DE1200139B - Airplane wing with two spars - Google Patents

Description

Flugzeugtragflügel mit zwei Holmen Ein Flugzeug, das beim Flug über Grund stehenbleiben oder senkrecht angehoben werden kann durch eine Anordnung von senkrecht zeigenden Strahltriebwerken, kann diesen Zustand nur aufrechterhalten, wenn die Resultierende der Kräfte nahe dem Schwerpunkt des Flugzeugs verläuft; da andererseits beim normalen Reiseflug der Schwerpunkt in bestimmter Lage bezüglich der Profilmitte der Tragfläche liegen muß, ergibt sich, daß der Ort der in der Vertikalen wirkenden Strahltriebwerke an die Lage der Profilmitte des Tragflügels gebunden ist.Airplane wing with two spars An airplane that is in flight over Can stand on the ground or be lifted vertically by an arrangement of vertically pointing jet engines can only maintain this state if if the resultant of the forces is close to the center of gravity of the aircraft; there on the other hand, the center of gravity in a certain position with respect to normal cruise flight must lie the profile center of the wing, it follows that the location in the vertical acting jet engines tied to the position of the profile center of the wing is.

Bei einem Verkehrsflugzeug, dessen Rumpf von Passagieren oder Frachtgut eingenommen wird, kommt man dazu, wegen der oben angegebenen Bedingungen, die Triebwerke gegen die Rumpfwand zu rücken, an die Stelle, wo die Tragfläche auftrifft. Die Beschickung der Triebwerke soll bei einem Vertikalflug, soweit möglich, von oben erfolgen, der Gasausstoß erfolgt nach unten. Man ist daher gezwungen, die Triebwerke quer durch die tragenden Teile des Tragflügels zu führen.In the case of a commercial aircraft, the fuselage of passengers or cargo is taken, one comes to it, because of the conditions given above, the engines to move against the fuselage wall, where the wing hits. The loading the engines should, as far as possible, be carried out from above during vertical flight, the Gas is emitted downwards. One is therefore forced to cut across the engines to guide the load-bearing parts of the wing.

Ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug benutzt seine Tragflächen nur während der übergangsphase und während des Reiseflugs, weshalb die tragende Fläche dieser Tragflächen stark verringert werden kann.An airplane taking off and landing vertically uses its wings only during the transition phase and during cruise, which is why the load-bearing Area of these wings can be greatly reduced.

Das führt im Falle eines in normaler Weise aufgebauten Tragflügels zu zwei Holmen, die hintereinander mit einem relativ kleinen Abstand angeordnet sind. Bei diesem Aufbau ist die Unterbringung der Triebwerke recht schwierig.This leads in the case of a normally constructed wing to two spars, which are arranged one behind the other with a relatively small distance are. With this structure, housing the engines is quite difficult.

Um diese Schwierigkeiten auszuschalten, wird erfindungsgemäß bei einem Tragflügel mit zwei Holmen vorgeschlagen, daß der hintere Holm zur Bildung eines vergrößerten freien Raums in der Flügelwurzel an der vorletzten Flügelrippe endet und dieses Holmende von einem Träger abgefangen ist, der vom vorderen Holm in diagonaler Richtung nach rückwärts zu einem Rumpfspant führt.In order to eliminate these difficulties, according to the invention in a Airfoil with two spars suggested that the rear spar to form one enlarged free space in the wing root ends at the penultimate wing rib and this spar end is intercepted by a support that is diagonal from the front spar Direction backwards leads to a bulkhead.

Die F i g. 1 zeigt einen Tragflügel mit zwei im Ab- stand c voneinander angeordneten Holmen a und b in bekannter Ausführung.The F i g. 1 shows a hydrofoil with two spars a and b arranged at a distance c from one another in a known design.

Die F i g. 2 stellt einen erfindungsgemäß ausgebildeten Tragflügel dar. Der Hauptholm a ist in ungefähr einem Drittel der Profiltiefe angeordnet und überträgt alle Biegebeanspruchungen der Tragfläche. Ein hinterer Holm b vervollständigt eine Torsionsnase, die von dem vorderen Holm a und den beiden Verkleidungen c und d gebildet wird.The F i g. 2 shows an airfoil designed according to the invention. The main spar a is arranged at approximately one third of the profile depth and transmits all bending loads on the airfoil. A rear spar b completes a torsion nose which is formed by the front spar a and the two panels c and d .

Der hintere Holm endet zur Bildung eines vergrößerten freien Raumes p in der Flügelwurzel an der vorletzten Flügelrippe e, die parallel zu einer Rippe f an der Einbaustelle der Tragfläche liegt. Das Holmende wird dabei von einem Träger g abgefangen, der am vorderen Holm bei h befestigt ist, durch den Knotenpunkt k läuft und vom vorderen Holm in diagonaler Richtung nach rückwärts zu einem Rumpfspant 1 führt. Der Raum p steht zum Einbau eines Hubtriebwerkes zur Verfügung.The rear spar ends to form an enlarged free space p in the wing root at the penultimate wing rib e, which lies parallel to a rib f at the installation point of the wing. The end of the spar is caught by a girder g , which is attached to the front spar at h, runs through the node k and leads from the front spar in a diagonal direction backwards to a fuselage bulkhead 1 . The space p is available for the installation of a lift engine.

