DE102012020498B4

DE102012020498B4 - aircraft

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Publication number: DE102012020498B4
Application number: DE201210020498
Authority: DE
Inventors: Joachim Wernicke; Hartmut Euer; Bernhard Keidel
Original assignee: EMT Ingenieurgesellschaft Dipl Ing Hartmut Euer mbH
Current assignee: Rheinmetall Technical Publications GmbH
Priority date: 2012-10-18
Filing date: 2012-10-18
Publication date: 2015-05-13
Anticipated expiration: 2032-10-19
Also published as: DE102012020498A1

Abstract

Ein Fluggerät mit einem Rumpf (1), einer Tragfläche (2), einem ersten, eine horizontale Schubrichtung aufweisenden Antriebsrotor (6), und einem zweiten, eine vertikale Schubrichtung aufweisenden Antriebsrotor (5), der an einem Schwenkarm (9) befestigt und mittels des Schwenkarms (9) von einer ersten Position in eine zweite Position verschwenkbar ist, wobei sich der zweiten Antriebsrotor (5) in der ersten Position außerhalb des Rumpfs (1) und/oder der Tragfläche (2) befindet und dieser in der zweiten Position in dem Rumpf (1) und/oder in der Tragfläche (2) aufgenommen ist, ist dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Antriebsrotor (5) und/oder der Schwenkarm mit einem Teil der Außenhaut der Tragfläche (2) und/oder des Rumpfs (1) verbunden ist.An aircraft comprising a fuselage (1), an airfoil (2), a first drive rotor (6) having a horizontal thrust direction, and a second drive rotor (5) having a vertical thrust direction attached to and supported by a pivot arm (9) the pivot arm (9) is pivotable from a first position to a second position, wherein the second drive rotor (5) in the first position outside of the fuselage (1) and / or the support surface (2) and this is in the second position in the hull (1) and / or in the support surface (2), is characterized in that the second drive rotor (5) and / or the pivot arm with a part of the outer skin of the support surface (2) and / or the fuselage (1 ) connected is.

Description

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

Innerhalb der Kategorie der motorgetriebenen Starrflügler wird zwischen Motorflugzeugen und Motorseglern unterschieden, wobei die Unterscheidung gemäß der sogenannten Gleitzahl erfolgt. Die Gleitzahl ist der reziproke Gleitwinkel (im Bogenmaß) im antriebslosen Gleitflug. Eine hohe Gleitzahl ist ein Maß für die Luftwiderstandsarmut des Fluggeräts. Als Motorflugzeuge gelten Starrflügler mit Gleitzahlen kleiner als ca. 20 und als Motorsegler solche mit Gleitzahlen größer als ca. 20. Motorsegler sind infolge ihrer verlustarmen aerodynamischen Umströmung diejenige Flugzeugkonfiguration mit der sparsamsten Verwendung von Antriebsenergie, d. h. sie erlauben bei gegebenem Energievorrat die längsten Flugdauern von allen bekannten motorisch angetriebenen Fluggeräten.Within the category of motor-driven fixed-wing aircraft, a distinction is made between motor aircraft and motor gliders, the distinction being made according to the so-called glide ratio. The glide ratio is the reciprocal glide angle (in radians) in the unpowered gliding flight. A high glide ratio is a measure of the low-drag of the aircraft. As motor aircraft are fixed wing aircraft with glide numbers less than about 20 and motor gliders such with glide numbers greater than about 20. Motorgliders are due to their low-loss aerodynamic flow around the aircraft configuration with the most economical use of propulsion energy, d. H. With a given energy supply, they allow the longest flight durations of all known motor-driven aircraft.

Unbemannte Fluggeräte für die langandauernde luftgestützte Bodenbeobachtung sind deshalb in ihrer aerodynamischen Formgebung meist als Motorsegler realisiert. Gegenüber antriebslosen Segelfluggeräten sind ihre Gleitzahlen jedoch infolge der Luftwiderstandsbeiträge der Antriebspropeller, bordseitiger Funkantennen und möglicherweise in die Luftumströmung hineinragender Beobachtungskameras geringer.Unmanned aircraft for long-lasting airborne ground observation are therefore usually realized in their aerodynamic design as a motor glider. However, compared to unpowered gliders, their glide numbers are lower due to the drag contributions of the propulsion propellers, on-board radio antennas, and possibly into the airflow surrounding the surveillance cameras.

Um den Aufwand von Start- und Landebahnen oder von Hilfsgeräten für Start und Landung (wie Wurfkatapulte, Starthilfsraketen, Fallschirme und bodenseitige Landenetze oder -seile) zu vermeiden, besteht die Tendenz zum vertikalen Start und zur vertikalen Landung von Fluggeräten (international als „VTOL” – Vertical Take-Off and Landing – bezeichnet).In order to avoid the burden of runways or auxiliary equipment for take-off and landing (such as launching catapults, booster rockets, parachutes and bottom landing nets or ropes), there is a tendency for vertical takeoff and landing of aircraft (internationally referred to as "VTOL"). - Vertical Take-Off and Landing -).

VTOL wird bei unbemannten Fluggeräten für die luftgestützte Bodenbeobachtung üblicherweise mittels Schubpropellern mit vertikaler Schubrichtung realisiert, entweder in der Konfiguration eines konventionellen Hubschraubers mit einem Hauptrotor und einem Heckrotor oder in der sogenannten Multirotor-Konfiguration, d. h. mit mehreren, gegebenenfalls auch koaxialen Rotoren. Der Nachteil von Fluggeräten mit Rotoren mit vertikaler Schubrichtung ist der hohe Antriebsleistungsbedarf, der darin begründet ist, dass sämtliche Auftriebsleistung von den Rotoren aufgebracht werden muss, d. h. der aerodynamische Auftrieb von Tragflächen in der Vorwärtsbewegung wird nicht genutzt.VTOL is typically implemented in unmanned airborne ground observation aircraft by means of vertical propulsion thrust propellers, either in the configuration of a conventional helicopter with a main rotor and a tail rotor, or in the so-called multi-rotor configuration; H. with several, possibly also coaxial rotors. The disadvantage of aircraft with rotors with vertical thrust direction is the high drive power requirement, which is due to the fact that all buoyancy of the rotors must be applied, d. H. the aerodynamic lift of wings in the forward movement is not used.

