DE102022112111A1

DE102022112111A1 - Aircraft for flying in ambient air with dynamic buoyancy

Info

Publication number: DE102022112111A1
Application number: DE102022112111.9A
Authority: DE
Inventors: gleich Anmelder Erfinder
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2022-05-13
Filing date: 2022-05-13
Publication date: 2023-11-16

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug zum Fliegen in Umgebungsluft mittels dynamischen Auftriebs zum Überwinden eines Eigengewichts mit einem Tragwerk, zumindest einer Auftriebsfläche, einem zum Erzeugen von Antriebsschub eingerichteten ersten Triebwerk mit einem ersten Maximalschub und zumindest einem zum Erzeugen von Antriebsschub eingerichteten zweiten Triebwerk mit einem zweiten Maximalschub, wobei das Tragwerk die zumindest eine Auftriebsfläche mit dem ersten Triebwerk und dem zumindest zweiten Triebwerk mechanisch verbindet, sodass das Luftfahrzeug mittels dem jeweiligen Antriebsschub relativ zur Umgebungsluft beschleunigbar ist und die Auftriebsfläche durch eine Relativbewegung zur Umgebungsluft den dynamische Auftrieb erzeugt, wobei der erste Maximalschub maximal 90% des zweiten Maximalschubs beträgt.

The invention relates to an aircraft for flying in ambient air by means of dynamic buoyancy to overcome its own weight with a supporting structure, at least one buoyancy surface, a first engine set up to generate drive thrust with a first maximum thrust and at least one second engine set up to generate drive thrust with a second maximum thrust , wherein the supporting structure mechanically connects the at least one buoyancy surface with the first engine and the at least second engine, so that the aircraft can be accelerated relative to the ambient air by means of the respective drive thrust and the buoyancy surface generates the dynamic lift through a relative movement to the ambient air, the first maximum thrust being at its maximum 90% of the second maximum thrust.

Description

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug zum Fliegen in Umgebungsluft mittels dynamischen Auftriebs zum Überwinden eines Eigengewichts mit einem Tragwerk, zumindest einer Auftriebsfläche, einem zum Erzeugen von Antriebsschub eingerichteten ersten Triebwerk mit einem ersten Maximalschub und zumindest einem zum Erzeugen von Antriebsschub eingerichteten zweiten Triebwerk mit einem zweiten Maximalschub, wobei das Tragwerk die zumindest eine Auftriebsfläche mit dem ersten Triebwerk und dem zumindest zweiten Triebwerk mechanisch verbindet, sodass das Luftfahrzeug mittels dem jeweiligen Antriebsschub relativ zur Umgebungsluft beschleunigbar ist und die Auftriebsfläche durch eine Relativbewegung zur Umgebungsluft den dynamischen Auftrieb erzeugt.The invention relates to an aircraft for flying in ambient air by means of dynamic buoyancy to overcome its own weight with a supporting structure, at least one buoyancy surface, a first engine set up to generate drive thrust with a first maximum thrust and at least one second engine set up to generate drive thrust with a second maximum thrust , wherein the supporting structure mechanically connects the at least one buoyancy surface with the first engine and the at least second engine, so that the aircraft can be accelerated relative to the ambient air by means of the respective drive thrust and the buoyancy surface generates the dynamic buoyancy through a relative movement to the ambient air.

Bekannte Luftfahrzeuge der genannten Art, die gemeinhin auch als Starrflügelflugzeuge bezeichnet werden, sind sowohl als sogenannte einmotorige als auch als sogenannte mehrmotorige Flugzeuge bekannt. Mehrmotorige Flugzeuge werden dabei mit mehreren, also zumindest zwei Triebwerken ausgestattet und weisen damit eine Redundanz, beispielsweise für den Fall eines Triebwerksausfalls eines einzelnen Triebwerkes, auf. Hierbei muss aus Sicherheitsgründen, beispielsweise für eine ausreichende Steigleistung bei einem Triebwerksausfall im Startablauf jedes einzelne Triebwerk in der Lage sein, genug Leistung und damit Schub zu liefern um das Luftfahrzeug sicher in einen Steigflug zu überführen und weiter zu beschleunigen. In der Folge sind entsprechende Triebwerke für einen gleichförmigen Reiseflug, für den beispielsweise nur 60 % oder auch nur 40% der gesamten Antriebsleistung erforderlich ist, zumeist in einem ineffizienten, nämlich bezüglich der Leistung stark gedrosselten Betriebszustand.Known aircraft of the type mentioned, which are also commonly referred to as fixed-wing aircraft, are known as both so-called single-engine and so-called multi-engine aircraft. Multi-engine aircraft are equipped with several, i.e. at least two, engines and thus have redundancy, for example in the event of an engine failure of a single engine. For safety reasons, for example to ensure sufficient climb performance in the event of an engine failure during the take-off process, each individual engine must be able to deliver enough power and thus thrust to safely transfer the aircraft into a climb and further accelerate it. As a result, corresponding engines for a uniform cruise flight, for which, for example, only 60% or only 40% of the total drive power is required, are usually in an inefficient operating state, namely with a greatly reduced performance.

Weiterhin weisen entsprechende mehrmotorige Luftfahrzeuge aufgrund der entsprechend großdimensionierten Triebwerke ein hohes Gewicht und aufgrund der entsprechenden Leistungsfähigkeit der Triebwerke auch entsprechend hohe Anschaffungspreise auf.Furthermore, corresponding multi-engine aircraft have a high weight due to the correspondingly large engines and correspondingly high purchase prices due to the corresponding performance of the engines.

Aufgabe der Erfindung ist es, den Stand der Technik zu verbessern.The object of the invention is to improve the state of the art.

Gelöst wird die Aufgabe durch ein Luftfahrzeug zum Fliegen in Umgebungsluft mittels dynamischen Auftriebs zum Überwinden eines Eigengewichts mit einem Tragwerk, zumindest einer Auftriebsfläche, einem zum Erzeugen von Antriebsschub eingerichteten ersten Triebwerk mit einem ersten Maximalschub und zumindest einem zum Erzeugen von Antriebsschub eingerichteten zweiten Triebwerk mit einem zweiten Maximalschub, wobei das Tragwerk die zumindest eine Auftriebsfläche mit dem ersten Triebwerk und dem zumindest zweiten Triebwerk mechanisch verbindet, sodass das Luftfahrzeug mittels dem jeweiligen Antriebsschub relativ zur Umgebungsluft beschleunigbar ist und die Auftriebsfläche durch eine Relativbewegung zur Umgebungsluft den dynamischen Auftrieb erzeugt, wobei der erste Maximalschub maximal 90 % des zweiten Maximalschubs beträgt.The task is solved by an aircraft for flying in ambient air by means of dynamic buoyancy to overcome its own weight with a supporting structure, at least one buoyancy surface, a first engine set up to generate drive thrust with a first maximum thrust and at least one second engine set up to generate drive thrust with a second maximum thrust, wherein the supporting structure mechanically connects the at least one buoyancy surface with the first engine and the at least second engine, so that the aircraft can be accelerated relative to the ambient air by means of the respective drive thrust and the buoyancy surface generates the dynamic lift through a relative movement to the ambient air, wherein the first Maximum thrust is a maximum of 90% of the second maximum thrust.

