DE626214C

DE626214C - Flugzeugzusammenstellung

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Publication number: DE626214C
Application number: DEM124286D
Authority: DE
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1933-01-14
Filing date: 1933-06-30
Publication date: 1936-02-22

Description

Die Erfindung bezieht sich auf das Starten von Flugzeugen, insbesondere solchen Flugzeugen, die infolge ihrer hohen Belastung nicht in der Lage sind, sich mit eigener Kraft von der Erd- oder Wasseroberfläche abzuheben.

Nun ist schon früher einmal der Vorschlag gemacht worden, ein . Flugzeug auf den Rücken eines anderen Flugzeuges zu setzen, um das obere Flugzeug zum Alleinflug zu starten, nachdem beide Flugzeuge im Gemeinschaftsflug aufgestiegen sind.

Es ist von grundsätzlicher Bedeutung, daß beide Flugzeuge unmittelbar nach ihrer Trennung voneinander sich nicht gegenseitig beeinträchtigen können. Demgemäß ist es der Sicherheit halber sehr wesentlich, daß im Äugenblick der gegenseitigen Ablösung ein großer Auftriebsüberschuß an den Tragflügeln des oberen Flugzeuges vorhanden ist, um zu gewährleisten, daß beide Flugzeuge sich sofort in einer Richtung ungefähr rechtwinklig zur Flugrichtung voneinander ablösen.

Im Zusammenhang mit einem schon früher gemachten Vorschlag zum Zusammenstellen zweier Flugzeuge in der oben angegebenen Weise ist auch gleichzeitig erklärt worden, daß das obere Flugzeug im Vergleich zum unteren Flugzeug von höherer Belastung sein kann, jedoch hatte man keinerlei Vorkehrung getroffen, um bei Beschleunigung des Gemeinschaftsfluges beider Flugzeuge den Auftrieb an den Tragflügeln des oberen Flugzeuges· relativ zum Auftrieb der Tragflügel des unteren Flugzeuges steigern zu können. Um ein gegenseitiges Ablösen beider Flugzeuge zu erzielen, ist bereits vorgeschlagen worden, den Tragflügeln des oberen Flugzeuges von vornherein einen größeren Anstellwinkel zu geben als den Tragflügeln des unteren Flugzeuges. Aber wenn man dies tun würde, wären die Tragflügel, des oberen Flugzeuges während des Startes zum Gemeinschaftsflug überzogen, so daß sie unter diesen Umständen das Aufsteigen zum Gemeinschaf tsftug erschweren, wenn nicht gar unmöglich machen, gleichgültig, wie leistungsfähig das untere Flugzeug auch immer sein mag.

Um über diese Schwierigkeit hinwegzukommen, ist ferner der Vorschlag gemacht worden, vermittels besonderer Einrichtungen den Auftriebswert des oberen Flugzeuges relativ zu dem des unteren Flugzeuges veränderlich zu gestalten, und zwar durch eine in unmittelbarer Weise während des Gemeinschaftsfluges erfolgende Änderung der Lage des oberen Flugzeuges zum unteren. In diesem Falle werden beide Flugzeuge von vornherein so zueinander gesetzt, daß ihre Tragflügel zum erforderlichen Gesamtauftrieb

• beim Aufsteigen zum Gemeinschaftsflug effektiv beizutragen vermögen und der Auftrieb an den Tragflügeln des oberen Flugzeuges vor Lösung der Verriegelung beider Flugzeuge durch eine unmittelbare, während des Gemeinschaftsfluges vor sich gehende -Vorstellung so weit gesteigert werden kann, daß nach dem Lösen der Verriegelung beide'Flugzeuge sich mit voller Sicherheit voneinander ίο trennen können! - <

