DE19716650C2

DE19716650C2 - Flugzeug mit Solarantrieb

Info

Publication number: DE19716650C2
Application number: DE19716650A
Authority: DE
Inventors: Berhnhard Keidel; Hans Drexler; Hans Galleithner
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 1997-04-21
Filing date: 1997-04-21
Publication date: 2000-01-20
Anticipated expiration: 2017-04-22
Also published as: GB9808421D0; FR2762290A1; FR2762290B1; GB2328657A; DE19716650A1; GB2328657B

Description

Die Erfindung betrifft ein Leichtflugzeug mit Solarantrieb, insbesondere eine Solardrohne, nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Derartige Flugzeuge sind beispielsweise aus DE-OS 26 16 000, US 4,697,761 oder DE 296 16 989 U1 bekannt.

Solardrohnen sind solarbetriebene Leichtflugzeuge, die in Flughöhen von über 10.000 m zu Beobachtungszwecken eingesetzt werden. Beispielsweise werden Solardrohnen zur Beobachtung des Wetters, der Erdoberfläche, der Kontrolle des Luftraums, zu Telekommunikationszwecken oder in der Wehrtechnik einge setzt. Ferner werden Solarantriebe beispielsweise auch für Motorsegler verwendet.

Flugzeuge mit Solarantrieb weisen auf den Tragflächen photo voltaische Solarzellen zur Erzeugung von elektrischem Strom auf, der zum Antreiben von Propellern mittels Elektromotoren genutzt wird. Da mit Solarenergie angetriebene Flugzeuge kei nen Treibstoff mitführen müssen, können sie in Leichtbauweise ausgeführt werden; mit solchen Flugzeugen können lange Flug zeiten erzielt werden. Sofern solche Flugzeuge mit einem zu sätzlichen Energiespeicher ausgestattet sind, kann tagsüber überschüssige Energie gespeichert werden, die nachts zur Ver fügung steht, so daß auch Nachtflüge möglich sind. Es können somit Flugzeiten von mehreren Monaten erzielt werden.

Die photovoltaischen Solarzellen sind auf der Flügeloberseite horizontal angeordnet. Daher ist die Energieausbeute bei fla chem Sonnenstand äußerst gering, so daß Flugzeiten von mehre ren Monaten auf der nördlichen Halbkugel im Winter nur be grenzt möglich sind.

Um lange Flugzeiten auch im Winter zu ermöglichen oder um ho he Nutzlasten im Flugzeug aufnehmen zu können, müssen daher die Flügelflächen vergrößert werden, um eine ausreichende An zahl Solarzellen vorsehen zu können. Ein Vergrößern der Flü gelflächen hat jedoch den Nachteil, daß sich die Flugge schwindigkeit verringert. Um eine Drohne in einem bestimmten Gebiet stationieren zu können, muß deren Fluggeschwindigkeit jedoch größer sein als die vorherrschenden Windgeschwindig keiten.

Da die Oberseite der Tragflügel gewölbt ist, und die Tragflü gel elastisch sein müssen, ist das Anordnen von Solarzellen auf der Tragflügeloberseite sehr schwierig, da Solarzellen äußerst druckempfindlich sind. Um die Aerodynamik der Trag flügel durch das Vorsehen von Dehnungsspalten zwischen den Solarzellen sowie durch die Ebenheit der Solarzellen mög lichst wenig zu beeinflussen, müssen die Solarzellen unter Zuhilfenahme äußerst komplizierter Einbettungsverfahren auf den Tragflügeln angeordnet werden.

Aufgrund der Einbettung der Solarzellen muß die Konstruktion der Tragflügel stabil ausgeführt sein. Hierdurch erhöht sich das Gewicht der Tragflügel, so daß eine Optimierung der Trag flügel hinsichtlich des Gewichts und der Oberfläche nicht möglich ist. Insbesondere bei schräg auf den Tragflügeln an geordneten Solarzellen können zusätzliche Abrißkanten entste hen, die unerwünschte Wirbel hervorrufen. Des weiteren ist aufgrund der aufwendigen Einbettung der Solarzellen ein Aus wechseln beschädigter Solarzellen nur mit großem Aufwand mög lich.

