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Erfindungsgegenstand
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Die Erfindung betrifft ein rein elektrisch angetriebenes Luftfahrzeug zur Personen- und Lastenbeförderung mit der Fähigkeit zum senkrechten Starten und Landen (VTOL), mit einem ausfallsicheren, modularem Antriebskonzept unter Nutzung der maximalen Auftriebs- und Solarkollektorfläche bei vorgegebener horizontaler Ausdehnung (Breite und Länge), sowie ein Luftverkehrsleitsystem für senkrechtstartende, schwebeflugfähige Luftfahrzeuge.
Der Terminus „ausfallsicher“ ist in diesem Zusammenhang dahingehend zu verstehen, dass durch den Ausfall von bis zu 10 % Komponenten, die unmittelbar aktiv dazu beitragen, das Luftfahrzeug in der Luft zu halten (Triebwerke, Energiespeicher, Schwenkantriebe), die Flugsicherheit nur unwesentlich beeinträchtigt wird und in diesem Fall immer eine kontrollierte Landung oder sogar reduzierter Weiterflug möglich ist. Die Ausfallsicherheit der flugbetriebsrelevanten elektronischen Komponenten, wie z.B. die Sensorik und der Steuerungscomputer, wird durch ein oder mehrere Redundanzsysteme gelöst. Aufgrund der Tatsache, dass es sich hier um ein Luftfahrzeug mit dem Zweck der Personenbeförderung handelt, gelten völlig andere Randbedingungen hinsichtlich Sicherheit, Ergonomie, Bedienung und Reichweite als bei unbemannten Senkrechtstartern (Drohnen). Das wiederum führt zu einem völlig neuen Konzept für das Gesamtsystem.
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Stand der Technik
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Senkrecht startende, bemannte Flugzeuge mit einem oder zwei zentralen, verbrennungsmotorischen Antrieben gehören grundsätzlich seit Jahrzehnten zum Stand der Technik. Bekannte Beispiele hierfür sind konventionelle Hubschrauber oder turbinengetriebene Flugzeuge mit einer Umlenkungseinrichtung für die ausströmenden Gase. Das einzig bekannte, jemals in Serie eingesetzte Beispiel für letztere ist die Hawker Siddeley Harrier, ein Kampfflugzeug im Dienst Großbritanniens und den USA, das zum vertikalen Starten und Landen auf Flugzeugträgern konzipiert wurde. Die dritte, seit den 80er Jahren entwickelte Gruppe von Senkrechtstartern sind die Kipprotor-Flugzeuge, die die konventionelle Bauform eines Flugzeuges mit schlankem Rumpf und gestreckten Tragflächen aufweisen und mit zwei um 90 Grad drehbaren, verbrennungsmotorisch angetriebenen Rotoren an den Tragflächen ausgestattet sind. Das einzige en bekannte, jemals in Serie umgesetzte Konzept ist die MV-22 Osprey der Hersteller Boeing und Bell, die seit 2005 beim US-amerikanischen Militär eingeführt wird. Mit diesem Flugzeug ist jedoch eine im Verhältnis zur Exemplarzahl auffällig hohe Anzahl an Abstürzen mit vielen Toten und Verletzten zu beklagen, weswegen die Finanzierung des Programms zwischenzeitlich stark gekürzt wurde. Die einzige bekannte, zivile Version eines Kipprotor-Flugzeuges ist die AgustaWestland AW609 der Hersteller Bell und Agusta, die seit 2011 entwickelt wird. 2015 gab es auch mit diesem Flugzeug, von dem 2018 laut Meldungen des Herstellers neben dem Prototypen noch zwei Exemplare gebaut werden, einen Unfall, bei dem beide Piloten starben.
Grund für die Fatalität solcher Abstürze ist nicht zuletzt das zentrale oder quasizentrale Antriebskonzept, das beim Ausfall desselben oder einer damit verbundenen, zentralen Komponente das Flugzeug sofort in einen meist unrettbaren Zustand versetzt. Dies ist nicht zuletzt der Tatsache geschuldet, dass diese Flugzeuge eine stark reduzierte Segelflugfähigkeit haben und oft mit relativ niedrigen, mittleren Fluggeschwindigkeiten fliegen.
Andere senkrechtstartende oder schwebeflugfähige Systeme werden seit den 50er Jahren verfolgt, kamen aber bis dato nicht über die Konzeptphase hinaus, siehe beispielhaft
US000005170963A ,
US000003176934A ,
US000008991741B2 ,
US000009988147B2 ,
US020070034739A1 ,
US020110049307A1 . Hintergrund dafür ist, dass die grundsätzlichen Probleme der Senkrechtstarter hinsichtlich Ausfallsicherheit, Personenschutz, Manövrierfähigkeit auf engem Raum und in Bodennähe, Energieeffizienz und privater Anwendungsfähigkeit auf Basis erträglicher Schall- und Abgasemissionen von diesen Konzepten bis dato nicht oder nicht zufriedenstellend gelöst werden konnten.
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Die Entwicklung elektrisch angetriebener, bemannter Senkrechtstarter steckt hingegen noch in den Kinderschuhen. Bekannte Projekte, die einen flugfähigen Systemdemonstrator hervorgebracht haben, sind u.a. der Volocopter2X, ein auf dem Hubschrauberkonzept basierender Multicopter des deutschen Herstellers Volocopter, die Ehang 184 des chinesischen Herstellers Ehang und der Lilium Jet des deutschen Herstellers Lilium.
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Der Volocopter2X, wie in
US020170267367A1 beschrieben, bietet zwar eine erhöhte Ausfallsicherheit aufgrund von insgesamt 18 Rotoren, jedoch kann er den während des Fluges kostenlos bereitstehenden Auftrieb nicht nutzen, da ihm die Tragflächen fehlen. Auch bietet die fehlende Oberfläche wenig bis keinen Raum für Solarzellen, so dass die ebenfalls kostenlose Sonnenenergie während des Fluges nicht oder nur rudimentär genutzt werden kann. Schließlich verwendet der Volocopter freilaufende Rotoren ohne Mantel, mit den nachfolgend beschriebenen Nachteilen hinsichtlich Personenschutz, Empfindlichkeit bei Berührung von Hindernissen und Effizienz. Gleiches gilt für den mit 4 Rotorenpaaren ausgerüsteten Ehang 184, wie in
EP000003184424A1 veröffentlicht.
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Einzig der Lilium Jet legt mit den jüngsten Veröffentlichungen
US020160023754A1 und
US020160311522A1 Focus auf die Auftriebsnutzung bei gleichzeitigem Ansatz, die Ausfallsicherheit durch Verteilung der Schubkräfte auf mehrere Antriebe zu erhöhen. Leider wird dieses Konzept nicht konsequent umgesetzt, da bei Ausfall eines Schwenkantriebes die gesamte von ihm bewegte Antriebsgruppe nicht mehr ausrichtbar ist, was dem Ausfall der gesamten Antriebsgruppe gleichkommt. Zudem wird durch die lineare Anordnung der Antriebe vertikal zur Flugrichtung das Stützmoment um die Längsachse des Flugzeuges der weiter innen liegenden Antriebe bei gleicher Schubkraft immer kleiner und somit die Balancierfunktion der Antriebsaggregate nicht effizient genutzt. Auch diesem Flugzeugkonzept fehlen Solarkollektoren. Zudem wird mehr als die Hälfte der Auftriebsfläche, die insgesamt zwischen der Flugzeugspitze und den hinteren Tragflächen zur Verfügung stünde, nicht genutzt, wie es etwa beim erprobten Konzept des Hängegleiters (Deltaform) der Fall ist und gerade bei niedrigen Gleitgeschwindigkeiten im Wahrsten Sinne des Wortes zum Tragen kommt.
