DE102019102189A1

DE102019102189A1 - Fluggerät

Info

Publication number: DE102019102189A1
Application number: DE102019102189.8A
Authority: DE
Inventors: Martin Rudat
Original assignee: Xflight GmbH
Current assignee: Xflight GmbH
Priority date: 2018-01-29
Filing date: 2019-01-29
Publication date: 2019-08-01
Anticipated expiration: 2039-01-30
Also published as: DE102019102189B4

Abstract

Ein Fluggerät (1) mit einem Rumpf (8) und mit mindestens vier Schub erzeugenden Antriebseinrichtungen (3), wobei jeder Antriebseinrichtung (3) ein in Richtung des Schubes gerichteter Schubvektor zugeordnet ist und wobei die Schubvektoren jeder Antriebseinrichtung (3) zwischen einer horizontalen Lage und einer vertikalen Lage verschwenkbar sind. Die mindestens vier Antriebseinrichtungen (3) sind an einem starren Rahmen (2) festgelegt, wobei durch ein Verschwenken des starren Rahmens (2) alle mindestens vier Antriebseinrichtungen (3) gleichermaßen um eine erste Schwenkachse (18) relativ zu dem Rumpf (8) verschwenkbar sind. Das Fluggerät (1) weist einen ersten Rumpfabschnitt (9) und einen zweiten Rumpfabschnitt (10) auf, welche gegeneinander verlagerbar sind. Der starre Rahmen (2) kann zwischen dem ersten Rumpfabschnitt (9) und dem zweiten Rumpfabschnitt (10) angeordnet sein.

Description

Die Erfindung betrifft ein Fluggerät mit einem Rumpf und mindestens vier einen Schub erzeugenden Antriebseinrichtungen, wobei jeder Antriebseinrichtung ein in Richtung des Schubes gerichteter Schubvektor zugeordnet ist, wobei die Schubvektoren jeder Antriebseinrichtung zwischen einer horizontalen Lage und einer vertikalen Lage verschwenkbar sind, und wobei die mindestens vier Antriebseinrichtungen an einem starren Rahmen festgelegt sind, sodass durch ein Verschwenken des starren Rahmens alle mindestens vier Antriebseinrichtungen gleichermaßen um eine erste Schwenkachse relativ zu dem Rumpf verschwenkbar sind.
Aus der Praxis sind die Fluggeräte mit mindestens vier starr nach unten gerichteten Antriebseinrichtungen relativ zu einem sich in horizontaler Richtung erstreckenden Rumpf bekannt. Bei derartigen Fluggeräten finden zumeist Elektromotoren mit einem direkt an einer Welle des jeweiligen Elektromotors festgelegten Rotor als die Antriebseinrichtung Verwendung. Bei solchen, allgemeinhin als Multikopter bezeichneten Fluggeräten, stellen die Antriebseinrichtung den Schub für einen Auftrieb als auch für eine horizontale Vorwärtsbewegung zur Verfügung. Derartige Fluggerät werden durch eine relative Änderung des Schubes der einzelnen Antriebseinrichtung zueinander entlang einer Querachse, einer Längsachse, als auch einer Vertikalachse, gesteuert.
Während die Multikopter wie auch aus der Praxis bekannte Hubschrauber ein vertikales Starten und Landen (englisch: Vertical Take Off and Landing, VTOL) erlauben, sind derartige Fluggeräte in Ihrer Reichweite dadurch beschränkt, dass die Antriebseinrichtungen einen Großteil des von ihnen erzeugten Schubes während des horizontalen Fluges für eine Generation des Auftriebes zur Verfügung stellen.
Fluggeräte, bei welchen bei einer horizontalen Vorwärtsbewegung starre Flügelflächen den Auftrieb generieren und bei welchen die Antriebseinrichtungen den Schub horizontal entlang der Längsachse des Fluggeräts erzeugen, weisen im Allgemeinen eine große Reichweite gegenüber Fluggeräten wie Multikoptern oder Hubschraubern auf. Für eine Steuerung derartiger Fluggeräte werden im Allgemeinen verstellbare Steuerflächen wie Höhen-, Seiten, und Querruder eingesetzt. Solche Fluggeräte erlauben jedoch kein vertikales Landen und Starten.
Seit den 50er Jahren des 20ten Jahrhunderts finden sogenannte Wandelflugzeuge starkes Interesse, welche vertikal landen und starten, bei welchen die Schubvektoren der Antriebseinrichtung verschwenkbar sind, welche mit Auftrieb generierenden Flügelflächen ausgestattet sind und wie Flugzeuge horizontal fliegen. Es wurden unter anderem mittels Rotoren angetriebene Fluggerät entwickelt, bei welchen die Rotoren von einer horizontalen in eine vertikale Lage verschwenkt werden, wie es beispielsweise bei der Bell-Boeing V-22 verwirklicht wurde. Weiterhin wurden Fluggerät mit entlang der Querachse des Fluggeräts verschwenkbaren Flügeln, an welchen die Antriebseinrichtungen festgelegt sind, entwickelt, wie beispielsweise die Ling-Temco-Vought XC-142. Diesen Fluggeräten ist gemein, dass die verschwenkbaren Antriebseinrichtungen entlang einer Linie angeordnet sind und der Übergang von dem vertikalen in den horizontalen Flug fehleranfällig ist und zu mehreren Totalverlusten geführt hat.
