NL8501515A - Vliegtuig. - Google Patents

Description

•r i 4 NL 32923-dV/kvn Vliegtuig.

(1e afsplitsing van octrooiaanvrage nr. 73.04785)

De uitvinding heeft betrekking op een vliegtuig met een vleugeIconstructie die tenminste één vleugel met een voorrand en een achterrand omvat, welke ene vleugel een bovenvlak en een ondervlak heeft die een vleugelprofiel vormen 5 voor het opwekken van een draagkracht wanneer de vleugel door de lucht vooruit beweegt, waarbij tenminste een deel van de achterrand van het vleugelprofieldeel een gebogen uitsparing met een voorste deel en een paar zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen vormt, waarbij een motorisch aangedreven rotor 10 samenwerkt met de vleugel en roteerbaar is gemonteerd om een as die in een verticaal vlak ligt dat evenwijdig is aan de richting van de voorwaartse beweging van de vleugel, waarbij de rotor radiale bladen heeft waarvan de tippen beweegbaar zijn langs een ringvormige baan die tenminste gedeeltelijk 15 binnen de gebogen uitsparing ligt, waarbij de ringvormige baan een voorste deel heeft dat dichtbij het voorste deel van de uitsparing ligt en boven het ondervlak van het vleugelpro-fiel en onder het bovenvlak van het vleugelprofiel ligt, waarbij de ringvormige baan een paar op afstand uit elkaar 20 liggende zijdelen heeft die dichtbij de zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen van de uitsparing liggen, waarbij de ringvormige baan een gebogen achterste deel heeft dat diametraal tegenover het voorste deel van de ringvormige baan ligt, waarbij de ringvormige baan een eerste diameter heeft, 25 die zich voorwaarts uitstrekt en het voorste en achterste deel van de ririgvormige baan snijdt en ligt in een verticaal vlak dat evenwijdig is aan de bewegingsbaan van een vliegtuig, waarbij de ringvormige baan een tweede diameter heeft die loodrecht op de eerste diameter staat en evenwijdig is 30 aan het horizontale vlak, waarbij het oppervlak van de rotorbladen een opwaartse kracht opwekt en een lage-drukluchtstroming over het bovenvlak en een hoge-drukluchtstroming onder het ondervlak opwekt, waardoor het vliegtuig omhoog wordt gestuwd bij rotatie van de bladen, waarbij middelen zijn aan-35 gebracht om deze bladen te roteren.

Een dergelijk vliegtuig is bekend uit het Amerikaanse octrooischrift 3.372.891. In wezen beschrijft dit 630i 5 tg \ ϊ ί - 2 - octrooischrift een vleugelconstructie, waarbij de vleugel een vleugelprofiel heeft, dat zo geconstrueerd is, dat dit een draagkracht opwekt, wanneer de vleugel door de lucht wordt bewogen. Met het vleugelprofieldeel werkt een rotor samen, 5 die roteert in een halve cirkelvorm die is gevormd door de achterrand van de vleugel. De rotor heeft meerdere rotorbladen, waarvan de tippen in een vlak roteren. Het rotatievlak van de tippen snijdt de achterrand van de vleugel en de tippen liggen binnen het profiel van de achterrand.

10 Het vliegtuig volgens de uitvinding onderscheidt zich van het bekende vliegtuig, doordat de rotatieas van de rotor naar voren is gekanteld en een scherpe hoek met het horizontale vlak maakt, waarbij de ringvormige baan van de tippen van de rotorbladen naar achteren omhoog helt vanaf de 15 achterrand van de vleugel en waarbij elk van de zijdelen van de ringvormige baan boven het ondervlak van het vleugelpro-fiel en onder het bovenvlak van het vleugelprofiel ligt en waarbij het gebogen achterste deel van de ringvormige baan boven het voorste deel van de ringvormige baan ligt en waar-20 bij de eerste diameter van de ringvormige baan zich naar voren omlaag uitstrekt volgens een scherpe hoek met een horizontaal vlak en waarbij het oppervlak van de rotorbladen een voorwaartse stuwkracht opwekt om het vliegtuig voort te stuwen.

'25 De uitvinding wordt hierna nader toegelicht aan de hand van de tekening, waarin een uitvoeringsvoorbeeld is weergegeven.

Fig. 1 is een perspectivische afbeelding van een vliegtuig volgens de uitvinding.

30 Fig. 2 is een bovenaanzicht van een deel van het vliegtuig van fig. 1.

Fig. 3 is een zijaanzicht van het vliegtuig van f ig. 1.

Fig. 4 is een vooraanzicht van een deel van het 35 vliegtuig van fig. 1.

Fig. 5 is een schematische afbeelding en toont de tandemopstelling van de vleugels van het vliegtuig en de invloed die de rotoren van de tamdemvleugels op elkaar hebben.

Fig. 6 is een enigszins schematische afbeelding en 8501515 • « - 3 - toont de schuine opstelling van de rotor om een aanzienlijke voorwaartse stuwkracht te verkrijgen.

Fig. 7 is een schematisch bovenaanzicht van een deel van de rotor- en vleugelconstructie.

5 Fig. 8 is een schematische afbeelding van de sa menhang van de rotor-en vleugelconstructie.

Fig. 9, 10, 11 en 12 zijn schematische voorstellingen van de luchtstroming om verschillende aërodynamische constructies.

10 Fig. 13 is een grafiek die het draagvermogen van verschillende aërodynamische constructies toont.

De onderhavige uitvinding verschaft een aanzienlijk verbeterd vliegtuig. Het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding is speciaal ontworpen om vloeibaar gemaakt 15 aardgas of ruwe olie te transporteren vanuit moeilijk bereikbare plaatsen die op andere wijze misschien wel zelfs praktisch ontoegankelijk zijn voor een pijpleiding.

