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Strahlangetriebenes Flugzeug für Kurzstart und Kurzlandung
Die Erfindung bezieht sich auf ein strahlangetriebenes Flugzeug für Kurzstart und Kurzlandung.
Die bei strahlangetriebenen Flugzeugen mit der Erhöhung der Fluggeschwindigkeit einhergehende ständige Vergrösserung der Rollbahnen lässt es wünschenswert erscheinen, für bestimmte Einsatzaufgaben Möglichkeiten zu finden, durch neue Lösungen für Start und Landung dieser Zwangsläufigkeit zu entgehen, um auch Überschallflugzeuge von kleinen und unbefestigten Plätzen einsetzen zu können.
Die vielgestaltigen Bemühungen auf dem Gebiete der Senkrechtstart-und Kurzstartflugzeuge, welche in den meisten Fällen unter gleichen Bedingungen auch wieder landen müssen, beleuchten die Dringlichkeit dieser Forderung.
Die Erfindung erstrebt die Lösung der hiebei anfallenden Probleme durch eine zweckmässige Kombination an sich bekannter Mittel, die zu überraschend gutem Erfolg führt.
Die Länge des Rollweges bei Start und Landung wird im wesentlichen bestimmt durch zwei Faktoren : a) Die Abhebegeschwindigkeit beim Start bzw. die Landegeschwindigkeit müssen für einen Kurzstart bzw. eine Kurzlandung möglichst niedrig sein, damit die von dem Triebwerk aufzubringende bzw. die
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b) Die Beschleunigung beim Start (Schub) bzw.
Verzögerung bei der Landung (Bremskraft) muss möglichst gross sein, um die Geschwindigkeitsspanne vom Stand bis zur Abhebegeschwindigkeit bzw. von der Landegeschwindigkeit bis zum Stand in kurzer Zeit und bei kurzem Rollweg bewältigen zu können.
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und denAuftriebsbeiwert (cA) des Flügels und bestimmt sich aus dem Gleichgewicht der Kräfte :
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Die Minimalgeschwindigkeit wird bei gegebenem Fluggewicht umso kleiner, je grösser die Flügelfläche und der aerodynamische Auftriebsbeiwert ist. Es ist bekannt, für kleinere Minimalgeschwindigkeiten grö- ssere Flächen zu wählen und auftriebserhöhende Mittel (Klappen, Absaugung, Ausblasung) vorzugsweise als Landehilfen zu benützen. Eine grosse Flügelfläche ergibt aber bei hohen Geschwindigkeiten grossen Luftwiderstand.
Zu b) Es Ist ferner bekannt, beim Start schubsteigernde Mittel (Raketen, Katapulte u. dgl.) zu benützen, um kleine Rollstrecken zu erhalten.
Für die Verkürzung der Landestrecke erzeugt man entweder zusätzlichen Luftwiderstand mittels Bremsklappen und Bremsschirm, oder man erhöht den Rollreibungswiderstand am Boden mittels Rad-
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bremsen und Gleitkufen. Schliesslich sind noch Massnahmen zu erwähnen, die triebwerksseitig einen
Bremsschub erzeugen, z. B. durch Strahlumkehr. Es ist auch bereits vorgeschlagen worden, die Trieb- werke so weit zu schwenken, dass der Schub eine in Flugrichtung wirkende Komponente zum Bremsen hat.
Diese Lösung wird besonders bei Senkrechtstart-Flugzeugen bevorzugt.
Es ist auch bereits vorgeschlagen worden, die Wirkrichtung des Triebwerksschubes für einen Kurzstart oder Senkrechtstart zu verändern, entweder durch Schwenken des ganzen Triebwerkes oder durch Strahl- umienkung mittels Schwenkdüse, Leitapparat oder Klappen an Triebwerk oder Zelle. Diese Massnahmen beruhen auf der Ausnutzung der vertikalen Schubkomponente zum Tragen des Flugzeuges und damit zur
Entlastung des Tragflügels. G
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schwindigkeit, wobei A den Auftrieb, S den Schub und cl + 6 die Anstellung derWirkrichtung desSchubes gegen Flugrichtung darstellen (vgl. Fig. 2).
