DE348586C - Fluegelbeanspruchungsmesser fuer Flugzeuge - Google Patents

Description

DEUTSCHES REICH

AUSGEGEBEN AM 11. FEBRUAR 1S22

REICHSPATENTAMT

PATENTSCHRIFT

- JVl 348586 -KLASSE Wk, GRUPPE^

Firma Carl Zeiss in Jena.

Flügelbeanspruchungsmesser für Flugzeuge.

Patentiert im Deutschen Reiche vom 15. August 1919 ab.

Für diese Anmeldung ist gemäß dem Unionsvertrage vom 2. Juni 1911 die Priorität auf Grund der Anmeldung in Österreich Vom 3. Juni 1918 beansprucht.

Die tragenden Organe von Flugzeugen erhalten im allgemeinen solche Abmessungen, daß sie unter Zugrundelegung beschleunigungsfreien Fluges bei der für ihre Beanspruchung ungünstigsten Trimmlage (Längsneigung) eine gewisse, meist fünffache Bruchsicherheit aufweisen. Über etwa in der Ausübung des Fluges eintretende Beschleunigungszustände und Massenkräfte werden meist keine näheren Angaben zugrunde ge-

legt, vielmehr werden sie lediglich durch Vorschreibung der genannten Bruchsicherheit bei beschleunigungsfreiem Fluge berücksichtigt. Nun treten aber oft Zustände ein, wo die durch Trägheitskräfte bei Beschleunigungszuständen hervorgerufenen zusätzlichen Beanspruchungen sehr hohe werden. Ja, in zahlreichen Fällen ist Flügelbruch in der Luft eingetreten, weil infolge zu plötzlichen to Steuermanövers bei hoher Fluggeschwindigkeit die Sicherheitsgrenze offenbar überschritten wurde.

Den Gegenstand der Erfindung bildet ein Flügelbeanspruchungsmesser, welcher den Piloten jederzeit während des Fluges erkennen läßt, welcher Beanspruchung die tragenden Organe seines Flugzeuges mit Rücksich auf den Beschleunigungszustand ausgesetzt sind bzw. welcher Spielraum ihnen noch bis zur äußersten Beanspruchung zur Verfügung steht oder mit welcher Bruchsicherheit er jederzeit noch rechnen kann.

Erreicht könnte dies durch den Einbau von Dynamometern in alle gefährdeten Teile werden. Dies ist naturgemäß praktisch nicht ausführbar.

Erfindungsgemäß wird die Flügelbeanspruchung nicht an der im Tragsystem auftretenden Spannung gemessen, sondern an der dieser Spannung das Gleichgewicht haltenden »Gesamtmassenkraft«, wobei unter »Gesamtmassenkraft« die Resultierende aus den beiden an den Massenteilen angreifenden Kräften, nämlich dem Gewicht und der dem Bewegungszustand entsprechenden Trägheitskraft verstanden wird.

Und zwar werden von diesen Kräften nur die zur Tragflächenebene senkrechten Komponenten zur Messung herangezogen, weil nur ihre Summe die gefährliche (flächensenkrechte') Luftreaktionskomponente kompensiert.

A⁷On den Kräften, welche seitens der vorbeiströmenden Luft auf die Tragfläche einwirken, werden nur die auf der Tragflächenebene senkrecht stehenden Komponenten in den angedeuteten Fällen eine beträchtliche Vergrößerung erleiden, welche zum Bruch von Flugzeugteilen führen können, denn zur Tragflächenebene parallele Komponenten können nur in Form von Luftreibung auf die Tragfläche angreifen und daher kaum jemals gefährlich werden.

Der Flügelbeanspruchungsmesser gemäß der Erfindung besteht nun wie die bekannten Beschleunigungsmesser im wesentlichen in einem federnd aufgehängten Massensystem, dessen Schwerpunkt in der Richtung einer geraden Linie eine Bewegungsfreiheit hat.

