DE102022117766A1 - Vertically taking off airplane - Google Patents
Vertically taking off airplane Download PDFInfo
- Publication number
- DE102022117766A1 DE102022117766A1 DE102022117766.1A DE102022117766A DE102022117766A1 DE 102022117766 A1 DE102022117766 A1 DE 102022117766A1 DE 102022117766 A DE102022117766 A DE 102022117766A DE 102022117766 A1 DE102022117766 A1 DE 102022117766A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- aircraft
- rotor
- propeller
- flight
- drive
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 239000007858 starting material Substances 0.000 claims abstract description 12
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 12
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 27
- 238000003860 storage Methods 0.000 claims description 10
- 230000006870 function Effects 0.000 claims description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 9
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 230000015654 memory Effects 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 2
- BUHVIAUBTBOHAG-FOYDDCNASA-N (2r,3r,4s,5r)-2-[6-[[2-(3,5-dimethoxyphenyl)-2-(2-methylphenyl)ethyl]amino]purin-9-yl]-5-(hydroxymethyl)oxolane-3,4-diol Chemical compound COC1=CC(OC)=CC(C(CNC=2C=3N=CN(C=3N=CN=2)[C@H]2[C@@H]([C@H](O)[C@@H](CO)O2)O)C=2C(=CC=CC=2)C)=C1 BUHVIAUBTBOHAG-FOYDDCNASA-N 0.000 description 1
- WNEODWDFDXWOLU-QHCPKHFHSA-N 3-[3-(hydroxymethyl)-4-[1-methyl-5-[[5-[(2s)-2-methyl-4-(oxetan-3-yl)piperazin-1-yl]pyridin-2-yl]amino]-6-oxopyridin-3-yl]pyridin-2-yl]-7,7-dimethyl-1,2,6,8-tetrahydrocyclopenta[3,4]pyrrolo[3,5-b]pyrazin-4-one Chemical compound C([C@@H](N(CC1)C=2C=NC(NC=3C(N(C)C=C(C=3)C=3C(=C(N4C(C5=CC=6CC(C)(C)CC=6N5CC4)=O)N=CC=3)CO)=O)=CC=2)C)N1C1COC1 WNEODWDFDXWOLU-QHCPKHFHSA-N 0.000 description 1
- 244000025254 Cannabis sativa Species 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 230000003203 everyday effect Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 238000012913 prioritisation Methods 0.000 description 1
- 241000894007 species Species 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/02—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/16—Blades
- B64C11/20—Constructional features
- B64C11/28—Collapsible or foldable blades
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
- B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/473—Constructional features
- B64C27/50—Blades foldable to facilitate stowage of aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U10/00—Type of UAV
- B64U10/20—Vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
- B64U30/20—Rotors; Rotor supports
- B64U30/24—Coaxial rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
- B64U30/20—Rotors; Rotor supports
- B64U30/29—Constructional aspects of rotors or rotor supports; Arrangements thereof
- B64U30/293—Foldable or collapsible rotors or rotor supports
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U40/00—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration
- B64U40/10—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration for adjusting control surfaces or rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/06—Fins
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U50/00—Propulsion; Power supply
- B64U50/10—Propulsion
- B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U50/00—Propulsion; Power supply
- B64U50/20—Transmission of mechanical power to rotors or propellers
- B64U50/23—Transmission of mechanical power to rotors or propellers with each propulsion means having an individual motor
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U50/00—Propulsion; Power supply
- B64U50/20—Transmission of mechanical power to rotors or propellers
- B64U50/27—Transmission of mechanical power to rotors or propellers with a single motor serving two or more rotors or propellers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U60/00—Undercarriages
- B64U60/50—Undercarriages with landing legs
Abstract
Die Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Flugzeug (1), das als Heckstarter ausgebildet ist und nach dem Start von der im Wesentlichen senkrechten Schwebefluglage als Ganzes in die Horizontalfluglage übergeht, umfassend einen Flugzeugrumpf (2), einen starren Tragflügel (5), sowie mindestens einen ortsfest angeordneten, motorisch angetriebenen Propeller (11) und einen ortsfest angeordneten, motorisch angetriebenen Rotor (16), wobei der Propeller (11) zumindest im Horizontalflug über eine erste Antriebswelle (13) angetrieben wird und der Rotor (16) im Schwebeflug, nicht aber nach Übergang in den Horizontalflug, über eine zweite Antriebswelle (18) angetrieben wird, wobei die erste und die zweite Antriebswelle (13, 18) koaxial zueinander verlaufen, und wobei die Rotorblätter (17) im Horizontalflug des Flugzeugs (1) zum Flugzeugrumpf (2) anklappbar ausgebildet sind. Gleichfalls betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Betreiben eines senkrecht startenden Flugzeugs (1).The invention relates to a vertical take-off aircraft (1), which is designed as a tail starter and, after take-off, changes from the essentially vertical hovering attitude as a whole to the horizontal flight attitude, comprising an aircraft fuselage (2), a rigid wing (5), and at least one stationary, motor-driven propeller (11) and a stationary, motor-driven rotor (16), the propeller (11) being driven at least in horizontal flight via a first drive shaft (13) and the rotor (16) in hovering flight, but not after the transition to horizontal flight, is driven via a second drive shaft (18), the first and second drive shafts (13, 18) running coaxially to one another, and the rotor blades (17) in horizontal flight of the aircraft (1) relative to the aircraft fuselage (2 ) are designed to be foldable. The invention also relates to a method for operating an aircraft (1) that takes off vertically.
Description
Die Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Flugzeug, das als Heckstarter - auch Tailsitter genannt - ausgebildet ist und nach dem Start von der im Wesentlichen senkrechten Schwebefluglage als Ganzes in die Horizontalfluglage übergeht.The invention relates to a vertical take-off aircraft which is designed as a tail starter - also called a tailsitter - and which, after take-off, changes from the essentially vertical hovering attitude as a whole to the horizontal flight attitude.
Senkrecht startende Flugzeuge sind in verschiedensten Varianten bekannt. Bei einer Gattung bleibt das Flugzeug sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug in derselben Lage. Bei solchen Flugzeugen kommen häufig Kipprotoren zum Einsatz, bei denen das Flugzeug mit nach oben gekippten Rotoren senkrecht startet und schwebt. Nach Erreichen einer Mindesthöhe werden die Kipprotoren nach vorne gekippt, so dass die Rotorachse nun im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist. Die Kipprotoren wirken dann als Propeller und sorgen für den Vorwärtsschub.Vertical take-off aircraft are known in a wide variety of versions. In one species, the aircraft remains in the same attitude both in hover and in level flight. Tilt rotors are often used in such aircraft, in which the aircraft starts vertically and hovers with the rotors tilted upwards. After reaching a minimum height, the tilt rotors are tilted forward so that the rotor axis is now essentially horizontal. The tilt rotors then act as propellers and provide forward thrust.
Eine andere Gattung sind sog. Heckstarter bzw. Tailsitter. Ein Heckstarter startet mit nach oben zeigender Flugzeugnase (ähnlich einer Rakete) und geht nach Erreichen einer Mindesthöhe als Ganzes in die Horizontallage über. Die vorliegende Erfindung betrifft einen derartigen Heckstarter.Another type are so-called tail starters or tailsitters. A tail starter starts with the nose of the aircraft pointing upwards (similar to a rocket) and, after reaching a minimum height, goes into a horizontal position as a whole. The present invention relates to such a rear starter.
Die
Die
Die bekannten Senkrechtstarter leiden darunter, dass die Ermöglichung von punktgenauem Starten und Landen meist erhebliche Einbußen in der Reisefluggeschwindigkeit als auch der Reichweite mit sich bringen. Des Weiteren steigt die Komplexität des Flugzeugs durch die zusätzlich notwendige Anzahl von Bauteilen, welche für das senkrechte Starten und Landen gebraucht werden.The well-known vertical take-off aircraft suffer from the fact that enabling precise take-off and landing usually entails significant losses in cruising speed and range. Furthermore, the complexity of the aircraft increases due to the additional number of components required for vertical take-off and landing.
Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein als Heckstarter ausgebildetes Flugzeug mit einem einfachen Aufbau, aber hoher Effizienz zur Verfügung zu stellen.It is the object of the present invention to provide an aircraft designed as a rear starter with a simple structure but high efficiency.
Diese Aufgabe wird durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie ein Verfahren nach Anspruch 18 gelöst.This object is achieved by an aircraft with the features of
Das erfindungsgemäße Flugzeug zeichnet sich dadurch aus, dass es mindestens einen Propeller und mindestens einen Rotor aufweist, die beide koaxial hintereinander angeordnet sind. Weiterhin sind die Blätter des mindestens einen Rotors im Normalbetrieb des Horizontal- bzw. Reiseflugs, d.h. außerhalb der Start- und Landephase, in Richtung zum Flugzeugrumpf angeklappt, wobei dann nur der mindestens eine Propeller für den Vorwärtsflug in Horizontalrichtung verantwortlich ist.The aircraft according to the invention is characterized in that it has at least one propeller and at least one rotor, both of which are arranged coaxially one behind the other. Furthermore, the blades of the at least one rotor are folded towards the aircraft fuselage during normal operation of horizontal or cruising flight, i.e. outside of the take-off and landing phase, in which case only the at least one propeller is responsible for the forward flight in the horizontal direction.
Im Rahmen dieser Beschreibung wird der Begriff „Rotor“ wie im Falle von Hubschraubern verwendet, da sie nur im Schwebeflug (Starten und Landen, einschließlich ggf. den Übergangsphasen vom Schwebe- in den Horizontalflug und zurück) aktiv sind. „Propeller“ im Sinne der Erfindung sind insbesondere beim Horizontalflug beteiligt, können aber auch den Schwebeflug unterstützen.In the context of this description, the term “rotor” is used as in the case of helicopters, as they are only active in hovering flight (takeoff and landing, including, if necessary, the transition phases from hovering to horizontal flight and back). “Propellers” in the sense of the invention are particularly involved in horizontal flight, but can also support hovering flight.
Die Vorteile der Erfindung sind insbesondere darin zu sehen, dass das erfindungsgemäße Flugzeug für die Ermöglichung des Senkrecht- bzw. Schwebeflugs nur sehr wenige zusätzliche Bauteile benötigt. Es ergibt sich somit ein einfacher und leichter Aufbau. Außerdem resultiert aus dem Anklappen der Rotorblätter zum Flugzeugrumpf eine nur sehr geringe Erhöhung des aerodynamischen Widerstands im Vergleich zu einer rotorlosen Ausführung. Es ist hierbei bevorzugt, dass die Rotorblätter beim Horizontalflug besonders formtreu gegen die Rumpfkontur schwenken bzw. klappen. Damit entsteht keine zusätzlich umspülte Oberfläche während des Horizontalfluges. Trotz dieser einfachen und leichten Konstruktion kann das erfindungsgemäße Flugzeug punktgenau starten und landen.The advantages of the invention can be seen in particular in the fact that the aircraft according to the invention only requires very few additional components to enable vertical or hovering flight. This results in a simple and easy structure. In addition, folding the rotor blades towards the aircraft fuselage results in only a very small increase in aerodynamic resistance compared to a rotorless design. It is preferred that the rotor blades pivot or fold particularly true to shape against the fuselage contour during horizontal flight. This means that no additional surface is created during horizontal flight. Despite this simple and light construction, the aircraft according to the invention can take off and land with pinpoint accuracy.
Durch die Konfiguration mit (mindestens) einem ortsfesten, d.h. nicht relativ zum Rumpf bewegbaren, insbesondere nicht kippbaren, Propeller und einem ortsfesten, d.h. nicht relativ zum Rumpf bewegbaren, insbesondere nicht kippbaren, Rotor, der allerdings in Richtung auf den Flugzeugrumpf anklappbare Rotorblätter aufweist, kann eine sehr große Effizienz sowohl im Schwebe- als auch im Horizontalflug erreicht werden. Dabei werden mechanisch komplexe Teile wie eine Pitchverstellung des Propellers oder Rotors vermieden, welche nicht nur in der Produktion, sondern auch im Betrieb und Wartung kostenintensiv sind. Auch der Verzicht auf schwenkbare Flügel vereinfacht die Konstruktion. Durch den Wegfall von Schwenkmechaniken wird das Gewicht des Flugzeugs reduziert, seine Robustheit erhöht und die Ausfallsicherheit verbessert.Through the configuration with (at least) one stationary, i.e. not movable relative to the fuselage, in particular not tiltable, propeller and a stationary, i.e. not movable, in particular not tiltable, relative to the fuselage, rotor, which, however, has rotor blades that can be folded in the direction of the aircraft fuselage, A very high level of efficiency can be achieved in both hovering and horizontal flight. This avoids mechanically complex parts such as pitch adjustment of the propeller or rotor, which are cost-intensive not only in production but also in operation and maintenance. The lack of pivoting wings also simplifies the construction. By eliminating pivoting mechanisms, the weight of the aircraft is reduced, its robustness is increased and reliability is improved.
Das erfindungsgemäße Flugzeug kann als unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS) oder aber auch für den Personentransport ausgebildet sein.The aircraft according to the invention can be designed as an unmanned aerial vehicle (UAV), drone and/or unmanned aerial system (UAS) or also for passenger transport.
Es hat sich als besonders vorteilhaft erwiesen, wenn das Flugzeug lediglich einen einzigen Propeller und einen einzigen Rotor aufweist. Deren beiden zusammenfallenden Achsen verlaufen hierbei in Längsrichtung des Flugzeugs und fallen vorzugsweise mit der Längsachse des Flugzeugs zusammen (bis auf etwa 2° „Motorsturz“: Die Luft bewegt sich wegen des Auftriebs am Flügel vor dem Flugzeug aufwärts. Um den Propeller genau in Strömungsrichtung zu positionieren, ist dieser ca. 2° in Flugrichtung nach unten geneigt angeordnet). Der Propeller und der Rotor sind hierbei die einzigen Mittel, um das Flugzeug senkrecht zu starten, dann schwebend in eine Mindesthöhe zu bringen, anschließend im Horizontalflug zum Ziel zu fliegen und dort zu landen. Weitere Antriebe sind nach jetzigen Berechnungen insbesondere für Flugzeuge samt Last mit insgesamt bis zu ca. 30 oder 40 kg und sogar bis hin zu 150 kg nicht notwendig.It has proven to be particularly advantageous if the aircraft only has a single propeller and a single rotor. Their two coinciding axes run in the longitudinal direction of the aircraft and preferably coincide with the longitudinal axis of the aircraft (up to about 2° "engine camber": The air moves upwards in front of the aircraft due to the lift on the wing. Around the propeller exactly in the direction of flow position, this is arranged at an angle of approx. 2° downwards in the direction of flight). The propeller and rotor are the only means of starting the aircraft vertically, then hovering to a minimum altitude, then flying horizontally to the target and landing there. According to current calculations, additional drives are not necessary, especially for aircraft and loads with a total of up to 30 or 40 kg and even up to 150 kg.
Die Konfiguration mit nur einem einzigen Propeller und einem einzigen Rotor mit koaxialer Anordnung benötigt keine weiteren beabstandeten Motoren und Propeller. Diese Unter- bzw. Anbringung des Rotors und des Propellers im bzw. am Flugzeugsrumpf reduziert die Schadwiderstände im Flug erheblich, wie bei Betrachtung des „Cube-Square-Gesetzes“ in Verbindung mit dem Widerstandsgesetz nach Bernoulli mathematisch nachweisbar ist. Auch reduzieren sich durch die kompakte Anordnung die Kabellängen in dem Flugzeugrumpf gegenüber einer Ausführung mit mehreren Propellern und Rotoren, was zu Material und Gewichtseinsparung führt.The single propeller and single rotor configuration with coaxial arrangement does not require additional spaced motors and propellers. This placement or attachment of the rotor and the propeller in or on the aircraft fuselage significantly reduces the damaging resistance in flight, as can be proven mathematically when considering the “cube-square law” in conjunction with Bernoulli's resistance law. The compact arrangement also reduces the cable lengths in the aircraft fuselage compared to a version with multiple propellers and rotors, which leads to material and weight savings.
