DE1049241B

DE1049241B - plane

Info

Publication number: DE1049241B
Application number: DEU3135A
Authority: DE
Inventors: Michael Eugene Gluhareff
Original assignee: United Aircraft Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1953-12-31
Filing date: 1954-12-28
Publication date: 1959-01-22

Description

Die Erfindung bezieht sich, auf ein Flugzeug mit einem Hauptflügel, insbesondere Deltaflügel, mit einer ausfahrbaren Hilfstragfläche und mit einem ein- und ausfahrbaren Bugrad.The invention relates to an aircraft with a main wing, in particular a delta wing, with a extendable auxiliary wing and with a retractable and extendable nose wheel.

Steuerbare Hilfstragflächen, die vor dem Haupttragflügel liegen, sind bekannt. Ebenso sind ein- und ausschwenkbare Steuerflächen und auch Tragflächen bekannt. Steerable auxiliary wings in front of the main wing are known. Control surfaces that can be pivoted in and out and also wings are also known.

Gegenüber diesen bekannten Flugzeugen kennzeichnet sich das erfindungsgemäße Flugzeug mit einem Hauptflügel, insbesondere Deltaflügel, mit einer ausfahrbaren Hilfstragfläche und mit einem ein- und ausfahrbaren Bugrad dadurch, daß sich dieses Bugrad mit der tragenden Hilfsfläche in wirksame Stellung bewegt. Ferner ist eine Druckflüssigkeitsquelle vorbanden, die mit der Antriebsvorrichtung für das Bugrad und für die tragende Hilfsfläche verbunden ist.In relation to these known aircraft, the aircraft according to the invention is marked with a main wing, in particular delta wing, with an extendable auxiliary support surface and with a retractable and retractable nose wheel in that this nose wheel is in an effective position with the supporting auxiliary surface emotional. Furthermore, a pressure fluid source is connected to the drive device for the nose wheel and is connected for the supporting auxiliary surface.

Die mit der Erfindung erzielten Vorteile werden in der Beschreibung ausführlich dargelegt. In den Zeichnungen zeigtThe advantages achieved with the invention are set out in detail in the description. In the drawings shows

Fig. 1 eine Draufsicht eines speerförmigen Allflügelflugzeuges mit kleinem Seitenverhältnis,Fig. 1 is a plan view of a spear-shaped all-wing aircraft with small aspect ratio,

Fig. 2 eine Seitenansicht des Flugzeuges nach Fig. 1,FIG. 2 shows a side view of the aircraft according to FIG. 1,

Fig. 3 eine vergrößerte Ansicht des vorderen Ab-Schnittes der Fig. 1 mit der schematisch dargestellten hydraulischen Vorrichtung für die vornl legenden Schwanzleitwerkflächen und das Bugrad,3 shows an enlarged view of the front section of FIG. 1 with that shown schematically hydraulic device for the forward tail surfaces and the nose wheel,

Fig. 3 a eine Einzelansicht des hydraulischen Steuerventils in einer anderen Stellung,3 a is a detailed view of the hydraulic control valve in a different position,

Fig. 4 eine Draufsicht des in Fig. 1 dargestellten Flugzeuges mit einer abgeänderten Form der vorderen Schwänzfläche,Fig. 4 is a plan view of the aircraft shown in Fig. 1 with a modified shape of the front Tail surface,

Fig. 5 eine Seitenansicht des in Fig. 4 dargestellten Flugzeuges,Fig. 5 is a side view of the aircraft shown in Fig. 4,

Fig. 6 eine schematische Ansicht der hydraulischen Antriebsvorrichtung,6 shows a schematic view of the hydraulic drive device,

Fig. 7 eine Draufsicht einer anderen Schwanzflächenform, 7 is a plan view of another tail surface shape;

Fig. 8 eine Seitenansicht der Fig. 7,Fig. 8 is a side view of Fig. 7,

Fig. 9 eine schematische Darstellung der Vorrichtung zum Betätigen der vorderen Schwanzflächen und des Bugrades,9 is a schematic representation of the device for actuating the front tail surfaces and the nose wheel,

Fig. 10 einen Schnitt nach Linie 10-10 der Fig. 9.FIG. 10 shows a section along line 10-10 in FIG. 9.

