DE4237873A1

DE4237873A1 - Vertical take-off aircraft with active drive and control torque - has drive gas collected in gas channel and conducted via special outlets over complete wing and tailplane surfaces

Info

Publication number: DE4237873A1
Application number: DE19924237873
Authority: DE
Inventors: Hans Dipl Ing Wirtz
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1992-11-10
Filing date: 1992-11-10
Publication date: 1994-05-19
Anticipated expiration: 2012-11-11
Also published as: DE4237873C2

Abstract

The drive of the aircraft, in vertical flight and partly in transition flight, is produced by compressed air or compressed air and engine exhaust gas. This is conducted via a special gas channel (1) with outlets in front of the build-up point of the wing over the upper and lower sides of the entire wing which, in conjunction with a landing flap (4), provides a high degree of drive force. The drive produced by the gas flow flowing around the wing and tailplane is compensated completely for vertical flight or partly for transition flight by a continuously adjustable thrust reverse (5). ADVANTAGE - The aircraft can take off and land vertically and still attain the max. flight speed of normal aircraft (approx. 900 km/h).

Description

Die Erfindung betrifft ein Senkrechtstartflugzeug (VTOL) mit einem Antrieb durch ein oder mehrere TL-Triebwerke.The invention relates to a vertical take-off aircraft (VTOL) with a Driven by one or more TL engines.

Für Senkrechtstartflugzeuge sind bisher im wesentlichen folgende drei Lösungen bekannt:So far, the following have essentially been for vertical take-off aircraft three solutions known:

1. Helicopter

Beim Hubschrauber werden Auftrieb, Vortrieb und Steuerung im gesamten Flugbereich durch einen oder mehrere Rotoren erzeugt. Daraus resultieren die bekannten Nachteile wie hoher Aufwand für Herstellung und Wartung und damit teurer Flugbetrieb. Der größte Nachteil liegt aber in der sehr beschränkten Reisefluggeschwindigkeit, die kaum über 300 km/h hinausgeht. Dies ist systembedingt und kommt dadurch zustande, daß an dem in Flugrichtung vorlaufenden Rotorblatt sich Umfangs- und Fluggeschwindigkeit addieren wodurch an der Blattspitze örtlich sehr schnell die Schallgeschwindigkeit erreicht wird. Alle Versuche dieses prinzipielle Manko durch aerodynamische und konstruktive Maßnahmen zu beheben sind bisher fehlgeschlagen. Soweit Verbesserungen erreicht wurden, waren sie nur geringfügig und meist stand der Aufwand dafür in keinem vernünftigen Verhältnis zum Nutzen.In the helicopter, lift, propulsion and steering are combined Flight range generated by one or more rotors. Out of it the known disadvantages result such as high expenditure for Manufacturing and maintenance and therefore expensive flight operations. The biggest The disadvantage is the very limited cruise speed, that hardly exceeds 300 km / h. This is due to the system and comes about by the fact that on the leading in the direction of flight Rotor blade add up circumferential and flight speed whereby the speed of sound is localized very quickly at the tip of the blade is achieved. All attempts at this principle Remedy shortcoming by aerodynamic and constructive measures have so far failed. As far as improvements have been made, they were only minor and mostly the effort was in for it no reasonable relationship to benefit.

