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Zum Zwecke einer für beliebige Steuermanöver eines Flugzeuges beliebigen
Abströmrichtung der Gase eines Strahltriebwerkes wurde bereits eine schwenkbare
Kugeldüse vorgeschlagen, bei der in einem axsymmetrisch ausgewölbten Abschnitt eines
festen Strahlrohres ein mit einem entsprechend ausgewölbten Ende, jedoch kleineren
Durchmessers ausgerüstetes und stromabwärts mit einer Schubdüse ausgerüstetes Rohr
nur in stark begrenztem Umfang
beliebige Schwenkwinkel und damit
nur in stark begrenztem Umfang beliebige Abströmrichtungen des vom Triebwerk geförderten
Gasstrahles zulassen kann.
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Bei dieser vorgeschlagenen Anordnung wird es weiter als nachteilig
angesehen, daß durch die zwangläufig vorhandene, von dem axsymmetrisch ausgewölbten
Abschnitt des Strahlrohres gebildete Rohraufweitung nicht unerhebliche Strömungsverluste
der Triebwerksgase angenommen werden müssen, welche unter anderem auch in der technischen
Strömungslehre durch den bekannten Begriff der sogenannten »Carnotschen Stoßverluste«
definierbar sind. Aus den genannten Gründen wird sich diese vorgeschlagene Anordnung
nicht für die Hindurchführung und Ablenkung gegebenenfalls nachverbrannter und somit
stark aufgeheizter Gase eines Turbinenstrahltriebwerkes eignen können, da gerade
für diesen Fall eine von Strömungshindernissen freie Gestaltung der Durchströmquerschnitte
bei einer Strahlablenkvorrichtung gewährleistet sein sollte.
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Darüber hinaus dürften nicht unerhebliche konstruktive Schwierigkeiten
darin zu sehen sein, den kugelförmig ausgewölbten Abschnitt des schwenkbaren Rohres
der Vorrichtung zusätzlich mit einem gegebenenfalls zu Kühlzwecken von Luft umspülten
Hitzeschild auszukleiden. was mehr oder weniger unabdingbar dann erforderlich wäre,
wenn im Interesse einer relativ kurzen Baulänge der Strahlablenkvorrichtung die
durch die Nachverbrennung verursachte Brennstrecke bereits innerhalb des kugelförmig
ausgewölbten Bereiches des schwenkbaren Rohres der Vorrichtung ihren Anfang nehmen
sollte.
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Ferner bedingt die bei dieser Strahlablenkvorrichtung vorgeschlagene
kugelförmige Auswölbung ein relativ großes Einbauvolumen, so daß sich ein Einbau
im Flugzeugrumpfheck nicht gerade zugunsten eines schlanken Rumpfhecks mit einem
nur relativ geringe Strömungsverluste verursachenden, kleinen Heckwinkel auswirken
dürfte.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die den vorstehend beschriebenen
Lösungen nachgesagten Nachteile zu beseitigen und ein Strahlrohr zum Antrieb eines
Flugzeuges zu schaffen, welches insbesondere unter Beanspruchung eines relativ geringen
Einbauvolumens eine einwandfreie Ablenkung auch der gegebenenfalls nachverbrannten
Gase eines Turbinenstrahltriebwerkes in beliebige Richtungen und für beliebige Steuerzwecke
eines Flugzeuges gewährleistet.
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Dabei soll der Begriff »beliebige Richtungen« selbstverständlich die
Möglichkeit eines wahlweisen Horizontalfluges oder Senkrechtfluges einschließen
sowie auch die Möglichkeit des kontinuierlichen Verschwenkens eines Gasstrahles
aus der horizontalen in eine vertikale Abströmrichtung, oder umgekehrt. um gegebenenfalls
anfallende Transitionen mit einem Flugzeug durchführen zu können. Ferner soll das
Strahlrohr einschließlich der die Drehbarkeit der Rohrteile bewirkenden Einrichtungen
relativ einfach, robust und betriebssicher sein. Weiter soll das Strahlrohr zusammen
mit einem Flugzeugrumpfheck eine strömungsgünstige Außenkontur mit kleinem Heckwinkel
gewährleisten.
