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Selbsttätige Einrichtung zur Erhaltung der Längsstabilität von Flugzeugen.
Die Erfindung betrifft eine Stabilisierungsvorrichtung und ein mit ihr ausgestattetes
Segelflugzeug, welches aus ungleichförmig bewegter Luft Auftrieb und Vortrieb entnimmt,
indem bei jedem Pulsschlag des Windes, welcher den Auftrieb des Fahrzeuges erhöht,
dessen hinten liegende Flächen schneller als die vorn liegenden Flächen gehoben
werden, so daß gleichzeitig mit der Hubleistung des Windes durch die Schwenkung
des Flugzeuges in Gleitflugstellung eine Vortriebskomponente an den auf diese Weise
vornübergeneigten Tragflächen entspringt.
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Durch die Erfindung soll verhindert werden, daß bei Hubkraft ausübenden
Windstößen der vordere Teil des Flugzeuges früher gehoben wird als dessen hinterer
Teil. Außerdem wird mit den neuen Organen die Leistungsfähigkeit des bereits bekannten
Teiles der Einrichtung bedeutend gesteigert.
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Damit dem Vornüberschwenken des Flugzeuges kein Hindernis entgegenwirkt,
wird die übliche Einfallwinkeldifferenz zwischen Dämpfungsfläche und Haupttragfläche
(sogenannte Penaud-Stabilisierung) fortgelassen, so daß die Längsstabilisierung
des Flugzeuges allein der selbsttätigen Einrichtung überlassen bleibt. Auf der Zeichnung
zeigt Abb, z ein motorloses Flugzeug, an welchem die Einrichtung eingebaut ist,
wobei deren Luft leitende Rohrkanäle im Schnitt und das selbsttätig veränderliche
Flügelprofil der vorn liegenden Dämpfungsfläche bei zu langsamen Fluge dargestellt
sind, . Abb. 2 dasselbe Flugzeug mit Außenansicht der Rohrkanäle und Stellung des
Profils der Dämpfungsfläche bei der normalen Flug" geschwindigkeit, Abb. 3 ein Schema
der Aufeinanderfolge der Schwenkungen des Flugzeuges, die zur Ausnutzung von Windschwankungen
nötig sind.
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Au dem Gestell des Flugzeuges ist die Achse z baulich so festgelegt,
daß; um dieselbe der einzig bewegliche Teil der Einrichtung, der Oberkörper 2, schwenkbar
angeordnet werden kann. Mit dem Oberkörper 2 ist ein Gewicht 3 zu einer Einheit
so verbunden, daß dadurch der Gesamtschwerpunkt von Gewicht und Oberkörper nahezu
vertikal über und höher als die Drehachse zu liegen kommt, damit bei Geschwindigkeitsänderungen
des Flugzeuges das Trägheitsgesetz eine zweckdienliche Schwenkung des Oberkörpers
2 einleiten muß.
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Unter dem beweglichen Oberkörper befindet sich die festliegende Platte
q., an deren hintcrein
1-\'ande (las Höhenruder 5 angelenkt ist.
Zwischen der festliegenden Platte und dem beweglichen Oberkörper schließt der Balg
(i eine Kammer 7 ab, die durch den Kanal 8 mit dem hohlen, als verkehrt liegendes
Tragflächenprofil ausgebildeten Behälter 9 verbunden wird; an welchem, über
dessen Spannweite verteilt, der Spalt io eingeschnitten ist.
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Die zwischen dem festen und dein beweglichen Teil der Einrichtung
angeordnete Druckfeder i i sucht den Oberkörper 2 nach oben zu schwenken, so da13
der Hohlkörper, der aus dein Oberkörper 2 und der festliegenden Platte -,l gebildet
ist, das in Abb. i dargestellte Profil annimmt, solange keine Luftverdünnung in
der Kammer 7 dein Drucke der Feder i i entgegenwirkt.
