DE646442C - Luftfahrzeug mit schwingend gelenkten Umlauffluegeln stroemungstechnischer Profilierung - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Luftfahrzeuge mit schwingend gelenkten, um eine Welle umlaufenden Flügeln, welche gesetzmäßig gegen die Tangente des Umlaufkreises periodisch je Umlauf ihre Anstellung ändern und dadurch Luftkräfte für Auftrieb bzw. Vortrieb des Luftfahrzeuges erzeugen. In der Zeichnung, in der beispielsweise ein Flugzeug mit solchen Umlaufflügeln dargestellt ist, zeigt Abb. 1 eine Seitenansicht, Abb. 2 die Vorderansicht und Abb. 3 die Umlaufflügel in schaubildlicher Darstellung.

Am Rumpf 1 sind quer zur Flugrichtung

seitlich Wellen 2 horizontal angeordnet, welche die Umlauf flügel 3 mittels Speichen 4 tragen und von einem Motor 5 über Zwischenwellen 6 angetrieben werden. Die um ihre Längsachse 7 schwingenden Flügel 3 werden je Umlauf von einer im Punkt 8 angreifenden Lenkstange 9 durch ein nicht dargestelltes Lenkgetriebe periodisch bewegt. 10 bezeichnet ein Seitenleitwerk, 11 die Flosse und 12 das Ruder eines verstellbaren Höhenleitwerks und 13 das Fahrgestell.

UmlauffLügelflugzeuge sind bereits mehrfach vorgeschlagen worden, jedoch sind bei allen diesen die Lenkungen insofern mangelhaft, als sie die Flügel nicht auf die physikalisch und aerodynamisch richtigen Anstellwinkel gegen die Umlaufkreistangente steuern, so daß die Flügel zum Teil in allen, zum Teil in einigen wichtigen Flugzuständen mit sehr schlechtem Wirkungsgrad arbeiten und so einer praktischen Verwirklichung der bisherigen Vorschläge entgegenstehen.

Bei diesen mangelhaften Lenkungen kann man im wesentlichen zwei Entwicklungsrichtungen in bezug auf das Gesetz der Flügelschwingung unterscheiden, nämlich einerseits das Sinusgesetz, nachdem sich mittels Exzenter oder ähnlicher Mittel die Änderung der Flügelanstellung gegen die Umlaufkreistangente ungefähr sinusartig vollzieht, und andererseits das Normalenschnittpunktgesetz, nach welchem sich alle Normalen auf die Flügel während eines Umlaufes stets genau oder angenähert in einem Punkte schneiden.

Die sinusartige Lenkung wurde anfangs mit einem drehverstellbaren Exzenter vorgeschlagen, dessen Mittelpunkt auf einem Kreisbogen um die Mitte des Flügelumlaufkreises verschiebbar war, so daß die Richtung der Exzentrizität verändert werden konnte. Später wurde eine Verstellbarkeit der Exzentrizität der Richtung und auch der Größe nach vorgeschlagen, und zwar entweder durch Verdrehen von zwei ineinanderliegenden Exzentern oder durch Verschieben des Exzenterpunktes in zwei verschiedenen Richtungen.

Alle diese sinusartigen Lenkungen ergeben bei größeren Fluggeschwindigkeiten abwechselnd zu kleine und zu große Anstellwinkel,

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die einen guten Wirkungsgrad und somit . einen wirtschaftlichen Vorwärtsflug unmöglich machen, wie dies in den Abb. 4 bis 6 der Zeichnung gezeigt ist.
S Abb. 4 veranschaulicht für größere Fluggeschwindigkeiten in Flugrichtung F, wie ein umlaufender Flügel 3 mittels Lenkstange 9 durch einen Ring 14 gelenkt wird, dessen .Mittelpunkt 15 exzentrisch zur Wellen liegt, wobei die Exzentrizität dieses Punktes 15 nach Größe und Richtung veränderbar ist. Der beim Umlauf sich ändernde Winkel δ. den der Flügel 3 gegen die Kreistangenten 16 einnimmt, ist in Abb. 5 über den abgewickelten Kreisumfang als volle Kurve 17 aufgetragen, die einen sinusartigen Charakter hat. Maßgebend für die Wirkungsweise ist jedoch der in Abb. 4 dargestellte Winkel α zwischen dem Umlaufflügel 3 und der Luftstromresultierenden ii_r aus Umfangsgeschwindigkeit u und der Luftströmung ν relativ zur Flügehvelle 2, wobei unter u, ν und u_r die Bewegung des Flügels gegen die Luft oder die Bewegung der Luft gegen den Flügel verstanden werden kann. Ist dieser Winkel α zu groß im positiven oder negativen Sinn, so reißt die Strömung ab und der Flügel arbeitet sehr ungünstig. Die sich aus den aerodynamisch richtigen α-Werten ergebenden Werte für den richtigen Winkel δ sind in Abb. 5 als gestrichelte Kurve iS eingezeichnet. Als Grundlage für die Ermittlung der brauchbaren α-Werte dient dabei die an dem verwendeten Flügelprofil im Windkanal ermittelte Polare. Die Fehlerdifferenz zwischen den Kurven 17 und 18 ist darunter in Abb. 6 als Kurve 19 dargestellt, die unmittelbar angibt, um wieviel Winkelgrade der Flügelanstellwinkel α gegen den resultierenden Luftstrom u_r zu groß oder zu klein ist. Die Kurve 19 zeigt, daß bei der Sinuslenkung Anstellwinkelfehler von 10 - und mehr gegenüber dem richtigen α-Wert vorhanden sein können. Da, wie die Flügelpolaren ausweisen, die brauchbaren Flügelanstelhvinkel α gegen den Luftstrom bekanntlich nur einen kleinen Winkelbereich umfassen, tritt der Nachteil der Sinuslenkung klar zutage.

Die Lenkung nach dem Xormalenschnittpunktgesetz wurde anfangs so vorgeschlagen, daß der Xormalenschnittpunkt auf einem Kreise um die Mitte des Flügelumlaufkreises verschiebbar war. Später wurde auch hier eine Verschiebung in .beliebiger Richtung, d. h. sowohl radial als auch auf Kreisen um die Welle herum vorgesehen, um eine gewisse Anpassungsmöglichkeit der Lenkung an die verschiedenen Flugzustände zu erreichen.

Aber auch bei dieser Lenkungsart nehmen die Flügel, und zwar insbesondere bei Langsamflugzuständen, auf einem Teil des Umlaufkreises falsche Anstellwinkel ein, wie dies die Abb. 7 bis 9 der Zeichnung erkennen lassen. Abb. 7 zeigt, wie ein umlaufender Flügel 3 mittels der Lenkstange 20 gelenkt wird, die, senkrecht zum Flügel stehend, fest mit diesem verbunden ist und durch nicht dargestellte Gleitsteine in Gleitschienen derart geführt wird, daß ihre Richtung während des ganzen Flügelumlaufes stets durch einen nicht umlaufenden Punkt 21, dem sogenannten Xormalenschnittpunkt, geht, dessen Lage gegenüber der Welle 2 nach Größe und Richtung veränderbar ist.

In Abb. 8 ist der durch diese Lenkungsart erzeugte, beim Umlauf sich ändernde Winkel d zwischen Flügel 3 und Kreistangente 16 für einen Langsamflugzustand über den abgewickelten Kreisumfang als volle Kurve 22 aufgetragen. Ähnlich wie in Abb. 5 ist die für diesen Flugzustand aerodynamisch richtige <5-Kurve 2^ in Abb. 8 gestrichelt mit eingezeichnet. Die Fehlerdifferenz zwischen den Kurven 22 und 2^ ist in Abb. 9 als Kurve 24 dargestellt, aus welcher man wieder unmittelbar sieht, um wieviel Winkelgrade der Flügelanstelhvinkel α im Verhältnis zu dem aerodynamisch richtigen Winkel 1 zu groß oder zu klein ist.

