DE2903389C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein für Senkrechtstart geeignetes Flugzeug entsprechend dem Oberbegriff des Anspruches 1.

Bei einem aus der US-PS 31 81 810 bekannten derartigen Flugzeug werden die Propeller von einer Antriebsmaschine im Flugzeugrumpf über mechanische Getriebe angetrieben. Für die Transmission zwischen der Antriebsmaschine und den Propellern werden deshalb viele und schwere Teile benötigt. Hinzu kommt, daß von den Getriebeteilen gesonderte Teile zur Halterung sowie zum Schwenken der Tragflügel benötigt werden. Die Summe der Gewichte wird dabei so hoch, daß selbst für einsitzige Flugzeuge Antriebsmaschinen sehr hoher Leistung (mehrere hundert PS) benötigt werden, um das Flugzeug senkrecht starten zu können.

Die DE-OS 24 20 614 zeigt einen Hubschrauber mit mehreren durch Fluidmotore angetriebenen und synchronisierten Propellern, die symmetrisch zum Rumpf angeordnet sind. Da der gezeigte Hubschrauber keine Tragflügel hat, besteht keine Möglichkeit, einen Gleitflug oder eine Landung mit Tragflügeln auszuführen, wenn die Antriebsmaschinen ausfallen. Für einen Flug mit horizontal gestellten Propellerachsen werden Manteldüsen für die Propeller benötigt. Diese Manteldüsen verursachen beim Flug einen hohen Widerstand, im übrigen sind sie schwer und lassen ebenfalls keinen hinreichenden Gleitflug im Falle von Notlandungen zu.

Die US-PS 25 14 639 zeigt ein Flugzeug, an dessen Tragflügeln schwingenartige Klappen angeordnet sind, die eine Vogelflugwirkung erzielen sollen. Der Antrieb dieser Klappen erfolgt durch Druckluft, welche jeweils über eine einzige Leitung zu einem Schwingmotor und von ihm zurückgeleitet wird. Dabei komprimiert die Luft innerhalb der gleichen Leitung und expandiert anschließend in ihr, so daß die Energie der Antriebsmaschine in periodischer Kompression und Expansion innerhalb der jeweils gleichen Leitung zum großen Teil vergeudet wird. Auch dieses Flugzeug benötigt daher übermäßig hohe Leistungen. Im übrigen sollen die Schwingklappen nach der US-PS 25 14 639 symmetrisch arbeiten, so daß der erzeugbare Auftrieb und Vorschub gering bleiben. Es bleibt nämlich unberücksichtigt, daß Vögel ihre Flügel unsymmetrisch, d. h. mit zeitlichem Versatz, bewegen.

Aufgabe der Erfindung ist es nun, ein Flugzeug der eingangs angegebenen Art zu schaffen, welches sich durch geringen Leistungsbedarf sowie hohe Betriebssicherheit bei geringen Herstellungskosten auszeichnet.

Diese Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruches 1 gelöst.

Die Erfindung berücksichtigt die folgenden Erkenntnisse:

Grundsätzlich kann der mittels einer Antriebsmaschine erzeugbare Hub vergrößert werden, wenn die Leistung der Antriebsmaschine auf mehrere Propeller verteilt wird. Bislang konnte dieser Vorteil jedoch nicht genutzt werden, da die Elemente für die Transmission der Antriebsleistung zu den Propellern eine erhebliche Erhöhung des Gewichtes des Flugzeuges mit sich brachten, so daß der Leistungsbedarf letztendlich sogar noch erhöht wurde.

Mit der erfindungsgemäßen Anordnung kann dagegen ein deutlicher Auftriebsgewinn erzielt werden. Da die für den unmittelbaren Antrieb der Propeller dienenden Fluidmotoren nur geringes Gewicht haben und da das Traggerippe der Tragflügel aufgrund seiner Ausbildung als Rohrstruktur auch zum Anschluß der Fluidmotoren an die Pumpe ausgenutzt werden kann, wird für die Transmission nur ein geringes Gewicht benötigt. Aufgrund der Anordnung von zumindest vier Propellern kann gegenüber einem einzigen mit gleicher Gesamtleistung angetriebenen Propeller ein etwa 1,6facher Hub erzeugt werden.

Vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen sowie der nachfolgend erläuterten Zeichnung hervor. Dabei zeigt

Fig. 1 die aus der Propellerlehre bekannte Strömung durch den Propellerkreis, und zwar einmal bei senkrechtem Propeller im Schweben ohne Bewegung in der Luft und einmal bei waagerechtem, horizontalem Vorwärtsflug mit der Fluggeschwindigkeit V₀,

Fig. 2 ein Ausführungsbeispiel eines Senkrechtstarters der Erfindung, und zwar im Maßstab von etwa 1 : 100 für ein bis drei Personen, wobei das Fahrzeug einmal mit senkrechten Propellern und Tragflügeln für den Senkrechtstart oder die Senkrechtlandung und einmal für den Horizontalflug mit horizontal gerichteten Tragflügeln und Propellerachsen sowie daneben, von oben gesehen, im Horizontalflug dargestellt ist,

Fig. 3 ein weiteres Ausführungsbeispiel des Senkrechtstarters der Erfindung, und zwar mit acht Propellern, wobei die Darstellung in derselben Weise wie in Fig. 2 gezeigt ist,

Fig. 4 einen waagerechten Schnitt durch ein Ausführungsbeispiel eines Senkrechtstarters der Erfindung im Horizontalflug, wobei eine Schraffur der Übersicht halber fortgelassen ist,

Fig. 5 einen Querschnitt durch Fig. 4 entlang der Schnittlinie V-V,

Fig. 6 einen Längsschnitt durch ein Ausführungsbeispiel der Vereinigung mehrerer Druckfluidleitungen von verschiedenen Kraftquellen auf eine gemeinsame Druckfluidleitung,

Fig. 7 die schematische Darstellung eines Schaltplanes für den Antrieb von vier Doppelmotoren durch drei Kraftquellen,

Fig. 8 ein Ausführungsbeispiel einer Kraftanlage, die gemäß der Erfindung verwendet werden kann,

Fig. 9 ein Ausführungsbeispiel der Schwenkvorrichtung des Traggerippes der Erfindung,

Fig. 10 ein Diagramm, in dem das Verhältnis der Zugkräfte des erfindungsgemäßen Systems bei verschiedenen Wirkungsgraden des hydraulischen Antriebes im Vergleich zum herkömmlichen Kurbelwellen-Propeller-Antrieb dargestellt ist,

Fig. 11 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Senkrechtstarters der Erfindung,

Fig. 12 und 13 eine weitere Traggerippe-Tragflügel-Ausbildung der Erfindung und

Fig. 14 ein Ausführungsbeispiel eines einziehbaren Klapp-Propellers der Erfindung.

Bei den bekannten Luftfahrzeugen nahm man an, daß es der rationellste Weg des Antriebs des Propellers sei, den Propeller direkt auf die Kurbelwelle eines Flugmotors zu setzen. Dadurch sollten Getriebe zwischen Motor und Propeller vermieden werden, wodurch nach der Annahme der bisherigen Technik der größtmögliche Propellerschub erreichbar wäre, weil man Verluste in Getrieben zwischen Motor und Propeller ausschalten würde.

Diese Annahme der bekannten Technik macht zwar auf den ersten Blick den Eindruck sehr überzeugender Richtigkeit, doch ist sie, wie vom Erfinder erkannt wurde, unter gewissen Umständen ein verhängnisvoller Irrtum, der bisher den Bau von Luftfahrzeugen ganz erheblich beeinträchtigt hat.

Diese Tatsache ergibt sich im Rahmen der Erfindung aus folgender Überlegung, insbesondere anhand der Fig. 1.

Der Impuls, den die Hubschraube (Haupt-Propeller) der Luft nach unten verleiht und durch den die genannte Hubschraube die Tragkraft erzeugt, ist (vgl. US-PS 45 04 029):

I = mV₁ = 2ρ FV₁² (1)

Die kinetische Energie in dem Luftstrahl hinter der Schraube ist:

Die Gleichung (2) kann man nach V₁ auflösen und erhält:

wodurch man das V₁ der Gleichung (3) in die Gleichung (1) einsetzen kann und erhält:

oder:

oder:

oder:

oder:

oder:

Mit folgenden Bedeutungen:

ρ = Luftdichte (in kg s²/m⁴)
N = Leistung (in kgm/s)
S = H = Hubkraft (in kg)
I = Impuls (in kg)
V₁ = Geschwindigkeit der Luft in Propellerebene = m/s
m = Masse der gegriffenen Luft in Massenkg = kg/9,81
F = Propellerfläche in m².

