DE10201133A1

DE10201133A1 - Anordnung von Leistungsgeneratoren für Luftfahrzeuge leichter als Luft

Info

Publication number: DE10201133A1
Application number: DE2002101133
Authority: DE
Inventors: Christian Doering
Original assignee: Cargolifter AG
Current assignee: CL Cargolifter GmbH and Co KGaA
Priority date: 2002-01-08
Filing date: 2002-01-08
Publication date: 2003-07-10

Abstract

Es wurde bereits vorgeschlagen, für die Low-Speed-Control bei Luftschiffen mindestens eine schwenkbare Nachbrennereinheit mit konvergenten/divergenten Schubdüsen im unteren Bereich des Buges und Heckes anzuordnen, die über einen Luftkanal mit einer Sekundärluftquelle verbunden sind. Es ist ein hoher Luftmassedurchsatz erforderlich. Es soll eine Anordnung von Leistungsgeneratoren vorgeschlagen werden, die mit minimalem Aufwand an zu installierenden Leistungsgeneratoren für Luftschiffe neue Wege zur erforderlichen Generierung von Sekundärluftströmen zur Erzeugung von lateralem Schub, eine Schnee-/Eisprotektion und Ballonettdoublierung ermöglicht. DOLLAR A Die für den Low-Speed-Bereich nicht abgerufene Leistung der Marschtriebwerke wird für den Antrieb zusätzlicher Verdichter aktiviert, die zur Schaffung eines hinreichenden Luftdurchsatzes dienen. Dazu wird an das bereits als Bauteil vorhandene Getriebe ein weiterer Wellenabtrieb hinzugefügt. Über diesen Abtrieb läßt sich bei Erfordernis mittels einer Strömungskupplung stufenlos Leistung über ein weiteres Getriebe hin zum nachgeschalteten Verdichter übertragen. Die verdichtete Luft wird vom Verdichter aus in einen Ejektor geleitet, welcher sich hinter dem Gasaustritt des PTL befindet. Hier erfolgt die Vermischung der Verdichterluft mit dem Abgasstrom. Sie wird dann in einem Luftführungskanal innen an der Gondelkontur bis zum Gondelanfang geführt. In dessen Mitte vereint ein T-Stück den auf gleiche Weise auf der gegenüberliegenden ...

Description

Die Erfindung betrifft eine Anordnung von Leistungsgeneratoren für Luftfahrzeuge leichter als Luft, insbesondere für die Low-Speed-Control, Ballonettdoublierung sowie Schnee-/Eis-Protektion und ist speziell für größere starre und halbstarre Luftschiffe geeignet.

Es ist allgemein bekannt, daß Luftschiffe separate Antriebssysteme für den Reiseflug sowie das Manövrieren aufweisen.

Bekannt ist auch, daß bestimmte Manövrieroperationen mit schwenkbaren Antriebssystemen ausgeführt werden können.

Im Geschwindigkeitsbereich unterhalb des Wirksamwerdens der Leitwerke tritt das Problem der sogenannten Low-Speed-Control auf, das in der deutschen Patentanmeldung 101 55 335.8 ausführlich beschrieben ist. Dort wurde zur Lösung des Problems vorgeschlagen, mindestens eine schwenkbare Nachbrennereinheit mit konvergenten/divergenten Schubdüsen am Luftfahrzeugkörper anzuordnen, die über einen Luftkanal mit einer Sekundärluftquelle verbunden und mittels Steuereinheit steuerbar ist. Im unteren Bereich des Buges und des Hecks eines Luftschiffes wurde je eine Nachbrennkammereinheit angeordnet. Als Sekundärluftquellen sollen dienen:

- die Triebwerke
- die Gasgeneratoren der PTL-Triebwerke
- der Verdichterstrom
- der Abgasstrom eines/mehrerer Gasgeneratoren
- die Ballonettbefüllung.

Die o. g. Anordnung erfordert einen hohen Luftmassedurchsatz.