Das Flugzeug hat die als »fliegender Flügel« bekannte Bauart und enthält einen speerförmigen Flügel 10 kleinen Seitenverhältnisses, vorzugsweise im Bereich von 1,2 bis 1,35. Das Fahrwerk ist ein Bugradfahrwerk mit zwei beim Flug in den Flügel einfahrbaren Fahrgestellrädern 22 und mit einem in den Rumpf einfahrbaren Bugrad 24.The aircraft is of the type known as the "flying wing" and includes a spear-shaped wing 10 small aspect ratio, preferably in the range from 1.2 to 1.35. The landing gear is a nose wheel landing gear with two undercarriage wheels 22 retractable in flight in the wing and with one in the Hull retractable nose wheel 24.

Die vorn gelegenen Trimmfläohen 30 und 32 (Fig. 1 bis 3) haben an gegenüberliegenden Seiten des Rumpfes am Bug den höchstmöglichen Abstand vom FlugzeugThe front trim surfaces 30 and 32 (Fig. 1 to 3) have on opposite sides of the The fuselage at the bow the greatest possible distance from the aircraft

Anmelder:Applicant:

United Aircraft Corporation, East Hartford, Conn. (V. St. A.)United Aircraft Corporation, East Hartford, Conn. (V. St. A.)

Vertreter:Representative:

Dr.-Ing. H. Ruschke, Berlin-Friedenau, Lauterstr. 37, und Dipl.-Ing. K. Grentzenberg, München 27,Dr.-Ing. H. Ruschke, Berlin-Friedenau, Lauterstr. 37, and Dipl.-Ing. K. Grentzenberg, Munich 27,

PatentanwältePatent attorneys

Beanspruchte Priorität: V. St. v. Amerika vom 31. Dezember 1953Claimed priority: V. St. v. America December 31, 1953

Michael Eugene Gluhareff, Fairfield, Conn. (V. St. Α.), ist als Erfinder genannt wordenMichael Eugene Gluhareff, Fairfield, Conn. (V. St. Α.), Has been named as the inventor

Schwerpunkt des Flugzeuges. Da bei hoher Geschwindigkeit und kleinem Anstellwinkel das Vorhandensein derartiger Trimmflächen das Flugzeug außerordentlich labil macht und den Widerstand des gesamten Flugzeuges erhöht, sind Einrichtungen voi handen, die diese Steuerflächen während des normalen Fluges einfahren, so daß ihre Verwendung nur auf die Fluglagen begrenzt ist, in denen großekopf lastigeLängsmomente auftreten, z. B. während desLandens bei hohen Anstellwinkeln. Zu diesem Zweck sind die Steuerflächen 30 und 32 an ihren vorderen Enden an lotrechten Gelenkzapfen 34 bzw. 36 im Rumpf angelenkt, und es sind hydraulische Vorrichtungen eingebaut, die diese Steuerflächen in den Rumpf durch in gegenüberliegende Seiten des Rumpfes vorhandene Schlitze einfahren und diese Steuerflächen auch ausfahren. Wie Fig. 3 zeigt, ist in dem Rumpf ein hydraulischer Zylinder 38 mit einem hin und her verschiebbaren Kolben 40 eingebaut. Die Kolbenstange 42 ist am Drehpunkt 44 mit dem gemeinsamen Drehzapfen zweier Kniehebellenker 46 und 48 verbunden, deren Außenenden mit den Flächen 30 bzw. 32 an den Drehpunkten 50 und 52 in Drehverbindung stehen, die sich ziemlich weit hinter den für diese Steuerflächen bestimmten Gelenkzapfen 34 und 36 befinden. Sobald sich der Kolben 40 in die in Fig. 3 dargestellte Stellung nach rechts bewegt, wird der aus den Lenkern 46 und 48 bestehende Kniehebel gestreckt, und die Flächen 30 und 32 werden in die in Fig. 3 inCenter of gravity of the aircraft. Because at high speed and a small angle of attack, the presence Such trim surfaces makes the aircraft extremely unstable and the resistance of the increases throughout the aircraft, facilities are available that these control surfaces during normal Retract flight, so that their use is limited only to the flight positions in which large head-heavy longitudinal moments occur, e.g. B. during landing at high Angles of attack. For this purpose, the control surfaces 30 and 32 are at their front ends on vertical pivot pins 34 and 36 hinged in the fuselage, and there are built in hydraulic devices that these Drive control surfaces into the fuselage through slots in opposite sides of the fuselage and extend these control surfaces too. As Fig. 3 shows, there is a hydraulic in the hull Cylinder 38 installed with a piston 40 which can be displaced back and forth. The piston rod 42 is on Pivot 44 connected to the common pivot of two toggle links 46 and 48, the Outer ends are in rotary connection with surfaces 30 and 32 at pivot points 50 and 52, which are located quite far behind the pivot pins 34 and 36 intended for these control surfaces. As soon as the piston 40 moves to the right in the position shown in FIG. 3, the from the Link arms 46 and 48 are stretched existing toggle levers, and the surfaces 30 and 32 are in Fig. 3 in

