DE102020109331B3

DE102020109331B3 - Luftfahrzeug

Info

Publication number: DE102020109331B3
Application number: DE102020109331.4A
Authority: DE
Inventors: Martin Hoffmeister
Original assignee: Dr Ing HCF Porsche AG
Current assignee: Dr Ing HCF Porsche AG
Priority date: 2020-04-03
Filing date: 2020-04-03
Publication date: 2021-07-08
Anticipated expiration: 2040-04-04
Also published as: US20210371117A1; FR3108890A1; CN113492965B; CN113492965A

Abstract

Die Erfindung stellt ein Luftfahrzeug (10) mit den folgenden Merkmalen bereit: Das Luftfahrzeug (10) umfasst einen Rumpf mit einem Ausleger (11), der einen Hubrotor (14) trägt und eine Vertiefung aufweist.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug, insbesondere ein vollelektrisches, senkrecht start- und landefähiges (vertical take-off and landing, VTOL) Luftfahrzeug.
Stand der Technik
Als VTOL wird in der Luft- und Raumfahrttechnik sprachübergreifend jedwede Art von Flugzeug, Drohne oder Rakete bezeichnet, welche die Fähigkeit besitzt, im Wesentlichen senkrecht und ohne Start- und Landebahn abzuheben und wieder aufzusetzen. Dieser Sammelbegriff wird nachfolgend in einem weiten Sinne verwendet, der nicht nur Starrflügelflugzeuge mit Tragflächen, sondern ebenso Drehflügler wie Hub-, Trag-, Flugschrauber und Hybride wie Verbundhub- oder Kombinationsschrauber sowie Wandelflugzeuge einschließt. Erfasst seien des Weiteren Luftfahrzeuge mit der Fähigkeit, auf besonders kurzen Strecken zu starten und zu landen (short take-off and landing, STOL), auf kurzen Strecken zu starten, aber senkrecht zu landen (short take-off and vertical landing, STOVL) oder senkrecht zu starten, aber horizontal zu landen (vertical take-off and horizontal landing, VTHL).
EP 3 140 188 B1 offenbart ein VTOL mit einem Flugsteuerungssystem, das zur Avioniksteuerung des VTOL in einem Schwebe- und in einem Horizontalflugmodus ausgebildet ist, einem Rumpf, der den Motor und das Flugsteuerungssystem beinhaltet und in einer Nurflügelanordnung ausgebildet ist, einer Propellerscheibe an der Vorderseite des VTOL, die mit dem Motor gekoppelt und dazu ausgebildet ist, vertikalen Schub im Schwebemodus und horizontalen Schub zum Fliegen im Horizontalflugmodus zu liefern und ein Paar an gegenläufig rotierenden Propellern umfasst, die entlang der Mittelachse des Rumpfs befestigt sind, sowie einer Vielzahl einziehbarer Flügel, die faltbar mit dem Rumpf gekoppelt und jeweils dazu ausgebildet sind, im Schwebemodus seitlich an den Rumpf angelegt und im Horizontalflugmodus ausgeklappt zu werden, um aerodynamischen Auftrieb zu erzeugen.
Auf dem Gebiet der Aeroelastizität und Flugsteuerung wird die selbsterregte Schwingung eines Luftfahrzeuges gemeinhin als Flattern (flutter) bezeichnet. An dieser Schwingung sind grundsätzlich alle Teile bzw. Massen des Flugzeuges beteiligt; beeinflusst wird sie durch die starren Freiheitsgrade, also Translation und Drehung, im Zusammenwirken mit den elastischen Verformungen des Flugzeuges, dessen Massenverteilung und instationären Luftkräften an den schwingenden aerodynamischen Flächen.
Bekannt sind konstruktive Maßnahmen zur Reduzierung des Flatterns bzw. Erhöhung der Grenzgeschwindigkeit, bei welcher einsetzendes Flattern den sicheren Betriebsbereich des Flugzeuges begrenzt. Da Flattern meist zum Bruch des betroffenen Bauteils und mitunter zum Absturz des Flugzeuges führt, wird dieser Erscheinung in der Entwurfsphase besondere Beachtung geschenkt.
Das gezielte Einstellen des dynamische Schwingverhalten stellt Entwickler insbesondere dann vor große Herausforderungen, wenn ein Luftfahrzeug Ausleger (arms) aufweist, an denen Antriebseinheiten - z. B. Motoren mit Propellern - befestigt sind. Bekannt sind beispielsweise symmetrische Rohrprofile mit meist innenliegender, schwer zugänglicher Verkabelung.
Nach dem Stand der Technik lässt sich durch Reduktion der von der Profilmittellinie umschlossenen Hohlquerschnittsfläche derartiger Ausleger - etwa durch Anpassung der äußeren Abmessung oder Wandstärke - deren Torsionsträgheitsmoment reduzieren und damit die Torsionsmode reduzieren oder anderweitig einstellen.
US 2017/0 144 751 A1 sowie US 2018/0 327 092 A1 offenbaren jeweils den Gegenstand des Oberbegriffes von Anspruch 1.
Ein unbemanntes Luftfahrzeug gemäß WO 2019/ 140 640 A1 umfasst einen Fahrzeugrumpf und einen Ausleger. Der Rumpf enthält eine Verteilerplatine. Der Ausleger umfasst ein Auslegergehäuse, eine Leuchtenblende und eine Lichtsteuerungsplatine zur elektrischen Geschwindigkeitsregelung. Das Auslegergehäuse enthält einen Aufnahmeraum. Die Leuchtenblende ist am Auslegergehäuse angebracht. Die Lichtsteuerungsplatine befindet sich im Aufnahmeraum und ist über ein Kabel elektrisch mit der Verteilerplatine verbunden. Die Lichtsteuerplatine umfasst ein Beleuchtungssystem, das mit der Leuchtenblende zusammenwirkt, und ist so ausgelegt, dass sie durch die Leuchtenblende Licht aus dem Auslegergehäuse aussendet.
