CH709012B1

CH709012B1 - VTOL aircraft.

Info

Publication number: CH709012B1
Application number: CH02120/13A
Authority: CH
Inventors: Conca-Garcia Raphaël
Original assignee: Conca-Garcia Raphaël
Priority date: 2013-12-20
Filing date: 2013-12-20
Publication date: 2017-06-15
Also published as: CH709012A1; WO2015089679A1

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.A VTOL aircraft comprises a fuselage (10), two main wings (41, 42) which are arranged on both sides at a rear area of the fuselage (10), two propellers (53, 54), one propeller each (53, 54) a rotor (70) with at least two rotor blades (71, 72), the rotor (70) being mounted on a rotor carrier (60) pivotably mounted on the fuselage about a transverse axis ) is arranged. This structure is particularly simple and thus inexpensive to implement. It allows self-stabilization and thus easy handling with safe flight characteristics. The rotor (70) can be used because of its foldability to assist the propulsion, and he offers in horizontal flight low air resistance.

Description

Beschreibung Technisches Gebiet [0001] Die Erfindung betrifft ein VTOL-Flugzeug.Description TECHNICAL FIELD The invention relates to a VTOL aircraft.

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.PRIOR ART A vertical take-off and landing aircraft (VTOL) or hybrid aircraft is an aircraft which can take off and land vertically and without a runway, but which, unlike helicopters, also has rigid wings , which generate lift in horizontal flight with sufficient propulsion. VTOL aircraft are able to make a transition between vertical hovering (with the possibility of stationary hovering) and faster, and usually more economical, level flight during the flight. They are thus more economical than helicopters and more versatile than surface aircraft.

[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.The invention relates to the field of VTOL aircraft with rigid wings and rotary wings, so with one or more propellers, which are arranged rotatably about one or more axes and generally have a large diameter, ie in the form of Rotors, thumbscrews or rotatable blades are present.

[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.Such aircraft are known per se. Thus, US Pat. No. 2,437,330 (A. S. Mullgardt) shows an aircraft with a fuselage and wings which are pivotably arranged in a front region of the fuselage. A rotor is pivotable forwards about a transverse axis, so that it perceives the role of a conventional propulsion propeller in horizontal flight, while rotating in vertical flight in the manner of a helicopter rotor about a substantially vertical axis. A tail rotor balances the torque of the main rotor like a helicopter.

[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.The aircraft is relatively large and has a complex structure. The control is difficult. Due to the mechanical power transmission between the main and tail rotor results in a limited usable space.

[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.WO 2005/039 973 A2 (D.G. Baldwin) shows an aircraft with a rotor provided with a vertical unit which is arranged via a linkage pivotally mounted on a gondola-like loading unit for receiving a load. The rotor is pivotally mounted on the linkage. Furthermore, a wing unit is attached to the linkage, which generates lift.

[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.Due to its design, this aircraft has only a limited true horizontal flight capability. The large rotor and the wing unit separated from the loading unit lead to an unstable position in the landed state; if necessary, special ground-based equipment is necessary to achieve a stable position, which greatly restricts the flexible use of the device. A stable flight behavior is also achieved only by a arranged on the charging unit stabilization unit, which also results in a complex structure.

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.DESCRIPTION OF THE INVENTION The object of the invention is to provide a VTOL aircraft belonging to the technical field mentioned at the outset, which has a simple construction and a stable flight behavior.

[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.The solution of the problem is defined by the features of claim 1. According to the invention, the VTOL aircraft comprises: a) a fuselage, b) two main wings which are arranged on both sides at a rear region of the fuselage, c) two propellers, one propeller each being arranged rotatably on each main wing about a horizontal longitudinal axis, and d) a rotor with at least two rotor blades, wherein the rotor is arranged on a rotor carrier pivotably mounted on the fuselage about a transverse axis.

[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.There may also be more than two propellers. The axis of rotation of the propeller is preferably fixed relative to the orientation of the fuselage and always parallel to the longitudinal axis of the aircraft, resulting in a particularly simple structure. The propellers can also be pivotable about an axis (in particular transversely to the main flight direction). It is central that they can assume an orientation in which their axis of rotation substantially corresponds to the mentioned horizontal longitudinal axis. The terms "horizontal", "vertical", "longitudinal axis", "transverse axis" and "vertical axis" are used here in the following sense: The VTOL aircraft can start vertically, ie in the vertical direction (in the direction of the vertical axis) but also at substantially constant altitude, so in the horizontal direction, move from one place to another. The longitudinal axis of the aircraft or of the fuselage corresponds in the second case to the direction of flight. The transverse axis is perpendicular to the longitudinal axis and defines together with this a horizontal plane.

