DE102012104783A1

DE102012104783A1 - Fluggerät, bevorzugt UAV, Drohne und/oder UAS

Info

Publication number: DE102012104783A1
Application number: DE102012104783A
Authority: DE
Inventors: Auf Nichtnennung Antrag
Original assignee: LOGO TEAM UG HAFTUNGSBESCHRAENKT; Logo-Team Ug (haftungsbeschrankt)
Current assignee: QUANTUM-SYSTEMS GMBH, DE
Priority date: 2012-06-01
Filing date: 2012-06-01
Publication date: 2013-12-24
Anticipated expiration: 2032-06-02
Also published as: WO2013178776A1; EP2855263A1; US20150136897A1; DE102012104783B4; CN104364154A

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Fluggerät (1), bevorzugt unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne oder unbemanntes Flugsystem (UAS), umfassend einen starren Tragflügel (2), welcher einen aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht, und mindestens vier über regelbare Elektromotoren (5) angetriebene Rotoren (4, 4‘), welche mittels eines Schwenkmechanismus (7) zwischen einer Senkrechtstartposition und einer Horizontalflugposition verschwenkbar sind, wobei alle Elektromotoren (5) und Rotoren (4) an dem Tragflügel (2) angeordnet sind.

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Fluggerät, bevorzugt ein UAV (Unmanned Aerial Vehicle – unbemanntes Fluggerät), eine Drohne und/oder ein UAS (Unmanned Aerial System – unbemanntes Flugsystem).
Stand der Technik
Im Bereich der unbemannten Fluggeräte, Drohnen und/oder unbemannten Flugsysteme sind unterschiedliche Konzepte bekannt, welche den Start und die Landung solcher Fluggeräte betreffen. Beispielsweise sind Drohnen bekannt, welche mittels eines Katapults gestartet werden und in Form eines herkömmlichen Flächenflugzeuges mit starrem Tragflügel ausgebildet sind. Die erreichbaren möglichen Flugzeiten dieser Fluggeräte sind systembedingt recht hoch, da diese Fluggeräte eine hohe aerodynamische Güte aufweisen. Die Vorbereitungen für den Start sind jedoch aufgrund der benötigten Infrastruktur in Form eines Katapults oder einer Startbahn sehr aufwändig. Auch zur Landung sind hier Vorkehrungen notwendig, da diese Fluggeräte entweder eine Landebahn benötigen, oder in einem Netz oder an einem Fallschirm gelandet werden.
Weiterhin bekannt sind Drohnen, welche als Drehflügler operieren. Die hier erreichbaren möglichen Flugzeiten sind aufgrund des systembedingten hohen Energieeinsatzes im Vergleich zu Starrflüglern relativ kurz. Die Vorbereitungen für Start und Landung sind jedoch schneller abgeschlossen, so dass diese Fluggeräte schnell einsetzbar sind und insbesondere weder den Aufbau eines Katapults bzw. einer Start- und Landebahn, noch den Aufbau von Auffangnetzen erfordern.
Unbemannte Fluggeräte und insbesondere sogenannte MAV (Micro Aerial Vehicles – kleine unbemannte Fluggeräte), welche zu Überwachungszwecken und zu Aufklärungszwecken eingesetzt werden können, sind sowohl im Bereich der zivilen als auch der militärischen Verwendung von großem Nutzen.
Beispielsweise können solche unbemannten Fluggeräte im zivilen Einsatz zur Überwachung und Kontrolle von Gas- und Ölpipelines eingesetzt werden, um das Auftreten von Lecks frühzeitig erkennen zu können und den Wartungsbedarf der Pipeline abschätzen zu können. Weitere zivile Einsatzszenarien umfassen beispielsweise den Werkschutz von Hafenanlagen oder in der Großindustrie, die Überwachung und Wartung von Offshore-Anlagen wie beispielsweise Windparks, Bohr- und Förderplattformen, die Überwachung von Überlandleitungen, Aufgaben im Bereich des Umwelt- und Naturschutzes, die Überwachung des Waldbestandes und des Waldzustandes, Erkundungen des Schadensausmaßes nach Naturkatastrophen, Überwachungen und Erkundungen im Bereich des Artenschutzes zur Ermittlung von Tierbeständen, die Überwachung der Einhaltung von Fischerei-Fangquoten, den Denkmalschutz sowie die Überprüfung der Struktur von Gebäuden, die Überwachung von Großveranstaltungen wie beispielsweise Regatten, Rallyes und anderen Sportveranstaltungen, den Einsatz im Bereich der Luftbildfotographie und der Luftfilmaufnahmen, sowie zur Kartographierung.
Im wissenschaftlichen Bereich können solche unbemannten Fluggeräte beispielsweise weiterhin zur Erkundung von Öllagerstätten und anderen geologischen Formationen, bei der Erforschung von Vulkanen und der entsprechenden Vorhersage von Vulkanausbrüchen, oder zur Kartographierung archäologischer Fundstätten dienen. Im Bereich der Landwirtschaft können mit solchen unbemannten Fluggeräten landwirtschaftliche Flächen überwacht werden, was im Bereich des so genannten „precision farming“ von großer Bedeutung sein kann, um den entsprechenden Maschineneinsatz planen und überwachen zu können. Darüber hinaus kann auch das Wachstum der jeweiligen Feldfrucht auf der zu überwachenden Feldfläche gemessen werden, beispielsweise mittels Infrarotkameras. Auf diese Weise lässt sich auch der Gesamtzustand einer Feldfrucht überprüfen und damit der optimale Erntezeitpunkt bestimmen. Weiterhin kann ein möglicherweise auftretender Schädlingsbefall rechtzeitig bemerkt werden, so dass entsprechende Gegenmaßnahmen eingeleitet werden können. Über die Überwachung aus der Luft können weiterhin auch unterschiedliche Bodenbeschaffenheiten innerhalb einer Feldfläche bestimmt werden, so dass der Eintrag von Düngemitteln geplant und für bestimmte Bodenabschnitte optimiert werden kann.
Weitere Einsatzszenarien betreffen den Einsatz im Aufgabenbereich der Behörden und Organisationen mit Sicherheitsaufgaben (BOS), wie beispielsweise SAR (Search and Rescue), Katastrophenschutz, Schadensausmaßerkundung bei Naturkatastrophen (Unwetter, Überschwemmungen, Schnee- und Schlammlawinen, Groß- und Flächenbränden, Erdbeben, Tsunami, Vulkanaktivität), Schadensausmaßerkundung bei Katastrophen technisch-biologischer Art (z. B. Kernreaktor-Unfälle, Chemie- oder Ölunfälle), Unterstützung der Einsatzkoordination durch Live-Bilder, Überwachung von Großveranstaltungen und Demonstrationen, zur Verkehrsüberwachung, sowie als Kommunikationsrelais zur Vergrößerung der Reichweite.
Im militärischen Bereich werden unbemannte Fluggeräte zur Aufklärung eingesetzt, dienen zur Überwachung von Objekten wie beispielsweise Basislagern, zur Sicherung von Grenzen, zur Sicherung von Konvoys, können im Katastrophenschutz eingesetzt werden und sind für SAR (Search and Rescue) Missionen einsetzbar. Weitere Einsatzbereiche im militärischen Umfeld betreffen CSAR (Combat Search and Rescue), den Einsatz als Kommunikationsrelais (z.B. zur Anforderung von CSAR-Kräften, zur Vergrößerung der Reichweite), die Koordinierung des Material-Nachschubs, als Begleitschutz (z.B. Konvoi-Schutz), für Patrouillen-Flüge und Spähflüge, zur taktischen Aufklärung (z.B. in urbanen Gelände oder sogar innerhalb von Gebäuden, BDA), zur Überwachung, Zielmarkierung, Kampfmittelsuche (z. B. Minen- bzw. IED-Detektion, Aufspüren von ABC-Verseuchung), zur elektronischen Kampfführung, sowie zum Einsatz von Kampfmitteln (z.B. leichten Lenkflugkörpern).
