DE10139877A1

DE10139877A1 - Control system for lighter-than-air craft has at least one turning post-combustion chamber unit with convergent/divergent thrust jets on hull

Info

Publication number: DE10139877A1
Application number: DE2001139877
Authority: DE
Inventors: Christian Doering
Original assignee: Cargolifter AG
Current assignee: CL Cargolifter GmbH and Co KGaA
Priority date: 2001-08-10
Filing date: 2001-08-10
Publication date: 2003-02-27

Abstract

The control system consists of at least one movable control device (30) at the front and another (31) at the rear of the airship. These are post-combustion chamber units, able to turn, with convergent/divergent thrust jets connected by air channels (32, 33) and air receivers (34, 35) to secondary air provided by the driving system, e.g. from its gas generators.

Description

Die Erfindung betrifft eine Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft im niedrigen Geschwindigkeitsbereich und ist insbesondere für starre und halbstarre Luftschiffe geeignet. The invention relates to an arrangement for controlling aircraft more easily as air in the low speed range and is especially for rigid and semi-rigid airships.

Moderne Projekte für Luftschiffe weisen gegenüber den klassischen Zeppelinen ein wesentlich größeres Volumen und damit auch Oberfläche auf. Bei solchen Luftschiffen werden hohe Anforderungen an die Steuerung unter allen Witterungsbedingungen gestellt. Beim Landen/Anmasten, beim Ein-/Aushallen und beim Fixieren des Luftschiffes über einem Punkt über einen längeren Zeitraum zum Lastenaustausch tritt trotz automatischer Flugkontrollsysteme das entscheidende Problem der Beherrschung der sogenannten Low Speed Control, d. h. der Steuerung des Luftschiffes im Geschwindigkeitsbereich unterhalb des Wirksamwerdens der Leitwerke auf. Modern projects for airships point towards the classic zeppelins a much larger volume and therefore also surface area. In such Airships make high demands on the control among all Weather conditions. When landing / touching down, when loading / unloading and when fixing the airship over a point over a longer period of time Despite the automatic flight control systems, the exchange of loads occurs crucial problem of mastering the so-called low speed control, d. H. the Control of the airship in the speed range below the The tail units take effect.

Aus dem Buch "Airship Technology" von Gabriel A. Khoury und J. David Gillett (Cambridge University Press 1999/2000 ISBN 0 521 430 747) sind unter Low Speed Control zur Beherrschung der auf das Luftschiff wirkenden Kräfte die folgenden Möglichkeiten von internen Schubsystemen mit der erforderlichen großen Steuerkraft und kurzer Reaktionszeit bekannt.

1. Konventionelle Propeller mit Umkehrschub sowie Vektorpositionierung
Der Nachteil besteht in der Komplexiblität des Systems und der Erreichbarkeit der geforderten Krafterzeugung. Der erforderliche Schub für eine effektive Low Speed Control ist höher als für Reiseflugbedingungen. Abhilfe bei der Komplexiblität der Vektorsteuerung könnte durch Auslegung in separate Antriebseinheiten für die Steuerung um Quer- und Hochachse geleistet werden. Verstellluftschrauben sowie Propellerumkehrschub gehören heute bereits zu üblichen Ausstattungen.
2. Gas-Antriebe (Raketenmotore, Gasturbinen, komprimierte Air Jets)
Raketenmotore sind zur Erzeugung eines hohen Schubes für kurze Zeit geeignet. Sie sind aber als "potentiell gefährliche Geräte" einzustufen und daher ungeeignet für Routineoperationen. Gasturbinen sind groß und unverhältnismäßig teuer für einen kurzen Einsatzzweck, dem Low Speed Handling.
Komprimierte Air Jets sind ungeeignet in Bezug auf die Erreichung des erforderlichen Schubes.
3. Rotor-Systeme/Hubschrauberantriebe
Bei diesen Antrieben ist die Disc-Loading um einiges niedriger, was eine größere Schubkraftausbeute bewirkt. Eine potentielle Schubvektorsteuerung unter Ausnutzung der Cycle Pitch Control bei gegensätzlichem Kippen um die Antriebswelle ist hier bereits vorhanden. Der Nachteil des Systems liegt in seiner Komplexiblität.

From the book "Airship Technology" by Gabriel A. Khoury and J. David Gillett (Cambridge University Press 1999/2000 ISBN 0 521 430 747) under Low Speed Control to control the forces acting on the airship the following possibilities of internal thrust systems are available the required large steering power and short response time.

1. Conventional propellers with reverse thrust and vector positioning
The disadvantage is the complexity of the system and the accessibility of the required force generation. The thrust required for effective low speed control is higher than for cruise conditions. The complexity of vector control could be remedied by designing it in separate drive units for control about the transverse and vertical axes. Adjusting propellers and propeller reversal thrust are already part of the standard equipment today.
2. Gas drives (rocket engines, gas turbines, compressed air jets)
Rocket engines are suitable for generating a high thrust for a short time. However, they are classified as "potentially dangerous devices" and are therefore unsuitable for routine operations. Gas turbines are large and disproportionately expensive for a short purpose, the low speed handling.
Compressed air jets are unsuitable for achieving the required thrust.
3. Rotor systems / helicopter drives
With these drives, the disc loading is considerably lower, which results in a greater thrust yield. A potential thrust vector control using the cycle pitch control with opposite tilting around the drive shaft already exists here. The disadvantage of the system is its complexity.

