DE749294C

DE749294C - Auxiliary rudder control for aircraft

Info

Publication number: DE749294C
Application number: DE1937749294D
Authority: DE
Priority date: 1937-11-17
Filing date: 1937-11-17
Publication date: 1944-11-20

Description

Hilfsrudersteuerung für Flugzeuge Die Erfindung betrifft eine Hilfsrudersteuerung für Flugzeuge mit im Steuergestänge ides Hauptruders angeordneten Federn, die erst nach Überschreiten bestimmter Steuerkräfte für das Hauptruder ein Verstellen des an die Hauptsteuerleitung angeschlossenen .Hilfsrudergestänges zulassen.Auxiliary rudder control for aircraft The invention relates to an auxiliary rudder control for airplanes with springs arranged in the control linkage of the main rudder after exceeding certain steering forces for the main rudder an adjustment of the Allow auxiliary rudder linkage connected to the main control line.

Es ist bereits bei :derartigen Hilfsrudersteuerungen bekanntgeworden, die Federn zwischen dem Hauptruder und einem das Steuergestänge für das Haupt- und Hilfsruder mit dem Hauptruder verbindenden, am Hauptruder gelenkig befestigten Hebelarm anzuordnen. Bei solchen Hilfsrudersteuerungen lassen sich jedoch :die Federn nicht ohne zusätzliche Einrichtungen ausschalten bzw. nicht jederzeit beliebig einstellen. Ferner ist die 'Nullstellung des Hilfsruders gegenüber dem Hauptruder nicht beliebig einstellbar.It has already become known with: such auxiliary rudder controls, the springs between the main rudder and one of the control rods for the main and Auxiliary rudder with the main rudder connecting lever arm articulated on the main rudder to arrange. However, with such auxiliary rudder controls: The springs cannot Switch off without additional equipment or do not set anytime at any time. Furthermore, the 'zero position of the auxiliary rudder relative to the main rudder is not arbitrary adjustable.

Demgegenüber wird .gemäß der Erfindung vorgeschlagen, die -Federn am Steuerorgan oder dessen Träger für das Hauptruder anzuordnen. Hierdurch wird erreicht, daß die Federn in Reichweite des Piloten liegen und ohne zusätzliches Gestänge auch während des Fluges leicht einstellbar sind. Ein besonderer Vorteil ist noch darin zu sehen, @daß ein Trimmen :des Hilfsruders ohne Änderung der Federspannung erfolgt. Erfindungsgemäß werden die Federn in vorteilhafter Weise zwischen .dein zweiarmigen, die Anschlüsse für die Hilfsrudersteuerleitung tragenden Fußbetätigungshehel und einem um die gleiche Achse schwenkbaren Hebel der Steuerleitung für das Hauptruder angeordnet. An Stelle des Fizßbetätigungshebels können jedoch auch kippbar gelagerte Fußrasten bekannter Bauart vorgesehen sein. Des weiteren können die Federn auch zwischen flugzeugfesten Punkten und einer um zwei sich kreuzende Achsen drehbar und scli«-enlcba r gelagerten Tragstange-angeordnet sein, die den Fußsteuerhebel und en Hauptruderhebel trägt und an dem freien Ende das Hilfsrudergestänge gelenkig angeschlossen ist.In contrast, the invention proposes the springs to be arranged on the control unit or its carrier for the main rudder. This will achieves that the springs are within reach of the pilot and without additional Rods are easily adjustable even during flight. A particular advantage can still be seen in @ that a trimming: of the auxiliary rudder without changing the spring tension he follows. According to the invention, the springs are advantageously between .your two-armed foot control lever carrying the connections for the auxiliary rudder control line and a lever of the control line for the main rudder that can be pivoted about the same axis arranged. Instead of the foot control lever, however, tiltable levers can also be used Footrests of a known type can be provided. Furthermore, the springs can also between aircraft fixed points and one rotatable around two intersecting axes and scli «-enlcba r mounted support rod-be arranged, which the foot control lever and en Main rudder lever carries and at the free end the auxiliary rudder linkage is articulated.

In der Zeichnung sind drei als Beispiel dienende Ausführungsformen des Gegenstandes der Erfindung schematisch dargestellt.In the drawing are three exemplary embodiments of the subject matter of the invention shown schematically.

