DE1296020B

DE1296020B - Flugzeug mit gepfeiltem Hauptfluegel und gepfeiltem Sekundaerfluegel

Info

Publication number: DE1296020B
Application number: DES88554A
Authority: DE
Inventors: Oernberg Kjell Torsten
Original assignee: Saab AB
Current assignee: Saab AB
Priority date: 1962-12-07
Filing date: 1963-12-03
Publication date: 1969-05-22
Also published as: CH410645A; GB1014985A; AT251428B

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit einem dünnen, scharf gepfeilten, Vorderkantenwirbel erzeugenden, deltaförmigen Haupttragflügel und einem gleichfalls scharf gepfeilten, Vorderkantenwirbel erzeugenden, deltaförmigenSekundärtragflügel, welcher vor und über dem Haupttragflügel fest angeordnet ist.
Es ist seit langem bekannt, z. B. durch die Publikation KTH Aero TN 38, Stockholm, 1954, daß Deltaflügel mit scharf gepfeilten Vorderkanten, d. h. deren Pfeilwinkel größer als 55' ist, und mit dünnen Flügelprofilen, deren maximale relative Dicke kleiner als 0,1 ist, bei Unterschallströmung den Hauptteil ihres Auftriebes von den saugerzeugenden konzentrierten Wirbeln erhalten, welche sich infolge Strömungsablösung an der Vorderkante durch Aufrollen der dabei entstehenden Wirbelschicht über der Flü-eloberseite bilden.
Versuche sind unternommen worden, ein derartiges Flugzeug zu konstruieren, unter anderem das unbemannte Lenkflugzeugo, »North American X-10«, das in Janes »All the Worlds Aircraft«, Jahrgang 1957-1958, auf Seite 338 und 388, publiziert ist und bei welchem der sekundäre Tragflügel vor dem Haupttragflügel in verhältnismäßig großem Abstand vor diesem angeordnet ist.
Bei Flugzeugen mit Flügelkonfigurationen der genannten Art, bei denen also der Längsabstand zwischen dem sekundären und dem Hauptflügel verhältnismäßig groß ist und bei denen sich der sekundäre Flügel in einer Ebene mit dem Hauptflügel oder darüber befindet, wird die praktische Verwendung von Anstellwinkeln in der Größenordnung von 150 und darüber schwierig oder gar unmöglich infolge des Umstandes, daß die Wirbel des sekundären Flügels bei diesen großen Anstellwinkeln von der oberen Fläche des sekundären Flügels nach oben abgelenkt werden. Das ergibt bei dem sekundären Flüggel eine Verminderung des Auftriebes, und gleichzeitig bleiben die Wirbel des Hauptflügels infolge des Abwindes hinter dem sekundären Flügel an die obere Fläche des Hauptflügels gebunden, dessen Auftriebsvermögen dadurch ungestört bleibt. Das Resultat ist ein kopflastiges Moment auf das Flugzeug.
Wenn die Wirbel des sekundären Flügels durch stromabwärts gelegene Teile des Flugzeuges bzw. durch die Luftströmung um diese Teile gestört werden, kann es vorkommen, daß die Wirbelströmung infolge der Druckzunahme in dem Wirbelkern zusammenbricht, was zu großen und plötzlichen Änderungen der Auftriebskraft und der auf das Flugzeug wirkenden Momente führt. Bei einem Seitenrutsch des Flugzeuges ruft derjenige Wirbel des sekundären Flügels, welcher einwärts gegen die vertikale Seitenflosse bläst, einen großen örtlichen Seitenwind hervor, was zu sehr ernsten Problemen der Richtungsstabilität und der Steuerung führt. Wird der Wirbelkern durch die Seitenflosse gestört, dann kann es zu einem Zusammenbrechen des Wirbels und zu einer merklichen Herabsetzung des Staudrucks kommen, woraus sich eine schädliche Einwirkung auf die Richtungsstabilität und die Seitenruderwirkung ergibt.
Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung eines Flugzeuges der obigen Bauart, bei welchem die oben beschriebenen Störungen der Stabilität und der Trimmlage innerhalb des Bereiches der Anstellwinkel, wie sie den normalen Flugverhältnissen im Unterschallbereich entsprechen, beseitigt sind, wobei der Auftriebskraftbeitrag des Sekundärtragflügels wesent. lich erhöht ist. Das wird der Erfindung zufolge in dei Weise erreicht, daß zum Erreichen der optimaler Tragkraft im Unterschallbereich bei einem Anstellwinkel von 15 bis 250 die Auftriebsfläche des sekundären Flügels etwa 15 bis 301/o des Haupttragflügeh beträgt und daß der Abstand zwischen den Flügeln. in der Längsrichtung des Flugzeuges längs der X-Achse desselben gemessen, sich auf weniger als die Hälfte der Flügelwurzeltiefe des sekundären Flügek beläuft und der Abstand zwischen den Flügeln, in Richtung zwischen den Flügeln, in Richtung der Höhe längs der Z-Achse des Flugzeuges gemessen, weniger als ein Drittel der Flügelwurzeltiefe des sekundären Flügels ist, so daß mit Hilfe der Wirbel des Hauptflügels eineAblenkung derWirbel des Sekundärflügels nach oben und ein Zusammenbruch der Wirbel vermeidbar ist.
Vorzugsweise ist der sekundäre Tragflügel in an sich bekannter Weise an seiner Hinterkante mit einer oder mehreren Wölbungsklappen versehen, die mit einer Vorrichtung zusammenarbeiten, welche die Grenzschichtströmun,g regelt, wobei die Klappen in ihrer nach unten ausgeschlagenen Lage sich in Richtung der Höhe und der Länge im wesentlichen zwischen den Flügeln befinden.
