DE3710914C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Fluggerät sogenannter variabler Geometrie zur Anpassung des Flugverhaltens an verschiedene Flugzustände, wobei die Flügelhälften um vertikale Dreh­ achsen schwenkbar und Höhen-und Seitenleitwerksflossen am Rumpfheck angeordnet sind.The invention relates to a so-called variable aircraft Geometry to adapt flight behavior to different Flight states, with the wing halves rotating vertically swiveling axes and vertical and vertical fins on Fuselage tail are arranged.

Derartige Fluggeräte in der Ausbildung als Schwenkflügel­ flugzeuge und -flugkörper sind in einer Reihe von Ausfüh­ rungsbeispielen bekannt wie z. B. in Typen Grumman F-14 (im folgenden als A bezeichnet) und Boeing AGM-86B Cruise Missile (= B), welche u. a. in JANE'S "All the World's Aircraft 1985-86" beschrieben und in Fig. 1 wiedergeben sind.Such aircraft in training as a swivel wing aircraft and missiles are known in a number of exemplary embodiments such as. B. in types Grumman F-14 (hereinafter referred to as A) and Boeing AGM-86B Cruise Missile (= B), which are described, inter alia, in JANE'S "All the World's Aircraft 1985-86" and are shown in FIG. 1.

Bei A dient die variable Geometrie des Hauptflügels zur Anpassung an verschiedene Flugzustände, wobei z. B. sowohl der maximale Auftrieb für den Landeanflug als auch die beste Gleitzahl für den Reiseflug durch volles Ausschwen­ ken des Flügels erreicht wird. Demgegenüber ergibt sich der geringste Widerstand für den Schnellflug bei maximaler Pfeilstellung des Flügels. Zwischenstellungen des Flügels zur Anpassung an bestimmte Missionen sind dabei ohne weite­ res möglich.At A the variable geometry of the main wing is used Adaptation to different flight conditions, z. B. both the maximum lift for the landing approach as well best glide ratio for the cruise by fully swinging out ken of the wing is reached. In contrast, it follows the lowest resistance for fast flight at maximum Arrow position of the wing. Intermediate positions of the wing to adapt to certain missions are easy res possible.

Flugzeuge der Kategorie A besitzen jedoch den konfigurations­ bedingten Nachteil, daß die Drehpunkte der Flügelhälften relativ weit außen von der Rumpfachse entfernt an einem festen Flügelinnenteil angeordnet sein müssen. Bei einer Plazierung der Schwenkachsen weiter innen würden sich nämlich die Auftriebsmittelpunkte der Flügelhälften beim Schwenken derart weit nach hinten verlagern, daß das Flugzeug nicht mehr im Waagrechtflug vom Heck-Höhenleitwerk gehalten wer­ den könnte, d. h. das Momentengleichgewicht um die Querachse (= Längsstabilität) wäre außer Kontrolle. Infolge der relativ kurzen Schwenkflügelhälften bei A kann aber das Auftriebs­ potential des Gesamtflügels nicht so genutzt werden wie es der Fall wäre, wenn die Drehpunkte sich weiter innen be­ fänden und damit nicht nur ein Teil der Flügelhälfte schwenkbar wäre.Category A aircraft, however, have the configuration conditional disadvantage that the pivot points of the wing halves relatively far away from the fuselage axis on one fixed wing inner part must be arranged. At a Placement of the swivel axes further inside would be different the center of lift of the wing halves when swiveling so far back that the plane doesn't who are held in horizontal flight by the tail elevator could, d. H. the equilibrium of moments around the transverse axis (= Longitudinal stability) would be out of control. As a result of the relative short swivel wing halves at A can increase buoyancy potential of the entire wing cannot be used as it is the case would be if the pivot points were further inside  and not just part of the wing half would be pivotable.

Für den Schnellflug befinden sich die Flügelhälften in maximaler Pfeilstellung, wobei es hier von Nachteil ist, daß die Flügel nicht gänzlich in den Rumpf eingeschwenkt werden können, um so den Widerstand zu minimieren.For the fast flight the wing halves are in maximum arrow position, whereby it is disadvantageous here that the wings are not fully swung into the fuselage so as to minimize resistance.

Zur Unterstützung der Längsstabilität beim Flügelschwenk­ vorgang ist A mit kleinen links und rechts aus den fest­ stehenden Flügelinnenteilen herausschwenkbaren dreieckigen Stabilisierungsflächen ausgestattet, welche allerdings in ihrer Wirksamkeit auf die Längsstabilität wegen der ge­ drungenen Planform und dem geringen Hebelarm zur Querachse eher beschränkt sind.To support the longitudinal stability when swinging the wing Process is A with small left and right off the solid standing wing inner parts pivotable triangular Stabilization areas equipped, which, however, in their effectiveness on the longitudinal stability because of the ge compact plan form and the low lever arm to the transverse axis are rather limited.

Diesen Nachteil vermeidet eine andere Flugzeugkonfiguration, bei der die vom Flügel vollständig getrennte Stabilisie­ rungsfläche (Entenhöhenleitwerk) vorne am Rumpf angeordnet ist, wobei sich ein für die Längsstabilität günstiger Hebelarm ergibt. Eine derartige Konfiguration stellt z. B. der Flugzeugtyp Beech Starship I (= C, Quelle wie oben) dar mit einem teilweise schwenkbaren Entenhöhenleitwerk, welches auch schlanker und damit für den Langsamlauf wirkungsvoller ausgebildet ist.Another aircraft configuration avoids this disadvantage, where the stabilization is completely separated from the wing area (duck elevator) on the front of the fuselage is, a more favorable for the longitudinal stability Lever arm results. Such a configuration represents e.g. B. the aircraft type Beech Starship I (= C, source as above) with a partially swiveling duck elevator, which also leaner and therefore more effective for slow running is trained.

Als Entenhöhenleitwerk dient es neben dem Ausgleich des Nickmoments aus dem Landeklappenausschlag in erster Linie dazu, die Längsstabilität des Entenflugzeugs zu gewähr­ leisten, da bei diesem Flugzeugtyp kein weiteres Höhenleit­ werk vorhanden ist. Aus diesem Grunde muß das Entenhöhenleit­ werk bei C ständig mehr oder weniger ausgeklappt sein, was aber wegen des von ihm verursachten Abwinds auf den dahinter liegenden Flügel negativen Einfluß auf Flugleistung und -steuerung hat.As a duck elevator it serves to compensate for the Nick moments from the flap deflection in the first place to ensure the longitudinal stability of the duck plane afford because there is no further vertical guide for this type of aircraft factory is present. For this reason, the duck must be guided factory at C be more or less unfolded, whatever but because of the downwind he caused on the one behind lying wings have a negative impact on flight performance and control.

