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Verfahren und Vorrichtung zur Steuerung der Wirkung von
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aerodynamischen Flächen von Luftfahrzeugen.
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Die Erfindung bezieht sich auf die Steuerung der Wirkung von aerodynamischen
Flächen von Luftfahrzeugen. Sie betrifft insbesondere ein Verfahren und eine Vorrichtung
zur Steuerung der Wirkung von aerodynamischen Hilfs-Flächen wie der der Stabilisierung
dienenden Tragwerke und Flächen der Luftfahrzeuge.
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Die Erfindung bezieht sich hauptsächlich auf alle aerodynamischen
Flächen, bei welchen sie wenigstens örtlich auf einen einstellbaren Teil angewandt
werden kann, um eine bestimmte, umfassende Überwachung zu erhalten, die an verschiedene
Flugbedingungen angepaßt ist.
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Es ist bekannt, die Abmessungen der aerodynamischen Flächen festzulegen,
entweder um eine zweckdienliche Wirkung für den kritischsten Betrieb eines Flugzeuges
zu erzielen oder um speziell bestimmte Flugphasen zu optimieren.
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Dabei resultiert, daß bei normaler Funktion oder für andere Flugphasen
die durch diese Flächen erzielte Wirkung übermäßig groß oder nachteilig wird und
dadurch zu einer Verringerung der Fluggüte und der Flugleistung führt.
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Die Arbeiten des Anmelders auf dem Gebiet der Aerodynamik sowie der
Überwachung der Stabilität von Luftfahrzeugen haben zu einem Verfahren und einer
Vorrichtung geführt, welche es gestatten, die Wirkung von aerodynamischen Flächen,
insbesondere von einstellbaren aerodynamischen Hilfs-Flächen, die durch Arbeitsmittel
gesteuert sind, an verschiedene Formen des Fluges eines Luft fahrzeuges anzupassen.
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Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Überwachung
der Wirkung von aerodynamischen Flächen mit Hilfe von beweglichen Klappen (Seitenflossen),
welche erfindungsgemäß gesteuert oder freitriftend sind und deren Gleichgewichtsstellung
beim Triften durch verschiedene angebaute Mittel (Hubzylinder oder schwenkbare Klappen)
geregelt werden kann.
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Steuerflächen, die imstande sind, entweder frei triftend oder gesteuert
zu arbeiten, sind bekannt. Beim Triften kann die Gleichgewichtsstellung mit Hilfe
von justierbaren Federn eingestellt werden wie auch mittels an die Steuerflächen
angelenkter Hilfs-Klappen (FR-PS 1 605 011, DE-PS 259 357, GB-PS 711 637, US-PS
2 681 776).
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Die Eigentümlichkeit der Erfindung besteht in der Hauptsache darin,
daß der Übergang von der einen Arbeitsweise in die andere (also von freiem Triften
zum Steuern bzw. umgekehrt) -mittels einer ausrückbaren Kupplung erzielt wird, die
in den Antrieb der Steuerung eingesetzt ist.
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Das Verfahren zur Steuerung der Wirkung von aerodynamischen Flächen
eines Luftfahrzeuges, welches einstellbare aerodynamische Flächen aufweist, die
gemäß einer ersten Arbeitsweise, die in der Steuerung ihrer Einstellung besteht,
oder gemäß einer zweiten Arbeitsweise, die im Freilassen zur Einnahme einer Gleichgewichtslage
im Luftstrom besteht, arbeiten, wobei die Flächen verbunden sind einerseits mit
Vorrichtungen zur Steuerung ihrer Einstellung und andererseits mit Mitteln zum Regeln
ihrer Gleichgewichtsstellung, ist erfindungsgemäß dadurch gekennzeichnet, daß zum
Zwecke des Übergangs von der einen Arbeitsweise in die andere auf die Betätigung
einer ausrückbaren Kupplung eingewirkt wird, welche zwischen die einstellbaren aerodynamischen
Flächen und ihre Vorrichtungen zum Steuern eingesetzt ist.
