DE3627085A1 - Rotorflugzeug ro ii - Google Patents
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- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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Description
Nach dem derzeitigen Stande der Technik sind im wesentlichen
zwei Arten von Flugapparaten bekannt:
- -- die Flügelflugapparate, oder Tragflächenflugzeuge,
- -- die Hubschrauber und Tragschrauber-Flugapparate.
Allen Flugapparaten ist gemeinsam, daß sie durch An
stellen von starren oder umlaufenden Tragflügeln, gleich
Tragflächen ihren Auftrieb, durch den Vortrieb gegen die
laminare Luftströmung erhalten. Das Fliegen mit solchen
Apparaten ist erst dann möglich, wenn analog der Tragflä
chen Profilierung, welche auch Tragflächenprofil genannt
wird, nach den natürlichen strömungsmechanischen Gesetzen
durch schnellen Vortrieb an den Tragflächen durch sogenann
tes "Aufliegen" der Tragflächen-Unterseite gegen die Strö
mung und durch die geschwindigkeitsdifferente "Leeströmung"
an der Tragflächenoberseite, mit dem dabei entstehenden Sog
der eigentliche Trageffekt erreicht wird, welchen man dann
als das -Fliegen- bezeichnet.
Allein entscheidend für das Fliegen, also das Tragen von
Lasten in der Luft, welche für die Berechnung möglicher Last
aufnahmen durch Tragflügel, im Mittel mit einem spezifischen
Gewicht von 1,20 Kg/m3, bei einem Druck von 1013 mbar, der
Umgebungsluft ausgelegt werden, ist die Geschwindigkeit mit
welcher der Flugapparat gegen die Strömung bewegt wird. Es
ist dabei nur von konstruktiver Bedeutung ob man den star
ren Flügel gegen die Strömung bewegt, oder ob man einen um
laufenden Flügel, das Hubschrauberprinzip, gegen die Strö
mung bewegt. Damit ist die Gesetzmäßigkeit definiert, daß
alle Flugapparate, die schwerer als Luft sind, den Vortrieb
zur Erzeugung des Auftriebes benötigen. Dieser Grundsatz gilt
auch ohne Einschränkung für Segelflugzeuge.
Die Stabilisierung eines Flugapparates in der Strömung, den
man allgemein als -fliegen- bezeichnet hängt ab von:
- -- Trag- oder Flügelfläche, nach Inhalt in m2,
- -- Profilgebung der Trag- oder Flügelflächen,
- -- Gesamtgewicht der zu tragenden Last,
- -- Energie, also: Schub, Zug, Staudruck der Energiequelle.
Aus dem Summeneffekt dieser technischen Daten, die sehr unter
schiedlich sein können, ergibt sich dann das -Abheben- vom
Boden, also der Zustand, der nach Stabilisierung als fliegen
bezeichnet wird. Die Werte können sehr unterschiedlich sein.
Ein Leichtflugzeug erreicht den Schwebezustand schon mit ca.
50 Km/h, ein Kampfflugzeug, mit hohem Startgewicht benötigt
dazu eine Bodengeschwindigkeit von ca. 400 Km/h.
Im Laufe der Entwicklung von Flugapparaten wurden viele Er
findungen, Entwicklungen gemacht, welche dem Flugapparat
eine bessere, günstigere Startgeschwindigkeits
vorgabe, also eine Reduzierung der hohen Erdgeschwindigkeit
zur Einleitung des Schwebezustandes geben sollen.
Alle diese Versuche, gleichgültig welche es immer waren,
sind eingebunden in die durch die Strömungsgesetze vor
gegebenen Werte und hier immer wieder zum und im Verhält
nis der resultierenden Werte aus dem Flächenprofil. Alle
diese hier genannten technischen Fakten gelten nur für den
Unterschall-Geschwindigkeitsbereich.
