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Hauptfahrwerkteil für ein Flugzeug Die Erfinduna betrifft ein im wesentlichen
unter der mittleren Längsachse eines Flugzeuges angeordnetes Hauptfahrwerkteil,
wobei auf gegenüberliegenden Seiten dieser Achse zusätzlich Fahrgestellausleger
zur Schaffung der Querstabilität angeordnet sind.
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Wenn das Flugzeug in der Luft ist und zur Landung ansetzt, ist es
zweckmäßig, daß die Auslegerteile nicht so weit wie die Hauptteile des Fahrwerks
nach unten vorstehen. Die Ausleger spielen daher während der Landung für die Stoßdämpfung
keine oder nur eine geringe Rolle, geben aber dem Flugzeug beim Stehen oder langsamen
Rollen über den Boden Querstabilität. Auch wenn das Flugzeug beim Start vor dem
Augenblick des Abhebens Geschwindigkeit gewinnt und die aerodynamische Steuerung
des Flugzeuges unzureichend ist, sorgen die Auslegerteile bis zu dem Augenblick
für Querstabilitä4 wo sie den Boden verlassen.
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Die Erfindung bringt Vorteile für ein Flugzeug mit durch aerodynamische
Flächen erzeugtem Auftrieb, insbesondere für ein Flugzeug der obenerwähnten Art,
das durch abwärts wirkende Schubvorrichtungen für senkrechtes und kurzes Starten
und Landen geeignet ist.
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Die Erfindung geht aus von einem bekannten Hauptfahrwerkteil für ein
Flugzeug, bestehend aus einer öl-Luft-Stoßdämpferstütze mit einem Bodenteil und
einer ersten Stoßdämpferkammer, aus der beim Zusammendrücken des Stoßdämpfers Flüssigkeit
durch ein Rückschlagventil in eine zweite Kammer strömt und in die bei der Ausdehnung
des Stoßdämpfers Flüssigkeit aus der zweiten Kammer durch einen Kanal mit einer
Drosseleinrichtung einströmt.
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Bei einer bekannten Anordnung für ein Flugzeug, das auf dem Deck eines
Flugzeugträgers steht, weist der Stoßdämpfer eine Ventileinrichtung auf, mit der
eine zeitweilige hydraulische Verriegelung vorgenornmen werden kann, um ein unzulässiges
Rollen des abgestellten Flugzeuges zu verhindern, wenn sich die natürliche Frequenz
der Bewegung des Flugzeugrägers nähert, wobei die Verriegelung beim normalen Start
und Landen gelöst wird. Dabei kann das Rückschlagventil als ein durch Trägheit gesteuertes
Ventil ausgebildet sein, das unter normaler statischer Last in die geschlossene
Stellung gedrückt wird, um eine hydraulische Verriegelung zwischen dem Inneren des
hohlen Kolbens des Stoßdämpfers und der Zylinderkammer aufrechtzuerhalten, wobei
die Trägheitsvorrichtung automatisch die hydraulische Verriegelung löst, wenn die
Aufwärtsbeschleunigung des Flugzeugträgerdecks gegenüber der Trägheitsvorrichtung
einen vorbestimmten Wert überschreitet, so daß eine gedämpfte Stoßdämpferbewegung
auftritt.
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Es ist Aufgabe der Erfindung, die öl-Luft-Stoßdämpferstütze, von der
die Erfindung ausgeht, derart auszubilden, daß die Ausdehnung der Stütze beim Start
bis zu einer festgelegten Belastungsgröße durch hydraulische Verriegelung verhindert
wird, wobei je-
doch die Landefläche nicht beweglich, sondern feststehend
ist. Der Zweck der Erfindung ist dabei in der Verbesserung der seitlichen Stabilität
des Flugzeuges während des Starts zu sehen, wenn die Stabilisierungswirkung der
Ausleger reduziert ist.