Um die energetischen Vorteile eines Starrflüglers (mit horizontaler Antriebsschubrichtung) mit den einsatzpraktischen Vorteilen des Drehflüglers (mit vertikaler Antriebsschubrichtung) zu verbinden, existieren seit fast einem Jahrhundert Ansätze, Kombinationen aus beiden Bauformen zu entwickeln, indem bei einem als Starrflügler konzipierten Fluggerät die Antriebsrotoren bei Start und Landung temporär in vertikale Schubrichtung geschwenkt werden. Solange nur Verbrennungsmotoren (Kolbenmotoren oder Gasturbinen) zur Verfügung standen, erwiesen sich diverse Realisierungen solcher Konzepte in den 1960er und 1970er Jahren als technisch so komplex, dass sie über das Prototypenstadium nicht hinauskamen.In order to combine the energetic advantages of a rigid wing aircraft (with horizontal drive thrust) with the operational advantages of rotary wing aircraft (with vertical drive thrust direction), since almost a century approaches to develop combinations of both types by the drive rotors at start in a designed as a fixed-wing aircraft and landing temporarily in vertical thrust direction. As long as only internal combustion engines (piston engines or gas turbines) were available, various implementations of such concepts in the 1960s and 1970s proved to be so technically complex that they did not go beyond the prototype stage.

Seit den 1990er Jahren ermöglichen technische Fortschritte bei Elektromotoren, insbesondere die Steigerung der Leistungsdichte (vorrangig ermöglicht durch neue Permanentmagnetmaterialien), Fluggeräte mit elektrischen Propellerantrieben auszurüsten. Die Vorteile sind der verminderte Fluglärm, die schnellere und präzisere Reaktion der Propeller auf Drehzahlbefehle und das geringere Gewicht der Elektromotoren gegenüber Verbrennungsmotoren gleicher Leistung (wenngleich die Stromversorgung über Batterien, Brennstoffzellen oder Bordstromaggregate bisher insgesamt noch keinen Gewichtsvorteil erbringt).Since the 1990s, technical advances in electric motors, in particular the increase in power density (primarily made possible by new permanent magnet materials), enable aircraft equipped with electric propeller drives. The advantages are the reduced aircraft noise, the faster and more precise response of the propellers to speed commands and the lower weight of the electric motors compared to internal combustion engines of the same power (although the power supply via batteries, fuel cells or on-board generators so far still gives no weight advantage).

Um bei Multirotor-Konfigurationen für längere Flugdauern die Vorteile des aerodynamischen Fluges nutzbar zu machen, lag es nahe, aus den 1960er/1970er Jahren bekannte Konfigurationen von Schwenkpropeller-Flugzeugen nachzuvollziehen, und zwar mit Elektroantrieb statt Verbrennungsantrieb der Propeller. Solche elektrisch angetriebenen Schwenkpropeller-Flugzeuge für unbemannte Beobachtungsaufgaben sind als in Entwicklung befindlich berichtet, insbesondere das Fluggerät IAI Panther (Israel), das 2010 als Prototyp vorgestellt wurde, sowie das Fluggerät Mavionics Avigle, das seit 2011 unter Leitung der TU Dortmund (Deutschland) entwickelt wird.In order to harness the advantages of aerodynamic flight in multi-rotor configurations for longer flight durations, it was natural to reconstruct known configurations of rotary propeller aircraft from the 1960s / 1970s, with electric propulsion instead of propeller combustion propulsion. Such electrically propelled pan propeller aircraft for unmanned observation tasks are reported to be under development, in particular the IAI Panther (Israel) aircraft, which was presented as a prototype in 2010, and the Mavionics Avigle aircraft, which has been under development since 2011 under the direction of TU Dortmund (Germany) becomes.

Im Fall des IAI Panther wurde eine konventionelle Motorsegler-Konfiguration als sogenanntes Kipprotor-Fluggerät mit drei Rotoren versehen, davon zwei vor den Tragflächen zwischen vertikaler und horizontaler Schubrichtung kippbar und eine hinter den Tragflächen mit fester vertikaler Schubrichtung; die Motoren wurden an Längsarmen (d. h. parallel zur Längsachse des Fluggerätes verlaufenden Armen) an den Tragflächen sowie am Rumpf befestigt.In the case of the IAI Panther, a conventional motor glider configuration was provided as a so-called tiltrotor aircraft with three rotors, two of which tilted in front of the wings between vertical and horizontal thrust and one behind the wings with fixed vertical thrust; the motors were attached to the wings and to the fuselage on longitudinal arms (i.e., arms parallel to the longitudinal axis of the aircraft).

Das Fluggerät Avigle ist in klassischer Weise zweimotorig ausgelegt, mit einem fest montierten Zugpropeller in jeder Tragfläche, und die Tragflächen selbst sind zwischen horizontaler und vertikaler Schubrichtung schwenkbar (sogenanntes Kippflügel-Fluggerät).The Avigle aircraft is a classic twin engine with a fixed pitch propeller in each wing, and the wings themselves are pivotable between the horizontal and vertical thrust directions (so-called Tilt Wing aircraft).

In den genannten Beispielen sind die Tragflächen an der Befestigung der Antriebsrotoren oder sogar der Kippung der Schubrichtung zwischen horizontal und vertikal aktiv beteiligt, was zu einer – gegenüber der reinen Auftriebstragfunktion – erhöhten mechanischen Komplexität der Tragflächen und ihrer Befestigung an dem Rumpf des Fluggeräts und folglich auch zu erhöhten Gewichten führt.In the examples mentioned, the wings are at the attachment of the drive rotors or even actively involved in tilting the thrust direction between horizontal and vertical, resulting in increased mechanical complexity of the wings and their attachment to the fuselage of the aircraft, and consequently also increased weights, as compared to the pure buoyancy support function.