Schließlich sind lediglich größere Gruppen von Antrieben gemeinsam und nicht individuell ausrichtbar. Zudem ist dies auch nur um jeweils nur eine horizontale Schwenkachse möglich. Seitenkräften kann das Flugzeug insbesondere im Schwebe- und Langsamflug durch die fehlende 2. Ausrichtungsachse wenig entgegensetzen.
Weitere Ideen auf Basis eines modularen Antriebskonzeptes, wie beispielhaft etwa
US020160311529A1 ,
US000008636241B2 ,
JP002004082999A , oder
US000000665333S fehlt die Ausrichtbarkeit der Antriebe vollkommen. In diesen Konzepten sind Aggregate für den Vorwärtsflug und das vertikale Starten und Landen getrennt und starr montiert. Das bedeutet, dass nach Erreichen der Reisefluggeschwindigkeit, in der die Auftriebskräfte ausreichend sind, um das Flugzeug nicht mehr absinken zu lassen, die zum vertikalen Aufsteigen benötigten Antriebe nicht zum Vorschub beitragen können und somit bis zur Landung nur unproduktiver Ballast sind.
Eine weiter Gruppe der Senkrechtstarter stellen Flugzeuge dar, die auf eine Ausrichtbarkeit der Vorschubantriebe verzichten, und stattdessen eine vertikale Aufstellung des Flugzeuges beim Start vorsehen, siehe z.B.
US000009988147B2 . Der Übergang in den Horizontalflug erfolgt dann entlang einer weit gekrümmten Flugbahn ausschließlich durch die Höhenruder. Die bisher vorgestellten Konzepte haben jedoch entscheidende Nachteile, insbesondere dadurch, dass die Position des Piloten sich während des Übergangs in den Horizontalflug relativ zum Flugzeug ändern müsste, oder aber ein komplizierter Ein- und Ausstiegsvorgang in Kauf zu nehmen wäre. Auch ist bei dem in
US000009988147B2 vorgestellten Konzept die Ausfallsicherheit aufgrund der niedrigen Rotoranzahl nicht gegeben.
Desweiteren sind noch die Senkrechtstarter-Konzepte zu nennen, die fixiert montierte Vertikalantriebe vorschlagen, jedoch das Problem der Wiederverwendbarkeit dieser Antriebseinheiten für den Horizontalflug mit beweglichen Luftleitklappen oder - kanälen lösen wollen. Hierzu sei gesagt, dass diese Lösung, die beim Hawker Siddeley Harrier realisiert wurde, dort nur deshalb gewählt wurde, weil es technisch nicht umsetzbar ist, die zentrale, den Flugzeugrumpf nahezu vollständig ausfüllende Turbine selbst zu schwenken. Hierfür werden erhebliche Reibungs-, Druck- und damit Schubkraftverluste aufgrund der harten Umlenkung der ausströmenden Gase in einem 90°-Bogen beim Start in Kauf genommen. Bei Verwendung leichter, und bei modularer Bauweise auch vieler kleiner, elektrischer Mantelpropeller ist das Schwenken der Antriebsmaschine selbst möglich und vermeidet die o.g. Energieverluste durch die harte Luftstromumlenkung, so dass es keine technische Rechtfertigung mehr für solche Lösungen gibt.
Schließlich sind noch die Gruppe der Senkrechtstarter zu erwähnen, die statische, gasgefüllte Auftriebskörper in ihrem Konzept innerhalb der Hülle des Luftfahrzeuges vorsehen. Bevorzugt werden hier aufgrund der Nichtbrennbarkeit Helium-Gasfüllungen vorgeschlagen. Allerdings wird dabei oftmals übersehen, dass für nur 1,1 kg Hubkapazität 1 m
3 Helium benötigt wird. Zum Vergleich: Ein Mantelpropeller mit nur 130 mm Durchmesser erzielt mittlerweile eine Hubkapazität von bis zu 12 kg. Das Volumen eines heliumgefüllten, signifikant zum Auftrieb beitragenden und somit die Kosten und erheblichen Anforderungen an Dichtigkeit, Wartbarkeit und Komplexität der Formgebung rechtfertigenden, statischen Auftriebskörpers müsste somit ein zweistelliges Vielfaches des Passagierraumvolumens bei gleichzeitig minimaler Masse des Gasbehälters selbst, z.B. in Form eines Ballons, betragen, was den Luftwiderstand und somit die erzielbare Reisegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges drastisch herabsetzen und somit uninteressant machen würde, sofern mit der Erfindung eine Zeitersparnis beim Reisen als Zweck angestrebt ist, wie es u.a. für die vorliegende Erfindung gilt.
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Hinzu kommt, dass für ein Szenario eines geordneten Individualflugverkehrs mit VTOL-Luftfahrzeugen ein Luftverkehrsleitsystem benötigt wird. Dieses ist jedoch verhältnismäßig einfach und kostengünstig mit bereits bestehenden Erfassungs- und Navigationssystemen entlang bereits bestehender Verkehrswege zu realisieren.
Ein Vorschlag für ein System, das in dieser Richtung zielt, wird z.B. in
WO002019020168A1 der Firma Volocopter beschrieben. Allerdings beschreibt dieses System eine Einrichtung, die eher mit einem öffentlichen Flug-Nahverkehrssystem vergleichbar ist, da es eine zentrale Bereitstellung der Luftfahrzeuge sowie öffentliche Anlaufstellen (Abfertigungseinrichtungen) vorsieht. Gleiches gilt für die Veröffentlichung
US020170197710A1 , in der ein ähnliches Flugverkehrssystem wie in
WO002019020168A1 beschrieben wird, wobei hier jedoch ausschließlich autonom (pilotenlos) fliegende, ebenfalls zentral bereitgestellte VTOL-Transportsysteme vorgesehen sind.
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Probleme beim Stand der Technik
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Sämtliche unter 1.1 zitierten Erfindungen sowie technisch ähnliche Veröffentlichungen oder bekannte Prototypen lösen mindestens eines der folgenden Probleme nicht:
- 1. Ausfall- und somit erhöhte Absturzgefahr aufgrund fehlender Modularität und Ausfallrisikoverteilung auf viele, dezentrale Antriebskomponenten, einschließlich ihrer Ausrichtungsmechanik
- 2. Personengefährdung und erhöhte Schallemissionen aufgrund großer, freilaufender Rotoren ohne zylindrische Einhausung (Mantel)
- 3. Ineffizienz aufgrund konzeptioneller Entscheidung gegen Mantelpropellerantriebe, dadurch Inkaufnahme der Randwirbelverluste an den Rotorblattspitzen und hierdurch Schubkraftreduzierung bei gleichem Durchmesser
- 4. Ineffiziente Nutzung der kostenlosen Auftriebskräfte wegen suboptimal konzipierter oder fehlender Auftriebsflächen
- 5. Vollständige oder teilweise Nichtnutzung kostenlos verfügbarer Solarenergie wegen suboptimal konzipierter oder fehlender Auftriebsflächen
- 6. Ineffiziente Nutzung der Balancier- und Aussteuerfähigkeit der Antriebe durch lineare Anordnung anstelle annähernd radialer Anordnung um den Flugzeugmittelpunkt herum, mit dadurch maximalem Hebelarm zum Flugzeugmittelpunkt
- 7. Ineffiziente Nutzung der Balancier- und Aussteuerfähigkeit der Antriebe bei Seitenkräften wegen fehlender zweiter Ausrichtungsachse pro Antrieb
- 8. Ineffizienz durch fehlende Verwendbarkeit aller Antriebe für beide Aufgaben: Senkrechter Start und Horizontalflug
- 9. Fehlende Stabilisierungswirkung im Schwebeflug aufgrund weniger als 4 Antriebe
- 10. Fehlender Rückwärtsgang
- 11. Fehlende Fähigkeit, um die eigene Hochachse im Schwebezustand zu rotieren (macht wiederum einen Rückwärtsgang obsolet)
- 12. Nicht privatbetrieb-taugliche Schall- und Abgasemissionen aufgrund Verwendung großer Rotoren und/oder verbrennungsmotorischer Antriebe
- 13. Notwendigkeit einer befestigten, temperaturbeständigen Start- und Landebahn bzw. -fläche
- 14. Fehlende hochdynamische Schubumkehr bei horizontalen Bremsvorgängen
- 15. Störende Beeinflussung der natürlichen Strömungsverhältnisse und des dynamischen Auftriebes oberhalb und unterhalb der Tragflächen beim Schwenkvorgang der Antriebe
- 16. Verzicht auf Kosteneinsparpotenziale durch Mengeneffekte, Nichtnutzung von Wartungsvorteilen durch Verwendung weniger und nicht baugleicher Antriebseinheiten
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Die Lösung aller oben genannter Probleme 1. - 16. mit einem einzigen Flugzeugkonzept zu realisieren bedeutet eine grundlegende Neukonzeption sämtlicher bestehender Lösungen und wurde bis dato auch noch mit keiner bekannten Veröffentlichung vollständig dargestellt.
