DE4132665A1 - Tragfluegel fuer flugzeuge mit kurzstart- bzw. kurzlandeeigenschaften - Google Patents
Tragfluegel fuer flugzeuge mit kurzstart- bzw. kurzlandeeigenschaftenInfo
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Description
Die Erfindung betrifft Tragflügel für Flugzeuge mit Kurz- bzw. Kurzlande
eigenschatten, vorgesehen für Reisefluggeschwindigkeiten bis etwa 800
km/h.
Bei Flugzeugen der genannten Art ist es im Hinblick auf die gegenwärtige
und im Hinblick auf die zukünftig zu erwartende Energiesituation in erhöhtem
Maße erforderlich, nach Möglichkeiten zur Verbesserung der Wirtschaftlichkeit
bei hohen Leistungsforderungen zu suchen. Zur Erfüllung hoher Leistungs
forderungen kommt der Ausbildung der Profilform der Flugzeugtragflügel
wesentliche Bedeutung zu.
In der Vergangenheit war es üblich, Profile für Flugzeugtragflügel der allge
meinen Luftfahrt Profilkatalogen zu entnehmen. Solche Kataloge enthalten
Zusammenstellungen von Profilreihen, so z. B. die, welche von der NACA
aufgestellt worden sind. Für die Zusammenstellung einer Profilreihe wurde
eine bestimmte Bezeichnungsweise festgelegt, aus der bestimmte Unter
scheidungsmerkmale entnommen werden können.
So enthält die Zusammenstellung einer Profilreihe nach einer Bezeichnung
z. B. Angaben über die Profilwölbung in Prozent, der Wölbungsrücklage in
Zehnteln der Profiltiefe und der Profildicke in Prozent der Profiltiefe.
Bei einer anderen Profilreihe sind zu den festgelegten Maßen für die Wölbung
der Profile, der doppelte Wert der Wölbungsrücklage in Zehnteln der Profil
tiefe, die Form der Skelettlinie und Werte für die Ausbildung der Profile, be
züglich der Profildicke in Prozent der Profiltiefe festgelegt.
In neuerer Zeit herrscht zunehmend - auch bei neueren NACA-Entwicklungen
- die Tendenz vor, nach rein aerodynamischen Gesichtspunkten von vorgege
benen Druck- bzw. Geschwindigkeitsverteilungen auf der Saug- und Druck
seite der Profile auszugehen. Ziel der angegebenen Entwicklungen ist es,
Profilausbildungen zu ermitteln, die bestimmte Aufgaben optimal lösen.
Vergleiche der entsprechend der Energiesituation an Profile gestellten Lei
stungsforderungen mit Leistungen bisher bekannter Profilausführungen las
sen erkennen, daß zur Optimierung eine Erhöhung des Maximalauftriebes
der Profile mit und ohne Verwendung von Hochauftriebsmitteln in Form von
Klappen angestrebt werden muß.
Zur Vermeidung höheren Gewichtes und Verminderung des Widerstandes
sind Klappenanordnungen, wenn überhaupt, mit nur einem Spalt zu bevor
zugen.
Der Maximalauftrieb bestehenden Profilreihen entnommener Laminarprofile
ist aufgrund des für die Laminarhaltung der Strömung relativ gering zu be
messenden Nasenradius relativ niedrig. Demgegenüber ist der Mindestwider
stand der genannten Laminarprofile unter Ausnutzung der Laminardelle sehr
gering.
Die vorliegende Erfindung geht nicht von Laminarprofilen aus, und zwar aus
Gründen, die sich aus der Fertigungstechnik hinsichtlich nicht vermeidbarer
Unstetigkeiten der Profilober- bzw. Profilunterseite an bestimmten Stellen
über die Profiltiefe, z. B. im Bereich des Anschlusses des Nasenkastens am
Vorderholm (z. B. bei einer Ausführung im Bereich von 17% der Profiltiefe)
ergeben und der Tatsache, daß zumindest ein Abschnitt der freien Tragflügel
oberseite durch Propeller- bzw. Treibgasstrahlen der Triebwerke umströmt
wird.
