DE602005005350T3

DE602005005350T3 - Vorrichtung zum Anflanschen von aufblasbarem Flügel mit Lastumschaltung

Info

Publication number: DE602005005350T3
Application number: DE602005005350.6T
Authority: DE
Inventors: Arnaud Ballu
Original assignee: FONE SARL; F ONE SARL
Current assignee: FONE SARL; F ONE SARL
Priority date: 2004-08-06
Filing date: 2005-08-05
Publication date: 2015-08-13
Anticipated expiration: 2025-08-06
Also published as: EP1802522B1; EP1802522A2; ATE388887T1; WO2006021671A2; WO2006021671A3; DE602005005350T2; DE602005005350D1; EP1802522B2; FR2873984A1; FR2873984A3

Description

Technisches Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft ein System mit aufblasbarem Flügel mit veränderlichem Bogenteil und mit selbsttragender gebogener Form, insbesondere benutzt für die Ausübung von Flysurf. Der Pilot benutzt die Kraft des Windes, um sich auf verschiedenen Arten von Tragflächen ziehen zu lassen, denn er ist mit seinem Flügel mit Hilfe von einem oder im Allgemeinen von zwei Paaren von Leinen mir einer Länge von ungefähr etwa zwanzig Metern verbunden.
Bekanntlich werden die aufblasbaren Flügel mit selbsttragender gebogener Form vorgesehen und ihre Befestigungspunkte befinden sich beiderseits an den Enden des Flügels, wie das Befestigungssystem, das in DE-U-203 20 389 beschrieben ist.
Unter gebogener selbsttragender Form versteht man einen besonderen Typ von Flügel, der nur durch seine Enden allein gebunden und gelenkt werden kann. Der Flügel hat so eine Form von gleichmäßigen Kreisbögen, deren Enden untereinander sowie mit den Leinen, mit denen sie zusammenwirken, berührend sind. Deswegen verteilt sich die aerodynamische Last harmonisch auf die Gesamtheit des so gebildeten Bogens, ohne dass es notwendig sei, diesen letzteren an vielfachen Stellen durch komplizierte Befestigungen zu halten, wie das bei anderen Typen von Flügeln mit mehr abgeflachter Form wie beispielsweise bei Paragleitern mit Kästen oder bei bogenförmigen aufblasbaren Wulstflügeln, die als halbflach bezeichnet werden, vorgenommen wird. Außerdem verursacht die Vielzahl der Befestigungen, die notwendig sind, um die Form dieser Flügeltypen beizubehalten, Bogenbrüche und verunstaltende Ausbauchungen auf dem Flügel, die außerdem nachteilig für die Aerodynamik sind.
Die gegenwärtigen selbsttragenden gebogenen Segel verfügen im Allgemeinen über ein erstes Paar von Leinen, die als Zugkraftleinen bezeichnet werden, die mit den vorderen Enden des Flügels verbunden sind. Außerdem verfügen sie über ein zweites Paar von Leinen, die als Steuerungsleinen bezeichnet werden, die mit den hinteren Enden des Flügels verbunden sind.
Der Pilot ist im Allgemeinen mit den Zugkraftleinen mit Hilfe eines Gurtzeugs verbunden und kann die Steuerungsleinin mit Hilfe einer Latte handhaben, die er in den Händen hält. Eine linke Steuerungsleine ist mit dem linken Ende der Latte verbunden und eine rechte Steuerungsleine ist mit dem rechten Ende dieser Latte verbunden. Die Zugkraftleinen laufen zum Zentrum der Latte, die an diesen letzteren schwebend angeordnet ist. Der Pilot kann nicht nur bei Verwindung manövrierfähig sein, um seinen Flügel nach rechts oder nach links zu steuern, indem er mehr die betreffende Seite der Latte neigt, sondern ebenfalls die Schränkung gegenüber dem Wind variieren zu lassen, indem er die Latte von oben nach unten lenkt. Diese Veränderung der Schränkung ist sehr vorteilhaft, denn sie erlaubt, bei Bedarf die Zugleistung des Flügels zu reduzieren.
Außerdem ist die flache Form dieses Flügeltyps im Allgemeinen auf ihrem Vorderteil, der als Vorderkante bezeichnet wird, sowie auf ihrem hinteren Teil, der als Hinterkante bezeichnet wird, abgerundet. Konventionellerweise wird der Messabstand, der die beiden Enden des ausgelegten Flügels trennt, Spannweite genannt, und derjenige, der die Vorderkante von der Hinterkante in einer bestimmten Stelle trennt, wird Flächentiefe genannt.
Ein Hauptvorteil von dieser Art von selbsttragender gebogener Geometrie, die mit einer aufblasbaren Struktur verbunden ist, besteht also darin, ihre ursprüngliche Form unabhängig von den auf sie ausgeübten aerodynamischen Beanspruchungen beibehalten zu können. Hingegen besteht ein Hauptnachteil darin, die mögliche Reduzierung der Wind-Angriffsfläche proportional zu der Höhe des Bogens, das heißt zu dem Bogenteil des Flügels, zu begrenzen. In der Tat, je größer diese Höhe ist, desto begrenzter ist die Möglichkeit des Flügels, nach hinten zu schwenken, wenn die Steuerungsleinen gelockert werden. Je größer der Bogenteil eines Flügels ist, desto herabgesetzter ist sein Schwenkpunkt und daher umso begrenzter sein Schwenkvermögen nach vorn/hinten.
In der Tat ist es sehr dienlich, die Belastung der in der Luft gezogenen Gesamtheit, zum Beispiel bei einem heftigen Windstoß, unverzüglich reduzieren zu können, damit der Pilot dauernd die Kontrolle über sein Gerät zu seiner eigenen Sicherheit oder jener Dritter, die in Nähe befindlich sind, behält.
Jede aerodynamische Fläche hat einen Gleichgewichtsmittelpunkt, wo, wenn sie in diesem Punkt gehalten wird, sie leicht einen in Bezug auf den ihr entgegenströmenden Wind optimalen Winkel beibehalten kann, der als Einstellwinkel bezeichnet wird, das heißt, dem besagten Profil erlaubend, die wirksamste aerodynamische Resultante zu erzeugen. Jede signifikante Verlagerung dieses Punktes nach vorn wird diesen Einstellwinkel, und also seine Auftriebskraft (Sturzmoment) reduzieren. Umgekehrt wird jede Verlagerung dieses Punktes nach hinten diesen Einstellwinkel (schwanzlastiges Moment) und also seine Auftriebskraft bis zu einer gewissen Grenze vergrößern. Wenn diese beiden Grenzen, die obere und die untere, erreicht sind, strömt der Luftstrom nicht mehr ausgeglichen entlang des Profils, das keinen Auftrieb, d. h. keine Auftriebskraft mehr erzeugt.
