DE1170794B

DE1170794B - Airplane with at least two lift fans side by side

Info

Publication number: DE1170794B
Application number: DEM51053A
Authority: DE
Inventors: Heinrich Leibach; Dr Fritz Riemerschmid
Original assignee: MAN Turbomotoren GmbH
Current assignee: MAN Turbomotoren GmbH
Priority date: 1961-12-02
Filing date: 1961-12-02
Publication date: 1964-05-21
Also published as: GB992052A

Description

Flugzeug mit mindestens zwei Hubgebläsen neb,eneinander Die Erfindung betrifft eine Antriebsanlage für senkrecht startende und landende Flugzeuge mit mindestens zwei seitlich nebeneinanderliegenden Hubgebläsen.Airplane with at least two lift fans next to each other The invention relates to a propulsion system for aircraft taking off and landing vertically at least two side-by-side lifting fans.

Es wurde bereits vorgeschlagen, solche Hubgebläse im Rumpf des Flugzeuges, und zwar in dessen Boden anzuordnen. Hierbei ergeben sich aber Schwierigkeiten beim übergang vom Senkrechtflug zum Horizontalflug bzw. umgekehrt. Bei diesem übergang muß nämlich von dem Hubstrahl eine Komponente in oder entgegengesetzt zur Flugrichtung erzeugt werden, was bei senkrechten Gebläseachsen nur mit großen Verlusten zu bewerkstelligen ist. Außerdem nehmen die Hubgebläse fast den gesamten Innenraum des Flugzeugrumpfes ein, so daß Nutzraum kaum noch zur Verfügung steht.It has already been proposed to install such lifting fans in the fuselage of the aircraft, namely to be arranged in its bottom. Here, however, there are difficulties with transition from vertical flight to level flight or vice versa. At this transition that is to say, a component of the lifting beam must be in or opposite to the direction of flight can be generated, which can only be achieved with large losses in the case of vertical fan axes is. In addition, the lifting fans take up almost the entire interior of the aircraft fuselage one, so that usable space is hardly available.

Nach einem weiteren bekannten Vorschlag sollen die Hubgebläse paarweise an am Flugzeugrumpf angebrachten Auslegern schwenkbar angeordnet werden. Im Horizontalflug befinden sich die Hubgebläse in Kammern des nach unten verlängerten Rumpfes und werden beim Start und bei der Landung so weit herausgeschwenkt, daß ihre Rotorachse senkrecht steht. Diese Anordnung benötigt einen größeren Einbauraum und hat vor allem Nachteile durch die vorstehenden Ausleger, welche die Widerstandsziffer des Rumpfes beträchtlich vergrößern. Außerdem bereitet hier die Anordnung eines mechanischen Antriebes erhebliche Schwierigkeiten.According to another known proposal, the lifting fans should be in pairs be arranged pivotably on booms attached to the aircraft fuselage. In level flight the lifting fans are located in the chambers of the downwardly extended fuselage and are swung out so far during take-off and landing that their rotor axis stands vertically. This arrangement requires a larger installation space and is intended all the disadvantages caused by the protruding arms, which reduce the drag coefficient of the Enlarge the trunk considerably. In addition, here prepares the arrangement of a mechanical Drive considerable difficulties.

Aufgabe der Erfindung ist es, die genannten Mängel der bekannten Anordnungen unter Wahrung ihrer Vorteile zu vermeiden und darüber hinaus die größtmöglichen Luftdurchtrittsflächen zu schaffen, ohne den Rumpf oder die Flügel zu sehr zu verbauen. Dabei ist Sorge zu tragen, daß die Hubgebläse und ihre Antriebsteile an solchen Stellen zu liegen kommen, wo sie die zweckmäßige Unterbringung von Brennstofftanks und Nutzlasten nicht behindern. Ferner soll durch den Einbau der Hubgebläse und deren Antrieb die für die gewünschten Flugeigenschaften erforderliche Form des Rumpfes, der Flügel und des Leitwerkes nicht wesentlich verändert werden.The object of the invention is to remedy the aforementioned shortcomings of the known arrangements while preserving their advantages and avoiding the greatest possible To create air passage areas without obstructing the fuselage or the wings too much. Care must be taken to ensure that the lifting fan and its drive parts are connected to such Places come to rest where they can conveniently accommodate fuel tanks and do not interfere with payloads. Furthermore, by installing the lifting fan and the drive of which the shape of the fuselage required for the desired flight characteristics, the wings and the tail unit are not significantly changed.

