Flugkörper mit mindestens zwei Strahltriebwerken und mindestens zwei Gebläsen zur Auftriebserzeugung Die vorliegende Erfindung betrifft einen Flug körper, wie z. B. ein VTOL-Flugzeug, mit minde stens zwei Strahltriebwerken und mindestens zwei Gebläsen zur Auftriebserzeugung.
Bei VTOL-Flugzeugen ist ein System, welches häufig Verwendung findet, der Einbau von auftriebs erzeugenden Gebläsen in den Flügeln oder im Rumpf. Durch die Bewegung von grossen Quantitäten von Luft mit niedrigem Druck durch die Gebläse kann ein Auftrieb erzeugt werden. Das Flugzeug kann in dieser Weise in vertikaler Richtung aufsteigen bis eine bestimmte Höhe erreicht ist, wonach ein Übergang auf eine horizontale Bewegung unter Verwendung von Rückstosstriebwerken erfolgt. Dies kann durch zusätzliche Strahltriebwerke geschehen, oder aber durch Umlenkung des Gebläseluftstroms mittels Um lenkschaufeln oder Klappen, die eine Horizontal komponente erzeugen.
Selbstverständlich ist es bei Flugzeugen notwendig, dass im Betrieb jederzeit ein Gleichgewichtszustand erreicht werden kann. Bei VTOL-Flugzeugen findet, währenddem sie an Ort schweben, keine Bewegung von Luft über die Flügel statt, welche eine Stabilisierung um die Längsachse herbeiführen würden. Es müssen deshalb Mittel ge schaffen werden, die die Stabilisierung oder Steue rung des Flugzeuges um die Längsachse im Falle des Aussetzens eines Triebwerkes oder Gebläses gestatten. Das Steuersystem muss die Verwendung von Teilen gestatten, die den Querschnitt der Flügel nicht vergrössern und das Fluggewicht nicht unnötig erhöhen.
Es muss angenommen werden, dass die Abnahme vorschriften von VTOL-Flugzeugen die Bedingung enthalten werden, dass der Flug trotz Ausfall eines Triebwerkes fortgesetzt werden kann. Wenn mehr als ein Triebwerk des Flugzeuges ausfällt, muss das- selbe trotzdem stabil sein und je nach Grösse even tuell sogar in der Lage sein, weiter zu fliegen. Jedenfalls muss bei mehr als zwei Triebwerken das Flugzeug selbst beim Ausfall von zwei Triebwer ken langsam und in horizontaler Lage abgesetzt wer den können.
Die vorliegende Erfindung bezweckt die Ver meidung von Bewegungen um die Längsachse bzw. das Auftreten eines Rollmomentes bei Triebwerk ausfall. Wenn ein Kräftepaar auftritt, so soll dieses so klein sein, dass sofort eine Korrektur vorgenom men werden kann. Die Erfindung bezieht sich auf einen Flugkörper, der Mittel aufweist, welche die Rolltendenz bei Ausfall eines Triebwerkes verhin dern.
Der erfindungsgemässe Flugkörper mit mindestens zwei Strahltriebwerken und mindestens zwei Geblä sen zur Auftriebserzeugung, welche bezüglich der Längsachse des Flugzeuges symmetrisch angeordnet sind, sowie mit die Gebläse und Triebwerke verbin denden und den Antrieb der Gebläse durch die Ab gase der Triebwerke gestattenden Durchlässen, zeich net sich dadurch aus, dass mindestens zwei Gebläse je mit zwei Triebwerken verbunden sind und dass mindestens zwei Triebwerke je an mindestens zwei Gebläse angeschlossen sind. Es können Steuermittel zwischen den Gebläsen und den Triebwerken vor handen sein, um die Abgase in vorbestimmten Ver hältnis auf die Gebläse zu verteilen.
In der Zeichnung sind mehrere beispielsweise Ausführungsformen des erfindungsgemässen Flugkör pers dargestellt. Es zeigen: Fig. 1 ein Ausführungsbeispiel eines Flugzeuges mit zwei Gebläsen und zwei Triebwerken, Fig, 2 eine zweite Ausführungsform eines Flug zeuges mit vier Gebläsen und vier Triebwerken, Fig.3 eine Ausführungsform ähnlich derjenigen nach Fig. 2, Fig. 4 bis 7 weitere Ausführungsformen in sche matischer Darstellung.
Währenddem die Erfindung im nachstehenden hauptsächlich in der Anwendung auf VTOL-Flug- zeuge beschrieben wird, ist es klar, dass sie sich auch auf Luftkissenfahrzeuge bzw. -flugzeuge an wenden lässt. Die hauptsächlichste Anwendung liegt allerdings bei VTOL-Flugzeugen.
