Evolution eines 120 kg Flugzeugs zum BWB, elektrisch angetrieben

Evolution of an ultralight to a BWB for an electric drive

(BWB = blended wing body)

Unten ist gezeigt, wie aus einem planaren Ellipsenflügel ein dreidimensionaler Boxwing-Ellipsenflügel bzw. ein Tandemflugzeug im joined-wing-design abgeleitetwurde, wie es hier besprochen wird. Dieser Flügel ist aus der Aufspaltung einer elliptischen Fläche in zwei verbundene Einzelflächen entstanden, so wie es derzeit bei den Zukunftsentwürfen von Passagierjets als Boxwing en vogue ist, die dann allerdings mit gepfeilten Flächen arbeiten müssen.

Shown below is the derivation of a joined-wingwing-design with elliptical wings from a planar elliptical wing. This design is discussed here.

Unten ein Modell des 3-D-Ellipsenflügels im X-plane-Simulator.

Below a model of the 3-D-Elliptic-Wing, used for simulation in X-plane-  

Um nun auch - sozusagen rückwärts - zu schauen, welche Vorteile/Nachteile ein planarer Flügel bieten würde, wurde das oben abgebildete Design in einen planaren Flügel mit enthaltenem Rumpf rückgeformt. Ein sogenannter Blended-Wing-Body. Die Seitenflächen bleiben dabei als winglets bzw. Seitenfinnen erhalten. Unten eine Ansicht des daraus in einem ersten Schritt entstandenen Modells mit den verwendeten Profilen. Die Flügelhöhe/Rumpfhöhe beträgt im Mittelteil rund 1,0 m, sodass ein Pilot sitzend untergebracht werden kann:

In order to evaluate the advantages or disadvantages of a planar wing the boxwing boxwing design above was morphed as shown below to a blended-wing-body design. The heigth in the middle wing-section is about 1,0 m, which gives just enough space to install a pilot - sitting upright:

Unten gezeigt ist die gleichmäßige Verteilung der Auftriebsbeiwerte über der Spannweite (türkis) für einen mittleren Flugzustand des entstandenen BWB, die typisch ist für einen Flügel mit annähernd elliptischer Tiefenverteilung.  Die Hinterkante dieses BWB-Flügels erhielt einen Ausschlag nach oben von -6 Grad (türkis), um eine stabile Längsbewegung des Flügels sicherzustellen.

Below the evenly distribution of coefficients of lift (turquois) for this elliptic BWB at a speed of about 100 km/h.  Turquois the reflexed trailing-edge-flap, -6  degree, which is necessary to achieve a stable longitudinal movement.
 

Unten: Als Profile kamen für "body und wing" zunächst Profile aus der 4-digit-NACA-Serie zum Einsatz:

Below: The 4 digit serie of NACA symmetrical airfoils were used for this BWB.

Unten: Die Polaren zeigen, dass der entstandene BWB-Flügel dem Ellipsen-Boxwing überlegen ist. Dies resultiert allerding nur daraus, dass der Rumpf des Boxwing-Designs und andere parasitäre Widerstände beim BWB-Design entfallen. Diese Widerstände reduzieren die theoretische Gleitzahl des Boxwing-Designs von etwa 31 auf 15,5, während der Nurflügel diese Zusatzwiderstände zunächst einmal nicht kennt. Ob aber dieser Nurflügel mit 16,6 qm tragender Fläche und einer geringen Streckung von 2,5 überhaupt fliegbar wäre, war fraglich. Erste Simulationen und ein kleines Modell zeigten ein Verhalten, wie man es prinzipiell von sogenannten "fliegenden Bretter" kennt, allerdings machte die geringe Streckung des elliptischen Nurflügels das Modell sehr unruhig um alle Achsen.

Lässt man die seitlichen Finnen/"Ohren" weg, zeigte der Flügel ein Taumeln um die Längsachse, wie es sich ähnlich bei "flying bodie" einstellt und auf dem periodisch alternierenden Abgehen von Wirbeln in der Art einer karmannschen Wirbelschleppe beruht. Unter den Polaren des oben besprochenen ersten Entwurfs ein "Brettflügel" aus den 50er Jahren.

Below: The polars show, that the morphed BWB-Design gives much better gliding performance. But this result is not given by the BWB-wing,  because the result reflects the fact, that for the boxwing design the drag of a fuselage had to be considered, which reduces the max theoretical L/D of the design from  31 to 15,5. Just the half, while the BWB does not know those drag - still.  Simulations with a little modell showed, that the BWB reacted as sensible as a "flying plank" reacts. Such a craft is shown below the polars.

If the little wings at the sides are removed this wing shows a periodic banking from left to right and vice versa. This means, that an elliptical blended wing body of very low aspect ratio behaves like a lifting body, which shows a wake of the Karman-type with periodic alternating vorticves.    

