DE2556051A1

DE2556051A1 - Senkrecht startendes und landendes flugzeug

Info

Publication number: DE2556051A1
Application number: DE19752556051
Authority: DE
Inventors: Marshall James Corbett; Robert Willis Kress
Original assignee: Grumman Aerospace Corp
Current assignee: Grumman Corp
Priority date: 1975-03-06
Filing date: 1975-12-12
Publication date: 1976-09-16
Also published as: IL48760A0; US3966142A; FR2302911B3; FR2302911A1; JPS51104800A; GB1512719A; CA1037933A

Description

Senkrecht startendes und landendes Flugzeug

Die Erfindung bezieht sich auf ein Starrflügelflugzeug und insbesondere nimmt sie auf ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug des Typs Bezug, der allgemein als '^Stehst arter" bekannt ist.

Der Ausdruck "Stehstarter", wie er in dieser Anmeldung benutzt wird, bezeichnet einen Flugzeugtyp, bei dem der hintere Aufbau des Flugzeugs während der Start-und Landeoperationen senkrecht aufgestellt wird. Das Flugzeug liegt vor dem Starten nicht notwendigerweise mit seinem hinteren Abschnitt auf der Startrampe auf, obwohl dies bei einigen herkömmlichen "Stehstartern" der Fall ist.

Es ist vorgeschlagen worden, aus dem Stand startende Flugzeuge auf die offene See befahrenden Schiffen unterschiedlicher

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Klassen und Größen in einem Geleitzug zu benutzen, um ein Mittel der in der Luft durchgeführten Verteidigung zu schaffen, wenn Plugzeugträger nicht in der Nähe sind. Sogar wenn Flugzeugträger in der allgemeinen Nachbarschaft der anderen Schiffe operieren würden, könnten die Stehstarter im Bedarfsfall die Träger ergänzen. Somit würde das senkrechtstartende und -landende Flugzeug in der Anwendung auf die offene See befahrenden Schiffen eine logische Alternative dazu schaffen, mehr und größere Flugzeugträger zur Erreichung einer besseren, in der Luft durchgeführten Verteidigung auf hoher See für seegehende Geleitzüge zu bauen und auszurüsten.

In herkömmlichen senkrechtstartenden-und landenden Stehstartern werden während des Startens die Tragfläche und das Heck in der senkrechten Ebene gehalten und das gesamte Flugzeug neigt sich zum Flug-Betriebszustand über, wenn das Flugzeug aufsteigt. Das Cockpit kann geschwenkt werden, um die Mannschaft während dieser Manöver in einer Normalfluglage zu halten.

Das senkrecht startende und-landende Flugzeug dieser Erfindung ist ein durch Strahl-oder Gebläsestrahl-Düsentriebwerke angetriebenes Tragflächenflugzeug, bei dem der Rumpf Gelenkabschnitte besitzt, so daß während des Normalflugs der Heckabschnitt in einer Linie mit dem vorderen Abschnitt ist und während des Startens und Landens die Tragflächen und daa Cockpit des vorderen Abschnitts in der Normalfluglage bleiben, d.h. im wesentlichen horizontal, selbst wenn der Heckabschnitt vertikal aufgestellt ist. Ein vektorieller Flugvortrieb wird durch Drehen der Schubkraftachse der Triebwerke erreicht, so

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daß der für das Starten und Landen notwendige vertikale Vorschub und der Vorschub in Längsrichtung für den Normalflug geschaffen wird. In allen Flug-Betriebszuständen vom Starten zum Normalflug wird die Triebwerksausströmung über den Heckaufbau und die aerodynamischen Steuerflächen auf diesem geleitet, die die Lage-und Flugsteuerung bewirken, ohne daß zusätzliche Geräte benötigt wenden. In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel drehen sich das Heck und das Triebwerk gemeinsam nach unten um einen Neigungswinkel von bis zu etwa 110 relativ zur Längsachse des Flugzeugs.

In dem genannten bevorzugten Ausführungsbeispiel ist der Rumpf des Flugzeugs aus zwei Hauptabschnitten gebildet, die über ein Scharnier oder einen Drehzapfen verbunden sind, wobei das Scharnier oder der Drehzapfen parallel zu der "Nickachse des Flugzeugs und in der Nähe der Verbindungspunkte der Flugzeugabschnitte ist. Der vordere Rumpfabschnitt des Flugzeugs enthält die Tragflächen und den Raum für den Piloten und die Mannschaft, und verbleibt immer in einer herkömmlichen Fluglage. Beim Start und bei der Landung wird der das Leitwerk und das Triebwerk enthaltene hintere Rumpfabschnitt als ganzes relativ zu dem vorderen Rumpfabschnitt nach unten geneigt, wodurch die Triebwerke so aufgerichtet werden, daß eine senkrechte Schubkraft geschaffen wird. Die am hinteren Rumpfabschnitt befestigten Seiten-und Höhenquerruderflachen werden in die Triebwerkausströmung eingetaucht gehalten, um somit zu allen Zeiten eine Flugzeugsteuerung zu erhalten, wie es später beschrieben wird.

