DE2361210C2

DE2361210C2 - Hydrofoil construction

Info

Publication number: DE2361210C2
Application number: DE2361210A
Authority: DE
Inventors: Otto Edwin Boulder Col. Bartoe jun.
Original assignee: BALL BROTHERS RESEARCH CORP MUNCIE IND US
Current assignee: BALL BROTHERS RESEARCH CORP MUNCIE IND US
Priority date: 1973-12-06
Filing date: 1973-12-06
Publication date: 1985-04-11
Also published as: DE2361210A1

Description

Die Erfindung betrifft eine TrafOügelkonstruktion nach der Gattung des Hauptanspruchs.The invention relates to a transformer bow construction according to the genre of the main claim.

Aus dem Stand der Technik sind eine Vielzahl von Tragflügelkonstruktionen bekannt. Die DE-PS 12 92 006 beschreibt ein Tragflächenflugzeug mit Strahlantrieb und Strahlsteuerung, dessen Tragflächen an ihrer Oberseite Ausblasschlitze aufweisen. Der Ausblasschlitz wird durch Herabschwenken der Profilnase um eine Schwenkachse geöffnet und durch Hochklappen der Nase wieder geschlossen. Von einer Mischkammer strömt die Mischluft durch die hohl ausgebildeten Tragflächen zu den an deren Profilnase vorgesehenen Ausblasschlitzen. Beim Ausblasen der Mischluft durch die Ausblasschlitze wird die Grenzschicht über den Tragflächen des Flugzeugs beeinflußt.A large number of aerofoil constructions are known from the prior art. The DE-PS 12 92 006 describes a hydrofoil aircraft with jet propulsion and jet control, the wings of which have blow-out slots on their upper side. The blow-out slot is opened by swiveling down the profile nose opened about a pivot axis and closed again by folding up the nose. From a mixing chamber the mixed air flows through the hollow wing to the provided on their profile nose Blow-out slots. When the mixed air is blown out through the blow-out slots, the boundary layer is over the Affects the wings of the aircraft.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Tragflügelkonstruktion entsprechend dem Stand der Technik dahingehend zu verbessern, daß die Triebkraft erhöht und der Geräuschpegel gesenkt wird.The invention is based on the object of a hydrofoil structure to improve according to the prior art to the effect that the driving force increases and the noise level is reduced.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die kennzeichnenden Merkmale des Hauptanspruchs in Verbindung mit den Merkmalen des Oberbegriffs gelöst. According to the invention, this object is achieved by the characterizing features of the main claim Connection with the features of the generic term solved.

Durch Vorsehen eines Hochflügels auf der Tragflügelkonstruktion vergrößert sich der wirksame Querschnittsbereich des Düsenstrahles, wobei durch Einschließen der umgebenden Luft in die von der Düse abgegebenen Gasströmung sich die Geschwindigkeit des Gases verringert. Durch diese Verringerung der Geschwindigkeit wird der Geräuschpegel herabgesetzt und der Wirkungsgrad der gesamten Triebkraft gesteigert. Providing a high wing on the wing structure increases the effective cross-sectional area of the nozzle jet, by trapping the surrounding air into that of the nozzle released gas flow, the speed of the gas is reduced. By reducing the speed the noise level is reduced and the efficiency of the entire driving force is increased.

Die Erfindung wird anhand von Zeichnungen näher erläutert. Es zeigtThe invention is explained in more detail with reference to drawings. It shows

