DE3219159C2 - - Google Patents
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Description
Die Erfindung betrifft eine Anordnung von mit Propellern
arbeitenden Antriebsanlagen an Luftfahrzeugen im Bereich
des hinteren Rumpfteiles, insbesondere Antriebsanlagen mit
Propellerturbinen, wobei mindestens zwei Propellerantriebe
seitlich der Rumpflängsachse angeordnet sind.
Für die Anordnung einer Triebwerksanlage der genannten Art
stehen bei der Auslegung eines Flugzeuges in Abhängigkeit
von den für das Flugzeug vorgegebenen Auslegekriterien eine
Anzahl von Anordnungsmöglichkeiten zur Wahl,
so z. B. die Anordnung zumindest je einer Triebwerkseinheit
zu beiden Seiten des Flugzeugrumpfes an den Tragflügeln.
Bei dieser vielfach angewandten Anordnungsart muß jedoch
insbesondere bei plötzlichem Ausfall eines der Triebwerke
das ebenso plötzliche Auftreten eines starken Störmomentes
um die Flugzeughochachse in Kauf genommen werden. Es ergeben
sich bei dieser Art der Triebwerksanordnung auch
Geräuschprobleme, die den Komfort der Fahrgastzelle infolge
Beaufschlagung durch Propellerschallwellen herabsetzen.
Ferner wirken die drallbehafteten Propellerstrahlen störend
auf die Umströmung der Tragflügel.
Ein weiteres Problem ergibt sich bei der Anordnung der Antriebseinheiten
an den Tragflügeln daraus, daß die Propeller
eine destabilisierende Wirkung auf das Flugzeug ausüben.
Maßnahmen zur Verminderung dieser ungünstigen Wirkung
bestehen in einer Vergrößerung des Seitenleitwerks. Dies
führt jedoch zu einem höheren Fluzeuggewicht und zu einer
größeren umströmten Fläche.
Eine andere Lösung für die Anordnung von Triebwerken besteht
in der Unterbringung je eines Triebwerkes im Rumpfbug
und im Bereich des Rumpfhecks. Neben den damit erzielbaren
Vorteilen ergeben sich hinsichtlich der Beeinflussung
der Umströmung des Tragflügels und des Rumpfes durch den
Propellerstrahl des Bugpropellers aerodynamische Probleme.
So kann sich bei dieser Ausführungsart eine Laminarströmung
nicht ausbilden. Ferner ist der Raumbedarf der Triebwerke
innerhalb des Flugzeugrumpfes bei dieser Anordnung erheblich.
Bei einer anderen bekannten Flugzeugausbildung ist ein
Triebwerk im Heckbereich des Rumpfes untergebracht, das zu
beiden Seiten des Rumpfes angeordnete und über eine Tragkonstruktion
aufgenommene, ummantelte Propeller antreibt.
Es ist auch eine Ausführung für die Anordnung von Triebwerken
der genannten Art bekannt, bei der die Triebwerke in
einer sogenannten "Hecktwin-Anordnung" im hinteren Rumpfteil
untergebracht sind. Dabei treiben beide Triebwerke jedoch
auf einen gemeinsamen Propeller. Diese Anordnungsart
stellt zwar im Hinblick auf die genannten Nachteile der
aufgeführten Ausbildungen eine günstige Lösung dar, jedoch
bietet diese Bauform trotz des Vorhandenseins zweier Antriebsmotoren
keine Sicherheit bei Störungen in der Antriebsübertragung
auf den gemeinsamen Propeller oder bei
Defekten des Propellers selbst. Ferner ist der Propellerdrehkreisdurchmesser
begrenzt durch den beim Start einzuhaltenden Rotationswinkel β (Freiwinkel).
Die spezifische Propellerbelastung ist definiert durch den Ausdruck
wobei KW die Antriebsleistung und D den Propellerkreisdurchmesser
bezeichnet. Da sich andererseits der Strahlwirkungsgrad
mit zunehmender Propellerbelastung verschlechtert,
sind der Propellerauslegung in bezug auf die Propellerdrehkreisfläche D²
relativ enge Grenzen gesetzt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, gegenüber dem
Bekannten eine Flugzeugausbildung zu schaffen, die die Erzielung
verbesserter aerodynamischer Strömungsverhältnisse
bei verbessertem Propellereinbau-Wirkungsgrad ermöglicht.
