DE563820C - Flugzeugtragflaeche - Google Patents

Description

Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist eine Flugzeugtragfläche mit besonders ausgebildeten seitlichen Enden, die das seitliche Kippen und das damit verbundene Über-S gehen in einen Trudelflug unmöglich machen sollen.

Wird ein Flugzeug von einer Bö erfaßt, die das eine Fiügelende hebt und dem Flugzeug eine Drehung um seine Rumpfachse erteilt, so wird der Anstellwinkel auf der abwärts drehenden Seite vergrößert, auf der aufwärts drehenden Seite verkleinert. Bei kleinen AnsteEwinkeln, bei denen die Kurve des Beiwertes C_n der Normalkraft in Abhängigkeit vom Anstellwinkel — c„-Kurve genannt — steigt, hat eine Vergrößerung des Anstellwinkels auch eine Vergrößerung der Normalkraft zur Folge, so daß die abwärts drehende Seite infolge der Vergrößerung ihres Anstellwinkels auch eine Vergrößerung ihrer Normalkraft, die aufwärts drehende Seite hingegen eine Verkleinerung derselben erfährt und die eingeleitete Drehung auf diese Weise gedämpft wird. Querruderausschlag entgegen der Drehung hat bei kleinen Anstellwinkeln ebenfalls eine Dämpfung der Drehung zur Folge. Das alles gilt im allgemeinen nur, solange das Flugzeug unter kleinen Anstellwinkeln angeblasen wird. Sobald der Anstellwinkel den zum Auftriebsmaximum gehörigen Wert überschritten hat, fällt nach Kurve« der Abb. 1 die c„-Kurve im allgemeinen ab. Eine Vergrößerung des Anstellwinkels hat nicht mehr wie bei kleinen Anstellwinkeln eine Vergrößerung der Normalkraft, sondern vielmehr eine Verkleinerung derselben zur Folge, so daß die eingeleitete Drehung nicht gedämpft, vielmehr beschleunigt wird und das Flugzeug vor allein weiterdreht, d.h. autorotiert. Es kippt seitlich über den Flügel und versucht, in einen Trudelflug überzugehen. Gegenquerruderausschlag ist im allgemeinen wirkungslos.

Da gerade die Flügelenden einer Änderung ihres Anstellwinkels durch die eingeleitete· Drehung am stärksten unterworfen sind und der plötzliche Abfall der hauptsächlich zu den Flügelenden gehörigen c„-Kurve in der Nähe des zum Auftriebsmaximum gehörigen Anstellwinkels die einzige Ursache für das Auftreten einer Autorotation ist, so braucht man nur die Flügelenden so auszubilden, daß ihre zugehörige c„-Kurve dauernd steigt, wenn man das Zustandekommen einer Autorotation und damit jeglichen Trudelfluges verhindern will.

Ein Mittel hierzu ist bereits bekannt. Es besteht darin, daß man die Flügelenden über eine genügende Breite hin mit einem dünnem symmetrischen Profil ausrüstet.

Ein anderes Mittel, das viel wirksamer als das oben angeführte ist und sich nicht nur auf symmetrische, sondern auch auf gewölbte Profile erstreckt, bildet den Gegenstand der Erfindung. Ausgehend von der Tatsache, daß ein Stabgitter eine c_n-Kurve aufweist, die nach Kurve b der Abb. r in

äußerst günstiger Weise ·— wie oben verlangt — dauernd steigt, werden die Flügelenden nach Art eines Stabgitters mit Durchbrechungen quer zur Flugrichtung versehen. Es sind bereits Flügel bekannt geworden, deren Flügelenden das bekannte Lachmannoder Handley-Page-SpaltfLügelprofil aufweisen. Flügel mit derartigen Profilen haben eine r_ß-Kurve, die nach Kurve c der Abb. ι ίο zunächst bis zu verhältnismäßig hohen Werten ansteigt und dann sehr stark abfällt, die also von dem erforderlichen dauernd steigenden Verlauf ganz erheblich abweicht. Flügel mit derartigen Profilen an den Enden müssen also autorotieren, sobald der Anstellwinkel den zum Auftriebsmaximum gehörigen Wert überschritten hat. Gerade sehr große Anstellwinkel sind nicht nur für die steile Landung erforderlich, sie können auch ungewollt durch heftige Senkrechtböen erreicht werden. Soll das Flugzeug auch bei diesen großen Anstellwinkeln nicht kippen, so darf die c_ß-Kurve der Flügelenden auch bei diesen Anstellwinkeln keinen Abfall aufweisen. Die Durchbrechungen der Flügelenden dürfen also keinesfalls die bekannte Form der Spaltflügel haben, sie müssen vielmehr nach Art der Stabgitter etwa senkrecht zur Profilmittellinie verlaufen, wie beispielsweise Abb. 2 im Schnitt zeigt. Die Form des Profils, ob symmetrisch oder gewölbt, spielt dabei keine Rolle.

Flugzeugtragflächen mit Enden dieser Art sind Gegenstand der vorliegenden Erfindung. Abb. 2 zeigt beispielsweise die Draufsicht und den "Schnitt eines der Flügelenden, das, wie in der Abbildung angedeutet, gleichzeitig als Ganzes nach Art der Querruder und über die Breite derselben um eine Achse quer zur Flugrichtung drehbar gelagert sein kann.

Wird ein Flugzeug mit einer derartigen. Tragfläche ausgerüstet,- so kann es auch unter einem sehr großen, beispielsweise durch eine heftige Bö hervorgerufenen Anstellwinlcel angeblasen werden, der jenseits des zum Auftriebsmaximum gehörigen liegt, ohne seitlich über den Flügel zu kippen und in einen Trudelflug überzugehen. Dadurch wird nicht nur ein sicherer Flug bei böigem Wetter, sondern auch eine steile Landung möglich. Im Gegensatz zu den bisher bekannt gewordenen Querrudern -sind die oben behandelten Querruder mit durchbrochenem Profil auch bei diesen großen Anstellwinkeln noch voll wirksam.

Claims (1)

1. Patentanspruc ti:

   Flugzeugtragfläche, dadurch gekennzeichnet, daß. das Profil der Flügelenden in ein Stabgitterprofil mit etwa senkrecht zur Profilmittellinie verlaufenden Durchbrechungen von etwa der Breite der stehenbleibenden Flächenstücke aufgeteilt ist.

   Hierzu I Blatt Zeichnungen

   BERLIN. GEDRUCKT IN RER