Het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding is schematisch afgebeeld in fig. 1 en in het algemeen aange-20 geven met 10. Het vliegtuig 10 heeft een paar op afstand van elkaar geplaatste constructie-eenheden 11, 12 die de nuttige lading dragen. Het vliegtuig 10 heeft verder meerdere vleugels 14, 16 en 18. De tegenovergestelde buiteneinden van de vleugels 14, 16 en 18 zijn verbonden met lichter dan lucht 25 uitgevoerde draageenheden. De nuttige lading kan ook worden gedragen in de als vleugeleindvlak werkende eenheden 20 en 22 en in de vleugels 14, 16, 18 evenals in de constructie-eenheden 11, 12.

De constructie-eenheden en de dragers 11 en 12 30 kunnen op elke gebruikelijke wijze zijn uitgevoerd en zijn afgebeeld als in het algemeen stroomlijnvormige opslagtanks, die kamers vormen voor het opnemen van de nuttige lading bijvoorbeeld vloeibaar gemaakt aardgas, ruwe olie of dergelijke. Geschikte schotten, een dragende huid en spanten en verstij-35 vers zijn opgenomen in de dragers 11 en 12 om de lading te dragen en daarvoor kan elke geschikte constructie worden toegepast.

Het vliegtuig 10 is op geschikte wijze voorzien van een cabine die in het algemeen is aangegeven met 40.

8501515 * # --4-

Waarnemingsgondels 41 en 42 kunnen aan de vooreinden van de draageenheden 20 en 22 zijn aangebracht. Bovendien zijn geschikte landingsgestellen 43 aangebracht voor het starten en landen van het vliegtuig. Verder is het vliegtuig voorzien 5 van een staartroersectie op elke draageenheid 20 en 22 om het vliegtuig te stabiliseren. Het vliegtuig kan althans nagenoeg verticaal starten en landen en kan worden ontworpen om te starten en te landen op water, sneeuw enz.

De draageenheden 20 en 22 zijn lichter dan lucht 10 uitgevoerd. De eenheid 22 is, zoals in fig. 2 is afgebeeld uitgevoerd met meerdere compartimenten 24. Elk compartiment dient voor het opnemen van helium. Bij voorkeur is de helium opgenomen in zakken die in de compartimenten 24 zijn geplaatst. Wanneer de heliumzakken in de draageenheden zijn 15 geplaatst, oefenen de draageenheden, die natuurlijk lichter dan lucht zijn, een aanzienlijke draagkracht op het vliegtuig uit. In het vliegtuig dat is ontworpen om een nuttige lading van 3.000.000 kg te dragen, kan de door de draageenheden 20, 22 verschafte draagkracht in de orde van grootte van 20 1.000.000 kg liggen. De door de draageenheden 20, 22 verschafte draagkracht kan groter zijn dan het gewicht van het vliegtuig en in dit geval moeten geschikte middelen zoals balast of vertuiingen worden gebruikt om te verhinderen dat het vliegtuig in onbelaste toestand opstijgt.

25 De vleugelconstructie 14 omvat meerdere vleugel- delen die zijn aangegeven met 26, 28 en 30. Het vleugeldeel 26 is verbonden met de draageenheid 20 en de drager 11. Het vleugeldeel 28 is verbonden met de dragers 11 en 12. Het deel 30 van de vleugel strekt zich uit tussen de drager 12 en de 30 draageenheid 22 en is daarmee verbonden. Deze vleugeldelen 26, 28 en 30 kunnen delen zijn van een enkele continue vleu-. gelconstructie die gaat door de dragers 11, 12. De vleugel 18 heeft een soortgelijke constructie en bestaat uit drie delen 26a, 28a en 30a, die met dezelfde delen zijn verbonden zoals 35 boven voor de vleugel 14 is opgemerkt.

De vleugelconstructies 14 en 18 zijn verbonden met de dragers en de draageenheden althans nagenoeg in het midden daarvan en liggen althans nagenoeg centraal ten opzichte van de verticale uiteinden van het vliegtuig. De 8501515 * « - 5 - draageenheden 20, 22 hebben een aanzienlijke diameter (in de orde van 42 m) en zijn centraal verbonden met de buitenste tippen van de vleugelsecties 26, 26a en 30, 30a. De draageenheden 20, 22 hebben delen die boven de vleugeltippen liggen, 5 en delen die onder de vleugeltippen uitsteken. Deze delen werken als eindvlakken voor de vleugeltippen en verminderen in het bijzonder de luchtstroming over de vleugeltippen tussen het onder- en bovenvlak daarvan. De draageenheden richten de luchtstroming over de vleugelsecties en vergroten de 10 draagkracht van de vleugelconstructies 14, 18.

De vleugelconstructie 16 bestaat uit een enkele constructie-eenheid die zich uitstrekt tussen de bovenste delen van de draageenheden 20 en 22 en die zich uitstrekt over het bovenste deel van de dragers 11 en 12. De vleugel-15 constructie 16 is natuurlijk op geschikte wijze verbonden met de bovenste delen van de dragers 11 en 12 en met de draageenheden 20 en 22. De draageenheden 20, 22 werken als eindvlakken voor de vleugelconstructie 16 en verhinderen dat de lucht van de onderzijde van de vleugel naar de bovenzijde van de 20 vleugel rondom de vleugeltip stroomt en vergroten daardoor het draagvermogen van de vleugelconstructie 16.

