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Die Erfindung betrifft eine Hybrid Flugvorrichtung.
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Stand der Technik
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Hybrid Flugvorrichtungen, bzw. Hybrid Aerostaten kombinieren die Vorteile der „Schwerer-als-Luft-Technologie“ HTA mit der „Leichter-als-Luft-Technologie“ LTA.
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Dabei wird der benötigte Auftrieb einerseits dadurch erzeugt, dass das Luftfahrzeug mit einem Trägergas gefüllt ist, andererseits liefern zusätzlich angebrachte Antriebseinheiten aerodynamischen Antrieb. Die Vorteile von Luftschiff und Flugzeug werden somit vereint. Dadurch ergeben sich neue Qualitäten für die Fortbewegung in der Luft und somit neue Anwendungsgebiete für die Luftfahrt. Gegenüber einem konventionellen Luftschiff weist die Hybrid Flugvorrichtung, bzw. das Hybridluftschiff eine deutlich höhere Flugagilität auf. Sie zeichnen sich beispielsweise durch einen stabileren Flug, bessere Manövrierbarkeit, sicheres Starten und Landen und eine geringere Empfindlichkeit gegenüber Wettereinflüssen aus. Gegenüber einem konventionellen Flugzeug weist das Hybridluftschiff einen geringeren Energiebedarf, eine größere Reichweite und ein höheres Transportgewicht auf.
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Es sind bereits verschiedene Ausführungen von Hybrid Flugvorrichtung, bzw. Luftfahrzeugen zum Transport von Personen und/oder Gütern bekannt.
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So beschreibt die
EP1211173A ein Hybrid-Aircraft, der aus einem mit Trägergas gefülltem Rumpfkörper, Flügeln und Antriebseinheiten besteht, wobei sich diese außerhalb des Rumpfkörpers befinden und mit den Flügeln drehen können.
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Eine weitere Ausführung eines Hybrid-Aerostaten wird durch die
EP3013680A beschrieben.
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Allen gemeinsam ist der Aufbau bestehend aus einem mit Trägergas gefülltem Rumpfkörper, zusätzlichen Tragflügeln und sich außerhalb des Rumpfkörpers befindlichen Antriebseinheiten, die je nach Ausführung drehbar gestaltet sind.
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Die zusätzlichen Tragflügel und die außerhalb des Rumpfkörpers befindlichen Antriebseinheiten sorgen jedoch für eine relativ große Baugröße der Luftfahrzeuge, wodurch ein Einsatz in engen, beispielsweisen urbanen Gebieten erschwert ist.
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Aufgabe der Erfindung ist es, eine Hybrid Flugvorrichtung zur Verfügung zu stellen, die kompakt und leistungsstark ist.
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Offenbarung der Erfindung
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Die Aufgabe wird durch die erfindungsgemäße Hybrid Flugvorrichtung gelöst.
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Die Erfindung betrifft eine Hybrid Flugvorrichtung, aufweisend einen Rumpf und Antriebseinheiten, wobei die Antriebseinheiten zumindest teilweise unterhalb des Rumpfes angeordnet sind.
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In einer Weiterbildung bilden zumindest Teilbereiche des Rumpfes Tragflächenbereiche der Hybrid Flugvorrichtung.
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Die Hybrid Flugvorrichtung, bzw. der Hybrid-Aerostat ist derart ausgebildet, dass sich oberhalb der Antriebseinheiten ein Teil des Rumpfes befindet, welcher zwischen den Antriebseinheiten einen Tragflächenbereich bildet.
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Der erfindungsgemäße Aufbau der Hybrid Flugvorrichtung, insbesondere die Anordnung der Antriebseinheiten zum Rumpf sorgt in vorteilhafter Weise dafür, dass keine zusätzlichen Flügel erforderlich sind.
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In einer Weiterbildung sind die Antriebseinheiten drehbar am Rumpf angeordnet. Die Formgebung des Rumpfes und das Vorhandensein des Tragflächenbereiches sorgt in vorteilhafter Weise dafür, dass ein Drehen der Antriebseinheiten von einer horizontalen in eine vertikale Stellung ermöglicht wird.
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Ferner wird erreicht, dass durch die Formgebung des Rumpfes und das Vorhandensein des Tragflächenbereiches für ein Drehen der Antriebseinheiten von einer horizontalen in eine vertikale Stellung in vorteilhafter Weise keine zusätzlichen Flügel erforderlich sind.
