Flugzeug mit Stabilisierungseinrichtung. Vorliegende Erfindung betrifft ein Flug zeug mit Stabilisierungseinrichtung, die darin besteht, dass am Flugzeug ausser den Trag flächen eine selbsttätig einstellbare Dämp- fungsfläche angeordnet ist. Diese Dämp= fungsfläche ist schwingbar um eine am Flug zeug festgelagerte Achse angeordnet und bil det zusammen mit einer festen Fläche, mit der sie in geeigneter Weise, z. B. durch Bal gen, verbunden ist, einen Hohlraum, in wel chem durch eine gleichsam fühlerartig vor ragende Vorrichtung Unterdruck erzeugt wer den kann.
Durch diesen Unterdruck kann die Dämpfungsfläche entgegen der Spannung einer Feder verschieden eingestellt werden.
Auf der Zeichnung zeigt beispielsweise: Fig. 1 ein motorloses Flugzeug, an wel chem die Stabilisierungseinrichtung einge baut ist, wobei die Luftkanäle im vertikalen Längsschnitt, die Dämpfungsfläche im Quer schnitt, in der Stellung bei langsamem Fluge, dargestellt sind, Fig. 2 dasselbe Flugzeug mit Seitenan sicht der Luftkanäle und Stellung der Dämp- fungsfläche bei normaler Fluggeschwindig keit, Fig. 3 ein Schema der Schwenkungsfolge des Flugzeuges bei Ausübung des Segel fluges,
Fig. 4 ein mit einem kleinen Hilfsmotor und der Stabilisierungseinrichtung ausge rüstetes Segelflugzeug.
Mit dem Gestell des Flugzeuges ist die Achse 1, um welche der Oberkörper .2 der Dämpfungsfläche geschwenkt werden kann, fest verbunden. An dem Oberkörper 2 ist ein Gewicht 3 derart festgemacht, dass der Ge samtschwerpunkt von Gewicht und Oberkör per wenigstens nahezu vertikal oberhalb der gemeinschaftlichen Drehachse zu liegen kommt, damit bei Geschwindigkeitsänderun- gezi des Flugzeuges das Trägheitsgesetz leicht eine günstig gerichtete Schwenkung des Oberkörpers 2 einleiten kann.
Parallel gelegt und mit gleicher Spann weite befindet sich unterhalb des beweglichen Oberkörpers 2 die festliegende Platte 4, an deren hinterem Rande das Höhenruder 5 an- gelenkt ist. Zwischen der festliegenden Platte 4 und dem beweglichen Oberkörper 2 schliesst der Balg 6 eine Kammer 7 ab, die durch den Kanal 8 mit dem hohlen Behälter 9 verbun den ist; letzterer besitzt als Abschluss eine nach unten konvexe, also einem normalen Tragflächenprofil (T) entgegengesetzt ausge bildete Fläche, über welche sich ein Saug spalt 10 erstreckt. Die Druckfeder 11 sucht den Oberkörper 2 nach oben zu schwenken, so dass das Flächenprofil, bestehend aus dem Oberkörper 2 und der festliegenden Platte 4, die in Fig. 1 gezeigte Gestalt annimmt, so lange keine Luftverdünnung in der Kammer der Feder 11 entgegenwirkt.
Die Kammer 7 ist mit einer dauernd offenstehenden Öffnung 12 versehen, so dass in diese gammer dauernd Aussenluft ein strömen kann. Die Öffnung 12 hat eine klei nere Fläche als der Saugspalt 10. Diese Luft zufuhr hat keinen merklichen Einfluss auf die Grösse der Luftverdünnung der Kammer 7, solange die zuströmende Luft, wie das bei normalem Fluge der Fall) ist, durch den Spalt 10 abgeführt wird.
Nimmt aber die Fahrtgeschwindigkeit und die als Folge von ihr am Spalt 1.0 erzeugte Saugkraft ab, so wird sich der Oberkörper 2 um vieles schnel ler nach oben bewegen können, als dies ohne Luftzufuhr durch die Öffnung 12 möglich sein würde, da erfahrungsgemäss durch den Saugspalt 10 sehr schwer auch bei vermin derter Geschwindigkeit Luft in den Hohl raum eintreten kann.
