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WO2019034765A1 - Senkrecht startendes luftfahrzeug - Google Patents

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Publication number
WO2019034765A1
WO2019034765A1 PCT/EP2018/072299 EP2018072299W WO2019034765A1 WO 2019034765 A1 WO2019034765 A1 WO 2019034765A1 EP 2018072299 W EP2018072299 W EP 2018072299W WO 2019034765 A1 WO2019034765 A1 WO 2019034765A1
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WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
drives
horizontal flight
flight
hovering
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/EP2018/072299
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English (en)
French (fr)
Inventor
Paul Schreiber
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Individual
Original Assignee
Individual
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Individual filed Critical Individual
Publication of WO2019034765A1 publication Critical patent/WO2019034765A1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C27/24—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with rotor blades fixed in flight to act as lifting surfaces
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    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
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    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
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    • B64U2101/61—UAVs specially adapted for particular uses or applications for transporting passengers; for transporting goods other than weapons for transporting passengers
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    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
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    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/40—Empennages, e.g. V-tails

Definitions

  • the present invention relates to a vertically take-off aircraft, preferably unmanned aerial vehicle (UAV), drone and / or unmanned aerial vehicle (UAS), according to the preamble of claim 1.
  • UAV unmanned aerial vehicle
  • UAS unmanned aerial vehicle
  • the aircraft starts with a substantially horizontally oriented rigid wing; after reaching the intended altitude it flies without turning, tilting or pivoting of the aircraft fuselage in the horizontal direction.
  • Such an aircraft is known from EP 2 776 315 B1.
  • four propellers (called rotors there) are arranged in an H-shaped arrangement with respect to the longitudinal axis of the aircraft on the wing.
  • the four propellers are all pivoted upwards in the vertical start position, i. their motor axes run substantially in the vertical direction.
  • the propellers are pivoted about 90 ° forward or backward.
  • the motor axes are substantially parallel to the wing plane and the propellers, which all provide for the propulsion in horizontal flight are accordingly arranged perpendicular to the wing.
  • the center of gravity of the known aircraft coincides both at take-off and during landing and in hover-near conditions with the lift center of gravity of the four propellers.
  • the distances of the motor or propeller axes are evenly distributed to the center of gravity, so that all drives carry about the same load.
  • a disadvantage of the known aircraft is that its power output and thus in particular its range still have potential for optimization. It is an object of the present invention to provide an aircraft with improved flight and performance characteristics.
  • the rear or the front drives are arranged and designed to provide more than 50% of the hover thrust and less than 50% of the propulsive force in horizontal flight.
  • the front and the rear drives to provide less than 50% of the hover thrust and more than 50% of the driving force in horizontal flight are arranged and designed.
  • the core of the invention lies in the asymmetric task distribution of the front and rear drives.
  • the two drive groups - on the one hand the front or the other and / or the rear drives - take respectively different main tasks, namely on the one hand, the hover mode and on the other the travel or horizontal flight mode.
  • front drives or “rear drives” is intended to encompass embodiments with only one front drive or one rear drive.
  • the advantage of the embodiment according to the invention is therefore that the front and the rear drives can each be optimally designed for their actual tasks.
  • the one - either the rear or the front - drives are predominantly for levitation, so in particular the starting and landing, responsible, while the other - so either the front or the rear drives - predominantly for propulsion to care.
  • This specialization allows both better hovering and faster and / or more efficient cruise in the horizontal direction.
  • the design of the drives is particularly preferably determined by the diameter of the associated propeller and / or by their pitch.
  • An aircraft needs in horizontal flight only relatively little thrust to keep the altitude.
  • the thrust is generated at high flow velocity on the propeller.
  • hovering i. especially when starting and landing, a much higher thrust is needed.
  • the thrust is, for example, by a factor of 15 to 20 higher than in horizontal flight, although the flow velocity is very small.
  • a propeller designed primarily for horizontal flight requires a much smaller ratio of diameter per pitch or significantly smaller quotients of pitch divided by pitch than a propeller designed primarily for propulsion while levitating.
  • This quotient of the latter propeller or propellers is preferably greater by at least 25%, for example by at least 50% greater, more preferably greater by more than 100%, for example by 150% or 200% greater than in the case of the former or the propellers mentioned.
  • an embodiment with two rear and two front drives has proven to be advantageous because with these four drives the desired optimized flight characteristics can be achieved at a low price, ease of use and low susceptibility to interference.
  • two rear drives and one front drive, or one rear drive and two front drives are provided. Even with such constellations, it is in principle possible to realize the inventive asymmetric distribution of applying the hover thrust and the propulsive force in Horizontalf lug. More preferably, the center of mass of the aircraft is located off-center with respect to the front and rear propellers.
  • the various main functions of the front and rear drives ie on the one hand the hovering (in particular the takeoff and landing) and on the other hand the cruising, can be further optimized.
  • the center of mass of the aircraft is arranged closer to those drives which apply the higher hovering thrust.
  • the corresponding lever arms are at least 5%, and more preferably at least 10%, for example more than 15% or 20% or even more than 25% or 30%, shorter than the lever arms of those drives, which the lower (to no) hover force. Due to the shorter lever arm in relation to the main responsible for the hover drives they can raise a larger mass fraction. For example, if these are the rear drives, the center of gravity is located closer to the rear drives than the front drives. Shifting the center of mass to the rear propellers raises more than 50% of the mass from the rear drives, relieving the front drives.
  • the hover thrust force can be concentrated on the rear drives, since the front drives contribute to this only a relatively smaller part.
  • the front drives namely when the front drives lift the majority of the mass of the aircraft, while the rear drives predominantly (or completely) take over the majority of the propulsion.
  • the drives responsible for the majority of the driving force contribute to hovering only to a small extent, for example between 10% and 20%.
  • the front (or the rear) drives for horizontal flight without the above-described displacement of the center of mass, and the rear (or the front) for hovering.
  • the rear and front drives would have to be designed differently with respect to their respective main task (hovering or level flight).
  • the disadvantage remains that the drive optimized for horizontal flight must continue to generate a large proportion of the hovering thrust and thus suffers the hovering efficiency. So it would have to be compromised in the design of the drives.
  • the rear or front drives are designed to provide more than 55%, preferably more than 60% of the hover thrust, while the front and rear drives provide less than 45%, preferably less than 40%, the hover thrust force are designed.
  • This is equivalent to the rear or front drives lifting more than 55%, preferably more than 60% of the mass, and the front and rear drives less than 45%, preferably less than 40% of the mass. Accordingly, in certain embodiments, greater asymmetry in the distribution of hovering traction forces is advantageous.
  • This asymmetry may also be increased to such an extent that the rear or front drives are designed to provide more than 65%, preferably more than 70% of the hover thrust (ie lifting more than 65% or 70% of the mass), while the front and the rear drives to provide less than 35%, preferably less than 30% designed for hover thrust (ie lifting less than 35% or 30% of mass).