Da das oben gezeigte BWB-Design keine gute Richtungsstabilität zeigte und zudem in der Nickachse viel zu empfindlich war, um als bemanntes Flugzeug in Frage zu kommen, wurde es um ein Seitenleitwerk und ein hochgesetztes Höhenleitwerk ergänzt, in der Hoffnung, dass das Seitenleitwerk auch das Taumeln um die Längsachse dämpfen würde.

The BWB-Design was revised and got a vertical tail to dampen the tumbling around the x-axis and a horizontal tail to dampen the highly sensible pitch axis and give more longitudinal stability:

Unten die Polare des abgebildeten veränderten Entwurfs:

Below the polar of the BWB with vertical and horizontal tail:

A possible ultralight would look like the one shown in the picture (x-plane-simulation). 

Als problematisch wird erachtet, dass die von Hause aus geringe Leistung der symmetrischen NACA Profile (geringes maximale L/D) deutlich dadurch verschlechtert wird, dass das Rumpfprofil mit 30% Dicke einen sehr geringen Auftriebsanstieg bei sehr geringem maximalen Auftriebs-, aber hohem Widerstandsbeiwert liefert. Es erschien daher sinnvoll, das zunächst recht breit gehaltene Mittelstück des Flügels so zu verkleinern, dass das Cockpitdach mit 0,5 m und der Kabinenbereich insgesamt mit 1,3 m Breite resultierte. Die Seitenflächen dieser Kabine überführen also das 30% Profil in das 12% Profil. Die Flügelfläche betrug nach dieser Maßnahme bei gleicher Spannweite 15,8 m^2 bei einer Streckung von 2,5. Die theoretische Gleitleistung stieg mit dieser Maßnahme auf ein Verhältnis von 20 zu 1 - siehe Graphik unten.

The performance of the symmetric airfoils is weak and becomes much weaker if thickened up to 30 % to give a sitting pilot enough space. It seemed wise to diminuish the width of the cabins "roof" to about 0,5 m, but to allow the sides of the cabin to show an angle of about 30° to maintain the lifting function.  Sides are formed by the same airfoil as the wing, just thickened up. The wingarea resulted with this modification 15,8 m^2 with an aspect ratio of 2,5.  The polars below shows that the theoretical glideratio increases to a ratio (L/D) of about 20 - graphic below.  

Unten: In einem weiteren Schritt wurde die neue gefundene Auslegung wieder in das Simulationsprogramm X-Plane übertragen. Dabei wurde die Tragfläche dieses Mal in die maximal mögliche Zahl von Flügelelementen (20) aufgeteilt, um eine Übereinstimmung mit dem Vortex-lattice-Programm von Frank Ranis zu erhalten, das zur Auslegung benutzt wurde.

Below: In a next step the recalculated design was transferred to x-plane-software again, in order to simulate the flight and its characteristics. The max. number of wing elements as given in the vortex-lattice-software (20) was transferred to the x-plane-model.

Die Simulation zeigte keine Probleme, aber x-plane rechnet selbstverständlich auch all jene Widerstände mit ein, die bei einer theoretischen Betrachtung des reinen BWB (des Rumpfflügels) aussen vor bleiben. Unten das x-plane-Modell. Es zeigte sich, dass die Leistung des Entwurfs für ein bemanntes Flugzeug aufgrund der geringen Streckung zu gering sein würde. Ein kleines Modell zeigte zudem, dass das Seitenleitwerk das Taumeln dieses Entwurfs nicht immer ganz vermeiden kann.

The simulation showed no problems, but x-plane showed, that the additional parasitic drag by undercarriage and drive etc. would give a craft with low performance. A little modell showed, that the additinal vertical fin cannot give a guarantee, that the tumbling, which seems to be typical for crafts with a parbolic shape of the leading edge of a low aspect ratio wing, will not appear again. Below the used x-plane-modell.

In einem nächsten Schritt wurde daher die Streckung des BWB von 2,5 auf 3,1 erhöht, indem die Tiefen aller Profilschnitte auf 75% reduziert wurden, wobei die Anströmkante ihre gegebene Form beihielt. Die Fläche des Flügels reduzierte sich dadurch von knapp 16 m^2 auf 12,7  m^2. Das Leitwerk wurde beibehalten. Unten ein Vergleich:

In a next step the aspect ratio of the blended-body-wing was increased from 2,5 to 3,1 by reducing the depth of the wing to 75% with remaining the shape of the former leading edge . A comparison is shown below:

Die Polaren unten zeigen, dass die Leistung des Flugzeugs mit der verbessteren Streckung um etwa eine Gleitzahl auf knapp 23 ohne parasitären Widerständen (wie Fahrwerk etc.) angestiegen ist. Die pink Polare zeigt das Flugzeug mit parasitärem Widerstand, wobei dieser hilfsweise durch eine Fläche von 0,1 m^2 angenommen wird, die einen Widerstandsbeiwert von 0,7 aufweist. Der parasitäre Widerstand, der mit der Geschwindigkeit quadratisch ansteigt reduziert die Leistung deutlich.

