DE102011012503A1

DE102011012503A1 - Ultralight aircraft

Info

Publication number: DE102011012503A1
Application number: DE102011012503A
Authority: DE
Inventors: Tobias Weißenmayer; Matthias Enkelmann; Michael Weißenmayer
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2011-02-25
Filing date: 2011-02-25
Publication date: 2012-08-30
Also published as: WO2012113576A1

Abstract

Die Erfindung betrifft ein ultraleichtes Luftfahrzeug für einen Transport von Lasten, umfassend einen Rumpf, mindestens drei einzeln regelbare Rotoren, und zumindest ein an dem Rumpf angeordneter erster Tragflügel, wobei Rotorachsen der Rotoren während eines Fluges in eine Flugrichtung (X) weisen. Ein Luftfahrzeug anzugeben, dass eine kompakte und leichte Bauweise aufweist und gegen Beschädigungen gut geschützt ist, wird erfindungsgemäß dadurch geschaffen, dass die Rotoren an dem Rumpf angeordnet sind.The invention relates to an ultra-light aircraft for transporting loads, comprising a fuselage, at least three individually controllable rotors, and at least one first wing arranged on the fuselage, the rotor axes of the rotors pointing in a flight direction (X) during a flight. Specifying an aircraft that has a compact and lightweight construction and is well protected against damage is created according to the invention in that the rotors are arranged on the fuselage.

Description

Die Erfindung betrifft ein ultraleichtes Luftfahrzeug gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to an ultralight aircraft according to the preamble of claim 1.

US 2005/0178879 A1 zeigt ein ultraleichtes Luftfahrzeug mit einem zentralen länglichen kegelförmigen Rumpf, von dem vier Tragflügel von einer zentralen Rumpfachse fortweisend abstehen. An den Enden der vier Tragflügel ist jeweils ein Rotor angeordnet. Die Rotoren bilden eine normal zu der zentralen Rumpfachse angeordnete Rotorebene. Der Rumpf und die Tragflügel bilden an einer Hinterkante eine zu der Rotorebene parallele Landefläche, mit der das Luftfahrzeug mit vertikal aufgerichtetem Rumpf auf einer Bodenfläche landen kann. Jeweils zwei gegenüberliegende Tragflügel bilden ein Tragflügelpaar, wobei die Rotoren des ersten Tragflügelpaares entgegengesetzt zu den Rotoren des zweiten Tragflügelpaares rotieren. Die Tragflügelpaare sind senkrecht zueinander angeordnet. Durch Variation eines Drehzahlverhältnisses zweier Rotoren eines der Tragflügelpaare kann das Luftfahrzeug um eine zwischen den beiden Rotoren des einen Tragflügelpaares und zu der zentralen Rumpfachse senkrecht angeordnete Querachse geschwenkt werden. In einer Startphase weist die Rumpfachse ebenfalls vertikal nach oben, so dass die Rotoren einen Auftrieb erzeugen. Die Rumpfachse wird in einer Übergangsphase um die Querachse gekippt, um schließlich in einer Flugphase horizontal ausgerichtet zu sein, wobei die Rotoren dann einen Vorwärtsschub erzeugen. Nachteilig sind die Rotoren exponiert an dem Luftfahrzeug angeordnet, so dass während des Starts, der Landung oder sogar während des Fluges Beschädigungen bei Kontakt zu festen Objekten der Umgebung leicht auftreten können und das Luftfahrzeug ausfallgefährdet ist. Ferner nachteilig ist, dass der Rumpf länglich gegenüber den Tragflügeln ist, so dass der Schwerpunkt des Luftfahrzeugs während des Starts oder der Landung weit von der Landefläche entfernt ist und so ein Kippen des Luftfahrzeug nachteilig begünstigt. Ferner nachteilig ist, dass der Rumpf geschlossen ist und kein Innenraum des Rumpfes vorgesehen ist, in dem Lasten transportiert werden können. US 2005/0178879 A1 shows an ultralight aircraft with a central elongated conical hull, four wings protrude from a central fuselage axis persistently. At the ends of the four wings each have a rotor is arranged. The rotors form a plane of rotation normal to the central body axis. The fuselage and the wings form at a trailing edge a landing plane parallel to the rotor plane, with which the aircraft can land with a vertically erected fuselage on a ground surface. In each case two opposite wings form a pair of wings, the rotors of the first pair of wings rotate opposite to the rotors of the second pair of wings. The wing pairs are arranged perpendicular to each other. By varying a speed ratio of two rotors of one of the wing pairs, the aircraft can be pivoted about a transverse between the two rotors of the one pair of wings and the central fuselage axis arranged transverse axis. In a starting phase, the fuselage axis also points vertically upwards, so that the rotors generate a buoyancy. The fuselage axis is tilted in a transitional phase about the transverse axis to eventually be aligned horizontally in a phase of flight, the rotors then produce a forward thrust. Disadvantageously, the rotors are arranged exposed on the aircraft, so that during the take-off, landing or even during the flight damage in contact with solid objects of the environment can easily occur and the aircraft is at risk of failure. A further disadvantage is that the fuselage is elongated relative to the wings, so that the center of gravity of the aircraft is far away from the landing area during take-off or landing and thus favors a tilting of the aircraft disadvantageous. Furthermore, it is disadvantageous that the hull is closed and no interior space of the hull is provided in which loads can be transported.

Unter einem ultraleichten Luftfahrzeug versteht man ein Luftfahrzeug mit geringem Startgewicht. Das Startgewicht liegt dabei vorzugsweise unter 1000 kg und insbesondere unter 500 kg, das Startgewicht kann aber auch über oder unterhalb der genannten Werte liegen.An ultralight aircraft is an aircraft with low takeoff weight. The take-off weight is preferably less than 1000 kg and in particular less than 500 kg, but the take-off weight may also be above or below the stated values.

Demgegenüber ist es die Aufgabe der Erfindung, ein Luftfahrzeug anzugeben, dass eine kompakte und leichte Bauweise aufweist und gegen Beschädigungen gut geschützt ist.In contrast, it is the object of the invention to provide an aircraft that has a compact and lightweight design and is well protected against damage.

Diese Aufgabe wird von einem Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.This object is achieved by an aircraft having the features of claim 1.

Ein erfindungsgemäßes ultraleichtes Luftfahrzeug für einen Transport von Lasten weist in einem mittleren Bereich einen Rumpf auf. An dem Rumpf sind mindestens drei einzeln regelbare Rotoren angeordnet, wobei die Rotorachsenen der Rotoren während eines Fluges in eine Flugrichtung weisen und während eines Starts oder einer Landung senkrecht zu einer Bodenfläche ausgerichtet sind. Durch die Anordnung der Rotoren an dem Rumpf ergibt sich vorteilhaft eine kompakte Bauweise.An ultralight aircraft according to the invention for transporting loads has a fuselage in a central area. At least three individually controllable rotors are arranged on the fuselage, wherein the rotor axes of the rotors point in a direction of flight during a flight and are aligned perpendicular to a ground surface during a take-off or a landing. The arrangement of the rotors on the fuselage advantageously results in a compact design.

Vorzugsweise sind die Rotorachsen parallel zu einer zentralen Längsachse des Rumpfes ausgerichtet. Die Längsachse des Rumpfes definiert die Längsachse des Luftfahrzeugs, wobei die Längsachse während eines Geradeausflugs in Flugrichtung zeigt. Das Luftfahrzeug umfasst ferner zumindest einen an dem Rumpf angeordneten ersten Tragflügel, der sich von dem Rumpf aus in zumindest eine Richtung von dem Rumpf weg erstreckt. Vorzugsweise erstreckt sich der zumindest eine Tragflügel von dem Rumpf aus in zwei, vorzugsweise entgegengesetzte Richtungen von der Rumpfachse fort. Dadurch werden der Rumpf und die Rotoren durch den Tragflügel zumindest in Erstreckungsrichtung des Tragflügels vor Beschädigungen geschützt. Der zumindest eine Tragflügel erzeugt während des Fluges einen Anteil eines Auftriebs. Der Rumpf erzeugt dabei ebenfalls einen Anteil des Auftriebs. Die Rotoren können anstelle einer oben beschriebenen Propellerform auch als Teil einer Turbine ausgestaltet sein, wobei ein Verdichter und eine Brennkammer einer Turbine vorgeschaltet sind, und der Verdichter und die Turbine jeweils mindestens einen Rotor aufweisen.Preferably, the rotor axes are aligned parallel to a central longitudinal axis of the fuselage. The longitudinal axis of the fuselage defines the longitudinal axis of the aircraft, with the longitudinal axis during straight-ahead flight. The aircraft further comprises at least one first wing disposed on the fuselage extending from the fuselage in at least one direction away from the fuselage. Preferably, the at least one wing extends from the fuselage in two, preferably opposite directions away from the fuselage axis. As a result, the hull and the rotors are protected from damage by the wing, at least in the extension direction of the wing. The at least one wing generates a portion of buoyancy during flight. The hull also generates a portion of the buoyancy. The rotors may be configured as part of a turbine instead of a propeller shape described above, wherein a compressor and a combustion chamber of a turbine are connected upstream, and the compressor and the turbine each have at least one rotor.

Eine Hochachse des Luftfahrzeugs steht senkrecht zu der Längs- und Querachse des Luftfahrzeugs. Die jeweils als eine Hauptachse definierten Längs-, Quer- und Hochachsen haben ihren Ursprung in einem Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs.A vertical axis of the aircraft is perpendicular to the longitudinal and transverse axes of the aircraft. The longitudinal, transverse and vertical axes, each of which is defined as a major axis, originate from a center of gravity of the aircraft.