  • Embodiments of the aircraft according to the invention are also possible in which the one or more of the rear or front drives are designed to provide more than 80%, for example more than 90%, of the hover thrust while the one or more front or rear drives are providing it less than 20%, for example less than 10%, of hovering thrust.
  • the entire hovering performance can be reduced by e.g. the rear or the front drives are provided, while then serve the front and rear drives only for stabilization.
  • the front and rear drives contribute both to providing the hovering thrust force necessary for hovering the aircraft and to providing propulsive force in horizontal flight.
  • the front and rear drives also contribute to providing the hovering thrust necessary for hovering the aircraft. However, then only a part of these drives takes the propulsive force in horizontal flight, while the other part of the drives is switched off.
  • all drives are pivotable by means of a respective pivoting mechanism between a vertical start position for the hover and a horizontal flight position for the cruise.
  • all drives on the one hand for launching and landing, in general levitation can be used (albeit differently designed), on the other hand, they are used for propulsion in cruise or, if they are not used for this purpose, be pivoted into an aerodynamic position .
  • all drives are arranged on the wing. This arrangement is relatively easy to implement.
  • several rear and several front drives can be distributed favorably in the transverse direction of the aircraft.
  • Four drives offer an X- or H-shaped arrangement.
  • the rear propeller in the hover down and pivot for the horizontal flight backwards against the flight direction preferably by 75 ° to 105 °, more preferably by 85 ° to 95 °.
  • the front propeller in hovering upward and pivot for horizontal flight by 90 ° forward in the direction of flight preferably by 75 ° to 105 °, more preferably by 85 ° to 95 °.
  • the constellation is also possible that in hover both the front and the rear propeller are pivoted upwards, while the rear in horizontal flight are pivoted to the rear and the front to the front.
  • the rear or front propeller for horizontal flight are hinged or collapsible. This design helps to improve aerodynamics and acoustics in cruising. In this way, the speed and range of the aircraft is increased with less noise.
  • those propellers are hinged, the associated drives are arranged and designed so that they provide more than 50% of the hover thrust.
  • the rear propeller are formed hinged against the direction of flight in horizontal flight, preferably due to the action of wind forces or the wind.
  • a control device for controlling the motors is provided in such a way that the aircraft is automatically stable in a stable hovering flight.
  • the control for the drives, the propeller, the ailerons, etc. by means of the control device can be done manually, semi-automatically or automatically.
  • the transition between the two Klizug Technologyen preferably hovering with front and rear drives - horizontal flies only with preferably the front drives
  • the propeller speeds are preferably adapted.
  • Fig. 1 is a perspective plan view of an inventive
  • FIG. 2 shows the aircraft according to FIG. 1 in the suspended state, seen from the side;
  • Fig. 3 is a perspective plan view of the aircraft of Figures 1 and 2, now in horizontal flight.
  • Fig. 4 shows the aircraft of FIG. 3 in horizontal flight, from the
  • FIG. 5-7 are side views of only the wing and the attached gondolas of the aircraft according to Figures 1 - 4, each with different pivot positions of the drives.
  • FIG. 8 is a plan view of the aircraft of FIGS. 1-7 with the center of mass drawn in, and FIG.
  • Fig. 9 is a plan view of a front and a rear drive, connected by the respective associated gondolas, with marked axis of gravity.
  • FIGs. 1 and 2 an aircraft according to the invention is shown in a suspended state in a perspective plan view and in side view.
  • the aircraft 1 has an elongated aircraft fuselage 2 with a tail 3 and a nose 4.
  • the aircraft fuselage 2 is formed in one piece; but it can also consist of several parts, for example, two in the longitudinal direction of the aircraft 1 side by side extending body parts.
  • the rear part of the fuselage 2 is designed as a tail boom 6 with a relatively small diameter, at the end facing the rear 3, a V-tail 7 is arranged with elevators 7a.
  • a wing 5 extending transversely to the aircraft fuselage is arranged.
  • ailerons 8a, 8b are provided at the trailing edge of the wing 5 .
  • 4 runners 9a, 9b are provided below each wing half and below the nose. These three runners 9a, 9b form the landing gear of the aircraft 1.
  • On the wing 5 also two pairs of drives 1 1, 16 are arranged symmetrically to the longitudinal axis of the aircraft 1.
  • Each of the two wing halves in this case has a rear drive 1 1 and a front drive 16, wherein two of these drives 1 1, 16 are in the longitudinal direction of the aircraft 1 in a row.
  • the drives 1 1, 16 are each arranged on a rear or front nacelle 10 and 15, wherein the gondolas 10, 15 merge into each other, that are integrally formed.
  • the rear gondolas 10 are slightly curved upward in the direction of the stern 3, while the front gondolas 15 extend substantially horizontally.
  • each rear nacelle 10 At the free end of each rear nacelle 10 is a rear drive 1 1
  • rear drives 1 1 in particular each comprise a rear motor 12, more preferably an electric motor, and a rear propeller 13.
  • the rear propeller 13 are here folded against the direction of flight.
  • a front drive 16 is arranged at the free end of each front nacelle 15, the front drives 16 in particular each comprising a front engine 17, more preferably an electric motor, and a front propeller 18.
  • the motors 12, 17 and propellers 13, 18 of the two drives 1 1, 16 are each pivotally mounted by means of a pivot joint 14, 19 on the gondolas 10, 15.
  • the rear drives 1 1 are in this case from a downward position (FIGS. 1, 2, 5), in which the axis of the motors 12 is lowered. right, opposite to the direction of flight H in a horizontal position pivotally (Fig. 3, 4, 6, 7), in which the axes of the motors 12 are aligned horizontally.
  • the front drives 16 are pivotable in the direction of flight H into a horizontal position from an upwardly directed position (FIGS. 1, 2, 5), in which the axis of the motors 17 run vertically (FIGS. 3, 4, 6, 7). in which the axes of the motors 17 are aligned horizontally.
  • the two rear propellers 13 have a larger diameter than the front propellers 18 (see also Fig. 9).
  • the quotient of diameter divided by pitch is greater than in the case of the front drives, preferably greater by at least 25%, more preferably greater by at least 50%, for example by more than 100%. It is also possible and, in some cases, preferred that the quotient of diameter divided by pitch at the rear propellers 13 be 150%, for example 200%, larger than for the front drives 16.
  • the center of gravity 20 of the aircraft 1 is off-center with respect to the rear and the front drives 1 1, 16 are arranged. Although the position of the center of gravity 20 is dependent on in particular the pivot states of the drives 1 1, 16. The off-center position of the center of mass 20 but applies to each of these pivot states. Corresponding to the plan view of Fig. 8, the center of mass 20 is closer to the rear drives 1 1 as to the front drives 16. As further illustrated in the detail plan view of Fig.