Het zal duidelijk zijn, dat de draagkracht die wordt opgewekt op de vleugelconstructie 14, 16 en 18 daardoor wordt overgebracht op de drager 11 en 12 en op de draageenhe-25 den 20, 22 en dat een geschikte constructie van de vleugel en de verbindingen met de draageenheden 20 en 22 en de dragers 11, 12 nodig is voor de te hanteren gewichten.

Om het draagvermogen van het vliegtuig belangrijk te vergroten is elke vleugelconstructie 14, 16 en 18 voozien 30 van een inductieluchtdraagkrachtsysteem. Zoals bij de beschreven uitvoeringsvorm is afgebeeld, heeft de vleugelconstructie 14 en in het bijzonder de sectie 30 daarvan een voorrand 50 en een achterrand 51 (zie fig. 2). De achterrand is gevormd met twee half-cirkelvormige uisparingen 52 en 53.

35 De sectie 30 heeft de vorm van een vleugelprofiel en is gevormd door een bovenvlak 55 en een ondervlak 56 (zie fig. 6).

De constructie van de sectie 30 van de vleugel 14.is zodanig, dat wanneer het vliegtuig 10 door de lucht beweegt, de luchtstroom over het bovenvlak 55 en het ondervlak 56 op de ge- 8501515

* I

- 6 - bruikelijke wijze een draagkracht op de vleugel opwekt. Deze draagkracht is een gevolg van het feit dat de lucht over het bovenvlak van de vleugel met een veel grotere snelheid beweegt, waardoor een drukvemindering langs het bovenoppervlak 5 van de vleugel wordt veroorzaakt, terwijl de lucht over het ondervlak veel langzamer beweegt, waardoor een druktoename op het ondervlak van de vleugel wordt veroorzaakt. Dit is het bekende aërodynamische vleugelprofielwerking tengevolge waarvan een draagkracht op de vleugel van het vliegtuig wordt 10 uitgeoefend.

Bij het afgebeelde vliegtuig 10, wordt de bovengenoemde draagkracht versterkt door roteren 60, 62, die elk meerdere bladen hebben, die samenwerken met de half-cirkel-vormige uitsparingen 52 en 53 in de achterrand van de vleu-15 gelsectie 30. De rotorbladen zijn zo gelegen, dat de tippen daarvan dichtbij doch nog op een afstand van het achterrand-deel, dat het oppervlak van de halve cirkel vormt, liggen. De rotorbladen hebben tippen die roteren om een in het algemeen verticale as, die zoals in fig. 1 is afgebeeld, in het alge-20 meen overeenkomt met de as van de half-cirkelvormige uitsparing waarmede de bladen samenwerken. De tippen van de bladen 60, 62 roteren in een vlak, dat loodrecht staat op het oppervlak, dat de half-cirkelvormige achterrand van de vleugel vormt, en dit oppervlak snijdt.

25 Wanneer de rotorbladen 60 en 62 roteren, vergroten zij de snelheid waarmede de lucht over het bovenoppervlak 55 van de vleugelsectie 30 beweegt doordat de lucht snel daarover wordt aangezogen zoals door de stroompijl B is aangegeven, en tegelijkertijd vergroten ze de druk onder de vleugel-30 sectie 30 en bovendien vertragen ze de luchtstroom over het ondervlak van de vleugel zoals is aangegeven door de stroompijl C (zie fig. 6). Dientengevolge vergroten de rotorbladen 60, 62 de draagkracht van de vleugelprofielsectie 30, waarmede ze samenwerken. Wanneer de rotorbladen roteren wordt een wer-35 velwerking aan de rotorbladtippen opgewekt, die samenwerkt met de half-cirkelvormige achterrand zoals in fig. 8 is afgebeeld. Deze wervelwerking veroorzaakt een· luchtstroming die verder een draagkracht op het ondervlak van de vleugel uitoefent. Deze wervelwerking treedt achter elk blad van de rotor 8501515 * - 7 - op en is schematisch in de tekening afgeheeld door de stroom-pijlen A in fig. 6, 7 en 8«

Naast de wervelwerking en verbetering van de vleu-gelprofielwerking verschaffen de roterende bladen een verti-5 cale kracht op de wijze van een helikopterblad, waardoor een aanvullende draagkracht op de vleugelsectie 26 wordt uitgeoefend.

De rotorbladen 60/ 62 worden door een geschikte krachtbron aangedreven waaraan op een geschikte wijze energie 10 of brandstof wordt toegevoerd. Bovendien worden de bladen 60/ 62 ondersteund door de vleugelsectie 30 en zjn op geschikte wijze daarmede verbonden door een steunstijlsectie 69 die de verticale kracht van de bladen 60/ 62 kan overbrengen op de vleugelconstructie.

15 Uit de tekening blijkt dat de sectie 26 van de vleugel 14, en de sectie 28 van de vleugel 14 eveneens twee daarmede samenwerkende rotoreenheden heeft die zijn aangeduid met 65-68 en zijn uitgevoerd en met de vleugelsectie samenwerken op de wijze die boven in verband met de rotoreenheden 20 60 en 62 beschreven is. Ook met de vleugelconstructie 16 werken zes rotoreenheden samen, die zijn aangeduid met 70-75. De vleugelconstructie 18 heeft ook zes rotoreenheden, die zijn aangeduid met 80-85 en daarmede samenwerken. De rotoreenheden zijn alle geplaatst op de verschillende vleugels met dezelfde 25 afstand zodat een lijn door het midden van elke rotor samenvalt met de achterrand van het vleugeldeel tussen de rotoreenheden.

