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Die
Erfindung betrifft ein senkrecht startendes und senkrecht landendes
Hybridflugzeug, insbesondere ein senkrecht startendes und senkrecht
landendes Hybridflugzeug mit der Fähigkeit alle zum Senkrechtstart
und zur Senkrechtlandung benötigten Komponenten
für den
Reiseflug auszunutzen.
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Es
ist bekannt, dass herkömmliche
Flugzeuge eine Start beziehungsweise Landebahn benötigen und
dass herkömmliche
Hubschrauber vergleichsweise kleine Reichweiten erreichen. Während bei Hubschraubern
die Reichweite stark von der Nutzlast abhängt, können Flugzeuge nur unter erheblichen Problemen
senkrecht Starten und in eine Konfiguration für den Reiseflug wechseln. Es
ist bekannt, dass herkömmliche
Luftschiffe nur einen kurzen Startbereich benötigen, relativ schwere Nutzlasten über relativ
große
Reichweiten befördern
können.
Luftschiffe sind jedoch wegen ihrer großen Fläche sehr windempfindlich, langsam
und meistens nicht starr. Es sind leichter als Luft (LA, Lighter
than Air) Konstruktionen mit Linsenförmigen Hüllen bekannt, sowie Flugzeuge,
welche ihre Flügel
um 90 Grad drehen können
um so senkrecht zu starten.
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Versuche
Fluggeräte
durch Verwendung von drehbaren Flügeln sowohl für den Senkrechtstart, wie
auch für
den Reiseflug zu konzipieren haben sich bisher nicht bewährt.
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Aufgabe
der Erfindung ist es daher ein Fluggerät zu schaffen, welches einen
Senkrechtstart und eine Senkrechtlandung erlaubt und mit welchem
relativ schwere Nutzlasten über
relativ große
Reichweiten transportiert werden können.
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Die
mit der Erfindung erzielten Vorteile bestehen insbesondere darin,
dass das Hybridflugzeug zunächst
prinzipiell wie ein Hubschrauber senkrecht startet und danach durch
Manipulation der Konfiguration nahezu alle Systeme, welche für den senkrechten
Start benötigt
wurden, für
den Reiseflug verwendet. Gleichzeitig ist das Potenzial der „leichter
als Luft" Konstruktionen
große
Nutzlasten heben zu können
durch eine kreisrunde, linsenförmige
Hülle optimal
bezüglich
Auftrieb und Widerstand ausgenutzt.
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Zur
Lösung
dieser Aufgabe wird ein Hybridfluggerät mit einer vorzugsweise kreisrunden,
linsenförmigen
Hülle vorgeschlagen,
welches die in Anspruch 1 und in den Unteransprüchen genannten Merkmale aufweist,
welche sich insbesondere dadurch auszeichnen, dass an der Hülle seitlich
zwei Flügel
mit beispielsweise symmetrischem Flügelprofil angebracht sind,
von denen mindestens einer um mindestens 180 Grad mit einem dafür vorgesehenen Drehmechanismus
direkt oder mittels Torsionsstangen rotiert werden kann und somit
die auftrieberzeugende Konstruktion des Hybridfluggerätes sowohl eine
rotationssymmetrische, als auch eine spiegelsymmetrische Konfiguration
ermöglicht.
Die Anstellwinkel der Flügel
mit beispielsweise symmetrischem Flügelprofil können vorzugsweise mit Hilfe
des Drehmechanismus geregelt an den aktuellen Flugzustand angepasst
werden.
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Besonders
bevorzugt wird ein Ausführungsbeispiel
des Hybridflugzeuges, bei welchem die Rotation der Hülle mit
den Flügeln
für den
Senkrechtstart mit beweglichen ummantelten Propellern, welche an
den äußeren Enden
der Flügel
in die Flügel eingearbeitet
sind, realisiert wird. Die Beweglichkeit der ummantelten Propeller
besteht vorzugsweise darin, dass ihre Schubrichtung, wie auch ihr
Schub geregelt an den aktuellen Flugzustand angepasst werden kann.