The polar below demonstrates, that the performance (E = L/D) of the BWB with the better aspect ratio increased to about 23 without and 15 with calculated parasitic drag (gear etc).

Nachfolgend wurde das BWB-Modell im x-plane-Simulator erprobt und erwies sich als ausserordentlich flugstabil und leicht steuerbar bei ausgezeichneter Autostabilität in Thermik und Boen.  Als Antrieb wurde versuchsweise eine 22 kW Einheit vorgesehen. Hier einige Impressionen:  https://youtu.be/JrQH7R1RB6c  Das Flugzeug zeigt eine völlig andere Charakteristik als es eine Deltakonfiguration oder deltaähnliche Konfiguration zeigen würde, insbesondere sind die Gleitleistungen wesentlich besser und das Verhalten am Boden ähnelt dem einer klassischen Taildragger-Konfiguration. (Das eckige Rumpfprofil ist die Folge davon, dass x-plane in der Abbildung ohne "Blender" nur wenige Punkte nutzt, um ein Profil darzustellen.)  Unten einige Photos zu diesem Modell, darunter auch eine Ausführung mit V-Leitwerk, die jedoch mehr Fragen aufwarf als Antworten gab.

After all these modifications the BWB-ultralight was flown and tested in the X-plane-simulator and I can say, today it is the most stable, foregiving and easy to fly ultralight I ever tested in the sim.  Here you can see some impressions of the plane, powered with a 24 kW electric drive : https://youtu.be/JrQH7R1RB6c The behaviour of the craft has nothing to do with the behaviour of a delta-configuration and glide performance is much better. The behaviour at gound is that of a classical configuration with the idiosynkrasies of a taildragger. (The "corny" fuselage airfoil just shows 8 points of the real airfoils - no blender is used.) Below some Photos of the modell, one with v-empenage, which puts many question and give much less answers.

In einem weiteren Schritt wurde der Flügel des oben gezeigten BWB noch einmal überarbeitet und erhielt etwas mehr Spannweite und Streckung. Und um ein Taumeln um die Längsachse sicher auszuschließen wurde die Flügel enden nach unten gezogen, sodass sie auch verhindern, dass der Flügel Bodenkontakt bekommt, wenn der Pilot vergisst die Seitenstützen zur Landung auszufahren. Weitere kleinere Verbesserungen führten dann letztlich zu einem BWB-Ultraleicht-Flugzeug, wie es die folgenden Screenshots aus der Simulation zeigen.

In some next steps the wing of the BWB-ultralight-craft was revised, got a bit mor span and aspect ratio.  In oder to avoid a tumbling, the wing got 45 dregree tips which also can avoid, that the wing gets cvontact to the ground if the pilot does not pull down the little wheels near the wing tips.

Unten die Polaren dieser Auslegung ohne parasitäre Widerstände (türkis) und mit diesen Widerständen (pink). Die Leistung dieses BWB würde nun für ein Ultraleicht in einem günstigen Bereich liegen, auch wenn noch Widerstände hinzukommen sollten, die in der Theorie keine Berücksichtigung fanden. Etwa Interfernzwiderstände am Übergang Flügelmitte zu Flügelseite. Die Polare mit parasitärem Widerstand wurde durch die Funktion des Höhenleitwerks erzeugt, um sicherzustellen, dass das Flugzeug die geforderten Flugzustände auch erreichen kann.

Below the polars of this modified blended wing body without (turquois) and with parasitic drag (pink). The performance would be will for a little bwb-ulralight. The pink polar was gerated by using the elevator function. 

Unten der Verlauf der Koeffizienten des Rückstellmoments um den Schwerpunkt über dem Anstellwinkel für die kleinste sinnvolle Einstellwinkeldifferenz des Höhenleitwerks zum Flügel von -1,5 Grad. Der Verlauf ist sinnrichtig und die erreichten Beiwerte sind ausreichend groß. Die Gleichgewichtsgeschwindigkeit wird mit einem Anstellwinkel von 2,4 Grad resp. einem Auftriebsbeiwert von 0,20 erreicht,  Gleichgewichtsgeschwindigkeit 130 km/h. Mit einer größeren Einstellwinkeldifferenz kann diese Gleichgewichtsgeschwindigkeit abgesenkt werden. Die Unstetigkeit im Verlauf der rückdrehenden Momente (Beiwerte) reflektieren die Unstetigkeit im Polarenverlauf des 30% Rumpfprofils und sind unkritisch.

Below the graph of the backturning moments (Coefficients) over the ange of attack for an angle of incidence of the horizontal tail of -1,5 degree, which might range to -3,0 degree to diminuish the speed of equilibrity. The graph shows a light unsteadiness due to the unsteady polar of the relatively thick aifoils in the middlesection of the wing, which is not critical.  

Unten eine Draufsicht auf die aktuelle Auslegung.

Below a view from top on the the actual design.

Um die x-plane-Simulation hinsichtlich der Leistung des Flugzeugs sinnvoll bewerten zu können, wurde in den Flügelrumpf zusätzlich ein konventioneller Rumpf  samt den zugehörigen Reibungs- und Druckwiderständen von Seiten- und Frontfläche eingefügt. Da dieser virteulle Rumpf innerhalb der Profile liegt, die im Falle des NACA 0030 und dessen Strak einen eigenen Widerstand erzeugen, konnte der Widerstandbeiwert für den Rumpf mit 0,07 statt 0,01 für einen abgerundeten Rumpf mittlerer Güte angenommen werden. Unten der virtuelle Rumpf, er ist 3,24 m lang und 0,66 m breit und füllt den Mittelteil des Flugzeuges aus.

In order to evaluate the truth of the x-plane-simulation regarding the glideperformance  a virtuell fuselage with its drags was intergrated in the middle of the blended-wing-body-design. Cw was 0,07 instead 0f 0,1 for a fuselage of everage sleekness. Below thiss fuselage, which is about 3,24 m long, 0,66 m wide and about 0,95 m high:

Mit diesem Rumpf als Zusatzwiderstand erreichte das BWB-Ultraleicht im antriebslosen Gleitflug in der x-plane-simulation eine Gleitzahl von 13 bei einer Geschwindigkeit von 120 km/h. Schlechter sollte ein Original in der Leistung nicht sein. Ohne den virtuellen Rumpf errechnet  x-plane eine Gleitzahl von 16 bei 150 km/h. In einem nächsten Schritt lautete die Frage natürlich, wie sich die Leistung des Flugzeugs einstellen würde, wenn man die "dicken" Rumpfprofile NACA 0030 des BWB ersetzen würde durch die Flügelprofile NACA 0012 und einen klassischen Rumpf mit einem Widerstandsbeiwert von 0,1 vorsehen würde. Das Flugzeug unten (x-plane) zeigt die Veränderung.

Using the x-plane-simulation the bwb-ultralight demonstrated an L/D of 13 (engine out) at a speed of 120 km/h, without the virtual fuselage L/D resulted to 16 at a speed of 150 km/h, which is near the values of the vortex lattice software with an added parasitic drag, developed by an area of 0,1 m^2 with a cw of 0,7 for the undercarriage etc.  In a next step the question was, what if the relatively thick fuselage airfoils NACA 0030 were substituted by the wing airfoils NACA 0012 and if a typical slender fuselage with a coefficient of drag of 0,1 would be taken into account. The aircraft below (x-plane) shows the changes.

Unten: Die Vortex-lattice-software zeigt, dass der Flügel mit dem durchgehend verwendeten Flügelprofil NACA 0012 (wing NACA 0012) ein Auftriebs-/Widerstandsverhältnis E (Gleitverhältnis) von knapp 26 erreicht, während der Flügel mit dem Rumpfprofil NACA 0030 (wing NACA 0030 0012) nur ein Gleitverhältnis von 22,8 erreicht. Berücksichtigt man aber für den BWB-Rumpfflügel dessen Zusatzwiderstände (+ additional drag) und für den NACA 0012 Flügel einen externen Rumpf mit dessen Druck-, Reibungs- und Interferenzwiderstand (!) so zeigt sich, dass der BWB-Rumpfflügel dieser klassischen Anordnung um 33 % überlegen ist. Zudem zeigt die klassische Anordnung einen früheren Strömungsabriss (stall) als der BWB-Rumpfflügel.

Below: The vortex-lattice-software shows, that the pure wing with the airfoil NACA 0012 gives the best L/D = E (turqois) of about 26. The  blended wing body using airfoils NACA 0030 and 0012 shows an L/D of 22,5 (pink). But if those wings are considered with the additional drag, the BWB (yellow) shows a performance 33 % better than that of the NACA 0012 wing with an external fuslage and its interference drag. Futhermore the NACA 0012 wing will stall earlier. 

Ein weiterer Test-Schritt bestand darin, die relative Dicke des Flügelrumpfes zu verringern, um einen minimalen Gesamtwiderstand zu erreichen. Bei dem bisher besprochenen Design betrug die relative Flügeldicke 30% der örtlichen Flügeldicke, entsprechend dem verwendeten symmetrischen Profil NACA 0030. Vergleicht man die Profilpolaren von NACA 0030 und NACA 0025 so wird deutlich, dass der Vorteil der geringeren Profildicke des Rumpfes den Nachteil einer größeren Profiltiefe mehr als ausgleicht, denn die Leistung des 25% Profils (cl/cd) ist rund doppelt so hoch wie für das 30% Profil. Zusätzlich wird der Polarenverlauf gleichmäßiger und verliert seine, der großen Profilhöhe geschuldeten Besonderheiten. Die Flügeltiefe wird bei Verwendung des 25% Profils dann alleine von der Sitzgröße des Piloten im Schwerpunktbereich bestimmt.

 Kurz gesagt: Die Verwendung eines Profils von 25% Profilhöhe = Dicke setzt eine bei dem gezeigten Design Profiltiefe von 4,1 m voraus. Unten zunächst der Profilvergleich:

A further test-step was to reduce the relative thickness of the fuselagepart of the wing, using NACA 0025 instead of NACA 0030 airfoil. Using the NACA 0025 airfoils means, that the middle part of the wing has to show a length of 4,1 m in order to get a highth of abot 1,0 m in the region where the pilot has to find its place. The polars below show, that the NACA 0025 airfoils shows not only a better performance but also not the idiosyncrasies of a very thick airfoil, regarding the steadyness of the curves. 

Ein erster Entwurf mit dem NACA 25% Profil für den Mittelbereich = Rumpf des Flügels sah aus wie unten.

A first solution with the NACA 25% airfoils for the middle section of the wing looked like below.

Aber / But:

Viele BWB-Projekte, Blended-Wing-Body-Projekte, bei denen der Mittelteil eines meist deutlich gepfeilten Flügels den Rumpf bildete, scheiterten in der Vergangenheit an einem nicht beherrschbaren Flugverhalten, wenn diese Flugzeuge unsymmetrisch angeströmt wurden, etwa bei sehr geringen Fluggeschwindigkeiten und Seitenwind bei Start und Landung, oder bei einem unkoordinierten Kurvenflug oder bei dem Versuch zu slippen. Die Ursache dieser teils fatalen Erfahrungen stellt sich meines Erachtens wie folgt dar:

Der Auftrieb, den Flugzeuge mittels Tragflächen erzielen, lässt sich in einem mathematischen Modell als die Überlagerung einer Tangentialströmung mit einem Wirbelsystem verstehen, das von der Tragfläche präsentiert wird und bei dem diese Überlagerung von Tangentialströmung und Wirbel die Geschwindigkeitsverhältnisse (und damit auch die Druckverhältnisse) an einer Tragfläche abbildet. Dadurch dass der gebundene Wirbel am Ende der Tragflächen abknicken kann, erhält man zuden den typischen Nachlauf einer Tragfläche. Im einfachsten und idealisierten Fall.

Stellen sich aber für ein Flugzeug, für dessen Tragfläche, Verhältnisse der Umströmung ein, die nicht mehr mit diesem Modell eines Wirbels, der von einer Tangentialströmung überlagert wird, abgebildet werden kann, so versagt nicht etwa nur das Modell, sondern es kommt auch für die Tragfläche zu Geschwindigkeits- und Druckverhältnissen, die nicht mehr auf eine profilierte Tragfläche zurückgeführt werden können. Dies ist vor allen Dingen dann zu befürchten, wenn ein Flügel von geringer Streckung nur bei symmetrischer Anströmung ein Nebeneinander definierter Profilschnitte zeigt, diese Struktur aber vollständig verliert, wenn er schräg angeströmt wird und wenn sich bei einem BWB dann der Rumpfteil des Flügels als entartende Verformung der Profilschnitte präsentiert.

Es bilden sich dann Geschwindigkeit- und Druckverhältnisse aus, die für einen flachen Körper mit gewellter Oberfläche gelten und es kommt zu einem Verlust des errechneten Druck- und Neutralpunktes des Flugzeugs, womit auch der Schwerpunkt nicht in der Lage ist, sinnvoll rückführende Momente zu einer Störung sicherzustellen. Das BWB zeigt dann unter unsymmetrischer Anströmung einen völligen Verlust von Stabilität und Steuerbarkeit. So zum Beispiel geschehen bei einem europäischen BWB, der als Modell sehr gut flog und bei seiner bemannten Ausführung bei einem ersten Starversuch bei Seitenwind unkontrollierbar abhob und sich selbst zerstörte.

Diese Gefahr besteht auch für die bisher gezeigten Entwürfe, ohne dass die vortex-lattice-Software, die mit der thin-airfoil-Theorie arbeitet, oder dass eine Simulation mit X-Plane diesen Fehler vorab entdecken könnten. Will man diesen Fehler vermeiden, bietet es sich an, eine symmetrische Anströmung auch bei Schräganblasung zu erzwingen, indem man den Flügel durch Vortilons ergänzt, die bei größeren Anstellwinkeln wie unsichtbare "Zäune" in Profilrichtung wirken und die Querströmungen über einen gepfeilten Flügel deutlich mindern können. Zudem sollte man für den Rumpf des BWB einen Blick in die Natur werfen, die gelegentlich vor einem ähnlichen Problem stand und dafür eine bewährte Lösung fand:

Some BWB projects - blended wing body projets - failed, often fatal, if the low aspect ratio bodywing or wingbody was flown relatively slow and with "nose out of the wind". This causes a non symmetrical flow  over the top- and downside of the wing, which causes coandalift and drag with moving centers of pression. Under those conditions - landing, slipping, uncoordinated curves - low aspect ratio BWB might lose its stabilty and steerability completly. This might also become true for the shown BWB-design on my site. To avoid this real danger, which cannot be shown by usual simulations and most often also not by a modell, one can use some vortilons for the swept wing which work like invisible "fences" at hiher angles of attack and avoid a drift of the flow inwards and outwards. For the critical fuselage section oft a BWB  a prooven hint is found looking at "mother nature" - below:   

 Das Bild zeigt die Oberseite (angedeutet auch die Unterseite) des Rumpfes des Gelbflossen-Thunfischs, der als Fisch seine Flosse seitwärts schlägt, um Vortrieb zu erhalten. Dabei würde der gesamte hintere Rumpf wechselweise seitwärts umströmt und würde nachteilgen Widerstand aus Wirbelschleppen und auch Auftrieb produzieren. Die gezeigten kleinen Flügel sorgen als Wirbelerzeuger ( vortex generator) dafür, dass die Strömung nicht seitwärts über den Rumpfkörper verläuft. Und genau diese Möglichkeit kann man auch bei dem hier gezeigten BWB nutzen, wenn man das bisher gezeigte Rumpfmittelteil mit solchen Wirbelerregern an seinen Kanten ausstattete oder auch den Rumpf, so wie unten gezeigt, neu auslegt und im vorderen Bereich mit mittig angeordneten Wirbelerregern ausstattet, die eine Querströmung über diesen Teil des Flügels vermeiden helfen.

  The picture shows the top side (and a bit from the underside) of a yellowfin tuna(fish), which propells itself forward by moving the doubled tailfin sideways. The rear part of the tunas body would therefore show a non symmetrical stream sidewards over and under the the top and bottom sides, which would cause additional drag and lift and big vortices, leaving the body. The little "wings" on the top and downside of this body act like vortex generators, which hinder such a flow over the body by little and renewed vortices in line. This solution can also be used for a blended wing body. The medium part of the BWB shown so far could be equipped with similar vortex generators at its "corners" oder the middel part could be designed as shown below and could be equipped with vortex generators in line in the front part:    

Mit der neuen Auslegung, die untere anderem einen deutlich verlängerten Mittelschnitt der Fläche zeigt,  resultiert die tragende Fläche (ohne Höhenleitwerk) auf 13,4 m^2, die Streckung resultiert zu 3,3.  Eine Analyse der neuen Grundform mit der v-l-Software von Frank Ranis zeigt folgendes Ergebnis. Oben das Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand = L/D = E = Gleitzahl ohne zuätzliche parasitäre Widerstände, darunter E über dem Auftriebsbeiwert. Diese Polare zeigt, dass ein optimales Gleiten des kompletten Flugzeugs bei einem Auftriebsbeiwert von 0,275 erreicht wird.

The craft with a new and longer middle part (fuselage) of the wing now shows a lifting wingarea of 13,4 m^2, aspect ratio ist about 3,3. An analysis oft this new design with the v-l-software (Frank Ranis) is shown in the polars below. First L/D = E over speed, below E over cL, with and without addiotional parasitic drag. Best glide of the complete craft will be shown at a coefficient of lift for the BWB of 0,275:

Unten eine Ansicht des entsprechenden x-plane-Modells. Die vortex generators und vortilons sind nicht darstellbar/rechenbar in diesem Modell.

Below the look of the new design, vortex generators and vortilons are not possible in this simulation:

Einige Impressionen, wie solch ein Flugzeug im Flug aussieht, wie es stallt etc. finden sich auf diesem Youtube-video.

Some Impressions:  Youtube-video.

Während ich einige einfache Handskizzen zu möglichen Bauweisen des Flugzeuges machte, erinnerte ich mich an den Hinweis eines Luftfahrt-Ingenieurs, der die Horten-Entwicklung (Nurflügel des 2. Weltkriegs) noch kannte und der mir damals sagte, dass der Übergang vom Flügel zum Rumpfteil den gleichen Profiltyp (strakend) wie der Flügel und der Rumpf aufweisen aber leicht hohl geschnitten sein sollte, um eine Seitwärtsdrift der Umströmung bestmöglich zu vermeiden. Ebenfalls nachteilig sollte dann aber auch die oben gezeigte Verlängerung des mittleren Flügelteils nach vorne sein, da diese eine solche Drift der Strömung seitwärts geradezu provoziert. Also bin ich zum älteren Verlauf der Anströmkante zurückgekehrt und habe den Mittelteil des Flügels wieder auf 3,5 m Länge gekürzt (trotz des verwendeten flacheren Profils), was aber das Vorsehen eines wannenartigen Rumpfteils vorne unter dem Flügel notwendig machte, um den Piloten unterbringen zu können. Das Resultat ist unten abgebildet, allerdings ohne die Wirbelerzeuge, die ich an den Kanten des "Rumpfdaches" immer noch vorsehen wurde:  

Drawing some skteches by hand  I remembered the talk with an old german aircraft engineer, meanwhile passed away, who told me, that the transition from wing to body regarding the famous Horten Nurfluegel had shown, that this section should show the same type of airfoil like the wing (just another thickness) and should be a bit hollow in order to prevent the flow to drift sideways. Vortex generators should be placed at the sides of the "rooftop" as well. This in mind and some handmade sketches of pilots placed in the wing at the right position I found, that it might be the best solution, to shorten the middle section of the wing, but to come back to the first solution with a evenly leading edge curve and to design a  tublike fuselage element beneath the middle  wingsection. The results of this considerations are shown below. 

Parallel zu den genannten Änderungen am Mittelteil des Flügels, die auch die Sicht deutlich verbessert, und der Einfügung einer Rumpfwanne, die den Piloten tiefer sitzen und den Schwerpunkt etwas tiefer resultieren lässt, wurde die V-Form des Flügels und des Höhenleitwerks ohne Nachteile auf 0 Grad gesetzt. Die Rumpfwanne soll den Pilot zusätzlich passiv schützen und Angriffspunkte für Fahrwerk, Sitz und Elektroantrieb bereitstellen. In der Simulation zeigte diese Ausführung keine Nachteile gegenüber den vorhergehenden Konfigurationen, auch wenn die Rumpfwanne einen Zustatzwiderstand mit sich bringen wird, der nur zum Teil von der geringeren Profilhöhe des Flügelmittelteils ausgeglichen wird. Der Flügel wurde in der Mitte so gekürzt, dass die Ruderfläche des Seitenleitwerks nicht mehr über dem Flügel plaziert ist.

Man hat den Eindruck: So langsam wird's.

Parallel to the said design-changes, which give a better pilotsview as well as a deeper CG the positive dihedral of wing and horizontal tail was reduced to 0° (deeper located CG). The tub-like additional part below the wing will give "hard points" to fix the seat, the empenage and the electical engine in the wing-structure.  The middle part of the wing was shortened in a way that the rudder area protrudes the trailing edge of the wing. All in all:

Meanwhile it looks well despite the big, but relatively little wing.

to be continued ...

Vorläufige Schlussfolgerung / Some first conclusions

Das blended wing body Konzept kann im Bereich der Ultraleichtflugzeuge zu einem sehr kleinen Flugzeug mit nur 6,6 m Spannweite bei über 13 m^2 tragender Fläche bei einer Abflugmasse von 240 kg führen, das über ein konventionelles Höhenleitwerk und Seitenleitwerk stabilisiert und über Quer-/ Höhen und Seitenruder konventionell gesteuert wird. Die geringe Streckung von 3,3 führt trotz der geringen spezifischen Flächenbelastung von 18 kg/m^2 zu geringen g-Beschleunigungen des Flugzeugs und des Piloten in turbulenten Verhältnissen. Womit eines der Hauptprobleme sehr leichter Ultraleicht-Flugzeuge, die typischerweise nur in den Morgen- und Abendstunden geflogen werden können, entschärft wird. Die niedrige Flächenbelastung führt bei ausreichender Schränkung des Flügels dazu, dass die örtlich möglichen Auftriebsbeiwerte trotz Verwendung sehr konsevativer symmetrischer Profile im Langsamflug nicht überschritten wird. Das Flugzeug stallt symmetrisch, daher harmlosen und geht in einen steuerbaren Sackflug über, wie er sonst für gut ausgelegte Boxwing-Konfigurationen typisch ist. Die Gleitleistung (E = L/D) wird für dieses Flugzeuge gleichwohl vergleichsweiser hoch (zwischen 13 und 16) liegen können, je nachdem wie gut es gelingt, die Strömung im Mittenbereich ("Rumpf") in der Längsachse zu halten.

 Findet man eine Möglichkeit, die Rippen des BWB-Ultraleichts sehr leicht und schnell zu bauen und mit flächigem Material leicht zu beplanken, so könnte dieses Flugzeug ein schnell und preiswert zu bauendes Elektroflugzeug (mit Solarpanels) darstellen, das überdurchschttlich gute Flugleistungen mit einfacher und sicherer Handhabung verbindet und das dem Piloten durch das integrierte Cockpit einen guten passiven Schutz bieten kann. Die notwendigen Akkumulatoren können schwerpunktneutral im Flügel am Holm untergebracht werden. Der Holm kann im Mittenbereich (Rumpf) so gespreizt werden, dass sich eine sinnvoll passisch schützende Strukur ohne größere zusätzliche Massen ergibt. Wird die Bauweise so standardisiert, wie ich es für den Sunny-Boxwing in einer anderen, hier nicht möglichen Bauweise zeigen konnte, sollte das besprochene Flugzeug das einfachst baubare und zugleich gute Leistungen zeigende Ultraleichtflugzeug mit sehr reduzierten Abmessungen sein.

