DE102017108543B4

DE102017108543B4 - Senkrechtstartendes Flugzeug, dessen Antrieb Drehkolbenkraftmaschinen mit kontinuierlichem Brennprozess und Schubrichtungsschwenkanlagen aufweist

Info

Publication number: DE102017108543B4
Application number: DE102017108543.2A
Authority: DE
Inventors: Patentinhaber gleich
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2016-04-23
Filing date: 2017-04-21
Publication date: 2022-04-28
Anticipated expiration: 2037-04-22
Also published as: DE102017108543A1

Abstract

VTOL-Flugzeug, welches außer Systemen und Steuerorganen für Horizontalflug sowie Start-/Landungsvorgänge auch Systeme und Steuerorgane für Auftrieb und Lagebestimmung des VTOL-Flugzeugs bei Vertikalflug und Übergangsflügen vom Vertikal- zum Horizontalflug und zurück aufweist,dadurch gekennzeichnet, dass das VTOL-Flugzeug als Triebwerke für alle Flugvorgänge zwei horizontal festangebaute Mantelluftstromtriebwerke (1), je mit einer dreistufigen Drehkolbenkraftmaschine (2) mit kontinuierlichem Brennprozess und einer konvertierbaren Vorrichtung für Schubrichtungsschwenkung, sowie ein drittes Schaufelwerk (10) mit einer Dreheinheit (12) und einem mechanischen Getriebe (23) zum Drehen des dritten Schaufelwerks (10), die alle auf einem Drehbalken (8) montiert sind, für Senkrechtstart und Lagebestimmung des VTOL-Flugzeugs bei Vertikal-, Horizontal- und Übergangsflügen aufweist,wobei der Antrieb des dritten Schaufelwerks (10) durch die beiden dreistufigen Drehkolbenkraftmaschinen (2) mittels Getrieben (14, 18, 19) erfolgt unddas Drehen der Dreheinheit (12) mittels eines Hydrozylinders (44) und/oder eines Stellgetriebes (9) erfolgt.

