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Bei der Erfindung handelt es sich
um ein senkrecht und horizontal start-, flug- und landefähiges Kombinationsflugzeug
mit Langstrecken-Flugeigenschaften und besonderen aerodynamischen
Eigenschaften.
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Es ist bekannt, dass der Einsatz
von Helikoptern – sog.
Drehflügelflugzeuge – überall dort
vorteilhaft ist, wo nur geringer Raum für Start und Landung zur Verfügung steht
und wo es erforderlich ist, im Schwebeflug, d.h. auch bei niedrigsten
Geschwirndigkeiten oder sogar im Rückwärtsflug operationell einsatzfähig zu sein.
Nachteilig ist das Unvermögen, mit
höheren
Reisegeschwindigkeiten zu operieren und größere Distanzen wirtschaftlich
und schnell zu überwinden.
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Es ist bekannt, dass Flächenflugzeuge überall dort
vorteilhaft einsetzbar sind, wo größere Distanzen wirtschaftlich
zurückgelegt
werden müssen. Nachteilig
ist die Erfordernis einer umfangreicheren Infrastruktur am Boden
in Form von Start- und Landebahn und das Unvermögen, über einem Zielgebiet in der
Luft die Reisegeschvuindigkeit zur Erfüllung operationeller Aufgaben
auf Null zu reduzieren.
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Gemäß dem Stand der Technik ist
weiterhin bekannt, dass es bereits viele Ansätze gab und gibt, die Vorteile
beider Antriebsverfahren (Rotor, Fläche) zu kombinieren (sog. Kombinationsflufzeuge).
Allerdings haben diese sich bis heute aufgrund bekannter konstruktiver
Probleme jener Ansätze
nicht durchsetzen können,
da sich ihre Konzeptionen stets sehr eng an jene bestehender Flugzeugtypen
anlehnen. So ist aus England im militärischen Bereich ein Düsenflugzeug
bekannt, das seine an den Haupttragflächen befindlichen Düsentriebwerke
um etwa 90° schwenken
kann und somit einen Vertikalschub erzeugt, mit dem es starten kann.
Der Übergang
in den Flächenflug
ist allerdings problematisch, da während des Schwenkvorgangs der
Triebwerke entweder Schub in Vertikal- oder entsprechend in Horizontalrichtung in
erheblichem Maße
verloren geht, wenn man nicht in der Lage ist, einen für den Betrieb
unwirtschaftlich hohen Schub aufzubauen. Das selbe Konzept wurde auch
mit Propellerflugzeugen getestet, wobei bei vielen dieser Prototypen
aufgrund des erforderlichen erheblichen Propellerdurchnmessers eine
Landung als Flächenflugzeug
schwierig oder unmöglich
war/ist. Derartige Ansätze
sind in den Patentschriften
US 3797783
A ,
US 4789115
A ,
US 05085315
A ,
US 05381985
A usw. zu finden.
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Nachteilig am Stand der Technik ist
insbesondere: Eine Realisierung gemäß Patent Nr.
US 4789115 A zeigt den Nachteil,
dass die zweiflügeligen
Propeller im Flächenflug
in Längsrichtung
des Flugzeugs ausgerichtet werden und somit neben ihrem Luftwiderstand
z.B. die Pitch-Agilität
des Fahrzeugs dramatisch beschränken.
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Eine Realisierung gemäß Patent
US 3797783 A zeigt
den Nachteil, dass eine technische Umsetzung sehr aufwendig ist
und die Rotorblätter ganz
erheblich durch den Flächenflügel abgedeckt werden,
wodurch sich ein nur geringer Wirkungsgrad ergibt.
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Eine Realisierung gemäß Patent
US 05085315 A arbeitet
auch nach dem bekannten Prinzip des Kipprotors, allerdings werden
die Rotorblätter im
Flächenflug
nach hinten geklappt, womit zwar ihr aerodynamischer Einfluß gemindert
aber nicht unterbunden ist. Es bleibt der Nachtel einer aufwendigen Synchronisation
der Rotoren und ein instabiles Verhalten in der Übergangsphase.