2. Vertical launchers whose lift in hover or vertical flight is achieved only by the thrust of TL engines

Bekannte Beispiele für diese Art Senkrechtstarter sind die Typen VJ-101, VAK 191, Do 31, Hawker Harrier. TL-Triebwerke erzeugen ihren Schub indem sie einer relativ kleinen Gasmenge eine hohe Geschwindigkeit verleihen. (Beim Hubschrauber ist es umgekehrt). Damit sind sie für den Schwebe- und Senkrechtflug prinzipiell ungeeignet. Hoher Kraftstoffverbrauch für den Schwebe- und Senkrechtflug, enormer Lärm und starke Bodenerosion durch den Abgasstrahl in Bodennähe haben dazu geführt, daß - ausgenommen den Hawker Harrier, die rein militärisch verwendet wird - keines der zahlreichen Projekte dieser Art über das Versuchs- und Prototypenstadium hinausgenommen ist. Dazu kommt noch, daß die Steuerung und Stabilität dieser Flugzeuge nur mit großem technischen Aufwand sichergestellt werden kann. Der Erfolg der Harrier beruht hauptsächlich darauf, daß durch dessen bekannte Schubvektorsteuerung der Triebwerke die Steuerung gegenüber anderen vergleichbaren Flugzeugen dieser Art stark vereinfacht werden. Die anderen vorgenannten Nachteile haben aber auch diesen Typ von einer zivilen Verwendung ausgeschlossen.The types are well-known examples of this type of whiz VJ-101, VAK 191, Do 31, Hawker Harrier. Generate TL engines their thrust by using a relatively small amount of gas at high speed to lend. (The reverse is true for the helicopter). In order to they are basically unsuitable for hover and vertical flight. High fuel consumption for hover and vertical flight, enormous noise and severe soil erosion due to the exhaust gas jet near the ground have resulted in - except the Hawker Harrier, which is used purely for military purposes - none of the numerous Projects of this kind about the experimental and prototype stage is taken out. Add to that control and stability these aircraft only ensured with great technical effort can be. The Harrier's success is largely based insists that by its known thrust vector control of the engines control over other comparable aircraft of this kind can be greatly simplified. The other disadvantages mentioned above but also excluded this type from civil use.

Vertical takeoff, whose lift in hover or vertical flight is generated solely by motorized propellers

Nach der Definition in W. Just "Hubschrauber und Vertikalstartflugzeuge" S. 34, nennt man solche Geräte Flugschrauber, Kombinationsflugschrauber oder Verwandlungshubschrauber. Für die beiden erstgenannten Systeme gilt das oben Gesagte: kein einziges Projekt dieser Art konnte sich durchsetzen. Dagegen hatte in neuester Zeit ein Verwandlungshubschrauber Erfolg bei dem zwei Propeller an den Flügelenden zusammen mit den Antriebsturbinen um 90 grd. geschwenkt werden. Dieses Flugzeug Bell/Boeing V-22 Osprey verwendet die Propeller im Schwebe- und Senkrechtflug als alleinige Auftriebserzeuger, im Vorwärtsflug als alleinige Vortriebserzeuger. Den Auftrieb im Vorwärtsflug übernimmt der Tragflügel. Dieses Flugzeug ist nur ein Kompromiß zwischen einem Hubschrauber und einem normalen Flächenflugzeug. Dieser Kompromiß wird mit einem sehr hohen Aufwand für den Schwenkmechanismus, die Steuerung und Stabilisierung erkauft, der deutlich größer ist als der technische Aufwand für normale Hubschrauber. Zwar liegt die maximal erreichbare Fluggeschwindigkeit im Vorwärtsflug mit ca. 510 km/h deutlich über der entsprechenden Geschwindikgeit für Hubschrauber aber ebenso deutlich unter der erreichbaren Maximalgeschwindigkeit für TL-angetriebener normaler Flächenflugzeuge. Aller Vorraussicht nach wird auch dieses Flugzeug - wenigstens im zivilen Bereich - keinen Erfolg haben.According to the definition in W. Just "helicopters and vertical takeoff aircraft" P. 34, such devices are called flight screwdrivers, combination flight screwdrivers or transformation helicopter. For the first two Systems, what has been said above applies: not a single project of this kind could prevail. Against had in recent times a convertible helicopter success with the two propellers on the Wing ends together with the drive turbines by 90 grd. pivoted become. This Bell / Boeing V-22 Osprey aircraft uses the propellers in hover and vertical flight as sole buoyancy generator, in forward flight as sole propulsion generator. The buoyancy the wing takes over in forward flight. This plane is only a compromise between a helicopter and a normal plane. This compromise is very expensive bought for the swivel mechanism, control and stabilization, which is significantly greater than the technical effort for normal Helicopter. The maximum achievable airspeed is indeed in forward flight at approx. 510 km / h well above the corresponding speed for helicopters but equally clear below the achievable maximum speed for TL-powered normal fixed-wing aircraft. All foresight, too this plane - at least in the civilian area - is not a success to have.

