AT521286A2 - Schwerlast-Luftfahrzeug mit einer hocheffizienten Tragfläche - Google Patents

Abstract

Ein Elektromotor (16), der als Antrieb für ein Luftfahrzeug dient, sitzt im Tragflügel (1,2) . Die Flügelkontur ist trapezförmig und so ausgerichtet, dass im Bereich des Profilkörpers (1), in dem sich der Elektroantrieb (16) befindet, die Flügelnase nach vorne gezogen ist und so der Schwerpunkt des Luftfahrzeuges beeinflusst wird. Der Elektroantrieb (16) befindet sich in der vorderen Hälfte und an der dicksten Stelle des Profilkörpers und ist völlig von der Profilhülle umschlossen.

Description

Beschreibung:

[0001] Die vorliegende Erfindung befasst sich mit einem Luftfahrzeug (Fig. 1J), das eine besondere Tragflächengeometrie sowie eine Mischung aus verschiedenen gewölbten Strömungskörper aufweist. Die Erfindung befasst sich auch mit dem Thema, wie zum einen das Abfluggewicht eines SchwerlastLuftfahrzeugs (Fig.U) mit Elektroantrieben reduziert werden kann und zum anderen die Stabilität und Flugeigenschaften bei niedriger Geschwindigkeit verbessert werden können. Das große Problem der Transportflugzeuge ist oft das hohe Abfluggewicht und die daraus resultierende hohe Flächenbelastung. Aus diesen Gründen entstehen oft die schlechten Flugeigenschaften, sowie eine hohe Landegeschwindigkeit und zum Teil ein kritisches Verhalten, insbesondere bei verschiedenen Wettereinflüssen (zb. Wind und Bö Wind). Das nachfolgend genau beschriebene SchwerlastLuftfahrzeug weist ein Leergewichtverhältnis von 1:2,5 bis 1:4 auf (Verhältnis = Leergewicht zu Nutzlast). Die Flügelrumpfeinheit erzeugt einen hohen Auftrieb bei einer niedrigen Landegeschwindigkeit. Ein weiterer Vorteil ist die sehr gute Gleiteigenschaft des Luftfahrzeugs (Fig. 16A), da die Flügelrumpfeinheit einen geringen CW - Widerstandsbeiwert aufweist. Das Problem der großen Transportflugzeuge ist meist, dass neben dem großen CA-Auftriebsbeiwert der Tragfläche auch meist ein hoher CW- Widerstandsbeiwert durch die hohe Profildicke der Strömungskörper an den Tragflächen und am Rumpf erzeugt wird.

[0002] Im Ersten Drittel der halben Flügelspannweite 0,2 (Fig.5A), von der Mitte der Flügelrumpfeinheit ausgehend, ist im Inneren des Strömungskörpers (Fig.4A) ein Elektromotor (23) integriert. Der Elektromotor (23) ist mit einer langen Antriebswelle verbunden (12), die aus dem Strömungskörper über eine Lagerung (11)(13) geführt wird und mit einem Propeller (10) verbunden ist. Der Propeller (10) liefert den nötigen Vortrieb für das Luftfahrzeug. Der Vorteil dieser Integration im Strömungskörper (Fig.4A) ist, dass keine Motorgondel auf der Ober- oder Unterseite der Tragfläche (Fig.4C) benötigt wird. Durch die Einsparung der Motorgondel wird Gewicht reduziert, sowie der Luftwiederstand des Luftfahrzeuges verringert.

[0003] Eine Tragfläche von Flugzeugen sind Bauteile, die dazu ausgelegt sind, im Flugzeug für aerodynamischen Auftrieb zu sorgen. Dabei weisen Tragflächen sowie deren Komponenten im Allgemeinen eine Oberseite und eine Unterseite auf. Durch die spezielle Geometrie, Bauweise und Ausrichtung gegenüber der Anströmrichtung der Luft eine lokale Druckdifferenz aufgebaut wird die wiederum eine senkrecht zur Anströmrichtung gerichtete Auftriebskraft erzeugt. Je nach Wölbung kann der Druckunterschied kleiner oder größer sein. Durch die erzeugte Auftriebskraft kann das Luftfahrzeug in die Luft gebracht bzw. in der Luft gehalten werden.

[0004] Der Auftrieb wird aber nicht nur über die Tragfläche erzeugt, sondern auch der Rumpf weist eine Strömungskörperform (Fig.1A)(5) auf, welche einen Auftrieb erzeugt. Diese Form nennt man auch im engl. Blended Wing Body ( BWB ) und ist Stand der Technik. Bei dieser Geometrie ist der Rumpf in den Flügel integriert und der Rumpf erfüllt 2 Dinge:

1. der Rumpf erzeugt einen Auftrieb im Vergleich zu einem konventionellen Luftfahrzeug

2. der Rumpf ist so ausgelegt, dass im Inneren des Strömungskörpers (Fig.2A,2B) eine Last mitgeführt werden kann, da viel Platz durch den Hohlraum entsteht [0005] Die Nachteile eines Nurflügler-Stand der Technik, liegen in der geringeren Auftriebsleistung im Langsamflug bei einer Geschwindigkeit. Der Nurflügler bedingt durch die an der Flügelhinterkante angebrachten Höhenruder, die das Strömungsprofil bei zunehmendem Anstellwinkel zusehends „entwölben“ und den Auftrieb verringert. Aus diesem Grund ist auch der Einsatz herkömmlicher Hochauftriebshilfen beim Pfeil-Nurflügel -Stand der Technik nur sehr bedingt möglich. Im weiterem passiert bei einem Nurflügler der Momentausgleich über die Tragfläche, das wird erreicht durch ein SSchlag Strömungsprofil (Fig. 10) und oder über die Verwindung (Schränkung) sowie die Pfeilung der Tragflache. All diese Maßnahmen verringern den Gesamt CA Auftriebsbeiwert der Tragfläche.

[0006] Bei dieser Erfindung geht es besonders um das CA- CW Verhältnis der Tragfläche Es wird ein Hochauftnebsströmungskörper(1)(4)(Fig.1B), in engl. High Lift Airfoil vermischt mit einen Strömungskörper (Fig. 1C) mit wenig Wölbung p und kleiner Profildicke in engl. Low Lift & low Renold / 60

Airfloil (2)(3) im Verlauf der Tragfläche (Fig.5A). Der Hauptauftrieb wird im Bereich von 0,2 bis 0,4 erzeugt (Fig. 4C) bezogen auf die halbe Spannweite (Fig.5A) und nimmt dann nach Außen hin ab Auftriebsverteilung (Fig.5B). Es wird der maximale Auftriebsbeiwert für den minimalen Flächeninhalt =

Gesamtfläche der Flügelrumpfeinheit erreicht. In Werten ausgedrückt:

- Hochauftriebsprofil (Fig.lB) (High Lift Airfoil) hat einen max. Auftriebsbeiwert bei RE 150.000 CA 1,6 nach Polare (Fig. 1D)

- Strömungsprofil (Fig. 1C)- Außen( Low Lift & low Renold Airfloil) bei RE 150.000 CA 0 65 nach

Polare (Fig. 1E) ' [0007] Durch die nach oben gezogene Profilhinterkante haben S-Schlag-Profile (Fig. 10) eine geringere Auftriebsleistung und einen höheren Widerstand im Langsamflug. Die S-Schlag-Profile sind besonders bei der Konstruktion von Nurflüglern von Bedeutung, da sie eine Stabilität um die Querachse bieten und der Momentenbeiwert im Flug bei 0 liegt.

