-
FLUGZEUG
Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug
mit Flügel flächen. Bei Flugzeugen mit Flügelflächen, seien es Tragflügel- oder
auch Drehflügelflugzeuge, müssen die Flügel so dimensioniert werden, daß sie ein
Vielfaches des normalen Fluggewichtes aushalten. Es ist vorgeschrieben, daß die
Belastbarkeit der Flügel bei Abfangen 5,3 x 1,5 g ist, bzw, bei Sturzflug, wo der
Lastangriff weiter hinten erfolgt, 4 x 1,5 g. Dies ist notwendig, damit der Flügel
bei einem Abfangen nach einem Sturzflug oder bei plötzlich auftretenden Böen, Schnellflug
in Bodenhöhe, also Sollen, wo eine zusätzliche Belastung von unten auftritt, nicht
abbricht. Dies bedeutet jedoch, daß der Flügel für extreme Belastungsfälle gebaut
werden muß, die im normalen Flugbetrieb nur in Extremfällen auftreten. Der Flügel
muß daher sehr stabil gebaut werden, was selbstverständlich auf Kosten des Gewichtes
(Zuladung), Transportleistung, sowie der Steigleistung geht. Segelflugzeuge haben
bei höherem Gewicht einen schnelleren Höhenverlust (größeres Sinken). Würde man
beispielsweise den Flügel für nur die halbe der oben angegebenen Festigkeiten konstruieren,
so würde man 30 bis 40% des Flügelgewichtes einsparen können. Dies ist Jedoch bisher
nicht möglich, da die Gefahr bestehen würde, daß die Flügel bei größeren Belastungen
brechen, bzw. die Zulassungsbestimmungen so sind, daß das Flugzeug nicht zugelassen
werden würde.
-
Die Erfindung vermeidet diese Nachteile und schafft ein Flugzeug,
bei welchem die Flügelflächen nur einen geringeren Teil der Auftriebsbelastung aufnehmen
müssen, ohne daß eine Bruchgefahr besteht, dadurch, daß in den Flügel flächen eine
die Auftriebsbelastung der Flügel begrenzende Vorrichtung eingebaut ist und daß
der Flügel für die Aufnahme nur der begrenzten Belastung gebaut ist. Dies kann beispielsweise
dadurch erfolgen, daß der für die Aufnahme der begrenzten Belastung gebaute Flügel
in an sich bekannter Weise an der vorderen Flügelhälfte um die Flügellängsachse
oder dazu parallel verdrehbar gelagert ist und der hintere Flügelteil so federnd
gelagert ist, daß er nach oben oder unten belastungsabhängig ausweichen kann. Zweckmäßig
ist dabei, wie an sich bekannt, die drehbare Lagerung im Bereich der vorderen Flügelkante
angeordnet. Der rückwärtige Bereich der Flügel ist dabei vorteilhaft federnd gelagert.
Bei Auftritt einer zusätzlichen Belastung des Flügels abweichend vom normalen Flugfall,
sei dies durch Abfangen oder Böeneinwirkungen, weicht der Tragflügel in einem bestimmten
Naß abhängig von der Federkonstanten und der Größe der Beschleunigung, bzw. zusätzlicher
Belastung hinten aus. Dies führt zu einer sofortigen Verkleinerung des Anstellwinkels
und damit zu einer Auftriebsverkleinerung und damit auch zu einer Verminderung des
auftretenden Lastvielfachen. Die Größe des möglichen auftretenden Lastvielfachen
läßt sich
durch Wahl der Feder und Lage des Drehpunktes berechnen
und festlegen. Die Wahl des Drehpunktes, bzw. der Federkonstanten wird abhängig
von dem zu konstruierenden Flugzeug und den Möglichkeiten der Anordnung sein. Nach
Wegfall der zusätzlichen Belastung drückt die federnde Lagerung den Flügel wieder
in die Normallage, sodaß für das normale Fliegen der gewünschte Auftrieb vorhanden
ist, der nur im Extremfall wegfällt. Zusätzlich wird dadurch erreicht, daß bei Auftreten
von Böen die Wirkung der Böen abgeschwächt wird und ein ruhigerer, auch für die
Passagiere angenehmerer Flug erreicht wird. Bei Federung des Flügels nach oben und
unten, eine Lagerungsart, die absolut durchführbar ist, werden auch Fallböen abgeschwächt,
da im Augenblick des Auftretens einer Fallböe der Anstellwinkel des Flügels erhöht
und damit gleichzeitig der Auftrieb erhöht wird, was in diesem Fall zulässig ist,
da gleichzeitig die normale Auftriebsbelastung verkleinert wird.