Es ist bereits bekannt, für die Steuerung von Luftfahrzeugen außer der aerodynamischen Steuerung mittels Steuerflächen auch eine Strahlsteuerung anzuwenden. Letztere ist besonders bei senkrecht startenden und landenden Flugzeugen von Bedeutung, da während des Schwebefluges keinerlei Steuermomente durch Steuerflächen erzeugt werden können und nur die Strahlsteuerung eine Änderung im Flugzustand hervorrufen kann. Für die Strahlsteuerung werden Düsen, die über Druckgasleitungen mit Druckerzeugern verbunden sind, an den Flügelspitzen, am Heck und am Bug des Flugzeuges angebracht. Es ist bekannt, diese Düsen als Doppeldüsen mit entgegengesetzten Ausstoßrichtungen auszubilden. Diese sind sehr aufwendig. Nach der DE-PS 14 31 154 erweitert sich das Zuführungsrohr in Strömungsrichtung stetig und weist eine Zwischenwand in der Symmetrieebene auf. Die bekannten Steuerdüsen sind verschieden ausgeführt und werden über ein Rohrsystem oder Gasführungskanäle direkt aus dem Treibgasstrom gespeist. Somit sind sie zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft nicht geeignet. It is already known for the control of aircraft other than that aerodynamic control by means of control surfaces also a jet control apply. The latter is particularly the case with aircraft taking off and landing vertically important because there are no control moments during the hover Control surfaces can be generated and only the beam control one Change in flight status. For jet control, nozzles, which are connected to pressure generators via compressed gas lines, to the Wing tips attached to the tail and bow of the aircraft. It is known, these nozzles as double nozzles with opposite directions of ejection train. These are very complex. According to DE-PS 14 31 154 that expands Feed pipe steadily in the flow direction and has an intermediate wall in the Plane of symmetry. The known control nozzles are designed differently and are directly via a pipe system or gas ducts Propellant gas fed. Thus, they are easier to control than aircraft Air not suitable.

Aufgabe der Erfindung ist eine Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft im niedrigen Geschwindigkeitsbereich vorzuschlagen, die insbesondere für starre und halbstarre Luftschiffe geeignet ist, die mitvertretbarem Aufwand und hoher Zuverlässigkeit auch bei schwierigen Witterungsbedingungen eine hohe Flugsicherheit gewährleistet, einfach handhabbar und wartungsarm ist, einen halb-/vollautomatischen Flugregelbetrieb ermöglicht und die geeignet ist, ein Luftschiff automatisch aus gefährlichen Fluglagen zu führen (Pitchbegrenzung). The object of the invention is an arrangement for controlling aircraft easier than proposing air in the low speed range that is particularly suitable for rigid and semi-rigid airships, the mitmitbaren Effort and high reliability even with difficult ones Weather conditions ensure high flight safety, easy to handle and is low maintenance, enables a semi / fully automatic flight control operation and the is capable of automatically guiding an airship out of dangerous flight situations (Pitch limitation).

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß eine Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft im niedrigen Geschwindigkeitsbereich mindestens eine schwenkbare Nachbrennkammereinheit mit konvergenten/divergenten Schubdüsen am Luftfahrzeugkörper angeordnet ist, die über einen Luftkanal mit einer Sekundärluftquelle verbunden und mittels Steuereinheit steuerbar ist. This object is achieved in that an arrangement for Control aircraft easier than air in the low Speed range with at least one swiveling afterburner unit convergent / divergent thrusters is arranged on the aircraft body, which over an air duct connected to a secondary air source and by means of a control unit is controllable.

In Ausgestaltung der Erfindung ist je eine Nachbrennkammereinheit im unteren Bereich des Buges und des Heckes eines Luftschiffes angeordnet. In one embodiment of the invention, there is a post-combustion chamber unit in the lower one Area of the bow and stern of an airship arranged.

Vorzugsweise sind die Nachbrennkammereinheiten am/im Kiel etwa in der x- Achse des Schwerpunktes befestigt. The post-combustion chamber units on / in the keel are preferably approximately in the x- Fixed axis of the center of gravity.

Nach der Erfindung sind die Sekundärluftquellen die Triebwerke, zweckmäßig die Gasgeneratoren der PTL-Triebwerke. According to the invention, the secondary air sources are the engines, useful the gas generators of the PTL engines.

In Ausgestaltung der Erfindung kann die Sekundärluft vom Verdichterstrom entnommen oder aus dem Abgasstrom des Gasgenerators abgeleitet werden. In an embodiment of the invention, the secondary air from the compressor flow removed or derived from the exhaust gas stream of the gas generator.

Es ist auch möglich, daß die Sekundärluft aus der Ballonetbefüllung abgeleitet wird. It is also possible for the secondary air to be discharged from the balloon filling becomes.

Es ist zweckmäßig, daß die Sekundärluft über außerhalb des Luftschiffkörpers geführte Luftkanäle an die Nachbrennkammereinheiten geleitet wird. It is appropriate that the secondary air is outside the body of the airship guided air channels is directed to the afterburner units.

Erfindungsgemäß bestehen die Nachbrennkammereinheiten aus einem Brennkammergehäuse mit einem angesetzten konvergenten Schubdüsenteil, das in einen divergenten Schubdüsenteil übergeht, aus Kraftstoffkollektoren, V-Flammstabilisatoren und Nachbrennerzündvorrichtung sowie aus einer Antriebseinheit zum Schwenken des Brennkammergehäuses, mindestens einem Luft-Einlaßventil, einem Kraftstoffventil, einem Zündkabel, einer flexiblen Kraftstoffleitung und einem Lagerbock mit einem Lager zur Krafteinleitung in den Kiel. According to the afterburning chamber units consist of one Combustion chamber housing with an attached convergent nozzle part, which in a divergent thruster part passes over from fuel collectors, V-flame stabilizers and afterburner ignition device and from a drive unit for pivoting the combustion chamber housing, at least one Air intake valve, a fuel valve, an ignition cable, a flexible fuel line and a pedestal with a bearing to apply force to the keel.

Die Erfindung ist auch die Umsetzung des erfinderischen Grundgedankens der direkten Gegenwirkung eines Low-Speed-Control-by-Reactively-Impulses auf ungewollte Bewegungen eines Luftfahrzeuges leichter als Luft durch atmosphärische Turbulenzen. The invention is also the implementation of the inventive concept of direct counteraction of a low-speed control-by-reactively impulse unwanted movements of an aircraft easier than air through atmospheric turbulence.

Die Erfindung kann für alle Luftfahrzeuge leichter als Luft eingesetzt werden. Besonders zweckmäßig ist der Einsatz der erfindungsgemäßen Anordnung für starre und halbstarre Luftschiffe. The invention can be used more easily than air for all aircraft. The use of the arrangement according to the invention is particularly expedient for rigid and semi-rigid airships.