In US 2014/0 158 816 A1 ist ein Fluggerät beschrieben, dessen Rumpf tragflächenartig ausgestaltet ist und bei dem an dem Rumpf mehrere Antriebseinrichtungen verschwenkbar angeordnet sind.
Aus dem Stand der Technik sind auch verschiedene Ausgestaltungen eines eingangs beschriebenen Fluggeräts bekannt, bei dem die Antriebseinrichtungen an einem oder an mehreren starren Rahmen angeordnet sind und zusammen mit dem starren Rahmen verschwenkt werden können. Solche Fluggeräte werden beispielsweise in US 2018/0002 016 A1 , WO 2017/077 144 A1 , US 8 733 690 B2 , US 2014/0 124 613 A1 , US 2012/0 261 523 A1 , US 4,537,372 A oder DE 10 2012 106 869 A1 gezeigt und beschrieben.
Es wird als eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung angesehen, Fluggerät der eingangs genannten Gattung so auszugestalten, dass das Fluggerät bei der Landung oder dem Start eine möglichst geringe Standfläche beansprucht und dass das Fluggerät ein möglichst energieeffizientes und gleichzeitig betriebssicheres Flugverhalten ermöglicht.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass das das Fluggerät einen ersten Rumpfabschnitt und einen zweiten Rumpfabschnitt aufweist, welche gegeneinander verlagerbar sind, und dass der starre Rahmen zwischen dem ersten Rumpfabschnitt und dem zweiten Rumpfabschnitt angeordnet ist. Das Aufteilen des Rumpfes erlaubt es, die beiden Rumpfabschnitte beim Starten oder Landen relativ zueinander so zu verlagern, dass eine geringe Standfläche benötigt wird. Dabei können die beiden Rumpfabschnitte relativ zu der Standfläche teilweise überlappend angeordnet sein und beispielsweise ein erster Rumpfabschnitt höher als ein zweiter, darunter befindlicher Rumpfabschnitt angeordnet werden. Im Gegensatz dazu können in einem Flugmodus die beiden Rumpfabschnitte aerodynamisch günstig und beispielsweise hintereinander angeordnet werden, um den Luftwiderstand im Vorwärtsflug so gering wie möglich werden zu lassen. Gegebenenfalls kann durch eine geeignete Ausgestaltung der beiden Rumpfabschnitte auch der Auftrieb im Flugmodus und insbesondere bei einem Vorwärtsflug unterstützt und verbessert werden.
Die für den Flugbetrieb und das Flugverhalten maßgeblichen und sicherheitsrelevanten Komponenten, die Antriebseinheiten, sind an dem starren Rahmen angeordnet. Für eine Veränderung des Fluggeräts während eines Wechsels zwischen verschiedenen Flugmodi sind keine beweglichen Teile oder Komponenten beteiligt, welche die Antriebseinheiten und deren Anordnung zueinander betreffen. Eine Verlagerung der Antriebseinheiten relativ zueinander ist nicht erforderlich und auch nicht vorgesehen, sodass auch keine Fehlfunktionen während einer Verlagerung der Antriebseinheiten relativ zueinander auftreten und die Flugsicherheit beeinträchtigen können. Eine Verlagerung der Antriebseinheiten relativ zueinander ist auch nicht für die erfindungsgemäße Verringerung der Standfläche erforderlich.
Im Falle eines bemannten Fluggerätes können durch eine Unterteilung des Rumpfs in zwei Rumpfabschnitte die Fluggäste besser vor Schall und/oder Hitze generierenden Einheiten isoliert und geschützt werden. Bei den Schall und/oder Hitze generierenden Einheiten kann es sich beispielsweise um die Verbrennungskraftmaschine gekoppelt mit dem Generator zur Bereitstellung von Energie für die Elektromotoren handeln. Das Aufteilen des Rumpfes in die zwei Rumpfabschnitte und deren Anordnung relativ zueinander können auch ein während der horizontalen Flugphase auf das Fluggerät wirkendes Drehmoment um die Querachse, verursacht durch eine ungleichmäßige Beladung, durch eine Verkürzung des Abstandes des jeweiligen Rumpfabschnittes von der Querachse entlang einer Horizontalen, verringern.
Es sind verschiedene Möglichkeiten denkbar, wie die beiden Rumpfabschnitte relativ zueinander verlagerbar miteinander verbunden sind. Die beiden Rumpfabschnitte können beispielsweise über eine oder mehrere Verlagerungsschienen ausziehbar miteinander verbunden sein. Es ist ebenfalls möglich, dass die beiden Rumpfabschnitte über eine ausziehbare Teleskopeinrichtung miteinander verbunden sind. Zusätzlich oder alternativ dazu können die beiden Rumpfabschnitte relativ zueinander verschwenkbar gelagert sein.
Es ist vorgesehen, dass der starre Rahmen zwischen dem ersten Rumpfabschnitt und dem zweiten Rumpfabschnitt angeordnet ist. Der starre Rahmen beinhaltet die Antriebseinrichtungen und kann auch weitere, schwere Komponenten beinhalten. Das Vorhandensein eines zwischen dem ersten und dem zweiten Rumpfabschnitt angeordneten, gegenüber den Rumpfabschnitten relativ schweren Rahmens führt zu einer geringen Beabstandung des Schwerpunktes vom Mittelpunkt des Fluggerätes und bedingt ein stabiles vertikales Flugverhalten.
Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung des Erfindergedankens ist vorgesehen, dass der erste Rumpfabschnitt und der zweite Rumpfabschnitt über eine Parallellenkereinrichtung miteinander verbunden sind, und dass der starre Rahmen starr an mindestens einem Lenker der Parallellenkereinrichtung angeordnet ist. Bei einer vertikalen Lage der Schubvektoren, wie etwa bei Start und bei Landung, können die beiden Rumpfabschnitte durch vertikale liegende Parallellenker miteinander verbunden sein. Derart liegen der erste und der zweite Rumpfabschnitt auf einer unterschiedlichen Höhe. Bei einem vertikalen Flug liegt der Schwerpunkt nahe dem Mittelpunkt des Fluggerätes und der vertikale Flug ist sicher durchzuführen. Bei einem Übergang in den horizontalen Flug werden die Parallellenker von einer vertikalen Lage in eine horizontale Lage verschwenkt, wodurch in gleicher Weise auch der an einem Querlenker festgelegte starre Rahmen und somit auch die Schubvektoren der Antriebseinrichtungen in eine horizontale Lage verschwenkt werden. Die Rumpfabschnitte liegen bei dem horizontalen Flugmodus im Vorwärtsflug auf derselben Höhe oder zumindest auf einer annähernd gleichen Höhen, sodass der Luftwiderstand im Vorwärtsflug gegenüber der vorgenannten Anordnung im vertikalen Flugmodus erheblich verringert wird.
Der erste Rumpfabschnitt befindet sich in dieser Ausgestaltungsform in der Start- und Landeposition oberhalb des ersten Rumpfabschnitts. In dem ersten Rumpfabschnitt können beispielsweise der Pilot und/oder die Passagiere angeordnet sein, während in dem zweiten Rumpfabschnitt Gepäck und Einrichtungen zur Bereitstellung der Energie für die Antriebeinrichtungen beinhaltet sind. Es könnten aber auch in beiden Rumpfelementen Personen oder Güter transportiert werden.
Es ist weiterhin vorteilhaft, dass der starre Rahmen ohne den Rumpf alleine flugfähig ist. Für die Flugsicherheit des Fluggerätes kann es vorteilhaft sein, dass der starre Rahmen ohne den Rumpf flugfähig ist. So kann der starre Rahmen alle Antriebseinrichtungen sowie die für die Ansteuerung der Antriebseinrichtungen notwendigen Einrichtungen enthalten als auch einen ausreichend großen Energievorrat, um dem Fluggerät eine sichere Landung zu ermöglichen.
Optional ist, dass das Fluggerät bei einem horizontalen Flug Auftrieb generierende Flächenelemente aufweist. Um den Übergang von einem vertikalen in einen horizontalen, Energie sparenden Flug, unter Verschwenkung der Schubvektoren von einer vertikalen in eine horizontale Lage zu ermöglichen, kann das Fluggerät Auftrieb generierende Flächenelemente beinhalten. So kann der Rumpf selbst derart geformt sein, dass dieser bei einem horizontalen Flug Auftrieb generiert. Der Rumpf kann auch zusätzliche starr oder verschwenkbar oder verlagerbar an dem Rumpf angeordnete Flächenelemente aufweisen, die insbesondere bei einem horizontalen Flugmodus Auftrieb generieren und das Flugverhalten in jeder Situation, bzw. in jedem Flugmodus unterstützen oder verbessern. Die verlagerbaren Flächenelemente können beispielsweise bei Bedarf ausgefahren werden oder aber bei Nichtbenutzung an bzw. in den Rumpf angelegt, bzw. hinein verlagert werden. Weiterhin kann der starre Rahmen Flächenelemente aufweisen, die entweder starr oder aber verschwenkbar oder verlagerbar an dem starren Rahmen gelagert sind und je nach Flugmodus Auftrieb generieren bzw. das Flugverhalten verbessern können.
Es ist auch möglich und erfindungsgemäß optional vorgesehen, dass die bei einem horizontalen Flug Auftrieb generierenden Flächen verschwenkbar an dem starren Rahmen festgelegt sind. Das Fluggerät kann auch bei horizontalem Flug Auftrieb generierende Flächenelemente aufweisen, welche während Start und Landung als auch auf einer Parkposition eingeschwenkt sind, um eine geringe Seitenwindempfindlichkeit als auch eine geringe Standfläche aufzuweisen. Derartige verschwenkbare, Auftrieb generierende Flächen können bei einem Übergang in den horizontalen Flug ausgeschwenkt werden und dem Fluggerät durch Bereitstellen des Auftriebs einen Energie sparenden horizontalen Flug erlauben.
Es ist weiterhin vorteilhaft, dass das Fluggerät verstellbare Steuerflächen aufweist. Während des horizontalen Fluges ist eine Steuerung des Fluggerätes durch Variation des relativen Schubes der mindestens vier Antriebseinrichtungen zueinander, insbesondere bei Querwinden, mit einem erhöhten Energieverbrauch verbunden. Das Fluggerät kann deswegen über mehrere verstellbare Steuerflächen verfügen.
Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung des Erfindergedankens ist vorgesehen, dass die erste Verschwenkeinrichtung bei einer minimalen und einer maximalen Verschwenkung des starren Rahmens gegenüber dem Rumpf eine Fixierungseinrichtung aufweist. Ein Fixieren der ersten Verschwenkeinrichtung kann während einem längeren Verbleiben in der horizontalen und/oder vertikalen Flugphase Energie sparen als auch die erste Verschwenkeinrichtung vor Verschleiß schützen.
Der Abstand zwischen den Antriebseinrichtungen kann größer als die maximale Ausdehnung des Rumpfes in Längsrichtung oder zumindest in einer dazu senkrecht gerichteten Querrichtung vorgegeben werden. Der Abstand der Antriebseinrichtungen kann auch außerhalb einer den Rumpf Umhüllenden vorgegeben werden. Dadurch kann jeweils erreicht werden, dass unabhängig von einer im Einzelfall vorgegebenen Rumpfform die außerhalb angeordneten Antriebseinrichtungen einen zuverlässigen Flugbetrieb und eine zuverlässige Steuerung des Fluggeräts ermöglichen. Ein zumindest kontrollierbarer Flugbetrieb kann auch bei einer nahezu beliebigen Ausrichtung des Rumpfes relativ zu dem starren Rahmen gewährleistet werden, wodurch die Betriebssicherheit erheblich erhöht wird. Auch die Anordnung der mehreren Antriebseinrichtungen an dem starren Rahmen und das einheitliche Verschwenken aller Antriebseinrichtungen durch das Verschwenken des starren Rahmens tragen zu einem besonders zuverlässigen Flugbetrieb bei.
Das Fluggerät weist bevorzugt eine gerade Anzahl von Antriebseinrichtungen auf. Bei einer vertikalen Lage der Antriebseinrichtungen schneiden die Schubvektoren oder deren Gegenvektoren eine horizontale Ebene auf der Höhe eines Schwerpunktes des Rumpfes des Luftfahrzeuges derart, dass ein einfaches Polygon aufgespannt wird, wobei bei einem das einfache Polygon minimal umgebenden Rechteck im Falle verschiedener Seitenlängen des Rechteckes das Verhältnis einer kürzeren zu einer längeren Seite größer als 0,1, bevorzugt größer als 0,3, und besonders bevorzugt größer als 0,5 ist.
Das Fluggerät kann unbemannt sein und der Rumpf zur Aufnahme und dem Transport von Lasten vorgesehen sein. Das Fluggerät kann aber auch ein selbststeuerndes oder ein von einem Piloten gesteuertes bemanntes Fluggerät sein. Das Fluggerät zeichnet sich durch das Verschwenken aller Antriebeinrichtungen gleichermaßen um die eine erste Schwenkachse durch eine hohe Flugsicherheit aus. Eine asymmetrische Orientierung der Schubvektoren ist erfindungsgemäß nicht möglich. Fernerhin ist bei einer vertikalen Orientierung der Schubvektoren durch eine Beabstandung der Antriebseinrichtungen entlang einer Querals auch einer Längsrichtung zueinander während der vertikalen Flugphase durch Variation des relativen Schubes der mindestens vier Antriebseinrichtungen zueinander die Steuerung der Roll- und Nickbewegung einfach und sicher ausführbar. Das Fluggerät kann aber auch während einer horizontalen Flugphase durch die Variation des relativen Schubes der mindestens vier Antriebeinrichtungen zueinander gesteuert werden.
Eine Antriebseinrichtung kann in vorteilhafter Weise einen drehangetriebenen Rotor aufweisen, wobei ein Drehantrieb besonders bevorzugt durch einen Elektromotor erfolgt. Die Rotoren können auch über Verbrennungskraftmaschinen wie einen Hub- oder einen Rotationskolbenmotor oder eine Gasturbine angetrieben werden. Der Rotor kann direkt auf der Welle des Elektromotors festgelegt sein. Der Rotor kann aber auch über ein Getriebe drehangetrieben sein. Es ist weiterhin auch möglich, dass mehrere Rotoren von einem gemeinsamen Motor angetrieben werden. Die Antriebseinrichtung kann aber auch durch einen Düsenauslass verbunden mit einem Strahltriebwerk verkörpert sein oder auch die mehreren Antriebseinrichtungen durch die mehreren Düsenauslässe verbunden mit dem einen Strahltriebwerk.
Im Falle, dass das Fluggerät durch eine oder mehrere Verbrennungskraftmaschinen angetrieben wird, so wird in dem starren Rahmen und/oder dem Rumpf ein Brennstoff wie Kerosin, Diesel, Benzin, Methanol, Ethanol oder Flüssiggas bevorratet. Wird das Fluggerät mittels eines oder mehrerer Elektromotoren angetrieben, so werden vorzugweise Akkumulatoren mit einer hohen gravimetrischen Energiedichte eingesetzt. Als Akkumulatoren können besonders bevorzugt Li-Ionen-Akkumulatoren Verwendung finden. Es können aber auch Lithium-Luft-Akkumulatoren, Lithium-Schwefel-Akkumulatoren oder Lithium-Polymer-Akkumulatoren eingesetzt werden. Die Energie für die oder den Elektromotor kann aber auch mittels eines Generators in Verbindung mit einer Verbrennungskraftmaschine aus einem der vorgenannten Brennstoffe erzeugt werden. Die Energie kann auch mittels einer Brennstoffzelle zur Verfügung gestellt werden, wobei entweder direkt Wasserstoff als Brennstoff Verwendung finden kann oder indirekt mittels eines Reformators die vorgenannten kohlenwasserstoffhaltigen Brennstoffe in Wasserstoff und weitere Endprodukte aufgespalten werden und der Wasserstoff der Brennstoffzelle als Kraftstoff zur Verfügung gestellt wird. Es kann auch eine Kombination aus den Akkumulatoren, der Brennstoffzelle und der Verbrennungskraftmaschine in Verbindung mit dem Generator zur Energiebereitstellung eingesetzt werden.