Ein Beispiel für ein solches Fluggerät nach dem Drehflügelkonzept ist beispielsweise aus der WO 2009/115300 A1 bekannt, wobei dieses Fluggerät dazu geeignet ist, beispielsweise eine nach vorne gerichtete Überwachungskamera zu tragen.
Ein weiterer Ansatz ist die Verbindung aus dem Drehflügelkonzept und dem Starrflügelkonzept, so dass zum einen ein vertikaler Start und eine vertikale Landung (VTOL – Vertical Take-Off and Landing) erreicht werden kann, und zum anderen ein Horizontalflug aufgrund des aerodynamisch ausgeprägten starren Tragflügels durchgeführt werden kann.
Im Bereich der bemannten Fluggeräte wird dieses Konzept seit langem verwendet, hier ist als besonders herausragendes Beispiel die Bell-Boeing V-22 („Osprey“) zu nennen.
Im Bereich der unbemannten Fluggeräte ist beispielsweise aus der US 2011/0001020 A1 ein Fluggerät bekannt, welches auf der Grundlage eines so genannten Quad-Tilt Rotor Fluggeräts (QTR) eine entsprechende Kombination aus einem Drehflügelfluggerät und einem Starrflügelfluggerät offenbart. Die vier Rotoren gemäß diesem Konzept sind so angeordnet, dass zwei Hauptrotoren an den äußersten Enden des Hauptflügels angeordnet sind und zwei deutlich kleinere Rotoren an den äußersten Enden des Höhenleitwerks angeordnet sind.
Weiterhin ist aus dem Artikel von Gerardo Ramon Flores et al.: „Quad-Tilting Rotor Convertible MAV: Modelling and Realtime Hoover Flight Control", Journal of Intelligent & Robotic Systems (2012) 65: 457–471 ein unbemanntes Fluggerät bekannt, welches einen Rumpf mit einem Hauptflügel, Höhen- und Seitenleitwerk, sowie vier Rotoren umfasst, welche direkt am Rumpf des Fluggeräts angeordnet sind. Dabei sind zwei Rotoren vor und zwei Rotoren hinter dem Hauptflügel angeordnet, so dass sich eine „H“-Anordnung der Rotoren ergibt.
Darstellung der Erfindung
Ausgehend von dem genannten Stand der Technik ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Fluggerät mit VTOL-Eigenschaften, bevorzugt ein unbemanntes Fluggerät, anzugeben, welches weiter verbesserte Eigenschaften bezüglich unterschiedlicher Einsatzmöglichkeiten bietet.
Diese Aufgabe wird durch ein Fluggerät mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen.
Entsprechend wird ein Fluggerät, bevorzugt ein unbemanntes Fluggerät (UAV), vorgeschlagen, welches einen starren Tragflügel umfasst, der einen aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht. Weiterhin sind mindestens vier über regelbare Elektromotoren angetriebene Rotoren vorgesehen, welche mittels eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition und einer Horizontalflugposition verschwenkbar sind. Erfindungsgemäß sind alle Elektromotoren und Rotoren an dem starren Tragflügel angeordnet.
Dadurch, dass alle Rotoren an dem starren Tragflügel angeordnet und verschwenkbar sind, ergeben sich verbesserte VTOL-Eigenschaften des Fluggerätes. Entsprechend wird ein Fluggerät angegeben, welches dazu in der Lage ist, sowohl senkrecht zu starten und zu landen und durch ein Transitionsmanöver in den Horizontalflug überzugehen. Dies ergibt stark verbesserte Eigenschaften bezüglich der Einsatzmöglichkeiten, da eine Start- und Landebahn bzw. eine Fallschirm- oder Netzlandung nicht mehr vorgesehen werden muss, gleichzeitig aber eine ernorme Steigerung in der Flugdauer und Reichweite aufgrund der effektiveren Auftriebserzeugung im Horizontalflug durch den Tragflügel möglich ist.
Der Massenschwerpunkt des Fluggeräts fällt sowohl beim Starten als auch beim Landen, sowie in dem Schwebeflug nahen Flugzuständen mit dem Auftriebsschwerpunkt des Schubes der vier Rotoren zusammen. Je nach Stabilitätsauslegung fallen weiterhin der Massenschwerpunkt des Fluggeräts mit dem Auftriebsschwerpunkt im dynamischen Horizontalflug zusammen. Mit anderen Worten kann der Auftriebsschwerpunkt des Fluggeräts für den dynamischen Flug genauso wie für den Schwebeflug identisch ausgerichtet werden. Hierdurch ist die Auslegung der Rotoren sowie der Elektromotoren vereinfacht und es können gleich dimensionierte Rotoren und Elektromotoren verwendet werden, welche einen im Wesentlichen identischen Schub bereitstellen. Aufgrund der identischen Auslegung der vier Rotoren kann auch die Steuerung vereinfacht werden. Diese Vereinfachung der Steuerung ist besonders deutlich gegenüber Konzepten, welche unterschiedlich große Rotoren verwenden.
Darüber hinaus ergeben sich durch die Anordnung der Elektromotoren und der Rotoren am Tragflügel wesentliche strukturelle Vorteile in der Konstruktion des Fluggeräts. Dadurch, dass die Massen, welche von den Elektromotoren und den Rotoren auf das Fluggerät aufgebracht werden, an dem Tragflügel angeordnet sind, kann das Wurzelbiegemoment an der Flügelwurzel im dynamischen Flugbetrieb verringert werden. Entsprechend kann der Holm der Tragflügel bei gleicher Auslegung des Fluggeräts für ein vorgegebenes Lastvielfaches mit einer geringeren Festigkeit dimensioniert werden. Daraus ergibt sich eine Reduktion der Masse des Holms, so dass entweder die Nutzlast des Fluggeräts angehoben werden kann, oder aber die Effizienz bezüglich der Verwendung der Antriebsenergie erhöht wird. Diese Vorteile können mit einer herkömmlichen Anbringung der Motoren und Rotoren direkt am Rumpf nicht erreicht werden.
Weiterhin es ist durch die Anordnung der vier Rotoren am starren Tragflügel möglich, die Manövrierfähigkeit beziehungsweise die Manövriereigenschaften im Schwebeflug zu verbessern, so dass mit dem Fluggerät ein Schwebeflug möglich wird, welcher im Prinzip dem Schwebeflug einer herkömmlichen Schwebeplattform entspricht. Damit kann das Fluggerät zum einen im dynamischen Flugbetrieb zur Fernüberwachung verwendet werden, und zum anderen in der identischen Konfiguration auch als stationäre Überwachungsplattform verwendet werden. Gerade bei Überwachungsaufgaben ist dies besonders vorteilhaft, da zum einen beispielsweise eine Pipeline über ihre Länge hinweg im dynamischen Betrieb abgeflogen werden kann, zum anderen aber in kritischen Bereichen eine besonders genaue Kontrolle beziehungsweise Überwachung mit Hilfe des Betriebs als Schwebeplattform erreicht werden kann.
Weiterhin ergibt sich durch die spezifische Auslegungsmöglichkeit dahingehend, dass für den Schwebeflug alle vier Rotoren benötigt werden, für den aerodynamischen Horizontalflug jedoch nur ein Bruchteil der Schwebeflugleistung nötig ist, die Möglichkeit, zwei der vier Rotoren im Horizontalflug abzuschalten. Dies bedeutet einen sehr effizienten Umgang mit der vorhandenen Antriebsenergie, da so die beiden vorderen Rotoren aerodynamisch auf den Horizontalflug optimiert werden können, die beiden hinteren Rotoren aber auf den Schwebeflug optimiert werden können. Im Horizontalflug können die beiden hinteren Rotoren dann beispielsweise abgeschaltet und aerodynamisch günstig nach hinten angeklappt werden.
