DE595594C - Flugzeug mit einem oder mehreren einstellbaren Tragfluegeln - Google Patents

Description

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Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit einem oder mehreren einstellbaren Tragflügeln und bezweckt, die Stabilität des Flugzeugs gegenüber äußeren störenden Kräften zu erhöhen, insbesondere derart, daß eine bestimmte gewünschte Fluglage mit entsprechendem Anstellwinkel ■ gegenüber der Flugbahn aufrechterhalten, also Eigenstabilität erzielt wird.

Zur Lösung der letztgenannten Aufgabe ist bereits die Regel angegeben worden, einen Tragflügel stets so einzustellen, daß bei Veränderung des Anstellwinkels durch eine äußere Kraft der Druckmittelpunkt des Tragflügels in Koinzidenz mit dem Schwerpunkt des Flugzeugs bleibt. Jedoch wurde diese Vorschrift für ein Flügelprofil gegeben, bei dem die resultierende aerodynamische Kraft bei Vergrößerung des Anstellwinkels in einem weiten Bereiche möglicher Anstellwinkel gegenüber dem Flügel von hinten nach vorne wandert. In diesem Bereich ist bei Befolgung der Vorschrift die Eigenstabilität gegenüber in der Längsrichtung kippenden Kräften nicht gewährleistet. Überdies ist die verlangte Deckung von Schwerpunkt und Druckmittelpunkt nur bei besonderen, unüblichen Flugzeugen erzielbar.

In Erkenntnis dieser Nachteile gibt die Erfindung zu deren Abhilfe eine wesentlich allgemeinere technische Regel, die auf die verschiedensten Flugzeugbauarten anwendbar ist. Die neue Regel besteht darin, bei Flugzeugen mit einem oder mehreren einstellbaren Tragflügeln die Drehachse für jeden Flügel in einer Ebene über dem Schwerpunkt des Flugzeugs derart, gegebenenfalls verschiebbar, anzuordnen, daß für jeden eingestellten Anstellwinkel jedes Flügels die zugehörige Wirkungslinie der auf den Flügel wirkenden resultierenden aerodynamischen Kraft in einer den Schwerpunkt des Flugzeugs enthaltenden Ebene liegt, deren Schnittlinie mit der genannten Ebene sich mit der Längsachse des Flugzeugs in rechtem Winkel kreuzt, und Flügel der Bauart vorzusehen, bei der die Wirkungslinien der resultierenden aerodynamischen Kräfte bei Vergrößerung des Anstellwinkels im ganzen möglichen Bereich in der Höhe des geometrischen Ortes des Schwer-Punktes des Flugzeugs gegenüber dem Flügel von vorn nach hinten wandern. Auf diese Weise wird die bezweckte Stabilität des Flugzeugs im gesamten Bereiche der möglichen Anstellwinkel ohne besondere und kostspielige Hilfsmittel für Flugzeugtypen der verschiedensten Art erreicht, indem bei jeder Veränderung des Anstellwinkels durch einen äußeren Einfluß die zum neuen Anstellwinkel gehörige resultierende Kraft in bezug auf den Schwerpunkt des Flugzeugs-ein Drehmoment ausübt, das dieses in den früheren Anstell-

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winkel zurückzudrehen strebt. Dabei wird durch die Aufrechterhaltung der Fluglage des Rumpfes gegenüber der Flugbahn der vertneidliche Widerstand auf ein Mindestmaß gehalten und Antriebsenergie gespart.

Die neue technische Regel kann gemäß der Erfindung z. B. auf ein Flugzeug mit in gleicher sowohl als in entgegengesetzter Richtung beweglichen Flügeln bzw. mit Rollsteuerung, ohne diese zu stören,. dadurch angewendet werden, daß jeder von diesen Flügeln um eine feste Achse vermittels heb- oder senkbarer Führungsorgane drehbar ist, deren gleichsinnige Bewegung durch eine selbstsperrende Steuervorrichtung und deren gegensinnige Bewegung durch eine von der erstgenannten unabhängige, bei einseitiger Belastung sich selbsttätig steuernde Verstellvorrichtung vom Führersitz aus einstellbar ist, wie dies zur Bewirkung der Rollsteuerung mittels einer' entsprechenden Vorrichtung bei Flugzeugen mit an den Flügeln von hinten nach vorn wandernden resultierenden aerodynamischen Kräften bekannt ist. Bei dieser Rollsteuerung ergibt sich eine Selbsteinstellung des seitlichen Gleichgewichts und ein Zusammenwirken zwischen Fluggeschwindigkeit und Seitensteuerung, bei dem entweder gleiche Rollmomente unabhängig von der Geschwindigkeit oder verminderte Rollmomente bei hoher Geschwindigkeit je nach dem ins Auge gefaßten Zweck möglich zu machen sind.

Um die bezweckte Stabilität im ganzen möglichen Bereiche der Anstellwinkel sicherzustellen und bei großen Anstellwinkeln ein Überziehen oder bei kleinen Ansteli winkeln einen Übergang in Sturzflug infolge von übermäßigem Verstellen von Querrudern oder

- des Höhenruders zu verhindern, kann gemäß der Erfindung der Ausschlag von Querrudern nach Maßgabe der Anstellwinkel der Flügel durch eine Übertragungsvorrichtung begrenzt' werden, die mit der Verstellvorrichtung und für die Flügel unabhängig von deren selbsttätiger Gleichgewichtseinstellung zusammenarbeitet, bzw. kann eine die Einstellung des Höhenruders nach Maßgabe des Anstellwinkels der Tragflügel begrenzende Sperrvorrichtung vorgesehen und mit der Verstellvorrichtung für die Flügel zwangsläufig verbunden sein. Diese Sperrvorrichtung bewirkt, daß der Flugzeugführer über den größtmöglichen oder unter den kleinstmöglichen Anstellwinkel auch durch Mißbrauch des Höhenruders nicht hinausgehen kann, übt jedoch bei mittleren Anstellwinkeln der Flügel keine Wirkung aus. Auf diese Weise kann die Steifigkeit des Flugzeugs durch eine Höhenflosse oder Stabilisierungsfläche ohne Gefährdung der Eigen-Stabilität erhöht werden.

