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PATENTANSPRÜCHE
1. Luftfahrzeug, dadurch gekennzeichnet, dass es zur Beeinflussung seines Verhaltens mehrere von Fluidmotoren (4-7, 493, 461, 605, 607, 647, 648, 805) getriebene, in ihrer Lage veränderbare Propeller (14-17, 140, 150, 160, 170, 496, 497, 604, 606, 705, 706) aufweist.
2. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Propeller (14-17, 140, 150, 160, 170, 496, 497, 604, 606, 705, 706) in ihrer Lage derart veränderbar sind, dass das Luftfahrzeug sowohl zum Senkrechtstart bzw. zur Senkrechtlandung als auch zum waagerechten Flug oder Schweben befähigt ist.
3. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Propeller (14-17, 140, 150, 160, 170, 496, 497, 604, 606, 705, 706) aus einer senkrechten oder etwa senkrechten Lage in eine waagerechte oder etwa waagerechte Lage schwenkbar angeordnet sind.
4. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Leitungen zwischen den die Druckfluidströme erzeugenden Pumpmitteln (1-3, 11-13, 626, 627) und den die Propeller antreibenden Fluidmotoren mindestens streckenweise durch die Lageänderung der Propeller zulassende Rohre (4', 34, 35, 44, 45, 135, 235, 335, 435) gebildet sind.
5. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Druckfluidleitungen zu einem durch Zwischenteile stabilisierten Traggerippe (34-37, 44-47) ausgebildet sind, das im Luftfahrzeugrumpf (31, 601) gehalten ist und die Fluidmotoren mit den ihnen zugeordneten Propellern trägt.
6. Luftfahrzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Traggerippe durch mindestens zwei Fluidleitungen bildende Rohre (34-37, 44-47) und zusätzliche Rippen (5') oder weitere Tragteile gebildet und, sich vorzugsweise beiderseits durch den Luftfahrzeugrumpf (31, 601) erstreckend, im Luftfahrzeugrumpf schwenkbar gelagert ist.
7. Luftfahrzeug nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Traggerippen aus mindestens drei Fluidleitungen (34-37, 44-47) mit zwischengesetzten versteifenden Rippen (5') besteht.
8. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass es mindestens zwei beiderseits sich durch den Flugzeugrumpf (31, 601) erstreckende und in ihm gelagerte Traggerippe (34-37; 44-47) enthält.
9. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Traggerippe (34-37; 44-47) mit Lagerkörpern (804) versehen sind, die in am Flugzeugrumpf (31, 601) angeordneten Lagerhülsen (803) schwenkbar gelagert sind.
10. Luftfahrzeug nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens zwei Traggerippe (34-37; 44-47) mit einem ihnen gemeinsamen, beide zueinander verhältnisgleich bewegenden Schwenkantrieb (29, 30; 501-511; 605, 607) versehen sind.
11. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 5 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass dem Traggerippe Tragflügelteile (24-27; 125, 225) zugeordnet sind.
12. Luftfahrzeug nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Tragflügelteile (24-27; 125, 225) an dem genannten Traggerippe (34-37; 44-47) befestigt und von ihm getragen sind.
13. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Propeller teilweise als Klapp-Propeller (496, 497) ausgebildet und in Räumen (489) zusammen mit den Fluidmotoren, die ihnen zugeordnet sind, einfahrbar und ausfahrbar angeordnet sind.
14. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass es mit mindestens einem einziehbaren Propellerpaar (643, 644) versehen ist, das in min destens eine Kammer (641, 642) im Luftfahrzeugrumpf (31,
601), Tragflügelteile oder in Körper an Tragflügelenden einziehbar ist.
15. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass es mit an vorderen und rückwärtigen Trägern schwenkbar angeordneten, Propeller treibenden Fluidmotoren versehen ist, denen auch Tragflügelteile (24-27; 125, 225) zugeordnet sein können.
16. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine rotierende, Propeller tragene Tragflügelscheibe (640) angeordnet ist, deren Propeller länger als der Radius der Scheibe sind und tiefer in sie anziehbar sind, als der Radius der Scheibe ist.
17. Luftfahrzeug nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Propellerblätter zum Scheibenzentrum radial versetzt angeordnet sind.
18. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Fluidmotoren in räumlich voneinander getrennte Druckfluidströme gleicher Durchflussmenge eingeschaltet sind.
19. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 18, dadurch gekennzeichnet, dass Antriebs- und Bedienungsmittel (101, 102) für die Leitwerksteile durch das Traggerippe und Schwenklager der Leitwerksteile hindurchgeführt sind.
Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug, das gegebenenfalls senkrecht oder waagerecht fliegen oder schweben kann.
Es sind Hubschrauber und Tragflügel-Luftfahrzeuge bekannt. Manche starten waagerecht, andere senkrecht. Auch der Antrieb von Propellern mittels Fluidmotoren ist bereits bekannt.
Bei den bekannten Luftfahrzeugen nahm man an, dass es der rationellste Weg des Antriebs des Propellers sei, den Propeller direkt auf die Kurbelwelle eines Flugmotors zu setzen. Dadurch sollten Getriebe zwischen Motor und Propeller vermieden werden, wodurch nach der Annahme der bisherigen Technik der grösstmögliche Propellerschub erreichbar wäre, weil man Verluste in Getrieben zwischen Motor und Propeller ausschalten würde.
Diese Annahme der bekannten Technik macht zwar auf den ersten Blick den Eindruck sehr überzeugender Richtigkeit, doch ist sie, wie vom Erfinder erkannt wurde, unter gewissen Umständen ein verhängnisvoller Irrtum, der bisher den Bau von Luftfahrzeugen ganz erheblich beeinträchtigt hat.
Diese Tatsache ergibt sich im Rahmen der Erfindung aus folgender Überlegung, insbesondere anhand der Fig. 1.
Der Impuls, den die Hubschraube (Haupt-Propeller) der Luft nach unten verleiht und durch den die genannte Hubschraube die Tragkraft erzeugt, ist:
I = mV1 = 2 pFVl2 (1)
Die kinetische Energie in dem Luftstrahl hinter der Schraube ist: m EK = - (2V1)2 = 2pFV13 (2)
2
Die Gleichung (2) kann man nach V1 auflösen und erhält:
EMI1.1
wodurch man das V1 der Gleichung (3) in die Gleichung (1) einsetzen kann und erhält:
EMI2.1
N N
H3 = S3 = 8p3F3 2pF 2pF oder
8
H3 = S3 = -pFN2
4 oder
EMI2.2
(5)
EMI2.3
Mit folgenden Bedeutungen: p = Luftdichte (in kg s2/m4) N = Leistung (in kgm/s) S = H = Hubkraft (in kg) I = Impuls (in kg) V, = Geschwindigkeit der Luft in Propellerebene = m/s m = Masse dergegriffenen Luft in Massenkg = kg/9,81 F = Propellerflächeinm2.
Es werde die Propelleranzahl M eingeführt, wobei für den Vergleich mit dem klassischen Hubschrauber vorausgesetzt wird, dass die zu vergleichenden Flugmaschinen Propeller von gleichen Durchmessern verwenden.
Für den Transmissions-Getriebe-Wirkungsgrad sei z7 eingeführt.
In der Gleichung (5) werde demgemäss M und r) eingeführt, worauf man erhält:
EMI2.4
Aus dieser Gleichung ist sofort ersichtlich, dass der Getriebewirkungsgrad nicht mehr mit seinem üblichen Verhältnis, sondern nur noch mit der dritten Wurzel aus dessen Quadrat schädlich ist.
Ferner ist ersichtlich, dass die M -Propeller ein viel grösseres C F geben und der Propellerwirkungsgrad dadurch viel günstiger wird.
Danach vereinfacht man die Gleichung (7) für den Vergleich der Hubschrauber-Systeme weiter, indem man Gleiches für beide annimmt, also die Werte 2, p, N und F fortlässt, also gleiche Leistung, gleiche Propellerdurchmesser und gleiche Luftdichte für beide Hubmaschinenarten voraussetzt, und so erhält man die Vergleichsformel:
EMI2.5
und kann mit ihr ein Vergleichsdiagramm (Fig. 17) errechnen, indem man die Hubkraftvergleichszahl FTL über dem Getriebewirkungsgrad aufträgt und somit einen unmittelbaren Vergleich der Hubschraubersysteme bei gleicher Luft, gleichem Propellerdurchmesser und gleicher Antriebsleistung, aber verschiedenen Getriebewirkungsgraden erhält.
Daraus sieht man, dass die Hubkräfte durch die Erfindung gegenüber der herkömmlichen Technik fast verdoppelt werden können, was für den Erfolg oder Nichterfolg des Senkrechtstarters den Ausschlag geben kann.
Die Berechnung der Hubkräfte, Zugkräfte, Schubkräfte oder der Leistung für entsprechende Kräfte erfolgte oben für den Stand, also wenn das Flugzeug noch keine Vorwärtsgeschwindigkeit V0 hat. Zwischen der Stufe des Stillstandes und der Stufe des Dauerfluges mit gleicher Zugkraft und gleichem Widerstand liegt die Stufe, in der das Flugzeug seine Geschwindigkeit dauernd ändert, z.B. beschleunigt.
Diese Stufe kann man die Beschleunigungsstufe nennen. Im Handbook Flight Technology des Erfinders wird sie Interthrust range genannt. In dieser Stufe nimmt mit zunehmender Geschwindigkeit die Zugkraft der Propeller ab. Für eine bekannte Leistung der Antriebsmaschine erhält man für die Beschleunigungs-Stufe die Propellerzugkraft nach den Formeln des Erfinders:
EMI2.6
deren Ableitung im Handbook of my Flight-Technology nachgelesen werden kann. Die erste dieser beiden Formeln (9) ist die rechnerisch einfachere, die letztere (10) die etwas genauere.
Im späteren Fluge, also nachdem das Flugzeug in der Luft etwa horizontal, parallel zu der Erdoberfläche fliegt, also dann, wenn der Widerstand des Flugzeuges im Gleichgewicht mit der Zugleistung seiner Propeller ist, gilt folgende Gleichung:
W = (p/2) Co A VO2 (11) und ferner: NABGABE W X VO (12)
Diese beiden Gleichungen werden zusammengefasst zu: p ABGABE = - CW A vt,2 VO (13)
2
Die so erhaltene Gleichung (13) wird umgeformt zu:
EMI2.7
wodurch man die Geschwindigkeit des Flugzeuges vorausberechnen kann.
In obigen Gleichungen bedeuten die praktischerweise verwendeten Grössen: W = Flugzeugwiderstand in kg; p = Luftdichte, z.B. 0,125 kg s2/m4 in Bodennähe; Cw den Widerstandsbeiwert (dimensionslos); A die Tragflächenprojektion in m2; V0 die Fluggeschwindigkeit in m/s und N die Leistungsabgabe des Flugzeugs in kgm/s).
Man kann die Gleichung (14) auch wie folgt schreiben:
EMI2.8
Aus dem auf obiger Grundlage errechneten Diagramm Fig. 17 kann man erkennen, dass man selbst dann, wenn man ein hydrostatisches Getriebe zwischen die Kraftquelle, z.B. einen Verbrennungsmotor oder eine Gasturbine, und die betreffenden Propeller schaltet, ganz wesentlich höhere Hubkräfte oder Zugkräfte im Stand, Senkrecht-Start, bei der Senkrecht-Landung oder beim Flug oder Start mit mässiger Geschwindigkeit erzielt als bei einem bisherigen Luftfahrzeug mit auf den Flansch der Kurbelwelle des Antriebsmotors geflanschten Propeller, wenn in beiden Fällen gleiche Gesamtleistung installiert ist.
Daher ist es rationeller, durch die Antriebsmaschine eine Fluidströme erzeugende Pumpe oder Pumpen anzutreiben und durch jeden der Fluidströme oder durch mehrere Fluidströme eine Anzahl von Fluidmotoren zum Antriebe einer Mehrzahl von Propellern einzusetzen. Diese Lehre gilt unter der weiteren Voraussetzung, dass die mehreren Propeller den gleichen Durchmesser haben, den der bisherige eine Propeller eines herkömmlichen Propellerantriebes hatte.
Es ist daher vorteilhaft, wenn das Luftfahrzeug von mehreren Propellern getrieben wird, wobei die Leistung von der Antriebsmaschine(nen) über ein Mehrstrom-Hydrogetriebe auf die Propeller treibende Hydromotoren übertragen werden kann.
Dadurch erhält man im wesentlichen zwei neue Hauptarten von Luftfahrzeugen, nämlich ein senkrecht startendes Mehrpropellerfahrzeug und ein horizontal startendes Mehrpropeller-Fahrzeug, wobei in beiden Fällen eine Veränderung der Lage der Propeller das Verhalten des Luftfahrzeuges positiv beeinflusst und hilft, Treibstoff zu sparen.
Im ersten, bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung werden die mehreren Propeller dazu benutzt, an Tragflügeln verteilt angeordnet zu werden und dadurch bei geringer Leistungsinstallation einen erhöhten Hub der Propellersumme zu erzielen und dadurch einen rationellen Senkrechtstart und eine rationelle Senkrechtlandung - beides auf kleinem Raum - zu verwirklichen.
Die Propeller werden dabei an einer Fluidleitungskonstruktion gehalten, die in Gelenken im Fahrzeugrumpf schwenkbar ist, wodurch die Propeller aus der senkrechten Achsstellung in die waagerechte Achsstellung verändert, nämlich geschwenkt werden können.
An dem Fluidleitungsgerippe können kleine Tragflügel befestigt werden, so dass das Fahrzeug nach dem Start und nach der Schwenkung der Propeller waagerecht auf kleinen Tragflügeln geringen Widerstandes weiter-fliegen kann.
Während das übliche Tragflügelflugzeug grosse Tragflächen für den Start und die Landung benötigt, hat das erfindungsgemässe nur kleine Tragflügel, weil der Start und die Landung mit Propellern mit senkrechten Achsen erfolgt. Es benötigt daher nur kleine Tragflügel geringen Widerstandes und kann im Tragflügel-Horizontalfluge daher mit weniger Treibstoff auskommen als das herkömmliche Flugzeug.
Dieses Ausführungsbeispiel der Erfindung spart Antriebsenergie bei dem senkrechten Start und bei der senkrechten Landung. Es ist ausserdem sehr leicht herstellbar, billig und betriebssicher. Sein weiterer Vorteil ist der, dass es beim folgenden Tragflügelfluge viel weniger Brennstoff benötigt als ein Hubschrauber. Es kann mit mässiger Geschwindigkeit um 100 bis 150 km/h mit weniger Brennstoff auskommen als ein heute übliches Auto und braucht grössere Brennstoffmengen erst dann, wenn es zu hohen Fluggeschwindigkeiten zwischen 150 km/h und etwa 700 km/h übergeht.
Nach einem anderen ebenfalls bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung werden einige, viele oder ein Propeller im Fluge zusammen mit den sie treibenden Fluidmotoren in den Flugzeugrumpf oder in andere Flugzeugteile, wie Scheiben, Tragflügel od. dgl., eingezogen.
Dadurch wird wiederum Treibstoff gespart, denn im Vorwärtsfluge braucht das Luftfahrzeug nicht so viele Propeller wie beim senkrechten Start oder bei der senkrechten Landung. Durch das Einziehen eines oder mehrerer Propeller für den schnellen Vorwärtsflug wird der Widerstand der eingezogenen Propeller im Luftstrom ausgeschaltet und dadurch eine geringere Zugkraft zum Vorwärtstrieb des Luftfahrzeuges ausreichend.
Weitere Ausführungsbeispiele und Vorteile der verschiedenen Möglichkeiten nach der Erfindung werden anhand der Figuren im einzelnen beschrieben. Es ist möglich, einzelne Bauteile alleine oder in Kombination anzuordnen oder gelegentlich auch aus Preisgründen fortzulassen, je nachdem, welche Luftfahrzeugart man bauen oder verwenden will.
Mathematische, technische und ökonomische Einzelheiten können nachgelesen werden in dem Handbook of my Flight-Technology von Karl Eickmann, das von Dr.
Richard Breinlich,- Felsenkellerweg 1, D-7120 Bietigheim, bezogen werden kann.
In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 die aus der Propellerlehre bekannte Strömung durch den Propellerkreis, und zwar einmal bei senkrechtem Propeller im Schweben ohne Bewegung in der Luft und einmal bei waagerechtem, horizontalem Vorwärtsflug mit der Fluggeschwindigkeit Vc,
Fig. 2 ein Ausführungsbeispiel eines Senkrechtstarters der Erfindung, und zwar im Massstabe von etwa 1: 100 für ein bis drei Personen, wobei das Fahrzeug einmal mit senkrechten Propellern und Tragflügeln für den Senkrechtstart oder die Senkrechtlandung und einmal für den Horizontalflug mit horizontal gerichteten Tragflügeln und Propellerachsen sowie daneben, von oben gesehen, im Horizontalflug dargestellt ist,
Fig. 3 ein weiteres Ausführungsbeispiel des Senkrechtstarters der Erfindung, und zwar mit acht Propeller, wobei die Darstellung in derselben Weise wie in Fig. 2 gezeigt ist.