Die Erfindung wird nachfolgend an einem Ausführungsbeispiel eines Transportluftschiffes näher erläutert. Die zugehörigen Zeichnungen zeigen: The invention is based on an embodiment of a Transport airship explained in more detail. The associated drawings show:

Fig. 1 Luftschiff in 3 Ansichten; Fig. 1 airship in 3 views;

Fig. 2 Luftschiff mit erfindungsgemäßer Anordnung von unten; Fig. 2 airship with inventive arrangement from below;

Fig. 3 Nachbrennkammereinheit im Teilschnitt; Fig. 3 post-combustion chamber unit in partial section;

Fig. 4 Befestigung der Nachbrennkammereinheit am Luftschiff. Fig. 4 attachment of the afterburner unit on the airship.

Um ein großes Transportluftschiff zu steuern, sind nach Fig. 1 und 2 als Minimum je eine bewegliche Steuereinrichtung 30 im Bereich des Buges 21 und eine 31 im Bereich des Heckes 22 des Luftschiffes vorgesehen. Damit sind neben dem Parieren von Störungen auch das beabsichtigte Drehen um die Z-Achse (Hochachse/Yaw) sowie Y-Achse (Querachse/Pitch) als auch das Parallelverschieben der X-Achse in Y- und Z- Richtung möglich. Für kleine Steuerbewegungen sind kurze einmalige Schubimpulse in die entsprechende Richtung hinreichend, bei großen Richtungsänderungen kommt vor Erreichen des Sollwertes ein Schubimpuls in Gegenrichtung als notwendige Dämpfung hinzu. Im Reiseflugregime werden Bewegungen um die Achsen aerodynamisch durch Ruder gesteuert. Für Parallelverschiebungen im Reiseflug gibt es kein begründetes Erfordernis, so daß insgesamt der Low Speed Control eine sehr kurze Einsatzzeit, gemessen an der Missionszeit, zufällt. In order to control a large transport airship, according to FIGS. 1 and 2, a minimum of one movable control device 30 is provided in the region of the bow 21 and one 31 in the region of the stern 22 of the airship. In addition to parrying faults, the intended rotation about the Z axis (vertical axis / Yaw) and Y axis (transverse axis / pitch) as well as the parallel movement of the X axis in the Y and Z directions are possible. For small control movements, short one-time thrust pulses in the corresponding direction are sufficient; for large changes in direction, a thrust pulse in the opposite direction is added as necessary damping before the setpoint is reached. In the cruise mode, movements around the axes are controlled aerodynamically by rudders. There is no justified requirement for parallel shifts in cruise flight, so that overall the low speed control has a very short operating time, measured in terms of mission time.

Nach Fig. 1 ist das Luftschiff im vorderen Bereich mit zwei Schwenk-/Marsch- Triebwerken 24 und im hinteren Bereich mit zwei Marsch-Triebwerken 25 ausgestattet, wobei die Triebwerke selbst innerhalb der Gondel 36 angeordnet sind. PTL-Triebwerke, wie sie sinnvollerweise für Transportluftschiffe vorgesehen werden, weisen in ihrem Abgasstrom unabhängig von der für den Wellenantrieb abgegebenen Leistung eine Luftüberschußzahl von 2-6, je nach ihrer Ausführung auf. Von mehreren Triebwerken wird ein Teil dieser Luft "gesammelt" und für den Prozeß einer Nachverbrennung genutzt. In der vorliegenden Erläuterung wird davon ausgegangen, daß der gesammelte Abgasstrahl von zwei PTL-Triebwerken zum Betreiben einer Steuereinrichtung genutzt wird. Dazu werden die Abgasströme je in einem aus einem Luftkanal 32; 33 und einer nicht näher beschriebenen Luft-Abnahmeeinheit 34; 35 bestehenden Duct-System zusammengelegt und mit dem Anspruch keine Arbeit zu verrichten (mit Ausnahme der Überwindung der eigenen Reibung) zu den als Nachbrennkammereinheiten 30; 31 ausgebildeten Steuereinrichtungen im Bug- bzw. Heckbereich geleitet. According to Fig. 1, the airship at the front with two pan / march engines 24 and in the rear region with two cruise engines 25 is provided, whereby the engines themselves are arranged inside the nacelle 36th PTL engines, such as those that are expediently provided for transport airships, have an excess air number of 2-6 in their exhaust gas flow, regardless of the power output for the shaft drive, depending on their design. Part of this air is "collected" by several engines and used for the afterburning process. In the present explanation it is assumed that the collected exhaust gas jet is used by two PTL engines to operate a control device. For this purpose, the exhaust gas flows are each in an air duct 32 ; 33 and an air removal unit 34 ; 35 existing duct system merged and with the claim not to do any work (with the exception of overcoming one's own friction) to the post-combustion chamber units 30 ; 31 trained control devices in the bow or stern area.

In Fig. 3 ist die Nachbrennkammereinheit 30 (Ansicht A) dargestellt. Die Nachbrennkammereinheit 31 (Ansicht B) ist identisch, nur spiegelbildlich. In Fig. 3, the Nachbrennkammereinheit 30 (view A). The afterburner unit 31 (view B) is identical, only a mirror image.