Der starre Rahmen ist erfindungsgemäß ausreichend biege- und torsionssteif, um die während des vorgesehenen Flugbetriebs üblicherweise auftretenden mechanischen Belastungen auszuhalten. Er ist weiterhin zweckmäßigerweise dazu geeignet, die von den Antriebseinrichtungen erzeugten Schubkräfte an den Rumpf weiterzuleiten. Der starre Rahmen ist steif und leicht und besonders bevorzugt aus Kohlefaser oder Glasfaser verstärktem Kunststoff gefertigt. Der starre Rahmen kann aber auch als Metallgestänge ausgeführt sein. Das Verschwenken des Rahmens gegenüber des Rumpfes erfolgt bevorzugt elektromechanisch über ein selbstsicherndes Schneckengewinde oder eine Zahnstange. Das Verschwenken kann auch hydraulisch oder pneumatisch erfolgen. Besonders bevorzugt kann das Verschwenken im Falle eines bemannten Fluggerätes in Notfällen zusätzlich durch eine von dem Piloten oder einem Fluggast antreibbare Mechanik erfolgen.
Das Fluggerät kann wie ein Multikopter vertikal starten und landen. Nach dem Start geht das Fluggerät in einen horizontalen flugzeugartigen Flugmodus unter Verschwenken des starren Rahmens relativ zu dem Rumpf über. Vor der vertikalen Landung wird der Rahmen von einer horizontalen in eine vertikale Position verschwenkt. Dabei kann der Rumpf immer in einer oder nahe einer horizontalen Lage verbleiben. Auf diese Weise wird ermöglicht, dass im Falle eines bemannten Fluggerätes der Pilot und/oder Passagiere mit dem Rumpf in einer aufrechten Sitzposition verbleiben. In einer Notfallsituation kann bei einem Ausfall der ersten Verschwenkeinrichtung des starren Rahmens das Fluggerät in jeder möglichen Orientierung des starren Rahmens relativ zu dem Rumpf schweben und landen. In einer derartigen Notfallsituation kann die Orientierung des Rumpfes von der horizontalen Orientierung deutlich abweichen. Wenn das Fluggerät geeignete Auftrieb erzeugende Flächenelemente sowie gegebenenfalls auch Steuerelemente aufweist ist es grundsätzlich denkbar, auch nach einem Ausfall einer oder mehrerer Antriebseinheiten noch ein sicheres Landen des Fluggeräts beispielsweise mit einem konventionellen Gleitflug zu ermöglichen.
Der aus den beiden Rumpfabschnitten gebildete Rumpf des Fluggerätes kann zigarrenförmig geformt sein. In diesem Fall entspricht eine Längsachse des Rumpfes einer längsten Erstreckung des Rumpfes. Vorzugsweise ist vorgesehen, dass die Längsachse des Rumpfes bei einem horizontalen Flugmodus im Wesentlichen einer Vorwärtsflugrichtung entspricht. Der Rumpf kann aber auch kugelartig oder diskusartig geformt sein. In diesem Fall kann die Längsachse durch die Orientierung der Sitze für den Piloten und/oder die Passagiere vorgegeben sein. Die Längsachse kann aber auch durch die Orientierung vorgegeben sein, in welcher Auftrieb generierende Flächenelemente an dem Rumpf angebracht sind. Eine Querachse des Rumpfes liegt in der horizontalen Ebene senkrecht auf der Längsachse des Rumpfes.
Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung des Erfindergedankens ist vorgesehen, dass der starre Rahmen den Rumpf umgibt. In vorteilhafter Weise ist vorgesehen, dass der starre Rahmen den Rumpf quer zu dessen Längsachse und damit quer zu dessen längsten Erstreckung umgibt. Vorzugsweise umgibt der starre Rahmen den Rumpf während eines horizontalen Flugmodus in einer senkrecht zu einer Vorwärtsflugrichtung liegenden Ebene. Somit liegt der starre Rahmen nicht innerhalb einer Ausnehmung des Rumpfes, wie beispielsweise in einem Zentrum eines Torus.
Zumindest die Antriebseinrichtungen sind während des Flugbetriebs jederzeit außerhalb des Rumpfes und/oder einer Umhüllenden des Rumpfes angeordnet. Eine Welle oder ein die Funktion der Welle übernehmender Körper, welche an dem Rahmen festgelegt ist, mittels welcher der starre Rahmen um die erste Schwenkachse gegenüber dem Rumpf verschwenkt wird, kann bereichsweise innerhalb des Rumpfes liegen.
