DE812989C

DE812989C - Einsitziges Kleinstlangsamflugzeug

Info

Publication number: DE812989C
Application number: DEW50A
Authority: DE
Inventors: Hermann Dr-Ing Winter
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1949-10-11
Filing date: 1949-10-11
Publication date: 1951-09-06

Description

Einsitziges Kleinstlangsamflugzeug Die Erfindung bezieht sich auf ein einsitziges Kleinstlangsamflugzeug für Selbstschulung und Reisezwecke.
Zur Anfangsschulung bedient man sich heute ganz allgemein zweisitziger Motorflugzeuge, die dem Schüler und dem Lehrer zugleich Platz bieten. Erfindungsgemäß wird in dem nachfolgend beschriebenen Kleinstlangsamflugzeug die Selbstschulung angewendet. Um die gefahrlose Selbstschulung mit wirklicher Sicherheit zu gewährleisten, sieht die Erfindung eine Reihe von teils bekannten, teils neuartigen Einrichtungen und Anordnungen vor, durch deren folgerichtige Kombination erst der angestrebte Erfolg sichergestellt wird. Daneben bietet der Erfindungsgedanke zugleich die Möglichkeit, auf kleinsten Plätzen zu starten und zu landen und gewährleistet auch ein sicheres Fliegen hei unsichtigem Wetter. Wie schon die Bezeichnung Kleinstlangsamflugzeug besagt, ' kennzeichnet die Erfindung ein Kleinstflugzeug, das sehr langsam fliegen kann und schon allein hierdurch ein Größtmaß von Flugsicherheit, besonders bei Start und Landung, gewährleistet. Der durch die Erfindung angestrebte Kleinstaufwand für ein sicheres Fluggerät wird sinnvoll vervollständigt durch die vorgesehene Unterbringungsmöglichkeit auf kleinstem Raum mittels geeigneter Faltung des Flugzeuges bei Außerbetriebnahrne, In den Zeichnungen ist die praktische Verwirklichung der Erfindung in einem Ausführungsbeispiel schematisch dargestellt. Der Patentschutz soll sich nicht auf die dort dargestellteAusführungsform beschränken, sondern er soll alle diejenigen Lösungen mit umfassen, die sich sinngemäß aus den in den Patentansprüchen gekennzeichneten Erfindungsmerkmalen ergeben, soweit die von der Darstellung abweichende Ausführung jeweils die erfindungsgemäß erstrebte Wirkung dadurch ebenfalls erreicht.
In Fig. i ist eine schematische Seitenansicht eines Kleinstlangsamflugzeuges gemäß der Erfindung gezeigt; Fig. 2 ist eine Draufsicht auf das in Fig. i dargestellte Flugzeug, wobei der Flügel an einer Seite abgebrochen ist; Fig.3 zeigt die Anordnung des Verstelltriebes für die Flügel als ein schematisches Bild von vorn gesehen; Fig. 4 stellt die in Fig. 3 gezeichnete Anordnung in der Draufsicht dar; Fig. 5 zeigt in größerem Maßstab als in den vor-, herigen Figuren die Verstellbarkeit des vorderen Flügelaufhängungspunktes; Fig. 6 weist auf eine andere Art der Verstellbarkeit des vorderen Flügelaufhängungspunktes hin, nämlich auf die Verstellung vom Führersitz aus über eine selbsthemmende Schraubenspindel; Fig. 7 stellt schematisch das Getriebe für die Betätigung der Landehilfie,dar; das Flugzeug ist dabei ähnlich Fig. i in Seitenansicht angedeutet; Fig. 8 zeigt eine Ausführungsform der Anordnung des Getriebes zur Betätigung der Landehilfe; der Flugzeugflügel ist dabei im Querschnitt dargestellt; Fig. 9 gibt ein schematisches Bild des das Fahrwerk stützenden Stabwerkes; Fig. io zeigt das eine Rad des abgestützten Fahrwerkes mit eingebautem Verformungsglied in Draufsicht von oben; ' Fig. i i bis 15 stellen das Zusammenklappen des Flugzeuges dar.