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Zur Lösung der gestellten Aufgabe besteht die Erfindung bei einem
Strahlrohr nach der eingangs genannten Gattung dann. daß die drehbaren Rohrteile
unabhängig voneinander drehbar sind. um dem Austrittsstrahl eine beliebige Richtung
innerhalb des
Kegelbereichs geben zu können. der durch die Anzahl der drehbaren Rohrteile
und der gegenseitigen Neigung der Ein- und Austrittsflächen derselben bestimmt ist.
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Weiter schlägt die Erfindung vor, daß für jedes drehbare Rohrteil
ein eigener Antriebsmotor am festen Strahlrohr angeordnet ist.
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Um die Rohrabschnitte unabhängig voneinander verdrehen zu können,
ist gemäß der Erfindung weiter vorgeschlagen, daß ein erster Antriebsmotor über
ein Getriebe einen ersten drehbaren Rohrteil antreibt, während ein zweiter Antriebsmotor
über ein Differentialgetriebe und eine mit diesem gekuppelte und über das Drehlager
zwischen den beiden drehbaren Rohrteilen hinweggeführte Obertragungseinrichtung
den zweiten Rohrteil antreibt.
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Erfindungsgemäß kann weiter die Obertragungseinrichtung von einer
biegsamen Welle oder einer Gelenkwelle gebildet werden, welche jeweils am Abtriebsende
mit einem Zahnrad verbunden ist, das in einen am äußeren Umfang und im Bereich des
einlaßseitigen Endes des zweiten drehbaren Rohrteils angeordneten Zahnkranz eingreift.
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In weiterer Ausbildung der Erfindung kann das Differentialgetriebe
einen vom zweiten Antriebsmotor über ein Zahnrad angetriebenen, um den ersten drehbaren
Rohrteil rotierbar angeordneten Zahnkranz aufweisen, welcher als ringförmiger Träger
zweier auf einer gemeinsamen Welle drehbarer, miteinander verbundener Zahnräder
ausgebildet ist, von denen das eine in einen den ersten Rohrteil fest umschließenden
Zahnkranz eingreift, während das andere dieser beiden Zahnräder in einen ersten
Zahnkranz eines um den ersten Rohrteil rotierbaren weiteren ringförmigen Trägers
eingreift, so daß ein in einen zweiten Zahnkranz dieses ringförmigen Trägers eingreifendes
Zahnrad iiber eine Welle, welche in einem mit dem ersten Rohrteil verbundenen Halter
drehbar gelagert ist, über die Übertragungseinrichtung den vom ersten Rohrteil unabhängigen
Antrieb des zweiten Rohrteils herbeiführt.
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Nach einer weiteren zweckmäßigen Ausbildung des Erfindungsgegenstandes
können als Funktion des verlangten Strahlablenkwinkels vorgegebene Istwerte, resultierend
aus den bei Strahlrichtungsänderullg sich verändernden Steuerkräften am Flugzeug,
als Signale in einen elektronischen Rechner eingespeist werden, welcher die Sollwerte
für die Verdrehwinkel sowie die Drehrichtungen der Rohrteile zur Weitergabe über
Verstellglieder an die Antriebsmotoren errechnet.
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Weiter kann im Rahmen der Erfindung an Stelle der elektronischen
Steuereinrichtung eine mechanische Steuereinrichtung vorgesehen sein, bei der als
Funktion eines vorgegebenen Strahlablenkwinkels vorgegebene Verstellgrößen über
ein Hehelgestänge und räumliche Nocken als Sollwerte für die Verdrehwinkel und Drehrichtungen
der Rohrteile iiber Verstellglieder an die Antriebsmotoren weitergegeben werden.
