DE3830930A1 - Senkrecht startendes flugzeug - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft senkrecht aufsteigende Flugzeuge, die auf Tragflügeln horizontal weiter fliegen, nachdem die Propeller und Flügel aus der senkrechten in die horizontale Lage geschwenkt wurden und bei denen die Propeller in der Drehzahl synchronisiert und von einer im Rumpf angeordneten Antriebsmaschine, z. B. Verbrennungsmotor, über ein Getriebemittel angetrieben werden.

Derartige Flugzeuge sind aus dem USA Patent 31 81 810 - OLSON und aus der DE-OS - 28 16 382 - EICKMANN bekannt. Es bestehen noch eine Anzahl weiterer Literaturstellen mit verwandten Ausführungen von Luftfahrzeugen. Eine erste exakte mathematisch-physikalische Analyse erscheint jedoch zum ersten Male in der Eickmann-Literatur. In der Zeit vor dem Erscheinen der Eickmann-Literatur benötigten die senkrecht aufsteigenden Flugzeuge teure, starke Gasturbinen, weil die Flugzeuge selber zu schwer waren. In der bekannt gewordenen Eickmann-Literatur sind jedoch noch turbo-chargierte Viertakt-Motoren als Antriebsmaschinen und gekurvte Rohrleitungen verwendet. Infolge der Verwendung damaliger Viertaktmotoren benötigten die Eickmann-Senkrechtstarter noch mindestens zwei Propellerpaare, also mindestens vier Propeller und die Rohrbögen behinderten die Sicht des Piloten. Daher bedürfen die Flugzeuge dieser Gattung noch weiterer Vervollkommnungen, die durch diese Patentanmeldung mindestens teilweise erreicht werden sollen.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, die Rohrbögen der Vorliteratur zu vermeiden, die Hubleistung bei gegebenem Gewicht des Flugzeugs weiter zu erhöhen, die Grundlagen weiter zu analysieren, die Tragflügel zu vervollkommnen und eine mechanische Getriebe-Alternative zur hydrostatischen zu schaffen.

Diese Aufgabe wird im Flugzeug nach dem Gattungsbegriff des Patentanspruchs 1 durch den kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 gelöst. Weitere Ausführungen und Vervollkommnungen zur Aufgabe der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen 2 bis 14.

Fig. 1 ist eine Grundlagen-Figur zur Analyse der Erfindung.

Fig. 2 und 3 zeigen das Flugzeug in Ansichten.

Fig. 4 bis 6 sind Schnitte durch Teile des Flugzeugs.

Fig. 7 zeigt ein Baudiagramm.

Fig. 8 zeigt eine Antriebsmaschine.

Fig. 9 zeigt einen Teil der gemeinsamen Schwenkvorrichtung.

Fig. 10 zeigt Schnitte durch einen Rumpfteil der Erfindung.

Fig. 11 zeigt ein Diagramm.

Fig. 12 bis 18 zeigen Schnitte durch Teile der Erfindung.

Fig. 19 ist ein Schnitt durch ein Flugzeug der Erfindung.

Fig. 20 bis 28 zeigen Schnitte durch Teile der Erfindung.

Fig. 29 zeigt einen Schnitt durch einen beispielhaften Antriebsmotor.

Fig. 30 zeigt einen Schnitt durch ein Flugzeug der Erfindung.

Fig. 31 bis 45 zeigen Schnitte durch Teile der Erfindung.

Fig. 46 zeigt einen Schnitt durch ein erfindungsgemäßes Flugzeug.

Fig. 47 zeigt einen Schnitt durch Fig. 46, und

Fig. 48 zeigt das Flugzeug der Fig. 46 von der Seite gesehen.

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 anhand der Fig. 1.

Newtons 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/Sekunde (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 Hubschraube die Tragkraft erzeugt, ist:

I = mV₁ = 2 ρ F V₁² (1)

Die kinetische Energie in dem Luftstrahl hinter der Schraube ist:

Die Gleichung (2) kann man nach V₁ auflösen und erhält:

wodurch man das V₁ der Gleichung (3) in die Gleichung (1) einsetzen kann und erhält:

mit:

ρ = Luftdichte (in kg s²/m⁴)  K = Kraft (in kg)
N = Leistung (in kgm/s)
S = H = Hubkraft (in kg)
I = Impuls (in kg)
V₁ = Geschwindigkeit der Luft in Propellerebene = m/s
m = Masse der gegriffenen Luft in Massen-kg = kg/9,81
F = Propellerfläche in m².

Es werde die Propelleranzahl "M" eingeführt, wobei für den Vergleich mit dem klassischen Hubschrauber vorausgesetzt wird, daß die zu vergleichenden Flugmaschinen Propeller von gleichen Durchmessern verwenden.

Für den Transmissions-Getriebe-Wirkungsgrad sei " η " eingeführt.

In der Gleichung (5) werde demgemäß "M" und " η " eingeführt, worauf man erhält:

Aus dieser Gleichung ist sofort ersichtlich, daß der Getriebewirkungsgrad nicht mehr mit seinem üblichen Verhältnis, sondern nur noch mit der dritten Wurzel aus dessen Quadrat schädlich ist.

Ferner ist ersichtlich, daß die "M"-Propeller ein viel größeres " Σ F" geben und der Propellerwirkungsgrad dadurch viel günstiger wird.

Danach vereinfacht man die Gleichung (7) für den Vergleich der Hubschrauber-Systeme weiter, indem man Gleiches für beide annimmt, also die Werte "2, ρ, N und F" fortläßt, also gleiche Leistung, gleiche Propellerdurchmesser und gleiche Luftdichte für beide Hubmaschinenarten voraussetzt, und so erhält man die Vergleichsformel:

und kann mit ihr ein Vergleichsdiagramm (Fig. 11) errechnen, indem man die Hubkraftvergleichszahl "F _TL" über dem Getriebewirkungsgrad aufträgt und somit einen unmittelbaren Vergleich der Hubschraubersysteme bei gleicher Luft, gleichem Propellerdurchmesser und gleicher Antriebsleistung, aber verschiedener Getriebewirkungsgraden erhält. Daraus sieht man, daß die Hubkräfte durch die Erfindung gegenüber der herkömmlichen Technik fast verdoppelt werden können, was für den Erfolg oder Nichterfolg des Senkrechtstarters den Ausschlag geben kann.

Die Berechnung der Hubkräfte, Zugkräfte, Schubkräfte oder der Leistung für entsprechende Kräfte erfolgte oben für den Stand, also wenn das Flugzeug noch keine Vorwärtsgeschwindigkeit V₀ hat. Zwischen der Phase des Stillstandes und der Phase des Dauerfluges mit gleicher Zugkraft und gleichem Widerstand liegt die Phase, in der das Flugzeug seine Geschwindigkeit dauernd ändert, z. B. beschleunigt. Diese Phase kann man die Beschleunigungsphase nennen. Im "Handbook Flight Technology" des Erfinders wird sie "Interthrust range" genannt. In dieser Phase nimmt mit zunehmender Geschwindigkeit die Zugkraft der Propeller ab. Für eine bekannte Leistung der Antriebsmaschine erhält man für die Beschleunigungsphase die Propellerzugkraft nach den Formeln des Erfinders:

deren Ableitung im "Handbook of my Flight Technology" nachgelesen werden kann. Die erste dieser beiden Formeln (9) ist die rechnerisch einfachere, die letztere (10) die etwas genauere.

Im späteren Fluge, also nachdem das Flugzeug in der Luft etwa horizontal, parallel zu der Erdoberfläche fliegt, also dann, wenn der Widerstand des Flugzeuges im Gleichgewicht mit der Zugleistung seiner Propeller ist, gilt folgende Gleichung:

W = ( ρ/2)C _ω AV₀² (11)

Und ferner:

N _ABGABE = W × V₀ (12)

Diese beiden Gleichungen werden zusammengefaßt zu:

Die so erhaltene Gleichung (13) wird umgeformt zu:

wodurch man die Geschwindigkeit des Flugzeuges vorausberechnen kann.

In obigen Gleichungen bedeuten die praktischerweise verwendeten Größen:
W = Flugzeugwiderstand in kg;
p = Luftdichte, z. B. 0,125 kg s²/m⁴ in Bodennähe;
Cw den Widerstandsbeiwert (dimensionslos);
A die Tragflächenprojektion in m²;
V₀ die Fluggeschwindigkeit in m/s und
N die Leistungsabgabe des Flugzeugs in kgm/s).