Vorzugsweise wird ein weiterer zweiter Tragflügel vorgesehen, wobei der Tragflügel parallel zu dem ersten Tragflügel angeordnet ist. Vorzugsweise befindet sich während des Fluges zumindest ein Abschnitt des zweiten Tragflügels oberhalb oder unterhalb des ersten Tragflügels, so dass der zweite Tragflügel zusammen mit dem ersten Tragflügel einen Doppeldecker bildet. Dadurch wird gegenüber einem Einfachdecker bei gleich bleibender Längserstreckung des Luftfahrzeugs vorteilhaft eine zu einem Auftrieb beitragende Fläche vergrößert.Preferably, another second wing is provided, wherein the wing is arranged parallel to the first wing. Preferably, during the flight, at least a portion of the second wing is located above or below the first wing so that the second wing together with the first wing forms a biplane. As a result, a surface contributing to buoyancy is advantageously increased over a single-decker while the longitudinal extent of the aircraft remains constant.

In einer bevorzugten Ausführungsform ist der Rumpf als eine Hohlzylinderform, vorzugsweise als eine elliptische Hohlzylinderform, oder als eine hohle Prismaform ausgeführt. Die Prismaform weist einen über eine Längserstreckung des Rumpfes prismatischen und vorzugsweise konstanten Querschnitt auf. Vorzugsweise weist die Prismaform einen hexagonalen oder oktogonalen Querschnitt auf. Dadurch können vorteilhaft Rotoren symmetrisch um eine von der Längsachse und der Hochachse des Luftfahrzeugs aufgespannten Seitenebene angeordnet werden. Die Rotoren rotieren jeweils in einer Rotorebene, wobei vorzugsweise zumindest zwei, besonders bevorzugt alle Rotorebenen in einer Ebene liegen.In a preferred embodiment, the hull is designed as a hollow cylindrical shape, preferably as an elliptical hollow cylindrical shape, or as a hollow prism shape. The prism shape has a prismatic and preferably constant cross-section over a longitudinal extension of the hull. Preferably, the prism shape has a hexagonal or octagonal cross section. As a result, rotors can advantageously be arranged symmetrically about a side plane spanned by the longitudinal axis and the vertical axis of the aircraft. The rotors rotate in each case in a rotor plane, wherein preferably at least two, particularly preferably all rotor planes lie in one plane.

Vorzugsweise bilden die Tragflügel eine Landeebene, mit welcher Landeebene das Luftfahrzeug bei einer Landung auf einer Bodenfläche aufsetzen kann. In einer Landeposition sind dabei vorteilhaft die Tragflügel senkrecht zu der Bodenfläche gerichtet. Dadurch werden der Rumpf und die Rotoren bei einer Landung bzw. einem Start sicher vor Beschädigungen, z. B. durch Kippen des Luftfahrzeugs, geschützt. Alternativ kann die Landeebene auch an dem Rumpf angeordnet sein oder sich über den Rumpf und die Tragflügel erstrecken. Die Landeebene ist vorzugsweise durch an den Tragflügelspitzen angeordnete Landeflächen gebildet. Alternativ dazu ist die Landeebene durch an den Tragflügeln und/oder dem Rumpf befestigter Landekufen gebildet.Preferably, the wings form a landing plane, with which landing plane the aircraft can land on a ground surface during a landing. In a landing position, the wings are advantageously directed perpendicular to the ground surface. As a result, the hull and rotors in a landing or a start safely from damage, eg. B. by tilting the aircraft protected. Alternatively, the landing plane may also be arranged on the fuselage or extend over the fuselage and the wings. The landing plane is preferably formed by arranged at the wing tips landing surfaces. Alternatively, the landing plane is formed by landing skids attached to the wings and / or the fuselage.

In einer bevorzugten Ausgestaltung des Luftfahrzeugs sind die Tragflügel starr an dem Rumpf montiert, so dass eine Anordnung von Gelenken zwischen den Tragflügeln und dem Rumpf vermieden werden kann.In a preferred embodiment of the aircraft, the wings are rigidly mounted to the hull, so that an arrangement of joints between the wings and the hull can be avoided.

Vorzugsweise kann durch Rotieren mit unterschiedlichen Drehzahlen der regelbaren Rotoren ein Übergang von einer ganz oder zumindest überwiegend horizontalen Fluglage in eine vertikale Fluglage und umgekehrt durch ein Verschwenken um die Querachse und/oder Längsachse des Luftfahrzeugs ermöglicht werden. Die Rotoren werden bevorzugt jeweils von einem Elektromotor angetrieben.Preferably, by rotating at different speeds of the controllable rotors a transition from a wholly or at least predominantly horizontal attitude in a vertical attitude and vice versa by pivoting about the transverse axis and / or longitudinal axis of the aircraft are made possible. The rotors are preferably each driven by an electric motor.

Vorzugsweise können Rotorblätter der Rotoren um eine Achse entlang ihrer Längserstreckung verschwenkt werden. Dadurch kann ein Anstellwinkel der Rotorblätter vorteilhaft geändert werden. Beispielsweise weist bei einer Flugrichtung in der Rotorblattebene ein Rotorblatt bei einer Bewegung entgegen der Flugrichtung nur einen geringen Anstellwinkel auf, so dass ein Luftwiderstand in Flugrichtung gering ist.Preferably, rotor blades of the rotors can be pivoted about an axis along their longitudinal extent. As a result, an angle of attack of the rotor blades can be advantageously changed. For example, in the case of a direction of flight in the rotor blade plane, a rotor blade only has a small angle of attack during a movement counter to the direction of flight, so that an air resistance in the direction of flight is small.

In einer bevorzugten Ausführungsform sind Rotorachsen der Rotoren in einer Landeposition im Wesentlichen senkrecht zu der Bodenfläche angeordnet, so dass das Luftfahrzeug bevorzugt senkrecht starten kann. Dadurch wird eine minimale Start- bzw. Landefläche benötigt.In a preferred embodiment, rotor axes of the rotors are arranged in a landing position substantially perpendicular to the ground surface, so that the aircraft can preferably start vertically. This requires a minimum take-off or landing area.

In einer bevorzugten Weiterbildung des Luftfahrzeugs ist in dem Rumpf ein Transportbehälter montiert, so dass Lasten mit dem ultraleichten Luftfahrzeug sicher transportiert werden können.In a preferred development of the aircraft, a transport container is mounted in the fuselage so that loads can be safely transported with the ultralight aircraft.

Bevorzugt ist der Transportbehälter um zumindest eine Achse, vorzugsweise um zwei Achsen, insbesondere um drei Achsen schwenkbar in dem Rumpf angeordnet und dabei vorzugsweise zumindest an einem Anlenkpunkt angelenkt, so dass der Transportbehälter vorteilhaft über die Dauer eines Fluges in der gleichen Lage relativ zu einer Umgebung gehalten werden kann und Bewegungen des Luftfahrzeugs durch ein Verschwenken relativ zu dem Rumpf ausgleicht. Dadurch können vorteilhaft auch bewegungsempfindliche Objekte transportiert werden, wobei vorteilhaft Fliehkräfte durch die Lagerung ausgeglichen werden. Bei einer Verschwenkbarkeit um eine Achse werden vorzugsweise zwei Schwenklager gegenüberliegend an einer seitlichen Innenwand in einem Innenraum des Luftfahrzeugs angeordnet, wobei der Transportbehälter mit einem gegenüber dem Luftfahrzeug schwenkbaren Lagerstab in dem Schwenklager gelagert ist. Bei Vorsehen einer Verschwenkbarkeit um drei Achsen wird vorzugsweise eine kardanische Aufhängung in einem Innenenraum des Luftfahrzeugs angeordnet. Vorteilhaft ist an den Anlenkpunkten eine Einklinkvorrichtung vorgesehen, in welche Einklinkvorrichtung der Transportbehälter eingeschoben und arretiert werden kann, so dass im Bedarfsfall schnell die entsprechende Ausrüstung für eine Mission in dem Luftfahrzeug verstaut werden kann.Preferably, the transport container is arranged around at least one axis, preferably about two axes, in particular pivotable around three axes in the fuselage and thereby preferably hinged at least at a pivot point, so that the transport container advantageously over the duration of a flight in the same position relative to an environment can be held and compensates for movements of the aircraft by pivoting relative to the fuselage. As a result, movement-sensitive objects can advantageously also be transported, wherein centrifugal forces are advantageously compensated by the storage. When pivoting about an axis preferably two pivot bearings are arranged opposite to a lateral inner wall in an interior of the aircraft, wherein the transport container is mounted with a pivotable relative to the aircraft storage rod in the pivot bearing. When providing pivotability about three axes, a gimbal is preferably disposed in an interior space of the aircraft. Advantageously, a latching device is provided at the articulation points, in which Einklinkvorrichtung the transport container can be inserted and locked, so that if necessary, the appropriate equipment for a mission in the aircraft can be stowed quickly.

Vorzugsweise weist der Transportbehälter eine Profilform auf, vorzugsweise eine Pinguinform, so dass der Transportbehälter im Flug einen geringen Luftwiderstand aufweist. Dadurch können vorteilhaft größere Lasten bei geringem Energiebedarf transportiert werden. Die Profilform wird durch eine abgerundete oder flachkantige Außenhülle des Transportbehälters gebildet, wobei während eines Geradeausflugs vorzugsweise nur flache Kanten, insbesondere keine Kanten der Außenhülle „im Wind” liegen. Dadurch wird der Profilwiderstand des Transportbehälters und damit auch des gesamten Luftfahrzeugs vorteilhaft reduziert. Die Pinguinform ist eine spezielle Profilform, wobei ein in Flugrichtung betrachtet vorderer Bereich des Transportbehälters eine größere Dicke gegenüber einem hinteren Bereich des Transportbehälters aufweist, wobei der Transportbehälter in dem hinteren Bereich eine spitz zulaufende und vorteilhaft abgerundete Hinterkante aufweist. Die Dicke ist dabei als die Höhe des Transportbehälters definiert.Preferably, the transport container has a profile shape, preferably a penguin shape, so that the transport container in flight has a low air resistance. As a result, advantageously larger loads can be transported with low energy consumption. The profile shape is formed by a rounded or flat-edged outer shell of the transport container, wherein during a straight flight preferably only flat edges, in particular no edges of the outer shell are "in the wind". As a result, the profile resistance of the transport container and thus also of the entire aircraft is advantageously reduced. The penguin shape is a special profile shape, wherein a forward viewed in the direction of the transport container has a greater thickness relative to a rear portion of the transport container, wherein the transport container in the rear region has a tapered and advantageously rounded trailing edge. The thickness is defined as the height of the transport container.