Die Nachbrennkammereinheit 30 besteht aus einem Brennkammergehäuse 1, einer Antriebseinheit 2 zum Schwenken des Brennkammergehäuses 1 um das Lager 13, einem oder mehreren Luft-Einlaßventilen 3, einem Kraftstoffventil 4, einem Zündkabel 10, einer flexiblen Kraftstoffleitung 11 und Lagerböcke 12 zur Befestigung am Kiel 23 des Luftschiffes. Der Eintritt des Luftstromes in das Brennkammergehäuse 1 erfolgt über das Luft-Einlaßventil 3 und ist diffus gestaltet, was zur Strömungsberuhigung und zum Ansteigen des statischen Druckes führt. Im sich fortsetzenden Brennraum befinden sich die Kraftstoffkollektoren 5, verantwortlich für eine optimale Kraftstoffzerstäubung, die Nachbrennerzündvorrichtung 7 zur Zündung des Kraftstoff-Luftgemisches und die V-Flammstabilisatoren 6 zur Vibrationssenkung in der Verbrennung. Diese selbst erfolgt sehr heiß mit wesentlich höherer Temperatur als in vergleichbarer Triebwerksbrennkammer. Der Volumenzuwachs bewegt sich dabei um das ca. 5fache. Im nun folgenden Nachbrennkammeraustritt wird der eigentliche Steuerimpuls zur Übertragung auf das Transportluftschiff erzeugt. Um diesen höchst effektiv zu gestalten, wird eine konvergent/divergente Schubdüse 9; 8 verwendet. Diese ist genau für ein Leistungsregime berechnet, d. h. der kritische Entspannungsgrad wird genau im kritischen Querschnitt erreicht (M = 1), was dem Übergang vom konvergenten 9 zum divergenten Teil 8 der Schubdüse entspricht. Erst in dieser divergenten Austrittskontur findet dann die Beschleunigung des Gasstromes bis auf mehrfache Überschallgeschwindigkeit statt. Der Umstand, daß die Low Speed Control im Wesentlichen nur in Bodennähe beim Lastaustausch bzw. der Landung eingesetzt wird, rechtfertigt die Auslegung in der "preiswerten" Ein- Regime-Variante, d. h. die Querschnitte der konvergent/divergenten Schubdüse 9; 8 bleiben unveränderlich. The afterburner unit 30 consists of a combustion chamber housing 1 , a drive unit 2 for pivoting the combustion chamber housing 1 around the bearing 13 , one or more air inlet valves 3 , a fuel valve 4 , an ignition cable 10 , a flexible fuel line 11 and bearing blocks 12 for attachment to the keel 23 of the airship. The entry of the air flow into the combustion chamber housing 1 takes place via the air inlet valve 3 and is designed to be diffuse, which leads to a calming of the flow and an increase in the static pressure. In the continuing combustion chamber, there are the fuel collectors 5 , responsible for optimum fuel atomization, the afterburner ignition device 7 for igniting the fuel-air mixture and the V-flame stabilizers 6 for reducing the vibration in the combustion. This takes place very hot at a much higher temperature than in a comparable engine combustion chamber. The volume increase moves about 5 times. The actual control pulse for transmission to the transport airship is generated in the subsequent afterburner chamber outlet. In order to make this highly effective, a convergent / divergent thrust nozzle 9 ; 8 used. This is calculated precisely for a power regime, ie the critical degree of relaxation is achieved precisely in the critical cross section (M = 1), which corresponds to the transition from the convergent 9 to the divergent part 8 of the thrust nozzle. Only in this divergent exit contour does the gas flow accelerate to multiple supersonic speeds. The fact that the low-speed control is essentially only used near the ground for load exchange or landing justifies the design in the "inexpensive" single-regime variant, ie the cross sections of the convergent / divergent thrust nozzle 9 ; 8 remain unchangeable.

Die Besatzung des Transportluftschiffes oder Automatic Flight Control regelt somit nur die Brenndauer der zuvor in die erforderliche Richtung gebrachten Steuereinrichtungen. Die Impulsübertragung auf das Luftschiff geschieht über die in Fig. 4 dargestellten Lagerböcke 12 der Steuereinrichtungen 30; 31 in den Kiel 23 und von dort weiter in die Gondel-Struktur und die Hülle 20. The crew of the transport airship or automatic flight control thus only regulates the burning time of the control devices previously moved in the required direction. The impulse transmission to the airship takes place via the bearing blocks 12 of the control devices 30 shown in FIG. 4; 31 in the keel 23 and from there further into the nacelle structure and the casing 20 .

Für das Design eines Transportluftschiffes muß entsprechend seiner Abmessungen und Struktur ein erforderlicher Schub für die Steuereinrichtungen vorgegeben werden. Von Vorteil sind hierbei die fest definierte Masse, die bei jedem Missionsbeginn nahezu gleich zu sein hat sowie der enorme Unterschied in den relevanten Strömungsgeschwindigkeiten. Letzteres bedeutet, wenn am Transportluftschiff Geschwindigkeiten von 0-50 m/s zu erwarten sind, so wird am Düsenaustritt der Steuereinrichtung mit 1500 m/s und mehr zu rechnen sein, also ein Übertreffen um das ca. 30 fache. Dazu eine Prallhöhe von angenommenen 2000 m, lassen im gesamten Höhen- und Geschwindigkeitsbereich einen annähernd unbeeinflußten Steuerschub erwarten. An eben diesem erforderlichen Steuerschub sollten sich die für das Transportluftschiff verwendeten PTL orientieren. Sie sollten mit ausreichender Leistungs- als auch Stabilitätsreserve ausgestattet sein. Ein sehr leichter Druckanstieg hinter der Turbine (p4) darf den Arbeitspunkt des Triebwerkes nicht in den Bereich der instabilen Arbeit abwandern lassen wie es beim "Einsammeln" der Abgasströme ohne entsprechende Sicherheits- bzw. Ablaßventile passieren könnte. Dieses Problem ließe sich gänzlich vermeiden bei ausreichend verfügbarer Luftmenge, entnommen hinter der letzten Verdichterstufe oder wenn vorhanden, aus der zweiten Kontur. Der Stellenwert in der Nutzung und Verbreitung von Kanal- bzw. Ductsystemen in Transportluftschiffen markiert einen wesentlichen Unterschied zur "Schwerer als Luft"-Technik. Im Ausführungsbeispiel geht es um zwei separate Luftkanäle 32; 33 bis ca. 80 m Einzellänge. Es ist sinnvoll, für die Steuereinrichtungen 30; 31 eine Art "Stand by" Modus einzurichten, d. h. die Abgasströme werden von den PTLs erst nach Verlassen des Reiseflugregimes direkt bis jeweils zu einem schnellöffnenden (geschlossenem) Kugelventil 3 an den unmittelbaren Eingängen zu den Nachbrennkammern im Bug- und Heckbereich zu führen. Ein schnelles Öffnen des Ventils 3 garantiert kürzeste Reaktionszeiten des Systems. Am PTL-seitigen Duct-Ende muß dabei auf jeden Fall das ungehinderte Austreten des Abgasstromes über ein hier nicht näher beschriebenes Ventil in Abhängigkeit vom allgemeinen Abgasmanagement gewährleistet sein. Das richtige Zusammenwirken beider Ventile ist maßgeblich für das Funktionieren des Systems an sich. Für den normalen Reiseflug sollte der Duct unbelastet drucklos bleiben. Der Abgasstrom dient dabei mit zur Schuberzeugung, addiert zum Propeller- /Rotorschub. In seiner Ausführung sollten die Duct-Systeme nachfolgenden Kriterien gerecht werden: For the design of a transport airship, a necessary thrust for the control devices must be specified according to its dimensions and structure. The fixed mass, which has to be almost the same at every mission start, and the enormous difference in the relevant flow velocities are of advantage here. The latter means that if speeds of 0-50 m / s are to be expected on the transport airship, 1500 m / s and more can be expected at the nozzle outlet of the control device, that is to say an increase of about 30 times. In addition, an impact height of 2000 m is assumed, and an almost unaffected control thrust can be expected in the entire height and speed range. The PTL used for the transport airship should be based on precisely this required control thrust. They should have sufficient power and stability reserves. A very slight increase in pressure behind the turbine (p4) must not allow the engine's operating point to migrate into the area of unstable work, as could occur when "collecting" the exhaust gas flows without appropriate safety or drain valves. This problem could be avoided entirely if there was a sufficient amount of air available, taken behind the last compressor stage or, if available, from the second contour. The importance in the use and distribution of canal and duct systems in transport airships marks a significant difference to the "heavier than air" technology. The exemplary embodiment involves two separate air channels 32 ; 33 to approx. 80 m individual length. It makes sense for the control devices 30 ; 31 to set up a kind of "stand by" mode, ie the exhaust gas flows are only to be led by the PTLs after leaving the cruise regime directly to a quick-opening (closed) ball valve 3 at the immediate entrances to the afterburning chambers in the bow and stern area. A quick opening of valve 3 guarantees shortest system response times. At the PTL-side duct end, the unhindered escape of the exhaust gas flow must be guaranteed in any case, depending on the general exhaust gas management, via a valve, which is not described in more detail here. The correct interaction of both valves is essential for the functioning of the system itself. For normal cruising, the duct should remain depressurized when not under pressure. The exhaust gas flow also serves to generate thrust, added to the propeller / rotor thrust. In its implementation, the duct systems should meet the following criteria:

Der Duct muß feuerfest sein und dabei aus korrosionsresistentem Material bestehen. Er sollte nahezu vollständig an der Außenseite, d. h. von der Struktur abgewandt geführt werden, so an der Gondelaußenseite als auch im Kielbereich (hier Unterseite). Potentielle Gefahren durch Heißluft sollen so für Personal und Technik ferngehalten werden. Der Duct muß über Drainageventile, Einrichtungen zur Längenkompensation bei Erwärmung sowie Inspektionsmöglichkeiten wie z. B. über Fernaugen verfügen. The duct must be fire-proof and made of corrosion-resistant material consist. It should be almost completely on the outside, i.e. H. from the structure be directed away, so on the outside of the gondola and in the keel area (here underside). Potential hazards from hot air are said to be for personnel and Technology to be kept away. The duct must have drainage valves, facilities for length compensation when heated and inspection options such as z. B. have remote eyes.

Die als Steuereinrichtungen ausgeführten Nachbrennkammereinheiten 30; 31 bestehen im Außenbereich aus dem Brennkammergehäuse 1, der aufgesetzten konvergent/divergenten Schubdüse 9; 8, den zwei großen Lagern/Lagerhalbschalen 13, wobei in eine von beiden die Ductzuführung des Abgasstromes von den PTLs kommend, eingebunden ist. Unmittelbar vor Kammereintritt befindet sich das Luft-Einlaßventil 3. Oberhalb des Lagerbockes 12 ist ein Stellmotor mit Getriebe installiert. Diese Antriebseinheit 2 wird von Automatic Flight Control oder der Besatzung zum korrekten Positionieren des einzuleitenden Steuerimpulses angesteuert. The post-combustion chamber units 30 ; 31 consist in the outer area of the combustion chamber housing 1 , the convergent / divergent thrust nozzle 9 ; 8 , the two large bearings / bearing half-shells 13 , with the duct feed of the exhaust gas stream coming from the PTLs being integrated into one of the two. The air inlet valve 3 is located immediately before the chamber entrance. An actuator with gear is installed above the bearing block 12 . This drive unit 2 is controlled by automatic flight control or the crew for the correct positioning of the control pulse to be initiated.

Der Brennkammerinnenraum besteht im Wesentlichen wie in Fig. 4 dargestellt, aus dem diffus gestalteten Kammereintritt, den Kraftstoffkollektoren 5, der Nachbrenn-Zündkammer- bzw. -Zündvorrrichtung 7 und den V-Flammstabilisatoren 6. Dieses sind die üblichen Ausstattungen von Nachbrennkammern. Hinzu kommen die Gehäusedurchführungen der Kraftstoffhochdruckleitung 11 zum Kollektor 5, der Stromversorgung über Zündkabel 10 zur Zündvorrichtung 7 sowie der Kommunikation zu Meßpunkten. Die Zuführungen vom Kiel 23 her zum schwenkbaren Brennkammergehäuse 1 müssen flexibel, z. B. als Panzerschläuche, gestaltet werden. In der Kraftstoffhochdruckleitung 11 ist vorzugsweise vor Beginn des flexiblen Abschnittes ein Magnetventil 4 zu installieren, welches beim Ansteuern den Kraftstofffluß zum Kollektor 5 freigibt bzw. unterbricht. Die Steuereinrichtungen 30; 31 haben jeweils in der Y-Z-Ebene einen möglichen sicheren Schwenkbereich von ca. 80° bis 280°. Diese Grenzwerte gewährleisten einen noch sicheren Abstand zur Hülle 20 bzw. Envelope, um diese vor hoher Temperatur des Gasstrahles zu schützen. Eine zufällige Ablenkung des Gasstrahls durch atmosphärische Einflüsse kann aufgrund der gewaltigen Geschwindigkeitsdifferenz mit Sicherheit ausgeschlossen werden. The combustion chamber interior essentially consists, as shown in FIG. 4, of the diffuse-shaped chamber inlet, the fuel collectors 5 , the afterburning ignition chamber or ignition device 7 and the V-flame stabilizers 6 . These are the usual features of afterburners. In addition, there are the bushings of the high-pressure fuel line 11 to the collector 5 , the power supply via ignition cable 10 to the ignition device 7 and the communication to measuring points. The feeds from keel 23 to the pivotable combustion chamber housing 1 must be flexible, e.g. B. as armored hoses. A magnetic valve 4 is to be installed in the high-pressure fuel line 11 , preferably before the beginning of the flexible section, which releases or interrupts the fuel flow to the collector 5 when actuated. The control devices 30 ; 31 each have a possible safe swivel range of approx. 80 ° to 280 ° in the YZ plane. These limit values ensure a still safe distance from the envelope 20 or envelope in order to protect it from the high temperature of the gas jet. Accidental deflection of the gas jet due to atmospheric influences can be excluded with certainty due to the enormous speed difference.