Das Flugzeug besteht nach Fig: i und 2 in an sich bekannter Weise aus Triebwerk und Zelle, letztere wiederum aus Tragwerk i, Rumpf 2, Leitwerk (Höhenleitwerk 3, Seitenleitwerk 4, Querruder 5), Fahrwerk 6 und Steuerwerk, das später noch näher beschrieben wird. Erfindungsgemäß wird ein Flügel mit Rechteckumriß verwendet, der an allen Stellen das gleiche Flügelprofil aufweist; er wird dabei als Schirmhochdecker im Abstand a = o,5 t (t = Flügeltiefe) so über dem Rumpf angeordnet, daß eine Beeinflussung der Flügelströmung durch den Rumpf praktisch nicht mehr gegeben ist. Zugleich ist der Flügel mit einer wirksamen Landehilfe ausgerüstet, die im Falle des Ausführungsbeispieles aus dem Vorflügel 7 und der Landeklappe 8 besteht, und in an sich bekannter Weise angeordnet. Vorflügel und Landeklappen (unter Einrechnung der als Landeklappe wirkenden Querruder) laufen in diesem Falle über die ganze Flügelspannweite. Während die Landeklappen 8 auf etwa 45° ausgefahren werden, verstellt man die Querruder 5 nur auf etwa 20°, um einerseits eine aerodynamische Schränkung des Flügels beim Ausfahren der Landehilfe sicherzustellen und auch andererseits eine ausreichende Querruderwirkung zu gewährleisten. Erfindungsgemäß wird durch diese Maßnahmen erreicht, daß die Flügelströmung im überzogenen Fluge stets, ob ohne oder mit ausgefahrener Landeklappe, in Flügelmitte abreißt. Beim Überziehen geht dadurch das Flugzeug nach Abreißen der Strömung in Flügelmitte in den geraden Gleitflug über. Ein Übergang in die gefürchteiteTrude beweguni ist damit nachgewiesenermaßen ausgeschlossen. Erfindungsgemäß ist der Flügel so gelagert, daß er um eine Querachse A-A (s. Fig. 2, 3 und 4) drehbar ist. Die Achse liegt etwa auf 0,25 bis 0,3 der Flügeltiefe, so daß die Verstellkräfte im Fluge möglichst gering werden. Zum Beispiel kann die Drefhachse durch den hinteren Flügelaufhängungspunkt 9 in Flügelmitte und durch den äußeren Aufhängungspunkt io am Flügelstiel gehen. Die, Verstellung erfolgt dann vorn an dem vorderen Flügelaufhängungspunkt i i. Die Einstellung des Flügels am vorderen Aufhängungspunkt kann entweder mit Hilfe einer Raste 12a und Steckbolzen 12b bewerkstelligt werden (s. Fig. 5) oder auch vom Führersitz aus mittels Fernsteuerung, z. B. mittels durch Drehung angetriebener selbsthemmender Spindel (s. Fig.6). Hierbei wird dann durch einen Kurbeltrieb im Rumpf die Schraubenspindel 13a angetrieben, die mit Hilfe der Spindelmutter 13b den Flügel 13c dreht. Über den drehbaren Flügel kann infolge des tiefliegenden Gesamtschwerpunktes der Momentenausgleich günstig beeinflußt werden, so daß sich für die Handhabung des Flugzeuges geringe Höhenruderkräfte ergeben.
Wie sich schon aus der Darstellung nach den Fig. i bis 6 ergibt, ist dafür gesorgt, daß im vorderen Aufhängepunkt i i am Flügel nur eine Vertikalkraft aufgenommen wird, die etwa senkrecht zur Flügelsehne wirkt. Nach Fig. 5 ist zu diesem Zwecke in -der Lasche 12d ein Schlitz i2° angebracht, so daß ein Lagerspiel in der Flügellängsrichtung um den Beschlag erzielt ist. Die Flügellagerung ist bei dieser besonderen Ausbildung statisch bestimmt; dies ermöglicht eine genaue Kraftermittlung am Flügel und vermeidet unkontrollierbare Beanspruchungen in der Flügelhaut. Erfindungsgemäß wird weiter das Höhenleitwerk so angeordnet, daß es außerhalb des aerodynamischen Einflußbereiches des Triebwerkes zu liegen kommt. Hierdurch bleibt der Staudruck am Höhenruder auch mit zunehmender Geschwindigkeit beim Anrollen so gering, daß es nicht gelingt, im Rollen den Sporn vom Boden abzuheben. Beim Abflug heben erfindungsgemäß zuerst die Räder, ab und danach der Sporn. Eine falsche Steuermaßnahme beim Start, die bei zu wirksamem Höhenruder (infolge der Wirkung des Triebwerkes, z. B. Schraubenstrahl) zum Überschlag führen könnte, ist damit ausgeschlossen.
