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Schwingungsdämpfung für Drachenflugzeuge.
Die Erfindung betrifft Land- oder Wasserf1ugzeuge und bezweckt. deren Stabilität zu erhöhen bzw. die Stampf-, Schlinger-oder Roll-sowie Gierbewegungen zu dämpfen. Jedes Flugzeug kann bekanntlich als ein im Raum freies, sich um seinen Schwerpunkt drehendes System betrachtet werden. wobei die auftretenden Kräfte und Momente sich um diesen Schwerpunkt das Gleichgewicht halten und der Apparat sich um ihn dreht. Die Erfindung beruht nun in der Erkenntnis, dass sieh eine selbst-
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zusätzlichen Dämpfungsflächen eine Gestalt gibt, dass sie bei jeder Schwingung des Flugzeuges um seine Schwerpunktslängsachse oder Querachse oder Stehachse je eine der Schwingung bzw.
Drehung gegenwirkende dynamische Bremswirkung und bei bestehender Schräglage auch ein ruckfuhrendes dynamisches Kräftepaar um die entsprechende Achse erzeugen, derart, dass das Flugzeug wieder in seine Gleichgewichtsstellungzurückkommt.
Gemäss der Erfindung wird dies dadurch erzielt, dass zwischen jedem der beiderseitigen Haupttragdeckenden und je einer darüber befindlichen, waagrechten, weit nach hinten reichenden Zungenfläche in fester Verbindung mit beiden eine senkrechte, in der Flugrichtung gelegene und weit nach hinten reichendeZungenfläche derart angeordnet ist, dass sie mit der waagrechten Zungenfläehe die Form eines T mit längerem Aussenschenkel bildet, wobei vorzugsweise die Gesamtflächenausdehnung jedes Zungen- flächenpaares ungefähr gleich der Flächenausdehnung eines Haupttragdeckflügels zu halten ist.
Es fallen daher die Druekmittelpunkte der waagrechten Zungenfläehen auf zwei beträchtlich hinter der Stampfachse und über der Schlingerachse genau symmetrisch liegende Punkte, die Druckmittelpunkte der senkrechten Zungenflächen auf zwei beträchtlich hinter der Gierachse und oberhalb der Schlingerachse liegende Punkte.
Es sei hier bemerkt. dass Schwingungsdämpfungseinrichtungen, die aus über den beiderseitigen Haupttragdeckenden befestigten, waagrechten und weit nach hinten reichenden Zungenflächen bestehen, bekannt sind. Diese Hilfsflächen bewirken hauptsächlich nur eine gewisse Erhöhung der Querstabilität. ohne die einleitend angeführten Bedingungen für die gesamte Fahrtstabilität erfüllen zu können.
Die Erfindung sei an Hand der Zeichnung näher erläutert. die ein Ausführungsbeispiel der Erfindung schematisch darstellt. Fig. 1 ist eine Draufsicht, Fig. 2 eine Vorderansicht und Fig. 3 eine Seitenansicht eines in Ruhe befindlichen Flugzeuges. Fig. 4 ist eine Vorderansicht eines in bezug auf seine Schlingerachse ausserhalb des Gleichgewichtes befindlichen Flugzeuges. Fig. 5 ist eine Seitenansicht eines in bezug auf seine Stampfachse ausserhalb des Gleichgewichtes befindlichen Flugzeuges.
Die Fig. 6 ist eine der Fig. 5 entsprechende Ansicht, welche die Beeinflussung des Flugzeuges um die Stampfachse veranschaulicht. Die Fig. 7 und 8 zeigen in Vorderansicht und Draufsicht die Wirkung der in senkrechter Flugrichtungsebeneliegenden Zungenflächen, wobei die waagrechten Zungenflächen der Übersicht halber nicht gezeichnet sind. Fig. 9 ist eine Vorderansicht eines infolge Drehung um die Sehlingeraehse aus der Gleichgewichtslage geratenen Flugzeuges, welche die Wirkung der Zungenflächen in diesem Falle darstellt.
