DE1049709B - Senkrecht aufsteigende und landende flugmaschine - Google Patents

Description

Die Erfindung liegt auf dem Gebiet der senkrecht aufsteigenden und landenden Flugmaschinen. Man hat bereits vorgeschlagen, solche Flugmaschinen mit fester Tragfläche und einem Triebwerk auszubilden, das in der Ruhestellung der Flutmaschine eine Schubkraft entwickeln kann, welche größer ist als das Flugmaschinengewicht beim Abflug.

Als Nachteil solcher Flugmaschinen wurde empfunden, daß die bekanntgewordenen Bauarten für solche senkrecht startenden und landenden Flugzeuge nicht erlaubten, die Möglichkeit eines solchen Startens und Landens mit einem einfachen und leichten Aufbau zu vereinigen und ebensowenig mit einer genügend hohen Geschwindigkeit im Horizontalflug. Daher stellt sich die Erfindung die Aufgabe, eine Flugmaschine zu schaffen, die in ihrem Aufbau einfach und betriebssicher ist und die ferner nicht nur senkrecht starten und landen, sondern auch mit großer Geschwindigkeit horizontal fliegen kann. Zur Lösung dieser Aufgabe ist die Tragfläche der Flugmaschine in an sich bekannter Weise durch einen Tunnel mit stromlinienförmigem Wandungslängsschnitt gebildet, welcher Tunnel entweder kreisförmigen oder elliptischen Querschnitt hat. Die Tunnellängsachse fällt nach der Erfindung mindestens während des senk- »5 rechten Startens und Landens mit der Achse der vom Gesamttriebwerk entwickelten Schubkraftresultierenden zusammen, und das Gesamttriebwerk ist mit Bezug auf die tunnelförmige Tragfläche derart angeordnet, daß es eine Gasströmung durch das Tunnelinnere hervorruft. Nach einer vorteilhaften Weiterentwicklung sind im Innern der einen Tunnel bildenden Tragfläche in an sich bekannter Weise eine, vorzugsweise jedoch zwei gegenläufige Luftschrauben angeordnet. Zahlreiche vorteilhafte Weiterbildungen sind nach der Erfindung möglich, die weiter unten näher erhäutert werden.

Man hat bereits Flugzeugtriebwerke innerhalb eines Tunnels angeordnet und auch einem solchen Tunnel einen kreisförmigen Querschnitt sowie, einen stromlinienförmigen Wandungslängsschnitt gegeben, jedoch nicht bei Rin-gflügdn, sondern die turnelarligen Kanäle für die Triebwerke sind in oder an den eigentlichen Tragflächen angebracht worden. Daher sind diese Flugzeugarten weder für den senkrechten Start und die senkrechte Landung bestimmt noch geeignet, Schließlich erfüllen diese Bauarten auch nicht die Bedingung, daß der Tunnel derart angeordnet sein müsse, daß seine Längsachse mindestens beim Start und hei der Landung mit der Achse der vom Gesamttriebwerk entwickelten S chubk raft resultierender: zusammenfällt.

Andererseits ist ein Flugzeug mit einer zylindrischen Tragfläche, nämlich einem einzigen Ring-Senkrecht aufsteigende und landende
Flugmaschine

Anmelder:

Dipl.-Ing.

Helmut Ph. G. A. R. von Zbörowski,

Chateau de Bousay-St. Antöine,

Seine-et-Oise (Frankreich)

Vertreter: Dr.-Ing. R. Meldau, Patentanwalt,
Gütersloh (Westf.), Langer-Weg 3

Beanspruchte Priorität:
Frankreich vom 19. Februar 1952

Boris Krebs, Paris,
ist als Erfinder genannt worden

flügel mit stromlinienförmigem Wandlungslängsschnitt, bekanntgeworden, das jedoch ebenfalls weder für einen Senkrechtstart geeignet ist, noch die Bedingung des Zusammenfallens der Ringflügellängsachse und der Schubkraftresultierenden erfüllt.

Die neue Bauart nach der Erfindung bietet zahlreiche Vorteile. Denn durch die Verwendung eines Ringflügels an Stelle einer normalen festen Tragfläche und dessen Anordnung zum Trieb nach der Vorschrift, daß die Ringflügellängsachse beim Start mit der Achse der vom Triebwerk entwickelten Schubkraftresultierenden zusammenfällt, wird statt eines den Schub verringernden aerodynamischen Widerstandes durch das Flügelsystem eine Erhöhung des Schubes erzielt, weil der Treibstrahl des zentral' im Ringflügel angeordneten Triebwerks bzw. die symmetrisch innerhalb des Ringflügels angeordneten Triebwerke eine Strömung durch den Tunnel bewirken, die gleichbedeutend ist mit einer Zirkulation um das Flügelprcfil, so daß sich an der Eintrittskante des Ringflügels ein Unterdruckgebiet bildet, welches den zusätzlichen Schub ergibt. Ein weiterer Vorteil ist darin zu sehen, daß die Flugmaschine den Senkrechtstart ohne Rücksicht auf die Windrichtung durchführen kann, während bei den bisher bekannten, für

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den Senkrechtstart entwickelten Flugzeugtypen, insbesondere Deltaflüglern, die Tragflächen beim Start sich immer in Richtung des Seitenwindes erstrecken . müssen.

>' In' der Zeichnung sind bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung dargestellt und in der anschließenden Beschreibung beschrieben.

Fig. 1 und 2 zeigen in einem Axialschnitt bzw. in einer Vorderansicht eine lotrecht vom Boden aufsteigende Flugmasc'hine gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Fig. 3 ist ein schematischer Schnitt einer Abwandlung des Flügels einer derartigen Flugmaschine;

Fig. 4 bis 6 zeigen in einem waagerechten Axialschnitt bzw. einem lotrechten Axialschnitt bzw. in einer Vorderansicht' eine weitere Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Flugmaschine;

Fig. 7 bis 9 sind drei schematische Ansichten dreier weiterer Ausführungsformen der Erfindung;

Fig. 10 und 11 sind ein halber Axialschnitt bzw. eine halbe Vorderansicht einer erfindungsgemäßen Flugmaschine großer Abmessungen;

Fig. 12 und 13 sind ein Axialschnitt bzw. eine Vorderansicht einer Flugmaschine gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung;

Fig. 14 und 15, 16 und 17, 18 und 19, 20 und 21 zeigen in gleicher Weise wie Fig. 12 und 13 vier weitere Ausführungsformen der Erfindung.