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung beschäftigt sich vorwiegend mit dem Einsatz von Drehkolbenkraftmaschinen mit kontinuierlichem Brennprozess in Antriebsanlagen von Flugzeugen, insbesondere von Klein- und Kleinstflugzeugen, mit der Fähigkeit zu Senkrechtstart und -landung (VTOL = Vertical Take-Off and Landing). Es wird gezeigt, wie mit derartigen Antrieben im Zusammenwirken mit konstruktiven Eigenschaften des Flugapparates ein Senkrechtflug erzielt werden kann.
Technischer Hintergrund
Weil bisher Antriebsanlagen nur mit Hilfe von Eigenheiten des Flugapparates einen hinreichenden Schub für den Senkrechtstart eines Flugzeugs, eine Richtungsänderung des Schubes oder eine Verstärkung des Schubes von Triebwerken zu schaffen vermochten, ist es sinnvoll, zunächst die bekannten Arten des Vortriebs für Senkrechtstarter einer Betrachtung zu unterziehen. Hierbei sollen Antriebe für Verkehrsflugzeuge und Hubschrauber außer acht gelassen werden, da es mit diesen beiden Arten von Flugapparaten bei allem Fortschritt in der Flugindustrie bis heute nicht gelungen ist, einen Senkrechtstarter für jedermann oder gar einen kleinen Kurzstreckenstarter leistungsfähig und bezahlbar zu bauen.
Außer den technischen Bedingungen dafür, einen Flugapparat zum senkrechten Starten und Landen bringen zu können, sind auch noch Umweltprobleme (in Hinsicht auf städtische Bebauung, Lärm und Abgase) zu berücksichtigen. Diese Probleme drehen sich im Grunde um die Antriebsart und fordern die Anwendung des Prinzips des Einbaus des Triebwerks in die Konstruktion des Flugzeugs, um vereint mit konstruktiven Einrichtungen des Flugzeugs den nötigen Schub und die nötige Schubsteuerung bereitzustellen. Dieses Prinzip ermöglicht auch, das Triebwerk mit seinen negativen Wirkungen besser von Umwelt zu isolieren. Des weiteren müssen sich in einem solchen Privat-Senkrechtstarter ein modernes Navigationssystem, unkomplizierte Steuerungssysteme und nicht zuletzt natürlich Sicherheit, Komfort und Wirtschaftlichkeit finden.
Da manche dieser Forderungen den bekannten Wegen zur Erreichung der Fähigkeit zum Senkrechtstart diametral entgegenstehen, ist die Antriebsart nur ein Teil des Problems. Nichtsdestoweniger stellen gerade die Antriebsquelle, ihre Leistung, ihre Kompaktheit und Wirtschaftlichkeit die Hauptvoraussetzungen für die Lösung aller Forderungen dar, die an einen Volks-Senkrechtstarter gestellt werden können. So gesehen ist es sinnvoll, sich auch mit der geschichtlichen Entwicklungsbahn dieser Antriebe zu beschäftigen.
Flugapparate mit VTOL-Eigenschaften haben einen langen Weg von ersten senkrechtstartenden Plattformen bis zu Überschalldüsenjägern und großen Transportern zurückgelegt. Nichtsdestoweniger erfuhr der Bereich der kleinen Flugzeuge mit VTOL-Eigenschaften keine gebührende Entwicklung. Auskünfte über die VTOL- und STOL-Flugzeuge (STOL = Short Take-Off and Landing = Kurzstreckenstart und - landung) findet man reichlich im Internet. Für eine systematische Beschreibung der Experimente mit senkrechtstartender Technik, die mit etlicher Analyse ergänzt ist, wende man sich an die Monographie von Mike Rogers „VTOL-Flugzeuge - Senkrechtstarter“, Motorbuch Verlag, Stuttgart 1992. Die Ergebnisse der Analyse könnte man wie folgt kurzfassen.
Mit der Hilfe von Luftschrauben senkrechtstartende Plattformen (VZ-1, VZ-7, VZ-8P, VT-8PB, VZ-9, B-10) wurden schon in den Jahren zwischen 1955 und 1965 im Auftrag des NACA von den Unternehmen de Lackner, Hiller, Bensen, Aero-Physics, Curtiss-Wright, Piasecki und anderen entwickelt. Die Plattformenfamilie Airgeep (Piasecki VZ-8P, VZ-8PB) hatte gegenüber den zur damaligen Zeit schon entwickelten Hubschraubern deutliche Vorteile in Bezug auf Abmessungen und Manövrierfähigkeiten, erkaufte dies aber mit einem sehr viel höheren Treibstoffverbrauch.
Nachdem die Technik des Luftschraubenauftriebs ausgereift war, begann man mit Versuchen, die Senkrechtflugfähigkeiten von Plattformen und die aerodynamischen Flugfähigkeiten von Flugzeugen zu kombinieren. Es wurden Flugzeuge mit versenkten Luftschrauben und Schubsteuerklappen gebaut (Vanguard 2C und 2D, Avrocar, Vz-11, Ryan XV-5B), die zwar flogen, aber durchweg große Geräte und nicht für den Privatmann gebaut waren. Es wurde viel geforscht und probiert, es wurden viele Apparate mit VTOL-Eigenschaften gebaut, und Prototypen flogen auch, insgesamt mehr als 70 Typen, aber nur wenige kamen auf den Markt. Letztere waren keine kleinen und menschennahen Flugapparate, sondern große Militär- und Transportflugzeuge, darunter die Entwicklungsfolgen P.1 127/Kestrel/Harrier, Jak-36 bis Jak-38, An-72 bis An-74 und NASA OSPRA.
Je mehr weitergeforscht wurde, desto größer und schwerer wurden die Geräte; alles entwickelte sich weg von Idee eines Volks-Flugautos. Die ersten Plattformen waren noch recht leicht und konnten durch Neigung des Körpers des Piloten gesteuert werden. Die Weiterentwicklung brachte dazu ablenkbare Steuerflächen, die im Luftstrom von Propellern installiert wurden, oder Steuerdüsen. Mit Zunahme der Massenkräfte brauchte man spezielle, um jede Achse wirkende Steuerungsmittel - Propeller oder Düsen.
Die Wechselwirkung der Forschungsprogramme ergab, dass immer höherer Schub des Triebwerks zur Verfügung stand und die Senkrechtstartflugzeuge immer effizienter und sicherer wurden. Immer effizienter und sicherer wurden aber auch die Flugzeuge konventioneller Bauweise, denn sie verwendeten die gleichen modernisierten Triebwerke und Steuersysteme und waren ständig billiger und wirtschaftlicher.
Das Problem bleibt bestehen, dass für Senkrechtstart und Schwebeflug ein Schub gebraucht wird, der für etliche Konstruktionen fast fünfzehnmal größer ist, als der Schub für die Vorwärtsbewegung, d.h. im Vorwärtsflug diese überschüssige Kraft als nutzlose Last mitgeführt wird, was die Nutzlast stark verringert. Außerdem ist für stabilen Schwebeflug wie auch für den Übergang von Vertikal- zum Horizontalflug ein spezielles Steuersystem vonnöten. Dieses Steuersystem braucht eine Energiequelle und Steuerorgane - Propeller oder Strahldüsen - zur Bestimmung der Fluglage des Flugzeugs, denn die aerodynamischen Ruder, die üblicherweise für Horizontalflug bestimmt sind, sind in dieser Flugphase noch nicht effektiv. Man braucht auch Einrichtungen zur Schwenkung des ganzen Schubvektors, falls bei Vertikal- und Horizontalflug dieselben Triebwerke als Antrieb dienen. All dies ist so kompliziert und macht das Flugzeug schwerer, sodass die nötige Leistung der Triebwerke für Vertikalflug unbändig wächst. Überdies war die Wirklichkeit so, dass für Schwebeflug eine große Leistung benötigt wurde, bei der die Flugzeuge einen weitaus größeren Lärmpegel verursachen als ein normales Flugzeug bei Start und Landung.
Der Zusammenhang zwischen der sogenannten Kreisflächenbelastung und der Antriebsleistung, die für sicheren Start und Schwebeflug eines Flugzeugs nötig ist, wurde in den USA erforscht und von Mike Rogers (s. o.) als Diagramm dargestellt. In diesem Diagramm, zu sehen in 1, sind auch die wichtigsten getesteten Fluggeräte und ihre Antriebsleistungen bzw. ihre Kraftreserve dargestellt.
Das Diagramm zeigt die Lage bestimmter Flugzeuge mit VTOL-Eigenschaften, die erfolgreich ein Versuchsprogramm absolvierten. Die für den Auftrieb eines Senkrechtstarters erforderliche Leistung ist, wie hier abgebildet, eine Funktion der Kreisflächenbelastung. Die Abwärtsgeschwindigkeit der Luft ist direkt von der Leistung abhängig und daher auf der gleichen Achse dargestellt. Jeder Punkt auf dem Diagramm steht für die Kreisflächenbelastung und Leistung eines bestimmten Flugapparates, die einer Tonne des Gewichtes des Flugzeugs zugeordnet ist. Der Abstand des jeweiligen Punktes von der Kurve entspricht der Leistungsreserve des Flugapparates.
Beispielhaft kennzeichnet ein größerer, elliptischer Punkt auf dem Diagramm die Lage eines Flugapparates (erstes Flugzeug) mit Startgewicht von 1000 kg, der von zwei Triebwerken angetrieben wird, die jeweils mit einer Drehkolbenkraftmaschine und Schaufelrädern mit Durchmesser D = 1,2 m ausgestattet sind. Der Abstand von der Kurve entspricht einer gemeinsamen Leistungsreserve K = 1,3. Die Abszisse (A) des elliptischen Punktes entspricht der Kreisflächenbelastung, die durch ein Gewicht von 1000 kg entsteht, welches sich auf die Druckfläche der beiden Rotoren mit jeweils D = 1,2 m stützt. Für die Skala der Abszisse gilt 1 lb/ft² = 47,88 N/m² ≈ 5 kg/m² mit 1 Ib = 0,454 kg. $A = \frac{4 m}{2 π \cdot D^{2}} = \frac{4 \cdot 1000}{2 \cdot 3,14 \cdot {(1,2)}^{2}} = 442,3 \frac{k g}{m^{2}}$
Dieser Abszisse entspricht unter Berücksichtigung der Leistungsreserve K = 1,3 eine Ordinate von ungefähr O = 380 PS/1000lb. Damit beträgt die Leistung jeder der beiden Kraftmaschinen $P_{w,0} = \frac{380 \cdot 0,7335}{2} = 140 k W$
Zum Vergleich die Ordinate PS der Leistung P_w,o = 144 kW (im Verhältnis zum Startgewicht von 1000 kg): $O_{1} = \frac{2 P_{w,o} \cdot 1000}{0,7335 \cdot m} = \frac{2 \cdot 144 \cdot 1000}{0,7335 \cdot 1000} = 393,7 P S / 1000 l b,$
wobei 1 PS = 0,7335 kW ist. Die Differenz zwischen beiden Ordinaten: O₁ = 393,7 PS/1000 und O = 380 PS/1000, bzw. zwischen P_w,o = 144 kW und P_w,o = 140 kW, ist unbedeutend. Rechnerisch erhält man etwas genauere Werte als durch Ablesen vom Diagramm, weshalb der Wert P_w,o = 144 kW für weitere Betrachtungen angenommen sei. Die Kurve stellt das errechnete Minimum dar. Der Abstand entlang der Ordinate von der Kurve zu dem Punkt eines Fluggerätes stellt seine Leistungsreserve dar.
Zum Zwecke weiterer konstruktiver Betrachtungen werden aus dem Diagramme die Projektdaten eines zweiten Flugzeugs mit der Leistung zweier Kraftmaschinen von je P_w,o = 350 kW ermittelt, das durch einen größeren, kreisförmigen Punkt mit der Ordinate O₂ markiert ist. Es gilt: $P_{w,2} = \frac{A_{2} \cdot 0,7335}{2} = 350 k W;$
$O_{2} = \frac{2 P_{w,0} \cdot 1000}{0,7335 \cdot m} = \frac{2 \cdot 350 \cdot 1000}{0,7335 \cdot 1000} = 954 P S / 1000 l b;$
$A = \frac{4 m}{2 π \cdot D^{2}} = \frac{4 \cdot m}{2 \cdot 3,14 \cdot {(1,4)}^{2}} = 954 P S / 1000 l b;$
$m = \frac{2 π \cdot {1,4}^{2} \cdot 954}{4} \cdot 5 \cdot 0,454 = 6664 k g \approx 6700 kg .$
Die Abszisse des Punktes entspricht der Kreisflächenbelastung, die durch ein Gewicht von 6700 kg entsteht, das sich auf die Druckfläche zweier Rotoren je mit Durchmesser D = 1,4 m stützt. Also kann das Abfluggewicht des zweiten Flugzeugs bei 6700 kg liegen.
Entsprechend der Erhöhung der Kreisflächenbelastung erhöht sich die Umweltbelastung (Abgase, Erosionswirkung des Strahles und Lärm). Aus der Umkehr dieser Aussage ergibt sich, dass eigentlich die Idee eines (kleinen) Privat-Senkrechtstarters dem Schutz der Umwelt zugute käme. Ferner kann man annehmen, dass das erste Flugzeug mit seiner Kreisflächenbelastung von 442,3 kg/m² kraft seiner mäßigen Umweltbelastung ein passendes Mittel für den Antrieb eines Privat-Senkrechtstarters in Stadtgebieten darstellt. Das zweite Flugzeug mit seiner Kreisflächenbelastung von 954 kg/m² könnte eher zu Vororten mit weniger intensiver Stadtbebauung passen, in der Art eines Flug-Geländefahrzeugs. Düsenstrahl eines Strahltriebwerks erweist sich aufgrund seiner sehr intensiven Umweltbelastung als ein wenig passendes Mittel für den Antrieb eines Privat-Senkrechtstarters.
Wie schon erwähnt harmoniert das Prinzip des Einbaus des Triebwerks in die Konstruktion des Flugzeugs mit der verträglichen Einpassung eines Privat-Senkrechtstarters in Stadtbebauung und Umwelt, indem es die Voraussetzungen für einen besseren Schutz der Umwelt vor schädigenden Emissionen und für die Bekämpfung von Lärm schafft. Damit ergibt sich für den Privat-Senkrechtstarter ein Dilemma: Mit einer Vergrößerung des Durchmessers des Propellers oder Rotors verringern sich zwar Kreisflächenbelastung und Umweltbelastung notwendige Leistung des Triebwerks und damit sowohl sein Gewicht als auch der notwendige Treibstoffumsatz Zugleich aber wachsen dabei die Abmessungen des Triebwerks und des ganzen Apparates bei Anwendung des Triebwerkeinbauprinzips.
Eine bereits erfolgreich erprobte Kompromissvariante eines solchen Antriebes gibt es schon, nämlich ein Mantelluftstromtriebwerk vom Bypasstyp. Die US 4 358 074 A offenbart ein Antriebssystem für ein Flugzeug mit zwei Gondeln, die auf gegenüberliegenden Seiten des Rumpfes angeordnet sind. Jede Gondel weist einen Turbolüfter mit einer daran angeschlossenen Antriebseinrichtung für einen Luftstrom durch die Gondel von einem vorderen Lufteinlass zu Luftaustrittsöffnungen auf, wobei der Luftstrom innerhalb der Gondel in zwei Luftströme aufgeteilt ist. Einer der Luftströme wird durch eine vordere Kinndüse mit variabler Fläche nach unten geleitet, während der andere Luftstrom durch eine hintere Düse mit variabler Fläche an der hinteren Auslassöffnung gegen ein Klappensystem ausgestoßen wird, so dass die beiden Luftströme eine Nick-, Roll- und Giersteuerung sowie Auf- und Vortrieb durch kontrollierte Schubmodulation und -vektorisierung für alle Flugzustände von Senkrechtstart und -landung (VTOL) oder Kurzstart und -landung (STOL) durch eine Kombination von Düsenflächenänderung und Flügelklappenvektorisierung bereitstellen.
Ein entsprechendes ummanteltes Schaufelwerk oder Gebläse (Ventilator) bleibt unter dem Gesichtspunkt der gemäßigten Kreisflächenbelastung wahrscheinlich die beste Wahl für die Rolle des Luftstromerzeugers für einen Privat-Senkrechtstarter. Als Kraftmaschinen für die Antriebsanlagen haben sich Gasturbinen dank niedrigem Gewicht und kleinem Bauvolumen bei hoher Leistung weitgehend durchgesetzt. Es wurden Zweistrom-Turboluftstrahl-Triebwerke (ZTL) entwickelt, um Kraftstoff zu sparen. Aber dem günstigen Drehmomentverlauf und Schwingungsfreiheit bei Gasturbinen stehen doch ungünstige Wirkungsgrade, hoher Kraftstoffverbrauch sowie große Lärm- und Schadstoffbelastung gegenüber. Was bleibt, ist das System des Mantelluftstromtriebwerks, gekoppelt mit Maßnahmen zur Erhöhung der Wirtschaftlichkeit und Senkung des Treibstoffverbrauchs seiner Kraftmaschine.
In diesem Zusammenhang wäre ausgehend vom Prinzip niedriger Kraftstoffverbrauchswerte die Anwendung eines Kolbenantriebes wünschenswert, der solche Eigenschaften ermöglicht, aber nur unter dem Vorbehalt, dass eine neuartige Bauweise mit kleinem Bauraum und einem großen Wert des Leistungsvolumens sowie erhöhter Zählebigkeit des Flugzeugs gefunden werden könnte.
Zusammenfassung der Erfindung
Die obige Aufgabe wird durch ein VTOL-Flugzeug gemäß Anspruch 1 gelöst. Ein Grundgedanke der Erfindung besteht darin, als Triebwerke für alle Flugvorgänge zwei horizontal festangebaute Mantelluftstromtriebwerke, je mit einer dreistufigen Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennprozess und einer konvertierbaren Vorrichtung für Schubrichtungsschwenkung, sowie ein drittes Schaufelwerk mit einer Dreheinheit und einem mechanischen Getriebe zum Drehen des dritten Schaufelwerks, die alle auf einem Drehbalken montiert sind, für Senkrechtstart und Lagebestimmung des VTOL-Flugzeugs bei Vertikal-, Horizontal- und Übergangsflügen vorzusehen. Der Antrieb des dritten Schaufelwerks erfolgt durch die beiden dreistufigen Drehkolbenkraftmaschinen mittels Getrieben, das Drehen der Dreheinheit mittels eines Hydrozylinders und/oder eines Stellgetriebes.
Die erfindungsgemäße Einsatz dreistufiger Drehkolbenkraftmaschinen mit kontinuierlichem Brennprozess ermöglicht wesentliche Einsparungen im Kraftstoffverbrauch bei Mantelluftstromtriebwerken, die in der Zivilluftfahrt einen großen Beitrag zu deren Wirtschaftlichkeit, zum Umweltschutz und zur Bewahrung der Erdressourcen darstellen. Eine Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennen des Kraftstoffes ist in der DE 10 2006 038 957 B3 , DE 10 2009 005 107 B3 , DE 10 2010 006 478 A1 , DE 10 2015 014 868 A1 und besonders der DE 10 2013 016 274 A1 dargelegt. Zudem ist das technische Projekt in dem Buch des Erfinders „Eine Hybride von Drehkolbenmotor und Turbine mit riesigem Synergieeffekt“ (Cuvillier-Verlag Göttingen) ausführlich beschrieben. In den genannten Druckschriften ist gezeigt, dass die als Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennprozess bezeichnete Verbrennungsmaschine sowohl von der ursprünglichen Idee als auch der nachfolgenden Entwicklung her eigentlich eine Hybride von Drehkolbenmotor und Turbine darstellt, in der die besten Eigenschaften beider Gattungen verbunden und die Mängel beider vermieden sind.
Der Erfinder hat die Verwendung der Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennen für Flugzeugtriebwerke, insbesondere für die Kleinflugzeuge mit VTOL-Eigenschaften untersucht sowie mit Berechnungen und gehöriger Analyse unterstützt. Einrichtungen zur Schwenkung des Schubs von Triebwerken erwiesen sich als eine notwendige Komponente für eine komplette Lösung der Probleme der senkrechtstartenden Kleinflugzeuge.
Die Erzeugung eines Vertikalschubs mittels eines Triebwerks ist möglich entweder durch Drehung des ganzen Triebwerks, gemeinsam mit seinen Anschlüssen, oder durch spezielle Einrichtungen zur Schubrichtungsschwenkung, d. h. Ablenkung des Luftstroms des Triebwerks nach unten. Im letzteren Fall erfolgen die Ablenkung des Schubvektors der Triebwerke und die Lagesteuerung des Flugzeugs beim Vertikalflug mit Hilfe von Steuerflächen, die im Schubstrahl von Triebwerken installiert sind.
Wie die Entwicklung von senkrechtstartenden Flugzeugen gezeigt hat, sind Flugapparate mit fest eingebauten Triebwerken einfacher und sicherer als andere Typen (z.B. Drehflügler mit Kipprotoren, Kippmantelflugzeuge, Kippflügelflugzeuge und Verwandlungsflugzeuge mit Kipppropellertriebwerken). Es wurden aber immer zusätzliche Triebwerke für den senkrechten oder horizontalen Schub oder Einrichtungen zum Schwenken des Schubes der Triebwerke gebraucht, wie ein historischer Exkurs verdeutlichen soll.
Einige der ersten senkrechtstartenden fliegenden Plattformen hatten festinstallierte Triebwerke mit Propellern für senkrechten Schub und Steuerflächen im Schubstrahl für die Neigung und gegebenenfalls den Übergang in den Horizontalflug. Dies waren Plattformen mit offenen Luftschrauben (DH 4/5, B-10, Vz-7), mit Mantel-Luftschrauben (VZ-1, VZ-8 Airgeep) und mit versenkten Luftschrauben (Vanguard Omniplane 2Z, Vz-9, XV-4). Die Plattform Avro VZ-9 Avrocar und das Turborotorflugzeug Ryan XV-5A Vertifan erstellten und multiplizierten den Auftrieb bei unbeweglich installierten Strahltriebwerken. Die Strahltriebwerke benutzten ihren Schub vor allem für den Horizontalflug, aber beim Senkrechtstart betrieben sie in der Tragfläche eingebaute Turborotoren, die Vertikalschub erzeugten.
Der Bau von Flugzeugen mit zusätzlichen Hubtriebwerken - speziellen Strahltriebwerken mit großem Schub aber nur kurzem Einsatz (nur für Start und Landung zu großen Kraftstoffverbrauchs wegen) - verfolgte das Ziel der Vereinfachung und der Sicherheit der Konstruktion. Zu diesem Typ gehörten Meteor SC-1, Balzac, Mirage IIIV, Su-15, Mig-21, Mig-23 etc. Als weiterer Entwicklungsschritt auf diesem Weg diente ein unbeweglich installiertes Triebwerk mit schwenkbaren Düsen „Pegasus“ dem Flugzeug „Harrier“ als einziges für alle Manöver in allen Stadien des Fluges.
Es gab in der Entwicklung auch die STOL-Flugzeuge mit Schubablenkung: VZ-5, VZ-3 und Breguet 940, die mittels ausgefahrener Klappen und Endscheiben, aber mit fest eingebauten Triebwerken, den Kurzstart ausführten; bei ihnen bliesen die Propeller den ganzen Flügel an. Später konstruierte man erheblich komplexere Flugzeuge, die das Prinzip des Anblasens der Tragflächen und Kaskaden von Klappen und Querrudern mit dem Gasluftstrom von feststehenden Triebwerken verwendeten. Den Senkrechtschub erzeugte man dabei mit Hilfe der aerodynamischen Kräfte, die von diesen konstruktiven Elementen des Flugzeugs erlangt wurden. Zu diesem Typ gehören STOL-Flugzeuge: NASA Augmentor Wing, NASA OSPRA, YC-14, YC-15, An-72 und An-74. Nur das Kipprotorflugzeug V-22 Osprey ist nach mehr als 40jähriger Entwicklung bis heute in der amerikanischen Marine im Dienst.
Die Entwicklung senkrechtstartender Flugzeuge hat die Tendenz gezeigt, dass, wenn man die bewährten Systeme wie etwa Kipptriebwerke nicht ganz außer acht lässt, Flugapparate mit fest eingebauten Triebwerken einfacher und sicherer als Flugapparate mit Kippantriebseinrichtungen sind. Somit ist die Ausnutzung derselben Triebwerke sowohl für Vertikal- als auch für Horizontal- und alle Übergangsflüge möglich nur bei Anwendung von Vorrichtungen zur Schwenkung der Schubrichtung von Triebwerken.
Figurenliste