Fig. 4 einen waagerechten Schnitt durch ein Ausführungsbeispiel eines Senkrechtstarters der Erfindung im Horizontalflug, wobei eine Schraffur der Übersicht halber fortgelassen ist,
Fig. 5 einen Querschnitt durch Fig. 4 entlang der Schnittlinie V-V,
Fig. 6 einen Längsschnitt durch ein Ausführungsbeispiel der Vereinigung mehrerer Druckfluidleitungen von verschiedenen Kraftquellen auf eine gemeinsame Druckfluidleitung,
Fig. 7 die schematische Darstellung eines Schaltplanes für den Antrieb von vier Doppelmotoren durch drei Kraftquellen,
Fig. 8 ein Ausführungsbeispiel einer Kraftanlage, die gemäss der Erfindung verwendet werden kann,
Fig. 9 ein Ausführungsbeispiel der Schwenkvorrichtung des Traggerippes der Erfindung,
Fig. 10 eine Ansicht eines weiteren Ausführungsbeispieles eines Senkrechtstarters der Erfindung,
Fig.
11 eine Ansicht einer anderen Ausführung eines Senkrechtstarters entsprechend Fig. 10,
Fig. 12 eine beispielhafte Ausführung eines diskusförmigen Rotations-Tragflügels mit einziehbaren Propellerblättern der Erfindung,
Fig. 13 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Senkrechtstarters der Erfindung,
Fig. 14 und 15 eine weitere Traggerippe-Tragflügel-Ausbildung der Erfindung,
Fig. 16 ein Ausführungsbeispiel eines einziehbaren Klapppropellers der Erfindung und
Fig. 17 ein Diagramm, in dem das Verhältnis der Zugkräfte des erfindungsgemässen Systems bei verschiedenen Wirkungsgraden des hydraulischen Antriebs im Vergleich zum herkömmlichen Kurbelwellen-Propellerantrieb dargestellt ist.
In Fig. 1 ist der aus der Literatur bekannte Propellerstrahl dargestellt, und zwar einmal für den Propeller im Stand, also ohne Vorwärtsbewegung, und einmal im Fluge mit Vorwärtsbewegung. In dem rechten Teil von Fig. 1 ist daher die Fluggeschwindigkeit V0 gleich Null und im linken Teil von Fig. 1 ist die Fluggeschwindigkeit V,. Entsprechend ist, wie aus der Literatur bekannt, in der Propellerebene im rechten Teil der Figur die Geschwindigkeit V1 = V2/2 und im linken Teil von Fig. 1 ist die Geschwindigkeit in der Propellerebene Ví = (Vf,+V2)/2. Dieses ist aus der Propellerlehre allgemein bekannt, und Fig. 1 enthält daher nichts Neues. Es soll hier aber die Basis für die Berechnungen im Rahmen dieser Erfindung erläutern.
Weitere Einzelheiten findet man wieder im bereits genannten Handbook of my Flight-Technology .
Fig. 2 zeigt ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemässen Luftfahrzeuges, und zwar im oberen linken Teil der Figur einen beispielhaften Senkrechtstarter in Senkrechtflug-Stellung; im unteren linken Teil der Figur den gleichen Senkrechtstarter in Horizontalflugstellung und im rechten Teil der Figur den Blick auf den Senkrechtstarter von oben, wenn derselbe sich im waagerechten Vorwärtsflug befindet. Im Fahrzeugrumpf 31 des als Senkrechtstarter ausgebildeten Luftfahrzeuges befindet sich die Kraftzentrale und ist bevorzugterweise im unteren Teil 10 des Luftfahrzeugkörpers, z.B. auf dem Boden des Rumpfes, angebracht.
Dort bilden sie zusammen mit anderen Gewichten einen Gewichts-Schwerpunkt. Am Flugzeugrumpf sind die Schwenklager 29, 30 angebracht, in denen das in der Figur nicht sichtbare Traggerippe schwenkbar gelagert ist und mindestens in die Waagerechtstellung und mindestens in eine annähernd senkrechte Stellung geschwenkt werden kann.
Mit dem Traggerippe verbunden sind die Tragflächen 24 bis 27, die wie aus den Figuren ersichtlich angeordnet sein können. Das Flugzeug hat ausserdem in bevorzugter Ausführung ein Seitenruder 9 und Querruder 7'. An einigen der Tragflächen können Höhenleitwerke 8 wie in Fig. 4 angeordnet sein, oder die Tragflächen können als Höhenleitwerk 8 ausgebildet sein. Das senkrechte Starten und die senkrechte Landung soll im folgenden Senkrechtflug und das Schweben in der Luft ohne Aufwärts- und Abwärtsbewegung soll kurz Schweben genannt werden. Im oberen linken Teil von Fig. 2 sieht man also das Luftfahrzeug in Schwebe- und Senkrechtflugstellung. In dieser Stellung bilden die Propeller 14 bis 17 einen Hubschwerpunkt, wobei die Propeller so angeordnet sind. dass der Hubschwerpunkt oberhalb des bereits genannten Gewichtsschwerpunktes des Senkrechtstarters liegt.
Das Aufwärtsziehen des Hubschwerpunktes oberhalb des nach unten ziehenden Gewichtsschwerpunktes bewirkt automatisch eine immer waagerechte Lage des Flugzeugrumpfes waagerecht zur Meeresoberfläche. Dem Traggerippe sind die Propeller 14 bis 17 haltende und treibende Fluid-, insbesondere Hydromotoren 4 bis 7 (die vorzugsweise Ausführung der Fluidmotoren als Hydromotoren gilt auch für alle den Gegenstand dieser Anmeldung bildenden Fluidmotoren) zugeordnet, die durch eine Kraftquelle mit zueinander gleicher Drehzahl so angetrieben werden, dass die Propeller 14 und 15 ein Propellerpaar bilden, die Propeller 16 und 17 ein zweites Propellerpaar bilden und die Motoren und Propeller in jedem Propellerpaar zueinander entgegengesetzte Umlaufrichtungen erhalten. Einen beispielhaften Innenaufbau des Luftfahrzeuges von Fig. 2 sieht man in Fig. 4 oder in Fig. 7.
Obwohl die praktische Ausführung eines Luftfahrzeuges nach Fig. 2 und 9 sowie auch der Ausführungen nach den anderen Figuren von Luftfahrzeugen der Erfindung vom jeweiligen Stande der Technik und vor allem vom jeweiligen zeitlichen Stande der Technik der Triebaggregate abhängig ist, sind Fig. 2 und 3 massstäblich, und zwar im Massstabe von etwa 1 : 100, um einen ersten Überblick über das heute technisch bereits verwirklichbare und in der Verwirklichung befindliche Stadium zu demonstrieren.
Möglich und in praktischer Planung sind natürlich nach Fig. 2 und 3 nicht nur die massstäblich dargestellten Einbis Drei-Personen-Kleinflugzeuge, sondern auch solche für eine grössere Personenzahl und für grosse Traglasten. Die massstäbliche Darstellung soll also keinesfalls andeuten, dass die Luftfahrzeug- bzw. Senkrechtstarter-Ausführung nach der Erfindung auf die massstäbliche Darstellung in Fig. 2 und 3 beschränkt sei.
Im übrigen zeigt Fig. 2 den heute am billigsten herstellbaren Senkrechtstarter für ein bis drei Personen oder entsprechendes Transportgewicht. Dieses Luftfahrzeug hat also in einer grösseren Autogarage Platz und kann darin auch gebaut werden. Die Herstellungskosten sind wesentlich geringer als der Preis heutiger Luxus-Personenwagen.
Fig. 3 zeigt ein ähnliches Luftfahrzeug, das sich von Fig. 2 dadurch unterscheidet, dass statt vier Propeller insgesamt acht Propeller angeordnet sind, wobei die zusätzlichen Propeller mit 140, 150, 160 und 170 bezeichnet sind.
Im übrigen entspricht der prinzipielle Aufbau von Fig. 3 dem der Fig. 2, so dass die obige Beschreibung von Fig. 2 auch für Fig. 3 gilt, soweit im folgenden nicht noch zusätzliche Unterschiede erläutert werden. Der Senkrechtstarter von Fig. 3 hat also acht Fluidmotoren und Propeller statt vier in Fig. 2 und entsprechend werden eine grössere Anzahl Druckfluidleitungen angeordnet, oder die äusseren Propeller 140, 150, 160, 170 werden von den inneren Fluidmotoren 4 bis 7 mechanisch angetrieben.
Auch Fig. 3 ist massstäblich im Massstabe 1:100 gezeichnet, wobei der Massstab natürlich nicht absolut exakt sein muss. Fig. 3 zeigt die elegantere und anstrebenswertere Lösung, während Fig. 2 die heute leichter verwirklichbare zeigt. Die Ausführung nach Fig. 3 ist die wesentlich teurere, diejenige nach Fig. 2 die heute wesentlich billigere Lösung.
Verwirklichbar ist die Ausführung nach Fig. 2 leichter, da sie Propeller mit grösseren Durchmessern hat. Die Propeller mit grösseren Durchmessern heben wesentlich mehr als Propeller mit kleineren Durchmessern. Propeller in den erstrebenswerten Grössenordnungen sind heute vorhanden.
Der Nachteil der Ausführung nach Fig. 2 ist, dass die Propellerspitzen bei Waagerechtflug bis unter den Rumpfboden reichen und daher bei Notlandung in Waagerechtflugstellung im Gelände die Propellerspitzen in den Boden schlagen oder auf ihm zerschellen würden, wenn die Propeller nicht vor der Notlandung in Waagerecht-Stellung arretiert würden.
Das erfordert für die Notlandung eine Arretierung der Propeller, die in Fig. 3 fortfällt. Der grosse Vorteil der Ausführung nach Fig. 3 ist also, dass der Propellerdurchmesser so klein ist, dass die Propellerspitzen bei der waagerechten Notlandung den Boden nicht berühren können.
Vorteile bei der Ausführung nach Fig. 2 und 3 sind, dass diese Senkrechtstarter keine Einziehfahrwerke benötigen, sondern mit nur teilweise und mit nur schwach aus dem Rumpf nach unten vorstehenden Rädern für den Waagerechtstart auskommen und der wichtige Vorteil, dass sie auch ohne Flugplatz direkt von einem Platze von etwa 10 mal 10 Metern Abmessung aus senkrecht starten und bei Windstille in ihn auch hinein landen können.
(Bei der heutigen 1978er Ausführung hat die in der Figur dargestellte Flugmaschine acht Stück HO-V-62 Verstellpropeller des Propellerwerkes Hoffmann in Rosenheim, Oberbayern, drei Antriebsmaschinen der Firma Rotary Engine Kenkyusho nach der Fig. 8, Hydromotoren der letztgenannten Firma und Hydropumpen-Doppelstrompumpen ebenfalls der letztgenannten Firma, und zwar z.B. nach den USA-Patenten 3 850 201, 4 037 523 und 3 977 302. Die Propeller haben bei den ausgeführten Maschinen 1,6 Meter Durchmesser und die Kraftmaschinen nach Fig. 8 haben 100 bis 180 PS, je nach Ausführung. Für die Kraftmaschinen sind Ersatzteile für den Verbrennungsmotorenteil in allen Kleinstädten der Welt erhältlich. Die Kraftmaschinen sind solche mit rationellem Betrieb, also mit gutem Wirkungsgraden, wie die von Viertakt-Verbrennungsmotoren. Sie sind leise, und man hört das Flugzeug kaum.
Ihr Gewicht einschliesslich den Pumpaggregaten für die Lieferung von vier Druckfluidströmen gleicher Liefermenge pro Kraftmaschine ist etwa 90 kg trocken. Die erwarteten technischen Daten sind: Reichweite Benzinverbrauch Reichweite ohne Fluggeschwin- Benzinverbrauch Zwischenlandung in km 281 km/h 29,2 1/100 km 421 km 260 23,0 520 224 17,8 672 Der Verkaufspreis nach Anlauf der serienmässigen Produktion mag um DM 90.000,- bis 140.000,- liegen. Der gegenwärtige Preis für Prototypen unter den USA-Gesetzen für experimental aircraft ist höher.
Die Teile des Apparates können auch einzeln von der Firma Rotary Engine Kenkyusho bezogen werden, so dass der Käufer den Senkrechtstarter unter den genannten USA-Gesetzen für Experimental Aircraft selber bauen und für den Flug zulassen kann.)
Da der Senkrechtstarterbesitzer bei Schlechtwetter überall senkrecht auf einem kleinen Platz landen und im Gasthaus übernachten kann, ist eine teure Navigations-Instrumentierung und Funkanlage für den privaten Senkrechtstarter-Besitzer nicht unbedingt erforderlich. Die besondere Sicherheit des Senkrechtstarters liegt ja darin, dass man bei Schlechtwetter, wenn kein Flugplatz in der Nähe ist, nicht unbedingt im Schlechtwettergebiet umkommen muss.
In Fig. 4 bis 7 sind einige wesentliche bevorzugte Einzelheiten der bevorzugten Ausführung eines Senkrechtstarters der Erfindung schematisch dargestellt. Schnittzeichnungen durch die einzelnen Fluidpumpen und Fluidmotoren, insbesondere Hydropumpen und Hydromotoren, werden in dieser Anmeldung nicht gegeben, da einschlägige Patentschriften, die derartige Figuren enthalten, genannt wurden und ausserdem derartige Einzelheiten, deren Testresultate, Abmessungen, Leistungen, Gewichte, Verbindungs- und Befestigungsmöglichkeiten im genannten Handbook und in der in ihm genannten Literatur studiert werden können. Daher kann sich Fig. 4 und können sich die entsprechenden anderen Figuren auf eine schematische Darstellung beschränken.
Antriebsmaschine, z.B. Verbrennungsmotor 11, treibt Vierstrom-Druckfluiderzeuger 1. Entsprechend treiben die Antriebsmaschinen 12 und 13 die Vierstrom-Druckfluiderzeuger 2 und 3. Von jedem der genannten Druckfluiderzeuger führen vier räumlich voneinander getrennte Druckfluidleitungen zu den vier Fluidmotoren 4 bis 7, und zwar je eine von jedem Druckfluiderzeuger zu je einem der genannten Motoren 4 bis 7. Diese Leitungen sind durch Linien mit an ihnen angebrachten Pfeilen dargestellt, wobei die Pfeile die Strömungsrichtung des Druckfluids angeben. Die Rücklaufleitungen innerhalb des Rumpfes sind nicht gezeigt, sondern durch Pfeile am Ende der Rückleitungen des Traggerippes angedeutet, um die Figur nicht zu unübersichtlich zu gestalten.
Auch die Benennung der Druckfluidleitungen mit Bezugsziffern würde die Übersichtlichkeit der Figur stören.
Durch die Pfeile und Linien sind die Verbindungen und Strömungsrichtungen sichtbar und auf Bezugszeichen ist daher verzichtet. Erwähnenswert ist noch, dass gleiche Druckfluidausgänge aus den Druckfluiderzeugern 1, 2 oder 3 mit denen aus anderen Druckfluiderzeugern 1, 2 oder 3 verbunden und je zu einer gemeinsamen Leitung zusammengefasst werden können, was vorteilhafterweise über Rückschlagventile geschieht.
In Fig. 6 ist eine derartige Vereinigung mehrerer Druckfluidleitungen, die von verschiedenen Antriebssätzen 1, 11; 2, 12 oder 3, 13 kommen und dann zu einer gemeinsamen Leitung vereint werden, gezeigt. 235, 335 und 435 sind die von verschiedenen Antriebssätzen 1, 11; 2, 12 oder 3, 13 kommenden getrennten Druckfluidleitungen. Sie münden in je ein Rückschlagventilgehäuse, in dem sich das bevorzugterweise schwach federgespannte jeweilige Rückschlagventil 15' befindet. Von jedem der Rückschlagventilgehäuse geht eine Verbindungsleitung zu der gemeinsamen Weiterleitung, der Druckfluidleitung 135, die dann zu dem betreffenden Fluidmotor 4, 5, 6 oder 7 führt und diesen mit je einem Viertel der Antriebsenergien aller drei Antriebsmaschinen 11, 12 und 13 versorgt.
Halterungen 16' können zur Führung der Rückschlagventile 15' angeordnet werden und zwischen 15' und 16' können schwache, nicht eingezeichnete Druckfedern eingesetzt werden.
Im Fahrzeugrumpf 31 sind vier Schwenklager 29, 30 angeordnet, in deren Schwenklagerbuchsen 30 die Schwenklagerkörper 29 drehbar gelagert und gehalten sind. Durch die Schwenklagerkörper 29 erstrecken sich die Druckfluidleitungen 35 und 45, wobei sie je im Flugzeugrumpf münden.