[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.The main wings are preferably attached to the side of the fuselage. As a result, the hull is accessible from above and below, which allows flexible use. The at least two propellers are preferably arranged in an end region of the main wing. This results in particularly stable flight characteristics and reduced edge vortex resistance. Because of the vertical take-off and landing, the area of the main wings can be greatly reduced, so that a span between the preferred lateral propeller positions is sufficient anyway.

[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.The rotor can be pivoted with advantage between a substantially vertical position about the transverse axis to the rear in a substantially horizontal position. In the horizontal position, the (essentially vertical) plane spanned by the rotor blades is thus arranged behind the fuselage. The pilot's view is not affected forward in this configuration in any position of the rotor. In addition, advantageous flight characteristics, in particular at the transition between vertical and horizontal flight and vice versa result.

[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.The main wing with advantage a symmetrical profile (analogous to the profile of the wings of a jet fighter). Due to the VTOL capabilities and the buoyancy of the hull, the surface lift is sufficient, this design also results in a small silhouette with correspondingly low air resistance. The aircraft according to the invention thus enables economical operation in horizontal flight.

[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).The angle of attack of the rotor blades is adjustable. In vertical flight, the angle of attack of the rotor blades is advantageously coupled to the position of the elevator. In this way, the height in hovering can be easily controlled or changed (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.The inventive structure of the VTOL aircraft is particularly simple and therefore cost feasible. It allows self-stabilization and thus easy handling with safe flight characteristics. Due to its foldability, the rotor can be used to assist propulsion and it offers low air resistance in horizontal flight. So it is possible to travel at high speeds with low engine power. In addition, the rotor can have a relatively large vertical distance to the fuselage in vertical flight, which results in stable flight characteristics and simplifies loading and loading.

[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.Advantageously, an adjustable rudder is dispensed with. The appropriate control can be done by taking different positions of the propeller blades of the two laterally arranged propeller.

[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.Advantageously, the aircraft comprises a fork-shaped pivot lever, which is pivotally mounted with a first end to the hull, wherein at a second end which is opposite to the first end, the rotor carrier is arranged. The fork shape allows an arrangement of the bearing points of the pivot lever as far outside as possible. In the middle there is space left, which can be used.

[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.Particularly preferably, the pivot lever is mounted at its first end to two bearings in laterally outer regions of the fuselage, so that between the bearings a useful space is recessed, which is available independently of a pivot position of the pivot lever. The entire hull width thus remains usable - regardless of the pivoting position of the pivot lever. In contrast to known solutions, this results in an enlarged usable space, which can also be used very flexibly. Due to the central arrangement of the work space, relatively large and / or heavy objects can be safely transported.

[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.Alternatively, the pivot lever is mounted in the center of the fuselage. In principle, embodiments are also conceivable in which the pivot lever - with appropriate dimensioning - is mounted on one side only laterally on the hull.

[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.Advantageously, the useful space is designed as a receiving space for one or more useful modules, in particular passenger and / or payload modules. The aircraft can thus be equipped as part of the production, but possibly also later, as needed with a corresponding utility module. In a remote-controlled operation, a payload module is conceivable, which essentially fills the entire usable space. Otherwise, the payload module is equipped with a cab for one (or more) pilots. The payload module may comprise a lifting device, so that objects can also be picked up, for example, in the hovering flight of the aircraft from the ground. The hull comprises fastening devices for simple and secure attachment of the module or modules and interfaces for the transmission of energy and data, in particular control and control data.

[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.Advantageously, the hull is formed like a frame. The bearings of a fork-shaped pivot lever are then arranged laterally on the frame, while the Nutzmodule can be used in the frame. The result is a light but stable hull structure with maximum receiving space.

[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.Advantageously, the two bearings are arranged in the longitudinal direction in front of the center of gravity of the aircraft in a substantially vertical pivot position of the pivot lever, wherein an axial distance between the bearings and the center of gravity in particular is not greater than 10% of a total length of the fuselage. In general, the center of gravity is advantageously independent of the longitudinal flight position between the bearings and the main wings. This arrangement enables safe flight characteristics in horizontal and vertical flight in particular. The result is a dynamic adjustment of the weight distribution, wherein the buoyant force of the rotor is always directed substantially so that it is opposite to the weight forces of the individual elements of the aircraft. The aircraft is self-stabilizing.

[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.In one embodiment of the invention, the bearings can be displaced in the longitudinal direction of the fuselage, so that the configuration of the load distribution can be adjusted. This adjustment can also be done automatically, for. B. on the basis of force and / or inclination sensors.

[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.Preferably, the pivot lever on two lateral elements, which are connected at a first end with a corresponding lateral bearing point of the fuselage. Connected to the second end of the lateral elements is a rotor bridge which carries the rotor carrier.

[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.Advantageously, the aircraft further comprises a (controllable) elevator, which is arranged in a front region of the fuselage. It can be arranged there without conflicts with the propellers or the rotor and allows a fixed arrangement of the at least two propellers. The height control is thus carried out in horizontal flight analogous to that of a conventional aircraft.