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Die Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens der Steuerung der
Wirkung von aerodynamischen Flächen eines Luftfahrzeuges, welches einstellbare aerodynamische
Flächen enthält, die entweder gesteuert sind oder um eine Gleichgewichtslage im
Luftstrom frei pendeln, wobei die Flächen einerseits mit Steuervorrichtungen zur
Steuerung ihrer Einstellung und andererseits mit Mitteln zum Regeln ihrer Gleichgewichtsstellung
verbunden sind, ist dadurch gekennzeichnet, daß die Verbindung zwischen den einstellbaren
Flächen und den Steuervorrichtungen eine ausrückbare Kupplung enthält.
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Die vorliegende Erfindung bietet den Vorteil, daß sie einer aerodynamischen
Fläche die Möglichkeit gewährt, entweder wirksam zu sein im "Steuerbetrieb", wobei
diese den größten Effekt, für welchen sie bestimmt ist, hervorruft, oder aber im
"Triftbetrieb, bei dem sie "transparent" ist, d.h. daß sie einen geringen Resteffekt
bewirkt oder einen solchen nahezu Null, oder aber eine Wirkung von einer bestimmten
Größe.
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Wie nachfolgend gezeigt wird, kann die im "Triftbetrieb" hervorgebrachte
Wirkung auf einen gewünschten Wert eingestellt werden, der fest oder variabel im
Hinblick auf das Ziel, zur Hauptfunktion des Luftfahrzeuges beizusteuern, sein kann.
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Im Rahmen dieses Zieles können im "Triftbetrieb" die Gleichgewichtsbedingungender
Seitenflosse im Luftstrom durch interne mechanische Mittel reduziert werden, beispielsweise
durch den Einsatz von Gegengewichten und/oder eines Stoßdämpfers oder aber durch
externe Mittel wie eine Klappe an der Hinterkante, deren Schwenkstellung gesteuert
wird.
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Die Erfindung findet Anwendung bei aerodynamischen Flächen von Unterschall-
und Überschallflugzeugen zur natürlichen oder künstlichen Stabilisierung aller Flugarten.
Zu den aerodynamischen Flächen, bei welchen die Erfindung Anwendung findet, gehören
insbesondere die Seitenflossen vom Typ "Ente", das Tragwerk und die Kiel flossen.
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Die Verwendung von Seitenflossen vom Typ "Ente" hat große Vorteile
für die Funktion von Flugzeugen in sehr verschiedenen Flugbereichen: bei mäßiger
Geschwindigkeit erlaubt sie insbesondere eine Vergrößerung des Auftriebes oder,
bei gleichem Auftrieb, eine Verbesserung der Leistungsfähigkeit bei Start und Landung,
bei großer Geschwindigkeit gestattet sie, die Manövrierbarkeit des Flugzeuges merklich
zu verbessern -eine insbesondere bei Kampfflugzeugen gewünschte Eigenschaft.
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Bei bestimmten Formen des Fluges mit großer Geschwindigkeit treten
jedoch Nachteile auf wie zum Beispiel gegenseitige aerodynamische Beeinflussungen
mit dem Tragwerk, welche dazu führen, daß die Seitenflossen vom Typ "Ente" in den
Rumpf
des Flugzeuges eingezogen oder in eine vertikale Stellung
umgeklappt werden.
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Die Erfindung erübrigt die Zuflucht zu solchen aufwendigen Maßnahmen.
Es hat sich gezeigt, daß die Anwendung von Seitenflossen vom Typ "Ente" gemäß der
Erfindung bei für Überschallgeschwindigkeit vorgesehenen Flugzeugen einen risikolosen
Übergang vom Unterschallbereich zum Überschallbereich erlaubt, wie es früher durch
eine starke Vergrösserung der Stabilität und durch ein Ausbalancieren durch "Achsversetzung"
erzielt wurde.
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Die vertikale Leitflosse oder die Kielflosse eines Flugzeuges muß
so dimensioniert sein, daß sie unsymmetrische Momente, insbesondere aufgrund eines
ausgefallenen Motors bei einem mehrmotorigen Flugzeug,erforderlichenfalls ausgleicht.
