DE2816382C2 - - Google Patents

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:

E_K = 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.

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.