NL8501516A - Vliegtuig. - Google Patents

Description

* * & * NL 32924-dV/kvn Vliegtuig.

(2e afsplitsing van octrooiaanvrage no. 73.04785)

De uitvinding heeft betrekking op een vliegtuig en in het bijzonder op een vliegtuig dat in staat is buitengewoon grote nuttige ladingen te dragen.

Een belangrijke doorbraak bij een draagkrachtsys-5 teem voor een vliegtuig is beschreven in het Amerikaanse oc-trooischrift 3.372.891. In wezen beschrijft dit octrooi-schrift een vleugelconstructie, waarbij de vleugel een vleu-gelprofiel heeft, dat zo geconstrueerd is, dat dit een draagkracht opwekt, wanneer de vleugel door de lucht wordt bewo-10 gen. Met het vleugelprofieldeel werkt een rotor samen, 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 lig-15 gen binnen het profiel van de achterrand. De roterende rotor vergroot de luchtstroming over het bovenvlak van het vleugel-profiel en vermindert de luchtstroming over het ondervlak van het vleugelprofiel. Dientengevolge werkt het vleugelprofiel doelmatig.Bovendien worden terwijl de tippen van de bladen van 20 de rotor roteren, wervels aan de tippen van de bladen opgewekt en deze wervelwerking is zodanig dat dientengevolge een aanvullende draagkracht op het ondervlak van het vleugelpro-fiel wordt uitgeoefend.Dientengevolge wordt een vleugelconstructie met een aanzienlijk verbeterde draagkracht verkregen, 25 waarbij de kracht van de rotor en die van het vleugelprofiel bij elkaar worden opgeteld en tengevolge van de aërodynamische samenwerking van de rotor en het vleugelprofiel,het vleugelpro-fiel aanzienlijk doelmatiger werkt. Bovendien kan een radiaal buitenwaartse krachtcomponent worden opgewekt door de rotor, 30 welke krachtcomponent werkt op het oppervlak van de half-cir-kelvormige achterrand om een voorwaartse stuwkracht op het vliegtuig uit te oefenen.