Es werde die Propelleranzahl "M" eingeführt, wobei für den Vergleich mit dem klassischen Hubschrauber vorausgesetzt wird, daß die zu vergleichenden Flugmaschinen Propeller von gleichen Durchmessern verwenden.

Für den Transmissions-Getriebe-Wirkungsgrad sei "η" eingeführt.

In der Gleichung (5) werde demgemäß "M" und "η" eingeführt, worauf man erhält:

Aus dieser Gleichung ist sofort ersichtlich, daß der Getriebewirkungsgrad nicht mehr mit seinem üblichen Verhältnis, sondern nur noch mit der dritten Wurzel aus dessen Quadrat schädlich ist.

Ferner ist ersichtlich, daß die "M"-Propeller ein viel größeres "Σ F" geben und der Propellerwirkungsgrad dadurch viel günstiger wird.

Danach vereinfacht man die Gleichung (7) für den Vergleich der Hubschrauber-Systeme weiter, indem man Gleiches für beide annimmt, also die Werte "2, ρ, N und F" fortläßt, also gleiche Leistung, gleiche Propellerdurchmesser und gleiche Luftdichte für beide Hubmaschinenarten voraussetzt, und so erhält man die Vergleichsformel:

und kann mit ihr ein Vergleichsdiagramm (Fig. 10) errechnen, indem man die Hubkraftvergleichszahl "F _TL " über dem Getriebewirkungsgrad aufträgt und somit einen unmittelbaren Vergleich der Hubschraubersysteme bei gleicher Luft, gleichem Propellerdurchmesser und gleicher Antriebsleistung, aber verschiedener Getriebewirkungsgrade erhält. Daraus sieht man, daß die Hubkräfte durch die Erfindung gegenüber der herkömmlichen Technik fast verdoppelt werden können, was für den Erfolg oder Nichterfolg des Senkrechtstarters den Ausschlag geben kann.

Die Berechnung der Hubkräfte, Zugkräfte, Schubkräfte oder der Leistung für entsprechende Kräfte erfolgte oben für den Stand, also wenn das Flugzeug noch keine Vorwärtsgeschwindigkeit V₀ hat. Zwischen der Phase des Stillstandes und der Phase des Dauerfluges mit gleicher Zugkraft und gleichem Widerstand liegt die Phase, in der das Flugzeug seine Geschwindigkeit dauernd ändert, z. B. beschleunigt. Diese Phase kann man die Beschleunigungsphase nennen. Im "Handbook Flight Technology" des Erfinders wird sie "Interthrust range" genannt. In dieser Phase nimmt mit zunehmender Geschwindigkeit die Zugkraft der Propeller ab. Für eine bekannte Leistung der Antriebsmaschine erhält man für die Beschleunigungsphase die Propellerzugkraft nach den Formeln des Erfinders:

oder

deren Ableitung im "Handbook of my Flight Technology" nachgelesen werden kann. Die erste dieser beiden Formeln (9) ist die rechnerisch einfachere, die letztere (10) die etwas genauere.

Im späteren Fluge, also nachdem das Flugzeug in der Luft etwa horizontal, parallel zu der Erdoberfläche fliegt, also dann, wenn der Widerstand des Flugzeuges im Gleichgewicht mit der Zugleistung seiner Propeller ist, gilt folgende Gleichung:

W = (ρ/2)C ω AV₀² (11)

und ferner:

N _ABGABE = W × V₀ (12)

Diese beiden Gleichungen werden zusammengefaßt zu:

Die so erhaltene Gleichung (13) wird umgeformt zu:

wodurch man die Geschwindigkeit des Flugzeuges vorausberechnen kann.

In obigen Gleichungen bedeuten die praktischerweise verwendeten Größen: W=Flugzeugwiderstand in kg; ρ=Luftdichte, z. B. 0,125 kg s²/m⁴ in Bodennähe; Cw den Widerstandsbeiwert (dimensionslos); A die Tragflächenprojektion in m²; V₀ die Fluggeschwindigkeit in m/s und N die Leistungsabgabe des Flugzeugs in kgm/s.

Man kann die Gleichung (14) auch wie folgt schreiben:

Aus dem auf obiger Grundlage errechneten Diagramm Fig. 10 kann man erkennen, daß man selbst dann, wenn man ein hydrostatisches Getriebe zwischen die Kraftquelle, z. B. einen Verbrennungsmotor oder eine Gasturbine, und die betreffenden Propeller schaltet, ganz wesentlich höhere Hubkräfte oder Zugkräfte im Stand, Senkrechtstart, bei der Senkrechtlandung oder beim Flug oder Start mit mäßiger Geschwindigkeit erzielt als bei einem bisherigen Luftfahrzeug mit auf den Flansch der Kurbelwelle des Antriebmotors geflanschten Propeller, wenn in beiden Fällen gleiche Gesamtleistung installiert ist.

Daher ist es nach der Erfindung rationeller, durch die Antriebsmaschine eine Fluidströme erzeugende Pumpe oder Pumpen anzutreiben und durch jeden der Fluidströme oder durch mehrere Fluidströme eine Anzahl von Fluidmotoren zum Antriebe einer Mehrzahl von Propellern einzusetzen. Diese Lehre der Erfindung gilt unter der weiteren Voraussetzung, daß die mehreren Propeller den gleichen Durchmesser haben, den der bisherige eine Propeller des herkömmlichen Propellerantriebes hatte.

Erfindungsgemäß wird daher das Luftfahrzeug von mindestens vier Propellern getrieben, wobei die Leistung von der Antriebsmaschine(nen) über ein Mehrstrom-Hydrogetriebe auf die Propeller treibende Hydromotoren übertragen wird.

In Fig. 1 ist der aus der Literatur bekannte Propellerstrahl dargestellt, und zwar einmal für den Propeller im Stand, also ohne Vorwärtsbewegung, und einmal im Fluge mit Vorwärtsbewegung. In dem rechten Teil von Fig. 1 hat daher die Fluggeschwindigkeit V₀ den Wert Null und im linken Teil von Fig. 1 einen Wert entsprechend der Vorwärtsbewegung. Somit ist, wie an sich bekannt, in der Propellerebene im rechten Teil der Figur die Geschwindigkeit V₁=V₂/2, und im linken Teil von Fig. 1 ist die Geschwindigkeit in der Propellerebene V₁=(V₀+V₂)/2. Dieses ist aus der Propellerlehre allgemein bekannt, und Fig. 1 enthält daher nichts Neues. Es soll hier aber die Basis für die Berechnungen im Rahmen dieser Erfindung erläutern. Weitere Einzelheiten findet man wieder im bereits genannten "Handbook of my Flight Technology".

Fig. 2 zeigt ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeuges, und zwar im oberen linken Teil der Figur einen beispielhaften Senkrechtstarter in Senkrechtflugstellung; im unteren linken Teil der Figur den gleichen Senkrechtstarter in Horizontalflugstellung und im rechten Teil der Figur den Blick auf den Senkrechtstarter von oben, wenn derselbe sich im waagerechten Vorwärtsflug befindet.

