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Flugzeugtragwerk od. dgl. Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeugtragwerk
od. dgl., welches von der Unter- zur Oberseite verlaufende Strömungskanäle aufweist.
Die Erfindung bezweckt eine Erhöhung der Flugsicherheit durch Ausschaltung des schädlichen
Einflusses von Strömungsdivergenzen, Rolldämpfungsverlusten und einer Ablösung der
Grenzschicht von der Flügeloberseite bei beliebiger Vergrößerung des Anstellwinkels.
Es wird angestrebt, daß der Flügel bei seitlicher Neigung im überzogenen Flugzustand
bzw. vor einem Auftriebszusammenbruch zwangläufig in die normale Fluglage zurückgedrängt
und somit das Abkippen, insbesondere bei einer unzulässigen Verzögerung der Fluggeschwindigkeit,
verhütet wird. Der schädliche Einfluß der Strömungsdivergenzen an Flugzeugflügeln
wurde bisher vorzugsweise durch die Erschließung einer Sekundär- bzw. Spaltströmung
von der Flügelunterseite zur -oberseite an Hand von unmittelbar durchströmten Ouerspaltdüsen
sowie mittelbar durch C-artig verlaufende Umlenkspalten od. dgl. Leitgänge (Spalt-und
Schlitzflügel) zu vermeiden gesucht. Die Nutzwirkung dieser Spalt- und Schlitzflügel
beschränkte sich auf eine Erweiterung des Anstellbereiches der Flügel in normaler
Fluglage, aber bei Querverwindung der Flügel ging sie durch eine seitliche Abweichung
der Spaltströmung verloren, so daß die Abkippgefahr in jener Fluglage nach wie vor
bestehen blieb.
Weiter ist es bereits bekannt, zur Verhütung einer
Ablösung der Grenzschichte von der Flügeloberseite Saugdüsen anzuordnen, die an
der Oberseite der Flügel einmünden, mit einem Pumpwerk verbunden sind und die Aufgabe
haben, ein Abreißen der Grenzschicht von der Flügeloberseite zu verhindern oder
zumindest zu verzögern. Die Ablösung der Grenzschicht konnte auch hierdurch nicht
verhindert werden und ist im überzogenen Flugzustand, insbesondere bei Verzögerung
der Fluggeschwindigkeit bis zum Sackflug als ein naturbedingter Faktor unvermeidlich:
Unabhängig von diesen bekannten -Ausführungen gelangten Flächenelemente, sogenannte
Grenzschichtzäune, in Form niederer, ovaler Blechwände am Flügel zur Anwendung,
die senkrecht und quer zu den seitlichen Abweichungen der Grenzschicht auf der Flügelhaut
aufgesetzt sind und über die Flügelvorderkante hinausragen. Mit diesen Grenzschichtzäunen
wird eine Behinderung der Strömungsdivergenzen an der Flügeloberseite angestrebt,
dieser Zweck zwar teilweise erreicht, aber der Formwiderstand erhöht und das Abkippen
noch nicht verhindert.
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Das wesentliche Merkmal der Erfindung liegt darin, daß in einem Flugzeugtragwerk
od. dgl., welches von der Unter- zur Oberseite verlaufende Strömungskanäle aufweist,
die Strömungskanäle seitlich und in ihrer gesamten Tiefe mittels undurchlässiger
Stabilisierungswände mehrfach unterteilt sind, so daß die Spaltströmung innerhalb
der Strömungskanäle seitlich -geführt und bei Querverwindung der Tragwerke an den
Stabilisierungswänden gestaut wird. Durch diese Stauung wird bei einer seitlichen
Neigung der Flügel um die Längsachse des Flugzeugs der unmittelbare Abfluß der Spaltströmung
zur Flügeloberseite von den Stabilisierungswänden verhindert und dabei ein Drehmoment
um die Längsachse des Flugzeugs ausgelöst, das den Flügel zwangläufig in die normale
Fluglage zurückdrängt.