Aus DE 29 51 699 A1 ist es bekannt, jeweils an dem linken und rechten Tragflügel eines Motorsegelflugzeugs verhältnismäßig dünne bahnförmige Metallstreifen anzubringen, auf welchen Halbleitersolarzellen angeordnet sind. Diese Art Solarstreifen flattern während eines Flugs sehr stark und verursachen dadurch einen sehr großen Luftwiderstand. Obendrein haben derartige Dünnfilmzellen nur einen sehr geringen Wirkungsgrad, so daß besonders großflächige Solarstreifen nötig wären, wodurch der Luftwiderstand noch weiter erhöht würde. Noch dazu sind die Solarstreifen nur an ihrem vorderen Ende an den Tragflügeln aufgehängt, was bedeutet, daß sie den aerodynamischen Auftrieb für ihr Eigengewicht selbst erzeugen müssen.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, ein Leichtflugzeug mit Solarantrieb zu schaffen, bei welchem die Solarzellen so an geordnet sind, daß eine hohe Energieausbeute bei gleichzeitig geringem Luftwiderstand erzielbar ist.

Die Lösung der Aufgabe erfolgt erfindungsgemäß durch die Merkmale des Anspruchs 1. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Gegenstand der unmittelbar oder mittelbar auf Anspruch 1 rückbezogenen Unteransprüche.

Erfindungsgemäß sind die Solarzellen auf außerhalb der Trag flächen vorgesehenen Zusatzflächen angeordnet, deren Gesamt- Neutralpunkt vorzugsweise im Schwerpunkt des Flugzeugs liegt. Somit kann die Struktur der Tragflügel hinsichtlich Form und Gewicht optimiert werden. Insbesondere ist die gewölbte Trag flügeloberfläche nicht durch Solarzellen beeinträchtigt.

Ferner ist es zum Transportieren hoher Nutzlasten oder zum Fliegen bei flachem Sonnenstand nicht erforderlich, die Flü geloberfläche zu vergrößern, so daß höhere Fluggeschwindig keiten erzielt werden, wodurch eine Positionierung der Drohne erleichtert wird. Des weiteren muß das Gewicht der Solarzel len nicht von den Tragflügeln aufgenommen werden, so daß sie in optimierter Leichtbauweise ausgeführt werden können.

Daß der Gesamt-Neutralpunkt der Zusatzflächen vorzugsweise im Schwerpunkt des Flugzeugs liegt, hat den großen Vorteil, daß beim Auftreten von Anstellwinkel-Änderungen, wie beispiels weise bei Böen, von den Zusatzflächen keine Kräfte hervorge rufen werden, die freie Momente um den Schwerpunkt erzeugen. Somit ist unabhängig von der Stellung der Zusatzflächen deren Einfluß auf die Flugstabilität und die Steuerbarkeit des Flugzeugs sehr gering.

Die Zusatzflächen sind beispielsweise direkt am Rumpf ange ordnet. Die Zusatzflächen können auch so am Flugzeug vorgese hen sein, daß sie den Rumpf oder Teile des Rumpfs des Flug zeugs bilden. Ferner sind die Zusatzflächen erfindungsgemäß bezüglich der Sonneneinstrahlung ausrichtbar. Somit kann die Neigung der Zusatzflächen bezüglich der Sonnenstrahlen je weils so ausgerichtet werden, daß die Oberfläche der Solar zellen stets senkrecht zu den Sonnenstrahlen angeordnet ist. Aufgrund der Ausrichtbarkeit der Solarzellen ist eine optima le Energieausbeute möglich.

Daher kann das erfindungsgemäße Leichtflugzeug mit Solaran trieb auch bei flachem Sonnenstand für lange Flugzeiten ein gesetzt werden, so daß auch Langzeitflüge während der Winter monate möglich sind. Auch während der Sommermonate ist die Energieausbeute während der Morgen- und Abendstunden opti miert, so daß das Flugzeug in einer größeren Höhe stationiert werden kann, oder die für den Nachtflug erforderliche Ener giemenge von einer geringeren Anzahl Solarzellen bereitge stellt werden kann. Dies hat wiederum den Vorteil, daß das Flugzeuggewicht verringert wird.

