"Development of Fast Tailless Airplanes - 
Process and Evolution of a "Delta" Wing Aircraft"

by Dr. Reimar Horten

(as translated by: Fernando Walter Siarez, Buenos Aires, Argentina)

(The original article was titled  "Desarrollo de aviones rapidos sin cola", by Dr. Reimar Horten, published in Revista Nacional de Aeronautica (*) " September 1952, Number 126, pages 20-21, Buenos Aires, Argentina.  (*) Today: "Aeroespacio, Revista Nacional Aeronautica y Espacial."  We thank them for allowing the translation and publication here for all to share.  The article is being provided in both English and Spanish.)

The author, who has been incorporated to the staff at the Cordoba Aerotechnic Institute for several years, has devoted himself, accompanied by his brother Engineer Walter Horten, to the design and study of tailless airplanes of the "delta wing" or "flying wing" type.  Specialized in this branch of aeronautic construction, Doctor Horten has designed in our country some prototypes of tailless gliders, as well as another prototypes to be powered by jet engines.  In this writing, the author overviews the work done in collaboration with Engineer Walter Horten, between 1935 and 1945, in the conception and improvement of fast tailless airplanes.
     After the determination of aerodynamic drag coefficients, and flight performance of the Ho-II model, good results for a fast "flying wing" airplane project could be foretold.  The problems that appeared during its process and development were very complex, and would go beyond the shortness of this article, but in general, it has been confirmed that suitable shapes for fast airplanes are unsuitable for low speed ones.
     We started then, to work on gliders and small-motorized airplanes to which we gave the fast aircraft shape.  The goal of these tasks were to study the lift relations, specially in low speed flight.  Also, good flight and maneuverability qualities for these "flying models" designed as fast airplanes had to be found, and the problem was, then, to establish by the means of flight tests, the influence of many variants that cannot be calculated.  For fast airplanes, it was of interest to find out the qualities of tailless airplanes, with small aspect ratio and big sweep angle, the aspect ratio being reduced because of Statics' considerations.  Its aerodynamic influence in flight performance is reduced, because in fast flight the induced drag component is small.  The “Delta” wing of today is thus obtained.
     At that time, the acknowledgment of the advantages of the swept wing for high-speed airplanes, was only a consequence of the institution and just today, science has checked its validness.  The development of this theory started in the Ho-V and VII, that had an aspect ratio of 5 and the wing sweep of 42 degrees, with the making of an analysis of all the problems that appeared, that is, twist and airfoil shape variation, rudder shapes, reductions and landing gear.  The qualities in flight were, partially, better than those of classic airplanes with fuselage.
     Based on such results, we presented in 1942 to the German Aeronautics Ministry the project of a jet engine airplane, which had a moderated both sweep and taper, so as to avoid the risk arising from such an innovation.  The project was built as H-IX, and in a somewhat modified way, so as to better respond to the exigencies such imposed -see 'revista Nacional de Aeronautica', May 1950-.  After the model was passed to the "Gotha-Waggen" firm for series construction, we started new experiences in the field of supersonic speed.
     In order to investigate the qualities of low speed flight and the maximum lift coefficient of a 60 degrees swept wing airplane a fuselage was applied, after some aerodynamic problems with flying models, to the wings of a H-III with an adequate sweep angle.  The fuselage was mounted as a blimp gondola in the center section of the wing, under the trailing edge.  The flight characteristics of this aircraft, H-III, [must be H-XIII -Trans.] as it was called, were satisfactory.  With this aircraft we wanted to measure, in a practical way, in flight, lift distribution in several parts of the wing and along it.  Being everything ready for making it, the experience could not be done until after the war.  This model was followed by another flying wing project with a 70 degrees sweep.  This one had symmetrical laminar airfoils and the pilot had to be laid horizontal.  Because of sweep increase, aspect ratio is diminished from 4.0 to 1.5 and in this way, the "Delta" wing was obtained.  This new project was in construction phase, when it came to an end of all works and its destruction.
     In parallel to these investigations with highly swept wings, other tests for high-speed flights were done.  As the "Delta" wing approached  the speed of sound, the wing root experimented an increase in aerodynamic drag, before the wing itself and, besides, with the increase in sweep angle caused a decrease in maximum lift, being then logical to think that the solution of static problems consisted in increasing the sweep angle at the wing root.  So, for example, with a wing of 35 degrees sweep combined with a root of more than 60 degrees, appears an increase in aerodynamic drag, in first place, at the root, as the craft approaches the speed of sound. To investigate the flight qualities of these kind of airplane, we modified a Ho-II, in which the root sweep was modified, mounting jet engine intakes also.  The results from these tests served as a starting point for near war end projects, from which the single jet engine fighter of the photograph is an example.
     Flight tests of swept wing airplanes, made by means of gliders or flying models were and are, until today, necessary, due to the little possibilities of making calculations.  Neither it is possible to expect a help from science, in the near future, for the flight technology in this field, because the shape of the fluid stream around swept wings, is more dependent on the boundary layer and the layers near the wing, than in straight wings and, besides, these problems present themselves as three-dimensional.  This is why the project has to be based on experiments starting with flying models, wind tunnel tests, models, and finally, an experimental aircraft.
     Studies made in Great Britain and United States, with flying wings and "Delta" wing aircraft for high speed, indicate that the advantages of this kind of construction is being recognized there. So, the investigations made in Germany, from the point of view of aeronautic science, show that they were not in vain.

