DE2701482A1 - Tandemfluegel-flugzeug - Google Patents

Description

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The Boeing Company, Seattle, Washington 9812^, U.St.A.

Flugzeug mit T_andemflügelanordnung

Die vorliegende Erfindung betrifft Konstruktionsgrundlagen für Luftfahrzeuge und insbesondere Flugzeuge mit Tandemflügelanordnungen, bei denen eine erste Tragfläche nahe dem vorderen Rumpfende und eine höhergelegene zweite Tragfläche am hinteren Rumpfende angeordnet sind.

Faet alle.modernen Düsenflugzeuge für den zivilen Flugverkehr weisen derzeit eine einzige Tragfloche auf, die von der Mitte des Rumpfes her nach beiden Seiten seitlich vorsteht. Derartige Flugzeuge sind m konstruiert und belastet, daB der Gesamtechuerpunkt des Flugzeuges unmittelbar vor dem aerodynamischen Auftriebsmittelpunkt der Tragfläche liegt, uie es die Stabilitätsbetrachtungen erfordern.

Im Flug wird das Flugzeug um die IMickachse durch eine Hecklast im Gleichge-

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. c-

wicht gehalten, die normalerweise abwärts gerichtet ist. Diese Hecklast wird durch einen Stabilisator bzw. eine waagerechte Heckfläche am hinteren Rumpfende erzeugt, der kleine, als Höhenruder bezeichnete Steuerflächen aufweist,

die die Größe und Richtung der Hecklast einstellen. Der von der Tragfläche erzeugte Auftrieb muß ausreichen, um nicht nur das Gesamtgewicht des Flugzeugs zu heben, sondern auch die abwärts wirkende Hecklast zu kompensieren. Denn |

solche Hecklasten groß sind, wie beispielsweise beim Start, verringert sich ' das zulässige Gesamtgewicht des Flugzeugs. In diesem Fall ist auch der aero- > dynamische Widerstand auf sowohl der Tragfläche als auch dem Flugzeugheck sehr hoch.

Bei solchen herkömmlichen Flugzeugen mit nur einer Tragfläche läßt der Rumpf sich in seiner Wirkung als aus zwei freitragenden Auslegern bestehend betrachten, von denen einer von der Tragfläche aus nach vorn und der andere nach hinten vorsteht. Aus diesem Grund treten die auf dem Rumpf lastenden maximalen Biegemomente nahe der Tragfläche im mittleren Rumpfbereich auf. Wie in der folgenden Diskussion ausführlicher erläutert werden wird, muß die Rumpfkonstruktion von Hochgeschwindigkeitsflugzeugen normalerweise in diesem gleichen mittleren Rumpfbereich infolge der Notwendigkeit einer Rumpfprofilierung ("area ruling requirement") mit verringertem Durchmesser ausgeführt werden. Diese Durchmesserverringerung des Rumpfes wird heute für Überschallflugzeuge weitestgehend angewandt und ist als "Coke-bottling" (Einschnürung des Rumpfes in der Art einer Coca-Cola-Flasche) bekannt. Indem die maximale Belastung an der Stelle geringsten Querschnittsdurchmessers auftritt, muß man mit erheblichen Baugewichtsnachteilen fertigwerden. Bei Flugzeugen für den zivilen Luftverkehr führt diese Forderung auch zu ungünstigen Sitz- und Ganganordnungen; weiterhin ist der Einlenkraum für das Fahrwerk erheblich eingeschränkt und er-

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fordert zuweilen externe Zusatzverkleidungen.

Bei solchen herkömmlichen Flugzeugen mit einziger Tragfläche läßt auch die Tragfläche sich in ihrer Wirkung als aus zwei Freiträgern bestehend betrachten, von denen jeweils einer in jeder Richtung vom Rumpf vorsteht. Die konstruktiven Biegemomente nehmen von einem Minimum an der Spitze zu einem Maximum an der Wurzel jeder Tragflächenhälfte schnell zu. Um den aerodynamischen Widerstand zu senken, sind Tragflächen mit in Vertikalrichtung dünnem Querschnitt und hohem Länge-Tiefe-Uerhältnis (Tragflächenlänge zur wirksamen durchschnitt-| liehen Profiltiefe) erwünscht. Derartig längere Tragflächen erzeugen jedoch ; auf die erwünschten dünnen Tragflächenprofile zu hohe Biegemomente. In den ver·* gangenen Jahren hat man mit erheblichem Aufwand nach optimalen Tragflächenpro-j

filen geforscht. Man hat "überkritische" und Profile mit "natürlicher laminarer Umströmung" entwickelt, um die Stoßwellenbildung geringzuhalten und eine laminare bzw. nichtturbulente Strömung über das Profil zu gewährleisten. Bei solchen Tragflöchengestaltungen liegen de aerodynamischen Mittelpunkte im Profil rückwärts versetzt (etwa Uo % Profiltiefe gegenüber etwa 3d % bei einem herkömmlichen Profil). Dieser Umstand erschwert das Problem der Ausgleichsheckbelastung weiter und erfordert, daß eine größere abwärts wirkende Hecklast aufgebracht wird.

Bei herkömmlichen Flugzeugen mit einzelner Tragfläche erfolgt die Rollsteuerunt normalerweise durch Querruder, die in den AuBenbereichen der Tragfläche sitzen. Die Auftriebssteuerung erfolgt - beispielsweise beim Starten und Landen - durct Klappen, die aus den Hinterkanten (und teilweise auch Vorderkanten) der einwärts gelegenen Tragflächenteile vorstehen. Aus der Tragfläche aufwärts vorstehende Klappen ("spoilers") werden oft als Bremsen oder zur Auftriebsverringerung verwendet. Folglich ist die Tragfläche und insbesondere deren Abström-

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kante mit primären und sekundären Steuerflächen überfüllt. Die waagerechte Heckflosse mit ihren Höhenrudern bewirkt normalerweise ausschließlich eine Nicksteuerung. Das Heckleitwerk und dessen Ruder bewirken normalerweise die Giersteuerung.

