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Flugzeug mit beweglich angelenkten Flügeln Die Erfindung betrifft
Flugzeuge (Land- und Wasserflugzeuge mit eigener Antriebskraft oder Segelflugzeuge),
die die Wirkung der Luft, d. h. ihrer Relativbewegung, auf geeignet ausgebildeten
Flächen ausnutzen.
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In der Beschreibung werden diese Flächen, wie üblich, Flügel genannt.
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Das erfindungsgemäße Flugzeug ist vor allem durch die Verbindung folgender
beiden Merkmale gekennzeichnet: Erstens die bewegliche Anlenkung jedes Flügels an
den Flugzeugrumpf bzw. eines äußeren beweglichen Flügelteils an einen mit dem Flugzeugrumpf
starr verbundenen inneren Flügelteil und gegebenenfalls mehrerer beweglicher Flügelteile
untereinander längs Achsen, die paarweise nach in Flugrichtung rückwärts gelegenen
Punkten der Längssymmetrieebene des Flugzeugs zusammenlaufen, um durch die Drehung
eines Flügels bzw. Flügelteils infolge von auf denselben einwirkenden aerodynamischen
Überlasten eine derartige Änderung seines Anstellwinkels in Flugrichtung zu erzielen,
daß die genannten Überlasten selbsttätig begrenzt werden, und zweitens elastische
Verbindungsglieder mit gegebenenfalls stoßdämpfender
Wirkung zwischen
den paarweise einander zugeordneten Flügeln bzw. Flügelteilen, deren Verformung
durch die Wirkung der Überlasten die Drehung des betreffenden Flügels bzw. Flügelteils
um seine Anlenkachse gestattet.
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In den nur beispielsweise gebrachten Zeichnungen stellt dar Abb. i
eine schematische Draufsicht auf ein Flugzeug der genannten Bauart, Abb.2 eine perspektivische,
teilweise gesc@inittene Teilansicht einer praktischen Ausführungsart eines solchen
Flugzeugs, Abb.3 eine perspektivische, teilweise geschnittene Ansicht einer Gelenkverbindung
eines Flügels längs einer virtuellen schrägen Achse, Abb. q. bis 6 schematische
Draufsichten auf verschiedene Anordnungen einer solchen Gelenkverbindung eines Flugzeugflügels,
Abb.7 bis g lotrechte Querschnitte durch verschiedene Anordnungen elastischer Verbindungsglieder
für den Fall der Verwendung einer Vorrichtung zur Aufrechterhaltung des Gleichgewichts
in Seitenrichtung mit mechanischem Ausgleich, Abb. io und i i perspektivische Ansichten
zweier anderer Anordnungen der elastischen Verbindungsglieder mit mechanischem Ausgleich,
Abb. 12 und 13 lotrechte Querschnitte durch zwei weitere Ausführungsarten, die eine
Vorrichtung zur Aufrechterhaltung des Gleichgewichts in Seitenrichtung ohne mechanischen
.busgleich verwenden.
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Abb. 14 eine perspektivische Ansicht einer weiteren Ausführungsart,
bei -#,relcher das elastische Verbindungsglied eines jeden Flügels aus einem auf
Verdrehung beanspruchten Element besteht, unter Hinzufügung von unabhängig davon
arbeitenden Stoßdämpfern und einer Verbindung zwischen den elastischen Verbindungsgliedern,
um die Aufrechterhaltung des Gleichgewichts der Flügel in Seitenrichtung zu erzielen,
Abb. 15 eine Draufsicht auf ein Flugzeug, voll welchem jeder Flügel aus mehreren
aneinander längs schrägen, zueinander parallelen oder nicht parallelen Achsen angelenkten
Teilen besteht, Abb. 16 einen lotrechten Querschnitt durch dasselbe Flugzeug, Abb.
17 bis 2o Vorderansichten von mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung ausgestatteten
Flugzeugen verschiedener Bauarten, Abb. 21 eine Draufsicht auf die Anordnung der
Gelenkachsen auf den Flügeln des in Abb. 19 bzw. auf den oberen Flügeln des in Abb.
20 in Vorderansicht dargestellten Flugzeugs.
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Bei den in Abb. i und 2 dargestellten Ausführungsbeispielen sind die
Flügel i und 2 des Flugzeugs an dem Rumpf 3 längs zweier Achsen oder Achsstümpfe-.1
und 5 angelenkt, deren geometrische Achsen X-X1 und Y -Y1 schräg zur Längssymmetrieebene
M-M des Flugzeugs verlaufen und die sich in von dem Rumpf 3 getragenen geeigneten
Lagern, wie z. B. 6; drehen.
