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Einrichtung zur dynamischen Stabilisierung von Luftfahrzeugen Die
Erfindung erstreckt, sich auf ein neues Verfahren und die zweckmäßige Ausgestaltung-
der benötigten Einrichtungen zur dynamischen. Stabilisierung von Luftfahrzeugen,
die mit Hilfe von Trag- und Steuerflädh;en fliegen. Bei allen Flugzeugen wird heute
sowohl statische wie dynamische Stabilität mit losgelassenem Steuerknüppel bei allen
zulässigen S.chwerpunktslagen gefordert. Statisch stabil ist ein Flugzeug, das aus
einem stationären Flugzustand nach ,einer plötzlichen Winkelauslenkung um eine beliebige
Achse von; selbst, d. h. ohne Ruderbetätigung, in die frühere Lage zurückkehrt.
Diese Eigenschaft läßt sich im allgemeinen für :einen bestimmten Schwerpunktslagenbereich
durch Anordnung genügend großer Leitwerke und ausreichender V-Form des Tragwerkes
mit Sicherheit verwirklichen.
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Dynamisch stabil ist ein Flugzeug, wenn einmal. :eingeleitete Schwingungsausschläge
des Flugzeuges um :eine beliebige Achse ohne Eingreifen des Flugzeugführers wieder
kleiner werden und dem Grenzwert der geraden Flugbahn zustreben. Die dynamische
Stabilität hängt dabei außer vom Vorhandensein der statischen Stabilität noch von
einer ganzen Reihe weiterer Einflußgrößen ab.
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Die dynamische Längsstabilität wird z. B. nach angestellten Berechnungen
unter anderem durch folgende Maßnahmen in ungünstigem Sinne beeinflußt: t. Verringerung
der statischen Stabilität, 2. Verkleinerung des Verhältnisses zwischen dem Hebelarm
des Höhenleitwerks und dem Trägheitsradius um die Querachse, 3. Verkleinerung des
schädlichen Widerstandes, q.. Vergrößerung des Seitenverhältnisses, 5. Flug in großer
Höhe.
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Gerade die letztgenannten drei--Einflüsse treten nun in neuerer Zeih
mit Annäherung der
Flugzeugbauformen an eine aerodynamische Idealform
immer mehr in den Vordergrund und erschweren, die Erzielung ausreichender dynamischer
Stabilität in allen Flugzuständen bei diesen Flugzeugen ohne besondere Hilfsmitt1:
Es ist nun schon bekannt, die Flugb;@i eines Flugzeuges durch Selbststeuergeräte
gis: beeinflussen, deren Wirkung auf der Rieht-" kraft von Kreiseln beruht. Eine
solche sog. Dreiachsensteuerung gestattet, die Achsenrichtungen aller drei flugzeugfesten
Achsen im Raum durch entsprechende automatische Ruderausschläge aufrechtzuerhalten,
und sichert damit gleichzeitig während seines Betriebes dem damit ausgerüsteten
Flugzeug die Eigenschaft der statischen und dynamischen Stabilität um alle Achsen.
Da der Einbau derartiger Selbststeueranlagen jedocheinen erheblichen Gewichts-,
Raum- und Kostenaufwand erfordert, sind diese nicht für alle Flugzeuge geeignet.
Es sind ferner auch schon Stabilisierungseinrichtungen für Flugzeuge bekannt, bei.
denen gegenüber Beschleunigungskräften elastisch nachgiebig an der Flugzeugzelle
gehalterte Massen mit einer Steuerfläche des Flugzeuges in Verbindung stehen, um
unter der Wirkung von Beschleunigungskräften selbsttätig rückführende Steuerausschläge
herbeizuführen. Von den Erfindern dieser bekannten Einrichtungen ist der vorstehend
geschilderte Unterschied zwischen der statischeu und dynamischen Stabilität eines
Flugzeuges gar nicht erkannt worden. Die bekannten Einrichtungen sind infolgedessen
wegen des Fehlens eines für die Herbeiführung der dynamischen Stabilität auf dem
durch die Erfindung aufgezeigten Wege wesentlichen Bestandteiles zur Lösung der
gleichen Aufgabe nicht geeignet.