Volgens de uitvinding wordt het vliegtuig gekenmerkt door een langwerpig lichaam, waarbij een eerste vleugel-35 constructie is verbonden met en zich uitstrekt dwars buitenwaarts van tegenovergestelde zijden van dit lichaam, waarbij de eerste vleugelconstructie is voorzien van een voorrand en een achterrand en een bovenvlak en ondervlak die een eerste 85015ia Ï if - 2 - vleugelprofieldeel vormen dat werkzaam is om een liftcompo-nent uit te oefenen op de eerste vleugelconstructie, waarbij tenminste een deel van de achterrand van het eerste vleugelprof ieldeel is gevormd om een eerste ringvormige uitsparing 5 te vormen met een voorste deel en een paar zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen, waarbij een tweede vleugelconstructie is verbonden met en zich dwars buitenwaarts uitstrekt van tegenovergestelde zijden van dit lichaam, waarbij de tweede vleugelconstructie is voorzien van een voorrand en een ach-10 terrand en een bovenvlak en ondervlak die een tweede vleugelprof ieldeel vormen dat werkzaam is om een liftcomponent uit te oefenen op de tweede vleugelconstructie, waarbij tenminste een deel van de achterrand van het tweede vleugelprofieldeel is uitgevoerd om een tweede gebogen uitsparing te vormen met 15 een voorste deel, een paar zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen, waarbij eerste rotormiddelen zijn verbonden met de eerste vleugelconstructie voor het induceren van een lage-drukstroom van lucht over het bovenvlak van het eerste vleugelprof ieldeel en een hoge-drukstroom van lucht over het bo-20 venvlak van het eerste vleugelprof'ieldeel om het vliegtuig omhoog te stuwen en om een stroom van lucht over het tweede vleugelprofieldeel te bevorderen, waarbij de eerste rotormiddelen zijn voorzien van een aantal in het algemeen radiale bladen met tipdelen die beweegbaar zijn langs een eerste 25 ringvormige baan die zich achterwaarts uitstrekt vanaf de achterrand van het eerste vleugelprofieldeel en tenminste gedeeltelijk is aangebracht binnen de eerste gebogen uitsparing, waarbij de eerste ringvormige baan is voorzien van een voorste deel dat dichtbij het voorste deel van de eerste uit-30 sparing is aangebracht, waarbij het voorste deel van de eerste ringvormige baan is aangebracht boven het ondervlak van het eerste vleugelprofieldeel en onder het bovenvlak van het eerste vleugelprofieldeel, waarbij de eerste ringvormige baan een paar op afstand van elkaar liggende zijdelen heeft die 35 dichtbij de zich achterwaars uitstrekkende zijdelen van de eerste uitsparing zijn aangebracht, waarbij elk van de zijdelen van de eerste ringvormige baan is aangebracht boven het ondervlak van het eerste vleugelprofieldeel en onder 'het bovenvlak van het eerste vleugelprofieldeel, waarbij de eerste 1501-51® « 4 - 3 - ringvormige baan een gebogen achterste deel heeft dat achterwaarts van het achterste deel van het eerste vleugelprofiel-deel is aangebracht, waarbij tweede rotormiddelen zijn verbonden met de tweede vleugelconstructie voor het induceren 5 van een lage-drukstroom van lucht over de bovenvlakken van het tweede’ vleugelprofieldeel en een hoge-drukstroom van lucht over het ondervlak van het tweede vleugelprofieldeel om verder het vliegtuig opwaarts te stuwen, waarbij de tweede rotormiddelen zijn voorzien van een aantal in het algemeen 10 radiale bladen met tipdelen die beweegbaar zijn langs een tweede ringvormige baan die zich achterwaarts van de achterrand van het tweede vleugelprofieldeel uitstrekt en tenminste gedeeltelijk is aangebracht binnen de tweede gebogen uitsparing, waarbij de tweede ringvormige baan een voorste deel 15 heeft dat is aangebracht dichtbij het voorste deel van de tweede uitsparing, waarbij het voorste deel van de tweede ringvormige baan is aangebracht boven het ondervlak van het tweede vleugelprofieldeel, waarbij de tweede ringvormige baan een paar op afstand van elkaar liggende zijdelen heeft die 20 zijn aangebracht dichtbij de zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen van de tweede uitsparing, waarbij elk van de zijdelen van de tweede ringvormige baan is aangebracht boven het ondervlak van het tweede vleugelprofieldeel en onder het bovenvlak van het tweede vleugelprofieldeel, waarbij de tweede 25 ringvormige baan een gebogen achterste deel heeft dat is aangebracht achterwaarts van de achterrand van het tweede vleugelprof ieldeel.

De uitvinding wordt hierna nader toegelicht aan de hand van de tekening, waarin een uitvoeringsvoorbeeld is 30 weergegeven.

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

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

35 Fig. 3 is een zijaanzicht van het vliegtuig van fig. 1.

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

Fig. 5 is een schematische afbeelding en toont de 8501516 « ♦ - 4 - 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 toont de schuine opstelling van de rotor om een aanzienlijke 5 voorwaartse stuwkracht te verkrijgen.

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

Fig. 8 is een schematische afbeelding van de samenhang van de rotor- en vleugelconstructie.

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

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

15 De onderhavige uitvinding verschaft een aanzien lijk verbeterd vliegtuig. Het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding is speciaal ontworpen om vloeibaar gemaakt aardgas of ruwe olie te transporteren vanuit moeilijk bereikbare plaatsen die op andere wijze misschien wel zelfs prak-20 tisch ontoegankelijk zijn voor een pijpleiding.

