DE3430377C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Doppel- oder Mehrflügelflugzeug, d. h. ein Flugzeug in Entenbauweise, nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1, und bezieht sich speziell auf ein Hochleistungsflugzeug.

Hochgeschwindigkeitsflugzeuge, von denen die meisten für Überschallflug dimensioniert sind, weisen ausfahrbare "Enten"-Flügel auf, die im entfalteten Zustand einen Auftrieb um ein aerodynamisches Zentrum entwickeln, das vor dem Schwerpunkt des Flugzeugs liegt. Dieser Auftrieb ist in der Lage, das Kippmoment auszugleichen, das die Flugzeugnase nach unten drückt, wenn die Tragflügel, die hinter den Vor- bzw. Entenflügeln angeordnet sind, betätigt werden, um den neutralen Punkt nach hinten zu verschieben.

Die Entenflügel können verschwenkt werden oder sie können mit Klappen versehen sein. Die am meisten verbreitete Technik ist die Beweglichkeit der Entenflügel zwischen einer voll entfalteten Lage, in der sie den Auftrieb im Bereich vor dem Schwerpunkt steigern und einem eingefahrenen Zustand.

Aus der US-PS 29 24 400 ist ein Flugzeug in Entenbauweise bekannt, das vor den festen Tragflügeln aufweist, die hinsichtlich Ihrer Pfeilung mittels einer Steuereinrichtung zur Steuerung des Abstandsverhältnisses von Schwerpunkt zum Neutralpunkt verstellbar sind. Die Vorflügel gemäß US-PS 29 24 400 werden, je nach Geschwindigkeitszustand des Flugzeugs, aus einer ausgefahrenen Position vollkommen in den Rumpf des Flugzeugs verschwenkt. Dabei dienen die Vorflügel bei diesem Flugzeug ausschließlich dazu, bei überschallflug die Stabilität des Flugzeugs aufrechtzuerhalten, wohingegen die bei Unterschallflug keine Funktion haben.

Es ist weiterhin bekannt, daß die Vorflügel oder Entenflügel auch im eingefahrenen Zustand teilweise entfaltet sein können und eine Verlängerung der Haupt- oder Tragflügel bilden können, wenn das Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit oder im Marschflug fliegt, wie es beispielsweise aus der US-PS 40 93 156 bekannt ist. Der Entenflügel ist dabei nach hinten geschwenkt und bleibt teilweise ausgefahren als Integralbestandteil eines Deltaflügels.

Während dieser Art von bekannten Flugzeugen das Entenflügelsystem dazu verwenden, die Flugeigenschaften bei niedriger Geschwindigkeit für Start und Landung zu verbessern, vernachlässigen sie jedoch ihre Bedeutung in Bezug auf die Leistung und die Stabilität in vielen anderen Flugzuständen.

Doppel- oder Mehrflügelflugzeuge besitzen einige ihnen innewohnende Vorteile gegenüber den mehr konventionellen Flugzeugformen mit vorne angeordnetem Hauptflügel und sich davor nach hinten erstreckendem Rumpf. Dennoch war es bislang nicht möglich, sie vollkommen bei der Gestaltung moderner komplexer Hochleistungsflugzeuge zu realisieren. Wenn man ein konventionelles Doppelflügelflugzeug mit einem Satz Auftriebsklappen an seinem Hinter- oder Tragflügelsystem versieht, dann bewegt sich der neutrale Punkt des Flugzeugs nach hinten und das Neigungsmoment würde bis jenseits der Fähigkeit des Vorflügelsystems abnehmen, dies zu kompensieren. Das Entenflügelsystem wäre nicht in der Lage, den Auftrieb zu erzeugen, um das Flugzeug auf einen hohen Anstellwinkel einzustellen, der den notwendigen hohen Auftrieb erzeugt.