Der Mittelpunkt der Gleichgewichtszentren der verschiedenen Profile eines ausgelegten Flügels in verschiedenen Punkten seiner Spannweite bildet das mittlere Gleichgewichtszentrum der Gesamtheit, das im Allgemeinen in Richtung des vorderen Drittels seiner mittleren Flächentiefe angeordnet ist. Dieses Gleichgewichtszentrum bestimmt also den allgemeinen optimalen Einstellwinkel des Flügels in der Luft, wenn man diesen durch zwei Punkte hält, die an seinen Enden befindlich sind und auf der besagten Achse angeordnet sind.
Wenn man sich also dieses Gleichgewichtszentrum des flach auf dem Boden angeordneten Flügels durch eine Achse vorstellt, wird man feststellen, dass die vorderen Enden des Flügels sich im Wesentlichen vor dieser Achse befinden, während die hinteren Enden von dieser recht entfernter sind. Somit wird die Entfernung, trennend, einerseits, die vorderen Enden von dieser Achse, und, andererseits, diejenige, die die besagte Achse von den hinteren Enden trennt, den Betrag des Hebelarmes bestimmen, der es dem Piloten erlaubt, unter Anwendung einer Kraft auf die Steuerungslinien den Einstellwinkel des Flügels bei seiner Steuerung variieren zu lassen.
Die gegenwärtigen üblichen Anordnungen der Befestigungspunkte in Bezug auf das Gleichgewichtszentrum erlauben dem Piloten im Allgemeinen, nur eine geringe körperliche Kraft allein für die Steuerung und nicht zum Fesseln an seinem Flügel anzuwenden, was er nicht länger als einige Minuten ertragen könnte, wenn der Wind beständig ist. Übrigens kann man sich logischerweise vorstellen, dass, wenn die vorderen Befestigungen und die hinteren Befestigungen genau in gleicher Entfernung von der Gleichgewichtsachse der ausgelegten Tragfläche bemessen sind, die Kraft, die notwendig ist, um einen bestimmten Einstellwinkel über das natürliche Gleichgewicht des besagten Flügels hinaus beizubehalten, ebenfalls unter den Zugkraftleinen und den Steuerungsleinen aufgeteilt sein wird.
Somit wird eine gleichzeitige Verlagerung nach unten der beiden hinteren Leinen, die vom Piloten vorgenommen ist, zur Folge haben, den Einstellwinkel zwischen dem Wind und den tragendsten Teilen des Flügels zu vergrößern, folglich die Kraft zu vergrößern. Man verleiht dann dem Flügel ein schwanzlastiges Moment. Im Gegenteil wird die Freigabe dieser beiden hinteren Leinen nur die vorderen Befestigungspunkte unter Zugspannung lassen und folglich diesen Einstellwinkel gleichermaßen bis zu einer geometrischen Grenze reduzieren, die durch die Höhe des Bogenteils des Flügels bestimmt ist; man verleiht dann dem Flügel ein Sturzmoment. Die Handlungsweise, die Wind-Angriffsfläche des Flügels zu vergrößern, indem man sich auf die Lenkstange aufstützt, wird üblicherweise als Depowern bezeichnet, und diejenige, die Wind-Angriffsfläche des Flügels zu reduzieren, indem man die Steuerstange wieder hochhebt, ist ein Powern.
Jede divergierende Wirkung auf die Steuerstange erlegt dem Flügel eine verschränkte Form auf, verursachend seinen Kurvenflug auf Seiten der größeren Drucklegung einer Steuerungsleine. Bekanntlich bestimmt der Winkel, der zwischen den beiden Zugkraftleinen gebildet ist, auf proportionale Art und Weise das Vermögen des Flügels zu vrillen und bestimmt folglich seine Handhabbarkeit.
Wenn ein konventioneller Flügel in der Luft ist, wird die Achse, um welche die Tragfläche nach vorn oder nach hinten schwenkt, als seine Querachse definiert, und sie ist rechtwinklig zu der Senkrechte, im Wesentlichen gegen seine vorderen Enden angeordnet.
Die Höchstreduzierung des Einstellwinkels eines Flügels und folglich sein Vermögen, seine Wind-Angriffsfläche maximal zu reduzieren, ist durch die Kombination zwischen der Höhe seines Bogenteils mit der mehr oder weniger vorgerückten Anordnung seiner Befestigungspunkte der Zugkraftleinen in Bezug auf seine Gleichgewichtsachse bestimmt. Wenn der Pilot seine zwei Steuerungslinien maximal freigegeben hat, kann er die Kraft seines Flügels nicht mehr reduzieren, der nach wie vor in der Luft, und folglich in einer mehr oder weniger großen Zugkraft ist.
Die Veränderung der Kraft in einem Flügel hängt also von seinem Einstellwinkel in Bezug auf den Wind, aber noch mehr von der Strömungsgeschwindigkeit dieses letzteren am Flügel ab. Bekanntlich entwickeln sich die aerodynamischen Kräfte im Quadrat zu der Geschwindigkeit.
Somit, wenn ein Flügel dieser Art in Position des Powerns ist, das heißt bei minimaler Regulierung der Kraft durch den Piloten, ist es immer notwendig, die Kontrolle mit Aufmerksamkeit zu sichern. In der Tat, wenn der Flügel von einem plötzlichen Windstoß erfasst wird, ist es dem Benutzer nicht möglich, über diese Mindesteinstellung hinaus anzupowern, und er wird der induzierten Beschleunigung des Flügels ausgesetzt sein, die gefährliche Kontrollverluste verursachen kann.
Man versteht leicht alle geometrischen Implikationen, die auf die vielfachen möglichen Anordnungen der Punkte zur Befestigung der Leinen am Flügel in Bezug auf sein Gleichgewichtszentrum zurückzuführen sind.
Die ganze Schwierigkeit liegt also in der Tatsache, die größtmögliche Amplitude beim Powern des Flügels zu erreichen, das heißt, die Befestigungen der Zugkraftleinen genügend vor dem Gleichgewichtszentrum anzuordnen, ohne trotzdem vom Piloten zu erfordern, auf die hinteren Enden des besagten Flügels eine signifikante Bremskraft anzuwenden, nämlich gewissermaßen eine Lastumschaltung von den Zugkraftleinen zu den Steuerungslinien vorzunehmen, was die Steuerung körperlich sehr anstrengend und der gängigen gegenwärtigen Praxis unangepasst macht.
Stand der Technik
Bei der bekannten Befestigungen ist die ganze Belastung im Allgemeinen allein auf das Paar der Zugkraftleinen angewendet, die mit zwei vorderen Befestigungspunkten verbunden sind, begrenzend ebenso die Verlagerung des besagten Punktes und folglich die Verschränkung des Flügels.
Man hat bereits vorgeschlagen, eine oder mehrere zusätzliche Leinen oberhalb der Gleichgewichtsachse des Flügels hinzuzufügen. Es ist so leicht, den Flügel in Position des Anpowern, über seine eigene geometrische Grenze hinaus, die durch die Höhe seines Bogenteils und die Anordnung der Befestigungen seiner Zugkraftleinen vorwärts aufgezwungen ist, zu treiben. Diese Vorrichtungen hängen mehr von einem zusätzlichen Sicherheitssystem ab als von einer einfachen Integration in das Grundsteuerungssystem und erschweren beträchtlich die Steuerung der Gesamtheit der Leinen, die dieses letztere zusammensetzen. Fünf Leinen können sich leicht verwickeln.
