DE3430377C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE3430377C2 DE3430377C2 DE3430377A DE3430377A DE3430377C2 DE 3430377 C2 DE3430377 C2 DE 3430377C2 DE 3430377 A DE3430377 A DE 3430377A DE 3430377 A DE3430377 A DE 3430377A DE 3430377 C2 DE3430377 C2 DE 3430377C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- slats
- wing
- angle
- aircraft
- flight
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
- B64C5/14—Varying angle of sweep
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/54—Varying in area
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/12—Canard-type aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/12—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders surfaces of different type or function being simultaneously adjusted
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/34—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders collapsing or retracting against or within other surfaces or other members
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/30—Wing lift efficiency
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Retarders (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- General Details Of Gearings (AREA)
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.
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.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/524,332 US4641800A (en) | 1983-08-18 | 1983-08-18 | Tandem or multi-winged high performance aircraft |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3430377A1 DE3430377A1 (de) | 1985-04-04 |
DE3430377C2 true DE3430377C2 (de) | 1991-07-25 |
Family
ID=24088750
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19843430377 Granted DE3430377A1 (de) | 1983-08-18 | 1984-08-17 | Doppel- und mehrfluegelflugzeug |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4641800A (de) |
JP (1) | JPS60110599A (de) |
AU (1) | AU561636B2 (de) |
DE (1) | DE3430377A1 (de) |
FR (1) | FR2550755B1 (de) |
GB (1) | GB2145049B (de) |
IE (1) | IE55398B1 (de) |
IL (1) | IL72708A (de) |
IT (1) | IT1175605B (de) |
SE (1) | SE452297B (de) |
Families Citing this family (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3710914A1 (de) * | 1987-04-01 | 1988-10-20 | Florian Dipl Ing Windischbauer | Fluggeraet variabler geometrie |
US4848700A (en) * | 1987-04-16 | 1989-07-18 | Lockheed John A | Canard control system for aircraft |
US5071088A (en) * | 1989-11-29 | 1991-12-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | High lift aircraft |
US5020740A (en) * | 1990-03-28 | 1991-06-04 | Thomas Hugh O | Pitch control trimming system for canard design aircraft |
RU2000251C1 (ru) * | 1992-03-04 | 1993-09-07 | Краснов Ю.К. УТ(54) ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СХЕМЫ КА | "Летательный аппарат схемы "утка" |
US5839691A (en) | 1996-05-22 | 1998-11-24 | Lariviere; Jean Soulez | Vertical takeoff and landing aircraft |
US5992796A (en) * | 1997-03-13 | 1999-11-30 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Secondary wing system for use on an aircraft |
DE19835191C1 (de) * | 1998-08-04 | 2000-04-20 | Daimler Chrysler Ag | Flugsteuerungseinrichtung zur Verbesserung der Längsstabilität eines geregelten Flugzeugs |
US6857599B2 (en) * | 2002-12-30 | 2005-02-22 | Aerion Corporation | Highly swept canard with low sweep wing supersonic aircraft configuration |
US7870334B2 (en) * | 2003-11-12 | 2011-01-11 | International Business Machines Corporation | Distributed task queues in a multiple-port storage system |
US20050045764A1 (en) * | 2003-08-29 | 2005-03-03 | Supersonic Aerospace International, Llc | Canard position and dihedral for boom reduction and pitch/directional control |