Es ist deshalb Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein Doppel- oder Mehrflügelflugzeug in Entenbauweise der eingangs beschriebenen Art zu schaffen, bei dem das Abstandsverhältnis zwischen Schwerpunkt und neutralem Punkt innerhalb eines für einen stabilen Flug notwendigen Bereiches aufrechterhalten werden kann, wodurch eine Aufrechterhaltung einer stabilen Fluglage in allen Geschwindigkeitsbereichen erzielbar ist.

Dies wird dadurch erreicht, daß die Vorflügel einen größeren Auftrieb pro Flächeneinheit erzeugen als die Tragflügel, daß die Vorflügel über einen Bereich von Pfeilwinkeln schwenkbar sind, indem die Vorflügel wirken, um einen Auftrieb in allen Flugzuständen zu erzeugen, und daß die Tragflügel flächenvergrößernde Steuerflächen aufweisen, deren Verstellbewegung über die Steuereinrichtung mit der Verstellbewegung der Vorflügel für die Aufrechterhaltung eines stabilen Fluges gekoppelt ist.

Weitere Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Ein Flugzeug nach der Erfindung nutzt die Vorteile eines Doppel- oder Mehrflügelflugzeugs in allen Flugzuständen aus.

Zum besseren Verständnis der Erfindung wird nachfolgend ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel unter Bezugnahme auf die Zeichnungen beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine Darstellung eines Steuerungssystems für die simultane koordinierte Betätigung der beweglichen Auftriebsfläche, die den Trag- und Vorflügelsystemen eines Doppelflügelflugzeuges zugeordnet sind;

Fig. 2 eine Vorderansicht eines Doppelflügelflugzeugs, die die Elemente des Vorflügelsystems in ihrem voll ausgefahrenen Zustand (ausgezogene Linien) und in ihrem nach hinten geschwenkten Zustand (getrichelte Linien) zeigt;

Fig. 3 eine Draufsicht in vergrößertem Maßstab auf das Flugzeug nach Fig. 2 mit einigen weggebrochenen Teilen, woraus die beweglichen Auftriebsflächen der Trag- und Vorflügelsysteme in verschiedenen koordinierten Betriebszuständen gezeigt sind;

Fig. 4 einen Vertikalschnitt längs der Linie 4-4 von Fig. 3 durch die Elemente des Vorflügelsystems in voll ausgefahrenem, teilweise eingefahrenem und voll eingefahrenem Zustand,

Fig. 5 einen Vertikalschnitt längs der Linie 5-5 von Fig. 3, worauf die flächenvergrößernden Steuerflächen des Tragflügelsystems in voll eingefahrenem, teilweise ausgefahrenem und voll ausgefahrenem Zustand entsprechend den drei vorgenannten Positionen des Vorflügelsystems in Fig. 4 gezeigt sind;

Fig. 6 ein Diagramm in einem stark vergrößerten Maßstab eines Teils der Rumpfachse von Fig. 3, woraus die Verschiebungen des neutralen Punktes des Flugzeugs entsprechend einem Bereich zulässiger Schwerpunkte ersichtlich sind, und

Fig. 7 ein Blockschaltbild des Steuerungssystems nach Fig. 1 für die koordinierte Bewegung der beweglichen Elemente der Trag- und Vorflügelsysteme.