Vorteilhaft ist in dem Luftfahrzeug ein Seilzug vorgesehen, der Lasten während des Fluges abseilen oder heraufziehen kann. Dadurch kann das Luftfahrzeug vorteilhaft während einer Mission Lasten aufnehmen oder abgeben. Der Seilzug ist dabei vorteilhaft in dem Transportbehälter angeordnet und zieht Lasten in einen Innenbereich des Transportbehälters. Dadurch wird der Profilwiderstand des Luftfahrzeugs während des Vorwärtsfluges vorteilhaft nicht erhöht, da die Außenhülle des Transportbehälters eine Luftströmung um die zu transportierenden Lasten lenkt.Advantageously, a cable is provided in the aircraft, which can abseilen or pull up loads during the flight. As a result, the aircraft can advantageously take or deliver loads during a mission. The cable is advantageously arranged in the transport container and pulls loads into an interior of the transport container. As a result, the profile resistance of the aircraft during the forward flight is advantageously not increased, since the outer shell of the transport container directs an air flow around the loads to be transported.

In einer bevorzugten Ausgestaltung ist der Transportbehälter eine Fahrgastzelle, so dass das Luftfahrzeug Personen transportieren kann.In a preferred embodiment, the transport container is a passenger compartment, so that the aircraft can transport persons.

In einer vorteilhaften Ausgestaltung sind die Tragflügel faltbar, so dass das Luftfahrzeug am Boden oder bei Transport wenig Platz einnimmt und die Rotoren sowie der Transportbehälter vorteilhaft geschützt sind. Dabei ist ein Tragflügel in zumindest zwei Tragflügelbereiche unterteilt, wobei Gelenke zwischen den zumindest zwei Tragflügelbereichen angeordnet sind. Um Gelenkachsen der Gelenke sind die zumindest zwei Tragflügelbereiche relativ zueinander verschwenkbar. Dabei ist ein dem Rumpf zugeordneter Tragflügelbereich als Tragflügelwurzel und ein dem Rumpf abgewandter Tragflügelbereich als Tragflügelspitze definiert.In an advantageous embodiment, the wings are foldable, so that the aircraft occupies little space on the ground or during transport and the rotors and the transport container are advantageously protected. In this case, a wing is divided into at least two wing regions, wherein joints between the at least two wing regions are arranged. Around joint axes of the joints, the at least two wing regions are pivotable relative to one another. In this case, an airfoil area assigned to the fuselage is defined as the wing root and a wing area facing away from the fuselage is defined as the wing tip.

In einer vorteilhaften Ausgestaltung ist zumindest ein Steuergerät vorgesehen, welches Steuergerät die Drehzahlen der einzelnen regelbaren Rotoren regelt, wobei das Steuergerät vorzugsweise redundant ausgeführt ist. Die Elektromotoren der Rotoren werden dabei vorzugsweise von jeweils einem oder einem oder mehreren gemeinsamen Steuergeräten einzeln elektronisch durch Motordrehzahlsteuerung geregelt, so dass die Rotordrehzahl geregelt wird.In an advantageous embodiment, at least one control device is provided, which control device controls the rotational speeds of the individual controllable rotors, wherein the control device is preferably designed to be redundant. The electric motors of the rotors are preferably controlled electronically by motor speed control by one or more common control devices, so that the rotor speed is regulated.

Die Steuerung des Luftfahrzeuges erfolgt vorteilhaft durch eine Fernsteuerung, wobei ein Empfänger, der vorzugsweise in dem Rumpf angeordnet ist, Signale einer externen Steuereinheit empfängt und die Signale an das zumindest eine Steuergerät für die Rotoren weitergibt. Das Steuergerät berechnet aus den Signalen Rotationsfrequenzen der Rotoren. Alternativ oder ergänzend dazu weist das Luftfahrzeug eine automatische Flugsteuerung auf. Dazu ist in oder an dem Luftfahrzeug ein Datenspeicher vorgesehen, in dem vorgegebene Flugrouten, Aufenthaltsdauern und Geschwindigkeiten gespeichert werden können. Ferner kann durch zumindest einen Sensor mittels Richtfunk, Satellitensignalen oder einem Abgleich von durch den zumindest einen Sensor erfassten Aufnahmen der Umgebung mit gespeicherten Terraindaten die Position des Luftfahrzeugs von dem Steuergerät berechnet werden. Aus diesen Daten berechnet das Steuergerät die Rotationsfrequenzen der Rotoren. Vorteilhaft können so auf das Flugzeug plötzlich auftretende wirkende Kräfte ausgeglichen werden und eine stabile Fluglage erreicht werden. Durch eine redundante Ausgestaltung der Elektronik durch zumindest funktional doppelt vorhandene Komponenten wird vorteilhaft die Wahrscheinlichkeit für einen Totalausfall des Luftfahrzeugs reduziert. Die Eingabe der Daten auf dem Datenspeicher erfolgt über Bussysteme mit Eingabegeräten oder austauschbaren Datenträgern.The control of the aircraft is advantageously carried out by a remote control, wherein a receiver, which is preferably arranged in the fuselage, receives signals from an external control unit and forwards the signals to the at least one control unit for the rotors. The control unit calculates from the signals rotational frequencies of the rotors. Alternatively or additionally, the aircraft has an automatic flight control. For this purpose, a data memory is provided in or on the aircraft, in which predefined flight routes, residence times and speeds can be stored. Furthermore, the position of the aircraft can be calculated by the control unit by at least one sensor by means of directional radio, satellite signals or a comparison of recorded by the at least one sensor images of the environment with stored Terraindaten. From this data, the controller calculates the rotational frequencies of the rotors. Advantageously acting on the aircraft suddenly acting forces can be compensated and a stable attitude can be achieved. By a redundant design of the electronics by at least functionally double existing components advantageously the probability of a total failure of the aircraft is reduced. The data is entered on the data memory via bus systems with input devices or exchangeable data carriers.

In einer vorteilhaften Ausgestaltung weist der Tragflügel eine größere Erstreckung in Richtung der Längsachse auf als der Rumpf. Dadurch kann der zumindest eine Tragflügel den Rumpf während einer Kollision vor Beschädigung schützen.In an advantageous embodiment, the wing has a greater extent in the direction of the longitudinal axis than the hull. As a result, the at least one wing can protect the hull from damage during a collision.

Vorzugsweise weist der Tragflügel an einer Hinterkante eine Verstärkung auf, so dass der Tragflügel bei einer Landung nicht beschädigt wird.Preferably, the wing on a trailing edge on a reinforcement, so that the wing is not damaged in a landing.

In einer vorteilhaften Weiterbildung des Luftfahrzeugs ist ein Kollisionssensor vorgesehen, der vorteilhaft Daten an das Steuergerät weitergibt und so auf die Regelung der Rotoren einwirkt, so dass Kollisionen während des Starts, der Landung und des Fluges mit Objekten in einer Umgebung des Luftfahrzeuges vermieden werden können.In an advantageous development of the aircraft, a collision sensor is provided, which advantageously passes on data to the control unit and thus acts on the regulation of the rotors, so that collisions during takeoff, landing and flight with objects in an environment of the aircraft can be avoided.

In einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung weist das Luftfahrzeug Brennstoffzellen auf, wobei ein mit einem Brennstoffzellenfluid gefüllter Tank der Brennstoffzellen gleichzeitig als Auftriebserzeugender Volumenkörper des Luftfahrzeugs dient. Dabei weist das Brennstoffzellenfluid eine geringere Dichte als Luft auf.In an advantageous development of the invention, the aircraft has fuel cells, wherein a fuel cell filled with a fuel tank tank of the fuel cell serves at the same time as a lift generating the solid of the aircraft. In this case, the fuel cell fluid has a lower density than air.

Es versteht sich, dass die genannten und die nachstehend noch zu erläuternden Merkmale nicht nur in der jeweils angegebenen Kombination, sondern auch in anderen Kombinationen oder in Alleinstellung verwendbar sind, ohne den Rahmen der vorliegenden Erfindung zu verlassen.It is understood that the features mentioned above and those yet to be explained can be used not only in the respectively specified combination but also in other combinations or in isolation, without departing from the scope of the present invention.

Die Erfindung ist nachfolgend anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele in den Zeichnungen schematisch dargestellt und wird unter Bezugnahme auf die Zeichnungen ausführlich beschrieben.The invention is illustrated schematically below with reference to preferred embodiments in the drawings and will be described in detail with reference to the drawings.