Andererseits, wenn der Pilot in einem Notfall ist oder die minimale Kraft des gepowerten Flügels es ihm nicht erlaubt, die Kontrolle über die Situation zu ergreifen, muss er zugeordnete Manöver ausführen, um diese Sicherheitsvorrichtungen zu benutzen, die in dem Flügel integriert oder nicht integriert sind. Sie sind im Allgemeinen in der Nähe der Steuerungshebel zu betätigen, weisen aber zwei Hauptnachteile auf. Einerseits erfordern sie ein zielbewusstes und unverzügliches Vorgehen des Piloten, welches um so schwieriger auszuführen ist, wenn der Stress des Benutzers erheblich ist oder dieser nicht die minimale Erfahrung besitzt, die für diese Situationsart erforderlich ist. Andererseits verursachen sie im Allgemeinen den Verlust an Steuerungsfunktionen durch das Trennen aller oder eines Teils der Steuerungs- und Zugkraftleinen vom Flügel. Deswegen erfordern diese Vorrichtungen nach Gebrauch eine mühsame Wiederaufrichtung, die in vollem Wasser schwierig auszuführen ist. Man versteht leicht, dass diese Merkmale die Sicherheit des Betreibens sowohl im Bereich der Ausrüstung als auch bei dem Treffen der Entscheidung, diesen Typ von Sicherheitsvorrichtung zu verwenden, nicht begünstigen.
Weitere wohlbekannte Lösungen bestehen in einem abgeflachteren Bogenteil, der mit einem Pfeilflügel verbunden ist. Diese Anordnung erlaubt, die Enden des Flügels in Bezug auf sein Zentrum zurückzusetzen, um eine konkave Form der Hinterkante zu erhalten, insbesondere, um die Ausbauchungen und die Verformungen dieser letzteren trotz der abgeflachten Form zu vermeiden. Der Vorteil dieser Art von Vorrichtung besteht darin, dem Piloten eine größere Leistung bei dem Anpowern als bei einem Flügel mit traditionellem Bogenteil anzubieten. Allerdings erfordert diese Lösung eine umfangreiche Befestigung entlang fast der ganzen Vorderkante. Außerdem erfordert diese Art von Anordnung oft die Benutzung von Riemenrollen am Flügel, ja sogar auf der Lenkstange, was Probleme aufgrund von Abnutzung und Fehlfunktion verursachen kann. Außerdem ist diese Art von Flügel nicht mehr selbsttragend, er erfordert also einen größeren, und folglich vom Gesichtspunkt der Aerodynamik mehr benachteiligenden Durchmesser der Vorderkante, um den möglichen strukturellen Verformungen im Falle der Überbelastung, insbesondere während der Benutzung bei starkem und turbulentem Wind, ohne Schaden standzuhalten.
Weitere bekannte Lösungen schlagen eine Aufteilung der vorderen Leinen und Befestigungen vor, nämlich eine erste, an der Vorderkante befestigte obere Befestigung, kombiniert mit einer zweiten beweglichen unteren Befestigung, die herkömmlicherweise am Ende des Flügels befindlich ist, aber im Allgemeinen durch eine Latte gleitend angeordnet ist und unmittelbar mit der entsprechenden Steuerungsleine zusammenwirkt. Allerdings nötigt diese Art von Anordnung oft den hinteren Leinen, und also der Lenkstange, einen hohen Druck auf, denn sie überträgt einen Teil der Last zu diesen Leinen. Außerdem reduziert die der Außenleine bei einem Kurvenflug aufgenötigte Lockerung beträchtlich das Vermögen des Flügels zu vrillen und also zu drehen. Schließlich verursacht diese Vorrichtung starken Verschleiß der beanspruchten Leinen.
Die Mehrzahl dieser Lösungen versucht, eine vollständige Schwenkung des Flügels, das heißt 90°, hinsichtlich der Windachse zu erhalten. In der Tat reicht es einfach aus, dass der Flügel nicht mehr im Fliegezustand ist, das heißt, dass der Luftfluss keine laminare Strömung mehr entlang des Profils aufweist, damit der Pilot bei einem einfachen Kontrollverlust nicht mehr in Gefahr ist. Es ist in der Aerodynamik bekannt, dass der Luftfluss recht vor einer Änderung der Einstellung um 90° vom Profil getrennt wird. Im Allgemeinen halten nur wenige Profile einer Abweichung größer als 30° oder 40° stand.
In der Befestigungsvorrichtung nach der Schrift US-A-6869047 tragen die mit den Latten des Flügels verbundenen Zwischenbefestigungen nicht die Zugkräfte, sondern bilden ein einfaches Sicherheitssystem nach Freigabe der Steuerungsleinen.
Gegenstand der Erfindung
Der Gegenstand der vorliegenden Erfindung besteht darin, einen selbsttragenden gebogenen Flügel vorzusehen, aufweisend ein vereinfachtes Steuerungssystem, das eine ausreichende Reduzierung der Zugkraft erlaubt, um eine kontrollierte Steuerung unter allen Umständen, insbesondere bei plötzlichen Windstößen, beizubehalten.
Der selbsttragende gebogene Flügel entspricht Anspruch 1.
Eine derartige Vorrichtung erfordert keine fünfte, zusätzliche Linie, aber erlaubt es dagegen, gegebenenfalls die zwei konventionellen Zuglinien durch eine einzige zu ersetzen, ohne einen bisherigen Verlust an Hantierbarkeit des Flügels zu verursachen.
Übrigens erlaubt diese einfache Vorrichtung trotzdem eine Einstellwinkeländerung des Profils im Wind, die genügt, um die Laminärströmung der Luftströme auf dem Wagen zu vermeiden und also jeglichen Verlust der Steuerung durch den Piloten zu vermeiden, der sonst die unkontrollierte Beschleunigung seines Flügels erfahren würde. Sie erlaubt ebenfalls, einen selbsttragenden Flügel konventioneller Art mit hoher Sicherheit zu steuern, ohne die Leistungen zu ändern, und mit der üblichen Einfachkeit und eventueller Anwendung von nur drei Linien, d. h. zwei Steuerlinien und einer einzigen Zuglinie.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Die Erfindung wird besser verstanden mit Bezug auf die Figuren. Es zeigen:
1 – eine Vorderansicht eines gebogenen selbsttragenden Flügels mit aufblasbarer Struktur, ausgestattet mit einer bevorzugten Ausführungsart des Systems zum Anflanschen nach der vorliegenden Erfindung in Position eines depowerten Fluges.
2 – eine Vorderansicht eines gebogenen selbsttragenden Flügels mit aufblasbarer Struktur, ausgestattet mit dem System zum Anflanschen von 1 in Position des angepowerten Fluges.