Mit der hier angemeldeten Erfindung:
dem umlaufenden Rotor, anstelle der Tragflügel oder Tragflä chen, wird ein großer Teil der "auftriebgebenden" Einzelfak ten, insbesondere die Summe der schädlichen Fakten, also die Summe der Negativbeiwerte, erheblich gemindert. Das führt bei dieser Erfindung zu dem Resultat, daß das Verhältnis von zu tragender Last, in Abhängigkeit vom Vortrieb, durch einen deutlich geringeren Aufwand an Vortrieb gekennzeichnet ist. Die Erfindung ist weiter dadurch gekennzeichnet, daß der Stau der tragenden Luft an der starren oder umlaufenden Fläche welche ein Tragflächenprofil hat immer deutlich größer ist, als ein sich in der Strömung drehender glatter Zylinder.
dem umlaufenden Rotor, anstelle der Tragflügel oder Tragflä chen, wird ein großer Teil der "auftriebgebenden" Einzelfak ten, insbesondere die Summe der schädlichen Fakten, also die Summe der Negativbeiwerte, erheblich gemindert. Das führt bei dieser Erfindung zu dem Resultat, daß das Verhältnis von zu tragender Last, in Abhängigkeit vom Vortrieb, durch einen deutlich geringeren Aufwand an Vortrieb gekennzeichnet ist. Die Erfindung ist weiter dadurch gekennzeichnet, daß der Stau der tragenden Luft an der starren oder umlaufenden Fläche welche ein Tragflächenprofil hat immer deutlich größer ist, als ein sich in der Strömung drehender glatter Zylinder.
Die Eigenschaften des sich in der Luft drehenden Zylinders
und das -Anliegen- der Luft am dimensionslosen Zylinder wur
den schon im Jahre 1852 von dem Physiker Magnus erkannt und
mit Erfolg in das artilleristische Schießen eingesetzt. In
den 20iger Jahren dieses Jahrhunderts experimentierte Anton
Flettener mit den rotierenden Zylindern, vertikal angeordnet,
zum Antrieb von Schiffen. Dieser Antrieb brachte den Schiffen
zwar einen ökonomischen Vortrieb, mußte aber wegen der unan
nehmbaren Schwierigkeiten bei der Schiffssteuerung aufgege
ben werden. Knapp vor Ausbruch des Krieges entwickelte Prof.
Rohrbach seine "Rotunde". Er ging von den gleichen Überlegun
gen, der niedrigen Startgeschwindigkeit, mit allen ihren Vor
zügen aus. Prof. Rohrbach entwickelte anstelle der anmeldungs
gemäßen Erfindung, seitlich umlaufende Rotore, welche in sich
über eine aufwendige Kinematik drei bis fünf Rotorblätter,
also wieder Tragflächen, in einem Vollkreis umlaufen ließ. Die
Start-, Trag- und Flugeigenschaften waren erstaunlich gut.
Aufgrund des hohen Ausfalles der Blattsteuerung und der Blatt
anstellung konnte sich diese Entwicklung nicht durchsetzen.
Der Erfinder unternahm bereits während des Krieges, ab 1941
Versuche mit drehenden Zylindern, im Auftrage des Reichsluft
fahrt-Ministers, als sogn. "Hochauftriebsgeräte" in der da
maligen DVL Berlin-Adlershof. Die Ergebnisse im Windkanal am
drehenden Zylinder, zur Erzeugung von Auftrieb, waren ver
blüffend gut. Die Werte übertrafen, bei definierten Luftströ
mungs-Geschwindigkeiten, die Werte der besten Göttinger Profile
um ein Vielfaches. Aus diesen Versuchen heraus entwickelte
sich seinerzeit schon ein Anwendungsmodell, in Originalgröße,
das an der Dreikomponenten-Waage im Windkanal ausgemessen wur
de. Dabei wurden die hohen Start- und Tragwerte, also geringe
Startgeschwindigkeit mit verbundener hoher Starttraglast, be
stätigt. Weiter bestätigte sich eine sehr hohe Eigenstabilität
deutlich über den Werten der zum Vergleich herangezogenen
Tragflächenmodelle.
Die Fig. 1 zeigt den Flugapparat in der Draufsicht.
