Quersteuerungseinrichtung an Flugzeugen. Bei Flugzeugen mit Klappen an der Hin terkante des Flügels, die zur Vergrösserung des Auftriebes dienen, bereitet die Anbrin- gung der gebräuchlichen Querruder Schwie rigkeiten. Es wurde deshalb schon vorge schlagen, besondere Querruder in Form ver- drehbarer Flügelspitzen oder in Form von Hilfsflügeln verhältnismässig dicht oberhalb des Flügels anzuordnen. Beide Anordnungen haben den Nachteil, dass die Querruder keinen Auftrieb erzeugen, wohl aber erheb lichen Widerstand.
Es wurde bereits eine Quersteuerungsein- richtung vorgeschlagen, bei welcher Stör flächen aus der Saugseite des Flügels auf- gerichtet werden, um die Strömung in die sem betreffenden Teil des Flügels zu stören. Die Störung der Strömung hat eine Verrin gerung des Auftriebes im Bereich der Stör flächen zur Folge. Diese Störflächen werden im Bereich der Flügelspitzen angeordnet, in dem gleichen Bereich, in dem auch die nor malen Querruder zu liegen pflegen.
Diese Störflächen haben den Vorteil, dass ihre Wirksamkeit besonders bei überzogenem Flugzeug, bei dem die gewöhnlichen Quer ruder zu versagen pflegen, gut ist. Ein wei terer Vorteil dieser Störflächen ist der, dass sie ein Wendemoment erzeugen, das dem un günstigen Wendemoment der gewöhnlichen Querruder gerade entgegengesetzt wirkt. Die bekannten Quersteuerungseinrichtungen mit Störflächen haben aber den Nachteil, dass die Rollmomentcharakteristik im Schnellfluge einen ungünstigen Verlauf hat. In Fig. 1 der Zeichnung sind die Rollmomente in Abhän gigkeit von dem Ausschlag der Störfläche dargestellt.
Fig. Ja zeigt schematisch einen Flügel mit Störfläche in Seitenansicht, in welche die Winkelbezeichnungen der Fig. 1 eingetragen sind. Es geht aus dem Diagramm gemäss Fig. 1 hervor, dass die Wirkung der Stör flächen je nach dem Anstellwinkel a des Flügels verschieden ist. Das Diagramm zeigt, dass bei Anstellwinkeln des Flügels von a gleich 10 Grad und mehr die Rollmomente der Störfläche mit dem Ausschlag der Stör fläche anwachsen. Bei Anstellwinkeln des Flügels von weniger als 10 Grad, also bei Fluggeschwindigkeiten, die dem Reiseflug.
dem Schnellflug, ja sogar dem Steigflug ent sprechen, sind die Rollmomente bis zu einem Störflächenanstellwinkel von ,8 gleich etwa 10 Grad negativ, das heisst also dem Steuer willen des Flugzeugführers direkt entgegen gesetzt.
Dieses Diagramm ist aus Windkanalver- suchen entnommen. Erprobungen im Fluge haben aber erwiesen, dass die Rollmoment- charakteristik bei Flügelanstellwinkeln von @. kleiner als 10 Grad nicht ganz so ungünstig ist. Die Flugversuche ergaben nämlich, dass bei Flügelanstellwinkeln kleiner als 10 Grad die Störflächen bis zu Ausschlägen von etwa 10 Grad zwar kein positives Rollmoment er zeugen, aber auch kein negatives.
Diese Tat sache lä,sst sich dadurch erklären, dass im Ge gensatz zu dem Modell im Windkanal das Flugzeug unter der Wirkung der Wende momente, die je auch bei kleinen Ausschlägen der Störflächen bereits auftreten, geringe Wendungen ausführt. Das Flügelende, das absinken soll, erleidet durch das Aufrichten der Störfläche und den dadurch verursach ten Widerstand einen Geschwindigkeitsver lust und damit einen Auftriebsverlust. Das voreilende Flügelende erhält durch die Wen dung des Flugzeuges einen Geschwindigkeits gewinn und damit einen Auftriebsgewinn.
