DE1296020B - Airplane with swept main wing and swept secondary wing - Google Patents

Airplane with swept main wing and swept secondary wing

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DE1296020B DES88554A DES0088554A DE1296020B DE 1296020 B DE1296020 B DE 1296020B DE S88554 A DES88554 A DE S88554A DE S0088554 A DES0088554 A DE S0088554A DE 1296020 B DE1296020 B DE 1296020B
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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.The invention relates to an aircraft with a thin, sharp swept, leading edge vortex generating, delta-shaped main wing and one also sharply swept, delta-shaped secondary wings that generate leading edge vortices, which is fixed in front of and above the main wing.

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.It has long been known e.g. B. by the publication KTH Aero TN 38, Stockholm, 1954 that delta wing with sharply swept leading edges, d. H. whose sweep angle is greater than 55 ' , and with thin wing profiles whose maximum relative thickness is less than 0.1 , with subsonic flow, the main part of their lift is obtained from the suction-generating concentrated vortices, which are due to flow separation at the leading edge by rolling up the resulting fluidized bed Form over the wing top.

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.Attempts have been made to construct such an aircraft, including the unmanned guided aircraft, "North American X-10", which is published in Jane's "All the Worlds Aircraft", born 1957-1958, on pages 338 and 388, and at which the secondary wing is arranged in front of the main wing at a relatively large distance in front of this.

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.In aircraft with wing configurations of the type mentioned, in which the longitudinal distance between the secondary and the main wing is relatively large and in which the secondary wing is in a plane with the main wing or above, the practical use of angles of attack of the order of 150 and, moreover, difficult or impossible due to the fact that the vortices of the secondary wing are deflected upwards from the upper surface of the secondary wing at these large angles of attack. This results in a reduction in lift for the secondary wing, and at the same time the vortices of the main wing remain bound to the upper surface of the main wing as a result of the downdraft behind the secondary wing, the buoyancy of which remains undisturbed. The result is a top-heavy moment on the plane.

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.When the vortex of the secondary wing passes through downstream Parts of the aircraft or the air flow around these parts are disturbed, it can happen that the vortex flow as a result of the pressure increase in the vortex core collapses, causing large and sudden changes in lift force and that leads to moments acting on the aircraft. If the aircraft slides sideways calls that eddy of the secondary wing which is inward against the vertical Fin blowing out a large local cross wind, causing very serious Problems of directional stability and control leads. Will the vertebral core through If the fin is disturbed, then it can lead to a collapse of the vertebra and come to a noticeable reduction of the dynamic pressure, resulting in a harmful Effect on the directional stability and the rudder effect results.

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.The object of the invention is to create an aircraft of the above type in which the above-described disturbances of the stability and the trim position within the range of the angle of attack, as they correspond to normal flight conditions in the subsonic range, are eliminated, the lift force contribution of the secondary wing being essential. is increased. This is achieved according to the invention in the way that to achieve the optimal load capacity in the subsonic area at an angle of attack of 15 to 250 the lift area of the secondary wing is about 15 to 301 / o of the main wing and that the distance between the wings. measured in the longitudinal direction of the aircraft along the X-axis thereof, is less than half the wing root depth of the secondary flightk and the distance between the wings, in the direction between the wings, is measured in the direction of height along the Z-axis of the aircraft , is less than a third of the wing root depth of the secondary wing, so that with the help of the vortices of the main wing an upward deflection of the vortices of the secondary wing and a collapse of the vortices can be avoided.

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.Preferably the secondary airfoil is in a manner known per se provided on its rear edge with one or more flaps with a device cooperate which regulates the Grenzschichtströmun, g, wherein the flaps in their downwardly knocked out position move in the direction of height and the length are essentially between the wings.

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.According to a further embodiment of the invention, each of the leading edge of the main wing is broken at an obtuse angle, the apex C as seen in the horizontal plane of the wing - is located in the extension of or near the extension of a line extending in parallel by the corresponding wing tip of the secondary wing to the axis of symmetry of the aircraft extends.

Nach einer anderen Ausgestaltung der Erfindung ist auch jede der Vorderkanten des sekundären Tragflügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen.According to another embodiment of the invention, each of the leading edges is also of the secondary wing broken at an obtuse angle.

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.An exemplary embodiment of the invention is described in detail below with reference to the drawing. The drawing shows in FIG. 1 an aircraft according to the invention, FIG . 2 is a side view of the aircraft showing a flap blowing system which forms part of the device, and FIG. 3 is a top plan view of the aircraft showing selectively usable wing shapes.

