DE2952821A1

DE2952821A1 - IMPROVED FLAP DESIGN FOR A DRIVEN OPERATING SYSTEM WITH OVER-BLOWED FLAP PANELS

Info

Publication number: DE2952821A1
Application number: DE19792952821
Authority: DE
Inventors: Timothy Wang
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1979-01-02
Filing date: 1979-12-31
Publication date: 1980-07-17
Also published as: IT8047504A0; FR2445797B1; IT1126857B; FR2445797A1; GB2038995B; GB2038995A

Description

The Boeing Company, Seattle, Washington, V.St.A.The Boeing Company, Seattle, Washington, V.St.A.

Verbesserte Klappengestaltung für ein angetriebenes Auftriebsystem mit überblasenen TragflächenklappenImproved flap design for a powered lift system with over-inflated wing flaps

Die vorliegende Erfindung betrifft ein angetriebenes Auftriebsystem mit überblasener Tragfläche bei STOL-Flugzeugen.The present invention relates to a powered lift system with inflated wing on STOL aircraft.

Man hat in den letzten Jahren zunehmend solchen Flugzeugen Aufmerksamkeit zugewandt, die im Reiseflug bei verhältnismäßig hoher Geschwindigkeit wirtschaftlich fliegen, aber auch nur verhältnismäßig kurze Strecken zum An- und Abflug benötigen; sie werden im allgemeinen als STOL-Flugzeuge bezeichnet. Damit derartige Flugzeuge bei niedrigen Geschwindigkeiten noch einen ausreichenden Auftrieb erzeugen, wird bei ihnen üblicherweise der Abgasstrahl aus den Triebwerken mit einem Klappensystem an der Tragfläche abwärts umgelenkt, um den Auftrieb zu erhöhen.Such aircraft have received increasing attention in recent years who fly economically at relatively high speed when cruising, but also only relatively need short distances for arrival and departure; they are commonly referred to as STOL aircraft. So that such Aircraft still generate sufficient lift at low speeds is usually the case with them The exhaust jet from the engines is deflected downwards using a flap system on the wing to increase lift.

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Ein Verfahren zu diesem Zweck ist, den Düsenabgasstrahl über die Oberseite der Tragfläche zu blasen und abwärts vorstehende Hinterkantenklappen zu benutzen, um den Abgasstrom unter Aus- ; nutzung des Coanda-Effekts abwärts umzulenken. Ein solches Flugzeug hat eine schultergelagerte Tragfläche und ein Paar Mischstrom-ZTL-Triebwerke, die auf der Tragfläche angeordnet sind und ihren Abgasstrom in Profiltiefenrichtung über die Tragflächenoberseite abgeben. Hinter jedem Triebwerk ist ein Paar Hinterkantenklappen vorgesehen. Die vordere Klappe dieses Paars ist an einem ersten Arm befestigt, um auf einem Kreisbogen um eine erste Drehachse gedreht werden zu können. Die hintere Klappe jedes Paares sitzt auf einem zweiten Arm, der seinerseits auf einem Kreisbogen um eine Achse drehbar am ersten Arm befestigt ist, der die vordere Klappe trägt.One method for this purpose is to blow the jet of exhaust gas over the To blow the top of the wing and to use trailing edge flaps protruding downwards to keep the exhaust gas flow under ; use of the Coanda effect to redirect downwards. Such an airplane has a shoulder mounted wing and a pair of mixed flow ZTL engines, which are arranged on the wing and their exhaust gas flow in the profile depth direction over the upper side of the wing hand over. A pair of trailing edge flaps are provided behind each engine. The front flap of this pair is attached to a first arm so that it can be rotated on an arc around a first axis of rotation. The rear Each pair of flaps sits on a second arm, which in turn is rotatable on an arc around an axis on the first arm is attached, which carries the front flap.

Jedes Paar Klappen hat eine eingefahrene Lage, in der die Klappen in einer Ausnehmung ("cove") an der hinteren Tragflächenkante liegen, sowie eine ausgefahrene Lage, in der die beiden Klappen aus- und abwärts geschwenkt sind. Am vorderen Ende jeder Klappe befindet sich eine kleine Platte. Diese Platten können in eine obere Lage bewegt werden, in der sie mit der i Oberseite der Tragfläche und der beiden Klappen eine durchgehende¹ aerodynamisch konturierte Fläche bilden. Die beiden Platten können auch in eine untere Lage bewegt werden, wobei sich dann am vorderen Ende des jeweiligen Plattenpaares ein Schlitz öffnet· Falls der Vortrieb ausfällt, können die Platten der Klappen so bewegt werden, daß sich die Schlitze öffnen; auf diese Weise ver-Each pair of flaps has a retracted position in which the flaps are in a recess ("cove") on the rear wing edge, and an extended position in which the two flaps are pivoted out and down. There is a small plate at the front end of each flap. These plates can be moved to an upper position, in which they form with the i top of the support surface and the two flaps ¹ a continuous aerodynamically contoured surface. The two plates can also be moved into a lower position, with a slot then opening at the front end of the respective pair of plates. If the drive fails, the plates of the flaps can be moved so that the slots open; in this way

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ringert man den Strömungswiderstand der Tragfläche.if you reduce the drag of the wing.

Bei vollständig ausgefahrenen Klappenpaaren und geschlossenen Klappenplatten ergibt sich an der Hinterkante der Tragfläche eine ab- und rückwärts gekrümmte aerodynamisch konturierte Oberfläche. Der über die obere Hinterkante der Oberfläche des rechten und linken Tragflächenteils austretende Abgasstrom folgt infolge des Coanda-Effekts dieser von den beiden Klappenpaaren erzeugten abwärts gekrümmten Kontur und erzeugt dabei einen abwärts gerichteten Schub.When the flap pairs are fully extended and the flap plates are closed, the result is at the rear edge of the wing a downward and backward curved aerodynamically contoured surface. The one over the top trailing edge of the surface of the right The exhaust gas flow exiting on the left and right of the wing follows it from the two pairs of flaps as a result of the Coanda effect created a downward curved contour, creating a downward thrust.

Vor einigen Jahren wurden Experimente mit überblasenen Klappen durchgeführt, wie sie oben beschrieben sind; vergl. den Bericht NASA SP-520 der National Aeronautics and Space Administration (NASA) mit dem Titel "STOL Technology; A Converence Held at Ames Research Center, Moffett Field, California, October 17 19» 1971"· In diesem Bericht sind Konfigurationen für überblasene Klappensysteme angegeben, bei denen der Krümmungsradius im vorderen Klappenteil verhältnismäßig klein, im hinteren Klappenteil aber größer ist. Es hat sich jedoch erwiesen, daß bei dieser speziellen Klappenkonfiguration der Düsenabgasstrom "abgeflacht" werden mußte, so daß der über die Oberseite der Hinterkantenklappen strömende Düsenstrahl verhältnismäßig dünn war· Dies war nötig, damit der Düsenstrahl der Oberseite der Klappe folgen konnte. Während diese "abgeflachte" StrahlZkonfiguration für den STOL-Betrieb zufriedenstellend war, erzeugte sie für den Reiseflug einen zu hohen Widerstand.A few years ago, experiments were carried out with over-inflated valves as described above; See the National Aeronautics and Space Administration (NASA) NASA SP-520 report entitled "STOL Technology; A Converence Held at Ames Research Center, Moffett Field, California, October 17-19, 1971" · This report includes configurations for Overblown valve systems indicated, in which the radius of curvature in the front valve part is relatively small, but larger in the rear valve part. It has, however, proved that had to be "flattened" in this particular flap configuration of the nozzle exhaust flow so that the air flowing over the top of the trailing edge flaps jet was relatively thin · This was necessary so that the jet was able to follow the top of the door. While this "flattened" StrahlZkonfiguration was satisfactory for the STOL operation, it produced for cruise too much resistance.

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Ein weiterer Ansatz für ein überblasenes Klappensystem ist in einem Aufsatz "Propulsion Integration for a Hybrid Propulsive-Lift-System" von M·. K. Bowden, J. H. Renshaw und H. S. Sweet angegeben; dieser Aufsatz wurde unter der Bezeichnung "7404-71™ von der Society of Automotive Engineers veröffentlicht und beim Air Transportation Meeting in Dallas, Texas, 30. 4. - 2. 5. 1974-vorgetragen. Another approach for an over-inflated valve system is in an essay "Propulsion Integration for a Hybrid Propulsive-Lift-System" by M ·. K. Bowden, J. H. Renshaw, and H. S. Sweet stated; this article was named "7404-71 ™ Published by the Society of Automotive Engineers and presented at the Air Transportation Meeting in Dallas, Texas April 30-25, 1974.

Dieser Aufsatz beschreibt ein "Vortrieb-Auftrieb-Hybridsystem", beim dem ein Teil der Verdichterluft durch das Tragflächeninnere geleitet und über die Oberseite der Hinterkantenklappe der Tragfläche abgelassen wird; zusätzlich wird der Abgasstrahl aus dem Triebwerk über die Tragflächenoberseite geblasen. Zwei Klappensysteme sind angegeben, aber die tatsächlich geprüfte Anordnung unterschied sich von diesen erheblich. In einer Anordnung hatte die Oberseite der Klappe zwischen dem vorderen und dem hinteren Klappenende einen konstanten Krümmungsradius. In einer zweiten Anordnung wird die Klappe als eine "expandierende Jacobs-Hurkamp-Klappe" gekennzeichnet, die am Kniepunkt der Klappe eine schärfere Krümmung (d.h. einen kleineren Krümmungsradius) und im Klappenhinterteil einen wesentlich größeren Radius aufweist. Eine Analyse der zu dieser Anordnung verfüg· baren Daten zeigt, daß die beiden Klappenanordnungen zueinander gleichwertig waren und die Verwendung einer anstatt der anderen keine besonderen Vorteile erbrachte.This paper describes a "propulsion-lift hybrid system", where some of the compressor air is passed through the inside of the wing and over the top of the trailing edge flap Wing is lowered; In addition, the exhaust gas jet from the engine is blown over the top of the wing. Two Flap systems are indicated, but the actual arrangement tested differed significantly from these. In one arrangement the top of the flap had a constant radius of curvature between the front and rear flap ends. In In a second arrangement, the valve is referred to as an "expanding Jacobs-Hurkamp valve" which is at the knee point of the The valve has a sharper curvature (i.e. a smaller radius of curvature) and a much larger one in the rear part of the valve Has radius. An analysis of the data available for this arrangement shows that the two flap arrangements are relative to one another were equivalent and there was no particular benefit in using one in place of the other.

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Den der vorliegenden Erfindung am nächsten liegende Stand der Technik stellt vermutlich das Flugzeug YC-14 der Fa. The Boeing Company dar. Die wesentlichen Besonderheiten dieses Flugzeugs sind im AIAA Paper No. 75-1015 mit dem Titel "Aerodynamic Design of the Boeing CY-14 Advanced Medium STOL Transport (AMST)" von Fred W. May und George E. Bean beschrieben. Dieser Aufsatz wurde vermutlich zum ersten Mal beim AIAA 1975 Aircraft Systems and Technology Meeting, Los Angeles, California, 4· - 7· August 1975 vorgetragen. Andere Aspekte des Modells YC-14 sind in einer Veröffentlichung von Howard Skavdahl, Timothy Wang und William J. Hirt, "Nozzle Development for the Upper Surface Blown Jet Flap on the CY-14 Airplane", Society of Automotive Engineers, beschrieben; dieser Aufsatz wurde vermutlich beim Air Transportation Meeting in Dallas, Texas, 30. 4. - 2. 5. 1974 vorgetragen.The prior art which is closest to the present invention is presumably the YC-14 aircraft from The Boeing company Company. The main features of this aircraft are described in AIAA Paper No. 75-1015 with the title "Aerodynamic Design of the Boeing CY-14 Advanced Medium STOL Transport (AMST) "by Fred W. May and George E. Bean. This Essay was probably first published at the AIAA 1975 Aircraft Systems and Technology Meeting, Los Angeles, California, Performed 4 - 7 August 1975. Other aspects of the YC-14 model are described in a publication by Howard Skavdahl, Timothy Wang and William J. Hirt, "Nozzle Development for the Upper Surface Blown Jet Flap on the CY-14 Airplane," Society of Automotive Engineers, described; this essay was probably made at the Air Transportation Meeting in Dallas, Texas, Presented April 30 - May 2, 1974.

Die YC-14 benutzt das Überblasprinzip im allgemein so, wie es oben erläutert ist. Dieses Flugzeug ist ein Schulterdecker mit zwei Triebwerken, die an der Tragfläche sehr nahe am Rumpf liegen, wobei der Düsenstrahl über die Tragflächenoberseite abstö^rmt. Hinter jedem Triebwerk befindet sich eine zweiteilige überblasene Klappe mit konstantem Querschnitt ("constant section"), Außerhalb der überblasenen Klappen sind verjüngte, doppelt geschlitzte mechanische Klappen vorgesehen.The YC-14 uses the overblow principle in general as it does is explained above. This aircraft is a shoulder-wing monoplane with two engines, which are on the wing very close to the fuselage, with the jet over the top of the wing repulses. Behind each engine there is a two-part inflated flap with a constant cross-section ("constant section"), Tapered, double-slotted mechanical flaps are provided outside of the over-inflated flaps.