Die vorliegende Erfindung hat zum Ziel, ähnlich wie bei Senkrechtstartflugzeugen und andern Aus-
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und Kurzlandeflugzeugenauszunutzen, ohne die diesenKonzeptionen eigenen konstruktiv schwierigen und aufwendigen Massnahmen der Triebwerksschwenkung oder sonstiger Strahlumlenkung anwenden und dabei äusserst schwierige flug- mechanische Probleme lösen zu müssen.
Erfindungsgemäss wird dies bei mit annähernd parallel zur Flugzeuglängsachse starr eingebauten
Strahltriebwerken ausgerüsteten Flugzeugen durch die Kombination folgender Merkmale erreicht : a) Bei voller Beladung ein Schub/Gewichtsverhältnis von etwa. 1 ; b) desgleichen eine Flächenbelastung von weniger als 350 kg/m2 ; c) ein Zwei-Lagen-Fahrwerk für eine Horizontallage und eine extreme Steillage des Flugzeuges (z. B. etwa 25 ) ; d) einesteuervorrichtung zum Kippen des Flugzeuges aus der Horizontallage in die Steillage während des Rollvorganges, e) eine FlügeIform, beispielsweise einDelta-Flügel, bei welcher die Strömung in der extremen Steillage (z.
B. 250) nicht abreisst, sondern bei diesem Anstellwinkel annähernd den Höchstauftrieb ergibt ; f) eine Bremsanordnung, insbesondere Bremsschirmanordnung, für die Landung.
Das Flugzeug nach der Erfindung rollt beim Start in Buglage an und wird während des Rollens noch vor dem Abheben in eine Stellage gekippt. Es sind zwar Fahrwerke bekannt, durch die ein Flugzeug in verschiedenen Lagen rollen kann. Diese bekannten Fahrwerke dienen jedoch dazu, Start und Landung mit verschiedenen Neigungen der Flugzeugrumpfachse durchzuführen.
Das Fahrwerk nach der Erfindung kann ausschliesslich als Heckradfahrwerk ausgeführt sein, es kann aber auch als kombiniertes Heckrad- und Bugradfahrwerk gestaltet werden. Für das Aufrichten des Flug zeuges beimRollen können eine oder mehrereStrahldüsen vorgesehen sein, die auch zur Unterstützung der aerodynamischen Steuerorgane dienen. Im Normalflug werden diese Strahldüsen vorzugsweise für den Vortrieb eingesetzt. Während des Startvorganges kann eine Fesselvorrichtung verwendet werden, um die Triebwerke noch vor dem Rollen des Flugzeuges auf Vollast bringen zu können. Die Triebwerke werden vorzugsweise mit nach unten geknickter Triebwerksachse ausgebildet.
Beim Landen werden bereits im Flug vor der Landung extrem grosse Bremsschirme entfaltet, deren gesamte Widerstandsfläche derart gross bemessen ist, dass das Triebwerk auf Vollast gefahren werden kann und gleichzeitig unter Ausfliegen extremer Auftriebswerte bzw. Anstellwinkel und unter Ausnutzung der Vertikalkomponente aus dem Schub eine Anfluggeschwindigkeit erzielt wird, die nennenswert kleiner ist als die bei sonst gleicher Anstellung mit Drosselschub ohne Schirm ausfliegbare stationäre Minimalgeschwindigkeit.
Die Bremsschirme können derart an dem Flugzeug eingehängt werden, dass ihre Kraftrichtung auch bei dem gewählten grossen Anstellwinkel des Flugzeuges annähernd durch den Flugzeug-Schwerpunkt ver- läuft. Die Aufhängung der Bremsschirme auf der Flugzeug-Oberseite kann an einem oder mehreren Punkten im Abstand hinter dem Flugzeug-Schwerpunkt erfolgen, wobei die Aufhängepunkt aber annähernd auf der durch den Flugzeug-Schwerpunkt verlaufenden Kraftlinie des Schirmschubes verteilt angeordnet werden. Die Aufhängepunkte der Bremsschirme sind vorzugsweise verschiebbar angeordnet, so dass mit einer Verlagerung der an derZelle angreifenden Schirmkräfte Momente um den Flugzeug-Schwerpunkt erzeugt
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werden können.