US8763951B2 (en) * | 2003-11-04 | 2014-07-01 | Frank C. Smith, Jr. | Cargo oriented personal aircraft |
US20060016931A1 (en) * | 2004-01-28 | 2006-01-26 | Malvestuto Frank S | High-lift, low-drag dual fuselage aircraft |
JP2007112199A (ja) * | 2005-10-18 | 2007-05-10 | Osamu Miyake | 無線操縦飛行機 |
FR2907422B1 (fr) * | 2006-10-20 | 2009-12-18 | Astrium Sas | Aeronef a vol mixte aerodynamique et spatial, et procede de pilotage associe. |
FR2915179B1 (fr) * | 2007-04-23 | 2009-05-29 | Airbus France Sa | Aeronef a impact environnemental reduit. |
US8191820B1 (en) * | 2007-12-11 | 2012-06-05 | Northrop Gurmman Corporation | Flying wing aircraft |
US8292220B1 (en) * | 2009-03-19 | 2012-10-23 | Northrop Grumman Corporation | Flying wing aircraft with modular missionized elements |
FR2949434B1 (fr) | 2009-08-28 | 2011-10-07 | Benjamin Parzy | Aeronef comportant au moins deux groupes motopropulseurs electriques montes a l'arriere |
DE102010012414A1 (de) * | 2010-03-23 | 2011-09-29 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Bemanntes Luftfahrzeug |
WO2011140551A1 (en) * | 2010-05-07 | 2011-11-10 | Ohio University | Multi-modal vehicle |
CN103429495B (zh) * | 2011-02-11 | 2017-04-12 | 空中客车运营简化股份公司 | 带有后推进***的飞机 |
EP2687437B1 (de) * | 2012-07-16 | 2017-01-18 | Airbus Operations, S.L. | Flugzeugtragfläche mit variabler Pfeilungsverteilung entlang der Spannweite |
US8727264B1 (en) | 2013-06-11 | 2014-05-20 | Elbert L. Rutan | Dynamic tow maneuver orbital launch technique |
US8960590B2 (en) | 2013-07-18 | 2015-02-24 | Elbert L. Rutan | Pressure-equalizing cradle for booster rocket mounting |
CA2996284A1 (en) * | 2015-09-02 | 2017-04-20 | Jetoptera, Inc. | Fluidic propulsive system |
US10669026B2 (en) | 2016-04-01 | 2020-06-02 | Albert Aguilar | Lift cell modules and lift pods |
DE102017122359A1 (de) * | 2017-09-26 | 2019-03-28 | Paul Schreiber | Luftfahrzeug in Drachenkonfiguration |
US11691713B2 (en) * | 2019-03-17 | 2023-07-04 | Behrang Mehrgan | VTOL having retractable wings |
US11691726B2 (en) * | 2019-06-19 | 2023-07-04 | Darius Sharifzadeh | Vertical take-off and landing aircraft |
FR3101853B1 (fr) * | 2019-10-15 | 2022-04-29 | Safran Nacelles | Avion à nacelle déportée affleurant le sillage de l’aile |
WO2021206970A1 (en) * | 2020-04-07 | 2021-10-14 | MightyFly Inc. | System and method for package transportation |
GB2620625A (en) * | 2022-07-14 | 2024-01-17 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wing trailing edge device |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB814450A (en) * | 1954-03-15 | 1959-06-03 | Roe A V & Co Ltd | Improvements in tail-first aircraft |
GB951346A (de) * | ||||
FR413781A (fr) * | 1910-03-15 | 1910-08-18 | Maurice Verlaine | Aéroplane biplan |
GB493655A (en) * | 1936-06-29 | 1938-10-12 | Derde Hillegomsche Mij Tot Exp | Improvements in and relating to aircraft |
US2744698A (en) * | 1949-03-11 | 1956-05-08 | Baynes Aircraft Interiors Ltd | High speed aircraft wing and tail surfaces having variable sweepback |
FR1032665A (fr) * | 1950-12-23 | 1953-07-03 | Perfectionnements apportés aux engins de navigation aérienne | |
US2924400A (en) * | 1953-05-22 | 1960-02-09 | Nord Aviation | Apparatus for enabling the manoeuvrability and the stability of a supersonic aircraft to be controlled |
FR1117803A (fr) * | 1953-12-31 | 1956-05-28 | United Aircraft Corp | Perfectionnements à des avions |
US3330501A (en) * | 1965-09-27 | 1967-07-11 | Theodore C Barber | Airplane construction |
US3738595A (en) * | 1969-10-14 | 1973-06-12 | J Bouchnik | Delta-wing aircraft |
IL33185A (en) * | 1969-10-14 | 1973-10-25 | Bouhnik J | Variable delta wing aircraft |
US3776491A (en) * | 1971-06-25 | 1973-12-04 | R Oulton | Aircraft with compound wing |
