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Dokumentenidentifikation DE3428168A1 13.02.1986
Titel Nurflügelellipsenringkonfiguration
Anmelder Schulz, Dieter, 5300 Bonn, DE
Erfinder Schulz, Dieter, 5300 Bonn, DE
DE-Anmeldedatum 31.07.1984
DE-Aktenzeichen 3428168
Offenlegungstag 13.02.1986
Veröffentlichungstag im Patentblatt 13.02.1986
IPC-Hauptklasse B64C 39/10
IPC-Nebenklasse B64C 39/06   

Beschreibung[de]

Nurfliigelellipsenringkonfiguration

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Flügelkonfiguration für den Ultra-Leicht-Flugzeugbereich, Flugzeuge mit sehr geringer Flächenbelastung für kleine Start-/ Landegeschwindigkeiten und einer Rüstmasse, die unter der des Piloten liegt, sind seit wenigen Jahren bekannt. Sie zeigen Rogallo - Auftriebs erzeuger oder Flügelkonfigurationen und -ausbildungen mit einer Auftriebsverteilung und Längsstabilisierung, die im konventionellen Flugzeugbereich bewährt sind - Nurflügel mit kleinem Nasenwinkel, Systeme mit rückwärtiger Stabilisierun:sfläche.

Es hat sich jedoch gezeigt, daß auch mit den konventionellen Konfigurationen nur geringe Leistungssteigerungen in bezug auf Strekkenleistungen möglich sind, wenn nicht eine großflächige Steigfeldverteilung einen ausgeprägten Delphinflug möglich macht.

Dies beruht in erster Linie darauf, daß sich für UL-Tragflächen eine gewisse Maxinalspannweite ergibt, deren berschreitung bei fester Bauweise ein zu grobes trukturgewicht mit sich bringt und in semi-flexibler Bauweise bei Verzicht auf eine zuerst widerstandsreiche Abspannung zu mangelnder Biege-/Torsionssteife führt. Da zugunsten einer geringen Flächenbelastung auf kleine Profiltlefen verzichtet werden muß, ergeben sich aus der Spannweite Streckungen, die bezüglich des induzierten Widerstands sehr ungünstig sind. Zudem weisen UL-Flugzeuge bekannter Konfiguration aufgrund der gedrungenen Auslegung, freier Konstruktionselemente und geringer Oberflächengüte trotz des niederen Geschwindigkeitsbereichs vergleichsweise hohe Anteile an Schub-Druckwiderständen am Gesamtwiderstand auf.

Die mit verspannten Konfigurationen erreichten Gleitzahlen liegen daher bei 15 und für konventionelle Ausführungen aufgrund des geringeren Restwiderstands bei 18.

Darüberhinaus hat sich gezeigt, daJ mit diesen Konfigurationen nur eine geringe Verbesserung der Flugsicherheit erreichbar ist.

Bekanntlich addieren sich Vertikal- und Horizontalkomponenten aus Bodenturbulenzen entgegen der Flugrichtung weitaus häufiger ni rür konventionelle systeme zu einer stallkritischen Anströ- mung des UL-Flugzeuges, da dessen Verluste an Bewegungsenergie in Turbulenzen aufgrund der großen Widerstandsfläche in Verbindung mit der geringen Flugmasse beträchtlich sind.

Darüberhinaus treten für Landegeschwindigkeiten zwischen 8 m/sec und 14 m/sec - Segel-/Motor-UL-Flugzeug - kritische Horizontalkomponenten aus Bodenturbulenzen in Flugrichtung gleichfalls häufiger als üblich auf.

Werden UL-Nurflügel bzw. UL-Systeme mit rückwärtiger Stabilisierungsfläche zum Stall gebracht, sind große tragende Flächenbereiche von der Strömungablösung betroffen, die durch den verringerten Auftrieb zwar Nickmomente zur Anstellwinkelverringerung erzeugen, aber aufgrund des zusätzlichen Widerstandes den Verlust an Bewegungsenergie für das UL-Flugzeug noch steigern, so daß eine in Bodennähe kritisch lange Beschleunigungs- und Ab-Fangstrecke resultiert. Ein relativ stabiler Sackflug, wie er mit dem Rogallo-Auftriebserzeuger erreicht werden kann, ist den angesprochenen Konfigurationen nicht möglich.

Die Erfindung stellt sich daher die Aufgabe, eine Flügelkonfiguration zu schaffen, die hohe Streckenleistungen für ein UL-System ermöglicht und den UL-spezifischen Anforderungen an tallsicherheit optimal Rechnung trägt.

Bei einer solchen Flügelkonfiguration sind eine Reihe von Forderungen zu erfüllen, die in engem Zusammenhang miteinander sehen.