Diese Bedingungen werden mit der Erfindung erfüllt, die darin besteht, daß die Achsen der Hubgebläse nach unten außen gerichtet sind, wobei der Raum zwischen den Hubgebläsen als Lufteinlauf ausgebildet ist, der mittels Klappen nach oben zu öffnen ist, und auf der Austrittsseite eines jeden Hubgebläses ein um dessen Achse drehbares Umlenkgitter' angeordnet ist. Mit dieser Anordnung ist die Möglichkeit gegeben, mechanisch angetriebene Hubgebläse auch in Flugzeugen für große Geschwindigkeiten zu verwenden, für die bisher nur der Einbau von zu Hubtriebwerken abgewandelten Heißstrahltriebwerken möglich erschien.These conditions are met with the invention, which consists in that the axes of the lifting fans are directed downwards outwards, with the space between the lifting fans is designed as an air inlet that closes upwards by means of flaps is open, and on the outlet side of each lift fan one around its axis rotatable deflection grille 'is arranged. With this arrangement there is the possibility given, mechanically driven lifting fans also in aircraft for high speeds to use, for which so far only the installation of modified to lift engines Hot jet engines seemed possible.

Im folgenden wird die Erfindung an einigen Ausführungsbeispielen erläutert. Die hierzu gehörigen Zeichnungen zeigen in Fig. 1 ein Flugzeug mit Strahlantrieb in der Seitenansicht, Fig. 2 einen Schnitt durch das Flugzeug nach F i g. 1 längs Linie II-II im größeren Maßstab, F i g. 3 eine Antriebsanlage mit zwei je zwei Hubrotoren antreibenden Wellen, F i g. 4 eine Antriebsanlage mit einer vier Hubrotoren gemeinsam antreibenden Welle, F i g. 5 eine Triebwerksgondel mit zwei übereinanderliegenden Strahltriebwerken, F i g. 6 einen Schnitt längs Linie VI-VI der F i g. 5 und F i g. 7 einen Axialschnitt durch ein Stiahltriebwerk mit hinter der Verdichterturbine angeordneter Freiturbine zum Antrieb der Hubrotoren.The invention is explained below using a few exemplary embodiments. The drawings belonging to this show in FIG. 1 an aircraft with jet propulsion in a side view, FIG. 2 shows a section through the aircraft according to FIG . 1 along line II-II on a larger scale, F i g. 3 a drive system with two shafts each driving two lifting rotors, FIG . 4 shows a drive system with a shaft that drives four lifting rotors together, FIG . 5 shows an engine nacelle with two jet engines, one on top of the other, FIG. 6 shows a section along line VI-VI of FIG. 5 and FIG. 7 shows an axial section through a steel drive with a free turbine arranged behind the compressor turbine for driving the lifting rotors.

