Aircraft design : airfoil and geometry selection

Vertical tail  Horizontal tail 

This lesson covers selecting the airfoil, wing and tail geometries. 

AIRCRAFT

ZEPLİN

HELİCOPTER

UAV

SPACE SHUTTLE

PARACHUTE

WIND TURBINE

ROCKET

RACE

ENGINE

SHIP

SUBMARINE

Navy Ship Propulsion Technologies:   Options for Reducing Oil Use 

Airfoil Selection  SLO

The airfoil affects the

1.44W 2  gSL  2Sc L max TSL 1/ 2

 2(W / S )   cruise speed Vstall     takeoff and landing distances   c  SL L   stall speed  handling qualities (especially near the stall)  overall “aerodynamic efficiency” during all phases of flight.  max

Airfoil Geometry  t 

Angle of  attack 

 

Leading  edge  radius 

The key geometric parameters.  Total airfoil camber is defined as the maximum distance of the mean camber line from the chord line, expressed as percent of the chord. The “airfoil thickness ratio” (t/c) refers to the maximum thickness of the airfoil divided by its chord.

Airfoil Lift and Drag  An airfoil generates lift by changing the velocity of the air passing over and under itself. The airfoil angle of attack causes the air over the top of the wing to travel faster than the air beneath the wing.  

The integrated differences in pressure between top and bottom of the airfoil generate the net lifting force. Note that the upper surface of the wing contributes about two-thirds of the total lift. 

Pressure Coefficient Cp 

P  P 1

2 V  2  

Lift, Drag, and Moment Coefficients

Lift, drag, and moment on an airfoil: l  lift/unit span d  drag/unit span m  moment/unit span

The forces and moment are functions of:

  angle of attack V  freesteam velocity

   freestream density

Dimensional analysis can be applied to reduce the number of free parameters:   Cl  Cd 

c  airfoil chord length

  freestream viscosity a  freestream sonic speed

q  freestream dynamic pressure

l 1

2  V c   2

d 1

Cm 

where

2  V c   2

 f  , Re, M    f  , Re, M  

m 1

2 2  V 2  c

Re 

 f  , Re, M  

V c 

M 

V a

Airfoil  characteristics  are  strongly  affected  by  the  “Reynolds  number”  at  which  they  are  operating. The Reynolds number influences whether the flow will be laminar or turbulent  and whether flow separation will occur.     A typical aircraft wing operates at a Reynolds number of about ten milllion. 

Flow separation from an airfoil at an angle of attack , due to a large adverse pressure gradient, results in lift decrease and drag increase.

Cl vs. Cd ‐ shows best locations where to fly  Drag bucket: low drag region 

Airfoil Families  The early airfoils were developed mostly by trial and error.  In  the  1930s,  the  NACA  developed  a  widely  used family of mathematically defined airfoils  called  the  “four  digit”  airfoils.  While  rarely  used  for  wing  design  today,  the  uncambered  four‐digit airfoils are still commonly used for  tail surfaces of subsonic aircraft.     The  NACA  five‐digit  airfoils  were  developed  to  allow  shifting  the  position  of  maximum  camber forward for greater maximum lift.     The  six‐series  airfoils  were  designed  for  increased  laminar  flow,  and  hence       reduced drag.     Six‐series  airfoils  such  as  the  64A  series  are  still  widely  used  as  a  starting  point  for       high‐speed‐wing design. (example: F15)   These two shapes are low‐drag sections designed to have  laminar  flow  over  60  to  70  percent  of  chord  on  both  the  upper and the lower surface.  

Airfoil Design  In the past, the designer would select an airfoil from such a catalog by considering:  airfoil drag during cruise  stall and pitching-moment characteristics,  the thickness available for structure,  fuel  the ease of manufacture. With today’s computational airfoil design capabilities, it is becoming common for the airfoil shapes for a wing to be custom-designed. Methods have been developed for designing an airfoil such that : • the pressure diferantial between the top and bottom of the airfoil quickly reaches a maximum value attainable without flow separation. • toward the rear of the airfoil, various pressure recovery schemes are employed to prevent separation near the trailing edge.

Airfoils  with  substantial  pressure  diferentials  over  a  much  percent  of  chord  than a classical airfoil.     This  permits  a  reduced  wing  area  for  a  required amount of lift. 

Round leading edge - increases pressure quickly: • Gradual tapering to a sharp trailing edge – reduces likelihood of separation under adverse pressure grad. • Camber - this curvature determines how much lift is generated at zero angle of attack Most airfoils are designed using numerical codes based around potential flow theory with boundary layer corrections, but one can also use wind tunnel data or inverse design methods:

• Most airfoils are designed for a specific design point, such as:  max lift,  max thickness,  transonic flight,  laminar b.l.,  low Re, or  low pitching moment

If the airplane is flying at just under the speed of sound, the faster air traveling over the upper surface will reach supersonic speeds causing a shock to exist on the upper surface. The speed at which supersonic flow first appears on the airfoil is called the “critical Mach number” Mcrit. 

V

LITTLE  CAMBER

HIGHLY  CAMBERED

A supercritical airfoil is one designed to increase the critical Mach number. 

Design Lift Coefficient  The first consideration in initial airfoil selection is the “design lift coefficient.” This is the lift coefficient at which the airfoil has the best (L/D).

cLmd cDmd

tan  max 

cLmd cDmd

L   D  max

In subsonic flight a well-designed airfoil operating at its design lift coefficient has a drag coefficient that is little more than skin-friction drag. The aircraft should be designed so that it flies the design mission at or near the design lift coefficient to maximize the aerodynamic efficiency.

1 W  W  L  qScL  qScl  cl    q S  Wing lift coefficient

q  f (V , h)  cl

Airfoil lift coefficient

(First approximation)

Wing loading

can be calculated for the velocity and altitude of the design mission.

During the mission fuel is burned:

W  S

  

to flight with the design lift coefficient

q  h “cruise climb flight” “maximum range”

In actual practice, a design lift coefficient usually will be based upon past experience, and for most types of aircraft typically will be around “0.5.” In fact, the initial selection of the airfoil is often simply based upon prior experience or copied from some successfull design.

Stall  Stall characteristics play an important role in airfoil selection. Some airfoils exhibit a gradual reduction in lift during a stall, whereas others show a violent loss of lift, accompanied by a rapid change in pitching moment. This differerence reflects the existance of three entirely different types of airfoil stall.

 “Fat airfoils” (t/c > %14) Stall from the trailing edge: •  ; turbulent boundary layer  • At 100 boundary layer begins to separate starting at the trailing edge,  ; moving forward • The loss of lift is gradual, the pitching moment changes only a small amount.  “Thinner airfoils” (%6 < t/c < %14) Stall from the leading edge: • The flow separates near the nose at a very small angle of attack, but immediately reattaches itself : little effect is felt. •  ; the flow fails to reattach: entire stall • An abrupt change in lift and pitching moment.   • “Very thin airfoils” (t/c < %6) • The flow separates from the nose at a small angle of attack and reattaches immediately. •  ; “bubble” continues to stretch toward the trailing edge. The airfoil reaches its maximum lift where the bubble completely stretches. • The loss of lift is smooth, but large changes in pitching moment. 