Durch diesen Effekt wird offenbar er reicht, dass die negativen Rollmomente, die im Windkanal gemessen wurden, am Flug zeuge in Wirklichkeit nicht auftreten.
Immerhin ist die Unwirksamkeit der Störflächen bis zu Ausschlägen von etwa 10 Grad sehr unangenehm. Der Flugzeugführer muss das Steuerorgan etwa<I>20</I> io des Gesamt- steuerweges bewegen, ohne damit eine Steuer- ivirkung zu erreichen. Dieser annähernd wirkungslose Bereich in der Nähe der Null stellung des Steuerorganes zwingt den Pi loten schon bei geringen Störungen der Quer stabilität zu grossen Steuerausschlägen. Muss er sehr schnell ein Rollmoment hervorrufen, so wird er durch den unwirksamen Bereich zu hastigen Steuerbewegungen veranlasst.
Beim Eintritt in den wirksamen Bereich treten dann sehr plötzlich grosse Rollmomente auf. Die Folge davon ist eine unsanfte Quer steuerung. Dieser Imstand ist nicht nur un bequem, sondern bei überzogenem Flugzeug, bei welchem die Störflächen besonders gute Wirksamkeit aufweisen, gefährlich, weil zum Beispiel bei der Landung das Flugzeug hef tige Rollbewegungen ausführen würde.
In Fig. 2 ist mit vollen Linien das Roll- moment einer Störfläche in Abhängigkeit vom Ausschlag des Steuerorganes aufge tragen, und zwar ist dies der Verlauf des Rollmomentes bei kleinen Anstellwinkeln des Flugzeugflügels. Mit gestrichelten Linien ist ein erwünschter Verlauf des Rollmomentes abhängig vom Ausschlag des Steuerorganes dargestellt, bei welchem eine annähernd kon stante Zunahme des Rollmomentes mit dem Ausschlag des Steuerorganes vorhanden ist, und zwar schon bei kleinen Ausschlägen des Steuerorganes. Dies zu erreichen und die oben geschilderten Nachteile zu vermeiden, ist der Zweck der vorliegenden Erfindung.
Diese bezieht sich auf eine Quersteue- rungseinrichtung an Flugzeugen mit beweg lichen Störflächen, welche zum Zwecke der Quersteuerung über die Flügeloberfläche herausgestellt werden. Gemäss der Erfindung sind Vorkehren getroffen, um eine Steue rungswirkung der Störflächen gleich von Be ginn der Verstellung des Betätigungsorganes der Steuerungseinrichtung hinweg zu er zielen.
So kann zum Beispiel jede Störfläche quer zur Front in zwei oder mehrere Teile unter teilt sein. Bei geringen Ausschlägen des Steuerorganes wird eine der Teilflächen auf gerichtet, während der oder die restlichen Teile jeder Störfläche erst durch grössere Aus schläge des Steuerorganes zu der geöffneten ersten Teilfläche hinzutreten.
Es kann auch die Störfläche einer Flügelhälfte zwar unge teilt bleiben, aber das Übersetzungsverhält nis zwischen Steuerorgan und Störfläehe kann dann derart veränderlich sein, dass ein vorzugsweise konstanter Anstieg des Roll- inomentes mit dem Ausschlag des Steuer- organes erzielt wird. Endlich kann dafür ge sorgt sein, dass die ungeteilten Störflächen während des Aufrichtens zuerst an Teilen ihrer Front zur Wirkung kommen, -,vobei. die übrigen Teile erst bei grösseren Steueraus schlägen hinzutreten.