[0026] Alternativ kann das Höhenruder an anderer Stelle, z. B. im Bereich der Hauptflügel oder dahinter, angeordnet sein.Alternatively, the elevator elsewhere, z. B. in the main wing or behind it, be arranged.

[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.Advantageously, at least two rotor propellers are arranged on the at least two rotor blades. Various combinations are possible, for. B. two, three or four rotor blades, each with a rotor propeller, four rotor blades, with two opposite wings each carry a propeller, etc. A rotor blade can basically also carry multiple rotor propellers.

[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.By using a direct rotor drive can be dispensed with a torque compensation, which is equivalent to the advantages of rotary wing aircraft (Autogyro) or tip jets. The use of electric motors is ideal for driving the rotor propellers because of simplicity, reliability, the weight / performance options and robustness with respect to centrifugal force - but not mandatory.

[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.Also arranged on the main wing propeller can be driven by one or more electric motors. An accumulator for supplying the various electric motors can be fed by a generator driven by an internal combustion engine. Other solutions, eg. As the use of a fuel cell or a hybrid drive with combustion and electric motor are also conceivable. The drives for the rotor propellers on the one hand and the propeller arranged on the main wing on the other hand can be designed in different ways.

[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.In a preferred embodiment of the novel VTOL aircraft, the at least two rotor blades each comprise a folding rotor blade section (also referred to below as "winglet"). The rotor blades therefore comprise a base part which is rotatably arranged on the rotor carrier and the rotor blade section which can be folded radially on the base part. The folding axis is preferably substantially parallel to the main plane of the base part. The winglets allow a reduction of air resistance in horizontal flight and lead in folded position to a reduced space requirement in the rotor plane. Accordingly, the area of the winglets can be comparatively large. These can also have a strongly curved lift profile. As a result, much buoyancy is already generated at low rotor speed. Lower speeds, however, also result in lower noise emissions and enable economical operation. Finally, a VTOL aircraft with this design has excellent sliding properties (autorotation).

[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.Advantageously, the folding rotor blade sections are arranged radially outside of attachment points of the rotor propeller. The rotor propellers are thus arranged on the base part directly within the transition to the hinged sections. As a result, the rotor propellers result in a maximum torque acting on the respective rotor blade, but can also fulfill their respective purpose without difficulty even when the winglet is folded down.

[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.Preferably, the folding rotor blade sections on a return mechanism, which moves the rotor blade sections falls below a predetermined centrifugal force in a substantially perpendicular to a base portion of the respective rotor blade rest position. The return mechanism can be designed such that the angle of attack of the winglets is controlled exclusively by the centrifugal force and eliminates additional control and corresponding drives. The solution is correspondingly inexpensive and weight-saving.

[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.At a rotor pitch of less than about 45 ° to the longitudinal axis, the rotor speed can be reduced, so that the winglets are folded back by the return mechanism and / or the wind. The return mechanism includes, for example, suitably sized spring means which counteract the centrifugal force.

[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.The inventive VTOL aircraft is advantageous by pivoting the rotor carrier of a vertical flight configuration in which a rotational axis of the rotor is oriented substantially perpendicular, in a horizontal flight configuration can be brought, in which the rotor is fixed relative to the rotor carrier and the at least two rotor blades are oriented vertically. The rotor carrier with the rotor is folded down with advantage to the rear. The fixation of the rotor provides stable flight characteristics and the rotor can also be fixed in a position in which it is optimal for the use of the aircraft.

[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.When using folding winglets is reduced in the horizontal flight configuration, the radial extent of the rotor, which also benefits the flight characteristics and significantly reduces the space requirement and air resistance of the rotor.

[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 diePreferably, the at least two rotor propellers are designed such that they generate propulsion in the horizontal flight configuration. The rotor propellers thus act in this configuration as further propulsion propellers, which the

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.Support propellers on the main wings. Existing folding winglets arranged radially outside the fastening points of the rotor propellers can, as mentioned, be folded back in the horizontal flight configuration so that maximum propulsion results with minimal air resistance.

[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.Advantageously, the rotor is automatically fixed in a predetermined rotational position (about the rotor axis) during pivoting of the rotor carrier from the vertical to the horizontal flight configuration falls below a predetermined angle between a main plane of the fuselage and a rotational axis of the rotor. For example, in a two-bladed rotor, the two wings are arranged horizontally or vertically, resulting in a balanced mass distribution. The automatic fixation facilitates the operation of the aircraft and ensures that the rotor in horizontal flight does not adversely affect the flight characteristics of the aircraft.

[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.In a preferred embodiment of the VTOL aircraft this is designed hinged. In this case, the aircraft has one or more of the following kinks: a) between the fuselage and sections of the elevator arranged laterally on the fuselage; b) between the hull and the main wings; c) between the rotor head and two lateral elements of the pivoting lever; and / or d) in the region of a base section of the rotor blades.

