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HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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A) Umfeld der Erfindung
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Die Erfindung betrifft generell einen Hubschrauber mit einem H-förmigen Aufbau, insbesondere einen Hubschrauber aus einem einfachen mechanischen Aufbau, der imstande ist, das Gleichgewicht während des Flugs beizubehalten, und der die Stellung beim Fliegen und die Drehrichtung steuern kann, um eine bessere Flugsicherheit zu garantieren.
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b) Beschreibung der bekannten Ausführungsart
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Hubschrauber sind bereits seit langem eine der praktischsten Lufttransportmittel und Teil einer wirksamen Luftwaffe. Hubschrauber sind dank ihrer Fähigkeit eines senkrechten Startens und Landens, ohne dabei jeweils eine Start- oder Landebahn anfliegen zu müssen, besonders praktisch. Hubschrauber weisen jedoch auch Nachteile wegen den starken Einschränkungen durch deren Flugprinzipien auf.
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An einem Hubschrauber nach der bekannten Ausführungsart werden mit einem Hauptrotor und einem Heckrotor senkrecht aufeinander gerichtete Axialmitten gebildet, die mit einer gleichen Motorenkraft angetrieben werden. Mit dem Rotor werden das senkrechte Starten, senkrechte Landen, das Vorwärts- und Rückwärtsfliegen und die Flugbewegung des Hubschraubers nach links und rechts gesteuert, wobei mit dem Heckrotor die Flugbewegungen des Hubschraubers nach links und rechts ermöglicht werden.
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Zum Vorwärtsfliegen mit dem Hubschrauber schiebt der Pilot den Schalthebel nach vorne, um den hinteren Leistungswinkel des Hauptrotors zu erhöhen und den Hubschrauber mit der stärkeren Luftströmung, die hinter dem Hauptrotor erzeugt wird und größer als die vordere Luftströmung ist, vorwärts anzutreiben. Zum Rückwärtsfliegen mit dem Hubschrauber zieht der Pilot den Schalthebel zurück, um den vorderen Leistungswinkel des Hauptrotors zu erhöhen, damit der Hubschrauber rückwärts angetrieben wird.
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Obwohl der Hubschrauber ein praktisches Lufttransportmittel ist, weist der Hauptrotor zum Neigen nach vorne und nach hinten sowie nach links und nach rechts, um den Hubschrauber frei in der Luft zu navigieren zu können, jedoch ein sehr komplexes Design auf. Außerdem ist der Aufbau des Heckrotors ebenfalls komplex, wobei mit diesem in einem Augenblick ein starker Schub und in einem anderen Augenblick ein schwacher Schub erzeugt werden muss.
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Der Hauptrotor und der Heckrotor des Hubschraubers nach der bekannten Ausführungsart weisen je einen komplexen Aufbau auf, so dass das Führen eines solchen Hubschraubers herausfordernd sein kann. Diese Hubschrauber tendieren außerdem zu einem unausgeglichenen Fliegen, wobei die Fluggeschwindigkeit durch den Hauptrotor ebenfalls eingeschränkt wird. Neben dem Betrieb des Hauptrotors verbraucht der Motor 20% der Motorenleistung zum Antreiben des Heckrotors, um das Gleichgewicht des Hubschraubers beim Fliegen beizubehalten, anstatt dass diese Leistung zum Verstärken der Kraft zum Starten des Hubschraubers verwendet werden kann. Wegen dem Design des Hauptrotors können weder Schleudersitze noch Fallschirme im Hubschrauber installiert werden, so dass der Hubschrauber bei einer Fehlfunktion des Motors leicht auf dem Boden zerschellen kann und der Pilot schwer verletzt wird. Auch wenn der Hubschrauber über eine automatische Rotationsfunktion verfügt erfordert eine solche Flugtechnik ein Training von mehreren Dutzend bis zu Hunderten von professionellen Flugstunden, wobei jedoch keine 100&ige Garantie für die Sicherheit gegeben ist.
