DE1085766B

DE1085766B - Control device for aircraft

Info

Publication number: DE1085766B
Application number: DES57214A
Authority: DE
Inventors: Gunther Ernst
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1957-03-08
Filing date: 1958-03-05
Publication date: 1960-07-21

Description

Steuervorrichtung für Luftfahrzeuge Die Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung für Luftfahrzeuge, insbesondere für senkrecht startende und landende Flugzeuge, mit Steuerdüsen, die in einer eine aerodynamische Ruderfläche, insbesondere Querruder, tragenden, profilierten Verkleidung angeordnet sind und in entgegengesetzte Richtungen weisen, wobei sie auf der Ruheebene der Ruderfläche etwa senkrecht stehen und wahlweise gespeist werden können.Control device for aircraft The invention relates to a control device for aircraft, especially for aircraft taking off and landing vertically, with control nozzles, which in one an aerodynamic rudder surface, in particular ailerons, load-bearing, profiled cladding are arranged and in opposite directions have, where they are approximately perpendicular to the rest plane of the rudder surface and optionally can be fed.

Derartige Steuervorrichtungen sind für Flugbedingungen entwickelt worden, bei denen auf Grund der geringen Geschwindigkeit oder im Falle des lotrechten Startens und Landens bei der Geschwindigkeit Null die üblichen aerodynamischen Steuerflächen unwirksann sind. In diesen Fällen müssen die für die Stabilisierung und Steuerung der Luftfahrzeuge erforderlichen Momente unter Benutzung beispielsweise der genannten Steuerdüsen erzeugt werden. Dabei wird die Energie eines Strahltriebwerkes für die Erzeugung der zur Steuerung und Stabilisierung des Apparates erforderlichen Momente ausgenutzt.Such control devices are designed for flight conditions where due to the slow speed or in the case of the vertical Take off and land at zero speed using the usual aerodynamic control surfaces are ineffective. In these cases they need to be used for stabilization and control of the aircraft required moments using, for example, those mentioned Control nozzles are generated. The energy of a jet engine is used for the Generation of the moments required to control and stabilize the apparatus exploited.

Zur Verbesserung der Steuerwirkung wird nach der Erfindung vorgeschlagen, daß die Steuerdüsen durch den austretenden Strahl eine gewisse Bewegung in der sie enthaltenden Verkleidung ausführen und diese Bewegung die Ruderfläche im gleichen Steuersinn betätigt.To improve the control effect, it is proposed according to the invention, that the control nozzles through the exiting jet a certain movement in them run containing cladding and this movement the rudder surface in the same Control sense actuated.

Die Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf ,die Zeichnung beispielshalber erläutert.The invention is described below with reference to the drawing explained by way of example.

Fig.1 ist ein schematischer Querschnitt eines Flügelprofils, welcher eine erfindungsgemäße Anordnung zeigt, Fig. 2 ist eine Draufsicht, Fig. 3 ist ein Schnitt längs der Linie III-III der Fig. 2.Fig.1 is a schematic cross section of an airfoil which shows an arrangement according to the invention, Fig. 2 is a plan view, Fig. 3 is a Section along the line III-III in FIG. 2.

Bei der beispielsweise dargestellten Ausführungsform sieht man bei 1 eine profilierte Verkleidung, z. B. einen Flugzeugflügel, bei welchem ein Teil der Hinterkante durch ein um eine Achse 3 schwenkbares Querruder 2 gebildet wird.In the embodiment shown, for example, one sees at 1 a profiled cladding, e.g. B. an aircraft wing, in which a part the trailing edge is formed by an aileron 2 pivotable about an axis 3.

Innerhalb des Flügels sind in der Richtung der Spannweite zwei Leitungen 4 und 5 angeordnet, welche in gekröpfte Endstücke auslaufen, die Düsen 6 und 7 bilden, welche entgegengesetzt gerichtet sind und auf der Oberfläche des Flügels 1 in hierfür zu seinen beiden Seiten vorgesehenen Öffnungen 16 und 17 münden, wobei ein Spiel zwischen dem Umfang der Öffnungen 16 und 17 und :den Düsen 6 und 7 vorgesehen ist, damit sich diese verstellen können. Die Leitungen 4 und 5 sind zwecks Zufuhr von Druckluft an von einer geeigneten Druckluftquelle, z. B. einem Verdichter, kommende Leitungen 8 und 9 mit Hilfe von Gelenken beliebiger Bauart angelenkt, wobei die Gelenkachse 18 senkrecht zu der Schwenkachse 3 des Querruders 2 liegt.Inside the wing, two lines 4 and 5 are arranged in the direction of the span, which terminate in cranked end pieces, which form nozzles 6 and 7, which are directed in opposite directions and on the surface of the wing 1 in openings 16 and 17 open, with a game between the circumference of the openings 16 and 17 and: the nozzles 6 and 7 is provided so that they can be adjusted. The lines 4 and 5 are for the purpose of supplying compressed air to a suitable compressed air source, e.g. B. a compressor, incoming lines 8 and 9 articulated with the aid of joints of any type, the joint axis 18 being perpendicular to the pivot axis 3 of the aileron 2.

Bei dieser Ausbildung können sich die Leitungen 4 und 5 und die ihnen zugeordneten Düsen 6 und 7 in einer zu der Schwenkachse 3 parallelen Ebene verstellen. Diese Verstellung hat jedoch nur eine geringe Amplitude, da der Hub durch den Leitungen 4 und 5 gegenüberliegende Anschläge 14 und 15 begrenzt ist.In this embodiment, the lines 4 and 5 and the nozzles 6 and 7 assigned to them can be adjusted in a plane parallel to the pivot axis 3. However, this adjustment has only a small amplitude, since the stroke is limited by stops 14 and 15 lying opposite the lines 4 and 5.