Ungeachtet der Art der Befestigung der schwenk- oder kippbaren Rotoren am Fluggerät besteht bei solchen vertikal start- und landefähigen Kombinationsfluggeräten folgendes Problem: Die für den Schwebeflug benötigten Antriebselemente (Elektromotoren, Propeller und Haltearme) bilden im Reiseflug einen unerwünschten Luftwiderstand. Dieser kann zwar durch Stillstand und Neutralstellung (sogenannte Segelstellung) nicht benötigter Propeller oder durch Zusammenfalten solcher Propeller (sogenannte Klapppropeller) vermindert werden, das grundsätzliche Problem der Präsenz von lediglich für den Schwebeflug benötigten Antriebselementen in der Luftumströmung während des Reiseflugs und der darin begründeten Absenkung der Gleitzahl bleibt jedoch bestehen.Regardless of the type of attachment of the pivotable or tiltable rotors on the aircraft there is the following problem in such vertically launchable and landable combination aircraft: The required for the hover drive elements (electric motors, propellers and arms) form in cruise an undesirable air resistance. This can indeed be reduced by standstill and neutral position (so-called feathering) not required propellers or by folding such propellers (so-called folding propeller), the fundamental problem of the presence of only needed for the hovering drive elements in the air flow during cruise and the reason for lowering the Glide number remains.

In der Offenlegungsschrift DE 10 2012 010 937 A1 ist offenbart, zur Vermeidung dieses zusätzlichen Luftwiderstands die für den Schwebeflug vorgesehenen Antriebselemente in den Rumpf und/oder in die Tragfläche des Fluggeräts zu verschwenken. Details zu der konstruktiven Umsetzung der Aufnahme der Antriebselemente in dem Rumpf und/oder in der Tragfläche sind in der Patentanmeldung 10 2012 010 937.7 jedoch nicht beschriebenIn the published patent application DE 10 2012 010 937 A1 It is disclosed, in order to avoid this additional air resistance, to pivot the drive elements provided for the hover into the fuselage and / or into the wing of the aircraft. Details of the structural implementation of the recording of the drive elements in the fuselage and / or in the wing are not described in the patent application 10 2012 010 937.7

Die Druckschrift DE 11 33 252 B offenbart ein Flugzeug mit um einen Schwenkarm schwenkbaren Hubgebläsen. In einer Ruhestellung sind die Hubgebläse im Inneren des Rumpfs des Flugzeugs aufgenommen.The publication DE 11 33 252 B discloses an aircraft with lifting fans pivotable about a pivoting arm. In a rest position, the Hubbläse are included inside the fuselage of the aircraft.

Die Druckschrift DE 19 52 662 A1 offenbart ein Flugzeug mit mehreren um eine Schwenkachse schwenkbaren Hubaggregaten. Die Hubaggregate können in einer Ruhestellung im Inneren des Flugzeugrumpfs verschwenkt werden.The publication DE 19 52 662 A1 discloses an aircraft having a plurality of lifting units pivotable about a pivot axis. The lifting units can be pivoted in a rest position inside the fuselage.

Der Erfindung lag die Aufgabe zugrunde, für ein gattungsgemäßes Fluggerät, wie es aus der Offenlegungsschrift DE 10 2012 010 937 A1 bekannt ist, eine Möglichkeit anzugeben, die Aufnahme der Antriebselemente in dem Rumpf konstruktiv möglichst einfach und kostengünstig umzusetzen.The invention was based on the object for a generic aircraft, as it is known from the published patent application DE 10 2012 010 937 A1 It is known to provide a way to implement the recording of the drive elements in the fuselage as simple as possible and inexpensive.

Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des unabhängigen Patentanspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen Fluggeräts sind Gegenstand der abhängigen Patentansprüche und ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der Erfindung.This object is solved by the subject matter of independent claim 1. Advantageous embodiments of the aircraft according to the invention are the subject of the dependent claims and will become apparent from the following description of the invention.

Der Erfindung lag der Gedanke zugrunde, die für das Verschwenken der lediglich im Schwebeflug betriebenen Antriebselemente vorgesehene Mechanik für das Öffnen und Schließen einer Abdeckung in dem Rumpf und/oder der Tragfläche mit zu verwenden. Auf eine separate Klappenmechanik kann dadurch verzichtet werden, was den konstruktiven Aufwand reduziert.The invention was based on the idea to use for the pivoting of the only operated in hovering drive elements provided mechanism for opening and closing a cover in the fuselage and / or the wing with. On a separate flap mechanism can be omitted, which reduces the design effort.

Ein gattungsgemäßes Fluggerät mit (mindestens) einem Rumpf, (mindestens) einer Tragfläche, (mindestens) einem ersten, eine horizontale Schubrichtung aufweisenden Antriebsrotor, und (mindestens) einem zweiten, eine vertikale Schubrichtung aufweisenden Antriebsrotor, der an (mindestens) einem Schwenkarm befestigt und mittels des Schwenkarms von einer ersten Position in eine zweite Position verschwenkbar ist, wobei sich der zweite Antriebsrotor in der ersten Position außerhalb des Rumpfs und/oder der Tragfläche befindet (so dass ein Betrieb des Antriebsrotors erfolgen kann) und in der zweiten Position der Antriebsrotor in dem Rumpf und/oder in der Tragfläche aufgenommen ist (wobei vorzugsweise kein Betrieb des Antriebsrotors erfolgt), ist demnach erfindungsgemäß dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Antriebsrotor elektrisch angetrieben ist und einen Propeller aufweist, dass der zweite Antriebsrotor und/oder der Schwenkarm mit einem Teil der Außenhaut der Tragfläche und/oder des Rumpfs verbunden ist, und dass in der zweiten Position der Schwenkarm und der Propeller in Längsrichtung des Fluggeräts weisen.A generic aircraft with (at least) a fuselage, (at least) one wing, (at least) a first drive rotor having a horizontal thrust direction, and (at least) a second drive rotor having a vertical thrust direction attached to (at least) one pivot arm; is pivotable by means of the pivot arm from a first position to a second position, wherein the second drive rotor in the first position outside of the fuselage and / or the support surface is (so that operation of the drive rotor can take place) and in the second position of the drive rotor in is received in the hull and / or in the wing (wherein preferably no operation of the drive rotor takes place), according to the invention is characterized in that the second drive rotor is electrically driven and having a propeller, that the second drive rotor and / or the pivot arm with a part the outer skin of the wing and / or d it is connected to the fuselage, and that in the second position, the swivel arm and the propeller point in the longitudinal direction of the aircraft.

