DE3710703A1

DE3710703A1 - Wing system for fixed-wing aircraft having two lift-generating wings

Info

Publication number: DE3710703A1
Application number: DE19873710703
Authority: DE
Inventors: Manfred Uellenberg
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1987-03-31
Filing date: 1987-03-31
Publication date: 1988-10-13

Abstract

In order to reduce the induced resistance in fixed-wing aircraft having two lift-generating wings, a swept-back wing with a swept-forward wing offset in height on the fuselage relative to the first wing is connected to the wing tips by means of an arcuate or shaped piece. Integrated in this wing system, which is to be regarded as endless, at the end of the fuselage is a vertical empennage, or a plurality of vertical empennages which can be of different configuration are integrated in the rear wing. The system can be composed of a plurality of wing segments or of one piece. The arcuate or shaped parts connecting the wing tips do not interfere with the flow and can have baffles which maintain lift. The selection of the wing profiles and of the angles of the profile setting, the sweeping and the dihedral, as well as of the length of the empennage lever arm depends on the respective requirement. Meterable air brakes of known designs are provided in the system in order to replace the reduced resistance during low-speed flight. The shape arising from the characterising features can also be used to increase efficiency in the case of rotors for rotorcraft (rotor vehicles) and in the case of vanes, which receive an incident flow or generate a flow, for airscrews and water propellers. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft ein Tragflügelsystem für Starrflügelflugzeuge mit zwei auftriebserzeugenden Tragflügeln, bei dem beide Tragflügel an deren Enden am Außenflügel miteinander verbunden sind, so daß ein als endlos zu betrachtender Flügel entsteht, der den induzierten Widerstand vermindert.The invention relates to a wing system for fixed-wing aircraft with two lift-generating wings, with both wings on their Ends on the outer wing are connected to each other so that one is considered to be endless looking wing arises, which reduces the induced drag.