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Nach einem weiteren Erfindungsmerkmal soll der zweite drehbare Rohrteil
mit einem zur Erzielung eines beim Horizontalflug kleinen Heckwinkels gesonderten,
eine strömungsgünstige Fortsetzung der Triebwerksverkleidung bildenden Verkleidungsabschnitt
verbunden sein, welcher bei Betätigung der Strahlablenkvorrichtung zumindest teilweise
in die Triebwerksverkleidung hereinschwenkbar ist.
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Erfindungsgemäß kann das Strahlrohr weiter als
Ersatz
eines Höhen- und/oder Seitenleitwerks eines Flugzeuges vorgesehen sein.
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In den Zeichnungen ist die Erfindung beispielhaft näher erläutert;
es zeigt F i g. 1 die Seitenansicht eines Strahlrohres in zwei verschiedenen Endstellungen,
wobei weitere Strahlablenkwinkel schematisch angedeutet sind, F i g. 2 die Seitenansicht
des Strahlrohres nach Fig. 1, jedoch vergrößert dargestellt und in einer für den
Horizontalfiug gestreckten Endstellung unter Zuordnung der Einrichtungen zur Betätigung
der drehbaren Rohrteile, Fig.3 ein erstes die Wirkungsweise des Strahlrohres nach
Fig. 1 und 2 unter Bezug auf ein den Antrieb eines Flugzeuges erläuterndes Schaubild
und F i g. 4 eine weitere, die Wirkungsweise des Strahlrohres erläuternde perspektivische
Darstellung.
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Aus Fig. 1 ist das abgebrochene Ende eines zu einem in Zeichnungen
nicht weiter dargestelltes Turbinenstrahltriebwerk gehörigen, feststehenden Rohrteils
1 ersichtlich, an welches sich zwei drehbare Rohrteile 2, 3 anschließen. Das Rohrteil
3 trägt am Austrittsende eine Verstellschubdüse 4. Das Rohrteil 2 ist über ein senkrecht
zur verlängerten Triebwerksmittelachse 5 verlaufendes Drehlager 6 am Austrittsende
des Rohrteils 1 drehbar angeordnet. Die drehbaren Rohrteile 2, 3 sind über ein zur
verlängerten Triebwerksmittelachse 5 geneigtes Drehlager 7 verbunden. Koaxial zur
verlängerten Triebwerksmittelachse 5 ist eine zu einem Flugzeugrumpfheck gehörige
Triebwerksverkleidung 8 angeordnet, welche sich sinngemäß in ihrer Verjüngung in
einem weiteren, jedoch von dieser gesonderten Verkleidungsabschnitt 9 fortsetzt,
welcher über Halteelemente 9' mit dem Rohrteil 3 verbunden ist. In mit ausgezogenen
Linien dargestellter Position des Rohrteils 3 und der Schubdüse 4, also in der meistgebrauchten
Endstellung des Reise- oder Hochgeschwindigkeitsfluges, bildet somit der Verkleidungsabschnitt
9 eine strömungsgünstige Fortsetzung der Triebwerksverkleidung 8.
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Ist beispielsweise der Rohrteil 3 mit der Schubdüse 4 in die gestrichelt
dargestellte Endstellung gelangt, um eine nach hinten unten geneigte Austrittsrichtung
der Gase zu erzeugen, dann hat sich der mit dem Rohrteil 3 fest verbundene Verkleidungsabschnitt
9 oben von der Triebwerksverkleidung 8 fortbewegt, hingegen unten in den freien
Raum, welcher zwischen der Innenwand der Triebwerksverkleidung 8 einerseits und
dem feststehenden Rohrteil 1 und dem drehbaren Rohrteil 2 andererseits gebildet
ist, geschoben. Die gestrichelt dargestellte Position des Rohrteils 3 und der Schubdüse
4 kennzeichnet hier den größtmöglichen Strahlablenkwinkel. zwischen der verlängerten
Triebwerksmittelachse 5 und der Längsmittelachse 10 des Rohrteils 3 und der Schubdüse
4.
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Die Positionenll, 12 und 13 (Fig.1) geben über weitere mögliche Neigungswinkel
ß, ß', x' zwischen der verlängerten Triebwerksmittelachse 5 und der gemeinsamen
Längsmittelachse 10 des Rohrteils 3 und der Schubdüse 4 Aufschluß.