Uit het voorgaande blijkt dat de rotoreenheden die met de verschillende vleugelsecties samenwerken, het 30 draagvermogen van het vliegtuig 10 zeer sterk vergroten boven het draagvermogen van de vleugelprofielsectie alleen. Natuurlijk kan het aantal rotorbladen en de grootte daarvan en het vermogen van de krachtbron voor het roteren van de bladen die met de vleugelsectie samenwerken, worden vergroot om het 35 draagvermogen van het vliegtuig 10 nog verder te vergroten.

Hoewel zes rotoren in de tekening zijnafgebeeld voor samenwerking met elke vleugelconstructie, kan elk aantal rotoreenheden samenwerken met de vleugelconstructie om te voldoen aan de eisen die worden gesteld aan de nuttige lading.

8501515 * * - 8 -

Zoals werd opgemerkt, verschaffen de rotoreenheden die samenwerken met de vleugelconstructies een zeer grote draagkracht aan het vliegtuig 10, terwijl deze rotoreenheden ook dienen om het vliegtuig voort te stuwen. Deze voortstu-5 wing wordt verkregen doordat de rotorbladen een druktoename opwekken in de zone onder de rotorbladen en radiaal buitenwaarts vanaf de tippen van de bladen. Deze druktoename die door de bladtipwerking wordt veroorzaakt, verschaft een door de pijl D in de tekening aangegeven voorwaartse stuwkracht op 10 de achterrand van de vleugelconstructie om het vliegtuig voort te stuwen.

Om de voortstuwende werking van de rotorbladen volgens de uitvinding te vergroten zjn de rotorbladen in voorwaartse richting gekanteld zoals het best in fig. 6 is 15 afgebeeld. Naast de voorwaartse stuwkracht die wordt verschaft door de door de pijl D aangegeven druk die op het oppervlak van de achterrand werkt, verschaffen de rotorbladen een voorwaartse stuwkrachtcomponent omdat ze naar voren gekanteld zijn. In de bij voorkeur toegepaste uitvoering is de 20 rotatieas van de bladen ongeveer 10° uit de verticaal geplaatst zodat ht rotatievlak van de bladen (aangegeven met X in fig. 6) de voorwaartse bewegingsrichting van het vliegtuig tijdens de kruisvlucht met een hoek van ongeveer 10° snijdt. Het half-cirkelvormige achterranddeel is, zoals in 25 fig. 6 afgebeeld, evenwijdig aan de rotatieas van de bladen en vormt evenzo een hoek met 10° met de verticaal.

Hoewel de afzonderlijke samenwerking van de rotor-heden met het vleugelprofiel, waarmede deze samenwerken, boven in detail beschreven is, is de gunstige invloed van de 30 rotoreenheden bij een tandemvleugelopstelling belangrijk.

Fig. 5 toont deze invloed schematisch aan. Verwijzend naar fig. 5, zijn de tandemvleugels 14, 16 in doorsnede afgebeeld, waarbij bij elke vleugel slechts één rotor is afgebeeld, waarbij wordt opgemerkt, dat natuurlijk ook andere rotoren 35 met de vleugels samenwerken.

Wanneer het vliegtuig 10 door de lucht beweegt, werken de rotoren- op een grote luchtmassa zowel boven als onder het vliegtuig, terwijl het vliegtuig daardoorheen passeert, en gezegd zou kunnen worden, dat deze luchtmassa's ten 8501515 * « - 9 - opzichte van het vliegtuig langzaam omlaag en naar achteren bewegen zoals in het algemeen is aangegeven door de stroom-pijlen 90 in fig. 5. Elke rotor op elke vleugel veroorzaakt en induceert bewegingen van grote luchtmassa's. Wanneer de 5 vleugels in tandem in de nabijheid van elkaar zijn opgesteld, veroorzaakt elke vleugel een neerwaartse en achterwaartse beweging van een deel van de fluïdum- of gasmassa in de nabijheid van de andere vleugel. Zoals schematisch in fig. 5 is afgebeeld met de in volle lijnen getrokken pijlen, induceert 10 of veroorzaakt de met de vleugel 14 samenwerkende rotor 60 een neerwaartse en achterwaartse beweging van een deel van het fluïdum of de gasmassa in de nabijheid van de vleugel 16 en omgekeerd veroorzaakt de rotor 70 een neerwaartse stroming of beweging van het gas in de nabijheid van de vleugel 14 15 zoals is aangegeven door de met streepjeslijnen afgebeelde pijlen. De invloed van elke rotor op zijn naburige vleugel is natuurlijk niet zo groot als zijn invloed op zijn eigen vleugel.

Elke vleugel heeft derhalve een neerwaartse en 20 achterwaartse fluïdumstroming daaromheen die door de vleugel zelf en de daarmede samenwerkende rotoren en door de werking van de met de aangrenzende vleugel samenwerkende rotoren wordt opgewekt. De totale draagkracht die op het vliegtuig wordt uitgeoefend, is derhalve de draagkracht van de vleugel 25 14 plus de draagkracht van de vleugel 16 plus de toename van de draagkracht op de vleugel 14 die wordt geïnduceerd door de vleugel 16, en de toename van de draagkracht op de vleugel 16 die wordt geïnduceerd door de vleugel 14. Het zal derhalve duidelijk zijn, dat de door de tandemvleugels 14 en 16 opge-30 wekte draagkracht groter is dan tweemaal de draagkracht die door elk van deze vleugels afzonderlijk wordt opgewekt. De tandemvleugels vormen dus een aanzienlijk verbeterd draag-krachtsysteem.