Die bekanntesten und häufigsten bisher mit Erfolg gebauten Starrflügel flugzeuge besitzen nur einen auftriebserzeugenden Tragflügel, dessen Sta bilisierung durch in bestimmten Hebelarmlängen hinter seinem Auftriebs schwerpunkt angeordnete Leitwerke, die überwiegend keinen Auftrieb erzeugen, erfolgt. Diese Bauart verhält sich bei Strömungsabriß am Tragflügel schwer kontrollierbar, weil die Leitwerke und/oder eine Tragflügelhälfte beim an schließenden Höhenverlust in den Strömungsschatten des Rumpfes geraten können, was zu Trudelbewegungen oder Spiralsturz führt (Zeitschrift Fliegermagazin, Jahrgang 2/84, Seite 35-38, und 3/84, Seite 35-37). In der Gegenwart werden deshalb zunehmend Konstruktionen eingesetzt, die über zwei auftriebserzeugende Tragflügel verfügen, wobei der vordere meist kleinere neben der Auftriebserzeugung die Funktion des Höhenleitwerkes übernimmt, und dessen Einstellwinkel zur Längsachse des Flugzeugs meist größer bemessen ist, als der des hinteren Hauptflügels (VariEze, Speed Canard, Starship, OMAC, AVTEC, LEAR JET PIAGGIO). Diese Bauart eliminiert den schädlichen Widerstand eines nicht auftriebserzeugenden Höhenleitwerks und verhält sich bei Strömungsabriß gutmütiger als die Einflügelbauart, weil die Strömung infolge des größeren Einstellwinkels am Vorflügel zuerst abreißt, wodurch das Flugzeug kopflastig und damit schneller wird, so daß die Strömung sich wieder anlegt und die Steuerbarkeit gewährleistet bleibt. Neigungen zu unkontrollierten Flugzuständen sind nahezu ausgeschlossen (Fliegermagazin Jahrgang 6/84, Seiten 14-21). Beide Bauarten haben end liche Tragflügel und erzeugen an den Flügelenden induzierten Widerstand in Form eines Wirbels, weil an der Unterseite eines angeströmten Tragflü gelprofils höherer Druck als an dessen Oberseite herrscht und der höhere Druck der Unterseite sich um das Tragflügelende herum mit dem niedrigeren Druck der Oberseite auszugleichen sucht, dort aber durch die Eigengeschwin digkeit des Tragflügels nicht mehr auf diesen auftrifft und deshalb seine schraubenförmige Bahn beibehält. Dieser Wirbelwiderstand kann einen erheb lichen Teil des Gesamtwiderstandes ausmachen und ist bei einem Großraum flugzeug so groß, daß ein zu dicht hinter diesem herfliegendes oder kreu zendes Leichtflugzeug in ernsthafte Gefahr gerät oder gar abstürzt (Flie germagazin Jahrgang 8/85, Seiten 39-41). Außerdem kostet die Erzeugung der Wirbelschleppe Vortriebskraft und damit Kraftstoff. Die induzierte Widerstandskraft F _wi wird dargstellt durch die FormelThe best-known and most common so far successfully built fixed-wing aircraft have only one lift-generating wing, the sta bilization by tailplane arranged in certain lever arm lengths behind its lift, which predominantly generate no lift. This type of construction is difficult to control in the event of a stall on the wing because the tail surfaces and / or a wing half can get into the flow shadow of the fuselage when there is a loss of height, which leads to spin movements or spiral falls (Zeitschrift Fliegermagazin, Volume 2/84, pages 35-38 , and 3/84, page 35-37). In the present day, constructions are increasingly being used that have two lift-generating wings, the front, which is usually smaller, in addition to generating lift, taking over the function of the horizontal stabilizer, and whose angle of attack to the longitudinal axis of the aircraft is usually larger than that of the rear main wing (VariEze, Speed Canard, Starship, OMAC, AVTEC, LEAR JET PIAGGIO). This design eliminates the damaging resistance of a non-lift-generating horizontal stabilizer and behaves more leniently than the single-wing design when stalling, because the flow breaks off first due to the larger setting angle at the slat, which makes the aircraft top-heavy and therefore faster, so that the flow recovers and the Controllability remains guaranteed. Inclinations to uncontrolled flight conditions are almost impossible (Aviation magazine year 6/84, pages 14-21). Both types have finite wings and generate induced drag in the form of a vortex at the wing ends because the pressure on the underside of an inflated wing profile is higher than on the top and the higher pressure on the underside is around the wing end with the lower pressure on the top seeks to balance, but there due to the Eigengeschwin speed of the wing no longer strikes it and therefore maintains its helical path. This vortex resistance can make up a significant part of the total resistance and is so large in a wide-bodied aircraft that a light aircraft flying too close or crossing it is in serious danger or even crashes (Flie germagazin Volume 8/85, pages 39-41) . In addition, the generation of the vortex train costs propulsive power and thus fuel. The induced drag F _wi is represented by the formula

F _wi = Fa ²/Pi × q × b ²; F _wi = Fa ² / Pi × q × b ² ;

hierin ist Fa die Auftriebskraft (N), q der Staudruck (N/m²) und b die Flügelspannweite (m). Die Formel sagt, wenn b = unendlich, ist F _wi = null. Der dimensionslose Beiwert des induzierten Widerstandes C _wi wird dargestellt durch die Formelwhere Fa is the lift force (N) , q is the dynamic pressure (N / m ² ) and b is the wing span (m) . The formula says that if b = infinite, then F _wi = zero. The dimensionless coefficient of the induced resistance C _wi is represented by the formula

C _wi = Ca ²/Pix Lambda; C _wi = Ca ² / Pix Lambda;

hierin ist Ca der Auftriebsbeiwert eines Tragflügelprofils und Lambda die Flügelstreckung aus Flügelspannweite²/ Flügelfläche = b²/A. Die Formel sagt, wenn Lambda = unendlich, ist C _wi = null. Daraus folgt, daß eine Vergrößeru8ng der Flügelspannweite b (die auch eine Vergrößerung der Flügelstreckung Lambda bewirkt) eine Verkleinerung des induzierten Widerstandes F _wi nach sich zieht. Der induzierte Wider stand ist also bei einem endlichen Flügel zwingend gegeben, so daß beson dere Gestaltung der Tragflügelenden (TNT Dornier) oder am Flügelende ange ordnete Winglets (Learjet) oder Tankgondeln zur Minderung des induzierten Widerstands nur Teilerfolge bringen können. Winglets und Tankgondeln er höhen ihrerseits den schädlichen Widerstand F _ws.where Ca is the lift coefficient of a wing profile and lambda is the wing extension from wing span ² / wing area = b ² / A. The formula says if Lambda = infinite, then C _wi = zero. It follows that an increase in the wing span b (which also causes an increase in the wing extension lambda) leads to a decrease in the induced resistance F _wi . The induced resistance was mandatory for a finite wing, so that special design of the wing ends (TNT Dornier) or winglets arranged at the wing end (Learjet) or tank gondolas to reduce the induced drag can only bring partial success. Winglets and tank gondolas in turn increase the harmful resistance F _ws .

Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, ein Tragflügelsystem zu schaffen, welches einem unendlichen Flügel gleichkommt, gleichzeitig aber Eigenstabilität über alle Achsen aufweist.The invention is therefore based on the object of a wing system create, which equals an infinite wing, but at the same time Has inherent stability across all axes.

Die Aufgabe wird durch ein Tragflügelsystem gelöst, welches die kennzeich nenden Merkmale der Ansprüche 1 oder 2 aufweist und kann durch die kenn zeichnenden Merkmale der Ansprüche 3 und/oder 4 und/oder 5 und/oder 7 vorteilhaft ausgestaltet werden. The task is solved by a wing system, which characterizes the nenden features of claims 1 or 2 and can by the characteristic Drawing features of claims 3 and / or 4 and / or 5 and / or 7 be advantageously designed.

Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen nicht nur aus einer Minderung des induzierten Widerstandes und der damit verbundenen Leistungs steigerung oder Treibstoffersparnis sowie der geringeren Gefährdung anderer Luftverkehrsteilnehmer durch schwächere Wirbelschleppen, es sind auch er heblich keinere Dimensionierungen durch größere Tragflügeltiefen möglich. Darüber hinaus läßt sich die aus der Gestaltung ergebende hohe mechanische Festigkeit durch geringeres Baugewicht in Nutlast umzusetzen.The advantages that can be achieved with the invention are not just one Reduction of the induced resistance and the associated power increase or fuel savings as well as the lower risk to others Air traffic participants through weaker vortex trails, it is he too Significantly no dimensioning possible due to greater wing depths. In addition, the high mechanical resulting from the design Converting strength into a slot load through a lower construction weight.

In den Zeichnungen sind einige Ausführungsbeispiele dargestellt, die im folgenden näher beschrieben werden. Es zeigtIn the drawings, some embodiments are shown, which in following are described in more detail. It shows

Fig. 1 die Vorderansicht eines Ausführungsbeispiels, Fig. 1 is a front view of an embodiment,

Fig. 2 dessen Draufsicht, Fig. 2, its plan view,

Fig. 3 dessen Seitenansicht, Fig. 3 a side view thereof,

Fig. 4, 5, 6 und 9 mögliche Ausgestaltungen, Fig. 4, 5, 6 and 9 possible configurations,

Fig. 7 die Strömung am Ende eines Tragflügels, Fig. 7 shows the flow at the end of a wing,

Fig. 8 die Strömung an der Verbundstelle eines erfindungsgemäßen Tragflügelsystems. Fig. 8 shows the flow at the junction of a wing system according to the invention.