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Hinzu kommen die Potenziale und Probleme, die ein Individual-Luftverkehr mit sich bringt, und die bisher von keiner bekannten Erfindung, die ein Luftverkehrsleitsystem für VTOL-Luftfahrzeuge beschreibt, gehoben bzw. gelöst wurden.
- 17. Das Potenzial des Flugverkehrs auf mehreren Flugebenen wird nicht gehoben bzw. beschrieben oder eine technische Lösung hierfür vorgeschlagen.
- 18. Die bekannten Vorschläge werden dem Bedürfnis vieler Menschen, sich individuell zwischen zwei selbstbestimmten Start- und Landepunkten fortzubewegen, nicht gerecht.
- 19. Das Problem, dass Luftverkehrsrouten, die zu den bestehenden Landverkehrswegen noch hinzukommen, möglicherweise keine Akzeptanz in der Bevölkerung finden, wird nicht gelöst.
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Lösung
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Gelöst werden sämtliche Probleme 1 - 16 durch ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruches 1. Die Konzeption der Erfindung wird anhand der nachfolgenden Figuren erläutert.
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Gelöst werden die Probleme 17 - 19 von einem Luftverkehrsleitsystem mit den Merkmalen des Anspruch 8, wie in der vorliegenden Erfindung ebenfalls nachfolgend beschrieben.
- 1 zeigt eine isometrische Ansicht der Erfindung in Reiseflugkonfiguration sowie ein Koordinatensystem, an dem im Folgenden die Raumrichtungen orientiert werden
- 2 zeigt die Erfindung in der Frontansicht.
- 3 zeigt die Erfindung in der Heckansicht beim Steigflug.
- 4 zeigt eine isometrische Ansicht der Erfindung in Start- bzw. Landekonfiguration.
- 5 zeigt einen Mantelpropeller in einer zweiachsigen Schwenkvorrichtung in Vertikalflugstellung
- 6 zeigt einen Mantelpropeller in einer zweiachsigen Schwenkvorrichtung in Horizontalflugstellung
- 7 zeigt das Luftfahrzeug in der Reiseflugkonfiguration in der Seitenansicht, in Flugrichtung von rechts nach links.
- 8 zeigt den Schnitt A-A, Schnittlinie siehe 3
- 9 zeigt die isometrische Ansicht des Rumpfes von hinten, mit ausgeblendeten Mantelpropellern
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Aufbau und Grundelemente des Luftfahrzeuges
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Die Erfindung besteht zunächst aus einem scheibenförmigen, auftriebsoptimierten Rumpf (1), der eine runde, ovaie, gepfeilte oder Delta-Form, oder eine Kombination aus diesen geometrischen Grundformen in der Draufsicht haben kann, wie 1 beispielhaft zeigt. Scheibenförmig ist dahingehend zu verstehen, dass die Ausdehnung des Rumpfes in Längs (x-) - und Querrichtung (y) groß gegenüber seiner Ausdehnung in Höhenrichtung (z) ist. In der Seitenansicht (6) weist der Rumpf eine tropfen- oder bananenförmige Projektionsfläche auf, die beim Vorwärtsflug bewirkt, dass die Luft unterhalb des Rumpfes langsamer an diesem entiangströmt als an seiner Oberseite (1a), demzufolge sich eine Druckdifferenz zwischen dem strömenden Medium oberhalb und unterhalb des Rumpfes einstellt und so dynamischer Auftrieb wie an einer konventionellen Flugzeugtragfläche entstehen kann. Die Projektionsfläche in Blickrichtung der Längsachse des Luftfahrzeuges, beispielhaft dargestellt in 2 und 3 entspricht der eines langgestreckten Ovals, einer flachen Sichel oder einer Kombination aus beiden Grundformen, wobei die Enden der Sichel nach oben oder auch nach unten gekrümmt sein können. Der Rumpf besteht in einer bevorzugten Ausgestaltung aus einer steifigkeits- und gewichtsoptimierten Kombination von Faserverbundwerkstoffen und/oder anisotropen, natürlichen Werkstoffen, sowie stellenweise auch hochfesten Aluminiumlegierungen.
An der Unterseite (1b) befindet sich ein ausfahrbares Landefahrwerk, das im Reiseflug wie bei einem konventionellen Flugzeug im unteren Teil des Rumpfes so eingefahren werden kann, dass es die Auftriebsfläche an der Unterseite (1b) nicht störend zerklüftet. Ebenfalls an der Unterseite befinden sich transparente Bereiche links und rechts des Cockpits, um dem Piloten und den Passagieren die Sicht nach unten zu ermöglichen. in einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung sind diese Bereiche als Displays ausgeführt, auf die das perspektivisch korrigierte Kamerabild eines nach unten gerichteten Kamerasystems projeziert wird, so dass eine virtuelle Sichtscheibe entsteht. Das Bild einer optionalen Heckkamera wird ebenfalls in einem Display im Cockpit dargestellt.
Auf dem Rumpf sind symmetrisch verteilte Stabilisatoren (3) einschließlich Seitenruder (4), sowie Höhenruder (2) angebracht. Über der Mittelachse des Flugzeuges in x-Richtung ist das Piloten-Cockpit (5) in den Rumpf integriert. In einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung erfolgt der Einstieg z.B. über das Heck des Flugzeuges bei einem nach oben öffnenden Cockpit. Es sind jedoch auch andere Einstiegsvarianten, z.B. von unten oder von der Seite denkbar. An der Front, Ober- und Unterseite sowie am Heck ist der Rumpf mit Signalleuchten, ähnlich einem PKW, ausgestattet. Zudem sind Front, die Unterseite und das Heck mit Landebeleuchtung versehen, um jederzeit auch bei schlechten Lichtverhältnissen die Landefläche sowie andere Objekte vor, unter und hinter dem Luftfahrzeug sehen zu können. Dadurch und durch die oben genannten Sensorsysteme ist das Flugzeug auch für den Flug bei Dunkelheit grundsätzlich geeignet.