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Angesichts der oben stehenden Beschreibung wurde dem Patentanmelder ein Patent mit dem Titel “Doppelleistungs-Hubschrauber ohne Heckrotor” in Taiwan bzw. in den USA mit der Patent-Nr. I299721 in Taiwan bzw. mit der Patent-Nr. 7’546’976 in den USA gewährt. In der oben genannten Patentschrift wird der Flug des Hubschraubers in erster Linie mit zwei Antriebsaggregaten, die in entgegengesetzten Richtungen rotiert werden, gesteuert. Die beiden Antriebsaggregate werden mit den Lenkgetrieben von demselben Motor in entgegengesetzte Richtungen rotiert, um die Motorenleistung vollständig auf die beiden Antriebsaggregate zu übertragen und die Motorenleistung vollständig auswirken zu lassen sowie um die Leistung des Hubschraubers zu verbessern.
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KURZFASSUNG DER ERFINDUNG
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Die Erfindung betrifft einen Hubschrauber mit einem H-förmigen Aufbau, insbesondere einen Hubschrauber mit einem einfachen mechanischen Aufbau, der imstande ist, das Gleichgewicht während des Flugs beizubehalten, und der die Stellung beim Fliegen und die Drehrichtung steuern kann, um eine bessere Flugsicherheit zu garantieren, die Bedienung zu vereinfachen sowie um die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers zu erhöhen.
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Zum Erreichen der oben genannten Ziele soll mit der vorliegenden Erfindung ein Hubschrauber mit einem H-förmigen Aufbau geschaffen werden. In der vorliegenden Erfindung, in der der H-förmige Übertragungsmechanismus zusammen mit zwei Rotorenpaaren betrieben wird, die auf beiden Seiten neben dem Bug sowie auf beiden Seiten neben dem Heck des Flugwerkes montiert sind und in entgegengesetzte Richtungen rotiert werden, werden auf die Drehmomente, die mit den beiden in entgegengesetzte Richtungen rotierte Rotorenpaaren erzeugt werden, eine Gegenkraft ausgeübt. Die Stellung und die Drehrichtung des Hubschraubers können beim Fliegen ausgeglichen werden, wobei der Hubschrauber gleichzeitig aus einem einfachen Aufbau besteht und die Flugsicherheit verbessert wird.
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Jedes Rotorenpaar besteht aus je zwei Rotoren. Diese Rotoren bestehen aus einem Getriebegehäuse, einem Leistungswinkel-Reglermodul, einem Linearservomotor und aus mindestens einem Propeller. Die Getriebegehäuse sind am H-förmigen Übertragungsmechanismus montiert.
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Der H-förmige Übertragungsmechanismus besteht aus einem Motor, einem Satz von Übertragungsmechanismen, zwei Bremsgetriebegehäusen und aus mehreren Antriebswellen. Der Übertragungsmechanismus besteht aus einem Haupttransmissionsrad und aus einem transmittierenden Rad. Das Haupttransmissionsrad ist dabei am Motor montiert und das transmittierende Rad über eine Antriebswelle mit den beiden Bremsgetriebegehäusen verbunden. Diese beiden Bremsgetriebegehäuse sind mit den Getriebegehäusen aller Rotoren verbunden, um die vom Motor erzeugte Kraft gleichmäßig an die Rotoren zu übertragen.
