Senkrecht-Start- und -Landeflugzeug Die vorliegende Erfindung betrifft ein Senkrecht- Start- und Landeflugzeug. Solche Flugzeuge werden heute allgemein als VTOL-Flugzeuge oder -Systeme bezeichnet.
In den letzten Jahren ist schon eine grosse Zahl von Konstruktionen für VTOL-Flugzeuge bekannt geworden. Mit der Entwicklung der Düsentriebwerke wurde auch deren Anwendung auf VTOL-Flugzeu- gen vorgeschlagen und ausgeführt. Der Vorteil des VTOL-Flugzeuges ist offensichtlich, da es auf die langen Start- und Landebahnen verzichten kann und im Flug bedeutend manövrierfähigger ist.
Es ist schon vorgeschlagen worden, bei VTOL- Flugzeugen Düsentriebwerke an den Flügelspit7en schwenkbar anzuordnen, so dass sie zwischen einer vertikalen und einer horizontalen Lage zur Erzeugung eines Auftriebes bzw. eines Vortriebes verschwenkt werden können.
Bei andern bekannten Vorschlägen werden grossen Ventilatoren in den Flügeln verwen det, welche Luft von der Flügeloberseite an die Un terseite fördern und dabei einen Auftrieb erzeugen, wobei mittels jalousicartiger Klappen die Luft auch nach rückwärts umgelenkt werden kann, um beim übergang vom Steigflug in den Horizontalflug einen Vortrieb zu erzeuaen. Beim reined florizontalflug wird hierauf zur Erzeugung des Vortriebes der Schub eines Düsentriebwerkes ausgenützt.
Der An trieb der Ventilatoren erfolgt beispielsweise durch Gasturbinentriebwerke, deren Abgase entweder eine direkt mit dem Ventilatorrad verbundene Ring turbine über ein Leitungssystern antreiben, oder aber mit dem Ventilatorrad durch mechanische Mittel gekuppelt sind. Durch die Ventilatoren werden grosse Luftmengen gefördert, um einen maximalen Auftrieb zu erzeugen, jedoch ist die Horizontalfluggeschwindi-- keit beim Betrieb der Ventilatoren relativ klein.
Es besteht ein Bedarf an Flugzeugen, welche in einem schwebenden Zustand verharren können,<B>je-</B> doch auch mit relativ hohen Geschwindigkeiten in Horizontalflug übergehen können, ohne dass von einer Antriebsart auf eine andere umgeschaltet werden muss. Solche Flugzeuge benötigen jedoch normalerweise so grosse Ventilatoren, dass, wenn sie im Rumpf des Flugzeuges untergebracht werden, praktisch kein oder nur ein sehr geringer Raum zur Aufnahme von Nutzlast übrigbleibt. Grosse Ventilatoren bringen auch beim Einbau in die Flugzeugflügel Probleme, da sie eine grosses Volumen aufweisen, und deshalb allgemein Flügel voraussetzen, die grösser bzw. dicker sind,
als dies aus strukturellen Gründen not wendig wäre. Im übrigen besteht beim Einbau der Ventilatoren in die Flügel die Gefahr einer Störung der Stömung am Flügel infolge des Luftaustrittes aus dem Ventilator.
Die vorliegende Erfindung bezweckt nun die Schaffung eines VTOL-Flugzeuges, bei welchem trotz Einbaus der sowohl die Auftriebskraft wie auch die Vortriebskraft erzeugenden Ventilatoren in den Flügeln die vorgenannten Nachteile vermieden werden können.
Das erfindungsgemässe Senkrecht-Start- und -Landeflugzeug zeichnet sich dadurch aus, dass sich jeder Durchlass nach abwärts und rückwärts durch den Flügel erstreckt und mit einem zusätzlichen Ein- lass in der Flügelvorderkante in Verbindung steht, wobei in der Unterseite jedes Flügels eine Vertiefung vorgesehen ist, in welche die Luft aus dem Durchlass im Horizontalflug austritt,
wenn die jalousieartige Öffnung in der Flügeloberseite geschlossen ist und die Jalousieklappen der Öffnung in der Flügelunterseite die austretende Luft nach rückwärts umlenken, und dass weitere Leitmittel am Rumpf für die Trimmung und Lenkung vorgesehen sind, In der Zeichnung ist eine beispielsweise Aus führungsform des erfindungsgemässen VT0L-Flug- zeuges dargestellt.