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Eine Realisierung gemäß Patent
US 05381985 A arbeitet
ebenfalls nach dem bekannten Prinzip des Kipprotors, allerdings
werden je Tragfläche
ein Doppelrotor mit gegenläufigen
Propellern eingesetzt. Hier wird der gesamte Flügel gekippt, was aber nicht
die Probleme überkommt,
die mit der vorgelegten Erfindung gelöst werden.
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Prototypen von sog. Kipprotorflugzeugen sind
z.B. Bell: XV-3, Bell-Boeing: V22, Bell-Agusta: BA609, AgustaWestland/Eurocopter:
TRISYD.
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Andere Konzepte favorisieren den
sog. Compound-Entwurf, bei dem ein Helikopter mit einer zusätzlichen
Turbine ausgestattet wird, die zusätzlichen Horizontalschub erzeugt
(z.B.
GB 2238995 ,
DE 4039027 A1 ,
IT 1242176 B usw.).
Nachteilig ist, dass die Rotorblätter
stets dem Luftstrom ausgesetzt sind und somit die maximal mögliche Vorwärtsgeschwindigkeit
erheblich limitieren, wobei zugleich die Materialbelastung unter
Umständen
erheblich erhöht
wird.
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Boeing entwarf ein sog. HOVTOL (horizontal or
vertical takeoff and landing aircraft) mit der Bezeichnung X-50A
CRW (canard rotor/wing, siehe
US 05454530 A ), das einen zweiblättrigen
Rotor verwendet, der so breit ausgelegt ist, dass er im Horizontalflug
quergestellt und arretiert wird und als Tragfläche wirken soll. Ein breiter
Hauptrotor beeinflußt
allerdings das Steigverhalten ungünstig. Dieses Konzept ist derzeit
nur für
kleine unbemannte Fahrzeuge in der Erprobung und es muß bezweifelt
werden, dass es aufgrund der aerodynamischen Belastung für schnellfliegende
Luftfahrzeuge technisch umsetzbar ist. Dieses Patent (
US 05454530 A ) kommt der
in dieser Darstellung dokumentierten Erfindung noch am nächsten,
unterscheidet sich aber dadurch erheblich, dass der Hauptrotor aufgrund
der Doppelverwendung als Flächenflügel und
Helikopter-Rotor stets einen technisch unbefriedigenden Kompromiss
darstellen muß und
dass der fehlende Vorflügel
zu einer signifikanten Stabilitätseinschränkung führt.
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Das Patent
US 3792827 A beschreibt ein VTOL
Luftfahrzeug mit Hauptrotor in Kreuzform, der allerdings auch stets
im aerodynamischen Einfluß verbleibt.
Kritisch ist der Übergang
zwischen Rotor und Flächenflug,
da in dieser Phase die Rotordrehzahl bis auf Null reduziert werden
muß und
dabei der Einfluß des
vergleichsweise breit ausgelegten Rotorflügels auf die Aerodynamik extrem
wechselhaften Einflauß zeigt.
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Weiterhin ist eine Patentschrift
(
US 5,890,441 A )
aus 1999 bekannt, in der ein HOVTOL beschrieben wird, das zwei mit
Längsversatz
in den Rumpf integrierte vertikal angeordnete Ventilatoren zur Erzeugung
eines vertiakl gerichteten Schubvektors verwendet. Da diese Ventilatoren
im Rumpf integriert sind, ergibt sich aufgund des konstruktiv bedingten
geringen Durchmessers (im Vergleich zu einem Helilkopter-Rotor)
aufgrund der ungünstigen Strömungsverhältnisse
eine unverhältnismäßig hohe Verlustleistung.
In Patent WO 8800556 A1 ist ein ähnliches
Luftfahrzeug beschrieben, allerdings wird der Luftstrom in vertikaler
Richtung durch Lamellen ge lenkt, was zu einem geringen Wirkungsgrad
gegenüber
dem klassischen Helikopterantrieb mit Taumelscheibe führt.
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In Patent
US 3647315 A wird ein Helikopter beschrieben,
der seine Rotorblätter
nach hinten klappen kann und somit den aerodynamischen Einfluß derselben
im Flächenflug
reduzieren kann. Da sich sowohl die Festflügel als auch der Rumpf unter
dem Rotor befinden, ist der Rotorwirkungsgrad deutlich reduziert.
Ein stabiler Übergang
zwischen Rotor- und Flächenflug
scheint sehr aufwendig.
