DE10139877A1

DE10139877A1 - Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft

Info

Publication number: DE10139877A1
Application number: DE2001139877
Authority: DE
Inventors: Christian Doering
Original assignee: Cargolifter AG
Current assignee: CL Cargolifter GmbH and Co KGaA
Priority date: 2001-08-10
Filing date: 2001-08-10
Publication date: 2003-02-27

Abstract

Während des Reisefluges werden Luftschiffe mittels Höhen- und Seitenleitwerk gesteuert. Im niedrigen Geschwindigkeitsbereich und im Stand ist die aerodynamische Steuerung unwirksam. Neben den Marschtriebwerken sind zusätzliche Manövriertriebwerke erforderlich. Bekannt sind auch Triebwerkzeuge mit konventionellem Propeller und Umkehrschub sowie Vektorpostionierung. Dabei handelt es sich um aufwendige komplexe Systeme. Die neue Anordnung zur Steuerung im niedrigen Geschwindigkeitsbereich soll mit vertretbarem Aufwand und hoher Zuverlässigkeit auch bei schwierigen Witterungsbedingungen eine hohe Flugsicherheit gewährleisten. DOLLAR A Um ein großes Transportluftschiff zu steuern, sind nach Fig. 2 als Minimum je eine bewegliche Steuereinrichtung (30) im Bereich des Buges und eine (31) im Bereich des Heckes des Luftschiffes vorgesehen. Diese Steuereinrichtungen (30; 31) sind schwenkbare Nachbrennkammereinheiten mit konvergenten/divergenten Schubdüsen, die über Luftkanäle (32; 33) und Luftabnahmen (34; 35) mit Sekundärluft aus den Triebwerken, vorzugsweise aus den Gasgeneratoren der PTL-Triebwerke, versorgt werden. DOLLAR A Die Anordnung ist für den Einsatz in Luftfahrzeugen leichter als Luft geeignet, vorzugsweise für starre und halbstarre Luftschiffe.

Description

Die Erfindung betrifft eine Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft im niedrigen Geschwindigkeitsbereich und ist insbesondere für starre und halbstarre Luftschiffe geeignet.

Moderne Projekte für Luftschiffe weisen gegenüber den klassischen Zeppelinen ein wesentlich größeres Volumen und damit auch Oberfläche auf. Bei solchen Luftschiffen werden hohe Anforderungen an die Steuerung unter allen Witterungsbedingungen gestellt. Beim Landen/Anmasten, beim Ein-/Aushallen und beim Fixieren des Luftschiffes über einem Punkt über einen längeren Zeitraum zum Lastenaustausch tritt trotz automatischer Flugkontrollsysteme das entscheidende Problem der Beherrschung der sogenannten Low Speed Control, d. h. der Steuerung des Luftschiffes im Geschwindigkeitsbereich unterhalb des Wirksamwerdens der Leitwerke auf.

Aus dem Buch "Airship Technology" von Gabriel A. Khoury und J. David Gillett (Cambridge University Press 1999/2000 ISBN 0 521 430 747) sind unter Low Speed Control zur Beherrschung der auf das Luftschiff wirkenden Kräfte die folgenden Möglichkeiten von internen Schubsystemen mit der erforderlichen großen Steuerkraft und kurzer Reaktionszeit bekannt.

1. Konventionelle Propeller mit Umkehrschub sowie Vektorpositionierung
Der Nachteil besteht in der Komplexiblität des Systems und der Erreichbarkeit der geforderten Krafterzeugung. Der erforderliche Schub für eine effektive Low Speed Control ist höher als für Reiseflugbedingungen. Abhilfe bei der Komplexiblität der Vektorsteuerung könnte durch Auslegung in separate Antriebseinheiten für die Steuerung um Quer- und Hochachse geleistet werden. Verstellluftschrauben sowie Propellerumkehrschub gehören heute bereits zu üblichen Ausstattungen.
2. Gas-Antriebe (Raketenmotore, Gasturbinen, komprimierte Air Jets)
Raketenmotore sind zur Erzeugung eines hohen Schubes für kurze Zeit geeignet. Sie sind aber als "potentiell gefährliche Geräte" einzustufen und daher ungeeignet für Routineoperationen. Gasturbinen sind groß und unverhältnismäßig teuer für einen kurzen Einsatzzweck, dem Low Speed Handling.
Komprimierte Air Jets sind ungeeignet in Bezug auf die Erreichung des erforderlichen Schubes.
3. Rotor-Systeme/Hubschrauberantriebe
Bei diesen Antrieben ist die Disc-Loading um einiges niedriger, was eine größere Schubkraftausbeute bewirkt. Eine potentielle Schubvektorsteuerung unter Ausnutzung der Cycle Pitch Control bei gegensätzlichem Kippen um die Antriebswelle ist hier bereits vorhanden. Der Nachteil des Systems liegt in seiner Komplexiblität.