Infolgedessen ist das Flugzeug bei normalen Verhältnissen sehr empfindlich auf "Abschmieren"
und es kann ein beträchtliches Rückstellmoment beim Gieren aufweisen, welcher in
der Praxis zu einer Herabsetzung der. Leistung und der Flugqualität des Flugzeuges
führt. Die Anwendung der Erfindung an einem Teil der Kielflosse erlaubt bei vollständiger
Erhaltung der maximalen Wirksamkeit für die kritischen Fälle die Begrenzung der
Wirkung der Steuerfläche während des Fluges unter normalen Bedingungen auf einen
vergleichbaren Wert, was für das Flugzeug eine merkliche Verbesserung der Flugmöglichkeiten
beim Abschmieren oder bei Seitenwind bedeutet.
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Nachfolgend werde einige Beispiele für die Anwendung einer erfindungsgemäße
Seitenflosse vom Typ 'Ente" angeführt, um damit den technischen Fortschritt zu erläutern.
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Beispiel 1 - Überschallflugzeuge Die statische Längsstabilität eines
Flugzeuges ist charakterisiert durch die relative Lage des Massenschwerpunktes bezüglich
des aerodynamischen M-ittelpunktes des Flugzeuges. Ihre Größe ist durch das Rückstellmoment
in der Gleichgewichtslage bestimmt, dessen Hebelarm durch den Abstand zwischen dem
Masseschwerpunkt und dem aerodynamischen Mittelpunkt des Flugzeuges gebildet wird.
Die Grenze der Rückstellung ist hauptsächlich durch diese Stabilitätsbedingungen
-beim Unterschallflug festgelegt.
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Der Übergang vom Unterschall- zum Überschallflugzeug ruft eine Rückwärtsverlagerung
des aerodynamischen Mittelpunktes hervor, welche die Länge des oben erwähnten Hebelarmes
vergrößert und eine niederdrückendes Moment induziert, welches durch ein aufrichtendes
Moment kompensiert werden muß, das heißt, durch eine "Achsversetzung" zu der Höhensteuerfläche.
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Diese Flugart ist ungünstig für die Leistungsfähigkeit des Flugzeuges.
Um insbesondere bei längeren Phasen wieder in einen einwandfreien Flugzustand zu
gelangen, ist es daher beim Überschallflug erforderlich, Abhilfen anzuwenden, welche
allerdings den Einsatz aufwendiger Hilfsmittel erfordern.
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Diese Hilfsmittel bestehen hauptsächlich in der Ausstattung des Flugzeuges
mit einer Vorrichtung zur Verlagerung der Ladung nach rückwärts, um die Zentrierung
des Flugzeuges parallel zu der Rückwärtsverlagerung des aerodynamischen Mittel punktes
nach rückwärts zu verlegen.
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Die Erfindung vermeidet, daß Zuflucht zu einer solchen Vorrichtung
genommen werden muß in dem Fall, daß das Flugzeug mit einer Seitenflosse vom Typ
"Ente" ausgestattet ist. Tatsächlich erlaubt die Anwendung der Erfindung auf diese
Seitenflosse,
die sich einstellende Rückwärtsverlagerung des aerodynamischen
Mittelpunktes durch eine Vorwärtsverlagerung des Mittelpunktes zu kompensieren,
was dadurch erzielt wird, daß die Seitenflosse vom Typ "Ente" vom "Triftbetrieb"
beim Unterschallflug auf "Steuerbetrieb beim Überschallflug umgeschaltet wird. +
aerodynamischen Beispiel 2 - Flugzeuge mit gesteuerter Längsstabilität Bei solchen
Flugzeugen, bei welchen der Massenschwerpunkt hinter dem aerodynamischen Mittelpunkt
oder kurz davor, aber nahe dem aerodynamischen Mittelpunkt, liegt, geschieht die
Kompensation der mangelnden natürlichen Stabilität mit Hilfe eines automatischen
Systems welches die Rückstellmomente und die notwendigen Dämpfungsmomente durch
eine Betätigung der Höhensteuerfläche hervorbringt, deren Stellung von Veränderungen
des Längsneigungswinkels und der Winkelgeschwindigkeit des Kippens beherrscht wird.