Nach einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist jede der Vorderkanten des Haupttragflügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen, dessen Scheitel C in der Horizontalebene der Flügel gesehen - in der Verlängerung oder nahe der Verlängerung einer Linie liegt, die sich durch die entsprechende Flügelspitze des sekundären Tragflügels parallel zu der Symmetrieachse des Flugzeuges erstreckt.
Nach einer anderen Ausgestaltung der Erfindung ist auch jede der Vorderkanten des sekundären Tragflügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen.
Ein Ausführun-sbeispiel der Erfindung wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Zeichnung ausführlich beschrieben. Die Zeichnung zeigt in F i g. 1 ein erfindungsgemäßes Flugzeug, F i g. 2 eine Seitenansicht des Flugzeuges unter Darstellung eines Klappenblassystems, welches einen Teil der Vorrichtung bildet, und F i g. 3 eine Draufsicht des Flugzeuges unter Darstellung wahlweise verwendbarer Flügelformen.
Das in den Zeichnungen dargestellte Flugzeug hat einen dünnen, scharf nach hinten gepfeilten, deltaförmigen Haupttragflügel 1 mit dem Leitwerksflächen 2. Der Haupttragflügel hat wahlweise eine unter einem stumpfen Winkel gebrochene Vorderkante 3, wie es F i g. 1 zeigt, oder eine gerade Vorderkante 4, wie sie als Alternative in F i g. 3 dargestellt ist. Vor dem Haupttragflügel befindet sich ein scharf nach hinten gepfeilter sekundärer deltaföriniger Tragflügel 5 mit einer geraden Vorderkante 6 oder - wahlweise - einer Vorderkante 7, die unter einem stumpfen Winkel gebrochen ist. Der sekundäre Flügel ist an der Hinterkante mit den Wölbungsklappen 8 versehen, welche durch Druckluft angeblasen werden, wie es die Pfeile in F i g. 2 und 3 zeigen, und zwar durch eine Vorrichtung 10 hindurch, die an dem Kompressorteil eines Vortriebsmotors 9 des Flugzeuges angeschlossen ist.
Durch die Anordnung des sekundären Flügels 5 dicht vor und über dem Hauptflügel 1 nehmen die Wirbel des sekundären Flügels an Größe und Umfang unter dem sehr günstigen Einfluß der Luftströmung auf den Hauptflügel zu, wenn der Anstellwinkel, selbst auf hohe Werte, vergrößert wird.
Durch den Abwind und die Beschleunigung der Luftströmung an der Innenseite der Wirbel des Hauptflügels werden die Wirbel des sekundären Flügels an die Oberseite des Hauptflügels gebunden. Durch die Beeinflussung von hinten her wird eine Ablenkung der Wirbel von der Oberseite des sekundären Flügels aufwärts verhindert, und die Strömung in den Kernen des Wirbelsystems des sekundären Flügels wird auf diese Weise stabilisiert. Bereits bei kleinen Anstellwinkeln werden die Wirbel des sekundären Flügels an das Wirbelsystem des Hauptflügels gebunden, und sie werden bei zunehmendem Anstellwinkel parallel zu dem Wirbelsystem des Hauptflügels entwickelt. Man erhält dadurch eine gut ausgeglichene Entwicklung der Strömung um das Flugzeug als Ganzes, und man kann große getrimmte Anstellwinkel unter Aufrechterhaltung guter Stabilität und Steuerungsfähigkeit erreichen.
Infolge der Wirkungen des Abwindes von dem sekundären Flügel kann jede der Vorderkanten des Hauptflügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen werden, dessen Scheitel - wie aus F i g. 3 ersichtlich ist - in der Verlängerung oder nahe der Verlängerung einer Linie liegt, die durch die entsprechende Flügelspitze des sekundären Flügels parallel zu der Symmetrieachse des Flugzeuges geht, ohne daß die Stabilitätseigenschaften des Flugzeuges wesentlich herabgesetzt werden. Damit nimmt das Seitenverhältnis des Hauptflügels zu, und gleichzeitig befindet sich eine größere Fläche des Hauptflügels außerhalb des Bereiches des Abwindes von dem sekundärdn Flügel, woraus sich ein erhöhtes Auftriebsvermögen des Flugzeuges ergibt.
Um die Sicht des Flugzeugführers zu verbessern oder um eine Verkürzung des Flugzeuges zu ermöglichen, kann jede der Vorderkanten des sekundären Flügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen werden, ohne daß die aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeuges ernstlich beeinträchtigt werden, d. h., die Strömung, welche für den scharf gepfeilten, deltaförmigen Flügel kennzeichnend ist, kann im wesentlichen aufrechterhalten werden.
Je nach der Form der Teile des Flugzeuges und der Arbeitsweise der Trimmvorrichtungen kann die optimale Lage des Hauptflügels und des sekundären Flügels zueinander innerhalb gewisser Grenzen schwanken.
Umfassende systematische Variationen der Flügelflächen in Windkanaluntersuchungen haben gezeigt, daß die beabsichtigte Wirkung auftritt, wenn die Auftriebsfläche des sekundären Tragflügels 15 bis 30% der Auftriebsfläche des Haupttragflügels sowie der Abstand zwischen den Flügeln in der Längsrichtung längs der X-Achse des Flugzeuges weniger als die Hälfte der Flügelwurzeltiefe des Sekundärflügels und der Abstand zwischen den Flügeln in der Höhe längs 5 der Z-Achse des Flugzeuges weniger als ein Drittel der Flügelwurzeltiefe des Sekundärflügels beträgt.

