DE1456063A1

DE1456063A1 - Aircraft for vertical take-off and landing

Info

Publication number: DE1456063A1
Application number: DE19651456063
Authority: DE
Inventors: Piasecki Frank N
Original assignee: Piasecki Aircraft Corp
Current assignee: Piasecki Aircraft Corp
Priority date: 1965-04-12
Filing date: 1965-04-12
Publication date: 1968-11-21

Description

LuftfahrzeM zum lotrechten Starten und Landen Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug, das zenkrecht starten und landen kann und mittels rotierender Düsenfächer oder Drehflüg@lrotoren in die Luft gehoben, dort gehalten und fortbewegt werden kann.Aircraft for vertical take-off and landing The present invention relates to an aircraft which can take off and land vertically and which can be lifted into the air, held there and moved by means of rotating nozzle fans or rotary wing rotors.

Allgemeine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein kleines gedrängt gebautes und gut steuerbares Luftfahrzeug und vor allem eine fliegende Plattform zu schaffen, die eng mit Bodentransportmitteln zusammenarbeiten kann.,Insbesondere soll eine kleine fliegende Plattform geschaffen werden, die zum Personen- und/oder Kleingütertransport über ein Gebiet geeignet ist, das unter Umständen keine Straßen besitzt, wie dies bei militärischen Operationen häufig der Fall ist. Der Begriff der Kleinheit bezieht sich dabei auf Bodeneinrichtungen wie Straßen, Schienenwege, Tunnel, Alleen oder dergleichen, auf die und über welche das erfindungsgemäße Luftfahrzeug gesteuert werden kann, sowie auf Flachwagen, Flaehbettanhänger und Waggons. Eine besondere Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine senkrecht startende und landende fliegende kleine Plattform zu schaffen, die eine Vielzahl ummantelter Antriebs- und Hubrotoren aufweist, die sich in Tandemanordnung befinden und mit der Plattformvorder-und -hinterachse fluchten, wobei die Antriebsmaschine, die Rotoren und die Steuereinrichtungen dicht gedrängt in einem flachen; niedrigen Fahrgestell untergebracht sind.The general object of the present invention is to provide a small Compactly built and easily controllable aircraft and, above all, a flying one To create a platform that can work closely with ground transportation equipment., In particular a small flying platform is to be created that can be used for people and / or Transporting small goods across an area that may not have roads possesses, as is often the case with military operations. The term the smallness refers to ground facilities such as roads, railways, Tunnels, avenues or the like, onto and over which the aircraft according to the invention can be controlled, as well as on flat wagons, flatbed trailers and wagons. One The particular object of the invention is to provide a vertical take-off and landing to create a small flying platform that supports a multitude of jacketed propulsion and lift rotors in tandem and with the platform front and back -Rear axles are aligned, with the prime mover, the rotors and the control devices densely packed in a flat; low chassis are housed.

Ein weiteres bedeutendes Merkmal der Erfindung besteht darin, die Rotoren so anzuordnen oder auszubilden, daß der vordere Rotor nicht wesentlich auf den Luftstrom einwirkt, der dem rUckwärtagen Rotor zuströmt.Another important feature of the invention is that To arrange or train rotors so that the front rotor does not significantly acts on the air flow that flows towards the rearward rotor.

Ferner ist erfindungsgemäß ein neuartiges Steuersystem für einen ummantelten lotrechten Hubrotor vorgesehen, um eine zyklische und gemeinsame Blattneigung der Rotorflügel herbeizuführen. Außerdem sieht die Erfindung eine neue Hubrotoranordnung vor, -die Einrichtungen besitzt, um die am vorderen Ende der Mantelöffnung der Rotoren beim Vorwärtsflug entwickelte Widerstandskraft zu verringern.Furthermore, according to the invention, a novel control system for a jacketed vertical lifting rotor is provided in order to bring about a cyclical and common blade inclination of the rotor blades. The invention also provides a new lift rotor assembly which has means to reduce the drag force developed at the forward end of the shell opening of the rotors during forward flight.

Eine andere besondere Aufgabe der Erfindung ist es, bei der Rotoranordnung Einrichtungen zur Erzeugung einer Vortriebskraft vorzusehen, mittels welcher die zyklische Blattneigung der Rotoren derart gesteuert wird, daß eine Veränderung des über die Einlaßlippe des Mantels gehenden Luftstromes erfolgt.Another particular object of the invention is in the rotor assembly Devices for generating a propulsive force to be provided by means of which the cyclical pitch of the rotors is controlled so that a change of the air flow going over the inlet lip of the jacket.

r Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, aufblasbare Mittel zur Verringerung störender Einflüsse auf die in den Rotormantel einströmende Luft vorzusehen, die zusammenlegbar sind, um die Gesamtlänge und die Gesamtbreite des Luftfahrzeuges beim Abstellen oder Bewegen. unter beengten Raumverhältnissen zu verringern. r is a further object of the invention is to provide inflatable means for reducing disturbing influences on the inflowing air in the rotor casing, which are collapsible to the overall length and the total width of the aircraft when parked or moving. reduce in confined spaces.

Außerdem soll das neue Luftfahrzeug Mittel besitzen, mit welchen die sogenannte Bodenwirkung bei niedrigen Flughöher. gesteigert werden kann.In addition, the new aircraft should have means with which the So-called ground effect at low altitude. can be increased.

Schließlich sollen bei dem neuen Luftfahrzeug zur Erhöhung der Bodenwirkung Bodenwirkungsschürzen oder -tafeln am Umfang seines Fahrgestells vorgesehen sein, welche den Luftaustritt räumlich abschirmen und ein Luftkissen unterhalb des Lufefahrzeuges erzeugen, durch welches die Auftriebswirkung gesteigert wird, wenn sich das Luftfahrzeug nahe dem Erdboden befindet. Weitere Einzelheiten, Aufgaben und Eigenschaften der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung einiger'bevorzugter Ausführungsbeispiele derselben anhand der beigefügten Zeichnungen.Tn diesen bedeuten: Fig, 1 eine Seitenansicht einer fliegenden Plattform gemäß der Erfindung, Fig. 2 einen Grundriß der fliegenden Plattform, Fig. 3 einen lotrechten Querschnitt nach der Linie 3-3 in Fig. 2, Fig. 4 eine teilweise perspektivische Ansicht der Motoren und der Antriebsverbindungen der Rotoren, Fig. 5 eine teilweise perspektivische Ansicht des Naberiabschnitts eines Hubrotors mit der neuen Steuereinrichtung gemäß der Erfindung, Fig. 6a und 6b-schaubildliche Darstellungen der Luftströmung durch einen typischen ummantelten Einlaß gemäß der Erfindung unter Darstellung der bei verschiedenen Flügelstellungen auftretenden Kräfte, Fig. ? eine perspektivische Ansicht einer typischen Staukappenanordnung für die Manteleinlaßlippe um die beim Vorwärtsflug erzeugten Widerstandkräfte zu vermeiden, Fig. 8 eine perspoktivisehe Ansicht einer anderen fliegenden Plattform gemäß der Erfindung und Fig. 9 perspektivische Ansichten weiterer fliegender Plattbis 11 formen gemäß der Erfindung.After all, the aim of the new aircraft is to increase the ground effect Soil effect aprons or panels are provided on the perimeter of its chassis, which spatially shield the air outlet and an air cushion below the aircraft generate, through which the lift effect is increased when the aircraft located near the ground. More details, tasks and properties of the present invention emerge from the following description of some of the preferred ones Embodiments of the same with reference to the accompanying drawings. Tn these mean: 1 shows a side view of a flying platform according to the invention, FIG. 2 a plan view of the flying platform, Fig. 3 is a vertical cross-section according to the line 3-3 in Fig. 2, Fig. 4 is a partial perspective view of the motors and the drive connections of the rotors, FIG. 5 is a partially perspective view View of the hub section of a lifting rotor with the new control device according to FIG of the invention, FIGS. 6a and 6b-diagrammatic representations of the air flow through a typical jacketed inlet according to the invention showing the at different wing positions occurring forces, Fig.? a perspective View of a typical baffle assembly for the jacket inlet lip around the at To avoid forward flight generated drag forces, Fig. 8 a perspective View of another flying platform according to the invention and FIG. 9 perspective Views of other flying platforms 11 shapes according to the invention.