1 zeigt ein Diagramm des Zusammenhangs zwischen Kreisflächenbelastung und Antriebsleistung von Flugapparaten.
2A zeigt einen senkrechten Längsschnitt eines Triebwerks eines Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform der Erfindung.
2B zeigt eine Ansicht des Triebwerks aus 2A vom Flugzeugheck her.
2C zeigt einen waagerechten Längsschnitt des Triebwerks aus 2A
3A zeigt ein Druck-Volumen-Diagramm eines Gas-Dampf-Zyklus in einem Flugzeug gemäß einer Ausführungsform.
3B zeigt ein Temperatur-Entropie-Diagramm des Gas-Dampf-Zyklus aus 3A.
4 zeigt ein Temperatur-Entropie-Diagramm der Gasexpansion in einer Steuerdüse eines Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform.
5A zeigt einen senkrechten Längsschnitt eines Miniflugzeugs für zwei Personen gemäß einer Ausführungsform.
5B zeigt einen waagerechten Längsschnitt des Miniflugzeugs aus 5A.
6 zeigt einen senkrechten (oben) und einen waagerechten (unten) Längsschnitt eines in 5A markierten Fragments A des Miniflugzeugs.
7A zeigt einen senkrechten Längsschnitt eines als Fragment B markierten Hecksteuersystems des Miniflugzeugs aus 5A.
7B zeigt einen senkrechten Längsschnitt des Hecksteuersystems aus 7A in einer tiefen Position mit maximalem Anstellwinkel.
7C zeigt eine Draufsicht auf das Hecksteuersystem aus 7A.
8A zeigt einen senkrechten Längsschnitt eines Frachtflugzeugs gemäß einer Ausführungsform.
8B zeigt einen waagerechten Längsschnitt des Frachtflugzeugs aus 8A. 9A zeigt einen senkrechten Längsschnitt eines Frachtflugzeugs gemäß einer Ausführungsform.
9B zeigt die Fluglage des Frachtflugzeugs aus 9A in einer Situation des Ausfalls des Schaufelrads des rechten Triebwerks.
10A zeigt einen waagerechten Längsschnitt durch Einrichtungen eines Heck-Schaufelwerks des Frachtflugzeugs aus 9A.
10B zeigt einen senkrechten Längsschnitt durch die Einrichtungen des Heck-Schaufelwerks des Frachtflugzeugs aus 9A.

Sofern nicht ausdrücklich anders angegeben beziehen sich gleiche Bezugszeichen in den Figuren auf gleiche oder äquivalente Elemente.
Ausführliche Beschreibung der Ausführungsformen
Im weiteren Text sind einige vom Erfinder ausgearbeitete Konstruktionen von Vorrichtungen zur Schwenkung der Schubrichtung von Triebwerken vorgeführt. Die Aufgabe war, an fest eingebauten Triebwerken Einrichtungen für die Schubschwenkung zu ersinnen, die nach dem Start die Aerodynamik des Horizontalfluges nicht sonderlich benachteiligen. Dabei müssen diese Vorrichtungen sowohl als einzelne selbständige Konstruktionen, als auch mit ihren Teilen als Teil des Flugzeugs gebildet werden. Einzelne ihrer Elemente können in sich andere, für das Flugzeug notwendige Funktionen vereinigen.
In 2 ist ein Triebwerk mit einer Vorrichtung zur Schubrichtungsschwenkung eines Typs 1 und ein Übergangsansatz (3) von einem runden Mantel des Flugzeugs zu der viereckigen Vorrichtung für Schubrichtungsschwenkung dargestellt. Die Querschnittsfläche des Mantels (ohne Triebwerk) gleicht ungefähr der Querschnittsfläche des Übergangsansatzes überall entlang seiner Länge. Als konstruktive Lösung für die Vorrichtungen für Schubrichtungsschwenkung vom Typ 1 wird ein spezieller Käfig als Leitsatz vorgeschlagen, der mit dem Mantel des Triebwerks mittels des Übergangsansatzes (3) verbunden ist. Er leitet den Luftstrom des Triebwerks für den Vertikalflug nach unten und formt sich beim Übergangsfluge um, wobei er nicht störend wirkt, sondern im Gegenteil mit seinen Elementen die aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeugs, d. h. den Auftrieb, verstärkt. Wenn man berücksichtigt, dass der Durchmesser des Schaufelrades eines Manteltriebwerks kleiner ist als der Durchmesser eines leistungsgleichen Propellers, so könnte man sich ein Triebwerk vorstellen, das mit diesem Käfig in einen Tragflügel eingebaut ist.
Die Konstruktion der Schubrichtungsschwenkungsanlage vom Typ 1 umfasst den Übergangsansatz (3), der vorne einen runden Flansch für die Verbindung mit dem Mantel des Triebwerks (1) und hinten einen rechteckigen Flansch hat, sowie zwei senkrecht installierte Schilde (4), die sich wie eine Verlängerung des Übergangsansatzes (3) zeigen. Weiter sind schwenkbare Schilde (5) horizontal zwischen den beiden vertikalen Schilden auf Scharnieren installiert und bilden zusammen mit den vertikalen Schilden (4) eine nach unten gerichtete Krümmung. Damit wird, wenn beigeordnet, der Schub nach unten gerichtet. Die schwenkbaren Schilde (5) haben aerodynamisches Profil. Dreht man nun die schwenkbaren Schilde (5) in die Horizontallage, so werden dazwischenliegende Schlitze freigesetzt, die einen Horizontalschub entstehen lassen. Die schwenkbaren Schilde (5) übernehmen teilweise und allmählich während der Drehung den aerodynamischen Auftrieb des Flugapparates. Dies verringert die tatsächlich für Horizontalflug benötigte Tragfläche und reduziert damit die Gesamtmaße des Flugzeuges. Die senkrechten Schilde (4) erzeugen dabei wenig Frontalwiderstand und helfen einem stabilen Horizontalflug.
In einer Vorrichtung zur Schubrichtungsschwenkung eines Typs 2 dienen Elemente des Flugzeugs, wie Teile des Flügels oder Kabine, als Elemente des Käfigs.
Es ist selbstverständlich, dass für ein senkrechtstartendes Flugzeug ein effektives modernes Lagesteuerungssystem für Senkrechtstart, Senkrechtlandung und Übergangsflüge unentbehrlich ist. Man darf sich darüber im klaren sein, dass die vorgeführten Einrichtungen für die Schubablenkung der Triebwerke nur für Kleinflugzeuge wie etwa Personensenkrechtstarter anwendbar sind. Die dafür verwendbaren Triebwerke sind Mantelluftstromtriebwerke mit relativ niedrigem Wert der Kreisflächenbelastung (d.h. mit nicht so intensiven Luft- und Gasströmungen, wie bei einem Düsenstrahl).
Die vorgeschlagenen Einrichtungen zur Schubablenkung schaffen zusammen mit den neuartigen Triebwerken ein sanftes System, das für die Verwirklichung eines Senkrechtstarts mit Schwebeflug, Übergangsflügen und Landung eines Kleinflugzeugs geeignet ist. Sie schaffen die Voraussetzungen für eine nicht allzugroße Belastung der Umwelt und städtischen Infrastruktur.
Im Folgenden sollen Berechnungen der Parameter von senkrechtstartenden Flugzeugen beschrieben werden, die mit Antriebsanlagen mit Drehkolbenkraftmaschinen mit kontinuierlichem Brennprozess ausgestattet sind. Wie oben erläutert findet sich eine wirtschaftliche und umweltfreundliche Lösung des Problems von Antriebsanlagen für Flugzeuge und Miniflugzeuge, insbesondere mit der Fähigkeit zu Senkrechtstart und -landung, bei Einsatz einer Kraftmaschine mit kolbenartiger und gleichmäßiger Arbeitsweise mit hohen Drehzahlen an Stelle der Gasturbine in einem Mantelluftstromtriebwerk. Dadurch lassen sich entscheidende Einsparungen an Gewicht und Kraftstoffverbrauch erzielen. Dabei schafft eine leichte, kompakte und wirtschaftliche Kraftmaschine die Voraussetzungen für die Verwirklichung des Prinzips des Triebwerkseinbaus in die Konstruktion des Flugzeugs und entspricht damit dem Modell der Eingliederung eines Privat-Senkrechtstarters in Stadtbebauung und Umwelt.
Die vom Erfinder entwickelte Drehkolbenkraftmaschine mit ständigem Brennen des Kraftstoffes, die ihrer Natur nach eine Hybride von Drehkolbenmaschine und Turbinenbrennkammer ist, ist gerade ein solches Mittel. Die Konstruktion eines Mantelluftstromtriebwerks mit dreistufiger Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennprozess sowie die Berechnungen der nötigen Leistung der Kraftmaschine und thermodynamische Berechnungen von Parametern des Antriebes und des Arbeitsprozesses sind in der DE 10 2015 014 868 A1 offenbart. In der DE 10 2015 014 868 A1 ist berechnet, dass die Leistung der Kraftmaschine P = 144 kW bei jedem von zwei Triebwerke nötig ist, um einen Senkrechtstarter mit Abfluggewicht 1000 kg in die Luft zu bringen. Wie oben vorgeführt korrelieren diese Daten sehr gut mit einer bekannten Graphik, die den Zusammenhang zwischen der Kreisflächenbelastung eines Antriebes und der Antriebsleistung zeigt, die für sicheren Start und Schwebeflug des Flugzeugs nötig ist. Als Ausgangsdaten für weitere Projektierung und Analyse sind in Tabellen die Ausgangsdaten von zwei Varianten der Kraftmaschine, und zwar mit Leistungen 144 kW und 350 kW bei Drehzahlen n_H/n_N = 5000/15000 1/min, vorgeführt.
Errechnete Daten
Ein Computerprogramm zur Tabellenkalkulation ermöglicht es, die Charakteristiken der Kraftmaschine, darunter die Parameter der Luft und des Gases als Funktion der Temperaturen und Drücke in der Brennkammer zu berechnen (als Daten in Matrizen mit den Koordinaten T₃ K und p₂). Diese Daten werden durch die ganze Trasse der Maschine berechnet. Dadurch wird die Bauvariante der Drehkraftmaschine mit ihren Parametern und Charakteristiken durch die Koordinaten T₃ K und p₂ definiert. Als vorgegebene Daten dienen die Leistung P_w,o, die maximale Drehzahl des Nebenläufers n_N, der Druck im Abgassystem p₄ und verschiedene Werte des Koeffizienten der Druckerhöhung in der Brennkammer ψ = 1, ψ = 1,1 und ψ = 1,2, die Varianten der Abweichung vom Joule-Prozess in der Brennkammer bestimmen.
Die errechneten Daten sind:

- die Menge der angesaugten Luft V₁ (Förderstrom), die für die Erzeugung der maximalen Leistung an der Welle P_w,o notwendig ist;
- die Folge der Parameter von Luft und Gasen entlang der Förderstromtrasse T₂, T₄, V₂, V₃, V₄;
- die Leistungen der Verdichterstufe P_K und Expansionsstufe P_2'-3 + P_M;
- die Abwärme bei der Verdichterstufe Q_Kühl.V und Expansionsstufe Q_Kühl.E;
- der effektive Wirkungsgrad η_e und Kraftstoffverbrauch m_K/h;
- der Schub der adaptierten Steuerdüse s_c;
- die Durchmesser der Nebenläufer von Verdichter- und Expansionsstufe d_v und d_E; und
- der Koeffizient des Luftüberflusses beim Verbrennen des Kraftstoffes in der Brennkammer ω.