Die Verwendung eines gemeinsamen Durchlasses oder Kanales, in welchem die Abgase sämtlicher Triebwerke zusammengeführt werden, bietet in eini gen Anwendungen bzw. Konstruktionen Schwierig keiten. Durch die Eliminierung des gemeinsamen Durchlasses für alle Triebwerke lässt sich die Steue rung der Triebwerke vereinfachen. Dies hat seinen Grund darin, dass der Rückstau an einem Triebwerk des gemeinsamen Durchlasses die weiteren daran angeschlossenen Triebwerke in ihrem Betrieb beein flussen kann. Durch Vermeidung eines gemeinsamen Durchlasses kann auch eine Abstimmung der Tem peraturen, Drücke und Gasdurchsätze und Drehzah len der einzelnen angeschlossenen Triebwerke ver mieden werden.
Somit wird also die Steuerung oder Regulierung der Triebwerke vereinfacht.
In Fig.1 ist schematisch ein Antriebssystem mit zwei Gebläsen und zwei Triebwerken dargestellt. Die beiden Gebläse, welche entweder hintereinander oder beidseitig der Längsachse angeordnet werden kön nen, sind mit 10 und 11 bezeichnet. Im dargestell ten Ausführungsbeispiel sind die Gebläse in den Flügeln 13 vorgesehen. Eine Bewegung von Luft durch die Gebläse 10 und 11 erzeugt am Flugzeug einen vertikalen Auftrieb, wobei der Vortrieb durch unterschiedliche Mittel erzeugt werden kann, die im vorstehenden Zusammenhang ohne Bedeutung sind.
Um die Gebläse 10 und 11 anzutreiben, sind Gasturbinen-Triebwerke 14 und 15 vorgesehen, die im Rumpf des Flugzeuges angeordnet sind. Diese Triebwerke können allerdings auch in den Flügeln montiert sein, wie bei 16 und 17 schematisch ange deutet. In jedem Falle ist ihre Anordnung symme trisch bezüglich der Längsachse des Flugzeuges ent sprechend derjenigen der Gebläse.
Die Gebläse und das Triebwerk 14 sind durch einen die Abgase des Triebwerks führenden Kanal <B>19</B> miteinander verbunden, welcher sich verzweigt und an beide Gebläse über eine Einlaufspirale 19 angeschlossen ist. Jedes Gebläse erhält somit die Hälfte seiner Antriebsleistung vom Triebwerk 14. Die beiden Gebläse sind aber auch mit dem Trieb werk 15 verbunden, und zwar über einen sich ver zweigenden Kanal 20, der an die Einlaufspiralen 21 dieser Gebläse angeschlossen ist, so dass die an dere Hälfte der Antriebsleistung durch das Trieb werk 15 erzeugt wird.
Durch diese Anordnung kann im Falle eines Triebwerksausfalles keine Rolltendenz entstehen, welche kompensiert werden müsste. Wenn das Triebwerk 14 ausfallen sollte, erhalten die bei- den Gebläse 10 und 11 immer noch Antriebsleistung vom Triebwerk 15, so dass das Flugzeug stabilisiert bleibt. Je nachdem wie viel Leistung die Triebwerke abgeben, kann der Flug fortgesetzt werden, jedoch wird das Flugzeug seine horizontale Lage auf jeden Fall einhalten, und es kann noch genügend Auftrieb erzeugt werden, um dasselbe ohne Gefahr einer Be schädigung absetzen zu können.
Für Gebläsesysteme ist es charakteristisch, dass, je kleiner das Druckverhältnis ist, ein um so grösserer Auftrieb pro PS-Leistung erzeugt werden kann. Dem zufolge bringt der Ausfall des Triebwerkes 14, das die Hälfte der Antriebsleistung des Flugzeuges er zeugt, nicht eine Reduktion des Auftriebes der Gebläse auf die Hälfte. Da die beiden Gebläse 10 und 11 beim Ausfall des Triebwerkes 14 weniger Leistung erhalten, sinkt ihre Drehzahl, und sie för dern somit bei einem kleineren Druckverhältnis. So lange der Wirkungsgrad nicht wesentlich beeinflusst wird, sinkt auch der Auftrieb nicht rasch ab.