Wenn im Folgenden von „dem Propeller“ und „dem Rotor“ die Rede ist, sind damit auch Ausführungen eingeschlossen, bei denen mehr als ein Propeller und mehr als ein Rotor vorhanden sind - auch wenn die Ausführung mit einem einzigen Propeller und einem einzigen Rotor momentan als die bevorzugte Variante angesehen wird. Mit anderen Worten wird im Folgenden nicht stets von „dem mindestens einen Propeller“ und „dem mindestens einen Rotor“ gesprochen, sondern vereinfachend von „dem Propeller“ und „dem Rotor“ gesprochen.When we refer to “the propeller” and “the rotor” in the following, this also includes versions in which there is more than one propeller and more than one rotor - even if the version with a single propeller and a single rotor is currently is considered the preferred option. In other words, we do not always speak of “the at least one propeller” and “the at least one rotor” in the following, but simply speak of “the propeller” and “the rotor”.
Vorteilhafterweise ist die erste Antriebswelle oder die zweite Antriebswelle als Hohlwelle ausgebildet, während die zweite Antriebswelle oder die erste Antriebswelle in der besagten ersten oder zweiten Antriebswelle verläuft. Hierdurch ergibt sich ein kompakter und relativ einfach zu realisierender Aufbau. Auf diese Weise lassen sich Propeller und Rotor nah hintereinander, beispielsweise im Bereich der Nase, anordnen. Bei einer solchen Anordnung sind die Propeller vor z.B. Gräsern am Boden geschützt.Advantageously, the first drive shaft or the second drive shaft is designed as a hollow shaft, while the second drive shaft or the first drive shaft runs in said first or second drive shaft. This results in a compact and relatively easy to implement structure. In this way, the propeller and rotor can be arranged close together, for example in the nose area. With such an arrangement, the propellers are protected from grass on the ground, for example.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist der Propeller Bestandteil eines ersten Antriebs, der weiterhin einen ersten Elektromotor umfasst. Der erste Elektromotor ist zweckmäßigerweise mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden. Der Rotor ist hingegen Bestandteil eines zweiten Antriebs, der weiterhin einen zweiten Elektromotor umfasst. Der zweite Elektromotor ist zweckmäßigerweise mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden. Der elektrische Speicher für den ersten Elektromotor kann derselbe sein wie derjenige für den zweiten Elektromotor. Es können aber auch unterschiedliche elektrische Speicher vorgesehen sein. Auch eine teilweise gemeinsame Nutzung desselben oder derselben Speicher durch beide Elektromotoren ist möglich. Der erste Antrieb ist hierbei vorgesehen und eingerichtet, den zugehörigen Propeller zumindest im Horizontalflug anzutreiben. Demgegenüber ist der zweite Antrieb ausgebildet und eingerichtet, den Rotor nur im Schwebeflug anzutreiben, nicht aber im Horizontalflug.According to a preferred embodiment, the propeller is part of a first drive, which further comprises a first electric motor. The first electric motor is expediently connected to an electrical storage (in particular one or more accumulators). The rotor, on the other hand, is part of a second drive, which also includes a second electric motor. The second electric motor is expediently connected to an electrical storage (in particular one or more accumulators). The electrical storage for the first electric motor can be the same as that for the second electric motor. However, different electrical storage devices can also be provided. It is also possible to partially share the same or the same memory by both electric motors. The first drive is provided and set up to drive the associated propeller at least in horizontal flight. In contrast, the second drive is designed and set up to drive the rotor only in hovering flight, but not in horizontal flight.
Durch das Vorsehen eines ersten und eines zweiten Antriebs kann eine Optimierung des Energieeinsatzes bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug realisiert werden. Der zweite Antrieb ist insbesondere für den Schwebeflug, d.h. das Starten und Landen, ausgebildet, während der erste Antrieb sowohl den Schwebeflug unterstützen kann (aber nicht muss), ansonsten aber alleinig für den Vortrieb im Horizontalflug verantwortlich ist. Hierbei wird im Horizontalflug der Auftrieb durch die Flugzeugform erzeugt, im Schwebeflug hingegen vornehmlich durch den Rotor. Somit kann jeder der Antriebe speziell für seine Aufgaben konfiguriert und ausgelegt werden. Durch den alleinigen Betrieb des mindestens einen ersten Motors im Horizontal- bzw. Reiseflug kann zudem ein sehr leiser Horizontal- bzw. Reiseflugbetrieb realisiert werden. Auch bei einer Anordnung der beiden Propeller an der Nase des Flugzeugs (also Ausbildung als Zugpropeller) ist die Geräuschentwicklung sehr klein.By providing a first and a second drive, the use of energy can be optimized in the aircraft according to the invention. The second drive is designed in particular for hovering, i.e. taking off and landing, while the first drive can (but does not have to) support hovering flight, but is otherwise solely responsible for propulsion in horizontal flight. In horizontal flight, the lift is generated by the shape of the aircraft, while in hovering flight it is primarily generated by the rotor. This means that each of the drives can be configured and designed specifically for its tasks. By operating the at least one first motor alone in horizontal or cruise flight, very quiet horizontal or cruise flight operation can also be achieved. Even if the two propellers are arranged on the nose of the aircraft (i.e. designed as a towing propeller), the noise development is very small.
Gemäß einer Alternative ist nur ein Antrieb mit einem Elektromotor zum Antreiben sowohl des Propellers als auch des Rotors vorgesehen, wobei der Elektromotor mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden ist. Hierbei sind die erste Antriebswelle und die zweite Antriebswelle zumindest abschnittsweise identisch und mittels eines Getriebes und einer Kupplung zur Verbindung bzw. Trennung der Antriebsübertragung derart miteinander koppelbar, dass der Propeller zumindest für den Horizontalflug und der Rotor im Schwebeflug, aber nicht im Horizontalflug, von dem besagten Elektromotor angetrieben werden.According to an alternative, only one drive with an electric motor is provided for driving both the propeller and the rotor, the electric motor being connected to an electrical storage (in particular one or more accumulators). Here, the first drive shaft and the second drive shaft are at least partially identical and are connected or separated by means of a gear and a clutch The drive transmission can be coupled to one another in such a way that the propeller is driven by the said electric motor, at least for horizontal flight, and the rotor in hovering flight, but not in horizontal flight.
Besonders bevorzugt ist das Flugzeug mit seinen Antrieben derart ausgelegt, dass der Propeller dann seinen besten Wirkungsgrad erreicht, wenn das Flugzeug sich im Reiseflug befindet. Sollten bei Flug-Missionen z.B. große Höhenunterschiede überwunden werden müssen, sodass ein stetiger Steigflug vorliegt, so sind ggf. der Propeller und/oder der Motor entsprechend anzupassen.The aircraft is particularly preferably designed with its drives in such a way that the propeller achieves its best efficiency when the aircraft is in cruise flight. If, for example, large differences in altitude have to be overcome during flight missions, so that there is a constant climb, the propeller and/or the engine may need to be adjusted accordingly.
Der Rotor ist bevorzugt so ausgelegt, dass mit ihm das Flugzeug energieeffizient, kontrollierbar und leise in dem Schwebeflug gehalten wird. Um das durch den Antrieb zusätzliche Gewicht so gering wie möglich zu halten, wird der Rotor bevorzugt auf ein sehr kleines Geschwindigkeitsfenster um den Schwebeflug herum optimiert. Seine Maximalgeschwindigkeit, bei der er noch Schub liefert, ist dabei deutlich unter der minimalen Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs.The rotor is preferably designed so that the aircraft is kept in hover in an energy-efficient, controllable and quiet manner. In order to keep the additional weight caused by the drive as low as possible, the rotor is preferably optimized to a very small speed window around the hovering flight. Its maximum speed at which it still delivers thrust is well below the aircraft's minimum flight speed.
