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Verfahren und Vorrichtung zum Prüfen der Abflugfähigkeit von Flugzeugen
im belasteten Zustand Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung
zum Prüfen der Abflugfähigkeit von Flugzeugen im belasteten Zustand.
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Es ist bekannt, zur Feststellung der Abflugfähigkeit der belasteten
Flugzeuge in der Ruhelage des Flugzeuges die Motoren zu prüfen und zu ermitteln,
ob diese die vorgeschriebene Drehzahl erreichen. Dieses Verfahren ist jedoch wenig
zuverlässig, weil es von veränderlichen Faktoren, wie Lufttemperatur, deren Dichte
usw., abhängig ist.
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Der Erfindung gemäß wird das Verhältnis vom Propellerschub zum Gewicht
des Flugzeuges durch Ausschwingen des beweglich angeordneten Flugzeuges ermittelt,
indem das Flugzeug durch den Propellerschub gegenüber einer vorzugsweise gekrümmten
Bahn mit allmählich steigender Neigung vorgetrieben wird, bis das Flugzeug die von
der Größe
abhängige neue Gleichgewichtsruhelage erreicht hat. Diese wird räumlich durch die
von dem Flugzeug auf der gekrümmten Bahn zurückgelegte Weglänge oder auch durch
die Projektion dieses Weges auf eine Ebene bestimmt und entspricht der auf einer
Skala ablesbaren, den flugfähigen Zustand der geprüften Flugzeuggattung kennzeichnenden
Größe
oder übertrifft diese.
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Die Ausführungsformen der Erfindung unterscheiden sich voneinander,
insbesondere durch die Mittel zur selbsttätigen Anzeige oder Registrierung des Wertes
, und diese kann durch ein geeignetes optisches, schallendes, leuchtendes oder ähnliches
Signal gebildet sein.
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Die Anwendung der Erfindung ist in den Zeichnungen in Ausführungsbeispielen
veranschaulicht und zeigt Abb. z schematisch eine erste Ausführungsform, Abb. 2
eine zweite.
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Abb. 3 ist eine Ansicht einer zur Ausführung der Erfindung benutzten
Vorrichtung, Abb. q. eine Draufsicht derselben.
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Abb.5 zeigt in kleinerem Maßstabe eine Draufsicht der mechanischen
Verbindung zwischen den Stützwagen und den Anzeigevorrichtungen, Abb. 6 in größerem
Maßstabe einen axialen Schnitt durch die Anzeigevorrichtung.
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Abb. 7 ist eine Draufsicht derselben.
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Abb. 8 zeigt einen axialen Schnitt durch eine Signalvorrichtung.
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Abb. g ist die Draufsicht derselben.
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Mit Bezug auf Abb. x bezeichnet T den Propellerschub und P das Gewicht
des belasteten Flugzeuges (Fluggewicht). Das Flugzeug ruht mit den Rädern seines
Fahrgestelles auf einem Stützwagen z und mittels seines Spornes auf einem Stützwagen
5 auf. Jeder Stützwagen ist auf vier Rollen 7 gelagert
und diese
Rollen auf Rampen g, die durch Kurven gebildet sind, deren Steigung allmählich anwächst.
Sämtliche Rampen @ sind einander ähnlich ausgebildet, und der- Anfang einer jeden
Kurve verläuft derart, daß die Tangente zu dieser Kurve an dem Punkt, in welchem
die Rollen des ruhenden Stützwagens vor Beginn -der Bewegung aufruhen, waagerecht
verläuft.
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Das Flugzeug wird in belastetem Zustande auf die Stützwagen gerollt
und gegen Vorwärtsbewegung durch vor die Räder des Fahrgestelles gestellte Bremsklötze
auf den Stützwagen festgehalten. Nach dieser Verriegelung wird der Motor in Gang
gesetzt, wqdurch das Flugzeug unter der Wirkung des Propellerschubes die Neigung
erhält, sich vorwärts zu bewegen und die Stützwagen, auf welchen es verriegelt ist,
mitzunehmen. Die Stützwagen steigen dann beim Rollen die Rampen g empor, welche,
wie erwähnt, für dieselbe Weglänge sämtlicher Stützwagen ein und dieselbe Neigung
aufweisen.
