DE3421115C2 - Luft- Lastenhubeinrichtung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Luft-Lastenhubeinrichtung mit mehreren Luftfahrzeugeinheiten, wovon eine ein Luftfahrzeug leichter als Luft zur Erzeugung von Auftriebskräften und eine weitere wenigstens ein daran angehängtes, angetriebenes Luftfahrzeug schwerer als Luft zur Erzeugung von in jeder gewünschten Richtung durch entsprechende Steuerorgane hervorgerufenen Auftriebs- und Vortriebs- und Manövrierkräften ist und wobei dazwischen ein die Einheiten beabstandet verbindendes relative Winkel- und Lageänderungen zulassendes Zugelement angeordnet ist.

Bei Bedarf an vertikalen Hubvorgängen in Verbindung mit schweren oder sperrigen Lasten und deren Transport über große Entfernungen hat die Möglichkeiten herkömmlicher Vorrichtungen bei weitem überschritten, mit denen diese Lasten vom Boden hochgehoben, auf Fahrzeuge aufgesetzt und zu anderen Stellen befördert werden. Dies gilt besonders dort, wo derartige Operationen durch fehlende Straßen sehr erschwert oder sehr verteuert werden; ein Beispiel dafür ist der Abtransport von Bäumen aus dem Wald zu einem Holzgewinnbetrieb oder einem Sägewerk. Weitere wichtige Einsatzbereiche sind unter anderem die Beförderung von Ladungen zwischen Schiff und Land, die Bewegung großer Konstruktionen wie Brückensegmente und der Transport von Häusern und sonstigen vorgefertigten Gebäudeteilen zu bestimmten Baustellen.

Als Luftfahrzeug wird im folgenden jede lastaufnehmende Maschine oder Konstruktion zum Fliegen oder Navigieren in der Luft verstanden, die entweder vom eigenen Auftrieb oder durch aerodynamische Einwirkung der Luft auf ihre Flächen getragen wird. Flugzeuge, Hubschrauber, Ballons und Luftschiffe sind sämtlich Luftfahrzeuge.

Als Luftschiff wird ein Luftfahrzeug angesehen, das leichter als Luft (LAL) ist und mit einem Antriebssystem und einer Vorrichtung zum Steuern der Bewegungsrichtung ausgerüstet ist, während ein Ballon ein luftundurchlässiger Sack aus zähem, leichtem Material ist, der mit erwärmter Luft oder einem Gas leichter als Luft gefüllt ist, so daß er aufsteigt und in der Atmosphäre schwebt; ein Luftballon ist ohne Antriebssystem.

Als eine nichtperiodische Steigungssteuerung wird nachstehend eine gleichzeitige und gleichmäßige Anstellwinkel-Verstellung sämtlicher Blätter bezeichnet, die gewöhnlich eine Änderung der Rotorschubkraft bewirken soll, wohingegen eine periodische Steigungssteuerung als eine Blatt-Anstellwinkel-Verstellung angesehen wird, die sich einmal je Umdrehung ändert und benutzt wird, um den Rotorschubvektor schräg einzustellen oder Momente an der Rotornabe zu erzeugen.

Die Bezeichnung Hubschrauber dient für eine Art Luftfahrzeug, das ausschließlich durch die Reaktion eines Luftstroms in der Luft gehalten wird und der durch einen oder mehrere Hubrotoren, die sich um eine vertikale Achse drehen, nach unten gestoßen oder gedrückt wird. - Dementsprechend bezeichnet ein Hubschrauberrotor einen Rotor, der mit seiner Rotationsachse in fast vertikaler Stellung arbeitet, der aufgrund seiner Konstruktion einen Auftrieb bewirkt und in geneigter Stellung sowohl Auftriebs- als auch Vortriebskraft erzeugt.

Ein Hybrid-Luftfahrzeug ist ein Luftfahrzeug, dessen Hauptbestandteile von LAL- und SAL-Luftfahrzeugen übernommen wurden.

Als Propeller wird eine Rotorausführung angesehen, die in erster Linie darauf abgestimmt ist, dem Luftfahrzeug Vortriebskraft im Gegensatz zur Auftriebskraft zu verleihen; seine Rotationsachse verläuft normalerweise parallel zur Längsachse des Luftfahrzeugs. Ein Kipprotor stellt eine besondere Rotorausführung dar, die an VTOL-Luftfahrzeugen (siehe unten) zum Einsatz kommt, um bei einem Vertikalflug sowie geringer Fluggeschwindigkeit sowohl Auftriebs- als auch Vortriebskräfte und bei größerer Fluggeschwindigkeit in erster Linie Vortriebskräfte zu erzeugen, wobei diese Änderung dadurch bewirkt wird, daß die Rotorachse zwischen vertikaler und horizontaler Ausrichtung geneigt wird.

Ein Rotor bildet ein System aus rotierenden Tragflächen oder Flügeln, die so angeordnet sind, daß sie einen Schub oder Auftrieb bewirken.

Ferner bezeichnet VTOL (Vertical take-off and landing) einen Senkrechtstart und -landung. Als ein Luftfahrzeug leichter als Luft wird ein Luftfahrzeug bezeichnet, das durch seinen eigenen Auftrieb getragen wird, wie beispielsweise ein Ballon oder ein Luftschiff, wohingegen ein Luftfahrzeug schwerer als Luft als ein Luftfahrzeug anzusprechen ist, das durch aerodynamische Einwirkung auf seine Flächen getragen wird, wie beispielsweise ein Hubschrauber, ein propellergetriebenes oder düsengetriebenes Flugzeug oder ein VTOL-Flugzeug.

Bei den meisten bisher vorgeschlagenen Hybrid-Luftfahrzeugen bediente man sich sowohl negativer als auch positiver dynamischer Kräfte; die Auftriebskraft trägt einen Teil des Nutzlastgewichts und der dynamische Auftrieb trägt den verbleibenden Teil. Beim Einsatz ohne Nutzlast bedient man sich eines negativen dynamischen Auftriebs, um das durch Eigenauftrieb darüber befindliche Luftfahrzeug an seinem Platz zu halten. Eine Steuerung ist damit bei belastetem oder unbelastetem Luftfahrzeug möglich, und es entfällt die Notwendigkeit, für die vertikale Höhensteuerung Ballast und Ventilhubgas mitzuführen. Dies ist eine äußerst wichtige Verbesserung im Hinblick auf den Betriebsnutzen bei Luftschiffen.

Solange der dynamische Kraftvektor nicht voll um 90° aus der Vertikalen in die Horizontale gekippt werden kann oder kein separater Horizontalkraftgenerator zur Verfügung steht, ist es nicht möglich, das Luftfahrzeug bei gleichbleibender Höhe in fortschreitenden Flug zu bringen, wenn das Luftfahrzeug neutral schwebt. Hubschrauberrotoren, die mit relativ geringen Neigungswinkeln arbeiten, bewirken ein solches Problem bei Hybrid-Luftfahrzeugen, wenn diese neutral schweben; es wurden unabhängige Vorrichtungen eingebaut, um den horizontalen Schub zu bewirken. So wurde beispielsweise der Gebrauch herkömmlicher Propeller vorgeschlagen, die zu diesem Zweck am Heck jedes Hübschraubers angebracht wurden.

Es ist möglich, einen Ballon oder Luftschiffkörper in Verbindung mit einem herkömmlichen Hubschrauber für den Hubeinsatz zu verwenden, wie dies z. B. in der US-Patentschrift 3 008 665 und der britischen Patentschrift 1 561 057 beschrieben ist. Bei dem Hybrid-Luftfahrzeug gemäß der US-Patentschrift 3 008 665 ist ein Ballon mittels Seilen mit einem Hubschrauberpaar verbunden, jedoch ist diese Seilverbindung, die der üblichen Aufhängung eines Korbes an einem Freiballon entspricht, so kurz, daß der Ballon jeder Bewegung der Hubschrauber folgt. Ein punktgenaues Manövrieren der Lasthubvorrichtung unabhängig von der Bewegung des Ballons ist nicht möglich.

Das gleiche gilt für das Hybrid-Luftfahrzeug gemäß der britischen Patentschrift 1 561 057, bei dem vier Hubschrauber starr mit einem Luftschiffkörper verbunden sind und dazu dienen, im Schwebezustand und bei geringen Geschwindigkeiten die erforderlichen Kräfte zum Manövrieren des Luftschiffs zu erzeugen. Wenn die Rotoren der Hubschrauber keinen Vorschub erzeugen, wie dies in der neutralen Schwebeposition der Fall ist, sind zusätzliche Vortriebstriebwerke erforderlich, z. B. in Form einer Vortriebsluftschraube.

Auf dem gleichen Konzept beruhende Hybrid-Luftfahrzeuge sind des weiteren aus den US-Patentschriften 3 856 236 und 3 976 265 sowie aus der deutschen Offenlegungsschrift 29 22 059 bekannt. Bei diesen Hybrid-Luftfahrzeugen sind indessen Hubschrauberflügel direkt an einem Ballon angebracht, und dieser Ballon mit den Hubschrauberflügeln wird in Drehung versetzt, um einen zusätzlichen Auftrieb zu erzeugen. Der Hubschauberrumpf ist dicht unterhalb des Ballons über ein Universalgelenk aufgehängt, jedoch lassen sich der Ballon mit den Hubschrauberflügeln und der Hubschrauberrumpf nur gemeinsam manövrieren, was zu denselben Problemen führt, die bezüglich der US-Patentschrift 3 008 665 und der britischen Patentschrift 1 561 057 bereits beschrieben wurden. Des weiteren ist aus der britischen Patentschrift 1 361 958 ein Hybrid-Luftfahrzeug bekannt, das aus einem strömungsgünstig gestalteten, unstarren Luftschiffkörper und einem an einem längeren Seil daran befestigten Flugzeug besteht. Der Luftschiffkörper soll zum Auftrieb des Flugzeugs beitragen, während der Vortrieb und das Manövrieren durch das Flugzeug erfolgen. Da es sich hierbei um ein herkömmliches Flugzeug handelt, erfolgen der Start und die Landung auf einer allerdings kurzen Start- bzw. Landebahn in herkömmlicher Weise. Ein punktgenaues Manövrieren ist mit diesem bekannten Hybrid-Luftfahrzeug nicht möglich.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Luft-Lastenhubeinrichtung zu schaffen, mit der sich das Aufnehmen und das Absetzen von Lasten an einem vorbestimmten Ort und die dazu nötigen Manöver genau und ohne oder nur mit geringfügiger Beeinflussung durch das Luftfahrzeug leichter als Luft durchführen lassen.

Zur Lösung dieser Aufgabe dienen die Merkmale des Hauptanspruchs. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Merkmalen der Unteransprüche.

Die Erfindung baut auf einer völlig anderen Ausgangsbasis auf, als sie bei allen bisher vorgeschlagene Hybrid-Ausführungen benutzt wurde; sie beruht auf dem Fortfall der direkten Steuerung der Einheit leichter als Luft (LAL). Dies geschieht durch Aufteilung des Hybrid-Fahrzeuges in separate Primärteile, von denen die wichtigsten eine (obere) LAL-Einheit und eine (untere) SAL-Einheit des Senkrechtstarters (VTOL) (Flugzeug oder Hubschrauber) sind, wodurch beim Schwebe- und Senkrechtflug große vertikale Kräfte erzeugt werden und wobei diese Kräfte für die fortschreitende Bewegung in jeder beliebigen Richtung schräg eingestellt werden können. Diese Einheiten bilden damit einen völlig neuen Typ von Hybrid-Luftfahrzeug, welches als Luft-Lastenhubeinrichtung funktioniert. Durch äußere Trennung der beiden Einheiten und Verbindung derselben mit einem elastischen Zugelement bestimmter Länge, wie z. B. einem Kabel, entfällt die Notwendigkeit, die Position der LAL-Einheit präzise zu manövrieren oder zu steuern. Die genaue Positionssteuerung und Manövrierung kommen nur für die VTOL-Einheit und die Nutzlast in Betracht. Diese Einrichtung kann als Hubleitungs-Luftfahrzeug-Einrichtung, kurz "Lilac" bezeichnet werden. Bei entsprechender Leitungslänge schwebt die LAL-Einheit frei in erheblicher Höhe über der VTOL-Einheit, wobei jede Einheit während sämtlicher Flugweisen, vom Schwebeflug bis hin zum Marschflug, einen Teil des Gesamtauftriebes bewirkt. Die VTOL-Einheit wird gesteuert, um eine genaue Positionierung der Einheit und der Nutzlast zu ermöglichen; der Einfluß der Bewegungen der LAL-Einheit auf die VTOL-Einheit, wie z. B. infolge von Windeinwirkung, wird wesentlich reduziert, insbesondere wenn das Kabel mit Vorrichtungen an der VTOL-Einheit befestigt ist, die die auf die VTOL-Einheit durch den Zug des elastischen Zugelementes einwirkenden Momente begrenzen. Hat die LAL-Einheit Stromlinienform und besitzt sie stabilisierende Schwanzflossen (Luftschiff), wird sie sich bei sämtlichen Flugweisen frei in den jeweiligen Wind drehen und damit die auf das Kabel ausgeübte Zugkraft auf ein Minimum reduzieren. Die LAL-Einheit wird im wesentlichen wie ein Drachen über der VTOL-Einheit schweben. Bei diesem System kann das Mitführen von Ballast und das Abblasen von Traggas (Helium) entfallen, da die VTOL-Einheit eine steuerbare Vertikalkraft für Steigflug und Sinkflug liefert.

Die VTOL-Einheit läßt sich dabei vorteilhafterweise so an den Kabeln befestigen, daß die Schubkraft der VTOL-Einheit im Verhältnis zum Kabel ohne weiteres schräg eingestellt werden kann, indem man die Fähigkeit der Kabel, Momente auf die VTOL-Einheit auszuüben, durch Befestigungsvorrichtungen begrenzt, die zu diesem Zweck entwickelt wurden.

Diese Schrägstellung des Schubvektors wird für Steuerung und fortschreitende Bewegung ausgenutzt. Eine anhaltende Translationskraft wird benutzt, um sowohl LAL-Einheit als auch VTOL-Einheit zu bewegen. Je nach Aufbau der VTOL-Einheit und nach der angewandten Art zu ihrer Befestigung am Kabel, kann die Schrägstellung im Hinblick auf den Winkel begrenzt oder unbegrenzt sein. Die Steuerung des Neigungswinkels der VTOL-Einheit kann mit Hilfe eines von mehreren bekannten Mitteln erfolgen, wie z. B. durch herkömmliche Steuerflächen im Strahl des Schuberzeugers, durch Anwendung einer periodischen Blattsteigungssteuerung bei Rotoren und Propellern, durch buchstäbliches Schrägstellen des Schuberzeugers selbst im Verhältnis zur Zelle der VTOL-Einheit oder durch Schrägstellen der gesamten VTOL-Einheit im Verhältnis zum Kabel durch Benutzung eines mechanischen Antriebes, wie z. B. eines motorgetriebenen Räderwerkes.