3 – eine Vorderansicht, überlagernd die beiden Vorderkanten von 1 und 2, um die festgestellten geometrischen Veränderungen leichter hervorzuheben.
4 – eine Seitenansicht des Systems zum Anflanschen des Flügels von 1 in Position des depowerten Fluges.
5 – eine identische Ansicht wie in 4 in Position des depowerten Fluges.
6 – eine identische Ansicht wie in 4 in Position des angepowerten Fluges.
7 – eine Unteransicht in vergrößertem Maßstab des Flügels von 1, angeordnet flach auf dem Boden, erlaubend, verschiedene, die Erfindung kennzeichnende Achsen, Grenzen, Zonen und Ebenen darzustellen.
8 – eine Unteransicht des Flügels von 1 in normalem Flugzustand.
9 – eine perspektivische Detailansicht eines linken Teils des gebogenen Flügels mit aufblasbarer Struktur, ausgestattet mit dem System zum Anflanschen nach der vorliegenden Erfindung in Position des normalen Flugs.
10 bis 12 – identische Ansichten wie in 9 von drei Ausführungsvarianten des Systems zum Anflanschen.
13 – eine schematische perspektivische Ansicht einer Variante von 1, die in depowerter Position dargestellt ist.
14 – eine identische Ansicht wie in 13 einer weiteren Variante, die in angepowerter Position veranschaulicht ist.
15 und 16 – identische Ansichten wie in 1 von zwei weiteren Ausführungsvarianten.
Beschreibung verschiedener Ausführungsarten der Erfindung
Mit Bezug auf die Figuren ist ein Flügel (1) mit im Wesentlichen gebogener selbsttragender Form mit einer aufblasbaren Struktur ausgestattet, gebildet grundsätzlich durch eine aufblasbare Vorderkante (2), die insbesondere mit einer aufblasbaren zentralen Latte (3) sowie mit wenigstens einem Paar von aufblasbaren Zwischenlatten (11) fest verbunden ist, die parallel beiderseits der zentralen Latte (3) angeordnet sind. In Abhängigkeit von der Größe des Flügels ist es möglich, eine gerade oder ungerade Anzahl von aufblasbaren Latten zu haben, und daher in bestimmten Konfigurationen keine zentrale aufblasbare Latte mehr zu haben.
Oberhalb eines Verbindungspunkts (12) sind alle nach der Ausführungsart von 1 beschriebenen Bauteile ebenfalls paarweise beiderseits einer Symmetrieebene (PS) angeordnet, trennend den Flügel (1) ebenfalls in zwei symmetrische Teile, einen linken und einen rechten Teil (7 und 8). Ein Paar insbesondere aufblasbarer Trägerlatten (4) ist ebenfalls beiderseits der Symmetrieebene (PS) angeordnet.
Ein Paar von vorderen Befestigungspunkten (5) und von hinteren Befestigungspunkten (6) sind entsprechend an den vorderen bzw. hinteren Enden des Flügels angeordnet. Dieses Paar von vorderen Befestigungspunkten (5) erlaubt, den Piloten mit Hilfe von einem Paar von sekundären Zugkraftleinen (8), einem Paar von primären Zugkraftleinen (28) und von einer einzelnen und zentralen unteren Zugkraftleine (26) zu verbinden. Zwei Steuerungsleinen (7), eine linke und eine rechte, sind entsprechend mit den hinteren, bzw. linken und rechten, Befestigungspunkten (6) fest verbunden. Ein Paar von Randlatten (9) ist an den Enden des Flügels, zwischen den entsprechenden vorderen Befestigungspunkten (5) und hinteren Befestigungspunkten (6) angeordnet, damit ein zuvor bestimmter Abstand beibehalten wird.
Eine Achse (X) nach (7) bestimmt das mittlere Gleichgewichtszentrum des Flügels (1), das heißt, dass zwei imaginäre (nicht dargestellte) Befestigungen, die beiderseits des Flügels auf jeder Randlatte (9) angeordnet sind und durch die Achse X gehen, erlauben würden, den Flügel nach seinem optimalen Einstellwinkel (A1) im Wind zu halten. Man versteht unter Einstellwinkel den Winkelabstand (A1, A2, A3) zwischen der Achse der Flächentiefe (Y) des Flügels und der Richtung des Windes (V). Somit ordnet man die vorderen Befestigungspunkte (5) im Wesentlichen vor (X), und die hinteren Befestigungspunkte (6) weitgehend zurückgeschoben an. Diese Anordnung erlaubt, den Flügel zu powern, wenn die Steuerungsleinen (7) gelockert sind, und den so geschaffenen Hebelarm zu optimieren, um den Flügel ohne Anstrengung depowern zu können.
Die Steuerungsart ist konventionell und ist in 1 dargestellt. Der Benutzer ist mit der Hauptbefestigungsleine mit Hilfe eines Gurtzeugs, das an einer Befestigungsschnalle (35) befestigt ist, fest verbunden und kontrolliert mit der Hand eine Steuerungslatte (34), mit deren Enden entsprechend die unteren Enden der Steuerungsleinen (7) verbunden sind. Er kann so eine gleichzeitige oder differentielle Zugkraft auf die besagten Steuerungsleinen ausüben, erzeugend eine Verwindung des Flügels für den Kurvenflug und/oder eine Veränderung der Einstellung für die Steuerung der Kraft, nämlich gemeinhin gebildet durch eine Auslösung von Powern/Depowern.
Nach 1 markiert der tertiäre Verbindungspunkt (12) die Divergenz der unteren Zugkraftleine (26). Dieser Verbindungspunkt ist vom Flügel (1) versetzt, um zu der wirksamen Einfachheit einer einzigen Zugkraftleine beizutragen. Der Verbindungspunkt (12) kann mehr oder weniger in unmittelbarer Nähe des Piloten angeordnet werden, erfordernd dann zwei primäre Zugkraftleinen (28) mit angemessenen und identischen Längen. Ein sekundärer Verbindungspunkt (13) verbindet fest die unteren Enden einer Lastumschaltungsleine (15) und einer sekundären Zugkraftleine (8).
Das obere Ende der Lastumschaltungsleine (15) ist mit einem primären Verbindungspunkt (24) verbunden, der selbst mit einer Rippe (25) durch die untere Spitze seiner im Wesentlichen dreieckigen Form fest verbunden ist (9). Die vordere Spitze dieses Dreieck ist durch einen vorderen Befestigungspunkt (20) auf der Vorderkante (2) gefangen. Die größte Seite ist mit einer Trägerlatte (4) nämlich mit Hilfe einer Naht fest verbunden.