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In einer Weiterbildung sind die Antriebseinheiten um ihre neutrale Achse drehbar gelagert.
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Dadurch wird erreicht, dass sich die Antriebseinheiten um ihre neutrale Achse drehen können und somit in vorteilhafter Weise geringe Kräfte erforderlich sind, um signifikante Änderungen in der Stellung der Antriebseinheiten vorzunehmen. Dies ermöglicht eine im Wesentlichen sofortige Anwendung eines Kraftvektors, der erzeugt wird, wenn der Propellerstrom auf den Tragflächenbereich einwirkt, um Steuermomente zu erreichen.
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In einer bevorzugten Weiterbildung sind die Antriebseinheiten einzeln um ihre neutrale Achse drehbar gelagert.
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Die Antriebseinheiten können sich somit einzeln um ihre neutrale Achse drehen und dadurch können in vorteilhafter Weise detaillierte Kräfte generiert werden, um Richtungsänderungen vorzunehmen oder das Flugverhalten zu verbessern.
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In einer Weiterbildung weist der Rumpf eine obere und eine untere Oberfläche zur Generierung eines aerodynamischen Auftriebs der Hybrid Flugvorrichtung in einem Luftstrom auf.
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Der Rumpf weist somit in der oberen und unteren Oberfläche unterschiedliche Wölbungsgrade auf, um dadurch in vorteilhafter Weise mehr aerodynamischen Auftrieb in einem Luftstrom zu generieren.
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Ferner ergeben sich Vorteile daraus, dass die Erfindung eine Hybrid Flugvorrichtung, bzw. ein Luftfahrzeug beschreibt, welches die Vorteile der „Schwerer-als-Luft-Technologie“ HTA mit der „Leichter-als-Luft-Technologie“ LTA kombiniert. Dadurch wird ein vertikales Starten und Landen erreicht. Dabei sind durch die geometrische Gestaltung der Rumpfform und die Anordnung der Antriebseinheiten keine zusätzlichen Tragflächen erforderlich. Der Auftrieb wird durch verschiedene Prinzipien generiert: aerodynamisch, aerostatisch, Bodenhubeffekt und Vortrieb.
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Elektrisch angetriebene Luftfahrzeuge, die Personen oder Waren ohne Abgasemissionen transportieren können, sind ein wichtiger Bestandteil der Mobilität in den Städten. Ihr Einsatz verkürzt Transportzeiten und vermeidet Staus, sie können ebenfalls zur Rettung oder Überwachung eingesetzt werden. Die Verwendung von elektrisch angetriebenen Luftfahrzeugen wird begrenzt durch die geringe Nutzlast und die geringe Reichweite. Ein Hybrid-Aerostat, der die verschiedenen Prinzipien für einen Auftrieb kombiniert, hat einen besseren Wirkungsgrad, eine größere Reichweite und eine höhere Nutzlast.
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Ziel der Erfindung ist es, eine Hybrid Flugvorrichtung, bzw. einen Hybrid-Aerostaten zu beschreiben, der durch die geometrische Gestaltung der Rumpfform und die Anordnung der Antriebseinheiten keine zusätzlichen Tragflächen benötigt. Der Rumpfkörper hat zum einen die Funktion den aerostatischen Auftrieb durch das Aufnehmen des Trägergases zu generieren und zum anderen den aerodynamischen Auftrieb durch die Formgebung bereitzustellen. Die Anströmfläche der Antriebseinheit kann teilweise von dem Rumpfkörper verdeckt werden, sodass zwischen den Antriebseinheiten ein Bereich mit Tragflächenkontur dargestellt werden kann.
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Weitere Vorteile ergeben sich aus der folgenden Zeichnungsbeschreibung. In den Zeichnungen sind fünf Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. Die Zeichnungen, die Beschreibung und die Ansprüche enthalten zahlreiche Merkmale in Kombination. Der Fachmann wird die Merkmale zweckmäßigerweise auch einzeln betrachten und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammenfassen.