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Die Erfindung löst nämlich die Aufgabe der dynamischen Stabilisierung
von Flugzeugen, d. h. der Dämpfung von Schwingungsausschlägen um :eine beliebige
Achse unter Anwendung einer solchen mit einer Steuerfläche des Luftfahrzeuges verbundenen,
gegenüber Beschleunigungskräften elastisch nachgiebig an der Flugzeugzelle gehalterten
Masse dadurch, daß die Steuerfläche mit einer gleichfalls an der Zelle drehbar gelagerten
Drehschwungmasse derart in Wirkungsverbindung steht, daß die Ausschläge der Steuerfläche
bei periodischen Schwingungen des Luftfahrzeuges etwa um eine viertel Schwingungsperiode
hinter den Beschleunigungskräften nacheilen. Es ist dabei naturgemäß nicht grundsätzlich
neu, Ruderausschläge mit Nacheilung gegenübereiner sie bedingenden Beschleunigung
auszuführen, wie es beispielsweise im Blindflug auf Grund der Anzeige eines Wendezeigers
üblich ist. J Die neue Erkenntnis besteht vielmehr darin, dal.@ für die dynamische
Längsstabilisierung der größte Höhenruderausschlag in Richtung Drücken= zweckmäßig
etwa eine f, viertel Periode später als die größte nach c,>Ixn gerichtete Beschleunigung
des Fluazeuges erfolgen muß. Dieser Zusammenhang ist in Abb. i der Zeichnung schematisch
darg#2 -stellt. Hierin bedeutet i eine angenommene, in Höhenrichtung wellenförmige
Flugbahn eines in Pfeilrichtung fliegenden Flugzeuges. Die größte nasch oben gerichtete
Beschleunigung tritt im tiefsten Punkt der Flugbahn A auf. Der Größtwert des durch
die gestrichelte Kurve 2 dargestellten Höhenruderausschlagcs in Richtung >:Drücken<<
im Punkt B eilt dabei dein theoretischen Bestwert entsprechend eine viertel Periode
der größten Beschleunigung nach.
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In den Abb.2 bis .l der Zeichnung sind drei von Einrichtungen zur
dynamischen Längsstabilisierung schematisch dargestellt. Im einzelnen zeigen: Abb.2
eine getrennte Anordnung einer elastisch nachgiebigen Masse und einer Drehschwungmasse,
Abb. 3 eine Anordnung, bei cler die elastisch nachgiebige Masse mit der Drehschivungmasse
zu einem Bauteil vereinigt ist, Abb. 4. eine Anordnung, bei der als elastisch nachgiebige
Masse ein Teil des Steuergestänges und als Drehschwungmasse das mit einem Massenausgleich
versehene Hö henruder dient und bei der ein zusätzliches Dämpfungsglied in das Steuergestänge
eingeschaltet ist.
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Bei der Anordnung gemäß Abb. 2 steht das Höhenruder 3 mit dem Antrieb
1.1 durch die Übertragungsteile q., 5, b und 7 in Wirkungsverbindung mit
der Mässe 9. Diese Masse ist in Richtung der Flugzeughochachse unter Einwirkung
von Beschleunigungskräften beweglich an der Flugzeugzelle gehaltert und wird durch
eine Feder 8 elastisch in einer der-Normallage des Höhenruders ent- -sprechenden
Stellung gehalten. Das Ruder 3 steht ferner über eine Zahnstange i o und ein Zahnrad
i i mit der Drehschwungmasse 12 in Verbindung, die um eine Achse 13 drehbar in der
Flugzeugzelle i9 gelagert ist. Unter Einwirkung einer nach oben gerichteten Beschleunigung
der Flugzeugzelle macht die elastisch gehalterte Masse) einen nach unten gerichteten
Ausschlag relativ zur Zelle in die gestrichelt eingezeichnete Lage. Bei dieser Relativbewegung
wird das Ruder 3 in die gestrichelte Lage entgegen der aufwärts gerichteten Beschleunigung
in Richtung : Drülckenc< verstellt, und gleichzeitig wird über die Zahnstange
io und das Ritzel i i die Drehschwungmasse i 2 in Betregung gesetzt, wobei
die
zeitweilige Arbeitsspeicherung in der Drehschwungmasse die angestrebte Nacheilung
des Größtwertes des Ruderausschlages hinter ddm Größtwert der Beschleunigung bewirkt.
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In Abb.3 ist eine entsprechende Anordnung gezeigt, bei der die_elastisch
nachgiebige Masse g mit der Drehschwungmasse i 2 zu einem Bauteil vereinigt ist.
Die elastisch nachgiebige Masse g bildet .in dem dargestellten Beispiel lediglich
,eine Unwucht für die Drehschwung masse 12.
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In der Abb. q. bildet schließlich ein Teil des Steuergestänges 15
gleichzeitig die in Richtung der Ilugzeughochachse elastisch nachgiebige Masse,
während die Drehschwungmasse von dem Ruder 3 und dessen Gewichtsausgleich 18 gebildet
wird. An diesem Beispiel ist auch die Anbringung eines besonderen, auf das Steuergestänge
wirkenden Dämpfungsgliedes 17 dargestellt. Während nämlich bei kleiner Dämpfung
die sich: einstellende Phasenverschiebung sehr stark von der Erregerfrequenz und
damit von der Fluggeschwindigkeit abhängt, so daß die stabilisierende Wirkung nur
m einem kleinen Geschwindigkeitsbereich eintritt, schafft die Anordnung einer besonderen
Dämpfungsenrichtung die Möglichkeit, die Wirksamkeit der Stabilisierungseinrichtung
auf den ganzen in Betracht kommenden Geschwindigkeitsbereich eines Flugzeuges auszudehnen.