DE610911C

DE610911C - Elevator rudder for aircraft

Info

Publication number: DE610911C
Application number: DET43804D
Authority: DE
Original assignee: GEORG TEISSEYRE
Current assignee: GEORG TEISSEYRE
Priority date: 1934-04-04
Filing date: 1934-04-04
Publication date: 1935-03-19

Description

Es sind bereits Seitenruder für Flugzeuge bekanntgeworden, die durch Drehung um eine außerhalb des Ruders liegende Achse u. a. höhenverschieblich sind. Diese bekannten, besonderen Zwecken dienenden Anordnungen sind mit Rücksicht auf ihre verwickelte Bauart nur in Ausnahmefällen verwendet worden. Bei den üblichen Flugzeugen wird das Seitenruder stets oberhalb des Rumpfes angeordnet. Diese An-Ordnung ist insbesondere bei Militärflugzeugen insofern ungünstig, als das über den Rumpf hinausragende Seitenruder die Ausnutzung des Schußfeldes beim Schießen mittels eines nach hinten gerichteten Maschinengewehrs beeinträchtigt. There are already known rudders for airplanes, which by turning a axis lying outside the rudder, etc. are adjustable in height. These well-known, special Purpose-serving arrangements are only in exceptional cases, taking into account their intricate design been used. In conventional aircraft, the rudder is always arranged above the fuselage. This an-order is particularly unfavorable in the case of military aircraft, as that over the fuselage protruding rudder the utilization of the field of fire when shooting by means of a rear-facing machine gun impaired.

Die vorliegende Erfindung bezweckt nicht nur die völlige Freihaltung des hinteren Schußfeldes bei Militärflugzeugen, sondern auch eine Erhöhung der sicheren Wirkung des Seiten-The present invention is not only intended to keep the rear field of fire completely clear in military aircraft, but also an increase in the safe effect of the side

ao ruders während eines etwaigen Absturzes oder Trudeins des Flugzeugs.ao rudder during a possible crash or trudein of the aircraft.

Das Neue der Erfindung besteht darin, daß die Drehachse zwischen dem höhenverschieblichen Seitenruder und der Flosse in senkrechterThe novelty of the invention is that the axis of rotation between the vertically adjustable Rudder and fin in a vertical position

*5 Richtung parallel zu sich selber verschiebbar ist. Hierdurch wird erzielt, daß das Seitenruder bei in Ruhe befindlichem Flugzeuge — wie bisher bei den üblichen Flugzeugen — hochgehoben bleibt, während des Fluges dagegen, falls nach hinten geschossen werden soll, nach unten verschoben werden kann, so daß es gar nicht über den Rumpf emporragt. Die wirksame Seitenruderfläche befindet sich dabei unterhalb des Rumpfes.* 5 can be moved in the direction parallel to itself is. This ensures that the rudder when the aircraft is at rest - as before in the case of normal aircraft - remains lifted, while in flight, on the other hand, if you want to shoot backwards, it can be moved downwards so that it is done does not protrude above the trunk. The effective rudder area is located here below the trunk.

Die Verschiebung der Ruderfläche kann erfindungsgemäß z. B. mittels Geradführung, Geradlenkers oder Parallelführung erfolgen.The displacement of the rudder surface can according to the invention, for. B. by means of straight guidance, Straight link or parallel guidance take place.

Auf der beiliegenden Zeichnung sind Ausführungsbeispiele des Erfindungsgegenstandes dargestellt worden. _:Exemplary embodiments are shown in the accompanying drawing of the subject matter of the invention has been presented. _:

Fig. ι stellt eine Seitenansicht des Flugzeugheckteils bei hochgezogenem, Fig. 3 bei heruntergelassenem Seitensteuer dar. Fig. 2 und 4 sind senkrechte Rumpfquerschnitte zu Fig. 1 und 3. Fig. 5 bildet den Grundriß zu Fig. 1 mit geschnittenem Seitensteuer.Fig. Ι shows a side view of the aircraft tail section Fig. 3 with the rudder lowered. Figs. 2 and 4 are vertical cross-sections of the fuselage to Fig. 1 and 3. FIG. 5 forms the plan of FIG. 1 with a sectioned side control.

