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Tiefe sich über höchstens 10% der Flügeltiefe erstreckende Klappen oder Schiebern bestehen, die gewöhnlich in der Flügeloberfläche liegen und wechselseitig aus dem Flügelrücken aufrichtbar sind.
Werden diese Störflächen aus der Saugseite eines Flügelendes aufgerichtet, so zerstören sie den Strö- mungsverlauf und damit den Auftrieb an diesem Flügelende und verursachen so die Erzeugung eines
Rollmomentes und eine Drehung des Flugzeuges um seine Längsachse.
Quersteuereinrichtungen dieser Art haben gegenüber den gewöhnlichen Querrudern den Vorteil guter Wirksamkeit im überzogenen Flugzustand, dagegen den Nachteil, dass der Verlauf des Rollmomentes in Abhängigkeit vom Ausschlag der Störfläche insbesondere für kleine Anstellwinkel des Flugzeugflügels ungünstig ist, weil kleine Ausschläge der Störflächen unwirksam sind und diese Unwirksamkeit den Flugzeugführer zu hastigen Steuerbewegungen verleitet.
Diesem Übelstand wird gemäss der Erfindung dadurch abgeholfen, dass die Quersteuereinrichtung der eingangs bezeichneten Art so ausgebildet wird, dass einem gleichmässigen Zuwachs des Steuerorganausschlages ein abnehmender Zuwachs der heraustretenden Störfläche entspricht.
Gemäss einer Ausführungsform der Erfindung sind die Störflächen quer zur Spannweite in zwei oder mehrere Teile geteilt, wobei geringen Ausschlägen des Steuerorgans das Aufrichten einer der Teilflächen entspricht, und der oder die restlichen Teile der Störflächen erst durch grössere Ausschläge des Steuerorganes nach ganz oder teilweise aufgerichteter erster Teilfläche aufrichtbar sind.
Gemäss einer andern Ausführungsform der Erfindung ist das Steuerorgan mit der Störfläche durch ein Getriebe verbunden, das bei Bewegung des Steuerorganes aus der Nullstellung diese Bewegung anfänglich mit einer grossen Übersetzung und nachfolgend mit einer geringeren Übersetzung auf die Störfläche überträgt.
Gemäss einer andern ausführungsform der Erfindung ist die Störfläche verwindbar und mit dem Flügel an einer Kante gelenkig oder starr verbunden. Beim Aufrichten wird die Störfläche so verwunden, dass die Strömung der Flügelsaugseite zuerst in dem Bereich des am weitesten aufgerichteten Teiles der Störflächenspannweite gestört wird. Das allmähliche Aufrichten der übrigen Teile der Störflächenspannweite hat einen besonders stetigen wünschenswerten Verlauf der Rollmomentencharakte- ristik zur Folge. Dadurch, dass man es in der Hand hat, die Störfläche in beliebiger Weise zu verwinden, wird es meistens gelingen, den gewünschten Verlauf des Rollmomentes zu erzielen.
Unterstützen kann man diese Wirkung noch dadurch, dass man der freien Kante der Störfläche einen geeigneten Kurvenverlauf gibt, d. h. Störflächen verwendet, deren Tiefe sich längs der Spannweite verändert.
Gemäss einer andern Ausführungsform der Erfindung ist die Störfläche aus einem Spalt der Flügeloberfläche hochschiebbar, u. zw. derart, dass einem anfänglichen Ausschlag des Steuerorganes das Hochschieben des einen Endes und einem weiteren Ausschlag des Steuerorganes das Hochschieben des restlichen Endes der Störfläche entspricht. Es stört also zuerst ein Teil der Spannweite der Störfläche die Strömung, während die restlichen Teile der Spannweite derart nachfolgen, dass ein gewünschter Verlauf des Rollmomentes über dem Ausschlag des Steuerorganes entsteht.