NACA 4412 versus NACA 4421  • •

• •

•

•

•

Both NACA 4412 and NACA 4421 have  same shape of mean camber line  Thin  airfoil  theory  predict  that  linear  lift slope and L=0 should be the same  for both    Leading edge stall shows rapid drop of  lift curve near maximum lift  Trailing  edge  stall  shows  gradual  bending‐over of lift curve at maximum  lift, “soft stall”  High  cl,max  for  airfoils  with  leading  edge stall    Flat  plate  stall  exhibits  poorest  behavior, early stalling    Thickness has major effect on cl,max 

The wing twist angle is introduced to prevent stall from occurring at the wing tip before than the wing root. Usually wings are 'washout' twisted, resulting in a decreasing angle of attack starting from the root and towards the tip.     Precisely, the twist angle is the angle between the zero‐lift line of the profile in the current  section and the zero‐lift line of the root profile.     As the twist angle increases along the span, the lower is the local angle of attack and the  lower is the lift generated. By this we prevent the wing tip from generating as much lift as  the wing root, which may cause the stall to occur at the worst place we'd like it to occur,  the ailerons.  By washout twist, we obtain to make stall occur at the wing root, without lost of ailerons  control. 

The  designer  may  elect  to  use  different  airfoils  at  the  root and tip:with a tip airfoil selected which stalls at a  higher angle of attack than the root airfoil.     This  provides  good  flow  over  the  ailerons  for  roll  controll at an angle of attack where the root is stalled.  

Boeing 737 

Root 

Mid‐Span  Tip 

Airfoil Thickness Ratio  Airfoil thickness ratio has a direct effect on  drag,  maximum lift,  stall characteristics,  structural weight.

t / c   cd   M cr 

Supercritical Airfoils •

Supercritical airfoils designed to delay and reduce transonic drag rise, due to both strong normal shock and shock-induced boundary layer separation

•

Relative to conventional, supercritical airfoil has reduced amount of camber, increased leading edge radius, small surface curvature on suction side, and a concavity in rear part of pressure side

SUPERCRITICAL AIRFOILS 

Optimum Airfoil Thickness •

The  thickness  ratio  affects  the  maximum  lift  and  stall  characteristics  primarily  by  its  effect on the nose shape.  • A larger nose radius provides a higher stall angle and a greater maximum lift coefficient  (with hight AR and moderate sweep) (vise verse for low AR).  • NACA 63‐2XX, NACA 63‐212 ; example of optimum selection  NACA 63‐212  cl,max 

Thickness Effect on Structural Weight

1 Structural weight  t/c

Halving the thickness ratio: wing weight  (%41) Wing weight is typically about %15 of empty weight Halving the thickness ratio: empty weight  (%6)

A supercritical airfoil would tend to be about %10 thicker than the historical trend.

Frequently the thickness is varied from root to tip: Due to fuselage effects, the root airfoil of a subsonic aircraft can be as mush as 20-60% thicker than the tip airfoil without greatly affecting the drag. This is very benefical, resulting in a structural weight reduction as well as more volume for fuel and landing gear. This thicker root airfoil should extend to no more than about 30% of the span.

Other Airfoil Considerations  Another important aspect of airfoil selection is the intended Reynolds number. Each airfoil is designed for a certain Reynolds number. Use of an airfoil at a greately different Reynolds number (1/2 order) can produce section characteristics much different from those expected. This is important for the laminar-flow airfoils and is most crucial when an airfoil is operated at a lower-than-design Reynolds number. The laminar airfoils require extremely smooth skins. An aircraft designer should not spend too much time trying to pick exactly the “right airfoil” in early conceptual design. Later trade studies and analytical design tools will determine the desired airfoil characteristics and geometry. For early conceptual layout, the selected airfoil is important mostly determining the thickness available for structure, landing gear, and fuel. For swept-wing supersonic aircraft, the NACA 64A and 65A sections are good airfoils for initial design.

Wing Geometry  Important considerations/constraints:    – Performance (cruise, loiter, take‐off, landing)  – Flying qualities (handling and stability)  – Structural considerations (spar placement)  – Internal volume (for fuel/payload)  – Stealth characteristics (for military subsonic)  – Airport limitations (wing‐span) 

Wing Planform 

The “reference” wing is the basic wing geometry used to begin the layout. • • • • • • • • •

S, reference wing area c, chord b, span A, aspect ratio (b2/S) t/c, thickness ratio , sweep  , taper ratio (ctip / croot) Twist (aerodynamic and geometric) Dihedral

Graphical method for finding the mean aerodynamic chord.

Jenkinson 

Planform area:  It is the area of wing planform obtained by extending the exposed wing up to the fuselage  centre line.  Reference (or Equivalent) wing:  It  is  a  trapezoidal  wing  whose  root  chord  is  at  the  fuselage  centre  line  and  has  the  area  same as the planform area.  

The  root  airfoil  is  the  airfoil  of  the trapezoidal reference wing at  the centerline of the aircraft, not  where  the  actual  wing  connects  to the fuselage. 

The reference wing area is fictitious:     • wing area includes the part of the reference wing that sticks into the fuselage. 

3‐D Effect 

C L

AR  C l 2 2 (C l /  )  (C l /  )  AR

Comparison of a NACA 65‐210 airfoil lift curve with that of a wing  using the same airfoil (McCormick). 

There are two key sweep angles: • the “leading edge sweep” is the angle of concern in supersonic flight: to reduce drag it is common to sweep the leading edge behind the Mach cone. • the “sweep of the quarter-chord line” is the sweep most related to subsonic flight. It is important to avoid confusing these two sweep angles. Airfoil pitching moment is generally provided about a point, where the pitching moment is essentially constant with changing angle of attack: • In subsonic flow, this is at the quarter-chord point on the mean aerodynamic chord. • In supersonic flow, the aerodynamic center moves back to about 40% of the mean aerodynamic chord. Also, the mean aerodynamic center will be important for stability. The required reference wing area S can be determined only after the takeoff gross weight is determined. The shape of the reference wing is determined by its aspect ratio, taper ratio, and sweep.

 W/S, A,   known parameters 

S  W /(W / S ) b  AS c root  2 S /[ b (1   )] ctip   c root tan  LE  tan  c / 4  [(1   ) / A (1   )]

Aspect Ratio 

b A c

for rectangular wings.

Aspect ratio affects      the slope of the lift curve of wing (cLα),    induced drag (cDi) ,    structural weight of the wing    the wing span. 