Fig. 6, und 7 stellen die Seitenansicht und den Grundriß einer Seitensteuerverschiebeeinrichtung' mittels Parallellenkerführung dar.Figs. 6 and 7 show the side view and the plan view of a side control slide device ' by means of parallel link guides.

Im Rümpfhinterteil ι (Fig. 1, 3 und 5) ist ein senkrechter Schlitz 2 vorgesehen, in welchem die mit dem Seitensteuer 4 gelenkig verbundene Stabilisierungsfläche 3 verschiebbar angeordnet ist. Das ganze Seitensteuer 4 liegt außerhalb des Flugzeugrumpfes, so daß in jeder Höhenlage des Seitensteuers die, ganze Steuerfläche wirksam;isi. Unterhalb des Rumpfendes ist der Spurn 5—angeordnet. Die Verschiebung der Teile 3 und 4 kann mittels an sich bekannter Mittel erzielt werden.In the rear part of the trunk ι (Fig. 1, 3 and 5) is a vertical slot 2 is provided in which the side control 4 is hingedly connected Stabilizing surface 3 is arranged displaceably. The whole rudder 4 is outside of the aircraft fuselage, so that in every elevation of the rudder control, the entire control surface effective; isi. Below the end of the fuselage is the Track 5 — arranged. The shift of the Parts 3 and 4 can be achieved by means known per se.

Statt der in Fig. 1 bis 5 dargestellten Gerad-■iührung mittels Schlitzes 2 kann gegebenenfallsInstead of the straight line shown in FIGS by means of slot 2 can optionally

auch eine Geradführung mittels einer der bekannten geradlinigen Lenkerführungen angewandt werden.a straight line guide by means of one of the known straight-line handlebar guides is also used will.

In dem in Fig. 6 und 7 dargestellten Ausführungsbeispiele wird die Stabilisierungsfläche 3 nebst Seitensteuer 4 nicht geradlinig, sondern kreisbogenförmig bewegt, wozu die an sich bekannte ParaUenenkerführung verwendet wird. Die im Grundriß dreieckigen, .einander parallelen Lenker 6, 7 und 36 von gleicher wirksamer Länge sind mit den einen Enden in 8, 9 und yj am Flugzeugheckteil, dagegen mit den anderen Enden in 33, 34 und 35 an der mit der Steuerfläche 4 verbundenen Stabilisierungsfläche 3 angelenkt. Die Punkte 8 und 9 einerseits und 33 sowie 34 anderseits sind auf senkrechten Geraden gelegen, und das durch die Punkte 33, 34 und 35 bestimmte Dreieck ist dem Dreieck 8, 9, 37 ähnlich. Bei einer Abwärtsschwenkung der Lenker 6, 7 und 36 in die strichpunktiert dargestellte Lage 6', 7' und 36' verschiebt sich die Stabilisierungsfläche in paralleler Lage senkrecht nach unten, wobei die Punkte 33, 34 sich auf den Kreisbögen 10 und der Punkt 35 auf dem Kreisbogen 38 bewegen. Zur Hervorrufung der Drehbewegung der Lenker 6, 7 und 36· wird einer von ihnen, z. B. 36, geschwenkt. In dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 6 und 7 geschieht dies mit- tels der bei 40 drehbar aufgehängten Schraubenspindel 39, die mittels Kegelradpaars 45 von der damit gelenkig verbundenen Antriebswelle 46 aus angetrieben wird. Im Lenker 36 ist ein eine Mutter 41 enthaltender Querbalken 42 angeordnet, der sich um die Achse 43 drehen kann. Bei einer Drehung der Schraubenspindel 39 bewegt sich die daran angreifende Mutter 41 auf dem um 37 geschlagenen, strichpunktiert dargestellten Kreisbogen 44, wobei gleichzeitig die Endpunkte 35, 33, 34 sich auf den Bögen 38 und 10 bewegen. Infolgedessen nimmt dabei die Stabilisierungsfläche 3 nebst Steuer 4 die untere, gestrichelt dargestellte Lage ein.In the exemplary embodiment shown in FIGS. 6 and 7, the stabilizing surface 3 together with the lateral control 4 is not moved in a straight line, but in the shape of a circular arc, for which the known ParaUenenkerführung is used. The control arms 6, 7 and 36, which are triangular in plan and parallel to one another and of the same effective length, are connected with one end in 8, 9 and yj to the aircraft tail, while the other ends in 33, 34 and 35 are connected to the control surface 4 Stabilizing surface 3 articulated. Points 8 and 9 on the one hand and 33 and 34 on the other are located on vertical straight lines, and the triangle defined by points 33, 34 and 35 is similar to triangle 8, 9, 37. When the links 6, 7 and 36 are pivoted downward into the position 6 ', 7' and 36 'shown in dash-dotted lines, the stabilization surface moves vertically downwards in a parallel position, with the points 33, 34 on the circular arcs 10 and the point 35 move the circular arc 38. To induce the rotary movement of the handlebars 6, 7 and 36 · one of them, e.g. B. 36, pivoted. In the exemplary embodiment according to FIGS. 6 and 7, this is done by means of the screw spindle 39 which is rotatably suspended at 40 and which is driven by means of a pair of bevel gears 45 from the drive shaft 46 articulated therewith. A cross bar 42 containing a nut 41 is arranged in the handlebar 36 and can rotate about the axis 43. When the screw spindle 39 is rotated, the nut 41 engaging it moves on the circular arc 44 drawn around 37 and shown in dash-dotted lines, with the end points 35, 33, 34 moving on the arcs 38 and 10 at the same time. As a result, the stabilization surface 3 together with the control 4 assumes the lower position shown in dashed lines.