Um die Low Speed Control so effektiv wie möglich zu gestalten, erscheinen nur zwei Installationspunkte sinnvoll für die Anbringung der Steuereinrichtungen 30; 31. Unerwünschte Momente gehen gegen Null in den Schnittpunkten der gebogenen Kiellinie mit der X-Achse (Längsachse, durch den Schwerpunkt S des Transportluftschiffes führend). Im Bugbereich treffen wir exakt diesen Punkt, im Heckbereich bedarf es eines Kompromisses mit dem unteren Leitwerk, wenn es klassisch senkrecht platziert ist. Der Hauptanteil an zu erwartenden kleinen Korrekturen wird solo von der Bugsteuereinrichtung 30 ausgeführt. Der Einsatz der Hecksteuereinrichtung 31 dient der Momentverstärkung bei Drehmanövern mit entgegengesetzter Schubrichtung. Arbeiten Bug- und Hecksteuereinrichtung 30; 31 in die gleiche Richtung, erfolgt eine parallele Verschiebung der X-Achse des Transportluftschiffes. Weitere Varianten hinsichtlich erforderlicher Dämpfung sind möglich bzw. werden in den nachfolgenden Fallbeispielen aufgezeigt. In order to make the low speed control as effective as possible, only two installation points appear sensible for the attachment of the control devices 30 ; 31 Unwanted moments go to zero at the intersection of the curved keel line with the X axis (longitudinal axis, leading through the center of gravity S of the transport airship). In the bow area we hit exactly this point, in the stern area a compromise with the lower tail unit is required if it is placed in the classic vertical position. Most of the small corrections to be expected are carried out solo by the bow control device 30 . The use of the rear control device 31 serves to increase the torque during turning maneuvers with the opposite thrust direction. Working bow and stern control device 30 ; 31 in the same direction, there is a parallel displacement of the X-axis of the transport airship. Further variants with regard to the required damping are possible or are shown in the following case studies.

case study 15 ° change of direction when there is no wind

Gehen wir von einer beabsichtigten Kursausrichtung des Transportluftschiffes von 75° auf 90° aus. Der Ort des Lastaustausches ist bei nahezu Windstille erreicht worden, die Geschwindigkeit ist Null, die Leitwerke sind wirkungslos, die Wetterprognose sagt für innerhalb der Zeit des Lastaustauschverfahrens ein Auffrischen des Windes aus Richtung Osten voraus. Um den Anflug nicht wiederholen zu müssen, wird die Bugsteuereinrichtung 30 durch den vorgewählten 90°-Kurs auf 270° in der Y-Z-Ebene ausgerichtet und gezündet. Ein Automatic Flight Control System ist in der Lage, unter Zuhilfenahme von aktuellen Zusatzinformationen von Winddetektoren (Windrichtung und -geschwindigkeit) bei gleichzeitig feststehenden Komponenten (geometrische Projektion der Windangriffsfläche, Masse, verfügbarer Schub u. a. m.) die erforderliche Brenndauer für eine ungedämpfte Steuerbewegung zu errechnen und ausführen zu lassen, ohne der Besatzung besondere Mehrarbeit abzufordern. Let us assume an intended course orientation of the transport airship from 75 ° to 90 °. The location of the load exchange has been reached with almost no wind, the speed is zero, the tail units have no effect, the weather forecast predicts that the wind will refresh from the east within the time of the load exchange process. In order not to have to repeat the approach, the bow control device 30 is aligned and fired by the preselected 90 ° course to 270 ° in the YZ plane. An automatic flight control system is able to calculate and execute the required burning time for an undamped control movement with the help of current additional information from wind detectors (wind direction and speed) with simultaneously fixed components (geometric projection of the wind attack surface, mass, available thrust, etc.) to leave without demanding extra work from the crew.

case study 150 ° change of direction with constantly strong seewind

Der Zielort zum Lastaustausch auf See wird mit starkem Rückenwind erreicht. Um große Schleifen für das Erreichen der Zielposition mit der Gefahr des Verfehlens zu vermeiden, werden Bug- und Hecksteuereinrichtung 30; 31 schon im Anflug zur Einleitung einer Drehung des Transportluftschiffes in den Wind gezündet. Mit errechneter Brenndauer beginnt es zu drehen. Bereits vor Erreichung des Sollwertes werden die beiden Steuereinrichtungen erneut, jetzt in entgegengesetzte Richtung positioniert, dann gezündet, um mit dieser Dämpfung den exakten Sollwert zu erreichen. Der große Vorteil des hier beschriebenen Systems der Low Speed Control by Reactively Impulses besteht u. a. darin, den erforderlichen Schub für ein Automatic Flight Control System tatsächlich garantieren zu können. Luftschrauben- bzw. Rotorsysteme werden hierzu im Vergleich aufgrund der viel niedrigeren Luftdurchsatzgeschwindigkeit anfällig gegenüber geänderten Anblasrichtungen und produzieren somit veränderlichen Schub bzw. müssen aufwendig nachreguliert werden. Ist auf diesem Wege das Transportluftschiff in den Wind gedreht, läßt es sich per Parallelverschiebung (beide Steuereinrichtungen 30; 31 arbeiten in die selbe Richtung) exakt über dem Zielpunkt positionieren. Die Marschtriebwerke 24; 25 erzeugen dann genau soviel Schub, um den "nun" Gegenwind komplett zu kompensieren. Je stärker der Wind, um so mehr Korrekturpotential geht wieder über zu den aerodynamischen Rudern im Leitwerk. The destination for the exchange of loads at sea is reached with a strong tail wind. To avoid large loops for reaching the target position with the risk of missing, bow and stern control device 30 ; 31 already ignited on the approach to initiate a turn of the transport airship in the wind. With the calculated burning time, it starts to turn. Even before the setpoint is reached, the two control devices are positioned again, now in the opposite direction, then fired in order to achieve the exact setpoint with this damping. The great advantage of the Low Speed Control by Reactively Impulse system described here is that it can actually guarantee the thrust required for an Automatic Flight Control System. In comparison, propeller or rotor systems are susceptible to changed blowing directions due to the much lower air throughput speed and thus produce variable thrust or have to be readjusted at great expense. If the transport airship is turned in the wind in this way, it can be positioned exactly above the target point by means of a parallel displacement (both control devices 30 ; 31 work in the same direction). The march engines 24 ; 25 then generate just enough thrust to completely compensate for the "now" headwind. The stronger the wind, the more correction potential goes back to the aerodynamic rudders in the tail unit.