-
Eine andere Möglichkeit ist, daß in der Flügelfläche Klappen oder
Durchlässe angeordnet sind, die sich bei Erhöhung der Auftriebsbelastung öffnen
und bei Verminderung der Auftriebsbelastung schließen. Nach diesem Vorschlag wird
nicht der Anstellwinkel verändert, sondern die Flügelfläche selbst direkt durch
Öffnen von Klappen im Flügel verkleinert. Es ist beispielsweise möglich, daß in
der Flügelfläche eine oder mehrere Klappensysteme angeordnet sind, die an einem
Ende gelagert
sind und diese Klappen durch eine kraftabhängige
Belastung geschlossen sind, bzw. nach überschreiten der Belastung je nach der Größe
der Belastung aufmachbar sind.
-
Die Steuerung der Klappen kann durch eine Feder und/oder ein Gewicht
erfolgen. Die Klappen brauchen beispielsweise nur durch eine Feder gehalten sein,
die so eingestellt ist, daß bei Auftreten einer bestimmten Belastung die Klappe
aufgeht. Statt einer Feder kann auch ein Gewicht Verwendung finden. Es ist auch
möglich, Doppelschlitzplatten im Flügel vorzusehen, wobei im normalen Lastbereich
die Schlitze sich nicht überlappen, bei Überschreiten einer vorbestimmten Belastung
sich jedoch mindestens eine der Schlitzplatten verschiebt, sodaß die Schlitze der
Doppelschlitzplatten übereinander gelangen. Die Doppelschlitzplatten können dabei
durch eine Feder in der Ruhelage gehalten sein und über eine Umlenkrolle an mindestens
einer der Platten durch ein Gewich gesteuert sein. Selbstverständlich sind auch
andere Steuerkonstruktionen, bzw. Konstruktionen, die bei Auftreten einer den gewünschten
Lastfall überschreitenden Belastung den Anstellwinkel vergrößern, bzw. eine Luftdurchlässigkeit
der Flügel hervorrufen, möglich. Es ist auch eine Kombination der beschriebenen
Maßnahmen durchführbar.
-
Es ist auch möglich, daß mindestens ein Teil des Innenflügels torsionselastisch
ausgebildet ist, sodaß sich
der Flügel bei unterschiedlicher Belastung
in diesem Bereich mindestens bei Überlastung verwindet. Die erfindungsgemäße Ausbildung
ist auch bei Schnellflugzeugen, wie Jagdbombern, Erdkampffliegern, usw. in Bodennähe
vorteilhaft.
-
Die Erfindung ist an Hand von in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispielen
näher erläutert, ohne sich darauf zu beschränken.
-
Fig.1 zeigt in Seitansicht schematisch die Lagerung eines Flügels
im normalen Flug und Fig.2 dazu die Lagerung bei Auftreten eines Lastfalles. Fig.3
zegt dazu eine Variante im normalen Lastfall und Fig.4 die Variante dazu im zusätzlichen
Lastfall. Die Fig.5 und 6 zeigen eine weitere Variante eines Flügelquerschnittes
im normalen Flug und bei zusätzlicher Belastung. Fig.7 und 8 zeigen eine weitere
Variante in Schrägansicht.
-
In den Fig.1 und 2 ist der Flügel 1, dessen Profil schematisch gezeigt
ist, an seiner vorderen Kante über ein Drehlager 2 am Rumpf befestigt. Eine weitere
Befestigung am Rumpf erfolgt über Federn 3 und 4. Diese Federn greifen am hinteren
Flügelende 6 an und sind so abgestimmt, daß im normalen Flug, also bei einem Auftrieb,
der etwa dem Pfeil 7 entspricht, der Flügel 1 in der in Fig.1 gzeigten mittleren
Lage gehalten ist. Tritt beispielsweise
durch einen Böenfall, durch
Abfangen oder ähnliches eine zusätzliche Beschleunigung nach oben und eine zusätzliche
Belastung auf, die dem verlängerten Teil 8 entspricht, so wird durch den Druck auf
die Unterfläche des Flügels 1 ein Verdrehen des Flügelprofils und Zusammendrücken
der Feder 3 bei Dehnung der Feder 4 erfolgen. Der Flügel schwenkt um das Drehlager
2 nach oben aus. Dadurch vermindert sich der Anstellwinkel und somit auch bei gleichbleibender
Massenbewegungsrichtung der Anstellwinkel gegenüber der Luftströmung, wodurch der
Auftrieb des Flügels vermindert wird.
-
Eine durch die Federn bestimmte Beschleunigung des Flugzeuges nach
oben wird nicht überschritten. Der Flügel braucht daher nur für die maximal auftretbare
Beschleunigung nach oben ausgelegt werden. Er kann daher leichter als ein herkömmlicher
Flügel konstruiert werden. Böen werden automatisch, zumindest teilweise, ausgeglichen
werden. Desgleichen Abwinde, welche zur Folge haben, daß der Anstellwinkel und damit
der Auftrieb, der Ja durch die Abwinde verkleinert wird, wieder vergrößert wird.
Das verringerte Gewicht hat zur Folge, daß der Gleitwinkel des Flugzeuges bei gleichem
Auftrieb kleiner wird und damit die Segelflugeigenschaften und Gleiteigenschaften
wesentliche verbessert werden.