Damit ergibt sich mit dem vorgeschlagenen Fluggerät eine Kombination aus einer Schwebeplattform und einem aerodynamischen Fluggeräts, wobei entsprechend ein senkrechter Start und eine senkrechte Landung in jedem Gelände möglich sind. Damit ist das Fluggerät auch in sehr kurzer Zeit einsatzfähig. Insbesondere kann auf den aufwändigen Aufbau von Start- beziehungsweise Landevorrichtungen, beispielsweise in Form eines Katapults, oder von Auffangnetzen, vollständig verzichtet werden.
Das vorgeschlagene Fluggerät stellt weiterhin ein sehr breites Geschwindigkeitsspektrum zwischen einer Geschwindigkeit von 0 km/h im Schwebeflug bis hin zu hohen dynamischen Fluggeschwindigkeiten im Bereich von beispielsweise 300 km/h bereit, wobei eine große Reichweite und lange Flugdauern durch die dynamischen Flugeigenschaften mit den einfachen Start- und Landeeigenschaften kombiniert werden können.
Vorteilhaft an dem genannten Fluggerät ist auch, dass der starre Tragflügel aerodynamisch so optimiert werden kann, dass er den vollen, das Fluggerät tragenden, Auftrieb erst ab relativ hohen Geschwindigkeiten bereitstellen muss, und entsprechend ein für den Reiseflug optimiertes sehr effizientes Flügelprofil aufweisen kann. Da durch die VTOL-Eigenschaften ein Start beziehungsweise eine Landung ohne Hilfe des starren Tragflügels durchgeführt werden kann, kann das Flügelprofil entsprechend nur auf effizienten Reiseflugbetrieb hin optimiert werden. Hieraus ergibt sich ein sehr schlankes und hoch effizientes Flügelprofil, welches einen noch effizienteren Umgang mit der Antriebsenergie ermöglicht. Mit anderen Worten findet für den dynamischen Flug eine hoch effiziente aerodynamische Auslegung statt, ohne die Kompromisse eingehen zu müssen, welche für einen herkömmlichen Start oder eine herkömmliche Landung gemacht werden müssten, wie beispielsweise das Vorsehen von Start- und Landeklappen oder von Hochauftriebssystemen.
Weiterhin ist durch die Möglichkeit, den Tragflügel aerodynamisch auf einen einzelnen Betriebspunkt hin optimieren zu können, das Erreichen einer ungewöhnlich hohen (auf die Größe des Fluggeräts bezogenen) Gleitzahl möglich, so dass auch ein vollkommen lautloser und vibrationsfreier Betrieb des vorgestellten Fluggerätes im Gleitflug über weite Strecken hinweg möglich ist. Dabei kann das Fluggerät im aerodynamischen Vorwärtsflug bevorzugt auch in einer „Sägezahnflugbahn“ mit kurzen Schubphasen und einem entsprechenden Höhengewinn in Kombination mit einer längeren Abgleitphase je nach Antriebscharakteristik betrieben werden. Neben dem vorteilhaften Effekt der Steigerung der Reichweite kann hier auch der genannte vibrationsfreie Flug im Gleitflug erreicht werden.
Bevorzugt umfasst das Fluggerät eine automatische Steuervorrichtung, welche das Fluggerät beim senkrechten Start und bei der senkrechten Landung, im Schwebeflug sowie in der Transition zum und vom Schwebeflug in den dynamischen Flug stabilisiert. Hierzu werden die üblicherweise gegenläufig angetriebenen Rotoren entsprechend bezüglich ihres Schubes beziehungsweise bezüglich des über die Elektromotoren aufgebrachten Drehmoments so angesteuert, dass eine stabile Fluglage bei Start und Landung, im Schwebeflug sowie in der Transition bereitgestellt wird. Durch die Möglichkeit, alle vier Motoren in ihrem Schub einzeln regeln zu können und alle vier Rotoren unabhängig voneinander verschwenken zu können, kann der Übergang in den dynamischen Flugmodus sicher erreicht werden.
Die Steuervorrichtung ist bevorzugt weiterhin so ausgebildet, dass ein einfaches Manövrieren des Fluggerätes im Schwebeflug ermöglicht wird. Insbesondere kann ein einfaches Drehen um die Hochachse, sowie ein Bewegen des gesamten Fluggerätes vorwärts, rückwärts und seitwärts durch eine entsprechende Ansteuerung der Rotoren erreicht werden. Eine Drehung kann beispielsweise durch das Verändern der Verteilung des Schubes zwischen den vier Rotoren erreicht werden. Da die Rotoren üblicherweise gegenläufig rotieren, ergibt sich durch eine Veränderung der Verteilung des Schubes bei gleichbleibendem Gesamtschub ein Rotationsmoment entsprechend dem relativ mit höherem Schub betriebenen Rotor, dessen Drehmoment entsprechend von den verbleibenden Rotoren nicht mehr aufgefangen wird. Dieses Prinzip der Steuerung von Flugplattformen beziehungsweise Fluggeräten im Schwebeflug ist prinzipiell bekannt.
In einer weiteren bevorzugten Ausbildung sind alle Rotoren des Fluggeräts in eine Richtung schwenkbar, um die Senkrechtstartposition zu erreichen. Dabei sind beispielsweise sämtliche Rotoren zum Starten und zum Landen nach oben schwenkbar, wodurch auf ein Fahrwerk bzw. ein Landegestell verzichtet werden kann und entsprechend die Aerodynamik im Horizontalflug hierdurch nicht gestört wird. Hieraus ergibt sich auch eine Gewichtsersparnis. Das Fluggerät liegt vor dem Start und nach der Landung einfach auf dem Rumpf und den Motorgondeln auf.
Die Rotoren mitsamt ihrer Elektromotoren sind bevorzugt in einem mittleren Bereich des starren Flügels bezüglich dessen Länge angeordnet, besonders bevorzugt im ersten Drittel der Flügellänge. Die Anordung im mittleren Drittel erfolgt aufgrund regelungstechnischer sowie Gründen der Strukturauslegung. Die Massen des Fluggerätes sind somit zentraler und kompakter angeordnet. Hieraus ergeben sich verringerte Trägheitsmomente und entsprechend ein besseres dynamisches Ansprechen sowie ein einfacheres Manövrieren im Schwebeflug. Prinzipiell wäre die Positionierung der Motoren/Rotoren auch weiter außen in Richtung Flügelende möglich.
Die Elektromotoren mit den Rotoren sind dabei bevorzugt so über entsprechende Motorengondeln am starren Flügel angeordnet, dass es keine Kollision der Rotoren im Horizontalflug beziehungsweise Schwebeflug gibt und auch keine übermäßige Abdeckung des Vertikalschubanteiles durch den starren Tragflügel erfolgt. Gleichzeitig wird der starre Tragflügel beim Vorwärtsflug sehr effizient angeströmt.
Weiterhin kann durch diese Ausführung der Motorengondeln erreicht werden, dass die Rotoren so weit voneinander beabstandet sind, dass die für eine Schwebeplattform charakteristischen Hebelverhältnisse erreicht werden. Insbesondere wird hier durch die „X“-Form der Anordnung der Rotoren erreicht, dass sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug ein besonders stabiles Flugverhalten erreicht werden kann.
Der starre Tragflügel ist bevorzugt mit einem Profil ausgestattet, welches einen aerodynamischen Flug erst ab höheren Grundgeschwindigkeiten von mindestens 50 km/h, bevorzugt ab 100 km/h ermöglicht. Entsprechend sind die Rotoren so ausgebildet und die Elektromotoren so dimensioniert, dass sie auch in einer Transitionsphase solange eine vertikale Schubkomponente bereitstellen können, bis der starre Flügel den Auftrieb ab einer bestimmten vorgegebenen Geschwindigkeit übernehmen kann. Auf diese Weise wird es möglich, den aerodynamischen starren Flügel für die Flugphase optimiert auszubilden und entsprechend Start- und Landephasen beim Design des Flügels nicht zu berücksichtigen.