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Mantelpropeller und ihre Anordnung
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Am äußeren Rand des Rumpfes sind in annähernd gleichem Winkelabstand, der Randkontur folgend, elektrisch betriebene Mantelpropeller (7) angebracht, siehe 5 und 6. Die Anzahl und Leistung der Mantelpropeller ist so gewählt, dass ausreichend Schub für eine Schwebeposition des Luftfahrzeugs einschließlich Piloten und Zuladung zur Verfügung steht und trotzdem noch bis zu 10 % der Mantelpropeller ausfallen dürften, ohne dass das Luftfahrzeug in Absturzgefahr gerät. Der Schub wird durch die Rotation des Propellers um die Achse (10) generiert. Die Mantelpropeller sind jeder für sich in zwei Raumachsen (8, 11) dynamisch oder statisch einstellbar bzw. schwenkbar. In einer bevorzugten Ausgestaltung sind beide Achsen (8, 11) aktiv, z.B. von hochdynamischen Servomotoren angetrieben, so dass der Mantelpropeller auch Seitenkräften in Y-Richtung entgegengerichtet werden kann. Die Ausrichtung der Mantelpropeller im Horizontalflug zeigt 5, beim vertikalen Start oder Landung sind Mantelpropeller naturgemäß vertikal ausgerichtet, wie 6 zeigt. Aufgrund der Schwenkbarkeit in 2 Raumachsen kann der Mantelpropeller sogar in den Bremsbetrieb gehen, indem er die Schubrichtung entgegen der Flugrichtung orientiert, oder das Luftfahrzeug rückwärts fliegen lassen. Hierfür sind die Mantelpropeller in einem Gabelgelenk (9) aufgehängt, das so konzipiert ist, dass es den Luftstrom des um die Achse (11) schwenkenden Propellers zwischen den in 5 und 6 gezeigten Positionen nicht behindert.
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Luftführung an der Oberfläche und im Inneren des Luftfahrzeuges
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Zuluft- und Abluftströme, die von den Mantelpropellern angesaugt bzw. ausgestoßen werden, werden vollständig oder zu großen Teilen im Inneren der Erfindung so geführt, dass sie die natürlichen Strömungsverhältnisse und damit den dynamischen Auftrieb oberhalb und unterhalb des Rumpfes nicht störend beeinflussen. Dies kann mit der Erfindung beispielhaft wie folgt realisiert werden:
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Der Abluftstrom (12) der Mantelpropeller, die am vorderen Rand des Rumpfes in einem Winkelbereich von ca. +/- 45° relativ zur x-Achse angebracht sind, nimmt ein Luftführungstunnel (13) im Inneren des Rumpfes auf, siehe den Schnitt A-A in 8 durch die obere Mantelpropeller-Anordnungsebene, die auch in der leicht nach vorn geneigten Frontansicht in 2 zu sehen ist. Dieser Luftstrom wird über die Auslassöffnungen (6) wieder der umgebenden Atmosphäre zugeführt, ohne dass er die Strömungsverhältnisse unterhalb oder oberhalb des Rumpfes signifikant berührt.
Der Zuluftstrom (15) der Mantelpropeller, die am hinteren Rand des Rumpfes angebracht sind, wird ebenfalls so zugeführt, dass auch hierdurch die Strömungsverhältnisse unterhalb oder oberhalb des Rumpfes nicht oder nur vernachlässigbar berührt werden, indem der Zuluftstrom z.B. durch große seitliche Öffnungen (14) in den Rumpf geführt wird.
Die Führung beider Luftströme durch den Rumpf kann dabei sogar auf zwei Ebenen erfolgen, so dass sich auch die Luftströme der Front-Mantelpropeller (12) und die der Heck-Mantelpropeller (15) untereinander nicht bzw. erst beim Austritt am Heck berühren.
Da die Mantelpropeller in zwei Achsen lenkbar sind, kommt den Höhen- und Seitenrudern nur noch eine Unterstützungsfunktion zu.
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Sensorik, Mess- und Regelungstechnik
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Im Cockpit des Luftfahrzeuges befinden sich die Regelungselektronik, die die in und an der Erfindung verteilte, für den präzisen Flugbetrieb notwendige Sensorik auswertet, die für den sicheren Flugbetrieb üblichen Avionik-Mess- und Anzeigeinstrumente und ein Mensch-Maschine-Interface mit Steuerungselementen für den Piloten. In einer favorisierten Ausgestaltung wird das Luftfahrzeug mit bekannten Elementen wie Lenkrad, Gas- und Bremspedal sowie einem neuen Element zur Flughöhenwahl gesteuert.
Die Sensorik besteht insbesondere in Systemen zur Bestimmung von Ort (Position in x-, y- und z-Richtung), Geschwindigkeit sowie Beschleunigung des Luftfahrzeuges, wobei die Beschleunigung insbesondere auch lokal, also an einzelnen Teilen des Flugzeuges bestimmt werden kann.
Desweiteren verfügt das Luftfahrzeug in einer finalen Ausgestaltung über die Fähigkeit, den Untergrund sowie Objekte auf seiner Flugbahn dreidimensional, z.B. mittels Kamerasystemen, Laser, Radar oder Kombinationen dieser Technologien zu erfassen und zu verarbeiten, und aus diesen Informationen notwendige Flugmanöver errechnen und umsetzen zu können und den Piloten somit zu entlasten.
Ebenfalls verfügt das Luftfahrzeug über Diagnosefunktionen, die den Status aller flugbetriebs- und sicherheitsrelevanten Systeme regelmäßig abfragen und dem Piloten rückmelden, z.B. in Form eines Diagnosedisplays und - je nach sicherheitstechnischer Relevanz - zusätzlichen mit optischen und akustischen Signalen. Im Falle einer ausbleibenden Rückmeldung eines Teilsystems wird dies als Ausfall des Teilsystems gewertet. Im Falle eines Teilsystemausfalls wird der Pilot vom Luftfahrzeug informiert und je nach Schwere des Ausfalles eine Entscheidung des Piloten gefordert oder eine automatische, kontrollierte Landung eingeleitet. Gleiches erfolgt bei Unterschreitung eines minimalen Ladezustandes der Energiespeicher, der dem Piloten ebenfalls permanent im Display angezeigt wird.
Schließlich ist das Luftfahrzeug in der Lage, sich innerhalb eines Luftverkehrsleitsystems zu bewegen und mit diesem zu kommunizieren.
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Lösung des Problems 1:
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Ausfall- und somit erhöhte Absturzgefahr aufgrund fehlender Risikoverteilung durch Modularität
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Die Erfindung löst dieses Problem durch Verteilung des Ausfallrisikos auf viele unabhängige Antriebsmodule, wovon jedes über seinen eigenen, ihm zugeordneten, von anderen Modulen unabhängigen Energiespeicher, z.B. ein Lithium-Ionen-/Polymer-Akkumulator oder eine neuere elektrische Energiespeicher-Technologie mit höherer Energiedichte, sowie über eine unabhängige, integrierte Regelelektronik verfügt, die im Rumpf untergebracht sind. Jedes Antriebsaggregat ist in einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung als elektromotorisch angetriebener Mantelpropeller ausgeführt und verfügt ebenfalls über eine unabhängige Schwenkvorrichtung in zwei Raumachsen (8, 11), mit unabhängigen Aktoren bzw. Antrieben für beide Schwenkachsen pro Antriebsaggregat. Zwingend zentrale Elemente wie die Sensorik, die die Steuerungsbewegungen des Piloten am Lenkrad /Steuerknüppel sowie an Gas- und Bremspedal/-steuerelement erfasst und an den Steuerungscomputer zur Verarbeitung weitergibt, der Steuerungscomputer selbst oder zentrale Teile davon, sind mindestens zweifach, d.h. redundant ausgeführt.
