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Flugzeug mit zumindest einem nahe seitlich des Rumpfes angeordneten
Strahltriebwerk mit Strahlumlenkeinrichtungen Es sind Flugzeuge mit Strahltriebwerken
bekannt, welche Düsen aufweisen, die den Strahl des Triebwerkes wahlweise nach rückwärts
austreten lassen oder den Strahl in geneigten Ebenen liegende Teilstrahlen aufteilen,
die dann nach vorn umgelenkt werden. Solche Strahltriebwerke ermöglichen es, den
Vortrieb des Strahltriebwerkes in einen Gegenschub zur Bremsung des Flugzeuges umzuwandeln.
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Die bekannten, mit derartigen Umsteuerdüsen versehenen Strahltriebwerke
sind in ihrer praktischen Anwendung jedoch in mehrfacher Hinsicht beschränkt, da
die Teilstrahlen symmetrisch zur Triebwerksachse angeordnet sind. Wenn ein solches
Triebwerk nahe seitlich des Rumpfes angeordnet wird, besteht die Gefahr, daß mindestens
einige der Teilstrahlen auf den Rumpf auftreffen, was schwere Zerstörungen zur Folge
haben kann. Es ist ferner bei den bekannten Strahltriebwerken wegen der symmetrischen
Anordnung der Teilstrahlen zur Triebwerksachse kaum zu vermeiden, daß mindestens
einer der Triebwerksstrahlen den Boden im Bereich vor der Mündung des Triebwerkes
trifft. Infolgedessen besteht die Gefahr, daß das Strahltriebwerk seine eigenen
vom Boden abgelenkten Abgase, gegebenenfalls auch Festkörper, wie Steine oder Staub,
ansaugt, was zur Zerstörung des Triebwerkes, zumindest aber zu erheblichem Verschleiß
Anlaß geben kann. Richtet man aber das Triebwerk so ein, daß die Teilstrahlen sowohl
am Auftreffen auf den Rumpf des Flugzeuges wie auch auf Bodenbereiche, bei denen
die obigen Gefahrenzustände auftreten, gehindert werden, so geht bei naher Anordnung
des Triebwerkes am Flugzeugrumpf die Symmetrie und damit die Stabilität, insbesondere
bei Bremsung, verloren.
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Die Erfindung hat sich die Aufgabe gestellt, eine stabile Bremswirkung
bei unsymmetrischer Anordnung der Teilstrahlen zu erreichen.
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Hiernach betrifft die Erfindung ein Flugzeug mit zumindest einem nahe
seitlich des Rumpfes angeordnetem Strahltriebwerk, dessen Strahl wahlweise nach
rückwärts ausgestoßen oder mit Unterteilung in mehrere in geneigten Ebenen liegende
Strahlen nach vorn umgelenkt werden kann. Gemäß dem Grundgedanken der Erfindung
erfolgt die Lösung der obigen Aufgabe dadurch, daß bei Strahlumlenkung ein Strahl
nach oben vorn, ein zweiter nach unten vorn und seitlich vom Rumpf weg und ein dritter,
schwächerer nur zur Kompensation der Resultierenden der normal zur Triebwerksachse
liegenden Komponenten der beiden anderen Strahlen etwa normal zur Triebwerksachse
nach unten und seitlich auf eine Stellung unterhalb des Rumpfes gerichtet ist. Die
Erfindung läßt sich auch mit Strahltriebwerken, die auf jeder Seite nahe dem Flugzeugrumpf
entweder auf am Rumpf sitzenden seitlichen Gestellen oder an den Flugzeugflügeln
angeordnet sind, verwirklichen. Das geschieht dadurch, daß von den beiden Kompensationsstrahlen
der eine etwas nach vorn und der andere etwas nach hinten gerichtet ist. Im einzelnen
geht man so vor, daß der nach oben umgelenkte Strahl in einer zum Strahltriebwerk
radial liegenden Ebene verläuft, die um einen Winkel auf den Rumpf zu geneigt ist,
und daß die beiden anderen umgelenkten Strahlen die Vertikalebene durch die Triebwerksachse
unterhalb dieser schneiden. Dabei empfiehlt die Erfindung, den nach oben vorn: umgelenkten
Strahl stärker zu dimensionieren als den nach unten vorn und seitlich vom Rumpf
weg umgelenkten Strahl.
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Für Flugzeuge mit je einem Paar von nebeneinander angeordneten Strahltriebwerken
ist nach der Erfindung vorgesehen, die nach unten vorn und seitlich vom Rumpf weg
gerichteten Strahlen der inneren Strahltriebwerke um einen größeren Winkel
nach
außen zu richten als die gleichen Strahlen der äußeren Strahltriebwerke.