Auf diese Weise ist die Tragfläche an drei Punkten befestigt: an zwei Punkten m und n mit dem vorderen Holm und einem dritten am Ort des Rumpfspants 1. Eine Anordnung von Hüllflächen r überzieht, verstärkt und verkleidet die Befestigung.In this way the wing is fastened at three points: at two points m and n with the front spar and a third at the location of the fuselage frame 1. An arrangement of envelope surfaces r covers, strengthens and disguises the fastening.

Das Torsionsmoment, das von aerodynamischen symmetrischen Kräften beim Flug herrühren kann, von Kräften, die von der Betätigung des Querruders hervorgerufen sind, oder schließlich von einer Rückwirkung des Fahrgestells, wenn diese an der Tragfläche angebracht ist, wird durch den Flügel auf die Rippe e übertragen. Das Moment kann durch ein Kräftepaar Pl, P2 ersetzt werden. Das Kräftepaar übt eine Biegung auf zwei Auflager des Trägers g aus, was nach neuerlicher Zerlegung zu einer Kraft Q, am Ort des vorderen Holms und einer Kraft Q, an der Rahmenstelle 1 führt.The torsional moment, which can result from aerodynamic symmetrical forces in flight, from forces caused by the operation of the aileron, or ultimately from a reaction of the chassis when it is attached to the wing, is transmitted through the wing to the rib e . The moment can be replaced by a pair of forces Pl, P2. The couple of forces exerts a bend on two supports of the girder g , which, after further decomposition, leads to a force Q at the location of the front spar and a force Q at the frame point 1 .

Es ist zu bemerken, daß die beschriebene Anordnung zu einer Vergrößerung des Abstandes x der Befestigungen des Tragwerkes am Rumpf führt, wodurch die Rückwirkungen vermindert werden, die aus den Tragflügelkräften herrühren, was einen leichteren Aufbau gestattet.It should be noted that the arrangement described is an enlargement of the distance x of the attachments of the structure on the fuselage leads, whereby the repercussions which result from the wing forces, which is a lighter one Construction permitted.

Die Erfindung unterscheidet sich hierdurch der Aufgabe wie der Lösung nach grundlegend von bekannten Konstruktionen zur Befestigung von Tragflächen am Rumpf, z. 13. der aus der französischen Patentschrift 744 109 bekairnten Dreihelm-Konstruktion, bei welcher ein Mittelliolni mit den beiden Außenholmen durch schräg verlaufendeVersteifungsflächei gegen Biegung versteift ist.The invention differs in this way the task as the solution according to fundamentally from known constructions for attaching wings to the fuselage, for. 13. the three-helmet construction known from French patent specification 744 109 , in which a central violin with the two outer spars is stiffened against bending by inclined stiffening surfaces.

c# Die F i g. 3 SMIt eitle andersartige Ausführung;-form der beschriebenen Anordnung dar, Der vordere Holm a ist bei s in der Anschlußebene des Flügels mit dem Flügelstumpf unterteilt, wobei lösbare Befestigungen an den Gurtenden des Holms an -eordnet sind. Das Stück a. bildet in diesem Fall einen Bestandteil eines Rumpfspants. In Z,1 Cr eicher Weise unterteilt man bei t den diagonal verlaufenden Trä-er und sieht lösbare Befestigt1.-1gen an den Gurtenden vor. Die Rippe e wird in zwei Rippen ei und e., aufgespalten.c # The F i g. 3 SMIt vain different execution; -form of the described arrangement, the front spar a is subdivided at s in the connection plane of the wing with the wing stump, with detachable fastenings being arranged on the strap ends of the spar. The piece a. in this case forms part of a trunk bulkhead. In Z, 1 Cr eicher way, at t, the diagonally running beam is subdivided and detachable fastenings are provided at the belt ends. The rib e is split into two ribs ei and e.

Diese neue Äusführungsform ermöglicht, ohne von dem vorher angegebenen Bauprinzip abzuweichen, eine weitgehende Demontierbarkeit der Tragfläche, wobei ein Flügelstumpf beibehalten wird, der Bestandteil des Rumpfs ist und allein und vollständig die Triebwerke trägt.This new embodiment allows without deviating from the previously stated Construction principle deviate, a substantial dismantling of the wing, whereby a wing stump is retained, which is part of the fuselage and alone and fully supports the engines.