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Die beispielhaft aufskizzierten Neigungswinkel , x', ß, ß' der Längsmittelachse
10 des Rohrteils 3 und der Schubdüse 4 zur verlängerten Triebwerksmittelachse können
hierbei als in der Zeichenebene befindlich angenommen werden und somit durch gleichzeitiges
und einander entgegengesetzt gerichtetes Verdrehen der Rohrteile 2, 3 um jeweils
gleiche Dreh-
winkel erreicht werden, wodurch gleichsam der Rohrteil 3 mit der Schubdüse
4 und damit der aus dieser austretende Gasstrahl in einer vertikalen, durch die
verlängerte Triebwerksmittelachse 5 hindurchgehenden Ebene verschwenkbar ist.
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Der maximal erzielbare Strahlablenkwinkel X bzw. ', den die verlängerte
Triebwerksmittelachse 5 mit der Längsmittelachse 10 des Rohrteiles 3 und der Schubdüse
4 jeweils einschließt, hängt unter anderem ab von dem gewählten Neigungswinkel ;«,
welchen die geneigte Ebene 14 des Drehlagers 7 mit einer durch den Mittelpunkt 5
des Drehlagers 7 und die verlängerte Triebwerksmittelachse 5 hindurchgehenden senkrechten
Querebene 16 einschließt, so daß der Wert des Winkels a 2 ist. Bei einem angenommenen
Neigungswinkel von 1=150 kann somit der Winkel mit einem Wert von 303 angenommen
werden, und bei einem angenommenen Neigungswinkel von y = 45 kann der Winkel x mit
900 angenommen werden, wozu, von der gestreckten Reiseflugstellung nach Fig. 1 ausgehend,
die Rohrteile2, 3 jeweils um 1800 gleichzeitig gegeneinander verdreht werden müßten.
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Das in F i g. 1 dargestellte Strahlrohr soll weiter die Forderung
eines in beliebige Richtungen, also räumlich verschwenkbaren Gasstrahles erfüllen
können, um gegebenenfalls bei einer vorgesehenen Anordnung im Flugzeugrumpfheck
das bei Flugzeugen in herkömmlicher Weise vorhandene Höhen- und Seitenleitwerk zu
ersetzen. Da diese Forderung einhergeht mit der Bedingung, den vom Strahltriebwerk
geförderten Gasstrahl nicht nur in der Zeichenebene (F i g. 1) zu verschwenken,
sondern auch zusätzlich z. B. seitlich von dieser Zeichenebene bzw. von der verlängerten
Triebwerksmittelachse 5 weg schräg nach hinten unten oder oben zu verschwenken,
ist es vorgesehen, die Rohrteile 2, 3 mit unterschiedlichen Verdrebwinkeln zu verdrehen
und hierfür eine Antriebsvorrichtung der Rohrteile 2, 3 (Fig. 2) vorzusehen, welche
mit relativ einfachen Mitteln voneinander gesonderte Verdrehungen bzw. Verdrehwinkel
der Rohrteile 2, 3 ermöglicht.
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Hierzu sind außen am feststehenden Rohrteil 1 ein erster und ein
zweiter Antriebsmotor 17, 18' befestigt.
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Bei diesen kann es sich um Luftmotoren, Hydraulikmotoren oder Elektromotoren
handeln. Der erste Antriebsmotor 17 treibt über ein Getriebe 18 den ersten drehbaren
Rohrteil 2 an, und zwar durch Eingriff eines Zahnrades 19 in eine am äußeren Umfang
des Rohrteils 2 im Bereich dessen einlaßseitigen Endes angeordneten Zahnkranz 20.
Der zweite Antriebsmotor 18' treibt über ein Differentialgetriebe 21 und eine mit
diesem gekuppelte und über das Drehlager 7 zwischen den beiden drehbaren Rohrteilen
2, 3 hinweggeführte Übertragungseinrichtung 22 den zweiten Rohrteil 3 an.