Man kann die Gleichung (14) auch wie folgt schreiben:

Aus dem auf obiger Grundlage errechneten Diagramm Fig. 10 kann man erkennen, daß man selbst dann, wenn man ein hydrostatisches Getriebe zwischen die Kraftquelle, z. B. einen Verbrennungsmotor oder eine Gasturbine, und die betreffenden Propeller schaltet, ganz wesentlich höhere Hubkräfte oder Zugkräfte im Stand, Senkrecht-Start, bei der Senkrecht-Landung oder beim Flug oder Start mit mäßiger Geschwindigkeit erzielt als bei einem bisherigen Luftfahrzeug mit auf den Flansch der Kurbelwelle des Antriebsmotors geflanschten Propeller, wenn in beiden Fällen gleiche Gesamtleistung installiert ist.

Daher ist es nach der Erfindung rationeller, durch die Antriebsmaschine eine Fluidströme erzeugende Pumpe oder Pumpen anzutreiben und durch jeden der Fluidströme oder durch mehrere Fluidströme eine Anzahl von Fluidmotoren zum Antrieb einer Mehrzahl von Propellern einzusetzen. Diese Lehre der Erfindung gilt unter der weiteren Voraussetzung, daß die mehreren Propeller den gleichen Durchmesser haben, den der bisherige eine Propeller des herkömmlichen Propellerantriebes hatte.

Erfindungsgemäß wird daher das Luftfahrzeug von mindestens vier Propellern getrieben, wobei die Leistung von der Antriebsmaschine(nen) über ein Mehrstrom-Hydrogetriebe auf die Propeller treibende Hydromotoren übertragen wird.

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 Fluggeschwindigkeit 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 Berechnungen im Rahmen dieser Erfindung erläutern. Weitere Einzelheiten findet man wieder im bereits genannten "Handbook of my Flight Technology".

Fig. 2 zeigt ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeuges, und zwar im oberen linken Teil der Figur einen beispielhaften Senkrechtstarter in Senkrechtflug-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 bevorzugterweise im unteren Teil 10 des Luftfahrzeugkörpers, z. B. auf dem Boden des Rumpfes, angebracht. Dort bilden sie zusammen mit anderen Gewichten einen Gewichts-Schwerpunkt. Am Flugzeugrumpf sind die Schwenklager 29, 30 angebracht, in denen das in der Figur nicht sichtbare Traggerippe schwenkbar gelagert ist und mindestens in die Waagerechtstellung und mindestens in eine annähernd senkrechte Stellung geschwenkt werden kann. Mit dem Traggerippe verbunden sind die Tragflächen 24 bis 27, die wie aus den Figuren ersichtlich, angeordnet sein können. Das Flugzeug hat außerdem in bevorzugter 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 Höhenleitwerk 8 ausgebildet sein. Das senkrechte Starten und die senkrechte Landung soll im folgenden Senkrechtflug und das Schweben 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 Senkrechtflugstellung. 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 Aufwärtsziehen 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 Propeller 14 und 15 ein Propellerpaar bilden, die Propeller 16 und 17 ein zweites Propellerpaar bilden und die Motoren und Propeller in jedem Propellerpaar zueinander entgegengesetzte 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 herstellbaren Senkrechtstarter für ein bis drei Personen oder entsprechendes 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 Propeller 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 entsprechend werden eine größere Anzahl Druckfluidleitungen angeordnet, oder die äußeren Propeller 140, 150, 160, 170 werden von den inneren Fluidmotoren 4 bis 7 mechanisch angetrieben.

Auch Fig. 3 ist maßstäblich im Maßstabe 1 : 100 gezeichnet, wobei der Maßstab natürlich nicht absolut exakt sein muß. Fig. 3 zeigt die elegantere und anstrebenswertere Lösung, während Fig. 2 die heute leichter verwirklichbare zeigt. Die Ausführung nach Fig. 3 ist die wesentlich 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 wesentlich mehr als Propeller mit kleineren Durchmessern. Propeller 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 Waagerechtflugstellung 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 Propellerdurchmesser 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 Waagerechtstart 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 Windstille in ihn auch hineinlanden können.

In Fig. 4 bis 7 sind einige wesentliche bevorzugte Einzelheiten der bevorzugten Ausführung eines Senkrechtstarters der Erfindung schematisch dargestellt. Schnittzeichnungen durch die einzelnen Fluidpumpen und Fluidmotoren, insbesondere Hydropumpen und Hydromotoren, werden in dieser Anmeldung nicht gegeben, da einschlägige Patentschriften, die derartige Figuren enthalten, genannt wurden und außerdem derartige Einzelheiten, deren Testresultate, Abmessungen, Leistungen, Gewichte, Verbindungs- und Befestigungsmöglichkeiten im genannten Handbook und in der in ihm genannten Literatur studiert werden können. Daher kann sich Fig. 4 und können sich die entsprechenden anderen Figuren auf eine schematische Darstellung beschränken.

Antriebsmaschine, z. B. Verbrennungsmotor 11, treibt Vierstrom-Druckfluiderzeuger 1. Entsprechend treiben die Antriebsmaschinen 12 und 13 die Vierstrom-Druckfluiderzeuger 2 und 3. 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 angebrachten Pfeilen dargestellt, wobei die Pfeile die Strömungsrichtung des Druckfluids angeben. Die Rücklaufleitungen innerhalb des Rumpfes sind nicht gezeigt, sondern durch Pfeile am Ende der Rückleitungen des Traggerippes angedeutet, 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 Strömungsrichtungen sichtbar und auf Bezugszeichen ist daher verzichtet. Erwähnenswert ist noch, daß gleiche Druckfluidausgänge aus 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 vorteilhafterweise über Rückschlagventile geschieht.

In Fig. 6 ist eine derartige Vereinigung mehrerer Druckfluidleitungen, die von verschiedenen Antriebssätzen 1, 11; 2, 12 oder 3, 13 kommen und dann zu einer gemeinsamen Leitung vereint werden, gezeigt. 235, 335 und 435 sind die von verschiedenen Antriebssätzen 1, 11; 2, 12 oder 3, 13 kommenden getrennten Druckfluidleitungen. Sie münden in je ein Rückschlagventilgehäuse, in dem sich das bevorzugterweise schwach federgespannte jeweilige Rückschlagventil 15′ befindet. 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 Druckfedern eingesetzt werden.

Im Fahrzeugrumpf 31 sind vier Schwenklager 29, 30 angeordnet, in deren Schwenklagerbuchsen 30 die Schwenklagerkörper 29 drehbar gelagert und gehalten sind. Durch die Schwenklagerkörper 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, wobei 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 starren und flexiblen Leitungen angeordnet werden können. Flexible Leitungsteile oder schwenkbare Leitungsverbindungen sind notwendig, um die Druckfluidleitungen auch beim Schwenkvorgang des Traggerippes betriebssicher zu erhalten.

Die Druckfluidleitungen 34 und 44 führen durch einen der Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 4. Die Druckfluidleitungen 35 und 45 führen durch einen anderen Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 5. Die Druckleitungen 36 und 46 führen durch den dritten Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 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 Rückflußleitung 4′ durch den dem betreffenden Motor 4 bis 7 zugeordneten Schwenklagerkörper 29 in den Flugzeugrumpf zurück. 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 Betriebssicherheit des Senkrechtstarters wesentlich von der Haltbarkeit und Festigkeit des Traggerippes abhängt. Die Druckleitungen und Rückfluidleitungen können Stahlrohre 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 Außendurchmesser und 1,2 bis 1,8 mm Wandstärke. Es wurden bereits 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 Propellerpaar 14, 15 oder 16, 17 tragenden und treibenden kompletten 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 hindurch putzen, also innen von Schweißschlacken und Fremdkörpern putzen kann. Denn Sauberkeit innerhalb der Leitungen ist eine unabänderliche Vorbedingung für den Betrieb des hydrostatisch getriebenen Senkrechtstarters. In der praktischen Ausführung sind auch die Verbindungsbügel 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 Steuerleitungen 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 bekannten Stande der Technik nicht unbedingt etwas Neues enthalten müssen. Neu und erfindungsgemäß ist aber die Anordnung der Antriebs- und Bedienungsmittel teilweise innerhalb des genannten, erfindungsgemäßen Traggerippes und die Leitung derselben teilweise durch den Schwenklagerkörper 29 hindurch.