  • the lever arm of the rear drives 1 1 may preferably be at least 10%, for example by more than 20% or more 30%, shorter than the lever arm of the front drives 16, wherein the Lever arms are related to the shortest distance to the gravity axis 21.
  • the distance d2 of the lever arms of the motor axis 12a of the front drives 1 1 to the heavy axis 21 was 400 mm, while the length of the lever arms (distance d2) from the motor axis 17a of the rear drives 16 to the heavy axis 21 was 240 mm , The latter lever arm was thus 40% shorter than the aforementioned lever arm.
  • the aircraft 1 is shown in the floating position in which it starts in the starting direction S and lands in the direction L of the country.
  • the two rear propellers 13 are pivoted downward and push the aircraft 1 in the direction S
  • the two front propeller 18 are pivoted upward and also pull the aircraft 1 in the direction S.
  • the aircraft 1 in the hover position is aligned exactly horizontally.
  • the tail 3 it is readily possible for the tail 3 to hang at a small angle, for example about 10 °, relative to the nose 4.
  • the aircraft 1 is shown in travel or horizontal flight in which it flies in the horizontal direction of flight H.
  • the two rear propeller 13 are pivoted backwards against the direction of flight H and folded, while the two front propeller 18 are pivoted forward in the direction of flight H. Only these two front propeller 18 are responsible for propulsion in horizontal flight in the illustrated embodiment.
  • FIGS. 5-7 the transitions between the different states are again shown in fragmentary side view, in particular without the fuselage 2.
  • the rear motors 12 and the front motors 17 are in the position in which the aircraft 1 starts.
  • the drives 1 1 down and the drives 16 are still pivoted up.
  • the drives 1 1 according to FIG. 6 pivot backwards against the direction of flight H (arrow f1) and the front drives 16 forward in the direction of flight H (arrow f2).
  • the rear propeller 13 does not contribute to propulsion.
  • the rear drives 1 According to take over the rear drives 1 1 more than 50% of the hovering thrust necessary for hovering and less than 50% of the propulsive force in horizontal flight.
  • take over the front drives 16 less than 50% of hovering force necessary to levitate the aircraft 1 and more than 50% of the propulsion force in horizontal flight apply.
  • the rear drives 16 are even not involved in the propulsion at all, since they fold on or off due to the wind.
  • the above-mentioned task distribution of the rear and front drives 1 1, 16 is realized in the embodiment shown in the figures, in particular by the displacement of the center of mass 20. Furthermore, the higher quotient of diameter divided by the slope of the rear drives contributes to an increase in efficiency of the hovering flight. The smaller quotient of diameter divided by the slope of the front drives contributes to an increase in efficiency of horizontal flight.
  • the control of the drives 1 1, 16, the propeller 13, 18, the ailerons 8 a, 8 b, etc. can be done manually, semi-automatically or automatically.
  • the transition between the two flight conditions can be realized either manually or automatically.
  • the propeller speeds are adjusted.
  • the aircraft according to the invention can also be controlled by humans and / or used to carry one or more people.
  • the aircraft according to the invention is suitable as a drone for transporting goods, for controlling and securing the airspace or areas on the ground, for research purposes, for imaging, etc.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Luftfahrzeug (1), vorzugsweise unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS), umfassend: einen starren Tragflügel (5), welcher sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist und einen aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht, und in Bezug auf den Masseschwerpunkt (20) des Luftfahrzeugs (1) mindestens einen in Horizontalflugrichtung gesehen hinteren regelbaren Antrieb (11), umfassend einen hinteren Motor (12) und einen vom hinteren Motor (12) angetriebenen hinteren Propeller (13), sowie mindestens einen in Horizontalflugrichtung gesehen vorderen regelbaren Antrieb (16), umfassend einen vorderen Motor (17) und einen vom vorderen Motor (17) angetriebenen Propeller (18), wobei die Motoren (12, 17) vorzugsweise Elektromotoren sind, und wobei zumindest ein Teil der Antriebe (11, 16) mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und eine Horizontalflugposition für den Horizontal- bzw. Reiseflug verschwenkbar sind. Die Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine hintere oder vordere Antrieb (11, 16) derart angeordnet und ausgelegt ist, dass er mehr als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs (1) notwendigen Schwebeflugschubkraft und weniger als 50% der Vortriebskraft im Horizontalflug aufbringt, während der mindestens eine vordere bzw. hintere Antrieb (16, 11) derart angeordnet und ausgebildet ist, dass er weniger als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs (1) notwendigen Schwebeflugschubkraft und mehr als 50% der Vortriebskraft im Horizontalflug aufbringt.

Description

Senkrecht startendes Luftfahrzeug
Die vorliegende Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Luftfahrzeug, vorzugsweise unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS), nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 . Das Luftfahrzeug startet hierbei mit im Wesentlichen horizontal ausgerichtetem starrem Tragflügel; nach Erreichen der vorgesehenen Flughöhe fliegt es ohne Drehen, Kippen oder Schwenken des Luftfahrzeugrumpfes in Horizontalrichtung.
Ein derartiges Luftfahrzeug ist aus der EP 2 776 315 B1 bekannt. Bei diesem sind vier Propeller (dort Rotoren genannt) in einer H-förmigen Anordnung bezüglich der Längsachse des Luftfahrzeugs am Tragflügel angeordnet. Es sind demnach zwei Propeller vor und zwei Propeller hinter dem Tragflügel angeordnet. Die vier Propeller sind allesamt in der Senkrechtstartposition nach oben verschwenkt, d.h. ihre Motorachsen verlaufen im Wesentlichen in Vertikalrichtung. Im Horizontalflug hingegen sind die Propeller um ca. 90° nach vorne bzw. hinten geschwenkt. In dieser Flugstellung verlaufen die Motorachsen im Wesentlichen parallel zur Flügelebene und die Propeller, welche im Horizontalflug allesamt für den Vortrieb sorgen, sind dementsprechend senkrecht zum Tragflügel angeordnet.
Der Massenschwerpunkt des bekannten Luftfahrzeugs fällt sowohl beim Starten als auch beim Landen sowie in Schwebeflug-nahen Zuständen mit dem Auftriebsschwerpunkt des Schubes der vier Propeller zusammen. Hierbei sind die Abstände der Motor- bzw. Propellerachsen gleichmäßig zum Schwerpunkt verteilt, sodass alle Antriebe etwa die gleiche Last tragen.
Ein Nachteil des bekannten Luftfahrzeugs besteht darin, dass seine Leistungsausbeute und damit insbesondere seine Reichweite noch Optimierungspotential aufweisen. Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Luftfahrzeug mit verbesserten Flug- und Leistungseigenschaften zur Verfügung zu stellen.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.
