DE1088815B

DE1088815B - Luftfahrzeug, welches starten und landen kann, ohne am Boden zu rollen

Info

Publication number: DE1088815B
Application number: DES47528A
Authority: DE
Inventors: Lucien Servanty
Original assignee: Sud Aviation Societe Nationale de Constructions Aerdnaettiques
Current assignee: Sud Aviation Societe Nationale de Constructions Aerdnaettiques
Priority date: 1955-02-18
Filing date: 1956-02-16
Publication date: 1960-09-08

Description

Luftfahrzeug, welches starten und landen kann, ohne am Boden zu rollen Die Erfindung bezieht sich auf Luftfahrzeuge, welche starten und landen können, ohne am Boden zu rollen, eine im wesentlichen symmetrische Gestalt um ihre Längsachse besitzen und mit Tragflächen versehen. sind, die symmetrisch um die Längsachse des Luftfahrzeugs verteilt sind und deren Ebenen durch diese Achse hindurchgehen.
Es ist ein Luftfahrzeug dieser Art bekannt, bei welchem die Tragflächen unabhängig voneinander um senkrecht zur Flugzeuglängsachse verlaufende Wellen schwenkbar sind. Der Antrieb dieses bekannten, Luftfahrzeugs erfolgt durch zwei von einem Motor angetriebene Luftschrauben, deren Achse koaxial zu dem Rumpf des Luftfahrzeugs verläuft, so, daß das Luftfahrzeug sich wie ein Hubschrauber verhält, d. h., beim Starten und Landen wird es durch die Luftschrauben getragen., deren sich drehende Blätter einen Auftrieb erzeugen, dessen Größe das Gewicht des Luftfahrzeugs ausgleicht. Der von den Luftschrauben verursachte Luftstrom erzeugt einen relativen Wind, welcher, selbst wenn das Luftfahrzeug eine Geschwindigkeit Null hat, ein wirksames Lenken ermöglicht.
Bei einem anderen, im Prinzip ähnlich arbeitenden Luftfahrzeug ist eine einzige Luftschraube vorhanden, welche durch an den Enden ihrer Blätter angeordnete Strahltriebwerke angetriebe=n. wird.
Gemäß der Erfindung ist ein Luftfahrzeug der eingangs genannten Art durch die Kombination der folgenden zwei an sich bekannten Einzelmerkmale gekennzeichnet: a) Die Tragflächen sind auf senkrecht zur Längsachse des Luftfahrzeugs verlaufenden Wellen schwenkbar angeordnet und in ihrer Lage unabhängig voneinander mit Hilfe von Lenksteuerungen einstellbar; b) die Tragflächen tragen Strahltriebwerke.
Bei einem Luftfahrzeug gemäß der Erfindung, bei welchem im Gegensatz zu den bekannten Luftfahrzeugen weitausladende Vorrichtungen (Luftschrauben) in Fortfall kommen, haben, die Strahltriebwerke die doppelte Aufgabe, einerseits den Hub zu gewährleisten und andererseits das Lenken durch unabhängig voneinander erfolgende Änderungen der Lage der die Strahltriebwerke tragenden Flächen zu gestatten. Durch die Erfindung wird die Möglichkeit geschaffen, das Luftfahrzeug mit Hilfe von Steuerungen,, die denjenigen gewöhnlicher Luftfahrzeuge analog sind, bei allen Geschwindigkeiten zu lenken, d. h. von der sehr geringen Startgeschwindigkeit, bei welcher die Wirkung der Tragflächen Null ist, bds zu Überschallgeschwindigkeiten., bei denen schon sehr kleine Änderungen in der Lage der Tragflächen und damit der Strahltriebwerke sehr erhebliche Wirkungen hervorrufen. Da überdies die Verstellung der die Strahltriebwerke tragenden Flächen immer sehr gering ist, kann den Steuerungen eine einfache Ausbildung -und eine hohe Ansprechempfindlichkeit gegeben werden.
Vorzugsweise sind die die Strahltriebwerke tragenden verstellbaren Flächen am hinteren. Teil des Luftfahrzeugs oder Fluggerätes angeordnet, welches ferner an seinem vorderen Teil mit parallel zu seiner Achse angeordneten festen Flächen versehen ist, die in einer Winkelsymmetrie angeordnet sind, welche derjenigen der verstellbaren Flächen analog ist. In diesem Fall haben die festen Flächen vorzugsweise kleinere Abmessungen als die verstellbaren Flächen, und sie sind gemäß Ebenen angeordnet, welche die von je zwei benachbarten verstellbaren Flächen gebildeten Winkel halbieren. Hierdurch wird die gegenseitige aerodynamische Beeinflussung der Flächen in maximaler Weise vermieden.
Es ist durch Versuche festgestellt worden, daß ein in der beschriebenen Weise ausgebildetes Fluggerät praktisch für alle Neigungswinkel zwischen 0 und 90° ein zufriedenstellendes Tragvermögen besitzt und daß ferner dieses Tragvermögen, da die aerodynamische Symmetrie des Fluggerätes eine vollkommene ist, bei. Schräglage nicht wesentlich geändert wird, um so mehr, als die Geschwindigkeitskomponente in der, senkrechten Achsenebene konstant bleibt.
Ferner ist ein solches Fluggerät sowohl für die kleinen. Neigungswinkel, beispielsweise solche unter 15°, als auch für die großen Neigungswinkel, beispielsweise solche zwischen 60 und 90°, stabil, ohne daß besondere Hilfsmittel anzuwenden sind. Dagegen ist es zwischen diesen Grenzbereichen der Neigungswinkel unstabil. Mit anderen Worten, ein solches Fluggerät würde bei den kleinen Neigungswinkeln durch die aerodynamische Wirkung seiner verstellbaren Flächen allein und bei den sehr großen Neigungswinkeln durch Änderung der Richtung des Schubes seiner Strahltriebwerke (die aerodynamische Wirkung auf die verstellbaren Flächen ist dann sehr gering) lenkbar sein, während es dagegen zwischen diesen extremen Fällen nicht ausreichend lenkbar sein würde.
Um die Stabilisierung eines solchen Fluggerätes zu gewährleisten und seine Lenkung zu ermöglichen, wird gemäß der Erfindung die Verstellung der die Strahltriebwerke tragenden Flächen mit Hilfe von nicht umkehrbaren Servomotoren (insbesondere nicht umkehrbaren hydraulischen Druckvorrichtungen) herbeigeführt, welche einerseits von auf die Flugparameter ansprechenden Stabilisierorganen unmittelbar beeinflußt werden und auf welche andererseits der Pilot über diese Stabilisierorgane durch Vermittlung der üblichen, in drei Richtungen wirkenden Steuerorgane, d. h. der Höhen-, Quer- und Seitensteuervorrichturigen, welche den Bewegungen um die drei Achsen des Fluggerätes entsprechen, einwirken kann.
Bei einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung sind die zum Lenken dienenden Steuerorgane mit den Stabilisiervorrichtungen durch zwischengefügte elastische Vorrichtungen verbunden, die auf die Stabilisiervorrichtung einwirken können, ohne die Steuerorgane wesentlich zu beeinflussen, während diese Steuerorgane der Wirkung von in ihrer Kraft regelbaren Kompensationsfedern unterworfen sind, . die nach dem Willen des Piloten die Kräfte zu neutralisieren gestatten, welche durch diese elastischen Vorrichtungen ausgeübt werden.