Die grundlegende Anordnung der fliegenden Plattform gemäß der Erfindung besteht aus zwei Düsenfächern bzw. ummantelten dreiflügeligen Rotoren, die, fluchtend mit der Vorder- und Hinterachse des Fahrzeugs, in Tandemänordnung in Ummantelungen untergebracht sind, welche die Vorder- und Rückenden des Fahrzeugs bilden bzw, über diesen gelagert sind und die Rotoren von allen Seiten völlig abschirmen. Die ummantelten Rotoranordnungen und das überbrückende oder ummantelnde 'Traggestell des Fahrzeugen sind so angeordnet, daß sie eine 3.m allgemeinen etwa,reehteokige, flache Plattform bilden, die in der Fahrtrichtung längsgestreckt ist und abgerundete Vorder- und Hinterenden besitzt. Die Rotorqn, sind. gegenläufig, so daß das Drehmoment des einen Rotors.dasje- nige des anderen aASgleicht. Dadurch, daß ummantelte Propeller vorgesehen sind, kann mit einer gegebenen Abtriebekraft ein hö- herer statischer Schub erzeugt werden als bei einem nichtummantel- ten Propeller des gleichen Durchmessers, weil durch den vermin- derten Druck am Einlaß des Mantels ein zusätzlicher Schub erzeugt wird, wie spä,Ner noch im einzelnen dargelegt wird-. Die Rotoren werden von einem oder mehreren Motqren angetrieben und sind mittels eines Getriebes so an diesen bzw. diese angeschlossen, daß beide Rotoren stets von dem Motoreystem angetrieben Werden. Der Sitz des Piloten und die Kabine für die Passagiere oder die Igdung befinden sich im Mittelabschnitt zwischen den Rotoren. Das. ganze Fahrgestell 'kann auf Rädern ruhen, um das Fahrzeug auch auf dem Hoden steuern zu können, l In den Zeichnungen sind einander entsprechende Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen, Wie sich inebgsondere aus den Piguren 1 - 4 ergibt, umfaßt die fliegende Plattform gemäß der Erfin- dung die allgemein mit 10 bezeichnet ist, ein flaches, niedriges" Fahrgestell 11, das einen Mittelabschnitt 12 und an seinem vorde- ren und hinteren Ende 3.m wesentlichen zylindrische Mäntel bzw. in Rotorkanäle 13,14 aufweist. Das Fahrgestell 11 ist seiner Fahrt- riehtung länglich gestaltet und besitzt im allgemeinen das Aussehen einer langen, dicken Plattform. In den Mänteln 13,14 sind lotrechte Achsen angeordnet, um welche dreiflügelige Rotoren 15 und 16 mit Flügeln 17 verstellbarer Steigung umlaufen. Die Flügel 17 sind an einer Nabe 18 angebracht! deren Konstruktion in Fig. 5 im einzelnen dargestellt ist, Die Nabe 18 kann auf Traggliedern 19 ruhen, welche die von den Mänteln 13,14 gebildeten Kanäle bzw. Öffnüngen 2o überbrücken. Die Fotoren 15,16 werden von einer gemeinsamen Motoranlage aus angetrieben. Diese besteht im vorliegenden Ausführungsbeispiel aus zwei Motoren 21, 21a, die auf einer gemeinsamen Querachse im Mittelabschnitt 12 des Fahrgestells angeordnet sind und Motorwellen 22,22a besitzen, die in Spiralkegelzahnrädern 22', 22'a, enden. Diese Zahnräder 22',22'a stehen mit einem Spiralkegelzahnrad,23'a in Eingriff, das-auf einer Antriebswelle 23 aufgekeilt ist. Wie insbesondere Fig, 4 zeigt, besteht dieAntriebswelle 23 aus drei Abschnitten, wobei der vordere Abschnitt in einem hager 23' gehalten ist. Die ,Antriebswelle 23 endet mit ihren einander gegenüberliegenden Enden in den Rotortransmiesionsteilen23aa-23b, die als SpiralkegelzahÜräder ausgebildet sind und eine Antriebskupplung zwischen der Attriebewelle 23 und den lotrechten Rotorantriebswellen 38 bilden. Der Mittelabschnitt 12 des Fahrgestelle beherbergt vorzugsweise außerdem die Steuereinrichtungen, den Kraftstofftank und dergleichen sowie die Pilgten- und Paseagiereitze, die mit 12a bezeichnet eind#'oder den Pilotensitz und den ladungeraum. Urmittelbar unterhalb jeden der beiden Rotoren 15,16 befindet sich ein System von länge- und querbewegliohen Klappen 24. und 25 zur Ableitung einer Schlüpfetrömungg wobei diese Klappen 24,25 .derart schwenkbar angeordnet sind, daß sie durch entsprechende Verstellung aus ihrer neutralen. Stellung die Luftströmung von den Rotoren 15,16 nach vorne oder nach hinten oder nach beiden Seiten abzulenken vermögen. Die Steuerung des Luftfahrzeuges um alle Achsen wird durch die Kombination der Bewegung der Klappen 24,25 und durch Änderung der Flügelsteigung der Rotoren 15,16 , erzielt, wie später noch näher beschrieben wird.The basic arrangement of the flying platform according to the invention consists of two nozzle fans or shrouded three-bladed rotors, which, in alignment with the front and rear axles of the vehicle, are housed in tandem in shrouds which cover the front and rear ends of the vehicle form or are stored over these and the rotors of all Shield sides completely. The jacketed rotor assemblies and the bridging or sheathing 'supporting frame of the vehicle are arranged in such a way that they have a 3rd generally roughly, reehteokige, Form a flat platform that extends lengthways in the direction of travel and has rounded front and rear ends. The Rotorqn, are. in opposite directions, so that the torque of one rotor. Some of the others are the same. By having jacketed propellers are provided, with a given output force a higher static thrust can be generated than with a non-sheathed th propeller of the same diameter, because the reduced Derived pressure at the inlet of the jacket creates an additional thrust will, as will later be explained in detail. The rotors are driven by one or more motors and are connected to this or these by means of a gearbox, that both rotors are always driven by the motor system. The seat of the pilot and the cabin for the passengers or the Igdung are located in the middle section between the rotors. That. whole chassis' can rest on wheels to the vehicle too to be able to control on the testicle, l In the drawings, parts that correspond to one another are denoted by the same Provided with reference numerals, as can be seen in particular from the Piguren 1 - 4 results, comprises the flying platform according to the invention dung generally designated 10 , a flat, low " Chassis 11, which has a central section 12 and at its front ren and rear ends 3. essentially cylindrical shells or in Has rotor channels 13,14. The chassis 11 is its driving Direction is elongated and generally has the appearance of a long, thick platform. In the jackets 13,14 vertical axes are arranged, around which three-blade rotors 15 and 16 with blades 17 of adjustable pitch revolve. The wings 17 are attached to a hub 18! the construction of which is shown in detail in FIG. 5. The hub 18 can rest on support members 19 which bridge the channels or openings 2o formed by the jackets 13, 14. The photores 15, 16 are driven by a common motor system. In the present exemplary embodiment, this consists of two motors 21, 21a, which are arranged on a common transverse axis in the central section 12 of the chassis and have motor shafts 22, 22a that end in spiral bevel gears 22 ', 22'a. These gears 22 ', 22'a mesh with a spiral bevel gear, 23'a, which is keyed onto a drive shaft 23. As Fig. 4 shows in particular, the drive shaft 23 consists of three sections, the front section being held in a thin 23 '. The drive shaft 23 ends with its opposite ends in the rotor transmission parts 23aa-23b, which are designed as spiral bevel gears and form a drive coupling between the drive shaft 23 and the vertical rotor drive shafts 38. The central section 12 of the chassis preferably also houses the control devices, the fuel tank and the like as well as the pilgrim and paseagiere seats, denoted by 12a and 'or the pilot's seat and the cargo hold. Immediately below each of the two rotors 15, 16 there is a system of longitudinally and transversely movable flaps 24 and 25 for deriving a Schlüpfetrömungg, these flaps 24, 25 being pivotable in such a way that they are swiveled out of their neutral position by appropriate adjustment. Position are able to deflect the air flow from the rotors 15, 16 forwards or backwards or to both sides. The control of the aircraft around all axes is achieved by combining the movement of the flaps 24, 25 and by changing the wing pitch of the rotors 15, 16, as will be described in more detail below.