Die Pos. 1 und 1 a, sowie die 2 und 2 a stellen die Tragrotore dar.
Die Pos. 3 stellt das vordere Höhenruder mit den kombinier
ten Landeklappen dar. Pos. 4 zeigt das vordere Seitenruder.
Die Leitfläche des vorderen Höhenruders Pos. 3 ist um die
horizontale Achse nach oben und unten jeweils bis zu 18°
negativ oder positiv anstellbar. Die Veränderung, also die
positive sowie die negative Anstellung zur Nullachse ist
als Vortrimmung ausgeführt. Die Verstellung erfolgt vom
Pilotensitz aus durch mechanische Fernverstellung. Die Pos. 5
zeigt die Flugzeugkanzel mit den allseitigen Fenstern. Mit
der Pos. 6 wird die Flugzeugzelle dargestellt. Diese Zelle
kann mit guten Eigenschaften in Holz, Sperrholzverbundbau
weise ausgeführt werden. Für vorgesehene Großserien wird
die Flugzeugzelle nach Pos. 6 vorteilhafter in
Fiberglas, und/oder in Kohlenstoff-Fiberglas-Kunststoff,
sowie in allen geeigneten Kunststoffen hergestellt. Pos. 7
zeigt die vordere Ausgleichstrimmung. Im Normalflug werden
die Klappen des vorderen Höhenruders auf ihre Funktion als
Querruder geschaltet. Pos. 8 stellt das hintere Höhenruder
dar. Diese Verdoppelung von Höhen- und Seitenruder, in T-Bau
weise, also hier die Positionen 3 und 8 sind nötig um die
Kräfte der vorderen und hinteren Rotore synchron zu beherr
schen. Die Pos. 9 stellt das hintere Seitenruder dar. Mit
der Pos. 10 wird die hintere Hilfstrimmung in der Horizon
talachse dargestellt. Alle Trimmflossen sind vom Pilotensitz
aus mechanisch zu verstellen, bzw. einzustellen. Das hintere
Höhenruder, Pos. 8 ist in der Horizontalachse nach oben und
unten jeweils um 18°, gegen die Nullachse verstellbar. Diese
Verstellung erfolgt in einer Grundeinstellung manuell am Bo
en. Damit wird dem Flugzeug eine Permanent-Vortrimmung von
kopflastig bis schwanzlastig gegeben.
Die mit Fig. 1, Pos. 6 dargestellte Zelle kann auch für klei
nere Traglasten als Zelle mit nur einem Rotorpaar, voll flug
fähig gebaut werden. Diese Erfindung nimmt weiter für sich in
Anspruch, daß diese Rotorflugzeuge, mit gleichem Vorteil mit
einem, mit zwei und mit mehreren Rotorpaaren gebaut und ge
flogen werden können. Die Anzahl der Rotorpaare ist immer das
Ergebnis vorbestimmter Traglast und ist zu sehen aus dem Er
gebnis von v r -Umlaufzahl, Rotordurchmesser und Rotorlänge über
die Achsen.
Die Fig. 2 zeigt den Flugapparat in der Seitenansicht. Die
Pos. 1 -WE- (Wendeebene) stellt eine nötige konstruktive Li
nie, also die innere zentrale Drehachse dar. Die Pos. 2
stellt die MLE-(Mitte-Luftebene) dar. Sie ist ebenfalls
eine konstruktive Hauptlinie für die Vermessung des Flugap
parates. Die Pos. 3 stellt ebenso wie die baugleiche Pos. 4
die Endscheiben an den Rotoren dar. Diese Endscheiben sind
absolut nötige aeromechanische Hilfen, zur Stabilisierung
der Rotore in der strömenden Luft. Größe und Durchmesser die
ser Endscheiben werden allein vom Durchmesser der Rotorzy
linder bestimmt und sind in einer Werksnorm definiert. Die
Pos. 5 stellt die Pilotenkanzel dar. Die Kanzel kann frei
nach dem Verfügbaren Raume gestaltet werden. Die Pos. 6 stellt
das vordere Seitenruder dar, in T-Bauweise angeordnet, mit
einer Strömkappe als oberen Abschluß. Die Strömkappe ist un
beweglich.