Es ist bereits bekannt, für die Steuerung von Luftfahrzeugen außer der aerodynamischen Steuerung mittels Steuerflächen auch eine Strahlsteuerung anzuwenden. Letztere ist besonders bei senkrecht startenden und landenden Flugzeugen von Bedeutung, da während des Schwebefluges keinerlei Steuermomente durch Steuerflächen erzeugt werden können und nur die Strahlsteuerung eine Änderung im Flugzustand hervorrufen kann. Für die Strahlsteuerung werden Düsen, die über Druckgasleitungen mit Druckerzeugern verbunden sind, an den Flügelspitzen, am Heck und am Bug des Flugzeuges angebracht. Es ist bekannt, diese Düsen als Doppeldüsen mit entgegengesetzten Ausstoßrichtungen auszubilden. Diese sind sehr aufwendig. Nach der DE-PS 14 31 154 erweitert sich das Zuführungsrohr in Strömungsrichtung stetig und weist eine Zwischenwand in der Symmetrieebene auf. Die bekannten Steuerdüsen sind verschieden ausgeführt und werden über ein Rohrsystem oder Gasführungskanäle direkt aus dem Treibgasstrom gespeist. Somit sind sie zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft nicht geeignet.

Aufgabe der Erfindung ist eine Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft im niedrigen Geschwindigkeitsbereich vorzuschlagen, die insbesondere für starre und halbstarre Luftschiffe geeignet ist, die mitvertretbarem Aufwand und hoher Zuverlässigkeit auch bei schwierigen Witterungsbedingungen eine hohe Flugsicherheit gewährleistet, einfach handhabbar und wartungsarm ist, einen halb-/vollautomatischen Flugregelbetrieb ermöglicht und die geeignet ist, ein Luftschiff automatisch aus gefährlichen Fluglagen zu führen (Pitchbegrenzung).

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß eine Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft im niedrigen Geschwindigkeitsbereich mindestens eine schwenkbare Nachbrennkammereinheit mit konvergenten/divergenten Schubdüsen am Luftfahrzeugkörper angeordnet ist, die über einen Luftkanal mit einer Sekundärluftquelle verbunden und mittels Steuereinheit steuerbar ist.

In Ausgestaltung der Erfindung ist je eine Nachbrennkammereinheit im unteren Bereich des Buges und des Heckes eines Luftschiffes angeordnet.

Vorzugsweise sind die Nachbrennkammereinheiten am/im Kiel etwa in der x- Achse des Schwerpunktes befestigt.

Nach der Erfindung sind die Sekundärluftquellen die Triebwerke, zweckmäßig die Gasgeneratoren der PTL-Triebwerke.

In Ausgestaltung der Erfindung kann die Sekundärluft vom Verdichterstrom entnommen oder aus dem Abgasstrom des Gasgenerators abgeleitet werden.

Es ist auch möglich, daß die Sekundärluft aus der Ballonetbefüllung abgeleitet wird.

Es ist zweckmäßig, daß die Sekundärluft über außerhalb des Luftschiffkörpers geführte Luftkanäle an die Nachbrennkammereinheiten geleitet wird.

Erfindungsgemäß bestehen die Nachbrennkammereinheiten aus einem Brennkammergehäuse mit einem angesetzten konvergenten Schubdüsenteil, das in einen divergenten Schubdüsenteil übergeht, aus Kraftstoffkollektoren, V-Flammstabilisatoren und Nachbrennerzündvorrichtung sowie aus einer Antriebseinheit zum Schwenken des Brennkammergehäuses, mindestens einem Luft-Einlaßventil, einem Kraftstoffventil, einem Zündkabel, einer flexiblen Kraftstoffleitung und einem Lagerbock mit einem Lager zur Krafteinleitung in den Kiel.

