DE1406374A1

DE1406374A1 - Steuerung fuer senkrecht startendes Flugzeug

Info

Publication number: DE1406374A1
Application number: DE19621406374
Authority: DE
Inventors: Olson Norman Clifford
Original assignee: Curtiss Wright Corp
Current assignee: Curtiss Wright Corp
Priority date: 1961-02-27
Filing date: 1962-02-24
Publication date: 1969-04-24
Also published as: US3181810A; GB1001363A

Description

Ourtiss Wright; Corporation, !few York 20, Η*Υ»/ϋ*8#Α. Steuerung für senkrecht startendes Plugzeug Bit Erfindung betrifft Steueranordnungeft für *iä

daa vertikal starten und landin und eintn Übergattg awlaohen vertikalem und horizontalem yiug mugführtn kann* Sift dtrartiges

Flugzeug soll nachfolgend ala ⁿy3J01i-tlug2tug" beztiohnet

werden«

Die Erfindung iet auf eine da· ?lugverhalt#n steuernd· Anordnung für"»la Vioi-Flugzeug gerichtet, das mit einer Anzahl vortriebaerzeugend** Binriohtuiigen» wi· luftsohraufein* Dreh« fltigeln, ummantelter Euftschrauben od«r Strahltriebwerk·!! auagestatttet iat> die wahlweise daa Flugzeug auf Höh· halten oder, vortreiben können und die so angeordnet äind» daß um eine oder mehrere der längsneigungs-, öierunga* und Qüerneigungaaohaen Momente erzeugt werden können, ind·» auewahlmäflit d«r Vortrieb der Antriebseinheit·»; verete3.lt Wird, Die erfindungagemaoe iao^dnung eraöglioht *iit# n«u*rt!g· Regulierung derartiger Moment· alt beeondereii ünt#3?fiah*it·» und Vorrich-fcujigen, woduroh sioh der Jlugzuetand ein·· »olohf» flugzeug·· in vdrteilhaft»y W«i»· steuern lääti

Im ?all· ein«· luftsohraubingetriebiinen ?T0I»-nui8«ug·* werdext die Moment· u« di· Längeneigunga-, Querneigung·- und aierungeaoheen dea yiugappara-fc·· in awtolaiäßiger Weis· daduröh erzeugt, daß die Winkelet«llungen der tlügel T*rsohiedenen üufteohrauben unterschiedlich vtränd«rii Wenn Drehflügel oder in einem Strömungekanal laufend· Luftaohrauben *la Vortrieb erZ^ugende Einheiten verwendet werden»

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läßt sioh der Flugzuatand ähnlioh einfach steuern, d.h. , .durch' unterschiedliche Veränderung der Blattwinkel- . · ' stellung der Drehflügel oder der luftschrauben. Bei Strahltriebwerken laßt sich der Flugzustand durch unterschiedliche Zumesaung des Brennstoffes regeln·

In der nachfolgenden Beschreibung und in den Zeichnungen wird die trfindungsgemäße Steueranordnung im Zusammenhang mit einem luftsohraubengetriebenen V$OL-Flugzeug e»läutert. Bin derartiges Plugzeug enthält awei Tor dem Schwerpunkt des Plugapparates angeordnete und awei weitere hinter dem Schwerpunkt liegende Luftschrauben. Jeweils eine Luftschraube eines Paares liegt seitlich außerhalb des, Rumpfes auf einer Seite der Querneigungsachse und die andere Luftschraube seitlich außerhalb des Rumpfes auf der anderen Seite der Querneigungsachst, Sämtliche Luftschrauben sind zwisohen nahezu vertikalen und nahezu horizontalen Stellungen schwenkbar. Das Flugzeug steigt und fällt in Vertikalrlohtung und aohwebt, wenn die Luftschrauben in ihren fast vertikal·» StelHun^ifUhen, wahrend ein horizontal verlaufender Flug stattfindet,, wjnn sich die Luftaohraubenaohsen in ihren fast ^^riiiantalen Stellungen befinden* Die Luftaohranbenaohsen werden allmählich zwischen diesen äußeAn Stellungen gasahwenkt, damit ein Übergang zwischen den horizontal gerichtstan und anderem Plugarten erziel-fe wird« Beim Schwebeflug und beim Übergangsaustand liegen die Rotationsachsen der vorderen Luftschrauben nicht ganz parallel zu den Rotatioasaohsen der hintere» Luftschrauben.

Heuartigi Anordnungen und Vorrichtungen geaäfl der Erfindung ermöglioben eine Steuerung des Flugzuetandes diese» hier beschriebenen luftsohraubengetriebenea VfOL* Flugzeuges während des Sohwebefluge» und während des übergangszustandee. Diese Anordnungen und Vorrichtungen beziehen sich in erster Linie auf eine sowohl gemeinsame als auch individuelle VoÄtrieberegelung der verschiedenen Luftschrauben, wodurch eine vollständige dreiachsige Steuerung, d.h. für die Längsneigung, die

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Querneigung und die Gierung möglich ist. Die erfindungsgemäße Steuerung ist so ausgelegt, daß sie bei Betätigung durch den Flugzeugführer zur Erzeugung eines Momentes um eine Steuerachse keine um eine der anderen Steuerachsen wirkenden Momente erzeugt. Die Größe des durch unterschiedlichen Vortrieb erzeugten, um eine Steuerachse wirkenden Momentes als folge eines gegebenen Momentes der Steuerung durch den Flugzeugführer hängt von dem Neigungswinkel der Luftschrauben ab.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Steuerung zu schaffen, durch die der Flugzustand eines VTOL-Flugzeuges um die Längsneigungs-, Querneigungs- und Gierungsachsen durch Veränderung der Vortriebskräfte einer Anzahl von Luftschrauben oder anderer vortriebserzeugender Einrichtungen gesteuert werden kann, die als primäre Einrichtungen das Flugzeug vom Boden abheben.

Die um die Längsneigungs-, Querneigungs-, und Gierungsachsen wirkende Steuerung kann entweder um jede Achse einzeln oder um mehrere Achsen gleichzeitig erfolgen, wenn die Vortriebsveränderungen zwischen mehreren Luftschrauben oder anderen vortriebserzeugenden Einrichtungen gleichgeschaltet sind*

Der Flugzustand eines VTOL-Flugzeuges beim Schweben soll dabei um die Längsneigungs-, Querneigungs- und Gierungsaohsen mit unterschiedlicher Vortriebskraft zwischen Luftschraubenpaaren oder anderen vortriebserzeugenden Einrichtungen gesteuert werden.

Es soll ferner eine kombinierte Steuerung für ein VTOL-Flugzeug geschaffen werden, die beim Schwebeflug für. die Längsneigungs-, Querneigungs- und Gierungssteuerung Vortriebsveränderungen beim ■ horizontalen Schnellflug für di-e Längsneigunge-, Querneigungsund Gierungssteuerung Tragflügel ausnutzt.

■Al Die Anlage muß auch die Möglichkeit einer Längsneigungs-,

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Querneigungs—- und Gierungssteuerung wäiirend des Übergangs zu-Standes mit Hilfe einer Kombination von Vortriebssteuerung und aerodynamischer Oberflächensteuerung bieten« Beim Schweben soll das VIOL-Flugzeug dabei um die Langsneigungsach.se mit unterschiedlichem Vortrieb zwischen den vorderen und hinteren Luftschraubenpaaren oder anderen vortriebserzeugenden Einrichtungen steuerbar sein können.

Es soll ferner eine Steueranordnung vorgesehen werden, mit der der Flugzustand eines VTOL-Flugzeuges beim Schwebeflug um die Querneigungsachse durch unterschiedlichen Vortrieb zwischen den Steuerbord- und Backbordluftschraubenpaaren oder anderen vortriebserzeugenden Einrichtungen gesteuert werden kann.

In gleicher V/eise ist beabsichtigt, den Flugzustand beim Schwebeflug um die Gierungsachse durch unterschiedlichen Vortrieb zwischen diagonal zueinander liegenden Luftschraubenpaaren oder anderen vortriebserzeugenden Einrichtungen zu steuern.

Die Steueranordnung für ein· VTOL-Flugzeug soll ferner so ausgelegt sein, daß sie ein Roll- ein Querneigungsmoment beim Schwebeflug in Abhängigkeit einer Roll- oder Querneigungsanweisung des Flugzeugführers mittels der Vortriebssteuerung erzeugt, ohne gleichzeitig ein Längsneigungs- oder ein Gierungsmoment zu erzeugen.

Entsprechend ist von der Steueranordnung beim Schwebeflug ein Gierungsmoment in Abhängigkeit von einer Gierungsanweisung des Flugzeugführers mittels Vortriebssteuerung· zu erzeugen, ohne daß gleichzeitig ein Längsneigungs- oder Querneigungsmoment entsteht.

Ferner ist beabsichtigt, daß die Steueranordnung schrittweise die Wirksamkeit der Vortriebssteuerung als Mittel zur

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Regulierung dea llugzustand.es verringert, wenn die Geschwindigkeit "be.im Vorwärtsflug ansteigt.

Entsprechend soll die Steueranordnung schrittweise die Wirksamkeit der Vortriebssteuerung als Mittel zur Regulierung des Flugzustandes erhöhen, wenn die Vortriebsgeschwindigkeit des Flugzeuges abnimmt.

Erfindungsgemäß soll ferner eine Steueranordnung für ein 'VTOL-Flugzeug geschaffen werden, die bei allmählich abnehmender Vortriebssteuerung die Wirksamkeit von aerodynmisehen Steuerflächen erhöht, wenn die nach vorn gerichtete Flugzeuggeschwindigkeit abnimmt»

Dabei soll die Steueranordnung beim Übergangsflugzustand ein Längsneigungsmoment in Abhängigkeit von einer Langsbigungsanweisung des Flugzeugführers mittels einer kombinierten Steuerung von Vortrieb und aerodynamischen Flächen erzeugen, ohne daß gleichzeitig beeinflussende Querneigungs- und Gierungsmomente entstehen»

In Abhängigkeit von einer Querneigungsanweisuhg des Piloten soll die Steueranordnung beim Übergangsflugzustand ein Querneigungs- oder Rollmoment mittels einer kombinierten Steuerung des Vortriebs und der aerodynamischen Oberflächen erzeugen, ohne ein Längsneigungs- oder Gierungsmoment entstehen zu lassen.

In Abhängigkeit von einer Gierungsanweisung des Piloten ist ferner beim Übergangsflugzustand ein Gierungsmoment mittels einer kombinierten Steuerung von Vortrieb und aerodynamischen Oberflächen zu erzeugen, ohne daß ein Längsneigungs- oder ein Querneigungsmoment entsteht.

Die Steueranordnung für ein VTOL-Flugzeug ist feraer so auszustatten, daß sie einen unterschiedlichen Vortrieb zwischen

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vorderen und hinteren schwenkbaren Luftschrauben abstimmt, um einen Ausgleich für aerodynamische Längsneigungsmomente zu erzeugen, die beim Schwenken der Luftschrauben auftreten.

Die Steueranordnung soll ferner von schwenkbaren Luftschrauben erVortriebskräfte in Abhängigkeit von dem Neigungswinkel ^eu^' ^e abstimmen, um beim Schwenken der Luftschrauben auftretende aerodynamische Längsneigungsmomente zu kompensieren sowie auch in Abhängigkeit von den Ver^nderiingen des Flugzustand es die Abstimmung vornehmen, wenn sich diese Veränderungen entweder durch äußere aerodynamische Einflüsse oder durch die innere Trimmlast im Flugzeug ergeben.

Das Steuersystem für ein VTOL-Flugzeug soll ferner eine geneigte oder geschwenkte Anordnung der Luftschrauben oder anderer vortriebserzeugender Einrichtungen ausnutzen, um beim Schwebeflug eine u-ie rungs steuerung zu erzielen, und dabei G-ierungsflügel, lieckdrehflü :el oder Strahltriebeinrichtungen überflüssig machen. Die Luftschraubendrehmoment-Rückwirkung auf den llugzeugrahmen soll dazu verwendet werden, um die Gierungssteuerung zu verbessern.

Die Steueranordnung für ein VTOL-flugzeug muß so ausgelegt sein, daß sie eine Längsneigungs-, Querneigungs- und Gierungsa&euerung mit Veränderungen der Vortriebskräfte mehrerer Luftschrauben eine gemeinsame Regelung der Anstellwinkel der Luftschcaubenblattwinkel in Abhängigkeit von Veränderungen der Luftschraubendrehzahl erzielt, um die Geschwindigkeit bei dem von dem Flugzeugführer eingestellten Wert konstant zu halten.

Die Steuerung soll ferner eine Längsneigungs-, Querneigungsund Gierungs steueriing des Flugzeuges mit Veränderungen der Blattwinkel einer Anzahl von Luftschrauben herbeiführen und eine Steuerung der Längsneigung, Querneigung und Gierung für den Fall ermöglichen, falls eine Luftschraube nicht auf die Blattverstellungssignale anspricht.

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Es ist auch beabsichtigt, aerodynamische flächen beim Scnv/ebeflug in solche Stellungen zu führen, daß mit dem Abwinden von vortriebserzeugenden Einrichtungen eine gegenseitige Beeinträchtigung herabgesetzt wird.

Dabei sollen neuartige Längsneigungs- und Querneigungs-Stabilisationseinrichtungen mechanischer oder hydromechanischer Steuerung vorgesehen werden, die die natürlich Dämpfung des Flugzeuges erhöhen, damit es bezüglich Längsneigung und Querneigung stabil bleibt. ■

In der Steueranordnung für den Flugzustarid eines VTOL-Flugzeuges sollen mechanische Vorrichtungen zur Übertragung, Abstimmung und Summierung der Anweisungssignale des Flugzeugführers verwendet werden.

Das den Flugzustand beeinflussende Steuersystem soll in seinen mechanischen Vorrichtungen ■ sinkelhebel und Verbindungsgestänge verwenden, um Längsneigungs-_s Querneigungs- und gemeinsame Luftschraubenflügel-Verstellsi^ale zu einem G-esamtsignal für die einzelnen Luftschrauben kombinieren zu können.

Ferner sind neuartige Vorrichtungen zur Veränderung des Steuerwirkungsgrades zwischen einem oder mehreren Steuereingängen und einem oder mehreren Steuerausgängen vorzusehen.