Einige Ausführungsbeispiele des Erfin dungsgegenstandes veranschaulicht schema tisch die beiliegende Zeichnung in den Fig. 5 bis 1, <B>5,</B> Fig. 5 ist ein schematischer Schnitt durch einen Flügel mit Auftriebsklappe und Stör fläche; Fig. 6 ist der Grundriss einer Flügelhälfte mit einer geteilten Störfläche; Fig. i bis 10 zeigen verschiedene Steue rungsmittel, mit Hilfe derer eine veränder liche Übersetzung zwischen dem Steuerorgan und der Störfläche erzielt wird;
Fig. 11 ist die perspektivische Ansicht einer Flügelspitze, die mit einer ungeteilten verwindbaren Störfläche ausgerüstet ist; Fig. 12 zeigt eine Ausführungsform der Steuerungsmittel, um eine Störfläche gemäss Fig. 11 zu verwinden; Fig. 13, 14 und 15 zeigen eine Ausfüh rungsform der Steuerungseinrichtung mit einer durch einen Spalt der Flügeloberfläche hindurchgesteckten Störfläche.
Beim Flügel nach den Fig. 5 und 6 ist a die Klappe, die in bekannter Weise zur Er höhung des Auftriebes dient und im Gegen satz zu den Klappen bei Flügeln mit üblichen Querrudern ohne Rücksicht auf die Quer steuerung längs der ganzen Front vollständig < iosgeschlagen wird. Auf diese Weise kann der grösstmögliche Auftrieb des Flügels aus genutzt werden. Die Störfläche b erstreckt sieh über annähernd den gleichen Bereich des Flügels wie die Querruder üblicher Bauart. Ihre Tiefe beträgt etwa 5 bis 10 % der Flügel tiefe.
Die Störfläche b ist an den Flügel an gelenkt und in zwei Teile b1 und b2 quer zur 'Front geteilt, wobei der äussere Teil b' vor zugsweise eine geringere Spannweite (etwa 30 % ) aufweist als der innere. Die Störfläche könnte auch in mehr als zwei Teile unterteilt sein.
Der der Fliigelspitze nähere äussere Teil b1 öffnet sich bereits bei geringen Aus schlägen des Steuerorganes vollständig und bleibt in dieser aufgerichteten Lage während der Weiterbewegung des Steuerorganes stehen. Bei grösseren Ausschlägen des Steuer- organes folgt sodann das Aufrichten des Teils b., nach. Die Rollmomentencharakteristik die ser in zwei Teile geteilten Störfläche gemäss Fig. 6 ist in Fig. 4 dargestellt.
Bei kleinen Ausschlägen des Steuerorganes tritt der Teil b1 der Störfläche sofort in Wirkung und der unwirksame Bereich der Störfläche wird so sehr verkleinert, dass er praktisch nicht be merkbar ist. Kurz bevor der Störflächenteil bi die Stellung für grösstes mit ihr erziel bares Rollmoment erreicht hat, wird der Teil b, ebenfalls aufgerichtet, und wenn der Teil b. seinen unwirksamen Bereich zurückgelegt hat, hat der Teil b1 die Stellung für grösstes Rollmoment erreicht und behält diese Stel lung bei, während der Teil b,
oder bei An ordnung mehrerer Teilflächen die restlichen Teile aufgerichtet werden. Die Rollmomente, die durch die Teilflächen b1 und b2 oder deren mehrere erzeugt werden, addieren sich zu einem in Fig. 4 mit gestrichelten Linien dargestellten Verlauf des Gesamtrollmomen- tes.
Eine ähnliche Veränderung des Roll- momentes in Abhängigkeit vom Ausschlag des Steuerorganes lässt sich dadurch erzielen, dass man das Übersetzungsverhältnis zwi schen dem Steuerorgan und der Störfläche veränderlich gestaltet. Aus Fig. 2 geht her vor, wie man das jeweils notwendige Über setzungsverhältnis ermittelt. Um beispiels weise ein Rollmoment von der Grösse c zu erzeugen, bedarf es eines Ausschlages der Störfläche b um x-Grad.