Bekannt ist, daß mit wachsender Baugröße von Luftschiffen auch ihre Stabilität gegenüber atmosphärischen Störungen zunimmt. Was sich hier einerseits positiv darstellt, verlangt anderseits jedoch größere Aufwendungen für beabsichtigte Richtungskorrekturen bzw. das Parieren atmosphärischer Störungen.

Propeller-Turbinen-Luftstrahltriebwerke (im Weiteren: PTL) für moderne Groß-Luftschiffe können in den unterschiedlichsten Auslegungen zur Anwendung kommen. Einerseits gibt es sie in äquivalenter Leistungssplittung, d. h. neben der abgegebenen Wellenleistung verbleibt ein nicht unwesentlicher Teil als reaktiver (Rest-) Schub. Andererseits gibt es die PTL Auslegungen mit nahezu vollständiger Leistungsabgabe über ihren Wellenabtrieb. In der zuerst genannten Variante finden sich dabei die besseren Ansätze zur Organisierung eines Nachverbrennungsprozesses auch für größere Luftschiffe. Da jedoch über 95% der Operationszeit einer Luftschiffmission auf den Reiseflug entfallen können, sind eben für diesen Bereich wirtschaftliche Betrachtungen vorrangig. Ein reaktiver Restschub, welcher für den Reiseflug mit Geschwindigkeiten unter 50 m/s verwendet wird, läßt sich auf Dauer dabei nur uneffektiv verwerten.

Ebenfalls wirtschaftlichen Betrachtungen widerspricht, am Luftschiff eine komplette Installation von Leistungsgeneratoren durchzuführen, die für nur weniger als 5% der Missionszeit zur Anwendung gelangen können.

Aufgabe der Erfindung ist eine Anordnung von Leistungsgeneratoren für Luftfahrzeuge leichter als Luft, bei der mit minimalem Aufwand an zu installierenden Leistungsgeneratoren für Luftschiffe neue Wege zur erforderlichen Generierung von Sekundärluftströmen zur Erzeugung von lateralem Schub auf reaktiver Basis vorzuschlagen, mit mindestens einer schwenkbaren Nachbrennereinheit mit konvergenten/divergenten Schubdüsen am Luftfahrzeugkörper, die über einen Luftkanal mit einer Sekundärluftquelle verbunden und mittels Steuereinheit steuerbar ist, die insbesondere für die Low-Speed-Control geeignet ist sowie eine Schnee-/Eis-Protektion als auch Ballonettdoublierung speziell für größere starre und halbstarre Luftschiffe möglich werden.

Die Erfindung geht von dem Zusammenhang aus, daß die Marschtriebwerke im Low- Speed-Bereich mit geringer Leistung nur den Frontwind kompensieren müssen. Bei größerem Leistungsbedarf ist die Steuerbarkeit des Luftschiffes wieder durch die aerodynamisch wirkenden Leitwerke gewährleistet.

Der Grundgedanke der Erfindung ist, daß die für den Low-Speed-Bereich nicht abgerufene Leistung der Marschtriebwerke für den Antrieb zusätzlicher Verdichter aktiviert wird, welche wiederum zur Schaffung eines hinreichenden Luftdurchsatzes, insbesondere für den Schuberzeugungsprozeß in den Bug- bzw. Hecksteuereinrichtungen, der Schnee-/Eis-Protektion und der Ballonettdoublierung dienen.