Des weiteren läßt sich die VTOL-Einheit dazu benutzen, sowohl den Auftrieb als auch den Vortrieb wirksam sicherzustellen. Der Auftrieb addiert sich zum Auftrieb der LAL-Einheit; diese Unterteilung des Auftriebes kann erfolgen, um jedem gewünschten Betriebszustand zu entsprechen. Bei einer derartigen Aufteilung trägt die LAL-Einheit nur das Gewicht der mit Kraftstoff und Besatzung beladenen VTOL-Einheit, während die Nutzlast von der VTOL-Einheit hochgehoben wird. Wenn daher die VTOL-Einheit nicht in Betrieb ist, hält die Nutzlast das System im wesentlichen am Boden fest. Wird die Nutzlast entfernt, so erhält das gesamte Hybrid-Luftfahrzeug Auftrieb und kann an einer Halteleine in einer bestimmten Höhe schweben. Dies ergibt eine wünschenswerte Sicherheit, da das Abwerfen von Nutzlast während eines Notfalles, wie z. B. bei einem Motordefekt, für das Luftfahrzeug die Möglichkeit bringt, allein aufgrund des Auftriebes in der Luft zu bleiben.

Mit der Einrichtung nach der Erfindung läßt sich ferner ein leichter und schneller Austausch einer SAL-Einheit durch eine andere, unterschiedlichen Typs und Größe bewerkstelligen, z. B. Austausch eines Flugzeuges durch einen Hubschrauber, während dieselbe LAL-Einheit beibehalten wird. Dies ermöglicht die bessere Anpassung an unterschiedliche Einsatzzwecke des Hybrid-Luftfahrzeuges. Beispiele für solche Einsatzmöglichkeiten sind kurze Transporte schwerer Hublasten (Hubschrauber-Einsätze), VTOL-Beförderung von Fracht und Passagieren über eine größere Entfernung bei höherer Geschwindigkeit (Flugzeug-Einsätze) und Langstreckeneinsätze wie beispielsweise für Seepatrouillen der Marine und des Küstenschutzes. Das grundlegende Kabelsystem (Hubleitung) ermöglicht den leichten Austausch dieser SAL-Einheiten, bei denen es sich um VTOL-Flugzeuge oder Hubschrauber handeln kann. Umgekehrt eignet sich das System für den Austausch einer LAL-Einheit gegen eine andere, die, wenn gewünscht, sogar eine unterschiedliche Größe aufweisen kann, wodurch ein sehr elastisches System entsteht, das unterschiedlichen Bedürfnissen gerecht wird.

Die Erfindung gewährleistet ferner den Einsatz unterschiedlicher Anordnungen der Hubleitung zur Anpassung an verschiedene Arten von VTOL-Flugzeug-Einheiten oder unterschiedliche Hubschrauber-Konfigurationen zur Anbringung am Kabelsystem.

VTOL-Flugzeug-Einheiten können mit jedem der bekannten Antriebskonzepte arbeiten, von solchen mit "Kipprotoren" bis hin zu solchen, die nur mit Strahlschub arbeiten. Aus Gründen des Nutzungsgrades wird Kipprotorausführungen der Vorzug gegeben, wobei es sich um eine Einfach- oder Mehrfach-Kipprotor-Konfiguration mit Kippflügeln oder starren Flügeln handeln kann. Hubschraubersysteme können Rotoren mit mechanischem Antrieb oder Blattspitzenantrieb aufweisen. Rotoren mit mechanischem Antrieb können Einfach- oder Mehrfach-Hauptrotorausführungen sein (z. B. Zwillings-Seitenrotoren, Tandem-Rotoren usw.).

Die Einrichtung nach der Erfindung erlaubt es auch, die Hubleitung als Grundlage für die Anbringung eines einfachen, drehmomentlosen Hubschrauberrotors mit Blattspitzenantrieb zu benutzen, indem man das Kabel auf wirksame Weise durch die Nabe führt, so daß der Rotor tatsächlich um das Kabel rotiert, wobei das Kabel nur ein geringes oder gewähltes Kippmoment auf die Rotornabe ausübt. Das Verfahren der Anbringung der Rotornabe am Kabel ist so beschaffen, daß sich die Rotorebene im Verhältnis zum Kabel erheblich neigen läßt mit dem Zweck, die spätere Neigung des Kabels ohne äußere Störung beim Schleppen der SAL-Einheit durch den Rotor zu ermöglichen, während nach wie vor die für den Vorwärtsflug des Luftfahrzeugs erforderliche Vorwärtsneigung des Rotors erzielt wird. Der Ansatz mit einem Einfach-Rotor mit Blattspitzenantrieb ist besonders vielversprechend bei Rotoren mit großem Durchmesser und geringer Kreisflächenbelastung, weil damit die Erzeugung eines vertikalen Auftriebs mit relativ geringer Leistung möglich wird und Rotorgetriebe sowie Gegendrehmomentvorrichtungen entfallen. Kabel sowie LAL-Einheit ermöglichen die Anbringung des Rotors in ausreichender Höhe über allen Hindernissen am Boden, trotz des erwarteten erheblichen Blatt-Droops, so daß Starten und Stoppen keinerlei Probleme bieten. Wenn es zur Ausschaltung von Blattwurzel-Biegebelastungen und -Beanspruchungen und zur Verringerung der Rotorblattgewichts erwünscht ist, bietet das Hubleitungskonzept die Möglichkeit, ohne die Notwendigkeit von Droop-Stops horizontal angelenkte oder elastisch befestigte (schlagende) Blätter einzusetzen. Wenn sich die Blätter nicht drehen, hängen sie am Kabel herab und werden oberhalb aller Hindernisse gehalten.

Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, das Kabel zu benutzen, um die Stabilisierung der Lage der SAL-Einheit zu unterstützen. Wegen der Spannung im Kabel und wegen der relativen Stabilität der LAL-Einheit, die ihre Stellung langsam verändert, bietet das Kabel einen guten Anhaltspunkt für jede Neigungsabweichung der SAL-Einheit. Wird diese Information dem Steuersystem der SAL-Einheit eingegeben, so kann sie zur Stabilisierung der Lage der Einheit benutzt werden. Die Steuerung der SAL-Einheit und der LAL-Einheit wird vorzugsweise und hauptsächlich in elektrischer Ausführung vorgesehen werden, wie sie allgemein unter der Bezeichnung "fly-by-wire" bekannt ist. Dadurch kann der Pilot an jeder beliebigen Stelle agieren: in der LAL-Einheit, SAL-Einheit oder im Nutzlast-Pod. "Fly-by-wire" macht es leichter, die Kabellage zur Stabilisierung einzusetzen, und funktioniert auch gut mit den elektronischen Rechnern, die im Rahmen der Steuer- und Stabilisierungssysteme des Luftfahrzeugs zum Einsatz kommen mögen.

Die Hubleitung läßt sich als Mittel zur Anbringung einer Vielzahl von SAL-Einheiten in Tandem-Anordnung, eine über der anderen, unterhalb der LAL-Einheit benutzen. Dadurch läßt sich die Gesamt-Hubleistung vervielfachen, ohne daß neue, größere SAL-Einheiten oder eine neue LAL-Einheit entwickelt werden müssen. Ein derartiger Tandem-Betrieb von Mehrfacheinheiten gleicht dem Einsatz von Eisenbahn-Tandemloks vor langen, schwer beladenen Zügen. Die verschiedenen SAL-Einheiten können, wenn gewünscht, von gleicher oder von unterschiedlicher Ausführung sein (z. B. VTOL-Flugzeuge und Hubschrauber), um bestimmte Leistungsziele zu erreichen. Bei dieser SAL-Mehrfachanordnung braucht die LAL-Einheit nach wie vor nur die erste VTOL-Einheit zu heben, die nach erfolgtem Start die nächste SAL-Einheit hebt. Dieser Prozeß wiederholt sich, bis sämtliche Einheiten in Betrieb sind. Natürlich ist es auch möglich, eine Vielzahl von LAL-Einheiten in Tandemanordnung an einer Hubleitung angebracht einzusetzen, die sich über der ersten LAL-Einheit befindet, um den Gesamt-LAL-Auftrieb zu vergrößern. Die Hubleitung müßte in ausreichender Stärke vorgesehen werden, um den zusätzlichen Zugkräften standzuhalten.

Mit der Erfindung läßt sich des weiteren, ein zweckmäßiges Mittel für die Einbeziehung herkömmlicher Flugzeugtragflächen als Hubvorrichtung schaffen, um so den Leistungsgrad bei Vorwärtsflug zu verbessern. Derartige Tragflächen mit den erforderlichen aerodynamischen Stabilisationsflächen werden an der Leitung über der SAL-Einheit angebracht und sind so ausgebildet, daß sie bei Vorwärtsflug einen Teil des Nutzlastgewichts oder das gesamte Nutzlastgewicht tragen. Es kann eine einzelne Tragfläche oder es können tandemförmig übereinander angeordnete Mehrfachtragflächen verwendet werden. Durch Verwendung separater Tragflächen, die sich während des Überganges zwischen Senkrecht- und Vorwärtsflug nicht mit der SAL-Einheit neigen, kann die SAL-Einheit selbst mit minimaler Flügelfläche ausgelegt werden, die gerade ausreicht, um die für die SAL-Einheit erforderliche Trägerkonstruktion zu bilden, wodurch die aerodynamischen Probleme der Tragfläche während des Übergangsfluges minimiert werden. Es handelt sich dabei um grundlegende Probleme von Kippflügel-Propeller-Flugzeug-Konstruktionen, die den Einsatz von Kipprotoren mit kleinem Durchmesser anstelle der vorzuziehenden Ausführungen mit größerem Durchmesser erzwingen. Außerdem befinden sich die Tragflächen, indem man sie über der SAL-Einheit anordnet, nicht im Kipprotor-Abwind, eine Situation, die Nachteile mit sich bringt, wenn die Flügel horizontal bleiben und nicht gekippt werden. Ein weiterer Vorteil von Tragflächen, die von der SAL-Einheit getrennt sind, besteht in ihrer Querneigungsfreiheit bei Vorwärtsflug im Hinblick auf eine Verbesserung der Wendeleistung von Hybrid-Luftfahrzeugen. Im allgemeinen beschränkt das Anbringungssystem der voll kippbaren SAL-Einheiten an der Hubleitung deren Querneigungsfähigkeit, und man muß sich der Drehung des Vortriebskraftvektors bedienen, um das Hybrid-Luftfahrzeug in Verbindung mit den Rudern der LAL-Einheit und den Seitenkrafterzeugern dieser SAL-Einheit zu wenden.

Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, daß sich eine große Flexibilität bei der Unterbringung der Besatzung oder Nutzlast in den Einheiten, die das gesamte Luftfahrzeug ausmachen, nämlich die LAL-Einheit, die SAL-Einheit und die am Kabel aufgehängte Nutzlast-Pod-Einheit erreichen läßt. Die Besatzung kann in jeder beliebigen dieser Einheiten untergebracht werden, ebenso in einer beliebigen Spezialgondel an der Hubleitung. Falls es unter Notfallbedingungen erforderlich ist, kann die Nutzlast abgeworfen werden, so daß das Luftfahrzeug allein aufgrund der Auftriebskraft in der Luft verbleibt. Wenn die Besatzung im Nutzlast-Pod untergebracht ist, hat sie beim Manövrieren des Pods oder der Nutzlast in eine gewünschte Position eine bessere Sicht. Ist die Besatzung in den oberen Einheiten untergebracht, so kann ein TV-System erforderlich sein, um derartige Manöver zu ermöglichen. Durch Unterbringung der Besatzung in der LAL-Einheit, im Nutzlast-Pod oder in einem Spezial-Pod wird der Flug ruhiger, störungsfreier und unterliegt geringeren Erschütterungen. Die Nutzlast könnte direkt in der SAL-Einheit selbst befördert werden, wodurch das separate Pod entfiele, aber dadurch würden Konstruktion und Freiheit der Konzeptwahl bei der SAL-Einheit beeinträchtigt (z. B. Einsatz eines völlig schrägliegenden Flugzeuges). Zur Erhöhung der Sicherheit der Besatzung und der Passagiere im Nutzlast-Pod kann ein Fallschirm in das Pod einbezogen werden. Bei richtiger Pod-Auslegung kann bei Fallschirmabsprüngen nach Abwurf außenliegender Nutzlast ein hoher Sicherheitsgrad für die Insassen erzielt werden.

Vorteilhaft ist auch, daß keine Notwendigkeit besteht, einen Hangar oder einen Vertäumast oder irgendeine direkte Vertäuung der LAL-Einheit in Bodenhöhe, außer bei besonderen Gelegenheiten wie dem Aufpolieren der LAL-Einheit, vorzusehen. Bei diesem Hybrid-Luftfahrzeug kommt zu der LAL-Einheit direkt nur wenig oder gar kein Gewicht außer dem hinzu, das zur Befestigung des Kabels, zur Betätigung des Steuerwerks und zur Aufrechterhaltung des Gasdruckes erforderlich ist. Damit ist der Auftrieb bei der LAL-Einheit nahezu der mögliche Höchstwert, um das obere Kabel jederzeit unter Spannung zu halten, was zu dem steilsten Kabelwinkel führt, der bei starkem Wind erreichbar ist und zur größten Höhe für eine bestimmte Kabellänge. Weiterhin ist die Kabelbefestigung bereits für das Festmachen bei Wind geeignet, da sie entsprechend konstruiert sein muß, um die LAL-Einheit in der Luft während eines Marschfluges durch die Luft zu schleppen.