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Der Hubschrauber mit einem H-förmigen Aufbau der vorliegenden Erfindung ist weiter mit einer Regelvorrichtung ausgestattet, die mit dem Leistungswinkel-Reglermodul der Rotoren verbunden ist und aus einem Schalthebel, einem Flugsteuerungssystem, einem Pedalpaar und aus einem Kraftkonfigurationshebel besteht. Die Regelvorrichtung ist mit einem Leistungswinkel-Reglermodul eines jeden Rotors verbunden und regelt einen Unterschied zwischen den Leistungswinkeln aller Rotoren. Das Flugsteuerungssystem sammelt und berechnet sämtliche unterschiedliche Flugdaten, um den Linearservomotor der Rotoren dementsprechend anzutreiben und die Rotoren unabhängig zu steuern. Mit den Pedalen wird der Unterschied zwischen den Leistungswinkeln von je zwei diagonal angeordneten Rotoren geregelt. Der Kraftkonfigurationshebel regelt dabei gleichzeitig die Leistungswinkel aller vier Rotoren. Der Leistungswinkel aller Rotoren kann daher mit der Regelvorrichtung unabhängig geregelt werden, so dass der Hubschrauber mit dieser Regelvorrichtung gesteuert werden kann.
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Weiter kann das Flugwerk in Form eines Bootes geschaffen sein, damit der Hubschrauber im Falle eines Leistungsausfalls sicher auf einer Wasserfläche landen kann.
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Beide Rotorenpaare bestehen aus einem Paar vorderer Rotoren und einem Paar hinterer Rotoren. Die vorderen Rotoren sind nahe zum Bug auf einer linken bzw. auf einer rechten Seite und die hinteren Rotoren nahe zum Heck und ebenfalls auf einer linken bzw. rechten Seite montiert, wobei ein Abstand zwischen diesen beiden vorderen Rotoren größer als jener zwischen den beiden hinteren Rotoren ist.
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Die Propeller aller Rotoren bestehen aus je einem Körper, einer Stellschraube, einem Gewichtsblock, einer Feder und aus je einer Verkleidung. Die Stellschraube ist innen im Körper befestigt, wobei ein Ende dieser Stellschraube als ein Justierelement gebildet ist, das zu einer Außenseite des Körpers reicht, während das andere Ende in die Feder ragt. Der Gewichtsblock ist durch Verschrauben an der Stellschraube befestigt. Die Verkleidung bedeckt die Außenseite des Körpers, wobei das Justierelement auf der Verkleidung freigelegt ist. Daher kann jeder Propeller zum Sicherstellen eines dynamischen Gleichgewichts entsprechend justiert und kalibriert werden.
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Weiter ist ein Fallschirm an einem oberen Teil des Bugs des Flugwerkes installiert. Im Falle eines Leistungsausfalls ermöglicht dieser Fallschirm ein sicheres Landen des Hubschraubers, um so auch die Sicherheit sowohl der Passagiere als auch des Hubschraubers sicherzustellen. In einem Notfall kann die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers durch einfaches Aufblasen und Öffnen des Fallschirms für eine sanfte Landung verlangsamt werden, um so harte Aufschläge zu vermeiden. Außerdem kann der Landeort des Hubschraubers mit dem ovalförmigen Fallschirm besser bestimmt werden.
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Die oben genannten sowie weitere Aspekte der Erfindung sollen anhand der nachstehenden detaillierten Beschreibung der bevorzugten Ausführungsbeispiele näher dargestellt werden, wobei diese nicht nur auf die hier dargestellten Beispiele eingeschränkt sein sollen. Der folgenden Beschreibung liegen die beigelegten Zeichnungen zugrunde.
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KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
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1 zeigt eine schematische Ansicht der vorliegenden Erfindung;
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2 zeigt eine schematische Darstellung eines Rotors der vorliegenden Erfindung;
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3 zeigt eine Draufsicht der vorliegenden Erfindung;
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4 zeigt eine schematische Darstellung eines H-förmigen Übertragungsmechanismus’ der vorliegenden Erfindung;
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5 zeigt eine schematische Darstellung einer Regelvorrichtung der vorliegenden Erfindung;
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5A zeigt eine vergrößerte Teilansicht der 5;
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6 zeigt eine schematische Darstellung der vorliegenden Erfindung mit einem Fallschirm;
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7 zeigt eine vergrößerte Teilansicht eines Propellers der vorliegenden Erfindung;
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8 zeigt eine schematische Darstellung zum Justieren eines Gewichtsverhältnisses eines Propellers der vorliegenden Erfindung; und
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9 zeigt eine schematische Darstellung der vorliegenden Erfindung bei einer Landung auf einer Wasserfläche.