[0008] Der große Vorteil liegt bei einem Hochauftriebsprofil (Fig.lB) ( High Lift Airfoil) gegenüber einen Strömungsprofil mit beweglicher Auftriebsklappe(Fig.lF) darin, dass bei einen CA Auftriebsbeiwert 1,0 bis 2,0 der CW- Widerstandsbeiwert viel geringer ist als bei einen Strömungsprofil mit Klappe (Fig.lG). Durch ein schön verlaufenden Radius zur Hinterkante auf der Ober- und Unterseite des Strömungsköpers (Fig.lB) ist das im Vergleich zu ein Strömungskörper mit Klappe (Fig-1 F) viel effizienter im Strömungsverlauf und darum auch der geringe CW-Widerstandsbeiwert bei sehr hohen CA -Auftriebsbeiwert, wie in der Polare (Fig.lG) zu sehen. Bei einer stark ausgefahrenen Auftriebsklappe nimmt der Auftrieb nur noch minimal zu, während der Luftwiderstand sehr stark zunimmt und das ist der Nachteil eines Strömungskörpers mit beweglicher Auftriebsklappe.

[0009] Um die Nachteile des Nurflügler und des BWB ( blended Wing Body ) zu umgehen, wird am Ende der Flügelrumpfstruktur (31) eine strömungsoptimierte Heckstange (8) fixiert und mit dem Leitwerksträger (16) verbunden. Durch den langen Hebel der Heckstange (8)(Fig.7A) und der kleinen horizontalen Leitwerksfläche, ergibt das eine Abtriebskraft F (Flächenkraft x Hebel= F ), die das starke negative Moment des Hochauftriebsströmungsprofil (Fig.lB) ( High Lift Airfoil) und die des Außenflügels (Fig. 1C) (Low Lift &low Renold Airfloil) ausgleicht. Dabei wird nur geringfügig der CWWiderstandsbeiwert des Luftfahrzeugs erhöht, auf Grund der langen Heckstange (8)(Fig.7A) wird nur eine sehr kleine horizontale Leitwerksfläche (Fig.8A,8B)(7)(62) benötigt (der CW-Widerstandsbeiwert der Leitwerksfläche bleibt sehr gering).

[0010] Es wird gegenübereinen Nurflügler, ein Faktor 2,5 fach größerer Auftriebsbeiwert durch ein hochgewölbtes Profil (Fig.1B)(DM4a in Fig. 11A) erreicht. Der Vorteil gegenübereinen Nurflügler ist wie beschrieben bezogen auf die Flächengeometrie, dass über die gesamte Spannweite ein Auftrieb erzeugt wird (Fig.5B). Der mittlere Auftrieb liegt bei ca. 0,93 (Fig.5B). Der Flächeninhalt dieser besonderen effizienten Flächenkontur (Fig.4C)(Fig.8A), ist um 54% geringer als die Fläche eines Nurflügler, der die selbe Auftriebskraft (bei der selben Geschwindigkeit x gemessen) erzeugt. Im Vergleich zu einen konventionellen Segelflugzeug ist die Einsparung des Flächeninhaltes der neuen Flächenkontur um 25% geringer.

[0011] Die Gewichtsersparnis teilt sich wie folgt auf a) 20 % Einsparung des Gesamtflächeninhaltes (em Teil der Oberflächenmasse fällt weg) und b) 25% Einsparung der Holmstrukturmasse (Fig.9A,9B). Die Festigkeit der Flügelgeometrie und der Holmkontur (Fig.9A) steigt um das 7fache gegenüber einer konventionellen Tragfläche (Fig.9B), zb. eines Segelflugzeugs oder die eines Nurflügler.

[0012] Was zeichnet die besondere effiziente Tragfläche aus und wie ist es im Detail aufgebaut? Die Verteilung der Strömungsprofile über die Tragfläche ist so aufgeteilt, dass der CW- Luftwiederstand minimal gehalten wird und der CA Auftriebsbeiwert auf das maximale des Flächeninhaltes getrimmt ist. Die Mischung von verschiedenen Profilquerschnitten (Fig.lA, 1B, 1C) (1,2,3,4,5), erkennbar über die Änderung der Wölbung, Schränkung (Änderung der Anstellwinkel der einzelnen Strömungskörper über die Spannweite) und der Profildicke. Es wird je nach Strömungskörper (Fig.lA, 1B, 1C), die Tiefenverteilung (Fig.5A) an die jeweilige Polare des Strömungskörpers (Fig. 1D, 1E) angepasst. Aufgrund des sehr guten CA- CW Verhältnis ( Verhältnis Auftriebsbeiwert zu Widerstandsbeiwert) der Flügelrumpfeinheit, sind sehr gute Gleiteigenschaften ohne Motor möglich (Fig. 16A , im Vergleich zu / 60 andere elektroangetriebene Flugobjekte). Wenn aber über die Akkus die Elektromotoren versorgt werden und die Propeller den Vortrieb des Luftfahrzeugs liefern, kann der Verbrauch sehr minimiert werden, zum Beispiel bei transportieren einer größeren Last, da auch hier das sehr gute CA- CW

Verhältnis ersichtlich wird (Fig. 16A).

[0013] Der Propeller (10), der durch den Elektromotor angetrieben wird, entsteht eine beschleunigte Luftströmung. Diese beschleunigte Luftströmung umströmt den Hochauftriebsströmungskörper (Fig.4B) in den Abschnitt (1)(4), in dem die Wölbung größer gleich 8 % ist. In diesem Teilbereich der Tragfläche steigt die Auftriebskraft delta Fa an (Fig.5C, 4B), somit steigt die gesamte Auftriebskraft der Tragfläche an. Der Anstellwinkel des Hochauftriebsströmungskörper (Fig. 1B, 4A, 4B) ist alpha + 5° zu Antriebswelle und Propellerachse fix positioniert. Die maximale Nutzlast des Luftfahrzeugs kann so um 30% erhöht werden.

[0014] Die Tiefenverteilung der Tragfläche (Fig.5A) ist so angepasst, dass bei einer Geschwindigkeit x. eine höhere Renolds- Zahl am Hochauftriebsströmungskörper (1)(4)(Fig.1B)(DM4a in Fig.11A) erzeugt wird, als im Außenbereich der Tragfläche, bei dem die Renolds- Zahl am Strömungskörper (2)(3)(Fig.1C) kleiner ist. Das High Lift Airfoil (Fig.lB) (DM4a in Fig. 11A) arbeitet im oberen RenoldsZahlenbereich besser als weiter unten.