Gemäß Den Fig. 3 und 6 ist die Innenseite der Mantel- oder Kanalwandung an der Stelle 26 der Manteleinlaßöffnung von dem geraden Teil des ringförmigen oberen Wandungsteiles 27, der den Mantel bis zum geraden Wandungsteil 28 umgibt, konvex abgebogen. Vorzugsweise soll der Einlaßteil des Mantels so ausgebildet sein, daß. der Luftstrom sich nicht vor. dem geradlinigen Wandungsteil 28 unterhalb der Einlaßöffnung 26 ablöst. Um dies zu erreichen, soll die Biegung an keiner Stelle der Mantelwandung diskontinuierlich verlaufen. Beispiele für Kurven, die diese Eigenschaften besitzen, sind Spiralen, Evolventen und dergleichen Kurven ohne eine tangentiale und gerade Linie sowie Kurven mit einem Wendepunkt, wie z.B. Sinuslinien.According to FIGS. 3 and 6, the inside of the jacket or duct wall is at location 26 of the jacket inlet opening from the straight part of the annular upper Wall part 27, which surrounds the jacket up to the straight wall part 28, is convex turned. Preferably, the inlet part of the jacket should be designed so that. the airflow does not advance. the straight wall part 28 below the inlet opening 26 takes over. In order to achieve this, the bend should not be placed anywhere on the shell wall run discontinuously. Examples of curves that have these properties are spirals, involutes and the like curves without a tangential and straight Line and curves with an inflection point, such as sine lines.

Von dem Fahrgestell 11 getragen und sich rund um die Außenseite. jedes Mantels 13,14 erstreckend sind aufblasbare Verkleidungen 29,30 vorgesehen, die aus geeignetem flexiblen Material gebildet. sind, das einen Hohlraum zur Aufnahme von Luft oder einem anderen' Druckmedium besitzt. Ferner sind geeignete Ventile sowie eine Druekluftquelle vorgesehen, um das Aufblasen und Entleeren der der Verkleidungen 29,3o zu steuern und deren Aufblasdruck zu verändern. Die aufgeblasenen Verkleidungen-29,3o besitzen einen etwa halbkreisförmigen Querschnitt, wie dies mit ausgezogenen Linien in der Zeichnung dargestellt ist. Hierdurch soll eine störende Beeinflussung der in den Mantel eintretenden Luft möglichst weitgehend vermieden werden, Die Verkleidungen können bis auf die in den Figuren 1 und 3 in gestrichelten Linien gezeigte Stellung hinsichtlich ihres Querschnittes verkleinert werden, um für die Aufbewahrung bzw. Abstellung des Fahrzeuges kleinere Außenabmessungen desselben in der Länge und Breite zu erreichen oder um das Fahrzeug auf dem Boden in beengten Räumen zu bevregen. Beispielsweise kann--,das Fahrzeug eine Gesamtbreite von etwa 3,30 m und eine Gesamtlänge von etwa 7,5o m bei aufgeblasener Verkleidung besitzen, während bei entleerter Verkleidung die Breite etwa 2,8o m und die Länge etwa 6,70 m beträgt. Es möglich die Form der Verkleidung durch die Verteilung der Materialstärke in Verbindung mit einem veränderlichen Aufblasdruck zu steuern und auf diese Weise die Strömung zum Zwecke des Längstrimmens und Steuerns zu reglen. Eine andere Ausbildungsform der Verkleidungen zeigt im übrigen beispielsweise Figur B.Carried by the chassis 11 and extending around the outside. Extending each jacket 13, 14 are inflatable panels 29, 30 made of suitable flexible material. are, which has a cavity for receiving air or another 'pressure medium. Furthermore, suitable valves and a source of compressed air are provided in order to control the inflation and deflation of the panels 29,3o and to change their inflation pressure. The inflated panels -29,3o have an approximately semicircular cross-section, as shown with solid lines in the drawing. This is intended to avoid a disruptive influence on the air entering the jacket as far as possible. Except for the position shown in dashed lines in FIGS to achieve the same in length and width or to move the vehicle on the ground in confined spaces. For example, the vehicle can have a total width of about 3.30 m and a total length of about 7.5o m when the lining is inflated, while when the lining is deflated, the width is about 2.8o m and the length is about 6.70 m. It possible to control the shape of the fairing by the distribution of the material thickness in connection with a variable inflation pressure and in this way to regulate the flow for the purpose of longitudinal trimming and control. Another embodiment of the cladding is shown in Figure B.

Eine bevorzugte Konstruktion des Nabenteilss 18 der Rotoren 15,16 zeigt Figur 5. Gemäß Figur 5 ist jeder Drehflügel 17 so angeordnet, daß er in an sich bekannter Weise unter Veränderung der Neigung seines Blattes auf einer Achse drehbar ist. Dabei ist jedoch weder ein Schwinggelenk noch ein Sperrgelenk vorgesehen wie dies bei den meisten Hubschrauberrotoren der Fall ist.'An jedem ?Drehflügel 17 ist/sind ein oder mehrere Gewichte 31 angebracht, so daß die Zentrifugalkraft, die auf diese Gewichte einwirkt, die zentrifugale Torsionabewegung der Drehflügel ausgleicht, An jeden Drehflügel 17 schließt sich ein Arm bzw. ein Verlängerungastüek 32 an, das mit einem lotrechten Glied 33 verbunden ist. An den oberen Enden der Glieder 33 ist ein Tragkreuz, 34 angeordnet, das, je einen Arm für jeden-Dreh -flügel 17 besitzt. Das Tragkreuz 34 ist an einem Universalgelenk 35 befeetigtg dessen untere.e.Ende mit dem oberen,-Ende eines Zug-Druckrohren 36 verbunden igitt.A preferred construction of the hub part 18 of the rotors 15, 16 is shown in FIG. 5. According to FIG. 5, each rotary vane 17 is arranged so that it can be rotated on an axis in a manner known per se while changing the inclination of its blade. However, neither an oscillating joint nor a locking joint is provided, as is the case with most helicopter rotors. One or more weights 31 are attached to each rotating wing 17 so that the centrifugal force acting on these weights causes the centrifugal torsional movement the rotary wing compensates. Each rotary wing 17 is followed by an arm or an extension piece 32 which is connected to a vertical member 33. At the upper ends of the links 33 there is a support cross 34, which has one arm for each rotary vane 17. The support cross 34 is fastened to a universal joint 35, the lower end of which is connected to the upper end of a pull-pressure pipe 36.

das zentral durch die Rotornabe 37 und die hohle Antriebswelle 38 geführt ist. Das Tragkreuz 34, die: Glieder 33 und das Zug-Druckrohr 36 werden durch ein Scherengetriebe 39t,,das zwisollen dem Tragkreuz 34 und einem-der Glieder 33 und der Rotergabe 37 angeordnet.ist, zur Drehung mit der Nabe 37 veranlagt. Das Seherengetrie@s 39 ben@eht.aus einem Paar von Armen, die an ihren einander zugekehrten Enden miteinander gelenkig verbundix sind un« deren freie Enden mit dem treibenden .und getriebenen Glied in Verbindung stehen. Daxoh diese Anordnung können das Tragkreuz 34t die Glieder 33 und das Zug-Druckrohr 36 um die Rotorachse gedreht werdent während sie zugleich frei wind! um lotrecht, re- lativ zur Rotornabe 37 gerschoben zu werden. which is guided centrally through the rotor hub 37 and the hollow drive shaft 38. The support cross 34, the links 33 and the pull-pressure tube 36 are arranged to rotate with the hub 37 by a scissors gear 39t, which is arranged between the support cross 34 and one of the links 33 and the red gift 37. The Seherengetrie @ s 39 ben@eht.from a pair of arms which are articulately connected to each other at their ends facing each other and whose free ends are connected to the driving and driven member. With this arrangement, the support cross 34t, the links 33 and the pull-pressure tube 36 can be rotated about the rotor axis while at the same time they wind freely! to perpendicular, rela- tively to the rotor hub 37 to be Gerschmann above.