Die Erfindung ist auch die Umsetzung des erfinderischen Grundgedankens der direkten Gegenwirkung eines Low-Speed-Control-by-Reactively-Impulses auf ungewollte Bewegungen eines Luftfahrzeuges leichter als Luft durch atmosphärische Turbulenzen.

Die Erfindung kann für alle Luftfahrzeuge leichter als Luft eingesetzt werden. Besonders zweckmäßig ist der Einsatz der erfindungsgemäßen Anordnung für starre und halbstarre Luftschiffe.

Die Erfindung wird nachfolgend an einem Ausführungsbeispiel eines Transportluftschiffes näher erläutert. Die zugehörigen Zeichnungen zeigen:

Fig. 1 Luftschiff in 3 Ansichten;

Fig. 2 Luftschiff mit erfindungsgemäßer Anordnung von unten;

Fig. 3 Nachbrennkammereinheit im Teilschnitt;

Fig. 4 Befestigung der Nachbrennkammereinheit am Luftschiff.

Um ein großes Transportluftschiff zu steuern, sind nach Fig. 1 und 2 als Minimum je eine bewegliche Steuereinrichtung 30 im Bereich des Buges 21 und eine 31 im Bereich des Heckes 22 des Luftschiffes vorgesehen. Damit sind neben dem Parieren von Störungen auch das beabsichtigte Drehen um die Z-Achse (Hochachse/Yaw) sowie Y-Achse (Querachse/Pitch) als auch das Parallelverschieben der X-Achse in Y- und Z- Richtung möglich. Für kleine Steuerbewegungen sind kurze einmalige Schubimpulse in die entsprechende Richtung hinreichend, bei großen Richtungsänderungen kommt vor Erreichen des Sollwertes ein Schubimpuls in Gegenrichtung als notwendige Dämpfung hinzu. Im Reiseflugregime werden Bewegungen um die Achsen aerodynamisch durch Ruder gesteuert. Für Parallelverschiebungen im Reiseflug gibt es kein begründetes Erfordernis, so daß insgesamt der Low Speed Control eine sehr kurze Einsatzzeit, gemessen an der Missionszeit, zufällt.

Nach Fig. 1 ist das Luftschiff im vorderen Bereich mit zwei Schwenk-/Marsch- Triebwerken 24 und im hinteren Bereich mit zwei Marsch-Triebwerken 25 ausgestattet, wobei die Triebwerke selbst innerhalb der Gondel 36 angeordnet sind. PTL-Triebwerke, wie sie sinnvollerweise für Transportluftschiffe vorgesehen werden, weisen in ihrem Abgasstrom unabhängig von der für den Wellenantrieb abgegebenen Leistung eine Luftüberschußzahl von 2-6, je nach ihrer Ausführung auf. Von mehreren Triebwerken wird ein Teil dieser Luft "gesammelt" und für den Prozeß einer Nachverbrennung genutzt. In der vorliegenden Erläuterung wird davon ausgegangen, daß der gesammelte Abgasstrahl von zwei PTL-Triebwerken zum Betreiben einer Steuereinrichtung genutzt wird. Dazu werden die Abgasströme je in einem aus einem Luftkanal 32; 33 und einer nicht näher beschriebenen Luft-Abnahmeeinheit 34; 35 bestehenden Duct-System zusammengelegt und mit dem Anspruch keine Arbeit zu verrichten (mit Ausnahme der Überwindung der eigenen Reibung) zu den als Nachbrennkammereinheiten 30; 31 ausgebildeten Steuereinrichtungen im Bug- bzw. Heckbereich geleitet.

In Fig. 3 ist die Nachbrennkammereinheit 30 (Ansicht A) dargestellt. Die Nachbrennkammereinheit 31 (Ansicht B) ist identisch, nur spiegelbildlich.

