DE102018100332B4

DE102018100332B4 - Mehrkörperflugzeug und Verfahren zur Regelung der Gesamtformation eines Mehrkörperflugzeugs

Info

Publication number: DE102018100332B4
Application number: DE102018100332.3A
Authority: DE
Inventors: Alexander Köthe; Robert Luckner
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2018-01-09
Filing date: 2018-01-09
Publication date: 2020-02-20
Anticipated expiration: 2038-01-10
Also published as: DE102018100332A1

Abstract

Mehrkörperflugzeug, das aufweist:- eine Mehrzahl von Luftfahrzeugen (1, 2, 3), die jeweils einen Rumpf (11, 21) und zwei Flügel (12, 13; 22, 23) aufweisen, wobei jeder Flügel (12, 13; 22, 23) eine Flügelspitze (120, 130; 220, 230) umfasst, und- mindestens eine Verbindungsanordnung (4), die zwei benachbarte Luftfahrzeuge (1, 2) miteinander verbindet, wobei die Verbindungsanordnung eine Flügelspitze (130) eines Luftfahrzeugs (1) mit der Flügelspitze (220) eines dazu benachbarten Luftfahrzeugs (2) verbindet,- wobei der Rumpf (11, 21) der Flugzeuge (1, 2, 3) jeweils eine Längsachse (x) definiert, zu der eine Querachse (y) und eine Hochachse (z) des Flugzeugs senkrecht verlaufen, und- wobei die Verbindungsanordnung (4) zwei Freiheitsgrade aufweist, einen Nickfreiheitsgrad und einen Rollfreiheitsgrad, wobei zwei benachbarte, über die Verbindungsanordnung (4) miteinander verbundene Luftfahrzeuge (1, 2) des Mehrkörperflugzeugs sowohl um die Querachse (y) um einen Nicklagewinkel (θ) als auch um die Längsachse (x) um einen Rolllagewinkel (ϕ) frei beweglich zueinander angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, dass- die Verbindungsanordnung (4) eine erste Welle (41) und eine zweite Welle (42) umfasst, wobei die erste Welle (41) in einem ersten Flügel (13) eines ersten Luftfahrzeugs (1) des Mehrkörperflugzeugs und die zweite Welle (42) in einem zweiten Flügel (22) eines benachbart angeordneten zweiten Luftfahrzeugs (2) des Mehrkörperflugzeugs ausgebildet ist,- die beiden Wellen (41, 42) sich in Richtung der Querachse (y) erstrecken und von der Flügelspitze (130, 220) des jeweils zugehörigen Luftfahrzeugs (1, 2) abstehen,- das von der Flügelspitze (130) des ersten Luftfahrzeugs (1) abstehende Wellenende der ersten Welle (41) mit ersten Kopplungsmittel (43) versehen ist und das von der Flügelspitze (220) des zweiten Luftfahrzeugs (2) abstehende Wellenende der zweiten Welle (42) mit zweiten Kopplungsmitteln (44) versehen ist,- die ersten und zweiten Kopplungsmittel (43, 44) miteinander verbindbar sind,- die beiden Wellen (41, 42) im gekoppelten Zustand durch die Kopplungsmittel (43, 44) in Richtung der Querachse (y) fest miteinander verbunden, dabei aber um die Querachse (y) und um die Längsachse (x) drehbar sind.

