DE1963699U - An tragflaechen von flugzeugen anbringbarer laenglicher behaelter, insbesondere fuer pfeilfoermige tragflaechen. - Google Patents

Description

PAT E N TA N WA LT E

Ρ.Α.ηΐΟ55·17Λ67

■ Dr. W. SCHALKL · Dipl.-Ing. P. WlRTH · Dipl.-Ing. G. DANNENBERG Dr₁Y₁SGHMIED-KOWARZIK-DnP₁WEINHOLD

6 FRANKFURTAM MA]N

OS, ESCHENHEIMER STR. 39

14. April 1967 B 61 859/62e Gbm

Da/Hd

The Boeing Company
Seattle, Washington / USA

An Tragflächen von flugzeugen anbringt) ar er länglicher Behälter, insbesondere für pfeilförmige Tragflachen

Die Erf induing /bezieht sich auf^Behälter, die als Endplatten an der Tragfläche eines Flugzeuges angebracht werden können, und zwar insbesondere für pfeilförmige Tragflächen.

Es ist bekannt, daß gewisse Verbesserungen im Flugverhalten von flugzeugen durch die Verwendung hichtplanarer Flügel erreicht werden können. Eine übliche Ausführungsform eines nichtplanaren Flügels weist eine fläche Tragfläche mit senkrecht an den Enden angeordneten Endplatten auf, die nach oben und/oder unten vorstehen» Die Verwendung dieser Endplatten bringt gewisse lachteile mit sich, durch die ihr Mutzen beeinträchtigt wird, wie z. B.

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Diese Untoriogs (ßesahreiBtiiiQ una Schutiariip;.) ist äis luW.zl eingertichtö, sie AeicW «n dec A'ört-

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höheres Gewicht und größeren Reibungswiderstand» Ein anderes Problem, das bei der Verwendung von Endplatten auftritt, ist die aerodynamische Beeinflussung, die zwischen Flügelspitze und Bndplatte auftritt. Diese erstgenannten Nachteile können weitgehend ausgeschaltet werden, wenn die dem Flugzeugrumpf zugewandte Oberfläche eines Behälters als Endplatte dient, der an der Tragfläche eines Plugzeugs angebracht ist, bei dem derartige Behälter für Brennstoff oder Lasten verwendet werden können* Die aerodynamische Beeinflussung zwischen dem Behälter und der Tragfläche kann jedoch auch weiterhin noch den von den Behältern hervorgebrachten Endplatteneffekt beeinträchtigen·

Die Erfindung bezweckt daher die Verminderung der aerodynamischen Beeinflussung zwischen einer Tragfläche und einem daran angebrachten Behälter.

Weiter ist die Erfindung auf die Beseitigung der aerodynamischen Beeinflussung zwischen einem längliehen Behälter und einer Tragfläche durch eine solche Formgebung der Oberfläche des an der Tragfläche angebrachten Behälters gerichtet, daß sie den angrenzenden "zweidimensionalen" Iiuftströmungslinien um die Tragfläche herum angepaßt ist.

Weitere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nach stellenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen in "Verbindung mit den Zeichnungen; in diesen zeigt :

ig. 1 eine schematisehe Darstellung der Strömungslinien des Luftstroms auf der Oberseite einer Tragfläche in Pfeilstellung;

Pig. 2 eine schematische Darstellung der Strömungslinien des Luftstroms auf der Unterseite einer solehen Tragfläche;

Fig. 3 eine perspektivische Darstellung eines erfindungsgemäßen Behälters;

ig. 4 eine andere perspektivische Darstellung des in Pig· 3 gezeigten Behälters;

Pig. 5 eine Draufsicht im Schnitt auf eine abgewandelte Anbringungsart für den Behälter;

fig. 6 eine Draufsicht im Schnitt auf eine zweite abgewandelte Anbringungsart für den Behälter;

Pig. 7 eine Ansicht des Behälters der Mg. 5? Pig. 8 eine Ansicht des Behälters der Pig. 6;

Pig. 9 eine schematische Darstellung eines unendlich langen Plügels in Pfeilstellung zur Bestimmung der Strömungslinien der Pig. 1 und 2;

Fig. 1o einen typischen Querschnitt des Flügels der Fig. 9;

Fig. 11 eine sehematische Darstellung des Verfahrens zur Bestimmung des Verlaufs der Strömungslinien, die in Fig. 1 und 2 gezeigt sind;