Im übrigen sind Flugzeuge der Kategorie C mit starrem Flügel bei weitem nicht in dem Maße an verschiedene Flugzustände anpassungsfähig wie es bei Flugzeugen nach Kategorie A mit Schwenkflügeln der Fall ist. Incidentally, category C aircraft with rigid wings not at all to the extent of different flight conditions adaptable as it is with Category A aircraft Swivel wings is the case.  

Bei dem eingangs erwähnten Flugkörper B mit vollständig in den Rumpf einklappbaren Schwenkflügeln großer Streckung (= Quadrat der Spannweite/Flügelfläche) und Heckleitwerks­ flossen ist die variable Geometrie nicht - wie vermutet wer­ den könnte - für die Anpassung an verschiedene Flugzustände (vgl. A) vorgesehen, sondern sie hat lediglich die Aufgabe, die Flügel platzsparend im Rumpf unterzubringen. Zu diesem Zweck und zur vollen Ausnützung der Flügelstreckung für eine gute Gleitzahl besitzen die schlanken Flügelhälften ihren Drehpunkt innen im Rumpf, so daß der bei A vorhandene feststehende Flügelinnenteil entfällt.With the missile B mentioned at the beginning with complete swivel wings of great extension that can be folded into the fuselage (= Square of the wingspan / wing area) and tail unit The variable geometry is not fins - as anyone suspects that could - for the adaptation to different flight conditions (cf. A), but it only has the task to accommodate the wings in the fuselage to save space. To this Purpose and to take full advantage of the wing extension for the slim wing halves have a good glide ratio their fulcrum inside the fuselage, so that the one at A. fixed inner wing part is omitted.

Der Nachteil des Konzepts B ist jedoch, daß die variable Geometrie nicht für mehrere Flugzustände nutzbar ist. Der Grund liegt in der durch die Flügelschwenkung verursachten großen Druckpunktwanderung, welche vom konventionellen Höhenleitwerk nicht mehr kompensiert werden kann. Ein sta­ biler Flugzustand mit Reichweitenleistung bei nur teilweise geschwenktem Flügel wäre demnach nicht durchführbar, da das Flugzeug eine zu große Kopflastigkeit besäße.The disadvantage of concept B, however, is that the variable Geometry cannot be used for several flight states. The The reason is that caused by the wing swing large pressure point hike, which from the conventional Horizontal stabilizer can no longer be compensated. A sta biler flight condition with range performance with only partially pivoted wing would therefore not be feasible because the Aircraft had too much top-heavyness.

Von Flugzeugen der oben zum Stand der Technik genannten Kategorie A, d. h. von Flugzeugen mit um vertikale Drehachsen schwenkbaren Hauptflügeln ausgehend, lag der Erfindung die Aufgabe zugrunde, die oben aufgeführten Nachteile solcher Schwenkflügelflugzeuge zu vermeiden und nicht nur durch die Flügelgeometrie der Schwenkflügel eine Anpassung an die verschiedenen Flugzustände in erweiterten Bereichen durch­ zuführen, sondern für alle in dem wesentlichen erweiterten Einsatzbereich vorkommenden Flugzustände auf einfache Weise die Längsstabilität zu gewährleisten. So sollen verschiedene Flügelschwenkstellungen vom Momentengleichgewicht um die Querachse her nicht zu einem unkontrollierbaren Flugzustand führen, wie es bei B der Fall wäre. Ferner soll vermieden werden, daß nur ein Teil des vollen Auftriebspotentials des Hauptflügels nutzbar ist, wenn der Flügel ganz ausgeschwenkt wird. Um einen möglichst weiten Einsatzbereich des Flugge­ rätes variabler Geometrie zu erreichen, soll bei den ver­ schiedenen Flugzuständen nicht nur für Start und Landung das volle Auftriebspotential des voll ausgeschwenkten Flügels nutzbar sein, sondern es soll auch der Flugzeug­ widerstand bei maximaler Flügelpfeilstellung im Schnell­ flug möglichst gering sein.From aircraft of the above-mentioned prior art Category A, d. H. of aircraft with vertical axes of rotation Starting pivotable main wings, the invention was the Task based on the disadvantages listed above such Avoid swivel wing aircraft and not just by the wing geometry of the swivel wing adapts to the different flight conditions in extended areas feed, but for everyone in the essential expanded Flight conditions occurring in a simple manner to ensure the longitudinal stability. So different Wing pivot positions from the equilibrium of moments around Transverse axis not to an uncontrollable flight state lead, as would be the case with B. Furthermore, should be avoided be that only a part of the full buoyancy potential of the Main wing is usable if the wing is swung out completely becomes. To the widest possible area of application for the aircraft To achieve advisable variable geometry, the ver  different flight conditions not only for takeoff and landing the full buoyancy potential of the fully swung out Wing can be used, but it should also be the plane resistance at maximum wing arrow position in quick flight should be as low as possible.

Bei Normalflugzeugen oder Flugzeugen der Kategorie A muß im Landeanflug vom Höhenleitwerk ein beachtlicher die Landeleistung mindernder Abtrieb erzeugt werden. Daraus resultierend besteht eine weitere Teilaufgabe der Erfin­ dung darin, dafür zu sorgen, daß beim Ausfahren der Lan­ deklappen kein oder nur ein geringer Abtrieb am Heck- Höhenleitwerk aufgebracht zu werden braucht. Als weitere von der Erfindung zu erfüllende Aufgabe sei die Verbes­ serung der Steuerwirksamkeit des Heck-Höhenleitwerks in allen Flugzuständen genannt, welches über eine größere Trimmwirkung verfügen soll als z. B. bei der Kategorie A.For normal aircraft or category A aircraft on landing from the horizontal stabilizer a remarkable Land output reducing downforce are generated. Out of it as a result, there is another subtask of the Erfin to ensure that when extending the lan unfold or only a small downforce at the rear Tailplane needs to be applied. As another task to be fulfilled by the invention is the verb improvement of the control effectiveness of the tail elevator in called all flight conditions, which one over a larger Trimming should have z. B. in category A.