So läßt sich die Streckenleistung für ein UL-Flugzeug, das aufgrund des flächen- und massenbedingten geringen Geschwindigkeitspotentials den Steigleistungssystemen zuzuordnen ist nur begrenzt durch Verringerung des Gesamtwiderstandes zur Verbesserung der Gleitzahl steigern. Demzufolge kann eine wesentliche Verbesserung der Streckenleistung nur dadurch erreicht werden, daß das UL-Flugzeug selbsttätig jede auftrieberzeugende Strömungsveränderung im Medium zum Höhengewinn nutzt. Das setzt weiter voraus, daß geringer Gesanitwiderstand insbesondere durch Eteduzierung des exponentiellauftriebsbeiwerteabhängigen induvierten Widerstands erreicht wird. Schließlich müssen die genannten ForderunOen unter den Bedingungen geringen Riistgewichts und maximaler Stallsicherheit erfolgt werden können.

Aus den gestellten Forderungen nach selbständiger Nutzung von auftriebsteigernden Anströmungsbedingungen und Stallsicherheit ergibt sich jedoch eine gewisse Divergenz für solche Flugkonfigurationen, die zur Stallsicherheit bei Auftriebsteigerungen ein negatives Drehmoment um die Nickachse aufweisen wie Nurflügel und Konfigurationen mit rückwärtiger Stabilisierungsfläche, da sie den Steigflug mit einer Systembewegung auf den Kopf einleiten.

Darüberhinaus stellt - neben den bereits erwähnten Schwierigkeiten einer günstigen Streckung bezüglich des induzierten Widerstands in UL-Auslegung - für diese Konfigurationen das Problem der Impulsdifferenz eine Verbesserung sowohl der erzielbaren Streckenleistung als auch der Flugsicherhit in Frage, wenn man als deren notwendige Voraussetzungen einen Mindestsystemimpuls berücksichtigt.

Bekanntlich stellen sich für aerodynamische Systeme, die eine leichwie gegebene potentielle Energie in Flugleistung umsetzen sollen, die stationär darstellbaren Flugzustände - Gleiten, Kreisen in Thermik, Fliegen im Aufwind - als besonders verlustarm bzw. als zur Ergänzung potentieller Energie nutzbar dar, während instationäre Flugzustände aufgrund wechselnder Widerstandsprogressionen von Energieverlusten potentieller und/oder kinetischer Art gekennzeichnet sind. Darüberhinaus sind es die stationär darstellbaren Flugzustände, die wegen gleichbleibender Bedingungen einer Leistungsoptimierung durch konstruktive Maßnahmen oder steuern besonders zagänglich sind. Demzufolge ist fiir jede Flügelkonfiguration in Abhängigkeit zu Auftriebsfläche ein Systemimpuls oder aber eine Längsstabilisierung erforderlich, die gewährleisten, daß wechselnde Anströmungsbedingungen nur zu einem geringen Anteil instationäre Flugzustände hervorrufen.

Für die genannten Konfigurationen bleiben - im Vergleich zum Segelflugzeug ähnlicher Grundkonfiguration - die auftrieberzeugende Fläche und das Stabilitätsmald gleich, der Gesamtwiderstand erfährt die Ub-spezifische Zunahme und der Systemimpuls verringert sich wegen der kleinen Masse in Verbindung mit dem geringen (,eschwindigkeitspotential auf einen Bruchteil.

Demzufolge zein diese infiurtionen bereits bei maier Turbulenz ein Flugverhalten, das von einer außerordentlichen Zunahme instationärer Flugzustände gekennzeichnet ist, weil bereits Anstellwinkelschwingungen größerer Intensität den Systemimpuls überwinden und phygoide Stabilisierungsflugbahnen bewirken, deren Amplituden wegen des geringen Impulses nicht nur erhebliche Maxima und Minima, sondern widerstands bedingt auch steilere Flanken aufweisen, als sie bei einem konfigurationsähnlichen Segelflugzeug selbst in starker Turbulenz auftreten.

Zwar läßt sich dieser Impulsdifferenzeffekt in begrenztem Maße durch eine Auslegung vermindern, die das Stabilitätsmaß verringert und den Amplitudenverlauf abflacht, jedoch ist davon in gleicher Weise auch die Stallsicherheit nachteilig betroffen.

Demzufolge lassen sich die gestellten Forderungen, da Flugmasse sowie Flächenbelastung für den UL-Bereich im Wesentlichen festliegen, durch Modifikationen dieser Konfigurationen nicht erfüllen.