Dabei können auch einzelne Teilbereiche oder Komponenten des starren Rahmens, der den Rumpf des Fluggerätes umgibt, in einen Innenraum des Rumpfes oder eines einzelnen Rumpfabschnitts ragen oder durch einen Innenraum des Rumpfes oder eines einzelnen Rumpfabschnitts hindurch verlaufen. Beispielsweise kann eine an dem starren Rahmen festgelegte Welle, welche eine erste Schwenkachse vorgibt und mittels welcher der Rahmen um den Rumpf verschwenkbar ist, bereichsweise oder nahezu vollständig innerhalb des Rumpfes liegen und mit dem den Rumpf umgebenden Teil des starren Rahmens verbunden sein. An Stelle einer durchgehenden Welle kann der starre Rahmen auch zwei an gegenüberliegenden Seiten des Rumpfes angeordneten Drehzapfen aufweisen, die nur wenig in den Rumpf hineinragen oder außerhalb an dem Rumpf gelagert sind und den starren Rahmen mit dem Rumpf verbinden. Es ist ebenfalls möglich, dass einzelne Teilbereiche oder Komponenten des starren Rahmens in einen Zwischenraum zwischen den beiden Rumpfabschnitten hineinragen oder hindurch verlaufen.
Der starre Rahmen ist in vorteilhafter Weise entlang der Querachse des Fluggerätes bezüglich des Rumpfes verschwenkbar. Durch ein Verschwenken des starren Rahmens um die erste Schwenkachse des Rumpfes werden die Schubvektoren aller Antriebseinrichtungen gleichmäßig entlang der ersten Schwenkachse relativ zu dem Rumpf verschwenkt. Der Übergang des Fluggerätes von einem vertikalen Flug in einen horizontalen Flug erfolgt durch Verschwenken des Rahmens von einer horizontalen zu einer vertikalen Lage.
Das Verschwenken des Rahmens gegenüber des Rumpfes entlang der ersten Schwenkachse kann mittels einer ersten Verschwenkeinrichtung erfolgen. So kann die erste Verschwenkeinrichtung beispielsweise elektromechanisch über das selbstsichernde Schneckengewinde oder über die Zahnstange betrieben werden. Der Rumpf kann auch über ein erstes Drehlager mit dem starren Rahmen verbunden sein, so dass die Schwerkraft den Schwerpunkt des Rumpfes bei einem Verschwenken des Rahmens gegenüber dem Rumpf automatisch nach unten ausrichtet.
Der Rumpf kann auch relativ zu dem starren Rahmen entlang einer zweiten Schwenkachse, welche auf der ersten Schwenkachse senkrecht steht, verschwenkbar sein. Das Verschwenken entlang der zweiten Schwenkachse kann durch eine zweite Verschwenkeinrichtung erfolgen. Die zweite Verschwenkeinrichtung kann elektromechanisch betrieben sein. Die zweite Verschwenkeinrichtung kann durch zweites Drehlager verkörpert sein, so dass die Schwerkraft den Schwerpunkt des Rumpfes entlang der ersten und der zweiten Schwenkachse automatisch nach unten ausrichten. Der Rumpf kann auch kardanisch an dem starren Rahmen des Fluggerätes aufgehängt sein.
Optional ist vorgesehen, dass der Rumpf und/oder der starre Rahmen einen Fallschirm aufweisen. In einer Notsituation kann das Fluggerät an einem oder mehreren Fallschirmen sicher zu Boden gleiten.
Vorteilhaft ist, dass der Rumpf während des Fluges durch eine Loslöseeinrichtung von dem starren Rahmen abtrennbar ist. In einer Notsituation kann der starre Rahmen auch während des Fluges von dem Rumpf des Fluggerätes durch die Loslöseeinrichtung abgetrennt werden. So kann verhindert werden, dass sich der Fallschirm des Rumpfes in den Rotoren des starren Rahmens verfängt.
Es ist auch möglich und erfindungsgemäß optional vorgesehen, dass eine Rollachse des Fluggerätes jederzeit entlang der Längsrichtung des Rumpfes ausgerichtet ist.
Dies kann beispielsweise durch eine geeignete Ansteuerung der Antriebseinrichtungen während des Flugbetriebs erreicht werden. Dadurch kann die Steuerung des Flugbetriebs durch einen in dem Rumpf befindlichen Piloten erleichtert werden. Zudem kann erreicht werden, dass die Auftrieb generierenden Flächen und ein Steuerruder relativ zu der jeweiligen Flugbewegung vorteilhaft ausgerichtet sind.
Während der vertikalen Flugphase sind der Rumpf und der starre Rahmen horizontal orientiert und die Roll- und Gier-Achse des starren Rahmens und des Rumpfes fallen zusammen.
Während des Übergangs von der vertikalen in die horizontale Flugphase einhergehend mit dem Verschwenken des starren Rahmens gegenüber des Rumpfes weichen die Roll- und Gier-Achse des starren Rahmens und des Rumpfes voneinander ab und sind im Falle der horizontalen Flugphase nahezu rechtwinklig zueinander verkippt. Das Fluggerät ist mit einem oder mehreren Sensoren zu einer Erfassung der Flugphase ausgestattet und eine Steuerelektronik des Fluggerätes ordnet basierend auf den Informationen des oder der Sensoren dem Fluggerät während allen Flugphasen eine Roll-Achse orientiert entlang der Längsachse des Rumpfes zu.