Schließlich ist auch vorteilhaft, daß die Bewegung des Hybrid-Luftfahrzeuges in Bereichen ermöglicht wird, die zu klein sind, um eine Landung der SAL-Einheit oder der LAL-Einheit zu gestatten. Da diese Einheiten sich reichlich oberhalb der Nutzlasteinheit an der Hubleitung befinden, werden die Transportvorgänge zu relativ kleinen, freien Flächen bzw. von dort aus nicht behindern. Auch läßt sich die LAL-Einheit als Luftkran einsetzen, wenn an der SAL-Einheit oder am Nutzlast-Pod Wartungs- und Reparaturarbeiten erforderlich sind. Das Hubleitungssystem gestattet das Absenken und Drehen der SAL- und Nutzeinheiten, um viele Bereiche für das Bodenpersonal in Hüft- bis Schulterhöhe leicht zugänglich zu machen. Wartung, Aufpolieren, Austausch von Bauteilen und kompletten SAL-Fahrzeugen können unter relativ einfachen Bedingungen ohne weiteres im Freien ausgeführt werden.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Einrichtung nach der Erfindung dargestellt und zwar zeigt

Fig. 1 eine schematische Seitenansicht des Hybrid-Luftfahr­ zeugs im Senkrechtflug unter Verwendung einer Hub­ schrauber-Einheit mit Blattspitzenantrieb, schwerer als Luft,

Fig. 2 einen Schnitt durch die Kabeleinheit längs der Linie 2-2 der Fig. 1,

Fig. 3 eine Teilansicht des Hubschrauberrotors mit Blatt­ spitzenantrieb nach Fig. 1, jedoch ohne Einzelheiten,

Fig. 4 einen teilweisen Schnitt durch den Hubschrauberrotor nach der Linie 4-4 der Fig. 3,

Fig. 5 eine schematische Seitenansicht des Nabenbereichs des Hubschrauberrotors mit Blattspitzenantrieb der Fig. 1,

Fig. 6 eine ähnliche Ansicht wie Fig. 1, die das Hybrid- Luftfahrzeug beim Vorwärtsflug und beim Tragen einer Nutzlast zeigt,

Fig. 7 eine ähnliche Ansicht wie Fig. 1 und 6, die das Hybrid-Luftfahrzeug im Vorwärtsflug und ohne Nutz­ last darstellt,

Fig. 8 eine Seitenansicht einer mechanisch angetriebenen Hubschraubereinheit für den Einsatz im Rahmen des Hy­ brid-Luftfahrzeuges,

Fig. 9 einen Querschnitt des gekrümmten Schienen- und Rollen­ systems, mit dem die Kippachse der Hubschraubereinheit an eine ausgewählte vertikale Stelle innerhalb der Hubschraubereinheit gebracht werden kann, längs der Linie 9-9 der Fig. 8,

Fig. 10 eine schematische Seitenansicht einer Hubschrauberein­ heit mit Blattspitzenantrieb und klappbaren Rotorblät­ tern, die die an der Hubleitung angebrachte Hubschrau­ bereinheit zeigt,

Fig. 11 eine schematische Seitenansicht einer Hubschrauberein­ heit mit Blattspitzenantrieb, bei der die Blätter an der Nabe mittels elastischer Elemente in Form von Ka­ beln befestigt sind,

Fig. 12 einen schematischen Grundriß einer der Rotorblattein­ heiten der Hubschraubereinheit nach Fig. 11,

Fig. 13 eine schematische Seitenansicht des Hybrid-Luftfahr­ zeuges, bei dem mehrere Hubschraubereinheiten tandem­ förmig an der Hubleitung angebracht sind,

Fig. 14 eine Darstellung des Hybrid-Luftfahrzeuges, wobei an der Hubleitung ein einziges Kipprotor-VTOL-Flugzeug angebracht ist,

Fig. 15 eine Seitenansicht des VTOL-Flugzeuges gemäß Fig. 14, der die Kabeldurchbiegung und die Lage der Flugzeug­ einheit im fortschreitenden Flug bei geringer Geschwin­ digkeit zeigt,

Fig. 16 eine Rückansicht der Flugzeugeinheit und des Kabel­ systems nach Fig. 15,

Fig. 17 eine Darstellung einer an der Hubleitung angebrach­ ten Doppel-Kipprotor-VTOL-Flugzeugeinheit, die das Flugzeug im Vertikalflug zeigt,

Fig. 18 eine Vorderansicht des Hybrid-Luftfahrzeuges im fort­ schreitenden Flug unter Einsatz einer Hubschrauberein­ heit und eines einzelnen Kipprotor-VTOL-Flugzeuges, die tandemförmig an der Hubleitung angebracht sind und

Fig. 19 eine Seitenansicht des Hybrid-Luftfahrzeuges der Fig. 18.

Die vorzuziehende Ausführungsform der Erfindung richtet sich nach den für den Betrieb des Hybrid- Luftfahrzeuges vorgesehenen Einsatzzwecken, wie auch aus den verschiedenen Ausführungsformen der Erfindung ersichtlich wird. Handelt es sich bei den Einsätzen des Luftfahrzeuges vornehmlich um den Transport schwerer Lasten über kurze Entfernungen, so ist die Ausführungsart gemäß Fig. 1 vorzuziehen und besteht aus drei Haupteinheiten, einer strom­ linienförmigen LAL-Einheit 1, einer Hubschrauber­ einheit 2 und einer Steuereinrichtung, die eine Konstruktion wie beispielsweise das Nutzlast-Pod 3 enthält. Diese sind durch ein oberes Kabel 6 und ein unteres Kabel 7 miteinander verbunden. Die Nutzlast 4 wird mittels der Frachteinrichtung 5 vom Nutzlast-Pod 3 getragen. Die abgebildete LAL-Ein­ heit 1 ist ein Luftschiff in unstarrer Ausführung (Kleinluftschiff) mit vertikalen Flossen 8, Rudern 9, horizontalen Flossen 10 und Höhenrudern 11. Am Boden des Kleinluftschiffes 1 ist ein stromlinien­ förmiges Pod 12 angebracht, das einen nicht abge­ bildeten Verbrennungsmotor als Antrieb zur Betäti­ gung des Luftschiff-Steuersystems enthält, wodurch die Kabeleinrichtung 13 in Längsrichtung verscho­ ben, das nicht abgebildete Ballonet des Kleinluft­ schiffes unter Druck gesetzt und eine nicht abge­ bildete Winde für Kabel 6 betätigt wird. Das Pod ist an der Gaszelle in herkömmlicher Weise durch Lastverteilungsgurte, Kettenaufhängungen und der­ gleichen befestigt. Die obere Kabeleinrichtung 13 ist normalerweise unterhalb des Auftriebsmittel­ punktes 14 des Kleinluftschiffes angeordnet, wäh­ rend sich das Kleinluftschiff in waagerechter Lage befindet.

Die Hubschraubereinheit 2, welche in den Fig. 3, 4 und 5 detaillierter dargestellt ist, ist die Mini­ malausführung eines Hubschraubers ohne Rumpf und Fahrgestell. Die Hubschraubereinheit 2 besitzt einen Rotor 15 mit zwei oder mehr Auslegerblättern 17, die über ein Verstellgelenk 18 an einer schräg­ stellbaren Nabe 16 befestigt sind. Die Schrägstel­ lung der Innennabe 19 erfolgt um die Kugel 24. Die Innennabe 19 ist mittels einer kleinen einzelnen Kugel 20 mit der Kugel 24 verkeilt, die in eine halbrunde Muffe in der Innennabe 19 eingesetzt ist und in einer halbrunden Nut 21 in Kugel 24 läuft. Die Kugel 20 ist auf der gewünschten Kippachse der Nabe 16 angeordnet. Innennabe 19 und Außennabe 22 enthalten ein großes Lager mit Wälzkörpern 23, um eine ungehinderte Drehung der Außennabe 22 und die Aufnahme der Axial- und Radialkräfte, die vom Hub­ schrauberrotor erzeugt werden, zu ermöglichen. Die Kugel 24 ist starr an der festen Rohrwelle 25 an­ gebracht, die mit ihrem oberen Ende in ein Drehge­ lenk und einen Kabelanschluß 26 mündet, wie sie dem Fachmann beide bekannt sind. Der Kabelanschluß 26 ermöglicht, wenn nötig, die Abtrennung des Kabels 6.

Die Rohrwelle 25 erstreckt sich unterhalb der Kugel 24 und bildet eine Halterung für die Taumelschei­ ben-Gelenkkugel 27, die Taumelscheibe 28 und den Richtungssteuerausleger 46. Wenigstens drei elek­ trische Betätigungselemente 29, die im gleichen Ab­ stand rund um die Welle 25 angeordnet sind, bewir­ ken die Schrägstellung und vertikale Übersetzung der Taumelscheibe 28, um so eine periodische und nichtperiodische Steigungssteuerung der Rotorblät­ ter 17 zu bewirken. Um jede Drehung der Taumel­ scheibe 28 um die Welle 25 herum zu vermeiden, ist die Taumelscheibe 28 mit Hilfe eines kugelförmigen Keils und einer kreisförmigen Keilnut ähnlich 20 und 21 in der Rotornabe 16 mit dem Kugelgelenk 27 verkeilt. Die Kugel 27 ist verschiebbar an Welle 25 verkeilt. Die elektrisch angetriebenen Betätigungs­ elemente 29 sind mit ihrem unteren Ende drehbar am Richtungssteuerausleger 46 befestigt, der mit Hilfe der Laschen 47 fest an der Welle 25 angebracht ist. Die Betätigungselemente 29 sind mit ihrem oberen Ende drehbar an der Taumelscheibe 28 angebracht. Vier im gleichen Abstand angebrachte Weggeber 31 sind an der Platte 30 befestigt, die eine Verlänge­ rung der Innennabe 19 darstellt, und diese messen den Abstand und den Neigungswinkel der Taumelschei­ be 28 im Verhältnis zur Weggeber-Montageplatte 30. Die von den Weggebern 31 kommenden elektrischen Signale werden über nicht abgebildete Stromleiter an den elektronischen Signalprozessor 41 übertra­ gen, der dann die nicht abgebildeten, elektrisch angetriebenen Betätigungselemente an den Steuer­ flächen 54 über Stromleiter 42 mit Steuersignalen versorgt, um eine periodische und nichtperiodische Steigungssteuerung der Rotorblätter 17 zu ermögli­ chen.

Die Weggeber 31 besitzen Federstäbe 32, die in Rollkugeln 33 enden. Diese werden jederzeit zwangs­ läufig gegen die glatte obere Fläche der Taumel­ scheibe 28 gedrückt und sorgen für unmittelbaren Kontakt, ungeachtet der relativen Bewegung der Taumelscheibe 28 gegenüber der Weggeberplatte 30. Die Welle 25 verläuft durch den Ausleger 46 und mündet in einem Anschlußstück 34 zur Befestigung des unteren Kabels 7. Die Welle 25 dient auch als Anschluß 36 für die elektrischen Steuersignallei­ tungen 37 und als Anschluß 38 für die Kraftstoff­ leitungen 39, 39a, 39b und 39c. Elektrische Signale von den nicht dargestellten Steuereinrichtungen des Piloten werden über die Leitungen 37 dem Signalpro­ zessor 41 zugeführt, der die Eingabe von den Weg­ gebern 31 integriert und über Stromleitungen 42 die Bewegung der Steuerflächen 54 in Nähe der Ro­ torblattspitzen befiehlt. Alle Leiter 37 vom Sig­ nalprozessor 41 verlaufen innen durch die Hohlwelle 25 zum Schleifring 43 und von dort zu den Leitern 42. Die Leiter 42 liefern auch den elektrischen Strom, der von Generatoren an den Motoren in Nähe der Rotorblattspitzen erzeugt wird. Die Stromlei­ tung 50 tritt bei 51 in die Welle 25 ein und ist über Schleifring 43 an die Leitungen 42 angeschlos­ sen. Kraftstoff für die Motoren in den Blattspit­ zenzellen 52 kommt vom Kraftstoffbehälter 40 durch die Kraftstoffleitung 39, die durch die Hohlwelle 25 zum Drehgelenk 44 und von dort aus zu den ela­ stischen Kraftstoffleitungen 45 verläuft.

Die Betankungsleitung 39a liegt zwischen den in Abb. 2 dargestellten Zugelementen 7a und steht mit dem Kraftstoffbehälter 40 in Verbindung und mündet unten am Kabel 7 in einen herkömmlichen Betankungs­ anschluß, der nicht dargestellt ist. Der Kraft­ stoffbehälter 40 ist so mit dem Kabel 7 verbunden, daß er, wenn erforderlich, ohne weiteres ausge­ tauscht werden kann. Am Kraftstoffbehälter 40 sind elektrisch angetriebene Kraftstoffpumpen, die nicht dargestellt sind, angeordnet und diese fördern den Kraftstoff aus Behälter 40 zur Kraftstoffleitung 39. Während der Kraftstoffbehälter 40 als unterhalb der Hubschraubereinheit angeordnet dargestellt ist, ist davon auszugehen, daß der Kraftstoffbehälter auch oberhalb der Hubschraubereinheit angeordnet sein könnte. Der Ausleger 46 erstreckt sich nach hinten bis zum Richtungssteuerrotor 48, der durch E-Motor 49 angetrieben wird. Der Steuerrotor 48 ist die allgemein bekannte Ausführung mit steuerbarer Anstellung, wie sie bei Hubschraubern mit Heckrotor zum Einsatz kommt. Der Strom für den E-Motor 49 und die nicht dargestellten Betätigungselemente für die Blatt-Anstellwinkelverstellung wird über die Strom­ leitungen 50 zugeführt. Die Steuersignale vom Signalprozessor 41 kommen ebenfalls über die Lei­ tungen 50, die mit Leitung 50a verbunden sind.

Der Rotor 15 wird durch den Schub der Turboprop- Einheiten 53 angetrieben, die in den Abteilen 52 in Nähe der Spitze von Rotorblatt 17 angebracht sind. Die Turboprop-Einheiten 53 sind mit den bei solchen Einheiten üblichen Steuerorganen für konstante Drehzahl ausgerüstet. Hinten an den Abteilen 52 befindet sich eine horizontale, vollständig beweg­ liche Steuerfläche 54, die bei 55 angelenkt ist und durch nicht dargestellte elektrische Betätigungs­ elemente bewegt wird, um Verstellmomente für Blatt 17 zu bewirken. Die Betätigungselemente werden mit Strom aus Motorgeneratoren betrieben. Eine nicht dargestellte elektrische Verdrahtung im Innern der Rotorblätter verbindet sämtliche Generatoren mit­ einander, so daß der Ausfall eines Generators kei­ nen Steuerungsverlust an irgendeiner Steuerfläche bewirkt. Die Anstellwinkelverstellung von Blatt 17 erfolgt an Scharnier 18. Das Blatt 17 ist am Schar­ nier 18 in der Weise befestigt, wie es im Fach üb­ lich ist, um eine freie Anstellwinkelverstellung zu ermöglichen, während die Blatt-Zentrifugal- und Biegebelastungen in die Nabe 16 eingehen. Im Ver­ stellgelenk 18 sind nicht dargestellte Verstellan­ schläge zur Begrenzung des positiven und negativen Blattanstellwinkels eingebaut.

Das Nutzlast-Pod 3 ist über einen kombinierten Dreh- und Kabelanschluß 35 mit dem unteren Kabel 7 verbunden, welcher ähnlich der Vorrichtung 26 ist, die oben an der Welle 25 mit Kabel 6 benutzt wird. Das Pod 3 besitzt ein Cockpit 58 für die Besatzung, nicht dargestellt Pilot-Steuerorgane, einen elek­ trisch angetriebenen und gesteuerten Richtungs­ steuerrotor 56, ein Fahrgestell 57 und eine steuer­ bare Frachtabwurfeinrichtung 5. Der Steuerrotor 48 gleicht dem Steuerrotor 48, hat jedoch eine andere Größe, und er wird über die Stromleitungen 37 mit elektrischen Strom versorgt.