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Die zur Vorwärtsbewegung des Flugzeuges und der Stützwagen erforderliche
Kraft steigt allmählich, bis das Ganze m eine Gleichgewichtslage kommt, sobald der
Propellerschub gleich dem zu überwindenden Widerstand wird. In dieser Gleichgewichtslage
ist das Ganze, bestehend aus dem Flugzeug und den Stützwagen, folgenden Kräften
unterworfen: i. der Schwerkraft, welche die Resultierende des Eigengewichts P des
Flugzeuges und der Gewichte pI, p2 der Stützwagen ist, z. dem Propellerschub T,
3. den Widerlagerkräften der Rampen Ri, R2, R3, R4, welche sämtlich mit .der Senkrechten
ein und denselben Winkel ,99 bilden.
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Zwecks Aufstellung der eGleichgewichtsgleichungen werden sämtliche
Kräfte auf zwei Koordinatenachsen ox, oy projiziert, und manerhält: T -
1 R ein 99 = o, . P+EP-XR cosp=o, woraus hervorgeht:
. Man kann annehmen; daß der Wert
in den meisten Fällen verschwindend, klein ist und gegenüber dem Wert i vernachlässigt
werden kann, so daß der Apparat unmittelbar das angenäherte Messen des Koeffizienten-
ermöglicht.
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,Beider Anordnung nach Abb. 2 ist Blas Messen .dieses- -Koeffizienten
wesentlich genauer. Bei dieser Ausführungsform unterscheidet sich der Stützwagen
i von dem vorhergehenden dadurch, daß lediglich die vorderen Rollen auf der gekrümmten
Rampe 9 aufsteigen, während die hinteren Rollen sich auf einer waagerechten Ebene
bewegen.' Ferner trägt der Stützwagen ein Gegengewicht 12, das derart angeordnet
ist, daß der Schwerpunkt des ganzen Stützwagens auf der durch die hinteren Rollen
geführten senkrechten Ebene steht. Das Flugzeug wird in eine solche Anfangslage
gebracht, daß die Räder des Fahrgestelles in gleicher Senkrechtebene wie die Vorderrollen
des Stützwagens sind, was leicht zu bewerkstelligen ist, wenn man den Teil 14 in
bestimmter Lage einstellt.
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Bei der Aufstellung der Gleichgewichtsgleichungen werden durch
1 R, die Widerlagerkräfte der hinteren Rollen und durch X R2 diejenigen
der Vorderrollen bezeichnet, und man erhält: T - E R2 # ein p = o,
P
-E- XP - X.RI - X R2 cos g9 + o. Da jedoch durch die Gesamtanordnung
X'RI =i'$ ist, so erhält man im Resultat
welcher Wert von dem Gewicht der Stützwagen vollkommen unabhängig ist.
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Die Ausführungsform nach Abb. 3 und 4 ist nach dem oben auseinandergesetzten
Grundsatz ausgebildet und ist insbesondere bestimmt, um auf der Abflugfläche der
Flughäfen angeordnet zu sein, und zwar an derjenigen Stelle, an welcher vor dem
Abflug der Flugzeugführer die Prüfung der Motoren in einer ortsfesten Lage vornimmt.
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Die Vorrichtung enthält drei Stützwagen 2, 3, 4, wobei die beiden
ersteren die Räder des Fahrgestelles und der dritte -den .Sporn abzustützen haben.
Jeder der .Stützwagen besitzt eine Plattform 6, welche von vier Rollen 8 getragen
ist. Diese Rollen laufen über Rampen g von entsprechendem Profil, die aus einer
Kurve io mit steigender Neigung und einem Anschlag ii bestehen, welcher den Stützwagen
in der Anfangslage, d. h. in der tiefsten Lage der Rampe abstützt. Die Rampen sind
auf einem Gestell i3 befestigt, das mit Streben ausgestattet ist und ein unveränderliches
Ganzes bildet. Die beiden vorderen Stützwagen 2 und 3 sind in ein und demselben
Graben aufgenommen, wobei .der Zwischenraum zwischen den beiden durch ein Blech
überdeckt ist. Der hintere Stützwagen 4 ist in einem getrennten Graben aufgenommen
und an der Mittellinie der vorderen .angeordnet.
