DE635568C - Flugzeugtragfluegel - Google Patents
FlugzeugtragfluegelInfo
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- DE635568C DE635568C DEM127179D DEM0127179D DE635568C DE 635568 C DE635568 C DE 635568C DE M127179 D DEM127179 D DE M127179D DE M0127179 D DEM0127179 D DE M0127179D DE 635568 C DE635568 C DE 635568C
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Description
Bei Flugzeugflügeln, deren Flügelschnitt über die ganze Spannweite gleich ist oder
deren Dicke nach den Flügelenden abnimmt, tritt im überzogenen Flugzustand leicht ein
Kippen über eine Flügelspitze auf, das anschließend zu dem gefürchteten Trudelzustand
führt. Flugzeuge, die mit dieser unangenehmen Eigenschaft behaftet sind, sind nicht
nur stets eine Gefahr für unkundige Flugzeugführer, sondern gestatten auch nicht, die
auf Grund des an sich vorhandenen Höchst auftriebes mögliche geringste Landegeschwindigkeit
zu erreichen, weil schon eine geringe Überschreitung des dem Höchstauftrieb zugeordneten
Anstellwinkels zu einer Vernichtung der Querstabilität führt.
Man hat diese Nachteile durch verschiedene Mittel mit mehr oder weniger Erfolg
beseitigt. Man hat außen an den Flügelenden verhältnismäßig dickere Flügelschnitte
angeordnet als in der Mitte und damit von dem Umstand Gebrauch gemacht, daß dickere
Profile einen größeren zulässigen Anstellwinkelbereich haben als dünne; man hat an
«5 den äußeren Teilen der Spannweite Schlitzilügel
angeordnet, die ebenfalls im überzogenen Flugzustand die Strömung an den äußeren
Teilen der Spannweite zum Anliegen zwingen und so die Quersteuerbarkeit erhalten,
und man hat den Flügel verwunden, so daß die mittleren Teile des Flügels eher den
kritischen Anstellwinkel erreichen als die Flügelenden.
Gemäß der Erfindung wird die Querstabilität im überzogenen Flugzustand dadurch erreicht,
daß der Krümmungsradius der Nase des Flügelschnittes, bezogen auf die jewei-.lige
Dicke des Flügelschnittes, derart längs der Spannweite veränderlich ist, daß außen
im Bereich der Flügelenden ein großer, im mittleren Teil ein verhältnismäßig kleiner
Krümmungsradius vorhanden ist. Ein ähnlicher Erfolg wird gemäß der Erfindung dadurch
erreicht, daß der vorderste Teil der Profilnase nur im mittleren Teil der Spannweite
über eine Länge von etwa der Größe der halben Spannweite eine oder mehrere
Unstetigkeiten oder Rauhigkeiten aufweist.
In den Anfängen der Fliegerei ist bereits der Vorschlag gemacht worden, das Flügelprofil
derart längs der Spannweite zu verändern, daß die dickste Stelle im Bereich der Flügelenden unmittelbar an der Nase liegt
und gegen den Rumpf zu in etwa der Hälfte der Flächentiefe. Demgemäß wies der Flügel
in der Mitte der Spannweite eine spitze Nase auf, an den Enden des Flügels eine stark
gerundete Nase.
Der Flügel gemäß diesem älteren Vorschlag muß nach heutigen Erkenntnissen sehr
schlechte ärodynamische Eigenschaf ten haben, während der Flügel gemäß der Erfindung
nachweislich unverändert gute Leistungen aufweist, weil die dickste Stelle des Profils stets
in dem günstigsten Teil, also etwa in einem Drittel der Flügeltiefe liegt. Die Unstetig-
keiten, Rauhigkeiten oder geringen Krümmungsradien liegen beim Flügel gemäß der
Erfindung im Staupunkt des Schnellfiuges, Im Staupunkt ist bekanntlich die Strömung^
geschwindigkeit und damit der Widerstajif;
gleich NuU. W
Die Wirkung dieser Maßnahme gemäß der Erfindung beruht auf der bekannten Tatsache,
daß Flügelschnitte mit spitzer Nase ίο einen geringeren Anstellwinkelbereich haben
als solche mit stärker abgerundeter Nase. Das gleiche gilt für Flügelschnitte, die am
vordersten Teil ihrer Nase Unstetigkeiten oder' Rauhigkeiten aufweisen. Der Erfolg der Μαβί 5 nähme gemäß der Erfindung wäre also soweit
ähnlich einer Verwindung des Flügels oder Anordnung von Profilen geringen Anstellwinkelbereiches
in der Mitte und größeren "Anstellwinkelbereiches an den Enden.