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Das Schrägstellen des hinteren Abschnitts, während der vordere Abschnitt horizontal gehalten wird, schafft ein hohes Ausmaß für die Vorwärts-Sichtbarkeit des Piloten bzw. der Mannschaft und, was vielleicht noch wichtiger ist, behält für eine maximale Leistungsfähigkeit die Tragfläche im gewünschten Anstellwinkel. Somit wird verhindert, daß die Tragfläche während des Übergangs zwischen dem vertikalen und dem horizontalen Flug überzogen wird, was in einem herkömmlichen Stehstarter oder einem flugzeug mit schräggestellten Tragflächen vorkommen kann. Ein zusätzlicher Vorteil dieser Anordnung ist, daß die Wirkungen von horizontalen Windstößen beim Schweben nahe der Oberfläche verringert werden, indem die Tragfläche parallel, zu der Oberfläche gehalten wird und nur der kleinere hintere Abschnitt sich in der Richtung der Windstöße befindet.

Beim Start wird das Flugzeug durch sein- Fahrwerk abgestützt, das auf einer Plattform aufliegt, die so aufgebaut ist, daß es das Fahrwerk des Flugzeugs aufnimmt und horizontal und vertikal abstützt. Das Flugzeug wird durch sein Fahrwerk gehalten, bis die Triebwerke die zum Abheben notwendige Kraft liefern können, wobei zu diesem Zeitpunkt das Flugzeug freikommt. . Es steigt von der Plattform im vertikalen Flug-Betriebszustand empor, geht dann in den horizontalen Flug-Betrslebszustand über, während der Heckabschnitt hinaufgezogen wird, um beim Aufsteigen des Rumpfes den Knick nach Erfordernis zu verringern und fliegt schließlich vom Startplatz weg, um seinen Flug als ein normal aufgebautes Flugzeug zu erfüllen..

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Beim Landen wird der genannte Vorgang umgekehrt. Nach dem Landen und nachdem das Flugzeug sicher an der Plattform befestigt ist, werden die Triebwerke des Flugzeugs abgeschaltet.

Der Aufbau des mit Gelenken versehenen senkrecht startenden und landenden Flugzeugs ist derart, daß seine Hecksteuerflächen immer in die Triebwerksausströmung eingetaucht. bleiben, sei es, daß das Flugzeug im senkrechten Start-und Landebetrieb oder in einem Horizontalflugbetrieb operiert. Die Steuerflächen bleiben deshalb so lange wirksam, wie ein Triebwerk eine Luftströmung darüber vorsieht, wobei für die Wirksamkeit des Steuersystems nicht erforderlich ist, für das Flugzeug .eine Vorwärtsgeschwindigkeit aufrecht zu erhalten oder ein Rückstoßsteuersystem vorzusehen.

Man sieht, daß das mit Gelenken versehene Flugzeug besonders für das Entfalten aus Untergrund-und Untersee-Basen ge-.eignet ist, so „daß_r das Flugzeug von Unterseebooten gestartet werden kann. Die beg renzte Lade.lukengröße auf den gegenwärtigen Unterseeboten hat die Möglichkeit der Lagerung

von herkömmlichen Flugzeugen innerhalb des Unterseeboots ausgeschlossen, weil die Rumpflänge der heutigen Flugzeuge den Durchgang des Flugzeugs durch die Luke ausschließt. Der Flugzeugrumpf dieser Erfindung wird jedoch zu einer passenden Größe geknickt, die die Luke passieren kann, wenn die Tragflächenenden über die Tragflächen gefaltet werden, wie es bei Marineflugzeugen üblich ist.