Das Seitenleitwerk auf der Flugzeug-Oberseite kann hiebei als Aufhängebasis für die Bremsschirme mit verwendet werden. Ein kombiniertes Heckrad-Bugrad-Fahrwerk kann derart zum Flugzeug-Schwerpunkt angeordnet werden, dass das Flugzeug nach anfänglichem Rollen in Hecklage bei Er-
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tale angestellt werden. Die Grenze für diesen Anstellwinkel ist derjenige Anströmwinkel des Flügels, bei dem Ablösung der Strömung und Zusammenbruch des Auftriebs stattfindet. Der Dreieckflügel ist dafür bekannt, dass einerseits der Auftriebsanstieg mit dem Anstellwinkel (dcA/da) sehr flach verläuft, d. h. der Höchstauftrieb erst bei sehr grossem Anstellwinkel erreicht wird, und dass darüber hinaus der Zusammenbruch des Auftriebs sehr langsam und harmlos erfolgt im Gegensatz zu geraden oder gepfeilte Flügeln.
Mit dem Dreieckflügel sind ohne weiteres Anstellwinkel von 25 ausfliegbar, wodurch bei mit dem Flügel parallelachsig eingebauten Triebwerken vertikale Schubkomponenten von über 40% des Triebwerkschubes zur Entlastung des Flügelauftriebs herangezogen werden können. Neigt man zusätzlich die Triebwerksachse noch um wenige Grad nach unten gegenüber der Flügelsehne, so sind leicht Vertikalkomponenten von 50% des Schubes zu erzielen, was bei einem hier interessanten Schub/Gewichtsverhältnis des Flugzeuges von 1 und grösser mindestens die Hälfte des Flugzeug-Gewichtes ausmacht. In Analogie zur Hochauftriebstechnik entspricht das einer Verdoppelung des Auftriebsbeiwertes.
Eine solche Vergrösserung desAuftriebsbeiwertes ist sonst kaum oder nur mit beträchtlichem konstruktivem Aufwand zu erzielen und bei den für den Überschallflug tauglichen Flügelformen besonders problematisch.
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komponente verringert sich die Abhebegeschwindigkeit auf RI 70% (im Beispiel auf 150 km/h) und die aufzubringende Bewegungsenergie auf 50%, ungeachtet der Verbesserungen, welche bereits durch die Ver- kleinerung der Flächenbelastung gegenüber heute üblichen Werten bei Strahlflugzeugen erreicht wurden.
Die Verringerung der horizontalen Schubkomponente, welche sich nur mit dem Cosinus des Strahl- winkels ändert, bleibt dabei in vertretbaren Grenzen, um noch gute Startbeschleunigungen zu gewähr- leisten. Der grössere aerodynamische Widerstand des angestellten Flugzeuges beim Start (Anstellung nur in letzter Startphase erforderlich), beträgt nur etwa 1/10 des Startschubes und fällt damit nicht ins Gewicht.
Flugmechanischen Schwierigkeiten wegen schlechter Ruderwirksamkeit bei grosser Anstellung und kleinen Geschwindigkeiten wird erfindungsgemäss begegnet durch Verwendung von kleinen getrennt oder mit den Rudern gekoppelt arbeitenden Strahldüsen, die auch über eine Kreiselautomatik für die Stabilisierung herangezogen werden können.
In gleicher Weise, wie bereits oben für den Kurzstart vorgeschlagen wurde, soll auch für die Landung das ganze Flugzeug mit fest installiertem Triebwerk so weit wie möglich angestellt werden. Die Grenze für diesen Anstellwinkel ist dann wieder derjenige Anströmwinkel des Flügels, bei dem Ablösung der Strömung und Zusammenbruch des Auftriebs beginnt. Bei dieser starken Anstellung des Flugzeuges wird das Triebwerk auf hohe Leistung, im Grenzfall bis zur Vollast mit Nachverbrennung, gefahren. Ebenso wie beim Start wird dann eine Vertikalkomponente des Schubes verfügbar, die 50% und mehr des Fluggewichtes bei der Landung ausmacht.