Um in Hinsicht auf Stallsicherheit und IIöhengewinn in allen auftriebsteigernden Anströmungsbedingungen Verbesserungen zu erzielen, ist es bekannt geworden, auch im UL-Bereich Systeme mit volltragender Vorfläche einzusetzen. Zwar stellt sich auch zur diese Systeme das Problem der Impulsdifferenz, es ist jedoch dadurch teilgelöst, daß die Stabilisierungsphygoide mit einer aufrichtenden Bewegung beginnnt und durch zwei Flächen mit Schwerpunkthebelarmen gedämpft wird, sodaß auftriebsteigernde Anströmungsbedingungen selbsttätig zu einem gewissen Höhengewinn genutzt werden können. Darüberhinaus weisen diese Systeme ein günstiges Stallverhalten auf, soweit nur die Vorfläche betroffen ist. Nachteilig ist fiir diese Systeme aber eine geringe vrontal-/Vertikalboenfestigkeit, die darauf beruht, daß sie sich über den langen Hebelarm der Vorfläche erheblich aufrichten, was - neben Verlusten an Bewegungsenergie - nach Durchgang der Boe einen langen abwärtigen Reaktionsweg der Vorfläche zu Anstellwinkelverringerung schafft, dessen Überstreichen mangels hoher negativer Drehmomente aus dem Vorflügel zumindest in Bodennähe einen kritisch langen .:itrlum erfordert. Ungünstig in hodenflihe ist auch, daß diene 'y.,tt?me bei .;eiterisoen aus Turbulenzen erhebliche Giermomente aus dem Vorflachenne auveirsen.

Darüberhinaus haben diese Systeme aber einen konfigurationsspezifischen Nachteil, der im Wesentlichen nur den UL-Bereich betrifft und seine Ursache im induzierten Widerstand dieser Konfiguration findet.

Bekanntlich kann man das Auftreten induzierten Widerstands nach den ätzen zur Wirbel theorie zulässig auf Tragflächenbereiche beschränkt ansehen, wo die Minderung einer gegebenen, flächengebundenen Zirkulation entsprechenden kinetischen Energleabgang aus dem tragenden Wirbelsystem in freie, nach rückwärts abflieende Wirbel bedingt. Sofern hohe Auftriebsbeiwerte vorliegen sind dies trotz halbelliptischer Auftriebsverteilung mit geeigneter Nullüberlagerung die Tragflächenenden,an denen die tragende Zirkulation gegen Null geht.

Systeme mit volltragender Vorfläche weisen aufgrund der groben Differenz der Nullauftriebsrichtungen bereits im Gleitflug ein hohes Zirkulationsniveau an der Vorfläche auf, das bei einem Steigfeldeinflug nicht nur um den Beiwert gesteigert wird, den die zusätzliche Vestikalkomponente des Steigfelds vorgibt, sondern eine weitere Zunahme durch die aufricntende Systembewegung erfahrt. Damit kommen die Auftriebsbeiwerte an vier Flächenenden in einen Bereich, für den sich die exponentielle Zunahme des induzierten Widerstands sehr deutlich auswirkt und es resultieren vier ausgeprägte Wirbelschleppen, in denen erhebliche kinetische energie vom System abgeht.

Dieser Nachteil, der insbesondere den Steigleistungsbereich betrifft und durch konstruktive Ma3nahmen nicht zu beseitigen ist, ïiii3t daher auch bei diesen Systemen eine Erfüllung der Ausgangsforderungen nur als Kompromißlösung zu.

Da sich die Wechselbeziehungen zwischen Streckung, Gesamtwiderstand, Flächenbelastung, Systemimpuls und Stabilisierung fiir alle bekannten Konfigurationen einstellen, sind die aufgezeigten Nachteile mit ihnen nicht zu beseitigen.

Die erfindungsgema'3 gestellte Aufgabe wird im Wesentlichen durch eine Nurflügelkonfiguration mit den kennzeichnenden Merkmalen aus Anspruch 1 gelöst, die einen harmonisch gekrtimmten, nicht unterbrochenen Profilschnittverluf zun Hoch-, uer- und l.ngsachse auSwe is t.

Mit einer solchen Konfiguration läßt sich eine Längsstabilisierung erreichen, die phygoide Flugbahnen bei wechselnden Anströmungskomponenten erst dann erzeugt, wenn solche Anströmungen vorliegen, die das System bereits geringfiigig aus einer Trimmlage gebracht haben, die durch den Winkel der Längsachse mit der Wirkrichtung der Gewichtskraft definiert ist. In unkritischen Anströmungen steigt und sinkt das System daher mit fast gleichbleibendem geometrischen Anstellwinkel. Damit ist gewährleistet, daß sowohl Horizontal- als auch Vertikalkomponenten der Anströmung, die zu Auftriebsteigerungen führen, eine Flugbahn zur Folge haben, die stationär darstellbar ist. Gleiches gilt für Anströmungsveränderungen, die Auftriebsverluste mit sich bringen.