Im Fahrzeugrumpf 31 des als Senkrechtstarter ausgebildeten Luftfahrzeuges befindet sich die Kraftzentrale und ist bevorzugterweise im unteren Teil 10 des Luftfahrzeugkörpers, z. B. auf dem Boden des Rumpfes, angebracht. Dort bilden sie zusammen mit anderen Gewichten einen Gewichtsschwerpunkt. Am Flugzeugrumpf sind die Schwenklager 29, 30 angebracht, in denen das in der Figur nicht sichtbare Traggerippe schwenkbar gelagert ist und mindestens in die Waagerechtstellung und mindestens in eine annähernd senkrechte Stellung geschwenkt werden kann. Mit dem Traggerippe verbunden sind die Tragflächen 24 bis 27, die wie aus den Figuren ersichtlich angeordnet sein können. Das Flugzeug hat außerdem in bevorzugter Ausführung ein Seitenruder 9 und Querruder 7′. An einigen der Tragflächen können Höhenleitwerke 8 wie in Fig. 4 angeordnet sein, oder die Tragflächen können als Höhenleitwerk 8 ausgebildet sein. Das senkrechte Starten und die senkrechte Landung soll im folgenden Senkrechtflug und das Schweben in der Luft ohne Aufwärts- und Abwärtsbewegung soll kurz "Schweben" genannt werden. Im oberen linken Teil von Fig. 2 sieht man also das Luftfahrzeug in Schwebe- und Senkrechtflugstellung. In dieser Stellung bilden die Propeller 14 bis 17 einen Hubschwerpunkt, wobei die Propeller so angeordnet sind, daß der Hubschwerpunkt oberhalb des bereits genannten Gewichtsschwerpunktes des Senkrechtstarters liegt. Das Aufwärtsziehen des Hubschwerpunktes oberhalb des nach unten ziehenden Gewichtsschwerpunktes bewirkt automatisch eine immer waagerechte Lage des Flugzeugrumpfes waagerecht zur Meeresoberfläche. Dem Traggerippe sind die Propeller 14 bis 17 haltende und treibende Fluid-, insbesondere Hydromotoren 4 bis 7 (die vorzugsweise Ausführung der Fluidmotoren als Hydromotoren gilt auch für alle den Gegenstand dieser Anmeldung bildenden Fluidmotoren) zugeordnet, die durch eine Kraftquelle mit zueinander gleicher Drehzahl so angetrieben werden, daß die Propeller 14 und 15 ein Propellerpaar bilden, die Propeller 16 und 17 ein zweites Propellerpaar bilden und die Motoren und Propeller in jedem Propellerpaar zueinander entgegengesetzte Umlaufrichtungen erhalten. Einen beispielhaften Innenaufbau des Luftfahrzeuges von Fig. 2 sieht man in Fig. 4 oder in Fig. 7.

Obwohl die praktische Ausführung eines Luftfahrzeuges nach Fig. 2 und 3 sowie auch der Ausführungen nach den anderen Figuren von Luftfahrzeugen der Erfindung vom jeweiligen Stande der Technik und vor allem vom jeweiligen zeitlichen Stande der Technik der Triebaggregate abhängig ist, sind Fig. 2 und 3 maßstäblich gezeichnet, und zwar im Maßstabe von etwa 1 : 100, um einen ersten Überblick über das heute technisch bereits Verwirklichbare und in der Verwirklichung befindliche Stadium zu demonstrieren.

Möglich und in praktischer Planung sind natürlich nach Fig. 2 und 3 nicht nur die maßstäblich dargestellten Ein- bis Drei-Personen-Kleinflugzeuge, sondern auch solche für eine größere Personenzahl und für große Traglasten. Die maßstäbliche Darstellung soll also keinesfalls andeuten, daß die Luftfahrzeug- bzw. Senkrechtstarter-Ausführung nach der Erfindung auf die maßstäbliche Darstellung in Fig. 2 und 3 beschränkt sei.

Im übrigen zeigt Fig. 2 den heute am billigsten herstellbaren Senkrechtstarter für ein bis drei Personen oder entsprechendes Transportgewicht. Dieses Luftfahrzeug hat also in einer größeren Autogarage Platz und kann darin auch gebaut werden. Die Herstellungskosten sind wesentlich geringer als der Preis heutiger Luxus-Personenwagen.

Fig. 3 zeigt ein ähnliches Luftfahrzeug, das sich von Fig. 2 dadurch unterscheidet, daß statt vieler Propeller insgesamt acht Propeller angeordnet sind, wobei die zusätzlichen Propeller mit 140, 150, 160 und 170 bezeichnet sind. Im übrigen entspricht der prinzipielle Aufbau von Fig. 3 dem der Fig. 2, so daß die obige Beschreibung von Fig. 2 auch für Fig. 3 gilt, soweit im folgenden nicht noch zusätzliche Unterschiede erläutert werden. Der Senkrechtstarter von Fig. 3 hat also acht Fluidmotoren und Propeller statt vier in Fig. 2, und entsprechend werden eine größere Anzahl Druckfluidleitungen angeordnet, oder die äußeren Propeller 140, 150, 160, 170 werden von den inneren Fluidmotoren 4 bis 7 mechanisch angetrieben.

Auch Fig. 3 ist maßstäblich im Maßstabe 1 : 100 gezeichnet, wobei der Maßstab natürlich nicht absolut exakt sein muß. Fig. 3 zeigt die elegantere und anstrebenswertere Lösung, während Fig. 2 die heute leichter verwirklichbare zeigt. Die Ausführung nach Fig. 3 ist die wesentlich teurere, diejenige nach Fig. 2 die heute wesentlich billigere Lösung, Verwirklichbar ist die Ausführung nach Fig. 2 leichter, da sie Propeller mit größeren Durchmessern hat. Die Propeller mit größeren Durchmessern heben wesentlich mehr als Propeller mit kleineren Durchmessern. Propeller in den erstrebenswerten Größenordnungen sind heute vorhanden. Der Nachteil der Ausführung nach Fig. 2 ist, daß die Propellerspitzen bei Waagerechtflug bis unter den Rumpfboden reichen und daher bei Notlandung in Waagerechtflugstellung im Gelände die Propellerspitzen in den Boden schlagen oder auf ihm zerschellen würden, wenn die Propeller nicht vor der Notlandung in Waagerechtstellung arretiert würden. Das erfordert für die Notlandung eine Arretierung der Propeller, die in Fig. 3 fortfällt. Der große Vorteil der Ausführung nach Fig. 3 ist also, daß der Propellerdurchmesser so klein ist, daß die Propellerspitzen bei der waagerechten Notlandung den Boden nicht berühren können.

Vorteile bei der Ausführung nach Fig. 2 und 3 sind, daß diese Senkrechtstarter keine Einziehfahrwerke benötigen, sondern mit nur teilweise und mit nur schwach aus dem Rumpf nach unten vorstehenden Rädern für den Waagerechtstart auskommen, und der wichtige Vorteil, daß sie auch ohne Flugplatz direkt von einem Platze von etwa 10 mal 10 Metern Abmessung aus senkrecht starten und bei Windstille in ihn auch hinein landen können.

In Fig. 4 bis 7 sind einige wesentliche bevorzugte Einzelheiten der bevorzugten Ausführung eines Senkrechtstarters der Erfindung schematisch dargestellt. Schnittzeichnungen durch die einzelnen Fluidpumpen und Fluidmotoren, insbesondere Hydropumpen und Hydromotoren, werden in dieser Anmeldung nicht gegeben, da einschlägige Patentschriften, die derartige Figuren enthalten, genannt wurden und außerdem derartige Einzelheiten, deren Testresultate, Abmessungen, Leistungen, Gewichte, Verbindungs- und Befestigungsmöglichkeiten im genannten Handbook und in der in ihm genannten Literatur studiert werden können. Daher kann sich Fig. 4 und können sich die entsprechenden anderen Figuren auf eine schematische Darstellung beschränken.

Antriebsmaschine, z. B. Verbrennungsmotor 11, treibt Vierstrom-Druckfluiderzeuger 1. Entsprechend treiben die Antriebsmaschinen 12 und 13 die Vierstrom-Druckfluiderzeuger 2 und 3. Von jedem der genannten Druckfluiderzeuger führen vier räumlich voneinander getrennte Druckfluidleitungen zu den vier Fluidmotoren 4 bis 7, und zwar je eine von jedem Druckfluiderzeuger zu je einem der genannten Motoren 4 bis 7. Diese Leitungen sind durch Linien mit an ihnen angebrachten Pfeilen dargestellt, wobei die Pfeile die Strömungsrichtung des Druckfluids angeben. Die Rücklaufleitungen innerhalb des Rumpfes sind nicht gezeigt, sondern durch Pfeile am Ende der Rückleitungen des Traggerippes angedeutet, um die Figur nicht zu unübersichtlich zu gestalten.

Auch die Benennung der Druckfluidleitungen mit Bezugsziffern würde die Übersichtlichkeit der Figur stören. Durch die Pfeile und Linien sind die Verbindungen und Strömungsrichtungen sichtbar, und auf Bezugszeichen ist daher verzichtet. Erwähnenswert ist noch, daß gleiche Druckfluidausgänge aus den Druckfluiderzeugern 1, 2 oder 3 mit denen aus anderen Druckfluiderzeugern 1, 2 oder 3 verbunden und je zu einer gemeinsamen Leitung zusammengefaßt werden können, was vorteilhafterweise über Rückschlagventile geschieht.