Die Flächenbelastung bei der Landung ist wegen des Kraftstoffverbrauches ohnehin niedriger als beim Start. Nehmen wir dafür an, dass---- = 150 kg/m ist, so ergibt sich unter Ausnutzung der vertikalen A Schubkomponente dabei eine effektive aerodynamische Flächenbelastung von-= 75 kg/rn, die für die F Landegeschwindigkeit bestimmend ist. Im Beispiel ergibt sich vergleichsweise Vlandung RI 13 (' km/ho Zur Erhaltung des stationären Gleichgewichtes muss nun aber der In der Horizontalkomponente anfallende Schub zum Teil vernichtet werden, in dem Masse, dass der Restschub gleich dem Widerstand des Flugzeuges einschliesslich aerodynamischer Bremsvorrichtung ist.
Erfindungsgemäss wird vorgeschlagen, zur teilweisen Vernichtung der horizontalen Schubkomponente einen gegenüber üblichen Bremsschirmen überdimensionieren Bremsschirm zu verwenden, der bereits während des Landeanfluges entfaltet wird. Die Anbringung des Bremsschirmes an dem Flugzeug soll derart erfolgen, dass seine Wirkrichtung bei einer Anstellung des Flugzeuges auch für den maximal ausfliegba-
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ren Auftr1ebsbeiweIt annähernd durch den Flugzeug-Schwerpunkt geht. Das wiederum erfordert eine Ver- legung des Angriffspunktes auf der Flugzeug-Oberseite.
In Erweiterung dieses Gesichtspunktes wird erfindungsgemäss vorgeschlagen, den Schirm nicht im
Schwerpunkt, sondern an einem starren Punkt an der Zelle im Abstand hinter dem Schwerpunkt, aber auf der durch den Schwerpunkt verlaufenden gedachten Schirmachse einzuhängen. Das kann beispielsweise an derRumpfoberseite oder an einem hervorstehenden starren Stiel erfolgen. Erfindungsgemäss wird hiefür das Seitenleitwerk verwendet, das sich bei dem im Beispiel gezeigten Entwurf eines Deltaflugzeuges hinsichtlich Form und Lage dafür vorteilhaft anbietet.
Durch die Aufhängung des Bremsschirmes im Abstand hinter dem Schwerpunkt wird eine bemerkenswerte Stabilisierung des Flugzeuges beimlandeanflug und auch noch beim Rollen auf dem Boden erzielt, die bei den kleinen Anfluggeschwindigkeiten sehr erwünscht ist. Dadurch wird die Beeinträchtigung oder Verminderung derRuderwirkung bei grossen Anstellwinkeln und kleinen Geschwindigkeiten ausgeglichen.
Erst die Verbindung der vorgeschlagenen Bremsschirmanordnung mit einem übergrossen Flügel (z. B.
Dreiecksflügel) gestattet die Realisierung der oben erwähnten kleinenAnfluggeschwindigkeit von beispielsweise 130 km/h.
Diese niedrige Anfluggeschwindigkeit ist die Voraussetzung für einen kurzen Rollweg. Beim Rollen sind alle aerodynamischenBremshilfen nur bei ausreichend hohen Geschwindigkeiten, also nur in der Anfangsphase des Rollvorganges merkbar wirksam, die weitere Verzögerung muss mit Radbremsen oder Gleitkufen erreicht werden.
Die Grösse des erforderlichen Bremsschirmes entspricht etwa der 1, 2-fachen Fltigelgrösse, so dass sich eine Flächenbelastung des Schirmes GLandung/FSchirm ? < 125 kg/m2 ergibt.