Die Berechnungsdaten über die Parameter von Luft und Gasen sowie die übrigen Charakteristiken der Drehkolbenkraftmaschine sind in Matrizen verzeichnet, die Skalen der Temperatur T₃ K und des Drucks p₂, für die Bestimmung der Koordinaten benutzen. Diese Koordinaten bestimmen die Varianten des Diesel/Joule-Prozesses in der Brennkammer und als Folge die Bauvariante der Drehkolbenkraftmaschine. Sie sind berechnet in der Aufeinanderfolge der Prozesse für die Grenzpunkte (1-2-2'-3-4) im pV-Diagramm (s. 2). Die Skalen der Ordinaten/Abszissen in den Matrizen sind 7, 10, 13, 16, 19 und 22 für p₂ in der Einheit bar sowie 973, 1023, 1073, 1123, 1173, 1223, 1273, 1323, 1373, 1423, 1473, 1523, 1573, 1623 für T₃ in der Einheit K.
Für Analyse und Auswahl der Hauptvarianten werden die Daten von folgenden Varianten erforscht:

- Variante 0: Abgasdruck p₄ = 1,1 bar und ψ = 1
- Variante 1: Abgasdruck p₄ = 1,1 bar und ψ = 1,2
- Variante 2: Abgasdruck p₄ = 3 bar und ψ = 1
- Variante 3: Abgasdruck p₄ = 4 bar und ψ = 1
- Variante 4: Abgasdruck p₄ = 5 bar und ψ = 1
- Variante 5: Abgasdruck p₄ = 6 bar und ψ = 1
- Variante 6: Abgasdruck p₄ = 5 bar und ψ = 1,2

Die Berechnungsdaten des Computerprogramms sind in üblicher Weise als Tabellen und Graphiken 0-1 ÷ 0-21, 1-1 ÷ 1-21, 2-1 ÷ 2-21, 3-1 ÷ 3-21, 4-1 ÷ 4-21, 5-1 ÷ 5-21, 6-1 ÷ 6-2 dargestellt (s. z. B. im Buch des Erfinders). Außerdem erforscht ist die Wirkung der zusätzlichen Prozesse und Parameter, die für Senkrechtstarter hilfreich werden können. Dazu zählen die Verwendung des Gas-Dampf-Zyklus in der Expansionsendstufe der Kraftmaschinen und der Schub konventioneller „adaptierter Steuerdüsen“, die mit Abgasen von den Kraftmaschinen gespeist werden können.
Gas-Dampf-Zyklus
Die spezifischen Varianten 1-6 sind gekennzeichnet durch intensive Regimes. Die Konstruktion arbeitet bei hohen Temperaturen und Drucken. Mit der Steigerung des Drucks im Abgassystem verkleinert sich die für die Herstellung derselben Leistung benötigte Größe des Ausdehnungsraumes in den Expansionsstufen, während sich dabei der nötige Kraftstoffverbrauch erhöht. Ein überflüssiger Ausdehnungsraum könnte für eine eventuelle Vergrößerung der Masse des Arbeitsmediums für Steuerdüsen des Flugzeugs benutzt werden. Dafür kann man einen sogenannten Gas-Dampf-Zyklus in der zweiten Expansionsteilstufe verwenden (s. DE 10 2012 011068 A1 und DE 10 2013 016 274 A1 , oder Abschnitt 5.1.15 und 5.1.16 im Buch des Erfinders). Er sieht eine Einspritzung von Wasser in die heißen inneren Achsenräume der Nebenrotoren in diesen Stufen vor.
Der Dampf mit Druck tritt durch längliche Einlassklappen (z.B. Bezugszeichen 82 in Bild 6 im Buch des Erfinders) in der zweiten Expansionsteilstufe ein, bei Senkung des Druckes dort, bis ein Sensor eine Schwelle für das Zuschalten zeigt, und unterstützt den Arbeitsprozess derart, dass der gemeinsame Druck den Druck im Abgassystem übersteigt. Die mit Dampfbildung verbundene Zugabe der Wassermasse erhöht die gemeinsame Masse des Gas-Dampf-Gemisches und erhöht der Düsenschub. Zudem verbessert die intensive Wärmeabfuhr durch die Dampfbildung die Temperaturbedingungen für die Nebenrotoren, mindert die Verzehrungsgefahr und verbessert damit die Arbeitsbedingungen der Lager und Dichtungen. Gerade diese abkühlende Funktion des Gas-Dampf-Zyklus ist erwünscht, weil die am meisten thermisch belastenden Regimes bei erhöhtem Druck im Abgassystem entstehen. Der Gas-Dampf-Zyklus kann zu einer letztendlichen beträchtlichen Steigerung der Wirkungsgrade führen, was man in dem in 3A gezeigten pV-Diagramm als Verwertung der Wärme Q_Dampf erkennen kann. Weil das Wasser im Kreisprozess kondensiert und dadurch von kleinem Verbrauch gekennzeichnet ist, aber Wirkungsgrade wesentlich erhöht und dabei die Wärmeregimes der Maschine eindeutig verbessert, kann es bei der Drehkolbenkraftmaschine bei ihrer Anwendung für die Luftfahrttechnik eine wichtige Rolle spielen.
Entsprechend dem in 3B gezeigten TS-Diagramm des Gas-Dampf-Zyklus gilt für weitere Betrachtungen, dass der reversible Kreisprozess d0 - d1 - d1* - d2 - d3 - d0 aus zwei Isobaren und zwei Isentropen besteht. Der wirkliche Kreisprozess folgt mit geringer Vereinfachung den Zustandsänderungen des reversiblen Kreisprozesses. Für den Druck des Gas-Dampf-Gemisches gilt p = p_G + p_D mit p_GV = m_GR_GT bzw. P_DV = m_DR_DT. Die Wärmeaufnahme pro Sekunde im Dampferzeuger ist Q_Dampf = T (S_d2-S_d1) = m (h_d2-h_d1), und die im Kondensator abgeführte Wärme ist -Qo = T₀ (S_d2-S_d1) = m (h_d3 - hd₀). Die Leistung der adiabaten Dampfarbeit ist $| P (d 2 - d 3) | = | m w (d 1 - d 1' - d 2 - d 3) | = m (h_{d 2} - h_{d 3}) .$
Für die Enthalpie gilt h = u + pϑ = u + RT, wobei w für die verrichtete Arbeit steht, die universelle Gas-Konstante R = 8,3144 kJ/kmol ist und ϑ die spezifischen Volumina der Flüssigkeit vor der Verdampfung bezeichnet. Die innere Energie u der Umgebung kann nicht in Exergie umgewandelt und somit nicht zum Antrieb von Fahrzeugen genützt werden.
Die Nutzleistung des Kreisprozesses ist -P = -mw_t = -P₂₃ - P₀₁ mit der Pumpenleistung $P_{01} = m (h_{1} - h_{0}) = m \frac{1}{η_{V}} (h_{1} - h_{0}),$
wo η_v der Wirkungsgrad der Speisewasserpumpe ist. Der thermische Wirkungsgrad ist $η = - \frac{m w_{t}}{Q_{12}} = \frac{(h_{2} - h_{2}) - (h_{1} - h_{0})}{(h_{2} - h_{1})},$
wo Enthalpie h = u + pϑ = u + RT ist, ϑ die spezifischen Volumina des Stoffes bezeichnet und w_t die verrichtete technische Arbeit ist (Dubbel - Taschenbuch für den Maschinenbau 1990, S. D-8-11, D-18-21).
Die Trägheit des Systems Gas-Dampf-Zyklus ist eine unbekannte Größe, denn es ist nicht klar, wie das System bei der Steigerung der Drehzahlen mithalten und gesteuert werden kann. Es wäre deshalb auch zu früh, auf dieser Etappe die Steigerung der Wirkungsgrade genauer einzuschätzen.
Schub der Steuerdüsen des Flugzeugs
Bei vielen Anwendungen der Drehkolbenkraftmaschine, z. B. bei Flugzeugen mit Senkrechtstarteigenschaften, wäre es zweckmäßig, dass die Gesamtleistung der Kraftmaschine neben der üblichen Kraftreserve von 30% auch noch über Kapazitäten verfügt, die es dem Flugzeug beim Senkrechtstart sowie beim Übergang in den Reiseflug ermöglichen, sich mit seinen Abgasen und Steuerdüsen lagestabil und manövrierfähig zu halten. Das erspart zusätzliche Energiequellen. Üblicherweise wird dazu die Zapfluft des Turbokompressors des Triebwerks verwendet.
Da neben der Austrittsgeschwindigkeit der Gase vor allem deren Masse den Schub der Steuerdüse definiert, ist die Verwendung von Zapfluft der Verdichterstufen in unserem Fall nicht sehr sinnvoll. Die Gesamtmenge der eingesaugten Luft ist hier gering im Vergleich zu einem Turbokompressor, der eine Gasturbine gleicher Leistung mit Luft versorgt. Nur die gesamten Auspuffgase aus der Expansionsstufe mit hoher Temperatur können diese Rolle übernehmen, indem sie mit ihrem Restdruck zum Steuern des Flugapparats genutzt werden. Dazu müssen sie unter Umständen erst auf ein für die Steuerelemente verträgliches Niveau abgekühlt werden. Auch wenn dies von Verlusten durch eine steigende Masse der Kraftmaschine durch erhöhte mechanische und thermische Belastungen auf die Elemente begleitet wäre, könnte der Gesamtgewinn beträchtlich sein, wie schon aufgeführte theoretische Untersuchungen gezeigt haben. Dabei ist zu berücksichtigen, dass:

- der Schub der Steuerorgane sich mit dem Hauptschub des Triebwerks in Senkrechtrichtung (Steuerungsschub für einen Kurswechsel ausgenommen) summiert und
- die Leistungsreserve gerade die extremen Bedürfnisse berücksichtigt, wenn etwa besondere Störungen, wie z.B. bei böigem Wetter entstehen.