In Fig. 6 ist eine derartige Vereinigung mehrerer Druckfluidleitungen, die von verschiedenen Antriebssätzen 1, 11; 2, 12 oder 3, 13 kommen und dann zu einer gemeinsamen Leitung vereint werden, gezeigt. 235, 335 und 435 sind die von verschiedenen Antriebssätzen 1, 11; 2, 12 oder 3, 13 kommenden getrennten Druckfluidleitungen. Sie münden in je ein Rückschlagventilgehäuse, in dem sich das bevorzugterweise schwach federgespannte jeweilige Rückschlagventil 15′ befindet. Von jedem der Rückschlagventilgehäuse geht eine Verbindungsleitung zu der gemeinsamen Weiterleitung, der Druckfluidleitung 135, die dann zu dem betreffenden Fluidmotor 4, 5, 6 oder 7 führt und diesen mit je einem Viertel der Antriebsenergien aller drei Antriebsmaschinen 11, 12 und 13 versorgt. Halterungen 16′ können zur Führung der Rückschlagventile 15′ angeordnet werden, und zwischen 15′ und 16′ können schwache, nicht eingezeichnete Druckfedern eingesetzt werden.

Im Fahrzeugrumpf 31 sind vier Schwenklager 29, 30 angeordnet, in deren Schwenklagerbuchsen 30 die Schwenklagerkörper 29 drehbar gelagert und gehalten sind. Durch die Schwenklagerkörper 29 erstrecken sich die Druckfluidleitungen 35 und 45, wobei sie je im Flugzeugrumpf münden. Ebenfalls erstrecken sich die Rückflußleitungen 4′, die eine oder mehrere sein können, durch die Schwenklagerkörper 29, wobei sie ebenfalls je mindestens eine Mündung innerhalb des Flugzeugrumpfes haben. Die Mündungen sind mit Anschlüssen für flexible Druckleitungen versehen, so daß zwischen den Druckmittelpumpen und den genannten Mündungen flexible Hochdruckschläuche od. dgl. oder eine Kombination aus starren und flexiblen Leitungen angeordnet werden können. Flexible Leitungsteile oder schwenkbare Leitungsverbindungen sind notwendig, um die Druckfluidleitungen auch beim Schwenkvorgang des Traggerippes betriebssicher zu erhalten.

Die Druckfluidleitungen 34 und 44 führen durch einen der Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 4. Die Druckfluidleitungen 35 und 45 führen durch einen anderen Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 5. Die Druckleitungen 36 und 46 führen durch den dritten Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 6, und die Druckfluidleitungen 37 und 47 führen durch den vierten Schwenklagerkörper 29 zu dem Fluidmotor 7. Von jedem der genannten Fluidmotoren führt mindestens eine Rückflußleitung 4′ durch den dem betreffenden Motor 4 bis 7 zugeordneten Schwenklagerkörper 29 in den Flugzeugrumpf zurück. Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 4 und 5 sind zwischen den genannten Druckfluidleitungen und Rückfluidleitungen Rippen 5′ angebracht, so daß ein als Rohrstruktur ausgebildetes biegesteifes Traggerippe gebildet wird. Bei der Ausbildung des Traggerippes und der genannten Lagerteile der Schwenklager 29, 30 müssen die Regeln der Festigkeitslehre beachtet werden, da die Betriebssicherheit des Senkrechtstarters wesentlich von der Haltbarkeit und Festigkeit des Traggerippes abhängt. Die Druckleitungen und Rückfluidleitungen können Stahlrohre oder Leichtmetalltrohre sein und durch die Rippen 5′ miteinander verschraubt, vernietet oder verschweißt sein. Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 2 und 3 sind sie zur Zeit Stahlrohre, Präzisions-Stahlrohre von 16 und 24 mm Außendurchmesser und 1,2 bis 1,8 mm Wandstärke. Es wurden bereits Traggerippe mit nur etwa 9 kg Gewicht und bester Haltbarkeit gebaut. Vorzugsweise werden zwei insbesondere als Druckfluidleitungen ausgebildete Traggerippeteile 35, 44 oder 36, 46 und 37, 47 durch Verbindungsbügel miteinander zu einem kompletten, mindestens ein Fluidmotorenpaar 4, 5 oder 6, 7 und Propellerpaar 14, 15 oder 16, 17 tragenden und treibenden kompletten Traggerippe verbunden. Besonders bevorzugt sind diese Verbindungen als Bügel ausgebildet, damit die Mündungen der Fluidleitungen nicht relativ zu den Tragrohren abgebogen werden müssen. Diese Ausbildung hat den großen Vorteil, daß man die Rohre, z. B. nach dem Schweißen der Rippen, in einfacher Weise durch gerade, unverbogene Mündungen hindurch putzen, also innen von Schweißschlacken und Fremdkörpern putzen kann. Denn Sauberkeit innerhalb der Leitungen ist eine unabänderliche Vorbedingung für den Betrieb des hydrostatisch getriebenen Senkrechtstarters. In der praktischen Ausführung sind auch die Verbindungsbügel durch in der Figur nicht eingezeichnete Rippen so verbunden, daß die Festigkeit, Steifigkeit und Haltbarkeit des gesamten kompletten Traggerippes gewährleistet ist. Die Hydromotoren wiegen in einer praktischen Ausführung nach den Beispielen von Fig. 2 und 3 je 8 bis 19 kg. Die Traggerippe wiegen pro Propellerpaar 9 bis 18 kg und die Tragflächen 24 bis 27 je 8 bis 29 kg.

An den Tragflügelteilen oder Tragflächen 24 und 25 sind vorteilhafterweise die Querruder 7′ angebracht. Der Rumpf erhält im allgemeinen ein Seitenruder 9, und entweder wird die hintere Tragflächenanordnung mit den Tragflächen 26 und 27 als verstellbares Höhenleitwerk ausgebildet, oder es werden den Tragflächen 26 und 27 Höhenleitwerke 8 zugeordnet. Die genannten Leitwerke können mechanisch, elektrisch oder hydraulisch bedient werden, und die entsprechenden Steuerleitungen führt man praktischerweise ebenfalls durch die genannten Schwenklagerkörper 29, z. B. durch die Mitte des betreffenden Schwenklagerkörpers 29. Die Steuermittel und Antriebsmittel für die genannten Ruder und Leitwerke sind in der Figur nicht eingezeichnet, da sie gegenüber dem bekannten Stande der Technik nicht unbedingt etwas Neues enthalten müssen. Neu und erfindungsgemäß ist aber die Anordnung der Antriebs- und Bedienungsmittel teilweise innerhalb des genannten, erfindungsgemäßen Traggerippes und die Leitung derselben teilweise durch den Schwenklagerkörper 29 hindurch.

Fig. 5 zeigt einen Schnitt durch einen Traggerippeteil entlang der Schnittlinie V-V. In ihm sind in beispielhafter Weise die Rückfluidleitungen 4′′ nahe zueinander gelegt, die Druckfluidleitungen 34 und 44 aber so weit voneinander und die Rückflußleitungen 4′ so weit von den Druckfluidleitungen distanziert, daß der Querschnitt des Traggerippes die ausreichende Festigkeit und Steifigkeit erhalten kann, um die Fluidmotoren 4, 5, 6, 7, die Propeller 14, 15, 16, 17 und die Tragflächen 24, 25, 26, 27 betriebssicher und schwingungsfrei tragen und halten zu können. Vorteilhafterweise sind am Traggerippe Haltemittel 6′ angeordnet, von denen in der Tragfläche 25 einige eingezeichnet sind. An ihnen kann man, wie z. B. in Fig. 5 gezeigt, die Tragflächenteile 125 und 225 befestigen, z. B. anschrauben oder annieten. Die Tragflächenteile 125 und 225 können auch einteilig ausgebildet sein, oder es können Tragflügelhäute (z. B. Aluminiumplatten oder Plastikplatten von sehr dünner Ausführung) über Formrippen angebracht werden. Die Schrauben oder Nieten 14′ zeigen derartige Befestigungsbeispiele. Während in Fig. 5 der Querschnitt des Traggerippes prinzipielle Dreiecksform zeigt, wird oft auch eine prinzipielle Quadrat- oder Rechteckform verwendet oder bei vielpropellerigen Senkrechtstartern auch Fünfeck-, Sechseck- usw. Form. In Fig. 5 ist das Profil des Tragflügels symmetrisch, doch kann auch die übliche unsymmetrische Tragflügelprofilform oder eine andere verwendet werden. Ist der Tragflächenquerschnitt unsymmetrisch, entspricht er z. B. dem üblichen Tragflügelprofil, dann darf der Tragflügel nicht ohne weiteres senkrecht für den senkrechten Start oder für die senkrechte Landung angestellt werden, weil dann eine rückwärts gerichtete Auftriebskraft am Tragflügelprofil ausgebildet würde, die den Flugapparat nicht senkrecht aufsteigen oder landen ließe, sondern einen Rückwärtsflug bei Start und Landung verursachen würde. Der Tragflügel muß deshalb bei diesen Manövern etwas nach vorne geneigt bleiben, damit eine senkrechte Flugbewegung beim Start und der Landung erreicht wird. Denn die Propeller bewirken einen nicht unerheblichen Luftstrahl über die Tragflügel, der beim herkömmlichen Einpropeller-Flugzeug kaum vorhanden war. Die Tragflächen wirken daher bei Tragflügelprofilform selbst beim Schweben bereits so, als würden sie sich mit nicht unerheblicher Geschwindigkeit durch die Luft bewegen. Die Einzelheiten sind im genannten "Handbook of my Flight Technology" beschrieben. Die strichlierten Linien in den Hydromotoren 4 bis 7 deuten an, daß diese Motoren Einrotormotoren oder Mehrrotormotoren nach dem USA-Patent 39 77 302 des Erfinders sein können. Doppelrotormotoren findet man auch in der DE-OS 24 20 853 des Anmelders oder in der DE-OS 24 20 614 des Erfinders.