Es zeigen: Fig. <B>1</B> das Flugzeug im Grundriss, Fig. 2 eine Stimansicht des Flugzeuges nach Fig. <B>1,</B> Fig. <B>3</B> und 4 das Flugzeug teilweise im Aufriss und teilweise im Vertikalschnitt bei zwei unterschied lichen Betriebszuständen und Fig. <B>5</B> eine schematische Darstellung des Reak- tionslenkmechanismus.
In Fig. <B>1</B> ist mit<B>10</B> der Rumpf eines VTOL- Flugzeuges bezeichnet, an dessen beide Seiten<B>Flügel</B> <B>11</B> anschliessen. Am Rumpfende ist ein T-förmiges Leitwerk mit hochgesetztem Höhenruder 12 an gebracht. Dieses Leitwerk wird im Horizontalflug zur Lenkung des Flugzeuges verwendet.
Zum Antrieb des Flugzeuges, sowohl für den Stei,-flug wie auch den Horizontalflug ist in jedem Flü gel ein Durchlass vorgesehen, welcher generell mit<B>13</B> bezeichnet ist (Fig. <B>3</B> und 4). Jeder Durchlass besitzt eine Einlassöffnung 14 in der Vorderkante des Flü gels. Eine zweite Einlassöffnung <B>15</B> ist in der<B>Flügel-</B> oberseite vorgesehen. An der Einlassöffnung <B>15</B> sind jalousieartige Klappen<B>16</B> schwenkbar angebracht, welche gestatten, den Lufteintritt durch die öffnung <B>15</B> zu steuern.
Im Steigflug nehmen die Klappen die in Fig. <B>3</B> gezeigte Lage ein und gestatten den Durch tritt einer maximalen Luftmenge zum Ventilator, währenddem sie beim Horizontalflug die Lage nach Fig. 4 einnehmen, und die Eintrittsöffnung unter Bil dung einer geschlossenen und relativ glatten Ober fläche absperren. Der Durchlass <B>13</B> mündet in einer Vertiefung<B>17</B> in der Unterseite des Flügels aus.
Im Auslassteil des Durchlasses<B>13</B> ist ein weiterer Satz von jalousieartigen Klappen schwenkbar angeordnet, um die Luft entweder nach abwärts austreten zu lassen, wie dies in der Lage nach Fig. <B>3</B> der Fall ist, oder aber die Luft gemäss Fig. 4 nach rückwärts um zulenken.
Im hinteren Teil des Durchlasses<B>13</B> ist ein Ven tilator angeordnet, welcher bestimmt ist, durch diesen grosse Luftmengen von Luft mit niedrigem Druck zu fördern. Die Ventilatorachse ist bezüglich der Hori zontalen geneigt, um innerhalb der Flügelgrösse und Dicke die günstigste Lage einzunehmen. Der Ventilator kann einen einzigen Satz von Flügeln aufweisen und durch Streben 21 abgestützt sein, es können aber auch gegenläufige Ventilatorräder verwendet werden.
Zum Antrieb der Ventilatoren<B>19</B> ist ein Triebwerk 22 im Rumpf<B>10</B> angeordnet, das beispielsweise durch zwei Gasturbinentriebwerke gebildet ist. Diese können in vertikaler Lage angeordnet sein, um mit ihrem Schub die Ventilatoren zu unterstützen. Die Ventila toren werden vom Triebwerk durch eine Verbindung 24 angetrieben, welche entweder durch eine Leitung oder eine mechanische Antriebswelle gebildet ist. Ebenso kann eine hydraulische Kraftübertragung ver wendet werden. Die Leitung 24 kann zur überführung der Abgase des Triebwerkes an ein Turbinenrad dienen, das an den Flügeln des Ventilators angebracht ist. Im Falle eines mechanischen Antriebes steht die Welle 24 über ein Getriebe<B>25</B> mit dem Ventilator in Verbindung.
Die letztere übertragungsart wird bevor zugt, wenn auch die Verwendung einer Turbine am Ventilator ebenfalls zu einer günstigen Lösung führt.