Eine Schrägstellung des Tragkreuzen 34 zur Neigungssteuerung wird zwangsläufig in Längs- und Seitenrichtung durch Zug-Druckrohre 4o und 41 herbeigeführt. Diese Zug-Dr-4ekrohre 40,41 besitzen an einem ihrer Enden Lager 42, die mit dem Tragkreuz 34 verbunden sind und die Drehung des Tragkreuzes 34 in Bezug auf die Zug-Druckrohre 4,41 ermöglichen. Die anderen Enden der Zug-Druckrohre 4o,41 sind mit den Steuergeräten des Piloten verbunden,, um von diesem in den Richtungen bewegt zu werden, die durch die Pfeile 40a und 41a bezeichnet sind. Das untere Ende des Zug-Druokrohres 36 läuft ebenfalls in einem Lager, das an dem Betä-, tigungsarm eines nicht dargestellten gemeinsamen Flügelblattneigungeateuersystems befestigt ist, das jedoch als solches bekannt ist. ' Wenn das Tragkreuz 34 durch das Zug-Druckrohr 36 lotrecht bewegt wird, wird die Blattneigung jedes Drehflügels 17 des betreffenden Rotors gleichförmig verdndert, d,h.. die gemeinsame Blattneigung wird durch die lotrechte Bewegung dqe Züg-Druckrohres 36 eingestellt, Wenn dann das Tragkrduz 34 in eine bestimmte Ebene mit Hilfe der Zug-Druckrohre 4,41 der auf die Steuergeräte des Piloten ansprechenden Neigungasteuerungseinrichtung gekippt wird, ändert sich die Blattneigung der Drehflügel 17 fortlaufend bei ihrem Umlauf* Die Blattneigung jedes Drehflügele 17 besitzt dabei eih.Minimum, wenn sich das Glied 33 dieses Drehflügels 17 am oberen Punkt des ,gekippten, umlaufenden Tragkreuzes 34 befindet, und sie weist. ein Maximum auf, wenn der Drehflügel um 18o0 weiter-gedreht worden ist.An inclined position of the support cross 34 for inclination control is inevitably brought about in the longitudinal and lateral directions by pull-pressure pipes 4o and 41. These push-pull tubes 40, 41 have bearings 42 at one of their ends which are connected to the support cross 34 and enable the rotation of the support cross 34 with respect to the push-pull tubes 4.41. The other ends of the train-pressure pipes 4o, 41 are connected to the control devices of the pilot, in order to be moved by the latter in the directions indicated by the arrows 40a and 41a. The lower end of the pull-pressure tube 36 also runs in a bearing which is attached to the actuating arm of a common blade pitch control system, not shown, but which is known as such. If the support cross 34 is moved vertically by the pull-pressure tube 36, the blade inclination of each rotary vane 17 of the rotor in question is changed uniformly, i.e. the common blade inclination is set by the vertical movement of the pull-pressure tube 36 Tragkrduz 34 is tilted into a certain plane with the help of the tension-pressure pipes 4.41 of the tilt control device responding to the pilot's control units, the blade inclination of the rotary wing 17 changes continuously as it rotates the member 33 of this rotary vane 17 is at the upper point of the tilted, rotating support cross 34, and it points. when the rotary wing is a maximum on rotated continue to 18o0.

Wie bereite ausgeführt wurde, wird die Steuerung des Luftfahr-* , '.zeugen bezüglich aller geometrischen Achsen durch eine Kombination der Änderung der Plügelblattneigung der Rotoren 15 ,16 lind der Bewegung der den Luftschraubennachstrom ablenkenden Klappen 24 und 25 bewirkt. Die Längssteuerung des Luftfahrzeuges erfolgt dabei durch drei getrennte Systeme, die einzeln oder in Kombination wirken können.As has already been stated, the control of the aerospace generator with respect to all geometrical axes is effected by a combination of the change in the blade pitch of the rotors 15 , 16 and the movement of the flaps 24 and 25 which deflect the propeller flow. The longitudinal control of the aircraft is carried out by three separate systems that can act individually or in combination.

Das erste System wird als "Differentialgesamtneigungssteuerung" bezeichnet, bei welcher die gemeinsame Flügelblattneigung des vorderen Rotors 15 verringert wird, während diejenige des hinteren Rotors 16 vergrößert wird bzw. umgekehrt. Dies erfolgt durch Einstellung der entsprechenden Zug-Druckrohre 36. Hierdurch wird das Luftfahrzeug entweder mit seiner Nase nach abwärts oder nach aufwärts gerichtet. Nachdem das Luftfahrzeug geneigt ist, bewirken die geneigten Schubvektoren der Propeller, daß `das Luftfahrzeug vor- oder rückwärts bewegt wird.The first system is referred to as "differential total pitch control", in which the common blade pitch of the front rotor 15 is reduced while that of the rear rotor 16 is enlarged and vice versa. this takes place by setting the corresponding pull-pressure pipes 36. This is the Aircraft either with its nose pointing downwards or upwards. After the aircraft is tilted, the tilted thrust vectors of the propellers cause that `the aircraft is moved forwards or backwards.

Das zweite System der Längssteuerung wird als "zyklische Längeneigungssteuerung" bezeichnet. Hierbei wird die zyklische Neigung beider Rotoren 15 und 16 so vorgenommen, daß die Drehflügel eine minimale Blattneigung an der Vorderseite des Kanales aufweisen, während sie eine maximale Blattneigung am rückwärtigen Ende des Kanals besitzen. In diesem Zustand wirkt auf jeden Rotor ein Moment, durch welches das Fahrzeug mit seiner Nase nach unten gerichtet wird, da die Drehflügel 17 starr mit der Nabe' 18 verbunden sind und sich nicht verschwenken können, wie dies bei Hubschraubern der Fall ist. Zusätzlich verursachtdie verrin.-4 gerte Flügelblattneigung an der Vorderseite jedes Rotors 15,16 eine geringere Luftströmung über den vorderen Teil des Manteleinlasses 26, während die Luftströmung über den rückwärtigen Teil des Verkleidungseinlasses 26 verstärkt wird. Dies ist in den Figuren 6a, 6b dargestellt, welche die resultierenden V,ektorkräfte und ihre lotrechten und waagerechten Komponenten für einen symmetrischen Fluß durch den Mantelkanal zeigen, wenn die Flügelblattneigung während der Drehbewegung der Drehflügel gleichförmig ist (Fig. 6a), und für einen unsymmetrischen Fluß durch den Mantelkanal, wenn die Flügelblatt neigung vorn minimal und hinten maximal ist (Fig. 6b).The second system of longitudinal control is called "cyclic length inclination control" designated. Here, the cyclical inclination of both rotors 15 and 16 is made so that that the rotating blades have a minimal pitch at the front of the channel, while they have a maximum blade inclination at the rear end of the channel. In this state, a moment acts on each rotor, through which the vehicle contributes its nose is directed downwards, since the rotary wing 17 rigidly with the hub ' 18 are connected and cannot pivot, as is the case with helicopters the case is. In addition, the reduced blade pitch causes the Front of each rotor 15,16 a smaller air flow over the front part of the jacket inlet 26, while the air flow over the rear of the Trim inlet 26 is reinforced. This is in the figures 6a, 6b show the resulting V, ector forces and their perpendicular and horizontal components for symmetrical flow through the jacket channel show when the blade pitch is uniform during the rotating movement of the rotating blades is (Fig. 6a), and for an unbalanced flow through the jacket channel when the Blade inclination is minimal at the front and maximal at the rear (Fig. 6b).

Gemäß Figur 6a sind die radi -alen Komponenten 43 und 431 der resultierenden Vektrokräfte 44 und 44f am Einlaß 26 des Mantels 13 gleich groß und entgegengesetzt gerichtet, so daß sie sich gegenseitig aufheben. Die lotrechten Komponenten 45 und 451 sind ebenfalls gleich groß sowie darüber hinaus gleich gerichtet und addieren sich zur Schuberzeugung.According to FIG. 6a, the radial components 43 and 431 are the resulting Vector forces 44 and 44f at the inlet 26 of the jacket 13 are equal and opposite directed so that they cancel each other out. The perpendicular components 45 and 451 are also of the same size and, moreover, are directed in the same way and add up to generate thrust.