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Die von einer jeden dieser beiden geometrischen Achsen X-Xl und Y-1'1
mit der Ebene 11-1I gebildeten Winkel x und y öffnen sich in der durch
den Pfeil f1 angedeuteten Flugrichtung des Flugzeugs.
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Jeder Flügel ist über seine Anlenkungsachse hinaus durch einen Ansatz
7 bzw. 8 von Pyramiden-, Kegel- oder ähnlicher Gestalt verlängert, und an den Enden
dieser Ansätze sind in g und io z. B. durch Kugelgelenke zwei elastische Verbindungsglieder
sowie gegebenenfalls Stoßdämpfer i i und 12 angelenkt. Diese Verbindungsglieder
sind in 13 bzw. 14 z. B. durch Kugelgelenke an einen Ausgleichhebel 15 angelenkt,
der um eine Achse oder einen Achsstumpf 16 schwenkbar ist, die von einem an dem
Rumpf 3 befestigten Bauteil 17 getragen wird, aber gegebenenfalls gegenüber dem
Rumpf verlagert werden kann.
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Man erkennt, :daß, da die Winkel x und y sich in, Flugrichtung
des Flugzeugs öffnen, eine Schwenkung z. B. des Flügels i um die geometrische Achse
X-X' nach oben den Anstellwinkel dieses Flügels vermindert. Wenn der Flügel hingegen
um dieselbe Achse nach unten geschwenkt wird, so vergrößert sich sein Anstellwinkel.
Man erkennt weiter, daß, je größer der Winkel x ist, desto größer die Neigungsänderung
des Flügels für eine bestimmte Schwenkung desselben um X-X' wird.
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Da unter diesen Bedingungen die auf den Flügel ausgeübten aerodynamischen
Belastungen von der elastischen Vorrichtung i i aufgenommen werden, erkennt man,
daß die beschriebene Anlenkung des Flügels die Wirkung hat, die Veränderung der
aerodynamischen Überlasten selbsttätig zu begrenzen. Wenn nämlich der Flügel eine
Mehrbelastung erfährt, die beispielsweise bestrebt ist, ihn um die Achse X-X' nach
oben zu schwenken, so führt die durch die so erzeugte Schwenkung bewirkte Verminderung
des Anstellwinkels eine Herabsetzung der Mehrbelastung herbei.
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Die auf @die Flügel i und 2 ausgeübten Belastungen werden nämlich
durch die Ansätze 7 und 8 und weiter durch die elastischen Verbindungsglieder i
i und. 12 auf den Ausgleichshebel 15 übertragen, der um die Achse bzw. den Achsstumpf
16 schwingen kann, die bzw. der parallel zur Symmetrieebene 31-M1 des Flugzeugs
verläuft und auf dessen Rumpf befestigt ist.
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Durch die Übertragung der Belastungen von einem Flügel auf den anderen
macht der Ausgleichhebel15 das Flugzeug unempfindlich gegen in Seitenrichtung unsymmetrische
Störungen.
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Wenn nämlich z. B. der Flügel i eine zufällige, nach oben gerichtete
Mehrbelastung erfährt, so bewirkt seine Schwenkung um die Achse X-X' einerseits
entsprechend dem oben Gesagten eine Anstellwinkeländerung dieses Flügels, die bestrebt
ist, diese Mehrbelastung- zu vermindern; andererseits bewirkt sie über 7, 11, 15,
12 und 8 eine Schwenkung des Flügels 2 um die Achse Y-Y1 nach unten und damit eine
Vergrößerung des Anstellwinkels dieses Flügels, der hierdurch eine nach oben gerichtete
aerodynamische Mehrbelastung erfährt, die sich somit der von der ursprünglichen
auf den Flügel i ausgeübten Mehrbelastung bewirkten seitlichen Neigung des Flügels
widersetzt.