Het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding is schematisch afgebeeld in fig. 1 en in het algemeen aangegeven met 10. Het vliegtuig 10 heeft een paar op afstand van elkaar geplaatste constructie-eenheden 11, 12 die de nuttige 25 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 uitgevoerde draageenheden. De nuttige lading kan ook worden ' gedragen in de als vleugeleindvlak werkende eenheden 20 en 22 30 en in de vleugels 14, 16, 18 evenals in de constructie-eenheden 11, 12.

De constructie-eenheden en de dragers 11 en 12 kunnen op elke gebruikelijke wijze zijn uitgevoerd en zijn afgebeeld als in het algemeen stroomlijnvormige opslagtanks, 35 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 verstijvers zijn opgenomen in dé dragers 11 en 12 om de lading te dragen en daarvoor kan elke geschikte constructie worden toe- 850 1 5 1 6 * 4 - 5 - gepast.

Het vliegtuig 10 is op geschikte wijze voorzien van een cabine die in het algemeen is aangegeven met 40. Waarnemingsgondels 41 en 42 kunnen aan de vooreinden van de 5 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 van een staartroersectie op elke draageenheid 20 en 22 om het vliegtuig te stabiliseren. Het vliegtuig kan althans nagenoeg 10 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 uitgevoerd. De eenheid 22 is, zoals in fig. 2 is afgebeeld uitgevoerd met meerdere compartimenten 24. Elk compartiment 15 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 geplaatst, oefenen de draageenheden, die natuurlijk lichter dan lucht zijn, een aanzienlijke draagkracht op het vliegtuig 20 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 1.000.000 kg liggen. De door de draageenheden 20, 22 verschafte draagkracht kan groter zijn dan het gewicht van het 25 vliegtuig en in dit geval moeten geschikte middelen zoals balast of vertuiingen worden gebruikt om te verhinderen dat het vliegtuig in onbelaste toestand opstijgt.

De vleugeIconstructie 14 omvat meerdere vleugel-delen die zijn aangegeven met 26, 28 en 30. Het vleugeldeel 30 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 draageenheid 22 en is daarmee verbonden. Deze vleugeldelen 26, 28 en 30 kunnen delen zijn van een enkele continue vleu-35 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 boven voor de vleugel 14 is opgemérkt.

De vleugelconstructies 14 en 18 zijn verbonden 850 1 5 1 6 i i - 6 - 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 draageenheden 20, 22 hebben een aanzienlijke diameter (in de 5 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, en delen die onder de vleugeltippen uitsteken. Deze delen werken als eindvlakken voor de vleugeltippen en verminderen 10 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 draagkracht van de vleugelconstructies 14, 18.

De vleugelconstructie 16 bestaat uit een enkele 15 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 vleugelconstructie 16 is natuurlijk op geschikte wijze verbonden met de bovenste delen van de dragers 11 en 12 en met de draageen-20 heden 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 vleugel rondom de vleugeltip stroomt en vergroten daardoor het draagvermogen van de vleugelconstructie 16.

25 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 draageenheden 20, 22 en dat een geschikte constructie van de vleugel en de verbindingen met de draageenheden 20 en 22 en de dragers 30 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 van een inductieluchtdraagkrachtsysteem. Zoals bij de beschreven uitvoeringsvorm is afgebeeld, heeft de vleugelcon-35 structie 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. De sectie 30 heeft de vorm van een vleugelprofiel en is gevormd door een bovenvlak 55 en een ondervlak 56 (zie fig. 6).

8501516 \ i « - 7 -

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 gebruikelijke wijze een draagkracht op de vleugel opwekt. Deze 5 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 van de vleugel wordt veroorzaakt, terwijl de lucht over het ondervlak veel langzamer beweegt, waardoor een druktoename op 10 het ondervlak van de vleugel wordt veroorzaakt. Dit is het bekende aërodynamische vleugelprofielwerking tengevolge waarvan een draagkracht op de vleugel van het vliegtuig wordt uitgeoefend.