Die Fig. 2 und 3 zeigen ein Doppelflügelflugzeug 10 mit zwei Schubtriebwerken 18, die hinten von einem Primär- oder Tragflügelsystem 14 wegstehen, an dem sie zu beiden Seiten eines Rumpfes 12 angebracht sind. In der speziell dargestellten Form ist das Leitwerk durch ein Paar sogenannter "Whitcomb"-Flügel 20 an den Enden der feststehenden Tragflügel 22, im folgenden Flügelelemente 22 genannt, die das Tragflügelsystem 14 zusammen mit ausfahrbaren, flächenvergrößernden Elementen bzw. Steuerflächen 24 bilden, ersetzt. Die Flügel 20 erstrecken sich vertikal und erzeugen eine Richtungsstabilität, die üblicherweise eine Funktion eines Vertikalstabilisators ist, der mitschiffs am hinteren Ende des Rumpfes 12 als Teil der Leitwerkgruppe gelegen ist. Eine vertikale Rippe 26 ist mitschiffs angeordnet und erstreckt sich nach unten. Diese Rippe 26 hat mehrere Funktionen. Sie trägt zur aerodynamischen Stabilität des Flugzeugs bei und wirkt als Kufe zum Schutz der Propeller 28 gegen Bodenberührung. Konventionelle Schwenkklappen 30 (Fig. 3) sind für die Neigungssteuerung an den hinteren Rändern der beweglichen Vorflügel 32 angeordnet, die zusammenwirkend ein Vorflügelsystem 16 bilden, das in einem wesentlichen Abstand vor dem Tragflügelsystem 14 angeordnet ist. An den hinteren Rändern der Tragflügelelemente 22 sind übliche Klappen 36 ausgebildet. Sie dienen als Querruder gegen Rollbewegungen oder alternativ als kombinierte Höhen- und Querruder für die Steuerung der Neigung und von Rollbewegungen. Obgleich hier ein doppelflügliges, mit zwei Maschinen versehenen schubpropellergetriebenes Unterschallflugzeug als Beispiel dargestellt ist, können die nämlichen Prinzipien auch auf Düsenflugzeuge mit einem einzigen oder mit mehr als zwei Triebwerken angewandt werden. In gleicher Weise gilt, daß, obgleich hier das Tragflügelsystem 14 aus einem einzelnen festen Flügel 22 mit zugehörigen Steuerklappen besteht, die Flügelfläche auch in zwei oder mehr symmetrisch angeordnete Auftriebsflächen unterteilt sein könnte.

Die koordinierte simultane Bewegung des Vor- oder Entenflügelsystems 16 mit den flächenvergrößernden ausfahrbaren Steuerflächen 24 des Tragflügelsystems 14 wird nun unter Bezugnahme auf die Fig. 2 bis 5 erläutert. Die beweglichen Vorflügel 32, im folgenden Flügelelemente 32 genannt (Fig. 3) werden um ihre innenbords liegenden Enden um etwa vertikal verlaufende Achsen im Flugzeugrumpf 12 verschwenkt. Sie sind zwischen einer nach vorne ausgefahrenen Position E, die in durchgezogenen Linien gezeichnet ist, und einer eingefahrenen Position R, die in Fig. 3 als hinterste der mit gestrichelten Linien gezeichneten Lage eingezeichnet ist, verschwenkbar. Diese zwei Extrempositionen sind in gleicher Weise in den Fig. 2 und 4 eingezeichnet. Aus Fig. 3 ersieht man weiter, daß bei voll ausgefahrener Lage der Flügelelemente 32 ihre Vorderkanten im wesentlichen rechtwinklig zur Längsachse des Flugzeugs 10 verlaufen und damit einen sogenannten "Pfeilwinkel" von 0° bilden. Der Pfeilwinkel ist der Winkel zwischen den Vorderkanten des Vorflügels 32 und einer Senkrechten auf die Längsachse des Flugzeugs 10. Die Vorflügelelemente 32 können sogar weiter nach vorn geschwenkt werden in einen Bereich negativer Pfeilwinkel von beispielsweise 30°, bevor der Verlust des wirksamen Auftriebs so groß wird, daß ihre Auftriebsfunktion (high-lift function) nicht länger existent ist.

In der eingefahrenen oder voll gepfeilten Position des Vorflügelsystems 16 sind beide Elemente 32 um ihre Schwenkachsen A nach hinten geschwenkt und nehmen dabei eine Position ein, in welcher sie denselben spitzen Winkel mit der Mittellinie des Flugzeugrumpfes einschließen. Bei einem propellergetriebenen Unterschallflugzeug mit zwei Schubtriebwerken, die dargestellt, schließen die Flügelelemente 32 in der eingefahrenen Position einen Pfeilwinkel von etwa 37° ein. Ein Maximalwinkel von 40° ist möglicherweise alles, was den erforderlichen Auftrieb erzeugen kann, der für Unterschallflüge notwendig ist. Im Überschallbereich kann der maximale positive Pfeilungs- oder Pfeilwinkel 40° wesentlich überschreiten. Gleichgültig, ob das Flugzeug für Unterschallbetrieb oder für Marschflug im Überschallbetrieb gedacht ist, das wesentliche liegt darin, daß das Vorflügelsystem 16 entfaltet und voll wirksam bleibt, um in allen Flugzuständen Auftrieb zu erzeugen und nicht nur im niedrigen Landeanflug und beim Starten.