Der größte Nachteil dieser Funktionsweise besteht darin, daß es aus Gründen der
Zuverlässigkeit und der Sicherheit unerläßlich ist, die Glieder der automatischen
Steuerung zu vervielfachen, was die Kosten der elektronischen Einrichtungen des
Flugzeuges erheblich vergrößert.
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Die Anwendung der Seitenflosse vom Typ "Ente" nach der Erfindung erlaubt
nach Belieben und besonders im Falle einer Schwierigkeit beim Flug, den aerodynamischen
Mittelpunkt durch Übergang in den "Triftbetrieb" zurück zu verlegen und dem Flugzeug
natürliche Stabilitätsbedingungen zu verschaffen, welche die Möglichkeit,es zu steuern,
wieder herstellen.
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Beispiel 3 - Laborflugzeuge Die erfindungsgemäße Seitenflosse, welche
es erlaubt, den aerodynamischen Mittelpunkt des Flugzeuges wie oben erläutert zu
verschieben, verleiht der Erfindung eine Möglichkeit einer interessanten Anwendung
bei Laborflugzeugen, bei welchen sie gestattet, die Stabilität beliebig zu verändern
und zurückzukehren zu den Anfangsbedingungen, was das Einstellen und die Prüfung
der Eignung der Einrichtungen für die Steuerung der Stabilität beim Flug erlaubt.
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Die nachfolgende Beschreibung nimmt Bezug auf die beigefügten Zeichnungen.
Es zeigen: Figur la ein Flugzeug mit einer Seitenflosse vom Typ 1,Ente" in fester
Stellung oder in Steuerstellung (Arbeitsweise im "Steuetbetrieb"), in schematischer
Darstellung; Figur lb ein Flugzeug entsprechend Figur la, wobei sich die Seitenflosse
von Typ "Ente" in ausgekuppelter Stellung (Arbeitsweise in "Triftbetrieb") befindet;
Figur 2 die Seitenflosse gemäß der Erfindung in schematischer Darstellung; Figur
3 eine Steuerflosse mit einer an der Hinterkante angeordneten Klappe, schematisch
dargestellt; Figuren 4a, 4b eine Steuervorrichtung einer aerodynamischen Fläche,
die einen Mechanismus aufweist, der es erlaubt, sie in eine ausgekuppelte oder eine
gesteuerte Stellung zu versetzen.
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Figur 5 zeigt ein Beispiel der Anwendung der Erfindung auf einen Teil
einer Steuerfläche; Figur 6 zeigt ein Beispiel der Anwendung der Erfindung an den
Enden des Haupt-Tragwerkes eines Luftfahrzeuges.
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Das in den Figuren la und Ib dargestellte Flugzeug besitzt ein Haupttragwerk
1 sowie eine Seitenflosse 2 vom Typ "Ente", die in einer horizontalen Ebene mit
quer zur Längsachse des Flugzeuges liegenden Achse angeordnet ist. Die Seitenflosse
2 ist (Fig.1a) unter dem Einfluß der Steuermomente. Sie arbeitet im'1Steuerbetrieb",das
heißt, daß ihre Einstellung in Bezug auf das Flugzeug verändert oder festgehalten
werden kann. Unter dieser Bedingung führt die Seitenflosse 2 im Verlauf von Schwenkungen
des Flugzeuges die gleichen Veränderungen des Längsneigungswinkels aus wie das Haupttragwerk
und sie nimmt an der Funktion des Flugzeuges teil, wobei sie insbesondere einerseits
ein Aufrichtmoment durch die Auftriebskraft F2 hervorruft, welches mit dem Längsneigungswinkel
veränderlich ist,und andererseits ein Vorschieben des aerodynamischen Haupt-Mittelpunktes
des Flugzeuges, was eine Verringerung der Längsstabilität aufgrund der Anordnung
der Seitenflosse 2 vor dem Haupttragwerk 1 zur Folge hat.
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In Figur lb ist die Seitenflosse 2 beweglich, sie arbeitet im "Triftbetrieb"
, das heißt, daß sie frei in ihrer Rotation um die im wesentlichen senkrecht zur
Richtung des Fluges liegenden Achse ist.