Die Nachbrennkammereinheit 30 besteht aus einem Brennkammergehäuse 1, einer Antriebseinheit 2 zum Schwenken des Brennkammergehäuses 1 um das Lager 13, einem oder mehreren Luft-Einlaßventilen 3, einem Kraftstoffventil 4, einem Zündkabel 10, einer flexiblen Kraftstoffleitung 11 und Lagerböcke 12 zur Befestigung am Kiel 23 des Luftschiffes. Der Eintritt des Luftstromes in das Brennkammergehäuse 1 erfolgt über das Luft-Einlaßventil 3 und ist diffus gestaltet, was zur Strömungsberuhigung und zum Ansteigen des statischen Druckes führt. Im sich fortsetzenden Brennraum befinden sich die Kraftstoffkollektoren 5, verantwortlich für eine optimale Kraftstoffzerstäubung, die Nachbrennerzündvorrichtung 7 zur Zündung des Kraftstoff-Luftgemisches und die V-Flammstabilisatoren 6 zur Vibrationssenkung in der Verbrennung. Diese selbst erfolgt sehr heiß mit wesentlich höherer Temperatur als in vergleichbarer Triebwerksbrennkammer. Der Volumenzuwachs bewegt sich dabei um das ca. 5fache. Im nun folgenden Nachbrennkammeraustritt wird der eigentliche Steuerimpuls zur Übertragung auf das Transportluftschiff erzeugt. Um diesen höchst effektiv zu gestalten, wird eine konvergent/divergente Schubdüse 9; 8 verwendet. Diese ist genau für ein Leistungsregime berechnet, d. h. der kritische Entspannungsgrad wird genau im kritischen Querschnitt erreicht (M = 1), was dem Übergang vom konvergenten 9 zum divergenten Teil 8 der Schubdüse entspricht. Erst in dieser divergenten Austrittskontur findet dann die Beschleunigung des Gasstromes bis auf mehrfache Überschallgeschwindigkeit statt. Der Umstand, daß die Low Speed Control im Wesentlichen nur in Bodennähe beim Lastaustausch bzw. der Landung eingesetzt wird, rechtfertigt die Auslegung in der "preiswerten" Ein- Regime-Variante, d. h. die Querschnitte der konvergent/divergenten Schubdüse 9; 8 bleiben unveränderlich.

Die Besatzung des Transportluftschiffes oder Automatic Flight Control regelt somit nur die Brenndauer der zuvor in die erforderliche Richtung gebrachten Steuereinrichtungen. Die Impulsübertragung auf das Luftschiff geschieht über die in Fig. 4 dargestellten Lagerböcke 12 der Steuereinrichtungen 30; 31 in den Kiel 23 und von dort weiter in die Gondel-Struktur und die Hülle 20.

Für das Design eines Transportluftschiffes muß entsprechend seiner Abmessungen und Struktur ein erforderlicher Schub für die Steuereinrichtungen vorgegeben werden. Von Vorteil sind hierbei die fest definierte Masse, die bei jedem Missionsbeginn nahezu gleich zu sein hat sowie der enorme Unterschied in den relevanten Strömungsgeschwindigkeiten. Letzteres bedeutet, wenn am Transportluftschiff Geschwindigkeiten von 0-50 m/s zu erwarten sind, so wird am Düsenaustritt der Steuereinrichtung mit 1500 m/s und mehr zu rechnen sein, also ein Übertreffen um das ca. 30 fache. Dazu eine Prallhöhe von angenommenen 2000 m, lassen im gesamten Höhen- und Geschwindigkeitsbereich einen annähernd unbeeinflußten Steuerschub erwarten. An eben diesem erforderlichen Steuerschub sollten sich die für das Transportluftschiff verwendeten PTL orientieren. Sie sollten mit ausreichender Leistungs- als auch Stabilitätsreserve ausgestattet sein. Ein sehr leichter Druckanstieg hinter der Turbine (p4) darf den Arbeitspunkt des Triebwerkes nicht in den Bereich der instabilen Arbeit abwandern lassen wie es beim "Einsammeln" der Abgasströme ohne entsprechende Sicherheits- bzw. Ablaßventile passieren könnte. Dieses Problem ließe sich gänzlich vermeiden bei ausreichend verfügbarer Luftmenge, entnommen hinter der letzten Verdichterstufe oder wenn vorhanden, aus der zweiten Kontur. Der Stellenwert in der Nutzung und Verbreitung von Kanal- bzw. Ductsystemen in Transportluftschiffen markiert einen wesentlichen Unterschied zur "Schwerer als Luft"-Technik. Im Ausführungsbeispiel geht es um zwei separate Luftkanäle 32; 33 bis ca. 80 m Einzellänge. Es ist sinnvoll, für die Steuereinrichtungen 30; 31 eine Art "Stand by" Modus einzurichten, d. h. die Abgasströme werden von den PTLs erst nach Verlassen des Reiseflugregimes direkt bis jeweils zu einem schnellöffnenden (geschlossenem) Kugelventil 3 an den unmittelbaren Eingängen zu den Nachbrennkammern im Bug- und Heckbereich zu führen. Ein schnelles Öffnen des Ventils 3 garantiert kürzeste Reaktionszeiten des Systems. Am PTL-seitigen Duct-Ende muß dabei auf jeden Fall das ungehinderte Austreten des Abgasstromes über ein hier nicht näher beschriebenes Ventil in Abhängigkeit vom allgemeinen Abgasmanagement gewährleistet sein. Das richtige Zusammenwirken beider Ventile ist maßgeblich für das Funktionieren des Systems an sich. Für den normalen Reiseflug sollte der Duct unbelastet drucklos bleiben. Der Abgasstrom dient dabei mit zur Schuberzeugung, addiert zum Propeller- /Rotorschub. In seiner Ausführung sollten die Duct-Systeme nachfolgenden Kriterien gerecht werden:

Der Duct muß feuerfest sein und dabei aus korrosionsresistentem Material bestehen. Er sollte nahezu vollständig an der Außenseite, d. h. von der Struktur abgewandt geführt werden, so an der Gondelaußenseite als auch im Kielbereich (hier Unterseite). Potentielle Gefahren durch Heißluft sollen so für Personal und Technik ferngehalten werden. Der Duct muß über Drainageventile, Einrichtungen zur Längenkompensation bei Erwärmung sowie Inspektionsmöglichkeiten wie z. B. über Fernaugen verfügen.

Die als Steuereinrichtungen ausgeführten Nachbrennkammereinheiten 30; 31 bestehen im Außenbereich aus dem Brennkammergehäuse 1, der aufgesetzten konvergent/divergenten Schubdüse 9; 8, den zwei großen Lagern/Lagerhalbschalen 13, wobei in eine von beiden die Ductzuführung des Abgasstromes von den PTLs kommend, eingebunden ist. Unmittelbar vor Kammereintritt befindet sich das Luft-Einlaßventil 3. Oberhalb des Lagerbockes 12 ist ein Stellmotor mit Getriebe installiert. Diese Antriebseinheit 2 wird von Automatic Flight Control oder der Besatzung zum korrekten Positionieren des einzuleitenden Steuerimpulses angesteuert.

Der Brennkammerinnenraum besteht im Wesentlichen wie in Fig. 4 dargestellt, aus dem diffus gestalteten Kammereintritt, den Kraftstoffkollektoren 5, der Nachbrenn-Zündkammer- bzw. -Zündvorrrichtung 7 und den V-Flammstabilisatoren 6. Dieses sind die üblichen Ausstattungen von Nachbrennkammern. Hinzu kommen die Gehäusedurchführungen der Kraftstoffhochdruckleitung 11 zum Kollektor 5, der Stromversorgung über Zündkabel 10 zur Zündvorrichtung 7 sowie der Kommunikation zu Meßpunkten. Die Zuführungen vom Kiel 23 her zum schwenkbaren Brennkammergehäuse 1 müssen flexibel, z. B. als Panzerschläuche, gestaltet werden. In der Kraftstoffhochdruckleitung 11 ist vorzugsweise vor Beginn des flexiblen Abschnittes ein Magnetventil 4 zu installieren, welches beim Ansteuern den Kraftstofffluß zum Kollektor 5 freigibt bzw. unterbricht. Die Steuereinrichtungen 30; 31 haben jeweils in der Y-Z-Ebene einen möglichen sicheren Schwenkbereich von ca. 80° bis 280°. Diese Grenzwerte gewährleisten einen noch sicheren Abstand zur Hülle 20 bzw. Envelope, um diese vor hoher Temperatur des Gasstrahles zu schützen. Eine zufällige Ablenkung des Gasstrahls durch atmosphärische Einflüsse kann aufgrund der gewaltigen Geschwindigkeitsdifferenz mit Sicherheit ausgeschlossen werden.