809 730/48809 730/48

vollen Linien dargesjtej.lfe Stellung ausgefahren, während eine Bewegung des Kolbens 40 nach links in Fig. 3 das Einfahren dieser Steuerflächen in die in gestrichelten Linien dargestellte Stellung innerhalb des Rumpfes bewirkt. Ijni ausgefahrenen Zustand arbeiten die Steuerflächen'30 und 32 mit dem Rumpf zusammen und bilden eine speerförmige Fläche kleinen Seitenverhältnisses, wobei die gleichen vorteilhaften aerodynamischen Sonderheiten vorhanden sind, wie sie der Flügel 10 bei hohen Anstellwinkeln hat.full lines shown in the 11th position extended, while a movement of the piston 40 to the left in FIG. 3, the retraction of these control surfaces into the in causes position shown in dashed lines within the fuselage. Ijni extended state the control surfaces'30 and 32 work together with the fuselage and form a spear-shaped surface small aspect ratio, whereby the same advantageous aerodynamic peculiarities are present, as it has the wing 10 at high angles of attack.

Zum Betrieb des Kolbens 40 ist eine hydraulische Vorrichtung (Fig. 3) eingebaut, deren Pumpe 54 Druckflüssigkeit aus einem Behälter 56 zu einer Leitung 58 führt. Die in der Leitung 58 vorhandene Flüssigkeit wird von einem Ventil 60 gesteuert, das in der in Fig. 3 dargestellten Stellung die Druckflüssigkeit einer Leitung 62 zuführt, die zum Zylinder 38 an der links liegenden Seite des Kolbens führt. Der an der gegenüberliegenden Seite des Kolbens 40 vorhandene Zylinder 38 wird über eine Leitung 64 entleert, die über das Ventil 60 mit einer zum Vorratsbehälter 56 führenden Leitung 66 verbunden ist. Das Ventil 60 ist ein Zweiwegeventil, das in der in Fig. 3 dargestellten Stellung die Druckflüssigkeit zur links liegenden Seite des Kolbens leitet und das in seiner in Fig. 3 a dargestellten zweiten Stellung die Druckflüssigkeit zur rechts liegenden Seite des Kolbens 40 leitet.To operate the piston 40, a hydraulic device (FIG. 3) is installed, the pump 54 Pressurized fluid leads from a container 56 to a line 58. The existing in line 58 Fluid is controlled by a valve 60, which in the position shown in Fig. 3, the pressure fluid a line 62 which leads to the cylinder 38 on the left-hand side of the piston. Of the The cylinder 38 on the opposite side of the piston 40 is emptied via a line 64, which is connected via the valve 60 to a line 66 leading to the storage container 56. That Valve 60 is a two-way valve, which in the position shown in Fig. 3, the pressure fluid to the left lying side of the piston conducts and the hydraulic fluid in its second position shown in Fig. 3a leads to the right-hand side of the piston 40.

