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Flugzeug mit axial durchströmten Hubtriebwerken Die Erfindung bezieht
sich auf ein Flugzeug mit axial durchströmten Hubtriebwerken, die für den Reiseflug
um Querachsen in horizontale Lage verschwenkbar sind, und mit aus beiden Seiten
des Flug zeugrumpfes hervortretenden Lufteinlässen für ein oder mehrere im Flugzeugrumpf
untergebrachte Marschtriebwerke.
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Bei einem bekannten Flugzeug dieser Bauart wirken die Hubtriebwerke
während des Reisefluges als Marschtriebwerke und werden zusammen mit dem im Rumpf
in der Flugzeuglängsachse hinter der Pilotenkanzel eingebauten Triebwerk aus den
seitlich hervortretenden Lufteinlässen gespeist. Während bei diesem bekannten Flugzeug
die schwenkbaren Nebentriebwerke, die den Vertikalhub erzeugen sollen, auch während
des Reisefluges in Betrieb befindlich sind, werden im allgemeinen, sofern nicht
auf fest eingebaute Marschtriebwerke überhaupt verzichtet wird, die Hubtriebwerke
während des Reisefluges außer Betrieb gesetzt, da sie allgemein strömungsmäßig für
die relativ niedri-en Hub- und Sinkaeschwindigkeiten ausgelegt sind und für die
hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten mit schlechtem Wirkungsgrad arbeiten würden. Dabei
besteht das Problem, die Hubtriebwerke im Flugzeug so unterzubringen, daß sie während
des Reisefluges eine möglichst geringe Luftwiderstandsfläche bedingen. Es ist daher
üblich, die Lufteinlässe und die Abgasauslässe der so kurz als möglich bemessenen
und in irgendwelchen Verkleidungen angeordneten Hubtriebwerke während des Reisefluges
durch Klappen zu schließen, die glatt in die Oberfläche des Flugzeuges übergehen.
Da die Bauhöhe der Hubtriebwerke, d. h. ihre axiale Länge, jedoch nicht beliebig
verringert werden kann, muß auch die Höhe der Verkleidung entsprechend bemessen
sein, so daß sich eine relativ große Luftwiderstandsfläche ergibt.
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Gemäß der Erfindung wird die genannte Aufgabe bei einem Flugzeug der
eingangs genannten Gattung, bei dem jedoch die Hubtriebwerke während des Reisefluges
abgeschaltet werden, dadurch gelöst, daß die Verkleidungen der seitlichen Lufteinlässe
der Marschtriebwerke nach hinten verlängert sind und die Hubtriebwerke bei horizontaler
Lage innerhalb dieser Verlängerungen liegen, während sie bei vertikaler Lage mit
ihren Lufteinlässen über die Verkleidungen hinausragen.
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Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, daß die Querschnittsfläche
des Hubtriebwerkes in einer Verkleidung mit wesentlich geringerem Luftwiderstand
untergebracht werden kann als die axiale Schnittfläche eines solchenTriebwerkes
und daß man eine zusätzliche Luftwiderstandsflächeüberhauptvermeiden kann, weil
die Querschnittsfläche des Hubtriebwerkes in einer Verkleidung unterzubringen ist,
deren Luftwiderstandsfläche nicht größer ist als der ohnehin vorhandene seitliche
Lufteinlaß für das im Rumpf angeordnete Marschtriebwerk. Daß dabei die Hubtriebwerke
während des Starts und während der Landung oben und unten aus der Verkleidung vorstehen,
ist als weiterer Vorteil im Hinblick auf die Strömungsführung anzusehen.
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Die an die seitlichen Lufteinlässe nach hinten anschließenden Verkleidungen
können sich über einen wesentlichen Teil der Rumpflänge erstrecken, so daß innerhalb
dieser Verkleidungen außerdem noch das Fahrwerk im eingezogenen Zustand verstaut
werden kann und gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung auch noch Brennstoffbehälter
oder andere Stapelware, wodurch der ohne Erhöhung des Luftwiderstandes zur Verfügung
gestellte Raum voll aus-,genutzt werden kann.
