DE1481506A1

DE1481506A1 - Senkrecht startendes und landendes Flugzeug

Info

Publication number: DE1481506A1
Application number: DE19661481506
Authority: DE
Inventors: Erich Haberkorn
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1966-08-11
Filing date: 1966-08-11
Publication date: 1969-12-11
Also published as: GB1166374A; US3460783A; FR1551908A

Description

Senkrecht startendes und landendes Flugzeug

Die Erfindung bezieht sich auf ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug mit zu beiden Selten des Rumpfes schwenkbar angeordneten Hub-Marschtriebwerken.

Bei Flugzeugen mit Senkrechtstart- und Senkrechtlandeelgenschaften 1st es bekannt, zu beiden Seiten des Flugzeugrumpfes oder an beiden Tragflügelenden Triebwerke um eine in oder parallel zur Flugzeugquerachse gerichtete Achse schwenkbar anzuordnen (deutsche Patentschrift 1 O66 429). Bei Start

ο und Landung werden die Triebwerke in einem Winkel von 90 oder weniger als 90° zur Flugzeuglängsachse angestellt, so daß der erzeugte Schub entgegen der Schwerkraft gerichtet ist. Während der Transition werden die Triebwerke sukzessive in Flugzeuglängsrichtung geschwenkt, in der sie während des Marschfluges verbleiben. Triebwerke in dieser Anordnung werden daher kurz Hub-Marschtriebwerke genannt.

Ferner sind senkrecht startende und landende Flugzeuge bekannt, die neben senkrecht im Rumpf angeordneten Hubtriebwerken im Rumpf in Flugzeuglängsrichtung fest eingebaute Triebwerke aufweisen, wobei im Horizontalschubkanal derselben Strahlumlenkeinrichtungen vorgesehen sind, die für den Senkrechtflug dem Gasstrahl eine lotrechte oder im wesentlichen lotrechte Richtung verleihen. Solche Hubeinrichtungen bestehen gewöhnlioh aus am Horizontalschubkanal angeschlossenen, schräg nach unten

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gerichteten Hubkanälen in Form von Rohrstutzen, an deren Enden noch Schwenkdüsen zur Variierung des Hubvektors in weiten Grenzen während der Transition vorgesehen sind. Die Kanalabzweigung selbst wird gesteuert von schwenkbar gelagerten Sperrklappen, die während des Senkrechtfluges den Horizontalschubkanal sperren und die Treibgase in den Hubkanal umlenken, während sie beim Marschflug die ßinströmöffnung des Hubkanals abdecken.

Zur Aufrechterhaltung eines stabilen Flugzustandes ist es erforderlich, daß die Summe aller vertikalen und horizontalen Schubkräfte durch den Flugzeugschwerpunkt gehen. Vor allem während des Senkrechtfluges und während der Transition ist dies ausschlaggebend, da durch den in diesen Flugzuständen fehlenden oder nur ganz geringen aerodynamischen Ruderdruck eine Ausbalancierung des Flugzeuges auf konventionellem Wege nicht gegeben ist. üline Möglichkeit, während des Senkrechtfluges und der Transition die Momente in bezug auf den Flugzeugschwerpunkt auszugleichen besteht darin, die Schubkraft der einzelnen am Senkrechtflug beteiligten Triebwerke je nach Fluglage zu variieren. Diese als Schub- oder Hubmodulation bekannte Möglichkeit ist aber nachteilig insofern, als hierbei in jedem Fall die installierte maximale Gesamtschubbzw, -hubkraft nicht ausgenutzt wird. Insbesondere wirkt sich dieser Mangel bei Flugzeugen aus, die starr eingebaute Hubtriebwerke im vorderen Bereich des Rumpfes und ein oder mehrere am oder im Flugzeugheck vorgesehene Triebwerke mit Nachbrennern und mit Schubumlenkung der Treibgase im Bereich des Flugzeughecks während des Senkrechtfluges und der Transition aufweisen. Da es bei unbefestigten Startplätzen mit Rücksicht auf schädliche Bodenerosion nicht immer möglich ist oder es aufgrund einer nicht vollen Zuladung des Flugzeuges nicht notwendig ist, stets mit eingeschalteten Nachbrennern zu starten, ergibt sich