Fig. 9 zeigt schematisch einen Schnitt durch Fig. 4 entlang der Schnittlinie IX-IX und eine beispielhafte Antriebsvorrichtung für die Schwenkbewegung des genannten Traggerippes mit den Hydromotoren 4 bis 7, Propellern 14 bis 17 und den Tragflächen 24 bis 27 daran. Natürlich kann sie auch für das Luftfahrzeug gemäß Fig. 3 mit acht Propellern und Fluidmotoren verwendet werden. In den Schwenklagerkörpern 29 sind die durchgehenden Druckfluidleitungen 35, 45 und 37, 37 sowie die Rückflußleitungen 4′ sichtbar. Außerdem zeigen die Mitten Antriebs- und Steuerleitungen 101 und 102 für den Antrieb entsprechender Ruder oder Lenkwerke. Im Fahrzeugrumpf ist der Antriebsmotor 501 befestigt, durch den im Ausführungsbeispiel die selbsthemmende Spindel 502 hindurchgeht und von ihm nach rechts oder links bewegt wird. Der Motor 501 wird vom Piloten ferngesteuert, was der Hauptlenkvorgang des Senkrechtfluges ist. Zweckmäßig wird hier dem Hydraulikzylinderantrieb ein Rotationsmotor 501 und eine Spindel 502 vorgezogen, damit eine Selbsthemmung vorhanden ist und die Spindel 502 sich nicht unter Schwingungen oder Erschütterungen allein verstellen kann. An dem in der betreffenden Schwenklagerbuchse 30 gelagerten Schwenklagerkörper 29 ist ein entsprechender Hebel angebracht, und zwar Hebel 509 am linken und Hebel 510 am rechten Schwenkkörper. An den Enden der Spindel 502 befinden sich Schwenkbefestigungen 503 und 504 mit beweglichen Gelenken 505 und 506 zu den Schwenkverbindungen 507 und 508 an den Übertragungsteilen 509 und 510. Die Drehung des Motors (Umlauf des Rotors im Motor 501) bewegt die Spindel zwischen den Enden der Schwenkteile 507, 508 nach rechts oder links, und zwar zwischen der gezeichneten rechten Endlage und einer linken Endlage. Die gezeigte rechte Endlage ist für den Horizontalflug, während die Linkslage für den Senkrechtflug, also für Start und Landung ist. Die Lage dazwischen ist für den Flug in der genannten Beschleunigungs- oder Interthrust-Stufe. Es sei noch erwähnt, daß die Schwenkbewegung auch so weit ausgedehnt werden kann, daß das Luftfahrzeug in der Luft eine heftige Bremsung durch einige Rückwärtsschwenkungen der Propellerachsen erfahren kann. Ebenso kann der Motor 501 für so hohe Drehzahl ausgelegt sein, daß die Schwenkbewegung sehr schnell ausgeführt werden kann. Man möge sich von der Vorstellung befreien, daß in einem überfüllten Luftverkehr höhere Zusammenstoßgefahr bestehe. Derartige Zusammenstoßgefahr besteht auch im kommenden, z. B. einem mit Millionen der Senkrechtstarter nach dieser Erfindung überfüllten Luftraum durchaus nicht unbedingt. Denn ein Senkrechtstarter dieser Erfindung ist nicht an eine hohe Fluggeschwindigkeit gebunden, um sich im Luftraum halten zu können, und außerdem kann seine Geschwindigkeit in der Luft ähnlich plötzlich gebremst werden wie die eines Kraftfahrzeuges auf der Straße. Die Zusammenstoßgefahr ist im überfüllten Luftraum sogar geringer als die Gefahr des Zusammenstoßes von Autos auf der Straße, denn die Senkrechtstarter dieser Erfindung können mit automatischen Zusammenstoßvermeidern nach dem USA-Patent 38 01 046 des Erfinders ausgerüstet werden, die sich einander nähernde Luftfahrzeuge zügig abbremsen und bei weiterer Annäherung schließlich völlig auf Geschwindigkeit Null abbremsen.

In Fig. 7 ist einer derjenigen Schaltpläne schematisch gezeigt, den der Erfinder in den Senkrechtstartern von Fig. 2 und 3 bevorzugt. Darin sind Rückflußleitungen nicht eingezeichnet, um die Übersichtlichkeit nicht einzuschränken. Ebenso sind die Fluidtanks nicht eingezeichnet.

Man zieht bei den Senkrechtstartern nach Fig. 2 und 3 drei oder vier Antriebsaggregate vor, insbesondere drei, weil derartige Aggregate heute im Forschungsinstitut des Erfinders vorhanden sind in der angepaßten Leistungsgröße. Die Leistungsbemessung ist dabei so, daß zwei der Antriebsmaschinen ausreichende Leistung abgeben, um den Senkrechtstarter in der Luft im Schweben erhalten zu können. Die dritte Antriebsmaschine ist eine Leistungsreserve. Eine automatische Leistungsüberwachung, die dem Gashebel des Piloten untergeordnet oder übergeordnet sein kann, vermag die Gashebel der Antriebsmaschinen auf 2/3 bis 3/4 der Maximalleistung zu begrenzen und automatisch die zwei restlichen Antriebsmaschinen auf Vollgas zu stellen, wenn eine der Antriebsmaschinen im Senkrechtfluge ausfällt. Fotos und Leistungsdiagramme der beispielhaften Antriebsmaschinen befinden sich im "Handbook of my Flight Technology". Anstelle einer automatischen Leistungsüberwachung kann diese natürlich auch durch den Piloten übernommen werden, je nach Ausrüstungsgrad des Senkrechtstarters.

Fällt im Senkrechtflug, also beim senkrechten Start oder bei der senkrechten Landung, eine der Antriebsmaschinen aus, dann nimmt die Steiggeschwindigkeit ab, und der Pilot merkt dann an der Abnahme der Steiggeschwindigkeit oder an der Zunahme der Sinkgeschwindigkeit, daß eine seiner mehreren Antriebsmaschinen ausgefallen ist. Er wird dann das Landemanöver einleiten, um nicht auf die Dauer mit nur zwei Antriebsmaschinen weiterzufliegen.

Bei größeren Ausführungen der Erfindung, insbesondere für Langstrecken- und Interkontinentalflugzeuge der Erfindung, ist eine Landung bei Ausfall einer der Maschinen nicht notwendig. Denn diese erhalten eine solche Antriebsmaschinenanzahl, daß die Flugzeuge auch bei Aufsfall zweier der Antriebsmaschinen über dem Atlantik bis Amerika weiterfliegen können. Der Ausfall einer oder zweier Antriebsmaschinen über dem Ozean hat lediglich zur Folge, daß das Flugzeug dann langsamer fliegt, etwas länger unterwegs ist, weniger Benzin verbraucht und eine wesentlich größere Reichweite erhält, so daß es, z. B. bei einem Fluge von Frankfurt aus, statt in New York zu landen, auch noch bis Chikago weiterfliegen kann, wenn eine oder zwei Antriebsmaschinen schon über Frankreich ausfielen und das Überseeflugzeug dadurch zum geringeren Benzinverbrauch gezwungen wurde.