Nachfolgend werden einige exemplarische Ausgestaltungsformen des Fluggerätes näher erläutert, die in der Zeichnung dargestellt sind. Es zeigt:

1 eine schematische Darstellung eines Fluggeräts in einem vertikalen Flugmodus,
2 eine schematische Abbildung des in 1 gezeigten Fluggeräts in einem Übergang zwischen dem vertikalen und einem horizontalen Flugmodus,
3 eine schematische Abbildung des in den 1 und 2 gezeigten Fluggeräts in dem horizontalen Flugmodus,
4 eine weitere schematische Darstellung eines starren Rahmens, der an einer Parallellenkereinrichtung zwischen einem ersten und einem zweiten Rumpfabschnitt festgelegt ist,
5 eine schematische Seitenansicht eines abweichend ausgestalteten Fluggeräts während des vertikalen Flugmodus bei der Landung,
6 eine schematische Seitenansicht des in 5 gezeigten Fluggeräts während des horizontalen Flugmodus,
7 eine perspektivische Ansicht des in den 5 und 6 gezeigten Fluggeräts während des vertikalen Flugmodus, und
8 eine perspektivische Ansicht des in den 5 bis 7 gezeigten Fluggeräts während des horizontalen Flugmodus.

In den bis ist eine erste Ausgestaltungsform eines erfindungsgemäßen Fluggerätes 1 schematisch dargestellt. An einem starren Rahmen 2 sind in der Seitenansicht die Antriebseinrichtungen 3 zu erkennen, welche hier als Elektromotoren 4 und Rotoren 5 verkörpert sind. An dem starren Rahmen 2 ist lediglich schematisch ein Behälter 6 dargestellt, in welchem für den Flugbetrieb notwendige Komponenten wie die Steuerungselektronik, Energiespeicher und gegebenenfalls bereichsweise Komponenten der Antriebseinrichtung 3 beinhaltet sind, hier ein Lithium-Ionen-Akkumulator als Energiespeicher für die Elektromotoren 4. Die in den 1 bis 3 gezeigte Ausgestaltungsform des Fluggerätes 1 wird von einem Piloten 7 gesteuert. Ein Rumpf 8 des Fluggerätes 1 ist in einen ersten Rumpfabschnitt 9 und einen zweiten Rumpfabschnitt 10 aufgeteilt. Die beiden Rumpfabschnitte 9 und 10 des Rumpfs 8 sind ebenso wie der starre Rahmen 2 in einem vertikalen Flugmodus bzw. in einem Standmodus, der exemplarisch in 1 dargestellt ist, im Wesentlichen horizontal ausgerichtet und übereinander angeordnet. Eine in diesem vertikalen Flugmodus oder Standmodus benötigte Grundfläche ist wegen der übereinander angeordneten Rumpfabschnitte 9 und 10 vergleichsweise klein.
In einem horizontalen Flugmodus, der exemplarisch in 3 dargestellt ist, sind die beiden Rumpfabschnitte 9 und 10 ebenfalls horizontal ausgerichtet, jedoch hintereinander angeordnet und bilden einen länglich gestreckten Rumpf 8 mit einer vergleichsweise langen Erstreckung längs einer im Wesentlichen horizontal verlaufenden Längsachse 11. Die beiden Rumpfabschnitte 9 und 10 sind derart aerodynamisch ausgestaltet und in dem horizontalen Flugmodus in vorteilhafter Weise so angeordnet, dass ein Luftwiderstand im Vorwärtsflug möglichst gering ist und gleichzeitig ein Auftrieb des Fluggeräts 1 unterstützt wird.
In 2 ist lediglich zur Veranschaulichung das Fluggerät 1 während eines Übergangs von einem vertikalen in den horizontalen Flugmodus dargestellt.
Erfindungsgemäß können alle für den Flugbetrieb notwendigen Komponenten an dem starren Rahmen 2 angeordnet und festgelegt sein, sodass der starre Rahmen 2 auch ohne den Rumpf 8 flugfähig ist.
In 4 ist lediglich exemplarisch eine weitere Ausgestaltungsform des starren Rahmens 2 gezeigt. Der starre Rahmen 2 befindet sich hier zwischen dem ersten Rumpfabschnitt 9 und dem zweiten Rumpfabschnitt 10 und ist an einem Lenker 12 einer Parallellenkereinrichtung 13 festgelegt, welche den ersten Rumpfabschnitt 9 mit dem zweiten Rumpfabschnitt 10 verbinden. Der Lenker 12 ist dabei als eine Verbindungsplatte zwischen dem ersten Rumpfabschnitt 9 und dem zweitem Rumpfabschnitt 10 ausgebildet. An der Verbindungsplatte können in der gezeigten Ausgestaltungsform für den Flugbetrieb wichtige Komponenten wie beispielsweise eine Energiequelle und eine Steuerungselektronik angeordnet sein.