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Zur Lösung dieses Problems ist die Erfindung darin zu sehen, daß an
dem Fahrwerk eine von Hand vor dem Start in Betriebsbereitschaft zu setzende Steuervorrichtung
zum Schließen eines in dem Kanal an-eordneten Steuerventils angeordnet ist und eine
auf Belastungsänderungen der Stütze ansprechende Vorrichtung vorgesehen ist, die
auf die Steuervorrichtung, so einwirkt, daß bei einer Verringerung der auf das Bodenteil
wirkenden Kraft die Steuervorrichtung das Steuerventil öffnet und bei einer Steigerung
schließt.
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Eine bevorzugte Ausführungsform sieht vor, daß die auf Belastungsänderungen
ansprechende Vorrichtung ein Druckschalter ist, der auf den Flüssigkeitsdruck in
einer Kammer anspricht, in die bei der Ausdehnung des Stoßdämpfers Flüssigkeit einfließt.
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Wahlweise kann die auf Belastungsänderungen ansprechende Vorrichtung
auch aus einem an dem C
Unterteil der Stoßdämpferstütze beweglich
angebrachten Bodenfühler und einem durch die Bewegung des Bodenfühlers betätigten
Schalter bestehen.
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Zweckmäßig ist die Steuervorrichtung ein elektromagnetisch betätigtes
Schaltventil, daß das Steuerventil betäti-t und für diese Betätigung, von der auf
Belastungsänderungen ansprechende Vorrichtung schaltbar ist.
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Die Wirkun- der Steuervorrichtung besteht darin, beim Anstieg der
Motorleistung vor dem Start den unmittelbaren Auftrieb des Flugzeuges unter der
gemeinsamen Wirkung der Motorleistung und des Federungsvermögens des Hauptfahrwerkteils
bis zu dem Zeitpunkt zu verhindern, wo die Auslegerteile vom Boden abheben. So wird
zusätzliche Zeit gewonnen, während welcher der Pilot die Querstabilität durch aerodynamische
Flächen oder außen angebrachte Düsen oder Gebläse erreichen kann.
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Zwei Ausführungsformen der Erfindung in einem Hauptfahrwerkteil mit
einer öl-Luft-Stoßdämpferstütze sind in den F i g. 1 bzw. 2 der Zeichnung
bildlich dargestellt.
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F i g. 1 zeigt einen öl-Luft-Stoßdämpfer. Er besteht aus einem
Zylinder 10, der mit dem oberen Teil der Landestätze verbunden ist oder einen
Teil von ihm bildet, und einem in dem Zylinder 10 gleitbaren unteren Zylinder
11. Der Zylinder 11 ist an dem unteren Teil der Landestütze, die als
Bodenteil ein Rad 12 trägt, angebracht. Der innere Zylinder 11 enthält einen
Trennkolben 13, der in der Zylinderbohrung durch einen Dichtungsring 14 abgedichtet
ist und ein unterhalb des Kolbens befindliches Druckluftvolumen 15 von einem
oberhalb des Kolbens befindlichen Flüssigkeitsvolumen 16 trennt. Das innere
Ende des Zylinders 11 trägt einen Ring-kolben 17, der mit den Dichtun-sringen
19 und 20 nach außen gegen die Bohrun,EF , des äußeren Zylinders 10
bzw. nach innen gegen die Fläche einer Hohlstange 18 dichtet. Der Zylinder
10, die an ihm befestigte Hohlstange 18 und der Ringkolben
17 begrenzen eine erste ringförmige mit Flüssigkeit gefüllte Kammer 21. Auf
der Unterseite des Kolbens 17 ist in einem Spalt zwischen dem inneren Zylinder
11 und der Bohrung des Zylinders 10 eine, zweite untere, mit Flüssigkeit
gefüllte rinförmige Kammer 22 ausgebildet, deren Querschnittsfläche kleiner als
die der oberen Ringkammer 21 ist. Eine öffnung 23 in dem oberen Teil der
Stan,-e 18
verbindet die Ringkammer 21 mit einer mit Flüssigkeit gefüllten
mittleren Kammer 24 in der Stange 18.
Diese mittlere Kammer 24 hat auf der
Unterseite zu der Kammer 16 in einem Stirnteil 26 der Stange Steueröffnungen
25, die durch einen von einer Feder 28 belasteten Rückschlagventilkörper
27 verschließbar sind. Eine öffnung 29 in dem oberen Teil des inneren
Zylinders 11 verbindet die flüssigkeitsgefüllte Kammer 16 mit der
Ringkammer 22.