Da die Flächen 30, 32 nur während der schwanzlastigen Fluglage des Flugzeuges beim Landen ausgefahren sein sollen, wenn also ein großes Kippmomentgefälle zur Verfügung steht, ist die vorstehend beschriebene hydraulisch betätigte Vorrichtung nach Fig. 1 bis 3 mit der hydraulischen Vorrichtung für das Bugrad 24 verbunden. Das Bugrad 24 (Fig. 2) ist um einen waagerechten Zapfen 68 im Rumpf drehbar und wird um diesen Drehzapfen mittels eines im Zylinder 72 arbeitenden hydraulischen Kolbens gedreht. Flüssigkeitsleitungen-74 und 76 verbinden den Zylinder 72 mit gegenüberliegenden Seiten des Kolbens 70. Diese Leitungen sind mit Leitungen 64 bzw. 62 verbunden, in denen Druckflüssigkeit abwechselnd mit dem Zweiwegeventil 60 zugeführt wird. Wenn daher Druckflüssigkeit der Leitung 76 über das Ventil 60 zugeführt wird, um das Bugrad 24 auszufahren, werden gleichzeitig die Flächen 30 und 32 ausgefahren, oder wenn Druckflüssigkeit der Leitung 74 über dieses Ventil zugeführt wird, um das Bugrad 24 einzufahren, werden auch gleichzeitig die Flächen 30 und 32 eingefahren.Since the surfaces 30, 32 are only extended during the tail-heavy flight position of the aircraft when landing should be, so if a large tilting moment gradient is available, this is above described hydraulically operated device according to FIGS. 1 to 3 with the hydraulic device for the nose wheel 24 connected. The nose wheel 24 (FIG. 2) can be rotated about a horizontal pin 68 in the fuselage and is rotated about this pivot by means of a hydraulic piston operating in cylinder 72. Fluid lines 74 and 76 connect the Cylinders 72 with opposite sides of piston 70. These lines are connected to lines 64 and 62 connected, in which hydraulic fluid is alternately supplied to the two-way valve 60. Therefore, when pressurized fluid is supplied to line 76 through valve 60 to extend nose wheel 24, the surfaces 30 and 32 are extended at the same time, or if the line is pressurized 74 is fed through this valve in order to retract the nose wheel 24, the surfaces are also at the same time 30 and 32 retracted.

Bei der in den Fig. 4 bis 6 dargestellten Abänderung ist eine einzige speerförmige Fläche 78 vorhanden, die für gewöhnlich in einem in der oberen Fläche des Hauptflügels 10 befindlichen Hohlraum 80 unmittelbar hinter der Fahrerkabine eingebettet ist. Die Trimmfläche 78 wird von zwei parallelen Gestängen getragen, von deren je ein Gestänge auf jeder Seite des Rumpfes vorhanden ist (Fig. 4). Jedes Gestänge enthält einen vorderen Lenker 82 und einen hinteren Lenker 84, die an auf Abstand stehenden Stellen 86 und 88 an der Unterfläche der Trimmfläche angelenkt sind. Das Innenende der Lenker 82 und 84 ist am Rumpf an den Punkten 90 bzw. 92 drehbar gelagert. Der~Lenker 82 trägt ein Ritzel 94; das mit dem Innenende des Lenkers fest verbunden ist und mit einer waagerecht hin und her schiebbaren Zahnstange 96 im Eingriff steht, die eine Verlängerung der Kolbenstange 98 des Kolbens 100 bildet. Der Kolben 100 verschiebt sich in einem Zylinder 102 hin und her, dessen gegenüberliegende .Enden mit Leitungen 62 und 64 in Verbindung stehen, die in ein demSystemnach Fig. 3 und 3 a ähnliches hydraulisches System eingeschaltet sind. Die hydraulische Vorrichtung für das Bugrad 24 gleicht der in Fig. 2 dargestellten Vorrichtung. Leitungen 74 und 76 sind mit dieser Vorrichtung verbunden, um das Bugrad und die Trimmfläche, wie bei den Fig. 1 und 3 beschrieben, gemeinsam zu betätigen.In the modification shown in FIGS. 4 to 6, a single spear-shaped surface 78 is present which usually in a cavity 80 located in the upper surface of the main wing 10 directly is embedded behind the driver's cab. The trim surface 78 is supported by two parallel rods carried, each of which has a linkage on each side of the fuselage (Fig. 4). Every linkage includes a front handlebar 82 and a rear handlebar 84 that are at spaced apart locations 86 and 88 are hinged to the lower surface of the trim surface. The inner end of the handlebars 82 and 84 is on The fuselage is rotatably mounted at points 90 and 92, respectively. The handlebar 82 carries a pinion 94; the one with the inside end of the handlebar is firmly connected and with a horizontally slidable back and forth rack 96 in the Engages, which forms an extension of the piston rod 98 of the piston 100. The piston 100 moves back and forth in a cylinder 102, the opposite ends of which with lines 62 and 64 which are connected to a hydraulic system similar to the system of Figs. 3 and 3a are. The hydraulic device for the nose wheel 24 is similar to the device shown in FIG. Lines 74 and 76 are connected to this device to connect the nose wheel and the trim surface, as described in FIGS. 1 and 3, to be operated together.