Beim Ausfahren der Landehilfe am Flugzeug ergeben sich Störungen im Längsmomentenausgleich. Die Luftkraftwanderung am Flügel muß durch Leitwerkskräfte ausgeglichen werden. Erfindungsgemäß erfolgt dies dadurch, daß das Ausfahrgetriebe der Landehilfe zugleich eine Verstellung der Höhenflosse dahingehend vornimmt, daß ein dem Flügelmoment entgegendrehendes Leitwerksmoment entsteht.
Eine praktischeAusführungsform zurErreichung dieser Bedingung ist in Fig. 7 schematisch dargestellt. Durch die Handkurbel 14a wird über die flexible Torsionswelle 14b die Verstellspindel für die Landehilfe betätigt, während zugleich mit entsprechender Chersetzung über die flexible Welle 1.41 mit dem Kegelradpaar 14d eine vertikale Spindel 14e betätigt wird, die weiter die Spindelmutter 14f bewegt, welche ihrerseits die um die hintere Achse 14g drehbare Flosse im vorderen Anschlußltunkt 14h verstellt. Bei dem Ausfahren der Landehilfekann der Vorflügel fest, automatisch oder auch zugleich mit der Landehilfe geschaltet vorgesehen werden (s. hierzu Fig. 8). Der Vorflügel 7 ist beim Ausführungsbeispiel am Führungsarm 15a fest und in vier Rollen 15b längs verschieblich gelagert. Am unteren Anschluß des Führungsarmes 15a greift eine Stoßstange 15h zum Betätigen des Hebels 15c an, welcher -zugleich bei einer Drehung auch über die Stoßstange 15e, über den Hebel 15f die Landeklappe 8 verschwenkt. Durch Verrastung in der Bohrung 1 5'( kann nach 1_ösen der Kupplungsstange 15h der Vorfliigel festgestellt werden.
Bekanntlich entstehen an Flugzeugen die meisten Brüche bei den Landungen. Um den Insassen auch dann noch einen ausreichenden Schutz zu geben, \\enn eine Stoßbeanspruchung Tiber die größtmögliche Sinkgeschwindigkeit,wekh letztere Beanspruchung durch ein Langhubfederbein mit Sicherheit aufgenommen wird, hinaus auftritt, etwa in Zusammenwirkung mit einer starken Fallböe, wird erfindungsgemäß ein %'erformungsglied vorgesehen, so (laß (las Stabwerk 17', 17b, 17e der Fig.9 noch einen wirksamen Schutz bildet.
In (lern Ausführungsbeispiel Fig. to ist für diesen Zweck in der lZadachse 6a eine Kerbstelle 16 vorgesehen, welche unter der Stoßwirkung sich plastisch verf(»-nit und so die überschüssige Energie, welche die Federung nicht aufzunehmen vermag, vernichtet.
Für die Unterbringung in der Halle auf kleinstem Raum nach Außerbetriebnahme kann die Faltung des Flugzeuges in der in den Fig. II bis 15 dargestellten Weise erfolgen.
"Zunächst wird die vordere Abfangstrebe 18° der Höhenflossenabstrebung, welche mit der hinteren Abfangstrebe 18b gelenkig verbunden ist, am lZunipf im Schtiellverschluß, z. B. durch Steckbolzen gelöst. Danach wird die Strebe 18b an der Flossenbefestigung gelöst, und beide Streben werden zusammengelegt und an den Rumpf beigeklappt, wo sie in einen Schnepper einrasten (s. Fig. 13). Alsdann kann das Höhenleitwerk nach unten an den Rumpf geklappt werden (s. Fig. 14). 1)atiacli wer(leii (lie 1,' lügelstrel)en 18" uiid 18d (Fig. 11 und 1 2) in den :\tischlußpunkten am Rumpf (Punkt ß und C) gelöst und der Flügel zugleich auch im vorderen :\tischlußpunkt D entkoppelt. Er kann (tann tnn (las Kardangelenk in E an den Rumpf angeklappt werden, wobei der A-Stiel im Gelenk F an den Flügel angeklappt wird.