Ferner soll mit der Ausbildung ein verbessertes Stabilitätsverhalten
erreicht werden.
Die gestellte Aufgabe ist gemäß den Merkmalen des Hauptanspruches
und in weiterer vorteilhafter Ausgestaltung
nach den Merkmalen der Unteransprüche gelöst.
Mit der erfindungsgemäßen Anordnung ist durch die voneinander
völlig unabhängig arbeitenden Antriebseinheiten, bestehend
je aus einem Triebwerk mit den zugehörigen Übertragungsmitteln
und daran angeschlossenem Propeller, eine
erhebliche Erhöhung der Sicherheit im Hinblick auf Ausfall
des Flugzeugantriebes erzielt. In Verbindung mit der besonderen
Anordnung der Triebwerke werden Störungen der Umströmung
von Rumpf und Tragflügeln, hervorgerufen durch die
Propellerstrahlen, vermieden und zudem die Grenzschichtströmung
am Rumpf mittels der hinter der Flugzeugzelle rotierenden
Propeller aufgenommen und weitergeführt. Infolge der
Gestaltung des zentralen Rumpfabschnittes in Verbindung mit
den seitlichen Abschnitten wird außerdem die Strömung im
Bereich oberhalb des zentralen Abschnittes von den Propellern
zumindest teilweise durch die Ausbildung einer Diffusorwirkung
in vorteilhafter Weise verzögert.
Ferner wird mittels der Anordnung der Antriebsanlage im
hinteren Rumpfteil eine stabilisierende Wirkung durch die
Propeller, insbesondere bei seitlicher Anströmung, erreicht.
Durch die Anordnung der Antriebseinheiten im Bereich des
hinteren Rumpfteiles wird zudem bewirkt, daß gegenüber
Triebwerksanordnungen an den Tragflügeln die Fluggastzelle
außerhalb des Bereiches liegt, der von den Propellerschallwellen
beaufschlagt wird. Daraus resultiert eine erhebliche
Verminderung der Lärmbelastung der Fluggastzelle.
Außerdem wird durch die Anordnung der Propeller hinter der
Flugzeugzelle eine Verringerung der Strahlverluste erzielt.
Die in weiterer Ausgestaltung der Erfindung vorgesehene Abplattung
des zentralen Abschnittes ergibt in Verbindung mit
den seitlichen, spindelförmigen Rumpfabschnitten eine strömungsgünstige
Heckausbildung. Damit in Zusammenhang steht
ferner der günstige Aufbau eines starren Rumpfverbandes, der
für die Aufnahme der Triebwerke und deren Hilfseinrichtungen
in besonderem Maße geeignet ist.
Weitere vorteilhafte Ausbildungen lassen sich der nachfolgenden
Beispielsbeschreibung entnehmen.
In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele gemäß der Erfindung
dargestellt. Die Ausführungen sind anhand der Zeichnungen
nachfolgend beschrieben.
In der Zeichnung zeigen
Fig. 1 die erfindungsgemäße Ausbildung eines Flugzeuges
in Seitenansicht,
Fig. 2 eine Ansicht des Flugzeuges gemäß Fig. 1 von
oben gesehen,
Fig. 3 einen Querschnitt nach der Linie III-III der
Fig. 2 in schematischer Darstellung,
Fig. 4 einen Querschnitt nach der Linie IV-IV der Fig. 2
schematisiert dargestellt,
Fig. 5 eine weitere Ausführungsform des Flugzeuges in bezug
auf die Leitwerksanordnung am Flugzeugheck in einem
Abschnitt aus Fig. 1 und in Seitenansicht, schematisiert dargestellt,
Fig. 6 in einem Abschnitt nach Fig. 5 eine Draufsicht des
Flugzeughecks,
Fig. 7 eine Ansicht des gesamten Flugzeuges von vorn gemäß
Fig. 5 bzw. 6,
Fig. 8 einen schematisierten Querschnitt nach der Linie
VIII-VIII der Fig. 6,
Fig. 9 ein weiteres Ausführungsbeispiel für die Flugzeugheckausbildung
mit zueinander versetzten Propellerdrehebenen in einer Draufsicht,
Fig. 10 in einer Draufsicht ein Luftfahrzeug in der Ausführung
einer "Entenflügelkonfiguration" in Verbindung
mit einer Heckausbildung gemäß eines der
Beispiele nach Fig. 1 bis 9,
Fig. 11 in einem Querschnitt durch das hintere Rumpfteil
Einzelheiten der Rumpfstruktur mit Triebwerksaufhängungselementen,
Fig. 12 eine Ausführungsform der Ausbildung der Antriebsanlage
in Verbindung mit einer Synchronverbindung
zwischen zwei Antriebseinheiten und
Fig. 13 eine Ausführung mit einer Anordnung der Antriebseinheiten,
bei der die Drehkreise der Propeller in
Ebenen liegen, die zueinander einen Winkel einschließen.