Illustrations included (in order) (ed. - The picture quality is poor due to being copies from an old magazine.  Some are well known pictures and can be found on other sites.):

(1) "H-XIII glider, with 60 degrees swept wing."
(2) "Above: H-XIII fuselage and cockpit."
(3) "Down: Horten designed pilot entry door in the H-XIII"
(4) "One of the forerunners: the Ho-II, built in 1935."
(5) "Modified Ho-II with two turbojets, [engines were just simulated -Trans.] intended for high speed flight. Year 1934."
(6) "H-V landing"
(7) "A 1945 project, the last Horten brothers' one: a delta wing fighter, fitted with single jet engine."
(8) "The H-VII, two engine, in flight."
(9) "Horten V, 1937 prototype, in flight."

................5/28/02...................................Back to Index........................................Back Home...

Desarrollo de aviones rapidos sin cola -
Proceso y evolucion de una aeronave de ala "Delta"
por el Doctor Reimar Horten

     El autor, que desde hace algunos años, esta incorporado al personal del Instituto Aerotecnico de Cordoba, se ha dedicado juntamente con su hermano el ingeniero Walter Horten, al diseño y estudio de los aviones sin cola, del tipo "ala delta" o "ala volante. Especializado en esta rama de la construccion     aeronautica, el doctor Horten ha diseñado en nuestro pais algunos prototipos de veleros sin cola, como asi tambien ha proyectado otros prototipos para ser impulsados con motores a reaccion. En el presente trabajo, el autor reseña la labor realizada en colaboracion con el ingeniero Walter Horten, entre los años 1935 y 1945, para la concepcion y perfeccionamiento de aviones rapidos sin cola.
     Despues que se establecieron los coeficientes de resistencia aerodinamica, y el rendimiento en vuelo del modelo HO II, pudieron preverse buenos resultado con un proyecto de avion rapido del tipo "ala volante". Los problemas que se presentaron durante su proceso y desarrollo fueron bastante complejos y  rebasarian la brevedad de este articulo, pero en general, queda confirmado que las formas adecuadads para los aviones rapidos, no lo son en cambio para aparatos de baja velocidad.
     Comenzamos en esa epoca a trabajar con planeadores y pequeños aviones con motor, a los cuales dimos la forma de loa aviones rapidos. El objeto de estos trabajos era estudiar las relaciones de sustentacion, especialmente en vuelos a baja velocidad. Habia ademas que encontrar buenas cualidades de vuelo y maniobrabilidad para estos "modelos volantes" diseñados como aviones rapidos y
el problema fue, entonces, establecer, por medio de ensayos en vuelo, la influencia de las muchas variantes que no podran calcu-larse. Para aviones rapidos era de interes determinar las cualidades de los aviones sin cola, con un pequeño alargamiento y gran angulo de flecha, resultando el alargamiento reducido por consideraciones estaticas. Su influencia aerodinamica en el  rendimiento del vuelo es reducida, porque en vuelo rapido la componente inducida de la resistencia aerodinamica es pequeña.  Se llega asi a las formas de ala que hoy se designa como ala "Delta".
     En aquel tiempo, el reconocimiento de las ventajas del ala en forma de flecha para aviones de alta velocidad, era solamente consecuencia de la institucion y recien hoy la ciencia ha compro-bado su validez. El desarrollo de esta teoria comenzo con los aviones HO-V y VII que tenian alargamiento 5 y el angulo de fle-cha del ala de 42 grados, analizandose todos los problemas que se presentaron, es decir, alabeo y variacion de los perfiles, for-mas de los timones, reducciones e implementos de aterrizaje. Las cualidades en vuelo eran, en parte, mejores que la de los cla-sicos aviones con fuselaje.
