Titel: SCHMIDT: Das Flugzeug-Fahrgestell.
Autor: Anonymus
Fundstelle: 1919, Band 334 (S. 175–178)
URL: http://dingler.culture.hu-berlin.de/article/pj334/ar334047

Das Flugzeug-Fahrgestell.

Von Dr. Fritz Schmidt, Berlin.

Von dem Fahrgestell eines Flugzeuges wird zunächst verlangt, daß es bei geringem Gewicht und kleinem Luftwiderstand genügend widerstandsfähig ist, um die beim Rollen des Flugzeuges, namentlich auf unebenem Gelände, sowie beim Landen auftretenden Zug- und Druckkräfte aufzunehmen. Außerdem muß es imstande sein, die beim Landen des Flugzeuges vorhandenen erheblichen Energiebeträge in kürzester Zeit aufzuzehren, damit die durch die Landungsstöße auftretenden Beanspruchungen des Flugzeuges möglichst gering ausfallen und ferner auch zu große Auslaufstrecken vermieden werden.

Beim Landen eines Flugzeuges sind wirksam die folgenden Kräfte:

  • 1. das im Schwerpunkt S angreifend zu denkende Eigengewicht G (Abb. 1),
  • 2. der schädliche Luftwiderstand W2, dessen Angriffspunkt im sogenannten Druckmittelpunkt D des resultierenden Luftwiderstandes angenommen werden kann und der durch die Zugkraft P der arbeitenden Luftschraube zu überwinden ist und
  • 3. der Widerstand der rollenden Reibung R zwischen den Lauf rädern und dem Erdboden. Daneben spielt die Trägheit der Flugmasse m des mit der Landungsgeschwindigkeit v begabten Flugzeuges eine wichtige Rolle.
Textabbildung Bd. 334, S. 175
Textabbildung Bd. 334, S. 175

Bezeichnet man die senkrechte und die wagerechte Komponente der Landungsgeschwindigkeit v mit v1, v2 (Abb. 2), so ist, wenn ß der Neigungswinkel der Längsachse des Flugzeuges mit der wagerecht gedachten Erdoberfläche bedeutet, v1 = v sin ß, v2 = v cos ß. Von diesen beiden Geschwindigkeitskomponenten führt die senkrechte v1 den Landungsstoß herbei, während die wagerechte v2 die Größe der Auslaufenergie bestimmt. Bei gegebener Landungsgeschwindigkeit v sind daher v1, v2 und daher auch die Wucht des Stoßes und die Auslaufenergie von der Größe des Neigungswinkels ß abhängig, und zwar wird Es um so größer und Ew um so kleiner, je größer ß ist.

Bildet beispielsweise die Längsachse des Flugzeuges mit der Erdoberfläche einen Winkel ß = 10° und wird eine Landungsgeschwindigkeit v = 15 m/sec angenommen, dann ist: v1 = 2,6 m/sec, v2 = 14,8 m/sec.

Mit wachsendem Neigungswinkel ß ändert sich v1, v2 wie folgt:

ß 10° 15° 20° 25°
v 1 2,6 3,9 5,1 6,3 m/sec
v 2 14,8 14,5 14 13,6 m/sec.

Führt man zur besseren Veranschaulichung die der Geschwindigkeit v1 entsprechende Fallhöhe h ein, so bestimmt sich diese aus . Für die genannten Werte des Neigungswinkels wird dann , h15 = 0,77 m, h20 = 1,32 m, h25 = 2 m.

Hat das Flugzeug ein Gesamtgewicht G = 1000 kg, dann wird die durch die senkrechte Geschwindigkeit v1 hervorgerufene lebendige Kraft , den genannten Werten des Neigungswinkels entsprechend Es10 = Gh10 = 340 mkg, Es15 = 770 mkg, Es20 = 1320 mkg, Es25 = 2000 mkg. Da also der den Landungsstoß hervorrufende Energiebetrag Es mit wachsendem Neigungswinkel ß zunimmt, so muß der Flugzeugführer bestrebt sein, die Flugbahn vor der Landung stark abzuflachen und durch richtige Bedienung des Höhensteuers das Flugzeug möglichst in tangentialer Richtung mit der Erdoberfläche in Berührung zu bringen.

Der Betrag an Auslaufenergie ergibt sich für die vier Fälle zu:

Ew20 = 9989 mkg, Ew25 = 9427 mkg.