- Einige Ausführungsformen des Erfindungsgegenstandes sind in der Zeichnung beispielsweise dargestellt, und zwar zeigt Fig. 1 ein Flügelprofil mit einer Darstellung der Verlegung der resultierenden Kraft und einem Schema des Flügels in einer Ausführungsform der Erfindung, Fig. 2 ein mit solchen Flügeln ausgerüstetes Flugzeug, Fig. 3 ein Profil mit einer Analyse der Verlegung der resultierenden Kraft, Fig. 4 in Ansicht einen Teil eines Flugzeugs, der die Anwendung des Flügels gemäß Fig. 3 im einzelnen erkennen läßt, Fig. 5 ein Profil von zwei Flügeln mit 50 v. H. Staffelung, 4⁰ Schränkung und einem Verhältnis 1 : 1 von Flügelabstand zu Flügeltiefe nebst Analyse der Verlegung der resultierenden Kraft, Fig. 6 von der Seite ein Flugzeug unter Anwendung der Flügel gemäß Fig. 5, Fig. 7 einen teilweisen Querschnitt nach 7-j der Fig. 6 durch Teile des Rumpfes des oberen Flügels, Fig. 8 in schematischer raumbildlicher Darstellung ein Flugzeug gemäß der Erfindung, wobei die Längssteuerung durch gleichzeitige Änderung des Anstellwinkels des rechten und linken Flügels mit seitlichen Steuermitteln, das Rollmoment durch Differenzen der Anstellwinkel der Flügel erzielt wird, Fig. 9 in größerem Maßstab das Getriebe zur Einstellung der Flügel nach Fig. 8, Fig. 10 in Stirnansicht den rechten Flügel des Flugzeugs nach Fig. 8, in Sonderheit die Verbindung zwischen diesem und dem Getriebe gemäß Fig. 9, Fig. 11 die Verbindung zwischen Winkelhebel und Flügel im Schnitt nach 11-11 der Fig. 9, Fig. 12 ein Gleichgewichtsbilddiagramm für ein Flügelsystem bei einer weiteren Ausführungsform des Erfindungsgegenstandes, Fig. 13 in Ansicht ein weiteres Doppeldeckersystem gemäß der Erfindung, Fig. 14 in raumbildlicher Darstellung ein Getriebe zur Einstellung des Doppeldeckers nach Fig. 13, und Fig. 15 zeigt bei einer Ausführungsform die Anwendung des Getriebes gemäß der Erfindung, um das Höhenruder des Flugzeugs zwecks Verhütung von Gefahren in seinen Bewegungen zu begrenzen, damit das Flugzeug nicht in eine gefährliche Fluglage gebracht werden kann.

Bei dem Eindeckerflügel 1 (Fig. 1) verschieben sich die Wirkungslinien der resultierenden Kräfte 2 für einen zunehmenden Anstellwinkel in der Zone unterhalb der Σ,Ίΐή&Α-Λ fortschreitend nach" hinten. Auch sind von o° bis 14⁰ die Winkel zwischen je zwei einander folgenden Wirkungslinien in grober Annäherung der zugehörigen Zunahme des Anstellwinkels gleich. Diese Wirkungslinien gehen nicht durch einen gemeinsamen Schnittpunkt, sondern schneiden einander in verschiedenen Punkten in der Zone oberhalb der Linie A-A und werden bei ihrem Fortschreiten mit wachsendem Abstand über A-A

immer ungleichmäßiger. Wenn der Flügel um einen Punkt B nahe am Flügel gedreht würde, der auch in der Nähe aller dieser Wirkungslinien 2 liegt, und wenn der Schwerpunkt C des ganzen Flugzeugs in die Zone unterhalb der Linie A-A verlegt wird, so ergibt sich die Tatsache, daß eine Drehung des Winkels um den Punkt B den Anstellwinkel des Flügels ändert und zu gleicher Zeit bewirkt, daß die

ίο zugehörige Wirkungslinie im wesentlichen durch den Schwerpunkt geht. D-D bedeutet den Bogen der Relativbewegung des Schwerpunkts in bezug auf die Wirkungelinien 2.
Wenn im Schema der Flügel in einen Anstellwinkel von — 1 ° gebracht würde, würde der äußerste Grenzfall vorliegen und in bezug auf den Punkt B ein Moment BE. X F vorhanden sein, worin BE die Länge des Hebelarms und F die Größe der resultierenden Kraft bedeutet. Wird 0° als untere Grenze angenommen, so wäre das größte Moment BG X F viel geringer, wenn F als das Gewicht des Flugzeugs in beiden Fällen angenommen wird. Bei einer normalen Ausführung eines Flugzeugs wäre es nicht zweckmäßig, bis auf —1° zu gehen in Anbetracht des geringen Wertes des Auftriebsbeiwertes; vielmehr ist fraglich, ob es vorteilhaft wäre, auch nur bis o° herabzugehen. Ebenso wäre es nicht wünschenswert, 14⁰ für einen hohen Winkel zu überschreiten. Es ist daher zu erkennen, daß dieser Flügel zwar kein ideales Diagramm liefert, aber sich ihm stark nähert, so daß die konstruktiven Belastungen, die sich infolge der Exzentrizität einiger der resultierenden Kräfte in bezug auf den Drehpunkt B der freien Verstellbarkeit des Flügelgebildes entgegenstellen, verschwindend gering sind, wenn die Winkelgröße auf das Maß beschränkt würde, das allein von aerodynamischen Überlegungen für die wirkungsvollste Ausbildung des Flugzeuges hergeleitet ist und als das für den Flug geeignete anzusehen ist. Ein Flügel, dessen Diagramm demjenigen der Fig. 1 entspricht, entspricht vollständig der Erfindung. Die senkrechte Lage des Schwerpunktes C und die entsprechende Linie D-D könnten beliebig bestimmt werden, sofern sie unterhalb der Linie A-A bleiben.

Die Linie A-A ist etwas weniger als eine halbe Sehnenlänge unter dem Drehpunkt B gelegen, so daß der Schwerpunkt gut innerhalb der Grenzen praktischer Ausführung zu liegen kommt. Für viele brauchbare Ausführungsformen dürfte eine so tiefe Lage der Linie D-D wie in Fig. 1 mit weniger, als eine Sehnenlänge Abstand unter dem Drehpunkt B angenommen sein.

Es sei angenommen, daß das Flugzeug mit o° Anstellwinkel fliege, und daß daher die mit ο⁰ bezeichnete Wirkungslinie durch den Schwerpunkt gehe. Es sei nun weiter angenommen, eine äußere Kraft suche die Maschine bis zum ·—-1,5° zu kippen. Die mit —1,5° bezeichnete Linie tritt in Wirkung und übt ein Moment HIXF' aus (worin F' die resultierende Kraft bei — 1,5° und konstanter Geschwindigkeit bedeutet), das bestrebt ist, das Flugzeug in die Lage für o° zurückzuführen. Wenn nach Abb. ι der Flügel so eingestellt wäre, daß er die Wirkungslinie 2 für 14° Anstellwinkel durch den Schwerpunkt C bei waagerechtem Flug legt, dann wäre die Lage des Schwerpunktes in bezug auf den Flügel bei /. Wenn nun eine äußere Kraft das Flugzeug so kippt, daß der Anstellwinkel 20 ° wird, würde ein Moment JK X F", worin F" der Wert der resultierenden Kraft bei 20° Anstellwinkel ist, zur Wirkung kommen und versuchen, das Flugzeug wieder auf 14⁰ Anstellwinkel zurückzuführen. Es ergibt sich hieraus ohne weitere Erklärung, daß die ganze Maschine bestrebt ist, zu jedem Winkel zurückzukehren, für den der Flügel eingestellt worden ist, sobald sie durch einen äußeren störenden Einfluß verstellt würde, und daß die Größe des Moments, das das Flugzeug in seine normale Lage zurückzubringen sucht, um so größer ist, je weiter dieses davon entfernt ist, wo- g₀ mit Eigenstabilität über den ganzen Flugbereich bewiesen wird.