Außerdem, wenn die Vorrichtung nach der Erfindung eine primäre Zugkraftleine (28) benutzt, sind die Zugkräfte, die gemeinsam und gleichzeitig durch die entsprechenden Lastumschaltungsleine (15) und die sekundäre Zugkraftleine (8) wirken, im Wesentlichen ausgeglichen. Dieses Merkmal erlaubt unter anderem eine homogene Beibehaltung der allgemeinen Form des Flügels je nach nur einigen Befestigungspunkten sowie einen wirksamen Kurvenflug. Die Folge dieses Gleichgewichts kann durch die relative Gleichheit der Winkel B und C (1) untereinander nach der primären Zugkraftleine (28) visuell dargestellt werden. Diese Merkmale wären wohl schwieriger zu erreichen, wenn die sekundäre Zugkraftleine (8) schwebend oder gleitend angeordnet wäre, wie dies der Fall in anderen bekannten Vorrichtungen ist.
Nach der Variante, die in 10 dargestellt ist, ist ein oberer zentraler Befestigungspunkt (21) mit einer Trägerlatte (4) fest verbunden. Der Punkt 21 ist im Wesentlichen zwischen der Achse des Gleichgewichtszentrums des Profils, gebildet durch die Rippe, und dem Querschnitt der entsprechenden Vorderkante (2) angeordnet. Um die Belastungen der aerodynamischen Kräfte, die auf den Flügel an dieser Stelle wirksam geworden sind, zu verteilen, sind die Befestigungspunkte der Verstärkung vorwärts und rückwärts des Befestigungspunkts (21) auf derselben Latte (4 positioniert. Das heißt, ein vorderer oberer Befestigungspunkt (20) ist mit dem Flügel (1) möglichst vorn, das heißt auf seiner Vorderkante (2), fest verbunden, und ein hinterer oberer Befestigungspunkt (22) ist mit der Latte (4) rückwärts des Punktes (21) fest verbunden. Schließlich erlaubt ein Befestigungspunkt (23) der Hinterkante das hintere Ende der Latte (4) fest zu verbinden. Diese Befestigungspunkte (20), (21) (22), (23) nehmen beziehungsweise einen vorderen Zugflansch (16), den (17) der Zugkraft, den hinteren (18) und den zum Halten (19) auf. Diese verschiedenen Zugflansche treffen sich alle in einem primären Verbindungspunkt (24), der vorzugsweise zwischen der Vorderkante (2) und der Achse (X) befindlich ist. Die Länge des Zugflansches (17) bestimmt die Länge der Gesamtheit der anderen Zugflansche und folglich die Entfernung, trennend den Verbindungspunkt (24), sowie seine auf der entsprechenden Trägerlatte (4) vorgesehene Position. Die relative Länge der Gesamtheit der Zugflansche ist ausgerechnet, um eine optimale Verteilung der Zugkräfte, die auf den Verbindungspunkt (24) angewendet sind, zu erlauben und die ursprüngliche Form des aerodynamischen Profils an dieser Stelle beizubehalten. Das obere Ende der sekundären Zugkraftleine (8) ist mit einem vorderen Befestigungspunkt (5) verbunden. Ein mittlerer Befestigungspunkt (27) ist mit der Vorderkante (2) fest verbunden und ist im Wesentlichen zwischen dem vorderen Befestigungspunkt (5) und einem vorderen oberen Befestigungspunkt (20) der Verstärkung der Befestigung der Rippe (25) angeordnet.
Nach einer Unteransicht des Flügels (1), der flach auf dem Boden angeordnet ist (7), erlaubt die vertikale Entfernung, trennend den primären Verbindungspunkt (24) von der entsprechenden Trägerlatte (4), eine einheitliche Streuung der durch die Rippe (25) übertragenen Zugkräfte.
Andererseits wird die horizontale Entfernung, trennend den Verbindungspunkt (24) von der Vorderkante (2), die erforderliche, vom Piloten auf die Hebelarme anzuwendende Kraft, um den Flügel (1) zu depowern, beeinflussen. Die Kraft ist umgekehrt proportional zu dieser horizontalen Entfernung. In der Tat wird die Anordnung der Verbindungspunkte (24) in Richtung auf die Vorderkante (2), das heißt ihre Entfernung von der Gleichgewichtsachse (X) des Flügels, einen Teil der Zugkraft proportional in Richtung auf die Steuerungsleinen (7) übertragen. Umgekehrt wird ihr Rückgang diese Unausgeglichenheit reduzieren, aber ebenfalls, wie weiter beschrieben wird, die Leistung des Flügels beim Anpowern begrenzen. Es ist die passende, von jedem erwünschte Kraft auf die Steuerlatte, die die horizontale Anordnung der Verbindungspunkte (24) zwischen der Vorderkante (2) und der Gleichgewichtsachse (X) vorbestimmen wird.
Somit kann man ein Paar von Verbindungszonen (Z) der bevorzugten horizontalen und seitlichen Anordnungen der Verbindungspunkte (24) hinsichtlich des Flügels (1) je nach zur Spannweite proportionalen Befestigungen und auf einer vertikalen Projektion in (7) bestimmen. Die Zonen Z weisen die selben Beträge auf und sind beiderseits der Symmetrieebene (PS) angeordnet, wobei jede Zone (Z) wie folgt bestimmt sei: nach vorn durch die Vorderkante (2) und nach hinten durch die Gleichgewichtsachse (X); nach außen durch die äußere Grenze der zentralen 5/10° des Flügels je nach der Spannweite; nach innen durch die äußere Grenze der zentralen 2/10° des Flügels je nach der Spannweite.
Es ist in der Tat bestimmt, dass im Wesentlichen jenseits dieser 2/10° die Lastumschaltungsleinen (15) eigentlich nicht mehr imstande sind, den Großteil der Zugkraft zu tragen, was eine unerlässliche Bedingung der Vorrichtung nach der Erfindung ist, denn es gibt also eine zu große Unausgeglichenheit zwischen der Oberfläche des Flügels, die dem inneren Teil der Trägerlatten (4) entspricht, und den beiden Außenteilen. Eine zu große Unausgeglichenheit in dieser Richtung hätte ebenfalls zur Folge, verunstaltende Ausbauchungen und große Bogenbrüche auf der Prallwand zu schaffen. Auf dieselbe Art und Weise bleibt bei Überschreitung der 5/10 nicht mehr genügend Flügelfläche auswärts sowie Hebelarm für die entsprechenden Teile der Vorderkante (2), um bei einem Anpowern eine ausreichende Schwenkung des Flügels auf seine Querachse sowie eine Verengung des Bogenteils zu sichern. Auf dem erfindungsmäßigen Flügel in der Luft ist die (nicht dargestellte) Querachse rechtwinklig zur Senkrechte und zwischen dem Paar von Verbindungspunkten (24) und dem Paar von vorderen Befestigungspunkten (5) angeordnet.
Je mehr diese Verbindungspunkte (24) sowie die entsprechenden Rippen (25) und Trägerlatten (4) in Richtung auf die Außenseite des Flügels angeordnet sind, desto mehr befinden sich die Verbindungspunkte (24) je nach der Höhe des Bogenteils unten, bewirkend gerade deshalb einen Rückgang der Querachse und eine geometrische Reduzierung des Vermögens zum Powern.