Die Erfindung bringt demgegenüber eine andere Lösung des in Rede stehenden Problems, und zwar eine Lösung, gemäß welcher die Flugzeuge von vornherein, in eine solche Lage zueinander gesöfzt werden und die Tragflügel eine solche Profilierürig erhalten, daß sie beide zum erforderlichen Auftrieb beim Start zum Gemeinschaftsflug stets beizutragen, vermögen, derart, daß bei Beschleunigung des Gemeinschaftsflüges der Auftrieb an den Tragflügeln des oberen Flügzeuges sich relativ zum Auftrieb der Tragflügel des unteren Flugzeuges ganz von selbst so weit verändert, bis zwischen den Flugzeugen eine Trennungskraft zustande gekommen ist, die genügt, um nach dem Lösen der Verriegelung beide Flugzeuge sich mitSicher-, heit voneinander ablösen zu lassen.

Die Erfindung bringt eine 'Züsammenstellung zweier Flugzeuge, die durch eine Verriegelung miteinander zusammengeschlossen sind und sich im Flug voneinander trennen können, nachdem die Verriegelung zwischen ihnen gelost worden ist. Das wesentlich Neue und Fortschrittliche der Erfindung liegt darin, daß das obereFlugzeug mit Tragflügeln ausgestattet ist, deren Winkelbereich zwischen jenem Anstellwinkel, bei welchem der Auftrieb gleich Null ist (a_o), und jenem "Winkel^ bei welchem der Auftrieb ein Maximum be-. trägt («mB.v)> wesentlich großer ist als der entsprechende Winkelbereich der Tragflügel • an dem unteren Flugzeug, und hierbei die Tragflügel beider Flugzeuge so angestellt sind, daß sie zum erforderlichen Gesamtauftrieb beim Auf steigen zum Gemeinscha&sflug effektiv beitragen müssen, derart, daß der Auftrieb an den Trägflügeln des oberen Flugzeuges sich bei Beschleunigung des Gemeinschaftsfluges ganz von selbst relativ zum Auftrieb der Tragflügel des unteren Flugzeuges vergrößert, bis schließlich zwischen beiden Flugzeugen eine Tfennungskraft zustande gekommen ist, die genügt, um nach dem Lösen def Verriegelung ein sicheres gegenseitiges Ablösen beider Flugzeuge zu gewährleisten. Zu bemerken ist, daß der erwähnte Winkelbereich durch die Differenz der Winkel <x_max und a₀. bestimmt ist, also durch den Unterschied jener Anstellwinkel·, bei denen der Auftrieb in dem einen Falle seinen Höchstwert erreicht und im anderen Falle gleich Null ist» Dieser Winkelunterschied zwischen den Anstellwinkeln a₀ und a_max ist bei einem jeden Flugzeugtragflügel hauptsächlich von der Beschaffenheit des Profils abhängig. -

. Zwecks Sicherstellung eines relativ großen Winkelbereiches zwischen den Anstellwinkeln OS₀ und a_max wird für die Tragflügel des oberen Flugzeuges im allgemeinen ein ■dickes Profil mit-hohen Auftriebswerten gewählt. Bemerkt sei allerdings, daß nicht alle dicken Profile bzw. nicht alle Profile hohen Auftriebes ein derartiges Charakteristikum haben. Weiter unten werden an Hand der Zeichnungen noch einige Beispiele angeführt, d.h. Profile, die für die Tragflügel des oberen Flugzeuges besonders geeignet sind, eben weil sie das gewünschte Charakteristikum, nämlich einen relativ großen Winkelbereich zwischen den Anstellwinkeln a₀ und <x_mdx aufweisen.

Als Profil mit relativ geringem Winkelbereich zwischen den. Auftriebswinkeln a₀ und a_max, also mit Eignung für die Tragflügel des unteren Flugzeuges, wird im allgemeinen ein Profil in Frage kommen, dessen $£min:-Wert ein nur mäßiger ist und dessen Querschnitt im allgemeinen, verglichen mit dem Profilquerschnitt der Tragflügel des oberen Flugzeuges, nur von geringer bzw. mäßiger Dicke ist. Die britische Bezeichnung K^ entspricht sinngemäß der deutschen Bezeichnung Ca, Weiter unten werden an Hand der Zeichnungen auch hierfür einige Beispiele angeführt, also Profile, die für die Tragflügel des unteren Flugzeuges in Betracht kommen, weil sie das gewünschte Charakteristikum, nämlich einen relativ geringen Winkelbereich zwischen den Anstellwinkeln a₀ und <x_max aufzuweisen haben.