Fig. 5 zeigt einen Schnitt durch einen Traggerippeteil entlang 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 schwingungsfrei 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. Aluminiumplatten oder Plastikplatten von sehr dünner Ausführung) über Formrippen angebracht werden. Die Schrauben oder Nieten 14′ zeigen derartige Befestigungsbeispiele. Während in Fig. 5 der Querschnitt des Traggerippes prinzipielle Dreiecksform 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 Tragflächenquerschnitt unsymmetrisch, entspricht er z. B. dem üblichen Tragflügelprofil, dann darf der Tragflügel nicht ohne weiteres senkrecht für den senkrechten Start oder für die senkrechte Landung angestellt werden, weil dann eine rückwärts gerichtete 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 senkrechte Flugbewegung beim Start und der Landung erreicht wird. Denn die Propeller bewirken einen nicht unerheblichen Luftstrahl über die Tragflügel, der beim herkömmlichen Einpropeller-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 Einzelheiten sind im genannten "Handbook of my Flight Technology" beschrieben. Die strichlierten Linien in den Hydromotoren 4 bis 7 deuten an, daß diese Motoren Einrotormotoren oder Mehrrotormotoren nach dem USA-Patent 39 77 302 des Erfinders sein können. Doppelrotormotoren findet man auch in der DE-OS 24 20 853 des Anmelders oder in der DE-OS 24 20 614 des Erfinders.

Fig. 9 zeigt schematisch einen Schnitt durch Fig. 4 entlang der Schnittlinie IX-IX und eine beispielhafte Antriebsvorrichtung 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 Fluidmotoren 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 Ausführungsbeispiel 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 Senkrechtfluges ist. Zweckmäßig wird hier dem Hydraulikzylinder-Antrieb ein Rotationsmotor 501 und eine Spindel 502 vorgezogen, damit eine Selbsthemmung vorhanden ist und die Spindel 502 sich nicht unter Schwingungen oder Erschütterungen allein verstellen kann. An dem in der betreffenden Schwenklagerbuchse 30 gelagerten Schwenklagerkörper 29 ist ein entsprechender Hebel angebracht, und zwar Hebel 509 am linken und Hebel 510 am rechten Schwenkörper. An den Enden der Spindel 502 befinden sich Schwenkbefestigungen 503 und 504 mit beweglichen Gelenken 505 und 506 zu den Schwenkverbindungen 507 und 508 an den Übertragungsteilen 509 und 510. Die Drehung des Motors (Umlauf des Rotors im Motor 501) bewegt 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 Landung 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 ausgedehnt 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 Schwenkbewegung sehr schnell ausgeführt werden kann. Man möge sich von der Vorstellung befreien, daß in einem überfüllten Luftverkehr 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 Kraftfahrzeuges auf der Straße. Die Zusammenstoßgefahr ist im überfüllten Luftraum sogar geringer als die Gefahr des Zusammenstoßes von Autos auf der Straße, denn die Senkrechtstarter dieser Erfindung können mit automatischen Zusammenstoß-Vermeidern nach dem USA-Patent 38 01 046 des Erfinders 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 Leistungsgröße. 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 Maximalleistung zu begrenzen und automatisch die zwei restlichen Antriebsmaschinen auf Vollgas zu stellen, wenn eine der Antriebsmaschinen im Senkrechtflug ausfällt. Fotos und Leistungsdiagramme der beispielhaften Antriebsmaschinen befinden sich im "Handbook of my Flight Technology". Anstelle 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 Antriebsmaschinen ausgefallen ist. Er wird dann das Landemanöver einleiten, um nicht auf die Dauer mit nur zwei Antriebsmaschinen weiterzufliegen.

Bei größeren Ausführungen der Erfindung, insbesondere für Langstrecken- und Interkontinental-Flugzeuge der Erfindung, ist eine Landung bei Ausfall einer der Maschinen nicht notwendig. Denn diese erhalten eine solche Antriebsmaschinen-Anzahl, daß die Flugzeuge auch bei Ausfall zweier der Antriebsmaschinen über dem Atlantik bis Amerika weiterfliegen können. Der Ausfall einer oder zweier Antriebsmaschinen über dem Ozean hat lediglich zur Folge, daß das Flugzeug dann langsamer fliegt, etwas länger unterwegs ist, weniger Benzin verbraucht und eine wesentlich größere Reichweite erhält, so daß es, z. B. bei einem Fluge von Frankfurt aus, statt in New York zu landen, auch noch bis Chicago weiterfliegen kann, wenn eine oder zwei Antriebsmaschinen schon über Frankreich ausfielen und das Übersee-Flugzeug dadurch zum geringeren Benzinverbrauch gezwungen wurde.

Im übrigen sind in der bevorzugten Ausführung die Antriebsmaschinen nicht in den Tragflügeln, wie bisher üblich, sondern im Rumpf untergebracht, so daß der Flugzeugmechaniker ausgefallene Antriebsmaschinen im Langstreckenflug während des Fluges reparieren kann und Teile ausgetauscht oder Ersatzmaschinen angeschlossen werden können. Bei den Kraftfahrzeugen von heute sind derartige vorteilhafte Möglichkeiten noch nicht allgemein üblich.

Die vier in vier räumlich voneinander getrennten Druckfluidkammergruppen mit zueinander gleicher oder verhältnisgleicher Fördermenge, z. B. nach DE-OS 24 20 543 oder US-PS 33 98 698, erzeugten Druckfluidströme verhältnisgleicher oder gleicher Durchflußmenge 61, 71, 81, 91 des als Druckfluid-Vierstrom-Anlage ausgebildeten Antriebssatzes 1, 11 führen zu den vorderen Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren 4, 5, 6, 7, entsprechend dem USA-Patent 39 77 302 des Erfinders. Die vier Druckfluidströme gleicher Durchflußmenge 63, 73, 83, 93 führen zu den hinteren Rotoren 57, 56, 54 und 55 der Doppelrotor-Fluidmotoren entsprechend dem genannten USA-Patent. Wenn einer der Rotoren der Fluidmotoren, z. B. durch Fremdkörper im Druckfluidkreislauf, blockiert, wird der zugeordnete Antriebssatz durch Überlastung abgewürgt, da der blockierende Rotor kein Druckfluid mehr aufnimmt. Die gesundgebliebenen anderen Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren nach USA-Patent 39 77 302 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 entsprechenden Druckfluidleitungen der beiden anderen Antriebssätze 1, 11 und 3, 13 zugeschaltet werden, z. B. die Druckfluidleitungen 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 betreffenden 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 Senkrechtstarters gering halten, damit ein rationeller Senkrechtflug möglich wird, ohne daß die Propeller unangenehm große Durchmesser erhalten müssen. Daher sind nicht mehr Antriebsaggregate als zweckmäßig zu installieren. Es sei noch einmal erwähnt, daß zwei der Antriebsaggregate auch ausreichen würden, dann aber ein Ausfall eines Antriebsaggregates beim Senkrechtflug gegebenenfalls zum Absinken des Flugzeuges führt. Gesetzlich ist jedoch der Hubschrauberantrieb auch durch eine einzige Antriebsmaschine zugelassen, wenn die Antriebsmaschine den gesetzlichen Anforderungen oder den Anforderungen der Luftfahrtbehörden entspricht. Entsprechend ist es nicht ausgeschlossen, den Senkrechtstarter auch mit einer einzigen Vierstrom- oder Achtstrom-Antriebsvorrichtung auszurüsten.

Anstatt zwei Trag- oder Tragflächenpaare anzuordnen, wie in Fig. 2 bis 4 gezeigt, kann man auch drei, ein oder vier, fünf oder sechs oder mehr Tragflügel- oder Tragflächenpaare anordnen, insbesondere dann, wenn das Luftfahrzeug ein Lastenschlepper werden soll.

Wie die Erwähnung eines Interkontinental-Flugzeuges zeigt, ist der Baugröße nach oben zunächst noch keine allzu sichtbare Grenze gesetzt. Für den Einzelmenschen oder für die Familie ist zunächst einmal das billigste, rationellste oder kleinste Senkrechtstartflugzeug von Interesse und entsprechend wurden in den Figuren Ausführungsbeispiele dargestellt. Diese Ausführungsbeispiele können noch dadurch verkleinert werden, daß man leistungsstarke, kleine Gasturbinen-Propeller-Schaft-Gasturbinen als Antriebsmaschinen verwendet.
(Diese sind käuflich erhältlich und befinden sich auch im Lieferprogramm nach dem bekannten Handbook of my Flight Technology. Sie wiegen um 65 kg bei etwa 300 oder 400 PS).

Die erwähnten Gasturbinen sind mit entsprechenden Mehrstrompumpen gekuppelt. Doch sind Gasturbinen teuer und ihr Brennstoffverbrauch ist nicht gering. Es lag dem Erfinder daher mehr daran, in den Figuren solche Ausführungsbeispiele zu bringen, die rationell wie ein Kraftfahrzeug betrieben werden können und für die man die Ersatzteile für die Verbrennungsmotoren in jeder Kleinstadt ab Lager erhalten kann. Die Verwendung heutiger Flugmotoren ist nicht notwendig und beim bisherigen Studium haben sich alle handelsüblichen Flugmotoren als ungeeignet erwiesen. Ihnen fehlen Flansche zum Direktanschluß der Fluid- oder Hydropumpen, Kühlgebläse für den Senkrechtflug, und schließlich sind sie auch oft zu schwer und die Befestigungen nicht unbedingt für die Aufhängung im Flugzeugrumpf oder für die Aufstellung auf dem Boden des Flugzeugrumpfes geeignet. Daher hat der Erfinder seine eigenen Antriebsaggregate entwickelt.

