DE1046505B

DE1046505B - Aircraft propulsion for vertical and horizontal flight direction

Info

Publication number: DE1046505B
Application number: DEH29985A
Authority: DE
Inventors: Lothar Hoffmann
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1957-04-25
Filing date: 1957-04-25
Publication date: 1958-12-11

Description

Flugzeugantrieb für vertikale und horizontale Flugrichtung Der Vortrieb bzw. Auftrieb eines Flugkörpers im lufterfüllten Raum ist eine Funktion der Beschleunigung von Luftmassen während der Zeitdauer ihrer Berührung mit dem Flugkörper.Aircraft propulsion for vertical and horizontal flight direction Propulsion or lift of a missile in air-filled space is a function of acceleration of air masses during their contact with the missile.

Für den Vortrieb bei Normalflug und den Auftrieb bei Hubschraubern und senkrecht startenden Düsenmaschinen ist die axial gerichtete Beschleunigungskomponente der im Propellerkreis oder im Strahltriebwerk bewegten Luftmassen maßgebend.For propulsion in normal flight and lift in helicopters and vertically starting jet engines is the axially directed acceleration component the air masses moving in the propeller circle or in the jet engine are decisive.

Für den Auftrieb bei Normalflug ist die vertikale Beschleunigungskomponente der an den Tragflächen vorbeistreichenden Luft entsprechend der Fluggeschwindigkeit und des spezifischen Auftriebes der Tragflächen bestimmend.For the lift in normal flight is the vertical acceleration component the air flowing past the wings according to the flight speed and the specific lift of the wings.

Bester Wirkungsgrad wird dann erzielt, wenn die Relativgeschwindigkeit des Flugzeuges gegenüber den bewegten Luftmassen nicht wesentlich größer ist als die Fluggeschwindigkeit. Daher erklärt sich die - vor nachstehender Erfindung - nicht gemeisterte Schwierigkeit, mit einem Flugzeugantrieb sowohl die langsamen Start- und Landegeschwindigkeiten wie die hohen Reisegeschwindigkeiten technisch und wirtschaftlich zu beherrschen.The best efficiency is achieved when the relative speed of the aircraft compared to the moving air masses is not significantly greater than the airspeed. This explains the - before the following invention - not mastered difficulty with an aircraft propulsion both the slow ones Take-off and landing speeds like the high cruising speeds technically and economically to master.

Untersucht man die bisher bekannten Flugzeugantriebe, Versuche und Patente auf ihre gleichzeitige Eignung für Start und Landung wie für Normalflug, so ergibt sich folgendes Bild: 1. Propellerantrieb: Die Vortriebs- und Auftriebsverhältnisse bei Normalflug sind gut. Verstellpropeller einerseits und Verstellflächen andererseits ermöglichen heute in weitem Bereich eine Veränderung der Fluggeschwindigkeit. Start und Landung sind aber nach wie vor kritische Situationen. Lange Start- und Landebahnen sind besonders für schnelle Maschinen unerläßlich. Starthilfen durch Raketen u. dgl. sind nur Behelf. Jalousie-Flugzeuge sind stark in ihrer Geschwindigkeit beschränkt.If one examines the previously known aircraft engines, experiments and Patents on their simultaneous suitability for take-off and landing as well as for normal flight, this results in the following picture: 1. Propeller drive: The propulsion and lift conditions in normal flight are good. Variable pitch propeller on the one hand and adjustable surfaces on the other enable a wide range of airspeed changes today. begin and landing are still critical situations. Long runways are essential for fast machines in particular. Starting aid by missiles and the like Like. Are only makeshift. Louvre planes are severely limited in speed.

Propeller-Wandelflugzeuge, welche a) durch Kippen der Triebwerke um 90°, b) durch Kippen von Triebwerk und Tragwerk um 90°, oder c) durch Kippen des ganzen Flugzeuges um 90° senkrecht starten und landen können, nehmen bewußt den schlechten Wirkungsgrad sowie die ungünstigen technischen und fliegerischen Verhältnisse in Kauf. Das Patent eines Nurflügelflugzeuges sieht schräg stehende Gebläse mit herkömmlichem Antrieb in der Tragfläche vor. Die Tragfläche wird sperrig. Ein Vertikalflug kann nicht erzielt werden.Propeller convertible aircraft, which a) by tilting the engines 90 °, b) by tilting the engine and supporting structure by 90 °, or c) by tilting the entire aircraft can take off and land vertically at 90 °, consciously take the poor efficiency as well as the unfavorable technical and flying conditions in purchase. The patent for a flying wing aircraft sees inclined fans with conventional drive in the wing. The wing becomes bulky. A vertical flight cannot be achieved.