Die Gerade glei chen Rollmomentes schneidet den erwünsch ten gestrichelt gezeichneten Rollmomenten- verlauf in einem Punkte, dem ein Ausschlag des Steuerorganes um J-Grad entspricht. Der horizontale Abstand einander entsprechender Ordinaten der beiden Kurven gemäss Fig. 2 gibt also die jeweilige Ausschlagdifferenz von Steuerorgan und Störfläche an. In Fig. 3 ist die Voreilung des Störflächenausschlages abhängig vom Ausschlag des Steuerorganes aufgetragen.
In Fig. 7 ist ein Ausführungsbeispiel für eine Steuerung einer Störfläche mit veränder lichem Übersetzungsverhältnis dargestellt. In der Aussenhaut d des Flügels liegt die Störfläche b, die um die Achse e drehbar ist. Innerhalb des Flügels ist ein Winkelhebel f gelagert, der an einem Schenkel eine Rolle g trägt und an dessen anderes Ende ein Seil oder eine Stange 7a angreift, die zu dem Steuerorgan im Führersitz führt. Die Rolle "g liegt in der Nähe der Achse e an der Stör fläche<I>b</I> an.
Wird das Seil oder die Stange<I>h</I> gezogen, so drückt der Winkelhebel f mittelst der Rolle g die Störfläche b aus der Flügel oberfläche und richtet sie in der Endstellung in die gestrichelt gezeichnete Lage auf. Mit telst dieser einfachen Steuerungsmittel ge lingt es, den schwach wirksamen Bereich der Störfläche bei geringen Steuerausschlägen zu verkleinern, weil geringen Ausschlägen des Steuerorganes im Bereich der Nullstellung grosse Ausschläge der Störflächen entspre chen.
Dadurch, dass der Abstand der Rolle g von der Achse e in der Nullstellung sehr ge ring ist und sich bei grösseren Ausschlägen der Störflächen bezw. des Steuerorganes ver grössert, ändert sich das Übersetzungsverhält nis vom Steuerorgan zur Störfläche. In vielen Fällen wird sich mit dieser einfachen Anord nung gemäss Fig. 7 bereits eine befriedigende Charakteristik erzielen lassen. Durch eine Kurvenbahn<I>i</I> an der Störfläche<I>b,</I> wie sie in Fig. 8 dargestellt ist, lässt sich der Ver lauf der Charakteristik noch weiter ver ändern.
An sich wäre es möglich, allein durch die beschriebene Veränderung des Übersetzungs verhältnisses zwischen Steuerorgan und Stör fläche die erwünschte Charakteristik zu er zielen. Es empfiehlt sich aber, ausserdem die Störflächen zu unterteilen. Dies hat seinen Grund darin, dass durch die hohe Übersetzung bei kleinen Ausschlägen grosse Steuerkräfte am Steuerorgan auftreten. Durch Unter teilung der Störflächen tritt eine gleich mässigere Verteilung der Steuerkräfte beim Ausschlag des Steuerorganes auf. Dadurch wird eine sanfte und bequeme Bedienung ge währleistet.
Bei einer solchen Steuerung mit unter teilten Störflächen empfiehlt es sich, nur den Störflächenteil, der zuerst aufgerichtet wird, hoch zu übersetzen, das heisst, schon bei ge ringen Steuerausschlägen schnell zu öffnen. Die restlichen Störflächenteile lässt man zweckmässigerweise langsam einsetzen. Das hat den Vorteil, dass beim Einsatz der rest lichen Störflächenteile keine plötzliche Er höhung der Steuerkräfte auftritt und dass die resultierende Rollmomentencharakteristik, die ja die Summe der Einzelcharakteristiken dar stellt, wegen des sanften Einsatzes der rest lichen Störflächenteile einen erwünscht ste tigen Verlauf erhält.
Auch bei Störflächen, die durch einen Spalt der Flügeloberfläche hindurchgesteckt werden, wird man das erste in Wirkung tre tende Stück der Störfläche verhältnismässig schnell aufrichten und die restlichen Teile der Störfläche langsam hinzutreten lassen.