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Nach einer Ausführungsform der Erfindung verlaufen die Stabilisierungswände
nach den Flügelenden hin geneigt.
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Die Anzahl sowie der seitliche Abstand der Stabilisierungswände von
der Flügelwurzel zu den Flügelenden hin ist erfindungsgemäß unbeschränkt bzw. der
Flügelformstreckung und -belastung anzupassen, wobei der seitliche Abstand der Stabilisierungswände
gleichbleibend oder nach den Flügelenden hin sich vergrößernd vorgesehen ist.
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Mit Rücksicht auf die Strömungsdivergenzen an der Flügeloberseite,
wie sie besonders bei dreeck-oder pfeilförmigen Tragwerken auftreten, ist gemäß
.der Erfindung der Verlauf der Stabilisierungswände von der Strömungseintrittskante
zur Austrittskante hin strahlenartig angeordnet, so daß sich deren seitlicher Abstand
von der Vorder- bis zur Hinterkante der Flügel erweitert.
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Der Erfindung gemäß sind die Stabilisierungswände in unmittelbarer
Verbindung mit den Bauelementen der Flügel und Leitwerke; z. B. in einer zellenartigen
Ausbildung der Strömungskanäle oder als Träger von Bauelementen in Form vollwandiger
Flügelrippen-(Sp-ieren), für den Anschluß der Strömungskanäle oder als Träger von
Führungsorganen für Spreiz- und bzw. oder Klappflügel (Landeklappen) sowie zur Abstützung
von Triebstoffbehältern od. dgl. vorgesehen.
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Weitere Einzelheiten der Erfindung werden an Hand der Zeichnung näher
erläutert, welche einige beispielsweise Ausführungsformen schematisch veranschaulicht,
und zwar zeigt Fig. i einen Querschnitt durch einen Flugzeugflügel, die Fig.2 bis
5 jeweils Vorderansichten von Flugzeugflügeln, die Fig. 6 eineDraufsicht auf einenFlügel
mitQuerspaltdüsen und Fig. 7 in Draufsicht einen Flügel mit strahlenförmig angeordneten
Stabilisierungswänden. Gemäß Fig. i ist der Flugzeugflügel i mit Strömungskanälen
.2 -versehen, die von Stabilisierungswänden 3 innerhalb des Flügelquerschnittes.
und innerhalb des Landespaltes seitlich begrenzt bzw. unterteilt sind.
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Bei der Ausführungsform nach Fig. 2 sind diese Stabilisierungswände
3 innerhalb des Flügels i in gleichbleibenden Abständen parallel zur Längsachse
und vertikal angeordnet.
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In Fig. 3 ist in Vorderansicht veranschaulicht, daß sich der Abstand
vertikal angeordneter Stabilisierungswände 3 von der Flügelwurzel zu den Flügelenden
hin vergrößert.
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In Fig. 4 ist eine Schrägstellung der Stabilisierungswände 3 von der
Unterseite zur Oberseite des Flügels nach außen hin bei gleichen seitlichen Abständen
dargestellt.
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Die Ausführungsform nach Fig. 5 veranschaulicht eine derartige Neigung
der Stabilisierungswände 3 gegen das Flügelende hin von unten nach oben, daß ein
unmittelbarer Abfluß der Spaltstr5mung in normaler Fluglage unterbunden ist.
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In Fig. 6 ist in Draufsicht auf einen Flügel veranschaulicht, daß
Querspaltdüsen 2 durch Stabilisierungswände 3 seitlich - unterteilt sind, welche
parallel zur Längsachse des Flugzeugs in gleichem Abstand voneinander verlaufen,
Die Fig. 7 veranschaulicht schließlich in Draufsicht einen Flügel, dessen Querspaltdüsen
2 durch strahlenförmig im Inneren des Flügels angeordnete Stabilisierungswände 3
unterteilt sind.