F i g. 1 einen Querschnitt durch einen Tragflügel,
Fig.2 einen Querschnitt durch einen Tragflügel in abgeänderter Ausführungsform, bei welchem ein Hochflügel und eine Ablenkflosse vorgesehen sind,
F i g. 3 einen der F i g. 2 ähnlichen Querschnitt durch einen Tragflügel, bei welchem am Hinterteil ein schwenkbares Deckblech vorgesehen ist, und
F i g. 4 einen Grundriß auf ein Flugzeug.
In F i g. 1 ist ein Tragflügel 10 dargestellt, <?«r aus einem Vorderteil 12 und einem Hinterteil 14 besteht Das Vorderteil 12 hat eine Hinterkante 16, die sich vertikal oberhalb der Vorderkante 18 des Hinterteiles 14 in einem Abstand befindet, der das 0,03- bis 0,2fache der Profilsehne des Tragflügels 10 beträgt Die Hinterkante 16 des Vorderteiles 12 ist hinter der Vorderkante 20 des Tragflügels 10 in einem Abstand angeordnet, der ungefähr dem 0,2- bis 033fachen der Profilsehne des Tragflügels 10 entspricht Der Tragflügel 10 hat eine sich über die Spannweite erstreckende Düse 22, deren oberer Teil durch die Hinterkante 16 des vorderen Teiles 12 und deren unterer Teil durch die Vorderkante 18 des Hinterteiles 14 gebildet wird Die Düse 22 erstreckt sich in Spannweitenrichtung über eine Strecke, die mindestens das 5fache des maximalen vertikalen Abstands zwischen der Hinterkante 16 und der Vorderkante 18 beträgt Die Düse 22 ist so gestaltet, daß das unter Druck stehende Gas, das vom Hohlraum 24 aufgenommen wird, in das Innere des vorderen Teiles des Tragflügels 10 eintritt, um nach hinten im wesentlichen über jenen Teil der oberen Oberfläche des Tragflügels 10 zu strömen, der hinter dieser Düse 22 angeordnet ist Der Hohlraum 24 erstreckt sich ebenfalls über die Spannweite des Tragflügels 10 und ist in geeigneter Weise an eine Gasdruckquelle angeschlossen, insbesondere an den Auspuff eines Düsentriebwerkes 90 (Fig.4). Auch kann dieser Hohlraum 24 an ein geeignetes Gebläse angeschlossen sein, das das Druckmittel in den Hohlraum 24 durch geeignete Kanäle 96 fördert. Das nach dem Umlenkprinzip konstruierte Düsentriebwerk 90 fördert kalte komprimierte Nebenluft durch eine gtgabelte Leitung % in jeden der beiden Tragflügel 10. Die kalte Luft tritt durch die Düse 22 aus und strömt über die Tragflächen 10. Anderseits tritt das Auspuffgas des Triebwerkes durch die gegabelte Leitung 94 ebenfalls auf jede der beiden Seiten am Flugzeug aus und strömt aus den Düsen 22 auf die Tragflächen 10. Die Leitbleche 92 leiten die kalte austretende Luft in eine Richtung, die parallel zum Flugzeugrumpf 98 verläuft Die Leitbleche 92 sind im Innern des Hohlraumes 24 derart angeordnet, daß sieF i g. 1 shows a cross section through an airfoil,
2 shows a cross section through a wing in a modified embodiment, in which a high wing and a deflecting fin are provided,
F i g. 3 one of the F i g. 2 similar cross-section through a wing, in which a pivotable cover plate is provided on the rear part, and
F i g. 4 is a plan of an airplane.
In Fig. 1, a wing 10 is shown, consists of a front part 12 and a rear part 14. The front part 12 has a rear edge 16 which is located vertically above the front edge 18 of the rear part 14 at a distance that is 0.03 to 0.2 times the chord of the wing 10 is. The trailing edge 16 of the front part 12 is arranged behind the leading edge 20 of the wing 10 at a distance that corresponds approximately to 0.2 to 033 times the chord of the wing 10 the span-extending nozzle 22, the upper part of which is formed by the rear edge 16 of the front part 12 and the lower part by the front edge 18 of the rear part 14 the trailing edge 16 and the leading edge 18 is the nozzle 22 is designed so that the pressurized gas from the cavity 24 on is taken, enters the interior of the front part of the wing 10 to flow rearward substantially over that part of the upper surface of the wing 10 which is located behind this nozzle 22. The cavity 24 also extends over the span of the wing 10 and is connected in a suitable manner to a gas pressure source, in particular to the exhaust of a jet engine 90 (FIG. 4). This cavity 24 can also be connected to a suitable fan which conveys the pressure medium into the cavity 24 through suitable channels 96. The jet engine 90, constructed according to the deflection principle, conveys cold, compressed secondary air through a forked line% into each of the two wings 10. The cold air exits through the nozzle 22 and flows over the wings 10.On the other hand, the exhaust gas from the engine passes through the forked line 94 likewise on each of the two sides of the aircraft and flows out of the nozzles 22 onto the wings 10. The baffles 92 guide the cold exiting air in a direction which runs parallel to the aircraft fuselage 98 The baffles 92 are arranged in the interior of the cavity 24 in such a way that that they

