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Einrichtung zur selbsttätigen Aufrechterhaltung der Gleichgewichtslage
eines Flugzeuges um seine Querachse im Falle starker Auftriebsminderung bei Fahrtverlust
Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zur selbsttätigen Aufrechterhaltung der
Gleichgewichtslage eines Flugzeuges um seine Querachse im Falle starker Auftriebsminderung
bei Fahrtverlust.
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Nach der Erfindung ist eine vor dem Rumpf angeordnete Stabilisierungsfläche
um eine parallel zur Flugzeugquerachse liegende Achse innerhalb eines durch eine
Begrenzungseinrichtung gegebenen Ausschlagbereiches um ihreWaagerechtlage frei schwingbar
gelagert. Dabei sind die Größe der Stabilisierungsfläche und der Abstand ihres Druckmittelpunktes
von der waagerechten Drehachse des Flugzeuges derart bemessen, daß die Produkte
von Flächeninhalt und Abstand von der genannten Drehachse der vor und hinter dieser
Drehachse liegenden Flugzeugteile etwa einander gleich sind. Wenn also das Höhenruder
des Flugzeuges nur einen kleinen Ausschlagbereich hat, wird beim Absturz das Widerstandsmoment
vor und hinter der Drehachse gegen einen senkrecht nach oben gerichteten scheinbaren
Luftstrom annähernd gleich sein.
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Es ist bekannt, vor dem Rumpf eines Flugzeuges ein frei bewegliches
Hilfswaagerechtruder anzuordnen, das in Verbindung mit einem akustischen Signalmittel
gefährliche Lagen des Flugzeuges anzeigen soll. Es ist auch bekannt, ein Waagerechthilfsruder
vor dem Rumpf eines Flugzeuges anzuordnen und es zwangsläufig mit dem eigentlichen
Höhenruder zu verbinden. Es ist ferner eine bekannte Einrichtung bei Flugzeugen,
Höhen-und Seitenruder gemeinsam um eine in der Längsachse des Flugzeuges liegende
Achse zu verdrehen. Die bekannten Einrichtungen betreffen jedoch nicht das selbsttätige
Aufrechterhalten der Gleichgewichtslage eines Flugzeuges um seine Querachse im Falle
einer starken Auftriebsminderung bei Fahrtverlust.
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Auf der Zeichnung ist der Gegenstand der Erfindung beispielsweise
dargestellt. Es zeigen: Fig. i eine Ausführungsform einer an einem Hilfsruderpfosten
angebrachten Stabilisierungsfläche nach der Erfindung, im Schnitt und Fig. a eine
Draufsicht der Einrichtung nach Fig. i.
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Bei der Ausführungsform nach den Fig. i und z ist der Hilfsruderpfosten
3 im Rumpf 4 des Flugzeuges drehbar gelagert. Mittels eines Gegengewichtes 8 wird
die Stabilisierungsfläche i im Gleichgewicht zur Drehachse z gehalten. Mit 9- ist
ein Arm am Hilf sruderpfosten 3 bezeichnet, der ein Anschlagstück
g'
für die Stabilisierungsfläche trägt. Ein an dem Arm gangreifendes Kabel io ist durch
den Hilfsruderpfosten hindurchgeführt und greift an einem Hebel i i an, der im Flugzeugrumpf
gelagert ist und in der Längsrichtung des Flugzeuges verstellt werden kann. Ein
zweiter Arm 12 ist ebenfalls am Hilfsruderpfösten 3 befestigt und trägt ein Anschlagstück
13 für die Stabilisierungsfläche, wenn diese in der Pfeilrichtung f oder f' bewegt
wird. Der Arm!) kann gegenüber dem Arm 12 gegen die Kraft einer Feder 14: verstellt
werden, wenn am Kabel io durch den Hebel i i ein Zug ausgeübt wird.
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Wie aus der Zeichnung ersichtlich, ist der Ruderpfosten 3 im Flugzeugrumpf
mittels zweier Lager 16 und 17 gelagert, so daß er um seine Längsachse verschwenkt
werden kann. Zum Verschwenken dient ein zweiarmiger Hebel 18, dessen Bewegung mittels
Kegelräder ig, i q' auf den Ruderpfosten übertragen wird.
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Während des normalen Fluges stellt- sich die durch das Gegengewicht
8 in waagerechter Lage gehaltene Stabilisierungsfläche von selbst in den Wind. Sie
hat keinerlei Einfluß auf das Höhensteuer. Hat dagegen das Flugzeug einen Fahrtverlust,
so daß Absturzgefahr eintritt, so wird sich das Flugzeug mit seinem vorderen Teil
nach unten neigen, und die Stabilisierungsfläche i legt sich gegen den Anschlag
g'. Infolgedessen wird durch den nach oben gerichteten Luftstrom eine Kraft erzeugt,
die in Verbindung mit dem Abstand des Druckmittelpunktes von der waagerechten Drehachse
des Flugzeuges ein Widerstandsmoment leistet, das dem Widerstandsmotnent hinter
der Drehachse gleich ist, so daß das Flugzeug in der waagerechten Lage bleibt, also
seine Längsstabilität behält.
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Durch Verschwenken des Pfostens um seine Längsachse erhält die Stabilisierungsfläche
eine zum Tragdeck schräge Lage. Der Flugzeugführer kann infolgedessen bei Fahrtverlust
entsprechend der Drehrichtung des Pfostens dem Flugzeug eine nach rechts oder links
gerichtete Schraubendrehung geben. Durch diese Drehung des Pfostens kann man umgekehrt
eine beim Abstieg des Flugzeuges in waagerechter Lage gegebenenfalls auftretende
Drehneigung korrigieren.
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Um diese zusätzlichen Wirkungen zu erreichen, kann man auch mittels
des Steuerknüppels die Ausschlaggrenze für den Anschlag des Stabilisierungsruders
ändern. Zu diesem Zweck kann das am Anschlag g, angreifende Kabel io mit dem Steuerknüppel
verbunden werden, aber derart, daß der Steuerknüppel den Anschlag nicht mit der
Stabilisierungsfläche i bei normalem Flug in Berührung bringen kann. Infolgedessen
kommt .der Steuerknüppel in seiner Mittellage und deren Nähe nicht in dem angegebenen
Sinne zur Wirkung, die Stabilisierungsfläche i bleibt vielmehr beim normalen Flug
_c-ollkommen unabhängig. Sie tritt dagegen in der angegebenen Weise sofort in Tätigkeit,
sobald sich das Flugzeug bei Fahrtverlust ohne Einwirkung des Flugzeugführers auf
das Höhenrüder zur Querachse neigt.
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Sobald aber der Steuerknüppel in seine hintere Endlage kommt, sä daß
das Flugzeug Fahrt verliert, kann er auf die vordere Stabilisierungsfläche i eine
zusätzliche Wirkung ausüben, um die Größe des Einflusses der Stabilisierungsfläche
und damit beim senkrechten Abstieg in waagerechter Lage gegebenenfalls die Gleichgewichtslage
des Flugzeuges zu ändern.
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In das Zugglied io kann eine Schraubenfeder 15 eingeschaltet sein.
Diese ist so stark bemessen, daß sie beim Überschreiten einer bestimmten Größe eines
Windstoßes oder einer Bö auf die untere Ruderfläche nachgibt. Unter diesen Verhältnissen
wird das Ruder i ohne Widerstand bei unzulässiger Beanspruchung ausgeschaltet.