Mit Bezug auf Fig. 1 würde ein Steuerorgan, das den Flügel zur Verwendung im Sinne der Erfindung geeignet macht, beispielsweise wie folgt ausgebildet sein. Der Drehzapfen B ist doppelt ausgeführt, beide Zapfen sind in einem gewissen Abstand in der Querrichtung voneinander und in irgendwie geeigneter Weise am Rumpfgerüst ge- loo lagert. An einer Stelle hinter B sind ferner Knaggen 3 in einem gewissen Querabstand vorgesehen, an denen Lenker 4 angelenkt sind, deren anderes Ende an Kurbeln 5 angreift, die mit Abstand in der Querrichtung voneinander auf einer Welle 6 befestigt sind und mittels einer Schnecke 7 gedreht werden können, deren Spindel 8 in einer Lagerstelle 9 drehbar ist und mittels eines Handrades 10 angetrieben wird. Das Lager 9 und die Welle 6 sind in zweckentsprechender Weise und an geeigneter Stelle am Rumpfgerüst angeordnet. So kann der Führer das Winkelverhältnis zwischen dem Flügel und dem Rumpf durch Drehen des Handrades 10 regeln.

Fig. 2 zeigt, wie der Flügel nach Fig. 1 erfindungsgemäß in ein Flugzeug eingebaut werden kann. Hier ist 11 der Rumpf, 12 die Luftschraube, 13 das Seitenruder, 14 das Höhenruder und 15 das Fahrgestell, alles von bekannter Anordnung. An jeder Seite trägt

der Rumpf ein Paar zusammenlaufender Stützen 16, in deren Verbindungsstelle die Drehzapfen B des Flügels ι gelagert sind. Der Schwerpunkt des Flugzeugs ist etwa bei C belegen. Das Getriebe zur Einstellung des Flügels ι ist gleichartig wie das in Fig. ι veranschaulichte und daher mit gleichen Bezugszahlen gekennzeichnet worden.

Fig. 3 zeigt einen Tragflügel 17 bekannter »ο Art, bei der die Wirkungslinien der resultierenden aerodynamischen Kräfte zwar nacheinander verlegt werden, aber nicht alle nach einem gemeinsamen Punkte streben. Einige dieser Linien jedoch, wie die zwischen 6° und i6° liegenden, schneiden sich in einem allen im wesentlichen gemeinsamen Punkt L, während die Linien jenseits dieser Grenzen an diesem gemeinsamen Punkt vorbeigehen. Fig. 4 zeigt eine Art, wie der Tragflügel

ao nach Fig. 3 erfindungsgemäß an einem Flugzeug angebracht werden kann, doch sind nur der Rumpf 11 und das Fahrgestell 15 dargestellt. Der Rumpf ist mit Schlitzen 18 und 19 versehen, durch welche die röhrenförmigen Holme 20 und 21 des Tragflügels 17 gehen. Beide Schlitze haben einen Umriß, der eine bestimmte Beziehung zu dem ungleichmäßig, aber fortschreitend zunehmenden Anstellwinkel und der Verschiebung der Wirkungs-· linien der resultierenden Kräfte bei Veränderung des Anstellwinkels aufweist. Wenn somit der Flügel auf dem Rumpf in den Schlitzen nach vorwärts bewegt wird, wird sein Anstellwinkel geändert, und er wird gleichzeitig in eine neue Stellung geführt, in der die resultierende, auf den Tragflügel wirkende Kraft bei allen Stellungen, des Flügels in bezug auf den Rumpf den vorgenannten erfindungsgemäßen Bedingungen für den Schwerpunkt C genügt.

Hierdurch ist das Flugzeug im stabilen Gleichgewicht bei jeder Winkeleinstellung des Tragflügels 17, weil jeder Versuch eines äußeren Einflusses zum Kippen der Längsachse des Systems den Anstellwinkel ändert, wodurch die Lage der resultierenden Kraft in einer Richtung verschoben wird, die ein Moment hervorruft, das bestrebt ist, das Flugzeug wieder in seine frühere Lage zu bringen.

Jedes geeignete Mittel kann dazu verwendet werden, den Flügel 17 in bezug auf den Rumpf in den Schlitzen 18 und 19 zu verstellen. Beim gezeigten Ausführungsbeispiel wird ein Getriebe veranschaulicht, das aus einer Kurbel 22 besteht, die mit einem Schlitz 23 den hinteren Holm 21 umgreift. Eine derartige Kurbel ist an beiden Enden der Welle 24 zu dem Zwecke angeordnet, die Drehung übereinstimmend erfolgen zu lassen, wodurch der hintere Flügelholm 21 in jede gewünschte Stellung im Schlitz 19 gebracht wird. Da zwei Kurbeln 22 vorhanden sind, wird der Flügelholm gegen seitliches Verdrehen im Schlitz 19 geschützt. Die Welle 24 trägt ein Schneckenrad zum Antrieb durch Schnecke 26, die mittels Spindel 27 und Handrad 28 gedreht wird. Ein nicht dargestelltes Rahmenwerk des Flügels 17 sichert den Abstand des Holmes 20 vom Holm 21, so daß jede Bewegung des Holmes 21 eine entsprechende Bewegung des Holmes 20 und des ganzen Flügels 1.7 herbeiführt.

Aus Fig. 3 geht hervor, daß die Wirkungslitiien der resultierenden Kräfte entsprechend dem Bereiche der Anstellwinkel zwischen 6° und i6° sich ungefähr in einem Punkt L schneiden. Eine Lagerung des Flügels 17 mittels Drehzapfen in diesem Punkt L würde die Vorteile dieser Erfindung erreichen lassen, wenn das Fliegen auf den Bereich zwischen 6° und i6° beschränkt sein soll. Die in Fig.4 dargestellten und beschriebenen Mittel gestatten die Verwertung der Erfindung innerhalb des ausgedehnten Bereiches zwischen 2° und 20°. Durch geeignete Ausbildung der Schlitze 18 und 19 und Verwendung eines geeigneten mitwirkenden Getriebes kann der Erfindungsgegenstand innerhalb jedes anderen Bereiches verwendet werden, in dem bei zunehmendem Anstellwinkel sich die Linien der resultierenden Kräfte in der oben aufgezeigten Weise stetig nach hinten verschieben.

In Fig. 3 ist ein Bereich über Punkt L vorhanden, in dem die Verlegung der Wirkungslinien der resultierenden Kräfte nicht stetig nach hinten stattfindet,- wenn die Anstellwinkel zunehmen, und ein Bereich unter Punkt L, wo die Verlegung nach hinten in diesem Falle stetig erfolgt. Unter diesen Umständen muß der Schwerpunkt des Flugzeugs sich unterhalb des Punktes L befinden. Fig. 5 zeigt das Diagramm eines Tragflügels 29 und 29' mit 4⁰ Schränkung, 50 v.H. Staffelung und einem Verhältnis 1 : 1 der Beziehung Flügelabstand zu Flügeltiefe, deren Größe mit α bezeichnet ist. Es ist zu beachten, daß der Begriff der Staffelung bei Zusammenstellungen von unähnlichen Flächen statt der wie in der Figur einander ähnlichen sich auf den Abstand' des Druckmittelpunktes und nicht auf denjenigen der Vorderkante bezieht. Das soll später bei der Kennzeichnung der aerodynamischen Staffelung noch hervorgehoben werden. Auch die Bezeichnung »aerodynamische Schränkung« bezeichnet den Winkel zwischen den Linien für den Nullauftrieb und nicht zwischen willkürlichen Sehnen des Flügels. Die mit 2 bezeichneten Wirkungslinien der resultierenden aerodynamischen Kräfte entsprechen verschiedenen Anstellwinkeln. Es ist zu erkennen, daß in

der Zusammenstellung nach Fig. 5 diese Linien stetig von vorn nach hinten innerhalb des Flugbereiches unterhalb des Bogens M wandern. Diese Zusammenstellung ist für die Zwecke der Erfindung- geeignet und in einem Drehpunkt 30 gelagert, der an Hand der Fig. 6 und 7 ausführlicher erörtert werden soll.

