CH709012B1 - VTOL-Flugzeug. - Google Patents

Abstract

Ein VTOL-Flugzeug umfasst einen Rumpf (10), zwei Hauptflügel (41, 42), welche beidseitig an einem hinteren Bereich des Rumpfs (10) angeordnet sind, zwei Propeller (53, 54), wobei je ein Propeller (53, 54) an jedem Hauptflügel (41, 42) um eine horizontale Längsachse drehbar angeordnet ist, und einen Rotor (70) mit mindestens zwei Rotorflügeln (71, 72), wobei der Rotor (70) an einem um eine Querachse schwenkbar am Rumpf gelagerten Rotorträger (60) angeordnet ist. Dieser Aufbau ist besonders einfach und damit kostengünstig realisierbar. Er ermöglicht eine Selbststabilisierung und damit eine einfache Handhabbarkeit mit sicheren Flugeigenschaften. Der Rotor (70) lässt sich aufgrund seiner Klappbarkeit zur Unterstützung des Vortriebs heranziehen, und er bietet im Horizontalflug einen geringen Luftwiderstand.

Description

Beschreibung Technisches Gebiet [0001] Die Erfindung betrifft ein VTOL-Flugzeug.

Stand der Technik [0002] Ein VTOL-Flugzeug (»vertical take-off and landing aircraft») oder Hybridflugzeug ist ein Fluggerät, welches senkrecht und ohne Start- oder Landebahn starten und landen kann, welches aber im Unterschied zu Hubschraubern auch starre Tragflächen besitzt, welche im Horizontalflug bei ausreichendem Vortrieb Auftrieb erzeugen. VTOL-Flugzeuge sind in der Lage, während des Flugs einen Übergang zwischen dem vertikalen Schwebeflug (mit der Möglichkeit des stationären Schwebens) und dem schnelleren und in der Regel wirtschaftlicheren Horizontalflug zu vollbringen. Sie sind somit wirtschaftlicher als Hubschrauber und vielseitiger einsetzbar als Flächenflugzeuge.

[0003] Die Erfindung bezieht sich auf den Bereich der VTOL-Flugzeuge mit starren Tragflächen und Drehflügeln, also mit einem oder mehreren Propellern, die drehbar um eine oder mehrere Achsen angeordnet sind und in der Regel einen grossen Durchmesser aufweisen, also in der Form von Rotoren, Flügelschrauben oder drehbaren Flügeln vorliegen.

[0004] Derartige Flugzeuge sind an sich bekannt. So zeigt die US 2 437 330 (A. S. Mullgardt) ein Fluggerät mit einem Rumpf und in einem vorderen Bereich des Rumpfs schwenkbar angeordneten Tragflächen. Ein Rotor ist um eine Querachse nach vorne verschwenkbar, so dass er im Horizontalflug die Rolle eines üblichen Vortriebspropellers wahrnimmt, während er im Vertikalflug in der Art eines Hubschrauberrotors um eine im Wesentlichen vertikale Achse rotiert. Ein Heckrotor gleicht wie bei einem Hubschrauber das Drehmoment des Hauptrotors aus.

[0005] Das Fluggerät ist relativ gross und hat einen aufwendigen Aufbau. Die Steuerung ist schwierig. Aufgrund der mechanischen Kraftübertragung zwischen Haupt- und Heckrotor ergibt sich ein eingeschränkter Nutzraum.

[0006] Die WO 2005/039 973 A2 (D. G. Baldwin) zeigt ein Fluggerät mit einer mit einem Rotor versehenen Vertikaleinheit, die über ein Gestänge schwenkbar an einer gondelartigen Ladeeinheit zur Aufnahme einer Ladung angeordnet ist. Der Rotor ist am Gestänge schwenkbar angeordnet. Ferner ist am Gestänge auch eine Tragflächeneinheit befestigt, welche Auftrieb erzeugt.

[0007] Dieses Fluggerät weist aufgrund seiner Bauform nur eine beschränkte echte Horizontalflugfähigkeit auf. Der grosse Rotor und die von der Ladeeinheit abgesetzte Tragflächeneinheit führen zu einer instabilen Lage in gelandetem Zustand; allenfalls sind spezielle bodengestützte Einrichtungen notwendig, um eine stabile Lage zu erreichen, was den flexiblen Einsatz des Geräts stark einschränkt. Ein stabiles Flugverhalten wird zudem nur durch eine an der Ladeeinheit angeordnete Stabilisierungseinheit erreicht, wodurch sich auch hier ein komplexer Aufbau ergibt.

Darstellung der Erfindung [0008] Aufgabe der Erfindung ist es, ein dem eingangs genannten technischen Gebiet zugehörendes VTOL-Flugzeug zu schaffen, welches einen einfachen Aufbau und ein stabiles Flugverhalten aufweist.

[0009] Die Lösung der Aufgabe ist durch die Merkmale des Anspruchs 1 definiert. Gemäss der Erfindung umfasst das VTOL-Flugzeug: a) einen Rumpf, b) zwei Hauptflügel, welche beidseitig an einem hinteren Bereich des Rumpfs angeordnet sind, c) zwei Propeller, wobei je ein Propeller an jedem Hauptflügel um eine horizontale Längsachse drehbar angeordnet ist, und d) einen Rotor mit mindestens zwei Rotorflügeln, wobei der Rotor an einem um eine Querachse schwenkbar am Rumpf gelagerten Rotorträger angeordnet ist.

[0010] Es können auch mehr als zwei Propeller vorhanden sein. Die Drehachse der Propeller ist bevorzugt relativ zur Orientierung des Rumpfes fest und immer parallel zur Längsachse des Flugzeugs, wodurch sich ein besonders einfacher Aufbau ergibt. Die Propeller können aber auch um eine Achse (insbesondere quer zur Hauptflugrichtung) schwenkbar sein. Zentral ist, dass sie eine Orientierung einnehmen können, in welcher ihre Drehachse im Wesentlichen der erwähnten horizontalen Längsachse entspricht. Die Bezeichnungen «horizontal», «vertikal», «Längsachse», «Querachse» und «Hochachse» werden hier jeweils in folgendem Sinn verwendet: Das VTOL-Flugzeug kann senkrecht, also in vertikaler Richtung (in Richtung der Hochachse), starten, sich aber auch auf im Wesentlichen gleichbleibender Flughöhe, also in horizontaler Richtung, von einem Ort zu einem anderen fortbewegen. Die Längsachse des Flugzeugs bzw. des Rumpfs entspricht im zweiten Fall der Flugrichtung. Die Querachse steht senkrecht zur Längsachse und definiert mit dieser zusammen eine horizontale Ebene.

[0011] Die Hauptflügel sind bevorzugt seitlich am Rumpf angebracht. Dadurch ist der Rumpf von oben und unten zugänglich, was eine flexible Nutzung ermöglicht. Die mindestens zwei Propeller sind bevorzugt in einem Endbereich der Hauptflügel angeordnet. Daraus ergeben sich besonders stabile Flugeigenschaften und reduzierte Randwirbelwiderstände. Wegen der vertikalen Start- und Landemöglichkeit lässt sich die Fläche der Hauptflügel stark reduzieren, so dass eine Spannweite zwischen den bevorzugten seitlichen Propellerpositionen ohnehin ausreicht.