When  a  wing  is  generating  lift,  it  has  a  reduced  pressure  on  the  upper  surface  and  an  increased  pressure on the lower surface.     Near the tip of the wing, the high‐pressure air will slip  around to reach the top of the wing.  This circulation  of air around the tip creates a vortex and also pushes  down on the top of the wing, spoiling lift and creating  drag.      A  high  aspect  ratio  planform  shape  has  wingtips  spaced  further  apart.    Therefore,  the  formation  of  vortices will have less of an effect because less of the  wing will be exposed to the vortices.   

b2 A S

for delta wings.

Trailing Vortices Producing Downwash 

Effect of aspect ratio on slope of the lift curve  The slope of lift curve of an elliptic wing in a low  subsonic flow is given as: 

cL

A  cl A 2

For other types of wing, the CLα would in general  be slightly lower than that for elliptic wing.     However  equation  shows  that  CLα  decreases  as  aspect ratio decreases.  Effect of aspect ratio on induced drag:     The induced drag coefficient of a subsonic airplane is given by: 

c Di

c L2  (1   ) A

where δ depends on wing geometry i.e. Aspect ratio, taper ratio and sweep.  A  wing  with  a  high  aspect  ratio  will  generate  more  lift  and  less  induced  drag  than  a  wing with a low aspect ratio. 

Effect of aspect ratio on structural weight:  0.4 Wwing  CSW0.649 A0.5 (t / c) root (1   ) 0.1 (cos( )) 1

Equation shows that the wing weight increases as square root of the aspect ratio.     The reason for this is that the span increases as the aspect ratio increases (A = b2/S).     An increase in the span would increase the bending moment at the wing root.     This would require higher moment of inertia of the spar and hence higher weight.  Effect of aspect ratio on span:  For a chosen wing area, the aspect ratio determines the span of the wing. In turn the  span determines the hanger space needed for the airplane.     • For personal airplanes, a moderate aspect ratio of 6 to 7 is generally chosen.     • Agricultural and other airplanes, which fly in proximity of ground, are subjected to air  turbulence and have moderate aspect ratio of 6 to 7. 

Aspect ratio also has a direct impact on stall angle (and overall lift coefficient of the wing):    For a given Re, the wing with higher A (with long wingspan and small chord) reaches higher  lift  coefficient,  but  stalls  at  a  lower  angle  of  attack  than  the  wing  with  low  A.  This  is  one  reason why tails tend to be of lower aspect ratio. Conversely, a canard can be made to stall  before the wing by making it a very high aspect ratio surface. This prevents the pilot from  stalling the wing.     However, for a given wing area, increasing the aspect ratio may result in a too small wing  chord with a too low Reynolds number, which may significantly reduce the lift coefficient.  

In  this  design  stage,  the  aspect  ratio  will  be  determined  by  a  trade  study  in  which  the  aerodynamic  advantages  of  a  higher  aspect  ratio  are  balanced  against  the  increased  weight.     For initial wing layout, the values and equations provided in the table can be used. 

Propeller Aircraft  Flying boat  

Equivalent  Aspect Ratio  8.0 

Jet Aircraft 

a 

C 

Jet transport 

7.500 

0 

5.570 

‐1.075 

Twin turboprop  

9.2 

Military cargo/bomber 

Agricultural aircraft 

7.5 

Jet fighter (other) 

4.110 

‐0.622 

General aviation‐twin engine  

7.8 

Jet fighter (dogfighter) 

5.416 

‐0.622 

General aviation‐single engine  

7.6 

Jet trainer 

4.737 

‐0.979 

Homebuilt 

6.0 

A  aM

c max

Mmax = Maximum flight  Mach number 

b2 For Sailplane:  A  S 0.69 A  4.464( L / D) best

Jet aircraft show a strong trend of aspect ratio decreasing with increasing Mach number.     This is probably due to drag‐due‐lift becoming relatively less important at higher speeds.    Designers of high‐speed aircraft thus use lower‐aspect‐ratio wings to save weight. 

Wing Sweep  • • •

Airfoil has same thickness but longer effective chord,  Effective airfoil section is thinner,  Making airfoil thinner increases critical Mach number. 

The wing sweep affects      slope of the lift curve (cLα),    induced drag coefficient (cDi),    critical Mach number (Mcr),    wing weight    tip stalling.  

Effect of sweep on slope of lift curve: 

  1 M ,  2

2

cL 

cl 2 / 

Λmax t = sweep of the line of maximum thickness,  Clα is the slope of lift curve of the airfoil used on  wing at chosen flight Mach number.     In the absence of this information , η can be  taken as 1. 

2A 2  tan  max t A  2  4  2 1   2 2

2

   

CLα decreases as sweep increases  A = 8, M=0.8     CLα decrease by about 25% when  sweep increases from 00 to 350. 

Effect of sweep on induced drag  Based on experimental data on swept wing, induced drag of a swept wing is inversely  proportional to cosine of (Λ‐50). 

1 cDi  ,  75 0 cos(  5 )

•

•

• •

At M ~ 0.6, severely  reduced L/D    Benefit of this design is at  M > 1, to sweep wings  inside Mach cone. 

Wing sweep beneficial in that it increases drag‐divergences Mach number  Increasing wing sweep reduces the lift coefficient 

Effect of sweep on critical Mach number (Mcr) or drag divergence Mach number (MDD):  The  critical  Mach  number  in  connection  with  the  airfoil  was  defined  as  the  free  stream  Mach number at which the maximum Mach number on the airfoil is unity.    This quantity can be obtained theoretically by calculating the pressure distribution on the  airfoil, but cannot be determined experimentally.     However  when  the  critical  Mach  number  is  exceeded,  the  drag  coefficient  starts  to  increase.     Making use of this behavior we define the term “Drag divergence Mach number (MDD)” as  the  Mach  number  at  which  the  drag  coefficient  shows  an  increase  of  0.002  over  the  subsonic drag value. 

Some  authors  define  MDD  as  the  Mach  number  at  which  the  slope  of  the  Cd  vs. M  curve  has  a value  of  0.1  i.e. (dCd / dM) = 0.1.     For  a  swept  wing  the  change  in  drag  divergence  Mach  number  due  to  sweep  angle  Λ,  is  given    by  the  following equation: 

1  ( M DD )    1 1  ( M DD )  0 90 Drag divergence Mach number  of a Supercritical airfoil 

(MDD)Λ=0  and  (MDD)Λ  are  the  drag  divergence  Mach  numbers  of  the  unswept and the swept wings.  Λ is quarter‐chord sweep in degrees.  

Remark:    As  regards  the  effect  of  sweep  on  critical  Mach  number  is  concerned  a  sweep  back  or  sweep forward has the same effect. However from structural point of view a swept forward  wing has lower flutter speed and is seldom use. 