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DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
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Die 1 und 2 zeigen, dass ein Hubschrauber mit einem H-förmigen Aufbau der vorliegenden Erfindung aus einem Flugwerk 10, vier Rotoren 20, einem H-förmigen Übertragungsmechanismus (der kurz beschrieben sein soll) und aus einer Regelvorrichtung (die kurz beschrieben sein soll) besteht.
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Das Flugwerk 10 besteht aus einem Bug 11 und aus einem Heck 12. Im Bug 11 ist ein Cockpit für einen Passagier sowie zum Bedienen des Hubschraubers eingerichtet. Das Heck 12 ist eine Verlängerung vom hinteren Ende des Bugs 11.
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Die vier Rotoren 20 sind gepaart, d.h. zwei vordere Rotoren und zwei hintere Rotoren sind gepaart, um ein vorderes Rotorenpaar 30 und ein hinteres Rotorenpaar 40 zu bilden. Die Rotoren 20 bestehen aus je einem Getriebegehäuse 21, einem Leistungswinkel-Reglermodul 22, einem Linearservomotor 23, mindestens einem Propeller 24 und aus je einer Windschutzscheibe 25. Das Getriebegehäuse 21 ist mit dem H-förmigen Übertragungsmechanismus verbunden. Der Linearservomotor 23 wird mit dem Leistungswinkel-Reglermodul 22 angetrieben, um den Leistungswinkel aller Propeller 24 mit Hilfe des Linearservomotors 23 anzupassen. Mit der Windschutzscheibe 25 wird die Außenseite des Rotationsradius’ des Propellers 24 abgeschirmt.
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Die 3 zeigt, dass das vordere Rotorenpaar 30 aus einem vorderen linken Rotor 31 und aus einem vorderen rechten Rotor 32 besteht. Dieser vordere linke Rotor 31 und der vordere rechte Rotor 32 sind auf einer linken bzw. auf einer rechten Seite am Bug 11 des Flugwerkes 10 montiert. Außerdem stimmen der vordere linke Rotor 31 und der vordere rechte Rotor 32 miteinander überein und werden in entgegengesetzte Richtungen rotiert.
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Das hintere Rotorenpaar 40 besteht aus einem hinteren linken Rotor 41 und aus einem hinteren rechten Rotor 42. Dieser hintere linke Rotor 41 und der hintere rechte Rotor 42 sind auf einer linken bzw. auf einer rechten Seite am Heck 12 des Flugwerkes 10 montiert. Außerdem stimmen der hintere linke Rotor 41 und der hintere rechte Rotor 42 miteinander überein und werden in entgegengesetzte Richtungen rotiert. Ein Abstand zwischen dem vorderen Rotorenpaar 30 ist dabei größer als ein Abstand zwischen dem hinteren Rotorenpaar 40.
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Die 4 zeigt, dass ein H-förmiger Übertragungsmechanismus 50 auf dem oben genannten Flugwerk 10 montiert ist und aus einem Motor 51, einem Satz von Transmissionsrädern 52, zwei Bremsgetriebegehäusen 53 und aus mehreren Antriebswellen 54 besteht. Die Transmissionsräder 52 bestehen aus einem Haupttransmissionsrad 521 und aus einem transmittierenden Rad 522. Im Ausführungsbeispiel sind dieses Haupttransmissionsrad 521 und das transmittierende Rad 522 als Beispiele mit Riemenscheiben dargestellt, d.h. das Haupttransmissionsrad 521 und das transmittierende Rad 522 sind mit einem Riemen miteinander verbunden und übertragen die Kraft zwischen diesen über diesen Riemen. Das Haupttransmissionsrad 521 ist am Motor 51 montiert und das transmittierende Rad 522 über eine Antriebswelle 54 mit zwei Bremsgetriebegehäusen 53 verbunden. Die beiden Bremsgetriebegehäuse 53 sind über die Antriebswellen 54 mit dem Getriebegehäuse 21 aller Rotoren 20 verbunden.