2. Strahlantrieb: Es gilt im wesentlichen das über Propellerantrieb gesagte. Der Bereich der Einsatzmöglichkeit und Wirtschaftlichkeit ist aber nach höheren Geschwindigkeiten hin verschoben. Die Start- und Landebahnen sind noch länger. Sonderbauformen wie Strahlklappen-Flugzeuge,Superzirkulations-Flugzeuge und Strahl-Wandelflugzeuge einschließlich Tailsitter und Coleopter sind flugtechnisch oder wirtschaftlich mit den gleichen Schwierigkeiten behaftet wie die entsprechenden Propellertypen. Hinzu kommt, daß - der Feuerstrahl der Düsentriebwerke bei Start und Landung die gesamte Umgebung gefährdet.2. Jet propulsion: Essentially, propeller propulsion applies said. The area of application and economic viability is, however, after shifted towards higher speeds. The runways are even longer. Special designs such as jet flap airplanes, supercirculation airplanes and jet converting airplanes including tailsitter and coleopter are aeronautical or economical with suffers from the same difficulties as the corresponding propeller types. In addition comes that - the jet of fire from the jet engines during take-off and landing the entire Environment endangered.

3. Hubschrauber: Der gute Wirkungsgrad für den Auftrieb bei Start und Landung wird durch die Geschwindigkeitsbeschränkung im Normalflug erkauft. Sonderbauarten, wie z. B. Strahl- und Staustrahl-Hubschrauber, Gasturbinen-Hubschrauber, Raketen-Hubschrauber und Flugschrauber, bringen zwar einige Vorteile, nähern sich aber noch lange nicht dem erstrebten Zustand. Von den Projekten der Verwandlungs-Hubschrauber entspricht das mit schwenkbaren Rotoren der Methode des Propeller-Wandelflugzeuges. Das Projekt eines Verwandlungs-Hubschraubers mit einziehbarem Rotor scheint aussichtsreicher, muß aber noch erprobt werden. Bei einem anderen Projekt ist der Hubpropeller in eine scheibenförmige Tragfläche eingebaut. Bei Start und Landung kann die Luft durch entsprechende Klappen vertikal durchtreten. Bei Horizontalflug wird die Luft durch den Propellersog an einer Öffnung im Bug angesaugt und durch eine Düse am Heck ausgestoßen. Der Auftrieb bei Start und Landung ist relativ gut, der Wirkungsgrad nur um die Klappenverluste verschlechtert. Beim Vortrieb muß mit höheren Verlusten durch wiederholte Umwandlung von Druck- und Bewegungsenergie gerechnet werden. Die Trafläche kann wegen der erforderlichen Bauhöhe nicht schnittig ausgeführt werden. Die Ausführung nach dem Patent ist einmotorig. Das auftretende Drehmoment wirkt störend. Der herkömmliche Antrieb bedingt bei mehrmotorigen Flugzeugen besondere Motorenkanzeln. -4. Flugscheiben: Scheibenförmige (sogenannte »Untertassen«) und flügellose Flugkörper (Aerodyne ) sind erst im Entwicklungs- oder Erprobungsstadium. Die Flugeigenschaften sind noch umstritten oder geheimgehalten. Bei den »Untertassen« wird aus sternförmig angeordneten Brennkammern eines Strahltriebwerkes oder aus zentralen Öffnungen Gas radial entlang der Unter- oder Oberseite des Flugkörpers geblasen, um durch Änderung der Druckverhältnisse (Coanda-Effekt) einen Auftrieb zu erzielen. Bei Start und Landung wird aber nur die relativ geringe vertikale Beschleunigungskomponente der großen, ohne Effekt bewegten Luftmenge ausgenutzt.3. Helicopter: The good efficiency for the lift at take-off and landing is bought at the price of the speed limit in normal flight. Special designs, such as B. Jet and ramjet helicopters, gas turbine helicopters, rocket helicopters and airplane helicopters, bring some advantages, but are far from approaching each other the desired state. From the projects the transformation helicopter corresponds that with swiveling rotors of the method of the propeller convertible aircraft. The project a transformation helicopter with retractable rotor seems more promising, but still has to be tried out. On another project, the lift propeller is in a disc-shaped wing installed. During take-off and landing, the air can pass step through corresponding flaps vertically. In level flight the air gets through the propeller suction is sucked in at an opening in the bow and ejected through a nozzle at the stern. The lift at take-off and landing is relatively good, the efficiency is only about Valve losses worsened. When driving must be repeated with higher losses Conversion of pressure and kinetic energy can be expected. The Trafläche can not be sleek because of the required height. Execution according to the patent is single-engine. The torque that occurs has a disruptive effect. The conventional one In multi-engine aircraft, propulsion requires special engine cockpits. -4. Flying discs: Disc-shaped (so-called "saucers") and wingless missiles (Aerodyne ) are only in the development or testing stage. The flight characteristics are still controversial or kept secret. The »saucers« are arranged in a star shape Combustion chambers of a jet engine or gas radially along from central openings the bottom or top of the missile blown to by changing the pressure conditions (Coanda effect) to achieve a lift. During take-off and landing, however, only the relatively small vertical acceleration component of the large one, with no effect the moving air volume is used.