Durch eine entsprechende abgestufte Auslegung des ersten Triebwerks und des zumindest zweiten Triebwerks mit ausdrücklich unterschiedlichem Maximalschub, also beispielsweise durch die Auswahl von Triebwerken unterschiedlicher Leistungsklassen, kann beispielsweise für einen Startablauf eine Kombination aus erstem Triebwerk und zweitem Triebwerk bei beispielsweise jeweils nahezu voller Leistung genutzt werden, um ausreichend Schub für eine kurze Startstrecke zu erzeugen. Im Reiseflug hingegen reicht beispielsweise das erste Triebwerk mit einem entsprechenden Antriebsschub bei einer effizienten Leistung nahe der Nennleistung aus, um das Luftfahrzeug sicher und mit ausreichend Geschwindigkeit durch die Umgebungsluft zu bewegen. Das zumindest zweite Triebwerk kann dann beispielsweise im Leerlauf verbleiben und beispielsweise zum Betrieb eines Generators für eine Stromversorgung oder als bereits im Betrieb befindliches redundantes Triebwerk für den Falle eines Ausfalls des ersten Triebwerks bereitstehen.Through a corresponding graduated design of the first engine and the at least second engine with explicitly different maximum thrust, for example by selecting engines of different performance classes, a combination of the first engine and the second engine can be used for a starting sequence, for example at almost full power, to generate sufficient thrust for a short take-off distance. In cruise flight, on the other hand, for example, the first engine with a corresponding drive thrust at an efficient power close to the nominal power is sufficient to move the aircraft safely and at sufficient speed through the surrounding air. The at least second engine can then, for example, remain idle and be available, for example, to operate a generator for a power supply or as a redundant engine that is already in operation in the event of a failure of the first engine.

Kerngedanke der Erfindung ist dabei, dass ausdrücklich Triebwerke unterschiedlicher Leistungsklassen und/oder unterschiedlicher Maximalleistung, nämlich unterschiedlichen Maximalschubs eingesetzt werden, um zum einen die Effizienz des jeweils kleineren Triebwerks bei Nennleistung, beispielsweise für den Reiseflug, zu nutzen und dennoch mittels des jeweiligen vergleichsweise größeren der Triebwerke mit erhöhtem Maximalschub gegenüber dem erstgenannten Triebwerk für besondere Fluglagen, steile Steigflüge, verkürzte Startabläufe und in anderen Flugphasen nutzen zu können.The core idea of the invention is that engines of different performance classes and/or different maximum performance, namely different maximum thrust, are used in order to use the efficiency of the smaller engine at nominal power, for example for cruising, and yet by means of the respective comparatively larger engine To be able to use engines with increased maximum thrust compared to the first-mentioned engine for special flight attitudes, steep climbs, shortened take-off sequences and in other flight phases.

Folgende Begriffe seien an dieser Stelle erläutert:The following terms are explained here:

Ein „Luftfahrzeug“ beschreibt eine technische Vorrichtung, die dazu geeignet ist, in Umgebungsluft zu „fliegen“, also durch Erzeugung eines entsprechenden Auftriebs eine Flugbewegung durchzuführen. Gemäß dem Gedanken der Erfindung ist ein solches Luftfahrzeug „zum Fliegen in der Umgebungsluft mittels dynamischen Auftriebs“ dabei insbesondere ein gemeinhin als „Flugzeug“ bekanntes Luftfahrzeug, welches mittels einer Vorwärtsbewegung durch die Umgebungsluft einen entsprechenden „dynamischen Auftrieb“, also einen durch beispielsweise eine Tragfläche generierten Auftrieb, generiert und damit sein Eigengewicht überwindet. Beispielhaft seien für solche Luftfahrzeuge Sportflugzeuge, Geschäftsreiseflugzeuge, Zubringerflugzeuge und Verkehrsflugzeuge genannt. Es sei hierzu auch erwähnt, dass die Erfindung auch für Drehflügler anwendbar ist, also für Helikopter, Tragschrauber und dergleichen. Am Beispiel eines Helikopters mit zwei Triebwerken wäre hier beispielweise eine erstes Triebwerk ausreichend leistungsstark um einen Vorwärtsflug mit Teilbeladung zu ermöglichen und ein zweites Triebwerk wäre leistungsstärker als das erste Triebwerk, wobei beide Triebwerke gemeinsam ausreichen Leistung bereitstellen können, um auch in einem voll beladenen Zustand ein Hovern, also einen leistungsintensiven Schwebeflug, in einer gewünschten Flugsituation zu ermöglichen.An “aircraft” describes a technical device that is suitable for “flying” in ambient air, i.e. performing a flight movement by generating appropriate lift. According to the idea of the invention, such an aircraft "for flying in the ambient air by means of dynamic buoyancy" is in particular an aircraft commonly known as an "aircraft" which, by means of a forward movement through the ambient air, achieves a corresponding "dynamic buoyancy", i.e. through, for example, a wing generated Buoyancy is generated and thus overcomes its own weight. Examples of such aircraft include sports aircraft, business aircraft, commuter aircraft and commercial aircraft. It should also be mentioned that the invention can also be used for rotorcraft, i.e. for helicopters, gyrocopters and the like. Using the example of a helicopter with two engines, for example, a first engine would be sufficiently powerful to enable forward flight with a partial load and a second engine would be more powerful than the first engine, with both engines together being able to provide sufficient power to operate even in a fully loaded state To enable hovering, i.e. a power-intensive hovering flight, in a desired flight situation.

Dazu weist ein solches Luftfahrzeug ein „Tragwerk“ auf, also entsprechende mechanische Strukturbauteile, die zur Verbindung von Funktionsbauteilen dienen. Ein solches Tragwerk kann dabei beispielsweise eine Rumpfstruktur, Tragflächenholme, mechanische Anschlüsse, Verbindungen und dergleichen aufweisen, die eine „Auftriebsfläche“, also aerodynamische Flächen zum Erzeugen des dynamischen Auftriebs wie beispielsweise eine Tragfläche, aufnehmen und mit Leitwerksflächen, beispielsweise einem Höhenleitwerk und einem Seitenleitwerk, so verbinden, dass ein gesteuerter Flug des Luftfahrzeuges möglich ist.For this purpose, such an aircraft has a “structure”, i.e. corresponding mechanical structural components that are used to connect functional components. Such a structure can, for example, have a fuselage structure, wing spars, mechanical connections, connections and the like, which accommodate a "buoyancy surface", i.e. aerodynamic surfaces for generating dynamic lift such as a wing, and with tail surfaces, for example a horizontal stabilizer and a vertical stabilizer, connect in such a way that controlled flight of the aircraft is possible.

Dazu weist das Luftfahrzeug auch entsprechende „Triebwerke“ auf, also Kraftmaschinen, die „Antriebsschub“, also beispielsweise eine rückwärts gerichtete Luftbewegung zur Erzeugung einer vorwärts gerichteten Beschleunigungskraft für das Luftfahrzeug, erzeugen können. Ein solches Triebwerk ist dabei durch einen „Maximalschub“, also durch die maximale kinetische Antriebsleistung des jeweiligen Triebwerks definiert. Es sei darauf hingewiesen, dass der Maximalschub dabei insbesondere Abhängig ist von einer Flughöhe, von Eigenschaften der Umgebungsluft, einer Luftdichte und einer Temperatur, sodass beispielsweise der Maximalschub unter Testbedingungen einer in der Luftfahrt als Standard bekannten, sogenannten ISA-Atmosphäre ermittelt ist. Ebenso kann der Maximalschub auch in Bezug zu beispielsweise einem Normalflugzustand im Reiseflug ermittelt sein. Kerngedanke ist hier der jeweils für die Flugphase verfügbare Maximalschub des jeweiligen Triebwerks im Vergleich zum jeweiligen anderen Triebwerk. Ein solches Triebwerk kann dabei sowohl als Wärmekraftmaschine, beispielsweise zum Betrieb mit Kerosin oder Flugbenzin, oder auch als beispielsweise Elektromotor ausgelegt sein, welche oder welcher entsprechende weitere Einrichtungen, beispielsweise ein Luftgebläse zum Erzeugen von Antriebsschub, nutzt. Die Erfindung ist hierbei unabhängig vom eigentlichen Triebwerkskonzept und auch von dessen Wirkprinzip anwendbar. Der Begriff „Triebwerk“ beschreibt dabei insbesondere die Schuberzeugende Einheit, also beispielsweise ein Turbo-Prop-Triebwerk mit der dazugehörigen Luftschraube oder ein Luftstrahltriebwerk („Turbine“) mit Mantelstromgebläse oder auch einen Elektromotor mit einem gekapselten Luftgebläse („ducted fan“). Dabei ist auch unerheblich, ob hier für die Vergleichbarkeit der Triebwerke untereinander der Standschub in Newton, eine Wellenleistung oder eine Gesamtleistung in Kilowatt oder eine andere Vergleichsleistung in einer anderen Einheit angegeben wird.For this purpose, the aircraft also has corresponding “engines”, i.e. engines that can generate “drive thrust”, for example a backward air movement to generate a forward acceleration force for the aircraft. Such an engine is defined by a “maximum thrust”, i.e. by the maximum kinetic drive power of the respective engine. It should be noted that the maximum thrust depends in particular on a flight altitude, on the properties of the ambient air, an air density and a temperature, so that, for example, the maximum thrust is determined under test conditions of a so-called ISA atmosphere, which is known as a standard in aviation. Likewise, the maximum thrust can also be determined in relation to, for example, a normal flight state in cruise flight. The key idea here is the maximum thrust available for each flight phase of the respective engine in comparison to the other engine. Such an engine can be designed both as a heat engine, for example for operation with kerosene or aviation gasoline, or as an electric motor, for example, which uses corresponding additional devices, for example an air blower, to generate drive thrust. The invention can be used independently of the actual engine concept and also of its operating principle. The term “engine” describes in particular the thrust-generating unit, for example a turbo-prop engine with the associated propeller or an air jet engine (“turbine”) with a ducted fan or an electric motor with an encapsulated air blower (“ducted fan”). It is also irrelevant whether the stationary thrust in Newtons, a shaft power or a total power in kilowatts or another comparative power in a different unit is specified here for the purpose of comparing the engines with one another.

