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

Horizontal tail 

Vertical tail 

ZEPLİN

AIRCRAFT HELİCOPTER

UAV SPACE SHUTTLE

PARACHUTE

WIND TURBINE

ROCKET

RACE

ENGINE

SHIP SUBMARINE

Navy Ship Propulsion Technologies:  Options for Reducing Oil Use 

Airfoil Selection 

The airfoil affects the

cruise speed takeoff and landing distances

stall speed handling qualities (especially near the stall)

overall “aerodynamic efficiency” during all phases of flight. 

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.

Leading edge radius 

 Angle of attack 

t 

Airfoil Geometry 

SLL2

SL

2

LO TScgW44.1S

max

2/1

max

)/(2

LSLstall c

SWV

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

22

1

VPPCp

Lift, drag, and moment on an airfoil:

velocityfreesteamV

density freestream

length chordairfoilc

attackofangle

viscosityfreestream

speed sonic freestreama

spanlift/unit l

spandrag/unit d

spant moment/unim

The forces and moment are functions of:

MfcV

lCl Re,,22

1

MfcV

dCd Re,,22

1

MfcV

mCm Re,,222

1

where

cVRe

aVM

Lift, Drag, and Moment Coefficients

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

pressure dynamic freestreamq

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.

Drag bucket: low drag region 

Cl vs. Cd ‐ shows best locations where to fly 

Airfoil Families 

The early airfoils were developed mostly by trial and error. 

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.  

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)  

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. 

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

LITTLE CAMBER LITTLE CAMBER

HIGHLY CAMBERED HIGHLY 

CAMBERED LITTLE CAMBER

HIGHLY CAMBERED V

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).

maxmaxtan

DL

cc

md

md

D

L

mdLc

mdDc

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.

lL qScqScLW

SW

qcl

1

Wing lift coefficient

Airfoil lift coefficient

(First approximation)

),( hVfq

Wing loading

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

SW

During the mission fuel is burned: to flight with the design lift coefficient

hq“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 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.

Stall 

 “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. 

“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.

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. 

Root 

Mid‐Span 

Tip 

Boeing 737 

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.  

Airfoil Thickness Ratio 

Airfoil thickness ratio has a direct effect on

drag, maximum lift,

stall characteristics, structural weight.

cr

d

M

cct /

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 

cl,max 

NACA 63‐212 

Thickness Effect on Structural Weight

ctweightStructural

/1

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

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.

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

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.

Other Airfoil Considerations 

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 Geometry 

Wing Planform 

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

Jenkinson 

• 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.

Planform area: It is the area of wing planform obtained by extending the exposed wing up to the fuselage centre line. 

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

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. 

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

22)/()/( ARCCARCC

lllL

3‐D Effect 

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 

roottip

root

ccbSc

SAb

SWWS

)]1(/[2

)//(

)]1(/)1[(tantan 4/ AcLE

Aspect ratio affects   

 the slope of the lift curve of wing (cLα),   induced drag (cDi) ,  

 structural weight of the wing   the wing span. 

Aspect Ratio for rectangular wings.

SbA

2

cbA for delta wings.

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.    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: 

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. 

2

AAcc lL

Effect of aspect ratio on induced drag:   The induced drag coefficient of a subsonic airplane is given by: 

where δ depends on wing geometry i.e. Aspect ratio, taper ratio and sweep. 

)1(A

cc2L

Di

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: 

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. 

11.04.05.0649.0 ))(cos()1()/( rootWwing ctACSW

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.  

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. 

Propeller Aircraft  Equivalent Aspect Ratio 

Flying boat   8.0 

Twin turboprop   9.2 

Agricultural aircraft  7.5 

General aviation‐twin engine   7.8 

General aviation‐single engine   7.6 

Homebuilt  6.0 

Mmax = Maximum flight Mach number 

Jet Aircraft  a  C 

Jet transport  7.500  0 

Military cargo/bomber  5.570  ‐1.075 

Jet fighter (other)  4.110  ‐0.622 

Jet fighter (dogfighter)  5.416  ‐0.622 

Jet trainer  4.737  ‐0.979 

caMA max

For Sailplane: SbA

2

69.0)/(464.4 bestDLA

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. 