Das Unterdrücken von Resonanzschwingungen bei Luftfahrzeugen, insbesondere bei Drohnen, ist dem Fachmann aus der in US 5 374 011 A genannten Literatur bekannt.
Offenbarung der Erfindung
Die Erfindung stellt ein Luftfahrzeug, insbesondere ein vollelektrisches, im obigen Sinne senkrecht start- und landefähiges Luftfahrzeug gemäß dem unabhängigen Anspruch 1 bereit.
Der erfindungsgemäße Ansatz fußt auf der Erkenntnis, dass Flattern entsteht, wenn eine Schwingungsmode mit einer zweiten annähernd oder gleichfrequent schwingenden - beispielsweise einer Biegemode und einer Torsionsmode - resoniert und sich diese Schwingungen konstruktiv überlagern. Derartige Eigenfrequenzen sind grundsätzlich konstruktionsbedingt und werden abhängig z. B. von der Fluggeschwindigkeit unterschiedlich stark stimuliert. Insbesondere von Auslegern getragene freifahrende Propeller oder Hubrotoren können zusätzlich durch Präzessionskräfte zum Flattern angeregt werden.
Ein Vorzug der Erfindung besteht in der erhöhten Funktionssicherheit des Luftfahrzeuges in den vielfältigsten, beispielsweise von veränderlichen Propellerdrehzahlen und Windrichtungen geprägten Flugsituationen. Hierzu vereint sie die essenziellen Anforderungen struktureller Festigkeit - etwa zur Absicherung gegen missbräuchliche Flugmanöver (misuse) - und robuster Auslegung des Schwingverhaltens. Auch bei konstruktiven Beschränkungen hinsichtlich der äußeren Abmaße, Wandstärke etc., wie sie dem Konstrukteur beispielsweise durch Design-, Festigkeits- oder Gewichtsvorgaben auferlegt werden mögen, wird eine solche Auslegung durch das erfindungsgemäße Einbringen einer funktionalen Sicke oder Verprägung unter Einhaltung der Vorgaben ermöglicht.
Bauteilresonanzen lassen sich auf diese Weise gezielt in unkritische Frequenzbereiche verlagern, in denen im Betrieb keine dauerhafte Anregung durch Motoren, Luftströme etc. erfolgt. Indem eine Anregung dieser Strukturen bei ihrer Resonanzfrequenz konstruktiv verhindert wird, lässt sich eine frühzeitige Ermüdung oder gar das Versagen einzelner Bauteile vermeiden.
Erfindungsgemäß wird den hohen Sicherheitsanforderungen an Fluggeräte Rechnung getragen, indem Kabel wartungsfreundlich in der Vertiefung des Auslegers verlegt werden.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den abhängigen Patentansprüchen angegeben. In einer bevorzugten Ausführungsform befindet sich die Vertiefung an der Unterseite des Auslegers. Auf diesem Wege lassen sich die Kabel weitgehend vor äußeren Einflüssen wie direkter Sonneneinstrahlung oder Anregung durch Wind oder anströmende Luft im Reiseflug schützen.
Weiterhin kann das Luftfahrzeug etwa mit abgeknickten oder gar wahlweise abknickbaren Tragflächen ausgestattet sein. Eine entsprechende Variante vergrößert die im Horizontalflug wirksame Flügelfläche, ohne aber die Standfläche des Luftfahrzeuges nennenswert auszudehnen.
Ferner mag das Luftfahrzeug über ein schnell ladbares Batteriesystem verfügen, welches die Antriebsenergie für Senkrechtstart und -landung sowie Horizontalflug bereitstellt und eine kurzfristige Aufladung des Luftfahrzeuges im Stand ermöglicht.
Zum Antrieb des Luftfahrzeuges können hierbei anstelle freifahrender Rotoren mehrere Mantelpropeller (ducted fans) auch unterschiedlicher Größe zum Einsatz kommen, wie sie abseits der Luftfahrttechnik etwa von Luftkissenfahrzeugen oder Sumpfbooten bekannt sind. Das den Propeller umgebende zylindrische Gehäuse vermag in einer derartigen Ausführungsform die Schubverluste infolge von Verwirbelungen an den Blattspitzen beträchtlich zu reduzieren. Geeignete Mantelpropeller mögen horizontal oder vertikal ausgerichtet, zwischen beiden Stellungen schwenkbar ausgeführt oder aus aerodynamischen Gründen im Horizontalflug durch Lamellen (louvers) abgedeckt sein. Zudem ist eine reine Horizontalschuberzeugung mittels feststehender Mantelpropeller denkbar.
Schließlich kommt - neben einem vorzugsweise vollautonomen Betrieb des Luftfahrzeuges - bei hinreichender Qualifikation auch die Einräumung einer manuellen Kontrolle an den menschlichen Piloten in Betracht, was der erfindungsgemäßen Vorrichtung eine größtmögliche Flexibilität in der Handhabung verleiht.
Figurenliste
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen dargestellt und wird im Folgenden näher beschrieben.