[0015] Die Wölbung am Hochauftriebsströmungskörper(1)(4)(Fig.1B)(DM4a in Fig.11A). ist 8% und die Dicke 12%, bezogen auf die Strömungskörperprofiltiefe gleich 100%.

zB. die Profiltiefe = 150mm (100%) darauf wird Bezug genommen für:

- Wölbung ist der Profilwölbungsradius der Profilsehne = 12mm (8%)

- die Profildicke = 18mm (12%)

Im Außenbereich der Tragfläche liegt die Wölbung des Strömungsköpers bei 3% (2)(3)(Fig. 1C). Das Wölbungsverhältnis der Strömungskörper von Innen (1) und Außen (2) der Tragfläche liegt im Verhältnis Faktor 1: 2,5. Im weiteren nimmt auch das Verhältnis der Profildicke des Strömungsprofil (1) zu Strömungsprofi (2) stark ab, es steht im Verhältnis Faktor 1:2.

[0016] Das Strömungsprofil (1) ist um alpha +5° (Fig.4B) zu dem Strömungskörper (2) angestellt. Das Hochauftriebsprofil ist nach der zugehörigen Profilpolare (Fig.1 D) auf den maximalen Auftriebsbeiwert abgestimmt. Der äußere Strömungskörper (Fig.1C)(2) ist auf alpha 0° und in der selben Ebene wie die Profilsehne ( 0 Linie ) des Strömungskörpers (5)(Fig. 1A). Das Abrissverhalten der Tragfläche wird nebenbei sehr verbessert, da nach außen hin der Auftrieb abnimmt (Fig.5B).

[0017] Ein weiterer besonderer Punkt dieses Luftfahrzeugs ist die gute Landeeigenschaft. Beim Landen des Luftfahrzeugs kann ohne beweglicher Landeklappe mit sehr geringer Geschwindigkeit bei steilen Anflug gelandet werden. Im Bereich 0,1 bis 0,5 der halben Flügelspannweite (Fig.5A), steigt der CW Widerstandsbeiwert sehr stark an (Fig.1 D), wenn der Anstellwinkel des Luftfahrzeugs auf alpha +5° erhöht wird. Es kommt zu einem Strömungsabriss am Strömungskörper (Fig.lB) (DM4a in Fig.11A). Der Anstellwinkel der Strömungskörper nimmt zur Flügelspitze (18) hin ab. Die Strömung am Strömungskörper (Fig. 1C) im Bereich 0,5 bis 0,9 bezogen zur halben Spannweite (Fig.5A) liegt gut an, auch wenn das Luftfahrzeug auf alpha +5° angestellt wird (Fig. 1E). Das Luftfahrzeug liegt somit stabil in der Luft, auch wenn der Höheverlauf beim Landeanflug steil abfallend ist. Der Landeanflug wird über das Höhenruder(14) der horizontalen Leitwerksfläche (7) eingeleitet [0018] Das Hochauftriebsprofil (Fig.lB) ist starr, es gibt keine Lande- bzw. Wölbklappe im mittleren Bereich der Tragfläche. Die Einsparung der beweglichen Klappen im Bereich 0,1 bis 0.5 bezogen zur halben Spannweite (Fig.5A), fällt das Gewicht der Servoantriebe ( Stellglied für die Landeklappe / Wölbklappe) und deren Anlenkstangen weg. Das Gewicht der gesamten Flügelrumpfeinheit kann um 8% gesenkt werden.

[0019] Die Rumpfspitze, die zur Mitte und nach Vorne am Luftfahrzeug ( Fig.2A, 2B, 7A)(21) angeordnet ist, hat zum einen die Funktion :

/ 60

a) tragen eines Cockpits (45)(Fig.2B, 15B) oder einer Last zb. einer Kamera (Vogelperspektive)(Fig.2A) (57), Infrarot Kamera (56) oder andere Güter (60) die über die Ladetür«(46) geladen oder entladen werden können.

b) das negative Moment der Tragfläche wird über eine Fläche (Fig.7B, 7C) (die Flächengröße ist ein Drittel, bezogen zur horizontalen Leitwerksfläche 7) an der Unterseite des Rumpfs durch einen positiven Auftrieb +Fm kompensiert (Fig.7C).

Der Rumpf ist in der Strömung positiv angestellt (Fig.7B), dadurch kann die horizontale Leitwerksfläche(7)(62) verkleinert werden ( Fig.8A, 8B).

[0020] Der Propeller (10) ist in einem gewissen Abstand von der Nase (32) des Strömungskörpers (1) der Tragfläche entfernt. Das hat den Grund, um keine zu großen Verwirbelungen (Stirnflächenwiderstand) an der Nase der Strömungskörper(1)(4) zu erzeugen.

[0021] Damit die Gleiteigenschaften (Fig.16A) dieses Luftfahrzeugs auch ausgenützt werden können, haben die Propeller (10) an der linken und rechten Tragfläche eine Klappfunktion (Fig.13A). Wenn der Elektromotor (23) eingeschalten wird, kippt das Propellerblatt(IO) über die Fliehkraft nach außen. Wenn der Elektromotor (23) ausgeschalten wird, kippt das Propellerblatt (10) über den erzeugten Luftwiderstand der Stirnfläche nach hinten.

[0022] Durch die Auftriebs- und Tiefenverteilung der Tragfläche (Fig.5A, 5B), ist der induzierte Widerstand zu kompensieren. Das wird ermöglicht über einen Winglet (17) an den Flügelenden (18)(Fig.6A) - Stand der Technik. Der induzierte Widerstand der Tragfläche wird um 10% verringert. Auch die Seitenstabilität um die Hochachse des Luftfahrzeugs wird zusätzlich verbessert.

[0023] Es wird keine Motorgondel an der Tragfläche benötigt. Der Elektromotor ist wie oben in den Punkten beschrieben, direkt im Strömungskörper (1)(4)(Fig.4A) integriert und mit einer Antriebswelle verbunden.Die lange Antriebswelle(12) wird mittels zwei Kugellager (11,13) abgestützt (Fig.4A), damit die Kräfte des Propellers (10) in radialer und axialer Richtung aufgenommen werden können. Die Antriebsleistung der Elektromotoren (23), wird über die verstärkte Antriebswelle (12) aus besonderen Stahl übertragen, damit keine Torsionsschwingung entstehen kann. Am vorderen Ende der Antriebswelle ist eine passende Aufnahme (9) für den Propeller(10) in der Welle (12) integriert um so die Rundlaufgenauigkeit zu erhöhen. Der Propeller (10) ist über ein oder mehrere Schrauben fix mit der Wellenaufnahme (9) verbunden. Die Kühlung (25) der Elektromotoren (23) geht über eine Wasseroder Luftkühlung (25), über die Kontur des Profilkörpers (Fig.4A) integriert. Die Gewichtseinsparung der zwei Motorgondeln ist ein vielfaches gegenüber das Gewicht der Antriebswellen (12) und deren Lagerungen (11,13).

[0024] Das Luftfahrzeug wird über ein Querruder (26), Seitenruder (15) und Höhenruder(14) gesteuert. Das Querruder (Fig. 10B) kann einfach (um Gewicht zu sparen) oder zweifach verwendet werden. Die Querrudersteuerflächen am Flügel können auch für eine Erhöhung oder Verringerung des Gesamtauftriebs verwendet werden.