Demzufolge überwiegt auch in mäßiger Turbulenz bei UL-typischer Flächenbelastung und Flugmasse der Anteil der stationär darstellbaren Flugzustände bei weitem, was sich sowohl bezüglich des Höhengewinns beim Durchflug kleiner Steigfelder mit zusätzlichen vertikalen oder horizontalen Anströmungskomponenen, als auch bez.iglich eines besonders widerstandsarmen, weil strömungsangepassten Flugverhaltens leistungsfördernd auswirkt. In Hinsicht auf den Widerstand wird diese flugeigenschaftsbedingte Leistungserhöhung noch; gefördert durch einen geringen induzierten Widerstand der Konfiguration, der auf dem Fehlen freier Flächenenden und auf der Tatsache beruht , daß die Stabilisierung in allen Freiheitsgraden durch Flächen erfolgt, die am tragenden Auftrieb beteiligt sind, sodaß schädliche Widerstandsflächen vermieden werden. Durch den selbsttragenden Charakter der Konfiguration entfallen auch Konstruktionselemente, die als Restwiderstand eingehen.

Durch die erhebliche vertikale Staffelung der Profilschnitte ergeben sich bei Auslenkungen des Systems aus der Trimmlage sehr wirksame Hebelarmlängenänderungen der Auftriebsresultierenden über der Längsachse, die bei Stallerscheinungen durch Widerstandskräfte mit Hebelarmen über der Hochachse in ihrer rückdrehenden Wirkung unterstützt werden, Die nötigen Reaktionswege ier Flächen stellen sich aufgrund der vertikalen Staffelung dagegen äu3erst klein ein, sodaß die Gesamtreaktion des Systems auf Auslenkunren und Stalierscheinungen sehr scnneil erfolgt.

Einen besonderen Vorteil bietet die Konfiguration dadurch, daß sie aufgrund der harmonischen Flächen- und Massenverteilung und der Tatsache, daß das Konfigurationszentrum flächenfrei ist, bei einer erheblichen Rückverlegung des Schwerpunkts oder mittels Klappen erzeugten drastischen Auftriebsdifferenz über der Längsachse in einen stabilen Sackflug mit einer 45 -Flugbahn übergeht, der aufgrund der Vorwärtsbewegung noch steuerbar ist.

Die Ausführung der Erfindung sowie die spezifischen Wirkungen und Vorteile der Konfigurationsgestaltung werden zum besseren Verständnis nachfolgend anhand der Zeichnungen näher erläutert.

Es zeigen: Abb. 1 die Grundform und ihre geometrische Herleitung Abb. 2 die Ausgestaltung bezüglich Profilierung, Flächentiefe und Pfeilung Abb. 3 die Ausgestaltung des Bereichs größter Spannweite Abb. 4 die schematisch dargestellte Auftriebsverteilung über den Auftriebserzeuger Abb. 5, 6 und 7 die Kräfteverteilung zur statischen Längsstabilisierung Abb. 8 die perspektivische Ansicht von Rumpfintegrationen für ein Segel-/Motor-UL-Flugzeug mit geschlossener Kabine.

Die Konfiguration stellt in flugmechanischer Hinsicht ein Nurflügelsystem mit volltragender Vorfläche dar, wobei vorgesehen ist, daß diese für den UL-Bereich unten liegt.

Wie sich aus Abb. 2 und 3 ergibt, zeigt die Konfiguration in den annähernd horizontalen Bereichen eine - schematisch dargestellte - Leistungsprofilierung (9), die in den schwenkenden Außenbereichen (6) auf ein symmetrisches Verbindungsprofil (7) mit ähnlicher Dickenrücklage einstrakt.

Dadurch wird erreicht, daß im Schwenkbereich (6) eine kontinuierliche Druckdifferenzumkehr der tragenden Leistungsprofilumströmung stattfindet. Dies entspricht der üblichen, überlagernden Nullverteilung an einem planaren Flügel mittels Verwindung des Außenbereichs, die eingesetzt wird, um für einen bestimmten Auftriebsbeiwert eine ideale halbelliptische Auftriebsvertellung und somit geringeren induzierten Widerstand für diesen !3eiwert zu erhalten.

