Jo
Das Gleichgewicht am Flugzeug.
2. Die Schräg- oder Querstabilität. Richtungs- oder
Seitenstabilität.
Die Bedingungen für beide Arten von Stabilität lassen sich von eine m
Gesichtspunkte aus untersuchen, weil die theoretischen Erörterungen
für die Erhaltung des Gleichgewichtes nach beiden zu betrachtenden
Richtungen hin viele gemeinsame Züge aufweisen.
Während die Schräg- oder Querstetigkeit den Antrieb und die
Apparatneigung um die Längsachse behandelt, betrachtet die
Richtungsstabilität die bei Störung des Beharrungszustandes in gerad-
inigem Fluge auftretenden Bahnkrümmungen bzw. untersucht das
Verhalten des Flugzeugs, wenn ihm eine vom Führer beeinflußte
Wendung aufgezwungen wird.
Man hat auch hier die natürliche Stabilität, die das Flugzeug durch
die Formgebung und Anordnung der Flächen besitzt, von dem selbst-
;ätig wirksamen Mittel zur Erhaltung der Stabilität zu unterscheiden.
Als geeignete Hilfsmittel für die Stetigung wurden im Laufe der
Entwicklung des Flugzeugsbaues angewendet:
a) Die besondere Zuordnung des Schwerpunktes in bezug auf den
Druckmittelpunkt bzw. die seitliche Schwerpunktsverlegung.
b) Die V-förmige Anordnung der Tragflügel bzw. die größere
Klafterung des Oberdecks bei Doppeldecker.
c) Feste Vertikalflächen, Kielflossen.
d) Bewegliche Vertikalflossen, das Seitensteuer.
e) Die Hilfsflügelbewegung.
f) Die Flügelverwindung.
Während die unter a bis c aufgezählten Mittel eine mehr oder minder
natürliche Stabilität erzielen lassen, müssen die unter d—f angeführten
als Steuerorgane angesehen werden, die durch den Führer zu betätigen
sind.
a) Wir beginnen mit der Besprechung des Einflusses der Schwer-
punktslage auf den stabilen Flug in der Kurve.
Während sich für den stationären geradlinigen Flug bei Windstille
nur der resultierende Luftwiderstand und das Gewicht das Gleichgewicht
zu halten haben, tritt beim Kurvenfluge der Einfluß der Zentrifugalkraft
anf die statischen Gleichgewichtsbedingungen hinzu.
Es sei m die Masse des ganzen Systems, das eine Wendung vom
Krümmungsradius p zu nehmen hat, v die resultierende Schwerpunkts-
geschwindigkeit, dann berechnet sich die im Schwerpunkte des Flug-
zeuges angreifende Fliehkraft
C=m ae
9