so eine Verteilung des kalten Austrittsmediums jeweils über die halbe Spannweite des Flügels vornehmen, und zwar derart, daß diese Verteilung ungefähr proportional der Profilsehne des Flügels ist. Bei geraden, sich nicht verjüngenden Tragflügeln ist die Verteilung ungefähr über die halbe Spannweite gleich. Soweit verjüngte Tragflügel verwendet werden, wird relativ mehr Luft auf jene Teile des Flügels gelenkt, die sich in der Nähe des Flugzeugrumpfes 98 befinden.in this way distribute the cold outlet medium over half the span of the wing, and in such a way that this distribution is approximately proportional to the chord of the wing. With straight lines, not yourself tapered wings, the distribution is roughly the same over half the span. Rejuvenated so far If hydrofoils are used, relatively more air is directed to those parts of the wing that are close by of the aircraft fuselage 98 are located.

Soweit mehrere Triebwerke bei einem Flugzeug in Betracht kommen, werden die einzelnen Triebwerke vom Rumpf entfernt angeordnet Hierbei können die aus den einzelnen Triebwerken austretenden Abgase in bestimmte Teile der Düse 22 eingeleitet werden, also nicht über die gesamte Länge der Düse. Als Alternative ist es auch möglich, sowohl die kalten als auch die heißen Austrittsgase nach dem Austritt zu mischen. In diesem Fall ist es möglich, eine einzige gegabelte Leitung 96 zu benutzen, um das Gemisch in den Hohlraum 24Insofar as several engines are used in an aircraft, the individual engines are used arranged away from the fuselage certain parts of the nozzle 22 are introduced, so not over the entire length of the nozzle. As alternative it is also possible to mix both the cold and the hot outlet gases after the outlet. In this In this case it is possible to use a single bifurcated conduit 96 to convey the mixture into the cavity 24