Die Fig. 10 schliesslich zeigt in einer Draufsicht, in der die waagrechten Zungenflächen der Übersicht halber fortgelassen sind, die Wirkung der in senkrechter Flugriehtungsebene liegenden Zungenflächen, die ein abgelenktes Flugzeug in seine für den Flug erforderliche Gleichgewichtslage zurückbringt.
In dem dargestellten Ausführungsbeispiel bedeuten 1 und 2 die waagrechten Zungenflächen mit ihren bei. 3 bzw. 4 gelegenen, einander entsprechenden Druckmittelpu'nkten. deren Entfernung voneinander
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rechten Zungenflächen' und 2 sind den in senkrechter Flugrichtungsebene liegenden Zungenflächen 31 und 41 (Fig. 2,4 und 9) derart übergelagert, dass jedes Zungenflächenpaar in der Vorderansicht ein "T" mit längerem Aussenschenkel bildet. Die Zungenflächen sind sowohl untereinander als auch mit den Haupttragflächen fest verbunden, so dass sie gewissermassen zwei in der Längsrichtung des Flugzeuges verlaufende T-Träger bilden, die während des Fluges zur Versteifung des Flugzeuges beitragen.
Sollte der Apparat aus irgendwelchen Gründen die Neigung zu Schlingerbewegungen in Richtung des Pfeiles 10 (Fig. 4) haben, so wirken zwei Kräfte 11 in bezug auf die voneinander sehr entfernten Punkte 3 und 4 mit dem sehr beträchtlichen Hebelarm 21, so dass sie der Drehung um die Schlingerachse entgegenwirken und diese Drehung abbremsen.
Hätte das Flugzeug aus irgendwelchen Gründen Neigung, im Sinne des Pfeiles 12 (Fig. 5) zu stampfen, so würden auf die Punkte 3 und 4 Kräfte 13 mit einem Hebelarm l1, der in bezug auf den Schwer-
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abgebremst würde. Ausser diesen bremsenden Einflüssen und ausser ihrer Wirkung in Verbindung mit den entsprechenden senkrechtenzungenflächen, von denen noch die Rede sein wird, üben die waagreehten Zungenflächen auch eine kräftige dynamische Wirkung zur Rückführung des Apparates in die Gleichgewichtslage aus.
Wenn nämlich aus irgendeinem besonderen Grunde das Flugzeug so abgelenkt würde, wie es die Fig. 6 zeigt, und sich in der Richtung des Pfeiles 14 fortbewegen würde, so würden an den Punkten 3 und 4 Kräfte angreifen, deren mit dem Hebelarm l2 in bezug auf den Schwerpunkt 17 angreifende Komponenten 16. dem Apparat eine Drehung im Sinne des Pfeiles 18 geben und ihn somit in die Gleichgewichtslagezurückführenwürden.
Die senkrechten Zungenflächen entwickeln ihrerseits Bremswirkungen, zu denen man durch analoge
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jede Sehlingerbewegung in Richtung des Pfeiles 51 (Fig. 7) infolge der Kräfte 61 und 71, die mit einem Hebelarm l3 an den entsprechenden Druckmittelpunkten angreifen ; ferner verhindert die von den senkrechten Zungenflächen herrührende Bremswirkung jede Gierbewegung, d. h. Abweichung von der gewünschen Flugrichtung im Sinne des Pfeiles 101 um die durch den Schwerpunkt 17 des Apparates gehende Vertikalachse. In diesem Falle würde die seitliche Abweichung von der gewünschten Flugrichtung, die durch den Pfeil 00 angedeutet ist, Kräfte 111 und 121 hervorrufen, welche an den Druckmittelpunkten 31 und 41 mit einem Hebelarm l1, angreifen.
Aus diesem Zusammenwirken der Zungenflächen (Fig. 9) bzw. ihrer auf Wiederherstellung des Gleichgewichtszustandes hinzielenden Wirkungen ergibt sich ein weiterer beträchtlicher Vorteil der Anordnung gemäss der Erfindung : wenn nämlich das Flugzeug in Richtung des Pfeiles 131 abgelenkt wird, so werden Kräfte 141 und 151 auf die Druckmittelpunkte der beiden Zungenfläehenpaare wirken.