Bij het afgebeelde vliegtuig 10, wordt de bovenge-15 noemde 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-gelsectie 30. De rotorbladen zijn zo gelegen, dat de tippen daarvan dichtbij doch nog op een afstand van -het achterrand-20 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 algemeen overeenkomt met de as van de half-cirkelvormige uitsparing waarmede de bladen samenwerken. De tippen van de bladen 25 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.

Wanneer de rotorbladen 60 en 62 roteren, vergroten zij de snelheid waarmede de lucht over het bovenoppervlak 55 30 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 vleugelsectie 30 en bovendien vertragen ze de luchtstroom over het ondervlak van de vleugel zoals is aangegeven door de stroom-35 pijl 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-velwerking aan de rotorbladtippen opgewekt, die samenwerkt met de half-cirkelvormige achterrand zoals in fig. 8 is afge- 850 1 5 1 6 - 8 - beeld. 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 op en is schematisch in de tekening afgebeeld door de stroom-5 pijlen A in fig. 6, 7 en 8.

Naast de wervelwerking en verbetering van de vleu-gelprofielwerking verschaffen de roterende bladen een verticale kracht op de wijze van een helikopterblad, waardoor een aanvullende draagkracht op de vleugelsectie 26 wordt uitgeoe-10 fend.

De rotorbladen 60, 62 worden door een geschikte krachtbron aangedreven waaraan op een geschikte wijze energie of brandstof wordt toegevoerd. Bovendien worden de bladen 60, 62 ondersteund door de vleugelsectie 30 en zjn op geschikte 15 wijze daarmede verbonden door een steunstijlsectie 69 die de verticale kracht van de bladen 60, 62 kan overbrengen op de vleugelconstructie.

Uit de tekening blijkt dat de sectie 26 van de vleugel 14, en de sectie 28 van de vleugel 14 eveneens twee 20 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 60 en 62 beschreven is. Ook met de vleugelconstructie 16 werken zes rotoreenheden samen, die zijn aangeduid met 70-75. De 25 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 afstand zodat een lijn door het midden van elke rotor samenvalt met de achterrand van het vleugeldeel' tussen de rotor-30 eenheden.

Uit het voorgaande blijkt dat de rotoreenheden die met de verschillende vleugelsecties samenwerken, het draagvermogen van het vliegtuig 10 zeer sterk vergroten boven het draagvermogen van de vleugelprofielsectie alleen. Natuur-35 lijk 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 draagvermogen van het vliegtuig 10 nog verder te vergroten. Hoewel zes rotoren in de tekening zijnafgebeeld voor samen- 350 1 51 6 * 4 - 9 - werking met elke vleugeIconstructie, kan elk aantal rotoreen-heden samenwerken met de vleugelconstructie om te voldoen aan de eisen die worden gesteld aan de nuttige lading.

Zoals werd opgemerkt, verschaffen de rotoreenheden 5 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 voortstuwing wordt verkregen doordat de rotorbladen een druktoèname opwekken in de zone onder de rotorbladen en radiaal buiten-10 waarts 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 de achterrand van de vleugeIconstructie om het vliegtuig voort te stuwen.

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

30 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 rotoreenheden bij een tandemvleugelopstelling belangrijk.

Fig. 5 toont deze invloed schematisch aan. Verwijzend naar 35 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 met de vleugels samenwerken.

Wanneer het vliegtuig 10 door de lucht beweegt, 8501516 * - 10 - r « 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 opzichte van het vliegtuig langzaam omlaag en naar achteren 5 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 vleugels in tandem in de nabijheid van elkaar zijn opgesteld, veroorzaakt elke vleugel een neerwaartse en achterwaartse 10 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 of veroorzaakt de met de vleugel 14 samenwerkende rotor 60 een neerwaartse en achterwaartse beweging van een deel van 15 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 zoals is aangegeven door de met streepjeslijnen afgebeelde pijlen. De invloed van elke rotor op zijn naburige vleugel is 20 natuurlijk niet zo groot als zijn invloed op zijn eigen vleugel.