Im folgenden soll nun die Erfindung mit allen ihren Einzelheiten unter Bezugnahme auf die beiliegenden Zeichnungen beschrieben werden.

"Fig. i, 3, 5 und 7 veranschaulichen einige verschiedenartige Tragflügelprofile.

Fig. 2, 4, 6 und 8 bringen die dazugehörigen Äuftriebskurven, an denen zu erkennen ist, wie sich der Auftriebswert K_L in Abhängigkeit vom Anstellwinkel α verändert. Die hier dargestellten Profile und Auftriebs- kurven sind dem »Ro3^ral Aeronautical S ociefys Handbook of Aeronautics« entnommen. In allen Figuren ist angenommen, daß die Flugzeugtragflügel ein und dasselbe Seitenverhältnis — haben. ■ .

Fig. ι veranschaulicht den Querschnitt eines Tragflügels vom Baumuster Fokker F. VII. Bemerkt sei, daß ein solcher Trag-

flügel sich von der Mitte aus nach den Enden zu allmählich verjüngt und daß der hier dargestellte Querschnitt ein im mittleren Tragflügelabschnitt gelegener Querschnitt ist. Dieses Tragflügelprofil ist ein sogenanntes dickes Profil und besonders für Eindeckerbaumuster geeignet. Die größte Stärke beträgt ungefähr 20 °/₀ der Sehnenlänge.

Fig. 2 bringt die Kurve, an welcher man erkennt, wie bei einem Tragflügelprofil vom Baumuster Fokker F. VII der Auftriebs wert, abhängig vom Anstellwinkel, sich verändert. Die Kurve wurde durch Modellversuche ermittelt und entspricht einem, Seitenverhältnis — — 6. Speziell für dieses Tragflügelprofil

ergaben die Untersuchungen am Modell, daß der kritische Winkel beim Vergrößern des Anstellwinkels etwas größer ausfällt als beim Verkleinern des Anstellwinkels, weshalb gesagt sei, daß die in Fig. 2 dargestellte Kurve sich auf den Fall der Vergrößerung des Anstellwinkels bezieht. Die Anstellwinkel α sind in Winkelgraden und die Auftriebskoeffizienten K_L in britischen Einheiten angegeben. Wie ersichtlich, liegt der Winkel a₀ (d. i. der Winkel, bei welchem der Auftrieb gleich Null ist) ungefähr bei mimis 8° und der Winkel a_max (d.i. der Winkel, bei welchem der Auftrieb seinen Höchstwert besitzt) ungefähr bei i8°. Der Winkelbereich R₂ zwischen diesen beiden Anstellwinkeln beträgt somit ungefähr 26⁰. Infolge dieses ziemlich großen Winkelbereiches ist dieses Profil besonders gut zur Verwendung für die Tragflügel des oberen Flugzeuges geeignet.

Fig. 3 bringt den Querschnitt eines Tragflügels Baumuster Göttingen 387. Dieses Profil ist ein ziemlich dickes Profil und geeignet zur Verwendung für Eindeckerbaumuster. Die maximale Stärke beträgt ungefähr 15% der Sehnenlänge.

Fig. 4 bringt die Kurve, an welcher man erkennt, wie bei einem Tragflügelprofil Baumuster Göttingein387 der Auftriebswert abhängig vom Anstellwinkel veränderlich ist. Die Kurve wurde durch Modellversuche ermittelt und entspricht einem Seitenverhältnis — = 6. Wie ersichtlich, liegt der

Winkel <x_g ungefähr bei minus 7° und der Winkel <x_max ungefähr bei i6°. Der Winkelbereich i?₄ zwischen diesen beiden Anstellwinkeln beträgt ungefähr 23 °, und infolge dieses verhältnismäßig großen Winkelbereiches ist auch dieses Profil besonders gut zur Verwendung für die Tragflügel des oberen Flugzeuges geeignet.