Im übrigen sind in der bevorzugten Ausführung die Antriebsmaschinen nicht in den Tragflügeln, wie bisher üblich, sondern im Rumpf untergebracht, so daß der Flugzeugmechaniker ausgefallene Antriebsmaschinen im Langstreckenflug während des Fluges reparieren kann und Teile ausgetauscht oder Ersatzmaschinen angeschlossen werden können. Bei den Kraftfahrzeugen von heute sind derartige vorteilhafte Möglichkeiten noch nicht allgemein üblich.

Die vier in vier räumlich voneinander getrennten Druckfluidkammergruppen mit zueinander gleicher oder verhältnisgleicher Fördermenge, z. B. nach DE-OS 24 20 543 oder US-PS 33 98 698, erzeugten Druckfluidströme verhältnisgleicher oder gleicher Durchflußmenge 61, 71, 81, 91 des als Druckfluid-Vierstrom-Anlage ausgebildeten Antriebssatzes 1, 11 führen zu den vorderen Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren 4, 5, 6, 7, entsprechend dem USA-Patent 39 77 302 des Erfinders. Die vier Druckfluidströme gleicher Durchflußmenge 63, 73, 83, 93 führen zu den hinteren Rotoren 57, 56, 54 und 55 der Doppelrotor-Fluidmotoren entsprechend dem genannten USA-Patent. Wenn einer der Rotoren der Fluidmotoren, z. B. durch Fremdkörper im Druckfluidkreislauf, blockiert, wird der zugeordnete Antriebssatz durch Überlastung abgewürgt, da der blockierende Rotor kein Druckfluid mehr aufnimmt. Die gesundgebliebenen anderen Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren nach USA-Patent 39 77 302 übernehmen dann den Antrieb der sich durch die Rotoren erstreckenden Propellertrag- und -treibwelle allein, und der blockierende Rotor sowie die drei anderen durch die Druckfluidschaltung stillgesetzten Rotoren schalten sich dabei automatisch durch Freilauf von der sie drehzahlmäßig überholenden Treib- und Tragwelle ab. Wenn andererseits eine der Antriebsmaschinen 1, 11 oder 3, 13 ausfällt, wird in den genannten Fluidmotoren jeweils nur noch einer der beiden Rotoren weitergetrieben, und der jeweils eine der Rotoren pro Fluidmotor übernimmt dann wieder den Antrieb der Trag- und Treibwelle, während der jeweilige nicht mehr treibende Rotor durch Freilauf-Drehzahl-Überholung automatisch von der Trag- und Treibwelle des betreffenden Motors abgeschaltet ist.

Der Antriebssatz 2, 12 von Fig. 7 arbeitet auf beide Rotoren aller Fluidmotoren, derart, daß die Leitungen 62, 72, 82, 92 über Rückschlagventile, wie z. B. in Fig. 6, den entsprechenden Druckfluidleitungen der beiden anderen Antriebssätze 1, 11 und 3, 13 zugeschaltet werden, z. B. die Druckfluidleitung 62 zu den Druckfluidleitungen 61 und 81; die Druckfluidleitung 72 zu den Druckfluidleitungen 71 und 91, die Druckfluidleitung 83 zu den Druckfluidleitungen 83 und 63 und die Druckfluidleitung 92 zu den Druckfluidleitungen 93 und 73. Bei Blockieren oder Stillstand je eines der Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren fließt die volle Leistung des betreffenden Antriebssatzes dann zu je einem Viertel in den anderen Rotor des betreffenden Fluidmotors. Bei Lauf aller Rotoren der Doppelrotor-Fluidmotoren erhält jeder Rotor dieser Motoren ein Achtel der von dem Antriebssatz 2, 12 abgegebenen Druckfluidleistung. Es wäre auch möglich, statt drei Antriebssätze vier oder mehr anzuordnen, so daß die Sonderschaltung des Antriebssatzes 2, 12 überflüssig würde. Bei der Kleinausführung des Senkrechtstarters nach Fig. 2 und 3 muß man aber das Gesamtgewicht des Senkrechtstarters gering halten, damit ein rationeller Senkrechtflug möglich wird, ohne daß die Propeller unangenehm große Durchmesser erhalten müssen. Daher sind nicht mehr Antriebsaggregate als zweckmäßig zu installieren. Es sei noch einmal erwähnt, daß zwei der Antriebsaggregate auch ausreichen würden, dann aber ein Ausfall eines Antriebsaggregates beim Senkrechtflug gegebenenfalls zum Absinken des Flugzeuges führt. Gesetzlich ist jedoch der Hubschrauberantrieb auch durch eine einzige Antriebsmaschine zugelassen, wenn die Antriebsmaschine den gesetzlichen Anforderungen oder den Anforderungen der Luftfahrtbehörden entspricht. Entsprechend ist es nicht ausgeschlossen, den Senkrechtstarter auch mit einer einzigen Vierstrom- oder Achtstrom-Antriebsvorrichtung auszurüsten.

Anstatt zwei Trag- oder Tragflächenpaare anzuordnen, wie in Fig. 2 bis 4 gezeigt, kann man auch drei, ein oder vier, fünf oder sechs oder mehr Tragflügel- oder Tragflächenpaare anordnen, insbesondere dann, wenn das Luftfahrzeug ein Lastenschlepper werden soll.

Wie die Erwähnung eines Interkontinentalflugzeuges zeigt, ist der Baugröße nach oben zunächst noch keine allzu sichtbare Grenze gesetzt. Für den Einzelmenschen oder für die Familie ist zunächst einmal das billigste, rationellste oder kleinste Senkrechtstartflugzeug von Interesse, und entsprechend wurden in den Figuren Ausführungsbeispiele dargestellt. Diese Ausführungsbeispiele können noch dadurch verkleinert werden, daß man leistungsstarke, kleine Gasturbinen-Propeller-Schaft-Gasturbinen als Antriebsmaschinen verwendet. (Diese sind käuflich erhältlich und befinden sich auch im Lieferprogramm nach dem bekannten "Handbook of my Flight Technology". Sie wiegen um 65 kg bei etwa 300 oder 400 PS.)

Die erwähnten Gasturbinen sind mit entsprechenden Mehrstrompumpen gekuppelt. Doch sind Gasturbinen teuer, und ihr Brennstoffverbrauch ist nicht gering. Es lag dem Erfinder daher mehr daran, in den Figuren solche Ausführungsbeispiele zu bringen, die rationell wie ein Kraftfahrzeug betrieben werden können und für die man die Ersatzteile für die Verbrennungsmotoren in jeder Kleinstadt ab Lager erhalten kann. Die Verwendung heutiger Flugmotoren ist nicht notwendig, und beim bisherigen Studium haben sich alle handelsüblichen Flugmotoren als ungeeignet erwiesen. Ihnen fehlen Flansche zum Direktanschluß der Fluid- oder Hydropumpen, Kühlgebläse für den Senkrechtrechflug, und schließlich sind sie auch oft zu schwer und die Befestigungen nicht unbedingt für die Aufhängung im Flugzeugrumpf oder für die Aufstellung auf dem Boden des Flugzeugrumpfes geeignet. Daher hat der Erfinder seine eigenen Antriebsaggregate entwickelt.

Die beispielhafte Antriebsmaschine nach Fig. 8, die als Antriebssatz 1, 11 oder 2, 12 oder 3, 13 in Fig. 2 und 3 eingesetzt werden oder auch in anderen der Figuren eingesetzt werden kann, hat einen Verbrennungsmotor 623, eine Luftkühlung 625, die gelegentlich durch Wasserkühlung ersetzt ist, Aufhängungen 622 und 621, einen Turbocharger 624 und Doppelstrom-Hydro-Pumpen 626 und 627 mit Druckleitungsanschlüssen 631 bis 634. (In einer praktischen Ausführung wiegt der Verbrennungsmotorenteil einschließlich Turbocharger trocken 60 kg und leistet dabei 100 bis 120 PS je nach Treibstoff und Ladedruck. Als Zweitaktmotor nach dem US-Patent 45 46 743 des Erfinders leistet das Aggregat bei 5 kg geringerem Gewicht je nach Brennstoff und Ladedruck bis 150 oder 180 PS. Die Doppelstrompumpen, die von dem Forschungsinstitut des Erfinders bezogen werden können, wiegen je nach Ausführung 6 bis 9 kg für zwei Förderströme, wobei jede Pumpe die Hälfte der Leistung des Verbrennungsmotors aufnimmt.