Die bisher bekannten Flugzeugantriebe haben -wie vorstehend gezeigt - ihren ganz speziellen Anwendungsbereich. Aber selbst bei optimalen Verhältnissen sind die Wirkungsgrade aller Triebwerke relativ schlecht, und zwar vom 40/o bei Strahltriebwerken mit intermittierendem Strahl, über 300/o bei Überschallturbinentriebwerken,, bis 400/o bei Propellertriebwerken. Raketen erreichen 450/o. Das Staustrahlrohr hat den günstigsten Wirkungsbereich mit 500/o bei hoher Überschallgeschwindigkeit.The previously known aircraft drives have -as shown above - your very special area of application. But even under optimal conditions the efficiencies of all engines are relatively poor, from 40 / o at Jet engines with intermittent jet, over 300 / o for supersonic turbine engines, up to 400 / o for propeller engines. Missiles reach 450 / o. The ramjet tube has the most favorable range of action with 500 / o at high supersonic speed.

Es ist naheliegend, die zukünftige Entwicklung des Flugzeugantriebes unter Verwendung dieses so einfachen, preiswerten und wirkungsvollen Staustrahlrohres voranzutreiben.The future development of aircraft propulsion is obvious using this so simple, inexpensive and effective ramjet tube to advance.

Die Erfindung befaßt sich mit der Methode, die gute Leistung eines mit hoher Geschwindigkeit durchströmten Staustrahlrohres auch bei Start, Landung, Vertikalflug und jeder beliebigen, praktisch vorkommenden Fluggeschwindigkeit auszunutzen. Hierbei wird die dem Gasstrahl innewohnende kinetische Energie nach Bedarf teilweise in potentielle Energie übergeführt und zum Antrieb eines Spezialgebläses verwendet, welches bei Horizontalflug als Radialgebläse den erforderlichen Schub mit einer der Fluggeschwindigkeit angepaßten Ausströmgeschwindigkeit erzeugt und bei Vertikalflug in Art des Hubschrauberantriebes als Axialgebläse arbeitet.The invention is concerned with the method, the good performance of a ramjet tube flown through at high speed even during take-off, landing, Vertical flight and any practically occurring airspeed. Here, the kinetic energy inherent in the gas jet is partially used as required converted into potential energy and used to drive a special fan, which in level flight as a radial fan provides the necessary thrust with a the airspeed adapted outflow speed generated and in vertical flight works in the manner of a helicopter drive as an axial fan.