1a zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel in einer Seitenansicht, 1a shows a first embodiment in a side view,

1b zeigt das erste Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht, 1b shows the first embodiment in a front view,

1c zeigt das erste Ausführungsbeispiel in isometrischer Ansicht 1c shows the first embodiment in isometric view

2a zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit ausgestreckten Flügeln, 2a shows a second embodiment in a front view with outstretched wings,

2b zeigt das zweite Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit zusammengefalteten Flügeln, 2 B shows the second embodiment in a frontal view with folded wings,

3 zeigt ein drittes Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht, 3 shows a third embodiment in a frontal view,

4a zeigt ein viertes Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit ausgefalteten Flügeln, 4a shows a fourth embodiment in a front view with unfolded wings,

4b zeigt das vierte Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit zusammengefalteten Flügeln, 4b shows the fourth embodiment in a frontal view with folded wings,

5a zeigt ein fünftes Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit ausgefalteten Flügeln, 5a shows a fifth embodiment in a front view with unfolded wings,

5b zeigt das fünfte Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit zusammengefalteten Flügeln, 5b shows the fifth embodiment in a frontal view with folded wings,

6 zeigt ein sechstes Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht, 6 shows a sixth embodiment in a front view,

7 zeigt ein siebtes Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht, 7 shows a seventh embodiment in a front view,

8 zeigt ein achtes Ausführungsbeispiel in perspektivischer Darstellung, 8th shows an eighth embodiment in perspective,

9a zeigt einen Rumpf eines Luftfahrzeuges mit einem Transportbehälter in einer Fluglage und eingezogenem Seilzug, 9a shows a fuselage of an aircraft with a transport container in an attitude and retracted cable,

9b zeigt den Rumpf aus 9a in einer Schwebelage und eingezogenem Seilzug, 9b shows the fuselage 9a in a floating position and retracted cable,

9c zeigt einen Rumpf aus 9a in einer Schwebelage und ausgefahrenem Seilzug. 9c shows a hull 9a in a floating position and extended cable.

1a bis 1c zeigen schematisch in einem ersten Ausführungsbeispiel eine Doppeldeckerform eines Luftfahrzeugs 100. Dabei sind zwei an einem Rumpf 110 des Luftfahzeugs 100 befestigte Tragflügel 120, ein oberer Tragflügel 120a und ein unterer Tragflügel 120b, parallel zueinander angeordnet und weisen in einem Tragflügelwurzelbereich 121 eine größere Profildicke d auf als in einem Tragflügelspitzenbereich 122, wie in 1b und 1c zu erkennen ist. Die Tragflügel 120 sind in einer Hochrichtung Z des Luftfahrzeugs übereinander angeordnet, so dass sich die Doppeldeckerform ergibt, wobei der obere Tragflügel 120a in Hochrichtung Z über dem unteren Tragflügel 120b angeordnet ist. 1a to 1c schematically show in a first embodiment, a biplane shape of an aircraft 100 , There are two on a fuselage 110 of the airliner 100 fortified wings 120 , an upper wing 120a and a lower wing 120b , arranged parallel to each other and point in a wing root area 121 a larger profile thickness d than in a hydrofoil tip area 122 , as in 1b and 1c can be seen. The wings 120 are arranged one above the other in a vertical direction Z of the aircraft, resulting in the biplane shape, wherein the upper wing 120a in the vertical direction Z above the lower wing 120b is arranged.

Die Tragflügel 120 sind gepfeilt, d. h. von dem Tragflügelwurzelbereich 121 ausgehend sind die Tragflügel 120 entlang ihrer Spannweite entgegen einer Längsrichtung X des Luftfahrzeuges 100 verschoben. Dies sorgt vorteilhaft bei hohen Luftgeschwindigkeiten für einen geringeren Profilwiderstand des Luftfahrzeugs 100. Daneben ist aufgrund der Pfeilung vorteilhaft die Tragflügelspitze 122 mit einer Landefläche 123 versehen, mit welcher Landfläche 123 das Luftfahrzeug 100 bei der Landung auf einer Bodenfläche 1 aufsetzen kann, vorteilhaft ohne den Rumpf 110 zu beschädigen. Die Landfläche kann dabei vorzugsweise gegenüber dem Tragflügel 120 durch eine Federung abgefedert sein, wodurch unsanfte Landungen und unebenes Gelände ausgeglichen werden können. In dem Tragflügelwurzelbereich 121 weisen die Tragflügel 120 eine in Längsrichtung X des Luftfahrzeugs 100 gesehene Profillängserstreckung auf, die einer Längserstreckung des Rumpfes 110 entspricht. An den Tragflügelspitzen 122 sind Verbindungsstege 124 vorgesehen, welche Verbindungsstege 124 die beiden Tragflügel 120 verbinden. Die Verbindungsstege 124 sind dünne und leichte Kunststoffplatten, können aber auch Metallbleche sein, die sich in einer Ebene senkrecht zu einer Querrichtung Y erstrecken. Durch die Verbindungsstege 124 wird vorteilhaft eine Querströmung in die Querrichtung Y unterbunden, ferner eine Stabilität der beiden Tragflügel erhöht und Randwirbelbildung an den Tragflügelspitzen 120 zumindest reduziert, so dass der induzierte Widerstand des Luftfahrzeugs 100 vorteilhaft verringert wird.The wings 120 are swept, ie from the wing root area 121 starting are the wings 120 along its span against a longitudinal direction X of the aircraft 100 postponed. This provides advantageous at high air speeds for a lower profile resistance of the aircraft 100 , In addition, due to the sweep advantageous the wing tip 122 with a landing area 123 provided with which land area 123 the aircraft 100 when landing on a floor surface 1 can sit down, advantageously without the hull 110 to damage. The land area may preferably be opposite the wing 120 cushioned by a suspension, which can be offset by rough landings and uneven terrain. In the wing root area 121 show the wings 120 one in the longitudinal direction X of the aircraft 100 Seen profile extension on, the longitudinal extent of the fuselage 110 equivalent. At the wing tips 122 are connecting bridges 124 provided, which connecting webs 124 the two wings 120 connect. The connecting bridges 124 are thin and lightweight plastic plates, but may also be metal sheets that extend in a plane perpendicular to a transverse direction Y. Through the connecting webs 124 Advantageously, a transverse flow is prevented in the transverse direction Y, further increases stability of the two wings and edge vortex formation at the wing tips 120 at least reduced, so that the induced resistance of the aircraft 100 is advantageously reduced.

Alternativ oder ergänzend können Winglets an den Tragflügelspitzen 120 vorgesehen sein, wobei die Winglets vorteilhaft einstückig mit den Verbindungsstegen 124 ausgebildet sind.Alternatively or additionally, winglets may be on the wing tips 120 be provided, the winglets advantageous integrally with the connecting webs 124 are formed.

Der Rumpf 110 weist eine Quaderform auf, wobei die Quaderform des Rumpfes 110 von einer Frontansicht, wie in 1b dargestellt, aus betrachtet gegenüber der Quererstreckung der Tragflügel 120 in eine Querrichtung Y um 45° gekippt ist. Das Luftfahrzeug weist dabei eine Symmetrie um eine durch einen Mittelpunkt der Quaderform verlaufende Längsebene XZ auf. Der Rumpf 110 weist vier ebene Rumpfwände 111 auf, die gemeinsam die Quaderform des Rumpfes 110 bilden. Die Rumpfwände 111 sind jeweils mittig mit einem der beiden Tragflügel 120 fest in einem Verbindungsabschnitt 112 verbunden. Ferner sind die Rumpfwände 111 an ihren Enden 113 mit den benachbarten Rumpfwänden 111 rechtwinklig fest verbunden, wobei sich dadurch die Quaderform ergibt.The hull 110 has a cuboid shape, wherein the cuboid shape of the hull 110 from a front view, as in 1b shown, viewed from the transverse extent of the wing 120 in a transverse direction Y is tilted by 45 °. The aircraft has a symmetry about a running through a center of the cuboid longitudinal plane XZ. The hull 110 has four flat fuselage walls 111 on, which together form the cuboid shape of the hull 110 form. The hull walls 111 are each centered with one of the two wings 120 firmly in a connecting section 112 connected. Further, the fuselage walls 111 at their ends 113 with the adjacent hull walls 111 firmly connected at right angles, thereby resulting in the cuboid shape.

In einem Bereich der verbundenen Enden 113 sowie der Verbindungsabschnitte 112 ist jeweils ein Rotor 130 mittels seiner Rotorwelle 135 drehbar gelagert, so dass acht Rotoren 130 das Luftfahrzeug 100 antreiben. Die Rotorwelle 135 wird durch einen Elektromotor (nicht gezeigt) angetrieben. Der Elektromotor wird von einer Spannungsquelle mit Strom versorgt und durch eine Steuereinheit geregelt. Die Steuereinheit regelt dabei die Drehzahlen jedes einzelnen Rotors, so dass eine individuelle Ansteuerung der Rotoren 130 vorgesehen ist. Die Rotoren 130 weisen jeweils vier Rotorblätter 131 auf, alternativ können die Rotoren 130 aber auch zwei, drei, fünf oder mehr Rotorblätter 131 aufweisen.In a range of connected ends 113 and the connecting sections 112 is each a rotor 130 by means of its rotor shaft 135 rotatably mounted so that eight rotors 130 the aircraft 100 drive. The rotor shaft 135 is driven by an electric motor (not shown). The electric motor is powered by a voltage source and regulated by a control unit. The control unit controls the speeds of each rotor, so that an individual control of the rotors 130 is provided. The rotors 130 each have four rotor blades 131 on, alternatively, the rotors 130 but also two, three, five or more rotor blades 131 exhibit.