Im Falle der Fig. 6b, wo die Flügelblattneigung vorn bzw. in der Fig. links ein Minimum und hinten bzw. in der Figur rechts ein Maximum aufweist, ist die vordere Radialkomponente 46 der resultierenden Kraft 47 am Einlaß 26 des T,1-antels 13 kleiner ala die hintere Radialkomponente 461 der hinteren resultierenden Vektorkraft 479, weil die vordere Vektorkraft 47 wegen der verminderten Luftströmung an dieser Seite des Kanals kleinerist. Die vordere lotrechte Komponente 48 ist auch kürzer als die rückwärtige lotrechte Komponente 481. Die lotrechten, durch die Vektoren 48 und 489 dargestellten Kräfte vereinigen sich zur Erzeugung eines Schubes und eines Neigungsmoments bzw. Rollmoments, wenn sich die Achse, die die Punkte der maximalen und minimalen Schübe verbindet, quer zum Züftfahrzeug erstreckt.In the case of FIG. 6b, where the blade inclination at the front or in FIG. has a minimum on the left and a maximum in the back or on the right in the figure the front radial component 46 of the resulting force 47 at the inlet 26 of the T, 1-antels 13 smaller than the rear radial component 461 of the rear resulting vector force 479 because the front vector force 47 because of the reduced air flow at this Side of the canal is smaller. The front perpendicular component 48 is also shorter as the back perpendicular component 481. The perpendicular, through the vectors Forces shown in 48 and 489 combine to produce a thrust and a moment of inclination or moment of roll, if the axis that the points of the maximum and minimum thrusts connects, across the Züft vehicle extends.

Aus dieser Einstellung der zyklischen Neigung der Rotoren ergibt sich auch eine Vortriebskraft, wenn sich die radialen Komponenten 46 und 461 nicht gänzlich aufheben sondern eine resultierende, vorwärts gerieheete Antriebskraft ergeben. Beiig Vorwärtsflug bewirkt die unsymmetrische Strömung durch den Mantelkanal auch noch eine Widerstandskraft, die an der vorderen Zippe des Kanals erzeugt wird. Dieser Widerstandskraft kann durch geeignete Einstellung der zyklischen Neigung entgegengewirkt werden.This setting of the cyclic inclination of the rotors results also a propulsive force if the radial components 46 and 461 are not completely cancel but give a resultant, forward directed driving force. When flying forward, the asymmetrical flow through the jacket channel also causes another drag force generated at the front zipper of the canal. This Resistance can be counteracted by suitable adjustment of the cyclical inclination will.

Das dritte Sydtem der Längssteuerung erfolgt dadurch, daß die querverlaufenden Ablenkklappen 25 für den Propellernachstrom so geschwenkt werden, daß sie die Luftströmung nach hinten ablenken und hierdurch einen Vorwärtsschub erzeugen, oder indem-sie den Luftstrom nach vorn ablenken, um einen Rüokwärteschub zu erzielen. Die Differentialgeeamtneigungeeteuerung wird als grundlegendes Verfahren der Neigungesteuerung benutzt_und erfo2gt durch Vor-und Rückwärtsbewegung des Stuerknüppels. Die Einstelluaog der zyk-@iscllen Iängsneigungseteuerung und die Verschwenkung der querverlaufenden Ablenkklappen 25 für den Propellernachstrcm wird für die Trimmra-merung verwendet und erfolgt mittels eineriim Führerstand angeordneten getrennten Steuereinrichtung.The third sydtem of the longitudinal control takes place in that the transverse Deflection flaps 25 are pivoted for the propeller wake so that they the air flow deflect backwards and thereby generate a forward thrust, or by-them divert the airflow forward to create a backward thrust. The differential overall tilt inflation is used as a basic method of tilt control and is performed by Forward and backward movement of the joystick. The setting of the cyclical longitudinal inclination control and the pivoting of the transverse deflector flaps 25 for the propeller aft is used for the trim framing and is carried out by means of an in the driver's cab separate control device.

Die Seitensteuerung wird mittela,der,zyklieohen Weigungesteu.-erung erzielt, die auf die beiden Rotoren 15 und 16, dadurch ausgeübt wird, daß der Steuerknüppel des@Piloten derart seitlich versehwenkt wird, daß die.Dreh-Flügel 17 beispielsweise rechte eine minimale Blattneigung und links eine maximale Blattneigung be sitzen. Dies bewirkt ein Moment, das auf die Rotoren und den Mantel ausgeübt wird und das Luftfahrzeug nach rechts kippt. Nachdem das Luftfahrzeug nach rechts gekippt worden ist, bewirken die geneigten Schubvektoren, daß das Luftfabmeug nach rechts bewegt wird. Das Kippen nach links erfolgt entsprechend durch eine Bewegung des Steuerknüppels in entgegengesetzter Richtung. Die,längegeriehteten Ablenkklappen 24 für den Propellernachstrom werden ebenfalls durch eine seitliche Bewegung des Steuerknüppole bewegt. Wenn sie nach links bewegt werden, neigen sie das Luftfahrzeug nachlinke und erzeugen eine Kraft, die nach rechts geriottet ist und zur Folge hat, daß das Luftfahrzeug nach rechts bewegt wird. Da die längeklappen 24 unterhalb_dea Schwerpunktes angeordnet sind, erzeu5en sie zugleich jedoch auch ein Moment, das danach strebt, das Luftfahrzeug nach linke zu kippen. Somit können die Ablenkklappen, je nachdem auf Welche .Weise sie bewegt werden, entweder eine Kraft erzeugen, die das Luftfahrzeug schneller in der gekippten Richtung bewegte oder ein' Moment erzeugen, das sich mit dem Kippmoment addiert.The rudder control is achieved by means of the cyclical inclination control which is exercised on the two rotors 15 and 16 in that the control stick of the pilot is swiveled sideways in such a way that the rotary wing 17, for example, has a minimal blade inclination and on the left there is a maximum blade inclination. This causes a moment to be exerted on the rotors and jacket and the aircraft tilts to the right. After the aircraft is tilted to the right, the tilted thrust vectors cause the aircraft to move to the right. Tilting to the left takes place accordingly by moving the control stick in the opposite direction. The longitudinally lined deflector flaps 24 for the propeller wake are also moved by a lateral movement of the control stick. When moved to the left, they tilt the aircraft to the left and create a force which rotates to the right and causes the aircraft to be moved to the right . Since the length flaps 24 are arranged below the center of gravity, they at the same time also generate a moment that tends to tilt the aircraft to the left. Thus, depending on which way they are moved, the deflection flaps can either generate a force that moves the aircraft faster in the tilted direction or generate a moment that is added to the overturning moment.

Die erfolgt durch Neigen der Längsgerichteten Ablenkklappen 24 unterhalb des vorderen Rotors 15, z.B, nach linke, und gleichzeitige Neigung der längsgerichteten flossen 24. This is done by inclining the longitudinal deflection flaps 24 below the front rotor 15, for example to the left, and at the same time inclining the longitudinal fins 24.

. unter dem rückwärtigen Rotor 1ä in entgegengesetzter Richtung.. Dies bewirkt in dem angegebenen Falle eine Ablenkung des Luft-0 Stromes vom vorderen Rotor 15 nach links, was. zur Folge hat, daß die Nase bzw, das vordere Ende des Luftfahrzeuges nach rechts begegt wird, und zugleich, daß der Schwanz bzw. das rückwärtige Ende des Luftfahrzeuges eine Bewegung nach links ausführt. Diese Steuerung erfolgt durch die Fußpedalen des Piloten.. under the rear rotor 1 a in the opposite direction. has the consequence that the nose or the front end of the aircraft is moved to the right, and at the same time that the tail or the rear end of the aircraft executes a movement to the left. This control is carried out by the pilot's foot pedals.

Die Steuergeräte des Piloten, nämlich der Hebel für die gemeineame Flügelblattneigung, der Steuerknüppel und.die Pedalen sind die gleichen, wie sie bei den üblichen Hubschraubern vorhanden sind, und ihre Bedienung hat auch die gleiche Wirkung auf das Luftfahrzeug wie bei Hubschraubern, obgleich die Methode zur Erzeugung dieser Wirkung unterschiedlich ist.The pilot's control units, namely the lever for the common ame Blade pitch, joystick and pedals are the same as them are present in the usual helicopters, and their operation is also the same Effect on the aircraft as with helicopters, although the method of generation this effect is different.

