DE672424C - Drehschwingungsdaempfer fuer Spanndraehte, Trag- und Leitwerksflaechen und Einstellvorrichtung fuer Luftschrauben - Google Patents
Drehschwingungsdaempfer fuer Spanndraehte, Trag- und Leitwerksflaechen und Einstellvorrichtung fuer LuftschraubenInfo
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-
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Description
Es ist bekannt, daß elastisch mit dem Flugzeug verbundene, Auftrieb erzeugende Bauglieder
mit mindestens .zwei Freiheitsgraden, insbesondere solche mit schlankem Seitenverhältnis,
wie lange Profilspanndrähte, schmale Flügel, Leitwerksflächen ohne Dämpfungsfläche und Luftschraubenblätter, Drehschwingungen
ausführen. Diese Schwingungen werden durch falsche Schwerpunktslage und fehlende
aerodynamische Stabilität hervorgerufen, da diese Bauglieder infolge ihrer geringen
Steifigkeit den Luftkräften folgen können. Die Schwingungen wurden bisher in bekannter
Weise durch entsprechend hohe Steifigkeit der ,5 Bauglieder vermieden.
Bei der Erfindung werden mittels Trag^ schellen, die vorn Gegengewichte zur Vorverlegung
des Schwerpunktes vor oder in das Druckmittel des Profiles und hinten Stabiliao sierungsflächen zur aerodynamischen Stabilisierung
tragen, die Schwingungen der Profile beseitigt.
Es sind ferner bekannt Vorrichtungen zum Verstellen von Luftschrauben. Diese bestehen
zum Teil aus Hilfsmaschinen, die durch exzentrische Gegengewichte und durch veränderliche,
an den Luftschraubenblättern angebrachte Zusatzflächen gesteuert werden.
Die Vorteile vorliegender Erfindung als Einstellvorrichtung für Propellerblätter sind:
Die Verwendungsmöglichkeit großer Luftschraubendurchmesser bei schmalen, schwingungstechnisch
bisher nicht beherrschbaren Blättern, die einen besseren Wirkungsgrad haben, und die Selbsteinstellung von Propellern
jeder Art als selbsttätige Verstellpro-' peller je nach Drehmoment, Drehzahl und
Fluggeschwindigkeit ohne jede mechanische Antriebs- oder Hilfsvorrichtung.
Fig. ι bis 6 zeigen die Anwendung der Schwingungsdämpfer für kleine Profilabmessungen.
Fig. ι stellt einen üblichen Profilspanndraht dar. An diesem Spanndraht a
wird mit einem Bügel c und Halteschrauben d ein Träger e befestigt. Dieser Träger hat am
hinteren Ende eine Stabilisierungsfläche/, die aerodynamisch die gleiche Wirkung hat wie
ein Höhensteuer am Flugzeug, am vorderen Ende ein Gegengewicht g. Die Wirkungsweise
ist im Prinzip bei allen Anwendungsarten (Fig. ι bis 12) und für alle Profile gleich und
wird nachstehend kurz erörtert.
*) Von dem Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden:
Dipl.-Ing. Karl Seifert in Darmstadt.
Die zwei Freiheitsgrade, nach denen ein Profildraht schwingen kann, sind hauptsächlich
folgende:
ι. Parallel zu sich selbst quer zur Flugr:
S tung im Sinne einer wechselnden Durct^.s t
gung des Spanndrahtes je nach Anstellwinktii
Dieses Nachgeben tritt auch schon bei gerinn gen Fluggeschwindigkeiten auf.
2. Um den Elastizitätsmittelpunkt. Der Auftrieb liegt vor dem Elastizitätsmittelpunkt
und verdreht den Draht im Sinne einer Anstellwinkelvergrößerung.
Der Auftrieb und damit das Drehmoment nimmt proportional dem Anstellwinkel zu. Der
Verdrehung wirken die elastischen Kräfte des Drahtes ebenfalls proportional dem Anstellwinkel
entgegen. Die Größe dieser elastischen Kräfte hängt ab vom Drahtquerschnitt, der
Drahtlänge, dem Elastizitätsmodul und der Drahtspannung. Von einer gewissen Geschwindigkeit an nimmt die Luftkraft schneller zu
als die elastischen Gegenkräfte des Drahtes. Der Draht wird sodann verdreht, so daß ab
dieser Geschwindigkeit der zweite Freiheitsgrad vorhanden ist.
Es ist bekannt, daß Flugzeugprofile mit zwei Freiheitsgraden schwingen, wenn der
Schwerpunkt hinter mehr als einem Drittel der Profiltiefe liegt, wie z. B. bei den üblichen
Profil drähten, oder wenn Profile aerodynamisch
nicht stabil sind. Lange Drähte sind bei gleichem Querschnitt weniger steif als kurze und schwingen infolgedessen schon bei
geringer Geschwindigkeit. Wie bekannt, verkürzt man deshalb bisher langeDrähte schwingungstechnisch
durch Abstützen oder Abfangen an mehreren Stellen.
