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Die vorliegende Erfindung betrifft ein System zur Umformung
eines horizontal startenden und selbsttragend horizontal
fliegenden Flugzeugs in ein selbsttragend horizontal
fliegendes, vertikal landendes und startendes, hybrid
integriertes Flugzeug.
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Insbesondere betrifft die Erfindung ein System der
vorstehenden Gattung, welches es ermöglicht, die existierenden
herkömmlichen Flugzeuge in vertikal startende und landende
und horizontal fliegende Flugzeuge umzuwandeln, und zwar
durch extrem einfache und nicht zu teure Umstellungsvorgänge.
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Wie allgemein bekannt ist, liegt der Hauptvorteil vertikal
startender und landender Flugzeuge, die auch als VTOL
(Vertical Take-Off Landing) bekannt sind, unter einem
praktischen Gesichtspunkt und wenn man die Probleme außer
Acht lässt, die mit den erhöhten Kosten verbunden sind, in
der Fähigkeit, jeden, alles und überall zu erreichen, wenn
diese für den Transport und für Umweltschutz- sowie
Zivilschutzdienste verwendet werden.
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Diesen Vorteilen stehen die hohen Betriebskosten der
bestehenden VTOL-Technologie, insbesondere was die
Hubschrauber betrifft, im Vergleich zu den anderen Fahrzeugen
und Transportsystemen entgegen.
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Die erhöhten Kosten ergeben sich durch die sehr hohe Menge an
Energie, die notwendig ist, um den Hubschrauber während
seines horizontalen Flugs zu tragen, angesichts des nicht
vorhandenen tragenden Schubs der feststehenden Tragflächen,
welche bei den herkömmlichen Flugzeugen vorgesehen sind.
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Andererseits wird dieser Nachteil teilweise reduziert, und
zwar im Hinblick auf die nicht vorhandenen Transportkosten
und die Transportzeit von der Stadt zum Flughafen, da es
möglich ist, direkt in der Stadt zu landen, da der
Hubschrauberlandeplatz im Vergleich zu den traditionellen Flughäfen
weniger Platz erfordert, sodass Zeit gespart wird und die
erforderlichen Beladungsvorgänge vereinfacht werden.
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Die Hauptaufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin,
die Leistungsfähigkeit von VTOL-Flugzeugen mit dem durch
Turbinenantriebe oder Strahltriebwerke angetriebenen
horizontalen Flug zu vereinen, was deutlich billiger ist (im
Folgenden wird dieses hybride Merkmal mit VTOL-HF - Vertlaal
Take-Off Landing - Horizontal Flight bezeichnet).
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Fachleuten auf dem Gebiet ist außerdem bekannt, dass in der
internationalen Luftfahrtindustrie bereits zwei Modelle von
Flugzeugen, die mit wechselbaren integrierten
VTOL-HF-Merkmalen ausgestattet sind, entwickelt worden sind, nämlich
Harrier und V-22 Osprey.
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Harriers sind Militärflugzeuge mit Strahltriebwerken, die in
Großbritannien durch ein Joint Venture von British Aerospace
und McDonnel Douglas hergestellt werden.
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Demgegenüber sind V-22 Osprey Militärflugzeuge mit einem
Turbinenantrieb, die eine kippbare Rotor/Motorgruppe
aufweisen und in den Vereinigten Staaten von Bell Textron und
Boeing hergestellt werden. Es ist bereits die Realisierung
einer zivilen Version vorgesehen.
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Was die Harrier betrifft, so wird die VTOL-Fähigkeit dadurch
erzielt, dass während der Start-/Landephasen der Schub der
Hauptstrahltriebwerke nach unten gedreht wird.
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Stattdessen basiert die V-22-Osprey VTOL-HF auf der direkten
Verwendung dieser Hauptmotoren und der relevanten
Schub
mechanismen sowohl im Hubschraubermodus (VTOL) als auch als
Turbopropeller (HF), indem die an den Enden der Tragflächen
vorgesehenen Hauptmotoren von oben in Richtung des Bodens
gedreht (gekippt) werden.