Description

Die Erfindung betrifft ein Mehrkörperflugzeug gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Ein Mehrkörperflugzeug ist ein Luftfahrzeug, das aus mehreren, einzeln flugfähigen Luftfahrzeugen zusammengesetzt ist. Durch die Verbindung der Luftfahrzeuge untereinander entsteht ein Flügel langer Streckung, der einen besonders geringen induzierten Widerstand aufweist. Solch ein Flugzeugentwurf ist vor allem bei Höhenplattformen, also unbemannten Luftfahrzeugen, die in der Stratosphäre für lange Zeit operieren, von Interesse, jedoch generell bei allen Luftfahrtzeugen anwendbar, die lange fliegen sollen. Insbesondere wird durch das Verbinden der Flugzeuge die Flugleistung verbessert.
Die US 9 387 926 B2 beschreibt ein gattungsgemäßes Mehrkörperflugzeug.
Die US 3 249 322 A und die US 2 969 933 A beschreiben ebenfalls Mehrkörperflugzeuge, bei denen benachbarte Luftfahrzeuge an ihren Flügelspitzen miteinander verbunden sind und dabei Freiheitsgrade in der Bewegung der einzelnen Luftfahrzeuge zueinander zulassen.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein Mehrkörperflugzeug, das sich durch verbesserte aerodynamische Eigenschaften auszeichnet, ein zur Verwendung in einem solchen Mehrkörperflugzeug geeignetes Luftfahrzeug, eine Verbindungsanordnung, die zwei benachbarte Luftfahrzeuge zu einem solchen Mehrkörperflugzeug verbindet, ein Verfahren zum Hinzufügen eines Luftfahrzeugs zu einem solchen Mehrkörperflugzeug sowie ein Verfahren zur Regelung der Gesamtformation eines solchen Mehrkörperflugzeugs bereitzustellen.
Diese Aufgabe wird durch ein Mehrkörperflugzeug mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1, ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Patentanspruchs 13, eine Verbindungsanordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 15, ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 16 und ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 18 gelöst. Ausgestaltungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
Danach betrachtet die Erfindung ein Mehrkörperflugzeug, das eine Mehrzahl von Luftfahrzeugen aufweist, die jeweils einen Rumpf und zwei Flügel aufweisen, wobei jeder Flügel eine Flügelspitze umfasst. Es ist mindestens eine Verbindungsanordnung vorgesehen, die zwei benachbarte Luftfahrzeuge miteinander verbindet, wobei die Verbindungsanordnung eine Flügelspitze eines Luftfahrzeugs mit der Flügelspitze eines dazu benachbarten Luftfahrzeugs verbindet. Der Rumpf der Flugzeuge definiert jeweils eine Längsachse, zu der eine Querachse und eine Hochachse des Flugzeugs senkrecht verlaufen.
Die Erfindung sieht vor, dass die Verbindungsanordnung zwei Freiheitsgrade aufweist, einen Nickfreiheitsgrad und einen Rollfreiheitsgrad, wobei zwei benachbarte, über die Verbindungsanordnung miteinander verbundene Luftfahrzeuge des Mehrkörperflugzeugs sowohl um die Querachse um einen Nicklagewinkel als auch um die Längsachse um einen Rolllagewinkel frei beweglich zueinander angeordnet sind.
Die Erfindung sieht weiter vor, dass die Verbindungsanordnung eine erste Welle und eine zweite Welle umfasst, wobei die erste Welle in einem ersten Flügel eines ersten Luftfahrzeugs des Mehrkörperflugzeugs und die zweite Welle in einem zweiten Flügel eines benachbart angeordneten zweiten Luftfahrzeugs des Mehrkörperflugzeugs ausgebildet ist. Die beiden Wellen erstrecken sich in Richtung der Querachse und stehen von der Flügelspitze des jeweils zugehörigen Luftfahrzeugs ab. Die beiden Wellen können um die Querachse frei rotierbar ausgebildet sein. Dies ist jedoch nicht notwendigerweise der Fall, da ein Nickfreiheitsgrad auch in der Kopplung der Wellen selbst bereitgestellt werden kann.
Das von der Flügelspitze des ersten Luftfahrzeugs abstehende Wellenende der ersten Welle ist mit ersten Kopplungsmitteln versehen und das von der Flügelspitze des zweiten Luftfahrzeugs abstehende Wellenende der zweiten Welle ist mit zweiten Kopplungsmitteln versehen ist, wobei die ersten und zweiten Kopplungsmittel miteinander verbindbar sind und die beiden Wellen im gekoppelten Zustand durch die Kopplungsmittel in Richtung der Querachse fest miteinander verbunden, gleichzeitig aber um die Querachse und um die Längsachse drehbar bzw. kippbar sind.
Dadurch, dass die erfindungsgemäße Verbindungsanordnung eine Veränderung des Rolllagewinkels ermöglicht, werden keine Biegemomente von einem Luftfahrzeug auf das andere Luftfahrzeug übertragen. Biegemomente sind der dimensionierende Faktor im Entwurf von Flugzeugstrukturen. Sind die maximal auftretenden Biegemomente klein, kann das Strukturgewicht verringert werden. Dadurch ist es möglich die Nutzlast zu erhöhen, was essentielle Vorteile bei den Flugleistungen bringt. Hohe Biegemomente treten vor allem bei Manövern oder bei Böen auf. Durch die Verbindungsanordnung werden lokale Biegemomente nicht von einem Luftfahrzeug auf ein anderes Luftfahrzeug übertragen, weshalb die Einzelflugzeuge strukturell unabhängig voneinander ausgelegt werden können.
Dadurch, dass die erfindungsgemäße Verbindungsanordnung eine Veränderung des Nicklagewinkels ermöglicht, werden keine Nickmomente von einem Luftfahrzeug auf das andere Luftfahrzeug übertragen. Dies ermöglicht, dass im Falle von lokal auftretenden Böen diese abgeschwächt werden können und sich kaum Auswirkungen auf die anderen Luftfahrzeuge innerhalb der Formation ergeben.
Gleichzeitig erlauben die Verbindungsanordnungen durch die Möglichkeit einer Variation des Rolllagewinkels und des Nicklagewinkels zwischen jeweils zwei Luftfahrzeugen die Einstellung einer optimalen Flügelform, wie noch erläutert werden wird.
Der Begriff „Flügel“ wird als Synonym zu den Begriffen „Tragflügel“ bzw. „Tragfläche“ verwendet.
Gemäß einer Ausgestaltung der Erfindung ist die Verbindungsanordnung im Flug bereitstellbar. Dies bedeutet, dass die Verbindung zwischen zwei Luftfahrzeugen erst im Flug hergestellt werden braucht und auch erst im Flug hergestellt wird. Ebenso ist sie im Flug wieder lösbar. Die Luftfahrzeuge sind dabei einzeln flugfähig.
In einer alternativen Ausgestaltung besteht das Mehrkörperflugzeug aus Luftfahrzeugen, die fest miteinander gekoppelt sind, wobei die Verbindungsanordnung im Flug nicht bereitstellbar oder lösbar ist. Der Verbund der Luftfahrzeuge, der das Mehrkörperflugzeug bildet, besteht bei dieser Ausgestaltung bereits beim Start des Flugzeugs.
Das erfindungsgemäße Mehrkörperflugzeug umfasst beispielsweise am Rumpf Seitenruder und Höhenruder und beispielsweise an den Flügeln Querruder. Als Antriebsmittel ist bevorzugt Solarenergie vorgesehen, für welchen Fall jedes Luftfahrzeug Antriebsmittel in Form von Solarzellen, Elektromotor, Propeller und Batterie umfasst. Die Prinzipien der vorliegenden Erfindung sind jedoch grundsätzlich unabhängig von den verwendeten Antriebsmitteln.
Die ersten Kopplungsmittel sind beispielsweise durch einen Gabelkopf gebildet. Die zweiten Kopplungsmittel sind beispielsweise durch einen mit einer Schnappverbindung versehenen Wellenkopf gebildet, wobei der Wellenkopf mittels der Schnappverbindung mit dem Gabelkopf verbunden ist. Die Schnappverbindung umfasst beispielsweise versenkbare Schnappstifte.
Weiter kann vorgesehen sein, dass die beiden Wellen jeweils durch einen Motor im Hinblick auf ihre Ausrichtung in Umfangsrichtung positionierbar sind. Eine exakte Ausrichtung ist bei einem Kopplungsvorgang erforderlich. Dabei ist gemäß einer Ausführungsvariante vorgesehen, dass die Wellen für eine Positionierung über eine Kupplung mit dem jeweiligen Motor koppelbar sind und in diesem Zustand nicht freidrehend ausgebildet sind. Nach erfolgter Kopplung kann die Kupplung der Welle mit dem Motor wieder gelöst werden. Die Welle ist dann wieder freidrehend ausgebildet, so dass der Nicklagewinkel zwischen zwei Luftfahrzeugen sich ändern kann.
Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass zwei benachbarte, über eine Verbindungsanordnung miteinander verbundene Luftfahrzeuge an ihren Flügelspitzen zwischen sich einen Spalt ausbilden, wobei an der Oberseite und an der Unterseite der Flügel Abdeckungselemente angeordnet sind, die den Spalt oben und unten abdecken. Ein solcher Spalt hat negative Einflüsse auf die Aerodynamik. Zur Erzeugung von Auftrieb herrscht auf der Unterseite der Tragfläche ein höherer Druck als auf der Oberseite der Tragfläche. Ist ein Spalt vorhanden, gleicht sich die Strömung durch diesen Spalt aus. Es kommt zu einem Luftstrom von der Unter- zur Oberseite durch den Spalt. Dies gilt es zu vermeiden, da aerodynamische Kräfte in der Spaltströmung entstehen und zudem die Effizienz der Gesamtformation hinsichtlich des Widerstandes verloren geht. Um diesen Spalt abzudichten, können beispielsweise Gummidichtungen eingesetzt werden.
Eine Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass jedes der Luftfahrzeuge eine Batterie umfasst, wobei die Batterie in Richtung der Querachse verschiebbar im Luftfahrzeug ausgebildet ist. Insbesondere ist dabei vorgesehen, dass die Batterien derart in Querrichtung in den einzelnen Luftfahrzeugen positionierbar sind, dass für alle Luftfahrzeuge des Mehrkörperflugzeugs gilt, dass das an den beiden Flügeln eines Luftahrzeugs angreifende Auftriebsmoment identisch ist.
Hintergrund dieses Erfindungsaspektes ist, dass im Flug die Auftriebskraft entlang der Spannweite des Flügels nicht gleichmäßig verteilt ist. Idealisiert ergibt sich eine elliptische Auftriebsverteilung. Betrachtet man die Einzelflugzeuge, stellen sich durch elliptische Auftriebsverteilung links und rechts des Schwerpunktes jeweils resultierende Kräfte ein, die unterschiedlich im Betrag sind und einen anderen Hebelarm zum Schwerpunkt haben. Dadurch entsteht ein Rollmoment. Dieses wird, bedingt durch die Lager bzw. die mit zwei Freiheitsgeraden versehenen Verbindungsanordnungen nicht von einem Flugzeug auf das andere Flugzeug übertragen wird. Besagtes Rollmoment muss kompensiert werden, um die optimale Form der Gesamtformation für geringen Widerstand beizubehalten und ein statisches Gleichgewicht zu erzielen. Der genannte Erfindungsaspekt sieht eine Verschiebung des Schwerpunktes über die relativ schwere Einzelmasse der Batterie vor, die im Flügel verbaut ist. Durch diese Verschiebung werden die Hebelarme beeinflusst und damit kann das Rollmoment bis auf Null reduziert und somit ein statisches Gleichgewicht hergestellt werden.
Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass das Mehrkörperflugzeug ein Flugregelungssystem aufweist. Dieses umfasst in den einzelnen Luftfahrzeugen angeordnete Einzelregler, die eine Stabilisierung des jeweiligen Luftfahrzeugs regeln, sowie eine zentrale Regelung zur Regelung der Bahnführung und Flügelform des Mehrkörperflugzeugs. Dabei ist die zentrale Regelung in einem der Luftfahrzeuge implementiert, das ein Master-Luftfahrzeug der Regelung bildet. Zu diesem stehen die anderen Luftfahrzeuge im Verhältnis als Slave-Luftfahrzeuge.
Flugregler bestehen immer aus mehreren Kaskaden. Die innersten Kaskaden dienen zur Stabilisierung und die äußeren Kaskaden übernehmen übergeordnete Aufgaben zur Bahnführung, nämlich Navigation und Einstellen einer Lage. Bei dem erfindungsgemäßen Regelungskonzept wird dies ausgenutzt. Jedes Flugzeug verfügt über einen Einzelregler, welcher der Stabilisierung dient (innere Kaskade). Dieser Regelkreis ist unabhängig von den Größen der anderen Flugzeuge. Er basiert nur auf der Messung der Drehraten und der Lage des Einzelflugzeugs. Zudem wird der Vortriebsregler (Geschwindigkeitsregelung) von jedem Flugzeug separat durchgeführt. Damit kann jedes Flugzeug für sich stabilisiert werden. Wenn die Flugzeuge gekoppelt sind, bleibt die Funktion der dezentralen Stabilisierung weiterhin Aufgabe jedes einzelnen Flugzeugs. Die Regelung der Bahnführung und Flügelform, also der äußeren Kaskaden, übernimmt ein Flugzeug als Master-Flugzeug in einer zentralen Regelung. Die anderen Flugzeuge operieren als Slave-Flugzeuge. Das Master-Flugzeug übernimmt ebenfalls die Steuerung der Trimmung.
Das zentrale Regelungskonzept ist deshalb vorteilhaft, weil aufgrund der erfindungsgemäßen Verbindung zwischen zwei Flugzeugen bis auf das Giermoment keine Momente übertragen werden. Die Kräfte, die bei der Ankopplung auf die Flügelspitze wirken, werden bei der Reglerauslegung als äußere Störungen betrachtet. Weiterhin ermöglicht das dezentrale Regelungsgesetz der inneren Kaskaden, dass Störungen durch Wind, die über die Formation nicht symmetrisch verteilt sind, von jedem Flugzeug individuell ausgeregelt werden können.
Durch das dezentrale Regelungskonzept können die Flugzeuge miteinander verbunden werden, ohne dass eine plötzliche Umschaltung des Regelungsgesetzes notwendig wird. Dies wäre mit einem ausschließlich zentralen Regelungsansatz nicht möglich. Mit einem solchen könnte zwar die Gesamtformation erfolgreich geregelt werden, jedoch nicht das Andocken einzelner Flugzeuge.
Eine Ausgestaltung des Flugregelungssystems sieht vor, dass das Master-Luftfahrzeug und die Slave-Luftfahrzeuge jeweils Sensoren aufweisen, die ihre Nick- und Rolllagewinkel, sowie ihre Nick- und Rollrate erfassen. Alle erfassten Flugzeugparameter werden an einen Flugsteuerungsrechner übertragen. Der Flugsteuerungsrechner ist dazu vorgesehen und ausgebildet, aus den Nick- und Rolllagewinkeln des Master-Luftfahrzeugs und der Slave-Luftfahrzeuge die Differenzen in den Nicklage- und Rolllagewinkeln berechnen, wobei diese Differenzen die Abweichungen in der Flügelform beschreiben. Die zentrale Regelung ist dazu vorgesehen und eingerichtet, zur Einstellung einer gewünschten Flügelform auf der Grundlage der berechneten Differenzen und der aerodynamischen Geschwindigkeit des Master-Luftfahrzeugs Stellkommandos für Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub zu berechnen. Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub der einzelnen Luftfahrzeuge werden dann entsprechend dieser Berechnung eingestellt.
Insbesondere wird durch die zentrale Regelung eine Regelung der Gesamtformation dahingehend vorgenommen, dass die Gesamtformation eine gewünschte Gesamt-Flügelform aufrechterhält.
Die Erfindung betrifft in weiteren Aspekten ein Luftfahrzeug, das zur Verwendung in einem Mehrkörperflugzeug geeignet ist, gemäß Patentanspruch 13 und eine Verbindungsanordnung, die zwei benachbarte Luftfahrzeuge zu einem Mehrkörperflugzeug miteinander verbindet, gemäß Patentanspruch 15. Die im Hinblick auf das Mehrkörperflugzeug erläuterten Ausgestaltungen und Vorteile der Verbindungsanordnung gelten auch für diese Erfindungsaspekte.
Ein weiterer Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Hinzufügen eines Luftfahrzeugs zu einem Mehrkörperflugzeug gemäß Anspruch 1, das die Schritte aufweist:

- Ausrichten erster Kopplungsmittel, die an der Flügelspitze des hinzuzufügenden Luftfahrzeugs angeordnet sind, mit zweiten Kopplungsmitteln, die an der Flügelspitze eines äußeren Luftfahrzeugs des Mehrkörperflugzeugs angeordnet sind,
- Verbinden der ausgerichteten ersten Kopplungsmittel zweiten Kopplungsmittel zur Verbindung des hinzuzufügenden Luftfahrzeugs mit dem äußeren Luftfahrzeug des Mehrkörperflugzeugs, wobei die Kopplungsmittel derart ausgebildet und angeordnet sind, dass die nun miteinander gekoppelten Luftfahrzeuge über eine Verbindung verbunden sind, die zwei Freiheitsgrade aufweist, einen Nickfreiheitsgrad und einen Rollfreiheitsgrad, anschließend
- bei allen Luftfahrzeugen: Justieren des Höhenruders und/oder Verschieben der Schwerpunkte entlang der Querachse und/oder neues Setzen der Antriebsleistung derart, dass die neue Formation eine gewünschte Flügelform einnimmt.

Als „äußeres Luftfahrzeug“ des Mehrkörperflugzeugs gilt dabei auch das erste Luftfahrzeug, das noch nicht mit einem weiteren Luftfahrzeug gekoppelt worden ist.
Es kann der weitere Schritt des Aktivierens eines Flugregelungssystems nach Erreichen der gewünschten Flügelform zur Aufrechterhaltung der gewünschten Flügelform vorgesehen sein.
Ein weiterer Erfindungsaspekt betrifft ein Verfahren zur Regelung der Gesamtformation eines Mehrkörperflugzeugs gemäß Anspruch 1. Das Verfahren umfasst die Schritte:

- gesonderte Regelung der Stabilisierung der einzelnen Luftfahrzeuge des Mehrkörperflugzeugs durch in den Luftfahrzeugen angeordnete Einzelregler, wobei die in die Einzelregelung eingehenden Werte unabhängig sind von den entsprechenden Werten der anderen Luftfahrzeuge, und
- Regelung der Bahnführung und Flügelform des Mehrkörperflugzeugs durch eine zentrale Regelung, die in einem der Luftfahrzeuge implementiert ist, das ein Master-Luftfahrzeug der Regelung bildet, zu dem die anderen Luftfahrzeuge im Verhältnis als Slave-Luftfahrzeuge stehen.

Eine Ausgestaltung des Verfahrens sieht vor, dass

- das Master-Luftfahrzeug und die Slave-Luftfahrzeuge jeweils über Sensoren ihre Nick- und Rolllagewinkel, sowie ihre Nick- und Rollrate erfassen,
- alle erfassten Flugzeugparameter an einen Flugsteuerungsrechner übertragen werden,
- der Flugsteuerungsrechner aus den Nick- und Rolllagewinkeln des Master-Luftfahrzeugs und der Slave-Luftfahrzeuge die Differenzen in den Nicklage- und Rolllagewinkeln berechnen, wobei diese Differenzen die Abweichungen in der Flügelform besch reiben,
- die zentrale Regelung zur Einstellung einer gewünschten Flügelform auf der Grundlage der berechneten Differenzen und der aerodynamischen Geschwindigkeit des Master-Luftfahrzeugs Stellkommandos für Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub berechnet, und
- Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub der einzelnen Luftfahrzeuge entsprechend dieser Berechnung eingestellt werden.

Dies gewährleistet, dass bei Manövern oder Störungen die Formation ihre Form beibehält.
Eine weitere Ausgestaltung sieht vor, dass die Differenzen in den Nicklage- und Rolllagewinkeln der Luftfahrzeuge auf Null geregelt werden. Für diesen Fall liegt ein ebener Flügel vor. Soll eine bestimmte Verwindung eingestellt werden, so werden die Differenzen auf einen Wert ungleich Null geregelt.
Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung anhand mehrerer Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen:

1 schematisch die Anordnung eines Mehrkörperflugzeug, das aus zwei einzeln flugfähigen Flugzeugen besteht;
2 in schematischer Darstellung ein Ausführungsbeispiel einer Verbindungsanordnung zur Verbindung der Flügelspitzen zweier benachbarter Flugzeuge, wobei die Verbindungsanordnung einen Nickfreiheitsgrad und einen Rollfreiheitsgrad aufweist;
3 eine perspektivische Darstellung einer Verbindungsanordnung gemäß 2;
4 zwei Flügel, die durch eine Verbindungsanordnung gemäß den 2 und 3 verbunden sind;
5 zwei über eine Verbindungsanordnung gemäß 2 verbundene Flugzeuge, wobei in der linken Darstellung zwischen den Flügelspitzen ein Spalt ausgebildet und in der rechten Darstellung der Spalt abgedichtet ist;
6 schematisch die elliptische Auftriebsverteilung einer Gesamtformation eines Mehrkörperflugzeugs;
7 in der linken Darstellung einen Ausschnitt aus der Auftriebsverteilung der 6 und in der rechten Darstellung die Illustration einer symmetrischen Auftriebsverteilung durch eine Verschiebung des Schwerpunkts entlang der Querrichtung;
8a-c schematisch das Ankoppeln eines weiteren Flugzeugs an ein Mehrköperflugzeug und ein im Anschluss daran erfolgendes Verschieben der Schwerpunkte der Flugzeuge entlang der Querrichtung;
9 ein Ablaufdiagramm für das Ankoppeln eines weiteren Flugzeugs an ein Meh rköperflugzeug;
10 schematisch eine Mehrkörperflugzeug unter schematischer Darstellung von Aktuatoren für Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub, Sensoren zur Erfassung von Nicklagewinkel, Rolllagewinkel, Nickrate und Rollrate, und einem Flugsteuerungsrechner, der einen Regler umfasst; und
11 ein Ausführungsbeispiel eines Reglers für ein Mehrkörperflugzeug.