Die beispielhafte Antriebsmaschine nach Fig. 8, die als Antriebssatz 1, 11 oder 2, 12 oder 3, 13 in Fig. 2 und 3 eingesetzt werden oder auch in anderen der Figuren eingesetzt werden kann, hat einen Verbrennungsmotor 623, eine Luftkühlung 625, die gelegentlich durch Wasserkühlung ersetzt ist, Aufhängungen 622 und 621, einen Turbocharger 624 und Doppelstrom-Hydra-Pumpen 626 und 627 mit Druckleitungsanschlüssen 631 bis 634.

• (In einer praktischen Ausführung wiegt der Verbrennungsmotorenteil einschließlich Turbocharger trocken 60 kg und leistet dabei 100 bis 120 PS je nach Treibstoff und Ladedruck. Als Zweitaktmotor nach dem US-Patent 45 46 743 des Erfinders leistet das Aggregat bei 5 kg geringerem Gewicht je nach Brennstoff und Ladedruck bis 150 oder 180 PS. Die Doppelstrompumpen, die von dem Forschungsinstitut des Erfinders bezogen werden können, wiegen je nach Ausführung 6 bis 9 kg für zwei Förderströme, wobei jede Pumpe die Hälfte der Leistung des Verbrennungsmotors aufnimmt).

Die Fluidmotoren und Propeller nach der Erfindung arbeiten im allgemeinen außerordentlich erschütterungsfrei, schwingungsfrei und leise. Durch flexible Aufhängung der Antriebsmaschine in den Aufhängungen 621 und 622 werden Vibrationsübertragungen von den Verbrennungsmotoren auf das Flugzeug eingeschränkt.

Für den Nahverkehr von einigen hundert Kilometern, einigen wenigen Kilometern oder bis zu einigen tausend Kilometern erscheinen die Ausführungsbeispiele nach Fig. 2 und 3 als ziemlich ideale Lösungen. Für den Langstreckenverkehr oder den Übersee-Interkontinental-Flug haben diese Lösungen zu kleine Propellerdurchmesser. Im Interkontinentalflug kann das Treibstoffgewicht höher als das Flugzeuggewicht sein. Die Propeller mit den kleinen Durchmessern heben dann zu wenig oder benötigen zu hohe Antriebsleistungen, um das schwere Interkontinental-Flugzeug noch senkrecht heben zu können.

Wie aus den Formeln hervorgeht, gibt es nur drei Möglichkeiten, die Hubkraft zu erhöhen. Für das höhere Gewicht des 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 Propellerdurchmesser, also "F", oder die Antriebsleistung "N" zu vergrößern. Dem hat der Erfinder die dritte Möglichkeit hinzugefügt, nämlich die Anzahl der Propeller mittels Anordnung des Getriebes zwischen der Antriebsmaschine und den mehreren Propellern zu vergrößern, indem 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 Militärflugzeuge der Senkrechtstart-Ausführung es tun, leichte Gasturbinen hoher Leistung einsetzen. Dann aber wird der Kraftstoffverbrauch beim Start und bei der Landung bereits so hoch, daß in den paar Minuten des Starts und der Landung ein bemerkenswerter 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 Senkrechtstart 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, was in Hinsicht auf das Einklappen der großen Propeller im Fluge eine größere Pilotenerfahrung und ein umfangreicheres und langwierigeres Pilotentraining erfordert.

Im folgenden werden einige weitere von vielen erfindungsgemäßen Ausführungen in entsprechenden schematischen Darstellungen beschrieben.

Die Fig. 1 bis 9 entsprechen im wesentlichem der genannten Eickmannschen DE-OS des Erfinders. In den folgenden Figuren werden die Verbesserungen im Rahmen der gegenwärtigen Erfindung weiter beschrieben.

Fig. 10 zeigt eine bevorzugte und stabile, aber leichte Bauweise des Rumpfes des Flugzeugs der Erfindung und zwar in einem senkrechtem Längsschnitt mit dazugehörigen Schnittfiguren A-A, B-B, C-C und D-D entlang den entsprechenden gepfeilten Linien in den entsprechenden Teilen der Fig. 10.

Der Rumpfkörper hat einen oberen Teil 460, der die Lagerhülsen 460 mit den Achsen 464, 465 und den zylindrischen Hohlräumen 466, 467 zur Aufnahme der Wurzeln der schwenkbaren Rohrstruktur trägt. Man sieht die Tragflügel 433, 434 hinter der Schnittfigur und die Innenräume der Rohre 441 bis 444. Die Schnittfiguren zeigen die Verrippung 461, 463 zur Stärkung des Rumpfteils und die Schnittfigur A-A zeigt die Lage der Anschlüsse der Fluidleitungen, nämlich die Anschlüsse 544 und 644. Es ist bevorzugt, diesen Rumpfteil einteilig oder stark verbunden auszuführen, damit dieser Rumpfteil alle entscheidenden, Belastungen unterworfenen Teile des Flugzeugs halten oder tragen kann. Man sieht die Schwenkkörper 427 in den Lagern 460 des beschriebenen Rumpfteils 460. Die Stärke dieses Rumpfteils gegen Verformung infolge der Formgebung und Verrippung sorgt für einen leichten Rumpf hoher Haltbarkeit für die sichere Halterung der Tragflügel, wobei die Passagierkabine und die Leitwerke, sowie die Halterungen für die Antriebsmaschine(n) an diesem Rumpfteil gehalten oder an ihm befestigt werden können.

Fig. 12 zeigt den im Lager 1005 schwenkbaren Flügel, an dessen rückwärtigem Ende Räder oder Kufen 1027 für das Rollen auf dem Flugplatz (oder dem Grund) und einen Zylinder 1024 mit Kolben 1023 zum Schwenken des Tragflügels um die Achse des Lagers 1004 relativ zum Rumpf 1001.

Fig. 13 zeigt eine wesentliche erfindungsgemäße Verbesserung gegenüber dem genannten Flugzeug der Eickmannschen Vorliteratur. Zwecks Vermeidung der die Sicht des Piloten störenden Bögen 125 der Fig. 4 ist das Druckfluidrohr 1014 als in beiden Richtungen durch den Rumpf und in die Tragflügelteile hinein erstrecktes gerades Rohr ausgebildet. Die Mittelteile dieses Rohres und Nachbarteile sieht man verdeutlicht oder vergrößert noch in den Fig. 14 bis 16, so daß diese Figuren hier jetzt gemeinsam beschrieben sind.

Die durchgehend geraden Rohre 1028, 1029, von denen eines die Druckfluidleitungen und eines die Rückfluidleitungen bilden, tragen an ihren Enden, z. B. mittels Halterungen 1021, 2021 die Fluidmotoren 1002 und 2002 zum Antrieb der Propeller 1003, 2003. Die Rohre haben die Halterungen 1017, 1018, 2017, 2018 für die Halterung oder die Befestigung der Tragflügelhälften.

Entscheidend ist nach der Erfindung, daß diese geraden Rohre die Bögen 125 der Fig. 4 vermeiden. Diese geraden Rohre können jetzt nach dem Anschweißen an die Schwenklagerung usw. innen in einfacher Weise gereinigt werden, da sie jetzt gerade sind. Man kann einfach einen Putzlappen an einem Draht hindurchziehen. Entscheidend ist nach der Erfindung, daß in der Mitte mindestens des Druckfluidrohres die Verschlußteile 1031 angeordnet und dort in der Mitte festgehalten sind. Dadurch wird das betreffende Rohr in zwei Fluidleitungshälften 3028 und 4028 oder 3029 und 4029 unterteilt. Jede dieser Fluidleitungshälften bilden jetzt selbstständige, voneinander getrennte und voneinander unabhängige Fluidleitungen, z. B. 1028 und 2028. Entsprechend erhält jedes dieser individuellen Fluidleitungen einen eigenen, von anderen getrennten Fluidleitungsanschluß. Zum Beispiel Leitung 3028 erhält Anschluß 1032, Leitung 4028 erhält Anschluß 1033, Leitung 3029 erhält Anschluß 1034 und Leitung 4029 erhält den Anschluß 1035. Diese Anschlüsse werden, wie in den anderen Figuren, mit den separierten Druckfluidleitungen der Mehrstrom-Pumpen, der Hydrofluid fördernden Verbrennungsmotoren oder den Rückfluidleitungsteilen zurück zum Tank oder zu Pumpen verbunden. In Fig. 18 sieht man noch eine mittlere Verstärkung (Durchmesser-Erweiterung oder Rohrumgreifung) 1004 zum Rohr 1014, die Anschlüsse 1010, 1011 und die Schwenklagerteile 1005, 2005 sowie die mittleren Trennkörper. Verschlußteile, 1008 und 1009, die den Zwecken der Teile 1031 der Fig. 14 dienen.