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Die Schubmechanismen der V-22 sind auf der Grundlage eines
Kompromisses zwischen großen Propellern und Rotorblättern
gestaltet, da es notwendig ist, zu erreichen, dass sie als
Turbopropeller (HF) und als Hubschrauber (VTOL) arbeiten.
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Beide Lösungen betreffen Flugzeuge, die speziell dafür
vorgesehen und insbesondere dafür gestaltet sind, als VTOL-HF
genutzt zu werden: Wenn sie horizontal fliegen, nutzen sie
dieselben Hauptmotoren, die auf Grundlage des maximal für den
senkrechten Start und die senkrechte Landung notwendigen
Schubs bemessen sind, folglich mit einer Auswirkung auf die
Betriebskosten.
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US-A-5 244 167 beschreibt ein Hubverstärkungssystem für
Flugzeuge. US-A-3 823 898 beschreibt ein hydraulisch
gesteuertes, mittels Fluidstrom angetriebenes Flugzeug. Der
Oberbegriff von Anspruch 1 basiert auf diesen Dokumenten.
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Angesichts des Vorstehenden hat der Anmelder eine Lösung
untersucht, die es ermöglicht, die VTOL-HF-Technologie als
einen Nachrüstsatz für die existierenden Flugzeuge
anzuwenden.
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Die entsprechend der vorliegenden Erfindung vorgeschlagene
Lösung sieht vor, dass die Hauptmotoren nicht nach oben und
nach unten gekippt werden, sondern in jeder Flugphase in der
standardmäßigen horizontalen Stellung (HF) verbleiben, und
zwar indem die standardmäßigen Propeller oder die
Strahltriebwerke verwendet werden, die bereits für den horizontalen
Flug vorgesehen sind, wobei die zusätzliche
Leistungsfähigkeit, die für den VTOL-Startschub notwendig ist, durch die
Übertragung des Schubs der Standardrotor-VTOL-Motoren
erhalten wird, die durch hydraulische Pumpen/Stellglieder
angetrieben werden, als auch durch kleine, kippbare
Strahltriebwerke, die im Heckteil und/oder am Rumpf vorgesehen
sind, welche während des horizontalen Flugs abgeschaltet
(nicht verwendet) werden. Diese kleinen Strahltriebwerke
können auch Mantelstromtriebwerke umfassen, die
gegebenenfalls durch das hydraulische System angetrieben werden.
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Die entsprechend der vorliegenden Erfindung vorgeschlagene
Lösung sieht vor, dass die Hauptmotoren nicht nach oben und
nach unten gekippt werden, sondern in jeder Flugphase in der
standardmäßigen horizontalen Stellung (HF) verbleiben, und
zwar indem die standardmäßigen Propeller oder die
Strahltriebwerke verwendet werden, die bereits für den horizontalen
Flug vorgesehen sind, wobei die zusätzliche
Leistungsfähigkeit, die für den VTOL-Startschub notwendig ist, durch die
Übertragung des Schubs von diesen Standardmotoren auf VTOL-
Rotoren erhalten wird, die durch hydraulische
Pumpen/Stellglieder angetrieben werden, als auch durch kleine kippbare
Strahltriebwerke, die im Heckteil und/oder am Rumpf
vorgesehen sind, welche während des horizontalen Flugs
abgeschaltet (nicht verwendet) werden. Diese kleinen
Strahltriebwerke können auch Mantelstromtriebwerke umfassen,
die durch das hydraulische oder nicht hydraulische System
angetrieben werden.
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein preisgünstiges
integriertes System für vertikalen Start und vertikale
Landung sowie selbsttragenden horizontalen Flug (VTOL-HF)
bereitzustellen.
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Eine andere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin,
ein System bereitzustellen, dass eine einfache Modifikation
durch Nachrüstung der bestehenden Luftfahrzeuge gestattet
(sowohl neue als auch gebrauchte Flugzeuge und Hubschrauber),
und zwar für die Umwandlung in ein VTOL-HF-Flugzeug, wobei
geringe strukturelle Modifikationen eingebracht werden.