Gemäß der Erfindung ist vorgesehen, dass die hinteren oder die vorderen Antriebe zur Erbringung von mehr als 50% der Schwebeflugschubkraft und weniger als 50% der Vortriebskraft im Horizontalflug angeordnet und ausgelegt sind. Demgegenüber sind die vorderen bzw. die hinteren Antriebe zur Erbringung von weniger als 50% der Schwebeflugschubkraft und mehr als 50% der Vortriebskraft im Horizontalflug angeordnet und ausgelegt. Der Kern der Erfindung liegt hierbei in der asymmetrischen Aufgabenverteilung der vorderen und der hinteren Antriebe. Die beiden Antriebsgruppen - einerseits der oder die vorderen und andererseits der oder die hinteren Antriebe - übernehmen jeweils unterschiedliche Hauptaufgaben, nämlich zum einen den Schwebemodus und zum anderen den Reise- bzw. Horizontalflugmodus. Durch diese Aufgabenfokussierung kann jede der beiden Antriebsgruppen - einerseits die hinteren Antriebe und andererseits die vorderen Antriebe - hinsichtlich ihrer jeweiligen primären Aufgabe angeordnet und ausgelegt werden.
Wenn im Rahmen der vorliegenden Beschreibung die Rede ist von den„vorderen Antrieben" bzw. den„hinteren Antrieben" sollen damit auch jeweils Ausführungsformen mit nur einem vorderen Antrieb bzw. einem hinteren Antrieb mitumfasst sein.
Der Vorteil der erfindungsgemäßen Ausgestaltung liegt demnach darin, dass die vorderen und die hinteren Antriebe jeweils optimal auf ihre eigentlichen Aufgaben ausgelegt werden können. Die einen - entweder die hinteren oder die vorderen - Antriebe sind überwiegend für das Schweben, also insbesondere das Starten und Landen, zuständig, während die anderen - also entweder die vorderen oder die hinteren Antriebe - überwiegend für den Vortrieb sorgen. Durch diese Spezialisierung kann sowohl ein besseres Schweben als auch ein schnellerer und/oder effizienterer Reiseflug in Horizontalrichtung realisiert werden.
Die Auslegung der Antriebe wird besonders bevorzugt durch den Durchmesser der zughörigen Propeller und/oder durch deren Steigung bestimmt. Ein Luftfahrzeug braucht im Horizontalflug nur relativ wenig Schub, um die Flughöhe zu halten. Der Schub wird hierbei bei hoher Anströmgeschwindigkeit am Propeller erzeugt. Beim Schweben hingegen, d.h. insbesondere beim Starten und Landen, wird eine um ein Vielfaches höhere Schubkraft benötigt. Die Schubkraft liegt beispielsweise um den Faktor 15 bis 20 höher als im Horizontalflug, wobei allerdings die Anströmgeschwindigkeit sehr klein ist.
Dementsprechend benötigt ein primär für den Horizontalflug ausgelegter Propeller ein deutlich kleineres Verhältnis von Durchmesser pro Steigung bzw. deutlich kleineren Quotienten aus Durchmesser geteilt durch Steigung als ein Propeller, der primär für den Standschub beim Schweben ausgelegt ist. Dieser besagte Quotient des oder der letztgenannten Propeller ist vorzugsweise um mindestens 25% größer, beispielsweise um mindestens 50% größer, weiter bevorzugt um mehr als 100% größer, beispielsweise um 150% oder 200% größer, als bei dem oder den erstgenannten Propellern.
Insbesondere eine Ausgestaltung mit zwei hinteren und zwei vorderen Antrieben hat sich als vorteilhaft erwiesen, da mit diesen vier Antrieben die gewünschten optimierten Flugeigenschaften bei günstigem Preis, einfacher Handhabung und geringer Störungsanfälligkeit erreicht werden können.
Gemäß zweier Alternativen sind zwei hintere Antriebe und ein vorderer Antrieb, oder ein hinterer Antrieb und zwei vordere Antriebe vorgesehen. Auch mit solchen Konstellationen ist es prinzipiell möglich, die erfindungsgemäße asymmetrische Verteilung des Aufbringens der Schwebeflugschubkraft und der Vortriebskraft im Horizontalf lug zu realisieren. Besonders bevorzugt ist der Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs außermittig in Bezug auf die vorderen und die hinteren Propeller angeordnet.
Hiermit können die verschiedenen Hauptfunktionen der vorderen und der hinteren Antriebe, also einerseits das Schweben (insbesondere das Starten und Landen) und andererseits der Reiseflug, weiter optimiert werden.
Bei einer diesbezüglich vorteilhaften Ausgestaltung ist der Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs näher an denjenigen Antrieben angeordnet, welche die höhere Schwebeflugschubkraft aufbringen. Vorzugsweise sind die entsprechenden Hebelarme um mindestens 5% und besonders bevorzugt um mindestens 10%, beispielsweise um mehr als 15% oder 20% oder sogar um mehr als 25% oder 30%, kürzer als die Hebelarme derjenigen Antriebe, welche die geringere (bis gar keine) Schwebeflug kraft aufbringen. Aufgrund des kürzeren Hebelarms in Bezug auf die hauptsächlich für den Schwebeflug zuständigen Antriebe können diese einen größeren Massenanteil anheben. Sind dies beispielsweise die hinteren Antriebe, ist der Massenschwerpunkt näher an den hinteren Antrieben als den vorderen Antrieben angeordnet. Durch die Verlagerung des Massenschwerpunkts zu den hinteren Propellern wird mehr als 50% der Masse von den hinteren Antrieben angehoben, wobei die vorderen Antriebe entlastet werden. Diese können daher besser für ihre Aufgabe, nämlich den Vortrieb im Horizontalflug, ausgelegt werden. Somit kann die Schwebeflugschubkraft auf die hinteren Antriebe konzentriert werden, da die vorderen Antriebe hierzu lediglich einen relativ kleineren Teil beitragen. Entsprechendes gilt für den entgegengesetzten Fall, nämlich wenn die vorderen Antriebe den Hauptanteil der Masse des Luftfahrzeugs anheben, während die hinteren Antriebe überwiegend (oder vollständig) den Hauptanteil des Vortriebs übernehmen.
Je größer die Verschiebung des Massenschwerpunktes zu dem Hauptanteil der Schwebeflugschubkraft übernehmenden Antriebe ist, desto mehr Masse kann auf diese Antriebe verschoben werden und desto weiter können die anderen Antriebe für den Horizontalflug optimiert werden. Hierbei ist es be- sonders bevorzugt, wenn die für den Hauptanteil der Vortriebskraft verantwortlichen Antriebe nur zu einem kleinen Teil zum Schweben beitragen, beispielsweise zwischen 10% und 20%.