Erfindungsgemäß wird an das bereits als Bauteil vorhandene Getriebe ein weiterer Wellenabtrieb hinzugefügt. Über diesen Abtrieb läßt sich bei Erfordernis mittels einer Strömungskupplung stufenlos Leistung über ein weiteres Getriebe hin zum nachgeschalteten Verdichter übertragen. Das Ansaugen großer Luftmengen wird dabei über ein Lufteingangsteil in der Seitenwand der Gondel-/Kielstruktur gewährleistet. Die verdichtete Luft wird vom Verdichter aus in einen Ejektor geleitet, welcher sich hinter dem Gasaustritt des PTL befindet. Hier erfolgt die Vermischung der Verdichterluft mit dem Abgasstrom. Sie wird dann in einem Luftführungskanal innen an der Gondelkontur bis zum Gondelanfang geführt. In dessen Mitte vereint ein T-Stück den auf gleiche Weise auf der gegenüber liegenden Luftschiffseite erzeugten Gasstrom zum Hauptstrom für die Schuberzeugung in der beweglichen Bugsteuereinrichtung. Dieser Hauptstrom kann auch zur Ballonettdoublierung, zur Einspeisung in den Traggasraum bei Havarie der Hüllenstruktur oder zur Schnee-/Eis-Protektion genutzt werden.