In F i g. 1 und 2 bezeichnet 1 den Rumpf eines Flugzeuges, in dessen Heck zwei Gasturbinentriebwerke 2 parallel nebeneinanderliegend eingebaut sind, die im einzelnen im Zusammenhang mit F i g. 7 beschrieben werden. Mit 3 sind die Lufteinlässe und mit 4 die Schubdüsen dieser Triebwerke bezeichnet. Mit geneigt zu der mit strichpunktierter Linie angedeuteten Vertikalebene y-y liegenden Rotorachsen r-r sind in den Seitenwänden la, 1 b des Rumpfes die Hubgebläse 5, 5' und 6, 6' einander gegenüberliegend fest eingebaut. Der Raum 7 zwischen den einander zugeordneten Hubgebläsen 5, 5" bzw, 6, 6' ist dabei als Lufteinlauf ausgebildet und ist nach oben mittels drehbar gelagerter Klappen 8 zu öffnen. Auf der Austrittsseite eines jeden Hubgebläses ist ferner ein um dessen Rotorachse r-r um einen Winkel q, von mindestens 301 nach beiden Richtungen drehbares Umlenkgitter 9 angeordnet. Bei der Transition des Flugzeuges kann somit der Hubstrahl um diese Winkelbeträge geschwenkt werden, wodurch entsprechend große Kraftkomponenten in oder entgegengesetzt zur Flugrichtung entstehen. Vor dem Hubrotor 10 ist der Leitapparat 11 angeordnet.In Fig. 1 and 2, 1 denotes the fuselage of an aircraft, in the rear of which two gas turbine engines 2 are installed side by side in parallel, which are described in detail in connection with FIG. 7 will be described. 3 with the air inlets and 4 with the thrusters of these engines. With the rotor axes rr inclined to the vertical plane yy indicated by the dash-dotted line, the lifting fans 5, 5 ' and 6, 6' are fixedly installed opposite one another in the side walls 1 a , 1 b of the fuselage. The space 7 between the reciprocally assigned lifting fans 5, 5 " or 6, 6 ' is designed as an air inlet and can be opened upwards by means of rotatably mounted flaps 8. On the outlet side of each lifting fan there is also a rotor axis rr around one angle q, disposed at least 301 rotatable in both directions deflector. 9 in the transition of the aircraft thus the Hubstrahl can be pivoted about this angular amounts, thereby correspondingly large force components in or opposite to the flight direction are formed. Prior to the lift rotor 10 of the diffuser 11 is disposed.

Die Lufteinlässe 3 für die Gasturbinentriebwerke sind hier vorteilhaft seitlich am Rumpf 1 und unterhalb der Lufteinlaßklappen 8 für die Hubgebläse angeordnet. Auf diese Weise wird ein ungestörter Zustrom zu den jeweiligen Einläufen erzielt, und es können sich die verschiedenen Triebwerke gegenseitig keine Luft wegnehmen. Dies ist besonders im Schwebeflug wichtig, da andernfalls die hinteren Hubgebläse unter ungünstigeren Zuströmbedingungen arbeiten würden als die vorderen. Aber auch bei der Transition wäre die gegenseitige Wegnahme der Betriebsluft wegen etwaigen Auftretens des Pumpens gefährlich.The air inlets 3 for the gas turbine engines are advantageously arranged laterally on the fuselage 1 and below the air inlet flaps 8 for the lifting fans. In this way, an undisturbed flow to the respective inlets is achieved, and the various engines cannot take any air away from each other. This is particularly important in hovering flight, since otherwise the rear lifting fans would work under less favorable inflow conditions than the front ones. But even with the transition, the mutual removal of the operating air would be dangerous due to the possible occurrence of pumping.