[0012] Der Rotor lässt sich mit Vorteil zwischen einer im Wesentlichen vertikalen Position um die Querachse nach hinten in eine im Wesentlichen horizontale Position verschwenken. In der horizontalen Position ist die von den Rotorflügeln aufgespannte (im Wesentlichen vertikale) Ebene also hinter dem Rumpf angeordnet. Die Sicht des Piloten ist nach vorne bei dieser Konfiguration in keiner Stellung des Rotors beeinträchtigt. Zudem ergeben sich vorteilhafte Flugeigenschaften, insbesondere beim Übergang zwischen Vertikal- und Horizontalflug bzw. umgekehrt.

[0013] Die Hauptflügel haben mit Vorteil ein symmetrisches Profil (analog dem Profil der Flügel eines Düsenjägers). Aufgrund der VTOL-Fähigkeiten und der Auftriebsleistung des Rumpfes reicht der Flächenauftrieb aus, durch diese Gestaltung ergibt sich zudem eine kleine Silhouette mit entsprechend geringem Luftwiderstand. Das erfindungsgemässe Flugzeug ermöglicht damit einen sparsamen Betrieb im Horizontalflug.

[0014] Der Anstellwinkel der Rotorflügel ist verstellbar. Im Vertikalflug ist der Anstellwinkel der Rotorflügel mit Vorteil an die Stellung des Höhenruders gekoppelt. So lässt sich die Höhe im Schwebeflug auf einfache Weise kontrollieren oder verändern (Pitch Control).

[0015] Der erfindungsgemässe Aufbau des VTOL-Flugzeugs ist besonders einfach und damit kostengünstig realisierbar. Er ermöglicht eine Selbststabilisierung und damit eine einfache Handhabbarkeit mit sicheren Flugeigenschaften. Der Rotor lässt sich aufgrund seiner Klappbarkeit zur Unterstützung des Vortriebs heranziehen und er bietet im Horizontalflug einen geringen Luftwiderstand. Es werden also hohe Reisegeschwindigkeiten bei geringer Motorleistung ermöglicht. Zudem kann der Rotor im Vertikalflug einen verhältnismässig grossen vertikalen Abstand zum Rumpf aufweisen, was stabile Flugeigenschaften zur Folge hat und die Beladung und das Zusteigen vereinfacht.

[0016] Mit Vorteil wird auf ein verstellbares Seitenruder verzichtet. Die entsprechende Steuerung kann durch die Einnahme unterschiedlicher Stellungen der Propellerblätter der beiden seitlich angeordneten Propeller erfolgen.

[0017] Mit Vorteil umfasst das Flugzeug einen gabelförmigen Schwenkhebel, welcher mit einem ersten Ende schwenkbar am Rumpf gelagert ist, wobei an einem zweiten Ende, welches dem ersten Ende gegenüberliegt, der Rotorträger angeordnet ist. Die Gabelform ermöglicht eine Anordnung der Lagerstellen des Schwenkhebels soweit aussen wie möglich. Mittig bleibt Platz ausgespart, welcher genutzt werden kann.

[0018] Besonders bevorzugt ist der Schwenkhebel an seinem ersten Ende an zwei Lagerstellen in seitlich äusseren Bereichen des Rumpfs gelagert, so dass zwischen den Lagerstellen ein Nutzraum ausgespart ist, welcher unabhängig von einer Schwenkstellung des Schwenkhebels verfügbar ist. Die gesamte Rumpfbreite bleibt somit nutzbar - unabhängig von der Schwenkstellung des Schwenkhebels. Im Unterschied zu bekannten Lösungen ergibt sich somit ein vergrösserter Nutzraum, welcher zudem sehr flexibel genutzt werden kann. Durch die zentrale Anordnung des Nutzraums lassen sich verhältnismässig grosse und/oder schwere Objekte sicher transportieren.

[0019] Alternativ ist der Schwenkhebel in der Rumpfmitte gelagert. Es sind grundsätzlich auch Ausführungen denkbar, bei welchem der Schwenkhebel - bei entsprechender Dimensionierung - nur einseitig seitlich am Rumpf gelagert ist.

[0020] Mit Vorteil ist der Nutzraum als Aufnahmeraum für eines oder mehrere Nutzmodule, insbesondere Personen- und/ oder Nutzlastmodule, ausgebildet. Das Flugzeug lässt sich somit im Rahmen der Fertigung, gegebenenfalls aber auch später, je nach Bedarf mit einem entsprechenden Nutzmodul ausrüsten. In einem ferngesteuerten Betrieb ist ein Nutzlastmodul denkbar, welches im Wesentlichen den gesamten Nutzraum ausfüllt. Ansonsten ist das Nutzlastmodul mit einer Kabine für einen (oder mehrere) Piloten ausgerüstet. Das Nutzlastmodul kann eine Hebeeinrichtung umfassen, so dass Gegenstände auch beispielsweise im Schwebeflug des Flugzeugs vom Boden her aufgenommen werden können. Der Rumpf umfasst Befestigungseinrichtungen zur einfachen und sicheren Befestigung des Moduls bzw. der Module sowie Schnittstellen für die Übertragung von Energie und Daten, insbesondere Steuer- und Kontrolldaten.

[0021] Mit Vorteil ist der Rumpf rahmenartig ausgebildet. Die Lagerstellen eines gabelförmigen Schwenkhebels sind dann seitlich am Rahmen angeordnet, während die Nutzmodule in den Rahmen eingesetzt werden können. Es ergibt sich eine leichte aber stabile Rumpfstruktur mit maximalem Aufnahmeraum.

[0022] Mit Vorteil sind die zwei Lagerstellen in Längsrichtung vor dem Schwerpunkt des Flugzeugs in einer im Wesentlichen vertikalen Schwenkstellung des Schwenkhebels angeordnet, wobei ein axialer Abstand zwischen den Lagerstellen und dem Schwerpunkt insbesondere nicht grösser ist als 10% einer Gesamtlänge des Rumpfs. Generell befindet sich der Schwerpunkt mit Vorteil unabhängig von der Flugstellung in Längsrichtung zwischen den Lagerstellen und den Hauptflügeln. Diese Anordnung ermöglicht sichere Flugeigenschaften im Horizontal- und insbesondere im Vertikalflug. Es ergibt sich eine dynamische Anpassung der Gewichtsverteilung, wobei die Auftriebskraft des Rotors stets im Wesentlichen so gerichtet ist, dass sie den Gewichtskräften der einzelnen Elemente des Flugzeugs entgegengerichtet ist. Das Flugzeug ist also selbststabilisierend.

[0023] In einer Ausführungsform der Erfindung können die Lagerstellen in Längsrichtung des Rumpfs verschiebbar sein, so dass die Konfiguration der Lastverteilung angepasst werden kann. Diese Anpassung kann auch automatisch erfolgen, z. B. auf der Basis von Kraft- und/oder Neigungssensoren.