Vorzugsweise sind die Zusatzflächen zum Ausrichten jeweils mindestens um eine Achse schwenkbar. Beispielsweise sind als Zusatzflächen rechteckförmige Flächen vorgesehen, deren Längsachse parallel zur Flugzeuglängsachse verläuft. Um den Widerstand der Zusatzflächen zu minimieren, muß die Flugzeug längsachse im Auslegungspunkt des Leichtflugzeugs parallel zur Flugbahn verlaufen. Solche Zusatzflächen können an paral lel zum Rumpf angeordneten Halterungen befestigt sein. Ferner kann der Rumpf selbst als Rohrkonstruktion ausgebildet sein, die zur Befestigung der Zusatzflächen dient.

Zum Ausrichten sind die Zusatzflächen um ihre Längsachse schwenkbar. An einer solchen Halterung können auch mehrere rechteckige Zusatzflächen vorgesehen sein, deren Längsachse senkrecht zur Flugzeuglängsachse gerichtet ist. Derartige Zu satzflächen sind vorzugsweise sowohl um eine Längsachse als auch um eine senkrecht zur Flugzeuglängsachse verlaufende Achse schwenkbar. Durch diese zweite Drehachse können die Zu satzflächen unabhängig vom Flugzustand des Flugzeugs so ein gestellt werden, daß an ihnen keine Kräfte auftreten. Die Flugeigenschaften des Leichtflugzeugs sind somit von Größe, Position und Stellung der Zusatzflächen unabhängig. Halterun gen für Zusatzflächen können auch an den Tragflügeln des Flugzeugs vorgesehen sein.

Vorzugsweise erfolgt das Verstellen der Zusatzflächen über von Elektromotoren angetriebenen selbsthemmenden Getrieben. Somit treten bei der Verstellung der Zusatzflächen bei gerin gem Stromverbrauch lediglich geringe Kräfte auf. Ferner ist es möglich an den Zusatzflächen Hilfsruder zum Ausrichten an zuordnen. Das Ausrichten der Zusatzflächen kann durch Berech nung des Sonnenstands relativ zum Flugzeug erfolgen. Hierzu sind die genaue Position und Lage des Flugzeugs, die Tages zeit sowie das Datum erforderlich.

Bei einer bevorzugten Weiterbildung der Zusatzflächen sind die Zusatzflächen so ausgebildet, daß sie verkleinerbar sind. Dadurch läßt sich der von den Zusatzflächen hervorgerufene Luftwiderstand, beispielsweise bei Nachtflügen, erheblich verringern. Zur Oberflächenverkleinerung der Zusatzflächen bestehen diese beispielsweise aus mehreren gelenkig miteinan der verbundenen Teilflächen, so daß die Zusatzflächen zusam menklappbar sind.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform bestehen die Zusatzflä chen aus mehreren zusammenschiebbaren Teilflächen. Es ist ferner möglich als Zusatzflächen flexible Solarfolien vorzu sehen, die zur Verkleinerung der Oberflächen zusammengerollt werden können.

Zur Erhöhung der Energiegewinnung können auch zweiseitig wirksame Solarzellen auf einer lichtdurchlässigen Panelstruk tur aufgebracht werden. Dadurch kann bei nahezu unverändertem Gewicht auch die indirekte oder von der Erde reflektierte Strahlung genutzt werden.

Beim Einsatz eines Flugzeugs zu Beobachtungszwecken wird die Position und Lage des Flugzeugs ständig - beispielsweise durch ein GPS-System - bestimmt, so daß diese Daten zur Be rechnung der Nachführung der Zusatzflächen bezüglich des Son nenstands verwendet werden können. Alternativ können zum Nachführen der Zusatzflächen an diesen auch Helligkeitssenso ren vorgesehen sein.

Zur Erhöhung der Energiegewinnung können zusätzlich zu den Zusatzflächen auch Solarzellen auf den Tragflügeln und/oder dem Leitwerk und/oder dem Rumpf vorsehen sein. Da diese So larzellen nur zur zusätzlichen Energiegewinnung dienen, kön nen sie beispielsweise auf den Tragflächen so angeordnet wer den, daß die Gestaltung des Tragflügelprofils nicht oder nur geringfügig beeinflußt wird.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand bevorzugter Ausfüh rungsformen unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeichnungen näher erläutert.

Es zeigen:

Fig. 1 eine schematische perspektivische Ansicht einer be vorzugten Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Leichtflugzeugs mit Solarantrieb;

Fig. 2a bis 2e schematische Draufsichten verschiedener Anord nungsmöglichkeiten von Zusatzflächen;

Fig. 3a eine schematische Querschnittsansicht einer Zusatz fläche;

Fig. 3b bis 3e Querschnittsansichten verschiedener Ausfüh rungsformen zusammenklappbarer Zusatzflächen;

Fig. 4a eine Querschnittsansicht einer zusammenschiebbaren Zusatzfläche, und

Fig. 4b die in Fig. 4a dargestellte Zusatzfläche in zusam mengeschobenen Zustand.