Für Gebläse ist es weiterhin charakteristisch, dass der Wirkungsgradverlauf im Bereiche zwischen 100 Leistung und 50 % Leistung sehr günstig ist und sich nur in seltensten Fällen um mehr als 2-3 % ver schlechtert. Im dargestellten Ausführungsbeispiel können die Gebläse 10 und 11 bei Ausfall des Trieb werkes 14 bis zu 63 % des ursprünglichen Auftrie bes erzeugen, was ausreichen kann, um ein nur lang sames Absinken des Flugzeuges zu gewährleisten. Es ergeben sich zwei hauptsächliche Vorteile, einer seits wird das Flugzeug bei Ausfall eines Trieb werkes bezüglich seiner Stabilität nicht wesentlich beeinträchtigt, und es kann seine horizontale Flug lage aufrechterhalten.
Anderseits reduziert sich der Auftrieb mit der Reduktion der Antriebsleistung um ein Triebwerk nicht auf die Hälfte, so dass das Flug <I>zeug</I> mit der nötigen Sicherheit landen kann. Es ist selbstverständlich möglich, die Triebwerke so aus zubilden, dass die Leistung des im Betrieb verblei benden Triebwerkes heraufgesetzt werden kann, wo durch auch mehr als 63 % des normalen Auftriebes erzeugt werden können.
Das in Fig. 2 dargestellte Ausführungsbeispiel be sitzt vier Gebläse 22, 23, 24 und 25, die vorzugs weise in den Flügeln angeordnet sind. Zudem sind im Flugzeug vier Triebwerke 26, 27, 28 und 29 vor gesehen, die die Gebläse antreiben. Die Gebläse und Triebwerke sind bezüglich der Längsachse des Flug zeuges wiederum symmetrisch angeordnet. Wie aus Fig.2 weiter ersichtlich ist, kann das Gebläse 25 bezüglich der übrigen Gebläse versetzt angeordnet sein, wie z. B. bei 31, wodurch sich ein Moment erzeugen lässt, welches dem Kippmoment entgegen wirkt.
Die beiden äusseren Gebläse 22 und 25 werden durch die zwei Triebwerke 26 und 29 in ähnlicher Weise, wie im Zusammenhang mit Fig.1 beschrie ben, angetrieben. Somit erhält jedes Gebläse die Hälfte seiner Antriebsleistung von einem der bei den Triebwerke über Kanäle 32 und 33, welche das Triebwerk 29 mit den Gebläsen 22 und 25 bzw. das Triebwerk 26 mit diesen beiden Gebläsen ver bindet.
Die beiden zusätzlichen Gebläse 23 und 24 erhalten ihre gesamte Antriebsleistung ausschliesslich von je einem Triebwerk; das Gebläse 23 steht mit dem Triebwerk 27 und das Gebläse 24 mit dem Triebwerk 28 in Verbindung, so dass diese Gebläse und Triebwerke unabhängig voneinander und unab hängig von den miteinander verbundenen Gebläsen und Triebwerken arbeiten. Durch diese Konstruk tion werden zwei Kanäle 32 und 33 in den Flügeln des Flugzeuges notwendig. Die zusätzlichen Gebläse und Triebwerke sind vorzugsweise innerhalb der bei den Gebläse 22 und 25 angeordnet. Sollte eines der Triebwerke 26 oder 29 ausfallen, so entsteht hier durch kein Moment, welches die Fluglage beein flussen könnte, da die beiden Gebläse 22 und 25 Antriebsleistung vom verbleibenden Triebwerk er halten.
Sollten hingegen die Triebwerks-Gebläse- Gruppe 27--23 oder 28-24 ausfallen, so entsteht hingegen ein Rollmoment. Da jedoch die Gebläse innerhalb der miteinander verbundenen Gebläse an geordnet sind, entsteht nur ein geringes Rollmoment infolge des relativ kleineren Hebelarmes. Wenn eines der Triebwerke 27 und 28 ausfällt, ist es notwendig, auch das andere Triebwerk abzustellen. Hierdurch wird der Gleichgewichtszustand wieder hergestellt.
Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 3 sind vier Ge bläse und vier Triebwerke vorgesehen, wobei die Anordnung eine Verdoppelung des Systems nach Fig.l darstellt. Die beiden Gebläse 22 und 25 erhalten je die Hälfte ihrer Antriebsleistung über die Kanäle 33 und 32 von den Triebwerken 26 und 29. In ähnlicher Weise sind die Gebläse 23 und 24 durch Kanäle 34 und 35 miteinander und mit den Triebwerken 27 und 28 verbunden. Ein Ausfall des Triebwerkes 26 verringert die Leistung an den Ge bläsen. 22 und 25 gleichmässig, so dass kein Rollmo ment entsteht. Entsprechend verhält es sich auch mit den Gebläsen 23 und 24 beim Ausfall des Triebwer kes 27.