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Figurenliste
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Es zeigen:
- 1 eine Ansicht einer erfindungsgemäßen Hybrid Flugvorrichtung,
- 2a eine Seitenansicht der erfindungsgemäßen Hybrid Flugvorrichtung,
- 2b eine Frontansicht der erfindungsgemäßen Hybrid Flugvorrichtung,
- 3a eine Ansicht einer Unterseite der erfindungsgemäßen Hybrid Flugvorrichtung,
- 3b eine Draufsicht der erfindungsgemäßen Hybrid Flugvorrichtung,
- 4 eine schematische Darstellung eines Strömungsverlaufes in einer
- Startphase der erfindungsgemäßen Hybrid Flugvorrichtung 5a bis 6b weitere Detailansichten der erfindungsgemäßen Hybrid Flugvorrichtung und
- 7a bis 8 schematische Darstellungen der Strömungsverläufe der erfindungsgemäßen Hybrid Flugvorrichtung.
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Ausführungsbeispiele
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1 zeigt eine schematische Darstellung einer Hybrid Flugvorrichtung 100, wobei die Hybrid Flugvorrichtung einen Rumpf 1 und Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d aufweist und die Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d zumindest teilweise unterhalb des Rumpfes 1 angeordnet sind.
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2a zeigt eine schematische Darstellung der Hybrid Flugvorrichtung 100 in einer Seitenansicht und 2b eine schematische Darstellung der Hybrid Flugvorrichtung 100 in einer Frontansicht. Der Rumpf 1 weist eine obere 5a und eine unteren Oberfläche 5b zur Generierung eines aerodynamischen Auftriebs der Hybrid Flugvorrichtung 100 in einem Luftstrom auf. Ferner weist der Rumpf 1 unterschiedliche Wölbungsgrade in der oberen 5a und unteren Oberfläche 5b auf, um dadurch mehr aerodynamischen Auftrieb in einem Luftstrom zu generieren.
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3a eine schematische Darstellung einer Unterseite der Hybrid Flugvorrichtung 100 und 3b eine schematische Darstellung einer Oberseite der Hybrid Flugvorrichtung 100.
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In 4 ist eine schematische Darstellung eines Strömungsverlaufes in einer Startphase, insbesondere der Bodenhubeffekt der Hybrid Flugvorrichtung dargestellt.
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Zumindest Teilbereiche des Rumpfes 1 bilden dabei Tragflächenbereiche 9 der Hybrid Flugvorrichtung 100.
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Die Hybrid Flugvorrichtung, bzw. der Hybrid-Aerostat besteht dabei aus Rumpf 1 und vier Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d. Oberhalb der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d befindet sich ein Teil des Rumpfes 1, welcher zwischen den Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d einen Tragflächenbereich 9 bildet.
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5a zeigt eine schematische Darstellung einer Sperrfläche A der Hybrid Flugvorrichtung 100 und 5b eine schematische Darstellung eines Abstandes H zwischen dem Rumpf 1 und den Antriebseinheiten 2a, 2d in horizontaler Stellung.
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6a zeigt eine schematische Darstellung einer Frontansicht bei vertikaler Stellung 11 der Antriebseinheiten 2a, 2d und 6b zeigt eine schematische Darstellung einer Frontansicht bei horizontaler Stellung 10 der Antriebseinheiten 2a, 2d.
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Die Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d sind drehbar am Rumpf 1 angeordnet sind. Durch die Formgebung des Rumpfes 1 und das Vorhandensein des Tragflächenbereiches 9 wird ein Drehen der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d von einer horizontalen 10 in eine vertikale Stellung 11 ermöglicht.
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Ferner sind die Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d um ihre in 3a dargestellten neutralen Achse 7 drehbar gelagert. Die Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d können sich so um ihre neutrale Achse 7 drehen, wodurch geringe Kräfte erforderlich sind, um signifikante Änderungen in der Stellung der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d vorzunehmen. Dies ermöglicht eine im Wesentlichen sofortige Anwendung eines Kraftvektors, der erzeugt wird, wenn der Propellerstrom auf den Tragflächenbereich 9 einwirkt, um Steuermomente zu erreichen.
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Ferner sind die Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d einzeln um ihre jeweilige neutrale Achse 7 drehbar gelagert. Dadurch werden detaillierte Kräfte generiert, um Richtungsänderungen vorzunehmen oder das Flugverhalten zu verbessern.
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7a und 8 zeigen jeweils eine schematische Darstellung eines Strömungsverlaufes bei vertikaler Stellung der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d, und 7b zeigt eine schematische Darstellung eines Strömungsverlaufes bei horizontaler Stellung der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d.