Elke vleugel heeft derhalve een neerwaartse en achterwaartse fluldumstroming daaromheen die door de vleugel zelf en de daarmede samenwerkende rotoren en door de werking 25 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 14 plus de draagkracht van de vleugel 16 plus de toename van de draagkracht op de vleugel 14 die wordt geïnduceerd door de 30 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 opgewekte draagkracht groter is dan tweemaal de draagkracht die door elk van deze vleugels afzonderlijk wordt opgewekt. De 35 tandemvleugels vormen dus een aanzienlijk verbeterd draag-krachtsysteem.

De afstand van de vleugels 14 en 16 is belangrijk zodat één vleugel de gewenste invloed op de aangrenzende vleugel uitoefent. De afstand tussen de tandemvleugels 14 en §501516 - 11 - 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-stand tussen de draageenheden 20/ 22 bedragen.

5 De minimumafstand tussen de tandemvleugeIconstruc- ties moet bepaald worden met beschouwing van de aërodynamische invloed van de voorste vleugel op de achterste vleugel. Wanneer de vleugels in hetzelfde vlak dicht bij elkaar liggen, zal de voorste vleugel een nadelige invloed op de ach-10 terste 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 uitvoeringsvorm is de vleugel verticaal op een afstand geplaatst om de invalshoekbeïnvloeding te verminderen. Bovendien zullen 15 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 ongeveer de helft van de afstand uit door de vleugelkoorden. Derhalve steken de rotorbladen ongeveer de helft van een 20 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 zover moeten worden geplaatst, dat deze vrij ligt van de rotorbladen op de voorste vleugel. De afstand tussen de vleu-25 gels 16 en 18 moet eveneens in orde zijn om het voordeel van de tandemwerking te verkrijgen.

De onderlinge beïnvloeding van de rotor in de vleugel tezamen met de onderlinge beïnvloeding tussen de in tandem opgestelde vleugels kan worden nagegaan aan de hand 30 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 die vooruit beweegt door een luchtmassa op de wijze zoals wordt waargenomen bij een helikopter.

35 Fig. 10 toont bij benadering de stroomlijnen wan neer deze rotor werkt in combinatie met een vleugelconstruc-tie. Opgemerkt wordt dat een grotere luchtmassa omlaag en over de combinatie van vleugel en rotor wordt bewogen dan in fig. 9 voor de onafhankelijk van de vleugel werkende rotor is 1501516 * - 12 - 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 voorwaartse deel van hun rotatie zo werden verlengd, dat ze 5 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 veel grotere rotor was met een oppervlak gelijk aan dat van de bestaande rotor plus het deel van de vleugel voorwaarts 10 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 o van 8 kW/m van het werkzame gecombineerde vleugelrotorop-pervlak. Het is bekend dat de vermogensbelasting van een he-15 likopter in termen van het totaal opgeheven gewicht per kW belangrijk toeneemt wanneer het rotoroppervlak toeneemt waarbij een lage schijfbelasting wordt verkregen gemeten in kW 2 per m rotoroppervlak. Tengevolge van beperkingen m de sterkte van het materiaal is er een praktische grens aan de 20 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 geveer 24 kW/m . Met het hier gebruikte gecombineerde vleu-gelrotorsysteem volgens het Amerikaanse octrooischrift 25 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 fig. 10 is afgebeeld. Op deze basis is het mogelijk werkzame 2 schijfbelastingen te verkrijgen die liggen tussen 0,8 kW/m 30-8 kW/m en daardoor dienovereenkomstig hogere vermogensbelastingen te verkrijgen die liggen tussen 960 N/kW en 600 N/kW.

Fig. 11 toont bij benadering de luchtstroming die het gevolg is van twee in tandem geplaatste inductievleu-35 gelrotorsystemen.