Der Teil der Außenhaut wird somit mit dem Antriebsrotor und/oder dem Schwenkarm verschwenkt, wobei sich im eingeschwenkten Zustand der Teil der Außenhaut möglichst stufenlos bzw. nahtlos in den Rest der Außenhaut einfügt, wodurch für den Reiseflug ein aerodynamisch vorteilhafter geschlossener Rumpf bzw. eine solche Tragfläche realisiert werden kann.The part of the outer skin is thus pivoted to the drive rotor and / or the swivel arm, wherein in the pivoted state, the part of the outer skin as seamless as possible or seamlessly in the rest of the outer skin inserts, creating an aerodynamically advantageous closed hull or such for the cruise Tragfläche can be realized.

Als „vertikale Schubrichtung” wird erfindungsgemäß eine Schubrichtung verstanden, die im Wesentlichen parallel oder koaxial zur Hochachse des Fluggeräts verläuft. Als „horizontale Schubrichtung” wird erfindungsgemäß eine Schubrichtung verstanden, die im Wesentlichen parallel oder koaxial zur Längsachse des Fluggeräts verläuft.As a "vertical thrust direction" is understood according to the invention a thrust direction, which is substantially parallel or coaxial with the vertical axis of the aircraft. As a "horizontal thrust direction" is understood according to the invention a thrust direction, which is substantially parallel or coaxial with the longitudinal axis of the aircraft.

Als „in dem Rumpf und/oder in der Tragfläche aufgenommen” wird erfindungsgemäß verstanden, dass der Antriebsrotor (weitgehend) vollständig innerhalb des von der Außenhaut des Rumpfs und/oder des Tragflügels ausgebildeten Innenvolumens angeordnet ist.As "received in the fuselage and / or in the wing" is understood according to the invention that the drive rotor (substantially) is disposed completely within the formed of the outer skin of the fuselage and / or the wing inner volume.

Erfindungsgemäß weist zumindest ein Antriebsrotor des Fluggeräts einen Propeller auf, der von einem elektrischen Antriebsmotor angetrieben wird. Dabei können die Propeller infolge ihrer Anordnung an dem Fluggerät als Zugpropeller oder als Schubpropeller ausgeführt sein. Zudem können diese freilaufend oder auch als ummantelte Propeller (sogenannte „Impeller”) ausgebildet sein.According to the invention, at least one drive rotor of the aircraft has a propeller which is driven by an electric drive motor becomes. The propellers can be designed as a draft propeller or as a thrust propeller due to their arrangement on the aircraft. In addition, they can be free-running or designed as jacketed propellers (so-called "impeller").

Bei dem erfindungsgemäßen Fluggerät ist vorgesehen, dass in der zweiten Position des zweiten Antriebsrotors der Schwenkarm und der Propeller in Längsrichtung des Fluggeräts weisen. Dadurch kann eine vorteilhafte Integration des Schwenkarms und/oder des Propellers in einen aus aerodynamischen Gründen regelmäßig länglich und vielfach tropfenförmig ausgeführten Rumpf erfolgen.In the aircraft according to the invention it is provided that, in the second position of the second drive rotor, the swivel arm and the propeller point in the longitudinal direction of the aircraft. As a result, an advantageous integration of the swivel arm and / or the propeller in a regularly aerodynamic reasons elongated and often drop-shaped executed hull done.

Eine weiterhin bevorzugte Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Fluggeräts kann vorgesehen, dass der Schwenkarm um eine Drehachse schwenkbar ist, die auf derjenigen Seite des Rumpfs (bezogen auf die Längsachse des Fluggeräts) verläuft, auf der der zweite Antriebsrotor in der zweiten Position aufgenommen ist.A further preferred embodiment of the aircraft according to the invention can be provided such that the swivel arm is pivotable about an axis of rotation which extends on the side of the fuselage (relative to the longitudinal axis of the aircraft) on which the second drive rotor is accommodated in the second position.

Eine solche Ausgestaltung kann insbesondere dann vorteilhaft sein, wenn, wie weiterhin bevorzugt vorgesehen ist, das Fluggerät mindestens ein Paar zweite Antriebsrotoren aufweist, die an jeweils separaten Schwenkarmen befestigt sind und sich vorzugsweise auf verschiedenen Seiten (bezogen auf die Längsachse des Fluggeräts) befinden. Besonders bevorzugt können sich die zwei zweiten Antriebsrotoren eines (jedes) Paars auf den beiden Seiten spiegelbildlich gegenüber liegen.Such a configuration may be particularly advantageous if, as further preferred, the aircraft has at least one pair of second drive rotors which are attached to respective separate pivot arms and are preferably located on different sides (relative to the longitudinal axis of the aircraft). Particularly preferably, the two second drive rotors of a (each) pair can be mirror images of each other on the two sides.