Selbstverständlich werden durch dieses System vier durch den Flügel verlaufende Kanäle benötigt. Bei diesem Ausführungsbeispiel kann beim Ausfal len eines Triebwerkes mindestens<B>83%</B> des ursprüng lichen Auftriebes aufrechterhalten werden. Demzu folge ist es sogar möglich, den Flug beim Ausfall von zwei Triebwerken kurzzeitig fortzusetzen, sofern die verbleibenden Triebwerke im Bedarfsfall eine erhöhte Leistung abgeben können, um den Auftrieb aufrechtzuerhalten.
In Fig.4 ist ein Ausführungsbeispiel dargestellt, das demjenigen nach Fig.1 ähnlich ist. Dem Gebläse 10 ist allerdings ein zusätzliches Triebwerk 40 über einen Kanal 41 zugeschaltet, währenddem ein Trieb werk 42 über einen Kanal 42 das Gebläse 11 zu sätzlich antreibt. Mit 45 sind Steuermittel bezeich net, welche den Zustrom von Abgasen in einem vor bestimmten Verhältnis an jedes Gebläse gestatten.
Die Steuermittel sind vorzugsweise in der Einlauf spirale der Gebläse angeordnet und gestatten bei- spielsweise eine Veränderung des Strömungsquer schnittes bzw. des Eintrittsquerschnittes an die die Gebläse antreibenden Turbinen.
Im Betrieb der Ausführungsform nach Fig.4, beispielsweise beine Schweben, erhält das Gebläse 10 die volle Leistung des Triebwerkes 40 sowie je die Hälfte der Leistung der Triebwerke 14 und 15. Umgekehrt erhält das Gebläse 11 die volle Leistung des Triebwerkes 42 sowie je die Hälfte der Leistung der Triebwerke 14 und 15. Damit ist die Fluglage stabilisiert. Keines der Triebwerke fördert in einen gemeinsamen Kanal, so dass der Austrittsquerschnitt und die Drehzahl jedes Triebwerkes konstant gehal ten werden konnten.
Sollte das Triebwerk 40 ausfallen, so kann der Pilot die Steuermittel 45 betätigen, um eine andere Verteilung der Abgase auf die Gebläse zu bewirken und den Auftrieb an beiden Flügeln auszugleichen. Beim Ausfall des Triebwerkes 40 würde das Ge bläse 10 von diesem Triebwerk keine Leistung er halten, hingegen würde es 3/4 der Leistung der Trieb werke 14 und 15 erhalten. Anderseits erhält in die sem Falle das Gebläse 11 die gesamte Leistung des Triebwerkes 43 und 1;!i der Leistung der beiden Triebwerke 14 und 15. Hierdurch wird das Flug zeug wieder stabilisiert und dessen horizontale Lage kann aufrechterhalten werden.
In den Kanälen 41 und 43 werden keine Ventile oder Steuermittel be nötigt, da diese lediglich von den Triebwerken 40 bzw. 42 gespiesen werden. Hierdurch vereinfacht sich der Aufbau. Wenn beide Triebwerke 40 und 42 ausfallen würden, so würde das Gebläse 10 die gesamte Leistung des Triebwerkes 15 und das Ge bläse 11 die Leistung des Triebwerkes 42 erhalten. Selbst wenn nicht genügend Auftrieb vorhanden ist, um bei Ausfall von zwei Triebwerken den Flug fort zusetzen, so nimmt das Flugzeug trotzdem eine stabile Fluglage ein, so dass eine Landung gemacht werden kann.
Das Ausführungsbeispiel nach Fig.5 ist dem jenigen nach Fig.2 ähnlich. Es sind Steuermittel in den Leitungen zwischen den Gebläsen und den Trieb werken ähnlich Fig.4 vorgesehen, jedoch sind diese nicht dargestellt. Jedes Gebläse wird durch minde stens zwei Triebwerke gespiesen, und zwei gemein sam angetriebene Gebläse befinden sich auf entge gengesetzten Seiten bezüglich der Längsachse des Flugzeuges.
Im Betrieb wird das Gebläse 22 normalerweise durch die halbe Leistung der Triebwerke 27 und 26 angetrieben. Das Gebläse 23 erhält je die halbe Lei stung des Triebwerkes 27 bzw. 28 und das Gebläse 24 je die halbe Leistung der Triebwerke 28 und 29. Das Gebläse 25 wird durch die Triebwerke 26 und 29 entsprechend angetrieben. Diese Verteilung der Leistung bzw. der Abgase der Triebwerke kann durch Steuermittel in den Einlaufspiralen gewähr leistet werden.
