DE2816382C2 - - Google Patents
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- DE2816382C2 DE2816382C2 DE19782816382 DE2816382A DE2816382C2 DE 2816382 C2 DE2816382 C2 DE 2816382C2 DE 19782816382 DE19782816382 DE 19782816382 DE 2816382 A DE2816382 A DE 2816382A DE 2816382 C2 DE2816382 C2 DE 2816382C2
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
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- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft ein
Flugzeug mit Vorrichtungen für senkrechten Aufstieg und
Abstieg, mindestens einem Flügel für den Vorwärtsflug,
mindestens zwei Propellerpaaren, bei dem jeweils ein Pro
peller des betreffenden Paares und eine Flügelhälfte des
betreffenden Flügels rechts und links symmetrisch zur ima
ginären senkrechten Längsebene des Flugzeugrumpfes ange
ordnet ist, mindestens einer Antriebsmaschine und mindestens
einer Getriebeanordnung zur Übertragung der Antriebsleistung
und verhältnisgleichen Aufteilung der Antriebsleistung von
der Antriebsmaschine auf die mindestens vier Propeller der
mindestens zwei Propellerpaare.
Aus der US-Patentschrift 38 23 898 ist ein Flugzeug bekannt, dessen
Propeller durch hydrostatische Druckströme angetrieben und deren Drehzah
len dabei synchronisiert werden. Dieses Flugzeug kann jedoch nicht senk
recht aufsteigen und absteigen.
Aus der US-Patentschrift 31 81 810 ist ein Flugzeug bekannt, das
senkrecht aufsteigen und absteigen soll. Die Propeller sind dabei über
mechanische Getriebe angetrieben und ihre Drehzahl ist ebenfalls synchroni
siert. Solche mechanischen Getriebe sind jedoch schwer, so daß sie starke
und teure Antriebsmaschinen für den senkrechten Aufstieg erfordern und
außerdem haben sie viele Zahnräder, deren Lebensdauer wegen ihrer
Linienberührung sehr gering ist.
In der Zeitschrift Interavia sind eine Anzahl moderner Flugzeuge
beschrieben, die verschiedene Wege für den senkrechten Aufstieg und Ab
stieg zeigen. Doch sind das meistens teure Flugzeuge, die auf leistungsstarke,
teure, Gasturbinen angewiesen sind.
In den beschriebenen Literaturstellen der bekannten Technik fehlt
es an Bestrebungen für senkrechten Aufstieg und Abstieg mit
billigen Mitteln zu schaffen und vor allem fehlt es an Untersuchungen der
Grundlagen, um rationelle und preisgünstige Flugzeuge für den
senkrechten Aufstieg und Abstieg neben rationellem Vorwärtsflug zu schaffen.
Daher sind die bekannten Flugzeuge dieser Art noch zu teuer und
die Hubmittel sind zu unwirtschaftlich, um die noch relativ hohen Gewichte
dieser Flugzeuge senkrecht zu heben. Folglich haben die Flugzeuge mit
Vorrichtungen für den senkrechten Aufstieg und Abstieg noch Mängel,
die zu überwinden erstrebenswert ist.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein für den waage
rechten Vorwärtsflug geeignetes Flugzeug mit Vorrichtung für den senkrech
ten Aufstieg und Abstieg zu schaffen, dessen Fluglage beim Aufstieg und
Abstieg stabil ist, das billig und einfach ist, darüber hinaus aber höhere
Hubkraft, als der einpropellerige Hubschrauber bei gleicher Antriebsleistung
hat.
Diese Aufgabe wird in der Technik des Gattungsbegriffs des
Patentanspruchs 1 durch den kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1
gelöst. Weitere vorteilhafte Ausbildungen sind in den Unteransprüchen
2 bis 8 beschrieben.
Bei den bekannten Luftfahrzeugen nahm man an, daß es
der rationellste Weg des Antriebs des Propellers sei, den
Propeller direkt auf die Kurbelwelle eines Flugmotors zu
setzen. Dadurch sollten Getriebe zwischen Motor und Propeller
vermieden werden, wodurch nach der Annahme der bisherigen
Technik der größtmögliche Propellerschub erreichbar wäre,
weil man Verluste in Getrieben zwischen Motor und Propeller
ausschalten würde.
Diese Annahme der bekannten Technik macht zwar auf
den ersten Blick den Eindruck sehr überzeugender Richtigkeit,
doch ist sie, wie vom Erfinder erkannt wurde, unter gewissen
Umständen ein verhängnisvoller Irrtum, der bisher den Bau von
Luftfahrzeugen ganz erheblich beeinträchtigt hat.
Diese Tatsache ergibt sich im Rahmen der Erfindung
aus folgender Überlegung, insbesondere an Hand der Fig. 1.
Newton's Kraftgesetz lehrt:
Kraft = Masse mal Beschleunigung.
K = m · b (01)
Die Luftmasse, die durch die Propeller - Kreisfläche strömt, ist:
M = ρ · F · V₁ (02)
Diese Masse wird durch den Propeller von der Geschwindigkeit V₀
auf die Geschwindigkeit V₂ beschleunigt.
Dabei wird die Beschleunigung:
b = V₂/sec. (03)
Dann wird die Kraft nach obigem Newtonschen Gesetz, die auf den
Luftstrom und in entgegengesetzter Richtung auf den Propeller wirkt:
K = ρ · F · V₁ · V₂. (04)
Da nach dem Theorem von Freude die Geschwindigkeit des Luftstromes
innerhalb der Propeller Kreisfläche die Größe
V₁ = (V₀ + V₂)/2
hat,
wird die Reaktionskraft auf den Propeller, also die Hubkraft, die der
Propeller erzielt, auch Impuls genannt:
K = I = ρ · F · V₁ · 2 · V₁ = 2 · ρ · F · V₁², (06)
wodurch die Ausgangsgleichung (1), die folgt, bewiesen ist.
Der Impuls, den die Hubschraube (Haupt-Propeller)
der Luft nach unten verleiht und durch den die genannte Hub
schraube die Tragkraft erzeugt, ist:
I = m · V₁ = 2 · ρ · F · V₁². (1)
Die kinetische Energie in dem Luftstrahl hinter der
Schraube ist:
Daraus folgt, und
ist in der Technik bekannt, daß bei den Luftströmen durch
Propellerebenen der Fig. 1 folgende Zustände bestehen:
Zugkraft = Hub- oder Schub-Kraft des Propellers:
I = m · V₁ = 2 · ρ · F · V₁². (1)
Die kinetische Energie vor dem Propeller ist:
EK = 0 (2)
und: Die kinetische Energie hinter dem Propeller ist:
Die Gleichung (3) kann man umformen zu:
und das so erhaltene "V₁" in die Gleichung (1) einsetzen, wobei man erhält:
oder:
oder:
oder:
oder:
oder, nach N aufgelöst:
mit:
S = Schubkraft, Hubkraft oder Zugkraft in kg;
F = Propellerkreisfläche in m²;
ρ = Luftdichte in kg sec/m⁴
und:
N = Leistung in kgm/sec.
S = Schubkraft, Hubkraft oder Zugkraft in kg;
F = Propellerkreisfläche in m²;
ρ = Luftdichte in kg sec/m⁴
und:
N = Leistung in kgm/sec.
Der Impuls = S = H ist kg = Hubkraft oder Zugkraft.
Die Gleichung (7) kann man noch umformen zu:
und:
Die Grundlagen für die Berechnung für den senkrechten Aufstieg
und Abstieg sind somit bekannt. Die Grundlagen für den Vorwärtsflug
kann man in anderen Patentschriften des Erfinders nachlesen, zum Beispiel
in dem deutschen Patent 29 03 389.
Das Ziel der Erfindung ist, ein Flugzeug für den rationellen Aufstieg
und Abstieg zu schaffen. Dabei fallen die eingangs beschriebenen Nachteile
der bekannten Technik auf. Ferner wird aber noch erkannt, daß der ein
propellerige Hubschrauber einen Heckrotor benötigt, der einen beachtlichen
Teil der Antriebsleistung verbraucht, zum Beispiel um etwa 15 Prozent.
