DE1253057B

DE1253057B - Vertical take off and landing aircraft

Info

Publication number: DE1253057B
Application number: DEW34097A
Authority: DE
Inventors: Edward Burke Wilford
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1962-12-17
Filing date: 1963-03-14
Publication date: 1967-10-26

Description

Senkrecht startendes und landendes Flugzeug Die Erfindung bezieht sich auf ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug, bei welchem die Längsachse des Rumpfes beim übergang vom Start zum Horizontalflug bzw. vom Horizontalflug zur Landung um 901 gedreht wird, mit voneinander getrennten Hub- und Vortriebsmitteln, von denen ein Hubschrauberrotor für Start und Landung und ein Strahltriebwerk für den Horizontalflug vorgesehen sind, wobei die Rotorblätter zur Rumpflängsachse klappbar sind.Vertical take-off and landing aircraft The invention relates to a vertical take-off and landing aircraft, in which the longitudinal axis of the fuselage is rotated by 901 during the transition from take-off to level flight or from level flight to landing, with separate lifting and propulsion means, of which a helicopter rotor for take-off and landing and a jet engine for horizontal flight are provided, the rotor blades being foldable to the longitudinal axis of the fuselage.

Bei einem bekannten Flugzeug dieser Bauart sind die Rotorblätter am Bug angeordnet und werden beim Horizontalflug an den Rumpf angelegt. Um den Widerstand möglichst herabzusetzen, sind im Rumpf Ausnehmungen für die Rotorblätter vorgesehen. Hierdurch wird der innerhalb des Rumpfes zur Verfügung stehende Raum sehr eng, weil für die Ausnehmungen eine verhältnismäßig große Querschnittsfläche vorhanden sein muß. Ferner behindern diese Rotorblätter bzw. die dafür vorgesehenen Ausnehmungen das Blickfeld des Piloten, da eine Sichtkanzel jeweils nur zwischen zwei angelegten Rotorblättern angebracht werden kann, so daß z. B. bei einem vierblätterigen Rotor lediglich ein Umfangsabschnitt von weniger als 90' für eine solche Kanzel zur Verfügung stehen würde.In a known aircraft of this type, the rotor blades are arranged on the bow and are placed against the fuselage during level flight. In order to reduce the resistance as much as possible, recesses for the rotor blades are provided in the fuselage. As a result, the space available within the fuselage becomes very narrow, because a relatively large cross-sectional area must be available for the recesses. Furthermore, these rotor blades or the recesses provided for them hinder the pilot's field of vision, since a viewing cockpit can only be attached between two rotor blades so that, for. B. in the case of a four-bladed rotor, only a circumferential section of less than 90 ' would be available for such a pulpit.

Gemäß der Erfindung werden diese Nachteile bei einem senkrecht startenden und landenden Flugzeug der eingangs genannten Bauart dadurch vermieden, daß der Rotor am Rumpfende angeordnet ist und die geklappten Rotorblätter eine rückwärtige Verlängerung des Rumpfes bilden. Hierdurch wird es möglich, den Rumpf sehr schlank auszubilden, und es steht der volle, vom Rumpfquerschnitt bestimmte Raum zur Verfügung. Eine Sichtkanzel gewährleistet auch während des Horizontalfluges mit nach hinten geklappten Rotorblättem eine günstige Sicht.According to the invention, these disadvantages become apparent when starting vertically and landing aircraft of the type mentioned are avoided in that the Rotor is arranged at the end of the fuselage and the folded rotor blades a rear Form an extension of the trunk. This makes it possible to make the trunk very slim to be trained, and the full space determined by the cross-section of the fuselage is available. A viewing platform also ensures rearward movement during level flight folded rotor blades a favorable view.