Bei der in Fig. 1 bis 4 gezeigten Ausführung ist mit 1 der gesamte
Flugzeugrumpf bezeichnet, der sich unterteilt in das
Rumpfhauptteil 2 mit dem Nutzlastraum und das hintere Rumpfteil
3, welches das Leitwerk 6 trägt und die Antriebsanlage 4 aufnimmt.
Ferner sind mit 5 die Tragflügel des Flugzeuges bezeichnet.
Die in das hintere Rumpfteil 3 integrierte Antriebsanlage
4 enthält zu beiden Seiten der senkrechten Flugzeuglängsmittelebene
E-E innerhalb des hinteren Zellenteiles 3 je
eine Antriebseinheit 8, 8′.
Zur Aufnahme der Antriebseinheiten 8, 8′ weist das hintere
Rumpfteil 3 eine Zellenkontur auf, die sich aus einem zentralen
Rumpfabschnitt 11 und mit diesem eine Einheit bildenden seitlichen
Rumpfabschnitten 12, 12′ zusammensetzt. Der zentrale
Rumpfabschnitt 11 weist eine Außenkontur auf, die ausgehend
von der Außenkontur des Rumpfhauptteiles 2 in Richtung auf das
Rumpfende, bezogen auf die z-Koordinate (Flugzeughochachse), eine sich zunehmend
abplattende Form besitzt. Der zentrale Abschnitt 11 geht dabei im
Bereich des Rumpfendes aus der zunehmenden Abplattung in eine
schneidenförmige Hinterkante 14 über, wobei sich die Kante in
Richtung der y-Koordinate (Flugzeugquerachse) erstreckt. Die seitlichen Rumpfabschnitte
12, 12′ weisen, ausgehend vom Rumpfhauptteil 2, eine
spindelförmig nach hinten verlaufende Kontur auf und dienen
zur Aufnahme der Antriebseinheiten 8, 8′. Am hinteren Ende der
seitlichen Rumpfabschnitte und hinter dem Flugzeugleitwerk 6
sind die Antriebspropeller 31, 31′ angeordnet, wobei die Propellerdrehkreise
34, 34′ in einer zur Flugzeuglängsachse senkrechten,
gemeinsamen Drehebene E 1-E 1 ohne gegenseitige Überdeckung
liegen. Die spindelförmige Außenkontur der seitlichen
Abschnitte 12, 12′ verläuft in Richtung auf das Rumpfheck verjüngt,
und zwar auf einen Durchmesser, der dem Durchmesser der
Propellerspinner 32, 32′ der Propeller 31, 31′ der Antriebseinheiten
8, 8′ entspricht. Die Triebwerke 9, 9′ der Antriebseinheiten
8, 8′ sind in bezug auf die senkrechte Flugzeuglängsmittelebene
E-E in geringstmöglichem Abstand und ebenso in geringstmöglichem
Abstand im Anschluß an das Rumpfhauptteil 2,
d. h. bezogen auf die Flugzeuglängsachse, hinter der Nutzlastzelle
angeordnet.
Für den Anschluß der Propeller 31, 31′ an die Triebwerke 9, 9′
sind innerhalb der seitlichen Rumpfabschnitte 12, 12′ Fernwellen
25, 25′ angeordnet. Die Wellen stehen über Kupplungen
26, 26′ bzw. 27, 27′ mit den Triebwerksausgangswellen bzw. über
Reduktionsgetriebe 28, 28′ mit den Propellern 31, 31′ in Verbindung.
