DE369288C - Flugzeug, bei welchem von einer pendelnd aufgehaengten und durch Federn nachgiebig mit dem Flugzeug verbundenen Gondel aus die seitlichen Stabilisierungsflaechen mittels Seilzuege selbsttaetig verstellt werden - Google Patents

Description

Der Gegenstand der Erfindung betrifft ein Flugzeug, bei welchem von einer pendelnd aufgehängten und durch Federn nachgiebig mit dem Flugzeug verbundenen Gondel aus die seitlichen Stabilisierungsflächen mittels Seilzügen selbsttätig verstellt werden. Die Erfindung verfolgt den Zweck, eine möglichst einfache und sicher wirkende Stabilisierungsvorrichtung zu schaffen, bei welcher die zur

*° Stabilisierung des Flugzeuges erforderliche Bewegung der seitlichen Stabilisierungsflächen nicht nur stets genau proportional ist dem Ausschlag der pendelnden Gondel, sondern durch Benutzung des Steuerhebels noch wesentlich verstärkt weiden kann, um hierdurch die Stabilisierungswirkung entsprechend zu beschleunigen.

Es sind zwar bereits Einrichtungen bekannt, welche eine ähnliche Wirkung zum Zwecke haben, doch werden bei diesen Einrichtungen der pendelnde und nach Bedarf feststellbare Flugzeugrumpf sowie der Steuerhebel mittels eines vielteiligen und empfindlichen Zabngetriebes mit den Trag- bzw. den Steuerflächen verbunden. Durch die Erfindung soll die Schnelligkeit und Zuverlässigkeit derartiger Einrichtungen gehoben werden.

'Gemäß der Erfindung wird das Steuerorgan mit der pendelnden Gewidhtsmasse gemeinschaftlich 'beweglich und in einen einzigen, zur Bewegung der Stabilisierungsflächen dienenden, zwischen Pendel und Stabilisierungsflächen sich kreuzenden Seilzug eingeschaltet, der mit dem Steuerhebel verbunden und derart über zwei oder mehr Rollen zu den Stabilisierungsflächen geführt ist, daß die zur Stabilisierung des Flugzeuges erforderliche Bewegung der Stabilisierungsflächen herbeigeführt werden kann, entweder durch Festhalten des Steuerhebels in normaler Lage oder aber dadurch, daß man den Steuerhebel aus der beim Pendeln eingenommenen Lage in seine Mittellage zurückschwenkt.

Auf der Zeichnung sind einige Ausführungsbeispiele der Erfindung sowie ihre Wirkungsweise veranschaulicht, und zwar zeigt:

Abb. ι das Flugzeug zu Beginn der durch eine unvorhergesehene Störung hervorgerufenen Kippbewegung,

Abb. 2 das Flugzeug am Ende dieser Kippbewegung und im Begriff, sich! durch die Rückwirkung der selbsttätig verstellten Stabilisierungsflächen wieder aufzurichten,

Abb. 3 das Flugzeug nach Wiederherstellung des Gleichgewichtes mit willkürlich verstellten Stabilisierungsflächen,

Abb. 4 das Flugzeug zu Beginn einer durch eine willkürliche Steuerbewegung hervorgerufene Kippbewegung,

Abb. 5 das Flugzeug bei weiterer Fortsetzung der Kippbewegung,

Abb. 6 das Flugzeug am Ende dieser Kippbewegung,

Abb. 7 das Flugzeug im Begriff sich unter der Rückwirkung der selbsttätig verstellten Stabilisierungsflächen, deren Ausschw'ingung hierbei durch Zurückschwenken des Steuerhebels in seine normale Mittellage noch entsprechend verstärkt worden ist, selbsttätig wieder aufzurichten,

Abb. 8 das Flugzeug bei Fortsetzung dieser Stabilisierungsbewegung und

Abb. 9 das Flugzeug in vollkommen wieder hergestellter Gleichgewichtslage.