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Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht
darin, ein System zur Verfügung zu stellen, das die
Verbesserung der Sicherheit während der Übergangsphase in einer
Situation mit einem ausgefallenen Motor ermöglicht.
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Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht
darin, ein System der vorstehenden Gattung zu realisieren,
welches extrem zuverlässig ist und Vorteile unter
aerodynamischem Aspekt und unter Beladungsaspekten aufweist.
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Die spezielle Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht
deshalb darin, ein System zur Umformung eines herkömmlichen
selbsttragenden, horizontal startenden und landenden
Flugzeugs zu einem hybrid integrierten, selbsttragenden, vertikal
startenden und landenden und horizontal fliegenden Flugzeug
zur Verfügung zu stellen, welches neben dem bereits in dem
Flugzeug vorgesehenen Antriebssystem ein hydraulisches
Antriebssystem umfasst, das mindestens einen
Luftschraubenrotor aktiviert, der während der vertikalen Start- und
Landephase sowie der Übergangsphase verwendet werden soll,
wobei das hydraulische System durch die Motoren des Flugzeugs
angetrieben wird, sowie mindestens einen Hilfsmotor, der an
einer Stelle am Heck und/oder unter dem Flugzeug vorgesehen
ist, wobei der mindestens eine Hilfsmotor zwischen zwei
Grenzstellungen, und zwar der vertikalen Stellung bzw. der
horizontalen Stellung, allmählich kippbar und schwenkbar ist,
wobei die Standard-Antriebsmittel des Flugzeugs während des
vertikalen Starts und der Landung sowie der Übergangsphase
außer Betrieb gesetzt sind und während des selbsttragenden
horizontalen Flugs in Betrieb sind und wobei der mindestens
eine Luftschraubenrotor und der mindestens eine Hilfsmotor
während des vertikalen Starts und der vertikalen Landung
sowie der Übergangsphase in Betrieb sind und während des
selbsttragenden horizontalen Flugs außer Betrieb gesetzt
sind.
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Genauer gesagt sind erfindungsgemäß und in Abhängigkeit von
den Dimensionen des Flugzeugs ein oder mehrere
Luftschraubenrotoren vorgesehen, die durch ein hydraulisches
Antriebssystem betrieben werden, das durch die Hauptmotoren
angetrieben wird, wobei die Rotoren am Rumpf des Flugzeugs am
vorderen, mittleren oder hinteren Teil oder an den
Tragflächen vorgesehen sind, um den vertikalen Start und die
vertikale Landung des Flugzeugs zu gewährleisten.
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Erfindungsgemäß besteht der mindestens eine Hilfsmotor
vorzugsweise aus mindestens einem Strahltriebwerk oder
mindestens einem Raketentriebwerk oder mindestens einem
hydraulisch oder nicht hydraulisch angetriebenen
Mantelstromtriebwerk.
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Entsprechend einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung
sind mehrere kippbare Hilfsmotoren vorgesehen, die
hauptsächlich im hinteren Teil des Flugzeugs oder am Bodenteil
desselben angeordnet sind, die während der vertikalen Start-
und Landephasen sowie der Übergangsphase verwendet werden
sollen.
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Weiterhin sind entsprechend einer bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung der vertikale Rotor oder die vertikalen Rotoren
in ihrer Stellung befestigt, selbst wenn sie während des
horizontalen Flugs deaktiviert sind, wobei es möglich ist,
sie in geeigneter Weise in der aerodynamischen Struktur oder
in den Tragflächen anzuordnen.
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Ferner können diese Rotoren entsprechend einer bevorzugten
Ausführungsform der Erfindung, wenn sie nicht benutzt werden,
zusammengeklappt werden und können in einem in dem
Flugzeugrumpf vorgesehenen Gehäuse aufgenommen werden.