Dieser Verlust soll durch die Erfindung eingespart werden, und außer
dem soll Gewicht gespart werden.
Wenn man den Heckrotor des Hubschraubers abschaffen will, um dessen
Verluste zu sparen, muß die Vorrichtung für den senkrechten Aufstieg
und Abstieg mehrere Propeller mit während dem Senkrechtflug senkrechten
Achsen bekommen. Diese Mehrzahl der Propeller nennt die Erfindung "M",
wobei das "M" die Anzahl der Propeller angeben soll.
Diese Anzahl der Propeller wird entsprechend in die Gleichungen
(8) und (9) eingesetzt:
und:
Diese Gleichungen kann man noch wie folgt umformen:
oder:
und:
oder:
Zur Lösung der Aufgabe der Erfindung muß die Antriebsleistung
verringert oder das Gewicht verringert werden. Zunächst sei die Frage
der Antriebsleistung untersucht. Dafür interressiert der linke Faktor der
Gleichung (11) für den Vergleich mit dem einrotorigen Hubschrauber. Der
rechte Faktor der Gleichung (11) kann für den Vergleich unberücksichtigt
bleiben, weil dessen Werte auch beim Hubschrauber auftreten.
Es interessiert also, ob durch die Mehrzahl "M" der Propeller eine
Antriebsleistungs-Einsparung erzielt werden kann, um die Aufgabe der
Erfindung zu lösen. Entsprechend sei folgende Tabelle aufgestellt, in der
in der vierten Spalte (von oben) der Wert
mit 100 multipliziert
ist, um einen Vergleichswert in Prozenten zu erhalten:
Man sieht aus Spalte 4, daß das Flugzeug mit 4 Hub-Propellern
nur 50% Antriebsleistung und das mit 8 Propellern nur etwa 36 Prozent
der Antriebsleistung im Vergleich zum Hubschrauber mit nur einem Propeller
benötigt. Der Vergleich gilt für den Fall, daß immer Propeller mit glei
chen Durchmessern, Profilen und Anstellwinkeln verwendet sind.
Allerdings geht im Getriebe zwischen dem Antriebsmotor und den
Propellern etwas Leistung verloren. Daher sei im Folgenden noch der Ge
triebe-Wirkungsgrad "eta" eingeführt und berücksichtigt. Das geschieht
in Gleichung (12):
In Spalte 6 der obigen Tafel ist ein Wirkungsgrad von 80 Prozent
für das Getriebe angenommen und sind die beiden linken Faktoren der
rechten Gleichung (12) eingetragen. Spalte 7 gibt dann, wenn Spalte 6 mit
der Anzahl der Propeller multipliziert wird, die Vergleichszahl "V", die
direkt angibt, um das wievielfache das Flugzeug der Erfindung mit entspre
chender Propelleranzahl "M" im Vergleich zum einpropellerigen Hubschrauber
an Hubkraft aufbringt. Das sind etwa das 1,3fache bei 4 Propellern und
etwa das 1,7fache bei 8 Propellern.
Entsprechend sind in den Fig. 2 und 3 erfindungsgemäße Flugzeuge
mit 4 bzw. 8 Propellern gezeigt.
Um die Aufgabe der Erfindung in der bestmöglichen Weise zu lösen,
ist nun noch das Getriebe zu betrachten.
Die bekannten mechanischen Getriebe sind zu schwer und haben zu
kurze Lebensdauer. Durch ihre Linienberührung (statt Flächenberührung)
bei den Zahnrädern lebt das Getriebe entweder nur kurze Zeit oder es
wird zu schwer. Demgegenüber hat das hydrostatische Getriebe den Vor
teil, daß die Kolbenschuhe nach Patenten des Erfinders hydrostatische
Lager und dadurch lange Lebensdauer haben. Sie haben Fluid-Druckfelder
statt Linienberührung mit Reibung. Außerdem haben gute hydrostatische
Getriebe Wirkungsgrade zwischen 70 und 85 Prozent.
Erfindungsgemäß werden daher solche Drehzahlen und Größen ge
wählt, daß das hydrostatische Getriebe beim senkrechten Aufstieg und
Abstieg mit etwa 80 Prozent Wirkungsgrad arbeitet.
Die Erfindung hat aber vor allem dann wirtschaftlichen Sinn, wenn
das zusätzlich eingebaute Gewicht geringer bleibt, als die durch die meh
reren Propeller erzielte Hubkraft-Erhöhung.
Um diese Aufgabe der Erfindung zu lösen, werden als Leitungen des
hydrostatischen Getriebes Rohre verwendet, von denen je eines das Drucköl
zum Propellermotor leitet, während ein anderes das Rücköl vom betreffen
den Motor mindestens indirekt zu den Pumpen zurückleitet. Ein drittes
Rohr wird seitlich dazu etwa parallel gesetzt und die Rohre werden durch
Rippen verbunden. Dadurch erhält man eine erfindungsgemäße Rohrstruk
tur, die in sich so stabil und stark ist, ohne hohes Gewicht, daß an
ihr die Tragflügel gehalten werden können. Die Rohrstrukturen werden
im Flugzeugrumpf schwenkbar gelagert. Die Tragflügelteile werden an den
Rohrstrukturen befestigt. Die Rohrstrukturen sind dadurch gleichzeitig Bauteil
für die Tragflügelteile und Teile des hydrostatischen Getriebes. Da das
Flugzeug durch die Propeller senkrecht beim Aufstieg und Abstieg gehoben
oder gehalten wird, können die Tragflügel solche mit kleinen Flächen
sein, denn sie werden erst beim schnellen Vorwärtsflug zum Tragen des
Flugzeugs der Erfindung benötigt.
Diese erfindungsgemäße Kon
struktion hat geringeres Gewicht, als der Zugkraft-Gewinn durch die mehreren
Propeller beträgt. Somit ist die Aufgabe der Erfindung gelöst.
Es wurde ein Flugzeug mit Vorrichtung für den senkrechten Aufstieg
und Abstieg geschaffen, dessen Mehrgewicht durch Bauteile geringer ist,
als die durch die Erfindung erzielte größere Hubkraft. Die installierte
Antriebsleistung für die mehreren Propeller ist dabei geringer, als die
für die gleiche Hubkraft erforderliche Antriebsleistung eines einrotorigen
Hubschraubers.
Im folgenden wird die Erfindung an Hand bevorzugter Ausführungsbeispiele näher erläutert.
Es zeigt
Fig. 1 die Strömung durch einen Propeller,
Fig. 2 ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeuges,
Fig. 3 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeuges,
Fig. 4 eine schematische Darstellung der Antriebsanlage,
Fig. 5 einen schematisch gezeichneten Schnitt durch ein Tragflächenrippenteil,
Fig. 6 eine schematisch gezeichnete Vereinigung mehrerer Druckfluidleitungen,
Fig. 7 einen bevorzugten Schaltplan für eine Antriebsanlage,
Fig. 8 eine Antriebsmaschine,
Fig. 9 einen Schnitt durch Fig. 4 entlang der Linie IX-IX,
Fig. 10 einen durch den Piloten kontrollierbaren Propeller,
Fig. 11 eine weitere Ausführung der Befestigung von Tragflügelteilen am
Traggerippe,
Fig. 12 eine weitere Ausführung der Befestigung von Tragflügelteilen am
Traggerippe im Schnitt XI-XI der Fig. 12,
Fig. 13 einen Schnitt durch den Tragflügel in Höhe des einziehbaren Propellers.
In Fig. 1 ist der aus der Literatur bekannte Propellerstrahl
dargestellt, und zwar einmal für den Propeller im Stand, also
ohne Vorwärtsbewegung, und einmal im Fluge mit Vorwärtsbewegung.
In dem rechten Teil von Fig. 1 hat daher die Fluggeschwindig
keit V₀ den Wert Null und im linken Teil von Fig. 1 einen Wert
entsprechend der Vorwärtsbewegung. Somit ist, wie an sich
bekannt, in der Propellerebene im rechten Teil der Figur
die Geschwindigkeit V₁ = V₂/2, und im linken Teil von Fig. 1
ist die Geschwindigkeit in der Propellerebene V₁ = (V₀ + V₂)/2.