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Nachstehend werden Ausführagnsbeispiele der Erfindung an Hand der
Zeichnung beschrieben. In dieser zeigt F i g. 1 eine schematische Seitenansicht
eines erfindungsgemäßen Flugzeuges,
F i g. 2 eine, Grundrißansicht
des in F i g. 1 dargestellten Flugzeuges, F i g. 3 eine Vorderansicht
des in F i g. 1 dargestellten Flugzeuges, F i g. 4 einen Vertikalschnitt
nach der Linie 4-4 gemäß F i g. 2 in größerem Maßstab, F i g. 5 einen
Schnitt nach der Linie 5-5 gemäß F i g. 4, F i g. 6 einen in
der gleichen Ebene geführten Schnitt, wobei sich das Hubtriebwerk in Vertikalstellung
befindet, F i g. 7 einen Schnitt nach der Linie 7-7 gemäß F i
g. 4, F i g. 8 eine schematische Seitenansicht einer anderen Ausführungsfürm
eines erfindungsgemäßen Flugzeuges, F i g. 9 eine Grundrißansicht zur F i
g. 8,
F i g. 10 im Schnitt ein Einzelteil der F i g. 8, in größerem
Maßstab gezeichnet.
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Gemäß F i g. 1 bis 3 weist das Flugzeug einen Mittelrumpf
7 mit einer Kanzel 8 für die Mannschaft im vorderen Teil des Rumpfes
auf, wobei ein Schubtriebwerk 9 in der Mitte in der Nähe des Flugzeugschwerpunktes
eingebettet liegt. Die Lufteinlässe 10
des Schubtriebwerkes 9 sind
auf beiden Seiten des Rumpfes hinter der Kanzel 8 angeordnet, und die Schubdüse
11 liegt im Schwanzende, des Rumpfes 7.
Gondeln 12 mit einem Profil,
das im wesentlichen einer Halbellipse mit in Spannrichtung liegender Hauptachse
entspricht, sind auf beiden Seiten des Rumpfes angeordnet. Die Lufteinlässe
10 liegen an den Vorderenden dieser Gondeln 12. Das Flugzeug weist ein übliches
Dreibeinfahrgestell mit einem Bugrad 13 und Haupträdern 14 auf. Das Bugrad
13 ist in den Rumpf einziehbar, und die Haupräder 14 sind in die Gondeln
12 einziehbar (vgl. F i g. 4, links).
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Das Flugzeug weist einen dünnen Deltaflügel 15
mit niedrigein
Seitenverhältnis und über die gesamte Spannweite verlaufenden Ruderklappen
23 und mit einer Flügelspitzenverkleidung 16 auf. Eine übliche Schwarrzflosse
17 und ein Seitenruder 18 sind am rückwärtigen Ende des Rumpfes
7 angeordnet. Im wesentlichen vertikal stehende Düsen 19 befinden
sich an den Flügelspitzen und in der Nähe des vorderen und hinteren Endes des Rumpfes,
um eine Steuerung und eine Flugstabilisierung bei Geschwindigkeiten durchführen
zu können, bei denen die aerodynamischen Ruderflächen 18 und 23 unwirksam
sind.
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Ein Stapelraum (z. 3. für einen Hilfsbrennstofftank für Bomben, Flugkörper
usw.), der mit dem Bezugszeichen 27 versehen ist, kann in der Verkleidung
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auf der Unterseite des Rumpfes 7 angeordnet sein (F i
g. 1, 3 und 4).
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Hubtriebwerke 20 sind in den Gondeln 12 vor und hinter der Kammer
für das Hauptfahrgestell 14 eingebettet und schwenkbar um Querachsen 21 gelagert.
Während diese Triebwerke sich nicht in Betrieb befinden, liegt ihre Längsachse parallel
zur Längsachse des Flugzeuges.
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Im folgenden wird insbesondere auf die F i g. 4 bis
6 verwiesen. Die Hubtriebwerke 20 befinden sich, wenn sie außer Betrieb sind,
in der vollausgezogenen Stellung, in der sie vollständig in den Gondeln 12 eingebettet
liegen und eine minimale Frontfläche aufweisen (die Vorderenden der Gondeln 12 werden
durch Lufteinlässe 10 in irgendeiner Weise eingenommen). Von dieser Ruhestellung
können die Hubtriebwerke je durch eine hydraulische Einrichtung 22 in eine
nach vorn geneigte Stellung geschwenkt werden, wie dies in Fig. 5 strichliert
dargestellt ist. Die
hydraulische Einrichtung 22 ist an einem fesfen Punkt
des Rumpfes 7 und an dem Trieb*erkä#-gehäuse angelenkt. In der nach vorn
geneigten Stellung empfängt das Triebwerk unmittelbar Stauluft zum Anlassen während
des Fluges, und in dieser Stellung erzeugt das Triebwerk eine nach hinten gerichtete
horizontale Schubkomponente, um die Horizontalbeschleunigung und den Horizontalflug
zu unterstützen, zusätzlich zu der vertikalen Schubkomponente. Außerdem können die
Triebwerke in eine wesentliche vertikale Stellung gemäß F i g. 6 geschwenkt
werden, in welcher die Triebwerke nur eine vertikale Schubkomponente erzeugen. Ferner
ist eine Schwenkung der Triebwerke in eine nach hinten ge# neigte Stellung möglich,
wie dies strichpunktiert iii F i g. 5 dargestellt ist. In dieser Stellung
erzeugen die Triebwerke eine Vorwärtsschubkomponente für Bremszwecke und außerdem
die Vertikalschubkomponente.