Unter Berücksichtigung der genannten Fakten, wurde zur Schaffung gegen
über bekannten, aus Profilkatalogen entnommenen Profilen (z. B. NACA-Profi
len), verbesserter Profile, in bezug auf den Maximalauftrieb und den sich aus
dem Verhältnis von Widerstandskraft zur Auftriebskraft ergebenden Gleitwin
keln, eine stärkere Wölbung der Profilnase und eine stärkere Wölbung des
Profils im rückwärtigen Abschnitt der Profiloberseite vorgesehen.
Wird zur Erzielung einer verbesserten Widerstandsfähigkeit im Hinblick auf
die über die Flügelstruktur aufzunehmenden Belastungen (Biegemomente)
eine strukturelle Veränderungen (Verstärkung) des Tragflügelaufbaues vorge
sehen, so resultiert daraus zwangläufig eine Änderung des Tragflügelprofil.
Solche Maßnahmen können erforderlich werden, wenn Veränderungen des
Gewichts vom Tragflügel aufzunehmender Komponenten, z. B. von Außen
lasten gefordert sind.
Ferner kann eine Veränderung der Tragflügelstruktur notwendig sein, wenn
das Volumen der vom Tragflügel aufgenommenen Treibstofftanks z. B. zur Er
höhung der Reichweite des Flugzeuges vergrößert werden soll, oder aus
Gründen der Erzielung verbesserter aerodynamischer Leistungen des Trag
flügels (hohes camax bei gleichzeitiger Verringerung des kopflastigen Nick
momentes), mit daraus resultierender höherer Flügelbelastung.
Solche Veränderungen der Flügelstruktur (Verstärkung) sind, insbesondere
für den Innenflügelbereich, d. h. für den Bereich zwischen der Flügelwurzel bis
hin zum Bereich, innerhalb dem die Aufnahme von Außenlasten oder Anbau
ten, wie z. B. der Triebwerksanlagen vorgesehen ist und, bezogen auf die Er
streckung des Flügels in Richtung der Profiltiefe, der Bereich zwischen dem
vorderen und hinteren Holm, zweckmäßig.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, Profile für die Tragflügel von Flug
zeugen der angegebenen Kategorie zu schaffen, die trotz einer Veränderung
der Flügelstruktur zum Zweck der Aufnahme erhöhter Belastungen, mit den
daraus zwangläufig resultierenden Profiländerungen, zumindest die Aufrecht
erhaltung bisher erreichter, sehr guter aerodynamischer Eigenschaften er
möglichen.
Erreicht ist dieses Ziel durch die Gestaltung eines Tragflügelprofils der ge
nannten Art durch Kombination der besonderen Dickenverteilung über die
Profiltiefe und einer besonderen Wölbungsverteilung mit einem Skelettlinien
verlauf mit einem ausgeprägten, horizontalen oder der Horizontalen angenä
herten mittleren Abschnitt bzw. mit einem Wendepunkt mit horizontaler oder
der Horizontalen angenäherten Tangente nach den Merkmalen des Patent
anspruches 1 und in weiterer, vorteilhafter Ausgestaltung des Haupterfin
dungsgedankens nach den Merkmalen der dem Anspruch 1 folgenden
Patentansprüche.
So ausgebildete Tragflügel weisen gegenüber bereits vorgeschlagenen Pro
filierungen zumindest unter Beibehaltung der erhöhten Werte des erreichba
ren Maximalauftriebs und einer Verringerung des kopflastigen Nickmoments
eine fülligere Dickenverteilung, d. h. eine größere Dicke über einen Bereich
insbesondere im Bereich des Vorderholmes und bzw. oder des Hinterholmes,
d. h. gegenüber der bereits früher vorgeschlagenen Ausbildung (DE-PS
27 12 717) auf. Damit wird eine verbesserte Aufnahmefähigkeit des Trag
flügels für die Aufnahme von Außenlasten und anderer Anbauten z. B. Trieb
werksgondeln bzw. Triebwerke hinsichtlich der wirksamen Biegemomente
geschaffen, ohne dadurch die aerodynamischen Eigenschaften gegenüber
dem Bekannten zu verschlechtern, was bei Ausbildungen des Profils von
Tragflügeln der genannten Kategorie nach dem bisherigen Stand der Technik
bei einfacher Aufdickung die Folge ist.