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bei einer Triebwerksausrüstung und -anordnung der vorerwähnten Konzeption der Nachteil, daß bei einem Senkrechtstart ohne Hinzusehaltung der Nachverbrennung die starr im vorderen Bereich des Flugzeugrumpfes eingebauten Hubtriebwerke, die leistungsmäiäig so ausgelegt sein müssen, daß bei Nachverbrennungsbetrieb der Hecktriebwerke bzw. des Haupttriebwerkes Momentenausgleich um die Flugzeugquerachse vorherrscht, nur mit gedrosselter Leistung arbeiten können/ um auch in diesem Betriebszustand (ohne Nachverbrennung) freie Momente um die Flugzeugquerachse zu vermeiden. Um bei senkrecht startenden und landeaailen Flugzeugen mit Schub umlenkung in Form einer gesteuerten Kanalverzweigung einen Ausgleich freier Momente um die Flugzeugquerachse herbeizuführen, ist es bereits bekannt, die Kanalverzweigung, d. h. den nach unten gerichteten Hubkanal zusammen mit den Treibgasumsteuerklappen an bzw. in einem Rohr anzuordnen, das auf dem Horizontalschubkanal in Längsrichtung verschiebbar gelagert ist, der im Verschiebebereich eine nach unten offene Ausnehmung aufweist, um ein Überströmen der Treibgase bei Schubumlenkung zu ermöglichen (deutsche Auslegeschrift 1 007 178). In der Praxis ist diese bekannte Ausführung jedoch mit Rücksicht auf die in ihrem Bereich auftretenden hohen Temperaturen und im Hinblick auf gegebene Abdichtprobleme zwischen den gleitenden Teilen kaum oder nur mit größten Schwierigkeiten und hohem bauliehen Aufwand beherrschbar. Ein unter allen Umständen einwandfreies Funktionieren söletier Einrichtungen ist jedoch unerlässliche Voraussetzung für ein betriebssicheres Arbeiten des gesamten Fluggerätes. Außerdem läßt die bekannte Einrichtung während des Senfcreehtfluges eine Manövrierfähigkeit des Flugzeuges praktisch nur um seine Querachse zu.

Außerdem sind nach der britischen Patentschrift 1 002 271 Flugzeuge bekannt, bei denen seitlich am Bug, also vor dem Fli«z««eectes*erp!unkt, Test eingebaute Hubtriebwerke vorgesehen

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sind. Ferner sind auf beiden Seiten des Plugzeugrumpfes schwenkbar und in Längsrichtung verschiebbar gelagerte Hilfsraketentriebwerke angeordnet, um während des Senkrechtfluges und der Transition Unregelmäßigkeiten bezüglich des Gleichgewichtszustandes des Plugzeuges nur um die Flugzeugquerachse aufzuheben. Die Verwendung und Anordnung von Raketentriebwerken bei senkrecht startenden und -landenden Flugzeugen stellt jedoch eine zusätzliche Einrichtung mit erheblichem konstruktivem Aufwand in bezug auf Belastung und Betankung mit besonderen Treibstoffen dar. Ein weiterer Nachteil besteht darin, daß Raketentriebwerke mit einem relativ schlechten Wirkungsgrad, insbesondere in dem mit Luftsauerstoff umgebenden Operationsraum eines Flugzeuges arbeiten, schwierig zu regeln sind und daß die benötigten Treibstoffkomponenten selbst zum Teil gefährliche chemische Stoffe sind.

Unter Berücksichtigung der bei senkrecht startenden und landenden Flugzeugen auftretenden Gesamtproblematik ist es Aufgabe der Erfindung, eine solche Triebwerksanordnung zu schaffen, die unter allen Umständen bzw. Betriebszuständen eine maximale Ausnutzung der Triebwerksleistung während des Senkrechtfluges erlaubt sowie einen Ausgleich aller am Flugzeug angreifenden Momente ermöglicht.