einzuleiten. Die Düse 22 ist so angeordnet, daß das Gas Ober jenen Teil der Flögeloberfläche geleitet werden kann, der hinter der Düse 22 liegt Eine Ausführungsform besteht darin, daß die Länge der Düse 22 so groß wie möglich gemacht wird. Allerdings kann die Länge der Düse 22 auch kleiner als die Spannweite des Tragflügels 10 sein. Der Vorderteil 12 des Tragflügeis 10 ist schwenkbar um eine Achse 26 gelagert, die sich über die Spannweite des Flügels 10 in der Nähe der Vorderkante 20 erstreckt Das Vorderteil 12 des Flügels 10 kann zwei Stellungen einnehmea In einer Stellung befindet sich das Vorderteil 12 in einer Lage, bei welcher das Teil 12 in einem bestimmten Abstand oberhalb der Vorderkante 18 des Hinterteiles 14 liegt, während in einer weiteren Stellung, die in Fig. 1 gestrichelt angedeutet ist, die Hinterkante 16 des Vorderteiles 12 mit der Vorderkante 18 des Hinterteiles 14 im wesentlichen eine stetige, ununterbrochene Oberfläche des Tragflügels 10 bildet Es ist auch möglich, daß das Vorderteil 12 verschiedene Zwischenlagen zwischen den beiden vorhin geschilderten Grenzstellungen einnimmt Auch können geeignete Mittel (nicht dargestellt) benutzt werden, um die Stellungen des Vorderteiles 12 in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit zu steuern. So wird die Höhe der Öffnung der Düse 22 größer eingestellt sofern die Fluggeschwindigkeit sinkt und verringert, wenn die Fluggeschwindigkeit steigt Der Tragflügel 10 weist eine Hinterkantenklappe 30 auf, die in üblicher Weise konstruiert und am Tragflügel 10 befestigt istinitiate. The nozzle 22 is arranged so that the gas Above that part of the surface of the wing which lies behind the nozzle 22 can be passed. One embodiment consists in that the length of the nozzle 22 is so great as possible. However, the length of the nozzle 22 can also be smaller than the span of the wing Be 10. The front part 12 of the hydrofoil 10 is pivotally mounted about an axis 26 which extends over the span of the wing 10 in the vicinity of the leading edge 20 extends. The front part 12 of the wing 10 can assume two positions a is in one position the front part 12 in a position in which the part 12 is at a certain distance above the front edge 18 of the rear part 14 lies, while in a further position, which is indicated by dashed lines in Fig. 1, the The rear edge 16 of the front part 12 and the front edge 18 of the rear part 14 are essentially continuous and uninterrupted Surface of the wing 10 forms it is also possible that the front part 12 different Intermediate layers between the two previously described limit positions can also be suitable Means (not shown) are used to adjust the positions of the front part 12 as a function of the To control airspeed. Thus, the height of the opening of the nozzle 22 is set to be larger provided the airspeed decreases and decreases as airspeed increases. The wing 10 has a trailing edge flap 30, which is constructed and attached to the wing 10 in a conventional manner

Bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten befindet sich der vordere Teil 12 in der in F i g. 1 ausgezogen gezeichneten Stellung, in welcher die Hinterkante 16 in einem Abstand oberhalb der Vorderkante 18 des Hinterteils 14 liegt Beim Anstieg der Fluggeschwindigkeit wird der Vorderteil 12 aus seiner ersten in die zweite Stellung verschwenkt wobei je nach der Fluggeschwindigkeit eine Änderung der Lage des Vorderteiles 12 erfolgtAt low flight speeds, the front part 12 is in the position shown in FIG. 1 drawn in full Position in which the rear edge 16 is at a distance above the front edge 18 of the rear part 14 When the airspeed increases, the front part 12 moves from its first to the second position pivoted with a change in the position of the front part 12 takes place depending on the flight speed

Nach der anderen Ausführungsform der F i g. 2 soll eine Leistungssteigerung der Tragflügelkonstruktion 32 erfolgen. Diese Tragflügelkonstruktion 32 weist einen Haupttragflügel 34 auf, der ähnlich demjenigen Tragflügel 10 der F i g. 1 konstruiert ist Der Haupttragflügel 34 hat einen Hochflügel 36 und eine Ablenkflosse 38. Der Hochflügel 36 ist zwischen der Hinterkante 40 des Vorderteiles 42 und der Vorderkante 44 der Klappe 46 an Trägern 48 befestigt. Der Hochflügel 36 ist in einem Abstand oberhalb der oberen Oberfläche des hinteren Teiles 50 des Haupttragflügels 34 angeordnet, der ungefähr das 03fache der Profilsehne des Hochflügsls 36 beträgt, jedoch nicht geringer sein darf als ungefähr das I^fache der Höhe der Düse 52. Der Hochflügel 36 erstreckt sich in der Hauptsache über die Spannweite des Haupttragrlügels 34 in einem Ausmaß, das der Länge der Düse 52 entsprichtAccording to the other embodiment of FIG. 2 is intended to increase the performance of the wing structure 32 take place. This wing structure 32 has a main wing 34 which is similar to that wing 10 of FIG. 1 is constructed. The main wing 34 has a high wing 36 and a deflector 38. The High wing 36 is on between the rear edge 40 of the front part 42 and the front edge 44 of the flap 46 Straps 48 attached. The high wing 36 is at a distance above the top surface of the rear Part 50 of the main wing 34 is arranged, which is approximately 03 times the chord of the profile of the high wing 36 is, but must not be less than about I ^ times the height of the nozzle 52. The high wing 36 extends mainly over the span of the main pail 34 to an extent that is the length corresponds to the nozzle 52