Ebenfalls erstrecken sich die Rückflussleitungen 4', die eine oder mehrere sein können, durch die Schwenklagerkörper 29, wobei sie ebenfalls je mindestens eine Mündung innerhalb des Flugzeugrumpfes haben. Die Mündungen sind mit Anschlüssen für flexible Druckleitungen versehen, so dass zwischen den Druckmittelpumpen und den genannten Mündungen z.B. flexible Hochdruckschläuche oder eine Kombination aus starren und flexiblen Leitungen angeordnet werden können. Flexible Leitungsteile oder schwenkbare Leitungsverbindungen sind notwendig, um die Druckfluidleitungen auch beim Schwenkvorgang des Traggerippes betriebssicher zu erhalten.
Die Druckfluidleitungen 34 und 44 führen durch einen der Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 4. Die Druckfluidleitungen 35 und 45 führen durch einen anderen Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 5. Die Druckleitungen 36 und 46 führen durch den dritten Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 6 und die Druckfluidleitungen 37 und 47 führen durch den vierten Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 7. Von jedem der genannten Fluidmotoren führt mindestens eine Rückflussleitung 4' durch den dem betreffenden Motor 4 bis 7 zugeordneten Schwenklagerkörper 29 in den Flugzeugrumpf zurück.
Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 4 und 5 sind zwischen den genannten Druckfluidleitungen und Rückfluidleitungen Rippen 5' angebracht, die aus den genannten Leitungen einen biegefesten und tragfähigen Körper bilden, der in den vorliegenden Unterlagen und in anderer Literatur Tragrahmen oder Traggerippe genannt wird. Bei der Ausbildung des Trag 72, 82, 92 über Rückschlagventile, wie z.B. in Fig. 6, den entsprechenden Druckfluidleitungen der beiden anderen Antriebssätze 1, 11 und 3, 13 zugeschaltet werden, z.B. die Druckfluidleitung 62 zu den Druckfluidleitungen 61 und 81; die Druckfluidleitung 72 zu den Druckfluidleitungen 71 und 91; die Druckfluidleitung 82 zu den Druckfluidleitungen 83 und 63 und die Druckfluidleitung 92 zu den Druckfluidleitungen 93 und 73.
Bei Blockieren oder Stillstand je eines der Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren fliesst die volle Leistung des betreffenden Antriebssatzes dann zu je einem Viertel in den anderen Rotor des betreffenden Fluidmotors.
Bei Lauf aller Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren erhält jeder Rotor dieser Motoren ein Achtel der von dem Antriebssatz 2, 12 abgegebenen Druckfluidleistung. Es wäre auch möglich, statt drei Antriebssätze vier oder mehr anzuordnen, so dass die Sonderschaltung des Antriebssatzes 2, 12 überflüssig würde. Bei der Kleinausführung des Senkrechtstarters nach Fig. 2 und 3 muss man aber das Gesamtgewicht des Senkrechtstarters gering halten, damit ein rationeller Senkrechtflug möglich wird, ohne dass die Propeller unangenehm grosse Durchmesser erhalten müssen. Daher sind nicht mehr Antriebsaggregate als zweckmässig zu installieren. Es sei noch einmal erwähnt, dass zwei der Antriebsaggregate auch ausreichen würden, dann aber ein Ausfall eines Antriebsaggregates beim Senkrechtflug gegebenenfalls zum Absinken des Flugzeuges führt.
Gesetzlich ist jedoch der Hubschrauberantrieb auch durch eine einzige Antriebsmaschine zugelassen, wenn die Antriebsmaschine den gesetzlichen Anforderungen oder den Anforderungen der Luftfahrtbehörden entspricht. Entsprechend ist es nicht ausgeschlossen, den Senkrechtstarter auch mit einer einzigen Vierstrom- oder Achtstrom-Antriebsvorrichtung auszurüsten.
Anstatt zwei Tragflügel oder Tragflächenpaare anzuordnen, wie in Fig. 2 bis 4 gezeigt, kann man auch drei, ein oder vier, fünf oder sechs oder mehr Tragflügel- oder Tragflächenpaare anordnen, insbesondere dann, wenn das Luftfahrzeug ein Lastenschlepper werden soll.
Wie die Erwähnung eines Interkontinental-Flugzeuges zeigt, ist der Baugrösse nach oben zunächst noch keine allzu sichtbare Grenze gesetzt. Für den Einzelmenschen oder für die Familie ist zunächst einmal das billigste, rationellste oder kleinste Senkrechtstartflugzeug von Interesse und entsprechend wurden in den Figuren Ausführungsbeispiele dargestellt. Diese Ausführungsbeispiele können noch dadurch verkleinert werden, dass man leistungsstarke, kleine Gasturbinen-Propeller-Schaft-Gasturbinen als Antriebsmaschinen yerwendet.
(Diese sind käuflich erhältlich und befinden sich auch im Lieferprogramm nach dem Handbook of my Flight Technology . Sie wiegen um 65 kg bei etwa 300 oder 400 PS.)
Die erwähnten Gasturbinen sind mit entsprechenden Mehrstrompumpen gekuppelt. Doch sind Gasturbinen teuer und ihr Brennstoffverbrauch ist nicht gering. Es lag daher mehr daran, in den Figuren solche Ausführungsbeispiele zu bringen, die rationell wie ein Kraftfahrzeug betrieben werden können und für die man die Ersatzteile für die Verbrennungsmotoren nahezu überall ab Lager erhalten kann.
Die Verwendung heutiger Flugmotoren ist nicht notwendig und beim bisherigen Studium haben sich alle handelsüblichen Flugmotoren als ungeeignet erwiesen. Ihnen fehlen Flansche zum Direktanschluss der Fluid- oder Hydropumpen, Kühlgebläse für den Senkrechtflug, und schliesslich sind sie auch oft zu schwer und die Befestigungen nicht unbedingt für die Aufhängung im Flugzeugrumpf oder für die Aufstellung auf dem Boden des Flugzeugrumpfes geeignet. Daher hat der Erfinder seine eignen Antriebsaggregate entwickelt.
In Fig. 10 und 11 sind weitere Ausführungsbeispiele von Senkrechtstartern der Erfindung gezeigt. Der Luftfahrzeugrumpf 601 hat darin einen vorderen Träger 602 und einen rückwärtigen Träger 603. An den Enden der Träger befinden sich Schwenklagerhülsen, in denen je ein mit Schwenklagerkörpern versehener Fluidmotor schwenkbar aufgehängt ist. Die Fluidleitungen von den Druckstrom-Aggregaten im Luftfahrzeugrumpf führen durch die Träger, die Schwenklagerhülsen und die Schwenklagerkörper zu den Fluidmotoren, wie das im einzelnen in der USA-Patentanmeldung 800 756 beschrieben ist. Wichtig ist, dass im Senkrechtflug der vordere Propelier 604 am Fluidmotor 605 oberhalb des vorderen Trägers 601 getragen ist, während der rückwärtige Propeller 606 am Fluidmotor 607 in Senkrechtflugstellung nach unten zeigt, also unterhalb des rückwärtigen Trägers 603 angeordnet ist.
Der vordere Propeller 604 ist daher ein Zugpropeller, aber der hintere Propeller 606 ist ein Druckpropeller. In Fig. 10 schwenkt der vordere Propeller etwa bis zu 45 Grad oder in Sonderfällen bis zu 60 Grad nach vorn, während der hintere Propeller um die angemessene Gradzahl rückwärtsschwenkt, wenn das Luftfahrzeug vorwärtsfliegen soll. Das Luftfahrzeug nach Fig. 10 wird von den Propellern allein getragen und gezogen. Tragflügel sind in Fig. 10 nicht vorhanden.
Im Gegensatz zu Fig. 10 hat die Ausführung nach Fig. 11 den Schwenkmotoren 605 und 607 zugeordnete zusätzliche Tragflügel 608 und 609. Das Luftfahrzeug nach Fig. 11 kann daher die Fluidmotoren mit ihren Propellern und Tragflügeln bis zur praktisch waagerechten Propellerachse schwenken. Im Horizontalflug kann das Luftfahrzeug nach Fig. 11 auf Tragflügeln fliegen, während das nach Fig. 10 von schräggestellten Propellern getragen wird.
Da beim Luftfahrzeug nach Fig. 10 die Tragflügel wegfallen, hat dieses Fahrzeug auch keinen Tragflügelwiderstand. Es ist sehr einfach und sehr billig und kann Propeller mit grossen Durchmessern und grosser Tragfähigkeit erhalten. Da es nicht auf Tragflügeln notlanden kann, erhält es bevorzugterweise Fluidmotoren mit automatischer Autorotationsanstellung der Propellerwinkel beim Fluidmotorenausfall, z.B. nach der oben schon genannten USA-Patentanmeldung 800 756. Die Einzelheiten der Aufhängung, Schwenkbetätigung usw. kann man im Handbook of my Flight Technology nachlesen. Der Frage der Rationalität der einzelnen Ausführungsarten im Fluge sind im genannten Handbook umfangreiche mathematische Kapitel gewidmet.
In Fig. 10 und 11 sieht man bei der Ansicht von der Seite her nur je einen vorderen und einen hinteren Propeller. Doch ist schon anhand von Fig. 2 und 3 verständlich, dass man auch mehrere Propeller seitlich nebeneinander links und rechts der Fahrzeugmittelebene anordnen kann.
Das kann man bei den Ausführungen nach Fig. 10 und 11 vorsehen.
Die beispielhafte Antriebsmaschine nach Fig. 8, die als Antriebssatz 1, 11 oder 2, 12 oder 3, 13 in Fig. 2 und 3 eingesetzt werden oder auch in anderen der Figuren eingesetzt werden kann, hat einen Verbrennungsmotor 623, eine Luftkühlung 625, die gelegentlich durch Wasserkühlung ersetzt ist, Aufhängungen 622 und 621, einen Turbocharger 624 und Doppelstrom-Hydra-Pumpen 626 und 627 mit Druckleitungsanschlüssen 631 bis 634.
(In einer praktischen Ausführung wiegt der Verbrennungsmotorenteil einschliesslich Turbocharger trocken 75 kg und leistet dabei 100 bis 120 PS je nach Treibstoff und Ladedruck. Als Zweitaktmotor nach der USA-Patentanmeldung 807 975 leistet das Aggregat bei 5 kg geringerem Gewicht je nach Brennstoff und Ladedruck bis 150 oder 180 PS. Die Doppelstrompumpen, die von dem Forschungsinstitut des Erfinders bezogen werden können, wiegen je nach Ausführung 6 bis 9 kg für zwei Förderströme, wobei jede Pumpe die Hälfte der Leistung des Verbrennungsmotors aufnimmt.)
Die Fluidmotoren und Propeller nach der Erfindung arbeiten im allgemeinen ausserordentlich erschütterungsfrei, schwingungsfrei und leise. Durch flexible Aufhängung der Antriebsmaschine in den Aufhängungen 621 und 622 werden Vibrationsübertragungen von den Verbrennungsmotoren auf das Flugzeug eingeschränkt.
Für den Nahverkehrt von einigen hundert Kilometern, einigen wenigen Kilometern oder bis zu einigen tausend Kilometern erscheinen die Ausführungsbeispiele nach Fig. 2 und 3 als ziemlich ideale Lösungen. Für den Langstreckenverkehr oder den Überseee-Interkontinental-Flug haben diese Lösungen zu kleine Propellerdurchmesser. Im Interkontinentalflug kann das Treibstoffgewicht höher als das Flugzeuggewicht sein. Die Propeller mit den kleinen Durchmessern heben dann zu wenig oder benötigen zu hohe Antriebsleistungen, um das schwere Interkontinental-Flugzeug noch senkrecht heben zu können.
Wie aus den Formeln hervorgeht, gibt es nur drei Möglichkeiten, die Hubkraft zu erhöhen. Für das höhere Gewicht des Langstrecken- oder Interkontinental-Flugzeugs aber wird eine grössere Hubkraft benötigt, wenn man senkrecht starten will. Die zwei bisher bekannten Möglichkeiten, den Hub zu vergrössern, waren nach Formel (5) die Möglichkeit, den Propellerdurchmesser, also F , oder die Antriebsleistung N zu vergrössern. Dem hat der Erfinder die dritte Möglichkeit hinzugefügt, nämlich die Anzahl der Propeller mittels Anordnung des Getriebes zwischen der Antriebsmaschine und den mehreren Propellern zu vergrössern, indem in die Gleichung (1) die Anzahl M der Propeller eingeführt wurde.
Die Verwendung der zweiten Möglichkeit, nämlich die Leistung N zu vergrössern, ist beschränkt, da die grössere Antriebsleistung eine schwerere Antriebsmaschine erfordert.
Die Vergrösserung der Leistung würde also zu einer zu grossen Vergrösserung des Gewichtes des Senkrechtstarters führen, was dann zur Folge hätte, dass wieder mehr Kraftstoff mitgenommen werden muss. Mehr erforderliche Leistung und mehr erforderlicher Kraftstoff würden das Gewicht gegenseitig hochschaukeln. Zwar könnte man, wie Militärflugzeuge der Senkrechtstart-Ausführung es tun, leichte Gasturbinen hoher Leistung einsetzen. Dann aber wird der Kraftstoffverbrauch beim Start und bei der Landung bereits so hoch, dass in den paar Minuten des Startes und der Landung ein bemerkenswerter Teil des Gesamttreibstoffes verbraucht wird. Ausserdem verbrauchen die Gasturbinen im Fluge mehr Treibstoff als die Antriebsmaschinen des Erfinders. Und schliesslich sind die Schaft-Gasturbinen noch so teuer, dass ein Privatmann sie kaum bezahlen kann.
Die enorme Treibstoffvergeudung beim Senkrechtstart der Militärflugzeuge kann ein Zivilflugzeug sich kaum leisten. Die Leistungserhöhung kann also nur ganz begrenzt eingesetzt werden und die einzige Möglichkeit, das durch Treibstoffmengen schwere Interkontinentalflugzeug senkrecht in die Luft zu bringen, besteht daher nur in der Möglichkeit, die Propellerfläche F zu vergrössern und gleichzeitig eine erfindungsgemäss grössere Propellerzahl M mitzuverwenden.
Daher setzt der Erfinder für den Senkrechtflug schwerer Langstreckenfahrzeuge eine Mehrzahl von Propellern grösseren Durchmessers ein. In der Regel benötigt man allerdings für die Hubkraftsteigerung einklappbare oder einziehbare Propeller, was in Hinsicht auf das Einklappen der grossen Propeller im Fluge eine grössere Pilotenerfahrung und ein umfangreicheres und langwierigeres Pilotentraining erfordert.
Im folgenden werden einige weitere von vielen erfin dungsgemässen Ausführungen von veränderlichen Propellern in entsprechenden schematischen Darstellungen beschrieben.
Fig .12 zeigt den durch den Piloten am einfachsten zu kontrollierenden Propeller. Er hat in einer rotierenden, dem
Umfange zu zugespitzten Scheibe 640 zwei einziehbare und ausfahrbare Propellerblätter 643 und 644. Sie sind in den Führungskanälen 641 und 642 radial nach aussen zu bewegen, also ausfahrbar und einfahrbar. Je weiter die Propellerblätter 643 und 644 ausgefahren werden, je grösser wird der
Propellerdurchmesser. Je grösser wird also auch die Propeller-Kreisfläche F und je höher wird damit die Hubkraft des Propellers bei gleicher Antriebsleistung. Die Auswärts- und Einwärtsbewegung der Propellerblätter 643 und 644 kann man z.B. mittels Gewindespindeln 645 und 646 betätigen, die durch entsprechende Motoren 647 und 648 angetrieben und vom Piloten ferngesteuert werden können.
Die prinzipielle Anordnung derartiger Propellerblätter in einer diskus ähnlichen Scheibe mit scharfem Aussendurchmesser ist an sich bereits bekannt und in der Literatur auch beschrieben.
Die ausgefahrenen Propellerblätter dienen dabei für den Senkrechtstart, und im eingefahrenen Zustande dient die Scheibe 640 als Tragfläche für den Horizontalflug.
Die bekannten Vorschläge für derartige Scheibentragflügel mit einziehbaren Propellerblättern wurden aber bisher kaum technisch ausgeführt. Ihre Ausführung hatte auch nicht viel Sinn, denn die bisherigen Vorschläge hatten ganz erhebliche Mängel. Der grösste Mangel war, dass die Propellerblätter achsgleich angeordnet waren. Daher konnte ein Propellerblatt nur eine Länge von etwas weniger als den halben Durchmesser der Flügelscheibe haben. Der Durchmesser des Propellerkreises konnte im äussersten ausgefahrenen Zustande nur weniger als den doppelten Durchmesser der Flügelscheibe erhalten. Die Hubkraft vergrösserte sich dabei nicht allzuviel und ausserdem war die Hubkraft durch den Widerstand der Scheibe beim Senkrechtflug begrenzt.
Die Scheibe störte auch die Ausbildung des Propellerstrahles nach Fig. 1 sehr erheblich. Die volle Leistung nach den beschriebenen Formeln konnte daher bei den bekannten Scheiben-Regelpropellern gar nicht erreicht werden.