Das Vorflügelsystem 16 (Fig. 2) schließt nicht nur in der voll ausgefahrenen Position E und in der zurückgeschwenkten Position R sowie in allen Zwischenpositionen einen Flächenwinkel ein, sondern dieser steigt zusätzlich auch noch leicht an (um weniger als 1°), wenn die Elemente 32 des Vorflügelsystems 16 nach hinten schwanken. Diese Zunahme ist in Fig. 2 der besseren Erkennbarkeit wegen übertrieben dargestellt.

Auch wenn die Schwenkachsen A im wesentlichen vertikal im Rumpf 12 und parallel zueinander verlaufen, sind der Ort, wo die Flügelementete 32 befestigt sind, und ihr Neigungswinkel so gewählt, daß die vorgenannte kleine Steigerung des Flächenwinkels zwischen den Flügelelementen stattfindet, wenn diese nach hinten geschwenkt werden.

Das zweite der beiden Merkmale geht aus Fig. 2 und klarer noch aus Fig. 4 hervor, in denen dargestellt ist, daß der Anstellwinkel abnimmt, wenn man die Vorflügelelemente 32 aus ihrer Position E nach hinten in ihre Position R bewegt. Es ist kein Versuch gemacht worden, um die tatsächliche Abnahme des Anstellwinkels darzustellen, der an einem Punkt etwa auf dem halben Weg nach außen an den Flügelelementen 32 von einem Maximum in der Position E von leicht über 5° (α) auf einen Winkel von knapp über 3° (β) in der Position R abnimmt. Die Veränderung von 2° im Anstellwinkel ist zu Darstellungszwecken in den Zeichnungen übertrieben dargestellt. Die Winkel α und β in Fig. 4 sind zwischen einer Sehne C und einer gemeinsamen Bezugslinie WL eingezeichnet, wobei die Sehne C ungefähr in der Schnittlinie 4-4 von Fig. 3 liegt.

Die Fig. 3 und 4 zeigen auch eine von vielen Zwischenpositionen M, die die Vorflügelelemente 32 einnehmen, wenn sie zwischen den extremen Positionen E und R vor- und zurückgeschwenkt werden. Eine Zwischenposition M ist mit gestrichelten Linien in der Fig. 3 und 5 eingezeichnet, um zu zeigen, daß für jede der teilausgefahrenen Stellungen des Vorflügelsystems 16 die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 des Tragflügelsystems 14 eine zugehörige ausgefahrene Stellung einnehmen. Mit anderen Worten, nur wenn die Elemente des Vorflügelsystems voll ausgeschwenkt sind (Position E), sind auch die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 voll ausgefahren (durchgezogene Linien in den Fig. 3, 4 und 5). Immer wenn das beschriebene System 32/24 sich in einer Übergangsphase befindet, hat jedes Element eine Lage, die mit der Lage des anderen Elementes koordiniert ist, so daß das Flugzeug im wesentlichen im getrimmten Zustand verbleibt. Wenn dies nicht so wäre, wenn beispielsweise die Vorflügelelemente aus der eingeschwenkten Position R in die ausgeschwenkte Position E bewegt würden, bevor die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 ausgefahren werden, dann würde sich vorübergehend ein instabiler Zustand ergeben. Gleiches gilt, wenn die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 ohne Koordination mit den Vorflügelelementen 32 ausgefahren werden.