Eine weiterhin bevorzugte Ausgestaltung des Fluggeräts kann vorsehen, dass zwei Antriebsrotoren auf derselben Seite bezüglich einer Längsachse des Fluggeräts angeordnet sind und gegenläufig verschwenkbar sind. Besonders bevorzugt weist das Fluggerät dann (mindestens) zwei (vorzugsweise jeweils spiegelbildlich bezüglich der Längsachse des Fluggeräts angeordnete), in Längsrichtung beabstandete Paare von zweiten Antriebsrotoren auf, bei denen die Antriebsrotoren jeder Seite (bezüglich der Längsachse des Fluggeräts) entsprechend gegenläufig verschwenkbar sind.A further preferred embodiment of the aircraft may provide that two drive rotors are arranged on the same side with respect to a longitudinal axis of the aircraft and are pivotable in opposite directions. Particularly preferably, the aircraft then has (at least) two (preferably each mirror image with respect to the longitudinal axis of the aircraft arranged) longitudinally spaced pairs of second drive rotors, in which the drive rotors of each side (relative to the longitudinal axis of the aircraft) are correspondingly in opposite directions pivotable.

Diese Ausgestaltung ermöglicht eine vergleichsweise kurze Länge des Rumpfs, insbesondere dann, wenn – wie weiterhin bevorzugt vorgesehen – die Antriebsrotoren jeder Seite sich in ihren zweiten Positionen zumindest teilweise in Hochrichtung des Fluggeräts überdecken, d. h. übereinander angeordnet sind.This configuration allows a comparatively short length of the fuselage, in particular if - as further preferred provided - the drive rotors of each side overlap in their second positions at least partially in the vertical direction of the aircraft, d. H. are arranged one above the other.

Eine weiterhin bevorzugte Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Fluggeräts kann vorsehen, dass der Schwenkarm (jeweils mindestens) einen, den zweiten Antriebsrotor tragenden Tragarm und einen Stützarm umfasst, die um dieselbe Drehachse verschwenkbar sind. Durch die Abstützung des Tragarms mittels des Stützarms kann die Biegebelastung des Tragarms gering gehalten und dieser somit vergleichsweise schwach ausgelegt werden. Dadurch, dass der Stützarm um dieselbe Drehachse schwenkbar gelagert ist, kann bei kaum vergrößertem Platzbedarf die Biegebelastung des Drehlagers des Schwenkarms gering gehalten werden. Beides kann im Ergebnis zu einem vergleichsweise leichten, den Trag- und Stützarm umfassenden Schwenkarm führen.A further preferred embodiment of the aircraft according to the invention can provide that the swivel arm (in each case at least) comprises a carrying the second drive rotor support arm and a support arm, which are pivotable about the same axis of rotation. By supporting the support arm by means of the support arm, the bending load of the support arm can be kept low and this thus be designed comparatively weak. Characterized in that the support arm is pivotally mounted about the same axis of rotation, the bending load of the pivot bearing of the pivot arm can be kept low with little increased space requirement. Both can result in a result to a comparatively lightweight, the support and support arm comprehensive swing arm.

In Abhängigkeit von der Ausgestaltung des Stützarms und der Anordnung der gemeinsamen Drehachse kann vorgesehen sein, dass sowohl der Tragarm als auch der Stützarm beim Verschwenken des Schwenkarms in die erste Position des zweiten Antriebsrotors aus dem Rumpf und/oder der Tragfläche heraus bewegt werden. In diesem Fall kann es dann vorteilhaft sein, wenn sowohl der Tragarm als auch der Stützarm mit einem Teil der Außenhaut der Tragfläche und/oder des Rumpfs verbunden ist.Depending on the design of the support arm and the arrangement of the common axis of rotation can be provided that both the support arm and the support arm are moved during pivoting of the pivot arm in the first position of the second drive rotor from the fuselage and / or the wing. In this case, it may be advantageous if both the support arm and the support arm is connected to a part of the outer skin of the support surface and / or the fuselage.

Eine Energieversorgung der vorzugsweise elektrisch angetriebenen Antriebsrotoren kann beispielsweise mittels Batterien, Brennstoffzellen oder eines z. B. von einem Verbrennungsmotor angetriebenen Generators erfolgen.A power supply of the preferably electrically driven drive rotors may for example by means of batteries, fuel cells or a z. B. carried by an internal combustion engine generator.

Das erfindungsgemäße Fluggerät kann ein Fahrwerk, Landebeine oder Landekufen besitzen. Zudem können diese Komponenten fest montiert oder einziehbar ausgeführt sein.The aircraft according to the invention may have a landing gear, landing legs or landing skids. In addition, these components can be permanently mounted or retractable.

Weiterhin kann das erfindungsgemäße Fluggerät als Hoch-, Mittel-, Tief- oder Mehrfachdecker ausgeführt sein.Furthermore, the aircraft according to the invention can be designed as high, medium, low or multi-decker.

Die Antriebsrotoren können in Höhe des oberen, mittleren oder unteren Rumpfbereichs angeordnet sein.The drive rotors can be arranged at the level of the upper, middle or lower fuselage area.

Das erfindungsgemäße Fluggerät kann in konventioneller Konfiguration mit einem Rumpf, zwei Tragflächen und einem heckseitigen Leitwerk ausgeführt sein. Ebenso ist eine andere Konfiguration möglich, beispielsweise eine Ausgestaltung als Doppel- oder Mehrdecker, mit Doppelrumpf, Doppelleitwerk, T- oder V-Leitwerk, als Entenflugzeug oder Tandemflügler.The aircraft according to the invention can be designed in conventional configuration with a fuselage, two wings and a tail-tail. Likewise, another configuration is possible, for example, a design as a double or multi-decker, with double hull, double track, T or V tail, as a duck plane or Tandemflügler.