Das Luftfahrzeug 100 funktioniert wie folgt:
In 1a ist das Luftfahrzeug 100 in einer Startposition gezeigt. Das Luftfahrzeug 110 befindet sich dabei auf einer Bodenfläche 1, wobei eine Längsachse des Luftfahrzeugs 100 senkrecht zu der Bodenfläche 1 gerichtet ist. Das Steuergerät veranlasst über die Elektromotoren eine gleichmäßige Drehung der Rotoren 130. Dabei werden jeweils zwei benachbarte Rotoren 131 in jeweils entgegengesetzter Richtung gedreht. Dadurch werden vorteilhaft Kräfte, die aufgrund der Drehung eines einzelnen Rotors 131 durch die Drehung des benachbarten Rotors 131 in eine Richtung senkrecht zu der Längsrichtung X wirken, kompensiert. Erreichen die Rotorblätter 131 eine kritische Geschwindigkeit, so erzeugen die Rotoren einen Auftrieb, der stark genug ist, das Luftfahrzeug 100 zu beschleunigen und vom Boden abheben zu lassen. Hat das Luftfahrzeug eine gewünschte Reisehöhe erreicht, so reduziert das Steuergerät die Drehzahl zumindest eines in Hochrichtung gesehenen unteren Rotors 131, so dass dieser untere Rotor 131 weniger Vortrieb – und damit Auftrieb – erzeugt. Dadurch wird ein Kippmoment um die Querachse in Querrichtung Y erreicht, so dass das Fluggerät um die Querachse kippt. Alternativ kann auch die Drehzahl eines in Hochrichtung Z gesehenen oberen Rotors 131 erhöht werden. Hat das Luftfahrzeug 100 eine Fluglage erreicht, in der der Gesamtvortrieb der Rotoren 130 keinen Anteil mehr an der Auftriebskraft leistet, befindet sich das Luftfahrzeug 100 in der Fluglage. In der Fluglage tragen nur noch die Tragflügel 120 sowie der Rumpf 110 direkt zu der Auftriebskraft bei, wobei der Auftrieb abhängig ist von der Vortriebsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs 100 und damit indirekt von der Rotationsgeschwindigkeit der Rotoren 131. The aircraft 100 works as follows:
In 1a is the aircraft 100 shown in a starting position. The aircraft 110 is located on a floor surface 1 , being a longitudinal axis of the aircraft 100 perpendicular to the floor surface 1 is directed. The control unit causes a uniform rotation of the rotors via the electric motors 130 , In each case, two adjacent rotors 131 rotated in opposite directions. This will be beneficial forces due to the rotation of a single rotor 131 by the rotation of the adjacent rotor 131 act in a direction perpendicular to the longitudinal direction X compensated. Reach the rotor blades 131 a critical speed, the rotors generate a lift that is strong enough, the aircraft 100 to accelerate and lift off the ground. If the aircraft has reached a desired travel height, the control unit reduces the speed of at least one lower rotor seen in the vertical direction 131 so that this lower rotor 131 less propulsion - and thus buoyancy - generated. As a result, a tilting moment about the transverse axis in the transverse direction Y is achieved so that the aircraft tilts about the transverse axis. Alternatively, the speed of a seen in the vertical direction Z upper rotor 131 increase. Has the aircraft 100 reached an attitude in which the total propulsion of the rotors 130 does not contribute any more to the buoyancy, is the aircraft 100 in the attitude. In the attitude only carry the wings 120 as well as the hull 110 directly to the buoyancy force, wherein the buoyancy is dependent on the propulsion speed of the aircraft 100 and thus indirectly from the rotational speed of the rotors 131 ,

Um von der Fluglage in eine Schwebelage zu gelangen, wird zumindest die Drehzahl eines der oberen Rotoren 130 reduziert, so dass sich ein Kippmoment um die Querachse des Luftfahrzeugs 100 ergibt. Dadurch kippt das Luftfahrzeug 100 in eine Richtung um die Querachse, so dass die Rotoren wieder einen Anteil am Auftrieb des Luftfahrzeugs leisten. Die Kippbewegung ist beendet, wenn die Rotoren 130 den gesamten Auftrieb des Luftfahrzeugs erzeugen. Durch eine Drehzahlregelung kann der Gesamtvorschub an das Gewicht des Luftfahrzeugs angepasst werden, so dass eine Schwebelage des Luftfahrzeugs 100 erreicht wird.To get from the attitude in a floating position, at least the speed of one of the upper rotors 130 reduces, so that a tilting moment about the transverse axis of the aircraft 100 results. As a result, the aircraft tilts 100 in a direction about the transverse axis, so that the rotors again contribute to the buoyancy of the aircraft. The tilting movement is completed when the rotors 130 generate the entire buoyancy of the aircraft. Through a speed control, the total feed can be adjusted to the weight of the aircraft, so that a floating position of the aircraft 100 is reached.

Durch die oben beschriebene Flugregelung mittels Anpassen der Rotordrehzahlen durch das Steuergerät kann das Luftfahrzeug 100 ohne Ruder gesteuert werden. Vorteilhaft können aber zur Unterstützung von Flugmanövern Ruder an den Tragflügeln angeordnet werden, so dass eine Beweglichkeit des Luftfahrzeugs 100 noch einmal gesteigert wird.By the flight control described above by adjusting the rotor speeds by the controller, the aircraft 100 controlled without a rudder. Advantageously, however, rudders can be arranged on the wings in order to assist maneuvers in flight, so that a mobility of the aircraft 100 is increased again.

Aus der Schwebelage kann das Luftfahrzeug 100 durch Verringerung des Vorschubs kontrolliert und sanft auf der Bodenfläche 1 aufsetzen. Dazu wird die Drehzahl aller Rotoren 130 gleichmäßig reduziert, bis die Rotoren 130 nur noch einen Vorschub erzeugen, der gerade kleiner ist als das Gewicht des Luftfahrzeugs 100.From the floating layer, the aircraft can 100 controlled by reducing the feed and gently on the floor surface 1 put on. This is the speed of all rotors 130 evenly reduced until the rotors 130 only produce a feed that is just smaller than the weight of the aircraft 100 ,

2a zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 200, wobei wie in 1a, 1b die Ausführungsform eine Doppeldeckerform ist. Zwei Tragflügel 220a, 220b sind parallel zueinander angeordnet, wobei ein oberer Tragflügel 220a in eine Hochrichtung Z oberhalb eines unteren Tragflügels 220b angeordnet ist. 2a shows a second embodiment of an aircraft 200 , where as in 1a . 1b the embodiment is a biplane shape. Two wings 220a . 220b are arranged parallel to each other, with an upper wing 220a in a vertical direction Z above a lower wing 220b is arranged.

Die Tragflügel 220a, 220b weisen jeweils zwei Gelenke 226 auf, um die die Flügelspitzen 222 verschwenkbar sind. Die Flügelspitzen 222 des oberen Tragflügels 220a sind in die Hochrichtung Z verschwenkbar, während die Tragflügelspitzen 222 des unteren Tragflügels 220b in einer Richtung entgegengesetzt der Hochrichtung Z verschwenkbar sind.The wings 220a . 220b each have two joints 226 on to the wing tips 222 are pivotable. The wingtips 222 of the upper wing 220a are pivotable in the vertical direction Z, while the wing tips 222 of the lower wing 220b in a direction opposite to the vertical direction Z are pivotable.

Das Luftfahrzeug 200 weist einen Quaderförmigen Rumpf 210 auf, der identisch zu dem in 1a, 1b beschriebenen Rumpf 110 ist. In dem Rumpf 210 ist ein Transportbehälter 240 verschwenkbar angeordnet, wobei der Transportbehälter 240, Drehgelenke 241 mit dem Rumpf 210 verbunden ist. Der Transportbehälter 240 weist eine hexagonale Form auf, wobei die hexagonale Form einem Innenraum 201 des Luftfahrzeugs 200 entsprechend gestaltet ist.The aircraft 200 has a cuboid hull 210 on, identical to the one in 1a . 1b described hull 110 is. In the hull 210 is a transport container 240 pivotally arranged, wherein the transport container 240 , Swivel joints 241 with the hull 210 connected is. The transport container 240 has a hexagonal shape, the hexagonal shape being an interior space 201 of the aircraft 200 designed accordingly.

Die Funktion der Rotoren 231 während des Starts, der Landung und des Fluges identisch zu der Funktionsweise der Rotoren 131 des ersten Ausführungsbeispiel ist:
Soll das Luftfahrzeug 200 transportiert werden, so können die Tragflügel 220a, 220b wie in 2b dargestellt abgefaltet werden, so dass das Luftfahrzeug 200 bei einem Transport weniger Raum einnimmt.The function of the rotors 231 during takeoff, landing and flight are identical to rotors 131 of the first embodiment is:
Should the aircraft 200 be transported, so can the wings 220a . 220b as in 2 B be unfolded, so that the aircraft 200 takes up less space during transport.

Der Transportbehälter 240 verschwenkt sich gegenüber dem Rumpf 210 während des Fluges um eine Querachse Y des Luftfahrzeugs 200 aufgrund der Drehgelenke 241, so dass der Transportbehälter 240 gegenüber einer Bodenfläche 1 stets, von temporär auftretenden Verschwenkungen abgesehen, die gleiche Neigung aufweist. Dadurch können vorteilhaft bewegungsempfindliche Objekte innerhalb des Transportbehälters 240 sicher transportiert werden.The transport container 240 swivels against the fuselage 210 during the flight around a transverse axis Y of the aircraft 200 due to the swivel joints 241 so that the transport container 240 opposite a floor surface 1 Always, apart from temporarily occurring Verschwenkungen, the same inclination. As a result, advantageously movement-sensitive objects within the transport container 240 be safely transported.

3 zeigt ein drittes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 300 mit einem planaren Rumpf 310. Das Luftfahrzeug 300 weist wie in 3 dargestellt zwei halbkreisförmige Tragflügel 320 auf und bilden einen Vollkreis. Von dem Vollkreis weisen in 45°-Schritten Rotorhalterungen 332 zu einem Kreismittelpunkt des Vollkreises und erstrecken sich dabei in einen Innenraum 301 des Luftfahrzeugs 300. An ihren Endkanten 333 weisen die Träger 332 Halterungen für eine Rotorwelle und den daran gehaltenen Rotor 330 auf. 3 shows a third embodiment of an aircraft 300 with a planar hull 310 , The aircraft 300 points as in 3 illustrated two semicircular wings 320 on and form a full circle. From the full circle have rotor mounts in 45 ° increments 332 to a Circle center of the full circle and extend into an interior 301 of the aircraft 300 , At the end edges 333 assign the carriers 332 Mounts for a rotor shaft and the rotor held thereon 330 on.