[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.In a kink, the interconnected elements can be pivoted either about a simple pivot axis against each other or kinking includes not only a pivot and an inclined thereto arranged axis of rotation.

[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.The main wings are in particular folded down in a substantially vertical position. The same applies to the elevator. The rotor head can be pivoted relative to the rotor bridge, or it is pivoted together with the rotor bridge relative to the lateral elements of the pivot lever. This allows an erection of the rotor axis with the rotor folded back. The kink in the region of the base section of the rotor blades then makes it possible to fold the rotor blade projecting beyond the fuselage width when the rotor is folded back to the front so that the width of the aircraft does not or only slightly exceeds the fuselage width in the folded-in state. The winglets can be connected to the sections of the elevator in the front area.

[0041] Aus der nachfolgenden Detailbeschreibung und der Gesamtheit der Patentansprüche ergeben sich weitere vorteilhafte Ausführungsformen und Merkmalskombinationen der Erfindung.From the following detailed description and the totality of the claims, there are further advantageous embodiments and feature combinations of the invention.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen [0042] Die zur Erläuterung des Ausführungsbeispiels verwendeten Zeichnungen zeigen:BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The drawings used to explain the embodiment show:

Fig. 1 ein Schrägbild eines erfindungsgemässen VTOL-Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration;1 shows an oblique view of a VTOL aircraft according to the invention in the vertical flight configuration;

Fig. 2 eine Darstellung des erfindungsgemässen Flugzeugs mit verschiedenen Nutzmodulen;FIG. 2 shows an illustration of the aircraft according to the invention with various useful modules; FIG.

Fig. 3A-C eine Seitenansicht, Draufsicht und Vorderansicht des Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration;3A-C is a side elevation, plan view and front elevation of the aircraft in the vertical flight configuration;

Fig. 4 ein Schrägbild des Flugzeugs in einer Übergangsstellung zwischen vertikaler und horizontaler Flugkon figuration;Figure 4 is an oblique view of the aircraft in a transition position between vertical and horizontal Flugkon figuration.

Fig. 5 ein Schrägbild des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration;Fig. 5 is an oblique view of the aircraft in the horizontal flight configuration;

Fig. 6A-C eine Seitenansicht, Vorderansicht und Draufsicht des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration; und6A-C are side, front and top views of the aircraft in the horizontal flight configuration; and

Fig. 7 ein Schrägbild des Flugzeugs im eingeklappten Zustand.Fig. 7 is an oblique view of the aircraft in the folded state.

[0043] Grundsätzlich sind in den Figuren gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen.Basically, the same parts are provided with the same reference numerals in the figures.

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).Modes for Carrying out the Invention Fig. 1 shows an oblique view of a VTOL aircraft according to the invention in the vertical flight configuration. The aircraft 1 comprises a fuselage 10 with an open, substantially rectangular and horizontally oriented frame 11, in which a utility module 20 is accommodated. From Fig. 1 can be seen the longitudinal axis x, the transverse axis y and the vertical axis z, wherein the longitudinal axis x and the transverse axis y span a horizontal plane xy, the vertical axis z and the transverse axis y a vertical plane yz transverse to the longitudinal axis x. The main directions of movement are vertical (z-direction) and horizontal (x-direction).

[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.2, the aircraft 1 with various Nutzmodulen 20a, 20b, 20c is shown. The left sidewall is omitted in each case to give an insight into the respective module. Common to the modules 20a ... c is the external shape; they all comprise vertical front walls 21a ... c and rear walls 22a ... c; the floor 23a ... c and the ceiling 24a ... 24c are arched. The modules 20 thus fit into a corresponding receptacle 12 of the frame 11. The first user module 20a is a passenger module for accommodating passengers. It includes appropriate seats and possibly controls, if the aircraft 1 is not operated remotely. Depending on the desired altitude, the passenger module is designed with or without a pressurized cabin. The second user module 20b is a load module with a receiving space for loads to be transported. A pilot's seat is not provided. An airplane 1 equipped with this useful module 20b is intended for remote control. The third user module 20c is a load module with a lifting crane. This comprises a crane hook, which can be lowered through an opening in the bottom 23c of the utility module 20c. The aircraft 1 can thus absorb loads from the ground while suspended. Other modules may be used as long as they fit into the receiving space 12 and do not interfere with the pivotal movement of the rotor described below.

[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.The modules 20 each comprise interfaces for power supply and data exchange with the hull 10. Control and control data can be transmitted via electrical contacts or by radio. The modules 20 can be made interchangeable or be connected to the frame 11 during manufacture.