Man betrachtet in (1) einen Flügel, der mit der Befestigung nach der Erfindung ausgestattet ist, in Vorderansicht in normalem, das heißt depowerten Flug, damit der Pilot maximal die Kraft des Windes ausnutzt. Wenn man sich eine hypothetische (nicht dargestellte) Verstrebung vorstellt, die eine vorbestimmte Entfernung (D1) zwischen den beiden vorderen Befestigungspunkten (5) beibehält, würde die beschriebene Vorrichtung nur wenige Vorteile insbesondere beim Powern auf einer konventionellen Vorrichtung aufweisen, wo insbesondere nur zwei Zugkraftleinen von den vorderen Befestigungspunkten abgehen. Es ist sogleich beschrieben, dass, um ein Anpowern eines Flügels zu bewirken, es notwendig ist, die Querachse in die Höhe gehen zu lassen oder die vorderen Befestigungspunkte hypothetisch vorzurücken. Nun, auf dieser Vorrichtung bewirkt jede Freigabe der Steuerungsleinen schrittweise und gleichzeitig einen Rückgang nach hinten der Enden des Flügels (1), gleichzeitig mit einer Annäherung derselben eins gegenüber dem anderen. Man kann das in (3) feststellen, wo (D1) die entsprechende Entfernung der vorderen Befestigungspunkte (5) nach der (1), das heißt bei depowertem Flügel, darstellt, und wo (D2) die entsprechende Entfernung der vorderen Befestigungspunkte (5) nach (2), das heißt bei gepowertem Flügel, darstellt. Diese Reduzierung der Entfernung durch Rückgang der Enden des Flügels (1) nach hinten ist von einer Reduzierung der Wind-Angriffsfläche (P) auf dem besagten Flügel begleitet.
Diese geometrische Veränderung kann stattfinden, denn die Lastumschaltungsleinen (15) nehmen ununterbrochen den Großteil der Zugkräfte auf, was, angesichts ihrer Lokalisierung auf der Höhe des Bogenteils, dazu neigt, die Querachse des Flügels rechtwinklig zu der (PS)-Ebene und nahe bei den Verbindungspunkten (24) zu positionieren. Deswegen, wenn keine Kraft mehr auf den Steuerungsleinen (7) behalten ist, begrenzen nur die sekundären Zugkraftleinen (8) die Bewegung der besagten Enden nach hinten. Bei dieser Konfiguration der Freigabe der Leinen (7) ist der sogar geringfügige Wind-Angriff, der an den Enden des Flügels auftritt, immer noch begrenzt (1 und 2). Diese Enden üben dann nur wenig Zugkraft nach außen aus und erfahren dagegen eine nach wie vor große Widerstandskraft, die sie nach hinten und nach innen zurückschiebt. Man versteht nun, dass die sekundären Zugkraftleinen (8) dazu neigen, die vorderen Befestigungspunkte (5) gegenseitig in Richtung aufeinander näher zu bringen. In der Tat sei ein sekundärer Verbindungspunkt (13) durch die Spannkraft, bestehend zwischen einer Lastumschaltungsleine (15) und einer primären Zugkraftleine (28), gehalten, wobei er einen beweglichen Drehpunkt bildet, um welchen sich ein vorderer Befestigungspunkt (5) je nach einem Teilabschnitt verlagert, der durch die sekundäre Zugkraftleine (8) dargestellt ist.
Mit Bezug auf (4), (5) und (6) betrifft diese Verlagerung proportional den Einstellwinkel (A) des Flügels oder seine Achse der Tiefenfläche (Y) hinsichtlich der Achse des Windes (V). (4) entspricht einer Seitenansicht der Konfiguration des Flügels, das in (1) in Vorderansicht dargestellt ist. (6) entspricht einer Seitenansicht der Konfiguration des Flügels von (2). Eine Zugkraftsachse (T) der Lastleinen zeigt die vertikale Komponente der Zugkräfte, die auf die Punkte (13) durch die Gesamtheit der die Last des Flügels (1) tragenden Leinen ausgeübt ist. Man kann in (4) die Ausrichtung der Achse (T) mit den vorderen Befestigungspunkten (5), den sekundären Zugkraftleinen (8), den primären Zugkraftleinen (28), dem tertiären Verbindungspunkt (12) und der unteren Zugkraftleine (26) sehen. Bei der allmählichen Freigabe der Steuerungsleinen (7) bemerkt man eine Verschiebung von vorn nach hinten des tertiären Verbindungspunktes (12), der Achse (T) und der vorderen Befestigungspunkte (5). Außerdem wird diese Verschiebung von einer Reduzierung des Einstellwinkels (A1) zu (A2) begleitet, kennzeichnend eine Reduzierung der Zugkraft, die der Flügel (1) schließlich auf die untere Zugkraftleine (26) ausübt. Wenn die Steuerungsleinen (7) gänzlich freigegeben sind, ist die Verlagerung bei ihrem Maximum (6), der Einstellwinkel (A3) ist im Wesentlichen gleich null, was bedeutet, dass die Strömung des Luftflusses nicht mehr laminar ist, und dass der Flügel (1) nicht mehr imstande ist, eine Zugkraft zu erzeugen, die geeignet ist, um den Piloten am Boden zu bewegen.
Außerdem, wenn man sich die vorderen Befestigungspunkte, angeordnet kolinear zu der Achse (T) auf der Höhe der Enden des Flügels (1) nach 6, vorstellt, ist es leicht zu verstehen, dass die Kraft, die angewendet werden soll, um die Entfernung zu begrenzen, die diesen Befestigungspunkt von der Gleichgewichtsachse des Flügels trennt, sehr groß wäre. In der Konfiguration der Befestigung nach der Erfindung reduziert sich diese Entfernung chronologisch (6, dann 5, dann 4) je nach der Spannkraft, die auf die Steuerungsleinen (7) angewendet ist, bewirkend so eine automatische Lastumschaltung ohne die Belastung zu betreffen, die auf die besagten Leinen bei einer konventionellen Befestigung anzuwenden ist. In der Tat, wenn der Hebelarm theoretisch höchstens ungünstig ist, was die anzuwendende Belastung anbetrifft (6), dann ist der Einstellwinkel (A3) am kleinsten und also die Kraft im Flügel quasi Null. Umgekehrt, je größer die Kraft des Flügels mit der Vergrößerung dieses Einstellwinkels (A2), dann (A1) wird, desto mehr nähert sich die Zugsachse (T) der Lastkennlinien der Gleichgewichtsachse (X), vergrößernd genauso viel den Hebelarm, der, einerseits, durch (5)/(X), und, andererseits, durch (X)/(6) zugunsten der Steuerungsleinen (7) gebildet ist.