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Die Dichtungstüren 29, 30 sind an den Hubtriebwerken 20 (F
i g. 5 und 6) angelenkt, die in der Ruhestellung in eine horizontale
Lage zurückgezogen sind und mit der unteren und oberen Haut der Gon-
deln
12 (F i g. 5) bündig abschließen. In der Betriebsstellung dichten die Dichtungstüren
die Hubtriebwerke 20 gegen die teilkugelförinigen Dichtungs# häute 31 bzw.
32 im Inneren der Gondeln 12 ab, wie aus F i g. 6 ersichtlich, wenn
sich die Hubtriebwerke 20 im wesentlichen in vertikaler Stellung befinden.
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Die Luft zur Betätigung der Steuer- und Stabilisier rungsstrahldüsen
19 wird von den Kompressoren aller Hubtriebwerke 20 über Leitungen 24 abgezapft,
die Steuer-ventile 25 (F i g. 4) enthalten. Die Anläß# luft kann den
Triebwerken 20 über Rohre 26 (F i g. 4 und 6) zugeführt werden.
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Wie insbesondere aus F i g. 2 und 4 ersichtlich, sind die Hubtriebwerke
20 sowohl in Längsridhtuftg als auch in Spannrichtung des Flugzeuges Vondifi# ander
distanziert, wodurch der Bodeneffekt irr! Vergleich mit einer Triebwerksanordnung,
bestehend aus dicht benachbart in der Mitte angeordneten Triebwerken, verbessert
wird.
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F i g. 4 zeigt, daß die Schwenkachse 21 der Hub-
triebwerke
beidseitig der Mittelachse des Flugeuges auf den Schenkeln ein-es nach unten offenen
Y liegt-, so daß in der Betriebsstellung der Hubtriebwerke ihr Schub eine nach innen
gerichtete Komponente aüfweist, die vorteilhaft sowohl aus Stabilitätsgtündän als
auch im Hinblick auf den Boderieffekt igt (vgl. auch F i g. 3).
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Im folgenden wird auf die F i g. 8 Bise 10 Bezug g'e*-nommen.
Die vor dem Flugzeugschwerpunkt C.d. liegenden Hubtriehwerke 20 sind in F i
g. 9 in der nach vorwärts geneigten Stellung dargestellte die der Stellung
entspricht, die in F i g. 5 strichliert aügddeütet ist. Die sich über die
gesamte Spannweite erstreckenden Klappen 23 an der Hinterkante des Flffgels
sind nach unten ausgeschlagen. Die auf diese Weise erzeugten Bewegungen um die Querachse
heben sich gegenseitig auf, und es wird eine Austrimmung des Flugzeuges gewährleistet.
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In F i g. 9 ist eine Leitung 34 für komprimi6rte Luft gezeigt,
die über die Rohre 24 und Ventile 15
(F i g. 4) vom Kompressor eines
Hubtriebwerkes e
oder vom Kompressor des Vorwärtstriebwerkes
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kommt und Luft zum Anblasen der Klappen 23 in üblicher Weise liefert,
wie dies beispielsweise in F i g. 10 zur Erzeugung einer Auftriebsunterstützung
dargestellt ist. In dem Raum hinter dem Flugzeugschwerpunkt C.G. können zusätzliche
Brennstoffbehälter 35 oder Stapelbehälter angeordnet werden.
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Das Ausführungsbeispiel --lemäß F i g. 1 bis 7 ist sowohl
für einen vertikalen Start als auch für einen Kurzstreckenstart und eine entsprechende
Landung geeignet, während das Ausführungsbeispiel gemäß F i g. 8 bis
10 nur für Kurzstreckenstart und Kurzstreckenlandung geeignet, aber in dieser
Beziehung dem anderen Ausführungsbeispiel überlegen ist.