Gemäß \orgesagtem bedingen die bisherigen Lenkungsvorschläge bei gewissen Flugzuständen einen unverhältnismäßig und unzulässig großen Leistungsaufwand. Dabei ist der lange Zeit wirksame und viel Brennstoff kostende zu große Leistungsbedarf der Sinuslenkung beim Schnellflugzeug für den wirtschaftlichen Wert des Flugzeuges ebenso nachteilig wie der zu große Leistungsbedarf der Xormalenschnittlenkung beim Langsamflug, der eine starke Herabsetzung des senkrecht startbaren Gewichtes verursacht.

Bei jeder dieser beiden Lenkungsarten sind ' bestensfalls nur zwei Größen veränderbar, bei der Sinuslenkung Größe und Richtung der Exzentrizität des Lenkungsexzenters, bei der Xormalenschnittlenkung radiale und peripherische Lage des Xormalenschnittpunktes. Demgegenüber geht die Erfindung von der Erkenntnis aus, daß die Lenkung zur Anpassung an alle Flugzustände nicht nur zwei, sondern sechs verschiedenen Werten Rechnung zu tragen hat, diese sind:

i. Richtung und 2. Größe der Umlaufgeschwindigkeit der Flügel,

3. Richtung und 4. Größe der Luftstromgeschwindigkeit durch den Umlaufkreis relativ zum Flugzeug,

5. Richtung und 6. Größe der bei verschiedenen Flugzuständen benötigten Luftkraft.

Die Richtung der L^Tmlaufgeschwindigkeit ist stets in Tan>gentenrichtung, also unverän-

derbar, während die andern fünf Werte veränderbar sind. Die Größe und Richtung der Luftstromgeschwindigkeit werden bestimmt durch die Bewegung des Flugzeuges sowie S durch die von den Flügeln verursachte Ablenkung des Luftstromes (Abstrom).

Es ist grundsätzlich unmöglich, der Veränderlichkeit dieser Größen nur durch zwei verstellbare Glieder zu entsprechen. Hierzu

ίο kommt noch, daß der Flugzeugführer keinerlei Anhaltspunkte hat, nach denen er bei den bisherigen Lenkungsvorschlägen die Verstellung der zwei Veränderlichen einigermaßen den Erfordernissen der einzelnen Flugzustände anpassen könnte. Durch die erfindungsgemäß erfolgende getrennte Berücksichtigung der fünf Veränderlichen wird es nun möglich, die richtigen und günstigsten Anstellwinkel eines Umlaufflügels gegen die Luft dauernd und ebenso genau wie die Flügelanstellung eines Drachenflugzeugflügels einzustellen und einzuhalten. Erst hierdurch kommt man zu einem praktisch verwendbaren Flugzeug mit brauchbarem Wirkungsgrad, denn die günstigsten Anstellwinkel ändern sich während jeden Umlaufs in bestimmter Weise und außerdem — ähnlich wie bei Drachenflugzeugen — für verschiedene Belastungen und Fluigzustände (insbesondere Flughöhen und Fluggeschwindigkeiten).

Die Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt, in welcher zeigen:

Abb. 10 und ir die Luftkraftverhältnisse,
Abb. 12 bis 17 die Wirkungen einer α- und ^-Lenkung,

Abb. 18 bis 26 die Wirkungsweise einer /-Lenkung,

Abb. 27 bis 30 die Überlagerung der drei Lenkunigen,

Abb. 31 bis 33 das Lenkungsgetriebe.

Die Erfindung verwendet, siehe Abb. 10 und 11, als Bezugslinie für die Flügelschwingung nicht die zum Umlaufkreis unveränderliche Tangente 16, sondern die für jeden Betriebs-

+5 zustand und für jeden Punkt des Umlaufkreises verschiedene Richtung des . Luftstromes u_r, der sich zusammensetzt einerseits aus der Größe und Richtung der Umfangsgeschwindigkeit u des Umlaufflügels 3 und andererseits aus der Größe und Richtung der Geschwindigkeit ν der den Umlauf kreis .durchströmenden Luft.

In Abb. 10 sind vier Stellungen eines Flügels 3 während eines Umlaufes beispielsweise dargestellt. An den betreffenden Kreisstellen ist auch noch die Luftkraft dR und ihre Zerlegung in ihre Horizontalkomponente dH und Vertikalkomponente dV gezeigt. Ferner ist die Gesamtresultierende R aller dR aus einem Umlauf sowie ihre horizontale und vertikale Zerlegung in H und V eingetragen.

Abb. 11 veranschaulicht die Winkelverhältnisse vergrößert für eine bestimmte Stellung des Umläufflügels, dgl. die Zusammensetzung des Flügelauftriebs dA und des Widerstandes dW zur Resultierenden dR sowie wieder deren Zerlegung einerseits in dH und dV und andererseits in die Radialkomponente dD und die Tangentialkomponente dT. Die vorerwähnte Bezugslinie u_r bildet auf Grund ihrer Zusammensetzung aus u und ν mit der Umlaufkreistangente 16 mittels einer weiter unten erläuterten /-Lenkung den Winkel γ, dessen Größe verschieden ist, einerseits an jedem Punkt des Umlaufkreises entsprechend der Richtung der Umlaufgeschwindigkeit u und andererseits außerdem für jeden Betriebszustand entsprechend den einzelnen für diesen geltenden Größen für Flugrichtung, Fluggeschwindigkeit, Abstromgeschwindigkeit, Drehzahl bzw. Größe der Umfangsgeschwin-¹ digkeit.

Wie bereits angedeutet, erhalten die Umlaufflügel kleine vorbestimmteAnstellwinkel α gegen die obenerwähnte resultierende Luft- 8g stromrfchtung u_r. Die Größe dieser Winkel α wird während des Umlaufes mittels einer nachstehend beschriebenen, von der y-Lenkung unabhängigen α-Lenkung gesetzmäßig zwischen zwei kleinen Werten verändert, so daß die Flügel in allen Punkten des-Umlauf kreises und bei allen Betriebszuständen ähnlich den festen Flügeln des Drachenflugzeuges arbeiten, und daß die bei diesen Anstellwinkeln vorhandenen C_a-Werte des Flügels auf dem brauchbaren günstigen Teil der Flügelpolare liegen. Infolgedessen halten sich die Wirbelablösungen in den bei Drachenflugzeugen üblichen kleinen Grenzen.

Durch die Schaffung dieser aus der α-Bewegungund/-Bewegung kombinierten Flügelschwingung wird zum erstenmal bei Umlaufflügeln ermöglicht, die zu erzeugende resultierende Luftkraft mittels der α-Lenkung gesondert zu beeinflussen, und zwar getrennt von den Bewegungen der Flügel, die diese mittels der y-Lenkung entsprechend den jeweiligen Betriebszuständen ausführen.