Bei vorliegender Erfindung wird durch das an dem Träger e befestigte Gegengewicht g
der Schwerpunkt in oder vor das Druckmittel t verlegt, so daß Anstellwinkelvergrößerungen
durch Massenwirkungen nicht mehr auftreten können. Da der Profilspanndraht sich aber im
belasteten Zustand nach wie vor um den Elastizitätsmittelpunkt dreht, dient zum Ausgleich
die Stabilisierungsfläche /.
Diese Schwingungsdämpfer werden je nach Drahtquerschnitt und Geschwindigkeit in verschiedenen
Abständen am Spanndraht befestigt, wodurch dieser vollständig schwingungsfrei ist.
Fig. 2 zeigt die gleiche Anordnung mit einem unsymmetrischen Profildraht b. Der
Nachteil der Druckpunktswanderung wird ebenfalls durch eine im Einstellwinkel α feste
oder veränderliche Stabilisierungsfläche / ausgeglichen. Der Spanndraht behält dadurch
gegenüber der Luft in allen Fluglagen einen nahezu gleichen Anstellwinkel bei und erzeugt
somit ohne 'wesentlichen zusätzlichen Widerstand Auftrieb. Dieser Auftrieb ist durch die
Veränderung des Einstellwinkels <x der Stabilisierungsfläche
/ veränderlich. Fig. 4 zeigt schematisch die Einstellwinkelveränderung.
•K:.;D.,ie Stabilisierungsfläche f ist mit dem BoI-
Τβ&Ά i gelenkig und mit der Schlitzführung/
ötd der Feststellschraube k um den Einstell- :
^winkel α beliebig verstellbar an den Träger e
angeschlossen.
- Fig. 3 zeigt die Anordnung der Schwingungsdämpfer und Einstellvorrichtungen auf
einem Spanndraht, und zwar in Fig. 3 a in Einzelausführung, in Fig. 3& paarweise verbunden
durch eine Stabilisierungsfläche, in Fig. 3 c geteilt in Gewichtsträger und Stabilisierungsflächenträger,
in Fig. 3 d in einem Gewichtsträger mit paarweise verbundenen Stabilisierungsflächenträgern.
Die Vorteile der Erfindung für Spanndrähte und kleine Profile sind: Widerstandsverminderung,
da ein Abstützen nicht mehr notwendig ist und statt zwei Drähten ein Draht eingebaut
werden kann, konstruktive Vereinfachung und Unabhängigkeit im Aufbau der Flugzeugzelle
durch Verwendungsmöglichkeit von langen einzelnen Spanndrähten und zusätzlicher
Auftriebsgewinn, der sich in einer Verbesserung der Zelle äußert.
Fig. 5 zeigt die Befestigungsmöglichkeit eines Schwingungsdämpfers für schräglaufende
Spanndrähte. Auf dem Profildraht ο sind zwei runde Scheiben m mit dem Bügel c und den
Halteschrauben d auf dem Träger e auf geklemmt. Der Bügel c wird durch die runde
Scheibe ni geführt, so daß der Träger e um einen gewünschten Winkel zum Einstellen in
die Flugrichtung verdreht werden kann.
Fig. 7 bis 9 zeigen die Anwendung des Schwingungsdämpfers und der Einstellvorrichtung
auf Propellerblätter. Bekanntlich ermöglichen schmale Propeller mit großem
Durchmesser (Fig. 7) günstigere Wirkungsgrade als breite Propeller mit kleinerem Durchmesser
(Fig. 8). Bei schmalen und langen Propellerblättern ist der Schwingungsvorgang
und dessen Behebung im Prinzip der gleiche wie bei Spanndrähten. An den. schmalen Blättern
sind nach Fig. 7 auf jeder Seite ein oder mehrere Schwingungsdämpfer r gemäß Ausführung
nach Fig. 2 in Anordnung nach Fig· 3 a, 3 b, 3 c oder 3 d befestigt. Infolge der
Elastizität der Propellerhlatter wird ferner der Anstellwinkel des Blattes durch die
Schwingungsdämpfer r, deren Stabilisierungsfläche/ gemäß Fig. 2 unter einem Winkel a
gegenüber dem Propellerblatt eingestellt ist, immer beibehalten, unabhängig von Drehzahl
und Fluggeschwindigkeit, so daß das Propellerblatt immer auf günstigstem ca, d. h. mit
bestem Wirkungsgrad arbeitet. Ist das Blatt infolge eines geringen Durchmessers breiter
und daher nicht genügend elastisch wie in
Fig. 8 und 9, so kann die Elastizität durch bekannte verdrehbare Lagerung der Propellerwurzel
(Fig. 9) vergrößert werden; der Propeller stellt sich selbst ein.
Fig. 10 bis 12 zeigen die Anwendung des
Schwingungsdämpfers auf einen Tragflügel oder ein Leitwerk in geschilderter Anordnung
und Wirkung nach Fig. 1, 2 und 3. Bei dieser Anwendung wird außerdem durch die Aus-,
gleichung des entsprechenden Flügelstückes mit der Stabilisierungsfläche / auf Druckpunktswanderung
die Flügelbeanspruchung an der jeweiligen Einspannstelle im Sturzflug vermindert.