Durch die Erfindung werden derartige Scheibentragflügel mit einziehbaren Propellerblättern wesentlich verbessert. Dei Verbesserung besteht in erster Linie darin, dass die Propellerblätter nicht achsgleich, sondern achsparallel und vom Zentrum der Scheibe radial versetzt angeordnet werden. Dadurch entstehen statt einer Haltekammer der bisherigen Ausführung zwei zueinander etwa parallele Haltekammern 641, 642, die in ihrer Länge fast dem Durchmesser der rotierenden Tragflügelscheibe 640 entsprechen. Analog dazu können die Propellerblätter eine Länge erhalten, die fast dem Durchmesser der Tragflügelscheibe 640 entspricht. Während die herkömmliche rotierende Tragflügel Propeller-Scheibe im Senkrechtflug einen Durchmesser von etwa 3,6mal Radius der Scheibe erreichte, wird nunmehr ein Durchmesser von etwa 5,2mal dem Radius der Scheibe erreicht. Das Verhältnis 5,22/3,62 ergibt 2,086.
Daraus folgt, dass bei gleichem Gewicht der rotierenden Tragflügelscheibe die Propellerkreisfläche etwa 2,1mal grösser als eine der bekannten Technik ist und folglich die rotierende Tragflügelscheibe 1,28mal mehr hebt als eine der bekannten Technik.
Gleichzeitig ist das Verhältnis des Propellerstrahles zum Widerstandsdurchmesser der Scheibe günstiger als in der bekannten Technik.
Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist, dass die Rotation der Scheibe mit ihren Propellerblättern von Fluidmotoren erzeugt werden kann, die durch die erläuterten Pumpaggregate angetrieben werden können. Ausserdem kann der Gleichlauf des Propeller-Ausfahr- und Einfahrvorganges gerippes und der genannten Lagerteile der Schwenklager 29, 30 müssen die Regeln der Festigkeitslehre beachtet werden, da die Betriebssicherheit des Senkrechtstarters wesentlich von der Haltbarkeit und Festigkeit des Traggerippes abhängt.
Die Druckleitungen und Rückfluidleitungen können Stahlrohre oder Leichtmetallrohre sein und durch die Rippen 5' miteinander verschraubt, vernietet oder verschweisst sein. Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 2 und 3 sind sie zur Zeit Stahlrohre, Präzisions-Stahlrohre von 16 bis 24 mm Aussendurchmesser und 1,2 bis 1,8 mm Wandstärke. Der Erfinder hat bereits Traggerippe mit nur etwa 9 kg Gewicht und bester Haltbarkeit in der Praxis gebaut. Vorzugsweise werden zwei insbesondere als Druckfluidleitungen ausgebildete Traggerippeteile 35, 45 und 34, 44 oder 36, 46 und 37, 47 durch Verbindungsbügel miteinander zu einem kompletten, mindestens ein Fluidmotorenpaar 4, 5 oder 6, 7 und Propellerpaar 14, 15 oder 16, 17 tragenden und treibenden kompletten Traggerippe verbunden.
Der Erfinder zieht es vor, diese Verbindungen als Bügel auszubilden, damit die Mündungen der Fluidleitungen nicht relativ zu den Tragrohren abgebogen werden müssen. Diese Ausbildung hat den grossen Vorteil, dass man die Rohre, z.B. nach dem Schweissen der Rippen, in einfacher Weise durch gerade, unverbogene Mündungen hindurch putzen, also innen von Schweissschlacken und Fremdkörpern putzen kann. Denn Sauberkeit innerhalb der Leitungen ist eine unabänderliche Vorbedingung für den Betrieb des hydrostatisch getriebenen Senkrechtstarters. In der praktischen Ausführung sind auch die Verbindungsbügel durch in der Figur nicht eingezeichnete Rippen so verbunden, dass die Festigkeit, Steifigkeit und Haltbarkeit des gesamten kompletten Traggerippes gewährleistet ist. Die Hydromotoren wiegen in einer praktischen Ausführung nach den Beispielen von Fig. 2 und 3 je 8 bis 19 kg.
Die Traggerippe wiegen pro Propellerpaar 9 bis 18 kg und die Tragflächen 24 bis 27 je 8 bis 29 kg.
An denTragflügelteilen oder Tragflächen 24 u. 25 sind vorteilhafterweise die Querruder 7 angebracht. Der Rumpf erhält im allgemeinen ein Seitenruder 9 und entweder wird die hintere Tragflächenanordnung mit den Tragflächen 26 und 27 als verstellbares Höhenleitwerk ausgebildet, oder es werden den Tragflächen 26 und 27 Höhenleitwerke 8 zugeordnet. Die genannten Leitwerke können mechanisch, elektrisch oder hydraulisch bedient werden, und die entsprechenden Steuerleitungen führt man praktischerweise ebenfalls durch die genannten Schwenklagerkörper 29, z.B. durch die Mitte des betreffenden Schwenklagerkörpers 29. Die Steuermittel und Antriebsmittel für die genannten Ruder und Leitwerke sind in der Figur nicht eingezeichnet, da sie gegen über dem bekannten Stande der Technik nicht unbedingt etwas Neues enthalten müssen.
Vorteilhaft ist aber die Anordnung der Antriebs- und Bedienungsmittel teilweise innerhalb des genannten Traggerippes und die Leitung derselben teilweise durch den Schwenklagerkörper 29 hindurch.
Fig. 5 zeigt einen Schnitt durch einen Traggerippeteil entlang der Schnittlinie V-V. In ihm sind in beispielshafter Weise die Rückfluidleitungen 4" nahe zueinander gelegt, die Druckfluidleitungen 34 und 44 aber so weit voneinander und die Rückflussleitungen 4' so weit von den Druckfluidleitungen distanziert, dass der Querschnitt des Traggerippes die ausreichende Festigkeit und Steifigkeit erhalten kann, um die Fluidmotoren 4, 5, 6, 7; die Propeller 14, 15, 16, 17 und die Tragflächen 24, 25, 26, 27 betriebssicher und schwingungsfrei tragen und halten zu können. Vorteilhafterweise sind am Traggerippe Haltemittel 6' angeordnet, von denen in der Tragfläche 25 einige eingezeichnet sind. An ihnen kann man, wie z.B. in Fig. 5 gezeigt, die Tragflächenteile 125 und 225 befestigen, z.B. anschrauben oder annieten.
Die Tragflächenteile 125 und 225 können auch einteilig ausgebildet sein, oder es können Tragflügelhäute (z.B. Aluminiumplatten oder Plastikplatten von sehr dünner Ausführung) über Formrippen angebracht werden. Die Schrauben oder Nieten 14' zeigen derartige Befestigungsbeispiele. Während in Fig. 5 der Querschnitt des Traggerippes prinzipielle Dreiecksform zeigt, wird oft auch eine prinzipielle Quadrat- oder Rechteckform verwendet oder bei vielpropellerigen Senkrechtstartern auch Fünfeck-, Sechseck- usw. -Form. In Fig. 5 ist das Profil des Tragflügels symmetrisch, doch kann auch die übliche unsymmetrische Tragflügelprofilform oder eine andere verwendet werden.
Ist der Tragflächenquerschnitt unsymmetrisch, entspricht er z.B. dem üblichen Tragflügelprofil, dann darf der Tragflügel nicht ohne weiteres senkrecht für den senkrechten Start oder für die senkrechte Landung angestellt werden, weil dann eine rückwärts gerichtete Auftriebskraft am Tragflügelprofil ausgebildet würde, die den Flugapparat nicht senkrecht aufsteigen oder landen liessen, sondern einen Rückwärtsflug bei Start und Landung verursachen würde. Der Tragflügel muss deshalb bei diesen Manövern etwas nach vorne geneigt bleiben, damit eine senkrechte Flugbewegung beim Start und der Landung erreicht wird. Denn die Propeller bewirken einen nicht unerheblichen Luftstrahl über die Tragflügel, der beim herkömmlichen Einpropeller-Flugzeug kaum vorhanden war.
Die Tragflächen wirken daher bei Tragflügelprofilform selbst beim Schweben bereits so, als würden sie sich mit nicht unerheblicher Geschwindigkeit durch die Luft bewegen. Diese Einzelheiten erscheinen im genannten Handbook of my Flight-Technology und sie sind teilweise auch in der USA Patentanmeldung 760 006 beschrieben. Die strichlierten Linien in den Hydromotoren 4 bis 7 deuten an, dass diese Motoren Einrotormotoren oder Mehrrotormotoren nach dem USA-Patent 3 977 302 sein können. Doppelrotormotoren findet man auch in der DE-OS 2 420 853 oder in der DE-OS 2 420 614.
Fig. 9 zeigt schematisch einen Schnit durch Fig. 4 entlang der Schnittlinie IX-IX und eine beispielhafte Antriebsvorrichtung für die Schwenkbewegung des genannten Traggerippes mit den Hydromotoren 4 bis 7, Propellern 14 bis
17 und den Tragflächen 24 bis 27 daran. Natürlich kann sie auch für das Luftfahrzeug gemäss Fig. 3 mit acht Propellern und Fluidmotoren verwendet werden. In den Schwenklagerkörpern 29 sind die durchgehenden Druckfluidleitungen 35, 45 und 37, 37 sowie die Rückflussleitungen 4' sichtbar. Ausserdem zeigen die Mitten Antriebs- und Steuerleitungen 101 und 102 für den Antrieb entsprechender Ruder oder Lenkwerke. Im Fahrzeugrumpf ist der Antriebsmotor 501 befestigt, durch den im Ausführungsbeispiel die selbsthemmende Spindel 502 hindurchgeht und -on ihm nach rechts oder links bewegt wird.
Der Motor 501 wird vom Piloten ferngesteuert. was der Hauptlenkvorgang des Senkrechtfluges ist. Zweckmässig wird hier dem Hydraulikzylinder-Antrieb ein Rotationsmotor 501 und eine Spindel 502 vorgezogen, damit eine Selbsthemmung vorhanden ist und die Spindel 502 sich nicht unter Schwingungen oder Erschütterungen allein verstellen kann. An dem in der betreffenden Schwenklagerbuchse 30 gelagerten Schwenklagerkörper 29 ist ein entsprechender Hebel angebracht, und zwar Hebel 509 am linken und Hebel 510 am rechten Schwenkkörper. An den Enden der Spindel 502 befinden sich Schwenkbefestigungen 503 und 504 mit beweglichen Gelenken 505 und 506 zu den Schwenkverbindungen 507 und 508 an den Übertragungsteilen 509 und 510.
Die Drehung des Motors (Umlauf des Rotors im Motor 501) bewegt die Spindel zwischen den Enden der Schwenkteile 507, 508 nach rechts oder links, und zwar zwischen der gezeichneten rechten Endlage und einer linken Endlage. Die gezeigte rechte Endlage ist für den Horizontalflug, während die Linkslage für den Senkrechtflug, also für Start und Landung ist. Die Lage dazwischen ist für den Flug in der genannten Beschleunigungs- oder Interthrust-Stufe. Es sei noch erwähnt, dass die Schwenkbewegung auch so weit ausgedehnt werden kann, dass das Luftfahrzeug in der Luft eine heftige Bremsung durch einige Rückwärtsschwenkungen der Propellerachsen erfahren kann. Ebenso kann der Motor 501 für so hohe Drehzahl ausgelegt sein, dass die Schwenkbewegung sehr schnell ausgeführt werden kann.
Man möge sich von der Vorstellung befreien, dass in einem überfüllten Luftverkehr höhere Zusammenstossgefahr bestehe. Derartige Zusammenstossgefahr besteht auch im kommenden, z.B.
einem mit Millionen der Senkrechtstarter nach dieser Erfindung überfüllten Luftraum durchaus nicht unbedingt. Denn ein Senkrechtstarter dieser Erfindung ist nicht an eine hohe Fluggeschwindigkeit gebunden, um sich im Luftraum halten zu können, und ausserdem kann seine Geschwindigkeit in der Luft ähnlich plötzlich gebremst werden, wie die eines Kraftfahrzeuges auf der Strasse. Die Zusammenstossgefahr ist im überfüllten Luftraum sogar geringer als die Gefahr des Zusammenstosses von Autos auf der Strasse, denn die Senkrechtstarter dieser Erfindung können mit automatischen Zusammenstoss-Vermeidern nach dem USA-Patent 3 801 046 ausgerüstet werden, die sich einander nähernde Luftfahrzeuge zügig abbremsen und bei weiterer Annäherung schliesslich völlig auf Geschwindigkeit Null abbremsen.
In Fig. 7 ist einer derjenigen Schaltpläne schematisch gezeigt, der bei den Senkrechtstartern nach Fig. 2 und 3 bevorzugt wird. Darin sind Rückflussleitungen nicht eingezeichnet, um die Übersichtlichkeit nicht einzuschränken.
Ebenso sind die Fluidtanks nicht eingezeichnet.
Bei den Senkrechtstartern nach Fig. 2 und 3 sind drei oder vier Antriebsaggregate vorgesehen, insbesondere drei, weil derartige Aggregate heute im Forschungsinstitut des Erfinders vorhanden sind in der angepassten Leistungsgrösse. Die Leistungsbemessung ist dabei so, dass zwei der Antriebsmaschinen ausreichende Leistung abgeben, um den Senkrechtstarter in der Luft im Schweben erhalten zu können. Die dritte Antriebsmaschine ist eine Leistungsreserve.
Eine automatische Leistungsüberwachung, die dem Gashebel des Piloten untergeordnet oder übergeordnet sein kann, vermag die Gashebel der Antriebsmaschinen auf 2/3 bis 3/4 der Maximalleistung zu begrenzen und automatisch die zwei restlichen Antriebsmaschinen auf Vollgas zu stellen, wenn eine der Antriebsmaschinen im Senkrechtfluge ausfällt. Fotos und Leistungsdiagramme der beispielhaften Antriebsmaschinen befinden sich im Handbook of my Flight-Tech nology > . Anstelle einer automatischen Leistungsüberwachung kann diese natürlich auch durch den Piloten übernommen werden, je nach Ausrüstungsgrad des Senkrechtstarters.
Fällt im Senkrechtflug, also beim senkrechten Start oder bei der senkrechten Landung, eine der Antriebsmaschinen aus. dann nimmt die Steiggeschwindigkeit ab und der Pilot merkt dann an der Abnahme der Steiggeschwindigkeit oder an der Zunahme der Sinkgeschwindigkeit, dass eine seiner mehreren Antriebsmaschinen ausgefallen ist. Er wird dann das Landemanöver einleiten, um nicht auf die Dauer mit nur zwei Antriebsmaschinen weiterzufliegen.
Bei grösseren Ausführungen des Erfindungsgegenstandes, insbesondere für Langstrecken- und Interkontinental Flugzeuge, ist eine Landung bei Ausfall einer der Maschinen nicht notwendig. Denn diese erhalten eine solche Antriebsmaschinen-Anzahl, dass die Flugzeuge auch bei Ausfall zweier der Antriebsmaschinen über dem Atlantik bis Amerika weiterfliegen können. Der Ausfall einer oder zweier Antriebsmaschinen über dem Ozean hat lediglich zur Folge, dass das Flugzeug dann langsamer fliegt, etwas länger unterwegs ist, weniger Benzin verbraucht und eine wesentlich grössere Reichweite erhält, so dass es, z.B. bei einem Fluge von Frankfurt aus, statt in New York zu landen, auch noch bis Chicago weiterfliegen kann, wenn eine oder zwei Antriebsmaschinen schon über Frankreich ausfielen und das Übersee-Flugzeug dadurch zum geringeren Benzinverbrauch gezwungen wurde.
Im übrigen sind in der bevorzugten Ausführung die Antriebsmaschinen nicht in den Tragflügeln, wie bisher üblich, sondern im Rumpf untergebracht, so dass der Flugzeugmechaniker ausgefallene Antriebsmaschinen im Langstreckenflug während des Fluges reparieren kann und Teile ausgetauscht oder Ersatzmaschinen angeschlossen werden können.
Bei den Kraftfahrzeugen von heute sind derartige vorteilhafte Möglichkeiten noch nicht allgemein üblich.
Die vier in vier räumlich voneinander getrennten Druckfluidkammergruppen mit zueinander gleicher oder verhältnisgleicher Fördermenge, z.B. nach DE-OS 2 420 543 oder US-PS 3 398 698, erzeugten Druckfluidströme verhältnisgleicher oder gleicher Durchflussmenge 61, 71, 81, 91 des als. Druckfluid-Vierstrom-Anlage ausgebildeten Antriebssatzes 1, 11 führen zu den vorderen Rotoren der Doppelrotor Fluidmotoren 4, 5, 6, 7, entsprechend dem USA-Patent 3 977 302. Die vier Druckfluidströme gleicher Durchflussmenge 63, 73, 83, 93 führen zu den hinteren Rotoren 57, 56, 54 und 55 der Doppelrotor-Fluidmotoren entsprechend dem genannten USA-Patent. Wenn einer der Rotoren der Fluidmotoren z.B. durch Fremdkörper im Druckfluidkreislauf, blockiert, wird der zugeordnete Antriebssatz durch Überlastung abgewürgt, da der blockierende Rotor kein Druckfluid mehr aufnimmt.