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Wie in Fig. 2 dargestellt, kann es sich bei dieser Übertragungseinrichtung
22 um eine biegsame Welle 23 handeln. An Stelle der biegsamen Welle 23 kann auch
eine Gelenkwelle vorgesehen sein. Die Übertragungseinrichtung 22 kann auf der dem
Differentialgetriebe 21 abgewandten Seite mit einem Zahnrad 24 verbunden sein, welches
in einen am äußeren Umfang
und Bereich des einlaßseitigen Endes
des zweiten Rohrteils 3 angeordneten Zahnkranz 25 eingreift.
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Das Differentialgetriebe 21 weist einen vom zweiten Antriebsmotor
18' über ein Zahnrad 26 angetriebenen, um den ersten drehbaren Rohrteil 2 rotierbar
angeordneten Zahnkranz 27 auf. Dieser ist als ringförmiger Träger 28 zweier auf
einer gemeinsamen Welle 29 drehbarer, miteinander verbundener Zahnräder 30, 31 ausgebildet.
Von diesen greift das größere Zahnrad 30 in einen den ersten Rohrteil 2 fest umschließenden
Zahnkranz 32 ein. Das kleinere Zahnrad 31 greift in den ersten Zahnkranz 33 eines
weiteren, um den ersten Rohrteil 2 rotierbaren ringförmigen Trägers 34 ein. In einen
zweiten Zahnkranz 35 des ringförmigen Trägers 34 greift ein Zahnrad 36 ein, welches
mit einer Welle 37 in einem Halter 38 drehbar gelagert ist, wobei dieser Halter
38 mit dem ersten Rohrteil 2 verbunden ist. Die Welle 37 überträgt die Drehbewegung
des Zahnrades 36 über ein Verbindungsglied 39 auf die Obertragungseinrichtung 22,
welche dem Rohrteil 3 über das Zahnrad 24 und dem Zahnkranz 25 die Drehbewegung
vermittelt. Die ringförmigen Träger 28, 34 können mittels Lagern 28', 34' am Umfang
des Rohrteils 2 abrollbar angeordnet sein.
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Eine weitere Halterung für die biegsame Welle 23 am Rohrteil 2 ist
mit 41 bezeichnet.
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Fig. 3 veranschaulicht an Hand einer perspektivischen Darstellung
die Wirkungsweise des Strahlrohres nach F i g. 1 und 2 zur Steuerung eines Flugzeuges.
Hierzu sind eine senkrechte Ebene 39 und waagerechte Ebene 40 aufgezeichnet, welche
beide sich in der Achse x-x schneiden. Die Achse x-x sei die Flugzeuglängsmittelachse
und falle dabei gleichzeitig auch mit der verlängerten Triebwerksmittelachse 5 (Fig.
1 und 2) zusammen.
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Der gemeinsame Schnittpunkt 42 eines den Ebenen 39, 40 zugeordneten
Achsenkreuzes z-z, y-y mit der Flugzeuglängsmittelachse x-x sei gleichzeitig der
Mittelpunkt der Schubdüse 4 (Fig. 1), wenn die Rohrteile 2, 3 mit der Schubdüse
4 sich in der in ausgezogenen Linien dargestellten Endstellung für den Reiseflug
befinden. Durch sinngemäße Verdrehung der Rohrteile 2, 3 wird dabei die Längsmittelachse
10 des Rohrteils 3 und der Schubdüse 4 (F i g. 1 und 2) so gegenüber dem Mittelpunkt
15 des Drehlagers 7 geneigt, daß der vom Strahltriebwerk geförderte Gasstrahl von
der Triebwerksmittelachse 5 weg seitlich nach hinten unten gerichtet werden soll.
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Die hieraus resultierende Schubkomponente ist mit 43 bezeichnet. Die
Lage der gemeinsamen Längsmittelachse 10 des Rohrteils 3 und der Schubdüse 4 hängt
also ab von dem Winkel f einerseits zwischen der Quermittelebene 40 und der aus
verlängerter Triebwerksmittelachse 5 und der Längsmittelachse 10 gebildeten Ebene44
sowie andererseits vom wahren Ablenkwinkel U zwischen der Längsmittelachse 10 und
der verlängerten Triebwerksmittelachse 5.