Die Mantelpropeller sind hinsichtlich Ihrer Schubkraft so dimensioniert, dass abzüglich Ihres Eigengewichtes und der angeschlossenen, pro Antrieb vorhandenen Komponenten eine ausreichende Schubkraftdifferenz verbleibt, die durch Multiplikation mit der Anzahl der Antriebe, abzüglich 10 %, eine Summen-Schubkraft ergibt, die größer ist als die Gewichtskraft von Rumpf, Cockpit, Pilot und Zuladung bzw. Passagieren.
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Lösung des Problems 2+3:
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Personengefährdung und erhöhte Schallemissionen aufgrund großer, freilaufender Rotoren, Ineffizienz von freilaufenden Rotoren
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Hubschrauber oder Multicopter mit freilaufenden Rotoren haben das Problem, dass die mit mehreren tausend Umdrehungen pro Minute rotierenden Propeller keinen Berührschutz oder Fangkorb haben. U.a. zugunsten der Faltbarkeit der Rotoren bei konventionellen Hubschraubern wird auf eine zylindrische Ummantelung verzichtet.
Bei vielen Hubschraubern, wie auch beim Volocopter, sind die Propeller jedoch im Berührbereich eines nach oben ausgestreckten Armes eines erwachsenen Menschen, was bei Kontakt sofort zu schwersten Verletzungen, meist zum Verlust von Gliedmaßen, führt.
Geringste Berührungen mit Hindernissen führen i.d.R. zum sofortigen Totalschaden des Propellers und damit zum Ausfall des Antriebsaggregates. Bei Ausführungen mit vier oder weniger Propellern, wie etwa beim Ehang 184 oder vergleichbaren Quadrocoptern, bringt das die Maschine sofort in höchste Not, bei einmotorigen Maschinen bedeutet dies den unmittelbaren Absturz mit meist tödlichen Folgen für die Insassen und /oder Betroffene am Boden im Bereich der Absturzstelle.
Zudem haben nicht ummantelte Propeller durch die Erzeugung von Randwirbeln an den Propellerspitzen einen schlechteren energetischen Wirkungsgrad als Mantelpropeller mit gleichem Durchmesser.
Drittens erzeugen große, nicht ummantelte Propeller erhebliche Schallemissionen, wie man es von Hubschraubern kennt. Für das Starten und Landen eines privaten Luftfahrzeuges in oder in der Nähe eines Wohngebietes ist dieses Antriebskonzept, bei konventionellen Hubschrauben zusätzlich mit einem Verbrennungsmotor kombiniert, bereits aus Schallemissionsgründen nicht geeignet. Die Erfindung löst alle drei Probleme durch die Verwendung von modularen, im Verhältnis zum Luftfahrzeug kleinen, elektrisch angetriebenen und im Verhältnis zur Schubkraft leisen Mantelpropellern.
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Lösung des Problems 4+5:
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Ineffiziente Nutzung der kostenlosen Auftriebskräfte und Solarenergie wegen suboptimal konzipierter oder fehlender Auftriebsflächen
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Aus der Natur und der praktischen Anwendung im subsonischen Niedriggeschwindigkeitsbereich sind scheiben- oder deltaförmige Bauformen von Auftriebsflächen bekannt. Zudem ist aufgrund der Straßen- und Durchfahrtsbreite von Brücken oder anderer Randbedingungen die erlaubte Breite eines schwebeflugfähigen Luftfahrzeuges möglicherweise limitiert oder vorgegeben. Es gilt daher, die Auftriebsfläche bei gegebener Breite (Ausdehnung des Luftfahrzeuges in y-Richtung) und Länge (Ausdehnung des Luftfahrzeuges in x-Richtung) so zu optimieren, dass die kostenlos bereitstehenden Auftriebskräfte, insbesondere im Niedriggeschwindigkeitsflug, maximal genutzt werden.
Dass eine flache, scheibenförmige Fläche eine strömungsmechanisch effiziente Lösung ist, zeigt der Jahrmillionen lange Optimierungsprozess der Evolution an gleitflugfähigen Tieren, die ähnlich wie senkrechtstartende Flugzeuge nicht dazu konzipiert sind, zum Aufstieg mit den Flügeln schlagen zu müssen: Der in Südostasien beheimatete Flugdrache der Echsenfamilie Agamidae, wie auch der dort lebende Riesengleiter, ein höheres Säugetier aus der Familie der Cynocephalidae, können über 100 m bei verhältnismäßig niedrigen Horizontalgeschwindigkeiten gleitend zurücklegen. Die Auftriebsflächenform ist bei beiden Tieren scheibenförmig und erstreckt sich radial um den Schwerpunkt des Tieres. Ein solches von der Natur inspiriertes, bionisches Konzept liegt auch der hier vorgestellten Erfindung zugrunde.
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Durch diese Rumpfform wird nicht nur die Auftriebs- sondern auch die mögliche Solarkollektorfläche auf der Oberseite (1a) des Luftfahrzeuges bei gegebener Breite und gleichzeitigen Anforderungen an die Stromlinienförmigkeit maximiert. Die maximale Nutzung dieser Fläche zur Energiegewinnung während des Fluges stellt eine essentielle Anforderung hinsichtlich der Reichweitenziele und der Energiebilanz des Luftfahrzeuges dar.
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Lösung des Problems 6:
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Ineffiziente Nutzung der Balancier- und Aussteuerfähigkeit der Antriebe durch lineare Anordnung
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Durch die annähernd runde Scheibenform des Luftfahrzeuges und die Verteilung der Antriebe radial mit annähernd je gleichem Abstand zum Schwerpunkt des Luftfahrzeuges entlang des Randes wird der Hebelarm der Schubkraft jedes Mantelpropellers mit Bezug auf eine beliebige Achse, die durch den Schwerpunkt des Flugzeuges führt, maximiert. Die Erfindung ist so konzipiert, dass der Schwerpunkt ungefähr mit dem geometrischen Mittelpunkt zusammenfällt.
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Im Gegensatz zu einer linearen Anordnung der Mantelpropeller quer zur Symmetrieachse, wie etwa in
US020160311522A1 (Lilium-Jet) dargestellt, nimmt bei der hier vorgestellten Erfindung die Hebelwirkung der Antriebsaggregate in Bezug auf die Symmetrieachse des Luftfahrzeuges nicht von Antrieb zu Antrieb entlang der Reihe ab, sondern bleibt konstant maximal. Die Summe der Schubkräfte in vertikaler Richtung verringert sich durch diese Anordnung jedoch nicht. Das bedeutet, dass das Luftfahrzeug durch die Drehzahlregelung der Mantelpropeller im besonders empfindlichen Schwebeflug mit viel geringeren Schubkraftänderungen und somit viel effizienter und schneller stabilisiert werden kann als mit der in
US020160311522A1 vorgeschlagenen Anordnung.
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Lösung des Problems 7:
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Ineffiziente Nutzung der Balancier- und Aussteuerfähigkeit der Antriebe wegen fehlender zweiter Ausrichtungsachse pro Antrieb
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Zusätzlich zu dem in 1.4.7 beschriebenen Vorteil einer radialen Anordnung der Mantelpropeller sind letztere in der Erfindung auch mit einer zweiachsigen Verstelleinrichtung ausgerüstet, siehe 5+6. Die zweite Achse (8) ermöglicht es jedem Antrieb, sich auch Querkräften in y-Richtung, die von außen auf das Flugzeug einwirken, teilweise oder vollständig entgegenrichten zu können, was die Stabilisierungsgeschwindigkeit und -dynamik der Erfindung weiter erhöht. Schließlich wird das Flugzeug allein durch die Ausrichtung der Mantelpropeller entlang dir Achse (8) im Horizontalflug lenkbar, so dass z.B. Seiten- und Höhenruder stark reduziert werden können.