Dieses ist aus der Propellerlehre allgemein bekannt, und Fig. 1
enthält daher nichts Neues. Es soll hier aber die Basis für
die Berechnung im Rahmen dieser Erfindung erläutern.
Fig. 2 zeigt ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel eines erfin
dungsgemäßen Luftfahrzeuges, und zwar im oberen linken Teil
der Figur einen beispielhaften Senkrechtstarter in Senkrecht
flug-Stellung; im unteren linken Teil der Figur den gleichen
Senkrechtstarter in Horizontalflugstellung und im rechten
Teil der Figur den Blick auf den Senkrechtstarter von oben,
wenn derselbe sich im waagerechten Vorwärtsflug befindet.
Im Fahrzeugrumpf 31 des als Senkrechtstarter ausgebildeten
Luftfahrzeuges befindet sich die Kraftzentrale und ist bevor
zugterweise im unteren Teil 10 des Luftfahrzeugkörpers, z. B.
auf dem Boden des Rumpfes, angebracht. Dort bilden sie zu
sammen mit anderen Gewichten einen Gewichts-Schwerpunkt.
Am Flugzeugrumpf sind die Schwenklager 29, 30 angebracht,
in denen das in der Figur nicht sichtbare Traggerippe schwenk
bar gelagert ist und mindestens in die Waagerechtstellung und
mindestens in eine annähernd senkrechte Stellung geschwenkt
werden kann. Mit dem Traggerippe verbunden sind die Trag
flächen 24 bis 27, die wie aus den Figuren ersichtlich,
angeordnet sein können. Das Flugzeug hat außerdem in bevor
zugter Ausführung ein Seitenruder 9 und Querruder 7′. An
einigen der Tragflächen können Höhenleitwerke 8 wie in Fig. 4
angeordnet sein, oder die Tragflächen können als Höhenleit
werk 8 ausgebildet sein. Das senkrechte Starten und die senk
rechte Landung soll im folgenden Senkrechtflug und das Schwe
ben in der Luft ohne Aufwärts- und Abwärtsbewegung soll kurz
"Schweben" genannt werden. Im oberen linken Teil von Fig. 2
sieht man also das Luftfahrzeug in Schwebe- und Senkrecht
flugstellung. In dieser Stellung bilden die Propeller 14 bis
17 einen Hubschwerpunkt, wobei die Propeller so angeordnet
sind, daß der Hubschwerpunkt oberhalb des bereits genannten
Gewichtsschwerpunktes des Senkrechtstarters liegt. Das Auf
wärtsziehen des Hubschwerpunktes oberhalb des nach unten
ziehenden Gewichtsschwerpunktes bewirkt automatisch eine
immer waagerechte Lage des Flugzeugrumpfes waagerecht
zur Meeresoberfläche. Dem Traggerippe sind die Propeller
14 bis 17 haltende und treibende Fluid-, insbesondere
Hydromotoren 4 bis 7 (die vorzugsweise Ausführung der
Fluidmotoren als Hydromotoren gilt auch für alle den
Gegenstand dieser Anmeldung bildenden Fluidmotoren)
zugeordnet, die durch eine Kraftquelle mit zueinander
gleicher Drehzahl so angetrieben werden, daß die Propel
ler 14 und 15 ein Propellerpaar bilden, die Propeller 16
und 17 ein zweites Propellerpaar bilden und die Motoren
und Propeller in jedem Propellerpaar zueinander entgegen
gesetzte Umlaufrichtungen erhalten. Einen beispielhaften
Innenaufbau des Luftfahrzeuges von Fig. 2 sieht man in
Fig. 4 oder in Fig. 7.
Obwohl die praktische Ausführung eines Luftfahrzeuges nach
Fig. 2 und 3 sowie auch der Ausführungen nach den anderen
Figuren von Luftfahrzeugen der Erfindung vom jeweiligen
Stande der Technik und vor allem vom jeweiligen zeitlichen
Stande der Technik der Triebaggregate abhängig ist, sind
Fig. 2 und 3 maßstäblich gezeichnet, und zwar im Maßstabe
von etwa 1 : 100, um einen ersten Überblick über das heute
technisch bereits Verwirklichbare und in der Verwirklichung
befindliche Stadium zu demonstrieren.
Möglich und in praktischer Planung sind natürlich nach
Fig. 2 und 3 nicht nur die maßstäblich dargestellten Ein-
bis Drei-Personen-Kleinflugzeuge, sondern auch solche für
eine größere Personenzahl und für große Traglasten. Die
maßstäbliche Darstellung soll also keinesfalls andeuten,
daß die Luftfahrzeug- bzw. Senkrechtstarter-Ausführung nach
der Erfindung auf die maßstäbliche Darstellung in Fig. 2
und 3 beschränkt sei.
Im übrigen zeigt Fig. 2 den heute am billigsten herstell
baren Senkrechtstarter für ein bis drei Personen oder ent
sprechendes Transportgewicht. Dieses Luftfahrzeug hat also
in einer größeren Autogarage Platz und kann darin auch gebaut
werden. Die Herstellungskosten sind wesentlich geringer als
der Preis heutiger Luxus-Personenwagen.
Fig. 3 zeigt ein ähnliches Luftfahrzeug, das sich von Fig. 2
dadurch unterscheidet, daß statt vier Propeller insgesamt
acht Propeller angeordnet sind, wobei die zusätzlichen Pro
peller mit 140, 150, 160 und 170 bezeichnet sind. Im übrigen
entspricht der prinzipielle Aufbau von Fig. 3 dem der Fig. 2,
so daß die obige Beschreibung von Fig. 2 auch für Fig. 3
gilt, soweit im folgenden nicht noch zusätzliche Unterschiede
erläutert werden. Der Senkrechtstarter von Fig. 3 hat also
acht Fluidmotoren und Propeller statt vier in Fig. 2 und ent
sprechend werden eine größere Anzahl Druckfluidleitungen an
geordnet, oder die äußeren Propeller 140, 150, 160, 170 werden
von den inneren Fluidmotoren 4 bis 7 mechanisch ange
trieben.
Auch Fig. 3 ist maßstäblich im Maßstab 1 : 100 gezeich
net, wobei der Maßstab natürlich nicht absolut exakt
sein muß. Fig. 3 zeigt die elegantere und anstrebenswer
tere Lösung, während Fig. 2 die heute leichter verwirk
lichbare zeigt. Die Ausführung nach Fig. 3 ist die wesent
lich teurere, diejenige nach Fig. 2 die heute wesentlich
billigere Lösung. Verwirklichbar ist die Ausführung nach
Fig. 2 leichter, da sie Propeller mit größeren Durchmessern
hat. Die Propeller mit größeren Durchmessern heben wesent
lich mehr als Propeller mit kleineren Durchmessern. Pro
peller in den erstrebenswerten Größenordnungen sind heute
vorhanden. Der Nachteil der Ausführung nach Fig. 2 ist,
daß die Propellerspitzen bei Waagerechtflug bis unter den
Rumpfboden reichen und daher bei Notlandung in Waagerecht
flugstellung im Gelände die Propellerspitzen in den Boden
schlagen oder auf ihm zerschellen würden, wenn die Propeller
nicht vor der Notlandung in Waagerecht-Stellung arretiert
würden. Das erfordert für die Notlandung eine Arretierung
der Propeller, die in Fig. 3 fortfällt. Der große Vorteil
der Ausführung nach Fig. 3 ist also, daß der Propeller
durchmesser so klein ist, daß die Propellerspitzen bei der
waagerechten Notlandung den Boden nicht berühren können.