     Basados en tales resultados, presentamos en 1942 al Ministerio de Aeronautica aleman un proyecto de avion con turbina, el cual tuvo una flecha y un ahusamiento moderados, para evitar el riesgo emergente de tal innovacion. El proyecto fue construido como H-IX y en forma algo modificada, para responder mejor a las exigencias impuestas -revista Nacional de Aeronautica, Mayo 1950-. Despues que el modelo fue entregado a la firma "Gotha-Waggen" para su  construccion en serie, iniciamos nuevas experiencias en el campo de la velocidad supersonica.
     Para investigar las cualidades en vuelo a baja velocidad y el coeficiente maximo de sustentacion de un avion con flecha de 60 grados , se aplico, luego de algunos problemas aerodinamicos con modelos volantes, un fuselaje a las alas de un planeador tipo H-III dotado de un adecuado angulo de flecha. El fuselaje estaba montado como una barquilla en la parte central del ala, bajo el borde de fuga.  Las caracteristeicas de vuelo de este aparato, H-III, como se lo llamo, eran satisfactorias. Con este aparato quisimos,medir, practicamente, en vuelo, la distribucion de sustentacion en varias secciones del ala y a lo largo de la misma. Estando todo preparado para realizarla, la experiencia no pudo hacerse hasta despues de la guerra. A sete modelo siguio otro proyecto de ala volante con angulo de flecha de 70 grados. este tuvo perfiles laminares simetricos y el piloto debia ubicarse en posicion horizontal. A causa del aumento de la flecha, se disminuye el alargamiento de 4.0 a 1.5 y de este modo se llego, racticamente, al ala "Delta".  Este nuevo proyecto estaba en curso de montaje cuando llego el fin de todos los trabajos y con ello su destruccion. 
     Paralelamente a estas investigaciones con alas de gran angulo de flecha se hicieron otros ensayos para vuelos de alta velocidad.  A medida que el ala "Delta" se acercaba a al velocidad del sonido, la raiz del ala experimentaba un incremento en la resistencia aerodinamica, antes que el ala misma y, por otra parte, con el aumento del angulo de flecha se opero una caida en el maximo de la sustentacion, siendo entonces logico pensar que la solucion de los problemas estaticos consistia en aumentar el angulo de flecha en la raiz del ala. Asi que, por ejemplo, con un ala de angulo de flecha de 35 grados combinada con la raiz de mas de 60 grados, aparece un incremento en la resistencia aerodinamica, en primer lugar, en la zona de la raiz, al aproximarse a la velocidad del sonido. Para investigar las cualidades en vuelo de aviones de este tipo, modificamos un aparato HO-II, en el cual se combino el angulo de flecha de la raiz, montando tambien en el las tomas de aire para turbinas. Los resultados de estos ensayos sirvieron de base para los proyectos que se realizaron hacia el fin de la guerra y de los cuales la fotografia de un caza monoturbina es un ejemplo.
     Las pruebas de en vuelo de aviones con ala en flecha, efectuados con  planeadores o maquetas volantes eran y son , hasta hoy, necesarias, por las escasas posibildades de calculo. Tampoco es dable esperar ayuda de la ciencia, en un futuro cercano, para la tecnica de vuelo en este campo, proque la forma de la vena fluida en derredor de alas alas en flecha, depende mas de la capa limeite y de las capas cercanas al ala, que en las alas rectas y porque ademas, estos problemas se presentan como tridimensionales. Por esta causa, el proyecto tiene que basarse en experimentos, comenzando con los modelos volantes, ensayos en tuneles de aire, maquetas volantes y finalemte , con un avion experimental.
     Los estudios efectuados en Gran Breta¤a y los Estados Unidos, con alas volantes y aviones con ala "Delta" para alta velocidad, indican que alli han empezado a reconocerse las ventajas de este tipo de construccion. En consecuencia, los trabajos de investigacion realizados en Alemania, desde el punto de vista de la ciencia y la tecnica aeronautica, demuestran que no fueron vanos.


.................5/28/02.................................Back to Index......................................Back Home...