Ausgehend von den obengenannten Fluggeräten mit variabler Geometrie mit zwei schwenkbaren Hauptflügelhälften und Heckleitwerksflossen dienen zu Lösung der Aufgabe die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruches 1 enthaltenen Merkmale. Die Erfindung besteht also im wesentlichen darin, daß durch den Einsatz von Flügeln großer Streckung der Einsatzbereich des Fluggerätes vergrößert wird, wobei zwar beim Verschwenken der Hauptflügel Momente um die Querachse hervorgerufen werden, die aber durch die Anordnung und eine den Momenten entgegenwirkende synchrone Verstellung eines Entenhöhenleitwerks ausgeglichen werden. Die Längsstabili­ tät des Fluggerätes bei verschiedenen Schwenkpositionen des Hauptflügels wird dadurch für alle Flugzustände in ei­ nem erweiterten Bereich gewährleistet. Die Verstellung des Entenhöhenleitwerkes ist dabei mit der Verschwenkung des Hauptflügels synchron gekoppelt. Durch die Kopplung der gegensinnigen Verstellbewegung von Hauptflügel und Enten­ höhenleitwerk wird eine gute Längsstabilität für alle Flugzustände bei verschiedenen Schwenkpositionen des Hauptflügels gewährleistet. Darüber hinaus besteht in einem weiteren Schritt die Möglichkeit, in bestimmten den verschiedenen Flugzuständen zugeordneten definierten Schwenkpositionen des Hauptflügels, den Flügel in einer Stellung festzuhalten und evtl. zu verriegeln. Dabei kann gleichzeitig die Kopplung zwischen Hauptflügel und Entenhöhenleitwerk aufgehoben werden, so daß bei fester Schwenkposition des Hauptflügels das Entenhöhenleitwerk für sich allein in der zugeordneten Position dosiert verstellbar ist. Das Entenhöhenleitwerk ist somit bei dem eingestellten Flugzustand (z. B. bei ausgefahrenen Lande­ klappen) für Zwecke der Steuerung einsetzbar, solange der Hauptflügel in seiner festen Schwenkposition verbleibt.Starting from the above-mentioned aircraft with variable Geometry with two pivotable main wing halves and Tail fins are used to solve the task in the characterizing part of claim 1 included Characteristics. The invention essentially consists in that by the use of large extension wings Application area of the aircraft is enlarged, although moments when pivoting the main wing around the transverse axis are caused, but by the arrangement and a synchronous adjustment of a counteracting the moments Duck elevator can be compensated. The longitudinal stabili the aircraft at different swivel positions The main wing is thus in egg for all flight conditions guaranteed an extended area. The adjustment of the Duck elevator with the pivoting of the Main wing coupled synchronously. By coupling the  opposite movement of the main wing and ducks tailplane will provide good longitudinal stability for everyone Flight states at different swivel positions of the Main wing guaranteed. In addition there is in a further step the possibility in certain defined to the different flight conditions Pivotal positions of the main wing, the wing in one Hold position and lock if necessary. Here can simultaneously the coupling between the main wing and Duck elevator can be lifted, so that at firm Swivel position of the main wing of the duck elevator dosed alone in the assigned position is adjustable. The duck elevator is therefore at the set flight status (e.g. when the land is extended fold) can be used for control purposes as long as the Main wing remains in its fixed swivel position.

Die Art und Weise der gegensinnig zum Hauptflügel erfol­ genden Verstellung des Entenhöhenleitwerks ist von unter­ geordneter Bedeutung. Vorteilhafterweise ist das Enten­ höhenleitwerk in ähnlicher Weise wie der Hauptflügel über zwei Schwenklager mit vertikaler Achse im Rumpf verschwenk­ bar gelagert. Hauptflügel und Entenhöhenleitwerk führen dabei synchron gekoppelt gegensinnig zueinander verlau­ fende Schwenkbewegungen aus.The way the opposite to the main wing is successful The adjustment of the duck elevator is from below orderly meaning. The duck is advantageous tailplane in a similar manner as the main wing above swivel two swivel bearings with a vertical axis in the fuselage stored in cash. Guide the main wing and duck elevator synchronously coupled in opposite directions to each other swinging movements.

Eine andere Möglichkeit zur gegensinnigen Steuerung des Entenhöhenleitwerks besteht darin, daß das Entenhöhenleit­ werk aus einem Paar von Flossen gebildet wird, die seitlich am Rumpfvorderteil eingeordnet sind und um quer zur Längs­ achse des Fluggerätes liegende Achsen verstellbar sind und somit in verschiedene Einstellwinkelpositionen gegenüber der Längsachse eingestellt werden können. Another way to control the opposite direction Duck elevator is that the duck elevator movement is formed from a pair of fins, the side are arranged on the front of the fuselage and transversely to the longitudinal Axis of the aircraft lying axes are adjustable and thus in different setting angle positions the longitudinal axis can be adjusted.  

Zur Erzielung der besten Gleitzahl ist bei voll ausge­ schwenktem Hauptflügel das Entenhöhenleitwerk in wir­ kungslose Position gebracht, d. h. durch die gegensin­ nige Steuerung der Schwenkbewegungen wird ein verschwenk­ bares Entenhöhenleitwerk vollständig in den Rumpf einge­ schwenkt. Im Falle der obengenannten anderen Möglichkeit mit Ausbildung des Entenhöhenleitwerks als verdrehbare Flossen, werden zur Erzielung der besten Gleitzahl die Flossen so verdreht, daß sie ohne Anstellwinkel in der Strömung liegen. Die synchrone Kopplung wird dabei aufge­ hoben und die Flossen des Entenhöhenleitwerks können sich nach der Art einer Windfahne frei in die Strömung einstel­ len und somit für diesen Flugzustand wirkungslos werden.To achieve the best glide ratio is at full swung main wing the duck elevator into us position brought dungless, d. H. through the opposite Some control of the swivel movements becomes a swivel hard duck elevator fully inserted into the fuselage pivots. In the case of the other possibility mentioned above with training of the duck elevator as rotatable Fins are used to achieve the best glide ratio Fins twisted so that they have no angle of attack in the Flow. The synchronous coupling is established can lift and the fins of the duck elevator can adjust freely into the current like a wind vane len and thus ineffective for this flight condition.

Das Steuerungsgerät für die synchron gekoppelte gegen­ sinnige Schwenkbewegung von Hauptflügel und Entenhöhenleit­ werk mit der eingebauten und bedarfsweise aufhebbaren Kopp­ lung an sich ist nicht Gegenstand der Erfindung und wird daher hier nicht näher erläutert.The control device for the synchronously coupled against sensible swivel movement of the main wing and duck height guide factory with the built-in and can be canceled if necessary development per se is not the subject of the invention and will therefore not explained here.