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Die beiden Triebwerke der YC-14 sind mit einer Mischströmdüse (mit Zusammenführung des Turbinen- und des Verdichterstrahls) versehen, wobei die Düse eine Tür auf der Außenseite enthält, die dem Düsenstrahl erlaubt, sich nach außen aufzuspreizen, so daß der Strahl dünner wird, sich verbreitert und damit durch den Coanda-Effekt besser umgelenkt werden kann. Die Tür wird beim Reiseflug geschlossen, so daß man einen schmaleren Strahl erhält, mit dem der Stör- und Reibwiderstand geringer wird.The two engines of the YC-14 are with a mixed flow nozzle (with merging of the turbine and the compressor jet), whereby the nozzle contains a door on the outside, which allows the jet to spread outwards, so that the beam becomes thinner, broadened and can thus be better deflected by the Coanda effect. The door will closed when cruising, so that a narrower jet is obtained, with which the interference and frictional resistance is lower.

Hinter jeder Düse sind vier einziehbare Wirbelerzeuger vorgesehen, die dazu dienen, den Düsenstrahl über die überblasene Klappe unter größeren Ablenkwingkeln abwärts zu lenken. In dem oben erwähnten AIAA-Aufsatz wird darauf hingewiesen, daß die Strahlumlenkung durch den Coanda-Effekt sich mit diesen Wirbelerzeugern verbessern läßt.Four retractable vortex generators are provided behind each nozzle, which are used to direct the nozzle jet downwards over the overblown flap with larger deflection swings. By doing Attention is drawn to the AIAA paper mentioned above that the Beam deflection through the Coanda effect can be improved with these vortex generators.

Die beiden Teile jeder überblasenen Klappe drehen um ein einfaches Scharnier und bilden hinter der Düse eine durchgehende geschlossene Oberfläche, wenn sie sich in der ab- und rückwärts ausgefahrenen Lage befinden. Die Oberseite der überblasenen Klappe ist so ausgelegt, daß sie in jeder Ausfahrstellung einen Kreisbogen mit einem Radius von 172? mm (68 in.) approximiert, d.h. etwa der doppelten maximalen Höhe der Düsenaustrittsöffnung· Falls bei ausgefahrenen überblasenen Klappen das Triebwerk ausfällt, schwenkt das vordere Klappensegment hinter dem ausgefallenen Triebwerk auf einem Schwenklager in eine Lage, in der die Klappe eine herkömmliche Doppelschlitzkonfiguration annimmt·The two parts of each over-inflated flap rotate around a simple one Hinge and form a continuous closed surface behind the nozzle when it is in the back and forth extended position. The top of the overblown flap is designed to have one in each extended position Circular arc with a radius of 172? mm (68 in.) approximated, i.e. about twice the maximum height of the nozzle outlet opening If the engine fails with the flaps extended and overblown, pivots the front flap segment behind the failed engine on a pivot bearing into a position in which the flap adopts a conventional double-slit configuration

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Einer der wesentlichen Gesichtspunkte bei der Konstruktion eines | überblasenen Klappensystems ist dessen Fähigkeit, den Abgasstrahl bei vollständig ausgefahrenen überblasenen Klappen umzulenken. , Bei früheren Entwicklungen dieses Überblasprinzips hat man sich ! darauf konzentriert, die Strahldicke zu verringern und den
Krümmungsradius der Klappe zu vergrößern. Wie in der frühen ^; One of the most important things to consider when constructing a | overblown flap system is its ability to redirect the exhaust jet when the overblown flaps are fully extended. , With earlier developments of this overblowing principle one has! focused on reducing the beam thickness and reducing the
To increase the radius of curvature of the flap. As in the early ^;

Literatur erwähnt, hängt die Strahlumlenkung mit dem Coanda-Effekt stark vom Verhältnis der Strahldicke zum Umlenkradius ι ab. Bei gegebener Machzahl existiert ein Maximalwert dieses Verhältnisses, oberhalb dessen die Strahlumlenkung mangelhaft ist.
Diese frühe Beobachtung läßt sich aus der elementaren Strömungsmechanik wie folgt erklären: Die mangelhafte Strahlumlenkung i ist das Ergebnis der Strömungsablösung, die auftritt, wenn die
Grenzschicht die verlangsamende Kraft eines gegenwirkenden Druck-' gefalles entlang der Klappenoberfläche nicht mehr überwirLen kann.j Dieses Druckgefälle nimmt mit der Strahldicke zu. Ein Weg, eine ;Mentioned in the literature, the beam deflection with the Coanda effect depends heavily on the ratio of the beam thickness to the deflection radius ι. For a given Mach number, there is a maximum value of this ratio, above which the beam deflection is inadequate.
This early observation can be explained from elementary fluid mechanics as follows: The inadequate jet deflection i is the result of the flow separation that occurs when the
Boundary layer can no longer overcome the slowing force of a counteracting pressure drop along the flap surface. This pressure drop increases with the jet thickness. One way, one;

j Strömungsablösung zu vermeiden, d.h. eine wirksame Strahlum- ' lenkung zu erreichen, ist also, den Strahl dünner zu machen und
das Druckgefälle abzuschwächen. j j to avoid flow separation, that is, an effective Strahlum- 'steering to achieve, is therefore to make the beam thin and
to weaken the pressure gradient. j

Während ein dünner Strahl für eine gute Umlenkwirkung bei vollständig ausgefahrenen Klappen erwünscht ist, ist er für den _; Reiseflug infolge des hohen Strömungswiderstands nachteilig, den jWhile a thin jet is desirable for a good deflection effect with fully extended flaps, it is for the _; Cruising is disadvantageous due to the high drag that j

ein über die Tragfläche strömender dünner Düsenstrahl erzeugt. ja thin jet of nozzles flowing over the wing is generated. j

j Während die oben erwähnten Entwicklungen aus dem Stand der ί Technik (Vortrieb-Auftrieb-Hybridsystem) einen Fortschritt er- j brachten dahingehend, daß die Strahlumlenkung sich verbessern :j While the above-mentioned developments from the state of ί Technology (propulsion-lift hybrid system) made progress to the effect that the jet deflection improved:

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'■■ ließ, war es vor der vorliegenden Erfindung nach Kenntnis der '■■ let, it was prior to the present invention to the knowledge of the

ιι

j !j!

f Anmelderin nicht möglich, eine einwandfreie Strahlumlenkung bei ; voller Klappenablenkung zu erreichen, ohne den Strahl so dünnf Applicant not possible, perfect beam deflection at; full flap deflection without making the beam so thin

j zu machen, daß er für den Reiseflug weniger als vollständig geeignet war. Wie weiter unten ausführlich dargelegt, erlaubt , das überblasene Klappensystem nach der vorliegenden Erfindung einen dickeren Düsenstrahl (d.h. einen verringerten Strömungswiderstand), mit dem sich für den Reiseflug ein höherer Wirkungsgrad erzielen läßt.j to make it less than fully suitable for cruising. As detailed below, allows the overblown flap system of the present invention has a thicker jet (i.e., reduced drag), with which a higher degree of efficiency can be achieved for cruising flight.

j Was die Betriebseigenschaften eines überblasenen Klappensystems insgesamt anbetrifft, sind drei allgemeine Gesichtspunkte zu beachten. Erstens muß das Klappensystem in der Lage sein, einenj There are three general considerations regarding the overall operational characteristics of an over-inflated valve system note. First, the valve system must be able to provide a

! ausreichenden Auftrieb zu erzeugen, der das Leistungsziel für das Flugzeug zu erreichen gestattet, und dies hängt unmittelbar zusammen mit der Fähigkeit, den Düsenstrahl über der überblasenen! Generating sufficient lift to allow the aircraft to achieve the performance goal, and this is directly related along with the ability to blow the jet over the overblown

! Klappe umzulenken. Da zweitens der von den Klappen in der ausgefahrenen Stellung erzeugte verstärkte Auftrieb sich aus der! Divert flap. Second, because of the flaps in the extended position The position generated increased lift from the

ι Abwärts-Umlenkung des Düsenstrahls an der Hinterkante der Trag- ! fläche ergibt, verschiebt sich der Auftriebsmittelpunkt der Tragfläche beim STOL-Betrieb nach hinten, so daß ein Nickmoment j entsteht. Dieses Nickmoment wird im allgemeinen ausgeglichen, indem man mittels des Heckleitwerks und der Höhenruder des Flugzeugs ein Gegenmoment erzeugt. Um die Steuerungseigenschaften ^! des Flugzeugs zu optimieren, ist erwünscht, eine Verschiebung des Auftriebsmittelpunkts der Tragfläche so gering wie möglich zu halten.ι Downward deflection of the nozzle jet at the rear edge of the support! surface, the center of lift of the wing shifts to the rear during STOL operation, so that a pitching moment j arises. This pitching moment is generally compensated for in that a counter-moment is generated by means of the tailplane and the elevators of the aircraft. To the control properties ^! To optimize the aircraft, it is desirable to keep a shift in the center of lift of the wing as small as possible.

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Der dritte Gesichtspunkt ist die Möglichkeit, die Klappen zum
Steuern des Flugzeugs auf seinem Gleitweg zu benutzen. Da das
Strahltriebwerk nicht immer schnell genug vom Hoch- in den j j Niederleistungszustand und umgekehrt übergehen kann, benutzt ; man die Klappen des Plugzeugs, um den Auftrieb zu verstärken j oder zu verringern oder um den Strömungswiderstand der Tragfläche i zu variieren, damit das Flugzeug auf seinem Gleitweg gehalten
werden kann. Die überblasenen Klappen eines STOL-Flugzeugs i lassen sich zu diesem Zweck verwenden, da man mit ihnen wir- The third consideration is the ability to use the flaps
Control the aircraft on its glideslope. Since that
Jet engine cannot always change from high to low-power state and vice versa quickly enough; the flaps of the plug tool to increase or decrease the lift or to vary the drag of the wing i so that the aircraft is kept on its glide path
can be. The over-inflated flaps on a STOL aircraft can be used for this purpose because they are used to

kungsvoll die rück- und abwärts gerichteten Schubkomponenten
beeinflussen kann, indem man die Klappen in verschiedene ' Stellungen bringt. Ein wesentlicher Gesichtspunkt ist also die
Fähigkeit der überblasenen Klappen eines STOL-Flugzeugs, so zu
reagieren, daß sich für das Flugzeug die gewünschten Steuerungs- i eigenschaften ergeben. impressive the backward and downward thrust components
can influence by moving the flaps in different ' positions . So an essential point of view is that
Ability of a STOL aircraft's over-inflated flaps, so too
react so that the desired control properties result for the aircraft.

Während die oben erwähnten Anordnungen Fortschritte der Technik
darstellen, wird fortwährend nach Verbesserungen gesucht. Es ist
also das Hauptziel der vorliegenden Erfindung, die Leistungs-
fähigkeit eines Klappensystems eines Flugzeugs mit Auftriebsver- ; Stärkung durch Überblasen der Tragfläche, wie oben beschrieben,
zu erhöhen. ί While the above-mentioned arrangements advances in technology
represent is continually searching for improvements. It is
so the main aim of the present invention, the performance
ability of a flap system of an aircraft with lift control; Strengthening by blowing over the wing, as described above,
to increase. ί

Die vorliegende Erfindung schafft ein Auftriebssystem mit über- ; The present invention provides a buoyancy system with over-;

blasenen Klappen, mit einer Tragfläche mit einer in Profiltiefen-! blown flaps, with a wing with a profile depth!

i richtung verlaufenden Achse (Profilachse), einer Vorderkante und ^; i direction running axis (profile axis), a leading edge and ^;

einer Hinterkante und aerodynamisch konturierter Tragflächen- a trailing edge and aerodynamically contoured wing

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Oberseite. Ein Klappenelement hat ein vorderes und ein hinteres Ende sowie eine aerodynamisch konturierte Oberseite mit einem Vorderteil und einem Hinterteil, wobei der Vorderteil an derTop. A flap element has a front and a rear end and an aerodynamically contoured top with a Front part and a rear part, the front part at the

j Hinterkante der aerodynamisch konturierten Oberseite der Tragfläche liegt und mit dieser eine stetige aerodynamische Kontur bildet und die aerodynamische Oberseite des Klappenelements vomj Trailing edge of the aerodynamically contoured top of the wing lies and with this forms a continuous aerodynamic contour and the aerodynamic top of the flap element from

; Hinterkantenteil ab- und rückwärts verläuft. Ein Strahlerzeuger richtet einen Düsenstrahl hoher Geschwindigkeit nach hinten über die aerodynamisch konturierten Oberseiten der Tragfläche und der Klappe; eine hinter dem Strahlerzeuger angeordnete wirbelerzeugende Anordnung erzeugt im über das Klappenelement strömenden , Düsenstrahl Wirbel. Dabei ist die aerodynamisch konturierte Oberseite des Klappenelements allgemein in Profiltiefenrichtung ab-; Trailing edge part runs downwards and backwards. A jet generator directs a high velocity jet aft over the aerodynamically contoured tops of the wing and the flap; a vortex-generating arrangement arranged behind the jet generator generates in the flowing over the flap element, Jet vortex. The aerodynamically contoured upper side of the flap element is generally in the profile depth direction.