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In Patent
US 4196877 A ist ein Torus
beschrieben, in dem ein Vertikalrotor arbeitet und an den zwei Horizontalaggregate
angesetzt sind. Problematisch ist die als schwierig einzustufende
Steifigkeit des Fahrzeugs, so dass es für Lastentransport kaum geeignet
ist.
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Aufgabe der Erfindung ist es, die
gemäß dem Stand
der Technik dargestellten Probleme zu überkommen, in dem ein stabiler Übergang
zwischen Rotor- und Fächenflug
erreicht, eine hohe Wendigkeit sowie Stabilität und ein hoher Wirkungsgrad
des Luftfahrzeugs konstruktiv gewährleistet und eine einfache
Realisierbarkeit bei gleichzeitigen guten Notflugeigenschaften ermöglicht wird.
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Die genannte Aufgabe wird durch die
in den Patentansprüchen
aufgeführten
Merkmale gelöst.
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Diese sind gekennzeichnet dadurch,
dass das Luftfahrzeug zwei unabhängige
Antriebssysteme bestehend aus einem Heckantrieb für den Flächenflug
und einem Drehflügelantrieb
für den
Vertikalflug enthält,
wobei die vollständige
Drehflügel-Einheit, bestehend
aus Rotorkopf und Rotorblättern,
komplett und reversibel im Flächenflug
allen aerodynamischen Einflüssen
entzogen werden kann und somit alle Vorteile von Flächenflugzeug
und Drehflügelflugzeug
optimal vereinigt werden.
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Das Luftfahrzeug ist derart aufgebaut,
dass diese Drehflügeleinheit
(3, 10) am Boden, insbesondere aber auch während des
Fluges unter Zusammenfaltung der Rotorblätter (3) im oberen
Rumpfbereich des Fahrzeugs (6) über eine Teleskopvorrichtung
(1), den sogenannten Rotorlift, im sogenannten Rotorschacht
(11) versenkt werden kann (2). Der
Rumpf kann zur Erhaltung der aerodynamischen Eigenschaften geöffnet und
verschlossen werden. Dieser Vorgang des Versenkens des Drehflügelantriebs
kann jederzeit sowohl am Boden als auch insbesondere jedoch im Flug
wieder rückgängig gemacht
werden, um dem Fahrzeug zum Beispiel nach einem Flächenflug
eine Landung als Drehflügler
zu ermöglichen
(1). Im Flächenflug
werden die im Rumpf versenkten Rotorblätter (3) des Drehflügelantriebs
derart fixiert, dass das Fahrzeug seine Rückenflugeigenschaften nicht
verliert.
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Damit das Fahrzeug beim Teleskopiervorgang
des Drehflügelantriebs
nicht aerodynamisch instabil wird oder sich sogar überschlägt, ist
das Fahrzeug mit einem Vorflügel
(2) ausgestattet, der unter dem Bug und unter den Canarflügeln (7)
des Fahrzeugs angebracht ist. Nur mit der hiermit realisierten erweiterten
Kopfsteuerung (Canar + Vorflügel)
werden die für
eine Zustandsänderung
der Antriebsart (Flächenflug,
Rotorflug) erforderlichen aerodynamischen Kräfte in einer Größenordnung
erreicht, wie sie für
den Einsatz eines solchen Fahrzeugs notwendig sind. Dies heißt insbesondere,
dass es nur so möglich
ist, den Nickwinkel des Fahrzeugs auch bei geringen Geschwindigkeiten
in der Transientenphase so stark zu beeinflussen, dass der Drehflügelantrieb quasi
im Windschatten des Rumpfes des Fahrzeugs und somit mit Erfordernis
nur geringer Kräfte
teleskopiert werden kann. Mit einer bisher bekannten Auslegung durch
gewöhnliche
Canarflügel
könnten
diese Kräfte
nicht stabil zur Verfügung
gestellt werden, womit ein Übergang
zwischen Drehflügelbetrieb
und Flächenflügelbetrieb
nur mit erheblich mehr Antriebsleistung oder unter Akzeptanz eines
erheblichen Flughöhenverlustes
und instabilen Flugverhaltens in der Transientenphase möglich wäre.