[0024] Bevorzugt weist der Schwenkhebel zwei seitliche Elemente auf, welche an einem ersten Ende mit einer entsprechenden seitlichen Lagerstelle des Rumpfs verbunden sind. Mit dem zweiten Ende der seitlichen Elemente ist eine Rotorbrücke verbunden, welche den Rotorträger trägt.

[0025] Mit Vorteil umfasst das Flugzeug weiter ein (steuerbares) Höhenruder, welches in einem vorderen Bereich des Rumpfs angeordnet ist. Es lässt sich dort ohne Konflikte mit den Propellern oder dem Rotor anordnen und ermöglicht eine fixe Anordnung der mindestens zwei Propeller. Die Höhensteuerung erfolgt also im Horizontalflug analog zu derjenigen eines üblichen Flugzeugs.

[0026] Alternativ kann das Höhenruder an anderer Stelle, z. B. im Bereich der Hauptflügel oder dahinter, angeordnet sein.

[0027] Mit Vorteil sind mindestens zwei Rotorpropeller an den mindestens zwei Rotorflügeln angeordnet. Verschiedene Kombinationen sind möglich, z. B. zwei, drei oder vier Rotorflügel mit jeweils einem Rotorpropeller, vier Rotorflügel, wobei zwei gegenüberliegende Flügel je einen Propeller tragen usw. Ein Rotorflügel kann grundsätzlich auch mehrere Rotorpropeller tragen.

[0028] Durch die Verwendung eines direkten Rotorantriebes kann auf einen Momentenausgleich verzichtet werden, was den Vorteilen von Drehflüglern (Autogyro) oder Tip-Jets gleichkommt. Die Verwendung von Elektromotoren ist zum Antrieb der Rotorpropeller wegen der Einfachheit, Betriebssicherheit, den Gewichts-/Leistungsmöglichkeiten und Robustheit bezüglich Zentrifugalkraft ideal - aber nicht zwingend.

[0029] Auch die am Hauptflügel angeordneten Propeller können durch einen oder mehrere Elektromotoren angetrieben werden. Ein Akkumulator zur Versorgung der verschiedenen Elektromotoren kann durch einen von einem Verbrennungsmotor angetriebenen Generator gespeist werden. Andere Lösungen, z. B. der Einsatz einer Brennstoffzelle oder ein Hybridantrieb mit Verbrennungs- und Elektromotor sind ebenfalls denkbar. Die Antriebe für die Rotorpropeller einerseits und die am Hauptflügel angeordneten Propeller andererseits können auf unterschiedliche Weise ausgebildet sein.

[0030] Bei einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemässen VTOL-Flugzeugs umfassen die mindestens zwei Rotorflügel jeweils einen klappbaren Rotorflügelabschnitt (im Folgenden auch «Winglet» genannt). Die Rotorflügel umfassen also einen am Rotorträger drehbar angeordneten Basisteil und den radial aussen am Basisteil klappbar angeordneten Rotorflügelabschnitt. Die Klappachse liegt bevorzugt im Wesentlichen parallel zur Hauptebene des Basisteils. Die Winglets ermöglichen eine Reduktion des Luftwiderstands im Horizontalflug und führen in abgeklappter Stellung zu einem reduzierten Platzbedarf in der Rotorebene. Entsprechend kann die Fläche der Winglets vergleichsweise gross ausfallen. Diese können zudem ein stark gewölbtes Auftriebsprofil aufweisen. Dadurch wird bereits bei geringer Rotorgeschwindigkeit viel Auftrieb erzeugt. Geringere Drehzahlen haben aber auch geringere Lärmemissionen zur Folge und ermöglichen einen wirtschaftlichen Betrieb. Schliesslich weist ein VTOL-Flugzeug mit diesem Design hervorragende Gleiteigenschaften (Autorotation) auf.

[0031] Mit Vorteil sind die klappbaren Rotorflügelabschnitte radial ausserhalb von Befestigungsstellen der Rotorpropeller angeordnet. Die Rotorpropeller sind also am Basisteil unmittelbar innerhalb des Übergangs zu den klappbaren Abschnitten angeordnet. Dadurch haben die Rotorpropeller ein maximales auf den jeweiligen Rotorflügel wirkendes Drehmoment zur Folge, können aber auch bei abgeklapptem Winglet ihren jeweiligen Zweck ohne Weiteres erfüllen.

[0032] Bevorzugt weisen die klappbaren Rotorflügelabschnitte einen Rückholmechanismus auf, welcher die Rotorflügelabschnitte beim Unterschreiten einer vorgegebenen Zentrifugalkraft in eine im Wesentlichen senkrecht zu einem Basisabschnitt des jeweiligen Rotorflügels orientierte Ruhestellung bewegt. Der Rückholmechanismus kann derart ausgestaltet sein, dass der Anstellwinkel der Winglets ausschliesslich durch die Zentrifugalkraft gesteuert wird und eine zusätzliche Steuerung und entsprechende Antriebe entfallen. Die Lösung ist entsprechend kostengünstig und gewichtsparend.

[0033] Bei einer Rotorneigung von weniger als ca. 45° zur Längsachse kann die Rotordrehzahl reduziert werden, so dass die Winglets durch den Rückholmechanismus und/oder den Fahrtwind zurückgeklappt werden. Der Rückholmechanismus umfasst beispielsweise passend dimensionierte Federmittel, die der Zentrifugalkraft entgegenwirken.

[0034] Das erfindungsgemässe VTOL-Flugzeug ist mit Vorteil durch Verschwenken des Rotorträgers von einer vertikalen Flugkonfiguration, in welcher eine Drehachse des Rotors im Wesentlichen senkrecht orientiert ist, in eine horizontale Flugkonfiguration bringbar, in welcher der Rotor gegenüber dem Rotorträger fixiert ist und die mindestens zwei Rotorflügel senkrecht orientiert sind. Der Rotorträger mit dem Rotor ist dabei mit Vorteil nach hinten abklappbar. Die Fixierung des Rotors schafft stabile Flugeigenschaften und der Rotor kann zudem in einer Stellung fixiert werden, in welcher er für die Nutzung des Flugzeugs optimal ist.

[0035] Beim Einsatz von klappbaren Winglets reduziert sich in der horizontalen Flugkonfiguration die radiale Ausdehnung des Rotors, was ebenfalls den Flugeigenschaften zu Gute kommt und den Platzbedarf und Luftwiderstand des Rotors erheblich verringert.

[0036] Bevorzugt sind die mindestens zwei Rotorpropeller derart ausgebildet, dass sie in der horizontalen Flugkonfiguration Vortrieb erzeugen. Die Rotorpropeller wirken also in dieser Konfiguration als weitere Vortriebspropeller, welche die

Propeller an den Hauptflügeln unterstützen. Vorhandene, radial ausserhalb der Befestigungsstellen der Rotorpropeller angeordnete klappbare Winglets können in der horizontalen Flugkonfiguration, wie erwähnt, zurückgeklappt sein, so dass sich ein maximaler Vortrieb bei minimalem Luftwiderstand ergibt.