In einer entsprechenden Ausführungsform kann das Luftfahrzeug dabei auch ein drittes Triebwerk mit einem dritten Maximalschub und/oder ein weitere Triebwerk mit einem weiteren Maximalschub oder auch weitere Triebwerke mit weiteren Maximalschüben aufweisen, wobei der erste Maximalschub maximal 90 % des dritten Maximalschubs und/oder des weiteren Maximalschubs beträgt. Insbesondere sind dabei der zweite Maximalschub, der dritte Maximalschub und/oder der weitere Maximalschub im Wesentlichen gleich.In a corresponding embodiment, the aircraft can also have a third engine with a third maximum thrust and/or a further engine with a further maximum thrust or also further engines with further maximum thrusts, the first maximum thrust being a maximum of 90% of the third maximum thrust and/or the further Maximum thrust is. In particular, the second maximum thrust, the third maximum thrust and/or the further maximum thrust are essentially the same.

Somit steht beispielsweise eine Kombination aus zwei Triebwerken hohen Maximalschubs, nämlich aus dem zweiten Triebwerk und dem dritten Triebwerk, und dem ersten Triebwerk mit geringerem Maximalschub zur Verfügung, sodass das erste Triebwerk beispielsweise als Reiseflugtriebwerk sehr effizient betrieben werden kann und das zweite Triebwerk und das dritte Triebwerk für eine maximale Steigleistung bei beispielsweise hoher Beladung des Luftfahrzeuges und einer gewünschten kurzen Startstrecke zur Verfügung steht. Erfindungswesentlich ist hierbei, dass zumindest ein Triebwerk, nämlich das erste Triebwerk, oder eine entsprechende Triebwerksanordnung aus jeweiligen Triebwerken mit reduzierter Leistung gegenüber weiteren Triebwerken zur Verfügung steht, um den unterschiedlichen Flugphasen und den daraus entstehenden Anforderungen gerecht zu werden.Thus, for example, a combination of two engines with high maximum thrust, namely the second engine and the third engine, and the first engine with a lower maximum thrust are available, so that the first engine can be operated very efficiently, for example as a cruise engine, and the second engine and the third Engine is available for maximum climb performance when, for example, the aircraft is heavily loaded and a desired short take-off distance is required. What is essential to the invention is that at least one engine, namely the first engine, or a corresponding engine arrangement consisting of respective engines with reduced power compared to other engines is available in order to meet the different flight phases and the resulting requirements.

Um eine weitere Spreizung der entsprechenden Einsatzzwecke des Luftfahrzeuges zu erreichen und die Effizienz weiter zu steigern, beträgt der erste Maximalschub maximal 85 %, 80 %, 70 %, 65 %, 55 %, 50%, 45%, 40% insbesondere 30 %, des zweiten Maximalschubs, des dritten Maximalschubs und/oder des weiteren Maximalschubs. Insbesondere beträgt der erste Maximalschub dabei mindestens 15%, mindestens 20%, insbesondere mindestens 25% des zweiten Maximalschubs. Es ist drauf hingewiesen, dass im Rahmen der vorliegenden Erfindung insbesondere auf solche Triebwerke Bezug genommen wird, welche originär für das Beschleunigen des Luftfahrzeuges ausgelegt sind. Zufällige Schubanteile eines beispielsweise als Kraftmaschine für die Erzeugung von Strom eingesetzten Turbinentriebwerkes, welches auch als „APU“ bekannt ist, sind hier bei der Betrachtung ausgenommen.In order to achieve a further spread of the corresponding purposes of the aircraft and to further increase efficiency, the first maximum thrust is a maximum of 85%, 80%, 70%, 65%, 55%, 50%, 45%, 40%, in particular 30%, the second maximum thrust, the third maximum thrust and/or the further maximum thrust. In particular, the first maximum thrust is at least 15%, at least 20%, in particular at least 25% of the second maximum thrust. It should be noted that within the scope of the present invention reference is made in particular to engines that are originally designed for accelerating the aircraft. Random thrust components, for example as a power engine for the The turbine engine used to generate electricity, which is also known as an “APU”, is excluded from this consideration.

Um auch in Bezug zu beispielsweise zulassungsrelevanten Flugparametern zumindest mit dem ersten Triebwerk eine ausreichende Leistung bereitzustellen, weist das erste Triebwerk einen Maximalschub auf, der zumindest 60 %, zumindest 50 %, zumindest 40 %, zumindest 30% und/oder zumindest 20% des Eigengewichts des Luftfahrzeugs übersteigt, sodass eine Steigfähigkeit des Luftfahrzeugs in der Umgebungsluft in einem Steigzustand allein mittels des ersten Triebwerks bereitstellbar ist.In order to provide sufficient power at least with the first engine in relation to, for example, certification-relevant flight parameters, the first engine has a maximum thrust that is at least 60%, at least 50%, at least 40%, at least 30% and / or at least 20% of the own weight of the aircraft exceeds, so that the ability of the aircraft to climb in the ambient air in a climbing state can be provided solely by means of the first engine.

Eine „Steigfähigkeit“ beschreibt hierbei die Eigenschaft des Luftfahrzeuges, bei einer Vorwärtsbewegung abhängig vom entsprechend zur Verfügung stehenden Antriebsschub einen Höhengewinn, also einen Steigflug, zu realisieren. Diese Steigfähigkeit muss dabei beispielsweise für bestimmte Beladungszustände in Abhängigkeit von Umgebungsbedingungen realisiert werden, um das Luftfahrzeug zulassungsfähig zu gestalten. Ein entsprechender „Steigzustand“ beschreibt dabei den Zustand des Höhengewinns, der als dynamischer Flugzustand eingenommen werden muss. Dieser kann beispielsweise abhängig sein von einer entsprechenden Höhe über dem Meeresboden, einem Luftdruck, einer Umgebungstemperatur oder ähnlichen Bedingungen. Übliches Zulassungskriterium ist hierbei eine sogenannte „Hot-And-High“-Konfiguration, in der das Luftfahrzeug in großer Höhenlage bei hohen Umgebungstemperaturen, also bei besonders wenig tragfähiger Umgebungsluft bei einem angenommenen Triebwerksausfall nach einer Entscheidungsgeschwindigkeit, also wenn keine ausreichende Rest-Startbahn für einen Startabbruch zur Verfügung steht, mit einem verbleibenden Triebwerk weiterhin steigfähig sein muss.“Climbing ability” describes the ability of the aircraft to gain altitude, i.e. climb, when moving forward depending on the available drive thrust. This climbing ability must be realized, for example, for certain loading conditions depending on environmental conditions in order to make the aircraft certifiable. A corresponding “climb state” describes the state of altitude gain that must be adopted as a dynamic flight state. This can, for example, depend on a corresponding height above the sea floor, air pressure, ambient temperature or similar conditions. The usual approval criterion here is a so-called “Hot-and-High” configuration, in which the aircraft is at a high altitude with high ambient temperatures, i.e. with particularly low load-bearing ambient air, with an assumed engine failure after a decision speed, i.e. if there is no sufficient remaining runway for one Take-off abort is available and must still be capable of climbing with one remaining engine.