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Die Drehachse 6 (siehe Figur 2) ist vor dem aerodynamischen Mittelpunkt
Fc der Seitenflosse 2 vom Typ "Ente" angeordnet, die Seitenflosse 2 stellt sich
in die Windrichtung ein und arbeitet unter dem Einfluß des Längsneigungswinkels
und der Auftriebskraft F2 vom Wert Null oder einem geringen, konstanten Wert und
sie bleibt unabhängig von den Änderungen des Längsneigungswinkels des Flugzeuges.
Unter diesen Bedingungen kann man in der Praxis annehmen, daß die Seitenflosse 2
bei der Einstellung der Gleichgewichtslage nicht teilnimmt, die Seitenflosse 2 kann
als "transparent" bezeichnet werden
und die oben erwähnten Wirkungen
für den "Steuerbetrieb" (Aufrichtmoment und Vor erschieben des aerodynamischen Mittelpunktes)
verschwinden. In Bezug auf die in Figur 1a dargestellten Verhältnisse folgt daraus
eine Vergrößerung der Längsstabilität und die aerodynamische Wechselwirkung mit
dem Haupttragwerk 1 wird außerdem vernachlässigbar.
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Bei dieser Arbeitsweise im "Triftbetrieb", also außerhalb eines konstanten
Einflusses des geringen Wertes der restlichen Auftriebskraft F2,geht alles so vor
sich wie wenn das Flugzeug nicht mit einer Seitenflosse 2 ausgestattet wäre oder
aber daß diese sich in eingezogener oder zurückgeklappter Stellung befindet.
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In Figur 2 sind diejenigen Mittel schematisch dargestellt, welche
es gestatten, die Gleichgewichtsstellung der Seitenflosse 2 im "Triftbetrieb" zu
regeln. Diese Stellung resultiert aus dem Gleichgewicht der Momente um die Rotationsachse
6, das heißt, vom Gleichgewicht zwischen dem durch die Auftriebskraft F2 hervorgerufenen
aerodynamischen Ursprungsmoment, dem ursprünglichen, von der Exzentrizität des Gravitationszentrums
des Systems in Bezug auf die Achse 6 hervorgerufenen Massenmoment sowie dem Stellmoment
des das Gegengewicht 4 und den Stoßdämpfer 5 enthaltenden Mechanismus.
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Die Erfindung sieht vor, die Gleichgewichtsstellung der Seitenflosse
2 mit den Mitteln des Stell-Mechanismus 4, 5 zu regeln, um zu erreichen, daß die
hervorgerufene Kraft einen gewünschten Wert, welcher fest oder variabel sein kann,
annimmt. Ein erstes Mittel hierfür besteht darin, das Gegengewicht 4 zu verschieben,
indem es mit Hilfe eines (nicht dargestellten) Motors an die Drehachse 6 angenähert
oder von dieser entfernt wird.
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Eine Kupplungsvorrichtung 7 erlaubt das Einkuppeln Und das Auskuppeln
der Seitenflosse 2. Diese Kupplungsvorrichtung, deren Betätigung durch 7' angedeutet
ist, gewährleistet die Voraussetzung des Kuppelns und des Entkuppelns zwischen einer
kraftschlüssig mit der Seitenflosse 2 verbundenen Schubstange 9 und einer weiteren,
kraftschlüssig mit den Antriebsmitteln der Seitenflosse 2 verbundenen Schubstange
11.
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Ein zweites Mittel zur Veränderung der Gleichgewichtsbedingungen der
Seitenflosse 2 ist in Figur 3 dargestellt. Hier ist die Seitenflosse 2 mit einer
Hilfs-Landungsklappe 3 versehen, die mit Hilfe eines Scharniergelenkes, dessen Achse
6' parallel zu der Drehachse 6 der Seitenflosse 2 liegt, an der Seitenflosse 2 angebracht.
Diese Hilfs-Landungsklappe 3 ist mit dem beweglichen Teil eines Hubzylinders 3 verbunden,
dessen Körper an der Seitenflosse 2 befestigt ist. Der Hubzylinder 3' (aus Gründen
besserer Übersichtlichkeit der Zeichnung an der Außenseite der Seitenflosse 2 dargestellt)
steht unter der Einwirkung von an sich bekannten und zweckdienlich arbeitenden Steuereinrichtungen.