Der Schirm wird beim Rollen auf dem Boden ebenfalls zum Bremsen benutzt. Das Flugzeug rollt dabei so lange mit grossem Anstellwinkel in Hecklage, bis die Bremswirkung des Schirmes so klein wird, dass das Flugzeug durch das aus der Radbremsung resultierende kopflastige Moment langsam in Bugradlage kippt. In diesem Zeitpunkt wird der Schirm abgeworfen, das restliche Ausrollen erfolgt dann nur mit den Radbremsen.
In den Zeichnungen sind Ausführungsbeispiele des erfindungsgemässen Flugzeuges schematisch veranschaulicht. Es zeigt : Fig. 1 das erfindungsgemässe Flugzeug in Seitenansicht, Fig. 2 einen Grundriss, Fig. 3 eine Stirnansicht, Fig. 4 eine Rückenansicht, Fig. 5 - 9 den Startvorgang, die Fig. 10 - 13 den Landevorgang, Fig. 14 einen Kräfteplan zur Stellung nach Fig. 8, Fig. 15 einen Kräfteplan zur Stellung nach Fig. 10, Fig. 16 einen Kräfteplan zur Stellung nach Fig. 11 und Fig. 17 einen Kräfteplan zur Stellung nach Fig. 12.
In den Krafteplänen bedeuten : GA = Abfluggewicht = Landegewicht
S = Schub S = Vertikal-Komponente von S
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Br = Bremskraft
Ein Flugzeug gemäss der Erfindung ist in den Fig. 1 - 4 dargestellt. Aus den oben erwähnten Gründen wurde einDreieckflugel gewählt, andere Flügelformen sind deshalb aber nicht ausgeschlossen. Es bezeichnen 1 den Rumpf, 2 den Tragflügel, 3,4 die Triebwerke, 5,6, 7 das Fahrgestell, 8,9 die Steuertriebwerke, 10 Schwerpunkt des Flugzeuges, 11 Triebwerkseinläufe, 12 Seitenleitwerk, 13, 14 zusätzliche Seitenflossen, 15 Bremsschirmbehälter.
Der gesamte Startvorgang ist in den Fig. 5 - 9 in verschiedenen Phasen dargestellt.
Ein Kräfteplan in Fig. 14 für den Abhebezeitpunkt nach Fig. 8 veranschaulicht Richtung und Grössenverhältnisse der Gewichts-, Luft- und Schubkräfte. Das Beispiel geht aus von einer Flächenbelastung
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Rollstrecke, Rollzeit und Abhebegeschwindigkeit sind angegeben. Dabei ist erfindungsgemäss ein Fesselstarr angenommen.
Die Triebwerke werden am Stand bei gefesseltem Flugzeug auf Vollast, hier einschliesslich Nachver- brennung, hochgefahren.
Wie aus den Figuren ersichtlich, können die Haupttriebwerke mit leicht abgeknickter Schubdüse fest eingebaut sein, derart, dass der Schub durch den Flugzeug-Schwerpunkt verläuft. Die Anstellung des Triebwerkes gegen Flügelsehne beträgt hier 50, während der Flügel gegen Boden bei Heckradlage des Flug- zeuges 250 angestellt ist. Die Schubrichtung gegenüber Boden beträgt also 30 , womit die Vertikalkompo- nente des Schubes Sv = 0, 5 S und die für die Beschleunigung verfügbare Horizontalkomponente SH= 0, 87 beträgt.
Die Steuertriebwerke 8 und 9 w ;. Jen mit Druckluft von den Kompressoren der Haupttriebwerke ver- sorgt. Sie bestehen aus Brennkammer und Düse. Grundsätzlich können diese Steuertriebwerke aber auch als einfache Expansionsdüsen für Kaltbetrieb mit Druckluft oder für Heissbetrieb mit Verbrennungsgas aus den
Triebwerken ausgebildet werden oder unabhängige Kleintriebwerke sein. Die Steuertriebwerke sind schwenkbar um Querachsen angeordnet und bezwecken eine Unterstützung der bei kleinen Roll- oder
Fluggeschwindigkeiten geringen Klappenkräfte.