Fig. 12 toont bij benadering de werkzame luchtstroming voor een wijder uit elkaar geplaatste tandemopstel-ling van inductievleugelrotorsystemen. Opgemerkt wordt dat in fig. 12 een grotere luchtmassa een werkzame neerstromings- 850 1 5 1 6 - 13 - 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 lucht tussen deze tandemsamenstellen veroorzaken. Het is dus 5 belangrijk dat de in tandem geplaatse inductievleugelrotorsamenstellen dicht genoeg bij elkaar liggen zodat de tussen de samenstellen stromende lucht op doelmatige wijze omlaag gestuwd wordt door de onderlinge beïnvloeding van de voorste en achterste vleugelrotorsamenstellen op de wijze die in fig. 12 10 is afgebeeld. Verder is het belangrijk dat deze inductievleu-gelrotorsystemen ver genoeg uit elkaar liggen zodat hun maximum luchtvolume een werkzame neerstroomsnelheid verkrijgt zoals in fig. 12 is afgebeeld in plaats van het meer beperkte luchtvolume dat in fig. 11 is afgebeeld.

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

35 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 vermogen per oppervlakte-eenheid afgezet op een horizontale schaal. Uit deze grafiek blijkt dat de helikopter zeer lage 850 1 5 1 6 * - 14 - 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 vermogensverdeling over een groter doelmatig oppervlak te 5 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- menstellen kunnen een nog verder gaande verdeling van het vermogen over een groter werkzaam oppervlak bereiken waarmede 10 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 tot 960 N/kW.

850 1 5 1 6

Claims (6)

1. Vliegtuig, gekenmerkt door een langwerpig lichaam, waarbij een eerste vleugelconstructie is verbonden met en zich uitstrekt dwars buitenwaarts van tegenovergestelde zijden van dit lichaam, waarbij de eerste vleugelcon-5 structie is voorzien van een voorrand en een achterrand en een bovenvlak en ondervlak die een eerste vleugelprofieldeel vormen dat werkzaam is om een liftcomponent uit te oefenen op de eerste vleugelconstructie, waarbij tenminste een deel van dê achterrand van het eerste vleugelprofieldeel is ge-10 vormd om een eerste ringvormige uitsparing te vormen met een voorste deel en een paar zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen, waarbij een tweede vleugelconstructie is verbonden met en zich dwars buitenwaarts uitstrekt van tegenovergestelde zijden van dit lichaam, waarbij de tweede vleugelcon-15 structie is voorzien van een voorrand en een achterrand en een bovenvlak en ondervlak die een tweede vleugelprofieldeel vormen dat werkzaam is om een liftcomponent uit te oefenen op de tweede vleugelconstructie, waarbij tenminste een deel van de achterrand van het tweede vleugelprofieldeel is uit-20 gevoerd om een tweede gebogen uitsparing te vormen met een voorste deel, een paar zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen, waarbij eerste rotormiddelen zijn verbonden met de eerste vleugelconstructie voor het induceren van een lage-drukstroom van lucht over het bovenvlak van het eerste 25 vleugelprofieldeel en een hoge-drukstroom van lucht over het bovenvlak van het eerste vleugelprofieldeel om het vliegtuig omhoog te stuwen en om een stroom van lucht over het tweede vleugelprofieldeel te bevorderen, waarbij de eerste rotormiddelen zijn voorzien van een aantal in het algemeen radia-30 Ie bladen met tipdelen die beweegbaar zijn langs een eerste ringvormige baan die zich achterwaarts uitstrekt vanaf de achterrand van het eerste vleugelprofieldeel en tenminste gedeeltelijk is aangebracht binnen de eerste gebogen uitsparing, waarbij de eerste ringvormige baan is voorzien van een 35 voorste deel dat dichtbij het voorste deel van de eerste uitsparing is aangebracht, waarbij het voorste deel van de eerste ringvormige baan is aangebracht boven het ondervlak 85 0 1 515 . 9 . - 16 - van het eerste vleugelprofieldeel en onder het bovenvlak van het eerste vleugelprofieldeel, waarbij de eerste ringvormige baan een paar op afstand van elkaar liggende zijdelen heeft die dichtbij de zich achterwaars uitstrekkende zijdelen van 5 de eerste uitsparing zijn aangebracht, waarbij elk van de zijdelen van de eerste ringvormige baan is aangebracht boven het ondervlak van het eerste vleugelprofieldeel en onder het bovenvlak van het eerste vleugelprofieldeel, waarbij de eerste ringvormige baan een gebogen achterste deel heeft dat 10 achterwaarts van het achterste deel van het eerste vleugelprof ieldeel is aangebracht, waarbij tweede rotormiddelen zijn verbonden met de tweede vleugelconstructie voor het induceren van een lage-drukstroom van lucht over de bovenvlakken van het tweede vleugelprofieldeel en een hoge-druk-15 stroom van lucht over het ondervlak van het tweede vleugel-profieldeel om verder het vliegtuig opwaarts te stuwen, waarbij de tweede rotormiddelen zijn voorzien van een aantal in het algemeen radiale bladen met tipdelen die beweegbaar zijn langs een tweede ringvormige baan die zich achterwaarts 20 van de achterrand van het tweede vleugelprofieldeel uitstrekt en tenminste gedeeltelijk is aangebracht binnen de tweede gebogen uitsparing, waarbij de tweede ringvormige baan een voorste deel heeft dat is aangebracht dichtbij het voorste deel van de tweede uitsparing, waarbij het voorste 25 deel van de tweede ringvormige baan is aangebracht boven het ondervlak van het tweede vleugelprofieldeel, waarbij de tweede ringvormige baan een paar op afstand van elkaar liggende zijdelen heeft die zijn aangebracht dichtbij de zich achterwaarts uitstrekkende zijdelen van de tweede uitspa-30 ring, waarbij elk van de zijdelen van de tweede ringvormige baan is aangebracht boven het ondervlak van het tweede vleugelprof ieldeel en onder het bovenvlak van het tweede vleugelprof ieldeel , waarbij de tweede ringvormige baan een gebogen achterste deel heeft dat is aangebracht achterwaarts van 35 de achterrand van het tweede vleugelprofieldeel.