Nach der Erfindung wurde ein Flugzeugantrieb für vertikale und horizontale Flugbewegungsrichtung von Tragflächenflugzeugen und Flugscheiben gefunden, welcher unter Ausnutzung der aerodynamischen Gesetze allen erdenklichen Forderungen gerecht wird: a) Senkrechter Start und senkrechte Landung mit beliebig kleiner Geschwindigkeit auf kleinstem Raum ohne Gefährdung der Umgebung; b j Horizontalflug hoher Geschwindigkeit und kontinuierlicher Übergang zwischen vertikaler und horizontaler Flugform; c) hohe Wirtschaftlichkeit bei Herstellung und Betrieb durch günstige Formgebungsmöglichkeit und Verwendung von unkomplizierten Staustrahltriebwerken, welche unabhängig von der Fluggeschwindigkeit stets im Bereich günstiger Wirkungsgrade arbeiten können; d) leichte Bedienung, da der Start- und Landevorgang - bisher die schwierigste Flugoperation -nunmehr fast ausschließlich mit der Antriebsdrehzahl zu bewältigen ist; e) stabile Fluglage auch bei Vertikal- und Langsamflug, da der Schwerpunkt - wie am Fallschirm -an den auftriebserteilenden Gebläsen hängt; f) erhöhte Betriebssicherheit durch die Verwendung zahlreicher kleiner, unabhängig voneinander arbeitender Staustrahltriebwerke, welche auch im ungünstigsten Fall nicht gleichzeitig durch einen technischen Schaden ausfallen können; g) Notlandefähigkeit (bei Brennstoffmangel) durch Segelstellung der Gebläseschaufeln. Der Flugzeugantrieb nach der Erfindung wird vorgenannten Bedingungen durch die neuartige, mit überraschenden Wirkungen ausgezeichnete Verwendung und Zusammenstellung bekannter und in anderen Zusammenhängen erprobter Bauelemente gerecht: Beispielsweise wurden bisher im Flugzeugbau Radialgebläse kaum verwendet - bestenfalls als letzte Kompressorstufe im Turbinentriebwerk. Bei den bisherigen Antriebsmethoden erschienen auch Radialgebläse wenig geeignet, da man sie in den herkömmlichen Flugzeugformen schlecht unterbringen konnte. Die technischen Entwicklungen der jüngsten Zeit -hauptsächlich bei Bergwerkslüften - zeigten, aber, daß mit Radialgebläsen Wirkungsgrade von annhernd 900/o zu erzielen sind. Da beim Flugzeugantrieb auchdie kinetische Energie weitgehend auszunutzen ist, kann hier ebenso ein guter Wirkungsgrad erwartet werden.According to the invention, an aircraft propulsion system for vertical and horizontal Direction of flight movement of airplanes and flying disks found, which taking advantage of the laws of aerodynamics to meet all conceivable requirements becomes: a) Vertical take-off and landing at any low speed in the smallest of spaces without endangering the environment; b j high speed level flight and continuous transition between vertical and horizontal flight form; c) high economic efficiency in production and operation due to favorable shaping options and use of uncomplicated ramjet engines that are independent of the airspeed can always work in the range of favorable efficiencies; d) easy operation, as the take-off and landing process - so far the most difficult flight operation - can now be managed almost exclusively with the drive speed; e) stable Flight attitude even with vertical and slow flight, because the center of gravity - like on a parachute - hangs on the buoyancy fans; f) increased operational reliability the use of numerous small, independently working ramjet engines, which, even in the worst case, not at the same time due to technical damage can fail; g) Emergency landing capability (in the event of insufficient fuel) by setting sail the fan blades. The aircraft drive according to the invention is subject to the aforementioned conditions due to the novel, with surprising effects excellent use and Compilation of well-known components that have been tried and tested in other contexts: For example, radial fans have rarely been used in aircraft construction - at best as the last compressor stage in the turbine engine. With the previous drive methods Radial fans also appeared to be unsuitable, as they were used in conventional aircraft shapes could accommodate poorly. The most recent technical developments - mainly in mine ventilation - showed, however, that with radial fans efficiencies of approximately 900 / o can be achieved. Since in aircraft propulsion, the kinetic energy is also largely is to be exploited, a good level of efficiency can also be expected here.

Die erfindungsgemäße Verwendung und die dazugehörenden Veränderungen und Ergänzungen des Radialgebläses ermöglichen es, bisher bestehende Vor- gebläse 1 (Abb. I) mit vertikaler Achse 2 angebracht. Infolge der schmalen Bauform verschwinden die Laufräder 3 völlig im Innern auch relativ schlanker Tragflächenprofile, wobei die Außenhaut der Tragfläche die Gehäusewand des Radialgebläses darstellt. Die Schaufeln 4 des Laufrades 3 sind etwas schräg gestellt, so daß angesaugte Luft nicht nur radial, sondern auch axial nach unten befördert werden kann. Große, verschließbare Ansaug- und Austrittsöffnungen 5 an der Ober- bzw. Unterseite der Tragfläche unmittelbar am Laufrad 3 ermöglichen je nach der vorgesehenen Flugrichtung entweder in geöffnetem Zustand einen vertikalen Durchtritt 6 oder bei geschlossenen Öffnungen mit Hilfe einiger Umlenkungen einen horizontalen Durchtritt 7 der transportierten Luftmassen durch die Tragfläche. Sinngemäß wird bei diesem Vorgang entweder ein Vertikalschub 8 oder ein Horizontalschub 9 erzeugt (Abb. I).The use according to the invention and the associated changes and additions to the radial fan make it possible to use previously existing Fan 1 (Fig. I) attached with vertical axis 2. As a result of the narrow design, the impellers 3 disappear completely inside even relatively slender airfoil profiles, the outer skin of the airfoil representing the housing wall of the radial fan. The blades 4 of the impeller 3 are slightly inclined so that sucked air can be conveyed not only radially but also axially downwards. Large, closable suction and outlet openings 5 on the top and bottom of the wing directly on the impeller 3 allow, depending on the intended flight direction, either a vertical passage 6 in the open state or a horizontal passage 7 of the transported air masses with the help of some deflections when the openings are closed through the wing. In this process, either a vertical thrust 8 or a horizontal thrust 9 is generated (Fig. I).