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Wie bei dem Buckstoßangetriebenen senkrecht startenden und landenden Flugzeug, wie es heute bekannt ist, besteht auch eine Notwendigkeit, die Wirkung des Sogs oder der Ausströmung des Triebwerks auf fremde Teilchen beim Bodeneinfluß auszuschalten, damit sie in der Bodeneinflußlage nicht gestört werden und so durch die Antriebseinrichtung eingesaugt werden. Wie dem Fachmann bekannt ist, sind in die Entwicklung von Einrichtungen, die das Eindringen von fremden Teilchen in die Antriebseinrichtung verhindern, große Anstrengungen und Kosten gesteckt viorden. Es ist unnötig zu sagen, daß nichts wirksamer sein könnte, als die Antriebseinrichtung so anzubringen, daß sie oberhalb ihrer Ebene der Bodeneinflußstörung ist. Bei dieser Erfindung werden zum ersten Mal die Vorteile des senkrecht startenden und landenden Stehstarters und des senkrecht startenden und landenden rückstoß-angetriebenen Flugzeugs dahingehend vereinigt, daß der Schaden durch fremde Teilchen und das Absterben der Antriebseinrichtung verringert wird.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug für die Anwendung hauptsächlich auf Marine-und Handelsschiffen zu schaffen, das auch auf Bodenstützpunkten operieren kann. Ferner soll sie einen senkrecht startenden und landenden Stehstarter schaffen, bei dem es weniger wahrscheinlich ist, daß er während des Übergangs vom Abheben zum Horizontalflug in eine überzogene Fluglage gebracht wird. Auch soll die Erfindung ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug vom Typ des Stehstarters schaffen, bei dem die Tragflächen immer im Normalflug-Betriebszustand gehalten werden. Ferner soll sie ein Flugzeug schaffen, welches durch eine relativ

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kleine öffnung paßt, um unter Deck gelagert zu werden. Die Erfindung soll auch ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug schaffen, welches keine Zusatzrückstoßsteuersysteme beim Manövrieren während des Startens oder Landens erfordert. Schließlich soll die Erfindung einen senkrecht startenden und landenden, sich durch Rückstoß erhebenden Stehstarter schaffen, dessen Antriebseinrichtung vom Ansaugen von fremden Teilchen geschützt ist.

Die Erfindung wird im folgenden anhand schematischer Zeichnungen an Ausführungsbeispielen näher erläutert:

Fig. 1 a zeigt eine Seitenansicht eines bevorzugten Ausführungsbeispiels im offenen oder Start-Betriebszustand.

Fig. 1 b zeigt das Flugzeug der Fig. 1 a in einem übergangsbetriebszustand.

Fig. 1 c zeigt das Flugzeug der Fig. 1 a im geschlossenen oder Normalflug-Betriebszustand.

Fig. 2 zeigt einen Grundriß des Flugzeugs der Fig. 1 c. Fig. 3 zeigt eine bildliche Darstellung des Flugzeugs in einem Übergangs-Betriebszustand.

Fig. 4 a zeigt eine Seitenansicht eines anderen Ausführungsbeispiels des Flugzeugs im offenen oder Start-Betriebszustand auf einer erhöhbaren Plattform.

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Pig. 4 b zeigt das Flugzeug der Fig. 4a in einem Übergangs· Betriebszustand.

Fig. 4 c zeigt das Flugzeug der Fig. 4 a im geschlossenen oder Flug-Betriebszustand.

Fig. 5 " zeigt einen Grundriß des Flugzeugs der Fig. 4 c. Fig. 6 zeigt eine Einzelheit eines Ausführungsbeispiels

der Vorrichtung zum öffnen und Schließen des

Rumpfs.

In den Figuren 1 a, 1 b und 1 c der Zeichnung sind drei Arten oder Flugbetriebszustände des bevorzugten Ausführungsbeispiels des Flugzeugs in verschiedenen Stufen des Flugs dargestellt. In Fig. 1 a liegt das Flugzeug 1O auf einer Startrampe 11 in einem Start-oder Landebetriebszustand, bei dem der Rumpf vollständig offen ist; in Fig. 1 b befindet sich das Flugzeug in einem Übergangs-Betriebszustand, wobei der Rumpf teilweise geöffnet ist und in Fig. 1 c befindet sich das Flugzeug 10 im Normalflug-Betriebszustand, wobei der Rumpf vollständig geschlossen ist. Wie in den Fig. 1_f 2 und 3 zu sehen ist, insbesondere in Fig. 3, die eine bildliche Darstellung des Flugzeugs 10 im Übergangs-Betriebszustand ist, besitzt der Rumpf 12 des Flugzeugs 10 einen vorderen Abschnitt 13 und einen hinteren oder Heckabschnitt 14, die an einer Scharnierverbindung 15 verbunden sind. Die Verbindung 15 erlaubt eine relative Schwenkung des hinteren Abschnitts 14 in Bezug zu dem vorderen Abschnitt um eine Khickachse des Flugzeugs 10.