Neben den vorangehend aufgezählten Vorteilen der erfindungsgemäßen
Ausbildung, resultiert auch eine Vergrößerung des für die Treibstoffzuladung
zur Verfügung stehenden Tankvolumens und damit einer Vergrößerung der
Reichweite des Flugzeuges.
Ferner wird mit der erfindungsgemäßen Ausbildung bei der Verwendung von
Hochauftriebsklappen ein günstiger Übergang von der Kontur des Profils der
Tragflügel auf die Kontur der Klappen, sowohl in eingefahrenem als auch in
ausgefahrenem Zustand zur Erzielung optimaler Strömungsverhältnisse er
reicht.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist bei einem Tragflügel mit einer in
der Art einer Einfachspaltklappe ausgebildeten Hochauftriebsklappe vorge
sehen, daß die Klappe eine Tiefe von 30% der Gesamttiefe des Tragflügels
aufweist und die maximale Rücklage des Klappendaches im Größenbereich
von 83% der Gesamttiefe liegt.
Infolge der Klappenprofilierung, entsprechend dem Tragflügelprofil mit einem
relativ kleinen Nasenradius mit relativ starker Wölbung im Nasenbereich und
einer starken rückwärtigen Wölbung, wird eine Druckverteilung, ähnlich der
am Tragflügel mit den dort genannten vorteilhaften Wirkungen, erzielt.
Das hintere Profilteil im Bereich der Spaltklappe - die im eingefahrenen Zu
stand das Tragflügelprofil selbst darstellt - ist vorteilhafter Weise so gestaltet,
daß die Spaltklappe auch in ausgefahrenem Zustand eine sehr gute, aero
dynamische Wirkung aufweist.
In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der erfindungsgemäßen Profilie
rung dargestellt und nachfolgend im einzelnen näher beschrieben.
Es zeigt
Fig. 1 schematisiert die Profilierung eines Flugzeugtragflügels in zwei
dimensionaler Darstellung, in Verbindung mit der Profilierung
einer Einfachspaltklappe, dargestellt in Einfahrstellung und
Fig. 2 in einem Diagramm den Wölbungsverlauf der Skelettlinie der
Profile und den Dickenverlauf des der Skelettlinie über die
Profiltiefe überlagerten Profiltropfens, wobei für den Dicken
verlauf ein anderer Maßstab gewählt ist und die Werte des
Verhältnisses von Profildicke zur Profiltiefe die relative Halb
dicke angeben.
In Fig. 1 ist als Ausführungsbeispiel eine Tragflügelprofilform gemäß der Erfin
dung in einem Koordinatensystem dargestellten, wobei auf der Abszisse x die
relative Profiltiefe x/l mit der Profilsehnenlänge l und auf der Ordinate y die
relative Profilhalbdicke y/l aufgetragen ist.
Die Kontur des Tragflügelprofils 1 nach Fig. 1 und 2 ist bestimmt durch die
symmetrische Dickenverteilung nach dem vorgegebenen Profiltropfen, der der
gewölbten Skelettlinie S zwischen den Punkten b1 bis b7 des Diagramms
überlagert ist.
In den Fig. 1 und 2 ist mit 1 das Tragflügelprofil und mit 2 das mit dem Tragflü
gelprofil in einer Schnittebene liegende Profil der Spaltklappe bezeichnet.
Ferner ist die Profilvorderkante mit 9, die Profilhinterkante mit 6 sowie die
Profilober- bzw. die Profilunterseite mit 3 bzw. 4 bezeichnet. Des weiteren stel
len dar 3′ bzw. 4′ die Profilober- bzw. die Profilunterseite der Spaltklappe und
8 das Klappendach am Tragflügelprofil 1.