Endlich soll eine neuartige Vorrichtung vorgesehen werden, um eine Anzahl von Steuereingangen zu einer einzigen Ausgangsgröße zu kombinieren b;w. umzuwandeln, wobei robuste und besonders zuverlässige mechanische geräte verwendet werden.

Bei einem senkrecht startenden Flugzeug gemäfe der Erfindung sind zwei vordere, seitlich in einem Abstand zueinander

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stehende vortriebserzeugende Einrichtungen vorgesehen, die ' im wesentlichen parallele Achsen aufyreisen, welche Linien ■ ' des resultierenden Vortriebs darstellen, wobei die Achsen mit der Senkrechten einen spitzen, endlichen Winkel bilden! ferner sind zwei hintere, seitlich unter einem Abstand zueinander stehende vortriebserzeugende Einrichtungen mit im wesentlichen parallel verlaufenden Achsen vorgesehen, die Linien des resultierenden Vortriebs bilden und mit der ■ Senkrechten einen spitzenendlichen Vfinkel bilden, der jedoch auf der anderen Seite des zuerst genannten spitzen Winkels liegt; ferner sind Einrichtungen vorgesehen, um den Vortrieb zweier diagonal gegenüberliegender vortriebserzeugender Einrichtungen zu erhöhen und die Vortriebskräfte der anderen beiden diagonal gegenüberliegenden Einrichtungen verringern, wodurch Gierungsmomente zur Steuerung des Flugzeuges erzeugt werden.

Das Flugzeug kann vier Luftschrauben mit veränderbarem Blattwinkel aufweisen, wobei die Roationsachsen der Luftschrauben vorbestimmte fast vertikale Stellungen besitzen; es sind ferner Einrichtungen vorgesehen, welche die Luftschrauben' mit der gleichen Geschwindigkeit antreiben und die Blattwinkel sämtlicher Luftschrauben gemeinsam verändern können; außerdem sind Einrichtungen vorgesehen, um die Blattwinkel der Luftschrauben einzeln, aber auch in verschiedenen Kombinationen zu verändern, um mit den Vortriebskräften und deren Reaktionsmomenten die Längsneigungs-, Gierungs- und Querneigungssteuerung zu verändern«

Ein Flugzeug gemäß der Erfindung besitzt vorzugsweise vier in einem Rechteck angeordnete Luftschrauben, deren Rotationsachsen in einer vorbestimmten nahezu vertikalen Richtung •verlaufen! die Luftschrauben können gemeinsam wie auch einzeln bezüglich ihrer Blattwinkel gesteuert werden, und es Bind Einrichtungen zur Gierungssteuerung des Flugzeuges vorgesehen, mit denen der Blattwinkel eines Satzes diagonal/ gegenüberliegender Luftschrauben vergrößert und der Blattwinkel

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j des anderen Satzes diagonal gegenüberliegender Luftschrauben !■verkleinert wird* die Querneigungssteuerung des Flugzeugeä erfolgt über Einrichtungen, mit denen die Blattwinkel der luftschrauben auf einer Seite des Plugzeuges erhöht werden, während man die Blattwinkel der Luftschrauben auf der anderen Seite verringert j weitere Einrichtungen können die Längsneigung des Flugzeuges dadurch steuern, daß die Blättwinkel, der vorderen Luftschrauben vergrößert oder verringert und die Blattwinkel der rückwärtigen Luftschrauben dementsprechend verkleinert bzw. vergrößert werden.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand der sie beispielsweise wiedergebenden Zeichnungen im einzelnen beschrieben, in denen:

Mg. 1 eine Draufsicht auf ein erfindungsgemäß steuerbares VTOL-Flugzeug ist.

Fig. 2 ist eine Seitenansicht dieses Flugzeuges während des- senkfechten Startens, Landens oder während des Schwebefluges.

Fig. 3 zeigt das Flugzeug im Übergangszustand zwischen den vertikalen und den horizontalen Flugzuständen bzw. dem Schwebeflug und dem horizontalen Flug.

Fig. 4 zeigt das Flugzeug beim horizontalen Flug.

Fig. 5 ist eine schematische perspektivische Darstellung des Flugzeuges beim Schwebeflug, in der die Anftriebs- und Grierungssteuerkräfte vektoriell eingezeichnet sind.

Fig. 6 ist eine schematische perspektivische Darstellung des Flugzeuges beim Schwebeflug, in der die Auftriebsund Längsneigungssteuerkräfte eingezeichnet sind.

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Fig. 7 ist eine schematische perspektivische Darstellung des Flugzeuges beim Schwebeflug, in der die Auftriebs- und Qu.rneigungssteuerkräfte"eingezeichnet sind.

fig. 8 ist eine schematische perspektivische Darstellung des Flugzeuges beim Übergangsflugzustand.

!"ig. 9 ist eine schematische perspektivische Darstellung des Flugzeuges beim Horizontalflug.

Figuren 10, 11 und 12 sind Diagramme kennzeichnender Kurven für die Grenzwerte der Luftschraubenblattwinkel für ■ Längsneigungs-,tea Querneigungs-, und Gierungssteuerung zwischen dem Schwebeflug und dem'normal vorwärts gericheten Flug.

Figuren 13_r 15a und 13b sind.schematische: perspektivische Darstellungen des. Flugzeuges zur Erläuterung kennzeichnender Steueranordnungen .und deren lage bei einer bevorzugten Ausführungsform.

Fig. 14 ist ein Schaltplan zur Erläuterung der Wirkungsbeziehungen zwischen den Steueranordnungen gemäß der Erfindung.

Fig. 15 ist eine schematische Darstellung, in der die Beziehung zwischen Anordnungen zur Verstärkungsveränderung der Steuerantriebe und zwischen Summieranordnungen der Steuerantriebe erläutert ist«

Fig. 16 ist eine schematische Darstellung der Vorrichtungen zur Verstärkungsveränderung für die Längsneigungs-, Querneigungs- und Gierungssteuerung,

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Figuren 17, 18, 19 und 20 sind schematische Darstellungen eines typischen Yerstärkungs-Yeränderungsgerätes in verschiedenen Stellungen.

Fig. 21 ist eine schematische perspektivische Ansicht einer Summiervorrichtung.

Fig. 22 ist eine schematische Darstellung einer der automatischen Stabilisierungsvorriehtungen, die in der Steueranordnung Anwendung finden.

Die Figuren 1 - 4 zeigen ein erfindungsgemäß steuerbares VTOL-Flugzeug mit einem Rumpf 24 und dem Schwerpunkt 26. ■Das Flugzeug besitzt Tragflächen 27, die seitlich verlaufen und vor dem Schwerpunkt liegen, sowie weitere Traflachen 28, die seitlich verlaufen und hinter dem Schwerpunkt liegen. Die vorderen Tragflächen 27 weisen an deren Rückseite schwenkbar angelenkte Landeklappen iS auf, die beim Horizontalflug als Querruder wirkeix_s während die hinteren Tragflächen 28 an deren Rückseite schwenkbar angelenkte Landeklappen 51 besitzen, die beim Horizoncalflug als 'Höhenruder wirken» Der Rumpf ist ferner mit einer Leitwerkflosse und einem.Seitenruder 33 ausgestattet, die beim Horizontalflug in üblioher Weise zur Wirkung kommen. Am äußeren Ende der Tragflächen 27 und 28 ist je eine Gondel angeordnet, wobei jede Gondel 34 eine Luftschraube 36 mit veränderbarem Blattwinkel trägt. Es sind ferner Einrichtungen vorgesehen, mit denen samtliche Gondeln 34 zusammen mit ihren Luftschrauben zwischen nahezu vertikalen Stellungen entsprechend Fig. 2 und im wesentlichen horizontalen Stellungen entsprechend Figuren 1 und 4 geneigt werden können. Am äußeren Ende der Tragflächen 25 und 28 befindet sich je eine G-ondel 34 zur Aufnahme einer bezüglich ihrer Blattwinkel verstellbaren Luftschraube Wie nachfolgend noch beschrieben wird, sind Einrichtungen vo'-fesehen, durch die sämtliche Gondeln 34 mit ihren Luftschrauben zwischen $wei vertikalen Stellungen, entsprechend Fig.

und im wesentlichen horizontalen Stellungen entsprechend figuren 1 und 4 gesohwenkt werden können. Die Bezugsziffern 1,2 , 3 und 4 kennzeichnen die Lage der Luftschrauben am Flugzeug folgendermaßen» Die Luftschraube 1 sitzt links vorne, die Luftschraube 2 links hä hinten, die Luftschraube 3 rechts hinten, und die Luftschraube 4 befindet sich rechts vorn. Die Luftschraubenanordnung ist symmetrisch bezüglich einer vertikalen Ebene durch die Querneigungsachse des Flugzeuges. ' Die vorderen Luftschrauben 1 und 4 liegen vor dem Flugzeugeschwerpunkt, während die hinteren Luftschrauben hinter dem Schwerpunkt angeordnet sind. In der gezeigten Ausführungsform befinden sich die vorderen Luftschrauben beim Sehwebeflug und beim Vertikalflug (Fig. 2) dichter am Schwerpunkt als die hinteren Luftschrauben, jedoch bildet diese besondere Anordnung keinen Teil der Erfindung.

Sämtliche vier Luftschrauben stehen über entsprechende Wellen und Zahnradgetriebe mit Antriebsvorrichtungen des Flugzeuges in Verbindung, beispielsweise mit den beiden Antrieben 37. Diese Antriebe treiben über ein Übersetzungs-

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getriebe eine Welle 38 an. Die Welle 48 steht antriebsmäßig über entsprechende Getriebekasten 39 und 40 an dem vorderen und rückwärtigen Ende des Flugzeuges mit vorderen bzw. hinteren Wellen 41 in Verbindung. Die Antriebswellen 41 führen von den Enden der Getriebekasten 39 und 40 an. die Gondeln 34, in denen sich ein Getriebe 42 zur rechtwinkligen Kraftübertragung befindet, das antriebsmäßig die Wellen 49 mit den entsprechenden Luftschrauben 36 verbindet. Die Kraftübertragung stellt sicher, daß die Wellen 41 und sämtliche vier Luftschrauben gleichzeitig mit gleicher Drehzahl rotieren·

Erfindungsgemäß bringen die Gondeln die Luftsohraubenaohsen für den Sahwebeflug und für Starte- und Landebedingungen (Fig. .2)" in eine nahezu vertikale Stellung (Fig. 2). Die Luftschrauben»

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'achsen aind bezüglich der Senkrechten leicht geneigt, so daß sich eine Möglichkeit zur Gierungssteuerung in ■nachfolgend beschriebener Weise ergibt. Entsprechend der. Darstellung weichen die Luftsohraubenachsen beim Schwebeflug Ton der Vertikalen bezüglich zur Flugzeuglängsachse -leicht ab, d.h. die Aohsen der vorderen Luftschrauben 1 und 4 sind von der Senkrechten nahh rückwärts und die Achsen der hinteren luftschrauben 2 und 3 um mehrere Grade nach vorn geneigt.

In 3?igur 3 sind die Gondeln mit einer Neigung von ungefähr 45° eingezeichnet. Die Winkel für die vorderen und hinteren luftschraubenachsen bezüglich der Vertikalen unterscheiden sich jedoch, wobei der Unterschied proportional der in Fig. 2 dargestellten Konvergenz der vorderen und hinteren Aohsen ist. In Figur 4 sind die Gondeln in ihre horizontale Lage für den Vorwärtsflug mit voller Geschwindigkeit gerichtet, und in diesem Zustand bilden die Luftschraubenachsen mit der Längsachse des Flugzeuges im wesentlichen einen Null-Winkel oder nur einen geringen positiven nach oben gerichteten Winkel.

Beim Zustand entsprechend Figur 2 sind die Querruder 29 und die Seitenruder 31 abgesenkt bzw» nach unten geneigt. Die Steuerwirksamk'eit dieser Fläohen ist beim Schwebeflug vernachlässigbar und indem sie abgesenkt werden, wird verhindert» daß die Oberflächen in unbeabsichtiger Weise mit den nach unten geriohteten Propellerabwinden in . Wechselwirkung treten. In Abhängigkeit von der Verringerung des Schwenkwinkels der Luftschrauben werden die Querruder und .die Höhenruder 31 angehoben, um sie beim Vorwärtsflug ihrer Bestimmung zu überführen^ siehe Fig. 3 und 4)*

Figuren 5 bis 7 erläutern die Luftachraubenvortriebskräfte 44-und die Art_t in der diese Kräfte zur Steuerung des Flugzeugen beim Schwebeflug verwendet werden* Die Luftschrauben 1 - 4 besitzen im wesentlichen gleiche Größe und Form und erzeugen eine axial gerichtete Kraft, die sogenannte Vortriebskraft·

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Wie bereits erwähnt, befinden sich die Gondeln beim Schwebeflug in einer fast vertikalen Stellung und die vorderen Luftsohraubenaohsen sind nach rüokwärts geneigt, während die rückwärtigen Luftsohraubenaehsen leicht nach vorne geneigt sind. Die vorderen luftschrauben 1 und 4 liegen parallel, was auch für die hinteren luftschrauben 2 und 3 gilt. Demzufolge erzeugen die vorderen Luftschrauben 1 und 4 beim Schwebeflug gleiche horizontal nach rüokwärts gerichtete Vortriebskomponenten 45, während die beiden hinteren luftschrauben 2 und 3 gleichgroße horizontal" nach vorn gerichtete Vortriebskomponenten 46 erzeugen. Die Kräfte 45 erzeugen wie die Kräfte 46 gleichgerichtete und entgegengesetzte Momente um die Gierungsaqhsej aus diesem Grunde entsteht kein auf das Flugzeug wirkendes Gierungsmoment. Figur 5 zeigt, wie die Gierungssteuerung durchgeführt; wird. Eine Linkskurve wird dadurch herbeigeführt, daß der Blattwinkel von diagonal entgegengesetzten Luftschrauben 1 und 3 erhöht wird, wodurch ein positiver Vortriebszuwachs 47 mit einem horizontal gerichteten Kraftzuwachs 48 erzeugt wird. Die beiden Zuwachskräfte 48 addieren sich zu horizontal gerichteten Komponenten 45 und 46, um ein auf das Flugzeug wirkendes linksdrehendes Kräftepaar zu erzeugen. Während die Blattwinkel der Luftschrauben 1 und 3 erhöht werden, werden gleichzeitig die Blattwinkel der Luftschrauben 4 und 2 verringert, wodurch ihre Vortriebskräfte um die Dekremente 49 verringer-tiwerden· Diese Dekremente oder Abnahmen verringern demzufolge die horizontal wirkenden Kraftkomponenten der Luftschrauben 4 und um die horizontal gerichteten Dekremente 51· Dadurch entsteht ein zusätzlich auf das Flugzeug wirkendes nach links drehendes Kräftepaar. Wenn eine nach rechts gerichtete Gierung erwünscht ist, werden die Blattwinkel der Luftschrauben 4 und 2 erhöht, während die Blattwinkel der Luftschrauben Ϊ und 3 verringert werden, so daß die Veränderungen der Vortriebskraft der einzelnen Luftschrauben naoh rechts wirkendt Gierungskräftepaare hervorrufen. Die Größe eines resultierenden Gierungsmomentes hängt von den entsprechenden Veränderungen der Blattwinkel ab und bleibt dem Flugzeugführer überlassen.