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Das belasteie Flugzeug wird auf die drei Stützwagen ufgestützt, und
.die vorderen Räder des Fahrgestelles werden durch die Keile 14 dadurch festgestellt,
daß die letzteren einen Stift 15 besitzen, welcher in die Löcher 16 der Stützwagen
.eingesteckt werden kann, so daß jedes Gleiten verhindert ist. Der Sporn des Flugzeuges
,ist ,auf dem hinteren Stützwagen 4 irgendwie befestigt.
Nachdem
der Flugzeugführer seinen Sitz eingenommen hat, wird der- Motor angelassen, und
der Versuch an der ortsfesten Stelle kann vor sich gehen. Der Schub des Propellers
läßt die Stützwagen auf den Rampen emporsteigen, und die Gleichgewichtslage wird
dann erreicht, wenn die ersteren bis zu einem bestimmten Punkt der Rampen angestiegen
sind, an welchem den oben angegebenen Bedingungen entsprochen ist. Es genügt dann,
den durchlaufenen Weg zu messen, um auf Grund des Rampenprofils die Neigung der
Rampe in dem Gleichgewichtspunkt zu messen und daraus den Wert des Koeffizienten
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entsprechend dem Verhältnis der Vortriebskraft zu der Belastung zu berechnen. Das
Messen erfolgt durch irgendwelche geeigneten Mittel, beispielsweise durch einen
von dem einen der Stützwagen getragenen Zeiger; welcher sich vor einer geteilten
Skala bewegt, die am Rande des Grabens ortsfest angebracht ist.
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Vorzugsweise empfiehlt sich jedoch das Messen durch eine Ablesung
von der Ferne, wie nachstehend beschrieben ist. Mit Bezug auf Abb. 5 ist auf der
Seite der Vorrichtung und außerhalb der Bewegungsbahn des Flugzeuges ein Zifferblatt
17 angebracht, dessen Werk reit den . Stützwagen durch ein Kabel i8 verbunden ist.
Das Zifferblatt ist gemäß Abb.6 und 7 ausgebildet. Dasselbe enthält ein Gehäuse
2o, das in einen Belag eingelassen ist und an seinem oberen Teil durch ein starkes
Uhrglas 21: verschlossen ist. Das Uhrglas befindet sich bündig mit dem Boden. Innerhalb
des Gehäuses ist das eigentliche Zifferblatt 17 angeordnet, das zwei Bügel ?,2 und
23 an der unteren Seite besitzt. Eine Welle 24 ist zwischen diesen beiden Bügeln
gelagert und trägt eine Rolle 25. Eine Spiralfeder 26 ist einesteils auf der Welle
24 und andernteils auf dem Bügel befestigt und hat das Bestreben, die Welle in entgegengesetztem
Sinne zur Wirkung eines Kabels zurückzuführen, das auf die Rolle 25 aufgewickelt
ist und zu einem der Stützwagen führt. Auf diese Weise wird durch die Feder das
Kabel dauernd gespannt gehalten. Zwischen dem Bügel 22 und dem Zifferblatt 17 sind
auf einer Hohlwelle 28 eine Rolle 29 und eine Spiralfeder 30 fest angeordnet.
Diese beiden durch das Zifferblatt hindurchgeführten Rollen tragen zwei Zeiger 27
bzw. 31 nach Art eines Uhrzifferblattes. Auf die Rolle 25 ist das Kabel 18 von dem
Stützwagen 2 und auf die Rolle 29 das Kabel ig von dem Stützwagen 3 aufgewickelt,
und das Ganze ist derart ausgebildet, daß, wenn sich die Stützwagen in Ruhelage
befinden, die Kabel durch die Wirkung der Federn 26, 30 gespannt sind. Sobald die
Stützwagen fortschreiten, hat die Federwirkung zur Folge, daß die von ihnen beeinflußten
Wellen gedreht und die Zeiger auf dem Zifferblatt verstellt werden, welches vorzugsweise
eine Skala enthält, die unmittelbar den Wert des Koeffizienten
angibt. Diese Anzeigevorrichtung könnte - ebenfalls eine Aufzeichnungs- oder Druckvorrichtung
enthalten, ähnlich denen bei Kartenlöchmechanismen, wodurch ein Zettel bedruckt
wird, der die entsprechende Anzeige des Koeffizienten angibt.