De afstand van de vleugels 14 en 16 is belangrijk 35 zodat êén vleugel de gewenste invloed op de aangrenzende vleugel uitoefent. De afstand tussen de tandemvleugels 14 en 16 moet niet groter zijn dan ongeveer 70% van de totale vleugelspanwijdte van elke vleugel. Met andere woorden kan de met 79 aangegeven afstand in fig. 2 en 5 tot 70% van de binnenaf- 8501515 - 10 - stand tussen de draageenheden 20, 22 bedragen.

De minimumafstand tussen de tandemvleugelconstruc-ties moet bepaald worden met beschouwing van de aërodynamische invloed van de.voorste vleugel op de achterste vleugel.

5 Wanneer de vleugels in hetzelfde vlak dicht bij elkaar liggen, zal de voorste vleugel een nadelige invloed op de achterste vleugel hebben. In het bijzonder zal de invalshoek waarmede de lucht in het algemeen de achterste vleugel treft, niet juist zijn en zelfs bij de bij voorkeur toegepaste uit-10 voeringsvorm is de vleugel verticaal op een afstand geplaatst om de invalshoekbeïnvloeding te verminderen. Bovendien zullen de rotoreenheden op de voorste vleugel de luchtstroming op de achterste vleugel beïnvloeden. De half-cirkelvormige uitsparingen 52, 53 in de achterrand van de voorste vleugel steken 15 ongeveer de helft van de afstand uit door de vleugelkoorden. Derhalve steken de rotorbladen ongeveer de helft van een vleugelkoorde in afstand uit vanaf de achterrand van de voorste vleugel. Derhalve zou de achterste vleugel zelf, indien deze in hetzelfde vlak als de voorste vleugel lag, tenminste 20 zover moeten worden geplaatst, dat deze vrij ligt van de rotorbladen op de voorste vleugel. De afstand tussen de vleugels 16 en 18 moet eveneens in orde zijn om het voordeel van de tandemwerking te verkrijgen.

De onderlinge beïnvloeding van de rotor in de 25 vleugel tezamen met de onderlinge beïnvloeding tussen de in tandem opgestelde vleugels kan worden nagegaan aan de hand van de benaderde resulterende stroomlijnen van de luchtstroming zoals is afgebeeld in fig. 9, 10, 11 en 12. In fig. 9 is de benaderde luchtstroming afgebeeld voor een rotor alleen 30 die vooruit beweegt door een luchtmassa op de wijze zoals wordt waargenomen bij een helikopter.

Fig. 10 toont bij benadering de stroomlijnen wanneer deze rotor werkt in combinatie met een vleugelconstruc-tie. Opgemerkt wordt dat een grotere luchtmassa omlaag en 35 over de combinatie van vleugel en rotor wordt bewogen dan in fig. 9 voor de onafhankelijk van de vleugel werkende rotor is • afgebeeld. De vleugel in combinatie met de rotor heeft een luchtstromingspatroon dat vergelijkbaar zou zijn met wat zou worden waargenomen als de rotorbladen theoretisch tijdens het 8501515 - 11 - voorwaartse deel van hun rotatie zo werden verlengd, dat ze een oppervlak bestreken, dat het gecombineerde vleugelrotor-oppervlak omvat. De rotorvleugelcombinatie werkt met andere woorden op de lucht op dezelfde wijze alsof deze een zeer 5 veel grotere rotor was met een oppervlak gelijk aan dat van de bestaande rotor plus het deel van de vleugel voorwaarts van de rotor. Dit leidt tot een verdeling van het vermogen over een groot oppervlak en verschaft het rendement van een zeer lage schijfbelasting in termen van een kleine fractie 10 van 8 kW/m van het werkzame gecombineerde vleugelrotorop-pervlak. Het is bekend dat de vermogensbelasting van een helikopter in termen van het totaal opgeheven gewicht per kW belangrijk toeneemt wanneer het rotoroppervlak toeneemt waarbij een lage schijfbelasting wordt verkregen gemeten in kW 15 per m rotoroppervlak. Tengevolge van beperkingen in de sterkte van het materiaal is er een praktische grens aan de afmeting van het bij helikopters beschikbare rotoroppervlak. In het algemeen wordt bij helikopters praktisch een schijfbe- lasting toegepast die ligt tussen ongeveer 4 kW/m tot on-2 20 geveer 24 kW/ra . Met het hier gebruikte gecombineerde vleu-gelrotorsysteem volgens het Amerikaanse octrooischrift 3.372.891 is het thans mogelijk het aan de rotor toegevoerde vermogen te verdelen over een veel groter oppervlak, bestaande uit het rotoroppervlak plus het vleugeloppervlak zoals in 25 fig, 10 is afgebeeld. Op deze basis is het mogelijk werkzame 2 schijfbelastingen te verkrijgen die liggen tussen 0,8 kW/m - 8 kW/m en daardoor dienovereenkomstig hogere vermogensbelastingen te verkrijgen die liggen tussen 960 N/kW en 600 N/kW.

30 Fig. 11 toont bij benadering de luchtstroming die het gevolg is van twee in tandem geplaatste inductievleu-gelrotorsystemen.