Nach der Erfindung neigt der vordere Befestigungspunkt (5) dazu, sich um den sekundären Verbindungspunkt (13) herum nach der sekundären Zugkraftleine (8) zu verlagern, was das Vermögen des Flügels zu vrillen beträchtlich erhöht und Handhabbarkeit zur Folge hat. Die ausgeglichene Freigabe in der Luft der linken und rechten Steuerungsleinen (7) des Flügels (1) verursacht also die gleichzeitige Verlagerung des Paares der vorderen Befestigungspunkte (5) nach hinten und nach innen, um das Paar von jeweiligen Verbindungspunkten (13) herum, nach zwei Teilabschnitten, die durch das Paar von Zugkraftleinen (8) gebildet sind, wobei durch die gegenseitige Annäherung der Befestigungspunkte (5) geometrisch eine Schwenkung nach hinten des Flügels auf seine Querachse, und zwar folglich eine Reduzierung seines Einstellwinkels (A) in Bezug auf den Wind bewirkt wird.
Auf dieselbe Art und Weise verursacht die versetzte, bzw. ungleichmäßige Freigabe in der Luft der linken und rechten Steuerungsleinen (7) des Flügels (1) die unsymmetrische gegenseitige Annäherung der besagten Befestigungspunkte (5) je nach der Symmetrieebene (PS). Daraus ergibt sich eine stärkere Schwenkung, einerseits, nach hinten zu einer bestimmten Seite der Querachse des Flügels, und ein Kurvenflug des Flügels auf Seiten der weniger starken Freigabe einer Steuerungsleine (7).
Somit besteht das allgemeine Funktionsprinzip der Erfindung in der Kombination einer Rücklaufbewegung nach hinten und der gegenseitigen Annäherung der Enden des Flügels (1), erlaubend eine ausreichende Verringerung des Einstellwinkels des Flügels in Bezug auf den Wind, um seinen normalen Flug und also seine Zugkraft zu verhindern. Diese Bewegung erfolgt durch die einfache Freigabe der Steuerungsleinen (7). Diese Wirkung ist erreicht durch die geeignete Anordnung der Lastumschaltungslinien (15) und der Zugkraftleinen (8), die miteinander zusammenwirken, und zwar, ohne dass der Eingriff von irgendeiner Riemenscheibe oder noch das Gleiten von irgendeiner Leine bei ihrer routinenmäßigen Steuerung notwendig ist. Eine solche Vorrichtung vermeidet jedes System mit mehrfachen Befestigungen, insbesondere mit Befestigungen, die als ”bogenartig angeordnet” bezeichnet werden, das heißt, aufweisend vielfache Befestigungspunkte, die aufeinander folgend auf der Vorderkante verlagert sind, indem sie im Wesentlichen von der Mitte dieser letzteren ausgehen und durch diese Anordnung eine im Wesentlichen bogenartig segmentierte Verbindungslinie bilden.
Wenn sich der Pilot unter aerologischen Bedingungen befindet, unter denen er keinen konventionellen Flügel mit derselben Tragfläche halten und steuern könnte, bietet der Flügel nach der Erfindung, wenn er bis an sein Höchstmaß gepowert ist, durch die schrittweise Verlagerung der Luftströmungen an seinem Profil kein behagliches und routinenmäßiges Verhalten an. Er erlaubt auch nicht, ungestört kontrolliert zu werden, aber er warnt den Piloten, dass die Tragfläche, die er benutzt, im Hinblick auf sein Gewicht und die momentanen Windbedingungen zu wichtig ist.
Außerdem kann es in bestimmten Situationen vor oder nach der Navigation, insbesondere, wenn der Pilot allein ist, interessant sein, um seinen Flügel hinzutun oder loszulösen, die durch das Verfahren nach der Erfindung erlaubte Schwenkung zu überschreiten. In diesen Situationen ist der Flügel nicht mehr imstande, normal wie zuvor beschrieben zu fliegen, aber er erzeugt noch einen restlichen oder Störwiderstand, der sich als handlich erweisen kann, um noch weiter zu drosseln. Somit ist es möglich, zu der vorliegenden Vorrichtung die nachfolgend beschriebenen Varianten hinzuzufügen:
Nach 13 und 14 ist es ebenfalls möglich, eine Totalschwenkung des Flügels über die Unterbrechung der Verbindung der Lastumschaltungsleinen (15) mit den Zugkraftleinen (8) zu erhalten. Diese beiden Paare von Linien wirken durch eine Winde zusammen, die durch das Bindeglied (31) und die beiden Rollen (29) und (30) gebildet ist. Die Freigabe der Steuerungsleinen (7) lässt die Zugkraftleinen (8) eine Zugkraft bewirken, die größer ist als diejenige der Umschaltungsleinen (15) vonseiten der Anordnung der Winde. Man erhält deswegen eine vollständige Schwenkung des Flügels, die aufgrund des gegenseitigen Anschlags der beiden Rollen der Winde begrenzt ist.
Nach einer weiteren Variante, die in 16 veranschaulicht ist, treffen zwei Lastumschaltungsleinen (15) mit angepasster Länge in ihrem unteren Ende das höchste Ende einer ersten unteren Zugkraftleine (26) in einem ersten tertiären Verbindungspunkt (12). Außerdem treffen zwei Zugkraftleinen (8) in ihrem unteren Ende das höchste Ende einer zweiten unteren Zugkraftleine (26'') in einem zweiten tertiären Verbindungspunkt (12''). Die beiden so beschriebenen unteren Zugkraftleinen (26, 26'') sind an ihrem unteren Ende in der Nähe des Flugzeugführers fest verbunden, der seinerseits die Möglichkeit hat, durch zielbewusste Handhabung ausschließlich die Leine (26'') auszulasten, die mit dem Paar der Lastumschaltungsleinen (15) angeknüpft ist. Bei dieser Handhabung kann sich der Flügel so auf dem Rücken hinlegen, wie es 12 zeigt. Hingegen gleiten bei den üblichen und regelmäßigen Steuerungseingriffen diese Leinen (26), die in ihren jeweiligen unteren Enden fest miteinander verbunden sind, nicht gegenüber einander und halten daher den Flügel vollkommen und sicher in seiner für die normale Flugposition üblichen Form. In Ergänzung zu dieser Anordnung ist es möglich, in der Nähe des Flugzeugführers ein Abwurfsystem (37) auf der unteren Zugkraftleine (26) hinzuzufügen, haltend das Paar von Zugkraftleinen (8). Ein (nicht dargestellter) Ring ist mit dem Punkt (12'') fest verbunden und ist von der Leine (26) durchquert, derart, dass bei normalem Flug des Flügels die Punkte (12 und 12'') in unmittelbarer Nähe nebeneinander gehalten sind, bildend gewissermaßen einen Verbindungspunkt der Leinen (15) mit den Leinen (8).
Nach der Variante, die in 11 und 12 veranschaulicht ist, ist wenigstens eine Rolle oder ein Ring (32), (33) in den Zugflanschen (16), (17) integriert. Diese Anordnung wird insbesondere in Ergänzung zu der vorherigen benutzt. Somit bewahrt die Vorrichtung nach der Variante bei der gesteuerten Freigabe der Lastumschaltungsleine (15), die mit dem Paar von Zugkraftleinen (8) zusammenwirkt, eine gleichmäßige Verteilung der Zugflansche (16) und (17) auf der Vorderkante (2) und der Latte (4), und zwar ohne Rücksicht auf den Winkel zwischen der besagten Lastumschaltungsleine und der besagten Latte.