Auf diese Weise kann ein in allen Lagen stabiles Fluggerät mit voneinander abhängigen Steuerorganen erhalten und überdies die Änderung der Kraft der elastischen Vorrichtungen und der Kompensationsfedern derart herbeigeführt werden, daß eine kontinuierlich im gleichen Sinn erfolgende Verstellung einer Steuervorrichtung (z. B. des Steuerknüppels in Richtung der Regelung der Höhe) eine Änderung der Lage des Fluggerätes immer im gleichen Sinn bewirkt (in diesem Fall ein mehr und mehr starkes Aufrichten oder Neigen), obgleich diese Tätigkeit des Piloten tatsächlich einer nicht gleichförmigen Einwirkung auf die verstellbaren Flächen entsprechen kann.
Unter diesen Umständen verhalten sich die Kompensationsfedern für alle Fahrtbedingungen wie Bänder, d. h., sie gestatten dem Piloten, das Fluggerät in der gewünschten Fluglage zu halten., ohne daß sie auf die Steuervorrichtungen Kräfte ausüben.
Die Erfindung wird nachstehend an Hand der Zeichnung beispielsweise näher erläutert.
Fig. 1 ist eine Seitenansicht eines Fluggerätes gemäß der Erfindung; Fig. 2 ist eine ähnliche Seitenansicht des Fluggerätes, jedoch um 90° gegen die in Fig. 1 wiedergegebene Stellung versetzt; Fig. 3 ist eine Draufsicht auf das Fluggerät; Fig. 4 ist eine schaubildliche Darstellung des Fluggerätes, welche ein Ausführungsbeispiel für die Anordnung der Steuer- und Stabilisiervorrichtung zeigt; Fig. 5 ist eine schaubildliche Darstellung (in vergrößertem Maßstab) der Einzelheiten einer in Fig. 4 nur schematisch angedeuteten Mischvorrichtung; Fig. 6 ist ein Schnitt durch eine elastische Verbindungsvorrichtung zwischen einer unter der Herrschaft des Piloten stehenden Steuervorrichtung und der Stabilisiervorrichtung ; Fig. 7 a, 7 b und 7 c veranschaulichen in schematischer Form die Arbeitsweise der Höhensteuervorrichtung des Fluggerätes; Fig. 8 zeigt eine abgeänderte Ausführungsform des vorderen Teiles des Fluggerätes; Fig. 9 a und 9 b zeigen schematisch eine abgeänderte Ausführungsform der Stabilisiervorrichtung für Bewegungen um die Querachse bzw. die Längs- und die Hochachse; Fig. 10 veranschaulicht in schematischer Weise das Kräftesystem, welches im Augenblick des Starts auf das Fluggerät einwirkt; Fig.11 veranschaulicht schematisch in analoger Weise die Kräfte, welche auf das Fluggerät im Dauerflug einwirken; Fig. 11a und 11 b veranschaulichen, die Änderung des Kräftesystems gemäß Fig. 11 im Fall der Änderung des Neigungswinkels des Fluggerätes; Fig. 12 und 13 sind in schematischer Form gehaltene Diagramme, welche den Start- bzw. Landevorgang eines Fluggerätes gemäß der Erfindung veranschaulichen; Fig. 14 ist eine schematische Darstellung einer abgeänderten Ausführungsform der Kompensationsfedern.
Das in den Fig. 1, 2 und 3 dargestellte Fluggerät weist einen stromlinienförmig ausgebildeten, in Richtung seiner Achse X-X spitz zulaufenden Rumpf 1 auf, der im wesentlichen einen Umdrehungskörper um die Achse X-X bildet. Dieser Rumpf trägt am hinteren Teil drei verstellbare, unter sich gleiche Flächen 2, die in bezug auf die Achse des. Rumpfes gegeneinander um 120° versetzt sind. Jede dieser Flächen 2 läßt sich als Ganzes um einen Schwenkzapfen 3 drehen, der im wesentlichen senkrecht auf der Achse X-X steht. Am Außenende jeder dieser verstellbaren Flächen:2 ist ein Strahltriebwerk 4 befestigt, dessen Achse im wesentlichen parallel zu der Ebene der Sehnen der betreffenden Flächen 2 verläuft. Am vorderen Teil des Rumpfes 1 sind feste Flächen 5 angeordnet, die kleiner als die verstellbaren Flächen 2 sind und vorzugsweise, wie aus Fig. 3 ersichtlich, gemäß Ebenen angeordnet sind, welche die von je zwei benachbarten Flächen 2 gebildeten Winkel halbieren.
Das Fluggerät stützt sich am Boden mittels eine;; Gestells 6 mit drei Beinen ab, deren jedes eine Dämpfungsvorrichtung enthält. Im Augenblick des Starts in senkrechter Lage ruht das Fluggerät auf diesem Gestell 6, und es setzt auch beim Landen in senkrechter Lagemittels dieses Gestells auf den Boden auf.
Um jedoch dem Fluggerät im Fall der Not ein Aufsetzen auf dem Boden in waagerechter Lage zu ermöglichen, ist der Abstand zwischen der Achse X-X und dem Außenende jeder festen Fläche 5, wie aus Fig. 3 zu entnehmen, gleich dem Radius des Kreises, welcher in das die Strahltriebwerke 4 einhüllende gleichseitige Dreieck einschreibbar ist. Das Fluggerät kann auf diese Weise notfalls in waagerechter Lage auf dem Boden gleiten (Bruchlandung).
Der Rumpf 1 weist einen durchsichtigen Teil 7 auf, der dazu bestimmt ist, die Sicht zu ermöglichen, wenn das Fluggerät von einem Piloten gelenkt wird. In diesem Fall kann dir Pilot eine liegende Stellung längs der Achse des Fluggerätes oder gegebenenfalls auch eine sitzende Stellung einnehmen, wobei erforderlichenfalls ein neigbarer Sitz vorgesehen ist. Fig.4 zeigt ein Ausführungsbeispiel der Anordnung des Steuerungs- und Stabilisierungsmechanismus eines solchen Fluggerätes.
Jeder der Schwenkzapfen 3 (die hohl sind, um den Durchgang von Steuervorrichtungen und gegebenenfalls von Speiseleitungen für die Strahltriebwerke 4 zu ermöglichen) trägt eine Kurbel 3 a., die durch eine Stange 8 mit einer nicht umkehrbaren Druckvorrichtung 9 beliebiger Art, wie sie in der Aeronautik bekannt ist, verbunden ist, wobei die die Druckvorrichtungen 9 speisenden Einrichtungen nicht dargestellt sind. Im Fall einer hydraulischen Ausführungsform dieser Druckvorrichtungen wird jede durch eine Stange 10 gesteuert, die aus einer Mischvorrichtung 11 austritt, die in Fig. 4 nur in Form eines Blockes angedeutet und in Fig. 5 im einzelnen dargestellt ist. Es sei bemerkt, daß bei einer nicht umkehrbaren hydraulischen Druckvorrichtung eine Verschiebung der Stange 10 eine entsprechende Verschiebung der Stange 8, beispielsweise eine solche von gleicher Größe und gleicher Richtung hervorruft, daß aber, wenn die Stange 10 stillsteht, die Stange 8 sich weder verschieben noch eine Kraft auf die Stange 10 übertragen kann.