Die F i g. 3 und 4 zeigen zwei Schemata der Antriebsverbindungen mit - zum Zwecke der besseren übersicht - in die Zeichenebene verlegten Wellen. Die mit den in F i g. 1 und 2 gezeigten identischen Teile sind hierin mit den gleichen Bezugszeichen versehen. In der Anordnung nach F i g. 3 treiben die Abtriebswellen 12, 12' der im folgenden als Grundtriebwerke bezeichneten Gasturbinentriebwerke 2 über die Freiläufe 13, 13' die Zahnritzel 14, 14', welche mit je einem Zahnrad 15, 15', das auf einem die Hubrotoren 10 antreibenden Wellenstrang 16, 16' aufgekeilt ist, im Eingriff steht. Die Freiläufe 13, 13' arbeiten dabei in der Weise, daß sie eine der Wellen 12, 12' abkuppeln, sobald diese z. B. beim Ausfall einer Gasturbine langsamer läuft als die andere. Die Wellenstränge 16, 16' können, falls schwingungstechnische Gründe es erfordern und wie in F i g. 3 gezeigt, in der Mitte nochmals gelagert werden, wobei hierfür ebenso wie für die anderen Wellen die Verwendung elastischer oder schwenkbarer Lager zweckmäßig erscheint. Von den Wellensträngen 16, 16' erfolgt der Antrieb der Hubrotoren 10 über Winkeltriebe, z. B. Kegel-, Winkel- oder Schneckenräder. Um ihren völligen Gleichlauf sicherzustellen, sind die beiden Wellenstränge 16, 16' über die Gleichlaufwelle 17 zusammengekoppelt. Dadurch können die Hubrotoren bei Ausfall eines Grundtriebwerkes noch von dem anderen angetrieben werden.The F i g. 3 and 4 show two diagrams of the drive connections with - for the purpose of a better overview - shafts moved into the plane of the drawing. The with the in F i g. Identical parts shown in FIGS. 1 and 2 are given the same reference numerals herein. In the arrangement according to FIG. 3 , the output shafts 12, 12 'of the gas turbine engines 2, referred to below as basic engines, drive the pinions 14, 14' via the freewheels 13, 13 ', which each have a gear 15, 15' which is on a shaft train 16, which drives the lifting rotors 10. 16 'is wedged, is engaged. The freewheels 13, 13 ' work in such a way that they uncouple one of the shafts 12, 12' as soon as this z. B. runs slower than the other if one gas turbine fails. The shaft strands 16, 16 ' can, if required for reasons of vibration technology and as shown in FIG. 3 , are stored again in the middle, the use of elastic or pivotable bearings appearing to be expedient for this as well as for the other shafts. The lifting rotors 10 are driven from the shafts 16, 16 ' via angular drives, e.g. B. bevel, angle or worm gears. In order to ensure that they are completely synchronized, the two shaft trains 16, 16 ′ are coupled together via the synchronous shaft 17. This means that the lift rotors can still be driven by the other if one of the basic drives fails.

Falls es die Platzverhältnisse im Rumpf des Flugzeuges zulassen, können die Hubrotoren 10 - wie in F i g. 4 gezeigt - auch von einem einzigen Wellenstrang 26 angetrieben werden, an dessen einem Ende das Zahnrad 25 aufgekeilt ist, welches mit beiden Rädern 14, 14' im Eingriff steht und damit zugleich eine Gleichlauffunktion ausübt.If the space in the fuselage of the aircraft permits, the lifting rotors 10 - as in FIG. 4 - are also driven by a single shaft train 26 , at one end of which the gear 25 is keyed, which meshes with both gears 14, 14 'and thus simultaneously exercises a synchronous function.

In F i g. 5 und 6 ist eine unter die Tragfläche 30 gehängte Triebwerksgondel 31 für die Erzeugung von Hub- und Schubkraft dargestellt, in der die Gasturbinentriebwerke 32, 32" parallel übereinander angeordnet sind. In den Seitenwänden der Gondel sind analog den F i g. 1 und 2 die Hubtriebwerke 35, 35' und 36, 36' eingebaut, die, ähnlich der Wellenanordnung nach F i g. 4, von einer gemeinsamen Welle 37 angetrieben werden, wobei.jedoch die Abtriebswellen 38, 38' der Gasturbinentriebwerke 32, 32' übereinanderliegen. Der Lufteinlaß 39 wird durch die beiden Klappen 40 geöffnet bzw. geschlossen.In Fig. 5 and 6, a hung below the support surface 30 of the engine nacelle 31 is shown for the generation of lifting and pushing force in which the gas turbine engines 32, 32 'arranged in parallel above one another. In the side walls of the gondola are analogous to the F i g. 1 and 2 the lift engines 35, 35 ' and 36, 36' are installed, which, similar to the shaft arrangement according to FIG. 4, are driven by a common shaft 37 , whereby the output shafts 38, 38 'of the gas turbine engines 32, 32' are one above the other. The air inlet 39 is opened and closed by the two flaps 40.