Wie aus Abb. 4 - in schematischer Darstellung - ersichtlich, schwenken bei der erfindungsgemäßen Konfiguration die Auftriebskraftrichtungen (19) aus der tragenden Translationsströmungsebene und es entsteht für alle Anstellwinkel bzw. Auftriebsbeiwerte eine "vollelliptische" Auftriebsverteilung, die demzufolge für alle vorkommenden Anstellwinkel den geringstmöglichen induzierten Widerstand liefert. Zudem wird durch diesen flächengebundenen Schwenk der Auftriebsresultierenden ein Effekt vermieden, der bei üblichen Flügeln darauf beruht, daß insbesondere bei großen Anstellwinkeln die seitlich am Flächenende unbeeinflußt vorbeifließende Strömung die gleiche Fließrichtung wie die druckdifferenznivellierende Ausgleichsströmung über das freie Flächenende aufweist und damit begünstigend wirkt.

Wegen des vergleichsweise niedrigen induzierten Widerstands der erfindungsgemäßen Tragflügelausbildung kann das Verhältnis von Spannweite zu projezierter Flügelfläche - Streckung - -ohne Nachteil zugunsten einer geringen Flächenbelastung klein ausfallen.

Die daraus resultierende größere mittlere Fliigeltiefe lä13t Laminarprofilierung auch im Ul-Geschwindigkeitsbereich zu, womit sich günstige Beiwerte für den Profilwiderstand einstellen.

Durch den Versatz aller Profilschnitte (9, 7) vom Nasenwinkel ausgehend mit vertikaler Komponente nach rückwärts wird neben einem harmonischen Profilnasenverlauf erreicht, daß die stärksten induzierten Geschwindigkeitsfelder über der Längsachse den größten horizontalen und vertikalen Abstand zueinander aufweisen bzw. nicht nachteilig interferrieren. Zugleich wird mit aiesem Profilschnittverlauf gewährleistet, daß rückwärtige Flächenteile nicht von Abwindwirbelabgängen gestört werden.

Interferenz im Bereich der größten Spannweite wird zum einen dadurch vermieden, daß dort nur abgeschwächte Geschwindigkeitsfelder vorkommen und auch keine wesentliche Querschnittsverengung für die Translationsströmung vorliegt. Zum anderen ist dort (Abb. 3) für übereinanderliegende, leistungsprofilierte Flächen teile ein horizontaler Versatz um über eine Profiltiefe vorgesehen. Der Anteil von rnterferenzwiderstand am Gesamtwiderstand der Konfiguration ist dem3ufolge klein.

Die statische Längsstabilisierung der Konfiguration erfolgt durch Momente, deren rückdrehende Differenz im Wesentlichen auf Hebelarmlängenänderung der Auftriebskräfte zum Schwerpunkt beruht.

Abb. 5 gibt die ermittelten Auftriebs resultierenden der leistungsprofilierten Einzelflächen (20, 21) und der zuzuordnenden Hebelarme (23, 22) zu einem Systemschwerpunkt (24) - wie er sich bei erfolgter Gewichtstrimmung ergibt - für eine mittlere Trimmgleitlage wieder. Die für eine Konfiguration mit volltragender Vorfläche notwendige Differenz der Nullauftriebsrichtungen bzw. der höhere spezifische Auftrieb der Torfläche wird bei der erfindungsgemäßen Konfiguration bei gleicher Profilierung der Leistungsflächen durch eine strakende, positive geometrische Schränkung der vorderen Fläche (14 - zur Darstellung vergrößert) erreicht, die über der Längsachse ihr Maximum findet. Da die leistungsprofilierten Flächen bei allen Anstellwinkeln weitgehend identischer Anströmung unterliegen, stellt diese geometrische Einstellwinkeldifferenz auch die effektive dar. Dadurch, daß sie zum einen wegen der großen Schränkungsfläche und zum anderen wegen der Stabilisierung durch Hebelarmlängenänderung statt durch Auftriebskraftänderung in ihrem mittleren Betrag sehr klein ausfallen kann, weisen die Wirkrichtungen der Auftriebsresultierenden der leistungsprofilierten Flächen (20, 21) annähernd Parallelität auf. Damit wird erreicht, daß ein ständiges Ausgleichsschwingen um den Schwerpunkt, wie es bei Konfigurationen mit großer Einstellwinkeldifferenz nur mangels wirksamer Hebelarme über der Hochachse schwach auftritt, auch für die erfindungsgemäße Konfiguration praktisch ausbleibt. Darüberhinaus gewährleistet die geringstmögliche instellwinkeldifferenz in Verbindung mit einer fast ausgeglichenen Massenverteiltrng über der Längsachse bei Triminlage (Abb. 5), die zudem in etwa auftriebsadaequat ist, daß Boen in Strömungsrichtung gleich welcher Stärke zu einem Steigen des Systems ohne wesentliche, aero- oder massendynamisch bedingte Trimmlagenänderung führen. Damit dieses leistungsfördernde Flugverhalten auch fiir Auftriebsteigerungen aus Vertikalkomponenten der Anströmung gewährleistet ist und um keine Kompromisse bezüglich der 'Rinstellwinkeldifferenz eingehen zu müssen, ist vorgesehen, die ei5tuflgsfl;ichen mit dem Profil 1003(m) von Liebeck auszustatten. Dieses Laminarprofil mit Widerstandsbeiwerten, die über den gesamten Anstellwinkelbereich etwa gleich bleiben ist neben Druckpunktfestigkeit dadurch besonders gekennzeichnet, daß mit steigenden Anstellwinkeln die Auftriebsbeiwerte linear bis Ca2,2 zunehmen bis ein abruptes Stallieren erfolgt. Durch den Einsatz dieses Profils wird zum einen erreicht, daß hebelarmbedingte Momente um den Schwerpunkt, hervorgerufen durch gleichsinnige Druckpunktwanderungen bei Anströungsveränderungen mit Vertikalkomponente vermieden werden und daß demzufolge alle unkritischen, auftriebsteigernden Anströmungsveränderungen zu Höhengewinn bei weitgehend gleichbleibender Trimmlage führen. Zum anderen ist durch den Einsatz dieses Profils gewährleistet, daß trotz geringster Einstellwinkeldifferenz in kritischer Anströmung die Vorfläche der Konfiguration über der Längsachse stalliert, bevor der Maximalauftriebsbeiwert am gesamten System erreicht ist. Dies wird darüberhinaus auch da durch sichergestellt, daß die Vorfläche aufgrund der geringeren plächentiefe (Abb. 2, 10, 11) die kleineren Reynolds hat.