Während des Fluges dienen die Steuertriebwerke oder Strahldüsen erfindungsgemäss als Vortriebser- zeuger.
Die Steuertriebwerke können mit den Klappen gekoppelt oder unabhängig betätigt werden. Momente um die Flugzeugquerachse werden durch gleichsinniges, um die Flugzeuglängsachse durch gegensinnige
Schwenken erzielt, während ein Moment um die Flugzeughochachse durch unterschiedliche Schubrege- lung der beiden Steuertriebwerke bewirkt wird (zur Vermeidung zusätzlicherSchubregelung kann auch eine kardanische Schwenkbewegung der Steuertriebwerke 8 und 9 vorgesehen werden).
Das Fahrwerk besteht aus dem Hauptfahrwerk 5, dem Bugrad 6 und dem Heckrad 7. Das Hauptfahr- werk ist so hoch ausgeführt, dass ein Kippen des Flugzeuges um das Hauptfahrwerk in Heckradlage den gewünschten grossen Anstellwinkel bereits beim Rollen am Boden ergibt. In Bugradlage liegt der Flug- zeugschwerpunkt kurz vor, in Heckradlage kurz hinter dem Hauptfahrwerk.
Die Triebwerkseinläufe 11 sind in dem Entwurfsbeispiel als zweidimensionale (ebene) Überschall- diffusoren mit regelbarem Verdrängungskeil für schrägen Verdichtungsstoss und klappbarer Fanglippe aus- geführt. Für die langsamen Roll- und Fluggeschwindigkeiten kann die Fanglippe nach unten geklappt werden, um die Einlaufverluste gering zu halten.
Da das Seitenleitwerk 12 bei grosser Anstellung des Flugzeuges von Rumpf und Flügel zum Teil ab- gedeckt wird, sind zwei zusätzliche Seltenflossen 13 und 14 auf der Unterseite des Rumpfes vorgesehen.
Die einzelnen Phasen des Startvorganges sind folgende :
Nach dem Hochfahren der Triebwerke auf Vollast mit Nachverbrennung während der Fesselung des Flugzeuges in Bugradlage am Fesselpflock erfolgt :
Fig. 5 Anrollen und Beschleunigen in Bugradlage mit kleinem Luftwiderstand. Schubrichtung der Steuertriebwerke etwa durch den Flugzeug-Schwerpunkt. Fig. 6 Aufrichten des Flugzeuges nach etwa halber Rollstrecke mittels Höhenruder und Steuertriebwerken in Heckradlage. Der Schub der Steuertriebwerke beträgt etwa 10% des Haupttriebwerkschubes. Das schwanzlastige Steuermoment muss das durch Fluggewicht und Rollreibung gegebene kopflastige Moment übersteigen. Fig. 7 Weiterrollen in Heckradlage bis zum Abheben. Fig. 8 Flugzeug kurz nach dem Abheben. Fig. 9 Übergang in den Steigflug.
Im Beispiel beträgt :
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<tb>
<tb> Rollstrecke <SEP> sus <SEP> 110 <SEP> m <SEP>
<tb> Rollzeit <SEP> Ai <SEP> 6 <SEP> s <SEP>
<tb> Abhebegeschwindigkeit <SEP> 150 <SEP> km/h
<tb> mittlere <SEP> Bahnbeschleunigung <SEP> RJ. <SEP> 0, <SEP> 75 <SEP> g <SEP>
<tb> effektive <SEP> aerodynamische
<tb> Flächenbelastung <SEP> A/F <SEP> pi <SEP> 100 <SEP> kg/m
<tb>
Die Durchrechnung hat gezeigt, dass bei einem Flugzeug nach der Erfindung im Vergleich zu üblichen
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Jagdflugzeug-Konzeptionen die erforderliche Rollstrecke von über 800 m auf etwa 110 m verkürzt werden kann.
Eine weitere Steigerung des Schub/Gewichtsverhältnisses, die hinsichtlich moderner Jagdflugzeuge durchaus diskutabel ist, würde eine weitere Verkürzung der Startstrecke ergeben.