Entsprechend dem in 4 gezeigten TS-Diagramm zur Expansion des Gases in der Steuerdüse gilt in den weiteren Betrachtungen: Im Joule-Prozess ist die zugeführte Wärme Q'_2-3 = Q = mc_p(T_3' - T₂). Die längs der Isochore 4-1 abgeführt gedachte Auspuff-Wärme ist |Q_4-1| = |Q₀| = mc_v(T₄-T₁). Die verrichtete Arbeit ist |w_t| = Q - |Q₀|. Bei Ausnutzung des gesamten Auspuffgases aus der Expansionsstufe mit hoher Temperatur zum Steuern des Flugapparats die längs Isochore 3-4 abgeführt gedachte Wärme |Q_3-4| = |Q_St| = mc_v(T₃-T₄), die verrichtete Arbeit |w_t| = Q - |Q_St| und der thermische Wirkungsgrad $η_{e} = | W_{t} | / Q = 1 - \frac{1}{k} \frac{T 4 - T 1}{T 3 - T 4} .$
Für den Fall_l der Anwendung der Drehkraftmaschine in Flugzeugtriebwerken errechnet der Berechnungsalgorithmus des Computerprogramms Works auch den Schub der „adaptierten Steuerdüse“ und die Auswirkungen des erhöhten Drucks im Abgassystem auf alle Parameter der Drehkraftmaschine. Der Schub der konventionellen „adaptierten Steuerdüse“ ergibt sich wie folgt: S_o = m_Gas × w_c, wobei m_Gas der Mengenstrom und w_c die Austrittsgeschwindigkeit der Gase ist. Es gilt $w_{c} = \sqrt{2 \frac{z}{z - 1} p_{0} v_{0} [1 - {(\frac{p_{B}}{p_{D}})}^{\frac{Z - 1}{Z}}]} m/s,$
wobei p_e der Außendruck ist und p₀, v₀ die Zustandskonstanten der Gase vor dem Austritt sind.
Diese zusätzlichen Gleichungen reichen für die Berechnung aller Parameter des Mediums bei Zustandsänderungen in der Kraftmaschine, also aller wichtigen Parameter der Kraftmaschine, aus. Der vollständige Berechnungsprozess, die Analyse-Berechnungsdaten sowie die Auswahl der Bauvarianten der Drehkraftmaschine wurden in der DE 10 2015 014 868 A1 am Beispiel einer Kraftmaschine mit einer Leistung von 100 kW ausführlich vorgestellt. $Hauptparameter der Kraftmaschine mit Maximalleistung Pw,0 = 144 kW$

In Tabelle 1 sind die Parameter der Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennen in zwei zur Auswahl gestellten Varianten vorgestellt. Die endgültige Auswahl muss entweder auf Variante 0 mit Druck im Abgassystem p₄= 1,1 bar in der Zusammensetzung mit zusätzlicher Energiequelle für Steuerdüsen fallen, oder auf Variante 4 mit Druck im Abgassystem p₄ = 5 bar. Der Arbeitsprozess ist dabei ein Diesel- Joule Prozess (ψ = 1) mit Gastemperatur T₃° K = 1073°-1173° (t° = 800-900 °C). Die Wirkungsgrade sind ohne Mitberechnung der Erhöhung durch einen Gas-Dampf-Zyklus angegeben. In Variante 4 steigt der Arbeitsdruck bei speziellen Regimes von p₃ = 10-13 bar auf p₃ = 15-18 bar. Tabelle 1. Die Hauptparameter der Drehkolbenkraftmaschine mit Leistung 144 kW

Leistung P_w,0 = 144kW n _H/n_N = 5000/15000 min^-1	Luftüberfluss ω	d₅, m	Gesamte Länge der Kammer L_∑ m	Gesamter Bauraum V_∑ m³	G_∑ kg	Wirkungsgrade η_е	Verbrauch m kg/h Maximal/Schweben	Leistungs-Volumen K_V KW/m³
Variante 0 S _N 97,8–79,9 N (nano)	3,098 – 2,852	0,05	0,338	0,0212	55,8	0,4525 – 0,4815	31,3 / 24,1	6782,9
Variante 4 S _N 1047–787,4 N (nano)	1,0172 – 1,0048	0,064	0,32436	0,0334	87,8	0,4525 – 0,4815	237,32 – 177,21	4311,4

Bei einem VTOL-Flugzeug mit Startgewicht 1000 kg, ausgerüstet mit zwei Triebwerken, müssen für das vereinte Gewicht der Kraftmaschinen, den Kraftstoffverbrauch und den Schub der optimalen konventionellen Steuerdüse verdoppelte Werte berechnet werden. Bei Variante 4 vergrößert sich zwar der Kraftstoffverbrauch bei Betreiben der Steuerdüsen sehr, jedoch nur für die kurzen Zeiten von Vertikalflug und -landung, weswegen er bei langer Flugdauer des Flugzeugs verträglich ist.
Bei Variante 0, bei der eine zusätzliche Energiequelle zur Bereitstellung komprimierter Luft für Steuerdüsen (oder zum Betreiben von Steuerpropellern) nötig ist, kann eine dritte Drehkolbenkraftmaschine zusammen mit einem Luftkompressor angewendet werden. Dabei kann die dritte Kraftmaschine auch als Reserve für die Hauptmaschinen ausgerüstet werden. Alle drei Kraftmaschinen müssen dabei mit einem gemeinsamen Getriebe verbunden werden. Jede Kraftmaschine kann auch in den speziellen Regimes wie bei Variante 4 arbeiten, wobei eine Kraftmaschine die andere ersetzen kann, wenn auch mit geringerer Effektivität. Der vereinte Schub aller drei Triebwerke beträgt ΣF₀ = 3 × 6370 = 19110 N. Da die Schübe aller drei Triebwerke bei Vertikalstart nach unten ausgerichtet sind, kann das Abfluggewicht des Flugzeugs (bei Berücksichtigung einer Schubreserve von K = 1,3) bei 1911 kg liegen. Das summierte Gewicht der drei Kraftmaschinen beträgt G_Σ = 55,8 × 3 = 167,4 kg. Mit einem so errechneten Kennwert des Leistungsvolumens von K_V = 6782,9 kW/m³ ist die Drehkolbenkraftmaschine vergleichbar einer Gasturbine (K_V = ca. 8000 kW/m³), was bei weitem Werte herkömmlicher Kolbenmaschinen (K_V = ca. 200 kW/m³) übertrifft.
Hauptparameter der Kraftmaschine mit Maximalleistung P_w,o = 350 kW

In Tabelle 2 sind die Parameter der Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennen mit Maximalleistung P_w,o = 350 kW in zwei zur Auswahl gestellten Varianten vorgestellt. Die endgültige Auswahl muss entweder auf Variante 0 mit einem Druck im Abgassystem von p₄ = 1,1 bar in der Zusammensetzung mit zusätzlicher Energiequelle für Steuerdüsen fallen, oder auf Variante 4 mit einem Druck im Abgassystem von p₄ = 5 bar. Der Arbeitsprozess ist dabei ein Diesel-Joule Prozess (ψ = 1) mit Gastemperatur T₃° K = 1073°-1173° (t° = 800-900 °C). Die Wirkungsgrade sind ohne Mitberechnung der Erhöhung durch einen Gas-Dampf-Zyklus angegeben. Bei Variante 4 steigt der Arbeitsdruck bei speziellen Regimes von p₃ = 10-13 bar auf p₃ = 15-18 bar. Bei einem VTOL-Flugzeug mit Startgewicht 6700 kg, ausgerüstet mit drei Triebwerken, müssen für das summierte Gewicht der Kraftmaschinen, den Kraftstoffverbrauch und den Schub der optimalen konventionellen Steuerdüse verdreifachte Werte berechnet werden. Tabelle 2. Die Hauptparameter der Drehkolbenkraftmaschine mit Leistung 350 kW

Leistung P_W,0=350kW n_H/n_N = 5000/15000 min^-1	Luft-überfluss ω	d_Б, m	Gesamte Länge der Kammer L_Σ m	Gesamter Bauraum V_Σ m³	G_Σ kg	Wirkungsgrade η_e	Verbrauch m kg/h Maximal/ Schweben	Leistungsvolumen K_V kW/m³
Variante 0 S_N 97,8-79,9 N (nano)	3,098 - 2,852	0,07	0,621	0,0764	200	0,4525 - 0,4815	79/60,8	4581
Variante 4 S_N 2950-2250 N (nano)	1,017-1,0048	0,09	0,4653	0,0661	173	0,4525 - 0,4815	586,5/451	5295

Bei Variante 4 vergrößert sich zwar der Kraftstoffverbrauch bei Betreiben der Steuerdüsen sehr, jedoch nur für die kurzen Zeiten von Vertikalflug/-landung, weswegen er verträglich bei überwiegendem Dauerflug ist. Eine Drehkolbenkraftmaschine mit einem Kennwert des Leistungsvolumens von K_V = 4581-5295 kW/m³ ist vergleichbar mit einer Gasturbine (K_V = ca. 8000 kW/m³) und übertrifft bei weitem den Wert von herkömmlichen Kolbenmaschinen (K_V = ca. 200 kW/m³).
Entscheidungen auf Grund der Analyse
Die obigen Beispiele zeigen, dass Drehkolbenkraftmaschinen mit ständigem Brennen nach ihrem Leistungsvolumen einer Turbine nahekommen, wobei sie aber einfacher bei der Herstellung und wirtschaftlicher als letztere sind. Für sie taugt jede Art flüssigen oder gasförmigen Kraftstoffes, Kryokraftstoffe inklusive. Der Ausstoß ist geräuscharm, mit kleinem Anteil an Schadstoffen.
Die Wahl der Variante der konstruktiven Ausführung der Kraftmaschine für Triebwerke eines Flugzeugs mit VTOL-Eigenschaften muss auf Variante 0 als günstigste nach den Belastungen fallen, wenn eine zusätzliche Energiequelle für Steuerdüsen zur Lagesteuerung des Flugzeugs bei Senkrechtstart- und Senkrechtlandungsvorgängen vorgesehen ist. Ein eigenes spezielles System dafür ist in diesem Fall notwendig, denn eine aerodynamische Steuerung mit konventionellen Rudern ist in dieser Flugphase noch nicht möglich. Die Frage, welche Entscheidung für das System zur Lagesteuerung des Flugzeugs beim Vertikalfluge getroffen werden soll, könnte von weiteren Untersuchungen abhängig gemacht werden. Falls die Entscheidung zugunsten von Drehkolbenkraftmaschine als Energie- und Medienquelle für beide Zwecke fällt, gelten die folgenden Regeln:

Erstens - bei Auswahl der Ausführungsvariante der Maschine erhält der sogenannte „Schub der optimalen konventionellen Düse“ S_c, der zur Variante gehört, eine große, sogar entscheidende Rolle.