Vorteile bei der Ausführung nach Fig. 2 und 3 sind, daß
diese Senkrechtstarter keine Einziehfahrwerke benötigen,
sondern mit nur teilweise und mit nur schwach aus dem
Rumpf nach unten vorstehenden Rädern für den Waagerecht
start auskommen und der wichtige Vorteil, daß sie auch
ohne Flugplatz direkt von einem Platze von etwa 10 mal
10 Metern Abmessung aus senkrecht starten und bei Wind
stille in ihn auch hinein landen können.
In Fig. 4 bis 7 sind einige wesentliche bevorzugte Einzel
heiten der bevorzugten Ausführung eines Senkrechtstarters
der Erfindung schematisch dargestellt. Schnittzeichnungen
durch die einzelnen Fluidpumpen und Fluidmotoren, insbe
sondere Hydropumpen und Hydromotoren, werden in dieser
Anmeldung nicht gegeben, da einschlägige Patentschriften,
die derartige Figuren enthalten, genannt wurden und außer
dem derartige Einzelheiten, deren Testresultate, Abmessungen,
Leistungen, Gewichte, Verbindungs- und Befestigungsmöglich
keiten in der
Literatur studiert werden können. Daher kann sich Fig. 4
und können sich die entsprechenden anderen Figuren auf eine
schematische Darstellung beschränken.
Die Antriebsmaschine, z. B. Verbrennungsmotor 11, treibt den Vier
strom-Druckfluiderzeuger 1 an. Entsprechend treiben die An
triebsmaschinen 12 und 13 die Vierstrom-Druckfluiderzeuger
2 und 3 an. Von jedem der genannten Druckfluiderzeuger führen
vier räumlich voneinander getrennte Druckfluidleitungen zu
den vier Fluidmotoren 4 bis 7, und zwar je eine von jedem
Druckfluiderzeuger zu je einem der genannten Motoren 4 bis 7.
Diese Leitungen sind durch Linien mit an ihnen angebrach
ten Pfeilen dargestellt, wobei die Pfeile die Strömungs
richtung des Druckfluids angeben. Die Rücklaufleitungen
innerhalb des Rumpfes sind nicht gezeigt, sondern durch
Pfeile am Ende der Rückleitungen des Traggerippes ange
deutet, um die Figur nicht zu unübersichtlich zu gestalten.
Auch die Benennung der Druckfluidleitungen mit Bezugsziffern
würde die Übersichtlichkeit der Figur stören. Durch die
Pfeile und Linien sind die Verbindungen und Strömungsrich
tungen sichtbar und auf Bezugszeichen ist daher verzichtet.
Erwähnenswert ist noch, daß gleiche Druckfluidausgänge aus
den Druckfluiderzeugern 1, 2 oder 3 mit denen aus anderen
Druckfluiderzeugern 1, 2 oder 3 verbunden und je zu einer
gemeinsamen Leitung zusammengefaßt werden können, was vor
teilhafterweise über Rückschlagventile geschieht.
In Fig. 6 ist eine derartige Vereinigung mehrerer Druck
fluidleitungen, die von verschiedenen Antriebssätzen 1, 11;
2, 12 oder 3, 13 kommen und dann zu einer gemeinsamen Lei
tung vereint werden, gezeigt. 235, 335 und 435 sind die von
verschiedenen Antriebssätzen 1, 11; 2, 12 oder 3, 13 kommen
den getrennten Druckfluidleitungen. Sie münden in je ein
Rückschlagventilgehäuse, in dem sich das bevorzugterweise
schwach federgespannte jeweilige Rückschlagventil 15′ befin
det. Von jedem der Rückschlagventilgehäuse geht eine
Verbindungsleitung zu der gemeinsamen Weiterleitung,
der Druckfluidleitung 135, die dann zu dem betreffenden
Fluidmotor 4, 5, 6 oder 7 führt und diesen mit je einem
Viertel der Antriebsenergien aller drei Antriebsmaschinen
11, 12 und 13 versorgt. Halterungen 16′ können zur Führung
der Rückschlagventile 15′ angeordnet werden und zwischen
15′ und 16′ können schwache, nicht eingezeichnete Druck
federn eingesetzt werden.
Im Fahrzeugrumpf 31 sind vier Schwenklager 29, 30 angeord
net, in deren Schwenklagerbuchsen 30 die Schwenklagerkörper
29 drehbar gelagert und gehalten sind. Durch die Schwenk
lagerkörper 29 erstrecken sich die Druckfluidleitungen 35
und 45, wobei sie je im Flugzeugrumpf münden. Ebenfalls
erstrecken sich die Rückflußleitungen 4′, die eine oder
mehrere sein können, durch die Schwenklagerkörper 29, wo
bei sie ebenfalls je mindestens eine Mündung innerhalb
des Flugzeugrumpfes haben. Die Mündungen sind mit Anschlüssen
für flexible Druckleitungen versehen, so daß zwischen den
Druckmittelpumpen und den genannten Mündungen flexible
Hochdruckschläuche od. dgl. oder eine Kombination aus star
ren und flexiblen Leitungen angeordnet werden können. Flexible
Leitungsteile oder schwenkbare Leitungsverbindungen sind
notwendig, um die Druckfluidleitungen auch beim Schwenkvor
gang des Traggerippes betriebssicher zu erhalten.
Die Druckfluidleitungen 34 und 44 führen durch einen der
Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 4. Die Druckfluid
leitungen 35 und 45 führen durch einen anderen Schwenklager
körper 29 zu dem Fluidmotor 5. Die Druckleitungen 36 und 46
führen durch den dritten Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluid
motor 6 und die Druckfluidleitungen 37 und 47 führen durch
den vierten Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 7. Von
jedem der genannten Fluidmotoren führt mindestens eine Rück
flußleitung 4′ durch den dem betreffenden Motor 4 bis 7 zu
geordneten Schwenklagerkörper 29 in den Flugzeugrumpf zu
rück. Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 4 und 5 sind zwischen
den genannten Druckfluidleitungen und Rückfluidleitungen
Rippen 5′ angebracht, so daß ein als Rohrstruktur
ausgebildetes biegesteifes Traggerippe gebildet wird.
Bei der Ausbildung des Traggerippes und der genannten
Lagerteile der Schwenklager 29, 30 müssen die Regeln
der Festigkeitslehre beachtet werden, da die Betriebs
sicherheit des Senkrechtstarters wesentlich von der
Haltbarkeit und Festigkeit des Traggerippes abhängt.
Die Druckleitungen und Rückfluidleitungen können Stahl
rohre oder Leichtmetallrohre sein und durch die Rippen 5′
miteinander verschraubt, vernietet oder verschweißt sein.
Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 2 und 3 sind sie zur Zeit
Stahlrohre, Präzisions-Stahlrohre von 16 bis 24 mm Außen
durchmesser und 1,2 bis 1,8 mm Wandstärke. Es wurden be
reits Traggerippe mit nur etwa 9 kg Gewicht und bester
Haltbarkeit gebaut. Vorzugsweise werden
zwei insbesondere als Druckfluidleitungen ausgebildete
Traggerippeteile 35, 45 und 34, 44 oder 36, 46 und 37, 47
durch Verbindungsbügel miteinander zu einem kompletten,
mindestens ein Fluidmotorenpaar 4, 5 oder 6, 7 und Propel
lerpaar 14, 15 oder 16, 17 tragenden und treibenden komplet
ten Traggerippe verbunden. Bevorzugt sind diese
Verbindungen als Bügel ausgebildet, damit die Mündungen der
Fluidleitungen nicht relativ zu den Tragrohren abgebogen
werden müssen. Diese Ausbildung hat den großen Vorteil,
daß man die Rohre, z. B. nach dem Schweißen der Rippen, in
einfacher Weise durch gerade, unverbogene Mündungen hin
durch putzen, also innen von Schweißschlacken und Fremd
körpern putzen kann. Denn Sauberkeit innerhalb der Lei
tungen ist eine unabänderliche Vorbedingung für den Be
trieb des hydrostatisch getriebenen Senkrechtstarters.
In der praktischen Ausführung sind auch die Verbindungs
bügel durch in der Figur nicht eingezeichnete Rippen so
verbunden, daß die Festigkeit, Steifigkeit und Haltbarkeit
des gesamten kompletten Traggerippes gewährleistet ist.