Von den in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsformen der Erfindung weist das Flugzeug nach den Abb. 1 bis 3 eine unterhalb der unteren Tragfläche aufgehängte Gondel auf, während bei dem Flugzeug nach den Abb. 4 bis 9 die Gondel oder der Flugzeugrumpf zwischen den beiden Tragflächen angeordnet ist. Welche von den beiden Anordnun-

gen jeweils gewählt wird, ist für das Wesen der Erfindung ohne Belang.

Wie aus den Zeichnungen ersichtlich ist, ist das den Gegenstand der Erfindung bildende Flugzeug sowohl bei der einen wie bei der andern Ausführungsform mit einer durch die beiden Tragflächen gebildeten Zelle A und einer Gondel B versehen, welche mit einem dreh- oder schwenkbar versehenen Steuerrad

ίο oder Steuerhebel C ausgerüstet und mittels eines Gelenkes D in der Mittelebene des 'Flugzeuges derart pendelnd an der unteren oder oberen Tragfläche 'aufgehängt ist, daß das . Steuerorgan C mit der pendelnden Gewiohtsmasse gemeinschaftlich beweglich ist. ■ Das untere Ende des doppelarmig ausgebildeten Steuerorgans C ist in einen einzigen Seilzug eingeschaltet, dessen eine Hälfte ί über drei oder zwei F'ührungsrollen d zu der Stabilisierungsfläcbe E führt, · während die andere Hälfte t' 'dieses Seilzuges über entsprechende Führungsrollen d' zu der entgegengesetzten Stabilisierungsfläche E'- führt. Durch die Anordnung der außerhalb, der -'Gondel B liegenden inneren Pührungsrollen d, d' und die hierdurch bewirkte Kreuzung des Seilzuges wird erreicht, daß bei einer willkürlichen oder unbeabsichtigten Kippbewegung des Flugzeuges die Stabilisierungsfläche E und E' auch tatsächlich immer in der jeweils erforderlichen Weise ausgeschwenkt werden.

Denkt man sich durch 'die inneren Führungsrollen d, d und d'ß' (Abb. 1 bis 3) sowie durch den Punkt, in welchem das untere Ende des Steuerhebels C mit dem Seilzug i, t' verbunden ist, Linien gezogen, 'welche sich in dem Schwingungsmittelpunkt D schneiden, so schließen diese Linien zwischen sich zwei Winkel a, b bzw. a', V ein, welche 'bei normaler Gleichgewichtslage des Flugzeuges einander gleich'sind (s. Abb. i und 9). Wenn dagegen das Flugzeug eine gewollte oder unbeabsichtigte Kippbewegung ausführt und die Gondel hierbei pendelt, so werden sich diese beiden Winkel naturgemäß mehr oder weniger gegeneinander verändern. Um die bei dieser Pendelbewegung der Gondel auftretenden Bewegungen der beweglichen Flugzeugteile möglichst sanft zu gestalten, werden zwischen der Zelle A und der Gondel B zweckmäßig Dämpfungsfedern eingeschaltet, welche die Pendellbewegung der Gondel bis zu einem gewissen Grade begrenzen.

Die vorstehend beschriebene Stabilisierungsvorrichtung wirkt in folgender Weise: - Befindet sich das Flugzeug in normaler Gleichgewichtslage, so liegt; .Wie die Zeichnungen erkennen lassen, der Schwerpunkt G der Gondel B senkrecht -unter dem Punkt D. Geringe Abweichungen der Zelle A ■ aus ihrer normalen wagerechten Lage werden hierbei dadurch ausgeglichen, daß die Tragzelle durch die zwischen die Tragflächen und die Gondel B eingeschalteten Dämpfungsfedern ohne weiteres wieder in -ihre ursprüngliche Ausgangslage zurückgeführt werden.