F i g. 7 schließlich zeigt die Anordnung der Freiturbine 41 hinter der Verdichterturbine 42 im Gehäuse des Gasturbinentriebwerkes. Die Abtriebswelle 12 ist durch den hohlen Läufer 43 nach vorn hindurchgeführt. Die Freiturbine 41 ist von einem Ringkanal 44 umgeben, und es sind von Servomotoren 45, 46 gesteuerte Klappen 47, 48 vorgesehen, welche die von der Verdichterturbine 42 kommenden Treibgase entweder (wie in der Figur oben gezeigt) dem Ringkanal 44 oder (wie in der Figur unten gezeigt) der Freiturbine 41 zuführen. An den Auslaß des Ringkanals 44 bzw. der Turbine 41 schließt sich die Schubdüse 4 an.F i g. 7 finally shows the arrangement of the free turbine 41 behind the compressor turbine 42 in the housing of the gas turbine engine. The output shaft 12 is passed through the hollow rotor 43 to the front. The free turbine 41 is surrounded by an annular duct 44, and flaps 47, 48 controlled by servomotors 45, 46 are provided which convey the propellant gases coming from the compressor turbine 42 either (as shown in the figure above) to the annular duct 44 or (as in FIG Figure shown below) of the free turbine 41. The thrust nozzle 4 connects to the outlet of the annular channel 44 or the turbine 41.

Claims

Claims: 1. Vertical take off and landing aircraft, with at least two side by side side by side in the fuselage or a nacelle permanently installed lifting fans, characterized in that the axes of the lifting fans (5, 5 '; 6, 6') are directed downwards outwards, wherein Air inlet is formed, which can be opened upwards by means of flaps (8) , and a deflection grille (9) rotatable about its axis is arranged on the outlet side of each lifting fan.

2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the lifting fans (5, 5 '; 6, 6') are mechanically driven jointly by at least one gas turbine (2) arranged in the rear of the aircraft. 3. Aircraft according to claim 2 with two drive turbines working in parallel, characterized in that on each side (la, lb) of the fuselage or the nacelle, a shaft train (16, 16 ') each with a reduction gear (14, 15; 14', 15 ') is arranged, which drives the lifting rotors via angular drives, the two shaft trains being connected to one another via a synchronous shaft (17) (FIG . 3). 4. Aircraft according to claim 2 with two drive turbines operating in parallel, characterized in that the two drive turbines (2) via shafts laid in the side walls of the fuselage or the nacelle and via a reduction gear to one of the lifting fans (5, 5 '; 6 6' ) work together driving shaft train (26) ( Fig. 4). 5. Aircraft according to one of claims 1 to 4, characterized in that the drive turbine (41) of the lifting fan as a free turbine in the housing of the gas turbine engine (2) serving to generate the horizontal thrust is arranged coaxially to its rotor (F i g. 7). 6. Aircraft according to claim 5, characterized in that the free turbine (41) of the compressor turbine (42) is connected downstream and its shaft (12) is passed through the hollow rotor (43) of the compressor. 7. Aircraft according to claim 3 or 4, characterized in that a freewheel (13) is arranged between the output shaft (12) of the free turbine (41) and the reduction gear (14, 15). 8. Aircraft according to claim 3 and 4, characterized in that the gas turbine engines (2) lie parallel to one another. 9. Aircraft according to claim 3 and 4, characterized ae, indicates that the gas turbine engines (32, 32 ') overlie one another parallel. 10. Aircraft according to claim 5, characterized in that the inlets (3) of the gas turbine engines (2) are located laterally on the fuselage, below the air inlet flaps (8) for the lifting fans (5, 5 '; 6, 6) . References considered: U.S. Patent No. 2,734,699.