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Die 2, 5 und 5A zeigen, dass die Regelvorrichtung 60 auf einer Innenseite des Bugs 11 des Flugwerkes 10 montiert ist. Die Regelvorrichtung 60 besteht aus einem Schalthebel 61, einem Flugsteuerungssystem 62, einem Pedalpaar 63 und aus einem Kraftkonfigurationshebel 64. Der Schalthebel 61 ist mit dem Leistungswinkel-Reglermodul 22 aller Rotoren 20 verbunden und regelt den Unterschied zwischen dem Leistungswinkel aller Rotoren 20. Mit dem Flugsteuerungssystem 62 werden unterschiedliche Flugdaten gesammelt und berechnet, um den Linearservomotor 23 aller Rotoren anzutreiben sowie um alle Rotoren 20 unabhängig zu steuern. Die Pedale 63 bestehen aus einem linken Pedal 631 und aus einem rechten Pedal 632, mit denen jeweils der Unterschied zwischen den Leistungswinkeln aller beiden diagonalen Rotoren 20 geregelt wird. Insbesondere sind mit den diagonalen Rotoren 20 der vordere linke Rotor 31 und der hintere rechte Rotor 42 gemeint, da diese diagonal zueinander montiert sind, wobei der vordere rechte Rotor 32 und der hintere linke Rotor 41 ebenfalls diagonal zueinander montiert sind (siehe 3). Mit dem Kraftkonfigurationshebel 64 werden gleichzeitig die Leistungswinkel der vier Rotoren 20 gesteuert.
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Das oben genannte Flugsteuerungssystem 62 besteht weiter aus mehreren Sensoren für die Flughilfe, z.B. einem Kreisel zum Bestimmen der Stellungen, einem geomagnetischen Sensor (elektronischen Kompass) zum Bestimmen der gegenwärtigen Fluglage, einem dreiachsigen Beschleunigungsaufnehmer zum Bestimmen der dynamischen Reaktion des Hubschraubers, einem Höhenmeßgerät zum Bestimmen der gegenwärtigen Flughöhe, einem Luftgeschwindigkeitsanzeiger zum Bestimmen der Luftgeschwindigkeit beim Fliegen, einem GPS (globalen Positionsbestimmungssystem) zum Bestimmen des gegenwärtigen Längengrades und Breitengrades, einem Radar zum Bestimmen der Abstände zwischen nahegelegenen Hindernissen und dem Boden, einem Kraftstoffanzeiger, einem Gashebel, einem Motorgeschwindigkeitsmesser usw. Die Meßsignale dieser Sensoren sind 16-Bit-Digitalsignale und werden in einer Geschwindigkeit von ungefähr 100 Malen pro Sekunde aktualisiert. Auf diese Weise werden mit dem Flugsteuerungssystem die Daten aller oben genannten Messgeräte in einer Geschwindigkeit von 100 Malen pro Sekunde gesammelt.