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Lösung des Problems 8:
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Ineffizienz durch fehlende Verwendbarkeit aller Antriebe für beide Aufgaben: Senkrechter Start und Horizontalflug
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In vielen bereits veröffentlichten Konzepten, beispielhaft in
US020160311529A1 , werden zwar die Vorteile von Mantelpropellern erkannt, allerdings werden diese nicht schwenkbar verbaut, so dass sie zum Erreichen des Flugzustandes, in dem die dynamischen Auftriebskräfte das Flugzeug vollständig tragen, und zum weiteren Vorschub nicht beitragen können und bis zur Landung nur unproduktiven, erheblichen Ballast darstellen.
Die Erfindung löst dieses Problem durch individuell und zweiachsig schwenkbare Mantelpropeller.
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Lösung des Problems 9:
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Fehlende Stabilisierungswirkung im Schwebeflug aufgrund weniger als 4 Antriebe
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Quadrocopter, wie der Ehang 184 oder vergleichbare Konzepte, müssen das Luftfahrzeug mit nur 4 Rotoren ausbalancieren. Erheblich feiner und effizienter gelingt das mit steigender Rotoranzahl. Ausgründen der Ausfallsicherheit ist ohnehin eine mindestens zweistellige Propellerzahl zu realisieren, so dass dieses Problem von der Erfindung allein über die hohe Mantelpropelleranzahl gelöst wird.
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Lösung des Problems 10+11:
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Fehlender Rückwärtsgang
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Sämtlichen bekannten Flugzeugkonzepten fehlt ein - in Radfahrzeugen selbstverständlicher - Rückwärtsgang. Gleichzeitig ist eine Rotation um die eigene Achse oft nicht möglich, von Hubschraubern oder Multicoptern abgesehen. Zum Manövrieren auf beengtem Raum ist ein Rückwärtsgang und/oder die Fähigkeit, um die eigene geometrische Mittelachse in z-Richtung zu rotieren, jedoch unverzichtbar.
Die Erfindung löst auch dieses Problem durch individuell und zweiachsig schwenkbare Mantelpropeller.
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Lösung des Problems 12:
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Nicht privatbetrieb-taugliche Schall- und Abgasemissionen aufgrund Verwendung großer Rotoren und/oder verbrennungsmotorischer Antriebe
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Die Erfindung löst dieses Problem durch die leisestmögliche Antriebsform: Elektrisch angetriebene, emissionsfreie, im Verhältnis zur Auftriebsfläche kleine Mantelpropeller.
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Lösung des Problems 13:
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Notwendigkeit einer befestigten Start- und Landebahn- bzw. fläche
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Größter Vorteil von Senkrechtstartern ist es naturgemäß, dass sie keine Start- und Landebahn benötigen. Dieses Problem wird demzufolge auch von der Erfindung gelöst. Allerdings ist es aus Gründen des Personenschutzes notwendig, dass Senkrechtstarter mit nicht ummantelten und/oder verhältnismäßig großen Rotoren eine ausreichende Freifläche um den Startpunkt herum benötigen. Andere, verbrennungsmotorisch betriebene Senkrechtstarter auf Basis des Gasstrom-Umleitungsprinzips, wie z.B. die Hawker Siddeley Harrier, leiten beim Start die beschleunigten Verbrennungsgase aus dem Triebwerk in Richtung des Bodens. Diese haben beim Auftreffen auf den Boden Temperaturen von mehreren hundert Grad, so dass das Landen z.B. auf einer nicht befestigten Fläche eine Verbrennung des Untergrundes zur Folge hätte.
Dadurch dass die Erfindung Mantelpropeller mit fein dosierbarer Schubkraft verwendet, die lediglich Luft mit wenigen Grad über der Außentemperatur ausstoßen, ist eine über die notwendige Landefläche hinausgehende Freifläche aus Gründen des Personenschutzes nicht zwingend erforderlich, so dass auch dieses Problem von der Erfindung gelöst wird.
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Lösung des Problems 14:
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Fehlende hochdynamische Schubumkehr bei horizontalen Bremsvorgängen
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Auch dieses Problem wird von der Erfindung wie folgt gelöst: Aufgrund der zweiachsigen Verstellbarkeit der Mantelpropeller ist eine Bremswirkung in Richtung eines näherkommenden Hindernisses während des Fluges sehr schnell durch individuelles Schwenken der Antriebe in diese Richtung zur Erzeugung von Gegenschub möglich. Das ist wesentlich schneller möglich als die Änderung der Drehrichtung der Propeller (Umkehrschub), da diese erst zum Stillstand gebracht und dann in umgekehrter Drehrichtung wieder anlaufen müssten. Durch das Schwenken des Propellers kann dieser mit maximaler Drehzahl weiterlaufen und seine Schubkraft unmittelbar und bereits während des Schwenkvorgangs dem Hindernis entgegensetzen, was zu einer erheblich verkürzten Reaktionszeit des Luftfahrzeuges beim Bremsvorgang führt.
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Lösung des Problems 15:
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Störende Beeinflussung der natürlichen Strömungsverhältnisse und des dynamischen Auftriebes oberhalb und unterhalb der Tragflächen beim Schwenkvorgang der Antriebe
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Sobald schwenkbare Antriebe aus einer umströmten Oberfläche heraus geschwenkt werden, bilden sie zunächst ein Hindernis für das strömende Medium (hier: Luft) mit der Folge einer erheblichen Luftwiderstandserhöhung und turbulenter Verwirbelung. Ist diese betroffene Oberfläche auch noch eine am Auftrieb beteiligte Fläche, z.B. Ober- oder Unterseite einer Trag- oder Rumpffläche, kann es sein, dass durch die lokale Erhöhung des Luftwiderstandes aufgrund des Ausschwenkens des Propellers aus seiner - wie auch immer gestalteten - Luke oder Ursprungsposition es zu einer Störung der Strömungsverhältnisse und damit der Auftriebskraft kommt.
Aus strömungsmechanischer Sicht sollte es daher Ziel sein, die Auftriebsflächen des Luftfahrzeuges beim Schwenkvorgang nicht zu verändern oder zu stören.
Diese Anforderung wird mit der Erfindung durch die Anordnung der Antriebe am Rand des Rumpfes, und durch die geringe Größe der Antriebe, die sie nicht über die Rumpfoberfläche hinausreichen lässt, gelöst.
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Lösung des Problems 16:
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Verzicht auf Kosteneinsparpotenzial durch Mengeneffekte, Nichtnutzung von Wartungsvorteilen durch Verwendung weniger und nicht baugleicher Antriebseinheiten
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In vielen Veröffentlichungen werden, je nach Anbauposition am Luftfahrzeug, unterschiedlich dimensionierte oder befähigte Antriebe und damit zusammenhängende Komponenten vorgeschlagen. Oftmals werden auch unterschiedliche Antriebe für Vertikal- und Horizontalflug gefordert.
Die zweifellos unterschiedlichen Anforderungen für beide Flugzustände und insbesondere die Übergangsphase zwischen beiden Zuständen ist jedoch allein über die Anzahl der daran beteiligten Antriebe und ihre Ausrichtbarkeit steuerbar, so dass unterschiedliche Antriebe dafür nicht zwingend notwendig sind. Die Erfindung löst dieses Problem in einer bevorzugten Ausgestaltung, in der sämtliche Antriebsmodule (= Mantelpropeller, Antriebsregler, Schwenkvorrichtung, Energiespeicher) baugleich ausgeführt sind, um Kosteneinsparpotenziale über Mengeneffekte zu realisieren und einfachen Ersatz im Wartungsfall zu ermöglichen.