Unter Voraussetzung einer bestimmten Auslegung von Flügel und Leitwerken sowie der Schwenkpunktlage soll das Enten­ höhenleitwerk bei voll ausgeschwenktem Hauptflügel ganz im Rumpf verschwinden, um so den schädlichen Abwind auf den Hauptflügel vermeiden und damit eine optimale Gleit­ zahl für den Reiseflug erzielen zu können. In diesem Fall erfolgt die Flugsteuerung gänzlich durch die Heckleitwerks­ flossen und Steuerelemente am Flügel.Assuming a certain design of wing and tail units as well as the pivot point position should the ducks elevator with the main wing fully swung out disappear in the fuselage, so the harmful downwind avoid the main wing and thus an optimal glide to be able to achieve the number for the cruise. In this case Flight control takes place entirely through the tail unit fins and controls on the wing.

Um sowohl Entenhöhenleitwerk als auch Hauptflügel vollstän­ dig im Rumpf verschwinden lassen zu können, sind die Dreh­ punkte der Schwenkflächen erfindungsgemäß im Rumpf angeord­ net. To complete both duck elevator and main wing To be able to dig dig in the fuselage is the turning point Points of the swivel surfaces according to the invention arranged in the fuselage net.  

Weitere Flugzustände, bei denen das volle Ausschwenken des Hauptflügels vorteilhaft ist, sind Start und Landung. Die üblicherweise am Hauptflügel vorgesehenen Landeklapppen verursachen durch ihren Ausschlag ein Nickmoment, das bei einer konventionellen Heckanordnung des Höhenleitwerks einen Abtrieb am Höhenleitwerk erfordert. Durch ein dosier­ tes Ausschwenken des erfindungsgemäßen Entenhöhenleitwerks kann dieser Abtrieb nicht nur vermieden, es kann sogar der Gesamtauftrieb erhöht und der Steuerungsbereich des Heck­ leitwerks verbessert werden und zwar dadurch, daß fast der volle Trimmbereich des Heckleitwerks auch bei ausgeschla­ genen Landeklappen zur Verfügung steht. Außerdem kann eine Schwerpunktwanderung durch Verstellen des Entenhöhenleit­ werks zusätzlich zu Ausschlägen des Heckleitwerks leicht ausgeglichen werden. Zur weiteren Auftriebserhöhung können am Entenhöhenleitwerk Ruder vorgesehen sein.Other flight conditions in which the full swing of the Main wing is advantageous are takeoff and landing. The Landing flaps usually provided on the main wing cause a pitching moment due to their deflection, which at a conventional tail arrangement of the tailplane requires an output on the horizontal stabilizer. Through a dose tes swiveling the duck elevator according to the invention Not only can this downforce be avoided, it can even be avoided Total lift increases and the control area of the stern tail can be improved by the fact that almost the full tail area of the tail unit even when it is deflected gen flaps is available. In addition, a Focus hike by adjusting the duck height guide light in addition to deflections of the tail unit be balanced. To further increase buoyancy rudder should be provided on the duck elevator.

Werden für den Flugeinsatz höhere Geschwindigkeiten ver­ langt, ist die Pfeilstellung der Hauptflügelhälften für geringen Widerstand erforderlich, wobei erfindungsgemäß das Entenhöhenleitwerk durch eine eigene gegensinnig ver­ laufende Schwenkbewegung die große - wegen Fehlens eines festen Flügelinnenteils verursachte - Druckpunktwanderung ausgleicht.Are higher speeds for flight operations is the arrow position of the main wing halves for low resistance required, according to the invention the duck elevator by its own opposing ver ongoing swivel motion the big one - due to the lack of one fixed wing inner part caused - pressure point migration compensates.

Für den Flugzustand mit minimalem Widerstand bei vollstän­ dig eingeklapptem Hauptflügel gewährleistet ein entspre­ chendes Ausfahren der Entenhöhenleitwerksflächen das Mo­ mentengleichgewicht um die Querachse. Für die Aufgabenstel­ lung Sturzflug oder platzsparende Unterbringung können alle Schwenkflächen im Rumpf eingeklappt werden.For flight conditions with minimal resistance at full The main wing is folded in to ensure that it stays in place Appropriate extension of the duck elevator surfaces the Mo mental balance around the transverse axis. For the task Everyone can do a dive or space-saving accommodation Swiveling surfaces can be folded in the fuselage.

Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen und der Beschreibung hervor.Further features and advantages of the invention emerge from the Subclaims and the description.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend anhand von Zeichnungen erläutert. Es zeigtAn embodiment of the invention is shown below explained using drawings. It shows

Fig. 1 eine Übersicht der Fluggeräte der Kategorie A, B und C, Fig. 1 shows an overview of the aircraft category A, B and C,

Fig. 2 eine Perspektivansicht des erfindungsgemäßen Fluggeräts, Fig. 2 is a perspective view of the aircraft according to the invention,

Fig. 3 Draufsicht und Vorderansicht des erfindungs­ gemäßen Fluggeräts mit verschiedenen Konfigu­ rationen von Schwenkflächenstellungen. Fig. 3 top view and front view of the aircraft according to the Invention with different configurations of swivel surface positions.

In Fig. 1-B ist der Flugkörper Boeing AGM-86B perspekti­ visch mit schwenkbaren Flügelhälften 1 a, 1 b, Flügeldreh­ lagern 2, Rumpflängsachse 3 und Querachse 4 dargestellt. Mit Vektoren bezeichnet sich Gewicht G, Auftrieb in Flü­ gelnormallage L und Schwenklage L′ sowie das Nickmoment M′. Beim Verschwenken der Flügelhälften 1 a, 1 b in die strichliert gekennzeichnete Lage wandert in der Flügelhälfte der Auftriebsmittelpunkt 5 in die Lage 5′, was eine Ver­ schiebung des Gesamtauftriebs L um die Strecke x in die Position L′ zur Folge hat (= Druckpunktwanderung) und das Nickmoment M′ um die Querachse 4 bewirkt. Das Heck- Höhenleitwerk ist in diesem Fall nicht genügend wirkungs­ voll, dieses Moment auszugleichen und der Flugkörper könnte aus dem hieraus resultierenden Sturzflug nicht mehr abgefangen werden.In Fig. 1-B, the missile Boeing AGM-86B perspecti visch with pivoting wing halves 1 a , 1 b , wing pivot bearing 2 , fuselage longitudinal axis 3 and transverse axis 4 is shown. Vectors denote weight G , lift in wing normal position L and swivel position L ' and the pitching moment M' . When pivoting the wing halves 1 a , 1 b in the position indicated by dashed lines, the center of lift 5 moves into position 5 ' in the wing half, which results in a displacement of the total lift L by the distance x into position L' (= pressure point migration) and the pitching moment M ' about the transverse axis 4 . In this case, the tail elevator is not sufficiently effective to compensate for this moment and the missile could no longer be intercepted from the resulting dive.