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Die Einzelheiten der Flugsteuerungsmethode der vorliegenden Erfindung sind nachstehend mit Bezugnahme auf die 1 bis 5 beschrieben. Beim Vorwärts- oder Rückwärtsfliegen des Hubschraubers wird der Schalthebel 61 für die jeweiligen Regler und Steuerungen betätigt. Beim Vorwärtsbewegen des Schalthebels 61 werden die beiden Rotoren 20 der vorderen Rotoren 30 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 je aufwärts geschoben, um die Leistungswinkel der beiden Rotoren 20 der vorderen Rotoren 30 zu verringern, während die beiden Rotoren 20 der hinteren Rotoren 40 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 abwärts geschoben werden, um die Leistungswinkel der beiden Rotoren 20 der hinteren Rotoren 40 zu erhöhen. Auf diese Weise wird die Auftriebskraft am Heck 12 des Flugwerkes 10 so verstärkt, dass das Flugwerk 10 nach vorne geneigt und vorwärts angetrieben wird. Zum Rückwärtsantreiben wird der Schalthebel 61 dagegen rückwärts gezogen, wobei die beiden Rotoren 20 der vorderen Rotoren 30 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 abwärts geschoben werden, um die Leistungswinkel der beiden Rotoren 20 der vorderen Rotoren 30 zu erhöhen, während die beiden Rotoren 20 der hinteren Rotoren 40 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 aufwärts geschoben werden, um die Leistungswinkel der beiden Rotoren 20 der hinteren Rotoren 40 zu verringern. Dadurch wird die Auftriebskraft am Bug 11 des Flugwerkes 10 so verstärkt, dass das Flugwerk 10 nach hinten geneigt und rückwärts angetrieben wird.
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Zum Bewegen nach links oder nach rechts durch ein Verschieben nach links des Schalthebels 61 werden der vordere rechte Rotor 32 und der hintere rechte Rotor 42 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 abwärts geschoben, um die Leistungswinkel der vorderen rechten Rotoren 32 und der hinteren rechten Rotoren 42 zu erhöhen, während der vordere linke Rotor 31 und der hintere linke Rotor 41 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 aufwärts geschoben werden, um die Leistungswinkel des vorderen linken Rotors 31 und des hinteren linken Rotors 41 zu verringern. Daher wird die Auftriebskraft auf der rechten Seite des Flugwerkes 10 so verstärkt, dass das Flugwerk 10 nach links geneigt und nach links bewegt wird. Durch ein Verschieben nach rechts des Schalthebels 61 werden der vordere linke Rotor 31 und der hintere linke Rotor 41 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 abwärts geschoben, um die Leistungswinkel der vorderen linken Rotoren 31 und der hinteren linken Rotoren 41 zu erhöhen, während der vordere rechte Rotor 32 und der hintere rechte Rotor 42 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 aufwärts geschoben werden, um die Leistungswinkel des vorderen rechten Rotors 32 und des hinteren rechten Rotors 42 zu verringern. Daher wird die Auftriebskraft auf der linken Seite des Flugwerkes 10 so verstärkt, dass das Flugwerk 10 nach rechts geneigt und nach rechts bewegt wird.
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Mit den Pedalen 63 wird die Drehrichtung des Hubschraubers gesteuert. Beim Treten auf das rechte Pedal 632 werden der vordere rechte Rotor 32 und der hintere linke Rotor 41 (linksdrehende Rotoren) durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 nach unten geschoben, wobei die Leistungswinkel sowie die Drehmomente des vorderen rechten Rotors 32 und des hinteren linken Rotors 41 erhöht und der vordere linke Rotor 31 und der hintere rechte Rotor 42 durch die jeweiligen Linearmotoren 23 nach oben geschoben werden, wobei die Leistungswinkel sowie die Drehmomente des vorderen linken Rotors 31 und des hinteren rechten Rotors 42 verringert werden. Dies führt dazu, dass die Drehmomente der vier Rotoren 20 ungleich sind, d.h. das rechtsdrehende Drehmoment ist größer als das linksdrehende Drehmoment, um so das Flugwerk 10 nach links zu rotieren (Rotieren des Flugwerkes 10 in Uhrzeigerrichtung).