Im Vergleich dazu umfasst der herkömmliche Einsatz eines einen dynamischen Auftrieb erzeugenden Fluggeräts mit einem starren Tragflügel in der Regel mindestens zwei Einsatzschwerpunkte: Zum einen den Reiseflug, zum anderen aber auch den Langsamflug, welchem auch die Manöver Start und Landung zugeordnet werden. Um beiden Einsatzschwerpunkten Rechnung tragen zu können, müssen beim Design des Flügelprofils Kompromisse eingegangen werden. Entsprechend sind die herkömmlichen Flügelprofile so ausgestaltet, dass sie sowohl beim Langsamflug mit Start und Landung, als auch beim Reiseflug sichere Flugeigenschaften ermöglichen. Ein auf diese Weise entwickeltes herkömmliches Flügelprofil kann aber nicht ausschließlich auf den Reisflug hin optimiert werden, da das entsprechende Fluggerät dann weder starten noch landen könnte.
Bei dem hier vorgeschlagenen Fluggerät, welches VTOL Eigenschaften aufweist und sowohl die Transition vom Schweben zum dynamischen Flug, als auch die Transition aus dem dynamischen Flug heraus zum Schwebeflug autark bewerkstelligen kann, sind die Langsamflugeigenschaften entsprechend von untergeordneter Bedeutung. Damit können für einen effizienten Umgang mit einer begrenzten Antriebsenergie und für die Optimierung der Reichweite oder der Flugdauer die Reiseflugeigenschaften des Profils des Tragflügels vorteilhaft optimiert werden.
Bevorzugt ist der Tragflügel ausschließlich auf den Reiseflug hin optimiert. Dies kann implizieren, dass ein langsamer aerodynamischer Vorwärtsflug mit dem entsprechend optimierten Tragflügel nicht möglich ist.
Die Flugzeit beziehungsweise die Reichweite während des Reisefluges werden dabei vom Energiebedarf bestimmt, welcher neben dem Gewicht zentral von der reziproken Gleitzahl abhängig ist. Damit kann bei dem vorgeschlagenen Fluggerät die Profilpolare gezielt so gestaltet werden, dass beim zugehörigen c_A-Wert der kleinste Profilwiderstand eintritt. Anderen c_A-Werten muss bei dem vorgeschlagenen Fluggerät kaum Aufmerksamkeit gewidmet werden. Dadurch lassen sich deutlich kleinere Profilwiderstände erreichen, als bei Profilauslegungen, die auch andere Bereiche (z.B: Start und Landung) abdecken müssen.
Weiterhin erlaubt es der Verzicht auf Langsamflugzustände (mit eventuell begleitenden Reynoldszahlproblemen), die Flügelstreckung in weiten Bereichen zu optimieren. Eine deutliche Erhöhung der Streckung wird möglich und führt zu einer Reduktion des induzierten Widerstandes und damit zu einer weiteren Verbesserung der reziproken Gleitzahl.
Das hier vorgeschlagene Fluggerät ermöglicht also durch seine Kombination des aerodynamischen Reiseflugs mit Start und Landung im Schwebeflug eine außergewöhnliche aerodynamische Güte. Dies gilt umso mehr, weil die Propeller im antriebslosen Gleitflug als Klapppropeller aerodynamisch günstig an die Motorgondeln angeklappt werden können.
Als Energiequelle für das Fluggerät sind bevorzugt, neben Akkumulatorzellen, eine Brennstoffzelle oder eine Solarzelle vorgesehen. Auf diese Weise kann die Flugdauer besonders auch im dynamischen Flug optimiert werden.
Eine Steuervorrichtung ist bevorzugt vorgesehen, welche den Ladezustand der bordeigenen Akkumulatoren überwacht und gleichzeitig die Entfernung zur sicheren Rückkehr zum Startpunkt überwacht. Wenn der Ladezustand der Akkumulatoren einen Wert erreicht, welcher eine Rückkehr an den Startort und eine vertikale Landung gerade noch erlaubt, wird – je nach Betriebsmodus – der Bediener darüber informiert, oder das Fluggerät direkt zum Startort zurückgeleitet und dort automatisch gelandet.
Um die Flugeigenschaften im dynamischen Flug noch weiter zu verbessern, ist zumindest ein Paar der Rotoren als Faltpropeller beziehungsweise Faltrotor ausgebildet, derart, dass im dynamischen Flug zumindest dieses Rotorenpaar abgeschaltet werden kann und dann zur Verbesserung der aerodynamischen Eigenschaften eingefaltet wird. In einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung sind sämtliche Rotoren als Faltrotoren ausgebildet, um bei einem Gleitflug beziehungsweise Segelflug nach Erreichen einer vorgegebenen Höhe sämtliche Rotoren einklappen zu können und entsprechend die aerodynamischen Eigenschaften im Segelflug noch weiter zu verbessern. Auf diese Weise lässt sich ein Gleitflug über sehr weite Strecken hinweg erreichen. Durch die oben genannte Optimierung des Flügelprofils lassen sich hier sehr kleine Gleitwinkel erreichen.
Im Gleitflug werden motorbedingte beziehungsweise rotorbedingte Vibrationen nicht mehr auf das Fluggerät übertragen, so dass hier eine Überwachung aus größeren Höhen mittels empfindlicher optischer Geräte möglich wird, ohne diese mit einer Vibrationskompensation oder einer Entkoppelung ausstatten zu müssen. Auf diese Weise können empfindliche optische Geräte relativ kostengünstig in dem Fluggerät eingebaut und aufgenommen werden, da beim Betrieb des Fluggeräts im Gleitflug auf eine Vibrationskompensation verzichtet werden kann. Damit eignet sich das vorgeschlagene Fluggerät besonders gut für die Anwendung zur Überwachung mit empfindlichen optischen Geräten.
In einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung des Fluggeräts ist eine Steuerung so ausgebildet, dass im dynamischen Flug nach Erreichen einer vorgegebenen Flughöhe über Grund die Motoren abgeschaltet werden und automatisch eine Gleitphase eingeleitet wird. Die Steuerung ist weiterhin bevorzugt so ausgebildet, dass im Gleitflug bei Erreichen einer bestimmten Mindesthöhe über Grund automatisch die Motoren gestartet werden und das Fluggerät in einen stabilen Horizontalflug oder einen Steigflug gebracht wird.
Die Steuervorrichtung ist weiterhin bevorzugt so ausgebildet, dass sie das Fluggerät nach Empfang eines entsprechenden Steuerbefehls automatisch an den Startplatz zurückleitet, dort die Transition durchführt und das Fluggerät vertikal landet.
In einer besonders bevorzugten Variante ist das Fluggerät modular aufgebaut. Für den modularen Aufbau ergeben sich unterschiedliche Varianten zur Ausstattung des Fluggerätes und damit auch unterschiedliche Varianten zum Einsatz. Hierbei kann das Fluggerät entweder lediglich als Schwebeplattform verwendet werden, wobei dann die für den dynamischen Vorwärtsflug notwendigen Komponenten ausgetauscht, fortgelassen oder demontiert werden können. Entsprechend kann das Startgewicht bei der Verwendung des Fluggeräts als reine Schwebeplattform reduziert werden und entsprechend entweder eine längere Flugzeit im Schwebeflug erreicht werden oder eine höhere Nutzlast transportiert werden. Dies kann durch das Entfernen des Heckteils mit den Leitwerken sowie der Demontage der Außenteile des starren Tragflügels erreicht werden, so dass sich eine sehr kompakte Schwebeplattform ergibt. Durch einen entsprechenden erneuten Anbau der Außenflügel, beispielsweise der jeweils äußeren zwei Drittel der Flügellänge, sowie durch den erneuten Anbau eines Heckteils mit Höhen- und Seitenleitwerk, kann die Schwebeplattform dann wieder in das oben beschriebene Fluggerät umgebaut werden, welches für den dynamischen Horizontalflug optimiert ist.
In einer weiteren Variante können die genannten Bestandteile auch zu einem herkömmlichen Flächenflugzeug kombiniert werden, derart, dass an das Schwebeplattformmodul eine konventionelle Rumpfnase mit einem einzelnen Propeller angesteckt wird. Weiterhin werden die vier Motoren zusammen mit der linken und rechten Motorgondel entfernt. Die linken und rechten Außenflügel werden nun direkt an das Flügelmittelteil angesteckt.