Man hat schon seit -langem versucht, Flugmasohinen herzustellen, welche lotrecht landen und aufsteigen können, so daß besondere Landeplätze überflüssig werden. ^:

Die bisher hierfür vorgeschlagenen Lösungen gestatten jedoch nicht, mit der Möglichkeit eines lotrechten Aufsteigens und einer lotrechten Landung eine genügend hohe Geschwindigkeit im Horizontalflug und einen einfachen leichten Aufbau zu kombinieren.

Tatsächlich führen die betreffenden Lösungen entweder zu Maschinen der Art der Hubschrauber, welche langsam, kompliziert und heikel sind, oder zu den sogenannten »umwandelbaren« Apparaten mit einem festen Tragflügelsystem und einem rotierenden Flügelsystem, welches verschiedene Richtungen einnehmen und in einer Stellung als Tragflügelsystem und in der anderen Stellung als Antriebsluftschraube arbeitet. Derartige Apparate sind ebenfalls schwer, kompliziert und verhältnismäßig langsam infolge der Abmessungen ihres rotierenden Flügelsystems, welche viel größer ■ als die gewöhnlicher Antriebsluftsdhrauben sind.

■-,.Es ist ferner zu bemerken, daß die durch die Umwandelbarkeit bewirkte verwickelte Bauart dieser Apparate in der Praxis zu einer verhältnismäßig geringen Betriebssicherheit führt.

Die Erfindung bezweckt die Herstellung einer betriebssicheren, einfachen Flugmaschine, welche sowohl lotrecht aufsteigen als auch waagerecht mit Geschwindigkeiten fliegen kann, welche ebenso hoch und sogar höher als die der üblichen Flugzeuge sind. ■·■. Die erfindungsgemäße Flugmaschine hat einen tunnelförmigen Hauptflügel 1 mit einer in der Längsrichtung liegenden Achse. Dieser Flügel ist, wie in Fig. 1 und 2 gezeigt, z. B'. ein ringförmiger Flügel, dessen Längsachse auch die Umdrehungsachse desselben ist, wobei in dem von der Innenwand des Flügels gebildeten Tunnels ein Antriebssystem untergebracht wird, welches eine Schubkraft längs einer Linie ergibt, welche im wesentlichen mit dieser Um-■drehungsachse zusammenfällt und deren Wert F in der Ruhestellung größer als das Gewicht P der startenden Flugmaschine ist.

Der Ausdruck »Antriebssystem« ist hier in seiner allgemeinen Bedeutung zu verstehen und umfaßt alle Motoren oder Motorgruppen beliebiger Bauart und beliebiger Kenngrößen.

Hierzu ist zu bemerken, daß die Wahl eines tunnelartigen Tragflügels infolge seines schalenartigen Aufbaues die Herstellung einer Konstruktion ermöglicht,

ίο welche sowohl leicht als auch kräftig ist, so daß man leichter einen Aufbau erhalten kann, bei welchem die Schubkraft F des Antriebssystems größer als das Gesamtgewicht P ist.

Ferner erfüllt ein Apparat mit einem derartigen tunnelförmigen Flügel und einem an seinem Umfang von diesem Flügel umgebenen Antriebssystem die wesentlichen Bedingungen, welche für einen Horizontalflug mit hoher Geschwindigkeit, insbesondere Überschallgeschwindigkeit, erfüllt sein müssen.

Die Schubkraft F ist vorzugsweise größer als 1,10P und liegt z. B. zwischen 1,20 und 1,5OP.

Ferner ist es zweckmäßig, eine Flächenbelastung des Tragflügels 1 zwischen 75 und 200' kg/m² vorzusehen, welche vorzugsweise im Mittel etwa 150 kg/m²

^a5 beträgt. In diesem Fall ist die Tragfläche gleich zweimal dem Produkt aus dem mittleren Durchmesser des ringförmigen Flügels und seiner Tiefe (d. h. dem Abstand zwischen der Eintritts- und Austrittskante desselben) .

Der Tragflügel 1 wird zweckmäßig so ausgeführt, daß er die nachstehenden Bedingungen erfüllt, welche auch vorteilhaft bleiben (insbesondere für die leichte Überschreitung der Überschallgeschwindigkeit und für eine Verringerung des spezifischen Verbrauchs), selbst wenn das Flügelsystem nicht einen kreisförmigen Querschnitt hat, sondern eine mehr oder weniger längliche Form, z. B. einen elliptischen Querschnitt, wobei natürlich die Tunnelform erhalten bleibt.

Das Verhältnis zwischen dem Austrittsquerschnitt des durch den Tunnelflügel 1 strömenden Gasstroms und dem Eintrittsquerschnitt desselben ist etwa gleich 1, wobei dieser Wert entweder herstellungsgemäß oder durch Benutzung von einstellbaren Mitteln erzielt wird, welche zweckmäßig den Austrittsquerschnitt beeinflussen.

In diesem letzteren Fall liegt zweckmäßig für eine Grenzstellung der Einstellmittel das· betreffende Verhältnis unter 1, z. B. zwischen 0,6 und 0,9 (Flug unter wirtschaftlichen Bedingungen), während das Verhältnis in der anderen Grenzstellung dieser Einstellmittel einen größeren Wert als 1 erreicht, z. B. etwa 2,20 (Abflug).
Das Schlankheitsverhältnis des Flügelsystems (Verhältnis von Durchmesser zu Tiefe) ist kleiner als 1 und liegt zweckmäßig etwa bei 0,7.

Der durch die Innenwand des Flügels 1 begrenzte Tunnel enthält in der Nähe seines Hinterendes einen konvergierenden Abschnitt (dessen engste Stelle mit la bezeichnet ist), welcher den inneren Fluß bei hohen Geschwindigkeiten beschleunigt und bei niedrigen Geschwindigkeiten keinen Nachteil ergibt.

Das Verhältnis zwischen dem Querschnitt der

engsten'Stelle und dem Austrittsquerschnitt ist um so kleiner, je größer die zu erreichende Höchstgeschwindigkeit ist, und liegt jedenfalls zwischen 0,4 und 0,9, z. B. bei 0,8.

Ferner ist es zweckmäßig, wie schematisch in Fig. 3 gezeigt, in der Nähe der Vorderkante des ringförmigen Flügels 1 einen ringförmigen Hilfsflügel 2

vorzusehen, welcher mit dem Hauptflügel 1 gleichachsig ist und von einer eingezogenen oder unwirksamen Stellung in eine Stellung gebracht werden kann, in welcher er den Querschnitt der Eintrittskante des Hauptflügels verändert.

Dieser Hilfsflügel kann insbesondere ein Kreisringflügel sein, wenn der Hauptflügel 1 -ebenfalls Kreisringform hat.

