DE2426061A1

DE2426061A1 - Aircraft with asymmetrical wings - has wings above and below fuselage capable of swivelling around common vertical axis

Info

Publication number: DE2426061A1
Application number: DE19742426061
Authority: DE
Inventors: Hans-Justus Meier; Herbert Sadowski
Original assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Current assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Priority date: 1974-05-30
Filing date: 1974-05-30
Publication date: 1975-12-18

Abstract

The support wings (2, 3) are capable of being swivelled around a common vertical axis (4) attached both above and below the fuselage (1) so that the wings (2, 3) can be swivelled into a position either at an angle or parallel to each other. The aircraft motors where fitted to the wings are positioned to ensure that a motor fitted to the upper wings is balanced by another fitted on the other side of the fuselage on the lower wing symmetrically to the longitudinal centre of the plane thus producing a symmetrical mass distribution for any swivel position of the wings. Dual tailplanes can be pivoted on a vertical axis in a similar way.

Description

Flugzug mit asymmetrischern Flügel Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit asymmetrischem Flügel. Asymmetrical wing flight The invention relates to an airplane with an asymmetrical wing.

Flugzeuge mit asymmetrischem oder schiefem oder einseitig gepfeiltem Flüyel sind seit längerem bekannt und sind durch einen durchgehenden, schwenkbar am Rumpf befestiyten Flügel hoher Streckung gakennzeicilnet. Diese Konfiguraticn weist Vorteile insb sondere hinsichtlich einer geringeren Lärmentwicklung im transsonischen Bereich und hinsichtlich eines einfacheren Schwenkmechanismus cuf. Andererseits hat das Flugzeug mit schiefem Flügel aufgrund seiner Asymmetrie auch gewisse Nachteile, die sich u. a. im Stabilitätsrerhalten dieses Flugzeugs äußern. Bedingt durch den Flügel großer Streckung richtet sich das Flugzeug beim Abreißen der Strömung an den Enden des schräg gestellten Flügels im Gegensatz zu einem Pfeilflugelflugzeug.nicht auf, sondern es dreht sich um seine Längsachse Ferner tritt eine Kopplung von aeroelastischer Verformung des Flügels und Rollbewegung auf, so daß sich eine Tendenz zum Rollen bemerkbar macht, sobald eine aufwärts gerichtete Vertikalbö den Flügel nach oben durchbiegt und dabei die beiden Flügelhälften unleischiedlich anströmt. Die Rollbewegung tritt ferner bei Betätigung des Höhenruders auf, weil einerseits die Trägheitsachse des schiefen Flügels nicht parallel zur Nickachse des Flugzeugs liegt und weil andererseits durch die Anstellung des Flugzeugs unterschiedliche Strömungsverhältnisse auf der rechten und linken Tragflügelseite auftreten. Insbesondere beim Einsatz eines solchen Flugzeugs im militärischen Bereich ergeben sich Nachteile in Bezug auf die Munövrierfähigkeit. Infolge der asymmetrischen Stellung des Flügels ergeben sich im Kurvenflug nach rechts oder links unterschiedliche Strömungsverhältnisse am Tragflügel, so daß der Trngflugel im einen Fall annähernd senkrecht und im anderes Fall annähernd parallel zu seiner Anstiömkante angeströmt wird. Bei einer senkrechten Anströmung ergeben sich im transsonischen Geschwindiakeitsbereich Geschwindigl itsverluste und unter Umständen Stoßeffekte. Bei einer annähernd pcrallelen Anströmung vollführt das Flugzeug einen reinen Schiebeflug, wobei Ruder und Klappen ihre Vß ksamkeit verlieren Das Flugzeug mit schiefem Flügel kann daher im Schnellflug nur schwache Ausweichbewegungen machen, was seine Überlebenschancen im Falle eines Angriffs durch ein gegnerisches Flugzeug verschlechtert. Umgekehrt wird es beim Angriff einen Gegner nicht auskurven können und ist ihn damit von vornherein unterlegen. Schließlich ist der Einsatz von Flugzeugen mit asymmetrischen Eindeckerflügeln in Bodennähe bei hohen Geschwindigkeiten kaum möglich, da sie infolge der großen Spannweiten - auch bei Schrügstellung des Flügels -stark böenempfindlich sind.Airplanes with an asymmetrical or oblique or one-sided arrow Flüyel have been known for a long time and can be swiveled through a continuous High aspect ratio wings attached to the fuselage are marked. This configuration has advantages in particular with regard to lower noise development in transonic Area and in terms of a simpler swivel mechanism cuf. on the other hand the skewed wing plane also has certain disadvantages due to its asymmetry, which inter alia in maintaining the stability of this aircraft. Due to the The aircraft straightened out wings when the flow breaks away the ends of the inclined wing in contrast to an arrow wing plane. not on, but rather it rotates around its longitudinal axis. Furthermore, a coupling of aeroelastic occurs Deformation of the wing and rolling movement on, so that there is a tendency to roll noticeable as soon as an upward vertical gust moves the wing upwards sags and the two halves of the wing flow in different ways. The rolling motion also occurs when the elevator is operated because, on the one hand, the axis of inertia of the crooked wing is not parallel to the pitch axis of the aircraft and because on the other hand by hiring the plane different flow conditions occur on the right and left side of the wing. Especially when it comes to use such an aircraft in the military sector has disadvantages in relation to it on the muneuverability. Resulting from the asymmetrical position of the wing There are different flow conditions when turning to the right or left on the wing, so that the wing is almost vertical in one case and almost vertical in the other Fall is approached approximately parallel to its approaching edge. With a vertical Incoming flow results in speed losses in the transonic speed range and possibly impact effects. Performed with an approximately parallel flow the plane a pure sliding flight, with the rudder and flaps their pessiveness The plane with a crooked wing can therefore only fly weakly in high-speed flight Make evasive movements, what his chances of survival in the event of an attack by an enemy aircraft deteriorated. Conversely, it becomes an opponent when attacking cannot curve out and is therefore inferior to him from the start. In the end is the use of aircraft with asymmetrical monoplane wings close to the ground Hardly possible at high speeds because of the large spans - are highly sensitive to gusts even when the sash is tilted.