Beim modularen Aufbau können weiterhin durch das Anbauen unterschiedlicher Außenflügelmodule an die Schwebeplattform die Flugeigenschaften beim dynamischen Flugbetrieb an die jeweilige Aufgabe angepasst werden. Insbesondere können hier unterschiedliche Flügelmodule mit unterschiedlichen Flügelprofilen angebaut werden, welche beispielsweise für unterschiedliche Geschwindigkeitsbereiche oder unterschiedliche Flughöhen optimiert sind. Entsprechend können hier auch Langsamflugeigenschaften mit einem entsprechend ausgelegten Flügelprofil vorgesehen werden, so dass auch eine Überwachung im Langsamflug möglich wird.
Bevorzugt umfasst das modular aufgebaute Fluggerät dann zwei unterschiedliche Sätze von Außenflügeln, wobei ein erster Satz ausschließlich für den Reiseflug optimiert ist und ein zweiter Satz auch ausreichende Langsamflugeigenschaften aufweist, so dass auch ein herkömmlicher Start und eine herkömmliche Landung im Langsamflug möglich ist.
Durch den modularen Aufbau kann weiterhin ein geringes Packmaß erreicht werden, so dass das Fluggerät auf einfache Weise an seinen jeweiligen Einsatzort transportiert werden kann. Weiterhin ist ein Austausch eventuell beschädigter Module auf diese Weise einfach möglich.
Die Verwendung eines elektrischen Antriebs ist für die schnelle und präzise Regelbarkeit der Rotordrehzahlen vorteilhaft. Äußere Störungen können so effektiv ausgesteuert werden. Für das Konzept der schnellen Regelung des Schubes bzw. des Drehmoments mittels der Änderung der Rotordrehzahlen sind entsprechend keine verstellbaren Propeller nötig. Einfache Starrluftschrauben, welche bevorzugt aus aerodynamischen Gründen klappbar ausgeführt sind. erlauben einen besonders einfachen und leichten Aufbau des Fluggerätes.
Der elektrische Antrieb ist weiterhin, verglichen mit herkömmlichen Kolbenmotoren beziehungsweise Turbinen, ausgesprochen leise und ist zumindest am Ort des Einsatzes emissionsfrei. Gleichzeitig bieten bürstenlose Elektromotoren eine extrem hohe Zuverlässigkeit, eine geringe Komplexität und sind nahezu wartungsfrei. Weiterhin sind bürstenlose Elektromotoren sehr effizient und leicht und geben bei geringen Abmessungen über einen weiten Drehzahlbereich hohe Leistungen sowie hohe Drehmomente ab. Auf diese Weise können zum einen die Gesamtmasse des Fluggeräts als auch Trägheitsmomente um den Massenschwerpunkt klein gehalten werden. Zum anderen können die sehr zuverlässigen Elektromotoren innerhalb einer Motorengondel mit aerodynamisch vorteilhaften Abmessungen angeordnet werden.
Kurze Beschreibung der Figuren
Bevorzugte weitere Ausführungsformen und Aspekte der vorliegenden Erfindung werden durch die nachfolgende Beschreibung der Figuren näher erläutert. Dabei zeigen:
1 ein Fluggerät gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung in einer schematischen Draufsicht im Schwebeflug;
2 das Fluggerät der 1 im Schwebeflug in einer schematischen Seitenansicht;
3 das Fluggerät der 1 und 2 im Schwebeflug in einer schematischen Vorderansicht;
4 das Fluggerät der vorhergehenden Figuren in einer schematischen Draufsicht im aerodynamischen Horizontalflug;
5 das Fluggerät der 4 im Horizontalflug in einer schematischen Seitenansicht;
6 das Fluggerät der 4 und 5 im Horizontalflug in einer schematischen Vorderansicht;
7 eine schematische Draufsicht auf das in den vorhergehenden Figuren gezeigte Fluggerät während der Transition vom Schwebeflug in den aerodynamischen Vorwärtsflug;
8 das Fluggerät aus 7 in einer schematischen Seitenansicht während der Transition vom Schwebeflug in den aerodynamischen Vorwärtsflug;
9 das Fluggerät der 7 und 8 während der Transition vom Schwebeflug in den aerodynamischen Vorwärtsflug in einer schematischen Vorderansicht;
10 eine schematische Draufsicht auf das in den vorhergehenden Figuren gezeigte Fluggerät während der Transition vom aerodynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug;
11 das Fluggerät aus 10 in einer schematischen Seitenansicht während der Transition vom aerodynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug;
12 das Fluggerät der 10 und 11 während der Transition vom aerodynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug in einer schematischen Vorderansicht;
13 eine schematische Darstellung eines Fluggerätes mit einem modularen Aufbau, welche eine Schwebeplattform, ein Fluggerät gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung sowie ein Flächenfluggerät zeigt;
14 schematische Diagramme des Motorschubs, der Tragkraft des Flügels, der Geschwindigkeit des Fluggerätes sowie des Vortriebs des Fluggerätes bei der Transition vom Schwebeflug in den dynamischen Vorwärtsflug; und
15 schematische Diagramme des Motorschubs, der Tragkraft des Flügels, der Geschwindigkeit sowie des Vortriebs des Fluggerätes bei einer Transition vom dynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug.
Detaillierte Beschreibung bevorzugter Ausführungsbeispiele
Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele anhand der Figuren beschrieben. Dabei werden gleiche, ähnliche oder gleichwirkende Elemente mit identischen Bezugszeichen bezeichnet und auf eine wiederholte Beschreibung dieser Elemente wird in der nachfolgenden Beschreibung teilweise verzichtet, um Redundanzen zu vermeiden.
In den 1 bis 3 ist schematisch in einer Draufsicht, einer Seitenansicht sowie einer Vorderansicht ein Fluggerät gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung gezeigt.
Das Fluggerät 1 umfasst dabei einen starren aerodynamischen Tragflügel 2, welcher in prinzipiell bekannter Art ausgebildet ist. Bei dem gezeigten starren Tragflügel 2 handelt es sich um einen für den aerodynamischen Flug optimierten Tragflügel, welcher ab einer bestimmten Geschwindigkeit, beispielsweise ab 50 km/h, so viel Auftrieb liefert, dass das gesamte Fluggerät 1 dynamisch im Vorwärtsflug betrieben werden kann.
Der Tragflügel 2 weist eine äußere Flügelspitze 20 sowie einen Anbindungsbereich 22 an den Rumpf 3 des Fluggerätes 1 auf. Weiterhin sind Querruder 24 vorgesehen, welche zur Steuerung des Fluggerätes im aerodynamischen Vorwärtsflug um die Rollachse dienen. Landeklappen 26 sind ebenfalls vorgesehen, welche als Luftbremse wirken.
Der Tragflügel 2 hat eine Spannweite S, welche je nach Anwendungsbereich und gewünschtem Auftrieb beziehungsweise Fluggewicht ausgebildet ist. In einem Beispiel, welches dem in 1 zugrundeliegenden schematischen Ausführungsbeispiel entspricht, hat das Fluggerät 1 eine Spannweite S von ca. 3,4 m.
Der Rumpf 3 weist einen Heckteil 34 mit einem Heckleitwerk 30 auf, welches in dem gezeigten Ausführungsbeispiel als V-Leitwerk ausgebildet ist. Eine Ausbildung des Heckleitwerks 30 als T-Leitwerk, nämlich mit einem separaten Höhenleitwerk und Seitenleitwerk ist ebenfalls möglich. Die Nase 32 des Fluggerätes 1 kann beispielsweise eine Kamera oder andere optische und elektronische Überwachungsvorrichtungen umfassen. Diese Überwachungsvorrichtungen können aber auch in anderen Bereichen des Rumpfes 3 angeordnet sein, beispielsweise zwischen den Tragflügeln 2.