In einer Ausführungsform ist das erste Triebwerk im Wesentlichen in einer Gleichgewichtsebene entlang der Längsachse, insbesondere in einer Gleichgewichtsebene aerodynamischen Gleichgewichts um eine Hochachse, angeordnet, sodass bei reduziertem oder bei fehlendem Schub des zweiten Triebwerks, des dritten Triebwerks und/oder des weiteren Triebwerks ein Gleichgewichtszustand zwischen aerodynamischen Kräften entlang der Längsachse und dem Schub des ersten Triebwerks erhalten ist.In one embodiment, the first engine is arranged essentially in an equilibrium plane along the longitudinal axis, in particular in an equilibrium plane of aerodynamic equilibrium about a vertical axis, so that a state of equilibrium is achieved when the thrust of the second engine, the third engine and/or the further engine is reduced or absent between aerodynamic forces along the longitudinal axis and the thrust of the first engine.

Diese Konfiguration stellt sicher, dass beispielsweise bei einem Triebwerksausfall des zweiten Triebwerks in einer Konfiguration aus erstem Triebwerk und zweiten Triebwerk keinerlei sogenanntes Giermoment um die Hochachse des Luftfahrzeuges entsteht. Hierdurch kann beispielsweise ein zur Kompensation des Giermomentes notwendiges Seitenleitwerk aufgrund der vorgehend beschriebenen Triebwerkskonfiguration deutlich kleiner ausgeführt werden, da weniger Kräfte erforderlich sind, um das Luftfahrzeug in einer geraden Flugbahn zu halten, wenn beispielsweise das zweite Triebwerk ausfällt. Somit kann die aerodynamische Güte des Luftfahrzeuges schon konstruktiv verbessert werden, wenn beispielsweise ein Luftwiderstand des verkleinerten Seitenleitwerks geringer ausfällt.This configuration ensures that, for example, in the event of an engine failure of the second engine in a configuration consisting of a first engine and a second engine, no so-called yaw moment arises about the vertical axis of the aircraft. As a result, for example, a vertical tail unit required to compensate for the yaw moment can be made significantly smaller due to the engine configuration described above, since fewer forces are required to keep the aircraft in a straight trajectory if, for example, the second engine fails. This means that the aerodynamic quality of the aircraft can be improved structurally if, for example, the air resistance of the reduced vertical tail is lower.

Eine „Gleichgewichtsebene“ entlang der Längsachse beschreibt dabei beispielsweise eine in einer Normalfluglage entlang der Längsachse angeordnete und entlang der Gravitation ausgerichtet verlaufende Ebene durch das Luftfahrzeug, welche als Bezugssystem insbesondere für aerodynamische Kräfte dient. Ist das Luftfahrzeug symmetrisch konstruiert, ist diese Gleichgewichtsebene gleichzeitig eine Gleichgewichtsebene „aerodynamischen Gleichgewichts“, also die Bezugsebene für ausgeglichene aerodynamische Kräfte in einem unbeschleunigten Geradeausflug, insbesondere in Gier-Richtung.A “plane of equilibrium” along the longitudinal axis describes, for example, a plane through the aircraft that is arranged in a normal flight attitude along the longitudinal axis and aligned along gravity, which serves as a reference system in particular for aerodynamic forces. If the aircraft is designed symmetrically, this equilibrium plane is also an equilibrium plane of “aerodynamic equilibrium”, i.e. the reference plane for balanced aerodynamic forces in an unaccelerated straight flight, especially in the yaw direction.

Die „Hochachse“ verläuft dabei in der Regel bei einem stationären Geradeausflug entlang der Gravitationsachse durch das Luftfahrzeug und dient dem Bezug für ein „Gieren“, also eine Drehbewegung des Luftfahrzeugs um die Hochachse. Hierzu sei angemerkt, dass entsprechende geometrische Bezüge für einen angenommenen unbeschleunigten Geradeausflug in ungestörter Umgebungsluft in einer Reiseflugkonfiguration, also beispielsweise mit eingefahrenem Fahrwerk und eingefahrenen Auftriebshilfen gelten und daher als Konstruktionsgrundlage dienen. Eine reale Hochachse kann sich beispielsweise in einer angenommenen Landekonfiguration mit ausgefahrenem Fahrwerk, ausgefahrenen Auftriebshilfen und einem seitenwindbedingten Seitengleitflug in unterschiedlichen Winkeln gegenüber dem angenommenen Idealzustand verändern.The "vertical axis" usually runs along the gravity axis through the aircraft during a stationary straight flight and serves as a reference for "yaw", i.e. a rotational movement of the aircraft around the vertical axis. It should be noted that corresponding geometric references apply to an assumed unaccelerated straight flight in undisturbed ambient air in a cruise configuration, for example with retracted landing gear and retracted buoyancy aids, and therefore serve as a design basis. For example, a real vertical axis can change at different angles compared to the assumed ideal state in an assumed landing configuration with extended landing gear, extended buoyancy aids and a side glide flight caused by crosswinds.

Um auch im Falle des Ausfalls des ersten Triebwerks eine entsprechende sichere Konfiguration bereitstellen zu können, ist oder sind das zweite Triebwerk, eine Triebwerksanordnung aus dem zweiten Triebwerk und dem dritten Triebwerk oder eine Triebwerksanordnung aus dem zweiten Triebwerk, dem dritten Triebwerk und einem oder mehreren weiteren Triebwerken im Wesentlichen in einer Gleichgewichtsebene entlang der Längsachse, insbesondere in einer Gleichgewichtsebene aerodynamischen Gleichgewichts um eine Hochachse angeordnet, sodass bei reduziertem oder bei fehlendem Schub des ersten Triebwerks ein Gleichgewichtszustand zwischen aerodynamischen Kräften entlang der Längsachse und dem Schub des zweiten Triebwerks oder der jeweiligen Triebwerksanordnung erhalten ist.In order to be able to provide a corresponding safe configuration even in the event of a failure of the first engine, the second engine is or are an engine arrangement consisting of the second engine and the third engine or an engine arrangement consisting of the second engine, the third engine and one or more others Engines essentially arranged in an equilibrium plane along the longitudinal axis, in particular in an equilibrium plane of aerodynamic equilibrium around a vertical axis, so that when the thrust of the first engine is reduced or absent, there is a state of equilibrium between aerodynamic forces along the longitudinal axis and the thrust of the second engine or the respective engine arrangement is preserved.

Eine „Triebwerksanordnung“ beschreibt hierbei beispielsweise eine Gruppe aus zweiten Triebwerk und drittem Triebwerk oder aus zweitem Triebwerk, drittem Triebwerk und einem oder mehreren weiteren Triebwerken, welche beispielsweise auch in sich symmetrisch zu einer entsprechenden Gleichgewichtsebene entlang der Längsachse angeordnet sein können und daher als Triebwerksgruppe hoher Leistung gegenüber dem ersten Triebwerk eingerichtet sind. Ebenso kann im Rahmen der vorliegenden Offenbarung auch das erste Triebwerk durch eine Triebwerksanordnung realisiert sein, wenn also beispielsweise zwei Triebwerke geringerer Leistungsfähigkeit, also geringeren Maximalschubs verwendet werden.An “engine arrangement” describes, for example, a group of second engine and third engine or of second engine, third engine and one or more further engines, which, for example, can also be arranged symmetrically to a corresponding equilibrium plane along the longitudinal axis and therefore higher as an engine group Performance compared to the first engine are set up. Likewise, within the scope of the present disclosure, the first engine can also be implemented by an engine arrangement, for example if two engines of lower performance, i.e. lower maximum thrust, are used.