Die Kabel 6 und 7 werden mit Doppel-Aramid-Gurten 7a hergestellt und die Strom- und Kraftstoffleitun­ gen liegen gemäß Fig. 2 dazwischen. Dadurch ent­ steht eine Stromlinienform, die den Windwiderstand reduziert. Die Kraftstoffleitung 39a im Innern des Kabels 7 ist rund, wenn sie während des Auffüllens von Behälter 40 unter Druck steht, und oval, wenn kein Betankungsdruck ansteht. Die Kraftstoffleitung 39b, welche mit dem Pod 12 am Kleinluftschiff 1 verbunden ist, besitzt nur einen geringen Durchmes­ ser, da sie nur ein relativ geringes Kraftstoffvo­ lumen bewältigen muß; sie verändert ihre runde Form nicht. Eine Vielzahl vertikaler Flossen 59 an den Enden kurzer Ausleger sind in geeignetem Abstand an den Kabeln 6 und 7 über deren Länge angeklemmt, um ein Flattern der Kabel möglichst gering zu halten und die Kabel im Verhältnis zum Luftstrom so ausge­ richtet zu halten, daß nur ein geringer Windwider­ stand entsteht.

Bei der vorzuziehenden Ausführungsart der Erfindung ist die Größe der LAL-Einheit 1 so bemessen, daß das volle Bruttogewicht des kompletten Luftfahr­ zeugs abzüglich eines bestimmten Anteils des Nutz­ last-Gewichts bei Senkrechtflug durch Auftrieb an­ gehoben wird, während der betreffende Teil dem dynamischen Auftrieb des Hubschrauberrotors 15 überlassen bleibt. Wenn also die Nutzlast entfernt wird, ist der Auftrieb größer als das Gewicht des Luftfahrzeugs und der Rotor muß seinen Schub um­ kehren und nach unten richten, um den Steig- und Sinkflug des Hybrid-Luftfahrzeuges zu steuern und das Nutzlast-Pod mit dem Boden in Berührung zu hal­ ten, bis das Luftfahrzeug ordnungsgemäß an der Hal­ teleine liegt. Die Größenordnung des eingebauten Auftriebes zur Beförderung der Nutzlast oder, um­ gekehrt, des zum Anheben der Nutzlast eingesetzten Rotorschubes ist keine willkürliche Entscheidung, sondern basiert auf Überlegungen in Verbindung mit solchen Faktoren wie: erforderliche Manövrierfähig­ keit, Anschaffungskosten des Luftfahrzeuges, Be­ triebskosten, Marschgeschwindigkeit, Betriebshöhen usw.

Während für spezielle Operationen bei geringer Geschwindigkeit und über kurze Entfernungen ein kugelförmiger Ballon als LAL-Einheit benutzt werden könnte, so daß der Auftrieb mit geringeren Kosten als bei einem entsprechenden Kleinluftschiff er­ zeugt würde, wird doch letztere Lösung bevorzugt, da sie zu einem flexibleren Hybrid-Luftfahrzeug führt, das mehr Aufgaben auf wirksamere Weise aus­ führen kann und unter sich ändernden Betriebsbedin­ gungen, wie z. B. bei Windeinwirkung, insgesamt bes­ sere Betriebseigenschaften aufweist. Man wird je­ doch verstehen, daß der Einsatz einer LAL-Einheit in Ballonform mit dem Hubleitungssystem nicht aus­ geschlossen ist, wenn dies bei speziellen Aufgaben­ stellungen wirtschaftlich vorzuziehen ist.

Zum Positionieren des Nutzlast-Pods 3 und der Nutz­ last 4 bei Schwebe-, Senkrecht- und Langsamflug wird die Hubschraubereinheit 2 waagerecht und senk­ recht bewegt, während die LAL-Einheit 1 langsam folgt, ohne jedoch die Bewegung der Hubschrauber­ einheiten allzusehr einzuschränken. Dadurch wird ein weit schnelleres Manövrieren von Pod 3 und Nutzlast 4 möglich als im Falle von Hybrid-Syste­ men, bei denen die LAL-Einheit starr an die Hub­ schraubereinheit angekoppelt ist. Um die senkrechte Manövriergeschwindigkeit des Nutzlast-Pods zu ver­ bessern, bedient man sich der kinetischen Energie des hochträgen Rotors 15 mit seinen an den Blatt­ spitzen angebrachten Turboprop-Einheiten 53, um am oberen Kabel 6 durch schnelle nichtperiodische Blatt-Steigungsverstellungen eine Änderung der ver­ tikalen Kraft, positiv und negativ, herbeizuführen. Diese Kraftveränderungen können mit dem Einsatz einer automatischen Lastbegrenzungs- und Rückspul­ winde im oberen Kabelsystem gekoppelt werden, um den erforderlichen Zeitaufwand für die Vertikalbe­ wegung des Nutzlast-Pods und der Nutzlast gegenüber dem Zeitaufwand bei Einsatz eines Kabels mit fester Länge zu reduzieren. Ein Kabel mit fester Länge macht die Beschleunigung der LAL-Einheit 1 zusammen mit dem Nutzlast-Pod 3 und der Nutzlast 4 erforder­ lich, wodurch das Manövrieren in vertikaler Rich­ tung verlangsamt wird.

Der Pilot und die übrigen Besatzungsmitglieder be­ finden sich im Nutzlast-Pod 3, sind also bei Veran­ kerung des Luftfahrzeuges am Boden in der Nähe der Nutzlast 4 und in Bodennähe. Die Nutzlast 4 wird außen an einer Verlängerung des durch das Nutzlast- Pod 3 verlaufenden Kabels 7 mitgeführt, welche leicht ausgeführt und mit dem Kabel 7 verbunden ist. Das Pod 3 besitzt ein Fahrgestell 57 sowie Einrichtungen zur starren Ankoppelung an die Nutz­ last. Die Richtungssteuerung von Pod 3 und Nutzlast 4 wird durch Einsatz eines Richtungssteuer (Heck-) rotors 56 bewirkt, der entweder durch einen E-Motor angetrieben wird, welcher aus den Turboprop-Einhei­ ten 53 mit Strom versorgt wird, oder aber durch einen Verbrennungsmotor im Nutzlast-Pod selbst. Die Ruderfußhebel des Piloten sind mit dem Heckrotor 56 an Pod 3 verbunden, und ein nicht dargestelltes Sensorsystem am Nutzlast-Pod 3 übermittelt Signale an das Richtungssteuersystem der Hubschrauberein­ heit, um die Hubschraubereinheit 2 richtungsmäßig mit dem Nutzlast-Pod 3 auszurichten. Wenn das Luft­ fahrzeug bei Vorwärtsflug wendet, schwenken Pod 3 und Nutzlast 4 automatisch mit dem Kabel 7, wobei eine automatische Querneigung stattfindet, so daß die Insassen, das Pod 3 und die Nutzlast 4 keiner­ lei Seitenkräften ausgesetzt sind. Das Pod 3 ver­ fügt zusätzlich über eine Höhenflosse 56a, die bei Vorwärtsflug Längsstabilität verleiht. Es ist davon auszugehen, daß Pod 3 keine geschlossene Konstruk­ tion zu sein braucht, sondern es könnte sich dabei um eine offene Plattform handeln. Statt die Nutz­ last von außen zu sichern, könnte die Nutzlast in­ nerhalb des Pod befördert werden.

Die Steuerorgane des Piloten für Längssteuerung, Seitensteuerung, nichtperiodische Steigungssteue­ rung und Drosselklappe sind auf elektrischem Wege mit der Hubschraubereinheit 2 verbunden und bewir­ ken die Fernsteuerung der Bewegung der Taumelschei­ be 28, der nichtperiodischen und periodischen Stei­ gungswinkel und der Motorleistungseinstellung. Die Befehle des Piloten gehen in den elektronischen Signalprozessor 41 ein, wo sie mit Eingabewerten für Stabilisierung und Autopilot kombiniert werden, um die Rotorsteuerorgane mit richtigen Steuersigna­ len zu versorgen.

Die vorzuziehende Steuermethode für den blatt­ spitzengetriebenen Rotor 15 erfolgt über die Steu­ erflächen 54 in Nähe der Blattspitzen gemäß Fig. 3. Die Steuerflächen 54 bedienen sich aerodynamischer Kräfte, um die Blätter 17 im Anstellwinkel zu ver­ stellen. Bei einem derartigen System unterliegt die Taumelscheibe 28 oder die Welle 25 der Hubschrau­ bereinheit 2 praktisch keinerlei Reaktion, wenn die Steuerkräfte eingesetzt werden, um die Taumelscheibe 28 zu bewegen. Die bei fast allen heutigen Hub­ schraubern angewandte, gebräuchlichere Art der Blattsteigungssteuerung besteht darin, Kräfte auf Arme in der Nähe der Blattwurzel einwirken zu las­ sen. Diese Kräfte sind erheblich und erfordern eine Reaktion durch die Zelle über die Taumelscheibe. Bei der geringen Zellenträgheit, die der Hubschrau­ bereinheit 2 zur Verfügung steht, um auf diese Kräfte und deren daraus folgende Momente auf die Zelle zu reagieren, ist es erforderlich, die auf das Ober- und Unterteil der Welle 25 einwirkende Leitungsspannung zu benutzen, um die zur direkten Steuerung der Winkel der Rotorblätter 17 erforder­ liche Reaktion herbeizuführen. Wenn die untere Lei­ tung 7 leicht belastet ist, d. h. keine Nutzlast trägt, ist die Fähigkeit der Welle, auf die Bela­ stungen der Taumelscheibe 28 zu reagieren, ernst­ haft beeinträchtigt.

Es versteht sich, daß zwar in Fig. 5 eine Taumel­ scheibe 28 dargestellt ist, die durch elektromecha­ nische Betätigungselemente bewegt wird, doch ist es natürlich möglich, das mechanische System und die neigbare Taumelscheibe wegzulassen und durch ein komplizierteres System mit Festkörperelektronik und Sensoren zu ersetzen. Dadurch würde die Lage der Rotorebene (Blattspitzenebene) zu einer gyrosko­ pisch festgelegten Bezugsebene in Beziehung gesetzt.

Die Rotorlage würde nach wie vor durch periodische Wirkung der Steuerflächen 54 in Nähe der Blatt­ spitzen gesteuert. Der Rotorschub würde durch nichtperiodische Bewegung der Steuerflächen 54 unter Verwendung eines Schubsensors zur Bestimmung der Bewegungsgröße gesteuert.

Der Rotor 15 hat zwei Betriebsarten. Wenn der Auf­ trieb geringer ist als das Gewicht des Luftfahr­ zeugs, wirkt der Rotor nach herkömmlicher Hub­ schrauberart, erzeugt einen positiven Schub und neigt die Blattspitzenebene in Richtung auf die gewünschte Bewegung, wie in Fig. 6 dargestellt. Eine vollständige Steuerung des Flugweges wird in gleicher Weise wie beim Hubschrauber bewirkt, indem man Rotorschub (nichtperiodische Blattsteuerung und Drosselung) und die Neigung der Blattspitzenebene (periodische Steigung) verstellt. Wenn der Auftrieb jedoch größer ist als das Gewicht des Luftfahr­ zeugs, wie beispielsweise nach Entfernen der Nutz­ last, so muß der die negative Schubkraft ausübende Rotor seine Blattspitzenebene von der Bewegungs­ richtung (entgegen der normalen Hubschraubernei­ gung) wegkippen, um die erforderliche horizontale Kraftkomponente für den fortschreitenden Flug gemäß Fig. 7 zu erhalten. Die Größe der Rückwärtsneigung der Blattspitzenebene ist eine Funktion der erfor­ derlichen negativen Hubkraft, der Fluggeschwindig­ keit gegen Luft und des Rücktriebes der Luftschiff­ einheit 1, der Kabel 6 und 7 sowie der daran hän­ genden Teile, wie z. B. des Nutzlast-Pod 3, des Kraftstoffbehälters 40 usw. Beim Betrieb mit nega­ tivem Schub muß als Reaktion auf die Steuerbewegung des Piloten die Neigung der Rotorblattspitzenebene gegenüber der normalerweise bei positivem Schub ge­ gebenen Ebene umgekehrt werden. Bei normalem Be­ trieb neigen sich Rotor und Steuerknüppel in Rich­ tung der gewünschten Bewegung (z. B. nach vorn für Vorwärtsflug, nach links für Linkswendeflug usw.), aber bei negativem Schub muß sich die Blattspitzen­ ebene für Vorwärtsflug nach hinten und für Links­ wendemanöver nach rechts neigen, während die Steu­ erorgane des Piloten weiterhin ihr normales Ver­ hältnis zur Flugrichtung beibehalten. Eine Umkeh­ rung des Steuerungsmomentes muß also stattfinden, wenn der Rotorschub von positiv zu negativ wech­ selt. Ein elektronisches Steuerungssystem, wie beispielsweise dasjenige, das für die vorzuziehende Ausführungsform der Erfindung gewählt wurde, ge­ stattet ohne weiteres eine solche Umkehrung des Steuerungsmomentes. Dies geschieht im wesentlichen durch Umkehr der Reaktion der Taumelscheibe 28 auf die periodische Steuerknüppelbewegung; eine derar­ tige Umkehrung kann automatisch erfolgen oder durch den Piloten eingeleitet werden. Die übrigen Steuer­ organe - Richtung, nichtperiodische Steigung und Drosselung - unterliegen keiner Umkehrung oder Änderung, wenn sich die Richtung des Rotorflugs verändert.

Zu beachten ist, daß nach Erreichen der Vorwärts­ fluggeschwindigkeit der überschüssige Auftrieb vergrößert oder vermindert werden kann, indem man den Anstellwinkel der LAL-Einheit verändert oder indem man den Tragflächenauftrieb durch das an den Kabeln 6 oder 7 angebrachte Flugzeug 128 (Fig. 14) erhöht, um zusätzliche dynamische Kraft zu bekom­ men. Dies wirkt sich auf den erforderlichen Rotor­ schub und den Rotorneigungswinkel aus und führt eventuell zu einer verbesserten Vorwärtsfluglei­ stung. Eine Verstellung des Anstellwinkels der LAL-Einheit 1 kann entweder durch Bewegung des Kabelbefestigungspunktes 13 (Trimmen) in Längsrich­ tung, durch Bewegung des Höhenruders 11 oder durch Kombination beider Methoden erfolgen. Wenn ein Nachtrimmen des Kabelbefestigungspunktes ausreicht, um die erforderlichen Anstellwinkelveränderungen herbeizuführen, so können die Höhenruder 11 zugun­ sten einer festen horizontalen Heckstabilisier­ fläche entfallen, wodurch die Ausführung verein­ facht und das Gewicht verringert wird.

Die Ruder 9 verbessern die Manövrierfähigkeit beim Wenden des Hybrid-Luftfahrzeuges während des Vor­ wärtsfluges. Während sich die LAL-Einheit 1 aus­ schließlich dadurch wenden läßt, daß man Kabel 6 einem Seitenwinkel aussetzt, indem man die Hub­ schraubereinheit 2 ihre Flugrichtung ändern läßt, wird durch Koppelung der Seitenkraft von Kabel 6 mit dem Einsatz der Ruder 9 der LAL-Einheit die Zeit abgekürzt, die erforderlich ist, um im Vor­ wärtsflug eine Wendung auszuführen. Weiterhin greift die Zugkraft von Kabel 6 unterhalb des Auftriebsmittelpunktes 14 an, wodurch die Seiten­ kräfte veranlaßt werden, die LAL-Einheit 1 abzurol­ len (in Querneigung zu bringen). Obschon dies zu­ lässig ist, ist es deswegen nicht wünschenswert, weil die Kräfte des Ruders 9 dann auf LAL-Einheit 1 zusätzlich zu den Giermomenten Kippmomente ausüben. Durch Einsatz der Ruder 9 zum Gieren der LAL-Ein­ heit 1 und um die Kabelkraft im wesentlichen in der vertikalen Ebene der LAL-Einheit zu halten (in einer Ebene mit der Ebene, die durch den Auftriebs­ mittelpunkt 14 und die Kabelbefestigung 13 begrenzt wird), können vom Kabel bewirkte Rollmomente auf ein Minimum reduziert werden. Den größten Nutzen aus dem Einsatz der Ruder 9 erzielt man, wenn man sie an die Steuerorgane des Piloten anschließt, so daß sie mit den Wendeorganen am Hubschrauber Zusam­ menwirken. Es ist zu beachten, daß die LAL-Einheit 1 stets die Neigung hat, sich dem relativen Luftstrom anzupassen und eventuell nicht mit der Längsachse der Hubschraubereinheit fluchtet, wenn kein Gieren durch die Ruder 9 erfolgt. Beim Gerade­ ausflug ist es wünschenswert, der LAL-Einheit 1 die Anpassung an den relativen Luftstrom zu ermögli­ chen, um den Rücktrieb zu reduzieren.

Während die vorausgegangene Beschreibung der vorzu­ ziehenden Ausführungsart des Hybrid-Luftfahrzeuges spezielle Methoden und Vorrichtunyen zur Herstel­ lung des Luftfahrzeuges aufzeigt, versteht es sich, daß diese ohne Änderung der Erfindung variiert und verändert werden können. So kann beispielsweise die Nabenanordnung gemäß Fig. 5, deren Schrägstellung durch ein Kugelgelenk erfolgt, welches aus der Kugel 24 und der Innennabe 19 besteht, durch ein in Fachkreisen bekanntes Kardangelenk ersetzt werden. Der blattspitzenbetriebene Hubschrauberrotor 15 kann durch einen herkömmlichen Rotor mit Getriebe­ antrieb (Fig. 8 und 9) ersetzt werden, der von einem Motor 61 am Getriebe 62 angetrieben wird und einen am Ausleger 64 angebrachten Gegendrehmoment­ rotor 65 aufweist. Bei dieser Anordnung, bei der die obere Kabelbefestigung 69 über der Rotornabe 60 im wesentlichen eine Entfernung zur unteren Kabel­ befestigung 71 unterhalb des Getriebekastens 62 aufweist, sind die Kabel an Schlitten 69 und 71 be­ festigt, die sich auf gekrümmten Schienen 68 bzw. 70 bewegen, wobei die Krümmungshalbmesser so ge­ wählt sind, daß sich die Schnittstelle der Kraft­ vektoren der Kabel 6 und 7 in etwa an einer ausge­ wählten Stelle decken, wie z. B. bei 73, wodurch das Einspannmoment aufgrund des Kabelzuges reduziert wird und sich die Hubschraubereinheit buchstäblich durch große Längswinkel neigen kann. Die Schiene 68 ist an einer frei rotierenden Welle 67 angebracht, die eine azimutale Ausrichtung der Schiene 68 in Richtung des Kabelzuges gestattet, um Seitenmomente durch Kabelzug auszuschalten. Natürlich kann ein derartiges Schlitten-Schienen-System mit dem blatt­ spitzengetriebenen Rotor 15 aus Fig. 4 eingesetzt werden, wenn man die durch Kabel bewirkten Momente an Welle 25 weiter reduzieren will. Die Rotornabe 60 ist an der Antriebswelle 63 angebracht und wird durch Taumelscheibe 66 gesteuert. Das Rotorblatt 60a ist an der Nabe 60 mittels Verstellagern ange­ bracht, wie sie bei Hubschraubern üblich sind.

Während das vorzuziehende Rotorsystem die in Abb. 5 gezeigte gelenklose freitragende Ausführung ist, kann in Verbindung mit dieser Erfindung, wie in Abb. 10 gezeigt, auch die einzeln oder gelenkig an­ gebrachte Blattausführung verwendet werden, wie sie bei Sikorsky- und Boing-Vertol-Hubschraubern ge­ bräuchlich ist. Das Hubleitungskonzept ist für das Gelenkrotorsystem von Nutzen, da es den Wegfall von Schlaggelenk-Anschlägen ermöglicht, die bei konven­ tionellen Hubschraubern erforderlich sind. Mit Hub­ leitung 6 können die Rotorspitzen in gestoppter, hängender Lage reichlich oberhalb aller Hindernisse gehalten werden. Mit Einzelgelenk angebrachte Blät­ ter haben den Vorzug, leichter zu sein als gelenk­ lose Blätter, wobei sich ihr Gewicht durch den Weg­ fall der Schlaggelenk-Anschläge sogar noch weiter verringert. Die Blätter 78 erfordern in der Tat eine kompliziertere Blattwurzel und Nabenbefesti­ gung als die freitragende Ausführung, aber solche Blätter machen eine Losnabe 16, wie in den Abb. 3 und 4 dargestellt, überflüssig. Die gelenkige An­ bringung von Blättern kann durch herkömmliche Ge­ lenksysteme aus Zapfen und Lagern 75 oder durch elastische Elemente wie Elastomerlager herbeige­ führt werden. Bei gelenkig angebrachten Blättern müssen Zelle, Getriebe und Richtungssteuerelemente so angebracht sein, daß sie den Rotorbetrieb nicht stören. Fig. 10 zeigt eine derartige Anordnung, bei der die Rotorblätter 78 an der Nabe 74 mittels Gelenken 75 angebracht sind, die es den Blättern 78 gestatten, sich entsprechend der Luftbelastung auf- und abzubewegen. Mit abnehmender Rotationsgeschwin­ digkeit des Rotors senken sich die Blätter 78 lang­ sam um die Gelenke 75 aus Position 77 ab, bis sie, wenn die Rotation vollständig aufgehört hat, an der Blattauflage 79, wie sie im fragmentarischen Schnittbild gemäß Fig. 10 dargestellt ist, zur Ruhe kommen. Die Blattauflage 79 besitzt einen Ring 79a, der mittels Buchse 81 und Speichen 80 am Kabel 7 befestigt ist und dazu dient, einen Abstand zwi­ schen dem Spitzenantriebssystem 53 und Kabel 7 so­ wie untereinander sicherzustellen. Die unter der Hubschrauber-Rotornabe in Fig. 5 dargestellten Ele­ mente der Hubschraubereinheit, wie z. B. Taumel­ scheibe 28, Richtungssteuerausleger 46, Betäti­ gungselemente 29 usw., sind umgekehrt und über Rotor und Nabe 74, wie teilweise in Fig. 10 ge­ zeigt, angebracht, damit sich die Rotorblätter 78 ungehindert absenken können. Die Kabel 6 und 7 kön­ nen an ein Schlitten-Schienen-System ähnlich Nr. 68, 69, 70, 71 und 72 gemäß Fig. 8 befestigt wer­ den, so daß ihre Zugkraft über einen ausgewählten Punkt in Nabe 74 wirksam wird. Die Nabe 74 rotiert frei um die stationäre Welle 67 in nicht abgebilde­ ten Lagern, und die Neigung der Rotorblattspitzen­ ebene wird durch Schlagbewegung der Blätter 78 um die Gelenke 75 herum erzielt. In die Blätter 78 können nicht dargestellte Rücktriebgelenke einge­ baut werden, um Gurtbeanspruchungen aufgrund schwankender aerodynamischer Kräfte und aufgrund von Coriolis-Effekten zu entlasten.

Die Fig. 11 und 12 zeigen einen Hubschrauberrotor mit elastischem Verbindungskabel, um das Blatt frei schlagen zu lassen und eine Blattwinkeländerung ohne Einsatz von Verstellagern zu ermöglichen. Die Rotornabe 84 rotiert um die Welle 67. An der Nabe 84 angebracht sind äußere Kabel 87, die an den Kanten der elastischen Abdeckung 89, vorzugsweise mit tragflächenförmigem Querschnitt, befestigt sind. Die Tragflächenform wird durch ein leichtes Füllmaterial erzielt, das nicht abgebildet ist und zwischen dem Ober- und Unterteil der Abdeckung 89 liegt. Im Grundriß hat die Abdeckung Kettenform, damit die Kabel 87 auf die Abdeckung 89 einen gurt­ artigen Zug ausüben, um sie gegen Luftbelastungen abzusteifen und Flattern zu vermeiden. Die Kabel 87 sind bei 84a und 84b an der Nabe 84 befestigt. 84a und 84b sind vertikal gegeneinander versetzt, um einen positiven Anstellwinkel zur wurzelseitigen Tragfläche zu erzielen und die Rotorauftriebslei­ stung zu erhöhen. An den Kabeln 87 ist ein starres Blatt 82 mit Antriebseinheit 86 und Blattwinkelver­ stellfläche 90 in der Nähe der Spitze angebracht. Die inneren Kabel 88 sind ebenfalls an der Nabe 84 und an den Blättern 82 befestigt und werden be­ nutzt, um das Rotorblatt in Sehnenrichtung abzu­ steifen. Wenn die Blätter 82 herabhängen, biegen sich die Kabel 87 und 88 sowie die Abdeckung 89 über eine entsprechend gekrümmte Auflage 85, deren Krümmung darauf abgestimmt ist, alle übermäßigen Biegebeanspruchungen in den Kabeln 87 und 88 aus zu­ schalten. Abb. 11 zeigt die nicht rotierenden Blät­ ter in durchgehenden Linien und die rotierenden Blätter in durchbrochenen Linien.

Wegen der einsatzmäßigen Flexibilität des Hublei­ tungssystems besteht die Möglichkeit, den Auftrieb des Luftfahrzeug s durch Hinzufügung weiterer Hub­ schraubereinheiten und Kabellängen in Tandemanord­ nung unterhalb der ursprünglichen Hubschrauberein­ heit 2 gemäß Abb. 1 ohne weiteres zu vergrößern. Eine derartige Anordnung ist in Fig. 13 darge­ stellt. Die zusätzlichen Hubschraubereinheiten kön­ nen mit der ursprünglichen Hubschraubereinheit 2 identisch sein oder eine andere Größe und Hublei­ stung aufweisen, je nach Verfügbarkeit solcher Ein­ heiten und der Auftriebsleistung, die man für das gesamte Hybrid-Luftfahrzeug wünscht. Wenn Hub­ schraubereinheiten hinzukommen, werden auch weitere Segmente zu Kabel 91 hinzugefügt, wobei jedes die­ ser Segmente stärker ist als das darüberliegende. Dies ist erforderlich, um die von jeder anschlie­ ßenden Hubschraubereinheit ausgehende zusätzliche Zugspannung zu bewältigen. Die Welle 25 und die Kabelbefestigungen 26 und 34 gemäß Fig. 5 müßten ausgetauscht werden, um den höheren Belastungen zu entsprechen, oder sie müßten so ausgeführt sein, daß sie die höchste Belastung aushalten, die für derartige Einsätze mit Mehrfachrotoren zu erwarten ist.

Die Steuerung jeder Hubschraubereinheit wäre gleich derjenigen der ursprünglichen Einheit und alle wür­ den identische Manöver als Reaktion auf die Befehle des Piloten ausführen. Der vertikale Abstand zwi­ schen den Hubschraubereinheiten wäre so beschaffen, daß Abwindstörungen zwischen den Rotoren erheblich reduziert wären. Durch derartige Störungen wird der Auftrieb jedes einzelnen Rotors unter dem obersten vermindert. Beim Schwebeflug in einem Wind verläuft der Abwind schräg und bei geeignetem Abstand zwi­ schen den Hubschraubereinheiten werden die Stö­ rungseffekte vermieden. Eine weitere Methode zur Ausschaltung von Abwindstörungen besteht darin, die Rotorblattspitzenebenen in entgegengesetzter Rich­ tung zu neigen und dadurch die Abwinde in schräger Richtung zu leiten. Den von jedem einzelnen Rotor ausgehenden horizontalen Kräften wirkt der darunter befindliche Rotor entgegen und die horizontale Nettokraft beim Hybrid-Luftfahrzeug ist während des Schwebefluges gleich Null.

Bei Hubschrauber-Mehrfacheinheiten gestattet das Anhalten eines der Rotoren, wie z. B. in einem Not­ falle, den weiteren Betrieb des beladenen Luftfahr­ zeugs und die Ausführung einer voll gesteuerten Landung ohne Beschädigung der Luftfahrzeug-Bautei­ le. Weiterhin können Nutzlast-Pod und Insassen durch schnelle Erhöhung der nichtperiodischen Stei­ gung an den übrigen laufenden Rotoren vor einem Landungsaufprall infolge eines vertikalen Notsink­ fluges geschützt werden.

Die Technik für die Montage des Hubleitungssystems mit mehreren Hubschraubern ist im wesentlichen eine Erweiterung des normalen Verfahrens, das bei einer einfachen Hubschraubereinheit zur Anwendung kommt. Zunächst hebt und hält die LAL-Einheit die nicht in Betrieb befindliche Hubschraubereinheit und das von dieser Einheit herabhängende Kabel wird an der nächsten Hubschraubereinheit, die sich noch am Bo­ den befindet, befestigt. Nachdem die erste Hub­ schraubereinheit in Betrieb ist, wird die am Boden befindliche Hubschraubereinheit angehoben. Diese Reihenfolge wiederholt sich, bis sich sämtliche Hubschraubereinheiten in der Luft befinden und in Betrieb sind, und an diesem Punkt werden Nutzlast- Pod und Nutzlast angehoben. Wenn keine Nutzlast angehoben wird, können die Hubschraubereinheiten eine nach der anderen nebeneinander am Boden abge­ stellt werden oder in der Luft verbleiben, wobei die Motoren einiger Rotoren gestoppt werden können, um Kraftstoff zu sparen, während die restlichen Motoren das Luftfahrzeug tragen. Die in Fig. 13 aufgeführten Teile entsprechen den in Fig. 1 dar­ gestellten.