In die Mischvorrichtung 11 treten drei den drei Hauptsteuervorrichtungen eines Flugzeugs entsprechende Stangen ein, nämlich eine Stange 12 zum Steuern der Höhe, eine Stange 13 zum Steuern der Verwindung und eine Stange 14 zum Steuern der Richtung. Durch die Zwischenfügung von Lenkersystemen wird die Bewegung der beiden erstgenannten Stangen 12. und 13 in Abhängigkeit von der Bewegung eines Steuerknüppels 15 und die Bewegung der dritten Stange 14 in Abhängigkeit von der Bewegung eines Pedalbalkens 16 gebracht. Tatsächlich ist die Stange 12 unter Zwischenfügung einer elastischen Vorrichtung 17 mit einer Kurbel 18 verbunden, die an einer quer zum Steuerknüppel 15 verlaufenden Schwenkachse 19 befestigt ist. Die Stange 13 ist unter Zwischenfügung von Vorgelegehebeln 20 und einer elastischen Vorrichtung 21 mit einem Winkelhebel 22 verbunden, der seinerseits mit dem unteren Ende des Steuerknüppels 15 verbunden. ist, welcher außerdem um eine Längsachse 23 schwenkbar ist (Kardananordnung). Die Stange 14 ist über Vorgelegehebel 24 und eine elastische Vorrichtung 27 reit einer Kurbel 25 verbunden, die an der Achse 26 des Seitensteuerbalkens 16 befestigt ist.
Die Ausbildung der elastischen Vorrichtung 17, 21 und 27 geht aus Fig. 6 hervor, in welcher die elastische Vorrichtung 17 als Beispiel dargestellt ist.
Die Stange 12, die in die Mischvorrichtung 11 eintritt, endet in einem Kolben 28, welcher in einem Zylinder 29 verschiebbar ist, der an dem Teil 12 a der Stange befestigt ist, welcher mit der vom Piloten zu betätigenden Steuereinrichtung verbunden ist. Der Kolben 28 ist zwischen zwei Federn 30 und 3.1 von gleicher oder verschiedener Steifigkeit eingeschlossen, welche auf diese Weise als Zwischenstücke bei der Verschiebung der Stangenteile 12 und 12 a dienen. Die Federn 30 und 31, welche die Steuerbewegungen des Piloten dämpfen, erlauben eine gewisse Verschiebung des jenseits der Vorrichtung 17 liegenden Stangenteiles 12, ohne daß auf den Piloten selbst eine merkliche Rückwirkung ausgeübt wird.
Auf den Höhensteuerteil (Stange 12) wirken zwischen der Mischvorrichtung 11 und der elastischen Vorrichtung 17 Vorrichtungen ein, welche auf ihn Kräfte ausüben können, die eine Funktion der norma-len Beschleunigung, der Änderung der Geschwindigkeit, des Anstellwinkels und der Drehgeschwindigkeit der Stampfbewegung sind.
Auf den Quersteuerteil (Stange 13) wirken unter analogen Bedingungen, d. h. zwischen der Mischvorrichtung 11 und der elastischen Vorrichtung 21 Vorrichtungen ein, welche Kräfte erzeugen, die eine Funktion des Triftwinkels und der Drehgeschwindigkeit des Fluggerätes um seine Längsachse, d. h. seiner Rollgeschwindigkeit sind.
Auf den Seitensteuerteil (Stange 14) wirken unter analogen Bedingungen Vorrichtungen ein, welche Kräfte erzeugen, die eine Funktion des Triftwinkels und der Geschwindigkeit der Richtungsänderung des Fluggerätes (Geschwindigkeit des seitlicheM Kurvens) sind.
In Fig.4 sind diese verschiedenen Vorrichtungen schematisch dargestellt.
An einer Stelle der Stange 12 ist der eine Arm eines Hebels 32 angelenkt, der um eine Querachse schwenkbar ist und an dem Schubstangen angelenkt sind, die trägt, welches durch eine Feder 34 im Gleichgewicht gehalten wird. Dieses Gewicht stellt einen Beschleunigungsmesser dar, welcher auf die normalen Beschleunigungen anspricht und Kräfte liefert, die proportional zu diesen Beschleunigungen sind. Mit dem zweiten Arm des Hebels 32 ist die Kolbenstange 35 eines in einem Zylinder 36 verschiebbaren Kolbens verbunden. Die vordere Kammer des Zylinders 36 nimmt über eine axial gerichtete Druckfühlstelle 37 den Gesamtdruck der Atmosphärenluft auf, während die hintere Kammer des Zylinders über eine Druckfühlstelle 38, welche senkrecht zu der erstgenannten Druckfühls.telle 37 gerichtet ist, nur den statischen Druck der Atmosphärenluft aufnimmt. Auf diese Weise wird der Kolben einer Kraft unterworfen, welche nur zu dem dynamischen Druck, d. h. der Differenz zwischen dem Gesamtdruck und dem statischen Druck, proportional ist. Mit anderen Worten, dieser Kolben erzeugt Kräfte, die nur eine Funktion der Geschwindigkeitskomponente des Fluggerätes in seiner Längsachse sind.
An der Stange 12 ist ferner ein zweiter Hebel 39 angelenkt, der gleichfalls um eine Querachse 40 schwenkbar ist und an den Schubstangen angelenkt sind, die einerseits mit einer elektrischen Vorrichtung 41, welche eine Kraft (oder ein Kraftmoment) zu liefern vermag, die eine Funktion der an ihr liegenden Spannung oder des von ihr aufgenommenen Stromes ist (beispielsweise einem Elektromagneten mit Tauchkern oder einem Elektromotor), und andererseits mit einem Gyrometer verbunden sind, welches von einem Kreisel 43 gebildet wird, der in einem an einer senkrechten Achse 42 befestigten Lager 44- abgestützt ist.
In bekannter Weise wird, wenn die von einem solchen Kreisel im Raum eingenommene Lage durch eine Stampfbewegung gekippt wird, durch gyrosko#pische Reaktion eine Drehung auf die senkrechte Achse42 ausgeübt, welche eine Kurbe142a antreibt und infolgedessen auf den Hebel 39 und über diesen auf die Höhensteuerstange 12 einwirkt.
Die elektrische Vorrichtung 41 ist mit einem Potentiometer oder Rheostaten 45 elektrisch verbunden, dessen Schieber an der Achse 46a einer Fahne 46 befestigt ist, deren Lage von der Richtung des Fahr-Windes bestimmt wird. Da die Achse 46a quer verläuft, entsprechen die Änderungen in der Neigung der Fahne 46 den Änderungen im Neigungswinkel.
Es sei zunächst die Wirkungsweise der Mischvorrichtung 11 übergangen:, welche weiter unten an Hand von Fig. 5 beschrieben werden soll. Die Fig. 7 a, 7 b und 7 c veranschaulichen die Arbeitsweise der vorstehend beschriebenen Höhensteuereinrichtung in schematischer Weise.
In Pig. 7 a sind die verschiedenen Teile dieser Höhensteuereinrichtung wiedergegeben. Aus Vereinfachungsgründen ist die elektrische Vorrichtung 41 in Form der Wicklung 47 eines Elektromagneten mit Tauchkern 48 dargestellt, welche aus. einer Stromquelle 49 gespeist wird, die in Reihe mit dem Rheostaten 45 der Fahne 46 geschaltet ist.