Die F i g. 4 zeigt ein Beispiel für eine Verbindung von Flügel und Rumpf für die Ausführung nach Fig. 3. Der Flügel liegt in der Mittelebene des Rumpfes; der Mittelteil des vorderen Holms kann als Träger a" ausgeführt werden, der ans dem Vollen C gefräst und bei u und v am Rumpfspant befestigt ist. Dieser kann aus einer Anzahl von Stäben (x, y, z) bestehen, die die Biegekräfte des Holms auf die Gurte z, und z. übertragen, die unter dem Laufsteg und an der 15ecke des Rumpfs angeordnet sind. Diese Anordnung läßt eine öffnung von voller Höhe im Mittelgang der Passagierkabine frei. Die Vergrößerung der Höhe der Träger in der Rumpfmitte (H) trägt zur Verringerung der Kräfte in den Gurten zi und z., bei, so daß die Gewichtszunahme gegenüber der ü61ichen Lösung sehr gering ist.The F i g. 4 shows an example of a connection between wing and fuselage for the embodiment according to FIG. 3. The wing lies in the central plane of the fuselage; the middle part of the front spar can be designed as a carrier a ", which is milled on the solid C and attached to the fuselage bulkhead at u and v. This can consist of a number of rods (x, y, z) that support the bending forces of the spar This arrangement leaves a full-height opening in the center aisle of the passenger cabin, increasing the height of the girders in the center of the fuselage (H) to reduce the forces in the belts zi and z., at, so that the increase in weight compared to the ü61ichen solution is very small.

Die F i g. 4 stellt außerdem den diagonal verlaufenden Träger mit seinen beiden Abschnitten gl und g2 und den für die Anordnung eines Hubtriebwerkes vorgesehenen Bereich dar.The F i g. 4 also shows the diagonal support with its two sections g1 and g2 and the area provided for the arrangement of a lifting engine.

Die F i g. 5 und 6 geben Beispiele für den Einbau von Motoren in der angegebenen Weise. Der zwischen dem vorderen Helm a und dem diagonal verlaufenden TAger gewonpene Rauni gestattet den Einbau eines leichten Strahltriebwerke3 R.. Ein weiteres Strahltriebwerk, Ri wird vor dem vorderen Holm unterg ,ebracht. Diese Triebwerke sind um die Achsen 0, und 0, schwenkbar. In der Stellung für den Reiseflug (Fig. 5) ist nur das vordere Triebwerk R, in Tätigkeit, das hintere Triebwerk R 2 ist vollständig eingeschlossen in das Motorgehäuse und außer Betrieb.The F i g. 5 and 6 give examples of the installation of motors in the manner indicated. The space between the front helmet a and the diagonal TAger allows the installation of a light jet engine3 R .. Another jet engine, Ri, is placed in front of the front spar. These engines can be swiveled around axes 0 and 0. In the position for cruise flight (FIG. 5) only the front engine R, is in operation, the rear engine R 2 is completely enclosed in the motor housing and out of operation.

Beim Senkrechtflug und in der übergangsphase (F i g. 6) sind die Triebwerke um einen Winkel y geschwenkt, und Ablenkbleche Di und D 2 lenken den Gasaustritt um einen zusätzlichen Winkel -.1 ab, um auf diese Weise die Vertikalrichtung zu erreichen.During vertical flight and in the transition phase (Fig . 6) , the engines are pivoted by an angle y, and deflectors Di and D 2 deflect the gas outlet by an additional angle -.1 in order to achieve the vertical direction in this way.

Claims (2)

Patentansprüche: 1. Flugzeugtragflügel mit zwei Holmen, d a - durch gekennzeichnet, daß der hintere Halm(b) zur Bildung eines vergrößerten freien Raums (p) in der Flügelwurzel an der vorletzten Flügelrippe (e) endet und dieses Holmende von einem Träger (g) abgefangen ist, der vom vorderen Holm (a) in diagonaler Richtung nach rückwaarts zu einem Rumpfspant (1) führt. Claims: 1. Airplane wing with two spars, d a - characterized in that the rear stalk (b ) ends to form an enlarged free space (p) in the wing root at the penultimate wing rib (e) and this spar end is supported by a carrier (g ) is intercepted, which leads from the front spar (a) in a diagonal direction backwards to a fuselage bulkhead (1) . 2. Flugzeugtragflügel nach Anspruch 1 mit Befestiaung an einem Flügelstumpf des Flugzeugrumpfes, wobei sich der vergrößerte freie Raum im Hügelstumpf beflndet, dadurch gekennzeichnet, daß der vom vorderen Hohn (a1) in diagonaler Richtung zu einem Rumpfspant führende Träger in der Anschlußebene des Flügels mit dem Flügelstumpf unterteilt ist und lösbare Verbindunaselemente aufweist. C 2. Aircraft wing according to claim 1 with attachment to a wing stump of the aircraft fuselage, wherein the enlarged free space beflndet in the stump hill, characterized in that the from the front scorn (a1) in the diagonal direction to a fuselage bulkhead leading carrier in the connection plane of the wing with the Wing stump is divided and has releasable connecting elements. C.