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Flugzeug mit flachem, im Querschnitt rechteckigem Rumpf Die Erfindung
bezieht sich auf ein Flugzeug mit flachem, im Querschnitt rechteckigem Rumpf, der
Über seine ganze Breite vorn als Lufteinlauf und hinten als Schubdüse ausgebildet
ist und seitlich in der Ebene seiner Unterseite vorn Lufteinlauf bis zur Schubdüse
sich erstreckende Tragflügel geringer Streckung trägt. Bei derartigen für hohe überschallgeschwindigkeiten
vorgesehenen Flugzeugen besteht ein Problem darin, eine Anpassung von Tragflügel-bzw.
Rumpffonn und -geometrie an die unterschiedlichen Fluggeschwindigkeiten zu ermöglichen.
Der normale Unterschall-Tragflügel ist für überschallbetrieb völlig ungeeignet.
Wenn das Flugzeug im hohen überschallbereich z. B. bei MachzahIen über
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fliegen soll, dann ist eine Keilform erforderlich, wobei der Scheitel des
Keils in Flugrichtung vorn liegt.
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Bei einem bekannten Flugzeug der eingangs genannten Gattung wird die
Änderung der Geometrie am Lufteinlauf dadurch bewirkt, daß an dessen Unterseite
über die ganze Breite Schwenkklappen keilförmigen Querschnitts vorgesehen sind,
die um Querachsen schwenkbar sind und den Lufteinlaufspalt zu verändern gestatten.
Hierbei bleibt die übrige Tragflügelgeometrie bzw. die Geometrie des Rumpfes im
wesentlichen unverändert. Bei Hochgeschwindigkeitsflugzeugen anderer Bauart, bei
denen die Triebwerke nicht in einem rechteckigen Rumpf, sondern in den Tragflügeln
untergebracht sind, ist es bekannt, abwechselnd nebeneinanderliegend Gasturbinenstrahltriebwerke
und Staustrahltriebwerke vorzusehen, wobei die ersteren im geringeren Fluggeschwindigkeitsbereich
und die letzteren im höheren Fluggeschwindigkeitsbereich wirksam sind und geeignete
Klappenanordnungen die Lufteinlässe öffnen bzw. schließen und gegebenenfalls die
Endform der Schubdüsen verändern. Im übrigen bleibt hierbei jedoch die Tragflügelgeometrie
im mittleren Abschnitt im wesentlichen unbeeinflußt.
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Aufgabe der Erfindung ist es, eine bessere Anpassung der Tragflügelgeometrie,
insbesondere bei hohen überschallgeschwindigkeiten, an die theoretisch günstigste
Form zu bewirken.
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Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß die Tragflügel
um ihre Wurzel als Achse nach unten klappbar sind und die untere Wand des Rumpfes
in zwei um eine Querachse miteinander gelenkig verbundene Teile unterteilt ist,
von denen der hintere Teil um eine mittlere Querachse zum Verschließen der Schubdüse
und der vordere Teil um eine in seinem vorderen Abschnitt liegende Querachse zum
Verschließen des Lufteinlaufs verschwenkbar ist, wobei letztere Achse nach hinten
gleitbar ist und in den Raum hinter dem verschwenkten hinteren Teil der unteren
Rumpfwand und zwischen den heruntergeklappten Tragflügeln Kraftstoff zur Verbrennung
gefördert wird.
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Dadurch, daß die Tragflügel nach unten klappbar sind, bilden sie bei
hohen überschallgeschwindigkeiten, bei denen ihr aerodynamischer Auftrieb nicht
mehr erforderlich ist, im hinteren Abschnitt eine seitliche Strömungsführung, wenn
bei hohen überschallgeschwindigkeiten in der Nähe des hinteren Abschnitts des Rumpfes
eine Verbrennung stattfindet. Der Rumpf selbst hat infolge der gelenkig angeordneten
Abschnitte beim überschallflug eine exakte Keilforin, d. h. eine Form, die
der theoretisch günstigsten Form sehr nahekommt.