Der Rumpf ist durch 1001 gezeigt, während die Teile 1016, 2016 die Tragflügelhälften zeigen, von denen je eine nach rechts und die andere nach links vom Rumpf aus erstreckt ist. Man sieht die entscheidenden Erneuerungen der Erfindung noch deutlicher in den Vergrößerungs-Zeichnungen der Fig. 15 und 16, wobei man in Fig. 16 wieder sieht, daß drei Rohre der Rohrstruktur durch die Schwenklagerung erstreckt sind, wobei das dritte Rohr, 1022, zur seitlichen Stabilisierung der Rohre 1028 und 1029 dient.

Fig. 17 und 18 zeigen eine bevorzugte, erfindungsgemäße Ausbildung der Tragflügel. Fig. 18 ist dabei ein Querschnitt durch Fig. 17 entlang der gepfeilten Linie N-N der Fig. 17, während der Schnitt der Fig. 17 durch die Rohre 1050 und 1051 gelegt ist. Die Rohrstruktur in diesen Figuren besteht aus vier zueinander etwa parallelen Rohren 1050 bis 1053, die durch diagonale Rippen 753 miteinander versteift sind, wobei Eckplatten 858 eingeschweißt sein mögen und die Halterungen 555, 558 an der Rohrstruktur angeordnet sind. Dadurch kann man von oben her und von unten her die Tragflügelteile 1057, 1056 gegen die Rohre legen und mittels Bolzen 1054, 1055 an der Rohrstruktur befestigen. Eine äußere Schicht, Leichtmetallblech, Fiberplastik, 1058, kann der weiteren Verstärkung und aerodynamischen Verfeinerung dienen. Die Tragflügelkörperteile 1056, 1057 sind so einfach formbar, zum Beispiel preßbar oder gießbar und dabei sind die Flächen teilweise so komplementär geformt, daß Flächenteile der Teile 1056, 1057 an Oberflächen der Rohre und Halterungen fest und unnachgiebig anliegen. Bei dem Flugzeug der Erfindung kommt es ja darauf an, daß man Getriebe-Rohre, zum Beispiel Fluidleitungen, betriebssicher in die betreffenden Tragflügelteile einarbeiten oder die Tragflügelteile um die Rohrstrukturen herum arbeiten und betriebssicher befestigen kann. Das ist durch diese Figuren in einfacher Weise gelöst und da die Rohre der Rohrstruktur die Hauptkräfte tragen, für Senkrechtflug und für Horizontalflug, können die Tragflügelteile aus leichten Stoffen, zum Beispiel aus Carbonfiber, hergestellt werden.

Das Flugzeug der Fig. 19 entspricht prinzipiell der Fig. 4. Fig. 4 ist jedoch das Flugzeug aus der bekannten Eickmannschen DE-OS. Fig. 19 ist demgegenüber eine Figur der gegenwärtigen Erfindung. Fig. 19 unterscheidet sich daher von Fig. 4 dadurch, daß im Sinne der oben beschriebenen Fig. 12 bis 16, die Rohrbögen 125 der Fig. 4 vermieden und durch die geraden Rohre der Fig. 12 bis 16 ersetzt sind, also nach der gegenwärtigen Erfindung ausgeführt sind.

In Fig. 20 sind die Tragflügelhälften abmontiert. Man sieht also in Fig. 20 das Flugzeug der Erfindung nach Fig. 19 mit dem Rumpf, den Maschinen im Rumpf und der Rohrstruktur, sowie den daran gehaltenen Fluidmotoren mit ihren Propellern, die von den Fluidmotoren getrieben werden.

Wichtig ist in Fig. 20, daß man die Rohrstrukturen, deren diagonale Rippen 59 und deren Tragflügel Halterungen 66 sieht.

Die Schnittfigur 23, die den Schnitt entlang der gepfeilten Linie der Fig. 20 zeigt, erklärt, daß es sich hier um eine Drei-Rohre-Rohrstruktur handelt, denn man sieht in Fig. 23 die Schnitte durch die Rohre 44, 49, 49 und durch die Halterungen 66. Man sieht in Fig. 23 auch die diagonalen Rippen 59. Fig. 21, 22, 24 und 25 zeigen eine Tragflügelhälfte, wie sie an die Rohrstruktur der Fig. 20 heranbaubar sind. Fig. 25 ist der Schnitt entlang der gepfeilten Linie der Fig. 21, während Fig. 24 den Schnitt entlang der gepfeilten Linie der Fig. 22 zeigt. Man sieht, daß die Tragflügelhälften mit Hohlräumen 1083 versehen sind, in die die Rohrstrukturteile und die Fluidmotoren sowie deren Wellen, hereingepaßt werden können. So sieht man in Fig. 25 auch die Ausbauchungen 4449 für die Rohre, sowie die Planflächen 3333 für das Anliegen an anderen Flächen und den Zylinderraum 4444 für das Umgreifen des Fluidmotors oder dessen Welle. Man sieht auch die Bohrungen 666 für die Nieten oder Bolzen zum Befestigen an den Halterungs-Bohrungen der Halterungen 66 der Rohrstruktur. Fig. 22 bzw. 24 zeigen die Füllteile 2626, die Schlitze in den Tragflügelhälften ausfüllen können, nachdem die Flügel um die Rohrstruktur der Fig. 20 montiert sein werden. Die Füller 2626 füllen die Ausnehmungen 1080 und Raum 1081 nimmt den betreffenden Fluidmotor der Fig. 20 auf.

Fig. 27 zeigt die Schnitte durch die Rohre der Fig. 23 noch deutlicher zusammen mit den Halterungen 66 und deren planen Endflächen 2222 zur Lagerung der Flächen 3333 der Fig. 25. Fig. 26 illustriert, daß die Schwenklagerung der Rohrstruktur mehrteilig ausgeführt ist. Die Lagerkörper 29 befinden sich an der Rohrstruktur. Sie sind hier etwas von der Wand des Rumpfes 31 entfernt gezeichnet, um die Montage zu verdeutlichen. Die Schwenklager-Gehäuseteile 30 sind vor der Montage der Motoren 4, 5 um die Rohrstruktur 45, 49 herumgelegt worden, aber noch vom Rumpf 31 entfernt gezeichnet. Zur Montage schiebt man die Lagergehäuse 30 zum Rumpf 31 hin und in die Ausnehmungen im Rumpf 31 herein. Die Gehäuse 30 umgreifen dann die Schwenkkörper 29 und sitzen in den Ausnehmungen im Rumpf 31. Danach werden die Lager 30 am Rumpf 31 befestigt, z. B. vernietet oder verschraubt und die Fig. 20 ist jetzt komplett. Danach kann man die Tragflügelteile der Fig. 21 bis 25 an den Rohbau der Fig. 20 herannieten oder heranschrauben, bzw. kleben oder schweißen und das Flugzeug der Fig. 19 ist dann komplett.

Fig. 28 zeigt das System in voller Vollendung im Querschnitt, wobei 46, 49 und 49 die Schnitte durch die Drei-Rohr-Rohrstruktur zeigen. Man sieht auch die Halterungen 66 und die Diagonalrohre 59. Jedoch sieht man in dieser Figur auch die Befestigungsbolzen (Niete) 1071, ihr Durchgreifen durch die Halterungen 66, Tragflügel-Füllstücke 1077, 1076, 1075 usw. Man findet hier auch die Muttern (Gegenhalter) 1072 und die Ausformflächen 4449 für die perfekte Lagerung der Außenflächen der betreffenden Rohrteile der Rohre 49 der Rohrstruktur. Die Außenhaut 1074 sorgt für komplette aerodynamische Formgebung oder zur weiteren Zusammenhalterung der Teile der betreffenden Tragflügelhälfte, bzw. auch zum Verschluß von Lücken zwischen den inneren Teilen innerhalb der Außenhaut 1074.