In den Fig. 3 und 5 bewegen sich die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 als Flügelklappen am hinteren Rand der Tragflügelelemente 22 in der speziell dargestellten Form aus einer voll eingezogenen Position R, in der sie von einer entsprechend gestalteten Ausnehmung 40 an der Unterseite der Tragflügel 22 aufgenommen werden (Fig. 5) in eine ausgefahrene Position M oder E, wobei sie nach hinten über die Hinterkante des Tragflügelelementes jeweils vorstehen. In der eingefahrenen oder verstauten Lage R bildet die Unterseite 42 der Klappen eine Fortsetzung der konvexen Oberfläche 44 des Tragflügels, wie es Fig. 5 zeigt.

Andererseits, wenn die Klappen ausgefahren sind, dann bildet die Unterseite der Steuerflächen 24 jeweils eine Fortsetzung des oberen Profils 48 der Tragflügel, auch wenn dabei ein Spalt 50 zwischen der Hinterkante der Tragflügelelemente und der Vorderkante der Steuerflächen 24 verbleibt.

Wie aus Fig. 3 hervorgeht, hat das Flugzeug einen Schwerpunkt und einen neutralen Punkt. Letzterer ist jener Punkt, an welchem die resultierende Auftriebskraft am Flugzeug angreift, die von den Trag- und Vorflügelsystemen erzeugt wird. Der Schwerpunkt wandert von vorn nach hinten, nach links und rechts und sogar nach oben und unten, je nach der Lastverteilung im Flugzeug. Die Fig. 3 und 6 zeigen einen zulässigen Schwerpunktsbereich C (F) bis C (A), innerhalb dem stabiler und kontrollierter Flug aufrechterhalten werden kann. Jegliche Ladungsverschiebung oder -verminderung des Flugzeugs während des Fluges, insbesondere durch den Kraftstoffverbrauch führt zu einer gewissen Verschiebung des Schwerpunktes. Der Schwerpunkt wird in gewissem Umfang auch nach vorn und hinten in Abhängigkeit von der Lage der beweglichen Elemente 24 und 32 der Trag- und Vorflügelsysteme verschoben. Der neutrale Punkt bewegt sich ebenfalls, wenn die Lage der auftriebserzeugenden Elemente verändert wird. Die Veränderung des neutralen Punktes eines Flugzeugs durch die Verschwenkung seiner Vorflügel und durch die Fluggeschwindigkeit ist in den Fig. 5 und 6 beispielsweise dargestellt. Speziell unter Bezugnahme auf das dargestellte System sei erläutert, daß die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 des Tragflügelsystems oder der Pfeilungswinkel des Vorflügelsystems 16 eine Verschiebung des neutralen Punktes hervorbringen, wenn diese Veränderungen an den Flügelsystemen unabhängig voneinander vorgenommen werden. Bedeutsamer ist jedoch die Tatsache, daß die Bewegung des einen oder des anderen Systems eine Veränderung der relativen Lagen von Schwerpunkt und neutralem Punkt zueinander hervorbringt, die, wenn sie gewisse Grenzen, die von den herrschenden Zuständen bestimmt werden, überschreitet, einen negativen Einfluß auf die Flugstabilität hat. Mit anderen Worten, unbeachtet der Lage des Schwerpunktes innerhalb ihrer vorbestimmten zulässigen Grenzen existiert ein schmaler Bereich von Positionen des neutralen Punktes in Bezug zur Lage des Schwerpunktes, der einen stabilen, kontrolliert getrimmten Flug ermöglicht.