Gelöst wird die Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß die Hub-Marschtriebwerke neben ihrer schwenkbaren Lagerung sowohl in Querrichtung als auch, wie an sich bekannt, in Längsrichtung des Flugzeuges verschiebbar angeordnet sind.

Zu besonders günstigen Ergebnissen führt die Erfindung z.B. bei Flugzeugen mit am oder im Flugzeugrumpf in Flugzeuglängsrichtung vorgesehenen Triebwerken mit Nachbrennern und mit

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Schubumlenkung der Treibgase im Bereich des Flugzeugheeks, also hinter dem Fliigzeügschwerpunkt während des Senkrechtfluges und der Transition dann, wenn In vorderen Bereich Plugzeugrumpfes, also vor dem Flugzeugsehwerpuhkt Hüb-Marsctotriebwerke im er findungs ge mäßen Sinne angeordnet werdeh. Öei einer solchen erfindungsgemäßen Auswahl und Verwendung veto Triebwerken und deren Konstellation kann auch ohne Naehbröiinerbetrieb der einen Triebwerke die Höchstleistung der Hüfe^ Marschtriebwerke fftr den Senkrecht flug durch ihre Verschiebung in Flugzeuglängsrlehtüng nach hinten, d. h.durch die Verkleinerung ihres wirksamen Hebelarmes in bezug auf den Flugzeugschwerpunkt voll ausgenützt werfen.

In Ausgestaltung der Erfindung wird weiter vorgesehlägenv die einzelnen Hub-Marschtriebwerke an den Außenenden von Tragarmen zu befestigen, die schwenkbar und gleichzeitig in Flugzeugquerrichtung beweglich in einem einzigen durchgehenden Lagerrohr oder in an beiden Rumpfseiten vorgesehenen einzelnen Lagerröhren angeordnet sind, die ihrerseits im Rumpf ih Flugzeuglängsrichtung verschiebbar sind.

Weitere Merkmale der Erfindung sind in UnteransprUchen enthalten.

Durch die Erfindung bestehen nicht nur die bereits weiter vorne erwähnten günstigen nechanlschen Möglichkeiten zur Beherrschung des gesamten »omentenhaushalts des Flugzeuges durch Veränderung der wirksamen Hebelarme für die einzelnen Triebwerke lh bezug auf dem Flugzeugschwerpunkt, sondern es wird darüber hinaus durch die Seitehverschiebbarkelt der Hub-Marschtriebwerke der Effektivschub durch Kaltluftförderung infolge Ejektorwirkung zwischen Triebwerksgonde linnetiseite und Flügzeugrumpf sowie durch Herabsetzung des RezirlculatLonsprozesses und des Bodensogs Vergrößert. Außerdem

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bringt die seitliche Verschiebbarkelt der Triebwerke noch eine Verbesserung der Lufteinlaüfverhältnisse für öle Triebwerke in Marschstellung insofern mit sich, als die Trietwferke in ihrer variierbaren seitlichen Entfernung vom Flugzeugrumpf und in ihrer variierbaren Entfernung von der Bugspitze mit Rücksicht auf die geflogenen momentanen ßesciiwindlgteeiten und die Umströmungsverhältnisse am Rumpf optimal eingestellt bzw. gestaffelt werden können.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. Es zeigen - > ^: '

Fig. 1 ein Flugzeug in Seitenansicht,

Fig. 2 das gleiche Flugzeug in Draufsicht,

Fig. 3 einen Schnitt nach der Linie 111-II i der Fig. 2 und

Flg. k eine Seitenansicht der Schwenk- und Versciiiebevorrichtung.