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Wenn der Stoßdämpfer zusammengedrückt wird, strömt Flüssigkeit von
der oberen Ringkammer 21 durch die öffnung 23 in die mittlere Kammer 24 und
durch die Steueröffnungoren 25. Ein Teil der Flüssigkeit tritt dann teilweise
durch die öffnungen 29 in die untere Ringkammer 22, und ein anderer Teil
verschiebt den Trennkolben 13 gegen die Federungskraft des Druckluftvolumens
15. Bei Ausdehnung des Stoßdämpfers schiebt die Feder 28 das Rückschlagventil
27 gegen die Steueröffnungen 25. Bei der normalen Aufnahme von Stößen
wird die Flüssigkeit während der Ausdehnungsbewegung des Stoßdämpfers aus den
C
Kammern 16 und 22 durch einen äußeren Umführungskanal 31 mit
einer Rückstoßsteueröffnung 32 in die obere Ringkammer 21 befördert.
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Zur Veränderung der Wirkung des Stoßdämpfers beim Starten des Flugzeuges
ist in der Leitung 31 ein Steuerventil 33 mit einem beweglichen Ventilkörper
34 angeordnet, der den Kanal 31 bei Strömungsmitteldruck auf seiner Rückseite
35 schließt, wodurch ein hydraulischer Verschluß geschaffen wird, der die
Ausdehnung des Stoßdämpfers verhindert. Der Druck wird durch ein Schaltventil
36, an das eine Druckleitun ' - 38 und eine Rückleitung
37 angeschlossen sind, zu der Rückseite 35 geleitet. Ein Ventilkörper
39 ist mit dem Anker einer Magnetspule 41 verbunden und öffnet bei Erregun
' g der Magnetspule die Druckleitung 38 zu der Hinterseite
35, während bei Nichterregung die Rückleitung 37 über das Schaltventil
mit der Rückseite 35 verbunden ist. Die Magnetspule 41 ist durch einen Steuerschalter
43 und einen damit in Serie geschalteten Druckschalter 44, die von dem Piloten zu
bedienen sind, m. it einer Stromquelle 42 verbunden. Der in den Einzelheiten nicht
gezeigte Druckschalter ist unter der Wirkung des Flüssigkeitsdruckes in der Kammer
21 normalerweise geschlossen. Wenn jedoch dieser Druck durch Verringerung der von
dem Rad 12 ausgeübten Kraft unter einen bestimmten Wert fällt, der im Vergleich
zu der normalen statischen Kraft durch das Flugzeug recht klein ist, öffnet sich
Schalter 44. Der Schalter 43 des Piloten ist normalerweise bei der stoßdämpfenden
Bewegung des Fahrwerks beim Landen und bei Rollmanövern offen. In diesem Fall ist
die Rückseite 35 des Ventilkörpers 34 mit der Rückleitung 37
verbunden,
so daß der Umführungskanal 31 offen ist. Vor dem Start schließt der Pilot
den Schalter 43, so daß die Magnetspule 41 erregt wird und sich das Steuerventil
33 schließt.
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Wenn die Leistung der Flugmotoren beim Starten ansteigt, beispielsweise
bei einem senkrecht startenden FluGzeug, wird der dem Flugzeug mitgeteilte
C C ZD Auftrieb die von dem Fahrwerk aufgenommene Belastung verringern. Da
jedoch das Steuerventil 33 geschlossen ist, kann das Druckluftvolumen
15 die Stütze 10, 11 nicht ausdehnen, wie es an sich der Fall wäre.