Die in Fig. 1 dargestellte Ausführungsform eines Leichtflug zeugs mit Solarantrieb weist Tragflügel 10, 11 auf. Mit den Tragflügeln 10, 11 ist ein Doppelrumpf verbunden, wobei ein erstes rohrförmiges Rumpfteil 12 mit dem Tragflügel 10 und ein zweites Rumpfteil 13 mit dem Tragflügel 11 verbunden ist. Die beiden rohrförmigen Rumpfteile 12, 13 verlaufen parallel zur Flug zeuglängsachse 35 und sind zur Stabilisierung des Flugzeugs mittels eines Höhenleitwerks 15 miteinander verbunden. An den in Flugrichtung hinteren Enden der rohrförmigen Rumpfteile 12, 13 ist jeweils ein Seitenleitwerk 16 bzw. 17 vorgesehen.

In dem Bereich der Rumpfteile 12, 13 zwischen den Tragflügeln 10, 11 und dem Höhenleitwerk 15 sind Zusatzflächen 21, 22 mit den Rumpfteilen 12 bzw. 13 verbunden. Die Zusatzflächen 21, 22 sind mit nicht näher dargestellten Solarzellen bestückt. Die rechteckig ausgebildeten Zusatzflächen 21, 22 sind um ihre zu den Rumpfteilen 12, 13 parallelen Längsachsen 23 bzs. 24 schwenkbar.

An den in Flugrichtung nach vorne über die Tragflächen 10, 11 vorstehenden Bereichen der Rumpfteile 12, 13 sind ebenfalls rechteckförmige Zusatzflächen 25, 26 angeordnet. Entsprechend den Zusatzflächen 21, 22 sind auch die Zusatzflächen 25, 26 um ihre parallel zu den Rumpfteilen 12, 13 verlaufenden Längsach sen 27, 28 schwenkbar. Somit sind die Zusatzflächen 21, 22, 25, 26 durch Schwenken um ihre Längsachsen 23, 24, 27, 28 zur Sonne ausrichtbar.

Die Energie, die von den auf den Zusatzflächen 21, 22, 25, 26 angeordneten Solarzellen erzeugt worden ist, dient in erster Linie zum Antreiben von Propellern 31, 32, 33, 34 sowie auch zum Schwenken der Zusatzflächen durch nicht dargestellte Elek tromotore. Die Propeller 31, 32, 33, 34 werden jeweils von ebenfalls nicht dargestellten Elektromotoren angetrieben. Die Propeller 31, 34 sind an dem in Flugrichtung vorderen Ende der Rumpfteile 12, 13 vorgesehen und somit direkt vor den Zusatz flächen 25, 26 angeordnet. Die beiden anderen Propeller 32, 33 sind an den Tragflügeln 10 bzw. 11 angeordnet.

Ferner weist das in Fig. 1 dargestellte Flugzeug einen nicht näher dargestellten Energiespeicher auf. Der Energiespeicher wird mittels der tagsüber von den Solarzellen erzeugten über schüssigen Energie aufgeladen. Die an den Zusatzflächen vorge sehenen Solarzellen sind hierbei so ausgelegt, daß tagsüber mindestens soviel überschüssige Energie erzeugt wird, daß aus reichend Energie für den anschließenden Nachtflug vorhanden ist.

Als Energiespeicher wird beispielsweise ein Elektrolyseur ein gesetzt, in dem Wasser in H₂ und O₂ gespaltet wird. Während des Nachtflugs werden die gespeicherten Gase H₂ und O₂ in einer Brennstoffzelle in elektrischen Strom zum Antrieb der Propeller 31, 32, 33, 34 umgewandelt. Diese Gase können bei spielsweise in den rohrförmig ausgeführten Flügelholmen oder den Rümpfen 12, 13 gespeichert werden.

Da die Rumpfteile 12, 13 symmetrisch und parallel zur Flug zeuglängsachse 35 angeordnet sind, und die Zusatzflächen 21, 22, 25, 26 an den rohrförmigen Rumpfteilen 12, 13 angeordnet sind, liegt der Gesamtneutralpunkt bei richtiger Lage und Grö ße der Zusatzflächen im Schwerpunkt des Flugzeugs.