Fig. S bringt den Querschnitt eines Trag·- flügelbaumusters R. A. F. 15. Dieses Profil besitzt einen relativ dünnen Querschnitt. Die größte Dicke beträgt nur ungefähr 6,5 Of₀ der Sehnenlänge. Dieses Profil ist also hauptsächlich für Doppeldeckerfiugzeugie geeignet.

Fig. 6 bringt die Kurve, welche zeigt, wie bei dem Profil R. A. F. 15 der Auftriebskoeffizient abhängig vom Anstellwinkel veränderlich ist. Die Kurve wurde durch Modell-• versuche ermittelt und entspricht einem

Seitenverhältnis — = 6. Wie ersichtlich, liegt

der Winkel <x₀ ungefähr bei minus 2° und

⁰ D

der Winkel a_max ungefähr bei
J

Der

_mx I

Winkelbereich J?_e zwischen diesen beiden Anstell winkeln beträgt ungefähr 17V2⁰· Dieses Profil kennzeichnet sich also durch einen verhältnismäßig kleinen Winkelbereich und wäre demzufolge besonders für die Tragflügel des unteren Flugzeuges geeignet.

Fig. 7 bringt den Querschnitt eines Tragflügels Profil Baumuster R. A. F. 34. Hiermit ist ein Beispiel für ein mäßig dickes, sowohl für Eindecker- als auch für Doppeldeckerflugzeuge geeignetes Profil gegeben. Die größte Dicke beträgt ungefähr 13% der Sehnenlänge.

Fig. 8 bringt die Kurve, an welcher man erkennen kann, wie bei dem Profil R. A. F. 34 der Auftriebskaeffizient abhängig vom An-Stellwinkel veränderlich ist. Die Kurve ist durch Modellversuche ermittelt worden und

entspricht einem Seitenverhältnis — = 6. Wie

ersichtlich, liegt der Winkel <x₀ ungefähr bei minus i° und der Winkel a_max ungefähr bei 15°. Der Winkelbereich R_s zwischen diesen beiden Anstellwinkeln beträgt ungefähr 16°. Infolge dieses nur verhältnismäßig geringen Winkelbereiches ist auch dieses Profil besonders zur Verwendung für die Tragflügel des unteren. Flugzeuges geeignet.

Der Anstellwinkelbereich R, gemessen zwischen den Winkeln a₀ und a_max, ist in erster Linie von der Umrißform des verwendeten Tragflügelprofils abhängig, kann jedoch durch Hilfsmaßnahmen, wie z. B. durch Schlitze oder Klappen, ganz erheblich verändert werden. Wird der Tragflügel vorn mit einem no Schlitz versehen, so ist die Wirkung des Schlitzes im allgemeinen so, daß der Winkelbereich R des für den; betreffenden Flügel gewählten Profils vergrößert wird. Klappen hingegen können verwendet werden, um den Winkelbereich R des betreffenden Profils zu verkleinern.

Wird beispielsweise ein Profil vom Baumuster R. A. F. 15 vorn mit einem Schlitz versehen und wird angenommen, daß der Vorflügel in seiner äußersten Stellung sich befindet, so bedeutet das eine Steigerung des

zwischen den Winkeln <x₀ und <x_max gemessenen Winkelbereiches von 17V2⁰ auf ungefähr 27¹J₂ ⁰, also eine Umgestaltung des an sich für die Tragflügel des unteren Flugzeugs geeigneten Profils in ein solches, welches nun auch für den Tragflügel des oberen Flugzeuges verwendet werden kann.