Es ist zwar bereits ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug, das wie das erfindungsgemäße Flugzeug als »Kopfstartflugzeug« ausgebildet ist, bekannt, bei dem der Rotor am Rumpfende angeordnet ist. Bei diesem bekannten Flugzeug ist jedoch kein Strahltriebwerk vorgesehen, sondern die Tragschrauben dienen während des Horizontalfluges gleichzeitig als Druckpropeller und sind aus diesem Grunde weder nach vom noch nach hinten klappbar. Ein solcher, gleichzeitig als Hubschraube wirkender Propeller kann aber nicht gleichzeitig in hohen und niederen Geschwindigkeitsbereichen mit hohem Wirkungsgrad arbeiten, so daß hierbei nur geringe Horizontalfluggeschwindigkeiten möglich sind. Der Erfindung liegt aber das Problem zugrunde, ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug zu schaffen, das sehr schnell fliegen kann und zum Zweck des Startens und Landens einen Hubschrauberrotor aufweist, der beim Horizontalflug in eine Lage mit ge- ringem Luftwiderstand übergeführt werden kann.An aircraft that takes off and lands vertically and is designed as a "head take-off aircraft" like the aircraft according to the invention is already known, in which the rotor is arranged at the end of the fuselage. In this known aircraft, however, no jet engine is provided, but rather the support screws simultaneously serve as pusher propellers during horizontal flight and for this reason cannot be folded either forwards or backwards. Such a propeller, which simultaneously acts as a jack screw, cannot work simultaneously in high and low speed ranges with a high degree of efficiency, so that only low horizontal flight speeds are possible here. However, the invention is based on the problem to provide a vertical takeoff and landing aircraft, which can be very quickly fly and for the purpose of taking off or landing has a helicopter rotor, which can be converted in level flight in a layer with overall ringem air resistance.

Gemäß einer bevorzugten Ausführung der Erfindung ist die Rotornabe als Schubdüse zum Austritt der Strahlgase bei Horizontalflug ausgebildet. Zweckmäßigerweise ist hierbei die Rotornabe konzentrisch zum Strahlrohr des Triebwerkes gelagert. Hierdurch werden zusätzliche Schubstrahlleitmittel entbehrlich.According to a preferred embodiment of the invention, the rotor hub designed as a thrust nozzle for the discharge of the jet gases during level flight. Appropriately the rotor hub is mounted concentrically to the jet pipe of the engine. This means that additional thrust jet guide means are unnecessary.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist der Winkel, den die Rotorblätter im Horizontflug, d. h. in Schleppstellung gegenüber der Längsachse einnehmen, durch willkürlich verstellbare Anschläge einstellbar.According to a further embodiment of the invention, the angle that the rotor blades make in flight over the horizon, d. H. take in towing position opposite the longitudinal axis, adjustable by arbitrarily adjustable stops.

Um die Leistungsinstallation des Flugzeugs und damit auch das Gewicht des Flugzeugs so niedrig als möglich zu halten, dient zweckmäßigerweise das für den Horizontalflug vorgesehene Strahltriebwerk gleichzeitig auch zum Antrieb des Hubschrauberrotors. Hierbei kann eine Ventilklappenanordnung die Schubdüse des Strahltriebwerkes schließen, wenn sich die Rotorblätter in die Stellung für Start und Landung, d. h. in ihre Tragstellung bewegen und in dieser Stellung die Strahlgase in die hohlen Rotorblätter gelenkt werden und aus an den Blattenden angeordneten Düsen austreten. Die überführung der Rotorblätter von der Tragstellung in die Schleppstellung und umgekehrt kann dabei lediglich dadurch bewirkt werden, daß die Rotorblätter kollektiv oder zyklisch so eingestellt werden, daß die zur Schwenkung um die jeweiligen Anlenkachsen erforderliche Kraft wirksam wird.In order to keep the power installation of the aircraft and thus also the weight of the aircraft as low as possible, the jet engine provided for level flight expediently also serves to drive the helicopter rotor. Here, a valve flap arrangement can close the thrust nozzle of the jet engine when the rotor blades are in the position for take-off and landing, i. H. move into their carrying position and in this position the jet gases are directed into the hollow rotor blades and exit from nozzles arranged at the blade ends. The transfer of the rotor blades from the carrying position to the towing position and vice versa can only be brought about by setting the rotor blades collectively or cyclically so that the force required for pivoting about the respective articulation axes is effective.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung dienen die in bekannter Weise zyklisch und kollektiv verstellbaren Rotorblätter in Schleppstellung zur Seiten- und Höhenrudersteuerung, so daß auf getrennte Seiten- und Höhenruder verzichtet werden kann. Dabei sind zweckmäßigerweise die Querruder am Tragflügel mit den zur Seiten- und Höhensteuerung dienenden Rotorblätter mechanisch gekoppelt.According to a further embodiment of the invention, the known ones are used Cyclically and collectively adjustable rotor blades in towing position to the side and elevator control, so that there is no need for separate rudder and elevator can be. The ailerons on the wing with the for Winding and elevation control serving rotor blades mechanically coupled.