Stabile Flugbedingungen können nicht nur wiedergewonnen sondern auch während des Lande- und Startzustandes und während des Reise- oder Marschfluges mit hoher Geschwindigkeit und während des Überganges zwischen den genannten Flugzuständen aufrechterhalten werden, indem die beweglichen Elemente 24 und 32 der Trag- und Vorflügelsysteme 14, 16 simultan in koordinierter Weise bewegt werden. Eine unabhängige oder unkontrollierte gleichzeitige Bewegung der beweglichen Elemente würde dies nicht ermöglichen. In den Fig. 3 und 6 geben C(F) und C(A) die Vorder- und Hintergrenzen des zulässigen Schwerpunktbereiches an, während C(M) einen repräsentativen Schwerpunktsort dazwischen angibt. Mit dem Bezugszeichen N(L) ist die ungefähre Lage des neutralen Punktes in Bezug auf C(M) angegeben, die während des Fluges mit hohem Auftrieb (bei Start und Landung) herrscht, während N(C) die Verschiebung nach hinten beim Hochgeschwindigkeitsflug angibt.

Um dieses vorgenannte Verhältnis zwischen dem Schwerpunkt und dem neutralen Punkt zu erzielen, müssen gewisse kritische Parameter in Bezug auf das Trag- und das Vorflügelsystem 14, 16 vorhanden sein. Zunächst müssen beide Flügelsysteme aerodynamisch in der Lage sein, einen positiven Auftrieb zu erzeugen. Weiterhin muß das Vorflügelsystem 16 vor dem Tragflügelsystem 14 angeordnet sein, und es muß der mittlere positive Auftrieb pro Flächeneinheit beim Vorflügelsystem 16 größer sein als beim Tragflügelsystem 14. Es sei beispielsweise angenommen, daß im Marschflug mit maximaler Geschwindigkeit das mittlere Gesamtgewicht 5000 kg betrage. Der mittlere positive Auftrieb pro Flächeneinheit des dargestellten Vorflügelsystems 16 sei 0,22 Nm^-2, während der des Tragflügelsystems 14 nur 0,15 Nm^-2 ist. Um dieses Auftriebsverhältnis zu erzielen, während die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 des Tragflügelsystems 14 gegenüber dem Schwerpunkt nach hinten geschoben werden, wird es möglich, die Vorflügelelemente 16 nach vorne in eine Position zu verschwenken, die jeweils einer zugehörigen ausgefahrenen Stellung der Steuerflächen 24 entspricht und im wesentlichen jede Verschiebung des neutralen Punktes gegenüber dem Schwerpunkt so weit aufhebt, daß kein instabiler oder unkontrollierbarer Flugzustand hervorgerufen wird.

Bei dem Flugzeug nach den Fig. 3 und 6 sei beispielsweise der Rumpf 13,9 m lang und die hinterste Lage des Schwerpunktes in Bezug auf die Nase des Flugzeugs liege bei 8,1 m. Dieser Punkt gilt für eine Besetzung des Flugzeugs mit einem Piloten ohne Last und einer Betankung, die gerade ausreicht, um fliegen zu können. Wenn das Flugzeug stärker beladen ist, dann verschiebt sich der Schwerpunkt nach vorne um etwa 38 cm, so daß die Sicherheitsgrenze C(F) bei 7,75 m hinter der Flugzeugnase liegt. Dieser Punkt ist nahe der Maximallast erreicht. Obgleich das Flugzeug auch noch fliegen würde, wenn der Schwerpunkt noch weiter vorne liegt, so ist seine Steuerbarkeit dann doch nicht mehr zufriedenstellend. Eine Beladung des Flugzeugs mit einem Piloten, einem vollen Passagierabteil mit 8 Passagieren, vollgetankt und mit einer mittleren Gepäcklast bringt den Schwerpunkt C(M) ungefähr auf 7,9 m hinter die Flugzeugnase, d. h. auf etwa ²/₅ der Distanz zwischen C(F) und C(A).