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Die Gierungssteuerung wird ferner unterstützt durch unterschiedliche Veränderungen in dem zur'Drehbewegung der Luftschrauben erforderlichen.Drehmoment, um entweder mehr oder weniger Vortrieb zu erzeugen, wobei die Drehrichtung der verschiedenen luftschrauben so gewählt ist, daß das unterschiedliche Drehmoment zwischen den luftschrauben die von den horizontalen Vortriebskomponenten abgeleiteten .Gierungsmomente zusätzlich unterstützen. Es läßt sich erkennen, daß die Luftschrauben 1 und 3 von oben gesehen im Uhrzeigersinn * und die Luftschrauben 2 und 3 von oben gesehen im Gegenuhrzeigersinn rotieren. Diese Drehrichtungen lassen sich leicht durch entsprechende Wahl der Antriebsgetriebe herbeiführen.

Die Blattwinkel der Luftschrauben 1 und 4 wie auch der Luftschrauben 2 und 3 werden in gegensätzlichem Sinn gleichförmig·verändert. Die resultierenden Vortriebsveränderungen der Luftschrauben 1 und 4 wie auch die der Luftschrauben 2 und differieren in geringem Maße aufgrund der nichtlinearen Beziehung zwischen Blattwinkel und Vortrieb; derarige Vortriebsuntersohiede sind jedoch unwesentlich, wenn die gesamte auf das Flugzeug wirkende Auftriebskraft betrachtet wird. Die Unterschiede sind sehr gering und bestehen nur während einer sehr kurzen Zeit, und die Trägheitskraft des Flugzeuges ist relativ groß ,so daß Höhenveränderungen vernachlässigbar sind. --■-"■--- .

Eine Gierungssteuerung beim Schwebeflug läßt sich dadurch herbeiführen, daß sich die Luftschrauben in einer der Reihenfolge nach abwechselnden Stellung befinden^der die Luftsohraubenachsen 1 und 2 wie auch die Achsen der Luftschrauben 3 und 4 nach oben divergieren, wobei die Luftschrauben 1 und die Luftschrauben 2 und 5 parallel liegende Rotationsachsen besitzen. Bei derartiger Anordnung würden die Luftschrauben bezüglich der Stellungen in den Zeichnungen im entgegengesetzten Sinn rotieren, um die Drehmomentveränderungen auszunutzen, die auftreten, wenn die Biattwinkel der Luftschrauben in der oben beschriebenen ¥eis:e zur Gierung des Plugapparates verstellt sind·

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Es ist.auch möglich, die Rotationsachsen sämtlicher vier Luftschrauben beim Schwebeflug in vertikaler Sichtung zu halten und das Plugzeug nur mit den Gierungsmomenten aufgrund der Drehmoment sve ränderung en einer Gierung zu unterwerfen, die durch Vergrößerung der Blattwinkel von einem Paar diagonal gegenüberliegender Luftschrauben und durch Verringerung der Blattwinkel der anderen Luftschrauben erzeugt werden. G-rößere Blattwinkelveränderungen sind erforderlich, wenn die ' Luft schraub en a oh s en vertikal liegen, um ein G-ierungsmoment einer bestimmten Größe zu erzeugen, als wenn die Rotationsachsen der vorderen und rückwärtigen Luftschrauben geneigt sind. Wenn die vortriebserzeugenden Einrichtungen Strahltriebwerke sind, läßt sich eine Gierungesteuerung dadurch herbeiführen, daß die Größe des Vortriebs der einzelnen Strahltriebwerke unterschiedlieh gesteuert wird. In jedem Fall würden die Achsen der vorderen Strahltriebwerke beim Schwebeflug von der Senkrechten leicht nach vorn und die Achsen der hinteren Triebwerke leioht nach rückwärts geneigt sein. Pur eine Linkskurve müßten die Vortriebskräfte der Strahltriebwerke 2 und 4 erhöht und jene der Strahltriebwerke 1 und j? 3 verringert werdenj bei einer Rechtskurve würden die Vortriebskräfte der Strahltriebwerke 1 und 3 erhöht und jede der Strahltriebwerke 3 und 4 verringert werden.

Weitere Mittel für eine geeignete Gierungssteuerung könnten· darin bestehen, daß die Achse,ump.die die Achse der Vortriebs- ; erzeugenden Einrichtungen schwenken, geneigt wird, so daß die Achsen der vortriebe erzeugenden Einrichtungen 1 und 4 wie auch die der vortriebserzeugenden Einrichtungen 2 und 3 beim Schwebeflug konvergieren. Falls die Neigung nach oben gerichtet ist, (entsprechend V-förmiger Tragfürüg-eltanordnung bzw. positivem Windflächenwinkel)» würden die Achsen der Vortriebserzeuger 1 und 4 wie auch die der Vortriebserzeuger 2 und 3 nach oben konvergieren. Palis dann die Vortriebskräfte der Triebwerke 1 und 3 erhöht und jene der Triebwerke 2 und. 3 _; verringert würden, ergibt sich«ein nach recht· wlrkendee Gierungsmament· _:

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Figur '6 zeigt die Mittel, mit denen die Längsneigungcsteuerung .des Flugzeuges "bei Sehwebeflug erreicht wird. Hier sind die Blattwinkel der vorderen Luftschrauben 1 und 4 vergrößert und die der hinteren !Luftschrauben 2 und 3 verringert, wodurch dementsprechend Vortriebsinkremente 52 an den vorderen luftschrauben und Vortriebsdekremente 51 an den hinteren Luftschrauben entstehen· Daraus ergibt sich ein um die Längsneigungsaohse des Flugzeuges wirkendes Kräftepaar, das den Bug des Flugzeuges anhebt. Eine nach unten gerichtete Neigung entsteht dann, wenn die Blattwinkel der beiden vorderen Luftschrauben verringert und die Blattwinkel der hinteren Luftschrauben erhöht werden. Die Blattwinkel der vorderen Luftschrauben werden gleichmäßig im gleichen Sinne verändert. Die Blaütwinkel der hinteren Luftschrauben Herden ebenfalls gleichwertig im entgegengesetzten Sinn zu denen der vorderen Luftschrauben, jedoch um den glichen Betrag, verändert. Die Größe des resultierenden Heigungsmomentes am Flugzeug hängt von der Größe der Blattwinkelveränderungen an den vorderen und rückwärtigen Luftschrauben ab und kann von dem Flugzeugführer gesteuert werden. Die Blattwinkelveränderungen, die den. Flugapparat um die Längsachse steuern, erzeugen keine resultierenden Momente um die Gierungs- oder Querneigungsaohse. Wie oben im Zusammenhang mit den Gierungssteuerkräften bemwrkt worden ist, verändert sich die von den vier Luftschrauben --. / auf das Flugzeug wirkende gesamte Auftriebskraft während der ! Längsneigungssteuerung beim Sohwebeflug nicht merkmioh.

Figur 7 erläutert die Mittel- zur Querneigungssteuerung des Flugzeuges um die in Längsrichtung verlaufende Roll- oder Querneiguageachse· Zur Herbeiführung einer Eollbewegung nach rechts werden die Blattwinkel der beiden linken Luftschrauben T*iind 2 erh3h1r, während man die Blattwinkel der beiden rechten Luftschrauben 3 und 4 verringert, wodurch resultierende Kräftepaare ura die Eollaohse entstehen, die das Flugzeug nach rechts schwenken. In # gleicher Weise wird für eine Hollbtwegung dea Flxigaeugee naoh links der Vortrieb der Luftschrauben 4 und 3 dadurch erhöht, daß die entsprechenden

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Blattwinkel vergrößert werden, während der von den luftschrauben .1 und' 2 erzeugte Vortrieb dadurch verringert wird, daß die entsprechenden Blattwinkel verkleinert werden, so.daß eine nach links gerichtete Sollbewegung bewirkendes Kräftepaar entsteht. Die Vortriebsinkremente 54· und die Vortriebsdekremente 56 der Luftschrauben erzeugen das nach rechts wirkende KSäftepaar, das aufgrund der Erhöhung der Blattwinkel der Luftschrauben 1 und und der Verringerung der Blattwinkel der Luftschrauben 4 und 3 entsteht. Zur Rollbewegung werden die Blattwinkel der vorderen und der hinteren Luftschrauben gleichmäßig in entgegengesetztem Sinn verändert. Die Große des resultierenden Roll- bzw. Querneigungsaoments aufgrund derartiger Blattwinkelveränderungen ist von dem Flugzeugführer steuerbar. Die gesamte von den Luftschrauben erzeugte auf das Flugzeug wirkende Auftriebskraft wird durch die Blattwinkelveränderungen bei der Querneigungssteuerung des Schwebeflugs nicht beeinträchtigt»

Zur Erhaltung des Gleichgewichts in Längsrichtung beim Schwebeflug muß das Moment der von den vorderen Luftschrauben um den Schwerpunkt des Flugzeuges erzeugten Vortriebskräfte gleich groß und entgegengesetzt dem Moment der Vortriebskräfte der hinteren Luftschrauben sein. Falls der Schwerpunkt auf dem halben Abstand zwischen den Luftschrauben liegt, müßten die Vortriebskräfte der vorderen Luftschrauben gleich denen der -s?— hinteren Luftschrauben sein. Es läßt sich ferner erkennen, daß der Winkel der vorderen Luftsohraubenachse bezüglich der Vertikalen gleich wie der der hinteren Luftschrauben ist und daß für ein Gierunga-, Längsneigungs- oder Querneigungsmomenii die Größe der Blattwinkelveränderung bei sämtlichen vier Luftschrauben die gleiche sein würde.

Falle sioh der Schwerpunkt beim Schwebeflug nioht in der Mitte zwischen den vorderen und hinteren Luftschrauben befindet, müssen die Vortriebskräfte und damit auch die Blattwinkel der Luftschrauben, die sich näher am Schwerpunkt befinden, größer ale die der entfernter liegenden Luftschrauben sein, und der

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Y/inkel zwischen den Achsen der näher liegenden Luftschrauben mit der Vertikalen muß geringer als der bei den rückwärtigen Luftschraubenachsen sein. Falls in diesem Fall ein Giprungsmoment ohne ein resultierendes Rollmement oder ein Rollmoment ohne ein resultierendes Gierungsmoment erzeugt werden soll, müssen die Blattwinkelveränderungen bei den vorderen und hinteren Luvtschrauben größenmäßig differieren.

Bei dem zur Erläuterung der Erfindung dargestellten Flugzeug liegen die vorderen Luftschrauben beim Schwebeflug näher am Schwerpunkt des Flugzeuges, womit ihre Blattwinkeleinstellung zur Erhaltung des Gleichgewichts beim Sehwebeflug-größer ist als diejenige der hinteren Luftschrauben, während ihre Achsen zur Vertikalen in einem geringeren Winkel, z.B. 6° .stehen,-im Vergleich zu beispielsweise 10° bei den hinteren Luftschrauben··

Die Figuren 8 und 9 zeigen den Zustand des Flugzeuges zu Beginn und am Ende eines Übergangszustandes zwischen vertikalem oder Schwebeflug und Hor-izontalflug. Beim Übergangs zustand werden die primären Vortriebsvektoren 44- der Luftschrauben in vertikale Auftriebskomponenten und in horizontale Komponenten zerlegt, die zur vorwärts gerichteten Geschwindigkeit des Flugzeuges - beitragen» Die Steuerung beim Übergänge:?-lugzustand um sämtliche drei Flugzeugachsen· geschieht teilweise durch Veränderung der Blattwinkel, der einzelnen Luftschrauben, wie djß s im Zusammenhang mit Figuren 5» 6 und 7 beschrieben worden ist. Außerdem kommen jetzt die Trqgf lügeist euerf lachen mi^fc. ins Spiel, und die Auftriebskraft des Flugzeuges wird von den fest..angeordneten Tragflügeln 27 und 28 abgeleitet. Wenn die Gondeln abwärts zur, Herbeiführung des Übergangsflugzustandes geneigt werden, werden die Tr^Clügelsteuerflachen 29 und 31 automatisch angehoben. Wenn die Gondeln nach unten geneigt werden, nimmt die Steuerflächenbewegung pro Grad . ^f',--;4-ePv Steuerbe.wegung des Flugzeugführers zu. Die Steuerbeeinfl^ssvng erfolgt sowohl aufgrund der Veränderungen der Luft- ' schraubenblattwinkel als äuoh aufgrund der Betätigung der ^!

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Steuerflächen 29, 31 und 33. Die Querruder 29 an den vorderen .', feststehenden Tragflächen wirken in der gleichen Weise wie die r ■ Querruder eines üblichen Flugzeuges zur Erzeugung von Rolloder Querneigungsmomenten. Die Höhenruder werden gleichzeitig betätigt, um nach oben oder unten auf das Flugzeug wirkende Längsneigungsmomente wie bei einem üblichen Flugzeug zu erzeugen. Das Seitenruder 33 wird nach links und nach rechts bewegt, um Gierungsmomente zur Richtungssteuerung zu erzeugen» Bei nach vorn geneigten G-ondeln 34 wirken Einrichtungen, die die aufgrund der Blattwinkelveränderungen wirkenden Steuermomente schrittweise verringern, wie weiter unten noch beschrieben ist* Beim Übergangsflugzustand wird ein Teil der •Flugzeugauftriebskraft von den Tragflächen 27, 28, ein Teil von der vertikalen Komponente des Luftschraubenvortriebs und ein Teil der vertikalen Komponente der Luftschraubennormalkraft 57 abgeleitet.