Um die Low Speed Control so effektiv wie möglich zu gestalten, erscheinen nur zwei Installationspunkte sinnvoll für die Anbringung der Steuereinrichtungen 30; 31. Unerwünschte Momente gehen gegen Null in den Schnittpunkten der gebogenen Kiellinie mit der X-Achse (Längsachse, durch den Schwerpunkt S des Transportluftschiffes führend). Im Bugbereich treffen wir exakt diesen Punkt, im Heckbereich bedarf es eines Kompromisses mit dem unteren Leitwerk, wenn es klassisch senkrecht platziert ist. Der Hauptanteil an zu erwartenden kleinen Korrekturen wird solo von der Bugsteuereinrichtung 30 ausgeführt. Der Einsatz der Hecksteuereinrichtung 31 dient der Momentverstärkung bei Drehmanövern mit entgegengesetzter Schubrichtung. Arbeiten Bug- und Hecksteuereinrichtung 30; 31 in die gleiche Richtung, erfolgt eine parallele Verschiebung der X-Achse des Transportluftschiffes. Weitere Varianten hinsichtlich erforderlicher Dämpfung sind möglich bzw. werden in den nachfolgenden Fallbeispielen aufgezeigt.

Fallbeispiel 15° Richtungsänderung bei Windstille

Gehen wir von einer beabsichtigten Kursausrichtung des Transportluftschiffes von 75° auf 90° aus. Der Ort des Lastaustausches ist bei nahezu Windstille erreicht worden, die Geschwindigkeit ist Null, die Leitwerke sind wirkungslos, die Wetterprognose sagt für innerhalb der Zeit des Lastaustauschverfahrens ein Auffrischen des Windes aus Richtung Osten voraus. Um den Anflug nicht wiederholen zu müssen, wird die Bugsteuereinrichtung 30 durch den vorgewählten 90°-Kurs auf 270° in der Y-Z-Ebene ausgerichtet und gezündet. Ein Automatic Flight Control System ist in der Lage, unter Zuhilfenahme von aktuellen Zusatzinformationen von Winddetektoren (Windrichtung und -geschwindigkeit) bei gleichzeitig feststehenden Komponenten (geometrische Projektion der Windangriffsfläche, Masse, verfügbarer Schub u. a. m.) die erforderliche Brenndauer für eine ungedämpfte Steuerbewegung zu errechnen und ausführen zu lassen, ohne der Besatzung besondere Mehrarbeit abzufordern.

Fallbeispiel 150° Richtungsänderung bei stetig starkem Seewind

Der Zielort zum Lastaustausch auf See wird mit starkem Rückenwind erreicht. Um große Schleifen für das Erreichen der Zielposition mit der Gefahr des Verfehlens zu vermeiden, werden Bug- und Hecksteuereinrichtung 30; 31 schon im Anflug zur Einleitung einer Drehung des Transportluftschiffes in den Wind gezündet. Mit errechneter Brenndauer beginnt es zu drehen. Bereits vor Erreichung des Sollwertes werden die beiden Steuereinrichtungen erneut, jetzt in entgegengesetzte Richtung positioniert, dann gezündet, um mit dieser Dämpfung den exakten Sollwert zu erreichen. Der große Vorteil des hier beschriebenen Systems der Low Speed Control by Reactively Impulses besteht u. a. darin, den erforderlichen Schub für ein Automatic Flight Control System tatsächlich garantieren zu können. Luftschrauben- bzw. Rotorsysteme werden hierzu im Vergleich aufgrund der viel niedrigeren Luftdurchsatzgeschwindigkeit anfällig gegenüber geänderten Anblasrichtungen und produzieren somit veränderlichen Schub bzw. müssen aufwendig nachreguliert werden. Ist auf diesem Wege das Transportluftschiff in den Wind gedreht, läßt es sich per Parallelverschiebung (beide Steuereinrichtungen 30; 31 arbeiten in die selbe Richtung) exakt über dem Zielpunkt positionieren. Die Marschtriebwerke 24; 25 erzeugen dann genau soviel Schub, um den "nun" Gegenwind komplett zu kompensieren. Je stärker der Wind, um so mehr Korrekturpotential geht wieder über zu den aerodynamischen Rudern im Leitwerk.