[0025] Die zwei senkrechten Leitwerke (6) (Fig.19A) und die beweglichen Seitenruder (15), liegen im Luftstrom der Propeller (10). Die Steuerbarkeit um die Hochachse wird verbessert, auch bei niedriger Fluggeschwindigkeit. Es steigt die Stabilität des Luftfahrzeugs um die Hochachse. Die Servo-Antriebe (28) für das Seitenruder und Höhenruder sind hinten (Fig.19A) an der Heckstange (8) am Leitwerksträger (16) angebracht, um das Gewicht der Kamera in der Rumpfspitze (21) sowie das Cockpit (45) und die Last (60) im Mittelteil der Flügelrumpfeinheit zu kompensieren.

[0026] Durch das starke Abnehmen der Wölbung und der Flächentiefe im Außenflügel (2)(3), ist das Luftfahrzeug bei Bö-Wind, also einer schnellen Änderung des Anstiegs der Windgeschwindigkeit unempfindlicher gegenüber einer konventionellen Tragfläche.

[0027] Der Hohlraum in der Winglet- Einheit (17,18)(Fig.6A, 6B) wird genützt, um den Speicher- bzw. den Versorgungsakkumulator für den Elektromotor jeweils am Tragflächenende (18) unter zu bringen (Fig.14C). Die Winglet-Einheit (18) ist steckbar an der Trennebene zwischen Winglet- Einheit und des Flügels (Fig.6B). Über ein Führungsrohr (20) und Hülse (20), ist die Winglet- Einheit zum Flügelende verbunden. Durch schieben der Winglet- Einheit über das Führungsrohr (20), kann sehr schnell die Winglet-Einheit, im Inneren der Akkumulator (19) gewechselt werden.

/ 60 [0028] Der Akkumulator an den Winglet- Einheiten (18)(Fig.6A, 6B.14C) dient auch als Massenspeicher. Die Massenträgheit der Tragfläche wird dadurch erhöht (Fig.14C). Ist das Luftfahrzeug bei Bö-Wind, also einer schnellen Änderung des Anstiegs der Windgeschwindigkeit ausgesetzt, wirkt diese erhöhte Massenträgheit der Tragfläche als Stabilisator für die mechanisch gelagerte Kamera (55). Es werden die Schwingungen an der Tragfläche durch die Massenträgheit kompensiert (Fig.14C). Das wirkt als Bildstabilisator für die Kamera (55, 57) sowie der Infrarot Kamera (56) in der Flügelrumpfeinheit.

[0029] Es ist zusätzlich zu den Massenspeicher an den Flügelenden(Fig.14C), eine mechanische Kamerastabilisierung im Strömungskörper der Tragfläche integriert (Fig. 14A, 14B.15A). Die Kamera (55) ist ca. im Schwerpunkt (27) des Luftfahrzeugs über ein Kugelgelenk (38, 39, 40) aufgenommen. Der Festkörper der Kugelführung (39) ist mit der Flügelrumpfstruktur verbunden. Das andere Ende der Kugelführung (38) ist mit dem Kamerarahmen (41) verbunden. An den beiden senkrechten Seiten des Kamerarahmens (41), sind zwei Stäbe (52) fixiert, an die jeweils an der Spitze der Stäbe Gewichtstücke (50, 51) angebracht sind. Die Gewichtstücke (50, 51) sind im ersten Drittel der jeweiligen halben Flügelspannweite integriert (Fig.14A, 14D) und liegen im Hohlraum des Strömungskörpers (1 )(4)(Fig. 1B). Die jeweiligen Stäbe (50, 51) sind über einen Öldruckdämpfer oder Gasdruckdämpfer (53) mit der Flügelrumpfeinheit fix verbunden. Die Dämpfer gleichen die Schwingungen des Luftfahrzeugs aus, wenn bei einwirken äußerer Einflüsse über die Tragfläche zum Beispiel Windstöße eintreffen. Die Stäbe (52) mit den äußeren Gewichte (50, 51) bleiben in der selben Position, als bevor die Schwingung an der Tragfläche aufgetreten ist. Über die große Massenträgheit der Stäbe mit den Gewichtstücken (50, 51), lässt diese keine Positionsänderung zu. Die mechanische Kamerastabilisierung funktioniert über 2 Achsen, über den Drehpunkt der Roll und Nick—Achse (Fig.14A, 14B, 14D, 14E, 15A).

[0030] Wenn das Einwirken äußerer Einflüsse über die Tragfläche zu groß ist und der Dämpferweg der Gas- oder Öldruckdämpfer (53) nicht mehr ausreicht, verändert ein Stellglied (49) den Weg. Das Stellglied (49) verlängert oder verkürzt den Gesamtweg von den Stäben(52)) zu der Flügelrumpfstruktur (Fig.14D, 14E). Das Stellglied (49) kann ein Zahnstangenantrieb sein, wobei der Antrieb (48) ein Elektromotor oder auch ein Actuator durch ein Piezoelement oder induktiv über eine Spule und einen Permanentmagnet aufgebaut sein kann. Die Regelung der Stellglieder (49) funktioniert über ein elektronisches Kreisel- Gyroskop- Stand der Technik. Bei einer Positionsänderung des Luftfahrzeugs über die Roll und oder Nick- Achse, erkennt das KreiselGyroskop die Änderung, das Stellglied (49) wird angesteuert und richtet den Stab so aus, dass die Ebene von vorhin gehalten wird und die Kamera (55) keine Schwingung mitbekommt. Die elektronische Verzögerung der Kreisel- Gyroskope und der Stellglieder, gleicht der Gas- oder Öldruckdämpfer (53) mechanisch aus (Fig. 14D, 14E).

[0031] Die Massenträgheit um die Längsachse wird am Luftfahrzeug erhöht, da am Leitwerksträger (16) ein oder mehrere Servo-Antriebe (Fig. 19A) als Stellglieder angebracht sind. Die Servo- Antriebe steuern die Ruderflächen (14)(15) an. Die Masse der Servo- Antriebe (Fig. 19A) und die Masse der Kamera (57) in der Rumpfspitze erhöhen die Längsstabilität des Luftfahrzeugs und das kommt der Bildstabilisierung der Kamera zu gute.

[0032] Die Servo- Antriebe im Leitwerksträger (16) steuern die Ruderflächen (14)(15) an. Durch die Position der Servo- Antriebe im Heckbereich (8) wird das Gewicht reduziert. Der Grund für die Einsparung ist das Wegfällen der langen Anlenkstange (29). Im Verhältnis ist die kurze Anlenkstange (29) zu Kabellänge (30) bis zur Flügelrumpfeinheit viel geringer als umgekehrt (Fig. 19A).

[0033] Eine weitere Variante ist, wenn das Leergewicht des Luftfahrzeugs bei einer Anwendung keine so große Rolle spielt, kann eine bewegliche Klappe ( Fig. 17A) am Hochauftriebsprofil (Fig. 1 B)(HighLift- Airfoil) angebracht werden (Fig. 17A), um den Strömungskörper (Fig. 1B) im Bereich 0,2 bis 0,4 ( 1 )(4) der Spannweite zu entwölben. Es sinkt der Auftriebsbeiwert und auch das negative Moment des Strömungskörpers (1)(4). Das hat nur dann einen Vorteil, wenn das Luftfahrzeug in einem höheren Geschwindigkeitsbereich betrieben wird. Diese Konfiguration kann als Option und Ausbaustufe angesehen werden, wenn das Gewicht der Klappe, Anlenkung und Servoantriebe unter Verwendung einer kleineren Nutzlast in Kauf genommen werden kann.

/ 60 [0034] Die horizontale Zusatzleitwerksfläche (62) (Fig. 12B) ist für die Erhöhung der Längsstabilität des Luftfahrzeugs gedacht und kommt der Bildstabilisierung der Kamera zu gute. Auch die turbulente Strömung des Hochauftriebsprofil (Fig. 1B) die im Flugzustand entsteht, wird über die Leitwerksfläche (62) zerteilt und besser abgeleitet. Die Stabilität der Struktur wird erhöht, der Grund ist durch verbinden der senkrechten Leitwerksflächen (6) mit der oberen (62) und der unteren (7) horizontalen Leitwerksfläche.

[0035] Die V-Form der Tragfläche (Fig.12A)(Fig.12B) größer gleich 3°, ist für die Rollstabilität des Luftfahrzeugs zuständig und kommt der Bildstabilisierung der Kamera (55) zu gute.

[0036] Das Gewicht der Fahrwerke (43,44) kann gering gehalten werden, da die Landegeschwindigkeit mit der Last (60) sehr gering ist. Das Landen auf einer unebenen Graspiste, wird dadurch ermöglicht.

[0037] Die Beschreibung bezieht sich auf ein Bemanntes sowie auch auf eine Unbemanntes Luftfahrzeug.

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Ansprüche:

1. Der Rumpf des Luftfahrzeugs ist in den Flügel nahtlos integriert, der Auftrieb wird so über die Flügelrumpfeinheit erzeugt und ist dadurch gekennzeichnet, dass der Hauptauftrieb (Fig.4C) überein Hochauftriebsströmungskörper (engl. Bezeichnung: High Lift Airfoil) (Fig.1B)(DM4a in Fig. 11A) fix und ohne beweglicher Klappe erzeugt wird und die Flügelrumpfstruktur (31) mit einen Hebelstück (8) zur horizontalen und senkrechten Leitwerksfläche (16, 7) verbunden ist ( Fig.8A,8B) und das negative Moment des Flügels, verursacht durch das Hochauftriebsprofil, so über die horizontalen Leitwerksflächen ausgeglichen wird, wobei der Hauptauftrieb ( Fig.1B)(1, 4) im Bereich der Tragfläche von 0,2 bis 0,4 der halben Flügelspannweite (Fig.5A) erzeugt wird und ab 0,5 (3) der halben Flügelspannweite (Fig.5A), der Strömungskörper (Fig. 1C) stark an Wölbung und Tiefe abnimmt und verläuft bis zur Flügelspitze (2) hin mit sehr wenig Wölbung und Profildicke, wodurch der Auftrieb stark abnimmt (Fig.5B).

2. Luftfahrzeug nach Anhang 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Flügelrumpfeinheit einen Hochauftriebsströmungskörperfix und ohne beweglicher Klappe ( Fig.1B)(1)(DM4a, Fig. 11A) im Bereich 0,2 bis 0,4 (4) der halben Spannweite gleich 1,0 ( Fig.5A) liegt mit einer Wölbung p größer gleich 6% bezogen auf die jeweilige Strömungskörpertiefe (1) 100%, vermischt mit einem Strömungskörper (Fig. 1C) wird, wobei (Fig.1C) mit einer Wölbung p kleiner gleich 3,5% im Bereich 0,5 (3) (Fig.5A) der halben Flügelspannweite sitzt, wobei sich der Strömungskörper (Fig. 1C) von der Position 0,5 (3) bis 0,9 (2) der halben Spannweite sich mit dem Profilschnitt (Fig.1C) verlaufend durchzieht, wobei die Tiefenverteilung (Fig.5A) des Strömungskörper (1) zu Strömungskörper (2) um 60 % abnimmt, wodurch sich nach der Tiefenverteilung ( Fig.5A) die Profiltiefe am Strömungsprofil (3) bezogen zu Strömungsprofil (1), die Tiefe um 50% abnimmt, wodurch in Auftriebsbeiwerten gerechnet der Strömungskörper (1 ) und (4) ab RE 100000 einen ca von größer gleich 1,0 bei Anstellwinkel alpha +1 °bis +10 “erreicht wird und der Strömungskörper (2) einen Auftriebsbeiwert ab RE 100000 einen ca von kleiner gleich 1,0 bei Anstellwinkel alpha -3 ° bis +10 ° erreicht wird, wobei der Anstellwinkel in Bezug auf die Profilsehne alpha gleich 0° des jeweiligen Strömungskörpers (Fig. 1A, 1B, 1C) nimmt.

3. Luftfahrzeug nach Anhang 2, dadurch gekennzeichnet, dass durch den Verlauf der Flügelrumpfeinheit (Fig.5A) die Strömungskörper (1) und (2) einen Versatz S3 von größer gleich 70% bezogen zu der Strömungskörpertiefe (1 )(Fig.1 B) gleich 100% aufweist, wobei beginnend von Strömungskörper (1) der Nase(32) zu Strömungskörper (2) der Nase (33) gemessen wird, wobei der Versatz in positiven oder negativer Richtung aufweisen kann ( Fig.lOA ), wodurch auch das Ende des Strömungskörper (1) Ende (34) zu Strömungskörper (2) Ende (35) gemessen wird und einen Versatz von kleiner gleich 70% bezogen zu der Strömungskörpertiefe (1 )(Fig. 1B) gleich 100% aufweist, wobei der Versatz S2 des Strömungskörpers (3) bei 0,5 der halben Flügelspannweite (Fig.5A) um größer gleich 30 % bezogen zu der Strömungskörpertiefe (1 )(Fig. 1B) gleich 100% abweicht, wobei der Versatz S1 des Strömungskörpers (4) bei 0,4 der halben Flügelspannweite ( Fig,5A) eine Abweichung von kleiner gleich 30% bezogen zu der Strömungskörpertiefe (1 )(Fig.1 B) gleich 100% aufweist, wobei die Tiefenverteilung der Flügelrumpfeinheit ausgehend von Strömungskörpertiefe 0,1 (5) bis 1,0 der halben Spannweite (Fig.5A) verläuft, wodurch sich durch die unterschiedlichen Profildicken der Strömungskörper (1, 4, 3, 2, 5), eine Holmkontur (Fig.9A) sich abzeichnet, wodurch sich eine Holmstabilität um den Faktor 7 fach im Vergleich einer konventionellen Flügelgeometrie (Fig.9B) mit einer konstant verlaufenden Tiefenverteilung des Flügels berechnen lässt, wobei die positive V- Stellung der Tragfläche einen Winkel alpha größer gleich 2° bezogen zur Profilsehne ( Fig.lA) gemessen zur Flügelspitze (18) ( Fig.12A) aufweist.

4. Luftfahrzeug nach den vorhergehenden Anhänge, dadurch gekennzeichnet, dass ein oder mehrere Elektromotoren(23) im Strömungskörper der Tragfläche (Fig.4A) integriert sind, wobei der Elektromotor (23) einen oder mehrere Permanentmagneten und ein oder mehrere Spulen aufweist, wobei der rotierende Körper ein Permanentmagnet und oder ein Spulenkörper besitzt, wobei ein BLDC und oder ein bürstenloser Synchron Motor und oder ein / 60

DC Motor im Hochauftriebsströmungskörper (Fig. 1B, 4A) im Hohlkörper des Außenflügels zwischen Profilschnitt (1, 4) integriert sind, wodurch die Position des Elektromotors ab 0,2 der halben Spannweite (Fig.5A) ist, wobei der Elektromotor als Antrieb mit einer Welle (12) verbunden ist, wodurch die Welle (12) ein oder mehrere Propeller antreibt (10), wodurch eine oder mehrere Motorgondeln am Flügel der Ober- oder Unterseite wegfallen, wobei der Elektromotor (23) im inneren des Strömungskörper über eine Aufnahme (22) fixiert ist (Fig.4A), wobei in der Fixierung (22), eine Wasserkühlung (25) und oder eine Luftkühlung im Alu- Profilkörper (25) an die Strömungsprofilform angepasst und integriert ist, wodurch die Antriebswelle des Elektromotors (23) verbunden mit einer langen Welle (12) aus dem Strömungskörper ( Fig.4A) ragt und übereine oder mehreren Lagerungen, 13) nach außen geführt wird(14), wobei das Ende der Welle eine Aufnahme (9) für den Propeller (10) aufweist, wodurch der Propeller (10) auf die Aufnahme (9) geschraubt wird, wobei der Elektromotor (23) in Verbindung mit dem Propeller(W) den Vortrieb für das Luftfahrzeug (Fig. 1J) liefert.

5. Luftfahrzeug nach Anhang 1,2 u.3, dadurch gekennzeichnet, dass der Anstellwinkel des Hochauftriebsströmungskörper (Fig. 1B) alpha +5 ⁰ (Fig.4B) bezogen zur der Profilsehne (Fig. 1 A)(5) angestellt ist und der Flügelsektor (Fig.4C)(1, 4) so ausgelegt ist, dass die Strömung ohne einer beweglichen Klappe am Profil abreißt und den Auftrieb verringert und den Widerstand erhöht, wenn das Luftfahrzeug bezogen zur Profilsehne (Fig. 1 A) alpha 0° ausgehend, um größer gleich alpha +5° angestellt wird und der Hochauftriebsströmungsköper (Fig. 1B)(1,4) aus der Summe alpha +10° angestellt ist, von 0,2 bis 0,4 (Fig.4C,5A) bezogen auf die Spannweite, einen sehr großen CWWiderstandsbeiwert in der Polare (Fig. 1D) des Hochauftriebsströmungskörper (Fig.1 B) aufweist, dass im Sektor des Flügels ( Fig.4C) einen sehr großen Widerstand verursacht, so kann eine Störklappe, eine Landeklappe, eine bewegliche Klappe auf der Oberseite und oder Unterseite des Hochauftriebsströmungskörper (Fig. 1B) eingespart werden, wobei die Schränkung - Verdrehung zum Strömungskörper (Fig. 1 C)(2) um größer gleich Delta alpha 2° bezogen zu dem Strömungskörper (Fig. 1 B)(1) abweicht, wobei das Luftfahrzeug unempfindlich gegen einen Strömungsabrisse im Außenflügel (Fig. 1C )(2, 3) ist, in der Polare (Fig.lE) zu sehen, wobei dieser automatisierte stabile Landeanflug über die Hochachse, über die Steuerfläche (14) der Horizontalen Leitwerksfläche(7) eingeleitet wird.

6. Luftfahrzeug nach Anhang 1 und 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Propellerluftstrom (Fig.4B) zusätzlich den Auftrieb um delta Fa in den Flügelsektoren (Fig.4C) der Hochauftriebsströmungskörper (Fig. 1B)(1, 4) gesteigert wird, nach der Auftriebskurve (Fig. 5C), wobei im Segelflug um die Flugzeit zu erhöhen (Fig.16A), der oder die Propeller (10) zurückgeklappt werden können ( Fig. 13A), um den Luftwiderstand zu minimieren, wobei in der Schnellflug- Konfiguration eine oder mehrere bewegliche Klappen im Sektor 0,1 bis 0,5 (Fig.5A) der halben Spannweite(Fig.17A) das Hochauftriebsprofil (Fig.17A) entwölbt werden kann, wobei die Wölbung des Hochauftriebsprofil (Fig. 1 B)(1, 4) auf kleiner 8% reduziert wird, bezogen auf die Profiltiefe =100%, wodurch der Propellerluftstrom besser über das Hochauftriebsprofil(Fig. 17A) (1,4) geleitet werden kann, ohne dabei mehr Auftrieb zu erzeugen und aber den Strömungskörper ( Fig.17A) den Luftwiderstand deutlich zu minimieren, wobei im Außenbereich des Flügels ein oder zwei Querruder- Steuerklappen (18, 19) (Fig. 10B) angebracht sind und aber nicht von dem jeweiligen Propellerluftstrom betroffen sind.

7. Luftfahrzeug nach Anhang 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Rumpfspitze, die nach vorne ragt (Fig.7B, 7C) den Momentausgleich der horizontalen Leitwerksflächen (7, 62) mit unterstützt, durch eine positive Anstellung größer gleich alpha +2° (21 )(Fig.7B) der Rumpfspitze, ausgehend von der Profilsehne alpha 0° des Strömungskörpers (5) (Fig.lA) der Flügelrumpfeinheit, wodurch die Kontur ( Fig.7B) durch eine abgeflachte Stelle der Rumpfspitze Unterseite einen Auftrieb an der Fläche (Fig.7C) erzeugt und gegen das negative Moment der Strömungskörper(Fig.1A, 1B, 1C) der Tragfläche wirkt, wodurch die Rumpfspitze im Inneren so aufgebaut ist, dass eine Kamera (57) und oder ein Teil der mechanischen Kamerastabilisierung (52, 51) und odereine LED Lampe mitgeführt werden kann.