US3926389A (en) * | 1972-05-24 | 1975-12-16 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Aircraft of a controllable stability |
US4093156A (en) * | 1976-08-27 | 1978-06-06 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Supersonic transport |
-
1983
- 1983-08-18 US US06/524,332 patent/US4641800A/en not_active Expired - Lifetime
-
1984
- 1984-08-07 GB GB08420087A patent/GB2145049B/en not_active Expired
- 1984-08-13 SE SE8404077A patent/SE452297B/sv not_active IP Right Cessation
- 1984-08-17 IT IT22347/84A patent/IT1175605B/it active
- 1984-08-17 IE IE2135/84A patent/IE55398B1/en unknown
- 1984-08-17 JP JP59170546A patent/JPS60110599A/ja active Granted
- 1984-08-17 AU AU32015/84A patent/AU561636B2/en not_active Ceased
- 1984-08-17 DE DE19843430377 patent/DE3430377A1/de active Granted
- 1984-08-17 FR FR848412921A patent/FR2550755B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1984-08-17 IL IL72708A patent/IL72708A/xx unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB8420087D0 (en) | 1984-09-12 |
US4641800A (en) | 1987-02-10 |
FR2550755A1 (fr) | 1985-02-22 |
JPH0316319B2 (de) | 1991-03-05 |
SE8404077L (sv) | 1985-02-19 |
IL72708A (en) | 1989-02-28 |
GB2145049A (en) | 1985-03-20 |
FR2550755B1 (fr) | 1990-11-02 |
SE8404077D0 (sv) | 1984-08-13 |
SE452297B (sv) | 1987-11-23 |
IE55398B1 (en) | 1990-08-29 |
IT1175605B (it) | 1987-07-15 |
JPS60110599A (ja) | 1985-06-17 |
IE842135L (en) | 1985-02-18 |
DE3430377A1 (de) | 1985-04-04 |
AU561636B2 (en) | 1987-05-14 |
GB2145049B (en) | 1986-09-03 |
AU3201584A (en) | 1985-02-21 |
IT8422347A0 (it) | 1984-08-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3430377C2 (de) | ||
EP0667283B1 (de) | Kombinations-luftfahrzeug | |
DE60002148T2 (de) | Senkrechtstarter mit variabler Flügelpfeilstellung | |
DE69813296T2 (de) | Geteiltes querruder für ein starrflügelflugzeug | |
DE102015207445B4 (de) | Tragfläche für ein Luftfahrzeug und Luftfahrzeug | |
EP2439138B1 (de) | Fluggerät mit variabler Geometrie | |
DE69414691T2 (de) | V/stol-flugzeug mit einem freien flügelanstellwinkel und mit einem schwenkbaren heckausleger | |
DE3114143C2 (de) | ||
DE60101463T2 (de) | Flugsteuerungssystem für ein flugzeug | |
DE602004012239T2 (de) | Geflügeltes raumfahrzeug | |
DE3530865A1 (de) | Antriebs- und fuehrungsvorrichtung fuer ein an einem flugzeugtragfluegel angeordnetes klappensystem | |
EP3204246B1 (de) | Zentrale tragfläche für ein luftfahrzeug und verfahren zu deren steuerung | |
DE60104808T2 (de) | System zur automatischen Steuerung von Hochauftriebsklappen eines Flugzeugs während des Starts | |
EP0170846A1 (de) | Bodeneffekt-Fahrzeug | |
EP0925215B1 (de) | Bodeneffektfahrzeug | |
DE102012002310A1 (de) | Flugzeug mit mindestens zwei Flugzeugrümpfen und einer ersten Tragflügelanordnung mit mindestens zwei nicht verbundenen Tragflügelabschnitten | |
EP2368793A2 (de) | Bemanntes Luftfahrzeug | |
DE112020007562T5 (de) | Flügelkonsole eines vertikal startenden und landenden Flugzeugs sowie Flugzeug mit einem solchen Flügel | |
DE602004005602T2 (de) | Starrer flügel mit variablem auftrieb aufgrund des ausklappens eines flexiblen flügels | |
DE3710914C2 (de) | ||
DE20303024U1 (de) | Senkrecht und horizontal startflug- und landefähiges Kombinationsflugzeug | |
DE2054536C3 (de) | Luftfahrzeug mit einem Luftkissen als Fahrwerk, sowie Verfahren zum Start des Luftfahrzeuges | |
DE2720957A1 (de) | Doppelantrieb fuer motorsegler (motorsegelflugzeug) | |
DE10241732A1 (de) | Senkrecht und horizontal start-, flug- und landefähiges Kombinationsflugzeug | |
DE3626432C1 (de) | Seitenleitwerk fuer Flugzuge mit spreizbaren Ruderklappen |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |