Teil 1

Part 1

Das Tandemflugzeug

The tandem winged aircraft
 

Die 80er Jahre waren, bezogen auf Flugzeuge, eine Zeit der neuen Ideen und des Aufbruchs. Eine Übersicht aus 4.1987 (InterAVIA) verdeutlicht das.

The 80ies showed many new ideas regarding aircrafts:



Burt Rutan (a) zeigte in den USA schnelle Motor-Entenflugzeuge für den Selbstbau. Der Schweizer Hans Farner hoffte dagegen mit neuen, extrem leichten Segel-Entenflugzeugen die Mikrothermik im Durchflug nutzen zu können. Hall und Warren stellten in den USA rautenartig angeordnete Flügel auf einer Ebene (c und e) vor. Wolkovitch demonstrierte, dass man zwei rautenförmig verbundene Flügeln (i und h) auch vertikal gestaffelt zu dreidiminsionalen Fügelsystemen verbinden kann, zu joined wings. Und schliesslich ging das oft vorgeschlagene, aber nie verwirklichte Tandem mit zwei Flügeln eine dreidimensionale Symbiose mit dem Ringwing ein und schon bald entstand die Vorstellung eines negativ gestaffelten Tandem-Ringwings (d und g).



So gesehen war der von mir 1984 beim Patenamt eingereichte Antrag für ein Ultraleichtflugzeug, das als "Nurflügelellipsenringkonfiguration" den induzierten Widerstand verringern und mit der negativ Staffelung als kurzgekoppeltes Tandem noch kompakter als ein Entenflugzeug sein sollte, nicht nur rechts optimistisch, sondern auch ein typisches Kind seiner Zeit. Unten eine Übersichtszeichnung von 1984.

Below my own idea from 1984 regarding a little powereded an unpowered ultralight:




In einer Drei-Seiten-Ansicht des damaligen Antrags wird deutlicher, wie ich diesen Flügel damals hergeleitet habe. A 3-view:





Die Ansicht unten zeigt, wie ich mir die Auftriebsverteilung - gestrichelt - vorstellte. Guessed distribution of lift:




Heute lässt sich solch ein Flügel problemlos mit einer Vortex-lattice-method-Software rechnen. Unten Auftriebs- und Auftriebsbeiwerteverteilung für diesen 30 Jahre alten Ringflügel, der im Rechenmodell einteilig - als ein durchgehender Umlaufflügel - modelliert wurde.

 Today, 30 years later, we have the possibility to calculate lift, drag, their distribution and moments by a software using the vortex-lattice-modell for the so called closed-wing:



Gelb der abgewickelte Umlaufflügel, lila die Verteilung der Auftriebsbeiwerte, türkis die Zirkulation (Auftriebsverteilung). Der Pfeil oben rechts zeigt die Richtung des Auftriebs an, da bei einem Umlaufflügel die Beiwerte der hinteren Flügels "umgekehrt", negativ erscheinen. Das Stabilitätsmass beträgt oben nur 10%. Bei einer dem entsprechenden Rücklage des Schwerpunktes liefert der hintere Flügelanteil nur noch rund 30% des Gesamtauftriebs. Würde man den Schwerpunkt weiter zurücklegen, um der hinteren Fläche eine höhere Last zuzuweisen, wäre des Flugzeug instabil in der Längsbewegung.

Das ist ein intrinsischer, ein systembedingter Nachteil aller Tandemkonfigurationen von gestern und heute!

Yellow the developed wing, pink distribution of lift coefficients, blue-green the circulation (distribution of lift). The wing produces positive lift also with the rear wing part, this shows the arrow in the right upper corner of the drawing. But more than about 30% cannot be expected, because to achieve more than those 30% the CG has to have a position behind the neutral point, which gives instability. This is an intrinsic drawback of all tandem configurations from yesterday till today - often not seen.
 
Mit den oben gezeigten "kleinen Segelfugzeugrümpfen" würde das der Ringflügel bei 6,3 m Spannweite und 10 qm Flügelfläche bei einem MTOW von 230 kg eine optimale Gleitzahl von knapp 14 bei 115 km/h zeigen, wenn momentenarme Profile wie etwa das Naca 23012 (s.u.) verwendet werden, das einen maximalen Auftriebsbeiwerte von 1,7 und ein geringes kopflastiges cM0 von -0,01 mitbringt und deshalb prinzipiell für solche Flugzeuge gut geeignet ist. Die Mindestgeschwindigkeit dieses Ringflügels aus den frühen 80ern würde jedoch bei 80 km/h bei einem Gesamt-Ca von knapp 0,8 liegen, da die Auftriebsbeiwerte im Ringbereich sehr begrenzt sind. Der Flügel stallt dort schon bei relativ kleinen Anstellwinkeln.

 Using low-moment-high-lift-airfoils like the Naca 23012 (below) for this wing with the shown fuselages above would give a ratio of lift to drag of about 14 at a speed of 115 km/h, but the possible minimum speed would be about 80 km/h with a max overall lift coefficient of 0,8 due to flow separation in the ringpart of this wing. (Span 6,3 m, wingarea 10 sqm, mass 230 kg)


Ermutigt durch die guten Gleitleistungen wurden danals weitere Modelle gebaut, die insbesondere versuchten, das Enten-Konzept in den Ringflügel zu integrieren. Man sieht den harten Sprung in der unteren Fläche.

Encouraged by the good gliding performance more wingwings were built, most of them tried to combine the ringwing an the canard-concept. One can see the hard junction in the swept back down wing. 




Unten ein solches Modell mit integriertem Canard vor dem Erstflug, daneben eine 2,4 m Version am Hang. Diese Modelle erzielten sehr gute Gleitleistungen, nachdem ich gelernt hatte, dass der Schwerpunkt weiter vorne liegen musste als gedacht. Unter den Photos eine Zeichnung, die zeigt, dass ein Canard-Ringwing gegenüber einem Canard deutliche Vorteile in Abmessung und Kompaktheit aufweist.

Below one of the canard-ringwing-models in my hand, which had spans from 1,2 to 2,8 m. The drawing below the photos show, that a canard-ringwing can distribute the same wingarea but much more little dimensions. 





Unten einer der vielen Versuche, die ich unternommen habe, um eine sinnvolle Steuerung um die Roll- und Hochachse zu erreichen. Gezeigt sind hier negativ aufklappende Splitflaps. Es funktionierte - ein bißchen.

Below: One of the many attempts that I have made in order to achieve a reasonable control of the roll- and yaw axes. Shown here are negative splitflaps, which produce negative lift as well as drag. This worked - a bit.


 





Unten: Obwohl diese Ringflügel sehr kurz gestaffelt waren, zeigten alle generell eine gute Stabilität um die Nickachse, aber auch ein damals noch nicht erklärbares plötzliches Nicken um die Querachse trat gelegentlich auf. Siehe zu diesen und anderen Problemen der Ringwings und einer möglichen heutigen Lösung meine überarbeitete Seite (6.2016) Ringwing-Ellipse.



 Although those ringwings have been extremely short coupled they showed good longitudinal stability and somtimes a sudden short pitch down, which seemed to be mysterious. This problem and others could find a solution with the help of the nowadays software. See  6.2016) Ringwing-Ellipse






Ein frühes Video aus den 80ern, das die guten Gleiteigenschaften der Ringwings zeigte, wurde mir leider auf einer Messe in Friedrichshafen Anfang der 90er gestohlen. Falls es irgendwo auftaucht, bei youtube z.B., bitte ich um eine Nachricht. Man erkennt das Video daran, dass ein langer Flug des Ringflügels vom Hang gezeigt wird und wenn das Modell endlich auf einer Wiese landet, fährt die Kamera den Zoom zurück und das Flugzeug ist praktisch nicht mehr erkennbar, so weit ist es weg. Der Mann an der Fernsteuerung hatte weit bessere Augen als ich. schulz-hoos@online.de).

 An early video showing the extraordinary gliding-performance of those wings was stolen on a fair in Germany in the 90ies. If it comes up in youtube or elsewhere - please give me a short note.)



Mit einem dieser gut fliegenden Modelle wurde ich damals auch bei der RWTH Aachen vorstellig und erhielt von Dr. A. Nastase eine Stellungnahme, die mir aber nur die sinnvolle mechanische Auslegung bescheinigen konnte, denn über die Aerodynamik solcher Konfigurationen wollte die Professorin verständlicherweise nicht spekulieren. 




Insgesamt waren meine Versuche mit den Ringflügeln in den 80er Jahren erfolgreich und lehrreich, aber sie waren viel zu früh, um einige typische Probleme des Tandem als Ringwing oder als Boxwing erkennen und sinnvoll beseitigen zu können. Aus diesem Grunde wurden auch manntragende Tandemflugzeuge nie zur Reife entwickelt. Unten gehe ich auf einige dieser Probleme näher ein.

My trials with the ringwings in the 80ies showed some good results and I learned a lot, but without the nowadays software it was not possible to avoid some typical tandem-problems. A typical problem is shown below.

  

Systembedingte Probleme des Tandemflugzeugs.
Intrinsic problems of the tandem winged aircrafts and ringwings.


Als problematisch erwiesen sich in meinen Versuchen neben der Steuerbarkeit der Ringwings, die außerordentlich problemtisch war, auch der maximal erreichbare Auftriebsbeiwert.Warum der maximale Auftriebsbeiwert des Tandems kaum über ein Ca von 0,95 zu bringen ist, während eine Normalkonfiguration problemlos ein Gesamt-Ca von 1,3 erreicht, kann folgende Darstellung unten zeigen.

Although gliding was well, achieveable minimum speed (coefficient of lift of the craft) and roll-control showed so many problems, that I never built a man-carrying craft. The problem with minimum speed, which is typical for a tandemcraft, is dicussed now:


Unten ist ein einfaches Tandemsystem mit gleichen Flächen (6,0 x 1,0 m) gezeigt.

(Translation below this part)



Hellgrün eingezeichnet ist jenes Zentrum bei 25 % der Flügeltiefen, an dem das jeweilige Moment des Flügels (es ist profilabhängig) bei Veränderung des Anstellwinkels für mäßige Anstellwinkel als konstant angenommen werden kann - der Neutralpunkt der Flächen.

Rot (XN) eingezeichnet ist der Neutralpunkt des Systems, an dem bei einer kleinen Anstellwinkeländerung eine veränderte Auftriebskraft auftritt, aber kein zusätzliches Moment am System entsteht.

Dunkelgrün (XS) ist der Schwerpunkt dieses Tandemsystems eingezeichnet. Fliegbar sind bei Flugzeugen nur Schwerpunkte, die vor dem Neutralpunkt des Systems liegen. Um wieviel, das gibt die sogenannte Stabilitätsmarge an, die als Distanz Schwerpunkt zu Neutralpunkt als Bruchteil der mittleren aerodynamischen Flächentiefe beider Flügel angegeben wird. Im Beispiel beträgt die Vorlage des Schwerpunkts 13 %.

Nur mit einer ausreichenden Stabilitätsmarge (Position des Schwerpunkts vor dem Neutralpunkt) resultiert Längsstabilität, denn nur mit einer ausreichenden Stabilitätsmarge erhalten die im Neutralpunkt des Systems angreifende Kräfte einen Hebelarm um den Schwerpunkt und es entstehen Momente (Kraft mal Hebelarm), die das System bei Störungen sinnvoll in die Anströmung oder/und in die Indifferenzlage und die dazugehörige Gleichgewichtsgeschwindigkeit selbsttätig zurückführen.

Grau eingezeichnet ist noch der Flächenmassenschwerpunkt, also der Punkt, an dem man sich die Massen der Tandemflächen in einem Punkt vereinigt denken kann. Dieser Flügelmassenschwerpunkt (grau) liegt bei langgekoppelten Tandems (horizontaler Abstand der Flächen zueinander grösser als die mittlere Flächentiefe) immer sehr deutlich *hinter* dem Neutralpunkt (rot). Mit Antrieb, Rumpf und Besatzung muss der Schwerpunkt aller Massen aber *vor* dem Neutralpunkt liegen. Dies zu erreichen, ist bei einem Tandem weit schwieriger als bei einer klassischen Auslegung!


"Translation"

Shown below is the top view of a simple tandem system with equal wings (6,0 x 1,0 m)



Light green is marked the neutral point of the wing at usual 25% of the wing depth, at wich the moment of the wing (tilting it up or down - this is depending on the used aifoil) can be assumed to be constant when changing the angle of attack is restricted to small angles of attack.

Red (XN) is marked the neutral point of the system, at which positive (or negative) lift occurs without changing the moment of the system, if the small (!) angle of attack is changed.

Dark green (XS)  the wished Center of Gravity (CG) of this tandem system. Only CGs which lie forward of the neutral point of the system are flyable. The distance between NeutralPoint and CG is expressed by a so-called stability margin, usual measured as a fraction of the medium depth of both wings. In the example a stabilitymargin of 13% is shown. Only with a sufficient stability margin a sufficient longitudinal stability is possible. The craft turns back to safe angles and speeds in changing conditions by itself.

Grey is marked a point where one would find the center of the masses of two uniform wings. This point usually is well behind the neutral point of a tandem-configuration. And it is a challenge to get the center of gravity of the whole tandem forward the neutral point without using additional masses.

(translation of the next picture below)


Unten: Die Skizze zeigt für das Beispiel-Tandemflugzeug mit momentenarmen NACA 23012 Profilen eine Schwerpunktlage, bei der beide Flächen einen maximalen Auftrieb liefern. Anhand der eingezeichneten Hebelarme erkennt man, dass die vordere Fläche 68% des Gesamtauftriebs und die hintere 32% des Gesamtauftriebs liefert. Ein Verhältnis von 50 : 50 ist aus Prinzip nicht erreichbar, weil dann der Schwerpunkt hinter dem Neutralpunkt des Systems liegen würde = Instabilität! Das nur mit Mühe und geringer Stabilität erreichbare Optimum (schwer fliegbar) liegt bei einem Verhältnis von 60 : 40. Tatsächlich lässt sich zeigen, dass Tandemflugzeuge ihre beste Leistung dann erbringen, wenn die hintere Fläche nur bei Start und Landung voll tragend wird und für den Reiseflug schwach tragend ausgelegt wird.

Man kann diese Verhältnisse für Tandems mit tragender hinterer Fläche, die sich in der Regel bei 70 : 30 (oft auch nur 80 : 20) für ein stabil fliegendes Tandem einstellen, auch nicht durch unterschiedliche Flächengrössen vermeiden, denn es ist nicht etwa der absolute Auftrieb, der für die vordere Fläche höher ausfallen muss, sondern es ist der spezifische Auftrieb - der Auftrieb pro Flächeneinheit.
Das unten mit Hebelarmen (grau) gezeigte Beispiel ist daher bereits ein Optimum in Sachen Auftriebsverteilung bei einem Tandem, das im Reiseflug mit beiden Flächen Auftrieb erzeugen soll.







Above: The sketch shows a center of gravity and its levers in the system. One recognizes that the front wing delivers 68% of the whole lift and the rear one 32%. A ratio of 50: 50 is not accessible in principle, because the CG would be positioned behind the neutralpoint of the system = instability! The optimum for a tandem with 2 full lifting wings is given (hardly flyable) with a relation of 60: 40. Most often the ratio will be 70 : 30 or even 80 : 20 for a stable flying tandem. One cannot avoid these ratios by altering the wing sizes, because it is not the lift which is expressed by those ratios, but the specific lift - means the lift per area of wing. The front wing is higher loaded. The shown example for a tandem with wings of nearly the same size is already an optimum of wing loading for a tandem winged craft.




Unten: Um das Gesagte an einem bekannten Beispiel zu zeigen, hier eine Drei-Seiten-Ansicht der Quickie - ein kleines, negativ gestaffeltes Tandem von Burt Rutan für den Selbstbau. Unter der Drei-Seiten-Ansicht die Flügel der Quickie im Vortex-Programm von Frank Ranis (Vortex-Lattice-Methode).

Below: As an example the Quickie of Burt Rutan in a 3-view-graphic and  her wings in the Vortex-software of Frank-Ranis (Vortex-Lattice-Methode)

 



 


Laut konservativer Vortex-software, die den Methoden der 80er Jahre weit überlegen ist, ist der oben in der Drei-Seiten-Ansicht eingezeichnete Schwerpunkt bereits der Neutralpunkt, keine Stabilitätsmarge, während der von Vortex ermittelte fliegbare und hier gezeigte Schwerpunkt 13 % Stabilitätsmarge zeigt und dann zu einer maximalen spezifischen Auftriebsverteilung von 62 zu 38 % führt. Benutzte Profile: vorne NLF0115, hinten NACA 23012.

According to Vortex Lattice method, which is much more precise than methods of the 80s, the CG shown in the three-view is already the neutral point. Means: no stability margin, but flyable. While a flyable CG with 13 % stability margin would result in the shown CG and give a load distribution of 62 to 38 . Used airfoils: in front NLF0115, laminar profile with low moment; behind Naca 23012, standard profile with low moment.

 

Angesicht dieser Verhältnisse in der spezifischen Auftriebsverteilung, die mit einem maximal erreichbaren Gesamt-Auftriebsbeiwert von unter 1,0 leider recht hohe Mindest- und Landegeschwindigkeiten mit sich bringt, könnte die Frage aufkommen, ob nicht die Verwendung spezieller Hochauftriebsprofile oder auch von Klappensystemen diese Situation verbessern könnte. Ein gefährlicher Irrtum. Siehe dazu das Beispiel unten:

Regarding the rather fast minimum- and landings speeds of a tandem configuration due to the relatively low maximum lift coefficient < Ca = 1,0  one could decide to use high lift airfoils or flaps to reduce landing speeds. This might be a fatal error. See the next graphics:




 
Oben: Im Beispiel erhielt der vordere Flügel ein klassisches Hochauftriebsprofil ClarkY und der hintere Flügel behielt ein NACA 0012 Profil. Da das Clarky Profil ein kopflastiges Moment mit sich bringt und ein Tandem kein Höhenleitwerk aufweist, das dieses Moment mit Abtrieb kompensieren kann, muss der Schwerpunkt so weit nach vorne gelegt werden, dass ein Verhältnis von 85 : 15 für den spezifischen Auftrieb der Flügel resultiert. Damit geht der Vorteil des Hochausftriebsprofils aber auch der Vorteil von Klappenfunktionen verloren. Würde man auch für den hinteren Flügel ein Hochauftriebsprofil vorsehen (oder eine Klappenfunktion), würden sich die Verhältnisse noch schlechter darstellen und das Programm könnte keinen sicheren Schwerpunkt im System ermitteln.


In the example above the front wing got a Clark-Y airfoil, which has a moderate momentcoefficient of -0,08 but shows good high-lift qualities by a medium drag. The rear wing was equipped with the airfoil Naca 0012 which has zero momentcoefficient. In this case the distance between neutralpoint of the system and CG increases to 74% of the mean aerodynamic chord to ensure good longitudinal stability. The ratio of lift front-/rearwing then comes out at about 85 : 15. Other positions of the CG give no stable longitudinal ballance! This would be worsened if a similar highlift-airfoil or flapfunction would be used in the rearwing too. The software then is not able to show a safe center of gravity in the system!