Es versteht sich, daß die Erfindung nicht nur Hub­ schraubereinheiten als Bestandteil des Hybrid-Luft­ fahrzeuges benutzen kann, sondern auch jede andere Art von VTOL-Luftfahrzeug, das schwerer ist als Luft. Fig. 14 veranschaulicht das Hybrid-Luftfahr­ zeug mit Einzelrotor-VTOL-Flugzeug 92 an der Hub­ leitung, und Abb. 17 veranschaulicht ein Doppelro­ tor-VTOL-Flugzeug in dieser Anordnung. Es wurde bereits bemerkt, daß eine wichtige Erwägung beim Einsatz einer Hubschraubereinheit gemäß Fig. 1 die geringe Neigungsmöglichkeit für die Rotor-Blatt­ spitzenebene ist, wenn die Hubleitung effektiv durch die Nabe 16 verläuft und es unmöglich macht, das Hybrid-Luftfahrzeug unter neutralen Auftriebs­ bedingungen zu benutzen, weil der Rotor keine hori­ zontalen Antriebskräfte erzeugen kann, ohne auch vertikale Kräfte zu erzeugen, wodurch es unmöglich ist, bei langsamer Translationsbewegung eine kon­ stante Höhe beizubehalten, ohne Ballast abzuwerfen oder Ventiltraggas abzulassen. (Bei höheren Ge­ schwindigkeiten kann die LAL-Einheit einem dynami­ schen Auftrieb ausgesetzt oder es kann ein solcher durch Hilfstragflächen erzeugt werden, die an der Hubleitung befestigt sind, um der vertikalen Kraft­ komponente des Rotorschubs entgegenzuwirken.) Ein für den praktischen Betrieb ausgelegtes Hybrid- Luftfahrzeug mit Hubschraubereinheit muß über posi­ tiven Auftrieb ohne Nutzlast verfügen und sich der negativen Schubkraft und Rückwärtsneigung des Hub­ schrauberrotors für die Höhensteuerung bei gleich­ zeitigem Vortrieb bedienen. Der Einsatz voll neig­ barer VTOL-Flugzeugeinheiten ermöglicht die Erzeu­ gung einer Vortriebskraft mit jeder gewünschten Größe der vertikalen Rotorschubkomponente, von Null bis fast zur vollen Schubkraft, die am nach oben oder unten gerichteten Rotor zur Verfügung steht.

In Fig. 14 sind sämtliche Elemente ähnlich denjeni­ gen, die in Fig. 1 dargestellt und bezeichnet sind, abgesehen von den gabelförmigen Kabeln 106 und 107 und der VTOL-Flugzeugeinheit 92. Das Kabel 6 von der LAL-Einheit 1 mündet am Drehgelenk 108, von dem aus die oberen gabelförmigen Kabel 106 mit dem obe­ ren Ende von Zapfenplatten 103 an den Flügelspitzen der VTOL-Flugzeugeinheit 92 in Verbindung stehen. Untere gabelförmige Kabel 107 erstrecken sich vom unteren Ende der Zapfenplatten 103 zum unteren Drehgelenk 108a, an das das untere Kabel 7 ange­ schlossen ist, welches durch das Nutzlast-Pod 3 zur Nutzlast verläuft, wie in Fig. 1 dargestellt. Die VTOL-Flugzeugeinheit 92 besitzt einen Rumpf 109, der einen Motor und ein nicht abgebildetes Getrie­ besystem für den Antrieb des Hauptrotors 93 ent­ hält, sowie einen Gegendrehmomentrotor 95, der an einem von der Spitze zur Tragfläche 94 verlaufenden Ausleger angebracht ist. Der Hauptrotor 93 ist an der Nase des Rumpfes 109 angebracht und kann über nichtperiodische und periodische Steigungssteuerun­ gen verfügen, die nicht abgebildet sind. Vertikale Heckflächen 100 mit Rudern 101 und Verstellhöhen­ flossenflächen 99 sind an der Rückseite von Rumpf 109 angebracht. Eine flügelähnliche Seitenkrafter­ zeugungsfläche 97 ist am Rumpf 109 in Nähe der Zapfenachse 105a angebracht und dient auch als Mast für Abspanndrähte 98, die mit der Tragfläche 94 in Verbindung stehen. Die Tragfläche 94 wirkt als Ab­ standselement für die Kabel 106 und 107 und enthält die Querruder 96. Das VTOL-Flugzeugsteuersystem ist eine elektrische "fly-by-wire"-Ausführung, deren verschiedene Bauteile - elektronischer Signalpro­ zessor, Stabilisationssystem und Steuerflächen- Betätigungselemente, die dem Fachmann sämtlich be­ kannt und die nicht dargestellt sind - innerhalb des Rumpfes 109 untergebracht sind. Elektrischer Strom für den Betrieb des Steuersystems kommt von einem nicht abgebildeten Stromgenerator, der am Motor angebracht ist. Der Gegendrehmomentrotor 95 ist von der Art, wie man sie an Heckrotorhubschrau­ bern findet und verfügt für die Schubsteuerung über eine nichtperiodische Blatt-Steigungssteuerung. Der Rumpf 109 enthält einen nicht abgebildeten Kraft­ stoffbehälter. Der Kraftstoffbehälter wird über Kabel 7 gemäß Fig. 2 gefüllt, wobei der Kraftstoff um das Drehgelenk 108a, durch eine nicht darge­ stellte Drehkupplung in eine der Zapfenplatten 103 und von dort durch nicht dargestellte Leitungen in die Tragfläche 94 fließt. Kraftstoff für das Trieb­ werk in der LAL-Einheit 1 wird um die Zapfenplatte 103 herum, von dort über das gabelförmige Kabel 106, um Drehgelenk 108 herum und durch Kabel 6 ge­ pumpt. Die elektrische Verdrahtung für Antrieb und Steuerung befindet sich im anderen Teil der gabel­ förmigen Kabel 106 und 107, wobei nicht dargestell­ te Schleifringe oder Verdrahtungslitzen, ebenfalls nicht abgebildet, benutzt werden, um elektrischen Strom über die Zapfenplatte 103 zum VTOL-Flugzeug 92 zu leiten, wobei Verdrahtungslitzen den Anschluß an den Drehgelenken 108 und 108a sicherstellen. Wie in Fig. 5 gezeigt, enthalten die Kabel 6 und 7 eine elektrische Verdrahtung 37, die mit derjenigen in den gabelförmigen Kabeln verbunden ist.

Innerhalb ausgewählter Grenzen von jenseits gerade nach oben bis jenseits gerade nach unten kann die VTOL-Flugzeugeinheit frei um die Zapfenachse 105a an Welle 105 kippen, die drehbar im Zapfenplatten­ lager 104 angebracht ist, wie dies im einzelnen nachstehend beschrieben wird. Die Abb. 15 und 16 zeigen die zwischen gabelförmigen Kabeln 106 und 107 aufgehängte VTOL-Flugzeugeinheit und die freie Kippmöglichkeit um die Zapfenachse 105a. Die Dre­ hung der VTOL-Flugzeugeinheit erfolgt um die fast vertikale Achse 111, welche die Drehgelenke 108 und 108a verbindet. Drehgelenk 108 verbindet das Kabel 6 mit dem gabelförmigen Kabel 106 und das Drehge­ lenk 108a verbindet das Kabel 7 mit dem gabelförmi­ gen Kabel 107.

In Abb. 17 ist die Einzel-Rotor-VTOL-Flugzeugein­ heit aus Fig. 14 durch ein VTOL-Flugzeug mit seit­ lich angeordneten Doppel-Rotoren für Gegenrotation ersetzt. Kabel 6 ist über Drehgelenk 113 am oberen Ende der Zapfenstrebe 112 befestigt. Die Zapfen­ strebe 112 enthält in der Mitte das Lager 115, durch welches der Rohrholm 114 hindurchtritt, so daß die VTOL-Flugzeugeinheit frei durch die gewähl­ ten Grenzen kippen kann. Kabel 7 steht über Drehge­ lenk 113a mit dem unteren Ende der Zapfenstrebe 112 in Verbindung. Am Rohrholm 114 sind Tragflächen­ platten 117 angebracht, die mit Rohrholm 114 den linken und den rechten Rumpf, 119 bzw. 119a, mit­ einander verbinden. Diese Rümpfe sind im wesentli­ chen gleich. An der Nase jedes Rumpfes befinden sich die Rotoren 121 und 121a, die in entgegenge­ setzter Richtung rotieren, um dem Drehmoment entge­ genzuwirken. Die Querruder 118 sind in der Tragfläche 117 eingebaut und die horizontalen Verstell­ höhenflossen 122 und 122a, die vertikalen Seiten­ flossen 123 und 123a sowie die Ruder 124 und 124a sind hinten am Rumpf 119 bzw. 119a angebracht. Wie bei der Einzel-Rotor-VTOL-Flugzeugeinheit gemäß Fig. 14 enthält jeder Rumpf einen Motor mit Strom­ generator, Kraftübertragungsgetriebe, Steuersystem­ elementen und Kraftstoffbehälter. Eine nicht abge­ bildete Querwelle verläuft durch den Rohrholm 114 und verbindet die Kraftübertragungen der einzelnen Motore miteinander, so daß jeder Motor beide Roto­ ren antreiben kann. Der jeweils außer Betrieb be­ findliche Motor wird durch eine nicht dargestellte Freilaufkupplung, die zwischen Motor und Getriebe liegt, automatisch vom Antriebssystem abgekoppelt. Kraftstoff und elektrischer Strom werden durch die Kabel 7 und 6 über Strebe 112 zur VTOL-Flugzeugein­ heit und zur LAL-Einheit 1 gemäß Fig. 1 geleitet, und zwar in ähnlicher Weise, wie bei der Einzel-Ro­ tor-VTOL-Flugzeugeinheit gemäß Fig. 14, nur daß die Kraftstoffleitungen und Stromkabel im Falle der Doppel-Rotor-Flugzeugeinheit nicht auf getrennten Wegen verlaufen.

Bei der Ausführungsart der Erfindung mit VTOL-Kipp­ flügelflugzeugen, Fig. 14 und 17, hat man größere Freiheit bei der Wahl des zusätzlichen Auftriebs für Flüge ohne Nutzlast als im Falle der Ausfüh­ rungsart mit Hubschraubereinheit, Fig. 1. Bei der Ausführungsart mit dem VTOL-Flugzeug richtet sich die Bemessung der LAL-Einheit und die Stärke der Schubkraft von den Rotoren des VTOL-Flugzeuges nach solchen Erwägungen wie erforderliche Manövrierfä­ higkeit, Systemanschaffungskosten, Betriebskosten und eventuell nach der Schubleistung bereits vor­ handener Hubschrauber-Rotor-Motor-Übertragungssy­ steme, die für den Einsatz am VTOL-Flugzeug ange­ paßt werden können. Obschon der Rotor sowohl als Hubrotor wie auch als Propeller arbeitet, besteht die Möglichkeit, für diesen Zweck vorhandene Hub­ schrauberrotoren einzusetzen. Durch Auslegung des Hybrid-Luftfahrzeuges rund um vorhandene Elemente lassen sich erhebliche Entwicklungs- und Ferti­ gungskosten einsparen, selbst wenn an den Bauteilen einige Änderungen vorgenommen werden müssen, um sie für Kipprotoroperationen anzupassen.

Während an der VTOL-Flugzeugeinheit gemäß Fig. 14 ein blattspitzengetriebener Rotor (Fig. 3) verwen­ det werden kann, sind solche Rotoren im allgemeinen für Systeme zum Anheben sehr schwerer Lasten bei geringer Kreisflächenbelastung und großem Durchmes­ ser gedacht. Ihr Einsatz an einem VTOL-Flugzeug setzt eine relativ große Flügelspannweite mit den entsprechenden konstruktiven Schwierigkeiten und Gewichtsauflagen voraus. Daher ist die vorzuziehen­ de Ausführungsart der VTOL-Flugzeugeinheit mit zahnradgetriebenen Rotoren ausgerüstet. Bei der VTOL-Flugzeugeinheit kann es sich um die Ausführung mit Einzel-Hauptrotor oder Doppel-Seitenrotor han­ deln, wobei sich die Wahl teilweise nach dem anzu­ hebenden Nutzlastgewicht und auch nach der Verfüg­ barkeit bereits entwickelter Hubschrauberbauteile richtet, wenn die VTOL-Einheit auf solchen vorhan­ denen Elementen aufbauen soll. Viele der betriebs­ mäßigen Erwägungen hinsichtlich beider Typen sind gleich und daher treffen Teile der Besprechung der Einzel-Hauptrotoreinheit auch auf die Doppel-Sei­ tenrotorausführung zu. Weiterhin sollte beachtet werden, daß anstelle der Einzel-Hauptrotorausfüh­ rung ein gegenläufiges Doppel-Rotor-Koaxial-System benutzt werden kann, doch ist dies keine vorzuzie­ hende Alternative, weil die Kosten höher sind und weil solche Rotorsysteme im Westen nicht erhältlich sind.

Die VTOL-Flugzeugeinheit gemäß Fig. 14 arbeitet mit einem Hubschrauberrotor, der je nach Erfordernissen nach oben oder unten gerichteten vertikalen Schub liefert und als Propeller bei schnellem Vorwärts­ flug. Der Rotor ist daher ein "Kipprotor" und soll­ te als solcher einen Blattwinkel aufweisen, der so­ wohl im Schwebeflug als auch im Vorwärtsflug gute Wirkungsgrade ergibt. Dieser Rotor wird durch ein Rädergetriebesystem angetrieben, das von einer Freifahrturbine mit geteilter Welle angetrieben wird, wodurch der Kipprotor bei verschiedenen Um­ drehungsgeschwindigkeiten arbeiten kann, ohne daß die zur Verfügung stehende Leistung reduziert oder die Motorleistung beeinträchtigt wird. Beim Senk­ rechtflug und Flug mit geringer Geschwindigkeit wird eine hohe Kipprotor-Rotationsgeschwindigkeit benutzt, um für das Anheben der Nutzlast und für Manöver eine hohe Schubkraft zu erzielen. Wegen der geringeren Schubkraft, die beim Marschflug in Pro­ pellerbetriebsart erforderlich ist, muß zur Erzie­ lung eines guten Vortriebsleistungsgrades die Kipp­ rotor-Rotationsgeschwindigkeit reduziert werden.

Während das VTOL-Flugzeug in der Lage sein könnte, mit seiner Längsachse in jedem beliebigen Winkel von vertikal bis hin zu horizontal über 360° zu arbeiten, ist die Schrägstellung aus praktischen Gründen auf ca. 200° begrenzt, wodurch es möglich wird, die Schubkraft in jede beliebige Richtung von nahezu vertikal nach oben bis nahezu vertikal nach unten zu richten. In Kombination mit der Drehung um die vertikale Achse ermöglicht dies der Schubkraft bei Schrägstellung die Ausübung einer horizontalen Kraft auf die VTOL-Flugzeugeinheit in jeder belie­ bigen Richtung von vorwärts bis seitlich und rück­ wärts im Verhältnis zur LAL-Einheit, was zu einer größeren Manövrierfähigkeit führt.