Diese »Meßrichtung« wird bei dem Einbau des Instrumentes senkrecht oder nahezu senkrecht zur Tragflächenebene eingestellt. Damit das Massensystem des Instrumentes denselben Beschleunigungen unterliegt, die für die Tragflächenbeanspruchung des Flugzeuges ! durch Trägheitskräfte maßgebend sind, wird j der Flügelbeanspruchungsmesser in der Nähe des Flugzeugschwerpunktes untergebracht. Dann kann die in die Meßrichtung fallende Komponente von Gewicht und Trägheitskraft des im Instrument verwendeten Massensystems •durch die Spannung· einer Meßfeder kompensiert werden, und da andererseits zwischen der gekennzeichneten Komponente von Gewicht und Trägheitskraft des ganzen Flugzeuges mit der gefährlichen Komponente der Luftreaktionskraft Gleichgewicht besteht, so kann die letztere durch die Federspannung gemessen werden. An dem Massensystem des Meßinstrumentes wird dabei zweckmäßig eine Dämpfungseinrichtung vorgesehen.

In diesem Sinne ist das Zeigerwerk und die Skala so eingerichtet, daß durch die Federdeformation der Grad der gefährlichen Beanspruchung, und zwar im Vielfachen der Normalbeanspruchung, welche im beschleunigungsfreien Fluge der Gewichtskomponente allein entspricht, oder in Teilen der verbleibenden Bruchsicherheit, angezeigt wird.

Durch Verstellung der Skala des Instrumentes oder durch Regelung der Spannung bzw. Verlegung des Angriffspunktes der Feder kann das Instrument den jeweiligen Belastungen des Flugzeuges, entsprechend den verschieden großen Nutzlasten, angepaßt werden.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung kann die Masse in zwei um eine gemeinsame Achse gegenläufig drehbare Systeme von gleichem Massenmoment aufgelöst sein, die gegebenenfalls von zwei exzentrisch belasteten, hintereinander gelagerten Scheiben gebildet sind, von welchen die äußere einen mit Zeigermarke versehenen Ausschnitt besitzt, hinter welchem die auf der zweiten Scheibe angeordnete Skala erscheint.

In den Zeichnungen ist der Erfindungsgegenstand in einigen Ausführungsformen beispielsweise veranschaulicht, und zwar zeigt

Abb. ι eine schematische Vorderansicht und

Abb. 2 einen Vertikalschnitt der einen Ausführungsform,

Abb. 3 und 4 Bauarten einer anderen Ausführungsform.

Bei dem in Abb. 1 und 2 gezeichneten Ausführungsbeispiel wird die Meßmasse von zwei um den Bolzen 3 drehbar gelagerten Scheiben r, 2 gebildet, von denen die eine — 1 — durch das Gewicht 4, die andere — 2 — durch das Gewicht 5 exzentrisch belastet ist. Die Scheiben 1, 2 sind durch ein Zahngetriebe 6, 7

miteinander zwangläufig verbunden, und zwar steht die Scheibe ι durch eine Innenverzahnung mit dem Zahnrad 6 und die Scheibe 2 mit dem Zahnrad 7 in Verbindung, deren Größen derart bemessen sind, daß sich beide Scheiben stets um den gleichen Winkel drehen, und zwar in entgegengesetzter Richtung. Durch eine schräg verlaufende Feder 8 ist im vorliegenden Falle die Scheibe 1 an dem Gehäuse 9 festgelegt, so daß die gegenseitige Verdrehung der Scheiben nur unter Überwindnug der Federkraft erfolgen kann.

Durch ein an der Welle des Zahngetriebes 6, 7 aufgekeiltes Flügelrad 10 wird eine Dämpfung des Getriebes erzielt.

Die Scheibe 1 ist im vorliegenden Falle mit einem Ausschnitt versehen, der den Zeiger ι r trägt. Mit der Scheibe 2 ist ein Zifferblatt 12 verbunden, auf welchem eine entsprechende Skaleneinteilung vorgesehen ist,-von welcher, je nach der Stellung der Scheiben ι und 2 zueinander, der eine oder andere Teil durch die das Gehäuse vorne abschließende Glasplatte o. dgl. 13 sichtbar wird. , Die Wirkungsweise der Vorrichtung ist | folgende: ^:

Das Instrument ist in der Nähe des Flugzeugschwerpunktes so eingebaut, daß die Bewegungsrichtung des Schwerpunktes der ex- ; zentrisch belasteten Scheiben ungefähr senkrecht zur Tragflächenebene verläuft.