Um einen gefahrlosen und kontinuierlichen Übergang vom Horizontalflug zum Vertikalflug und umgekehrt zu gewährleisten, geschieht das Öffnen und Schließen der großen, vertikalen Ansaug- und Austrittsöffnungen 5 weitgehend ohne Veränderung der Strömungsverhältnisse an der nicht durch Gebläse richtung liegende Achsen 11 nach außen - auch einzeln und unvollständig - geöffnet. In geschlossenem Zustand passen sich die Klappen 10 innen der Gebläsewand und außen der Außenhaut der Tragfläche an. Ein allmähliches Öffnen der Klappen 10 setzt dem Fahrtwind keinen nennenswerten Widerstand entgegen. Die Horizontalgeschwindigkeit vermindert sich hauptsächlich durch Verkleinerung des Vortriebes. Der normale Auftrieb der Tragfläche wird allmählich durch den Vertikalschub 8 der Radiälgebläse 1 mit schräg stehenden Schaufeln 4 abgelöst. Durch sinnvolle Bedienung der Klappen 10 - auch einzeln und unsymmetrisch - und durch Variation der Gebläsedrehzahlen können zahlreiche Landemanöver durchgeführt werden, welche selbst bei böigen Winden- eine Punktlandung in schwierigstem Gelände ermöglichen. Beim Start erfolgt sinngemäß der Übergang vom Vertikalflug zum Horizontalflug durch allmähliches Schließen der Klappen 10. Beim Horizontalschub 9 wird die Luft an einer nach vorn weisenden Öffnung 12 an der Oberseite der Tragfläche horizontal angesaugt. Leitbleche ermöglichen einen wirbelarmen Übergang der geradlinig anströmenden Luft in die drehende und radiale Bewegung im Laufrad 3. Die äußere Gestaltung der Öffnung 12 dient sowohl der windschnittigen Ableitung der nicht angesaugten, vorbeistreichenden Luft als auch der stabilen Aufhängung der Radialgebläse 1 in der Tragfläche. Die im Laufrad 3 radial beschleunigten Luftmassen werden im Leitgehäuse 13 gesammelt und der hintenliegenden, horizontalen; düsenartigen Abstrahlöffnung 14 zugeführt (Abb. II).In order to ensure a safe and continuous transition from level flight to vertical flight and vice versa, the opening and closing of the large, vertical suction and outlet openings 5 is done largely without changing the flow conditions at the not by fans direction lying axes 11 to the outside - also individually and incompletely - open. In the closed state, the flaps 10 adapt to the inside of the fan wall and to the outside of the outer skin of the wing. Gradual opening of the flaps 10 does not offer any significant resistance to the airflow. The horizontal speed is reduced mainly by reducing the propulsion. The normal lift of the wing is gradually replaced by the vertical thrust 8 of the radial blower 1 with inclined blades 4. Through sensible operation of the flaps 10 - also individually and asymmetrically - and by varying the fan speeds, numerous landing maneuvers can be carried out, which enable a precise landing in the most difficult terrain even with gusty winds. At take-off, the transition from vertical flight to horizontal flight takes place by gradually closing the flaps 10. During horizontal thrust 9, the air is sucked in horizontally at a forward-facing opening 12 on the top of the wing. Baffles enable a smooth transition of the straight air flowing in into the rotating and radial movement in the impeller 3. The outer design of the opening 12 serves both the streamlined discharge of the air that has not been sucked in and the stable suspension of the radial fan 1 in the wing. The air masses accelerated radially in the impeller 3 are collected in the guide housing 13 and the rear, horizontal; nozzle-like blasting opening 14 supplied (Fig. II).