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Zwecks Erhöhung der Leistungsfähigkeit der Einrichtung mündet die
unveränderlich offenstehende Öffnung 12 in die Kammer 7 ein, so daß in diese während
des Fluges dauernd eine bestimmte Menge Druckluft einströmt. Diese Luftzufuhr hat
so lange keinen merklichen Einfluß auf die Größe der Luftverdünnung in der Kammer
7, als die einströmende Luft, wie das hei normalem Fluge der Fall ist, durch den
Spalt io abgeführt wird. Nimmt aber die. Fahrtgeschwindigkeit und daher die am Spalt
io erzeugte Saugkraft ab, so wird der Oberkörper 2 um vieles schneller nach oben
schwenken können, als dies (,hne Luftzufuhr durch die Öffnung 12 möglich sein würde.
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Um, umgekehrt bei zunehmender Fahr tgeschvindigkeit des Flugzeuges
die Zeit der Schwenkung des Oberkörpers 2 nach unten gegen die Platte 4 zu verkürzen,
ist die Kammer 7 durch einen oder mehrere hohle Rümpfe 13 mit dein in die Haupttragfläche
eingesetzten Behälter 1.4 samt Spalt 15 an dessen Unterseite verbunden.
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Konstruktiv dienen diese Rümpfe als Traber der Stabilisierungseinrichtung
und' des vorderen Landungsgestelles. Der Behälter 14 kann als Holm und Anblaserand
der Tragfläche benutzt werden, da er sich äußerlich von diesem nur durch die an
seiner Unterseite angebrachte Spaltöffnung 15 unterscheidet, welche der Spaltöffnung
io ähnlich ist, aber nur etwa den vierten Teil von deren Länge besitzt.
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Durch Messungen ist bekannt, daß am Tragflächenprofil an Stelle des
Spaltes 15 bei langsamem Fluge Druckluft vorhanden ist, wogegen bei schnellem Fluge
an derselben Stelle kräftig gesaugt wird. Diese Beobachtung bestätigt, daß bei langsamem
Fluge der Spalt 1 5 die Tätigkeit der Öffnung 12 und bei schnellem Fluge jene des
Spaltes io unterstützt. Infolgedessen ist nun verständlich, daß bei verkleinertem
Einfallwinkel des Windes, unter welchem der schnelle Flug stattfindet, durch die
Addition von Spaltlänge 15 zu Spaltlänge io schneller ein bestimmtes Luftquantum
aus der Kammer ; austreten kann, weshalb auch die Bewegung des Oberkörpers :2 zur
Platte 4 schneller vonstatten geht, als wenn (fas Eingreifen (los Spaltes 15 fehlen
würde..
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Außer der vorbeschriebenen Tätigkeit soll noch der Stabilisierungseinrichtung
die Fähigkeit erteilt werden, auf die Vermehrung des Gegenwindes infolge von Böen
anders anzusprechen als auf Vermehrung des Gegenwindes infolge einer Zunahme der
Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges. Auf welche Weise diesen Unterschied durch die
Einrichtung Rechnung getragen wird, beschreibt sich am besten durch die Darstellung
einer Periode in der .Beschleunigung des Luftstromes am Flugzeug.
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Um diese Darstellung übersichtlich zu gestalten, stelle man: sich
das Flugzeug in konstanten Gegenwind unter großem Einfallwinkel des Windes, also
in langsamem Flugzustande befindlich, bewegungslos in der Luft schwebend vor.
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An der Haupttragfläche wirkt dann die Hubkraft R und an der Stabilisierungsfläche
die Hubkraft 3'. Die Hubkraft des Höhenrtirl'ers 5, (las von Hand des Piloten in
Mittelstellung gehalten wird, sowie den Auftrieb der feststehenden Platte :f kann
man bei der nun folgenden Betrachtung vernachlässigen, da diese Kräfte ungefähr
der abwärts gerichteten Kraft des Behälters 9 Gleichgewicht halten. Die Hubkraft
X greift hinter der Achse i am Oberkörper 2 an und hält die Saugkraft Z und auch
die Kraft der Druckfeder i i kompensierend das Profil der Stabilisierungsfläche
in der durch Abb. 2 gezeigten Stellung.