Die Hydromotoren wiegen in einer praktischen Ausführung
nach den Beispielen von Fig. 2 und 3 je 8 bis 19 kg. Die
Traggerippe wiegen pro Propellerpaar 9 bis 18 kg und die
Tragflächen 24 bis 27 je 8 bis 29 kg.
An den Tragflügelteilen oder Tragflächen 24 und 25 sind
vorteilhafterweise die Querruder 7′ angebracht. Der Rumpf
erhält im allgemeinen ein Seitenruder 9 und entweder wird
die hintere Tragflächenanordnung mit den Tragflächen 26
und 27 als verstellbares Höhenleitwerk ausgebildet, oder es
werden den Tragflächen 26 und 27 Höhenleitwerke 8 zugeordnet.
Die genannten Leitwerke können mechanisch, elektrisch oder
hydraulisch bedient werden, und die entsprechenden Steuer
leitungen führt man praktischerweise ebenfalls durch die
genannten Schwenklagerkörper 29, z. B. durch die Mitte des
betreffenden Schwenklagerkörpers 29. Die Steuermittel und
Antriebsmittel für die genannten Ruder und Leitwerke sind
in der Figur nicht eingezeichnet, da sie gegenüber dem be
kannten Stande der Technik nicht unbedingt etwas Neues ent
halten müssen. Neu und erfindungsgemäß ist aber die Anord
nung der Antriebs- und Bedienungsmittel teilweise innerhalb
des genannten, erfindungsgemäßen Traggerippes und die Lei
tung derselben teilweise durch den Schwenklagerkörper 29
hindurch.
Fig. 5 zeigt einen Schnitt durch einen Traggerippeteil ent
lang der Schnittlinie V-V. In ihm sind in beispielhafter
Weise die Rückfluidleitungen 4′′ nahe zueinander gelegt, die
Druckfluidleitungen 34 und 44 aber so weit voneinander und
die Rückflußleitungen 4′ so weit von den Druckfluidleitungen
distanziert, daß der Querschnitt des Traggerippes die
ausreichende Festigkeit und Steifigkeit erhalten kann,
um die Fluidmotoren 4, 5, 6, 7, die Propeller 14, 15, 16, 17
und die Tragflächen 24, 25, 26, 27 betriebssicher und schwin
gungsfrei tragen und halten zu können. Vorteilhafterweise
sind am Traggerippe Haltemittel 6′ angeordnet, von denen
in der Tragfläche 25 einige eingezeichnet sind. An ihnen
kann man, wie z. B. in Fig. 5 gezeigt, die Tragflächenteile
125 und 225 befestigen, z. B. anschrauben oder annieten.
Die Tragflächenteile 125 und 225 können auch einteilig
ausgebildet sein, oder es können Tragflügelhäute (z. B. Alu
miniumplatten oder Plastikplatten von sehr dünner Ausführung)
über Formrippen angebracht werden. Die Schrauben oder Nie
ten 14′ zeigen derartige Befestigungsbeispiele. Während in
Fig. 5 der Querschnitt des Traggerippes prinzipielle Drei
ecksform zeigt, wird oft auch eine prinzipielle Quadrat-
oder Rechteckform verwendet oder bei vielpropellerigen
Senkrechtstartern auch Fünfeck-, Sechseck- usw. -Form.
In Fig. 5 ist das Profil des Tragflügels symmetrisch, doch
kann auch die übliche unsymmetrische Tragflügelprofilform
oder eine andere verwendet werden. Ist der Tragflächenquer
schnitt unsymmetrisch, entspricht er z. B. dem üblichen Trag
flügelprofil, dann darf der Tragflügel nicht ohne weiteres
senkrecht für den senkrechten Start oder für die senkrechte
Landung angestellt werden, weil dann eine rückwärts gerich
tete Auftriebskraft am Tragflügelprofil ausgebildet würde,
die den Flugapparat nicht senkrecht aufsteigen oder landen
ließe, sondern einen Rückwärtsflug bei Start und Landung
verursachen würde. Der Tragflügel muß deshalb bei diesen
Manövern etwas nach vorne geneigt bleiben, damit eine senk
rechte Flugbewegung beim Start und der Landung erreicht
wird. Denn die Propeller bewirken einen nicht unerheblichen
Luftstrahl über die Tragflügel, der beim herkömmlichen Ein
propeller-Flugzeug kaum vorhanden war. Die Tragflächen
wirken daher bei Tragflügelprofilform selbst beim Schweben
bereits so, als würden sie sich mit nicht unerheblicher
Geschwindigkeit durch die Luft bewegen. Die strichlierten Linien
in den Hydromotoren 4 bis 7 deuten an, daß diese Motoren
Einrotormotoren oder Mehrrotormotoren sein können.
Fig. 9 zeigt schematisch einen Schnitt durch Fig. 4 entlang
der Schnittlinie IX-IX und eine beispielhafte Antriebsvor
richtung für die Schwenkbewegung des genannten Traggerippes
mit den Hydromotoren 4 bis 7, Propellern 14 bis 17 und den
Tragflächen 24 bis 27 daran. Natürlich kann sie auch für
das Luftfahrzeug gemäß Fig. 3 mit acht Propellern und Fluid
motoren verwendet werden. In den Schwenklagerkörpern 29 sind
die durchgehenden Druckfluidleitungen 35, 45 und 37, 47 sowie
die Rückflußleitungen 4′ sichtbar. Außerdem zeigen die Mitten
Antriebs- und Steuerleitungen 101 und 102 für den Antrieb
entsprechender Ruder oder Lenkwerke. Im Fahrzeugrumpf ist
der Antriebsmotor 501 befestigt, durch den im Ausführungs
beispiel die selbsthemmende Spindel 502 hindurchgeht und von
ihm nach rechts oder links bewegt wird. Der Motor 501 wird
vom Piloten ferngesteuert, was der Hauptlenkvorgang des Senk
rechtfluges ist. Zweckmäßig wird hier dem Hydraulikzylinder-
Antrieb ein Rotationsmotor 501 und eine Spindel 502 vorge
zogen, damit eine Selbsthemmung vorhanden ist und die Spin
del 502 sich nicht unter Schwingungen oder Erschütterungen
allein verstellen kann. An dem in der betreffenden Schwenk
lagerbuchse 30 gelagerten Schwenklagerkörper 29 ist ein ent
sprechender Hebel angebracht, und zwar Hebel 509 am linken
und Hebel 510 am rechten Schwenkkörper. An den Enden der
Spindel 502 befinden sich Schwenkbefestigungen 503 und 504
mit beweglichen Gelenken 505 und 506 zu den Schwenkverbin
dungen 507 und 508 an den Übertragungsteilen 509 und 510.
Die Drehung des Motors (Umlauf des Rotors im Motor 501) be
wegt die Spindel zwischen den Enden der Schwenkteile 507, 508
nach rechts oder links, und zwar zwischen der gezeichneten
rechten Endlage und einer linken Endlage. Die gezeigte
rechte Endlage ist für den Horizontalflug, während die
Linkslage für den Senkrechtflug, also für Start und Lan
dung ist. Die Lage dazwischen ist für den Flug in der
genannten Beschleunigungs- oder Interthrust-Stufe. Es sei
noch erwähnt, daß die Schwenkbewegung auch so weit ausge
dehnt werden kann, daß das Luftfahrzeug in der Luft eine
heftige Bremsung durch einige Rückwärtsschwenkungen der
Propellerachsen erfahren kann. Ebenso kann der Motor 501
für so hohe Drehzahl ausgelegt sein, daß die Schwenkbewe
gung sehr schnell ausgeführt werden kann. Man möge sich
von der Vorstellung befreien, daß in einem überfüllten
Luftraum höhere Zusammenstoßgefahr bestehe. Derartige
Zusammenstoßgefahr besteht auch im kommenden, z. B. einem
mit Millionen der Senkrechtstarter nach dieser Erfindung
überfüllten Luftraum durchaus nicht unbedingt. Denn ein
Senkrechtstarter dieser Erfindung ist nicht an eine hohe
Fluggeschwindigkeit gebunden, um sich im Luftraum halten
zu können und außerdem kann seine Geschwindigkeit in der
Luft ähnlich plötzlich gebremst werden, wie die eines Kraft
fahrzeuges auf der Straße. Die Zusammenstoßgefahr ist im
überfüllten Luftraum sogar geringer als die Gefahr des
Zusammenstoßes von Autos auf der Straße, denn die Senkrecht
starter dieser Erfindung können mit automatischen Zusammen
stoß-Vermeidern
ausgerüstet werden, die sich einander nähernde Luftfahrzeuge
zügig abbremsen und bei weiterer Annäherung schließlich
völlig auf Geschwindigkeit Null abbremsen.