Es soll angenommen werden, dass das Triebwerk 27 während des Fluges ausfällt. In diesem Falle wird das Gebläse 22 durch 3/# der Leistung des Trieb werkes 26 gespiesen. Anderseits erhält das Gebläse 3/.4 der Leistung des Triebwerkes 28. Das Gebläse 24 erhält den verbleibenden Viertel der Leistung des Triebwerkes 28 und die Hälfte der Leistung des Triebwerkes 29 und das Gebläse 25 erhält die Hälfte der Leistung des Triebwerkes 29 und den verblei benden Viertel des Triebwerkes 26.
Da vier Gebläse durch drei Triebwerke angetrieben werden müssen, ist klar, dass jedes Gebläse nur 3/.4 der normalen Lei stung erhalten kann. Durch die gleichmässige Ver teilung der Abgase in der beschriebenen Weise lässt sich eine stabile Fluglage gewährleisten.
Währenddem eine Fortsetzung des Fluges beim Ausfall von zwei Triebwerken eventuell unmöglich ist, so lässt sich trotzdem eine Stabilisierung erreichen. Es sollen die Triebwerke 27 und 28 ausgefallen sein. Das Gebläse 22 erhält dann die gesamte Leistung des Triebwerkes 26, währenddem vom Triebwerk 27 keine Leistung zur Verfügung steht. Für das Gebläse 23 steht weder vom Triebwerk 27 noch vom Triebwerk 28 her Leistung zur Verfügung. Das gleiche ist für das Gebläse 24 der Fall, während das Gebläse 25 die gesamte Leistung des Triebwer kes 29 erhält.
Damit sind zwei Gebläse ausser Betrieb und die stabile Fluglage wird durch die symmetri schen Gebläse 22 und 25 gewährleistet. Auch beim Ausfall anderer Paare von Triebwerken lässt sich der Gleichgewichtszustand wieder herstellen.
Das in Fig. 6 dargestellte Ausführungsbeispiel ist demjenigen nach Fig.5 ähnlich, jedoch sind alle Triebwerke in den Flügeln angeordnet. Bei diesem Ausführungsbeispiel speist das Triebwerk 28 die Ge bläse 22 und 24, währenddem das Triebwerk 26 die Gebläse 23 und 25 antreibt. Im normalen Betrieb er halten alle Gebläse je die Hälfte der daran ange schlossenen Triebwerke.
Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 7 werden fünf Gebläse und vier Strahltriebwerke verwendet, wobei das fünfte Gebläse mit 50 bezeichnet ist und in der Längsachse des Flugzeuges jedoch vom Schwerpunkt desselben distanziert angeordnet ist. Hierdurch las sen sich Kippbewegungen beherrschen. Das System entspricht im übrigen demjenigen nach Fig.5, mit der Ausnahme, dass sich die beiden Triebwerke 26 und 28 nunmehr noch mit einer andern Leitung an die Einlaufspiralen 51 und 52 des Gebläses 50 an geschlossen sind.
Hierdurch wird ein Teil der Lei stung von diesen beiden Triebwerken für das zu sätzliche Gebläse abgezweigt. Durch die Verwendung von nur vier Triebwerken für den Betrieb von fünf Gebläsen erhält jedes Gebläse nur 8/10 der Leistung eines Triebwerkes. Im normalen Betrieb erhält das Gebläse 22 8/l0 der Leistung des Triebwerkes 27, wobei der Steuermechanismus 45 die Leistung vom Triebwerk 26 absperrt. Das Gebläse 23 erhält 6/l0 der Leistung des Triebwerkes 28 und 2/10 der Lei stung des Triebwerkes 27.
Das Gebläse 24 erhält vom Triebwerk 28 keine Leistung, da dessen Zu führleitung abgesperrt ist, jedoch erhält dasselbe 8/l0 der Leistung des Triebwerkes 29. Das Triebwerk 25 erhält die verbleibenden 2/10 der Leistung des Trieb werkes 29 und 6/1 (, der Leistung des Triebwerkes 26; und das Gebläse 50 erhält die verbleibenden 1/l0 der Leistung des Triebwerkes 28 und die ebenfalls verbleibenden 4/10 der Leistung des Triebwerkes 26. Durch die gleichmässige Verteilung der Auftriebskraft nimmt das Flugzeug eine stabile Fluglage an.
Es wird angenommen, dass das Triebwerk 27 ausfällt. In diesem Falle erhält das Gebläse 22 6/1o der Leistung des Triebwerkes 26, das Gebläse 23 erhält 6/10 der Leistung des Triebwerkes 28, das Gebläse 24 1/1o der Leistung des Triebwerkes 28 und die Hälfte der Leistung des Triebwerkes 26. Das Gebläse 25 erhält die andere Hälfte der Leistung des Triebwerkes 29 und 1/10 der Leistung des Trieb werkes 26 und das Gebläse 50 erhält die verblei benden 3/1() der Leistung des Triebwerkes 28 und die ebenfalls verbleibenden 3/16 vom Triebwerk 26.