I iI i

! wärts gekrümmt, wobei der Krümmungsradius am vorderen Teil der! curved outwards, the radius of curvature at the front part of the

aerodynamisch konturierten Klappenoberseite kleiner und am \ hinteren Teil der aerodynamisch konturierten Klappenoberseite ; größer ist. Der am vorderen Ende des Klappenelements ankommende j Düsenstrahl läuft also über das Vorderende auf einer gekrümmtenaerodynamically contoured flap top and smaller on the \ rear part of the aerodynamically contoured flap top; is bigger. The jet arriving at the front end of the flap element thus runs over the front end on a curved one

Bahn mit geringerem Krümmungsradius und der über das hintere : Ende des Klappenelements strömende Düsenstrahl läuft auf einerPath with a smaller radius of curvature and the nozzle jet flowing over the rear end of the flap element runs on one

\ gekrümmten Bahn mit größerem Krümmungsradius. \ curved path with a larger radius of curvature.

; Mit einer Betätigungseinrichtung kann das Klappenelement zwischen ': seiner eingefahrenen Lage und seiner vollständig ausgefahrenen Lage hin und her und auch in Zwischenlagen zwischen der eingei fahrenen und der ausgefahrenen Lage bewegt werden. Die Betäti-; With an actuating device between the flap element 'can: its retracted position and its fully extended position can be moved back and forth and also in intermediate positions between the eingei retracted and extended position. The actuating

ι gungseinrichtung ist so angeordnet * daß das Klappenelement mit '< ι transmission device is arranged * that the flap element with '<

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einem veränderlichen momentanen Drehmittelpunkt nach hinten bewegt wird, wobei die aerodynamisch konturierte Oberseite des
Klappenelements an der Hinterkante der Ausnehmung in der Tragfläche an die aerodynamisch konturierte Oberseite der Tragfläche ja variable momentary center of rotation is moved backwards, the aerodynamically contoured top of the
Flap element at the rear edge of the recess in the wing to the aerodynamically contoured upper side of the wing j

i angrenzt und allgemein aerodynamisch mit dieser ausgerichtet Ii is adjacent and generally aerodynamically aligned with this I.

ist. !is. !

Das Klappenelement kann also für den Reiseflug in eine einge- jThe flap element can therefore be turned into an integrated j

fahrene Lage gebracht und auch abwärts ausgefahren werden, um j den Düsenstrahl, wie gewünscht, abwärts auszudenken, und zwar ! so,daß der Düsenstrahl am vorderen Ende des Klappenelements
über dieses auf einer gekrümmten Bahn mit allmählich zunehmen- j dem kleinerem Krümmungsradius und über das hintere Ende des j Klappenelements auf einer gekrümmten Bahn mit größerem
Krümmungsradius strömt.brought to the driven position and also extended downwards, in order to j think out the nozzle jet downwards, as desired, namely! so that the nozzle jet at the front end of the flap element
over this on a curved path with gradually increasing the smaller radius of curvature and over the rear end of the flap element on a curved path with a larger
Radius of curvature flows.

In der hier aufgezeigten speziellen Anordnung ist die Erfindung
an einem Plugzeug mit einem Rumpf und einer Tragfläche sowie
zwei Strahltriebwerken gezeigt, die beiderseits des Rumpfes an
der Tragfläche angeordnet sind. Auf den beiden Seiten des j Rumpfes ist hinter Jedem Strahltriebwerk ein zugeordnetes jIn the particular arrangement shown here is the invention
on a plug stuff with a fuselage and a wing as well
two jet engines shown on either side of the fuselage
the wing are arranged. On both sides of the fuselage there is an assigned j behind each jet engine

Klappenelement vorgesehen. Entsprechend sind hinter jedem Trieb- i werk ein Wirbelerzeuger sowie eine Betätigungseinrichtung für i jede Klappe vorgesehen. jFlap element provided. Correspondingly, behind each instinct i Werk a vortex generator and an actuator for i each flap are provided. j

Die vorliegende Erfindung schafft weiterhin für ein Flugzeug
mit einer Tragfläche mit einer Profilachse, einer Vorderkante,The present invention also provides for an aircraft
with a wing with a profile axis, a leading edge,

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einer Hinterkante, einer aerodynamisch konturierten Oberseite und einer Ausnehmung an ihrer Hinterkante sowie einer strahlerzeugenden Einrichtung, die einen Düsenstrahl hoher Geschwindigkeit über die aerodynamisch konturierte Klappenoberseite schickt, ein Verfahren zur Nutzung eines angetriebenen Auftriebssystems mit Flächenüberblasung, indem man ein Klappenelement mit einem vorderen und einem hinteren Ende und einer aerodynamisch konturierten Klappenoberseite mit einem vorderen und einem hinteren Teil vorsieht, wobei das Klappenelement eine eingefahrene Lage, in der es sich in der Ausnehmung befindet, und eine ausgefahrene Lage hat, in der der vordere Teil an den Hinterkantenteil der aerodynamisch konturierten Oberseite der Tragfläche angrenzt und mit diesem eine durchgehende aerodynamische Kontur bildet und wobei die aerodynamisch konturierte Oberseite des Klappenelements vom Hinterkantenteil ab- und rückwärts vorsteht· Weiterhin sieht man hinter der strahlerzeugenden Einrichtung Wirbelerzeuger, die in dem über das Klappen- j element strömenden Düsenstrahl Wirbel erzeugen, und am Klappen- i element eine aerodynamisch konturierte Oberseite vor, die allge- | mein in Profiltiefenrichtung mit einem Radius gekrümmt ist, der am vorderen Teil der aerodynamisch konturierten Klappenbberseite größer ist, wobei der Krümmungsradius entlang des vorderen Teils nach hinten zunimmt. Dann dreht man das Klappenelement zwischen seiner eingefahrenen und seiner vollständig ausgefahrenen Lage hin und her und auch in Zwischenlagen zwischen der ein- und der ausgefahrenen Lage derart, daß das Klappenelement uma rear edge, an aerodynamically contoured top and a recess on its rear edge and a jet-generating Device that sends a high speed jet over the aerodynamically contoured top of the flap Sends a method of using a powered buoyancy system with surface over-inflation by using a flap element with a front and a rear end and an aerodynamically contoured flap top with a front and a rear part, wherein the flap element is in a retracted position in which it is located in the recess, and has an extended position in which the leading portion is attached to the trailing edge portion of the aerodynamically contoured top of the Adjacent wing and with this forms a continuous aerodynamic contour and wherein the aerodynamically contoured The top of the flap element protrudes from the trailing edge part and backwards · Furthermore, one can see behind the jet-generating Device vortex generators, which generate vortices in the jet flowing over the flap element, and at the flap i element has an aerodynamically contoured upper side, which is generally | mine is curved in the profile depth direction with a radius that is on the front part of the aerodynamically contoured flap top is larger, the radius of curvature increasing along the front part towards the rear. Then you turn the flap element between its retracted and its fully extended position back and forth and also in intermediate layers between the and the extended position such that the flap element around

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einen veränderlichen momentanen Drehmittelpunkt dreht, wobei die aerodynamisch konturierte Klappenoberseite an die aerodynamisch konturierte Oberseite der Tragfläche an der Hinterkante der Ausnehmung angrenzt und mit dieser allgemein aerodynamisch fluchtet. Es kann also das Klappenelement zum Reiseflug eingefahren und auch abwärts ausgefahren werden, um den Düsenstrahl in der gewünschten Weise abwärts auszulenken, so daß der Düsenstrahl am vorderen Ende des Klappenelements über dieses auf einer gekrümmten Bahn mit allmählich zunehmendem kleinerem Krümmungsradius und über das hintere Ende des Klappenelements auf einer gekrümmten Bahn mit größerem Krümmungsradius strömt.rotates a variable momentary center of rotation, wherein the aerodynamically contoured flap top adjoins the aerodynamically contoured top side of the wing at the trailing edge of the recess and is generally aerodynamically aligned therewith. The flap element can therefore be retracted for cruise flight and also extended downwards in order to deflect the nozzle jet downwards in the desired manner, so that the nozzle jet at the front end of the flap element over this on a curved path with gradually increasing smaller radius of curvature and over the rear end of the Flap element flows on a curved path with a larger radius of curvature.

In dem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung werden eine Tragfläche, ein Klappelement, eine strahlerzeugende Einrichtung und wirbelerzeugende Mittel vorgesehen, wie oben besctrieben. Das Klappenelement wird zwischen seiner eingefahrenen vollständig ausgefahrenen Lage hin und her sowie auchIn the method according to the present invention, an airfoil, a flap element, a jet generating device and vortex generating means are provided as described above. The flap member is reciprocated between its retracted fully extended position as well

und seinerand his

xnxn

■ Zwischenlagen so bewegt, daß das Klappenelement um einen variablen momentanen Drehmittelpunkt dreht. Dieser momentane■ Intermediate layers moved so that the flap element rotates around a variable momentary center of rotation. This momentary one

;;

! Drehmittelpunkt ist wünschenswerterweise an den Krümmungsradius! The center of rotation is desirably at the radius of curvature

'. ι '. ι

: der aerodynamisch konturierten Klappenoberseite so angepaßt,: adapted to the aerodynamically contoured top of the flap so that

daß der an der Hinterkante der Ausnehmung befindliche (Teil der : aerodynamisch konturierten Klappenoberseite aerodynamisch mit dem Hinterkantenteil der Tragfläche ausgerichtet ist, während ! das Klappenelement von einer in eine andere Lage ausgefahren wird. that the part of the aerodynamically contoured top of the flap located at the rear edge of the recess is aerodynamically aligned with the trailing edge part of the wing, while the flap element is extended from one position to another .

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Die Erfindung soll nun anhand der beigefügten Zeichnungen ausführlich beschrieben werden.The invention will now be described in detail with reference to the accompanying drawings to be discribed.

Fig· 1 ist eine isometrische Darstellung eines Flugzeugs mit einem angetriebenen Auftriebssystem mit Überblasung, das nach der vorliegenden Erfindung ausgestaltet ist;Fig. 1 is an isometric view of an aircraft having a powered lift system with overblowing, the is designed according to the present invention;

Fig. 2 ist eine der Fig. 1 entsprechend isometrische Darstellung^FIG. 2 is an isometric representation corresponding to FIG. 1

zeigt aber die Klappenanordnung nach der vorliegenden : Erfindung in größerem Maßstab;but shows the flap assembly according to the present invention on a larger scale;

j Fig. 3 ist eine isometrische Darstellung einer einzelnen überbla+· senen Klappe für die vorliegende Erfindung sowie deren spezielle Konturierung in dem an den Flugzeugrumpf an- jj Fig. 3 is an isometric view of a single overbla + · Senen flap for the present invention and its special contouring in the j

grenzenden Teil; jbordering part; j

Fig. 4 ist ein Schnitt durch die vorliegende Erfindung entlang der Erofilachse der Tragfläche des Flugzeugs und zeigt die Klappe im eingefahrenen Zustand;Figure 4 is a section through the present invention the plane axis of the plane's wing and shows the flap in the retracted state;

Fig. 5 ist eine der Fig. 4 entsprechende Darst011ung und zeigt die Klappe teilweise ausgefahren; ^: Fig. 5 is a view corresponding to Fig. 4 and shows the flap partially extended; ^:

Fig. 6 zeigt den Fig. 4 und 5 entsprechend die \ Klappe vollständig ausgefahren; '■ Fig. 6 shows the Figure 4 and 5 corresponding to the fully extended \ flap. '■

j Fig. 7, 8 und 9 sind drei Diagramme zum Vergleich der Leistungs- . eigenschaften des Systems nach der vorliegenden Erfindung mit denen des Systems, das nach dem Stand der Technik beij Figs. 7, 8 and 9 are three graphs comparing performance. characteristics of the system according to the present invention with those of the system according to the prior art

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I der YC-14- eingesetzt ist, bei konstantem Gesamtschub- jI the YC-14- is used, with a constant total thrust- j

beiwert wie folgt: .coefficient as follows:.

(a) Die Fig. 7 zeigt den Auftriebsbeiwert als Punktion !(a) Fig. 7 shows the lift coefficient as a puncture!

des Anstellwinkels der Tragfläche; ιthe angle of attack of the wing; ι

(b) die Fig. 8 zeigt den Auftriebsbeiwert als Funktion des Widerstandsbeiwerts der Tragfläche; !(b) Figure 8 shows the coefficient of lift as a function of the coefficient of drag of the wing; !