Die Pos. 7 stellt das vordere Seitenruder in der Seitenan
sicht dar. Die untere Ausklinkung des Ruderblattes nimmt
Rücksicht auf die Verstellung des vorderen Höhenruders.
Die Pos. 8 zeigt das vordere Höhenruder mit den seitlichen
Strömkappen. In den Strömkappen sind die Signallampen in
stalliert. Die Pos. 9 stellt das hintere Seitenruder mit
der Strömkappe dar. Die Pos. 10 stellt das hin
tere Höhenruder dar. Die Pos. 11 stellt das Ruderblatt des
hinteren Seitenruders dar. Die Pos. 11 stellt den Ringluft
schacht um die Luftschraube dar. Diese Anordnung bringt
für die Übertragung der Schubkräfte und für die Verbesse
rung des Wirkungsgrades der Luftschraube, Vorteile. Die Pos. 13
stellt das gefederte Hauptfahrwerk dar. Es kann als Festfahr
werk im Strömbereich, als auch als Einziehfahrwerk in der
Zelle ausgeführt werden. Die Pos. 14 stellt das lenkbare Bug
federbein-Fahrwerk dar. Starre als auch einziehbare Anordnung
sind vorgesehen. Alle Räder an den Fahrwerken haben hydrau
lische Bremsen. Die Pos. 15 stellt die Ladeluke dar.
Die Fig. 3
zeigt in den Umrissen der Flugzeugzelle die Anordnung von
Motor, die Druck-Luftschraube, das Verstellgetriebe mit der
Darstellung der Kraftübertragung und den Antrieb der Rotore.
Pos. 1 zeigt wieder die -WE- Wendeebene, praktisch die Zentral
achse des Flugzeuges. Die Pos. 2 stellt den Steigwinkel dar.
Die Pos. 3 stellt den Fallwinkel oder auch Gleitwinkel dar.
Die Pos. 4 ist die MLE, Mitte-Luftebene. Die Pos. 5 und 6
stellen die Rotorpaare dar. Die Pos. 7 ist ein Signalzeichen
ebenso wie die Pos. 7 a. Sie stellen die Vortrieb-Auftriebs
line der Rotoren im Betrieb dar. Sie signalisieren, daß beim
Rotorflug gegen die Drehrichtung, schräg nach oben, die Vor
triebs- und Auftriebskräfte angreifen. Pos. 8 stellt die Kardan
welle zu den Schneckengetrieben der Rotorantriebe dar. Die
Pos. 9 ist ein Winkelgetriebe zur Aufnahme der Kraftübertra
gung. Pos. 10 ist die Antriebskette. Es kann auch ein Keil
riemen oder Flachkeilriemen eingesetzt werden. Die Pos. 11
stellt ein Verstellgetriebe dar. Dieses Verstellgetriebe ist
nötig für die Anpassung der Rotordrehzahl an die jeweiligen
Erfordernisse wie: Start, Schnellflug, Langsamflug, Landung.
Die Pos. 12 stellt den Antriebsmotor dar. Hier sollen serien
mäßige Leichtmotore Verwendung finden, also auch leichte Auto
motore oder Flugmotore. Die Pos. 13 zeigt die zweifach ge
lagerte Luftschraube, als Druckschraube ausgebildet mit einer
Verstelleinrichtung. Bei dem gegebenen kleinen Blattdurchmes
ser wurde eine Mehrblattschraube gewählt. Die Pos. 14 ist
der Strömungsring um die Luftschraube zur Leistungsverbes
serung. Die Pos. ist eine flexible Kupplung zwischen Luft
schraube und Motor. Die Pos. 16/17 sind elastische Motorauf
lagen. Die Pos. 18 stellt die Außenlinie der Flugzeugzelle
dar. Die Pos. 19 stellt den Kraftstofftank dar mit einer
benzindichten Einhausung. Die Pos. 20 zeigt die Blattverstel
lung der Luftschraube. Mit der Pos. 21/21 a wird die Drehrich
tung der Rotore beim Vorwärtsflug angezeigt.