Ein relativ kleiner Anstellwinkelbereich R zwischen den beiden Winkeln a₀ und <x_max kann durch Verwendung von Klappen o. dgl. Mitteln erzielt werden. Würde das betreffende Profil mit einer Klappe versehen, die Klappe zum Profil zunächst positiv nach unten gestellt und bei Vergrößerung der Fluggeschwindigkeit mehr und mehr hochgezogen, so würde das im allgemeinen eine Verringerung des Winkelbereiches R bedeuten, und zwar eine Verringerung im Vergleich zu dem entsprechenden Winkelbereich R eines ebensolchen Profils ohne Klappe.

Bemerkt sei, daß die an Hand der Fig. 1 bis 8 geschilderten Profile lediglich nur Beispiele, für Profile mit den hier erwünschten Eigenschaften sein sollen. Die Wahl der für das obere und untere Flugzeug zu verwendenden Profile wird sich in der Praxis jeweils nach der allgemeinen Bauart und den gewünschten Eigenschaften der beiden zu vereinigenden Flugzeuge richten. Auf jeden Fall werden die Tragflügelprofile beider Maschinen gemäß der Erfindung so gewählt, daß bei dem oberen Flugzeug der Winkelbereich, gemessen zwischen den beiden Winkeln <x₀ und <x_max> wesentlich größer ausfällt als bei dem unteren Flugzeug. Noch zu bemerken wäre, daß bei der Wahl der Tragflügelprofile des oberen und unteren Flugzeuges auch auf

das Seitenverhältnis — Rücksicht zu nehmen ist. Eine Vergrößerung des Seitenverhältnisses— eines Tragflügels hat im allgemeinen

eine Steigerung des Wertes für KiL max. zur Folge, jedoch auch gleichzeitig eine Verringerung des zwischen den beiden Winkeln a₀ und a_max gemessenen Winkelbereichs R. Also werden in der Praxis die Tragflügelprofile beider Flugzeuge unter Berücksichtigung des zu verwendenden Seitenverhältnisses— so gewählt, daß der gewünschte

Winkelbereich R bzw. der erwünschte Unterschied zwischen den beiden Wiⁿl^<em ^ao und a_max wirklich vorhanden sein muß.

Die Verriegelung kann so eingerichtet sein, daß ein Lösen derselben nur durch gemeinsames oder aufeinanderfolgendes Betätigen der entsprechenden, in beiden Flugzeugen vorgesehenen Steuerungsmittel möglich ist.

Claims

Patentansprüche:

ι . Flugzeugzusammenstellung,bestehend aus zwei Flugzeugen, von denen eines mit eigener Kraft im allgemeinen nicht startfähig ist, die durch eine Verriegelung miteinander zusammengeschlossen sind, jedoch während des Fluges nach Lösen der Verriegelung sich voneinander trennen können, dadurch gekennzeichnet, daß das obere Flugzeug mit Tragflügeln ausgestattet ist, deren Anstellwinkelbereich (R) zwischen jenem Winkel, bei welchem.der Auftrieb gleich Null ist' (a₀), und jenem Winkel, bei welchem der Auftrieb ein Maximum beträgt («_max) wesentlich größer ist als der entsprechende Anstellwinkelbereich der Tragflügel des unteren Flugzeuges, und daß die Tragflügel beider Flugzeuge während des Startes zum Gemeinschaftsflug stets so angestellt sind, daß die Tragflügel beider Flugzeuge zum erforderlichen Gesamtauftrieb wirksam beitragen.
2. Flugzeugzusammenstellung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der größere Anstellwinkelbereich der Tragflügel des oberen Flugzeuges relativ zu dem der Tragflügel des unteren Flugzeugs erzielt oder betont wird \'ermittels einer an den Tragflügeln des einen oder _go des anderen Flugzeuges angebrachten Hilfvorrichtung, vorzugsweise durch einen in den Tragflügeln des oberen Flugzeuges vorgesehenen Schlitz oder durch eine an den Tragflügeln des unteren Flugzeuges angebrachte Klappe.

' Hierzu 1 Blatt Zeichnungen