Die für den axialen bzw. vertikalen Transport der Luft erforderliche Schrägstellung der Schaufeln 4 hat ihre Grenzen bei einer Verschlechterung der Wirkungsweise für radialen Transport. Nach der Erfindung erzielt man für beide Förderungsarten der Luft gute Wirkungsgrade durch veränderliche Anstellwinkel. Die Schaufeln 4 verlaufen annähernd radial und lassen sich gleich einem Verstellpropeller um ihre Längsachse 15 verdrehen. Bei Horizontalschub 9 stellt man einen Anstellwinkel von annähernd + 90° ein. Bei Vertikalschub 8 ist der Anstellwinkel wie bei einem entsprechenden Propeller normal positiv und in Segelstellung schwach negativ. Auf diese Weise ergibt sich nicht nur ein guter innerer Wirkungsgrad des Gebläses, sondern ebenso ein guter äußerer Wirkungsgrad des Flugzeugantriebes bei allen Flugbedingungen: Bei Horizontalschub 9 werden relativ kleine Luftmengen mit annähernd Fluggeschwindigkeit vorn angesaugt und mit stark erhöhter Geschwindigkeit hinten wieder ausgestoßen. Bei Vertikalschub 8 werden relativ große Luftmengen mit geringer Geschwindigkeit oberhalb des Flugzeuges angesaugt und mit relativ wenig erhöhter Geschwindigkeit nach unten befördert (Abb. III).The one required for the axial or vertical transport of the air Inclination of the blades 4 has its limits when the mode of operation deteriorates for radial transport. According to the invention, both types of funding are achieved good efficiency of the air due to variable angle of attack. The blades 4 run approximately radial and can be like a controllable pitch propeller around their longitudinal axis 15 twist. With horizontal thrust 9, an angle of attack of approximately is set + 90 ° on. With vertical thrust 8, the angle of attack is the same as with a corresponding one Propeller normally positive and weakly negative in the sail position. That way results not only a good internal fan efficiency, but also a good one External efficiency of the aircraft drive in all flight conditions: With horizontal thrust 9, relatively small amounts of air are sucked in at the front at almost airspeed and ejected again at the rear at a greatly increased speed. With vertical thrust 8 are relatively large amounts of air at low speed above the aircraft sucked in and conveyed downwards at relatively little increased speed (Fig. III).

Um eine stabile Fluglage auch bei den geringen Geschwindigkeiten von Start und Landung zu erzielen, werden nach der Erfindung die Gebläse 1 mitsamt den: sie umschließenden Tragflächen so hoch wie möglich eingebaut (Hochdecker bzw. Schulterdecker) und so verteilt, daß der Schwerpunkt 16 des Flugzeuges daran hängt, und zwar auf einer vertikalen Achse 17 durch den Schubmittelpunkt 18 aller vertikalen Antriebe. Eine etwaige ungleichmäßige Auftriebsverteilung wirkt sich dann nur in einer Schräglage des Flugzeuges aus, welche leicht zu korrigieren ist (Abb. I).To ensure a stable attitude even at the low speeds of To achieve take-off and landing, according to the invention, the fan 1 together with the: they are installed as high as possible surrounding the wings (high-wing or shoulder-wing aircraft) and distributed so that the center of gravity 16 of the aircraft hangs on it, namely on a vertical axis 17 through the thrust center 18 of all vertical drives. Any uneven lift distribution then only has an effect in an inclined position of the aircraft, which is easy to correct (Fig. I).

In der bisher beschriebenen Form könnte der Flugzeugantrieb auch von herkömmlichen Flugmotoren getrieben werden, welche in besonderen Motorgondeln unterzubringen wären. Die Erfindung sieht aber vor, daß das Laufrad 3 jedes Gebläses 1 direkt von mehreren, zentralsymmetrisch an seinem Umfang angeordneten Staustrahltriebwerken 19 angetrieben wird. Die Zuführungsrohre 20 für Verbrennungsluft laufen radial von innen nach außen. Die Abstrahldüsen 21 blasen tangential und verleihen dem Laufrad das gewünschte Drehmoment. Entgegen der bekannten Art, (Hub-)Propeller direkt anzutreiben, erzielt die Erfindung die Drucksteigerung in dem Verbrennungsraum 24 nicht allein durch Diffusorwirkung, sondern vornehmlich durch Ausnutzung der Zentrifugalkraft in den Zuführungsrohren 20. Letztere sind aus strömungstechnischen Gründen in den hohlen Schaufeln 4 untergebracht und dienen zugleich als Längsachse 15 für die Veränderung des Anstellwinkels der Schaufeln 4. Die Schaufeln 4 einschließlich Zuführungsrohren 20 haben an der vorderen, oberen Kante in der Nähe der Gebläsenabe 22 Lufteintrittsöffnungen 23. Die Verbrennungsluft wird wie in einem Radialgebläse transportiert. Durch geschickte Führung des Luftstromes unter Berücksichtigung der Mach-Zahl lassen sich wesentlich höhere Verbrennungsdrücke erzielen als bei vergleichbaren, frei durchströmten Staustrahltriebwerken (Abb. III).In the form described so far, the aircraft drive could also be from conventional aircraft engines are driven, which can be accommodated in special motor pods would be. However, the invention provides that the impeller 3 of each fan 1 directly from several ramjet engines arranged centrally symmetrically on its circumference 19 is driven. The supply pipes 20 for combustion air run radially from inside out. The jet nozzles 21 blow tangentially and give the impeller the desired torque. Contrary to the well-known way of driving (lifting) propellers directly, the invention does not achieve the increase in pressure in the combustion chamber 24 alone through diffuser effect, but primarily through the use of centrifugal force in the supply pipes 20. The latter are for fluidic reasons in the housed hollow blades 4 and also serve as a longitudinal axis 15 for the change the angle of incidence of the blades 4. The blades 4 including feed pipes 20 have air inlet openings on the front, upper edge near the fan hub 22 23. The combustion air is transported like in a radial fan. By skillful Guiding the air flow taking into account the Mach number can be significantly Achieve higher combustion pressures than with comparable ramjet engines with free flow (Fig. III).