/ 60

8. Luftfahrzeug nach Anhang 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Leitwerk hinter dem Schwerpunkt (27) des Luftfahrzeugs (Fig. 1J) liegt und eine horizontale und oder eine senkrechte und oder eine V- artige Form aufweisen kann (Fig.18A), wobei die senkrechten Leitwerksflächen im Propellerluftstrom liegen (6)(Fig. 12B) und die Stabilität um die Hochachse des Luftfahrzeugs verbessern, wobei das Leitwerk nach einen halb symmetrischen Strömungskörper oder einen voll symmetrischen Strömungskörper oder als Brett (Fig. 18B) geformt sein kann, wobei das horizontale Leitwerk eine zweite horizontale Leitwerksfläche(62) aufweist, die oberhalb der horizontalen Haupt- Leitwerksfläche (7) im Abstand delta Y größer gleich 15mm positioniert ist (Fig. 11B), wobei nur die horizontale Haupt- Leitwerksfläche (7) eine Steuerflache(14) aufweist, wobei die senkrechte Leitwerksfläche (6) eine oder mehrere Steuerflächen aufweist, wobei die Summe der horizontalen Leitwerksflächen (7, 62) im Faktor kleiner gleich 0,25 bezogen zur gesamten Flügelrumpffläche gleich 1,0 ist, wobei der Abstand von dem Ende der Flügelrumpfstruktur (31) zum Leitwerksträger (16) ein oder mehrere Verbindungselement (8)(Fig.7A), die Länge im Faktor größer gleich 0,16 bezogen zur Flügelspannweite gleich 1,0 ist (Fig.8A, 8B), wobei am Leitwerksträger (16) ein oder mehrere Servo- Antriebe (Fig.19A) als Stellglieder angebracht sind für a) die Anlenkung (29) der Ruderflächen(14, 15) und b) Ausgleichen des Kameragewichtes (57) in der Rumpfspitze (21) und die Last in der Flügelrumpfeinheit (Fig.2A,2B) liegend und c) zu Erhöhung der Massenträgheit um die Längsachse des Luftfahrzeugs, um die Bildstabilisierung der Kamera (55) zu verbessern.

9. Luftfahrzeug nach den vorhergehenden Anhänge, dadurch gekennzeichnet, dass ein oder mehrere Winglets (17) an beiden Außenflügeln angebracht sind und abnehmbar sind (20) und im Inneren der Winglet-Einheit (17, 18) ein Akkumulator (19) als Speicher und Energieversorgung (19) für die Elektromotoren (23) angebracht sind (Fig.6A, 6B)(17, 18), wodurch über die erhöhte Massenträgheit durch das Gewicht des Akkumulator (Fig.14C) (19) an den Tragflächenenden, es als Bildstabilisator für eine oder mehrere Kameras im Zentrum liegend (Fig.14A, 14B, 14C) funktioniert, wodurch über die Flügelrumpfeinheit erzeugten Auftrieb nach der Auftriebsverteilung (Fig. 5B) auch einen schädlichen induzierten Widerstand hervorruft, wird mittels Winglet der induzierte Widerstand deutlich reduziert,

10. Luftfahrzeug nach den vorhergehenden Anhänge, dadurch gekennzeichnet, dass eine mechanische Kamerastabilisierung im Hohlkörper der Tragfläche bzw. der Flügelrumpfeinheit integriert ist (Fig.14A, 14B), wobei die Kamera (55) über eine drehbare Kugel (40) gelagert ist und der Halterahmen (41) der Kamera über das Endstück der Kugel(38) fixiert ist, wobei der zweite Teil der Kugelführung (39) mit der Flügelrumpfstruktur fix verbunden ist, wodurch an den beiden senkrechten Seiten des Kamerarahmens (41), zwei Stäbe (52) angebracht sind, wodurch an der jeweiligen Spitze der Stäbe, die Gewichtstücke (50, 51) größer gleich 5g angebracht sind, wobei die Gewichtstücke im Bereich 0,4 der halben Flügelspannweite (Fig.5A) im Hohlraum des Strömungskörpers sowie auch in der Flügelrumpfeinheit (Fig. 15A) sich befinden, wobei die Stäbe (52)(54) mit einem Dämpfer (53) an der Flügelrumpfstruktur fixiert sind, wobei der Dämpfer (53) eine Spiralfeder und oder ein Gasdruckdämpfer und oder ein Öldruckdämpfer sein kann, wodurch die Dämpfer die Position und die Dämpfung der Kamera vorgeben, wobei die mechanische Kamerastabilisierung über 2 Achsen (Fig.14A,14B, 15A), über den Drehpunkt der Roll und Nick - Achse funktioniert, wodurch die mechanische Kamerastabilisierung nur einen kleinen Teil über den möglichen Dämpferweg ausgleichen kann, wobei wenn das Einwirken äußerer Einflüsse über die Tragfläche zu groß wird und der Dämpferweg nicht mehr ausreicht, verändert ein Stellglied (49) den Weg, wobei das Stellglied (49)(Fig. 14D, 14E) den Weg verlängert oder verkürzt, von den Stäben (52) zu der Flügelrumpfstruktur (Fig. 14D), wobei das Stellglied (49) ein Zahnstangenantrieb sein kann, wobei der Antrieb (48) ein Elektromotor und oder auch ein Aktuator als Piezoelement und oder einen Spulenkörper mit Permanentmagneten sein kann, wobei die Regelung der Stellglieder (49) über ein elektronisches Kreisel- Gyroskop funktioniert, wodurch das Luftfahrzeug bei einer Positionsänderung das Kreisel- Gyroskop die Änderung an den Antrieb (48) in Verbindung zu dem Stellglied (49) weitergibt und über den Dämpfer mit dem Stab (52)(54) verbunden ist, die Kamera (55) ausregelt, wobei im Bereich der Dämpfer- / 60

Stellgliedeinheit (53, 49) zwei Stück der Gewichtmasse (51) (Fig. 14D, 14E) angebracht sind, als auf der Gegenseite des Stabes (50), um eine Vorspannung an der DämpferStellgliedeinheit zu erreichen, wodurch es zu elektronischen Verzögerungen an den Kreisel

Gyroskope sowie der Stellglieder (Fig. 14D.14E) kommen kann, wird mittels der Dämpfer in

Roll und Nick-Achse (53) (Fig.15A) der Weg mechanisch ausgeglichen.

/ 60

Luftfahrzeug, 3 - Seitenansicht:

/ 60

Lastaufnahrn« <m Bereich der Rumpf-Flügeleinheit

Fig.2A

Fig.2B / 60

Luftfahrzeug- Draufsicht

Fig.8A / 60

Luftfahrzeug- Draufsicht

Der Hebel ist länger und die horizontale Leitwerksfläche ist kleiner im Vergleich zu Fig.8A

Fig. 8B / 60

Besondere V-.-orm des Flügels, sorgt für eine bessere Fluglagenstabilität

Vorderansicht der Rumpf-Flügeleinheit

Fig42A

Vordtnrvs/cht

Fijl2ß / 60

Flugzeit des im Vergleich zu einen konventionellen .