Für die Luftzu- bzw. Abgasführung an den bei diesem Ausführungsbeispiel
als Propellerturbinen ausgebildeten Triebwerken, überragen
die seitlichen Abschnitte 12, 12′ des hinteren Rumpfteiles
3 mit ihrer Außenkontur die Außenkontur des Rumpfhauptteiles 2
zur Aufnahme der Lufteintritts- bzw. Gasaustrittsanlage 20, 20′
bzw. 21, 21′ mit den zugehörigen Lufteintrittsöffnungen 19, 19′
und den Luftzuführungskanälen. Die Lufteinlauföffnungen 24, 24′
der Triebwerke 9, 9′ stehen mit den Öffnungen 19, 19′ dabei über
Zuführungskanäle innerhalb der Abschnitte 12, 12′
in Verbindung.
Wie insbesondere aus Fig. 2 ersichtlich, nehmen die Triebwerke 9
bzw. 9′ und deren zugehörige Fernwellen 25, 25′ in bezug auf
ihre Längsachsen eine von der Längsmittelebene E-E in Richtung
auf das Heckende weggerichtete Lage ein, so daß trotz der Anordnung
der Triebwerke 9, 9′ in geringstmöglichem Abstand von
der senkrechten Längsmittelebene E-E Antriebspropeller 31, 31′
mit relativ großem Propellerdrehkreisdurchmesser in der gemeinsamen
Drehebene E 1-E 1 unter der Bedingung, daß sich die
Propellerdrehkreise 34, 34′ nicht überdecken, vorgesehen sein
können. Dabei verläuft die sich nach hinten verjüngende Kontur
der seitlichen Abschnitte 12, 12′ so, daß die Querschnittskontur
des hinteren Rumpfteiles 3 über die gesamte Längserstreckung
annähernd gleich bleibt. Der zentrale Rumpfabschnitt
11 weist dazu in Richtung auf das Rumpfende eine divergierende
Breite auf.
Aus den Fig. 3 und 4 ist der Übergang der Außenkontur des hinteren
Rumpfteiles 3, ausgehend von der Außenkontur des Rumpfhauptteiles
2, im Bereich des Querschnittes III-III der Fig. 1
in die seitlichen Abschnitte 12, 12′ und den zentralen Abschnitt
11 ersichtlich.
Aus den Fig. 1 bis 3 und 9, sowie 5 bis 8 sind zwei unterschiedliche
Ausführungsbeispiele für die Anordnung und Ausbildung des
Flugzeugleitwerkes in Verbindung mit der besonderen Ausbildung
des hinteren Rumpfteiles 3 zu erkennen.
Bei der Ausführung gemäß Fig. 1 bis 3 ist das Leitwerk 6 als
sogenanntes Y-Leitwerk ausgeführt. Dabei trägt jeder der spindelförmigen
Abschnitte 12, 12′ die nach außengeneigte Leitwerksflosse
40 mit dem zugehörigen Ruder 41 und der zentrale
Abschnitt 11 eine vertikal nach unten gerichtete Flosse 43 mit
der Ruderfläche 44. Bei der Ausbildung gemäß Fig. 5 und 6, die
sich auf die Ausbildung nach den Fig. 1 bis 4 bezieht, liegen
die Propeller 31, 31′ hinter dem Rumpfheck, d. h. hinter der
Rumpfzelle.
Die Leiterwerksausbildung gemäß Fig. 5 bis 8 geht von einer sogenannten
T-Leitwerksform aus. Dabei ist die Seitenruderflosse
45 mit ihrer Ruderfläche 46 vertikal gerichtet auf dem
zentralen Abschnitt 1 des hinteren Rumpfteiles 3 angeordnet.
Die Ruderflosse 45 nimmt in bekannter Weise in T-Anordnung die
Höhenruderflosse 48 mit der Höhensteuerfläche 49, 49′ auf. Bei
dieser Leitwerksanordnung überragt das Leitwerk 6 die Antriebspropeller
31, 31′, jedoch liegen auch hier die Propeller 31, 31′
hinter der Rumpfzelle
Bei der Ausführungsform gemäß Fig. 9 sind die Propeller 31, 31′
in Richtung der Flugzeuglängsachse versetzt zueinander angeordnet
so daß die Propellerdrehkreise 34, 34′ in zueinander
parallelen jedoch versetzten Ebenen E 1-E 1 bzw. E 2-E 2 liegen.
Bei dieser Ausbildung ist auch eine Überdeckung der Propellerdrehkreise
34, 34′ denkbar. Die übrige Ausbildung des hinteren
Rumpfteiles 3 entspricht dabei den Ausführungsbeispielen gemäß
Fig. 1 bis 8.