Der neutrale Punkt im Marschflugbetrieb liegt andererseits bei N(C)=8,51 m hinter der Flugzeugnase und schiebt sich um etwa 25 cm nach vorne auf 8,26 m, wenn die Vorflügelelemente 32 in die Stellung hohen Auftriebs entfaltet werden, in der sie voll ausgeschwenkt sind. Beim Starten mit voller Treibstofflast, vollbesetzter Kabine und etwas Gepäck sowie einem Piloten liegt C(M) bei 7,9 m und der neutrale Punkt N(L) 36 cm dahinter, d. h. bei 8,26 m. Im Marschflugbetrieb sind hingegen die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 unter den Tragflügelelementen 22 verstaut, der neutrale Punkt verschiebt sich um weitere 25 cm nach hinten auf 8,51 m. Während der gesamten Zeit fliegt das Flugzeug, es verbraucht jedoch Treibstoff und vermindert dadurch die Last und bewegt den Schwerpunkt nach hinten, so daß die Differenz von ungefähr 25 cm im Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem neutralen Punkt beim Starten und im Marschflug sich etwa 15 cm annähert, was noch gut innerhalb akzeptabler getrimmter und stabiler Fluggrenzen liegt. Bedeutsamer als diese fast vernachlässigbare Differenz ist die Tatsache, daß durch Ausfahren der Vorflügelelemente 32 beim gleichzeitigen Ausfahren der flächenvergrößernden Steuerflächen 24 der neutrale Punkt stets wenigstens einige Zentimeter hinter der hinterstmöglichen Schwerpunktlage bleibt. Würde diese koordinierte gleichzeitige Entfaltung der auftriebserzeugenden Flächen 24 in ihre voll ausgefahrenen Stellungen nicht stattfinden, dann würde, oder wenigstens könnte, der neutrale Punkt im Flugzustand hohen Auftriebs (high-lift- Zustand) sich vor den Schwerpunkt verschieben und so einen instabilen und unsicheren Flugzustand erzeugen.

Ein elektromechanisches Steuerungssystem ist als Beispiel in Fig. 7 dargestellt. Mit diesem Steuerungssystem wird die koordinierte Bewegung der Vorflügelsystemelemente 32R und L und des Tragflügelsystems 14 ausgeführt, um ein ausreichend genaues Abstandsverhältnis zwischen dem Schwerpunkt und dem neutralen Punkt in beiden erwähnten Flugzuständen aufrechtzuerhalten. Das Steuerungssystem 52 enthält eine Befehlseinheit P, die in der Pilotenkabine untergebracht ist und einen "up/down"-Hauptschalter 54 aufweist, der die Folgeeinheiten A, B und C steuert, von denen jede getrennte Fernsteuerkreise 56A, 56B und 56C aufweist. Diese Fernsteuerkreise steuern wiederum den Vorwärts- und Rückwärtsbetrieb eines Frontmotors 58A, eines linken hinteren Motors 58B und eines rechten hinteren Motors 58C. Diese drei Motoren sind jeweils normale, drehrichtungsumkehrbare Elektromotoren, die mit einem Getriebe konventioneller Art versehen sind. Der Motor 58A ist mit den Vorflügelelementen 32 so verbunden, daß er diese zusammen ausfährt und einzieht, während die Motoren 58B und 58C getrennt den flächenvergrößernden Steuerflächen 24L und 24R des Tragflügelsystems 14 zur linken und rechten Seite des Rumpfes zugeordnet sind. Diese Motoren arbeiten bei Betätigung in solcher Richtung, daß die flächenvergrößernden Steuerflächen 24 gleichzeitig mit dem Ausschwenken der Vorflügelsystemelemente 32 ausfahren und umgekehrt. Wenn diese beweglichen Flügelelemente das Ende ihrer Bewegung erreichen, halten Endschalter (nicht dargestellt) die Motoren an und schalten sie um, um sie für die entgegengesetzte Bewegung vorzubereiten. Es sind Einrichtungen vorgesehen (jedoch in der Zeichnung nicht dargestellt), die die Bewegung der vorgenannten Flügelelemente synchronisieren, weil es für einen stabilen sicheren Flug wichtig ist, daß sich die Elemente zusammen bewegen. Sollte ein Motor schneller oder langsamer als die anderen arbeiten, dann wird durch die Synchronisierungseinrichtung das Gesamtsystem wieder in Synchronismus gebracht.