(c) Fig. 9 zeigt den Auftriebsbeiwert als Funktion des Nickmoments der Tragfläche, an der die Klappen sich befinden;(c) Fig. 9 shows the lift coefficient as a function of the pitching moment of the wing on which the flaps are are located;

Fig· 10 zeigt schematisiert die zwei Systeme, die in den ! Diagrammen der Fig. 7-9 verglichen werden, wobei das j System nach der vorliegenden Erfindung schematisiert durchgezogen und das YC-14-System des Standes der Technik schematisiert gestrichelt dargestellt sind;Fig. 10 shows schematically the two systems used in the! 7-9 are compared with the diagram of the system of the present invention solid and the prior art YC-14 system are shown schematically in dashed lines;

Fig. 11 ist ein Profil eines Klappenelements nach der vorliegenden Erfindung, das in einem Windtunnel getestet wurde.Figure 11 is a profile of a flap member according to the present invention Invention tested in a wind tunnel.

! Zur Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden! To describe the preferred embodiment of the present

Erfindung sei hier das Einführungsmodell der YC-14 der Firma TheInvention here is the introductory model of the YC-14 from The company

j Boeing Company als typische STOL-Konstruktion eines Flugzeugs mit der vorliegenden Erfindung erläutert. Dieses Flugzeug 10 ist in der Fig. 1 gezeigt; es handelt sich um ein STOL-Flugzeug (mit kurzer Lande- und Abflugstrecke), das mit einem angetriebenen Auftriebssystem durch Tragflachenuberblasung ausgerüstet ist. Inj Boeing Company as a typical STOL construction of an aircraft explained with the present invention. This aircraft 10 is shown in FIG. 1; it is a STOL aircraft (with short landing and take-off distance), which is equipped with a powered lift system through inflation of the wing. In

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der hier gezeigten speziellen Ausführung weist das Flugzeug 10 einen Rumpf 14, eine schultergelagerte Tragfläche 14 sowie ein Heck 16 mit dem Seitenruder 18 und einem Höhenruderabschnitt 20 auf. Zwei Triebwerke 22 sind beiderseits des Rumpfes 12 nahe diesem angeordnet. Jedes Triebwerk 22 hat hinten eine Austrittsdüse 24, die hinter der Vorderkante der Tragfläche 14 liegt, sowie ein vorderes Einlaßende 26, das von der Vorderkante der Tragfläche nach vorn absteht. Bei dem hier gezeigten speziellen Flugzeug 10 handelt es sich bei den beiden Triebwerken 22 um ZTL-Triebwerke mit Mischdüse, wobei der Düsenstrahl jedes Triebwerks durch die nach hinten weisende Düse 28 über die Oberseite 30 der Tragfläche 14 ausströmt.In the special embodiment shown here, the aircraft 10 has a fuselage 14, a shoulder-mounted wing 14 and a Stern 16 with the rudder 18 and an elevator section 20 on. Two engines 22 are close on either side of the fuselage 12 this arranged. Each engine 22 has a rear exhaust nozzle 24, which is located behind the leading edge of the wing 14, and a forward inlet end 26 which projects forwardly from the leading edge of the wing. With the special one shown here In the aircraft 10, the two engines 22 are ZTL engines with a mixing nozzle, with the jet of each engine flows out through the rearwardly facing nozzle 28 over the top 30 of the wing 14.

Für die vorliegende Erfindung wesentlich ist ein allgemein mit 32 bezeichnetes Hinterkantenklappensystem mit einem Hinterkantenklappenelement 34; es liegen zwei derartige Klappensysteme 32 vor, und zwar jeweils eines hinter jedem Triebwerk 22· Weiterhin sind in Kombination mit diesen Klappen 34 die Wirbelerzeuger 35 wesentlich, die auf der Oberseite 30 der Tragfläche 14 hinter den Triebwerksdüsen 28 und vor den Klappenelementen 34 liegen. Herkömmliche Hinterkantenklappen 36 sind auf der Tragfläche ; außerhalb der Klappenelemente 34 vorgesehen. Die vorliegende ■Essential to the present invention is a trailing edge flap system, generally designated 32, with a trailing edge flap element 34; there are two such valve systems 32 in front, one behind each engine 22 · Furthermore, in combination with these flaps 34, the vortex generators 35 essentially, which are located on the upper side 30 of the wing 14 behind the engine nozzles 28 and in front of the flap elements 34. Conventional trailing edge flaps 36 are on the wing; provided outside the flap elements 34. The present ■

Erfindung betrifft jedoch deren Gestalt und Funktion nicht und ■ sie können herkömmlich ausgeführt sein. Um die neuartigen Be- jHowever, the invention does not relate to their shape and function and ■ they can be conventional. To the new Bej

ι Sonderheiten der vorliegenden Erfindung verständlicher zu machen,jι to make the special features of the present invention more understandable, j

sollen zunächst die betrieblichen Eigenschaften des Flugzeugs 10the operational characteristics of the aircraft 10

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und dann die Eigenheiten des Klappensystems 32 beschrieben werden.and then the characteristics of the valve system 32 are described will.

Soll das Flugzeug 10 im Reiseflug fliegen, werden die Klappenelemente 34 (und auch die äußeren Klappenelemente 36) in ihre eingefahrene Lage gebracht, in der die Profilachse der Klappenelemente 34-1 36 allgemein mit der Profilachse der Tragfläche ausgerichtet ist; die Tragfläche zeigt dann für den ßeiseflug ihre besten Betriebseigenschaften. Nähert das Flugzeug 10 sich einem Flugplatz und soll landen, werden die äußeren Klappenelemente 36 auf herkömmliche Weise abwärts geschwenkt, um den Auftrieb für die niedrigere Geschwindigkeit zu verstärken. Die Klappenelemente 34 werden dann ebenfalls ab- und rückwärts geschwenkt, arbeiten aber auf eine etwas andere Weise. Jedes Klappenelement 34 bietet eine aerodynamisch konturierte Oberseite, die den über die Tragflächenoberseite 30 strömenden Düsenstrahl ab- und rückwärts umlenkt, so daß der Düsenstrahl selbst den Auftrieb erhöht. Wie bereits festgestellt, handelt es sich bei dem Phänomen, das für diese Strahlumlenkung ausgenutzt wird, um den Coanda-Effekt.If the aircraft 10 is to fly in cruise flight, the flap elements are 34 (and also the outer flap elements 36) in their brought retracted position in which the profile axis of the flap elements 34-1 36 generally with the profile axis of the wing is aligned; the wing then shows its best operating characteristics for free-floating. If the aircraft 10 approaches an airfield and is about to land, the outer flap members 36 are pivoted downwardly in a conventional manner to provide lift amplify for the lower speed. The flap elements 34 are then also pivoted back and forth, but work in a slightly different way. Each flap element 34 provides an aerodynamically contoured top, which deflects the jet flowing over the upper side of the wing 30 and backwards so that the jet itself increases the buoyancy. As already stated, this is the phenomenon that is used for this beam deflection is going to get the Coanda effect.

Bei der vorliegenden Erfindung ist der aus der Düse 28 austretende Abgasstrahl stark dreidimensional, d.h. er hat im Verhältnis zu seiner Breite eine erhebliche Tiefe, und er hat relativ zur umgebenden Luftströmung eine hohe Geschwindigkeit. Die Wirbelj-In the present invention, the one exiting nozzle 28 is Exhaust gas jet is strongly three-dimensional, i.e. it has a considerable depth in relation to its width, and it has a relative depth a high speed to the surrounding air flow. The vortex

erzeuger 35 erzeugen sich gegeneinander drehende Wirbel im !generator 35 generate vortices rotating in opposite directions in the!

I Düsenstrahl, der dann über die Oberseite 38 der Klappe y\- auf I jet, which then over the top 38 of the flap y \ - on

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einer gekrümmten Bahn nach hinten und abwärts über die Oberseite 38 der zugehörigen Klappe 34 strömt.flows rearwardly and downwardly over the top 38 of the associated flap 34 in a curved path.

■ Wie bei dem Plugzeugmodell YC-14 des Standes der Technik ist jede Düse 28 auf ihrer Außenseite mit einer Tür versehen■ As is the case with the state-of-the-art plug-in kit model YC-14 each nozzle 28 is provided with a door on its outside

(vergleiche 28a in Fig. 1 und 2); zur besseren Darstellung sind ; die Einzelheiten der Tür 28a hier jedoch nicht weiter ausgeführt. Beim Heiseflug ist die Tür 28a geschlossen, um eine optimale Austrittsfläche für einen minimalen spezifischen Treibstoffverbrauch zu erzeugen. Werden die Klappen 34- zum An- oder Abflug ; jedoch abwärts ausgelenkt, wird jede Tür 28a (vergleiche Pig. 2) ' zur Seite geöffnet, so daß man im Sinne eines verstärkten Schubs ! eine maximale Austrittsfläche erhält. Zusätzlich zu ihrem Einfluß j auf die Triebwerksleistung unterstützt jede Tür 28a das Ein-(compare 28a in Figures 1 and 2); are for better illustration; however, the details of the door 28a are not further elaborated here. During hot flight, the door 28a is closed in order to provide an optimal exit area for a minimum specific fuel consumption to create. Are the flaps 34- for approach or departure ; but deflected downwards, each door 28a (compare Pig. 2) 'Opened to the side so that you feel like an increased thrust ! receives a maximum exit area. In addition to its influence j on the engine performance, each door 28a supports the entry

! stellen der unterschiedlichen Strahleigenschaften, die für eine gute Auftriebsleistung und einen niedrigen Strömungswiderstand im Reiseflug erwünscht sind. Die Innenlinien der Düse sind so geführt, daß bei offener Tür 28a der Düsenstrahl seitlich über die überblasene Klappenoberseite auffächert, so daß man eine wirkungsvolle Strahlumlenkung nach dem Coanda-Effekt erhält. Bei den Druckverhältnissen des Reiseflugs bewirkt bei geschlossener Tür 28a die Düsengestalt eine Konvergenz des Düsenstrahls stromabwärts der Austrittsebene, so daß die Berührung mit der Oberfläche des Flügels minimal bleibt.! represent the different beam properties that are required for a good lift performance and low drag are desirable when cruising. The inner lines of the nozzle are like this led that with the door 28a open, the nozzle jet fans out laterally over the overblown top of the flap, so that one effective beam deflection obtained according to the Coanda effect. With the pressure conditions of the cruise it causes a closed Door 28a the nozzle shape a convergence of the nozzle jet downstream of the exit plane, so that the contact with the surface of the wing remains minimal.

Zur Beschreibung einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung sei zunächst auf die Fig. 4 verwiesen, die das Klappen-For a description of a first embodiment of the present invention, reference is first made to FIG. 4, which shows the flap

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element in der eingefahrenen Lage zeigt. Das Klappenelement 34 hat vorn einen Knieabschnitt 40, einen Hinterkantenteil 42, die bereits erwähnte aerodynamisch konturierte Oberseite 38 und eine Unterseite 44. Die Klappe 34 ist in der Ausnehmung 46 am hinteren Ende der Tragfläche 14 untergebracht. Im eingefahrenen Zustand ist der Unterseitenteil 44 allgemein mit der aerodynamisch konturierten Unterseite 48 der Tragfläche 14 und der hintere Teil der Klappenoberseite 38 mit der aerodynamisch konturierten Oberseite 30 der Tragfläche ausgerichtet, wobei der Vorderteil der Klappenoberseite 38 in der Ausnehmung 46 der Tragfläche 14 liegt.element in the retracted position. The flap element 34 has a knee section 40 at the front, a rear edge part 42, the aerodynamically contoured upper side 38 and above an underside 44. The flap 34 is in the recess 46 on rear end of the wing 14 housed. In the retracted state, the underside portion 44 is generally aerodynamic contoured underside 48 of the wing 14 and the rear part of the flap top 38 with the aerodynamically contoured Top 30 of the wing aligned, with the front part of the flap top 38 in the recess 46 of the Wing 14 is located.

Die Kontur der Klappenoberseite 38 läßt sich unter Bezug auf dieThe contour of the flap top 38 can be with reference to the

Fig· 4 in zwei Teilen beschreiben, nämlich einem vorderen Teil ', innerhalb der Ausnehmung 46 und einem hinteren Teil, der hinter der Ausnehmung 46 liegt. Letzterer bildet eine Portsetzung der ■ Kontur 30 der Tragflächenoberseite derart, daß sich im Reiseflug ein wirkungsvolles Tragflächenprofil ergibt. Der vordere Teil der Klappenoberseite 38 ist derart ausgeführt, daß er in samtliehen Ausfahrlagen mit dem oberen Hinterkantenteil der Tragfläche 30 in Berührung bleibt. In der bevorzugten Ausführungsformj4 in two parts, namely a front part ', within the recess 46 and a rear part which lies behind the recess 46. The latter forms a porting of the contour 30 of the upper side of the wing in such a way that an effective wing profile results when cruising. The front part of the upper side of the flap 38 is designed in such a way that it remains in contact with the upper trailing edge part of the wing 30 in the extended positions. In the preferred embodiment, j

der Erfindung läßt die Kontur des Vorderteils sich gut mit einer logarithmischen Spirale annähern, wobei der anfängliche Krümmungsradius am Knieabschnitt 40 sein Minimum hat. Der Krümmungsradius der Kontur der Klappenoberseite nimmt dann stetig zu, so daß diese in die Tragflächenkontur im hinterenof the invention, the contour of the front part can be approximated well with a logarithmic spiral, the initial one The radius of curvature at the knee section 40 has its minimum. The radius of curvature of the contour of the top of the flap then increases steadily, so that these in the wing contour in the rear

Teil der Klappenoberseite stetig übergeht. Diese einer logarithmischen Spirale entsprechende Kontur ist für die vorliegende Erfindung wesentlich, um eine maximale Auslenkung der Klappe zu erreichen.Part of the top of the flap goes over steadily. This one logarithmic A spiral-corresponding contour is essential for the present invention in order to achieve maximum deflection of the flap to reach.