Wenn auch der schädliche Luftwiderstand W2 nach Aufsetzen des Flugzeuges auf den Erdboden durch das allmähliche Hinübergehen der Flugzeugzelle in die nach hinten geneigte Lage vermehrt wird, was eine teilweise Vernichtung der lebendigen Kraft zur Folge hat, und wenn auch die rollende Reibung zwischen Laufrad und Erdboden sowie die gleitende Reibung zwischen der Schwanzkufe a (Abb. 1) und dem Boden einen Teil der Auslaufenergie aufzehrt, so ist der durch das Fahrgestell aufzunehmende Energiebetrag, wenn die Auslaufstrecke nicht zu groß sein soll, immer noch sehr beträchtlich. Neben einer guten Widerstandsfähigkeit sind also an ein brauchbares Fahrgestell hauptsächlich die Bedingung einer guten Aufnahme des Landungsstoßes bei verschieden großem Neigungswinkel ß und einer größtmöglichen Aufzehrung der Auslaufenergie zu stellen. Außerdem soll es bei einer einseitigen Beanspruchung – sei es, daß ein Rad beim Rollen auf unebenem Gelände in eine Vertiefung oder auf eine Erhöhung kommt, oder daß das Flugzeug beim Landen einseitig aufsetzt – ein übermäßig großes Hinüberneigen der Tragflächen zur Seite und damit ein Berühren mit dem Erdboden, d.h. eine Beschädigung, sowie ferner ein Ausbrechen des Flugzeuges aus der Laufbahn verhindern.

Bei den bisher am meisten angewendeten Fahrgestellen wird zur Erfüllung der ersten Hauptbedingung, der Aufnahme des Landungsstoßes sowie von Erschütterungen, die durch Unebenheiten des Bodens hervorgerufen werden, eine Gummiabfederung eingeschaltet, und zwar einmal durch Anordnung einer starken Gummibereifung f (Abb. 3), die eine Formänderung bei der Beaufschlagung der Räder gestattet, und zweitens durch |176| elastische, aus Gummibändern d (Abb. 3), Stahlspiralen oder Aehnlichem bestehende Aufhängung der Laufradachse an den mit dem Rumpf starr verbundenen Fahrgestellstreben.

Die Auslaufenergie wird zum Teil durch die rollende Reibung zwischen den Laufrädern und dem Erdboden und durch die gleitende Reibung zwischen der elastisch aufgehängten Schwanzkufe a (Abb. 1) und dem Boden, zum Teil auch durch das wenn auch nur geringe Nachgeben der elastisch aufgehängten Laufradachse sowie durch den schädlichen Luftwiderstand W2 namentlich der nach hinten geneigten Tragflächen aufgezehrt.

Bei einigen Bauarten befindet sich in der Mitte der Laufradachse noch ein vom Führersitz aus zu betätigender Bremssporn b (Abb. 3), der beim Auslaufen des gelandeten Flugzeuges sich mit seiner Spitze in die Erde eingräbt und dadurch eine nicht unwesentliche Verringerung der Auslaufstrecke herbeiführt. Der Bremssporn, der jetzt immer seltener angewendet wird, hat jedoch den Nachteil, daß bei seinem Eingraben in den Erdboden die plötzlich auftretende starke Bremswirkung Stöße im Fahrgestell hervorruft, was ein Nachvornkippen und Ueberschlagen des Flugzeuges zur Folge haben kann.

Ein Uebelstand der Fahrgestelle mit festen Streben und elastisch aufgehängter Laufradachse besteht darin, daß bei einer einseitigen Beanspruchung die senkrecht zur Rumpfmitte angeordnete Laufradachse in eine schräge Lage gebracht wird, wodurch ein Drehen bzw. eine Richtungsänderung, d.h. ein Ausbrechen des Flugzeuges aus seiner geraden Laufbahn, hervorgerufen werden kann.

Textabbildung Bd. 334, S. 176

Von den vielen Fahrgestellbauarten, die im Laufe der Kriegsjahre entstanden sind, ist besonders das „Otwi-Flugzeug - Sicherheitsfahrgestell System Gurth – Dr. Sprenger recht beachtenswert, zumal es sich in der Praxis bereits bewährt hat. Es zeichnet sich vor allem dadurch aus, daß es nicht nur die beiden Hauptbedingungen, gute Aufnahme des Landungsstoßes durch eine kräftige und dabei äußerst empfindliche Abfederung und einen ruhigen und sicheren Auslauf bei verhältnismäßig kurzer Strecke erfüllt, sondern daß es auch ein Ausbrechen des Flugzeuges aus seiner Laufbahn bei einseitiger Beanspruchung des Fahrgestelles nicht so leicht zuläßt. Außerdem bietet es dadurch, daß die Laufradachse nach dem Starten des Flugzeuges um etwa 200 mm selbsttätig nach vorn geht – meines Wissens ist der selbsttätige Achsenvorschub zum ersten Mal von dem Ingenieur Gurth angewendet worden – eine genügend große Sicherheit gegen Kopfstellen und Ueberschlagen des Flugzeuges selbst bei steilen Landungen. Es erfüllt somit alle Bedingungen, die man an ein Sicherheitsfahrgestell schlechterdings stellen kann.