Darüber hinaus weist aber die Erfindung weitere erhebliche Vorteile -auf." Flügelschnitte
mit spitzer oder annähernd spitzer Nase haben oberhalb des . Auftriebhöchstwertes
nur eine verhältnismäßig geringe Abnähme des Auftriebsbeiwertes bei zunehmendem
Anstellwinkel. ~ Diese Eigenschaft hat sehr günstige Einflüsse auf die Querstabilität
im überzogenen Flugzustand sowie auf die XrUdeleigenschaften. Ein weiterer Vorteil besteht
darin, daß bei Flügelschnitten mit Unstetigkeiten, an der= Flügelnase und bei Flügelschnitten
mit Flügelnasen von geringem Krüöümingsradius die Strömung zuerst im Bereich:
;der Flügelnase abzureißen pflegt, während ,die Strömung im Bereich: der. Flügelhinterkante
noch anliegt. Das hat eine Wanderung des Druckpunktes nach, hinten zur
Folge. Das dadurch, entstandene kopflastige Moment bewirkt, eine. Anstellwinkelverminderung
des. Flugzeuges und wirkt somit stabilisierend. ■ . .
Auf der "Zeichnung sind einige Ausfüh-.
rungsbeispiele dargestellt. Fig. 1 sei beispielsweise: ein. Flügelschnitt, der dem Flügel ge-
*5 maß .der Erfindung zugrunde gelegt ist. Die
Form der. Flügelnase wird gemäß der Erfindung,
längs der Spannweite Veränderungen unterworfen. Im Bereich, der Flügelenden
ist der Krümmungsradius: der Flügelnase groß,
so und das Profil hat.einen Umriß, der mit
vollen Linien in . Fig. 1 dargestellt ist. Bis zur. Flügelmittenimmt "der Krümmungsradius
der Nase des Flügelschnittes . ab und kann unter Umständen Null werden,." so daß ein
Profil mit einer. Spitze an der .Flügelnase
entsteht, wie jnit punktierten Linien in Fig. 1 dargestellt. Die dazwischenliegenden Flügelschnitte
weisen Nasen von mittlerem Krümmungsradius auf, wie mit gestrichelten Linien
dargestellt. Bei. verjüngten Flügeln (Trapez oder elliptischen Flügeln 0. dgl.) nimmt gemäß
der Erfindung der Krümmungsradius nach der Mitte des Tragflügels zu eben- ;4alls ab, doch braucht diese Abnahme nicht
4f|lt zu sein, sondern es wird in den meisten 6;
eine Abnahme des Krümmungsradius ^^tnisgleich zur Flügeldicke genügen.
^''Flugzeugflügel werden häufig in der Weise geformt, daß ein oder mehrere dem Flügel
zugrunde gelegte Profile nicht nur verhältig zur Flügeltiefe verkleinert oder vergrößert
werden, sondern daß auch, abgesehen von anderen Veränderungen, das Verhältnis von
Profildicke zu Profiltiefe nach den Flügelenden zu -verkleinert wird. Aus der Verkleinerung
der Flügeldicke an den Flügelenden ergibt sich ein geringerer Widerstand des Gesamtflügels, aber auch eine " erhöhte Gefahr
des Abkippens im überzogenen Flugzustande, wie schon anfangs beschrieben. Gemaß
der Erfindung wird der Krümmungsradius der Nase bei Flügeln dieser Art derart
längs der Spannweite verändert, daß, bezogen auf das oder die auf Verhältnisgleiche
Dicke umgeformten Ausgangsprofile gemäß Fig. 1, der Krümmungsradius an den
Flügelenden groß, im Bereich der Flügelwurzel klein ist.