Bei normalem Geradeausflug werden die < Gewichte in einer der Gravitationskomponente charakteristischen Ruhelage durch die ■ Feder 8 gehalten. Bei einer Veränderung dieses Komponentialbetrages sowie beim j Hinzutritt der Komponente einer Trägheits- 1 kraft, sei es infolge einer Steig- oder Fall- ; beschleunigung, sei es infolge einer Flugrich- ; tungsänderung, stellen sich die Massen in j eine solche Lage ein, daß die Summe der auf- j tretenden Massenkraftkomponenten der sich ändernden Federspannung wiederum das Gleichgewicht hält. ■ ■ j

Hierbei erfolgt eine relative Verstellung | der beiden Scheiben 1 und 2 zueinander, und der Zeiger 11 zeigt den Belastungszustand auf der Skala 12 an.

Durch das die Bewegung dämpfende Windflügelrad 10 wird eine Dämpfung der Eigenschwingung des Instrumentes erreicht. Gleichzeitig und insbesondere dadurch, -daß ', das Windflügelrad ins Hohe übersetzt ist, ' wird die Eigenfrequenz des Instrumentes j derart herabgesetzt, daß keine Resonanz- j erscheinung mit den Frequenzen der periodi- j sehen Erschütterungen des Flugzeuges eintritt. ; In Abb. 3 ist eine andere, hydraulische, .' Ausführungsform dargestellt: Als Massensystem ist hier, wie dieses bei Beschleuni-' gungsmessern bekannt ist, die Masse einer Flüssigkeitssäule r verwendet." Ein Federmanometer 2 vereinigt in sich die Meßfeder mit dem Anzeigewerk. Die leicht nachgebende Membran, Kolben. o. dgl. 3 trennt die Meßflüssigkeit 1 (beispielsweise Quecksilber) von der spezifisch leichteren Sperrflüssigkeit (etwa Alkohol), welche das Manometer erfüllt. Die Membran 4 sperrt die Meßflüssigkeit gegen die äußere Atmosphäre ab. Die Membranen haben den Zweck, erstens eine bestimmte Begrenzung der Meßflüssigkeitssäule und damit den richtigen Einbau des Geräts im Flugzeug zu ermöglichen, zweitens das Quecksilber unten vom Manometer fernzuhalten und oben sein Herausfließen beim Rückenfluge zu verhindern. Die bei dieser Ausführungsform notwendige Kommunikation mit dem Außendruck zur Vermeidung einer Störung durch dessen Beeinflussung durch die Flughöhe kann übrigens auch vermieden und das Gefäß oben geschlossen werden, wenn, wie in Abb. 4 angedeutet, auch das ganze Manometer luftdicht vom Außendruck etwa durch ein Glasgehäuse 5 abgeschlossen wird.

Der Flügelbeanspruchungsmesser kann, namentlich für die Zwecke experimenteller Untersuchungen, registrierend ausgebildet werden.

Die Einstellung der Meßrichtung senkrecht zur Flügelebene ist für die Verwendung des Flügelbeanspruchungsmessers als Kontrollinstrument für den Flugzeugführer während des Fluges vorteilhaft, ist' aber kein entscheidendes Merkmal der Erfindung. Vielmehr sind auch Verwendungszwecke etwa zu wissenschaftlichen Experimenten und Messungen denkbar, bei denen die Anordnung eines oder mehrerer derartiger Instrumente mit der Meßrichtung in anderer Lage vorzunehmen wäre, wobei dann die in eben jene Richtung entfallende Komponente der Flügelbeanspruchung zur Anzeige gelangen würde.

Insbesondere ermöglicht die Anordnung eines Flügelbeanspruchungsmessers, mit der Meßrichtung senkrecht zur Flugbahn (relativen Stromrichtung), oder auch zur Propellerachse montiert, die Verwirklichung eines Verfahrens zur experimentellen Aufnahme der. ärodynamischen Charakteristik mittels eines Meßfluges mit einem beliebigen Flugzeug.