Zur Analyse sollen nun fünf Orte entlang der Oberseite 38 (in Profilte^-fenrichtung) der Klappe 34 auf der Profilmittenlinie ("midchord") 47 betrachtet werden (vergleiche die Diagramme 3 und 4). Diese fünf Punkte sind der vorderste Punkt 50 unmittelbar am vorderen Ende 40, ein vorderer Zwischenpunkt 52 in der Mitte des Vorderteils der Oberfläche 28, ein Übergangspunkt 54, wo die Klappenfläche 38 auf die Hinterkante 60 der Tragflächenoberseite 30 trifft, wenn die Klappe 32 sich in der eingefahrenen Lage befindet, ein hinterer Zwischenpunkt 56 in der Mitte des hinteren Teils der Klappenoberseite 38, und schließlich ein hinterer Punkt 58 unmittelbar an der Hinterkante 42 der Klappe 34. Die Klappenoberfläche 38 ist so konturiert, daß der Krümmungsradius der Oberfläche 38 am Punkt 50 sein Miiinum hat und als logarithmische Spirale zum Übergangspunkt 54 hin zunimmt. Danach bestimmt sich der Krümmungsradius primär aus der aerodynamischen Konturierung der Tragflächenoberseite 30, so daß der Krümmungsradius zwischen den Punkten 54, 58 wesentlich größer ist*For analysis, five locations should now be along the upper side 38 (in the profile direction) of the flap 34 on the profile center line ("midchord") 47 (compare diagrams 3 and 4). These five points are the foremost point 50 immediately at the front end 40, a front intermediate point 52 in the middle of the front portion of the surface 28, a transition point 54 where the flap surface 38 on the trailing edge 60 of the wing top 30 hits when the flap 32 is in the retracted Location is a rear intermediate point 56 in the middle of the rear part of the flap top 38, and finally a rear point 58 directly on the rear edge 42 of the flap 34. The flap surface 38 is contoured so that the The radius of curvature of the surface 38 has its minimum at point 50 and increases as a logarithmic spiral towards the transition point 54. Thereafter, the radius of curvature is determined primarily from the aerodynamic contouring of the wing top 30, so that the The radius of curvature between points 54, 58 is much larger *

Die Klappe 34 wird aus der eingefahrenen Lage (in Fig. 4 gezeigt) über die Zwischenlagen (von denen die Fig. 5 eine zeigt) ' in die vollständig ausgefahrene Lage (Fig. 6) so bewegt, daß 'The flap 34 is from the retracted position (shown in Fig. 4) via the intermediate layers (of which FIG. 5 shows one) 'moved into the fully extended position (FIG. 6) so that'

derjenige Teil der aerodynamisch konturierten Klappenseite 38, !that part of the aerodynamically contoured flap side 38,!

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der sich an der Hinterkante 60 der Tragflächenoberseite 30 befindet, an der Ausnehmung 46 in Berührung mit der Hinterkantenfläche 60 steht und fast tangential zu ihr verläuft. Der offenliegende Teil jeder Klappenoberfläche 38 bildet also mit der Tragflächenoberseite 30 eine im wesentlichen stetige aerodynamische Oberfläche, wobei der Krümmungsradius unmittelbar hinter der Hinterkante 60 sein Minimum hat und zum Punkt 58 hin allmählich zunimmt. Ist die Klappe 34 vollständig ausgefahren, wie in Fig. 6 gezeigt, hat bei der von der Tragfläche 14 und dem Klappenelement 34 gebildeten aerodynamischen Kontur 30-38 der Krümmungsradius unmittelbar hinter der Hinterkante 60 der Ausnehmung sein Minimum.which is located on the trailing edge 60 of the wing top 30, at the recess 46 is in contact with the trailing edge surface 60 and is almost tangential to it. The open one Part of each flap surface 38 thus forms an essentially continuous aerodynamic one with the upper side 30 of the wing Surface, the radius of curvature having its minimum immediately behind the trailing edge 60 and gradually towards point 58 increases. If the flap 34 is fully extended, how shown in Fig. 6, has in the aerodynamic contour 30-38 formed by the wing 14 and the flap element 34 The minimum radius of curvature immediately behind the rear edge 60 of the recess.

Für eine typische Anordnung sei angenommen, daß es sich beim Triebwerk 22 um ein ZTL-Triebwerk mit Mischdüse handelt, das ein Beipaßverhältnis von 4 : 1 hat. Es sei weiter angenommen, daß die zwei Triebwerke 22 so gelagert sind, daß ihre Düsen 28 etwa 213O mm (6 ft.) vor der Hinterkante 60 liegen und daß die Düsenaustrittsöffnung 28 914 mm (36 in.) hoch und unmittelbar an der Tragfläche 14 2692 mm (106 in.) breit ist. Bei dieser Anordnung ergeben sich an den Punkten 50 - 58 auf der Klappenoberseite 38 etwa die folgenden Krümmungsradien«For a typical arrangement, it is assumed that the engine 22 is a ZTL engine with a mixing nozzle that has a Has a bypass ratio of 4: 1. It is further assumed that the two engines 22 are mounted so that their nozzles 28 approximately 2130 mm (6 ft.) From the trailing edge 60 and that the nozzle exit opening 28,914 mm (36 in.) Tall and immediately on the Wing is 14 2692 mm (106 in.) Wide. With this arrangement there are 38 at points 50 - 58 on the top side of the flap about the following radii of curvature "

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Krümmungsradius im Punkt 50: 1270 mm (50 in.) ¹¹ " " 52: 1397 nun (55 in.) " " » 54: 1524 mm (60 in.) ¹¹ " " 56: 3048 mm (120 in.)Radius of curvature at point 50: 1270 mm (50 in.) ¹¹ "" 52: 1397 now (55 in.) "" »54: 1524 mm (60 in.) ¹¹ ""56: 3048 mm (120 in.)

¹¹ " " 58: 76200 mm (3000 in.) ¹¹ "" 58: 76200 mm (3000 in.)

Der Krümmungsradius an den Punkten 56, 58 kann erheblich größer oder möglicherweise auch kleiner sein, und zwar abhängig von der Gesamtgestaltung der Flügeloberfläche 30; auch der Wert unendlich wäre möglich. Das Gestänge, mit dem jedes Klappenelement 34 zwischen der ein- und der vollständig ausgefahrenen Lage hin- und herbewegt wird, ist ausführlicher in einer weiterenThe radius of curvature at points 56, 58 can be considerably larger or possibly smaller, depending on the overall design of the wing surface 30; also the value infinite would be possible. The linkage that connects each flap member 34 between the retracted and fully extended Location is moved back and forth is more detailed in another

DE-Pa t ent anmeldung beschrieben; eine Aus führ ungs-DE patent registration described; an execution

■ form dieser Betätigungsmechanik ist in den Fig. 4-6 gezeigt und allgemein mit 62 bezeichnet.■ The form of this operating mechanism is shown in Figs. 4-6 and indicated generally at 62.

Die Betätigungsmechanik 62 hat einen ortsfesten Hauptlagerana 64 sowie ein ortsfestes Stabilisierungsglied 66. Der Lagerarm 64 ist mit seinem vorderen Ende 68 an der Unterseite der Tragfläche 14 befestigt und mit einem Zwischenteil 70 mit dem hinteren Ende des Glieds 66 verbunden, wobei das vordere Ende des Glieds 68 ;The actuating mechanism 62 has a stationary main bearing 64 and a stationary stabilizing member 66. The bearing arm 64 is attached with its front end 68 to the underside of the wing 14 and with an intermediate part 70 with the rear end of the link 66, the front end of the link 68;

;;

! bei 72 an der Unterseite der Tragfläche 14 an einem Punkt vor ; dem Befestigungspunkt 68 angeschlagen ist. Der Arm 64 hat einen! at 72 on the underside of the wing 14 at a point forward; the attachment point 68 is posted. The arm 64 has one

nach hinten vorstehenden Lagerteil 74, der seinerseits durch \ rearwardly projecting bearing member 74, in turn, by \

die drei Punktverbindungen 68-70-72 ortsfest gehalten wird. jthe three point connections 68-70-72 is kept stationary. j

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Mit dem hinteren Armteil 74 sind zwei Stellglieder schwenkbar ; verbunden, nämlich ein vorderes Glied 76 und ein hinteres Glied 78· Das vordere Glied 76 ist mit seinem unteren Ende bei 80 an einem weiter vorn liegenden Punkt am Arm 74 schwenkbar befestigt und verläuft allgemein aufwärts Unterseite der zugehörigen Klappe 34- zu einem vorderen Punkt 82, wo es schwenkbar festgelegtTwo actuators are pivotable with the rear arm portion 74; connected, namely a front link 76 and a rear link 78 · The front link 76 is at its lower end at 80 at pivotally attached to the arm 74 at a point further forward and extends generally up the underside of the associated flap 34- to a forward point 82 where it is pivotally secured

ist. Das hintere Glied 78 ist schwenkbar mit seinem unteren Ende am Arm 74- an einem unteren Punkt 84 befestigt, der nach hinten ' vom Schwenkpunkt 80 beabstandet ist. Das obere Ende des Glieds 78is. The rear link 78 is pivotable at its lower end attached to the arm 74 - at a lower point 84, the rear ' is spaced from pivot point 80. The upper end of the link 78

ist mit der Unterseite des zugehörigen Klappenelementes 34 bei j 86 verbunden. Die oberen Schwenkpunkte 82, 86 liegen voneinander ■ in einer Entfernung, die erheblich größer als der Abstand zwischen den Schwenkpunkten 80, 84 ist. ', is connected to the underside of the associated flap element 34 at j 86. The upper pivot points 82, 86 lie from one another at a distance which is considerably greater than the distance between the pivot points 80, 84. ',

Ein Kraftmotor 88 in Form eines Hydraulikzylinders ist zwischen das vordere Ende des Lagerarms 64 und das vordere Glied 76 ge- ;A power motor 88 in the form of a hydraulic cylinder is connected between the front end of the bearing arm 64 and the front link 76;

legt, um das Klappenelement 34 um die beiden Schwenkglieder 76, j 78 zu schwenken. Die Anordnung der Stellglieder 76, 78 läßt sich mit zwei Funktionen beschreiben. Zunächst bewirkt sie einelays to the flap element 34 around the two pivot members 76, j 78 to pan. The arrangement of the actuators 76, 78 can describe yourself with two functions. First of all, it does one

gleichzeitige rückwärtige Bewegung und Drehung der Klappe 34 bei der Bewegung aus der Einfahrlage. Weiterhin verläuft die ; Drehbewegung so, daß bei fortschreitender rückwärtiger Bewegung in die vollständig ausgefahrene Lage der momentane Mittelpunkt, um den diese Drehung erfolgt, sich nach vorn und dann aufwärts zur Hinterkante 60 der Ausnehmung hin verschiebt. Dadurch kann der Teil 38 der Oberseite der Klappe 34 shfer nahe bei der Flügel-j oberfläche 30 an der Hinterkante 60 bleiben und allgemeinsimultaneous rearward movement and rotation of the flap 34 when moving out of the retracted position. Furthermore, the; Rotational movement so that with advancing backward movement in the fully extended position the momentary center point around which this rotation takes place is forward and then upward moves towards the rear edge 60 of the recess. This allows the portion 38 of the top of the flap 34 shfer close to the wing-j surface 30 remain at the trailing edge 60 and generally

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tangential in diese übergehen. Der von den beiden Gliedern 76, 78 bestimmte momentane Drehmittelpunkt ist in Fig. 4 bei 90a, in Fig. 5 bei 90b und in Fig. 6 bei 90c gezeigt. Die Flügeloberfläche 30 ist an der Hinterkante 60 der Ausnehmung mäßig biegsam ausgeführt und abwärts federbelastet, so daß sie auf die Oberseite 38 der Klappe 34 drücken und auf diese Weise Unregelmäßigkeiten in der Krümmung der Klappenoberfläche 38 und in der Bewegung des momentanen Drehmittelpunkts 90 ausgleichen kann. In der hier gezeigten speziellen Ausführungsiorm fällt die Hinterkante 60 der Ausnehmung geringfügig unter die ideale aerodynamische Kontur ab, wenn die Klappe 34 sich in der in Fig. 4 gezeigten Lage befindet. Diese kleine Abweichung hat jedoch keinen wesentlichen Einfluß auf die aerodynamischen Eigenschaften. Für die Betätigungsmechanik 62 ist eine geeignete Verkleidung vorgesehen; vergleiche bei 91·merge tangentially into this. The instantaneous center of rotation determined by the two members 76, 78 is in FIG. 4 at 90a, shown in Fig. 5 at 90b and in Fig. 6 at 90c. The wing surface 30 is moderately flexible at the rear edge 60 of the recess executed and spring-loaded downwards so that they press on the top 38 of the flap 34 and in this way irregularities in the curvature of the valve surface 38 and in movement of the instantaneous center of rotation 90 can compensate. In the special execution shown here, the rear edge falls 60 of the recess from slightly below the ideal aerodynamic contour when the flap 34 is in the one shown in FIG. 4 Location is located. However, this small deviation has no significant influence on the aerodynamic properties. For the operating mechanism 62 is provided with a suitable covering; compare at 91