An dem Tragflügel 2 des Fluggerätes 1 sind vier Rotoren 4, 4’ vorgesehen, welche jeweils über einen eigenen Elektromotor 5 angetrieben werden. Die Rotoren sind paarweise angeordnet, so dass sich zwei in Flugrichtung vordere Rotoren 4 und zwei in Flugrichtung hintere Rotoren 4’ ergeben. Die Elektromotoren 5 und die Rotoren 4, 4’ sind an dem Tragflügel 2 an entsprechenden Motorengondeln 6 angebracht. Die Motorengondeln 6 erstrecken sich parallel zum Rumpf 3 und bieten an ihrem vorderen und hinteren Ende jeweils einen Schwenkmechanismus 7 und daran Aufnahmen für die Motoren 5 mit den daran angebrachten Rotoren 4, 4’. Mit anderen Worten sind an jeder Motorgondel 6 zwei Elektromotoren 5 und entsprechend zwei Rotoren 4, 4’ angeordnet.
Die Motorengondel 6 ist im inneren Drittel des Tragflügels 2 bezüglich dessen seitlicher Erstreckung und entsprechend bezüglich der Spannweite S des Fluggerätes 1 angeordnet. Durch die relativ weit innen liegende Anordnung der Motorengondel 6 an dem Tragflügel 2 kann das Trägheitsmoment des Fluggerätes 1 reduziert werden.
Darüber hinaus ergeben sich durch die Anordnung der Motorengondeln 6 am Tragflügel 2 wesentliche strukturelle Vorteile in der Konstruktion des Fluggeräts 1. Dadurch, dass die Massen, welche von den Elektromotoren 5, den Rotoren 4, 4’ sowie den Motorgondeln 6 auf das Fluggerät 1 aufgebracht werden, an dem Tragflügel 2 angeordnet sind, kann das Wurzelbiegemoment an der Flügelwurzel im dynamischen Flugbetrieb verringert werden. Entsprechend kann der Holm des Tragflügels 2 bei gleicher Auslegung des Fluggeräts 1 für ein vorgegebenes Lastvielfaches mit einer geringeren Festigkeit dimensioniert werden. Daraus ergibt sich eine Reduktion der Masse des Holms, so dass entweder die Nutzlast des Fluggeräts 1 angehoben werden kann, oder aber die Effizienz bezüglich der Verwendung der Antriebsenergie erhöht wird.
Die Rotoren 4 mitsamt den Elektromotoren 5 sind, wie besonders gut in 2 zu erkennen ist, über einen Schwenkmechanismus 7 nach oben verschwenkbar. Der Schwenkmechanismus 7 kann beispielweise jeweils über Servomotoren stufenlos betrieben werden. Durch die Verwendung von Elektromotoren 5, welche ein kleines Baumaß aufweisen, kann der gesamte Antrieb aus Elektromotor 5 und Rotor 4, 4’ gemeinsam verschwenkt werden, so dass auf ein anfälliges Getriebe verzichtet werden kann.
In den 1 bis 3 ist entsprechend das Fluggerät 1 in einem Zustand gezeigt, in welchem es einen Schwebeflug ausführen kann und entsprechend alle Rotoren 4 in eine Senkrechtstartposition nach oben verschwenkt sind, so dass das Fluggerät 1 sowohl senkrecht starten und landen kann, als auch einen Schwebeflug ausführen kann.
Über eine hier nicht dargestellte entsprechende Steuerung wird der Schwebeflug sowie der Start- und Landevorgang automatisch bezüglich der Lage des Fluggerätes 1 kontrolliert. Beim Aufbringen von externen Störungen, beispielsweise durch Windeinflüsse, wird das Fluggerät entsprechend sofort dadurch stabilisiert, dass der Schub der einzelnen Rotoren über eine Regelung ihrer Elektromotoren unmittelbar die aufgebrachte Störung ausgleicht. Da hier Elektromotoren 5 verwendet werden, sind sehr kurze Regelraten möglich, beispielsweise Regelraten, die im Bereich weniger Millisekunden liegen. Durch den Einsatz von 3-Achs Beschleunigungssensoren, 3-Achs Drehratensensoren, 3-Achs Magnetfeldsensoren, einer barometrischen Höhenmessung sowie GPS kann über eine Fusion aller Sensordaten eine automatische Steuerung den stabilisierten Schwebeflug regeln.
Beim Lande- und Startvorgang wird der Schub der Rotoren 4 entsprechend so eingestellt, dass ein langsames Steigen beziehungsweise langsames Sinken des Fluggerätes 1 bei gleichzeitig stabiler Fluglage möglich wird.
Im Schwebeflug kann das Fluggerät 1 dadurch manövriert werden, dass es in der Luft um seine Hochachse (Gierachse) gedreht werden kann, indem beispielsweise paarweise zwei der Rotoren mit einem erhöhen Schub betrieben werden und entsprechend die anderen zwei Rotoren um diesen Schub in Summe reduziert werden. Dadurch wird das Drehmoment, welches von den mit erhöhtem Schub arbeitenden Rotoren aufgebracht wird, durch die anderen zwei Rotoren nicht mehr ausgeglichen, so dass ein entsprechendes Gesamtdrehmoment auf das Fluggerät 1 wirkt.
Eine Bewegung des Fluggeräts 1 im Schwebeflug in Vorwärts- und Rückwärtsrichtung kann durch entsprechendes paarweises Anheben beziehungsweise Absenken des Schubs der vorderen Rotoren 4 bzw. der hinteren Rotoren 4’ und entsprechend komplementäres Absenken beziehungsweise Anheben des Schubes des jeweils anderen Paares der hinteren Rotoren 4’ bzw. der vorderen Rotoren 4 erreicht werden. Hierdurch findet eine leichte Neigung des Fluggeräts 1 um die Querachse statt und es bewegt sich aufgrund der durch die Neigung aufgebrachten Horizontalkomponente des Schubs in die Richtung, in welcher das Paar der Rotoren 4, 4’ mit dem reduzierten Schub angeordnet ist.
Die Rotoren 4, 4’ werden bevorzugt zueinander gegenläufig betrieben, so dass sich die Drehmomente des vorderen Paares Rotoren 4 und des hinteren Paares Rotoren 4 entsprechend aufheben und das über die Rotoren auf das Fluggerät 1 aufgebrachte Gesamtdrehmoment im Schwebeflug gleich null ist, so dass hier eine stabile Schwebeposition eingenommen werden kann. Um die oben beschriebene Regelung realisieren zu können, werden die Rotoren immer diagonal gegenläufig betrieben.
Weiterhin wird durch die Anordnung der vier Rotoren in der beispielsweise aus 1 sehr gut erkennbaren X-förmigen Anordnung eine gute Balancierung der Schübe bezüglich des Massenschwerpunktes des Fluggerätes 1 erreicht. Der Massenschwerpunkt liegt im flugmechanisch sinnvollen Bereich um den Auftriebsschwerpunkt der Tragflügel 2, so dass der Auftriebsschwerpunkt im dynamischen Flug mit dem Auftriebsschwerpunkt im Schwebeflug auf wenige Millimeter zusammenfällt. Auf diese Weise lassen sich die Rotoren 4, 4’ mit den Elektromotoren 5 entsprechend identisch dimensionieren.
Die Motorengondel 6 weist entsprechend eine Ausdehnung in Längsrichtung auf, welche zum einen dazu dient, eine Kollision der beiden an der Motorgondel 6 angeordneten vorderen und hinteren Rotoren 4, 4’ miteinander zu verhindern. Zum anderen dient die Längsausdehnung der Motorengondel 6 jedoch auch dazu, über die entsprechende Hebelwirkung eine stabile Schwebeplattform bereitzustellen, welche im Prinzip durch die zwischen den Wellen der Elektromotoren 5 eingeschriebenen Fläche entspricht, welche einen möglichst stabilen Flugbetrieb bei variierenden Nutzlasten ermöglicht.