Dieser Hilfsflügel kann in axialer Richtung verschiebbar sein und in seiner vorderen Stellung in eine Ausnehmung in dem Mittelkörper 3 zurückgezogen werden.

Wenn der Hauptflügel 1 eine längliche Form hat, z. B. den in Fig. 6 gezeigten elliptischen Querschnitt, ist das Verhältnis zwischen der langen Achse und der kurzen Achse der Ellipse vorzugsweise kleiner als 1,5 und liegt zweckmäßig bei >etwa 1,2.

Die erfindungsgemäße Flugmaschine kann ferner hinter dem Hauptflügel 1 einen Sehwanzteil aufweisen, welcher zweckmäßig durch einen ringförmigen Flügel 4 gebildet wird (welcher z. B., wie bei dem gezeigten Beispiel, einen Kreisquerschnitt hat), welcher außerdem zur Abstützung auf dem Boden beim Starten und Landen dient, wobei die eigentlichen Stützteile zweckmäßig elastisch angebracht sind.

Zur Erhaltung einer guten Stabilität der Maschine ist der Durchmesser des Schwanzteils 4 zweckmäßig größer als der des größten Querschnitts des Hauptflügels 1, wobei das Verhältnis zwischen diesen beiden Durchmessern zweckmäßig zwischen 1,20 und 1,75 liegt.

Zum Ausgleich der Drücke, welche die Maschine auf den Boden ausübt, um zu verhindern, daß sie sich, wenn sie auf dem Boden ruht, gefährlich nach einer Seite neigt, kann der hintere Teil des Hauptflügels 1 oder der Schwanzteil 4, wenn ein solcher vorhanden ist, mit Tragplatten 5 versehen werden, welche in diesen Schwanzteil einziehbar und z. B. so schwenkbar sind, daß sie zu der Innenseite oder der Außenseite des Schwanzteils 4 hin gerichtet sein können (oder teils nach innen und teils nach außen).

Ferner sind die Mittel zur Steuerung der Tragplatten 5 so ausgebildet, daß die Einstellung derselben nach außen durch das Gewicht der Maschine selbst erhalten wird, wenn diese mit der Austrittskante der Schwanzeinheit 4 mit dem Boden in Berührung kommt.

Die Tragplatten 5 sind so angeordnet, daß sie in der eingezogenen Stellung einen Teil der Wand des Schwanzteils 4 bilden, wobei die Platten vorzugsweise von den verstärkten Teilen 4 a des Schwanzteils getragen werden, an welchen die den Schwanzteil 4 mit dem Hauptflügel 1 verbindenden radialen Arme 6 befestigt sind.

Die Tragplatten 5 haben Kastenform, und jede Platte wird durch ein mechanisches oder zweckmäßig, wie dargestellt, durch ein hydraulisches System gesteuert, welches als Stoßdämpfer wirkt und im wesentlichen einen mit dem entsprechenden radialen Arm 6 starr verbundenen Treibkolben 7 und einen mit der Platte 5 verbundenen Empfangskolben 8 enthält, wobei Schlitze geeigneter Länge in der Wand des Schwanzteils 4 vorgesehen sind, damit sich die äußeren Enden der radialen Arme 6 gegenüber dem Schwanzteil 4 verstellen können.

Es sind verschiedene Gruppen von Steuerungen vorgesehen (Kurssteuerung, Längssteuerung, Seitensteuerung usw.), welche zweckmäßig von dem Hauptflügel 1 und/oder dem Schwanzteil 4 getragen werden, wobei die Steuerungen jeder Gruppe zweckmäßig symmetrisch um die Achse des Hauptflügels 1 verteilt sind. . ·

Die Antriebsanlage der Maschine ist,. wie bereits ausgeführt, innerhalb des durch den Hauptflügel 1 gebildeten Tunnels untergebracht. .

Es sei zunächst angenommen, daß diese Antriebsanlage wenigstens eine Luftschraube aufweist, vorzugsweise zwei gleichachsig« Luftsehraben 10 und ίο IQa, welche zweckmäßig in entgegengesetzter Richtung umlaufen und deren Wirksamkeit dadurch gesteigert wird, daß sie in einer Verkleidung oder einem Tunnel arbeiten, in welchem die Geschwindigkeit des Luftstroms stets unterhalb. der Schallgeschwindigkeit liegt.

Gemäß einer nicht dargestellten Ausführungsform

ist es möglich, diese Luftschrauben durch einen Elektromotor antreiben zu lassen, welcher mit Strom aus einer in einer Bodenstation befindlichen Stromquelle gespeist wird (bei einem Beobachtungsflugzeug, welches nur über dieser Station aufsteigen soll und mit dieser durch ein Kabel verbunden werden kann).

Es kann jedoch auch eine Wärmekraftmaschine mit

Vorverdichter benutzt werden, welche insbesondere eine Kolbenmaschine, zweckmäßig mit Wasser- und Methanoleinspritzung, ist oder eine zweckmäßig innen

durch eine Flüssigkeit gekühlte Gasturbine.

In dem ersten Fall ist die WaIhI eines Speisedrucfcs von wenigstens 2,5 Atm. und in dem zweiten Fall die Benutzung eines Verdichters mit einem Verdichtungsverhältnis von wenigstens 10 zweckmäßig.

Fig. 1 zeigt eine Luftschraubenanlage mit Turbinenantrieb, wobei die Turbine bei 11 und der Verdichter bei 12 dargestellt ist. Dieses System ist in einem stromlinienförmigen'Körper 13 untergebracht, welcher eine rückwärtige Verlängerung der Kabine 14 der Maschine bildet und durch stromlinienförmige radiale Arme 15 mit dem Hauptflügel 1 verbunden ist. Die Kühlung der Turbine erfolgt zweckmäßig, indem man zur Erzielung des Umlaufs in den den Kühlkreis bildenden Kanälen die dynamische Gleichgewichtsstörung zwischen der an den Schaufeln ankommenden gekühlten Flüssigkeit und der diese durch einen den Einlaß der kalten Flüssigkeit in thermischer Hinsicht umgebenden und schützenden Durchlaß verlassenden heißen Flüssigkeit ausnutzt.

Hierzu ist zu bemerken, daß zwei Luftschrauben 10 und 10 a benutzt werden können, welche von zwei voneinander unabhängigen Turbinen angetrieben werden, welche entweder in Tandemanordnung, wie in Fig. 2 gezeigt, oder nebeneinander, wie in Fig. 8 gezeigt, angeordnet sind.

Die Antriebsanlage der Maschine kann jedoch auch wenigstens teilweise durch ein oder mehrere Strahltriebwerke oder Gruppen von Strahltriebwerken gebildet werden, d.h., sie braucht keine Luftschraube aufzuweisen.