In Fig. 6 und 7 wird die Anwendung des Erfindungsgegenstandes auf ein Flugzeug veranschaulicht, das einen Rumpf 32 beliebiger Bauart besitzt und im wesentlichen aus dem Führersitz 33, Schwanzstück 34, Motor 35, Luftschraube 36 und dem Doppel-

'5 deckergestell 37 besteht, das aus den Tragflügelnag und 29' zusammengesetzt ist, die durch Streben 38 im Abstand gehalten und durch Diagonalen 39 versteift werden. Der Rumpf 32 besitzt das übliche Fahrgestell 40, Sporn 41 und Seitenruder 42, das vom Führersitz 33 aus mittels der üblichen Zugdrähte 43 eingestellt wird, die zu dem in der Mitte drehbaren Seitensteuerhebel laufen.
Wie vorstehend angegeben, ist das Gestell starr, und die Wirkungslinien der resultierenden aerodynamischen Kräfte wandern stetig von vorn nach hinten im Bereiche des Schwerpunktes des Flugzeugs, wenn der Anstellwinkel zunimmt, der hier im richtigen Verhältnis von Staffelung, Schränkung und von Flügelabstand zu Flügeltiefe dargestellt ist.

Der Schwerpunkt des Flugzeugs ist in

bezug auf die Flügel so gelegen, daß eine statische Steigungsstabilität gewährleistet ist.

Zu diesem Zwecke" muß unter allen Betriebsbedingungen der Schwerpunkt unter dem Schnittpunkt von Vektoren liegen, die die Lage, die Richtung und die Größe der auf das Gestell wirkenden resultierenden Drücke angeben, welche auftreten, wenn das Flugzeug durch die Luft fliegt und durch seinen Flugbereich hindurchgeht, und diese Vektoren sollen stetig von vorn nach hinten wandern, wenn der Anstellwinkel wächst. Diese Lage hängt von den besonderen Merkmalen gegebener Zusammenstellungen von Flügel und ' Rumpf ab und kann beispielsweise durch den Modellversuch bestimmt werden. In einem Flugzeug mit angenähert den hier angegebenen Merkmalen ist diese Lage etwa über der Vorderkante des unteren Tragflügels oder ungefähr senkrecht unter dem Punkt, um den sich das Flügelgestell als Ganzes gegenüber dem Rumpf dreht.

Wie in Fig. 7 gezeigt, sind zwei Gelenke 30 zwischen dem Gestell und den gegenüberstehenden Seiten des zwischen den beiden Tragflügeln sitzenden Rumpfes angeordnet. Ferner sind zwei Gruppen nach oben und innen verlaufender Zug- oder Verbindungsstangen 44 vorgesehen, eine an jeder Seite des Rumpfes, die von ihrer jeweiligen Befestigungsstelle 45 am Rumpf nach dem Punkt 30 laufen, wo sie mittels Bolzens am oberen Flügel 29 angelenkt sind.

Als geeignetes Mittel zur Drehung und Einstellung des Tragwerkes um den Drehpunkt 30 zur Veränderung des^; Trimmwinkels ist, wie Fig. 6 und 7 klar zeigen, ein Handrad 46 vorgesehen, dessen Welle 47 eine Lagerung in der Seitenwand des Rumpfes besitzt und das dazu eingerichtet sein kann, in einer senkrechten Ebene neben der Außenfläche dieser Wand gedreht zu werden. Bei 48 ist an der Unterseite des Rumpfes, wie am besten 'in Fig. 7 erkennbar, eine Antriebswelle 49 gelagert, die vom Handrad 46 aus mittels Kette und Kettenrad 50 gedreht wird. Die Welle 49 trägt eine Schnecke 51 im Eingriff mit dem Schneckenrad 52 auf einer senkrechten Welle 53, die bei 54 am Boden des Rumpfes gelagert ist. Die Welle 53 trägt einen Kurbelarm 55, vorzugsweise mit dem freien Ende in der Mitte des Rumpfes, in der Weise, daß der Arm 55 mittels eines Lenkers 56 mit dem Flügel 29' nach Maßgabe von Fig. 6 verbunden ist. Die Lenkerverbindung zwischen Kurbel und Flügel ist derart beschaffen, daß eine Bogenbewegung des Gestelles in bezug auf den Rumpf möglich ist, beispielsweise durch Kreuzgelenke.

Wenn man die Kurbel 55 mittels des Handrades 46 dreht, so überträgt der Lenker 56 auf das Tragwerk 37 eine Drehbewegung um den Zapfen 30 (Fig. 6). Wenn auch andere Vorrichtungen zu diesem Zweck verwendbar sind, ist doch- das Schneckengetriebe 51, 52 vorzuziehen, weil es selbstsperrend ist und somit den Antrieb zwischen Rad und Flügel in der einmal eingestellten Lage festhält. Hierdurch können die Flügel beliebig lösbar auf dem Trimmwinkel gehalten werden, auf den sie eingestellt sind.

Das Maß der Drehbewegung des Flügelgestelles ist möglichst so zu beschränken, daß der Trimmwinkel niemals so groß werden kann, daß die Luftgeschwindigkeit unter die kritische für Gier- und Rollsteuerung sinken kann. Eine Bewegung um 30⁰ etwa genügt für die meisten Zwecke, und die Begrenzung kann dadurch getroffen werden, daß der untere Flügel in bezug auf den Rumpf so angeordnet wird, daß er dessen Boden in seinen beiden Grenzlagen entsprechend dem vorgesehenen Bogenweg berührt; auch kann das Maß der Drehbewegung durch Begrenzung des Weges irgendeines Teiles des Getriebes zum Drehen des Flügelgestells bestimmt werden. Beispielsweise können vom Rumpf nach unten vorspringende Anschläge 57 (Fig. 7) in die Bahn der Kurbel 55 reichen und deren Winkelweg und demgemäß auch in

angemessenem Umfang den des Gestelles begrenzen.