Infolge der Kompliziertheit moderner Luftfahrzeuge und der Anzahl ihrer Steuer·! flächen lassen sie sich immer weniger von Hand fliegen. Folglich hat man komplexe rechnergestützte Stabilisierungs- und Autopilotsysteme entwickelt, die j automatisch die Steuerflächen einstellen und die Belastung des Piloten verrin- ' gern. Aus Gründen der Sicherheit ist äußerst erwünscht, diese rechnergestützten Systeme redundant auszuführen, d.h. mehr als eines und vorzugsweise bis zu vier solcher Systeme einzusetzen, die voneinander vollständig unabhängig arbei· ten und jeweils in der Lage sind, das Flugzeug zu einem gewünschten Flugmanöver zu steuern. Eine solche hehrfach-Redundanz ist bei herkömmlichen Flugzeugen mit einer einzigen Tragfläche nur extrem schwierig, wenn überhaupt, zu erreichen. Der Raum, der für die Vielzahl von Steuerflächen, die man für eine solche Redundanz braucht, zur Verfugung steht, ist bereits aus dem Ansatz heraus beschränkt, und in einigen Fällen ist nur ein Bereich des Flugzeuges verfügbar, um das gewünschte Ausmaß der Steuerung zu erreichen (beispielsweise Stabilisator für die Nick- und das Heckleitwerk für die Giersteuerung).

Es ist folglich ein allgemeines Ziel der vorliegenden Erfindung, eine Flugzeugkonfiguration anzugeben, bei der (1) eine abwärts wirkende, ein Gleichgewicht herstellende Hecklast nicht erforderlich ist, (2) der Rumpfdurchmesser im Rumpfmittenbereich, wenn eine Rumpfprofilierung erforderlich ist, nicht verringert zu werden braucht, (3) das konstruktive Gewicht des Rumpfes verringert werden kann, (*O das konstruktive Gewicht der Tragflächen geringer wird, (5) Tragflächenprofile mit höherem Länge-Tiefe-Verhältnis eingesetzt werden können,

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um den aerodynamischen Widerstand zu verringern, (6) vor kurzem entwickelte superkritische und natürlich laminare Tragflächenprofile eingesetzt werden können, und man (7) eine Vielzahl von Flugsteuersystemen einsetzen kann, die jeweils unabhängig voneinander das Flugzeug steuern können und mit dieser Redundanz eine verbesserte Flugsicherheit zu erreichen gestatten.

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[ Diese und andere Ziele der vorliegenden Erfindung lassen sich erreichen mit _; einem Tandemflügel-Flugzeug mit einer nahe dem vorderen Ende des Rumpfes ange-i ordneten und unmittelbar an der Rumpfkonstruktion angebrachten unteren ersten

^! Tragfläche. Eine höher liegende zweite Tragfläche ist über dem hinteren Ende

ι des Rumpfes über eine Strebenkonstruktion vom Rumpf aerodynamisch getrennt anj geordnet. Die Nick-Steuerung erfolgt, indem man den Auftrieb beider Tragflächer verringert and oder erhöht; eine abwärts wirkende Last ist jedoch nicht erforderlich. Die Spitzen der beiden Tragflächen sind vorzugsweise in Vertikalrichtung mindestens 25 % der minimalen Spannweite der beiden Tragflächen voneinander entfernt. Die beiden Tragflächen weisen normalerweise eine ähnliche, aber nicht unbedingt gleiche Spannweite und Fläche auf. Die Redundanz der Steuerbarkelt läßt sich leicht infolge der Verfügbarkeit und Lage der Steuerflächen auf der Streben- und Tragflächenkonstruktion erreichen. Tragflächen mit höherem Lange-Tiefe-Verhältnis lassen sich infolge der verringerten Biegemomente auf jeder Tragflache leicht einsetzen.

Die Ziele und Merkmale der Erfindung lassen sich aus der folgenden Beschreibung der beigefügten Zeichnungen ausführlich ersehen.

Fig. 1 ist ein Seitenriß einer der Ausführungsformen eines Flugzeuges mit Tandem-Tragflächenanordnung nach der vorliegenden Erfindung;

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Fig. Z ist ein Vorderriß des Flugzeugs nach Fig. 1; Fig. 3 iet eine Draufsicht des Flugzeugs der Fig. 1; ; Fig. i» ist eine teilgeschnittene Rückansicht auf der Linie *»-*♦- der Fig. 1; | Fig. 5 ist eine der Fig. k ähnliche Rückansicht, zeigt jedoch eine wahlweise j

zentrale Anordnung eines Triebwerks; I

ί j Fig. 6 ist eine Draufsicht eines Hochgeschwindigkeitsflugzeuga nach dem Stand

der Technik mit einer einzigen Tragfläche;

Fig. 7 ist ein Rumpfprofil-Diagramm für das Flugzeug der Fig. 6; Fig. β ist ein Rumpfprofil-Diagramm des Flugzeugs dar Fig. 1-5;

Fig. 9 und 9a sind eine Vorder- und eine Seitenansicht einer weiteren Ausführungsform des Flugzeuges mit Tandem-TragflSchenanordnung nach dar vorliegenden Erfindung;

Fig. 1o ist eine Draufsicht einer weiteren Ausführungsfarm des Flugzeugs mit Tandem-Tragflächenanordnung nach der vorliegenden Erfindung;

Fig. 11 iat eine Vorderansicht des Flugzeugs nach Fig. 1o;

Fig. 12 ist ein Seitenriß einer Ausfübungsform des Tandemflügelflugzeugs nach der vorliegenden Erfindung mit Doppelrumpf;

Fig. 13 ist eine Draufsicht des Flugzeugs der Fig. 12; Fig. 1<f ist eine Vorderansicht des Flugzeugs der Fig. 12; Fig. 15 iat eine Schnittansicht auf der Linie 15-15 der Fig. 13;

Fig. 16, 17, 1Θ, 19 und 2o sind jeweils Vorderansichten wahlueiser Auaführungsformen von Doppelrumpf-Flugzeugen mit Tandemtragflächenanordnung nach der vorliegenden Erfindung;

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Fig. 21 ist eine schematisiertes Diagramm der Last- und Biegemomente einer halben Tragfläche und zeigt die Verringerung des konstruktiven Biegemoments, die sich mit dem Flugzeug nach der vorliegenden Erfindung erreichen läßt; und

Fig. 22 ist eine schematisierte Schnittdarstellung einer Tragflächenkonatruktion, die auf minimales Konstruktionsgewicht ausgelegt ist.