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Der vordere Abschnitt 13 trägt die starren Tragflächen 16 und das Cockpit 17, während der hintere Abschnitt 14 die Antriebseinrichtung 18 und das Leitwerk 19 trägt. Die Antriebseinrichtungen 18 sind vorzugsweise gruppierte Gebläsestrahltriebwerke und werden mittels verkleideter Befestigungseinrichtungen 36 vom Rumpfabschnitt 14 getragen, so daß eine Ausströmung geschaffen wird, die in allen Flugbetriebszuständen des Flugzeugs 10 auf das Leitwerk 19 auftrifft und es überstreicht. Die Ausströmung liefert-beim Auftreffen auf die Seitenflossen 20, 20, auf die Stabilisierungsflossen 21,21, auf die Seitenruderoberflächen 22,22 und auf die Höhenquerruderoberflachen 23,23 die zur Stabilisierung und Manövrierung des Flugzeugs notwendigen Kräfte sogar dann, wenn sich das Flugzeug nicht im Normalflug-Betriebszustand (Fig.1c) befindet,

Wie der Fachmann sofort erkennt, erfolgt die Steuerung des Flugzeugs im herkömmlichen Flugbetriebszustand, der durch Fig. 1 c dargestellt ist, mittels Seitenrudereinrichtungen 22, für die Gierungssteuerung und mittels Höhenquerruder 23 in Nickrichtung , wenn sie symmetrisch betätigt werden, und in Rollrichtung, wenn sie unterschiedlich betätigt werden. Wie der Fachmann sofort erkennt, wird es im Betriebszustand des senkrechten Startens und Landens notwendig ~da der Heckabschnitt nach unten versetzt ist- die Funktion dieser Steuerungen zu ändern, etwa durch mechanische oder elektrische Einrichtungen/ um die Verbindung der Seitenrudersteuerung mit der Seitenrudereinrichtung und der aifferentiellen Höhenquerrudersteuerung mit den Höhenrudern schrittweise aufzuheben, während die Seitenrudersteuerung mit den Höhenrudern und die Differential-

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höhenquerrudersteuerung mit den Seitenrudereinrichtungen schrittweise verbunden wird, bis sich der Heckabschnitt in der am stärksten'nach unten gerichteten Stellung befindet. Deshalb steuern beim Start (Fig.1a) das Seitenruder die Rollbewegung und die unterschiedlich versetzten Höhenquerruder die Gierbewegung. Im übergangszustand (Fig.1b) rufen die Seitenruder-Verstellungen und die unterschiedlichen Höhenquerruderverstellungen jeweils sowohl Roll-als auch Gierbewegungen hervor, wobei die Auswirkung jeder Verstellung trigonometrisch auf den Knickwinkel θ bezogen ist, d.h. den Winkel zwischen dem vorderen Abschnitt 13 und dem hinteren Abschnitt 14. Die Auswirkung einer symmetrischen Höhenquerruderverstellung ist immer eine Nickbewegung und ändert sich nicht mit dem Knickwinkel Θ. Folglich kann das Flugzeug" indem die Triebwerksausströmung über die Steueroberflächen 20 bis 23 gerichtet wird - i_n allen Flugbetriebszuständen ohne zusätzliche Ausrüstung manövriert werden. Die Notwendigkeit für RückstoßSteuereinheiten oder andere Manövrierhilfen während des Vertikalflugs entfällt bei der Erfindung.

Im Ausführungsbeispiel der Figuren 1 bis 3 bewegen sich die Triebwerke 18 und das Leitwerk 19 als Ganzes mit dem Heckabschnitt 14, damit das Aufprallen der Triebwerksausströmung auf das Leitwerk aufrecht erhalten bleibt. Das Triebwerk 18 ist üblicherweise mit dem Rumpf starr verbunden, es kann aber daran etwa durch eine drehbare Welle oder eine bekannte betätigbare Einrichtung für eine begrenzte Drehung um eine Querachse befestigt sein, um im Bedarfsfall den Rückstoßvektor und/

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oder die Triebwerksausströmung wieder über das Leitwerk zu leiten Eine solche Drehung würde einen gewissen Unterschied zwischen der Achse der Schubkraft und der Achse des Heckabschnitts gestatten, um Windstöße unter starken Oberflächenwindbedingungen auszugleichen, die dazu neigen, die Triebswerksausströmung vom Leitwerk abzulenken. Somit würde in Fig. 1 a ein Wind von links die Ausströmung vom Leitwerk wegleiten, wenn die Achse des Triebwerks 18 direkt nach unten gerichtet ist. Durch Verkanten der Abgasausströmachse des Triebwerks 18 in den Wind würde die Ausströmung über das Leitwerk zurückgeleitet werden. So ein Verkanten der Triebwerksachse könnte durch bekannte Vorrichtungen automatisch gesteuert werden, welche die Windstöße und/oder die Geschwindigkeit wahrnehmen können und ein Steuersignal zu der Einrichtung liefern, die die Drehung der Triebwerke 18 steuert. Zusätzlich können diese Vorrichtungen auch für die Berücksichtigung von Seitenwinden ausgebildet sein, wie es in der Technik bekannt ist.