Da die vom Flügelbeanspruchungsmesser zum Ausdruck zu bringende Komponentialsumme von Schwerkraft und Trägheitskraft auch gleich ist dem Produkt aus Tragflächeninhalt, Staudruck und einer Funktion des Trimmwinkels bzw. Anstellwinkels, so läßt tau sich, sobald die ärodynamische Charakteristik eines Flugzeuges bekannt ist, aus dem Quo-

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tienten der Anzeigen von FlügelHeanspruchungsmesser und Staudruckmesser der Trimmwinkel (Anstellwinkel) selbst ableiten. Da von diesem das Maß der Längsstabilität (Trimmstabilität) in entscheidender Weise abhängt, so kann die Kombination des Flügelbeanspruchungsmessers mit einem Staudruckmesser auch direkt zu einem Trimmstabilitätsmesser ausgebildet werden.

ίο Der Flügelbeanspruchungsmesser ist, wie dargelegt, keineswegs ein reiner Beschleunigungsmesser. Denn die effektive Beschleunigung des Flugzeuges allein kann er nicht messen, nur deren Resultierende mit der nicht zur Wirksamkeit kommenden Schwerebeschleunigung. Er mißt damit die dieser Resultierenden proportionale »Gesamtmassen- · kraft« und damit die ihr das Gleichgewicht haltende »Luftkraft«.

Claims (12)

1. Patent-Ansprüche:

   ι, Flügelbeanspruchungsmesser für Flugzeuge, gekennzeichnet durch ein durch Federkraft o. dgl. ausgeglichenes Massensystem, das die Beanspruchung aus dem Anteil jener Komponenten der Schwerkraft und der Trägheitskräfte infolge Geschwindigkeits- oder Richtungswechsel, die ungefähr senkrecht zur Tragflächenprofilsehne entfallen, mißt.
2. 2. Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß die Eigenbewegungen des Massensystems gedämpft sind.
3. 3. Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Skala des Instrumentes verstellbar ist, oder mehrere Skalen vorgesehen sind, oder die Feder in ihrer Spannung oder Zugrichtung änderbar ist.
4. 4. Flügelbeanspruchungsmesser 'nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die als Meßorgan dienende Masse von zwei um eine Achse um gleiche Winkel gegenläufig drehbaren Systemen von gleichem Massenmoment gebildet wird.
5. 5. Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Massen aus zwei exzentrisch belasteten, hintereinander gelagerten Scheiben (i, 2) bestehen, von denen die äußere einen mit Zeigermarken versehenen Ausschnitt (11) besitzt, hinter welchem die auf der zweiten gegenläufig bewegten Scheibe (2) angeordnete Skala (12) erscheint.
6. 6. Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß als Massensystem eine Flüssigkeitssäule und als Feder mit Zeigerwerk ein Federmanometer verwendet wird, wobei die Dämpfung durch die Flüssigkeitsreibung hervorgebracht wird.
7. 7. Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßflüssigkeit von einer Sperrflüssigkeit, die das Manometer erfüllt, durch ein leicht bewegliches Zwischenglied (3) getrennt wird.
8. 8. Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß auch das obere Ende der Meßflüssigkeitssäule durch ein leicht bewegliches Glied (4) verschlossen wird.
9. 9. Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Federkörper des Manometers durch ein Gehäuse vollkommen luftdicht vom Außendruck und das die Meßflüssigkeit aufnehmende Gefäß oben über einen kleinen Windkessel abgeschlossen wird.
10. 10. Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß er registrierend ausgeführt ist.
11. 11. Kombination eines oder mehrerer Flügelbeanspruchungsmesser nach Anspruch i, gegebenenfalls in von der Tragflächen-Sehnennormalen abweichender Orientierung der Meßrichtung, etwa senkrecht zur Propellerachse oder zur Flugbahntangente (relativen Stromrichtung) mit einem Staudruckmesser und einem Verfahren zur Anstellwinkelbestimmung ο. dgl. zum Zwecke experimenteller Untersuchung der Tragflächeneigenschaften (insbesondere der ärodynamischen Charakteristik) im Fluge.
12. 12. Kombination des Flügelbeanspruchungsmessers nachAnspruch 1, mit einem Staudruckinstrument ο. dgl. zur Anzeige des Trimmwinkels (Anstellwinkels) oder eines Kriteriums der Trimmstabilität eines Flugzeuges.

    Hierzu 1 Blatt Zeichnungen.