Fig. 1 ist ein Diagramm, welches den Verlauf des Rollmomentes in Abhängigkeit vom Ausschlag der Störfläche für die eingangs erwähnte bekannte Quersteuereinriehtung darstellt. Fig. la
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ist eine Nebenfigur zur Fig. 1, um die Bedeutung der Winkel < x und ss in Fig. 1 zu erläutern. Fig. 2 ist ein Diagramm, das mit gestrichelten Linien den gewünschten und mit vollen Linien den bisher bekannten Verlauf des Rollmomentes angibt. Fig. 3 ist ein Diagramm, aus dem die Voreilung der Störfläche ersichtlich ist, die notwendig ist, um den gewünschten gestrichelten Verlauf des Rollmomentes gemäss Fig. 2 durch eine veränderliche Übersetzung zwischen Störfläche und Steuerorgan zu erzielen.
Fig. 4 ist ein Diagramm, das die Wirkungsweise einer in zwei Teile geteilten Störfläche zeigt. Fig. 5 ist ein schematischer Schnitt durch einen Flügel mit Auftriebklappe und Störfläche.
Fig. 6 ist der Grundriss einer Flügelhälfte mit einer gemäss der Erfindung geteilten Störfläehe. Die Fig. 7-10 zeigen verschiedene Steuerungen, mit Hilfe deren eine erfindungsgemässe Übersetzung zwischen der Bewegung des Steuerorganes und der Störfläche erzielt wird. Fig. 11 ist die schau- bildliche Ansicht eines Flügelendstückes, das mit einer ungeteilten verwindbaren Störfläche ausgerüstet ist. Fig. 12 zeigt eine Ausführungsform einer Steuervorrichtung, die eine Störfläche gemäss Fig. 11 verwindet.
Die Fig. 13,14 und 15 zeigen die Bewegung einer Störfläche, die durch einen Spalt der Flügeloberfläche derart hindurchgesteckt wird, dass nacheinander Teile der Störfläehenspannweite zur Wirkung kommen, so dass ein gewünschter Verlauf des Rollmomentes erzielt wird.
In Fig. 1 sind Kurven wiedergegeben, welche bei Quersteuereinrichtungen der eingangs bezeichneten Art den Verlauf des Rollmomentes (Ordinate) in Abhängigkeit vom Storfläehenausschlag ss (Abszisse) für verschiedene Anstellwinkel α des Flügels darstellen. Fig. la zeigt eine schematische Seitenansicht des Flügels zur Erläuterung der Winkelbezeichnungen α und ss der Fig. 1.
Die Rollmomenteneharakteristik der Störflächen gemäss Fig. 1 zeigt für kleine Anstellwinkel q, des Flugzeugflügels einen Verlauf, der besonders ungünstig ist. Mit kleinen Störflächenausschlägen ss wird das Rollmoment zuerst negativ und steigt dann langsam an. Diese Rollmomentencharakteristik wurde aus Windkanalversuchen gewonnen und ist in Wirklichkeit am fliegenden Flugzeug nicht so ungünstig. Da mit dem Ausschlag der Störflächen zugleich ein Wendemoment auftritt, das das Flügelende, das absinken soll, abbremst, ist in Wirklichkeit im Fluge das Auftreten negativer Rollmomente nicht bemerkbar.
Immerhin ist die Unwirksamkeit des Ausschlages der Störflächen bis zu 100 insofern recht unangenehm, weil der Flugzeugführer einen beträchtlichen Weg (etwa 20% des Gesamtsteuerweges) zurücklegen muss, ohne eine Steuerwirkung zu erreichen. Diese wie ein toter Gang empfundene Charakteristik verleitet den Flugzeugführer zu hastigen Steuerbewegungen und ist nicht dazu angetan, die Flugsicherheit zu erhöhen.
In Fig. 2 ist als Ordinate wie in Fig. 1 das Rollmoment und als Abszisse der Störflächen- bzw.
Steuerorganausschlag aufgetragen. Die volle Kurve K in Fig. 2 zeigt wieder die Rollmomenten- charakteristik der bekannten Quersteuereinrichtung, während die gestrichelte schräge Gerade K'den erwünschten Verlauf der Charakteristik zeigt. Die Erfindung gibt der Kurve K eine günstigere Form und es ist sogar möglich, K durch K'zu ersetzen.