In den Fig. 9 und 10 sind zwei Aus führungsbeispiele dafür dargestellt, vvie man durch einen Nocken k ein veränderliches Übersetzungsverhältnis zwischen dem Steuer organ und der Störfläche erzielen kann. In Fig. 9 ist der Nocken k mit einer schwach gekrümmten Flanke versehen. Er dreht sich um die Achse 1, die im Flügel gelagert ist. Bei einer geringen Drehung des Nockens k aus der mit vollen Linien gezeichneten Null stellung öffnet sich die Störfläche b sehr rasch. Der Nocken k gemäss Fig. 10 weist eine stark gekrümmte Flanke auf.
Einer Dre hung des Nockens k gemäss Fig. 10 entspricht eine viel langsamere Wiukelbewegung der Störfläche b. Man wird also bei der Betäti gung mehrteiliger Störflächen die zuerst sich öffnende Störfläche durch einen Nocken nach Art der Fig. 9 steuern und für die rest- liehen Störflächenteile Nocken von der in Fig. 10 dargestellten Form verwenden.
Der erwünschte Verlauf des Rollmomen- tes in Abhängigkeit vom Ausschlag des Steuerorganes kann auch dadurch erzielt -erden, dass die ungeteilten Störflächen durch geeigneten L@ mriss an den beim Herausstellen der Störflächen hervorstehenden Kanten der Störflächen während des Herausstellens zu erst an Teilen ihrer Front zur Wirkung kom men und die übrigen Teile erst nachher hin zutreten. In den Fig. 11 bis 15 ist darge stellt, wie man durch geeignete Bewegung nacheinander Teile der Störflächen in Wir kung treten lassen kann.
Gemäss Fig. 11 ist am Flügel eine Störfläche b angeordnet, die um ihre Längsrichtung verwindbar ist. Die Störfläche b ruht in der Nullstellung auf der Flügeloberfläche. Mit der Betätigung des Steuerorganes wird zuerst das Ende in der Störfläche b aufgerichtet, während das Ende r1. noch auf der Flügeloberfläche liegt. Der wirksame Teil der Störfläche wird durch das Aufrichten derart in Abhängigkeit vom Ausschlag des Steuerorganes vergrössert, dass ein erwünschter Anstieg des Rollmomentes erzielt wird. Im vollaufgerichteten Zustand nimmt die Störfläche b die mit punktierten Linien gezeichnete Stellung ein.
Mit vollen Linien ist die Störfläche im halbaufgerich teten Zustand dargestellt.
Das Aufrichten der Störfläche b von Fig. 11 geschieht gemäss Fig. 1? durch vier auf einer Welle o befestigte Nocken p1 bis p. Durch die Nockenwelle o entgegen dem LThr- zeigersinn wird zuerst von dem Nocken p1 ein Ende der Störfläche aufgerichtet. Bei weiterer Drehung richten die andern Nocken die restlichen Teile der Störfläche nacheinan der auf. Mit gestrichelten Linien sind die den Nocken p::, p;; und 24 zugeordneten Quer schnitte der Störfläche in verschiedenen Lagen dargestellt.
Die Störfläche b ist an ihrer Vorderkante c1 mit der Flügeloberfläche starr verbunden und ist wegen ihrer Elastizi tät bestrebt, in ihre Lage auf der Flügelober fläche zurückzukehren. Die Federkraft der Störfläche b kann durch Hilfsfedern oder dergleichen verstärkt werden. Die freie Kante r der Störfläche kann zwecks weiterer Beeinflussung der Rollmomentencharakteri- stik eine Kurve darstellen.
Bei der Ausführungsform gemäss Fig. 13 bis 15 wird die Störfläche b durch einen Spalt der Flügeloberfläche hindurchgesteckt, und zwar derart, dass zuerst ein Ende (Fig. 14) angehoben wird und durch den wei teren Ausschlag des Steuerorganes das zweite Ende nachbewegt wird (Fig. 15). Die Be wegung der Störfläche b durch die Ober fläche d hindurch geschieht in der Weise, dass die Stange s, die mit Gleitbahnen zi und z2 versehen ist, durch eine Verschiebung in achsialer Richtung die Zapfen u1 und u2 der Störfläche b nacheinander anhebt.