Das erfindungsgemäße Flugzeug hat den Vorteil, daß es bei Ausfall des Triebwerkes durch Eigendrehung des Rotors in bekannter Weise sicher landen kann, wobei auch durch geeignete Steuermaßnahmen ohne Triebwerk die Rotorblätter aus der Schleppstellung in die Tragstellung übergeführt werden können.The aircraft according to the invention has the advantage that in the event of failure the engine can land safely in a known manner by rotating the rotor itself, the rotor blades from the Towing position can be transferred to the carrying position.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend an Hand der Zeichnung beschrieben. Es zeigt Fig. 1 eine Seitenansicht des Flugzeugs, in Start-bzw. Landestellung auf dem Boden, F i g. 2 eine Vorderansicht der Darstellung der Fig. 1, F i g. 3 eine Vorderansicht des Flugzeugs in Horizontalflugstellung, F i g. 4 einen Vertikalschnitt der Rotornabe, F i g. 5 einen Horizontalschnitt der Rotornabe, F i g. 6 eine teilweise geschnittene Ansicht von Rotornabe und einem Rotorblatt, F i g. 7 eine schematische Darstellung der Flugmöglichkeiten des Flugzeugs.An embodiment of the invention is described below with reference to the drawing. It shows FIG. 1 a side view of the aircraft, in takeoff or. Landing position on the ground, F i g. 2 is a front view of the illustration in FIG. 1, FIG. 3 is a front view of the aircraft in level flight position, FIG. 4 shows a vertical section of the rotor hub, FIG . 5 shows a horizontal section of the rotor hub, FIG . 6 shows a partially sectioned view of the rotor hub and a rotor blade, FIG. 7 shows a schematic representation of the flight possibilities of the aircraft.

Das Flugzeug 10 besitzt einen kurzen Rumpf 12, an dessen Ende die Rotorblätter 14 in die Rumpflängsachse 18 klappbar angeordnet sind. Am Rumpf 12 sind Tragflächen 16 für den Horizontalflug vorgesehen. Bei Start und Landung ruht das Flugzeug auf einem Dreibeinfahrgestell 22, 30, wobei das vordere Stützrad 30 bezüglich der Längsachse 18 weiter vom liegt als die Räder 22, so daß, wie aus F i g. 1 ersichtlich, das Flugzeug bei Start und Landung schräg steht.The aircraft 10 has a short fuselage 12, at the end of which the rotor blades 14 are arranged such that they can be folded into the longitudinal axis 18 of the fuselage. On the fuselage 12, wings 16 are provided for level flight. During take-off and landing, the aircraft rests on a tripod chassis 22, 30, with the front support wheel 30 being further away from the longitudinal axis 18 than the wheels 22, so that, as shown in FIG. 1 shows that the aircraft is at an angle during take-off and landing.

Aus F i g. 3 ist ersichtlich, daß die Rotorblätter 14 während des Horizontalfluges als Seiten- und Höhenruder bzw. als Stabilisierungsflossen wirken.From Fig. 3 it can be seen that the rotor blades 14 act as rudders and elevators or as stabilizing fins during horizontal flight.