Des Weiteren gehört zum Aufgabenbereich des Rotors der Steig- als auch Sinkflug des Flugzeugs beim Start bzw. Übergang vom Schwebe- in den Horizontalflug. Auch bei der Transition vom Horizontalflug zum Schwebeflug kann der Rotor zum Abbremsen der hohen Fluggeschwindigkeit genutzt werden, um besonders schnell und gezielt den Landepunkt anzufliegen. Dies geschieht, wenn der Rotor durch den entsprechenden Motor noch während der hohen Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug angetrieben wird. Obwohl die anströmende Luft den Propeller zum Rumpf drückt, überwiegt die durch die Rotation wirkende Fliehkraft und der Rotor entfaltet sich. Der nun entfaltete Rotor wird dann wie eine Windturbine angetrieben, d.h. er autorotiert und verlangsamt die durch seine Rotorebene strömende Luft. Dabei kann sogar zu einem gewissen Maße die Bewegungsenergie des Flugzeuges zurückgewonnen und wieder verwendet werden. Diese Bremswirkung kann auch genutzt werden, um besonders steile Abstiegsmanöver durchzuführen, wobei auch hier ein Teil der kinetischen wie auch der potenziellen Energie zurückgewonnen werden kann. Auch ist es sogar regelungstechnisch möglich, wenn auch aufgrund des festen Pitches (Einstellwinkel) des Rotors herausfordernd, eine autorotierende Landung zu realisieren, wie sie von Helikoptern her bekannt ist.Furthermore, the rotor's area of responsibility includes the climb and descent of the aircraft when taking off or transitioning from hovering to horizontal flight. Even during the transition from horizontal flight to hovering flight, the rotor can be used to slow down the high flight speed in order to approach the landing point particularly quickly and specifically. This happens when the rotor is driven by the corresponding motor in horizontal flight while still at high airspeed. Although the incoming air pushes the propeller towards the fuselage, the centrifugal force caused by the rotation prevails and the rotor unfolds. The now unfolded rotor is then driven like a wind turbine, i.e. it autorotates and slows down the air flowing through its rotor plane. The kinetic energy of the aircraft can even be recovered to a certain extent and reused. This braking effect can also be used to carry out particularly steep descent maneuvers, whereby some of the kinetic and potential energy can also be recovered. It is also possible in terms of control technology, although challenging due to the fixed pitch (setting angle) of the rotor, to realize an autorotating landing, as is known from helicopters.
Das Flugzeug ist bevorzugt so ausgelegt, dass es besonders unempfindlich auf Wetter und Umwelteinflüsse reagiert und so den Betrieb entsprechend sicher und planbar macht. Dies wird vorzugsweise unter anderem dadurch erreicht, dass es erst kurz unterhalb der Reisefluggeschwindigkeit flugfähig ist. Hierdurch wird erreicht, dass das Flugzeug in seinem effizientesten Betriebspunkt seinen Reiseflug absolviert. Zusammen mit einer gewählten Mindestfluggeschwindigkeit von vorzugsweise über 100 km/h haben Windböen einen geringeren Einfluss auf die Flugbewegungen des Flugzeuges und somit auch auf die hierdurch zusätzlich verursachten Strukturlasten. Auch kann daher eine besonders kleine Größe des Flügels realisiert werden, welche wiederum kompakte Transportmaße, ein geringes Gewicht und eine geringe Anfälligkeit gegenüber Vereisung mit sich bringt. Speziell die von Modellflugzeugen bekannten fragilen Flügelkonstruktionen, welche im Alltag schnell beschädigt werden, werden so umgangen.The aircraft is preferably designed in such a way that it reacts particularly insensitively to weather and environmental influences, thus making operations safe and plannable. This is preferably achieved, among other things, by only being able to fly just below cruising speed. This ensures that the aircraft completes its cruise flight at its most efficient operating point. Together with a selected minimum flight speed of preferably over 100 km/h, gusts of wind have a smaller influence on the flight movements of the aircraft and thus also on the additional structural loads caused by them. A particularly small size of the wing can therefore also be achieved, which in turn brings with it compact transport dimensions, low weight and low susceptibility to icing. In particular, the fragile wing constructions known from model airplanes, which are quickly damaged in everyday life, are avoided in this way.
Das Flugzeug muss derart ausgebildet sein, dass sein Rotor frei drehbar und kollisionsfrei ist, auch wenn dieser nur zu einem Teil aus- bzw. eingeklappt ist. Dies ist z.B. wichtig, damit er seine oben beschriebene Bremsfunktion ausüben kann. Aber auch beim Abschalten des Rotors, d.h. nach dem Einleiten der Transition vom Schwebeflug in den Horizontalflug, dreht sich der Rotor noch einige Umdrehungen, während er dabei zum Rumpf anklappt und ganz zum Stillstand kommt.The aircraft must be designed in such a way that its rotor can rotate freely and is collision-free, even if it is only partially folded out or folded in. This is important, for example, so that it can perform its braking function described above. But even when the rotor is switched off, i.e. after initiating the transition from hovering flight to horizontal flight, the rotor still rotates for a few revolutions while folding towards the fuselage and coming to a complete standstill.
Das Anklappen der Rotorblätter erfolgt besonders bevorzugt zumindest teilweise aufgrund des gegen die Rotorblätter drückenden Fahrtwindes, nachdem das Flugzeug aus der Schwebefluglage in die Horizontalfluglage übergegangen ist. Durch die vom Fahrtwind ausgeübte Kraft gegen die Blätter des dann abgeschalteten Motors für den Rotor werden die Rotorblätter in eine passive Position am oder in die Nähe des Flugzeugrumpfs gedrückt und verbleiben dort, bis der Rotor wieder angetrieben wird, insbesondere nach bzw. bei dem Übergang vom Horizontalflug in den Schwebeflug zur Vorbereitung der Landung.The rotor blades are particularly preferably folded at least partially due to the wind pressing against the rotor blades after the aircraft has transitioned from the hovering attitude to the horizontal flight attitude. Due to the force exerted by the wind against the blades of the motor for the rotor, which is then switched off, the rotor blades are pressed into a passive position on or near the aircraft fuselage and remain there until the rotor is driven again, in particular after or during the transition from Level flight into hover in preparation for landing.
Alternativ oder zusätzlich sind die Blätter des nach Erreichen der vorgesehenen Höhe abgeschalteten Motors für den Rotor aktiv durch einen eigenen Antrieb anklappbar ausgestaltet. Gemäß einer weiteren Alternative klappen die Rotorblätter bei nicht mehr angetriebenem Motor für den Rotor aufgrund von beispielsweise einer Feder- und/oder Magnetkraft in Richtung des Flugzeugrumpfs. Wenn der Motor für den Rotor wieder eingeschaltet wird, wird diese Feder- und oder Magnetkraft durch die Fliehkraft der Rotorblätter überwunden und die Rotorblätter klappen wieder auf.Alternatively or additionally, the blades of the motor for the rotor, which is switched off after reaching the intended height, are designed to be actively foldable using their own drive. According to a further alternative, the rotor blades fold in the direction of the aircraft fuselage when the motor for the rotor is no longer driven due to, for example, a spring and/or magnetic force. When the motor for the rotor is switched on again, this spring and/or magnetic force is overcome by the centrifugal force of the rotor blades and the rotor blades fold up again.
Bei einer Variante der Erfindung wird auch der Propeller für den Schwebeflug, vorzugsweise einschließlich des Starts, eingesetzt. In diesem Fall ist zusätzlich zum zweiten Elektromotor auch der erste Elektromotor ausgebildet und eingerichtet, den Propeller während des Starts und/oder des Schwebeflugs anzutreiben.In a variant of the invention, the propeller is also used for hovering, preferably including takeoff. In this case, in addition to the second electric motor, the first electric motor is also designed and set up, to drive the propeller during takeoff and/or hover.
