DE521247C - Flugzeugfluegel mit konkaver und mit einer elastischen Wand ueberspannter Unterseite - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugzeugflügel mit konkaver und mit einer elastischen Wand überspannter Unterseite, die mit dem starren Teil einen mit der Außenluft durch eine Zuleitung verbundenen Hohlraum bildet, in den ein Druckmittel eingeführt werden kann.

Es sind derartige Flugzeugflügel bekannt, bei denen das Druckmittel mittels einer geeigneten, von dem Flugzeugführer gesteuerten Einrichtung in den Hohlraum des Flügels geschickt und entfernt wird.

Es ist auch bereits bekannt, den Hohlraum mit der Außenluft durch eine Zuleitung zu verbinden, durch die das Druckmittel und die Außenluft selbsttätig in den Hohlraum gelangen. Bei dieser bekannten Vorrichtung hat die Zuleitung eine solche Neigung von vorn nach hinten und von oben nach unten, daß sie an der Oberfläche des Flügels in einer Unterdruckzone mündet und daher der in dem Hohlraum vorhandene Druck stets kleiner als der von außen auf die elastische Unterseite des Flügels wirkende Druck ist, so daß die elastische Wand ein konkaves Profil besitzt.

Erfindungsgemäß ist die Zuleitung derart im vorderen Teil des Flügels angeordnet, daß ihre Achse parallel zur Richtung der Flügelsehne bei Nullauftrieb liegt. Dadurch wird erreicht, daß entsprechend dem Flugwinkel die elastische Wand konkav, eben und konvex werden kann und dadurch das Flügelprofil alle möglichen Formen annehmen kann.

Weitere Merkmale der Erfindung bestehen darin, daß der durch die elastische Wand im Flügel gebildete Hohlraum in eine Anzahl Kammern unterteilt ist, von denen jede für sich durch ein besonderes Zuleitungsrohr mit der Außenluft in Verbindung steht.

Auf diese Weise wird eine größere Wirksamkeit und ein schnelleres Einstellen des Flügels auf die Flugverhältnisse ermöglicht.

Die zu den verschiedenen Luftkammern führenden Rohre können unabhängig voneinander oder gemeinsam mit Hilfe von Klappen o. dgl. beispielsweise vom Führersitz aus geöffnet oder geschlossen werden. Dadurch kann das Flugzeug in einfacher Weise gesteuert werden.

In den Zeichnungen sind Beispiele von Ausführungen des Erfindungsgegenstandes dargestellt, und zwar zeigen Abb. 1, 2 und 3 einen Flügel gemäß der Erfindung in drei verschiedenen Lagen, Abb. 4 eine andere Ausführung des Erfindungsgegenstandes im Grundriß mit ausgeschnittener Flügeldecke, Abb. 5 einen Schnitt nach Linie A-B der Abb. 4 und Abb. 6 eine weitere Ausführung des Flügels in schematischer Ansicht.

Der Teil 1 (Abb. 1) bildet die starre Oberseite und die. starre konkave Unterseite des Flugzeugflügels, die von einer elastischen

Wand 2 überspannt ist. Zwischen der starren Unterseite und der elastischen Wand ist ein Hohlraum 3 gebildet, der durch die Zuleitung 4 mit der Außenluft in Vierbindung steht, die während des Fluges durch die im vorderen Teil des Flügels liegende regelbare Öffnung 4« eintreten kann. Die Achse der Zuleitung" liegt parallel zur Richtung der Flügelsehne bei Nullauftrieb. Die Druckregelung ist derart, daß bei mittlerem Anstellwinkel des Flugzeuges der vom Innern des Flügels auf dessen elastische Wand wirkende Druck gleich und entgegengesetzt dem ■von außen auf die elastische Wand wirkenden und das Flugzeug tragenden Druck ist. Bei diesen Flugverhältnissen nimmt die elastische Wand die aus Abb. 2 ersichtliche; Gleichgewichtslage ein. Die Gleichheit der Drücke, die bei einer bestimmten relativen Windgeschwindigkeit erreicht werden, bleibt auch bei anderen Geschwindigkeiten erhalten, da die beiden fraglichen Drücke dem Quadrat der relativen Windgeschwindigkeit proportional sind,

Wird bei konstanter Windgeschwindigkeit der Anstellwinkel des Flugzeuges vergrößert (Abb. 3), so wächst der auf die Außenfläche der elastischen Wand wirkende Druck, so daß sich die Wand gegen die starre Unterseite des Flügels anlegt.