Die austretenden Treibstrahle 26 haben den entgegengesetzten Drehsinn der mittels des Radialgebläses 1 transportierten Luftmassen im Leitgehäuse 13. Feststehende Umlenkschaufeln 25 am Umfang des Radialgebläses 1 nehmen die Treibstrahle 26 auf und lenken sie um in den Drehsinn der rotierenden Luftmassen. Die kinetische Energie der mit hoher Geschwindigkeit austretenden Treibstrahle 26 wird weitgehend zum Erzeugen eines Drehmoments benutzt. Der Rest verbleibt kinetische Energie und wird in richtigem Drehsinn den rotierenden Luftmassen im Leitgehäuse 13 zugeführt (Abb. III).The exiting propulsion jets 26 have the opposite direction of rotation of the air masses transported by means of the radial fan 1 in the guide housing 13 Deflection blades 25 on the circumference of the radial fan 1 absorb the propulsion jets 26 and redirect them in the direction of rotation of the rotating air masses. The kinetic energy the jet stream 26 exiting at high speed is largely used for generating a torque used. The rest remains kinetic energy and will be in right Direction of rotation supplied to the rotating air masses in the guide housing 13 (Fig. III).

Die Brennstoffzufuhr zu jedem einzelnen Gebläse ist regulierbar. Der Zufluß zu den Staustrahltriebwerken 19 erfolgt durch eine Bohrung 28 in der feststehenden Gebläseachse 2, welche in eine ringförmige Sammelrinne 30 in der Gebläsenabe 22 mündet, und von hier aus durch radiale, in den Schaufeln 4 liegende Brennstoffleitungen 31 zu den Verbrennungsräumen 24. Auf diese Weise kann der Zufluß des Brennstoffes bis zu der Gebläsenabe 22 fast drucklos erfolgen, was Schwierigkeiten mit Stopfbuchsen ausschließt. Innerhalb der Brennstoffleitungen 31 im Laufrad 3 erfolgt der Transport und die Pressung wie im Laufrad einer Kreiselpumpe (Abb. III).The fuel supply to each individual fan can be regulated. Of the Inflow to the ramjet engines 19 takes place through a bore 28 in the stationary Fan axis 2, which in an annular collecting channel 30 in the fan hub 22 opens, and from here through radial fuel lines located in the blades 4 31 to the combustion chambers 24. In this way, the inflow of fuel up to the fan hub 22 done almost without pressure, which causes difficulties with stuffing boxes excludes. The transport takes place within the fuel lines 31 in the impeller 3 and the pressure as in the impeller of a centrifugal pump (Fig. III).

Alle Bauelemente des Laufrades 3 sind infolge der hohen Umdrehungszahl starken Fliehkräften ausgesetzt. Um die Zündeinrichtung diesen besonderen Verhältnissen anzupassen, werden die Brennstoffleitungen als hohle elektrische Heizwiderstände 29 ausgeführt, mittels derer der Brennstoff bis zum Flammpunkt erhitzt werden kann (Abb. III).All components of the impeller 3 are due to the high number of revolutions exposed to strong centrifugal forces. To the ignition device these special conditions adapt, the fuel lines are called hollow electrical heating resistors 29 executed, by means of which the fuel can be heated to the flash point (Fig. III).