Um bei zunehmender Fahrtgeschwindig keit des Flugzeuges die Schwenkung des Oberkörpers 2 nach der festliegenden Platte 4 hin zu beschleunigen, ist die Kammer 7 durch ein oder mehrere langgestreckte Rohre 13, die als Träger ausgebildet sind, mit dem in die Haupttragfläche T eingesetzten Hohl körper 14 leitend verbunden. Konstruktiv dienen diese Rohre 13 zugleich als Träger der vorbeschriebenen Einrichtung und des Lan dungsgestelles.
Der Hohlkörper 14 dient als Holm und Anblaserand der Tragfllichei T; er besitzt an seiner Unterseite eine Spalt öffnung 15, welche dem Saugspalt 10 ähnlich ist, aber nur etwa den vierten Teil von dessen Länge besitzt, wenn, wie dies in Fig. 1 der Fall, die Drucköffnung 12 vorhanden ist.
Durch Messungen ist bekannt, dass am Tragflächenprofil an der Stelle, wo der Spalt 15 liegt, bei schnellem Fluge ein kräftiger Unterdruck entsteht, der von der Strömungs geschwindigkeit der vorbeiströmenden Luft abhängig ist. Diese Beobachtung bestätigt, da.ss bei langsamem Fluge der Spalt 15 die Tätigkeit der Öffnung 12 und bei schnellem Fluge jene des Spaltes 10 unterstützt.
In folgedessen tritt bei kleinem Einfallwinkel des Windes, unter welchem der schnelle Flug stattfindet, durch die Addition der Spaltlänge 15 zur Spaltlänge 10 sehneller eine bestimmte Luftmenge aus der Kammer 7 aus. und aus diesem Grunde geht auch die Bewegung des Oberkörpers \? zur Platte 4 hin schneller von statten, als wenn der Spalt 15 fehlen würde.
Auf welche Weise der Oberkörper 2 in be sonderem Falle eine Umkehrung seines Dreh sinnes erfährt, lässt sieh am besten durch die folgende Darlegung des Segelfluges erläu tern: Um eine übersichtliche Vorstellung zu ge winnen, denke man sich zunäelist das Flug zeug in konstantem Gegenwind unter grossem Einfa.llwinkel des Windes bewegungslos in der Luft schwebend.
An der Ilaupttragfläehe T wirkt dann gemäss Fig. 2 die Hubkraft R und an. der Dämpfungsfläche die Hubkraft X; die Hubkraft des Höhenruders 5, das von der Hand des Piloten gehalten wird (gemäss Fig. 4 mittelst einer Stange 26), und den Auftrieb der festliegenden Platte 4 kann man bei dieser Betrachtung vernachlässigen, da, sie ungefähr die abwärts gerichtete Kraft des Behälters 9 ausgleichen. Ausser der Hubkraft X wirken auf den Oberkörper 2 der Dä.mp- fungsfläche die ihr gleichgerichtete Kraft der Feder 11 und die entgegengesetzt gerich tete, durch den Unterdruck im Behälter 7 ent stehende Saugkraft Z.
Diese drei Kräfte hal ten sich bei normalem Fluge das Gleichge wicht und ergeben die Stellung der Dä.mp- fungsfläche gemäss Fig. 2. Wird nun plötz lich der Wind relativ zum Flugzeug durch eine Bö vermehrt, so vergrössern sich augen blicklich und gleichzeitig die Kräfte X und R. Obwohl auch die Saugkraft am Spalt 10 gleichzeitig mitvergrössert wird, ändert sich die Kraft Z doch nicht sofort, weil durch ver mehrte Zufuhr von Luft durch die Öffnun gen 12 und 15 das abzuführende Luftquan tum vermehrt wird.