Das Flugzeug befindet sich somit wiederum im Gleichgewicht, sowohl bezüglich Kipp- als auch Roll- bewegung, trotzdem ein Triebwerk ausgefallen ist.
Missile with at least two jet engines and at least two fans for generating lift. The present invention relates to a missile, such as. B. a VTOL aircraft, with at least two jet engines and at least two fans to generate lift.
In VTOL aircraft, a system that is frequently used is the installation of lift-generating fans in the wings or in the fuselage. Buoyancy can be generated by moving large quantities of air at low pressure through the fans. The aircraft can ascend in this way in a vertical direction until a certain altitude is reached, after which a transition to a horizontal movement is made using recoil engines. This can be done by additional jet engines, or by deflecting the blower air flow by means of vanes or flaps that create a horizontal component.
It is of course necessary for aircraft that a state of equilibrium can be achieved at any time during operation. In the case of VTOL aircraft, while they are hovering in place, there is no movement of air over the wings, which would bring about a stabilization about the longitudinal axis. It must therefore provide means ge that allow the stabilization or Steue tion of the aircraft about the longitudinal axis in the event of failure of an engine or fan. The control system must permit the use of parts which do not enlarge the cross-section of the wings and do not unnecessarily increase the flight weight.
It must be assumed that the acceptance regulations for VTOL aircraft include the condition that the flight can continue despite the failure of an engine. If more than one engine fails, the aircraft must still be stable and, depending on its size, possibly even be able to continue flying. In any case, if there are more than two engines, the aircraft must be able to be lowered slowly and in a horizontal position even if two engines fail.
The present invention aims to avoid movements around the longitudinal axis or the occurrence of a roll moment when the engine fails. If a force couple occurs, it should be so small that a correction can be made immediately. The invention relates to a missile having means which verhin countries the tendency to roll if an engine fails.
The missile according to the invention with at least two jet engines and at least two blowers for generating lift, which are arranged symmetrically with respect to the longitudinal axis of the aircraft, as well as connec with the fan and engines and the drive of the fan through the exhaust gases from the engines permitting passages, is shown characterized in that at least two fans are each connected to two engines and that at least two engines are each connected to at least two fans. There may be control means between the fans and the engines before present in order to distribute the exhaust gases in a predetermined ratio to the fans.
In the drawing, several exemplary embodiments of the missile according to the invention are shown. 1 shows an embodiment of an aircraft with two fans and two engines, FIG. 2 shows a second embodiment of an aircraft with four fans and four engines, FIG. 3 shows an embodiment similar to that of FIG. 2, FIGS. 4 to 7 further embodiments in schematic representation.
While the invention is described below mainly in the application to VTOL aircraft, it is clear that it can also be applied to air cushion vehicles or airplanes. The main application, however, is in VTOL aircraft.
The use of a common passage or channel in which the exhaust gases from all the engines are brought together offers difficulties in some applications or constructions. By eliminating the common passage for all engines, the control of the engines can be simplified. The reason for this is that the backwater on one engine of the common passage can influence the operation of the other engines connected to it. By avoiding a common passage, coordination of the temperatures, pressures and gas throughputs and speeds of the individual connected engines can also be avoided.
The control or regulation of the engines is thus simplified.
A drive system with two fans and two engines is shown schematically in FIG. The two fans, which can be arranged either one behind the other or on both sides of the longitudinal axis, are denoted by 10 and 11. In the dargestell th embodiment, the fans in the blades 13 are provided. A movement of air through the fans 10 and 11 generates vertical lift on the aircraft, the propulsion being able to be generated by various means which are irrelevant in the above context.
To drive the fans 10 and 11, gas turbine engines 14 and 15 are provided, which are arranged in the fuselage of the aircraft. These engines can, however, also be mounted in the wings, as indicated schematically at 16 and 17. In any case, their arrangement is symmetrical with respect to the longitudinal axis of the aircraft, corresponding to that of the fan.
The fans and the engine 14 are connected to one another by a duct 19 which carries the exhaust gases from the engine and which branches off and is connected to both fans via an inlet spiral 19. Each fan thus receives half of its drive power from the engine 14. The two fans are also connected to the engine 15, via a branching channel 20 which is connected to the inlet spirals 21 of these fans, so that the other Half of the drive power is generated by the engine 15.