Wie dargestellt, sind vier Wirbelerzeuger 35 in geringer Entfernung vor der Hinterkante 60 der Ausnehmung vorgesehen. Diese Wirbelerzeuger 35 sind längsgerichtet und stehen aus der Flügeloberseite 30 heraus vor. Die Wirbelerzeuger 35 sind aerodynamisch so .konturiert, daß derjenige Teil des Düsenstrahls, der unmittelbar an der Flügeloberfläche 30 strömt, seitlich abgelenkt wird. Die Wirbelerzeuger 35 wirken also als Halbspannenflugel ("semispan wings"), die kräftige Spitzenwirbel abgeben, die ihrerseits ein Durchmischen der Kernschicht des Strahls mit der Grenzschicht an der Oberfläche fördern. Der vom Mischvorgang erzeugte Energie-As shown, four vortex generators 35 are a short distance away provided in front of the rear edge 60 of the recess. These vortex generators 35 are aligned longitudinally and protrude from the upper side of the wing 30 out before. The vortex generators 35 are aerodynamically so .konturiert that that part of the nozzle jet that is directly flows on the wing surface 30, is deflected laterally. The vortex generator 35 thus act as a half-span wing ("semispan wings "), which emit powerful tip vortices, which in turn mix the core layer of the jet with the boundary layer promote at the surface. The energy generated by the mixing process

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_ 41 -_ 41 -

transport verzögert die Grenzschichtablösung.transport delays the separation of the boundary layer.

Eine weitere Besonderheit der vorliegenden Erfindung ist die Verjüngung in Spannweitenrichtung ("spanwise taper") und der Drall der überblasenen Klappe 3^-» wie in Fig. 3 gezeigt. Bei ausgefahrener Klappe 32 (Fig. 2) stellt die Seite des Flugzeugrumpfes eine zur Coandafläche 38 der Klappe 3^ rechtwinklige Fläche dar, so daß ein Eckenwinkel von 90° entsteht. Grenzschicht- bzw. Viskositätseffekte in dieser Ecke behindern die Strömungsablenkung über die Fläche 3% so daß sich die Strömung örtlich ablöst. Die Verjüngung und der Drall, wie in Fig. 3 gezeigt, sind so ausgelegt, daß das nachteilige Druckgefälle an der Rumpfseitenfläche sich abschwächt und damit das Ausmaß der örtlichen Strömungsablösung verringert.Another special feature of the present invention is the tapering in the spanwise direction ("spanwise taper") and the Swirl of the overblown flap 3 ^ - »as shown in FIG. at extended flap 32 (Fig. 2) represents the side of the aircraft fuselage one to the Coanda surface 38 of the flap 3 ^ at right angles Surface so that a corner angle of 90 ° is created. Boundary layer or viscosity effects in this corner hinder the flow deflection over the area 3% so that the flow is locally replaces. The taper and the swirl, as shown in Fig. 3, are designed so that the disadvantageous pressure gradient the fuselage side surface weakens and thus the extent of the local flow separation decreases.

Das Profil in Profiltiefenrichtung wäre also auf der Innenbordseite der Klappe 3^ langer, an der Außenbordseite kürzer. Weiterhin ist der Hinterkantenteil an der Innenbordseite - vergleiche bei 92 - geringfügig "geworfen" ausgeführt, und zwar so, daß die Oberseite am hinteren Innenbordabschnitt 92 schwächer abwärts geneigt ist als an den entsprechenden Stellen über die Profillänge in der Mitte 47 der Querabmessung und am Außenbordende der Klappe 34·. Das genaue Ausmaß des Dralls am hinteren Teil des Innenbordabschnitts 92 hängt von mehreren Faktoren ab - beispielsweise der Form der angrenzenden Rumpfteile und dem Wir- ; kungsgrad für den Reiseflug. Es liegt jedoch im Fachwissen desThe profile in the profile depth direction would therefore be on the inboard side the flap 3 ^ longer, on the outboard side shorter. Farther the trailing edge part on the inboard side - compare at 92 - is made slightly "thrown", in such a way that the Upper side at rear inboard section 92 down weaker is inclined than at the corresponding points over the profile length in the middle 47 of the transverse dimension and at the outboard end of the Flap 34 ·. The exact amount of twist at the rear of the Inboard portion 92 depends on several factors - for example the shape of the adjoining body parts and the we-; efficiency for cruising. However, it is in the expertise of the

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durchschnittlichen Aerodynamikers, diesen Klappenteil 92 hinsichtlich der dort vorliegenden Strömling zu optimieren.average aerodynamicist, this flap part 92 with regard to to optimize the herring present there.

Um die Punktionsweise der vorliegenden Erfiddung zusammenzufassen: Fliegt das Flugzeug 10 im Reiseflug, bleiben die beiden Klappen 34 eingefahren, wie die Fig. 4 zeigt. Ist zum Sink- oder Steigeflug ein stärkerer Auftrieb erforderlich, werden mit den Stellmotoren 88 die beiden Klappen 34 nach hinten in die gewünschte Lage gebracht. Je weiter man die Klappen 3^- nach hinten und unten ausfährt, desto stärker wird der vertikale Schub, der infolge der stärkeren Abwärtsumlenkung des Düsenstrahls entsteht. Befindet das Flugzeug sich auf einem Gleitpfad vor der Landung, läßt die Lage der beiden Klappen 34 sich so ändern, daß sich geeignete waagerechte und senkrechte Kraftkomponenten ergeben, die das Flugzeug 10 auf dem Gleitpfad halten. Wie einzusehen ist, kann man in der Betätigungsmechanik auch eine Schlitzbildung vorsehen, indem man die Klappen 34 in der ausgefahrenen Lage von der Hinterkante 60 der Ausnehmung absenkt, so daß über jeder Klappe 34 ein Schlitz entsteht; diese Maßnahme wird ergriffen, falls der Vortrieb ausfällt. Um die Zeichnungen nicht zu überlasten, sind die zugehörigen Einzelheiten hier nicht dargestellt.To summarize the puncture method of the present invention: If the aircraft 10 is in cruise flight, the two flaps 34 remain retracted, as FIG. 4 shows. Is to sink or If a greater lift is required for climbing flight, the servomotors 88 are used to move the two flaps 34 backwards into the desired position Brought location. The further you move the flaps 3 ^ - to the rear and extends at the bottom, the stronger the vertical thrust, which arises as a result of the stronger downward deflection of the jet. If the aircraft is on a glide path before landing, the position of the two flaps 34 can be changed so that result in suitable horizontal and vertical force components that keep the aircraft 10 on the glide path. How to see is, one can also provide a slot in the actuating mechanism by keeping the flaps 34 in the extended position the recess is lowered from the rear edge 60 so that a slot is formed above each flap 34; this measure is taken, if the advance fails. In order not to overload the drawings, the associated details are not shown here.

Was die speziellen Betriebseigenschaften der vorliegenden Erfindung anbetrifft, sei nun auf die Kurven in den Fig. 7 bis 9 verwiesen. Zum Vergleich der Betriebseigenschaften der vorliegenden Erfindung mit denen des Modells YG-14 nach dem Stand der Technik wurden Modelle der Flugzeuge im Maßstab 0,06 hergestelltAs for the specific operating characteristics of the present invention is concerned, reference is now made to the curves in FIGS. To compare the operating characteristics of the present Invention with those of the model YG-14 according to the state of the art Technique, models of the aircraft were made on a scale of 0.06

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und im V/STOL-Windtunnel der Firma Boeing Company getestet. Dabei wurden zwei vollständige Flugzeugmodelle, die in jeder Hinsicht - mit Ausnahme der überblasenen Klappen - identisch waren, mit einem simulierten Düsenstrahl bei gleichen Schub- und Vorwärtsgeschwindigkeitsbedingungen untersucht, die einem Landeanflug entsprachen. Das erste Modell war mit der überblasenen Klappenkonfiguration entsprechend dem Modell YC-14 des Standes der Technik ausgeführt, das zweite mit der überblasenen Klappenkonstruktion nach der vorliegenden Erfindung, wie sie in Fig. 11 gezeigt ist. Die Untersuchungsergebnisse sind in den Fig. 7, 8 und 9 für volle Auslenkung und 10° vor der vollständigen Klappenauslenkung dargestellt. Bei den Klappen der YC-14 liegt die volle Auslenkung für den Hauptklappenteil bei 41°, für den hinteren Klappenteil bei 60°. Der Hauptunterschied zwischen diesen beiden Klappenkonfigurationen ist in der Fig. zu erkennen, in der die Klappe nach der vorliegenden Erfindung bei 34-a ausgezogen, die zweiteilige Klappe der YC-14 bei 3^-b gestrichelt gezeigt sind. In diesen Tests betrug der Gesamtschubbeiwert für jedes Triebwerk 0,5·and tested in the Boeing Company's V / STOL wind tunnel. Included were two complete aircraft models that were identical in all respects - with the exception of the over-inflated flaps were examined with a simulated jet at the same thrust and forward speed conditions that a Approach corresponded. The first model was with the over-inflated valve configuration corresponding to the YC-14's model Prior art carried out the second with the inflated valve construction of the present invention as they are shown in FIG. The test results are shown in FIGS. 7, 8 and 9 for full deflection and 10 ° before full Flap deflection shown. With the flaps of the YC-14 the full deflection for the main flap part is 41 °, for the rear flap part 60 °. The main difference between these two flap configurations can be seen in the figure, in which the flap according to the present invention Pulled out at 34-a, the two-part flap of the YC-14 at 3 ^ -b are shown in phantom. In these tests the total thrust coefficient for each engine was 0.5

Im Diagramm der Fig. 7 ist der Auftriebsbeiwert der Tragfläche mit Klappe auf der Ordinate, der Anstellwinkel auf der Abszisse aufgetragen. Die durchgezogenen Kurven stellen die Untersuchungs-· ergebnisse der Klappe nach der vorliegenden Erfindung, die ge- i strichelten Kurven die der Klappen der YC-14- dar. Es ist un- ■In the diagram in FIG. 7, the lift coefficient of the wing with flap is on the ordinate, and the angle of attack is on the abscissa applied. The solid curves represent the examination results of the flap according to the present invention, the dashed curves those of the flaps of the YC-14-. It is un- ■

mittelbar zu erkennen, daß der mit der Klappe nach der vorliegen-i den Erfindung erreichte Auftriebsbeiwert mindestens so hoch oderindirectly to recognize that the with the flap after the present-i the lift coefficient reached the invention at least as high or

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auch mäßig höher war als der der YC-14-Klappen. Dieses Ergebnis wurde jedoch mit der Klappe nach der vorliegenden Erfindung bei erheblich geringerer Oberflächengröße erreicht.was also moderately higher than that of the YC-14 valves. This result however, was achieved with the flap of the present invention with a significantly smaller surface area.

Im Diagramm der Fig. 8 ist der Auftriebsbeiwert auf der Ordinate, der Widerstandswert auf der Abszisse aufgetragen. Es ist zu erkennen, daß die durchgezogenen Kurvenzüge (für die Klappe nach der vorliegenden Erfindung) weiter beabstandet sind als die gestrichelten Kurvenzüge (für die YC-14-Klappe). Für eine "^-Auslenkung der Hinterkantenklappe nach der vorliegenden Erfindung erhält man also eine wesentlich stärkere Änderung des Widerstands* beiwerts als bei einer 10°-Auslenkung der YC-14-Klappe. Es sei als Beispiel angenommen, daß die Tragfläche einen Auftriebsbeiwert von 4,0 hat und die Klappe nach der vorliegenden Erfindung aus der 60°- in die 50°-Lage geschwenkt wird. Wie ersichtlich, sinkt dabei der Widerstandsbeiwert um 0,12. Demgegenüber nimmt der Widerstandsbeiwert der YC-14-Klappe um 0,05 ab·In the diagram in FIG. 8, the lift coefficient is plotted on the ordinate and the resistance value on the abscissa. It is recognizable, that the solid curves (for the flap according to the present invention) are spaced further apart than the dashed lines Curves (for the YC-14 key). For a "^ deflection of the trailing edge flap according to the present invention, a much greater change in resistance is obtained * than with a 10 ° deflection of the YC-14 valve. It is assumed as an example that the wing has a lift coefficient of 4.0 and the flap according to the present invention is pivoted from the 60 ° to the 50 ° position. As can be seen the drag coefficient drops by 0.12. In contrast, the drag coefficient of the YC-14 flap decreases by 0.05

Schließlich zeigt das Diagramm der Fig. 9 den Auftriebsbeiwert auf der Ordinate, das Nickmoment auf der Abszisse. Wie unmittelbar zu ersehen ist, erhält man für gegebenen Auftriebsbeiwert und für vergleichbare Winkelstellungen der Klappen mit der Klappenkonfiguration nach der vorliegenden Erfindung ein signifikant geringeres Nickmoment als bei der YG-14-Klappe.Finally, the diagram in FIG. 9 shows the lift coefficient on the ordinate and the pitching moment on the abscissa. How immediately can be seen, one obtains for a given lift coefficient and for comparable angular positions of the flaps with the Flap configuration according to the present invention has a significantly lower pitching moment than the YG-14 flap.

