DE685480C

DE685480C - Airplane with one or more engines

Info

Publication number: DE685480C
Application number: DEH143687D
Authority: DE
Original assignee: RICHARD VOGT DR ING; Blohm and Voss GmbH
Current assignee: RICHARD VOGT DR ING; Blohm and Voss GmbH
Priority date: 1935-05-16
Filing date: 1935-05-16
Publication date: 1939-12-18

Description

Flugzeug mit einem oder mehreren Motoren Es sind Flugzeuge bekannt, bei denen mehrere Rümpfe aus der Mitte versetzt angeordnet sind. Bei derartigen Flugzeugen ist jeder Rumpfteil mit einer Luftschraube versehen; jede Luftschraube arbeitet in ihrem eigenen Luftstrahl.Aircraft with one or more engines Aircraft are known in which several hulls are arranged offset from the center. With such In aircraft, each part of the fuselage is provided with a propeller; every propeller works in its own jet of air.

Der Erfindung liegt nun ein Flugzeug zugrunde, das einen oder mehrere Motoren hat und eine oder mehrere Luftschrauben, die im letzten Fall aber im gleichen Luftstrahl arbeiten sollen.The invention is based on an aircraft that has one or more Has motors and one or more propellers, but in the latter case they are the same Air jet should work.

Erfindungsgemäß wird hier ein unsymmetrischer Aufbau des Flugzeugs insofern vorgesehen, als das Triebwerk einerseits und ein triebwerkloser Rumpf oder eine triebwerklose Gondel andererseits aus der Mitte gesetzt sind. Dadurch ,ergibt -sich ein Flugzeug, das den Vorteil hat, daß der triebwerklose Rumpf bzw. die triebwerklose Gondel keinerlei durch den Motor oder durch die Motoren verursachte Erschütterungen aufweist. Der triebwerklose Rumpf weist keinerlei schwere Massen auf, das bedeutet eine Verminderung der Gefahr bei Unfällen. Weiterhin liegen Brennstoffe und deren Leitungen nicht in dem Rumpfteil für die Insassen des Flugzeugs, so daß hierdurch eine Verminderung direkter Feuersgefahr bei Landungsunfällen eintritt. Ferner ist hervorzuheben, daß die Insassen des Flugzeugs eine unbehinderte Sicht haben. Die Führer- und Abwehrstände können durch Motoren und Propeller unbehindert denkbar günstig vorgesehen werden.According to the invention here is an asymmetrical structure of the aircraft provided that the engine on the one hand and an engine-less fuselage or an engine-less nacelle on the other hand are set from the middle. This results in -such an aircraft which has the advantage that the engine-less fuselage or the engine-less one The nacelle has no vibrations whatsoever caused by the motor or the motors having. The engine-less fuselage has no heavy masses, that means a reduction in the risk of accidents. Furthermore there are fuels and their Lines not in the fuselage part for the occupants of the aircraft, so that as a result there is a reduction in the direct fire risk in the event of landing accidents. Furthermore is to emphasize that the occupants of the aircraft have an unobstructed view. the Engines and propellers make driver and defense posts unhindered be provided favorably.

Zum Ausgleich des .durch die Schraube erzeugten Drehmoments weist die Luftschraubenzugrichtung des Triebwerks einen vom Rumpf abstrebenden Winkel mit der Längsachse des Flugzeugs auf. Man kann aber auch erfindungsgemäß einem im Schraubenstrahl liegenden Seitenleitwerk einen bestimmten Winkel zur Längsachse geben. Dieser Winkel ist so zu bemessen, daß ein Ausgleich der unsymmetrischen Anordnung bewirkt wird. Man kann aber auch erfindungsgemäß die Vorderkante des Höhenleitwerks mit der Propellerzugachse einen spitzen Winkel bilden lassen, wodurch ebenfalls eine Steuerung entgegen dem unsymmetrischen Propellerzug erzielt wird. Die erwähnten drei Ausgleichsmöglichkeiten für das infolge des unsymmetrischen Aufbaus bedingte Drehmoment lassen sich selbstverständlich in geeigneter Weise kombinieren. Man kann beispielsweise sämtliche drei Ausgleichsmöglichkeiten an einem Flugzeug vorsehen.To compensate for the torque generated by the screw the propeller pull direction of the engine forms an angle that struts away from the fuselage with the longitudinal axis of the aircraft. But you can also according to the invention an im The vertical stabilizer lies at a certain angle to the longitudinal axis give. This angle is to be dimensioned in such a way that a compensation of the asymmetrical arrangement is effected. But you can also according to the invention, the leading edge of the horizontal stabilizer make an acute angle with the propeller pull axis, which also control against the asymmetrical propeller pull is achieved. The mentioned three compensation options for the one conditioned as a result of the asymmetrical structure Torque can of course be combined in a suitable manner. One can for example, provide all three compensation options on an aircraft.