case study

Ausleitung gefährlicher FluglagenRemoval of dangerous flight situations

Im Sinkflug unter großem Neigungswinkel gerät das Transportluftschiff in den Wirkungsbereich bodennaher Turbulenzen. Der maximal zulässige Neigungswinkel wird unter Einwirkung einer Böe überschritten, am Höhenruder droht ein Strömungsabriß. Über einen installierten Winkelgeber läßt sich automatisch ohne Eingreifen der Besatzung die Bugsteuereinrichtung 30 zünden, um so ein die Gefahr abwendendes Moment My zu erzeugen. Im analogen Fall der Pitchbegrenzung im Steigflug erzeugt die Hecksteuereinrichtung 31 das gefahrabwendende Moment My in entgegengesetzte Richtung. Da diese Arbeit nur in der X-Z-Ebene ausgeführt wird, erzeugt die Hecksteuereinrichtung 31 trotz Kompromisses in ihren Installationskoordinaten hier kein schädliches Moment. When descending at a large angle of inclination, the transport airship gets into the sphere of action of near-ground turbulence. The maximum permissible angle of inclination is exceeded under the influence of a gust, and there is a risk of stalling at the elevator. The bow control device 30 can be ignited automatically via an installed angle transmitter without intervention by the crew, so as to generate a moment My which averts the danger. In the analogous case of pitch limitation in climbing, the rear control device 31 generates the danger-turning moment My in the opposite direction. Since this work is only carried out in the XZ plane, the rear control device 31 does not generate any harmful moment here, in spite of a compromise in its installation coordinates.

Die erfindungsgemäße Anordnung weist neben den bereits erwähnten eine Reihe weiterer Vorteile auf. Als zusätzlicher und wesentlicher Vorteil der Low Speed Control by Reactively Impulse zum oben angerissenen Vergleich mit entsprechenden Luftschrauben- bzw. Rotorsystemen kommt der mit Sicherheit niedriger ausfallende Kraftstoffverbrauch hinzu. Zwar fällt der spezifische Kraftstoffverbrauch von PTL-Triebwerken wesentlich geringer aus als bei vergleichbaren Nachbrennersystemen, jedoch ändert sich der Vergleich in absoluten Zahlen. Ein Lastaustauschverfahren wird im mittleren mit der Dauer von 2 Stunden angegeben. In dieser Zeit müssen die PTL-Triebwerke ohne Unterbrechung arbeiten, um ein Constant Speed an den Luftschrauben/Rotoren zu gewährleisten. Auch wenn sie dabei keine Korrekturmomente erzeugen, verbrauchen sie Kraftstoff. Beim hier beschriebenen System wird nur Kraftstoff während der unmittelbaren Impuls- bzw. Schuberzeugung verbraucht. Die Einsatzdauer wird sich dabei je nach Wetterbedingungen von Sekundenabschnitten bis zu nur einigen Minuten addieren. Abrunden läßt sich diese Betrachtung noch durch die offensichtlich geringeren Entwicklungs- und Produktionskosten. In addition to those already mentioned, the arrangement according to the invention has one A number of other advantages. As an additional and significant advantage of low speed Control by Reactively Impulse for comparison with above corresponding propeller or rotor systems will definitely come lower failing fuel consumption. The specific falls Fuel consumption of PTL engines is significantly lower than that of comparable ones Afterburner systems, however, the comparison changes in absolute numbers. On The load exchange procedure is on average with a duration of 2 hours specified. During this time, the PTL engines must work without interruption, to ensure a constant speed on the propellers / rotors. Also if they do not generate any corrective moments, they consume fuel. In the system described here, only fuel is used during the immediate Pulse or thrust generation consumed. The duration of use will vary depending on the weather conditions from seconds to just a few minutes add. This observation can be rounded off by the obvious lower development and production costs.

Wie die dargelegten Fallbeispielen erkennen lassen, kann die Erfindung die Grundlage für ein komplett autonom arbeitendes Automatic Flight Control Systym für die gesamte Phase des Lastaustausches, ggf. mit Verzicht auf eine Bodenverankerung sein. As can be seen from the case studies presented, the invention can Basis for a fully autonomous Automatic Flight Control Systym for the entire phase of the load exchange, possibly without one Be ground anchoring.

