DE434778C - Einrichtung zur Vergroesserung des Landungsgleitwinkels fuer Flugzeuge - Google Patents
Einrichtung zur Vergroesserung des Landungsgleitwinkels fuer FlugzeugeInfo
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- DE434778C DE434778C DEB117259D DEB0117259D DE434778C DE 434778 C DE434778 C DE 434778C DE B117259 D DEB117259 D DE B117259D DE B0117259 D DEB0117259 D DE B0117259D DE 434778 C DE434778 C DE 434778C
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
- B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
- B64C9/18—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by single flaps
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
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- B64C9/08—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders bodily displaceable
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- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
- B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
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- B64C2003/146—Aerofoil profile comprising leading edges of particular shape
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Description
Es ist bekannt, daß die Leistungsfähigkeit von Flugzeugen in hohem Maße von dem
Widerstand abhängt, den das Flugzeug in der Luft vorfindet. Aus diesem Grunde ist
gerade bei Kleinflugzeugen mit sehr schwachem Motor besonders peinlich darauf zu achten, daß alles vermieden wird, w*as die
Reibungswiderstände in der Luft vergrößert und die Ausnutzung der an sich schon
ίο schwachen Maschine beeinträchtigt. Desgleichen
ist an sich bekannt, daß der Gleitwinkel, unter welchem ein Flugzeug beim Landen niedergehen muß, wenn es mit möglichster
Geschwindigkeitsverringerung sich auf den Boden aufsetzen soll, um so kleiner oder flacher wird, je geringer der Widerstand
ist. Diese letztere Tatsache erschwert häufig in außerordentlich störendem Maße den Landungsvorgang
bei Gleitflugzeugen, namentlieh dann, wenn der Landungsplatz eine vergleichsweise
geringe Flächenerstreckung besitzt und womöglich am Rande mit hohen Bäumen bestanden ist. Eine \*ergrößerung
des Gleitwinkels beim Landen ohne gleich-
a5 zeitige Steigerung des Widerstandes setzt
aber das Flugzeug der Gefahr des Rammens aus und gefährdet Flugzeug und Flieger.
Die Erfindung bezweckt, den vorstehend angedeuteten Widerspruch zwischen der Forderung
eines auf möglichst geringen Luftwiderstand abgestellten Flugzeuges und der Forderung eines nicht allzu flachen Gleitwinkels
beim Landen dadurch zu lösen, daß eine Einrichtung vorgesehen wird, welche im Augenblick des Niederganges, während das
Fahrzeug noch in der Luft schwebt, den Widerstand künstlich vergrößert, so daß der
j Gleitwinkel vergrößert und trotzdem das j Flugzeug mit der größtmöglichen Langsam-
! keit niedergebracht werden kann. Die Erfindung beruht auf folgenden Erwägungen:
Es ist bekannt, daß sich der Gesamtwiderstand eines Flugzeuges zusammensetzt aus
der Summe von Luftreibungswiderstand und sog. induziertem Widerstand, d. h. dem
Widerstand, der in der Hauptsache durch Wirbelbildung und Druckausgleichsvorgänge
an den Tragflächenrändern verursacht wird. Während der Luftreibungswiderstand im allgemeinen eine Größe darstellt, die sich
im wesentlichen proportional dem Quadrat der Geschwindigkeit steigert, ist der induzierte
Widerstand umgekehrt proportional dem Quadrat der Tragfiächenspanmveite
Bei an sich gleicher Tragflächenerstreckung würde man in der Lage sein, den induzierten
Widerstand und damit den Gesamtwiderstand und den Gleitwinkel des Flugzeuges innerhalb bestimmter Grenzen zu ändern, indem
man Spannweite und Tiefe der Tragfläche unter Wahrung des gesamten Tragflächeninhalts
entsprechend ändert. Es wäre beispielsweise in obigem Sinne eine Beeinflussung des induzierten Widerstandes in der
Richtung der Widerstandsvergrößerung dadurch zu erzielen, daß man statt einer Tragfläche
von gegebener Spannweite und Tiefe zwei Tragflächen von der gleichen Tiefe, aber
etwa der halben Spannweite anordnet.
Derartige Möglichkeiten sind natürlich während des eigentlichen Fluges ausgeschlossen.
Es zeigt sich aber, daß man eine
dem Zweck der Widerstandssteigerung und Gleitwinkelvergrößerung entsprechende Beeinflussung
einer Tragfläche ohne Änderung ihrer eigentlichen Spannweite und -tiefe auch dadurch erzielen kann, daß man an der Tragfläche
an geeigneter Stelle genügend große Ausnehmungen vorsieht, welche eine widerstandssteigernde
Vergrößerung des induzierten Widerstandes durch gewollte Vergrößerung der Wirbelbildung zur Folge haben. Sofern
man nur diese Ausnehmungen genügend weit und tief vorsieht, wird die Tragfläche gewissermaßen in zwei oder mehr, vom
Standpunkt des induzierten Widerstandes aus betrachtet, unabhängige Teile aufgelöst, d. h.
unter Wahrung der früheren Tragflächenerstreckung in mehrere Tragflächen von verkleinerter
Spannweite aufgelöst. Diese Wirkung ist besonders dann intensiv, wenn man die Ausnehmungen an der Stelle vorsieht, wo
die druckausgleichende Tendenz zwischen der Tragflächenober- und -Unterseite infolge
der Existenz eines großen Druckunterschiedes besonders ausgeprägt ist, d. h. an der
sogenannten Xase oder vorderen Rundung der Tragfläche. In der Tat treten dann an
der Ausnehmung sehr kräftige Randwirbel auf, die sich im Kanal mit angerauchter Luft
unmittelbar sichtbar machen lassen und in der Praxis tatsächlich eine die Landungaußerordentlich
begünstigende Vergrößerung des Gleitwinkels zur Folge haben.