Die Fig. 4
stellt einen Längsschnitt durch ein Rotorpaar mit dem An
trieb dar. Die Pos. 1 stellt die äußere Endscheibe dar, die
Pos. 1 a stellt die innere Endscheibe eines Rotors dar. Die
Pos. 2 stellt wieder die Endscheibe innen, eines Rotors dar.
Die Pos. 2 a stellt die äußere Endscheibe des Rotors dar. Die
Pos. 3 stellt den kombinierten Tragholm, ausgebildet als
Rohrtragholm und Träger gleicher Festigkeit, dar. Der Holm
kann in Gütestahl, in Duraluminium, als auch in Holz als
Kastenholm ausgeführt werden. Die Wahl des Materiales wird
allein von der Lastaufnahme und der Tragkraft bestimmt.
Die Pos. 4 zeigt den Ansatzpunkt am Holm zur Aufnahme der
Rollentragsterne. Die Pos. 5 stellt einen Rollentragstern
dar. Die Pos. 6/7 stellen die linke und rechte Magnetkup
plung dar, welche den Antrieb der Rotore von der Kardanwelle
trennen kann. Damit können die Rotore zugeschaltet und abge
schaltet werden. Die Großversuche im Windkanal haben erge
ben, daß nach Erreichung der Marschgeschwindigkeit, die Ro
tore in Eigenrotation kommen und die Maschine ohne den Ro
torantrieb flugfähig bleibt. Die Pos. 8 stellt den Schnecken-
Winkelantrieb dar. Hier können mit gleichem Vorteil Zahnrad-
Winkelgetriebe als auch Riemenantriebe eingesetzt werden.
Die Pos. 9 stellt den Träger-Aufhänger für die Zelle dar.
Bei den Versuchen wurden die Zylinder (Rotore) an der Innen
seite der Zylinderwandung, mit Preßluft gerichtet aus Düsen,
angetrieben. Durch diese Antriebsform konnte die Umlaufge
schwindigkeit der Rotore bis zur Endleistung hochgefahren
werden. Die Erfindung nimmt die Form des Antriebs hier für
sich in Anspruch. Die austretende Luft aus den Düsen, mit
Strömgeschwindigkeiten über Mach -1- wird in Rillenringe ge
leitet welche durch den Strahlschub die Rotore in Drehung
bringen.
Die umlaufenden Rotore bringen dem fliegenden Apparat durch
die Kreiselwirkung der Zylinder, eine hohe Eigenstabilität.
Um diese Stabilität im Kurvenflug zu überwinden, wurden die
beschriebenen Doppelleitwerke nach Fig. 2, Pos. 3/4 und
8/9 eingesetzt. Zur Unterstützung enger Kurvenflüge, die
hier mit geringer Neigung zur Querachse ausgeführt werden,
kann zusätzlich als Lenkhilfe der Rotor in Kurvenrichtung
abgeschaltet werden. Es entsteht damit ein Differential-Mo
ment, gleich einem Autoantrieb in der Kurve, für das Einflie
gen enger Kurven. Die elektromagnetische Kupplung ist dabei
durch ihre Schaltpräzision im Vorteil.
Die Fig. 5
stellt einen Querschnitt durch einen Rotorzylinder dar. Die
Pos. 1 stellt den Querschnitt durch den Rohrholm dar. Die
Pos. 2 stellt den Rollenstern dar. Dieser aus 6 bis 8 Ein
zelgliedern bestehende Stern nimmt die Kräfte aus dem Rotor
auf. Über kugelgelagerte Hochtouren-Rollen, mit Stahllauf
fläche Pos. 3 werden die Kräfte übernommen und dem Rotor eine
Drehstabilisierung und die Laufzentrierung gegeben. In den
Fiberglas-Rotor Pos. 6, ist der Hartstahllaufring Pos. 5
eingegossen. Entstehende Reibungswärme wird durch die große
Fläche des Mantels, -Zylinderwand- im Luftstrom abgeführt.