Die Erfindung stellt sich die Aufgabe alle vorgenannten Nachteile zu überwinden und ein Senkrechtstartflugzeug zu schaffen, das nicht nur schweben und senkrecht starten und landen kann, sondern auch die Maximalgeschwindigkeit erreicht, die für TL-getriebene Flächenflugzeuge heute üblich sind. (ca. 900 km/h) Dabei soll der technische Aufwand nicht höher sein als der für gegenwärtig gebräuchliche Hubschrauber.The invention has as its object all of the aforementioned disadvantages to overcome and create a vertical takeoff aircraft that not just hover and take off and land vertically, but also reached the maximum speed that for TL-driven Airplanes are common today. (approx. 900 km / h) technical effort should not be higher than that currently in use Helicopter.

Die Erfindung löst diese Aufgabe gem. Abb. 1 und 2 durch die Anordnung eines speziellen Gaskanales 1 vor dem Staupunkt des Flügelprofiles. Dieser Gaskanal 1 erstreckt sich über die gesamte Spannweite des Flügels und wird von einem oder mehreren TL-Triebwerken mit Verdichterluft - vorzugsweise eines Fans - oder Verdichterluft und einem Teil des Abgases der Turbine versorgt. Das Gaskanal 1 ist hinsichtlich Querschnitt und Auslässen so gestaltet, daß die Triebwerksluft über die gesamte Länge des Kanals mit gleichmäßiger Geschwindigkeit austritt. Im Schwebe- und Senkrechtflug - Abb. 2 - sind zwei Klappen 2 und 3 geöffnet, so daß das austretende Gas den gesamten Flügel gleichmäßig umströmt und so, in Verbindung mit einer Landeklappe 4 (hier als Dreifach-Schaltklappe angegeben) an der Hinterkante des Flügels, einen hohen Auftrieb erzeugt. Der durch das Flügelabgas erzeugte Vortrieb wird im Schwebe- und Senkrechtflug durch einen mittels Schubumkehrer 5 des Triebwerkes erzeugten Gegenschub kompensiert (Abb. 3 bis 6). Der Schubumkehrer 5 ist so gestaltet, daß das Verhältnis Schub/Gegenschub kontinuierlich gesteuert werden kann von vollem Gegenschub bis zu vollem Vorwärtsschub unabhängig von der eingestellten Leistung des Triebwerkes.The invention solves this problem. Fig. 1 and 2 through the arrangement of a special gas channel 1 in front of the stagnation point of the wing profile. This gas channel 1 extends over the entire span of the wing and is supplied by one or more TL engines with compressor air - preferably a fan - or compressor air and part of the exhaust gas from the turbine. The gas duct 1 is designed in terms of cross section and outlets so that the engine air emerges at a uniform speed over the entire length of the duct. In levitation and vertical flight - Fig. 2 - two flaps 2 and 3 are open so that the escaping gas flows evenly around the entire wing and so, in connection with a landing flap 4 (here indicated as a triple switching flap) at the rear edge of the wing , creates a high buoyancy. The propulsion generated by the wing exhaust gas is compensated in hover and vertical flight by a counter thrust generated by thrust reverser 5 of the engine ( Fig. 3 to 6). The thrust reverser 5 is designed so that the thrust / counter thrust ratio can be continuously controlled from full counter thrust to full forward thrust regardless of the engine power set.

Da der ganze Flügel umströmt wird bleibt auch im Schwebe- und Senkrechtflug die Querruderwirkung erhalten ohne zusätzliche technische Maßnahmen. Gleiches gilt für Höhen- und Seitenruder, wenn dort wie hier vorausgesetzt analog zu Abb. 1 und 2 Gaskanäle mit symmetrischen Klappen vorgesehen werden (vgl. Abb. 10).Since the entire wing is flowed around, the aileron effect is retained even in hover and vertical flight without additional technical measures. The same applies to elevators and rudders if, as provided here there analogous to Fig. 1 and are provided with symmetrical flaps 2 gas channels (see. Fig. 10).

Die Abb. 3 bis 6 zeigen den Übergang vom Schwebe- bzw. vertikalen Steigflug zum Horizontalflug (Reiseflug). Dabei entsprechen Abb. 3 dem Schwebe- bzw. vertikalen Steigflug, Abb. 4 und 5 dem Transitionsflug und Abb. 6 dem Horizontalflug. Gezeigt wird ein unter einem Flügel hängendes Triebwerk. Der Index a zeigt den Seitenriß, Index b den Grundriß. Fig. 3 to 6 show the transition from hover or vertical climb to horizontal flight (cruise). Fig. 3 corresponds to the hover or vertical climb, Fig. 4 and 5 the transition flight and Fig. 6 the horizontal flight. An engine hanging under a wing is shown. The index a shows the side view, index b the floor plan.