2021: Es gibt einige Hinweise darauf, dass ein gerundeter Übergang der Tragflächen zu einem Rumpf = blended wing body = erhebliche Probleme mit sich bringen kann. Bei einer Queranströmung beim Start oder bei verschiedenen Manövern kann die Auftriebsverteilung , die einen Flügel kennzeichnet, sich wandeln zu einem Auftrieb, der durch eine gewölbte Oberfläche hervorgerufen wird = Coanda-Auftrieb. Ein Coanda-Auftrieb hat ein stark änderndes Moment und insgesamt nicht voraussehbare Verschiebungen des Druckpunkts zur Folge, womit die Konfiguration die Eigenschaften eines Flugzeugs verlieren und komplett unbeherrschbar werden kann. Der Effekt scheint bei Modellen nicht, bei Flugzeugen in Originalgröße dafür umso stärker aufzutreten. Ich würde heute einen scharfen Flügel-Rumpf-Übergang wählen mit der größeren Lateralfläche über(!) dem Flügel. Begründung: Es gibt in der Simulation keine unbeherrschbarere Konfiguration als einen gepfeilten Flügel (Deltaflügel) mit zu wenig Lateralfläche oberhalb des Flügels - Seitenleitwerke zählen zur Lateralfläche.

2021: Es gibt einige Hinweise darauf, dass ein gerundeter Übergang der Tragflächen zu einem Rumpf = blended wing body = erhebliche Probleme mit sich bringen kann. Bei einer Queranströmung beim Start oder bei verschiedenen Manövern kann die Auftriebsverteilung , die einen Flügel kennzeichnet, sich wandeln zu einem Auftrieb, der durch eine gewölbte Oberfläche hervorgerufen wird = Coanda-Auftrieb.

Ein Coanda-Auftrieb hat ein stark änderndes Moment und insgesamt nicht voraussehbare Verschiebungen des Druckpunkts zur Folge, womit die Konfiguration die Eigenschaften eines Flugzeugs verlieren und komplett unbeherrschbar werden kann. Der Effekt scheint bei Modellen nicht, bei Flugzeugen in Originalgröße dafür umso stärker aufzutreten.

Ich würde heute einen scharfen Flügel-Rumpf-Übergang wählen mit der größeren Lateralfläche über(!) dem Flügel. Begründung: Es gibt in der Simulation keine unbeherrschbarere Konfiguration als einen gepfeilten Flügel (Deltaflügel) mit zu wenig Lateralfläche oberhalb des Flügels - Seitenleitwerke zählen zur Lateralfläche. 

The blended-wing-body-concept can be used to design an exceptional ultralight with a take-of-mass of about 240 kg lifted by a wing with 13,3 m^2 area which is stabilized conventional by an empenage. The low aspect ratio of the wing gives low accelerations in gusty conditions whereas the low drag of the blended wing body gives low overall drag, so that a rather good glideratio (L/D)o of about 13 to 16 can be expected. The aircraft will stall very docile and just mush down like a good boxwing design. The use of vortilons seems to be mandatory for this special wing planform as well as the use of special fixes which avoid that the "fuselage part" acts like a usual body.

If there is a possibility to build the ribs of this BWB very light one could think about a leading edge which shows the typical "corners" of a modern sailplane wing at the outside. Those "corners" work like vortilons and the straight part of the leading edge will give the possibility to use sheetmetall for planking or solar panels, because this plane is intended to be driven electrical. Batteries could be stored sideward in the wings at the main spar and will be located sideways the center of gravity. All in all this design could be a promising although there ar open questions regarding the pilots view etc.

2021: There is some evidence that a rounded transition of the wings to a fuselage = blended wing body = can cause significant problems. In the case of a cross-flow during take-off or during various maneuvers, the lift distribution that characterizes a wing can change to a lift caused by a curved surface = Coanda lift. A Coanda lift results in a strongly changing moment and overall unpredictable shifts of the pressure point, whereby the configuration can lose the characteristics of an airplane and become completely uncontrollable. The effect does not seem to occur in models, but it is all the more pronounced in full-size airplanes. Today, I would choose a sharp wing-to-fuselage transition with the larger lateral area above(!) the wing. Reason: There is no more unmanageable configuration in simulation than a swept wing (delta wing) with too little lateral area above the wing - vertical stabilizers count as lateral area.