Die senkrechte Projektion des Paares. ?, hat die Grösse h !, welche geringer ist als die senkrechte Projektion h2 des entgegengesetzten Flügelpaares 2, 41. Ausserdem ist der auf das Flügelpaar 2, 41 wirkende Hebelarm der Kraft 151 in bezug auf den Schwerpunkt 17 des Flugzeuges erheblich grösser als der auf dasflügelpaar wirkendehebelarm der Kraft 141. Infolgedessen wird das höher gelegene Flügelpaar 2, 41 in bezug auf die Schlingerachse eine überwiegende Rolle spielen, indem es den Apparat wieder in die Gleichgewichtslage zurückführt.
Wenn das Flugzeug aus irgendwelchem Grunde in Richtung des Pfeiles 171 abgelenkt wird, so gilt insbesondere für die senkrechten Zungenflächen (Fig. 10), dass zwei gleiche Kräfte 181, 191 an den Druckmittelpunkten der Zungenflächen 31 und 41 angreifen werden, wobei 191 mit einem kleineren Hebelarm in bezug auf den Schwerpunkt 17 angreifen wird als 181. Die Wirkung der Kraft 181 wird daher überwiegen und das Flugzeug in Richtung des Pfeiles 211 wieder in die richtige Flugrichtung bringen.
Es lassen sich an den beschriebenen Ausführungsformen mannigfache Abänderungen vornehmen und auch sonst geeignete Einrichtungen treffen, ohne den Rahmen und den Sinn der Erfindung zu verlassen.
PATENT-ANSPRÜCHE :
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beiden, einesenkrechte, in der Flugrichtung gelegene und weit nach hinten reichende Zungenfläche (31,41) derart angeordnet ist, dass sie mit der waagrechten Zungenfläche die Form eines T mit längerem Aussenschenkel bildet.
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Vibration damping for hang gliders.
The invention relates to land or sea planes and aims. to increase their stability or to dampen the pitching, rolling or rolling and yaw movements. As is well known, every aircraft can be viewed as a system that is free in space and revolving around its center of gravity. whereby the occurring forces and moments keep their equilibrium around this center of gravity and the apparatus rotates around it. The invention is based on the knowledge that see a self-
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gives additional damping surfaces a shape that, with every oscillation of the aircraft around its center of gravity longitudinal axis or transverse axis or standing axis, each one of the oscillation or
Rotation counteracting dynamic braking effect and with existing inclination also generate a returning dynamic force pair around the corresponding axis, so that the aircraft returns to its equilibrium position.
According to the invention, this is achieved in that between each of the main supporting decks on both sides and one above it, horizontal tongue surface reaching far to the rear, a vertical tongue surface located in the direction of flight and reaching far to the rear is arranged in a fixed connection with both with the horizontal tongue surface forms the shape of a T with a longer outer limb, the total surface area of each tongue surface pair preferably being kept approximately equal to the surface area of a main wing.
The pressure centers of the horizontal tongue surfaces therefore fall on two points that are considerably behind the ramming axis and exactly symmetrically above the rolling axis, the pressure centers of the vertical tongue surfaces on two points that are considerably behind the yaw axis and above the rolling axis.
It should be noted here. that vibration damping devices, which consist of tongue surfaces that are fastened over the main supporting decks on both sides, are horizontal and extend far backwards. These auxiliary surfaces mainly only cause a certain increase in the transverse stability. without being able to meet the conditions for overall driving stability listed in the introduction.
The invention is explained in more detail with reference to the drawing. which schematically represents an embodiment of the invention. Fig. 1 is a plan view, Fig. 2 is a front view, and Fig. 3 is a side view of an aircraft at rest. Fig. 4 is a front view of an aircraft that is out of balance with respect to its roll axis. Fig. 5 is a side view of an aircraft which is out of balance with respect to its pitch axis.
FIG. 6 is a view corresponding to FIG. 5, which illustrates the influence on the aircraft about the pitch axis. 7 and 8 show, in a front view and a top view, the effect of the tongue surfaces lying in the vertical plane of flight direction, the horizontal tongue surfaces not being shown for the sake of clarity. 9 is a front view of an aircraft which has become out of equilibrium as a result of rotation about the Sehlingeraehse, illustrating the action of the tongue surfaces in this case.