Wie sich aus den Abb. 5, 6, 7, - Trimmlage, Auslenkung zum Sturzflug, Auslenkung zum überzogenen Flugzustand - im Vergleich ergibt, ändern Auslenkungen aus der Trimmlage das stabilitätsbestimmende Hebelarmlängenverhältnis (22, 23) so, daß außerordentlich hohe Rückführmomente entstehen. Auf die Darstellung von rückführenden Momenten, wie sie sich aus der Schwerpunktlage unterhalb des Gesamtauftriebs und Nickachse ergeben, wurde wegen des geringeren Einflußes dabei verzIchtet.

Aus Abb. 6 geht - in schematischer Darstellung - hervor, daß das Moment der hinteren Fläche gegen 0 geht, womit ein sehr schnelles Aufrichten gewährleistet ist. Aus Abb. 7 ist ersichtlich, daß bei einem Stall durch aufrichtende Systembewegung, die rückführenden Momente dadurch eine Verstärkung erfahren, daß sich das Moment der Vorfläche durch Auftriebskraftverlust (21) und Hebelarmverkürzung drastisch verringert und ein zusätzlicnes rückführendes Moment der Vorfläche aus dem Stallwiderstand (25)resultiert. Damit und aufgrund des kleinen Reaktions-Weges der Vorfläc'ne zur Anstellwinkelverringerung wird ein Stal äußerst schrell beend.t. Zusätzlich wirkt sich ch ne i! nir}lt t des Profils L100j(m) besonders ungünstig auf einen widerstandsarmen Stallverlauf aus, die darin besteht, daß das Profil nach einem Stall ein komplettes, hysteresefreies Anlegen der Strömung bei einer Anstellwinkelverringerung von lediglich 1/20 ermöglicht.

Bei Modellversuchen mit übersteigerter Einstellwinkeldifferenz zeigte die Konfiguration ca. 1 Stall pro abgeflogene Systemlänge ohne wesentlich an Gleitwinkel oder Fluggeschwindigkeit einzubüßen. Eine weitere Einstellwinkeldifferenzsteigerung führte zu dem erwähnten Sackflug mit Vorwärtskomponente, der auch in Turbulenzen stabil und steuerbar blieb.

Sowohl der widerstandsarme Vorflächenstall als auch die Möglichkeit, einen Komplettstall durch Horizontalboen in Flugrichtung wegen der Formgebung der Konfiguration in Verbindung mit einer harmonischen Massenverteilung mit stabilem Sackflug abzufangen, erhöhen die Flugsicherheit für ein UL-Flugzeug aus erläuterten Gründen wesentlich gegenüber einem System mit herkömmlicher Auftriebskonfiguration.