Der vordere, mit Höhenrudern 2 versehene Tragflügel 1 erstreckt sich vom Rumpf 3 aus im Pfeilungswinkel Alpha zur Querachse des Systems nach hinten. Der mit Querrudern 5 ausgerüstete hintere Tragflügel 4 ersteckt sich vom Rumpf 3 aus im Pfeilwinkel Beta nach vorn und ist in der Hochachse zum vorderen Tragflügel 1 um die Höhe H versetzt am Rumpf 3 angeordnet. Bei entsprechendem Abstand A der Auftriebsschwerpunkte 6 und 7 beider Flügel 1 und 4 sind bei gleicher Flügelspannweite deren Flügelenden in der Hochachse des Systems in höhenversetzter Überdeckung, so daß ermöglicht wird, die Enden der Tragflügel 1 und 4 beidseitig durch geeignete Bogen- oder Form stücke 8 kraftschlüssig miteinander zu verbinden. Am Ende des Rumpfes 3 ist eine Seitenleitwerksfläche 9 mit Seitenruder 10 angeordnet. Es können auch mehrere Seitenleitwerksflächen mit Seitenrudern 10 im hinteren Bereich des hinteren Tragflügels 4 installiert sein, die parallel 11 oder symme trisch zu- 12 oder voneinander 13 zur Hochachse geneigt aber parallel zur Längsachse angeordnet sein können. Die Winkel Gamma und Delta bestimmen die Tragflügel-V-Form. Die Flügelsegmente 14 und 15 zeigen eine weitere mögliche Bauform. Fig. 7 zeigt die Wirbelbildung an einem Tragflügelende herkömm licher Bauart. Der höhere Druck der Flügelunterseite fließt um das Tragflü gelende herum zur Unterdruckzone der Flügeloberseite; trifft aber infolge der Eigengeschwindigkeit des Flügels nicht auf diesen auf und behält des halb seine schraubenförmige Bahn bei. In Fig. 8 ist der Strömungsverlauf an einem, der Anmeldung zugrunde liegenden, Bogen- oder Formstück 8 mit den damit verbundenen Tragflügeln 1 und 4 an der linken Flügelseite dargestellt. Die Luft strömt außen von der Unterseite des Flügels 1 zur Oberseite des Flügels 4 im Uhrzeigersinn und innen von der Unterseite des Flügels 4 zur Oberseite des Flügels 1 entgegen dem Uhrzeigersinn in Flugrichtung gesehen. Hier sind keine Wirbel zu erwarten, weil sich die Strömung an der Hinterkante 16 des Bogen- oder Formstückes 8 wie an der Hinterkante im Mittelbereich eines Flügels 17 der Druckausgleichsrichtung folgend, kreuz- oder scheren förmig treffen, bzw. sich die gegenläufigen Wirbelansätze bei gleicher Auftriebsbelastung der Flügel 1 und 4 gegeneinander aufheben. Um die kreuz- oder scherenförmige Strömung 16, die der Druckausgleich zwischen den Über- und Unterdruckzonen bewirkt, und die eine Auftriebsminderung im Außenbereich der Flügel 1 und 4 nach sich zieht, weitgehend in die Richtung der Anströmung des Flügelprofils zu zwingen, können im mittleren Bereich der Bogen- oder Formstücke 8 Luftleitbleche oder Strömungszäune 18 vorgesehen sein, die sich über die gesamte Profiltiefe senkrecht zur Tangente der Bögen nach innen und außen erstrecken. Um im Langsamflug den fehlenden induzierten Widerstand und seine Bremswirkung zu ersetzen, können in der Hauptschwer punktlage im Rumpf 3 oder beidseitig in jedem Tragflügel 1 und 2 Luftbrem sen oder andere, bekannte, regelbare Mittel zur Geschwindigkeitsverminderung installiert sein.The front wing 1 , which is provided with elevators 2 , extends from the fuselage 3 to the rear at an angle of arrow α to the transverse axis of the system. The rear wing 4 equipped with ailerons 5 extends forward from the fuselage 3 at the arrow angle Beta and is arranged on the fuselage 3 offset by the height H in the vertical axis relative to the front wing 1 . With a corresponding distance A of the focal points 6 and 7 of the two wings 1 and 4 , the wing ends of the wings in the vertical axis of the system are offset in height at the same wing span, so that it is possible to pieces the ends of the wings 1 and 4 on both sides by means of suitable arch or shape pieces 8 to connect with each other. At the end of the fuselage 3 , a rudder surface 9 with rudder 10 is arranged. It can also be installed several rudder surfaces with rudders 10 in the rear area of the rear wing 4 , which can be arranged in parallel 11 or symmetrically to 12 or from each other 13 to the vertical axis but parallel to the longitudinal axis. The gamma and delta angles determine the wing V-shape. The wing segments 14 and 15 show a further possible design. Fig. 7 shows the vortex formation at a wing end of the conventional design. The higher pressure of the wing underside flows around the wing end to the negative pressure zone of the wing top; but does not hit the wing due to its own speed and therefore maintains its helical path. FIG. 8 shows the flow pattern on an arch or shaped piece 8 on which the application is based, with the wings 1 and 4 connected to it on the left wing side. The air flows outside from the underside of the wing 1 to the top of the wing 4 in a clockwise direction and on the inside from the underside of the wing 4 to the top of the wing 1 in the counterclockwise direction in the direction of flight. No eddies are to be expected here, because the flow at the rear edge 16 of the curved or shaped piece 8, like at the rear edge in the middle region of a wing 17, follows the pressure equalization direction in a cruciform or scissor-shaped manner, or the opposite vortex approaches at the same lift load the wings 1 and 4 cancel each other. In order to largely force the cross-shaped or scissor-shaped flow 16 , which brings about the pressure equalization between the overpressure and underpressure zones and which results in a reduction in lift in the outer region of the wings 1 and 4 , in the direction of the inflow of the wing profile, in the middle region of the arch or shaped pieces 8 air baffles or flow fences 18 are provided which extend inwards and outwards perpendicularly to the tangent of the arches over the entire profile depth. In order to replace the lack of induced drag and its braking effect in slow flight, sen in the main center of gravity in the fuselage 3 or on both sides in each wing 1 and 2 air brakes or other known, controllable means for speed reduction can be installed.