Fig. i zeigt die Anordnung der Federn am Fußbetätigungshebel des Hauptruders, Fig. 2 an kippbar gelagerten Ful:;rasten und Fig.3 zwischen flugzeugfesten Punkteel und einer um zwei sich kreuzende Achsen drehbar ,und schwenkbar gelagerten Tragstange.Fig. I shows the arrangement of the springs on the foot control lever of the main rudder, Fig. 2 on tiltably mounted Ful:; snap and Fig. 3 between aircraft-fixed Punkteel and a pivotable support rod that can be rotated about two intersecting axes.

Das am Flügel i angelenkte Hauptruder 2 (Feg. i), wird über die Gestänge 5, 5' durch Verschwenken des Hebels 15 um die Achse 1q. betätigt. Wird z. B. der :Hebel 4' um die Achse 14 verschwenkt, so erfolgt eine Kraftübertragung über die Federn i i auf den Hebel 15 und von hier über die Gestänge 5, 5' auf das Hauptruder . Ist eine Kraft zur Betätigung des Hauptruders 2 erforderlich, die höher ist als die von den vorgespannten Fudern i i ausgeübte Kraft, so verändert sich die Länge der Federn i i, wodurch ein Ziig über das Hilfsrudergestänge 12 bzw. 12 ausgeübt wird und somit eine Drehung des Hilfsruders 3 gegenüber dem Hauptruder 2 einsetzt. Ist die Steuerbewegung der Ruder erfolgt, so werden die Ruder wieder in die Nullage zurückbewegt. In dieser Lage wird nun der Kraftübertragungshebel 15 in seiner Nullage durch die Federn i i gehalten. Da die Federn i i eine gewisse Vorspannung haben, sind sie bestrebt, den Kraftübertragungshebel 15 parallel zum Fußhebel d.' zu stellen. Die Einstellung der Ruder in die N ullage wird also durch die Federn i i unterstützt. Die Nullstellung des Hilfsruders 3 gegenüber dein Hauptruder 2 kann durch Verschieben des Teiles 17 gegenüber der ortsfesten Führung 18 beliebig eingestellt werden. Diese Einstellvorrichtung 17, 18 kann auch unmittelbar am Fulästeuerliebel 15 angeordnet sein, beispielsweise durch Veränderung ,der Rollen 16.The main rudder 2 (Fig. I), which is linked to the wing i, is controlled by the linkage 5, 5 'by pivoting the lever 15 about the axis 1q. actuated. Is z. B. the : Lever 4 'pivoted about the axis 14, a power transmission takes place via the Springs i i on the lever 15 and from here on the linkage 5, 5 'on the main rudder . Is a force required to operate the main rudder 2, which is higher than the force exerted by the pretensioned feet i i changes the length of the springs i i, whereby a Ziig is exerted via the auxiliary rudder linkage 12 and 12, respectively and thus a rotation of the auxiliary rudder 3 with respect to the main rudder 2 begins. If the steering movement of the rudders has taken place, the rudders return to the zero position moved back. In this position, the power transmission lever 15 is now in its zero position held by the springs i i. Since the springs i i have a certain preload, they strive to the power transmission lever 15 parallel to the foot lever d. ' to deliver. The adjustment of the rudder to the zero position is thus supported by the springs i i. The zero position of the auxiliary rudder 3 opposite your main rudder 2 can be done by moving of the part 17 relative to the stationary guide 18 can be adjusted as desired. These Adjusting device 17, 18 can also be arranged directly on Fulästeuerliebel 15 be, for example by changing, the roles 16.

Nach Fig. -2 erfolgt die Betätigung des Hilfsruders 3 bzw. der Federn ii durch eine Drehung des Teiles d' der kippbar gelagerten Fußrasten um das Teil 15. Die Federn werden also durch eine Kippbewegung betätigt.According to Fig. -2, the actuation of the auxiliary rudder 3 or the springs takes place ii by rotating part d 'of the tiltable footrests around the part 15. The springs are therefore actuated by a tilting movement.

Während nach den Ausführungsformen nach den Fig. i und -2 zur Ausschaltung der Federn i i eine besondere Feststellvorrichtung zwischen den Teilen .l.' und 1 5 erforderlich ist, können bei der Ausführungsforen nach Fig. 3 die Federn ohne zusätzliche Einrichtung lediglich durch Körperkraft des Piloten ausgeschaltet werden.While according to the embodiments according to FIGS. I and -2 for switching off the springs i i a special locking device between the parts .l. ' and 1 5 is required, in the execution forums according to FIG. 3, the springs without additional equipment can only be switched off by the physical strength of the pilot.