Eine vorteilhafte Anwendung des erfindungsgemäßen Fluggeräts liegt im Bereich unbemannter Fluggeräte für die luftgestützte Bodenbeobachtung.An advantageous application of the aircraft according to the invention is in the field of unmanned aerial vehicles for airborne ground observation.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand von in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispielen näher erläutert. In den Zeichnungen zeigt:The invention will be explained in more detail with reference to embodiments shown in the drawings. In the drawings shows:

1: in einer Aufsicht eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Fluggeräts in der Konfiguration für den Schwebeflug; 1 in a plan view of a first embodiment of an aircraft according to the invention in the configuration for the hover;

2: in einer Aufsicht das Fluggerät der 1 in der Konfiguration für den Reiseflug; 2 : in a supervision the aircraft of the 1 in the configuration for the cruise;

3: in einer Aufsicht eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Fluggeräts in der Konfiguration für den Schwebeflug; 3 in a plan view of a second embodiment of an aircraft according to the invention in the configuration for the hover;

4: in einer Aufsicht das Fluggerät der 3 in der Konfiguration für den Reiseflug; 4 : in a supervision the aircraft of the 3 in the configuration for the cruise;

5: das Fluggerät der 4 (jedoch mit geöffneten Rumpfklappen) in einer Seitenansicht; 5 : the aircraft of the 4 (but with opened hull flaps) in a side view;

6: das Fluggerät der 3 in einer perspektivischen Darstellung; und 6 : the aircraft of the 3 in a perspective view; and

7: das Fluggerät der 4 in einer perspektivischen Darstellung. 7 : the aircraft of the 4 in a perspective view.

Die 1 bis 7 zeigen in schematischen Darstellungen zwei Ausführungsformen erfindungsgemäßer Fluggeräte. In den 1, 3 und 6 ist die Konfiguration (d. h. die Anordnung und Ausrichtung von Antriebsrotoren) des jeweiligen Fluggeräts für den Schwebeflug und in den 2, 4, 5 und 7 die Konfiguration des jeweiligen Fluggeräts für den Reiseflug dargestellt. In den 1 bis 4 ist zudem die jeweils nicht aktive Konfiguration anhand von gestrichelten Linien dargestellt.The 1 to 7 show in schematic representations two embodiments of inventive aircraft. In the 1 . 3 and 6 is the configuration (ie the arrangement and orientation of drive rotors) of the respective aircraft for the hover and in the 2 . 4 . 5 and 7 the configuration of the respective aircraft for the cruise shown. In the 1 to 4 In addition, the respective inactive configuration is shown by dashed lines.

Die Fluggeräte sind in konventioneller Motorseglerkonfiguration ausgeführt, d. h. diese weisen jeweils einen Rumpf 1, zwei seitlich an dem Rumpf 1 befestigte Tragflächen 2 und ein heckseitiges Seiten- 3 und Höhenleitwerk 4 auf. Weiterhin sind jeweils eine Mehrzahl von Antriebsrotoren vorgesehen, die mittels jeweils eines Elektromotors 7 angetriebene Propeller 8 umfassen.The aircraft are designed in conventional motor sailer configuration, ie they each have a hull 1 , two laterally on the fuselage 1 fixed wings 2 and a rear-sided 3 and tailplane 4 on. Furthermore, in each case a plurality of drive rotors are provided which are each provided with an electric motor 7 powered propellers 8th include.

Zum einen sind Antriebsrotoren vorgesehen, die lediglich mit vertikaler Schubrichtung betrieben werden und deshalb nur im Schwebeflug des jeweiligen Fluggeräts aktiv sind. Diese Antriebsrotoren werden im Folgenden als Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 bezeichnet. Bei beiden Ausführungsformen sind insgesamt vier Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 vorgesehen, die in zwei Paaren angeordnet sind. Eines dieser Paare befindet sich im Bereich des vorderen Endes des Rumpfs 1, während das andere Paar entweder relativ mittig (bei der Ausführungsform gemäß den 1 und 2) oder im hinteren Drittel des Rumpfs 1 (bei der Ausführungsform gemäß den 3 bis 7) angeordnet ist. Die zwei Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 jedes Paars sind bezogen auf die Längsachse des Fluggeräts spiegelbildlich angeordnet.On the one hand drive rotors are provided, which are operated only with vertical thrust direction and are therefore active only in the hovering flight of the respective aircraft. These drive rotors are referred to below as hover drive rotors 5 designated. In both embodiments, a total of four hover drive rotors 5 provided, which are arranged in two pairs. One of these pairs is in the area of the front end of the fuselage 1 while the other pair is either relatively centered (in the embodiment according to FIGS 1 and 2 ) or in the back third of the hull 1 (In the embodiment according to the 3 to 7 ) is arranged. The two hover drive rotors 5 Each pair are arranged in mirror image relative to the longitudinal axis of the aircraft.

Die Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 sind über Schwenkarme 9 mit dem Rumpf 1 verbunden. Die Befestigung der Schwenkarme 9 am Rumpf 1 erfolgt über Drehlager 10, die Drehachsen 13 für die Schwenkbewegungen der Schwenkarme 9 ausbilden, die parallel zu den Hochsachsen der Fluggeräte verlaufen. Die Drehlager 10 sind dabei in der Nähe des jeweiligen äußeren Rands und somit der Außenhaut des Rumpfs 1 angeordnet.The hover drive rotors 5 are over swivel arms 9 with the hull 1 connected. The attachment of the swivel arms 9 on the hull 1 via pivot bearing 10 , the axes of rotation 13 for the pivoting movements of the pivot arms 9 form parallel to the high axes of the aircraft. The pivot bearings 10 are close to the respective outer edge and thus the outer skin of the fuselage 1 arranged.

Die Schwenkarme 9 umfassen jeweils einen Tragarm 11 sowie einen Stützarm 12, wie dies in der 5 erkennbar ist. Die im Wesentlichen horizontal angeordneten (d. h. diese bilden mit der Längsachse des Fluggeräts eine Ebene aus) Tragarme 11 sind über jeweils ein erstes Drehlager 10 mit dem Rumpf 1 verbunden und umfassen an ihrem freien Ende jeweils einen Schwebeflug-Antriebsrotor 5. Die Stützarme 12 greifen in der äußeren Hälfte des dazugehörigen Tragarms 11 an diesem an und verlaufen geneigt zu diesen bis zu jeweils einem zweiten Drehlager 10, über die die Stützarme 12 mit dem Rumpf 1 verbunden sind. Die Drehlager 10 der Tragarme 11 und diejenigen der Stützarme 12 jedes Schwenkarms 9 sind dabei in einer koaxialen Lage ihrer Drehachsen 13 angeordnet.The swivel arms 9 each include a support arm 11 and a support arm 12 like this in the 5 is recognizable. The substantially horizontally arranged (ie, these form with the longitudinal axis of the aircraft from a plane) support arms 11 are each about a first pivot bearing 10 with the hull 1 connected and comprise at its free end in each case a hover drive rotor 5 , The support arms 12 grab in the outer half of the associated arm 11 at this and run inclined to this up to a second pivot bearing 10 over which the support arms 12 with the hull 1 are connected. The pivot bearings 10 the support arms 11 and those of the support arms 12 each swivel arm 9 are in a coaxial position of their axes of rotation 13 arranged.