In den Fig. 7 bis 10 ist eine weitere Ausführung7 to 10 is a further embodiment

ίο der Erfindung dargestellt, bei der die Trimmfläche 104 die gleiche Form hat wie die Trimmfläche 78. Die Trimmfläche 104 wird jedoch vom Bugrad 24 getragen und ist dem Rumpf 12 gegenüber ausfahrbar und einfahirbar. Damit die Fläche 104 mit dem Bugrad völlig in den Rumpf eingefahren werden kann, ist diese Fläche in drei Abschnitte unterteilt. Der Mittelabschnitt 106 (Fig. 10) ist auf dem ölfederbein 108 des Bugrades drehbar gelagert. Eine linke Verlängerung 110 und eine rechte Verlängerung 112 sind an dem Mittelabschnitt 106 angelenkt und sind um die Gelenke 114 bzw. 116 während des Einfahrens des Bugrades 24 drehbar. Die hydraulische Anlage zur Steuerung des Einfahrens und Ausfahrens des Bugrades 24 entspricht der in den Fig. 1 bis 3 dargestellten Anlage. Bei dieser Ausführung der Erfindung werden die Außenfelder 110 und 112 der Trimmflächen nach unten und nach innen um 180° aus der in Fig. 10 dargestellten Stellung kurz vor Beendigung der Einfahrbewegung des Bugrades 24 gefaltet. Die Antriebsvorrichtung für diese Außenfelder ist in Fig. 10 dargestellt und besteht aus einem in den Mittelabschnitt 106 untergebrachten hydraulischen Zylinder 118, in dem zwei Kolben 120 und 122 verschiebbar sind. Jeder Kolben trägt eine Kolbenstange, deren Enden Zahnstangen 124 bzw. 126 aufweisen, die mit den auf dem Mittelabschnitt 106 gelagerten Zwischenzahnrädern 127 und 129 im Eingriff stehen, die ihrerseits mit den fest auf den Außenfeldern 110 bzw. 112 getragenen Ritzeln 128 bzw. 130 kämmen. Bei der zum Ausfahren des Bugrades 24 erfolgenden Zuführung von Druckflüssigkeit zum Zylinder 72 wird auch Druckflüssigkeit dem Zylinder 118 zwischen den Kolben 120 und 122 zugeführt, so daß sich die Felder 110 und 112 um ihre Drehzapfen 114 und 116 aus der in Fig. 10 dargestellten gestrichelten Stellung in ihre voll ausgezogene Stellung drehen. Während des ersten Teils der Bewegung um 90° der Außenfelder 110 und 112 hat sich das Bugrad aus dem Rumpf 12 so weit herausgeschoben, daß das nachfolgende Ausfahren dieser Außenfelder völlig außerhalb des Rumpfes erfolgt. In ähnlicher Weise werden die Außenfelder 110 und 112 der Trimmfläche während des Einfahrens des Bugrades in ihre ungefähr lotrechten Stellungen gedreht, in denen sie in den in dem Rumpf vorhandenen Raum für das Bugrad eindringen können, während das Bugrad selbst noch so weit ausgefahren ist, daß diese Faltbewegung der Felder möglich ist. Soll diese Trimmfläche während des Abfluges nicht verwendet werden, so muß es natürlich möglich sein, die Außenfelder bei ausgefahrenem Bugrad zu falten.ίο the invention shown in which the trimming surface 104 has the same shape as the trim surface 78. However, the trim surface 104 is carried by the nose wheel 24 and can be extended and retracted opposite the fuselage 12. So that the area 104 with the nose wheel completely can be retracted into the fuselage, this area is divided into three sections. The middle section 106 (Fig. 10) is rotatably mounted on the oil strut 108 of the nose wheel. A left extension 110 and a right extension 112 are hinged to the middle section 106 and are around the joints 114 and 116 rotatable during the retraction of the nose wheel 24. The hydraulic system for Control of the retraction and extension of the nose wheel 24 corresponds to that shown in FIGS System. In this embodiment of the invention, the outer panels 110 and 112 follow the trimming areas downwards and inwards by 180 ° from the position shown in FIG. 10 shortly before the end of the retraction movement of the nose wheel 24 folded. The drive device for these outer fields is shown in FIG and consists of a hydraulic cylinder 118 housed in the central section 106, in the two pistons 120 and 122 are displaceable. Each piston carries a piston rod, the ends of which are toothed racks 124 and 126, respectively, with the intermediate gear wheels mounted on the central section 106 127 and 129 are in engagement, which in turn with the fixedly carried on the outer panels 110 and 112, respectively Comb pinions 128 or 130. During the supply of hydraulic fluid to extend the nose wheel 24 to the cylinder 72 is also pressure fluid to the cylinder 118 between the pistons 120 and 122 so that the fields 110 and 112 revolve around their pivot pins 114 and 116 from that shown in FIG Turn the dashed position to its fully extended position. During the first part of the Movement by 90 ° of the outer fields 110 and 112 has pushed the nose wheel out of the fuselage 12 so far that that the subsequent extension of these outer fields takes place completely outside of the fuselage. Similarly, the outer panels 110 and 112 of the trim surface are retracted during the retraction of the Nose wheel rotated into their approximately perpendicular positions in which they are in the existing in the fuselage Space for the nose wheel can penetrate while the nose wheel itself is still extended so far that this Folding movement of the fields is possible. Should this trim area not be used during take-off it must of course be possible to fold the outer panels with the nose wheel extended.