In den Fig. 2 bis 8 sind Ausführungsformen von Unstetigkeiten an der Flügelnase dargestellt,
die zu gleichen nind ähnlichen Folgen führen. Gemäß Fig. 2 bis S sind Leisten an
der Nase von normalen Flügelschnitten angebracht, die gemäß Fig. 2 eine Dreiecksform, gemäß Fig. 3 eine Trapezform, gemäß
Fig. 4 eine doppelte Dreiecksform und gemäß Fig. 5 einen gerundeten Vorsprung an . die
Profilnase anfügen. Es lassen sich auf diese Weise die verschiedenartigsten Unstetigkeiten
an der Flügelnase .hervorrufen und durch Flugversuche derart -verändern, bis die beste
Wirkung erzielt wird. Insbesondere läßt sich auf diese Weise die Größe der mit Unstetigkeiten
versehenen Spannweite ermitteln, bei der die beste gewünschte Wirkung eintritt.
Diese beste Wirkung wird dann eintreten, wenn gemäß der Erfindung der vorderste
Teil der Nase des Flügelschnittes im mittleren Bereich der Spannweite über eine
Länge von etwa der halben Spannweite eine oder mehrere Unstetigkeiten, oder Rauhigkeiten
aufweist.
Gemäß Fig. 6 ist eine Rauhigkeit« an der
Flügelnase angebracht und gemäß Fig. 7 und 8 Unstetigkeiten durch. Riefen (Fig. 7) und
Stufen (Fig. 8).
Claims (2)
- Patentansprüche:I. Flugzeugtragflügel, dessen äußere Flügelteile später den kritischen Anstellwinkel erreichen als die inneren und dessen Querschnitte in etwa einem Drittelder Flügeltiefe die größte Dicke aufweisen, dadurch gekennzeichnet, daß der Krümmungsradius der Nase des Flügel-,, schnittes, bezogen auf ein Ausgangsprofil·.· oder deren mehrere von gleichem Verhält.·»; nis von Profildicke zu Profiltiefe, derart; längs der Spannweite veränderlich ist/ daß außen im Bereich der Flügelenden ein großer und im mittleren Teil ein verhältnismäßig kleiner Krümmungsradius vorhanden ist.
- 2. Flugzeugtragflügel nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der vorderste Teil der Profilnase nur im mittleren Teil der Spannweite über eine Länge von etwa der Größe der halben Spannweite eine oder mehrere Unstetigkeiten oder Rauhigkeiten aufweist.Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEM127179D DE635568C (de) | 1934-04-15 | 1934-04-15 | Flugzeugtragfluegel |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEM127179D DE635568C (de) | 1934-04-15 | 1934-04-15 | Flugzeugtragfluegel |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE635568C true DE635568C (de) | 1936-09-24 |
Family
ID=7331187
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEM127179D Expired DE635568C (de) | 1934-04-15 | 1934-04-15 | Flugzeugtragfluegel |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE635568C (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0486971A1 (de) * | 1990-11-19 | 1992-05-27 | WALDNER LABOREINRICHTUNGEN GmbH & Co. | Abzug mit Einströmprofil |
US20150151831A1 (en) * | 2013-12-04 | 2015-06-04 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Airflow Interrupting Devices |
DE102019202354A1 (de) * | 2019-02-21 | 2020-08-27 | HORTEN Aircraft GmbH | Schwanzloses Flugzeug |
-
1934
- 1934-04-15 DE DEM127179D patent/DE635568C/de not_active Expired
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0486971A1 (de) * | 1990-11-19 | 1992-05-27 | WALDNER LABOREINRICHTUNGEN GmbH & Co. | Abzug mit Einströmprofil |
US20150151831A1 (en) * | 2013-12-04 | 2015-06-04 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Airflow Interrupting Devices |
JP2015110416A (ja) * | 2013-12-04 | 2015-06-18 | タマラック エアロスペース グループ インコーポレイテッド | 気流遮断デバイス |
AU2014271302B2 (en) * | 2013-12-04 | 2018-12-13 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Airflow interrupting devices |
US10239606B2 (en) * | 2013-12-04 | 2019-03-26 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Airflow interrupting devices |
DE102019202354A1 (de) * | 2019-02-21 | 2020-08-27 | HORTEN Aircraft GmbH | Schwanzloses Flugzeug |
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