Das Wechseln des Anstellwinkels α - während eines Umlaufes gegen den resultierenden Luftstrom u_r erfolgt in der Hauptsache nach dem Gesichtspunkt, daß jeder Flügel im oberen Umlaufkreisteil mit einem vorbestimmten größeren positiven C_a-Wert zur Erzeugung eines gewünschten Auftriebswertes dA oder eines dR- bzw. dV-Wertes arbeitet, daß er in dem unteren Kreisteil einen mit Bezug auf die Flügelprofillage vorzugsweise negativen C_a-Wert hat, um gegebenenfalls auch dort Auftrieb zu erzeugen, 120. und daß er in dem vorderen und. hinteren Kreisteil, wo die erzeugten Luftkräfte wenig.

zum Auftrieb beitragen, mit einem geringen C,„-Wert arbeitet. Der Übergang zwischen diesen einzelnen Flügelstellungen kann in beliebiger Form erfolgen, z. B. in der einfach zu verwirklichenden Sinusbewegung.

Die α-Lenkung ermöglicht die Erzeugung größter Luftkräfte für den Auftrieb bei kleinstem Leistungsbedarf. Die Differenz zwischen den Anstellwinkeln mit größten und kleinsten ίο C_Ä-Werten bzw. die Amplitude der beispielsweise sinusförmigen α-Lenkung ist veränderlich, um bei den verschiedenen Flugzuständen den jeweils gewünschten-Auftrieb zu erhalten. So wird z. B. bei allen Langsamflugzuständen (Start, Steigen, Schweben, langsamer Vorwärts- oder Rückwärtsflug, Absteigen) während eines Umlaufes ein möglichst großer Teil der Flügelpolare durch die verschiedenen Anstellwinkel ausgenutzt, und zwar von einem sehr großen positiven bis zu einem großen negativen C_fl-Wert. Bei Schnellflugzuständen dagegen wird der benötigte Auftrieb infolge des großen Summenwertes von Umfangsgeschwindigkeit und Fluggeschwindigkeit im oberen Kreisteil durch ein verhältnismäßig kleines positives C₁, erzeugt; zu diesem Zweck pendelt der Flügel je Umlauf mit kleiner Amplitude im Bereich der kleinen C„.-Werte der Polare.

Abb. 12 veranschaulicht schematisch, unter Außerachtlassung einer später behandelten 99-Lenkung und des dadurch bedingten Vortriebes, die resultierenden Luftkräfte eines Flügels bei Flug mit kleiner Fluggeschwindigkeit und großer Anstellwinkeldifferenz (α-Lenkungsamplitude), und zwar entsprechend der Wahl des Flügelprofils im oberen Kreisteil etwa mit α = + 4°> im unteren etwa mit α= —12°.

Abb. 13 stellt dar, wie bei großer Fluggeschwindigkeit mit kleiner Anstellwinkeldifferenz gleich große Luftkräfte wie zuvor erzeugt werden, und zwar im oberen Kreisteil mit α = o° und im unteren α = — 8°. Aus diesen beiden Betrachtungen ergibt sich andererseits, daß man bei gleichbleibender Fluggeschwindigkeit durch Vergrößern oder Verkleinern der a-Lenkungsamplitude die Größe der resultierenden Luftkraft bzw. des Auftriebes weitgehend verändern kann. Die obere und untere Grenze der größten α-Lenkungsamplitude werden dem Zweck des Flugzeuges und den sonstigen Umständen entsprechend festgesetzt. Bei der erwähnten Verkleinerung dieser Amplitude kann man eine oder beide Grenzen verlegen, wie sich überhaupt die Art der Änderung der Anstellwinkeldifferenz von ot beliebig wählen läßt. In dieser Darstellung der Erfindung ist die α-Lenkung beispielsweise als eine sich stetig ändernde sinusartige Bewegung gewählt mit gleichmäßiger Veränderbarkeit beider Grenzen ihrer Amplitude.

Während beim Drachenflugzeug der Flügel z. B. beim Steigen ständig mit einem großen Anstellwinkel im oberen Teil der Polare arbeitet, hat der Umlaufflügel diese großen Anstellwinkel nur während jeweils kurzer Zeiten im oberen Kreisteil, in allen anderen Kreispunkten dagegen stets kleinere Anstellwinkel, so daß ein Abreißen der Strömung und somit ein Überziehen des Flugzeuges unmöglich ist. Selbst Lagenveränderungen des Flugzeuges um mehrere Grade (Böen oder Manöver) beeinflussen in keinem Falle in irgendwie erheblicher Weise die Gesamtströmung durch den Umlaufkreis und- die hierdurch während eines Umlaufes erzeugten Luftkräfte.

Während die α-Lenkung als solche für die Größe der erzeugten Luftkraft maßgebend ist, ist die Lage des Punktes des Umlaufkreises, in dem der größte Anstellwinkel α gebildet wird, maßgebend für die Richtung der Luftkraft. Das bei der α-Lenkung vorhandene α-Maximum wird zusammen mit der gesamten Phase der periodischen α-Bewegung unabhängig von der ^-Lenkung aus dem obersten Umlauf kr ei spunkt längs des Umlaufkreises vor- oder rückwärts um einen 9" Winkel φ mittels der sogenannten φ-Lenkung verschoben (s. Abb. 14 bis 17), wodurch die aus den einzelnen dR resultierende Luftkraft R eine entsprechend nach vorn oder hinten geneigte Richtung annimmt. Die aus der so erzeugten Neigung der Luftkraft R sich ergebende horizontale Komponente H, welche bei verschiedenen Betriebszuständen entsprechend dem jeweiligen Flugzeugwiderstand verschieden ist, bildet die den Propeller ersetzende Vor- oder Rücktriebskraft, und kann auch, z. B. durch Vortriebsvergrößerung, den Übergang vom Langsam- zum Schnellflug oder umgekehrt bewirken.

Die Abb. 14 bis 17 zeigen die Luftkräfte eines Flügels für verschiedene Langsamflugzustände, die durch die Lage der Flugrichtung F zur Horizontallinie H₀-H₀ erkennbar sind. Abb. 14 veranschaulicht einen Geradeausflug mit einer α-Lenkungsamplitude zwisehen + 3,5° und — 11,5° mit entsprechender (^-Einstellung nach vorn, wobei die Luftkraft R schräg nach vorn geneigt ist und eine Horizontalkomponente H liefert. Abb. 15 zeigt einen schrägen Steigflug mit entsprechender φ-Einstellung nach vorn und etwas größerer α-Lenkung (+ 4⁰ bis — 12⁰), also mit etwas größerer Luftkraft zum Steigen. Abb. 16 stellt einen senkrecht aufwärts gerichteten Steigflug dar. Hierbei ist ebenfalls iao ine φ-Einstellung nötig, da ja normalerweise die Luftkraftresultierende eines Flügels

stets nach hinten zeigt, also durch die <p-Lenkung erst senkrecht gerichtet werden muß. Abb. iy veranschaulicht einen senkrecht abwärts gerichteten Flug, wobei die Flügel 5 ohne motorischen Antrieb selbsttätig umlaufen (Selbstdrehung), was man aus der Lage der einfeinen Luftkräfte dR erkennt, die im Gegensatz zu den vorherigen Fällen im Drehsinne vor dem zugehörigen Radius ίο liegen, wodurch sie die Selbstdrehung bewirken.

Die Erfindung ermöglicht es, aus der Polare des Flügelprofils die für die Anströmung des Flügels jeweils günstigste Art der α-Lenkung zu bestimmen und dadurch den besten Flugwirkungsgrad zu erreichen. Dies gilt besonders für den Fall, daß das Flugzeug infolge teilweisen oder vollständigen Ausfalls der Motorkraft sich abwärts bewegt und die Flügel selbsttätig umlaufen, so daß durch die vorher bestimmbare günstigste Auswahl der Lenkungen ein Maximum an Auftrieb und das entsprechende Minimum an Sinkgeschwindigkeit erreicht werden kann.
Ferner gestattet die Erfindung, die bisher im Flugzeugbau mit Flügelprofilen verschiedenster Art gesammelten Erfahrungen voll auf Umlaufflügel übertragen zu können, so daß man die Flügelform und -eigenschaften vollkommen dem jeweiligen Verwendungszwecke anpassen kann.