Zwar nutzt der schlanke Flügel 1 mittels Anordnung der Drehlager 2 im Rumpf sein Auftriebspotential gut (der gesamte Flügel hoher Streckung liegt im Luftstrom), doch ist hier eine Anpassungsfähigkeit an andere Flugmissionen, wo eine größere Flügelpfeilung verlangt wird, nicht gege­ ben.Although the slender wing 1 uses its lift potential well by arranging the pivot bearings 2 in the fuselage (the entire wing with high elongation lies in the airflow), adaptability to other flight missions where a larger wing sweep is required is not given.

Die strichpunktiert gezeichnete Flügelstellung 7 zeigt den vollkommen in den Rumpf eingeklappten Zustand, der für den Transport am Boden und in der Luft sowie für die Unterbringung vorteilhaft ist. The dash-dotted wing position 7 shows the completely folded into the fuselage, which is advantageous for transport on the ground and in the air as well as for accommodation.

Ein weiteres Fluggerät variabler Pfeilung verkörpert das in Fig. 1-A dargestellte Flugzeug Grumman F-14, bei dem die Flügelhälften 8 a, 8 b um die Drehlager 9 schwenken, welche außen auf den festen Flügelinnenteilen 10 liegen. Durch diese Anordnung kann jedoch nur ein Teil der Gesamt­ flügelfläche schwenken, was dazu führt, daß das volle Auftriebspotential (wie bei B) nicht genutzt werden kann. Um im Schnellflug bei maximaler Flügelpfeilstellung die Stabilität um die Querachse zu gewährleisten, sind aus dem Flügelinnenteil 10 herausschwenkbare Stabilisierungs­ flächen 11 vorgesehen. 11′ zeigt den eingeschwenkten Zu­ stand. Die Wirksamkeit dieser Stabilisierungsflächen 11 ist jedoch wegen der gedrungenen Planform und dem geringen Hebelarm eher beschränkt.Another aircraft with variable sweeping embodies the aircraft Grumman F-14 shown in FIG. 1-A, in which the wing halves 8 a , 8 b pivot about the pivot bearings 9 , which lie on the outside of the fixed wing inner parts 10 . With this arrangement, however, only a part of the total wing surface can pivot, which leads to the fact that the full buoyancy potential (as in B) cannot be used. In order to ensure stability around the transverse axis in high-speed flight at maximum wing arrow position, stabilizing surfaces 11 which can be pivoted out of the inner wing part 10 are provided. 11 ' shows the pivoted to stand. However, the effectiveness of these stabilizing surfaces 11 is rather limited due to the compact shape and the small lever arm.

Die maximale Flügel-Pfeilstellung 8 a′, 8 b′ läßt erkennen, daß die Flügelhälften nicht gänzlich in den Rumpf einge­ schwenkt werden können und es somit bei der Konfiguration A nicht möglich ist, den Widerstand für den Schnellflug weiter zu minimieren.The maximum wing arrow position 8 a ' , 8 b' shows that the wing halves can not be fully swiveled into the fuselage and it is therefore not possible in configuration A to further minimize the resistance for high-speed flight.

Bei dem in Fig. 1-C dargestellten Typ Beech Starship I handelt es sich um ein Entenflugzeug ohne variable Geo­ metrie des Hauptflügels, das zum Ausgleich des Nickmo­ mentes aus Landeklappenausschlag über ein schwenkbares Entenhöhenleitwerk 12 verfügt, welches in Landekonfigu­ ration die vordere Position 12′ (strichpunktiert gezeich­ net) einnimmt. Da hier kein Heckleitwerk vorhanden ist, muß das Entenhöhenleitwerk sowohl den Landeklappenausschlag kompensieren als auch die Flugsteuerung um die Querachse sicherstellen. Bedingt durch diese Auslegung ist das En­ tenleitwerk aerodynamisch hoch belastet, was besonders im Landeanflug zu sich ablösenden Wirbelzöpfen 13 (nur ein­ seitig gezeichnet) führt, welche die Flügelströmung stören und erhebliche Steuerungsprobleme verursachen; vor allem bei Seitenwind. Zudem ergibt sich eine Einschränkung der Höhensteuerung, da ein Großteil des zur Verfügung stehen­ den Trimmbereichs des Entenhöhenleitwerks 12 für die Kom­ pensation des Landeklappenausschlags verwendet werden muß. Im übrigen ist bei der Konfiguration C eine breite Anpas­ sung an verschiedene Flugzustände nicht gegeben, da hier der Flügel 14 fest eingebaut ist und über keine Schwenk­ einrichtung verfügt.In the in Fig. 1-C type shown Beech Starship I is a duck plane without variable Geo geometry of the main wing, which the Nickmo to compensate mentes from flaps rash has a pivotable ducks tailplane 12 which ration in Landekonfigu the front position 12 ' (dash-dotted). Since there is no tail unit here, the duck tail unit must both compensate for the flap deflection and ensure flight control around the transverse axis. Due to this design, the tailplane is aerodynamically highly stressed, which leads to detaching vortex braids 13 (only drawn on one side), particularly during the approach, which disrupt the wing flow and cause considerable control problems; especially with cross winds. In addition, there is a restriction of the height control, since a large part of the available trim area of the duck elevator 12 must be used for the compensation of the flap deflection. Otherwise, a wide adjustment to different flight conditions is not given in configuration C, since here the wing 14 is permanently installed and has no pivoting device.

In Fig. 2 ist das erfindungsgemäße Fluggerät perspektivisch in der Ausführung eines Flugzeugs hoher Machzahl darge­ stellt, wobei die schwenkbaren Hauptflügelhälften 15 vollständig in den Rumpf eingeklappt sind während das Entenhöhenleitwerk 16 zum Ausgleich des kopflastigen Mo­ ments um die Querachse 4 teilweie ausgeschwenkt ist (16 a ^IV). Die in der Zeichnung strichpunktierten Hauptflü­ gelhälften 15 a′, 15 b′ und Entenhöhenleitwerkshälften 16 a′, 16 b′ zeigen die jeweilige maximale Ausschwenklage. Am Heck des Flugzeugs befinden sich Heckflossen für die Sei­ tensteuerung 17 und Höhensteuerung 18, welche auch zur Rollsteuerung um die Rumpflängsachse 3 herangezogen werden können (Taileron).In FIG. 2 aircraft according to the invention is perspectively provides in the execution of an aircraft high Mach number Darge, wherein the pivotable main wing halves 15 are fully retracted into the hull swung out to compensate for the top-heavy Mo ments teilweie about the transverse axis 4 during the duck tailplane 16 is (16 a ^IV ). The dash-dotted main wing halves 15 a ' , 15 b' and duck elevator tail halves 16 a ' , 16 b' show the respective maximum swivel position. At the rear of the aircraft there are tail fins for the side control 17 and height control 18 , which can also be used for roll control around the fuselage longitudinal axis 3 (Taileron).