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Für räumlich beliebig veränderliche Positionen der Längsmittelachse
10 und damit räumlich beliebig veränderbare Strahlaustrittsrichtungen aus der Schub-
düse
4 sind also die Winkel V' und t beliebig veränderliche Bezugsgrößen, was beispielsweise
durch die Positionen 10', 42', 44' und die Winkel ij", 51 erläutert sein soll.
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Die sich aus der Position 10 der gemeinsamen Längsmittelachse des
Rohrteils 3 und der Schubdüse 4 ergebende resultierende Schubkomponente 43 zerfällt
dabei nach den aufgezeigten Kräftedreiecken in die aus horizontalen und vertikalen
am Flugzeugrumpfheck angreifenden Steuerkräften 45, 46 gebildete resultierende Steuerkraft
47 und den verbleibenden Triebwerksrestschub 48, parallel zur verlängerten Triebwerksmittelachse
5. Der Winkel S läßt sich also auch definieren als Winkel zwischen der aus horizontalen
und vertikalen Steuerkräften 45, 46 gebildeten resultierenden Steuerkraft 47 und
der Quermittelebene 40 des Flugzeugs, während der Winkel t auch als der zwischen
den vom Triebwerksrestschub 48 und dem resultierenden Triebwerksschub 43 gebildeten
Komponenten eingeschlossene Winkel definiert werden kann.
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Die Winkel es und e können durch Signale als Funktion des verlangten
Strahlablenkwinkels der gemeinsamen Längsmittelachse 10 des Rohrteils 3 und der
Schubdüse 4 und gegebenenfalls resultierend aus den an den Flugzeugheck angreifenden
Steuerkräften als vorgegebene Werte in einen elektronischen Rechner 48 (F i g. 2)
eingespeist werden, welcher daraus die Sollwerte für die Verdrehwinkel a und b und
die Drehrichtungen F, G (F i g. 4) der Rohrteile 2, 3 ermittelt, welche als Impulse
über die Leitungen 49, 50 und an sich bekannte Verstellglieder 49', 50' bzw. Rückführungsglieder
an die Antriebsmotoren 17, 18' weitergegeben werden.
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An Stelle einer elektronischen Steuereinrichtung kann auch eine mechanische
Steuereinrichtung vorgesehen sein, bei der als Funktion eines vorgegebenen Strahlablenkwinkels
vorgegebene Verstellgrößen, z. B. , und t, über Hebelgestänge und räumliche Nocken
in solche Bewegungsrichtungen umgeformt werden, daß an Hand der Verstellglieder
49', 50' bzw. Rückführungsglieder die Antriebsmotoren 17, 18' zur Betätigung der
Rohrteile 2, 3 mit den gewünschten Verdrehwinkeln und Drehrichtungen veranlaßt werden
können.
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Fig.4 zeigt die Strahlablenkvorrichtung in einer Endstellung, in
der durch Verdrehen der Rohrteile 2, 3 in Richtung der Pfeile F, G um unterschiedliche
Verdrehwinkel a, b die gemeinsame Längsmittelachse 10 des Rohrteils 3 und der Schubdüse
4 leicht seitlich nach rechts hinten und unten zur verlängerten Triebwerksmittelachse
5 geneigt sein soll. Man erkennt hieraus, daß der vom Rohrteil 2 zurückgelegte Verdrehwinkel
a z. B. nahezu doppelt so groß sein kann wie der mit b gekennzeichnete des Rohrteils
3.
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Weiter wäre zu vermerken, daß bei dem Strahlrohr nach Fig. 1, 2 und
4 zur Erzielung eines kreisförmigen Drehlagers 7 die Querschnitte der Rohrteile
2, 3 im Bereich des Drehlagers 7 leicht elliptisch sind.