Wenn das Fluggerät mit großer Geschwindigkeit in waagerechter Richtung, d. h. mit einer sehr geringen Anstellung, fliegt, ist der Strom in dem Elektromagneten gering, und infolgedessen übt der Hebel 39 auf die Sta'nge12 nur eine sehr geringe Kraft aus. Die Wirkung des Kreisels 43 auf den Hebel 39 ist dann gleich Null. Dagegen ist der dynamische Druck groß, so daß der Kolben 35 a. in dem Fühlstellenzylinder 36 einen starken Schub auf den, Hebel 32 überträgt, wodurch auf die Stange 12 eine Kraft in Richtung des Pfeiles F ausgeübt wird. Diese Kraft sucht in dem Zylinder der elastischen Vorrichtung 17 über den K'olben 28 die Feder 30 zusammenzudrücken und die Feder 31 zu entspannen. Unter diesen Bedingungen würde der Steuerknüppel 15 heftig gegen den Piloten zurückstoßen. Der Steuerknüppel 15 unterliegt jedoch der Kraft einer langen Feder 50, die einerseits am Steuerknüppel und andererseits an einem Läufer 51 befestigt ist, der längs einer Führung 52, beispielsweise auf Grund eines unter der Herrschaft des Piloten stehenden, Knopfes 53, bewegbar ist (diese Organe sind auch in Fig. 4 sichtbar).
Wenn, die Feder 50 sa gerichtet ist, wie dies in Fig. 7a, dargestellt ist, dann wird der Steuerknüppel 15 in senkrechter Lage gehalten, und die Komponente F1 der Kraft dieser Feder hält den Schub. F der Stange 12 im Gleichgewicht.
Unter diesen- Bedingungen, in welchen sich der Steuerknüppel 15 in seiner normalen Stellung befindet, fliegt der Flugkörper in waagerechter Richtung, und der Steuerknüppel kann lose gehalten werden, weil dann, wie dies leicht verständlich ist, das Gewicht 33 und der Kolben 35 a über die Steuerstange 12 unmittelbar Stabilisierungswirkungen auf die nicht umkehrbare Druckvorrichtung 9 zur Betätigung der verstellbaren. Fläche 2 ausüben. Wenn der Steuerknüppel festgehalten. wird, werden diese Wirkungen, die kurzdauernd sind. und eine kleine Amplitude haben, über die Federn 30 und 31 auf den Piloten so übertragen, daß dieser sie nur zum Teil empfindet. Jedoch ist es ihm durch Einwirken auf den. Steuerknüppel möglich, die verstellbare Fläche 2 nach Belieben zu betätigen, indem er mit Hilfe des Steuerknüppels den Zylinder der elastischen Vorrichtung 17 verschiebt. Da die Kräfte F und F1 im Gleichgewicht sind und da die Stellung des Kolbens 28 in dem Zylinder der elastischen Vorrichtung 17 von diesem Gleichgewicht bestimmt wird, wird der ganze Ausschlag des Steuerknüppels auf die verstellbare Fläche 2 übertragen.
Wenn die Geschwindigkeit des Fluggerätes abnimmt, kann es seinen waagerechten. Flug mit einer gegen die Horizontale geneigten Lage (Fig: 7b) fortsetzen. Unter diesen Bedingungen vergrößert sich der Neigungswinkel, und infolgedessen nimmt auch die Anziehungskraft der Wicklung 47 des Elektromagneten auf den Tauchkern, 48 zu, so daß die Kraft welche von der auf die Neigung ansprechenden. Vorrichtung 41 erzeugt wird, die Kraft F im Gleichge wicht hält, welche durch die Verminderung des dynamischen. Druckes und die Anstellung ties. Fluggeräte: herabgesetzt ist, sowie die dauernde Kraft, welcher die Stange 12 unterworfen ist, sich aufzuheben, sucht. Aus diesem Grunde kehrt der Kolben 28 zur Mitte des Zylinders. der elastischen Vorrichtung 17 zurück, und das Gleichgewicht des Steuerknüppels wird dadurch erhalten, daß die Kraft der Feder 50 durch Verschieben des Läufers 51 zur Mitte der Führung 52 aufgehoben wird.
Wenn schließlich die Geschwindigkeit des Fluggerätes noch geringer wird (Fig. 7 c) und seine Aufrichtung stärker wird, ist der Rheostat 45 beinahe kurzgeschlossen,, so daß die Wirkung des Elektromagneten 47 auf den, Tauchkern 48 sehr stark wird und infolgedessen die Kraft 0 bedeutend wird, während die Kraft F praktisch aufgehoben ist. Die Feder 31 befindet sich daher in zusammengedrücktem Zustand, wenn der Steuerknüppel 15 in die Stellung niedergedrückt worden, ist, welche dieser Fluglage entspricht. Um den Steuerknüppel in dieser Stellung zu halten, muß der Läufer 51 in der Führung 52 noch weiter verschoben werden, so daß die Feder 50 die Kraft F2 liefert, welche die Kraft 0 im Gleichgewicht hält. Auf Grund der Verlängerung des Gestänges 12, 12a. wird jedoch trotz dieser niedergedrückten. Stellung des Steuerknüppels der Ausschlag der verstellbaren. Fläche 2 vermindert, so daß das von, dieser Fläche getragene Strahltriebwerk erneut ungefähr längs, der Achse des Fluggerätes ausgerichtet wird. Da in diesem Augenblick die Geschwindigkeit stark herabgesetzt ist, werden die Stabilisierung und die Steuerung nicht mehr durch eine aerodynamische Kraft auf die Fläche 2, sondern durch die Änderung der Lage des von dieser Fläche getragenen Strahltriebwerkes entweder unter der Wirkung der Betätigung des Steuerknüppels 15 oder unter der Wirkung der durch den Hebel 39 bewirkten Stabilisierung (Wirkung der Änderung der Anstellung oder des Kreisels 43) oder auch unter beiden Wirkungen gleichzeitig erhalten..
Aus dem Vorstehenden ergibt sich folgendes: 1. Eine Stellung des Steuerknüppels 15 (für einen gegebenen, Schub der Triebwerke und für eine bestimmte Höhe) entspricht nur einer Trimmlage des Fluggerätes und einer Geschwindigkeit des Translationsfluges.
2. Die Verstellung des. Steuerknüppels 15 in einer gegebenen Richtung bewirkt eine immer im gleichen Sinn verlaufende Änderung der Trimmlage des Fluggerätes.
3. Durch die Verschiebung des Läufers 51, welche mit der Verstellung des Steuerknüppels einhergeht, kann, eine Lenkung ohne Kraftaufwand erzielt werden. Gemäß einer Abwandlung können. die Feder 50 und der Läufer 51, wie dies in Fig. 14 gezeigt ist, durch eine Feder oder. besser durch zwei gegeneinander wirkende Federn 120 und 121 ersetzt werden, welche parallel zu der Stange 12a und dem Zylinder der elastischen Vorrichtung 17 angeordnet sind. Diese beiden Federn sind mit einem Ende an der Stange bzw. dem Zylinder befestigt. Das. zweite Ende der Feder 120 ist an einem festen Punkt 122 und das zweite Ende der Feder 121 an. einem Gewindebolzen 123 befestigt, der in Längsrichtung durch eine Mutter 124 verschoben werden kann. Die Drehung dieser Mutter, 124, durch welche die auf den Teil 12 a bzw. 17 ausgeübte Kraft in der Richtung und in der Größe geändert werden kann; ist somit der Verschiebung des Läufers 51 äquivalent.
4. Der Läufer 51 und die Feder 50 (oder die Federn 120, 121 und die Mutter 124) sind äquivalent einem Band, welches den Steuerknüppel in der vom Piloten gewählten Stellung hält, wobei die Trimmlage des Fluggerätes in jedem Augenblick ahne das Eingreifer des Piloten durch die Stabilisiervorrichtung korrigiert wird.