Fig. 1-5 zeigen eine Tandemflügel-Flugzeuganordnung nach der vorliegenden Er-; findung, wie sie für den Flugbetrieb im schallnahen Bereich geeignet ist. Eine untere vordere Tragfläche 1o ist am vorderen Ende des Rumpfes 12 befestigt. j Eine höher liegende hintere Tragfläche 1^ ist aerodynamisch vom hinteren Ende des Rumpfes 12 durch Heckstreben 16 getrennt. LJie ersichtlich, weisen die Streben 16 eine erhebliche Länge auf, und zwar in der Größenordnung der Höhe des größten Rumpfquerschnitts F., um eine aerodynamische Trennung der Tragfläche vom Rumpf zu gewährleisten. Die Tragflächen weisen angenähert gleiche Flächengröße auf. Der Rumpf wird an jedem Ende in der Art eines einfachen Trägers abgefangen, so daß die Rumpfbiegemomente gegenüber einem vergleichbaren freitragenden Rumpf bei einem Flugzeug mit einzelner Tragfläche erheblich geringer werden Wie von der Fachwelt leicht einzusehen ist, lassen sich auf diese Weise erhebliche Gewichtseinsparungen beim Rumpf erzielen. LJie in den Fig. 1 und 3 ersichtlich, liegt die größte Querschnittsfläche des Rumpfes (F. und F„) in dessen Mittelnbereich, wo die Rumpfbiegelasten am höchsten sind und das Hauptfahrwerk 17 sich bequem unterbringen läßt.

Wie am besten in der Fig. 2 ersichtlich, sitzen die Treibwerke 18 an der vorderen Tragfläche 1o und sind durch vorwärtsweisende Streben 2o abgestützt, die an einem Rjnkt A unmittelbar unter der Tragfläche 1o an den Triebwerketreben 21 be-

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festigt sind. Die Streben 2o sind an den Punkten B am Rumpf 12 befestigt. Die Tragflächenkrümmung nahe dem Punkt C hat die Aufgabe, den örtlichen Strömungsstöruiiderstand zwischen Tragfläche und Rumpf zu verringern. Aus gleichen Gründen liegt der Punkt A unmittelbar unter, nicht aber auf der Mittellinie der Tragfläche. Diese strebengestützte vordere Tragflächenanordnung reduziert die Biegemomente gegenüber den bei der üblichen freitragenden Anordnung auftretenden erheblich. Hintere Triebwerke 22 Bind an Streben auf dem hinteren Ende des Rumpfes 12 gelagert. Uie in der Fig. k am besten zu sehen, sind die hiteren Streben 16 an der hinteren Tragfläche 1*» an den Punkten D in einem mittleren Bereich und vorzugsweise nahe dem aerodynamischen Mittelpunkt jeder Halbapennüjeite angeordnet. Die Befestigung im Punkt D erfolgt vorzugsweise mittels eines Lagerbolzens ("pin connection"), um eine Rückwirkung von Biegelasten auf die Strebenkonstruktion so gering wie möglich zu halten. Auf diese Uteiee ist die gesamte Tragfläche in der Art eines durchgehenden Trägers auf zwei Auflagern D mit einer mittleren Spannweite der Länge 1,. und einer freitragenden Spannweite der Lange 1„ abgestützt. Diese Anordnung erbringt eine erhebliche Verringerung der Biegemomente auf der hinteren Tragfläche gegenüber denen bei einer üblichen freitragenden Tragfläche. In der dargestellten Aueführungsform sind die drei Spannweiten jeweils etwa gleichlang. Um die Biegelasten der Tragfläche niedrig zu halten, sieht man bevorzugt eine Mittenspannweite von mindestens 2o % der gesamten Tragflächenspannweite b.. vor. Weiterhin überträgt das kombinierte Tragflächen-Streben-System zwischen den Punkten D (links), E und 0 (rechts) vorteilhafterweise die Tragflächenbelastungen in der Art eines Fachuerks mit einem Minimum sekundärer oder örtlicher Biegeprobleme auf den Rumpf. Es wird weiterhin darauf verwiesen, daß in dieser AusfUhrungsform die hinteren Tragflächenstreben 16 auch waagerecht verlaufen, wie auch die vorderen Tragflächenstreben 2o. Auf diese UIeise wird der Strömungswiderstand der

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Streben in gewissem Grad durch einen vorteilhaften Auftriebseffekt ausgeglichen·

UJie am besten in der Fig. 3 ersichtlich, weisen die Spannweite b,. der hinteren Tragfläche 1*» und die Spannweite D₂ der vorderen Tragfläche 1o im uesentlichen die gleiche Länge auf, wobei b,. in dieser Ausführungsform geringfügig länger ausgeführt ist. Wie der Fachwelt bekannt, ist allgemein gesagt, das Länge-Tiefe- Verhältnis einer Tragfläche, deren Spannweite, geteilt- durch die durchschnittliche Profiltiefe. Dieses Vahältnis berechnet sich zu b²/S, wobei b die Spannweite und S die Gesamtfläche der Tragfläche ist. Hohe Spannweiten-Tiefen-Ver- , haTtnisse sind erwünscht, um den Strömungswiderstand gering zu halten. Bei Flugr zeugen mit einzelner Tragfläche führt ein höheres Spannweiten-Tiefenverhältnis,

das man durch Reduzieren der mittleren Rrofiltiefe und Uerlängem der Spannwei-| te erhält, zu unzuträglich hohen Biegemomenten. Bei dem Tandemtragflächenflug- j zeug nach der vorliegenden Erfindung teilen sich die Auftriebskräfte unter den beiden Tragflächen auf, so daß jede aus sich heraus grob das doppelte Spannwei- : te-Tiefe-l/erbältnis einer einzelnen Tragfläche der gleichen Spannweite hat. Wie ^! auch bereits erwähnt, reduziert die Strebenlagerung der Tragfläche in der Ausföhrungsform der Fig. 1-5 die konstruktiven Biegemomente weiter. Das Spannweite-Profil tief e-Uerhältn is der in den Fig. 1-5 gezeigten Tragflächen liegt in der Größenordnung von 1a,ο - ein Wert, den man bei einem Flugzeug mit nur einer Tragfläche bei gleichem Einsatzziel nach statischen Gesichtspunkten nur sehr schwer erreichen kann.