Die 1 zeigt schematisch den Aufbau eines Mehrkörperflugzeugs 100 und für die vorliegende Erfindung relevante Parameter. Das Mehrkörperflugzeug 100 umfasst zwei Luftfahrzeuge 1, 2, nachfolgend als Flugzeuge bezeichnet. Jedes Flugzeug 1, 2 weist jeweils einen Rumpf 11, 21 und zwei Flügel 12, 13, 22, 23 auf, wobei jeder Flügel 12, 13, 22, 23 eine Flügelspitze 120, 130, 220, 230 umfasst.
Die Flugzeuge 1, 2 sind einzeln voll flugfähig und weisen jeweils Höhenruder, Querruder, Seitenruder und einen Antrieb auf. Insbesondere ist ein Solarantrieb vorgesehen, der Solarzellen auf den Oberseiten der Flügel 12, 13, 22, 23, eine Batterie, einen Elektromotor sowie einen Propeller umfasst.
Zur Beschreibung der Orientierung der Flugzeuge im Raum jeweils für sich und auch im Verbund ist die Verwendung dreier Achsen üblich, nämlich einer Längsachse x, die der Längsachse des Rumpfes entspricht, einer dazu senkrechten Querachse y und einer Hochachse z (senkrecht zur Zeichenebene der 1). Die drei Achsen bilden ein kartesisches Koordinatensystem. Ein Nicken ist eine Drehung um die Querachse y. Ein Rollen ist eine Drehung um die in Längsachse x. Ein Gieren ist eine Drehung um die Hochachse z. Dementsprechend wird als Nickwinkel oder Nicklagewinkel der Winkel θ bezeichnet, der eine Drehung um die Querachse angibt. Als Rollwinkel oder Rolllagewinkel wird der Winkel Φ bezeichnet, der eine Drehung um die Längsachse angibt. Als Gierwinkel oder Gierlagewinkel wird der Winkel bezeichnet, der eine Drehung um die Hochachse angibt.
Die Nickrate, Rollrate und Gierrate geben die Winkelgeschwindigkeit der Drehung um die jeweilige Achse an.
Ein Mehrkörperflugzeug 100 wird wie folgt zusammengesetzt. Zunächst starten die Einzelflugzeuge 1, 2 selbständig oder manuell von einem Flugplatz. Nach erfolgtem Start erfolgt die Umschaltung in den vollautomatischen Flug. Die Einzelflugzeuge steigen typischerweise in die Missionshöhe von ungefähr 20 km. Dabei passieren Sie die Troposphäre, in der das aktuelle Wetter stattfindet. Durch die relativ kurze Spannweite und starre Flügelstruktur der Einzelflugzeuge führen Böenlasten nicht zu starken Biegemomenten. In der Einsatzhöhe koppeln die Flugzeuge zusammen. Dabei koppelt zunächst ein Flugzeug an ein anderes Flugzeug. Die Bestimmung der Relativlage der zu koppelnden Flugzeuge erfolgt dabei aufgrund optischer Messungen sowie dem Austausch der Flugzeuge hinsichtlich der Position zueinander. Die Durchführung bzw. Regelung des Rendezvous-Manövers erfolgt dabei ähnlich wie bei einer Luftbetankung oder einer Präzisionslandung. Hierfür stehen Regelungskonzepte zur Verfügung, die eine punktgenaue Kopplung erlauben. Alternativ können magnetische Kräfte das Kopplungsverfahren unterstützen. Nachdem zwei Flugzeuge miteinander gekoppelt sind, wird das Verfahren solange fortgeführt, bis die Gesamtformation gebildet ist.
Sobald zwei Flugzeuge miteinander verbunden sind, wechselt ein Flugzeug in den sogenannten Slave-Modus, das bedeutet, es gibt die Steuerungsverantwortung an das andere Flugzeug ab, welches damit zum sogenannten Master-Flugzeug wird, wie noch erläutert werden wird.
Es wird darauf hingewiesen, dass die Einzelflugzeuge alternativ durch eine Verbindungsanordnung in dem Sinne fest miteinander verbunden sein können, dass eine Verbindung nicht erst im Flug erfolgt, die Flugzeuge vielmehr bereits beim Start miteinander verbunden sind. Für diesen Fall braucht die Verbindungsanordnung, die die Einzelflugzeuge miteinander verbindet, nicht dafür ausgebildet sein, eine Kopplung im Flug bereitstellen zu können. Die vorliegende Erfindung betrifft beide Varianten.
Die 2 zeigt eine Verbindungsanordnung 4 zur Verbindung zweier Flugzeuge 1, 2, wobei die Verbindungsanordnung 4 die Flügelspitze 130 des Flügels 13 des einen Flugzeugs 1 mit der Flügelspitze 220 des Flügels 22 des benachbarten Flugzeugs 2 verbindet. Die Flugzeuge 1, 2 werden innerhalb der Formation mit der Verbindungsanordnung 4, die ein mechanisches Lager bildet, verbunden. Die Verbindungsanordnung 4 überträgt dabei Kräfte entlang aller Achsen sowie das Giermoment, jedoch nicht das Biegemoment und Torsionsmoment. Konstruktiv wird die Verbindungsanordnung 4 wie folgt bereitgestellt.
Jedes Flugzeug 1, 2 besitzt an den Flügelenden 130, 220 eine Welle 41, 42. Die Welle 41, 42 ist in die Flügelenden eingelassen und wird über eine Kupplung 32 im Flügelinneren entweder an einen kleinen Motor 31 angekuppelt oder kann sich, bei geöffneter Kupplung, frei bewegen. An den Flügelenden 130, 220 ist bei einem Flugzeug 1 ein Gabelkopf 43 angebracht. Bei dem anderen Flugzeug 2 ist an dem freien Ende der Welle ein Wellenkopf 44 mit einer Schnappverbindung ausgebildet, die nach oben und unten ragende Schnappstifte 440 aufweist.
Die Kopplung erfolgt wie folgt: Die Welle 41, 42 wird auf beiden Seiten der Flugzeuge 1, 2 eingekuppelt und so in Umfangsrichtung positioniert, dass die Schnappstifte 440 und Öffnungen 430 des Gabelkopfes 43 ein Lot bilden. Die Schnappstifte 440 werden über Federn so vorgespannt, dass die Schnappstifte 440 nicht mehr aus der Welle 42 bzw. dem Wellenkopf 44 ragen. Danach wird die Welle 42 mit versenkten Schnappstiften 440 in den Gabelkopf eingeführt und mittels magnetischer Kräfte positioniert. Die Federspannkraft wird langsam reduziert, bis die Schnappstifte 440 und die Öffnungen 430 des Gabelkopfes 43 übereinander liegen. Danach wird die Vorspannkraft langsam reduziert und die Kupplungen 32 auf beiden Seiten gelöst.
Die freie Welle 41, 42 erlaubt nun eine Nickverbindung der Flugzeuge. Der Gabelkopf 43 ermöglicht zusammen mit den Schnappstiften 440 einen Rollfreiheitsgrad. Damit wird die Übertragung von Biegemomenten und Torsionsmomenten unterbunden. Jedes Flugzeug ist so ausgelegt, dass es an einer Seite den Gabelkopf 43 besitzt, auf der anderen Seite die Schnappverbindung 44. Damit können nicht beliebige Seiten miteinander verbunden werden, sondern nur Seiten, die durch das Schlüssel-Schloss-Prinzip miteinander verbunden werden können.
Die Verbindungsanordnungen bzw. Lager 4 haben auch einen Einfluss auf die Flugphysik. Das Einzelflugzeug führt nun Rotationen um das Lager und nicht mehr um den Schwerpunkt aus. Dies hat Einfluss auf die statische Längsstabilität und auf die Dynamik der Nickschwingung. Dabei hat sich ergeben, dass ein Lager, welches an den Flügelspitzen, an oder nahe der Flügelvorderkante positioniert, montiert ist, die statische Längsstabilität erhöht. Ebenso werden Nickschwingungen natürlich gedämpft.
Es wird somit eine Verbindungsanordnung bzw. ein Lager bereitgestellt, das zwei Freiheitsgerade ermöglicht. Zum einen können die Flugzeuge ihren Längslagewinkel zueinander verändern, zum anderen ihren Rolllagewinkel. Das Lager kann als kardanisches Lager ausgelegt sein.
Die 3 zeigt eine perspektivische Darstellung der Verbindungsanordnung 4 der 2, wobei die Wellen 41, 42, der Gabelkopf 43 und der Wellenkopf 44 mit den Schnappstiften 440 erkennbar sind.
Die 4 zeigt in perspektivischer Ansicht zwei Flügel 13, 22, die durch eine Verbindungsanordnung gemäß der 2 miteinander verbunden sind. Dabei ist zu erkennen, dass die Verbindung näher zur Vorderkante 131, 221 der Flügel 13, 22 erfolgt. Ebenfalls dargestellt sind die Oberseite 133, 223 und die Hinterkante 132, 222 der Flügel. Die Oberseite 133, 223 kann mit Solarzellen versehen sein.
Die 5 zeigt, dass durch die Verbindungsanordnung 4 entsprechend der 2 ein Spalt 5 zwischen den Flügelenden 130, 220 zweier verbundener Flugzeuge 1, 2 entsteht. Dieser Spalt 5 hat negative Einflüsse auf die Aerodynamik. Zur Erzeugung von Auftrieb herrscht auf der Unterseite 134, 224 der Tragfläche 13, 22 ein höherer Druck als auf der Oberseite 133, 223 der Tragfläche 13, 22. Ist ein Spalt 5 vorhanden, gleicht sich die Strömung durch diesen Spalt 5 aus. Es kommt zu einem Luftstrom von der Unter- zur Oberseite durch den Spalt 5. Dies gilt es zu vermeiden, da aerodynamische Kräfte in der Spaltströmung entstehen und zudem die Effizienz der Gesamtformation hinsichtlich des Widerstandes verloren geht.
Um diesen Spalt abzudichten, ist eine Abdichtung 6 vorgesehen, die den Spalt 5 abdichtet, vgl. rechte Darstellung der 5. Die Abdichtung 6 kann beispielsweise durch Gummidichtungen 61 bereitgestellt werden, ähnlich Gummidichtungen, wie sie zur Verbindung zwischen Eisenbahnwagons genutzt werden. Dabei werden Gummidichtungen 6 an der Ober- und Unterseite der beiden Flügelenden 13, 22 angebracht. Damit kann keine Strömung in den Spalt 5 eindringen. Aufgrund der Schlauchform passt sich die Abdichtung 6 auch bei unterschiedlichen Lagen der Flugzeuge zueinander so an, dass eine Ausgleichsströmung vermieden wird.
Es wird im Folgenden zum besseren Verständnis der Erfindung kurz auf das flugdynamische Modell eingegangen, auf dem die Erfindung basiert.
Die Verbindung der Luftfahrzeuge erfolgt über die beschriebenen Verbindungsanordnungen bzw. Lager 4. Diese Lager sind an den Flügelspitzen verbaut.
Sie erlauben eine Bewegung um die beiden Achsen i) Querachse und ii) Längsachse. Hierdurch werden alle Reaktionskräfte und das Giermoment (Moment um die Hochachse) übertragen. Diese Übertragungen stellen Zwangsbedingungen dar, welche die Bewegung einschränken. Jedes Flugzeug wird als starrer Körper mit sechs Freiheitsgraden (drei translatorischen und drei rotatorischen) betrachtet. Durch das in den Flügelspitzen verbaute Lager wird als Folge der Zwangsbedingungen die Translationsbewegung der Flugzeuge untereinander verhindert. Auch wenn das Lager nur Translationen um zwei Achsen zulässt, ist auch eine Veränderung des Gierwinkels (Winkel um die Hochachse) der Flugzeuge möglich. Dies beruht darauf, dass eine Kombination aus Änderung des Rolllagewinkels (Winkel um die Längsachse) und Änderung des Nicklagewinkels (Winkel um die Querachse) zu einer Veränderung des Gierwinkels führt. Insgesamt werden durch das Lager also drei Freiheitsgrade eingeschränkt. Die Gesamtzahl der Freiheitsgrade f (auch als generalisierte Koordinaten beschreiben) eines Mehrkörperflugzeugs ergibt sich somit aus $f = 6 + (n - 1) \times 3$