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Wird nun plötzlich der Wind relativ zum Flugzeug durch eine Bö vermehrt,
so vergrößern sich augenblicklich und gleichzeitig die Kräfte X und
R. Obwohl auch die Saugkraft am Spalt io gleichzeitig mit vergrößert wird,
kann sich, gegenteilig als bei dem bekannten Teil der Anordnung allein, die Kraft
Z nicht sofort mitbetätigen, weil durch vermehrte Zufuhr von Luft durch die Öffnung
12 und 15 (las abzuführende Luftquantum vermehrt wird. Außerdem stehen. der vermehrten
Saugkraft am Spalt i o, welche die Kraft Z zu erhöhen sucht, noch drei andere Kräfte
gegenüber. Erstens sucht die vermehrte Hubkraft X den Oberkörper 2 nach oben zu
schwenken, was durch den Einlaß von Luft durch die Öffnung 12 und 15 möglich gemacht
ist; sodann wird das Flugzeug bei Eintritt der Bö durch seinen Mehrwiderstand anfänglich
zurückgeschoben, weshalb der Oberkörper :2 durch das Beharrungsvermögen seines hochliegenden
Schwerpunktes veranlaßt wird'', nach oben zu schwenken, während drittens durch das
Beharrungsvermögen
die innerhalb der Rümpfe sich befindende Luftsäule
der Kammer 7 zugeschoben wird und dort die Schwenkung des Oberkörpers unterstützt.
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Eine plötzliche Erhöhung der Hubkraft X durch äußere Windkräfte hat
demnach zur Folge, daß der Oberkörper 2 dein Stoße ausweichend nach oben schwenkt,
wodurch der Mehrauftrieb am Vorderteil des Flugzeuges unwirksam geworden ist.
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Anders liegt der Fall bei der starren Haupttragfläche, an welcher
die Kraft R vermehrt wurde. Aus dem Kräfteschema der Abb.3 erkennt man, daß der
Vorderteil des Flugzeuges infolge Vernichtung der Vermehrung der Kraft X im Punkt
C stehengeblieben ist, während die Haupttragfläche von A nach ß steigt. Durch
das mit dem Heben der Haupttragfläche verbundene Vornüberneigen des Flugzeuges entsteht
infolge der Gleitflugstellung desselben Vortrieb, welcher dem Zurückschieben des
Flugzeuges durch die Bö ein Ende setzt und dasselbe beschleunigt, aber auch augenblicklich
eine Änderung im Kräftespiel der Stabilisierungseinrichtung bedingt.
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Da nämlich der Einfallwinkel des Windes an der Haupttragfläche beim
alleinigen Steigen derselben kleiner werden muß, wird jetzt am Spalt 15 gesaugt
und Luft abgeführt, so daß die Kraft Z, unterstützt durch die nunmehr umgekehrten
Trägheitswirkungen von Luftsäule und Oberkörper 2, letzteren zur Platte 4. hin schwenkt,
wodurch der Auftrieb der Stabilisierungsfläche größer wird, infolgedessen jetzt
der Vorderteil des Flugzeuges aus der Lage C nach D steigt.
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Aus beiden in angegebener Aufeinanderfolge gemachten, genau begrenzten
Schwenkungen des Flugzeuges ergibt sich, daß dieses während einer Windanschwellung
um die Höhe H steigen und vor dem Abflauen der Windanschwellung seine ursprüngliche
Lage und die alte Geschwindigkeit wiederfinden kann.
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In der Praxis wird man dem SchwenJ#ungsradius ein größeres Maß als
die hier beispielsweise angenommene Länge C-A geben, was leicht zu erreichen ist,
wenn man die durch Böen vermehrte Kraft X durch die Stabilisierungsvorrichtung nur
teilweise vernichtet.
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Alle Kräfte, welche zum selbsttätigen Verstellen der Stabilisierungseinrichtung
in Anwendung kommen, sind unabhängig von der Flughöhe des Flugzeuges.
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Seiner Ausdehnung wegen ist der hintere Rand des beweglichen Oberkörpers
2 dem Führer als bequem sichtbarer Indikator der Bewegungszustände des Flugzeuges
von Nutzen. Nach eigenem Ermessen kann der Führer die Angaben der Hinterkante des
Oberkörpers 2 durch Verstellen des Höhenruders bekräftigen oder auch z. B. beim
Landen mit demselben der Stabilisierungseinrichtung entgegenarbeiten.