Schließlich erlaubt die Verwendung der Flügelpolare die Berechnung der Luftkräfte für sämtliche Betriebszustände sowie die Errechnung der zu erwartenden Flugleistungen, so daß man z. B. ähnlich wie bei Drachenflugzeugen durch den rechnerischen Vergleich verschiedener Flugzeugprojekte vor Baubeginn die günstigste Lösung ermitteln kann, wobei die Abweichung der Flügelanströmungsverhältnisse von denen der Windkanalversuche zu berücksichtigen ist.

Während bei den bisherigen Vorschlägen von Umlaufflügel-Flugzeugen zum Ändern eines Betriebszustandes in einen anderen die Gesamtlenkung verstellt werden muß, wird erfindungsgemäß nur der maßgebende Teil der γ-, <x- und ^-Lenkung direkt und im Sinne der beabsichtigten Wirkung verstellt, während die andern Teile unverändert bleiben oder aber den geänderten Betriebsverhältnissen entsprechend gegebenenfalls selbsttätig angepaßt werden. So wird zur Veränderung der Größe der Luftkräfte nur die Amplitude der α-Lenkung verstellt, z. B. zur Auftriebsvergrößerung für Steigen oder zur Auftriebsverkleinerung für abwärts gerichtete Bewegung. Zur Veränderung · der Richtung der Luftkräfte wird mittels der ^-Lenkung die ganze Phase der α-Bewegung verschoben, z. B. zur Vortriebsvergrößerung für den Übergang vom Langsamflug zum Schnellflug. Die dabei auf Grund der verschiedenen Richtungen und Größen der Luftstromgeschwindigkeit gegen den Umlaufkreis und auf Grund der verschiedenen Umfangsgeschwindigkeiten sich ändernden Anströmverhältnisse werden unabhängig von der Stellung der α- und 93-Lenkung durch die y-Lenkung berücksichtigt, so daß die Luftkräfte bei allen Betriebszuständen und Bewegtmgen des Flugzeuges nur durch die α- und φ-Lenkung geregelt werden. Auch für Manövrierbewegungen eines Luftfahrzeuges, das z. B. zu beiden Seiten einen Umlaufflügelsatz mit zugehöriger α-, φ- und y-Lenkung hat, genügt es, nur die α- und gj-Lenkungen beider Seiten zu verstellen und die y-Lenkung unverändert zu lassen, wohingegen bei den bisherigen Vorschlägen hierfür die Gesamtlenkung rechts und links verschieden zu verstellen ist. Um das Luftfahrzeug um die Längsachse zu drehen, kann man also ausschließlich mit der α-Lenkung auf einer Seite größere Auftriebskräfte als auf der andern erzeugen. Das Drehen um die Hochachse läßt sich mittels der ^-Lenkung durch Erzeugung verschieden großer Vortriebskräfte auf beiden Seiten bewirken. Hierbei gilt für die α-Lenkungen, daß sie auf beiden Seiten des Luftfahrzeuges sowohl je für sich als auch gemeinsam und auch gleich- oder gegensinnig einstellbar sind. Dasselbe gilt auch für die beiden φ-Lenkungen.

Die Lenkungsverstellung geschieht vom Piloten aus vorzugsweise für die α-Lenkung mit Hilfe von Steuerknüppel bzw. Steuersäule und für die ^-Lenkung mit Hilfe von Fußhebeln beliebiger Art, welche sämtlich für die gleichen Bewegungen in gleicher Weise wie beim normalen Drachenflugzeug betätigt werden." Die y-Lenkumg wird entweder vom Flugzeugführer oder selbsttätig verstellt.

Dadurch, daß man auch für die Änderung der Betriebszustände und für die Steuerbewegungen des Luftfahrzeuges nur mit den die Luftkraft beeinflussenden Teilen α und φ der neuen Lenkung arbeitet, kann man auch hinsichtlich der Steuerbewegungen sämtliche Kräfte und somit alle Bewegungsvorgänge rechnerisch erfassen, um ein Bild über die den Steuerhebelbewegungen zugeordneten Luftkräfte zu erhalten.

Im Rahmen der neuartigen Steuerung des Luftfahrzeuges um die Längs- und Hochachse mittels der α- und '^-Lenkung wird die Neigung um die Querachse mittels Höhenruder oder verstellbarer Höhenflosse herbeigeführt, um insbesondere auch die durch das Antriebsreaktionsmoment der Umlaufflügel beeinflußte Längsneigung des Rumpfes in der für jeden Flugzustand günstigsten Weise zu beeinflussen.

Im Fall der Selbstdrehung, also wenn der Motor ausfällt oder in der Leistung nachläßt, oder sobald aus anderen Gründen eine gewisse Mindestumlaufgeschwindigkeit der Flügel unterschritten wird, können sämtliche Lenkungen durch eine besondere Vorrichtung selbsttätig in die Stellung gebracht werden, die eine möglichst kleine Sinkgeschwindigkeit ergibt. Dies geschieht z. B. durch eine xo Fliehkraftschaltvorrichtung, die etwa mittels Federn und Rasten die Steuerorgane betätigt. Die Verwirklichung der neuartigen Steuerung erfolgt in der richtigen Übereinanderlagerung der drei Lenkungen, und zwar werden die x~ und ^--Lenkungen der ;--Lenkung überlagert, die die Aufgabe hat, den Winkel γ zu erzeugen. Abb. 18 zeigt für einen Flügel 3 in den verschiedenen Stellungen schematisch diesen sich stets ändernden Winkel ;■, den die Resultierende u_r gegen die Tangente 16 einnimmt. Ferner ist der von der α-Lenkung auf γ überlagerte Flügelanstellwinkel α zwischen Flügel 3 und u_r ersichtlich. Die Verlagerung des α-Maximums durch die 9 -Lenkung ist zur Vereinfachung fortgelassen. Abb. 19 stellt die jeweiligen zueinandergehörigen Lagen von u und ν dar. Hierbei entspricht die Stellung o° (links) den Verhältnissen im oberen L'mlaufkreis, die Stellung 90" (oben) den Verhältnissen im Umlaufkreis vorn usw. Man erkennt, daß die !'-Lenkung einem sehr einfachen Bewegungsgesetz folgt und beispielsweise leicht durch ein dreiteiliges Gelenkgetriebe 25, 26, 27 verwirklichbar ist, von dem ein Glied25-20 gleich der Größe der jeweiligen Flügelumfangsgeschwindigkeit » und ein zweites Glied 26-27 gleich der Größe und Richtung der Luftstromgeschwindigkeit ν ist. Läuft eins dieser beiden Glieder synchron mit dem Umlaufflügel gegen das andere um, z. B. ν gegen u um Punkt 26, so schließt das die beiden freien Endpunkte 25 von ;/ und 2J von ν verbindende längenveränderliche Glied 25-27 (25-27,,, 25-27;,, 25 ...!, welches gleich«,· ist, stets den Winkel γ zwischen sich und 11 ein.