Fig. 5 zeigt eine wahlweise zentrale Triebwerksanordnung am hinteren Ende des Rumpfes zwischen den Streben 16. Bei dieser Anordnung kann ein einziges hinteres Triebwerk 19 eingesetzt werden. Alternativ kann man dieses den Triebwerken 16 hinzufügen, um eine erhöhte V/ortriebsleistung darzustellen; in diesem Fall

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kann die relative Größe der Tragflächen 1o und 14 βα eingestellt werden, daß sich der gewünschte Bereich des Massenschwerpunkts ergibt. Es ist jedoch ersichtlich, daß dieses Tandemflügelflugzeug gegenüber der Lage des Massenachuerpunkts - im Vergleich zu vielen herkömmlichen Flugzeugen mit nur einer Trag- i

fläche - nicht übermäßig empfindlich ist.

Doppeldecker sind seit den Geburtstagen der Luftfahrt bekannt. Derartige Flug-j zeuge weisen im allgemeinen zuiei ader mehr vertikal beabstandete Tragflächen auf, die jedoch in Flugzeuglängsrichtung miteinander fluchten, so daß sich bestimmte bauliche und andere Vorteile gegenüber Eindeckkoniruktionen ergeben Der zusätzliche Strömungswiderstand infolge der Wechselwirkung der diese beiden Tragflächen umströmenden Luft war jedoch verhältnismäßig hoch, so daß die Industrie auf Eindeckerkonstruktionen überging, sobald deren Probleme gelöst tieren. Die Lage der beiden Tragflächen des Tandemflügelflugzeugs nach der vorliegenden Erfindung ist derart, daß der Zusatzströmungsudderstand infolge der Wechselwirkung der Luftströmungen um die die Tragflächen minimal bleibt· Der gesamte Zusatz-Strömungsuiiderstand ("induced drag") liegt dabei in einem Bereich, der im allgemeinen für Flugzeuge mit einzelner Tragfläche für annehmbar gehalten mird.

Uie am besten in der Fig. 2 ersichtlich, ist die Tragfläche 1d von der Tragfläche 14 um eine Entfernung h zwischen den Tragflächenspitzen beabstandet. Bei den rückwärts gepfeilten Tragflächen der in der Fig. 2 gezeigten Art tre ten erhebliche Spitzenuirbel auf. Hier lassen sich Anordnungen nach dem Stand der Technik vorsehen, um diese Spitzenuiirbel zu dämpfen. Der für den Zuaatzströmungsuiiderstand wesentlichste Abstandsparameter ist jedoch vermutlich der Tragflächenepitzenabstand, nicht der durchschnittliche Abstand der beiden

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Tragflächen, und zwar hauptsächlich wegen dieser blirbel. In der in den Fig. 1 - 5 gezeigten Ausführungsform liegt dag Vahältnis von h zu b, vorzugsweise im Bereich von ettja o,3o bis 0,^5. Bei den meisten anderen Ausführungsfarmen der Erfindung liegt h/b im Bereich von etua a,25 bis o,5o, gemessen an den Tragflächenspannuieiten, anbei der kampensatorische Effekt eines reduzierten Zu- satzuiiderstandea durch verlängerten Tragflächenabstand h gegenüber dem erhöhteh

ι parasitären und anderem Widerstand infolge der Verlängerung der hinteren Trag-'

flächenstreben bereits eingeschlossen ist. Bei bisher durchgeführten üJindka- j

/2 2? naiversuchen ist ein Parameter b _ -\^λ ⁺ b? ^{zur BerBcnnun}9 d^er Tragflächen abstandszusammenhänge verwendet worden. Diese h/b _f-Uerte sind natürlich erheblich geringer als die für h/b. oder h/b-, obgleich sie das gleiche Flugzeug beschreiben.

Die Tragflächen des Flugzeugs sind in Längsrichtung entlang des Rumpfes so weit kde möglich getrennt, um ihre Wechselwirkungen soweit wie möglich zu reduzieren, üiobei die vielen anderen, nicht miteinander in Beziehung stehenden Faktoren bei der Konstruktion des Flugzeugs insgesamt in Betracht gezogen sind. In der Fig. 3 ist der Längsabstand d zuischen den Tragflächenspitzen in einer Größenordnung von etua 5o% der Gesamtlänge des Rumpfes dargestellt, und gegenwärtig wird dafür gehalten, daß die meisten Ausführungsfarmen der Erfindung entsprechende Tragflächenlängsabstände, d.h. in der Größenordnung von mindestens Ua% der Rumpflänge, aufweisen werden.

Der Gesamtauftrieb ist so genau wie möglich zwischen den beiden Tragflächen aufgeteilt. Bestimmte empirische Abschätzungen des Zusatzwiderstandee haben die beste Leistung bei gleicher Auftriebeverteilung ergeben. Es müssen jedoch viele andere Faktoren - wie die Nutzlast, der Brennstoff, und die Treibwerks-

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anordnung - berücksichtigt und die Auftriebverteilung zwischen den Tragflächen; entsprechend eingestellt werden. Die bisher betrachteten Ausführungsformen weisen eine Auftriebsverteilung von ^o ... So% des Gesamtauftriebs pro Tragfläche!

auf. Die Auftriebsfläche der Flügel wird natürlich im allgemeinen diesem glei*

I chen Bereich entsprechen. Infolge der zuvor diskutierten, dieser Konstruktion j innewohnenden Vorteile sind bisher nur Spannweite-Profiltiefe-Verhältnisse von mehr als 8 berücksichtigt worden. In der Fig. 3 sind vierundzwanzig Steuerflächen 26 auf jeder Tragfläche gezeigt. Für die meisten Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung ist daran gedacht, mindestens zwölf Steuerflächen vorzusehen. Die außenliegenden Steuerflächen 26 können mit Vorteil als Querruder für niedrige Geschwindigkeiten, die in der Mitte der Spannweite gelegenen Steuerflächen als Querruder für den Schnellflug und die innenliegenden Steuerflächen als Höhenruder und -klappen verwendet werden, wie dem Fachmann einsichtig. Die Tragflächenstreben 16, 2o können jeweils mit einer Vielzahl einzelner Seitensteuerflächen 26 versehen werden. Vier getrennte Flächen 2Θ auf jeder der vier Streben - vergl. Fig. 3 - bieten eine Vielfalt von Möglichkeiten für moderne Steuerungsanlagen. Die Steuerflächen 26, 2ö werden vorzugsweise unabhängig voneinander mit einem rechnergestützten Flugsteuersystem betätigt und gestellt.