Die Berechnung des Gesamtneutralpunkts kann durch nachstehende Gleichungen erfolgen, die sich auf die Berechnung eines Ge samtneutralpunkts, der in Fig. 1 dargestellten Zusatzflächen 21, 22, 25, 26 beziehen, wobei sich die mit Index 1 gekenn zeichneten Parameter jeweils auf die vorderen Zusatzflächen 25, 26 und die mit Index 2 gekennzeichneten Parameter auf die hinteren Zusatzflächen 21, 22 beziehen.

In nachstehender Tabelle sind die Bedeutungen der einzelnen Parameter sowie deren Einheiten aufgeführt.

Der Gesamtneutralpunkt x_N,Ptges läßt sich gemäß Gl. (1) folgen dermaßen berechnen:

In einer ersten Näherung kann der Staudruck q_Pt1 der vorderen Zusatzflächen 25, 26 mit dem Staudruck q_Pt2 der hinteren Zu satzflächen 21, 22 gleichgesetzt werden. Ferner kann in einer ersten Näherung die Änderung des Abwindwinkels gegenüber dem Anstellwinkel Null gesetzt werden. Somit vereinfacht sich die Gl. (1) des Gesamtneutralpunkts zu Gl. (2):

Der in Gl. (2) enthaltene, vom Anstellwinkel abhängige Auf triebsbeiwert C_Aα_,Pt jeder Zusatzfläche 21, 22, 25, 26 kann gemäß Gl. (3) berechnet werden:

Der Abstand x_N,Pt des Neutralpunkts einer ebenen Platte von der Plattenvorderkante kann durch Gl. (4) angenähert werden:

Die in Fig. 1 dargestellte Anordnung der Zusatzflächen 21, 22, 25, 26 weist den Vorteil auf, daß das Gewicht der Flächen re lativ klein gehalten werden kann, da die Hebelarme und damit die auftretenden Kräfte klein sind. Ferner ist der Luftwider stand der Zusatzflächen gering und die Beeinflussung der Strö mung an den Tragflügeln aufgrund der Zusatzflächen 25, 26 ist ebenfalls gering.

Ferner entsteht durch die Halterung der Zusatzflächen kaum zu sätzliches Gewicht, da die Halterungen als Rumpfteile 12, 13 dienen. Des weiteren ist die Schwenkbarkeit der Zusatzflächen 21, 22, 25, 26 gut realisierbar, da die entsprechenden Vor richtungen zum Schwenken der Zusatzflächen in den Rumpfteilen 12, 13 angeordnet werden können.

In Fig. 2a bis 2d sind unterschiedliche Ausführungsformen zum Anbringen von Zusatzflächen zur Aufnahme von Solarzellen an einem Flugzeug dargestellt. Das in Fig. 2a dargestellte Flug zeug entspricht im wesentlichen dem Aufbau des in Fig. 1 darge stellten Flugzeugs. An den Rumpfteilen 12, 13 sind in Flug richtung vor den Tragflügeln 10, 11 die zwei Zusatzflächen 25 und 26 dargestellt. In Flugrichtung hinter den Tragflügeln 10 und 11 sind an den Rumpfteilen 12 und 13 die beiden Zusatzflä chen 21 und 22 wiedergegeben. Ferner sind in Draufsicht die Seitenleitwerke 16 und 17 sowie das Höhenleitwerk 15 darge stellt. Im Unterschied zu Fig. 1 sind bei der schematischen Darstellung eines Flugzeugs in Fig. 2a nur zwei Propeller 31 und 34 wiedergegeben.

Das in Fig. 2b dargestellte Flugzeug entspricht im Prinzip dem Aufbau des in Fig. 1 dargestellten Flugzeugs. An den Rumpftei len 12, 13 sind in Flugrichtung vor den Tragflügeln 10, 11 statt der jeweils einteiligen Zusatzflächen 25, 26 jeweils zwei Zusatzflächen 51, d. h. insgesamt vier Zusatzflächen vor gesehen. In Flugrichtung hinter den Tragflügeln 10, 11 sind an den Rumpfteilen 12, 13 statt jeweils der einteiligen Zusatz flächen 21, 22 jeweils drei Zusatzflächen 52, d. h. insgesamt sechs Zusatzflächen vorgesehen. Ihre Längsachsen verlaufen je weils senkrecht zu den Rumpfteilen 12, 13. Aufgrund der gerin gen Tiefe der Zusatzflächen können diese profiliert ausgeführt werden, um den Widerstand der Zusatzflächen zu minimieren.