In Figur 9 sind die Gondeln 34 soweit nach unten geschwenkt, daß ihre Achsen und damit die Luftschraubeiiachsen im wesentlichen parallel zur Längsachse des Flugzeuges liegen, wobei das Flugzeug im wesentlichen wie ein übliches Flugzeug fliegt; hier ist es eine Abstimmung der Luftschraubenblattwinkel zur 'Gierungs-, Längsneigungs- und Querneigungseteuerung nicht langer erforderlieh oder wünschenswert. Wenn ausreichend· Geschwindigkeit vorliegt, kann die gesamte Querneigungssteuerung über die Querruder 29, die gesamte Längsneigungssteuerung über die rückwärtigen Höhenruder 31 und die gesamte Gierungssteuerung Über das Seitenruder 33 erfolgen.

Ein beachtlicher Anteil der Auftriebskraft wird zeitweilig von den Luftschraubennormalkräften abgeleitet, die als Vektoren 57 dargestellt sind. Die Normalkräfte 57 werden erzeugt, wenn die Luftsehraubenaohsen in einem epitzen Winkel zur Flugwindrichtung liegen. Diese Normalkraft· können durch geeignete Ausbildung der Luft Schraubenflügel, der Blatt- '. Winkelverteilung und weiterer Blattwinkeleinflußgrößen eine:; beträchtliche Größe erreichen. Die Normalkräfte 57 können "bei

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'mäßigen Vorwärtageaohwindigkeiten einen wesentlichen Beitrag zur Auftriebskraft liefern, wenn der von den relativ klein-■fläohigen Tragflügeln 27 und 23 erzeugte Auftrieb nicht · ausreicht. Die Größe der Luftsohraubennormalkräfte 57 hängt in weiteffliJaße von dem Winkel der Gondeln und von der Pluggeschwindigkeit ab. Der Beitrag der luft schraub en-. normalkräfte zum Auftrieb ist am größten, wenn die Gondeln zwischen 45° bis um 5° geneigt sind und sind besonders ' wirkungsvoll, wenn die Vertikalkpmponente des Luftschrauben-' Vortriebs gering sind· Wenn die Geschwindigkeit zunimmt, d.h. beispielsweise 180 Knoten (ca. 330 km/h) oder mehr beträgt, bewirken die Tragflächen eine ausreichende Auftriebskraft bei wirksamen Angriffswinkeln, d.h., bei denen das "Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand der Tragflügel ausreichend hoch ist. Die Verwendung von kleinflächigen Tragflügeln verringert den Luftwiderstand und ermöglicht dem Flugzeug eine; höchstmögliche Vorwärtsgeschwindigkeit,

Eine weitergehende Beschreibung der Verwendung von Luftachraub ennormalkräf ten für die Auftriebskraft läßt sich der amerikanischen Patentanmeldung, Ser*-nro. 10 260 vom 23.Febr.1960 entnehmen·

Wie sich zuvor in Verbindung mit der. Erläuterung der Figuren * 5 bis 7 ergeben hat, ist die Steuerung so ausgelegt, daß beim Sohwebeflugzustand die Blattwinkel der verschiedenen Luftschrauben verändert werden können, um ein Moment um eine einzelne Steueraohse zu erzeugen, wobei die Momente um die anderen beiden Steuerachsen im wesentlichen unverändert bleiben. Wenn die Gondeln von ihren nahezu vertikalen in ih» nahezu horizontalen Stellungen zum Übergang vofc Schwebeflug auf den Horizontalflug geschwenkt werden, ändern sich die Blattwinkeleinateilungen für die erforderlichen Längsneigungs-, QuerneigungB- und Gierungswirkungen% die Längsneigungs-, Querneigunga- und Gierungssteuerung wird schrittweise von den luftschrauben auf dit Fiugzeugsteuerfläohen übertragen·

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Das erfindungsgemäße Steuersystem enthält, wie weiter unten < nooh be schriet en wird, während des tJbergangsflugzustandes «':..', ••wirkende Einrichtungen zum Abgleich der Blattwinkelvöränderungen,, die durch ein bestimmtes Moment der Steuerung vom Plugzeugführer· beeinflußt werden. . '

Bestimmte Flugmanöver, beispielsweise Steigungsflug oder Kurvenflug erfordern die gleichzeitige Erzeugung von Steigungs-, Querneigungs- und Gierungsmomenten. Nachfolgend beschriebene Einrichtungen sind vorgesehen, um die verschiedenen Steuereingänge zu kombinieren und für jede der vier Luftschrauben die erforderliche Blattwinkelveränderung zur Herbeiführung der kombinierten längsneigungs-, Querneigungs- und Gierungswirkung durchzuführen. Es bestehen Grenzen, über die hinaus die Blattwinkel nicht verstellt werden können, ohne daß der luftschraub enwirkungsgrad beeinträchtigt wird oder über das zulässige Maß hinausgehende Beanspruchungen bei der Übertragung von Kraftkomponenten entstehen; die vorgenannten Abgleicheinrichtungen halten die Blattwinkel der Luftschrauben innerhalb dieser Grenzen. Die Figuren 10, 11 und 12 zeigen das allgemeine Verhalten der Abgleichung bzw. der Abstimmung der Blattwinkelveränderung für die Gierurigs-, Querneigungsund Längsneigungssteuerung beim Schwebeflug und beim tJbergangsflugzustand. Mr sämtliche MlIe zeigen die Kurven die maximalen und minimalen Blattwinkelverändenungen, die sich aus maximalen Steuereingängen unter verschiedenen Zuständen ergeben, wobei die numerischen Werte dem besonderen in Figuren 1 - 4 dargestellten Flugzeug zugeordnet sind. Die Blattwinkelveränderungen sind natürlich geringer als die für einen besonderen Schwenkwinkel der"⁵Gondeln, wenn die Steuereingangsbewegungen geringer als der Maximalwert sind. Für einen beliebigen gegebenen Schwenkwinkel der Gondeln verändern sich die Blattwinkeleinstellungen in linearer ,Weise., wenn die Steuereingangsbewegungen größenmäßig verringert oder erhöht werden·

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Figur 10 erläutert die Blattwinkelverstellungen für die Gierungssteuerung. Auf der linken Seite der Darstellung, wo die vorderen und hinteren.Gondeln sich in ihrer ausgeprägten Schwe&eflugstellung befinden, beispielsweise unter einem Winkel von 96° bzw. 80° zur Horizontalen, wird der Blattwinkel der'luftschraube 1 (bezüglich Fig. 5) um 1,9° und der Blattwinkel der luftschraube 3 um 2,3° .erhöht, wenn der Flugzeugführer die ganze Steuerkraft zur Bewegung des Steuerruders nach links aufbringt. Gleichzeitig wird der Blattwinkel der Luftschraube 4 um 1,9° und der Blattwinkel der luftschraube 2 um 2,3 ° verringert. Diese Blattwinkelverstellungen während des Schwebeflugs sind so gehalten, daß voll wirkende linksdrehende Gierungsmomente das Flugzeug beeinflussen, ohne daß Momente um die längsneigungs- oder Querneigungsachse des Flugzeuges erzeugt werden. Wenn das Flugzeug vom Schwebeflug in den Vorwärtsflug übergeht, werden die Sehwenkwinkel der vorderen und hinteren luftschrauben, d.h. die Winkel zwischen den luftschraubenacheen zur längsachse des Flugzeuges, gemessen, im Uhrzeigersinn, schrittweise durch proportionale Winkel verringert, die unten auf der Zeichnung waagerecht aufgetragen Bind. Die maximalen Blattwinkelveränderungen für eine volle Bewegung des Seitenrudersteuerpedals verringert sich für die verschiedenen luftschrauben mit abnehmenden Heiguhgswinkel, wie dies aus den Kurven hervorgeht. -Eine Möglichkeit zur Gierungssteuerung über die Blatiiwinkelveränderung endet dann, wenn die vorderen Gondeln um-.ungefahrt 77° und die hinteren. Gondeln um ungefähr 65° geschwenkt sind. Von diesen Schwenkwinkeln bis auf Null herunter wird die Gierungssteuerung vom Seitenruder übernommen. Der Unterschied zwischen den Blattwinkelverstellungen für die luftschrauben,1 und, 4 und für die luftschrauben 2 und 3 ist notwendig* ;um Gierüngseinflüsse bei der Erzeugung von Rollmomenten-,für das Flugzeug zu verhindern·

In Figur 11 zeigen die Kurven die Blattwinkelvers tollungen für verschiedene Sehwenkwinkel bei maximaler Querneigungs-

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steuerung. Die sich aus diesen Kurven ableitenden Beziehungen .ergeben·sich auf der Grundlage zweier Bedingungen, von denen eine darin besteht, daß die Blattwinkelveränderungen so gewählt werden müssen, daß ein Querneigungsmoment ohne Gierungsoder Längsneigungsmomente erzeugt werden kann. Die andere Bedingung besteht darin, daß die Steuerwirkung schrittweise von den Luftschrauben auf die Querruder übertragen werden muß. Die Querruder werden von ihren herabgelassenen Stellungen · · langsam in Abhängigkeit von der Verringerung des Schwenkwinkels' der Gondeln angehoben; damit ist eine gewisse Steuerung über die · Luftschrauben vorzusehen, die über den ganzen Weg bia auf kleine Schwenkwinkel wirken soll, wo dann die Querruder alleine die Steuerung bezüglich der Querneigung übernehmen können.

Die oberen Kurven in Figur 11 zeigen das Ansteigen des Blattwinkels der Luftschraube 1 für die Rollbewegung naoh rechts und das damit in Zusammenhang stehende Abnehmen des Blattwinkels bei'der Luftschraube 4· Bei positiveir Blattwinkelveränderung an der Luftschraube 2-feeim 1 wird auch eine positive Blattwinkelveränderung an der Luftschraube 2 beim Schwebeflug vorgenommen; gleichzeitig wird eine negative Blattwinkelveränderung an der Luftschraube 3 vorgenommen, wie in den unteren Kurven in Pig. 11 angegeben ist. Die Blattwinkelverstellungsgrenzen für die Luftschraube 1 bleiben für den gesamten Schwenkwinkelbereich wie die Blattwinkelverstellgranzen der Luftschraube 4 im gleichen Sinn. Die Blattwinkelverstellungsgrenzen der Luftschrauben 2 und 3 werden jedoch umgekehrt. Wie aus der Darstellung hervorgeht, beginnt die Blattwinkelverstellung einer Luftschraube 2 für eine Rollbewegung nach rechts bei einem positiven Wert von 1,6 in den fast vertikalen Stellungen der Luftschraubenachsen, wird jedoch O bei einem Sohwenkwinkel von ungefähr 68° und : •anschließend negativ. Dieser Verlauf entsteht, während die .....-■ Blattwinkelverstellgrenze der Luftschraube 1. über den gesamten ;, Schwenkbereich der Gondeln positiv bleibt. J¹Ur eine Rollbewegungnaoh reohts wird die Blattwinkelverstellung für die luftsohdraube

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gleichzeitig bei einem Schwenkwinkel von ca. 68° von einem · -. .negativen Wert bei 1,6° auf Ö verringert und wird danach I positiv, wenn der Neigungswinkel sich zwischen 68° und 0 verändert. Die Richtungsumkehr der Blattwinkelverstellung ergibt sich aus der oben bee^hi-iebenen Bedingung für die Anlage, daß Querneigungssteuereihgänge von dem Flugzeugführer nur Rollmomente für das Flugzeug erzeugen sollen, ohne daß gleichzeitig Momente /.um die Gierungsaohse des Flugzeuges hervorgerufen werden. Dies wird bei Zugrundelegung des Falles klar, wo die vorderen Gondeln bei ungefähr 83° stehen. Die Verändeizungen in den horizontal wirkenden Komponenten des Luftschraubenvortriebs, die sich aus einer Vergrößerung des Blattwinkels der Luftschraube 1 und einer gleichzeitigen Verringerung bei der luftschraube 4- ergeben, bewirken ein rechtswirkendes Gierungsmoment; aber die Veränderungen in dem Luftschraubenreaktionsmoment zusammen mit den Blattwinkelverändemmgen erzeugen ein gleichgroßes entgegenwirkendes Gierungsmoment, so daß das von den Blattwinkelverändeerungen der vorderen Luftschrauben erzeugte Gierungsmoment Hull ist. Dementsprechend muß das von den hinteren Luftschrauben 2 und 3 erzeugte Gierungsmoment ebenfalls ITuIl seinj dies läßt sich bei einem Schwenkwinkel der hinteren Luftschrauben bei ca· 68° nur dadurch erreichen, daß beide hinteren Luftschrauben den gleichen Blattwinkel aufweisen, d.h. bei ihnen eine Veränderung Null erfolgt* Bei geringeren Sohwenkwinkeln erzeugen Veränderungen der Blattwinkel der vorderen Luftschrauben zur Herbeiführung eines Rollmomentes ein resultierendes Gierungsmoment, dem duroh geeignete Blattwinkelveränderungen an den hin- ■ teien Luftschrauben entgegengewirkt werden muß. Aufgrund der Unterschiede zwischen den vorderen und hinteren Schwenkwinkeln kann ein Rollmoment oder ein gleichzeitiges Gierungsmoment dadurch herbeigeführt werden, daß die Blattwinkel der Yorderen Luftschrauben zur Erzeugung einer Rollbewegung in der erforderlichen Richtung verändert werden und die hinteren Blatt-

, winkel um einen geringeren Betrag in dem Sinn verstellt werden, um eine Rollbewegung in der entgegengesetzten Riohtung zu erzeugen. ^! Des jetzt aus den hinteren Luftschrauben resultierende Gierungs-

' moment ist gleich und entgegengesetzt dem der vorderen Luftschrauben' d.h. das Gierungsmoment ist Null, es tritt jedoch ein in der gewünschten Richtung wirkendes Netto-Rollmoment auf·