Nach dem Diagramm gemäß Fig. 2 ist die Profilkontur beschrieben durch die
Wölbungsverteilung yW des Verlaufs der Skelettlinie S über die Profiltiefe
bzw. die relative Profiltiefe x/l und durch die Dickenverteilung yD, die der
Skelettlinie S überlagert ist. Dabei ist der Wölbungsverlauf mittels einer
durchgehenden Linie und die Dickenverteilung mittels einer gestrichelten
Linie dargestellt. Die Werte der Dickenverteilung sind als Halbdicke in das
Diagramm eingetragen.
Charakterisiert ist die erfindungsgemäße Wölbungsverteilung yW der Profil
ausbildung durch einen vorderen Punkt b1 mit einem am Profil relativ weit
vorn liegenden, steilen Anstieg der Wölbung zur Unterstützung der Ausbil
dung des sogenannten "front loading"-Effekts.
Ferner ist die Wölbungsverteilung yW charakterisiert durch einen Punkt b2
und einen weiteren Punkt b3. Diese beiden Punkte b2 und b3 schließen über
die Profiltiefe l einen Bereich B des Verlaufes der Skelettlinie S ein, inner
halb dem die Skelettlinie S einen horizontalen oder annähernd horizontalen
Verlauf besitzt.
Weiterhin ist der Verlauf der Skelettlinie S gekennzeichnet durch den weite
ren Punkt b4, der einen Wendepunkt darstellt, von dem aus die Größe der
des Anstieges der Wölbungsverteilung yW im Anschluß an den Punkt b3.
Mit den Werten des Punktes b4 ist ein Wendepunkt des Skelettlinienverlau
fes und mit Punkt b5 dessen Maximum gemeinsam mit den Werten des Punk
tes b6 festgelegt, wobei der Verlauf der Skelettlinie S negative Werte auf
weist.
Nach Fig. 2 weist der Verlauf der Skelettlinie S im hinteren Abschnitt (Punkt
b6), beginnend mit dem Wölbungsmaximum (Punkt b5) einen starken Abfall
gegen die Profilhinterkante 6 auf, was zur Erzielung des allgemein als "rear
loading" bezeichneten Effektes des Druckverlaufes an der Profilunterseite 3
führt.
Der mittlere Bereich B zwischen den Punkten b2 und b3 bzw. der Bereich B′
zwischen den Punkten b′2 und b′3 der Kennlinie mit der Wölbungsverteilung
yW mit horizontalem oder annähernd horizontalem Verlauf führt in Verbin
dung mit der Dickenverteilung yD zur Ausbildung einer Profiloberseite 3, mit
der eine vorzeitige Ablösung der Grenzschicht vermieden wird und ein weit
nach hinten in Richtung auf die Profilhinterkante 6 verlagerter, wirksamer
Unterdruckbereich geschaffen ist.
Schließlich ist beim Profilendpunkt b7 noch eine endliche Dicke yD für das
Profil vorgesehen. Der Profilendpunkt b7 fällt mit der Hinterkante 6 des Pro
fils zusammen.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform gemäß der Erfindung ist, wie aus Fig.
2 ersichtlich, ein Bereich B′ zwischen Punkten b2′ und b3′ gemäß dem Dia
gramm vorgesehen, innerhalb dem die Skelettlinie S horizontalen Verlauf
aufweist.
Der Bereich B′ schrumpft bei dieser Ausführungsform auf einen Punkt b3′′ mit
horizontaler Tangente des Verlaufs der Skelettlinie S zusammen. Der Punkt
b3′′ ist ein Wendepunkt im Verlauf der Skelettlinie S mit horizontaler Tan
gente.
Die angegebenen Punkte für die Wölbungsverteilung yW der Skelettlinie S
gelten, entsprechend den angegebenen Werten gemäß der Merkmale der
Patentansprüche auch für den Verlauf der Dickenverteilung yD im Diagramm
gemäß der Fig. 2.