Figur 7 zeigt eine Staukappeneinrichtung, die an der Einlaßlippe des Mantels vorgesehen sein kann, um den an der Vorderseite der Manüllippe beim Vorwärtsflug erzeugten Luftwiderstand ' abzuschwächen. Gemäß der Zeichnung ist ein gebogenes Stauglied 50 vorgesehen, das eine gezahnte Arbeitskante 51 besitzt und so gleitbar gehalten ist, daß es aus einer vorstehenden Stellung, wie sie in Figur 7 gezeigt ist, in eine zurückgezogene Stellung gebracht werden kann. In der vorstehenden Stellung ragt der gezahnte Teil 51 an der Vorderseite der Manteleinlaßöffnung in Gien Luftstrom, während er in der zurückgezogenen Stellung völlig' innerhalb des Mantelkörpers verschwindet. Das Stauglied 50 kann durch jede bekannte Steuereinrichtung, z.B. die in Figur 7 dargestellten Winkelhebel 52, eingestellt werden, die durch geeignete Zugstangen 53 und ein entsprechendes Getriebe im Führerstand gesteuert werden können. Das Stauglied 50 zerstreut in seiner vorstehenden Stellung an der Einlaßlippe des Mantels den über diesen Bereich fließenden Luftstrom, und es wurde festgestellt, daß dadurch eine ähnliche Wirkung erzielt wird wie bei der zyklischen Neigungssteuerung,'und zwar insofern, als durch diese Maßnahme die an der Vorderseite der Mantellippe beim Vorwärtsflug entstehende Widerstanctkraft verringert werden kann. Figur 8 zeigt eine abgewandelte Konstruktion einer fliegenden Plattform, die allgemein mit 101 bezeichnet ist, Bei Dieser Plattform 101 ist das Fahrgestell 111 stufealförmig ausgebildet, und die vorderen Abschnittes 55 bzw. 56 des Fahrgestells 11t sind in einer niedrigeren Ebene angeordnet als die Oberfläche des hinteren Abschnittes 5?,, Bei dieser besonderen Ausbildungsform bilden die auflbasbaren Verkleidungsteile 291 und 301 ununterbrochene ringförmige Verkleidurigen, die lediglich die ringförmigen, über die Oberkante des Fahrgestells 11t hinausragenden oberen Teile der Mäntel 131 und 148 umgeben. Die Verkleidungen 291 und 301 besitzen eine äußere Formgebung, die sich etwas von der halbkreisförmigen Querschnittsform der 'Verkleidungen 29,30 unterscheidet.FIG. 7 shows a baffle device which can be provided on the inlet lip of the jacket in order to reduce the aerodynamic drag generated at the front of the manuel lip during forward flight. According to the drawing, a curved retaining member 50 is provided which has a serrated working edge 51 and is slidably supported so that it can be brought from a projecting position, as shown in FIG. 7, into a retracted position. In the protruding position, the toothed part 51 protrudes at the front of the jacket inlet opening in the air flow, while in the retracted position it disappears completely within the jacket body. The storage member 50 can be adjusted by any known control device, for example the angle lever 52 shown in FIG. 7, which can be controlled by suitable tie rods 53 and a corresponding gear in the driver's cab. The baffle member 50 in its protruding position at the inlet lip of the jacket diffuses the airflow flowing over this area and has been found to have an effect similar to that of the cyclic inclination control, in that this measure provides that of the Front of the mantle lip resulting from the resistance force during forward flight can be reduced. FIG. 8 shows a modified construction of a flying platform, which is designated generally by 101. In this platform 101 , the chassis 111 is designed in the form of a step, and the front Sections 55 and 56 of the chassis 11t are arranged in a lower plane than the surface of the rear section 5? ,, In this particular embodiment, the auflbasbaren cladding parts 291 and 301 form uninterrupted ring-shaped cladding, which only the ring-shaped, over the upper edge of the chassis 11t surrounding protruding upper parts of the jackets 131 and 148. The coverings 291 and 301 have an external shape which differs somewhat from the semicircular cross-sectional shape of the coverings 29,30.

-Beim Vorwärtsflug wurde festgestellt, daß die in den vorderen Rotor eintretende Luftströmung bei solchen Konstruktionen,,bei denen die-vorderen und hinteren Mäntel in der gleichen Ebene angeordnet sind, 'die Luftströmung störend beeinflußt, die in den rückwärtigen Rotor eintritt, da sie den Eintritt einer geringeren Luftmenge in den rückwärtigen Rotor bewirkt. Diese Wirkung kann durch die in Figur 8 dargestellte Konstruktion vermindert der werden, bei. welcherYEinlaß für den rückwärtigen Mantel 141 in einer höheren Ebene angeordnet wird als der Einlaß des vorderen Mantels 131.-When flying forward, it has been found that the air flow entering the front rotor in such constructions "in which the front and rear shrouds are arranged in the same plane" interferes with the air flow entering the rear rotor as it causes the Caused entry of a smaller amount of air into the rear rotor. This effect can be reduced by the construction shown in FIG the become at. which inlet for the rear jacket 141 in is located at a higher level than the inlet of the front shell 131.

Wie die Zeichnungen zeigen, sind bei jeder der dargestellten Ausührungsformen auch Radsätze 60 und 61 vorgesehen, von denen einige, z.R. clie vorderen Radsätze 60, kraftgetriebene Räder62 besitzen können, die mit den Motoren 21 bzw. 21a überbekannte Antriebsmittel verbunden und mit diesen wahlweise gekuppelt oder entkuppelt werden können, beispielsweise durch eine geeignete fernbetätigbare Kupplung, die vom Piloten steuerbar ist.As the drawings show, in each of the illustrated embodiments wheelsets 60 and 61 are also provided, some of which, e.g. the front wheel sets 60, may have power-driven wheels62, which are well known with the motors 21 and 21a, respectively Drive means connected and optionally coupled or uncoupled with these can, for example, by means of a suitable remote-controlled clutch operated by the pilot is controllable.

Das neue Luftfahrzeug ist dank seiner Konstruktion und der Hubsowie Antriebskräfte, die durch seine ummantelten Rotoren erzeugt werden, nicht ausschließlich auf niedrige Flughöhen beschränkt, Isondern kann injeder vernünftigen Flughöhe genauso wie andere Flugzeuge mit Dreh- oder Starrflügeln fliegen. Da es außerdem mit kraftangetriebenen Rädern versehen ist, kann es auch bei geeignetem Gelände auf dem Hoden bewegt werden, wobei, eine beträchtliche Kraftstoffverbrauohseinaparung stattfindet. Seine vielaeitige Verwendbarkeit,kann ferner dadurch erhöht werden, daß über einen Teil oder den gesamten Umfang seines Fahrgestelle 11 eine Schürze vorgesehen wird, die einen sogenannten "Bodeneffekt" hervorruft. Solche Abwandlungen, die eine Schürze mit "Bodeneffekt" besitzeng sind in den Figuren 9 - 11 der Zeichnung dargestellt.Thanks to its design and the lifting and propulsion forces generated by its jacketed rotors, the new aircraft is not limited to low altitudes, but can fly at any reasonable altitude just like other aircraft with rotary or fixed wings. Since it is also provided with power-driven wheels, it can be moved on the testicle even when the terrain is suitable, with a considerable amount of fuel consumption taking place. Its versatility can also be increased in that an apron is provided over part or the entire circumference of its chassis 11 which creates a so-called "floor effect". Such modifications which have a "floor effect" apron are shown in FIGS. 9-11 of the drawing.