Der Grundgedanke der Arbeitsweise des Sicherheitsfahrgestells beruht auf der Anwendung einer Bremsflüssigkeit (Oel, Glyzerin) in Verbindung mit Druckluft (Patente Gurth – Dr. Sprenger), wobei der durch die senkrechte Geschwindigkeit v1 bzw. durch den Energiebetrag Es herbeigeführte Landungsstoß zum Teil durch die zusammengedrückte Luft aufgenommen (Umwandlung mechanischer Energie in Wärme), zum Teil in Strömungsenergie der durch kleinere Querschnitte tretenden Flüssigkeitsteilchen umgesetzt wird (Umwandlung von Druck in Geschwindigkeit). Die vier in V-Form angeordneten Fahrgestellstreben (Abb. 4 und 6), die in der Hauptsache aus einem Stahlrohrzylinder mit Kolben und Kolbenstange bestehen und mit der Laufradachse und dem Rumpf zusammen so gelenkartig verbunden sind, daß sie in der Längsrichtung eine große Beweglichkeit haben, erfahren also durch den Landungsstoß eine Formänderung, wobei sie einen verhältnismäßig großen Bremsweg zulassen. Bei den errechneten Energiebeträgen Es10 = 340 mkg, Es15 = 770 mkg, Es20 = 1320 mkg, Es25 = 2000 mkg und bei Bremswegen von s = 20 cm, s = 15 cm, s = 10 cm würde der Mittelwert der aufzunehmenden Stoßkraft Tm, da Tms = Es ist, für die verschiedenen Neigungswinkel ß betragen:

s 0,2 0,15 0,10 m
2240 3400 kg
Tm15 = 3850 5080 7700 kg
Tm20 = 6600 8800 13200 kg
Tm25 = 10000 13333 20000 kg

Die im Augenblick des Landens von dem Fahrgestell aufzunehmenden Stoßkräfte, die ja nicht nur vom Neigungswinkel ß, sondern auch vom Bremswege s abhängig sind, können bei großem ß und kleinem s recht erhebliche Werte annehmen.

Durch die Formänderungsfähigkeit der Stoßfänger und das Zusammenarbeiten von Bremsflüssigkeit und Druckluft sowie infolge des verhältnismäßig großen Bremsweges s wird bei dieser Fahrgestellbauart trotz des großen, durch die Geschwindigkeitskomponente v1 hervorgerufenen Energiebetrages Es ein sanftes Landen bei geringer Beanspruchung der Flugzeugzelle erreicht. Die Abfederung ist so kräftig, daß selbst beim Rollen auf stark unebenem Gelände Erschütterungen auf die Flugzeugzelle und den Motor nicht merklich übertragen werden, und daß sogar an Stelle der Laufräder mit Gummibereifung Räder aus Holz verwendet werden können.

Die Abb. 4 und 5 zeigen den seitlichen Schnitt durch das Sicherheitsfahrgestell, und zwar Abb. 4 im ruhenden, belasteten Zustande, Abb. 5 im entlasteten Zustande mit vorgeschobener Laufradachse (zum Beispiel kurz vor dem Landen). Die Abb. 6 stellt die Vorderansicht des Fahrgestells mit den am Rumpf gelenkartig angeordneten Streben b dar, die mit den Stoßfängern zusammen nach vorn beweglich sind und vor allem zur Aufnahme der unteren Seilverspannung c der Stoßfänger dienen; die Abb. 7 zeigt den Grundriß des im Rumpf untergebrachten Luftakkumulators A und der Rohrleitungen l, die den Akkumulator mit den vier Stoßfängern verbinden.

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Im ruhenden belasteten Zustande (Abb. 4) befindet sich in den vier Zylindern z unterhalb des Kolbens K, in den mit den Zylindern fest verbundenen und mit Drossellöchern e versehenen Zwischenrohren r, in den hohlen Kolbenstangen t sowie in den angeschlossenen Rohrleitungen l und im Akkumulator A bis zu etwa ⅛ Höhe die Bremsflüssigkeit, die im Akkumulator unter einem Lüftdruck von etwa 4 at steht. Die Luftabfederung erfolgt also in diesem Kugelakkumulator, und zwar durch Vermittlung der Bremsflüssigkeit.