[0037] Mit Vorteil wird beim Verschwenken des Rotorträgers von der vertikalen in die horizontale Flugkonfiguration beim Unterschreiten eines vorgegebenen Winkels zwischen einer Hauptebene des Rumpfs und einer Drehachse des Rotors der Rotor automatisch in einer vorgegebenen Drehstellung (um die Rotorachse) fixiert. Bei einem zweiflügligen Rotor sind die beiden Flügel beispielsweise horizontal oder vertikal angeordnet, so dass sich eine ausgeglichene Massenverteilung ergibt. Die automatische Fixierung erleichtert die Bedienung des Flugzeugs und stellt sicher, dass der Rotor im Horizontalflug die Flugeigenschaften des Flugzeugs nicht negativ beeinflusst.

[0038] Bei einer bevorzugten Ausführungsform des VTOL-Flugzeugs ist dieses klappbar ausgebildet. Dabei weist das Flugzeug eine oder mehrere der folgenden Knickstellen auf: a) zwischen dem Rumpf und seitlich am Rumpf angeordneten Abschnitten des Höhenruders; b) zwischen dem Rumpf und den Hauptflügeln; c) zwischen dem Rotorkopf und zwei seitlichen Elementen des Schwenkhebels; und/oder d) im Bereich eines Basisabschnitts der Rotorflügel.

[0039] Bei einer Knickstelle können die miteinander verbundenen Elemente entweder um eine einfache Schwenkachse gegeneinander verschwenkt werden oder das Knicken umfasst neben einer Schwenk- auch eine geneigt zu dieser angeordnete Drehachse.

[0040] Die Hauptflügel sind insbesondere nach oben in eine im Wesentlichen vertikale Stellung abklappbar. Analoges gilt für das Höhenruder. Der Rotorkopf kann relativ zur Rotorbrücke verschwenkt werden, oder er wird zusammen mit der Rotorbrücke gegenüber den seitlichen Elementen des Schwenkhebels verschwenkt. Dies ermöglicht ein Aufrichten der Rotorachse bei nach hinten geklapptem Rotor. Die Knickstelle im Bereich des Basisabschnitts der Rotorflügel ermöglicht es dann, den bei nach hinten abgeklapptem Rotor über die Rumpfbreite hinausragenden Teil der Rotorflügel nach vorne zu klappen, so dass im eingeklappten Zustand die Breite des Flugzeugs die Rumpfbreite nicht oder nur geringfügig überschreitet. Die Winglets können im vorderen Bereich mit den Abschnitten des Höhenruders verbunden werden.

[0041] Aus der nachfolgenden Detailbeschreibung und der Gesamtheit der Patentansprüche ergeben sich weitere vorteilhafte Ausführungsformen und Merkmalskombinationen der Erfindung.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen [0042] Die zur Erläuterung des Ausführungsbeispiels verwendeten Zeichnungen zeigen:

Fig. 1 ein Schrägbild eines erfindungsgemässen VTOL-Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration;

Fig. 2 eine Darstellung des erfindungsgemässen Flugzeugs mit verschiedenen Nutzmodulen;

Fig. 3A-C eine Seitenansicht, Draufsicht und Vorderansicht des Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration;

Fig. 4 ein Schrägbild des Flugzeugs in einer Übergangsstellung zwischen vertikaler und horizontaler Flugkon figuration;

Fig. 5 ein Schrägbild des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration;

Fig. 6A-C eine Seitenansicht, Vorderansicht und Draufsicht des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration; und

Fig. 7 ein Schrägbild des Flugzeugs im eingeklappten Zustand.

[0043] Grundsätzlich sind in den Figuren gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen.

Wege zur Ausführung der Erfindung [0044] Die Fig. 1 zeigtein Schrägbild eines erfindungsgemässen VTOL-Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration. Das Flugzeug 1 umfasst einen Rumpf 10 mit einem offenen, im Wesentlichen rechteckigen und horizontal orientierten Rahmen 11, in welchem ein Nutzmodul 20 aufgenommen ist. Aus der Fig. 1 ersichtlich sind die Längsachse x, die Querachse y und die Hochachse z, wobei die Längachse x und die Querachse y eine horizontale Ebene xy aufspannen, die Hochachse z und die Querachse y eine vertikale Ebene yz quer zur Längsachse x. Die Hauptbewegungsrichtungen sind vertikal (z-Richtung) und horizontal (x-Richtung).

[0045] In der Fig. 2 ist das Flugzeug 1 mit verschiedenen Nutzmodulen 20a, 20b, 20c dargestellt. Die linke Seitenwand ist jeweils weggelassen, um einen Einblick in das jeweilige Modul zu gewähren. Den Modulen 20a...c gemeinsam ist die äussere Form; sie alle umfassen senkrechte Frontwände 21a...c und Rückwände 22a...c; der Boden 23a...c und die Decke 24a...24c sind gewölbt. Die Module 20 passen somit in eine entsprechende Aufnahme 12 des Rahmens 11. Beim ersten Nutzmodul 20a handelt es sich um ein Personenmodul zur Aufnahme von Fluggästen. Es umfasst entsprechende Sitze und gegebenenfalls Bedienungselemente, falls das Flugzeug 1 nicht ferngesteuert betrieben wird. Je nach angestrebter Flughöhe ist das Personenmodul mit oder ohne Druckkabine ausgebildet. Beim zweiten Nutzmodul 20b handelt es sich um ein Lastmodul mit einem Aufnahmeraum für zu transportierende Lasten. Ein Pilotenplatz ist nicht vorgesehen. Ein mit diesem Nutzmodul 20b ausgestattetes Flugzeug 1 ist zur Fernsteuerung bestimmt. Beim dritten Nutzmodul 20c handelt es sich um ein Lastmodul mit Hebekran. Dieser umfasst einen Kranhaken, welcher durch eine Öffnung im Boden 23c des Nutzmoduls 20c abgesenkt werden kann. Das Flugzeug 1 kann somit im Schwebezustand Lasten vom Erdboden aufnehmen. Weitere Module können eingesetzt werden, solange sie in den Aufnahmeraum 12 passen und die unten beschriebene Schwenkbewegung des Rotors nicht behindern.

[0046] Die Module 20 umfassen jeweils Schnittstellen für die Energieversorgung und den Datenaustausch mit dem Rumpf 10. Steuer- und Kontrolldaten können über elektrische Kontakte oder per Funk übertragen werden. Die Module 20 können auswechselbar ausgeführt werden oder im Rahmen der Herstellung fest mit dem Rahmen 11 verbunden werden.