Der Ausdruck "Bodeneffekt" bezieht sich-allgemein auf eine Erhöhung des aerodynamischen Auftriebes eines Flugzeuges, wenn dieses dicht über der Erdoberfläche fliegt. Wenn auch verschiedene Fahrzeuge konstruiert-worden eindg die von diesem Phänomen Nutzten zieheng indem sie nach unten gerichtete Strömungen,mit einer sehr hohen Luftgeschwindigkeit vorsehen, die aus einem verengten seitlichen Ström@ingskanal zur Erzeugung eines Luftkissens austreten, um das Plugzeug zu tragen,@so wurden diese sogenannten "Bodeneffektmaschinen" jedoch ledigliehdazu konstruiert, um in verhältriismäßig sehr'geringen Flughöhen in der Größenordnung von 2,5 cm bis ea. 1 bis 2 m über-dem Hoden zu ärbeiten. Alle Flugzeuge dieser Artt welche die sogenannte Bodenwirkung ausnutzen, sind jedoch in dieser Beziehung in ihrer Wirkung begrenzt. Drehflügelflugzeuge besitzen die stärkste Bodenwirkung, wenn sie sich gerade oberhalb des Erdbodens befinden. Diese Wirkung vermindert sich aber mit steigender Plughöhe.b1s die Flughöhe etwa gleich dem hotordurchmesser -ist, von wo -ab die Steigerung.des Auftriebes fast gleich null ist.The term "ground effect" generally refers to an increase in the aerodynamic lift of an aircraft when it is flying close to the surface of the earth. Although different vehicles have been constructed and take advantage of this phenomenon by providing downward currents with a very high air velocity, which emerge from a narrowed lateral flow channel to create an air cushion to carry the plug stuff, @ see above However, these so-called "ground effect machines" were only designed to work at relatively very low altitudes in the order of 2.5 cm to about 1 to 2 m above the testicle. However, all aircraft of this type which use the so-called ground effect are limited in their effect in this respect. Rotary wing aircraft have the strongest ground effect when they are just above the ground. However, this effect diminishes as the plug height increases. The flight height is approximately equal to the diameter of the heater, from where the increase in lift is almost equal to zero.

Zu wurde festgestellt, da.p dadurch, daß man über einen Teil oder den ganzen Umfang des Fahrgestelle 11 der fliegenden Plattform Schürzen vorsieht, die nachstehend als "Bodenwirkungsschürzen" bezeichnet werden, der Luftaustritt räumlich begrenzt, die Luftgeschwindigkeit herabgesetzt und unterhalb des Flugzeuges ein Druck aufgebaut wird, der die Tendenz hat, den Auftrieb auf Grund der Bodenwirkung zu erhöhen. Die fliegende Plattform gemäß der Erfindung-nutzt die Bodenwirkung infolge iher ummantelten Rotoren und der relativ hohen Luftströmungsmengen insoweit aus" daß noch eine Bodenwirkung stattfindet, wenn das Flugzeug eine Flughöhe von zwei- oder dreifachem Rotordurchmesser erreicht hat. Bei der Abwandlung gemäß Fig. 9 sind an den beiden Seiten des Flugzeuges im wesentlichen nur entlang des Mittelabschnittes 12 desselben seitliche Bodenwirkungsschürzgn 63 und 64 vorgesehen. Diese Bodenwirkungsschürzen 63, 64 weisen wihrem Umfang angeordnete Rahmenglieder 65 und Zwischenversteifungen 65t auf, an denen Platten oder Tafeln 66 angebracht sind. Die Bodenwirkungsschürzen 63, 64 hängen von den Seiten des Fahrgestells 11 bis zu einer Ebene herab, die dicht oberhalb des Erdbodens ist, wenn das Fahrzeug von seinen Radsätzen 60, 61 getragen wird. Um die Schürzen 63, 64 in ihrer richtigen Stellung zu halten, können nach innen und oben geneigte Versteifungsstangen 67 vorgesehen sein, die sich von dem unteren Teil der Rahmenglieder.65 bis zur Unterseite des Fahrgestells 11 nahe dem waagerechten mittleren Teil desselben erstrecken. To it was found da.p characterized in that provides over a part or the whole periphery of the chassis 11 of the airborne platform aprons, which are hereinafter referred to as "ground effect aprons", the air outlet is limited spatially reduced, the air velocity and below the aircraft, a pressure is built up, which has the tendency to increase the lift due to the action of the ground. The flying platform according to the invention uses the ground effect as a result of its encased rotors and the relatively high amounts of air flow to the extent that a ground effect still takes place when the aircraft has reached an altitude of two or three times the rotor diameter on the two sides of the aircraft essentially only along the central section 12 of the same lateral floor effect aprons 63 and 64. These floor effect aprons 63, 64 have frame members 65 and intermediate stiffeners 65t arranged around their circumference, to which plates or panels 66 are attached. 64 hang from the sides of the chassis 11 to a level just above the ground when the vehicle is supported by its wheel sets 60, 61. In order to keep the skirts 63, 64 in their correct position, inward and upwardly inclined stiffening rods 67 may be provided, which extend from the u nter part of the frame members.65 extend to the underside of the chassis 11 near the horizontal middle part of the same.

Eine weitere abgehandelte Ausführungsform der fliegenden Plattform mit seitlichen Bodenwirkungsschürzen zeigt Fig. 10, wobei sich die Bodenwirkungsschürzen 70 und 71 entlang der Seiten des Fahrgestells 11 von einer Stelle aus erstrecken, die im wesentlichen in Querrichtung mit der Mitte des vorderen Rotors 15 fluchtet, und bis zu einer Stelle reichen, die mit der Mitte des rückwärtigen Rotors 16 fluchtet. Hierbei ist bemerkenswert, daß die hinteren Abschnitte 70a, 71a der-Schürzen 70, 71 im wesent-.lichen der Konstruktion der Schürzen 63, 64 der Plattform gemäß Fig. 9 entsprechen, d.aß vordere Schürzenabschnitte 70b, 71b aus entsprechenden Rahmengliedern 72 vorgesehen sind und daß eine oder mehrere Querversteifungen 73 vorhanden sind, die sich quer über das Fahrgestell erstrecken und die beiden Schürzen 70 und 71 miteinander verbinden, um sie in ihrer Stellung zu halten.Another discussed embodiment of the flying platform with side ground effect aprons is shown in Fig. 10, wherein the ground effect aprons 70 and 71 extend along the sides of the chassis 11 from a location which is substantially in transverse alignment with the center of the front rotor 15, and up to reach to a point that is aligned with the center of the rear rotor 16. It is noteworthy that the rear sections 70a, 71a of the aprons 70, 71 essentially correspond to the construction of the aprons 63, 64 of the platform according to FIG and that there are one or more transverse stiffeners 73 which extend across the chassis and interconnect the two skirts 70 and 71 to hold them in place.

Es wurde bereits -bemerkt, daß die Anordnung.von Bodenwirkurgsschürzen derart, wie dies in Fig. 9 dargestellt ist, eine bedeutende Erhöhung des Auftriebes verursacht und daß die Konstruktion gemäß Fig. 10 eine noch größere Erhöhung des Bodenwirkungsauftriebes hinsichtlich der Flughöhe hervorruft. Bei diesen Konstruktionen, bei welchen die Bodenwirkungsschürzän lediglich an den Seiten des Luftfahrzeuges angeordnet sind, werden die normalen Flugeigenschaften desselben nicht wesentlich verändert, jedoch eine Verbesserung des Auftriebes durch die Bodenwirkung bewerkstelligt.It has already been noted that the arrangement of floorwork aprons such as shown in Figure 9, a significant increase in lift caused and that the construction of FIG. 10 an even greater increase in the Causes ground effect buoyancy in terms of flight altitude. With these constructions, in which the soil effect apron is only on the sides of the aircraft are arranged, the normal flight characteristics thereof are not essential changed, but brought about an improvement in buoyancy through the effect of the ground.

Eine weitere Abwandlung der fugenden Plattform ist in Fig. 11 gezeigt, bei welcher Bodenwirkungsschürzen 75 vorgesehen sind, die sich über-den. ganzen Umfang des Fahrgestells 1l erstrecken, um eine maximale Wirksamkeit hinsichtlich der Bodenwirkung zu erzielen.Another modification of the jointing platform is shown in Fig. 11, in which soil effect aprons 75 are provided, which on the. entire circumference of the chassis 1l extend to maximum effectiveness to achieve in terms of the soil effect.