In den 5 bis 8 ist exemplarisch eine realitätsnahe Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Fluggeräts 1 dargestellt. Die beiden Rumpfabschnitte 9 und 10 sind in dem vertikalen Flugmodus und in dem Standmodus, der in den 5 und 7 dargestellt ist, übereinander und relativ zu einer Aufstandsfläche 14 teilweise überlappend angeordnet. Im Gegensatz dazu sind die beiden Rumpfabschnitte 9, 10 in dem horizontalen Flugmodus, der in den 6 und 8 dargestellt ist, aerodynamisch günstig im Wesentlichen hintereinander angeordnet, sodass sich die Erstreckung des Rumpfs 8 längs der Längsachse 11 deutlich vergrößert.
Die vier Antriebseinrichtungen 3 sind jeweils an den Enden von zwei jeweils seitlich abstehenden und V-förmig ausgebildeten Rahmenelementen 15 angeordnet, wobei sich die Antriebseinrichtungen 3 sowohl im vertikalen als auch im horizontalen Flugmodus außerhalb einer Umhüllenden des Rumpfes 8 befinden. An den Rahmenelementen 15 sind tragflächenartige Flächenelemente 16 angeordnet, die in dem horizontalen Flugmodus Auftrieb erzeugen können. An dem zweiten Rumpfabschnitt 10 sind Steuerelemente 17 verschwenkbar gelagert, die zusätzlich zu einer entsprechenden Ansteuerung der einzelnen Antriebseinrichtungen 3 für eine Steuerung des Fluggeräts 1 insbesondere während des horizontalen Flugmodus verwendet werden können.
Bei allen dargestellten Ausführungsbeispielen kann der starre Rahmen 2 mit den daran festgelegten Antriebseinrichtungen 3 jeweils um eine Schwenkachse 18 quer zu der Längsachse 11 verschwenkt werden.
Bezugszeichenliste

1: Fluggerät
2: Starrer Rahmen
3: Antriebseinrichtung
4: Elektromotor
5: Rotor
6: Schematischer Behälter
7: Pilot
8: Rumpf
9: Erster Rumpfabschnitt
10: Zweiter Rumpfabschnitt
11: Längsachse
12: Lenker
13: Parallellenkereinrichtung
14: Aufstandsfläche
15: Rahmenelemente
16: Tragflächen
17: Steuerelemente
18: Schwenkachse

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur

US 2014/0158816 A1 [0006]
US 2018/0002016 A1 [0007]
WO 2017/077144 A1 [0007]
US 8733690 B2 [0007]
US 2014/0124613 A1 [0007]
US 2012/0261523 A1 [0007]
US 4537372 A [0007]
DE 102012106869 A1 [0007]

Claims

Fluggerät (1) mit einem Rumpf (8) und mit mindestens vier Schub erzeugenden Antriebseinrichtungen (3), wobei jeder Antriebseinrichtung (3) ein in Richtung des Schubes gerichteter Schubvektor zugeordnet ist, wobei die Schubvektoren jeder Antriebseinrichtung (3) zwischen einer horizontalen Lage und einer vertikalen Lage verschwenkbar sind, und wobei die mindestens vier Antriebseinrichtungen (3) an einem starren Rahmen (2) festgelegt sind, sodass durch ein Verschwenken des starren Rahmens (2) alle mindestens vier Antriebseinrichtungen (3) gleichermaßen um eine erste Schwenkachse (18) relativ zu dem Rumpf (8) verschwenkbar sind, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (1) einen ersten Rumpfabschnitt (9) und einen zweiten Rumpfabschnitt (10) aufweist, welche gegeneinander verlagerbar sind, und dass der starre Rahmen (2) zwischen dem ersten Rumpfabschnitt (9) und dem zweiten Rumpfabschnitt (10) angeordnet ist.
Fluggerät (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Rumpfabschnitt (9) und der zweite Rumpfabschnitt (10) über eine Parallellenkereinrichtung (13) miteinander verbunden sind, und dass der starre Rahmen (2) starr an mindestens einem Lenker (12) der Parallellenkereinrichtung (13) angeordnet ist.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der starre Rahmen (2) den Rumpf (8) umgibt.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebseinrichtungen (3) während des Flugbetriebs jederzeit außerhalb des Rumpfes (8) und/oder einer Umhüllenden des Rumpfes (8) angeordnet sind.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der starre Rahmen (2) ohne den Rumpf (8) flugfähig ist.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (1) bei einem horizontalen Flug Auftrieb generierende Flächenelemente (16) aufweist.
Fluggerät (1) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die bei einem horizontalen Flug Auftrieb generierenden Flächenelemente (16) starr oder verschwenkbar oder verlagerbar entweder an dem Rumpf (8) oder an dem starren Rahmen (2) festgelegt sind.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (1) verstellbare Steuerflächen (17) aufweist.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Verschwenkeinrichtung, mit welcher der starre Rahmen (2) relativ zu dem Rumpf (8) verschwenkt werden kann, bei einer minimalen und einer maximalen Verschwenkung des starren Rahmens (2) gegenüber des Rumpfes (8) eine Fixierungseinrichtung aufweist.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Rumpf (8) und/oder der starre Rahmen (2) einen Fallschirm aufweisen.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Rumpf (8) während des Fluges durch eine Loslöseeinrichtung von dem starren Rahmen (2) abtrennbar ist.
Fluggerät (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Rollachse des Fluggerätes (1) jederzeit entlang der Längsrichtung des Rumpfes (8) ausgerichtet ist.