Die gesundgebliebenen anderen Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren nach USA-Patent 3 977 302 übernehmen dann den Antrieb der sich durch die Rotoren erstreckenden Propellertrag- und -treibwelle allein und der blockierende Rotor sowie die drei anderen durch die Druckfluidschaltung stillgesetzten Rotoren schalten sich dabei automatisch durch Freilauf von der sie drehzahlmässig überholenden Treib- und Tragwelle ab. Wenn andererseits eine der Antriebsmaschinen 1, 11 oder 3, 13 ausfällt, wird in den genannten Fluidmotoren jeweils nur noch einer der beiden Rotoren weitergetrieben, und der jeweils eine der Rotoren pro Fluidmotor übernimmt dann wieder den Antrieb der Trag- und Treibwelle, während der jeweilige nicht mehr treibende Rotor durch Freilauf-Drehzahl-Überholung automatisch von der Trag- und Treibwelle des betreffenden Motors abgeschaltet ist.
(In Briefen führender Experten kommt immer wieder zum Ausdruck, dass man nur Axialkolbenmotoren für verwendbar hält, Radialkolbenmotoren aber nicht verwendbar seien. Diese irrige Annahme ist noch dadurch gefördert worden, dass nach Studium der Aggregate des Erfinders in Japan durch deutsche Experten Anfang der sechziger Jahre eine Tendenz auch in Deutschland entstanden ist, Radialkolben-Pumpen wieder zu bauen. Diese erschienen dann Anfang der siebziger Jahre unter Umgehung der Patente der tieftauchenden Kolbenschuhe des Erfinders, was zu so kurzem Kolbenhub führte, dass diese Aggregate wohl als Kurzhub-Hochdruckpumpen sehr gut sind, des geringen Kolbenhubes wegen aber als Hydromotoren nicht mehr rationell verwendbar sind. Das Auftauchen dieser Art Radialkolbenpumpen hat daher den unrichtigen Eindruck verstärkt, dass Radialkolbenmotoren generell nicht rationell einsetzbar seien.
Tatsache ist, dass Radialkolbenmotoren hohe Wirkungsgrade über 90% erreichen und sehr betriebssicher sind, wenn sie mit den tieftauchenden Kolbenschuhen oder mit tieftauchenden, freifliegenden Kolbenschuhen nach den Patenten des Erfinders gebaut werden.)
Der Antriebssatz 2, 12 von Fig. 7 arbeitet auf beide Rotoren aller Fluidmotoren, derart, dass die Leitungen 62, durch in die Druckfluidströme gleicher Durchflussmenge eingeschaltete Hydromotoren 647, 648 zum Antreib der Spindeln 645, 646 erzwungen werden, was bei der Vortechnik nicht ohne weiteres garantiert war.
Man kann eine oder mehrere der Tragflügelpropellerscheiben am Luftfahrzeug anordnen. Die Handhabung des Überganges vom Senkrechtflug zum Waagerechtflug durch den Piloten ist bei diesen Tragflügel-Propellerscheiben relativ einfach, da ein stufenloser Übergang möglich ist. Von Nachteil ist aber der hohe Wirkungsgradverlust im Propellerstrahl durch den Widerstand der zur Luftstrahlachse senkrechten Scheibe. Die aufgeführten Gleichungen müssen daher mit einem Scheibenwirkungsgrade multipliziert werden, wodurch die aktuelle Hubkraft zwar merkbar verringert wird, doch ist der Scheibenwirkungsgrad bei der Erfindung besser als der der Vortechnik. Empirische Daten solchen Scheibenwirkungsgrades liegen bisher kaum vor.
Wirkungsgradmässig günstiger ist das System nach Fig.
16. Links in Fig. 16 ist ein Klapp-Propeller mit 496, 497 im ausgefahrenen Zustande und mit 496, 497 im eingefahrenen Zustande dargestellt. 496 ist das eine Klappbett des Propellers und 497 das andere Klappbett des Propellers.
Angetrieben ist der Propeller durch den Fluidmotor 493.
Im Tragflügel ist der Propellerraum 489 angeordnet, in den der nach vorne zusammengeklappte Propeller eingefahren werden kann. Der Antrieb 485 ist im Flugzeugteil, z.B. im Tragflügel 480, angeordnet, um den Fluidmotor in Position 482 einzuziehen und die eingeklappten Klappflügel 486, 487 in der Propellerkammer im eingefahrenen Zustande unterzubringen. An die Motoranschlüsse 483, 484 müssen bei dieser Ausführung flexible Druckfluidleitungen angesetzt werden, damit der Einfahr- und Ausfahrvorgang verwirklicht werden kann. Die Propellerkammer 489 kann man vorteilhafterweise zwischen den Fluidleitungen 463, 464, 465 und 466 des Traggerippes anordnen. 481 zeigt die Tragflügelaussenhaut.
Der Zweck einer solchen beschriebenen Anordnung ist es, beim Senkrechtstart mehrere zusätzliche Propeller M zu haben, die die Hubkraft vergrössern, die man aber im Horizontalflug nicht mehr benötigt und daher im Horizontalflug in ein Flugzeugteil einzieht, damit sie im Horizontalfluge keinen unnützen Widerstand hervorrufen und keinen unerwünschten Leistungsverbrauch verursachen.
Die grösste Hubkraft für Langstreckenflugzeuge, Interkontinentalflugzeuge oder Lastenschlepper beim Senkrechtflug erreicht man durch die Anordnung nach Fig. 13. Sie enthält vier Klapp-Propeller nach Fig. 16, jedoch Klapp Propeller mit viel grösseren Radien der Klappflügelradien. In diesem Ausführungsbeispiel kann der Klappflügelradius fast die Länge des Luftfahrzeugrumpfes erhalten. Die Propellerkreisflächen werden dabei so gross, dass mit relativ geringer Leistung ein sehr hohes Luftfahrzeuggewicht mit viel Treibstoff im Luftfahrzeug gehoben werden kann. Entsprechend sind zwei Klapp-Propeller an schwenkbar gelagerten Fluidmotoren am vorderen und hinteren Ende des Luftfahrzeugrumpfes angeordnet, die man in zwei im Luftfahrzeugrumpf angeordnete Propellerkammern 711 einziehen kann.
Die Kammern erstrecken sich fast durch die ganze Länge des Luftfahrzeugrumpfes, wodurch der grosse Propellerradius möglich wird. Die Propellerkreisfläche jedes dieser Propeller hat dann einen Durchmesser von fast der zweifachen Länge des Luftfahrzeugrumpfes. Zusätzlich können an den Flügelenden etwa zigarrenförmige, lange Behälter 707 und 708 angeordnet werden, die gleichzeitig die Randwirbel der Tragflächenenden reduzieren können, wie bisherige Brennstofftanks an Tragflügelenden. Diese Tragflügelbehälter 707 und 708 erhalten Propellerkammern 712 und 713 zur Aufnahme der eingeklappten und eingefahrenen Propeller und der Hydromotoren im Horizontalflug. Da die Propelleranordnung in Fig. 16 bereits dargestellt ist, werden in Fig. 13 nur die Propellerkammern gezeigt, da aus Fig. 16 im Prinzip ersichtlich ist, wie man die Propeller und die Fluidmotoren den Propellerkammern zuordnet.
In Fig. 13 hat man also vier grosse Propeller symmetrisch zum Luftfahrzeugrumpf verteilt angeordnet. Im vorderen Teil 703 des Höhenleitwerks mögen die Propeller 705 für den Horizontalflug angeordnet sein, die, wie aus den anderen Figuren bekannt, durch Fluidmotoren angetrieben werden. Das Höhenleitwerk ist mit 704 bezeichnet. Diese Luftfahrzeugausführung kann einen guten Horizontalflug mit geringem Widerstandsbeiwert des Luftfahrzeugs bringen. Sehr grosse Reichweiten, z.B. für den Interkontinentalflug sind möglich. Ebenso sind sehr grosse Hubkräfte möglich für den Senkrechtflug, so dass das Luftfahrzeug ausser sich selbst auch die grossen Benzinmengen für den kommenden Interkontinentalflug mitheben kann. Aber die Herstellung dieses Luftfahrzeuges ist nicht mehr billig.
Entweder erfordert diese Ausführung ein ganz hohes Pilotentraining beim Einziehen der grossen Propeller, oder aber die Propeller müssen stufenlos einklappbar ausgebildet werden, was teure Propeller verursacht. Für den Kurz- und Mittelstrekkenflug wird man daher aerodynamisch eventuell etwas ungünstigere Ausführungen nach Fig. 2 und 3 vorziehen, da deren Einfachheit und Betriebssicherheit den eventuell etwas grösseren aerodynamischen Widerstand durch vier Tragflügelteile überwiegen. Die Tragflügel 701 und 702 haben, wie üblich, Querruder 709.
Im oberen Teil von Fig. 13 sieht man einen Träger, z.B. 602 nach Fig. 10 oder 11. Er ist zweiteilig gegabelt und enthält in den Gabelzweigen die Fluidleitungen 801 und 802. Die Enden der Gabelzweige 602 sind als Schwenklagerhülsen 803 ausgebildet, in denen die Schwenklagerkörper 804 des Fluidmotors 805 schwenkbar gelagert sind. Der Fluidmotor 805 kann daher in dem Träger 602 schwenken.
Die Fluidleitungen führen von dem Träger 602 durch die Schwenklagerkörper 804 in den Fluidmotor 805 hinein und bei der Rückleitung aus ihm heraus. An der Welle des Fluidmotors ist die Propellerhalterung 815 angebracht. Durch sie hindurch kann sich die Klappvorrichtung 806 ertrecken, die durch Gelenke 808, 809 und 810 mit den Klappflügelteilen 811 und 812 des Propellers 811, 812 gelenkig verbunden sein kann. Durch Axialbewegung der Vorrichtung 806 können die Propellerflügel 811, 812 wahlweise spitz nach vorne eingeklappt oder radial nach aussen zur üblichen Propellerform ausgeklappt werden. Zur Lagerung des Klappvorganges sind die Propellerflügel 811, 812 in den Lagern 813 und 814 der Propellerhalterung 815 gelagert. Der Antrieb der Vorrichtung 806 kann z.B. durch elektrische oder hydraulische Fernbedienung erfolgen.
Ebenso erfolgt der Antrieb der Schwenkung des Fluidmotors 805 mit seinen Lagerkörpern 804 in den Lagerhülsen 803 der Trägergabel 602 durch elektrische oder hydraulische Fernbedienung über Fluidzylinder oder besser über Motoren und Gewindespindeln mit entsprechenden Gewidebuchsen.
In Fig. 14 und 15 ist eine weitere beispielhafte Ausführung der Befestigung von Tragflügelteilen am Traggerippe dargestellt. Die Fluidleitungen 463, 464, 465 und 466 sind hier an den Kanten eines Quadrates angeordnet, z.B.
derart, dass die Fluidleitungen unverbogen direkt an die Anschlüsse des Fluidmotors 461 gerade angeschraubt werden können. Die gerade Fluidleitung hat den grossen Vorteil der einfachen inneren Reinigungsmöglichkeit und ausserdem ist sie billig, da das Biegen fortfällt. Die Rohrleitungen des Traggerippes werden von oben und von unten von parallel zur Flugrichtung verlaufenden Leichtstoffplatten 467 um griffen. Die Leichtstoff-Halbplatten 467A und 467B werden durch eine Überlegplatte 467D miteinander verschraubt oder vernietet, so dass das Traggerippe fest von den Plattenteilen 467 umgriffen ist und die genannten Platten 467 fest am Traggerippe 463 bis 466 gehalten sind.
Die Aussenhaut 468 der Tragfläche 469 wird an den genannten Platten 467 befestigt und erhält durch sie die Tragflügel-Profilform. 462 ist der vom Fluidmotor 461 getriebene Propeller, Fig. 14 ist ein Schnitt durch Fig. 15 entlang der Schnittlinie XIV XIV.
(Weitere Einzelheiten sind in 50 Millionen Wörtern in der einschlägigen Literatur des Erfinders und in seinen Prüfungsberichten enthalten. Die vorliegenden Unterlagen enthalten daher nur wenige der Ausführungsbeispiele. Die Angaben von Grössen und Leistungen einzelner Ausführungsbeispiele dienten dazu, dem Leser einen Eindruck in technische Einzelheiten zu geben. Doch hat die Nennung von technischen Daten in diesen Unterlagen nicht den Zweck, den Eindruck zu erwecken, dass z.B. die Ausführungen nach Fig. 2 und 3 nur in der Grösse und Leistung geplant seien, wie als Beispiele in den technischen Daten angegeben. Vielmehr gehören zu den einzelnen Figuren Ausführungen verschiedener Baugrössen und auch Abwandlungen je nach Verwendungszweck oder Aufgabe des betreffenden Senkrechtstarters.
Von der Beschreibung von Wirkungen und Teilen von Hilfsaggregaten und Zusatzgeräten musste abgesehen werden, um die Beschreibung in diesen Unterlagen auf das Wesentliche zu beschränken. Eine Kurzzusammenfassung der Flugtechnik befindet sich im bereits genannten Handbook of my Flight-Technology . Antriebsaggregate, Hydropumpen, Hydromotoren und Prototypen gemäss Fig. 2 und 3 können vom Erfinder käuflich erworben werden. Die genannte einschlägige Literatur des Erfinders ist am Ende des genannten Handbuches aufgeführt.)
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PATENT CLAIMS
1. Aircraft, characterized in that it has several propellers (14-17, 140, 150, 160) driven by fluid motors (4-7, 493, 461, 605, 607, 647, 648, 805) to influence its behavior , 170, 496, 497, 604, 606, 705, 706).
2nd Aircraft according to claim 1, characterized in that the propellers (14-17, 140, 150, 160, 170, 496, 497, 604, 606, 705, 706) can be changed in their position in such a way that the aircraft both for vertical take-off and . is capable of vertical landing as well as horizontal flight or hovering.
3rd Aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the propellers (14-17, 140, 150, 160, 170, 496, 497, 604, 606, 705, 706) from a vertical or approximately vertical position to a horizontal or approximately horizontal position are pivotally arranged.
4th Aircraft according to one of Claims 1 to 3, characterized in that the lines between the pumping means (1-3, 11-13, 626, 627) which generate the pressurized fluid flows and the fluid motors driving the propellers at least in sections due to the position change of the propeller pipes ( 4 ', 34, 35, 44, 45, 135, 235, 335, 435) are formed.
5. Aircraft according to one of claims 1 to 4, characterized in that the pressurized fluid lines are formed to a supporting frame (34-37, 44-47) stabilized by intermediate parts, which is held in the aircraft fuselage (31, 601) and the fluid motors with the associated ones Propellers.
6. Aircraft according to claim 5, characterized in that said support frame is formed by at least two fluid pipes (34-37, 44-47) and additional ribs (5 ') or further support parts and, preferably on both sides by the aircraft fuselage (31, 601 ) extending, is pivotally mounted in the aircraft fuselage.
7. Aircraft according to claim 5 or 6, characterized in that the said supporting frame consists of at least three fluid lines (34-37, 44-47) with stiffening ribs (5 ') interposed therebetween.
8th. Aircraft according to one of Claims 5 to 7, characterized in that it contains at least two supporting skeletons (34-37; 44-47) which extend through the fuselage (31, 601) on both sides and are mounted therein.
9. Aircraft according to one of claims 5 to 8, characterized in that the supporting skeletons (34-37; 44-47) are provided with bearing bodies (804) which are pivotably mounted in bearing sleeves (803) arranged on the aircraft fuselage (31, 601).
10th Aircraft according to claim 8 or 9, characterized in that the at least two supporting skeletons (34-37; 44-47) are provided with a swivel drive (29, 30; 501-511; 605, 607) which is common to them and moves in relation to one another.
11. Aircraft according to one of Claims 5 to 10, characterized in that wing parts (24-27; 125, 225) are assigned to the supporting structure.
12. Aircraft according to claim 11, characterized in that the wing parts (24-27; 125, 225) are attached to and supported by said supporting frame (34-37; 44-47).
13. Aircraft according to one of claims 1 to 12, characterized in that the propellers are partially designed as folding propellers (496, 497) and arranged in rooms (489) together with the fluid motors which are assigned to them, retractable and extendable.
14. Aircraft according to one of claims 1 to 13, characterized in that it is provided with at least one retractable pair of propellers (643, 644) which in at least one chamber (641, 642) in the aircraft fuselage (31,
601), wing parts or retractable into the body at the wing ends.
15. Aircraft according to one of claims 1 to 14, characterized in that it is provided with fluid motors which are pivotably arranged on front and rear supports and propeller driving and which can also be assigned wing parts (24-27; 125, 225).