With this arrangement, in the event of an engine failure, no rolling tendency can arise which would have to be compensated. If the engine 14 should fail, the two fans 10 and 11 will still receive drive power from the engine 15 so that the aircraft remains stabilized. Depending on how much power the engines deliver, the flight can continue, but the aircraft will maintain its horizontal position in any case, and enough lift can still be generated to be able to set off the same without the risk of damage.
It is characteristic of blower systems that the smaller the pressure ratio, the greater the lift per horsepower can be generated. Accordingly, the failure of the engine 14, which generates half of the propulsion power of the aircraft, does not reduce the lift of the fan by half. Since the two fans 10 and 11 receive less power when the engine 14 fails, their speed drops, and they för countries thus at a lower pressure ratio. As long as the efficiency is not significantly influenced, the lift does not decrease rapidly.
It is also characteristic of blowers that the efficiency curve is very favorable in the range between 100 output and 50% output and only rarely deteriorates by more than 2-3%. In the illustrated embodiment, the fans 10 and 11 can produce up to 63% of the original Auftrie bes when the engine fails 14, which can be sufficient to ensure that the aircraft descends slowly. There are two main advantages, on the one hand, the stability of the aircraft is not significantly impaired in the event of an engine failure, and it can maintain its horizontal flight position.
On the other hand, the reduction of the propulsion power by one engine does not reduce the lift by half, so that the flight <I> aircraft </I> can land with the necessary safety. It is of course possible to train the engines in such a way that the power of the engine remaining in operation can be increased, which can also generate more than 63% of normal lift.
The embodiment shown in Fig. 2 be seated four fans 22, 23, 24 and 25, which are preferably arranged in the wings. In addition, four engines 26, 27, 28 and 29 are seen in the aircraft, which drive the fans. The fans and engines are again arranged symmetrically with respect to the longitudinal axis of the aircraft. As can also be seen from Figure 2, the fan 25 can be arranged offset with respect to the other fan, such. B. at 31, whereby a moment can be generated which counteracts the overturning moment.
The two outer fans 22 and 25 are driven by the two engines 26 and 29 in a manner similar to that described in connection with FIG. Thus, each fan receives half of its drive power from one of the engines via channels 32 and 33, which connects the engine 29 with the fans 22 and 25 and the engine 26 with these two fans.
The two additional fans 23 and 24 receive their entire drive power exclusively from one engine each; the fan 23 is connected to the engine 27 and the fan 24 to the engine 28, so that these fans and engines operate independently of one another and independently of the fans and engines connected to one another. With this construction two channels 32 and 33 are necessary in the wings of the aircraft. The additional fans and engines are preferably located within the fans 22 and 25. Should one of the engines 26 or 29 fail, there is no moment here which could influence the flight position, since the two fans 22 and 25 keep the drive power from the remaining engine.
On the other hand, if the engine fan group 27--23 or 28-24 should fail, a roll moment arises. However, since the fans are arranged within the interconnected fan, there is only a small rolling moment due to the relatively smaller lever arm. If one of the engines 27 and 28 fails, it is necessary to shut down the other engine as well. This restores the state of equilibrium.
In the embodiment of FIG. 3, four Ge blowers and four engines are provided, the arrangement representing a duplication of the system according to FIG. The two fans 22 and 25 each receive half of their drive power via the channels 33 and 32 from the engines 26 and 29. In a similar manner, the fans 23 and 24 are connected to one another and to the engines 27 and 28 by channels 34 and 35. Failure of the engine 26 reduces the performance of the blowers. 22 and 25 evenly so that there is no rolling moment. The same applies to the fans 23 and 24 if the engine 27 fails.
Of course, this system requires four channels running through the wing. In this embodiment, if an engine fails, at least 83% of the original lift can be maintained. Accordingly, it is even possible to continue the flight for a short time if two engines fail, provided that the remaining engines can deliver increased power if necessary in order to maintain the lift.
In Figure 4 an embodiment is shown which is similar to that of Figure 1. However, an additional engine 40 is connected to the fan 10 via a channel 41, while an engine 42 additionally drives the fan 11 via a channel 42. With 45 control means are designated which allow the flow of exhaust gases in a certain ratio before each fan.
The control means are preferably arranged in the inlet spiral of the fan and allow, for example, a change in the flow cross-section or the inlet cross-section to the turbines driving the fans.
In operation of the embodiment according to FIG. 4, for example floating legs, the fan 10 receives the full power of the engine 40 and half the power of the engines 14 and 15. Conversely, the fan 11 receives the full power of the engine 42 and half the power of the engines 14 and 15. This stabilizes the flight attitude. None of the engines feed into a common channel, so that the outlet cross-section and the speed of each engine could be kept constant.