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Die vorliegende Erfindung wird nun zum Zwecke der
Veranschaulichung und nicht der Einschränkung entsprechend ihrer
bevorzugten Ausführungsformen unter besonderer Bezugnahme auf
die Figuren der beigefügten Zeichnungen beschrieben, in
welchen: die
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Fig. 1a, 1b und 1c in einer Ansicht von der Seite, von
oben bzw. von vorn eine erste Ausführungsform
eines Flugzeugs zeigen, das mit dem
erfindungsgemäßen System ausgestattet ist, und zwar in
einer vertikalen Start-/Landephase; die
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Fig. 2a, 2b und 2c in einer Ansicht von der Seite, von
oben bzw. von vorn das mit dem erfindungsgemäßen
System ausgestattete Flugzeug aus Fig. 1 in
einer horizontalen Flugphase zeigen; die
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Fig. 3a, 3b und 3c in einer Ansicht von der Seite, von
oben bzw. von vorn eine zweite Ausführungsform
eines Flugzeugs zeigen, das mit dem
erfindungsgemäßen System ausgestattet ist, und zwar in
einer vertikalen Start-/Landephase; die
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Fig. 4a, 4b und 4c in einer Ansicht von der Seite, von
oben bzw. von vorn das mit dem erfindungsgemäßen
System ausgestattete Flugzeug aus Fig. 3 in
einer horizontalen Flugphase zeigen; die
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Fig. 5a, 5b und 5c in einer Ansicht von der Seite, von
oben bzw. von vorn eine dritte Ausführungsform
eines Flugzeugs zeigen, das mit dem
erfindungsgemäßen System ausgestattet ist, und zwar in
einer vertikalen Start-/Landephase; die
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Fig. 6a, 6b und 6c in einer Ansicht von der Seite, von
oben bzw. von vorn das mit dem erfindungsgemäßen
System ausgestattete Flugzeug aus Fig. 5 in
einer horizontalen Flugphase zeigen; und
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Fig. 7 schematisch die unterschiedlichen Start-, Flug-
und Landephasen eines Flugs entsprechend der
Erfindung zeigt.
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In der folgenden Beschreibung wird zugleich auf alle Figuren
der beigefügten Zeichnungen Bezug genommen, wobei jeweils die
Unterschiede zwischen den drei in den Zeichnungen gezeigten
Ausführungsformen aufgezeigt werden.
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Wie bereits gesagt, ermöglicht das erfindungsgemäße System,
die existierenden Flugzeuge zu modifizieren. Die
Grundmerkmale des erfindungsgemäßen Systems sind die Fähigkeit zum
vertikalen Start und zur vertikalen Landung (VTOL), welche
durch den integrierten vertikalen Schub des
VTOL-Luftschraubenrotors (oder der Luftschraubenrotoren) 1 sichergestellt
wird, welche durch hydraulische Motoren (nicht gezeigt)
angetrieben werden, als auch durch den dazukommenden Schub
der Hilfsmotoren und der Strahltriebwerke 2 oder
Raketentriebwerke oder hydraulisch oder nicht hydraulisch
angetriebenen Manielstromtriebwerke.
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Insbesondere sind ein oder mehrere VTOL-Luftschraubenrotoren
1 vorgesehen, die durch leichte und effiziente hydraulische
Motoren mit geeigneten Abmessungen angetrieben werden, die
durch ein hydraulisches System in Betrieb gesetzt werden, das
mit der Schubquelle der Hauptmotoren 3 verbunden ist und
durch diese aktiviert wird.
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Während der Lande- und Startphase werden die Wellen der
Hauptmotoren 3 zeitweilig von ihren Standardpropellern
getrennt und werden durch eine Kupplung oder ein anderes
geeignetes Getriebe mit einem hydraulischen Kompressor (nicht
gezeigt) verbunden.
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Auf diese Weise werden 100% des Schubs des Hauptmotors oder
der Hauptmotoren durch das hydraulische System übertragen,
sodass während des Startens oder Landens der hydraulische
Motor oder die hydraulischen Motoren und die relevanten VTOL-
Rotoren angetrieben werden.
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Der gesamte Schub (oder ein geringerer Anteil des Schubs),
der zu dem hydraulischen System abgeleitet wird, wird dann
nach dem Ende der Startphase für den vorwärts gerichteten
horizontalen Flug (HF) auf die Propeller 3 übertragen (dazu
beachte man bitte Fig. 7).