Textabbildung Bd. 334, S. 177
Textabbildung Bd. 334, S. 177

Beim Starten des Flugzeuges, d.h. bei einer Entlastung der Laufräder, schiebt die in den vier Stoßfängern unter einem Luftdruck von etwa 4 at stehende Bremsflüssigkeit die mit der Laufradachse verbundenen Zylinder z um etwa 60 mm vor (Abb. 5), wobei die Bremsflüssigkeit aus der Rohrleitung l über das Zwischenrohr r und die in ihm befindlichen Löcher e in den unteren Teil des Zylinders tritt. In den beiden hinteren Stoßfängern kann die Flüssigkeit außerdem über ein im unteren Teil des Zwischenrohres r sitzendes Rückschlagventil w fließen und einen Druck auf den kleinen Kolben k ausüben, wodurch das mit der Laufradachse verbundene Rohr h um etwa 200 mm bis zu dem Anschlag g hinausgeschoben wird. Da die vier Stoßfänger am Rumpf gelenkartig angeordnet sind, beschreibt also die Laufradachse nach dem Starten den in Abb. 5 dargestellten Kurven weg nach vorn.

Landet das Flugzeug, dann wird infolge des auftretenden Landungsstoßes die Bremsflüssigkeit aus dem Zylinderraum z unterhalb des Kolbens K durch die Drossellöcher e in das Zwischenrohr r, die Rohrleitung l und in den Akkumulator A gedrückt. Die im Akkumulator eingeschlossene Luft wird komprimiert und nimmt so den übrig gebliebenen Teilbetrag des Landungsstoßes auf.

Textabbildung Bd. 334, S. 177

Sowohl beim Aufsetzen wie bei dem nachfolgenden Rollen des Flugzeuges tritt außerdem die im hinteren unteren Schenkelteil oberhalb des kleinen Kolbens k befindliche Flüssigkeit (Abb. 5) durch eine in der Mitte des Rückschlagventils w sitzende kleine Bohrung von etwa 2 mm , bis der Kolben k die obere Grenzlage und damit die Laufradachse ihre, Stellung in Abb. 4 erreicht hat. Es wird also nicht nur durch die Bremsflüssigkeit und die im Akkumulator eingeschlossene Druckluft der Landungsstoß aufgenommen, sondern durch das allmähliche Zurückgehen der Laufradachse auf dem in Abb. 5 gezeichneten Kurven weg in die normale Lage wird ferner erreicht, daß ein nicht unbedeutender Teilbetrag der Auslaufenergie aufgezehrt wird, was eine Verkürzung der Auslaufstrecke zur Folge hat.

Infolge des Vorschubes der Laufradachse um über 200 mm wird der Abstand d der senkrecht durch den |178| Schwerpunkt S gehenden Schwerlinie von der Senkrechten durch den Mittelpunkt der Radachse und damit das Moment Gd vergrößert (Abb. 1). Ist P die in Flugrichtung wirkende Kraft und y ihr Abstand vom Stützpunkt des Rades, dann gilt unter Vernachlässigung der Bodenreibung und des Luftwiderstandes für das Gleichgewicht in bezug auf den Stützpunkt des Rades beim Aufsetzen die Beziehung

Gd = Py.

Dem Dreh- bzw. Kippmoment Py wirkt also das Gewichtsmoment entgegen, d.h. je größer beim Landen d ist, um so kleiner wird beim Aufsetzen des Flugzeuges die Kippgefahr. Da d beim Starten des Flugzeuges und demnach auch G • d einen verhältnismäßig kleinen Wert hat, so wird andererseits die für einen ruhigen und sicheren Anlauf erforderliche Bedingung eines möglichst kleinen Gewichtsmoments (geringe Schwanzbelastung) gewährleistet.

Die Laufradachse ist in den beiden, mit je einem vorderen und hinteren Stoßfänger und dem Verspannungsseil c verbundenen Laufbüchse u gelagert (Abb. 6), derart, daß sie sich infolge des Vorhandenseins von Spiralfedern i, die zwischen den Laufbüchsen u und den auf der Achse festsitzenden Stellringen q angeordnet sind, um etwa 50 mm nach beiden Seiten hin verschieben kann.

Infolge der großen Beweglichkeit der Laufradachse in senkrechter und wagerechter Richtung und ferner durch das Zusammenwirken der Bremsflüssigkeit mit der Druckluft wird die bei den gewöhnlichen Fahrgestellen häufig auftretende schädliche Erscheinung der stark schwankenden Bewegung des Flugzeuges beim Rollen namentlich auf unebenem Gelände nahezu vermieden und eine verhältnismäßig ruhige, erschütterungsfreie, wagerechte Lage der Tragflächen erzielt.

Für die weitere technische Entwicklung des Luftverkehrsmittels, besonders des Großflugzeuges, ist die Frage eines brauchbaren Sicherheitsfahrgestells, durch welches die Beanspruchungen des Flugzeuges beim Landen und beim Rollen auf ein Mindestmaß herabgesetzt und die Landungssicherheit gegen Unfälle erhöht wird, von größter Wichtigkeit. Außerdem fordert die Wirtschaftlichkeit eines Flugbetriebes, den Verbrauch an Flugzeugen durch Brüche bei Landungen möglichst zu vermeiden.

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