DE618486C - Stabilisierungsvorrichtung fuer Luftfahrzeuge - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf dme Stabilisierungsvorrichtung für Luftfahrzeuge. Der Zweck der Erfindung ist, auf einem Flugzeug, vorzugsweise auf jedem bestehenden Flugzeug, eine Vorrichtung anzubringen, die unter dem Einfluß des Fahrtwindes steht und so angeordnet ist, daß eine senkrecht wirkende Luftkraft ausgenutzt wird, tan durch die relative Lagenveränderung des Flugzeuges zu dieser Vorrichtung die am Flugzeug sitzenden Steuerorgane derart zu beeinflussen, daß vorzugsweise eine Seitenstabilisierung des Flugzeuges erfolgt.

Das Wesen vorliegender Erfindung bestellt darin, daß die durch geeignete Übertragiungsmittel auf die Steuerflächen des Flugzeuges einwirkende Vorrichtung aus einem allseitig beweglich am Flugzeug befestigten Flächensystem besteht, an dem vom Fahrtwind eine

ao senkrecht gerichtete, als Auftrieb wirkende Kraft erzeugt wird. Dieses System wirid in seiner räumlichen Lage gehalten, und zwar vorzugsweise durch 'eigene Steuerflächen.

Die Erfindung ist auf den Zeichnungen as beispielsweise 'dargestellt, und zwar zeigt

Fig. ι die Seitenansicht der Vorrichtung gemäß der Erfindung in Verbindung mit einem Flugzeug.

Fig. 2 ist eine entspreehenidie Draufsicht.

Fig. 3 ist eine Seitenansicht im vergrößerten Maßstabe der Einrichtung gemäß, der Erfindung.

Fig. 4 ist eine Ansicht der Einrichtung von vorn bei einem Flugzeug in Ruhestellung.

!Fig. 5 ist eine der Fig. 3 entsprechende Vorderansicht.

iFig. 6 und 7 zeigen verschiedene Ausführungsformen.

Fig. 8 und 9 zeigen eine weitere Ausführungsforni von der Seite und von vorn gesehen.

Oberhalb der Tragflügel eines Flugzeuges ist in dessen Mittelebene 'ein FußgestieUui befestigt, auf dem durch Bolzen ein Profileisen & angebracht ist, das die Form einer V-förmigen Spreize aufweist, wie es die Fig. 5 zeigt. Die Schenkelenden der Spreize sind durchbohrt und können durch Schrauben am Fußgestellß befestigt werden. Das andere Ende der Spneize ist mit einem Kardangelenke ausgerüstet. Der obere Teil des Kardangelenkes ist mit einem Bügele¹ versehen, der an einem Träger d aus Holz, Aluminiumrohr oder einem anderen geeigneten Baustoff befestigt ist. Dieser Träger ist auf einem Viertel seiner Länge um ungefähr 15° nach oben abgebogen.

Auf diesem nach oben gebogenen Teil des Trägers sind rechtwinklig, d. h. senkrecht^

zwei Stützen e, e¹ befestigt, die eine Achse f tragen, um welche sich frei ein Fläcbengebilde drehen kann, das aus in einer Achse konvergierenden Flächen g besteht. -Dieses S Flächensystem, oder Flächengebilde 'erzeugt die senkrecht aufwärts -wirkende Liuftkraft. Die konvergierenden Flächenteile g drehen sich frei um ihre Achse, so 'daß !ungleichmäßiger Auftrieb auf beiden Seiten keine Veränderung der senkrechten Einstellung zur Folge hat. Die einander konvergierenden Flächen können gegebenenfalls, wie es die Fig. 6 zeigt, ersetzt werden durch zwei im stumpfen Winkel aneinanderstoßende Flächenteile ö oder auch, wie die Fig. 7 veranschaulicht, durch einen Zylinder C. Die Teile sitzen frei drehbar auf ihrier Achse/..

Am hinteren Ende des Längisträgers d ist ein aus mehreren Flächenstücken zusammengesetztes 'drehbares Steuer h angeordnet. Dieses Steuer kann sich frei turn siejne Achse drehen, deren Verlängerung -durch den' Mittelpunkt des Kardangelenkes c geht.

Zwischen dem Kardangelenk und dem Fußgestell β ist ein Trägerin? befestigt und ein Arm i nach Möglichkeit in der senkrechten Verlängerung der Achse des Kardangelenkes angeordnet. Um 'diese Achse dreht sich frei eine Steuerfläche 7. Die Steuerorgane ο der Querruder k (Fig. 2) sind bei t an der Steuerfläche befestigt (Fig. 3). Ein Stützträger« 'dient zum Halten und Abfangen des Längsträger K in der Ruhelage der Vorrichtung.
Die Wirkungsweise ist die folgende:

In der Ruhestellung des Flugzeuges Begen das Flächengebilde g und sein Träger auf den Bügelschenkeln des Kardangelenkes (Fig. 4). Das hintere Steuerorgan U liegt auf dem Stützträger n_t und zwar in einer Höhenlage, die etwas niedriger ist als die Höhenlage des Kardangelenkes, wie es die Fig. 3 zeigt. In dieser Stellung haben die Achse/ und die einander konvergierenden Fläehenstücke g· immer noch 'eine gewisse Neigung zur Horizontalen.