Ändert sich das Verhältnis von u zu v, sei es, daß sich die Umfangsgeschwindigkeit 11 ändert, sei es, daß sich die von der Fluggeschwindigkeit abhängige Größe ν ändert, so ändert sich auch diese y-Bewegung. Während Abb. 19 ein Verhältnis von ujv = 2 darstellt, gilt Abb. 20 für njv = 10, wobei der !'-Scheitelpunkt 25,, weit außerhalb liegt. Es gilt ferner Abb. 21 für den Sonderfall u/v = 1, wobei der !'-Scheitelpunkt 25^ auf dem dargestellten Kreis liegt, und schließlich Abb. 22 für ujv == 0,8, wobei der y-Scheitelpunkt 25,, im Innern des Kreises liegt. Aus diesen Abbildungen geht hervor, daß die Veränderbarkeit der >'-Lenkung in bezug auf die Einstellung des richtigen, dem jeweiligen Flugzustand entsprechenden Verhältnisses u/v beispielsweise einfach durch Verschiebung des Punktes 25 eines als Beispiel gewählten dreiteiligen Gelenkgetriebes erfolgen kann.

Zur Verdeutlichung der y-Lenkung sind die verschiedenen Winkel y für die eben erwähnten verschiedenen w/i'A'erhältnisse in Abb. 23 als Kurven über dem abgewickelten Umlaufkreisumfang aufgetragen, und zwar

Kurve 28 für ujv= 10

Kurve 29 für u/v = 2

Kurve 30 für u/v =1

Kurve 31 für njv — 0,8.

Die den Kurven 29-31 entsprechenden Bewegungen und Stellungen des Flügels 3 zeigen die Abb. 24-2Ο. Bei Abb. 24 für u/v = 2 läuft der Flügel stets mit der Xase in Kreisrichtung, d. h. der Flügel ändert seine Lage periodisch gegen die Tangente 16 zwischen zwei Grenzen; dies gilt für alle Zustände ujv > i. Bei Abb. 25 für u/v = 1 schlägt der Flügel im untersten Kreispunkt um. Wegen der geringen aerodynamischen Kräfte, die im unteren Teil des Umlaufkreises auftreten, könnte das Herumschwenken der Umlaufflächen um 180- bei einer praktischen Ausführung auf einem größeren Teil des unteren Bogens des Umlaufkreises allmählich erfolgen, ohne daß große Strömungsverluste entstehen. Abb. 26 zeigt, daß für u\v < 1 die y-Bewegung ein Hin- und Herschwingen des Flügels gegenüber der Flugrichtung F ist. Für normale Verwendungszwecke wird man sich mit dem Bereich von u/v > 1 begnügen und die 7-Lenkung demgemäß einrichten; für besondere Zwecke kann aber auch der Bereich von ujv < 1 benutzt werden.

Bei der vorstehend erwähnten selbsttätigen Verstellung kann die 7-Lenkung durch Lenkungsregelung beeinflußt werden, deren Stellzeugstellungen einerseits (z. B. mittels Fliehkraftreglers) von der Drehzahl der Umlaufflächen zur Darstellung des Η-Einflusses und andererseits (z. B. mittels Windfahne und Staudruckmesser) von derLuftstromgeschwindigkeit gegen den Umlaufkreis zur Darstellung des r-Einflusses ausreichend empfindlich abhängen.

Die konstruktive Anordnung des y-Lenkungsteils der Gesamtlenkung kann noch dadurch vereinfacht werden, daß man das «-Glied 25, 26 stets unverändert läßt und die Größe des r-Gliedes 26, 2j im Verhältnis der Luftstromgeschwindigkeit ν zur Umfangsgeschwindigkeit u verändert, da, wie bereits angedeutet, der Winkel 7 nur vom Verhältnis ujv abhängt. Bei verschiedenen Flugzuständen ändert sich außerdem nicht nur die

Größe, sondern auch die Richtung von v, z. B. bei Steigflug oder Abwärtsflug. Ändert man dementsprechend im y-Lenkungsgetriebeteil die Richtung des w-Gliedes 26, 27 bei der 5 o°-Stellung, so ist der Winkel γ auch für alle diese Flugzustände richtig eingestellt. Daraus ergibt sich, daß man beim y-Lenkungsgetriebeteil nur zwei Größen zu ändern braucht, die Richtung vom z>-Glied 26, 27 und

ίο die Größe vom w-Glied im Verhältnis von ν zu u. Hierdurch und durch den synchronen Umlauf des einen -Getriebeteils berücksichtigt man die Strömungsgeschwindigkeit relativ zur Umlaufachse nach Größe und Richtung sowie die Umlaufgeschwindigkeit der Flügel nach Größe und Richtung.

Über diese von der y-Lenkung bewirkte Flügelbewegung überlagert sich nun als Nächstes die eingangs erwähnte α-Lenkung, die durch den von ihr jeweilig erzeugten Anstellwinkel « des Flügels gegen die von der y-Lenkung dargestellte jeweilige Luftstromresultierende u_T ausschließlich für die Größe und Richtung der Luftkräfte maßgebend ist.

Diese Überlagerung ist in Abb. 27 und 28 für Langsamflug (u/v = 10) und in Abb. 29 und 30 für Schnellflug (u/v = 2) dargestellt. In Abb. 27 zeigt Kurve 32 die Größe des jeweiligen Winkels α über den abgewickelten Kreisumfang aufgetragen; hierbei ist beispielsweise eine sinusförmige «-Bewegung von α = + 4⁰ im oberen Kreisteil (o°) und α = — I2° im unteren Kreisteil (i8o°) angenommen. Daneben zeigt Kurve 33 die zur Veränderung der Luftkraftrichtung mittels der φ-Lenkung um einen Winkel φ verschobene «-Kurve 32, so daß beispielsweise a_max = -\- 4⁰ nicht im oberen Kreisteil o°, sondern etwas weiter bei ΐζ°(φ = i5°) liegt. In Abb.28 ist in gleicher

Weise der jeweilige Winkel γ als Kurve 34 gezeichnet, die mit der Kurve 28 in Abb". 23. identisch ist. Kurve 35 in Abb. 28 zeigt die Überlagerung der α-Kurve 32 über diey-Kurve 34; Kurve 36 ist aus Überlagerung der α- und <£-Kurve33 über die y-Kurve34 entstanden und stellt φ für einen Langsamflug und unter der Annahme einer Phasenverschiebung φ die in allen Punkten des Umlaufkreises aerodynamisch und physikalisch richtigen Winkel δ = α + y zwischen Flügel 3 und Umlaufkreistangente 16 dar.

In gleicher Weise zeigen in Abb. 29 die Kurve 37 eine sinusförmige α-Bewegung zwischen α = o° und « = —-8° und die Kurve 38 die um einen entsprechenden Winkel φ verschobene α-Kurve 37. Die dazugehörige y-Kurve ist für einen Schnellflugzustand in Abb. 30 als Kurve 39 gezeichnet, die mit der früheren y-Kurve 29 in Abb. 23

identisch ist. Kurve4O stellt die Überlagerung der α-Kurve 37 über die y-Kurve 39 dar und Kurve4i die Überlagerung dera-und^-Kurve 38 über die y-Kurve 39. Kurve 41 ist also die richtige kombinierte Flügelbewegung gegen die Tangente 16 für diesen Schnellflugzustand.