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Besonders
bevorzugt wird ein Ausführungsbeispiel
des Hybridflugzeuges, bei welchem die Nutzlast an der Hülle drehbar
gelagert ist, sodass die Hülle
um ihre vertikale Spiegelachse rotieren kann, während sich die Nutzlast nicht
bewegt. Die eben erwähnte
drehbare Lagerung beinhaltet vorzugsweise einen Schleifkontakt zur
Energieübertragung
von der Energieversorgung zu den Hauptantrieben. Die Energieversorgung
befindet sich vorzugsweise in der Nutzlast. Die eben erwähnte drehbare
Lagerung ist vorzugsweise so gestaltet, dass sie bei einem bestimmten
Drehwinkel der rotierenden Hülle
gegenüber
der stehenden Nutzlast geregelt einrasten kann, so dass Hüllen- und
Nutzlastkonstruktion dann fest miteinander verbunden sind und eine
ausgerichtete spiegelsymmetrische Flugzeugkonfiguration einen geregelten
Vorwärtsflug
gewährleisten
kann.
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Bei
dem bevorzugten Ausführungsbeispiel des
Hybridflugzeuges ist zwischen der Nutzlast und dem drehbaren Lager
mit dem Schleifkontakt eine schienenartige Konstruktion eingebracht,
um die Position der Nutzlast gegenüber der Hülle mittels beispielsweise
gleitender Lager oder Rollen veränderbar
zu gestallten. Die Nutzlast kann vorzugsweise von der Schiene einfach
getrennt und ausgetauscht werden.
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Ein
weiteres bevorzugtes Ausführungsbeispiel
zeichnet das Hybridflugzeug dadurch aus, dass die Energieversorgung
durch mindestens einen dimensionierten Verbrennungsmotor und Treibstoff und/oder
durch mindestens eine dimensionierte Batterieeinheit und/oder durch
mindestens eine dimensionierte Brennstoffzelleneinheit und/oder
durch mindestens eine dimensionierte Solarzelleneinheit gewährleistet
wird. Beispielsweise können
Solarzellen auf der Oberseite der Hülle angebracht sein, wie auch
Brennstoffzellen in der Nutzlast, welche die Elektromotoren der
ummantelten Propeller, der Regelung und der Drehmechanismen mit
Strom versorgen.
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Ein
weiteres bevorzugtes Ausführungsbeispiel
zeichnet das Hybridflugzeug dadurch aus, dass Nebenantriebe, welche
vorzugsweise seitlich an der Nutzlast und/oder beispielsweise auch
an der Schiene befestigt sind, für
eine kontrollierbare Ausrichtung der Nutzlast beim Senkrechtstart
vorgesehen sind.
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Ein
weiteres bevorzugtes Ausführungsbeispiel
zeichnet das Hybridflugzeug dadurch aus, dass mindestens eine beispielsweise
ausfahrbare Seitenleitwerkseinrichtung die Hochachse des Hybridflugzeuges
im Reiseflug stabilisiert. Das Seitenleitwerk kann beispielsweise
aus der Hülle
ausfahrbar realisiert werden. Vorzugsweise befindet sich das Seitenleitwerk
aber am hinteren Ende der Schiene, so dass sie nicht ausfahrbar
gestaltet werden muss, weil es dort die Rotation der Hüllenkonstruktion
beim Senkrechtstart nicht stört.
Als konstruktive Maßnahme
um den Schwerpunkt des Systems beim Senkrechtstart in die Rotationsachse
zu behalten wird z.B. die Motorisierung der Nutzlastverstellbarkeit
auf der vorderen Seite der Schiene angebracht.
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Ein
weiteres bevorzugtes Ausführungsbeispiel
zeichnet das Hybridflugzeug dadurch aus, dass mindestens eine beispielsweise
ausfahrbare Höhenleitwerkseinrichtung
die Steuerbarkeit und die Stabilität des Hybridflugzeuges im Reiseflug
gewährleistet.
Das Höhenleitwerk
kann beispielsweise aus dem Seitenleitwerk ausfahrbar realisiert
werden. Vorzugsweise befindet sich das Höhenleitwerk aber am hinteren
Ende der Schiene, so dass sie nicht ausfahrbar gestaltet werden
muss, weil es dort die Rotation der Hüllenkonstruktion beim Senkrechtstart
nicht stört.