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Der durch den Hubzylinder 3' gesteuerte Ausschlag der Hilfs-Landungsklappe
3 entwickelt eine aerodynamische Kraft F'3, deren Moment eine Schwenkung der frei
um ihre Drehachse 6 schwenkbaren Seitenflossen 2 bis zu einer Position bewirkt,
in welcher Gleichgewicht mit dem entgegengesetzten Moment besteht, welches durch
die neue, auf die Seitenflosse 2 einwirkende Kraft F''2 hervorgerufen ist.
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Es ist zu erkennen, daß die Erfindung das Hervorrufen einer für eine
Steuerung mit Hilfe einer im "Triftbetrieb" arbeitenden Seitenflosse vom Typ "Eule"
verwendbaren Kraft erlaubt und zwar in der Art wie eine Kraft mit Hilfe einer
Steuerfläche
der alten Art im "Triftbetrieb" erzeugt wird.
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Darüber hinaus bedingt die Erfindung einen zusätzlichen Vorteil, indem
die erfindungsgemäße Seitenflosse - unter Beibehaltung der selben Gleichgewichtslage
im Luftstrom für alle Gleichgewichtslagen des Flugzeuges - die Stabilitätsbedingungen.des
Flugzeuges nicht ändert und das bekannte Risiko des "Loshakens" der Seitenflossen
alter Bauart, wenn das Flugzeug sich um seinen großen Längsneigungswinkel dreht,
beseitigt.
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Vorteilhaft ist die Hilfs-Landungsklappe 3 zur Steuerung ihrer Stellung
an einer Steuerstange 30 befestigt, die im Falle einer Störung der Steuermittel
der Hilfs-Landungsklappe 3 kraftschlüssig mit dem Flugzeug verbunden werden kann,
sodaß es immer möglich ist, den Ausschlag der Hilfs-Landungsklappe 3 zu steuern.
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Die Figuren 4a und 4b zeigen schematisch eine Ausführungsform eines
Mechanismus, welcher erlaubt, den Übergang vom "Steuerbetrieb" zum 'ITriftbetrieb"
und umgekehrt im hauptsächlichsten Falle zu bewerkstelligen, oder aber die Seitenflosse
2 im "Steuerbetrieb" mit Hilfe eines Antriebes 11 zu steuern.
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Der Mechanismus besteht hauptsächlich aus zwei Paaren von Hubzylindern
12, 12' und 13, 13' mit symmetrischer Arbeitsweise, die mit einem System von Stangen
8, 9, 10 und 11 verbunden sind. Die Stange 8 ist an der Drehachse 6 der Seitenflosse
2 wie in Figur 2 dargestellt befestigt. Die Stange 10 trägt an jedem ihrer Enden
einen Block 14 bzw. 14', auf welchen die Kraft der Hubzylinder einwirkt. Wegen der
Übersichtlichkeit der Zeichnung sind alleine die zum Verständnis der Erfindung wesentlichen
Elemente wiedergegeben, ebenso
wie die Hubzylinder nur durch bewegliche
Teile dargestellt sind.
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Gemäß Figur 4a wird der 'lTriftbetrieb'' durch ein Festhalten des
Blocks 14' mit Hilfe der beiden Hubzylinder 13 und 13' sowie durch Freigabe des
Blocks 14 durch symmetrisches Zurückziehen der Hubzylinder 12, 12' erzielt. Die
Seitenflosse 2 kann sich dann frei unter der Einwirkung der aerodynamischen Kraft
F"2 hin- und herbewegen, während ihre Gleichgewichtslage wie oben erläutert festgelegt
ist.
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Der "Triftbetrieb" wird - vergleiche Figur 4b - durch symmetrische
gegenseitige Annäherung der Hubzylinder 12 und 12' erzielt, die durch ihre Bewegung
den Block 14 verschieben und in seiner neutralen Stellung wie in der Figur gezeigt
festhalten, die Seitenflosse ist damit verriegelt.