Die Erfindung besteht also darin, daß zum Zwecke der Vergrößerung des Gleitwinkels
beim Landen die Tragfläche des Flugzeuges zwischen den Enden und vorzugsweise an der
Stirn- oder Nasenseite mit einer oder mehreren genügend tiefen und breiten Ausnehmungen
versehen wird, die während des Fluges zum praktischen \Tollprofil ergänzt werden
und erst beim Landungsvorgang zur Wirkung gebracht werden. Die Anordnung dieser Ausnehmungen an der Nasenseite ist in
jedem Falle zu bevorzugen. Bei Anordnung von Ausnehmungen am Profilende oder zwischen
diesem und der Nasenseite ist die | Wirkung zwar nachweisbar, aber doch gegenüber
der Anordnung an der Nasenseite wesentlich schwächer und kaum geeignet, den Landungsvorgang im Sinne einer befriedi- j
genden Steigerung des Landungsgleitwin- ' kels zu beeinflussen. Es empfiehlt sich, die
Breite des Ausschnittes in Größe von etwa 20 bis 30 Prozent, die Tiefe auf mindestens
20 Prozent der Tragflächentiefe vorzusehen. In der Zeichnung ist die Erfindung unter
Anordnung eines zwischen den Tragflächenenden gelegenen Ausschnittes dargestellt.
α ist die Tragfläche, welche vorn als Xase α1,
hinten bei <;- wesentlich schneidenförmig
profiliert ist. Zwischen den beiden Tragflächenenden befindet sich eine Ausnehmung
b, welche gewöhnlich durch einen entsprechend profilierten Schieber, eine Drehklappe
o. dgl. zum vollen Profil der Tragfläche α ergänzt ist und beim Landen durch
Entfernung des die Ausnehmung b gewöhnlich ausfüllenden Tragflächenprofilteiles durch
den Flieger zur Wirkung gebracht werden kann. Im allgemeinen erreicht man durch Anordnung nur einer Ausnehmung an der
Xasenseite eine genügende Steigerung des Widerstandes beim Landen und eine genügende
Vergrößerung des Landungsgleitwinkels, doch versteht sich, daß man statt der einen Ausnehmung b auch deren mehrere
anordnen kann. Die Mittel zur Freilegung der Ausnehmung b sind - in der Zeichnung
nicht näher angedeutet, da sie bekannter oder beliebiger Art sein können und an sich nicht
den Gegenstand der Erfindung bilden.
Claims (6)
1. Einrichtung zur Vergrößerung des Landungsgleitwinkels, insbesondere für
Klein- und Segelflugzeuge, dadurch gekennzeichnet, daß das Tragflächenprofil mit während des Fluges zum Vollprofil
ergänzbaren Ausnehmungen versehen ist, die während des Landens zur Wirkung gebracht werden und den induzierten
Flugzeugwiderstand steigern.
2. Einrichtung nach Anspruch i, dadurch
gekennzeichnet, daß die Ausnehmungen an der Nasenseite des Tragflächenprofils angeordnet sind.
3. Einrichtung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausnehmungen
zwischen den Tragflächenenden vorgesehen sind.
4. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß an der Naseilseite
der Tragfläche und zwischen den Tragflächen enden eine einzige Ausnehmung von wesentlicher Tiefe und Breite
vorgesehen ist.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausnehmung
eine Breite von 20 bis 30 Prozent und eine Tiefe von etwa 20 Prozent der Tragflächentiefe besitzt.
6. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausnehmungen
von der Tragflächenoberseite zur Tragflächenunterseite unter Unterbrechung des Nasenprofils verlaufen.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEB117259D DE434778C (de) | 1924-12-21 | 1924-12-21 | Einrichtung zur Vergroesserung des Landungsgleitwinkels fuer Flugzeuge |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEB117259D DE434778C (de) | 1924-12-21 | 1924-12-21 | Einrichtung zur Vergroesserung des Landungsgleitwinkels fuer Flugzeuge |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE434778C true DE434778C (de) | 1926-10-02 |
Family
ID=6994500
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEB117259D Expired DE434778C (de) | 1924-12-21 | 1924-12-21 | Einrichtung zur Vergroesserung des Landungsgleitwinkels fuer Flugzeuge |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE434778C (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4913381A (en) * | 1986-05-12 | 1990-04-03 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Aerodynamic components having leading edge devices |
US5037044A (en) * | 1986-11-04 | 1991-08-06 | British Aerospace Public Limited Company | Aerodynamic or hydrodynamic surfaces |
EP3326907A1 (de) * | 2016-11-25 | 2018-05-30 | Airbus Operations, S.L. | Auftriebsfläche eines flugzeugs zur erhöhung der erzeugten auftriebskraft |
-
1924
- 1924-12-21 DE DEB117259D patent/DE434778C/de not_active Expired
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4913381A (en) * | 1986-05-12 | 1990-04-03 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Aerodynamic components having leading edge devices |
US5037044A (en) * | 1986-11-04 | 1991-08-06 | British Aerospace Public Limited Company | Aerodynamic or hydrodynamic surfaces |
EP3326907A1 (de) * | 2016-11-25 | 2018-05-30 | Airbus Operations, S.L. | Auftriebsfläche eines flugzeugs zur erhöhung der erzeugten auftriebskraft |
US10850832B2 (en) | 2016-11-25 | 2020-12-01 | Airbus Operations S.L. | Lifting surface of an aircraft for increasing the generated lift force |
RU2747810C2 (ru) * | 2016-11-25 | 2021-05-14 | Эйрбас Оперейшнз С.Л. | Несущая поверхность воздушного судна и воздушное судно |
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