Effect of sweep on wing weight  0.4 Wwing  CSW0.649 A0.5 (t / c) root (1   ) 0.1 (cos( )) 1

The weight of the wing is proportional to (1/cos Λ).     Thus the weight of the wing increases as sweep increases.  Remarks:    i) The final choice of sweep will be  done after trade‐off studies.     Following can be given as  guidelines.     • Low  subsonic  airplanes  have  unswept wings.     • For  high  speed  airplanes,  the  angle  of  sweep  can  be  chosen  based on Figure: 

Guidelines for selection of wing sweep 

ii)  Wing  with  cranked  trailing  edge:  Instead  of  having a trapezoidal wing planform, the wings of  high subsonic airplanes have an unswept trailing  edge  up  to  about  30%  of  semi‐span  in  the  inboard  region.  These  wings  have  the  following  favorable effects. 

a) Higher thickness at the root and  b)  Span‐wise  center  of  pressure  is  brought  slightly  inboard  which  reduces  the  bending  moment at the root as compared to the trapezoidal wing. These two effects tend to reduce  the  weight  of  wing  structure.  The  thicker  inboard  section  also  provides  room  for  accommodating the backup structure for the landing gear. 

Remarks:  • sweep improves lateral stability    • dihedral effect (roll due to sideslip) is proportional to sin(2LE)    • variable sweep can be used as compromise    • obvious penalty in weight and complexity 

Why Sweep the Wing?    Transonic (significant, 30°‐35°)  Subsonic (usually small)   • Delay drag rise Mach   • Adjust wing aero center relative to cg   • On flying wing, get moment arm length for control    Wing sweep increases  Supersonic (large, 45°‐70°)  wing weight for fixed span   • Wing concept changes,    ‐ must distribute load longitudinally as well as laterally   • reduce cross‐sectional area and area variation  Why Variable Sweep?  • Swept back: low supersonic drag, good     “on‐the‐deck” ride quality    • Unswept position: low landing speed,    efficient loiter    • Optimum sweep back available over transonic    speed range    • But: adds weight/complexity, currently    unfashionable 

F‐14 Tomcat 

Why Sweep the Wing Forward?    • For transonic maneuver, strong shock is close to trailing edge, highly swept TE  (shock) reduces drag.    ‐ forward swept wing allows highly swept TE    ‐ equivalent structural AR less than aft swept wing    • Synergistic with canard    • Good high angle of attack (root stall, ailerons keep working)    • But:     ‐ must be balanced at least 30% unstable  ‐ not stealthy  ‐ poor supersonic volumetric wave drag 

X‐29 

Taper Ratio ()  The taper raio influences     Induced drag   Structural weight   Ease of fabrication  Effect of taper ratio on induced drag: 

cL2 cD  (1   ) A

It is known that an elliptic wing has the lowest induced drag (δ = 0.0).  However this planform shape is difficult to fabricate.     A  rectangular  wing  is  easy  to  fabricate  but  has  about  7%  higher  CDi as  compared  to  the  elliptic wing (δ = 0.07). It is also heavier structurally.     An unswept wing, with λ between 0.3 to 0.5, has a slightly positive value of δ.     Further in a tapered wing, the span loading is concentrated in the inboard  portions of the wing and the airfoil at the root is thicker than near the tip.     These factors help in reducing the wing weight.     Tip stalling is also not a problem when the taper ratio is between 0.3 and 0.5. 

From these considerations,     a taper ratio between 0.3 and 0.5 is common for low speed airplanes.     For swept wings, a taper ratio of 0.2 is commonly used.     This would necessitate measures for avoiding tip‐stalling.  Guidelines for taper ratio of swept wings 

• untapered wing is less efficient    • sweep causes extra lift near wingtip    • effect is reduced by additional taper 

Raymer, D.P., Aircraft Design, 2006 

Effect of taper on lift distribution 

Twist  It is given to prevent tip stalling.    Tip stalling:   Geometric twist    It is a phenomenon in which the stalling on the wing begins in the region near the wing tips.  This is because the distribution of local lift coefficient (Cl) is not uniform along the span and  as  the  angle  of  attack  of  the  wing  increases,  the  stalling  will  begin  at  a  location  where  the  local lift coefficient exceeds the value of maximum lift coefficient (Clmax) there.     To  appreciate  this  phenomenon  let  us  consider  an  un‐swept  tapered  wing.  The  lift  distribution  on  such  a  wing  has  a  maximum  at  the  root  and  goes  to  zero  at  the  tip.  This  distribution is also known as Γ distribution. 

1 1 2 L  V cl S  V2 cl cy 2 2 Aerodynamic twist  Cl is the local lift coefficient over an element (Δy) of span.     Thus Γ distribution is proportional to the product cCl. 

The local lift coefficient (Cl) is proportional  to Γ/c and is not uniform along the span.    The  Γ  distribution  along  the  span  can  be  approximately  obtained  by  Schrenk’s  method.  According  to  this  method,  cCl  distribution  is  roughly  midway  between  chord  distribution  of  the  actual  wing  and  that of an elliptic wing of the same area.  

Schrenk’s Method 

From these distributions, the variation of Cl  along the span can be calculated.     It can be shown that for a wing with taper  ratio λ, the local maximum of Cl will occur at  a span‐wise location where 

y / b / 2  (1   ) Typical Distribution of Cl 

It  is  known  that  the  maximum  lift  coefficient  (Cl max)  of  an  airfoil  depends  on  the  airfoil  shape, surface roughness and Reynolds number.     For simplicity, we can assume that Cl max is approximately constant along the span.  

Then  from  the  distribution  of  Cl,  we  observe that as the angle of attack of the  wing  increases,  the  stalling  will  begin  at  the  span‐wise  location  where  local  Cl  equals local  Cl max.  

Subsequently, stalling will progress along the wing span and finally the wing will stall (i.e. CL  of  wing  will  reach  a  maximum  and  then  decrease).  The  beginning  of  stall  near  the  tip  is  undesirable  as  ailerons  are  located  in  tip  region.  Stalling  there  would  reduce  aileron  effectiveness. For  a  wing  of  a  taper  ratio  0.3,  the  stall  is  likely  to  begin  around  y/(b/2)  of  0.7. 

Remarks:    In the case of swept wings, there is a cross  flow along the span and the tendency for the tip  stall is enhanced.     Tip stalling can be prevented if the sections in the tip region have angles of attack lower than  those at the root. In this case, the wing acquires a twist. The difference between the angle of  attack of the airfoil at the root and that near the tip is called twist and denoted by ε. Twist is  negative when airfoil near the tip is at an angle of attack lower than that at the root. This is  also called wash‐out. Sometimes airfoils with higher Cl max are used near the tip. Thus airfoils  at the root and near the tip may have a different values of angle of zero lift (α0l). This leads to  two different kinds of twists – geometric twist and aerodynamic twist.    Geometric twist is the angle between the chords of the airfoils at the root and near the tip.  Aerodynamic twist is the angle between the zero lift lines at the root and that near the tip.  To completely eliminate the occurrence of tip stalling, may require complex variation of the  angle of twist. However for ease of fabrication, linear twist is given in  which the angle of twist varies linearly along the span.  i) Actual value of twist can be obtained by calculating Cl distribution on untwisted wing and  then  varying  the  twist  such  that  tip‐stalling  is  avoided.  A  value  of  30  can  be  used  as  an  initial estimate. 

ii) Early swept wing airplanes had the following  features to avoid tip stalling .     (a) Vortex generators,   (b) Fences on top surface. 