Die vorstehend beschriebene Anbringung des in sich stabilen Tragwerkes 37 ermöglicht dessen Bewegung zur Änderung des Trimmwinkels, und damit werden, wie ohne weiteres zu erkennen ist, die in der Beschreibungseinleitung aufgezeigten Vorzüge der Steuerung und Stabilität erzielt.
Bei Ausführung einer Dreipunktlandung kann das Flügeltragwerk so gedreht werden, daß der Anstellwinkel weit über das bei gewöhnlichen Flugzeugen mögliche Maß vergrößert wird, wodurch eine äußerst wirkungsvolle Luftbremse mit den daraus erwachsenden Vorteilen für Landungsgeschwindigkeit und Auslauf gewonnen wird. Dieser Landungswinkel kann 30⁰ und mehr betragen.

Es ist wünschenswert, daß der Flügel 29' mit der üblichen angelenkten Fläche 58 versehen ist, deren Steuerdrähte 59 um Rollen 60 gehen, die auf der durch die Drehpunkte 30 gelegten geometrischen Achse liegen und zum Arm 61 auf der Schwingwelle 62 (Fig. 7) führen. Diese Welle ist über dem Boden des Rumpfes in Lagerstellen 63 gelagert und kann mittels des auf ihr befestigten Knüppels 64 gedreht werden. Da die Rollen 60 auf der geometrischen Achse der Bewegung des Gestelles liegen, beeinträchtigen dessen Drehbewegungen nicht die Steuerdrähte 59 und daher auch nicht die Stellung der angelenkten Flächen 58.

Ein Höhenruder für das Flugzeug zum Starten, Fliegen oder Landen ist hier nicht unbedingt erforderlich, und während der Fahrt soll ein solches sogar möglichst nicht benutzt werden. Zum Aufsteigen und schnellen Lösen des Sporns und damit zur Verminderung der Erdreibung ist ein Höhenruder 65 vorgesehen, das in geeigneter Weise bei 66 am Schwanz angelenkt ist und durch gekreuzte Zugdrähte 67 bedient wird, die zum Hebel 68 führen. Dieser Hebel sitzt auf einer quer zum Rumpf angeordneten Welle 69 und ist mit einer Zugstange 70 verbunden, die an dem Knüppel 64 in der üblichen Weise angelenkt ist, so daß. bei dessen Bewegung nach vorn und hinten über Stange 70, Hebel 68 und Drähte 67 das Höhenruder 65 gedreht wird.

In Fig. 8 bis 12 einschließlich wird eine Ausführungsform der Erfindung veranschaulicht, in der die Quer- und die Seitensteuerung in einer an Hand dieser Figur zu beschrei-■ benden Weise miteinander verknüpft sind. In diesen Figuren bedeutet der Index 1 der Bezugszeichen Teile, die rechts vom Flugzeugführer liegen, während der Index 2 die entsprechenden Teile links von ihm bezeichnen soll.

Nach Fig. 8 besteht das Flugzeug aus einem Rumpf 71 mit einer Luftschraube 72. und einer Gruppe von Schwanzflächen 73, die eine Höhenflosse 74 besitzen können oder nicht, je nach der besonderen Ausbildung der Profile der Flügel 75¹ und 75². Wenn ein Flugzeug mit den Merkmalen der Erfindung ohne Stabilisierungsfläche oder mit einer solchen gebaut werden soll, die weder eine nach oben noch eine nach unten gerichtete Belastung auszuhalten bestimmt ist, soll ein Flügelprofil gewählt werden, bei dem die Wirkungslinien der resultierenden Kräfte im Bereiche des Schwerpunktes des Flugzeugs stetig von vorn nach hinten wandern, wenn der Anstellwinkel innerhalb des Flugbereiches vergrößert wird, wie bereits weiter oben erörtert.

Die Flügel 7S¹ und 75² sind auf geeigneten Wellen 76¹ und 76^s gelagert, die gedreht werden können, um verschiedene Anstellwinkel einzustellen. Der rechte Flügel 75¹ ist für einen geringeren Anstellwinkel eingestellt als der linke Flügel yf. Die Stellen 77¹ und 77-im hinteren Teil der Flügel 75¹ bzw. 75^s sind geeignet für eine weitere Aufhängung, wie sie in Fig. 9 veranschaulicht wird und die dazu dient, den rechten und den linken Flügel gleichzeitig oder zu verschiedenen Zeiten oder gleichzeitig in verschiedener Weise zur Einstellung ihrer Anstellwinkel zu bewegen. Die Wellen 76¹ und 7ο² ruhen in den inneren Lagern 78¹ bzw. 78² und in Lagern 79¹ und 79², die von Streben So¹ und 80² getragen werden.

Fig. 9 zeigt eine Einstellvorrichtung für die Flügel 75¹ und 75² des Flugzeugs nach Fig. 8 in der neutralen Stellung, wobei also der rechte und linke Flügel 75¹ und 75^s beide den gleichen Anstellwinkel aufweisen, was aber nur eine der Einstellmöglichkeiten darstellt.

Die Punkte 77¹ und 77- der Flügel werden von Winkelhebeln Si¹ und Si² gehalten, die auf Zapfen 82¹ und 82² gelagert sind, die ihrerseits von senkrechten Spindeln 84¹ und 84² getragen werden. Die oberen Enden dieser Spindeln 84¹ und 84² sind vierkantig oder von einem anderen nicht kreisförmigen no Querschnitt und gehen durch entsprechende Öffnungen 85¹ und 8s² der Ouerstrebe 86. Das Gewinde der Spindeln 83¹ und 83² ist rechts- bzw. linksgängig. Die Ouerstrebe 86 ist an den Seiten des Rumpfgerüstes 87¹ und 87² befestigt, entweder mittels Schrauben 88¹ und SS² oder sonstwie in geeigneter Weise. Die Spindeln 83¹ und 83² werden durch Drehung der mit Kegelrädern ausgerüsteten Muttern S9¹ und 89² nach Belieben gehoben oder gesenkt. Wie links in Fig. 9 erkennbar, tragen Kugellager 90² den Teil 89² in Verbin-

dung mit dem Druckstück 91², das in das Stück 89² geschraubt ist und gegen die Spindel durch "Stellschraube 92^s angezogen wird. Eine Querstange 93² mit Bohrung zur Aufnähme der Mutter 89^s bildet die Laufrillen für die Kugellager 90² und damit das Auflager für das Druckstück der Spindel S3². Sie ist am Hauptgerüst 87^s des Rumpfes 71 in geeigneter Weise befestigt, beispielsweise durch Schrauben 94² und 94¹. Kegelräder 95¹ und 95² greifen in die Kegelräder der Muttern 89¹ und 89² ein und sind auf der Querwelle 95 befestigt, die mittels Handrads 96 oder sonstwie gedreht werden kann. So bewirkt die Drehung des Handrades 96 durch den Flugzeugführer in der einen Richtung den Hub der Spindeln 83¹ und 83² und umgekehrt. Die Ganghöhe der Spindelgewinde 83¹ und 83^s ergibt Selbsthemmung, so daß sie nur durch Drehen des Handrades, nicht aber unter dem Einfluß einer Axialkraft bewegt werden. Damit ist ein Mittel zur gleichartigen Einstellung des Anstellwinkels gegeben, da beim Heben der Spindeln 83¹ und 83^s die hinteren Kanten der Flügel 7s¹ und 75² angehoben werden, während sie sich in den Lagern 78¹, 78^s, 79¹ und 79² drehen, und zwar um das gleiche Maß; in jeder eingestellten Höhe bleiben die Spindeln 83¹ und S3², bis sie durch eine weitere Drehung des Handrades 96 verändert wird.