Wichtig ist, daß das Flugzeug der Erfindung jetzt so leistungsstark wird, daß es auch mit zwei Propellern bereits senkrecht aufsteigen kann, indem man einen Hochleistungs-Verbrennungsmotor der Eickmann-Systeme, zum Beispiel den nach Fig. 29 verwendet. Dessen Kurbelwelle 19 hat im Gehäuse 8 zwei um neunzig Grad zueinander verdrehte Exzenterlager 26, 126 an denen die Pleuel 14, 114 zu den Doppelkolben gelagert sind. In den Zylindern laufen Doppelkolben 104, 164 und 4, 64, zwischen denen sich die Mittelteile 40, 9, und 115 befinden. Dadurch werden vier Zylinderräume gebildet, in denen alle vier Arbeitsgänge einmal zeitlich nacheinander ablaufen, wie Füllung, Kompression, Arbeitstakt und Auspuff. Dieser Motor hat bei geringem Gewicht bei jeder einzelnen Kurbelwellenumdrehung vier zeitlich nacheinander folgende Arbeitstakte. 22 zeigt den Einlaß des Turbostromes, 9 den Weiterlauf der Strömung, 115 die Steuernut und 6 die Auspuffschlitze, die die Auspuffgase zur Turbine des Turbo senden. Da dieser Verbrennungsmotor bei nur unter 40 Kilogramm Gewicht über 120 PS liefern kann, wird es nun möglich, das Flugzeug der Erfindung auch bereits mit 2 statt 4 Propellern senkrecht zu heben, so daß ein Satz der Tragflügel und Propeller, entweder 15, 25, 14, 24 oder 17, 27, 16, 26 fortgelassen werden kann, wenn man alle Neuerungen der gegenwärtigen Erfindung genau anwendet.

Fig. 30 ist ein horizontaler Längsschnitt durch ein anderes beispielhaftes Flugzeug der Erfindung. Die genaue Befolgung der physikalisch-mathematischen Analyse der Erfindung bringt das Ergebnis, daß das Flugzeug auch mit mechanischem Betriebe ausgerüstet werden kann, wenn man einige weitere Regeln befolgt, die anhand der folgenden Figuren erläutert werden.

Man findet im Rumpf die beiden Antriebsmotoren 1 und 2, Zahnräder und die Wellen, wobei die Wellen mit 18 und 19 gezeigt sind. Diese Wellen übertragen die von den Antriebsmaschinen 1 und 2 über die Zahnräder usw. 3, 11, 45, 50, 12, 46, 48, 49 erhaltene Antriebsleistung über konische Zahnräder 23 zu unteren Zahnrädern 32 von senkrechten Wellen 22, die über obere konische Zahnräder 23 zu Querwellen 34 führen. Diese gehen in die Tragflügel hinein, um über weitere konische Zahnräder 37, 38 die Wellen 1115, 1114 usw. der Propeller anzutreiben. Fig. 34 gibt ein Beispiel für das ein- und ausschwenkbare Zwischenzahnrad 12 zwischen den Zahnrädern 45 und 13 des betreffenden Antriebsmotors und einer der betreffenden Wellen, z. B. 18 oder 19. Fig. 15 zeigt eine Welle 18 mit Zahnrad 11, konischem Zahnrad 20 zum konischen Zahnrad 21 der senkrechten Welle 22 mit ihrem oberen, konischen Zahnrad 23 (konische Zahnräder auch Kegelrad genannt) zum Eingriff in das erste Zahnrad 32 der Querwelle 34 zum Eintritt in den betreffenden Tragflügelteil.

Um das Ziel der Erfindung zu erreichen, tatsächlich mit geringer Antriebsmotorenleistung das Flugzeug mittels mechanischem Getriebe senkrecht hoch zu kriegen, ist wichtig, daß die Rohrstruktur hier aus drei Rohren 59-61 besteht, die mit ihren Achsen etwa die Spitzen eines gleichseitigen und gleichwinkligen Dreiecks bilden. Siehe Fig. 31 bis 33. Es ist nämlich wichtig, daß die Rohrstruktur um 90 Grad schwenken kann, ohne daß diese Schwenkung durch die Vertikalwellen 22 behindert wird. Man sieht in Fig. 33 die Tragflügel-Rohrstruktur zur senkrechten Lage geschwenkt, in Fig. 32 aber in die Horizontalfluglage geschwenkt. Das fällt nur dem aufmerksam Hinsehenden auf und ist daran erkennbar, daß in Fig. 31 was Rohr 61 nahe der Senkrechtwelle 22 ist, während in Fig. 32 das Rohr 60 nahe der Senkrechtwelle 22 liegt; einmal rechts, einmal links der Senkrechtwelle. Fig. 30 illustriert noch, daß die mittleren Teile der Rohre diagonal nach außen aufgebogen sein können, um die Schwenkung im Sinne der Fig. 31 und 32 zu ermöglichen.

In Fig. 33 sieht man bereits, daß die Querwelle des betreffenden Tragflügelteils als Rohr ausgebildet ist und sich in der Mitte der Rohrstruktur befindet. Man sieht das Tragflügelteil in Fig. 33 hinter dem Querschnitt durch die Rohrstruktur.

Fig. 36 bis 83 zeigen die Teile um die Querwelle in größerem Maßstab und mehr in Einzelheiten in Schritten relativ zueinander. Die gepfeilten Linien in den Figuren zeigen die Lager der Schnitte der Nachbarfiguren, wobei Fig. 39 einen Schnitt entlang der gepfeilten Linie der Fig. 37 zeigt.

Das erste Kegelrad 32 der Querwelle 34 ist vom zweiten Kegelrad 23 der betreffenden Senkrechtwelle 22 angetrieben. Die Querwelle 34 ist in den Lagern 1089 (im Schwenklager 29, 30 des Rumpfes 31) und im Lager 1086 im tragflügelinneren Getriebegehäuse 1101 gelagert und läuft in diesen Lagern um. Ihr zweites Kegelrad 37 treibt das Kegelrad 38 der Propellerwelle 1115. Das Innengehäuse 1101 ist mittels der Rohrstruktur 59-61 am Schwenklagerkörper 29 gehalten und die Rohrstruktur hat wieder die Halterungen 66 für das Befestigen der Tragflügelhälften. Die Propellerwelle ist in Lagern 1085 gelagert und Deckel 1087 mit Haltern 1088 zeigen die Möglichkeit der Montage mittels Deckeln. Die Schnittfiguren dienen lediglich der Verdeutlichung der Lage der Teile der Fig. 36 zueinander.

Fig. 38 zeigt, daß die mittleren Teile der Rohrstruktur, wie in Fig. 30 angedeutet, diagonal radial nach außen ausgeweitet sein können, so daß Rohr 60 in seiner Mitte zu 1160 wird. Rohr 59 zu 1159 und Rohr 61 zu 1161, damit die Schwenkung um 90 Grad leicht möglich wird, ohne daß die betreffende Senkrechtwelle 22 an eines der Rohre 59 bis 61 anstoßen würde. In Fig. 38 und im angeschnittenen Teil der Fig. 36 sieht man bereits, daß die Querwelle, die in den Tragflügel eintritt, also die Welle 34, als innen hohles Rohr ausgebildet ist. Das hat mehrere Gründe. Einer davon ist der aus diesen Figuren direkt sichtbare, nämlich der, daß man durch den Hohlraum innerhalb des Rohres (der Hohlwelle) 34 eine unabhängige Welle 1080 anordnen kann, zum Beispiel zur Bedienung des Querruders mittels Hebel 1094 und Anschluß 1081, 1082.

Der Querruder-Steuerknüppel 1095 trägt an seiner Welle das Kegelrad 1094, das beiderseits in die Kegelräder 1092, 1093 eingreift und so bei Bewegung des Steuerknüppels 1095 die Wellen 1080 und 2080 zu diametralen Querrudern in entgegengesetzten Richtungen schwenkt (pivotiert). An den Enden der Querruder-Steuerwellen 1080 und 2080 findet man die Exzenterlager 1082 an Halterungen 1081, die die Exzenterlager um den Abstand 1083 von der Achse der Steuerwellen 1080 und 2080 entfernen. An diese Exzenterlager kann man Hebel zu den Querrudern anschließen und so mittels Steuerknüppel 1095 die Querruder des Tragflügels gleichzeitig in entgegengesetzten Winkelrichtungen schwenken.

Der andere Grund dafür, daß man die Querwellen 34 hohl als Rohre ausbildet, kommt daher, daß man erfindungsgemäß Rohre als Wellen verwenden soll, deren Innendurchmesser etwa 75 Prozent der Außendurchmesser ausmachen, weil diese Form die größte Verdrehungskraft (Torsion) bei geringstem Gewicht zuläßt. Würde man die Wellen des Getriebes zwischen den Antriebsmotoren und den Propellern als Vollwellen ausbilden, würde das Flugzeug zu schwer, um mit Teilen produziert werden zu können, die der Mensch mit Durchschnitts-Einkommen gerade noch bezahlen kann.