Im Schwebe/Senkrechtflug ist Hr=Hf, d. h. Gegeschub = Vorwärtsschub. Der Übergang vom Schwebe- zum Horizontalflug erfolgt schrittweise wie folgt. Zunächst wird der Gegenschub verkleinert durch entspr. Verstellung des Schubumkehrers 5, so daß HrHf wird (Abb. 4). Dadurch nimmt das Flugzeug Fahrt auf. Als nächstes wird der Schubumkehrer 5 ganz auf Vorwärtsschub gefahren. (Hr=0) Gleichzeitig wird die Landeklappe 4 eingefahren und die Klappe 2 wird geschlossen (Abb. 5). Das Flugzeug beschleunigt nun noch weiter. Wird eine gewisse Mindestgeschwindigkeit überschritten, so schließen sich die symmetrischen Klappen am Höhen- und Seitenleitwerk automatisch, so daß ab da die Steuerung um die Quer- und Gierachste konventionell erfolgt (hier nicht gezeichnet). Als letzter Schritt werden gleichzeitig die Klappen 6 am Verdichterfan geöffnet und die Klappen 3 am Flügel geschlossen (Abb. 6). Damit ist der Übergang vom Schwebe/Vertikalflug abgeschlossen, das Flugzeug fliegt nun als konventionelles TL-getriebenes Flächenflugzeug. Diese Sequenz wird durch einen besonderen Bedienhebel 7 im Cockpit gesteuert, der an der gleichen Stelle plaziert ist, an der in konventionellen Hubschraubern der Kollektivhebel sitzt (pitch). Im Unterschied zum Kollektivhebel im Hubschrauber hat dieser hier Sequenzhebel (SH) genannte Hebel 7 drei feste Raststellungen, die hier wie folgt benannt werden: Pos.A = Schwebe/Senkrechtflug, Klappen wie in Abb. 3;. Pos. B = Transitionsflug, Klappen wie in Abb. 5; Pos. C = Vorwärts-/Horizontalflug, Klappen wie in Abb. 6. Zwischen den Pos. A und B wird der Schubumkehrer 5 kontinuierlich von SH 7 gesteuert, von vollem Gegenschub in Pos. A zu vollem Vorwärtsschub in Pos. B (Abb. 4). Wird SH 7 von Pos. A nach Pos. B gefahren, so werden in Pos. B Klappe 2 zu- und Landeklappe 4 eingefahren. SH 7 bleibt in Pos. B arretiert bis der Fahrvorgang beendet ist. Ist dies der Fall kann SH 7 weiter in Pos. C gefahren werden. In Pos. C werden zuerst die Klappen 6 auf- und dann die Klappen 3 zugefahren, vorausgesetzt, daß die Minimalgeschwindigkeit für normalen Reiseflug erreicht ist. Ist das nicht der Fall, wird das Kommando erst nach Erreichen von Vmin ausgeführt. Bis dahin bleibt SH 7 in Pos. C arretiert. Damit ist die Transition Schwebe- zu Horizontalflug abgeschlossen.In hover / vertical flight, Hr = Hf, ie counter-thrust = forward thrust. The transition from hover to horizontal flight is gradual as follows. First the counter-thrust is reduced by adjusting the thrust reverser 5 so that HrHf becomes ( Fig. 4). As a result, the aircraft picks up speed. Next, the thrust reverser 5 is driven fully forward. (Hr = 0) At the same time the flap 4 is retracted and the flap 2 is closed ( Fig. 5). The plane is now accelerating even further. If a certain minimum speed is exceeded, the symmetrical flaps on the vertical and vertical stabilizers close automatically, so that the control of the lateral and yaw axes is conventional (not shown here). As a last step, flaps 6 on the compressor fan are opened and flaps 3 on the wing are closed ( Fig. 6). This completes the transition from hover / vertical flight, the aircraft now flies as a conventional TL-powered plane. This sequence is controlled by a special control lever 7 in the cockpit, which is placed at the same point where the collective lever is located (pitch) in conventional helicopters. In contrast to the collective lever in the helicopter, this lever 7, here called sequence lever (SH), has three fixed locking positions, which are named here as follows: Pos.A = hover / vertical flight, flaps as in Fig. 3 ;. Pos. B = transition flight, flaps as in Fig. 5; Pos. C = forward / horizontal flight, flaps as in Fig. 6. Between positions A and B the thrust reverser 5 is continuously controlled by SH 7 , from full counter-thrust in position A to full forward thrust in position B ( fig. 4). If SH 7 is moved from item A to item B, flap 2 is closed and flap 4 is retracted in item B. SH 7 remains locked in position B until the driving process is finished. If this is the case, SH 7 can continue to be operated in position C. In position C the flaps 6 are first opened and then the flaps 3 are closed, provided that the minimum speed for normal cruising has been reached. If this is not the case, the command is only executed after Vmin has been reached. Until then, SH 7 remains locked in position C. This completes the hover to horizontal flight transition.

