DE638465C - Flugzeug mit einer festen Haupttrag- oder Steuerflaeche und einem Rotor - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Hilfsflügel, zusätzliche Flügel oder ähnliche Einrichtungen, die mit den Haupttragflächen von Flugzeugen mit festen Flügeln verbunden sind und die sich um eine zur Flügelebene quer laufende Achse drehen.

Die Hilfsflügel dieser Art (im folgenden zur Abkürzung als Rotoren bezeichnet) geben dem Flugzeug eine sehr erhöhte Hubwirkung und eine Seitenstabilität, insbesondere wenn die mit den Rotoren verbundenen Tragflächen einen großen Anstellwinkel aufweisen. Es ist nun gefunden worden, daß das Verhältnis zwischen einem Rotor und der angrenzenden festen Tragfläche für die Wirksamkeit der Tragfläche eine erhebliche Bedeutung besitzt, und es ist Gegenstand vorliegender Erfindung, die beste Anordnung der Rotoren in dieser Hinsicht' vorzusehen.

Es ist bereits bekannt, die Rotoren nahe dem Ende der Tragflächen in der Weise anzuordnen, daß der Umdrehungskreis sich seitlich über das Tragflächenende hinaus erstreckt.

Gemäß der Erfindung wurde nun erkannt, daß die günstigste Wirkung erreicht wird, wenn die Rotorachse so angeordnet ist, daß der vordere oder hintere Teil des Umlaufkreises des Rotors über einer Stelle des Hauptflügels liegt, bei welcher der Luftstrom bei großen Anstellwinkeln beginnt, seinen glatten Strömungscharakter zu verlieren, d. h. der vordere oder hintere Umfang des Umlaufkreises soll praktisch über dem stärksten Teil der Haupttragfläche liegen.

Es ist ferner als vorteilhaft gefunden worden, die Rotorachse so vorzusehen, daß der vordere und hintere Umfang des Umlaufkreises des Rotors entsprechend über dem stärksten Teil des Hauptflügels und einer Steuerfläche an dessen hinterer Seite liegt.

In einer solchen Lage gemäß der Erfindung verhindert der Rotor den Randverlust der Tragflügelenden, wobei die wirksame Spannweite und der Hub des Hauptflügels erhöht wird. Das Moment des Rotorhubs um die Längsachse des Flugzeugs erreicht dabei ein Maximum, und dem Flugzeug wird eine erhöhte Seitenstabilität erteilt.

Die Erfindung ist in der Zeichnung an zwei Ausführungsbeispielen erläutert.

Fig. ι stellt eine schematische Ansicht eines Flugzeuges mit festen Flügeln dar, welches mit einem zweiflügeligen Rotor auf jedem Flügelende versehen ist.

Fig. 2 ist eine Seitenansicht in vergrößertem Maßstab eines Flügelendes in der Anordnung der Fig. 1 und des zugehörigen Rotors.

Fig. 3 ist eine ähnliche Ansicht der Fig. ι und zeigt eine abgeänderte Anordnung, und

Fig. 4 ist eine Seitenansicht in vergrößertem Maßstab eines Flügelendes mit Rotor der Fig. $ Das dargestellte Flugzeug besitzt einö'i Rumpf ι mit einem Schwanzteil 2 und Haupf-: tragflächen 3, welche Steuerflächen 4 .zur Seitensteuerung tragen, die die äußeren Enden der hinteren Flügelkanten bilden. Ein zweiflügeliger Rotor 6 ist um eine Achse 5 drehbar gelagert, die sich in der Nähe oder unmittelbar an der Kante jedes Flügelendes befindet. Diese Rotoren drehen sich während des Betriebes in dem Luftstrom über oder vor dem Hauptflügel von selbst und sind besonders wirksam, wenn der Hauptflügel einen großen Anstellwinkel aufweist und die anströmende Luft nach unten an den Hauptflügel gerichtet ist und so gleichzeitig einen Hub erzeugt und den laminaren Luftstrom über der Flügelebene aufrechterhält, wenn er davon abweichen wollte.

Durch die Anordnung der Rotorachse 5 bei oder an der Flügelendkante liegt fast die Hälfte des Umdrehungskreises des Rotors 6 seitlich neben dem Flügelende und erhöht die wirksame Spannweite des Hauptflügels dadurch, daß der Randverlust vermieden wird, d. h. die Neigung zum Druckausgleich zwischen der oberen und unteren Fläche des Flügels an seinem Ende. 30' Ferner ist, wie oben angegeben, die Rotorachse 5 so angeordnet, daß die sich schnell bewegenden Teile des Rotors, während sie den Hauptluftstrom durchqueren, über eine Stelle des Hauptflügels streichen, bei der der Luftstrom merklich dazu neigt, seinen laminaren Charakter bei großen Anstellwinkeln zu verlieren. Eine solche Stelle befindet sich an dem stärksten Teil des Flügelquerschnittes, der in der Zeichnung mit 7 angegeben ist. In der Darstellung der Fig. ι und 2 ist die Rotorachse 5 so gelagert, daß der hintere Teil des Umlaufkreises des Rotors über dieser Stelle des Hauptflügels liegt, um die obigen Bedingungen zu erfüllen.