Wenn der Flugzeugführer im übrigen durch eine geeignete
Steuerung eine Schwenkung des Ausgleichhebels 15 z. B. im Sinne des Pfeiles f2 in
Abb.2 herbeiführt, so bewirkt diese Schwenkung des Ausgleichhebels gleichzeitig
über die Übertragungsglieder eine Schwenkung des Flügels i um die Achse X-X' nach
unten und des Flügels 2 um die Achse Y-Y1 nach oben und damit eine Veränderung der
aerodynamischen Belastungen der beiden Flügel in entgegengesetztem Sinn, die gleichzeitig
bestrebt ist, das Flugzeug im Sinne des Pfeiles f2 (in dem gewählten Beispiel) um
die Längsachse zu neigen.
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Die erfindungsgemäße Vorrichtung gestattet also ohne Anwendung eines
sonstigen Manövers die Neigung des Flugzeugs in Seitenrichtung nach Wunsch des Flugzeugführers
(Manövrieren in Seitenrichtung).
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Die Vorrichtung gestattet weiter, die auf die beiden Flügel ausgeübten
aerodynamischen Belastungen gleichzeitig und im gleichen Sinne zu verändern, indem
man die Schwenkachse 16 des Ausgleichhebels 15 längs h-hl in Abb. 2 in lotrechter
Richtung verlagert oder die Charakteristiken (Verformung in Abhängigkeit von der
Last) der elastischen Verbindungsglieder i i und 12 verändert.
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Die erfindungsgemäße Vorrichtung gestattet zusammengefaßt: die Veränderungen
der im Flug auf die Flügel des Flugzeugs ausgeübten Belastungen zu begrenzen; das
Flugzeug um- die Längsachse im Gleichgewicht zu halten, aber auch zu manövrieren;
das Wohlbefinden der Fluggäste zu erhöhen; jederzeit durch die Verformung der elastischen
Verbindungsglieder i i und 12 die im Flug auf die Flügel ausgeübten Belastungen
zu erkennen und somit den Flugzeugführer gegebenenfalls selbsttätig zu warnen, wenn
diese Belastungen zu groß (Sicherheitsgrenze der Konstruktion) oder ungenügend (Geschwindigkeitsverlust)
werden; gleichzeitig und im gleichen Sinne durch eine lotrechte Verlagerung des
Ausgleichhebels oder durch Veränderung der Charakteristiken der elastischen Verbindungsglieder
die Gleichgewichtslage der Flügel gegenüber dem Rumpf und damit die auf dieselben
ausgeübten aerodynamischen Belastungen und die Flugbedingungen des Flugzeugs zu
verändern.
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Bei dem in Abb. 3 dargestellten Ausführungsbeispiel ist der Flügel
i durch Scharniere 18, 1g, deren Achse T-T1 z. B. parallel zur Längssymmetrieebene
des Flugzeugs läuft, an den Enden eines Bauteils 2o angelenkt, dessen Arm 21 sich
in Lagern z2 dreht, die starr an dem Flugzeugrumpf 3 befestigt sind.
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An dem Bauteil 2o ist in 23 z. B. durch ein Kugelgelenk ein elastisches
Verbindungsglied 1 i mit gegebenenfalls stoßdämpfender Wirkung angelenkt, das andererseits,
in 13 z. B. durch ein Kugelgelenk an einem Ende eines Ausgleichllel>els 15 angelenkt
ist, der um eine mit dem Flugzeugrumpf 3 fest verbundene Achse 16 schwingen kann,
und dessen anderes Ende mit dem symmetrisch angeordneten federnden Verbindungsglied
mit gegebenenfalls stoßdämpfender Wirkung des anderen Flügels 2 verbunden ist.
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Der Flügel 1 trägt einen Ansatz 7,' der in 9 z. B. durch ein Kugelgelenk
an eine Lenkstange 25 angelenkt ist, die ihrerseits z. B. durch ,ein Kugelgelenk
26 mit dem Mittelpunkt X an den Flugzeugrumpf 3 angelenkt ist.
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Man erkennt, daß der Flügel i unter der Wirkung der Änderungen der
auf ihn ausgeübten aerodynamischen Belastungen gegenüber dem Bauteil 2o um die Achse
T-Ti schwingen kann, während der von dem elastischen Verbindungsglied i i federnd
festgehaltene Bauteil2o um die Achse U-Ui schwingen kann, bis der Flügel schließlich
eine gewisse Stellung einnimmt, wobei der Punkt 9 infolge der Lenkstange 25 stets
in gleichem Abstand von dem Mittelpunkt X bleibt. Zusammengefaßt geht alles so vor
sich, als ob die Bauteile i, 7, 25 als Ganzes um die virtuelle Achse X-X' schwängen,
welche dieselbe Rolle spielt wie die reelle Achse in dem Beispiel nach Abb. 2, was
im übrigen ebenfalls für die im folgenden beschriebenen Ausführungsformen gilt.