Wing Incidence  The  mean  aerodynamic  chord  is  the  reference  line  on  the  wing.  Fuselage  reference  line  (FRL)  is  the  reference  line for the entire airplane.     The  angle  between  fuselage  reference  line  and  the  wing  reference  line  is  called  wing  incidence and denoted by iw.  

The wing incidence is given for the following reason.    For the economy in fuel consumption, the drag should be minimum during the cruise. The  fuselage has a minimum drag when its angle of attack is zero.     However, during cruise, the wing should produce sufficient lift to support the weight of the  airplane.  Keeping  these  factors  in  view,  the  wing  is  mounted  on  the  fuselage  in  such  a  manner that it produces required amount of lift in cruise while the fuselage is at zero angle  of attack. 

During the preliminary design phase, iw can be obtained as follows.    a) Obtain CL design corresponding to cruise or any other design condition i.e.     W cL design    where ρ and V correspond to the  1   V 2 S design flight conditions    2 b) Obtain CL α for the wing .  c) Obtain  zero  lift  angle  (α0 L  )  for  wing.  This  depends  on  α0 l  of  the  airfoil  used  on  the  wing and the wing twist.  d) Calculate iw from the following equation: 

cL design  cL (iw   0L )

Remark:    The final choice of iw may be arrived at from wind tunnel tests on the airplane model.     For preliminary design purposes  Airplane type  Wing incedence angle  Suggested wing  incidence angle 

General aviation / home built 

20  

Transport 

10  

Military 

00  

Dihedral ()  Dihedral angle is the angle that the wings form  with respect to the horizon when viewed from  the front.  

Its value is decided after the lateral dynamic stability calculations have been carried out for  the airplane.   For preliminary design purposes.  Suggested dihedral angle   [ 0 ]  Wing Location 

Airplane type  Low 

Mid 

High 

Unswept (civil) 

5 to 7 

2 to 4 

0 to 2 

Subsonic swept 

3 to 7 

‐2 to 2 

‐5 to ‐2 

Supersonic swept 

0 to 5 

‐5 to 0 

‐5 to 0 

Dihedral helps to maintain aircraft “roll stability”:      A  positive  dihedral,  wingtips  angled  up,  tends  to  bring  an  aircraft  back  to  level  when  it  is  banked.  The counter rolling moment is caused by a sideslip that results from the banking of  the aircraft.      The craft will tend to «slide» toward the lowered wing, which will increase that wing’s angle  of attack, thereby increasing its lift.  Since there is an unbalanced lift, the aircraft will tend to  be righted.     Dihedral must be carefully calculated, because an excess of dihedral comes with a penalty.      Excessive  dihedral  can  lead  to  an  oscillatory  disturbance  in  motion  known  as  a  Dutch  roll.   Dutch roll is a repeated side to side oscillation that is a result of both yawing and rolling.  Such  a phenomenon can be disastrous for a craft, but can be countered by increasing vertical tail  area.      This, in turn, will result in an increase in both the weight and drag of the aircraft.      Therefore, tail size and dihedral must be considered together to achieve the optimal design  for stability, weight, and drag concerns.  

Wing Vertical Location  There are three choices for the location of the wing on the fuselage namely      high‐wing,   mid‐wing,   low‐ wing. 

Low Wing configuration    Advantages:  i. Landing gear can be located in the wing thereby avoiding pods on the fuselage and hence  lower  drag.  However  to  provide  adequate  ground  clearance,  the  fuselage  has  to  be  at  a  higher level as compared to the high wing configuration.  ii. Wing structure can be through the fuselage.     Disadvantages:  i.  Low ground clearance.  ii.  A  low‐wing  configuration  has  unstable  contribution  to  the  directional  stability.  Hence  a  larger vertical tail area is needed. 

Mid Wing configuration    Advantages:  i. Lower drag.  ii. Advantages of ground clearance as in the high wing configuration.  iii. No blockage of visibility. Hence used on some military airplanes.    Disadvantages:  i. Wing root structure passing through the fuselage is not possible, which leads to higher  weight. However in HFB Hansa airplane, a swept forward mid‐wing is located behind the  passenger cabin and has carry through structure. 

Low wing 

Mid wing 

High wing 

Parasol wing 

High Wing configuration:    Advantages:  i)  Allows  placing  fuselage  closer  to  ground,  thus  allowing  loading  and  unloading  without  special ground handling equipment. (good for cargo handling)  ii) Jet engines & propeller have sufficient ground clearance without excessive landing gear  length leading to lower landing gear weight.  iii) For low speed airplanes, weight saving can be effected by strut braced wing.  iv)  For  short  take  off  and  landing  (STOL)  airplanes  with  high  wing  configuration  have  following specific advantages. (a) Large wing flaps can be used (b) Engines are away from  the  ground  and  hence  ingestion  of  debris  rising  from  unprepared  runways  is  avoided  (c)  Prevents floating of wing due to ground effect which may occur for low wing configuration.  Disadvantages:  i) Fuselage generally houses the landing gear in special pods leading to higher weight and  drag.   ii) Pilot’s visibility may be blocked in a turn. 

Wing Tips  Wing tip shape affects     the aircraft wetted area, but only to a small extent.   the tip vortices.    A  smoothly‐rounded  tip  easily  permits  the  air  to  flow  around  the  tip.  A  tip  with  sharp  edge  makes  it  more  difficult,  thus  reducing the induced drag.     Most  of  the  new  low‐drag  wing  tips  use  some  form  of  sharp  edge.    The sweep of  the wing tipalso affects the  drag. The  tip  vortex  tends  to  be  located  at  the  trailing  edge:  an  aft‐swept  wig  tip,  with a greater trailing edge span, tends to have lower drag.   Wingtip vortices behind a  conventional wingtip and  blended winglet 

• A sharp edge (looking from front) prevents leakage around tips • lower induced drag • Hoerner tip has lower surface cutting upward • F-15 has forward swept tips on all surfaces • keeps trailing edge out of tip vortex

• Winglets • wetted area increase vs reduced drag • structural weight added at tip

Biplane Wings  Each wing contributes one-half of the required lift • induced drag reduced by factor of 2! • but parasite drag (c D0) will go up • wing interference reduces benefit wing #1 wing #2

assume wings  share lift equally  induced drag  reduced by 1/2! 