Die Trw.-Leistungshebel können in allen Positionen des SH 7 unabhängig eingestellt werden. Die Leerlaufstellung ist aber nur in Pos. C möglich oder in allen drei Positionen, wenn das Fahrwerk ausgefahren, verriegelt und belastet ist (Flugzeug am Boden). Damit wird außer dem Senkrechtstart auch ein Kurzstart (STOL) in Pos. B oder ein konventioneller Start in Pos. C möglich. Soll eine Transition aus dem Horizontalflug in den Schwebeflug eingeleitet werden, so ist dies nur möglich, wenn die minimale Leistung für den Schwebeflug Nsmin eingestellt ist. Andernfalls ist SH 7 in Pos. C verriegelt. Im Schwebeflug Pos. A kann Nsmin unterschritten werden zwecks Einleitung eines senkrechten Sinkfluges, aber nur bis zur maximal zulässigen vertikalen Sinkgeschwindigkeit. Eine Transition aus dem horizontalen Sinkflug ist aus Sicherheitsgründen nicht möglich, d. h. auch in diesem Fall ist SH 7 in Pos. C verriegelt.The power control levers can be set independently in all positions of the SH 7 . The neutral position is only possible in pos. C or in all three positions when the landing gear is extended, locked and loaded (aircraft on the ground). In addition to the vertical start, a short start (STOL) in pos. B or a conventional start in pos. C is also possible. If a transition from horizontal flight to hover is to be initiated, this is only possible if the minimum power for hover Nsmin is set. Otherwise SH 7 is locked in position C. In hover position A, the speed can drop below Nsmin for the purpose of initiating a vertical descent, but only up to the maximum permissible vertical descent speed. A transition from the horizontal descent is not possible for safety reasons, ie SH 7 is also locked in position C in this case.