Die abwärts geneigten inneren Enden der Winkelhebel Si¹ und 81² sind an den Enden der Querstange 97 angelenkt, die mittels eines Kugelgelenks 98 sich auf einer Stange 99 verschieben kann, die bei 100 drehbar an der Querstrebe 86 oder an irgendeinem anderen - festen Punkt des Rumpfes 71 gelagert ist. Das andere Ende der Stange 99 ist am Lenker 101 angelenkt, der von Winkelhebeln 102 und Lenkern 103 und 104 bedient wird. Der Lenker 104, der mit einem Gelenk o. dgl. 105 versehen ist, wird durch seitliche Bewegung des Knüppels 106 betätigt. Eine Knagge 107 ist in bekannter Weise zur Bedienung des Höhenruders vorgesehen und bildet keinen Teil der Erfindung. Ein Bock 108 trägt ein drehbares Glied 109, auf dem der Knüppel vor- und rückwärts bewegt werden kann. Das Gelenk 105 gestattet die Querdrehung des Knüppels in einer beliebig geneigten Stellung nach vorn oder hinten. Der Bock 108 und die Lager 110 der Winkelhebel sind in geeigneter Weise auf dem Rumpfgerüst angebracht. Die Aufwärtsbewegung der Spindeln 83¹ und 83² vermindert den Radius der Stange 99 und umgekehrt, so daß beim Einstellen der Flügel mittels des Handrades 96 auf großem Anstellwinkel der Radius der Stange 99 den Höchstwert aufweist und eine gewisse Winkelbewegung des Knüppels 106 den größten Unterschied zwischen den Anstellwinkeln des rechten Flügels 75¹ und des linken Flügels 7s² herbeiführt, während bei der Einstellung auf kleinem Anstellwinkel die Differenz ein Mindestmaß annimmt.

In Fig. 10 ist der Fuß des rechten Flügels 75¹ zwecks Erläuterung der Verbindungen dargestellt; dem gleichen Zweck dient Fig. 11. Bei 76¹ bewirkt eine Welle, die auch als vorderer Holm dienen kann, die Haupthubbawegung des Flügels und gestattet dessen freie Drehung in einer Ebene parallel zur Bildfläche. Bei in ist eine Linie dargestellt, die durch die Mitte der Welle 76¹ und auch durch den Mittelpunkt des Flügels 75¹ bei JJ¹ geht. Dieser Punkt kann auch das Ende des hinteren Holmes oder eines anderen Bauteiles sein, der hier nicht beschrieben ist. Ein Paar Lager 112 besteht aus einem Stück mit Flügel 75¹. Eine passende Einrichtung, wie Bolzen 113 und Mutter 114, faßt eine Hülse 115 zwischen den Lagern 112 des Flügelgerüstes und trägt. mit ihrer geometrischen Achse auf Linie in das Ende 116 des Winkelhebels 81¹. Dieses Ende ist ballig ausgebohrt und füllt den Raum zwischen den Lagern 112 nicht voll aus, so daß der hintere Teil des Flügels 75¹ zwar vollkommen in der Richtung seiner Ausladung und senkrecht unterstützt wird, aber sich doch in einem Bogen bewegen kann, während die Spindel S3² sich auf einer Geraden bewegt.

Auf Fig. 10 und 12 ist ferner zu erkennen, wie die vorstehend beschriebene Anordnung auch bei einem seitlich sich selbsttätig ins Gleichgewicht einstellenden Flugzeug anwendbar ist. Der vordere Drehpunkt "]& liegt genügend weit vor dem Punkt 117, der den Schnittpunkt der Mittellinie 111 und der Wirkungslinie der auf Flügel 75¹ wirkenden resultierenden aerodynamischen Kraft darstellt. Aus dem Schema der Fig. 12 ist zu erkennen, daß das bei 76¹ abwärts wirkende Gewicht N des Flugzeugs zusammen mit dem Hub O₁ der im Punkte 117 wirkt, ein Drehmoment P¹ ergibt, das bestrebt ist, den Anstellwinkel des Flügels 75¹ zu verkleinern. Wenn dieses Moment dem Moment P² (nicht gezeichnet) gleich ist, das auf den linken Flügel 75² (s. Fig. 8 und 9) wirkt, dann ist das System im Gleichgewicht, weil gleiche und entgegengesetzte Kräfte auf die Querstange- 97 ausgeübt werden, und zwar durch die Winkelhebel 81¹ und 81². Wenn aber ein Windstoß etwa auf den rechten Flügel 75¹ trifft, aber nicht auf den linken 75², dann ist das Moment P¹ größer als das entsprechende Moment P², und die hieraus erwachsende unausgeglichene Kraft auf der Ouerstange 97 würde versuchen, diesen nach rechts zu verschieben (sofern der Knüppel 106 nicht vom

Flugzeugführer festgehalten wird), so daß der rechte Flügel 75¹ sich zur Verminderung seines Anstellwinkels und der linke Flügel 75² zur Vergrößerung des Anstellwinkels drehen würde. So würde der Flügelj der eine nach oben wirkende Kippkraft erfährt, sich in dem Sinne bewegen, daß die Hubkraft je Flächeneinheit vermindert wird, während der andere Flügel, der keine Kippkraft erfährt, die Hubkraft je Flächeneinheit um das erforderliche Maß erhöhen würde. Es ergibt sich somit, daß Windstöße oder andere kippende Einflüsse, die das Flugzeug zu rollen suchen, selbsttätig Änderungen herbeiführen, die sie ausgleichen, während beim Fehlen von störenden Einflüssen das natürliche Gleichgewicht der Bauteile des Flugzeugs das Verlassen der normalen seitlichen Fluglage vermeiden würde.