4a und 4b zeigen ein viertes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 400, mit einem ovalen Rumpf 410, einem oberen Tragflügel 420a und einem unteren Tragflügel 420b. Der obere Tragflügel 420a hat dabei eine größere Tragfläche 425a als der untere Tragflügel 420b mit einer Tragfläche 425b. Als Tragfläche wird hier die während eines Geradeausflugs einem höheren Druck ausgesetzte Tragflügelseite bezeichnet. Eine untere Flügelwurzel entspricht dabei dem Tragflügel 420b. An den beiden Endkanten 427 einer oberen Tragflügelwurzel 421a sind Gelenke 426 angeordnet sind, an denen Tragflügelspitzen 422a schwenkbar angelenkt sind, wobei der obere Tragflügel 420a die obere Tragflügelwurzel 421a sowie die beiden Tragflügelspitzen 422a umfasst. An den Tragflügelspitzen 422a sind an der Tragfläche 425a Rotoren 430 angeordnet, die von Haltern (nicht gezeigt) an der Tragfläche 425a befestigt sind. Vorliegend sind an jeder Flügelspitze 422a des Tragflügels 420a 2 Rotoren angeordnet. 4a and 4b show a fourth embodiment of an aircraft 400 , with an oval hull 410 , an upper wing 420a and a lower wing 420b , The upper wing 420a has a larger wing 425a as the lower wing 420b with a wing 425b , As the wing here the exposed during a straight flight higher pressure wing side is called. A lower wing root corresponds to the wing 420b , At the two end edges 427 an upper wing root 421a are joints 426 are arranged at which wing tips 422a pivotally hinged, the upper wing 420a the upper wing root 421a as well as the two wing tips 422a includes. At the wing tips 422a are on the wing 425a rotors 430 arranged by holders (not shown) on the wing 425a are attached. Present are at each wing tip 422a of the wing 420a 2 rotors arranged.

Der Rumpf weist eine elliptische Form auf, wobei jeweils zwei Rotoren 430 oberhalb und unterhalb in eine Hochrichtung Z des Luftfahrzeugs 400 gegenüber einem Transportbehälter 440 angeordnet sind. Der Transportbehälter 440 weist eine hexagonale Form auf, wobei zwei Endkanten in Querrichtung starr mit dem ovalen Rumpf 410 verbunden sind.The hull has an elliptical shape, with two rotors each 430 above and below in a vertical direction Z of the aircraft 400 opposite a transport container 440 are arranged. The transport container 440 has a hexagonal shape, with two end edges in the transverse direction rigid with the oval hull 410 are connected.

Eine der elliptischen Form des Rumpfes 410 zugrunde liegende Ellipse weist eine große Halbachse in eine Hochrichtung Z des Luftfahrzeugs 400 auf. Alternativ dazu ist es möglich, eine große und eine kleine Halbachse der Ellipse gleich groß auszuführen, so dass sich eine Kreisform des Rumpfes 410 ergibt. Es ist auch möglich, dass eine große Halbachse der Ellipse des elliptischen Rumpfes 410 in einer Querrichtung Y des Luftfahrzeugs 400 liegt.One of the elliptical shape of the hull 410 underlying ellipse has a large semi-axis in a vertical direction Z of the aircraft 400 on. Alternatively, it is possible to make a large and a small half-axis of the ellipse of equal size, so that a circular shape of the fuselage 410 results. It is also possible that a large semiaxis of the ellipse of the elliptical hull 410 in a transverse direction Y of the aircraft 400 lies.

Die Flügelspitzen 422a sind um die Gelenke 426 in Richtung auf den Rumpf verschwenkbar, so dass sich eine wie in 4b gezeigte quadratische Form des Luftfahrzeugs 400 für einen einfachen Transport ergibt.The wingtips 422a are around the joints 426 swiveling in the direction of the fuselage, so that a like in 4b shown square shape of the aircraft 400 for easy transport results.

Das Luftfahrzeug 400 funktioniert wie folgt:
Für den Start werden die Tragflügelspitzen 422a des oberen Tragflügels 420a ausgefaltet und an der Flügelwurzel 421a fixiert. Dann werden die an den Tragflügelwurzeln 421a, 421b angeordneten Rotoren 430 gestartet, wobei ein gleichmäßig verteilter Vortrieb erzeugt wird. Da aufgrund des Gewichts der oberen Tragflügel ein Lastenungleichgewicht vorliegt, müssen die an dem oberen Tragflügel 420a angeordneten Rotoren 430 einen höheren Schub erzeugen als die an dem unteren Tragflügel 420b angeordneten Rotoren 430, um ein Kippen des Luftfahrzeugs 400 um eine Querachse Y zu verhindern. Alternativ können auch die zusätzlich an den Tragflügelspitzen 422a angeordneten Rotoren 430 eingeschaltet werden, um das Kippen durch ausgleichen des Kippmoments zu verhindern.The aircraft 400 works as follows:
For the start, the wing tips 422a of the upper wing 420a unfolded and at the wing root 421a fixed. Then those at the wing roots 421a . 421b arranged rotors 430 started, whereby a uniformly distributed propulsion is generated. Since there is a load imbalance due to the weight of the upper wings, those on the upper wing 420a arranged rotors 430 produce a higher thrust than those on the lower wing 420b arranged rotors 430 to a tilting of the aircraft 400 to prevent a transverse axis Y. Alternatively, the additional to the wing tips 422a arranged rotors 430 be turned on to prevent tipping by balancing the overturning moment.

Ein Kippen um die Querachse, um von der Schwebelage in die Fluglage zu gelange erfolgt wie bei dem ersten Ausführungsbeispiel und dem Luftfahrzeug 100. Zum Übergang in die Fluglage werden die zusätzlich an den Tragflügelspitzen 422a angeordneten Rotoren 430 eingeschaltet, um zusätzlichen Schub zu erzeugen.Tilting about the transverse axis to get from the floating layer in the attitude takes place as in the first embodiment and the aircraft 100 , For the transition to the attitude are in addition to the wing tips 422a arranged rotors 430 switched on to generate additional thrust.

5a zeigt ein fünftes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 500, wobei ein Transportbehälter 540 einen Rumpf 510 des Luftfahrzeugs 500 bildet. Der Transportbehälter 540 weist eine hexagonale Form auf, wobei an zwei äußeren in Querrichtung Y des Luftfahrzeugs 500 gesehenen äußeren Kanten 541 des Rumpfes 510 eine Halterung 542 befestigt ist, das sich in eine Hochrichtung Z des Luftfahrzeugs 500 erstreckt. Dadurch werden vorteilhaft Anlenkpunkte für Tragflügel 520 geschaffen, wobei an den Enden 543 der Halterung 542 Gelenke 544 angeordnet sind, an denen die Tragflügel 520 angelenkt sind. Die Tragflügel 520 weisen eine halbkreisförmig abgerundete Schalenform auf, wobei an jedem der beiden Tragflügel 520 vier Rotoren 530 angeordnet sind und sich im Flug in einem Bereich unterhalb der Tragflügel 520 befinden. 5a shows a fifth embodiment of an aircraft 500 , being a transport container 540 a hull 510 of the aircraft 500 forms. The transport container 540 has a hexagonal shape, wherein at two outer in the transverse direction Y of the aircraft 500 seen outer edges 541 of the hull 510 a bracket 542 attached, which is in a vertical direction Z of the aircraft 500 extends. As a result, advantageous articulation points for wings 520 created, being at the ends 543 the holder 542 joints 544 are arranged, on which the wings 520 are articulated. The wings 520 have a semicircular rounded shell shape, with each of the two wings 520 four rotors 530 are arranged and in flight in an area below the wing 520 are located.

Soll das Flugzeug landen bzw. in einen Schwebezustand übergehen, so werden die Tragflügel 520 um die Gelenke 544 auf den Transportbehälter 540 hin verschwenkt, so dass die Tragflügel wie in 5b angedeutet eine Schale um den Transportbehälter 540 bilden. Die Tragflügel 520 erzeugen dabei nur noch einen geringen Anteil des Auftriebs, wobei gleichzeitig die Rotordrehzahl der in Z-Richtung oberen Rotoren gegenüber den in Z-Richtung unteren Rotoren 530 reduziert wird, so dass sich ein Kippmoment um eine Querachse Y des Luftfahrzeugs 500 ergibt und das Luftfahrzeug in die Schwebestellung kippt. Für eine Landung wird daraufhin die Drehzahl aller Rotoren 530 gleichartig reduziert, so dass ein geringerer Auftrieb des Luftfahrzeug 500 erzeugt wird und das Luftfahrzeug 500 zu Boden schwebt und auf der Bodenfläche 1 landet.If the plane is to land or move into a limbo, the wings become 520 around the joints 544 on the transport container 540 pivoted so that the wings as in 5b indicated a shell around the transport container 540 form. The wings 520 generate only a small portion of the buoyancy, at the same time the rotor speed of the upper rotors in the Z direction compared to the lower rotors in the Z direction 530 is reduced, so that a tilting moment about a transverse axis Y of the aircraft 500 results and the aircraft tilts into the hover position. For a landing then the speed of all rotors 530 similarly reduced, so that less buoyancy of the aircraft 500 is generated and the aircraft 500 floats to the ground and on the floor surface 1 lands.

Das Luftfahrzeug 500 kann vorteilhaft in einer Fluglage eine hohe Geschwindigkeit erreichen, da die Tragflügel 520 weit ausgestreckt werden können, wobei die Rotoren 530 und der Rumpf 510 während der Landung vorteilhaft geschützt sind.The aircraft 500 can advantageously achieve high speed in an attitude as the wings 520 can be stretched out far, with the rotors 530 and the hull 510 are advantageously protected during the landing.