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Beim Treten auf das linke Pedal 631 werden der vordere linke Rotor 31 und der hintere rechte Rotor 42 (linksdrehende Rotoren) durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 nach unten geschoben, wobei die Leistungswinkel sowie die Drehmomente des vorderen linken Rotors 31 und des hinteren rechten Rotors 42 erhöht und der vordere rechte Rotor 32 und der hintere linke Rotor 41 durch die jeweiligen Linearmotoren 23 nach oben geschoben werden, wobei die Leistungswinkel sowie die Drehmomente des vorderen rechten Rotors 32 und des hinteren linken Rotors 41 verringert werden. Dies führt dazu, dass die Drehmomente der vier Rotoren 20 ungleich sind, d.h. das linksdrehende Drehmoment ist größer als das rechtsdrehende Drehmoment, um so das Flugwerk 10 nach rechts zu rotieren (Rotieren des Flugwerkes 10 in Gegenuhrzeigerrichtung).
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Das Steigen und Senken des Hubschraubers werden mit dem Kraftkonfigurationshebel 64 gesteuert. Beim Hochziehen des Kraftkonfigurationshebels 64 werden die Leistungswinkel der vier Rotoren 20 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 erhöht, um die Auftriebskraft zum Heben des Flugwerkes 10 zu verstärken. Zum Senken des Hubschraubers wird dagegen der Kraftkonfigurationshebel 64 niedergedrückt, wobei die Leistungswinkel der vier Rotoren 20 durch die jeweiligen Linearservomotoren 23 verringert werden, um die Auftriebskraft zum Senken des Flugwerkes 10 abzuschwächen.
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Wie zuvor beschrieben wird der Rotationsradius aller Propeller 24 der Rotoren 20 von außen mit einer Windschutzscheibe 25, die zum Schutz dient, abgeschirmt. Neben dem Schutz der Propeller 24 werden mit den Windschutzscheiben 25 ebenfalls der Einfluss, der durch die Luftgeschwindigkeit beim Fliegen zwischen den Rotoren 20 entsteht, abgeschwächt, um einerseits die Luftgeschwindigkeit zwischen den Rotoren 20 zu reduzieren und andererseits die Geräusche dieser Rotoren 20 zu verringern. Außerdem werden mit den Windschutzscheiben 25 die Gefahr eines Stehenbleibens der Rotoren 20 drastisch reduziert, wobei diese Gefahr eines Stehenbleibens in Windrichtung entsteht, wenn der Hubschrauber mit einer hohen Geschwindigkeit fliegt.
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Die 6 der vorliegenden Erfindung zeigt, dass auf einem oberen Teil des Bugs 11 weiter ein Fallschirm 70 installiert werden kann. Bei einem Leistungsausfall der Rotoren 20 kann der Pilot den Fallschirm 70 aktivieren, mit dem er dann den Hubschrauber sanft landen kann, um so sowohl die Passagiere als auch den Hubschrauber sicher zu landen. Da der Abstand zwischen dem vorderen Rotorenpaar 30 größer ist als jener zwischen dem hinteren Rotorenpaar 40 wird ein zuverlässiges Öffnen des Fallschirms 70 sichergestellt, wobei eine unerwünschte Betätigung des Fallschims 70 wegen einem Einfluss durch das vordere Rotorenpaar 30 verhindert wird.
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Die 7 und 8 der vorliegenden Erfindung zeigen, dass ein Gewichtsverhältnis aller Propeller 24 der Rotoren 20 unabhängig angepaßt werden kann. Das Ausführungsbeispiel stellt dar, dass alle Propeller 24 aus je einem Körper 241, einer Stellschraube 242, einem Gewichtsblock 243, einer Feder 244 und aus je einer Verkleidung 245 bestehen. Die Stellschraube 242 ist inwendig im Körper 241 befestigt, wobei ein Ende dieser Stellschraube 242 als ein Justierelement 246 gebildet ist, das zu einer Außenseite des Körpers 241 reicht, während das andere Ende in die Feder 244 ragt. Der Gewichtsblock 243 ist durch Verschrauben an der Stellschraube 242 befestigt. Die Verkleidung 245 bedeckt die Außenseite des Körpers 241, wobei das Justierelement 246 auf der Verkleidung 245 freigelegt ist.