Nach einer weiteren (nicht dargestellten) Variante ist ein Verbindungspunkt (24) beweglich in Bezug auf seine Trägerlatte auf einer Gleitschiene oder jeder weiteren mechanischen Vorrichtung, erlaubend eine Bewegung nach vorn/hinten, angeordnet, wobei die besagte Gleitschiene selbst mit einer Latte (4) mit Hilfe einer Rippe (25) oder beziehungsweise der Zugflansche (16), (17), (18), (19) fest verbunden sei. Die Gleitschiene kann ebenfalls leicht strahlenförmig sein, derart, um der Schwenkbewegung des Flügels in Abhängigkeit von der Positionierung der Querachse zu folgen. Diese Vorrichtung erlaubt, eine schrittweise Veränderung der Depower-Kraft auf der Steuerlatte zu erhalten. In der Tat je größer der Einstellwinkel wird, wenn der Pilot die Steuerungslinien (7) spannt, desto mehr gehen die Verbindungspunkte (24) zum Gleichgewichtszentrum des Flügels zurück, entlastend ebenso viel die durch die besagten Steuerungsleinen anzuwendende Kraft.
Nach der Variante von 15 laufen alle beiden Lastumschaltungsleinen (15) und alle beiden Zugkraftleinen (8) mit angepassten Längen durch ihre unteren Enden in einem einzigen tertiären Verbindungspunkt (12) zusammen, der unmittelbar mit der ersten unteren Zugkraftleine (26) verbunden ist. Diese Sonderanordnung eliminiert die Benutzung der primären Zugkraftleinen (28). Nach einer Variante verbindet die Linie des Bogenteils (14) den mittleren Befestigungspunkt mit dem sekundären Verbindungspunkt (13).
Im Gegensatz zu den Lastumschaltungsleinen (15) und zu den sekundären Zugkraftleinen (8) ist diese Leine des Bogenteils nicht geeignet, eine Dauerzugkraft zu tragen. Wenn der Wind schwach ist, wird sie nicht erfordert. Über eine gewisse Zugkraft in der Gesamtheit des Flügels hinaus neigt die Vorderkante (2) dazu, sich im Wesentlichen in dieser Zone, die zwischen dem vorderen Befestigungspunkt (5) und dem oberen vorderen Befestigungspunkt (20) umfasst ist, zu verformen und die Leine des Bogenteils (14) verhindert jede störende Verformung der Vorderkante.
Der sekundäre Verbindungspunkt (13) nach 1 und der tertiäre Verbindungspunkt (12, 12'') nach 15 oder 16 sind von dem entsprechenden vorderen Befestigungspunkt (5) durch die Zugkraftleine (8) getrennt, deren Länge kleiner ist als die ausgelegte Spannweite des Flügels.

Claims

Gebogener selbsttragender Flügel mit aufblasbarer Struktur, versehen mit einer Vorrichtung zum Anflanschen, umfassend ein Paar von vorderen Befestigungspunkten der Zugkraftlinien und ein Paar von hinteren Befestigungspunkten der Steuerungslinien, die sich beiderseits des Flügels, jeweils an seinen vorderen und hinteren Enden befinden, und dadurch gekennzeichnet, dass er außerdem folgendes umfasst: – mindestens ein Paar von Lastumschaltungslinien (15), die ununterbrochen den Großteil der Zugkraft tragen und beiderseits einer Symmetriemittelebene (PS) angeordnet sind, wobei sie mit dem Flügel in einem Paar von Verbindungszonen (Z) verbunden seien, die nach außen durch die zentralen 5/10° der Spannweite, nach innen durch die zentralen 2/10° der Spannweite, nach vorn durch die Vorderkante (2) und nach hinten durch die Gleichgewichtsachse (X) eingegrenzt sind, – wobei jede Lastumschaltungslinie (15) durch ihr unteres Ende mit einem Verbindungspunkt (13, 12) zusammenwirkt, der mit dem jeweiligen vorderen Befestigungspunkt (5) des Flügels über eine sekundäre Zugkraftlinie (8) verbunden ist, wobei die Gesamtheit angeordnet sei, um die Zugkraft auf die Lastumschaltungslinien (15) und auf die sekundären Zugkraftlinien (8) ununterbrochen und ohne Eingriff des Flugzeugführers zu verteilen. – wobei die Lastumschaltungslinien (15) mit einem Paar von Rippen (25) verbunden sind, die sich entlang Trägerlatten (4) erstrecken, um die Form des Profils auf dem betreffenden Teil der Tragfläche des Flügels beizubehalten.
Gebogener selbsttragender Flügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Trägerlatten (4) beiderseits der Symmetrieebene (PS) innerhalb der Verbindungszonen (Z) und in einer solchen beiderseitigen Entfernung befinden, dass der zentrale Teil des Flügels, der sich zwischen den besagten Latten befindet, eine ausreichende Oberfläche aufweist, um dem Paar von Lastumschaltungslinien (15) zu erlauben, den größten Teil der Zugkraft zu tragen, während sie außerdem den beiden anderen Teilen des Flügels, äußerlich der besagten Latten, ausreichend Oberfläche und Hebelarm überlassen, um das natürliche Rückwärtslenken des Flügels in der Luft nach seiner Querachse bei Freigabe der einen Steuerungslinie oder der Steuerungslinien (7) zu erlauben.
Gebogener selbsttragender Flügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sie linke (7a) und rechte (7b) Steuerungslinien umfasst, deren ausgeglichene Freigabe in der Luft die gleichzeitige Verlagerung des Paares der vorderen Befestigungspunkte (5) nach hinten und nach innen, um das Paar von jeweiligen Verbindungspunkten (13) herum, nach zwei Teilabschnitten, die durch das Paar von Zugkraftlinien (8) gebildet sind, verursacht, wobei geometrisch eine Schwenkung nach hinten des besagten Flügels auf seine Querachse und eine Reduzierung seines Einstellwinkels (A) in Bezug auf den Wind bewirkt wird.
Gebogener selbsttragender Flügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sie linke (7a) und rechte (7b) Steuerungslinien umfasst, deren versetzte Freigabe in der Luft eine stärkere Schwenkung nach hinten zu einer bestimmten Seite der Querachse des Flügels und einen Kurvenflug des Flügels auf Seiten der weniger starken Freigabe einer Steuerungslinie (7) bewirkt.
Gebogener selbsttragender Flügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass alle beiden Lastumschaltungslinien (15) und alle beiden Zugkraftlinien (8) durch ihre unteren Enden in einem einzigen tertiären Verbindungspunkt (12), der unmittelbar mit der ersten unteren Zugkraftlinie (26) verbunden ist, zusammenlaufen.