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Der hydraulische Motor (die hydraulischen Motoren) und der
(die) relevante(n) Luftschraubenrotor(en) 1 sind im Falle
kleiner Flugzeuge üblicherweise auf dem oberen Teil des
Rumpfes 4 vorgesehen. Wenn zwei oder mehr
Luftschraubenrotoren 1 notwendig sind, wird jede Stelle eine geeignete
Stelle für diese darstellen, beispielsweise die Enden der
Tragflächen 5, der obere Teil des Rumpfes oder am
Flugzeugheck 6.
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Wie aus den drei unterschiedlichen Ausführungsformen
ersichtlich ist, die in den Fig. 1 und 2, 3 und 4 bzw. 5 und 6
gezeigt sind, können die Rotoren 1 folgendermaßen beschaffen
sein:
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- feststehend (Fig. 1 und 2): Die Rotorblätter 1 sind
während der horizontalen Flugphase (HF) aerodynamisch
ummantelt und verriegelt. Wenn ausgewuchtete Blätter
verwendet werden, können sie ummantelt sein, aber nur mit
nach vorn gerichtetem Gleichgewicht verriegelt sein.
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- zusammenklappbar (Fig. 3 und 4): Nach der Startphase
und während der horizontalen Flugphase (HF) werden die
Rotorblätter 1 automatisch abgeknickt und übereinander
geklappt (siehe insbesondere Fig. 4b). Diese "Anordnung"
der Blätter 1 wird langsam in einen längsseitigen Schlitz
7 eingebracht, der im oberen Teil des Rumpfes 4 und/oder
als horizontal aerodynamisches Gehäuse an den
Tragflächenenden 5, wenn sich die Luftschraubenrotoren 1 an
den Tragflächen 5 befinden, vorgesehen ist.
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- doppelte Verwendung, um in bestimmten Fällen in der VTOL-
und der HF-Phase einen weiteren Schub hinzuzufügen
(Fig. 5 und 6).
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Ein oder mehrere kippbare Hilfsstrahltriebwerke 2 oder
kippbare Raketentriebwerke (beispielsweise von
funkgesteuerten Zielraketen oder Flugzeugen abgeleitet) oder
Mantelstromtriebwerke, die im hinteren Teil des Flugzeugs
und/oder unter dem Rumpf 4 angeordnet sind, kommen für den
vertikalen Start oder die Landung, VTOL, zu dem Schub der
Hauptmotoren 3 und der hydraulischen Luftschraubenrotoren 1
hinzu.
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Diese(r) Hilfsmotor(en) und sein (ihr) Schub sowie die
richtungsmäßige Bewegung dieses Schubs stellen die
Übergangsphase von VTOL zu HF (und umgekehrt) sicher und werden in den
VTOL-HF-Phasen folgendermaßen genutzt:
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- Start: Die vorgenannten Hilfsmotoren sind nach unten
gerichtet und liefern einen Schub und eine
Geschwindigkeit, die ausreicht, um den Schub der hydraulischen
Luftschraubenrotoren 1 zu unterstützen und zu
vervollständigen als auch um das Gleichgewicht in einer
horizontalen Fluglage zu gewährleisten;
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- nach dem Start bis zum Übergang: Die Hilfsmotoren werden
allmählich aus der Stellung mit nach unten gerichtetem
Schub in die horizontale Stellung mit einem zum hinteren
Teil gerichteten Schub gedreht (siehe Fig. 7): Somit
wird ein Schub erzielt, der vom Boden (wodurch das
Flugzeug nach oben geschoben wird) allmählich zu einem
nach hinten gerichteten Schub dreht (wodurch das Flugzeug
nach oben geschoben wird);
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- während des Übergangs zum horizontalen Flug: Die
vorgenannten Hilfsmotoren richten ihren Schub allmählich zum
hinteren Teil des Flugzeugs; der Hilfsschub weist die
maximale Geschwindigkeit auf, um den Beginn des
horizontalen Flugs zu unterstützen, und zwar bevor und während
der von dem (den) Hauptmotor(en) 3 kommende Schub zu den
Propellern, für den horizontalen Flug, aufgebaut wird.