6 zeigt ein sechstes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 600 mit zwei parallel gegenüberliegenden Tragflügeln 620 und einem aus einem Rumpfgestänge 611 und einem Rumpfkreisabschnitt 612 bestehenden Rumpf 610, wobei die beiden Tragflügel 620 an jeweils zwei Stangen 613 des Rumpfgestänges 611 starr befestigt in einem Tragflügelwurzelbereich 621 angeordnet sind. Der Tragflügelwurzelbereich 621 ist mit außen liegenden Tragflügelspitzen 622 der Tragflügel 620 durch Gelenke 626 verbunden. Dabei können die Tragflügelspitzen 622 um die Gelenkachse der Gelenke 626 verschwenkt werden. In einem Innenraum 614 des Rumpfes 610 ist ein Transportbehälter 640 mit hexagonalem Querschnitt angeordnet. Jeweils zwei der Stangen 613 laufen an einem Anlenkpunkt 642 an einer seitlichen Kante 641 des Transportbehälters 640 zusammen, wobei jede der Stangen 613 mit dem Tragflügel 620, an dem sie befestigt ist, einen Winkel von 45° in einer Ebene senkrecht zu einer Längsachse des Luftfahrzeugs 600 einschließt. Der Transportbehälter 640 kann um den Anlenkpunkt 642 schwenken. 6 shows a sixth embodiment of an aircraft 600 with two parallel opposite wings 620 and one from a fuselage linkage 611 and a trunk circle section 612 existing hull 610 , where the two wings 620 on two bars each 613 of the fuselage linkage 611 rigidly mounted in a wing root area 621 are arranged. The wing root area 621 is with outboard wing tips 622 the wing 620 through joints 626 connected. Here are the wing tips 622 around the joint axis of the joints 626 be pivoted. In an interior 614 of the hull 610 is a transport container 640 arranged with hexagonal cross-section. Two of the bars each 613 run at a point of articulation 642 on a side edge 641 of the transport container 640 together, with each of the rods 613 with the wing 620 to which it is attached, an angle of 45 ° in a plane perpendicular to a longitudinal axis of the aircraft 600 includes. The transport container 640 can be around the pivot point 642 swing.

In dem Flügelwurzelbereich 621 sind an jedem Tragflügel 620 zwei Rotoren 631a angeordnet, die von einem Elektromotor (nicht gezeigt) angetrieben werden. Ferner sind jeweils an einer der Stangen 613 des Rumpfgestänges 611 ein Rotor 631b angeordnet, wobei alle Rotoren 631a, 631b kreisförmig um einen Mittelpunkt des Rumpfkreisabschnitts 612 angeordnet sind, so dass sich vorteilhaft eine gleichmäßige Vortriebskraftverteilung einstellt. Das Luftfahrzeug 600 funktioniert wie das Luftfahrzeug 100, wobei die Tragflügelspitzen 622 für einen Transport gefaltet werden können.In the wing root area 621 are on each wing 620 two rotors 631a arranged, which are driven by an electric motor (not shown). Furthermore, each one of the rods 613 of the fuselage linkage 611 a rotor 631b arranged, with all rotors 631a . 631b circular around a center of the hull circle section 612 are arranged so that advantageously adjusts a uniform propulsion force distribution. The aircraft 600 works like the aircraft 100 , wherein the wing tips 622 can be folded for a transport.

7 zeigt ein siebtes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 700, welches Luftfahrzeug drei Tragflügel 720a, 720b, 720c aufweist, wobei der mittlere Tragflügel 720b in zwei Hälften unterteilt ist und in einem mittleren Bereich einen Transportbehälter 740 aufweist. Der Transportbehälter 740 ist dabei starr an dem Tragflügel 720b befestigt. Alternativ dazu kann der Transportbehälter 740 auch an dem Tragflügel 720b schwenkbar angelenkt sein. In einem in Querrichtung y gesehenen seitlichen Bereich sind die drei Tragflügel 720a, 720b, 720c durch jeweils einen Rumpf 710 verbunden. Jeder der beiden Rümpfe 710 besteht aus einem kreisförmigen Rumpfabschnitt 712 und einem überkreuzten zu den Tragflügeln 720a, 720b, 720c in einer 45°-Schräglage angewinkelten Gestänge 711 aus jeweils zwei Stangen 713. Diese Bauform des Luftfahrzeugs 700 mit einem dreifach Decker weist gegenüber einem Doppeldecker eine erhöhte Stabilität sowie mehr auftriebserzeugende Flächen auf. 7 shows a seventh embodiment of an aircraft 700 , which aircraft three airfoils 720a . 720b . 720c having, wherein the middle wing 720b is divided into two halves and in a central area a transport container 740 having. The transport container 740 is rigid on the wing 720b attached. Alternatively, the transport container 740 also on the wing 720b be hinged pivotally. In a lateral area seen in the transverse direction y, the three wings are 720a . 720b . 720c by one hull each 710 connected. Each of the two hulls 710 consists of a circular body section 712 and a crossed to the wings 720a . 720b . 720c in a 45 ° inclined position angled linkage 711 from two bars each 713 , This design of the aircraft 700 with a triple Decker has over a biplane increased stability and more buoyancy generating surfaces.

Das Luftfahrzeug 700 funktioniert wie das Luftfahrzeug 100.The aircraft 700 works like the aircraft 100 ,

8 zeigt ein achtes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeug 800 mit zwei übereinanderliegenden Deltatragflügeln 820, die in einer Querebene XY senkrecht zu einer Hochachse Z des Luftfahrzeugs 800 jeweils eine im wesentlichen rechtwinklige Dreiecksform aufweisen, wobei ein Scheitelpunkt der Dreiecksform mit einem rechten, vorzugsweise mit einem flachen Winkel in Längsrichtung X vorne und in Querrichtung Y mittig angeordnet ist. In 8 befindet sich das Luftfahrzeug 800 in einer Fluglage bzw. einem Geradeausflug, so dass sich die Achsenangaben auf diese Lage des Luftfahrzeugs 800 beziehen. 8th shows an eighth embodiment of an aircraft 800 with two superimposed delta wings 820 in a transverse plane XY perpendicular to a vertical axis Z of the aircraft 800 each having a substantially rectangular triangular shape, wherein a vertex of the triangular shape with a right, preferably with a flat angle in the longitudinal direction X in the front and in the transverse direction Y is arranged centrally. In 8th is the aircraft 800 in an attitude or a straight-ahead flight, so that the axis data on this position of the aircraft 800 Respectively.

Die beiden Deltatragfügel 820 sind in einem Tragflügelwurzelbereich 821 der Deltatragflügel 820 durch einen Rumpf 810 und an zwei in Querrichtung Y gesehenen seitlichen Verbindungsstegen 824 miteinander verbunden, wobei eine Hinterkante 827 der Deltatragflügel 820 etwa eine dreimal größere Quererstreckung in Querrichtung Y aufweist als der Rumpf 810. Der Tragflügelwurzelbereich 821 erstreckt sich an der Hinterkante 827 gemessen etwa über ein mittleres Drittel 820a einer Quererstreckung des Deltatragflügels 820. Die beiden Verbindungsstege 824 sind jeweils an der Hinterkante 827 an einem äußeren Scheitelpunkt der Dreiecksform angeordnet und erhöhen so die Querstabilität der Deltatragflügel 820, wobei Kräfte von einem Deltatragflügel 820 auf den anderen Deltatragflügel 820 bei einem Kräfteungleichgewicht übertragen werden. Der Rumpf 810 weist eine als Kreiszylinder ausgebildete Außenhülle 811 auf, in deren Innenraum acht Rotoren 833 angeordnet sind. Die Deltatragflügel 820 weisen in den Außenbereichen 822 eine sich in im wesentlichen in Längsrichtung X erstreckende Falte 828 auf, wobei sich die Falte 828 von einem Mittelpunkt 827a eines äußeren Drittels der Hinterkante 827 auch in Querrichtung Y zu dem mittleren Drittel 820a des Deltatragflügels 820 hin erstreckt. Die Falte 828 endet dabei in einem Schnittpunkt einer Außenkante des Tragflügelwurzelbereichs 821 und einer nach vorne gewandten Außenkante 829 der Dreiecksform des Deltatragflügels 820. Mit zunehmender Längsrichtung X nimmt die Höhe der Falte 828 in Hochrichtung Z von einem maximalen Wert an der Hinterkante 822 ab, bis die Höhe der Falte 828 null beträgt.The two delta grass feet 820 are in a wing root area 821 the delta wing 820 through a hull 810 and at two seen in the transverse direction Y lateral connecting webs 824 interconnected, with a trailing edge 827 the delta wing 820 approximately three times greater transverse extent in the transverse direction Y than the hull 810 , The wing root area 821 extends at the trailing edge 827 measured about a middle third 820a a transverse extension of the delta wing 820 , The two connecting bridges 824 are each at the trailing edge 827 arranged at an outer vertex of the triangular shape and thus increase the transverse stability of the delta tread wings 820 , where forces from a delta wing 820 on the other delta wing 820 be transmitted in an imbalance of forces. The hull 810 has an outer shell designed as a circular cylinder 811 in whose interior are eight rotors 833 are arranged. The delta wing 820 exhibit in the outdoor areas 822 a fold extending in a substantially longitudinal direction X. 828 on, with the fold 828 from a center 827a an outer third of the trailing edge 827 also in the transverse direction Y to the middle third 820a of the delta wing 820 extends. The wrinkle 828 it ends in an intersection of an outer edge of the wing root area 821 and a forward facing outer edge 829 the triangular shape of the delta wing 820 , As the longitudinal direction X increases, the height of the fold decreases 828 in the vertical direction Z from a maximum value at the trailing edge 822 from, until the height of the fold 828 is zero.

In einem Innenraum des Rumpfes 810 ist ein Transportbehälter 840 angeordnet, dessen Aufbau und Funktionsweise anhand der 9a bis 9c erläutert werden.In an interior of the fuselage 810 is a transport container 840 arranged, its structure and operation on the basis of 9a to 9c be explained.