Zum Seitwärtsschwenken des Steuers 4 in jeder Höhenlage dient die Schubstange 32, deren eines Ende mittels Kreuz- oder Kugelgelenkes an einem Vorsprung des Steuers 4, das andere dagegen ebenfalls mittels Kreuz- oder Kugelgelenkes an der Steuerschubstange des Flugzeugs angelenkt ist. Die Richtung der Schubstange 32 ist zu derjenigen der Lenker 6 und 7 parallel, und die Länge stimmt mit derjenigen der letzteren überein. Infolgedessen beschreibt die Schubstange 32 bei jeder Höhenverschiebung der Stabilisierungsfläche 3 denselben Bogen wie die Lenker 6 und 7, und es kann infolgedessen das Seitensteuer 4 in jeder Höhenlage mittels Stange 32 ausgeschwenkt werden.To pivot the control 4 sideways at any altitude, the push rod 32 is used, the one end by means of a universal joint or ball joint on a projection of the control 4, the other on the other hand, also by means of a universal joint or ball joint on the control pushrod of the aircraft is hinged. The direction of the push rod 32 is that of the handlebars 6 and 7 parallel, and the length coincides with that of the latter. As a result, describes the push rod 32 with each height shift of the stabilizing surface 3 the same arc as the handlebars 6 and 7, and as a result, the rudder control 4 can be used at any altitude Rod 32 can be swung out.

Claims

Patent claims:

1. Elevator rudder for Aircraft, characterized in that the axis of rotation between the rudder and the Fin is displaceable in a vertical direction parallel to itself.

2. rudder control according to claim 1, characterized in that the stabilizing surface (3) of the side control (4) can be displaced in a vertical slot (2) in the aircraft fuselage is arranged.

3. rudder control according to claim 1, characterized in that the stabilizing surface (3) the rudder control (4) with the help of a straight link guide the aircraft fuselage opposite is vertically displaceable.

4. rudder control according to claim 1, characterized in that the stabilizing surface (3) of the rudder control (4) opposite the aircraft fuselage by means of a parallel link guide is displaceable on a circular arc lying in the vertical direction.

5. rudder control according to claim 4, characterized in that the stabilizing surface (3) of the rudder control (4) by means of triangular, parallel and equally long handlebars (6, 7, 36) is hinged to the fuselage, the line connecting the points of application (33, 34) of two links (6, 7) forms a vertical line.

6. rudder control according to claims 4 and 5, characterized in that the one link (z, B ". 36) for the purpose of moving the stabilizing surface (3) upwards and downwards together Side control (4) by known means, e.g. B. by means of screw (39) and articulated on the handlebar (36) Nut (41) can be pivoted about its point of application (37) on the hulls.

7. rudder according to claims 4 to 6, characterized in that the rudder (4) is pivoted sideways by means of a push rod (32}, its length and Direction coincides with that of the parallel guide links (6, 7, 36) and which are freely rotatable at both ends is articulated (e.g. by means of a universal joint or ball joint).

1 sheet of drawings