Gemäß F i g. 4 ist jedes Rotorblatt 14 an der Rotornabe 32 mittels eines Gelenkzapfens 34 gelagert. Die Nabe 32 weist eine nach hinten gerichtete Schubdüse 33 auf, durch die die Abgase des in der Zeichnung nicht dargestellten Strahltriebwerkes bei Horizontalfluo, austreten und die Vortriebskraft erzeugen können. Die Nabe 32 ist auf dem axial im Rumpf liegenden Strahlrohr 36 des Strahltriebwerkes über Lager 38 drehbar gelagert. Außerdem ist die Nabe 32 über Spurlager 40 an dem von ihr getragenen Rumpf abgestützt. Die Rotorblätter sind um die Drehzapfen 34 nach hinten schwenkbar, wobei die rückwärtige Verschwenkung durch elastische Anschläge 42 (F i g. 6) begrenzt wird. In dieser Anschlagstellung dienen die Rotorblätter als Stabilisierungsflossen und/oder Steuerruder, wobei sie dann gegenüber dem Rumpf festgelegt sind oder langsam rotieren. Die Rotorblätter 14 sind in Lagern 46 um ihre Achse zum Zweck der zyklischen oder gemeinsamen Anstellung drehbar. An den Lagerhülsen 46 sind starr Ablenkbleche 48 angeordnet die in Tragstellung des Rotors gemäß F i g. 4 die Schubdüse 33 abschließen und die Strahlgase seitlich zum Teil über öffnungen 52 in die hohlen Rotorblätter und zum Teil durch seitliche öffnungen 50 ablenken bzw. austreten lassen. In der Horizontalflugstellung gemäß F i g. 6 schließen die Ablenkbleche 48 die seitlichen öffnungen 50 ab und lassen die Strahlgase durch die Schubdüse 33 austreten. In Tragstellung gelangt ein Teil der Abgase durch die hohle Rotorblattwelle nach Schubdüsen 51 am Ende der Rotorblätter, wodurch in der Tragstellung die Rotorblätter in Drehung versetzt werden. Die Anschläge 42, die den Winkel der Rotorblattachsen gegenüber der Flugzeuglängsachse bestimmen, können einstellbar sein, um je nach der Luftdichte die Steuerwirkung entsprechend einstellen zu können.According to FIG. 4, each rotor blade 14 is mounted on the rotor hub 32 by means of a pivot pin 34. The hub 32 has a rearwardly directed thrust nozzle 33 through which the exhaust gases of the jet engine, not shown in the drawing, can exit with horizontal fluid and generate the propulsive force. The hub 32 is rotatably mounted via bearings 38 on the jet pipe 36 of the jet engine, which is located axially in the fuselage. In addition, the hub 32 is supported on the fuselage supported by it via thrust bearings 40. The rotor blades can be pivoted to the rear about the pivot pins 34, the rearward pivoting being limited by elastic stops 42 (FIG. 6). In this stop position, the rotor blades serve as stabilizing fins and / or rudders, in which case they are fixed in relation to the fuselage or rotate slowly. The rotor blades 14 can be rotated about their axis in bearings 46 for the purpose of cyclical or joint adjustment. On the bearing sleeves 46 rigid deflector plates 48 are arranged, which in the support position of the rotor according to FIG . 4 close off the thrust nozzle 33 and deflect the jet gases laterally, partly through openings 52 in the hollow rotor blades and partly through lateral openings 50 . In the horizontal flight position according to FIG. 6 , the baffles 48 close off the lateral openings 50 and allow the jet gases to exit through the thrust nozzle 33 . In the carrying position, some of the exhaust gases pass through the hollow rotor blade shaft to thrust nozzles 51 at the end of the rotor blades, as a result of which the rotor blades are set in rotation in the carrying position. The stops 42, which determine the angle of the rotor blade axes with respect to the longitudinal axis of the aircraft, can be adjustable in order to be able to adjust the control effect accordingly depending on the air density.