In Fig. 7 ist einer derjenigen Schaltpläne schematisch
gezeigt, den der Erfinder in den Senkrechtstartern von
Fig. 2 und 3 bevorzugt. Darin sind Rückflußleitungen nicht
eingezeichnet, um die Übersichtlichkeit nicht einzuschränken.
Ebenso sind die Fluidtanks nicht eingezeichnet.
Man zieht bei den Senkrechtstartern nach Fig. 2
und 3 drei oder vier Antriebsaggregate vor, insbesondere
drei, weil derartige Aggregate heute im Forschungsinstitut
des Erfinders vorhanden sind in der angepaßten Leistungs
größe. Die Leistungsbemessung ist dabei so, daß zwei der
Antriebsmaschinen ausreichende Leistung abgeben, um den
Senkrechtstarter in der Luft im Schweben erhalten zu können.
Die dritte Antriebsmaschine ist eine Leistungsreserve. Eine
automatische Leistungsüberwachung, die dem Gashebel des
Piloten untergeordnet oder übergeordnet sein kann, vermag
die Gashebel der Antriebsmaschinen auf 2/3 bis 3/4 der Maxi
malleistung zu begrenzen und automatisch die zwei restlichen
Antriebsmaschinen auf Vollgas zu stellen, wenn eine der An
triebsmaschinen im Senkrechtfluge ausfällt.
An Stelle einer
automatischen Leistungsüberwachung kann diese natürlich auch
durch den Piloten übernommen werden, je nach Ausrüstungsgrad
des Senkrechtstarters.
Fällt im Senkrechtflug, also beim senkrechten Start oder bei
der senkrechten Landung, eine der Antriebsmaschinen aus, dann
nimmt die Steiggeschwindigkeit ab und der Pilot merkt dann
an der Abnahme der Steiggeschwindigkeit oder an der Zunahme
der Sinkgeschwindigkeit, daß eine seiner mehreren Antriebs
maschinen ausgefallen ist. Er wird dann das Landemanöver
einleiten, um nicht auf die Dauer mit nur zwei Antriebsma
schinen weiterzufliegen.
Bei größeren Ausführungen der Erfindung, insbesondere für
Langstrecken- und Interkontinental-Flugzeuge der Erfindung,
ist eine Landung bei Ausfall einer der Maschinen nicht not
wendig. Denn diese erhalten eine solche Antriebsmaschinen-
Anzahl, daß die Flugzeuge auch bei Ausfall zweier der An
triebsmaschinen weiterfliegen
können. Der Ausfall einer oder zweier Antriebsmaschinen
hat lediglich zur Folge, daß das Flugzeug
dann langsamer fliegt, etwas länger unterwegs ist, weniger
Benzin verbraucht und eine wesentlich größere Reichweite
erhält.
Im übrigen sind in der bevorzugten Ausführung die Antriebs
maschinen nicht in den Tragflügeln, wie bisher üblich, son
dern im Rumpf untergebracht, so daß der Flugzeugmechaniker
ausgefallene Antriebsmaschinen im Langstreckenflug während
des Fluges reparieren kann und Teile ausgetauscht oder Ersatz
maschinen angeschlossen werden können. Bei den Kraftfahrzeugen
von heute sind derartige vorteilhafte Möglichkeiten noch nicht
allgemein üblich.
Die vier in vier räumlich voneinander getrennten Druckfluid
kammergruppen mit zueinander gleicher oder verhältnisgleicher
Fördermenge, erzeugten Druckfluidströme verhältnisgleicher oder gleicher
Durchflußmenge 61, 71, 81, 91 des als Druckfluid-Vierstrom-
Anlage ausgebildeten Antriebssatzes 1, 11 führen zu den vor
deren Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren 4, 5, 6 und 7. Die vier Druck
fluidströme gleicher Durchflußmenge 63, 73, 83, 93 führen zu den
hinteren Rotoren 57, 56, 54 und 55 der Doppelrotor-Fluidmotoren.
Wenn einer der Rotoren
der Fluidmotoren, z. B. durch Fremdkörper im Druckfluid
kreislauf, blockiert, wird der zugeordnete Antriebssatz
durch Überlastung abgewürgt, da der blockierende Rotor
kein Druckfluid mehr aufnimmt. Die gesundgebliebenen an
deren Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren
übernehmen dann den Antrieb der sich durch die
Rotoren erstreckenden Propellertrag- und -treibwelle allein
und der blockierende Rotor sowie die drei anderen durch die
Druckfluidschaltung stillgesetzten Rotoren schalten sich
dabei automatisch durch Freilauf von der sie drehzahlmäßig
überholenden Treib- und Tragwelle ab. Wenn andererseits eine
der Antriebsmaschinen 1, 11 oder 3, 13 ausfällt, wird in den
genannten Fluidmotoren jeweils nur noch einer der beiden
Rotoren weitergetrieben, und der jeweils eine der Rotoren
pro Fluidmotor übernimmt dann wieder den Antrieb der Trag-
und Treibwelle, während der jeweilige nicht mehr treibende
Rotor durch Freilauf-Drehzahl-Überholung automatisch von der
Trag- und Treibwelle des betreffenden Motors abgeschaltet ist.
Der Antriebssatz 2, 12 von Fig. 7 arbeitet auf beide Rotoren
aller Fluidmotoren, derart, daß die Leitungen 62, 72, 82, 92
über Rückschlagventile, wie z. B. in Fig. 6, den entsprechen
den Druckfluidleitungen der beiden anderen Antriebssätze 1, 11
und 3, 13 zugeschaltet werden, z. B. die Druckfluidleitung 62
zu den Druckfluidleitungen 61 und 81; die Druckfluidleitung 72
zu den Druckfluidleitungen 71 und 91; die Druckfluidleitung 83
zu den Druckfluidleitungen 83 und 63 und die Druckfluidleitung
92 zu den Druckfluidleitungen 93 und 73. Bei Blockieren oder
Stillstand je eines der Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren
fließt die volle Leistung des betreffenden Antriebssatzes
dann zu je einem Viertel in den anderen Rotor des betreffen
den Fluidmotors. Bei Lauf aller Rotoren der Doppelrotor-
Fluidmotoren erhält jeder Rotor dieser Motoren ein Achtel
der von dem Antriebssatz 2, 12 abgegebenen Druckfluidleistung.
Es wäre auch möglich, statt drei Antriebssätze vier oder mehr
anzuordnen, so daß die Sonderschaltung des Antriebssatzes 2, 12
überflüssig würde. Bei der Kleinausführung des Senkrechtstarters
nach Fig. 2 und 3 muß man aber das Gesamtgewicht des Senkrecht
starters gering halten, damit ein rationeller Senkrechtflug
möglich wird, ohne daß die Propeller unangenehm große Durch
messer erhalten müssen. Daher sind nicht mehr Antriebsaggre
gate als zweckmäßig zu installieren. Es sei noch einmal er
wähnt, daß zwei der Antriebsaggregate auch ausreichen würden,
dann aber ein Ausfall eines Antriebsaggregates beim Senkrecht
flug gegebenenfalls zum Absinken des Flugzeuges führt. Gesetz
lich ist jedoch der Hubschrauberantrieb auch durch eine ein
zige Antriebsmaschine zugelassen, wenn die Antriebsmaschine
den gesetzlichen Anforderungen oder den Anforderungen der
Luftfahrtbehörden entspricht. Entsprechend ist es nicht aus
geschlossen, den Senkrechtstarter auch mit einer einzigen Vier
strom- oder Achtstrom-Antriebsvorrichtung auszurüsten.