Grundsätzlich kann auch der Start von vornherein in Hecklage erfolgen, was auf die Rollstrecke praktisch ohne Einfluss ist. Die anfängliche Buglage gewährt aber bessere Stabilität beim Rollen und ist darüber hinaus erwünscht beim Einsteigen, Beladen und Bewegen des Flugzeuges auf dem Boden.
Der gesamte Landevorgang ist in den Fig. 10 - 13 in verschiedenen Phasen dargestellt.
Kräftepläne in Fig. 15 für den stationären Anflug, in Fig. 16 für das Aufsetzen und in Fig. 17 für das
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gegeben.
Die Steuertriebwerke können bedarfsweise zur Aussteuerung herangezogen werden, um die aerodynamischen Ruderkräfte bei der geringen Landegeschwindigkeit zu unterstützen. Es ist auch die erfindungsgemässe Anordnung und Grösse des Bremsschirmes dargestellt, der am Seitenleitwerk eingehängt ist und damit ausser einer Bremswirkung eine bemerkenswert stabilisierende Wirkung verursacht.
Die einzelnen Phasen des Landevorganges sind folgende :
Fig. 10 Anflug mit grossem Auftriebsbeiwert, stationärer Flug mit Drosselschub. Minimalgescbwindigkeit etwa 190 km/h. Fig. 11 Auslosen des Bremsschirmes ; gleichzeitig werden die Triebwerke auf Vollast ohne Nachverbrennung gefahren. Die Fluggeschwindigkeit wird auf eine Landegeschwindigkeit von 130 km/h verzögert, die dann stationär ohne Höhenverlust zu fliegen ist. Landeanflug. Fig. 12 Rollen des Flugzeuges am Boden mit grosser Anstellung (ungefähr 250) in Heckradlage. Dabei Betätigung der Radbremsen mit einem Reibungsbeiwert/l 0, 45 bei Bremsautomatik.
Die anfänglich starke Bremswirkung des Schirmes auch beim Rollen lässt mit sich verringernder Rollgeschwindigkeit schnell nach, die Radbremsung wächst gleichzeitig an wegen der mit schwindendemAuftrieb steigenden Raddrücke. Fig. 13 Das kopflastige Moment aus der Radbremsung übersteigt das schwanzlastige Moment aus Gewicht und Schirmkraft, das Flugzeug kippt langsam in Bugradlage. In diesem Zeitpunkt wird der Schirm abgeworfen. Das Flugzeug rollt mit Radbremsung aus.
Im Beispiel beträgt
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<tb>
<tb> Anfluggeschwindigkeit <SEP> Pi <SEP> 190 <SEP> km/h
<tb> Landegeschwindigkeit <SEP> PS <SEP> 130 <SEP> km/h
<tb> Rollstrecke <SEP> RJ <SEP> 110m
<tb> Rollzeit <SEP> M <SEP> 6s
<tb> mittlere <SEP> Bahnverzögerung <SEP> M <SEP> 0, <SEP> 6g <SEP>
<tb> effektive <SEP> aerodynamische
<tb> Flächenbelastung <SEP> A/F <SEP> 75 <SEP> kg/m2
<tb>
Die Durchrechnung hat gezeigt, dass bei einem Flugzeug nach der Erfindung im Vergleich zu heute üblichen Jagdflugzeugen die erforderliche Rollstrecke von etwa 500 m auf ungefähr 110 m verkürzt werden kann.
Eine weitere Verkürzung der Rollstrecke wäre durch Betrieb der Triebwerke mit Nachverbrennung oder durch weitere Verstärkung der Triebwerke grundsätzlich möglich, wobei allerdings die Schirmgrösse (zur
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können auch zusätzliche Bremsklappen, die im allgemeinen für die gestellte Flugaufgabe ohnehin erforderlich sind, mit betätigt werden. Ihr Effekt ist aber im Verhältnis zur Bremswirkung des Schirmes etwa 6-7 mal so gross wie derjenige des Flugzeuges im gezogenen (angestellten) Flug.
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