Außerdem wird bei dieser Vorrichtung die Aufrechterhaltung des Gleichgewichts um
die Längsachse durch die Verbindung über den Ausgleichhebel15 erzielt, der zwischen
den beiden Flügeln unter Vermittlung ihrer elastischen Verbindungsglieder i i und
12 angeordnet ist.
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Gleichgültig, ob es sich um eine reelle oder virtuelle Schwenkachse
eines jeden Flügels handelt; kann diese Achse verschiedene Stellungen gegenüber
der Längssymmetrieebene des Flugzeugs einnehmen.
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Bei dem Ausführungsbeispiel nach Abb. q. ist die reelle oder virtuelle
Schwenkachse X-X' derart angeordnet, daß sie auf den Rumpf 3 in einem Punkt 27 auftrifft,
der vor dem hinteren Rand 28 des Flügels liegt. Diese Lösung besitzt den Vorteil,
den festen Teil 29 des Flügels, d. h. denjenigen Teil, der nicht an den Vorteilen
teilnimmt, welche die erfindungsgemäße Vorrichtung zur Anlenkung und zur Aufrechterhaltung
des Gleichgewichts um die Längsachse dem beweglichen Flügelteil i zukommen läßt,
auf das geringstmögliche Maß zu verkleinern. Sie kann z. B. durch zwei Scharniere
30 verwirklicht werden, die an der vorderen Tragkonstruktion des Flügels
angebracht sind, während der hintere, dem Flugzeugrumpf nahe gelegene Teil des Flügels
an dem Rumpf entweder durch eine geschmeidige Verbindung aus Blech oder Gummi befestigt
ist, die Luftwirbelbildung vermeidet, der in 31 nahe dem Flugzeugrumpf abgeschnitten
ist, wie in Abb. q. dargestellt.
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Bei dem in Abb. 5 dargestellten Ausführungsbeispiel besitzt das Flugzeug
seitliche, von den Flügeln getragene Motoren wie 32, und die schräge Achse X-X'
eines jeden dieser Flügel ist derart angeordnet, daß der bzw. die seitlichen Motoren,
die sich beiderseits des Flugzeugrumpfes befinden, auf dem beweglichen Teil des
betreffenden Flügels angebracht sind. Man erkennt, daß, wenn der Umdrehungssinn
eines jeden Motors derart gewählt wird, daß er ein Kippmoment ergibt, das bestrebt
ist,
den ihn tragenden Flügel nach unten zu schwenken, die gewählte Anordnung den Vorteil
hat, eine selbsttätige Verminderung des Anstellwinkels dieses Flügels bei Ausfall
oder Leistungsverminderung des betreffenden Motors zu bewirken und durch das Arbeiten
der Vorrichtung zur Aufrechterhaltung des Gleichgewichts um die Längsachse den Anstell.winkel
des gegenüberliegenden Flügels zu verstärken. Daraus ergibt sich ein Giermoment
in entgegengesetztem Sinne zu dem, das von dem bzw. den auf dem anderen Flügel angeordneten,
in Betrieb befindlichen Motoren erzeugt wird. Das Flugzeug kann also im Falle des
Ausfalls oder der Leistungsverminderung eines Motors unter besseren Bedingungen
fliegen als ein gewöhnliches.
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Abb. 6 stellt die Draufsicht auf ein Flugzeug dar, das z. B. mit vier
seitlichen Motoren ausgerüstet ist, von denen jeder Flügel zwei, 32 und 33, trägt,
während die schräge Schwenkachse X-XI zwischen diesen beiden Motoren angeordnet
ist. Diese Lösung gestattet, dien oben auseinandergesetzten Vorteil im Falle des
Ausfalls eines auf dem beweglichen Teil des Flügels befindlichen Motors auszunutzen
und doch die Trägheit dieses beweglichen Teils gegenüber dem die Anlenkachse tragenden
mittleren Teil herabzusetzen.
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Es sei im allgemeinen festgestellt, d'aß bei Flugzeugen, bei welchen
ein Teil jedes Flügels Räume für Fluggäste, Nutzlast oder Brennstoff' aufweist und/oder
Motoren trägt, die Anlenkachse X-X' jedes Flügels unmittelbar an den letzten Motor
oder den von der Nutzlast oder dem Brennstoff eingenommenen Teil anschließend angeordnet
werden kann; sie kann aber auch an irgendeiner Stelle des für die Nutzlasten oder
Brennstoffe oder die Motoren vorgesehenenTeils angeordnetwerden, um die jeweils
gewünschte besondere Wirkung zu erzielen.