Die Fluidmotoren und Propeller nach der Erfindung arbeiten im allgemeinen außerordentlich erschütterungsfrei, schwingungsfrei und leise. Durch flexible Aufhängung der Antriebsmaschine in den Aufhängungen 621 und 622 werden Vibrationsübertragungen von den Verbrennungsmotoren auf das Flugzeug eingeschränkt.

Für den Nahverkehr von einigen hundert Kilometern, einigen wenigen Kilometern oder bis zu einigen tausend Kilometern erscheinen die Ausführungsbeispiele nach Fig. 2 und 3 als ziemlich ideale Lösungen. Für den Langstreckenverkehr oder den Übersee-Interkontinentalflug haben diese Lösungen zu kleine Propellerdurchmesser. Im Interkontinentalflug kann das Treibstoffgewicht höher als das Flugzeuggewicht sein. Die Propeller mit den kleinen Durchmessern heben dann zu wenig oder benötigen zu hohe Antriebsleistungen, um das schwere Interkontinentalflugzeug noch senkrecht heben zu können.

Wie aus den Formeln hervorgeht, gibt es nur drei Möglichkeiten, die Hubkraft zu erhöhen. Für das höhere Gewicht des Langstrecken- oder Interkontinentalflugzeuges aber wird eine größere Hubkraft benötigt, wenn man senkrecht starten will. Die zwei bisher bekannten Möglichkeiten, den Hub zu vergrößern, waren nach Formel (5) die Möglichkeit, den Propellerdurchmesser, also "F", oder die Antriebsleistung "N" zu vergrößern. Dem hat der Erfinder die dritte Möglichkeit hinzugefügt, nämlich die Anzahl der Propeller mittels Anordnung des Getriebes zwischen der Antriebsmaschine und den mehreren Propellern zu vergrößern, indem in die Gleichung (1) die Anzahl "M" der Propeller eingeführt wurde. Die Verwendung der zweiten Möglichkeit, nämlich die Leistung "N" zu vergrößern, ist beschränkt, da die größere Antriebsleistung eine schwerere Antriebsmaschine erfordert. Die Vergrößerung der Leistung würde also zu einer zu großen Vergrößerung des Gewichtes des Senkrechtstarters führen, was dann zur Folge hätte, daß wieder mehr Kraftstoff mitgenommen werden muß. Mehr erforderliche Leistung und mehr erforderlicher Kraftstoff würden das Gewicht gegenseitig hochschaukeln. Zwar könnte man, wie Militärflugzeuge der Senkrechtstartausführung es tun, leichte Gasturbinen hoher Leistung einsetzen. Dann aber wird der Kraftstoffverbrauch beim Start und bei der Landung bereits so hoch, daß in den paar Minuten des Startes und der Landung ein bemerkenswerter Teil des Gesamttreibstoffes verbraucht wird. Außerdem verbrauchen die Gasturbinen im Fluge mehr Treibstoff als die Antriebsmaschinen des Erfinders. Und schließlich sind die Schaft-Gasturbinen noch so teuer, daß ein Privatmann sie kaum bezahlen kann. Die enorme Treibstoffvergeudung beim Senkrechtstart der Militärflugzeuge kann ein Zivilflugzeug sich kaum leisten. Die Leistungserhöhung kann also nur ganz begrenzt eingesetzt werden, und die einzige Möglichkeit, das durch Treibstoffmengen schwere Interkontinentalflugzeug senkrecht in die Luft zu bringen, besteht daher nur in der Möglichkeit, die Propellerfläche "F" zu vergrößern und gleichzeitig eine erfindungsgemäß größere Propellerzahl "M" mitzuverwenden.

Daher setzt man für den Senkrechtflug schwerer Langstreckenfahrzeuge eine Mehrzahl von Propellern größeren Durchmessers ein. In der Regel benötigt man allerdings für die Hubkraftsteigerung einklappbare oder einziehbare Propeller, was in Hinsicht auf das Einklappen der großen Propeller im Fluge eine größere Pilotenerfahrung und ein umfangreicheres und langwierigeres Pilotentraining erfordert.

Im folgenden werden einige weitere von vielen erfindungsgemäßen Ausführungen von veränderlichen Propellern in entsprechenden schematischen Darstellungen beschrieben.

Wirkungsgradmäßig günstiger ist das System nach Fig. 14 der Erfindung. Links in Fig. 14 ist ein Klapp-Propeller mit 496, 497 im ausgefahrenen Zustande und mit 496, 497 im eingefahrenen Zustande dargestellt. 496 ist das eine Klappbett des Propellers und 497 das andere Klappbett des Propellers. Angetrieben ist der Propeller durch den Fluidmotor 493. Im Tragflügel ist der Propellerraum 489 angeordnet, in den der nach vorne zusammengeklappte Propeller eingefahren werden kann. Der Antrieb 485 ist im Flugzeugteil, z. B. im Tragflügel 480, angeordnet, um den Fluidmotor in Position 482 einzuziehen und die eingeklappten Klappflügel 486, 487 in der Propellerkammer im eingefahrenen Zustande unterzubringen. An die Motoranschlüsse 483, 484 müssen bei dieser Ausführung flexible Druckfluidleitungen angesetzt werden, damit der Einfahr- und Ausfahrvorgang verwirklicht werden kann. Die Propellerkammer 489 kann man vorteilhafterweise zwischen den Fluidleitungen 463, 464, 465 und 466 des Traggerippes anordnen. 481 zeigt die Tragflügelaußenhaut.

Der Zweck einer solchen beschriebenen Anordnung ist es, beim Senkrechtstart mehrere zusätzliche Propeller M zu haben, die die Hubkraft vergrößern, die man aber im Horizontalflug nicht mehr benötigt und daher im Horizontalflug in ein Flugzeugteil einzieht, damit sie im Horizontalfluge keinen unnützen Widerstand hervorrufen und keinen unerwünschten Leistungsverbrauch verursachen.

Die größte Hubkraft für Langstreckenflugzeuge, Interkontinentalflugzeuge oder Lastenschlepper beim Senkrechtflug erreicht man durch die Anordnung nach Fig. 11. Sie enthält vier Klapp-Propeller nach Fig. 14, jedoch Klapp-Propeller mit viel größeren Radien der Klappflügelradien. In diesem Ausführungsbeispiel kann der Klappflügelradius fast die Länge des Luftfahrzeugrumpfes erhalten. Die Propellerkreisflächen werden dabei so groß, daß mit relativ geringer Leistung ein sehr hohes Luftfahrzeuggewicht mit viel Treibstoff im Luftfahrzeug gehoben werden kann. Entsprechend sind zwei Klapp-Propeller an schwenkbar gelagerten Fluidmotoren am vorderen und hinteren Ende des Luftfahrzeugrumpfes angeordnet, die man in zwei im Luftfahrzeugrumpf angeordnete Propellerkammern 711 einziehen kann. Die Kammern erstrecken sich fast durch die ganze Länge des Luftfahrzeugrumpfes, wodurch der große Propellerradius möglich wird. Die Propellerkreisfläche jedes dieser Propeller hat dann einen Durchmesser von fast der zweifachen Länge des Luftfahrzeugrumpfes. Zusätzlich können an den Flügelenden etwa zigarrenförmige, lange Behälter 707 und 708 angeordnet werden, die gleichzeitig die Randwirbel der Tragflächenenden reduzieren können, wie bisherige Brennstofftanks an Tragflügelenden. Diese Tragflügelbehälter 707 und 708 erhalten Propellerkammern 712 und 713 zur Aufnahme der eingeklappten und eingefahrenen Propeller und der Hydromotoren im Horizontalflug. Da die Propelleranordnung in Fig. 16 bereits dargestellt ist, werden in Fig. 13 nur die Propellerkammern gezeigt, da aus Fig. 16 im Prinzip ersichtlich ist, wie man die Propeller und die Fluidmotoren den Propellerkammern zuordnet.