Im vorderen Bereich der relativen Profiltiefe x/l, ausgehend vom Wert Null
(Profilvorderkante 9) bis ca. 0,25 der Einteilung ergibt sich aus dem relativ
kleinen Nasenradius r/l und der relativ großen Wölbung, der allgemein als
"front loading" bezeichnete Effekt des Druckverlaufes an der Profilunterseite
4. Daraus resultieren die geforderten günstigen Trimmwiderstände im
Reiseflug mit teilweiser Kompensation des unerwünschten Nickmomentenef
fektes infolge des "rear loading"-Effekts im hinteren Bereich des Profils.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist als Ausführungsbeispiel der Trag
flügel 1, wie in Fig. 1 gezeigt, mit einer in der Art einer Einfachspaltklappe
ausgebildeten Hochauftriebsklappe 2 versehen, wobei die Klappe eine Tiefe
von 30% der Gesamttiefe des Tragflügels 1 aufweist und die maximale Rück
lage des Klappendaches 8 im Größenbereich von 83% der Gesamttiefe vor
gesehen ist.
Infolge der Klappenprofilierung mit einem relativ kleinen Nasenradius r und
relativ starker Wölbung im Nasenbereich, sowie einer starken, rückwärtigen
Wölbung, an der Spaltklappe eine Druckverteilung, ähnlich der am Tragflügel
1 ohne eine solche Spaltklappe mit den dort erreichbaren, vorteilhaften Wir
kungen, erzielt.
Die Wölbung von Klappendach 8 des Tragflügels 1 und der Spaltklappe 2
führt zu einer starken Druckabsenkung im Bereich des Klappendaches 8 und
zu einer fülligen Belastung der Klappe 2 insgesamt. Aus der Klappenprofilie
rung ergibt sich bei relativ kleinem Klappenausschlag ein relativ hoher Maxi
malauftrieb. Daraus resultiert eine außerordentlich hohe Gleitzahl.
Claims (6)
1. Tragflügel für Flugzeuge mit Kurzstart- bzw. Kurzlandeeigenschaften,
vorgesehen für Reisefluggeschwindigkeiten bis etwa 800 km/h,
dadurch gekennzeichnet,
- - daß der Verlauf der Skelettlinie (s) des Tragflügelprofils über die Profiltiefe (l) einen vorderen Punkt (b1) bei ca. x/l = 0,05 mit der Größe von ca. yW/l=0,0106 und einer Steigung von ca. 6,12° besitzt,
- - daß ein Bereich B mit horizontalem oder nahezu horizontalem Verlauf zwischen ca. x/l=0,275 (Punkt b2) und x/l=0,45 (Punkt b3) und zwischen yW/l= 0,0165 und yW/l=0,0185 vorgesehen ist,
- - daß der Verlauf einen Wendepunkt (b4) bei ca. x/l=0,615 mit einer Größe von ca. yW/l=0,0201 mit der Tangentensteigung von ca. 1,14° und
- - ein Maximum (b5) bei ca. x/l=0,715 mit der Größe von ca. yW/l= 0,0214 und einen hinteren Punkt (b6) bei ca. x/l=0,878 mit der Größe von ca. yW/l=0,0139 und einer Steigung von ca. -5,21° einschließt und daß
- - der Skelettlinie (S) ein Profiltropfen überlagert ist mit einer Dickenverteilung (yD), die charakterisiert ist durch einen vorderen Punkt bei ca. x/l=0,05 von ca. yD/yD max = 49,36%,
- - einen Punkt bei ca. x/l=0,374 von ca. yD/yD max 99,19%,
- - einen Punkt bei ca. x/I=0,615 von ca. yD/yD max 84,16%,
- - einen weiteren Punkt bei ca. x/l = 0,715 von ca. yD/yD max = 63,35%,
- - einen Punkt bei ca. x/I = 0,878 von ca. yD/yD max = 22,89% und
- - einen Profilendpunkt (b7) bei ca. x/l = 1,0 von ca. yD/yD max = 1,73%.