Gemäß Fig. 10 ist eine für die erfindungsgemäße Ausführung
vorteilhafte Ausbildung des Flugzeugtragwerkes bzw. Leitwerkes
dargestellt. Die Ausführung geht aus von einer allgemein bekannten
"Entenflügel-Konfiguration". Dabei sind die Tragflügel 50
angeordnet im Bereich des hinteren Rumpfteiles 3 in Verbindung
mit den seitlichen Abschnitten 12, 12′. In bekannter Weise
sind die Entenflügel 51 im vorderen Bereich des Rumpfhauptteiles
2 angeordnet. Bei dieser Konfiguration ist das Propellergetriebe
direkt am Triebwerk angeordnet, wobei Fernwellen und
zugehörige Kupplungen entfallen.
Aus Fig. 11 ist die Zellenstruktur des hinteren Rumpfteiles 3
für die Aufhängung der Triebwerke 9, 9′ zu erkennen. Dabei sind
an den in Rumpflängsrichtung verlaufenden Rumpfseitenwänden 54,
54′ des zentralen Abschnittes 11 Jochteile 55, 55′ mit in üblicher
Weise ausgebildeten Aufhängegliedern 56, 56′; 57, 57′
vorgesehen, die mit entsprechenden Gliedern an den Triebwerken
9, 9′ für deren Befestigung an der Zellenstruktur zusammenwirken.
Die Wände 54, 54′ bilden hierbei die seitliche Begrenzung
des zentralen Rumpfabschnittes 11 und den strukturellen
Anschluß für die seitlichen Rumpfabschnitte 12, 12′.
Gemäß Fig. 12 ist eine Ausführung mit einer Synchronverbindung
60 zwischen den Propellern 31, 31′ dargestellt. Dazu stehen die
Fernwellen 25, 25′ über Freilaufeinrichtungen 61, 61′ und
Winkelgetriebe 62, 62′ mit den Propellergetrieben 28, 28′ bzw.
mit den Propellerspinnern 32, 32′ in trieblicher Verbindung.
Die Winkelgetriebe 62, 62′ stellen dabei über eine Verbindungswelle
64 eine Verbindung zwischen dem Propellergetriebe 28 und
28′ der Triebwerke 9, 9′ her. Bei Triebwerkausfall
stehen über die Winkelgetriebe 62, 62′ und die Verbindungswelle
64 beide Propeller 31, 31′ für die Schuberzeugung zur Verfügung.
Daraus ergibt sich bei Ausfall eines der Triebwerke 9, 9′ eine
verbesserte Schubleistung aus dem noch intakten Triebwerk.
Ferner wird bei Ausfall eines der Triebwerke 9, 9′ mit der Antriebsübertragung
von einem der Triebwerke 9,9′ auf beide Propeller
31, 31′ die Ausbildung eines Störmomentes um die Flugzeughochachse
völlig vermieden. Außerdem drehen die Propeller
31, 31′ auch bei intakten Triebwerk 9, 9′ völlig synchron. Damit
ist eine Anordnung der Propeller 31, 31′ möglich, bei der
die Propellerblätter 33, 33′ der Triebwerke 9, 9′ so in Umdrehungsrichtung
zueinander versetzt angeordnet sind, daß die
Propellerblätter der Propeller 31, 31′ auf Lücke zueinander
stehen. Mit dieser Maßnahme läßt sich eine Verminderung des
Propellerlärms erzielen.
Schließlich zeigt Fig. 13 eine Anordnung der Propeller 31, 31′,
bei der die Propellerdrehkreise 34, 34′ in Ebenen E 3-E 3 bzw.
E 4-E 4 liegen, die senkrecht stehen und einen Winkel ϕ zwischen
sich einschließen.