Die Unterstützung der Hilfsmotoren ist in dieser Phase
notwendig, um die HF-Geschwindigkeit höher als die
Strömungsabrissgeschwindigkeit zu halten;
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- horizontaler Flug: Die Hilfsmotoren werden in Bezug auf
den Rumpf ausgerichtet und können deaktiviert werden;
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- während des Übergangs zur vertikalen Landung erfolgt das
Entgegengesetzte in Bezug auf den Übergang zum
horizontalen Flug, wobei das System aus hydraulischem
Motor und Luftschraubenrotor(en) 1 wieder seine Arbeit
aufnimmt und der Betrieb der Standardpropeller (oder
Strahltriebwerke) durch die Hauptmotoren 3 unterbrochen
wird;
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- Landung: Während dieser Phase tritt das Entgegengesetzte
zu dem auf, was nach der Startphase ausgeführt wurde.
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- Beendigung der Landung: Die gleichen Funktionen wie bei
der Startphase treten auf.
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Für den Fall, dass nur eine Luftschraube 1 an dem Flugzeug
angebracht ist, wird das Hilfsmotorsystem
(Strahl-/Raketentriebwerk - Mantelstromtriebwerk) während der
Lande-/Startphasen auch als Heckstabilisierer verwendet, wodurch die
Drehung des Flugzeugs vermieden wird.
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Alle zuvor beschriebenen Phasen können entweder unter
Verwendung von Strahltriebwerken/Raketentriebwerken oder
hydraulisch oder nicht hydraulisch aktivierten
Mantelstromtriebwerken ausgeführt werden.
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Während der horizontalen Flugphase wird die HF-Fähigkeit
durch die standardmäßige Verwendung des Hauptmotors (der
Hauptmotoren) 3 und durch den (die) relevanten Propeller oder
das (die) Strahltriebwerk(e) verliehen.
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Auf diese Weise kann das Flugzeug im HF-Modus praktisch einem
Turboprop-Modell (oder einem Modell mit Strahltriebwerken)
gleichgesetzt werden, welches billig ist, da die Absorption
des hydraulischen Systems und der Hilfsmotoren 2 eliminiert
ist. Darüber hinaus wird der Schub der Welle von den Motoren
zu den Propellern 3 wieder hergestellt, während die VTOL-
Rotoren 1 verriegelt sind und aerodynamisch dem Flugzeug
angepasst sind.
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Falls es vorkommen sollte, dass ein Motor nicht in Ordnung
ist, können die folgenden Merkmale des erfindungsgemäßen
VTOL-HF-Systems ausgenutzt werden:
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- Es stellt eine Sicherheitsredundanz (IV) sicher, indem es
die hydraulischen Systeme von jedem Hauptmotor 3 mit
allen hydraulischen Stellgliedern, die mit den an dem
Flugzeug installierten VTOL-Rotoren verbunden sind,
verbindet;
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- ein geeignetes Ventilsystem ermöglicht es, einen
standardmäßigen Betrieb selbst von einem einzigen
Hauptmotor 3 zu erhalten, der mit einem oder mehreren
hydraulischen Motoren verbunden ist;
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- die Strahl/Raketen-Hilfstriebwerke, die sich nun in
Bereitschaftsstellung befinden, stellen eine weitere
Sicherheitsgarantie dar;
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- im Falle des Ausfalls des Hauptmotors 3 (ein Motor
ausgefallen) arbeitet das hydraulische System, das den
(die) anderen Motor(en) betreibt, wodurch der eine nicht
arbeitende ersetzt wird und durch die hydraulischen
Rotoren und die zusätzliche Unterstützung des Antriebs
der Strahl-/Raketentriebwerke eine vertikale
Notlandeprozedur gewährleistet wird;
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- alternativ können der standardmäßige Flug mit einem
ausgefallenen Triebwerk und die Landeprozedur sogar unter
Verfolgung der standardmäßigen Spezifikationen des
Flugzeugs gemäß des Landemodus mit einem ausgefallenen
Triebwerk auf einer Landebahn erfolgen. Diese Alternative
funktioniert auch im Falle des Ausfalls des hydraulischen
Systems oder des hydraulischen Motors.