In einer Ausführungsform weist die Gleichgewichtsebene eine maximale Abweichung von 10 %, 5 %, 2 % oder 1 % eines vollständigen Gleichgewichts zwischen aerodynamischen Kräften entlang der Längsachse und dem Antriebsschub des jeweiligen Triebwerks auf.In one embodiment, the equilibrium plane has a maximum deviation of 10%, 5%, 2% or 1% of a complete balance between aerodynamic forces along the longitudinal axis and the propulsion thrust of the respective engine.

Damit kann beispielsweise eine entsprechende bauraumbedingte Abweichung von einer vollständigen Symmetrie bezüglich der jeweiligen Triebwerke abgewichen werden, solange eine entsprechende geringe Abweichung eingehalten wird und damit aerodynamische Kräfte und/oder aerodynamische Momente, insbesondere Giermomente, bei einem jeweiligen Triebwerksausfall unterhalb eines Schwellwertes bleiben, der beispielsweise eine nötige Vergrößerung des Seitenleitwerks nach sich ziehen würde.This means that, for example, a corresponding deviation due to the installation space can be deviated from complete symmetry with respect to the respective engines, as long as a corresponding small deviation is maintained and thus aerodynamic forces and / or aerodynamic moments, in particular yaw moments, remain below a threshold value in the event of a respective engine failure, which, for example, is a would result in the necessary enlargement of the vertical stabilizer.

In diesem Zusammenhang sei auch erwähnt, dass beispielsweise eine seitliche Abweichung von beispielsweise einer Symmetrieebene des Luftfahrzeuges beim Einbau eines entsprechenden jeweiligen Triebwerks toleriert werden kann, um beispielsweise eine geometrische Schachtel um entsprechende Baugruppen in einem Flugzeugrumpf nutzen zu können, um den Bauraum zu reduzieren.In this context, it should also be mentioned that, for example, a lateral deviation from, for example, a plane of symmetry of the aircraft can be tolerated when installing a corresponding engine in order, for example, to be able to use a geometric box around corresponding assemblies in an aircraft fuselage in order to reduce the installation space.

Um eine solche Bauraumausnutzung betreiben zu können und trotzdem ein aerodynamisches Gleichgewicht in vertretbarem Rahmen zu halten, weisen das erste Triebwerk und das zweite Triebwerk oder das erste Triebwerk und eine Triebwerksanordnung aus dem zweiten Triebwerk und dem dritten Triebwerk oder aus dem zweiten Triebwerk, dem dritten Triebwerk und/oder einem weiteren Triebwerk in Bezug zu einer entlang einer Gravitationsrichtung und der Längsachse verlaufenden Längsebene ein Abstand von weniger als 10 %, weniger als 5 %, weniger als 2 % oder weniger als 1 % einer Gesamtbreite des Luftfahrzeuges auf.In order to be able to utilize such installation space and still maintain an aerodynamic balance within a reasonable framework, the first engine and the second engine or the first engine and an engine arrangement consist of the second engine and the third engine or of the second engine and the third engine and/or a further engine in relation to a longitudinal plane running along a gravitational direction and the longitudinal axis, a distance of less than 10%, less than 5%, less than 2% or less than 1% of a total width of the aircraft.

Eine „Längsebene“ kann dabei die geometrische Entsprechung einer entsprechenden Gleichgewichtsebene, also beispielsweise eine Ebene, welche in Normalfluglage entlang der Gravitationsrichtung senkrecht durch den Flugzeugrumpf entlang der Längsachse verläuft und damit eine Symmetrieebene zu linker Seite und rechter Seite des Flugzeuges sein. Die Symmetrieebene bezieht sich hierbei jedoch auf eine geometrische Symmetrie, die beispielsweise durch die symmetrische Auslegung des Luftfahrzeuges erzeugt ist. Die „Längsachse“ beschreibt hierbei eine geometrisch exakte Achse in Längsrichtung, also üblicherweise entlang der Flugrichtung des Luftfahrzeuges, welche jedoch als geometrischer Bezug dient und nicht zwingend auch die genaue Flugrichtung darstellen muss. Abweichungen wie oben beschrieben, beispielsweise durch entsprechende Flugzustände, sind ausdrücklich einbezogen.A “longitudinal plane” can be the geometric equivalent of a corresponding equilibrium plane, for example a plane which, in normal flight, runs perpendicularly through the aircraft fuselage along the longitudinal axis along the direction of gravity and thus a plane of symmetry to the left and right sides of the aircraft. However, the plane of symmetry here refers to a geometric symmetry, which is created, for example, by the symmetrical design of the aircraft. The “longitudinal axis” describes a geometrically exact axis in the longitudinal direction, i.e. usually along the direction of flight of the aircraft, which, however, serves as a geometric reference and does not necessarily have to represent the exact direction of flight. Deviations as described above, for example due to corresponding flight conditions, are expressly included.

In einer Ausführungsform ist das erste Triebwerk, das zweite Triebwerk, das dritte Triebwerk und/oder das weitere Triebwerk ein Turbinentriebwerk, insbesondere ein Turbojet-Triebwerk, ein Mantelstromtriebwerk und/oder ein Turbo-Prop-Triebwerk und/oder ein Kolbenmotor und/oder ein Elektromotor mit Luftschraube und/oder mit gekapselter Luftschraube.In one embodiment, the first engine, the second engine, the third engine and/or the further engine is a turbine engine, in particular a turbojet engine, a turbofan engine and/or a turbo-prop engine and/or a piston engine and/or a Electric motor with propeller and/or with encapsulated propeller.

Mit den jeweiligen Triebwerkskonzepten und/oder einer entsprechenden Kombination von Triebwerkskonzepten kann hierbei die Effizienz des Luftfahrzeuges weiter gesteigert werden und auch eine Anpassung an entsprechende Betriebszustände und Einsatzspektren erfolgen. So ist beispielsweise eine Kombination aus zwei Mantelstromtriebwerken unterschiedlicher Leistungsklasse ebenso denkbar wie die Kombination eines schubschwächeren Kolbenmotor-Triebwerks mit Luftschraube und einem leistungsstärkeren Elektromotor mit Luftschraube und/oder auch mit gekapselter Luftschraube, wenn beispielsweise das Triebwerk mit Elektromotor lediglich zur Unterstützung des Steigfluges genutzt werden soll. Die dargelegten Kombinationen sind hierbei beispielhaft und dienen nur der Verdeutlichung, jedwede Kombination entsprechender Triebwerke ist hier möglich. Es sei hierzu noch erwähnt, dass der Begriff „Triebwerk“ eine Gesamteinheit aus leistungserzeugender oder leistungsumwandelnder Einheit und aerodynamisch wirksamer Einheit beschreibt, also beispielsweise ein Turbinentriebwerk, welches durch die Verbrennung von Kerosin einen Schubstrahl erzeugt, oder auch ein Elektromotor mit einer gekapselten Luftschraube, welcher durch die Umwandlung elektrischer Energie, beispielsweise aus einem Akkumulator, mittels der gekapselten Luftschraube eine Luftbewegung und damit einen Schub erzeugt. Auch diese Aufzählung ist hierbei beispielhaft.With the respective engine concepts and/or a corresponding combination of engine concepts, the efficiency of the aircraft can be further increased and an adaptation to corresponding operating states and application spectrums can also take place. For example, a combination of two turbofan engines of different performance classes is just as conceivable as the combination of a lower-thrust piston engine with an air screw and a more powerful electric motor with an air screw and/or with an encapsulated air screw, if, for example, the engine with an electric motor is only to be used to support the climb . The combinations presented are examples and are for clarification purposes only; any combination of corresponding engines is possible here. It should also be mentioned that the term “engine” describes an overall unit consisting of a power-generating or power-converting unit and an aerodynamically effective unit, for example a turbine engine, which generates a thrust jet by burning kerosene, or an electric motor with an encapsulated propeller, which by converting electrical energy, for example from an accumulator, an air movement and thus a thrust is generated by means of the encapsulated propeller. This list is also an example.