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Die Hybrid Flugvorrichtung, bzw. der Hybrid-Aerostat oder auch Luftfahrzeug besitzt einen Rumpf 1 und vier seitlich angeordnete Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d. Der Rumpf 1 besteht aus einem Behälter für ein Trägergas 3 und einer Kabine 4; er ist so geformt, dass er unterschiedliche Wölbungsgrade in der oberen 5a und unteren Oberfläche 5b aufweist, um dadurch mehr aerodynamischen Auftrieb in einem Luftstrom zu generieren, wodurch weniger Antriebsleistung benötigt und eine Erhöhung der Reichweite erreicht wird. Der Behälter mit dem Trägergas 3, der sich im oberen Teil des Rumpfes 1 befindet, ist vorzugsweise ohne tragende Innenkonstruktion ausgeführt, sodass lediglich der Innendruck des Trägergases die Kontur erzeugt. Ziel ist es, ein möglichst großes Volumen des Trägergases 3 zu erreichen, weil dieses Volumen direkt den aerostatischen Auftrieb bestimmt. Auf Grund der vorhandenen Flächen ist eine Anordnung stromerzeugender Komponenten 6, wie in 3b dargestellt, an dem Rumpf 1 möglich. Im unteren Teil des Rumpfes 1 befindet sich die Kabine 4, in der sich neben den Sitzplätzen für Pilot und Passagieren auch alle erforderlichen Komponenten wie Energiespeicher, Steuerung, Steuereinrichtungen usw. befinden können. Die Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d sind seitlich an der Kabine 4 angebracht, sie bestehen aus vier Motoren mit Propellern, welche im gleichen Abstand zueinander auf einer horizontalen Ebene angeordnet sind. Die Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d funktionieren nach dem bekannten Prinzip eines Quadrocopters, das bedeutet, sie haben Propeller mit gegenläufigen Rotationsrichtungen und sind in der Lage, sich um die neutralen Achsen 7 zu drehen, welche quer zur Längsachse 8 des Luftfahrzeuges liegen. Die horizontale Anordnung der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d hat zum einen den Vorteil, dass die Steuerung des Fluges sehr einfach ist, weil Richtungsänderungen lediglich durch Drehzahländerungen der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d erfolgen und zum anderen, dass der Bodenhubeffekt verstärkt wird, weil die Luftmassen während der Startphase senkrecht nach unten gedrückt werden und somit vertikalen Schub erzeugen. Der Nachteil einer horizontalen Anordnung der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d liegt in der Flugphase, weil sie dort, auf Grund des Strömungsverlaufes, sehr uneffektiv ist.
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Um diesen Nachteil zu vermeiden und die Effizienz zu steigern, ist vorgesehen, dass in einer definierten Betriebsphase eine Drehung einzelner und/oder aller Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d von einer horizontalen 10 in eine vertikale Stellung 11 erfolgt. Die Drehbewegung der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d ist steuerbar und sorgt in Kombination mit der Rumpfgeometrie für Auftriebsschubkräfte, Steuerschubkräfte und Vorwärtsschubkräfte.
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Ein weiterer Aspekt der Erfindung ist es, dass sich oberhalb der Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d ein Teil des Rumpfes 1 befindet, welcher zwischen den Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d einen Tragflächenbereich 9 bildet und diese teilweise versperrt. Diese geometrische Anordnung beeinflusst sowohl den aerodynamischen Auftrieb als auch den Bodenhubeffekt positiv. Der aerodynamische Auftrieb wird durch diesen Tragflächenbereich 9 und dessen Positionierung verbessert, der Bodenhubeffekt wird verstärkt, weil die geförderten Luftmassen eines jeden Propellers auf der Bodenfläche auftreffen, umgelenkt werden und zwischen den Antriebseinheiten 2a, 2b, 2c, 2d auf den Tragflächenbereich 9 auftreffen. Die Positionierung oberhalb der Antriebeinheiten 2a, 2b, 2c, 2d bewirkt eine teilweise Versperrung der Antriebsfläche. Die Größe dieser in 5a dargestellten Sperrfläche A ist abhängig von dem Abstand H der Antriebseinheit 2a, 2b, 2c, 2d zu dem Tragflächenbereich 9, der sich oberhalb befindet.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- EP 1211173 A [0005]
- EP 3013680 A [0006]