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Ferner können sowohl die Canarflügel (7) wie
auch die Heckflügel
(8) des Luftfahrzeugs vollständig jeweils um eine flügelinterne
Rotationsachse gegenüber
dem Rumpf geschwenkt, d.h. angestellt werden, wodurch sich der Auftrieb
des Fahrzeugs in einem erheblich größeren Bereich einstellen lässt als beim
bisher bekannten Einsatz von Flügeln
mit konventioneller Klappensteuerung. Hierdurch erreicht das Fahrzeug
eine extreme Wendigkeit. Am Heck des Fahrzeugs befinden sich Druckpropeller
oder Jet-Triebwerke zur Erzeugung des Schubes im Vorwärtsflug.
Die Canarflügel
und die hinteren Flächenflügel des
Fahrzeugs sind derart ausgelegt, dass sie den Luftstrom des Drehflügelantriebs
nicht maßgebend
beeinträchtigen.
Der Momentenausgleich im Drehflügelbetrieb
kann durch gesteuerten seitlichen Luftaustritt, z.B. in Form eines
durch den Rumpf verkleideten Heckrotors, erfolgen.
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Neu ist die Kombination einer Rotor-Teleskopierung
(1) zusammen mit einer speziell abgestimmten Geometrie
des Fahrzeugs in Form eines unterhalb der Canarflügel lokalisierten
Vorflügels
(2), so dass neben einer einfachen technischen und wirtschaftlichen
Realisierbarkeit das Gesamtsystem auch den Sicherheitsanforderungen
eines stabilen Modus-Wechsels Flächenflug-Rotorflug
genügt.
Dies wird erfüllt
dadurch,
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- a) dass die Rotorflügel (3) bei Bedarf,
d.h. vor Eintritt in den schnellen Vorwärtsflug, vollständig dem aerodynamischen
Einfluß durch
Versenkung in den Rumpf (6) des Luftfahrzeugs (2) entzogen werden können (Deaktivierung),
- b) dass die Rotorflügel
flugzustandsabhängig
im operationellen Betrieb auch wieder aktiviert, d.h. aus dem Rumpf
ausgefahren und entfaltet werden können (1), c) dass der Rotorlift (1)
zur Teleskopierung des Rotorkopfes (10) mit Rotorblättern und
Rotorblatt-Kontraktionsmechanismus wahlweise nach einer Vielzahl
bekannter Mechanismen oder durch eine bisher nicht verwendete längsverzahnte
Welle derart konstruktiv ausgelegt ist, dass er die erforderlichen
Kräfte
und Momente auch unter den dynamischen Belastungen sicher aufnehmen
und übertragen
kann, denen das Luftfahrzeug ausgesetzt ist,
- d) dass durch die geometrische Ausbildung von einem unter dem
Bug angeordneten Vorflüge)
(2) und vollständig
oder teilweise anstellbaren Canarflügeln (7) und vollständig oder
teilweise anstellbaren Hauptflügeln
(8) sowie Rumpfausformung und Flügelsteuerung (5) mit
der Möglichkeit
zur Änderung
des Anstellwinkels des gesamtem Flügels ein Übergang zwischen schnellem
Vorwärtsflug
und Drehflügler-Betriebsart
sowie umgekehrt auch ohne signifikanten temporären Höhenverlust bewerkstelligt werden
kann und das Luftfahrzeug zugleich eine sehr hohe Wendigkeit erreicht,
- e) dass das Luftfahrzeug zweifache Notlandeeigenschaften besitzt,
und zwar derart, dass es sowohl als Flächenflugzeug (Segeleigenschaft)
als auch als Helikopter (Autorotation) ohne oder mit verminderter
Antriebsenergie gelandet werden kann,
- f) dass der Flächenflugantrieb
sowohl durch Druckpropeller als auch durch Jettriebwerke erfolgen
kann (4),
- g) dass das Luftfahrzeug optional mit einem Sensorträger (9)
ausgestattet werden kann, der eine besonders vorteilhafte Lokalisierung
von Navigationssensoren ermöglicht,
- h) dass auch eine Kombinations-Betriebsweise möglich ist,
bei der im langsamen Flächenflug
zusätzlich
durch Einsatz des Drehflügelantriebs
Höhenänderungsgeschwindigkeiten
realisierbar sind, die ein reiner Flächenflügler bei langsamen Geschwindigkeiten
nicht erreichen kann.