Die beispielhafte Antriebsmaschine nach Fig. 8, die als
Antriebssatz 1, 11 oder 2, 12 oder 3, 13 in Fig. 2 und 3 ein
gesetzt werden oder auch in anderen der Figuren eingesetzt
werden kann, hat einen Verbrennungsmotor 623, eine Luft
kühlung 625, die gelegentlich durch Wasserkühlung ersetzt
ist, Aufhängungen 622 und 621, einen Turbocharger 624 und
Doppelstrom-Hydro-Pumpen 626 und 627 mit Druckleitungsan
schlüssen 631 bis 634.
Die Fluidmotoren und Propeller nach der Erfindung arbeiten
im allgemeinen außerordentlich erschütterungsfrei, schwin
gungsfrei und leise. Durch flexible Aufhängung der Antriebs
maschine in den Aufhängungen 621 und 622 werden Vibrations
übertragungen von den Verbrennungsmotoren auf das Flugzeug
eingeschränkt.
Wie aus den Formeln hervorgeht, gibt es nur drei Möglich
keiten, die Hubkraft zu erhöhen. Für das höhere Gewicht
eines Langstrecken- oder Interkontinental-Flugzeugs aber wird
eine größere Hubkraft benötigt, wenn man senkrecht starten
will. Die zwei bisher bekannten Möglichkeiten, den Hub zu
vergrößern, waren nach Formel (5) die Möglichkeit, den Pro
pellerdurchmesser, also "F", oder die Antriebsleistung "N"
zu vergrößern. Dem hat der Erfinder die dritte Möglichkeit
hinzugefügt, nämlich die Anzahl der Propeller mittels Anord
nung des Getriebes zwischen der Antriebsmaschine und den
mehreren Propellern zu vergrößern, indem in die Gleichung (1)
die Anzahl "M" der Propeller eingeführt wurde. Die Verwendung
der zweiten Möglichkeit, nämlich die Leistung "N" zu vergrößern,
ist beschränkt, da die größere Antriebsleistung eine schwerere
Antriebsmaschine erfordert. Die Vergrößerung der Leistung
würde also zu einer zu großen Vergrößerung des Gewichtes des
Senkrechtstarters führen, was dann zur Folge hätte, daß wieder
mehr Kraftstoff mitgenommen werden muß. Mehr erforderliche
Leistung und mehr erforderlicher Kraftstoff würden das Gewicht
gegenseitig hochschaukeln. Zwar könnte man, wie Militärflug
zeuge der Senkrechtstart-Ausführung es tun, leichte Gastur
binen hoher Leistung einsetzen. Dann aber wird der Kraftstoff
verbrauch beim Start und bei der Landung bereits so hoch, daß
in den paar Minuten des Startes und der Landung ein bemerkens
werter Teil des Gesamttreibstoffes verbraucht wird. Außerdem
verbrauchen die Gasturbinen im Fluge mehr Treibstoff als die
Antriebsmaschinen des Erfinders. Und schließlich sind die
Schaft-Gasturbinen noch so teuer, daß ein Privatmann sie kaum
bezahlen kann. Die enorme Treibstoffvergeudung beim Senkrecht
start der Militärflugzeuge kann ein Zivilflugzeug sich kaum
leisten. Die Leistungserhöhung kann also nur ganz begrenzt
eingesetzt werden und die einzige Möglichkeit, das durch
Treibstoffmengen schwere Interkontinentalflugzeug senkrecht
in die Luft zu bringen, besteht daher nur in der Möglichkeit,
die Propellerfläche "F" zu vergrößern und gleichzeitig eine
erfindungsgemäß größere Propellerzahl "M" mitzuverwenden.
Daher setzt man für den Senkrechtflug schwerer
Langstreckenfahrzeuge eine Mehrzahl von Propellern größeren
Durchmessers ein. In der Regel benötigt man allerdings für
die Hubkraftsteigerung einklappbare oder einziehbare Propeller.
Im folgenden werden einige weitere von vielen erfindungs
gemäßen Ausführungen von veränderlichen Propellern in ent
sprechenden schematischen Darstellungen beschrieben.
Fig. 10 zeigt dabei den durch den Piloten am einfachsten
zu kontrollierenden Propeller. Er hat in einer rotierenden,
dem Umfange zu zugespitzten Scheibe 640 zwei einziehbare
und ausfahrbare Propellerblätter 643 und 644. Sie sind in den
Führungskanälen 641 und 642 radial nach außen zu bewegen.
Also ausfahrbar und einfahrbar. Je weiter die Propellerblätter
643 und 644 ausgefahren werden, je größer wird der Propeller
durchmesser. Je größer wird also auch die Propeller-Kreis
fläche F und je höher wird damit die Hubkraft des Propellers
bei gleicher Antriebsleistung. Die Auswärts- und Einwärts-Bewe
gung der Propellerblätter 643 und 644 kann man zum Beispiel
mittels Gewindespindeln 645 und 646 betätigen, die durch entspre
chende Motoren 647 und 648 angetrieben und vom Piloten fern
gesteuert werden können. Die prinzipielle Anordnung derartiger
Propellerblätter in einer discusähnlichen Scheibe mit scharfem
Außendurchmesser ist an sich bereits bekannt und in der Litera
tur auch beschrieben. Die ausgefahrenen Propellerblätter
dienen dabei für den Senkrechtstart und im eingefahrenem Zustande
dient die Scheibe 640 als Tragflügel für den Horizontalflug.
Die bekannten Vorschläge für derartige
Scheibentragflügel mit einziehbaren Propellerblättern wurden
aber bisher kaum technisch ausgeführt. Ihre Ausführung hatte
auch nicht viel Sinn, denn die bisherigen Vorschläge hatten ganz
erhebliche Mängel. Der größte Mangel war, daß die Pro
pellerblätter achsgleich angeordnet waren. Daher konnte ein
Propellerblatt nur eine Länge von etwas weniger, als den halben
Durchmesser der Flügelscheibe haben. Der Durchmesser des
Propellerkreises konnte im äußersten ausgefahrenen Zustande
nur weniger, als den doppelten Durchmesser der Flügelscheibe
erhalten. Die Hubkraft vergrößerte sich dabei nicht allzuviel
und außerdem war die Hubkraft durch den Widerstand der Scheibe
beim Senkrechtflug begrenzt. Die Scheibe störte auch die
Ausbildung des Propellerstrahles nach Fig. 1 sehr erheblich.
Die volle Leistung nach den beschriebenen Formeln konnte daher
bei den bekannten Scheiben-Regelpropellern gar nicht erreicht
werden.
Durch die Erfindung werden derartige Scheiben
tragflügel mit einziehbaren Propellerblättern wesentlich verbessert.
Die erfindungsgemäße Verbesserung besteht in erster Linie darin,
daß die Propellerblätter nicht achsgleich, sondern achsparallel
und vom Zentrum der Scheibe radial versetzt angeordnet werden.
Dadurch entstehen statt einer Haltekammer der bisherigen Aus
führung zwei zueinander etwa parallele Haltekammern 641, 642, die
in ihrer Länge fast dem Durchmesser der rotierenden Tragflügel-
Scheibe 640 entsprechen. Analog dazu können die Propellerblätter
der Erfindung eine Länge erhalten, die fast dem Durchmesser der
Tragflügelscheibe 640 entspricht, während die herkömmliche
rotierende Tragflügel-Propeller-Scheibe im Senkrechtflug einen
Durchmesser von etwa 3,6 mal Radius der Scheibe erreichte,
wird durch meine Erfindung ein Durchmesser von etwa 5,2 mal
dem Radius der Scheibe erreicht. (5,2)² ist = 27,04.
(3,6)² ist = 12,96. Der Bruch 27,04/12,96 gibt = 2,086.