Fig. 12 toont bij benadering de werkzame luchtstroming voor een wijder uit elkaar geplaatste tandemopstel-35 ling van inductievleugelrotorsystemen. Opgemerkt wordt dat in fig. 12 een grotere luchtmassa een werkzame neerstromings-snelheid krijgt dan in fig. 11. Als de in tandem geplaatste inductierotorsystemen verder uit elkaar werden bewogen zou elk onafhankelijk werken en geen neerstroomsnelheid voor de 8501515 - 12 - lucht tussen deze tandemsamenstellen veroorzaken. Het is dus belangrijk dat de in tandem geplaatse inductievleugelrotorsa-menstellen dicht genoeg bij elkaar liggen zodat de tussen de samenstellen stromende lucht op doelmatige wijze omlaag ge-5 stuwd wordt door de onderlinge beïnvloeding van de voorste en achterste vleugelrotorsamenstellen op de wijze die in fig. 12 is afgebeeld. Verder is het belangrijk dat deze inductievleu-gelrotorsystemen ver genoeg uit elkaar liggen zodat hun maximum luchtvolume een werkzame neerstroomsnelheid verkrijgt 10 zoals in fig. 12 is afgebeeld in plaats van het meer beperkte luchtvolume dat in fig. 11 is afgebeeld.

Voor elke combinatie van vermogen en vleugelrotor-geometrie moet een optimale afstand tussen de tandemsamenstellen worden bepaald door proefmetingen of aërodynamische 15 berekeningen. Onder invloed van het meesleuren van een groot luchtvolume dat een werkzame neerstroomsnelheid verkrijgt tussen de luchtvolumina waarop normaal elke inductievleugel-rotorsamenstel afzonderlijk zou inwerken, wordt het aan de rotoren toegevoerde vermogen op doelmatige wijze verdeeld 20 over het totale oppervlak dat elk vleugelrotorsysteem en het oppervlak tussen deze in tandem geplaatste vleugelrotorsamenstellen beslaat. De werkzame schijfbelasting gemeten in o kW/m oppervlak kan dus zeer klein gemaakt worden variërend 2 2 van 0,08 kW/m tot ongeveer 0,8 kW/m door te zorgen dat 25 het werkzame schijfoppervlak het gehele oppervlak tussen de tandemvleugelrotorsamenstellen en het oppervlak van de vleugelrotorsamenstellen zelf omvat. Als de werkzame schijfbelasting zeer klein wordt gemaakt volgens de uitvinding, kan de werkzame vermogensbelasting worden verhoogd tot waarden die 30 variëren van 2160 N/kW tot 960 N/kW voor deze in tandem opgestelde inductievleugelrotorsamenstellen.

Fig. 13 toont bij benadering het verband tussen de werkzame vermogensbelasting in draagkracht per PK op een verticale schaal afgezet tegen de werkzame schijfbelasting in 35 vermogen per oppervlakte-eenheid afgezet op een horizontale schaal. Uit deze grafiek blijkt dat de helikopter zeer lage rendementen heeft in termen van werkzame draagkracht per kW, variërend van 3,6 N/kW tot 8,4 N/kW. Het inductiedraagkracht-systeem met een enkele vleugel is mechanisch in staat een 850 1 5 1 5 - 13 - ., vermogensverdeling over een groter doelmatig oppervlak te 2 2 krijgen variërend van 0,8 kw/m tot 8 kW/m , waarbij een

werkzame vermogensbelasting ontstaat variërend van 960 N/kW

tot 600 N/kW. De in tandem opgestelde inductievleugelrotorsa- 5 menstellen kunnen een nog verder gaande verdeling van het vermogen over een groter werkzaam oppervlak bereiken waarmede de schijfbelasting wordt verminderd tot waarden variërend van 2 2 0,08 kW/m tot 0,8 kW/m , waardoor een werkzame vermogensbelasting wordt verkregen die varieert tussen 1800 N/kW 10 tot 960 N/kW.

850 1 5 1 5

Claims (8)

1. Vliegtuig met een vleugelconstructie die tenminste één vleugel met een voorrand en een achterrand omvat, welke ene vleugel een bovenvlak en een ondervlak heeft die een vleugelprofiel vormen voor het opwekken van een draag-5 kracht wanneer de vleugel door de lucht vooruit beweegt, waarbij tenminste een deel van de achterrand van het vleugelprof ieldeel een gebogen uitsparing met een voorste deel en een paar zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen vormt, waarbij een motorisch aangedreven rotor samenwerkt met de 10 vleugel en roteerbaar is gemonteerd om een as die in een verticaal vlak ligt dat evenwijdig is aan de richting van de voorwaartse beweging van de vleugel, waarbij de rotor radiale bladen heeft waarvan de tippen beweegbaar zijn langs een ringvormige baan die tenminste gedeeltelijk binnen de gebo-15 gen uitsparing ligt, waarbij de ringvormige baan een voorste deel heeft dat dichtbij het voorste deel van de uitsparing ligt en boven het ondervlak van het vleugelprofiel en onder het bovenvlak van het vleugelprofiel ligt, waarbij de ringvormige baan een paar op afstand uit elkaar liggende zijde-20 len heeft die dichtbij de zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen van de uitsparing liggen, waarbij de ringvormige baan een gebogen achterste deel heeft dat diametraal tegenover het voorste deel van de ringvormige baan ligt, waarbij de ringvormige baan een eerste diameter heeft, die zich 25 voorwaarts uitstrekt en het voorste en achterste deel van de ringvormige baan snijdt en ligt in een verticaal vlak dat evenwijdig is aan de bewegingsbaan van een vliegtuig, waarbij de ringvormige baan een tweede diameter heeft die loodrecht op de eerste diameter staat en evenwijdig is aan het hori-30 zontale vlak, waarbij het oppervlak van de rotorbladen een opwaartse kracht opwekt en een lage-drukluchtstroming over het bovenvlak en een hoge-drukluchtstroming onder het ondervlak opwekt, waardoor het vliegtuig omhoog wordt gestuwd bij rotatie van de bladen, waarbij middelen zijn aangebracht om 35 deze bladen te roteren, met het kenmerk, dat de rotatieas van de rotor naar voren is gekanteld en een scherpe hoek met het horizontale vlak maakt, waarbij de ringvor- 8501515 - 15 - • » mige baan van de tippen van de rotorbladen naar achteren omhoog helt vanaf de achterrand van de vleugel en waarbij elk van de zijdelen van de ringvormige baan boven het ondervlak van het vleugelprofiel en onder het bovenvlak van het 5 vleugelprofiel ligt en waarbij het gebogen achterste deel van de ringvormige baan boven het voorste deel van de ringvormige baan ligt en waarbij de eerste diameter van de ringvormige baan zich naar voren omlaag uitstrekt volgens een scherpe hoek met een horizontaal vlak en waarbij het opper-10 vlak van de rotorbladen een voorwaartse stuwkracht opwekt om het vliegtuig voort te stuwen.