Wenn dagegen die Tragzelle ^4 unter dem Einfluß irgendeiner unsymmetrischen Einwirkung, gleichgültig, ob diese durch eine unvorhergesehene Störung oder-durch eine willkürliehe Bewegung^ des Steuerorgans. herbeigeführt wird, eine stärkere Schwingung ausführt, so wird, die Gondel B unter der Wirkung· ihres im Schwerpunkt G angreifenden Gewichtes P das Bestreben haben, sich unter Überwindung des durch die Dämpfungsfedern geleisteten Widerstandes lotrecht einzustellen. Die Mittelebene der pendelnd aufgehängten Gondel wird hierbei mit der Mittelebene der Tragzelle A einen in den Zeichnungen mit 6" bezeichneten Winkel bilden, dessen Größe der jeweiligen Neigung der Zelle A proportional ist. Gemäß .der Erfindung wird nun diese proportionale.Veränderung des Winkels 5" dazu genutzt, -ήχο. eine selbsttätige Einstellung auch der seitlichen Steuerflächen E, E' auszulösen und hierdurch das Flugzeug selbsttätig in seine normale Gleichgewichtslage zurückzuführen. '

Tritt bei normaler Gleichgewichtslage des Flugzeuges beispielsweise irgendeine unvorhergesehene unsymmetrische Kraft R„ auf (Abb. 1), so wird die Tragzelle A unter dem Einfluß dieser Störung eine entsprechende Kippbewegung- ausführen, die 'zunächst bestrebt sein wird, auch die Gondel i? infolge seiner nachgiebigen Verbindung mit der Tragzelle mitzunehmen.. Die Wirkung der Massenträgheit sowie des Gewichtes P werden jedoch alsbald eine Pendelung der Gondel bewirken, deren Grad durch den Winkel S bestitiimt ist. Dadurch, daß bei der Pendelung der Gondel die Rollen d, d oder d', d' sich auf der einen Seite des Flugzeuges einander nähern, auf der andern Seite jedoch voneinander entfernen werden, wird gleichzeitig auch in der einen Hälfte des Seilzuges eine Zugwirkung, in der anderen Hälfte dagegen eine Entspannung eintreten, welche sofort eine entsprechende Ausschwingung der Stabilisierungsflächen E₁E' zur Folge haben wird. Durch die Ausschwingung dieser Stabilisierungsflächen wird nunmehr eine Rückwirkung R_e hervorgerufen, welche allmählich immer mehr das Übergewicht über die störende Kraft R₁, bekommt und schließlieh idas Flugzeug wieder in seine Gleichgewichtslage zurückführt. Durch die hierbei •erfolgende allmähliche Abnahme des Winkels J? wird jedoch hierbei auch die Ausschwingung der beiden Stabilisierungsflächen E_x E' nach und nach auf ein immer geringeres Maß zurückgeführt werden, so daß sich die

Wiedereinnahme der Gleichgewichtseinlage ruhig und allmählich vollzieht. Ein Eingreifen des Führers ist hierbei nicht erforderlich, da es genügt, den Steuerhebel C einfach in seiner normalen Mittellage festzuhalten.

Gegebenenfalls braucht der Führer es nicht einmal dazu kommen lassen, daß durch die Wirkung der störenden Kraft R_v tatsächlich eine Neigung des Flugzeuges herbeigeführt ίο wird. Sobald er nämlich \*erspürt, daß durch den Seilzug-eine Zugwirkung auf das in.seiner Hand befindliche Steuerorgan C- ausgeübt wird, braucht er das Steuerorgan nur nach der entgegengesetzten Richtung attszuschwingen, um -hierdurch unverzüglich die jeweils erforderliche, andernfalls selbsttätig erreichte Ausschwingung der Stabilisierungsflächen E₃ E herbeizuführen und dadurch eine Rückwirkung R_e hervorzurufen, welche die störende Kraft Rp sofort ausgleicht und die drohende Schrägstellung des Flugzeuges verhütet (s. Abb. 3).