Biplanes are still worth considering if:    • span is limited but wing area is needed for low speed flight  • high roll rates are needed (aerobatics)    Mean aerodynamic chord for the airplane is defined by the weighted  average of the aerodynamic chords for each wing    • weights set by area of each wing 

Tail Geometry and Arrangement  Tail Functions  “Tails  are  little  wings.”  Much  of  the  previous  discussion  concerning  wings  can  also  be  applied to tail surface.    The  major  difference  between  a  wing  and  a  tail  is  that,  while  the  wing  is  designed  to  routinely carry a substantial amount of lift, a tail is designed to operate normally at only a  fraction  of  its  lift  potential.  Any  time  in  flight  that  a  tail  comes  close  to  its  maximum  lift  potential, and hence its stall angle, something is very wrong.     Tails provide for trim, stability, and control. Trim refers to the generation of a lift force that,  by  acting  through  some  other  moment  arm  about  the  center  of  gravity,  balances  some  other moement produced by the aircraft.       For the horizontal tail, trim primarily refers to the balancing of the moment created by the  wing.  An  aft  horizontal  tail  typically  has  a  negative  incidence  angle  of  about  20  ‐  30  to  balance the wing pitching moment.  For vertical tail, most aircraft are left‐right symmetric, and  so  unbalanced  aerodynamic  yawing  moments  requiring  trim are not created during normal flight.    The major function of the tail is control of the aircraft. 

Propeller  aircraft  experience  a  yawing  moment  called  “p‐effect,”  which  has  several  thrust‐ related causes. When the disk of the propeller is at an angle, such as during climb, the blade  going downward has a higher angle of attack and is also at a slightly higher forward velocity.  This  condition  produces  higher  thrust  on  the  downward‐moving  side  and  hence  a  yawing  moment  away  from  that  side.  Also,  the  propeller  tends  to  “drag”  the  air  into  a  rotational  corkscrew motion. The vertical tail is pushed on sideways by the rotating propwash causing  a  yawing  moment,  which  adds  to  the  p‐effect.  To  counter  p‐effect  many  single‐engine  propeller airplanes have the vertical tail offset several degress.    The vertical tails of multi‐engine aircraft must be capable of providing sufficient trim in the  event of an engine failure. This produces yawing both from lack of thrust on one side and  the  extra  drag  of  the  stopped  or  windmilling  engine.  Some  multi‐engine  aircraft  have  counter‐rotating propellers to minimize the engine‐out yawing.     The tails are also a key element of stability, acting much like the fins on an arrow to restore  the  aircraft  from  an  upset  in  pitch  or  yaw.  The  vertical  stabilizer  acts  like  the  tail  of  a  weathercock.      The action of the horizontal stabilizer is much more complex, and involves a delicate balance  of the pitching moment due to the location of the wing center of lift relative to the center of  gravity, the inherent pitching moment of the wing, the pitching moment generated by the  horizontal stabilizer, and the way these moments change with angle of attack.  

Tail Arrangement 

For  most  aircraft  designs,  the  conventional  tail will use to provide adequate stability and  control at the lightest weight.            A  T‐tail  is  inherently  heavier  than  a  conventional  tail  because  the  vertical  tail  must  be  strengthened  to  support  the  horizontal  tail,  but  the  T‐tail  provides  compensating advantages in many cases:  

Due  to  end‐plate  effect,  the      T‐tail  allows  a  smaller  vertical  tail. The T‐tail lifts the horizontal  tail  clear  of  the  wing  wake  and  propwash, which makes it more  efficient  and  hence  allows  reducing its size..  

This  also  reduces  buffet  on  the  horizontal  tail,  which  reduces fatigue for both the structure and the pilot.  

A  deep  stall  is  a  dangerous  type  of  stall  that  affects  certain  aircraft  designs,  notably  those  with  a  T‐tail  configuration. In these designs, the turbulent wake of  a  stalled  main  wing  "blankets"  the  horizontal  stabilizer,  rendering  the  elevators  ineffective  and  preventing the aircraft from recovering from the stall.  The  boundaries  of  the  acceptable  locations  for  horizontal  tail  to  avoid  this  problem  is  given  in  the  figure.  Low  tails  are  best  for  stall  recovery.  A  tail  approximately in line with the wing is acceptable for  a  subsonic  aircraft,  but  may  cause  problems  at  supersonic speeds due to the wake of the wing. 

In  jet  transport  aircraft,  the  T‐tail  allows  the  use  of  engines  mounted  in  pods    on  the  aft  fuselage.  This  increases the wing lift and decreases the wing drag.  

Aft tail positioning 

cruciform 

The  cruciform  tail,  a  compromise  between  the  conventional  and  T‐tail  arrangements, lifts the horizontal tail to avoid proximity to a jet exhaust, or to  expose  the  lower  part  of  the  rudder  to  undisturbed  air  during  high‐angle  of  attack conditions and spins. It has less of a weight penalty according to T‐tail.  However, it will not provide a tail‐area reduction due to endplate effect.  The  H‐tail  is  used  primarily  to  position  the  vertical  tails  in  undisturbed  air  during  high  angle‐of‐attack  conditions  or  to  position  the  rudders  in  the  propwash  on  a  multiengine  aircraft  to  enhance  engine‐out  control.  H‐tail  is  heavier  than  the  conventional  tail,  but  its  endplate  effect  allows  a  smaller  horizontal tail.  

triple‐tail   

The  H‐tail  serves  to  hide  the    hot  engine  nozzle  from  heat‐seeking  missiles  when viewed from an angle off the rear of the aircraft.    H‐tails  and  and  the  related  Triple‐tails  have  also  been  used  to  lower  the  tail  height to allow an aircraft to fit into existing hangars.  Twin  tails  on  the  fuselage  can  position  the  rudders  away  from  the  aircraft  centerline,  which  may  become  blanketed  by  the  wing  or  forward  fuselage  at  high  angles  of  attack.  Also,  twin  tails  have  been  used  simply  to  reduce  the  height  required  with  single  tail.  Twin  tails  are  usually  heavier  than  an  equal‐ area centerline‐mounted single tail, but are often more effective. Twin tails are  seen on most large modern fighters.  

The  V‐tail  is  intended  to  reduce  wetted  area  .The  horizontal  and  vertical  tail  forces are the result of horizontal and vetical projections of the force exerted  upon  the  “V”  surfaces.  The  tail  dihedral  angle  would  be  found  as  the  arctangent of the ratio of required vertical and horizontal areas. The resulting  wetted  area  would  be  clearly  be  less.  V‐tails  offer  reduced  interference  drag  but  at  some  penalty  in  control‐actuation  complexity,  as  the  rudder  and  elevator  control  inputs  must  be  blended  in  a  “mixer”  to  provide  the  proper  movement of the V‐tail “ruddervators”.    When  the  right  rudder  pedal  of  a  V‐tail  aircraft  is  pressed,  the  right  ruddervator deflects downward, and the left ruddervator deflects upward. The  combined  forces  push  the  tail  to  the  left,  so  the  nose  goes  to  the  right  as  desired.  However, the ruddervators also produce a rolling moment toward the  left‐in opposition to the desired direction of turn an action called “adverse roll‐ yaw coupling”    The  inverted  V‐tail  avoids  this  problem:  Produces  a  desirable  “proverse‐roll‐ yaw  coupling.”  This  tail  arrangement  can  cause  difficulties  in  providing  adequate ground clearance.  The Y‐tail is similar to the V‐tail, except that the dihedral angle is reduced and a  third  surface  is  mounted  vertically  beneath  the  V.  This  third  surface  contains  the  rudder,  whereas  the  V  surfaces  provide  only  pitch  control.  This  tail  arrangement  avoids  the  complexity  of  the  ruddervator  while  reducing  interference drag when compared to a conventional tail.  