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Kommen wir zurück zum Vergleich der vorgeschlagenen Lösung
entsprechend der vorliegenden Erfindung mit den bekannten
Lösungen, so muss angemerkt werden, dass für den VTOL-Schub
der Standardschub und die Kraft der Hauptmotoren, die für ein
standardmäßiges Turboprop-Flugzeug gestaltet sind,
prinzipiell nicht ausreicht, um folgendes zu gewährleisten: (a) den
notwendigen zusätzlichen Schub für den vertikalen Start, im
Hinblick auf die Start-Bruttomasse des Flugzeugs, und (b) die
Wiederherstellung des Teils des Leistungsverlusts, der für
die hydraulischen Systeme typisch ist.
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Die zuvor erwähnte Differenz des Schubs, der für VTOL
notwendig ist (a + b), muss zuvorderst durch die
Strahl/Raketentriebwerke mit geeigneten Abmessungen kompensiert werden,
die unterhalb und/oder im hinteren Teil des Flugzeugs
angeordnet sind.
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Darüber hinaus kann eine Erhöhung der maximalen Leistung des
Hauptmotors (der Hauptmotoren) 3 für die kritischen VTOL- und
Übergangsphasen, die zwischen 3 und 5 Minuten dauern,
bereitgestellt werden, um den erforderlichen VTOL-Schub (a + b) zu
kompensieren.
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Dennoch erfordert die Kosteneinsparung (Treibstoffverbrauch),
welche während des horizontalen Flugs durch die Erfindung
gewährleistet ist, dass die zusätzliche Energiezufuhr des
Hauptmotors (der Hauptmotoren) nur in den Start-/Landephasen
erfolgt, welche bei einem etwa einstündigen Standardflug
einen nicht höheren Prozentsatz als 10% der Gesamtflugzeit
ausmachen.
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Während des Entwurfs und/oder der Nachrüstung der
Hauptmotoren wird es notwendig sein, reduzierbare
Leistungsverhältnisse zu realisieren (z. B. eine oder mehrere
Triebwerksstufen oder einen oder mehrere Kompressoren auszuschalten),
wenn der Start abgeschlossen ist und die horizontale
Flugphase beginnt.
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Für das erfindungsgemäße System braucht nur für den
vertikalen Flug eine hocheffiziente, billigere, speziell dafür
vorgesehene Luftschraubenrotoranordnung entworfen zu werden,
da diese nur während dieser Phase angewendet wird (und nicht
auch beim horizontalen Flug, wie es bei Hubschraubern der
Fall ist), wodurch außerdem (beim Typ mit zusammenklappbarer
Luftschraube) ein nachfolgendes Zusammenklappen und Aufnehmen
in einem Gehäuse (und umgekehrt) sichergestellt ist, wenn der
hydraulische Druck abgeschaltet wird (oder wieder aktiviert
wird).
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Die sequentielle Ablaufsteuerung der Flugphasen muss durch
eine computergestützte automatische Prozedur unterstützt
werden, die bei unterschiedlichen atmosphärischen Bedingungen
angewandt werden kann. Eine schnelle, durch einen
automatischen Computer unterstützte Rückkehr zu dem VTOL-Zustand muss
im Falle der Gefahr eines Strömungsabrisses während der
Übergangsphase oder irgendeines anderen Notfalls gegeben
sein.
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Die vorliegende Erfindung ist zum Zwecke der
Veranschaulichung und nicht der Eingrenzung entsprechend ihrer
bevorzugten Ausführungsformen beschrieben worden, es versteht sich
jedoch, dass Modifikationen und/oder Änderungen durch
Fachleute eingebracht werden können, ohne von dem relevanten
Schutzumfang, wie er in den anhängenden Ansprüchen definiert
ist, abzuweichen.