Die Rotorblätter 14 sind über eine Taumelscheibe 54 verstellbar. Ein Kugelzonenring 56 ist axial verschieblich auf Längsrippen 57 der Nabe 32 geführt. Der innere Taumelscheibenring 58 ist auf dem Kugelzonenring 56 gleitbar. Der äußere Taumelscheibenring 60 ist frei auf dem inneren Taumelscheibenring 58 über ein Lager 62 getragen. Lenker 64 sind um 901 gegeneinander versetzt über Kardangelenke mit der Taumelscheibe 54 verbunden. Sie dienen der zyklischen Anstellung der Rotorblätter. Der Kugelzonenring 56 wird über Arme 64 a bewegt und veranlaßt die kollektive Rotorblattstellung. Der äußere Taumelscheibenring 60 ist mit jedem Rotorblatt 14 über einen Steuerlenker 66 verbunden, der über einen weiteren Lenker 66a mit dem Stellarm 66 b der Rotorblattwelle in Verbindung steht. Der äußere Taumelscheibenring 60 ist mit der Nabe 32 über Lenker 68 so verbunden, daß er sich mit der Nabe dreht. Durch diese Anordnung wird gewährleistet, daß sowohl die zyklische als auch die kollektive Anstellung der Rotorblätter in jeder Winkellage vorgenommen werden kann, die die Rotorblätter gegenüber der Längsachse einnehmen. Mit der Flugzeugzelle ist der innere Taumelscheibenring 58 über eine Gelenkverbindung 70 gekuppelt, die ein Mitdrehen dieses Taumelscheibenringes mit der Nabe 32 verhindert.The rotor blades 14 are adjustable via a swash plate 54. A spherical zone ring 56 is axially displaceably guided on longitudinal ribs 57 of the hub 32. The inner swash plate ring 58 is slidable on the ball zone ring 56. The outer swash plate ring 60 is freely supported on the inner swash plate ring 58 via a bearing 62 . Control arms 64 are connected to swash plate 54, offset from one another by 901, via cardan joints. They are used for the cyclical adjustment of the rotor blades. The spherical zone ring 56 is moved via arms 64 a and causes the collective rotor blade position. The outer swashplate ring 60 is connected to each rotor blade 14 via a control link 66 connected to the actuator arm 66 b via a further link 66a of the rotor blade shaft is in communication. The outer swashplate ring 60 is connected to the hub 32 via links 68 so that it rotates with the hub. This arrangement ensures that both the cyclical and the collective adjustment of the rotor blades can be carried out in any angular position which the rotor blades assume with respect to the longitudinal axis. The inner swash plate ring 58 is coupled to the airframe via an articulated connection 70 , which prevents this swash plate ring from rotating with the hub 32.

Die F i g. 7 veranschaulicht Landung und Start des Flugzeuges am Boden 600 oder z. B. auf dem Deck eines Schiffes. Das Flugzeug 10 kommt auf dem Landepfad 620 im Horizontalflug mit angelegten Rotorblättern an und geht dann in einen flachen Sturzflug über, wobei das Haupttriebwerk gedrosselt wird. Die Anstellung der Rotorblätter ist hierbei negativ. Um in die Tragstellung überzugehen, werden die Arme 64a der kollektiven Einstellung abwärts bewegt, um die Rotorblätter 14 positiv im Winkel von 2 bis 50 anzustellen, während die Rotorblätter noch in Schlepplage sind. Hierdurch wird bewirkt, daß sich die Rotorblätter drehen, wodurch der aerodynamische Auftrieb dieser Rotorblätter deren Selbstrotation bewirkt, so daß der Rotor allmählich beschleunigt wird. Wenn sich die Rotorblätter unter weiterer Verminderung der Geschwindigkeit in ihre Horizontalstellung um die Zapfen 34 bewegt haben, schließen die Ablenkbleche 48 die Düse 33, so daß nunmehr die Rotorblätter durch die Schubdüsen 51 angetrieben werden und in dieser Tragstellung das Flugzeug auf einen steilen Gleitpfad 640 niedergeht. Der Start erfolgt über den vertikalen Startpfad 660. Der Antrieb erfolgt hierbei durch die düsengetriebenen Rotorblätter. Sobald eine bestimmte Sicherheitshöhe erlangt ist, wird das Triebwerk gedrosselt und die Arme 64a der kollektiven Anstellwinkelsteuerung werden so betätigt, daß ein plötzlicher Wechsel der kollektiven Anstellung von einem kleinen positiven auf einen erheblichen negativen Wert vollzogen wird. Während diese Einstellung eine Verzögerung der Drehung des Rotors bewirkt, sind die Rotorblätter über die zyklische und kollektive Steuerung wirksam, um die Fluglage zu beeinflussen. Das Flugzeug geht nunmehr in einen Sturzflug 680 mit relativ langsam umlaufendem Rotor in den horizontalen Schnellflug über. Hierbei sind die Rotorblätter nach hinten geschwenkt und die Schubdüse 33 ist frei.The F i g. 7 illustrates landing and take-off of the aircraft on the ground 600 or e.g. B. on the deck of a ship. The aircraft 10 arrives on the landing path 620 in level flight with the rotor blades applied and then goes into a shallow dive, the main engine being throttled. The pitch of the rotor blades is negative here. To pass into the carrying position, the collective adjustment arms 64a are moved downward to positively pitch the rotor blades 14 at an angle of 2 to 50 while the rotor blades are still in the towing position. This causes the rotor blades to rotate, as a result of which the aerodynamic lift of these rotor blades causes their self-rotation, so that the rotor is gradually accelerated. When the rotor blades have moved to their horizontal position around the pins 34 with a further reduction in speed, the baffles 48 close the nozzle 33 so that the rotor blades are now driven by the thrust nozzles 51 and in this carrying position the aircraft descends on a steep glide path 640 . The start takes place via the vertical take-off path 660. The drive takes place here through the nozzle-driven rotor blades. As soon as a certain safety altitude is reached, the engine is throttled and the arms 64a of the collective pitch control are actuated so that a sudden change of the collective pitch from a small positive value to a substantial negative value is made. While this setting causes a delay in the rotation of the rotor, the rotor blades are effective via the cyclical and collective control to influence the flight attitude. The aircraft now goes into a nosedive 680 with a relatively slowly revolving rotor in the horizontal high-speed flight. Here, the rotor blades are pivoted backwards and the thrust nozzle 33 is free.