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

Wing Sweep 

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: 

2max

2

2

22 tan142

2

t

LA

Ac

/2,1 22 lc

M

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. 

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

CLα decreases as sweep increases 

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). 

75,)5cos(

10

iDc

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

• At M ~ 0.6, severely reduced L/D  

• Benefit of this design is at M > 1, to sweep wings inside Mach cone. 

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. 

Drag divergence Mach number of a Supercritical airfoil 

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: 

901

)(1)(1

0

DD

DD

MM

(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 

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: 

11.04.05.0649.0 ))(cos()1()/( rootWwing ctACSW

Guidelines for selection of wing sweep 

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. 

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. 

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

Why Sweep the Wing?  Subsonic (usually small)  • Adjust wing aero center relative to cg  • On flying wing, get moment arm length for control  Supersonic (large, 45°‐70°)  • Wing concept changes,   ‐ must distribute load longitudinally as well as laterally  • reduce cross‐sectional area and area variation 

Transonic (significant, 30°‐35°)  • Delay drag rise Mach 

Wing sweep increases wing weight for fixed span 

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 

The taper raio influences  

 Induced drag  Structural weight 

 Ease of fabrication 

Taper Ratio () 

Effect of taper ratio on induced drag: 

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. 

)1(2

A

cc LD

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 

yccVScVL ll 22

21

21

Cl is the local lift coefficient over an element (Δy) of span.   Thus Γ distribution is proportional to the product cCl. 

It is given to prevent tip stalling.  Tip stalling:   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. 

Geometric twist 

Aerodynamic twist 

Schrenk’s Method 

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.  

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 

Typical Distribution of Cl 

)1(2// by

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. 

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. 

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.  

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.  

    

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: 

Remark:  The final choice of iw may be arrived at from wind tunnel tests on the airplane model.   For preliminary design purposes 

Suggested wing incidence angle 

)( 0LwLdesignL icc

Airplane type  Wing incedence angle 

General aviation / home built  20 

Transport  10 

Military  00 

SV

Wc designL2

21

where ρ and V correspond to the design flight conditions 

Its value is decided after the lateral dynamic stability calculations have been carried out for the airplane.  

Suggested dihedral angle 

Dihedral () 

Airplane type 

 [ 0 ] 

Wing Location 

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 angle is the angle that the wings form with respect to the horizon when viewed from the front.  

For preliminary design purposes. 

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.  

There are three choices for the location of the wing on the fuselage namely   

 high‐wing,  mid‐wing, 

 low‐ wing. 

Wing Vertical Location 

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 

Wingtip vortices behind a conventional wingtip and blended winglet 

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.  

• 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..  

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. 

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.  

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

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. 

Aft tail positioning 

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.  

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.  

cruciform 

triple‐tail   

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. 

Moving  the  horizontal tail upward. 

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

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. 

The rudder lies entirely within the wake of the horizontal tail. 

The  effect  of  moving the  horizontal  tail forward  with  respect to the vertical tail. 

Moving  of  the horizontal  tail  aft with  respect  to the vertical tail. 

Unblankated portion 

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. 

Horizontal tail  Vertical tail 

A    A   

Fighter  3 – 4  0.2 – 0.4  0.6 – 1.4  0.2 – 0.4 

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

Others  3 – 5  0.3 – 0.6  1.3 – 2.0  0.3 – 0.6 

T‐tail  ‐  ‐  0.7 – 1.2  0.6 – 1.0 

Tail aspect ratio and taper ratio. (Raymer)  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 

Wingtip 

Low Speed Aileron  

High Speed Aileron  

Flap track fairing  

Spoilers 

Three slotted outer flaps  

Spoilers Air‐brakes  

Three slotted inner flaps  

Krüger flaps  

Slats 

Wingtip 

Low Speed Aileron  

High Speed Aileron  

Flap track fairing  

Krüger flaps  

Slats 

Three slotted inner flaps  

Three slotted outer flaps  

Spoilers 

Spoilers Air‐brakes  

      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) to the equivalent of a conventional airfoil The principle was discovered in the 1930s but was rarely used and was then

     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.