Da z. B. bei einem Flugzeug mit seitlichen Fiügelsätzen die von der y-Lenkung erzeugte Grundbewegung für beide Flügelsätze die gleiche ist, und zum Erzeugen von beiderseits vefschieden großen Steuerkräften nur die α- und φ-Lenkung rechts und links verschieden eingestellt werden, kann z. B. diese y-Grundbewegung auch von einem einzigen für beide Flügelsätze gemeinsamen y-Lenkgetriebe erzeugt werden, während die α- und φ-Lenkgetriebe für jeden Satz besonders vorgesehen bleiben. Das Lenkungsgetriebe kann jedoch auch so ausgeführt werden, daß an Stelle des vorerwähnten Getriebes mit einer y- sowie zwei α- und zwei ^-Lenkungen ein Getriebe mit zwei dreiteiligen γ-, α- und gj-Lenkungen verwendet wird, wobei die y-Lenkungen sowohl getrennt als auch nach Kupplung miteinander gemeinsam einstellbar sind. Für die Wirkungsweise bzw. für den 8g konstruktiven Aufbau des Getriebes ist es er- : findungsgemäß unerheblich, ob erst die y-Bewegung und dann die α- und φ-Bewegung eingestellt wird oder ob die einzelnen Einstellungen in anderer Reihenfolge vor sich gehen. Die Lenkungsgetriebe können sich beispielsweise im Rumpf oder auf der Flügelwelle befinden.

Ein Beispiel eines geschlossenen dreiteiligen Lenkungsgetriebes zeigt Abb. 31. Abb. 32 stellt in schematischer Ausführung eine Vergrößerung der Lenkungsteile von Abb. 31 dar, während Abb. 33 ein Ausführungsbeispiel dieses Schemas mittels Gleitsteinen zeigt.

Der an der Speiche 4 befestigte Flügel 3 läuft um die Welle 2 und wird mittels der Lenkstange 9, die im Punkt 8 am Flügel 3 angreift, um den Punkt 7 schwingend bewegt. Das andere Ende 42 der Lenkstange 9 bewegt sich auf einem Kreis 43 ungleichförmig um den Mittelpunkt 44, mit dem das Lenkstangenende 42 durch ein Radialglied 45 verbunden ist und dessen Länge gleich dem Abstand der Punkte 7 und 8 ist. Dieser Mittelpunkt 44 des Kreises 43 läuft nicht mit um die Welle. 2, ist aber mittels der a-Lenkungsverstellung um eine der Amplitude der α-Bewegung entsprechende Strecke 46 aus der Mitte der Welle 2 verschiebbar sowie mittels der φ-Lenkungsverstellung um den Winkel φ aus der Vertikalebene verdrehbar, wobei diese Verstellungen vom Piloten z. B. mittels Gestänge und Hebelübertragung· erfolgen.

Die um den Kreismittelpunkt 44 umlaufenden Radialglieder 45 müssen dem Gesetz der y-Lenkung unterworfen werden. Das kann in der Weise geschehen, daß man sie durch einen

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Lenkerkreis 47 entsprechend der y-Lenkung verzögert oder beschleunigt. Zu diesem Zweck treiben die auf dem Lenkerkreis 47 liegenden Punkte 48 die Radialglieder 45 an, wobei sie auf letzteren hin und her wandern. 49 ist der Mittelpunkt des y-Lenkerkreises 4/. Die zwischen den Punkten 44 und 49 liegende Strecke 50 stellt die relativ zur Welle 2 vorhandene Luftstromgeschwindigkeit ν dar; sie entspricht letzterer in Größe und Richtung und kann durch Verlagerung des Punktes 49 nach Größe und Richtung verändert werden. Der zu γ gehörende Wert;/ wird durch die zwischen den Punkten 48,49 liegenden Radien 51 dargestellt, welche eine der Umlaufgeschwindigkeit 11 der Flügel 3 entsprechende Länge haben und synchron mit ihnen um Punkt 49 umlaufen, sich also stets in Richtung der Umlaufgeschwindigkeit einstellen. Es ist bereits oben im Zusammenhang mit den Gliedern 25,26,27 erklärt worden, daß es sich aus praktischen Gründen empfiehlt, den Wert u, d. h. in dem dargestellten y-Lenkungsgetriebe die Radien 51, konstant zu lassen und die Strecke 50 so einzustellen, daß der vom Verhältnis u[v abhängige richtige Winkel y erzeugt wird.

In Abb. 33, welche die letztere Ausführungsart darstellt, sind die je mit der Lenkstange 9 im Punkt 42 \-erbundenen Radialglieder 45 als geschlitzte Hebel dargestellt, die frei beweglich nebeneinander auf der dem Punkt 44 der Abb. 32 entsprechenden Hülse 44,, gelagert sind. Die Xebeneinanderlagerung ist in der Zeichnung durch abgebrochene Darstellung der Glieder 45 angedeutet. Die die Lage dieser Hülse 44,, verstellenden Gestängeglieder der α- und ^-Lenkung sind nicht gezeichnet. In den Schlitz der Radialglieder 45 greift je ein dem Punkt 48 entsprechender Stein ein, der auf einem Ring47_a befestigt ist, dessen Radius mit dem konstanten Radius 51 übereinstimmt. Dieser Ring läuft synchron mit der Welle 2 .um. Die Lage seines nicht um die Welle 2 umlaufenden, sondern mit dem Flugzeugkörper durch die y-Verstellorgane verbundenen Mittelpunkt 49 wird je nach dem Verhältnis u/v und der Richtung von ν durch diese nicht dargestellten Organe mit Bezug auf den Mittelpunkt 44 der Hülse 44_a um eine Strecke 50 verschoben.

An diesem Beispiel ist praktisch gezeigt, wie die Lenkstangen 9 den Flügeln 3 eine Schwingbewegung gegen die Umlauf kreistangente 16 erteilen, die die resultierende Schwingbewegung aus allen drei Lenkungen a, φ und y ist. Es sind jedoch noch eine Reihe anderer Ausführungsarten möglich, um diese aus den drei Lenkungen resultierende Schwingbewegung zu erzeugen und auf die Flügel zu übertragen, wobei als Bauglieder

u. a. Gelenkhebel, Winkelhebel, Kurbeln, Rollen, Zahnräder, Kurvenführungen u. dgl. in Frage kommen. Die ζ-, ψ- und y-Lenkungen können in beliebiger Reihenfolge zusammengebaut bzw. getrennt und auch räumlich auseinandergezogen angeordnet werden.

Es kann zweckmäßig sein, die Vorrichtungen zur Einstellung einzelner oder aller Lenkungen nicht unmittelbar, sondern beispielsweise über servomotorartige Zwischenglieder mittelbar wirkend auszubilden und gegebenenfalls mit selbstsperrendem Stellzeug zu versehen. Der etwa notwendig werdende Massenausgleich der Lenkungen und der einzelnen Getriebeteile wird von Fall zu Fall den Umständen entsprechend ausgeführt.

Das Wesen der Erfindung wird durch die Gestaltung oder den Aufbau der Umlaufflügel selbst nicht beeinflußt. Sie können in beliefoiger Anzahl vorgesehen sein und statt auf Zylinderflächen u. a. auf Kegelstumpfflächen bewegt werden. Die Welle 2 läßt sich auch in V- oder Pfeilstellung anordnen. Der Antrieb der Umlaufflügel ist nicht an die Welle 2 gebunden, die gegebenenfalls ganz fortfallen kann. Der Antrieb der Umlaufflügel ist unmittelbar vom Motor oder mittelbar über Zwischenwellen möglich.

Die Umlaufflügel können für bestimmte Verwendungszwecke unter sinngemäßer Abänderung der Lenkungen auch eine solche Umlaufrichtung haben, daß sie im unteren Teil des Umlaufkreises in Normallagie, d.h. mit ihrer stärker gewölbten Profilseite nach oben weisend, in der Vorwärtsflugrichtung umlaufen. Die großen Auftriebskräfte entstehen dann im unteren Teil des Umlaufkreises, wo sie der Fliehkraftbeanspruchung des Tragwerkes entgegenwirken, während im oberen Umlaufkreisteil sich zur Fliehkraftbeanspruchung nur die dort kleinen Luftkräfte addieren, wobei der dadurch tiefer liegende Angriffspunkt der Luftkraftresultierenden zu berücksichtigen ist.