Der mindestens eine Propeller und der mindestens eine Rotor, die entsprechend der Erfindung koaxial zueinander angeordnet sind, sind besonders bevorzugt hintereinander an der Nase des Flugzeugs, d.h. am vorderseitigen Ende des Flugzeugrumpfs, angeordnet. Der Abstand zwischen Propeller und Rotor beträgt vorzugsweise zwischen 1 und 20 cm, vorzugsweise zwischen 1 und 15 cm und besonders bevorzugt zwischen 1 und 10 cm. Die vorgenannten Abstände sind beispielsweise für ein 10 kg schweres Flugzeug passend; bei schwereren Flugzeugen, kann der Abstand auch vorteilhafterweise größer sein. Der Abstand der Propeller bedingt hauptsächlich, dass es zu keiner Kollision kommt. Die Klappbarkeit der Rotorblätter bedingt, dass der Propeller in Flugrichtung gesehen, vor dem Rotor angeordnet ist.The at least one propeller and the at least one rotor, which are arranged coaxially to one another according to the invention, are particularly preferably arranged one behind the other on the nose of the aircraft, i.e. at the front end of the aircraft fuselage. The distance between propeller and rotor is preferably between 1 and 20 cm, preferably between 1 and 15 cm and particularly preferably between 1 and 10 cm. The aforementioned distances are suitable for an aircraft weighing 10 kg, for example; For heavier aircraft, the distance can also advantageously be larger. The distance between the propellers mainly ensures that no collision occurs. The foldability of the rotor blades means that the propeller is arranged in front of the rotor, viewed in the direction of flight.
Der Rotor ist aufgrund der Heckstarter-Ausführung des Flugzeugs hierbei beim Starten bzw. Landen weit über dem Boden angeordnet, welchen ihn vor Kollisionen mit Objekten am Boden schützen.Due to the rear-starter design of the aircraft, the rotor is positioned well above the ground when taking off or landing, which protects it from collisions with objects on the ground.
Gemäß einer Alternative ist der Propeller am Heck des Flugzeugrumpfs und der Rotor an der Nase des Flugzeugrumpfs angeordnet. Auch hierbei ist der Rotor weit vom Boden entfernt und daher vor Kollisionen mit Hindernissen geschützt. Der im Heck angeordnete Propeller wird hingegen vorzugsweise nur im Horizontalflug (und ggf. bei der Transition in den und/oder aus dem Horizontalflug) verwendet.According to an alternative, the propeller is arranged at the tail of the aircraft fuselage and the rotor is arranged at the nose of the aircraft fuselage. Here too, the rotor is far away from the ground and is therefore protected from collisions with obstacles. The propeller arranged in the tail, on the other hand, is preferably only used in horizontal flight (and if necessary when transitioning into and/or out of horizontal flight).
Besonders bevorzugt überstreicht der Rotor im laufenden Betrieb eine größere Gesamtfläche als der Propeller. Bezogen auf die äußeren Abmessungen des Flugzeuges ist es vorteilhaft, wenn der Durchmesser des Rotors möglichst groß gewählt wird, um den benötigten Auftrieb mit möglichst kleiner Kreisflächenbelastung zu erzeugen und damit einen effizienten Schwebeflug zu ermöglichen. Die vom Propeller abgedeckte Propellerkreisfläche kann demgegenüber wesentlich kleiner ausfallen, um den notwendigen Vorwärtsschub des Flugzeugs zu realisieren. Die vom Rotor überstrichene Fläche ist vorzugsweise größer als 300%, bevorzugt größer als 500 %, beispielsweise größer als 800 % als die von dem Propeller überstrichene Fläche. Weiterhin ist es bevorzugt, wenn der Rotor im Betrieb überstrichene Fläche kleiner ist als 1500%, beispielsweise kleiner als 1000%, als die von dem Propeller überstrichene Fläche. Für die entsprechende Auswahl des Flächenverhältnisses kommen verschiedene Parameter und deren gewünschte Priorisierung in Betracht, beispielsweise Gewicht, Lärmemission, Manövrierbarkeit, etc.During operation, the rotor particularly preferably covers a larger total area than the propeller. In relation to the external dimensions of the aircraft, it is advantageous if the diameter of the rotor is chosen to be as large as possible in order to generate the required lift with the smallest possible circular area load and thus enable efficient hovering flight. In contrast, the propeller circle area covered by the propeller can be significantly smaller in order to achieve the necessary forward thrust of the aircraft. The area swept by the rotor is preferably greater than 300%, preferably greater than 500%, for example greater than 800% than the area swept by the propeller. Furthermore, it is preferred if the area swept by the rotor during operation is smaller than 1500%, for example smaller than 1000%, than the area swept by the propeller. Various parameters and their desired prioritization come into consideration for the appropriate selection of the area ratio, for example weight, noise emissions, maneuverability, etc.
Vorzugsweise sind am Tragflügel Elevons vorgesehen, welche die Funktion von Quer- und Höhenruder in sich vereinen. Eine solche Ausgestaltung verringert die Anzahl der notwendigen Bauteile, ohne dass die Steuergenauigkeit insgesamt beeinträchtigt würde.Elevons are preferably provided on the wing, which combine the functions of ailerons and elevators. Such a design reduces the number of necessary components without affecting the overall control accuracy.
Bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs weist der starre Tragflügel eine Vorpfeilung auf. Durch eine solche Ausgestaltung werden vorteilhafterweise zwei Dinge erreicht. Einerseits kann der große Rotor kollisionsfrei zum Rumpf an- und aufklappen, ohne dass der Schwerpunkt des Flugzeugs zu weit nach hinten verlagert würde. Andererseits kann der Rotor den Tragflügel an seinen Steuerflächen (darunter sind allgemein zu verstehen: Höhenruder, Querruder, Seitenruder, Elevons, ...), beispielsweise den oben genannten Elevons, mit einem Luftstrom beaufschlagen. Unter Berücksichtigung der beim Schwebeflug bekanntermaßen starken Einschnürung des Rotorstrahls hinter der Rotorkreisfläche können die hinten, d.h. heckwärts, am Tragflügel liegenden Steuerflächen vorzugsweise exakt in jenem Abschnitt platziert werden, in dem auch die größte Strömungsgeschwindigkeit anliegt, die sich aus der gegen die Flugzeugnase strömenden Luft beim Schwebeflug und bei der Aufwärtsbewegung und insbesondere der besagten vom Rotor hervorgerufenen Strömungsgeschwindigkeit ergibt. Somit wird eine gute Steuer-Autorität beim Schwebeflug erreicht. Dieselben Steuerflächen am Tragflügel sind zudem bevorzugt an einer optimierten Position, um bei einem vorgepfeilten Tragflügel - bei der besagten Ausführung dieser Steuerflächen als Elevons - die Höhenrudersteuerung zu übernehmen und die Trimmung der Fluggeschwindigkeit widerstandsarm einzustellen.In a particularly preferred embodiment of the aircraft according to the invention, the rigid wing has a forward sweep. Such a design advantageously achieves two things. On the one hand, the large rotor can be folded in and out of the fuselage without collision, without the aircraft's center of gravity being shifted too far back. On the other hand, the rotor can apply an air flow to the wing on its control surfaces (which generally includes elevators, ailerons, rudders, elevons, ...), for example the elevons mentioned above. Taking into account the strong constriction of the rotor jet behind the rotor circle surface when hovering, the control surfaces located at the rear, i.e. towards the rear, on the wing can preferably be placed exactly in that section in which the greatest flow speed is present, which results from the air flowing against the nose of the aircraft Hovering and in the upward movement and in particular the flow speed caused by the rotor. This ensures good control authority when hovering. The same control surfaces on the wing are also preferably in an optimized position in order to take over the elevator control when the wing is swept forward - in the said design of these control surfaces as elevons - and to adjust the trim of the airspeed with little resistance.
Die genannte Vorpfeilung ist vorzugsweise zumindest zweistufig ausgebildet, wobei der rumpfnahe Pfeilabschnitt (in Flugrichtung gesehen) einen größeren Winkel mit dem Flugzeugrumpf einnimmt als der rumpffernere Pfeilabschnitt. Hierdurch wird ein großer Raum für den Rotor beim An- und Aufklappen zur Verfügung gestellt.The said forward arrow is preferably designed in at least two stages, with the arrow section close to the fuselage (seen in the direction of flight) making a larger angle with the aircraft fuselage than the arrow section further away from the fuselage. This provides a large space for the rotor when folding and unfolding.