Fig. 40 und 41 zeigen in Schnitten zueinander eine Freilaufkupplung zwischen dem betreffenden Schaft, z. B. 18, eines der Antriebs-Verbrennungsmotoren 1, 2 und dem betreffenden Zahnrad 3. Der Freilauf dient einmal dazu, daß bei Nachlassen einer der Antriebsmaschinen 1, 2 die andere ungestört weiterlaufen und treiben kann. Die Freilaufanordnung 1096-1099 zwischen Welle 18 und Rad 3 kann aber auch helfen, das Anlassen der betreffenden Antriebsmaschine 1, 2 zu ermöglichen, ohne daß diese beim Anlassen bereits die Propeller mit treiben muß.

In Fig. 44-45 ist für den beschriebenen Anlaß-Zweck eine Ausbildung vorgesehen, die Freilauf-Rollen 1096 beim Anlassen ausgekuppelt zu halten. Dazu dienen die konischen Flächen, nämlich die Flächen 1230, 1231, an den Enden Rollen 1096 und die konischen Regelflächen 1236, 1237 an den Regelorganen 1232, 1233 mit den Federn 1234 zwischen ihnen. Drückt man für den beschriebenen Anlaß-Zweck die Teile 1232, 1233 auf einander zu, dann werden die Rollen radial nach innen gedrückt, infolge der genannten konischen Flächen, und der Freilauf ist dann ausgekuppelt, so daß die Welle 18 umlaufen kann, ohne das Zahnrad 3 zu treiben. Läßt man die Teile 1232, 1233 wieder frei, dann drücken die Federn 1234 sie voneinander fort und die Rollen 1096 können radial nach außen gehen und die Welle 18 mit dem Zahnrad 3 zu gemeinsamem Umlauf und zur Kraftübertragung zwingen.

In den Fig. 42 bis 43 ist das Anlaß-Problem für die Antriebsmaschinen noch eleganter gelöst. Antriebsmaschine 1201 treibt das Zahnrad 1203 mit Kupplungsteil 1204, 1207. Die Welle 1218 hat das Kupplungszweitteil 1205 auf Keil 1209 axial verschiebbar. Eine Schwenkanordnung 1221, 1220 trägt Zwischenräder 1212, 1213 an Welle 1210 und eine variable Pumpe 1216, sowie einen Motor 1219. Diese Pumpe und dieser Motor können sehr kleine für geringe Leistungen sein. Beim Anlassen der Maschine 1201 steht die Pumpe (der Kompressor) auf Förderung null. Läuft die Antriebsmaschine nach dem Anlassen mit ausreichender Drehzahl um, regelt Kontrollhebel 1217 die Förderung auf solche Menge, daß die Fluidleitung 1222 den Fluidmotor 1215 mit der richtigen Drehzahl treibt, so daß die Wellen 1202 der Antriebsmaschine und 1218 des Getriebes die gleiche Drehzahl haben. Bei dieser gleichen Drehzahl der beiden Wellen 1202 und 1218 wird mittels Regler 1206 die Kupplung 1205, 1208 auf dem Keil 1209 zum Eingriff der Teile 1207 in Teile 1208 verschoben, wodurch die Wellen 1202 und 1218 drehfest miteinander verbunden sind. Die Schwenkung in Richtung der betreffenden Pfeilspitze in Fig. 43 schaltet dann die Zahnradeingriffe aus. Die Anlaßvorrichtung ist jetzt von den Wellen 1202 und 1218 getrennt. Die Antriebsmaschine 1201 treibt ungehindert die Welle 1218 (18) des Getriebes zu den Propellern. Man bedenke hier, daß eine übliche Kraftfahrzeug-Kupplung für das Flugzeug zu schwer wäre, wenn sie die hohe Leistung übertragen sollte. Das Flugzeug wäre dann zu schwer, um senkrecht aufsteigen zu können.

Fig. 46 bis 48 erklären ein Propeller-Problem. In den Fig. 4, 19, 30 usw. wird man, wenn gewichtsmäßig möglich, Verstellpropeller verwenden, bei denen der Anstellwinkel im Fluge verstellt werden kann. Zum Beispiel Hoffman-Verstellpropeller aus Rosenheim. Hat man diese aber nicht, oder sind sie zu schwer, bzw. zu teuer, und ist man so gezwungen, einfache Propeller mit nicht regelbaren Anstellwinkeln zu verwenden, dann wird nach diesen Figuren eine unterschiedliche Übersetzung für den senkrechten Aufstieg und für den horizontalen Vorwärtsflug verwendet.

Fig. 46 und 47 zeigen teilweise in Ausschnitten das mechanische Getriebe ähnlich wie in Fig. 30. Doch zeigt Fig. 47, daß erfindungsgemäß ein Umschaltgetriebe "e, d, h, g" angeordnet ist. Man verschiebt die Zahnräder "h, g" nach rechts, zum Eingriff des Rades "g" in Rad "d", um hohe Propeller-Drehzahl für den horizontalen Vorwärtsflug zu erhalten. Man verschiebt die Räder "h, g" nach links, zum Eingriff des Rades "h" in das Rad "e", um langsamere Drehzahl der Propeller für den senkrechten Aufstieg und Abstieg zu erhalten. Die übrigen Teile dieser Figuren wirken sinngemäß, wie in den bereits früher beschriebenen Figuren.

In Ergänzung zu den physikalisch-mathematischen Betrachtungen des einleitenden Teils dieser Patentanmeldung liegen der Erfindung unter anderem noch folgende Untersuchungen zugrunde:

Für ein Einmann-Flugzeug mit zwei Antriebsmaschinen nach Fig. 29 und vier Propellern mit 2,4 Metern Durchmesser, können die Rohre der Rohrstruktur solche mit 20 mm Außen- und 16 mm Innendurchmesser sein, um ausreichend geringes Gewicht für den senkrechten Aufstieg zu erhalten, bei gleichzeitig ausreichenden Kräften und Haltbarkeit der Rohrstruktur. Dafür mögen folgende Betrachtungen gelten:

Unter Innendruck (Fludiddruck) im Rohr gelten:

Erlaubt man 20 Kg/Quadratmillimeter-Spannungen, erhält man:

oder 412 kg pro Quadratzentimeter = etwa 412 Bar zulässigen Druck in den Rohren der Rohrstruktur.

Nimmt man die Entfernung der Propeller von der senkrechten Fläche durch den Rumpf mit 1,7 Metern an und die Hubkraft der vier Propeller mit zusammen 1006 kg an, also 251,5 kg pro Propeller, dann erhält man 251,5 mal 1,7 Meter = 427,55 kgm Biegemoment durch die Propeller gegen die Rohrstruktur. Liegen die 20×16 mm Durchmesser-Rohre mit ihren Achsen 120 mm voneinander entfernt, also mit 0,06 Meter um ihre gemeinsame mittlere Rohrstrukturachse, dann ist die Belastung der Querschnitte der Rohre der Struktur auf Zug und Druck:

427,55 kgm/0,06 m = 7125 kg.
1,5 Rohre je für Zug und Druck, a (20²-16²) ^π /₄ = 169 mm².

Diese Belastung ist, weil sie eine ruhende ist, für hochwertige Stahlrohre ebenfalls noch zulässig. In der praktischen Anwendung werden die Propeller weniger belastet und verringert sich die Zugspannung in der Rohrstruktur entsprechend. Die Druckspannungen sind unbedeutender, weil sie nicht zu Bruch führen.

Für weitere Einzelheiten benutze man die entsprechenden RER-Berichte des Erfinders. Bei den Hubtesten mit 4 Propellern von je 2 Metern Durchmesser im Forschungsinstitut des Erfinders wurden Hydraulik-Rohre (nahtlos gezogene Stahlrohre) mit 16 mm Außendurchmesser und 1,5 mm Wandstärke für die Druckfluidrohre und 15 mm Außendurchmesser mit 1 mm Wandstärke für die Rückfluidrohre verwendet.

Für die Getriebe-Wellen der Fig. 30 werden Rohre mit Innendurchmessern von 75 bis 80 Prozent der Außendurchmesser vorgeschlagen, um ausreichende Festigkeit gegen Biegung und gute Drehkraft im Vergleich zum Gewicht zu erhalten. Zum Beispiel hat ein Rohr von 20 mm Außen- und 16 mm Innendurchmesser das gleiche Widerstandsmoment gegen Torsion wie eine Vollwelle von 17,62 mm Durchmesser. Das Rohr von 20×16 mm Außen- und Innendurchmesser überträgt das gleiche Drehmoment wie eine Vollwelle von 17,62 mm Durchmesser. Das Rohr hat einen Querschnitt von nur 113 Quadratmillimeter, die Welle aber von 243 Quadratmillimeter. Die drehmomentmäßig gleichwertige Welle hat also ein 243,8/113 = ca. 2,15mal höheres Gewicht als das drehmomentmäßig gleichwertige Rohr mit dem Durchmesser-Verhältnis der Erfindung. Die Vollwelle gleichen Drehmomentes würde also etwa das 2,15fache wiegen. Die Gewichtseinsparung durch die Erfindung ist also sehr wesentlich.