Eindeutig: Es ist nicht möglich, das höhere kopflastige Moment eines Hochauftriebprofils im vorderen Flügel durch eine Rücklage des Schwerpunkts zu kompensieren, da dann die Stabilitätsmarge viel zu klein wird. Sie liegt bei annähernd Flächengleichen Tandems immer über 10%, besser bei 20 %. Legt man den Schwerpunkt dennoch zurück, lässt sich das Flugzeug zwar von einem geschickten Piloten noch fliegen, es wird aber bei Unaufmerksamkeit eine stabile Rückenfluglage einnehmen und danach gerne auf dem Rücken flach trudeln - kein Recovern möglich.

To say it clear: It ist not possible to compensate the nose down moment of a highlift airfoil in a tandem configuration with a position of the CG more backwards because the stability margin becomes to little, which should be for a tandem of equal wings not under 10 %, better 20 % (classic config. min. 5 %). If the CG is located to the rear - to compensate the moments of the used highlift airfoils or flaps - the craft will be unstable but can still be flown by hand, but the craft will look for a stable flight on its back and perhaps begin to spin on its back - no recover possible!


Dem Ligetti-Stratos (unten), einem sehr frühen Tandem-UL mit Hochleistungsprofilen und Klappenfunktionen in beiden Flügeln, das nie zugelassen wurde, sagen Fachleute, die das Flugzeug kannten, nach, dass es keinerlei Längsstabilität besessen habe, sondern nur von dem Piloten am Knüppel aktiv in der Luft gehalten wurde. The Ligetti-Prototype whith its highlift-airfoils and flaps might have shown such a critical CG.





Vor diesem Hintergrund scheint es verständlich, warum sich bis heute kein annähernd flächengleiches Tandemflugzeug, und schon gar kein langgekoppeltes, am Markt durchsetzen konnte bzw. fertig entwickelt wurde. Eine Ausnahme stellt der Boxwing-Sunny dar, bei dem ein flexibler Flügelverbund wichtige Probleme der Steuerbarkeit löste - unten abgebildet.

Against this background it seems understandable why tandem winged aircraft are exceptions or were never fully developed. Additionally there are some unsolved problems in the roll control. See now the Tandem-Boxwing-Sunny, which solved some important problems of control. Needless to say that I had fortune with this developement.

 

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Hinweis des Autors / Authors note:

Für Tandem-Flugzeugen gilt die allgemeine Regel, dass für Längsstabilität zwischen vor- und nacheilender Fläche eine positive Einstellwinkeldifferenz vorliegen muss - bezogen auf die effektiven Winkel. Eine deutliche Schränkung der vorderen Fläche oder ein Querruderausschlag an dieser Fläche können diese Regel ebenso verletzen wie positive Ausschläge eines Höhenruders an der hinteren, stabilisierenden Fläche. Tandem-Flugzeuge in Originalgrösse reagieren auf eine Verletzung dieser Regel unerwartet mit einem drastischen Abknicken der Flugbahn in den Sturzflug oder mit einer Drehung um die Längsachse, obwohl Modelle dieses Verhalten nicht zeigten. Zum Unterschied zwischen Modell und Original siehe den Hinweis hier.

There is a well known rule of thumb that there must be a positive longitudinal dihedral (effective angles) between wing and stabilizer to achieve longitudianl stability. This rule applies to tandem aircrafts as well. Strong washout of the front wing or a negative aileron deflection at this wing can violate this rule as well as the positive deflection of an elevator at the rear (stabilizing) wing.
Models might show no problem, but tandem winged aircrafts in the original size might show a drastic bend of the flightpath - dive, turning on the back - if this rule is violated. About the difference between models and originals see the note here.