Im übrigen sei erwähnt, daß die Erfindung nicht nur auf das Ausführungsbeispiel in Fig. 2 beschränkt ist, sondern es können auch andere Fluggeräte mit anderen Einsatzzwecken in Betracht gezogen werden.Incidentally, it should be mentioned that the invention is not only limited to the exemplary embodiment in FIG. 2, but other aircraft can also be considered for other purposes.

Ein derartiges Beispiel, bei dem es ebenfalls darauf ankommt, minimalen Widerstand im Schnellflug und maximalen Auftrieb im Langsamflug zu gewährleisten, wäre eine Weltraumfähre. Eine andere Anwendung wären unbemannte Flugkörper. Im Falle einer Weltraumfähre kann die vorgeschlagene variable Geome­ trie zu einer gegenüber bei heutigen Fähren mit Deltaflü­ geln üblichen wesentlichen verbesserten Gleitzahl führen, was entscheidend erweitern könnte, da nunmehr normale Großflug­ häfen ausreichten. Außerdem würde die erfindungsgemäße Fähre über eine gegenüber heutigen Fähren stark reduzierte Ober­ fläche verfügen, was besonders beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre durch Verringerung der Isolationsmaterialien günstige Auswirkung auf das Nutzlastverhältnis hätte.Such an example, where it is also important minimal drag in high-speed flight and maximum lift To guarantee in slow flight would be a space shuttle. Another application would be unmanned missiles. In the event of A space shuttle can use the proposed variable geome towards one of today's ferries with Deltaflü geln usual lead improved glide ratio what could significantly expand, since now normal large flight ports were sufficient. In addition, the ferry according to the invention over a greatly reduced waiter compared to today's ferries area, especially when you re-enter the  Earth's atmosphere by reducing the insulation materials would have a favorable effect on the payload ratio.

Fig. 3 zeigt eine Draufsicht und eine Vorderansicht des er­ findungsgemäßen Fluggeräts. Hierbei sind in der Draufsicht links und rechts verschiedene Hauptflügel- und Entenhöhen­ leitwerksstellungen dargestellt, welche unterschiedlichen Flugzuständen zuzuordnen sind. Die Hälften des Schwenkflü­ gels 15 sind sowohl in die voll ausgeschwenkte Lage 15 a′, 15 b′ um die Drehlage 2 drehbar als auch vollständig in den Rumpf 19 einklappbar (Lage 15′′). Die ebenfalls im Rumpf angeordneten Drehlager der Entenhöhenleitwerkshälften haben die Bezeichnung 21. Zur Gewährleistung der Längsstabilität beim Verschwenken der Hauptflügel wird das Entenhöhenleit­ werk gegensinnig zum Hauptflügel verschwenkt. Die nicht näher dargestellte Schwenkmechanismen sind dabei synchron gekoppelt. Fig. 3 shows a plan view and a front view of the aircraft according to the invention. In the top view on the left and right different main wing and duck heights are shown, which can be assigned to different flight conditions. The halves of the Schwenkflü gels 15 are both in the fully pivoted position 15 a ' , 15 b' rotatable about the rotational position 2 and fully foldable into the fuselage 19 (position 15 '' ). The swivel bearings of the duck elevator tail halves also arranged in the fuselage have the designation 21 . To ensure longitudinal stability when pivoting the main wing, the duck elevator is pivoted in the opposite direction to the main wing. The pivot mechanisms, not shown, are coupled synchronously.

Beim Flug mit bester Gleitzahl wird der Hauptflügel voll ausgeschwenkt in die Lage 15 a′, 15 b′ während das Entenhöhen­ leitwerk vollständig eingeklappt die Lage 16 a′, 16 b′ ein­ nimmt. In diesem Flugzustand ist die Kopplung der gegensin­ nigen Schwenksteuerung von Hauptflügel und Entenhöhenleit­ werk willkürlich aufhebbar.When flying with the best glide ratio, the main wing is fully swung out into position 15 a ' , 15 b' while the duck heights tail fully collapsed into position 16 a ' , 16 b' . In this flight state, the coupling of the opposite pivot control of the main wing and duck elevator can be canceled arbitrarily.

Für den schnellen Reiseflug schwenken die Hauptflügelhälften von der maximalen Ausschwenklage 15 a′, 15 b′ in eine Zwischen­ stellung 15 a′′, 15 b′′, wobei der durchfahrene Schwenkwinkel mit α bezeichnet ist. Die Hauptflügelhälften werden in die­ ser festgelegten Stellung verriegelt. Zum Ausgleich der da­ bei entstehenden Druckpunktverschiebung nach hinten führt das Entenhöhenleitwerk 16 ausgehend von der eingeschwenkten Lage 16 a′, 16 b′ eine gegensinnig zum Hauptflügel 15 verlau­ fende Schwenkbewegung in die Lage 16 a′′′, 16 b′′′ durch. Der Winkel von hier bis zur maximal ausgeschwenkten Lage 16 a′′, 16 b′′ ist mit β bezeichnet, welcher je nach den flugmecha­ nischen Anforderungen einzeln steuerbar oder mit dem Schwenk­ winkel α des Hauptflügels 15 synchron koppelbar ist. Bei definierter Ausschwenkung kann für den betreffenden Flugzu­ stand der Hauptflügel verriegelt werden. Es ist dann mög­ lich, die synchrone Kopplung aufzuheben und das Entenhöhen­ leitwerk einzeln zu steuern. Auf diese Weise kann in die­ sem Flugzustand das Entenhöhenleitwerk in mehr oder weniger großen Umfang zur Flugsteuerung herangezogen werden. Dieser Umfang kann soweit ausgedehnt werden, daß u. U. das Heckhö­ henleitwerk vollständig entlastet ist.For fast cruising, the main wing halves swivel from the maximum swivel position 15 a ' , 15 b' to an intermediate position 15 a '' , 15 b '' , with the swivel angle traversed by α . The main wing halves are locked in this fixed position. To compensate for the because when the resulting pressure offset to the rear the duck tailplane 16 leads from the pivoted position 16 a ', 16 b' is an opposite direction to the main wing 15 duri Fende pivotal movement in the position 16 a ''', 16 b''' by. The angle from here to the maximum pivoted position 16 a '' , 16 b '' is denoted by β , which, depending on the requirements of the flight mechanics, can be controlled individually or can be coupled synchronously with the pivoting angle α of the main wing 15 . With a defined swiveling, the main wing can be locked for the relevant flight status. It is then possible to remove the synchronous coupling and to control the duck elevator individually. In this way, the duck elevator can be used to a greater or lesser extent for flight control in this flight state. This scope can be extended so far that u. U. the tail elevator is completely relieved.