Die Erfindung wird nachfolgend an einem Ausführungsbeispiel näher erläutert. Die zugehörigen Zeichnungen zeigen:
Fig. 1 die Anordnung der Triebwerke und Steuereinrichtungen am Luftschiff,
Fig. 2 eine Blockdarstellung der Erfindung,
Fig. 3 eine Ausführungsform der Erfindung,
Fig. 4 das Diagramm der Entwicklung der Triebwerksleistung mit der Drehzahl.
Gemäß Fig. 1 wird das Groß-Luftschiff vorzugsweise von je zwei ummantelten Propeller- bzw. Rotor-Systemen, vorn 1 und hinten 2, angetrieben. Die Propeller- bzw. Rotorantriebe befinden sich als je ein PTL 5 nach Fig. 2 und 3 innerhalb der Gondel- /Kielstruktur. Die Kraftübertragung wird mittels Getriebe 7 und Wellen vom PTL zum Luftschraubensystem 1; 2 gewährleistet, wobei die beiden hinteren Systeme 2 der reinen Schub- bzw. Umkehrschuberzeugung dienen, die beiden vorderen Systeme 1 dagegen noch zusätzlich über eine Vektorsteuerung verfügen und somit zusätzlich als Hubtriebwerke eingesetzt werden können. Die Bugsteuereinrichtung 3 und Hecksteuereinrichtung 4 sind schwenkbare Nachbrennereinheiten mit konvergenten/divergenten Schubdüsen, die jeweils einfach oder auch doppelt vorhanden sein können. Das Luftansaugen sowie der Gasaustritt wird über entsprechende Öffnungen 6; 14 in der Back- und Steuerbordseite der Gondel-/Kielstruktur gewährleistet.
Die nachfolgenden Detailbeschreibungen beziehen sich zunächst auf die vordere backbordseitige Antriebseinheit.
Zur Vereinfachung wird davon ausgegangen, daß der gesamte Bedarf des Luftschiffes an Strom-, Hydraulik- und Klimaversorgung über APU's (Hilfstriebwerke) sichergestellt wird.
Wie in den Fig. 2 und 3 dargestellt, wird erfindungsgemäß an das bereits als Bauteil vorhandene Getriebe 7 ein weiterer Wellenabtrieb hinzugefügt. Über diesen Abtrieb läßt sich bei Erfordernis mittels einer Strömungskupplung 8 stufenlos Leistung über ein weiteres Getriebe 9 hin zum nachgeschalteten Verdichter 10 übertragen. Das Ansaugen großer Luftmengen wird dabei über ein Verdichterlufteingangsteil 11 in der Seitenwand der Gondel-/Kielstruktur 17 gewährleistet. Die verdichtete Luft wird zweckmäßig über zwei Verdichterluftkanäle 12 in den Ejektor 15 hinter den über ein steuerbares Ventil 13 geleiteten Abgasstrom des PTL geführt. Hier erfolgt die Mischung der Verdichterluft mit dem Abgasstrom zum summierten Massenstrom einer Antriebseinheit. Dieser wird dann vorzugsweise in der Gondelkontur innenliegend bis zum Gondelanfang geleitet. In dessen Mitte vereint ein T-Stück 16 den auf gleiche Weise steuerbordseitig erzeugten Massenstrom zum Hauptstrom für die Schuberzeugung in der beweglichen Bugsteuereinrichtung 3. Die beiden hinteren Antriebseinheiten arbeiten analog den vorderen zur Versorgung der Hecksteuereinrichtung 4. In Fig. 2 ist einführend der funktionale Zusammenhang des Erfindungsgedanken veranschaulicht.
Mit der Darstellung in Fig. 3 werden nochmals separat und ausführlich Aufgaben und Anforderungen der einzelnen Elemente verdeutlicht.
Gebräuchliche PTL's 5 sind meist so ausgeführt, daß mittels gasdynamischer Verbindung über eine freidrehende Turbinenstufe die Leistung des Gasgenerators auf eine Welle übertragen und durch die Verdichterhohlwelle auf die Seite des Triebwerkeinganges geführt wird. Da das PTL im Gondelinneren installiert ist, wird der Lufteinlaß über ein Lufteingangsteil 6 mit einem entsprechenden Kanal durch eine Öffnung in der Gondelbehäutung nach außen geführt. Über das sich anschließende Winkelgetriebe 7 (Kegelrad- oder Kegelstirnradgetriebe) wird die Leistungsübertragung auf die Antriebswelle des ummantelten Rotor-/Propellersystems 1; 2 vollzogen.