Es ist zu erwähnen, dass es grundsätzlich auch möglich ist, ohne die vorbeschriebene Verschiebung des Massenschwerpunktes die vorderen (bzw. die hinteren) Antriebe auf den Horizontalflug auszulegen und die hinteren (bzw. die vorderen) auf das Schweben. In diesem Fall müssten die hinteren und die vorderen Antrieben unterschiedlich hinsichtlich ihrer jeweiligen Hauptaufgabe (Schweben bzw. Horizontalflug) ausgelegt sein. Jedoch bleibt in diesem Fall der Nachteil bestehen, dass der für den Horizontalflug optimierte Antrieb auch weiterhin einen großen Anteil der Schwebeflugschubkraft erzeugen muss und so die Effizienz beim Schwebeflug leidet. Es würde also ein Kompromiss bei der Auslegung der Antriebe eingegangen werden müssen.
Es hat sich als vorteilhaft erwiesen, wenn die hinteren oder die vorderen Antriebe zur Erbringung von mehr als 55%, vorzugsweise von mehr als 60%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind, während die vorderen bzw. die hinteren Antriebe zur Erbringung von weniger als 45%, vorzugsweise weniger als 40%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind. Dies ist gleichbedeutend damit, dass die hinteren bzw. die vorderen Antriebe mehr als 55%, vorzugsweise mehr als 60% der Masse, und die vorderen bzw. die hinteren Antriebe weniger als 45%, vorzugsweise weniger als 40% der Masse, anheben. Bei bestimmten Ausführungsformen ist demnach eine größere Asymmetrie hinsichtlich der Verteilung der Schwebeflugschubkräfte vorteilhaft.
Diese Asymmetrie kann auch so weit ausgebaut werden, dass die hinteren oder die vorderen Antriebe zur Erbringung von mehr als 65%, vorzugsweise von mehr als 70%, der Schwebeflugschubkraft (d.h. Anheben von mehr 65% bzw. 70% der Masse) ausgelegt sind, während die vorderen bzw. die hinteren Antriebe zur Erbringung von weniger als 35%, vorzugsweise weniger als 30%, der Schwebeflugschubkraft (d.h. Anheben von weniger als 35% bzw. 30% der Masse) ausgelegt sind.
Auch sind Ausführungen des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs möglich, bei denen der oder die besagten hinteren oder vorderen Antriebe zur Erbringung von mehr als 80%, beispielsweise von mehr als 90%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind, während der oder die besagten vorderen bzw. hinteren Antriebe zur Erbringung von weniger als 20%, beispielsweise weniger als 10%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind. Im Extremfall kann sogar die gesamte Schwebeflugleistung durch z.B. die hinteren oder die vorderen Antriebe erbracht werden, während dann die vorderen bzw. hinteren Antriebe lediglich zur Stabilisierung dienen.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs tragen die vorderen und die hinteren Antriebe sowohl zur Erbringung der zum Schweben des Luftfahrzeugs notwendigen Schwebeflugschubkraft als auch zur Erbringung der Vortriebskraft im Horizontalflug bei.
Bei einer Alternative des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs tragen ebenfalls die vorderen und die hinteren Antriebe zur Erbringung der zum Schweben des Luftfahrzeugs notwendigen Schwebeflugschubkraft bei. Allerdings übernimmt dann lediglich ein Teil dieser Antriebe die Vortriebskraft im Horizontalflug, während der andere Teil der Antriebe abgeschaltet ist.
Vorzugsweise sind alle Antriebe mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und eine Horizontalflugposition für den Reiseflug verschwenkbar. Somit können alle Antriebe einerseits zum Starten und Landen, allgemein dem Schweben, eingesetzt werden (wenn auch unterschiedlich ausgelegt), andererseits sind sie für den Vortrieb im Reiseflug einsetzbar bzw., wenn sie nicht zu diesem Zweck eingesetzt werden, in eine aerodynamische Position verschwenkt werden. Gemäß einer Alternative sind nur diejenigen Antriebe mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den
Schwebeflug und eine Horizontalflugposition für den Reise- bzw. Horizontalflug verschwenkbar, welche zum Vortrieb im Horizontalflug beitragen.
Vorzugsweise sind alle Antriebe an dem Tragflügel angeordnet. Diese Anordnung ist relativ einfach zu realisieren. Zudem können mehrere hintere und mehrere vordere Antriebe günstig in Querrichtung des Luftfahrzeugs verteilt werden. Bei vier Antrieben bietet sich eine X- oder H-förmige Anordnung an.
Bevorzugt weisen die hinteren Propeller im Schwebeflug nach unten und schwenken für den Horizontalflug nach hinten gegen die Flugrichtung, vorzugsweise um 75° bis 105°, besonders bevorzugt um 85° bis 95°. Des Weiteren ist es vorteilhaft, wenn die vorderen Propeller im Schwebeflug nach oben weisen und für den Horizontalflug um 90° nach vorne in Flugrichtung schwenken, vorzugsweise um 75° bis 105°, besonders bevorzugt um 85° bis 95°. Auch ist die Konstellation möglich, dass im Schwebeflug sowohl die vorderen als auch die hinteren Propeller nach oben geschwenkt sind, während die hinteren im Horizontalflug nach hinten und die vorderen nach vorne geschwenkt werden.
Besonders bevorzugt sind die hinteren oder vorderen Propeller für den Horizontalflug anklappbar bzw. zusammenklappbar ausgebildet. Diese Ausgestaltung verhilft zu einer verbesserten Aerodynamik und Akustik im Reiseflug. Auf diese Weise wird die Geschwindigkeit und Reichweite des Luftfahrzeugs erhöht bei gleichzeitig geringerer Geräuschentwicklung.
Vorzugsweise sind diejenigen Propeller anklappbar ausgebildet, deren zugehörigen Antriebe so angeordnet und ausgelegt sind, dass sie mehr als 50% der Schwebeflugschubkraft erbringen. Bei einer dementsprechenden Ausgestaltung ist es besonders vorteilhaft, wenn die hinteren Propeller im Horizontalflug entgegen der Flugrichtung anklappbar ausgebildet sind, vorzugsweise aufgrund der Einwirkung der Windkräfte bzw. des Fahrtwindes.
Besonders bevorzugt ist eine Steuereinrichtung zur Ansteuerung der Motoren dergestalt vorgesehen, dass das Luftfahrzeug automatisch in einem stabilen Schwebeflug haltbar ist. Die Steuerung für die Antriebe, die Propeller, die Querruder usw. mittels der Steuereinrichtung kann manuell, halbautomatisch oder automatisch erfolgen. Insbesondere der Übergang zwischen den beiden Flugzugzustanden (vorzugsweise Schweben mit eingeschalteten vorderen und hinteren Antrieben - Horizontalfliegen nur mit vorzugsweise den vorderen Antrieben) kann entweder manuell oder automatisiert realisiert werden. Dann werden vorzugsweise insbesondere die Propellerdrehzahlen angepasst.
Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Figuren näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 eine perspektivische Draufsicht auf ein erfindungsgemäßes
Luftfahrzeug im Schwebezustand;
Fig. 2 das Luftfahrzeug gemäß der Fig. 1 im Schwebezustand, von der Seite gesehen;
Fig. 3 eine perspektivische Draufsicht auf das Luftfahrzeug gemäß der Fig. 1 und 2, nun im Horizontalflug;
Fig. 4 das Luftfahrzeug gemäß der Fig. 3 im Horizontalflug, von der
Seite gesehen; Fig. 5-7 Seitenansichten nur des Tragflügels und der daran befestigten Gondeln des Luftfahrzeugs gemäß der Fig. 1 - 4 mit jeweils verschiedenen Schwenkpositionen der Antriebe;
Fig. 8 eine Draufsicht auf das Luftfahrzeug der Fig. 1 - 7 mit eingezeichnetem Massenschwerpunkt, und
Fig. 9 eine Draufsicht auf einen vorderen und einen hinteren Antrieb, verbunden durch die jeweils zugehörigen Gondeln, mit eingezeichneter Schwerachse.
In den Fig. 1 und 2 ist in perspektivischer Draufsicht und in Seitenansicht ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug im Schwebezustand dargestellt. Das Luftfahrzeug 1 weist einen langgestreckten Luftfahrzeugrumpf 2 mit einem Heck 3 und einer Nase 4 auf. Bei der dargestellten Ausführungsform ist der Luftfahrzeugrumpf 2 einteilig ausgebildet; er kann aber auch aus mehreren Teilen bestehen, beispielsweise zwei in Längsrichtung des Luftfahrzeugs 1 nebeneinander verlaufenden Rumpfteilen. Der hintere Teil des Rumpfes 2 ist als Leitwerksträger 6 mit einem relativ kleinen Durchmesser ausgeführt, an dessen zum Heck 3 gewandten Ende ein V-Leitwerk 7 mit Höhenrudern 7a angeordnet ist.
Im vorderen Bereich des Luftfahrzeugs 1 ist ein sich quer zum Luftfahrzeugrumpf erstreckender Tragflügel 5 angeordnet. Der Tragflügel 5 weist ausgehend von der Längsachse des Luftfahrzeugs 1 zunächst eine nach vorn zeigende negative Flügelpfeilung auf, während er anschließend zu den Flügelenden eine nach hinten zeigende, positive Flügelpfeilung besitzt. An der Hinterkante des Tragflügels 5 sind Querruder 8a, 8b vorgesehen. Weiterhin sind unterhalb jeder Tragflügelhälfte sowie unterhalb der Nase 4 Standkufen 9a, 9b vorgesehen. Diese drei Standkufen 9a, 9b bilden das Fahrwerk des Luftfahrzeugs 1 . An dem Tragflügel 5 sind zudem zwei Paare von Antrieben 1 1 , 16 symmetrisch zur Längsachse des Luftfahrzeugs 1 angeordnet. Jede der beiden Tragflügelhälften weist hierbei einen hinteren Antrieb 1 1 und einen vorderen Antrieb 16 auf, wobei jeweils zwei dieser Antriebe 1 1 , 16 in Längsrichtung des Luftfahrzeugs 1 hintereinander liegen. Die Antriebe 1 1 , 16 sind jeweils an einer hinteren bzw. vorderen Gondel 10 bzw. 15 angeordnet, wobei die Gondeln 10, 15 ineinander übergehen, d.h. einstückig ausgebildet sind. Die hinteren Gondeln 10 sind in Richtung des Hecks 3 leicht aufwärts geschwungen ausgebildet, während die vorderen Gondeln 15 im Wesentlichen horizontal verlaufen.
Am freien Ende jeder hinteren Gondel 10 ist ein hinterer Antrieb 1 1
schwenkbar mittels eines Schwenkgelenks 14 angeordnet, wobei die hinteren Antriebe 1 1 insbesondere jeweils einen hinteren Motor 12, besonders bevorzugt einen Elektromotor, und einen hinteren Propeller 13 umfassen. Die hinteren Propeller 13 sind hierbei entgegen der Flugrichtung anklappbar ausgebildet.
Gleichfalls ist am freien Ende jeder vorderen Gondel 15 ein vorderer Antrieb 16 angeordnet, wobei die vorderen Antriebe 16 insbesondere jeweils einen vorderen Motor 17, besonders bevorzugt einen Elektromotor, und einen vorderen Propeller 18 umfassen.
Die zum Betreiben der Antriebe 1 1 , 16 weiteren benötigten Teile, wie beispielsweise Akkus, Motorregler bzw. Motorsteller usw., sind vorliegend nicht dargestellt, dem Fachmann jedoch hinlänglich bekannt. Diese Teile sind vorzugsweise im Rumpf 2 oder den Gondeln 10, 15 untergebracht.
Die Motoren 12, 17 und Propeller 13, 18 der beiden Antriebe 1 1 , 16 sind jeweils schwenkbar mittels eines Schwenkgelenks 14, 19 an den Gondeln 10, 15 angebracht. Die hinteren Antriebe 1 1 sind hierbei aus einer nach unten gerichteten Position (Fig. 1 , 2, 5), bei der die Achse der Motoren 12 senk- recht verlaufen, entgegen der Flugrichtung H in eine horizontale Position verschwenkbar (Fig. 3, 4, 6, 7), in der die Achsen der Motoren 12 horizontal ausgerichtet sind. Die vorderen Antriebe 16 sind aus einer nach oben gerichteten Position (Fig. 1 , 2, 5), bei der die Achse der Motoren 17 senkrecht verlaufen, in Flugrichtung H in eine horizontale Position verschwenkbar (Fig. 3, 4, 6, 7), in der die Achsen der Motoren 17 horizontal ausgerichtet sind.
Die beiden hinteren Propeller 13 weisen einen größeren Durchmesser auf als die vorderen Propeller 18 (s. auch Fig. 9). Außerdem ist bei den beiden hinteren Propellern 13 der Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung größer als bei den vorderen Antrieben, vorzugsweise um mindestens 25% größer, weiter bevorzugt um mindestens 50% größer, beispielsweise um mehr als 100%. Es ist auch möglich und in bestimmten Fällen bevorzugt, dass der Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung bei den hinteren Propellern 13 um 150%, beispielsweise um 200%, größer als bei den vorderen Antrieben 16.