Es ist zu beachten, daß das Triebwerk 18 am vorderen Abschnitt 13 angebracht und zur Drehung gemeinsam mit dem Heckabschnitt 14 so ausgebildet sein kann, daß die Ausströmung stets auf das Leitwerk 19 trifft. . Somit wird in

den Figuren 4a, 4b und 4c, die dem Start-oder Landezustand bzw. dem Übergangszustand oder dem Normalflug-Betriebszustand eines zweiten Ausführungsbeispiels entsprechen, das Triebwerk 18 am vorderen Abschnitt 13 getragen. Das Triebwerk 18 ist zur Drehung um eine Querachse 25 angebracht, wobei diese Drehung durch nicht dargestellte Einrichtungen gesteuert wird, so daß

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die gegen das Leitwerk 19 gerichtete Ausströmung des Triebwerks 18 aufrecht erhalten wird, wenn sich der Heckabschnitt 14 um die in den Figuren 4a und 4b nicht sichtbare Querachse eines Scharniers 15 dreht. Ferner ist in Fig. 4a ein mit einem horizontalen Abschnitt 39 einer Plattform 11 verbundenes Betätigungselement 38 dargestellt, das die Plattform von einer unterirdischen oder Unterwasser-Abstelleinrichtung, beispielsweise wie bei einem Silostartplatz hebt und senkt, wie er bisher für Flugkörper verwendet worden ist oder wie bei einem Unterseeboot.Es ist leicht erkennbar, daß das Flugzeug 10 dieser Entwicklungsart auch (nicht dargestellte) Einrichtungen zum Einklappen eines Teils der Tragflächen 16 besitzt, um die Verkleinerung des Umrisses des Flugzeugs für ein derartiges Abstellen zu vervollständigen. Von dem offensichtlichen Vorteil abgesehen, daß Flugzeuge größeren Ausmaßes entwickelt werden können, schafft " .„ dieses Merkmal der Erfindung eine bessere Tarnungsmöglichkeit und einen größeren Schutz beim Entfalten. . .

Fig. 5 zeigt einen Grundriß des in Fig. 4 gezeigten Aufbaus und veranschaulicht, wie die vorderen Kanten der Trägflächen. 16 geformt sein können, um im Bedarfsfall das Triebwerk 18 in seinem senkrecht arbeitenden Zustand unterzubringen . Nach der Drehung kann sich ein Teil des Triebwerks in die Ebene der Tragfläche erstrecken, was von der komplizierten Geometrie und der Lage der Drehachse 25 abhängt. Um eine Störung zwischen dem Triebwerk 18 und der Tragfläche 16 auszuschalten, ist eine Kerbe 27 in der Tragfläche vorgesehen.

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Es ist selbstverständlich, daß die Befestigung für das Triebwerk 18 im Bedarfsfall mehr als ein einfacher Drehzapfen sein könnte, was sowohl eine Verschiebungs-ais auch eine Drehbewegung des Triebwerks 18 erlaubt, so daß es immer unterhalb der Tragflächenebene gehalten werden könnte, wodurch die Kerbe 27 unnötig wird. Ferner kann bei gewissen Ausführungen das Triebwerk 18 besser an die Tragfläche 16 gehängt als am Rumpf 13 befestigt sein. Wenn es von den Tragflächen herabhängt,, würde die Schwenkachse der Triebwerke 18 funktionell mit der des vorderen Abschnitts 13 und des Heckabschnitts 14 gekoppelt sein, so daß es mit dieser zu bewegen ist.

Ein Mechanismus zum öffnen und Schließen des Rumpfs ist vorgesehen. Wie es in Fig. 6 gezeigt ist, ist dieser Mechanismus eine hydraulisch gesteuerte TeleskQpvorrichtung 28, die sowohl am vorderen Abschnitt 13 als auch am hinteren Abschnitt 14 angelenkt ist. Das geschlossene Ende des Hydraulikzylinders 29 ist iro vorderen Abschnitt 13 mit einem Drehzapfen verbunden und die Stellstange 31 im hinteren Abschnitt Ί4 mit einem Drehzapfen 32. Mit der geschlossenen Vorrichtung 28 wird der hintere Abschnitt 14 in den Normalflug-Betriebszustand gezogen und mit der offenen Vorrichtung 28 wird der hintere Abschnitt 14 in den Start-oder Lande-Flugbetriebszustand gefahren. In Fig. 6 ist auch eine Klinkverriegelung 33 dargestellt, die den hinteren Abschnitt 14 si.cher gegen den vorderen Abschnitt 13 hält, wenn sich das Flugzeug in der geschlossenen Anordnung befindet.Die Klinke 33 besitzt einen Abschnitt 13 angelenkten Haken 34, der mit einem Stift 35

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am Abschnitt 14 in Eingriff steht. Eine derartige Klinke besitzt eine Nockenoberfläche 37, die ein selbsttätiges Entriegeln und Einklinken erlaubt. Diese Art einer Klinke könntevon einem Fachmann zu einex angetriebenenKlinke verändert werden.