Die Pos. 7 stellt den Halbkreis der Endscheibe dar. Bei den
Versuchen wurde die Außenhaut der Rotor-Zylinder aus polier
tem Federstahl hergestellt. Zur Zeit der Versuche standen
hochfeste Polyamide oder Kohlenstoff-Fiberglas-Kunststoffe
noch nicht zur Verfügung. Die Erfindung schließt also für
die Pos. 6 Zylinderwand, Stahl und Kunststoffe ein.
Hilfsweise und abweichend von der Fig. 5 wird der Schutz für
Kunststoff-Block-Zylinder, als selbsttragende Doppelwand-
Zylinder mit Aussteifungen und ohne Stützung durch Tragsterne
in Anspruch genommen. Das Mittelstück des dreiteiligen Holmes
nach Fig. 4 Pos. 3′ bleibt dabei bestehen.
Die Schmierung der Rollenlaufwerke im Inneren der Rotore nach
Fig. 4, die Pos. 5 wird durch eingetropftes Schmieröl
im Ölnebel oder gleichwertig durch Öldruckschmierung durch
geführt. Die Anwendung beider Systeme der Schmierung gleich
zeitig ist eingeschlossen.
Die Verwendung des Flugapparates ist für den zivilen Bereich
als auch für den militärischen Bereich vorgesehen. Durch die
Erreichung der vollen Flugstabilität, schon bei 50 Km/h über
Boden, ist der Apparat leicht zu fliegen. Das Flugzeug stellt
an den Piloten geringere Ansprüche als an ein vergleichbares
Zivilflugzeug. Andererseits ist die Flugsicherheit sehr hoch. Die
in Eigenrotation stehenden Zylinder können bei abgeschalteten
Kupplungen einen extrem günstigen Gleitwinkel einleiten und
bei eingeschalteten Rotoren einen sehr kurzen Landewinkel, ähnlich
dem der von Tragschraubern ausführen, bzw. durchfliegen. Die
Bestückung des Flugapparates mit zwei unabhängigen Höhenleit
werken und zwei unabhängigen Seitenleitwerken, verbunden mit
dem Differential-Kurvenausgleich machen dieses Rotorflugzeug
zu einem sehr gut manövrierfähigen, wendigen Flugzeug. Für
den Notfall kann sich das Flugzeug fast fahrstuhlartig senken
durch Verminderung der Auftriebskräfte an den Rotoren, durch
die Minimierung der Rotordrehzahlen. Die Steigleistung des
Flugapparates ist durch die dem Rotor imanente schräg nach oben
wirkende Vortriebs/Auftriebsbewegung, siehe Pos. 7 und 7 a nach
Fig. 3 dem Flügelflugzeug überlegen.
Die Endgeschwindigkeit des Rotorflugzeuges wird durch die
Wahl der Rotore bestimmt. Rotore mit großem Durchmesser lang
sam drehend haben geringere Endgeschwindigkeiten als Apparate
mit kleinem Rotordurchmesser und schnelldrehend. Hochtragfä
hige Rotore also Lastflugzeuge haben ihre natürliche Grenze
um die 200 Km/h. Apparate mit hoher Startgeschwindigkeit und
Rotore mit kleinem Durchmesser finden ihre Endgeschwindigkeit
bei ca. 300 Km/h.
Die Bauweise gestattet es daß dem Flugzeug bestimmte spezifi
sche Eigenschaften gegeben werden können. Wird der Apparat
weitgehend in Fiber-Glas ausgeführt, ist die Maschine durch
Radarstrahlen nur schwer ortbar. Für den Wassereinsatz ist
die Maschine schwimmfähig. Für Schwellenländer, denen Kunst
stoffe und Aluminium fehlen, kann der Apparat ohne Zweckver
lust in Holz/Sperrholz gebaut werden. Für den militärischen
Einsatz ist die Maschine, durch die hohe Steuer
flexibilität, verbunden mit dem extremen Langsamflug, von der
Luft aus nur schwer abzufangen. Ein besonderer Vorteil liegt
in der Eigenschaft des Kurzstrecken Lande- und Startfeldes.
