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Vorrichtung zur Verhinderung des überziehens von Flugzeugen Die Erfindung
bezieht sich auf eine Vorrichtung, durch die verhindert werden soll, daß ein Flugzeug
überzogen wird oder die Strömung an der gesamten Tragfläche bei niedrigen Geschwindigkeiten
vollständig abreißt.
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Die für das Höhenruder vorgesehene Vorrichtung sieht eine verstellbare
Anschlag- oder Gelenkverbindung vor, die zwischen der Stabilisierungsflosse und
Flugzeugzelle angebracht ist, um die Aufwärtsbewegung des Höhenruders nur dann zu
begrenzen, wenn das Flugzeug einen schwanzlastigen Zustand bei geringer Geschwindigkeit
oder bei der Landung aufweist.
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Das Verhindern des Abreißens der Strömung bei Flugzeugen während der
Landung war jahrelang ein schwieriges Konstruktionsproblem, wobei durch Begrenzung
von Höhenruderauslenkungen die Manövrierlähigkeit beeinträchtigt wurde und zu kopflastigen
bzw. schwanzlastigen Flugzuständen sowie Verlagerungen des Schwerpunktes führten.
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Darüber hinaus stellt bei einem Flugzeug mit luftatmendem Triebwerlz,
das hinter der Vorderkante des Flügels und über der Ebene der Flügelsehne angeordnet
ist, ein vollständig überzogener Flügel eine Gefahr für das Triebwerk dar, da dieser
dann zu wenig Sauerstoff erhält, unregelmäßig zu laufen beginnt oder gar abgewürgt
wird.
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Wenn ein Flugzeug im überzogenen Flugzustand sich dem Boden nähert,
vergrößert sich der Anstellwinkel laufend, und die Luftgeschwindigkeit nimmt fortschreitend
ab, bis an einem Teil des Flügels die Strömung abreißt, wobei das Flugzeug in diesem
Augenblick so nahe wie möglich am Boden sein sollte. Der Flügel ist im allgemeinen
so konstruiert, daß seine verschiedenen Abschnitte für eine bestimmte Luftgeschwindigkeit
unter verschiedenen Anstellwinkeln überzogen sind, wobei die aerodynamische Form
oder der Aastellwinkel der verschiedenen Flügelteile derart verändert wird, daß
der Flügel beispielsweise mit einer Auf- oder Abwärtsverwindung oder einer Verjüngung
versehen wird. Durch diese Maßnahme erfährt das Flugzeug bereits unmittelbar beim
überziehen eines Teils des Flügels einen Verlust an Auftrieb. Wenn ein Flugzeug
mit einer vorbestimmten Landegeschwindigkeit, die wenige Kilometer über der Abreißgesc
hwindigkeit liegt, und mit vorbestimmter oder nach vorn verlegter Schwerpunktslage
bzw. in kopflastigem Zustand zur Landung ansetzt, wird beim Ziehen des Steuerknüppels
das Höhenruder bis in seine Endlage und der Anstellwinkel des Flügels so weit vergrößert,
daß ein Abschnitt des Flügels in einen überzogenen Zustand kommt und das Flugzeug
absinkt. Ist das gleiche Flugzeug schwanzlastig, und deshalb schon dem kritischen
Anstellwinkel nahe, so erhält das Flugzeug einen übermäßigen Anstellwinkel, bei
dem alle Teile des Flügels überzogen sind, so daß es vollständig durchsackt und
abstürzt.
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Die Erfindung hat sich daher zum Ziel gesetzt, eine Vorrichtung zur
Verhinderung des Überziehens von Flugzeugen bei gegenüber der Normalfluglage mit
nach rückwärts verlagertem Schwerpunkt zu schaffen, die sich dadurch kennzeichnet,
daß in Abhängigkeit von einer Rückwärtsverlagerung des Flugzeugschwerpunktes gegenüber
der Normalfluglage eine Begrenzung der maximalen Auslenkung des Höllenruders nach
oben vorgenommen wird.