Es ist Aufgabe der Erfindung, die erwähnten Nachteile zu vermeiden, und insbesondere die Tragheitseigenschaften und die Manövrierfähigkeit eines Flugzeugs vom eingangs genannten Typ derart zu verbessern, daß sichere und symmetrische Flugeigenschaften erzielt werden.It is the object of the invention to avoid the disadvantages mentioned, and in particular the inertia characteristics and maneuverability of an aircraft to improve the type mentioned in such a way that safe and symmetrical flight characteristics be achieved.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß oberhalb und unterhalb des Rumpfes jeweils ein durchgehender, um eine gemeinsame Hochachse schwenkbarer Tragflügel am Rumpf derart befestigt ist, daß die Tragflügel sowohl in eine zueinander winklige als auch parallele Lage schwenkbar sind.This object is achieved according to the invention in that above and below the fuselage there is a continuous one that can be pivoted about a common vertical axis The wing is attached to the fuselage in such a way that the wings are both in one another angular as well as parallel position are pivotable.

Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind den Anspiiichen 2 und 3 zu entnehmen. Durch die erfindungsgemäße Lösung werden die Vorteile des Flugzeugs mit asymmetrischem Flügel beibehalten, wälirend dessen Nachteile vermieden werden. Die Manövrierfähigkeit wird verbressert, das Flugzeug kann wegen seiner geringeren Spannweite bei gleichem Traglächeninhalt im Schnellflug auch in Bodennähe eingesetzt werden und zeigt hierbei bessere, ruhigere F lugeigenschaften. Im Vergleich zur asymmetrischen Eindeckerkonstruktion ergeben sich für die erfindungsgemäße asymmetrische Doppeldeckerkonstruktion konstruktive Vorteile, die sich in einem geringeren Gewicht niederschlagen.Further refinements of the invention are given in claims 2 and 3 refer to. The solution according to the invention, the advantages of the aircraft maintained with asymmetrical wing, while avoiding its disadvantages will. The maneuverability is improved, the aircraft can because of its lower Wingspan also used near the ground in high-speed flight with the same wing area and shows better, smoother flying characteristics. In comparison to asymmetrical monoplane construction result for the asymmetrical one according to the invention Double decker construction design advantages that translate into lower weight knock down.