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Die in Abb. 7 dargestellte Ausführungsart der elastischen Verbindungsglieder
unterscheidet sich von der zuerst beschriebenen Anordnung nur dadurch, daß nur ein
einziges elastisches Verbindungsglied 12 mit gegebenenfalls stoßdämpfender Wirkung
vorhanden ist, während das andere durch eine einfache starre Lenkstange 34 ersetzt
ist.
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Bei der Ausführungsform nach Abb.8 ist der Ausgleichhebel 15 in der
Mitte um die Achse 16 schwenkbar auf dem Bauteil 17 angebracht, der seinerseits
an dem Flugzeugrumpf 3 befestigt ist. An jedem Ende des Ausgleichhebels ist ein
um eine Achse 35 schwenkbarer Winkelhebel 36 angeordnet. Der eine Arm eines jeden
Winkelhebels 36 ist über eine Lenkstange 37 mit dem Ansatz 7 bzw. 8 des betreffenden
Flügels i bzw. 2 verbunden, während die anderen Arme der Winkelhebel 36 über ein
einziges elastisches Verbindungsglied 38 mit gegebenenfalls stoßdämpfender Wirkung
miteinander verbunden sind.
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Man kann diese Anordnung dadurch abändern, Saß man den Ausgleichhebel
15 wegläßt, so daß die Achsen 35 also unmittelbar an dem Flugzeugrumpf 3 befestigt
sind. Man erkennt leicht, daß diese Ausführungsform die Aufrechterhaltung des Gleichgewichts
des Flugzeugs um die Längsachse ebensowohl gestattet, wenn die Winkelhebel 36 geeignet
bemessen werden.
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Bei dem in Abb. 9 dargestellten Ausführungsbeispiel sind die Ansätze
7 und 8 der Flügel i und 2 unmittelbar, z. B.. durch Gabeln 39, mit Zapfen 4o verbunden,
die von einem Ausgleichhebel15 getragen werden, der um eine in seiner Mitte angebrachte
Achse 16 schwingen kann, die mit einem elastischen Verbindungsglied 38 mit gegebenenfalls
stoßdämpfender Wirkung fest verbunden ist, das in 41 an dem Flugzeugrumpf befestigt
ist.
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Bei der in Abb. io dargestellten Ausführungsform bewegen die Ansätze
7 und 8 der Flügel i und 2 die vorderen Arme der beiden Winkelhebel 42, die um mit
dem Flugzeugrumpf fest verbundene Querachsen 43 schwingen können. Die anderen Arme
dieser Winkelhebel sind über elastische Verbindungsglieder i i und 12 mit den beiden
Enden eines Ausgleichhebels i5 verbunden, der um eine mit dem Flugzeugrumpf fest
verbundene Achse 16 schwingen kann. Man erkennt, daß diese Anordnung gestattet,
die elastischen Verbindungsglieder und die zur Aufrechterhaltung des Gleichgewichts
in seitlicher Richtung dienende Vorrichtung in Längsrichtung anzuordnen, was die
Platzbeanspruchung in dem Flugzeugrumpf vermindern und in gewissen Fällen die Unterbringung
von Nutzlast in demselben erleichtern kann.
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Bei der Ausführungsform nach Abb. i i sind die Winkelhebel 42 unmittelbar
mit den Enden des Ausgleichhebels 15 verbunden, dessen Achse 16 über ein elastisches
Verbindungsglied 38 mit gegebenenfalls stoßdämpfender Wirkung mit einem festen Punkt
41 des Flugzeugrumpfs verbunden ist.
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Bei dem in Abb. 12 dargestellten Ausführungsbeispiel sind an den Ansätzen
7 und 8 der Flügel in 9 und io mit Gas oder Flüssigkeit arbeitende elastische Verbindungsglieder
i i- und 12 mit gegebenenfalls stoßdämpfender Wirkung angelenkt. I Ein jedes dieser
Verbindungsglieder ist unabhängig von dem anderen in 44 und 45 an dem Flugzeugrumpf
3 angelenkt. Diese elastischen Verbindungsglieder mit gegebenenfalls stoßdämpfender
Wirkung sind durch eine Rohrleitung (oder mehrerer Rohrleitungen) 46 miteinander
verbunden, d-ie gestattet, den Druck des Mediums auf beiden Seiten gleich zu halten
und damit das Gleichgewicht der Flügel um die Längsachse des Flugzeugs aufrechtzuerhalten.