Diese Motoren sind mechanisch mit Servomotoren 60 (Fig. 1) verbunden, die mit Getrieben ausgerüstet sind und jeweils eine Spindel drehen, die mit den Flügelelementen gekuppelt ist. Der Servomotor 60A ist mit dem Motor 58A verbunden, während die Motoren 58B und 58C entsprechend mit Servomotoren 60B und 60C verbunden sind. Während ein einzelner Servomotor und eine zugehörige Gelenkverbindung 62A zusammenwirken, um die gleichzeitige Betätigung der linken und rechten Sekundärflügelelemente 32L und 32R zu bewirken, sind die Servomotoren 60B und 60C in Serie mit Folgeservomotoren 60S und 60T mittels flexibler Wellen 64S und 64T geschaltet. Die Größe und die Breite der Klappenbaugruppen 24L und 24R, die jeweils vier Teilklappen aufweisen, sind so gewählt, daß sie insgesamt jeweils drei Servomotoren benötigen, um einen sanften zuverlässigen Übergang zwischen den eingefahrenen und ausgefahrenen Lagen zu erreichen. Da alle Teilklappen mechanisch miteinander verbunden sind, bewegen sie sich dennoch als Einheit. Fernsteuerfühler 66 fühlen die Lagen der verschiedenen Elemente des Steuerungssystems und melden dies zurück auf ein Anzeigefeld 68 der Kommandoeinheit P.

Das dargestellte elektromechanische System kann durch ein hydraulisches oder sogar rein mechanisches, manuell betätigtes ersetzt werden, solange nur sichergestellt ist, daß die Bewegungen der beweglichen Teile des Trag- und Vorflügelsystems 14, 16, wie oben beschrieben, miteinander koordiniert sind.

Claims (8)

1. Flugzeug in Entenbauweise mit vor den festen Tragflügeln angeordneten Vorflügeln, die hinsichtlich ihrer Pfeilung mittels einer Steuereinrichtung zur Steuerung des Abstandsverhältnisses von Schwerpunkt zu Neutralpunkt verstellbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorflügel (32L, 32R) einen größeren Auftrieb pro Flächeneinheit erzeugen, als die Tragflügel (22),
daß die Vorflügel (32L, 32R) über einen Bereich von Pfeilwinkeln schwenkbar sind, in dem die Vorflügel (32L, 32R) wirken, um einen Auftrieb in allen Flugzuständen zu erzeugen, und
daß die Tragflügel (22) flächenvergrößernde Steuerflächen (24L, 24R) aufweisen, deren Verstellbewegung über die Steuereinrichtung mit der Verstellbewegung der Vorflügel (32L, 32R) für die Aufrechterhaltung eines stabilen Fluges gekoppelt ist.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerungseinrichtung im einen Betriebsfall für hohe Fluggeschwindigkeiten die Vorflügel (32L, 32R) nach hinten schwenkt und die flächenvergrößernden Steuerflächen (24) in eine verstaute Lage bringen, und in einem zweiten Betriebsfall für niedrige Fluggeschwindigkeiten die Vorflügel (32L, 32R) nach vorn ausschwenkt, während die flächenvergrößernden Steuerflächen (24) nach hinten in eine gegenüber den festen Tragflügeln (22) ausgefahrene Lage gebracht werden.

3. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorflügel (32L, 32R) um einen Winkel von etwa 40° verschwenkbar sind.

4. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Pfeilwinkel ungefähr 0° ist, wenn die Vorflügel (32L, 32R) sich im voll ausgeschwenkten Zustand befinden.

5. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Pfeilwinkel der Vorflügel (32L, 32R) im voll nach hinten geschwenkten Zustand ungefähr 37° beträgt.

6. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorflügel (32L, 32R) in allen Lagen eine V-Stellung einnehmen.

7. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorflügel (32L, 32R) in ihrem eingeschwenkten Zustand einen wesentlichen Abstand vor den Tragflügeln (24) haben.

8. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Anstellwinkel (α,β) der Vorflügel (32L, 32R) sich mit dem Pfeilwinkel derselben verändert.