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Die durch die Erfindung erzielbaren Vorteile sind vor allem darin
zu erblicken, daß Flugzeuge, die mindestens ein nahe seitlich des Rumpfes angeordnetes
Strahltriebwerk verwenden, nunmehr unter Ausschaltung aller Gefahrenzustände durch
Strahlenumlenkung gebremst werden können. Es wird daher vor allem ereicht, daß schon
die Strahlumlenkung asymmetrisch verläuft, die sich hieraus ergebenden seitlichen
Kräfte kompensiert werden, so daß das Flugzeug selbst stabil bleibt. infolgedessen
werden die Landestrecken von mit derartigen Strahltriebwerken nach der Erfindung
versehenen Flugzeugen stark herabgesetzt, andererseits aber die Sicherheit des Landevorganges
bei gleichzeitiger Schonung der Triebwerke nicht beeinträchtigt.
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Die Erfindung wird nunmehr beispielsweise in mehreren Ausführungsformen
an Hand der Zeichnungen weiter beschrieben; es zeigen Fig. 1 und 2 schematisch in
Seitenansicht bzw. im Grundriß Teilansichten eines mit zwei seitlichen, unmittelbar
an den Rumpf angebauten Strahltriebwerken ausgerüsteten Flugzeuges, wobei die Triebwerke
die erfindungsgemäße Strahlumlenkung aufweisen; Fig. 3 und 4 zeigen schematisch
in Seitenansicht bzw. in Grundriß Teilansichten eines mit zwei Paaren von seitlichen
unmittelbar an den Rumpf angebauten Strahltriebwerken versehenen Flugzeuges nach
der Erfindung; Fig. 5 und 6 zeigen schematisch in Seitenansicht bzw. im Grundriß
wiederum Teilansichten eines mit zwei seitlich an den Flügeln angebrachten Strahltriebwerken
versehenen Flugzeuges nach der Erfindung, und Fig.7 ist ein erläuterndes Schema
der Lage der abgelenkten Strahlen an einem Flugzeug der in den Fig. 1 und 2 dargestellten
Art.
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Gemäß dem in den Fig. 1, 2 und 7 dargestellten Ausführungsbeispiel
trägt das mit dem Rumpf 1 und Leitflächen 2 versehene Flugzeug an seitlichen Haltern
3g und 3d zwei seitliche Strahltriebwerke 4g und 4 d (vgl. Fig. 7). Diese Strahltriebwerke
weisen zum Zwecke der Bremsung des Luftfahrzeuges bei der Landung Ausgänge für abgelenkte
obere Strahlen 5sg und 5sd und zwei Ausgänge für untere abgelenkte Strahlen auf.
Diese unteren Ausgänge umfassen für das Strahltriebwerk 4g einen dem Rumpf abgewandten
Ausgang 6 ig und einen dem Rumpf zugewandten Ausgang 7 ig. Entsprechend umfassen
die unteren Ausgänge des Strahltriebwerkes 4 d einen dem Rumpf abgewandten Ausgang
6 id und einen dem Rumpf zugewandten Ausgang 7 id.
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Wie am besten in Fig.7 sichtbar ist, in welcher das Flugzeug durch
eine lotrechte Ebene geschnitten gedacht ist, welche etwa durch die Zentren der
drei abgelenkten Schubstrahlen geht und den Boden auf der Linie X-X' schneidet,
haben die drei abgelenkten Strahlen eines jeden Strahltriebwerkes 4 g und 4 d Richtungen,
welche so bestimmt sind, daß man eine Resultierende Null dieser drei Strahlen für
eine beliebige Richtung in dieser lotrechten Ebene und eine nach vorn gerichtete
Resultierende in den lotrechten Ebenen 0g Yg Zg und 0d Yd Zd erhält, welche durch
die Achsen 0g, Yg und 0d, Yd der Strahltriebwerke gehen. Die Achsen 5 g und 5 d
der aus den oberen Ausgängen 5 sg und 5 sd kommenden Strahlen liegen in Radialebenen
Og YgAg und OdYd Ad in bezug auf die Strahltriebwerke 4g und 4d und
sind in Richtung auf den Rumpf um einen Winkel a in bezug auf die lotrechten Ebenen
0gYgZg und OdYdZd geneigt. Ferner sind in diesen Radialebenen die Strahlen 5g und
5d nach vorn gegen die Waagerechte um einen spitzen Winkel /3 geneigt. _ Ebenso
liegen die Achsen 6g und 6d der unteren, dem Rumpf abgewandten Hauptstrahlen in
Ebenen Bg und Bd, welche mit den lotrechten Ebenen 0gYgZg sowie OdYdZd einen Winkel;,
bilden. Außerdem sind sie in diesen Ebenen in bezug auf die Spuren Eg und Ed der
Ebenen Bg und Bd auf der lotrechten Ebene 0 YZ um einen spitzen Winkel n nach vorn
geneigt. Infolgedessen treffen diese Strahlen auf den Boden in Zonen, welche um
die Schnittpunkte 8g und 8 d dieser Achsen 6 g und 6 d mit dem Boden herum angeordnet
sind, d. h. seitlich nach innen verschoben sind und fern von den Strahltriebwerken
liegen, wodurch die Aufnahme von Abgasen oder Steinen und Staub vermieden wird.