Aus Fig. 2 ist die quantitative Leistungsverteilung in den Hauptarbeitsregimes des PTL 5 ersichtlich. Im Reiseflugregime finden die PTL-Komponenten ihre rechnerischen Auslegungs- bzw. Arbeitspunkte für den besten Gesamtwirkungsgrad und die höchste Stabilitätsreserve. Begrenzte Veränderungen in der Leistungsabnahme an den Rotor-/Propellersystemen 1; 2 werden mittels Änderung der Einstellwinkel der Rotor-/Propellerblätter gesteuert, wobei das PTL meist automatisch eine konstante Drehzahl regelt.
Wie bereits erwähnt, befindet sich erfindungsgemäß im Winkelgetriebe 7 ein weiterer Wellenabtrieb, über den im Reiseflugregime keine Leistung abgerufen wird.
Dieser Wellenabtrieb führt auf ein Turbinenrad in die ungefüllte Arbeitskammer der sich anschließenden Strömungskupplung 8. Diese Kupplungsart arbeitet nach dem Föttinger-Prinzip, d. h. nach dem Auffüllen der leeren Arbeitskammer mit einer Arbeitsflüssigkeit (meist Öl) stellt sich eine hydrodynamische Kraftübertragung auf ein zweites Turbinenrad am anderen Kammerende ein. Der Füllgrad der Arbeitsflüssigkeit in der Kupplung 8 wird durch die Position eines Schöpfrohres bestimmt und kann während des Betriebes stufenlos zwischen "voll" und "leer" verändert werden. Beim Verlassen des Reiseflugregimes zum Lastaustausch oder Anmasten kann nun, manuell oder automatisch gesteuert, die Arbeitskammer der Strömungskupplung 8 gefüllt werden. Die Blätter des Rotor-/Propellersystems 1 gehen zeitgleich dazu auf eine sehr kleine oder gar Reverse-Steigung, geradezu ausreichend für eine nur minimale Bewegung des Luftschiffes in X-Richtung zur Frontwindkompensation.
Mit der nun gefüllten Arbeitskammer ist jetzt die Leistungsübertragung vom PTL 5 auf den sich anschließenden Verdichter 10 hergestellt. Das hier noch zwischengeschaltete Getriebe 9 dient der erforderlichen Übersetzung und einer eventuell notwendigen Korrektur der Drehrichtung.
Die Voraussetzungen für eine qualifizierte Aussage über den in den Bug- und Hecksteuereinrichtungen 3; 4 erzeugbaren Schub sind für Luftschiffe relativ einfach. Das Agieren in Bodennähe und die vernachlässigbar geringen Manövergeschwindigkeiten des Luftschiffes gestatten es, im Rechenansatz von Standschubbedingungen auszugehen. Der erzeugte Schub im Bug bzw. Heck errechnet sich demnach aus dem Produkt des Massenstromdurchsatzes mit der Austrittsgeschwindigkeit. Diese läßt sich günstig mit einer sehr heißen Verbrennung und entsprechender Düsenkontur gestalten, womit sich ausführlicher die o. g. Patentanmeldung befaßt.
Für die Gewährleistung des hinreichenden Massenstromdurchsatzes ist vorrangig die Kapazitätsauswahl und Anzahl der "einspeisenden" Luft-/Sekundärluftquellen wichtig. Verschiedene Verdichterhersteller favorisieren von einem Luftdurchsatz ab 70 kg/s die ausschließliche Verwendung von reinen Axialverdichtern. Kombinierte Verdichter mit einer im Durchmesser großen radialen Druckerzeugerkomponente haben dagegen für den vorliegenden Zweck den Vorteil, die aerodynamische Form des gesamten Luftfahrzeuges nicht negativ zu beeinflussen. Ebenso hilft die Einbeziehung der Fliehkraft zur besseren Luftverdichtung die Ansprüche an die Wellenantriebsleistung niedriger zu halten.
Im Reiseregime erfolgt der Gasaustritt des PTL ungestört über das Ventil 13 und den Abgasaustritt 14, geführt in einem Kanal durch die Gondelbehäutung der Gondel- /Kielstruktur 17 auf einem Höhenniveau, welches eine Korrespondenz mit der entsprechenden Luftansaugöffnung des PTL-Lufteingangsteiles 6 ausschließt. Nach dem Füllen der Arbeitskammer der Strömungskupplung 8 und dem darauffolgenden Verdichten von Luft wird diese zweckmäßig oben und unten an der Peripherie des radialen Verdichterlaufrades abgenommen und über Verdichterluftkanäle 12 in den Ejektor 15 geleitet. Dieser erfüllt drei wesentliche Funktionen:

- Zusammenführung des Verdichterstromes vom Verdichter 10 mit dem Abgasstrom des PTL zu einem Massenstrom einer Antriebseinheit.
- Druckabsenkung hinter der Turbine zur Verbesserung des Entspannungsgrades, was zu einer größeren Leistungsausbeute im Wellenabtrieb führt. Bei diesem Vorgang schließt sich infolge des Druckgefälles automatisch das Ventil 13
- Vorwärmung des Verdichterstromes vom Verdichter 10 auf dem Weg zu den Steuerdüsen der Bugsteuereinrichtung 3.

Diese Vorwärmung ist notwendig zur Gewährleistung einer Machzahl M < 1 im Massenstrom. Sollte es auf Grund eines zu niedrigen Temperaturniveaus hier bereits zur Erreichung der Schallgeschwindigkeit (M = 1) kommen, kann die darauffolgende Abbremsung nur über einen Verdichtungsstoß verlaufen. Dieser Vorgang wäre für die Strömung mit hohen thermodynamischen Verlusten verbunden, was es daher unbedingt zu vermeiden gilt. Hieraus ergibt sich die Empfehlung, den nachfolgenden Strömungskanal bis hin zu den Düsen mit einer Wärmeisolation zu versehen. Das sich anschließende T-Stück 16 verdeutlicht für den vorliegenden Fall das "Einsammeln" der jeweils erzeugten Einzelströme in den Antriebseinheiten zum summierten Massenstrom. Hier besteht Gestaltungsspielraum für die Anzahl der Massenstromerzeuger in Abhängigkeit von der Luftschiffgröße.
Fig. 4 zeigt die prinzipielle Leistungsentwicklung eines Triebwerks über dessen Drehzahl, wobei Leistung und Drehzahl mit dem jeweiligen Maximalwert dimensionslos gemacht wurden. Es geht daraus hervor, daß Leistungsänderungen um mehr als 70 Prozentpunkte durch eine Variation von nur rund 20 Prozentpunkten im hinteren Ende der Drehzahlskala erreicht werden.
Als Ableitung für das vorliegende Konzept bietet es sich daher an, in den Bug- und Hecksteuereinrichtungen 3; 4 eine Leistungssplittung in Form von gestaffelten Düsen vorzunehmen, die den Regimes "Reise" (cruise) und "Maximal" (take-off) exakt entsprechen. Dies bedeutet, daß jede Düse über eine berechnete Geometrie, einem durch die Regimes festgelegten Massenstromdurchsatz sowie nach ihrer Zündung über dosierte Kraftstoffzufuhr verfügen wird, um einen genau berechneten, konstanten Schub garantieren zu können. Diese Leistungssplittung bietet gegenüber der in der o. g. Patentanmeldung beschriebenen einfachen Ausführung (je nur eine Düse im Bug- und Heckbereich) eine noch wesentlich höhere Kraftstoffeffizienz für das gesamte Luftschiffkonzept sowie eine ausreichend fein dosierte Schubkomponentenauswahl für ein Automatic Flight Control System. Für eine beabsichtigte Bewegung um die Z-Achse des Luftschiffes, beispielsweise um 150°, lassen sich nachfolgende Parameter für die Bestimmung des erforderlichen Schubes fixieren:

- Trägheitsmoment des Luftschiffes als fester Körper.
- Luftschiffmasse als nahezu konstante Größe.
- Vom Luftschiff zu verdrängende (bewegende) Luftmasse.
- Windrichtung mittels Winddetektor.
- Windkraft auf die effektive Windangriffsfläche.

Für eine rasche Einleitung der Bewegung sowie deren genauso rascher und exakter Dämpfung in der Ausleitung kann nun aus einem breiten Menü an Schubkraftvarianten die günstigste Auswahl getroffen werden. Eine Abschaltautomatik gewährleistet ein optimales Bewegungsprofil. Eine solche Automatik läßt sich exakt steuern über die Begrenzung:

- der errechneten Brenndauer der aktivierten Schubdüsen,
- des eingegebenen Kurswinkels,
- der maximal zulässigen Winkelgeschwindigkeit,
- der maximal zulässigen Winkelbeschleunigung.