Der Rumpf und das Leitwerk, die den Abgasen des Triebwerks ständig ausgesetzt sind, müssen den Temperaturen und der korrosiven Atmosphäre, denen sie ausgesetzt sind, widerstehen können. .Aus diesem Grund wird ein Gebläsestrahltriebwerk mit relativ kühlen Abgasen für vorteilhaft erachtet, um die mit dem Wärmeschutz der Flugzeugoberflächen verbundenen Konstruktionsprobleme zu erleichtern. Jedoch können mit Rücksicht auf die technologischen Fortschritte in der Materialentwicklung Propellerturbinenabgase höherer Dichte benutzt werden, um die Aerodynamik der Steueroberflächen zu verbessern.

Die Wirkungsweise des Flugzeugs ist' kurz gesagt wie folgt:

Das Flugzeug wird von seiner Abstellfläche zu der Startrampe transportiert und an dieser in der Startanordnung mit dem Heck nach unten befestigt, wobei die Triebwerke so ausgerichtet werden, daß sie eine vertikale Schubkraft liefern. Die Triebwerke 18 werden angelassen und wenn die Schubkraft die zum Abheben erforderliche Größe erreicht, wird das Flugzeug 10 von der Rampe 11 gelöst und es beginnt senkrecht zu steigen.

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Nach Erreichen der vorbestimmten Höhe wird die 'Teleskopvorrichtung 28 betätigt und der hintere Abschnitt 14 des Flugzeugs zum vorderen Abschnitt 13 gezogen. Gleichzeitig dreht sich das Triebwerk, so daß die vertikale Komponente der Triebwerksschubkraft verringert wird, während sich die horizontale Komponente vergrößert und das Flugzeug eine Vorwärtsbewegung erzielen läßt. Ggf. ist die Vorwärtsgeschwindigkeit derart, daß die Tragflächen 16 den zur Aufrechterhaltung des Flugs nötigen Auftrieb liefern. Wenn der Rumpf vollständig geschlossen und durch die Klinken 33 verriegelt ist, ist das Flugzeug wie ein herkömmliches Flugzeug bedienbar und kann konventionell landen und starten.

Als senkrecht startendes und landendes Flugzeug wird während des Manövers vom Starten bis zum Flug die Ausströmung der Triebwerke 18 gegen die aerodynamischen Steueroberflächen 22 und 23 des Triebwerks gerichtet und prallt dort auf. Einstellungen der Fluglage vom Augenblick des Abhebens und während des ganzen Flugs können durch Auslenkung des Seitenruders 22 und des Höhenquerruders 23 gemäß den Anforderungen durch den Flugzeugführer mit oder ohne Einrichtung zur Mischsteuerung von Eingabe-und Ausgabesignalen oder -Steuerkräften durchgeführt werden.

Nach Erfüllung des Auftrags kehrt das Flugzeug zu seinem Mutterschiff zurück; wenn es sich zum senkrechten Landen annähert, werden die Triebwerke 18 für die Änderung der Triebwerksschubkraft von vorwärts zu vertikal gedreht und gleichzeitig das Stellglied 28 betätigt, das den hinteren Abschnitt des

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Rumpfes nach unten schiebt und die Heckoberflächen in die Ausströmung der Triebwerke hält. Somit verlangsamt das Flugzeug seine Vorwärtsgeschwindigkeit und erreicht einen Schwebezustand in der Nähe der Landeplattform.

Die Triebwerksschubkraft wird verringert, um das Flugzeug sinken zu lassen, und das Flugzeug wird mittels der Steuerung der Seitenruder 22 und der Höhenquerruder 23 und erforderlichenfalls durch Einstellen des Schubkraftvektors unter Drehung des Triebwerks zu der Landeplattform manövriert. Während dieser Zeit ist der Einlaß der Antriebseinrichtung 18 genügend oberhalb d.es durch den Triebwerksausstoß erzeugten turbulenten Bodeneinflusses, dessen Auswirkung gegenüber dem jetzigen senkrecht startenden und landenden Flugzeug mit Rückstoßantrieb dadurch verringert ist, daß die Turbinenausströmung beim überstreichen des Leitwerks in vorbestimmtem Abstand dahinter dabei in mehrere geringere turbulente Ströme aufgespalten wird, um eine geringer konzentrierte Oberflächenstörung und doch eine größere Grundfläche für den Schubauftrieb zu schaffen. Nachdem das vordere Rad die Landeplattform berührt, kann das Flugzeug gehalten und an ihr mittels eines (nicht dargestellten) Mechanismus befestigt werden und die Triebwerke werden abgeschaltet. Man sieht, daß das Flugzeug mittels eines Bugfahrgestells am vorderen Abschnitt des Rumpfes bzw. des Hauptfahrgestells am Heckabschnitt des Rumpfes unterstützt wird, die in Berührung mit dem horizontalen bzw. vertikalen Abschnitt der Plattform 11 sind.