In Fig. 11 hat man also vier große Propeller symmetrisch zum Luftfahrzeugrumpf verteilt angeordnet. Im vorderen Teil 703 des Höhenleitwerks mögen die Propeller 705 für den Horizontalflug angeordnet sein, die, wie aus den anderen Figuren bekannt, durch Fluidmotoren angetrieben werden. Das Höhenleitwerk ist mit 704 bezeichnet. Diese Luftfahrzeugausführung kann einen guten Horizontalflug mit geringem Widerstandsbeiwert des Luftfahrzeugs bringen. Sehr große Reichweiten, z. B. für den Interkontinentalflug, sind möglich. Ebenso sind sehr große Hubkräfte möglich für den Senkrechtflug, so daß das Luftfahrzeug außer sich selbst auch die großen Benzinmengen für den kommenden Interkontinentalflug mitheben kann. Aber die Herstellung dieses Luftfahrzeuges ist nicht mehr billig. Entweder erfordert diese Ausführung ein ganz hohes Pilotentraining beim Einziehen der großen Propeller, oder aber die Propeller müssen stufenlos einklappbar ausgebildet werden, was teure Propeller verursacht. Für den Kurz- und Mittelstreckenflug wird man daher aerodynamisch eventuell etwas ungünstigere Ausführungen nach Fig. 2 und 3 vorziehen, da deren Einfachheit und Betriebssicherheit den eventuell etwas größeren aerodynamischen Widerstand durch vier Tragflügelteile überwiegen. Die Tragflügel 701 und 702 haben, wie üblich, Querruder 709.

Im oberen Teil von Fig. 11 sieht man einen Träger, z. B. 602. Er ist zweiteilig gegabelt und enthält in den Gabelzweigen die Fluidleitungen 801 und 802. Die Enden der Gabelzweige 602 sind als Schwenklagerhülsen 803 ausgebildet, in denen die Schwenklagerkörper 804 des Fluidmotors 805 schwenkbar gelagert sind. Der Fluidmotor 805 kann daher in dem Träger 602 schwenken. Die Fluidleitungen führen von dem Träger 602 durch die Schwenklagerkörper 804 in den Fluidmotor 805 hinein und bei der Rückleitung aus ihm heraus. An der Welle des Fluidmotors ist die Propellerhalterung 815 angebracht. Durch sie hindurch kann sich die Klappvorrichtung 806 erstrecken, die durch Gelenke 808, 809 und 810 mit den Klappflügelteilen 811 und 812 des Propellers 811, 812 gelenkig verbunden sein kann. Durch Axialbewegung der Vorrichtung 806 können die Propellerflügel 811, 812 wahlweise spitz nach vorne eingeklappt oder radial nach außen zur üblichen Propellerform ausgeklappt werden. Zur Lagerung des Klappvorganges sind die Propellerflügel 811, 812 in den Lagern 813 und 814 der Propellerhalterung 815 gelagert. Der Antrieb der Vorrichtung 806 kann z. B. durch elektrische oder hydraulische Fernbedienung erfolgen. Ebenso erfolgt der Antrieb der Schwenkung des Fluidmotors 805 mit seinen Lagerkörpern 804 in den Lagerhülsen 803 der Trägergabel 602 durch elektrische oder hydraulische Fernbedienung über Fluidzylinder oder besser über Motoren und Gewindespindeln mit entsprechenden Gewindebuchsen.

In Fig. 12 und 13 ist eine weitere beispielhafte Ausführung der Befestigung von Tragflügelteilen am Traggerippe dargestellt. Die Fluidleitungen 463, 464, 465 und 466 sind hier an den Kanten eines Quadrates angeordnet, z. B. derart, daß die Fluidleitungen unverbogen direkt an die Anschlüsse des Fluidmotors 461 gerade angeschraubt werden können. Die gerade Fluidleitung hat den großen Vorteil der einfachen inneren Reinigungsmöglichkeit, und außerdem ist sie billig, da das Biegen fortfällt. Die Rohrleitungen des Traggerippes werden von oben und von unten von parallel zur Flugrichtung verlaufenden Leichtstoffplatten 467 umgriffen. Die Leichtstoff-Halbplatten 467 A und 467 B werden durch eine Überlegplatte 467 D miteinander verschraubt oder vernietet, so daß das Traggerippe fest von den Plattenteilen 467 umgriffen ist und die genannten Platten 467 fest am Traggerippe 463 bis 466 gehalten sind.

Die Außenhaut 468 der Tragfläche 460 wird an den genannten Platten 467 befestigt und erhält durch sie die Tragflügel-Profilform. 462 ist der vom Fluidmotor 461 getriebene Propeller, Fig. 14 ist ein Schnitt durch Fig. 15 entlang der Schnittlinie XIV-XIV.

Claims (8)

1. Für Senkrechtstart geeignetes Flugzeug mit mindestens zwei hintereinander angeordneten, in Draufsicht zum Rumpf des Flugzeuges symmetrischen Tragflügelpaaren, welche für Senkrecht- bzw. Horizontalflug um Querachsen des Flugzeuges schwenkbar angeordnet sind und jeweils symmetrisch zum Rumpf angeordnete Propeller tragen, dadurch gekennzeichnet, daß

• - im Flugzeug mindestens eine Antriebsmaschine (11 bis 13) sowie eine davon angetriebene Pumpe (1 bis 3) angeordnet sind, welche mindestens vier Druckfluidströme (61, 71, 81, 91; 62, 72, 82, 92; 63, 73, 83, 93) gleicher Liefermenge aus separaten Auslässen liefert,
• - jeder Tragflügel als Traggerippe eine Rohrstruktur aus jeweils mindestens drei etwa parallelen Rohren (34, 44, 4′; 35, 45, 4′; 36, 46, 4′; 37, 47, 4′) mit Rippen (5′) zwischen den Rohren und Halterungen (6′) an mindestens einem der Rohre aufweist, wobei die Halterungen den Tragflügel mit seiner tragenden Rohrstruktur verbinden, jede Rohrstruktur an ihrem äußeren Ende einen Fluidmotor (4 bis 7) hält und die äußeren Enden mindestens zweier Rohre jedes Tragflügels in die Fluidanschlüsse eines der Fluidmotore münden,
• - am Rumpf (31) Schwenklager (29, 30) angeordnet sind, in denen die rumpfseitigen Enden der Rohrstrukturen um ihre Längsachsen drehbar gelagert sind,
• - die Fluidmotoren (4 bis 7) mit Rotoren versehen sind, deren Wellen die Propeller (14 bis 17) tragen,
• - jede der Rohrstrukturen über eine flexible Fluidleitung mit einem der separaten Auslässe der Pumpe verbunden ist und
• - mindestens eines der Rohre jeder Rohrstruktur als Druckfluidleitung von der flexiblen Fluidleitung zum Druckfluid-Eingangsanschluß des jeweiligen Fluidmotors und mindestens ein weiteres Rohr der jeweiligen Rohrstruktur als Rückfluidleitung von dem betreffenden Motor zur Pumpe ausgebildet ist, wobei durch die Gleichheit der Liefermenge in den Druckfluidströmen die Drehzahl der Propeller synchronisiert wird und die Schwenklager eine Änderung des Winkels der Tragflügel und der Propeller relativ zu einer Horizontalebene ermöglichen.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß einander rechts und links vom Flugzeugrumpf (31) gegenüberliegende Rohrstrukturen durch den Rumpf hindurch miteinander verbunden sind.

3. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Antriebsmaschinen und Pumpen jeweils vier Förderströme gleicher Liefermenge erzeugen.

4. Flugzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluidmotoren als Doppelmotoren mit je zwei Rotoren ausgebildet und jedem der Rotoren ein Fluidstrom aus einer anderen der genannten Pumpen zuleitbar sind.

5. Flugzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß je ein Fluidstrom aus einer Pumpe und ein anderer Fluidstrom aus einer anderen Pumpe über Rückschlagventile (15, 16, 15′, 16′) zu einer gemeinsamen Fluidleitung verbunden sind.

6. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluidmotoren an den äußeren Enden der Tragflügel angeordnet sind.

7. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluidmotoren jeweils etwa in der Mitte der zugehörigen Tragflügel angeordnet sind und die Propellerkreisdurchmesser ein annähernd der Länge des jeweiligen Tragflügels entsprechendes Maß haben.

8. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwei der Propeller an einander links und rechts des Rumpfes gegenüberliegenden Tragflügeln mit nach vorn einklappbaren Armen (496, 497) versehen und diese Propeller zusammen mit den zugehörigen Fluidmotoren in Räume (488, 489) in den betreffenden Tragflügeln einziehbar sind.