Fig. 13 zeigt das Tragwerk eines Doppeldeckers, bestehend aus einem oberen Flügel 117² und einem unteren Flügel 118², die miteinander durch ein geeignetes starres System von äußeren Streben 119 verbunden sind; in gleicher Weise gehören zu diesen Flügeln auch rechte Flügel. An geeigneter Stelle des oberen Flügels 117² ist ein Drehzapfen 120 zur Aufnahme des Gewichtes des Rumpfes mit Inhalt (nicht dargestellt) vorgesehen, wobei das Tragwerk sich um ihn drehen kann. Ein Punkt 121 am unteren Flügel, geeignet zur Anbringung eines Gebildes, das ausführlicher in Fig. 14 dargestellt wird, ist so gewählt, daß er den Bogen Q² zwischen Punkt R₁ entsprechend dem gewünschten größten Anstellwinkel, und Punkt S, entsprechend dem gewünschten kleinsten Anstellwinkel, beschreiben kanu. Ein angelenktes Querruder 122² ist am unteren Flügel 118² mittels geeigneter Lager 123² befestigt und wird mittels Knagge 124² und Stange 125² gedreht. In Fig. 14 ist das untere Flügelsystem des Tragwerks nach Fig. 13 zwecks größerer Deutlichkeit besonders dargestellt. Es besteht aus dem unteren linken Flügel 118², der mit dem unteren rechten Flügel 11S¹ durch Streben 126 verbunden ist, deren vordere Enden am Gerippe der Flügel 118² und 118¹ durch Gabeln 127² und 127¹ und deren hintere Enden in ähnlicher Weise durch Gabelstücke 128², 128¹ an einem anderen geeigneten Teil der Flügel befestigt sind. Die Enden der vorderen Strebe 126 können einen Bogen Qr bzw. Q¹, wie angegeben, beschreiben. Eine einstellbare Kraft wird auf das vordere Glied des Strebensystems 126 dadurch ausgeübt, daß dieses an die Enden von Gewindestangen 129², 129¹ angelenkt wird, die Endanschläge 130², 130¹ und 131², 131¹ tragen. Diese Gewindestangen werden mittels eines Systems von Kegelrädern und Stützen 132², 132¹ verstellt, dessen Einzelheiten nicht dargestellt sind, aber dem nach Fig. 9 ähnlich sein kann. Doch werden hier nicht rechts- und linksgängige Spindeln verwendet, sondern anders angeordnete Kegelradgetriebe, die bei Spindeln mit Gewinde gleichen Sinnes, etwa rechtsgängigen, das gleiche Ergebnis erzielen wie bei Fig. 9. Das Kegelradsystem 132², 132¹ ist hier mit einem Antrieb durch Kette und Kettenrad 130 dargestellt, der von dem für den Flugzeugführer bequem gelegenen Handrad 131 ausgeht.

Ein Knüppel 132 dreht bei Bewegung nach der Seite die Schwingwelle 133, die in Lagern 134 ruht, die in geeigneter Weise am Rumpf befestigt sind, und bewirkt dadurch, daß die Achse der Stange 135 einen Teil einer Kegelstumpffläche beschreibt, wie die Zeichnung deutlich erkennen läßt. Eine Kurbelschleife 136 mit Kugelgelenk, ähnlich dem in Fig. 9 mit 98 bezeichneten, kann auf der Stange 135 gleiten und ist starr mit dem rechten und linken Profilstab 137² bzw. 137¹ verbunden, die mit der Schleife zusammen eine Querstange bilden. Diese Stäbe 137² und 137¹ können Vierkantprofil haben und von Rollen 138 geführt werden, die sich um Bolzen 139 drehen, die auf Konsolen 140² und 140¹ sitzen, die einen Teil des Strebenrahmens 126 bilden. Somit ist die Stellung der Kurbelschleife 136 auf der Stange 135 und auch der Ausschlagradius der als Kurbel betrachteten Stange bestimmt durch die Stellung der Strebe 126 auf den Bögen Q\ Q¹. Wie aus Fig. 14 zu erkennen ist, erfährt die Kurbelschleife 136 bei Einstellung der Flügel auf großen Anstellwinkel R einen Antrieb durch eine Kurbel mit größtem Radius und beim Einstellen der Flügel auf kleinen An-Stellwinkel 6" einen Antrieb durch eine Kurbel mit kleinstem Radius. Der Vierkantquerschnitt der Stäbe 137² und 137¹ verhindert sie an einer Drehung und die Kurbelschleife 136 am Kippen, während ihre freie axiale Bewegung durch die Rollen 138 gesichert wird. Die der Querstange 137², 137¹ erteilte Bewegung wird auf die Stangen 141², 141¹ und weiter über die Winkelhebel 142², 142¹ auf Stangen 125², 125¹ und mittels der Knaggen 124², 124¹ übertragen und in die erforderliche und bekannte Bewegung der Querruder 122², 122¹ umgewandelt. Die Bedienung der Höhenruder kann, falls gewünscht, mittels des Knüppels 132 und der Stange 143 und sonstiger geeigneter Mittel bekannter Art über Angriffsknaggen erfolgen. Es ist ersichtlich, daß bei vorstehend beschriebenem System, wenn das Flugzeug den kleinen Winkel oder hohe Geschwindigkeit hat, eine seitliche Bewegung des Steuerknüppels 132 eine weniger große Verstellung

des Querruders bewirken wird als eine gleich große Bewegung bei großem Winkel oder geringer Geschwindigkeit des Flugzeugs.

Wenn ein seitlich selbsttätig ins Gleichgewicht kommendes Flugzeug und dazu ein besonderes System der seitlichen Steuerung gewünscht wird, kann bei Fehlen des Kugelgelenkes 98 auf der Querstange 97 der Fig. 9 und Vorhandensein eines Getriebes ähnlich dem aus den Elementen 136, 138, 137², 137¹, 141², 141¹, 142², 142¹, 125², 125¹, 124², 124¹, 123², 123¹ und 122², 122¹ bestehenden nebst Stange 99 zur Bedienung der Kurbelschleife 136 ein solches Flugzeug ohne weiteres von jedem Sachverständigen entworfen werden. Dadurch wird ein System geschaffen, worin die Erzielung des seitlichen Gleichgewichts und die Verstellung des Anstellwinkels in der Weise erreicht wird, wie an Hand der Fig. 8 bis 12 beschrieben, wenn der Führer den Knüppel frei läßt, und worin die Quersteuerung von Hand nach Maßgabe der Beschreibung zu Fig. 13 und 14 möglich ist, d. h. mit Hilfe der Querruder 122², 122¹ und gänzlich unabhängig von den verschieden großen Winkelbewegungen der Flügel 118², 118¹, wobei der Flieger durch Betätigung des Knüppels 132 die Querruder unabhängig von der selbsttätigen Gleichgewichtseinstellung durch das Gestänge der Fig. 9 verstellen kann.

Fig. 15 veranschaulicht eine Ausführungs-. form der Erfindung besonders für den Fall, daß ein Höhenruder im Notfall bedient werden soll. Während diese Ausführungsform ³^ unbeschränkte Verwendung des Höhenruders in seinem mittleren Zustand gestattet, beschränkt sie die .Bedienung des Höhenruders auf ein der Sicherheit entsprechendes Maß bei den Grenzzuständen des Flugzeugs mit kleinem Winkel oder Höchstgeschwindigkeit und großem Winkel oder Mindestgeschwindigkeit.

In Fig. 15 sind zwei Einstellungen des Flügels 143 und daher auch eine Anzahl anderer Elemente dieser Erfindung dargestellt. Der Flügel 143 ist für die Stellung mit kleinstem Anstellwinkel voll ausgezogen und für die mit größtem Anstellwinkel strichpunktiert gezeichnet. Alle strichpunktierten Teile haben die dem größtem Anstellwinkel des Flügels entsprechende Stellung.