Da diese Art der Steuerung automatisch ausgeführt werden kann und somit auch einen optimalen Kraftstoffverbrauch gewährleistet, stellt sie keine Belastung für die fliegende Besatzung dar.
Von besonderem Interesse gestalten sich die Möglichkeiten des "stand by" Modus, d. h. die Verdichter 10 werden durch die PTL 5 im Reiseregime angetrieben, wobei aber die eigentlichen Nachbrennkammern in den Bug- und Hecksteuereinrichtungen 3; 4 nicht arbeiten. Dazu besteht die Möglichkeit eines impulsarmen Abströmens der verdichteten Luft über einen zwischen T-Stück 16 und Steuereinrichtungen 3; 4 zu installierenden Diffusor.
Wenn man jedoch die o. g. Verdichterleistung von beispielsweise 70 kg/s aufgreift, ergibt sich von zwei Verdichtern mit je 35 kg/s im Reiseregime die Erzeugung von ungefähr 70 kg/s. Bei einer am Kanalende angenommenen Temperatur von 200°C (473 K) beträgt die Schallgeschwindigkeit der Strömung ca. 435 m/s.
Wird diese Strömung nun in einer zusätzlichen konvergenten Schubdüse zur Entspannung gebracht, so ergibt sich rein rechnerisch ein beachtlicher Schub von ca. 3 Tonnen. Ein entsprechend noch notwendiges Wegeventil regelt dabei den Strömungsweg nur zu der konvergenten Schubdüse (Unterschallentspannung) oder nur zu den konvergent/divergenten Schubdüsen (Überschallentspannung).
Erhalten nun diese beiden zusätzlichen konvergenten Schubdüsen des "stand by" Modus (Bug- und Heckbereich) eine Steuerungmöglichkeit analog den Beschreibungen in der o. g. Patentanmeldung, so verfügt das Luftschiff im Low-Speed-Bereich im "stand by" Modus über eine permanente dynamische Trimmmöglichkeit um die Y- und Z-Achse.
Betrachtet man nun die Reaktionszeiten der einzelnen Schuberzeugungskomponenten, kommt man hier zu folgenden Aussagen:
Der dynamische Trimmschub im "stand by" Modus liegt ständig an und kann z. B. im Lastaustauschverfahren als Vektor von 0 bis 3 t stufenlos backbord oder steuerbord ohne Zeitverzug erzeugt werden. Die dabei in Richtung der Z-Achse wirkende Komponente wird durch die vorhandene Bodenverspannung des Luftschiffes aufgenommem. Im Falle ohne Bodenverspannung bedarf es des o. g. Diffusors oder des konsequenten Gegensteuerns mittels der Ballonette. Für das Zünden der Nachbrennkammern in den Steuereinrichtungen 3; 4 ist nur die Schließung der "stand by" Schubdüse und die eigentlichen Zündung erforderlich, ein Prozeß von weniger als 5 sec. Beim Zuschalten der Düsen für das Maximalregime müssen die PTL als zusätzliche Vorleistung auf 100% beschleunigt werden, was insgesamt mit ca. 7 weiteren Sekunden an Reaktionszeit zu veranschlagen ist. Hier gibt es jedoch die Möglichkeit, bei zu erwartendem Erfordernis den "stand by" Modus bereits im Vorfeld von "Reise" auf "Maximal" anzuheben.
Neben der bereits angeführten Schnittstellenbetrachtung zum Automatic Flight Control System sollen ebenfalls zwei weitere mögliche Schnittstellen erwähnt werden. Interessant ist zum Einen hierbei das T-Stück als Schnittstelle zur Erlangung höherer Sicherheit bei plötzlich auftretenden größeren Beschädigungen der Luftschiffhülle z. B. infolge möglicher Kollisionen mit Kleinflugzeugen oder Helikoptern. Hierbei würde es ohne geeignete Gegenmaßnahmen schnell zum Kollaps der Hülle kommen, was Absturz bedeutet.
Verfügt man nun in den T-Stücken über ein Ventil zur Hülle und legt z. B. die weiter oben erwähnten Verdichterleistungen von 70 kg/s zugrunde, ergibt sich über die vier Triebwerke innerhalb von 15 Minuten eine Volumenfüllung von über einer Viertelmillion Kubikmeter Warmluft, was ungefähr dem halben Hüllenvolumen moderner Transportluftschiffe entspricht.
In weit weniger kritischen Fällen könnten die T-Stücke auch dem Doublieren der Ballonettbefüllung dienen. Eine zwischengeschaltete Kühlturbine gewährleistet dabei das erforderliche Temperaturniveau. Für den permanenten Einsatz ist dieser Weg jedoch ungeeignet, da die Ballonette in ihrem Volumen nahezu ständig variieren und die Verfügbarkeit im beschriebenen Fall nur den Low-Speed-Bereich erfaßt.
Eine andere interessante Schnittstelle bieten die T-Stücke zusammen mit den Aufhängepunkten der Bug- und Hecksteuereinrichtungen zum Zwecke der Luftentnahme zur Vermeidung von Beschädigungen infolge von Vereisung und Schneefall. So ließe sich im Rahmen eines komplexen Maßnahmeplanes mit vertretbarem Aufwand Warmluft (in angepaßter Temperatur und ausreichender Menge) an alle Gefährdungsstellen des Luftschiffes leiten. Denkbar ist dabei auch ein Durchströmen ganzer Baugruppen oder nur einzelner Komponenten (Nose Cone, Leitwerk u. a.). So könnten im Kielbereich mehrere Zapfstellen vorgesehen werden, an die bei Bedarf geeignete Schläuche angeschlossen werden.
Im abschließenden Vergleich der beschriebenen Erfindung im Zusammenwirken mit der o. g. Patentanmeldung mit den herkömmlichen Möglichkeiten der Low Speed Control auf Basis von lateralen Propeller- bzw. Rotorsystemen zeichnen sich klar nachfolgende Vorteile ab:

- Geringere Anzahl der notwendig zu installierende Triebwerke, daher billiger und einfacher zu zertifizieren.
- Keine rotierenden Teile im Bug- und Heckbereich des Luftschiffes zur lateralen Schuberzeugung, daher weniger Maintenanceaufwand.
- Weniger Strukturverstärkung erforderlich, da keine Abstrebung von der Kielstruktur notwendig, daher leichter.
- Weniger Kraftstoffverbrauch unter Ausnutzung vorhandener Energien, daher billiger.
- Bessere Aerodynamik der Leitwerke durch Wegfall großer Angriffsflächen im Bugbereich, daher sicherer.
- Besserer Ausgangspunkt für ein Automatic Flight Control System, daher sicherer.
- Schaffung neuer Schnittstellen, daher sicherer.

Bezugszeichenaufstellung

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Claims

1. Anordnung von Leistungsgeneratoren für Luftfahrzeuge leichter als Luft, insbesondere größere Luftschiffe mit Propeller-Turbinen-Luftstrahltriebwerken, die über ein Getriebe ein Propellersystem antreiben und mit Steuerung im niedrigen Geschwindigkeitsbereich mittels mindestens einer schwenkbaren Nachbrennkammereinheit mit konvergenten/divergenten Schubdüsen im unteren Bereich des Buges und des Heckes des Luftschiffes, die über einen Luftkanal mit einer Sekundärluftquelle verbunden und mittels Steuereinheit steuerbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß an das bereits vorhandene Getriebe (7) ein weiterer Wellenabtrieb mit einer Kupplung (8), einem Getriebe (9) und einem nachgeschalteten Verdichter (10) angeordnet ist.

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kupplung (8) eine Strömungskupplung zur stufenlosen Leistungsanpassung ist.

3. Anordnung nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Ansaugen großer Luftmengen über ein Verdichterlufteingangsteil (11) in der Seitenwand der Gondel-/Kielstruktur (17) erfolgt.

4. Anordnung nach den Ansprüchen 1-3, dadurch gekennzeichnet, daß die verdichtete Luft über mindestens einen Verdichterluftkanal (12) in einen Ejektor (15) hinter einem steuerbaren Ventil (13) des PTL-Abgasaustrittes geführt wird.

5. Anordnung nach Ansprüchen 1-4, dadurch gekennzeichnet, daß im Ejektor (15) eine Vermischung der Verdichterluft mit dem Abgasstrom erfolgt.

6. Anordnung nach Ansprüchen 1-5, dadurch gekennzeichnet, daß der Luftstrom in der Gondelkontur innenliegend bis zum Gondelanfang geleitet wird.

7. Anordnung nach Ansprüchen 1-6, dadurch gekennzeichnet, daß in dessen Mitte ein T-Stück (16) den auf gleiche Weise steuerbordseitig erzeugten Gasstrom zum Hauptstrom für die Schuberzeugung in der beweglichen Bugsteuereinrichtung (3; 4) vereint.

8. Anordnung nach den Ansprüchen 1-7, dadurch gekennzeichnet, daß der erzeugte Hauptstrom für eine dynamische Trimmvorrichtung/steuerbare konvergente Schubdüse genutzt wird.

9. Anordnung nach den Ansprüchen 1-7, dadurch gekennzeichnet, daß der erzeugte Hauptstrom für die Doublierung der Ballonettbefüllung genutzt wird.

10. Anordnung nach den Ansprüchen 1-7, dadurch gekennzeichnet, daß der erzeugte Hauptstrom für die Beheizung diverser Baugruppen in der Schnee-/Eisprotektion genutzt wird.