Claims

PATENTANSPRÜCHE: 1. Einsitziges Kleinstlangsamflugzeug für Selbstschulung und Reise, dadurch gekennzeichnet, daß eine Sicherheit beim Starten, Fliegen und Landen gegen Trudeln, Überschlag usw., besonders auch im Falle unsachgemäßer Lenkung, durch das Zusammenwirken folgender baulicher Merkmale gewährleistet wird: Anordnung des Tragwerkes so, daß eine Beeinflussung der Flügelströmung durch den Rumpf praktisch nicht erfolgt; Gestaltung der Flügel im Umriß und Profil derart, daß die Flügelströmung im überzogenen Fluge in Flügelmitte abreißt, gleichgültig ob die Landeklappe ausgefahren ist oder nicht, und daß nach Abreißen der Strömung das Flugzeug in den geraden Gleitflug übergeht; Verstellbarkeit des Flügels zwecks Momentenausgleichs zur Geringhaltung der Höhenruderkräfte; Anordnung verstellbarer Landehilfe und Querruder am Flügel; Anordnung des Höhenleitwerkes außerhalb des Einflußbereiches des Antriebsaggregates, und zwar derart, daß der Staudruck am Höhenleitwerk auch bei zunehmender Geschwindigkeit beim Anrollen so gering bleibt, daß der Sporn stets noch am Boden bleibt, die Räder sich hingegen als erste abheben; Kupplung der Betätigung von Landehilfe und Höhenflosse dahingehend, daß ein dem Flügelmoment entgegendrehendes Leitwerksmoment entsteht, so daß die Luftkraftwanderung am Flügel durch Leitwerkskräfte ausgeglichen und -damit die beim Ausfahren der Landehilfe am Flugzeug sich sonst ergebenden Störungen im Längsmomentenausgleich vermieden werden; zwangsläufige Verbindung der Betätigung des Ausfahrens der Landehilfe mit der des Vorflügels.
2. Flugzeug nach ,Anspruch 1, dadurch gekennze@chnet, daß es zur Vermeidung einer Beeinflussung der Flügelströmung durch den Rumpf als Schirmhochdecker mit entsprechend großem Abstand zwischen Flügel und Rumpf ausgebildet ist.
3. Flugzeug nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstand (a) des Flügels (1) über dem Rumpf (2) etwa 0,5 der Flügeltiefe (t) beträgt.
4. Flugzeug nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügel wenigstens annähernd Rechteckumriß aufweisen.
5. Flugzeug nach Anspruch 1, 2 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Flügelprofil im wesentlichen an allen Stellen gleich ist.
6. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Flügel (1) mit einer Landehilfe ausgerüstet ist, die in an sich bekannter Weise einen Vorflügel (7) und eine Landeklappe (8) aufweist.
7. Flugzeug nach Anspruch 1 und 6; dadurch gekennzeichnet, daß der Vorflügel (7) und die Landeklappe (8) zusammen mit den als Landeklappen wirkenden Querrudern (5) über die ganze Flügelspannweite verlaufen. B.
Flugzeug nach Anspruch 1 und 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Landeklappen (8) bis auf etwa 45° ausgefahren werden können, die Querruder (5) hingegen nur bis auf etwa 20°.
9. Flugzeug nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der Flügel (i) um eine Querachse (A-A) drehbar ist: io.
Flugzeug nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Querachse (A-A), um die der Flügel gedreht werden kann, etwa auf 0,25 bis 0,3o der Flügeltiefe (t) liegt. i i.
Flugzeug nach Anspruch 9 und i o, dadurch - gekennzeichnet, daß die Drehachse (A-A) durch den hinteren Flügelaufhängepunkt (9) in Flügelmitte und durch den äußeren Aufhängepunkt (io) am Flügelstiel verläuft.
12. Flugzeug nach Anspruch i und 9 bis i i, dadurch gekennzeichnet, daß die Verstellung des Flügels (i) am vorderen Flügelaufhängungspunkt (i i) erfolgt.
13. Flugzeug nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß für die Einstellung des Flügels (i) am vorderen Aufhängungspunkt Raste (12a) und Steckbolzen (12b) vorgesehen sind.
14. Flugzeug nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß für die Einstellung des Flügels eine vom Führersitz her zu betätigende Fernsteuerung vorgesehen ist.