Hier ist anzumerken, daß während der Start-und Landeoperationen, d.h. während das Flugzeug mit dem Heck nach unten angeordnet ist, die Lufteinlaßöffnung des Triebwerks beträchtlich höher über Grund ist, als es bei den herkömmlichen senkrecht startenden und landenden Flugzeugen der Fall ist. Folglich entfallen bei dieser Erfindung mindestens drei allgemeine Probleme, die dem heutigen senkrecht startenden und landenden Flugzeug anhaften. Es sind dies:

1. Durch den Bodenwirbel des Triebwerks weggewehte fremde Teilchen erreichen nicht die Lufteinlaßöffnung, wodurch ein davon herrührender Triebwerksschaden ausscheidet,

2. die Lufteinlaßtemperaturen werden durch das Triebwerksabgas nicht wesentlich erhöht, so daß kein Schubkraftverlust infolge des Ansaugens heißer Luft auftritt und

3. liegt kein Auftriebsverlust infolge des "Ansaug"-Effekts vor, der im allgemeinen durch den vom Einfangen des Trieb·" werkabgases herrührenden Unterdruck unter dem Flugzeug erzeugt wird.

Versuche haben zusätzlich ergeben, daß in den dargestellten Senkrechtstart-und Lande-Flugbetriebszuständen ein weiteres auf die Sicherheit des Flugzeugführers bezogenes Merkmal erreicht wird, nämlich das Aufrechterhalten der Lage beim Versagen eines einzelnen Triebwerks. Speziell dadurch, daß die Triebwerksausströmung von einem Triebwerk immer mindestens

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eine Seite des Leitwerks überstreicht, können dessen Steueroberflächen das Plugzeug in einer solchen Lage halten, so daß das Cockpit aufrecht bleibt. In

mehreren bekannten Konstruktionen des herkömmlichen senkrecht startenden und landenden Flugzeugs war dies nicht der Fall, und das Flugzeug kippte um, wodurch das Aussteigen und das überleben des Flugzeugführers behindert wurde. Dies würde bei einer einzelnen Triebwerkssteuerung dieser Erfindung nicht der Fall sein, da das Überstreichen mindestens eines Teils der Steueroberflächen dies dem Flugzeugführer erlauben würde, die Lage des Flugzeugs zu steuern.

Die Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels und ihrer Änderungen dienten nur zur Veranschaulichung des Grundgedankens und sollte nicht als Beschränkung der Erfindung auf diese Ausführungsbeispiele betrachtet werden. Beispielsweise braucht das Triebwerk nicht selbst für die Änderung der Triebwerksschubkraft von horizontal nach vertikal gedreht zu werden, da eine derartige Rückführung allgemein durch die Anwendung von Umlenkschaufeln bewirkt wird. Zwar zeigen die Figuren ein Flugzeug mit Zwillingstriebwerken, von denen jeweils eines auf einer Seite des Rumpfes angeordnet ist,um die Schubkraft und den Luftstrom über das Heck zu erzeugen, die Erfindung kann jedoch gleich gut bei einem Flugzeug mit einem einzelnen Triebwerk angewandt werden. Beispielsweise kann das Leitwerk auf Zwillingsauslegern gestützt sein, die vom Triebwerk so abgespreizt sind, daß die Triebwerksausströmung zwischen die Ausleger über das Leitwerk gerichtet ist. ^

Gebläsestrahltriebwerk = Strahltriebwerk mit Außenzusatzverdichter

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Claims

Patentansprüche

1.J Flugzeug, gekennzeichnet durch einen Rumpf (12), Tragflächen (16), ein Leitwerk (19) und Antriebseinrichtungen (18), wobei die Tragflächen (16) am Rumpf (12) befestigt sind, das Leitwerk (19) am Rumpf (12) drehbar befestigt ist, die Antriebseinrichtung (18) eine Schubkraft erzeugt und Einrichtungen zum Drehen der Schubkraft relativ zu den Tragflächen um eine erste Achse (25) quer zum Rumpf (12) besitzt und wobei das Flugzeug Einrichtungen zum Drehen des Leitwerks (19) um eine zweite Achse (15) quer zum Rumpf aufweist, wodurch das Leitwerk von der durch die Antriebseinrichtung erzeugten Ausströmung unabhängig von der Richtung der Schubkraft relativ zu den Tragflächen überstrichen wird.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadunch gekennzeichnet, daß die erste Achse (25) und die zweite Achse (15) koaxial sind.

3. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich das Leitwerk (19) um seine Achse (15) gemeinsam mit der Drehung der Schubkraft dreht, wodurch die Ausströmung der Antriebseinrichtung (18) gegen das Leitwerk (19) gerichtet wird und auf dieses trifft.

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4. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf (12) in einen vorderen Abschnitt (13) und einen hinteren Abschnitt (14) aufgeteilt ist, und daß die Tragflächen (16) am vorderen Abschnitt (13) und das Leitwerk (19) am hinteren Abschnitt (14) befestigt ist, wobei der hintere Abschnitt zur

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Drehung um die zweite Achse (15) zu dem vorderen Rumpfabschnitt (13) knickbar ist.

5. Flugzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet,

daß es Einrichtungen für die Befestigung der Antriebseinrichtung (18) am hinteren Rumpfabschnitt (14) besitzt.

6. Flugzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß es Einrichtungen zur Befestigung der Antriebseinrichtung (18) am vorderen Rumpfabschnitt (13) besitzt.

7. Flugzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß es Einrichtungen zur Befestigung der Antriebseinrichtung (18) an den Tragflächen (16) besitzt.

8. Senkrecht startendes und landendes Flugzeug, gekennzeichnet durch Tragflächen (16), einen Rumpf (12), ein Leitwerk (19), Antriebseinrichtungen (18) und Einrichtungen für die Drehung der durch die Antriebseinrichtung (18) gelieferten Schubkraft, wobei das Leitwerk (19) und die Schubkraft in Bezug zu den Tragflächen (16) um die entsprechende erste und zweite Querachse (25;15) zwischen festgelegten Grenzen knickbar sind, .. das Leitwerk sich unterhalb der Tragflächen befindet und die Schubkraft der Antriebseinrichtung senkrecht zu den Tragflächen gerichtet wird, wenn sich das Flugzeug in einem Senkrechtstart-und -Lande-Betriebszustand an einer Knicks grenze des Leitwerks und der Schubkraft befindet, das Leitwerk hinter den Tragflächen ist und die Schubkraft der Antriebseinrichtung parallel zu den Tragflächen gerichtet wird,

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wenn sich das Flugzeug in dem Normalflug-Betriebszustand an der anderen Knickgrenze des Leitwerks und der Schubkraft befindet und wobei die Ausströmung der Antriebseinrichtung durch die Schubkraftdreheinrichtung in allen Knickpositionen über das Leitwerk (19) gerichtet ist.

9. Flugzeug, gekennzeichnet durch einen Rumpf (12), der einen vorderen Abschnitt (13) und einen hinteren Abschnitt (14) besitzt, die so verbunden sind, daß sie relativ beweglich sind, durch Tragflächen (16),die in den vorderen Abschnitt (13) übergehen "- und von diesem wegragen, durch einen horizontalen Stabilisator (21) mit geringerer Spannweite als die am Heckabschnitt (14) befestigten Tragflächen,(16), durch Seitenrudereinrichtungen (22), die mit dem Heckabschnitt verbunden sind, durch Antriebseinrichtungen (18) für das Flugzeug X10 ), die so angebracht sind, daß sie relativ zu dem vorderen Abschnitt

(13) des Rumpfs (12) zusammen mit der Bewegung des Heckabschnitts (14) relativ zu dem vorderen Abschnitt (13) bewegbar sind, wobei die Antriebseinrichtung (18) so angeordnet ist, daß sie die Ausströmung um den horizontalen Stabilisator (21) und die Seitenrudereinrichtung (22) richtet, wodurch die Steuerung des Flugzeugs in allen Stellungen des Heckabschnitts

(14) bewirkt werden kann.

10. Einrichtung zur Verkleinerung der Rumpf-und der Leitwerkslänge in einem Flugzeug, das einen Rumpf mit einem Leitwerk und mit Tragflächen aufweist, deren ' Spannweite zum Abstellen verringert werden kann, gekennzeichnet durch eine

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Gelenkverbindung (15) des Leitwerks (19) mit dem Rumpf (12), durch eine Stelleinrichtung (28) zwischen dem Rumpf (12) und dem Leitwerk (19), um das Leitwerk unter den Rumpf zu bewegen, durch eine Fahrgestelleinrichtung, die so ausgebildet Ist, daß sie den Rumpf (12) mit dem Leitwerk (19) unabhängig von der Lage des Leitwerks gegenüber dem Rumpf stützen kann, und durch Ancriebseinrichtungen (18) mit Einrichtungen die in allen Relativlagen des Leitwerks (19) zum Rumpf (12) eine Triebwerksausströmung über das Leitwerk gewährleisten.

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