Claims

Patentansprüche: 1. Flugzeug mit einem dünnen, scharf gepfeilten, Vorderkantenwirbel erzeugenden, deltaförmigen Haupttragflügel und einem gleichfalls scharf gepfeilten, Vorderkantenwirbel erzeugenden, deltaförmigen Sekundärtragflügel, welcher vor und über dem Hauptflügel fest angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daßzumErreichen der optimalen Tragkraft im Unterschallbereich bei einem Anstellwinkel von 15 bis 251 die Auftriebsfläche des sekundären Flügels etwa 15 bis 30% des Haupttragflügels beträgt und daß der Abstand zwischen den Flügeln, in der Längsrichtung des Flugzeuges längs der X-Achse desselben gemessen, sich auf weniger als die Hälfte der Flügelwurzeltiefe des sekundären Flügels beläuft und der Abstand zwischen den Flügeln, in Richtung der Höhe längs der Z-Achse des Flugzeuges gemessen, weniger als ein Drittel der Flügelwurzeltiefe des sekundären Flügels ist, so daß mit Hilfe der Wirbel des Hauptflügels eine Ab- lenkung der Wirbel des Sekundärflügels nach oben und ein Zusammenbruch der Wirbel vermeidbar ist.
2. Flugzeug gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der sekundäre Tragflügel in an sich bekannter Weise an seiner Hinterkante mit einer oder mehreren Wölbungsklappen versehen ist, die mit einer Vorrichtung zusammenarbeiten, welche die Grenzschichtströmung regelt, wobei die Klappen in ihrer nach unten ausgeschlagenen Lage sich in Richtung der Höhe und der Länge im wesentlichen zwischen den Flügeln befinden. 3. Flugzeug gemäß Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß jede der Vorderkanten des Haupttragflügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen ist, dessen Scheitel - in der Horizontalebene der Flügel gesehen - in der Verlängerung oder nahe der Verlängerung einer Linie liegt, die sich durch die entsprechende Flügelspitze des sekundären Tragflügels parallel zu der Symmetrieachse des Flugzeuges erstreckt. 4. Flugzeug gemäß Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß auch jede der Vorderkanten des sekundären Tragflügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen ist.