Aus der Betrachtung bisheriger Transportluftschiffprojekte läßt sich relativ wenig über den Umgang mit den PTL-Abgasströmen erfahren. Im Einklang mit oben gemachten Vorschlägen, könnten die Abgasströme aller an Bord befindlicher Turbinen-Triebwerke gesammelt werden und im Reiseflug über je ein links- und rechtsseitiges Austrittssystem zum einen die Schubkraftkomponente leicht erhöhen und zum anderen den sicherlich nicht vorteilhaften Kontakt der Abgasströme mit dem Envelopematerial vermeiden. Für den Low Speed Bereich, wo Schubunterstützung eher schädlich ist, ließe sich der oben beschriebene "Stand by" Modus günstig vereinfachen: Auf ein Luft-Einlaßventil zu den Steuereinrichtungen 30; 31 wird gänzlich verzichtet, so daß diese nur durchströmt werden. Aufgrund der im "Stand by" Modus fehlenden Nachverbrennung wird das kritische Druckverhältnis nicht erreicht. Demzufolge kann im kritischen Querschnitt des konvergenten Teils 9 der Schubdüse keine Überschallgeschwindigkeit erreicht werden, so daß im divergenten Schubdüsenteil 8 nur noch ein weiteres Abbremsen des Abgasstromes stattfindet. Ein nur noch Einspritzen des Kraftstoffes und Zünden verkürzen die Reaktionszeit des Systems dabei beträchtlich. Considering previous transport airship projects, relatively little can be learned about how to deal with the PTL exhaust gas flows. In line with the suggestions made above, the exhaust gas flows of all turbine engines on board could be collected and, when cruising, via a left and right-hand exit system each, on the one hand slightly increase the thrust force component and on the other hand avoid the certainly not advantageous contact of the exhaust gas flows with the envelope material , For the low-speed range, where thrust support is rather harmful, the "stand-by" mode described above could be simplified in a cost-effective manner: to an air inlet valve to the control devices 30 ; 31 is completely dispensed with, so that it is only flowed through. Due to the lack of afterburning in "Stand by" mode, the critical pressure ratio is not reached. As a result, no supersonic speed can be achieved in the critical cross section of the convergent part 9 of the thrust nozzle, so that only a further braking of the exhaust gas flow takes place in the divergent thrust nozzle part 8 . Just injecting the fuel and igniting considerably reduces the response time of the system.

Neben den vielen vorgenannten Vorteilen der Low Speed Control by Reactively Impulse soll ein Nachteil nicht verschwiegen werden. Während der kurzzeitigen Brenndauer der Steuereinrichtungen entsteht ein erhöhter Lärmpegel. Da der Einsatz der Low Speed Control in meist abseits gelegenen Territorien für Ankermaste/Luftschiffwerften sowie den Areals für ein Lastaustauschverfahren erfolgt, geht davon keine potentielle Gefahr einer Lärmbelästigung für besiedelte Gebiete aus. Im Reiseflug gibt es keinen Einsatzgrund der Low Speed Control. Bezugszeichenaufstellung S Schwerpunkt
1 Brennkammergehäuse
2 Antriebseinheit
3 Luft-Einlaßventil
4 Kraftstoffventil
5 Kraftstoffkollektoren
6 V-Flammstabilisatoren
7 Nachbrennerzündvorrichtung
8 divergenter Schubdüsenteil
9 konvergenter Schubdüsenteil
10 Zündkabel
11 flexible Kraftstoffleitung
12 Lagerbock
13 Lager des Brennkammergehäuses
20 Hülfe des Luftschiffes
21 Bug des Luftschiffes
22 Heck des Luftschiffes
23 Kiel des Luftschiffes
24 Schwenk-/Marschtriebwerke
25 Marschtriebwerke
30 Nachbrennkammereinheit
31 Nachbrennkammereinheit
32 vorderer Luftkanal
33 hinterer Luftkanal
34 Gasstrom-Abnahme an den vorderen Triebwerken
35 Gasstrom-Abnahme an den hinteren Triebwerken
36 Gondel/Kabine
In addition to the many advantages of Low Speed Control by Reactively Impulse mentioned above, one disadvantage should not be overlooked. An increased noise level is generated during the short burning time of the control devices. Since the low speed control is used in mostly remote territories for anchor masts / airship shipyards and the areas for a load exchange process, there is no potential risk of noise pollution for populated areas. There is no reason for using Low Speed Control in cruise flights. Reference symbol line S focus
1 combustion chamber housing
2 drive unit
3 air inlet valve
4 fuel valve
5 fuel collectors
6 V flame stabilizers
7 afterburner ignition device
8 divergent thruster part
9 convergent nozzle part
10 ignition cables
11 flexible fuel line
12 bearing block
13 Bearing of the combustion chamber housing
20 help of the airship
21 bow of the airship
22 Stern of the airship
23 keel of the airship
24 slewing / marching engines
25 marching engines
30 afterburner unit
31 Afterburner unit
32 front air duct
33 rear air duct
34 Gas flow take-off at the front engines
35 Gas flow take-off at the rear engines
36 nacelle / cabin

Claims

1. Arrangement for controlling aircraft lighter than air in the low speed range, characterized in that at least one pivotable afterburning chamber unit with convergent / divergent thrust nozzles is arranged on the aircraft body, which is connected via an air duct to a secondary air source and can be controlled by means of a control unit.

2. Arrangement according to claim 1, characterized in that one afterburning chamber unit ( 30 ; 31 ) is arranged in the lower region of the bow ( 21 ) and the stern ( 22 ) of an airship.

3. Arrangement according to claim 2, characterized in that the afterburner units ( 30 ; 31 ) on / in the keel ( 23 ) are attached approximately in the x-axis of the center of gravity (S).

4. Arrangement according to claims 1-3, characterized in that the secondary air sources are the engines ( 34 ; 35 ).

5. Arrangement according to claim 4, characterized in that the engines are the gas generators of the PTL engines.

6. Arrangement according to claims 4 and 5, characterized in that the Secondary air is taken from the compressor flow.

7. Arrangement according to claims 4 and 5, characterized in that the Secondary air is derived from the exhaust gas stream of a gas generator.

8. Arrangement according to claim 4, characterized in that the secondary air is derived from the balloon filling.

9. Arrangement according to claims 1-8, characterized in that the secondary air is guided to the afterburning chamber units via air ducts ( 32 ; 33 ) guided outside the airship body.

10. Arrangement according to claims 1-9, characterized in that the post-combustion chamber units ( 30 ; 31 ) from a combustion chamber housing ( 1 ) with an attached convergent nozzle part ( 9 ) which merges into a divergent nozzle part ( 8 ) from fuel collectors ( 5th ), V-flame stabilizers ( 6 ) and afterburner ignition device ( 7 ) and a drive unit ( 2 ) for pivoting the combustion chamber housing ( 1 ), at least one air inlet valve ( 3 ), a fuel valve ( 4 ), an ignition cable ( 10 ), a flexible Fuel line ( 11 ) and a bearing block ( 12 ) with a bearing ( 13 ) for applying force to the keel ( 23 ).