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Lösung des Problems 17:
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Realisierung des Luftverkehrs auf mehreren Ebenen
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Das erfindungsgegenständliche Luftverkehrsleitsystem, im Folgenden LVLS genannt, verwaltet und regelt den Individual-Luftverkehr, der hierdurch auf mehreren Ebenen oberhalb der bestehenden Landverkehrswege fließen kann. Dafür erfasst es zunächst jedes Luftfahrzeug mit seiner individuellen Kennung, vergleichbar einem Nummernschild, nach dem vertikalen Start und dem Verlassen eines definierten Bereiches, z.B. eines Privatgrundstückes, mit Position und Flughöhe und weist ihm eine Flugnummer zu.
Das bereits bestehende GPS-Erfassungssystem oder zukünftig genauere Positionsbestimmungssystem für den Individualverkehr werden dabei um eine Dimension, die Höhenposition, erweitert. Alternativ werden bestehende Luftverkehrserfassungssysteme, wie z. B. Radar, kapazitiv aufgerüstet, um die gleiche Positionsbestimmungsgenauigkeit bereitzustellen.
Das LVLS stellt ein virtuelles Flugbahnsystem auf mehreren Ebenen, vergleichbar einem Straßensystem, zur Verfügung, das vom Luftfahrzeug erfasst und dem Piloten, z.B. in einem Head-Up-Display dargestellt wird.
Das System bietet dem Piloten daraufhin die Möglichkeit, sich automatisiert in den fließenden Luftverkehr entlang einer zuvor berechneten Flugroute einreihen zu lassen, wobei das System die optimale Flugebene entlang dieser Route auf Basis von aktuellen Flugverkehrsinformationen und Wetterdaten wählt. Alternativ wählt der Pilot die manuell gesteuerte Einreihung in den fließenden Luftverkehr, wie auch die Flugebene.
Aktuelle, vom LVLS bereitgestellte Wetterdaten entlang der gewählten Route, fließen in die Reichweitenberechnung und Routenwahl mit ein, da z.B. die in unterschiedlicher Intensität zur Verfügung stehende Sonnenenergie, sowie Windrichtungen die Reichweite signifikant erhöhen oder senken können.
Die unterste Flugebene hat einen lokalen Mindestabstand von der Erdoberfläche, die so gewählt ist, dass
- a) entlang der Flugroute liegende Hindernisse mit ausreichendem Sicherheitsabstand überflogen werden
- b) der konventionelle Langstreckenflugverkehr nicht gekreuzt und die Reiseflugebene dieses Verkehrs mit ausreichendem Abstand unterflogen wird
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Der vertikale Abstand zwischen den Flugebenen beträgt in einer bevorzugten Ausgestaltung mindestens das 10-Fache der Höhe (Erstreckung in z-Richtung) eines für die Nutzung des LVLS zugelassenen Luftfahrzeuges. Daraus ergibt sich auch die Anzahl der maximal nutzbaren Flugebenen.
Der Abstand zwischen den Flugspuren entlang einer Ebene orientiert sich an den Erfahrungswerten des bestehenden Straßenverkehrs sowie an der maximal zulässigen Breite (Erstreckung in y-Richtung) der im LVLS zugelassenen Luftfahrzeuge. Eine unterste Ebene wird für Rettungs- oder Polizei-Luftfahrzeuge grundsätzlich freigehalten (Notfallflugebene), so dass auf dieser Ebene die direkte Verbindung zwischen zwei Punkten unabhängig vom oberhalb fließenden Flugverkehr realisiert werden kann. Das bekannte Problem der verhaltensbedingten, eingeschränkten Rettungsgasse wird - neben vielen anderen Problemen - somit grundlegend gelöst.
Das LVLS stellt zudem virtuelle Spurbegrenzungen zur Verfügung, die dem Piloten angezeigt werden. Überschreitet er diese, wird er vom Luftfahrzeug gewarnt, im Falle einer ausbleibenden Reaktion leitet das Luftfahrzeug Korrekturmaßnahmen selbständig ein.
Die Spuren und damit die Flugrouten des LVLS verlaufen grundsätzlich entlang der bestehenden Hauptverkehrswege, um die Bevölkerung nicht mit einem noch feineren Netz von Verkehrswegen zu belasten. Auch wenn damit für den regulären Individualluftverkehr nicht immer die kürzeste Verbindung zwischen dem Startpunkt und dem gewünschten Zielpunkt realisiert werden kann, beträgt die Reisezeit jedoch nur ein Bruchteil der Reisezeit auf dem Landweg, da sich der Luftverkehr auf gleich mehrere Ebenen verteilen kann, sich somit die Verkehrskapazität mit der Anzahl der vom LVLS zur Verfügung gestellten Ebenen multipliziert und die Luftfahrt-Straßen somit immer frei bzw. bestenfalls dünn besetzt sein dürften.
Auch existieren keine Ampeln, die den Verkehr zurückstauen, da Kreuzungen von Flugrouten aufgrund der hinzugekommenen dritten Dimension mit Unter- bzw. Überführungen mit ausreichendem Abstand vom LVLS bereitgestellt werden.
Im Falle eines technischen Problems eines Luftfahrzeuges verlässt dieses die Flugspur nach rechts und sinkt auf die unterste Flugebene (Notfallebene) herunter und fliegt - je nach Schwere des technischen Problems - vom Piloten gesteuert oder automatisiert die nächste Freifläche an. In urbanen Ballungsräumen sind hierfür vereinzelte Freiflächen in erreichbaren Abständen von den Flugrouten vorzuhalten.
Der Wechsel zwischen den Flugebenen während des Fluges erfolgt durch Verlassen der Flugspur nach rechts, Absinken oder Aufsteigen auf die gewünschte Ebene, und Wiedereinreihung in den dort fließenden Flugverkehr.
Tank- und Rastplätze müssen entsprechend dem Flugverkehrsaufkommen ausreichend Lande- und Parkplätze sowie Ladestationen vorsehen. Die Belegung der Parkplätze, wie auch die Funktionalität der Ladestationen ist dem LVLS bekannt und wird bei der Routenberechnung berücksichtigt.
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Störungen, wie z.B. Sperrungen oder Behinderungen einzelner Flugstrecken, sowie aktuelle flugbetriebsrelevante Wetterdaten, werden ebenfalls vom LVLS verwaltet und den Luftfahrzeugen von diesem mitgeteilt. Gleichfalls hinterliegt dem LVLS die - noch aufzustellende - LFStVO (Luftfahrt-Straßenverkehrsordnung), nach der sich der Luftverkehr zu richten hat.
Die Rechnerhard- und software des LVLS ist dezentral organisiert über das Staatsgebiet verteilt, sowie redundant aufgebaut. D.h. wenn der dezentrale Rechner des jeweiligen Standortes ausfallen sollte, steht mindestens ein Redundanzsystem bereit, das die Aufgaben nahtlos anknüpfend übernimmt. Gleiches gilt für sensible Übertragungshardware, wie Antennen und Sendeeinrichtungen.
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Lösung des Problems, dass die bekannten Vorschläge dem Bedürfnis vieler Menschen, sich individuell zwischen zwei selbstbestimmten Start- und Landepunkten fortzubewegen, nicht gerecht werden
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Das Bedürfnis der Menschen nach individuell selbstbestimmter Mobilität ist seit Jahrtausenden ein Grundbedürfnis in allen Kulturen und prägt unsere Gesellschaft nachhaltig. Demzufolge muss ein Mobilitätskonzept auf Basis von VTOL-Luftfahrzeugen dieses Bedürfnis ebenfalls befriedigen können. Diese Aufgabe erfüllt die hier vorgestellte Erfindung, wie in 1.4.18 beschrieben, im Gegensatz zu den bislang bekannten veröffentlichten Konzepten, die auf einer zentralen Bereitstellung der Transportmittel basieren und weitere Merkmale öffentlicher Verkehrsmittel (z.B. Anfahrt von festen Haltestellen) haben.