Durch die Verschwenkung des Entenhöhenleitwerks 16 kann das Moment um die Querachse 4 im wesentlichen ausgeglichen wer­ den, so daß für diesen Flugzustand die Steuerung der Flug­ bahn von den Heckleitwerksflossen 17, 18 übernommen wird, wozu der volle Trimmbereich zur Verfügung steht. Für die Steuerung der jeweiligen Schwenkwinkel α, β und deren Zu­ ordnung zu den Ausschlägen der Landeklappen 22 und eventuell vorhandenen Entenhöhenleitwerksruder 23 soll zweckmäßiger­ weise ein elektronisches Steuerungs- und Regelungssystem vorgesehen sein.By pivoting the duck elevator 16 , the moment about the transverse axis 4 can be substantially compensated for, so that the flight path is taken over by the tail fins 17, 18 for this flight condition, for which the full trim area is available. For the control of the respective swivel angle α , β and their assignment to the deflections of the flaps 22 and any existing duck elevator 23 should advantageously be an electronic control and regulation system.

Wie in Fig. 1B gezeigt, tritt beim Schwenken eines schlanken Flügels die Druckpunktwanderung x mit dem daraus resultie­ renden Moment M′ auf. Im Fall der in Fig. 3 dargestellten Flügelschwenklage 15 a′′′ wird die Druckpunktwanderung x′′′ (der Auftriebsmittelpunkt 5′ verschiebt sich zu 5′′′) durch die Position des Entenhöhenleitwerks 16 a′′′ ausgeglichen und zwar durch das Produkt von Auftrieb in Punkt 20′′′ und Hebel­ arm y′′′. Die Beschreibung bezieht sich nur auf eine Flugzeug­ seite.As shown in Fig. 1B, the pressure point migration x occurs with the resulting torque M ' when pivoting a slim wing. In the case of the wing pivot position 15 a ''' shown in Fig. 3, the pressure point migration x''' (the center of lift 5 ' shifts to 5''' ) is compensated for by the position of the duck elevator 16 a ''' , namely by the product of buoyancy in point 20 ''' and lever arm y''' . The description only refers to one aircraft side.

Werden bei voll ausgeschwenktem Hauptflügel in der Position 15 a′, 15 b′ die Landeklappen 22 ausgefahren (einseitig darge­ stellt), so verlagert sich der Druckpunkt 5′ zu 5′′ um die Strecke x′′ nach hinten, was ein kopflastiges Moment bewirkt, dem durch ein dosiertes Ausschwenken des Entenhöhenleitwerks in die Position 16 b′′ entgegengewirkt werden kann (Auftrieb in 20′′ und Hebelarm y′′). Auch in diesem Fall ist die gegensin­ nige Steuerung von Hauptflügel 15 und Entenhöhenleitwerk 16 entkoppelbar und auf überlagerte willkürliche Steuerung um­ schaltbar.If the flaps 22 are extended when the main wing is fully swiveled out in position 15 a ' , 15 b' (one side shows Darge), then the pressure point 5 ' to 5'' shifts by the distance x'' to the rear, which causes a top-heavy moment , which can be counteracted by dosing the duck elevator in position 16 b '' (buoyancy in 20 '' and lever arm y '') . In this case, the opposing control of main wing 15 and duck elevator 16 can be decoupled and switched to superimposed arbitrary control.

Es ist hier anzumerken, daß das Entenhöhenleitwerk wegen des großen Hebelarms y′′ nur mit einem kleinen Auftriebs­ beiwert behaftet zu sein braucht. Dadurch kann die entste­ hende schwache Wirbelschleppe die Flugleistungen nicht be­ einträchtigen.It should be noted here that due to the large lever arm y '' , the duck elevator only needs to be valued with a small lift. As a result, the resulting weak vortex can not affect flight performance.

Wird im Schnellflug minimaler Flugwiderstand verlangt, kön­ nen die Flügelhälften vollständig in den Rumpf 19 einge­ klappt werden und nehmen die Lage 15′′ ein. Zum Ausgleich der dabei entstehenden Kopflastigkeit, welche allerdings durch den Rumpfauftrieb gemindert wird, schwenkt das Enten­ höhenleitwerk in die Lage 16 a ^IV.If minimal flight resistance is required in high-speed flight, the wing halves can be completely folded into the fuselage 19 and take the position 15 '' . To compensate for the resulting top heaviness, which is however reduced by the fuselage lift, the duck tailplane swings into position 16 a ^IV .

Zur Erfüllung besonderer Zwecke (Transport am Boden und in der Luft, Lagerung) können sowohl Hauptflügel als auch En­ tenhöhenleitwerk (Position 15′′ und 16 a′, 16 b′) vollständig in den Rumpf 19 eingeklappt werden, wobei wieder die Kopp­ lung in der Steuereinrichtung aufgehoben wird.To fulfill special purposes (transport on the ground and in the air, storage) both main wing and En tenhöhenleitwerk (position 15 '' and 16 a ' , 16 b') can be completely folded into the fuselage 19 , again the coupling in the control device is canceled.