2. Vliegtuig volgens conclusie 1, m e t het kenmerk, dat dit is voorzien van een langwerpig lichaam, een paar langwerpige uit elkaar liggende draageenheden 15 die lichter dan lucht zijn en langsassen hebben die evenwijdig zijn aan de langsas van het lichaam, waarbij de ene vleugel zich uitstrekt tussen deze draageenheden en het lichaam en daarmede is verbonden, waarbij het vleugelprofiel van de ene vleugel ligt tussen deze draageenheden, waarbij 20 een tweede vleugel is verbonden met en zich uitstrekt tussen de draageenheden en het lichaam op een punt achterwaarts van de eerste vleugel, waarbij de tweede vleugel een voor- en achterrand en een boven- en ondervlak heeft die een tweede vleugelprofiel vormen dat ligt tussen de draageenheden, 25 waarbij tenminste een deel van de achterrand van het tweede vleugelprofiel een tweede gebogen uitsparing vormt, waarbij een tweede motorisch aangedreven rotor is verbonden met de tweede vleugel en roteerbaar is om een voorwaarts gekantelde as die een scherpe hoek maakt met het horizontale vlak en 30 ligt in een verticaal vlak dat evenwijdig is aan de voorwaartse bewegingsrichting van de tweede vleugel, waarbij de tweede rotor radiale bladen heeft waarvan de tippen bewegen langs een tweede ringvormige baan die omhoog naar achteren helt vanaf de achterrand van de tweede vleugel en tenminste 35 gedeeltelijk ligt in de tweede gebogen uitsparing, waarbij het voorste deel van de tweede gebogen baan vlakbij het voorste deel van de tweede uitsparing ligt, waarbij het voorste deel van de tweede ringvormige baan boven het ondervlak van het tweede vleugelprofiel en onder het bovenvlak 850 1 51 5 - 16 - van het tweede vleugelprofiel ligt, waarbij de tweede ringvormige baan een paar uit elkaar liggende zijdelen heeft die vlakbij de zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen van de tweede uitsparing liggen, waarbij elk van de zijdelen van de 5 tweede ringvormige baan boven het ondervlak van het tweede vleugelprofiel en onder het bovenvlak van het tweede vleugel-profiel ligt, waarbij de tweede ringvormige baan een gebogen achterste deel heeft dat diametraal tegenover en boven het voorste deel van de tweede ringvormige baan ligt, waarbij de 10 tweede ringvormige baan een eerste diameter heeft die naar voren omlaag loopt volgens een scherpe hoek met het horizontale vlak en het voorste en achterste deel van de tweede ringvormige baan snijdt, waarbij de eerste diameter van de tweede ringvormige baan in een verticaal vlak ligt dat even-15 wijdig is aan de bewegingsbaan van het vliegtuig, waarbij de tweede ringvormige baan een tweede diameter heeft die loodrecht op de eerste diameter staat en evenwijdig is aan het horizontale vlak, waarbij de bladen van de tweede rotor oppervlakken hebben om een opwaartse en voorwaartse stuwkracht 20 op te wekken en een lage-drukluchtstroming over het bovenvlak van het tweede vleugelprofiel. en een hoge-drukstroming onder het ondervlak van het tweede vleugelprofiel op te wekken om het vliegtuig verder opwaarts en voorwaarts te stuwen bij rotatie van de bladen van de tweede rotor, waarbij middelen 25 zijn aangebracht om de bladen van de tweede rotor te roteren.

3. Vliegtuig volgens conclusie 1, verder gekenmerkt door een langwerpig lichaam dat is verbonden met de eerste vleugelconstructie, een tweede vleugelconstruc-30 tie die is verbonden met en zich dwars buitenwaarts aan tegenovergestelde zijden van het lichaam uitstrekt, waarbij de tweede vleugelconstructie een voor- en achterrand en een boven- en ondervlak heeft die een tweede vleugelprofiel vormen dat een draagkrachtcomponent op de tweede vleugelconstructie 35 uitoefent, waarbij tenminste een deel van de achterrand van het tweede vleugelprofiel een tweede gebogen uitsparing vormt met een voorste deel en een paar zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen, waarbij een tweede motorisch aangedreven rotor is verbonden met de tweede vleugelconstructie om een 850 1 5 1 5 - 17 - , ► lage-drukluchtstroom over het bovenvlak van het tweede vleu-gelprofiel en een hoge-drukluchtstroom van lucht over het ondervlak van het tweede vleugelprofiel te induceren om het vliegtuig verder omhoog te stuwen/ waarbij de tweede rotor 5 een aantal radiale bladen heeft waarvan de tippen bewegen langs een tweede ringvormige baan die zich achterwaarts uitstrekt vanaf de achterrand van het tweede vleugelprofiel en tenminste gedeeltelijk ligt binnen de tweede gebogen uitsparing, waarbij de tweede ringvormige baan een voorste deel 10 heeft dat dichtbij het voorste deel van de tweede uitsparing ligt, waarbij het voorste deel van de tweede ringvormige baan ligt boven het ondervlak van het tweede vleugelprofiel, waarbij de tweede ringvormige baan een paar uit elkaar liggende zijdelen heeft, die dichtbij de zich naar achteren uitstrek-15 kende zijdelen van de tweede uitsparing liggen, waarbij elk van deze zijdelen van de tweede ringvormige baan ligt boven het ondervlak van het tweede vleugelprofiel en onder het bovenvlak van het tweede vleugelprofiel, waarbij de tweede ringvormige baan een gebogen achterste deel heeft dat achter 20 de achterrand van het tweede vleugelprofiel ligt.