wobei n die Anzahl der gekoppelten Flugzeuge ist. Hierdurch unterscheidet sich das Mehrkörperflugzeug erheblich vom konventionellen Luftfahrzeug. Zur Beschreibung der Bewegung des Mehrkörperflugzeugs im Raum ist daher ein komplett anderes flugmechanisches Modell aufzustellen. Kräfte und Momente, bedingt durch Schub, die Aerodynamik und das Gewicht, wirken sich über die Masse und das Massenträgheitsmoment auf die Drehbeschleunigungen und die Beschleunigungen aus. Im Gegensatz zu den Freiheitsgeraden erlaubt die erfindungsgemäße Verbindungsanordnung 4 jedoch keine Gierbeschleunigung der einzelnen Flugzeuge untereinander, da dieses Moment nicht übertragen wird. Die Gesamtformation wird also über drei translatorische und drei rotatorische Beschleunigungen, sowie pro Flugzeug mit zwei Drehbeschleunigungen beschrieben. Somit ergeben sich insgesamt p generalisierte Geschwindigkeiten, mit $p = 6 + (n - 1) \times 2$
wobei n die Anzahl der gekoppelten Flugzeuge ist. Insgesamt entsteht als flugdynamisches Modell ein nichtlineares Differentialgleichungssystem erster Ordnung, dessen m gekoppelte Gleichungen sich aus der Anzahl der generalisierten Geschwindigkeiten p und generalisierten Beschleunigungen f zusammensetzt: $m = f + p .$
Bei der Verwendung von genau einem Flugzeug ergibt sich, standardmäßig ein System 12ter Ordnung. Bei beispielsweise zehn Flugzeugen beträgt die Ordnung 57. Dadurch liegt eine hinreichende Unterscheidung zu konventionellen Flugzeugen vor.
Im stationären Flugzustand müssen alle Kräfte und Momente im Gleichgewicht sein. Dies bedeutet, dass die rechte Seite des klassischen Differentialgleichungssystems verschwindet. Bei konventionellen Luftfahrzeugen werden hierbei eine Geschwindigkeit und eine Höhe definiert und ein entsprechender Schub und Höhenruderausschlag bestimmt, um den stationären Flugzustand herzustellen. Da ein Luftfahrzeug symmetrisch ist, sind die Differentialgleichungen, die im Zusammenhang mit der Seitenbewegung stehen, ohne Wind und Steuereingaben, immer gleich Null.
Bei einem Mehrkörperflugzeug wird der Auftriebsbeiwert vorgegeben. Dieser entspricht ca. 80% des maximalen Auftriebsbeiwertes. Grund ist hierbei die Zielsetzung, eine langsame Fluggeschwindigkeit zu erreichen. Umso höher der Auftriebsbeiwert, umso geringer ist die Geschwindigkeit und umso geringer die benötigte Leistung. Zudem wird die optimale Flügelform vorgegeben. Daraus ergibt sich, dass für jedes einzelne Flugzeug der Höhenruderausschlag und der Schub bestimmt werden. Im Gegensatz zu konventionellen Luftfahrzeugen müssen beim Mehrkörperflugzeug auch die Größen in der Seitenbewegung getrimmt werden.
Im Flug ist die Auftriebskraft entlang der Spannweite des Flügels nicht gleichmäßig verteilt. Es ergibt sich eine elliptische Auftriebsverteilung AV, die in der 6 dargestellt ist. Dies führt zu einem Rollmoment, welches kompensiert werden muss.
Betrachtet man die Einzelflugzeuge, stellen sich gemäß der 6 durch die elliptische Auftriebsverteilung AV links und rechts des Schwerpunktes jeweils unterschiedliche Auftriebe A1, A2 beim Flugzeug 1 und A5, A6 beim Flugzeug 3 ein, die zu resultierenden Kräften führen. Nur beim mittleren Flugzeug 2 sind die Auftriebe A3, A4 an den beiden Flügeln identisch. Durch die annähernd elliptische Auftriebsverteilung sind bei den einzelnen Flugzeugen die Auftriebskräfte auf der linken und rechten Seite somit nicht gleich verteilt.
Die resultierende Kräfte sind unterschiedlich im Betrag sind und haben einen anderen Hebelarm zum Schwerpunkt. Dadurch entsteht ein Rollmoment (Biegemoment = Hebelarm x Kraft). Dieses wird, bedingt durch die erfindungsgemäßen Verbindungsanordnungen, nicht von einem Flugzeug auf das andere Flugzeug übertragen wird. Besagtes Rollmoment sollte jedoch kompensiert werden, um die optimale Form der Gesamtformation für geringen Widerstand beizubehalten und ein statisches Gleichgewicht zu erzielen.
Die naheliegendste Lösung besteht darin, die Querruder der einzelnen Luftfahrzeuge gegensinnig auszuschlagen. Problematisch hierbei ist die Erhöhung des parasitären Widerstandes durch den Klappenausschlag. Hierdurch würden die Vorteile, die durch den Flügel langer Streckung entstehen, zu Nichte gemacht.
Stattdessen ist gemäß der 7 als Lösung eine Verschiebung des jeweiligen Schwerpunktes der Flugzeuge, in der 7 des Flugzeugs 1 vorgesehen. Diese erfolgt über die relativ schwere Einzelmasse der Batterie, die im Flügel verbaut wird. Die Batterie ist das schwerste Einzelelement im Luftfahrzeug. Beschränkt wird die maximal erreichbare Schwerpunktverschiebung durch das Produkt aus dem Quotienten von totaler Masse des Einzelflugzeugs zu Batteriemasse und der Halbspannweite des Einzelflugzeugs. Dadurch kann ein ausgetrimmter Zustand ohne zusätzliche Steigerung des Widerstandes erreicht werden. Durch diese Verschiebung werden die Hebelarme beeinflusst und damit kann das Rollmoment p bis auf Null reduziert und somit ein statisches Gleichgewicht hergestellt werden.
Das Prinzip der Schwerpunktverschiebung ist in der 7 illustriert. Durch die unsymmetrische Auftriebsverteilung entsteht links und rechts vom Schwerpunkt S eine unterschiedliche Kraft (L_L und L_R ). Als Folge dessen kommt es zu einer Rollbewegung p. Wird nun die Batterie 7 (schematisch dargestellt) und damit der Schwerpunkt S verschoben, bleiben die aerodynamischen Kräfte gleich, jedoch ändern sich die Hebelarme (y_LR und y_LL ). Da das Moment sich als Produkt aus Kraft und Hebelarm ergibt, heben sich im angestrebten Zustand die Momente auf der linken und rechten Seite auf und das Flugzeug vollzieht keine Rollbewegung p mehr. Damit ist es ausgetrimmt.
Dabei wird angenommen, dass ein Flugzeug beim Zusammenkoppeln einen zentralen Schwerpunkt aufweist. Dadurch müssen in der Kopplungsphase die Querruder entlang des Flügels verwendet werden. Ist ein Flugzeug angekoppelt, wird der Schwerpunkt langsam verschoben und gleichzeitig der Klappenausschlag reduziert.
Weiteren Einfluss auf den Widerstand im getrimmten Zustand haben die Position der Verbindungsanordnung 4 entlang der Flügeltiefe und der Schwerpunkt in longitudinaler Richtung. Bei Verschiebung des Lagerpunktes von der Flügelvorderkante nach hinten wird der notwendige Klappenausschlag am Höhenruder reduziert. Dies führt jedoch dazu, dass einzelne Eigenbewegungsformen der Flugdynamik instabil werden. Daher wird das Lager an oder nahe der Flügelvorderkante positioniert, wie in der 4 dargestellt. Da jedes einzelne Flugzeug selbstständig flugfähig sein muss, gibt es für jedes einzelne Flugzeug eine vordere und hintere Grenze für die longitudinale Position des Schwerpunktes. Die hintere Grenze beschreibt dabei die Stabilitätsgrenze, die vordere Grenze die Steuergrenze. Wird die Stabilitätsgrenze überschritten, so divergiert der Anstellwinkel bei kleinsten Störungen, sodass es zum Strömungsabriss und somit zum Verlust des Luftfahrzeuges kommen kann. Wird die Steuergrenze überschritten, so besitzt das Höhenleitwerk nicht mehr genug Effektivität, um Einfluss auf die Nickbewegung des Luftfahrzeuges zu nehmen. Für einen möglichst geringen Widerstand des Mehrkörperflugzeugs sorgt eine longitudinale Schwerpunktlage an der Stabilitätsgrenze des Einzelflugzeugs. Hierdurch wird der Höhenruderausschlag minimiert.
Die 8a-8c und 9 stellen den Ablauf eines Ankopplungsvorganges dar. Im Ausgangszustand, 8a und Schritt 901 in 9, besteht die Formation aus N Flugzeugen. Jedes dieser Flugzeuge hat einen festgelegten Wert für das Höhenruder, den Schub und die laterale Verschiebung des Schwerpunktes. Wenn sich ein weiteres Flugzeug ankoppelt, 8b, wird die Welle der Verbindungsanordnung der 2 so ausgerichtet, dass sich beide Flugzeuge miteinander verbinden können, vgl. Schritt 902 in 9. Hierzu wird im äußersten Flugzeug der Formation und im Einzelflugzeug, das sich ankoppeln soll, eine Kupplung vom Flügel zur Welle geschlossen. Die Ausrichtung erfolgt mittels eines Motors, der im Flügel integriert ist. Anschließend koppelt sich das Einzelflugzeug an die Formation an, Schritt 903 in 9. Sind beide Flugzeuge miteinander verbunden, so wird die Kupplung getrennt. Anschließend stellen die Flugzeuge in der Formation ihre Höhenruder, den Schub und die laterale Schwerpunktverschiebung so ein, dass die optimale Flügelform eingenommen wird, Schritte 904 und 905 in 9. Anschließend wird ein Flugregelungssystems aktiviert, Schritt 906 in 9, der noch erläutert werden wird, um diese optimale Flügelform auch im Fall von Manövern oder atmosphärischen Störungen aufrecht zu erhalten. Danach liegt eine Formation mit N+1 Flugzeugen vor, die die optimale Flügelform unter allen Bedingungen halten kann, Schritt 907 in 9.
Gemäß den 8b und 8c werden die Schwerpunkte S1, S2, S3 der Flugzeuge nach dem Ankoppeln entsprechend der 7 verschoben, um eine unsymmetrische Auftriebsverteilung, die durch das Ankoppeln eines weitere Flugzeugs entstanden ist, zu beseitigen.
Im Folgenden wird das eingesetzte Flugregelungssystem beschrieben.
Das Mehrkörperflugzeug soll, egal ob als Stratosphärenflugzeug oder allgemein, unbemannt betrieben werden. Hierzu ist ein Flugregelungssystem notwendig, dass automatisch das Abfliegen einer bestimmten Trajektorie ermöglicht. Grundsätzlich ist ein Flugregelungssystem kaskadiert aufgebaut. Die inneren Regelschleifen stellen die Dämpfer dar, welche zur Stabilität bzw. Dämpfungserhöhung beitragen sollen und den Einfluss von äußeren Störungen abmindern. Hierbei werden die Drehraten als Messgrößen an den Regler zurückgeführt und durch Stellsignale die Prozessdynamik des Luftfahrzeuges beeinflusst. Die erste äußere Regelschleife dient der Haltung einer bestimmten Lage und im Zusammenhang mit der Fahrtregelung zum Halten oder Erfliegen einer bestimmten Fluggeschwindigkeit. Die dritte Kaskade stellt die Regelung von Flugbahngrößen (Höhe und Kurs) sicher, während die letzte Kaskade für die Navigationsregelung, also dem Abfliegen von Sollstandlinien genutzt wird. Die inneren beiden Kaskaden sind abhängig vom konkreten Luftfahrzeug (Flugdynamik). Sie sorgen dafür, dass für jedes Luftfahrzeug annähernd gleiche Flugeigenschaften hergestellt werden (Modifikation der Prozessdynamik), sodass die äußeren beiden Kaskaden unabhängig vom Luftfahrzeug sind.
Für das Mehrkörperflugzeug stellt die Erfindung hinsichtlich der ersten beiden Kaskaden ein neuartiges Konzept bereit, da i) die Flugdynamik aus mehr Zuständen besteht als bei konventionellen Flugzeugen; und ii) andere Anforderungen gelten. Die folgenden Anforderungen müssen durch das Flugregelungssystem abgedeckt werden:

1. Stabilisierung aller instabilen Eigenbewegungsformen;
2. Halten der optimalen Flügelgeometrie, um den Widerstand möglichst klein zu halten;
3. Präzise Geschwindigkeitshaltung, da in der Nähe zum Strömungsabriss geflogen wird; und
4. Gutes Führungsverhalten für die Vorgabe von Längslagewinkel und Rolllagewinkel für die Anwendung der äußeren Kaskaden.

Um die Flügelform halten zu können, wird ein Flugzeug als Referenzflugzeug gewählt. Die Abweichungen der einzelnen Flugzeuge i in einer Formation mit n Flugzeugen zu dem Referenzflugzeug ref werden für den Rolllagewinkel mit $\begin{matrix} Δ Φ_{i} = Φ_{r e f} - Φ_{i} & i \in {1,.., n} \ {r e f} \end{matrix}$
und für den Längslagewinkel mit $\begin{matrix} Δ θ_{i} = θ_{r e f} - θ_{i} & i \in {1,.., n} \ {r e f} \end{matrix}$
definiert. Diese Abweichungen werden durch den sogenannten Formhaltungsregler, der sich in den inneren Regelschleifen (Kaskaden) befindet, zu Null geregelt. Dadurch wird die Form des Luftfahrzeugs bei Manövern (Änderung des Referenzlängslagewinkels oder des Referenzrolllagewinkels oder der Geschwindigkeit) und/oder Böen beibehalten, was zu einem optimal reduzierten Widerstand führt. Durch den Formhaltungsregler werden beim Flugregelungssystem für das Mehrkörperflugzeug die ersten und zweite Kaskade zusammengeführt. Dadurch entsteht ein Regelungskonzept, was die Drehraten des Luftfahrzeugs über Dämpfer abmindert, gleichzeitig die Form mittels Formhaltungsregler hält, sowie eine Vorgabe von Geschwindigkeit, Referenzlängslagewinkel und Referenzrolllagewinkel ermöglicht. Durch die Auslegung des Formhaltungsreglers mit hohen Bandbreiten wird gewährleistet, dass sich das Führungsverhalten hinsichtlich der Vorgaberegelung nur in der Schnelligkeit zu konventionellen Flugzeugen unterscheidet. Der Formhaltungsregler friert quasi die Bewegungen der einzelnen Flugzeuge zueinander ein. Dadurch ist es möglich, in den äußersten beiden Kaskaden Reglerstrukturen einzusetzen, die bereits für konventionelle Flugzeuge erfolgreich sind.
Die Regler zur Dämpfung erhalten als Eingangsgröße die Nickrate und Rollrate für jedes Flugzeug, sowie die Gierrate des Gesamtflugzeugs und erzeugen daraus ein Stellkommando für das Höhen- und Querruder, sowie das Seitenruder. Der Formhaltungsregler erhält als Eingabewerte die Abweichungen in den Längs- und Rolllagewinkel und errechnet daraus ebenfalls Stellkommandos für Höhen- und Querruder. Die Signale von Formhaltungsregler und Dämpfer werden addiert. Die Auslegung dieser Regler kann auf zwei Arten erfolgen: i) als dezentraler Regler und ii) als zentraler Regler.
Beim dezentralen Ansatz besitzt jedes Flugzeug einen eigenen Regler. Dieser Regler erhält die für das Flugzeug relevanten Messinformationen (Nickrate, Rollrate, Längslagewinkel und Rolllagewinkel), sowie vom Referenzflugzeug den Referenzlängslagewinkel und Referenzrolllagewinkel. Daraus errechnet der Regler ein für das einzelne Flugzeug notwendiges Stellkommando für Höhen- und Querruder. Zudem ist die Gierrate für alle Luftfahrzeuge in der Formation gleich, sodass auch dieser Messwert vom Regler erfasst wird und ein Stellkommando für das Seitenruder errechnet wird. Der Vorteil ist, dass der Regler somit auch für das Einzelflugzeug angewendet werden kann. Es muss keine Umschaltung in dem Moment erfolgen, wo sich das einzelne Luftfahrzeug an die Formation ankoppelt.
Beim zentralen Ansatz übernimmt das Referenzflugzeug die Regelung. Es werden dem Regler alle Informationen von allen in der Formation enthaltenen Flugzeugen übermittelt. Basierend auf allen Messwerten werden für jedes Flugzeug die Stellkommandos berechnet. Damit lässt sich ein besseres Ergebnis erzielen.
Die 10 zeigt den grundsätzlichen Aufbau des Flugregelungssystems. Dargestellt ist eine Formation aus drei Flugzeugen. Grundsätzlich ist das Prinzip auf beliebig viele Flugzeuge erweiterbar. Das Flugregelungssystem umfasst Aktuatoren 110, Sensoren 120 und einen Flugsteuerungsrechner 130, der einen Regler 135 umfasst.
Ein Flugzeug der Formation wird als sogenanntes Masterflugzeug gewählt, während die anderen Flugzeuge sogenannte „Slave“-Flugzeuge darstellen. Das Masterflugzeug 2 erfasst über Sensoren 122 die Parameter

• Aerodynamische Geschwindigkeit (Pitot-Rohr und Differenzdrucksensor),
• Nick- und Rolllagewinkel (Kreisel), sowie
• Nick-, Roll- und Gierrate (Gyroskope).

Die Slave-Flugzeuge 1, 3 erfassen über Sensoren 121, 123 die Nick- und Rolllagewinkel, sowie die Nick- und Rollrate. Alle erfassten Flugzeugparameter werden zu dem Flugsteuerungsrechner 130 übertragen. Dieser Flugsteuerungsrechner 130 berechnet in Modulen 131, 132 aus den Nick- und Rolllagewinkeln des Masterflugzeugs und der Slave- Flugzeuge die Differenzen in den Nicklage- und Rolllagewinkeln, die die Abweichungen in der Flügelform beschreiben. Ist der Wert gleich Null, so liegt ein ebener Flügel vor. Soll eine bestimmte Verwindung eingestellt werden, so ist der Wert ungleich Null. Diese Abweichungen und die Drehraten der einzelnen Flugzeuge, sowie die aerodynamische Geschwindigkeit vom Masterflugzeug werden einem Regler 135, der beispielhaft im Blockschaltbild der 11 illustriert ist, übergeben. Aufgrund der Reglerstruktur werden daraus Stellkommandos für Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub berechnet. Diese Werte werden dann über entsprechende Stellmodule 111, 112, 113 an jedem einzelnen Flugzeug 1, 2, 3 eingestellt. Dies gewährleistet, dass bei Manövern oder Störungen, die Formation ihre Form beibehält.
Das Flugregelungssystem der 10 stellt eine zentrale Regelung zur Regelung der Bahnführung und Flügelform des Mehrkörperflugzeugs dar. Des Weiteren sind in den einzelnen Luftfahrzeugen Einzelregler angeordnet, die eine Stabilisierung des jeweiligen Luftfahrzeugs regeln.
Die 11 zeigt beispielhaft die Reglerstruktur des Reglers 135 der 10. Gemessen werden vom Mehrkörperflugzeug der Längslagewinkel Θ und Rolllagewinkel Φ des Referenzflugzeugs und die Abweichung der anderen Flugzeuge hinsichtlich ihrer Hänge- ΔΦ und Längslagewinkel ΔΘ. Zudem werden die aerodynamische Geschwindigkeit vom Referenzflugzeug V, sowie die Gierrate r, die für alle Flugzeuge identisch ist und alle Nick- q und Rollraten p geregelt. Der Schub F ist nur abhängig vom Kommando des Fahrtreglers. Die Höhenruderausschläge η hängen vom Rolldämpfer, Längslage-Formhaltungsregler und Längslageregler ab. Die Querruder ξ werden basierend auf den Kommandos des Rolldämpfers, des Rolllagereglers und des Rolllage-Formhaltungsreglers ausgeschlagen. Das Seitenruder ζ schlägt durch Vorgaben des Gierdämpfers und der Kurvenkoordination aus.
Für die Regelung der optimalen Form und für die äußeren Regelschleifen zur Bahnführung, sowie für das Rendezvous-Manöver ist ein Daten-Austausch der Flugzeuge untereinander notwendig. Die Übertragung der Daten muss drahtlos erfolgen. Für diese drahtlose Übertragung kann ein WLAN verwendet werden. Bei einem Mehrkörperflugzeug handelt es sich um ein verteiltes System. Basierend auf dem UDP Dienst ist daher ein Data Distribution Service (DDS) zu verwenden. Dieser funktioniert nach dem Publish-Subscribe-Prinzip. Jeder Teilnehmer publiziert Daten in einen imaginären Datenraum, aus dem jeder Teilnehmer die Daten auch beziehen kann. Dieser DDS kann dabei auch sicherstellen, dass Daten sicher vom Sender zum Empfänger gelangen. Über diesen DDS ist ein Datenaustausch zwischen den Flugzeugen basierend auf WLAN möglich. Da in der Betriebshöhe von 20 km auch kein externer Angriff auf das Kommunikationssystem („Hackerangriff“) zu erwarten ist, stellt WLAN eine kostengünstige und sichere Methode zur Übertragung von Sensor- und Stellsignalen von den Slave-Flugzeugen zum Master-Flugzeug und umgekehrt sicher.
Die Erfindung beschränkt sich in ihrer Ausgestaltung nicht auf die vorstehend dargestellten Ausführungsbeispiele, die lediglich beispielhaft zu verstehen sind.
Des Weiteren wird darauf hingewiesen, dass die Merkmale der einzelnen beschriebenen Ausführungsbeispiele der Erfindung in verschiedenen Kombinationen miteinander kombiniert werden können. Sofern Bereiche definiert sind, so umfassen diese sämtliche Werte innerhalb dieser Bereiche sowie sämtliche Teilbereiche, die in einen Bereich fallen.
Bezugszeichenliste