In -dieser Rohrleitung (bzw. Rohrleitungen) ist ein Hahn (bzw. sind Hähne) .lfi
vorgesehen, die r gestattet; entweder die beiden Verbindungsglieder i i und t2 voneinander
zu trennen und damit die Aufrechterhaltung des Gleichgewichts der beiden Flügel
i und 2 um die Längsachse des Flugzeugs aufzuheben oder durch Öffnendes Hahns (:bzw.
der Hähne) die Drücke in den beiden elastischen Verbindungsgliedern i i und 12 gleich
zu machen und damit die gewünschte Aufrechterhaltung des Gleichgewichts der Flügel
zu bewirken; eine stärkere oder geringere Öffnung des Hahns kann
weiter
durch die Verminderung des Durchtrittsquerschnitts für das verwendete Medium gestatten,
in gewünschtem Maße das Arbeiten dieser Vorrichtung zur Aufrechterhaltung des Gleichgewichts
um die Längsachse zu dämpfen.
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Es sei bemerkt, daß dieselbe Anordnung ebensogut unter Verwendung
elastischer Verbindungsglieder beliebiger Bauart angewandt werden kann, unter Aufrechterhaltung
des Gleichgewichts mittels einer Kraftübertragung durch ein nicht zusammendrückbares
Medium, z. B. einer hydraulischen Kraftübertragung, welche die einen Enden der elastischen
Verbindungsglieder verbindet, während deren andere Enden an den Ansätzen 7 und 8
angelenkt sind. Eine solche Kraftübertragung kann z. B. aus einer oder mehreren
mit Hähnen versehenen Verbindungsleitungen, wie 46, bestehen, wobei dieser Hahn
bzw. diese Hähne dieselbe Rolle spielen wie der oben angegebene Hahn 47, die in
zwei Pumpenkörpern endigt bzw. endigen, die an dem Flugzeugrumpf an Punkten wie
q.. und 45 angelenkt sind. Die elastischen Verbindungsglieder i i und 12,
sind dann einerseits an den Ansätzen 7 und 8 und andererseits an dem Kolben einer
jeden dieser beiden Pumpen angelenkt.
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Abb. 13 stellt einen lotrechten Querschnitt durch eine andere Zusammenstellung
der elastischen Verbindungsglieder ii und i2 mit gegebenenfalls stoßdämpfender Wirkung
dar, die von derjenigen nach Abb. i2 nur durch die örtliche Anordnung der verschiedenen
Organe dieser Vorrichtung abweicht. Die Anordnung nach Abb. 13 kann übrigens,
noch derart abgewandelt werden, daß man die Ansätze 7 und 8 durch eine starre Kraftübertragung
miteinander verbindet, in welche ein elastisches Verbindungsglied eingeschaltet
ist, welche Anordnung die gewünschte Aufrechterhaltung des Gleichgewichts um die
Längsachse gestattet. Bei dieser Ausfüh-, rungsart wirkten die Stoßdämpfer, falls
vorhanden getrennt auf jeden Flügel und werden zwischen dem Flugzeugrumpf 3 und
einem mit einem jeden der beweglichen Flügel fest verbundenen Bauteil eingesetzt.
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Selbstverständlich können die beschriebenen Vorrichtungen zur Aufrechterhaltung
des Gleichgewichts mit den verschiedenen oben angegebenen Anordnungen elastischer
Verbindungsglieder verwendet werden, insbesondere denjenigen nach Abb. 3, 7, 1o
und i i, wobei in diesem Fall der in diesen Abbildungen angegebene Ausgleichhebel
durch eine der beschriebenen Vorrichtungen zur Aufrechterhaltung des Gleichgewichts
ersetzt wird.