In dem Falle, in dem der Innendruck des Flügels durch eine Zuleitung aufrechterhalten wird, deren Richtung mit Bezug auf den Wind festbleibt, würde der von innen auf die elastische Wand wirkende Druck konstant bleiben. Ist jedoch die Zuleitung mit dem Flügel verbunden, so kann der mittels der Zuleitung aufrechterhaltene Druck abnehmen, wenn der Anstellwinkel des Flugzeuges größer wird. Es genügt, wenn die Lage der Zuleitung mit Bezug auf den Flügel eine derartige ist, daß der Wind sie mit einem Winkel; schneidet, der um so spitzer ist, je großer der Anstellwinkel des Flugzeuges ist. Der im Innern des Flügels herrschende Druck wird auch bei großem Anstellwinkel kleiner, wenn er durch in geeigneter Weise angebrachte Öffnungen des Flügels aufrechterhalten wird.

Die in den Zeichnungen dargestellten Schaukurven zeigen die bei den, verschiedenen Anstellwinkeln vorhandene Druckverteilung.

Die Kurven E³ und E³ gelten für die Außenseite und die Kurven /² und /³ für die Innen- oder Unterseite des Flügels (Abb. 2 und 3). Dabei stellen die ausgezogenen und strichpunktierten Kurven die Druckvermehrung mit Bezug auf den statischen oder atmosphärischen Druck, die strichpunktierten Kurven die Druckverminderung mit Bezug auf den statischen Druck dar. Die Öffnung 4^e der Zuleitung 4 mündet in einen Teil des Flügels, wo der absolute Druck im Falle der Abb. 2 (Überdruck) größer als der im Falle der Abb. 3 (Unterdruck) ist. Für den Fall, daß der Druck durch Öffnungen, wie z. B. 4" aufrechterhalten wird, verringert sich der im Innern des Flügels herrschende Druck mit größer werdendem Anstellwinkel. Daher wird bei großen Anstellwinkeln der Druck im Innern des Flügels auf der elastischen Wand im allgemeinen kleiner sein als der von außen auf die elastische Wand wirkende Druck. In diesem Falle nimmt die Unterseite ein hohles Profil an fÄbb. 3, 2a).

Wird dagegen der Anstellwinkel bei gleichbleibender Windgeschwindigkeit verringert, so nimmt der Auftrieb ab, und der mittlere Druck auf die elastische Wand von außen wird gleichfalls kleiner. Wenn der dynamische Druck durch eine Zuleitung aufrechterhalten wird, deren Lage mit Bezug auf die Windrichtung sich nicht ändert, so bleibt dieser Druck konstant. Bei Verbindung der Zuleitung mit dem Flügel kann diese derart angeordnet sein, daß der dynamische Druck wächst, wenn der Anstellwinkel kleiner wird. Dies kann beispielsweise erreicht werden, indem die Achse der Zuleitung an dem vorderen Teil des Flügels mit Bezug auf die Flügelsehne bei Nullauftrieb höher liegt.

In dem Falle, in dem der Druck durch Öffnungen wie 4^a (Abb. i) aufrechterhalten wird, zeigen die Druckverteilungskurven E¹ und Ζ¹, verglichen mit den Kurven E² und /², daß der durch die Zuleitung im Innern des Flügels aufrechterhaltene Druck mit Abnehmen des Anstellwinkels wächst. Bei einem Flügel mit kleinem Anstellwinkel wird also der Innendruck des Flügels im allgemeinen größer als der von außen auf seine Unterseite wirksame Druck. Daher bauscht sich die Unterseite des Flügels auf und erhält die aus Abb. ι ersichtliche Form. Durch diese selbsttätigen Formveränderungen des Flügelquerschnittes werden folgende Vorteile erreicht:

i. Verbesserung der Polarkurve (des Polardiagrammes)

Bei den mittleren Anstellwinkeln besitzt der Flügel die guten Gleiteigenschaften der plankonvexen Flügel.

Bei großen Anstellwinkeln zeigt der Flügel die charakteristischen Eigenschaften der hohlen Flügel, nämlich große Auftriebsbeiwerte, die insbesondere für das Landen wichtig sind.

Bei- kleinen Neigungswinkeln besitzt der Flügel die Vorteile der bikonvexen Flügel, nämlich geringer Rücktrieb bei geringem Auftrieb. ·

Die Polarkurve des Flügels mit elastischer

Unterseite und innerem dynamischen Druck wird also von der Gesamtheit der Punkte der günstigsten Polarkurven der hauptsächlichsten Flügelarten gebildet.

2. Herabsetzung der Verschiebungen des Druckmittelpunktes

ίο Bei den üblichen starren Flügeln verschiebt sich der Druckmittelpunkt stark und befindet sich in etwa 28 °/o der Tiefe der vorderen Flügelkanten bei Flügeln mit großen Anstellwinkeln und etwa in 60 »Ό bei Flügeln mit geringem Auftrieb.