Mit Hilfe vom Verstellgetriebe und damit der Rotor-Drehzahl
anpassung und der hochwirksamen Druckschraube im schützenden
Luftring kann der Apparat von jedem Felde, unter Ausnahme des
Einsinkens durch das Eigengewicht, starten und landen. Dazu
genügen Strecken von weniger als 100 Metern. Diese Eigen
schaften kennzeichnen den neuen Flugapparat besonders zum Ein
satz im nichturbanen Gelände.
Durch den Einbau von serienmäßigen Leichtmotoren luftgekühlt
oder flüssig gekühlt ist die Verwendung von Normal-Motorbenzin
gegeben. Der Einsatz teueren und hochwertigen Flugbenzines
ist unnötig. Luftgekühlte Motore werden dabei vom saugenden
Luftstrom der Luftschraube gekühlt. Ein eigenes Luftkühl-Aggre
gat entfällt, siehe dazu Fig. 3 Pos. 12 und 13.
Der Start des Motores geschieht mit dem elektrischen Anlasser
serienmäßig. Zur Trennung des Kraftschlusses hat das Flugzeug
eine Handkupplung, Fig. 3, Pos. 17, mit welcher Motor und
Verstellgetriebe getrennt werden können. Die Luftschraube ist
beim Start des Motores mit diesem fest verbunden. Das Motoren
öl wird in einem Ölkühler, im Luftstrom der Motorkühlung ge
kühlt, Fig. 3, Pos. 12.
Claims (20)
1. Rotorflugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß es seinen Auf
trieb und seinen Vortrieb durch rotierende Zylinder an
stelle von Tragflügeln oder Tragschrauben bezieht.
2. Rotorflugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Rotorzylinder an den Enden mit Endscheiben ver
sehen sind.
3. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeich
net, daß die Endscheiben in Dicke und Durchmesser, immer
in der Proportion (Scheibendurchmesser) von 70-90% des
Zylinder-Radius, als Länge der Kante von der Zylinder-
Außenwand bestimmt werden.
4. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeich
net, daß anstelle von Tragflügeln oder Tragschrauben ein
bis mehrere Rotorpaare, nach Fig. 1 zwei Paare, für Groß
flugzeuge mehrere Rotorpaare installiert werden.
5. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeich
net, daß mit Hilfe von Kupplungen, a) der Kraftfluß ge
trennt werden kann, und b) eine Rotorseite einzeln vom
Kraftfluß abgekoppelt werden kann, zur Unterstützung von
nötigen Manövern.
6. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet,
daß zur Unterstützung des Vortriebes und Auftriebes an
den tragenden Rotoren, durch die Hilfe einer Luftschraube
mit Fernverstellung, Auftrieb, Vortrieb und Reisegeschwin
digkeit unterstützt werden.
7. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeich
net, daß der Flugapparat mit je zwei Seiten- und Höhenleit
werken, frontseitig und heckseitig montiert, ausgerüstet
ist.
8. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeich
net, daß der Rumpf an gelagerten Tragebändern, oder auch
starren Tragebändern am Hauptholm befestigt, aufgehängt
ist.
9. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 8, dadurch gekennzeich
net, daß die Luftschraube mit einem Schutzring versehen
ist, welcher gleichzeitig einen Schubdüsen-Effekt hat.
10. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 9, dadurch gekennzeich
net, daß das Verstellgetriebe durch eine feststellbare
manuelle Kupplung getrennt und zugeschaltet werden kann.
11. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 10, dadurch gekennzeich
net, daß zum variablen drehzahlveränderlichen Rotorantrieb
ein stufenloses Verstellgetriebe oder ein Stufenschaltge
triebe verwendet werden.
12. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 11, dadurch gekennzeich
net, daß sowohl beim Verstellgetriebe als auch beim Stufen
getriebe, alle Schaltungen vom Pilotensitz aus erfolgen.
13. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 12, dadurch gekennzeich
net, daß in der Ausführung a) die Rotorzylinder auf Rollen
lagern, mit Selbstzentrierung rotieren und nach der Aus
führung b) als in sich stabile selbsttragende Zylinder ohne
innere Führung rotieren.
14. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 13, dadurch gekennzeich
net, daß die Rotorzylinder in Stahl, in Metallen und in
Kunststoffen ausgeführt werden.
15. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 14, dadurch gekennzeich
net, daß nach Anspruch 13, Ausführung a) eine Schmierung
von Lager und Rollen im Öldampf, Ölwirbel, als auch über
eine Zwangsschmierung mit Öldruckpumpe erfolgen.
16. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 15, dadurch gekennzeich
net, daß der Flugapparat schwimmfähig ist.
17. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 16, dadurch gekennzeich
net, daß das Flugzeug in allen Hauptteilen und Außenteilen
in Kunststoffen gefertigt werden kann, welche eine Radar
anstrahlung weitgehend absorbieren/unterdrücken, mit radar
reflexhemmenden Baustoffen.
18. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 17, dadurch gekennzeichnet,
daß sich das Flugzeug bei einer Wasserung, mit Hilfe der
dann im Wasser liegenden Luftschraube, gestützt durch den
Schutzring, mit relativ hoher Geschwindigkeit, mit Hilfe
des Motors im Wasser bewegen kann.
19. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 18, dadurch gekennzeich
net, daß das Flugzeug bei einer Wasserung mit Hilfe der
ab- und zuschaltbaren Rotore gesteuert werden kann.
20. Rotorflugzeug nach Anspruch 1 bis 19, dadurch gekennzeich
net, daß nach der Schnelldemontage der Rotore das Flug
zeug auf dem Lande fahr- und lenkfähig bleibt.
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19863627085 DE3627085A1 (de) | 1986-08-09 | 1986-08-09 | Rotorflugzeug ro ii |
DE19863633055 DE3633055A1 (de) | 1986-08-09 | 1986-09-29 | Rotorflugzeug: ro ii |
DE3804415A DE3804415A1 (de) | 1986-08-09 | 1988-02-08 | Rotorflugzeuge, lenksysteme |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19863627085 DE3627085A1 (de) | 1986-08-09 | 1986-08-09 | Rotorflugzeug ro ii |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3627085A1 true DE3627085A1 (de) | 1988-06-23 |
Family
ID=6307085
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19863627085 Withdrawn DE3627085A1 (de) | 1986-08-09 | 1986-08-09 | Rotorflugzeug ro ii |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3627085A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1989007073A2 (en) * | 1988-02-08 | 1989-08-10 | Ingeborg Weissheimer Technische Und Vermögensverwa | Aircraft |
DE202010007520U1 (de) | 2010-06-03 | 2010-08-26 | Seifert, Jost, Dr. | Flugsteuerung für Rotorflugzeuge |
DE102009060804A1 (de) * | 2009-12-31 | 2011-07-07 | Seifert, Jost, Dr., 81927 | Flugsteuerung unter Ausnutzung des Kreiseleffektes |
-
1986
- 1986-08-09 DE DE19863627085 patent/DE3627085A1/de not_active Withdrawn
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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WO1989007073A2 (en) * | 1988-02-08 | 1989-08-10 | Ingeborg Weissheimer Technische Und Vermögensverwa | Aircraft |
WO1989007073A3 (fr) * | 1988-02-08 | 1989-08-24 | Ingeborg Weissheimer Tech Und | Aeronef |
DE102009060804A1 (de) * | 2009-12-31 | 2011-07-07 | Seifert, Jost, Dr., 81927 | Flugsteuerung unter Ausnutzung des Kreiseleffektes |
DE202010007520U1 (de) | 2010-06-03 | 2010-08-26 | Seifert, Jost, Dr. | Flugsteuerung für Rotorflugzeuge |
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