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figur 12 betrifft die längsneigungssteuerung. Die -Biattwinkelveränderungen für die Längsneigungssteuerung erzeugen keine Momente um die Gierungs- oder Rollachsen des Flugzeuges. Dem-· entsprechend brauchen die Blattwinkelreränderungen nur plan-* mäßig verfolgt zu werden, um eine schrittweise vor sich gehende Ausschaltung der Blattwinkelsteuerung herbeizuführen, wenn der Schwenkwinkel abnimmt und die PlugZeuggeschwindigkeit ansteigt. Aus der Darstellung ergibt sich für sämtliche vier luftschrauben, daß ihre Blattwinkelverähderungen im wesentlichen für einen beliebigen gegebenen Schwenkwinkel zwischen den fast vertikalen Stellungen der Luftschraubenachsen und ihren nahezu horizontalen Stellungen die gleichen sind. Da die Höhenruder langsam angehoben werden, sind sie für eine Steuerung erst wirksam, wenn der Übergangsvorgang schon weit fortgeschritten ist. Dementsprechend wird für die Steuerung der Längsneigung während des größten Teils im Übergangsbereich der unterschiedliche Luftschraubenvortrieb verwendet. In Figur 12 gibt die Kurve 1,4 oben den Blattwinkelanstieg für die Luftschrauben 1 und 4 bei einer maximalen Eingangsgröße für eine nach oben gerichtete Längsneigungssteuerung. Die Kurve 2,3 oben zeigt die Blattwinkelverringerung für die Luftschrauben 2 und 3, wenn die Steuereingänge eine nach oben gerichtete Längsneigung des Flugzeuges herbeiführen würden. In gleicher Weise zeigt die Kurve 1,4 unten die -ölattwinkelverringerung für die vorderen Luftschrauben bei einer Steueranweisung zur nach unten gerichteten Längsneigung des Flugzeuges, und die Kurve 2_T3 unten zeigt den Blattwinkelanstieg der Luftschrauben 2 und 3 bei einer Steueranweisung für eine nach unten gerichtete Längsneigung des Flugzeuges. Bei sämtlichen Kurven der Figuren 10, 11 und 12 läßt sich erkennen, daß die Veränderung des Längsneigungswinkels bei der Gierungs-, Querneigungs- und Längsneigungssteuerung KuIl wird, wenn oder fcevor der Schwenkwinkel zu Hull wird} zu dieser Zeit besorgen die aerodynamischen Steuerflächen die volle Flugzeugsteuerung.

Die in den Zeichnungen und in der Beschreibung angegebenen numerisohen Werte und genauen Kurvenverläufe sind beispielhaft für die besondere hier vorliegende ilugzeugkonstruktion und

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lassen sich daher nicht auf sämtliche derartige Flugzeuge übertragen. Jedoch die allgemeine Kurvenform für die Blattwinkelveränderung ist für die erfindüngsgemäße allgemeine Bauart kennzeichnend.

Die folgende.Beschreibung bezieht sich auf die Figuren 13» 13A und 13B in der die bauliche Anordnung verschiedener Steuerelemente angegeben ist, und auf Figur 14» die sich auf den .Steuerfunktionsablauf bezieht. Die Querneigungs- und Längsneigungsanweisung von dem Piloten wird durch Handhabung eines Steuergabelkopfes 60 bzw. durch Drehung eines Rades 61 zur ..Querneigungssteuerung und durch Vorwärts- und Rückwärtsbewegung des Gabelkopfes für die Längsneigungssteuerung herbeigeführt. Das Rad 61 steht mit dem Querruder 29 über Seile 62,. einen Absenkmechanismus 63» über Verbindungsglieder beispielsweise 64 und über Drehmoment übertragende Wellen 66 in Verbindung. Eine Bewegungsanahmeeinriehtung"68 längs eines Kabels 62 gibt eine muerneigungssteuereingangsgröße über Antriebsverbindungen 68' an eine Koordinationseinrichtung 67 weiter. Der Gabelkopf 60'steht mit den· Höhenrudern 31 über Zug- und Druckstangen, beispielsweise 69, über Seile 71» einen Senkmechanismus 72 und ein Drehmoment übertragendes Rohr 73 in Verbindung. Die Senkvorrichtungen 73*und 72 dienen in Abhängigkeit von dem Neigungswinkel der Gondeln zur Betätigung und Veränderung der Steuerverbindungsgestänge, an die sie angeschlossen sindj für diesen Zweck lassen sich·beliebige bekannte Senkvorrichtungen verwenden. Eine Bewegungsabnahmeeinrichtung 74 ist längs eines Seiles 71 vorgesehen, die eine Längsneigungseingangsgröße an der Stelle 76 dem Steuerkoordinator 67 weitergibt.

Seitenruderpedale 78 sind durch rückwärts verlaufende Seile 79 mit dem Seitenruder 33 verbunden. Längs eines dieser Seile befindet sich eine Stellungsabnahmeeinrichtung 81$ die über Verbindungen 82 an ein Gierungssteuertefeselement 83 am Steuerkoordinator 67 geführt ist.

Die Senkvorrichtungen 63 und 72 dienen für die Querruder bzw· Höhenruder. Sie senken diese Steuerflächen während .des Sohwe-,

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befluges, d. h. wenn sich die Luftschraubenaehsen fast in ■ .: vertikaler Stellung befinden, so daß die Flächen nicht we- :: sentlich mit den Propellerabwinden in Wechselwirkung treten, sowie zum Anheben der Steuerflächen, wenn die Gondeln-abwärts geschwenkt werden. Die Senkvorrichtungen verringern die von dem Piloten aufzubringende Betätigungskraft zur Bewegung der Steuerflächen beim Schwebeflug, indem die Flächenbewegung pro Grad der Steuerbewegung durch den Piloten verringert wird, wenn die Steuerflächen herabgelassen werden. Die Schwenkanlage für die Luftschraubengondeln enthält einen umsteuerbaren Motor 68, der eine üeihe von Antriebswellen 87 treibt, (die zweckmäßi— gerweise als biegsame Wellen dargestellt sind) über eine Reihe von Winkeltriebseinheiten 88). Die Hauptwellen 87 führen zu. Getriebeeinheiten 89 an den Enden der Tragflügel 27 und 28, wobei die Getriebeeinheiten die Gondeln 34 in Abhängigkeit von dem Motor 68 schwenken. Dieser Motor wird wahlweise von dem Piloten in beiden Jüchtungen durch eine größere oder kleinere Verstellung einer Steuervorrichtung 86a betätigt (siehe Figur 14). Vorzugsweise befindet sich diese Steuervorrichtung auf dem Steuergabelkopf 61. Die Wellen 87 führen zu Senkvorrichtungen 63 über linear wirkende Betätigungseinrichtungen 63^r und an die Senkvorrichtung 72 über eine zusätzliche Welle 87 ·. Die Senkvorrichtungen stimmen die Querruder- und Höhenruder- · Steuerungsgestänge aufeinander ab, wenn die Gondeln gehoben oder gesenkt werden. Wenn die Gondeln sich einer horizontalen Stellung nähern, werden die Höhen- und Seitenruder in die Horizontale bewegt, wodurch diese Steuerflächen die gesamte Querneigungs- und längsneigungssteuerung des Flugzeuges übernehmen können, wenn die Geschwindigkeit des Flugzeuges dieser Steuerungsart genügt.

Der Steuerkoordinator 67 (siehe Figuren 13 - 15) erhält einen · Steuereingang von einer der Wellen 87, die kennzeichnend für den Neigungswinkel der Gondel ist. Eine Handsteuerung 92 sorgtfür eine Längsneigungstrimmungseingangsgröße 91 in den Koordinator. Der Koordinator 67 erhält ferner Eingänge von automa-

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tisch-arbeitenden Quer-'und Längsneigung33tabilisatoren 93 .bzw. 94» Die Stabilisatoren 93 bzw. 94 arbeiten nach dem Krei-'selprinzip und Figur 22 gibt ein typisches Beispiels. Das Flugzeug enthält dieytibliche Kraftantriebs- und Geschwindigkeitssteuerung und einen Geschwindigkeitsregler 96, wobei die Geschwindigkeit durch eine Steuerung 96a vom Flugzeugführer ge-■ . regelt wird (Figur 14). Der Regler gibt eine Steuereingangsgröße 97 an den Steuerkoordinator 67. Der mittlere Abschnitt in Figur 14, der diese Bauteile innerhalb und zwischen den mit unterbrochenen Linien eingezeichneten Kästen aufweist, enthält den Steuerkoordinator. Links von dem Koordinator befinden sich die Steuerantriebe vom Flugzeugführer, die automatischen Steuerungen und die Antriebsverbindungen von diesem'zum Koordinator. Die Ausgangeg¥ö"&6 106 und die Blattwinkelverstelleinrichtungen 101, 102, 103 und 104_f an die die Ausgänge zur Veränderung der Blattwinkel der Luftschrauben 1, 2, 3 bzw. 4 angelegt werden, sind rechts vom Koordinator eingezeichnet. Die -tsiattwinkelverstelleinrichtungen umfassen Teile der in den Gondeln 34 sitzenden Luftschraubenanordnungen, die jeweils eine Eingangsgröße 106 von dem Steuerkoordinator 67 zugeführt erhalten. In Figui? 13 sind diese Eingänge 106 als Zug- und-Druckstangen 107 und Hebel 108 dargestellt, die den Steuerkoordinator 67 mit den Vorrichtungen der Luftschrauben in den verschiedenen Gondeln verbinden.

In Figuren 14 und 15 enthält der Steuerkoordinator drei Steuereingangsmischvorrichtungen 111 für die Rollbewegung 112 für die Längsneigungsbewegung und 113 für die Gierungsbewegung. Diese drei Eingangsmischer sind sämtlich mit vier Steuersummiergeräten mit folgenden Bezugszeichen verbunden,116 für Luftschraube 1, 117 für Luftschraube 2 und 118 für Luftschraube 3 und 119 für Luftschraube 4. Die drei Einheiten 111 bis 113 sind' in ihrer allgemeinen Ausbildung gleich, jedoch in den Einzelheiten verschieden. Die Summiereinrichtungen 116 - 119 gleichen sich im wesentlichen«

Der Querneigungssteuermischer 111 empfängt drei Eingangsgrößen: einen Eingang an der.Stelle 68 von der Querneigungsanweisung

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des Flugzeugführers, einen Eingang von dem Querneigungsstabi-. lisator 93 und einen Eingang an der Stelle 87 entsprechend dem Schwenkwinkel der Gondel. Ein derartiger Steuermischer 111 gibt ein Steigungsveränderungs-Ausgangssignal für jede Luftschraube ab» Der Schwenkwinkeleingang wird über Kurvenscheiben 121 und 122 eingeführt, die ein Profil zur Proportionierung der Blattwinkelveränderungen auf die Steuereingänge (manuell und automatisch) entsprechend Figur 11 aufweisen, wobei die Kurvenscheibe 123 für die vorderen Luftschrauben 1 und 4 eine andere Form als die Kurvenscheibe 121 für die hinteren Luftschrauben 2 und 3 besitzt.

Der Längsneigungssteuermischer 112 empfängt vier Eingangsgrößen, d«, h« einen Eingang an der Stelle 76 aus der Längsneigung sanweisung des Flugzeugführers, einen Eingang von dem Längsneigungsstabilisator 94, einen. Eingang an der Stelle 91 von der von Hand betätigten Trimmung 92 und einen Eingang an der Stelle 8? entsprechend dem Schwenkwinkel der G-ondel. Der Steuermischer 112 gibt ein Steigungsveränderungs-Ausgangssignal für die beiden vorderen Luftschrauben 1 und 4 und ein Steigungsveränderungs-Ausgangssignal für die beiden hinteren Luftschrauben 2. und 3 ab„ Die Eingangsgröße für den Schwenkwinkel wird über Kurvenscheiben 127 und 126 eingeführt. Kurvenscheibe 124 « ist so profiliert, daß die Blattwinkelveränderungen bezüglich der Steuereingänge (manuell und automatisch) entsprechend den Kurven .in Figur 12 proportioniert werden. Kurvenscheibe 126 bewirkt Blattwinkeländerungen an vorderen und hinteren Luftschrauben zur AufrecMsrhaltung des G-leichgewichts in Längsrichtung oder der Trimmung des Flugzeuges während des Übergangsflugzustandes vom Schwebeflug zum horizontalen Flug. Zur Erhaltung des Gleichgewichtes in Längsrichtung beim Schwebeflug müssen die Blattwinkel der vorderen Luft-. schrauben 2-3° größer als die der hinteren ^Luftschrauben sein,. Wenn jedoch der Schwenkwinkel nur wenig von den Vertikalen ausgehend verringert wird und das Flugzeug eine mäßige Vorwärtsgeschwindigkeit gewinnt, wird ein beträchtliches Steigungsmoment erzeugt, dem mit einer starken Verringerung der Blatt-

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winkel des vorderen Propellers und einem gleichzeitigen Erhöhen der Blattwinkel der hinteren Propeller entgegengewirkt werden muß. Beim Maximalwert, der bei einem Schwenk-*
winkel in der lähe von 70° auftritt, ist der Blattwinkel der hinteren luftschraube ungefähr um 5° größer als der der vorderen Luftschraube. Wenn der Schwenkwinkel weiter verkleinert wird, verringert sich der Blattwinkelunterschied langsam, und die Blattwinkel für sämtlicher vier Luftschrauben
sind für Schwenkwinkel von etwa 20'
kung im wesentlichen die gleichen.

sind für Schwenkwinkel von etwa 20° bis auf eine Nullschwen-

Der Gierungssteuermischer 113 kombiniert zwei Eingänge; eine Eingangsgröße an der Stelle 83 aus der Gierungsanweisung des Piloten und eine Eingangsgröße an der Stelle Ö? entsprechend dem Schwenkwinkel der Gondel. Eine Kurvenscheibe 128, die
entsprechend dem Sehwenkwinkel der Gondel betätigbar ist,
dient zur Proportionierung der Blattwinkelveränderungen der Luftschrauben 1 und 4 bezüglich der Steuereingänge gemäß den oberen Kurven in Sigur-IO. Eine Kurvenscheibe 129 bemißt die Blattwinkelveränderungen der Luftschrauben 2 und 3 in Abhängigkeit "von den unteren Kurven in ffigur 10 für die Steuereingänge.