2. Vliegtuig volgens conclusie 1, m e t het kenmerk, dat de eerste rotor roteerbaar is gemonteerd om een voorwaarts gekantelde as die zich uitstrekt volgens een scherpe hoek met een horizontaal vlak en is aangebracht 8501516 * . -17- . * in een verticaal vlak dat zich evenwijdig aan de bewegings-baan van het vliegtuig uitstrekt en het achterste deel van de eerste ringvormige baan is aangebracht boven het voorste deel van de eerste ringvormige baan, waarbij de tweede rotor 5 roteerbaar is gemonteerd om een voorwaarts gekantelde as die zich uitstrekt volgens een scherpe hoek met een horizontaal vlak en dat is aangebracht in een verticaal vlak dat zich evenwijdig aan de bewegingsbaan van het vliegtuig uitstrekt en het achterste deel van de tweede ringvormige baan is aan- 10 gebracht boven het voorste deel van de tweede ringvormige baan.

3. Vliegtuig volgens conclusie 2,met het kenmerk, dat de eerste en tweede vleugelconstructie verticaal versprongen zijn ten opzichte van elkaar.

4. Vliegtuig volgens conclusie 1, verder ge kenmerkt door een langwerpige draageenheid die lichter is dan lucht en zich uitstrekt tussen en is verbonden met de eerste en tweede vleugelconstructie.

5. Vliegtuig volgens conclusie 4,met het 20 kenmerk, dat de eerste en tweede rotor roteerbaar zijn gemonteerd om voorwaarts gekantelde assen die zich uitstrekken volgens scherpe hoeken met een horizontaal vlak.

6. Vliegtuig volgens conclusie l,met het kenmerk, dat een eerste arm achterwaarts van het bo- 25 venvlak van het eerste vleugelprofieldeel uitsteekt om de eerste rotor te ondersteunen en een tweede arm achterwaarts van het bovenvlak van het tweede vleugelprofieldeel uitsteekt om de tweede rotor te ondersteunen. 8501516