Ein „Turbojet“ ist, welches auch TurbinenStrahltriebwerk genannt wird, ein Triebwerk, dessen zentrale Komponente eine Gasturbine ist, wobei ein Rückstoß eines Abgasstroms der Gasturbine zum Erzeugen von Schub genutzt wird. Ein „Mantelstromtriebwerk“ weist eine solche Gasturbine auf, nutzt jedoch einen Teil des Abgasstroms zum Erzeugen von Wellenleistung, die einen gekapselten „Fan“, also ein Gebläse zum Erzeugen von Schub mit beschleunigter Umgebungsluft antriebt. Damit wird ein „Mantelstrom“ erzeugt, der zur Steigerung der Effizienz und Reduzierung von Lärm um den Abgasstrom der Gasturbine herum abgeführt wird. Bei einem „Turbo-Prop“ wird eine solche, dann überwiegend aus dem Abgasstrom erzeugte vergleichsweise hohe Wellenleistung dazu genutzt, einen Propeller oder einen Verstellpropeller, also eine Luftschraube anzutreiben.A "turbojet", also called a turbine jet engine, is an engine whose central component is a gas turbine, whereby a recoil of an exhaust stream from the gas turbine is used to generate thrust. A "fan engine" has such a gas turbine, but uses part of the exhaust gas flow to generate shaft power, which drives an encapsulated "fan", i.e. a blower to generate thrust with accelerated ambient air. This creates a “sheath flow” that is diverted around the gas turbine exhaust stream to increase efficiency and reduce noise. With a “turbo prop”, such a comparatively high shaft power, which is then generated predominantly from the exhaust gas flow, is used to drive a propeller or a variable-pitch propeller, i.e. an airscrew.

Um bezüglich des Bauraums eine effiziente Lösung bereitzustellen, ist ein als mit einer Luftschraube und/oder mit einer gekapselten Luftschraube ausgebildetes erstes Triebwerk, zweites Triebwerk, drittes Triebwerk oder weitere Triebwerk in einer Zug-Druck-Anordnung mit einem jeweiligen anderen Triebwerk, insbesondere an jeweiligen gegenüberliegenden Endbereichen des Luftfahrzeuges entlang der Längsachse, angeordnet.In order to provide an efficient solution with regard to the installation space, a first engine, second engine, third engine or further engine designed as a propeller and/or with an encapsulated propeller is in a pull-push arrangement with a respective other engine, in particular at respective ones opposite end regions of the aircraft along the longitudinal axis.

Eine solche, auch „Push-Pull-Konfiguration“ genannte Anordnung ist insbesondere beim Betrieb des Luftfahrzeuges mit Luftschrauben effizient umsetzbar, wenn beispielsweise ein Triebwerk niedriger Leistung in einem hinteren Endbereich des Luftfahrzeuges angeordnet ist und ein Triebwerk höherer Leistung zur Unterstützung beim Startablauf mit einer entsprechenden Luftschraube in einem vorderen, beispielsweise im Bugbereich des Luftfahrzeuges, angeordnet ist. Ebenso sei hierzu erwähnt, dass ein Triebwerk mit einer Luftschraube auch mit einer entsprechenden Falt-Luftschraube ausgestattet sein kann, um beispielsweise aerodynamischen Widerstand einer nicht im Leistungsbetrieb genutzten Luftschraube des jeweiligen leistungsstärkeren Triebwerks zu reduzieren. Auch kann eine Luftschraube oder eine gekapselte Luftschraube mit einer Freilaufkupplung ausgestattet sein, sodass die Luftschraube beispielsweise bei im Leerlauf bereitgehaltenen zweiten Triebwerk im Reiseflug im „windmilling“, also aerodynamisch durch die Umgebungsluft angetrieben, betrieben werden kann, wenn dies für die jeweilige Flugphase effizient ist.Such an arrangement, also known as a “push-pull configuration”, can be implemented efficiently, particularly when operating the aircraft with propellers, if, for example, a low-power engine is arranged in a rear end region of the aircraft and a higher-power engine is arranged to support the take-off process with a corresponding one Propeller is arranged in a front area, for example in the nose area of the aircraft. It should also be mentioned that an engine with an airscrew can also be equipped with a corresponding folding airscrew, for example to reduce aerodynamic resistance of an airscrew of the respective more powerful engine that is not used in power operation. An airscrew or an encapsulated airscrew can also be equipped with a one-way clutch, so that the airscrew can be operated in “windmilling”, i.e. aerodynamically driven by the ambient air, for example with the second engine kept idle in cruise flight, if this is efficient for the respective flight phase .

Weiterhin sei erwähnt, dass insbesondere in einer Ausführungsform des Luftfahrzeuges mit Strahltriebwerken, also beispielsweise einem Turbojet oder einem Mantelstromtriebwerk, eine Anordnung entsprechender Triebwerke im Heck des Luftfahrzeuges zweckdienlich ist, da hiermit sowohl die Lärmbelastung für das Luftfahrzeug reduziert ist, als auch eine entsprechende kompakte Anordnung der jeweiligen Triebwerke übereinander, also entlang einer Achse parallel zur Hochachse, sinnvoll möglich ist.Furthermore, it should be mentioned that, particularly in an embodiment of the aircraft with jet engines, for example a turbojet or a turbofan engine, an arrangement of corresponding engines in the rear of the aircraft is useful, since this reduces both the noise pollution for the aircraft and a corresponding compact arrangement of the respective engines one above the other, i.e. along an axis parallel to the vertical axis, is possible.

Im Weiteren wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert. Es zeigen

1 eine schematische Darstellung eines Geschäftsflugzeuges in einer Seitenansicht
2a eine schematische Darstellung einer Heckansicht des Geschäftsflugzeuges der 1,
2b eine schematische Darstellung einer Heckansicht des Geschäftsflugzeuges der 1 mit einer veränderten Triebwerksanordnung,
2c eine schematische Darstellung einer Heckansicht eines Geschäftsflugzeuges mit veränderter Triebwerkskonfiguration gegenüber dem Geschäftsflugzeug der 1, sowie
3 eine schematische Darstellung einer Draufsicht des Geschäftsflugzeuges der 1.

The invention is explained in more detail using exemplary embodiments. Show it

1 a schematic representation of a business aircraft in a side view
2a a schematic representation of a rear view of the business aircraft 1 ,
2 B a schematic representation of a rear view of the business aircraft 1 with a changed engine arrangement,
2c a schematic representation of a rear view of a business aircraft with a modified engine configuration compared to the business aircraft 1 , as well as
3 a schematic representation of a top view of the business aircraft 1 .

Ein Geschäftsflugzeug 101, welches in seiner speziellen Ausgestaltung nur beispielhaft zur Veranschaulichung dargestellt ist, weist eine Rumpfstruktur 103 auf. Die Rumpfstruktur 103 dient als Teil des Tragwerkes des Geschäftsflugzeuges 101 und weist beispielhaft dargestellte Scheiben 105 auf, die als Cockpitscheibe dienen. Das Geschäftsflugzeug 101 ist in einer üblichen Konfiguration mit einem Seitenleitwerk 111, einem Höhenleitwerk 113 und einer Tragfläche 115 als Tiefdecker mit konventionellem Leitwerk dargestellt. Das Seitenleitwerk 111 und das Höhenleitwerk 113 sind am Heck 107 angeordnet, ebenso könnte zusätzlich im Bereich eines Bugs 109 eine Leitwerkskonfiguration in sogenannter Enten-Anordnung verwendet werden.A business aircraft 101, which in its special design is only shown as an example for illustration, has a fuselage structure 103. The fuselage structure 103 serves as part of the supporting structure of the business aircraft 101 and has panes 105 shown as an example, which serve as a cockpit pane. The business aircraft 101 is shown in a usual configuration with a vertical stabilizer 111, a horizontal stabilizer 113 and a wing 115 as a low-wing aircraft with a conventional tail unit. The vertical stabilizer 111 and the horizontal stabilizer 113 are arranged at the tail 107, and a tail configuration in a so-called duck arrangement could also be used in the area of a bow 109.