Die Kurvenscheiben 121, 122 und 124, 128 und 129 sind Teile einer Anzahl von Proportioniervorrichtungen oder Verstärkungswandlern mit einem im wesentlichen gleichen Aufbau. Diese Vorrichtungen tragen das Bezugszeichen 131· Sie sind zusammen mit ihnen zugeordneten Steuereingangsgestängen für die EoIl-, Längs- und Gierungsbewegung deutlicher in Eigur 16
dargestellt. Der geometrische Aufbau der Verstärkungswandler in Pigur 16 ist verzerrt dargestellt, um das Verständnis der allgemeinen Anordnung zu erleichtern; die wirkliche Geometrie eines Verstärkungswandlers der verwendeten Bauart ist in den Figuren 17 bis 20 dargestellt.

Der Verstärkungswandler nach Figuren 17 bis 20 ist ein neuartiges mechanisches Rechengerät oder besser-ein Vervielfacher. Ein Verbindungsglied 133 ist an einem feststehenden Drehzap-*

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fen 134 angelenkt. Ein Verbindungsglied 136 ist am oberen Ende des Gliedes 133 an der Stelle 137 schwenkbar angelenkt und. ein Ausgangsverbindungsglied 138 sitzt schwenkbar an dem unteren Ende des Gliedes 136 an der Stelle 139· -

Die Verbindungsglieder 133» 136 und 138 besitzen die gleiche Länge. In ligur 17 liegen diese Teile übereinander und die oberen und unteren Sohwenkpunkte koaxial. Der geometrische Ort des Schwenkpunktes 139 wird von einer Kurvenscheibe 121 mit einem IPolgeteil 141 auf einer Schwinge 142 mit einem unten liegenden Schwenkpunkt 143 gesteuert. Die Schwenkpunkte oder Drehzapfen 139 und 143 sind mit einem Verbindungsglied 144 verbunden. Der Arm 132 ist über ein Verbindungsglied mit einem Steuereingang verbunden, der in diesem Pail ein von Hand.oder automatisch betätigbares Querneigungssteuergerät ist. Mit diesem Verbindungsglied wird die Winkelstellung des Armes 133 festgelegt. Der geometrische Ort des Schwenkpunktes 143 wird von der Stellung des Kurvenscheibenfolgeteiles 141 bestimmt. Der Schwenkpunkt 139 ist um den Schwenkpunkt 143 schwenkbar. Das Ausgangsglied 138 steht mit dem Drehpunkt mit einem hin- und hergehenden Ausgangshebel 146a an einem Schwenkpunkt 147 in Verbindung, wobei der Hebel selbst einen feststehenden Schwenkpunkt 148 aufweist. Die Länge des Verbindungsgliedes 144 ist gleich dem Abstand zwischen den Schwenkpunkten 148 und 147.

Wenn in Abhängigkeit von der Luftschraubenachsenneigung die Kurvenscheibe 121 in die in Figur 17 eingezeichnete Lage gedreht ist, befindet sich der Schwenkpunkt 139 koaxial zum Schwenkpunkt 134. In dieser Stellung schwenken die Arme 133 und 136 gleichzeitig in Abhängigkeit von den Steuereingängen über das Verbindungsglied 150, während'der Schwenkpunkt 139 fest stehen bleibt und der Hebel 146 nicht bewegt wird. Dies ist die sogenannte "Stellfaktor-Null-Stellung", d. h. die Stellung, bei der eine Steuerbewegung keine Blattwinkelver-r änderung erzeugte In dem dargestellten Beispiel ist dies 'die Stellung, wenn die Neigungswinkel vorn 83° und hinten 68° betragen. In Zusammenhang mit Pigur 11 läßt sich erkennen, daß.

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'bei diesen Neigungswinkeln ein Querneigungssteuereingang keine Veränderung der Blattwinkel für die Luftschrauben 2 und hervorruft, wobei diese Luftschrauben von der Kurvenscheibe 121 beeinflußt^werden. Die Kurvenacheibe 121 ist so ausgeführt, daß bei dem Estremwert entsprechend der Neigung Null der Schwenkpunkt 139 wieder in der Stellfaktor-Null-Stellung steht.

In iigur 18 ist die Kurvenscheibe 122 so gedreht, daß das
G-lied 142 mit nach rechts schwenkt, womit sich der Schwenkpunkt 139 vom ortsfesten Schwenkpunkt 134 nach rechts bewegt. Eine nach rechts gerichtete Schwenkbewegung des Armes 133 bewirkt eine im Uhrzeigersinn gerichtete Bewegung des
Ausgangsbebeis 146a und eine nach links gerichtete Schwenkung führt zu einer Bewegung im G-egenuhrzeigersinn. Diese
Stellung entspricht Neigungswinkeln von 48° vorn und 40°
hinten, wobei an diesem Punkt (siehe -ß'igur. 11) ein Steuereingang für eine Rechtsneigung eine Verringerung der Blattwinkel der.Luftschraube 2 und eine Erhöhung der Blattwinkel der Luftschraube 3 erzeugen. In Figuren 19 und 20 ist die
Kurvenscheibe 121 so gedreht, daß das Verbindungsglied 142 nach links schwenkt, womit sich der Schwenkpunkt 139 vom ortsfesten Schwenkpunkt 1M nach links bewegt.

Jetzt führt eine Schwenkbewegung des Armes 133 nach rechts
eine im Gregenuhrzeigersinn gerichtete Bewegung des Ausgangshebels 146 und eine nach links gerichtete Schwenkung eine Bewegung im Uhrzeigersinn herbei. Dies ist die Stellung, wenn die Luftschrauben sich im Zustand für den Schwebeflug befinden, wobei an diesem" Punkt ein Steuereingang für eine Rechtsneigung eine Vergrößerung des Blattwinkels der Luftschraube 2 und eine Verringerung des Blattwinkels der Luftschraube 3 hervorruft. .

Auf die Anordnungen entsprechend Figuren 14 und 16 angewendet, führt dies dazu, daß die verschiedenen Stellfaktorwandler oder Proportioniervorrichtungen in Abhängigkeit von dem

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Neigungswinkel der Gondeln über die Kurvenscheiben 121, 122, 124, 128 und 129 gesteuert werden, die so ausgestaltet sind, daß eine Stellfaktorveränderung hervorgerufen wird, um den in den Üguren 10, 11 und 12 zur G-ierungs-, Querneigungs- und Längsneigungssteuerung angegebenen Bedingungen zu genügen. Die Stellfaktorwandler für die rückwärtigen Luftschrauben gehen zur Querneigungssteuerung vom Stellfaktor Plus über Null nach Minus, wenn die Gondeln nach unten geneigt werden. Die anderen Wandler verändern den Stellfaktor zwischen lull,bei geringen Neigungswinkeln der Gondeln bis zu einem Maximalwert in einer -dichtung bei hohen Neigungswinkeln.

In der Steuermiseheruntereinheit 111 in i'igur 16 sind der Querneigungsanweisungseingang an der Stelle 68 und der Querneigungsstabilisatoreingang an der Stelle 93' durch ein Differentialgestä,nge 149 miteinander verbunden, um einen Eingangsarm 133 des Stellfaktorwandlers über ein Verbindungsglied 151 zu betätigen.Die Arme 133 von zwei Stellfaktorwandlern sind zur Ausführung einer gemeinsamen Bewegung über ein "Verbindungsgestänge 150 verbunden. Der Hebel 146a gibt BlattwinkeIverstellsignale für die Luftschrauben 2 und 3 und der Hebel 146b Blattwinkelverstellsignale für die Luftschrauben 4 und 1, sämtlich für die Querneigungssteuerung ab.

In der Mischeruntereinheit 113 in Figur 16 sind der Längsneigungsanweisungseingang an der Stelle 76 und der Längsneigungsstabilisatoreingang an der Stelle 94' über ein Differentialgestänge 152 miteinander verbunden, um den zugeordneten Eingangsarm 133 des Stellfaktorwandlers zu betätigen. Der Ausgangshebel 146c enthält einen Teil eines weiteren iJifferentialgestänges einschließlich eines Hebels 153. Dieser Hebel kombiniert das Eingangssignal * an der Stelle 91 von der von Hand zu betätigenden Irimmverstellung und von der vom Neigungswinkel abhängigen Längsneigungstrimmsteuerkurve 126, die über einen Kurvenscheibenfolgeteil 154 arbeitet. Der Ausgangshebel 146c ist an einem Schwinghebel 156 angelenkt, dessen eines Ende Blattwinkelsignale für die rückwärtigen Luftechrauben 2 und 3 und dessen anderes Ende Blattwinkelsignale für die

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vorderen Luftschrauben 1 und 4 steuert, die sämtlich für eine Steuerung um die Längsachse des Flugzeuges dienen.

In der Mischeruntereinheit 112 in Figur 16 ist der Anweisungseingang für die Gierung an der Stelle 83 an einen Eingangsarm 133 eines Stellfaktorwandlers 131 angelenkt und der Arm an ein Verbindungsglied 133^f eines weiteren Stellfaktorwandlers 131 über ein Bewegungsumkehrgestänge 158 gefuhrt. Der rechte ö'tellfaktorwandler 131 dient für die Luftschrauben 1 und 4, während der linke Wandler für die Luftschrauben 2 und 3 und beide für die Grierungsbewegung des Flugzeuges vorgesehen sind. Das Bewegungsumkehrgestänge 158 zwischen den Grierungsstellfaktorwandlern dient zur Kichtungsfestsetzung der Blattwinkelveränderung der Luftschrauben für Gierungssteuervortriebsinkremente und -dekremente, wie sie in Verbindung mit Figur 5 beschrieben worden sind. .

Aus Fig. 14 und 15 geht hervor, daß die verschiedenen Querneigungs-, G-ierungs- und Längsneigungssteuermischer-Untereinhei— ten 111, 112 und 113 mit den verschiedenen Steuersummieruntereinheiten 116, 117» 118 und 119 in Verbindung stehen, so daß Ausgänge aus den Mischern Eingänge für die Summieruntereinheiten sind. Wie zuvor erwähnt, ist der Triebwerkdrehzahlregler mit allen -Summiereinheiten verbunden, um gemeinsame Blattwinke Iv er änderung en zu bewirken. Demzufolge besitzt jede Summieruntereinheit vier Eingänge und einen einzigen kombinierten BlattwinkelSignalausgang j der dem zugeordneten Propeller zugeführt wird. Die Summiereinheiten sind schematisch in Figur 21 erläutert. In Figur 21 sind die Winkelhebel 161 und 161' an einer feststehenden felle 162 angelenkt, wobei die felle außerdem die Verbindungsglieder 163, 164 und 165 frei stützt. An den vertikalen Schenkeln, des Winkelhebels 161 ist eine Eingangsstange 166 angelenkt, die von einem Steuermischer, beispielsweise dem Grierungsmiseher kommt. Eine an den rechten Enden der horizontalen Schenkel der Winkelhebel 161 und 161¹ gelagerte Welle 267 hält schwenkbar einen Winkelhebel 167 und ein Verbindungsglied 167'. Die Welle 267 trägt ferner schwenkbar gelagerte Verbindungsglieder 169 und 171·, die in ihrer

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wirksamen länge den Verbindungsgliedern 164 bzw. 165 entspre-· oben. Der vertikale Schenkel des Winkelhebels 16? ist schwenkbar mit einer Stange 172 an der Stelle 173 verbunden, wobei diese Stange wiederum ah dem unteren Ende des Verbindungsgliedes 163 an-der Stelle 174· angelenkt ist. Am Sehwenkpunkt 174 ist eine Eingangs stange 176 befestigt, die von einem anderen '■' Steuermischer, beispielsweise dem Querneigungsmischer ankommt..

Eine am rechten Ende des horizontal liegenden Schenkels des . Winkelhebels 16? und am rechten Ende des Verbindungsgliedes 167' gelagerte Welle 278· trägt schwenkbar ein Verbindungsglied 178 und einen Winkelhebel 178». Die Welle 278 trägt ferner ein schwenkbares Verbindungsglied 181, das längenmäßig den Verbindungsgliedern 169 und 164 gleicht. Der vertikal verlaufende Schenkel des Winkelhebels 178' ist an der Stelle 182 an einer Stange 183 angelenkt, die an der Stelle 184 mit dem Verbindungsglied 171 schwenkbar verbunden ist. Wiederum verbindet eine Stange 185 di'e Schwenkpunkte 184 und 186, und eine Eingangsstange 187 vom Sehwenkpunkt 186 führt zu einem weiteren Steuermischer, beispielsweise dem Längsneigungsmischer. Eine Welle 279 ist am rechten Ende des Verbindungsgliedes 168 und am. rechten Ende des horizontal verlaufenden Schenkels des Winkelhebels 178' gelagert. Die Welle 279 trägt schwenkbar einen Winkelhebel 189. Der vertikal Verlaufen^lfcuieisiSKel' des Hebels 189 besitzt einen -Sö4iw«nkpunKt t§2, an dem eine Stange 193 befestigt ist, die an der Stelle 194 mit dem Verbindungsglied 181 schwenkbar verbunden ist. Die Stangen 196 und 197 sind mit den Enden der GeLenkglieder 181, 169 und 164 schwenkbar verbunden, und eine Steuereingangsstange 198 führt vom Gelenkglied 164 an einem Sehwenkpunkt 199 zum vierten Steuergerät, beispielsweise der gemeinsamen Blattwinkelsteuerung von dem Drehzahlregler 96. Die verschiedenen Einheiten aus Winkelhebeln, Verbindungsgliedern und Stangen in Figur 21 befinden sich in einer Parallelogrammanordnung, so daß sämtliche aufrechtstehenden Hebelschenkel und Verbindungsglieder der gleichen Einheit parallel bleiben, unabhängig von der Heigung der seitlich liegenden Verbindungsglieder und Hebelschenkel, die wiederum parallel zueinander t^etaben. Eine beliebige Eingangsbewegung führt zur Schwen-

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kurig äea entsprechenden Winkelhehela, wocurch sein rechtes Ende angehoben oder gesenkt wird oder dementspx'ecnenö die auf der an seinem reohtön Endö gelagerten felle sitzenden Winkelhebel gehoben oäßT gesenkt werden. Dementsprechend nimmt das rechte Ende 201 des Winkelhebels 189 eine vertikale Stellung bezüglich der Welle 162 ein, die die algebraische Summe der Stellungen der anderen Winkelhebelenden ist. Wenn drei beliebige Eingangsgrößen unverändert bleiben, bewegt die vierte Eingangsgröße das Ende 201 unabhängig davon* um welchen Eingang es sich handelt. Die in parallelogrammform vorliegenden Yerbindungsgeatänge stellen eine unabhängige Wirkung der Steuereingänge sicher, ohne daß ein Zwisohenabgleich mit anderen vorgenommen wird.

