DE3830939A1 - Senkrecht startendes flugzeug - Google Patents
Senkrecht startendes flugzeugInfo
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- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
- B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
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 = 2ρ 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 = 2ρ 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:
K = Kraft (in kg)
ρ = Luftdichte (in kg s²/m⁴)
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.
ρ = Luftdichte (in kg s²/m⁴)
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:
oder
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 l 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; ρ = 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 geflanschtem 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 Flug 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 Platz 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 Schwenkkörper. 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 Flug 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 Tragflügel- 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,
als "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 in die Gleichung (1)
die Anzahl "M" der Propeller eingeführt wurde. Die Verwendung
der zweiten Möglichkeit, nämlich die Leistung "N" zu vergrößern,
ist beschränkt, da die größere Antriebsleistung eine schwerere
Antriebsmaschine erfordert. Die Vergrößerung der Leistung
würde also zu einer zu großen Vergrößerung des Gewichtes des
Senkrechtstarters führen, was dann zur Folge hätte, daß wieder
mehr Kraftstoff mitgenommen werden muß. Mehr erforderliche
Leistung und mehr erforderlicher Kraftstoff würden das Gewicht
gegenseitig hochschaukeln. Zwar könnte man, wie 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 wesentlichen der
genannten Eickmann'schen 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
senkrechten Längsschnitt mit dazu gehörigen 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 Eickmann'schen 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 Verschlußstelle 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 Eickmann'schen
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 Betrieb 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. Jedoch
zeigt
Fig. 38, 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 der 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 Flug
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 (Fluiddruck) im Rohr gelten:
oder
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)
W t = ( π /₁₆) D³ (18)
Torsions-Widerstandsmoment des Rohres:
W t = ( π /₁₆) [(D⁴-d⁴)/D ] (19).
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)
M t = ( π /₁₆) D³ τ (20)
Zulässiges Drehmoment des Rohres:
M t = ( π /₁₆) [(D⁴-d⁴)/D ]τ (21)
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
und 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
und 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
und 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
und 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
und 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 betreffenden
Propellerpaar überträgt. (Fig. 29)
7. Aggregat nach Anspruch 1
und 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
und 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
und 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
und 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
und 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
und 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
und 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
und 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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19883830939 DE3830939A1 (de) | 1988-09-12 | 1988-09-12 | Senkrecht startendes flugzeug |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19883830939 DE3830939A1 (de) | 1988-09-12 | 1988-09-12 | Senkrecht startendes flugzeug |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3830939A1 true DE3830939A1 (de) | 1990-03-15 |
Family
ID=6362769
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19883830939 Withdrawn DE3830939A1 (de) | 1988-09-12 | 1988-09-12 | Senkrecht startendes flugzeug |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3830939A1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110104160A (zh) * | 2019-04-24 | 2019-08-09 | 北京航空航天大学 | 一种中距耦合折叠双翼飞行器 |
-
1988
- 1988-09-12 DE DE19883830939 patent/DE3830939A1/de not_active Withdrawn
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110104160A (zh) * | 2019-04-24 | 2019-08-09 | 北京航空航天大学 | 一种中距耦合折叠双翼飞行器 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8139 | Disposal/non-payment of the annual fee | ||
8180 | Miscellaneous part 1 |
Free format text: IM HEFT 37/92, SEITE 10316, SP.3: DIE VEROEFFENTLICHUNG IST ZU STREICHEN |
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8170 | Reinstatement of the former position | ||
8130 | Withdrawal |