Die Tragfläche 115 weist Auftriebshilfen 117, also beispielsweise Landeklappen, zur Erhöhung des Auftriebs in bestimmten Flugsituationen wie dem Start und der Landung auf. Weiterhin weist das Geschäftsflugzeug 101 ein Hauptfahrwerk 121 und ein Bugfahrwerk 123 auf, welche jeweils einziehbar sind.The wing 115 has buoyancy aids 117, for example landing flaps, to increase the buoyancy in certain flight situations such as takeoff and landing. Furthermore, the business aircraft 101 has a main landing gear 121 and a nose landing gear 123, which are each retractable.

Im Heck 107 sind zwei Triebwerke, nämlich ein Triebwerk 151 mit einem Lufteinlass 153 und einer Düse 155 sowie ein Triebwerk 161 mit einem Lufteinlass 163 und einer Düse 165 angeordnet. Die Triebwerke 151 und 161 sind Mantelstromtriebwerke, die nach dem Prinzip einer Gasturbine mit zusätzlichem Mantelstrom-Fan arbeiten (nicht detailliert dargestellt. Dazu saugen die Triebwerke durch die entsprechenden Lufteinlässe 153 und 163 Luft ein, erhöhen die in der Luft enthaltene Energie durch eine Verbrennung in einer jeweiligen Brennkammer (nicht dargestellt) und stoßen entsprechende heiße und beschleunigte Abgase zusammen mit den beschleunigten Luftmassen des jeweiligen Mantelstrom-Fans durch die jeweilige Düse 155 und 165 aus, sodass Schub für das Geschäftsflugzeug 101 entsteht und dieses beschleunigen kann.Two engines are arranged in the rear 107, namely an engine 151 with an air inlet 153 and a nozzle 155 and an engine 161 with an air inlet 163 and a nozzle 165. The engines 151 and 161 are turbofan engines that work on the principle of a gas turbine with an additional turbofan (not shown in detail). For this purpose, the engines suck in air through the corresponding air inlets 153 and 163, increasing the energy contained in the air through combustion a respective burn chamber (not shown) and expel corresponding hot and accelerated exhaust gases together with the accelerated air masses of the respective jacket flow fan through the respective nozzle 155 and 165, so that thrust is created for the business aircraft 101 and can accelerate it.

Das Geschäftsflugzeug 101 wiegt in vollbeladener Startkonfiguration etwa 5.000 kg, was einer Gewichtskraft von etwa 49000N entspricht. Das Triebwerk 151 weist einen Maximalschub von etwa 1.5000N auf, wohingegen das Triebwerk 161 einen Maximalschub von 2.5000 N aufweist.The 101 business aircraft weighs around 5,000 kg in a fully loaded take-off configuration, which corresponds to a weight force of around 49,000N. The engine 151 has a maximum thrust of approximately 1,5000N, whereas the engine 161 has a maximum thrust of 2,5000N.

Somit ist das Triebwerk 151 mit seinem Maximalschub darauf ausgelegt, das Geschäftsflugzeug 101 insbesondere im Reiseflug sicher und effizient betreiben zu können, wohingegen das Triebwerk 161 mit seinem deutlich höheren Schub dazu verwendet wird, beispielsweise in Hot-And-High-Bedingungen und/oder bei besonders kurzen angestrebten Start- und Landestrecke eine ausreichende Leistungsfähigkeit des Geschäftsflugzeugs 101 bereitzustellen. Der Maximalschub des Triebwerks 151 ist dabei so gewählt, dass die für das Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges notwendige Leistung für einen nicht mehr möglichen Startabbruch nach einer sogenannten Entscheidungsfähigkeit zulassungsgemäß vorhanden ist, um einen sicheren Steigflug des Geschäftsflugzeuges 101 sicherzustellen. Ebenso kann lediglich die Leistungsfähigkeit des Triebwerks 151 genutzt werden, wenn beispielsweise ausreichend Startbahn für einen langen Startablauf zur Verfügung steht. Das dann im Leerlauf befindliche Triebwerk 161 kann dann ohne Einfluss auf wartungsrelevante Betriebsstunden im Leerlauf verbleiben, zudem können entsprechende Kraftstoffmengen gespart werden.Thus, the engine 151 with its maximum thrust is designed to be able to operate the business aircraft 101 safely and efficiently, particularly in cruise flight, whereas the engine 161 with its significantly higher thrust is used for this purpose, for example in hot-and-high conditions and/or at To provide sufficient performance of the business aircraft 101 for the particularly short desired take-off and landing distance. The maximum thrust of the engine 151 is selected so that the power required for the total weight of the aircraft is present in accordance with the approval for a take-off abort that is no longer possible after a so-called decision-making ability, in order to ensure a safe climb of the business aircraft 101. Likewise, only the performance of the engine 151 can be used if, for example, there is enough runway available for a long takeoff sequence. The engine 161, which is then idling, can then remain idle without affecting maintenance-relevant operating hours, and corresponding amounts of fuel can also be saved.

Das Geschäftsflugzeug 101 weist einen Schwerpunkt 181 auf, der vorliegend als Beispiel für einen Gewichtsschwerpunkt im beladenen und besetzten Zustand dient. Das Triebwerk 151 ist dabei in Längsrichtung entlang einer Längsachse 191 betrachtet leicht unterhalb des Schwerpunkts 181 angeordnet, das Triebwerk 161 oberhalb des Schwerpunkts 181. Entlang der Längsachse 191 betrachtet, also aus einer Heckansicht (vgl. Beispielsweise 2a), sind die Triebwerke 151 und 161 dabei symmetrisch entlang einer Gleichgewichtsebene 193 angeordnet, wobei die Gleichgewichtsebene 193 sowohl die Symmetrieebene des Geschäftsflugzeugs 101 entlang der Längsachse in Höhenrichtung darstellt, als auch eine aerodynamische Gleichgewichtsebene für den unbeschleunigten Geradeausflug des Geschäftsflugzeugs 101 in ruhiger Umgebungsluft.The business aircraft 101 has a center of gravity 181, which in the present case serves as an example of a center of gravity in the loaded and occupied state. The engine 151 is arranged slightly below the center of gravity 181 when viewed in the longitudinal direction along a longitudinal axis 191, and the engine 161 is arranged above the center of gravity 181. Viewed along the longitudinal axis 191, i.e. from a rear view (cf. For example 2a) , the engines 151 and 161 are arranged symmetrically along an equilibrium plane 193, the equilibrium plane 193 representing both the plane of symmetry of the business aircraft 101 along the longitudinal axis in the height direction, as well as an aerodynamic equilibrium plane for the unaccelerated straight flight of the business aircraft 101 in calm ambient air.