Die Fähigkeit der erfindungsgemäßen Konfiguration, alle - auch kurzfristige - ltuttriebsteigerungen aus Vertikal-/Horizontalkomponenten der Anströmung ohne ein Steuern und ohne Systembewegung um die Nickachse zum Höhengewinn wahrzunehmen, stellt eine Leistungssteigerung mit erheblichen Auswirkungen für die Streckenleistung bei boeigen oder von zerrissener Thermik gekennzeichneten Wetterlagen dar. Zudem kommt durch dieses Flugverhalten ein Effekt zum Tragen, der nur im UL-Bereich Auswirkungen hat. Er beruht im Wesentlichen darauf, daß bei Auftriebsteigerungen durch Vertikalboen bei geringer relativer Fluggeschwindigkeit mit mäßigem Anstellwinkel der Auftrieb erheblich nach vorne gekippt wird, woraus eine zusätzliche Kraftkomponente in Flugrichtung resultiert. Bei bekannten UL-Konfigurationen kommt dieser effekt aufgrund des sich ungünstig verändernden induzierten Anstellwinkels kaum zum Tragen. Bei der erfindungsgemäßen Konfiguration liegt aber - wie erläutert - eine für alle Anstellwinkel gewährleistete Nullauftriebsverteilung im bereich der größten iNpannweite vor, die diesbezüglich wesentlich sdnsti-:er ist.

Dadurch, daß die erfindungsgemäße Konfiguration sich in Vertikalboen weder wesentlich aufrichtet noch den geometrischen Anstellwinkel verringert, kommt der resultierende Zusatzvortrieb auch optimal zu Geltung.

Die uerstabilität ist für die Konfiguration ohne weitere Maßnahmen zum einen durch die Lage des Schwerpunkts unterhalb des Gesamtauftriebs und zum anderen dadurch gegeben, daß die sich in ihrer Wirkung aufhebenden Krümmungen der Leistungsflächenanteile Taumelschwingungen verhindern und der flachere, aber flächenmäßig größere Einlauf der Vorfläche in den Schwenkbereich rückführende Momente liefert, die die Stabilität auch bei starken Vertikalbeschleunigungen - sogenannten g-0-Bahnbewegungen -gewährleisten.

Die Richtungsstabilität ergibt sich für die Konfiguration ebenfalls ohne zusätzliche Maßnahmen aus der bekannten Wirkung der "gepfeilten" Vorfläche sowie aus dem Umstand, daß die größeren seitlichen Projektionsflächen hinter dem Schwerpunkt liegen.

Giermomente aus der Vorfläche werden daher wirkungsvoll unterdrückt.

Die dynamische Stabilität in allen Freiheitsgraden resultiert durch die wechselseitig dämpfende Wirkung fast symmetrisch um den Schwerpunkt angeordneter Flächen bzw. Massen günstIg.

Die Richtungsstabilität läßt sich zudem durch die - vorgesehene - Integration eines strömungsgünstigen Rumpfes, wie Abb, 8 unten es in perspektivischer Darstellung zeigt, noch steigern.

Für diesen Fall übernimmt der Rumpf - wegen dann aufgehobener Formstabilitat des Auftrieberzeugers - zusätzlich die Funktion.

Vertikal schwingungen der leistungsprofilierten Flächenteile zu unterbinden und die Einstellwinkeldifferenz stabil zu halten.

Durch die Möglichkeit, eine Druckschraube (26) mit Schublinie momentenneutral zum Auftrieb anzuordnen, ergibt sich neben einem günstigen Wirkungsgrad des Antriebs hohe Sicherheit für einen Nut l-g-Zustand.

Die Steuerung kann durch kombinierte Quer-Höhenruder, Störklappen oder sonstige bekannte Einrichtungen erfolgen, deren Wirkung so aoestimmt ist, da(s zeine umkehrung der Differenz der Nullauftrebsric?itun;-'en resultiert. Die giinstigs~e Gleitwinkelsteuerllng ergibt sich für die erfindungsgemäße UL-Konfiguration durch Verschiebung des Pilotengewichts über der Längsachse, womit bei starker Rückverlegung auch der erläuterte Sackflugzustand ausgelöst werden kann.

Die Fertigungsweise ist für die Konfiguration durch die Formgebung weitgehend festgelegt. Wie sich aus Abb. 1 ergibt, ist in Hinsicht mechanischer Festigkeit ein geschlossener, sphärischer Ringhohlkörper gegeben. Die Flügelhaut läßt sich in unterschneidungsfreien Formen segmentiert aus Faserverbundwerkstoffen - insbesondere in gemischter CF/GFK-Bauweise - fertigen und durch Verklebung von Flügelober- und -unterseite unter Einfügen eines entsprechenden Holmteiles zu zwei oder vier Einzelsegmenten (Abb. 1, 15, 16; 17, 18) komplettieren, die mittels bekannter, innenliegender Konstruktionselemente, die auf Zug-Druck-Spannung ausgelegt sind, zum Gesamtkörper verbunden werden.

Es ergibt sich dabei ein Gesamtverbund, der frei von üblichen Wurzelbiegespannungen ist und außerordentliche Torsionssteife aus Formstabilität aufweist.