Der Hochflügel 36 hat den Zweck, die umgebende Luft in das Gas einzuschließen, welches aus der Düse 52 austritt Der Hochflügel 36 hat tatsächlich zur Folge, daß er in Verbindung mit dem Haupttragflügel 34 den wirksamen Querschnitt des Düsenstrahies vergrößert. Dadurch wird erreicht, daß die Geschwindigkeit der Gasströmung über die Tragfläche verringert wird, so daß der Wirkungsgrad der gesamten Triebkraft gesteigert wird gegenüber demjenigen Wirkungsgrad, der dann erreicht wird, wenn lediglich der Tragflügel 34 ohne den Hochflügel 36 zur Anwendung kommt.The purpose of the high wing 36 is to trap the surrounding air in the gas which is emitted from the nozzle 52 The high wing 36 actually has the consequence that it is in connection with the main wing 34 the effective cross section of the nozzle jet enlarged. This ensures that the speed of the Gas flow over the wing is reduced, so that the efficiency of the entire propulsive force is increased is compared to that efficiency that is achieved when only the wing 34 without the high wing 36 is used.

Die Ablenkflosse 38 der Tragflügelkonstruktion 32 hat den Zweck, den Gasstrahl über die obere Oberfläche der KIaDDe 46 und anschließend abwärts über die Hinterkante 54 dieser Klappe 46 zu leiten. Die Ablenkflosse 38 ist mittels einer Anzahl von Trägern 56 im Bereich der Vorderkante 44 der Klappe 46 an ihr in einem Abstand oberhalb der Klappe 46 befestigt der mindestens etwa das 0,2fache der Profilsehne der Klappe 46 beträgt Die Lenkung des umgebenden Luft- Gasgemisches im Bereich der Ablenkflosse 38 hat ferner den Zweck, die Strömungsablösung der Luft von der oberen Oberfläche der Klappe 46 zu verhindern.The purpose of the deflecting fin 38 of the airfoil structure 32 is to direct the gas jet over the upper surface of the KIaDDe 46 and then downwards over the rear edge 54 of this flap 46. The deflecting fin 38 is attached to it by means of a number of supports 56 in the region of the front edge 44 of the flap 46 a distance above the flap 46 attached which is at least about 0.2 times the chord of the flap 46 is The steering of the surrounding air-gas mixture in the area of the deflecting fin 38 also has the purpose of preventing the air from flowing away from the top surface of the flap 46.

ίο Die Stärke des Schalles, der vom Düsentriebwerk ausgeht, ist zum Teil davon abhängig, wie hoch die Geschwindigkeit des Gases des Düsentriebwerkes ist und wie groß die öffnungen sind, durch welche der Düsenstrahl strömt Die Verwendung eines Hochflügels 36 vergrößert wirksam den Querschnittbereich des Düsenstrahles. Das »Einfangen« bzw. das Einschließen der umgebenden Luft innerhalb des aus der Düse 52 austretenden Gases verringert die eigentliche Geschwindigkeit des Gases. Das Vermischen der umgebenden Luft mit dem aus der Düse 52 austretenden Gas erfolgt oberhalb der oberen Oberfläche des H;\;,pttragflügels 34, wobei das Gemisch, ausgehend von der vorderen Kante 58 des hinteren Teiles 50 weiter über die vordere Kante 44 der Klappe 46 strömt, so daß der Geräuschpegel, der durch den Haupttragflügel 34 in Kombination mit dem Hochfliigel 36 erzeugt wird, geringer ist als bei einem Tragflügel 34, der keinen Hochflügel 36 hatίο The strength of the sound emitted by the jet engine depends in part on how high the speed of the jet engine gas is and How big are the openings through which the jet stream flows. The use of a high wing 36 effectively increases the cross-sectional area of the nozzle jet. The »capture« or the inclusion of the surrounding air within the gas emerging from the nozzle 52 reduces the actual speed of the gas. The mixing of the surrounding air with the gas emerging from the nozzle 52 takes place above the upper surface of the H; \ ;, pt wing 34, wherein the mixture, starting from the front edge 58 of the rear part 50, continues over the front edge 44 of the flap 46 flows, so that the noise level generated by the main wing 34 in combination with the Hochfliigel 36 is generated, is less than with a Airfoil 34 that does not have a high wing 36