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In dem Falle, wo die Seitenflosse 2 ebenfalls gesteuert sein soll,
ruft die gegenseitige Annäherung der Hubzylinder 12 und 12' gleichzeitig ein symmetrisches
Zurückziehen der Hubzylinder 13 und 13' hervor, und die auf den Antrieb 11 ausgeübte
Steueraktion bewirkt einen Ausschlag der Seitenflosse 2 in die gewünschte Gleichgewichtslage.
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In Figur 5 ist die Erfindung auf einen Teil 15' der vertikalen Leitflosse
15 am Ende eines Flugzeuges mit Hilfe einer in der Figur 5 nicht dargestellten Vorrichtung
angewandt, die aber von der in den Figuren 4a und 4b erwähnten Art sein kann. Der
Teil 15' der Leitflosse, der drehbar um eine Achse a - a'im wesentlichen transversal
zur Längsachse des Flugzeuges befestigt ist, kann entweder im "Steuerbetrieb oder
im "Triftbetrieb" arbeiten, während die Leitflosse 15 fest angeordnet oder steuerbar
ist. Der durch diese Variante der Erfindung erzielte Vorteil liegt darin, daß es
möglich
ist, die Gesamtheit der Steuerfläche optimal zu bemessen
und die für jede der verschiedenen Flugarten am besten geeignete Betriebsart zu
wählen. Es ist also möglich, den Einfluß von Seitenwind zu verringern und den Flug
beim Abschmieren oder durch Querwind zu verbessern. Überdies verschafft die Steuerung
der Leitflosse 15 im durch interne Steuermittel bewirkten ausgekuppelten Zustand
eine zusätzliche Möglichkeit der Steuerung beim Gieren.
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Die Figur 6 zeigt eine Anwendung der Erfindung bei einem Teil des
Haupttragwerkes 1 eines Flugzeuges. Die Enden 2 der beiden Flügel 11, 12 sind drehbar
um eine transversal zur Längsachse des Flugzeuges liegende Achse b - b' angeordnet.
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Die Hilfs-Landungsklappen 3, welche Betätigungsmittel für den Ausschlag
enthalten, sind an den Enden 2 längs einer parallel zur Hinterkante des Tragwerkes
liegenden Achse befestigt.
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Die Enden 2 können dank einer Vorrichtung, -die in der Figur 6 nicht
dargestellt ist, jedoch vom in Figuren 4a und 4b beschriebenen Typ sein kann , sowohl
im 11Steuerbetrieb" wie im "Triftbetrieb" arbeiten. Diese Vorrichtung gewährleistet
den Zustand der Einkupplung, in welchem die Enden zu der Erzeugung des gesamten
aerodynamischen Effektes des Tragwerkes 1 beitragen oder aber den Zustand der Auskupplung,
in welchem die sich im Luftstrom ausrichtenden Enden es gestatten, die aerodynamische
Oberfläche und den Auftriebsgradienten derart zu verringern, daß beispielsweise
die Empfindlichkeit des Flugzeuges gegen Turbulenzen verringert wird.
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Darüberhinaus gestattet die Steuerung der Enden 2 mit Hilfe der Klappen
3 die Erhaltung der Gesamtheit der Steuerung beim Schlingern des Flugzeuges.
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Gemäß dem erstrebten Ziel ist es möglich, bei dem selben Flugzeug
die Erfindung bei einer einzelnen Fläche eines geeigneten Typs anzuwenden oder im
Gegensatz dazu gleichzeitig-bei verschiedenen Flächen von verschiedenem Typ.
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Zusammenstellunq der verwendeten Bezugsziffern 1 Haupttragwerk 2 Seitenflosse
F2 Auftriebskraft 6 Drehachse Fc' aerodynamischer Mittelpunkt 4 Gegengewicht 5 Stoßdämper
7 Kupplungsvorrichtung 7' Betätigung (von 7) 9 Schubstange 11 Schubstange 3 Hilfs-Landungsklappe
6' Achse 3' Hubzylinder F'3 aerodynamische Kraft Kraft 30 Steuerstange 11 Antrieb
12, 12' Paar von Hubzylindern 13, 13' Paar von Hubzylindern 8 Stange 9 Stange 10
Stange 11 Stange 14, 14' Block 15' Teil 15 Leitflosse a - a' Achse 2 Ende Flügel
12 Flügel b- b' Achse