Dies würde das Seitenverhältnis der festen Fläche herabsetzen und den Durchfluß über die Fläche so behindern, daß die Fläche im wesentlichen unwirksam wird. Natürlich müßte eine Abänderung der hydraulischen Anlage erfolgen, so daß die beiden Strömungskreise getrennt sind. Eine derartige Strömungskreisänderung könnte auch für die beiden zuerst beschriebenen Ausführungen gewählt werden, falls die Verwendung der Trimmvorrichtung, beispielsweise während eines Katapultstarts oder Düsenstarts, nichtThis would reduce the aspect ratio of the solid surface and so would the flow across the surface hinder the area from becoming substantially ineffective. Of course, the hydraulic would have to be modified Plant take place so that the two flow circuits are separated. Such a change in the flow circle could also be chosen for the two versions described first, if the Do not use the trim device, for example during a catapult or jet launch

erwünscht ist. In diesem Falle würde die hydraulische Leitung 74 (Fig. 3, 6 und 9) über ein vom Flugzeugführer gesteuertes Wählerventil 75 so geschaltet, daß bei abgeschaltetem Ventil keine Zuführung von Druck aus der das Bugrad einfahrenden Vorrichtung eirfolgt. Der Flugzeugführer kann dann die Trimmvorrichtung unabhängig vom Bugrad einfahren.is desirable. In this case, the hydraulic line 74 (Fig. 3, 6 and 9) would be via a pilot Controlled selector valve 75 switched so that no supply of pressure when the valve is switched off from the device retracting the nose wheel. The pilot can then use the trim device retract independently of the nose wheel.

Claims

Patent claims:

1. Airplane with a main wing, in particular a delta wing, with an extendable auxiliary wing and with a retractable and retractable nose wheel,

characterized in that this nose wheel moves into the operative position with the supporting auxiliary surface.

2. Aircraft according to claim 1, characterized by a pressure fluid source, which with the Drive devices for the nose wheel and for the supporting auxiliary surface is connected.

Documents considered: French Patent Nos. 502 496, 803 976; British Patent No. 477,395; German Patent No. 748 739; U.S. Patent No. 2,410,239.

1 sheet of drawings