Die Querruder 44 der festen Tragflächen 16 sind mit der Rotorblatteinstellung so gekuppelt, daß beide Systeme gleichzeitig und gleichsinnig betätigbar sind.The ailerons 44 of the fixed wings 16 are coupled to the rotor blade setting so that both systems can be operated simultaneously and in the same direction.

Claims

Claims: 1. Vertical take-off and landing aircraft in which the longitudinal axis of the fuselage is rotated 90 ' during the transition from take-off to level flight or from level flight to landing, with separate lifting and propulsion means, one of which is a helicopter rotor for take-off and landing and a jet engine is provided for horizontal flight, the rotor blades being foldable relative to the longitudinal axis of the fuselage, characterized in that the rotor is arranged at the end of the fuselage and the folded rotor blades (14) form a rearward extension of the fuselage.

2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the rotor hub (32) is designed as a thrust nozzle (33) for the exit of the jet gases during level flight. 3. Aircraft according to claims 1 and 2, characterized in that the rotor hub (32) is mounted concentrically to the jet pipe (36) of the engine. 4. Aircraft according to claims 1 to 3, characterized in that the angle which the rotor blades in horizontal flight, d. H. take in towing position relative to the longitudinal axis (18) , adjustable by arbitrarily adjustable stops (42). 5. Aircraft according to claims 1 to 4, characterized in that the jet engine provided for horizontal flight also serves to drive the helicopter rotor. 6. Aircraft according to claims 1 to 5, characterized by a valve flap arrangement (baffles 48) which closes the thrust nozzle (33) of the jet engine when the rotor blades (14) are in the position for take-off and landing, d. H. move into their carrying position and in this position the jet gases are directed into the hollow rotor blades and exit from nozzles (51) arranged at the blade ends. 7. Aircraft according to claims 1 to 6, characterized in that the rotor blades (14), which are cyclically and collectively adjustable in a known manner, are used in the towing position for rudder and elevator control. 8. Aircraft according to claims 1 to 7, characterized in that the ailerons (44) on the wing (16) are mechanically coupled to the rotor blades used for rudder and elevator control. Considered publications: German Patent Specifications No. 438 0289 605 049; German Auslegeschrift No. 1 045 812; USA. Patent Nos. 2,650,666, 2,684,213, 2,720,272, 2,949,737, 2,994,384, 3,029,047, 3,074,623.