Nach der Ausführungsform der F i g. 3, die eine andere Gestaltung zeigt besteht die Tragflügelkonstruktion 62 ebenfalls aus einem Hauptflügel 64, einem Hochflügel 66 und einer Ablenkflosse 68. Der Hochflügel 66 und die Ablenkflosse 68 sind jeweils an mehreren Trägern 70, 72 befestigt Der Hauptflügel 64 weist eine Hinterkantenklappe 74 auf. Der Hauptflügel 64 mit seiner oberen und unteren Fläche hat eine vordere und eine hintere Kante. Im oberen Bereich ist der Haupttragflügel 64 in einen vorderen Teil 76 und einen hinteren Teil 78 aufgeteilt Der vordere Teil 76 hat eine Hinterkante 80, die sich vertikal oberhalb der Vorderkante 82 des Hinterteiles 78 in einem Abstand befindet, der ungefähr dem 0,03- bis O^fachen Betrag der Profilsehne des Hajpttragflügels 64 entspricht. Die Hinterkante 80 des Vorderteiles 76 befindet sich hinter der Vorderkante des Tragflügels 64 in einem Abstand von ungefähr dem 0,2-bis 033fachen der Profilsehne des Tragflügels 64. Die Hinterkante 80 des Vorderteiles 76 ist nach hinten von der Vorderkante des Haupttragflügels 64 in einem Abstand angeordnet, der ungefähr dem 0,2- bis 0,33iachen der Profilsehne des Tragflügels 64 entspricht. Der Haupttragflügel 64 weist eine Düse 84 auf, die gebildet wird durch den Abstand zwischen der Hinterkante 80 des Vorderteiles 76 und der Vorderkante 82 des Hinterteiles 78. Durch die Düse 84 ist das Gas nach hinten über jenen Teil der oberen Oberfläche des Haupttragflügels 64 gerichtet, der hinter der Düse 84 angeordnet ist. Die Düse 84 erstreckt x^:ch in Richtung der Spunnweitt des Haupttragflügels 64. Das Druckgas wird durch ein ge eignetes Mittel in einen Hohlraum 86 geleitet, der sich im Haupttragflügel 64 befindet. Ein flacher oberer, nach Art eines Deckblcches geformter Teil des Hinterteiles 78 des Haupttragflügels 64 ist schwingbar um eine Achse 88 gelagert, die sich über die Spannweite erstreckt, wobei dieses Deckblech aus einer tiefsten Stellung, in welcher die Hinterkante 80 des Vorderteiles 76 sich in vertikalem Abstand oberhalb der Vorderkante 82 des Hinterteiles 78 befindet, ir. eine oberste Stellung verschwenkt wird, die in gestrichelten Linien in der Zeichnung dargestellt ist, und in welcher die Hinterkante 80According to the embodiment of FIG. 3, which shows a different configuration, the wing structure 62 also consists of a main wing 64, a high wing 66 and a deflector 68. The high wing 66 and deflector 68 are each attached to a plurality of beams 70, 72. The main wing 64, with its upper and lower surfaces, has a leading edge and a trailing edge. In the upper area, the main wing 64 is divided into a front part 76 and a rear part 78. The front part 76 has a rear edge 80 which is located vertically above the front edge 82 of the rear part 78 at a distance of approximately 0.03 to O ^ times the amount of the profile chord of the main wing 64 corresponds. The trailing edge 80 of the front part 76 is located behind the leading edge of the wing 64 at a distance of approximately 0.2 to 033 times the chord of the wing 64. The trailing edge 80 of the front part 76 is rearward from the leading edge of the main wing 64 at a distance arranged, which corresponds approximately to 0.2 to 0.33 times the chord of the wing 64. The main wing 64 has a nozzle 84 which is formed by the distance between the trailing edge 80 of the front part 76 and the leading edge 82 of the rear part 78. Through the nozzle 84 the gas is directed backwards over that part of the upper surface of the main wing 64, which is arranged behind the nozzle 84. The nozzle 84 extends x ^: ch in the direction of the span of the main wing 64. The pressurized gas is passed through a suitable means into a cavity 86 which is located in the main wing 64. A flat upper, shaped like a cover sheet part of the rear part 78 of the main wing 64 is pivotably mounted about an axis 88 which extends over the span, this cover sheet from a lowest position in which the rear edge 80 of the front part 76 is vertical Distance above the front edge 82 of the rear part 78 is ir. An uppermost position is pivoted, which is shown in dashed lines in the drawing, and in which the rear edge 80