Claims

1. Wing system for fixed-wing aircraft with two lift-generating wings, characterized in that the wing wing consisting of wing profile, with lift-changing means ( 2 ) and extending from the fuselage ( 3 ) to the transverse axis of the system on both sides symmetrically to the rear (alpha) extending front wings ( 1 ) with the wing profile, with or without lift-modifying means ( 5 ), symmetrically forwards (Beta) from the fuselage ( 3 ) to the transverse axis of the system on both sides and upwards in the vertical axis to the front wing ( 1 ) or offset below (H) , rear wing ( 4 ) on both sides at the wing ends by arches or fittings ( 8 ) non-positively and current-free, and that the front wing ( 1 ) and the rear wing ( 4 ) to Vertical axis of the system at an acute angle or at right angles or at an obtuse angle (gamma, delta and FIG. 5) parallel or inclined to one another, extend from the fuselage ( 3 ) to both sides, and that at the end of the fuselage ( 3 ) or in the rear area of the rear wing ( 4 ) one ( 9 ) arranged in the plane of the longitudinal and vertical axes or several ( 11, 12, 13 ) arranged parallel to the longitudinal and vertical axis ( 11 ) or parallel to the longitudinal axis, but to the vertical axis but symmetrically towards ( 12 ) or from each other ( 13 ) inclined control surface (s) ( 9, 11, 12 and 13 ), which by means of mutually resistance-changing means ( 10 ) is (are) installed (is).

2. wing system according to claim 1, characterized in that the ends connected by arches or fittings ( 8 ) front ( 1 ) and / or rear wing ( 4 ) are composed of several segments ( 14 and 15 ), and the pointed - Right-angled or obtuse (gamma and delta) to the vertical axis of the system relates only to the extent of individual wing segments arranged symmetrically in the system ( FIG. 6).

3. wing system according to claim 1 or 2, characterized in that the wing-connecting connecting arches or fittings ( 8 ) cause both an interference-free profile reversal and an interference-free profile depth compensation, and that in the central part of the elbows or fittings ( 8 ) baffles or flow fences ( 18 ) extend outwards and inwards perpendicular to the tangent of the arches over the entire wing depth, which largely prevents air pressure equalization between the negative and positive pressure zones of the two, by means of the curved or shaped pieces ( 8 ) interconnected wings ( 1 and 4 ), by forcing the cross-shaped flow ( 16 and 17 ) in the direction of the wing wing, thus reducing lift losses in the area of the outer wing.

4. wing system according to claim 1 or 2 and 3, characterized in that the system is provided for all known types of use of fixed wing aircraft, and the selection of the wing profiles, the setting angle of the profiles to the longitudinal axis of the system, and the Win angle of the wing sweeping (Alpha and Beta) and the wing extension to the vertical axis of the system (Gamma and Delta) and also the elbows and fittings ( 8 ) with or without air baffles or flow fences ( 16 ) and the choice of engines is adapted to the respective purpose.

5. wing system according to claim 1 or 2 and 3 and 4, characterized in that the wings ( 1 and 4 ) with the arch or fitting ( 8 ) with or without air baffles or flow fences ( 18 ) are formed in one piece.

6. wing system according to claim 1 or 2 and 3 and 5, characterized records that the characteristic features of the system in leaves for rotary wing aircraft as well as for blades for free jet or illuminated, uncovered air or water screw wheels Ver find application.

7. wing system according to claim 1 or 2 and 3 and 4 and 5, characterized ge indicates that the system is equipped with adjustable air brakes, which the aircraft equipped with the system to the slowest possible Are able to delay airspeed.