Merke:
Torsions-Widerstandsmoment der Welle: W _t = ( ^π /₁₆) D³ (18)
Torsions-Widerstandsmoment des Rohres: W _t = ( ^π /₁₆) [(D⁴-d⁴)/D ] (19).

Vergleicht man das erfindungsgemäße Flugzeug mit Hydraulik-Getriebe der Fig. 19 mit dem mit mechanischem Getriebe der Fig. 30, erhält man etwa folgendes Ergebnis:

Beim mechanischen, "MEFAT" genannt, spart man das Gewicht der Pumpen und Motoren, muß aber das höhere Gewicht für Zahnräder, Wellenrohre und Getriebegehäuse addieren.

Zu addierendes Gewicht im Beispiel ca. 180 kg, zu sparendes Gewicht ca. 115 kg = Gewichtszunahme = 65 kg.

MEFAT hat höheren Getriebe-Wirkungsgrad, als die hydraulische Ausführung, die "EFAT" genannt wird. Die "MEFAT"-Ausführung (Fig. 30) hat infolge des höheren Getriebe-Wirkungsgrades etwa 200 kg mehr, als die "EFAT"-Ausführung nach Fig. 19 an Hubkraft hat.

Dem steht bei der MEFAT-Ausführung aber eine wesentlich geringere Lebensdauer der Getriebeteile gegenüber. Die Zahnräder haben nur Linienberührung, während die Hydropumpen und Hydromotoren der "EFAT"-Ausführung Flächenberührungen und Druckfluid-Balancierung der Flächen verwenden. Wollte man für "MEFAT" gleich lange Lebensdauer, wie für "EFAT" erreichen, dann müßte man wesentlich schwerere (größere) Zahnräder (Kegelräder) und Getriebe-Gehäuse verwenden. Dann aber würde die "MEFAT"-Ausführung so schwer, daß sie keine Hubvorteile mehr bietet und bei wirklich gleich langer Getriebe-Lebensdauer überhaupt nicht mehr senkrecht aufsteigen kann, wenn gleiche Propeller und gleiche Antriebsmaschinen verwendet werden.

Merke:
Zulässiges Drehmoment der Vollwelle: M _t = ( ^π /₁₆) D³ τ (20)
Zulässiges Drehmoment des Rohres: M _t = ( ^π /₁₆) [(D⁴-d⁴)/D ]τ (21)
mit " τ " = zulässige Höchstspannung, "D" = Außendurchmesser und "d" = Innendurchmesser.

Die Rohrstrukturen und Tragflügel-Ausbildungen, sowie Getriebe und Antriebsmaschinen der gegenwärtigen Erfindung sind nicht nur für Senkrechtstarter, sondern auch für Flugzeuge, die von Flugplätzen aus starten oder von Wasser aus starten, gedacht und verwendbar.

Claims (14)

1. Senkrecht aufsteigendes, auf Tragflügeln horizontal fliegendes Flugzeug mit mehreren, in mindestens einem Paar angeordneten Propellern, die über ein Getriebe von mindestens einer im Rumpf angeordneten Antriebsmaschine getrieben und durch das genannte Getriebe in ihrer Drehzahl synchronisiert werden, wobei die Propeller und Tragflügelteile an einer im Rumpf des Flugzeugs schwenkbar gelagerten Rohrkonstruktion befestigt sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragflügelteile mit Flächen versehen sind, die mit den Rohren der Rohrstruktur oder den Halterungen der Rohrstruktur gemeinsame Berührungsflächenteile bilden.

2. Aggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rohrstruktur aus drei etwa zueinander parallelen Rohren mit schrägen Rippen dazwischen besteht und die Halterungen plane zueinander parallele Flächen bilden, an denen entsprechend geformte und plazierte Flächen des betreffenden Tragflügelteils anliegend befestigt sind.

3. Aggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rohrstruktur aus vier zueinander etwa parallelen Rohren mit diagonalen Rippen dazwischen gebildet ist und die daran befestigten Tragflügelteile obere und untere Auflageteile bilden, die mittels Verbindungsmitteln zusammengehalten sind, wobei eine Außenhaut 1058 die Auflageteile 1056, 1057 umgreifen kann. (Fig. 17, 18)

4. Aggregat nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Halterung 66 außer Bohrungen auch parallele Planflächen 2222 bildet, an denen entsprechende Planflächen 3333 eines Tragflügelteiles befestigt sind. (Fig. 23, 25)

5. Aggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in der Rohrstruktur ein Druckfluid-Rohr 1028 angeordnet ist, dessen Innenraum durch einen in ihm angeordneten Verschluß 1031 in zwei räumlich voneinander getrennte Fluidleitungsteile 3028 und 4028 getrennt ist und jedem der Fluidleitungsteile 3028 und 4028 ein Druckfluid-Anschluß 1032, 1033 zugeordnet ist. (Fig. 13-16)

6. Aggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als Antriebsmaschine ein Verbrennungsmotor mit einer Kurbelwelle 19 mit um neunzig Grad zueinander winkelmäßig versetzten Pleuellager-Exzenterteilen 26, 126, an denen die Kurbelwelle mittels Pleueln 14, 114 zu Doppelkolben 4, 64, 104, 164 verbindet, angeordnet ist, so daß die genannte Antriebsmaschine als turbochargierter Zweitakt-Motor pro jeder Kurbelwellenumdrehung vier Leistungshübe auf das Getriebe zwischen der Antriebsmaschine und dem betreffendem Propellerpaar überträgt. (Fig. 29)

7. Aggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der Antriebsmaschine und den Propellern ein mechanisches Getriebe angeordnet ist, das neben Kegelrädern und Wellen (Rohren) Senkrechtwellen (Senkrechtrohre) 22 enthält, die zwischen zwei Rohren 60, 61 der Rohrstruktur 59-61 in den Raum zwischen den Rohren der Struktur hereinragen und dort Kegelzahnräder zum Eingriff in Kegelzahnräder von Querwellen (Querrohren) (33, 34) enthalten, wobei die Querwellen prinzipiell etwa parallel zur Rohrstruktur gerichtet sind. (Fig. 30 bis 38)

8. Aggregat nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die genannte Querwelle als Hohlrohr 34 ausgebildet ist und durch den Innenraum der Querwelle 34 ein von der Querwelle unabhängig schwenkbarer Schaft (Welle, Rohr) 1080 angeordnet ist. (Fig. 30, 36)

9. Aggregat nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Wellen des mechanischen Getriebes als Rohre ausgebildet sind, deren Innendurchmesser 70 bis 80 Prozent der Außendurchmesser der Rohre betragen.

10. Aggregat nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Rohrstruktur in ihrer Mitte mit radialen Ausbauchungen 1159 bis 1161 der Rohre 59 bis 61 versehen ist. (Fig. 30, 38)

11. Aggregat nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der Antriebsmaschine 1, 2 und der ihr zugeordneten Getriebewelle 18, 19 eine Aus- und Ein-Kupplung (12, oder nach Fig. 42 bis 45) für das leistungsfreie Anlassen der Antriebsmaschine angeordnet ist.

12. Aggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der Antriebsmaschine und dem Propellerpaar ein Getriebe "e bis h" angeordnet ist, daß ein unterschiedliches Übersetzungsverhältnis zwischen der Antriebsmaschine und dem Propellerpaar einstellend ausgebildet ist. (Fig. 46 bis 48)

13. Aggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß am Flugzeugrumpf ein Tragflügelhälftenpaar angeordnet ist und jede der Tragflügelhälften mit einem Propeller eines Propellerpaares versehen ist, sowie die Leistung der Antriebsmaschine (1, 2) auf dieses Propellerpaar übertragen und das Flugzeug durch dieses Propellerpaar gehoben wird.

14. Aggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im Flugzeug eine Anordnung eingesetzt ist, die in dieser Patentanmeldung beschrieben oder in ihren Figuren gezeigt wurde, zum Beispiel ein Rumpfteil 460 der Fig. 10 mit Lagergehäusen für die Rohrstruktur und Verrippungen angeordnet ist, der alle weiteren Teile des Flugzeugs trägt und zusammenhält.