4. Vliegtuig volgens conclusie 1, verder g e-kenmerkt door tenminste een paar draaglichamen die op afstand van elkaar liggen en lichter zijn dan lucht en die zijn verbonden met tegenovergestelde einddelen van de vleu- 25 gelconstructie, waarbij elk draaglichaam een deel heeft dat uitsteekt boven het bovenvlak van de vleugelconstructie en een tweede deel dat uitsteekt onder het ondervlak van de vleugeIcons tructie.

5. Vliegtuig volgens conclusie 1, m e t het 30 kenmerk, dat de vleugelconstructie verder is voorzien van een boven- en ondervlak die een tweede vleugelprofiel vormen om een draagkracht op te wekken wanneer de vleugelconstructie door de lucht vooruit beweegt, waarbij tenminste een deel van de achterrand van het tweede vleugelprofiel een 35 tweede gebogen uitsparing vormt met een voorste deel en een paar zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen, waarbij een tweede motorisch aangedreven rotor is verbonden met de vleugelconstructie en roteerbaar is gemonteerd om een voorwaarts gekantelde as die zich uitstrekt volgens een scherpe hoek met 8501515 > ; . - 18 - èen horizontaal vlak en ligt in een verticaal vlak dat zich evenwijdig uitstrekt aan de voorwaartse bewegingsrichting van de vleugelconstructie., waarbij de tweede rotor radiale bladen heeft met tippen die bewegen langs een tweede ringvormige 5 baan die omhoog en naar achteren helt vanaf de achterrand van de vleugelconstructie en tenminste gedeeltelijk binnen de tweede gebogen uitsparing ligt, waarbij de tweede ringvormige baan een voorste deel heeft dat vlakbij het voorste deel van de tweede uitsparing ligt, waarbij het voorste deel van de 10 tweede ringvormige baan boven het ondervlak van het tweede vleugelprofiel en onder het bovenvlak van het tweede vleugel-profiel ligt, waarbij de tweede ringvormige baan een paar op afstand van elkaar liggende zijdelen heeft die vlakbij de zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen van de tweede baan 15 liggen, waarbij elk van deze zijdelen van de tweede ringvormige baan ligt boven het ondervlak van het tweede vleugelpro-fiel waarbij de tweede ringvormige baan een gebogen achterste deel dat diametraal tegenover en boven het voorste deel van de tweede ringvormige baan ligt, waarbij de tweede ringvormi-20 ge baan een eerste diameter heeft die voorwaarts omlaag loopt volgens een scherpe hoek met een horizontaal vlak en het voorste en achterste deel van de tweede ringvormige baan snijdt, waarbij de eerste diameter van de tweede ringvormige baan ligt in een verticaal vlak dat evenwijdig is aan de be-25 wegingsbaan van het vliegtuig, waarbij de tweede ringvormige baan een tweede diameter heeft die loodrecht op de eerste diameter staat en evenwijdig is aan het horizontale vlak, waarbij de bladen van de tweede rotor oppervlakken hebben die een opwaartse en voorwaartse stuwkracht produceren en een 30 lage drukluchtstroom over het bovenvlak van het tweede vleugelprof iel en een hoge drukluchtstroom onder het ondervlak van het tweede vleugelprofiel induceren om daardoor verder het vliegtuig omhoog en voorwaarts te stuwen bij rotatie van de bladen van de tweede rotor, waarbij middelen zijn aange-35 bracht om de bladen van deze tweede rotor te roteren.

6. Vliegtuig volgens conclusie 5, m e t het kenmerk, dat het vliegtuig verder een paar op afstand van elkaar liggende zich in de langsrichting uitstrekkende lichamen heeft waarmee de vleugelconstructie is verbonden, 3501515 > - 19 - waarbij de eerste en tweede vleugelprofieldeien en de eerste en tweede rotoren tussen deze lichamen liggen.

7. Vliegtuig volgens conclusie 5, m e t het kenmerk, dat het vliegtuig een zich in de langsrichting 5 uitstrekkend transportlichaam heeft, waarbij de vleugelcon-structie is verbonden met en zich buitenwaarts uitstrekt vanaf tegenovergestelde zijden van dit transportlichaam, waarbij het eerste vleugelprofiel en de eerste rotor aan de ene zijde van het transportlichaam liggen en het tweede vleugelprofiel 10 en de tweede rotor aan de tegenovergestelde zijde van dit transportlichaam liggen.

8. Vliegtuig volgens conclusie 5, m e t het kenmerk, dat een eerste arm zich achterwaarts uitstrekt vanaf het bovenvlak van het eerste vleugelprofiel om de eer- 15 ste rotor te ondersteunen en een tweede arm zich achterwaarts uitstrekt vanaf het bovenvlak van het tweede vleugelprofiel om de tweede rotor te ondersteunen. 8501515