Um die Staustrahltriebwerke 19 zünden zu können, müssen diese eine Mindest-Eigengeschwindigkeit erreicht haben. Eine oder mehrere von einem Kleinkompressor versorgte Anlaßdruckluftdüsen 32 an jedem Laufrad 3 erzeugen das dazu erforderliche Anlaßdrehmoment. Die Zufuhr der Preßluft erfolgt ähnlich wie beim Brennstoff durch eine Bohrung 27 in der Gebläseachse 2 und eine ringförmige Rinne 29 in der Gebläsenabe 22 (Abb. III).In order to be able to ignite the ramjet engines 19, they must have a Have reached the minimum airspeed. One or more from a small compressor Supplied starting compressed air nozzles 32 on each impeller 3 generate the required Starting torque. The supply of compressed air is carried out similarly to the fuel a bore 27 in the fan shaft 2 and an annular groove 29 in the fan hub 22 (Fig. III).

Der beschriebene Flugzeugantrieb wäre unvollkommen ohne die Verwendung einer Nachverbrennung. Bei Horizontalschub 9 wird im Nachverbrennungsraum 33, welcher zwischen Leitgehäuse 13 und Abstrahlöffnung 14 geschaltet ist, durch zusätzliche Verbrennung von Brennstoff der Schub aus der Abstrahlöffnung 14 vergrößert (Abb. II).The aircraft propulsion system described would be imperfect without its use an afterburning. With horizontal thrust 9 in the afterburning chamber 33, which is connected between the guide housing 13 and radiation opening 14, by additional Combustion of fuel increases the thrust from the discharge port 14 (Fig. II).

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Airplane with at least one fan with a vertical axis, which is arranged within a fixed wing profile and which conveys air from front to back in horizontal flight and from top to bottom through open flaps in vertical flight, characterized in that the impeller (3) of the fan at closed flaps as a radial fan and with open flaps as a result of inclined blades (4) like a. Axial fan works. 2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the flaps (10) about axes (11) lying in the main flight direction outward - also individually and incompletely - are pivotable that when the flaps are closed, the air masses to be transported at a forward facing Opening (12) sucked in on the top of the wing and radially accelerated in the impeller (3), collect in a guide housing (13) and fed to a rear, horizontal, nozzle-like radiation opening (14). 3. Aircraft according to claim 1 and 2, characterized in that the blades (4) on the impeller (3) run approximately radially and their angle of attack of about + 90 ° with horizontal thrust over a normally positive angle with vertical thrust up to a slightly negative angle with sail position is changeable. 4. Aircraft according to claim 1 to 3, characterized in that the fan (1) together with the surrounding wings or horizontal fins are installed so high (high-wing aircraft) that the center of gravity (16) of the aircraft below the same on a vertical axis (17) depends on the thrust center (18) of all vertical drives. 5. Aircraft according to claim 1 to 4, characterized by ramjet engines (19) mounted centrally symmetrically on the impeller (3) with feed pipes (20) running radially from the inside to the outside for the combustion air and with tangentially directed jet nozzles (21). 6. Aircraft according to claim 1 to 5, characterized in that part of the blades (4) is hollow, has air inlet openings (23) in the vicinity of the fan hub (22) and opens into the combustion chambers (24) of the ramjet engines (19) whereby the hollow blades (4) act as radial fans to transport and press the combustion air. 7. Aircraft according to claim 1 to 6, characterized by deflection blades (25) on the circumference of the radial fan (1), which take up the propellant jets (26) from the ramjet engines with extensive utilization of the speed energy to generate a torque and to utilize the remaining speed energy in the correct Direction of rotation feed the rotating air masses in the guide housing (13) of the radial fan (1). B. aircraft according to claim 1 to 7, characterized by a fuel supply serving bore (28) in the fixed fan axis (2), an annular collecting channel (30) in the fan hub (22) and by radial, arranged in the blades to the Combustion chambers (24) leading fuel lines (31), which the latter take over the transport and compression of the fuel by centrifugal force like a centrifugal pump. 9. Aircraft according to claim 1 to 8, characterized in that the fuel lines (31) are designed as hollow, electrical heating resistors, by means of which the fuel is ignited when starting up.

give the impeller (3) the required initial speed to ignite the ramjet engines (19) when it is put into operation, the compressed air being supplied through a bore (27) in the fan shaft (2) and an annular channel (29) in the fan hub (22) . 11. Aircraft according to claim 1 to 10, characterized by an afterburning chamber (33) connected downstream of the guide housing (13), in which the air flowing through is heated to a greater extent by additional combustion of fuel. Documents considered: German Patent No. 939 610.