Infolge der Beseitigung der Nachteile der bisher vorgeschlagenen Umlaufflügel wird durch die Erfindung erstmalig eine verwirklichbare einwandfreie Ausführungsart von Umlaufflügel aufgezeigt, die es gestattet, Umlaufflügelflugzeuge für ähnlich vielseitige Zwecke und zahlreiche Gattungen wie die heute bekannten Drachenflugzeuge zu bauen und zu betreiben, so daß sowohl die Mängel der heutigen Drachenflugzeuge, wie hohe Landegeschwindigkeit, Abhängigkeit von großen Flugplätzen mit teurer Bodenorganisation und Absturzgefahr bei zu geringer Geschwindigkeit, beseitigt als auch die begrenzten Möglichkeiten der Hubschrauber und iao Windmühlenflugzeuge übertroffen werden können.

Aus dem besonderen Merkmal der Umlaufflügelflugzeuge mit der neuartigen Lenkung, nämlich der von der y-Lenkung getrennten «- und 55-Lenkung zur alleinigen Beeinflussung der Luftkräfte für alle Bewegungs- und S teuer vorgänge derart, daß allen Hebelbewegungen beim Flugzeugführer entsprechende Flugbewegungen folgen, ergibt sich eine Reihe von Vorteilen gegenüber dem bisherigen Stand der Technik. Das Manövrieren des Umlaufflügelflugzeuges am Boden kann ohne fremde Hilfe mit großer Wendigkeit erfolgen. Beim Start von beliebigen sehr kleinen Flächen kann es selbst zwischen hohen Hindernissen senkrecht steigend sicher gesteuert werden, wodurch auch senkrechter Massenstart möglich ist. Von besonderem Vorteil ist die gute Steuerbarkeit und Regelbarkeit bei Starts vom Schiff aus, die ohne Flugdecks bei jeder Geschwindigkeit und bei jeder Windrichtung ohne Kursänderung des Schiffes leicht möglich werden.

Die Fähigkeit des Umlaufflügelflugzeuges, mittels der neuartigen Lenkung die Luftkräfte in jedem Flugzustand beliebig stark und genau verändern zu können, ermöglichtes, ohne Höhenverlust durch starke Verzögerung plötzlich die Reisegeschwindigkeit stark zu bremsen, so daß sich auch bei schlechter Sicht, in Boden- oder Gebirgsnähe Unfälle leicht vermeiden lassen und dadurch die Ausnutzbarkeit vergrößert wird. Von besonderem Wert hierbei ist, daß neben der Unüberziehbarkeit und Trudelsicherheit eine einwandfreie, sehr wirksame Steuerbarkeit nicht nur bei allen Geschwindigkeiten bis zum Langsamflug, sondern auch bei dem eben erwähnten Schweben und sogar auch beim Rückwärtsflug vorhanden ist. Hierdurch werden Landungsmanöver über kleinen begrenzten Landeflächen bei widrigen Windverhältnissen erst einwandfrei möglich.

Die volle Regelbarkeit der Luftkräfte beseitigt auch fast jede Landegefahr, da jeder Abstieg, mit oder ohne Motorkraft, sei es schräg oder senkrecht, kurz vor dem Boden schnell abgestoppt oder bei laufendem Motor sofort in einen Wiederaufstieg verwandelt werden kann. Die durch die Steuerung im Notfalle möglichen heftigen Änderungen des FlugzustandeSj z. B. plötzliches Abstoppen usw., rufen jedoch keine Überbeanspruchungen der umlaufenden Flügel hervor, weil sie in der Hauptsache durch Zentrifugalkräfte und nur zu einem geringen Teil durch Luftkräfte beansprucht werden, so daß selbst sehr große Änderungen dieser kleinen Luftkraftanteile, z. B. durch, heftige Böen, Flugmanöver o. dgl. m., die Gesamtflügelbeanspruchung nur wenig beeinflussen.

Aus dem weiteren wesentlichen Merkmal 1 der neuartigen Lenkung, nämlich der durch sie erreichbaren physikalisch und aerodynamisch richtigen Flügelanstellung in allen Umlaufkreispunkten bei allen Betriebszuständen sowie aus der Möglichkeit, überall die günstigsten Anstellwinkel einzustellen, erhält man ein Umlaufflügelflugz'eug, bei dem in keinem Punkte die Flügelströmung abreißt und das mit kleinstem Leistungsbedarf den bestmögliehen Wirkungsgrad erreichen kann.

Hierdurch wird der Bau von Umlaufflügelflugzeugen möglich, die im Vergleich zum Drachenflugzeug gleichen Gewichts und gleicher Motorleistung außer dem Vorteil des senkrechten Aufstiegs eine entsprechende Steigfähigkeit auf geneigter Flugbahn, haben sowie außer dem Vorteil eimer hohen, bis Null reichenden Geschwindigkeitsspanne eine entsprechende Höchstgeschwindigkeit erreichen können.

Der geringe Leistungsbedarf gestattet eine gute Tragfähigkeit auch im Schwebezustand. Bei Zulassung von über Null liegenden Mindestgeschwindigkeiten kann die Tragfähigkeit des Umlaufflügelflugzeuges ungewöhnlich stark gesteigert werden, und dies ist auch praktisch ausnutzbar, weil die Bausicherheit von Umlaufflügeln durch vorübergehende Gewichtsüberlastung nicht beeinträchtigt wird. Der Vorteil der Erreichbarkeit gleich großer Fluggeschwindigkeiten wie mit Drachenflugzeugen ist insofern von besonderer Bedeutung, als er in Verbindung mit der Unabhängigkeit der Umlaufflügelflugzeuge von Flugplätzen die großen Zeitverluste erspart, die beim Drachenflugzeugverkehr durch die großen An- und Abfahrtwege zwischen Ausgangspunkt und Flughafen oder Flughafen und Bestimmungsort entstehen, womit beim Verkehr mit Umlaufflügelflugzeugen die wirklichen Reisezeiten ganz erheblich kürzer sind, besonders auf Strecken zwischen 30 bis 500 km. Diesen großen Vorteil könnte das Drachenflugzeug nur durch äußerst kostspielige Geschwindigkeitssteigerungen gegenüber dem heutigen Stand einholen. Der gute aerodynamische Wirkungsgrad der neuen Lenkung ermöglicht den damit versehenen Umlaufflügelflugzeugen ferner Gleitflüge mit abgestelltem Motor, wobei der flachste Gleitwinkel dem von Drachenflugzeugen ähnlich ist.

Faßt man die vorstehenden, durch die neuartige Lenkung für Umlaufflügelflugzeuge erreichbaren Vorteile mit den übrigen Vorteilen von Umlaufflügelflugzeugen, insbesondere in . bezug auf Stabilität in jedem Zustand, ruhiger Fluglage bei jedem Wetter, geringe Empfindlichkeit gegen Trimmkorrekturen, zusammen und vergleicht sie mit dem heutigen Stand der Luftfahrt, so ist der Vorteil der neuartigen Lenkung klar erkennbar, zumal

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sich das Anwendungsgebiet der Umlaufflügel auf alle Flugzeugarten erstreckt, unabhängig von der Art der Anordnung der Umlaufflächen sowie von der Lage und Art des Antriebes.