An der Schwenkachse 3 des Querruders 2 ist ein Ruderhebel 10 befestigt, welcher mit einer Gabel 19 im Eingriff steht, die an dem Ende einer Kuppelstange 11 vorgesehen ist, die gebogene Abschnitte 20 und 21 aufweist, welche die Leitungen 4 und 5 auf der den Düsen 6 und 7 abgewandten Seite umfassen. Einander entgegenwirkende Federn 12 halten die Stange 1i in einer mittleren Ruhestellung, in welcher das Querruder 2 in der Verlängerung des Flügels 1 liegt.On the pivot axis 3 of the aileron 2, a rudder lever 10 is attached, which is in engagement with a fork 19 which is provided at the end of a coupling rod 11, which has curved sections 20 and 21 , which the lines 4 and 5 on the nozzle 6 and 7 include facing away from the side. Springs 12 counteracting one another hold the rod 1 i in a central rest position in which the aileron 2 lies in the extension of the wing 1.

Die obige Vorrichtung arbeitet folgendermaßen: Wenn an dem Flugzeug ein Moment durch Ausübung einer z. B. auf Fig.1 nach oben gerichteten Kraft erzeugt werden soll, werden die zu der nach unten gerichteten Düse 6 führenden Leitungen 8 und 4 mit Druckluft gespeist. Der aus der Düse 6 in der Richtung der Pfeile f austretende Druckluftstrahl erzeugt einen Schub in entgegengesetzter Richtung. Hierdurch wird eine Verschwenkung der Leitung 4 erzeugt, welche die Stange 11 entgegen der Wirkung der Feder 12 bis zu dem Anschlag 14 mitnimmt. Die beweglichen Teile nehmen dann die strichpunktiert angegebene Stellung ein, welche einem Ausschlag des Querruders 2 nach unten entspricht. Unter Berücksichtigung der Strömungsrichtung des Fahrwindes erzeugt dieser Ausschlag des Querruders eine Kraft, welche in Fig. 1 nach oben gerichtet ist, d. h. indem gleichen Sinn wie die Rückwirkung des von der Düse 10 erzeugten Hilfsstrahles. Das Querruder 2 und die Düse 6 tragen somit beide zu der gewünschten Wirkung bei.The above device works as follows: When a moment on the aircraft by exerting a z. B. is to be generated in Figure 1 upward force, the lines 8 and 4 leading to the downward nozzle 6 are fed with compressed air. The compressed air jet emerging from the nozzle 6 in the direction of the arrows f generates a thrust in the opposite direction. This produces a pivoting of the line 4, which takes the rod 11 with it against the action of the spring 12 as far as the stop 14. The moving parts then assume the position indicated by dash-dotted lines, which corresponds to a deflection of the aileron 2 downwards. Taking into account the direction of flow of the driving wind, this deflection of the aileron generates a force which is directed upwards in FIG. 1, ie in the same sense as the reaction of the auxiliary jet generated by the nozzle 10. The aileron 2 and the nozzle 6 thus both contribute to the desired effect.

Bei Unterbrechung der Speisung der Düse 6 mit Druckluft führt die Feder 12 die gesamte bewegliche Anordnung in ihre vollausgezogen dargestellte Ruhestellung zurück.When the supply of compressed air to the nozzle 6 is interrupted, the Spring 12 the entire movable arrangement in its fully extended rest position shown return.

Ein entgegengesetztes Ergebnis kann durch Speisung der Düse 7 erhalten werden, welche bis zu dem Anschlag 15 zurückweicht und einen Ausschlag des Querruders 2 nach oben hervorruft, wobei dann ebenfalls die Rückwirkung des aus der Düse 7 austretenden Hilfsstrahls zu der aerodynamischen Wirkung des Querruders 2 hinzukommt, wodurch hier eine in Fig. 1 nach unten gerichtete Kraft erzeugt wird.An opposite result can be obtained by feeding the nozzle 7 which recedes as far as the stop 15 and a deflection of the aileron 2 causes upward, in which case the reaction of the from the nozzle 7 emerging auxiliary jet is added to the aerodynamic effect of the aileron 2, whereby a force directed downward in FIG. 1 is generated here.

Es ist zu bemerken, daß bei der obigen Ausführungsform. das Querruder von den Hilfsdüsen abgekuppelt werden kann, so daß es getrennt betätigt werden kann, z. B. wenn die Fluggeschwindigkeit ausreicht; es können dann aber auch die Düsen allein zur Erzeugung der gewünschten Momente gespeist werden.It should be noted that in the above embodiment. the aileron can be uncoupled from the auxiliary nozzles so that it can be operated separately, z. B. when the airspeed is sufficient; but then the nozzles can also be fed solely to generate the desired moments.

Claims

PATENT CLAIM: Control device for aircraft, in particular for aircraft taking off and landing vertically, with an aerodynamic one in one Rudder surface, in particular ailerons, arranged bearing profiled cladding and in opposite directions pointing control nozzles, which are on the rest plane the rudder surface are approximately perpendicular, with the control nozzles optionally fed can be, characterized in that the control nozzles (6, 7) through the exiting Beam perform a certain movement in the cladding (1) containing them and this movement actuates the rudder surface (2) in the same steering direction. Into consideration Drawn pamphlets: U.S. Patent No. 2451008.