5. In dieser Stabilisiervorrichtung haben die Organe, welche auf den. dynamischen Druck und die normale Beschleunigung reagieren, eine überwiegende Wirkung beim Flug mit großer Geschwindigkeit, während die Organe, welche auf die Änderung der Anstellung und die Geschwindigkeit des Stampfens reagieren., beim Flug mit niedriger Geschwindigkeit eine vorherrschende Wirkung haben..
Wie aus Fig. 71> ersichtlich, ist bei der dargestellten Ausführungsform der Kreisel 43 durch die Änderung im Anstellwinkel etwas beeinflußt, jedoch hat diese Beeinflussung, welche fast nur bei mittleren Geschwindigkeiten merklich ist, nur eine geringe Änderung der Empfindlichkeit dieses Kreisels zur Folge. Überdies ist der Ausschlag der verstellb:aren.Flächen 2 immer gering, d. h., die Stange 12 erfährt tatsächlich nur kleine Längsverschiebungen, Bei einem Fluggerät von der in der Zeichnung dargestellter, Art, welches mit Überschallgeschwindigkeit fliegt, genügt ein sehr geringer Ausschlag der Flächen 2, welche in ihrer Gesamtheit verstellbar sind, um hohe aerodynamische Kräfte zu erzielen. Bei niedrigen Geschwindigkeiten (stark geneigtes Fluggerät), bei welchen das Lenken durch die Änderung der Lage der Strahltriebwerke erfolgt, wird auf. Grund des für diese bestehenden großer. Hebelarmes ein beträchtliches Steuermoment ebenfalls für einen geringen Ausschlag der verstellbaren Flächen erhalten. Dieses Moment ist direkt proportional dem Sinus des Ausschlagwinkels, und es sei bemerkt, daß dieses Moment sich ohne jede Verzögerung einstellt,. sobald der Ausschlag erhalten ist.
Auf Grund der Wirkung der Mischvorrichtung 11, welche, wie dies weiter unten beschrieben werden soll, die verschiedenen Wirkungen der verstellbaren Flächen, kombiniert, ist eine genaue Einregulierung des Schubes der Strahltriebwerke nicht erforderlich, weil eine Änderung des Schubes eines der Strahltriebwerke durch einen entsprechenden Ausschlag der verstellbaren Flächen, korrigiert wird. Insbesondere kann gezeigt werden, daß ein Ausschlag in der Größenordnung von 1° eine Abweichung des Schubes eines der Triebwerke mit Bezug auf die beiden anderen um ungefähr 1,5°/o korrigiert. Praktisch ist es in den Grenzen des Ausschlages der verstellbaren Flächen möglich, zwischen den Strahltriebwerken auftretende Schubab weichungen,, die bis zu 10% betragen,- zu: kompensieren.
In analoger, Weise zu derjenigen, die vorstehend in bezug auf die Höhensteuerung erläutert wurde, ist die Quersteuerung (Stange 13) einerseits der Wirkung eines auf die Rollbewegungen ansprechenden Kreisels 54 (über eine Kurbel 55 und einen Hebel 56) und andererseits der Wirkung einer elektrischen Vo:rrich-:ung 57 unterworfen.
Für die Seitensteuerung (Stange 14) ist die Wir-<ung eines auf die Kurvenbewegungen ansprechenden Zreisels 58 und die Wirkung einer elektrischen Vor--ichtung 59 vorgesehen.
Die beiden elektrischen Vorrichtungen 57 und 59 ind gleichzeitig mit einem Potentiometer oder Rheotaten60 elektrisch verbunden, auf welchem ein Schie-)er 61, gleitet, der von einer auf die Abweichungen von ler Flugrichtung ansprechenden schwenkbaren Fahne i2 angetrieben wird, deren Achse senkrecht zu derenigen der, Fahne 46 steht. Die elektrischen Vorrichtungen 57 und. 59 können, die Farm von Elektromagneten mit Tauchkern haben,, wie er in den Fig. 7 a, 7 b, 7 c für die elektrische Vorrichtung 41 schematisch dargestellt ist.
Um die Stabilisierung zu erleichtern, sind bei der Seiten- und Quersteuerung die elastischen Voirrichtungen 21 und 27 vorgesehen, welche der elastischen Vorrichtung 17 analog sind. Es, können Bänder, die dem Band 50 analog sind, für diese Quer- und Seitensteuermittel vorgesehen sein. In Fig. 4 ist ein solches Band für den Seitensteuerbalken 16 in Form einer Feder 160 dargestellt, deren eines Ende mit Hilfe eines längs einer Führung 161 verschiebbaren Läufers bewegbar ist, während das andere Ende der Feder an einer Kurbel 162 befestigt ist, die an dem Balken 16 befestigt ist. Das Band für-- das Quersteuer ist durch eine Feder 63 dargestellt, die am unteren. Ende des Steuerknüppels 15 und an einem. in einer Führung 64 beweglichen Läufer befestigt ist. Dadurch, daß die beweglichen Läufer der Federn 160 und 63 in den Führungen 161 bzw. 64 in geeigneter Weise eingestellt werden, können die dauernden Kräfte, welche an dem Seitensteuerbalken 16 und dem Steuerknüppel (in Richtung der Quersteuerung) auf Grund einer äußeren Wirkung auf das Fluggerät (Wind) oder einer inneren Ursache (Ungleichgewichtszustand der Triebwerke) auftreten, neutralisiert werden.
Da die Anordnung der verstellbaren Flächen 2 auf einem dreispitzigen. Stern gegeben ist, ist es notwendig, daß die verschiedenen Steuerstangen 12,- 13 und 14 (für die Höhen-, Quer- und Seitensteuerung) in einem bestimmten Ausmaß eine kombinierte Wirkung auf diese verstellbaren Flächen 2 haben. Dieses Ergebnis wird mit Hilfe der in Fig. 5 dargestellten. Mischvorrichtung (Teil 11 in Fig. 4) erhalten. Eine solche Mischvorrichtung würde nicht unbedingt erforderlich sein, wenn an Stelle von drei Strahltriebwerken vier Strahltriebwerke verwendet würden., die an den Armen eines kreuzförmigen Trägers angeordnet sind. Nichtsdestoweniger würde auch in diesem Fall eine kombinierte Wirkung einer gleichen Steuerung auf mehrere einstellbare Flächen. gleichzeitig von Interesse sein.. Ferner ist eine solche Mischvorrichtung unumgänglich, um die Wirkung der Quersteuerung von derjenigen, der Höhensteuerung zu; trennen.
Bei der in Fig.5 wiedergegebenen Ausführungsform greift die Stange 12 (Höhensteuerteil) an. einem Winkelhebel 65 an, der um eine feste Achse 66 schwenkbar- ist. Der andere Arm dieses Hebels trägt eine Achse 67, welche den Schwenkzapfer für einen Waagebalken 68 bildet, der über Schubstangen 69 und 70 mit Winkelhebeln 71 b:zw. 72 verbunden ist, die um feste Achsen 73 bzw. 74 schwenkbar sind. Der Hebel 71 ist mit einer Stange 10 b verbunden, welche die verstellbare Fläche 2 steuert, die nach links in, schräger Lage angeordnet ist, -während der Hebel 72 mit einer Stange 10c verbunden ist, welche: die verstellbare Fläche 2 steuert, die rechts in, schräger Lage angeordnet ist: Der Waagebalken 68 weist einen vorstehenden mittleren Arm 68a auf, der über eine Schubstange 75 mit einem Hebel 76 verbunden ist, welcher ebenfalls. um die feste Achse 66 schwenkbar ist und an welchem die Stange 13 (Quersteuerteil) angreift. Die Schubstange 75 verläuft parallel zu der Ebene, in welcher die Achsen 66 'und 67 liegen,. und die Länge der Schubstange 75 ist gleich dem. Abstand zwischen diesen beiden Achsen.