Diese Summiereinheiteh nach Mgur 21 kombinieren die verschiedenen selbständigen Eingangsgrößen und erzeugen ein einziges Blattwinkelsteuersingal für jede entsprechende Luftschraube. Eine umwandlung der vertikalen Ausgangsbewegung des. Hebelendes 201 in eine seitliche, ^ewegung läßt sich-türch =e,inen an einem festen Schwe&fcpußkt 2-03 liegenden WinkelbebeC 202 erreichen, wobei die, Aus&angss'tahge 106 dann an einem-derartig en Winkelhebel angeblinkt wird.

ligur 22 zeigt einem Eeilschnitt eine beispielhafte Ereiselstabilieiiitoreinheit für die zuvor erwähnten Einheiten 93 und 94. Eine fieser Einheilten arbeitet in Abhängigkeit von Längsneigungsstörungen und. die andere von Querneigungstörungen des Flugzeuges» Jede Einheit enthält ein Kreiselrad 211, dessen Achse 212 in Lagern '213 in einem Er&gring 2f4 gelagert ist. Das Had all wird übei* eine dünne Well,e 216 angetrieben, die durch dieV ,|||hse 212 hindurchläuft ua^ivon einer äußeren Kraftquelle getrieben ist, Der Tragring ^;gf^:4 sitzt in Lagern 217. auf Konsolen 218, die/ f®g^ mit eine^&rundplatte 219 des ö-erätes befestigt sind. Ei»Jlrm 221 bildet einen Seil des Tragringes. Wie aus der Zeichnung hervorgeht, ist die Achse 222, in der Zeionenebene senkrecht zur EreiseldrehaGiise und zur ÜJragringaohse durch die Lager 217 gehalten, diejenige Achse, um die das Instrument auf Ausschläge oder Störungen an-

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spricht. Bei sich drehendem Kreiselrad bewirkt eine Drehbewegung in einer Richtung um die Achse 222, daß das Ende de3 Armes 221 eine nach oben oder unten gerichtete Kraft von ihrer eingezeichneten Normalstellung ausübt.

Am Ende des Arms 221 ist sine dünne Zug-Druck-Stange 223 befestigt. Diese Stange sitzt an ihrem unteren Ende fest in einer Fassung 224, die einen Ventilstößel 226 trägt, der wiederum in eine Ventilbohrung 227 in einem an der Grundplatte 219 befestigten Gehäuse 228 eingreift. Der Ventilstößel wird von steifen ledern 229 und 231 in eine zentrierte Stellung gedrückt, wobei die federn den Auslenkungen des Armes 221 widerstehen, so daß eine sehr kleine Bewegung in der Größenordnung von ca 25 mm bei den größten Kreiselkräften auftritt. Die Biegsamkeit des Stiftes 223 ermöglicht außer in axialer Richtung eine relative seitliche Bewegung zwischen dem Armende 221 und dem Ventilstößel 226, wobei kein toter Gang oder Schlupf in der Druck- und Zugrichtung auftritt. Das Ventil 226 wirkt mit öffnungen in der Bohrung zusammen, so daß an den Öffnungen 232, 233 unter Druck stehende flüssigkeit in einea? der leitungen 229^f oder 231* austritt; verbrauchte flüssigkeit tritt aus einer Öffnung 250 aus. Die Leitungen 229' und 231' führen an das Oberbzw, an das Unterteil einer zylindrischen Kammer 236 mit einem Kolben 237, von dem eine Kolbenstange 238 ausgeht, die das Leistungsausgangsbauteil darstellt, über welches die .ß-reiselsteuerkraft zum bereits beschriebenen Steuerkoordinator geführt wird. In der Kammer 236 befinden sich federn 239 und 239S um den Kolben zu zentrieren, wenn das System entspannt· ist. Eine Hückkopplungsverbindung, die von der Kolbenstange 238 ausgeht, umfaßt einen Hebel 241, der an einem Schwenkpunkt 242 an dem Sehäuse 228 befestigt ist. Dieser Hebel ist an seinem einen Ende mit der Kolbenstange 238 verstiftet und an seinem anderen Ende an eine Stange 243 angelenkt, an der sich eine federauflage 244 befindet, Eine schwach bemessene feder 246 wirkt zwischen der Auflage unä. einer Konsole 224 am Ventilstößel j dieser Jeder wirkt eine weitere schwach bemessene feder 247 entgegen, die zwischen der Konsole 224 und einem verstellbaren Federsitz 248 an der Grundplatte 219 arbeitet.

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Die federn 246 und 247 wirken mit den steiferen Federn 229 und 231 zusammen, um einer Verschiebung des Ventils 226 aus -seiner zentrierten Lage zu widerstehen. Wenn als Folge einer Sängsneigungs-~ oder Queraeigungsstörung eine Kraft von dem Arm 221 auf das Ventil ausgeübt wird, wird das Ventil soweit bewegt, bis die resultierende Kompressionsveränderung der vier lederii 229 und 231» 246 und 247 eine verbleibende Kraft- ._ in dem Federsystem erzeugt, die der Kreiselkraft gleich und entgegengeriehtet ist.

Die Verstellung des Ventils bringt Druckflüssigkeit an die entsprechende» Seite des Kolbens 237» und die Kolbenstange 238 wird in dieser Richtung bewegt, um dem Steuerkoordinator ein Signal zu übermitteln, das eine zur Wiederherstellung des Gleichgewichtszustandes des Flugzeuges dienende Steuerwirkung hervorruft*

Die Bewegung der Kolbenstange 238 aufgrund der Bewegung des Federsitzes 244 verändert die Belastung in der leder .246 in dem Sinn, daß die resultierende, der Kreiselkraft entgegenwirkende. Kraft des Federsystems ansteigt und damit das Ventil in die geschlossene Stellung bewegt wird. Gleichzeitig verringert diese Steuerwirkung das Ausmaß der Längs- und Querneigiingsbewegung und damit die Kreiselkraft. Die Kombination dieser Wirkungen fukart^um Anhalten der Bewegung der Kolbenstange 238 an einem-^un^b', wo die resultierende Kraft des Feder sy stems mit geschlossenem Veritil genau gleich und entgegengesetzt der Kreiselkraft ist. Eine weitere Verringerung des Längsneigungs- oder Querneigungsausmaßes folgert dann eine Bewegung in der Richtung, daß Druckflüssigkeit an die andere Seite des Kolbens gelangen kann, womit der Kolben iia seine zentrierte Lage zurückgeht. Aufgrund der mit Hilfe des Hebels*241 herbeigeführten »negativen Rückkopplung" ist der Stabllisator so ausgelegt, daß das Längsneigungs- und Querneigungsilaß im wesentlichen in der gleichen Zeit auf Mull herabgesetzt wird, in der der Kolben und das Ventil ihre entsprechenden Mittelpunktstellungen erreichen. ■ . _:\ . «

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Wenn sich das Flugzeug von seinem Normalzustand neigt - entweder in Längsrichtung oder in Querrichtung - wird eine horizontale Komponente äes Luft schraub en vr\o/triebs erzeugt, die dem Flugzeug allmählich eine horizontale Geschwindigkeit in Richtung der Neigung erteilt, d. h. falls das Flugzeug sich nach rechts neigt, nimmt es langsam eine seitliche Geschwindigkeit'·' nach rechts an. Der Fahrtwind erreicht die Luftschraube dann von der Seite und erzeugt ein Moment, das das Flugzeug in seine normale Lage zurückzubringen versucht. Wenn sich das Flug-, zeug in seine waagrechte Lage bewegt, wirkt der Kreiselstabilisator dieser Bewegung in der gleichen Weise entgegen, wie er einer Störungsbewegung entgegenwirkte. Wiederum dient die Wirkung der negativen Rückkopplung dazu, das Flugzeug mit geringer oder gar keiner Schwingung in seine Waagrechtlage zurückzubringen. Die Gesamtwirkung der Kreiselstabilisatoren führt zur Dämpfung von Querneigungs- oder Längsneigungsstörungen des Flugzeuges und zur Verhinderung von unbeabsichtigter Instabilität um die Querneigungs- und Längsneigungsaehsen des Flugzeuges. Ein VTOL-Flugzeug der hier beschriebenen.Bauart besitzt eine sehr geringe eigene Dämpfung, die zwischen einer starken Unterdämpfung, bei der Störungen in divergierender, schwingender Weise ansteigen können und einem Dämpfungszustand variiert, bei dem Störungen langhaltig nachschwingen. Die beschriebene Kreiselstabilisatoreinheit erhöht die natürliche geringe Dämpfung des VTOL-Flugzeuges beim Schwebe- und Übergangsflug, wodurch es sich ähnlich wie ein selbständiger, dynamisch stabiler Apparat verhält. Ein gewöhnlicher Geschwindigkeit skreisel kann nur die Divergenz von schwingenden Störungen begrenzen, jedoch diese nicht zu einem Konvergieren und zum Dämpfen führen. Die beschriebene Kreiselstabilisatorein— heit bringt schwingende Störungen beim Flugzeug zum Verschwinden und stattet das Flugzeug gewissermaßen mit den Eigenschaften eines selbst dämpfenden stabilen Flugzeuges aus. Obwohl das Flugzeug auch ohne die Stabilitätserhöhungen oder Kreiselinstrumente entsprechend Figur 22 geflogen werden kann, so unterstützen letztere jedoch den Flugzeugführer dadurch, daß er nicht dauernd die Stabilität zu überwachen hat und dabei sehr

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schnell ermüden, würden wenn sich das -ö'lugzeug im Schwebeflug oder Übergangsflug befindet« Während des normalen Waagrechtfluges ist die Steuerverstärkung aufgrund der Kreiselinstrumente nicht erforderlich, da das !fahrzeug die Stabilitätseigenschaften üblicher hochstabiler flugzeuge annimmt.

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Claims

Patentanspruch·

1. flugzeug .für senkrechten Star und horizontalen Flug mit einer Aasahl schwenkbarer_v vortrieb- hsw. echubsr»engender Einrichtungen, beispielsweise Luftschrauben mit veränderbarem Blattwinkel sur JSrseugung von Auftrieb und Vortriebt dadurch gekennzeichnet, daß s*ei M vordere und «wei hintere Luftschrauben vorgesehen sind und Sohwenkvorrichtenen die itotatloneaohsen der Luftschrauben awiocben vorbestimmten, nabesu vertikalen und im wesentlichen horizontalen Stellungen schwenken können,,daß ferner Antriebseinrichtungen vorgesehen sind, die sämtliche Luftschrauben mit der gleichen Drehzahl antreiben, daß Vorrichtungen zur gleichseitigen Versteilung der J*lattwinkel sämtlicher Luftschrauben sowie daß Steuereinrichtungen vorgesehen sind, mit denen die Blattwißkel der Luftschrauben unterschiedlich in verschiedenen Kombinationen verstellt werden können, um als Folge von Veränderungen des Vortriebe und der Eeaktionsmomente der verschiedenen Luftschrauben Längsneigungs-, Oierungs- und Querneigungseomente au ersaugen.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Rotationsachsen der Luftschrauben vorbestimmten nahesu vertikale Stellungen besitzen·

3. flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennseiohnet, daß die beiden vorderen und die beiden hinteren, seitlich unter Abständen stehenden Luftschrauben »it veränderbarem Slattwinkel i» wesentlichen parallele fiotationsachsen besitzen, die bei &·η vorderen Luftschrauben einen epitsen endlichen Winkel mit der senkrechten und bei den hinteren Luftschrauben einen solchen Winkel nach der anderen Seite von ά%τ Senkrechten bilden, so ä&8 die Luftsehraiibenaohsen su beiden Seiten des IPlugseuges konvergieren.

4· Flugztug nach Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennseichnet, daß die Steuereinrichtung eine (llerufigseteuerung sur Erhöhung des Vortrieb« vorzugsweise duren Veränderung de· Blattwinkels sweier diagonal gegenüber-

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liegender luftschrauben aufweist, während der Tortrieb vorzugsweise durch Veränderung der Blattwinkel zweier diagonal gegenüberliegende Luftschrauben verringert wird, so daß eine Gierungssteuerung des Flugzeuges ohne eine wesentliche Gesamtauftrieb sveränd erung herbeigeführt werden !kann.

5» Flugzeug nach Anspruch 4> dadurch ge kenn-' zeichnet * daß die Gierungssteuerung eine Vorrichtung zur Proportion!erung der Vortriebsveränderungen aufweist, damit diese keine auf das Flugzeug wirkende Querneigungsmomente erzeugen.

6„ Flugzeug nach Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet , daß die Antriebseinrichtung die vordere linke und hintere rechte Luftschraube in der gleichen Richtung und die vordere rechte und hintere linke Luftschraube in der entgegengesetzten Richtung rotieren laßt, daß die Rotationsrichtungen so gewählt sind, daß Veränderungen· im Reaktionsmoment aufgrund .der Blattwinkelveranderungen ein resultierendes auf den Flugzeugrahmen wirkendes Gi erung smoment erzeugen, das in dem gleichen Sinn wie das aus den Veränderungen im Vortrieb aufgrund, der Blattwinkelveränderungen resultierende G-i erung smoment wirkt. . _v

7« Flugzeug nach Ansprüchen 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet , daß eine Quernexgungssteuereinrichtung zur Veränderung des Vortriebs zweier Luftschrauben auf einer Seite des Flugzeuges vorgesehen ist, wobei gleichzeitig der Vortrieb der beiden Luftschrauben auf der anderen Seite des Flugzeuges verändert wird, um ein Rollmoment zur Steuerung des Flugzeuges zu erzeugen, und daß die Querneigungssteuereinrichtung eine Vorrichtung zum Proportionieren der Vortriebsveränderung enthält, um die Entstehung von Gierungsmomenten zu verhindern.