In der Konfiguration für den Schwebeflug (1, 3 und 6) sind die Schwenkarme 9 senkrecht bezüglich der Längsachse der Fluggeräte ausgerichtet. Dadurch sind die an den freien Enden der Schwenkarme 9 angeordneten Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 so weit von dem Rumpf 1 entfernt, dass sich deren Propeller 8 frei drehen können. In der Konfiguration für den Reiseflug (2, 4, 5 und 7) sind die Schwenkarme 9 gegenüber der Konfiguration für den Schwebeflug um ca. 90° verschwenkt, so dass die dann stillstehenden Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 einschließlich der Schwenkarme 9 aerodynamisch vorteilhaft in den Rümpfen 1 der Fluggeräte aufgenommen sind.In the hover configuration ( 1 . 3 and 6 ) are the pivot arms 9 Aligned perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft. As a result, the at the free ends of the pivot arms 9 arranged hover drive rotors 5 so far from the hull 1 that removes their propellers 8th can rotate freely. In the configuration for the cruise ( 2 . 4 . 5 and 7 ) are the pivot arms 9 pivoted about 90 ° relative to the configuration for the hover, so that then the hovering propulsion rotors then stationary 5 including the swivel arms 9 aerodynamically advantageous in the hulls 1 the aircraft are included.

Wesentlicher Unterschied der hier dargestellten Ausführungsformen bezüglich der Ausgestaltung der Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 ist die Schwenkrichtung der jeweiligen hinteren Schwebeflug-Antriebsrotoren 5. Bei der Ausführungsform gemäß den 1 und 2 werden diese gleichläufig mit den vorderen Schwebeflug-Antriebsrotoren 5, d. h. ausgehend von der Konfiguration für den Schwebeflug in Richtung Heck verschwenkt. Bei der Ausführungsform gemäß den 3 bis 7 werden die hinteren Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 dagegen gegenläufig zu den vorderen Schwebeflug-Antriebsrotoren 5, d. h. ausgehend von der Konfiguration für den Schwebeflug in Richtung Bug verschwenkt. Ein Vorteil der Ausführungsform gemäß den 3 bis 7 ist, dass – unter der Bedingung, dass sich die Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 in der Konfiguration für den Schwebeflug nicht oberhalb der Tragflächen 2 befinden sollen – eine geringere Rumpflänge realisiert werden kann.Significant difference of the embodiments shown here with respect to the design of hover drive rotors 5 is the pivoting direction of the respective rear hover drive rotors 5 , In the embodiment according to the 1 and 2 These are the same with the front hover drive rotors 5 , ie pivoted from the configuration for the hover toward the rear. In the embodiment according to the 3 to 7 become the rear hover drive rotors 5 in contrast to the front hover drive rotors 5 ie swiveled towards the bow, starting from the hover configuration. An advantage of the embodiment according to the 3 to 7 is that - on the condition that the hover drive rotors 5 in the hover configuration, not above the wings 2 are to be located - a smaller hull length can be realized.

Die gegenläufig verschwenkende Auslegung der Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 und die dadurch ermöglichte kurze Auslegung des Rumpfs 1 bei der Ausführungsform gemäß den 3 bis 7 führt dazu, dass deren Propeller 8 in der Konfiguration für den Reiseflug teilweise übereinander angeordnet sind. Um eine Kollision zu vermeiden, sind die vorderen Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 einschließlich ihrer Schwenkarme 9 gegenüber den hinteren Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 höhenversetzt an dem Rumpf 1 befestigt, wie sich dies insbesondere aus der 5 ergibt.The opposite pivoting design of the hover drive rotors 5 and the resulting short design of the hull 1 in the embodiment according to the 3 to 7 causes their propellers 8th are partially stacked in the configuration for the cruise. To avoid a collision, the front hover propulsion rotors are 5 including their swing arms 9 opposite the rear hover drive rotors 5 offset in height on the fuselage 1 attached, as this particular from the 5 results.

Die Öffnungen durch die die Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 und die Schwenkarme 9 in die Rümpfe 1 hinein oder aus diesen hinaus bewegt werden, sind in der Konfiguration für den Reiseflug durch entsprechende Teile der Außenhäute der Rümpfe 1 abgedeckt. Dadurch ergeben sich aerodynamisch vorteilhafte geschlossene Außenhäute der Rümpfe 1.The openings through which the hover drive rotors 5 and the swivel arms 9 in the hulls 1 are moved in or out of these are in the configuration for cruising through corresponding parts of the outer skins of the hulls 1 covered. This results in aerodynamically advantageous closed outer skins of the hulls 1 ,

Die Teile der Außenhäute, die diejenigen Öffnungen verdecken, durch die die Schwenkarme 9 und die Elektromotoren 8 hindurchbewegt werden, sind fest mit den Schwenkarmen 9 und den Elektromotoren 7 verbunden und werden somit mit diesen in die Konfiguration für den Schwebeflug verschwenkt. Die Teile der Außenhäute, die diejenigen Öffnungen verdecken, durch die die Propeller 8 hindurch bewegt werden, sind dagegen als Rumpfklappen 14 ausgebildet, die durch ein nicht näher dargestelltes System vor dem Verschwenken der Schwebeflug-Antriebsrotoren 5 geöffnet werden.The parts of the outer skins that obscure those openings through which the pivot arms 9 and the electric motors 8th are moved through, are fixed to the swivel arms 9 and the electric motors 7 are connected and thus pivoted with these in the configuration for the hover. The parts of the outer skins that obscure those openings through which the propellers 8th are moved through, however, are as hull flaps 14 formed by a system not shown in detail before the pivoting of the hover drive rotors 5 be opened.