Wie aus den Figuren 2, 4 und 8 zu entnehmen ist, ist der Massenschwerpunkt 20 des Luftfahrzeugs 1 außermittig in Bezug auf die hinteren und die vorderen Antriebe 1 1 , 16 angeordnet. Zwar ist die Lage des Massenschwerpunkts 20 abhängig von insbesondere den Schwenkzuständen der Antriebe 1 1 , 16. Die außermittige Lage des Massenschwerpunkts 20 gilt aber für jeden dieser Schwenkzustände. Entsprechend der Draufsicht der Fig. 8 liegt der Massenschwerpunkt 20 näher an den hinteren Antrieben 1 1 als an den vorderen Antrieben 16. Wie weiterhin in der Detail-Draufsicht der Fig. 9 dargestellt, welche die beiden Gondeln 10, 15 und die daran befestigten Antriebe 1 1 , 16 zeigt, ist der Abstand d1 des hinteren Antriebs 1 1 zur Schwerachse 21 , die durch den Massenschwerpunkt 20 und senkrecht zur Längsachse 22 des Luftfahrzeugs 1 verläuft, kleiner als der Abstand d2 des vorderen Antriebs 16 zur Schwerachse 21 . Der Hebelarm der hinteren Antriebe 1 1 kann vorzugsweise um mindestens 10%, beispielsweise um mehr als 20% oder mehr 30%, kürzer sein als der Hebelarm der vorderen Antriebe 16, wobei die Hebelarme auf den jeweils kürzesten Abstand zur Schwerachse 21 bezogen sind. Bei einem konkret umgesetzten Ausführungsbeispiel betrug der Abstand d2 der Hebelarme der Motorachse 12a der vorderen Antriebe 1 1 zur Schwerachse 21 400 mm, während die Länge der Hebelarme (Abstand d2) von der Motorachse 17a der hinteren Antriebe 16 bis zur Schwerachse 21 bei 240 mm lag. Der letztgenannte Hebelarm war also 40% kürzer als der vorgenannte Hebelarm.
In den Fig. 1 und 2 ist das Luftfahrzeug 1 in der Schwebeposition dargestellt, in der es in Startrichtung S startet und in Landerichtung L landet. Hierbei sind die beiden hinteren Propeller 13 nach unten geschwenkt und schieben das Luftfahrzeug 1 in Richtung S, während die beiden vorderen Propeller 18 nach oben geschwenkt sind und das Luftfahrzeug 1 ebenfalls in Richtung S ziehen.
Es ist nicht zwingend, dass das Luftfahrzeug 1 in der Schwebeposition genau horizontal ausgerichtet ist. Es ist beispielsweise ohne Weiteres möglich, dass das Heck 3 in einem kleinen Winkel, beispielsweise mit etwa 10°, gegenüber der Nase 4 hängt.
In den Fig. 3 und 4 ist das Luftfahrzeug 1 im Reise- bzw. Horizontalflug dargestellt, in der es in horizontaler Flugrichtung H fliegt. Hierbei sind die beiden hinteren Propeller 13 nach hinten entgegen der Flugrichtung H geschwenkt und angeklappt, während die beiden vorderen Propeller 18 nach vorne in Flugrichtung H geschwenkt sind. Lediglich diese beiden vorderen Propeller 18 sind im dargestellten Ausführungsbeispiel für den Vortrieb im Horizontalflug zuständig.
In den Figuren 5 - 7 sind die Übergänge zwischen den verschiedenen Zuständen noch einmal in ausschnittsweise in Seitenansicht, insbesondere ohne Rumpf 2, dargestellt. In der Fig. 5 befinden sich die hinteren Motoren 12 und die vorderen Motoren 17 in der Position, in welcher das Luftfahrzeug 1 startet. In diesem Schwebezustand sind die Antriebe 1 1 nach unten und die Antriebe 16 noch oben geschwenkt. Für den Horizontalflug schwenken die Antriebe 1 1 gemäß der Fig. 6 nach hinten entgegen der Flugrichtung H (Pfeil f1 ) und die vorderen Antriebe 16 nach vorne in Flugrichtung H (Pfeil f2). Beim Losfliegen klappen dann die beiden Blätter der beiden hinteren Propeller 13 aufgrund des Fahrtwindes nach hinten entgegen der Flugrichtung H (Pfeile f3), so dass die hinteren Propeller 13 nicht zum Vortrieb beitragen. Gemäß der Fig. 7 werden beim Übergang vom Horizontalflug in den Schwebezustand die vorderen Antriebe 16 wieder nach oben geschwenkt (Pfeil f5), während die hinteren Antriebe 1 1 wieder gestartet und nach unten geschwenkt werden (Pfeil f4). Durch dieses Starten klappen die Propeller 13 aufgrund der Zentrifugalkraft wieder auf.
Erfindungsgemäß übernehmen die hinteren Antriebe 1 1 mehr als 50% der zum Schweben notwendigen Schwebeflugschubkraft und weniger als 50% der Vortriebskraft im Horizontalflug. Demgegenüber übernehmen die vorderen Antriebe 16 weniger als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs 1 notwendigen Schwebeflugschubkraft und mehr als 50% der Vortriebskraft im Horizontalflug aufbringen. Im vorliegenden Ausführungsbeispiel sind die hinteren Antriebe 16 sogar überhaupt nicht am Vortrieb beteiligt, da sie aufgrund des Fahrtwinds an- bzw. zusammenklappen.
Die oben genannte Aufgabenverteilung der hinteren und vorderen Antriebe 1 1 , 16 ist bei dem in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiel insbesondere durch die Verschiebung des Massenschwerpunktes 20 realisiert. Weiter trägt der höhere Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung der hinteren Antriebe zu einer Effizienzsteigerung des Schwebefluges bei. Der kleinere Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung der vorderen Antriebe trägt zu einer Effizienzsteigerung des Horizontalfluges bei.
Die Steuerung der Antriebe 1 1 , 16, der Propeller 13, 18, der Querruder 8a, 8b usw. kann manuell, halbautomatisch oder automatisch erfolgen. Insbe- sondere der Übergang zwischen den beiden Flugzuständen (Schweben mit eingeschalteten vorderen und hinteren Antrieben - Horizontalfliegen nur mit angeschalteten vorderen Antrieben) kann entweder manuell oder automatisiert realisiert werden. Dann werden insbesondere die Propellerdrehzahlen angepasst.
Die Erfindung wurde anhand eines Ausführungsbeispiels näher beschrieben, ist aber nicht auf dieses beschränkt. Abwandlungen im Rahmen der Patentansprüche sind ebenso möglich wie eine Kombination der Merkmale, auch wenn diese in unterschiedlichen Ausführungsbeispielen dargestellt und beschrieben sind.
Insbesondere lässt sich das erfindungsgemäße Luftfahrzeug auch von Menschen steuern und/oder zum Befördern von einem oder mehreren Menschen einsetzen. Insbesondere ist das erfindungsgemäße Luftfahrzeug als Drohne für den Warentransport, zur Kontrolle und Sicherung des Flugraums oder Gegenden am Boden, zu Forschungszwecken, zur Bilderzeugung usw. geeignet.