Infolgedessen wird durch einen auf die Stange 12 ausgeübten, Zug oder Schub der Waagebalken. 68 gehoben bzw. gesenkt, d. h., es wird eine Winkeländerung gleicher Größe und Richtung der beiden Winkelhebel 71 und 72 hervorgerufen und demzufolge gleich und in gleichem Sinn verlaufende Verschiebungen der Stangen 10 b und 10 c verursacht. Bei dieser Bewegung bildet die Schubstange75 mit ihren äußeren Schwenkpunkten und den Achsen 66 und 67 ein. Gelenkparallelogramm, so daß auf die andern Steuervorrichtungen weder in Richtung gegen den Eingang (Stangen 13 und 14) noch in Richtung gegen. den Ausgang (Stange 10a) eine Rückwirkung ausgeübt wird.
Wenn dagegen, durch die Stange 13 auf den Hebel 76 (Quersteuerung) ein Zug oder ein Schub ausgeübt wird, wird auf Grund dieser Schubstange 75 der Waagebalken 68 um die Achse 67 gekippt, so daß die Schubstangen 69 und 70 in entgegengesetzter Richtung verschoben werden und über die Stangen 10 b und 10c an den seitlichen verstellbaren Flächen ein umgekehrter Ausschlag von gleicher Amplitude erhalten wird.
Durch eine Schubstange 77 ist der Hebel 76 außerdem mit einer Kurbel 78 verbunden, die um eine feste Achse 79 schwenkbar ist. Um die gleiche feste Achse 79 ist ein Winkelhebel 80 schwenkbar, dessen einer Arm über eine Schubstange 81 mit einem Hebel 82 verbunden ist, an welchem die Seitensteuerstange 14 angreift. An dem anderen Arm des Winkelhebels 80 ist ein in einer parallelen Ebene zu diesem schwenkbarer zweiter Winkelhebel 83 gelagert, dessen einer Arm über eine Schubstange 84 mit der Kurbel 78 verbunden ist und dessen anderer Arm über eine Schubstange 85 auf einen Winkelhebel 86 (der aus zwei durch eine rohrförmige Achse vereinigten Teilen besteht) einwirkt, welcher die Stange 10a betätigt, die auf die senkrecht stehende verstellbare Fläche 2 einwirkt. Die Schubstange 84 verläuft ebenso wie die Schubstange75 parallel zu der Ebene, welche die feste Achse 79 und die Schwenkachse 87 des Hebels 83 enthält, und dieLänge der Schubstange84 ist eine solche, daß ihre beiden Endschwenkpunkte und die beiden Achsen. 87 und 79 in der Projektion ein Gelenkparallelogramm bilden.
Auf diese Weise verursacht der Hebel 76, wenn er betätigt wird Quersteuerung), über die Schubstange 77 das Verschwenken der Kurbel 78, und da der Hebel 80 feststehend bleibt (wenn: nicht in diesem Augenblick durch den Scitensteuerbalken auf die Stange 14 eingewirkt wird), wird durch die Schubstange 84 und den Winkelhebel 83 zur gleichen Zeit mittels der Schubstange 85 auf die Stange 10 a. eingewirkt, welche die senkrecht stehende verstellbare Fläche 2 steuert. Eine Betätigung der Ouersteuerstange 13 äußert sich daher nicht nur in einer im umgekehrten Sinn verlaufenden Wirkung auf die seitlichen, schrägliegenden Flächen 2, sondern auch in einer Wirkung auf die senkrecht stehende Fläche 2.
Wenn dagegen auf die Seitensteuerstange 14 eingewirkt wird, wird über die Schubstange 81 der Winkelhebel 80 verschwenkt und der Winkelhebel 83 verschoben. Dieser wirkt einerseits auf die Stange 10a. und andererseits auf die Kurbel 78 ein (Rückwirkung in Richtung der Quersteuerung). Wenn diese festgehalten wird, wird auf Grund des Gelenkparallelogramms, welches von der Stange 84 und den Achsen 79 und 87 gebildet wird, diese Wirkung nur auf die Stange 10a übertragen. Auf diese Weise sind die beiden Ouer- und Seitensteuerstangen-miteinander verbunden., und wenn auf die eine eingewirkt wird, wird von dem Piloten eine Rückwirkung auf die andere empfunden. Es ist ersichtlich, daß, wenn mehrere Eingangsstangen gleichzeitig betätigt werden, sie eine kombinierte resultierendeWirkung auf dieAusgangsstangen hervorrufen.
Bei der oben mit Bezug auf Fig.4 beschriebenen Anordnung ist angenommen, daß die Änderungen des Neigungs- oder Anstellwinkels und des Winkels der Abweichung von der Flugrichtung durch schwenkbar gelagerte Fahnen oder Flossen 46 bzw. 62 gemessen werden. Die Benutzung solcher Fahnen kann (sofern sie nicht bei hohen Geschwindigkeiten einziehbar sind, was übrigens keine Schwierigkeit bedeutet) den richtigen Verlauf des Profils des Fluggerätes beeinflussen. Es kann infolgedessen vorzuziehen sein, sie durch Druckfühler zu ersetzen, die auf gegenüberliegenden Seiten des Fluggerätes angeordnet sind und auf Differentialmanometer einwirken.
In Fig. 8 ist in schematischer Weise die Anordnung solcher Druckfühler dargestellt. Zwei in der.senkrechten Ebene diametral gegenüberliegende Druckfühler 88 c, und 88 b sind in der Lage, wenn sie mit einem Differentialmanometer verbunden sind, eine Anzeige hinsichtlich der Neigung zu liefern., während zwei Druckfühler 89a. und 89 b, die ebenfalls diametral gegenüberliegen, aber quer zu den erstgenannten Druckfühlern angeordnet sind, wenn sie mit einem Differentialmanometer verbunden sind, die notwendige Anzeige hinsichtlich des Winkels der Abweichung von der Flugrichtung liefern. In. Fig. 8 sind außerdem die am Ende der Rumpfspitze 90 vorgesehene Druckfühlstelle 37, die dazu verwendet wird, den Gesamtdruck aufzunehmen., sowie die seitliche Druckfühlstelle 38, welche den statischen Druck mißt, dargestellt.
Diese verschiedenen Druckfühler können in beliebiger Weise dazu verwendet werden., über die Zwischenfügung von geeigneten Verstärkereinrichtungen Kräfte zu erzeugen, welche an die; verschiedenen Stangen. 12, 13 und 14 für die Stabilisierung angelegt werden.
In den Fig. 9 a und 9b. ist in sehr schematischer Weise eine Ausführungsform der elektrischen StabilisiervGrrichtung wiedergegeben. Hinsichtlich der Anordnung dieser Vorrichtung mit Bezug auf das Fluggerät ist auf der linken Seite der Fig. 9a und 9b, ein Bezugsdiagramm 91 dargestellt, welches die Lage der verschiedenen schematisch wiedergegebenen Organe bestimmt. In üblicher Weise bezeichnet die Koordinate 0-X die Längsachse -des Fluggerätes, die Koordinate 0-Z die Senkrechte und die Koordinate O-Y die Waagerechte, wobei angenommen ist, daß das Fluggerät in horizontaler Richtung fliegt.