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.The aircraft shown in the drawings has a thin, sharply rearwardly swept, delta-shaped main wing 1 with the tail surfaces 2. The main wing optionally has a leading edge 3 broken at an obtuse angle, as shown in FIG. 1 shows, or a straight leading edge 4, as shown as an alternative in FIG. 3 is shown. In front of the main wing there is a secondary delta-shaped wing 5 which is swept back sharply and has a straight leading edge 6 or - optionally - a leading edge 7 which is broken at an obtuse angle. The secondary wing is provided at the trailing edge with the flaps 8 , which are blown on by compressed air, as indicated by the arrows in FIG. 2 and 3 show, through a device 10 which is connected to the compressor part of a propulsion motor 9 of the aircraft.

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.By arranging the secondary wing 5 close in front of and above the main wing 1 , the vortices of the secondary wing increase in size and circumference under the very favorable influence of the air flow on the main wing when the angle of attack is increased, even to high values.

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.Due to the downdraft and the acceleration of the air flow on the inside the vortex of the main wing becomes the vortex of the secondary wing to the top of the main wing tied. The influence from behind creates a distraction the vortex is prevented from the top of the secondary wing upwards, and the Flow in the cores of the vortex system of the secondary wing is made this way stabilized. Even at small angles of attack, the vertebrae become the secondary Wing tied to the vertebral system of the main wing, and they become as it increases Angle of attack developed parallel to the vortex system of the main wing. You get thereby a well-balanced development of the flow around the aircraft as a whole, and you can have great trimmed angles of attack while maintaining good stability and achieve controllability.

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.As a result of the effects of the downdraft from the secondary wing, each of the leading edges of the main wing can be broken at an obtuse angle, the apex of which - as shown in FIG. 3 it can be seen - lies in the extension of or near the extension of a line which goes through the corresponding wing tip of the secondary wing parallel to the axis of symmetry of the aircraft, without the stability properties of the aircraft being significantly reduced. This increases the aspect ratio of the main wing, and at the same time there is a larger area of the main wing outside the area of the downdraft from the secondary wing, which results in an increased lift capacity of the aircraft.

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.To the view of the pilot or to improve a reduction to enable the aircraft, each of the leading edge of the secondary wing can be broken at an obtuse angle, without the aerodynamic properties of the aircraft can be seriously affected, d. that is, the flow characteristic of the sharply swept, delta-shaped wing can be substantially maintained.

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.Depending on the shape of the parts of the aircraft and how the Trimming devices can optimize the location of the main wing and the secondary wing vary within certain limits.

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.Extensive systematic variations of the wing areas in wind tunnel studies have shown that the intended effect occurs when the lift area of the secondary wing is 15 to 30% of the lift area of the main wing and the distance between the wings in the longitudinal direction along the X-axis of the aircraft is less than half the wing root depth of the secondary trapdoor, and the distance between the wings at the level 5 of the Z-axis is along the aircraft is less than a third of the blade root depth of the secondary wing.

Claims (2)

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. Claims: 1. Airplane with a thin, sharply swept, leading edge vortex generating, delta-shaped main wing and a likewise sharply swept, leading edge vortex generating, delta-shaped secondary wing, which is fixed in front of and above the main wing, characterized in that to achieve the optimum load capacity in the subsonic area at one Angle of attack from 15 to 251 the lift area of the secondary wing is about 15 to 30% of the main wing and that the distance between the wings, measured in the longitudinal direction of the aircraft along the X axis of the same, is less than half the wing root depth of the secondary wing amounts and the distance between the wings in the direction of the height of the Z-axis along the aircraft measured, less than a third of the blade root depth of the secondary blade so that with the help of the vortex of the main wing, a waste steering the vortex of the secondary wing upwards and a gathering rupture of the vertebrae is avoidable. 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.2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the secondary wing is provided in a manner known per se at its trailing edge with one or more flaps which cooperate with a device which regulates the boundary layer flow, the flaps in their downwardly deflected position are located essentially between the wings in the direction of height and length. 3. Aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that each of the leading edges of the main wing is broken at an obtuse angle, the apex of which - seen in the horizontal plane of the wing - is in the extension or near the extension of a line extending through the corresponding wing tip of the secondary wing extends parallel to the axis of symmetry of the aircraft. 4. Aircraft according to claim 3, characterized in that each of the leading edges of the secondary wing is also broken at an obtuse angle.
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