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Lösung des Problems, dass Luftverkehrsrouten, die zu den bestehenden Landverkehrswegen noch hinzukommen, möglicherweise keine Akzeptanz in der Bevölkerung finden
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Das Vorhandensein von permanenten Landverkehrswegen und Ihrer regelmäßigen Frequentierung durch Fahrzeuge ist seit langem innerhalb unserer Gesellschaft als notwendig anerkannt und akzeptiert. Zunehmend auf Kritik stößt jedoch die Einschränkung der Lebensqualität durch ein immer dichter werdendes Straßennetz. Ein neu hinzukommendes Verkehrsroutennetz für VTOL-Luftfahrzeuge, dass sich dem bisher bestehenden Landverkehrsroutennetz in einer dritten Dimension mit neuen Strecken überlagert, könnte auf Ablehnung stoßen, da Ortschaften wie auch Naturschutz- und Erholungsgebiete von Strecken, die der der kürzesten Verbindung zwischen zwei Punkten folgen, überzogen würden.
Dieses Problem wird von der Erfindung wie folgt gelöst:
- Die Erfindung beinhaltet ein Luftverkehrsnetz, das dem erfindungsgegenständlichen LVLS hinterliegt und das den Luftvehrkehr grundsätzlich entlang und oberhalb der bestehenden Landverkehrswege führt. Von diesem Grundprinzip wird nur bei starker Unverhältnismäßigkeit (z.B. erhebliche Umwege oder für VTOL-Luftfahrzeuge technisch ungeeignete Straßenführung) und nach Abwägung aller Interessen abgewichen.
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Erreichte Vorteile
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Mit der vorliegenden Erfindung des Luftfahrzeuges wird zunächst der Vorteil erreicht, dass das sichere Starten, Fliegen und Landen mit umweltfreundlicher, emissionsfreier, leiser und somit sozialverträglicher Antriebstechnik hocheffizient und unabhängig von dem Vorhandensein einer Start- und Landebahn ermöglicht wird.
Es ist allgemein bekannt, dass bei verbrennungsmotorischen Antrieben nur ca. 1/3 der im Kraftstoff chemisch gebundenen Energie in Vorwärtsbewegung des Fahrzeuges umgesetzt wird. Der überwiegende Anteil geht als Wärmeenergie über das Abgas und Strahlungswärme des Antriebsstranges verloren. Bei Elektromotoren wird hingegen bis auf einen einstelligen Prozentbetrag die gesamte, aufgenommene elektrische Energie in Bewegungsenergie verwandelt. Es liegt daher auf der Hand, dass die Elektromobilität zwingend auch in der Luftfahrt Einzug halten muss. Da die Energiedichten der elektrischen Energiespeichersysteme stetig steigen, ist die Lösung des Reichweitenproblems ebenfalls bereits abzusehen.
Trotzdem sind bereits jetzt realistische Reichweiten im Bereich von 50 - 100 km bei vergleichbaren Fluggeschwindigkeiten konventioneller Helikopter rein elektrisch möglich.
Die Unabhängigkeit von einer Start- und Landebahn, die Verkürzung der Ladezeiten durch Hochvolt-Ladestationen, sowie die immer günstiger und präziser werdenden Antriebs- und Steuerungskomponenten ermöglichen hingegen völlig neue Vermarktungsoptionen in folgenden Marktsegmenten:
- - Individueller Personentransport
- - Gewerblicher Personentransport (Lufttaxis, -busse)
- - Rettungs- und Katastrophendienste (z.B. Rettungseinsätze an Orten, die keine Landebahn bieten)
- - Vermessungswesen
- - Agrarwirtschaft
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Die direkte Wirkung der Vorteile der Erfindung liegt auf der Hand:
- - Reduzierung von Reifenabrieb, Feinstaub, CO2, Stickoxiden und Schwefeldioxid
- - Entlastung der Bevölkerung von Fluglärm und Emissionen durch Ersatz der bisherigen, verbrennungsmotorisch angetriebenen Lufttransportsysteme
- - Verhinderung tödlicher Abstürze durch das fail-safe-Konzept der Erfindung
- - Energieeinsparung durch Sammelbeförderung bei gleichzeitiger Nutzung von Auftrieb und Sonnenenergie
- - Erhebliche Zeitersparnis bei Rettungseinsätzen, da die direkte Verbindung von A nach B geflogen werden kann
- - Erhebliche Erhöhung der mittleren Reisegeschwindigkeit durch Vermeidung von Staus und stockendem Verkehr, auch wenn der Flug entlang vorgeschriebener, z.B. vorhandener Verkehrswege in einer bestimmten Flughöhe erfolgt, da ein Vielfaches von übereinenderliegenden Flugbahnen zur Verfügung steht
- - Bei Leitung des Individualflugverkehrs entlang der bestehenden Straßen: Multiplikation der Verkehrskapazität der bestehenden Verkehrswege, da ab einer Mindesthöhe Flugverkehr in mehreren Ebenen denkbar ist, ohne dass neue Straßen gebaut werden müssen
- - Entlastung der Straßen, Reduzierung der Oberflächenzerrüttung der Verkehrswege und der Wartungskosten der Verkehrsinfrastruktur
- - Keine weitere Versiegelung von dringend benötigten Agrarflächen, keine weitere Zerteilung von Wäldern und anderen natürlichen Lebensräumen durch zukünftig benötigte, zusätzliche Straßen aufgrund der stetig wachsenden Bevölkerung
- - Dadurch in Summe: Steigerung von Lebensqualität und Produktivität, mit direkter positiver Wirkung auf das Bruttoinlandsprodukt
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Weitere Ausgestaltung der Erfindung
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In einer weiteren Ausgestaltung des erfindungsgegenständlichen Luftfahrzeuges ist dieses mit einer Brennstoffzelle, vorzugsweise auf Wasserstoffbasis, und einem Wasserstofftank oder mit einem verbrennungsmotorischen Range-Extender und einen Treibstofftank ausgerüstet, um während des Fluges die elektrischen Energiespeicher zu laden. Die stellt jedoch nur eine Interimslösung dar, bis elektrische Energiespeicher von gleich hoher Energiedichte wie konventionelle Kraftstoffe bereitstehen.
In einer kostenreduzierten Variante sind die Mantelpropeller nur um eine Achse (11) aktiv schwenkbar, um die Achse (8) lediglich einstellbar. in einer ebenfalls kostenreduzierten Variante ist die Erfindung lediglich für eine Person, den Piloten, konzipiert.
In einer weiteren, leistungsgesteigerten Variante sind weitere Mantelpropeller in einer zweiten Reihe angeordnet. Diese zweite Reihe verläuft parallel zur dargestellten Anordnung der Mantelpropeller in 1, jedoch mit geringerem Abstand zum geometrischen Mittelpunkt des Rumpfes, entlang einer geschlossenen Linie mit einem Abstand von mindestens einem Mantelpropeller-Durchmesser + Sicherheitsabstand vom Rand des Rumpfes.
in einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung sind die Bereiche der an der Unterseite befindlichen Sichtscheiben als Displays ausgeführt, auf die das perspektivisch korrigierte Kamerabild eines nach unten gerichteten Kamerasystems projeziert wird, so dass eine virtuelle Sichtscheibe entsteht.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- US 000005170963 A [0002]
- US 000003176934 A [0002]
- US 000008991741 B2 [0002]
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- JP 002004082999 A [0005]
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- WO 002019020168 A1 [0006]
- US 020170197710 A1 [0006]
