DE522123C - Flugzeugtragfluegel, Steuer- oder Leitwerkflaeche mit Hilfsfluegel - Google Patents
Flugzeugtragfluegel, Steuer- oder Leitwerkflaeche mit HilfsfluegelInfo
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- DE522123C DE522123C DEM103476D DEM0103476D DE522123C DE 522123 C DE522123 C DE 522123C DE M103476 D DEM103476 D DE M103476D DE M0103476 D DEM0103476 D DE M0103476D DE 522123 C DE522123 C DE 522123C
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- 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
- B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
- B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- 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
- B64C9/28—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots by flaps at both the front and rear of the wing operating in unison
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf mit Hilfsflügel versehene Flugzeugtragflügel, Steueroder
Leitwerkflächen. Es ist bereits vorgeschlagen worden, die Hinterkante des Hilfsflügels
vor der Vorderkante des Hauptflügels oder der Hauptfläche anzuordnen. Diese bekannten
Hilfsflügel wurden durch den Flugzeugführer verstellt, da ständig offene Spalte im Normalflug großen zusätzlichen Widerstand
aufweisen und die Gleitzahl des Flugzeuges wesentlich verschlechterte.
Gemäß der Erfindung ist die Anordnung so getroffen, daß der Hilfsflügel um eine mit
dem Hauptflügel oder der Hauptfläche verbundene Achse vollkommen frei schwingt. Der Ausschlag des Hilfsflügels wird durch
besondere Anschläge begrenzt, sobald die Verlängerung der Sehne des Hilfsflügels
außerhalb der Saugseite des Hauptflügels oder der Hauptfläche liegt. Diese Anordnung hat
gegenüber den bekannten Einrichtungen zur Vergrößerung des kritischen Anstellwinkels
und des Auftriebes den Vorteil, daß das Einstellen des Hilfsflügels, welche die Auftriebserhöhung
bedingt, selbsttätig erfolgt.
Gemäß der Erfindung kann ferner das Querruder so mit dem verstellbar angeordneten
Anschlag des Hilfsflügels verbunden werden, daß eine zwangsläufige Einstellung des
Anschlages entsprechend der Stellung des Querruders erfolgt. Die zur Verwendung kommenden
Anschläge für den Hilfsflügel sind als Rollen ausgebildet. Der Hilfsflügel kann auch
zur selbsttätigen Steuerung einer frei beweglich zum Flügel angelenkten Flügelklappe
herangezogen werden, dergestalt, daß bei Aufwärtsbewegung der Hinterkante des Hilfsflügels
die Klappe heruntergezogen und dadurch die Wölbung des Flügelprofils vergrößert wird. Zwischen Hauptflügel und beweglicher
Flügelklappe kann ein nach hinten gekrümmter, düsenartig verengter Spalt angeordnet
werden. Die durch diesen Spalt strömende Luft verhindert das Ablösen der Luftströmung
auf dem Rücken der Klappe, wenn diese bei großen Anstellwinkeln durch den Hilfsflügel selbsttätig herabgezogen worden
ist.
Die Erfindung ist auf den Zeichnungen, beispielsweise dargestellt, und zwar zeigt
Abb. ι den Querschnitt durch einen Tragflügel, der sich unter großem Anstellwinkel
befindet und vor der Vorderkante den Hilfsflügel trägt, Abb. 2 eine der Abb. 1 entsprechende
Schnittansicht mit dem Tragflügel unter kleinem Anstellwinkel und entsprechender
Stellung des Hilfsflügels, Abb. 3 einen Schnitt durch den Tragflügel unter steilem
Anstellwinkel und bei Anlenkung des Hilfsflügels vor seiner eigenen Vorderkante, Abb. 4
eine der Abb. 3 entsprechende Schnittansicht mit dem Flugzeugtragflügel unter kleinem Anstellwinkel
bei entsprechender Lage des Hilfsflügels, Abb. 5 einen Querschnitt durch einen Tragflügel, bei welchem der Hilfsflügel hinter
seiner Vorderkante angelenkt ist, Abb. 6 eine der Abb. 5 entsprechende Schnittansicht mit
dem Flugzeugtragflügel unter steilem Anstell-
winkel bei entsprechender Grenzstellung des Hilfsflügels, Abb. 7 die Seitenansicht eines
mit einem Hilfsflügel ausgerüsteten Steuerruders, Abb. 8 eine weitere Ausführungsfarm
der Abb. 7 und die Abb. 9 bis 14 Schmttansichten verschiedener Ausführungsformen
eines Tragflügels mit einem Querruder oder einer Flügelklappe, welche mit dem vor der
Vorderkante des Tragflügels liegenden Hilfsflügel verbunden ist.