Ausführungsbeispiele der Erfindung sind auf der Zeichnung dargestellt. Es zeigen Abb. i ein Flugzeug in unsymmetrischem Aufbau mit der Steuervorrichtung am eigentlichen Rumpf, Abb. 2 ein ähnlich durchgebildetes Flugzeug, aber . tnit der Steuereinrichtung am Triebwerksr umpf, Abb.3 ein Flugzeug, bei dem die Steueranlage sowohl am Rumpf als am Triebwerkskörper befestigt ist und >-lbb. ,l eine Abb. i ähnliche Durchbildung, aber mit einer Triebwerksanlage finit eitlem Motorpaar in Tandemänordnung.Embodiments of the invention are shown in the drawing. Fig. I shows an aircraft with an asymmetrical structure with the control device on the actual fuselage, Fig. 2, a similarly designed aircraft, but. tnit the control device on the engine body, Fig.3 an airplane, at which the control system is attached to both the fuselage and the engine body and> -lbb. , l a fig. i similar design, but with a finite power plant Pair of motors in tandem.

Der Rumpf i des Flugzeugs gemäß Abb. i ist in bezug auf die gedachte Längsachse a-a nach der rechten Seite hin verschoben, während die Tr iebwerksanlage 2 nach der anderen Seite hin verschoben ist. Es bereitet keine Schwierigkeiten, die Trabfläche 3 so- zu formen, daß ihr Auftriebsmittel mit dem irgendwo zwischen Rumpf und Triebwerk liegenden Schwerpunkt des Flugzeugs annähernd übereinstimmt. Dieser Schwerpunkt kann beispielsweise auf der Linie a-a liegen. Zum Ausgleich des durch Schraubenschub und Widerstandszentrum bedingten Drehmoments auf der linken Seite sind zusätzliche Mittel erforderlich: In der Abb. i sind drei hierzu geeignete Mittel angedeutet.. Der Motor ist um einen Winkel a aus der Längsachse herausgedreht worden. Hierdurch wird bewirkt, daß der Schraubenstrahl das senkrechte Leitwerk 4., 5 schräg anbläst, wodurch sich ein die Drehung ausgleichendes Moment einstellt Der Ausgleich kann aber auch bewirkt werden durch Schräganordnung des Seitenleitwerkes q.; 5. Das Seitenleitwerk ist gemäß Abb. i um einen Winkel ß in bezug zur Längsachse verstellt worden. Eine schräge Anblaskante 6 am waagerechten Leitwerk 7 erzeugt ebenfalls eine erwünschte Gegensteuerung; die Schrägung ist unter einem Winkel y in bezug zur Senkrechten auf die gedachte Längsachse a-a vorgesehen. -Die in der Einleitung erwähnten Vorteile der zweimotorigen Flugzeuge treten gemäß der Durchbildung nach der Erfindung ebenfalls auch für einmotorige Flugzeuge auf. Erfahrungsgemäß bereitet es keine Schwierigkeiten, bei zweimotorigen Flugzeugen nach Ausfall eines Motors.das Flugzeug im Gleichgewicht zu halten. Es ist offensichtlich, daß bei einer Durchbildung "nach der Erfindung wesentlich weniger Schwierigkeiten zu erwarten sind; da die Unsymmetrie im Vergleich zu dem unsymmetrischen Zustand eines zweimotorigen Flugzeugs mit einem ausgefallenen Motor sehr klein "ist. (Sie beträgt weniger als die Hälfte .eines Propellerdurchmessers:) Ist es aus irgendwelchen baulichen oder betriebstechnischen Gründen erforderlich, das Gewichtszentrum zu trennen vom Widerstandsmittel, so kann man durch zweckmäßige Lage der Triebwerksanlage, das ist entweder rechts oder links vom Rumpf, das Drehmoment der Schraube zum Ausgleich eines evtl. wirksamcn Gewichtsmoments benutzen. Läuft z. B. die Schraube bei einer Anlage, entsprechend der Abb. i von hinten gesehen, im Uhrzeigersinn, dann ergibt sich ein l,,eaktionsmomeiit auf das Flugzeug im entgegtngesetzten Sinn. In einem solchen Fall -würde man zweckmäßigerweise den rechtsliegenden Rumpf stärker beladen.The fuselage i of the aircraft according to Fig. I is with respect to the imaginary Longitudinal axis a-a shifted to the right, while the engine system 2 is shifted to the other side. There is no problem to shape the trot area 3 in such a way that its buoyancy device with the somewhere between The fuselage and engine approximately match the center of gravity of the aircraft. This center of gravity can be on the line a-a, for example. To compensate for the torque caused by screw thrust and center of resistance on the left Additional resources are required: In Fig. I, three are suitable for this purpose Medium indicated .. The motor is rotated out of the longitudinal axis by an angle α been. This causes the propeller jet to hit the vertical tail unit 4., 5 blows diagonally, whereby a torque compensating the rotation is set The compensation can, however, also be brought about by an inclined arrangement of the rudder unit q .; 5. The vertical stabilizer is at an angle β with respect to the longitudinal axis as shown in Fig. I been adjusted. An inclined blowing edge 6 is generated on the horizontal tail unit 7 also a desired countermeasure; the slope is at an angle y provided in relation to the vertical to the imaginary longitudinal axis a-a. -The in the The advantages of twin-engine aircraft mentioned in the introduction occur according to the implementation according to the invention also for single-engine aircraft. According to experience there is no problem with twin-engine aircraft after one of the failures Motors. To keep the aircraft in balance. It is obvious that with one By training "according to the invention, significantly fewer difficulties are to be expected are; because the unbalance compared to the unbalanced state of a twin-engine Aircraft with a failed engine is very small "(it is less than half of a propeller diameter :) Is it from any structural or operational reasons necessary to separate the weight center from the resistance means, so you can by expedient location of the power plant, which is either on the right or to the left of the fuselage, the torque of the screw to compensate for a possibly effective Use moment of weight. Runs z. B. the screw in a system, accordingly of Fig. i, seen from behind, in a clockwise direction, then there is an action mechanism on the plane in the opposite sense. In such a case, it would be appropriate load the right trunk more heavily.