Die für den Betrieb des Triebwerkes 22 notwen dige Luft kann durch eine Eintrittsöffnung<B>26</B> und ent sprechende Kanäle zugeführt werden.
Je nach der Lage des Schwerpunktes des Flug zeuges ist es notwendig, Trimmungsmittel vorzusehen, um die Fluglage im Steig- bzw. Schwebeflug zu be herrschen. Beim dargestellten Ausführungsbeispiel wird angenommen, dass der Schwerpunkt beträchtlich vor dem zentralen Angriffspunkt der Auftriebskraft liegt. Zur Trimmung ist im Vorderteil des Flugzeuges vor den Flügelventilatoren<B>19</B> ein mit<B>27</B> bezeich netes Gebläse vorgesehen. Das Gebläse ist in einem Durchlass <B>28</B> angeordnet, welcher eine nach vorwärts gerichtete Eintrittsöffnung und eine mit jalousieartigen Klappen<B>29</B> besetzte Austrittsöffnung aufweist.
Es ist wesentlich, dass die vom Ventilatorrad <B>30</B> geförderte Luft nach abwärts austritt und den Auftrieb ver grössert. Die Anordnung des Trimmungsgebläses be züglich des Schwerpunktes gestattet, dass dieses immer Luft nach abwärts fördert. Der Antrieb des Gebläses <B>27</B> kann über eine Verbindung<B>31</B> erfolgen, welche in Fig. <B>1</B> mit gestrichelten Linien dargestellt ist.
Um das Flugzeug in bezug auf Bewegung um die Längs- und Querachse zu beherrschen, sind Reak- tionsleitmittel vorgesehen, welche mit<B>32</B> bezeichnet sind und vorzugsweise hinter den Flügelventilatoren im Schwanz des Flugzeuges liegen.
Deren Lage ist wiederum Die Reaktionsleitmittel von der Lage können des Schwerpunktes durch Klappen abhängig'. gebil- det sein, welche gestatten, Steuerströmungen in jeder beliebigen Richtung austreten zu lassen.
Statt dessen kann eine Konstruktion wie die in Fig. <B>5</B> dargestellte verwendet werden, die eine Kammer<B>33</B> mit einer Einlassleitung 34 für ein gasförmiges Medium auf weist. An diese Kammer sind Düsen<B>35</B> angeschlossen, wobei der Zustrom des gasförmigen Mediums zu diesem mittels eines Ventilkörpers<B>36,</B> der über eine Verbindung<B>37</B> betätigt werden kann, steuerbar ist. Als gasförmiges Steuermedium kann Luft von den Ventilatoren oder Verbrennungsgase von den Trieb werken verwendet werden. Es kann aber auch eine unabhängige Quelle von Reaktionsmedium vorgesehen sein.
Beim Betrieb nach Fig. <B>3, d.</B> h. im Steig- und Schwebeflug sind alle Klappen offen, wobei die Klappen<B>18</B> und<B>29</B> die Luft nach abwärts richten. Hierbei werden durch die Ventilatoren grosse Luft mengen gefördert, welche den notwendigen Auftrieb für diese Betriebsweise liefern.
Im Horizontalflug sind die Klappen<B>16</B> und<B>29</B> geschlossen, um eine glatte aerodynamisch günstige Oberflächenform zu schaffen, wobei die für den Hori zontalflug kleinere notwendige Strömung durch den in der Vorderkante liegenden Eintritt 14 jedes Flügels eintreten kann, und beim Austritt aus dem Durch- lass <B>13</B> durch die Platten<B>18</B> nach rückwärts umgelenkt wird. Infolge der Vertiefung<B>17,</B> in welche die aus tretende Luft umgelenkt wird, kann eine Störung der Strömung über den Flügel vermieden werden, da die austretende Luft die Vertiefung<B>17</B> ausfüllt. Der nach vorwärts gerichtete Eintritt 14 hat bei der für die Aufnahme des Ventilators grossen Profildicke eine zweifache Funktion.