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Die Notwendigkeit dieser Anordnung der Stabilisierungswände ergibt
sich aus dem Auftreten von Strömungsdivergenzen sowie der Ablösung der Grenzschicht
von der Flügeloberseite als aerodynamisch bedingte Vorgänge im Flugwesen, die bei
starren Flügelausbildungen, insbesondere im überzogenen Flugzustand oder in turbulenten
Luftzonen bzw. bei Verzögerung der Fluggeschwindigkeit bis zum Sackflug die Erhaltung
der Querstabilität stören, das Flugvermögen vernichten und somit die Sicherheit
des Fluges gefährden.
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Bei Eintritt dieser Zustände ergibt sich an Tragwerken, die mit Strömungsspalten
ausgerüstet sind, analog den Strömungsdivergenzen und der Verlagerung
der
Druckspannung an dem seitlich abwärts geneigten Flügel eine Beschleunigung der Spaltströmung
und an dem seitlich aufwärts geneigten Flügel eine Verzögerung der Spaltströmung.
In beiden Fällen unterliegt der Abfluß der Spaltströmung innerhalb den Querspaltdüsen
seitlichen Abweichungen, und zwar von der Flügelunterseite zur -oberseite stets
in der Richtung der unmittelbar größten (kritischen) Druckspannung am Flügel.
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Im Sinne der Erfindung wird der Einfluß der gegenläufigen und somit
die Querstabilität störenden Verlagerung der Druckspannung am Flügel auf den Abfluß
der Spaltströmung bzw. deren Richtung und Strömungsgeschwindigkeit dahin ausgewertet,
daß bei einer Störung der Querstabilität der Verlauf der Spaltströmung in der Richtung
der kritischen Druckspannung von den Stabilisierungswänden verhindert wird und aus
dem Staudruck der Spaltströmung an den Stabilisierungswänden sich ein Drehmoment
um die Längsachse des Flugzeugs ergibt, das den Flügel in seine normale Fluglage
zurückdrückt.
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Bei lotrechter Anordnung der Stabilisierungswände gemäß Fig. i, 2
und 3 wird deren Einfluß auf die Erhaltung der Querstabilität dann so erzielt, daß
an dem abwärts geneigten Flügel der Staudruck der Spaltströmung im Sinne einer Vergrößerung
und an dem aufwärts geneigten Flügel im Sinne einer Verkleinerung an den Stabilisierungswänden
zur Wirkung gelangt; darauf ist das Drehmoment um die Längsachse bei Querverwindung
der Flügel des Flugzeugs zurückzuführen, das bis zur Rückkehr in die normale Fluglage
wirksam bleibt.
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An den von unten nach oben zu den Flügelenden hin geneigt angeordneten
Stabilisierungswänden gemäß Fig. 4 und 5 wird der unmittelbare Verlauf der Spaltströmung
von der Flügelunterseite zur -oberseite in waagerechter Fluglage von den Stabilisierungswänden
erfaßt und somit eine willkürliche Querneigung der Flügel bereits bei Eintritt von
Strömungsdivergenzen an der Flügeloberseite verhindert. Bei Querverwindung der Flügel
ergibt sich eine Vergrößerung des stabilisierenden Drehmomentes gegenüber der Anordnung
nach Fig. 2 und 3 durch den Unterschied der Angriffswinkel der Spaltströmung an
den Stabilisierungswänden, wodurch die Eigenstabilität sowie die völlige Abkipp-und
Trudelsicherheit der Flugzeuge erreicht wird.
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Der Abstand und die Anordnung der Stabilisierungswände innerhalb der
Querspaltdüsen ist erfindungsgemäß von dem Flügelprofil, Umriß, Strekkung und Belastung
der Flügel abhängig. Ferner ist die Ausbildung der Stabilisierungswände in unmittelbarer
Verbindung mit den Bauelementen der Flügel vorgesehen. Bei Spalt- und Spreizflügel
(Landehilfen) ist die Ausbildung der Stabilisierungswände auch als Führungselement
für die Landehilfen vorgesehen.