Besonders bevorzugt ist zusätzlich zu dem starren Tragflügel ein Seitenleitwerk am Flugzeugheck vorgesehen, welches zumindest Teile des Fahrwerks aufnimmt, mit dem das Flugzeug auf dem Boden aufsteht. Alternativ oder zusätzlich zum Seitenleitwerk ist am Heck des Flugzeugs ein Höhenleitwerk vorgesehen.Particularly preferably, in addition to the rigid wing, a vertical stabilizer is provided on the tail of the aircraft, which accommodates at least parts of the landing gear with which the aircraft stands on the ground. Alternatively or in addition to the vertical stabilizer, a horizontal stabilizer is provided at the rear of the aircraft.
Vorteilhafterweise sind Stützen am Tragflügel und am Seitenleitwerk und/oder am Höhenleitwerk vorgesehen, mit denen sich das Flugzeug am Boden abstützt. Hierbei bietet es sich an, dass zwei Stützen am Tragflügel und zwei Stützen am Seitenleitwerk oder Höhenleitwerk angeordnet sind. Alternativ sind Stützen am Seitenleitwerk und Höhenleitwerk und dann vorzugsweise nicht am Tragflügel angeordnet.Supports are advantageously provided on the wing and on the vertical stabilizer and/or on the horizontal stabilizer, with which the aircraft is supported on the ground. It is advisable that two supports are arranged on the wing and two supports on the vertical stabilizer or horizontal stabilizer. Old Supports are natively arranged on the vertical stabilizer and horizontal stabilizer and then preferably not on the wing.
Das Seitenleitwerk, wenn vorhanden, ragt vorzugsweise zu zwei Seiten über den Flugzeugrumpf hinaus. Gemäß einer Alternative steht das Seitenleitwerk nur zu einer Seite vom Flugzeugrumpf ab.The vertical stabilizer, if present, preferably protrudes beyond the aircraft fuselage on two sides. According to an alternative, the vertical tail only protrudes from the aircraft fuselage on one side.
Für die Regelung des Übergangs zwischen den Flugzugzuständen Schweben einerseits und Horizontalfliegen andererseits, kommt besonders bevorzugt ein Autopilot zum Einsatz. Dieser kann entweder durch manuelle Befehle unterstützt werden, beispielsweise über Schalter, oder, was bevorzugt ist, die Steuerung des Flugzeugs vollautomatisch übernehmen. Auch eine zusätzliche Möglichkeit zur Steuerung per Funk kann vorteilhaft sein. Vorzugsweise werden stets die Antriebsdrehzahlen der Elektromotoren und Steuerflächen von einem Computer unterstützt angepasst. Im automatisierten Betrieb muss dann beispielsweise nur noch vorab die Flugroute geplant werden.An autopilot is particularly preferably used to regulate the transition between the flight states of hovering on the one hand and horizontal flying on the other. This can either be supported by manual commands, for example via switches, or, which is preferred, take control of the aircraft fully automatically. An additional option for radio control can also be advantageous. Preferably, the drive speeds of the electric motors and control surfaces are always adjusted with the support of a computer. In automated operation, for example, the flight route only needs to be planned in advance.
Das erfindungsgemäße Flugzeug kann nicht nur für den Transport von Gegenständen, sondern auch von ein oder mehreren Personen ausgelegt werden.The aircraft according to the invention can be designed not only for the transport of objects, but also for one or more people.
Die Erfindung betrifft zudem ein Verfahren zum Betreiben eines senkrecht startenden Flugzeugs nach Anspruch 18.The invention also relates to a method for operating a vertical take-off aircraft according to
Der Startvorgang des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist bevorzugt wie folgt: Der ausgeklappte Rotor (und ggf. auch der Propeller) wird angetrieben, um das Flugzeug zu starten und im Schwebeflug in eine Mindesthöhe zu bringen. Durch Ansteuerung der Steuerflächen (Elevons, Seitenruder) und mit Hilfe des Propellers geht das Flugzeug bei weiter angetriebenem Rotor nach Überschreiten eines höchsten Punktes in einen Abwärtsflug mit schräg (bis senkrecht) nach unten gerichteter Nase über, damit das Flugzeug schwerkraftbedingt eine hohe Geschwindigkeit erreicht, bei welcher es in einem stabilen Sinkflug fliegen kann. Hier ist der Motor, vorzugsweise Elektromotor, des Rotors mittlerweile ausgeschaltet und die Rotorblätter klappen aufgrund des Fahrtwindes zum Rumpf hin an. Schließlich geht das Flugzeug mit entsprechend angesteuerten Steuerflächen und angetriebenem Propeller aus dem Abwärtsflug in den Horizontal- bzw. Reiseflug über. Der Propeller ist hierbei so ausgelegt, dass er optimal den erforderlichen Schub für den Reise- bzw. Horizontalflug erzeugt. Der Rotor wiederum ist so ausgelegt, dass er optimal bei dem Schwebeflug und im langsamen, leistungsschonenden Steigflug arbeitet. Da der Rotor nicht bei hoher Fluggeschwindigkeit arbeiten muss, sind besonders einfach Modifikationen an ihm umzusetzen, dass er sich optimal gut an den Rumpf anlegt. Durch das Sturzflugmanöver kann die notwendige Fluggeschwindigkeit aufgebaut werden, ohne dass einer der Antriebe diese Aufgabe übernehmen müsste, was ansonsten zu einem suboptimalen, die jeweilige Hauptaufgabe (d.h. Schweben mit Hilfe des einen Antriebs, Reiseflug mit Hilfe des anderen) schmälernden Kompromiss führen würde.The starting process of the aircraft according to the invention is preferably as follows: The unfolded rotor (and possibly also the propeller) is driven to start the aircraft and bring it to a minimum altitude while hovering. By controlling the control surfaces (elevons, rudder) and with the help of the propeller, with the rotor still driven, the aircraft, after exceeding a highest point, goes into a downward flight with the nose pointing diagonally (up to vertically) downwards so that the aircraft reaches a high speed due to gravity, in which it can fly in a stable descent. Here the motor, preferably an electric motor, of the rotor is now switched off and the rotor blades fold towards the fuselage due to the wind. Finally, the aircraft transitions from downward flight into horizontal or cruise flight with the appropriate control surfaces and powered propeller. The propeller is designed so that it optimally generates the thrust required for cruise or horizontal flight. The rotor, in turn, is designed so that it works optimally during hovering flight and in slow, power-saving climbs. Since the rotor does not have to work at high flying speed, it is particularly easy to make modifications to it so that it fits optimally against the fuselage. Through the dive maneuver, the necessary flight speed can be built up without one of the drives having to take on this task, which would otherwise lead to a suboptimal compromise that reduces the respective main task (i.e. hovering with the help of one drive, cruising with the help of the other).
Die Landung erfolgt vorzugsweise in für Heckstarter konventioneller Weise, d.h. das Flugzeug geht vom Horizontalflug in die Schwebefluglage über, bei der der Rotor wieder ausgeklappt und angetrieben wird. Im Schwebeflug landet dann das Flugzeug mit dem Heck auf dem Boden. Durch die für den Schwebeflug optimale Rotorauslegung kommt es beim Ausklappen des Rotors zu einem Bremsmanöver, bei der die minimale Horizontalgeschwindigkeit unterschritten werden kann, noch bevor der Rotor Schub liefern kann. Daher sollte, ähnlich wie beim Start, die Geschwindigkeit zwischen Schwebeflug und minimaler Horizontalgeschwindigkeit in endlicher, definierter Zeit abgeschlossen werden.The landing is preferably carried out in a conventional manner for rear take-offs, i.e. the aircraft goes from horizontal flight to the hovering attitude, in which the rotor is folded out again and driven. While hovering, the aircraft then lands with its tail on the ground. Due to the optimal rotor design for hovering, a braking maneuver occurs when the rotor is folded out, in which the minimum horizontal speed can be exceeded before the rotor can deliver thrust. Therefore, similar to takeoff, the speed between hover and minimum horizontal speed should be completed in a finite, defined time.