In Fig. 5 ist ein Flügelschnitt dargestellt, in Fig. 6 der Grundriss einer Flügelhälfte. Die übliche Landungsklappe a dient in bekannter Weise zur Erhöhung des Auftriebes ; sie kann sieh, da die üblichen
Querruder entfallen, längs der ganzen Flügelspannweite erstrecken und auf diese Weise zum grösst- möglichen Auftrieb des Flügels ausgenutzt werden. Die Störflächen b erstrecken sich über annähernd den gleichen Bereich der Spannweite wie die Querruder üblicher Bauart. Ihre Tiefe beträgt etwa 5-10% der Flügeltiefe. Die Störfläehen b sind gemäss der Erfindung in zwei oder mehrere Teile quer zur Spannweite geteilt.
Bei einer Teilung in zwei Teile b1 und b2, wie in Fig. 6, erhält das äussere Stück b, vorzugsweise eine geringe Spannweite (etwa 30%).
Dieser der Flügelspitze nähere äussere Teil b1 öffnet sich bereits bei geringen Ausschlägen des Steuerorganes vollständig und bleibt in dieser aufgerichteten Lage während der Weiterbewegung des Steuerorganes stehen. Bei grösseren Ausschlägen des Steuerorganes folgt sodann das Aufrichten des Teiles b2 nach. Die Wirkung dieser in zwei Teile geteilten Störfläche gemäss Fig. 6 ist in Fig. 4 dargestellt, in welcher als Abszissen die Steuerorganausschläge und als Ordinaten die Rollmomente aufgetragen sind. Bei kleinen Ausschlägen des Steuerorganes tritt der Teil b1 der Störfläche sofort in Wirkung und der unwirksame Bereich der Rollmomentencharakteristik wird so sehr verkleinert, dass er praktisch nicht bemerkbar ist.
Kurz bevor die Störfläche & i die Stellung des grössten mit ihr erzielbaren Rollmomentes erreicht hat, wird der Teil b2 ebenfalls aufgerichtet und wenn der Teil b2 seinen unwirksamen Bereich zurückgelegt hat, hat der Teil b1 die Stellung seines grössten Rollmomentes erreicht und behält diese Stellung bei, während der Teil b2 oder bei Anordnung mehrerer Teilfläehen die restlichen Teile aufgerichtet werden. Die Rollmomente, die durch die Teilflächen & i und b2 oder deren mehrere erzeugt werden, addieren sich zu einem in Fig. 4 mit gestrichelten Linien dargestellten Verlauf des Gesamtrollmomentes.
Eine ähnliche Veränderung des Rollmomentes in Abhängigkeit vom Ausschlag des Steuerorganes lässt sich dadurch erzielen, dass man das Übersetzungsverhältnis zwischen dem Ausschlag des Steuerorganes und dem Ausschlag der Störfläche veränderlich gestaltet. Im Diagramm gemäss Fig. 2 ist dargestellt, wie man das jeweils notwendige Übersetzungsverhältnis ermittelt. Um beispielsweise ein Rollmoment von der Grösse c zu erzeugen, bedarf es eines Ausschlages der Störfläche um x Grad, entsprechend dem Punkt P der Kurve K. Die Gerade gleichen Rollmomentes schneidet den
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gewünschten gestrichelt gezeichneten Rollmomentenverlauf K'in einem Punkte P', dem ein Ausschlag des Steuerorganes um y Grad entspricht.
Der horizontale Abstand P'P = z der beiden Kurven gemäss Fig. 2 gibt also die jeweilige Ausschlagdifferenz z von Steuerorgan und Störfläche an. In Fig. 3 ist die Voreilung z des Störflächenausschlages gegenüber dem Steuerorganausschlag (Ordinate) in Abhängigkeit vom Ausschlag y des Steuerorganes (Abszisse) aufgetragen.