So kann insbesondere der in Fig. 4 bis 6 dargestellte Aufbau benutzt werden, bei welchem nebeneinander in einem elliptischen Tunnelflügel 1 ein Hauptturbostrahltriebwerk 16 und zwei seitliche Turbostrahltriebwerke 17 geringerer Leistung, welche von stromlinienförmigen Trägern 18 getragen werden, angebracht sind.

Bei einer weiteren, in Fig. 9.dargestellten Ausführungsform sind zwei Turbostrahltriebwerke 19 nebeneinander angeordnet.

Unabhängig von der Art der die Antriebsanlagen

der Maschine bildenden Kraftmaschine oder Kraftmaschinen oder Gruppen von Kraftmaschinen ist es

zweckmäßig, gewisse Gesichtspunkte zu berücksichtigen, welche nachstehend erläutert sind, von denen einige den Auftrieb (insbesondere beim Abflug), andere die Höchstgeschwindigkeit und wieder andere die Reisegeschwindigkeit betreffen.

Es sei zunächst die Hubkraft betrachtet, welche beim Abflug, d. h. wenn die Maschine ihr größtes Gewicht hat, am größten sein muß.

Die Hauptantriebsanlage (Kraftmaschinen oder Gruppen von Kraftmaschinen) kann noch durch einen oder mehrere Hilfsantrieb« ergänzt werden, welche nur gelegentlich arbeiten sollen, insbesondere beim Abflug, wobei derartige Hilfssysteme z. B. durch eine oder mehrere Raketen 20 gebildet werden, wie bei der Ausführungsform der Fig. 2 dargestellt. Wenn jedoch der Abflug die Reserve der Hilfssysteme erschöpft, muß das Hauptantriebssystem immer noch in der Lage sein, eine die Landung ermöglichende Schubkraft zu entwickeln.

Wenn das Antriebssystem der Maschine zwei Kraftmaschinen (oder Gruppen von Kraftmaschinen) enthält, muß eine derselben ausreichen, um die zur Landung notwendige Kraft zu entwickeln.

Bei gleichzeitiger Erfüllung dieser Bedingung werden die beiden Kraftmaschinen (oder Kraftmaschinengruppen) zweckmäßig so gewählt, daß sie gleiche Leistung besitzen.

Diese Maßnahmen erhöhen natürlich den Sicherheitsfaktor beim Abflug und bei der Landung.

Es seien jetzt weitere Kennzeichen beschrieben, welche zweckmäßig benutzt werden, wenn eine Maschine hergestellt werden soll, welche hohe Fluggeschwindigkeiten, insbesondere Überschallgeschwindigkeiten, erreichen soll.

In diesem Fall wird zweckmäßig eine Antriebsanlage mit wenigstens einer Luf tschraubenturbine und wenigstens einem Staustrahltriebwerk benutzt.

Eine derartige Kombination ist bereits für Flugzeuge mit der üblichen Flügelform (flache Flügel) vorgeschlagen worden. Ihre Vorteile sind bekannt, weldhe insbesondere von der Wirksamkeit des Staustrahltriebwerks bei hohen Geschwindigkeiten und dem Arbeiten der Luftschraubenturbine bei niedrigen Geschwindigkeiten herrühren.

.In dem Sonderfall der erfindungsgemäßen. Maschine, d. h. bei einer Maschine mit einem die Antriebsanlage umgebenden Tunne.lflügel, werden die nachstehend erläuterten weiteren Vorteile erreicht.

Man erhält einen Apparat, welcher sich (bis zu einem gewissen Grade) bei einem Flug mit hoher Geschwindigkeit, insbesondere Überschallgeschwindigkeit, selbsttätig anpaßt. Diese Anpassung rührt davon her, daß bei hohen Geschwindigkeiten die Anpassung des Flügels selbsttätig erfolgt, d. Ii. ohne eine mechanische Einstellung zur Veränderung der Flügelfläche zu erfordern. Dies rührt davon her, daß der Hubkoeffizient abnimmt, wenn das Staustrahltriebwerk geheizt wird. Diese Beiheizung verringert die Luftströmung durch den Flügeltunnel und somit d'en Hubkoeffizienten des Flügels. Um einen Begriff von der Größe dieser Verringerung zu geben, sei angegeben, daß der Hubkoeffizient im Grenzfall um die Hälfte verringert wird.

Wenn es ferner so eingerichtet wird, daß das Gehäuse des Staustrahltriebwerks durch die Innenwand des Tunnelflügels gebildet wird, wird eine (durch die Hülle oder das Gehäuse des Staustrahltriebwerks gebildete) Verkleidung unnötig, wodurch eine Gewichtsersparnis erzielt wird, was einen zweiten Vorteil des Sonderfalls bildet,, bei welchem, das durch ein Staustrahltriebwerk gebildete Antriebssystem in einem ringförmigen Tragflügel untergebracht ist.

Gemäß einem weiteren Kennzeichen ist es dann zweckmäßig, dem Staustrahltriebwerk solche Abmessungen zu geben, daß noch bei der höchsten zu erreichenden Geschwindigkeit eine Umwandlung der äußeren Uberschallströmung in eine innere Strömung mit Unterschallgeschwindigkeit (in dem durch den ringförmigen Tragflügel gebildeten Tunnel) noch mit einer normalen Stoßwelle erfolgen kann (welche die Stoßwelle ist, welche den höchsten Staudruc'kabfall ergibt).

Die Werte der Querschnitte des Staustrahltriebwerks am Einlaß bzw. in der Verbrennungszone bzw.

in der vor dem Auslaß liegenden engsten Stelle und in dem Auslaß sowie die Belastung der Luftschraubenturbinc bzw. des Staustrahltriebwerks werden so gewählt, daß ein stabiler Flug mit Überschallgeschwinddigkeit erhalten wird, ohne irgendeine Veränderung der Form des Strahltriebwerkgehäuses bei Erreichung der Überschallgeschwindigkeit zu erfordern.

Wenn die obigen Strömungsquerschnitte konstruktionsgemäß einmal festgelegt sind:, kann natürlich die Stabalität für verschiedene Überschallgeschwindigkeiten nur durch Einwirkung auf die Belastung der Luftschraubenturbine bzw. des Staustrahltriebwerks erhalten werden.

Die Einstellung dieser Belastungen oder, genauer, ihres Verhältnisses kann mittels einer selbsttätigen Regelvorrichtung erhalten werden, welche z. B. auf die äußere Strömungsgeschwindigkeit anspricht oder, noch besser, auf die Mach-Zahl.