Die vorliegende Erfindung zieht die Verwendung einer Vielzahl und vorzugsweise vier unabhängige Steuerungaanlagen in Betracht, die jeweils einzeln zur Steuerung des Flugzeugs in der Lage sind. Da jede Tragfläche eine Auftriebsflache darstellt, ist eine abwärts wirkende Steuerlast wie beispielsweise eine das Gleichgewicht herstellende Hecklast eines herkömmlichen Flugzeugs nicht erforderlich. Das Gesamtabfluggewicht braucht also für die Ausgleichshecklast nicht verringert zu werden. Eine schnelle und im Gleichgewicht befindliche

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translatorische Bewegung ohne Auf- oder Abuärtsnickbeuegung läßt sich erreichen, indem man den Auftrieb beider Tragflächen gleichzeitig schwächt oder verstärkt. Eine unabhängige Nick- und Rollsteuerung erreicht man durch die Steuerfliehen an den beiden Tragflächen. Die Giersteuerung erfolgt durch irgend- ! eine Kombination von einzelnen Steuerflächen 28 an den Streben, die als Ruderflachen wirken.

Weiter ist in Betracht gezogen, derartige Steuerungen rechnergestützt die auf jede Tragfläche aufgebrachten strukturellen Lasten genau einstellen und begrenzen zu lassen. Beispielsweise kann man die einzelnen Steuerflächen 26 jeweils so stellen, daß sich eine optimierte Auftriebsverteilung über die Spann-I

weite ergibt. In der in den Fig. 1-5 gezeigten Ausführungsform sind die Tragflächen in erheblichem Ausmaß hinten gepfeilt. Derartige Tragflächen neigen dazu, in den AuBenbereichen ihrer Spannweiten unter hoher Belastung zu entjlasten ("off-load") und dadurch die strukturellen Maximalbelastungen zu ver- | ringem. Die Elastizität des mittleren Bereiches einer solchen Tragfläche läßt sich so konstruieren, daß unter derartigen Zuständen hoher Belastung die Last zunimmt, indem man die Pfeilung und Steife des mittleren Spannweitenbereichs so einstellt, daß man die äußeren Bereiche entlastet. Selbst diese reduzierten Lasten lassen sich durch eine Steuerung der Auftriebsverteilung jedoch weiter verringern. Bei gradlinigen Tragflächenkonstruktionen nach der vorliegenden Erfindung ist der Vorteil, den eine solche rechnergestützte Auftriebsverteilung bringt, noch augenfälliger.

Die Fig. 6 zeigt eine Konstruktion nach dem Stand der Technik für ein im allgemeinen herkömmliches Hochgeschuiindigkeitsdüsenflugzeug mit einzelner Tragfläche und einem Rumpf Ua mit einer Einschnürung F, im Mittelteil, uo die

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Tragflächen 42 angebracht sind. Die vorderen Triebwerke 44, das hintere Triebwerk 46, die Heckflosse 48 und die Stabilisatoren 5o sind herkömmlich ausgeführt.

Die Forderungen für den eingeschnürten Querschnitt F sind aus der Fig. 7 erkennbar, bei der es sich um ein Rumpfprofildiagramtn ("area-ruling diagram") für ein Flugzeug der in der Fig. S gezeigten Art handelt. Es ist bekannt, daß eine guter aerodynamischer Wirkungsgrad für ein Hochgeschwindigkeitsflugzeug eine Rumpfprofilierung erfordert. D.h., daß die Querschnittsfläche des gesamten Flugzeugs sich über die Länge des Flugzeugs auf eine vorbestimmte Ueise ändern und so genau wie möglich Größen aufweisen muß, die durch eine spezielle Kurve der Querschnittsfläche als Funktion der Länge entlang des Flugzeugs definiert sind. Die Hurvenform ist dabei angenähert parabolisch und in der Industrie als "sears-Haack-Kurve" bekannt; vergl. u.a. Jack IM. Neilson, "Missile Aerodynamics", McGraw-Hill Book Company, Inc., 196o, S. 284.

; In der Fig. 7 zeigt die gestrichelte Kurve eine gewünschte Approximation an j eine Sears-Haack-Kurve. Wie ersichtlich, steigt die durchgezogene Kurve für

j die Flügelfläche ("Flügel") im Bereich des Hörperpunkts ("body station") 2ooo schnell an. Damit nun die Kurve für die Gesamtfläche die gewünschte gestrichelte Kurve in diesem Bereich nicht übersteigt, muß die Querschnittsfläche des Rumpfes, wie mit der Kurve "Körper" gezeigt, entsprechend reduziert werden. Macht man den Rumpfquerschnitt bei F₃ größer, um die oben diskutierten Raumund Festigkeitsprobleme zu erleichtern, muß man das Flugzeug verlängern, um innerhalb sinnvoller Grenzen des Schlankheitsverhältnisses ("fineness ratio", Verhältnis Länge zum wirksamen Durchmesser) zu bleiben und damit den Flugwiderstand innerhalb annehmbarer Grenzen zu halten. Die zusätzliche Länge ergibt zu-

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sätzliches Rumpfgewicht, eine größere Flügelfläche für den Auftrieb und eine erhöhtes Tragflächengewicht. Vergrößert man also den kritischen kleinen Querschnitt, ergeben sich erhebliche Gewichts- und Leistungsnachteile, blie in der Fig. 7 weiterhin zu erkennen ist, bewirken bei dieser speziellen Flugzeugkonfiguration das hintere Triebwerk und die vertikalen und horizontalen Heckflächen gemeinsam eine erhebliche Abweichung von der gewünschten Kurvenform.

Die Fig. 8 ist ein Rumpfprofildiagramm für ein Tandemflügel-Flugzeug der in den Fig. 1-5 gezeigten Art. üJie ersichtlich, ist im Bereich des Kßrperpunkts 2ooo eine minimale Flügelfläche aufgetragen. Entsprechend den Rumpfprofilierungsprinzipien kann also der wirksame Rumpfdurchmesser maximal sein, wo die Biegelasten hoch sind, und der breite Querschnitt ist sehr gut für die Aufnahme des Fahrwerkβ und von Passagieren geeignet, wobei die gleiche Anzahl Passagiere in einem kürzeren Rumpf möglich ist. Auch hier bieten sich zusammengenommen Vorteile hinsichtlich einer geringeren Größe, eines kleineren Gp-uichts sowie eines geringeren Strömungswiderstands und Leistungsaufwands. Bei einer Konstruktion mit einzelner Tragfläche kann es erforderlich sein, den an der Nase gelegenen Teil des Rumpfes zu vergrößern, um der Rumpfprafilierung zu entsprechen und den Strömungswiderstand bei hohen Geschwindigkeiten herabzusetzen. In diesem Fall ergeben sich natürlich ein erheblicher Strömungswiderstand bei geringer Geschwindigkeit sowie Gewichtsnachteile. Ein Beispiel für die Verwendung dieses Mittels ist die Aufweitung bzw. der Buckel oben auf dem Vorderteil des Rumpfes einer Boeing 7V7.