In Fig. 7 ist ein Ausführungsbeispiel für eine Steuerung einer Störfläehe mit veränderlichem Übersetzungsverhältnis gemäss der Erfindung dargestellt. In der Aussenhaut d des Flügels liegt die Störfläche b, die um die Achse e drehbar ist. Innerhalb des Flügels ist ein Winkelhebel/gelagert, der an einem Schenkel eine Rolle g trägt und an dessen anderem Ende ein Seilzug oder Gestänge h angreift, das zu dem Steuerorgan am Führersitz führt. Die Rolle g liegt in der Nähe der Achse e an der Stör- fläche b an. Wird das Seil oder die Stange h gezogen, so drückt der Winkelhebel t mittels der Rolle g
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schlägen des Steuerorganes im Bereich der Nullstellung grosse Ausschläge der Störflächen entsprechen.
Dadurch, dass der Abstand der Rolle g von der Achse e sehr gering ist in der Nullstellung und sich bei grösseren Ausschlägen der Störflächen bzw. des Steuerorganes vergrössert, ändert sich das Übersetzungsverhältnis vom Steuerorgan zur Störfläche. In vielen Fällen wird sich mit dieser einfachen Anordnung gemäss Fig. 7 bereits eine befriedigende Charakteristik erzielen lassen. Durch Anbringung einer Kurven-
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nisses zwischen Steuerorgan und Störfläche die gewünschte Charakteristik zu erzielen. Es empfiehlt sich aber, ausserdem die Störflächen gemäss der Erfindung zu unterteilen. Dies hat seinen Grund darin, dass durch die hohe Übersetzung bei kleinen Ausschlägen grosse Steuerkräfte am Steuerorgan auftreten.
Durch Unterteilung der Störflächen tritt eine gleichmässigere Verteilung der Steuerkräfte beim Ausschlag des Steuerorganes auf. Dadurch wird eine sanfte und bequeme Bedienung gewährleistet.
Bei einer Steuerung gemäss der Erfindung empfiehlt es sich, nur die Störfläche, die zuerst aufgerichtet wird, hoch zu übersetzen, d. h., schon bei geringen Steuerausschlägen schnell zu öffnen. Die restlichen Störflächen lässt man zweckmässigerweise allmählich einsetzen. Das hat den Vorteil, dass beim jedesmaligen Einsatz der restlichen Störflächenteile keine plötzliche Erhöhung der Steuerkräfte auftritt und dass die resultierende Rollmomentencharakteristik, die ja die Summe der Einzelcharakte- ristiken darstellt, wegen des sanften Einsatzes der restlichen Störfläche einen erwünscht stetigen Verlauf erhält.
Diese Regeln gelten bei ungeteilten Störflächen und oder solchen, die durch einen Spalt der Flügeloberfläche hindurchgesteckt werden, in analoger Weise : Man wird das erste in Wirkung tretende Stück der Störflächenspannweite verhältnismässig schnell aufrichten und die restlichen Teile der Spannweite kontinuierlich hinzutreten lassen.
In den Fig. 9 und 10 ist ein Ausführungsbeispiel dafür dargestellt, wie man durch verschiedenartige Ausbildung von Nocken k das Übersetzungsverhältnis für verschiedene Teile einer verwindbaren
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flachgekrümmten Flanke versehen. Er dreht sich um die Achse l, die im Flügel gelagert ist. Bei einer geringen Drehung des Nockens k aus der mit vollen Linien gezeichneten Nullstellung öffnet sich die Störfläche b bereits sehr bald. Der Nocken k gemäss Fig. 10 weist eine stark gekrümmte Flanke auf.
Einer Drehung des Nockens k gemäss Fig. 10 entspricht eine viel langsamere Winkelbewegung der Störfläche b. Man wird also bei der Betätigung mehrteiliger Störflächen die zuerst sich öffnende Störfläche durch einen Nocken nach Art der Fig. 9, für die restlichen Störflächenteile Nocken von der in Fig. 10 dargestellten Form verwenden.
Zur Erzielung der Übersetzungsverhältnisse, die gemäss der Erfindung gefordert werden, gibt es unendlich viele, jedem Fachmann geläufige Lösungsmittel.