[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.Arranged on the frame 11 in front of the receiving space 12, a fuselage front part 13 and behind the receiving space 12, a fuselage rear portion 14. When inserted Nutzmodul 20 results in a continuous roofline. The fuselage front portion 13 and the trunk rear portion 14 take on components required for flight operation, such. B. control electronics including sensors (air velocity, air pressure, temperature, position) and communication means, an accumulator unit for feeding the electric drives, an internal combustion engine (eg., A piston engine, a turbine, fuel cells) for the direct drive and / or Operation of a generator for charging the accumulator, the corresponding fuel tank, etc.

[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.On the frame 11 is also arranged in a front region, substantially laterally of the fuselage front part 13, an elevator 30 with two laterally on the frame 11 about a horizontal axis pivotable rudder elements 31, 32. In a rear area, substantially laterally of the fuselage rear part 14, the main wings 41,42 are arranged, which are directed obliquely upward with respect to the horizontal plane xy starting from the frame 11, the angle enclosed between the plane xy and the main surface of the main wings 41,42 is about 10 ° , The main wings 41, 42 each have at their outer end a fixed electric propeller drive 51, 52 with propellers 53, 54 arranged thereon. Alternatively, the propeller drive 51 is arranged in the fuselage rear part 14 and the drive power is generated mechanically (eg via shafts) ) transferred to the propellers. In vertical flight, the propellers 53, 54 serve primarily for lateral control and the fine adjustment of the forward or backward movement. The directions of rotation of the propellers 53, 54 are in opposite directions. The main wings 41, 42 also advantageously comprise flaps, which together form the ailerons of the aircraft in a manner known per se.

[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.It is pivotally mounted on the hull 10 is a rotor fork 60. It is hinged on both sides via a respective horizontal and transverse pivot axis slightly before the center of gravity in the vertical flight configuration on the frame 11 and includes two lateral pivot lever 61,62. Between the free ends of a rotor bridge 63 is attached.

[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.The rotor bridge 63 comprises a rotor bearing, in which the rotor 70 is rotatably mounted. In flight operation, the rotor bearing is fixedly arranged on the rotor bridge 63. For transporting and stowing the aircraft 1, as explained below, in connection with FIG. 7, it can be rotated by 90 ° relative to the rotor bridge. From the rotor bridge 63 electrical power and control signals to the rotor 70 are also transmitted via rotary contacts. The rotor 70 comprises two rotor blades 71, 72, which are mounted on a central rotor head 73, which forms the hub of the rotor 70. In the position shown in Fig. 1, the pivot levers 61, 62 of the rotor fork 60 are wasted vertically upward, d. H. they enclose a right angle with the lateral longitudinal elements of the frame 11. The rotor bearing of the rotor bridge 63 has a in the same direction, ie vertically, upwardly directed axis of rotation. Accordingly, the two rotor blades 71, 72 rotate about a vertical axis and span a horizontal plane.

[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.Starting from the rotor head 73, the rotor blades 71, 72 have an inner region 71.1, 72.1, which is mounted pivotably on the rotor head 73. The pivotal position (pitch) of the two rotor blades 71, 72 is in each case opposite and can be adjusted starting from the rotor bridge 63. For this purpose, suitable mechanical transmission elements or local actuators are arranged on the rotor. Placed hinged to this area is a main area 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.The folding axis is fixed in flight operation, a folding takes place - as explained below in connection with FIG. 7 - for the transport and stowage of the aircraft 1 instead. A propeller drive 74, 75 with propellers 76, 77 arranged thereon is arranged at the outer end of the main area 71.2, 72.2, wherein the axes of rotation of the propellers lie substantially in the horizontal plane spanned by the rotor blades 71, 72 and offset by 180 ° relative to one another , The propeller drive 74, 75 includes an electric motor, which is accommodated in an aerodynamically optimized housing and which is in operative connection with the respective propeller 76, 77 (possibly via a transmission). The propellers 76, 77 may be variable pitch propellers. They provide the rotational energy of the rotor 70 in vertical flight and, if necessary, additional driving force in the direction of flight in horizontal flight.

[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.In the area of the propellers, a further folding axis, parallel to the main plane of the main area 71.2, 72.2, is arranged, via which winglets 71.3, 72.3 are mounted on the main areas 71.2, 72.2. The winglets have a high performance profile with maximum lift. Between the winglets 71.3, 72.3 and the respective main area 71.2, 72.2 a spring-supported return mechanism is further arranged, which pivots the winglets 71.3, 72.3 in the absence of centrifugal force in a right angle to the main area 71.2, 72.2 angled and away from the rotor fork 60 position. 1 thus shows the position of the winglets 71.3, 72.3 during operation of the rotor 70 in the vertical flight configuration, so that the centrifugal force moves the winglets 71.3, 72.3 outwards into the extension of the main area 71.2, 72.2 of the rotor blades 71, 72.