15. Flugzeug nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Fernsteuerung zur Einstellung des Flügels im Rumpf (2) einen Kurbeltrieb aufweist, durch welchen über eine am vorderen Aufhängepunkt des Flügels angeordnete Schraubenspindel (13a) eine Spindelmutter (13b) verschoben und damit der Flügel (i 3c) verdreht werden kann.
16. Flugzeug nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß die Kupplung der Betätigung von Landehilfe (7, 8) rund Höhenflosse (3) als vom Führersitz aus zu betätigende Fernsteuerung ausgebildet ist.
17. Flugzeug nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß zur Betätigung eine Handkurbel (14a) im Führersitz vorgesehen ist.
18. Flugzeug nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß zur Betätigung ein Schalthebel im Führersitz vorgesehen ist. i9.
Flugzeug nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß das im Führersitz vorgesehene Schaltorgan (14a) einerseits über eine flexible Torsionswelle (14b) die Landehilfe (7,8) und gleichzeitig andererseits ebenfalls über eine flexibleTorsionswelle(i4e) eineVerschwenkeinrichtung für die Höhenflosse (3) betätigt. 2o.
Flugzeug nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß das Verschwenken der Höhenflosse (3) dadurch ermöglicht ist, daß das Schaltorgan (i4a) im Führersitz über die flexible Torsionswelle (i4c) und über ein Kegelräderpaar (iA eine vertikale Spindelmutter (14e) dreht, die eine Spindel (14') vertikal verschiebt, welche am freien Ende (14h) der verschwenkbaren Flosse (3) angreift.
21. Flugzeug nach Anspruch i und 16 bis 20, dadurch gekennzeichnet, daß die vom Schaltorgan (i4a) im Führersitz aus betätigte flexible Welle (14b) eine Getriebekette betätigt, durch welche Vorflügel (7) und Landeklappe (8) gleichzeitig verstellt werden.
22. Flugzeug nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Getriebekette (15a bis i5h) von der flexiblen Welle (14b) her an einem ihrer mittleren Glieder (15h) beaufschlagt wird und daß ein Schwenkhebel (15c) den Impuls nach beiden Seiten weitergibt.
23. Flugzeug nach Anspruch 21 und 22, dadurch gekennzeichnet, daß eine Verrastung (15g) des eingestellten Vorflügels (7) vorgesehen ist.
24. Flugzeug nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß zur Vermeidung unkontrollierbarer Beanspruchungen in der Flügelhaut die Flügellagerung statisch bestimmt ausgeführt ist.
25. Flugzeug nach Anspruch i und 24, dadurch gekennzeichnet, daß der vordere Aufhängepunkt (ii) des Flügels so ausgebildet ist, daß nur eine Vertikalkraft in ihm angreift, die etwa senkrecht zur Flügelsehne verläuft.
26. Flugzeug nach Anspruch 1, 13, 24 und 25, dadurch gekennzeichnet, daß in der Lasche (12d) am vorderen Flügelaufhängepunkt (ii) ein Längsschlitz (12c) angeordnet ist, der für den Steckbolzen (12b) ein Lagerspiel in Flügellängsrichtung ermöglicht.
27. Flugzeug nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß im Fahrwerk (6) ein Verformungsglied vorgesehen ist, das vermöge seiner plastischen Verformung die Energien außergewöhnlicher Stoßbeanspruchungen beim Landen vernichtet.
28. Flugzeug nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, daß an der Achse (6a) des Fahrwerkes (6) eine eingedrehte Kerbstelle (16) vorgesehen ist.
29. Flugzeug nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß es zusammenfaltbar ausgebildet ist. 3o.
Flugzeug nach Anspruch 29, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhenleitwerk (3) nach unten an den Rumpf (2) klappbar ausgebildet ist, in der ausgespreizten Lage aber durch gelenkig miteinander verbundene Streben (18a, 18b) gehalten wird, welche durch einen Schnellverschluß gelöst werden können.
31. Flugzeug nach Anspruch 29, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügel (i) um ein Kardangelenk (E) an den Rumpf (2) heranklappbar sind, daß sie in der ausgespreizten Lage aber durch Streben (18c, i8d) gehalten werden, die sich einerseits lösbar am Rumpf (C, D), andererseits schwenkbar in einem Gelenk (F) am Flügel abstützen, und daß die Flügel vor ihrer Anklappung an den Rumpf im vorderen Anschlußpunkt (D) entkoppelt werden müssen.