Bei Vorwärtsflug ist die Linksachse des VTOL-Flug­ zeuges aus der Vertikalen in Flugrichtung geneigt, und die Schrägstellung ist dabei so beschaffen, daß der Kipprotor sowohl Auftrieb, je nach Erfordernis­ sen entweder positiv oder negativ, als auch Vor­ triebskraft für das Hybrid-Luftfahrzeug liefert. Die Neigung nimmt mit der Vorwärtsgeschwindigkeit zu, bis die Längsachse nahezu horizontal ist, und an diesem Punkt liefern die Tragfläche des VTOL- Flugzeuges zusammen mit der eventuell benutzten Hilfstragfläche und der aerodynamische Auftrieb der LAL-Einheit die vertikale Kraft, die erforderlich ist, um den Unterschied zwischen dem Fluggewicht des Hybrid-Luftfahrzeugs und seinem Auftrieb auszu­ gleichen. Ist der Auftrieb größer als das Flugge­ wicht, muß der dynamische Auftrieb negativ sein und VTOL-Flugzeug, Hilfstragfläche und LAL-Einheit ar­ beiten sämtlich mit negativen Winkeln. Die Auftei­ lung des Auftriebs zwischen diesen Einheiten ist so beschaffen, daß der geringste Rücktrieb und der beste Vorwärtsflug-Wirkungsgrad erzielt wird.

Zwischen Senkrechtflug und langsamem Vorwärtsflug arbeitet die VTOL-Einheit mit Neigungswinkeln, die jenseits des Durchsackwinkels der Tragfläche lie­ gen, soweit nicht eine frei verstellbare Tragfläche oder ein feststehendes Flügelkipprumpfsystem be­ nutzt wird. Ein Durchsacken der Tragfläche bewirkt einen Verlust an Tragflächenauftrieb, höheren Rück­ trieb sowie Flattervibrationen. Diese Wirkungen werden auf ein Minimum reduziert, indem man Opera­ tionen der VTOL-Einheit mit großem Anstellwinkel auf Langsamflug beschränkt, bei dem die dynamischen Drücke und aerodynamischen Kräfte gering sind. Beim Übergang auf höhere Fluggeschwindigkeit wird das VTOL-Flugzeug geneigt, um Tragflächenwinkel unter­ halb der Durchsackgrenze zu erzielen, wobei die er­ forderliche Auftriebzunahme aus den aerodynamischen Kräften abgeleitet wird, die auf die LAL-Einheit und auf die Hilfstragfläche 128 einwirken (Fig. 14). Diese Tragfläche 128 liegt zwischen LAL-Ein­ heit und SAL-Einheit. Im wesentlichen handelt es sich dabei um ein antriebsloses Flugzeug, das einem Segelflugzeug gleicht, dessen tragflächenstabili­ sierende aerodynamische Flächen sämtlich leicht ausgeführt sind. Tragfläche 128 ist auf ähnliche Weise wie andere Einrichtungen, die in dieser Pa­ tentschrift beschrieben sind, am Kabel 6 befestigt. Die Tragfläche des VTOL-Flugzeuges hat die Mindest- Sehnenlänge und Flügeltiefe, die erforderlich ist, um eine ausreichende Struktur für die von den ga­ belförmigen Kabeln ausgehenden Druckbelastungen und die aus dem Kipprotorschub und dem Gewicht des VTOL-Flugzeuges resultierenden Biegebelastungen zu bieten. Die Flügellänge richtet sich auch nach dem Erfordernis zur Minimierung des Flügelrücktriebes bei höheren Vorwärtsgeschwindigkeiten und kleinen Anstellwinkeln sowie der Notwendigkeit, Querruder einzubauen. Die Spannweite reicht aus, um das Flug­ zeug mit einem ausreichenden Abstand zwischen Kipp­ rotorblattspitzen und gabelförmigen Kabeln in Schrägstellung bringen zu können (siehe Fig. 15 und 16).

Da sie Wellenantrieb besitzt, benötigt die Einzel- Kipprotor-VTOL-Flugzeugeinheit ein Gegendrehmoment­ system, wie z. B. einen Rotor 95 gemäß Fig. 14, wel­ ches außerhalb einer Tragflächenspitze angebracht ist und mit seiner Drehebene im wesentlichen pa­ rallel zur Tragflächensehne und dessen Schub lot­ recht dazu verläuft. Im Schwebeflug wirken der Gegendrehmoment-Rotorschub, die Querruder 96 und der Seitenkraftgenerator 97 dem Kipprotordrehmoment entgegen und bewirken die Rollsteuerung. Die Roll­ steuerung wird benutzt, um die Richtung der hori­ zontalen Komponente der Kipprotorschubkraft bei Schrägstellung aus der Vertikalen zu verändern, wie in Fig. 15 dargestellt. Der Schubvektor wird azimu­ tal um die Achse 111 gedreht. Der Gegendrehmoment­ rotor 95 wird automatisch vom Antriebssystem abge­ koppelt und gestoppt, wenn die VTOL-Flugzeugeinheit 92 den Neigungswinkel erreicht hat, wo die Trag­ flächen 94 nicht mehr durchsacken.

Die Schrägstellung der VTOL-Flugzeugeinheit erfolgt um eine Welle 105 und ein Lagersystem 104 an jeder Flügelspitze; die Neigungsachse 105a verläuft in der Nähe des mittleren aerodynamischen Mittelpunk­ tes durch die Tragfläche und in etwa durch den Schwerpunkt der Flugzeugeinheit. Die an jeder Trag­ flächenspitze überstehende Welle 105 paßt in eine Lageranordnung in der Zapfenplatte und erlaubt auf­ grund ihrer Konstruktion eine Rotation um die Spannweitenachse sowie die Handhabung radialer, axialer und Zapfenplatten-Biegebelastungen, ganz ähnlich wie bei einem Automobilrad. Die Zapfenplat­ ten 103 übertragen die Zugbelastungen der gabelför­ migen Kabel rund um die Flügelspitzen der VTOL- Flugzeugeinheit zu den oberen und unteren Kabeln 6 und 7.

Die Neigung der VTOL-Flugzeugeinheit wird durch pe­ riodische Längssteuerung des Kipprotors 93 und durch die Rotation der Verstellhöhenflosse 99 be­ wirkt. Beim Senkrechtflug übt der Kipprotorstrahl eine Kraft auf die Höhenflosse 99 aus, um die Nei­ gung der Flugzeugeinheit zu unterstützen. Beim Translationsflug wird der Höhenflossenwinkel so eingestellt, daß die VTOL-Flugzeugeinheit eine ge­ wählte Fluglage beibehält. Es können entweder Ge­ lenkblatt- oder gelenklose Rotorsysteme verwendet werden. Gelenklose Rotoren haben den Vorzug, daß sie größere Nabenmomente erzeugen als Gelenkausfüh­ rungen, und diese Eigenschaft ist von Nutzen bei der Erzeugung von Momenten auf die Flugzeugeinheit in Längsrichtung und um die Gierachse. Nichtperio­ dische und periodische Hubschrauber-Steigungssteue­ rungen werden benutzt, um den Kipprotorschub und die vom Rotor erzeugten Momente zu steuern.

Sämtliche Steuerflächen an der VTOL-Flugzeugeinheit - die Querruder 96, das Höhenruder 99 (Höhenflos­ se), Ruder 101 und Seitenkrafterzeuger 97 - bleiben jederzeit an die Steuerorgane des Piloten ange­ schlossen und bewegen sich, wenn der Steuerknüppel und die Ruderfußhebel bewegt werden. Die Ruder 9 der LAL-Einheit stehen ebenfalls mit den Steueror­ ganen des Piloten in Verbindung und sind jederzeit funktionsfähig. Im Senkrechtflug und bei geringer Fluggeschwindigkeit, wenn die Längsachse der Flug­ zeugeinheit nahezu vertikal ist, wie in Fig. 15 dargestellt, erzielt man eine Seitenkraft durch Längsneigung der Flugzeugeinheit, Erhöhung des Schubes zur Aufrechterhaltung einer konstanten vertikalen Kraft und Drehen der Flugzeugeinheit und der gabelförmigen Kabel, woran sie befestigt ist, um die Achse 111, die von der Verbindungsleitung zwischen oberem und unterem Drehgelenk 108 und 108a des gabelförmigen Kabelsystems gebildet wird. In fast senkrechter Lage können die Ruder 101 der Flugzeugeinheit das Flugzeug nicht um seine Gier­ achse drehen, weil die gabelförmigen Kabel auf die Seitenneigung des Flugzeuges einschränkend wirken. Der Seitenkrafterzeuger 97 bewirkt zu diesem Zeit­ punkt nur eine relativ geringe Seitenkraft, da ihm nur die Kipprotorstrahlgeschwindigkeit zur Verfü­ gung steht; der Kipprotorschrägschub ist das Haupt­ mittel zur Erzeugung der erforderlichen Seiten­ kraft.

Im Vorwärtsflug, wenn die Längsachse der Flugzeug­ einheit im wesentlichen nach unten geneigt ist, sich aber noch reichlich oberhalb der Horizontalen befindet, erzeugt der Einsatz der periodischen Sei­ tensteuerung am Kipprotor 93 zusammen mit den Ru­ dern 101 und Querrudern 96 das Moment zum Drehen der Flugzeugeinheit 92 und der gabelförmigen Kabel 106-107, wodurch die zum Drehen des Hybrid-Luft­ fahrzeuges erforderliche Seitenkraft entsteht. Der Einsatz des Seitenkrafterzeugers 97 unterstützt den Drehvorgang ebenso wie die Ruder 9 der LAL-Einheit.

Im Marschflug, wenn sich die Längsachse der Flug­ zeugeinheit in Nähe der Horizontalen befindet, wird das Drehen der Flugzeugeinheit 92 und der gabelför­ migen Kabel 106-107 durch Anwendung der periodi­ schen Kipprotor-Seitensteuerung und durch Benutzung des Ruders 101 bewirkt. Die so erzeugte Seitenkraft wird durch Einsatz des Seitenkrafterzeugers 97 weiter erhöht.

Im Senkrechtflug und beim Flug mit geringer Ge­ schwindigkeit werden die Pendelbewegungen durch Aktivierung der Steuereinrichtungen der Flugzeug­ einheit mittels Bewegungssensoreingaben an den Autopiloten gedämpft und automatisch gesteuert.

Die Doppel-Rotor-VTOL-Flugzeug 10766 00070 552 001000280000000200012000285911065500040 0002003421115 00004 10647einheit gemäß Fig. 17 wird auf ganz ähnliche Weise eingesetzt wie die Einzel-Rotor-Flugzeugeinheit gemäß Fig. 14, aber es gibt Unterschiede in bezug darauf, wie einige der Steuermomente erzeugt werden. Die Doppel-Kipprotor- Flugzeugeinheit mit gegenläufig rotierenden Rotoren 121 und 121a ist eine Ausführung mit ausgeglichenem Drehmoment und erfordert Links- und Rechts-Rotoren sowie Zahnradgetriebe. Es ist durchaus denkbar, zwei Rotoren mit gleicher Drehrichtung zu benutzen, selbst wenn sich die Drehmomente addieren. Durch Anwendung einer Differential-Längsneigung der Roto­ ren kann der Drehmomentreaktion der Flugzeugeinheit entgegengewirkt werden. Während eine derartige An­ ordnung die Arbeitsweise des Autopilotsystems kom­ pliziert, ermöglicht sie den Einsatz vorhandener Hubschrauberrotoren, -steuerorgane und -zahnradan­ triebe gleicher Art, die nach entsprechender Abän­ derung als Kipprotorantriebssysteme arbeiten können.

Die Doppelrümpfe 119 und 119a der Flugzeugeinheit gemäß Abb. 17 sind starr an der Tragfläche 117 befestigt. Jeder Kipprotor ist an der Nase seines Rumpfes angebracht und wird durch einen Motor über ein Untersetzungsgetriebe angetrieben, das im vor­ deren Teil des Rumpfes angeordnet ist. Kraftstoff­ behälter und Bauteile des Flugsteuerungssystems liegen im Rumpf hinter den Motoren. Wie bei der Einzel-Kipprotor-Flugzeugeinheit sind die Doppel- Kipprotoren 121 und 121a mit nichtperiodischen und periodischen Steigungssteuersystemen in Hubschrau­ berausführung ausgerüstet. Diese werden eingesetzt, um den Rotorvorschub und den Winkel der Blatt­ spitzenebene zu verändern und an den Naben Kipp- und Giermomente zu erzeugen. Durch gleichzeitige Anwendung der periodischen Längssteuerung in glei­ cher Richtung an jedem einzelnen Rotor wird ein Kippmoment um die Seiten- oder Zapfenachse 116 der Flugzeugeinheit erzeugt. Durch Einsatz einer perio­ dischen Differentialsteuerung wird ein Rollmoment um die Längsachse der Flugzeugeinheit erzeugt. Bei gleichzeitiger Anwendung der periodischen Seiten­ steuerung in gleicher Richtung wird ein Giermoment am Flugzeug erzeugt, wie es auch bei Änderung der nichtperiodischen Differentialsteigungssteuerung der Fall ist. Diese Momente werden durch die Steu­ erflächen - Querruder 118, sofern vorhanden, und Höhenflossen 122 und 122a sowie Ruder 124 und 124a erhöht. Auch können die Höhenflossen 122 und 122a als Elevons eingesetzt werden, wobei Höhen- und Querruderfunktionen in diesen Einheiten zusam­ mengefaßt sind.

Die Drehachse der Flugzeugeinheit ist die Haupt­ achse der Zapfenstrebe 112, d. h. die Leitung 112a zur Verbindung der oberen Kabelbefestigung 113 und der unteren Kabelbefestigung 113a. Beim Senkrecht- und Langsamflug, wenn sich die Längsachse des Flug­ zeuges in Nähe der Vertikalen befindet, bewirkt der Einsatz der periodischen Differential-Längssteue­ rung an den Kipprotoren 121 und 121a eine Drehung der Flugzeugeinheit um die Achse 112a. Durch perio­ dische Längssteuerung in gleicher Richtung in Ver­ bindung mit der Benutzung des Höhenruders wird die Flugzeugeinheit um die Zapfenachse 116 gedreht. Durch Kombination dieser Vorgänge erzielt man den gewünschten Horizontalkraftvektor zum Manövrieren der Flugzeugeinheit, des Nutzlast-Pods 3 und der darunter hängenden Nutzlast 4, worauf die LAL-Ein­ heit 1 jeder längeren Translationsbewegung dieser Einheiten folgt.