In den 4 bis 6 ist das aus den vorhergehenden Figuren bekannte Fluggerät 1 nun in einem Zustand gezeigt, in welchem es für den aerodynamischen Vorwärtsflug eingestellt ist. Entsprechend sind die vorderen Rotoren 4 nun über den Schwenkmechanismus 7 vollständig nach vorne geklappt und die hinteren Rotoren 4‘ über ihren Schwenkmechanismus 7 nach hinten geklappt, so dass der Schub so gerichtet ist, dass das Fluggerät 1 vorwärts getrieben wird.
Die Landeklappen 26, welche im Schwebeflug der 1 bis 3 in Bremsstellung ausgefahren waren um ein weitgehend ungestörtes Abströmen des Rotorschubes nach unten zu gewährleisten, sind nun eingefahren, um das Flügelprofil des Tragflügels 2 für den Vorwärtsflug zu optimieren.
Bei dem in den 4 bis 6 gezeigten Fluggerät 1 handelt es sich im Prinzip um ein konventionelles, starrflügeliges Fluggerät mit zwei Antriebsmotoren, nämlich den vorderen beiden Rotoren 4 mit ihren jeweiligen Elektromotoren 5.
Die beiden hinteren Rotoren 4‘ sind eingeklappt, da die benötigte Leistung für den Horizontalflug deutlich geringer ist, als für den Schwebeflug. Die benötigte Leistung für den Vorwärtsflug beträgt nur etwa 5% der Leistung, welche für den Schwebflug notwendig ist.
Durch das Einfalten der hinteren Rotoren 4‘ werden die aerodynamischen Eigenschaften im Vorwärtsflug verbessert. Bevorzugt können auch die vorderen Rotoren 4 als Klapprotoren ausgebildet sein, so dass auch diese in Gleitphasen anklappen können.
Auf diese Weise kann sowohl die in 1 bis 3 gezeigte Schwebestellung, welche in einer stabilen Schwebeplattform resultiert, als auch ein hoch effizientes dynamisches Fliegen in der in den 4 bis 6 gezeigten Stellung erreicht werden.
In den 7 bis 9 ist eine bestimmte Stellung der Rotoren 4, 4’ des Fluggerätes 1 während der Transition vom Schwebeflug in den Vorwärtsflug gezeigt. Die vorderen Rotoren 4 werden dabei zusammen mit ihren Elektromotoren 5 über den Schwenkmechanismus 7 nach und nach nach vorne verschwenkt, um einen Vorwärtsschub auf das Fluggerät 1 aufzubringen. Damit setzt sich das Fluggerät 1 aus dem Schwebeflug heraus in eine Vorwärtsbewegung in Bewegung und der dynamische Auftrieb über den starren Tragflügel 2 übernimmt ab einer bestimmten Geschwindigkeit den gesamten Auftrieb, bis das in den 4 bis 6 gezeigte dynamische horizontale Fliegen aufgrund des aerodynamischen Auftriebs des starren Tragflügels 2 erreicht wird. Dann können die hinteren Rotoren 4’ abgeschaltet werden und über den Schwenkmechanismus 7 in eine aerodynamisch günstige Position nach hinten geschwenkt werden.
Die Landeklappen 26 sind sowohl im Schwebeflug, wie in 1 bis 3 gezeigt, als auch in Teilen der Transition noch in Bremsstellung abgeklappt, unter anderem auch, um den hinteren Rotoren 4‘ möglichst keine Verwirbelungsflächen entgegenzusetzen. Entsprechend ist der durch die vorderen Rotoren 4 und hinteren Rotoren 4‘ erzeugte Schub in vertikaler Richtung im Wesentlichen gleich und wird durch den starren Tragflügel 2 nicht beeinflusst.
In den 10 bis 12 ist eine bestimmte Stellung der Rotoren 4, 4’ des Fluggerätes 1 während der Transition vom Vorwärtsflug in den Schwebeflug gezeigt. Die vorderen Rotoren 4 werden dabei zusammen mit ihren Elektromotoren 5 über den Schwenkmechanismus 7 nach oben verschwenkt, um Auftrieb aufbringen zu können. Die hinteren Rotoren 4’ werden zunächst in eine schräg nach hinten zeigende Stellung geschwenkt, so dass sie sowohl Auftrieb, als auch einen Bremsschub aufbringen können. Damit wird das Fluggerät 1 abgebremst und die Rotoren 4, 4’ übernehmen nach und nach den Auftrieb, bis sich das Fluggerät 1 vollständig im Schwebeflug befindet und das in den 1 bis 3 gezeigte Schwebeflugverhalten erreicht wird.
13 zeigt eine weitere bevorzugte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung dahingehend, dass das Fluggerät 1 einen modularen Aufbau aufweist. Der modulare Aufbau des Fluggeräts 1 ist so ausgebildet, dass, wie beispielsweise in 13a gezeigt ist, der innere Bereich des Fluggeräts 1 als eigenständige Schwebeplattform 10 verwendet werden kann. Hierzu sind dann lediglich die vier Rotoren 4, 4‘ mit ihren jeweiligen Elektromotoren 5 vorgesehen, welche über die beiden Motorgondeln 6 an einem Flügelmittelteil 200 angebracht sind. Auf einen Heckteil des Rumpfes 3 wird verzichtet und anstelle dessen nochmals eine Nase 32 für weitere Akkus und Sensorik angebracht.
Die in 13a gezeigte Schwebeplattform 10 entspricht im Prinzip dem X-förmigen inneren Bereich des in den 1 bis 12 gezeigten Fluggerätes 1, welches noch einmal schematisch in 13b gezeigt ist, jedoch mit den vorgenannten Modifikationen. Entsprechend können sowohl der Antrieb in Form der Elektromotoren 5 und den Rotoren 4, 4‘ verwendet werden, als auch die gesamte Steuerelektronik und die Energieversorgung, welche im Fluggerät 1 verwendet wird. Die Tragflügel 2 können zumindest dreigeteilt sein, so dass an dem Flügelmittelteil 200 jeweils Außenflügel 210 angebracht werden können, wenn wieder ein aerodynamischer Vorwärtsflug erreicht werden soll.
Weitere Komponenten, wie beispielsweise die Außenflügel 210 und das Heckteil 34, können weiterhin in dem in 13c gezeigten Ausführungsbeispiel mit dem Rumpfmodul 300, welches ebenfalls das Flügelmittelteil 200 aufweist, verbunden werden, um aus den Außenflügeln 210 und dem Heckteil 34 ein herkömmliches Flächenflugzeug herzustellen, welches dann aber entsprechend auf herkömmliche Weise gestartet und gelandet werden muss.
Bevorzugt umfasst das modular aufgebaute Fluggerät 1 zwei unterschiedliche Sätze von Außenflügeln 210, wobei ein erster Satz ausschließlich für den Reiseflug optimiert ist und ein zweiter Satz auch ausreichende Langsamflugeigenschaften aufweist, so dass auch ein herkömmlicher Start und eine herkömmliche Landung im Langsamflug möglich ist.
Durch den modularen Aufbau kann mit einem zentralen Element, nämlich dem Rumpfmodul 300 und dem Flügelmittelteil 200, welche im Prinzip der in 13a gezeigten Schwebeplattform entsprechen, sowie entsprechenden Anbaumodulen erreicht werden, dass auf der gleichen technologischen Basis sowohl ein sehr flexibles Schwebeplattformfluggerät bereit gestellt werden kann, als auch gleichzeitig ein hoch effizientes Fluggerät, welches die Eigenschaften einer Schwebeplattform mit einem herkömmlichen Flächenflugzeug vereint, so wie es in 13b gezeigt ist.