Boom‐mounted  tails  have  been  used  to  allow  pusher  propeller  or  allow  location  of  a  heavy  jet  engine  near  the  center  of  gravity.  Tailbooms  are  typically  heavier  than  a  conventional  fuselage  construction,  but  can  desirable in some applications.      Boom‐mounted  tails  can  have  a  mid‐mounted  horizontal  tail  or  a  high  horizontal.  Also,  the  inverted  V‐tail  arrangement  can  be  used  with  tail  booms.   

The ring‐tail concept attempts to provide all tail contributions via an airfoil‐ sectioned ring attached to the aft fuselage, usually doubling as a propeller  shroud. While conceptually appealing, the ring‐tail has proven inadequate  in application.  

Tail Arrangement for Spin Recovery  The vertical tail plays a key role in spin recovery. An aircraft in a spin is  essentially falling vertically and rotating about a vertical axis, with the  inside wing fully stalled. The aircraft is also typically at a large sideslip  angle.  To  recover  from  the  spin  requires  that  the  wing  will  be  unstalled, so the angle of attack must be reduced. However, first the  rotation  must  be  stooped  and  the  sideslip  angle  reduced,  or  the  aircraft  will  immediately  enter  another  spin.  This  requires  adequate  rudder control even at the high angles of attack seen in the spin.  The  effect  of  tail  arrangement  upon  rudder  control  at  high  angles  of  attack:  At  high  angle  of  attack  the  horizontal  tail  is  stalled,  producing  a  turbulent  wake  extending  upward  at approximately 450. 

Unblankated  portion 

The rudder lies entirely  The  effect  of  moving  within  the wake of the  the  horizontal  tail  horizontal tail.  forward  with  respect  to the vertical tail. 

Moving  the  horizontal  The  T‐tail  arrangement  completely  uncovers  tail upward.  the  rudder,  but  can  result  in  pitchup  and  loss of elevator control.   

Moving  of  the  horizontal  tail  aft  with  respect  to  the vertical tail.  The  use  of  dorsal  fin  improves  tail  effectiveness at high angles of sideslip  by  creating  a  vortex  that  attaches  to  the vertical tail. This tends to prevent  the  high  angles  of  sideslip  seen  in  spins, and augments rudder control in  the spin. The ventral tail also tends to  prevent  high  sideslip,  and  has  the  extra  advantage  of  being  where  it  cannot  be  blankated  by  the  wing  wake.  Ventral  tails  are  also  used  to  avoid  lateral  instability  in  high‐speed  flight. 

Tail Geometry  The surface areas required for all types of tails are directly proportional to the aircraft’s wing  area,  so  the  tail  areas  can  not  be  selected  until  the  initial  estimate  of  aircraft  takeoff  gross  weight  has  been  made.  The  initial  estimation  of  tail  area  is  made  using  the  “tail  volume  coefficient” method.    Other geometric parameters for the tails can be selected:    Tail aspect ratio and taper ratio show little variation over a wide range of aircraft types.  Tail aspect ratio and taper ratio. (Raymer)  Horizontal tail  A 

 

Vertical tail  A 

 

Fighter 

3 – 4 

Sail plane 

6 – 10  0.3 – 0.5  1.5 – 2.0  0.4 – 0.6 

Others 

3 – 5 

T‐tail 

‐ 

0.2 – 0.4  0.6 – 1.4  0.2 – 0.4  0.3 – 0.6  1.3 – 2.0  0.3 – 0.6  ‐ 

0.7 – 1.2  0.6 – 1.0 

T‐tail  aircraft  have  lower  vertical‐ tail  aspect  ratios  to  reduce  the  weight  impact  of  the  horizontal  tail’s  location  on  top  of  the  vertical tail.      Some general‐aviation aircraft use  untapered horizontal tails (=1.0)  to reduce manufacturing costs. 

Leading‐edge sweep of the horizontal tail is usually set to about 50 more than the wing sweep.  This tends to make the tail stall after the wing, and also provides the tail with a higher Mcr than  the wing, which avoids loss of elevator effectiveness due to shock formation.    

For low‐speed aircraft, the horizontal tail sweep is frequently set to provide a straight hinge  line  for  the  elevator,  which  usually  has  the  left  and  right  sides  connected  to  reduce  flutter  tendencies.    Vertical‐tail sweep varies between 350 and 550. For a low‐speed aircraft, there is little reason  for  vertical‐tail  sweep  beyond  about  200  other  than  asthetics.  For  a  high‐speed  aircraft,  vertical‐tail sweep is used primarily to ensure that the tail’s Mcr is higher than the wing’s.    The exact planform of the tail surfaces is actually not very critical in the early stages of the  design  process.  The  tail  geometries  are  revised  during  later  analytical  and  wind‐tunnel  studies. For conceptual design, it is usually acceptable simply to draw tail surfaces tht “look  right,” based upon prior experience and similar designs.    Tail  thickness  ratio  is  usually  similar  to  the  wing  thickness  ratio,  as  determined  by  the  historical  guidelines  provided  in  the  wing‐geometry  section.  For  a  high‐speed  aircraft,  the  horizontal  tail  is  frequently  about  10%  thinner  than  the  wing  to  ensure  that  the  tail  has  a  higher Mcr. 