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Bei den verschiedenen oben aufgezählten Beispielen spielen die Verbindungsglieder
i i, 12 oder das einzige Verbindungsglied 38 gleichzeitig die Rolle von elastischen
Verbindungsgliedern und von Stoßdämpfern; diese beiden Funktionen können in allen
Fällen und insbesondere in dem oben beispielsweise beschriebenen von unterschiedlichen
Organen erfüllt werden, d. h. von elastischen Verbindungsgliedern, wie Biegungs-
und/oder Verdrehungs-, Druck-, Zug-, Blatt-, zylinderförmigen oder sonstwie geformten
Schraubenfedern, Gummizügen, Gummischeiben, elastischen Verbindungen unter Verwendung
von Flüssigkeiten oder Gasen usw., und davon getrennt von eigentlichen., mit Flüssigkeiten
oder Gasen oder Reibung arbeitenden Stoßdämpfern, deren Abmessungen entsprechend
verkleinert werden können. Jeder Stoßdämpfer kann dann getrennt auf die Bewegung
des Flügels einwirken, mit dem er verbunden ist, über die betreffenden Ansätze 7
und 8 oder von irgendeinem Punkt des beweglichen Flügelteils aus, während das andere
Ende an einem festen Punkt des Flugzeugrumpfes oder des festen Teils des betreffenden
Flügels angelenkt ist.
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In gewissen Fällen, insbesondere wenn die auf die Flügel ausgeübte
Luftdämpfung ausreicht, können die eigentlichen Stoßdämpfer weggelassen werden.
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Abb. 14 stellt beispielsweise eine Ausführungsart dar, bei welcher
durch Verdrehung wirkende elastische Verbindungsglieder Anwendung finden, während
die Stoßdämpfer, falls vorhanden, davon unterschiedliche Organe sind. Bei diesem
Beispiel besteht das durch Verdrehen wirkende elastische Verbindungsglied aus einer
in der geometrischen Anlenkachse X-X1 des Flügels i liegenden Achse 48, die sieh
in zwei an dem Flugzeugrumpf 3 starr befestigten Lagerböcken 49 drehen kann. Mit
dieser Achse 48 sind an beiden Enden mit dem Flügel i fest verbundene Ansätze 51
versplintet, und außerdem trägt sie einen starr mit ihr verbundenen Bauteil 52,
dessen Ende z. B. durch ein Kugelgelenk an einem Ende einer zur Aufrechterhaltung
des Gleichgewichts in Seitenrichtung dienenden Querstange 53 angelenkt ist, deren
anderes Ende in gleicher Weise an einem Ende des symmetrisch zum anderen Flügel
gehörenden Bauteils angelenkt ist. Für jeden Flügel ist der innerhalb des Flugzeugrumpfes
befindliche Stoßdämpfer 54, falls vorhanden, einerseits an einem mit dem Flügel
starr verbundenen Ansatz 55 und andererseits an einem festen Punkt 56 des Flugzeugrumpfes
angelenkt.
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Es sei bemerkt, daß dieses letzte Beispiel ebensogut auf die Fälle
anwendbar ist, wo die Anlenkachse von dem Flugzeugrumpf entfernt liegt. Es genügt
dann, die Länge und Gestalt des Bauteils 52 und des Ansatzes 55 passend zu wählen
und die Anordnung des Stoßdämpfers 54, falls vorhanden, abzuändern, damit diese
Organe im Innern des festen Flügelteils untergebracht werden und trotzdem die notwendigen
Verschwenkungen ausführen können, wenn der Flügel i um die Achse X-X' schwingt.
Man kann z. B. den im Innern des festen Flügelteils angeordneten Stoßdämpfer 54
mit dem Bauteil 55 von passend verkürzter Länge in Abhängigkeit von der maximalen
Bewegung des Flügels entweder unmittelbar oder über einen oder mehrere Winkelhebel
mit z. B. Kugelgelenken verbinden.
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Abb. 15 und 16 stellen eine Draufsicht auf bzw. einen schematischen
Schnitt durch eine Ausführungsart der Vorrichtung auf einem Flugzeug dar, von dem
jeder Flügel mehrere schräge Gelenke besitzt. Die Achsstümpfe 4 und 4a in Abb. 16
verwirklichen die Gelenkachsen X-X' und X2-X3 der
Abb. 15, welche
schrägen Achsen nicht senkrecht auf der Zeichenebene von Abb. 16 stehen. Jeder Flügelteil
ist um die Längsachse mit dem entsprechenden Teil des anderen Flügels im Gleichgewicht.