Unter Umständen kann der Führer jedoch , auch davon absehen, das Steuerorgan C bei Auftreten einer .Störung in seiner normalen Mittellage zu halten oder es in entgegengesetzter Richtung auszuschwingen, um hierdurch eine entsprechend starke Ausschwingung der Stabilisierungsflächen und die Auslösung einer der Störung entgegenwirkenden Rückwirkung R_e herbeizuführen. Der Führer kann in diesem Falle dem durch den Seilzug auf das Steuerorgan C ausgeübten Zuge zunächst ohne weiteres nachgeben oder auch, was dasselbe ist, den Steuerhebel zwecks Ausführung einer willkürlichen Steuerbewegung in entsprechender Richtung selbst ausschwingen (Abb. 4). Tn beiden Fallen wird gleichfalls eine Pendelung der Gondel B eintreten, die eine der Größe des Winkels 6" entsprechende Aus- ' schwingung der Stabilisierungsflächen E₃ E' und damit das Auftreten einer Rückwirkung R_e zur Folge haben wird, 'die das Flugzeug in die Lage nach Abb. 5 bringt. Bei weiterer Kipp'bewegung werden die Steuerflächen durch die pendelnde Gondel in die in Abb. 6 gezeigte Lage gebracht. Stellt der Führer den vorher unfreiwillig oder willkürlich ausgeschwenkten Steuerhebel C wieder in seine normale Mittel- ^; lage zurück (Abb. 7), so wird die schon durch \ die Pendelung der Gondel auf den Seilzug t, t' \ ausgeübte Zugwirkung noch weiterhin vergrößert und damit auch die Ausschwingung der Stabilisierungsflächen E₃ E' verstärkt wer- ' den, was natürlich auch eine entsprechende Zunahme der Rückwirkung R_e zur Folge haben wird. Unter dem Einfluß dieser Rückwirkung, welche die Storungskraft R_v nunmehr , ! wesentlich überwiegt, wird das Flugzeug aus seiner Kipplage (Abb. 7) allmählich wieder

■ in seine normale Gleichgewichtslage zurück-

■ geführt werden, wobei sich infolge der fort- - schreitenden Abnahme des Winkels 6" auch die ; Ausschwingung der Stabilisierungsflächen E, E^r und damit die Größe' der Rückwirkung R_e immer ihehr verringern wird, bis schließlieh das Flugzeug seine normale Lage "wieder zurückgewonnen haben wird (Abb. 9).

Wie schon bemerkt, ist die durch die Pende-• lung der Gondel herbeigeführte selbsttätige ' Stabilisierungswirkung auf die zur Führung und Hemmung des Flugzeuges erforderliche willkürliche Steuerung und umgekehrt auch diese auf jene ohne den geringsten Einfluß, so daß man ohne weiteres die Möglichkeit hat, auch während der im Gange befindlichen \ selbsttätigen Stabilisierung jede gewünschte Steuer bewegung des Flugzeuges vorzunehmen. In den Zeichnungen ist die Größe des Win- \ kels 5 etwas .übertrieben dargestellt, um die Verhältnisse anschaulicher zu machen. In der Praxis werden schon ganz geringe Werte dieses Winkels ausreichen, um die gewünschte Stabilisierung herbeizuführen, da das Moment mehr als ausreicht, um die zur Bewegung der Stabilisierungsflächen erforderliche Leistung zu erzielen.

Selbstverständlich lassen die beschriebenen mechanischen Mittel zahlreiche Abänderungen zu, ohne daß hierdurch das Wesen der Erfin- _go dung irgendwie berührt wird.

Claims (1)

1. Patent-Anspruch:

   Flugzeug, bei welchem von einer pendelnd aufgehängten und durch Federn nachgiebig mit dem -Flugzeug verbundenen Gondel aus die seitlichen Stabilisierungsflächen mittels Seilzüge selbsttätig verstellt wenden, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuerorgan mit der pendelnden Gewichtsmasse gemeinschaftlich beweglich und in einen einzigen, zur Bewegung der Stabilisierungsflächen dienenden, zwischen Pendel undStabilisierungsflächen sichkreuzenden Seilzug eingeschaltet ist, der mit dem Steuerhebel verbunden und derartüber zwei oder mehr Rollen zu den Stabilisierungsflächen geführt ist, daß die zur Stabilisierung des Flugzeuges erforderliche Bewegung der Stabilisierungsflächen her- n₀ beigeführt werden kann entweder durch Festhalten des Steuerhebels in normaler Lage oder aber dadurch, daß man den Steuerhebel aus der beim Pendeln eingenommenen Lage in seine Mittellage zu- rückschwenkt.

   Hierzu 1 Blatt Zeichnungen.