Daraus folgt, daß bei gleichem Gewicht der rotierenden Trag
flügelscheibe die Propellerkreisfläche der der Erfindung etwa 2,1
mal größer, als die der bekannten Technik ist und folglich die
rotierende Tragflügelscheibe der Erfindung gleich
also 1,28 mal mehr hebt, als der bekannten Technik. Gleichzeitig
ist das Verhältnis des Propellerstrahles zum Widerstandsdurchmesser
der Scheibe günstiger, als in der bekannten Technik.
Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist, daß die Rotation
der Scheibe mit ihren Propellerblättern von Hydromotoren
angetrieben werden kann, die durch die Pumpaggregate der
Erfindung angetrieben werden können. Außerdem kann der
Gleichlauf des Propeller-Ausfahr- und -Einfahr-Vorganges
durch in die Druckfluidströme gleicher Durchflußmenge
eingeschaltete Hydromotoren 647, 648 zum Antrieb der Spindeln
645, 646 erzwungen werden, was bei der Vortechnik nicht
ohne weiteres garantiert war.
Man kann eine oder mehrere
der Tragflügelpropellerscheiben am Flugzeug anordnen. Die
Handhabung des Überganges vom Senkrechtflug zum Waagerecht
flug durch den Piloten ist bei diesen Tragflügel-Propellerscheiben
relativ einfach, da ein stufenloser Übergang möglich ist. Von
Nachteil ist aber der hohe Wirkungsgradverlust im Propellerstrahl
durch den Widerstand der zur Luftstrahlachse senkrechten Scheibe.
Die Gleichungen dieser Patentschrift müssen daher mit einem
Scheibenwirkungsgrad multipliziert werden, wodurch die aktuelle
Hubkraft merkbar verringert wird. Der Scheibenwirkungsgrad ist
bei der Erfindung allerdings besser, als der der Vortechnik.
Empirische Daten solches Scheibenwirkungsgrades liegen bisher
kaum vor.
Wirkungsgradmäßig günstiger ist das System nach Fig. 13
der Erfindung. Links in Fig. 13 ist ein Klapp-Propeller
mit 496, 497 im ausgefahrenen Zustande und mit 496, 497 im
eingefahrenen Zustande dargestellt. 496 ist das eine Klapp
bett des Propellers und 497 das andere Klappbett des Pro
pellers. Angetrieben ist der Propeller durch den Fluidmotor
493. Im Tragflügel ist der Propellerraum 489 angeordnet,
in den der nach vorne zusammengeklappte Propeller eingefahren
werden kann. Der Antrieb 485 ist im Flugzeugteil, z. B. im
Tragflügel 480, angeordnet, um den Fluidmotor in Position 482
einzuziehen und die eingeklappten Klappflügel 486, 487 in der
Propellerkammer im eingefahrenen Zustande unterzubringen.
An die Motoranschlüsse 483, 484 müssen bei dieser Ausführung
flexible Druckfluidleitungen angesetzt werden, damit der Ein
fahr- und Ausfahrvorgang verwirklicht werden kann. Die Propeller
kammer 489 kann man vorteilhafterweise zwischen den Fluidlei
tungen 463, 464, 465 und 466 des Traggerippes anordnen. 481 zeigt
die Tragflügelaußenhaut.
Der Zweck einer solchen beschriebenen Anordnung ist es, beim
Senkrechtstart mehrere zusätzliche Propeller M zu haben, die
die Hubkraft vergrößern, die man aber im Horizontalflug nicht
mehr benötigt und daher im Horizontalflug in ein Flugzeug
teil einzieht, damit sie im Horizontalflug keinen unnützen
Widerstand hervorrufen und keinen unerwünschten Leistungsver
brauch verursachen.
In Fig. 11 und 12 ist eine weitere beispielhafte Ausführung
der Befestigung von Tragflügelteilen am Traggerippe darge
stellt. Die Fluidleitungen 463, 464, 465 und 466 sind hier an
den Kanten eines Quadrates angeordnet, z. B. derart, daß die
Fluidleitungen unverbogen direkt an die Anschlüsse des Fluid
motors 461 gerade angeschraubt werden können. Die gerade Fluid
leitung hat den Vorteil der einfachen inneren Reini
gungsmöglichkeit und außerdem ist sie billig, da das Biegen
fortfällt. Die Rohrleitungen des Traggerippes werden von oben
und von unten von parallel zur Flugrichtung verlaufenden
Leichtstoffplatten 467 umgriffen. Die Leichtstoff-Halbplatten
467A und 467B werden durch eine Überlegplatte 467D miteinan
der verschraubt oder vernietet, so daß das Traggerippe fest
von den Plattenteilen 467 umgriffen ist und die genannten
Platten 467 fest am Traggerippe 463 bis 466 gehalten sind.
Die Außenhaut 468 der Tragfläche 460 wird an den genannten
Platten 467 befestigt und erhält durch sie die Tragflügel-
Profilform, 462 ist der vom Fluidmotor 461 getriebene Pro
peller, Fig. 11 ist ein Schnitt durch Fig. 12 entlang der
Schnittlinie XI-XI.
Claims (8)
1. Flugzeug mit Vorrichtungen für senkrechten Aufstieg und
Abstieg, mindestens einem Flügel für den Vorwärtsflug,
mindestens zwei Propellerpaaren, bei dem jeweils ein Pro
peller des betreffenden Paares und eine Flügelhälfte des
betreffenden Flügels rechts und links symmetrisch zur ima
ginären senkrechten Längsebene des Flugzeugrumpfes ange
ordnet ist, mindestens einer Antriebsmaschine und mindestens
einer Getriebeanordnung zur Übertragung der Antriebsleistung
und verhältnisgleichen Aufteilung der Antriebsleistung von
der Antriebsmaschine auf die mindestens vier Propeller der
mindestens zwei Propellerpaare,
dadurch gekennzeichnet, daß
die installierte Antriebsleistung für die mehreren Propeller
geringer ist, als die für die gleiche Hubkraft erforderliche
Antriebsleistung eines einrotorigen Hubschraubers.
2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die
Getriebeanordnung teilweise als Bauteil der den entspre
chenden Flügel und die entsprechenden Propeller haltenden
Tragkonstruktion ausgebildet ist.
3. Flugzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die
Tragkonstruktion an der der Flügel befestigt ist, in einer
Lageranordnung im Rumpf des Flugzeuges schwenkbar gelagert
ist.
4. Flugzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das
Endglied des Getriebes zum Antrieb des betreffenden Pro
pellers angeordnet ist.
5. Flugzeug nach mindestens einem der Ansprüche 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß mindestens einem der Propellerpaare eine Aufnahmekammer
und eine Einziehvorrichtung zum Einziehen der Propeller des betreffenden
Propellerpaares in die Aufnahmekammer zugeordnet sind.
6. Flugzeug nach einem der voraufgehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Antriebsmaschine als Verbrennungsmotor mit Verdichtung
und Entspannung des Gases (der Luft) in ihre Volumen periodisch
vergrößernden und verkleinernden Kammern ausgebildet ist und ihr
Gewicht in die Ausführung nach Anspruch 1 eingerechnet ist.
7. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es
mit an vorderen und hinteren Trägern schwenkbar angeordneten,
Teile der Getriebeanordnung bildenden, je einen Propeller treibenden
Hydromotoren versehen ist, wobei den Hydromotoren und Propellern
auch Tragflügel zugeordnet sein können.
8. Flugzeug nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß der Flügel eine rotierende,
propellertragende Scheibe ist, deren Propeller länger als
der Radius der Scheibe sind und tiefer in sie einziehbar
sind, als der Radius der Scheibe ist.
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DE4422987C2 (de) * | 1994-06-30 | 1996-07-18 | Wilmowsky Freiherr Von Kaspar | Kipprotorhubschrauber |
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1978
- 1978-04-15 DE DE19782816382 patent/DE2816382A1/de active Granted
Also Published As
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DE2816382A1 (de) | 1980-02-21 |
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Owner name: EICKMANN, KARL, 7180 CRAILSHEIM, DE |
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