Die Zusatzflächen 51, 52 sind jeweils symmetrisch zu den Rumpfteilen 12, 13 angeordnet, so daß sich ihre Mittellinien jeweils mit der parallel zur Flugrichtung verlaufenden Längs achse der Rumpfteile 12 und 13 decken. Sämtliche Zusatzflächen 51, 52 sind in dieser Ausführungsform sowohl um ihre Mittelli nien als auch um ihre Längsachsen schwenkbar. Somit ist unab hängig von der Flugrichtung ein Ausrichten der Zusatzflächen längs der momentanen Flugbahn möglich. Dadurch erzeugen die Zusatzflächen 51, 52 in allen Fluglagen nahezu keinen indu zierten Widerstand.

Das Ausrichten der Zusatzflächen 51, 52 um ihre Längsachse kann allein durch die Luftströmung erfolgen. Dazu muß die Drehachse dieser Zusatzflächen frei beweglich sein und vor dem jeweiligen Neutralpunkt der Zusatzfläche liegen. Weiterhin sollte der Schwerpunkt dieser Zusatzfläche jeweils auf deren Drehachse liegen.

Das in Fig. 2c dargestellte Flugzeug weist Tragflächen 10, 11 auf, die an einem Rumpf 40 befestigt sind. Bei dem Rumpf 40 handelt es sich um einen Einzelrumpf, dessen Längsachse der Flugzeuglängsachse 35 entspricht. An dem in Flugrichtung hin teren Ende des Rumpfs 40 ist das Leitwerk 41 angeordnet, wäh rend an dem in Flugrichtung vorderen Ende des Rumpfs 40 ein Propeller 42 vorgesehen ist. An dem Tragflügel 10 sind über nur schematisch angedeutete Halterungen 43 in Flugrichtung vor dem Tragflügel 10 ebene rechteckförmige Zusatzflächen 44 ange ordnet, die um ihre Längsachse schwenkbar sind, welche paral lel zur Flugrichtung verläuft.

In Flugrichtung gesehen hinter dem Tragflügel 10 sind über Halterungen 45 auf Höhe der Zusatzflächen 44 weitere Zusatz flächen 46 so angeordnet, daß die nicht näher bezeichnete Längsachse der ebenfalls ebenen und rechteckigen Zusatzflächen 46 mit den Längsachsen der Zusatzflächen 44 zusammenfallen.

An dem Tragflügel 11 sind über Halterungen 47 den Zusatzflä chen 44 entsprechende Zusatzflächen 48 angeordnet, die eben falls um eine nicht näher bezeichnete Längsachse schwenkbar sind. Zusätzlich sind an dem Tragflügel 11 über Halterungen 49 den Zusatzflächen 46 entsprechende Zusatzflächen 50 angeord net, welche ebenfalls um eine nicht näher bezeichnete Längs achse schwenkbar sind.

Die in Fig. 2c dargestellte Ausführungsform weist den Vorteil auf, daß die Masse der Zusatzflächen 44, 46, 48, 50 gleichmä ßig über die Spannweite des Flugzeugs verteilt ist und somit die Flügelstruktur entlastet. Ferner ist die in Fig. 2c darge stellte Ausführungsform auch bei Nurflüglern einsetzbar.

In Fig. 2d ist eine weitere Ausführungsform zum Anbringen von Zusatzflächen an einem Flugzeug dargestellt. Zwischen den bei den Rumpfteilen 12, 13 sind in Flugrichtung vor sowie hinter den Tragflügeln 10, 11 mehrere Zusatzflächen 55 bzw. 56 ange ordnet. Die Zusatzflächen 55, 56 sind ebenfalls eben und rechteckig ausgebildet. Die Längsachsen der Zusatzflächen 55, 56 verlaufen parallel zur Flugzeuglängsachse 35 und sind um ihre Längsachsen schwenkbar. Durch die in Fig. 2d dargestellte Anordnung der Zusatzflächen 55, 56 ist eine große, mit Solar zellen bestückbare Oberfläche geschaffen. Zur Widerstandsmini mierung können die Zusatzflächen 55, 56 leicht quer zur Flug zeuglängsachse zusammengeschoben werden.