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F-in Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend an Hand der
Zeichnung beschrieben. Es zeigt F i g. 1 einen Längsschnitt durch ein erfindungsgemäß
ausgebildetes Flugzeug in einer Stellung für überschallflug bzw. überschallflug
mit niedriger Machzahl, F i g. 2 eine Vorderansicht des in F i
g. 1 dargestellten Flu-zeu2s, F i g. 3 eine der F i g. 1 entsprechende
Schnittansicht, wobei sich die Teile in einer Stellung für einen Flug mit hoher
überschallgeschwindigkeit befinden,
F i g. 4 eine Vorderansicht
des in F i g. 3 dargestellten Flugzeugs, F i g. 5 eine perspektivische
Ansicht eines erfindungsgemäß ausgebildeten Flugzeugs mit Blickrichtung auf den
Vorderabschnitt des Flugzeugs, das an geringe Unterschallgeschwindigkeiten angepaßt
ist, F i g. 6 eine perspektivische Ansicht des in F i g. 5
dargestellten
Flugzeugs von hinten her, F i g. 7 eine der F i g. 5 entsprechende
perspektivische Ansicht, wobei die Einzelteile sich in einer Stellung bei verhältnismäßig
niedriger überschallgeschwindigkeit befinden, F i g. 8 eine der F i
g. 5 entsprechende perspektivische Ansicht, wobei sich die Teile in einer
Stellung für Fluggeschwindigkeiten mit hoher Machzahl befinden, F i g. 9
eine perspektivische Ansicht des in F i g. 8
dargestellten Flugzeugs von hinten
her.
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Das Flugzeug weist einen Rumpf 10 auf, der sich in Flugrichtung
vor einem Abschnitt 11 befindet, der aerodynamische Auftriebskräfte auf das
Flugzeug erzeugt, und dessen Gestalt veränderbar ist, wie sich aus folgendem ergibt:
In dem Rumpfabschnitt 11
sind vier Vorwärtstriebwerke 12 angeordnet, von denen
nur eines in der Zeichnung dargestellt ist. Jedes der Vorwärtstriebwerke 12 empfängt
von einem nach vorn gerichteten Lufteinlaß seine Verbrennungsluft. Die Lufteinlässe
sind im Querschnitt rechteckig. Die Abgase werden nach einem sich nach hinten erstreckenden
Strahlrohr 14 geleitet, das in einer rechteckigen Schubdüse 15 endet. Am
rückwärtigen Ende des Rumpfabschnitts 11 ist eine Flosse 18
gelagert.
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Der Rumpfabschnitt 11 weist eine obere Wand 17,
Seitenwände
18 und eine untere Wand 19 auf. Die untere Wand 19 wird durch
einen stromoberseitigen Wandabschnitt 20 aebildet, der bei 21 in einem Schwenklager
angelenkt ist, das bezüglich des Flugzeugs nach hinten gleitbar ist. Ferner wird
die untere Wand 12 von einem stromunterseitigen Abschnitt 22 aebildet, der bei
23 am stromunterseitigen Ende des C
Wandabschnitts 20 angelenkt ist.
Der Wandabschnitt 22 ist bei 24 in seinem mittleren Bereich schwenkbar Uelagert.
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Der stromoberseitige Wandabschnitt 20 bildet die untere Wandung rechteckiger
Lufteinlässe 13. Die Seitenwände der Lufteinlässe 13 werden durch
einen Abschnitt der Seitenwand 18 und durch eine Wandung 24 gebildet. Jeder
Lufteinlaß 13 weist außerdem eine obere Wand 25 auf, die von einem
flachen stromoberseitigen Wandabschnitt 26 und einem flachen stromunterseitigen
Wandabschnitt 27 gebildet wird, die miteinander durch ein Gelenk
28 verbunden sind. Das stromoberseitige Ende des Wandabschnitts
26 ist bei 29 an der Oberwand 17 des Abschnitts 11 angelenkt,
und das stromunterseitige Ende des Wandabschnitts 27 ist bei 30 gleitbar
gelagert.
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Die Flügelabschnitte 31, die Seitensteuer 32 aufweisen,
sind an den Seitenwandungen 18 bei 33
angelenkt und bilden bei gewissen
Fluggeschwindigkeiten eine Fortsetzung der unteren Wandung 19.