16. Aircraft according to Claim 1, characterized in that at least one rotating, propeller-carrying hydrofoil disk (640) is arranged, the propellers of which are longer than the radius of the disk and can be tightened deeper therein than the radius of the disk.
17th Aircraft according to claim 16, characterized in that the propeller blades are arranged radially offset to the center of the disc.
18th Aircraft according to one of claims 1 to 17, characterized in that the fluid motors are switched on in spatially separate pressurized fluid flows of the same flow rate.
19th Aircraft according to one of claims 1 to 18, characterized in that drive and operating means (101, 102) for the empennage parts are passed through the supporting structure and pivot bearing of the empennage parts.
The invention relates to an aircraft that can fly or hover vertically or horizontally if necessary.
Helicopters and hydrofoil aircraft are known. Some start horizontally, others vertically. The drive of propellers by means of fluid motors is already known.
In the known aircraft, it was assumed that the most rational way of driving the propeller was to place the propeller directly on the crankshaft of an aircraft engine. This should avoid gearboxes between the engine and the propeller, which would allow the greatest possible propeller thrust to be achieved based on the previous technology, because losses in gearboxes between the engine and propeller would be eliminated.
At first glance, this assumption of the known technology gives the impression of very convincing correctness, but, as the inventor has recognized, it is, under certain circumstances, a fatal mistake which has hitherto significantly affected the construction of aircraft.
This fact results in the context of the invention from the following consideration, in particular with reference to FIG. 1.
The momentum that the lifting screw (main propeller) gives the air downwards and through which the lifting screw generates the load capacity is:
I = mV1 = 2 pFVl2 (1)
The kinetic energy in the air jet behind the screw is: m EK = - (2V1) 2 = 2pFV13 (2)
2nd
Equation (2) can be solved according to V1 and obtained:
EMI1. 1
whereby one can insert and obtain the V1 of equation (3) in equation (1):
EMI2. 1
N N
H3 = S3 = 8p3F3 2pF 2pF or
8th
H3 = S3 = -pFN2
4 or
EMI2. 2nd
(5)
EMI2. 3rd
With the following meanings: p = air density (in kg s2 / m4) N = power (in kgm / s) S = H = lifting force (in kg) I = impulse (in kg) V, = speed of the air in the propeller plane = m / sm = mass of air picked up in mass kg = kg / 9.81 F = propeller surface m2.
The number of propellers M is introduced, whereby for the comparison with the classic helicopter it is assumed that the flying machines to be compared use propellers of the same diameter.
For the transmission-transmission efficiency, z7 is introduced.
Accordingly, M and r) are introduced in equation (5), whereupon one obtains:
EMI2. 4th
From this equation it is immediately apparent that the gear efficiency is no longer harmful with its usual ratio, but only with the third root of its square.
It can also be seen that the M propellers give a much higher CF and the propeller efficiency is thereby much cheaper.
Thereafter, equation (7) for the comparison of the helicopter systems is further simplified by assuming the same for both, i.e. omitting the values 2, p, N and F, i.e. assuming the same power, the same propeller diameter and the same air density for both types of hoist, and this is how you get the comparison formula:
EMI2. 5
and can be used to make a comparison diagram (Fig. 17) Calculate by plotting the comparison of the lifting force FTL over the gear efficiency and thus a direct comparison of the helicopter systems with the same air, the same propeller diameter and the same drive power, but different gear efficiency.
From this it can be seen that the lifting forces can almost be doubled by the invention compared to the conventional technology, which can be the deciding factor for the success or failure of the vertical take-off.
The calculation of the lifting forces, tractive forces, shear forces or the power for corresponding forces was carried out above for the stand, i.e. if the aircraft still does not have a forward speed V0. Between the level of standstill and the level of continuous flight with the same tractive effort and the same resistance is the level in which the aircraft constantly changes its speed, for. B. accelerates.
This level can be called the acceleration level. In the inventor's handbook Flight Technology, it is called the Interthrust range. In this stage, the propeller pull decreases with increasing speed. For a known power of the drive machine, the propeller traction is obtained for the acceleration stage according to the formulas of the inventor:
EMI2. 6
whose derivation can be found in the Handbook of my Flight Technology. The first of these two formulas (9) is the computationally simpler, the latter (10) the somewhat more precise.
In later flight, i.e. after the aircraft flies in the air roughly horizontally, parallel to the earth's surface, i.e. when the resistance of the aircraft is in balance with the traction of its propellers, the following equation applies:
W = (p / 2) Co A VO2 (11) and further: NABGABE W X VO (12)
These two equations are combined into: p ABGABE = - CW A vt, 2 VO (13)
2nd
The equation (13) thus obtained is converted into:
EMI2. 7
which allows you to predict the speed of the aircraft.
In the above equations, the quantities used in practice mean: W = aircraft resistance in kg; p = air density, e.g. B. 0.125 kg s2 / m4 near the ground; Cw is the drag coefficient (dimensionless); A the wing projection in m2; V0 the flight speed in m / s and N the power output of the aircraft in kgm / s).
Equation (14) can also be written as follows:
EMI2. 8th
From the diagram calculated on the basis of Fig. 17 you can see that even if you place a hydrostatic transmission between the power source, e.g. B. an internal combustion engine or a gas turbine, and the propeller in question switches, significantly higher lifting forces or tractive forces when stationary, vertical take-off, vertical landing, or flight or take-off at a moderate speed than with a previous aircraft on the flange of the crankshaft flanged propeller if the same total power is installed in both cases.
It is therefore more efficient to drive a pump or pumps that generate fluid streams through the drive machine and to use a number of fluid motors to drive a plurality of propellers through each of the fluid streams or through a plurality of fluid streams. This teaching applies under the additional condition that the several propellers have the same diameter as the previous one had a propeller of a conventional propeller drive.
It is therefore advantageous if the aircraft is driven by several propellers, the power being able to be transmitted from the prime mover (s) to the hydraulic motors driving the propellers via a multi-flow hydraulic transmission.
This essentially gives two new main types of aircraft, namely a vertically starting multi-propeller vehicle and a horizontally starting multi-propeller vehicle, in both cases a change in the position of the propellers has a positive influence on the behavior of the aircraft and helps to save fuel.
In the first, preferred embodiment of the invention, the plurality of propellers are used to be arranged distributed on wings and thus to achieve an increased stroke of the propeller sum with little power installation and thereby to achieve a rational vertical take-off and a rational vertical landing - both in a small space.
The propellers are held on a fluid line construction which can be pivoted in joints in the vehicle fuselage, as a result of which the propellers can be changed from the vertical axis position into the horizontal axis position, namely can be pivoted.
Small hydrofoils can be attached to the fluid line structure so that the vehicle can continue to fly horizontally on small aerofoils of low resistance after the start and after the propeller has been swiveled.
While the usual hydrofoil plane requires large wings for takeoff and landing, the wing according to the invention has only small wings because the takeoff and landing are carried out with propellers with vertical axes. It therefore only requires small, low-resistance wings and can therefore use less fuel in the horizontal wing flight than the conventional aircraft.
This embodiment of the invention saves drive energy in the vertical takeoff and landing. It is also very easy to manufacture, cheap and reliable. Another advantage is that the following wing flight requires much less fuel than a helicopter. It can manage at a moderate speed around 100 to 150 km / h with less fuel than a car common today and only needs larger amounts of fuel when it goes to high flight speeds between 150 km / h and about 700 km / h.
According to another likewise preferred embodiment of the invention, some, many or one propeller in flight together with the fluid motors driving them are placed in the fuselage or in other parts of the aircraft, such as windows, wings or the like. the like , moved in.
This in turn saves fuel, because the aircraft does not need as many propellers in forward flight as when taking off vertically or landing vertically. By pulling in one or more propellers for fast forward flight, the resistance of the retracted propellers in the air flow is switched off and a lower traction to the forward propulsion of the aircraft is sufficient.
Further exemplary embodiments and advantages of the various possibilities according to the invention are described in detail with reference to the figures. It is possible to arrange individual components alone or in combination, or occasionally omit them for price reasons, depending on the type of aircraft you want to build or use.
Mathematical, technical and economic details can be found in Karl Eickmann's Handbook of my Flight-Technology, published by Dr.
Richard Breinlich, - Felsenkellerweg 1, D-7120 Bietigheim.
The drawing shows:
Fig. 1 the flow through the propeller circuit known from the propeller theory, namely once with a vertical propeller in levitation without movement in the air and once with a horizontal, horizontal forward flight at the flight speed Vc,
Fig. 2 shows an exemplary embodiment of a vertical starter of the invention, specifically on a scale of approximately 1: 100 for one to three people, the vehicle once with vertical propellers and wings for the vertical take-off or vertical landing and once for horizontal flight with horizontally oriented wings and propeller axles and also next to it, seen from above, is shown in level flight,
Fig. 3 shows another embodiment of the high-speed starter of the invention, with eight propellers, the illustration being in the same manner as in FIG. 2 is shown.
Fig. 4 shows a horizontal section through an exemplary embodiment of a vertical starter of the invention in horizontal flight, hatching being omitted for the sake of clarity,
Fig. 5 shows a cross section through FIG. 4 along the section line V-V,
Fig. 6 shows a longitudinal section through an exemplary embodiment of the combination of a plurality of pressure fluid lines from different power sources onto a common pressure fluid line,
Fig. 7 shows a schematic representation of a circuit diagram for driving four double motors by three power sources,
Fig. 8 shows an embodiment of a power plant that can be used according to the invention,
Fig. 9 shows an exemplary embodiment of the pivoting device of the supporting frame of the invention,
Fig. 10 is a view of another embodiment of a high-speed starter of the invention.
Fig.
11 shows a view of another embodiment of a vertical starter according to FIG. 10,
Fig. 12 is an exemplary embodiment of a disc-shaped rotary wing with retractable propeller blades of the invention.
Fig. 13 shows a further exemplary embodiment of a vertical starter of the invention,
Fig. 14 and 15 a further supporting structure of a wing structure of the invention,
Fig. 16 shows an embodiment of a retractable folding propeller of the invention and
Fig. 17 shows a diagram in which the ratio of the tensile forces of the system according to the invention at different efficiency levels of the hydraulic drive is shown in comparison to the conventional crankshaft propeller drive.
In Fig. 1 shows the propeller jet known from the literature, namely once for the propeller in a stationary state, that is to say without forward movement, and once in flight with forward movement. In the right part of Fig. 1, the flight speed V0 is therefore zero and in the left part of FIG. 1 is the airspeed V ,. Accordingly, as is known from the literature, the speed V1 = V2 / 2 in the propeller plane in the right part of the figure and in the left part of FIG. 1 is the speed in the propeller plane Ví = (Vf, + V2) / 2. This is generally known from propeller theory, and Fig. 1 therefore contains nothing new. However, it is intended to explain the basis for the calculations in the context of this invention.
Further details can be found in the previously mentioned Handbook of my Flight Technology.
Fig. FIG. 2 shows a preferred exemplary embodiment of an aircraft according to the invention, namely in the upper left part of the figure an exemplary vertical take-off in the vertical flight position; in the lower left part of the figure the same vertical starter in horizontal flight position and in the right part of the figure the view of the vertical starter from above when it is in a horizontal forward flight. In the fuselage 31 of the aircraft designed as a vertical take-off is the power center and is preferably in the lower part 10 of the aircraft body, for. B. attached to the bottom of the fuselage.
There they form a weight center of gravity together with other weights. The swivel bearings 29, 30 are attached to the fuselage, in which the support frame (not shown in the figure) is pivotably mounted and can be pivoted at least into the horizontal position and at least into an approximately vertical position.
Connected to the supporting structure are the supporting surfaces 24 to 27, which can be arranged as shown in the figures. In a preferred embodiment, the aircraft also has a rudder 9 and ailerons 7 '. On some of the wings, tailplane 8 can be used as shown in Fig. 4 can be arranged, or the wings can be designed as a horizontal stabilizer 8. The vertical take-off and the vertical landing should be called floating in the following vertical flight and floating in the air without upward and downward movement should be called short. In the upper left part of Fig. 2 you can see the aircraft in hover and vertical flight position. In this position, the propellers 14 to 17 form a center of gravity, the propellers being arranged in this way. that the center of gravity lies above the already mentioned center of gravity of the vertical starter.
Pulling the center of gravity upwards above the center of gravity that pulls down automatically causes the fuselage to always be horizontal to the sea surface. The supporting skeletons are assigned propeller 14 to 17 holding and driving fluid motors, in particular hydraulic motors 4 to 7 (the preferred embodiment of the fluid motors as hydraulic motors also applies to all fluid motors forming the subject of this application), which are driven by a power source with the same rotational speed be that the propellers 14 and 15 form a pair of propellers, the propellers 16 and 17 form a second pair of propellers and the motors and propellers in each pair of propellers are given opposite directions of rotation. An exemplary interior structure of the aircraft of Fig. 2 can be seen in Fig. 4 or in Fig. 7.
Although the practical design of an aircraft according to Fig. 2 and 9 and also the designs according to the other figures of aircraft of the invention depend on the respective state of the art and above all on the respective temporal state of the art of the drive units, 2 and 3 to scale, namely on a scale of about 1: 100, to demonstrate a first overview of the stage that is already technically feasible and in the process of being realized.
Possible and in practical planning are of course according to Fig. 2 and 3 not only the one to three person small planes shown to scale, but also those for larger numbers of people and for large payloads. The true-to-scale representation should therefore in no way indicate that the aircraft or Vertical takeoff design according to the invention on the scale representation in Fig. 2 and 3 is limited.
Otherwise, Fig. 2 Today's cheapest to produce vertical launcher for one to three people or a corresponding transport weight. This aircraft has space in a larger car garage and can also be built in it. The manufacturing costs are much lower than the price of today's luxury passenger cars.
Fig. 3 shows a similar aircraft, which is different from FIG. 2 differs in that instead of four propellers a total of eight propellers are arranged, the additional propellers being designated 140, 150, 160 and 170.
Otherwise, the basic structure of Fig. 3 that of Fig. 2, so that the above description of FIG. 2 also for Fig. 3 applies unless additional differences are explained below. The whiz kid of Fig. 3 thus has eight fluid motors and propellers instead of four in Fig. 2 and correspondingly a larger number of pressurized fluid lines are arranged, or the outer propellers 140, 150, 160, 170 are mechanically driven by the inner fluid motors 4 to 7.
Fig. 3 is drawn to scale 1: 100, although the scale does not have to be absolutely exact, of course. Fig. 3 shows the more elegant and desirable solution, while Fig. 2 shows what is easier to achieve today. The execution according to Fig. 3 is the much more expensive, that according to Fig. 2 the much cheaper solution today.
The embodiment according to Fig. 2 lighter because it has larger diameter propellers. The larger diameter propellers lift much more than the smaller diameter propellers. Propellers of the desired sizes are available today.
The disadvantage of the embodiment according to Fig. 2 is that the propeller tips reach below the fuselage floor during horizontal flight and therefore, in the event of an emergency landing in the horizontal flight position off-road, the propeller tips would hit the ground or would shatter on it if the propellers were not locked in the horizontal position before the emergency landing.
For the emergency landing, this requires the propellers to be locked, which is shown in Fig. 3 is canceled. The great advantage of the design according to Fig. 3 is that the propeller diameter is so small that the propeller tips cannot touch the ground during a horizontal emergency landing.
Advantages in the embodiment according to Fig. 2 and 3 are that these vertical take-offs do not require retractable undercarriages, but only with partially and with only weakly protruding wheels from the fuselage for horizontal start and the important advantage that they can be used directly from a place of about 10 by 10 without an airfield Take off vertically from the meter dimension and land in it when there is no wind.
(In today's 1978 version, the flying machine shown in the figure has eight HO-V-62 variable-pitch propellers from the Hoffmann propeller plant in Rosenheim, Upper Bavaria, three rotary machines from the Rotary Engine Kenkyusho company according to FIG. 8, hydraulic motors from the latter company and hydraulic pump double-flow pumps also from the latter company, namely z. B. according to U.S. Patents 3,850,201, 4,037,523 and 3,977,302. The propellers have a diameter of 1.6 meters on the machines and the engines according to Fig. 8 have 100 to 180 HP, depending on the version. Spare parts for the internal combustion engine part are available in all small towns around the world for the engines. The engines are those with efficient operation, i.e. with good efficiencies, like those of four-stroke internal combustion engines. They are quiet and you can hardly hear the plane.
Their weight including the pump units for the delivery of four pressurized fluid streams of the same delivery quantity per engine is about 90 kg dry. The expected technical data are: Range of gasoline consumption Range without flying speed - Gasoline consumption stopover in km 281 km / h 29.2 1/100 km 421 km 260 23.0 520 224 17.8 672 The selling price after the start of series production may be around DM 90 . 000 to 140. 000, -. The current price for prototypes under US experimental aircraft laws is higher.