Die Stange s ist in irgendeiner Weise mit dem Steuer organ verbunden. Durch Veränderung der Formen der Gleitbahnen z1 und z2 sowie durch Veränderung der Entfernung der bei den Gleitbahnen z1 und z. voneinander kann man jede beliebige andere Bewegungsform der Störfläche b erzielen. Die oben liegende Kante der Störfläche b kann eine Kurve bil den, was ebenfalls zur Veränderung der Roll momentencha,rakteristik beiträgt.
Es ist nicht notwendig, dass der zuerst betätigte Teil der Störfläche bei irgendeiner der beschriebenen Ausführungsformen der der Flügelspitze nächstliegende ist. Er kann ein mittlerer oder ein dem Rumpf nächst liegender Teil der Störfläche sein.
Für Flugzeuge, bei denen die Inkauf nahme einer geringen Widerstandserhöhung zulässig ist, lässt sich die erwünschte Roll- momentencharakteristik auch dadurch er reichen, dass die Störflächen auf der ganzen Front oder teilweise stets soweit geöffnet sind, dass sie gerade noch kein Rollmoment: erzeugen. Wenn man solche Störflächen etwas weiter öffnet, befinden sie sich sofort in dem Bereich, in dem mit Vergrösserung des Ausschlages der Störfläche das Rollmoment in genügendem Masse ansteigt. Die dargestellten Steuerungsmittel für die Störflächen sind nur Beispiele einer grossen Anzahl möglicher Lösungen. An Stelle der in Fig. 12 dargestellten Nocken p kann eine mit Spiralfläche versehene Walze treten.
Die Steigung dieser Spiralfläche braucht über die ganze Länge nicht konstant zu sein. Die Betätigung der Störflächen kann durch Hebel- und Kurbelgetriebe aller Art erfolgen. Es ist vor allem auch möglich, so wohl das Aufrichten und das Verwinden, als auch das Herausschieben der Störflächen auf hydraulischem Wege durch Kolben und Zy linder oder Blasebälge, die längs der Stör flächen unterteilt. sind, zu bewerkstelligen.
Auf die Störflächen wirken keine grossen Kräfte. Diese können deshalb sehr leicht ge baut sein und durch sehr leichte Steuerungs mittel betätigt werden. Übrigens können diese Störflächen ohne Schwierigkeiten auch nachträglich an Flugzeugen angebracht wer den. Und schliesslich ist der Bau von Flügeln mit Störflächen besonders einfach, da der Flügelquerschnitt durch die Störflächen an keiner Stelle geändert wird.
Da die Störflächen auf der Saugseite des Flügels liegen, werden sie zweckmässig zur Verhütung eines unfreiwilligen Aufrichtens mit einer Feder oder dergleichen belastet. In gewissen Fällen ist aber das selbsttätige Auf richten der Störflächen sehr erwünscht.
Durch richtige Dimensionierung-der die Stör flächen belastenden Organe lässt sich ohne weiteres erreichen, dass bei hohen Geschwin digkeiten und grossen Anstellwinkeln die Störflächen durch die Luftkräfte selbsttätig g o eöffnet werden. Dies bewirkt, dass beim Ab- fangen des Flugzeuges aus dem Sturzflug oder ähnlichen Flugzuständen,
in denen bei grossen Geschwindigkeiten- unerwünschte hohe Auftriebe erreicht werden, dieser Auf trieb mindestens an den Flügelenden, wo er die grössten Biegungsmomente erzeugen würde, sehr stark vermindert wird. Mit sol chen Störflächen wird also den genannten gefährlichen Flugzuständen in wirkungs voller Weise begegnet und es ist. sogar mög lich, das Tragwerk von Flugzeugen dabei schwächer als üblich zu dimensionieren.