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Der stromunterseitige Wandabschnitt 22 bildet die Unterwand der rechteckigen
Schubdüse 15, deren obere Wand 34 konvergent-divergent ausgebildet ist. Die
Schubdüse ist mit Teilungswänden 35 ausgestattet.
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Wenn das Flugzeug mit niedriger Geschwindigkeit flieg .,t, befinden
sich die flachen Wandabschnitte 2,6 und 27 in der in F i g. 1 strichliert
dargestellten Stellung, bzw. in der in den F i g. 5 und 6 voll ausgezogenen
Cr Stellung. In dieser Stellung ist der Querschnitt jedes Lufteinlasses
13 groß genug, um eine genügende Massenströmung mit niedriger Luftgeschwindigkeit
den Vorwärtsschubtriebwerken 12 zuzuführen. Wenn die Vorwärtsgeschwindigkeit des
Flugzeugs ansteigt, werden die flachen Wandabschnitte 26 und 27 weiter
auf den Wandabschnitt 20 zubewegt, wie dies voll ausgezogen in F i g. 1 und
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dargestellt ist. Wenn sich die Teile in dieser Stellung befinden, bilden
sie einen überschall-Lufteinlaß, der bis zu Machzahlen von z. B. 5 arbeitsfähig
ist.
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Wenn die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs auf sehr hohe Machzahlen
ansteigt, z. B. Machzahlen über 5, wird der Wandabschnitt 20 um das Gelenk
21 eleschwenkt und schließt die Lufteinlässe 13 ab. Wenn der Wandabschnitt
20 diejenige Stellung erreicht, in der er die Einlässe 13 abschließt, bildet
er eine Fortsetzung des flachen Wandabschnitts 26,
wie aus F i g. 3, 8
und 9 ersichtlich, und er bewegt außerdem den stromunterseitigen Wandabschnitt
22 um das Gelenk 24 in eine Stellung, in der die Schubdüse 15 abgeschlossen
ist. Wie aus den F i g. 3, 8
und 9 ersichtlich, bildet die Wandung
22 das flache stromunterseitige Ende des Keils, wenn sich die Wandabschnitte
26, 20 und 22 in dieser Stellung befinden, in der sie mit der oberen Wand
17 eine Keilgestalt bilden. Die Flügelabschnitte 31 werden um die
Gelenke 33 nach unten geschwenkt, um eine Fortsetzung der Seitenwände
18 zu bilden und vervollständigen die Seitenwände des Keils.
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Wenn sich die Teile in dieser Stellung befinden, wird Brennstoff,
z. B. Wasserstoff, aus den Düsen 36
ausgestoßen, und der Brennstoff wird in
den Raum unmittelbar stromunterseitig der Wand 22 gezogen und mit atmosphärischer
Luft in diesem Raum verbrannt. Die Verbrennung des Brennstoffs erhöht den Druck
in dem Raum unmittelbar stromunterseitig der Wandung 22 und übt damit einen Vorwärtsschub
auf das Flugzeug aus. Der Wasserstoff könnte z. B. unter hohem Druck in Gaszylindern
gespeichert sein und durch in der Zeichnung nicht dargestellte Ventile ,aesteuert
werden.
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Bei sehr hohen Machzahlen, z. B. bei Machzahlen über 5, kann
die Temperatur der atmosphärischen Luft in dem Bereich stromunterseitig der Wand
22 in der Größenordnung von 10001 C liegen und bewirkt dadurch automatisch
eine Zündung des Brennstoffs.
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Durch die Erfindung wird ein Flugzeug geschaffen, das in der Lage
ist, mit niedrigen Geschwindigkeiten zu fliegen und das außerdem mit hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten
fliegen kann, die z. B. 5 Mach überschreiten. Ein solches Flugzeug könnte
in der Lage sein, einen Satelliten auf seine Kreisbahn um die Erde zu tragen.
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Die Vorwärtsschubtriebwerke 12 können Gasturbinentriebwerke, Raketenmotoren,
Staustrahltriebwerke oder Turbo-Staustrahltriebwerke sein.