The parts of the apparatus can also be obtained individually from the Rotary Engine Kenkyusho company, so that the buyer can build the vertical take-off himself under the aforementioned USA laws for experimental aircraft and approve it for the flight. )
Since the whiz kid can land vertically anywhere in a small place and sleep in the inn in bad weather, an expensive navigation instrumentation and radio system is not absolutely necessary for the private whiz owner. The special safety of the whiz kid is that in bad weather, when there is no airfield nearby, you do not necessarily have to perish in the bad weather area.
In Fig. 4 through 7 schematically illustrate some essential preferred details of the preferred embodiment of a high-speed starter of the invention. Sectional drawings of the individual fluid pumps and fluid motors, in particular hydraulic pumps and hydraulic motors, are not given in this application because relevant patents containing such figures have been mentioned and also details such as their test results, dimensions, performance, weights, connection and fastening options in the Handbook and in the literature mentioned in it can be studied. Therefore Fig. 4 and can limit the corresponding other figures to a schematic representation.
Prime mover, e.g. B. Internal combustion engine 11 drives four-stream pressure fluid generator 1. Correspondingly, the drive machines 12 and 13 drive the four-flow pressure fluid generators 2 and 3. Four spatially separated pressure fluid lines lead from each of the named pressure fluid generators to the four fluid motors 4 to 7, specifically one from each pressure fluid generator to each of the mentioned motors 4 to 7. These lines are represented by lines with arrows attached to them, the arrows indicating the direction of flow of the pressure fluid. The return lines within the fuselage are not shown, but are indicated by arrows at the end of the return lines of the supporting frame, so as not to make the figure too confusing.
Also the naming of the pressure fluid lines with reference numbers would disturb the clarity of the figure.
The connections and flow directions are visible through the arrows and lines and reference symbols are therefore omitted. It is also worth mentioning that the same pressure fluid outputs from the pressure fluid generators 1, 2 or 3 can be connected to those from other pressure fluid generators 1, 2 or 3 and can each be combined to form a common line, which is advantageously done via check valves.
In Fig. 6 is such a combination of several pressurized fluid lines, which are generated by different drive sets 1, 11; 2, 12 or 3, 13 come and then united to a common line, shown. 235, 335 and 435 are those of different drive sets 1, 11; 2, 12 or 3, 13 coming separate pressurized fluid lines. They each open into a check valve housing, in which the respective check valve 15 ', which is preferably weakly spring-loaded, is located. A connecting line goes from each of the check valve housings to the common forwarding line, the pressure fluid line 135, which then leads to the relevant fluid motor 4, 5, 6 or 7 and supplies it with a quarter of the drive energies of all three drive machines 11, 12 and 13.
Brackets 16 'can be arranged to guide the check valves 15' and between 15 'and 16' weak, not shown compression springs can be used.
In the vehicle body 31, four pivot bearings 29, 30 are arranged, in the pivot bearing bushes 30 of which the pivot bearing bodies 29 are rotatably mounted and held. The pressurized fluid lines 35 and 45 extend through the swivel bearing body 29, each opening into the fuselage.
The return lines 4 ′, which may be one or more, likewise extend through the swivel bearing bodies 29, and likewise each have at least one mouth within the fuselage. The mouths are provided with connections for flexible pressure lines, so that between the pressure medium pumps and the mouths mentioned z. B. flexible high pressure hoses or a combination of rigid and flexible lines can be arranged. Flexible line parts or swiveling line connections are necessary in order to maintain the pressure fluid lines in a reliable manner even when the support frame is swiveled.
The pressure fluid lines 34 and 44 lead through one of the pivot bearing bodies 29 to the fluid motor 4. The pressure fluid lines 35 and 45 lead through another pivot bearing body 29 to the fluid motor 5. The pressure lines 36 and 46 lead through the third pivot bearing body 29 to the fluid motor 6 and the pressure fluid lines 37 and 47 lead through the fourth pivot bearing body 29 to the fluid motor 7. From each of the fluid motors mentioned, at least one return line 4 ′ leads back into the fuselage through the swivel bearing body 29 assigned to the relevant motor 4 to 7.
In the embodiment according to Fig. 4 and 5, ribs 5 'are attached between the said pressure fluid lines and return fluid lines, which form a flexurally stable and load-bearing body from the lines mentioned, which is referred to in the present documents and in other literature as a supporting frame or supporting frame. In the formation of the support 72, 82, 92 via check valves, such as. B. in Fig. 6, the corresponding pressure fluid lines of the other two drive sets 1, 11 and 3, 13 are switched on, for. B. the pressure fluid line 62 to the pressure fluid lines 61 and 81; the pressure fluid line 72 to the pressure fluid lines 71 and 91; the pressure fluid line 82 to the pressure fluid lines 83 and 63 and the pressure fluid line 92 to the pressure fluid lines 93 and 73.
If one of the rotors of the twin-rotor fluid motors is blocked or at a standstill, the full power of the drive set in question then flows to the other rotor of the fluid motor in question.
When all the rotors of the double-rotor fluid motors are running, each rotor of these motors receives one eighth of the pressure fluid power output by the drive set 2, 12. It would also be possible to arrange four or more instead of three drive sets, so that the special circuit of the drive set 2, 12 would be superfluous. In the small version of the vertical starter according to Fig. 2 and 3, however, the total weight of the vertical take-off must be kept low so that a rational vertical flight is possible without the propellers having to be uncomfortably large in diameter. Therefore, no more drive units are to be installed than appropriate. It should be mentioned again that two of the drive units would also be sufficient, but then failure of one drive unit during vertical flight may lead to the aircraft sinking.
However, by law, the helicopter drive is also permitted by a single engine if the engine meets the legal requirements or the requirements of the aviation authorities. Accordingly, it is not out of the question to equip the vertical starter with a single four-current or eight-current drive device.
Instead of arranging two wings or wing pairs, as shown in Fig. 2 to 4 shown, one can also arrange three, one or four, five or six or more wing or wing pairs, especially if the aircraft is to be a cargo tractor.
As the mention of an intercontinental aircraft shows, there is no upper limit on the size at first. For the individual or for the family, the cheapest, most rational, or smallest vertical take-off aircraft is of interest, and accordingly, exemplary embodiments have been shown in the figures. These exemplary embodiments can be further reduced by using high-performance, small gas turbine propeller shaft gas turbines as drive machines.
(These are commercially available and can also be found in the delivery program according to the Handbook of my Flight Technology. They weigh around 65 kg with around 300 or 400 HP. )
The gas turbines mentioned are coupled to corresponding multi-flow pumps. But gas turbines are expensive and their fuel consumption is not low. It was therefore more important to bring in the figures such exemplary embodiments which can be operated rationally like a motor vehicle and for which the spare parts for the internal combustion engines can be obtained almost everywhere from the warehouse.
The use of today's aircraft engines is not necessary and all previous aircraft engines have proven to be unsuitable for the studies to date. They lack flanges for direct connection of the fluid or hydraulic pumps, cooling fans for vertical flight, and finally they are often too heavy and the fastenings are not necessarily suitable for hanging in the fuselage or for installation on the floor of the fuselage. Therefore, the inventor developed his own drive units.
In Fig. 10 and 11 show further exemplary embodiments of high-speed starters of the invention. The aircraft fuselage 601 has a front beam 602 and a rear beam 603 therein. At the ends of the supports there are pivot bearing sleeves, in each of which a fluid motor provided with pivot bearing bodies is pivotably suspended. The fluid lines from the pressure flow units in the aircraft fuselage lead through the supports, the pivot bearing sleeves and the pivot bearing bodies to the fluid motors, as is described in detail in the US patent application 800 756. It is important that the front propeller 604 is carried on the fluid motor 605 above the front carrier 601 in vertical flight, while the rear propeller 606 on the fluid motor 607 points downward in the vertical flight position, that is to say is arranged below the rear carrier 603.
The front propeller 604 is therefore a pull propeller, but the rear propeller 606 is a push propeller. In Fig. 10, the front propeller swings forward up to 45 degrees or, in special cases, up to 60 degrees, while the rear propeller swings backward by the appropriate number of degrees if the aircraft is to fly forward. The aircraft according to Fig. 10 is carried and pulled by the propellers alone. The wings are shown in Fig. 10 not available.
In contrast to Fig. 10 has the embodiment according to FIG. 11 additional wings 608 and 609 assigned to the swing motors 605 and 607. The aircraft according to Fig. 11 can therefore pivot the fluid motors with their propellers and wings up to the practically horizontal propeller axis. In horizontal flight, the aircraft according to Fig. 11 fly on wings, while that according to Fig. 10 is carried by inclined propellers.
Since in the aircraft according to Fig. 10 the wings are removed, this vehicle also has no wing resistance. It is very simple and very cheap and can get propellers with large diameters and a large load capacity. Since it cannot make an emergency landing on wings, it preferably receives fluid motors with automatic autorotation adjustment of the propeller angle in the event of a fluid motor failure, e.g. B. according to the USA patent application 800 756 already mentioned above. The details of the suspension, swivel operation, etc. can be found in the Handbook of my Flight Technology. In the handbook mentioned, extensive mathematical chapters are devoted to the question of the rationality of the individual types of execution in flight.
In Fig. 10 and 11 can be seen from the side only one front and one rear propeller. But with the help of Fig. 2 and 3 understandable that you can also arrange several propellers side by side on the left and right of the vehicle center plane.
This can be done in the embodiments according to Fig. Provide 10 and 11.
The exemplary drive machine according to Fig. 8, which as drive set 1, 11 or 2, 12 or 3, 13 in Fig. 2 and 3, or can be used in other of the figures, has an internal combustion engine 623, air cooling 625, which is occasionally replaced by water cooling, suspensions 622 and 621, a turbocharger 624 and double-flow hydra pumps 626 and 627 with pressure line connections 631 to 634.
(In a practical version, the internal combustion engine part, including the turbocharger, weighs 75 kg dry and delivers 100 to 120 hp depending on the fuel and boost pressure. As a two-stroke engine according to US patent application 807 975, the unit delivers up to 150 or 180 hp at 5 kg less weight, depending on the fuel and boost pressure. The double-flow pumps, which can be obtained from the inventor's research institute, weigh 6 to 9 kg for two flow rates, depending on the version, each pump consuming half the power of the internal combustion engine. )
The fluid motors and propellers according to the invention are generally extremely vibration-free, vibration-free and quiet. Due to the flexible suspension of the drive machine in the suspensions 621 and 622, vibration transmissions from the internal combustion engines to the aircraft are restricted.
For the local traffic of a few hundred kilometers, a few kilometers or up to a few thousand kilometers, the exemplary embodiments according to FIG. 2 and 3 as fairly ideal solutions. These solutions have propeller diameters that are too small for long-distance traffic or overseas intercontinental flights. In intercontinental flights, the fuel weight can be higher than the aircraft weight. The propellers with the small diameters then lift too little or require excessive drive power to be able to lift the heavy intercontinental aircraft vertically.
As can be seen from the formulas, there are only three ways to increase the lifting force. However, the higher weight of the long-haul or intercontinental aircraft requires a higher lifting force if you want to take off vertically. The two previously known ways of increasing the stroke were, according to formula (5), the possibility of increasing the propeller diameter, ie F, or the drive power N. The inventor added the third possibility, namely to increase the number of propellers by arranging the transmission between the drive machine and the several propellers by introducing the number M of propellers into equation (1).
The use of the second option, namely to increase the power N, is limited because the larger drive power requires a heavier drive machine.
The increase in performance would therefore lead to an excessive increase in the weight of the vertical take-off, which would then have the consequence that more fuel had to be taken again. More power and more fuel would rock the weight of each other. As is the case with military aircraft of the vertical take-off version, light gas turbines of high power could be used. But then the fuel consumption at take-off and landing is so high that a remarkable part of the total fuel is consumed in the few minutes of take-off and landing. In addition, the gas turbines in flight consume more fuel than the inventors' prime movers. And finally, the shaft gas turbines are so expensive that a private individual can hardly pay for them.
A civil aircraft can hardly afford the enormous waste of fuel when the military aircraft take off vertically. The increase in output can therefore only be used to a very limited extent and the only way to bring the intercontinental aircraft, which is heavy with fuel quantities, into the air is only to increase the propeller area F and at the same time use a larger number of propellers M according to the invention.
Therefore, the inventor uses a plurality of larger diameter propellers for the vertical flight of heavy long-distance vehicles. Usually, however, retractable or retractable propellers are required to increase the lifting force, which requires a greater pilot experience and a more extensive and lengthy pilot training in view of the folding in of the large propellers.
In the following, some more of many inventions according to the invention of variable propellers are described in corresponding schematic representations.
Fig. 12 shows the easiest propeller to control by the pilot. It has a rotating, the
For tapered disc 640, include two retractable and extendable propeller blades 643 and 644. They are to be moved radially outward in the guide channels 641 and 642, that is to say they can be extended and retracted. The further the propeller blades 643 and 644 are extended, the larger the
Propeller diameter. The larger the propeller circular area F becomes and the higher the lifting power of the propeller with the same drive power. The outward and inward movement of the propeller blades 643 and 644 can e.g. B. actuate by means of threaded spindles 645 and 646, which are driven by corresponding motors 647 and 648 and can be remotely controlled by the pilot.
The basic arrangement of such propeller blades in a disc-like disk with a sharp outer diameter is already known per se and is also described in the literature.
The extended propeller blades are used for a vertical start, and in the retracted state, the disc 640 serves as a wing for horizontal flight.
However, the known proposals for such disk wings with retractable propeller blades have so far hardly been carried out technically. It didn't make much sense to do it, because the previous proposals had very significant shortcomings. The biggest shortcoming was that the propeller blades were arranged axially. Therefore, a propeller blade could only be a little less than half the diameter of the wing disc. The diameter of the propeller circle could only be less than twice the diameter of the wing disc in the most extended state. The lifting force did not increase too much and the lifting force was limited by the resistance of the disc during vertical flight.
The disk also interfered with the formation of the propeller jet according to Fig. 1 very significantly. The full performance according to the formulas described could therefore not be achieved with the known disc-type propellers.
With the invention, such disk support blades with retractable propeller blades are significantly improved. The improvement consists primarily in the fact that the propeller blades are not arranged axially, but axially parallel and radially offset from the center of the disc. This results in two holding chambers 641, 642, which are approximately parallel to one another and whose length almost corresponds to the diameter of the rotating hydrofoil disk 640 instead of a holding chamber of the previous embodiment. Analogously, the propeller blades can have a length that almost corresponds to the diameter of the wing disk 640. While the conventional rotating hydrofoil propeller disc reached a diameter of about 3.6 times the radius of the disc, a diameter of about 5.2 times the radius of the disc is now achieved. The ratio 5.22 / 3.62 gives 2.086.
It follows that with the same weight of the rotating airfoil, the propeller circle area is about 2.1 times larger than one of the known technology and consequently the rotating airfoil lifts 1.28 times more than one of the known technology.
At the same time, the ratio of the propeller jet to the resistance diameter of the disk is more favorable than in the known technology.
A further advantage of the invention is that the rotation of the disk with its propeller blades can be generated by fluid motors which can be driven by the pump units explained. In addition, the synchronism of the propeller extension and retraction process ribs and the mentioned bearing parts of the pivot bearings 29, 30, the rules of the strength theory must be observed, since the operational safety of the vertical starter essentially depends on the durability and strength of the supporting frame.
The pressure lines and return fluid lines can be steel tubes or light metal tubes and can be screwed, riveted or welded together by the ribs 5 '. In the embodiment according to Fig. 2 and 3 they are currently steel pipes, precision steel pipes with an outside diameter of 16 to 24 mm and a wall thickness of 1.2 to 1.8 mm. The inventor has already built support structures with only about 9 kg in weight and best durability in practice. Preferably, two support frame parts 35, 45 and 34, 44 or 36, 46 and 37, 47, in particular designed as pressurized fluid lines, are connected to one another by connecting brackets to form a complete, at least one pair of fluid motors 4, 5 or 6, 7 and pair of propellers 14, 15 or 16, 17 and driving complete supporting structure.
The inventor prefers to form these connections as brackets, so that the mouths of the fluid lines do not have to be bent relative to the support tubes. This training has the great advantage that the pipes, for. B. after welding the ribs, clean in a simple manner through straight, non-bent mouths, i.e. can clean inside of welding slag and foreign bodies. Because cleanliness within the lines is an invariable precondition for the operation of the hydrostatically driven vertical starter. In the practical version, the connecting brackets are also connected by ribs, not shown in the figure, in such a way that the strength, rigidity and durability of the entire supporting frame are guaranteed. The hydraulic motors weigh in a practical embodiment according to the examples of Fig. 2 and 3 8 to 19 kg each.
The supporting frameworks weigh 9 to 18 kg per pair of propellers and the supporting surfaces 24 to 27 each 8 to 29 kg.