In 13d ist eine Variante des modularen Fluggeräts gezeigt, in welcher die Motorgondeln 6’ auf ihrer hinteren Seite nicht mit Motoren und Rotoren bestückt sind, sondern hier lediglich eine Hülse zur Verbesserung der Aerodynamik aufgesteckt ist. Auch diese in 13d gezeigte Version des Fluggeräts muss herkömmlich gestartet und gelandet werden. Durch die Anordnung der Elektromotoren 5 und Rotoren 4 in den Motorgondeln 6’ kann aber eine Variante bereitgestellt werden, welche vom Rumpfmodul 300 beziehungsweise der Nase 32 aus eine freie Sicht nach vorn ermöglicht. Dies kann bei bestimmten Anwendungen von Kameras oder anderen Sensoren von Bedeutung sein. Eine solche freie Sicht nach vorn ist bei der in 13c gezeigten Variante aufgrund des Rotors nicht gegeben.
In 14 ist schematisch anhand eines Motorschubdiagrammes, eines Tragkraftflügeldiagrammes, eines Geschwindigkeitsdiagrammes sowie eines Vortriebsdiagrammes gezeigt, wie die Transition vom Schwebeflug in den Vorwärtsflug stattfindet. Zu Beginn beim Zeitpunkt 0 beginnt eine Verschwenkung der vorderen Rotoren 4 in die Vorwärtsrichtung, derart, dass neben dem Schub der Rotoren, welche für den Auftrieb sorgen, gleichzeitig eine Vorwärtskomponente hinzugefügt wird. Dabei steigt die Geschwindigkeit langsam an, wie sich aus dem Geschwindigkeitsdiagramm ergibt. Der Motorschub muss dabei kurzfristig noch um ca. 15% angehoben werden, um sowohl die Höhe im Schwebeflug zu halten, als auch die entsprechende Vorwärtsbewegung aufzubringen, da der Auftrieb des starren Tragflügels 2 noch nicht dazu ausreicht, den Auftrieb zu übernehmen.
Wie aus dem Tragkraftflügeldiagramm zu erkennen ist, steigt der Auftrieb über den Flügel erst ab einer bestimmten Geschwindigkeit nach ca. 2 Sekunden signifikant an. Entsprechend ist das Flügelprofil des starren Tragflügels 2 hier so optimiert, dass erst ab einer bestimmten Geschwindigkeit ein hinreichender Auftrieb vorliegt. Das Flügelprofil ist entsprechend für höhere Geschwindigkeiten ausgelegt und entsprechend ein sehr effizientes Flügelprofil bezüglich der Reichweite des Fluggerätes 1.
Aus dem Vortriebsdiagramm ergibt sich, dass das Fluggerät im Bereich von 2 Sekunden am stärksten beschleunigt wird, und dann diese Beschleunigung langsam wieder abnimmt.
15 zeigt schematisch den Übergang vom aerodynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug. Hierzu werden unter anderem die Bremsklappen ausgefahren, um ein schnelles Abstoppen des Fluggerätes zu erreichen. Gleichzeitig werden die vorderen Rotoren 4 von der
Horizontalflugposition, nämlich der nach vorne gerichteten Position, in welcher der Schub lediglich für eine Vorwärtsbewegung sorgt, in die Schwebeflugposition beziehungsweise Senkrechtstartposition nach oben geschwenkt und die hinteren Rotoren 4‘, welche im Vorwärtsflug abgeschaltet waren, werden hinzugezogen, um entsprechend ebenfalls Auftrieb zu liefern. Die hinteren Rotoren 4’ können auch einen Bremsschub bereit stellen. Entsprechend bremst das Fluggerät 1 stark ab, die Tragkraft des Tragflügels 2 nimmt entsprechend ebenfalls stark ab, so dass der Auftrieb schlussendlich ausschließlich über die Rotoren 4, 4‘ erzeugt wird.
Soweit anwendbar können alle einzelnen Merkmale, die in den einzelnen Ausführungsbeispielen dargestellt sind, miteinander kombiniert und/oder ausgetauscht werden, ohne den Bereich der Erfindung zu verlassen.
Bezugszeichenliste

1: Fluggerät
10: Schwebeplattform
2: starrer Tragflügel
20: Flügelspitze
22: Anbindungsbereich des Flügels
24: Querruder
26: Landeklappe
200: Flügelmittelteil
210: Außenflügel
3: Rumpf
30: Heckleitwerk
32: Nase
34: Heckteil
300: Rumpfmodul
4: vorderer Rotor
4‘: hinterer Rotor
5: Elektromotor
6: Motorgondel
7: Schwenkmechanismus
S: Spannweite

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Patentliteratur

WO 2009/115300 A1 [0009]
US 2011/0001020 A1 [0012]

Zitierte Nicht-Patentliteratur

Gerardo Ramon Flores et al.: „Quad-Tilting Rotor Convertible MAV: Modelling and Realtime Hoover Flight Control“, Journal of Intelligent & Robotic Systems (2012) 65: 457–471 [0013]

Claims

Fluggerät (1), bevorzugt unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS), umfassend einen starren Tragflügel (2), welcher einen aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht, und mindestens vier über regelbare Elektromotoren (5) angetriebene Rotoren (4, 4‘), welche mittels eines Schwenkmechanismus (7) zwischen einer Senkrechtstartposition und einer Horizontalflugposition verschwenkbar sind, dadurch gekennzeichnet, dass alle Elektromotoren (5) und Rotoren (4) an dem Tragflügel (2) angeordnet sind.
Fluggerät (1) gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Elektromotoren (5) und die Rotoren (4, 4‘) in einer X-förmigen Anordnung bezüglich der Längsachse des Fluggeräts vorgesehen sind.
Fluggerät (1) gemäß Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotoren (4, 4‘) in der Senkrechtstartposition alle in die gleiche Richtung verschwenkbar sind und bevorzugt alle Rotoren (4, 4‘) nach oben verschwenkbar sind.
Fluggerät (1) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuervorrichtung zur Ansteuerung der Elektromotoren (5) so vorgesehen ist, dass das Fluggerät (1) automatisch in einem stabilen Schwebeflug haltbar ist.
Fluggerät (1) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein vorderer Rotor (4) und ein hinterer Rotor (4‘) mit den entsprechenden Elektromotoren (5) über je einen Schwenkmechanismus (7) an einer am Tragflügel (2) vorgesehenen Motorengondel (6) angeordnet sind.
Fluggerät (1) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotoren (4, 4‘) in einem Bereich des Tragflügels (2) bezüglich dessen Quererstreckung angeordnet sind, welcher zwischen der Flügelspitze (20) und der Anbindung (22) des Flügels (2) am Rumpf (3) des Fluggerätes (1) angeordnet ist, bevorzugt in einem inneren Drittel zwischen Anbindung (22) und Flügelspitze (20).
Fluggerät (1) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest die hinteren Rotoren (4‘) und bevorzugt auch die vorderen Rotoren (4) als Klapprotoren ausgebildet sind.
Fluggerät (1) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der starre Tragflügel (2) ein Profil derart aufweist, dass er den gesamten Auftrieb für das Fluggerät (1) im aerodynamischen Vorwärtsflug ab Geschwindigkeiten von 50 km/h, bevorzugt bei Geschwindigkeiten zwischen 70 km/h und 300 km/h, besonders bevorzugt bei Geschwindigkeiten zwischen 90 km/h und 180 km/h bereitstellt.
Fluggerät (1) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Tragflügel (2) ausschließlich für den Reiseflug optimiert ist.
Fluggerät (1) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zur Energieversorgung der Elektromotoren (5) mindestens ein Akkumulator, mindestens eine Brennstoffzelle und/oder mindestens eine photovoltaische Solarzelle im beziehungsweise am Fluggerät (1) angeordnet ist.
Fluggerät (1) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (1) modular aufgebaut ist und bevorzugt zumindest eine die Rotoren (4) und Elektromotoren (5) umfassende Schwebeplattform (10) umfasst, an welche Außenflügel (210) und/oder ein Heckteil (34) angebracht werden können.
Fluggerät (1) gemäß Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass das modular aufgebaute Fluggerät (1) mindestens zwei Sätze von Außenflügeln (210) umfasst, wobei ein erster Satz an Außenflügeln (210) ausschließlich auf den Reiseflug optimiert ist und ein zweiter Satz an Außenflügeln (210) auch für den Langsamflug geeignet ist.