Es ist dann zweckmäßig, den Treibdüsenteil der Antriebsanlage durch eine nachgeschaltete Verbrennungsanordnung zu bilden, welche in dem hinteren Teil des von dem Hauptflügel gebildeten Tunnels vorgesehen ist, wobei dann die Brennstoffeinspritzung in einen Gasstrom erfolgt, welcher aus einem Gemisch von reiner Luft und aus der Luftschraubenturbine kommenden Verbrennungsgasen besteht.

Die Brennstoffverteilung kann dann durch einen Verteiler mit rotierenden Hohlschaufeln erfolgen, welcher von dem inneren Gasstrom angetrieben wird.

Anstatt eines durch den inneren Gasstrom angetriebenen besonderen Schaufel Verteilers kann auch eine von der Luftschraubenturbine angetriebene Luftschraube benutzt werden.

Insbesondere in dem in Fig. 1 dargestellten Fall einer Maschine mit einem Turbinenantrieb für zwei tandemartig angeordnete Luftschrauben 10 und 10 a ist es besonders zweckmäßig, diese Luftschrauben so auszubilden, daß sie Hohlflügel haben, sowie so, daß die Abfuhr der Abgase der Turbine 11 durch öffnungen oder Schlitze 21 in den Flügeln der vorderen Schraube 10 erfolgt und daß die Brennstoffeinspritzung mittels der hinteren Luftschraube 10 a erfolgt, in welcher hierfür öffnungen 22 für den Austritt des Brennstoffs vorgesehen sind.

Die hintere Luftschraube 10 a muß dann mit einer Zündvorrichtung 23 versehen sein.

In diesem Sonderfall ist die Anwendung eines besonderen Kennzeichens der Erfindung zweckmäßig, welches auch bei allen anderen nachgeschalteten Brennersystemen benutzt werden kann, welches darin besteht, daß die Brennstoffeinspritzöffnungen so verteilt sind, daß bei der Inbetriebsetzung die Flamme nicht dem ganzen Querschnitt des Gasstroms entspricht, sondern nur einem Teil desselben, welcher

70' kleiner als neun Zehntel dieses Stroms ist und zweck-

mäßig bei fünf Zehnteln liegt. Hierdurch wird die Temperatur in der Verbrennungszone erhöht, und die Verbrennung kann mit einem Verhältnis von Brennstoff zu Oxydator 'erfolgen, welches in der Nähe des stöchiometrischen Verhältnisses liegen kann, während, wenn sich die Flamme bei der Inbetriebsetzung über den ganzen Querschnitt des Gasstroms erstreckt, die Verbrennung unvollständig und die Flamme unstabil sein kann.

Aus dem gleichen Grunde werden zweckmäßig mehrere getrennte Einspritzzonen vorgesehen.

Für den Flug mit der Reisegeschwindigkeit werden zweckmäßig wenigstens zwei Kraftmaschinen oder Gruppen von Kraftmaschinen (Turbinen für Luftschraubenantrieb oder Treibdüsen oder eine Kombination dieser beiden Kraftmaschinenarten) benutzt, welche verschiedene Kräfte entwickeln, welche zweckmäßig in einem Verhältnis zwischen 5 und 10 zueinander stehen.

In diesem Fall werden die Kenngrößen der Kraftmaschine (oder KraftmasGhinengruppe) mit der kleineren Leistung so bestimmt, daß sie bei Belastung zu 80% selbst die für einen Flug mit Reisegeschwindigkeit erforderliche Kraft liefert.

Der allgemeine Kühlkreis der Kraftmaschinen der Antriebsanlage verläuft zweckmäßig durch die drehbaren Flügelteile (Luftschrauben, Flügel usw.), welche in dem von dem Hauptflügel 1 gebildeten Tunnel liegen. In diesem Fall ist die Umfangsgeschwindigkeit der als Wärmeaustauscher wirksam rotierenden Teile (z. B. der Luftschraube) erheblich kleiner als die der zu kühlenden rotierenden Teile (z.B. der Turbinenschaufeln).

Schließlich sei die Ausbildung der Steuermittel zur Steuerung der Flugmaschine und der eine Schubkraft erzeugenden Vorrichtung insbesondere zur Steuerung des Abfluges und der Landung beschrieben.

Die Kurssteuerungen werden zweckmäßig so ausgebildet, daß sie sowohl auf die Treibdüse wie auch auf die äußere Strömung einwirken. Hierfür wird z. B. an der Hinterkante des Hauptflügels 1 eine gewisse Zahl von Klappen 24 vorgesehen, deren Steuermittel so eingerichtet sind, daß zwei diametral gegenüberliegende Klappen beständig etwa parallel zueinander stehen. Die eine dieser Klappen wirkt dann hauptsächlich auf die äußere Strömung (obere Klappe in dem in Fig.' 1 gezeigten Beispiel), während die andere hauptsächlich auf die innere Strömung einwirkt (untere Klappe in Fig. 1).

Wien η die Antriebsanlage wenigstens einen Treibstrahl enthält (wie in Fig. 4), können auf die Richtung des Treibstrahls einwirkende Steuermittel 25 vorgesehen werden: Es ist dann sogar möglich, sowohl auf die äußere und die innere Strömung wirkende Steuermittel 24 als auch auf die Richtung des Treibstra'hls wirkende Steuermittel 25 vorzusehen, wobei diese beiden Arten von Steuermitteln zweckmäßig miteinander verbunden sind, z. B. durch Kuppelstangen 26. und zwar derart, daß sich ihre Wirkungen zueinander addieren.

Ferner ist es zweckmäßig, besondere Steuermittel zum Ausgleich etwaiger Rollmomente vorzusehen. Diese Steuermittel können z. B. durch Bremsklappen 27 gebildet werden, welche bei Einnahme einer ihrer wirksamen Stellungen den inneren Luftstrom auf der einen oder der anderen Seite der den zentralen Körper mit dem Hauptflügel verbindenden radialen Arme 15 verändern. Eine derartige einseitige Veränderung dieser Strömung zerstört das Gleichgewicht der auf die beiden Seiten eines jeden radialen Arms wirkenden Drücke, so daß ein ausgleichendes Rollmoment entsteht, wenn die Bremsklappe auf der richtigen Seite vorsteht.

Die Regelung der Schubkraft erfolgt hauptsächlich durch die übliche Einwirkung auf die Brennstoffeinspritzung in die Kraftanlage.