Fig. 12 eine Seitenansicht eines Flügels mit den "Kontrollstellen" der zugehörigen Strömungslinien, und

Fig. 13 eine Draufsicht auf den Flügel und die Strömungslinien der Fig. 12.

lichtplanare Flügel, die üblicherweise aus einer flachen Tragfläche mit Endplatten bestehen, können zur Erhöhung der aerodynamischen Leistung einer Flügelform verwendet werden. Diese Erhöhung der Leistung ergibt sich aus der Verbesserung im effektiven Aspektverhältnis. Diese Flügelform bringt jedoch verschiedene Hachteile mit siehf größeren Reibungswiderstand infolge der größeren Fläche, Verlagerung des Auftriebsschwerpunktes in Richtung vom Flugzeugrumpf weg, wodurch höhere Biegemomente auftreten, die wegen des dadurch erforderlichen stabileren Aufbaus ein größeres Gewicht mit sich bringen, und aerodynamische Beeinflussung zwischen der Endplatte und dem Flügel· Diese letztgenannten nachteiligen Auswirkungen haben dä.e Verwendung von Endplatten für Flugzeuge in der Praxis sehr stark beeinträchtigt.

Bei der Konstruktion von Flugzeugen hat es sieh als vorteilhaft erwiesen, sohalenförmige Hohlkörper oder Behälter an der Spitze einer Tragfläehe, insbesondere des Hügels, anzuordnen. Diese Hohlkörper können zur Aufnahme von Brennstoff oder zur Unterbringung von elektronischen G-eräten dienen oder auch das zum Schleppte tanken benötigte Schlauchmaterial aufnehmen. Auf diesem Gebiet des Flugzeugbaus sind die oben erwähnten Nachteile der Endplatten weitgehend ausgeglichen, da sie auf der Behälterausbildung beruhen. Die Behälter können somit in vorteilhafter Weise selbst als Endplatten verwendet werden.

Die aerodynamische Beeinflussung zwischen einer Endplatte und einem Flügel, und damit auch zwischen einem solchen Hohlkörper und dem Flügel, speielt beim Bau von Flugzeugen mit pfeilförmigen Flügeln eine"besondere große Rolle. Aus diesem Grunde konnten die JTügelbehälter noch nicht ohne weiteres für derartige Flugzeuge übernommen werden. Die aerodynamische Beeinflussung ist bei einem flugzeug mit pfeilförmigen Sragflächen von besonderer Bedeutung, da sie durch eine Verformung der "zweidimensionalen" Strömungslinien um den Flügel herum hervorgerufen wird, die durch die Anwesenheit des Behälters verursacht wird. Diese Erscheinung tritt besonders in der nahe dem Behälter befindlichen Zone sehr stark hervor. "Zweidimensionale" Strömungs-

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linien lassen sioh für die vorliegenden Zwecke kurz als die Bewegungsbahnen strömender Teilehen bei gleichmäßiger Bewegung mit Geschwindigkeitskomponenten in nur zwei Riehtungen definieren. Jede dieser Bahnen "besteht aus Strömungslinien, entlang welchen die "Strömungsfunktion¹¹ konstant ist· Diese Strömungsfunktion ist eine einzige Punktion, die "beide Geschwindigkeitskomponenten an allen Stellen des Strömungsfeldes "bestimmt (die dritte Geschwindigkeitskomponente wird"mit lull angenommen, wie der Ausdruck "zweidimensional" erkennen läßt). Die Bahnen der zweidimensionalen Strömungslinien um einen Hügel 1o herum sind in den Mg. 1 und 2 dargestellt. Mg. 1 zeigt die Oberseite 12 eines Flügels 1o mit den Strömungslinien 14· Me strömungssteigernde Wirkung der Fläche 12 erhöht die Geschwindigkeitskomponente, die senkrecht zur Vorderkante 16 des Flügels liegt. Die Geschwindigkeitskomponente parallel zur Kante 16 "bleibt über der Flügeloberseite 12 unverändert. Als Folge hiervon werden die Strömungslinien 14- in Richtung zum Flugzeugrumpf abgelenkt. Die strömungssteigernde Wirkung ergibt dann im Bereich des wieder ansteigenden Druckes über dem Flügel eine Tendenz der Strömungslinien zurück in die Richtung der freien Strömung. Fig. 2 zeigt die Unterseite 18 des Flügels 1ο mit den Strömungslinien 2o> die entgegengesetzt zu den Strömungslinien 14 abgelenkt werden. Diese Str&mungslinien an der oberen und unteren Flügelfläche zeigen, daß die Strömungs-

bahnen von einem üblichen an der Flügelspitze angebrachten Behälter in. beträehtliehem Ausmaß beeinflußt werden müssen.