2. Tragflügel nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, daß der
Verlauf der Skelettlinie (S) des Tragflügelprofils (1) über die Profil
tiefe (l) einen zweiten Punkt (b2′) bei ca. x/l = 0,35 mit der Größe von
ca. yW/l= 0,0179 und mit horizontaler Tangente, und einen sich nach
hinten anschließenden horizontalen Bereich (B′) bis ca. x/l = 0,41
(b3′) aufweist.
3. Tragflügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der
Verlauf der Skelettlinie (S) des Tragflügelprofils über die Profiltiefe (1)
einen Wendepunkt (b3′′) bei ca. x/l = 0,374 mit der Größe von ca.
yW/l= 0,0179 mit horizontaler Tangente aufweist, wobei der Bereich
(B) zwischen den Punkten (b2) und (b3) in diesem Wendepunkt
(b3′′) vereinigt ist.
4. Tragflügel nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß
der Skelettlinie (S) ein Profiltropfen überlagert ist mit einer Dickenver
teilung (yD), die charakterisiert ist durch einen vorderen Punkt bei ca.
x/l = 0,05 von ca. yD/l = 0,0427, einen Punkt bei ca. x/l = 0,374 von
ca. yD/l= 0,0858, einen Punkt bei ca. x/l = 0,615 von ca. yD/l=
0,0728, einen weiteren Punkt bei ca. x/l = 0,715 von ca. yD/l=
0,0548, und einen hinteren Punkt bei ca. x/l = 1,0 von ca. yD/l=
0,0015, wobei die angegebenen Werte von yD/l die relative Halb
dicke bezeichnen.
5. Tragflügelprofil nach mindestens einem der vorangehenden An
sprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Profil mit einem
Nasenradius (r) von ca. r/l = 0,0161 ausgeführt ist.
6. Tragflügelprofil nach mindestens einem der vorangehenden An
sprüche, mit einer in der Art einer Einfachspaltklappe ausgebildeten,
hinteren Hochauftriebsklappe, dadurch gekennzeichnet, daß die
Klappe (2) eine Tiefe von 30% der Gesamttiefe des Tragflügelprofils
(1) aufweist und die maximale Rücklage des Klappendaches (8) im
Größenbereich von 83,0% der Gesamttiefe (l) des Profils vorgesehen
ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19914132665 DE4132665A1 (de) | 1991-10-01 | 1991-10-01 | Tragfluegel fuer flugzeuge mit kurzstart- bzw. kurzlandeeigenschaften |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19914132665 DE4132665A1 (de) | 1991-10-01 | 1991-10-01 | Tragfluegel fuer flugzeuge mit kurzstart- bzw. kurzlandeeigenschaften |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4132665A1 true DE4132665A1 (de) | 1993-04-08 |
DE4132665C2 DE4132665C2 (de) | 1993-07-22 |
Family
ID=6441897
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19914132665 Granted DE4132665A1 (de) | 1991-10-01 | 1991-10-01 | Tragfluegel fuer flugzeuge mit kurzstart- bzw. kurzlandeeigenschaften |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE4132665A1 (de) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2608414A1 (de) * | 1975-03-04 | 1976-09-16 | Secr Defence Brit | Ueberkritisches tragfluegelprofil |
DE2712717A1 (de) * | 1977-03-23 | 1978-09-28 | Ver Flugtechnische Werke | Ueberkritisches tragfluegelprofil |
DE3208970A1 (de) * | 1981-07-01 | 1983-01-20 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Tragfluegel fuer flugzeuge mit kurzstart- und kurzlandeeigenschaften |
-
1991
- 1991-10-01 DE DE19914132665 patent/DE4132665A1/de active Granted
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2608414A1 (de) * | 1975-03-04 | 1976-09-16 | Secr Defence Brit | Ueberkritisches tragfluegelprofil |
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Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE4132665C2 (de) | 1993-07-22 |
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