Da jedoch diese Einstellung unter gewissen Bedingungen sehr genau sein muß, insbesondere beim Landen (um Veränderungen der Schubkraft zu verhindern, welche eine plötzliche heftige Berührung mit dem Boden zur Folge haben könnten), ist es zweckmäßig, zusätzliche Einstellmittel vorzusehen, welche gestatten, plötzliche Veränderungen der Schubkraft vorzunehmen, wobei diese Mittel zweckmäßig so ausgebildet sind, daß sie auf den durch den Flügeltunnel strömenden Gasstrom einwirken.

Hierfür können z. B., wie in Fig. 1 gezeigt, in der Wand des Hauptflügels 1 einige gleichmäßig verteilte Öffnungen 28, z. B. in dem hinteren Teil des Flügels vor der eingesohnürten Stelle la, vorgesehen werden, wobei die Öffnung und Schließung dieser öffnungen 28 durch Klappen 29 erfolgt.

Wenn die Klappen 29 offen sind, wird ein Teil der inneren Strömung nach außen abgelenkt, und die Schubkraft nimmt ab. Diese Schubkraftänderungen erfolgen augenblicklich, was nicht der Fall sein würde, wenn man versuchen würde, diese zusätzliche Einstellung durch Veränderung der Brennstoffeinspritzung vorzunehmen (Trägheit der Kraftmaschinen). Als Beispiel sei angegeben, daß die Ansprechzeit der Haupteinstellvorrichtung (Brennstoffeinspritzung) und der zusätzlichen Einstellmittel (öffnungen 28) in der Größenordnung von einigen Sekunden bzw. einigen Hundertstelsekunden liegt.

Obwohl bei Fig. 1 angenommen ist, daß die Maschine waagerecht fliegt (wobei der Pilot liegt), sind die Klappen 29 in der geöffneten Stellung dargestellt, was gewöhnlich dem Abflug und der Landung entspricht.

Die Flugmaschine kann für den Abflug und die Landung mit Mitteln versehen werden, welche die Maschine selbsttätig in lotrechter Richtung stabilisieren, so daß sich der Pilot hiermit nicht zu befassen braucht und seine ganze Aufmerksamkeit auf die Einstellung der Schubkraft und der Flugrichtung heim Abflug und der Landung konzentrieren kann.

Das Aufhängungssystem der Stabilisierungsmittel erhält zweckmäßig eine geringe Exzentrizität, wenn diese Mittel Kreisel aufweisen, wobei diese Kreisel, zweckmäßig durch einen Druckgasstrom angetrieben werden, welcher unmittelbar von dem Antriebssystem abgeleitet wird.

Das gleiche System kann auch zur Stabilisierung beim Horizontalflug benutzt werden, wodurch der Übergang zu der Schallgeschwindigkeitszone erleichtert wird. . . ·

Wenn das Antriebssystem mehrere Hauptmaschinen enthält, ist jede derselben zweckmäßig mit ihrer eigenen Anlaßvorrichtung versehen, welche z. B. durch eine Turbine gebildet werden kann, welche mit den von der Verbrennung einer Pulverladung herrührenden Gasen betrieben wird.

Die Brennstoffbehälter werden zweckmäßig in dem Hauptflügel 1 und vorzugsweise symmetrisch zu dem Schwerpunkt der ganzen Maschine untergebracht.

Diese Behälter bilden dann Kammern von allgemein ringförmiger Gestalt, welche fortlaufend oder unterbrochen sein kann, wobei jeder Behälter in diesem letzteren Fall die Form eines kreisförmigen Abschnitts des Hauptflügels hat.

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Hierzu ist zu bemerken, daß es zweckmäßig ist, die Brennstoffbehälter hinter dem Schwerpunkt der Maschine anzubringen, so daß beim Verbrauch des Brennstoffs der. Schwerpunkt nach vorn rückt. Auf diese Weise wird der Flügelanstellwinkel und somit der Auftrieb ohne Veränderung der Stellung der Steuermittel selbsttätig dem Gesamtgewicht angepaßt, welches nach Maßgabe des Brennstoffverbrauchs abnimmt.

Ferner werden aus leicht verständlichen Sicherheitsgründen zusätzliche Sonderbrennstoff behälter vorgesehen (und möglichst auch andere Sonderbehälter für andere Flüssigkeiten zur Speisung des Antriebssystems), wobei diese Sonderbehälter für Landungsmanöver dienen sollen, welche vorgenommen werden müssen, selbst wenn die Hauptbehälter leer oder beschädigt sind.

Wenn ferner der Apparat Mittel zur Stabilisierung in lotrechter Lage aufweist, wie oben beschrieben, ist es zweckmäßig, Mittel vorzusehen, um die Sonderbehälter selbsttätig in Betrieb zu nehmen, wenn die Stabilisierungsmittel ihrerseits in Betrieb genommen werden.

Es ist jedenfalls zweckmäßig, Mittel zur schnellen Entleerung der Behälter mit Ausnahme der zusatzliehen Sonderbehälter vorzusehen, wenn derartige Sonderbehälter vorhanden sind. Diese Mittel zur Brennstoffentleerung arbeiten zweckmäßig mit Entnahme von Druckluft, welche in der Antriebsanlage der Maschine erzeugt wird (z. B. an der Förderleitung eines Verdichters).

Ferner ist es zweckmäßig, gewisse (innere oder äußere) Teile des Ringflügels 1 als Wärmeaustauscher für einen Kühlkreis zu benutzen, wofür die Zone der Eintrittskante des Flügels besonders zweckmäßig ist.

Die Kabine der Maschine, welche zweckmäßig gleichachsig mit dem Ringflügel ist und vorzugsweise vor demselben liegt, kann abwerfbar sein und von einem Fallschirm gehalten werden, so daß sie einen selbständigen Teil bildet. 4"

Die Kabine kann zweckmäßig verstärkt und granatenförmig ausgebildet sein, wobei sie vorzugsweise einen Umdrehungsikörper bildet.

Die in der Kabine vorgesehenen Sitze können schwenkbar sein und insbesondere eine Einstellamplitude von wenigstens 45° haben, damit die Passagiere sowohl beim Horizontalflug wie beim Starten und Landen bequeme Stellungen einnehmen können.

Wenn der Apparat mit Feuerwaffen versehen werden soll, z. B. Kanonen oder Raketen, können diese in dem ringförmigen Flügel 1 angebracht werden (zweckmäßig in der Ei.ntrittskante desselben, wobei dann die verschiedenen Waffen vorzugsweise gleichmäßig auf den Umfang derselben verteilt sind) oder in den radialen Armen 15 zwischen dem Flügel 1 und dem zentralen Körper. In diesem letzteren Fall liegen die Waffen vorzugsweise in der Nähe des zentralen Körpers.