In Fig.3 ist der Hauptruderbetätigungsliebet 15 an einer senkrechten, bei 20, 21 drehbar gelagerten Welle 27 befestigt, welcher durch die Fußhebel an der Stange 2 gedreht werden kann. Diese Drehbewegung wird über- die Gestänge 5, 5' auf das Hauptruder 2 übertragen. Überschreitet die auf ;Jas Hauptruder 2 wirkende Luftkraft eine bestimmte Grötie, so kann die Welle 23 uni die Achse 21, 2 2 entgegen der Kraft der Fed Urn 1 i oder i i' seitlich auskippen, wodurch über das Gestänge 25, 26, 27, 28 das Hilfsrudergestänge 12 in Tätigkeit gesetzt wird und eine Drehung des Hilfsruders 3 gegenüber dem Hauptruder 2 im Sinne eines Ruderausgleichs erfolgt. Nehmen die Ruder nach erfolgter Steuerbewegung ihre Nullage wieder ein, so führen die Federn i i, i i' den Fußhebel 24 wieder in die Nullage zurück. An dem Gestänge 12 des Hilfsruders 3 kann ebenfalls wieder eine Einrichtung vorgesehen sein, um die Ausgangslage des Hilfsruders 3 gegenüber dem Hauptruder 2 in bfkannter `'eise voreinzustellen. Durch gleichmäßigen Druck des Piloten auf die bei 24 angeordneten Hebel können Schwingungen des Ruders -oder Hilfsruders nicht auftreten. Autierdein bringt die Anordnung in der Nähe des Steuerhebels -den Vorteil, daß die Federn 1 i jederzeit beliebig eingestellt werden können, ohne besonderes Gestänge o. dgl.In Fig. 3 the main rudder control lever 15 is on a vertical, at 20, 21 rotatably mounted shaft 27, which is attached by the foot lever the rod 2 can be rotated. This rotary movement is carried out via the linkage 5, 5 'transferred to the main rudder 2. Exceeds the one acting on; Jas main rudder 2 Air force a certain size, so the shaft 23 can uni the axis 21, 2 2 opposite the force of the Fed Urn 1 i or i i 'tilt to the side, causing over the linkage 25, 26, 27, 28 the auxiliary rudder linkage 12 is put into action and a rotation of the auxiliary rudder 3 takes place in relation to the main rudder 2 in the sense of a rudder compensation. If the rudders return to their zero position after the steering movement has taken place, then lead the springs i i, i i 'return the foot lever 24 to the zero position. On the linkage 12 of the auxiliary rudder 3 can also be provided again to a device the starting position of the auxiliary rudder 3 in relation to the main rudder 2 in a known manner preset. With even pressure from the pilot on the one located at 24 Levers cannot vibrate the rudder or auxiliary rudder. Autieryour the arrangement near the control lever has the advantage that the springs 1 i can be adjusted at any time without special linkage or the like.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Auxiliary rudder control for aircraft with springs arranged in the control linkage of the main rudder, which only allow adjustment of the auxiliary rudder linkage connected to the main control line after certain control forces for the main rudder have been exceeded, characterized in that the springs (ii, i i ') on the control element (.4. ') or its carrier (23) for the main rudder (2) are arranged. Device according to claim i, characterized in that the springs (ii, i i ') between the two-armed, the connections for the auxiliary rudder control line carrying the actuating lever (_I) and a lever (i5) pivotable on the same axis (1d.) Control line for the main rudder (2) are arranged. 3. Device according to claim i and 2, characterized in that in place of the foot actuation lever (d ') tiltably mounted footrests of known design are -arranged. .l. Device according to claim i, characterized in that the springs (ii, i i ') are arranged between points fixed to the aircraft and a support rod (23) rotatably and pivotably mounted about two intersecting axes, which support the foot control lever (2q.) And the main rudder lever (15) wears and on. the auxiliary rudder linkage is articulated to the free end. In order to distinguish the registration object from the state of the art, the following publications were taken into account in the granting procedure: French patent specification No. 673 574 772 122; British patent specification ..... - 383590.