Die Kräfteverteilung bei flugtypischen Belastungen ist durch ideale, geschlossene Zug-Druck-Bögen für die Außenhaut gekennzeichnet, deren Spannungsübergänge flach verlaufen, wobei die wirkenden Kräfte aufgrund des groben Abstandes der beanspruchten Flügelhaut zur neutralen Faser gering bleiben.

Da zudem die sphärische Oberflächenkrümmung in Verbindung mit dem S-förmigen Rücken des erwähnten Leistungsprofils hohe Beulsteife für Druckspannungen gewährleistet, kann die Flügelhaut ohne Nachteile - statt in Sandwich-Bauweise - einschichtig gefertigt werden. Der Holm kann laminatfrei aus Hartschaum geschnitten sein, da er nur die Funktion-hat, den Abstand der neutralen Faser zur Flügelhaut sicherzustellen und keine Zug- oder Schubspannungen aufnehmen muß.

Bei dieser Bauweise resultiert bei werkstoffgerechtem CF-Einsatz ein realistisches Strukturgewicht mit Werten deutlich unter 3 daN/m² verbunden mit hoher Oberflächengüte.

Aufgrund der Segmentierung ergeben sich - in Verbindung mit dem geringen Strukturgewicht - leicht handhabbare und transportgünstige Teilflächen, die am Boden einfach komplettierbar sind.

Der Einsatz der erfindungsgemäßen Konfiguration ist nicht auf den UL-Bereich beschränkt. Durch das außerordentlich gute Stallverhalten in Verbindung mit der Möglichkeit eines stabilen Vorwärtssackfluges läßt sich die Flugsicherheit von Systemen, bei denen Schubausfall in der Startphase außerordentlich kritisch ist, deutlich verbessern. Darüberhinaus bietet die Konfiguration die Vorteile eines "Enten-Systems" bezüglich des gesteuerten Übergangs in den Steigflug durch Drehmomente, die aus einer Auftriebskraftsteigerung resultieren und nicht aus Abtrieb an einer rückwärtigen Stabilisierungsfläche. Sie ist diesen Systemen aber durch geringeres Strukturgewicht, anstellwinkelunabhängige Nullüberlagerung, mögliche größere Profiltiefe und optimale, selbsttätige Nutzung von Steigfeldern zum Höhengewinn im Durchflug überlegen. Da die Konfiguration aerodynamisch und mechanisch eigenstabil ist, kann vorgesehen werden, daß sie je nach Verwendungszweck mit unterschiedlichen Rümpfen versehen wird, die in die komplette Konfiguration eingehängt werden und nur die nötigen Übertragungselemente für die Steuerung aufweisen müssen.

In Bereichen, wo ein geringstmögliches Strukturgewicht nicht erforderlich ist, kann die Konfiguration in ihren leistungsprofilierten Flächenanteilen auch geometrisch abwickelbar ausgeführt werden, ohne wesentliche aerodynamische Nachteile hinnehmen zu müssen.


Anspruch[de]

Patentansprüche: 1. Nurflügelkonfiguration, dadurch gekennzeichnet, daß die Konfiguration bezogen auf die Jtirnansicht die Form eines geschlossenen Ellipsenringes bildet und bezogen auf die Draufsicht die Form eines bestimmten Schnittkörpers (1) zeigt, wie er geometrisch entsteht, wenn man einen Hohlkörper ellipsoider Grundflächen (2) parallel zur Längsachse der Grundflächen (3) zweimal schneidet (4, 5 bzw. 4', 5').

2. Nurflügelkonfiguration nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Konfiguration im Bereich der größten Spannweite (6) durch Mischprofilierung über ein symmetrisches Profil (7) Sog- und Druckseite der Profile (9) der sonstigen Flächenteile (8) ineinander überführt.

3. Nurflügelkonfiguration nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß bezogen auf die Draufsicht der vordere Flächenteil mit gleichbleibender Profilierung eine zur Flügelmitte zunehmende Schränkung (14) aufweist.

4. Nurflügelkonfiguration nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß bezogen auf die Draufsicht der vordere Flächenteil mit gleichbleibender Profilierung eine geringere mittlere Profiltiefe (10) als der entsprechende rückwärtige Flächenteil (11) aufweist.

5. Nurflügelkonfiguration nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß bezogen auf die Draufsicht der vordere Flächenteil mit gleichbleibender Profilierung einen stärkeren Profilschnittversatz nach rückwärts (12) als der entsprechende rückwärtige Flächenteil nach vorne (13) aufweist.

6. Nurflügelkonfiguration nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß Flächenteile geometrisch abwickelbar ausgeführt werden können.







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