Die Transition aus dem Horizontal- und den Schwebeflug ist unter den o. g. Bedingungen wie folgt möglich. Zunächst wird SH 7 von Pos. C in Pos. B gefahren. Dadurch werden gleichzeitig die Klappen 6 geschlossen und Klappen 3 geöffnet. Anschließend werden Landeklappen 4 ausgefahren und Klappen 2 geöffnet. Während dieser Fahrsequenz vermindert das Flugzeug seine Fahrt. Mit den Leistungshebeln des Trw. wird die gewünschte Leistung eingestellt für Steigen, Schweben oder Sinken. Bis zur Beendigung aller Fahrvorgänge bleibt SH 7 in Pos. B verriegelt. Nach Abschluß aller Fahrvorgänge kann SH 7 in Richtung Pos. A gefahren werden wobei kontinuierlich der Gegenschub des Trw. zunimmt bis die Vorwärtsgeschwindigkeit Null ist. Mit den Leistungshebeln des Trw. kann wieder die gewünschte Vertikalgeschwindigkeit, Steigen, Schweben oder Sinken eingestellt werden. Im Schwebeflug können mit dem Steuerknüppel analog zum Hubschrauber durch entspr. Steuereingaben Drehungen des Flugzeuges um die Längs- und Querachse eingeleitet werden. Damit wird auch der resultierende Auftriebsvektor gedreht und dessen Horizontalkomponente bewirkt wie beim Hubschrauber entsprechende Translation, d. h. das Flugzeug kann mit SH 7 in Pos. A wie ein Hubschrauber vorwärts, seitwärts und rückwärts fliegen. Selbstverständlich sind diese Bewegungen nur in engen Grenzen möglich und bei größeren Steuerkommandos muß mit den Trw. Leistungshebeln nachgeregelt werden um eine unerwünschte Sinkgeschwindigkeit oder deren Zunahme zu vermeiden. Im Transitionsflug und Horizontalflug dienen die gewöhnlichen Steuerorgane Knüppel und Pedale der Stabilisierung der gewünschteen Fluglage des Flugzeuges wie beim Flächenflugzeug.The transition from horizontal and hover is possible under the above conditions as follows. First, SH 7 is moved from item C to item B. As a result, flaps 6 are closed and flaps 3 are opened. Then flaps 4 are extended and flaps 2 are opened. The aircraft reduces its travel during this driving sequence. With the power levers of the Trw. the desired power is set for climbing, floating or sinking. SH 7 remains locked in position B until all driving operations have been completed. After completing all driving processes, SH 7 can be driven in the direction of item A, with the Trw. increases until the forward speed is zero. With the power levers of the Trw. the desired vertical speed, climb, hover or sink can be set again. When hovering, the joystick can be used to initiate rotations of the aircraft about the longitudinal and transverse axes by means of corresponding control inputs. This also rotates the resulting lift vector and its horizontal component, like a helicopter, causes the corresponding translation, ie the aircraft can fly forward, sideways and backward like a helicopter with SH 7 in position A. Of course, these movements are only possible within narrow limits and with larger control commands the Trw. Power levers are readjusted to avoid an undesirable sinking speed or its increase. In transition flight and horizontal flight, the usual control elements sticks and pedals serve to stabilize the desired flight position of the aircraft, as in the case of the plane.

Mit der beschriebenen Anordnung (als Ganzes s. Abb. 10) ergeben sich gegenüber bisherigen VTOL-Konzepten folgende Vorteile:With the arrangement described (as a whole, see Fig. 10), the following advantages result compared to previous VTOL concepts:

- No rotors, propellers or other complicated buoyancy generators for hover and vertical flight. The wing serves in entire flight range, including hovering and vertical flight Buoyancy generation.
- no additional resistance in level flight.
- Less technical effort compared to all previous VTOL concepts.
- Much higher speeds can be reached in level flight than with all other currently known VTOL concepts.
- Full controllability in the entire flight area given by conventional control elements without any additional devices, mechanisms or controllers (see Fig. 10).
- Aircraft can be in position A of SH 7 with the help of conventional control units and Trw. Power levers can be flown forward, sideways, backwards like a helicopter.
- Aircraft can also be used without the vertical take-off Take off the STOL aircraft or conventional fixed-wing aircraft and land so that if the transition sequence fails, security is not directly affected.
- The concept is for both single and multi-engine aircraft suitable.
- in principle, the noise pollution is not greater than that of a helicopter, because the lift with a large amount of gas low acceleration is achieved.
- There is no soil erosion because of a sharp vertical exhaust jet high speed is not present.

Nachfolgend werden Ausführungsbeispiele für wesentliche Details der Erfindung beschrieben. Abb. 7 zeigt einen Flügel mit Gaskanal 1 im Grund- und Aufriß und im Schnitt. Die Klappen 2 und 3 ebenso das Triebwerk sind im Grund- und Aufriß weggelassen zwecks Übersichtlichkeit. Im Aufriß ist nur der Gaskanal 1 gekennzeichnet. Die Triebwerksluft wird in der Mitte des Flügels in den Gaskanal 1 eingeleitet (TrL). Im Grundriß sind 9 das Querruder und 4 die Landeklappe. Im Aufriß ist die schraffierte Fläche 10 die Verbindungsfläche zwischen Flügel und Gaskanal 1. Der Gaskanal 1 ist so gestaltet, daß eine gleichmäßige Geschwindigkeitsverteilung über den ganzen Flügel gewährleistet ist. Hierzu dienen die Auslaßfenster unterschiedlichen Querschnitts F1 bis F13 und die Leitbleche 8, die die Strömung in die gewünschte Richtung relativ zum Flügel umlenken.Exemplary embodiments for essential details of the invention are described below. Fig. 7 shows a wing with gas channel 1 in plan and elevation and in section. The flaps 2 and 3 as well as the engine are omitted in the plan and elevation for clarity. Only gas channel 1 is marked in the elevation. The engine air is introduced into gas channel 1 in the middle of the wing (TrL). In the floor plan, 9 are the ailerons and 4 are the flap. The hatched area 10 is the connection area between the wing and the gas duct 1 . The gas channel 1 is designed so that a uniform speed distribution over the entire wing is guaranteed. The outlet windows of different cross-sections F1 to F13 and the guide plates 8 , which deflect the flow in the desired direction relative to the wing, are used for this purpose.