Zweitens - um bei außergewöhnlichen Vorfällen mit einem größeren Düsenschub und erhöhter Leistung der Kraftmaschine ausgerüstet zu sein, ist es notwendig, apparaturtechnisch vorzusehen, dass im ersten Moment des Vorfalls eine Extrazufuhr an Kraftstoff in die Brennkammer und Wasser in die Nebenläuferwellen der Expansionsendstufe durch ein spezielles Havariekommando eingeleitet werden können. An eigener Luft in der Brennkammer herrscht dabei ein Mangel, besonders wenn die Steuerdüsen schon im Einsatz sind (bei maximalen Werten des Schubs S_c liegt der Luftüberfluss in der Brennkammer an der Grenze ω = V_V/V_min = 1), sodass Wassereinspritzung sofort den Düsenschub erhöhen kann. Gleichzeitig ist notwendig, die Abgabe des Gases aus der Brennkammer apparaturtechnisch zu vergrößern, indem die Auslassöffnungen im Brennrohr maximal geöffnet werden (s. das Buch des Erfinders). Bei plötzlichem Ausfall eines von zwei Triebwerken, zumal gerade in diesem kritischen Moment (zwar nur für die kurze Zeit) bei verbliebener Kraftmaschine entsteht ein Regime mit ψ > 1 (s. die Variante 6 mit Seiliger-Kreisprozess). Der Schub S_c liegt dabei bei Werten S_c = 2950-2250 N (nano). Die Automatik und das System der mechanischen Verbindung der beiden Schaufelräder im Zusammenwirken mit einer Extrazufuhr an Kraftstoff und besonders Wasser können die Katastrophe abwenden - bei rechtzeitiger Unterstützung durch eine Automatik des Steuerungssystems.
Drittens - der „adaptive Verdichter“, wenn er im Einsatz ist, muss unverzüglich auf den maximalen Luftüberfluss umgestellt werden.
Viertens - die Masse des Arbeitsmediums bestimmt gleichberechtigt mit Druck und Temperatur den Schub der Steuerdüsen. Die sofortige Einspritzung von Wasser in den zweiten Expansionsteilstufen führt zu einer beträchtlichen Vergrößerung der Masse des Gas-Dampf-Gemisches durch die Masse des eingespritzten Wassers. Dabei hat das Gas-Dampf-Gemisch eine nur wenig herabgesetzte Temperatur, was seine Anwendung für die Steuerdüsen trotz Kühlung in den Gasleitungen des Flugzeugs ermöglicht. (Die Einspritzung des Wassers kühlt die Rotoren und die ganze Expansionsteilstufe.) Insofern Variante 5 und 6 infolge von Begrenzungen nicht ausgewählt werden können, kann die Wahl auf Variante 4 fallen, in der der Schub der „konventionellen Steuerdüse“ S_c der allergrößte ist.
Personengebundenes VTOL-Miniflugzeug mit Schubablenkanlagen
Grundwerte für die Projektierung eines Miniflugzeugs, nämlich die Leistung, die Abmessungen und das Gewicht der Drehkolbenkraftmaschinen, wurden oben für ein Abfluggewicht des Miniflugzeugs von 1000 kg vorgestellt. Das tatsächliche Abfluggewicht kann man allerdings beträchtlich höher annehmen, wenn man voraussetzt, dass die verwendeten Drehkolbenkraftmaschinen nach einer experimentellen Phase schon auf Sicherheit geprüft und weit entwickelt, also in entwickeltem Zustand sind.
Der Grund für die Zulässigkeit des beträchtlich höheren Abfluggewichts liegt in der Tatsache, dass laut Berechnungen die notwendige Leistung jeder von zwei Kraftmaschinen P_w,o = 144kW schon bei minimalem Arbeitsdruck p = 7 bar und Projektdrehzahlen n_H/n_N = 5000/15000 min^-1 vorhanden ist, um das Flugzeug mit einem Startgewicht von 1000 kg in die Luft zu bringen. Doch im entwickelten Zustand wird die Kraftmaschine für die kurze Zeit des Abhebens und des Übergangs zum Horizontalflug bei einem Arbeitsdruck bis p = 22 bar und Drehzahlen bis n_H/n_N = 6667/20000 min^-1 als Projektgrenzen arbeiten können. Dabei kann die vorhandene Leistungsreserve derselben Kraftmaschine in entwickeltem Zustand um einen Faktor von 2 und mehr das Projektminimum P_w,o = 144 kW übersteigen, denn entsprechend der Gleichung P_wo = 2πn₀M₀, hängt das Drehmoment M₀ direkt vom Arbeitsdruck ab. Infolge dieser Verhältnisse braucht man sich bei konstruktiven Auslegungen des Miniflugzeugs nicht besonders um das Abfluggewicht zu kümmern.
5A und 5B zeigen ein Miniflugzeug für zwei Personen mit zwei horizontal fest eingebauten Mantelluftstromtriebwerken (1) und Drehkolbenkraftmaschinen (2), ausgestattet mit Schubablenkanlagen vom Typ 1, und einer Hecksteueranlage mit einem Schaufelwerk (10). Das Flugzeug hat kurze Tragflächen (16), die aber eine große Gesamtfläche aufweisen, was es erlaubt, die Triebwerke mit den Ablenkanlagen darin unterzubringen. Die Konstruktion der Ablenkanlagen ist wie weiter oben beschrieben.
Nach Maßgabe der Drehung von Schilden (5) zur Horizontallage werden dazwischen liegende Schlitze frei und lassen den Horizontalschub entstehen. Die Drehung der Schilde bewirkt ein System von gekoppelten Zugstangen und Kurbeln, die in den Seitenwänden der Kabine untergebracht sind, sowie ein Stellgetriebe (17), von einer Automatik oder vom Piloten gesteuert. Die Schilde übernehmen während der Drehung teilweise und allmählich den aerodynamischen Auftrieb des Flugapparates, wozu sie ein aerodynamisches Profil haben. Dies verringert die tatsächlich benötigte Tragfläche und reduziert damit die Gesamtmaße des Flugzeuges. Festinstallierte senkrechte Schilde erzeugen wenig Frontalwiderstand und sind für eine stabilere Fluglage behilflich.
Eine wichtige Besonderheit dieser Anordnung besteht darin, dass alle Komponenten des summierten Schubs, die sowohl durch nach unten gerichtete Luftströme der beiden Triebwerke als auch durch den aerodynamischen Auftrieb der drehbaren Schilde entstehen, sich in der Projektion auf die vertikale Symmetriefläche bei dem Schwerpunkt des Flugzeugs gruppieren. Das erleichtert die Steuerung des Flugzeugs um alle Achsen und ermöglicht den effektiven Einsatz der Hecksteueranlage. So lassen sich die Nickbewegungen des Flugzeugs mittels eines Heckrotors mit verstellbarem Einstellwinkel der Blätter des Schaufelwerks (10) steuern, der von den Kraftmaschinen (2) des Triebwerkes (1) getrieben ist. Im Horizontalflug lassen sich die aerodynamischen Ruder benutzen, sodass der Heckrotor abgeschaltet werden kann. Getrennte Steuerung der Bewegungen der drehbaren Schilde (5) ermöglicht die Roll- und Gierbewegungen des Flugzeugs. Beim Ausfall einer von beiden Kraftmaschinen übernimmt die verbliebene Kraftmaschine die gesamte Funktion des Antriebes und sichert (unter Inanspruchnahme der Leistungsreserve K = 1,3 und forcierten Regime) wenigstens eine sichere Landung des Flugzeugs. Dafür sind die Schaufelräder der Antriebsanlagen mit einem mechanischen Verbindungsgetriebe (14) miteinander verbunden.
Im vorigen Abschnitt wurde der Sicherheit des Senkrechtflugs eines Flugzeugs, das mit Triebwerken mit einer dreistufigen Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennprozess ausgestattet ist, viel Aufmerksamkeit gewidmet. Die besonderen Eigenschaften der Drehkolbenkraftmaschinen, die wie dort beschrieben ausgelegt sind, gewähren dem VTOL-Flugzeug die Fähigkeit, bei plötzlichem Versagen oder unerwarteten äußeren Störungen den ersten scharfen Moment des Vorfalls zu überstehen und eine Katastrophe abzuwenden. Dafür sorgt die Fähigkeit der Drehkolbenkraftmaschine, ihre Leistung auf der Welle des Schaufelwerks bei erhöhtem Druck im Abgassystem weiter zu produzieren, wenn gleichzeitig Arbeitsgase mit hohem Druck für Steuerdüsen des Flugzeugs benutzt werden.
Auch Einrichtungen des Gas-Dampf-Zyklus spielen eine wichtige Rolle, wenn es darum geht, den ersten scharfen Moment des Vorfalls zu überstehen: Extra-Einspritzungen von Wasser in die heißen Dampfbildungskammern der Expansionsendstufen bereichern die Dampf-Gas-Mischung mit Masse, was den Schubimpuls der Steuerdüsen erhöht. Das Flugzeug muss dafür mit Steuerdüsen (38) und Gasleitungen (nicht näher gezeigt) von den Triebwerken zu den Düsen ausgestattet werden. Üblicherweise kommen die Steuerdüsen im Betrieb des VTOL-Flugzeugs in urbanen Gebieten nur bei Ausfall einer der beiden Drehkolbenkraftmaschinen oder bei anderen schweren Vorfällen zum Einsatz, denn der hohe Lärmpegel bei Düsenarbeit verbietet die Nutzung der Steuerdüsen für präzise Manöversteuerungen bei Senkrechtstart/-landung des VTOL-Flugzeugs. In menschenleeren Gebieten kann man die Vorteile der präzisen Steuerung mit Hilfe der Steuerdüsen durchaus nutzen.
Über Einrichtungen des Gas-Dampf-Systems und der Gasleitungen von der Drehkolbenkraftmaschine zu Gasleitungen des Flugzeugs kann man sich in der DE 10 2012 011 068 A1 oder der DE 10 2013 016 274 A1 sowie in der DE 10 2015 014 868 A1 ausführlich erkundigen.
Vorrichtung zur Verstellung des Heck-Schaufelwerks
Eine Besonderheit bei dieser Art des Flugzeugs ist die neuartige Hecksteuerung, die die sichere Lage des Flugzeugs und beliebige Evolutionen bei Senkrechtstart und -landung sowie Übergangsflüge zum horizontalen Flug und zurück gewährleistet. Sie besteht aus einem Schaufelwerk und Bedienungsvorrichtungen, die auf 5A bis 7C zu sehen sind.
6 zeigt detailliert ein in 5A markiertes Fragment A - einen Teil der Vorrichtung für die Hecksteuerung. Diese führt alle Verstellungen des Schaufelwerks durch, die sowohl für die von Pilot und Automatik gesteuerte Lage bei senkrechten Flügen und beim Schweben nötig sind als auch für die Einstellung zweier fixierter Positionen des Schaufelwerks in Ruhelage am Boden, für Verladevorgänge, Reparatur und Wartung.
Die Vorrichtung besteht aus einer Dreheinheit (12), die eine zwei Getriebe vereinende Getriebeeinheit darstellt: ein erstes Getriebe für die Übertragung des Drehmomentes der Kraftmaschinen zum Heck-Schaufelwerk und ein zweites Getriebe für die Verstellung eines Drehbalkens (8), auf dem das Heck-Schaufelwerk (10) befestigt ist. In 6 sind zu sehen:

- eine Drehwippe oder -buchse (21) mit zweireihiger Pendelrollenlagerung (22) nach DIN 628, die radiale und axiale Lasten in beiden Richtungen sowie die Belastungen von Momenten aufnimmt,
- der Drehbalken (8) mit dem darauf befestigten Heck-Schaufelwerk (10),
- ein Hydrozylinder (20) zur Wendung der Drehwippe (21) und des mit ihr mittels Verschraubung verbundenen Drehbalkens (8),
- ein Zahnradgetriebe (23) zum Betreiben einer Welle (32) des Schaufelwerks (10),
- ein Verbindungsgetriebe (14) zur Übertragung des Drehmomentes von beiden Drehkolbenkraftmaschinen und
- eine schleifringlose elektromagnetisch betätigte Einflächenkupplung mit dem Verbindungsgetriebe (14).

System der Hecksteuerung des VTOL-Miniflugzeugs
7A-7C zeigen detailliert ein ebenfalls in 5A markiertes Fragment B des Systems der Hecksteuerung, auf dem die Konstruktion und das Betriebsverhalten dieses Systems näher zu betrachten sind. In 7A-7C sind zu sehen:

- eine Welle (32) mit Lagerung (30) zum Betreiben des Schaufelwerks (10),
- eine Nabe (28) des Schaufelwerks (10) mit Blättern (15),
- ein Kopf (26) mit Stangen (27) zur Verbindung des Kopfs (26) mit Blättern (15) des Schaufelwerks (10),
- ein Hydrozylinder (29) mit Stock (24) und Lager (25) zur Verstellung der Blätter (15) auf den erforderlichen Winkel und
- ein Stellgetriebe (9) zur Verstellung des Schaufelwerks (10) in der Rollrichtung.

Außerdem sind in 7A und 7B zwei Positionen des Kopfes (26) und entsprechend zwei Stellungen des Schaufelrades (10) mit Grenzpositionen der Blätter (15) dargestellt: in 7A die erste Stellung mit hoch ausgeschobenem Kopf und minimalem Anstellwinkel der Blätter, und in 7B die zweite Stellung mit einer tiefen Position des Kopfes (26) und maximalem Anstellwinkel der Blätter (15).
Der Kopf (26) dreht sich zusammen mit der Nabe (28) des Schaufelwerks (10), denn er ist durch die Stangen (27) mit den Blättern (15) des Schaufelwerks (10) verbunden. Der Hydrozylinder (29) bewegt mit seinem Stock (24) den Kopf (26) hin und her und bestimmt damit den Anstellwinkel der Blätter (15). Durch die Änderung des Anstellwinkels der Blätter (15) steuert man die Nickbewegungen des Flugzeugs bei senkrechten Flügen und beim Schweben. Die Drehung des Schaufelwerks mit dem Stellgetriebe (9) rund um die Flugzeugachse dient für die Gierbewegung des Flugzeugs bei senkrechten Flügen und beim Schweben. Die Verschwenkung des Drehbalkens (8) mit dem darauf befestigten Heck-Schaufelwerk (10) nach unten dient der rückwärtigen Bewegung des Flugzeugs bei senkrechten Flügen und beim Schweben.
Zur Übertragung des Drehmomentes von beiden Triebwerken zur Hecksteuerung dienen Verbindungsgetriebe (18, 14) sowie eine Schaltbox (19), die auf 5 zu sehen sind. Die Schaltbox (19) erfüllt die folgenden Funktionen:

- Verteilung des Drehmomentes, welches der Hecksteuerung zur Verfügung gestellt wird, zwischen den Triebwerken oder Anschaltung nur eines der Triebwerke dafür,
- Verbindung der Schaufelräder beider Triebwerke miteinander, mittels eines Übertragungsgetriebes (14), bei Ausfall eines dieser Triebwerke.