Vergleicht man das Flugzeug der Fig. 6 mit der Tandemflügelkonstruktion nach den Fig. 1-5, können sich folgende typische Konstruktionswerte ergeben:

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Parameter	vorderer F	Tandemflüqel
	13oo	hinterer rlügel
Fläche (ft.2)	112	13M,
Spannweite (ft.)	2d6	116
Profiltiefe (in.) ander Wurzel	2o4.7

Profiltiefe (in.)

an der Spitze 72,8

mittl. aerodyn.
; Profiltiefe (in.) 15a

uerjunqunqsver- hältnis	ο, 353
Verhältnis Spann- ujeite/Profiltiefe	9,62
Pfeilung (1/4 Profiltiefe)	42,5°
Zweiflächenwinkel	-13°
Einfallswinkel ("incidence")	3°

73,3 174 o,357 1o,o

42,5°

₊1o°

Einflüqel	552
	42
Flügel Stabilisator	225
2572	9o
133
3,.
126

249 0,371 6,8 42,2°

167

3,2

(*2,5^C ο

Diese Daten gelten für zuiei vorläufige Konstruktionen eines Hochgeschuiindigkeitepassagierflugzeugs, die kürzlich vorgeschlagen wurden und hier nur zur Erläuterung ermähnt sind. Es soll nicht behauptet werden, daB die Parameter für das Einflügelflugzeug sich nicht gegenüber den hier angegebenen verbessern lieef-Ben oder praktische Gesichtspunkte uie die Herstellungskosten die Daten der beiden Konstruktionen nicht verschieben würden. Jedes der vorgeschlagenen Flugzeuge nimmt etua 2oo Passagiere auf. Die Rumpflänge bei der Tandemflügelkonstruktion beträgt kl,2.15 m (155 ft.), die des Einflügelflugzeugs etwa 51,B5o m (17a ft.). Der maximale Rumpfdurchmesser der Tandemkonstruktion ist im Mittenbereich des Rumpfes (vergl. F_{1 und} ^ _{ip Fig# 1} ^ _{3) 6>q71 ψ (23g in#)}.

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ti'

gegenüber ist der maximale Rumpfdurchmesser bei der Einflügelkonstruktion gleich

5,537 m (21Θ in.) bei einer Einschnürung im Mittenteil F₃ (Fi.g S) auf etwa 3,98a m (157 in.).

Es läßt sich aus den oben in der Tabelle angegebenen Daten ersehen, daß die gesamte waagerechte Auftrieb erzeugende Fläche bei der Einflügelversion (Tragflache und Stabilisator) 29o,5 m (3124 ft ), bei der Tandemflügelkonstruktion (beide Tragflächen) jedoch nur 245,9 m² (2644 ft²) beträgt. Das eingeschlossene« Volumen der Tragflächen und Rumpfkonstruktion ist bei der Tandemflügelkonatruktion erheblich geringer. Da bekannterweise das Gewicht einer ein vorgege- I

benes Volumen umhüllenden Konstruktion im allgemeinen geometrisch mit dem Vo- j

lumen zunimmt, lassen sich erhebliche Baugeutichtsersparnisse realisieren, blei- j j terhin vergrößern sich die theoretischen Gewichtsvorteile der Tandemflügelkon-

atruktion bei größer werdendem Flugzeug. Die gesamten Gewichtsvorteile kombi-

ΐ nieren sich insbesondere hinsichtlich der Tragflächen, da das reduzierte Ge-

■ wicht eine Verringerung der gesamten Auftrieb erzeugenden Fläche erlaubt.

Die Fig. 9 und 9A zeigen eine wahlweise rumpfprofilierte Ausführungsform des Tandemflügel-Flugzeugs nach der vorliegenden Erfindung, wobei die vordere Tragfläche 60 am unteren Bereich des Rumpfes 62 angebracht ist. Die hintere Tragfläche 64 ist vom Rumpf durch eine einzelne große Strebe 66 aerodynamisch getrennt. Wie bei den oben erörterten Ausführungsformen werden ein herkömmliches vorderes Triebwerk 68 und ein Bugrad 7o verwendet. Die vordere Tragfläche ist jedoch nicht mit einer Strebe abgefangen. Das Hauptfahrwerk 72 ist im mittleren Teil des Rumpfes angebracht, wo der größte Durchmesser vorliegt. Die hintere Tragfläche ist mit zwei Triebwerken 76 versehen. Heine der Tragflächen dieser Konstruktion sitzt auf Streben. Folglich fehlen ein Teil des Tragflächenge-

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wichts und teilweise auch die Giersteuervorteile, die oben im Zusammenhang mit der vorigen Ausführungsform erwähnt worden sind.

Die Fig. 1d und 11 zeigen eine Ausführungsform mit verhältnismäßig gradlinigen; (nicht gepfeilten), auf laminare Umströmung konstruierten Tragflächen; der
Rumpf ist im Mittelbereich nicht verdickt, um nach dem Prinzip der Rumpfprofi-; lierung den maximalen Nutzen zu erreichen. Die vordere Tragfläche 80 ist im j

i unteren Bereich des Rumpfes 82 angebracht, während die hintere Tragfläche Bk ι

durch V-förmige Strebenelemente 86 entsprechend denen der Ausführungsform der I

Fig. 1-5 befestigt ist. Die beiden Triebwerke 88 sitzen am hinteren Ende des Rumpfes. Ulie ersichtlich, beträgt die Spannweite der vorderen Tragfläche grös- ί senordnungsmäßig Bo % der der hinteren Tragfläche für diese spezielle Konfigu- j ration.