1: erstes Luftfahrzeug
2: zweites Luftfahrzeug
3: drittes Luftfahrzeug
4: Verbindungsanordnung
5: Spalt
6: Abdichtung
11: Rumpf erstes Luftfahrzeug
12, 13: Flügel erstes Luftfahrzeug
21: Rumpf zweites Luftfahrzeug
22, 23: Flügel zweites Luftfahrzeug
31: Motor
32: Kupplung
41, 42: Wellen der Verbindungsanordnung
43: Gabelkopf
44: Wellenkopf
61: Gummidichtungen
100: Mehrkörperflugzeug
120, 130: Flügelspitzen erstes Luftfahrzeug
131: Vorderkante Flügel erstes Luftfahrzeug
132: Hinterkante Flügel erstes Luftfahrzeug
133: Oberseite Flügel erstes Luftfahrzeug
134: Unterseite Flügel erstes Luftfahrzeug
220, 230: Flügelspitzen zweites Luftfahrzeug
221: Vorderkante Flügel zweites Luftfahrzeug
222: Hinterkante Flügel zweites Luftfahrzeug
223: Oberseite Flügel zweites Luftfahrzeug
224: Unterseite Flügel zweites Luftfahrzeug
430: Öffnungen des Gabelkopfs
440: Schnappstifte des Wellenkopfs
x: Längsachse
y: Querachse
z: Hochachse
θ: Nickwinkel
Φ: Rollwinkel
AV: Auftriebsverteilung
A1-A6: Auftriebe