Es wird jedoch vorgezogen, die Teile so anzuordnen, daß der vordere Teil des Umlaufkreises über der betreffenden Stelle liegt, wie es in den Fig. 3 und 4 dargestellt ist. In einer solchen Stellung kann die Rotorwelle 5 mit ihrem unteren Teil an einer Rippe des Hauptflügels befestigt werden, wodurch sich eine leichtere und stärkere Konstruktion als nach der Anordnung der Fig. 1 ergibt. Ferner befindet sich der Rotor mehr in dem Treibstrom der Luftschraube, besonders wenn, wie in Fig. 3 dargestellt ist, eine Luftschraube 8 vor der vorderen Kante jedes Hauptflügels in der Mitte der Flügelweite angeordnet ist. In solchen Eällen wandelt der Rotor zusätzlich zu seinen anderen Funktionen einen beträchtlichen Teil der Energie dieses Treibstromes, der sonst unausgenutzt wäre, in eine Hubwirkung um.

Ein weiteres vorteilhaftes Merkmal der Anordnung der Fig. 3, verglichen mit der nach ,.Fig. i, besteht darin, daß der Rotor 6 sich in /eirier Lage befindet, in der er einen größeren unf'iöjitelbaren Einfluß auf den Luftstrom über den t^feuerflächen 4 bei großem Anstellwinkel hat, '■wenn der Luftstrom dazu neigt, seinen laminaren Charakter zu verlieren. Deshalb übt der Rotor eine noch größere seitliche Stabilisierungswirkung auf das Flugzeug unter diesen Bedingungen aus. In dieser Hinsicht ist noch zu bemerken, daß die Rotorachse 5 aus ihrer Stellung in Fig. 3 etwas nach vorne bewegt werden kann und dabei der hintere Teil des Umlaufkreises des Rotors über die Steuerflächen 4 gebracht werden kann. Oder es kann eine Zwischenstellung der Achse 5 gewählt werden, so daß die Seitenbewegung des Rotors 6 gleichmäßig zwischen den Teilen 4 und 7 des Hauptflügels verteilt werden kann.

Eine weitere Möglichkeit in dieser Hinsicht besteht noch darin, daß der Durchmesser des Umdrehungskreises des Rotors verringert wird, bis die vorderen uiid hinteren Teile am Umfang gleichzeitig über den Teilen 7 und 4 des Hauptflügels liegen.

Gewöhnlich sind die Rotoren in der Lage, sich jederzeit während des Fluges selbst zu drehen, oder sie können gegen Drehung in normaler Weise gesichert und von Hand oder selbsttätig freigelassen werden, wenn der Führer zu landen wünscht oder das Flugzeug eine steile Lage einnimmt.

Es können z. B. die zweiflügeligen Rotoren in Fig. 3 in der dargestellten Stellung mittels eines von Hand verschiebbaren Gestelles oder einer Stromlinienkappe oder eines Schildes an der vorderen Kante des Hauptflügels verriegelt werden. Dabei kann der Rotor durch den Verriegelungsmechanismus so heruntergezogen werden, daß er an der oberen Fläche des Tragflügels anliegt.

Die konstruktiven Einzelheiten des Rotors können je nach den Erfordernissen in weitem Maße verändert werden. Z. B. kann jeder Rotor drei oder mehr Flügel besitzen, und eine Mehrheit von Rotoren können in einigen Fällen auf einer gemeinsamen Spindel koaxial gelagert werden. Die Rotorflügel können von Hand in der Höhe verstellbar sein und an einer Nabe angeleiikt werden, anstatt miteinander starr befestigt zu sein.

Claims (2)

1. Patentansprüche:

   i. Flugzeug mit einer festen Haupttragoder Steuerfläche und einem Rotor, der einen oder mehrere Hilfsflügel besitzt, die oberhalb der Haupttragfläche um eine dazu quer verlaufende Achse drehbar gelagert sind, wobei der Umlaufkreis des Rotors sich seitlich über das Tragflächenende der Haupt-

   tragfläche erstreckt, dadurch gekennzeichnet, daß der vordere oder hintere Umfang des Umlaufkreises über dem stärksten Teil der Haupttragfläche gelegen ist.
2. 2. Flugzeug nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der vordere und hintere Umfang des Umlaufkreises des Rotors ent-

   ··- ^sprechend über dem stärksten Teil des ' Hauptflügels und einer Steuerfläche an ' dessen hinterer Seite liegt.

   Hierzu ι Blatt Zeichnungen

   BEIIUN. GEDRUCKT IN DER