Ebenso kann das Triebwerk 151 beispielhaft leicht nach rechts versetzt und das Triebwerk 161 leicht nach links versetzt angeordnet sein (vergleiche 2b). Diese Anordnung ist beispielsweise für ein sogenanntes verbessertes „Packaging“, also für die geometrisch kompakte Anordnung der Triebwerke sowie entsprechender Nebenantriebe und Hilfsaggregate, zweckdienlich. Hierbei beträgt die Abweichung von der Mittellage in Bezug zu einer Spannweite 183 etwa 1%. Eine Asymmetrie von Schub bei Ausfall eines Triebwerkes ist also vernachlässigbar, ein Gieren um eine Hochachse 192 daher kaum merkbar.Likewise, the engine 151 can be arranged, for example, slightly offset to the right and the engine 161 can be arranged slightly offset to the left (compare 2 B) . This arrangement is useful, for example, for so-called improved “packaging”, i.e. for the geometrically compact arrangement of the engines as well as corresponding auxiliary drives and auxiliary units. The deviation from the central position in relation to a span 183 is approximately 1%. An asymmetry of thrust in the event of an engine failure is therefore negligible, and yaw about a vertical axis 192 is therefore hardly noticeable.

Eine alternative Anordnung mit mehreren Triebwerken an einem beispielhaften Business-Jet 201 sei wie folgt beschrieben:An alternative arrangement with multiple engines on an exemplary business jet 201 is described as follows:

Der Business-Jet 201 weist einen Rumpf 203 auf, welcher mit einem sogenannten T-Leitwerk 211 und Tragflächen 215 ausgestattet ist. Ein Triebwerk 251 ist dabei zentral im Rumpf angeordnet, ein Triebwerk 261 an einem Pylon 267 und ein Triebwerk 271 an einem Pylon 277 jeweils rechts und links des Rumpfes in einem Heckbereich unterhalb des T-Leitwerkes 211. Dabei ist das Triebwerk 251 leicht unterhalb eines Schwerpunktes 281 und die Triebwerke 261 und 271 auf miteinander gleicher Höhe leicht oberhalb des Schwerpunktes 281 angeordnet. Das Triebwerk 251 ist dabei als Triebwerk geringerer Leistung analog zum Triebwerk 151 im vorigen Beispiel, die Triebwerke 261 und 271 sind als Triebwerke hoher Leistung analog zum Triebwerk 161 im vorigen Beispiel ausgelegt.The business jet 201 has a fuselage 203, which is equipped with a so-called T-tail 211 and wings 215. An engine 251 is arranged centrally in the fuselage, an engine 261 on a pylon 267 and an engine 271 on a pylon 277 on the right and left of the fuselage in a tail area below the T-tail 211. The engine 251 is slightly below a center of gravity 281 and the engines 261 and 271 are arranged at the same height, slightly above the center of gravity 281. The engine 251 is designed as a lower power engine analogous to the engine 151 in the previous example, the engines 261 and 271 are designed as high performance engines analogous to the engine 161 in the previous example.

Der Betrieb des Business-jet 201 erfolgt dabei analog zum vorigen Beispiel, sodass beispielsweise das Triebwerk 251 für den stationären Reiseflug ausreichend dimensioniert ist und die Triebwerke 261 und 271 für Sonderfluglagen, starken Steigflug, kurze Startbahnen und dergleichen mit ihrer höheren Leistungsfähigkeit eingesetzt werden können.The operation of the business jet 201 is analogous to the previous example, so that, for example, the engine 251 is sufficiently dimensioned for stationary cruise flight and the engines 261 and 271 can be used for special flight situations, strong climbs, short runways and the like with their higher performance.

BezugszeichenlisteReference symbol list

101101: GeschäftsflugzeugBusiness jet
103103: RumpfstrukturHull structure
105105: Scheibedisc
107107: HeckRear
109109: BugBug
111111: SeitenleitwerkVertical tail
113113: HöhenleitwerkElevator
115115: Tragflächewing
117117: AuftriebshilfenBuoyancy aids
121121: Hauptfahrwerkmain landing gear
123123: BugfahrwerkNose gear
151151: Triebwerkengine
153153: LufteinlassAir intake
155155: Düsejet
161161: Triebwerkengine
163163: LufteinlassAir intake
165165: Düsejet
181181: Schwerpunktmain emphasis
183183: Spannweitespan
191191: LängsachseLongitudinal axis
192192: Hochachsevertical axis
193193: Gleichgewichtsebeneequilibrium level
201201: Business-JetBusiness jet
203203: Rumpfhull
211211: T-LeitwerkT-tail
215215: Tragflächewing
251251: Triebwerkengine
261261: Triebwerkengine
267267: Pylonpylon
271271: Triebwerkengine
277277: Pylonpylon

Claims

Aircraft (101, 201) for flying in ambient air by means of dynamic buoyancy to overcome its own weight with a supporting structure (103, 203), at least one buoyancy surface (115, 215), a first engine (151, 251) set up to generate drive thrust with a first maximum thrust and at least one second engine (161, 261) set up to generate drive thrust with a second maximum thrust, the supporting structure (103) having the at least one buoyancy surface (115, 215) with the first engine (151, 251) and the at least second Engine (251, 261) mechanically connects, so that the aircraft (101, 201) can be accelerated relative to the ambient air by means of the respective drive thrust and the buoyancy surface (115, 215) generates the dynamic lift through a relative movement to the ambient air, characterized in that the first Maximum thrust is a maximum of 90% of the second maximum thrust.

Aircraft according to Claim 1 , characterized by a third engine (271) with a third maximum thrust and / or a further engine with a further maximum thrust, the first maximum thrust being a maximum of 90% of the third maximum thrust and / or the further maximum thrust and in particular the third maximum thrust and / or the further maximum thrust is essentially the same.

Aircraft according to Claim 1 or 2 , characterized in that the first maximum thrust is a maximum of 85%, 80%, 70%, 65%, 55%, 50%, in particular 45% of the second maximum thrust, the third maximum thrust and / or the further maximum thrust.

Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the first engine (151, 251) has a maximum thrust which exceeds at least 60%, at least 50% and / or at least 40% of the own weight of the aircraft (103, 203), so that a Climbing ability of the aircraft (103, 203) in the ambient air in a climbing state can be provided solely by means of the first engine (151, 251).

Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the first engine (151, 251) is arranged essentially in an equilibrium plane (193) along the longitudinal axis (191), in particular in an equilibrium plane of aerodynamic equilibrium about a vertical axis (192), so that when the thrust of the second engine (161, 261), the third engine (271) and/or the further engine is reduced or absent, there is a state of equilibrium between aerodynamic forces along the longitudinal axis (191) and the thrust of the first engine (151, 251). is preserved.

Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the second engine (161, 261), an engine arrangement (261, 271) from the second engine (261) and the third engine (271) or an engine arrangement from the second engine, the third engine and one or more further engines is or are arranged essentially in an equilibrium plane (193) along the longitudinal axis (191), in particular in an equilibrium plane of aerodynamic equilibrium around a vertical axis (192), so that with reduced or no thrust of the first Engine (151), a state of equilibrium between aerodynamic forces along the longitudinal axis (191) and the thrust of the second engine (161, 261) or the respective engine arrangement (261, 271) is maintained.

Aircraft according to Claim 5 or 6 , characterized in that the equilibrium plane (193) has a maximum deviation of 10%, 5%, 2% or 1% of a complete balance between aerodynamic forces along the longitudinal axis (191) and the propulsion thrust of the respective engine (151, 161, 251, 261, 271).

Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the first engine (151, 251) and the second engine (161, 261) or the first engine (151, 251) and an engine arrangement (261, 271) from the second engine ( 261) and the third engine (271) or from the second engine, the third engine and / or the further engine in relation to a longitudinal plane (193) running along a gravitational direction and the longitudinal axis (191) a distance of less than 10%, have less than 5%, less than 2% or less than 1% of a total width (183) of the aircraft.

Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the first engine (151, 251), the second engine (161, 261), the third engine (271) and / or the further engine is a turbine engine, in particular a turbojet engine, is a turbofan engine and/or a turbo-prop engine and/or a piston engine and/or an electric motor with an air screw and/or with an encapsulated air screw.

Aircraft according to Claim 9 , characterized in that a first engine (151, 251), second engine (161, 261), third engine (271) or further engine designed with an air screw and / or with an encapsulated air screw in a pull-push arrangement a respective other engine, in particular at respective opposite end regions of the aircraft (101, 201) along the longitudinal axis (191).