Wie in der Zeichnung, Fig. 1 und 2, ersichtlich, ist Im vorderen Bereich des Flugzeuges zu beiden Seiten des Rumpfes 1 je eine Triebwerksgondel 2 b£W. 3 mit Je zwei Hub-Marschtriebwerken 4 bzw. 5 schwenkbar gelagert, fterner sind im Flugzeugheck zwei Triebwerke 6 und 7 in Flugzeuglängsrichtung liegend eingebaut, die schwenkbar angeordnete Nach·* brenner 8 und 9 mit Schubdüsen 10 und 11 aufweisend T)te Figu^- ren 1 und 2 zeigen das Flugzeug im Senkrechtflug, «iobelj wie die ausgezogenen Linien erkennen lassen, sich die' Trieütferksgondeln 2 und 3 bzw. die Hub-Marschtriebwerke 4 xmä. 5 £«4 Hübstellung befinden und die Nächbrenner 8 und 9 nach unteii ge-<· schwenkt sind. Die Stellungen der Triebwerksgondeln 2 isted 3 und der Nachbrenner 8 und 9 während des Marschfluges sind mit

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strich-punktierten Linien in Pig. 1 eingezeichnet; ebenfalls strich-punktlert sind,die Verschiebepositionen der Triebwerksgondujn 2 und 3 mit den Hub-Marschtriebwerken 4 und 5 in Flugzeuglängs- und Querrichtung eingetragen. Dabei deutet der Pfeil a den Schwenkwinkel der Triebwerksgondeln 2 und 3, der Doppelpfeil b den Verschiebebereich der Triebwerksgondeln 2 und 3 in Flugzeuglängsriehtung, der Doppelpfeil c den Verschiebebereich der Triebwerksgondeln 2 und 3 in Flugzeugquerrichtung und der Pfeil d den Schwenkwinkel der Nachbrenner 8 und 9 an; mit S ist der Schwerpunkt des Flugzeuges bezeichnet.

Einen möglichen Aufbau der verschiebbaren Anordnung und die Schwenk- und Verschiebevorrichtung zeigen die Fig. 3 und 4. Hierbei ist ein durchgehendes Lagerrohr 12 vorgesehen, auf dessen beiden Enden Gleitringe 13 mit abgeflachten Gleitflächen befestigt sind, die auf in den Seitenwänden des Flugzeugrumpfes 1 angeordneten Längsschienen 14 gleiten. Innerhalb des Lagerrohres 12 sind Tragarme 15 und 16 sowohl drehbar als auch in Flugzeugquerrichtung verschiebbar gelagert. An den Außenenden dieser Tragarme 15 und 16 sind die Triebwerksgondeln 2 und 3 starr befestigt. Die Verschiebung des Lagerrohres 12 und damit der Triebwerksgondeln 2 und 3 in Flugzeuglängsriehtung erfolgt durch an beiden Rumpfseiten in Flugzeuglängsriehtung angeordnete Antriebsspindeln 17# auf denen am Lagerrohr 12 vorgesehene Spindelmuttern 18 laufen. Die Drehung der Tragarme 15 und 16 und damit die Verschwenkung der Triebwerksgondeln 2 und 3 geschieht durch an beiden Rumpfseiten angeordnete Hydraulikmotore 19, deren Zylinder 19a drehbar an fest mit dem Lagerrohr 12 verbundenen Hebeln 20 gelagert sind, während die Kolbenstangen 19b der Hydraulikmotoren 19 an Hebeln 21 angelenkt sind, die über Keile 22 drehfest, jedoch längsverschiebbar auf den Tragarmen 15 und 16 sitzen. Die Verschiebung der Tragarme 15 und 16 und damit der Triebwerks-

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gondeln 2 und 3 in FlußZeugquerrichtung kann hydraulisch erfolgen. Zu diesem Zweck int das Lagorrohr 12 als Hydraulikzylinder mit einem mittleren Zylinderraum 23 und äußeren Zyllnderrä'umen 2k und 25 ausgebildet-, während die inneren Enden der Tragarme 15 und Ib als Κοίικ.η l^lja und 16a gestaltet sind. Zum Ausstellen der Triebwerksgondeln ?. und 3 wird der mittlere Zylinderraum 23 mit Druckmittel beaufschlagt, wa'hrend die äußeren Zylinderrä'ume 2k und 2b drucklos gehalten sind* Dagegen wird zum Einfahren der Triebwerksgondeln 2 und 3 der mittlere Zylinderraum 23 drucklos gehalten, wa'hrend die äußeren Zylinderräume 2k und 25 unter Druck gesetzt werden.