Wenn die Feuerwaffen in den radialen Armen liegen, werden sie ferner zweckmäßig in einer gewissen Entfernung von der Achse der Maschine derart angeordnet", daß die Achsen der Waffen zu dem vorgegebenen Konzentrationspunkt konvergieren, dabei aber wesentlich parallel zu den Stromlinien der in.ihrer Nachbarschaft strömenden Luft liegen. Die Anwesenheit der Waffen stört dann den Luftstrom so wenig wie möglich.

Der Apparat kann eine aus dem Flügel ausfahrbare Notlandevorrichtung aufweisen, welche durch federnd mit dem Flügel oder der Kabine verbundene Tragarme gebildet werden kann.

Der Lufteinlaß der Kraftmaschinen der Antriebsanlage wird zweckmäßig an dem Umfang des zentralen Körpers vorgesehen, und zwar auf der wenigstens einigen der den Körper mit dem Ringflügel 1 verbindenden Arme abgewandten Seite.

Wenn die Antriebsanlage feste Teile (Verteiler) oder bewegliche Teile (Luftschraubenflügel usw.) enthält, welche im wesentlichen durch radiale Arme oder radiale Flügel gebildet werden und tandemartig angeordnet sind, ist es zweckmäßig, für zwei aufeinanderfolgende Teile verschiedene Zahlen von Flügeln oder radialen Armen vorzusehen, um die gegenseitige Beeinflussung zu verringern.

Wenn einige der obigen Anordnungen für eine Flugmaschine großen Gewichts verwendet werden sollen, z. B. für eine Maschine von wenigstens 25 t, können die Kraftmaschinen 30 der Antriebsanlage innerhalb des Ringflügels 1 selbst untergebracht werden, wie in Fig. 10 und 11 gezeigt.

Fig. 1 bis 11 sind schematische Ansichten, welche hauptsächlich zur Erläuterung der erfindungsgemäßen Kennzeichen dienen. Es sollen nun unter Bezugnahme auf Fig. 12 bis 21 praktische Ausführungen von Flugzeugen beschrieben werden, bei denen ein wesentliches Kennzeichen darin besteht, daß sie schwanzlos sind.

Das Flugzeug der Fig. 12 und 13 ist ein Armeeverbindungsflugzeug für Unterschallgeschwindigkeiten. Es wird durch eine Turboluftschraubenanlage angetrieben (die Luftschraube ist mit 10 bezeichnet).

Die die Austrittskante des Ringflügels 1 enthaltende Zone ist mit nach rückwärts vorspringenden Flossen 33 versehen, auf welchen das Flugzeug steht, wenn es auf dem Boden ruht. Bei dieser Konstruktion sind, wie in Fig. 13 gezeigt, die Teile 33 so nach außen gerichtet, daß sie radiale Flossen bilden.

Das Flugzeug der Fig. 14 und 15 ist ein Langstreckenkampf flugzeug für Überschallgeschwindigkeiten. Seine Kraftanlage enthält eine Turbinenluftschraubenanlage (der Verdichter und die Turbine sind in dem an dem hinteren Ende der Kabine 14 gebildeten stromlinienförmigen Körper untergebracht und treiben zwei Luftschrauben 10, 10 a an) und ein Staustrahltriebwerk, dessen Gehäuse durch die Innenwand des Ringflügels 1 gebildet wird. Der Brennstoff wird dem Raum innerhalb dieses Gehäuses durch hohle Flügel 35 zugeführt, welche sich unter der Einwirkung des durch diesen Raum strömenden Luftstroms um die Achse des Flügels drehen. 36 bezeichnet einen ringförmigen Teil zur Stabilisierung der Verbrennungsflamme des Brennstoffs. Die Kabine kann zur Herstellung eines schrägen Druckwellendiffusors für den Luftstrom herangezogen werden.

Die Flugmaschine der Fig. 16 und 17 ist ein Kampfflugzeug. Seine Kraftanlage enthält drei in einem an dem Hinterende der Kabine 14 angeordneten Gehäuse 39 untergebrachte Turbostrahltriebwerke 38a, 38 b, 38c und ein Staustrahltriebwerk, dessen Gehäuse durch die Innenwand des Ringflügels 1 gebildet wird.

Das Flugzeug der Fig. 18 und 19 ist ein Jagdflugzeug. Seine Kraftanlage enthält zwei unmittelbar in den Ringflügel 1 eingebaute Turbostrahltriebwerke 40 a und 40/; und ein Staustrahltriebwerk, dessen Gehäuse durch die Innenwand dieses Flügels 1 gebildet wird. Der Brennstoff wird dem Innenraum dieses Staustrahltriebwerks durch hohle rotierende Flügel 35 a zugeführt, hinter welchen ein Flammen-

Stabilisator 36 α angeordnet ist. Die Nabe des Flügelsatzes 35a und der FlammenstabilisatoT 36 a werden von radialen Armen 42 gehalten. Diametral gegenüber der Kabine 14 ist ein weiterer stromlinienförmiger Hohlkörper 41 für Feuerwaffen und Ausrüstungsteile vorgesehen. Die Kabine 14 und der Körper 41 sind unmittelbar an dem Ringflügel befestigt. Von diesen Teilen und den Gehäusen der Turbostrahltriebwerke 40 σ und 40 & gehen radiale Arme 42 aus. In der Zeichnung haben die Kabine 14 und der Körper 41 etwas verschiedene Formen, ihre Außenform kann jedoch auch die gleiche sein.

Die Flugmaschine der Fig. 20 und 21 ist ein Langstreckentransportflugzeug für Unterschallgeschwindigkeiten. Seine Kraftanlage besteht aus vier in den Ringflügel 1 eingebauten Turbostrahltriebwerken 43 a, & .,43c, 43 d. Die Kabine ist ebenfalls in diesem Flügel untergebracht.

Es ist noch zu bemerken, daß die obigen Flugmaschinen besonders für die Ausnutzung der Kernenergie zum Betrieb der eingebauten Staustrahltriebwerke geeignet sind, insbesondere wenn das Gehäuse des Staustrahltriebwerks durch die Innenwand des Tunnelflügels gebildet wird.

Die obigen Ausführungsformen können auch abgewandelt werden. So kann insbesondere eine Regelung des Einlaßquerschnitts des Tunnelflügels vorgesehen werden.