Airbus 380 

Airbus 300 

Krüger flaps   Spoilers Air‐brakes  

Three slotted  inner flaps   High Speed Aileron   Flap track  fairing   Spoilers  Three slotted  outer flaps   Low Speed  Aileron   Slats  Wingtip 

Three slotted inner flaps   Flap track fairing   Spoilers Air‐brakes   High Speed Aileron   Three slotted outer flaps   Spoilers 

Low Speed Aileron  

Krüger flaps  

Slats 

Wingtip 

       Plain flap: the rear portion of airfoil rotates downwards on a simple hinge mounted at  the front of the flap.[2] Used in this form as early as 1917 (during World War I) on the  widely produced Breguet 14 and possibly earlier on experimental types.[3] Due to the  greater efficiency of other flap types, the plain flap is normally only used where  simplicity is required. A modern variation on the plain flap exploits the ability of  composites to be designed to be rigid in one direction, while flexible in another. When  such a material forms the skin of the wing, its camber can be altered by the geometry of  the internal supporting structure, allowing such a surface to be used either as a flap or  as an aileron. While most currently use a complex system of motors and actuators, the  simplest such installation uses ribs that resemble bent carrots ‐ when the bend is nearly  horizontal, there is no deflection, but when the carrot is rotated so the bend is  downward, the camber of the airfoil is changed in the same manner as on a plain  flap.[citation needed] 

    Split flap: the rear portion of the lower surface of the airfoil hinges downwards from the leading edge of the flap,  while the upper surface stays immobile.[4] Like the plain flap, this can cause large changes in longitudinal trim,  pitching the nose either down or up, and tends to produce more drag than lift. At full deflection, a split flaps acts  much like a spoiler, producing lots of drag and little or no lift. It was invented by Orville Wright and James M. H.  Jacobs in 1920 but only became common in the 1930s and was then quickly superseded. The Douglas DC‐3 & C‐47  used a split flap.        Slotted flap: a gap between the flap and the wing forces high pressure air from below the wing over the flap  helping the airflow remain attached to the flap, increasing lift compared to a split flap.[5] Additionally, lift across  the entire chord of the primary airfoil is greatly increased as the velocity of air leaving its trailing edge is raised,  from the typical non‐flap 80% of freestream, to that of the higher‐speed, lower‐pressure air flowing around the  leading edge of the slotted flap.[6] Any flap that allows air to pass between the wing and the flap is considered a  slotted flap. The slotted flap was a result of research at Handley‐Page, a variant of the slot and dates from the  1920s but wasn't widely used until much later. Some flaps use multiple slots to further boost the effect.        Fowler flap: split flap that slides backward flat, before hinging downward, thereby increasing first chord, then  camber.[7] The flap may form part of the uppersurface of the wing, like a plain flap, or it may not, like a split flap  but it must slide rearward before lowering. It may provide some slot effect but this is not a defining feature of the  type.[8] Invented by Harlan D. Fowler in 1924, and tested by Fred Weick at NACA in 1932. They were first used on  the Martin 146 prototype in 1935, and in production on the 1937 Lockheed Electra,[9] and is still in widespread use  on modern aircraft, often with multiple slots. As mentioned under the plain flaps, variable geometry wings are  making a comeback, and a General Dynamics F‐111 Aardvark was modified with such a system that acted as fowler  flaps by NASA for trials on the AFTI/F‐111 Mission Adaptive Wing. 

      Junkers Flap: a slotted plain flap where the flap is fixed below the trailing edge of the wing, rotating about its forward  edge.[10] When not in use, it has more drag than other types but is more effective at creating additional lift than a plain  or split flap, while retaining their mechanical simplicity. Invented by O. Mader at Junkers in the late 1920s, it was widely  used on the Junkers Ju 52, though it can be found on many modern ultralights.      Gouge flap: a type of split flap that slides backward along curved tracks that force the trailing edge downward,  increasing chord and camber without affecting trim or requiring any additional mechanisms.[11] It was invented by  Arthur Gouge for Short Brothers in 1936 and used on the Short Empire and Sunderland flying boats which used the very  thick Shorts A.D.5 airfoil. Short Brothers may have been the only company to use this type.        Fairey‐Youngman flap: drops down (becoming a Junkers Flap) before sliding aft and then rotating up or down. Fairey  was one of the few exponents of this design, which was used on the Fairey Firefly and Fairey Barracuda. When in the  extended position, it could be angled up (to a negative angle of incidence) so that the aircraft could be dived vertically  without needing excessive trim changes.        Zap Flap or commonly but incorrectly Zapp Flap: Invented by Edward F. Zaparka while he was with Berliner/Joyce and  tested on a General Aircraft Corporation Aristocrat in 1932 and on other types periodically thereafter, but it saw little  use on production aircraft other than on the Northrop P‐61 Black Widow. The leading edge of the flap is mounted on a  track, while a point at mid chord on the flap is connected via an arm to a pivot just above the track. When the flap's  leading edge moves aft along the track, the triangle formed by the track, the shaft and the surface of the flap (fixed at  the pivot) gets narrower and deeper, forcing the flap down.[12]        Krueger flap: hinged flap which folds out from under the wing's leading edge while not forming a part of the leading  edge of the wing when retracted. This increases the camber and thickness of the wing, which in turn increases lift and  drag.[13][14] This is not the same as a leading edge droop flap, as that is formed from the entire leading edge.[15]  Invented by Werner Krüger in 1943 and evaluated in Goettingen,[16] Krueger flaps are found on many modern swept  wing airliners.        Gurney flap: A small fixed perpendicular tab of between 1 and 2% of the wing chord, mounted on the high pressure  side of the trailing edge of an airfoil. It was named for racing car driver Dan Gurney who rediscovered it in 1971, but has  since used on some helicopters such as the Sikorsky S‐76B to correct control problems without having to resort to a  major redesign. It boosts the efficiency of even basic theoretical airfoils (made up of a triangle and a circle overlapped) 

      Leading edge droop: entire leading edge of the wing rotating downward,[17] effectively increasing camber but  slightly reducing chord. Most commonly found on fighters with very thin wings unsuited to other leading edge high  lift devices.        Blown flaps: also known as Boundary Layer Control Systems, are systems that blow engine air over the upper  surface of any of the previously mentioned types of flap to improve lift characteristics. Two types exist ‐ the original  type blew air out of channels or holes in the surface of the flap, while newer systems simply blow engine exhaust  over the top of the flap. These require ample reserves of power and are maintenance intensive thus limiting their  use but they provide lots of lift at low airspeeds. Although invented by the British, the first production aircraft with  blown flaps was the Lockheed F‐104 Starfighter. The later type was trialled on the Boeing YC‐14 in 1976.        Controls that look like flaps but are not:          Handley Page leading edge slats/slots may be confused for flaps but are mounted on the top of the wings'  leading edge and while they may be either fixed or retractable, when deployed they provide a slot or gap under the  slat to force air against the top of the wing which is absent on a Krueger flap. They offer excellent lift and enhance  controllability at low speeds. Other types of flaps may be equipped with one or more slots to increase their  effectiveness, a typical setup on many modern airliners. These are known as slotted flaps as described above.  Frederick Handley Page experimented with fore and aft slot designs in the 20s and 30s.          Spoilers may also be confused for flaps but are intended solely to create drag and not lift. A spoiler is much  larger than a Gurney flap, and can be retracted.          Ailerons are similar to flaps (and work the same way) but are intended to provide lateral control, rather than to  change the lifting characteristics of both wings together, and so operate differentially ‐ when an aileron on one  wing increases the lift, the opposite aileron does not, and will often work to decrease lift. Some aircraft use  flaperons, which combine both the functionality of flaps and ailerons in a single control, working together to  increase lift, but to slightly different degrees so the aircraft will roll toward the side generating the least lift.  Flaperons were used by the Fairey Aviation Company as early as 1916 but didn't become common until after World  War II.