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Zum Anpassen des Gewichtsverhältnisses aller Propeller 24 wird auf das Justierelement 246 außen am Körper 241 eine Kraft ausgeübt, um eine Kraft auf die Feder 244 am anderen Ende der Stellschraube 242 auszuüben und das Justierelement 246 zur Innenseite des Körpers 241 zurückzuziehen. Das Justierelement 246 wird danach rotiert, um den Gewichtsblock 243 auf die Stellschraube 242 zu verschieben. Nach dem Verschieben des Gewichtsblocks 243 an eine geeignete Position wird das Justierelement 246 losgelöst und wegen einer mit der Feder 244 erzeugten elastischen Rückstellkraft durch die Stellschraube 242 nach außen bewegt, bis das Justierelement 246 auf der Verkleidug 245 freigelegt ist. Das dynamische Gleichgewicht kann daher durch Verschieben der jeweiligen Gewichtsblöcke 243 für die Propeller 24 justiert und kalibriert werden.
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Die 9 zeigt, dass das Flugwerk 10 in Form eines Bootes gebildet sein kann. Beim Landen des Hubschraubers auf einer Wasserfläche wegen einer Notlandung wird mit dem Flugwerk 10 in Form des Bootes ein sicheres Schwimmen des Flugwerkes 10 auf dem Wasser und die Sicherheit der Passagiere in diesem Notfall sichergestellt.
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Im Vergleich zu den Hubschraubern nach der bekannten Ausführungsart bietet der erfindungsgemäße Hubschrauber die folgenden Vorteile an. In erster Linie wird das gesamte Gleichgewicht der aerodynamischen Kraft auf der linken und rechten Seite des Flugwerkes sichergestellt, um die Komplikationen während dem Flug und die Flugrisiken drastisch zu reduzieren. Da das mit dem Motor erzeugte Drehmoment ebenfalls ausgeglichen wird, muss der Pilot die Richtung des Hubschraubers bei einem Ändern des Drehmoments nicht entsprechend anpassen, was für den Piloten das Fliegen erleichtert. Weiter müssen die linken und rechten Heckrotoren nicht gesteuert werden, so dass dabei ungefähr 20% der Motorenleistung und somit Brennstoff eingespart werden kann. Das Steuerungssystem des Hubschraubers der vorliegenden Erfindung ist ziemlich einfach und erfordert keine Steuerungsmethode, die für einen Hauptrotor eines Hubschraubers nach der bekannten Ausführungsart erforderlich ist. Mit ausreichendem Raum zum Installieren eines Notfallschirms kann der Fallschirm in einem Notfall ausgeworfen werden, um die Sicherheit sowohl der Passagiere als auch des Hubschraubers sicherzustellen. Unter Anwendung der Windschutzscheibendesigns für die vier Rotoren und neben der Verstärkung der Leistung der Rotoren werden die Gegeneinflüsse zwischen den vier Rotoren ebenfalls abgeschwächt, um die Geräusche der Rotoren bei deren Betrieb drastisch zu reduzieren. Auf Grund der oben beschriebenen Merkmale kann außerdem die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers beschleunigt werden.
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Trotz der Beschreibung der Erfindung anhand eines Beispiels und anhand der bevorzugten Ausführungsbeispiele ist es selbstverständlich, dass die Erfindung nicht nur auf dieses Beispiel und diese Ausführungsbeispiele eingeschränkt sein soll. Die Erfindung soll sich vielmehr auf unterschiedliche Modifizierungen und ähnliche Anordnungen und Verfahren erstrecken, wobei der Umfang der nachstehenden Schutzansprüche in der weitmöglichsten Auslegung zu verstehen ist, um sämtliche Modifizierungen und ähnliche Anordnungen sowie Verfahren mit einzubeziehen. Darüber hinaus ist bei der vorlegenden Beschreibung der Begriff „bestehen aus“ nicht einschränkend oder abschließend zu verstehen, so dass weitere Bestandteile enthalten sein können.