In erfindungsgemäßer Weise wird nun das Problem der aerodynamischen Beeinflussung dadurch verringert, daß der Behälter eine "stromliniengemäße" Oberfläche erhält, indem nämlich die an die Befestigung zwischen Behälter und Flügel angrenzende Endplatte oder Behälteroberfläche so ausgebildet wird, daß sie der Form der zweidimensionalen Strömungsbahnen um den Flügel herum in dem dieser Befestigung benachbarten Bereich angepaßt ist. Durch diese Formgebung wird die Beeinflussung ausgeschaltet, da die Strömung zweidimensional bleibt, d.h. die Strömungslinien schneiden nicht die Ebene der Endplatte, da diese so ausgebildet ist, daß ihre Oberfläche die gleiche Kontur wie die Strömungslinien hat. Fig. 3 und 4 zeigen einen erfindungsgemäßen Hohlkörper 22, der an der Spitze eines gepfeilten Flügels 24 angebracht ist. Die Ebene des Flügels schneidet den Hohlkörper so, daß ein Teil des Hohlkörpers über dem Flügel und ein Teil unter dem Flügel liegt. Wie aus den Fig. 5 und 7 zu erkennen ist, kann jedoch der Hohlkörper 26 auch so am Flügel 28 angebracht sein, daß er ganz unter der Flügeloberseite liegt. Gemäß Fig. 6 und 8 dagegen kann der Hohlkörper 3o so an der Spitze des Flügels 32 angebracht sein, daß er vollständig über dem Flügel liegt· Tatsächlich

ist die erfindungsgemäße lehre unabhängig davon, in welcher Höhe der entsprechend geformte Hohlkörper an der tragfläche angebracht wird, daher wird nachstehend nur der zuerst erwähnte Hohlkörper 22 beschrieben.

Nachstehend ist ein typisches Verfahren für den Entwurf eines Hohlkörpers 22 beschrieben, der an der Hügelspitze angebracht werden soll. In Pig. 9 wurde für einen gepfeilten Hügel 38 ein Bezugsquersehnitt 36 einer Tragfläche gewählt, ausgehend von einer linie 4o, die so weit von der Hügelspitze liegt, daß die oben beschriebene Verformung der Strömungslinien deutlich in Erscheinung tritt. Der Bezugsquerschnitt 36 ist dann senkrecht zur Viertelprofillinie §2 des Flügels 38 gelegt und verläuft dabei durch den Schnittpunkt der Linien 42 und 4o. Die Sehne des Bezugsquerschnitts 36 ist gleich der [Dragflächenbreite längs der Linie 4o multipliziert mit dem Gosinus des Pfeilwinkels y\ , gemessen zwischen der Viertelprofillinie 42 und der senkrecht zur Symmetrieachse 44 des (nicht gezeigten) Flugzeugs verlaufenden linie 43»

Die Wirbelverteilung längs der Profilsehne des Querschnitts 36 läßt sich durch ein geeignetes Verfahren, wie z.B. das Wirbel-Polygon-Verfahren, ermitteln. Bei dem Wirbel-Polygon-

Verfaliren wird eine endliche Anzahl von Wirbelpunkten auf der Oberfläche einer Tragfläche verteilt» Nach der bekannten Lehre von den Tragflächen dient ein Punktwirbel zur Errichtung des Geschwindigkeitsfeldes an jedem solchen Punkte» Größe und Form der Tragfläche bestimmen im allgemeinen die Stärke und Anordnung der auf der Oberfläche verteilten Punktwirbel. Auf diese Welse läßt sich die Geschwindigkeitsverteilung über der Tragfläche ohne weiteres ermitteln. Die Wirbelverteilung über die Tragfläche herum ist außerdem eine Funktion des Anstellwinkels fier Tragfläche gegenüber der Richtung der Anströmgeschwindigkeit, TJm eine Hohlkörperform zu erhalten, die eine maximale aerodynamische Wirksamkeit ergibt, wird als Anstellwinkel zweckmäßigerweise derjenige Winkel gewählt, der dem Anstellwinkel der Tragfläche unter Reise-Flugbedingungen entspricht. Die Wirbeiverteilung wird dann bei diesem Anstellwinkel berechnet, wobei es sich jedoch versteht, daß in Abhängigkeit von verschiedenen Faktoren auch andere Anstellwinkel als diejenigen bei Reise-Flugbedingungen gewählt werden können.