Während dieser vorübergehenden Zeitdauer zunehmender Leistun- wird das Flugzeug
unter der gemeinsamen Wirkung von Motorleistung und Federun-svermö-en des Hauptfahrwerkteils
so lange C bl nicht sogleich in die Höhe steigen, bis sich die Ausle-erteile
von dem Boden abheben. Nur wenn der Auftrieb das statische Gewicht des Flugzeuges
erreicht, fällt der Flüssigkeitsdruck in der Kammer 21 unter einen kritischen, der
vorbestimmten Belastung entsprechenden Wert, so daß der Druckschalter 44 geöffnet
und die Magnetspule 41 entregt wird. Das Steuerventil 33 kann sich dadurch
öffnen, und Flüssigkeit gelangt aus den Kammern, 16 und 22 in die Kammer
21, wodurch eine geringe Ausdehnung des Stoßdämpfers möglich ist. Durch die öffnung
des Ventils 33 steigt der Druck in der oberen Kammer 21, und wenn er über
den kritischen Wert steigt, schließt sich der Druckschalter, wodurch die Magnetspule
erregt und das Ventil 33 geschlossen wird. Die Ausdehnung der Stütze
10, 11 erfolgt daher über Steuerstufen, wenn die Motorleistung so weit steigt,
daß sie zur Aufnahme des statischen Gewichtes des Flugzeuges ausreicht. Das Flugzeug
wird notwendigerweise so ausgelegt, daß bei minimaler Startleistung
eine
ausreichende Steuerung der Querstabilität durch steuerbare Außendüsen oder -gebläse
geschaffen wird. Die durch das Steuerventil 33 bewirkte verzögerte Ausdehnun-
der Stütze gibt dem Piloten Zeit, festzustellen, ob die Außendüsen oder -gebläse
einen ausgeglichenen Auftrieb geben. Er kann dann Korrekturrnaßnahmen ergreifen,
um einen ausgeglichenen Auftrieb für die Zeit sicherzustellen, wenn die volle Startleistung
erreicht ist.
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In der Konstruktion der F i g. 2 sind die gleichen Teile wie
in F i g. 1 ebenso numeriert. Das Schaltventil 36 enthält in diesem
Fall einen Ventilkörper 39, der durch die Magnetspule 41 in Abhängigkeit
der Bewegung eines Bodenfühlers 47 gesteuert wird, C im
welcher an dem unteren
Teil 11 der Stütze drehbar angebracht ist. Dieser Fühler 47 schließt einen Schalter
48, wenn das Rad 12 mit dem Boden in Eingriff kommt. Der Fühler ist jedoch so angeordnet,
daß er bei Zunahme des Abstandes zwischen Rad und Boden über einen gegebenen Wert
sich um seine Achse C im
49 dreht und den Schalter 48 öffnet. Dadurch
wird der Stromkreis durch die Magnetspule geöffnet, so daß der Ventilkörper
39 die Rückleitung 37 durch das Schaltventil 36 zu der hinteren
Fläche 35 des Ventilkörpers 34 freigibt und dadurch den Umführungskanal
31 öffnet. Die Stütze 10, 11 kann sich dann um eine Stufe ausdehnen,
bis sich der Fühler 47 bei Bodenberührung dreht und den Schalter 48 schließt, die
Magnetspule 41 erregt, so daß das Steuerventil 33
durch den Strömungsmitteldruck
aus Leitung 38 geschlossen wird. Die Arbeitsweise wiederholt sich, bis die
volle Ausdehnung erreicht ist.
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Eine Veränderung der Ausführungsform der F i ca. 2 ist dadurch möglich,
daß der Fühler 47 den Schalter 48 in Abhängigkeit einer teilweisen Verrinaeruno,
der von dem Rad 12 ausgeübten Kraft öffnet. C ID Das ist auf einer harten
Landebahn möglich und hängt davon ab, daß dem Luftreifen des Rades eine wesentliche
Federungsbewegung zwischen dem unbelasteten und dem vollbelasteten Zustand möglich
ist. Der Bodenfühler 47 betätigt dann den Schalter 48 bei einem vorbestimmten Abstand
des unteren Stätzenteils 11 von der Landefläche.
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Die Steuerung der Ausdehnung des Hauptfahrwerkteils ist auch bei einem
kurz startenden Flugzeug oder einem üblichen Flugzeug verwendbar, wo der Auftrieb
weni-stens teilweise durch Flügelflächen erfolgt, die jedoch vor Erreichen einer
bestimmten Luft-C a S
..e chwindigkeit keine ausreichende Steuerung der Querstabilität
ermöglichen.