Ausserdem stehen der vermehrten Saugkraft am Spalt 10, welche die Kraft Z zu .erhöhen sucht, noch drei an dere Kräfte gegenüber. Erstens sucht die ver mehrte Hubkraft X den Oberkörper 2 um seine Achse nach oben zu schwingen, was durch den Einlass von Luft durch die Öff nungen 12 und 15 erst möglich gemacht ist.
Sodann wird das Flugzeug bei Eintritt der Bö durch seinen Mehrwiderstand anfänglich nach rückwärts geschoben, weshalb der hoch liegende Schwerpunkt des Oberkörpers 2 und des Gewichtes 3 denselben durch sein Behar rungsvermögen nach vorwärts schwenkt, während drittens durch denselben Umstand die innerhalb der Röhre 13 sich befindende Luftsäule der Kammer 7 zugeschoben wird.
Eine plötzliche Huberhöhung der Kraft X durch äussere Windkräfte hat demnach zur Folge, dass der Oberkörper 2 dem Wind stoss ausweichend nach oben schwenkt, wo durch der Mehrauftrieb am Vorderteil des Flugzeuges unwirksam gemacht wird.
Anders liegt der Fall bei der starren Haupttragfläche T, an welcher die Kraft R vermehrt wurde. Aus dem Kräfteschema der Fig. 3 erkennt man, dass das Vorderteil, in folge Vernichtung der Vermehrung der Kraft X, im Punkte C stehen geblieben ist, wäh rend die Haupttragfläche von A nach B steigt. Durch das mit dem Heben des Hinter teils verbundene Vorwärtsschwenken entsteht Vortrieb, welcher das Flugzeug beschleunigt und damit augenblicklich eine Änderung im Kräftespiel der Dämpfungseinriehtung her beiführt.
Da der Einfallwinkel an der Haupt tragfläche durch deren zusätzliche Aufwärts bewegung nun kleiner geworden ist, wird am Spalt 15 gesaugt, und da auch die gegen wirkenden Kräfte am Oberkörper 2 nicht mehr vorhanden sind, wird letzterer zur Platte 4 hingeschwenkt, wodurch der Auf trieb am Vorderteil des Flugzeuges erhöht wird und dieses jetzt aus der Lage C nach D steigt.
Aus beiden aufeinanderfolgenden Schwen kungen des Flugzeuges ergibt sich, dass dieses ohne Geschwindigkeitsverlust um die Höhe H gestiegen ist.
In der Praxis wird man dem Schwen- kungsra.dius ein grösseres Mass als die hier beispielsweise angenommene Länge C-A geben, was leicht zu erreichen ist, .wenn man die durch Böen vermehrte Kraft X durch die Einrichtung nur teilweise vernichtet.
Seiner Ausdehnung wegen ist der hintere Rand des beweglichen Oberkörpers 2 dem Führer als bequem sichtbarer Indikator der Bewegungszustände des Flugzeuges von Nutzen. Nach eigenem Ermessen kann der Führer die Angaben der Hinterkante des Oberkörpers 2 durch Verstellen des Höhen ruders bekräftigen oder auch, z. B. beim Landen, mit demselben der Einrichtung ent gegenarbeiten.
Am Vorderteil des Segelflugzeuges gemäss Fig. 4 ist ebenfalls die hiervor beschriebene Stabilisierungseinrichtung mit den Teilen 1 bis 10 angebracht. Von dem die Verbindung der Kammer 7 mit dem den Spalt 15 aufwei senden Kopf 14 der Tragfläche T vermit telnden, einen Luftbehälter bildenden Rohr 13 ist ein schräg nach oben und nach hinten gerichteter Kanal 17 abgezweigt, dessen obere Öffnung mittelst einer Klappe 16 ab geschlossen werden kann.
Diese Öffnung wird während des Fluges durch die genannte Klappe verschlossen; nach dem Abdecken der selben kann hingegen eine grosse Menge Luft in den Kanal 17 einströmen und von da in in das Rohr 13 und in die Kammer 7 ge langen; infolgedessen kann ein Ansaugen der Dämpfungsfläche 7 nicht stattfinden. Da durch soll die Stabilität des Flugzeuges nach einer Landung erhöht werden.