Die Strömungslinien lassen sich aufgrund der Wirbelverteilung um einen unendlichen gepfeilten Flügel 46 durch bekannte Verfahren bestimmen* Die zum Feststellen der Strömungslinien gewählte Geschwindigkeit ist also vorzugsweise die Reisegeschwindigkeit des Flugzeuges. Da die Erfindung besonders für Flugzeuge mit pfeilförmig gestellten Tragflächen geeignet ist, wird von einem Pfeilwinkel

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(gemessen zwischen einer senkrecht zur Plugzeuglängsach.se gezogenen Linie und einer linie durch die Yiertelprofilpunkte des Flügels) von 35° ausgegangen. Es versteht sieh dabei, daß die Konstruktion, des Hohlkörpers für ein "bestimmtes Plugzeug die Verwendung des Pfeilwinkels dieses Plugzeugs voraussetzt. Die zur Bestimmung der Strömungslinien benutzte Theorie des unendlichen, gepfeilten Hügels läßt sieh nicht ganz einfach erklären, ist jedoch dem laohmann geläufig* Sie kann wie folgt beschrieben werden. Die in Pig. 9 gezeigte Anströmgeschwindigkeit 48 kann in zwei Komponenten zerlegt werden: die G-esehwindigkeitsk-omponente 5o, die senkrecht auf die Anströmkante des Plügels auftrifft, und die Komponente 52, die parallel zur Anström&ante des Flügels verläuft. Die aerodynamische Pfeilflügeltheorie zeigt, daß die G-eschwindigkeitskomponente 52 von der Dicke des Plügels 46 nicht beeinflußt wird. Die Komponente 5© hängt jedoch von der llügeldicke so ab, daß sie zunimmt, wenn auch die Ilügeldicke hinter der Anströmkante größer wird, und dann wieder abnimmt, wenn die Dicke zur hinteren Plügelkante, der Abströmkante, hin wieder geringer wird.

Pig. 1o zeigt einen typischen Iragflächenquerschnitt des Plügels 46 mit verschiedenen längs der Profilsehne verteilten Bezugslinien. Fig. 11 zeigt die Veränderung der zur Anströmkante senkrechten G-eschwindigkeitskomponente

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5o an verschiedenen Stellen auf der. Oberfläche des Flügels 46, z.B. bei 5oa, 5ob, 5oe, 5©d und 5oe. Da die zur Anströmkante parali.IaLen G-eschwindigkeitskomponenten 52a bis 5.2e konstant sind,, ändert sich die resultierende Strömungsgeschwindigkeit, Da die Dicke hinter der vorderen Flügelkante zum Punkt a hin zunimmt, verändert die G-esamtgeschwindigkeitskomponente 48a auf der Plügeloberseite ihre Eiehtung zum Ilügelansatz hin. Diese Änderung setzt sich bis zum Punkt e hin fort, an welchem die Dicke wieder geringer wird und die Komponenten der resultierenden Geschwindigkeit 48e, 48d und 48e wieder in die Richtung der Anströmgeschwindigkeit 48 zurückkehren. Die Richtungen der Greschwindigkeitskomponenten sind zu einer Stromlinie 54 zusammengesetzt» Auf diese Weise kann der zweidimensional© Verlauf der Strömungslinien über dem gesamten Flügelholm und insbesondere in der unmittelbaren lähe des Bezugsschnittes berechnet und aufgezeichnet werden.

Wenn die Strömungslinien, z.B. 54, bestimmt sind, kann eine Reihe von "Kontrollstellen" 56 für jede Strömungslinie in einer Anströmgeschwindigkeitsebene 58 festgelegt werden, wie in Pig. 12 gezeigt. Als "Kontrollstelle™ wird der Punkt bezeichnet, an dem eine Strömungslinie entweder über oder unter dem Hügel 6o die seitliehe Abweichung ITuIl hat; die senkrechte Ebene 58 verläuft durch den Schnittpunkt des Bezugsprofils 36 mit der vorderen Flüge!kante. Die

Punkte der Nullabweichung 56tt und 56b für die Strömungslinien 54ό. und 541s auf der Ober- und Unterseite befinden sieh an der Vorderkante des Flügels, Wie in -Pig. 13 gezeigt, laufen die Strömungslinien 54b und 54u hinter der Anströmkante auseinander· Um einen Behälterquerschnitt zu erhalten, der größere Stabilität besitzt, wenn seine innere BefestigungsfläcSiie eine bestimmte Form hat, werden die Strömungslinien 54b und 54ii so verschoben, daß sich die Bahnen über und unter dem !Flügel an dem in !ig. 13 gezeigten Halbprofilpunkt schneiden und nicht an der vorderen !Flügelkante, Die berichtigten Strömungslinien 62b und 62u verursachen eine Unstetigkeit in der Ebene 58 und bilden eine Ebene 64 mit den Kontrollstellen 66b und 66u. Diese Unstetigkeit, die sioh in einer stufenförmigen Unterbrechung der Ebene 64 ausdrückt, die zur Herstellung der form der Endplattenoberflache des Behälters verwendet wird, hat keine nachteiligen Wirkungen auf die aerodynamischen Eigenschaften der Endplatte, Außerdem wird durch die Berichtigung der Strömungslinien ein geringerer Teil der Flügeloberseite, welche die Fläche mit der größten Auftriebswirkung ist, vom Behälter verdeckt. Es sei darauf hingewiesen, daß der als Schnittpunkt für die Bahn der Strömungslinien gewählte Punkt, d.h. der Halbprofilpunkt, bei ¥ verschiedenen Flugzeugtypen unterschiedlieh sein kann.

Die Strömungslinien, welche die Ebene 64 schneiden, können

jetzt dazu verwendet werden, einer flachen Platte oder Bndplatte eine an die Strömungslinien angepaßte Form zu geben und dadurch eine aerodynamische Beeinflussung zwischen der Platte und dem Flügel zu verhindern. Die Herstellung des Hohlkörpers wird "beendet, indem ein zylindrischer Teil, der in Längsrichtung mit der Flugzeuglängsachse ausgerichtet ist, so an die Endplatte angefügt wird, daß die Endplatte wie eine Profilebene wirkt, die den Zylinder schneidet. Die Querschnittsflache des Zylinders wird durch das Entwurfsvolumen des Behälters bestimmt. Der Zylinder erstreckt sieh axial ungefähr über die ganze Länge der Flügelspitze; die Nase des Hohlkörpers liegt vor der Torderkante des Flügels und ist ein spitzbogenförmig oder ähnlieh stromlinienförmig gestalteter und axial an den Zylinder angefügter Körper. Der Teil des Hohlkörpers, der hinter der hinteren Kante des Flügels liegt, ist ebenfalls ein Rotationskörper. Es ist jedoch zu beachten, daß die entsprechend geformte Endplatte sowohl die zum Flugzeugrumpf gerichtete Oberfläche der Hase und des hinteren Teils als auch den mittleren zylindrischen Abschnitt bildet, da es zur Verhinderung einer Beeinflussung zwischen Hohlkörper und Flügel notwendig ist, daß diese Oberflächen ebenfalls dem Strömungslinien angepaßt sind. Die läse und der hintere Abschnitt weisen daher keine ununterbrochene glatte Oberfläche auf wie ein echter Rotationskörper; vielmehr ist ihre zum Flugzeugrumpf gerichtete Oberfläche den Strömungslinien angepaßt, um dadurch

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eine aerodynamische Beeinflussung zu vermeiden. Die scharfen Ecken des Hohlkörpers werden großzügig abgerundet, um die Wirbelbildung und eine dadurch verursachte Zähigkeitsablösung zu vermeiden.

Ein Hohlkörper, der an einer Tragfläche angebracht wird und eine erfindungsgemäß geformte zum Plugzeugrumpf gerichtete Oberfläche oder Endplatte aufweist, wird daher jede aerodynamische Beeinflussung zwischen dem Hohlkörper und der Tragfläche verhindern und dadurch den induzierten Widerstand der Tragfläche den Beeinflussungswiderstand zwischen Hügel und Behälter verringern.