[0047] Am Rahmen 11 angeordnet sind vor dem Aufnahmeraum 12 ein Rumpf-Vorderteil 13 und hinter dem Aufnahmeraum 12 ein Rumpf-Hinterteil 14. Bei eingesetztem Nutzmodul 20 ergibt sich eine durchgängige Dachlinie. Der Rumpf-Vorderteil 13 und der Rumpf-Hinterteil 14 nehmen für den Flugbetrieb benötigte Komponenten auf, so z. B. Steuerelektronik inklusive Sensoren (Luftgeschwindigkeit, Luftdruck, Temperatur, Lage) und Kommunikationsmittel, eine Akkumulator-Einheit zur Speisung der elektrischen Antriebe, einen Verbrennungsmotor (z. B. einen Kolbenmotor, eine Turbine, Brennstoffzellen) für den direkten Antrieb und/oder den Betrieb eines Generators zum Aufladen des Akkumulators, den entsprechenden Treibstofftank usw.

[0048] Am Rahmen 11 angeordnet ist zudem in einem vorderen Bereich, im Wesentlichen seitlich des Rumpf-Vorderteils 13, ein Höhenruder 30 mit zwei seitlich am Rahmen 11 um eine horizontale Achse schwenkbaren Ruderelementen 31, 32. In einem hinteren Bereich, im Wesentlichen seitlich des Rumpf-Hinterteils 14, sind die Hauptflügel 41,42 angeordnet, welche gegenüber der horizontalen Ebene xy ausgehend vom Rahmen 11 schräg nach oben gerichtet sind, der zwischen der Ebene xy und der Hauptfläche der Hauptflügel 41,42 eingeschlossene Winkel beträgt ca. 10°. Die Hauptflügel 41,42 tragen an ihrem äusseren Ende jeweils einen fix angeordneten elektrischen Propellerantrieb 51,52 mit daran angeordnetem Propeller 53, 54. Alternativ ist der Propellerantrieb 51 im Rumpf-Hinterteil 14 angeordnet und die Antriebsleistung wird mechanisch (z. B. über Wellen) auf die Propeller übertragen. Im Vertikalflug dienen die Propeller 53, 54 primär zur Seitensteuerung und die Feineinstellung der Vor- bzw. Rückwärtsbewegung. Die Drehrichtungen der Propeller 53, 54 sind gegenläufig. Die Hauptflügel 41, 42 umfassen ferner mit Vorteil Klappen, die in an sich bekannter Weise gemeinsam das Querruder des Flugzeugs bilden.

[0049] Am Rumpf 10 schwenkbar angeordnet ist eine Rotorgabel 60. Sie ist beidseitig über jeweils eine horizontale und quer orientierte Schwenkachse geringfügig vor dem Schwerpunkt in der vertikalen Flugkonfiguration am Rahmen 11 angelenkt und umfasst zwei seitliche Schwenkhebel 61,62. Zwischen deren freien Enden ist eine Rotorbrücke 63 befestigt.

[0050] Die Rotorbrücke 63 umfasst ein Rotorlager, in welchem der Rotor 70 drehbar gelagert ist. Im Flugbetrieb ist das Rotorlager fest an der Rotorbrücke 63 angeordnet. Zum Transportieren und Verstauen des Flugzeugs 1 lässt es sich - wie weiter unten, im Zusammenhang mit der Fig. 7 erklärt - um 90° relativ zur Rotorbrücke verdrehen. Von der Rotorbrücke 63 werden über Drehkontakte zudem elektrische Leistung sowie Steuersignale zum Rotor 70 übertragen. Der Rotor 70 umfasst zwei Rotorflügel 71, 72, welche an einem zentralen Rotorkopf 73, welcher die Nabe des Rotors 70 bildet, gelagert sind. In der in der Fig. 1 gezeigten Position sind die Schwenkhebel 61, 62 der Rotorgabel 60 vertikal nach oben verschwend, d. h. sie schliessen einen rechten Winkel mit den seitlichen Längselementen des Rahmens 11 ein. Das Rotorlager der Rotorbrücke 63 weist eine in dieselbe Richtung, also vertikal, nach oben gerichtete Drehachse auf. Entsprechend rotieren die beiden Rotorflügel 71, 72 um eine vertikale Achse und spannen eine horizontale Ebene auf.

[0051] Die Rotorflügel 71,72 weisen ausgehend vom Rotorkopf 73 einen inneren Bereich 71.1,72.1 auf, welcher schwenkbar am Rotorkopf 73 gelagert ist. Die Schwenkstellung (Pitch) der beiden Rotorflügel 71, 72 ist jeweils entgegengesetzt und lässt sich ausgehend von der Rotorbrücke 63 einstellen. Dazu sind geeignete mechanische Übertragungselemente oder lokale Aktoren am Rotor angeordnet. An diesem Bereich klappbar gelagert ist ein Hauptbereich 71.2, 72.2.

Die Klappachse ist im Flugbetrieb fixiert, ein Einklappen findet - wie weiter unten im Zusammenhang mit der Fig. 7 erklärt -für den Transport und das Verstauens des Flugzeugs 1 statt. Am äusseren Ende des Hauptbereichs 71.2, 72.2 ist jeweils ein Propellerantrieb 74, 75 mit daran angeordnetem Propeller 76, 77 angeordnet, wobei die Drehachsen der Propeller im Wesentlichen in der von den Rotorflügeln 71, 72 aufgespannten horizontalen Ebene liegen und um 180° zueinander versetzt sind. Der Propellerantrieb 74, 75 beinhaltet einen Elektromotor, welcher in einem aerodynamisch optimierten Gehäuse aufgenommen ist und welcher mit dem jeweiligen Propeller 76, 77 (ggf. über ein Getriebe) in Wirkverbindung steht. Bei den Propellern 76, 77 kann es sich um Verstellpropeller handeln. Sie liefern die Drehenergie des Rotors 70 im Vertikalflug und bedarfsweise zusätzliche Antriebskraft in Flugrichtung im Horizontalflug.

[0052] I m Bereich der Propeller ist eine weitere Klappachse, parallel zur Hauptebene des Hauptbereichs 71.2, 72.2, angeordnet, über welche Winglets 71.3, 72.3 an den Hauptbereichen 71.2, 72.2 gelagert sind. Die Winglets weisen ein Hochleistungsprofil mit maximalem Auftrieb auf. Zwischen den Winglets 71.3, 72.3 und dem jeweiligen Hauptbereich 71.2, 72.2 ist ferner ein federgestützter Rückholmechanismus angeordnet, welche die Winglets 71.3, 72.3 bei fehlender Zentrifugalkraft in eine rechtwinklig zum Hauptbereich 71.2, 72.2 abgewinkelte und von der Rotorgabel 60 weg gerichtete Stellung verschwenkt. Die Fig. 1 zeigt also die Stellung der Winglets 71.3, 72.3 bei Betrieb des Rotors 70 in der vertikalen Flugkonfiguration, so dass die Zentrifugalkraft die Winglets 71.3, 72.3 nach aussen in die Verlängerung des Hauptbereichs 71.2, 72.2 der Rotorflügel 71,72 bewegt.