Die Fig. 12 bis 15 zeigen ein Tandemflügel-Doppelrumpfflugzeug nach der vorliegenden Erfindung in einer vorläufigen Konstruktion eines Kurzstrekcanfrachtflugzeugs. Die vordere Tragfläche Ho ist am unteren Bereich eines ersten Rumpfes 11 und eines zweiten Raumpfes 112 an den Punkten H (vergl. Fig. 15 und
angebracht. Die hintere Tragfläche 11*» ist auf vertikalen Streben 166 befestigt die an der Rumpfkonstruktion angebracht sind. Die Triebwerke 121, 122 sind am
Rumpf über die Streben 123, 12*» festgelegt. Die Steuerflächen 126, 128 Bind
entsprechend den oben erläuterten Ausführungsformen vorgesehen.

Es ist in Betracht gezogen, für dieses Flugzeug mit Vorteil eine fortgeschrittene Graphit-Glasfasertechnologie einzusetzen, so daß sich weitere Baugewichtsj vorteile, wie oben diskutiert, ergeben. In der Fig. 15 verläuft die Triebuerkastrebe 12*» durch den Rumpf 112 und mündet in eine lilabenkonstruktion 13o mit

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einem inneren Kappenelement 132, bei dem es sich vorzugsweise um ein nach dem ⁿ Pultrusion"-Verfahren hergestelltes Graphit-Element handelt. Das äußere Kappenelement für die Stegkonstruktion 13o bildet der Rumpfrahmen 13U,der Vorzugs-* weise aus einem kontinuierlichen Glasfaserwabenkern mit einer Dicke von gröe-Benordnungamäßig 1oo mm (U in.) mit durchgehender Glasfaser- und Graphithaut ausgebildet ist. Der Binder zwischen dem Strebenelement 116 und dem Rumpf 112 und der Binder zu den Befestigungsstreben für die vordere Tragfläche und das ; Fahrwerk im unteren Rumpfbereich sind auf ähnliche Weise hergestellt. Bei der ■ dargestellten konstruktiven Anordnung ist die linke Seite der Rumpfkonstruk-

tion für die Kanäle 13Θ offengelassen, die die Elektroinstallation und/oder

ι Steuerseile für das Flugzeug führen. Ein quadratischer Bereich 1Uo reicht aus, j um Frachtcontainer der üblicherweise benutzten Art (θ χ 8 χ 2o ft.) aufzuneh-

men.

In der Auaführungsform der Fig. 13 - 15 sind auf jeder Tragfläche2U jeweils vier Steuerflächen auf der vertikalen Strebe 116 vorgesehen. Die Spannweite D₁, das Spannweite-Profiltiefe-uerhältnis und die Fläche sind für jede Tragfläche gleich. Die Tragflächen sind um die Entfernung h (Fig. 1U) so beabstandet, so daß h/b.. etwa o,3 beträgt. Sowohl die vordere als auch die hintere Tragfläche sind an zwei getrennten Punkten (vergl. I₁, 1_, I₁ in Fig. 1U) abgestützt, die mit den Orten der beiden Rümpfe übereinstimmen. Die Art der oben diskutierten kontinuierlichen Trägerlagerung liegt also für beide Tragflächen vor und erbringt die angegebenen Gewichtsvorteile. Weiterhin ist in Betracht gezogen, daß die Tragflächen, die vertikalen Streben und die Triebwerka-halterung jeweils aus ähnlichen, wenn nicht den gleichen Profilen aus Graphitfaser gnd Faserglas aufgebaut sind. Ein solches Flugzeug ließe eich auf wirtschaftliche üleiae herstellen und wiese gegenüber herkömmlichen Flugzeugen erhebliche

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Baugewichtsvorteile auf.

Die Fig. 16, 17, 18, 19 und 2α sind jeweils Vorderansichten wahlweiser Ausführungsformen von Tandemflügel-Doppelrumpf-Flugzeugen nach der vorliegenden Erfindung.

Die Fig. 16 zeigt die Triebwerke in vertikale Streben 116 eingefügt. In der Fig. 17 ist jeder Rumpf mit einem Doppelprofil ausgeführt, um bei minimalen Kasten das Rumpfvolumen zu erhöhen. Die Fig. 1B und 19 zeigen jeweils an der hinteren Tragfläche montierte Triebwerke, während in der Fig. 2o die hintere Tragfläche 114 an zwei Paar V-Streben befestigt ist, wobei jeweils ein Paar \

Streben 116 von jedem Rumpf vorsteht. An jeder der vier Streben ist jeweils

ein Propellertriebwerk 14o angebracht. '

Die Fig. 21 zeigt bestimmte Auftriebslast- und Biegemomentverteilungskurven ! über eine typische Tragflächenspannweite für sowohl eine übliche freitragende Tragfläche und eine doppelt angestützte durchgehende Tragfläche in den bevorzugten Ausführungen der vorliegenden Erfindung. Die gestrichelten Kurven im oberen Belastungsdiagramm zeigen typische Auftriebsbelastungen für die Fahrt bei 1,o g und Manöverzustände bei 2,5 g. Die durchgezogene Kurve mit der Bezeichnung "Auftriebsverteilung B" ist repräsentativ für die Belastungsart, die sich mit einem Tandemflügelflugzeug leicht erreichen IMBt, wenn man mit einer j rechnergestützten Betätigungseinrichtung die jeweils günstigste Lastverteilung einstellt. Im unteren Diagramm des Konstruktionsbiegemoments in Fig. 21 läßt sich aus der oberen durchgezogenen Kurve ersehen, daß die elliptischen Momente

bei 2,5 g bei einem freitragenden Tragflügel nach dem Stand der Technik schnell·

und kontinuierlich auf ein Maximum an der Traqflächentjurzel ansteigen. Die mit "1,o g" und "2,5 g elliptisch" bezeichneten Kurven sind typisch für das, wbb

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man für die zweifach abgestützten durchgehenden Tragflächenkonstruktianen des Tandemflügel-Flugzeuges erwarten kann. Die 2,5-g-Tandemflügel-Kurve zeigt die gleichen Werte wie die Freiträger-Kurve bis zum ersten Auflager bzw. der ersten Streben bei etwa Ua % der Spannweite. Uie für den Fachmann einzusehen ist, nimmt man das Moment über die verbleibenden Innenbereicte der Spannweite um einen der Strebenrückwirkung proportionalen Betrag ab. Auf diese weise werden die Konstruktionsbiegelasten für den durchgehenden Tragflügel gegenüber denen des freitragenden Tragflügels erheblich geringer. Eine weitere Verringerung ist mit der rechnergesteuerten "Lastverteilung"B" erreichbar. Es wird darauf verwiesen, daß die Verteilungskurve B nur geringfügig höhere Momente als für 1,o g angibt. Da der Zustand mit 1,Dg beim Reiseflug auftritt, 2,5 g aber nut bei extremen Flugmanövern, ist einzusehen, daß sich eine fast optimale Verringerung der Konstruktionslasten erreichen läßt. Es wird darauf verwiesen, daß diese Diagramme nur zur Erläuterung in die Beschreibung aufgenommen worden sind und hinsichtlich der angegebenen absoluten Werte keinerlei feste Vorstellungen oder Ansprüche erhoben werden.