Um die Bedeutung der vorliegenden Erfindung einsehen zu können, sei darauf verwiesen, daß die in den Diagrammen der Fig. 7-9In order to understand the meaning of the present invention, it should be noted that the diagrams shown in FIGS. 7-9

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dargestellten Ergebnisse mit einer Klappenkonfiguration erreicht wurden, deren Profiltiefe und deren aerodynamisch wirksame Oberflächengröße wesentlich kleiner als bei der YC-14-Klappe war. Man kann also die Klappe nach der vorliegenden Erfindung als einteiliges Element ausführen. Die Untersuchungsergebnisse der Fig. 7 zeigen weiterhin, daß die kleinere und einfachere Klappe nach der vorliegenden Erfindung einen Auftriebsbeiwert ergibt, der mindestens so hoch wie der der Klappen nach dem Stand der Technik ist· Die Ergebnisse der Fig. 8 zeigen, daß die Klappe der vorliegenden Erfindung eine bessere Steuerungsmöglichkeit bietet, da bei gegebenem Klappenwinkel der Strömungswiderstand stärker variiert werden kann. Die in der Fig. 9 dargestellten Ergebnisse zeigen schließlich, daß das vom Klappensystem nach der vorliegenden Erfindung erzeugte Nickmoment relativ kleiner ist, so daß die Anforderungen an die Höhensteuerelemente am Heck sich abschwächen.The results shown were achieved with a flap configuration, its profile depth and its aerodynamically effective surface area was much smaller than the YC-14 flap. So you can make the flap according to the present invention as a one-piece element. The results of the Fig. 7 also show that the smaller and simpler flap according to the present invention gives a coefficient of lift, which is at least as high as that of the prior art flaps. The results of FIG. 8 show that the flap the present invention offers a better control option, since the flow resistance for a given flap angle can be varied more. The results shown in FIG. 9 finally show that the valve system according to The pitching moment generated by the present invention is relatively smaller, so that the requirements on the height control elements at the stern weaken.

Es hat sich erwiesen, daß man bei Verwendung der Kombination aus ' Klappenkonfiguration und Wirbelerzeugern, wie oben beschrieben, \ dem Düsenstrahl eine größere vertikale Ausdehnung erteilen und !It has been shown that when using the combination of flap configuration and vortex generators, as described above, \ the nozzle jet is given a greater vertical expansion and!

damit den Strömungswiderstand im Reiseflug verringern kann. Der j gleiche Düsenstrahl läßt sich aber bei vollständig ausgefahrener ι Klappe mit geringerem Krümmungsradius umlenken. Bei dem Flug-so that the flow resistance can be reduced when cruising. The same nozzle jet can be used when the ι is fully extended Deflect the flap with a smaller radius of curvature. At the flight

zeugmodell YC-14 des Standes der Technik war eine Austrittsdüse jPrior art model YC-14 was an exit nozzle j

für das Strahltriebwerk möglich, deren Flächenverhältnis (wirk- I earner Strömungsquerschnitt der Düse, dividiert durch das Quadratpossible for the jet engine, their area ratio (effective flow cross-section of the nozzle, divided by the square

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der maximalen Düsenhöhse; bei niedrigem Flächenverhältnis ist
, der Strahl also relativ dicker) etwa 2,5 betrug. Die vorliegende Erfindung ermöglicht die Verwendung einer Düse mit einem
Flächenverhältnis von 2,25, möglicherweise bis hinunter zu 2,0
(das Flächenverhältnis wird bei offener Düsentür 28a gemessen).the maximum nozzle height; when the area ratio is low
, so the beam is relatively thick) was about 2.5. The present invention enables a nozzle to be used with a
Area ratio of 2.25, possibly down to 2.0
(The area ratio is measured with the nozzle door 28a open).

Selbst bei diesem niedrigeren Flächenverhältnis der Düse ist es
nach der vorliegenden Erfindung möglich, einen wesentlich ge- ! ringer en minimalen Umlenkradius als bei der YC-14 nach dem Stand i der Technik anzusetzen. Der minimale Umlenkradius der Klappe i , nach der vorliegenden Erfindung ist bei einem tatsächlichen Flug-| zeug wie der YC-14 am Kniepunkt der Klappe 1270 mm (50 in.) und | nimmt auf 1524 mm (60 in.) am Übergangspunkt 54· auf der Klappen- i oberfläche 38 zu. Demgegebenüber beträgt der Krümmungsradius bei ι der YC-14-Klappe (die einen konstanten Krümmungsradius hat) ^; 1727 nun (68 in.). In der hier gezeigten Konfiguration würde der
Krümmungsradius am Punkt 54 zwischen etwa 10 und 30 °p und vorzugsweise etwa 20 % größer als an Punkt 50 sein.Even with this lower area ratio of the nozzle it is
possible according to the present invention, a substantially ge! A smaller minimum deflection radius than with the YC-14 according to the state of the art. The minimum turning radius of the flap i, according to the present invention is in an actual flight | stuff like the YC-14 at the knee point of the flap 1270 mm (50 in.) and | increases to 1524 mm (60 in.) at transition point 54 on valve surface 38. On the other hand, the radius of curvature in ι of the YC-14 flap (which has a constant radius of curvature) ^; 1727 now (68 in.). In the configuration shown here, the
The radius of curvature at point 54 may be between about 10 and 30 ° p, and preferably about 20 % greater than at point 50.

Die Wirkung der vorliegenden Erfindung beim Umlenken des Düsenstrahls läßt sich am besten durch das Verhältnis der Höhe der
Strahlaustrittsdüse zum minimalen Krümmungsradius beschreiben.
Nach Kenntnis der Anmelderin wurde nach dem Stand der Technik ein Verhältnis der Düsenhöhe zum Umlenkradius von etwas mehr als \ ^j 0,5 erreicht (0,54 bei der YC-14). In der hier gezeigten spe- !The effect of the present invention in deflecting the nozzle jet can be best demonstrated by the ratio of the height of the
Describe the jet outlet nozzle to the minimum radius of curvature.
According to the applicant's knowledge, a ratio of nozzle height to the deflection radius of something was prepared according to the prior art achieved more than \ ^j 0.5 (0.54 in the YC-14). In the spe-!

ziellen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist es möglichL ί ein Verhältnis der Düsenhöhe zum Krümmungsradius bis hinauf zu !According to one embodiment of the present invention, it is possible ί a ratio of the nozzle height to the radius of curvature up to!

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0,72 zu erreichen, und zwar bei einem Beipaßverhältnis des Triebwerks von etwa 4,0. Bei höheren Beipaßverhältnissen könnte
dieser Wert bis auf 1,0 ansteigen· Mit der vorliegenden Erfindung kann also das Verhältnis der Düsenhöhe (d.h. der Höhe der Strahlaustrittsdüse) zum minimalen Krümmungsradius der Klappe größer
als 0,5» wünschenswerterweise 0,7 und in einigen Fällen bis zu
1,0 betragen.0.72 with a bypass ratio of the engine of about 4.0. With higher bypass ratios, could
this value can increase to 1.0. With the present invention, the ratio of the nozzle height (ie the height of the jet outlet nozzle) to the minimum radius of curvature of the flap can be greater
than 0.5 »desirably 0.7 and in some cases up to
Be 1.0.

Die Fig. 11 zeigt die Klappe nach der vorliegenden Erfindung, die im Windtunnel untersucht wurde, wie oben erwähnt. Die Abmessungen dieser Klappe sind in der folgenden Tabelle zusammengestellt:Fig. 11 shows the flap according to the present invention which has been examined in the wind tunnel as mentioned above. The dimensions of this flap are summarized in the following table:

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Punkt
(x25,4 mm)Point
(x25.4 mm) (-1)
0,35^(-1)
0.35 ^ ,330, 330 ZZ ObenAbove (-2)
0,359(-2)
0.359 (-1)
-0,191(-1)
-0.191 ZZ UntenBelow (-2)(-2)
-0,191-0.191 OO 00 ,297, 297 -0-0 ,669, 669 -O-O ,669, 669 0,0660.066 00 ,260, 260 -0-0 ,5^9, 5 ^ 9 -O-O ,739, 739 0,0960.096 00 ,184, 184 -0-0 ,512, 512 o.O. -0,121-0.121 -O-O ,736, 736 -0,121-0.121 0,1670.167 00 ,101, 101 -0-0 ,444, 444 0,2660.266 00 ,020, 020 -0-0 ,354, 354 o,O, -0,056-0.056 -0,056 I-0.056 I. 0,4660.466 -0-0 -0-0 ,197, 197 o,O, -0,035-0.035 -O-O ,635, 635 -0,035 j-0.035 j 0,6660.666 -0-0 ,064, 064 -0,015-0.015 0,8660.866 0,0, ,046, 046 1,0661.066 o.O. ,138, 138 -O,-O, ,488, 488 1,2661.266 o,O, ,212, 212 ,291, 291 1,4661.466 o,O, ,272, 272 1,6661.666 O₁ O ₁ ,319, 319 ,193, 193 1,8661,866 o,O, ,355, 355 ,129, 129 -o,-O, ,319, 319 2,0662.066 o,O, ,372, 372 OO 2,2662.266 o,O, 377377 2,4662,466 o,O, 369369 2,6662,666 2,8662,866 3,0663.066 3,2413.241 3,6453,645 4,0814.081 4,6564.656 5,7365.736

030029/0780030029/0780

Claims

Ί/. j-Ί /. j-

MÖNCHENMONKS

Dr -Ina. H«n*Ru«*ke Df. RUSCHKE & PARTNER Dlpl.-Ino. Han« E. Rutchk«Dr-Ina. H «n * Ru« * ke Df. RUSCHKE & PARTNER Dlpl.-Ino. Han "E. Rutchk"

DIpI-TnQ-OlIfRmCMw PATENTANWÄLTE DIpl-Ing-JOnjenRortDIpI-Tn Q-OlIfR mCMw PATENTANWÄLTE DIpl-In g-JOnjen Rort

BERLIN - MÖNCHEN BERLIN - MÖNCHEN

Telefon: (OSO) 836MIB Telefon: K)W) MOS«Telephone: (OSO) 836MIB Telephone: K) W) MOS «

τ,— , ί"'"⁴⁴·¹ 8Ö52Sτ, -, ί "'" ⁴⁴ · ¹ 8Ö52S

B 1255

Claims

1. Powered lift system, characterized by a wing with an axis in the profile depth direction (profile axis), a front and a rear edge and an aerodynamically contoured top, a flap element with a front and a rear end and an aerodynamically contoured top with a front and a Rear part, the front part adjoining the trailing edge part of the aerodynamically contoured upper side of the wing and with this forms a continuous aerodynamic contour and the aerodynamically contoured upper side of the flap element extends backwards and forwards from the trailing edge part through a jet-generating device which sends a high-speed jet to the rear directed over the aerodynamically contoured upper side of the wing and over the aerodynamically contoured upper side of the flap, and by a vortex-generating device which is arranged behind the jet-generating device and in which over the flap element The flowing jet creates eddies, the aerodynamically contoured top surface being curved generally downwards with a radius of curvature in the tread depth direction

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ORIGINAL INSPECTED

is, which is smaller in the front part of the aerodynamically contoured flap top and larger in the rear part of the aerodynamically contoured flap top, whereby the jet on
front end of the flap element over the front end
a curved path with a smaller radius of curvature and
flows over the rear end of the flap element on a curved path with a larger radius of curvature.

2. System according to claim 1, characterized in that the aerodynamically contoured top of the flap element so
is contoured that the radius of curvature increases from the front end of the flap top to the rear part thereof.

3. System according to claim 1 or 2, characterized in that the! The top of the flap has its minimum radius of curvature in the front part and the jet-generating device has an outlet nozzle with a predetermined maximum height dimension
and relative to the minimum of the radius of curvature of the
Flap top is designed so that the ratio of
Nozzle height to the minimum radius of curvature greater than about

0.5 is. !

4. System according to claim 3 » characterized in that the ver; ratio is at least about 0.75 . !

5 · System according to claim 4, characterized in that the ver i

ratio is at least about 1.0. '

030029/0780030029/0780

6. System according to claim 3, 4- or 5 » characterized in that the outlet nozzle has an effective nozzle area and an area ratio (" aspect ratio ") which is equal to the effective nozzle area divided by the square of the height dimension and is less than 2.5 .