Gemäss der Erfindung kann der gewünschte Verlauf des Rollmomentes in Abhängigkeit von der Betätigung des Steuerorganes auch dadurch erzielt werden, dass die Störflächen durch geeignete Bewegung und oder durch geeigneten Umriss der hervorstehenden Kanten der Störflächen diese Störflächen während des Aufrichtens zuerst an Teilen Ihrer Spannweite zur Wirkung kommen und die übrigen Teile der Spannweite in geeigneter Weise hinzutreten. In den Fig. 11-15 ist dargestellt, wie man durch geeignete Bewegung nacheinander Teile der Störflächenspannweite in Wirkung treten lassen kann. Gemäss Fig. 11 ist ein Strömungsstörer b angeordnet, der um seine Längsrichtung verwindbar ist. Der Strömungsstörer ruht in der Nullstellung innerhalb der Flügelhaut.
Mit der Betätigung des Steuerorganes wird zuerst das Ende m der Störfläche b aufgerichtet, während das Ende n noch in oder auf der Flügelfläche liegt. Die wirksame Fläche des Strömungsstörers wird durch das Aufrichten immer grösserer Teile der Spannweite des Strömungsstörers derart in Abhängigkeit vom Ausschlag des Steuerorganes vergrössert, dass eine gewünschte Verteilung des Rollmomentes erzielt wird.
Im vollaufgerichteten Zustand nimmt der Strömungsstörer b die mit punktierten Linien gezeichnete Stellung ein. Mit vollen Linien ist der Strömungsstörer im halbaufgerichteten Zustand dargestellt.
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Das Aufrichten des Strömungsstörers b geschieht gemäss Fig. 12 durch vier auf der Achse 0 befestigte Nocken'Pt-P4.'Durch Drehung der Nockenwelle o entgegen dem Uhrzeigersinn wird zuerst von dem Nocken pi ein Ende des Strömungsstörers aufgerichtet. Bei weiterer Drehung richten die andern Nocken die restlichen Teile des Strömungsstörers nacheinander auf. Mit gestrichelten Linien sind die den Nocken p2, p3 und p4 zugeordneten Querschnitte des Strömungsstörers in verschiedenen Lagen dargestellt.
Der Strömungsstörer b ist an seiner Vorderkante q mit der Flügelaussenhaut gelenkig oder starr verbunden und ist wegen seiner Elastizität bestrebt, in seine Lage in der Flügeloberfläche zurückzukehren. Die Federkraft des Strömungsstörers b kann durch Hilfsfedern verstärkt werden.
Die freie Kante r des Strömungsstörers kann zwecks weiterer Beeinflussung der Rollmomenteneharakteristik eine geeignete Kurvenbahn aufweisen.
Gemäss den Fig. 13-15 wird der Strömungsstörer b durch einen Spalt der Flügeloberfläche hoehgesehoben, u. zw. gemäss der Erfindung derart, dass zuerst ein Ende (Fig. 14) angehoben wird und durch den weiteren Ausschlag des Steuerorganes das zweite Ende nachbewegt wird (Fig. 15).
Die Bewegung der Störfläche b durch die Aussenhaut d hindurch geschieht in der Weise, dass die Stange s, die mit Gleitbahnen Zi und % versehen ist, durch eine Verschiebung in axialer Richtung die Zapfen U1 und ii, der Störfläche b nacheinander anhebt. Die Stange s ist in irgendeiner Weise mit dem Steuerorgan verbunden. Durch verschiedene Formen der Kurvenbahnen Si und sa sowie durch Veränderung der Entfernung der beiden Kurvenbahnen z1 und % voneinander, kann man jede beliebige Bewegungsform des Strömungsstörers b erzielen. Die oben liegende Kante des Strömungsstörers b kann nach einer Kurve gebildet werden, die ihrerseits zur Veränderung der Rollmomentencharakteristik beiträgt.