Ein Idealfall wird dann eintreten, wenn das Widerstandszentrum nahe an das Triebwerk geschoben wird und wenn das Gewichtszentrum andererseits so weit von diesem entfernt angeordnet ist, daß es das Propellerdrehmoment gerade ausgleicht.An ideal case will occur when the center of resistance is close is pushed to the engine and when the center of weight on the other hand so far is located away from this that it just balances the propeller torque.

Solche Verhältnisse sind sehr wohl denkbar bei einsitzigen Flugzeugen, bei denen der Widerstand des kleinen Rumpfes viel geringer ist als der eines Triebwerks mit Kühlanlage.Such conditions are very conceivable in single-seat aircraft, where the resistance of the small fuselage is much less than that of an engine with cooling system.

Die Abb. 2 bis .4 lassen einige Abweichungen von der Abb. i erkennen. In Abb. 2 ist die hintere Verlängerung 8 des Triebwerkkörpers 2 als Träger für. das Leitwerk y, i o durchgebildet. Der Rumpf i ist verhältnismäßig kurz gehalten. Abb.3 zeigt die Anordnung der Leitwerkteile i i, 12, 13 an den Verlängerungen 14 und 15 des Triebwerkkörpers 2 und des eigentlichen Rumpfes 3. Die Abb. ¢ zeigt eine der Abb. i sehr ähnliche Durchbildung; es ist aber ein Motorpaar 16, 17 in Tandemanordnung vorgesehen.Figs. 2 to .4 show some deviations from Fig. I. In Fig. 2, the rear extension 8 of the engine body 2 is used as a support for. the tail unit y, io formed. The body i is kept relatively short. Fig.3 shows the arrangement of the tail unit parts ii, 12, 13 on the extensions 14 and 15 of the engine body 2 and the actual fuselage 3. Fig. ¢ shows a design very similar to Fig. I; however, a pair of motors 16, 17 in tandem is provided.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Airplane with one or more engines and one or more propellers, which in the latter case in the bleaching air jet are, characterized in that with an asymmetrical structure, the engine on the one hand and an engineless fuselage or an engineless nacelle, on the other hand, from the Are set in the middle.

2. Aircraft according to claim i, characterized in that the Propeller pull direction creates an angle a with the longitudinal axis that struts from the fuselage (i) (a-a) forms.

3. Aircraft according to claim i, characterized in that the propeller jet lying part of the rudder unit (5) forms an angle β with the longitudinal axis (a-a). q .. aircraft according to claim i, characterized in that the leading edge (6) of the Horizontal stabilizer (7) finite the propeller axis or with the longitudinal axis (a) an angle forms.