1 zeigt die perspektivische Ansicht eines Luftfahrzeuges.
2 zeigt die Ansicht eines Auslegers von unten.
3 zeigt einen Schnitt des Auslegers in der Ebene A-A gemäß 2.

Ausführungsformen der Erfindung
1 illustriert die konstruktiven Merkmale einer bevorzugten Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Luftfahrzeuges (10). An dessen Bug sind beidseitige Ausleger (11) verschraubt, die in einander entgegengesetzten Richtungen parallel zur Nickachse aus dem Rumpf ragen und jeweils einen Hubrotor (14) tragen.
Wie 2 erkennen lässt, weist der aus Blech bestehende Ausleger (11) eine unterseitige Verprägung (12) auf.
3 beleuchtet den geschlossenen Hohlquerschnitt des dünnwandigen Auslegers (11). Durch das Einbringen der Verprägung (12) auf der Unterseite kann die Torsionsfrequenz eingestellt werden, ohne die Biegemoden bezüglich X- und Z-Achse nennenswert zu beeinflussen. Die Vertiefung (12) verleiht dem Ausleger (11) beispielsweise eine robuste dynamische Auslegung für Eigenmoden in disjunkten Frequenzbereichen von 10-15 Hz (Biegung bezüglich der Z-Achse), 25-30 Hz (Biegung bezüglich der X-Achse), 70-85 Hz (Torsion bezüglich der Y-Achse) sowie 200-210 Hz (längs zur Y-Achse des Flugzeugkoordinatensystems).
Die Verprägung (12) auf der Unterseite ermöglicht zudem die windgeschützte Verlegung zweier Steuer- und Stromleitungen für die Versorgung und Ansteuerung der Motoren. Weder der vertikale Luftstrom noch der Luftstrom im Vorwärtsflug regen diese Kabel (13) an, sodass das Risiko eines Kabelbruchs sinkt.
Durch die windgeschützte Unterbringung kann zudem auf eine zusätzliche Abdeckung, wie sie bei einer Kabelverlegung seitlich entlang des Auslegers (11) benötigt würde, verzichtet werden. Die Kabel (13) sind somit im Hinblick auf Kontrolle oder Tausch bei Defekt sehr einfach und schnell zugänglich.

Claims

Luftfahrzeug (10), mit folgenden Merkmalen: - das Luftfahrzeug (10) umfasst einen Rumpf mit einem Ausleger (11), - der Ausleger (11) trägt einen Hubrotor (14) und - der Ausleger (11) weist eine Vertiefung (12) auf, gekennzeichnet durch folgende Merkmale: - der Ausleger (11) ist aus Blech und weist einen geschlossenen Hohlquerschnitt auf, - die Vertiefung (12) ist eine Verprägung (12) dergestalt, dass der Ausleger (11) Eigenmoden in disjunkten Frequenzbereichen aufweist, und enthält Kabel (13) und - die Kabel (13) verlaufen vom Rumpf entlang des Auslegers (11) zum Hubrotor (14).
Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch folgendes Merkmal: - die Kabel (13) umfassen Steuerleitungen.
Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch die folgenden Eigenmoden des Auslegers (11): - eine erste Mode bei 10 bis 15 Hz, - eine zweite Mode bei 25 bis 30 Hz, - eine dritte Mode bei 70 bis 85 Hz und - eine vierte Mode bei 200 bis 210 Hz.
Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch folgende Merkmale: - das Luftfahrzeug (10) weist eine Rollachse (X), Nickachse (Y) und Gierachse (Z) auf, - der Ausleger (11) verläuft parallel zur Nickachse (Y), - die erste Mode ist eine Biegung bezüglich der Gierachse (Z), - die zweite Mode ist eine Biegung bezüglich der Rollachse (X), - die dritte Mode ist eine Torsion bezüglich der Nickachse (Y) und - die vierte Mode ist parallel zur Nickachse (Y) gerichtet.
Luftfahrzeug (10) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, gekennzeichnet durch folgendes Merkmal: - die Vertiefung (12) befindet sich an einer Unterseite des Auslegers (11).
Luftfahrzeug (10) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, gekennzeichnet durch folgendes Merkmal: - der Ausleger (11) ist an einer Bugseite des Rumpfes angeordnet.