8. Flugzeug nach Ansprüchen 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet,- daß eine Längsneigungssteuereinrichtung für das Flugzeug vorgesehen ist, mit der die Blatt-

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winkel der vorderen Luftschrauben vergrößert oder verkleinert ' und die Blattwinkel der hinteren Luftschrauben verkleinert bzw. vergrößert werden können.

9» Flugzeug'nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet , daß eine Einrichtung zur Steuerung des Flugzustandes vorgesehen ist, die wahlweise die Luftschraubenachsen zwischen vorbestimmten nahezu vertikalen und im we^ sentlichen horizontalen Stellungen schwenken kann.

10. Flugzeug nach Ansprüchen 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwenkeinrichtungen so angeordnet sind, daß die Rotationsachse der luftschrauben ei gleichzeitig vorwärts in im wesentlichen horizontale Stellungen geschwenkt werden können, wobei das Bewegungsmaß tier Schwenkbewegung für die vorderen und rückwärtigen Propeller unterschiedlich ist, je nachdem, ob ein größerer oder kleinerer v?eg zurückgelegt wird.

11. Plugzeug nach Ansprüchen 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet , daß Steuereinrichtungen für die Schwenkbewegung vorgesehen sind, die in Abhängigkeit von der Schwenkung der Luftschraubenachsen die Größe- der Blattwinkelverstellung für die ü-ierungsquerneigungs- und Längsneigungssteuerung verändern.

12. Flugzeug nach Ansprüchen 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet , daß eine Übersteuerungsvorrichtung vorgesehen.ist, die in Abhängigkeit von der Schwenkbewegung der Luftschraubenachsen betätigbar ist, um die Blattwinkelsteuereinrichtungen für die G-ierungs-, Querneigungs- und längsneigungssteuerung bei im wesentlichen horizontalen Stellungen der Achsen unwirksam zu machen.

13. Flugzeug nach Ansprüchen 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet , daß Drehvorrichtungen vorgesehen sind, die wahlweise sämtliche Luftschrauben gleichzeitig im gleichen Sinn verdrehen.

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. 14. flugzeug nach Ansprüchen 1 bis 15» "dadurch gekennzeichnet , daß Steuerflächen in Richtung der "

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Luftschraubenabwinde vorgesehen sind, die normalerweise zur Steuerung beim lUTäagrechtflug dienen und daß Einrichtungen vorgesehen sind, die auf die Schwenkung der Luftschrauben in Sichtung auf die nahezu senkrechten Stellungen der Achsen an-. sprechen, um die Steuerflächen in Stellungen zu neigen, in denen sie" den Luftschraubenabwinden eine kleinstmögliche Oberfläche entgegenstellen,

15*· Flugzeug naoh Ansprüchen 1 bis 14₅ dadurch g e .kennzeichnet , daß jeder Steuerfläche eine feststehende Tragfläche zugeordnet und neben jeder Steuerfläche eine luftschraube gelagert ist»

16. flugzeug nach Ansprüchen 1 bis 15» dadurch g e kennzeichnet , daß ein automatisch wirkender Kreiselstabilisator vorgesehen ist, der in Abhängigkeit von der Längsneigungsgeschwindigkeit des Flugzeuges in Tätigkeit ritt und daß Einrichtungen vorgesehen sind, die.auch von dem Kreiselstabilisator betätigt werden, um die Blattwinkel der Luftschrauben zu verändern und den Längsneigungszustand des. Flugzeuges nach Abweichungen von dem vom Flugzeugführer ausgewählten Flugzustand in den Ausgangszustand zurückzuführen.

17« Flugzeug nach Ansprüchen 7 bis 16, dadurch, gekennzeichnet , daß Querneigungskompensationseinrichtungen vorgesehen sind, die in Abhängigkeit von der Schwenkung der Luftschraubenachsen die von der Querneigungssteuereinrichtung bewirkten -^lattwinkeleinstellungen verändern können.

18. Flugzeug.nach Anspruch 17» dadurch gekennzeichnet , daß ein automatisch wirkender Kreiselstabilisator in Abhängigkeit von dem Ausmaß der Eollbewegung des Flugzeuges in Betrieb kommen kann und daß von dem Kreiselstabilisator Vorrichtungen b©tätigbar sind, um die Jilattwinkel der Luftschrauben dahingehend zu verändern, daß der Ciuerneigungszustand des Flugzeuges naoh Abweichungen von diesem Zustand wiederhergestellt werden kann.

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19. flugzeug nach Ansprüchen 4 bis 18/ dadurch ge — kennzeichnet , . daß Längsneigungskompensationseinrich-. tungen vorgesehen sind, die in Abhängigkeit von der neigung der Luftschraubenaehs'en," die -von der ß-ierungssteuerainrichtung bewirtaen Blattwinkeleinsteilungen verändern können.

20. Flugzeug nach Ansprüchen 9 bis 19» dadurch gekennzeichnet , daß Längsneigungskorrektureinrichtungen vorgesehen sind, die in Abhängigkeit von der Neigung der Luftschraubenachsen eine Einstellung der Luftschraubenblattwinkel verändern, wenn die Steuereinrichtung für den Flugzustand bewegt wird.

21. Flugzeug nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet , daß die von der Neigung beeinflußten Einrichtungen eine Torrichtung enthalten, welche die Blattwinkelverstellung verändert, die in einer nicht linearen Beziehung zur Neigung der Luftschraubenachse steht.

22. Flugzeug nach Ansprüchen 3 bis 21, dadurch gekennzeichnet, daß sich ein Luftschraubenpaar dichter als das andere am Schwerpunkt des Flugzeuges befindet und der spitze vfinkel zwischen den Achsen des dichter liegenden Paares und der Senkrechten geringer ist als der andere spitze Winkel zwischen den Achsen des anderen Paares mit der Senkrechten.

23. Vertikal startendes Flugzeug, dadurch gekennzeichnet , daß in rechteckiger Anordnung liegende Luftschrauben vorgesehen sind und ein Kraftantrieb "sämtliche bezüglich ihrer Blattwinkel steuerbaren Luftschrauben gleichzeitig antrö/e'bt, daß ferner Einrichtungen vorgesehen sind, um die Luftschrauben zwischen die Stellungen zu bewegen, .in denen die Rotationsachsen sich in vorbestimmten nahezu senk-. rechten Stellungen und andererseits im wesentlichen horizontalen Stellungen befinden, und daß Einrichtungen vorgesehen sind, die in Abhängigkeit von dem Neigungswinkel der Luftschraubenachsen antriebsmäßig die Blattwinkel der Luftschrauben verstellen können.

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24. Senkrecht startendes Flugzeug, dadurch g e kennzeichnet , daß es in Form eines Rechteckes angeordnete Luftschrauben mit veränderlichem Blattwinkel zwei vordere und zwei rückwärtig liegende Luftschrauben enthält, daß die Luftschraubenachsen wahlweise zwischen vorbestimmten, nahezu senkrechten Stellungen und im wesentlichen horizontalen Stellungen schwenkbar sind und daß Einrichtungen vorgesehen sind, um auswahlmäßig die Blattwinkel der vorderen Luftschrauben in einer Richtung und gleichzeitig die Blattwinkel dar rückwärtig angeordneten Luftschrauben in der anderen Richtung und gleichzeitig die Blattwinkel der rückwärtig angeordneten Luftschrauben in der anderen Richtung zur Längsneigungssteuerung des Flugzeuges zu verändern, und daß auf die Neigung der Luftschraubenachsen ansprechende Vorrichtungen vorgesehen sind j um die von den erstgenannten Einrichtungen herbeigeführten Blattwinkeleinstellungen umzuwandeln.

25. Senkrecht startendes Flugzeug, da d u r e h g-e^- ken'n zeichnet ₅ daß zwei seitlich in Abständen zueinander liegende vordere und zwei seitlich unter Abständen rückwärtig angeordnete Luftschrauben vorgesehen sind', die sämtlich bezüglich ihrer Blattwinkel steuerbar sind, daß ferner die Achsen der vorderen Luftschrauben in einem spitzen Winkel zur Senkrechten in einer &i'chtung und die Achsen der hinteren Luftschrauben in einem spitzen Winkel zur Senkrechten in der anderen Richtung geneigt sind,, und daß Einrichtungen vorgesehen sind, die die Blattwinkel unterschiedlich verändern können, um den Vortrieb der ensprechenden Luftschrauben abzuändern und auf das Flugzeug wirkende G-ierungsmomente zu erzeugen.

26. Senkrecht startendes Flugzeug, d a du r e h gekennzeichnet , daß eine Anzahl schwenkbarer Vortriebserzeuger und weitere Einrichtungen vorgesehen sind, welche die einzelnen Vortriebskräfte der Vortriebserzeuger verändern, daß ferner Einrichtungen vorgesehen sind, die die Vortriebserzeuger zwischen nahezu senkrechten,Stellungen und nahezu horizontalen Stellungen schwenken, um einen übergang zwi-

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sehen senkrechtem oder Schwebeflug und Geradeausflug zu bewirken, daß weiterhin an der Auftriebserzeugung teilnehmende Trag-f · flächen am flugzeug, sowie an den Tragflächen schwenkbar angelenkte Höhenruder und Querruder und ferner ein.Seitenruder am flugzeug vorgesehen sind, daß flugzeugsteuereinrichtungen für den Piloten antriebsmäßig mit den Höhenrudern, Querrudern und dem Seitenruder verbunden sind, daß eine Steueranlage Längsnei-^ gungs-, Querneigungs- und G-ierungseteuersiagHale "beim senkre.ehten Schwebeflug und beim Übergangszustand von senkrechtem oder Schwebeflug zum Geradeausflug erzeugen, daß antriebsmäßige Ver-. bindungen zwischen der Steueranlage und den Yortriebsverändernden Einrichtungen vorgesehen sind, welche die Signale den vor·* triebverändernden Einrichtungen zuführen, daß ein antriebsmäßiges Verbindungsgestänge die Steueranlage mit den Plugzeugsteuereinrichtungen und mit den Einrichtungen zum Schwenken der Vortriebserzeuger verbindet, und daß ei$ Verbindungsgestänge der Steueranlage Eingangssignale zuführt, die proportional der Bewegung der flugzeugsteuereinrichtungen des Piloten § bzw. der Heigungsbewegung der Vortriebserzeugei sind.

27. flugzeug nach Anspruch 26, dadurch gekennz e i ch η e t , daß die VorirLebserzeuger Luftschrauben mit veränderbarem Blattwinkel sind und die vortriebsverändernden Einrichtungen Blattwinkelverstelleinrichtungen sind.

28. Senkrecht startendes flugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß eine Anzahl schwenkbarer Vortriebserzeuger sowie Einrichtungen zur Veränderung des einzel-. nen Vortriebs der Vortriebserzeuger vorgesehen sind, daß Einrichtungen zum Schwenken der Vortriebserzeuger zwischen nahezu senkrechten und nahezu waagrechten Stellungen vorgesehen sind, um einen Übergang zwischen senkrechtem oder Sohwebeflug und G-eradeausflug herbeizuführen, daß ferner an der Auftriebswirkung teilnehmende Tragflächen am Flugzeug, schwenkbar an den Tragflächen angelenkte Höhen- und Querruder und ein Seitenruder am flugzeug vorgesehen sind, daß Flugzeugsteuervorrichtungjen < des Piloten antriebsmäßig mit den Höhenrudern, Querrudern und

dem Seitenruder verbunden sind und eine Steueranlage Längsnei-

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gunga-, Querneigungs- und ßierungasteursignale'bei aenkreeh- · rfeem flug, Sohwebeflug und beim Übergang vom Schwebeflug oder ' senkrechten flug zum G-eradeauaflug erzeugen, daß ferner Antriebsverbindungeia zwisohen der Steueranlage und den vortriebsverändernden Einrichtungen vorgesehen aind, um die Signale äen vortriebsverändernden Einrichtungen zuzuführen, daß autmatische länganeigunga— und Querneigungaatabiliaiereinriohtungen vorgesehen sind, welche in Abhängigkeit von längsneigungs- und Querneigungsabweiohungen Signale erzeugen, daß eine längstrimmungssteuerung für den Piloten vorgesehen ist und wirksame Verbindungsgeatänge die Steueranlage mit den flugzeug- und Srimmungssteuervorrichtungen für den Piloten, mit den automatisch wirkenden Stabilisierungseinrichtungen und den Einrichtungen zum Schwenken der Vortriebserseuger verbinden, wobei die Antriebsverbindungsgestänge der Steueranlage Eingangssignale zuführen, die der Bewegung der flugzeug- und i'rimmungssteuervorrichtungen des Piloten, der Länganeigungs- und Querneigungsabweichungen bzw. der Schwenkbewegung der Vortriebaerzeuger proportional sind.

29· flugzeug naoh Anspruch 28, dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranlage Einrichtungen enthält, um die Eingangasignale mit der Anlage zu kombinieren und ein Ausgangssignal zu erzeugen, das für die VOrtriebsveränderung eines jeden Tortrieberzeugers kennzeichnen ist, die zur Herbeiführung der von den kombinierten Eingangssignalen geforderten Wirkung erforderlich ist»

30* Senkrecht startendes flugzeug, g e kennzeichnet d u rα h eine Anzahl von Vortriebserzeuger zwieohen nahezu senkrechten und nahezu waagreohten Stellungen zur Herbeiführung eines Übergangsflugzustandes des flugzeugen zwischen senkreohtem oder Schwebeflug und Geradeausflug, durch ein Paar an der AuftrieÜÄWirkung teilnehmender Tragflügel, wobei einer . ier Tragflügel vor dem Schwerpunkt und der andere hiiiitere dem Schwerpunkt des fflugsseugea angeordnet ist und der ein^ frag-

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flügel unterschiedlich bewegbare Hinterkanten aufweist, die als Steuerflächen für die Querneigung dienen und der andere Tragflügel gleichzeitig bewegbare Hinterkanten aufweist, die als Steuerflächen für die Längsneigung dienen und wobei die Hinterkanten beider Tragflügel in den Abwinden der Vortriebserzeuger angeordnet sind, und durch linrichtungen, die gemeinsam die Hinterkanten der Tragflügel in abgesenkte Stellungen bewegen^ wenn die. Vortriebssrzeuger in Richtung auf ihre fast senkrechten.Stellungen bewegt werden«

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