In Abb. ι und 2 ist mit 4 der Flugzeugtragflügel
bezeichnet, vor dessen Vorderkante unter Verwendung von Auslegern 3 der Hilfsflügel
i, bei 2 angelenkt, schwenkbar gelagert ist. Zur Begrenzung der nach oben gerichteten
Bewegung des Hilfsflügels ist ein Anschlag 6 vorgesehen. Die Abb. 1 läßt erkennen,
daß bei einem steilen Anstellwinkel des Flugzeugtragflügels der Hilfsfiügel 1 sich
gegen den Anschlag 6 legt, d. h. sich vollkommen selbsttätig einstellt, während bei kleinem
Anstellwinkel der Hilfsflügel nicht in Wirkung tritt und, wie die Abb. 2 erkennen läßt,
einen sehr geringen Widerstand erzeugt.
Bei den Ausführungsförnien nach den
Abb. 3 und 4 liegt die Vorderkante des Hilfsflügels ι hinter der Lagerstelle 2, an welcher
der Hilfsflügel angelenkt ist.
Die Abb. 3 zeigt den Tragflügel unter steilern Anstellwinkel. Entsprechend befindet sich
der Hilfsflügel 1 in seiner Grenzstellung, die durch den Anschlag 6 bestimmt ist." In der
Abb. 4 ist der Anstellwinkel des Tragflügels klein, und der Hilfsflügel befindet sich in
seiner unwirksamen Stellung, in welcher er nur geringen Luftwiderstand erzeugt.
Die Ausführungsform nach den Abb. 5 und 6 zeigt die Lagerung des Hilfsflügels 1
hinter seiner Vorderkante und die Verwen,-dung von zwei Anschlägen 6, 6'. Die beiden
Abb. 5 und 6 entsprechen sonst den Abb. 1 und 2 bzw. 3 und 4.
Die Abb. 7 und 8 zeigen die Anwendung
des Hilfsflügels an einem Seitenruder. Das Ruder ist mit 47 bezeichnet und am Rumpf
48 in bekannter Weise angelenkt. Der Hilfsflügel ι ist bei 2 schwenkbar in der Flugrichtung
vor dem Ruder 47 gelagert, und seine Bewegung wird durch am Steuerruder sitzende Anschläge 6' begrenzt.
Bei der Ausführungsform nach der Abb. 8 ist das Ruder 47 an einer besonderen Flosse
49 des Rumpfes 48 angelenkt, und der Hilfsflügel
ι ist oberhalb dieser Flosse an der
Ruderausgleichfläche entsprechend Abb. 7 angelenkt.
Bei den Ausführungsformen nach Abb. 9 bis 11 sind am Hinterende des Flügels vier
Querruder 12 angeordnet, die durch Hebei
ii, Seilzüge τ6, τγ und Rollen. 18 vom
Flugzeugführer aus bewegt werden können.
Bei diesen Ausführungsformen besteht nun eine besondere Verbindung zwischen den Querrudern
und den Anschlägen der Hilfsflügel. Nach Abb. 9 bewirken Ausschläge des Querruders
21 unter Zuhilfenahme der am Hebel
angreifenden Stange 10 verschiedene Einstellungen des Anschlages 6* für den Hilfsflügel 1.
Zu diesem Zweck sitzt der Anschlag 6* an einem bei 8 schwenkbaren Dreieck, an welehern
bei 9 die Stange 10 angreift. Durch Senken des Querruders wird der Anschlag 6V
gehoben und dadurch der Ausschlag des Hilfsflügels ι vergrößert.
Bei der Äusführungsform nach der Abb. 10
sitzt der Anschlag 6* an dem einen Ende eines doppelarmigen Hebels 7*, an welchem
bei 9 die Stange 10 angreift. Die Wirkungsweise ist sonst die gleiche wie bei der Ausführungsform
nach der Abb. 9.