Bei Flügeln mit geringer Flügeltiefe besteht bisher die Gefahr, daß die kritische Geschwindigkeit,
bei der die Flügelelastizität in Resonanz mit dem Ablösewirbel am Flügel ist, im
Bereich der Fluggeschwindigkeit liegt. Es besteht dann eine zusätzliche Anfachungsmöglichkeit
des Flügels trotz Schwerpunktsausgleiches und örtlicher aerodynamischer Stabilität.
Infolgedessen wird das Gegengewicht g als Energieverzehrer nach Fig. 12 ausgebildet.
Das Gegengewicht g wird gelenkig mit dem Bolzen η am Träger e befestigt und gleitet mit
Schlitz s in der einstellbaren Bremsschraube u des Trägers e. Bei Senkrechtbewegung des Trägers
e infolge Schwingungen wird bei größeren Amplituden durch die auftretenden Beschleunigungen
das Gewicht g rutschen und die dazu notwendige Energie dem Schwingungsvorgang
entnommen, wodurch dieser gedrosselt wird. Die Schwingungsdämpfung kann in bekannter Weise auch mit Federn,
Bremsöl, Luftbremsung o. dgl., ferner nach Anordnung in Fig. 3 a, 3 b, 3 c oder 3 d ausgeführt
werden.
Es ergeben sich folgende Vorteile: Verwendungsmöglichkeit schlanker Flügel und Leitwerke
mit geringem Gewicht, bei genügender Sturzflugfestigkeit und ohne Gefährdung durch
kritische Schwingungen, ferner Korrekturmöglichkeit schwingender Flügel und Leitwerksteile
von bisher üblichen Flugzeugbauarten ohne deren nachträgliche bauliche Veränderung.
Claims (5)
1. Drehschwingungsdämpfer für Spanndrähte,
Trag- und Leitwerksflächen und Einstellvorrichtung für Luftschrauben, dadurch gekennzeichnet, daß auf den Profilen
dieser Teile ein oder mehrere miteinander verbundene Tragschellen befestigt sind, die vorn zur Verlegung des Schwerpunktes
in oder vor das Druckmittel Gegengewichte und hinten Stabilisierungsflächen tragen.
2. Schwingungsdämpfer und Einstellvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Stabilisierungsfläche gegenüber dem zu stabilisierenden Bauteil einen festen oder einstellbaren Anstellwinkel
hat.
3. Schwingungsdämpfer und Einstellvorrichtung nach den Ansprüchen 1 und 2,
dadurch gekennzeichnet, daß das Gegengewicht durch eine Dämpfungskupplung mit dem Träger als Energieverzehrer ausgebildet
ist.
4. Schwingungsdämpfer und Einstellvorrichtung nach den Ansprüchen 1, 2
und 3, dadurch gekennzeichnet, daß diese schwenkbar zum Einstellen in Flugrichtung
oder in Anblaserichtung auf dem Bauglied befestigt sind.
5. Schwingungsdämpfer und Einstellvorrichtung nach den Ansprüchen 1, 2, 3
und 4, dadurch gekennzeichnet, daß sie auf steifen Baugliedern befestigt sind, deren
Einspannung elastisch oder gelenkig gemacht ist.
Plierzu 1 Blatt Zeichnungen
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DES121952D DE672424C (de) | 1936-03-14 | 1936-03-14 | Drehschwingungsdaempfer fuer Spanndraehte, Trag- und Leitwerksflaechen und Einstellvorrichtung fuer Luftschrauben |
Applications Claiming Priority (1)
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DES121952D DE672424C (de) | 1936-03-14 | 1936-03-14 | Drehschwingungsdaempfer fuer Spanndraehte, Trag- und Leitwerksflaechen und Einstellvorrichtung fuer Luftschrauben |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE672424C true DE672424C (de) | 1939-03-02 |
Family
ID=7535712
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DES121952D Expired DE672424C (de) | 1936-03-14 | 1936-03-14 | Drehschwingungsdaempfer fuer Spanndraehte, Trag- und Leitwerksflaechen und Einstellvorrichtung fuer Luftschrauben |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE672424C (de) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2437659A (en) * | 1943-07-19 | 1948-03-09 | Wincharger Corp | Balanced impeller structure for wind motors |
US2453803A (en) * | 1943-12-13 | 1948-11-16 | James T Mccormick | Propeller blade |
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US2537393A (en) * | 1946-07-27 | 1951-01-09 | Paul E Bisch | Toy helicopter |
US2668595A (en) * | 1947-02-28 | 1954-02-09 | Kaman Aircraft Corp | Rotor control mechanism for aircraft of rotary wing type |
US4239455A (en) * | 1978-09-11 | 1980-12-16 | Textron, Inc. | Blade-mounted centrifugal pendulum |
US4589611A (en) * | 1983-03-01 | 1986-05-20 | Maurice Ramme | Air jet reaction contrarotating rotor gyrodyne |
-
1936
- 1936-03-14 DE DES121952D patent/DE672424C/de not_active Expired
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