So wird es unter Umständen empfehlenswert sein, den zuerst auftauchenden Teil der Störflächen mit etwas grösserer Tiefe auszustatten, als den restlichen, um den flachgeneigten Teil der Rollmomentencharakteristik am Anfang der Störflächenbetätigung steiler zu gestalten.
Es ist nicht notwendig, dass der zuerst betätigte Teil der Störfläche bei irgendeiner der beschriebenen Ausführungsformen der dem Flügelende nächstliegende ist. Es kann ein mittlerer oder ein dem Rumpf nächstliegender Teil der Störfläehe sein.
Für Flugzeuge, bei denen die Inkaufnahme einer geringen Widerstandserhöhung zulässig ist, lässt sich die gewünschte Rollmomentencharakteristik auch dadurch erreichen, dass eine oder mehrere Störflächen schon in der Nullstellung nur so weit vorstehen bzw. ganz oder teilweise so weit geöffnet sind, dass sie gerade noch kein Rollmoment erzeugen, demnach noch keine Verminderung des Auftriebes herbeiführen. Wenn man solche Störflächen etwas weiter öffnet, befinden sie sich sofort in
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Masse ansteigt.
Die dargestellten Betätigungsvorrichtungen sind nur Beispiele einer grossen Zahl möglicher Lösungen. An Stelle der in Fig. 12 dargestellten Nocken p kann eine mit einer Schneckenfläche versehene Walze treten. Die Steigung dieser Schneekenfläehe braucht über die ganze Länge nicht konstant zu sein. Die Betätigung der Störfläehen kann durch Hebel-und Kurbeltriebe aller Art erfolgen. Es ist vor allem auch möglich, sowohl das Aufrichten und das Verwinden, als auch das Hochschieben der Strömungsstörer auf hydraulischem Wege durch Kolben und Zylinder oder auf pneumatischem Wege durch Blasebälge, die längs der Spannweite unterteilt sind, zu bewerkstelligen.
Bei hohen Anstellwinkeln befindet sich an der Stelle, an welcher die Störfläehen liegen, das Gebiet grössten Unterdruckes. Man muss also, um ein unfreiwilliges Aufrichten der Störflächen zu verhüten, diese mit einer Feder, einem Gewicht od. dgl. belasten. In gewissen Fällen ist aber das selbsttätige Aufrichten der Störflächen sehr erwünscht. Durch richtige Bemessung der die Störfläehen in ihre wirkungslose Lage ziehenden Federn lässt sich ohne weiteres erreichen, dass bei hohen Geschwindigkeiten und grossen Anstellwinkeln die Störflächen durch die Luftkräfte selbsttätig aufgerichtet werden.
Das heisst also, beim Abfangen aus dem Sturzflug oder ähnlichen Flugzuständen, in denen bei grossen Geschwindigkeiten grosse Anstellwinkel, also sehr unerwünschte hohe Auftriebe erreicht werden, wird bei Anordnung der Störflächen dieser Auftrieb zumindest an den Flügelenden, wo er die grössten Biegemomente erzeugen würde, sehr stark vermindert. Bei Anordnung der Quersteuereinrichtung gemäss der Erfindung wird also den genannten gefährlichen Flugzuständen in wirktmgsvoller Weise begegnet und es ist sogar möglich, das Tragwerk von Flugzeugen mit den Merkmalen der Erfindung schwächer zu dimensionieren, da die hohen Biegemomente, mit denen normale Tragwerke rechnen müssen, bei Flugzeugen mit der erfindungsgemässen Quersteuereinriehtung nicht auftreten können.
PATENT-ANSPRUCHE :
1. Quersteuereinrichtung für Flugzeuge, bei der schmale, in ihrer Tiefe sich über höchstens 10% der Flügeltiefe erstreckende Strömungsstörfläehen, die gewöhnlich in der Flügeloberfläche liegen, wechselseitig aus dem Flügelrüeken aufrichtbar sind, dadurch gekennzeichnet, dass einem gleichmässigen Zuwachs des Steuerorganausschlages ein abnehmender Zuwachs derheraustretenden Störfläche entspricht.