Einerseits dient er als Einlass für die Luft und anderseits reduziert er den Strömungs widerstand, welcher normalerweise bei einer der artigen Profildicke am Flügel auftreten würde. Die Reduktion des Widerstandes geschieht durch Ablei tung eines Teiles der Luft durch den Flügel, statt dass die ganze Luftmenge denselben umströmen muss. Im übrigen kann durch die Anordnung des Eintritts in der Vorderkante eine relativ störungsfreie Strömung im Horizonalflug erzeugt werden. Da die Luft, welche den Flügel anströmt, zum Teil durch denselben hin durch fliessen kann, verhält sich derselbe aerody.na- misch, wie wenn er tatsächlich dünner wäre.
Durch die Umlenkung der Luft nach abwärts lässt sich überdies aus dem relativ dicken Fügel ein zusätzlicher Auftrieb erzeugen.
Vertical Take-off and Landing Aircraft The present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft. Such aircraft are now commonly referred to as VTOL aircraft or systems.
In recent years a large number of designs for VTOL aircraft have become known. With the development of jet engines, their use on VTOL aircraft was proposed and implemented. The advantage of the VTOL aircraft is obvious, as it can do without the long runways and is significantly more maneuverable in flight.
It has already been proposed to arrange jet engines pivotably at the wing tips in VTOL aircraft so that they can be pivoted between a vertical and a horizontal position to generate lift or propulsion.
In other known proposals, large fans are used in the wings, which promote air from the upper side of the wing to the underside and thereby generate lift, whereby the air can also be diverted backwards by means of louvre-like flaps in order to transition from climb to level flight to generate a drive. In pure horizontal flight, the thrust of a jet engine is used to generate the propulsion.
The fans are driven, for example, by gas turbine engines, the exhaust gases of which either drive a ring turbine connected directly to the fan wheel via a line system, or are coupled to the fan wheel by mechanical means. Large amounts of air are conveyed through the fans in order to generate maximum lift, but the horizontal flight speed is relatively low when the fans are in operation.
There is a need for aircraft which can remain in a hovering state, but can also transition into level flight at relatively high speeds without having to switch from one type of propulsion to another. However, such aircraft normally require fans that are large enough that, if they are accommodated in the fuselage of the aircraft, there is practically no or very little space left for accommodating the payload. Large fans also cause problems when they are installed in aircraft wings, since they have a large volume and therefore generally require wings that are larger or thicker,
than would be necessary for structural reasons. In addition, when the fans are installed in the blades, there is a risk of the flow being disturbed on the blade as a result of the air escaping from the fan.
The present invention aims to create a VTOL aircraft in which the aforementioned disadvantages can be avoided despite the fact that the fans that generate both the lift force and the propulsion force are installed in the wings.
The vertical take-off and landing aircraft according to the invention is characterized in that each passage extends downwards and backwards through the wing and is connected to an additional inlet in the wing leading edge, a recess being provided in the underside of each wing into which the air exits the passage in level flight,
when the louvre-like opening in the upper side of the wing is closed and the louvre flaps of the opening in the lower side of the wing divert the exiting air backwards, and that further guiding means are provided on the fuselage for trimming and steering. Aircraft shown.
They show: FIG. 1 the aircraft in plan, FIG. 2 a front view of the aircraft according to FIG. 1, FIG. 3 and 4 the Aircraft partly in elevation and partly in vertical section in two different operating states and FIG. 5 shows a schematic representation of the reaction steering mechanism.
In FIG. 1, <B> 10 </B> denotes the fuselage of a VTOL aircraft, on both sides of which <B> wings </B> <B> 11 </B> are connected . At the end of the fuselage, a T-shaped tail unit with a raised elevator 12 is attached. This tail unit is used to steer the aircraft in level flight.
To propel the aircraft, both for climbing and for level flight, a passage is provided in each wing, which is generally designated by <B> 13 </B> (FIGS. 3 and 4) 4). Each passage has an inlet opening 14 in the leading edge of the wing. A second inlet opening <B> 15 </B> is provided in the upper side of the <B> wing </B>. Shutter-like flaps <B> 16 </B> are pivotably attached to the inlet opening <B> 15 </B>, which allow the entry of air through the opening <B> 15 </B> to be controlled.
When climbing, the flaps assume the position shown in FIG. 3 and allow a maximum amount of air to pass through to the fan, while they assume the position according to FIG. 4 during horizontal flight, and the inlet opening forming a Block off a closed and relatively smooth surface. The passage <B> 13 </B> opens into a depression <B> 17 </B> in the underside of the wing.