Im Rahmen der Erfindung besteht durchaus die Möglichkeit, die Querverschiebbarkeit der einzelnen Triebwerksgondeln £ und 3 voneinander unabhängig auszuführen, wodurch auch auf beiden Seiten auftretende, in ihrer Größe verschiedene Rollmomente ausgeglichen werden können. Zu diesem Zweck ist das Lagerrohr 12 in zwei einzelne Lagerrohre zu unterteilen und jedes Lagerrohr für sich als Hydraulikzylindereinheit auszuführen. Eine Individuelle Verschiebbarkeit der Triebwerksgondeln 2 und 3 ist insbesondere dann auch von Vorteil, wenn in bezug auf die Flugzeuglänßsaehse unsymmetrische Beladungen des Flugzeuges während des Senkrechtfluges auszugleichen sind.

Patentansprüche t

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Claims

Patentansprüche

1. Senkrecht startendes und landendes Flugzeug mit zu beiden Seiten des Rumpfes schwenkbar angeordneten Hub-Marschtriebwerken, dadurch g e ke nnzei ohne t , daß diese neben ihrer schwenkbaren Lagerung sowohl in Querrichtung als auch, wie an sich bekannt, in Längsrichtung des Flugzeuges verschiebbar angeordnet sind.

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2. Senkrecht startendes und landendes Flugzeug, gekennzeichnet durch im vorderen Bereich des Rumpfes (1), also vor dem Flugzeugschwerpunkt (S) nach Anspruch 1 angeordnete HUb-Marschtriebwerke (4 und 5) und durch ein oder mehrere in ein sich bekannter Weise im oder am Rumpf (1) bzw. im oder aiii Flugzeugheck in Flugzeuglängsrichtung vorgesehene Triebwerke (6 und 7) mit Nachbrennern (8 und 9) sowie mit Schubumlenkung der Treibgase im Bereich des Flugzeughecks, also hinter dem Flugzeugschwerpunkt (S) während des Senkrechtfluges und der Transition.

3. Vorrichtung zur Anordnung der Triebwerke nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichne t , daß die einzelnen Hub-Marschtriebwerke (4 und 5) bzw. die diese aufnehmenden Gondeln (2 und 3) an den AuOenenden von Tragarmen (I5 und 16) befestigt sind, die schwenkbar und

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gleichzeitig in Flugzeugquerrichtung beweglich in einem einzigen durchgehenden Lagerrohr (12) oder in an beiden Rumpfseiten vorgesehenen, einzelnen Lagerrohren angeordnet sind, die Ihrerseits im Rumpf (1) in Flugzeuglängsrichtung verschiebbar angeordnet sind.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3* dadurch gekennzeichnet, daß auf dem Lagerrohr (12) Gleitstücke oder Gleitringe (13) mit ebenen Gleitflächen befestigt sind, die auf seitlich im Rumpf (1) angeordneten Längsschienen (14) laufen.

5. Vorrichtung nach Anspruch 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung der Querbewegung der Hub-Marschtriebwerke (4 und 5) das Lagerrohr (12) als Hydraulikzylinder und die Tragarme (15 und 16) als Hydraulikkolben ausgebildet sind bzw. solche aufweisen.

6. Vorrichtung nach Anspruch 3 und 4, dadurch g e kennze lehne t , daß an beiden Enden des Lagerrohres (12) Spindelmuttern (18) vorgesehen sind, in denen in Flugzeuglängsrichtung angeordnete Antriebsspindeln (1) eingreifen.

7. Vorrichtung nach Anspruch 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß auf den Tragarmen (15 und 16) Hebel (21) drehfest, jedoch längsverschiebbar angeordnet sind, mit denen Kolbenstangen (19b) von Hydraulikmotoren (19) drehbar verbunden sind, deren Zylinder (19a) an Hebeln (20) angelenkt sind, die dem Lagerrohr (12) fest zugeordnet sind.

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