Wie der voll ausgezogene Teil der Zeichnung zeigt, ist das Flügelsystem 143 um eine Achse 144, die zweckentsprechend am Flugzeug angebracht ist, parallel zur Spannweite des Flügelsystems drehbar und bei 145 an. einen Lenker 146 angelenkt, der von einem Hebel 147 und einem Zahnrad 148 bedient wird, das nur auf einem Teil des Umfanges verzahnt ist, um den Ausschlag des Hebels in beiden Richtungen zu beschränken, und mit einer Schnecke 149 in Eingriff steht, die in den an passender Stelle des Flugzeuggerüstes angeordneten Lagern 150 läuft und durch die Welle 151 mittels Handrades 152 nach Belieben des Flugzeugführers gedreht werden kann. Ebenfalls am Hebel 147 ist der Lenker 153 angelenkt, dessen anderes Ende an den Winkelhebel 154 angeschlossen ist, der im Lagerbock 155 drehbar ist, der an geeigneter Stelle des Flugzeuggerüstes angebracht ist. Die dem Winkelhebel erteilten Bewegungen erscheinen als Bewegungen der Stange 156 und schließlich als Bewegungen des Gleitstückes 157 mit den Teilen 158, die zwecks unbeschränkter Bedienung der Knüppel 159 und 160 ausgeschnitten sind, und den Endstücken 161 und 162, die geneigte Flächen 163 und 164 aufweisen. Diese Bewegung wird unter Vermittlung des Gabelendes 165 der Stange 156, des Bolzens 166 und des Ansatzes 167 des Gleitstückes 157 bewirkt. Dieses Gleitstück 157 ist dazu eingerichtet, in der Hohlwelle 16S der Steuersäule zu gleiten, die in Lagern 169, 170 auf dem Flugzeuggerüst ruht und gegen Längsverschieben durch die Stellringe 171 gesichert ist. An passender Stelle der Welle 168 sitzt ein Hebel 172, dessen Bewegung die Mittel zur Bedienung der Rollsteuerung und -flächen nach irgendeinem bekannten Verfahren an* treibt. Knüppel 159, 160 oder ähnliche Einrichtungen bewirken eine Verdrehung des Hebels 172 durch Welle 168 nach Belieben des Flugzeugführers zur Bedienung der Rollsteuerungsmittel. Bewegungen nach vorn und hinten der Knüppel o. dgl. seitens des Flugzeugführers bewegen die starre Stange 173 und damit in irgendeiner geeigneten Weise das Höhenruder (nicht dargestellt). Eine Verbindungsstange 174 koppelt die Bewegungen des Knüppels des vorderen Fliegers 159 mit denjenigen des Knüppels 160 des hinteren Fliegers zwecks Bedienung des Höhenruders.

Die Knüppel 159, 160 sind um Zapfen 175 drehbar, die in den Knaggen 176 der Welle 168 sitzen. An den Knüppeln 159 und 160 sind Nasen 177 bzw. 178 angebracht, die durch Öffnungen 179 der Welle 168 reichen. Die Nase 177 ist in Eingriff mit der geneigten Fläche 163 des Gleitstückes 157 dargestellt. Wenn der Flügel 143 auf seinem kleinsten Winkel eingestellt ist, wirken die Nase 177 und die Keilfläche 163 als Anschlag zur Verhinderung der Vorwärtsbewegung des Knüppels 159 und wegen der Kopplung durch die Stange 174 auch des Knüppels 160. Es ist bekannt, daß die Vorwärtsbewegung des Knüppels den^Abstieg des Flugzeugs bewirkt. Es ist somit erkennbar, daß die Möglichkeit für den Flugzeugführer, bei niedrigster Win-

keleinstellung des Flügels in steilem Gleitflug niederzugehen, durch diese Anordnung beschränkt oder aufgehoben wird. Wenn andererseits der Flügel die Einstellung auf den größten Winkel durch das Handrad 152 über Schnecke 149, Rad 148, Hebel 147, Lenker 146 und Drehzapfen 145 in ähnlicher Weise wie bei der Einstellung auf kleinsten Winkel erfahren hat, wird auch der Lenker 153 bewegt und verschiebt selbst mittels Winkelhebels 154 und Stange 156 das Gleitstück 157 in die strichpunktiert dargestellte Stellung. Dadurch wird die Keilfläche 164 in Berührung mit der Nase 178 des Knüppels 160 gebracht und die Rückwärtsbewegung der Knüppel 159 und 160 begrenzt oder verhindert, so daß auch für den Flugzeugführer die Möglichkeit begrenzt wird, das Flugzeug bei größter Winkeleinstellung des Flügels zu überziehen, Dadurch, daß. die Flächen 163 und 164 die passende Neigung erhalten, ist es möglich, bei jeder Ausführung das Maß der Höhenruderbedienung in beliebigem Maße zu begrenzen, wenn die Höchst- und Mindestwerte der An-Stellwinkel erreicht werden. Bei den Endstellungen entsprechend dem größten und kleinsten Winkel ist die Begrenzung am stärksten, und in der Zwischenstellung ist sie aufgehoben, so daß in dieser das Höhenruder voll gedreht werden kann, wie bei den< bekannten herkömmlichen Ausführungen.

Claims (4)

1. Patentansprüche:

   i. Flugzeug mit einem oder mehreren einstellbaren Tragflügeln, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehachse für jeden Flügel in einer Ebene über dem Schwerpunkt des Flugzeugs derart, gegebenenfalls verschiebbar, angeordnet ist, daß für jeden eingestellten Anstellwinkel jedes Flügels die zugehörige Wirkungslinie der auf den Flügel wirkenden resultierenden aerodynamischen Kraft in einer den Schwerpunkt des Flugzeugs enthaltenden Ebene liegt, deren Schnittlinie mit der genannten Ebene sich mit der Längsachse des Flugzeugs in rechtem Winkel kreuzt, und Flügel der Bauart vorgesehen sind, bei denen die Wirkungslinien der resultierenden aerodjrnainischen Kräfte bei Vergrößerung des Anstellwinkels im ganzen möglichen Bereich in der Höhe des geometrischen Ortes des Schwerpunktes des Flugzeugs gegenüber dem Flügel von vorn nach hinten wandern.
2. 2. Flugzeug nach Anspruch 1 mit in gleicher und in entgegengesetzter Richtung beweglichen Flügeln, dadurch gekennzeichnet, daß jeder von diesen um eine feste Achse (76¹ bzw. 7ο²) vermittels heb- oder senkbarer Führungsorgane (J7, 112 bis 114) drehbar ist, deren gleichsinnige Bewegung durch eine selbstsperrende Steuervorrichtung (81 bis 83, 89 bis 96) und deren gegensinnige Bewegung durch eine von der erstgenannten unabhängige, bei einseitiger Belastung sich selbsttätig steuernde Verstellvorrichtung (81, 97 bis 110) in an sich bekannter Weise vom Führersitz aus einstellbar ist.
3. 3. Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausschlag von Querrudern (122) nach Maßgabe der Anstellwinkel der Flügel (118) durch eine Übertragungsvorrichtung (132 bis 141) begrenzt wird, die mit der Verstellvorrichtung (129 bis 132¹ und 132²) für die Flügel (118) unabhängig von deren selbsttätiger Gleichgewichtseinstellung zusammenarbeitet.
4. 4. Flugzeug nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß eine die Einstellung des Höhenruders nach Maßgabe des Anstellwinkels der Tragflügel begrenzende Sperrvorrichtung (153 bis 179) vorgesehen und mit der Verstellvorrichtung (145 bis 152) für die Flügel (143) zwangsläufig verbunden ist.

   Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

   Berlin. Gedrückt in der REiciisnitucKEitEt