Bei der in Fig. 2e dargestellten Ausführungsform handelt es sich beispielsweise um ein herkömmliches Flugzeug, an dem eine Dünnschicht-Solarfolie 60 mittels eines Schleppseils 61 befe stigt ist. Zum Ausrichten der Solarfolie 60 können an einer Halterung 62 der Solarfolie nicht dargestellte Hilfsruder vor gesehen werden.

Die Ausführungsform in Fig. 2e hat den Vorteil, daß die Aerody namik des Flugzeugs durch die Zusatzfläche in Form der Solar folie 60 nicht beeinflußt wird und die Solarfolie 60 ein äu ßerst geringes Gewicht aufweist. Ferner ist das Ein- und Aus rollen der Solarfolie 60 auf einfache Weise realisierbar. Al lerdings haben Solarfolien heutiger Technologie einen relativ kleinen Wirkungsgrad.

In Fig. 3a ist im Querschnitt eine starre mit Solarzellen be stückte Zusatzfläche 29 dargestellt, die beispielsweise in den Ausführungsformen der Fig. 1 und 2a den Zusatzflächen 21, 22, 25 oder 26 entspricht. Die Zusatzfläche 29 ist an einem rohr förmigen Rumpfteil 12' mittels einer U-förmigen Halterung 65 befestigt. Die Halterung 65 ist so mit dem Rumpfteil 12' ver bunden, daß die Zusatzfläche 29 mittels nicht dargestellter Schwenkvorrichtungen um dessen Längsachse 23' schwenkbar ist.

Anhand der Fig. 3b bis 3e sind mögliche Ausführungsformen zum Zusammenklappen einer Zusatzfläche 29 ₁ dargestellt. Hierzu be steht die Zusatzfläche 29 ₁, wie in Fig. 3b dargestellt, aus mehreren Teilflächen 66, 67, 68, die über Gelenke 69, 70 mit einander verbunden sind. Es ist somit möglich, den Luftwider stand der Zusatzfläche 29 ₁, beispielsweise während eines Nachtflugs zu verringern, indem die Zusatzfläche 29 aus der in Fig. 3a dargestellten Lage an den gelenkigen Verbindungen 69, 70 abgewinkelt wird, so daß die drei Teilflächen 66, 67, 68 so um das Rumpfteil 12 angeordnet sind, daß sie im Querschnitt ein gleichseitiges bzw. auch ein gleichschenkliges Dreieck bilden.

In Fig. 3c sind gleich große Teilflächen 66', 67' und 68' einer Zusatzfläche 29 ₂ gelenkig so miteinander verbunden, daß die Teilfläche 66' auf die untere mit der U-förmigen Halterung 65 verbundene Teilfläche 67' klappbar ist, und die Teilfläche 68' auf die Teilfläche 66' zu liegen kommt.

In der in Fig. 3d dargestellten Ausführungsform ist die Zusatz fläche 29 ₃ in sieben Teilflächen unterteilt, wobei eine Teil fläche 71 die Breite der U-förmigen Halterung 65 aufweist und die in beiden Richtungen darüber hinausstehenden Bereiche der Zusatzfläche 29 ₃ jeweils dreigeteilt, d. h. in jeweils drei gleich große Teilflächen 72 unterteilt sind. Die jeweils drei Teilflächen 72 der dreigeteilten Zusatzfläche 29 ₃ sind jeweils so gelenkig miteinander verbunden, daß sie so zusammenklappbar sind, daß sie in drei Lagen aufeinander liegen. In zusammenge klapptem Zustand liegen die jeweils drei Teilflächen 72 seit lich an der Halterung 65 an.

Bei einer weiteren, in Fig. 3e dargestellten Ausführungsform sind zwei Teilflächen 73 auf eine Teilfläche 74 klappbar, die mit der Halterung 65 verbunden ist. Hierbei überdecken sich - im Unterschied zu der in Fig. 3c dargestellten Ausführungsform - die Teilflächen 73 nicht. Somit ist die Ausführung der ge lenkig miteinander verbundenen Teilflächen 73 einfacher, die verbleibende Oberfläche der Zusatzfläche 29 ₄ jedoch größer.