Claims (23)

Patentansprüche:

1. Senkrecht aufsteigende und landende Flugmaschine mit fester Tragfläche und einem Triebwerk, das in. der Ruhestellung der Flugmaschine eine Schubkraft entwickeln 'kann, welche größer als das Flugmaschinengewicht beim Abflug ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragfläche in an sich bekannter Weise durch einen Tunnel mit stromlinienförmigem Wandlungslängsschnitt gebildet ist, wobei der Tunnel entweder kreisförmigen oder elliptischen Querschnitt hat, daß ferner die Tunnellängsachse mindestens während des senkrechten Startens und Landens mit der Achse der vom Gesamttriebwerk entwickelten Schubkraftresultierenden zusammenfällt und daß das Gesamttriebwerk mit Bezug auf die tunnelförmige Tragfläche derart angeordnet ist, daß es eine Gasströmung durch das Tunnelinnere hervorruft.

2. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im Innern der einen Tunnel bildenden Tragfläche in an sich bekannter AVeise eine, vorzugsweise jedoch zwei gegenläufige Luftschrauben angeordnet sind.

3. Flugmaschine nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch ein oder mehrere im Innern der tunnelförmigen Tragfläche angeordnete Turbinenstrahltriebwerke, die in der Achse des Tunnels bzw. gleichmäßig um diese Achse verteilt und parallel zu ihr angeordnet sind.

4. Flugmaschine nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Einlauf des oder der Turbinenstrahltriebwerke vor der Ringflügelnase liegt (s. zum Beispiel Fig. 16 und 18).

5. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Turbinenstrahltriebwerke in der Wandung des einen Tunnel bildenden Ringtragflügels angeordnet sind (Fig. 10, 11, 20, 21).

6. Flugmaschine nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Antriebsstrahlen der Strahltriebwerke in das Innere der turinelförmigen Tragfläche hineingeführt sind.

7. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Turbinenstrahltriebwerke an der Wandung des einen Tunnel bildenden Ringtragflügels angeordnet sind (Fig. 18, 19).

8. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gesamttriebwerk ein Staustrahltriebwerk umfaßt, das entweder durch den tunnelförmigen Ringflügel allein (Fig. 18, 19) oder durch das Zusammenwirken des Ringflügels mit einem Zentralkörper (Fig. 1, 14, 15, 16, 17) gebildet wird.

9. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Innere der Wandung des Ringflügels als Staustrahltriebwerk ausgebildet ist.

10. Flugmaschine nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch die an sich bekannte gleichzeitige Anwendung mindestens zweier verschiedener Arten von Triebwerken (Luftschraubentriebwerk und/oder Strahltriebwerk und/oder Staustrahltriebwerk).

11. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gesamttriebwerk mindestens zwei unabhängig voneinander in und außer Betrieb setzbare Motoren oder Motorgruppen umfaßt, die vorzugsweise untereinander gleiche Leistung haben, wobei die Leistung eines Motors oder einer Motorgruppe für das vertikale Landen ausreichend ist.

12. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß neben dem Haupttriebwerk an sich bekannte Startraketen vorgesehen sind, die beim Starten in Tätigkeit treten, während das senkrechte Landen allein durch die Schubleistung des Haupttriebwerks bewirkt wird (Fig. 9).

13. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im Innern der Wandung des Ringflügels eine Kabine angeordnet ist.

14. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß an der Hinterkante des ringförmigen Flügels (1) Ruder oder Klappen (24) angeordnet sind, derart, daß sie gleichzeitig auf die Strömungen längs der Außen- Und längs der Innenseite des einen Tunnel bildenden Ringflügels einwirken.

15. Flugmaschine nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerung für die Ruder oder Klappen (24) an der Hinterkante der ringförmigen Tragfläche mit der Steuerung gekuppelt ist, die die Richtung des oder der von einem Strahltriebwerk erzeugten Antriebsstrahlen mit Bezug auf die Ringflügelachse bestimmt (Fig. 4).

16. Flugmaschine nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine vom Triebwerk unabhängige Schubregeleinrichtung zur Schnell- und Feinregelung des S'chubes.

17. Flugmaschine nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die von dem Triebwerk unabhängige Schubregeleinrichtung auf den Gasstrom einwirkt, der durch das Innere der einen Tunnel bildenden ringförmigen Tragfläche hindurchströmt.

18. Flugmaschine nach Anspruch 16 und 17, dadurch gekennzeichnet, daß die vom Triebwerk unabhängige Schubregeleinrichtung mehrere über den Umfang des Ringflügels gleichmäßig verteilte und gleichzeitig in das Tünnelinnere hinein bewegbare, den Durchtrittsquerschnitt desselben verengende Ruder, Klappen (29) od. dgl. umfaßt.

19. Flugmaschine nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet,.daß die Klappen oder Ruder (29) bei ihrer Schwenkung nach innen Ausnehmungen (28) freigeben, die in der Wandung des Ringflügels vorgesehen sind und durch welche ein Teil des durch das Innere des Ringflügels strömenden Gases nach außen austreten kann.

20. Flugmaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß vor der Vorderkante des Ringflügels' (1) ein ebenfalls ringförmiger und verstellbarer Hilfsflügel (2) angebracht ist, dessen Vorderkantenform von der des Hauptringflügels abweicht und dar sich in seiner Arbeitsstellung an die Vorderkante des Hauptringflügels anlegt, so daß die Vorderkantenform des vom Haupt- und Hilfsringflügel gebildeten Ganzen durch die Vorderkante des Hilfsringflügels bestimmt wird, und daß der Hilfsringflügel in eine unwirksame Stellung überführbar ist, wodurch die Vorderkantenform des Hauptringflügels wirksam wird (Fig. 3).

21. Flugmaschine nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Rollsteuerungseinrichtung, bestehend aus mechanisch oder pneumatisch betätigten Rudern oder Spoilern (27), die in einer einen Gas- oder Luftstrom führenden Kanalisierung angebracht sind.

22. Flugmaschine nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Rollsteuerungseinrichtung an den Armen (15) angebracht ist, mit deren Hilfe ein im Innern der ringförmigen Tragfläche vorgesehener Zentralkörper an dieser Tragfläche befestigt ist.

23. Flugmaschine nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch an den Füßen bzw. an dem Fußgestell angeordnete Bodenfühler, die beim Aufsetzen der Flugmaschine auf den Boden selbsttätig Fußplatten (5) in Wirkstellung bringen (Fig. 1), welche die Standfläche der Flugmaschine vergrößern, eine Berührung des Unterrandes der ringförmigen Tragfläche (1) mit dem Boden jedoch verhindern.

In Betracht gezogene Druckschriften:
ao Französische Patentschriften Nr. 726 674, 893 866, 930;

USA.-Patentschriften Nr. 2 194 060, 2 192 774, 394;

britische Patentschriften Nr. 24 774 aus dem Jahre 1909, 622;

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

©ι 809 747/45 1.59