Die Druckfühler 37 und 38 münden in die beiden Abteile einer Kapsel 92, welche durch eine Membran 93 getrennt sind. Die Verschiebungen dieser Membran wirken auf ein erstes Widerstandsextensometer 94 ein (beispielsweise eine Vorrichtung zum Messen der Widerstandsausdehnung). In analoger Weise sind die beiden Druckfühler 88 a und 88 b mit den beiden Abteilen einer Kapsel 95 verbunden, deren Membran 96 auf ein Widerstandsextensometer 97 einwirkt. Die beiden Extensometer 94 und 97 werden durch eine Stromquelle 98 gespeist und sind in Gegenschaltung an einen Widerstand 99 angeschlossen.
An einem zweckmäßig gewählten Punkt des Widerstandes 99 ist somit die Spannung positiv, wenn der Strom in. dem einen Extensometer überwiegt, negativ im umgekehrten Fall und Null, wenn sich die Spannungsabfälle an den beiden Extensometern im Gleichgewicht befinden. Die auf diese Weise abgenommene Spannung kann in einem Verstärker 100 verstärkt werden und wird dann einer elektrischen Vorrichtung 101, beispielsweise einem Motor, zugeführt, dessen auf einen Hebelarm 102 einwirkendes Drehmoment somit einmal in der einen Richtung und das andere Mal in der anderen Richtung auf die Stange 12 übertragen, wird: In diesem Fall kann man. auch das Gewicht 33, welches die normale Beschleunigung rnißt, auf ein Extensometer 103 und den Kreisel 43 für die Stampfbewegung auf ein Extensometer 104 einwirken lassen. Die Extensameter 103 und 104 sind derart in Reihe geschaltet, daß die an ihnen entstehenden Spannungsabfälle vereinigt werden, und die auftretenden Spannungsänderungen werden über einen Verstärker 105 einem zweiten Elektromotor 106 zugeführt, welcher über einen Arm 107 ebenfalls auf die Stange 12 einwirkt. Es wird auf diese Weise eine resultierende Wirkung über die Mischvorrichtung 11 und die Druckvorrichtung 9 auf die verstellbaren Flächen 2 übertragen. Im übrigen kann die Vorrichtung so, ausgebildet sein, wie dies oben beschrieben. wurde:.
In analoger Weise veranschaulicht Fig. 9b. die Anordnung der Quer- und Seitensteuervorrichtungen. Die Druckfühler 89 a. und 89 b stehen in Verbindung mit den beiden Abteilen einer Kapsel 108, welche eine Membran 109 enthält, die auf ein Widerstandsextensometer 110 einwirkt. Der Kreisel 58 für die Kurvenbewegung und der Kreisel 54 für die Rollbewegungen wirken auf Extensometer 111 bzw. 112 ein. Die Stromduelle 98 speist die Extensometer 111 und 112 parallel über das Extensometer 110. Verstärkern 113 bzw. 114 werden dann resultierende Spannungen zugeführt, welche einerseits von der Abweichung von der Flugrichtung und der Drehgeschwindigkeit und andererseits von der Abweichung von der Flugrichtung und der Rollgeschwindigkeit abhängig sind. Die entsprechenden verstärkten. Spannungen werden elektrischen, Vorrichtungen 115 bzw. 116 zugeführt, welche auf die Stangen 14 bzw. 13 einwirken.
Es sei bemerkt, daß der Kreisel 43 für die Stampfbewegungen und der Kreisel 58 für die Kurvenbewegungen durch einen einzigen Kreisel ersetzt werden können, welcher kardanisch aufgehängt ist und auf diese Weise ent-,veder auf das Extensometer 104 oder das Extensometer 111 einwirken kann, wobei diese beiden Extensometer im rechten Winkel zueinander angeordnet sind.
Ohne auf die Mechanik des Fluges eines solchen Fluggerätes im einzelnen einzugehen, soll im nachstehenden eine kurze Darstellung gegeben werden.
Zum Start wird das. Fluggerät, wie dies in Fig. 10 wiedergegeben ist, in einer etwas schrägen Lage in bezug -auf die Vertikale angeordnet. Dieses Ergebnis kann dadurch erhalten werden, daß entweder im Augenblick des Starts die Länge der Beine des Gestells. 6 geändert wird oder, wenn die Antriebsmaschinen 4 bereits in Wirkung sind, die Verschwenkung des Fluggerätes durch Einwirkung auf den Steuerknüppel herbeigeführt wird. In diesem Augenblick liefern die Strahltriebwerke 4 ihren vollen Schub, der, wie angenommen., größer als das Gewicht des Fluggerätes ist. Mit Bezug auf den Schwerpunkt G des Fluggerätes wirken der Schub ,-i der Strahltriebwerke und das Gewicht P so zusammen, daß eine schräg ansteigende Resultierende G-D erhalten wird, welche das Fluggerät in ihrer Richtung anzutreiben sucht. Sobald das Fluggerät eine Geschwindigkeit erreicht hat, selbst wenn sie klein ist in bezug auf die Atmosphäre, tritt diz StaUffisiervarrichtung in Funktion, und zwar so.-wohl durch die Wirkung der Kreisel als auch durch die Wirkung der auf die Schräglage ansprechenden Vorrichtungen. Auf diese Weise beginnt der Flug in schräger Richtung. Im Fall von Bodenwind wird das Fluggerät gegen -den Wind geneigt, und beim Start hat es so eine Schräglage in bezug auf den Wind, die i bei der Stabilisierung mitwirkt.
Im Flug, bei welchem das Fluggerät, wie dies in Fig. 11 dargestellt ist, eine Geschwindigkeit G-Tl annimmt, erzeugt diese Geschwindigkeit eine Tragkraft G-E, welche sich mit dem Schub uz kombiniert, um das Gewicht P im Gleichgewicht zu halten. Der Flug kann daher bei einer starken Schräglage mit einem Schubz fortgesetzt werden, der kleiner als das Gewicht ist. Die Triebwerke, welche beim Start voll angelassen sind, können somit ohne Nachteil verlangsamt werden, sobald der Flug eingeleitet ist.
Um beim Start den maximalen Schub zu erhalten, werden in bekannter Weise vorzugsweise Strahltriebwerke mit Nachverbrenming verwendet, welche vorübergehend auf Kosten eines hohen Brennstoffverbrauchs den notwendigen Schub zum Überwinden des Gewichtes. liefern können.
In Fig. 11 ist ferner der Neigungs- oder Anstellwinkel i, dessen Änderung durch die oben beschriebenen; Vorrichtungen gemessen wird, und der Trimm-Winkel O des Fluggerätes in bezug auf die Horizontale wiedergegeben.
Da der Flug zunehmend rascher wird, nimmt das Fluggerät eine sich mehr und mehr der Horizontalen nähernde Lage ein.
Es ist an Hand der Fig: 11 a und 11 b leicht ersichtlich, daß sich das Verhalten eines solchen Fluggerätes bei sehr großem Anstellwinkel nicht wesentlich von dem Verhalten eines gewöhnlichen Flugzeugs unterscheidet.
Wenn beispielsweise das Fluggerät aus der in Fig. 11 gezeigten Lage G-X in die schematisch in. Fig. 11a dargestellte Lage G-X1 übergeht, d. h., wenn dem Fluggerät eine Neigbewegung erteilt wird, so ergibt sich daraus eine Beschleunigung A-A1 des Fluggerätes, welche seine Geschwindigkeit zu erhöhen sucht. Wenn umgekehrt die Achse des Fluggerätes, wie dies aus Fig. 11 b ersichtlich ist, von der Richtung G-X in die Richtung G-X2 übergeht, dann wird eine negative Beschleunigung A-A2 erhalten, welche seine Geschwindigkeit zu verlangsamen sucht.