Bei dem Versuch, die Verschiebungen des Druckmittelpunktes eines starren Flügels zu vermindern, wird der maximale Auftrieb des Flügels verringert, und praktisch werden doch

ao im allgemeinen die genannten Verschiebungen nicht beseitigt.

Bei einem Flügel gemäß der Erfindung ist der Beiwert des Momentes Cm klein bei geringem Auftrieb, da das Flügelprofil bikonvex geworden ist. Daher ist der Druckmittelpunkt in seiner äußersten rückwärtigen Lage, verglichen mit dem gewöhnlichen Flügelprofil, erheblich nach vorn gedrückt. Diese Verringerung der Verschiebung des Druckmittelpunktes wirkt sich praktisch als eine Verringerung der Flügelbeanspruchung aus, so daß der Flügel leichter gebaut werden und die für das Höhenruder notwendige Kraft kleiner sein kann.

3. Erhebliche Verringerung des Bei wertes des Momentes CmO bei

Nullauftrieb

Bei den üblichen starren Flügeln muß ein verhältnismäßig großer Beiwert des Momentes bei Nullauftrieb üi Kauf genommen werden, da bei dem Versuch, diesen Beiwert zu verringern, die anderen guten Eigenschäften des Flügels, insbesondere der maximale Auftrieb, nachteilig beeinflußt werden.

Bei Gleitflug mit Nullauftrieb erreicht das Flugzeug beträchtliche Geschwindigkeiten, und das Torsionsmoment an den Flügeln, das dem Beiwert des Momentes und dem Quadrat der Geschwindigkeit proportional ist, erreicht bei starren Flügeln enorme Werte, die das Tragwerk stark beanspruchen.

Bei einem Flügel mit dynamischem Innendruck bewirkt das Anwachsen der Geschwindigkeit beim Gleitflug die Vergrößerung der Füllung des Hohlraumes, also ein Aufbauschen des Flügels. Durch Berechnung kann die Elastizität der Wand an der Unterseite des Flügels so geschaffen werden, daß das Flügelprofil symmetrisch zur Flugzeuggeschwindigkeit bei der Neigung nach unten zur Senkrechten wird.

In diesem Falle wird der Beiwert Cm O = o, und der Flügel unterliegt keiner Torsionsbeanspruchung mehr.

4. Wenn der Anstellwinkel kleiner wird, bauscht sich die Unterfläche des Flügels auf, und der Auftriebsbeiwert nimmt schneller für eine gleiche Änderung des Anstellwinkels ab als bei einem starren Flügel. Daraus ergibt sich, daß zwischen dem Flug mit geringem Auftrieb und dem Flug mit großem Auftrieb die Änderungen des Anstellwinkels kleiner sind als bei. starren Flügeln.

Der Rumpf eines Flugzeuges mit Flügeln gemäß der Erfindung wird also im allgemeinen besser im Winde stehen als der eines Flugzeuges mit starrem Tragwerk.

Gemäß einer anderen Ausführung des Flügels kann der Druck im Innern von Behältern wirksam sein, die im Flügel untergebracht sind, und durch Aufbauschen die Form der Unterfläche, deren Überspannung elastisch ist, verändern.

Wird der Druck in den Behältern durch einfache Rohre aufrechterhalten, die entsprechend dem relativen Wind eingestellt sind und deren Achse parallel zur Richtung der Flügelsehne bei Nullauftrieb liegt, so ist der in den Behältern herrschende Druck größer bei der Anstellung für den maximalen Gleitflug als der mittlere äußere Druck auf die Unterfläche des Flügels.

Der Innendruck ist noch größer, wenn die Behälter durch Mehrfachdruckzuleitungen ersetzt werden. Um Gleichheit der Druckkräfte auf der Innen- und Außenfläche der elastischen Wand zu erhalten, muß die Oberfläche der Behälter, die mit der Wand in Berührung stehen, klein, verglichen mit der Gesamtoberfläche der elastischen Wand, und entsprechend berechnet sein.