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Der mit der Beaufsichtigung des Beladens und des Abfluges betraute
Beamte kann auf diese Weise die Gewißheit erlangen, daß die Abflugbedingungen erfüllt
sind und wird dem Flugzeugführer einen Schein aushändigen können, welcher die Abflugfähigkeit
beglaubigt.
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Es kann ebenfalls von Nutzen sein, daß der Flugzeugführer, ohne seinen
Sitz zu verlassen, sich vergewissert, -ob das Flugzeug bei einer bestimmten Drehzahl
des Motors abfliegen kann. Zu diesem Zweck wird folgende Vorrichtung angeordnet,
welche gemeinsam mit dem oben beschriebenen Zifferblatt zusammenwirkt.
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Mit Bezug auf Abb. 5 ist vor der Vorrichtung gemäß Erfindung und in
einem entsprechenden Abstand, tun von dem Flugzeugführer bequem sichtbar zu sein,
ein Mast 32 angeordnet, welcher eine ebene Fläche 33 mit hellem Anstrich aufweist.
Mit Bezug auf Abb. 8 und 9 ist dieser Mast von einem Schuh 34 getragen, der um die
waagerechte Achse 37 -drehbar ist und ein Gegengewicht 38 trägt. Das Ganze ist derart
ausgeglichen, daß der Mast in seiner Gleichgewichtslage waagerecht verläuft. Die
Achse 37 sitzt in einem Gestell 39, das in der Grube 4o Aufnahme findet, wobei,
wenn der Mast niedergelegt ist, sämtliche Arbeitsteile sich unterhalb der Bodenfläche
befinden und die Fläche 33 bündig mit dem Bodenbelag verläuft. Die Grube selbst
wird durch ein Blech 41 verdeckt, das lediglich einen Schlitz für den Durchgang
des Mastes aufweist. Um den Mast in die senkrechte Arbeitslage zu bringen, trägt
der Schuh 34 eine Verlängerung 35, deren ebene untere Fläche 36 sich auf einem Riegel
42 abstützt, der aus einem Flacheisen besteht. Der Riegel trägt den Einschnitt 43
und ist an der oberen Fläche des Gestelles 39 durch zwei Schrauben 46, 48 gehalten,
die in Längsschlitze 44, 45 eintreten, wodurch der Riegel Längsbewegungen erhalten
kann. Ein Kabel 47, das von einem der Stützwagen kommt, ist an dem einen Ende des
Riegels mittels eines Stellbolzens 49 befestigt, wodurch der wirksame Arbeitshub
geregelt werden kann. An dem anderen Ende des Riegels ist ein Kabel 5o befestigt,
das über eine Leitrolle 51 geht und ein Gegengewicht 52 trägt.
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Wenn sich diese Vorrichtung in Ruhelage befindet, wobei der Mast waagerecht
verläuft, so wird der Mast in die senkrechte Lage nach Abb. -8 gebracht, wobei das
Gegengewicht 52
mittels des Riegels 42 einen Zug auf das Kabel 47
ausübt und das letztere gespannt hält. Bei der Kontrolle der Abflugfähigkeit beeinflußt
der fortschreitende Stützwagen den Riegel derart, daß sich derselbe nach rechts
bewegt, und sobald der Rand des Einschnittes 43 den Rand der Verlängerung 35 freigibt,
ist der Schuh nicht mehr gestützt und dreht sich unter der Wirkung des Gegengewichtes
38, wodurch auch der Mast 32 verschwenkt wird und verschwindet. Mittels des - Einstellers
49 wird der wirksame Arbeitshub derart eingestellt, daß die Entriegelung des Riegels
zu einem Zeitpunkt erfolgt, `wenn der Stützwagen um eine Weglänge fortgeschritten
ist, die dem erforderlichen Mindestwert des Koeffizienten
entspricht. Somit zeigt das Verschwenken des Mastes 32 in die waagerechte Lage bereits
dem Flugzeugführer an, daß das Flugzeug sich bereits in abflugfähigem Zustande befindet.
Vor jedem Versuch genügt es, daß ein Gehilfe den Mast emporhebt, wodurch die Vorrichtung
wiederum gebrauchsfähig wird. Es läßt sich außerdem noch eine Vorrichtung ausbauen,
welche dieses Heben durch eine Fernsteuerung, z. B. einen Hebel, bewirkt, dessen
Handgriff in der Nähe des Ablesungszifferblattes angeordnet ist.