Schließlich entfallen die erwähnten aeroelastischen Probleme des Eindeckcrs mit hoher Fiügelstreckung, da die erfndungemäße Ausfüllrung durch die Doppeldeckerkonstruktion Flüge geringerer Spannweite verwendet. Durch die erfindungsgemäSe Triebwerksanordnung nach Anspruch 2 wird eine symmetrische Verteilung der Triebwerksmassen, insbesondere in Bezug auf die Nickachse des Flugzeugs, in allen Schwenklagen der Tragflügel gewährleistet, so daß die unerwünschte Pollbewegung als Begleiterscheinung zu einer Nickbewegung des Flugzeugs vemied'i wird. Durch das erfindungsgemä.ße Höhenleitwerk nach Anspruch 3 wird insbesondere eine in verschiedenen Kurvenrichtungen g!eichbleibende Wirksamkeit des Höhenleitwerks erreicht.Finally, the mentioned aeroelastic problems of the single deck do not apply with high wing extension, as the filling in accordance with the invention is due to the double-decker construction Smaller span flights used. By the engine arrangement according to the invention according to claim 2 is a symmetrical distribution of the engine masses, in particular in relation to the pitch axis of the aircraft, guaranteed in all pivoting positions of the wings, so that the undesired polling movement accompanies a nodding movement of the plane is vemied'i. By the inventive horizontal stabilizer according to claim 3, in particular, an effectiveness that remains the same in different curve directions reached the horizontal stabilizer.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen dargestellt und wird im folcenden näher beschrieben. Es zeigen: Figur 1 eine Draufsicht auf das erfindungsgemäße Flugzeug, Figur 2 eine Seitenansicht des erfindungsgemäßen Flugzeugs und Figur 3 eine Draufsicht und Frontansicht einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung.An embodiment of the invention is shown in the drawings and is described in more detail below. They show: FIG. 1 a plan view the aircraft according to the invention; FIG. 2 shows a side view of the aircraft according to the invention Aircraft and FIG. 3 a top view and a front view of a further embodiment the invention.