In den Abb. 4 und 5 ist ein Beispiel einer derartigen Ausführung des Flügels gemäß der Erfindung dargestellt. Mit 8 sind Rippen des Flügels bezeichnet, die in einen Längsträger 10 eingezogen sind. Ihre Oberseite 8" und ihre Vorderkanten sind mit Metallblech 9 verkleidet. An der konkaven Unterseite 8' jeder Rippe ist ein Behälter 3", der beispielsweise aus Gummi besteht, auf beliebige geeignete Weise befestigt. Der Abstand der Rippen voneinander wird je nach der gewünschten Berührungsfläche zwischen den Behältern und der elastischen Wand 2 des Flügels gewählt. Mittels der Zuleitung 4, die bei 13 an dem Behälter y angebracht ist, wirkt der an der Öffnung 4" herrschende Druck im Innern des Behälters 3«. Beim Aufblähen legt sich die Behälterwandung gegen

die elastische Wand 2. Ist der Behälter 3° leer, so legt sich die elastische Wand 2 gegen die konkave Unterseite 8« der Rippe.

Durch geeignete Wahl der Dicke der Behälterwandung und der Dicke der elastischen Wand kann erne bestimmte gewünschte Formveränderung des Flügels erreicht werden. Die Wirkungsweise des Flügels ist genau dieselbe wie vorher beschrieben.

Durch willkürliche Beeinflussung des im Flugzeugflügels herrschenden Druckes kann eine beliebige gewünschte Steuerung des Flug^ zeuges herbeigeführt werden. Die in Abb. 6 dargestellte Vorrichtung dient diesem Zweck. Der Hohlraum des Flügels ist in eine Anzahl Kammern unterteilt (im vorliegenden Beispiel vier, nämlich 15, 16, 17 und 18) mit den Trennwänden e-f, g-k, i-j, von denen jede für sich durch ein besonderes Zuleitungsrohr mit der Außenluft in Verbindung steht. Der in jeder Kammer wirksame Druck kann durch Öffnen oder Schließen der Rohrmündungen 19, 20, 21 und 22 unabhängig voneinander oder gemeinsam mit Hilfe von Klappen 23, 24, 25, 26 geregelt werden, die beispielsweise vom Führersitz durch Stangen 23°, 24^ 25«, 26« beeinflußt werden.

Fliegt beispielsweise das Flugzeug mit voller Kraft in waagerechter Richtung und mit bikonvexem Flügel, so werden dabei die vier Klappen gleichzeitig derart gesteuert, daß der im Flügel herrschende Druck abnimmt, so wird das Flügelprofil flacher, und es wächst der Auftriebsbeiwert bei dem gleichen Anstellwinkel des starren Flügelteiles. Das Flugzeug beginnt zu steigen. Es wird also eine Steuerung erreicht, die einer Vergrößerung des Anstellwinkels entspricht.

Die Anfangssteuerung wird durch Einstellen der Klappen 23 und 26 wiederhergestellt, indem beispielsweise das Ende 16 des Flügels sich aufbläht und das Ende 18 sich aushöhlt. Der Auftrieb des Endes 15 wird kleiner und der des Endes 18 größer. Das Flugzeug neigt sich, wie wenn es unter dem Einfluß einer Quersteuerung stünde.

Es sind eine ganze Reihe von Steuerungen möglich durch Änderung der Kombination der Regelung aller Klappen, deren Steuerstangen vom Führersitz zusammenlaufen können.

An Stelle der Klappen können auch die Zuleitungen mit Ventilen versehen sein, die Zuleitungen gegenüber dem Wind geneigt werden oder irgendein anderes geeignetes Verfahren zur Änderung der Drücke in den Flügelkammern benutzt werden.

In allen Fällen erfordert die Bedienung dieser Organe von Seiten des Flugzeugführers keine Anstrengung, da die selbsttätigen Steuereinrichtungen diese Bedienung ausführen können.

Elastische und durch Druckmittel aufblähbare Wände können außerdem noch an den beiden Stirnflächen des Flügels vorgesehen

Claims (3)

1. Patentansprüche:

   ι. Flugzeugflügel mit konkaver und mit einer elastischen Wand überspannter Unterseite, die mit dem starren Teil einen mit der Außenluft durch eine Zuleitung verbundenen Hohlraum bildet, dadurch gekennzeichnet, daß die Zuleitung (4) derart im vorderen Teil des Flügels angeordnet ist, daß ihre Achse parallel zur Richtung der Flügelsehne bei Nullauftrieb liegt.
2. 2. Flugzeugflügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der durch die elastische Wand im Flügel gebildete Hohlraum in eine Anzahl von Kammern unterteilt ist, von denen jede für sich durch ein besonderes Zuleitungsrohr mit der Außenluft in Verbindung steht.
3. 3. Flugzeugflügel nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Rohre, die zu den verschiedenen Luftkammern führen, unabhängig voneinander oder gemeinsam mit Hilfe von Klappen o. dgl. beispielsweise vom Führersitz aus geöffnet oder geschlossen werden.

   Hierzu ι Blatt Zeichnungen