Lasteniuftfahrzeug und eines Hexacopters o4. tk4>s<<kra4>><\ mi 4- £leklrg«A-lrtt·

t , [Zeit] _λ <·ι4 dfjj ÄkK(Z£ )

Die Gleitzahl liegt bei ca. E 25-30

Figl0A / 60

Polare der einzelnen Strömungskörper

Hochauftriebsströmungsprofil (High Lift Airfoil) von Fig. IB u. (1)(Q

Wölbung 7- 8%

Fig.lt>

Strömungsprofil (Low Lift & low Renold Airfoil) von Fig.1C u. (2) (3)

Wölbung 2- 3%

Dicke 6- 8%

Cy

Landung bei alpha +5° Anstellwinkel des Luftfahrzeugs

Horizontalflug mit Motor oder im

Segelmodus

Fig.lE / 60

Strömungsprofiikörper, die über die Rumpf-Flügeleinheit verteilt sind

Profilsehne alpha 0° Linie

Fig.lA

Profilsehne alpha 0° Linie

Profilsehne alpha 0° Linie

Fig.lC / 60

Vergleich der Strömungskörper an der Wurzel der Tragfläche

Stand der Technik - engl. Blended wing body Airfoil:

Neue Profilform :

DM4a

/ 60

Strömungsprofilkörper im Vergleich:

Fig.lB (High Lift Airfoil)

> Re »250000 ψ Re = 300.000

1.5

1.0

0.5 ^C<

Re = 100.000

Φ Re= 150.000 a Re-200.000

2.0 ---—

006

00*

0.03

002

0.01

0.00

Vergleich Polare: S-Schlag Airfoil zu High Lift Airfoil / 60

Mechanische Kamerastabilisierung mit Dämpfer und Stellglied:

Fig.l4D ( Vorderansicht, Roll-Achse) / 60 ·· ·· ·· ·· ···· · • · · · ··· · · ······· · · ·· ·* ···· *··* *·»· ·»·

Elektromotor im Strömungskörper integriert - Profilschnitt

Position - Höhenleitwerk zu Flügel

Fig.llB / 60

Mechanische Kamerastabilisierung über Dämpfer und Massenspeicher stabilisiert:

Fig.l4A( Vorderansicht, Roll- Achse)

Fig.l4B (Seitenansicht, Nick- Achse )

Akkus in den Winglet- Einheiten zusätzlich als Massenspeicher verwendet:

Fig.l4C / 60

Auftriebsverteilung der halben Tragfläche

l,ö	1 · _____________i_______1___________!_____
1.6	' i i · 1 ; \ ; 1 I 1 1 1 t 1 1 1 1
1.4	: : : : :_______:______:_______:_______V-—
1,2 <
1	: : : ί —ο·__^' ' 1 1 11
0.8
0,6
0.4	------Ί-------Γ------Ί.....Γ ; Γ
0,2
0 , -0,2	, _____ι__0__-I <>'----- -----ι Ö 1--1;·---J—- f------J;----- j L J L -ί-......ί______ί.....-J......ΤΤΑ.-.-Ρ.....
-0.4___	j ι ι ι 1 1 ι 1 ι . Γ'
-0,6___	--------------------->-------ι---- > ♦ . * Q ' ι ( ι ι i ι 1 1
-0,8	0 ίο.1 ίθ.2 ίθ,3 Ι0.4 ίο.5 Ι0.6 Ι8.7 Γθ,8 :0,9 Π

X= Ά Spannweite von 0,1 bis 1

Y = CA Auftriebsbeiwert von -0,8 bis 1,6

Fig.5B / 60

Querschnitt der Rumpf-Flügeleinheit des beschriebenen Segel-Lastenluftfahrzeugs

Holm- Stirnfläche

Fig.9A

Querschnitt eines konventionellen Luftfahrzeugs (Flügel + Rumpf)

Fig.9B

/ 60

Strömungskörper — Tiefenverteilung der halben Tragfläche

Fig.5A / 60

Im Winglet befindet sich der Versorgungsakku für den Elektromotor, die Massenträgheit der Tragfläche wird erhöht

/ 60

Varianten der möglichen Tragflächenkonturen

Fig.lOA

/ 60

Querruder- Anordnung auf der Tragfläche mit 2 Querruder

mit 1 Querruder

Fig.lOB / 60

Polare im Vergleich : High Lift Airfoil und ein Strömungsprofil mit Klappe als Auftriebshilfe

Fig.lG / 60

Die Servo- Antriebe für die Ansteuerung der Ruderflossen, im Leitwerksträger untergebracht:

Fig.l9A / 60

Hochauftriebsprofil ( High Lift Airfoil) mit beweglicher Klappe (Γφ.ΉΧ)

Reduzierung der Wölbung, für Anwendungen im höheren Fluggeschwindigkeitsbereich

Fig.l7A / 60

. 4 SA

Fy .^8

Bre-H 35 / 60

Momentausgleich über die Rumpfspitze - Draufsicht der Flügelrumpfeinheit

Auftriebsfläche um das negative Moment der Tragfläche zu kompensieren

Fig.7C / 60

Seitenansicht des Luftfahrzeugs

Momentausgleich geschieht zum Teil über die Rumpfspitze

Fig.7B / 60

Draufsicht der Flügelrumpfeinheit, im inneren die zwei Elektromotoren als Antrieb und die Mechanische- Kamerastabilisierung im Zentrum sowie die Massensoeicher (Akkus) an den Flügelenden (Winglets)

SO

Fig. 15A / 60 • · · ·

Auftriebserhöhung durch den Propellerluftstrom

cs ,ώ ΐΖ / 60

Auftriebsverteilung mit Propellerluftstrom

Fig.5C / 60

Klappmechanismus des Propellers - Übergang in den Segelmodus

Fig.l3Ä / 60

Hauptauftrieb der Flügelsektoren

Hauptauftrieb

Fig.4C / 60

Fig.l4E (Seitenansicht, Nick-Achse) / 60

Patentanmeldung A104-2018

Anmeldedatum: 16.04.18

Claims (7)

1. Patentansprüche:

   1) Tragflügel mit einem rumpfseitigen Profilkörper (1) und mindestens einem Elektromotor (16), dadurch gekennzeichnet, dass der Elektromotor (16) vollständig im Profilkörper (1) integriert ist.
2. 2) Tragflügel mit einem rumpfseitigen Profilkörper (1) und mindestens einem Elektromotor (16) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der rumpfseitige Profilkörper (1) aus einem oder mehreren Basistrapezen besteht.
3. 3) Tragflügel mit einem rumpfseitigen Profilkörper (1) und mindestens einem Elektromotor (16) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Tragflügel zusätzlich einen äußeren Profilkörper (2) aufweist, wobei der rumpfseitige Profilkörper (1) und der äußere Profilkörper (2) jeweils trapezförmig ausgeführt sind.
4. 4) Tragflügel mit einem rumpfseitigen Profilkörper (1) und mindestens einem Elektromotor (16) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorderkante (12) des rumpfseitigen Profilkorpers (1), die Vorderkante (13) des äußeren Profilkörpers (2) und die gedachte Verbindungslinie der äußersten Punkte der beiden Vorderkanten (12,13) ein Dreieck bilden.
5. 5) Tragflügelnach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorderkante (13) des äußeren Profilkörpers (2) eine negative Flügelpfeilung zur Strömungsrichtung aufweist.
6. 6) Tragflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Elektromotor (16)mit einer Luftschraube (15) des Tragflügels über ein Getriebe(29) verbunden ist, wobei die Welle des Elektromotors(16) und die Antriebswellenachse (14) der Luftschraube(15)einen Winkel von Alpha=90° einschließen.
7. 7) Tragflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dassder Elektromotor (16) als Drehstrom- Asynchronmotor ausgeführt ist.

   S) Tragflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Elektromotor (16) über ein Stellglied elektronisch regelbar oder steuerbar ist.