Claims

Mehrkörperflugzeug, das aufweist: - eine Mehrzahl von Luftfahrzeugen (1, 2, 3), die jeweils einen Rumpf (11, 21) und zwei Flügel (12, 13; 22, 23) aufweisen, wobei jeder Flügel (12, 13; 22, 23) eine Flügelspitze (120, 130; 220, 230) umfasst, und - mindestens eine Verbindungsanordnung (4), die zwei benachbarte Luftfahrzeuge (1, 2) miteinander verbindet, wobei die Verbindungsanordnung eine Flügelspitze (130) eines Luftfahrzeugs (1) mit der Flügelspitze (220) eines dazu benachbarten Luftfahrzeugs (2) verbindet, - wobei der Rumpf (11, 21) der Flugzeuge (1, 2, 3) jeweils eine Längsachse (x) definiert, zu der eine Querachse (y) und eine Hochachse (z) des Flugzeugs senkrecht verlaufen, und - wobei die Verbindungsanordnung (4) zwei Freiheitsgrade aufweist, einen Nickfreiheitsgrad und einen Rollfreiheitsgrad, wobei zwei benachbarte, über die Verbindungsanordnung (4) miteinander verbundene Luftfahrzeuge (1, 2) des Mehrkörperflugzeugs sowohl um die Querachse (y) um einen Nicklagewinkel (θ) als auch um die Längsachse (x) um einen Rolllagewinkel (ϕ) frei beweglich zueinander angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, dass - die Verbindungsanordnung (4) eine erste Welle (41) und eine zweite Welle (42) umfasst, wobei die erste Welle (41) in einem ersten Flügel (13) eines ersten Luftfahrzeugs (1) des Mehrkörperflugzeugs und die zweite Welle (42) in einem zweiten Flügel (22) eines benachbart angeordneten zweiten Luftfahrzeugs (2) des Mehrkörperflugzeugs ausgebildet ist, - die beiden Wellen (41, 42) sich in Richtung der Querachse (y) erstrecken und von der Flügelspitze (130, 220) des jeweils zugehörigen Luftfahrzeugs (1, 2) abstehen, - das von der Flügelspitze (130) des ersten Luftfahrzeugs (1) abstehende Wellenende der ersten Welle (41) mit ersten Kopplungsmittel (43) versehen ist und das von der Flügelspitze (220) des zweiten Luftfahrzeugs (2) abstehende Wellenende der zweiten Welle (42) mit zweiten Kopplungsmitteln (44) versehen ist, - die ersten und zweiten Kopplungsmittel (43, 44) miteinander verbindbar sind, - die beiden Wellen (41, 42) im gekoppelten Zustand durch die Kopplungsmittel (43, 44) in Richtung der Querachse (y) fest miteinander verbunden, dabei aber um die Querachse (y) und um die Längsachse (x) drehbar sind.
Mehrkörperflugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Kopplungsmittel (43) durch einen Gabelkopf gebildet sind.
Mehrkörperflugzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Kopplungsmittel (44) durch einen mit einer Schnappverbindung (440) versehenen Wellenkopf gebildet sind, wobei der Wellenkopf mittels der Schnappverbindung mit dem Gabelkopf verbunden ist.
Mehrkörperflugzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die beiden Wellen (41, 42) jeweils durch einen Motor (31) im Hinblick auf ihre Ausrichtung in Umfangsrichtung positionierbar sind.
Mehrkörperflugzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Wellen (41, 42) für eine Positionierung über eine Kupplung (32) mit dem jeweiligen Motor (31) koppelbar und in diesem Zustand nicht freidrehend ausgebildet sind, nach einem Lösen der Kupplung (32) jedoch freidrehend ausgebildet sind.
Mehrkörperflugzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zwei benachbarte, über eine Verbindungsanordnung (4) miteinander verbundene Luftfahrzeuge (1, 2) an ihren Flügelspitzen (130, 200) zwischen sich einen Spalt (5) ausbilden, wobei an der Oberseite (133, 223) und an der Unterseite (134, 224) der Flügel Abdeckungselemente (6, 61) angeordnet sind, die den Spalt (5) oben und/oder unten abdecken.
Mehrkörperflugzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass jedes der Luftfahrzeuge (1, 2, 3) eine Batterie (7) umfasst, wobei die Batterie (7) entlang der Querachse (y) verschiebbar im Luftfahrzeug (1, 2, 3) ausgebildet ist.
Mehrkörperflugzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Batterien (7) derart in Querrichtung in den einzelnen Luftfahrzeugen (1, 2, 3) positionierbar sind, dass für alle Luftfahrzeuge (1, 2, 3) des Mehrkörperflugzeugs gilt, dass das an den beiden Flügeln (12, 13) eines Luftahrzeugs (1, 2, 3) angreifende Auftriebsmoment identisch ist.
Mehrkörperflugzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Mehrkörperflugzeug ein Flugregelungssystem aufweist, das aufweist, - in den einzelnen Luftfahrzeugen (1, 2, 3) angeordnete Einzelregler, die eine Stabilisierung des jeweiligen Luftfahrzeugs regeln, und - eine zentrale Regelung (135) zur Regelung der Bahnführung und Flügelform des Mehrkörperflugzeugs, wobei die zentrale Regelung in einem der Luftfahrzeuge (2) implementiert ist, das ein Master-Luftfahrzeug der Regelung bildet, zu dem die anderen Luftfahrzeuge (1, 3) im Verhältnis als Slave-Luftfahrzeuge stehen.
Mehrkörperflugzeug nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass - das Master-Luftfahrzeug (2) und die Slave-Luftfahrzeuge (1, 3) jeweils Sensoren (121, 122, 123) aufweisen, die ihre Nick- und Rolllagewinkel, sowie ihr Nick- und Rollrate erfassen, - alle erfassten Flugzeugparameter an einen Flugsteuerungsrechner (130) übertragen werden, - der Flugsteuerungsrechner (130) dazu vorgesehen und ausgebildet ist, aus den Nick- und Rolllagewinkeln des Master-Luftfahrzeugs (2) und der Slave-Luftfahrzeuge (1, 3) die Differenzen in den Nicklage- und Rolllagewinkeln berechnen, wobei diese Differenzen die Abweichungen in der Flügelform beschreiben, und - die zentrale Regelung (135) dazu vorgesehen und eingerichtet ist, zur Einstellung einer gewünschten Flügelform auf der Grundlage der berechneten Differenzen und der aerodynamischen Geschwindigkeit des Master-Luftfahrzeugs (2) Stellkommandos für Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub zu berechnen, und - Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub der einzelnen Luftfahrzeuge entsprechend dieser Berechnung eingestellt werden.
Mehrkörperflugzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Mehrkörperflugzeug aus einzeln flugfähigen Luftfahrzeugen (1, 2, 3) besteht, wobei die Verbindungsanordnung (4) im Flug bereitstellbar ist.
Mehrkörperflugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Mehrkörperflugzeug aus Luftfahrzeugen (1, 2, 3) besteht, die fest miteinander gekoppelt sind, wobei die Verbindungsanordnung (4) im Flug nicht bereitstellbar oder lösbar ist.
Luftfahrzeug (1), das zur Verwendung in einem Mehrkörperflugzeug gemäß Anspruch 1 geeignet ist und das aufweist: - einen Rumpf (11) und zwei Flügel (12, 13), wobei jeder Flügel (12, 13) eine Flügelspitze (120, 130) umfasst, und - an jeder Flügelspitze (130) ein Kopplungsmittel (43), das dazu vorgesehen und ausgebildet ist, ◯ im Flugbetrieb mit einem korrespondierenden Kopplungsmittel (44) einer Flügelspitze (220) eines benachbarten Luftfahrzeugs (2) zu koppeln und dadurch eine Verbindungsanordnung (4) bereitzustellen, die den jeweiligen Flügel (13) mit dem Flügel (22) eines benachbarten Luftfahrzeugs (2) verbindet, ◯ wobei die Kopplungsmittel (43) derart ausgebildet sind, dass die Verbindungsanordnung (4) zwei Freiheitsgrade aufweist, einen Nickfreiheitsgrad und einen Rollfreiheitsgrad, wobei die benachbarten Luftfahrzeuge (1, 2) sowohl um die Querachse (y) um einen Nicklagewinkel (θ) als auch um die Längsachse (x) um einen Rolllagewinkel (ϕ) frei beweglich sind, - wobei das Luftfahrzeug (1) an dem einen Flügel (13) eine erste Welle (41) und an dem anderen Flügel (12) eine zweite Welle aufweist, - die beiden Wellen sich in Richtung der Querachse (y) des Luftfahrzeugs erstrecken und von der jeweiligen Flügelspitze (120, 130) abstehen, - das von der einen Flügelspitze (130) abstehende Wellenende der ersten Welle (41) mit ersten Kopplungsmittel (43) versehen ist und das von der anderen Flügelspitze (120) abstehende Wellenende der zweiten Welle mit zweiten Kopplungsmitteln versehen ist, - die ersten Kopplungsmittel (43) dazu vorgesehen und ausgebildet sind, mit Kopplungsmitteln (44) einer Welle (42) in einem Flügel (22) eines zweiten, benachbart anordbaren Luftfahrzeugs (2) gekoppelt zu werden, die entsprechend den zweiten Kopplungsmitteln ausgebildet sind, - die zweiten Kopplungsmittel dazu vorgesehen und ausgebildet sind, mit Kopplungsmitteln einer Welle in einem Flügel eines dritten benachbart anordbaren Luftfahrzeugs gekoppelt zu werden, die entsprechend den ersten Kopplungsmitteln ausgebildet sind, - wobei die ersten und zweiten Kopplungsmittel dazu ausgebildet sind, im Falle ihrer Verbindung eine Verbindung mit einem weiteren Luftfahrzeug (2) bereitzustellen, die um die Querachse und um die Längsachse drehbar ist.
Luftfahrzeug nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug (1) an seinen beiden Flügelenden (120, 130) unterschiedliche Kopplungsmittel aufweist, die derart ausgebildet sind, dass sie entsprechend dem Schlüssel-Schloss-Prinzip miteinander korrespondieren.
Verbindungsanordnung, die zwei benachbarte Luftfahrzeuge (1, 2) zu einem Mehrkörperflugzeug miteinander verbindet, wobei die Verbindungsanordnung (4) eine Flügelspitze (130) eines Luftfahrzeugs (1) mit der Flügelspitze (220) eines dazu benachbarten Luftfahrzeugs (2) verbindet, wobei die Verbindungsanordnung (4) aufweist: - erste Kopplungsmittel (43), die dazu vorgesehen und ausgebildet ist, mit einem Flügelende (130) eines ersten Luftfahrzeugs (1) verbunden zu werden, - zweite Kopplungsmittel (44), die dazu vorgesehen und ausgebildet ist, mit einem Flügelende (220) eines zweiten Luftfahrzeugs (2) verbunden zu werden, - wobei die Kopplungsmittel (43, 44) dazu vorgesehen und ausgebildet sind, eine Verbindung der Flügel (13, 22) zweier benachbarter Luftfahrzeuge (1, 2) derart bereitzustellen, - dass die Verbindung zwei Freiheitsgrade aufweist, einen Nickfreiheitsgrad und einen Rollfreiheitsgrad, wobei im Zustand, in dem ein Luftfahrzeug über die Verbindungsanordnung mit einem benachbarten Luftfahrzeug verbunden ist, die Luftfahrzeuge (1, 2) sowohl um die Querachse (y) um einen Nicklagewinkel (θ) als auch um die Längsachse (x) um einen Rolllagewinkel (ϕ) frei beweglich zueinander angeordnet sind, wobei - die Verbindungsanordnung (4) eine erste Welle (41) und eine zweite Welle (42) umfasst, wobei die erste Welle (41) dazu vorgesehen und ausgebildet ist, mit einem ersten Flügel (13) eines ersten Luftfahrzeugs (1) eines Mehrkörperflugzeugs verbunden zu werden und die zweite Welle (42) dazu vorgesehen und ausgebildet ist, mit einem zweiten Flügel (22) eines benachbart angeordneten zweiten Luftfahrzeugs (2) des Mehrkörperflugzeugs verbunden zu werden, - das Wellenende der ersten Welle (41) mit den ersten Kopplungsmittel (43) versehen ist und das Wellenende der zweiten Welle (42) mit den zweiten Kopplungsmitteln (44) versehen ist.
Verfahren zum Hinzufügen eines Luftfahrzeugs zu einem Mehrkörperflugzeug gemäß Anspruch 1, mit den Schritten: - Ausrichten (902) erster Kopplungsmittel, die an der Flügelspitze des hinzuzufügenden Luftfahrzeugs angeordnet sind, mit zweiten Kopplungsmitteln, die an der Flügelspitze eines äußeren Luftfahrzeugs des Mehrkörperflugzeugs angeordnet sind, - Verbinden (903) der ausgerichteten ersten und zweiten Kopplungsmittel zur Verbindung des hinzuzufügenden Luftfahrzeugs mit dem äußeren Luftfahrzeug des Mehrkörperflugzeugs, wobei die Kopplungsmittel derart ausgebildet und angeordnet sind, dass die nun miteinander gekoppelten Luftfahrzeuge über eine Verbindung verbunden sind, die zwei Freiheitsgrade aufweist, einen Nickfreiheitsgrad und einen Rollfreiheitsgrad, anschließend - bei allen Luftfahrzeugen: ◯ Justieren (904) des Höhenruders, und/oder ◯ Verschieben (904) der Schwerpunkte entlang der Querachse, und/oder ◯ neues Setzen (904) der Antriebsleistung - derart, dass die neue Formation eine gewünschte Flügelform einnimmt (905).
Verfahren nach Anspruch 16, gekennzeichnet durch den weiteren Schritt des Aktivierens (806) eines Flugregelungssystems nach Erreichen der gewünschten Flügelform zur Aufrechterhaltung der gewünschten Flügelform.
Verfahren zur Regelung der Gesamtformation eines Mehrkörperflugzeugs gemäß Anspruch 1, mit den Schritten: - gesonderte Regelung der Stabilisierung der einzelnen Luftfahrzeuge (1, 2, 3) des Mehrkörperflugzeugs durch in den Luftfahrzeugen angeordnete Einzelregler, wobei die in die Einzelregelung eingehenden Werte unabhängig sind von den entsprechenden Werten der anderen Luftfahrzeuge, - Regelung der Bahnführung und Flügelform des Mehrkörperflugzeugs durch eine zentrale Regelung (135), die in einem der Luftfahrzeuge (2) implementiert ist, das ein Master-Luftfahrzeug der Regelung bildet, zu dem die anderen Luftfahrzeuge (1, 3) im Verhältnis als Slave-Luftfahrzeuge stehen.
Verfahren nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass - das Master-Luftfahrzeug (2) und die Slave-Luftfahrzeuge (1, 3) jeweils über Sensoren (120) ihre Nick- und Rolllagewinkel, sowie ihre Nick- und Rollrate erfassen, - alle erfassten Flugzeugparameter an einen Flugsteuerungsrechner (130) übertragen werden, - der Flugsteuerungsrechner (130) aus den Nick- und Rolllagewinkeln des Master-Luftfahrzeugs und der Slave-Luftfahrzeuge die Differenzen in den Nicklage- und Rolllagewinkeln berechnen, wobei diese Differenzen die Abweichungen in der Flügelform beschreiben, und - die zentrale Regelung (135) zur Einstellung einer gewünschten Flügelform auf der Grundlage der berechneten Differenzen und der aerodynamischen Geschwindigkeit des Master-Luftfahrzeugs Stellkommandos für Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub berechnet, und - Höhenruder, Querruder, Seitenruder und Schub der einzelnen Luftfahrzeuge entsprechend dieser Berechnung eingestellt werden (111, 112, 113).
Verfahren nach Anspruch 18 oder 19, dadurch gekennzeichnet, dass die Differenzen in den Nicklage- und Rolllagewinkeln der Luftfahrzeuge auf Null oder auf einen definierten Wert geregelt werden.