Die Fluggeräte umfassen weiterhin Antriebsrotoren, die lediglich mit horizontaler Schubrichtung betrieben werden und deshalb primär oder ausschließlich im Reiseflug des jeweiligen Fluggeräts aktiv sind. Diese Antriebsrotoren werden im Folgenden als Reiseflug-Antriebsrotoren 6 bezeichnet. In der in den 1 und 2 dargestellten Ausführungsform ist ein einzelner Reiseflug-Antriebsrotor 6 vorgesehen, der zentral am Heck des Rumpfs 1 angeordnet ist. Bei der Ausführungsform gemäß den 3 bis 7 sind zwei Reiseflug-Antriebsrotoren 6 vorgesehen, von denen jeweils einer am Ende jeder Flosse des Höhenleitwerks 4 angeordnet ist.The aircraft further comprise drive rotors, which are operated only with horizontal thrust direction and are therefore primarily or exclusively active in the cruise of the respective aircraft. These propulsion rotors are hereafter referred to as cruise propulsion rotors 6 designated. In the in the 1 and 2 The illustrated embodiment is a single cruise propulsion rotor 6 provided centrally at the stern of the fuselage 1 is arranged. In the embodiment according to the 3 to 7 are two cruise-drive rotors 6 provided, one of each at the end of each fin of the tailplane 4 is arranged.

Es ist nicht erforderlich, dass die Schwenkarme 9 vollständig in den zweiten Positionen der zweiten Antriebsrotoren (Schwebeflug-Antriebsrotoren 5) innerhalb des Rumpfs 1 angeordnet sind. Vielmehr kann dies auch nur teilweise erfolgen. Weiter alternativ kann auch vorgesehen sein, dass die Schwenkarme 9 sich nur an die Außenhaut des Fluggeräts anlegen, wobei dies auch in entsprechenden, vorzugsweise an die Form der Schwenkarme 9 angepassten Vertiefungen der Außenhaut erfolgen kann. Vorzugsweise erfolgt dieses Anliegen in einem möglichst kleinen Abstand und weiter bevorzugt mit einer an die Außenkontur der Außenhaut angepassten Form. Bei einer solchen Ausführungsform können die Schwenkarme 9 dann zusätzlich noch mit Abdeckungen verbunden sein, die beim Anliegen der Schwenkarme 9 an der Außenhaut die Schwenkarme 9 aerodynamisch vorteilhaft bedecken und die vorzugsweise weitgehend spaltfrei an der Außenhaut anliegen. Erfindungsgemäß können diese Abdeckungen somit ebenfalls einen Teil einer (teilweise doppelschichtigen) Außenhaut des Fluggeräts darstellen.It is not necessary that the swivel arms 9 completely in the second positions of the second drive rotors (hover drive rotors 5 ) within the hull 1 are arranged. Rather, this can only be done partially. Further alternatively, it can also be provided that the pivot arms 9 apply only to the outer skin of the aircraft, and this also in appropriate, preferably to the shape of the pivot arms 9 adapted depressions of the outer skin can take place. Preferably, this concern takes place in the smallest possible distance and more preferably with a shape adapted to the outer contour of the outer skin. In such an embodiment, the pivot arms 9 then additionally be associated with covers, which concern the pivot arms 9 on the outer skin, the swivel arms 9 Cover aerodynamically advantageous and preferably lie substantially free of gaps on the outer skin. According to the invention, these covers can thus also form part of a (partially double-layered) outer skin of the aircraft.

Claims

Aircraft with a fuselage ( 1 ), a wing ( 2 ), a first, a horizontal thrust direction having drive rotor ( 6 ), and a second, a vertical thrust direction having drive rotor ( 5 ) mounted on a swivel arm ( 9 ) and by means of the swivel arm ( 9 ) is pivotable from a first position to a second position, wherein the second drive rotor ( 5 ) in the first position outside the fuselage ( 1 ) and / or the wing ( 2 ) and the second drive rotor ( 5 ) in the second position in the fuselage ( 1 ) and / or in the wing ( 2 ), characterized in that the second drive rotor ( 5 ) is electrically driven and a propeller ( 8th ), that the second drive rotor ( 5 ) and / or the swivel arm with a part of the outer skin of the wing ( 2 ) and / or the hull ( 1 ) and that in the second position the swivel arm ( 9 ) and the propeller ( 8th ) in the longitudinal direction of the aircraft.

Aircraft according to claim 1, characterized in that the swivel arm ( 9 ) about a rotation axis ( 13 ) pivoting on the side of the fuselage ( 1 ), on which the second drive rotor ( 5 ) is received in the second position.

Aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the swivel arm ( 9 ) a second drive rotor ( 5 ) carrying support arm ( 11 ) and a support arm ( 12 ) around the same axis of rotation ( 13 ) are pivotable.

Aircraft according to claim 3, characterized in that both the support arm ( 11 ) as well as the support arm ( 12 ) with a part of the outer skin of the wing ( 2 ) and / or the hull ( 1 ) connected is.

Aircraft according to one of the preceding claims, characterized by at least two second drive rotors ( 5 ), each on separate pivoting arms ( 9 ) are attached.

Aircraft according to claim 5, characterized in that two drive rotors ( 5 ) are arranged mirror-inverted with respect to a longitudinal axis of the aircraft.

Aircraft according to claim 6, characterized in that the two drive rotors ( 5 ) are arranged on the same side with respect to a longitudinal axis of the aircraft and are pivotable in opposite directions.

An aircraft according to claim 7, characterized in that overlap the drive rotors in the second positions at least partially in the vertical direction of the aircraft.