mit der Vorderkante 82 im wesentlichen eine stetig verlaufende obere Fläche des Haupttragllügels 64 bildet. Der hintere Teil 78 kann in einer der verschiedenen Zwischenstellungen zwischen den beiden Grenzstellungen liegen. Jede der Konstruktionen, die in den verschie- denen Figuren dargestellt sind, kann auch nicht dargestellte Einrichtungen haben, durch die obere flächen- oder blechartige Teile eines jeden Tragflügels bzw. tragflügelartigen Teiles, wie z. B. Hochflügel, Ablenkflosse u. dgl., schwenkbar gelagert sind. ι οwith the front edge 82 essentially forms a continuously extending upper surface of the main wing wing 64. The rear part 78 can lie in one of the various intermediate positions between the two limit positions. Each of the constructions used in the various which figures are shown, can also have devices not shown, through the upper surface or sheet-like parts of each wing or wing-like part, such as. B. high wings, deflector fin and the like. Are pivotably mounted. ι ο

Die Tragflügelkonstruktion kann eine gute Anwendung bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten zwischen 28 und 130 Kilometer in der Stunde finden und ist insbesondere für sogenannte »Stolflugzeuge« (Kurzsireckenstart- und -landungs-Flugzeuge). The wing construction can find a good application at low flight speeds between 28 and 130 kilometers per hour and is particularly suitable for so-called "stumbling-over planes" (short-range take-off and landing planes).

Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings

2020th

4040

4545

5555

6060

6565

Claims

Claim:

Hydrofoil construction, especially for the Purposes of flight operations with lower take-off and landing speeds with a main wing with an upper and lower wing surface merging into a leading and a trailing edge, wherein the upper wing surface has a respective leading edge and a trailing edge Front part and rear part comprises, the rear edge of the front part and the front edge of the rear part Form a nozzle, the gas backwards over the entire upper located behind the nozzle Area of the wing directs and which extends approximately over the entire span of the wing extends, and wherein the lower wing surface between the leading and trailing edges of a continuous metallic part, and with one attached to the trailing edge of the main wing Flap, dp characterized in that above the Haupttragfiugtis (34,64) between the Rear edge (40, 80) of the front part (42, 76) and the flap (46, 74) a high wing (36, 66) for the supply line of ambient air is provided in the flow discharged from the nozzle (52, 84), and that the vertical distance of the high wing (36,66) from the rear part (50.78) at least 03 times the profile chord, but not less than 1.5 times the vertical Nozzle height is