Es sei bemerkt, daß die Hähne 47 und 47a getrennt oder gleichzeitig betätigt werden
können. Das mehrfache Flügelgelenk kann auch unter Verwendung einer der bereits
angegebenen Anordnungen und elastischen Verbindungsglieder, wie die oben beschriebenen,
verwendet werden (s. insbesondere Abb. 7 bis 13 für die Gelenke 4 und Abb. 13 und
14 für die Gelenke 4a einschließlich der in bezug auf die verschiedenen Abbildungen
beschriebenen Abwandlungen).
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So stellen Abb. 17 und 18 Anwendungsbeispiele der erfindungsgemäßen
Vorrichtung auf einen Eindecker mit hoch bzw. mit tief angeordneten Flügeln mit
Streben dar. Die schrägen Anlenkungen der Flügel dieser Flugzeuge können in diesen
beiden Beispielen von oben gesehen ähnlich den in Abb. d. dargestellten angeordnet
sein. Die elastischen Verbindungsglieder mit gegebenenfalls stoßdämpfender Wirkung
sind in den Streben 58 und 59 eingesetzt. Wenn sie mit Flüssigkeit oder Gas arbeiten,
erfolgt die Aufrechterhaltung des Gleichgewichts um die Längsachse durch eine mit
einem Hahn 47 versehene Rohrleitung oder Rohrleitungen 46, wie in den in Abb. 12,
13 und 16 dargestellten Beispielen. Wenn: sie von beliebiger anderer Bauart .sind,
so erfolgt die Aufrechterhaltung des Gleichgewichts in Seitenrichtung durch eine
mit einem nicht zusammendrückbaren Medium arbeitende, z. B. hydraulische Vorrichtung
von aderselben Bauart, wie die unter Bezugnahme auf Abb. 12 (Abwandlung) beschriebene,
die in die Streben des Flugzeugs eingesetzt und mit einer oder mehreren Verbindungsleitungen,
wie 46, mit Hahn 47 versehen ist. Die Streben 58 und 59 sind einerseits an dem Flugzeugrumpf
3 in 6o und 61 und andererseits an den Flügeln in 67 und 68 angelenkt.
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Die bisher gebrachten Beispiele behandeln den Fall zweier Flügel.
Offensichtlich können die erfindungsgemäßen Vorrichtungen mit denselben Arbeitsgrundlagen
auf eine unterschiedliche Anzähl von Tragflächen und auf alle möglichen Formen,
Abmessungen und Anordnungen dieser Flächen angewendet werden.
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Abb. i9 und 21 stellen ein Anwendungsbeispiel derselben Vorrichtung
wie oben auf einen Anderthalbdecker dar. Die Anienkachsen der Flügel sind durch
die Punkte X, X1 und Y; Y1 gebildet, welche die Spitzen der Rumpf-Spannturm-Pyramide
des Flugzeugs bilden. Die elastischen Verbindungsglieder mit gegebenenfalls stoßdämpfender
Wir- ; kung sind in die Streben eingesetzt, und die Aufrechterhaltung des Gleichgewichts
um die Längsachse wird wie oben erzielt.
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Abb. ao stellt ein Anwendungsbeispiel derselben Vorrichtungen auf
einen verspannten Doppeldecker dar. Die oberen Flügel sind längs zweier Achsen angelenkt,
die wie in dem vorhergehenden Beispiel durch die Spitzen X, X1 und Y, Y1 der Rumpf-Spannturm-Pyramide
des Flugzeugs gebildet werden, und die unteren Flügel sind längs schräger Achsen
X4-X5, Y4-Y5 angelenkt, die, von oben gesehen, wie in dem in Abb.4 schematisch dargestellten
Beispiel angeordnet sind. Um die Schwenkung der Träger des Tragwerks um die Anlenkachsen
zu gestatten, ersetzen die elastischen Verbindungsglieder 58 und 59 mit gegebenenfalls
stoßdämpfender Wirkung die Verspannungsdiagonalen des Tragwerks und bestehen andererseits
alle Befestigungspunkte der Verspannungen und Diagonalen aus Gelenken, z. B. Kugelgelenken.
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Die Erfindung ist keineswegs auf die dargestellten und beschriebenen
Ausführungsformen beschränkt, die nur beispielsweise gebracht wurden.
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Schließlich sei festgestellt, daß die Erfindung bezüglich aller ihrer
von der Tätigkeit des Flugzeugführers unabhängigen Merkmale ebensowohl auf Segelflugzeuge,
verkleinerte Flugzeugmodelle (Spielzeuge) wie auf Flugzeuge im eigentlichen Sinne
des Wortes anwendbar ist.