Die Bodenwirkung`sschürzen erhöhen durch Verminderung der Luftaustrittsöffnung und der Luftgeschwindigkeit sowie durch den Aufbau eines Druckes unterhalb des Flugzeuges zusätzlich zur nützlichen Erhöhung des Auftriebes über Höhen, die zwei- oder dreimal so hoch sind wie der Rotordurchmesser, die Hebewirkung, wenn sie sich dicht über dem Erdboden befinden, wobei der Luftaüstrittsweg wischen den Unterkanten der Schürzen-und dem Erdboden sehr klein ist, derart, daD Krafteinsparungen von 25 - 50 oder eine Verdoppelung der Nutzlast bei Höhen von etwa 15 cm erzielt werden können. Die Bodenwirkung der Schürzen ermöglicht es, daß das Lüftfahrzeug: auch über Wasser, Schlamm, Morast; weiches Ge- lände oder unter noch anderen Bedingungen fliegen kann, bei welchen eine Bewegung mit kraftangeilriebenen Rädern schwierig oder unmöglich Wäre, und zwar in zur Ausnutzung der Bodenwirkung geeigneten Höhen, wobei die durch das Bodenwirkungsphänomen erhöhte jAuftriebewirkung ein Fliegen mit normalerweise großem Gewicht und beträchtlich vermindertem Kraftaufwand gestattet.By reducing the air outlet opening and the air speed as well as by building up pressure below the aircraft in addition to the useful increase in lift above heights that are two or three times as high as the rotor diameter, the ground effect `` aprons '' increase the lifting effect when they are close above are the ground, wherein the Luftaüstrittsweg wipe the bottom edges of the skirts and the ground is very small, so DAD power savings 25-50 or a doubling of payload at altitudes of about 15 cm can be achieved. The effect of the aprons on the ground enables the ventilation vehicle: even over water, mud, morass; soft terrain or under still other conditions in which movement with powered wheels would be difficult or impossible, at heights suitable for the exploitation of the ground effect, the lift effect increased by the ground effect phenomenon making flying of normally great weight and considerably reduced Exertion of force permitted.

Die Bodenwirkungesehürzen können bei. jeder der beschriebenen Ausführungsformen.der fliegenden Plattform einziehbar sein, um einen verminderten Luftwiderstand bei höherer Flughöhe und höherer.Fluggeschwindigkeit zu bewirken. Beispielsweise können die Bodenwirkungsschürzen 63, 64 der Plattform gemäß Fig. 9 einziehbar gestaltet sein, indem-jede Schürze teleskopartig verschiebbare Abschnitte 63a, 63b besitzt, die lotrecht nach unten bis zu einem ausgewählten Ausmaß zusammengezogen und nach oben in Kästen 68 eingesteckt werden können, die an den Seiten des Mittelabschnittes 12 des Fahrgestells 11 angebracht sind. Das teleskopartige'Aus- und Einfahren der Schürzen kann von der Pilotenkabine aus ferngesteuert werden, z. H. durch irgendeine übliche hydrau-, lische Steuereinrichtung 69, die in Fig. 9 schematisch durch gestrichelte Linien dargestellt ist. Diese Steuereinrichtung kann beispielsweise hydraulische Zylinder besitzen, deren Kolbenstangen mit den teleskopartigen Abschnitten der Rahmenglieder 65 und den geneigt angeordneten Verstärkungsstäben 67 verbunden sind, sowie ferner Ventile 'aufweisen, die vom Piloteh betätigt werden, um den Fluß des hydraulischen Mediums zu den Seiten der Zylinder f I zu bewegen.The soil effects can shorten at. Each of the described embodiments of the flying platform can be retractable in order to produce a reduced air resistance at higher altitudes and at higher flight speeds . For example, the floor effect aprons 63, 64 of the platform according to FIG. 9 can be designed to be retractable in that each apron has telescopically displaceable sections 63a, 63b which can be drawn vertically downwards to a selected extent and inserted upwards into boxes 68 which are attached to the sides of the central portion 12 of the chassis 11. The telescopic extension and retraction of the aprons can be remotely controlled from the pilot's cabin, e.g. H. by any conventional hydraulic control device 69, which is shown schematically in Fig. 9 by dashed lines. This control device can, for example, have hydraulic cylinders, the piston rods of which are connected to the telescopic sections of the frame members 65 and the inclined reinforcing rods 67, as well as valves which are operated by the pilot to control the flow of the hydraulic medium to the sides of the cylinders f I move.

Obgleich verschiedene unterschiedliche Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung im einzelnen dargestellt und beschrieben sind, versteht es sich, daß weitere .Abwandlungen derselben im Rahmen des Erfindungsgedankens geschaffen werden können. Die Zeichnungen und Beschreibung stellen daher auch lediglich eine beispielsweise Erläuterung der Erfindung im Rahmen des Patentbegehrens dar.. ..Although several different embodiments of the present Invention shown and described in detail, it is understood that further Modifications of the same can be created within the scope of the inventive concept. The drawings and description therefore represent only an example Explanation of the invention in the context of the patent request .. ..

Claims

1. An aircraft for vertical take off and landing, dadurchgekennze ic teeth tg that at the front and rear end of an elongate, plate-form-like chassis (11) depending on a lift rotor (15, 16) arranged with its axis vertical (38), that the lifting rotors ( 15, 16) rotate in the opposite direction and that each lifting rotor (15, 16) revolves in an annular casing (13, 14) forming a disturbance channel and has rotary blades (17) with adjustable blade inclination.

2. Aircraft according to claim 1, d a d u r c h g e k e n n -z e i c h n e t that above each tjubrotors (15, 16) a rotatable about the rotor axis (3E), in a universal joint tiltable support cross (34) is arranged, which for each Rotary vane (17) has an arm which, with the rotary vane assigned to it (fA is eccentrically connected to the axis of rotation that the support cross (34) is axially to preferably hollow rotor axis (38) or ßotornabe (37) is slidably mounted and that control members (36, 40) 41) for the axial displacement of the support cross (34) on the one hand and for tilting the support cross (34) on the other hand, z. B. in the form of pull-push rods (36, 40, 41) are provided.

3. aircraft napli claim 1 or 2, d a d u r c h g e k e n ne n e i c h n e t that each jacket (13,14) of the isubrotors (15, 16) at its upper end a convexly curved ring-shaped inlet lip (26), through which air is drawn in as the rotor rotates.

4. Aircraft according to one of claims 1 to 3, d a d u r c h g e n n n z e i c h n e t, including below each lifting rotor (15, 16) at the outlet end of the shell U-3, 14) at least one arranged transversely to the longitudinal direction of the chassis (11), to the front and to the rear pivotable deflection flap (21 ,.) is provided for the @ ref @ tielnachstrom, whose Length is about the same as the diameter of the motor spanned before it.

5. Aircraft according to one of claims 1 to 1,., Dadurchgekennzeici: ret that below jscies Hubrotors (15, l @@) arr exit end of the jacket (2.3, lfr) at least one in the longitudinal direction of the chassis (11) anzeördnete, the rupture Laterally swiveling deflectors that scan over the rotor, clear pipe (25) for the rotary flutes afterflow before #, esel: en is.

6. Aircraft according to one of claims 1 to 5, d a d u r c h e k e n n n z e i c h n e t, daie. the pilot seat (12a.) so-ie the space for one more person or a load in the area of the middle cross-sectional plane of the chassis (11) are located between the two rotors (15, 16).

7. Aircraft according to claim 6, d a d u r c h e k e n n -z e i c h n e t that from the pilot's seat (12a) the position of the rotors (15, 16) the inclination of the blades the rotary vane (17) and the position of the deflector flaps (24, 25) can be controlled. B. Luftfahrzeug.nach one of claims 1 to 7, d u r c h g e k e n n z e ic h n e t that the rotor shells (13, 14; 13; 141) from an inflatable.

Fairing (29 ) 30; 29t, 307) , which in the inflated state preferably has an approximately semicircular shape.

9. Aircraft according to one of the claims 1 to 8, denoting that the entry level of the inlet opening (26) of the rear rotor shell (14t) is higher than that of the front Rotor shell (13t).

10. Aircraft according to one of claims Ibis 9, d a d u r c h g e k e n n n z e i c h n e t that the rotor shells (13, 14) at their front Air inlet lip (26) provided with an extendable and retractable stowage member (50) are which preferably. has a serrated upper working edge (51). I.

11. Aircraft according to one of claims 1 to 10, characterized -gekennze ic hnet that to limit the air flow escaping from the hub rotors (15, 16) and to form an air cushion under the rotors (15, 16) when flying at low altitude the entire circumference or a considerable part of the circumference of the chassis (11), preferably retractable aprons (63, 64; 70 ) 71 protruding downwards; 75) are attached, which are stiffened by framework.