Fallbeispiel

Ausleitung gefährlicher Fluglagen

Im Sinkflug unter großem Neigungswinkel gerät das Transportluftschiff in den Wirkungsbereich bodennaher Turbulenzen. Der maximal zulässige Neigungswinkel wird unter Einwirkung einer Böe überschritten, am Höhenruder droht ein Strömungsabriß. Über einen installierten Winkelgeber läßt sich automatisch ohne Eingreifen der Besatzung die Bugsteuereinrichtung 30 zünden, um so ein die Gefahr abwendendes Moment My zu erzeugen. Im analogen Fall der Pitchbegrenzung im Steigflug erzeugt die Hecksteuereinrichtung 31 das gefahrabwendende Moment My in entgegengesetzte Richtung. Da diese Arbeit nur in der X-Z-Ebene ausgeführt wird, erzeugt die Hecksteuereinrichtung 31 trotz Kompromisses in ihren Installationskoordinaten hier kein schädliches Moment.

Die erfindungsgemäße Anordnung weist neben den bereits erwähnten eine Reihe weiterer Vorteile auf. Als zusätzlicher und wesentlicher Vorteil der Low Speed Control by Reactively Impulse zum oben angerissenen Vergleich mit entsprechenden Luftschrauben- bzw. Rotorsystemen kommt der mit Sicherheit niedriger ausfallende Kraftstoffverbrauch hinzu. Zwar fällt der spezifische Kraftstoffverbrauch von PTL-Triebwerken wesentlich geringer aus als bei vergleichbaren Nachbrennersystemen, jedoch ändert sich der Vergleich in absoluten Zahlen. Ein Lastaustauschverfahren wird im mittleren mit der Dauer von 2 Stunden angegeben. In dieser Zeit müssen die PTL-Triebwerke ohne Unterbrechung arbeiten, um ein Constant Speed an den Luftschrauben/Rotoren zu gewährleisten. Auch wenn sie dabei keine Korrekturmomente erzeugen, verbrauchen sie Kraftstoff. Beim hier beschriebenen System wird nur Kraftstoff während der unmittelbaren Impuls- bzw. Schuberzeugung verbraucht. Die Einsatzdauer wird sich dabei je nach Wetterbedingungen von Sekundenabschnitten bis zu nur einigen Minuten addieren. Abrunden läßt sich diese Betrachtung noch durch die offensichtlich geringeren Entwicklungs- und Produktionskosten.

Wie die dargelegten Fallbeispielen erkennen lassen, kann die Erfindung die Grundlage für ein komplett autonom arbeitendes Automatic Flight Control Systym für die gesamte Phase des Lastaustausches, ggf. mit Verzicht auf eine Bodenverankerung sein.

Aus der Betrachtung bisheriger Transportluftschiffprojekte läßt sich relativ wenig über den Umgang mit den PTL-Abgasströmen erfahren. Im Einklang mit oben gemachten Vorschlägen, könnten die Abgasströme aller an Bord befindlicher Turbinen-Triebwerke gesammelt werden und im Reiseflug über je ein links- und rechtsseitiges Austrittssystem zum einen die Schubkraftkomponente leicht erhöhen und zum anderen den sicherlich nicht vorteilhaften Kontakt der Abgasströme mit dem Envelopematerial vermeiden. Für den Low Speed Bereich, wo Schubunterstützung eher schädlich ist, ließe sich der oben beschriebene "Stand by" Modus günstig vereinfachen: Auf ein Luft-Einlaßventil zu den Steuereinrichtungen 30; 31 wird gänzlich verzichtet, so daß diese nur durchströmt werden. Aufgrund der im "Stand by" Modus fehlenden Nachverbrennung wird das kritische Druckverhältnis nicht erreicht. Demzufolge kann im kritischen Querschnitt des konvergenten Teils 9 der Schubdüse keine Überschallgeschwindigkeit erreicht werden, so daß im divergenten Schubdüsenteil 8 nur noch ein weiteres Abbremsen des Abgasstromes stattfindet. Ein nur noch Einspritzen des Kraftstoffes und Zünden verkürzen die Reaktionszeit des Systems dabei beträchtlich.