-
Die in den Fig.3 und 4, sowie 5 und 6 gezeigten Varianten haben einen
Flügel 1, der in herkömmlicher Art und Weise fest mit dem Rumpf verbunden ist. An
der Unterseite dieser beiden Varianten ist eine luftdurchlässige Oberfläche und
ein Luftdurchströmraum 9 geschaffen. Die Variante gemäß Fig.3 und 4 hat Klappen
10, die mit einem Hebelarm 11 verbunden sind und je Klappe in einem Lager 12 schwenkbar
gelagert sind. Die einzelnen Klappen sind durch eine Zugverbindung 13 verbunden.
Durch das Gewicht der Hebelarme 10 oder eventuell durch eine zusätzliche Federbelastung
werden die Klappen 10 im normalen Flugzustand geschlossen gehalten, sodaß oberhalb
der luftdurchlässigen Oberfläche im Raum 9 ein geschlossener Luftraum vorhanden
ist und der Luftdurchtritt durch die luftdurchlässige Oberfläche 9 gesperrt ist.
Das Flügelprofil wirkt wie ein normaler Flügel. Ein um ein Lager 15 schwenkbares
Gewicht 17 greift über einen Winkel 16 an den Hebelarmen, bzw. der Zugverbindung
13 an. Unterstützt wird dieses Gewicht durch eine Feder 14. Bei Auftreten einer
zusätzlichen Belastung oder Beschleunigung des Flugzeuges nach oben setzt dieses
Gewicht der Beschleunigung einen Widerstand entgegen und drückt, wie in Fig.4 gezeigt
ist, nach unten. Dies hat zusammen mit der Erhöhung des Druckes auf die Klappen
10 von unten zur Folge, daß über den Hebelarm 16 und die Zugverbindung 13 die Klappen
10 geöffnet werden und Luft durch den Flügel nach oben strömt. Damit
wird
praktisch die Flügelfläche verkleinert und damit der Auftrieb des Flügels vermindert.
Dies hat jedoch zur Folge, daß die Belastung des Flügels bei Überschreiten einer
durch Feder und Gewicht bestimmbaren Beschleunigung des Flugzeuges nach oben nicht
überschritten wird.
-
Bei Böen oder Abfangen des Flugzeuges kann die maximale Belastbarkeit
des Flügels herabgesetzt werden, wodurch sich die bereits geschilderten Vorteile
ergeben. In der Variante gemäß Fig.5 und 6 sind statt Klappen zwei gegeneinander
verschiebbare Schlitzplatten 19,29 vorgesehen. Die Schlitze 21,22 sind so angeordnet,
daß sie bei Normalflug durch die schlitzfreien Bereiche der zweiten Schlitzplatte
abgedeckt werden. Im Normalflug kann also keine Luft durch die luftdurchlässige
Oberfläche 9 durch den Flügel strömen. Die untere Schlitzplatte ist verschiebbar
gelagert und an einer Seite durch eine Feder 23 gehalten, während an der anderen
Seite über einen Schnurzug 24, der über eine Umlenkrolle 25 geleitet ist, ein Gewicht
26 angreift. Bei Beschleunigung nach oben bewirkt das Gewicht 26 ein Verschieben
der unteren Schlitzplatte 20, sodaß die Schlitze 21 und 22 Je nach der Größe der
Beschleunigung mehr oder weniger untereinander gelangen und luftdurchlässig werden.
Die Schlitzplatten öffnen daher bei Beschleunigung nach oben, sodaß Luft durch den
Flügel nach oben durchströmen kann, wodurch der Auftrieb des Flügels vermindert
wird. Eine durch die Feder und Gewicht
bestimmbare Beschleunigung
des Flugzeuges nach oben kann daher auch bei dieser Variante nicht überschritten
werden.
-
Im Ausführungsbeispiel gemäß Fig.7 und 8 ist der Innenflügel, also
der beim Rumpf liegende Flügelteil 27 mit dem Außenflügel 28 über einen elastischen
Bereich 29 verbunden, der bei Belastung und Überlastung eine torsionselastische
Verwindung des Außenflügels 28 relativ zum Innenflügel 27 um die Flügelachse gestattet.
Bei Belastung wird der Flügel wie in Fig.8 gezeigt, um den Winkel 30 verwunden und
damit analog zu den Fig.1 und 2 der Ausstellwinkel verändert.
-
Die Ausführungsbeispiele zeigen lediglich einige Möglichkeiten der
Erfindung, ohne daß sich diese darauf beschränkt. So können beispielsweise andere
Hemm- und Verzögerungsmechanismen eingeschaltet werden. Die Klappen können statt
mechanisch elektrisch gesteuert werden, ebenso der Neigungswinkel. Es können die
gezeigten Ausführungsvarianten untereinander beliebig kombiniert werden. Es ist
möglich, die Klappen an der Flügelunterseite anzuordnen und die luftdurchlässige
Oberfläche an der FlUgeloberseite und desgleichen den Schlitzplatten.