Berechnungen haben gezeigt, dass mittels der erfindungsgemäßen Ausgestaltung zur Ermöglichung des senkrechten Startens und Landens elektromotorische Modelle mit einem Gewicht zwischen 2 und 25 kg nur etwa 15% der Horizontal-Flugleistung einbüßen, während die meisten bekannten Konfigurationen 50% bis 70% und mehr einbüßen.Calculations have shown that using the design according to the invention to enable vertical take-off and landing, electric motor models weighing between 2 and 25 kg only lose about 15% of the horizontal flight performance, while most known configurations lose 50% to 70% and more.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Figuren näher erläutert. Es zeigen:
-
1a ,1b eine Schrägansicht auf eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flugzeugs am Boden mit angeklapptem Rotor (1a) und aufgeklapptem Rotor (1b) ; -
2a ,2b eine Schrägansicht (2a) von hinten und eine Schrägansicht von vorne (2b) auf das Flugzeug der1a-b im Horizontalflug; -
3e-3f einen Übergang des erfindungsgemäßen Flugzeugs vom Start (3a) bis zum Horizontalflug (3f) , -
4 eine Schrägansicht auf eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flugzeugs am Boden mit eingeklapptem Rotor.
-
1a ,1b an oblique view of a first embodiment of an aircraft according to the invention on the ground with the rotor folded (1a) and opened rotor (1b) ; -
2a ,2 B an oblique view (2a) from behind and an oblique view from the front (2 B) on the plane1a-b in horizontal flight; -
3e-3f a transition of the aircraft according to the invention from takeoff (3a) until horizontal flight (3f) , -
4 an oblique view of a second embodiment of an aircraft according to the invention on the ground with the rotor folded.
In den
Das Flugzeug 1 weist einen einteiligen, relativ gedrungenem Flugzeugrumpf 2 mit einer Nase 3 und einem Heck 4 auf. Ein Tragflügel 5 in der hinteren Hälfte des Flugzeugrumpfs 2 ermöglicht den aerodynamischen Horizontalflug. Der Tragflügel 5 weist eine Vorpfeilung auf, wobei ein rumpfnaher Pfeilabschnitt 5a (in Flugrichtung gesehen) einen größeren Winkel ⌷ mit der Längsachse des Flugzeugrumpfs 2 aufweist als ein Winkel ⌷, der von einem rumpffernen Pfeilabschnitt 5b mit der Längsachse des Flugzeugrumpfs 2 gebildet wird.The
Am Tragflügel 5 - bei der gezeigten Ausführungsform am rumpfnahen Pfeilabschnitt 5a - sind beidseits des Flugzeugrumpfs 2 Elevons 6 vorgesehen, die bekanntermaßen sowohl Höhen- als auch Querruder in sich vereinen.On the wing 5 - in the embodiment shown on the
Vom Heck 4 ragt zudem, senkrecht zum Tragflügel 5, ein Seitenleitwerk 7 zu beiden Seiten des Flugzeugrumpfes 2 hinaus. Das Seitenleitwerk 7 dient gleichzeitig teilweise als Fahrwerk, mit dem das Flugzeug 1 sich am Boden abstützt. Hierzu sind zwei Stützen 21 an den beiden äußersten Enden des Seitenleitwerks 7 vorgesehen. Vorliegend sind zudem zwei Stützen 20 am Tragflügel 5 angeordnet, die sich im Bereich des Übergangs vom rumpfnahen Pfeilabschnitt 5a zum rumpffernen Pfeilabschnitt 5b befinden.A
Am Seitenleitwerk 7 sind weiterhin Seitenruder 7a vorgesehen, welche in bekannter Weise zur Seitensteuerung des Flugzeugs dienen. Vorzugsweise werden die Seitenruder 7a zudem beim Schwebeflug gegensinnig ausgeschlagen, um das Drehmoment des Rotors zu kompensieren. Beim Schwebeflug sind Ruderausschläge bis 80° sinnvoll, um die Manövrierbarkeit zu maximieren. Beim Reiseflug reichen meist weniger als 5°.
Vorne an der Nase 3 ist ein Propeller 11 mit starren Propellerblättern 12 vorgesehen, der Teil eines Antriebs 10 ist. Der Antrieb 10 umfasst zudem eine erste Antriebswelle 13 und einen mit dieser Antriebswelle 13 verbundenen Elektromotor 14 (in
In kurzem Abstand hinter dem Propeller 11 ist ein Rotor 16 vorgesehen. Der Rotor 16 ist Teil eines Antriebs 15, zu dem auch eine zweite Antriebswelle 18 und ein zweiter Elektromotor 19 (in
Gemäß der Erfindung verlaufen die erste Antriebswelle 13 und die zweite Antriebswelle 18 koaxial zueinander. In dem in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiel ist die zweite Antriebswelle 18 als Hohlwelle ausgebildet, in der die erste Antriebswelle 13 läuft.According to the invention, the
Weiterhin sind gemäß der Erfindung die Rotorblätter 17 des Rotors 16 zum Flugzeugrumpf 2 anklappbar (
Das Anklappen der Rotorblätter 17 kann auf verschiedene Arten realisiert werden. Bei einer Variante reicht der Fahrtwind aus, um die Rotorblätter 17 bei abgeschaltetem zweiten Elektromotor 19 und somit stillstehendem Rotor 16 in die angeklappte Position zu schwenken. Beim Anschalten des zweiten Elektromotors 19 für insbesondere das Landen des Flugzeugs 1 klappen die Rotorblätter 17 aufgrund der auf sie wirkenden Fliehkräfte wieder auf (Zustand wie in
Bei einer alternativen Ausgestaltung sind die Rotorblätter 17 bei abgeschaltetem zweitem Elektromotor 19 aktiv durch einen eigenen Antrieb und/oder aufgrund Feder- oder Magnetkraft zum Flugzeugrumpf 2 anklappbar ausgestaltet (nicht dargestellt).In an alternative embodiment, the
Die von dem Rotor 16 überstrichene Fläche ist größer als die vom Propeller 11 überstrichene Fläche. Vorteilhafterweise ist die vom Rotor 16 überstrichene Fläche 5- bis 15-mal größer als die vom Propeller 11 überstrichene Fläche, wobei bei bestimmten Ausführungsformen dieser Bereich auch unter- oder überschritten werden kann.The area swept by the
Im Folgenden wird der Startvorgang des in den
In der
An den beiden äußersten Enden des Seitenleitwerks 7 sind - wie bei der Ausführungsform gemäß der
Die Tragflügel 5 weisen bei dem Ausführungsbeispiel der
Die Funktionsweise des Flugzeugs 1 der
Die Erfindung wurde anhand zweier Ausführungsbeispiele näher beschrieben, die Ausführungen als Drohne (ohne Personentransport) zeigen. Innerhalb der Ansprüche sind nicht näher dargestellte Varianten möglich. Beispielsweise sind andere Ausgestaltungen als die Drachenkonfiguration möglich.The invention was described in more detail using two exemplary embodiments, which show versions as a drone (without transporting people). Variants not shown in more detail are possible within the claims. For example, configurations other than the kite configuration are possible.