Für die Steuerung der Fluglage beim Vertikalstart hinsichtlich der Roll- und Gierbewegung sind auch Steuerdüsen auf den Tragflächen verwendbar, besonders für präzise Steuerung. Die Düsen können von Abgasen des Triebwerks, die nach ihrer teilweisen Abkühlung noch einen ausreichenden Druck haben, gespeist werden. Dabei können die beiden Kraftmaschinen erhöhten Druck erzeugen und unterstützen. Der Einsatz der Steuerdüsen auf den Tragflächen ist sehr hilfreich für erhöhte und präzise Manövrierfähigkeit.
VTOL-Flugzeug für Ballungsgebiete, Abfluggewicht bis 6700 kg
In jeder Hinsicht ist ein System mit drei Triebwerken, wenn zwei von ihnen traditionell im Flügel angeordnet sind und das dritte im Rumpf beim Heck des Flugzeugs angeordnet ist, für die Flugsicherheit, Lenkbarkeit sowie Energieausrüstung am besten. Dabei kann jede der drei Kraftmaschinen als Ersatz einer ausgefallenen Kraftmaschine und zur Lagebestimmung des Flugzeugs bei Senkrechtstarts/-landungen und Übergangsflügen dienen. Die Vorteile bei Einsatz einer dritten Kraftmaschine wurden bereits in einem anderen Abschnitt gezeigt. Dort sind auch Grundwerte für die Projektierung eines Flugzeugs mit einer dritten Kraftmaschine bei Abfluggewicht bis 6700 kg aufgeführt: man braucht dafür Kraftmaschinen mit Maximalleistung 350 kW.
8 zeigt ein VTOL-Flugzeug (Frachtflugzeug) für zwei oder drei Personen mit horizontal fest eingebauten Mantelluftstromtriebwerken mit einem Durchmesser der Schaufelräder von 1,4 m, ausgestattet mit Schubablenkanlagen vom Typ 2. Für das in 8 gezeigte Frachtflugzeug ist eine neuartige Hecksteuerung mit Schaufelwerk und Bedienungsvorrichtungen angewendet, wie sie auf 5A bis 7C dargestellt ist, aber dabei entsprechend angepasste Ausmaße aufweist. Zusätzliche Positionen zeigen die dritte Kraftmaschine (33), drehbare Teile (34) des Flügels (16) in der Lage vor dem Abflug des Flugzeugs am Boden, einen hydraulischen Zylinder (35) mit Schlössern sowie einen Riegel (36) zur Fixierung des Balkens (8) mit Schaufelwerk (10) und Laderampe (37) am Rumpf des Flugzeugs.
Das vordere Fahrwerk wird nach dem Auffliegen des Flugzeugs in den Rumpf heraufgezogen. Auf den drehbaren Teilen (34) des Flügels (16) angebrachte Teile des Hauptfahrwerks werden auch in den Rumpf überführt, wenn die drehbaren Teile (34) des Flügels (16) während des Übergangsflugs zur Marschroute in die Lage für Dauerflug überführt werden. Der Drehbalken (8) mit dem Heck-Schaufelwerk (10) wird für den Dauerflug zum Rumpf des Flugzeugs mittels eines Hydrozylinders (20) (s. 8) hinaufgehoben und mit dem Riegel (36) fixiert.
Das tatsächliche Abfluggewicht kann beträchtlich höher sein, wenn die Drehkolbenkraftmaschinen nach einer experimentellen Phase schon auf Sicherheit geprüft und weiter entwickelt sind. Danach zeigen dieselben Kraftmaschinen bedeutend höhere Leistung, denn sie können erhöhte Regimes anwenden. Infolge dieser Verhältnisse bei konstruktiven Auslegungen des Miniflugzeugs braucht man sich nicht besonders um dessen Abfluggewicht zu kümmern.
Wenn die Möglichkeit der Anwendung einer dritten Drehkolbenkraftmaschine, aus welchem Grund auch immer, nicht ausgenutzt werden kann, bleibt die Option der Ausnutzung der Abgase der Kraftmaschinen für Steuerdüsen (38) des Flugzeugs bei Vertikalstart/-landung, und zwar bei speziellen sehr erhöhten Regimes, jedenfalls bei Ausnutzung von Abgasen aller Kraftmaschinen oder von Druckluft der dritten Kraftmaschine. Die Steuerdüsen müssen an den Spitzen des Flügels und Hecks, also möglichst weit vom Schwerpunkt des Flugzeugs angebracht werden. Die besondere Ausführung des Flugzeugs mit VTOL-Eigenschaften ist wichtig bei jeder Entscheidung bezüglich der Energiequelle für die Steuerdüsen. Sogar wenn im Normalfall die Abgase oder der Luftdruck nicht für Düsenschub angewendet werden, sondern stattdessen die dritte Kraftmaschine mit dem Schaufelwerk eingesetzt wird, dient die Eignung der Kraftmaschinen bei entsprechenden Bauweise des Flugzeugs einer erheblichen Steigerung der Flugsicherheit, da im Notfall auch die Abgase als nicht konventionelle Mittel für Steuerschub angezapft werden können. Gewiss wird der Düsenstrahlschub bei der Lagesteuerung des Flugzeugs erheblichen Lärm verursachen. Daher passt diese Lösung des Problems der Lagebestimmung des Flugzeugs nicht für städtische Umstände, ist aber in vielen Fällen annehmbar für fern von Ballungszentren liegende Gebiete. Jedenfalls haben ein Propeller oder Schaufelrad, durch einen Mantel von der Umgebung isoliert, ein beträchtlich niedrigeres Lärmniveau als Luft- oder Gasdüsen, besonders bei Anwendung moderner Methoden der Lärmbekämpfung. Wichtig ist hier der relativ mäßige Wert der Kreisflächenbelastung des Triebwerksluftstrahls, bei dem der Lärm und die Umweltbelastung geringer sind.
Konstruktionsschema eines senkrechtstartenden Flugzeugs mit ablenkbarem Heck-Schaufelwerk zur Bekämpfung einer Havariesituation
Vorstehend wurden Konstruktionsschemata senkrechtstartender Flugzeuge, in denen Antriebe mit Drehkolbenkraftmaschinen mit kontinuierlichem Brennprozess und Schubrichtungsschwenkanlagen enthalten sind, gezeigt und beschrieben.
Im Folgenden soll das Schema eines senkrechtstartenden Flugzeugs mit oben genannter Ausrüstung sowie mit Verbesserungen, die zur bedeutenden Erhöhung der Sicherheit des Flugzeugs führen, gezeigt und beschrieben werden. Eine zusätzliche Einrichtung erlaubt es, in allen Phasen des Flugs von Senkrechtstart und Schweben, über Übergangsflüge zum Horizontalflug und den Horizontalflug selbst, bis zu Übergangsflügen zurück zum Schweben und einer senkrechten Landung, erhöhte Sicherheit zu gewährleisten.
Die Vorteilhaftigkeit der zusätzlichen konstruktiven Einrichtungen ist damit begründet, dass trotz aller vielfältigen Sicherheitsvorkehrungen in den vorstehend beschriebenen Konstruktionsschemata bei Ausfall des Schaufelwerks bei einem von drei Triebwerken die Sicherheit der Flüge und eine sichere Landung nicht gewährleistet sind. Also sind unter diesem Aspekt der Sicherheit des Flugzeugs zusätzliche konstruktive und apparaturtechnische Verbesserungen wünschenswert.
Die Lösung dieses Problems gründet sich auf die Idee, dass der Ausfall eines der beiden vorderen Schaufelwerke pariert werden kann, wenn man das Heck-Schaufelwerk mit Hilfe der Drehwippe und einer zusätzlichen Dreheinheit schnell genug in Richtung des ausgefallenen Schaufelwerks überstellt und dabei bei allen Kraftmaschinen die Leistung bis zum Maximum (oder bis zur erforderlichen Höhe) steigert. Das Schema der Wechselwirkung und Einzelheiten der obengenannten Einrichtungen sind im Folgenden näher erläutert und in 9 und 10 dargestellt.
9 zeigt die Fluglage eines VTOL-Flugzeugs in einer Situation des Ausfalls des rechten Schaufelwerks. In dem Schema ist die der zur Rettung der Situation nach rechts gekehrte Lage der Drehwippe (21) zusammen mit dem Heck-Schaufelwerk (10) und zwei auf der Drehwippe (21) montierten Dreheinheiten (12, 41) zu sehen.
Der Vertikalschub des Heck-Schaufelwerks (10) ersetzt größtenteils den Auftrieb des rechten ausgefallenen Schaufelwerks und schafft so die Voraussetzungen für die Wiederherstellung und Erhaltung der Fluglage des Flugzeugs, die in der ersten Moment der Havarie eine Verletzung erlitt. Die wichtige Rolle dabei spielt der Vertikalschub der Steuerdüse (38), die auf dem rechten Teil des Flügels untergebracht ist und mit einem erhöhten Schub des Abgases von beiden vorderen Kraftmaschinen gespeist wird. Die Kraftmaschinen müssen dabei auf die speziellen Regimes umgestellt werden. Der gemeinsame Schub des abgelenkten Heck-Schaufelwerks (10) und der Steuerdüse (38) ermöglicht es, die erforderliche Fluglage des havarierten Flugzeugs bezüglich des Schwerpunkts des Flugzeugs nicht nur wiederherzustellen, sondern auch im weiteren Flug zu unterstützen (s. 9).
Bei Ausfall des Heck-Schaufelwerks (10) kann wenigstens die sichere Landung, nur mit ganz anderen Mitteln, erlangt werden. Dafür wird die Heck-Steuerdüse (50), die mit dem erhöhten Schub des Abgases von allen Kraftmaschinen gespeist wird, angewendet, wobei alle Kraftmaschinen möglichst schnell auf die speziellen Regimes umgestellt werden. Die effektive Wirkung der Heck-Steuerdüse (50) erfordert einen möglichst langen Arm. Daher nutzt man die Drehwippe (21) mit dem Mantel des Heck-Schaufelwerks (10) als Verlängerung des Arms. Zu diesem Zweck ist die Abgasleitung (nicht näher gezeigt) für diese Steuerdüse (50) auf dem Rumpf des Flugzeugs, durch die Drehwippe (21) und durch den Mantel des Heck-Schaufelwerks (10) verlegt. Da bei solcher Lösung der Mantel als Abgasleitung benutzt wird, ist die Steuerdüse (50) auf der hintersten Seite des Mantels angebracht.
Eine solchermaßen eingerichtete Heck-Steuerdüse (50) könnte zusätzlich als Ersatz-Steuermittel für alle Flugphasen dienen, insbesondere in allen Havariesituationen. Wenn die Drehwippe (21) verletzt wurde, braucht man die Einrichtungen, um die in dieser Situation nutzlose Drehwippe (21) samt dem Heck-Schaufelwerk (10) etwa mit Pyropatronen, die in der Bindung des Rahmens (45), auf der die Drehwippe (21) installiert ist, zu beseitigen, aber die Steuerung mit Heck-Steuerdüse als Mittel für Rettung der Situation zu erhalten. Dafür braucht man eine zusätzliche Heck-Steuerdüse, die auf äußersten Stelle des Rumpfes eingerichtet ist, und eine Vorrichtung zur Umschaltung der Abgasleitung auf diese Heck-Steuerdüse (nicht näher gezeigt).
10A und 10B zeigen näher die Einrichtung des Heck-Schaufelwerks (10) mit der Drehwippe (21) und zwei miteinander gekoppelten und auf der Drehwippe (21) montierten Dreheinheiten (12, 41). Die Zusammensetzung der Dreheinheit (12) und ihre Verbindungen sind wie oben beschrieben. Die weitere Dreheinheit (41) ist ähnlich zusammengestellt wie die Dreheinheit (12), aber um 90° gedreht vor dieser auf der Drehwippe (21) montiert.
Die Drehwippe (21) mit beiden Dreheinheiten (12, 41) und dem Heck-Schaufelwerk (10) gebraucht für ihre Wendung den speziell eingerichteten Hydrozylinder (20), der mit einer hydraulischen Vorrichtung zur Bestimmung der Richtung der Wendung ausgestattet ist. Das Fragment C in 10B zeigt die Umgebung dieses speziell eingerichteten Hydrozylinders (20). Er ist mit drei hydraulischen Stutzen (47) ausgestattet, von denen zwei zur Wendung der Drehwippe (21) nach rechts oder links und der dritte zur Wendung der Drehwippe (21) zurück in mittlere Stellung dienen. Weiter sind auf dem Hydrozylinder (20) zwei Hilfshydrozylinder (46) und eine Kugelklappe (48) zur Bestimmung der Richtung der Wendung montiert (s. Fragment C).
Die ganze Einrichtung für die Wendung der Drehwippe (21) funktioniert auf folgende Weise:

1. Die Richtung der Wendung (nach links oder rechts, oder zurück) bestimmt sich danach, welchem hydraulischen Stutzen (47) der hydraulische Druck zugeführt wird. Wenn Druck einem der beiden vorderen auf dem Hydrozylinder (20) montierten Stutzen (47) zugeführt wird, so wird der gegenüberliegende Stutzen durch die Kugelklappe (48) blockiert, und Flüssigkeit tritt zuerst in die Hilfshydrozylinder (46) und dann in die Hydrozylinder (20) selbst.
2. Der Stock des Hilfshydrozylinders (46) stemmt sich bei seinem Heraustreten in die Stutzenwand (49) und initiiert eine Anfangsdrehung, um den Hydrozylinder (20) außerhalb des Totpunkts zu setzen. Dann beginnt der Hydrozylinder (20) die Wendung der Drehwippe (21) auszuführen, bis die Drehwippe (21) mit dem Heck-Schaufelwerk (10) in die vorgegebene Position überführt wird. Dabei wird die Flüssigkeit aus dem Raum hinter dem Kolben des Hydrozylinders (20) durch den hinteren Stutzen ausgestoßen.
3. Die Wendung der Drehwippe (21) zurück in die mittlere Stellung wird durch Zufuhr des hydraulischen Drucks zum hinteren Stutzen ausgeführt. Dabei fließt die Flüssigkeit aus dem vorderen Teil der Hydrozylinders (20) und den vollgefüllten Hilfshydrozylindern (46) durch den entsprechenden Stutzen (47) zurück.