Neben den vielen vorgenannten Vorteilen der Low Speed Control by Reactively Impulse soll ein Nachteil nicht verschwiegen werden. Während der kurzzeitigen Brenndauer der Steuereinrichtungen entsteht ein erhöhter Lärmpegel. Da der Einsatz der Low Speed Control in meist abseits gelegenen Territorien für Ankermaste/Luftschiffwerften sowie den Areals für ein Lastaustauschverfahren erfolgt, geht davon keine potentielle Gefahr einer Lärmbelästigung für besiedelte Gebiete aus. Im Reiseflug gibt es keinen Einsatzgrund der Low Speed Control. Bezugszeichenaufstellung S Schwerpunkt
1 Brennkammergehäuse
2 Antriebseinheit
3 Luft-Einlaßventil
4 Kraftstoffventil
5 Kraftstoffkollektoren
6 V-Flammstabilisatoren
7 Nachbrennerzündvorrichtung
8 divergenter Schubdüsenteil
9 konvergenter Schubdüsenteil
10 Zündkabel
11 flexible Kraftstoffleitung
12 Lagerbock
13 Lager des Brennkammergehäuses
20 Hülfe des Luftschiffes
21 Bug des Luftschiffes
22 Heck des Luftschiffes
23 Kiel des Luftschiffes
24 Schwenk-/Marschtriebwerke
25 Marschtriebwerke
30 Nachbrennkammereinheit
31 Nachbrennkammereinheit
32 vorderer Luftkanal
33 hinterer Luftkanal
34 Gasstrom-Abnahme an den vorderen Triebwerken
35 Gasstrom-Abnahme an den hinteren Triebwerken
36 Gondel/Kabine

Claims

1. Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft im niedrigen Geschwindigkeitsbereich, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens eine schwenkbare Nachbrennkammereinheit mit konvergenten/divergenten Schubdüsen am Luftfahrzeugkörper angeordnet ist, die über einen Luftkanal mit einer Sekundärluftquelle verbunden und mittels Steuereinheit steuerbar ist.

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß je eine Nachbrennkammereinheit (30; 31) im unteren Bereich des Buges (21) und des Heckes (22) eines Luftschiffes angeordnet ist.

3. Anordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Nachbrennkammereinheiten (30; 31) am/im Kiel (23) etwa in der x-Achse des Schwerpunktes (S) befestigt sind.

4. Anordnung nach den Ansprüchen 1-3, dadurch gekennzeichnet, daß die Sekundärluftquellen die Triebwerke (34; 35) sind.

5. Anordnung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Triebwerke die Gasgeneratoren der PTL-Triebwerke sind.

6. Anordnung nach den Ansprüchen 4 und 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Sekundärluft aus dem Verdichterstrom entnommen wird.

7. Anordnung nach den Ansprüchen 4 und 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Sekundärluft aus dem Abgasstrom eines Gasgenerators abgeleitet wird.

8. Anordnung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Sekundärluft aus der Ballonetbefüllung abgeleitet wird.

9. Anordnung nach den Ansprüchen 1-8, dadurch gekennzeichnet, daß die Sekundärluft über außerhalb des Luftschiffkörpers geführte Luftkanäle (32; 33) an die Nachbrennkammereinheiten geleitet wird.

10. Anordnung nach den Ansprüchen 1-9, dadurch gekennzeichnet, daß die Nachbrennkammereinheiten (30; 31) aus einem Brennkammergehäuse (1) mit einem angesetzten konvergenten Schubdüsenteil (9), das in einen divergenten Schubdüsenteil (8) übergeht, aus Kraftstoffkollektoren (5), V-Flammstabilisatoren (6) und Nachbrennerzündvorrichtung (7) sowie einer Antriebseinheit (2) zum Schwenken des Brennkammergehäuses (1), mindestens einem Luft-Einlaßventil (3), einem Kraftstoffventil (4), einem Zündkabel (10), einer flexiblen Kraftstoffleitung (11) und einem Lagerbock (12) mit einem Lager (13) zur Krafteinleitung in den Kiel (23) bestehen.