Sobald das Flugzeug sich in Bewegung· setzt und .eine genügende Geschwindigfeeit erreicht ist, hat die gesamte Einrichtung das Bestreben, sich in den Wand zu stellen. In diesem Augenblick fängt aber das aus mehreren Flächen zusammengesetzte Steuer h an zu arbeiten und hält den Träger d in der Richtung des Luftstroms. Das Flächengebildet stellt sich unter der Wirkung des Windes senkrecht oberhalb der Tragflügel des Flugzeuges ein und behält diese Stellung so lange bei, als das Flugzeug sich in Bewegung befindet.

Sobald das Flugzeug sich seitlich neigt, nimmt der Stützträger δ, der starr mit dem Flugzeug verbunden ist, die gleiche Neigung ein. Da jedoch das Kardangelenk c vorhanden ist, hält der senkrechte Zug des Flächengebildes die Einrichtung in ihrer alten Lage, und die Stützend und der Arm/ bleiben in 'einer senkrechten Ebene liegen. Der Arm / übt über die Steuerfläche/ dabei 'eine Zugwirkung auf eines der Steuerseile ö aus, während 'das entgegengesetzte Steuerseil etwas nachgelassen wird, wodurch eine Beeinflussung der Querruder erfolgt, derart, daß das Flugzeug seitlich stabilisiert wird.

Die Steuerseile für die Querruder könnten auch 'unmittelbar z. B. an einer an der Achse/ befestigten Querstange angreifen. Da jedoch die Stabilisierungsvorrichtung kardanisch gelagert ist, besteht die Möglichkeit, daß die Vorrichtung in einer Horizontalebeine gewisse Drehungen ausführt, durch welche dann 'eine unerwünschte Beeinflussung der Steuerseile erfolgen könnte. Um 'dieses zu verhindern, sind die Steuerseile an der Fläche/ angebracht, die, wie oben erwähnt, frei drehbar auf der Achsei lagert und die ständig unter der Beeinflussung des Fahrtwindes steht. Eine Drehung der StabiUsierungsvorrichtung· in einer horizontalen Ebene macht sich daher auf die Steuerseile nicht bemerkbar.

■Bei der Ausführungsform nach den Abb. 8 und 9 sitzt das Kardangelenk c an 'einem Hebel/κ, der sich seinerseits um eine am Flugzeugkörper befestigte Achse ο dreht. Dieser Hebel m ist ein Winkelhebel und bewegt durch ein Übertragungsgestänge p, q den Hebel/*, welcher die seitlichen Stabili-i sierungsflächen steuert.

Um zu vermeiden, daß die Vorrichtung· im Ruhezustand auf dem Tragflügel aufliegt und beim Anhalten des Flugzeuges auf den Flügel fällt, hat die Vorrichtung zwei lose Seile.*:,x, welche beiderseits des Hebels m angeordnet sind und die seitlichen Schwingungen desselben in einem Bereich von etwa 30⁰ rechts und links der Vertikalen begrenzen.

Ferner ist die Hauptachse des Stabilisators mit einem horizontalen Querarmy versehen, der nahe dem Kardangelenk befestigt ist und an dessen beide Enden weitere lose Zug·- organeZjZ angreifen, die mit dem unteren Ende des Hebels m verbunden und so den Ausschlag der Vorrichtung begrenzen.

Claims (6)

1. Patentansprüche:

   i. Stabilisierungsvorrichtung für Luftfahrzeuge, dadurch gekennzeichnet, daß die durch geeignete Übertragungsmittel auf 'die Steuerflächen des Flugzeuges 'einwirkende Vorrichtung in 'einem allseitig beweglich am Flugzeug befestigten Flächensystem besteht, an dem vom Fahrt-

   wind eine senkrecht gerichtete, als Auftrieb wirkende Kraft erzeugt wird, durch die das System in seiner räumlichen Lage gehalten wird.
2. 2. Stabilisierungsvorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß die Sicherung der räumlichen Lage des Flächensystems durch eigene Steuerflächen unterstützt wird.
3. 3. Vorrichtung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß am vorderen Teil der Vorrichtung Flächen zur Aufnahme der Luftkraft angeordnet sind, während hinten ein Ruder sitzt.
4. 4. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das unter Einfluß des Luftstromes stehende System aus einem Rotor oder Windrad besteht, welches aus einander sich schneiden'den und auf einer Achse frei dnehbaijen Flächenstücken gebildet wird.
5. 5. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Gelenk, auf dem der Stabilisator angebracht ist, von 'einem Hebel (m) getragen wird, der sich auf einer am Flugzeug befestijgten Achse dreht und durch eine geeignete 'Bewegungsübertragung die Steuerorgane für die seitlichen Stabilisierungsflächen betätigt.
6. 6. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzieichnet, daß die Vorrichtung 'einen besonderem Arm (/) trägt, 'der mit den die Querruder des Flugzeuges beeinflussenden Teilen verbunden ist.

   Hierzu 2 Blatt Zeichnungen