Should the engine 40 fail, the pilot can actuate the control means 45 in order to effect a different distribution of the exhaust gases to the fans and to equalize the lift on both wings. If the engine 40 fails, the Ge blower 10 from this engine would not hold any power, but it would be 3/4 of the power of the engines 14 and 15 received. On the other hand, in this case the fan 11 receives the entire power of the engines 43 and 1;! I the power of the two engines 14 and 15. This stabilizes the aircraft again and its horizontal position can be maintained.
In the channels 41 and 43 no valves or control means be required, since these are only fed by the engines 40 and 42, respectively. This simplifies the structure. If both engines 40 and 42 were to fail, the fan 10 would receive the entire power of the engine 15 and the fan 11 would receive the power of the engine 42. Even if there is not enough lift to continue the flight if two engines fail, the aircraft still assumes a stable attitude so that a landing can be made.
The embodiment of Figure 5 is similar to that of Figure 2. Control means are provided in the lines between the fans and the engines similar to FIG. 4, but these are not shown. Each fan is fed by at least two engines, and two jointly driven fans are located on opposite sides with respect to the longitudinal axis of the aircraft.
In operation, the fan 22 is normally driven by half the power of the engines 27 and 26. The fan 23 receives half the power of the engine 27 or 28 and the fan 24 receives half the power of the engines 28 and 29. The fan 25 is driven by the engines 26 and 29 accordingly. This distribution of the power or the exhaust gases of the engines can be guaranteed by control means in the inlet spirals.
It should be assumed that the engine 27 fails during the flight. In this case, the fan 22 is powered by 3 / # of the power of the engine 26. On the other hand, the fan receives 3 / .4 the power of the engine 28. The fan 24 receives the remaining quarter of the power of the engine 28 and half of the power of the engine 29 and the fan 25 receives half the power of the engine 29 and the remaining Quarter of the engine 26.
Since four fans have to be driven by three engines, it is clear that each fan can only get 3/4 of the normal power. The even distribution of the exhaust gases in the manner described ensures a stable flight attitude.
While it may be impossible to continue the flight if two engines fail, stabilization can still be achieved. The engines 27 and 28 should have failed. The fan 22 then receives the entire power of the engine 26, while no power is available from the engine 27. For the fan 23, power is not available either from the engine 27 or from the engine 28. The same is the case for the fan 24, while the fan 25 receives the entire power of the Triebwer kes 29.
This means that two fans are out of operation and the stable flight position is ensured by the symmetrical fans 22 and 25. The state of equilibrium can also be restored if other pairs of engines fail.
The embodiment shown in FIG. 6 is similar to that of FIG. 5, but all engines are arranged in the wings. In this embodiment, the engine 28 feeds the fans 22 and 24, while the engine 26 drives the fans 23 and 25. In normal operation, all fans each hold half of the engines connected to them.
In the exemplary embodiment according to FIG. 7, five fans and four jet engines are used, the fifth fan being denoted by 50 and being arranged in the longitudinal axis of the aircraft at a distance from its center of gravity. This allows tilting movements to be controlled. The system otherwise corresponds to that according to FIG. 5, with the exception that the two engines 26 and 28 are now connected to the inlet spirals 51 and 52 of the fan 50 with another line.
As a result, part of the performance is diverted from these two engines for the additional fan. By using only four engines to operate five fans, each fan only receives 8/10 of the power of one engine. During normal operation, the fan 22 receives 8/10 of the power of the engine 27, the control mechanism 45 shutting off the power from the engine 26. The fan 23 receives 6/10 of the power of the engine 28 and 2/10 of the power of the engine 27.
The fan 24 receives no power from the engine 28, since its supply line is blocked, but it receives 8/10 of the power of the engine 29. The engine 25 receives the remaining 2/10 of the power of the engine 29 and 6/1 (, the power of the engine 26; and the fan 50 receives the remaining 1/10 of the power of the engine 28 and the remaining 4/10 of the power of the engine 26. The even distribution of the lift force assumes a stable flight position.
It is assumed that the engine 27 fails. In this case, the fan 22 receives 6 / 1o of the power of the engine 26, the fan 23 receives 6/10 of the power of the engine 28, the fan 24 1 / 1o of the power of the engine 28 and half the power of the engine 26. The Fan 25 receives the other half of the power of the engine 29 and 1/10 of the power of the engine 26 and the fan 50 receives the remaining 3/1 () of the power of the engine 28 and the remaining 3/16 from the engine 26.
The aircraft is thus again in equilibrium, both with regard to tilting and rolling, despite the fact that an engine has failed.