Der Flugzeugrumpf 1 ist im Bereich der Tragflächen taillenartig eingeschnürt und trägt an seiner Ober- und Unterseite jeweils einen schwenkbar angeordneten durchgehenden Tragflügel 2 und 3. Die Tragflügel 2 und 3 sind um eine gemeinsame Achse 4 in ihrer Schrägstellung gegensinnig verstellbar. Für den Langsamflug bzw. Start und Landung werden die Tragflächen parallel zueinander nach Art eines Doppeldeckers gestellt. Für den Schnellflug können die Tragflächen 2 und 3 dagegen je nach C-rö(je der Fluggeschwindigkeit zunehmend gegeneinander schräg gestellt werden. Durch diese gegensinnige Schwenkung der Tragflügel 2 und 3 ergibt sich ein hinsichtlich seiner senkrechten Mittelebene symmetrisches Flugzeug, das auch entsprechende symmetrische Flugeigenschafsen aufweist; d .h., dieses Flugzeug verhält sich nicht unterschiedlich in unterschiedlichen Kurvenrichtungen. Für drn Vcrtrieb des erfindungsgemä,aen Flugzeugs sind zwei am RumpfEeck angeordnete Triebwerke 5 und 6 vorgesehen. Die Steuerung üben1immt ein konventionelles Seitenleitwerk 8 und ein Höhenleitwerk 7. Dieses Höhenleltwerk kann jedoch auch in ähnlicher Weise wie die Tragflügel als asymmetrische Doppeldeckerkonstruktion ausgeführt werden, wie dics aus Fig. 3 zu ersehen ist. Diese Zeichnung zeigt e;ne weitere Ausgestaltung der Erfindung nach den Ansprüchen 52 und 3, Die Hähenleitwerksflächen 14 und 15 sind um eine gemeinsame im Seitenleitwerk angeordnete Hochachse 13 schwenkbar. Die Tragflächen 2 und 3 sind ebenfalls um eine gemeinsame Hochachse 4 schwenkbar, die etwa durch den Schwerpunkt des Flugzeugs verläuft. Bei dieser viermotorigen Version sind die Triebwerke 9, 10, 11 und 12 sowohl am oberen Tragflügel 2 hängend als auch am unteren Tragflugel 3 stehend um eine Hochachse derart schwenkbar befestigt, daß sie in allen Schwenklagen der Tragflächen eine zur Längsachse des Flugzeugs parallele Lage einnehmen. Dabei ist jeweils einem am oberen Tragflügel 2 hängenden Triebwerk 10 und 12 ein auf dem unteren Tragflügel 3 stehendes Triebwerk 9 bzw. 11 symmetrisch zugeordnet.The aircraft fuselage 1 is constricted like a waist in the area of the wings and carries a pivotably arranged continuous on its top and bottom Wing 2 and 3. The wings 2 and 3 are around one common Axis 4 adjustable in opposite directions in their inclination. For slow flight or Take-off and landing, the wings are parallel to each other like a double-decker posed. For high-speed flight, however, wings 2 and 3 can be used depending on the C-ro (depending the airspeed are increasingly inclined to each other. Through this opposing pivoting of the wings 2 and 3 results in a with regard to his vertical median plane symmetrical plane, the corresponding symmetrical plane Has flight properties; that is, this aircraft does not behave differently in different curve directions. For the distribution of the aircraft according to the invention two engines 5 and 6 are provided on the fuselage corner. The control A conventional vertical stabilizer 8 and a horizontal stabilizer 7 are used. This elevator unit however, it can also be used as an asymmetrical double-decker structure in a similar way to the hydrofoil are carried out, as can be seen from FIG. 3. This drawing shows e; ne Further embodiment of the invention according to claims 52 and 3, the tailplane surfaces 14 and 15 are pivotable about a common vertical axis 13 arranged in the vertical stabilizer. The wings 2 and 3 can also be pivoted about a common vertical axis 4, which runs roughly through the center of gravity of the aircraft. With this four-engine Version 9, 10, 11 and 12 are both suspended from the upper wing 2 and attached to the lower wing 3 so that it can be pivoted about a vertical axis, that they have one to the longitudinal axis of the aircraft in all pivot positions of the wings assume a parallel position. There is one hanging from the upper wing 2 Engines 10 and 12 have an engine 9 and 12 standing on the lower wing 3, respectively. 11 symmetrically assigned.

Hierdurch werden beim gegensinnigen Schwenken der Tragflächen 2 und 3 die Triebwerke 3 und 10 etwa um den gleichen Betrag in Längsrichtung nach vorn wie die Treibwetke 11 und 12 nach hinten verschoben, wodurch eine symmetrische Massenverteilung in Bezug auf die Schwerachsen erhalten bleibt und ein besseresStabi litätsverhalten erzielt wird.As a result, when pivoting in opposite directions, the wings 2 and 3 the engines 3 and 10 forward by approximately the same amount in the longitudinal direction like the Treibwetke 11 and 12 moved backwards, creating a symmetrical mass distribution with regard to the axes of gravity is retained and a better stability behavior is achieved.

Claims

Patent pending

1. aircraft with asymmetrical wing, characterized in that above and below the fuselage (1) each a continuous to a joint Vertical axis (4) pivotable hydrofoil (2, 3) is attached to the fuselage (1) in such a way that the wings (2, 3) in both angled and parallel lines are pivotable.

2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the engines (9, 10, 1,1, 12). at the upper (2) and at the lower hydrofoils 1 pivotable about a vertical axis are arranged, each with an engine arranged on the upper door wing (2) (10) on one side of the fuselage an engine arranged on the lower wing (3) (9) on the other side of the fuselage symmetrically to the longitudinal center plane of the aircraft in this way is assigned that for all pivot positions of the wing symmetrical mass distributions with respect to the main axes of inertia of the aircraft.

3. Aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the Horizontal stabilizer consisting of two continuous, pivotable about a common vertical axis (13), at a distance from one another arranged tail surfaces (14, 15), so that the Tail surfaces (14, i5) both at an angle to one another and parallel to one another Are pivotable.

L e r s e i t e