[0053] Die Winglets stellen - unabhängig von den sonstigen Steueranweisungen - automatisch die richtige Drehzahl des Rotors zum Erreichen eines ausreichenden vertikalen Auftriebs sicher. Die Winglets sind nur im Vertikalflug und im Übergang bis zu einem Rotorwinkel von ca. 45° (gemessen zur vertikalen Orientierung) linear abnehmend aktiv. Zwischen 0 und 45° steuert die Zentrifugalkraft direkt den Anstellwinkel der Winglets und parallel dazu die Leistung der Rotorantriebe. Ist die Rotation zu schnell, wird der Anstellwinkel erhöht und die Leistung reduziert - ist diese zu gering, wird der Anstellwinkel reduziert und die Leistung erhöht. Bei einem Leistungsausfall nimmt das System von selbst eine sichere Sinkrate von ca. 3-4 m/s an. Bei einem Rotorwinkel von mehr als 45° haben die Winglets kaum mehr einen Einfluss auf die Leistung, die Rotordrehzahl wird reduziert und die Winglets werden durch den Fahrtwind zurückgeklappt.

[0054] In den Fig. 3A-3C sind eine Seitenansicht, eine Draufsicht und eine Vorderansicht des Flugzeugs 1 in der vertikalen Flugkonfiguration dargestellt. Neben den bereits aus der Fig. 1 ersichtlichen Komponenten zeigen die Fig. 3A-3C insbesondere auch deutlich die Landekufen, nämlich eine zentrale vordere Landekufe 81, welche zwischen den Ruderelementen 31, 32 des Höhenruders 30 am Frontteil des Rahmens 11 angeordnet ist, und zwei seitliche hintere Landekufen 82, 83, welche unterhalb der Hauptflügel 41, 42 im hinteren Bereich der Seitenteile des Rahmens 11 angeordnet sind. Die Landekufen 81,82, 83 erstrecken sich ausgehend vom Rahmen 11 schräg nach hinten unten und sind quer zur Flugrichtung zur Verringerung des Luftwiderstandes sehr schmal ausgebildet, während sie in Flugrichtung eine mehrfach grössere Ausdehnung aufweisen.

[0055] Die Tragleistung im Schwebeflug wird durch die Leistungsfähigkeit des Rotors und der entsprechenden Antriebe bestimmt. Diese kann wesentlich erhöht werden, wenn zur Rotation die Vorwärtsbewegung durch die am Hauptflügel angeordneten Propeller kommt. Dies ist insbesondere bei besonderen Flugsituationen, z. B. dem Start in grosser Höhe oder bei unerwartet starken Abwinden in den Bergen, von Vorteil.

[0056] Die Fig. 4 zeigt ein Schrägbild des Flugzeugs in einer Übergangsstellung zwischen vertikaler und horizontaler Flugkonfiguration. Die Schwenkhebel 61,62 der Rotorgabel 60 mit der daran angeordneten Rotorbrücke 63 werden um die quer orientierten, horizontalen Drehachsen nach hinten verschwenkt. Im selben Mass verschiebt sich die Orientierung der Drehachse des Rotors 70 nach schräg hinten. Die Schwenkhebel 61,62, der Rahmen 11 und ein in den Aufnahmeraum 12 des Rahmens 11 eingesetztes Nutzmodul sind so dimensioniert, dass die Schwenkhebel ungehindert bis in die in der Fig. 5 gezeigte horizontale Orientierung verschwenkt werden können.

[0057] Der sich durch die Horizontalbewegung ergebende aerodynamische Auftrieb setzt bei einem Rotorkippwinkel von ca. 50° (gemessen zwischen der Rotorachse und der vertikalen Position) ein.

[0058] Bei zunehmender Geschwindigkeit in Flugrichtung wird die Rotorgabel 60 mit dem Rotor 70 weiter nach hinten geneigt (abgesenkt), wodurch die Rotorflügel 71, 72, die Propeller 76, 77 und die Winglets 71.3, 72.3 einen negativen Pitch einnehmen. Durch diese Massnahme kann das Flugzeug weiter Fahrt aufnehmen, was die Neigung des Rotors 70 nach hinten weiter verstärkt, bis die Hauptflügel 41, 42 und ergänzend der Rumpf den Auftrieb für den Horizontalflug übernehmen können. Der Übergang vom Horizontal- zum Vertikalflug spielt sich in umgekehrter Reihenfolge unter einer Reduktion der horizontalen Geschwindigkeit ab.

[0059] Die Fig. 5 zeigt ein Schrägbild des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration. Die Fig. 6A-C zeigt eine Seitenansicht, eine Vorderansicht und eine Draufsicht des Flugzeugs in dieser Flugkonfiguration. Die Schwenkhebel 61, 62 sind ganz nach hinten verschwenkt, liegen auf den Seitenteilen des Rahmens 11 auf und sind in dieser Stellung fixiert. Der Rotorkopf 73 des Rotors 70 und damit die Rotordrehachse sind horizontal, parallel zur Flugrichtung, orientiert. Der Rotor 70 ist in dieser Flugkonfiguration in einer Stellung fixiert, in welcher die Rotorflügel 71,72 vertikal orientiert sind, also ausgehend vom Rotorkopf 73 vertikal nach oben bzw. nach unten verlaufen. Die inneren Bereiche 71.1, 72.1 und damit die gesamten Rotorflügel 71, 72 sind relativ zum Rotorkopf 73 so verschwenkt, dass die Hauptfläche der Rotorflügel 71, 72 ebenfalls parallel zur Flugrichtung sind. Der Luftwiderstand des Rotors 70 wird somit minimiert. Die Winglets 71.3, 72.3 sind relativ zum jeweiligen Hauptbereich 71.2, 72.2 um 90° nach hinten verschwenkt, liegen also hinter dem jeweiligen Hauptbereich 71.2, 72.2. Es ergibt sich eine weitere Reduktion des Luftwiderstands und auch der Platzbedarf in vertikaler Richtung verringert sich.

[0060] Die Drehachsen der an den Rotorflügeln 71, 72 angeordneten Propeller 76, 77 verlaufen ebenfalls parallel in Flugrichtung und die beiden Propeller 76, 77 können zusätzlichen Schub in Vorwärtsrichtung beitragen, so dass das Flugzeug 1 in dieser Flugkonfiguration über vier wirksame Antriebe verfügt. Im Horizontalflug dient das Höhenruder 30 zur Höhensteuerung und bildet eine sekundäre Tragfläche.

[0061] Für die normale Reisegeschwindigkeit werden die elektrischen Antriebe im Bereich ihrer Nominalleistung betrieben. Für kurzzeitige Phasen mit Höchstgeschwindigkeit erfolgt ein Betrieb im Bereich der Maximalleistung.