In the outlet part of the passage <B> 13 </B> a further set of louvre-like flaps is pivotably arranged in order to either let the air escape downwards, as is the case in the position according to FIG. 3 is, or the air according to FIG. 4 to divert backwards.
In the rear part of the passage <B> 13 </B> a ventilator is arranged, which is intended to convey large amounts of air at low pressure through it. The fan axis is inclined with respect to the horizontal in order to take the most favorable position within the blade size and thickness. The fan can have a single set of blades and be supported by struts 21, but counter-rotating fan wheels can also be used.
To drive the fans <B> 19 </B>, an engine 22 is arranged in the fuselage <B> 10 </B>, which is formed, for example, by two gas turbine engines. These can be arranged in a vertical position in order to support the fans with their thrust. The ventilators are driven by the engine through a connection 24, which is formed either by a line or a mechanical drive shaft. Hydraulic power transmission can also be used. The line 24 can serve to transfer the exhaust gases from the engine to a turbine wheel which is attached to the blades of the fan. In the case of a mechanical drive, the shaft 24 is connected to the fan via a gear 25.
The latter type of transmission is given before given, although the use of a turbine on the fan also leads to a favorable solution.
The air necessary for the operation of the engine 22 can be supplied through an inlet opening 26 and corresponding ducts.
Depending on the location of the center of gravity of the aircraft, it is necessary to provide trim means to control the attitude in the climb or hover. In the illustrated embodiment, it is assumed that the center of gravity lies considerably in front of the central point of application of the buoyancy force. For trimming, a fan labeled <B> 27 </B> is provided in front of the blade fans <B> 19 </B> in the front part of the aircraft. The fan is arranged in a passage 28, which has a forwardly directed inlet opening and an outlet opening fitted with louvre-like flaps 29.
It is essential that the air conveyed by the fan wheel <B> 30 </B> exit downwards and increase the lift. The arrangement of the trim fan with respect to the center of gravity allows it to always deliver air downwards. The fan <B> 27 </B> can be driven via a connection <B> 31 </B>, which is shown in FIG. 1 with dashed lines.
In order to control the aircraft with respect to movement about the longitudinal and transverse axis, reaction control means are provided, which are designated by <B> 32 </B> and are preferably located behind the wing fans in the tail of the aircraft.
Their position is in turn dependent on the position of the center of gravity through flaps'. be formed which allow control flows to exit in any direction.
Instead, a construction like that shown in FIG. 5 can be used, which has a chamber 33 with an inlet line 34 for a gaseous medium. Nozzles <B> 35 </B> are connected to this chamber, with the inflow of the gaseous medium to this by means of a valve body <B> 36 </B> which can be actuated via a connection <B> 37 </B> , is controllable. Air from the fans or combustion gases from the engines can be used as the gaseous control medium. However, an independent source of reaction medium can also be provided.
When operating according to FIG. 3, d. During the climb and hover, all flaps are open, with flaps <B> 18 </B> and <B> 29 </B> directing the air downwards. Here, large amounts of air are conveyed by the fans, which provide the necessary lift for this mode of operation.
In horizontal flight, the flaps <B> 16 </B> and <B> 29 </B> are closed in order to create a smooth aerodynamically favorable surface shape, with the smaller flow required for horizontal flight through the inlet 14 located in the leading edge each wing can enter, and when exiting the passage <B> 13 </B> is deflected backwards by the plates <B> 18 </B>. As a result of the recess <B> 17 </B> into which the exiting air is deflected, a disruption of the flow over the wing can be avoided, since the exiting air fills the recess <B> 17 </B>. The forward-facing inlet 14 has a dual function with the large profile thickness for accommodating the fan.
On the one hand, it serves as an inlet for the air and, on the other hand, it reduces the flow resistance that would normally occur on the wing with such a profile thickness. The reduction in resistance is achieved by diverting part of the air through the wing, instead of the entire amount of air having to flow around it. In addition, the arrangement of the entry in the leading edge can produce a relatively undisturbed flow in horizontal flight. Since the air flowing towards the wing can partly flow through it, it behaves aerodynamically, as if it were actually thinner.
By redirecting the air downwards, additional lift can be generated from the relatively thick wing.