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Ein Ausführungsbeispiel der Vorrichtung ist schematisch in der Zeichnung
dargestellt. Es zeigt F i g. 1 eine Vorrichtung, bei der die Stellung der horizontalen
Stabilisierungsflosse und der das Höhenruder begrenzende Anschlag bei normaler Schwerpunktslage
dargestellt ist, wobei die höchste Stellung der Stabilisierungsflosse mit durchgezogenen
Linien und die neutrale Stellung gestrichelt dargestellt ist, F i g. 2 eine Ansicht
bei kopflastigem Flugzeug, F i g. 3 eine Ansicht, bei der das Flugzeug schwanzlastig
ist, wobei die Aufwärtsbewegung des Höhenruders durch die in der durchgezogenen
Linie gezeigten Stellung begrenzt ist.
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Eine horizontale Stabilisierungsflosse 10 (F i g.1) ist schwenkbar
um eine Achse 11 am flugzeugfesten Teil 12 des Flugzeughecks gelagert. Ein Höhenruder
13 ist um eine Achse 14 schwenkbar an der Stabilisierungsflosse
10
angebracht. Ein Gestänge 15 ist an der Stabilisierungsflosse 10 um
eine Achse 16 vor deren Schwenkachse 11 schwenkbar gelagert. Ein weiteres
Gestänge 17 ist durch eine Gelenkverbindung 18 mit einem flugzeugfesten Teil
19 des Hecks verbunden. Die freien Enden der Gestänge 15 und
17
treffen in einer Gelenkverbindung 20 zusammen. Ein Anschlag 21 ist
starr mit dem zweiten Gestänge 17 verbunden und gerade so lang, daß er das vordere
Ende bzw. den Fortsatz 22 des Höhenruders 13 fast berührt, wenn das
Höhenruder seine höchste Auslenkung an der Stabilisierungsflosse 10 einnimmt,
die für normale Lage des Schwerpunktes getrimmt ist.
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Zur Steuerung der Längsneigung ist eine Gelenkverbindung zwischen
dem Steuerknüppel und der horizontalen Stabilisierungsflosse 10 vorgesehen.
Die Gelenkverbindung ist über ein Gestänge 23 an der Stabilisierungsflosse
10 befestigt und weist ein Gestänge 24 auf, das schwenkbar am Gestänge 23
angeordnet ist. Durch diese Anordnung kann die Stabilisierungsflosse 10 von
der normalen (F i g.1) Stellung aus verstellt werden, um ein Kippmoment des Flugzeugs
bei einer kopflastigen (F i g. 2) oder schwanzlastigen Fluglage (F i g. 3) durch
horizontale Hin- oder Herbewegung des Gestänges 24 auszugleichen.
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Die horizontale Stabilisierungsflosse 10 wird für ein kopflastiges
Flugzeug bzw. für einen nach vorn verlagerten Schwerpunkt bei langsamen Flug durch
die Vorrichtung (F i g. 2) getrimmt. Das Höhenruder ist hierbei in seiner Auslenkung
nicht begrenzt, da das vordere Ende 22 des Höhenruders 13 nicht im Eingriff mit
dem Anschlag 21 steht und die Gestänge 15,17 der Gelenkverbindung
durch die nach unten gerichtete Kippstellung der Stabilisierungsflosse
10
auch nach unten bewegt werden.
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Die horizontale Stabilisierungsflosse 10 wird durch die Vorrichtung
bei Schwanzlastigkeit des Flugzeuges bzw. nach hinten verlagertem Schwerpunkt bei
langsamem Flug oder während der Landung in der in F i g. 3 gezeigten Weise ausgerichtet.
Hierbei wird durch das Gestänge 15,17 bzw. 21 bei einer Verstellung der horizontalen
Stabilisierungsflosse 10 nach oben, die Aufwärtsbewegung des Höhenruders
begrenzt, da das vordere Ende 22 des Höhenruders- auf den nach oben bewegten Anschlag
21 trifft.