Claims (12)

1. Fluggerät mit variabler Geometrie zur Anpassung des Flugverhaltens an verschiedene Flugzustände, wobei die Flügelhälften um vertikale Drehachsen schwenkbar und Höhen- und Seitenleitwerksflossen am Rumpfheck angeord­ net sind, dadurch gekennzeichnet, daß der verschwenkbare Hauptflügel (15) als Flügel mit einer gegenüber der im Reiseflug für die Art des Flug­ gerätes typischen Flügelstreckung um ein Mehrfaches größerer Streckung ausgebildet ist und daß ein zusätz­ lich vorne am Rumpf (19) befindliches Entenhöhenleitwerk (16) vorgesehen ist, welches während des Schwenkens des Hauptflügels (15) in einem den dabei auftretenden Momen­ ten um die Querachse (4) entgegenwirkenden Sinne ver­ stellbar ist.1. aircraft with variable geometry to adapt the flight behavior to different flight conditions, the wing halves are pivotable about vertical axes of rotation and vertical and vertical fins are arranged on the fuselage tail, characterized in that the pivotable main wing ( 15 ) as a wing with one compared to that in cruise for the type of flight typical wing extension device is designed to be several times larger and that an additional Lich front on the fuselage ( 19 ) located duck elevator ( 16 ) is provided, which th during the pivoting of the main wing ( 15 ) in one of the occurring moments around the transverse axis ( 4 ) counteracting sense is adjustable ver. 2. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die jeweiligen, gegensinnig wirkenden Verstellbe­ wegungen (Schwenkwinkel α bzw. β) von Hauptflügel (15) und Entenhöhenleitwerk (16) synchron koppelbar sind.2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the respective, opposing Verstellbe movements (swivel angle α or β ) of the main wing ( 15 ) and duck elevator ( 16 ) can be coupled synchronously. 3. Fluggerät nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeich­ net, daß die Kopplung der gegensinnigen Verstellbewegungen von Hauptflügel (15) und Entenhöhenleitwerk (16) bedarfs­ weise abschaltbar ist.3. Aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the coupling of the opposite adjustment movements of the main wing ( 15 ) and duck elevator ( 16 ) can be switched off as required. 4. Fluggerät nach Anpruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Kupplung bei definierten und gegebenenfalls verriegelten Schwenkpositionen des Hauptflügels (15) ab­ schaltbar ist. 4. Aircraft according to claim 3, characterized in that the clutch at defined and optionally locked pivot positions of the main wing ( 15 ) is switchable. 5. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß beim Ausschwenken des Hauptflügels (15) in eine de­ finierte Schwenkposition (15′) die gegensinnig wirkende Verstellsteuerung von Hauptflügel (15) und Entenhöhen­ leitwerk (16) bedarfsweise aufhebbar und das Entenhöhen­ leitwerk (16) allein willkürlich steuerbar ist.5. Aircraft according to one of claims 1 to 4, characterized in that when pivoting the main wing ( 15 ) in a de-defined pivot position ( 15 ' ) the oppositely acting adjustment control of the main wing ( 15 ) and duck heights tailplane ( 16 ) can be canceled if necessary and that Duck heights tail unit ( 16 ) alone can be controlled arbitrarily. 6. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß im Bereich des Langsamfluges bei ausgefahrenen Lan­ deklappen (22) und definierter Hauptflügelstellung (15′) die Gewährleistung des Momentengleichgewichts um die Querachse (4) durch dosiertes Verstellen des Entenhöhen­ leitwerks (16) erfolgt und hierfür die gegensinnige Steue­ rung entkoppelbar und auf überlagerte willkürliche Steue­ rung umschaltbar ist6. Aircraft according to one of claims 1 to 5, characterized in that in the area of slow flight with extended lan fold ( 22 ) and defined main wing position ( 15 ' ) ensuring the balance of moment about the transverse axis ( 4 ) by metered adjustment of the duck heights stabilizer ( 16 ) and the opposite control can be decoupled and switched to superimposed arbitrary control 7. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß bei dem um die Querachse (4) - infolge entsprechender Stellung des Entenhöhenleitwerks (16) - ausgeglichenen Flugzustand die Steuerung der Flugbahn von den Heckleit­ werksflossen (17, 18) übernommen wird.7. Aircraft according to one of claims 1 to 6, characterized in that in the about the transverse axis ( 4 ) - due to the corresponding position of the duck elevator ( 16 ) - balanced flight condition, the control of the flight path is taken over by the tailplane factory fins ( 17, 18 ) . 8. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Entenhöhenleitwerk (16) ähnlich wie der Hauptflü­ gel (15) zwei Schwenklager mit vertikaler Achse (2 bzw. 21) im Rumpf (19) aufweist, welche eine gegensinnig zur Schwenkbewegung des Hauptflügels (15) verlaufende eigene Schwenkbewegung des Entenhöhenleitwerks (16) ermöglichen.8. Aircraft according to one of claims 1 to 7, characterized in that the duck elevator ( 16 ) similar to the main wing gel ( 15 ) has two pivot bearings with a vertical axis ( 2 or 21 ) in the fuselage ( 19 ), which has an opposite direction Pivoting movement of the main wing ( 15 ) allows its own pivoting movement of the duck elevator ( 16 ). 9. Fluggerät nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl Hauptflügel (15) als auch Entenhöhenleitwerk (16) vollständig in den Rumpf (19) einschwenkbar sind. 9. Aircraft according to claim 8, characterized in that both the main wing ( 15 ) and duck elevator ( 16 ) can be pivoted completely into the fuselage ( 19 ). 10. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzielung der besten Gleitzahl der Hauptflügel (15) voll ausgeschwenkt ist (15′), während das Entenhöhenleit­ werk (16) gleichzeitig vollständig in den Rumpf (19) einge­ schwenkt ist (16′).10. Aircraft according to one of claims 1 to 8, characterized in that to achieve the best glide ratio of the main wing ( 15 ) is fully pivoted ( 15 ' ), while the duck level guide ( 16 ) simultaneously swings fully into the fuselage ( 19 ) is ( 16 ′ ). 11. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Entenhöhenleitwerk (16) aus einem Paar um quer zur Längsachse (3) liegenden Drehachsen verstellbarer Flossen besteht, welche während des Schwenkens des Hauptflügels (15) durch eine eigene synchron gekoppelte und gegensinnig zum Hauptflügel (15) wirkende Anstellwinkeländerung des Enten­ höhenleitwerks (16) das Momentengleichgewicht um die Quer­ achse (4) gewährleisten.11. Aircraft according to one of claims 1 to 7, characterized in that the duck elevator ( 16 ) consists of a pair of fins adjustable transversely to the longitudinal axis ( 3 ), which fins during the pivoting of the main wing ( 15 ) by its own synchronously coupled and in the opposite direction to the main wing ( 15 ) acting angle of attack of the duck elevator ( 16 ) ensure the equilibrium of moments around the transverse axis ( 4 ). 12. Fluggerät nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzielung der besten Gleitzahl der Hauptflügel (15) voll ausgeschwenkt ist, während das Entenhöhenleitwerk (16) entkoppelbar und nach Art einer Windfahne frei in die Strö­ mung einstellbar ist.12. Aircraft according to claim 11, characterized in that to achieve the best glide ratio of the main wing ( 15 ) is swung out completely, while the duck elevator ( 16 ) can be decoupled and freely adjusted in the manner of a wind vane into the flow.