Die Fig. 22 zeigt ein mddernes Tragflächenprofil, das besonders gut geeignet ist für den Einsatz mit der Tandemflügel-Doppelrumpf-Ausführungsform der Fig. 12 bis 15. Das Profil weist eine äußere Hautkonstruktion auf, bei der es sich vorzugsweise um ein üJabensandwich mit Graphit- und Glasfaserhaut handelt. Die : Stege 15^, 156 sind ähnlich aufgebaut,während es sich bei den Kappenelementen um Verbund-Pultrusion-Teile ("compound pultrusions") handelt. Die Steuerfläche 152 schwenkt um den Punkt I60 auf den Einsatz 162 und wird von einem hier als einfachem hydraulischen Zylinder gezeigten Stellmotor 16*t betätigt. Es wird darauf verwiesen, daß das Flugzeug der Fig. 12 - 15 auf wirtschaftliche Weise mit dieser Art eines Tragflächenprofils nicht in den Tragflächen selbst,

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sondern auch in den Tragflächenstreben und den Triebuierksstreben versehen sein kann.

Dem Fachmann ist eine Vielzahl von Änderungen an den bevorzugten Ausführungsfarmen unmittelbar einsichtig. Beispielsweise können, wenn man die offenbarten Prinzipien auf Tandemflügel-Überschallflugzeuge anwendet, Tragflächen mit geringerem Verhältnis der Spannweite zur Profiltiefe erforderlich sein. Folglich ist die Erfindung als nur durch den Umfang der Ansprüche begrenzt aufzufassen·

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Claims (1)

1. Patentansprüche

   1.Λ Tandemflügel-Flugzeug mit einem Rumpf und Auftriebsflachen, gekennzeichnet durch eine untenliegende vordere Tragfläche und eine häherliegende hintere Tragfläche, deren Auftrieb erzeugende Fläche jeweils **o ... Sa % der gesamten Größe sämtlicher auftreibenden Flächen des Flugzeugs ausmachen, daß die untenliegende vordere Tragfläche im vorderen Bereich des Rumpfaufbaus angeordnet und unmittelbar an diesem befestigt ist, daß die höherliegende hintere Tragfläche aerodynamisch von dem Rumpfaufbau in dessen Heckbereich beabstandet und über diesem angeordnet ist und daß die hintere Tragfläche am Rumpfaufbau über mindestens eine hintere Strebe befestigt ist, deren Länge

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   ORIGINAL INSPECTED

   ausreicht, daß die Spitzen der ersten und der zueiten Tragfläche einen vertikalen Abstand von mindestens 25 % der Spannweite der beiden Tragflächen haben.

   2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die hintere Tragfläche, mit zueihinteren Streben am Rumpfaufbau befestigt ist.

   3. Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragfläche!"}

   in Längsrichtung an ihren Spitzen um eine Entfernung von mehr als ^o % der j

   Länge des Rumpfes beabstandet sind. _:

   k. Flugzeug nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragflächen jeweils ein Verhältnis der Spannweite zur Profiltiefe van mehr als 8 aufweisen.

   5. Flugzeug für den Flug im schallnahen Bereich nach einem der vorgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Prinzipien der Rumpfprofilierung angewandt wurden und der Rumpfaufbau mit im wesentlichen der gesamten Flächt im Bereich der maximalen Fläche der gewünschten Sears-Haack-Hurve liegt·

   6. Flugzeug nach einem der vorgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß im in Längsrichtung mittleren Bereich des Flugzeugs der Rumpfaufbau die gesamte Querschnittsflache des Flugzeugs darstellt, wobei die Tragflächen vor und hinter dem in Längsrichtung mittleren Bereich angeordnet sind.

   7. Flugzeug nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf in dem in Längsrichtung mittleren Bereich seine maximale Querschnittsfläche hat und die Rumpfquerschnittsflache entlang des Rumpfs in beiden Richtungen von dem

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   - 3 -mittleren Bereich ausgehend abnimmt.

   B. Flugzeug nach jedem der vorgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß jede der Tragflächen mit mindestens zwölf Steuerflächen versehen ist·

   9. Flugzeug nach Anspruch B, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerflächen auf den Tragflächen jeweils einzeln durch rechnergesteuerte Einrichtung betätigbar sind, um die strukturelle Lastverteilung so einzustellen, daß die auf den Tragflächen lastenden Biegemomente reduziert werden.

   10. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es mit einer Vielzahl redundanter und unabhängiger voneinander arbeitender Steuersysteme versehen,

   igt, die jeweils das Flugzeug in jedem gewünschten Manöver steuern können. \

   11. Flugzeug nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens vier unabhängig gesteuerte redundante Steuersysteme vorgesehen sind.

   12. Flugzeug nach Anspruch 1, 2, 3 oder k, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpfaufbau aus zwei unabhängigen und beabstandeten Rümpfen besteht, die je+ ueils eine der beiden hinteren Streben tragen.

   13. Flugzeug nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die vordere Tragfläche an der Unterseite jeder der beiden unabhängigen Rümpfe befestigt ist.

   14. Flugzeug nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß an jedem Rumpf jeueils ein Treibujerk in einem Bereich zwischen den Tragflächen und zwischen den zwei unabhängigen beabstandeten Rümpfen befestigt, ist.

   ; 15. Tendeeflügel-Flugzeug mit einem Rumpfaufbau und Auftriebsflächen, wie es

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   hier unter Bezug auf die Ausführungsformen der beigefügten Zeichnungen beschrieben ist.

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