On the wing parts or wings 24 u. 25, the ailerons 7 are advantageously attached. The fuselage generally has a rudder 9 and either the rear wing arrangement with the wings 26 and 27 is designed as an adjustable horizontal stabilizer, or the vertical surfaces 26 and 27 are associated with vertical stabilizers 8. The mentioned tail units can be operated mechanically, electrically or hydraulically, and the corresponding control lines are also conveniently routed through the mentioned swivel bearing bodies 29, e.g. B. through the center of the relevant swivel bearing body 29. The control means and drive means for the mentioned rudders and tail units are not shown in the figure, since they do not necessarily have to contain anything new compared to the known prior art.
However, it is advantageous to arrange the drive and operating means partially within the support frame and to partially guide the same through the pivot bearing body 29.
Fig. 5 shows a section through a supporting frame part along the section line V-V. In it, for example, the return fluid lines 4 "are placed close to one another, but the pressure fluid lines 34 and 44 are so far apart and the return flow lines 4 'are so far apart from the pressure fluid lines that the cross-section of the supporting structure can obtain the sufficient strength and rigidity to achieve the Fluid motors 4, 5, 6, 7; the propellers 14, 15, 16, 17 and the wings 24, 25, 26, 27 to be able to carry and hold in a reliable and vibration-free manner. Holding means 6 'are advantageously arranged on the supporting structure, some of which are shown in the supporting surface 25. You can use them, e.g. B. in Fig. 5 shown, the wing parts 125 and 225 attach, for. B. screw or rivet.
The wing parts 125 and 225 can also be formed in one piece, or wing skins (e.g. B. Aluminum plates or plastic plates of very thin design) can be attached over shaped ribs. The screws or rivets 14 'show such fastening examples. While in Fig. 5 the cross-section of the supporting structure shows a basic triangular shape, a basic square or rectangular shape is often also used, or pentagonal, hexagonal, etc. for multi-propeller vertical starters. -Shape. In Fig. 5, the profile of the wing is symmetrical, but the usual asymmetrical wing profile shape or another can also be used.
If the wing cross section is asymmetrical, it corresponds to z. B. the usual wing profile, then the wing must not be positioned vertically for the vertical take-off or for the vertical landing, because then a backward lift force would be formed on the wing profile, which would not cause the aircraft to ascend or land vertically, but a reverse flight at take-off and would cause landing. The wing must therefore remain slightly tilted forward during these maneuvers so that a vertical flight movement is achieved during takeoff and landing. Because the propellers cause a not insignificant air jet over the wings, which was hardly available in the conventional single-propeller aircraft.
In the case of a wing profile shape, even when hovering, the wings already act as if they were moving through the air at a not inconsiderable speed. These details appear in the handbook of my flight technology mentioned and some of them are also described in the US patent application 760 006. The dashed lines in the hydraulic motors 4 to 7 indicate that these motors can be single-rotor motors or multi-rotor motors according to the US patent 3 977 302. Double rotor motors can also be found in DE-OS 2 420 853 or in DE-OS 2 420 614.
Fig. 9 schematically shows a section through FIG. 4 along the section line IX-IX and an exemplary drive device for the pivoting movement of the support frame mentioned with the hydraulic motors 4 to 7, propellers 14 to
17 and the wings 24 to 27 on it. Of course, it can also be used for the aircraft according to Fig. 3 can be used with eight propellers and fluid motors. The continuous pressure fluid lines 35, 45 and 37, 37 and the return flow lines 4 'are visible in the swivel bearing bodies 29. In addition, the centers show drive and control lines 101 and 102 for driving corresponding rudders or steering mechanisms. The drive motor 501 is fastened in the vehicle body, through which the self-locking spindle 502 passes in the exemplary embodiment and is moved to the right or left of it.
The engine 501 is remotely controlled by the pilot. which is the main steering process of vertical flight. A rotary motor 501 and a spindle 502 are expediently preferred to the hydraulic cylinder drive so that self-locking is present and the spindle 502 cannot be adjusted solely by vibrations or shocks. A corresponding lever is attached to the swivel bearing body 29 mounted in the swivel bearing bush 30 in question, namely lever 509 on the left swivel body and lever 510 on the right swivel body. At the ends of the spindle 502 there are pivot mountings 503 and 504 with movable joints 505 and 506 to the pivot connections 507 and 508 on the transmission parts 509 and 510.
The rotation of the motor (rotation of the rotor in the motor 501) moves the spindle between the ends of the swivel parts 507, 508 to the right or left, namely between the drawn right end position and a left end position. The right end position shown is for horizontal flight, while the left position is for vertical flight, i.e. for takeoff and landing. The position in between is for the flight in the mentioned acceleration or interthrust level. It should also be mentioned that the swiveling movement can also be extended to such an extent that the aircraft can experience violent braking in the air due to some backward swiveling of the propeller axes. Likewise, the motor 501 can be designed for such a high speed that the swiveling movement can be carried out very quickly.
One should get rid of the idea that there is a higher risk of collision in overcrowded air traffic. Such a risk of collision also exists in the coming, e.g. B.
an air space overcrowded with millions of the high-flyers according to this invention is not necessarily so. Because a high-speed starter of this invention is not tied to a high airspeed in order to be able to stay in the airspace, and moreover its airspeed can be braked suddenly like a motor vehicle on the road. The risk of collision in crowded airspace is even less than the risk of crashing cars on the road, because the high-flyers of this invention can be equipped with automatic crash avoiders according to U.S. Patent No. 3,801,046 that quickly brake and approach approaching aircraft further approach finally decelerate completely to zero speed.
In Fig. 7 schematically shows one of those circuit diagrams which are used in the vertical starters according to FIG. 2 and 3 is preferred. Return lines are not shown in order not to limit the clarity.
The fluid tanks are also not shown.
With the vertical starters according to Fig. 2 and 3, three or four drive units are provided, in particular three, because such units are present today in the research institute of the inventor in the adapted output size. The power rating is such that two of the prime movers deliver sufficient power to keep the high-speed starter floating in the air. The third engine is a power reserve.
Automatic power monitoring, which can be subordinate or superordinate to the pilot's throttle control, can limit the throttle control of the prime movers to 2/3 to 3/4 of the maximum power and automatically set the two remaining prime movers to full throttle if one of the prime movers fails in vertical flight . Photos and performance diagrams of the exemplary prime movers can be found in the Handbook of my Flight Technology>. Instead of automatic performance monitoring, this can of course also be carried out by the pilot, depending on the level of equipment of the vertical take-off.
If one of the prime movers fails during vertical flight, i.e. during vertical take-off or landing. then the rate of climb decreases and the pilot then notices from the decrease in the rate of climb or from the increase in the rate of descent that one of his several prime movers has failed. He will then initiate the landing maneuver so as not to continue flying with only two propulsion units in the long run.
With larger versions of the subject matter of the invention, in particular for long-haul and intercontinental aircraft, a landing if one of the machines fails is not necessary. Because these receive such a number of prime movers that the aircraft can continue to fly over the Atlantic to America even if two of the prime movers fail. The failure of one or two engines above the ocean simply means that the aircraft then flies slower, takes a little longer to travel, uses less gasoline and has a much greater range, so that B. on a flight from Frankfurt instead of landing in New York, can also continue to fly to Chicago if one or two engines already failed via France and the overseas aircraft was thereby forced to use less gas.
Moreover, in the preferred embodiment, the prime movers are not housed in the wings, as was previously customary, but in the fuselage, so that the aircraft mechanic can repair failed prime movers during long-distance flight and parts can be exchanged or replacement machines can be connected.
In today's motor vehicles, such advantageous options are not yet common.
The four in four spatially separate pressure fluid chamber groups with the same or proportionally equal delivery, z. B. according to DE-OS 2 420 543 or US Pat. No. 3,398,698, pressurized fluid flows generated with the same or the same flow rate 61, 71, 81, 91 as. Pressurized fluid four-stream system designed drive set 1, 11 lead to the front rotors of the double rotor fluid motors 4, 5, 6, 7, according to the United States patent 3 977 302. The four pressurized fluid streams of the same flow rate 63, 73, 83, 93 lead to the rear rotors 57, 56, 54 and 55 of the double rotor fluid motors in accordance with the aforementioned US patent. If one of the rotors of the fluid motors z. B. blocked by foreign bodies in the pressurized fluid circuit, the assigned drive set is stalled by overload, since the blocking rotor no longer absorbs pressurized fluid.
The other rotors of the twin-rotor fluid motors according to US Pat. No. 3,977,302, which have remained in good health, then take over the drive of the propeller support and drive shaft extending through the rotors alone, and the blocking rotor and the three other rotors which are shut down by the pressure fluid circuit automatically switch by freewheeling from the propulsion and support shaft, which overtakes them in terms of speed. If, on the other hand, one of the drive machines 1, 11 or 3, 13 fails, only one of the two rotors is driven in each case in the fluid motors mentioned, and the one of the rotors per fluid motor then again takes over the drive of the supporting and drive shaft, while the respective one rotor that is no longer driving is automatically switched off by the support and drive shaft of the motor in question due to free-wheel speed overhaul.
(Letters from leading experts repeatedly state that only axial piston motors can be used, but radial piston motors cannot be used. This erroneous assumption was further promoted by the fact that after studying the inventor's units in Japan by German experts in the early 1960s, there was also a tendency in Germany to rebuild radial piston pumps. These then appeared at the beginning of the 1970s bypassing the patents of the inventor's deep-diving piston shoes, which led to the piston stroke being so short that these units are very good as short-stroke high-pressure pumps, but because of the small piston stroke they can no longer be used efficiently as hydraulic motors. The appearance of this type of radial piston pump has therefore given the incorrect impression that radial piston motors cannot generally be used efficiently.
The fact is that radial piston motors achieve high efficiencies in excess of 90% and are very reliable when they are built with the deep-diving piston shoes or with deep-diving, free-flying piston shoes according to the inventor's patents. )
The drive set 2, 12 of Fig. 7 works on both rotors of all fluid motors in such a way that the lines 62 are forced to drive the spindles 645, 646 by hydraulic motors 647, 648 which are switched into the pressurized fluid streams of the same flow rate, which was not readily guaranteed in the prior art.
One or more of the wing propeller disks can be placed on the aircraft. The handling of the transition from vertical flight to horizontal flight by the pilot is relatively simple with these hydrofoil propeller disks, since a stepless transition is possible. A disadvantage is the high loss of efficiency in the propeller jet due to the resistance of the disc perpendicular to the air jet axis. The equations listed must therefore be multiplied by a disk efficiency, whereby the current lifting force is noticeably reduced, but the disk efficiency in the invention is better than that of the previous technology. So far, there is hardly any empirical data of such disk efficiency.
The system according to Fig.
16. Left in Fig. 16 shows a folding propeller with 496, 497 in the extended state and with 496, 497 in the retracted state. 496 is the one folding bed of the propeller and 497 the other folding bed of the propeller.
The propeller is driven by the fluid motor 493.
The propeller space 489 is arranged in the wing, into which the propeller folded forward can be inserted. The drive 485 is in the aircraft part, for. B. in the wing 480, arranged to retract the fluid motor in position 482 and to accommodate the retracted folding wings 486, 487 in the propeller chamber in the retracted state. In this embodiment, flexible pressurized fluid lines must be attached to the motor connections 483, 484 so that the retracting and extending process can be implemented. The propeller chamber 489 can advantageously be arranged between the fluid lines 463, 464, 465 and 466 of the supporting frame. 481 shows the wing outer skin.
The purpose of such an arrangement described is to have several additional propellers M at vertical takeoff, which increase the lifting force, but which are no longer required in horizontal flight and therefore move into an aircraft part in horizontal flight, so that they do not cause any useless resistance in horizontal flight and none cause unwanted power consumption.
The greatest lifting force for long-haul aircraft, intercontinental aircraft or cargo tractors for vertical flight can be achieved by the arrangement according to Fig. 13. It contains four folding propellers according to Fig. 16, but folding propeller with much larger radii of the folding wing radii. In this exemplary embodiment, the folding wing radius can be given almost the length of the aircraft fuselage. The propeller circles are so large that a very high aircraft weight with a lot of fuel can be lifted in the aircraft with relatively low power. Correspondingly, two folding propellers are arranged on pivotably mounted fluid motors at the front and rear ends of the aircraft fuselage, which can be drawn into two propeller chambers 711 arranged in the aircraft fuselage.
The chambers extend almost the entire length of the fuselage, which makes the large propeller radius possible. The propeller circle area of each of these propellers then has a diameter of almost twice the length of the aircraft fuselage. In addition, approximately cigar-shaped, long containers 707 and 708 can be arranged at the wing ends, which can simultaneously reduce the edge vortices of the wing ends, like previous fuel tanks at the wing ends. These wing containers 707 and 708 are provided with propeller chambers 712 and 713 for receiving the retracted and retracted propellers and the hydraulic motors in horizontal flight. Since the propeller arrangement in Fig. 16 is already shown, are shown in Fig. 13 only the propeller chambers are shown, since from Fig. 16 in principle it can be seen how the propellers and the fluid motors are assigned to the propeller chambers.
In Fig. 13 you have four large propellers arranged symmetrically to the fuselage. The propellers 705 for horizontal flight may be arranged in the front part 703 of the horizontal stabilizer and, as is known from the other figures, are driven by fluid motors. The horizontal stabilizer is designated 704. This aircraft design can bring good horizontal flight with a low drag coefficient of the aircraft. Very large ranges, e.g. B. are possible for the intercontinental flight. Very high lifting forces are also possible for vertical flight, so that the aircraft can also lift the large quantities of petrol for the upcoming intercontinental flight. But the manufacture of this aircraft is no longer cheap.
Either this version requires a very high level of pilot training when pulling in the large propellers, or the propellers must be designed to be steplessly foldable, which causes expensive propellers. For short and medium-haul flights, therefore, aerodynamically possibly somewhat less favorable versions according to Fig. 2 and 3 are preferred because their simplicity and operational reliability outweigh the possibly greater aerodynamic drag due to four wing parts. The wings 701 and 702, as usual, have ailerons 709.
In the upper part of Fig. 13 you can see a carrier, e.g. B. 602 according to Fig. 10 or 11. It is forked in two parts and contains the fluid lines 801 and 802 in the fork branches. The ends of the fork branches 602 are designed as pivot bearing sleeves 803, in which the pivot bearing bodies 804 of the fluid motor 805 are pivotably mounted. The fluid motor 805 can therefore pivot in the carrier 602.
The fluid lines lead from the carrier 602 through the pivot bearing body 804 into the fluid motor 805 and out of it during the return line. The propeller bracket 815 is attached to the shaft of the fluid motor. The folding device 806 can extend through it and can be connected in an articulated manner by joints 808, 809 and 810 to the folding wing parts 811 and 812 of the propeller 811, 812. By axially moving the device 806, the propeller blades 811, 812 can either be folded in to the front or radially outward to the usual propeller shape. For storing the folding process, the propeller blades 811, 812 are mounted in the bearings 813 and 814 of the propeller holder 815. The drive of the device 806 can e.g. B. done by electric or hydraulic remote control.
Likewise, the pivoting of the fluid motor 805 with its bearing bodies 804 in the bearing sleeves 803 of the carrier fork 602 is carried out by electrical or hydraulic remote control via fluid cylinders or, better, via motors and threaded spindles with corresponding threaded bushings.
In Fig. 14 and 15 show a further exemplary embodiment of the fastening of wing parts to the supporting frame. The fluid lines 463, 464, 465 and 466 are arranged here on the edges of a square, for. B.
such that the fluid lines can be screwed straight into the connections of the fluid motor 461 without being bent. The straight fluid line has the great advantage of being easy to clean internally and is also inexpensive because the bending is eliminated. The pipes of the supporting structure are gripped from above and from below by light-weight plates 467 running parallel to the direction of flight. The light-weight half-plates 467A and 467B are screwed or riveted to one another by a shim plate 467D, so that the supporting structure is firmly encompassed by the plate parts 467 and the above-mentioned plates 467 are held firmly on the supporting structure 463 to 466.
The outer skin 468 of the wing 469 is fastened to the aforementioned plates 467 and is given the wing profile shape by them. 462 is the propeller driven by the fluid motor 461, Fig. 14 is a section through FIG. 15 along the section line XIV XIV.
(Further details are contained in 50 million words in the inventor's pertinent literature and in his test reports. The present documents therefore contain only a few of the exemplary embodiments. The details of sizes and performance of individual exemplary embodiments served to give the reader an impression of technical details. However, the specification of technical data in these documents does not have the purpose of giving the impression that e.g. B. the explanations according to Fig. 2 and 3 are planned only in size and performance, as given as examples in the technical data. Rather, the individual figures include designs of different sizes and also modifications depending on the intended use or task of the vertical starter concerned.
The description of effects and parts of auxiliary units and additional devices had to be dispensed with in order to limit the description in these documents to the essentials. A brief summary of flight technology can be found in the handbook of my flight technology mentioned above. Drive units, hydraulic pumps, hydraulic motors and prototypes according to Fig. 2 and 3 can be purchased by the inventor. The relevant literature of the inventor mentioned is listed at the end of the handbook mentioned. )