[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.Independently of the other control instructions, the winglets automatically ensure the correct rotational speed of the rotor for achieving sufficient vertical lift. The winglets are active only in vertical flight and in the transition up to a rotor angle of about 45 ° (measured for vertical orientation) linear decreasing. Between 0 and 45 °, the centrifugal force directly controls the angle of attack of the winglets and, in parallel, the power of the rotor drives. If the rotation is too fast, the angle of attack is increased and the power reduced - if it is too low, the angle of attack is reduced and the power increased. In the event of a power failure, the system automatically assumes a safe sink rate of approx. 3-4 m / s. With a rotor angle of more than 45 °, the winglets have little impact on performance, the rotor speed is reduced and the winglets are folded back by the wind.

[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.A side view, a plan view and a front view of the aircraft 1 in the vertical flight configuration are shown in Figs. 3A-3C. In addition to the components already shown in FIG. 1, FIGS. 3A-3C also clearly show the landing skids, namely a central front landing gear 81, which is arranged between the rudder elements 31, 32 of the elevator 30 at the front part of the frame 11, and two lateral rear landing skids 82, 83, which are arranged below the main wings 41, 42 in the rear region of the side parts of the frame 11. The landing skids 81, 82, 83 extend obliquely rearwardly from the frame 11 downwards and are formed very narrow transversely to the direction of flight for reducing the air resistance, while in the direction of flight they have a multiple greater extent.

[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.The lifting capacity in hover is determined by the performance of the rotor and the corresponding drives. This can be substantially increased if the forward movement for rotation occurs through the propeller arranged on the main wing. This is especially in special flight situations, eg. As the start in high altitude or unexpectedly strong downhill in the mountains, an advantage.

[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.FIG. 4 shows an oblique view of the aircraft in an intermediate position between vertical and horizontal flight configuration. The pivoting levers 61, 62 of the rotor fork 60 with the rotor bridge 63 arranged thereon are pivoted backwards about the transversely oriented, horizontal axes of rotation. To the same extent, the orientation of the axis of rotation of the rotor 70 moves obliquely behind. The pivoting levers 61, 62, the frame 11 and a useful module inserted into the receiving space 12 of the frame 11 are dimensioned so that the pivoting levers can be pivoted unhindered into the horizontal orientation shown in FIG. 5.

[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.The aerodynamic lift resulting from the horizontal movement starts at a rotor tip angle of about 50 ° (measured between the rotor axis and the vertical position).

[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.With increasing speed in the direction of flight, the rotor fork 60 with the rotor 70 further inclined (lowered), whereby the rotor blades 71, 72, the propellers 76, 77 and the winglets 71.3, 72.3 take a negative pitch. As a result of this measure, the aircraft can continue to travel, which further reinforces the inclination of the rotor 70 to the rear until the main wings 41, 42 and, in addition, the fuselage can take over the lift for the horizontal flight. The transition from horizontal to vertical flight takes place in reverse order under a reduction of the horizontal speed.

[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.FIG. 5 shows an oblique image of the aircraft in the horizontal flight configuration. Figures 6A-C show a side view, a front view and a top view of the aircraft in this flight configuration. The pivoting levers 61, 62 are pivoted to the very rear, lie on the side parts of the frame 11 and are fixed in this position. The rotor head 73 of the rotor 70 and thus the rotor axis of rotation are horizontal, parallel to the direction of flight, oriented. The rotor 70 is fixed in this flight configuration in a position in which the rotor blades 71, 72 are oriented vertically, that is, starting from the rotor head 73, they extend vertically upwards or downwards. The inner regions 71.1, 72.1 and thus the entire rotor blades 71, 72 are pivoted relative to the rotor head 73 so that the main surface of the rotor blades 71, 72 are also parallel to the direction of flight. The air resistance of the rotor 70 is thus minimized. The winglets 71.3, 72.3 are pivoted 90 ° backwards relative to the respective main area 71.2, 72.2, ie lie behind the respective main area 71.2, 72.2. This results in a further reduction of air resistance and the space required in the vertical direction is reduced.

[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.The axes of rotation of the arranged on the rotor blades 71, 72 propellers 76, 77 are also parallel in the direction of flight and the two propellers 76, 77 can contribute additional thrust in the forward direction, so that the aircraft 1 has four effective drives in this flight configuration. In horizontal flight, the elevator 30 serves for height control and forms a secondary wing.

[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.For the normal cruising speed, the electric drives are operated in the range of their nominal power. For short-term phases at maximum speed, operation takes place in the area of the maximum power.

[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.Fig. 7 shows an oblique image of the aircraft in the folded state. In this, the aircraft occupies a minimal space and can be so easily and inexpensively transport and store. For example, the aircraft can be moved on a road-going trailer or parked in a standard parking area. The payload can be moved as needed on roads, z. B. for the fine distribution, without the corresponding utility module would have to be removed from the aircraft. Alternatively, the aircraft according to the invention can also be used in container logistics, where the useful modules serve as containers and are taken out of the fuselage together with the cargo to be transported further and by other means of transport (eg by road, rail or waterway). be transported further.