[0062] Die Fig. 7 zeigt ein Schrägbild des Flugzeugs im eingeklappten Zustand. In diesem nimmt das Flugzeug einen minimalen Raum ein und lässt sich so einfach und kostengünstig transportieren und lagern. Das Flugzeug lässt sich beispielsweise auf einem strassentauglichen Anhänger bewegen oder auf einem üblichen Parkfeld abstellen. Die Nutzlast lässt sich so bei Bedarf auch auf Strassen weiter bewegen, z. B. für die Feinverteilung, ohne dass das entsprechende Nutzmodul vom Flugzeug entfernt werden müsste. Alternativ kann das erfindungsgemässe Flugzeug auch in einer Container-Logistik verwendet werden, wobei die Nutzmodule als Container dienen und zusammen mit der weiter zu transportierenden Ladung aus dem Rumpf entnommen und durch andere Transportmittel (z. B. auf dem Strassen-, Schienen oder Wasserweg) weiter transportiert werden.

[0063] Im Unterschied zur horizontalen Flugkonfiguration, wie in der Fig. 6 gezeigt, ist das Rotorlager relativ zur Rotorbrücke 63 um 90° nach oben verschwenkt, so dass der Rotorkopf 73 nach oben weist. Die Rotorflügel 71, 72 weisen mit ihren Hauptflächen ebenfalls vertikal nach oben, wobei die Hauptteile 71.2, 72.2 gegenüber den inneren Bereichen 71.1, 72.1 um 90° nach vorne geklappt sind. Die Winglets 71.3, 72.3 befinden sich in der Verlängerung der Hauptteile 71.2, 72.2 und erstrecken sich wie diese seitlich entlang des Rumpfs 10 nach vorne und schliessen damit das Nutzmodul 20 ein. Die am Rotor 70 angeordneten Propeller 76, 77 sind parallel zum Seitenteil des Rahmens 11 orientiert. Die Hauptflügel 41, 42 sind senkrecht nach oben geklappt, ebenso die Ruderelemente 31,32 des Höhenruders 30. Die an den Hauptflügeln 41,42 angeordneten Propeller sind in einer vertikalen Richtung fixiert.

[0064] Die Steuerung der Höhe erfolgt im Horizontalflug konventionell aerodynamisch entlang der Querachse über die Ruderelemente 31,32 des Höhenruders 30. Im Vertikalflug erfolgt die Steuerung konventionell vertikal entlang der Hochachse über die Pitchverstellung der Rotorflügel 71, 72. Gesteuert wird die Höhe über die Vor- und Zurückbewegung des Sticks, wobei beim Ziehen die Nase des Flugzeugs um die Querachse nach oben dreht, respektive ein positiver Pitch den Auftrieb erhöht und das Flugzeug entlang der Höhenachse nach oben zieht. Beim Drücken des Sticks erfolgt die umgekehrte Bewegung.

[0065] Die Steuerung der Richtung erfolgt im Horizontalflug konventionell aerodynamisch entlang der Längsachse über Querruder in oder an den Hauptflügeln 41,42 in konventioneller Kombination mit einer Drehung um die Querachse über die Elemente 31,32 des Höhenruders (Ziehen am Stick), welche durch die gegensätzliche Verstellung der Propeller 53,54 und mit einer Drehung um die Hochachse unterstützt wird. Im Vertikalflug erfolgt die Richtungssteuerung ausschliesslich durch die gegensätzliche Verstellung der Propeller 53, 54 über das Links- bzw. Rechtsverschieben des Sticks, wobei im Horizontalflug ein Linksverschieben eine Drehung um die Längsachse in Flugrichtung im Gegenuhrzeigersinn, im Vertikalflug eine Drehung nach links um die Hochachse, bewirkt. Die Steuerung in Gegenrichtung erfolgt analog.

[0066] Die Steuerung der Vorwärts- oder Rückwärtsbewegung erfolgt im Vertikalflug durch die synchrone Verstellung der Stellung der Blätter der Propeller 53, 54, ausgelöst durch die Betätigung eines Pistolengriffs am Stick in Vorwärts- bzw. Rückwärtsrichtung (oder über ein Gas-/Bremspedal analog zu Fahrzeugen oder über einen Verstellpropeller-Hebel).

[0067] Die Trimmung aller Steuerelemente erfolgt elektrisch im Rahmen einer üblichen Servosteuerung für Autopiloten (Höhe, Richtung, Geschwindigkeit). Die horizontale Vorwärtsbewegung wird mit einem «Power & Speed»-Hebel gesteuert, welcher vier Positionen umfasst, namentlich «Park» (lock), «Roll/Start/Land» (unlock), «Gear up» und «Fly». Beeinflusst wird namentlich die Stellung der Propellerblätter der an den Hauptflügeln angeordneten Propeller. Am selben Hebel ist ebenfalls die Leistungssteuerung der Rotorantriebe vorgesehen, welche lediglich vier Stufen vorsieht, namentlich Reku-peration, Leerlauf, Normal und maximale Leistung sowie für Notfallsituationen «Kick Full Power», welche die maximale Leistung aller Systeme oder wahlweise nur vertikal oder nur horizontal anfordert. Die tatsächlich bereitzustellende Leistung wird in Abhängigkeit des benötigten Drehmoments und damit u. a. in Abhängigkeit der Stellung der Propeller- bzw. Rotorblätter vollautomatisch geregelt.

[0068] Die eigentliche Steuerung der Antriebe (inkl. eines Verbrennungsmotors zum Antrieb eines Generators zum Speisen des Akkumulators) erfolgt vollautomatisch in Abhängigkeit von der verlangten Antriebsleistung und dem Ladezustand des Akkumulators.

[0069] Alle Antriebssysteme sind doppelt, aber nicht redundant; sie sind so ausgelegt, dass auch bei einem Ausfall der Hälfte der Systeme die verbleibenden Antriebe auch bei maximaler Zuladung ein sicheres und gesteuertes Absinken und Landen sicherstellen können (hot-spare, fail-save).

[0070] Beispielhafte technische Spezifikationen des dargestellten Flugzeugs sind in der folgenden Tabelle festgehalten:

Gewicht Antriebssystem komplett 100 kg

maximale Gesamtmotorleistung ca. 140 kW

Spannweite (Horizontalflug) 4.991 m

Spannweite (Vertikalflug) 8.980 m

Claims (16)