Die Lande- und Flugfunktionen des Luftfahrzeugs 800 entsprechen den Funktionen des Luftfahrzeugs 100.The landing and flight functions of the aircraft 800 correspond to the functions of the aircraft 100 ,

9a zeigt den Rumpf 810 in vereinfachter schematischer Darstellung, wobei in einem Inneren schematisch ein Querschnitt des Transportbehälters 840 mit einem zu transportierenden Objekt gezeigt ist. Der Transportbehälter weist eine Außenhülle 841 auf, die in einer Ebene XZ senkrecht zu einer Querachse Y ein Laminarprofil, insbesondere ein Pinguinprofil aufweist. Das Pinguinprofil weist auf einer Unterseite 842 und einer Oberseite 843 entgegen der Längsrichtung X betrachtet in einem vorderen Bereich 841a zunächst eine stark zunehmende Dicke, in einem mittleren Bereich 841b eine daraufhin nur noch leicht zunehmende Dicke, und in einem hinteren Bereich 841c, der sich etwa über die Hälfte der Längserstreckung des Transportbehälters 840 erstreckt, eine bis zu einem Schwanz der Pinguinform linear abnehmende Dicke auf, wobei die Unterseite 842 und die Oberseite 843 in einer hinteren Rundung 841d ineinander übergehen, so dass ein Druckunterschied zwischen einer über Strömung entlang der Unterseite 842 und einer Strömung entlang der Oberseite 843 stetig ausgeglichen werden kann. Der Transportbehälter 840 ist in einem Übergangsbereich von dem mittleren Bereich 841b zu dem hinteren Bereich 841c an einer einen Anlenkpunkt bildenden Rumpfstange 814 an dem Rumpf angelenkt. In einem Innenraum des Transportbehälters 840 ist ein zu transportierendes Objekt 860 angedeutet. 9a shows the hull 810 in a simplified schematic representation, wherein in an interior schematically a cross section of the transport container 840 is shown with an object to be transported. The transport container has an outer shell 841 which has a laminar profile, in particular a penguin profile, in a plane XZ perpendicular to a transverse axis Y. The penguin profile points to a bottom 842 and a top 843 viewed in the longitudinal direction X in a front area 841a initially a strongly increasing thickness, in a middle range 841b then only slightly increasing thickness, and in a rear area 841c extending over about half the longitudinal extent of the transport container 840 extends, up to a tail of the penguin shape linearly decreasing thickness, the bottom 842 and the top 843 in a back curve 841d merge into each other, leaving a pressure difference between an overflow along the bottom 842 and a flow along the top 843 can be steadily compensated. The transport container 840 is in a transitional area from the middle area 841b to the rear area 841c at a pivot point forming a fuselage pole 814 hinged to the hull. In an interior of the transport container 840 is an object to be transported 860 indicated.

In der 9a befindet sich das Luftfahrzeug 800 in einer Fluglage, wobei die Flugrichtung in eine Längsrichtung X gerichtet ist, so dass die Strömung entgegen der Flugrichtung um das Luftfahrzeug 800 strömt. Dadurch wird die Außenhülle 841 des Transportbehälters 840 ebenfalls umströmt, so dass der Transportbehälter aufgrund seiner Pinguinform einen Überdruck an einer Unterseite 842 und einen Unterdruck an einer Oberseite 843 in der Strömung erzeugt, so dass der Transportbehälter zu einem Auftrieb des Luftfahrzeugs 800 beiträgt.In the 9a is the aircraft 800 in an attitude, wherein the flight direction is directed in a longitudinal direction X, so that the flow against the direction of flight around the aircraft 800 flows. This will make the outer shell 841 of the transport container 840 also flows around, so that the transport container due to its penguin shape an overpressure on a bottom 842 and a negative pressure on an upper side 843 generated in the flow, so that the transport container to a buoyancy of the aircraft 800 contributes.

Bei einem Verschwenken des Luftfahrzeugs 800 um die Querachse Y des Luftfahrzeugs 800 in eine Schwenkrichtung B, das heißt in 9a im Uhrzeigersinn, schwenkt der Transportbehälter 840 nicht mit, so dass der Transportbehälter 840 seine Lage beibehält und der Rumpf 810 eine Relativbewegung um den Transportbehälter 840 ausführt. 9b zeigt das Ergebnis der Relativbewegung von dem Transportbehälter 840 um den Rumpf 810, wobei sich das Luftfahrzeug nunmehr in einer Schwebeposition befindet.When pivoting the aircraft 800 around the transverse axis Y of the aircraft 800 in a pivoting direction B, that is in 9a clockwise, the transport container pivots 840 not with, so the transport container 840 maintains its position and the hull 810 a relative movement about the transport container 840 performs. 9b shows the result of the relative movement of the transport container 840 around the hull 810 , wherein the aircraft is now in a hovering position.

Um die Stange 814 ist Seil eines in dem Transportbehälter angeordneten Seilzugs 870 angeordnet. Der Seilzug 870 weist ein Seil 871 auf, welches Seil 871 einenends an der Stange 814 befestigt ist und anderenends an der Unterseite 842 des Transportbehälters 840 angelenkt ist. Aus der Schwebelage kann durch den Seilzug 871 eine untere Hälfte 844 des Transportbehälters 840 von einer oberen Hälfte 845 des Transportbehälters 840 gelöst werden und in eine in 9c gezeigte Position herabgelassen werden.To the pole 814 is rope of a cable arranged in the transport container 870 arranged. The cable 870 has a rope 871 on which rope 871 one at the bar 814 is attached and at the other end at the bottom 842 of the transport container 840 is articulated. From the floating layer can through the cable 871 a lower half 844 of the transport container 840 from an upper half 845 of the transport container 840 be solved and in an in 9c be lowered position shown.

Es versteht sich, dass der in den 9b und 9c erläuterte Seilzug auch zur Anwendung in den ersten sieben Ausführungsbeispielen kommen kann, wobei jeweils der Rumpf in Längsrichtung vorteilhaft durchgehend hohl ausgebildet. Es ist ferner möglich, an den Hinterkanten der Flügel des Luftfahrzeugs Steuerklappen anzuordnen, die über einen Elektromotor, über jeweils einen Elektromotor oder über ein von einem Motor angetriebenen Gestänge antreibbar sind.It is understood that in the 9b and 9c explained cable can also come for use in the first seven embodiments, in each case the hull in the longitudinal direction advantageously formed continuous hollow. It is also possible to arrange at the trailing edges of the wings of the aircraft control flaps, which are drivable via an electric motor, via in each case an electric motor or via a motor-driven linkage.

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

US 2005/0178879 A1 [0002]

Claims

Ultralight aircraft ( 100 . 200 . 300 . 400 . 500 . 600 . 700 . 800 ) for a transport of loads, comprising a hull ( 110 . 210 . 310 . 410 . 510 . 610 . 710 . 810 ), at least three individually controllable rotors ( 130 . 230 . 330 . 430 . 530 . 630 . 730 . 830 ), at least one on the fuselage ( 110 . 210 . 310 . 410 . 510 . 610 . 710 . 810 ) arranged first wing ( 120a . 220a . 320 . 420a . 520 . 620 . 720a . 820 ), wherein rotor axes of the rotors ( 130 . 230 . 330 . 430 . 530 . 630 . 730 . 830 ) during a flight in a direction of flight (X), characterized in that the rotors ( 130 . 230 . 330 . 430 . 530 . 630 . 730 . 830 ) on the fuselage ( 110 . 210 . 310 . 410 . 510 . 610 . 710 . 810 ) are arranged.

Aircraft according to claim 1, characterized in that at least one further second wing ( 120b . 220b . 320 . 420b . 520 . 620 . 720c . 820 ), which is parallel to the first wing ( 120a . 220a . 320 . 420a . 520 . 620 . 720a . 820 ), and that the first wing ( 120a . 220a . 320 . 420a . 520 . 620 . 720a . 820 ) and the second wing ( 120b . 220b . 320 . 420b . 520 . 620 . 720c . 820 ) form at least a biplane.

Aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the hull ( 110 . 210 . 310 . 410 . 510 . 610 . 710 . 810 ) has a hollow cylindrical shape, preferably an elliptic hollow cylindrical shape, or a hollow prism shape, preferably a hexagonal or octagonal prism shape.

Aircraft according to one of claims 1 to 3, characterized in that the first wing ( 120a . 220a . 320 . 420a . 520 . 620 . 720a . 820 ) in a landing position perpendicular to a floor surface ( 1 ) are arranged.

Aircraft according to one of claims 1 to 4, characterized in that the controllable rotors ( 130 . 230 . 330 . 430 . 530 . 630 . 730 . 830 ) By rotating at different speeds enable a transition from a horizontal attitude to a vertical attitude and vice versa by pivoting about a main transverse axis.

Aircraft according to one of claims 1 to 5, characterized in that rotor axes of the rotors ( 130 . 230 . 330 . 430 . 530 . 630 . 730 . 830 ) in a landing position substantially perpendicular to a floor surface ( 1 ) are arranged.

Aircraft according to one of claims 1 to 6, characterized in that a transport container ( 140 . 240 . 340 . 440 . 540 . 640 . 740 . 840 ) in the fuselage ( 110 . 210 . 310 . 410 . 510 . 610 . 710 . 810 ), that the transport container ( 140 . 240 . 340 . 440 . 540 . 640 . 740 . 840 ) pivotable in the fuselage ( 110 . 210 . 310 . 410 . 510 . 610 . 710 . 810 ) and that the transport container ( 840 ) has a profile shape, preferably a penguin shape.

Aircraft according to claim 7, characterized in that a cable ( 870 ), which can rappel or pull up the loads during the flight.

Aircraft according to one of claims 1 to 8, characterized in that an extension of the wings ( 120a ; 120b . 220a ; 220b . 320 . 420a ; 420b . 520 . 620 . 720a ; 720b . 820 ) in a direction of the longitudinal axis (X) is greater than an extension of the trunk ( 130 . 230 . 330 . 430 . 530 . 630 . 730 . 830 ) in a direction of the longitudinal axis (X).

Aircraft according to one of claims 1 to 9, characterized in that the wings ( 220a ; 220b . 420a ; 420b . 520 . 620 ) are foldable.