Bei Überstellung des Heck-Schaufelwerks (10) in jede neue Position bewahrt die ganze Anlage die Fähigkeit zu allen anderen vorgesehenen Evolutionen ihrer Teile, und zwar zu der Ablenkung des Schaufelrades des Heck-Schaufelwerks (10) mit Hilfe der Dreheinheit (12) und eines Hydrozylinders (44) nach oben oder nach unten sowie der Drehung des Heck-Schaufelwerks (10) um seine Achse mit Hilfe des Stellgetriebes (9). Dadurch hilft dieser Komplex der Einrichtungen und Vorkehrungen bei Teilausfall der Schaufelwerke, Kraftmaschinen (1) und sogar bei Ausfall oder Verletzungen der Ruder oder Flügel des Flugzeugs, oder örtlichen Verletzungen des Flugzeugs selbst, die Situation zu retten. Mit der passenden Wendung des Heck-Schaufelwerks (10) kann man die meisten Störungen bei Fluglage des Flugzeugs parieren, um die Voraussetzungen für den weiteren Flug zu schaffen.
Mit diesem Komplex der Einrichtungen und Vorkehrungen kann man eine erhöhte Zählebigkeit des Flugzeugs erlangen, und zwar, indem in allen Phasen des Flugs von Senkrechtstart und Schweben über Übergangsflüge zum Horizontalflug und den Horizontalflug selbst bis zu Übergangsflügen zurück zum Schweben und zur senkrechten Landung eine erhöhte Sicherheit gewährleistet wird.
Bezugszeichenliste

1: Mantelluftstromtriebwerk
2: Drehkolbenkraftmaschine
3: Übergangsansatz
4: senkrechter Schild
5: schwenkbarer Schild
6: Steuerruder
7: Drehvorrichtung
8: Drehbalken
9: Stellgetriebe
10: drittes Schaufelwerk (Heck-Schaufelwerk)
11: Leiter
12: Dreheinheit (Getriebeeinheit)
13: Kupplung
14: Verbindungsgetriebe
15: Blatt
16: Tragfläche
17: Stellgetriebe
18: Verbindungsgetriebe
19: Schaltbox
20: Hydrozylinder
21: Drehwippe (Drehbuchse)
22: Pendelrollenlagerung
23: Zahnradgetriebe
24: Stock
25: Lager
26: Kopf
27: Stange
28: Nabe
29: Hydrozylinder
30: Lagerung
31: aerodynamisches Ruder
32: Welle
33: dritte Drehkolbenkraftmaschine
34: drehbarer Teil des Flügels
35: Hydrozylinder
36: Riegel
37: Laderampe
38: Steuerdüse
39: Eingangsluke
40: herausziehbarer Teil
41: weitere Dreheinheit (Getriebeeinheit)
42: Kühlanlage
43: Übertragungsgetriebe
44: Hydrozylinder
45: Rahmen der Drehwippe
46: Hilfshydrozylinder
47: hydraulischer Stutzen
48: Kugelklappe
49: Stutzenwand
50: Heck-Steuerdüse

Claims

VTOL-Flugzeug, welches außer Systemen und Steuerorganen für Horizontalflug sowie Start-/Landungsvorgänge auch Systeme und Steuerorgane für Auftrieb und Lagebestimmung des VTOL-Flugzeugs bei Vertikalflug und Übergangsflügen vom Vertikal- zum Horizontalflug und zurück aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass das VTOL-Flugzeug als Triebwerke für alle Flugvorgänge zwei horizontal festangebaute Mantelluftstromtriebwerke (1), je mit einer dreistufigen Drehkolbenkraftmaschine (2) mit kontinuierlichem Brennprozess und einer konvertierbaren Vorrichtung für Schubrichtungsschwenkung, sowie ein drittes Schaufelwerk (10) mit einer Dreheinheit (12) und einem mechanischen Getriebe (23) zum Drehen des dritten Schaufelwerks (10), die alle auf einem Drehbalken (8) montiert sind, für Senkrechtstart und Lagebestimmung des VTOL-Flugzeugs bei Vertikal-, Horizontal- und Übergangsflügen aufweist, wobei der Antrieb des dritten Schaufelwerks (10) durch die beiden dreistufigen Drehkolbenkraftmaschinen (2) mittels Getrieben (14, 18, 19) erfolgt und das Drehen der Dreheinheit (12) mittels eines Hydrozylinders (44) und/oder eines Stellgetriebes (9) erfolgt.
VTOL-Flugzeug nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch drehbare Flügelteile (34), die den konvertierbaren Vorrichtungen zur Schubrichtungsschwenkung als senkrechte Schilde (4) dienen und nach dem Start in eine Lage für Übergangs- und Dauerflug überführt werden und auf ihnen angebrachte Teile des Hauptfahrwerks in den Rumpf verlegen.
VTOL-Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass jede der beiden konvertierbaren Vorrichtungen zur Schubrichtungsschwenkung aus einem Übergangsansatz (3) mit einem runden Flansch zur Verbindung mit dem Mantel des zugehörigen Mantelluftstromtriebwerks (1) und einem hinteren rechteckigen Flansch, einem senkrecht installierten Schild (4) oder schwenkbaren Teil des Flügels (16) sowie aus schwenkbaren Schilden (5) besteht, die horizontal und drehbar zwischen dem Rumpf des VTOL-Flugzeugs und dem senkrecht installierten Schild (4) oder schwenkbaren Teil des Flügels (16) an Scharnieren installiert sind und zusammen mit dem Rumpf eine nach unten gerichtete Krümmung bilden, wobei die schwenkbaren Schilde (5) aerodynamische s Profil aufweisen und nach Maß ihrer Drehung Auftrieb sowie Horizontalschub entstehen lassen und als Verstärkung für den Auftrieb des Flügels (16) dienen.
VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekennzeichnet durch eine dritte Drehkolbenkraftmaschine (33) am Heck des VTOL-Flugzeugs.
VTOL-Flugzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass eine Schaltbox (19) und ein Verbindungsgetriebe (14, 18) mit einer elektrischen Schaltkupplung (13) sowie eine Dreheinheit (12) mit Getriebeverzahnungen und einer Pendelrollenlagerung (22) des Drehbalkens (8) zur mechanischen Verbindung zwischen allen Drehkolbenkraftmaschinen (2, 33) vorgesehen sind, um bei Ausfall einer der drei Drehkolbenkraftmaschinen (2, 33) durch die zwei intakten alle statuierten Funktionen mit Anwendung spezieller Regimes der Drehkolbenkraftmaschinen gewährleisten zu können.
VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, gekennzeichnet durch einen elektrischen (9) und hydraulischen (20, 29) Verstellantrieb beim Drehbalken (8) und eine Drehvorrichtung (7) des dritten Schaufelwerks (10), wobei zur Verstellung der Blätter (15) des dritten Schaufelwerks (10) ein Hydrozylinder (29) dient, der mit seinem Stock (24) mittels Lager und Stangen (27) einen Kopf (26) des dritten Schaufelwerks (10) hin und her bewegt und damit den Anstellwinkel der Blätter (15) bestimmt.
VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 6, gekennzeichnet durch Steuerdüsen (38) und Gasleitungen von den Steuerdüsen (38) zu den Drehkolbenkraftmaschinen, die neben den Drehmomenten für das dritte Schaufelwerk (10) noch Abgase mit hohem Druck sowie eine Dampf-Gas-Mischung mit erhöhter Masse bei Wassereinspritzung in Gas-Dampf-Einrichtungen für die Steuerdüsen (38) produzieren können, um bei einem Unglück oder einer unerwarteten äußeren Störung den ersten scharfen Moment zu überstehen und die Katastrophe abzuwenden.
VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass es ein mit einer Eingangsluke (39) mit ausziehbarer Leiter (11) ausgestattetes personengebundenes VTOL-Miniflugzeug ist.
VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 8, gekennzeichnet durch eine Laderampe (37) mit einem herausziehbaren Teil (40) und einem Riegel (36), wobei die Laderampe (37), die auch als hintere Luke des Flugzeugs dient, vor dem Abflug mittels eines hydraulischen Getriebes sowie die ganze Hecksteuerungseinheit mit dem Drehbalken (8) nach dem Start und Übergangsflügen mittels eines Hydrozylinders (20) in eine Lage für Dauerflug überführt werden können.
VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das dritte Schaufelwerk als Heck-Schaufelwerk (10) ausgebildet ist.
VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass eine weitere Dreheinheit (41) in einer auf 90° gekehrten Position vor der Dreheinheit (12) auf der Drehwippe (21) zusätzlich montiert ist, um die Drehwippe (21) mit dem Heck-Schaufelwerk (10) bei Ausfall eines der beiden Schaufelwerke der Mantelluftstromtriebwerke (1) horizontal in eine von einer Automatik vorgegebene Position zur Seite des ausgefallenen Schaufelwerks zu wenden.
VTOL-Flugzeug nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch einen weiteren Hydrozylinder (20) mit einer hydraulischen Vorrichtung zur Ausführung der Wendung der Drehwippe (21) mit beiden Dreheinheiten (12, 41) und dem Heck-Schaufelwerk (10), die besteht aus: zwei Hilfshydrozylindern (46) mit ausfahrbaren Stöcken, einer Kugelklappe (48) zur Bestimmung der Richtung der Wendung und Initiierung der Anfangsdrehung des weiteren Hydrozylinders (20) von einem Totpunkt aus sowie drei hydraulischen Stutzen (47) für Zufuhr und Abfuhr hydraulischen Mediums, wobei für jede der beiden Richtungen der Wendung ein eigener hydraulischer Stutzen (47) und ein eigener Hilfshydrozylinder (46) mit ausfahrbarem Stock, der sich in die Stutzenwand (49) stemmt, dienen.
VTOL-Flugzeug nach Anspruch 11 oder 12, gekennzeichnet durch zwei Steuerdüsen (38), die gespeist sind von Abgasen von beiden Kraftmaschinen mit speziell kurz nach dem Moment der Havarie erhöhtem Druck, welche dafür sorgen, die erforderliche Fluglage des havarierten Flugzeugs bezüglich des Schwerpunkts des Flugzeugs wiederherzustellen und bei weiterem Flug zu unterstützen.
VTOL-Flugzeug nach Anspruch 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, dass eine Heck-Steuerdüse (50), die auf dem hinteren Teil des Mantels des dritten Schaufelwerks (10) montiert und von Abgasen von allen Kraftmaschinen (2) versorgt ist, dazu dient, die erforderliche Fluglage des Flugzeugs bei Ausfall des Heck-Schaufelwerks (10) wiederherzustellen und bei weiterem Flug zu unterstützen.
VTOL-Flugzeug nach Anspruch 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, dass eine Heck-Steuerdüse (50) und eine Einrichtung zur Umschaltung der Abgasleitung auf diese Heck-Steuerdüse (50) sowie Vorrichtungen mit Pyropatronen, die in der Bindung des Rahmens (45) für die Beseitigung der Drehwippe (21) samt dem Heck-Schaufelwerk (10) installiert sind, dafür sorgen, die erforderliche Fluglage des Flugzeugs bei Ausfall der Drehwippe (21) mit dem Heck-Schaufelwerk (10) zu wiederherzustellen und bei weiterem Flug zu unterstützen.
VTOL-Flugzeug nach Anspruch 14 oder 15, dadurch gekennzeichnet, dass ein System von Gasleitungen, die von beiden Kraftmaschinen (2) zu zwei Steuerdüsen (38) im Flügel des Flugzeugs sowie durch das Flugzeug selbst, dann auf dem Drehbalken (8) und durch den Mantel des Heck-Schaufelwerks (10) zur Heck-Steuerdüse (50) verlegt ist.