1. Länge (Horizontalflug) 5.079 m Länge (Vertikalflug) 3.329 m Höhe (Horizontalflug) 4.500 m Höhe (Vertikalflug) 3.179 m (ohne Fahrwerk) Flügelfläche (Horizontalflug) Hauptflügel 2.14 m2 Rumpfflügel 9.14 m2 Höhenruder 0.4 m2 Total: 11.68 m2 Propellerfläche (Vertikalflug) 4.759 m2 Streckung (Horizontalflug) 7.4 Streckung (Vertikalflug) 17.0 Schwerpunkt (Horizontalflug) von vorne gemessen 50% der Gesamtlänge (Horizontalflug) Schwerpunkt (Vertikalflug) von vorne gemessen 52-60% der Gesamtlänge (Vertikalflug) Leergewicht 222 kg (ohne Nutzmodul) maximales Startgewicht 472.5 kg Tankvolumen 201 Reisegeschwindigkeit 300 km/h maximale Geschwindigkeit 370 km/h zulässige Höchstgeschwindigkeit 420 km/h beste Steiggeschwindigkeit 45 km/h maximale Steigrate 14 m/s maximale Flughöhe 6000 m Treibstoffverbrauch 181/h [0071] Die Gesamtlänge bezeichnet die gesamte Länge des Rumpfs in der entsprechenden Flugkonfiguration, inklusive Rotornabe in der Horizontalflugkonfiguration. [0072] Die Erfindung ist nicht auf das dargestellte Ausführungsbeispiel beschränkt. Insbesondere konstruktive Details der einzelnen Komponenten können anders ausgeführt sein. Namentlich können die Nutzmodule eine andere Form aufweisen, insbesondere ist die aerodynamische Geometrie der Modulunter- bzw. -Oberseite nicht zwingend - so können auch quaderförmige Container aufgenommen werden, die unten und/oder oben über das Rumpf-Vorder- bzw. -Hinterteil überstehen. Zentral ist hier primär, dass die Schwenkbewegung des Rotors nicht eingeschränkt wird. [0073] Auch die Steuerelemente können auf andere Weise bereitgestellt werden, anstelle eines Hebels kann beispielsweise ein Stick, ein Steuerhorn oder ein Steuerrad vorgesehen sein. Das erfindungsgemässe Flugzeug kann mit kleineren und insbesondere grösseren Dimensionen ausgeführt werden, wobei entsprechend auch die aufnehmbare Nutzlast kleiner bzw. grösser ausfällt. Wie bereits erwähnt, besteht zudem in Bezug auf die Antriebstechnologien innerhalb des erfindungsgemässen Konzepts eine grosse Freiheit. [0074] Zusammenfassend ist festzustellen, dass durch die Erfindung ein VTOL-Flugzeug geschaffen wird, welches einen einfachen Aufbau und ein stabiles Flugverhalten aufweist. Patentansprüche

   1. VTOL-Flugzeug umfassend a) einen Rumpf (10), b) zwei Hauptflügel (41,42), welche beidseitig an einem hinteren Bereich des Rumpfs (10) angeordnet sind, c) zwei Propeller (53, 54), wobei je ein Propeller (53, 54) an jedem Hauptflügel um eine horizontale Längsachse drehbar angeordnet ist, d) einen Rotor (70) mit mindestens zwei Rotorflügeln (71, 72), wobei der Rotor (70) an einem um eine Querachse schwenkbar am Rumpf (10) gelagerten Rotorträger (60) angeordnet ist.
2. 2. VTOL-Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Rotor (70) zwischen einer im Wesentlichen vertikalen Position um die Querachse nach hinten in eine im Wesentlichen horizontale Position verschwenkbar ist.
3. 3. VTOL-Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch einen gabelförmigen Schwenkhebel (61,62), welcher mit einem ersten Ende schwenkbar am Rumpf (10) gelagert ist, wobei an einem zweiten Ende, welches dem ersten Ende gegenüberliegt, der Rotorträger (60) angeordnet ist.
4. 4. VTOL-Flugzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Schwenkhebel (61, 62) an seinem ersten Ende an zwei Lagerstellen in seitlich äusseren Bereichen des Rumpfs (10) gelagert ist, so dass zwischen den Lagerstellen ein Nutzraum ausgespart ist, welcher unabhängig von einer Schwenkstellung des Schwenkhebels (61,62) verfügbar ist.
5. 5. VTOL-Flugzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Nutzraum als Aufnahmeraum für eines oder mehrere Nutzmodule (20), insbesondere Personen- und/oder Nutzlastmodule, ausgebildet ist.
6. 6. VTOL-Flugzeug nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die zwei Lagerstellen in Längsrichtung vor dem Schwerpunkt des Flugzeugs in einer im Wesentlichen vertikalen Schwenkstellung des Schwenkhebels (61,62) angeordnet sind, wobei ein axialer Abstand zwischen den Lagerstellen und dem Schwerpunkt insbesondere nicht grösser ist als 10% einer Gesamtlänge des Rumpfs (10).
7. 7. VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Schwenkhebel (61, 62) an seinem zweiten Ende eine Rotorbrücke (63) aufweist, welche zwei seitliche Elemente des Schwenkhebels (61, 62) verbindet und den Rotorträger (60) trägt.
8. 8. VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 7, gekennzeichnet durch ein Höhenruder (30), welches in einem vorderen Bereich des Rumpfs angeordnet ist.
9. 9. VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens zwei Rotorpropeller (76, 77) an den mindestens zwei Rotorflügeln (71,72) angeordnet sind.
10. 10. VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens zwei Rotorflügel (71,72) jeweils einen klappbaren Rotorflügelabschnitt umfassen.
11. 11. VTOL-Flugzeug nach den Ansprüchen 9 und 10, dadurch gekennzeichnet, dass die klappbaren Rotorflügelabschnitte radial ausserhalb von Befestigungsstellen der Rotorpropeller (76, 77) angeordnet sind.
12. 12. VTOL-Flugzeug nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass die klappbaren Rotorflügelabschnitte einen Rückholmechanismus aufweisen, welcher die Rotorflügelabschnitte beim Unterschreiten einer vorgegebenen Zentrifugalkraft in eine im Wesentlichen senkrecht zu einem Basisabschnitt des jeweiligen Rotorflügels (71,72) orientierte Ruhestellung bewegt.
13. 13. VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass es durch Verschwenken des Rotorträgers (60) von einer vertikalen Flugkonfiguration, in welcher eine Drehachse des Rotors (70) im Wesentlichen senkrecht orientiert ist, in eine horizontale Flugkonfiguration bringbar ist, in welcher der Rotor (70) gegenüber dem Rotorträger (60) fixiert ist und die mindestens zwei Rotorflügel (71,72) senkrecht orientiert sind.
14. 14. VTOL-Flugzeug nach den Ansprüchen 13 und 9, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens zwei Rotorpropeller (76, 77) derart ausgebildet sind, dass sie in der horizontalen Flugkonfiguration Vortrieb erzeugen.
15. 15. VTOL-Flugzeug nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass der Rotor (70), wenn der verschwenkbare Rotorträger (60) von der vertikalen in die horizontale Flugkonfiguration verschwenkt wird und ein vorgegebener Winkel zwischen einer Hauptebene des Rumpfs (10) und einer Drehachse des Rotors (70) unterschritten wird, automatisch in einer vorgegebenen Drehstellung fixierbar ist.
16. 16. VTOL-Flugzeug nach einem der Ansprüche 3 bis 15, dadurch gekennzeichnet, dass es klappbar ausgebildet ist, wobei das Flugzeug eine oder mehrere der folgenden Knickstellen aufweist: a) zwischen dem Rumpf (10) und seitlich am Rumpf (10) angeordneten Abschnitten des Höhenruders (30); b) zwischen dem Rumpf (10) und den Hauptflügeln (41,42); c) zwischen einem Rotorkopf (73) und zwei seitlichen Elementen des Schwenkhebels (61,62); und/oder d) im Bereich eines Basisabschnitts der Rotorflügel (71,72).