Die Abb. 8 zeigt Lagerung und Antrieb der Klappen 2 und 3. Beide Klappen sind ineinander nach Art eines Klavierbandes gelagert. Dabei ist Klappe 3 fest mit Welle 11 verbunden, Klappe 2 ist mittels Lagerung 12 auf Welle 11 beweglich gelagert. Der Antrieb erfolgt zentral vom Rumpf aus mittels Antriebseinheit 13 vorzugsweise über Schneckenräder 14, die die Zahnsegmente 15 für Klappe 3 und 16 für Klappe 2 antreiben. Beide Antriebe sind voneinander unabhängig, so daß sie nach einer vorgegebenen optimierten Sequenz gefahren werden können. Im eingefahrenen Zustand werden beide Klappen 2 und 3 durch mehrere zentral betätigte Verriegelungsbolzen 17 im Flügel verriegelt. Diese zentrale Verriegelung erfolgt durch zwei in Rumpfmitte sitzende Hydraulikzylinder (nicht gezeichnet), die die Betätigungsstangen 18 in Spannweitenrichtung aus- oder einfahren und so die Bolzen 17 ver- oder entriegeln. Auch diese beiden Zylinder werden voneinander unabhängig betätigt. Die Verriegelung im ausgefahrenen Zustand erfolgt analog in der Antriebseinheit 13 (hier nicht gezeichnet). Die Abdeckung 19 aus Elastomer deckt den Spalt zwischen Klappe 2 und 3 im Staupunkt des Flügels ab. Fig. 8 shows the storage and drive of flaps 2 and 3 . Both keys are stored one inside the other like a piano hinge. Flap 3 is firmly connected to shaft 11 , flap 2 is movably mounted on shaft 11 by means of bearing 12 . The drive takes place centrally from the fuselage by means of drive unit 13, preferably via worm wheels 14 , which drive the toothed segments 15 for flap 3 and 16 for flap 2 . Both drives are independent of each other, so that they can be operated according to a predetermined, optimized sequence. In the retracted state, both flaps 2 and 3 are locked in the wing by a plurality of centrally operated locking bolts 17. This central locking takes place by means of two hydraulic cylinders (not shown) seated in the center of the fuselage, which extend or retract the actuating rods 18 in the span direction and thus lock or unlock the bolts 17 . These two cylinders are also operated independently of one another. The locking in the extended state takes place analogously in the drive unit 13 (not shown here). The cover 19 made of elastomer covers the gap between flap 2 and 3 at the stagnation point of the wing.

Die Abb. 9 zeigt einen kontinuierlich verstellbaren Schubumkehrer. Im Abschnitt 20 des Trw. Auslasses geht der Kreisquerschnitt des Abgaskanales in einen quadratischen Querschnitt über. Der Abschnitt 5 beherbergt den eigentlichen Schubumkehrer mit den Umlenkprofilen 21, den Strahlteilerklappen 22, die um die Welle 27 schwenken, dem Betätigungsgestänge 23 und den Antriebseinheiten 24, die unter der Verkleidung 25 angebracht sind. Seitenriß und Draufsicht auf den Triebwerksauslaß zeigen den Zustand voller Vorwärtsschub (SH 7 in Pos. C). Daher ist hier auch noch das Ende des Fan-Auslasses 26 des Triebwerkes gezeigt, die im Grundriß weggelassen wurde. In der Draufsicht ist der Schubrohrauslaß durch Schraffur kenntlich gemacht. Im Grundriß ist die Funktion der Strahlteilerklappen 22 zu sehen mit folgenden Einstellungen: Fig. 9 shows a continuously adjustable thrust reverser. In section 20 of Trw. At the outlet, the circular cross section of the exhaust duct changes into a square cross section. Section 5 houses the actual thrust reverser with the deflection profiles 21 , the beam splitter flaps 22 which pivot about the shaft 27 , the actuating linkage 23 and the drive units 24 which are attached under the casing 25 . Side view and top view of the engine outlet show the state of full forward thrust (SH 7 in item C). Therefore, the end of the fan outlet 26 of the engine is shown here, which was omitted in the plan. In the top view, the push tube outlet is identified by hatching. The function of the beam splitter flaps 22 can be seen in the plan with the following settings:

1. Full reverse thrust. (SH 7 in item A) The beam splitter flaps 22 completely close off the push tube outlet to the rear and release the side outlet via the deflection profiles 21 .
2. Split thrust (SH 7 between items A and B). The beam splitter flaps 22 are partially open. Depending on the degree of opening, part of the exhaust gas is diverted via the deflection profiles 21 and the other part via the push tube outlet. This reduces the backward thrust and increases the forward thrust.
3. Full forward thrust (SH 7 in pos. B or C). The beam splitter flaps 22 open the push tube outlet completely and completely close the outlet via the deflection profiles 21 . The reverse thrust is zero and full forward thrust is reached.

Claims

1. Vertical take-off aircraft in the configuration of a conventional fixed-wing aircraft, driven by one or more TL engines, characterized in that its lift in vertical flight is generated entirely and in transition flight partly by compressor air or compressor air and exhaust gas from the engine, which has a special gas channel 1 Exhaust openings before the stagnation point of the wing is passed over the top and bottom of the entire wing so that a uniform flow around the entire wing is created, which provides a high lift in connection with a landing flap 4 .

2. vertical take-off aircraft according to claim 1, characterized in that the propulsion, which is generated by the gas flow flowing around the wings or the tail units, is completely (vertical flight) or partially (transition) compensated for by a continuously adjustable thrust reverser 5 of the engine.

3. vertical take-off aircraft according to claims 1 and 2, characterized in that the gas channel 1 also supplies all the tail surfaces analogously to the wing ( Fig. 10), so that the controllability of the aircraft about all three axes even in vertical and transition flight by the usual controls Aileron, elevator and rudder are given.

4. vertical take-off aircraft according to claims 1 to 3, characterized in that the gas channel 1 can be covered by the flaps 2 and 3 so that the aircraft with covered gas channel 1 , thrust reverser 5 in the forward thrust position and compressor air or compressor air and exhaust gas in position open (flap 6 open) can fly as a normal plane.

5. vertical take-off aircraft according to claims 1 to 4, characterized in that the transition from vertical to horizontal flight and vice versa (transition) takes place in a three-step sequence, which is controlled by a special sequence lever 7 , which has three fixed positions, namely A = vertical flight, B = transition and C = horizontal flight, on which the driving processes of the flaps 2 , 3 , 4 and 6 are automatically triggered in the correct manner, and any intermediate position between A and B, in which the lever 7 the thrust reverser 5 reversed from item A = fully reverse to item B = fully forward and vice versa. The three steps in the sequence are as follows:
For transition from vertical to horizontal flight, lever 7 in position A (starting position)

1. Lever 7 moves to intermediate position AB, thrust reverser 5 moves from fully backwards to fully forwards.
2. Lever 7 engages in position B. Flap 4 retracts, flaps 2 close, thrust reverser 5 is at full forward.
3. Lever 7 snaps into position C. Open flaps 6 , close flaps 3 .

For transition from horizontal to vertical flight, lever 7 in position C (starting position)

1. Lever 7 snaps into position B. Flaps 3 and 6 open, then flap 4 extends and flaps 2 open.
2. Lever 7 moves to intermediate position BA, thrust reverser 5 moves from full forward to full reverse.
3. Lever 7 snaps into position A. Thrust reverser is in full reverse.

6. vertical take-off aircraft according to claims 1 to 5, characterized in that the flaps 2 , 3 , 6 , flap 4 and the corresponding flaps of the tail units can be driven independently of one another, so that an optimal driving sequence can be set from a performance and safety point of view.

7. vertical take-off aircraft according to claims 1 to 6, characterized in that the flaps 2 and 3 are locked centrally from the fuselage in the retracted and extended state.

8. vertical take-off aircraft according to claims 1 to 7, characterized in that the thrust reverser 5 achieves its continuous function in a square or rectangular housing by means of beam splitter flaps 22 .