[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.In contrast to the horizontal flight configuration, as shown in Fig. 6, the rotor bearing is pivoted relative to the rotor bridge 63 by 90 ° upwards, so that the rotor head 73 facing upward. The rotor blades 71, 72 also have their main surfaces vertically upward, with the main parts 71.2, 72.2 are folded over the inner portions 71.1, 72.1 by 90 ° to the front. The winglets 71.3, 72.3 are in the extension of the main parts 71.2, 72.2 and extend like these laterally along the trunk 10 forward and thus enclose the utility module 20 a. The propellers 76, 77 arranged on the rotor 70 are oriented parallel to the side part of the frame 11. The main wings 41, 42 are folded vertically upwards, as are the rudder elements 31, 32 of the elevator 30. The propellers arranged on the main wings 41, 42 are fixed in a vertical direction.

[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.In vertical flight, the control conventionally takes place vertically along the vertical axis via the pitch adjustment of the rotor blades 71, 72. The height is controlled via the Back and forth movement of the stick, with the nose of the aircraft turns around the transverse axis when pulling up, or a positive pitch increases the lift and pulls the aircraft along the elevation axis upwards. Pressing the stick reverses the movement.

[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.The control of the direction is carried out in horizontal flight conventionally aerodynamically along the longitudinal axis via ailerons in or on the main wings 41,42 in conventional combination with a rotation about the transverse axis on the elements 31,32 of the elevator (pulling the stick), which by the opposite adjustment of the propellers 53,54 and is supported by a rotation about the vertical axis. In vertical flight, the directional control is carried out exclusively by the opposite adjustment of the propellers 53, 54 via the left or right shift of the stick, wherein in horizontal flight a left shift a rotation about the longitudinal axis in the direction of flight in the counterclockwise direction, in vertical flight a rotation to the left about the vertical axis, causes. The control in the opposite direction is 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).The control of the forward or backward movement takes place in vertical flight by the synchronous adjustment of the position of the blades of the propeller 53, 54, triggered by the operation of a pistol grip on the stick in the forward or reverse direction (or a gas / brake pedal analog to vehicles or via a variable pitch propeller lever).

[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.The trim of all controls is done electrically in the context of a conventional servo control for autopilots (height, direction, speed). The horizontal forward movement is indicated by a «Power & Speed »lever, which includes four positions, namely Park, Lock, Roll / Start / Land, Gear up, and Fly. In particular, the position of the propeller blades of the propellers arranged on the main wings is influenced. On the same lever is also provided the power control of the rotor drives, which provides only four stages, namely recuperation, idle, normal and maximum power and emergency situations "Kick Full Power", the maximum power of all systems or optionally only vertically or horizontally requests. The actual power to be provided depends on the required torque and thus u. a. regulated fully automatically depending on the position of the propeller or rotor blades.

[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.The actual control of the drives (including an internal combustion engine for driving a generator to power the accumulator) takes place fully automatically as a function of the required drive power and the state of charge of the accumulator.

[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).All drive systems are double, but not redundant; They are designed in such a way that the remaining drives can ensure a safe and controlled lowering and landing even at maximum load, even if half of the systems fail (hot-spare, fail-save).

[0070] Beispielhafte technische Spezifikationen des dargestellten Flugzeugs sind in der folgenden Tabelle festgehalten:Exemplary technical specifications of the aircraft shown are recorded in the following table:

Gewicht Antriebssystem komplett 100 kgWeight drive system completely 100 kg

maximale Gesamtmotorleistung ca. 140 kWmaximum total engine power approx. 140 kW

Spannweite (Horizontalflug) 4.991 mSpan (horizontal flight) 4,991 m

Spannweite (Vertikalflug) 8.980 mSpan (vertical flight) 8,980 m

Claims

Length (horizontal flight) 5,079 m Length (vertical flight) 3,329 m Height (horizontal flight) 4,500 m Height (vertical flight) 3,179 m (without landing gear) Wing area (horizontal flight) Main wing 2.14 m2 Hull wing 9.14 m2 Elevator 0.4 m2 Total: 11.68 m2 Propeller surface (vertical flight) 4.759 m2 extension (horizontal flight) 7.4 extension (vertical flight) 17.0 center of gravity (horizontal flight) measured from the front 50% of the total length (horizontal flight) center of gravity (vertical flight) measured from the front 52-60% of the total length (vertical flight) empty weight 222 kg (without payload module) maximum take-off weight 472.5 kg tank volume 201 cruising speed 300 km / h maximum speed 370 km / h maximum speed 420 km / h best speed 45 km / h maximum climb rate 14 m / s maximum altitude 6000 m fuel consumption 181 / h The total length indicates the total length of the fuselage in the corresponding flight configuration, including rotor hub in the horizontal flight configuration. The invention is not limited to the illustrated embodiment. In particular, constructive details of the individual components can be designed differently. In particular, the Nutzmodule may have a different shape, in particular, the aerodynamic geometry of Modulunter- or -oberseite is not mandatory - so cuboidal container can be included, which survive below and / or above the fuselage front and rear. Central here is primarily that the pivoting movement of the rotor is not limited. Also, the controls can be provided in other ways, instead of a lever, for example, a stick, a control horn or a steering wheel can be provided. The aircraft according to the invention can be designed with smaller and, in particular, larger dimensions, the corresponding payload also correspondingly also being smaller or larger. As already mentioned, there is also a great deal of freedom in terms of the drive technologies within the inventive concept. In summary, it should be noted that a VTOL aircraft is provided by the invention, which has a simple structure and a stable flight behavior. claims

A VTOL aircraft comprising a) a fuselage (10), b) two main wings (41, 42) which are arranged on both sides at a rear area of the fuselage (10), c) two propellers (53, 54), each a rotor (70) having at least two rotor blades (71, 72), the rotor (70) being pivotable about a transverse axis on the fuselage (71); 10) mounted rotor arm (60) is arranged.

2. VTOL aircraft according to claim 1, characterized in that the rotor (70) between a substantially vertical position about the transverse axis to the rear in a substantially horizontal position is pivotable.

3. VTOL aircraft according to claim 1 or 2, characterized by a fork-shaped pivoting lever (61,62) which is pivotally mounted with a first end on the hull (10), wherein at a second end which is opposite the first end, the rotor carrier (60) is arranged.

4. VTOL aircraft according to claim 3, characterized in that the pivot lever (61, 62) is mounted at its first end to two bearing points in laterally outer regions of the fuselage (10), so that between the bearing points a useful space is recessed, which is available regardless of a pivot position of the pivot lever (61,62).

5. VTOL aircraft according to claim 4, characterized in that the useful space as a receiving space for one or more Nutzmodule (20), in particular passenger and / or payload modules, is formed.

6. VTOL aircraft according to claim 4 or 5, characterized in that the two bearing points in the longitudinal direction in front of the center of gravity of the aircraft in a substantially vertical pivot position of the pivot lever (61,62) are arranged, wherein an axial distance between the bearing points and the In particular, the center of gravity is not greater than 10% of a total length of the hull (10).

7. VTOL aircraft according to one of claims 3 to 6, characterized in that the pivot lever (61, 62) at its second end a rotor bridge (63) which connects two lateral elements of the pivot lever (61, 62) and the rotor carrier (60) bears.

8. VTOL aircraft according to one of claims 1 to 7, characterized by an elevator (30), which is arranged in a front region of the fuselage.

9. VTOL aircraft according to one of claims 1 to 8, characterized in that at least two rotor propellers (76, 77) on the at least two rotor blades (71,72) are arranged.

10. VTOL aircraft according to one of claims 1 to 9, characterized in that the at least two rotor blades (71,72) each comprise a hinged rotor blade section.

11. VTOL aircraft according to claims 9 and 10, characterized in that the foldable rotor blade sections are arranged radially outside of attachment points of the rotor propellers (76, 77).

12. VTOL aircraft according to claim 10 or 11, characterized in that the folding rotor blade sections have a return mechanism, which moves the rotor blade sections falls below a predetermined centrifugal force in a substantially perpendicular to a base portion of the respective rotor blade (71,72) oriented rest position.

13. VTOL aircraft according to one of claims 1 to 12, characterized in that it can be brought into a horizontal flight configuration by pivoting the rotor carrier (60) of a vertical flight configuration, in which a rotational axis of the rotor (70) is oriented substantially vertically is, in which the rotor (70) relative to the rotor carrier (60) is fixed and the at least two rotor blades (71,72) are oriented vertically.

14. VTOL aircraft according to claims 13 and 9, characterized in that the at least two rotor propellers (76, 77) are designed such that they generate propulsion in the horizontal flight configuration.

15. VTOL aircraft according to claim 13 or 14, characterized in that the rotor (70), when the pivotable rotor carrier (60) is pivoted from the vertical to the horizontal flight configuration and a predetermined angle between a main plane of the fuselage (10) and an axis of rotation of the rotor (70) is undershot, is automatically fixed in a predetermined rotational position.

16. VTOL aircraft according to one of claims 3 to 15, characterized in that it is foldable, wherein the aircraft has one or more of the following kinks: a) between the hull (10) and laterally on the hull (10) arranged portions the elevator (30); b) between the hull (10) and the main wings (41, 42); c) between a rotor head (73) and two lateral elements of the pivot lever (61,62); and / or d) in the region of a base section of the rotor blades (71, 72).