Die Abb. 11 zeigt eine Ausführung, bei
welcher ein besonders gestalteter ungleicharmiger Hebel 11 zur Übertragung der Bewegung
des Querruders auf den Anschlag 6* benutzt wird. Die Stange 10 ist an dem einen
Hebelarm des doppelarmigen Hebels 11 bei
ι ix angelenkt. Durch die besondere Form des
doppelarmigen Hebels 11 wird bei gleichen Ausschlagwinkeln des Querruders 12 erreicht,.
daß die Bewegung des Anschlages 6V nicht entsprechend und gleichmäßig der Bewegung
des Querruders erfolgt, sondern ungleichmäßig.
Abb. 12 bezieht sich auf einen Tragflügel,
bei dem eine Flügelklappe 20 vom Hilfsflügel gesteuert wird. Nach der Abb. 12 sitzt der
Anschlag 6* an einem Winkelhebel 7, ähnlich wie bei der Äusführungsform der Abb. 9.
Die Bewegung des Winkelhebels wird begrenzt durch besondere Anschläge 22 und 23.
Die Verbindung dieses Hebels mit der Flügelkläppe 2o erfolgt durch eine Stange 10,
welche bei 19 an dem Verbindungshebel der Flügelklappe 20 angelenkt ist. Bei der Ausführung
nach der Abb. 13 und 14 werden an
Stelle der Anschläge 22 und 23 Haltedrähte 24 und 25 benutzt, welche die Flügelklappe
20 mit dem Flugzeugtragflügel verbinden.
Bei dem zuletzt genannten Beispiel wird zwischen der Klappe und dem Flugzeugtragflügel
ein Spalt gebildet, dessen Weite bei einigen Ausführungen durch die Bewegungen der
Klappe verändert werden kann. In-Abb. .13
und 14 sind zwei verschiedene Stellungen der Klappe 20 und des Hilfsflügels 1 dargestellt.
Claims (4)
- Patentansprüche:i. Flugzeugtragflügel, Steuer- oder Leitwerkfläche mit Hilfsflügel, dessen Hinterkante vor der Vorderkante des Hauptflügels oder der Hauptfläche liegt,dadurch gekennzeichnet, daß der Hilfsflügel (ι) um eine mit dem Hauptflügel oder der Hauptfläche (4) fest verbundene Achse (2) frei schwingt, wobei sein Ausschlag durch Anschläge (6, 6') begrenzt wird, sobald die Verlängerung der Sehne des Hilfsflügels außerhalb der Saugseite des Hauptflügels oder der Hauptfläche liegt.
- 2. Flugzeugtragflügel mit Hilfsflügel und Querruder nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der den Ausschlag des Hilfsflügels (1) begrenzende Anschlag (6) derart zwangsläufig mit dem zugeordneten Querruder (12) verbunden ist, daß beim Verstellen des Querruders sich die Lage des Anschlages zum Hauptflügel (4) ändert.
- 3. Flugzeugtragflügel mit Hilfsflügel und Flügelklappe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe (20) selbsttätig durch den Hilfsflügel (1) gesteuert wird.
- 4. Flugzeugtragflügel mit durch einen Spalt getrennter Flügelklappe nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügelklappe (20) derart mit dem Hilfsflügel (1) verbunden ist, daß sich beim Verschwenken des Hilfsflügels (1) die Weite des Spaltes ändert.Hierzu ι Blatt Zeichnungen
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEM103476D DE522123C (de) | 1928-02-17 | 1928-02-17 | Flugzeugtragfluegel, Steuer- oder Leitwerkflaeche mit Hilfsfluegel |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEM103476D DE522123C (de) | 1928-02-17 | 1928-02-17 | Flugzeugtragfluegel, Steuer- oder Leitwerkflaeche mit Hilfsfluegel |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE522123C true DE522123C (de) | 1931-03-31 |
Family
ID=7325140
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEM103476D Expired DE522123C (de) | 1928-02-17 | 1928-02-17 | Flugzeugtragfluegel, Steuer- oder Leitwerkflaeche mit Hilfsfluegel |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE522123C (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3202812A1 (de) * | 1982-01-26 | 1983-08-04 | Werner 1000 Berlin Schlick | Stroemungs-leitfluegel |
DE3827796A1 (de) * | 1988-08-16 | 1990-02-22 | Eduard Weinert | Hilfsfluegel |
-
1928
- 1928-02-17 DE DEM103476D patent/DE522123C/de not_active Expired
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3202812A1 (de) * | 1982-01-26 | 1983-08-04 | Werner 1000 Berlin Schlick | Stroemungs-leitfluegel |
DE3827796A1 (de) * | 1988-08-16 | 1990-02-22 | Eduard Weinert | Hilfsfluegel |
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