Bei einer dieser nicht dargestellten Varianten ist der Propeller 11 am Heck 4 angeordnet, während der Rotor 16 weiterhin an der Nase 3 des Flugzeugs 1 vorgesehen ist.In one of these variants, not shown, the
Bei einer ebenfalls nicht dargestellten Alternative ist ein gemeinsamer Antrieb für den Propeller 11 und den Rotor 16 vorgesehen, wobei der Antrieb nur einen Elektromotor mit einem oder mehreren elektrischen Speichern zum Antreiben sowohl des Propellers 11 als auch des Rotors 16 umfasst. Hierbei sind die erste und die zweite Antriebswelle 13, 18 zumindest abschnittsweise identisch und mittels eines Getriebes und einer Kupplung zur Verbindung bzw. Trennung der Antriebsleistung miteinander koppelbar.In an alternative, also not shown, a common drive is provided for the
BezugszeichenlisteReference symbol list
- 11
- FlugzeugAirplane
- 22
- FlugzeugrumpfAirplane fuselage
- 33
- NaseNose
- 44
- HeckRear
- 55
- Tragflügelwing
- 5a5a
- rumpfnaher Pfeilabschnittarrow section close to the fuselage
- 5b5b
- rumpfferner Pfeilabschnittarrow section distant from the fuselage
- 66
- ElevonElevon
- 77
- SeitenleitwerkVertical tail
- 7a7a
- SeitenruderRudder
- 88th
- HöhenleitwerkElevator
- 8a8a
- HöhenruderElevator
- 1010
- erster Antriebfirst drive
- 1111
- Propellerpropeller
- 1212
- PropellerblätterPropeller blades
- 1313
- erste Antriebswellefirst drive shaft
- 1414
- erster Elektromotorfirst electric motor
- 1515
- zweiter Antriebsecond drive
- 1616
- Rotorrotor
- 1717
- RotorblätterRotor blades
- 1818
- zweite Antriebswellesecond drive shaft
- 1919
- zweiter Elektromotorsecond electric motor
- 2020
- Stütze am TragflügelSupport on the wing
- 2121
- Stütze am SeitenleitwerkSupport on the vertical tail
- 2222
- Stütze am Höhenleitwerk Support on the horizontal stabilizer
- SS
- StartrichtungStarting direction
- HH
- HorizontalflugrichtungHorizontal flight direction
- HFPHFP
- höchster Flugpunkthighest flight point
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNGQUOTES INCLUDED IN THE DESCRIPTION
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.This list of documents listed by the applicant was generated automatically and is included solely for the better information of the reader. The list is not part of the German patent or utility model application. The DPMA assumes no liability for any errors or omissions.
Zitierte PatentliteraturCited patent literature
- US 5289994 A [0004]US 5289994 A [0004]
- EP 3290338 A1 [0005]EP 3290338 A1 [0005]
- EP 3290337 A1 [0005]EP 3290337 A1 [0005]
Claims (19)
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102022117766.1A DE102022117766A1 (en) | 2022-07-15 | 2022-07-15 | Vertically taking off airplane |
PCT/EP2023/069715 WO2024013392A1 (en) | 2022-07-15 | 2023-07-14 | Vertical take-off aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102022117766.1A DE102022117766A1 (en) | 2022-07-15 | 2022-07-15 | Vertically taking off airplane |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102022117766A1 true DE102022117766A1 (en) | 2024-01-18 |
Family
ID=87418680
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE102022117766.1A Pending DE102022117766A1 (en) | 2022-07-15 | 2022-07-15 | Vertically taking off airplane |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE102022117766A1 (en) |
WO (1) | WO2024013392A1 (en) |
Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5289994A (en) | 1989-10-10 | 1994-03-01 | Juan Del Campo Aguilera | Equipment carrying remote controlled aircraft |
WO2016013933A1 (en) | 2014-07-24 | 2016-01-28 | Atmos Uav B.V. | Aircraft with wing-borne flight mode and hover flight mode |
EP3290338A1 (en) | 2016-08-30 | 2018-03-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft having rotor-to-wing conversion capabilities |
EP3290337A1 (en) | 2016-08-30 | 2018-03-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft having dual rotor-to-wing conversion capabilities |
US20180118334A1 (en) | 2016-11-02 | 2018-05-03 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotor Sequencing for Dual Rotor Aircraft |
DE102016120671A1 (en) | 2016-10-28 | 2018-05-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Aircraft in Tailsitter configuration and its use |
US20180281943A1 (en) | 2016-07-01 | 2018-10-04 | Bell Helicopter Textron Inc. | Transportation Services for Pod Assemblies |
US20180329432A1 (en) | 2014-05-08 | 2018-11-15 | Northrop Grumman Systems Corporation | Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav) |
US20190263513A1 (en) | 2017-11-09 | 2019-08-29 | Qingdao Randall Aerodynamic Engineering, Llc | Aircraft and aircraft control system |
US20220024561A1 (en) | 2014-11-26 | 2022-01-27 | Xcraft Enterprises, Inc. | High speed multi-rotor vertical takeoff and landing aircraft |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108698690B (en) * | 2015-12-07 | 2021-08-17 | 特克斯特罗恩系统公司 | UAV with sail assembly providing efficient vertical takeoff and landing capability |
US10526069B1 (en) * | 2016-09-08 | 2020-01-07 | Northrop Grumman Systems Corporation | Collapsible large diameter propeller for quiet aircraft |
US9994305B1 (en) * | 2017-04-14 | 2018-06-12 | Swift Engineering, Inc. | Coaxial drive propulsion system for aerial vehicles, and associated systems and methods |
CN116648406A (en) * | 2020-12-14 | 2023-08-25 | 松下知识产权经营株式会社 | Motor unit and flying object |
-
2022
- 2022-07-15 DE DE102022117766.1A patent/DE102022117766A1/en active Pending
-
2023
- 2023-07-14 WO PCT/EP2023/069715 patent/WO2024013392A1/en unknown
Patent Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5289994A (en) | 1989-10-10 | 1994-03-01 | Juan Del Campo Aguilera | Equipment carrying remote controlled aircraft |
US20180329432A1 (en) | 2014-05-08 | 2018-11-15 | Northrop Grumman Systems Corporation | Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav) |
WO2016013933A1 (en) | 2014-07-24 | 2016-01-28 | Atmos Uav B.V. | Aircraft with wing-borne flight mode and hover flight mode |
US20220024561A1 (en) | 2014-11-26 | 2022-01-27 | Xcraft Enterprises, Inc. | High speed multi-rotor vertical takeoff and landing aircraft |
US20180281943A1 (en) | 2016-07-01 | 2018-10-04 | Bell Helicopter Textron Inc. | Transportation Services for Pod Assemblies |
EP3290338A1 (en) | 2016-08-30 | 2018-03-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft having rotor-to-wing conversion capabilities |
EP3290337A1 (en) | 2016-08-30 | 2018-03-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft having dual rotor-to-wing conversion capabilities |
DE102016120671A1 (en) | 2016-10-28 | 2018-05-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Aircraft in Tailsitter configuration and its use |
US20180118334A1 (en) | 2016-11-02 | 2018-05-03 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotor Sequencing for Dual Rotor Aircraft |
US20190263513A1 (en) | 2017-11-09 | 2019-08-29 | Qingdao Randall Aerodynamic Engineering, Llc | Aircraft and aircraft control system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2024013392A1 (en) | 2024-01-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3056425B1 (en) | Aircraft which can launch vertically | |
EP3038913B1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
DE102015207445B4 (en) | Aerofoil for an aircraft and aircraft | |
DE102012010937B4 (en) | Aircraft | |
EP1943143B1 (en) | Aircraft | |
EP2439138B1 (en) | Flying device with variable geometry | |
EP2673192B1 (en) | Flying object | |
DE102015006511A1 (en) | Vertical launching aircraft | |
WO2015124556A1 (en) | Aircraft | |
EP2570345A1 (en) | Airplane | |
US10953977B2 (en) | Aircraft with in-flight form varying apparatus | |
DE112019006169B4 (en) | VERTICAL TAKE OFF AND LANDING AIRCRAFT | |
WO2019034765A1 (en) | Vertical takeoff aircraft | |
DE102016218769A1 (en) | STARRFLÜGEL FLUGZEUG AND METHOD FOR OPERATING A STARRFLÜGELflugzeug | |
DE102021123165B3 (en) | Aircraft and method of operating an aircraft | |
DE102022117766A1 (en) | Vertically taking off airplane | |
EP3814219B1 (en) | Aircraft and method for operating an aircraft | |
DE4443731A1 (en) | Twin fuselage V/STOL aircraft | |
DE102016001771A1 (en) | Flipper-changing aircraft | |
DE102021133301B3 (en) | VTOL aircraft with battery electric propulsion and internal combustion engine | |
DE3636454C2 (en) | ||
DE102017123536B4 (en) | Aircraft | |
DE102022114599B4 (en) | aircraft | |
DE102019102189B4 (en) | aircraft | |
DE102015017425B3 (en) | Aerofoil for an aircraft and aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R163 | Identified publications notified |