7. System according to claim 6, characterized in that the area ratio is no greater than approximately 2.25.

8. System according to claim 6 or 7 » characterized in that the area ratio is not greater than about 2.0.

9. System according to one of the preceding claims, characterized by a structural element with which the wing is connected to an inboard part, the wing having an outboard part and, when the flap element is in its extended position, its aerodynamically contoured upper side at the rear end at rear points along the tread depth, which correspond to the rear points along the tread depth in the part lying inboard, has a lower downward slope over the tread depth inboard than outboard.

10. System according to one of the preceding claims, characterized in that the wing contains a recess at the rear edge of the upper side of the wing, that the flap element has an extended position in which it

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Recess in the wing downwards and backwards, with the front and the rear part of the top of the flap steady, downwardly extending aerodynamic contour of the wing top make up that the flap element for Heiseflug can be retracted into the wing and then lies in the recess in the wing, the rear Part of the top of the flap for cruise flight the wing continues steadily to the rear, and that the rear part of the Flap top of the wing top is contoured aerodynamically adapted to cruise flight, so that when retracted Flap element the rear part of the upper side of the flap and the upper side of the wing share a surface that is aerodynamically contoured for cruising.

11. System according to one of the preceding claims, characterized in that the radius of curvature in the rear part of the front part of the flap element is between 10 % and 50 % greater than the radius of curvature at the front end of the front part.

12. System according to any one of the preceding claims, characterized in that the radius of curvature at the rear end of the front part is approximately 20 # greater than the radius of curvature at the front end of the front part.

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System according to one of the preceding claims, characterized in that the front part of the upper side of the flap is contoured to correspond to a spiral curve.

System according to one of the preceding claims, characterized in that an actuating device is provided which moves the flap element back and forth between the retracted and the fully extended position and also in intermediate positions between the retracted and the extended position and which is arranged such that it can move the flap element backwards with a displaceable momentary center of rotation, the aerodynamically contoured flap top side being aligned with the aerodynamically contoured wing top side on the trailing edge of the recess and adjoining them.

System according to claim 14, characterized in that the aerodynamically contoured upper side of the flap element is arranged relative to the actuating device in such a way that a part of the aerodynamically contoured upper side of the flap located at the rear edge has a variable curvature during the extension of the flaps from one position to another, wherein the change in the radius of curvature of the aerodynamically contoured flap surface part is generally adapted to the change in the instantaneous center of rotation of the actuating device, so that the T _n il located at the trailing edge of the aerodynamically contoured flap top

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remains aerodynamically aligned with the trailing edge part, while the flap element is extended from one position to the other.

16. Driven lift system with wing overflow, characterized by a wing with a profile axis, a front and a trailing edge, an aerodynamically contoured wing top and a recess on the trailing edge, by a flap element with a front end and a rear end and an aerodynamically contoured flap top with a front and a rear part, with the flap element can adopt a stowed position in the recess and an extended position in which the front T _e il is located on the trailing edge of the aerodynamically contoured wing surface and forms therewith a continuous aerodynamic contour, wherein the contoured aerodynamically Flap top protrudes from the trailing edge part down and backwards, by a jet generating device which directs a high velocity jet backwards over the aerodynamically contoured wing and flap top, by a behind the st Rahlerzcugenden device arranged v / irbelerzeuyende ülinricntung, which generates vortices in the jet flowing over the flap element, the aerodynamically contoured top side of the flap element is generally curved in the profile depth direction with a radius of curvature that is smaller at the front part of the aerodynamically contoured top side of the flap

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and at the rear of the same is larger, and the radius of curvature increases over the front part to the rear, and by an actuating device that the flap element between the retracted and the fully extended position and can move back and forth between the retracted and extended positions and is arranged to the flap element can rotate backwards at a displaceable momentary center of rotation, the aerodynamically contoured The upper side of the flap adjoins the aerodynamically contoured upper side of the wing on the trailing edge part of the recess and is generally aerodynamically aligned therewith and wherein the flap member continues to be retracted for cruise and can be extended downwards to deflect the beam downwards so that the beam is at the front End of the flap element over the front end on a curved path with gradually increasing smaller Radius of curvature and flows over the rear end of the flap element on a curved path with a larger radius of curvature.

System according to Claim 16, characterized in that the aerodynamically contoured upper side of the flap element is arranged relative to the actuating device in such a way that a part of the aerodynamically contoured upper side of the flap located on the trailing edge part of the recess changes its curvature when the flap element is extended from one position to another has, the change in the radius of curvature of the aerodynamically contoured surface part of the

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Support surface of the change in the instantaneous center of rotation of the actuating device is generally adapted, so that the Part of the aerodynamically contoured top of the flap with the rear edge part located on the rear edge part of the recess Is aerodynamically aligned, while the flap element moves from one to the other position.

18. Over-inflated flap system for an aircraft with a fuselage and a wing, which has an axis in the profile depth direction, a leading edge, a trailing edge and an aerodynamically contoured top, characterized by a pair of flap elements on opposite sides of the hump, each flap element having a front and a rear end and an aerodynamically contoured top with a front and a rear part and a retracted position in which it is located in an associated recess on the rear edge of the wing and in which the front part of each flap top is also in the associated recess in the wing and the rear part of each flap top forms a continuous continuation of the upper side of the wing for cruising to the rear, as well as an extended position in which it protrudes from the recess of the wing and backwards, with the front and the rear part of each upper side of the flap A steady, downwardly protruding aerodynamic contour of the wing top is formed by a pair of jet engines on opposite sides of the fuselage, each one jet

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direct high speed backwards over the wings and the top of the associated flap two vortex-generating devices, which are each arranged behind one of the engines and in the associated Flap element flowing jet generate eddies, the flap tops each generally in the direction of the profile depth are formed with a radius of curvature that is smaller at the front part and larger at the rear part, so that when the flap element is extended, the beam over the front part in a relatively tight curve and then flows downwards over the rear part in a flatter curve, continuing in the front part of the top of each Flap element, the radius of curvature gradually increases from the front to the rear end of the front part, while the rear part of the flap top of the wing top is contoured aerodynamically adapted for hot flight, so that when the flap element is retracted, the rear part of the upper side of the flap and the upper side of the wing have a total of one forms aerodynamic contour of the wing, which is suitable for hot flight, and by an actuator for each flap that moves the associated flap between the retracted and fully extended positions can move here and also in intermediate positions between the retracted and the extended position, each actuating device is arranged so that it rotates its flap element with a variable instantaneous center of rotation to the rear, and the aerodynamically contoured top of the flap member

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adjoins the aerodynamically contoured upper side of the wing and aerodynamically with this on the trailing edge of the Recess is aligned so that the two flap elements are retracted for hot flight and also extended downwards can to deflect the two jets from the thrusters downwards as desired, in such a way that the jet at the front ends of the two flap elements in a curved path with gradually increasing smaller radius of curvature and flows over the rear ends of the flap members on curved paths with a larger radius of curvature.

19. System according to claim 18, characterized in that the aerodynamically contoured upper side of each flap element is arranged relative to the actuating device in such a way that a part of the aerodynamically contoured upper side of the flap located on the rear edge part of the recess changes its curvature when the flap element is extended from one position to another has and the change in the radius of curvature of the aerodynamically contoured part of the flap top is generally adapted to the change in the instantaneous center of rotation of the actuating device so that the part of the aerodynamically contoured Klappenobex ^ side located on the trailing edge part of the recess is aerodynamically aligned with the trailing edge part, while the flap element from the one is extended to the other position.

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20. System according to claim 18 or 19 » characterized in that the wing has two inboard parts, via which it is connected to the fuselage, and two outboard parts and that when the flap element is extended, the aerodynamically contoured top of each flap element on the rear inboard part along its profile depth in the rear Points along the tread depth, which correspond in the tread depth direction to the rear points in the inboard part, has a smaller downward slope than in the rear outboard part.

21. A method for using a powered lift system with inflated wings in an aircraft with a wing with a profile axis, a leading edge, a trailing edge, an aerodynamically contoured upper side and a recess on the trailing edge and with a jet-generating device which generates a high-speed jet over the aerodynamically contoured upper sides of the wing and the flaps, characterized in that one provides a flap element with a front and a rear end and an aerodynamically contoured top with a front and a rear part, which is a retracted position in which it is in the recess is located, and has an extended position in which the front part is on the trailing edge of the aerodynamically contoured upper side of the wing so that a continuous aerodynamically contoured surface is created with the trailing edge part, in which the aerodynamically contoured flap r-

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side protrudes from the rear edge part and backwards, that vortex-generating devices are provided behind the jet-generating devices in order to be in the over the cap element The flowing jet creates eddies that one the aerodynamically contoured top of the flap element generally provides curved in the tread depth direction with a radius that is aerodynamically contoured at the front part of the The upper side is smaller and the rear part of the aerodynamically contoured upper side is larger, with the radius of curvature increases over the front part to the rear, and that the flap element between its retracted and his fully extended position back and forth and also in intermediate layers between the retracted and the extended position rotates so that the flap element rotates about a variable instantaneous center of rotation and the aerodynamically contoured Top of the flap element to the aerodynamically contoured top of the wing at the trailing edge of the Adjacent recess and is aligned with this, so that the flap element is retracted for cruise flight and extended downwards can be to deflect the jet downward as desired so that the jet over the front end of the flap member on a curved path with gradually increasing smaller radius of curvature and over the rear end of the flap element on a curved path with larger Radius of curvature flows. i

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22. The method according to claim 21, characterized in that the aerodynamically contoured top of the flap element is arranged relative to the actuating device so that an adjacent to the trailing edge part of the recess T _e ü ^ .er aerodynamically contoured flap top during the extension of the flap element from one to one other position has a variable curvature, and that the flap element is rotated so that the change in the radius of curvature of the aerodynamically contoured upper side part generally adapts to the change in the instantaneous center of rotation of the actuating device so that the part of the aerodynamically contoured upper side of the flap with the trailing edge part located at the trailing edge part of the recess Is aerodynamically aligned, while the flap element moves from one to the other position. :

Method according to claim 21 or 22, characterized in that the upper side of the flap element in the front part has a minimum radius of curvature and the jet-generating device has an outlet nozzle with a predetermined maximum height dimension, the outlet nozzle being designed relative to the minimum radius of curvature of the upper side of the flap so that the The ratio of the nozzle height to the minimum radius of curvature is greater than about 0.5.

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24. The method according to claim 23, characterized in that «the ratio is at least about 0.75.

Process according to Claim 23, characterized in that the ratio is at least approximately 1.0.

26. The method according to claim 23, 24 or 25, characterized in that the outlet nozzle has an area ratio equal to the effective outlet area of the nozzle divided by the square of the height dimension, which is smaller than 2.5.

27. The method according to claim 26, characterized in that the area ratio is no greater than approximately 2.25.

28. The method according to claim 26 or 27, characterized in that the area ratio is no greater than about 2.0.

29.Method of using a powered lift system with wing over inflation for an aircraft with a wing with a profile axis, a leading edge, a trailing edge, an aerodynamically contoured upper side and a recess on the trailing edge of the upper side of the wing, as well as with a jet-generating device which generates a high-speed jet straightening the wing and flap top, characterized in that there is a flap element with a front and a rear end

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provides a retracted position in which it is in the Recess is located and in which the front part of the top of the flap is in the recess of the wing and the rear part of the top of the flap for cruise flight continuous continuation of the upper side of the wing to the rear, and has an extended position in which the flap element protruding from the recess in the wing and backwards, the front and rear parts of the Flap top form a steady downward running aerodynamic contour of the wing top that one a vortex-generating device behind the beam-generating device Arranges device that generates vortices in the jet flowing over the flap element, the flap top generally Provides curved in the tread depth direction with a radius that is smaller in the front part and smaller in the rear part

is larger, so that when the flap element is extended, the jet over the front part in a relatively narrow Curve downwards and then flows downwards over the rear part in a flatter curve that you can see the front part of the The top of the cap curves with a radius that gradually narrows from the front end to the rear end of the front part, the rear part of the upper side of the flap provides a contour that is aerodynamic for the upper side of the wing for cruising flight is adapted so that when the flap element is retracted, the rear part of the top of the flap with the top of the wing a total of one aerodynamic

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mixed contoured surface, and that one that Flap element back and forth between the retracted and the fully extended position and in intermediate layers between the retracted and extended position rotates so that the; Flap element with variable momentary rotation; center rotates backwards, the aerodynamically contoured top of the flap element to the aerodynamically contoured top of the wing adjoins the trailing edge part of the recess and aerodynamically with this is aligned.

30. The method according to any one of the preceding claims 21 to 29, characterized in that the radius of curvature at the rear end of the front part is 10 % to 30 % greater than the radius of curvature at the front end of the front part.

31 · Method according to one of the preceding claims 21 to 29, characterized in that the radius of curvature at the rear end of the front part is approximately 20 % greater than the radius of curvature at the front end of the front part.

32. The method according to any one of the preceding claims 21 to 31 * characterized in that the front part of the flap top is contoured as a spiral curve.

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