Claims (17)
1. Anordnung von mit Propellern arbeitenden Antriebsanlagen
an Luftfahrzeugen im Bereich des hinteren Rumpfteiles,
insbesondere Antriebsanlagen mit Propellerturbinen, wobei
mindestens zwei Propellerantriebe seitlich der Rumpflängsachse
angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet,
daß
- a) die Antriebsanlage (4) gebildet ist aus mindestens zwei voneinander unabhängig arbeitenden Antriebseinheiten (8, 8′), die je ein Triebwerk (9, 9′) mit Übertragungsmitteln (25, 25′) und daran angeschlossenen Propellern (31, 31′) enthalten, daß
- b) die Antriebseinheiten (8, 8′) je in seitlichen Rumpfabschnitten (12, 12′) zu einem sich von der Außenkontur des Hauptrumpfteiles (2) zum Rumpfheck (14) erstreckenden, in bezug auf seine Höhe, verjüngt verlaufenden zentralen Rumpfabschnitt (11) untergebracht sind, wobei die seitlichen Rumpfabschnitte (12, 12′) und der zentrale Rumpfabschnitt (11) eine Einheit bilden, daß
- c) die seitlichen Rumpfabschnitte (12, 12′) eine sich zum Rumpfheck (14) auf den Durchmesser der Propellerspinner (32, 32′) spindelförmig verjüngende Außenkontur aufweisen und daß
- d) die Propeller (31, 31′) der Antriebseinheiten (8, 8′) in Ebenen (E 1-E 1; E 2-E 2; E 3-E 4) hinter dem Rumpf (1) bzw. hinter der Flugzeugzelle angeordnet sind.
2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
die Außenkontur des zentralen Abschnittes (11) des hinteren
Rumpfteiles (3), ausgehend von der Außenkontur des
Rumpfhauptteiles (2), in bezug auf die z-Koordinate, eine
zunehmend abgeplattete Form aufweist.
3. Anordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,
daß die Außenkontur des zentralen Rumpfabschnittes (11)
im Bereich des Rumpfendes schneidenförmig auslaufend ausgebildet
ist, wobei die Schneide (14) horizontal verläuft.
4. Anordnung nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet,
daß die Außenkontur der seitlichen Abschnitte (12, 12′)
die Außenkontur des Rumpfhauptteiles (2) zumindest teilweise
zur Aufnahme der Lufteintritts- und/bzw. oder der
Gasaustrittsanlage (20, 20′ bzw. 21, 21′) nach außen
überragt.
5. Anordnung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet,
daß sich der zentrale Rumpfabschnitt (11) in bezug auf
die y-Koordinate entsprechend der spindelförmig verjüngt
verlaufenden seitlichen Rumpfabschnitte (12 12′) in
Richtung auf die schneidenförmige Kante (14) des hinteren
Rumpfteiles (3) verbreitert.
6. Anordnung nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet,
daß die seitlichen Abschnitte (12, 12′) die Zusatz- und
Hilfseinrichtungen der Triebwerke (9, 9′) aufnehmen.
7. Anordnung nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet,
daß die Triebwerke (9, 9′) in bezug auf ihre Lage in
Richtung der Flugzeuglängsachse unmittelbar im Anschluß
an die Kabinenabschlußwand bzw. den Kabinendruckdom des
hinteren Rumpfteiles (3) angeordnet sind.
8. Anordnung nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet,
daß für die Übertragung des Antriebs von den Triebwerken
(9, 9′) auf die Propeller (31, 31′) Fernwellen
(25, 25′) vorgesehen sind.
9. Anordnung nach Anspruch 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet,
daß die Triebwerke (9, 9′) in bezug auf ihre Längsachsen
und/bzw. oder die Fernwellen (25, 25′) in Richtung zum
Rumpfende hin eine nach außen divergierende Lage einnehmen.
10. Anordnung nach Anspruch 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet,
daß die Drehkreise (34, 34′) der Propeller (31, 31′) der
Antriebseinheiten (8, 8′) in einer gemeinsamen senkrechten
Ebene (E 1-E 1) liegen.
11. Anordnung nach Anspruch 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet,
daß die Drehkreise (34, 34′) der Propeller (31, 31′) in
zur Flugzeuglängsachse senkrechten und in Richtung der
Flugzeuglängsachse zueinander versetzten Ebenen (E 1-E 1;
E 2-E 2) liegen.
12. Anordnung nach Anspruch 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet,
daß sich die Propellerdrehkreise (34, 34′) teilweise
überdecken.
13. Anordnung nach Anspruch 1 bis 8, 11, 12, dadurch gekennzeichnet,
daß die Propellerdrehkreise (34, 34′) in gegenüber
der zur Flugzeuglängsachse senkrechten Ebene um
einen Winkelbetrag (ϕ) geneigten Ebenen (E 3-E 3; E 4-E 4)
liegen
14. Anordnung nach Anspruch 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet,
daß die Triebwerke (9, 9′) von Jochteilen (55, 55′) getragen
werden, die an der durch den zentralen Rumpfabschnitt
(11) gebildeten primären Rumpfstruktur (54, 54′)
befestigt sind.