Umlaufflächen der gezeichneten Art, in einem oder mehreren Sätzen angeordnet, können auch in der Weise bei Luftfahrzeugen aller Art (Drachenflugzeuge, Hubschrauber, ίο Luftschiffe usw.) benutzt werden, daß sie entweder nur im Sinne eines Verstellpropellers zur Erzeugung von Vor- oder Rücktrieb oder nur als Auftriebsmittel dienen. Im ersteren Falle kann die Drehachse der Umlaufflächen beliebig in einer Ebene liegen, die senkrecht oder annähernd senkrecht zur Flugzeuglängsachse steht, während sie im letzteren Fall beliebig in einer zur Hochachse des Flugzeuges senkrechten oder annähernd senkrechten Ebene liegen kann. Gegebenenfalls kann auch einmal ein Satz kleiner Umlauffiächen bei großen Luftfahrzeugen an Stelle unbequem großer Leitwerk- oder Ruderflächen vorteilhaft verwendet werden.

'25 Finden die erfindungsgemäß gelenkten Umlaufflügel bei Luftschiffen Anwendung, wo sie als Verstellpropeller im weitesten Sinne angesprochen werden können, so werden durch ihre Anordnung vor und hinter dem Längsschwerpunkt des Luftschiffes gleichzeitig gewisse Trimmkorrekturen durch entsprechende Auftriebserzeugung der Umlaufflächen ermöglicht. Ein durch diese Umlaufflächen erzeugter zusätzlicher Auftrieb oder Abtrieb kann Landemannöver des Luftschiffes erheblich erleichtern. Schließlich lassen sich die Umlaufflächen gegebenenfalls unter Verwendung ihrer Selbstdrehungseigenschaften für Krafterzeugungszwecke in Windkraftmaschinen benutzen.

Claims (12)

1. Patentansprüche:

   i. Luftfahrzeug mit schwingend gelenkten Umlaufflügeln strömungstechnischer Profilierung, die in allen Punkten des Umlaufkreises auf gesetzmäßig sich ändernde W^Tinkel gegenüber der jeweiligen, aus Flügelumlaufgeschwindigkeit (Größe und Richtung) und Luftstromgeschwindigkeit durch den Umlaufkreis (Größe und Richtung) resultierenden Anblasrichtung eingestellt werden, dadurch gekennzeichnet, daß die Gesamtlenkung sich aus einer verstellbaren y-Lenkung und einer ihr überlagerten, unabhängig verstellbaren α-Lenkung zusammensetzt; durch die y-Lenkung wird der sich beim L^Tmlauf ständig ändernde Winkel γ zwischen der jeweiligen Anblasrichtung (u_r) und der Umlaufkreistangente (16) eingestellt, durch die α-Lenkung der sich beim Umlauf ständig ändernde Winkel α zwischen dem Flügelprofil und der jeweiligen Anblasrichtung (W₇.) eingestellt und auf eine unterkritische Größe beschränkt; beide Einstellungen erfolgen entsprechend den verschiedenen Betriebszuständen (Start-, Langsam- und Schnellflug, Schweben, Rückwärts-, Auf- und Abwärtsbewegung usw.).
2. 2. Lenkung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im a-Lenkgetriebe ohne Beeinflussung des y-Lenkgetriebes die gesamte Phase der α-Periode längs des Umlaufkreises um einen Winkel φ vor- und rückwärts entsprechend der benötigten Richtung der Luftkraft verschiebbar ist.
3. 3. Lenkung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die den Winkel φ einstellende Lenkung auch ohne Beeinflussung der Einstellung der α-Lenkung regelbar ist.
4. 4. Lenkung nach Anspruch 1 oder den folgenden, gekennzeichnet durch eine auch im Anschluß an die Verstellung der α- oder ^-Lenkung wirkende selbsttätige Vorrichtung zur Einstellung der y-Lenkung, die unter dem Gesamteinfluß sowohl eines die Luftstromrichtung (v) erfühlenden als auch eines die Luftstromgeschwindigkeit (v) messenden und eines die Drehzahl der Umlaufflügel (3) ermittelnden Organs steht.
5. 5. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 oder den folgenden, dadurch gekennzeichnet, daß die α-Lenkungen für beide Seiten des Luftfahrzeuges gemeinsam oder je für sich verschieden und sowohl gleichsinnig als auch gegensinnig einstellbar sind und daß vorzugsweise als Steuerhanclhabe für die beiderseitige Verstellung an sich bekannte Organe (Steuerknüppel oder Steuersäule) Verwendung finden.
6. 6. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 bis 3 oder den folgenden, dadurch gekennzeichnet, daß die 99-Lenkungen für beide Seiten des Luftfahrzeuges gemeinsam oder je für sich verschieden und sowohl gleichsinnig als auch gegensinnig einstellbar sind, wobei diese Einstellungen beispielsweise durch Fußhebel erfolgen können.
7. 7. Luftfahrzeug nach Anspruch 5 undo, dadurch gekennzeichnet, daß das um die Längsachse mittels der α-Lenkung und um die Hochachse mittels der <p-Lenkung steuerbare Luftfahrzeug um die Querachse mittels Höhenruder (12) oder verstellbarer Höhenflosse (11) neigbar ist.
8. S. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 und 2 oder den folgenden, dadurch gekennzeich- «ac net, daß alle drei Lenkungen bei Aussetzen oder Nachlassen des motorischen Flügel-

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   antriebs oder bei Erreichen einer bestimmten MindestfLügeldrehzahl mittels einer von der Motor- oder Umlaufflügeldrehzahl abhängigen Fliehkraftschaltvorrichtung sich selbsttätig auf den Zustand geringster Sinkgeschwindigkeit einstellen.
9. 9. Lenkung nach Anspruch 1 oder den folgenden, bei welchen das Innenende einer Flügellenkstange eine Kreisbahn durchläuft, dadurch- gekennzeichnet, daß für die α-Lenkung der nicht umlaufende Mittelpunkt (44) der Kreisbahn (43) in einem die Größe der Amplitude dieser Lenkung bestimmenden Abstand (46) vom Mittelpunkt der Umlaufwelle (2) einstellbar ist.
10. 10. Lenkung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der' Vektor (46) für sich oder gemeinsam mit der Einstellung der α-Lenkung um den Winkel φ vor- oder rückwärts verlagerbar ist.
11. 11. Lenkung nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Radius (45) der Kreisbahn (43) gleich ist dem Abstand der Schwingachse (7) des Flügels (3) von dessen Anschlußstelle (8) an die Lenkstange (9).
12. 12. Lenkung nach Anspruch 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Radialglied (45) mittels eines den Winkel γ bestimmenden Getriebes einstellbar ist, das aus einem (gedachten) dreigliedrigen Gelenk (Dreieck 44, 48, 49) besteht, von dem ein Glied der zwischen zwei Punkten (44, 48) veränderliche Teil des Radialgliedes (45) ist und von dessen beiden übrigen Gliedern das eine Glied (51) synchron mit den Umlaufflügeln (3) umläuft und der Länge nach unveränderlich ist, während das andere Glied (59) nicht umläuft und einerseits in Richtung der gegen den Flügelumlaufkreis vorhandenen Luftstromgeschwindigkeit (v) einstellbar und andererseits derart in seiner Länge änderbar ist, daß das Längen verhältnis des umlaufenden Gliedes (51) zum nicht umlaufenden Glied (50) gleich dem Verhältnis der Flügelumlaufgeschwindigkeit (u) zur Luftstromgeschwindigkeit (v) ist.

    Hierzu 3 Blatt Zeichnungen