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Die Achsen 7g und 7d der dem Rumpf zugewandten unteren Kompensationsstrahlen
liegen in Ebenen 0g und 0d, welche mit den lotrechten Ebenen 0gYgZg und OdYd7d einen
Winkel e bilden. Die Achse 7g ist außerdem in dieser Ebene in bezug auf die Spur
Dg dieser Ebene Cg auf der lotrechten Ebene O X Z um einen spitzen Winkel
ri nach hinten geneigt, während die Achse 7d in bezug auf die Spur Dd der Ebene
Cd auf der lotrechten Ebene OXZ um einen spitzen Winkel )i nach vorn geneigt
ist. Die Winkel il sind klein gegenüber den Winkeln .5. Ferner sind die Ouerschnitte
der Ausgänge 7 ig und 7 id kleiner als die der Ausgänge Gig und
Eid, so daß die durch diese letzteren Ausgänge austretende Menge an Verbrennungsgasen
erheblich größer als die durch die Ausgänge 7 ig und 71d austretende ist,
deren Strahlen nur eine Kompensationsaufgabe erfüllen und fast keinen entgegengesetzten
Schub ergeben. So beträgt bei einer der Fig.7 entsprechenden Ausführung die Strömungsmenge
des oberen Strahls 0,5, die des unteren Strahls 0,338 und die des unteren inneren
Strahls 0,162.
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Die Winkel x, /3, y, n, E und ji werden einerseits entsprechend
den Formen des Luftfahrzeuges und der Lage der Ausgänge in bezug auf diese Formen
und andererseits durch die Rechnung für wenigstens einen dieser Winkel unter Berücksichtigung
der Durchtrittsquerschnitte dieser Ausgänge so bestimmt, daß die resultierenden
Schubkräfte der drei Strahlen eines jeden Strahltriebwerks Null für alle Richtungen
der lotrechten Ebene O X Z sind. Diese Bedingung ist unerläßlich, damit das
Gleichgewicht selbst bei der Störung eines der Strahltriebwerke aufrechterhalten
bleibt.
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Die Achsen 7g und 7d sind etwas nach hinten bzw. nach vorn gerichtet,
um eine Wechselwirkung der inneren Kompensationsstrahlen unter dem Rumpf zu verhindern,
welche auf den Boden in Zonen treffen, welche den Schnittpunkten 9 g und 9 d dieser
Achsen 7g und 7d mit dem Boden benachbart sind. Die resultierenden Strahlen
sind in Fig. 1 und 2 bei 10g und 10d für die oberen, aus den Ausgängen
5 sg und 5 sd kommenden Strahlen, bei 11g und 11 d
für die unteren,
aus den äußeren Ausgängen Gig und Eid kommenden Hauptstrahlen und bei 12g
und 12d für die aus den inneren Ausgängen 7 ig und 7 id kommenden
unteren Kompensationsstrahlen dargestellt.
Falls z. B. das Luftfahrzeug,
wie in Fig. 3 und 4 dargestellt, mit zwei Paaren von seitlichen Strahltriebwerken
59 g, 60 g und 59 d, 60 d ausgerüstet ist, welche von seitlichen Gestellen
61g und 61d getragen werden, kann jedes dieser Strahltriebwerke mit einer
Vorrichtung zur Schubumsteuerung mit unsymmetrischer Ausstoßanordnung der beschriebenen
Art versehen werden, welche die Strahlen 62g, 63g, 62 il und
63 d erzeugende obere Ablenkausgänge und ein Paar von unteren Ausgängen aufweisen,
welche bei den äußeren Strahltriebwerken 59g, 59d die Strahlen 64 g, 65 g
und 64 d, 65 d und bei den inneren Strahltriebwerken 60 g, 60 d die Strahlen
66 g, 67 g und 66 d. 67 d erzeugen. Die oberen Strahlen 62 und 63 entsprechen den
oberen Strahlen 10, die unteren Hauptstrahlen 64 und 66 den unteren Strahlen
11,
die unteren Kompensationsstrahlen 65g und 67g den unteren Strahlen 12g
und die unteren Kompensationsstrahlen 65 d und 67 d den unteren Strahlen 12 d. Die
waagerechten Projektionen der unteren Hauptstrahlen 66g und 66d bilden jedoch mit
der Längssymmetrieebene des Luftfahrzeuges Winkel, welche größer als die mit dieser
Ebene von den waagerechten Projektionen der unteren Hauptstrahlen 64g und 64 d gebildeten
sind, damit die Zonen ihrer Berührung mit dem Boden seitlich außerhalb der äußeren
Strahltriebwerke 59 g und 59 d liegen.
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Falls das Flugzeug einen Rumpf 1 a mit Flügeln 68 g und 68 d aufweist,
welche Strahltriebwerke 69 g und 69d tragen, wie in Fig. 5 und 6 dargestellt, wird
jedes dieser Strahltriebwerke mit einer Vorrichtung zur Schubumsteuerung mit unsymmetrischer
Ausstoßanordnung der vorher beschriebenen Art versehen, deren oberer Ausgang einen
Strahl 70 g oder 70 d
erzeugt, während der untere äußere Ausgang einen Hauptstrah171
g oder 71d und der untere innere Ausgang einen Kompensationsstrahl72g oder 72d erzeugt,
wobei diese beiden letzteren Strahlen nach hinten bzw. nach vorn gerichtet sind.