In Fig. 4a und 4b ist eine weitere Möglichkeit zur Verkleine rung einer Zusatzfläche 29 ₅ dargestellt. Die Zusatzfläche 29 ₅ besteht aus drei Teilflächen 75, 76, 77, wobei die mittlere Fläche 76 mit der Halterung 65 verbunden ist. Die beiden ande ren Teilflächen 75, 77 sind in die Teilfläche 76 sowie so in einanderschiebbar, daß durch Ineinanderschieben der Teilflä chen 65, 67 und Einschieben in die mittlere Teilfläche 66 die Oberfläche der Zusatzfläche 29 ₅, wie in Fig. 4b dargestellt, verkleinerbar ist.

Claims

1. Leichtflugzeug mit Solarantrieb, mit Solarzellen zur Ener gieerzeugung, welche auf außerhalb der Flugzeug-Tragflächen vorgesehenen Zusatzflächen angeordnet sind, und mit minde stens einem von einem Elektromotor angetriebenen Propeller dadurch gekennzeichnet, daß der Gesamt-Neutralpunkt der Zusatzflächen im Schwerpunkt des Flugzeugs liegt und diese bezüglich der Sonneneinstrahlung ausrichtbar sind.

2. Leichtflugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatzflächen (21, 22, 25, 26; 29; 29 ₁ bis 29 ₅; 44, 46, 48, 50; 51, 52; 55, 56) zum Ausrichten jeweils mindestens um eine Achse (23, 24, 27, 28) schwenkbar sind.

3. Leichtflugzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatzflächen (21, 22, 25, 26; 29; 29 ₁ bis 29 ₅; 44, 46, 48, 50; 51, 52; 55, 56) um eine parallel und/oder senk recht zur Flugzeuglängsachse (35) verlaufende Achse schwenk bar sind.

4. Leichtflugzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß um eine zweite Drehachse schwenkbare Zusatzflächen wäh rend des Flugs durch die dabei entstehende Strömung ausge richtet werden.

5. Leichtflugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch ge kennzeichnet, daß zum Ausrichten an den Zusatzflächen (21, 22, 25, 26; 29; 29 ₁ bis 29 ₅; 44, 46, 48, 50; 51, 52; 55, 56) auf Helligkeit ansprechende Sensoren vorgesehen sind.

6. Leichtflugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch ge kennzeichnet, daß ein Verstellen der Zusatzflächen (21, 22, 25, 26; 29; 29 ₁ bis 29 ₅; 44, 46, 48, 50; 51, 52; 55, 56) über selbsthemmende Getriebe erfolgt.

7. Leichtflugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatzflächen (21, 22, 25, 26; 29; 29 ₁ bis 29 ₅; 44, 46, 48, 50; 51, 52; 55, 56) eben sind.

8. Leichtflugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatzflächen (21, 22, 25, 26; 29; 29 ₁ bis 29 ₅; 44, 46, 48, 50; 51, 52; 55, 56) mittels Hilfsruder ausrichtbar sind.

9. Leichtflugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Oberfläche der Zusatzflächen (29 ₁ bis 29 ₅) verkleinerbar ist.

10. Leichtflugzeug nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatzflächen (29 ₁ bis 29 ₄) aus mehreren gelenkig miteinander verbundenen Teilflächen (66 bis 68; 66' bis 68'; 71, 72; 73, 74) gebildet sind, die zur Oberflächenverkleine rung zusammenklappbar sind.

11. Leichtflugzeug nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatzflächen (29 ₅) aus mehreren zur Oberflächenver kleinerung zusammenschiebbaren Teilflächen (75 bis 77) beste hen.

12. Leichtflugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß zweiseitig wirksame Solarzellen auf einer lichtdurchlässigen Panelstruktur aufgebracht sind.

13. Leichtflugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatzflächen (21, 22, 25, 26; 29; 29 ₁ bis 29 ₅; 44, 46, 48, 50; 51, 52; 55, 56) an Flug zeugteilen (12, 13) mittels Halterungen (65) gehaltert sind.

14. Leichtflugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß Propeller (31, 34) den Zusatz flächen (25, 26) zugeordnet sind.

15. Leichtflugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß Daten von einem die Position des Flugzeugs bestimmenden GPS-System zum Berechnen der Nachfüh rung der Zusatzflächen bezüglich des Sonnenstandes verwendet werden.