- Ansprüche -

Claims (7)

RÄ.211055*17. Ml »■"afent-Anwäife Dr. W. Schalk .Dipl.-Ing. Peter Wirth 14. April 1967 ^'Ρ1·;1^· G. Dannenberg I]ae Boeing Company Da/Hd L)r. V. bchmied-Kowarzik B 61 859/62e Gbm ' Dr. P. Weinhold 6 Frankfurt a. Main Gr. Eschenheimer Sfr. 39 S chutzansprüche :

1. Länglicher Behälter für Flugzeuge, insbesondere mit pfeilförmigen Tragflächen, dadurch gekennzeichnet, daß er an einer Tragfläche (10, 24, 28, 32, 60) anbringbar ist und eine längliche, vorne und.hinten geschlossene

-zeug-Gestalt (22, 26, 30) sowie eine zum Flug^umpf gerichtete Oberfläche aufweist, die eine Endplatte bildet, deren Form den Bahnen der angrenzenden zweidimensionalen Strömungslinien (14» 20, 54, 62) der Luft um die Tragfläche herum angepaßt ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zum Flugzeugrumpf gerichtete Oberfläche des Behälters (22, 26, 30) dem angrenzenden zweidimensionalen Strömungsverlauf um die Tragfläche (10, 24, 28, 32, 6Ό) herum bei praktisch Reisegeschwindigkeit des Flugzeuges angepaßt ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der längliche Behälter (22, 26, 30) geschlossene stromlinienförmige vordere und hintere Endabschnitte sowie einen mittleren Abschnitt aufweist, wobei dieser Behälter nahe dem mittleren Abschnitt und vorne und hinten über diesen Abschnitt hinausragend eine zum Flugzeugrumpf gerichtete

Oberfläche besitzt, die so geformt ist, daß sie den angrenzenden Bahnen der zweidimensionalen Strömungslinien (14, 20, 54, 62) der Iiuft angepaßt ist.

4. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Behälter (22) geschlossene stromlinienförmige vordere und hintere Endabschnitte sowie einen mittleren Abschnitt aufweist, der an der Tragfläche (24) in einer Stellung angebracht wird, in der deren Hauptebene praktisch durch die Mitte des Behälters verläuft, derart, daß der Behälter einen über der Tragfläche liegenden oberen Teil und einen unter der Tragfläche liegenden unteren Teil aufweist, (lig. 3, 4)

5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der mittlere Abschnitt des Behälters (30) in senkrechter Richtung so an der Tragfläche (32) angebracht ist, daß deren Ebene praktisch durch die Unterseite des Behälters verläuft, so daß der Behälter über der Tragflächenebene liegt. (I¹Ig. 6, 8)

6. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der mittlere Abschnitt des Behälters (26) in senkrechter Richtung so an der Tragfläche (28) angebracht ist, daß deren Ebene praktisch durch die Oberseite des Behälters verläuft, so daß der Behälter unter der Tragflächenebene liegt. (Pig. 5, 7)

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7. Von einem länglichen Behälter gebildete Bndplatte zur Verwendung bei flugzeugen mit pfeilföfmigen Tragflächen, dadurch ge- - kennzeichnet, daß eine sieh in Längsrichtung erstreckende, im wesentlichen senkrecht ausgerichtete Oberfläche nahe dem Ende der Tragfläche (10, 24, 28, 32, 60) vorgesehen ist, die so geformt ist, daß sie den Bahnen der angrenzenden zweidimensionalen Strömungslinien (14, 20, 54, 62) der Luft angepaßt ist, die um die Tragfläche herum vorhanden sind, wenn sich das flugzeug mit praktisch Reisegeschwindigkeit vorwärts bewegt, und daß außerdem die Endplatte gleichzeitig als sich in Längsrichtung erstreckender Behälter (22, 26, 30) ausgebildet ist, dessen mittlerer Abschnitt zwischen der vorderen und hinteren Kante der Tragfläche einen Teil der entsprechend geformten Oberfläche umfaßt, der als zum Plugzeugrumpf gerichtete Profilebene dient, an die sich eine gebogene und sich in Längsrichtung erstreckende lläche anschließt, dessen hinterer Abschnitt den Teil der entsprechend geformten Oberfläche umfaßt, der praktisch hinter der rückwärtigen Eante der Tragfläche liegt:ji an den sich ein Teil der sich in Längsrichtung erstreckenden stromlinienförmigen Oberfläche eines Rotationskörpers anschließt, und dessen vorderer Abschnitt den Teil der entsprechend geformten Oberfläche umfaßt, der praktisch vor der vorderen Kante der Tragfläche liegt, an den sich ein Teil der sich in Längsrichtung erstreckenden stromlinienförmigen Oberfläche eines Rotationskörpers anschliej

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