Finally, FIG. 10 shows, in a plan view, in which the horizontal tongue surfaces are omitted for the sake of clarity, the effect of the tongue surfaces lying in the vertical plane of flight, which brings a deflected aircraft back into its equilibrium position required for flight.
In the illustrated embodiment, 1 and 2 denote the horizontal tongue surfaces with their at. 3 or 4 located, mutually corresponding pressure medium points. their distance from each other
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Right tongue surfaces' and 2 are superimposed on tongue surfaces 31 and 41 (FIGS. 2, 4 and 9) lying in the vertical plane of flight direction in such a way that each tongue surface pair in the front view forms a "T" with a longer outer leg. The tongue surfaces are firmly connected to each other as well as to the main wing, so that they form, to a certain extent, two T-beams running in the longitudinal direction of the aircraft, which help to stiffen the aircraft during flight.
Should the apparatus for any reason have the tendency to roll in the direction of arrow 10 (Fig. 4), two forces 11 act with respect to the very distant points 3 and 4 with the very considerable lever arm 21, so that they rotate counteract the roll axis and brake this rotation.
If, for whatever reason, the aircraft had a tendency to pitch in the direction of arrow 12 (Fig. 5), forces 13 would be applied to points 3 and 4 with a lever arm l1, which with respect to the gravity
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would be braked. In addition to these braking influences and their effect in connection with the corresponding vertical tongue surfaces, which will be discussed later, the horizontal tongue surfaces also exert a powerful dynamic effect to return the apparatus to its equilibrium position.
If, for some special reason, the aircraft were deflected as shown in FIG. 6 and would move in the direction of arrow 14, forces would act at points 3 and 4, those with the lever arm l2 with respect to Components 16. attacking the center of gravity 17 would give the apparatus a rotation in the direction of arrow 18 and thus return it to the equilibrium position.
The vertical tongue surfaces in turn develop braking effects to which one can use analog
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each Sehlinger movement in the direction of arrow 51 (FIG. 7) as a result of forces 61 and 71, which act with a lever arm 13 at the corresponding pressure centers; furthermore, the braking effect resulting from the vertical tongue surfaces prevents any yaw movement, i. H. Deviation from the desired direction of flight in the direction of arrow 101 about the vertical axis passing through the center of gravity 17 of the apparatus. In this case, the lateral deviation from the desired direction of flight, which is indicated by the arrow 00, would cause forces 111 and 121 which act on the pressure centers 31 and 41 with a lever arm l1.
From this interaction of the tongue surfaces (FIG. 9) or their effects aimed at restoring the state of equilibrium, there is another considerable advantage of the arrangement according to the invention: namely when the aircraft is deflected in the direction of arrow 131, forces 141 and 151 are generated the pressure centers of the two pairs of tongue surfaces act.
The pair's perpendicular projection. ?, has the size h!, which is smaller than the vertical projection h2 of the opposite pair of wings 2, 41.In addition, the lever arm of the force 151 acting on the pair of wings 2, 41 in relation to the center of gravity 17 of the aircraft is considerably larger than that on the pair of wings acting lever arm of the force 141. As a result, the higher-lying pair of wings 2, 41 will play a predominant role in relation to the roll axis by returning the apparatus to its equilibrium position.
If the aircraft is deflected in the direction of arrow 171 for any reason, it applies in particular to the vertical tongue surfaces (FIG. 10) that two equal forces 181, 191 will act on the pressure centers of tongue surfaces 31 and 41, 191 with a smaller one The lever arm acting on the center of gravity 17 will act as 181. The effect of the force 181 will therefore predominate and bring the aircraft in the direction of arrow 211 back into the correct direction of flight.
Various modifications can be made to the described embodiments and other suitable devices can also be made without departing from the scope and spirit of the invention.
PATENT CLAIMS:
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two, one vertical tongue surface (31, 41) located in the direction of flight and reaching far to the rear is arranged in such a way that it forms the shape of a T with a longer outer leg with the horizontal tongue surface.