In Fig. 12 sind die Phasen des Rufsteigens eines solchen Fluggerätes wiedergegeben. Auf der Abszisse sind die Flugstrecken C und auf den Ordinaten die Höhen. Z, die Anstellwinkel i, die Trimmwinkel 0 und die Geschwindigkeiten V aufgetragen.
Im Laufe des Rufsteigens beschreibt der Schwerpunkt die Bahn T, und die Achse des Fluggerätes geht allmählich aus der Lage 131 in die Lagen B2, B3 usw. über. Die Bahn ist zunächst ansteigend und gewünschtenfalls von gleichbleibender Schräge und verläuft dann waagerecht. Auf dem ansteigenden Teil wächst die Geschwindigkeit V gleichförmig an und wird dann viel rascher, sobald die Bahn waagerecht wird. Am Anfang der Bahn sind die Winkel i und 0 verschieden, und sie nähern sich, wenn die. Bahn waagerecht wird. Der Winkel 0 beträgt beim Start ungefähr 90°; er nimmt dann rasch'ab, wenn das Fluggerät seine ansteigende Bahn beendet und sich zu neigen beginnt, worauf er sich fortschreitend verringert, solange diese Neigbewegung andauert.
In der gleichen Darstellungsweise zeigt Fig. 13 die Phase des Landens des Fluggerätes.
Wenn sich das Fluggerät noch in der Höhe befindet und in waagerechter Bahn fliegt (Anfang der Bahn. T1), richtet es sich allmählich auf, wie dies durch die Geraden B" bis B"..3 schematisch dargestellt ist. Es nähert sich dann der senkrechten Lage und beginnt seine absteigende Bahn, die wie im Fall des Aufsteigens geradlinig sein kann, aber einen steileren Winkel besitzt. Unter den gleichen Bedingungen sinkt die Geschwindigkeit V zunächst sehr rasch und dann langsamer bis zur Bodenberührung. Vorzugsweise ist das Fluggerät in der Lage B"... im Augenblick der Bodenberührung etwas nach hinten geneigt, um die Verlangsamung auf Grund der Aufhebung der waagerechten Geschwindigkeit, die es dann. noch haben könnte, zu kompensieren. In diesem Fall sind, wie dies aus Fig. 13 ersichtlich ist, die Anstellwinkel i größer als die Trimmwinkel 0, und am Ende der Bahn wird der Trimmwinkel größer als 90°.

Claims

PATENTANSPRÜCHE: 1. Luftfahrzeug, welches starten und landen kann, ohne am Boden zu rollen, eine im wesentlichen symmetrische Gestalt um seine Längsachse: besitzt und mit Tragflächen versehen, ist, die symmetrisch um die Längsachse des Luftfahrzeugs verteilt sind und deren Ebenen. durch diese Achse hindurchgehen, gekennzeichnet durch die Kombination der folgenden zwei an sich bekannten Einzelmerkmale: a) Die Tragflächen (2) sind auf. senkrecht zur Längsachse des Luftfahrzeugs verlaufenden Wellen schwenkbar angeordnet und in ihrer Lage unabhängig voneinander mit Hilfe von Lenksteuerungen, einstellbar; b) die Tragflächen (2) tragen Strahltriebwerke (4).
2. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Winkelverstellung der die Strahltriebwerke (4) tragenden. schwenkbaren Tragflächen (2) durch nicht umkehrbare Servomotoren (9) erfolgt, welche einerseits von auf die Flugparameter ansprechenden Stabilisierorganen (37, 46, 62, 34, 44, 54, 58) unmittelbar beeinflußbar sind und auf welche andererseits der Pilot über Höhen-, Quer- und Seitensteuer (15, 16) einwirken kann.
3. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die vom Piloten bedienbaren Steuer (15, 16) zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragflächen (2) mit den Stabilisierorganen über elastische Vorrichtungen (17, 21, 27) verbunden sind und der Wirkung von Kompensationsfedern (50, 63, 160) unterliegen, welche die von den elastischen Vorrichtungen (17, 21, 27) gegen den. Piloten ausgeübten Kräfte aufzuheben gestatten.
4. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Höhensteuer (15, 18) zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragflächen (2) unter dem Einfluß von Stabilisierorganen stehen, welche auf das Höhensteuer Kräfte ausüben, die eine Funktion der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs auf seiner Bahn (bei 37gemessen), seinernormalenBeschleunigung (bei 33 gemessen), seiner Anstellung (bei 46 gemessen) und der Drehgeschwindigkeit um eine Querachse (bei 43 gemessen) sind.
5. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 bis _4, dadurch gekennzeichnet, daß das Quersteuer (15, 22) zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragflächen (2) unter dem Einfluß von Stabilisierorganen steht, welche auf das Quersteuer Kräfte ausüben, die eine Funktion. des Abtriftwinkels (bei 62 gemessen) und der Drehgeschwindigkeit der Rollbewegung (bei 54 gemessen) sind.
6. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Seitensteuer (16) zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragflächen (2) unter dem Einfluß von StabilisieroTganen steht, welche auf das Seitensteuer Kräfte ausüben,, die eine Funktion des Abtriftwinkels (bei 62 gemessen) und der Drehgeschwindigkeit der Wendebewegung (bei 58 gemessen) sind.
7. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Werte der Anstell- und Abtriftwinkel von schwenkbaren Flossen (62, 46) bestimmt werden, deren Lageänderungen in Kräfte umgewandelt werden, welche auf die Steuer zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragflächen (2) einwirken. .g. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Änderungen der Anstell- und Abtriftwinkel durch Differentialmanometer (95, 108) bestimmt werden, welche mit Druckfühlern. (88 ca, 88 b, 89 a, 89 b) verbunden sind, die sich mit Bezug auf das Luftfahrzeug diametral gegenüberliegen, wobei die Anzeigen dieser Differentialmanometer in Kräfte umgewandelt werden, welche auf die Steuer zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragflächen (2) einwirken. 9. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs auf seiner Bahn von einem Kolben (35 a) angezeigt wird, welcher in einem Zylinder (36) verschiebbar ist, dessen eines Ende mit einem auf den Gesamtdruck ansprechenden Druckfühler (37) und dessen anderes Ende mit einem auf den statischen Druck ansprechenden Druckfühler (38) verbunden ist, wobei die Kolbenstange (35) auf das Gestänge des Höhensteuers zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragflächen (2) einwirkt. 10. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert der normalen Beschleunigung des ' ftfahrzeugs. von einem Gewicht (33) bestimmt wird, das um eine quer zum Luftfahrzeug verlaufende Achse schwenkbar ist und auf das Gestänge des Höhensteuers zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragbächen (2) einwirkt. 11. Luftfahrzeug nach den Ansprüchen 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Änderungen der Flugparameter in Änderungen elektrischer Größen umgewandelt werden, die mit Hilfe von wenigstens einer elektrischen Energiequelle (98) über Elektromotoren (101, 106, 115, 116) Stabilisierungskräfte an den Steuervorrichtungen zum Verstellen der die Strahltriebwerke (4) tragenden Tragflächen (2) hervorrufen. In Betracht gezogene Druckschriften: USA.-Patentschriften Nr. 2 058 678, 2 387 762; britische Patentschrift Nr. 639 947; britische Zeitschrift »The Aeroplane«, 25. Mai 1951, S.629.