15. Anordnung nach Anspruch 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet,
daß die Jochteile (55, 55′) der Triebwerksaufhängung an
die primäre tragende Struktur des zentralen Rumpfteiles
(11) bildenden Seitenwänden (54, 54′) befestigt sind.
16. Anordnung nach Anspruch 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet,
daß die Propeller (31, 31′) bzw. die zugehörigen Propellergetriebe
(28, 28′) über Freilaufeinrichtungen (61, 61′)
und Winkelgetriebe (62, 62′) mittels einer Verbindungswelle
(64) in Synchronverbindung stehen.
17. Anordnung nach Anspruch 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet,
daß eine (43) der Ruderflossen des Leitwerkes (6) senkrecht
verlaufend unterhalb am zentralen Abschnitt (11)
vorgesehen ist.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3219159A DE3219159A1 (de) | 1982-05-21 | 1982-05-21 | Anordnung von mit propellern arbeitenden antriebsanlagen an luftfahrzeugen |
JP58062384A JPS58206495A (ja) | 1982-05-21 | 1983-04-11 | 飛行機におけるプロペラを作動する駆動装置 |
US06/490,651 US4500055A (en) | 1982-05-21 | 1983-05-02 | Aircraft propulsion system arrangement |
GB08314024A GB2120623B (en) | 1982-05-21 | 1983-05-20 | Rear propeller driven aircraft |
FR838308365A FR2527164B1 (fr) | 1982-05-21 | 1983-05-20 | Agencement a bord d'avions d'equipements de propulsion a helices |
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---|---|---|---|
DE3219159A DE3219159A1 (de) | 1982-05-21 | 1982-05-21 | Anordnung von mit propellern arbeitenden antriebsanlagen an luftfahrzeugen |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
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DE3219159A1 DE3219159A1 (de) | 1983-11-24 |
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Cited By (1)
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---|---|---|---|---|
DE102008062813A1 (de) * | 2008-12-23 | 2010-07-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeug mit einer Heck-Propeller-Triebwerksanordnung |
Families Citing this family (31)
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---|---|---|---|---|
DE4400621A1 (de) * | 1993-04-03 | 1994-10-06 | Franz Dipl Ing Kustermann | Druckschraubenantrieb für Luft-, Land- oder Wasserfahrzeug |
US6394389B1 (en) * | 1996-09-06 | 2002-05-28 | Manuel Munoz Saiz | Aircraft lift arrangement |
FR2762585B1 (fr) | 1997-04-24 | 1999-06-04 | Snecma | Systeme de motorisation d'un avion de transport a helices |
US5957405A (en) * | 1997-07-21 | 1999-09-28 | Williams International Co., L.L.C. | Twin engine aircraft |
US20040232727A1 (en) * | 2003-05-23 | 2004-11-25 | Lyakir Vitaliy L. | Automobile body having improved aerodynamic shape |
US7540450B2 (en) * | 2004-07-16 | 2009-06-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Aircraft propulsion system |
FR2891242B1 (fr) * | 2005-09-23 | 2007-10-26 | Airbus France Sas | Turboreacteur pour aeronef, aeronef muni d'un tel turboreacteur, et procede de montage d'un tel turboreacteur sur un aeronef |
FR2892705B1 (fr) * | 2005-11-03 | 2009-04-24 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit. |
FR2898583B1 (fr) * | 2006-03-20 | 2008-04-18 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit |
DE102006027707A1 (de) * | 2006-06-14 | 2007-12-20 | Airbus Deutschland Gmbh | Heckstruktur für ein Luft- oder Raumfahrzeug |
DE102008011643A1 (de) * | 2008-02-28 | 2009-09-03 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeugantriebseinheit mit Multi-Fan-Ausgestaltung |
FR2931799B1 (fr) * | 2008-05-30 | 2010-12-24 | Airbus France | Avion a reacteurs arrieres. |
FR2937952B1 (fr) * | 2008-10-30 | 2010-12-17 | Snecma | Avion a moteurs partiellement encastres dans le fuselage |
FR2943039B1 (fr) * | 2009-03-12 | 2012-09-28 | Airbus France | Avion a empennage queue-de-morue et moteur arriere. |
FR2997681B1 (fr) * | 2012-11-08 | 2015-05-15 | Snecma | Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives |
WO2014074145A1 (en) * | 2012-11-12 | 2014-05-15 | United Technologies Corporation | Angled core gas turbine engine mounting |
US9567062B2 (en) | 2012-11-12 | 2017-02-14 | United Technologies Corporation | Box wing with angled gas turbine engine cores |
WO2014074149A1 (en) * | 2012-11-12 | 2014-05-15 | United Technologies Corporation | Stabilizer sacrificial surfaces |
EP2920068B1 (de) | 2012-11-15 | 2017-11-29 | United Technologies Corporation | Stabilisator mit struktureller box und opferoberflächen |
US9845159B2 (en) * | 2013-03-07 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Conjoined reverse core flow engine arrangement |
US9644537B2 (en) * | 2013-03-14 | 2017-05-09 | United Technologies Corporation | Free stream intake with particle separator for reverse core engine |
GB201400795D0 (en) * | 2014-01-17 | 2014-03-05 | Rolls Royce Plc | Oil system |
US10502085B2 (en) | 2014-02-25 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Angled reverse core gas turbine engine with widened nozzle |
GB201519024D0 (en) | 2015-10-28 | 2015-12-09 | Rolls Royce Plc | Aircraft |
FR3043723B1 (fr) * | 2015-11-13 | 2017-11-24 | Snecma | Ensemble de propulsion d'un aeronef comportant un generateur de gaz, deux soufflantes deportees et une manche d'entree d'air |
FR3052743B1 (fr) | 2016-06-20 | 2018-07-06 | Airbus Operations | Ensemble pour aeronef comprenant des moteurs a propulsion par ingestion de la couche limite |
US11111029B2 (en) * | 2017-07-28 | 2021-09-07 | The Boeing Company | System and method for operating a boundary layer ingestion fan |
FR3080837B1 (fr) * | 2018-05-02 | 2020-05-29 | Safran Aircraft Engines | Aeronef avec un module propulsif a helices non carenees agence a l'arriere d'un fuselage |
FR3101853B1 (fr) * | 2019-10-15 | 2022-04-29 | Safran Nacelles | Avion à nacelle déportée affleurant le sillage de l’aile |
US11267577B2 (en) | 2019-12-06 | 2022-03-08 | General Electric Company | Aircraft having an engine wing assembly |
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Family Cites Families (17)
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US1421803A (en) * | 1917-05-26 | 1922-07-04 | James V Martin | Tractor biplane |
US1981237A (en) * | 1930-12-08 | 1934-11-20 | Alhambra Airport | Multimotored airplane |
GB536865A (en) * | 1940-05-15 | 1941-05-29 | Rene Tampier | Improvements in or relating to aircraft |
GB576120A (en) * | 1941-07-16 | 1946-03-20 | Fritz Albert Max Heppner | Improvements relating to the control of aircraft |
US2452281A (en) * | 1944-07-06 | 1948-10-26 | United Aircraft Corp | Aircraft propulsion means |
FR952807A (fr) * | 1946-09-13 | 1949-11-24 | Aéroplane | |
US2988301A (en) * | 1958-10-28 | 1961-06-13 | Charles J Fletcher | Ducted fan aircraft |
DE1176488B (de) * | 1961-03-10 | 1964-08-20 | Dornier Werke Gmbh | Kurzstartflugzeug mit symmetrisch zum Rumpf am Fluegel angeordneten Luftschraubentrieb-werken |
US3073547A (en) * | 1961-05-04 | 1963-01-15 | United Aircraft Corp | Propeller control system |
US3136499A (en) * | 1962-11-15 | 1964-06-09 | North American Aviation Inc | Aircraft power transmission system |
GB1252759A (de) * | 1968-05-14 | 1971-11-10 | ||
CA991151A (en) * | 1973-06-29 | 1976-06-15 | Walter M. Presz (Jr.) | Aircraft bodies designed for minimum drag |
ZA75991B (en) * | 1974-02-26 | 1976-02-25 | L Pellarini | Improvements in and realting to aircraft structures |
US3995794A (en) * | 1975-06-24 | 1976-12-07 | Lanier Edward M | Super-short take off and landing apparatus |
DE7808902U1 (de) * | 1978-03-23 | 1978-11-16 | Koehler, Klemens, 4400 Muenster | Flugzeug mit propeller-manteltriebwerken |
-
1982
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102008062813A1 (de) * | 2008-12-23 | 2010-07-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeug mit einer Heck-Propeller-Triebwerksanordnung |
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