Bezuqszeichenliste
1 Luftfahrzeug
2 Luftfahrzeugrumpf
3 Heck
4 Nase
5 Tragflügel
6 Leitwerksträger
7 V-Leitwerk
7a Höhenruder
8a erstes Querruder
8b zweites Querruder
9a Stand kufe
9b Stand kufe
10 Gondeln für hintere Antriebe
1 1 hintere Antriebe
12 hintere Motoren
12a Motorachse
13 hintere Propeller
14 Schwenkgelenk
15 Gondeln für vordere Antriebe
16 vordere Antriebe
17 vordere Motoren
17a Motorachse
18 vordere Propeller
19 Schwenkgelenk
20 Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs
21 Schwerachse
22 Längsachse des Luftfahrzeugs
S Startrichtung
L Landerichtung
H Horizontalflugrichtung
d1 Abstand der Motorachse 2a zur Schwerachse 21 d2 Abstand der Motorachse 17a zur Schwerachse 21 f1 -f5 Schwenkrichtungen

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e
1. Senkrecht startendes Luftfahrzeug (1 ), vorzugsweise unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS), umfassend:
einen starren Tragflügel (5), welcher sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist und einen aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht, und
in Bezug auf den Masseschwerpunkt (20) des Luftfahrzeugs (1 ) mindestens einen in Horizontalflugrichtung gesehen hinteren regelbaren Antrieb (1 1 ), umfassend einen hinteren Motor (12) und einen vom hinteren Motor (12) angetriebenen hinteren Propeller (13), sowie mindestens einen in Horizontalflugrichtung gesehen vorderen regelbaren Antrieb (16), umfassend einen vorderen Motor (17) und einen vom vorderen Motor (17) angetriebenen Propeller (18), wobei die Motoren (12, 17) vorzugsweise Elektromotoren sind, und wobei zumindest ein Teil der Antriebe (1 1 , 16) mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und eine Horizontalflugposition für den Horizontal- bzw. Reiseflug verschwenkbar sind,
dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine hintere oder vordere Antrieb (1 1 , 16) derart angeordnet und ausgelegt ist, dass er mehr als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs (1 ) notwendigen Schwebeflugschubkraft und weniger als 50% der Vortriebskraft im Horizontalflug aufbringt, während der mindestens eine vordere bzw. hintere Antrieb (16, 1 1 ) derart angeordnet und ausgebildet ist, dass er weniger als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs (1 ) notwendigen Schwebeflugschubkraft und mehr als 50% der Vortriebskraft im Horizontalflug aufbringt.
2. Luftfahrzeug (1 ) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass zwei hintere und zwei vordere Antriebe (1 1 , 16) vorgesehen sind.
3. Luftfahrzeug (1 ) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass zwei hintere Antriebe (1 1 ) und ein vorderer Antrieb (16), oder ein hinterer Antrieb (1 1 ) und zwei vordere Antriebe (16) vorgesehen sind.
4. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Massenschwerpunkt (20) des Luftfahrzeugs (1 ) außermittig in Bezug auf die hinteren und die vorderen Propeller (13, 18) angeordnet ist.
5. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Massenschwerpunkt (20) des Luftfahrzeugs (1 ) näher an denjenigen Antrieben angeordnet ist, die mehr als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen.
6. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der oder die besagten hinteren oder vorderen Antriebe (1 1 , 16) zur Erbringung von mehr als 55%, vorzugsweise von mehr als 60%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind, während der oder die besagten vorderen bzw. hinteren Antriebe (16, 1 1 ) zur Erbringung von weniger als 45%, vorzugsweise weniger als 40%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind.
7. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der oder die besagten hinteren oder vorderen Antriebe (1 1 , 16) zur Erbringung von mehr als 65%, vorzugsweise von mehr als 70%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind, während der oder die besagten vorderen bzw. hinteren Antriebe (16, 1 1 ) zur Er- bringung von weniger als 35%, vorzugsweise weniger als 30%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind.
8. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der oder die besagten hinteren oder vorderen Antriebe (1 1 , 16) zur Erbringung von mehr als 80%, beispielsweise von mehr als 90%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind, während der oder die besagten vorderen bzw. hinteren Antriebe (16, 1 1 ) zur Erbringung von weniger als 20%, beispielsweise weniger als 10%, der Schwebeflugschubkraft ausgelegt sind.
9. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die vorderen und die hinteren Antriebe (16, 1 1 ) sowohl zur Erbringung der zum Schweben des Luftfahrzeugs (1 ) notwendigen Schwebeflugschubkraft als auch zur Erbringung Vortriebskraft im Horizontalf lug beitragen.
10. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die vorderen und die hinteren Antriebe (16, 1 1 ) alle zur Erbringung der zum Schweben des Luftfahrzeugs (1 ) notwendigen Schwebeflugschubkraft beitragen, während nur ein Teil dieser Antriebe (1 1 , 16) zur Erbringung der Vortriebskraft im Horizontalflug beiträgt und der andere Teil der Antriebe abgeschaltet ist.
1 1. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Durchmesser der Propeller (13) derjenigen Antriebe (1 1 ), die mehr als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen, größer ist als der Durchmesser der Propeller (18), die weniger als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen, vorzugsweise um mindestens 5% größer, besonders bevorzugt um mindestens 10% größer.
12. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung bei den Antrieben, die mehr als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen, größer ist als bei den Antrieben, die weniger als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen.
13. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass alle Antriebe (1 1 , 16) mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und einer Horizontalflugposition für den Horizontalflug verschwenkbar sind.
14. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass nur diejenigen Antriebe (16) mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und eine Horizontalflugposition für den Horizontalflug verschwenkbar sind, welche zum Vortrieb im Horizontalflug beitragen.
15. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass alle Antriebe (1 1 , 16) an dem Tragflügel (5) angeordnet sind.
16. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der oder die hinteren Propeller (13) im Schwebeflug nach oben oder unten weisen und für den Horizontalflug nach oben bzw. unten und gegen die Flugrichtung schwenken, vorzugsweise um 75° bis 105°, besonders bevorzugt um 85° bis 95°, während der oder die vorderen Propeller (18) im Schwebeflug nach oben weisen und für den Horizontalflug nach unten und in Flugrichtung vorne schwen- ken, vorzugsweise um 75° bis 105°, besonders bevorzugt um 85° bis 95°.
17. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die hinteren oder die vorderen Propeller (13, 18) für den Horizontalflug anklappbar ausgebildet sind.
18. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Propeller (13) derjenigen Antriebe, die mehr als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen, anklappbar ausgebildet sind.
19. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der oder die hinteren Propeller (13) im Horizontalflug entgegen die Flugrichtung (H) anklappbar ausgebildet sind, vorzugsweise aufgrund der Einwirkung der Windkräfte.
20. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuereinrichtung zur Ansteuerung der Motoren (12, 17) dergestalt vorgesehen ist, dass das Luftfahrzeug (1 ) automatisch in einem stabilen Schwebeflug haltbar ist.
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