Wenn die Flugzeugeinheit gegenüber der Vertikalen erheblich nach unten geneigt ist, bis zu 90° (in Nähe der Horizontalen), so erfolgt die Drehung um die Achse 112a durch Anwendung der nichtperiodi­ schen Differential-Steigungssteuerung auf die Kipp­ rotoren 121 und 121a sowie Einwirkung der Ruder 124 und 124a. Bei dazwischenliegenden Neigungswinkeln unterstützen die eventuell vorhandenen Querruder 118 und die Elevons 124 und 124a die Drehbewegung des Flugzeuges um die Achse 112a. Das Drehmoment kann, wenn erforderlich, durch Anwendung der perio­ dischen Seitensteigung in gleicher Richtung an bei­ den Kipprotoren 121 und 121a sowie durch Einsatz der periodischen Differential-Längssteigung vergrö­ ßert werden.

Die Tragfläche 117 besitzt die erforderliche Min­ destfläche und -sehne zur Erzielung einer Konstruk­ tion, die die aufgebrachten Lasten tragen kann, während sie eine Tragflächenform hat, die beim Marschflug und Schnellflug einen geringen Rücktrieb ergibt. Die Tragfläche ist in zwei Hälften unter­ teilt, die in der Mitte durch den Rohrholm 114 ver­ bunden sind. Der Holm wirkt als Zapfenwelle, die durch die Lager 115 in der Zapfenstrebe 112 ver­ läuft, und ermöglicht aufgrund der Konstruktion die freie Drehung der Flugzeugeinheit um die Zapfen­ achse 116. Die Lager 115 sind ausreichend weit von­ einander angeordnet, um so viel Seitensteifigkeit zu erzeugen, daß die Zapfenstrebe 112 daran gehin­ dert wird, sich in die Rotationswege der Rotor­ blattspitzen durchzubiegen. Die Zapfenstrebe 112 erfüllt die wichtige Funktion, die Kabelspannung durch die Flugzeugeinheit weiterzuleiten und die Kabel 6 und 7 von den Blattspitzen entfernt zu hal­ ten. Die Zapfenstrebe 112 erstreckt sich fast bis zur Kipprotorebene.

Die Kraftstoffleitung in Kabel 7 gleicht derjeni­ gen, die in Fig. 1 (Kraftstoffleitung 39a) darge­ stellt ist, und ist mit einer an der Zapfenstrebe angebrachten Kraftstoffleitung verbunden, die einen elastischen Abschnitt besitzt, der gebogen werden kann und nicht mit der Kippbewegung der Flugzeug­ einheit in Konflikt gerät. Der elastische Abschnitt liegt in der Nähe des Tragflächenholms 114 und ist mit Leitungen verbunden, die am Tragflächenholm überstehen und an den Motoren in die Rümpfe einmün­ den. Kraftstoff für die LAL-Einheit 1 wird durch eine an der Zapfenstrebe 112 befestigte Leitung be­ fördert. Diese Leitung ist mit den Leitungen im unteren Kabel 7 und im oberen Kabel 6 verbunden. Die Stromleitungen folgen einem ähnlichen Schema bei der Versorgung der Flugzeugeinheit und der LAL- Einheit 1 mit elektrischem Strom und Steuersigna­ len.

Die Querwelle, welche die Zahnradantriebssysteme der beiden Kipprotoren 121 und 121a verbindet, ver­ läuft durch die Tragfläche 117 und den Rohrholm 114 in Tragflächenmitte. Die Querwelle ist so ausge­ legt, daß bei Ausfall eines Motors jeder der Moto­ ren beide Rotoren antreiben kann. Normalerweise ar­ beiten Querwelle und zugehöriges Getriebe unter geringen Drehmomentbelastungen, aber die Welle und das Getriebe müssen in der Lage sein, vorhandene Antriebsbelastungen zu bewältigen, wenn ein Motor beide Kipprotoren antreibt.

Seitenkrafterzeuger ähnlich demjenigen, der an der Einzel-Kipprotor-Flugzeugeinheit, Position 97 aus Fig. 14, vorhanden ist, können an jedem Rumpf 119 und 119a im Kipprotorstrahl angebracht werden.

Es versteht sich, daß im Rahmen der Erfindung eine Kombination von tandemförmig angeordneten VTOL-Ein­ heiten schwerer als Luft an der Hubleitung und so­ gar eine Kombination aus VTOL- und Nicht-VTOL-Ein­ heiten schwerer als Luft zum Einsatz kommen kann. Fig. 18 und 19 zeigen ein Hybrid-Luftfahrzeug-Sy­ stem, bestehend aus einer LAL-Einheit 1, einer Hub­ schraubereinheit 2 und einer Einzel-Kipprotor-VTOL- Flugzeugeinheit 92 für Schrägstellung. Nicht darge­ stellt sind Nutzlast-Pod 3 und Nutzlast 4 aus Fig. 1. Diese Anordnung gestattet den Einsatz eines Hubschrauberrotors mit großem Durchmesser, der, wenn der Auftrieb geringer ist als das Fluggewicht, wie ein herkömmlicher Hubschrauberrotor wirkt und sowohl Auftriebs- als auch Vortriebskraft liefert. Die VTOL-Flugzeugeinheit 92 ist so bemessen, daß die erforderliche Antriebskraft erzeugt wird, um das Hybrid-Luftfahrzeugsystem ohne Nutzlast mit der erforderlichen Marschgeschwindigkeit anzutreiben. Indem die VTOL-Flugzeugeinheit 92 beim Senkrecht- und Langsamflug wenigstens ihr eigenes Gewicht hebt, bewirkt sie keine Vergrößerung der LAL-Ein­ heit 1 oder der Hubschraubereinheit 2. Wenn der Auftrieb das Fluggewicht des Hybrid-Luftfahrzeuges übersteigt, erzeugt die Hubschraubereinheit 2, wie weiter oben beschrieben, einen negativen Schub, braucht jedoch für die Translationsbewegung nicht nach hinten geneigt zu werden. Eine derartige Bewe­ gung wird von der VTOL-Flugzeugeinheit 92 bewirkt; die Hubschraubereinheit braucht lediglich den nega­ tiven Auftrieb zu erzeugen.

Unter gewissen Umständen kann der Einsatz weiterer LAL-Luftfahrzeuge ähnlich dem Luftfahrzeug 1 wün­ schenswert sein, um die Auftriebsleistung zu erhö­ hen. In solchen Fällen können diese zusätzlichen Einheiten mit dem Luftfahrzeug 1 verbunden sein, indem man sie mit Hilfe eines weiteren elastischen Zugelements ähnlich den gabelförmigen Elementen gemäß Fig. 14 über oder unter dem Luftfahrzeug 1 anordnet.

Tritt an die Stelle des VTOL-Flugzeuges ein her­ kömmliches Nicht-VTOL-Flugzeug, das hier nicht ab­ gebildet ist, so wird die Anordnung etwas weniger kompliziert, aber die Hubschraubereinheit 2 oder die LAL-Einheit 1, oder auch beide, müssen eine höhere Auftriebsleistung besitzen, um das Gewicht des Nicht-VTOL-Flugzeuges zu tragen. Eine derartige Einheit kann eine Adaptation eines vorhandenen Flugzeuges ohne Fahrgestell sein, wobei Rumpf und Tragflächen so abgeändert oder ausgetauscht wurden, daß das Gewicht der Flugzeugeinheit reduziert wird.

Die weiter oben beschriebenen Ausführungsarten sind nur Beispiele, und es können auch andere Ausfüh­ rungsarten als im Rahmen der Erfindung liegend an­ gesehen werden, wie es aus den nachfolgenden An­ sprüchen hervorgeht.

Claims (20)

1. Luft-Lasthubeinrichtung bestehend aus mehreren Luftfahrzeugeinheiten, wovon eine ein Luftfahrzeug leichter als Luft (1) - zur Erzeugung von Auftriebskräften - und eine weitere wenigstens ein daran angehängtes, angetriebenes Luftfahrzeug schwerer als Luft (2, 92) - zur Erzeugung von in jeder gewünschten Richtung durch entsprechende Steuerorgane hervorgerufenen Auftriebs-, Vortriebs- und Manövrierkräften - ist, mit einem die Einheiten (1, 2, 92) beabstandet verbindenden, relative Winkel- und Lageänderungen zwischen den Einheiten (1, 2, 92) zulassenden Zugelement (6, 106), gekennzeichnet durch ein gelenkiges, große, relative Winkelstellungen in jeder beliebigen Azimuthrichtung zulassendes und im Betrieb die Zugkräfte im Zugelement (6, 106) in jeder Winkelstellung in einen vorbestimmten Punkt (35, 73) des Luftfahrzeugs schwerer als Luft (2, 92) einleitendes Verbindungselement (26, 35, 68, 69, 108), wobei das Luftfahrzeug leichter als Luft (1) mit einem solchen Abstand oberhalb des Luftfahrzeugs schwerer als Luft (2, 92) angeordnet ist, das sich ein schwingungsgedämpftes Manövrieren des Luftfahrzeugs schwerer als Luft (2, 92) mit minimaler Beeinflussung durch irgendwelche Bewegungen des Luftfahrzeugs leichter als Luft (1), unabhängig von den durch solche Bewegungen verursachten Winkelstellungsänderungen des Zugelements (6, 106) ergibt.

2. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein zweites elastisches Zugelement (7, 107), das an dem Luftfahrzeug schwerer als Luft (2, 92) befestigt ist, wobei eine Nutzlast (4) an dem zweiten elastischen Zugelement (7, 107) angebracht und unterhalb des Luftfahrzeuges schwerer als Luft (2, 92) aufgehängt ist.

3. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch eine Kabine (3), die unter dem Luftfahrzeug schwerer als Luft (2, 92) aufgehängt ist und Steuerorgane für wenigstens eine der Luftfahrzeugeinheiten (1, 2, 92) und weiterhin eine Besatzung enthält.

4. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 1, 2 oder 3, gekennzeichnet durch ein zweites elastisches Zugelement (7, 107), das von dem Luftfahrzeug schwerer als Luft (2, 92) herabhängt und derart daran angebracht ist, daß die Zugkräfte beim Betrieb der Einrichtung in dem zweiten Zugelement (7, 107) durch einen bestimmten Punkt (34, 73) an dem Luftfahrzeug schwerer als Luft (2, 92) für einen beliebigen Winkel des zweiten elastischen Zugelements (7, 107) im Verhältnis zum Luftfahrzeug schwerer als Luft (2, 92) wirken.

5. Luft-Lastenhubeinrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, gekennzeichnet durch eine mittels Befestigungselementen am Luftfahrzeug leichter als Luft (1) in Längsrichtung verstellbaren Befestigungspunkt (13) für das Zugelement (6, 106).

6. Luft-Lastenhubeinrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug leichter als Luft (1) ein Luftschiff und das Luftfahrzeug schwerer als Luft (2, 92) ein Hubschrauber oder ein Senkrechtstarter (VTOL-Flugzeug) ist.

7. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch mehrere Luftfahrzeuge schwerer als Luft (2, 92), die vertikal zueinander ausgerichtet sind und sich im wesentlichen unterhalb des Luftfahrzeuges leichter als Luft (1) befinden.

8. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß alle Luftfahrzeuge schwerer als Luft Hubschrauber (2) sind oder daß einige der Luftfahrzeuge schwerer als Luft Hubschrauber (2) und einige der anderen Luftfahrzeuge schwerer als Luft Senkrechtstarter (92) sind.

9. Luft-Lastenhubeinrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 8, gekennzeichnet durch eine Nutzlast (4), die an dem Steuerelement (3) befestigt oder darin enthalten ist.

10. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug schwerer als Luft ein Hubschrauber (2) mit angetriebenem Rotor (15) ist, der Rotor zu dem ersten elastischen Zugelement (6) konzentrisch angeordnet und im Verhältnis dazu schrägstellbar ist.

11. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotor (15) mehrere Blätter (78, 82) aufweist und der Hubschrauber (2) zentral angeordnete Gelenkvorrichtungen (75) besitzt, wobei die Blätter (78, 82) an den Gelenkvorrichtungen (75) derart angeordnet sind, daß sie frei nach unten hängen, wenn sie nicht rotieren.

12. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug schwerer als Luft ein Senkrechtstarter (VTOL-Flugzeug) (92) ist, der konzentrisch zu dem ersten (6, 106) und zweiten (7, 107) elastischen Zugelement derart angebracht ist, daß das Luftfahrzeug in Längsrichtung um seine horizontale Achse sowie Azimuthrotation schräg stellbar ist (neigbar ist).

13. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die elastischen Zugelemente gabelförmige Abschnitte (106, 107) aufweisen und das Flugzeug (92) ein Seitenelement (94) besitzt, das eine aerodynamische Auftriebsfläche darstellt und Vorrichtungen (103, 104, 105) an seinen äußeren Enden trägt, wobei die gabelförmigen Abschnitte (106, 107) so an den Vorrichtungen (103, 104, 105) angebracht sind, daß das Seitenelement um seine Achse schräg stellbar (neigbar) ist.

14. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug einen Einzelauftriebskipprotor (93) und mehrere Auftriebs-Kipprotoren (121, 121a) besitzt, die an einer gemeinsamen Achse angebracht sind.

15. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens ein zusätzliches auftriebserzeugendes Luftfahrzeug zwischen dem Luftfahrzeug leichter als Luft (1) und dem Luftfahrzeug schwerer als Luft (2, 92) angeordnet ist.

16. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein zweites elastisches Zugelement (7, 107), das an dem Luftfahrzeug schwerer als Luft hängt, wobei das Luftfahrzeug schwerer als Luft ein Senkrechtstarter (VTOL-Flugzeug) (119, 119a) mit einem Paar seitlich angeordneter Kipprotoren (121, 121a) ist, die durch ein starres Element (117, 118) unter Bildung einer aerodynamischen Auftriebsfläche miteinander verbunden sind und ferner durch ein Verbindungselement (112, 112a), das die elastischen Zugelemente (7, 107) miteinander verbindet, wobei das starre Element (117, 118) drehbar mit dem Verbindungselement verbunden ist, um das Luftfahrzeug um seine horizontale Achse zu neigen.

17. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen Kraftstoffvorrat (40), ein Steuerelement (3) und eine unter der Luftfahrzeugeinheit schwerer als Luft (2, 92) aufgehängte Nutzlast (4), wobei die Luftfahrzeugeinheit leichter als Luft (1) den Kraftstoffvorrat (40), das Steuerelement (3) und die Luftfahrzeugeinheit schwerer als Luft (2, 92) mittels Auftrieb trägt.

18. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuerelement (3) Steuerorgane für wenigstens eine der Luftfahrzeugeinheiten (1, 2, 92) und eine Besatzung aufweist.

19. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuerelement (3) Mittel für die Längs-, Seiten-, Rotorblattsteuerung und Drosselung der Luftfahrzeugeinheit schwerer als Luft (2, 92) aufweist.

20. Luft-Lastenhubeinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch wenigstens ein zusätzliches Luftfahrzeug leichter als Luft (1) und wenigstens ein zusätzliches elastisches Zugelement, wobei die zusätzlichen elastischen Zugelemente das erste und das zusätzliche Luftfahrzeug leichter als Luft miteinander verbinden.