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Ein
weiteres bevorzugtes Ausführungsbeispiel
zeichnet das Hybridflugzeug dadurch aus, dass in einer geeigneten,
vorzugsweise horizontalen Ebene der horizontal ausgerichteten Hülle ein
Notfallschirm gespannt ist, dass die Nutzlast bei einem unwahrscheinlichen
Versagen der Hülle
und entweichen des LA-Gases
heil wieder zur Erde bringt.
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Die
Erfindung ist anschließend
nur beispielhaft unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben,
in denen:
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1 ein
erstes Ausführungsbeispiel
eines Hybridfluggerätes
in der rotationssymmetrischen Konfiguration für den Senkrechtstart und Senkrechtlandung
in seitlicher Ansicht;
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2 ein
erstes Ausführungsbeispiel
eines Hybridfluggerätes
in der spiegelsymmetrischen Konfiguration für den Reiseflug in seitlicher
Ansicht; und
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3 eine
Prinzipskizze des Übergangs
von der rotationssymmetrischen Konfiguration in die spiegelsymmetrische
Konfiguration bzw. des Übergangs vom
Senkrechtstart in den Reiseflug; darstellt.
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1 zeigt
eine kreisrunde, linsenförmige Hülle (1),
welche ein Volumen (2) einschließt, das mit einem leichter
als Luft Gas gefüllt
werden kann.
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Des
Weiteren zeigt 1 zwei Flügel (3.1 und 3.2),
die an der Hülle
(1) seitlich und horizontal angeordnet sind und so um die
Rotationsachse (4) mittels eines Drehmechanismus (5)
mit Hilfe von den Torsionsstangen (6) gedreht werden können, dass sowohl
eine rotationssymmetrische (Hubschrauber), als auch eine spiegelsymmetrische
(Flugzeug) Konfiguration mit regelbarem Anstellwinkel einnehmbar sind.
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Es
wird ausdrücklich
darauf hingewiesen, dass die Drehung der Flügel (3.1 und 3.2)
auch von Drehmechanismen (5) gewährleistet werden können, die
direkt zwischen Hülle
(1) und Flügel
(3.1 und 3.2) montiert sind, so dass die Torsionsstangen
aus Leichtbaugründen
wegfallen.
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Des
Weiteren wird ausdrücklich
darauf hingewiesen, dass nicht die Drehbarkeit der Flügel, sondern
ihre Fähigkeit
sowohl eine rotationssymmetrische (Hubschrauber), als auch eine
spiegelsymmetrische (Flugzeug) Konfiguration mit regelbarem Anstellwinkel
einnehmen zu können
für die
Funktionalität
der Erfindung von Bedeutung ist. Somit ist es denkbar, dass auf
die 180 Grad Drehung eines der Flügel (3.1 und 3.2),
(s. 3, Z2), verzichtet werden kann, indem die Flügel vorzugsweise
voll symmetrische Profile aufweisen und dadurch nur noch ihr Anstellwinkel
darüber
entscheiden, ob eine rotationssymmetrische (Hubschrauber) oder eine
spiegelsymmetrische (Flugzeug) Konfiguration vorliegt.
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1 veranschaulicht
zusätzlich
die Hauptantriebe (7.1 und 7.2), die an den Enden
der Flügel (3.1 und 3.2)
montiert sind. Ihre Schubvektoren (8) zeigen in der Ausgangskonfiguration
für den
Senkrechtstart in die entgegengesetzte Richtung und sind rotationssymmetrisch
angeordnet.
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Es
wird ausdrücklich
darauf hingewiesen, dass die Hauptantriebe (7.1 und 7.2),
die an den Enden der Flügel
(3.1 und 3.2) montiert sind, gegenüber der
Flügel
(3.1 und 3.2) mittels eingebrachter Drehmechanismen
geregelt um die Rotationsachse (4) drehbar sind, um die
Schubrichtung des Hauptantriebes (3.1 und 3.2)
horizontal zu halten, während
der Anstellwinkel des beispielsweise symmetrischen Flügelprofils
durch geregelte Drehung der Flügel
(3.1 und 3.2) beim Senkrechtsart für den notwendigen Auftrieb
sorgt.
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In 1 ist
die Situation dargestellt wie die Hauptantriebe (7.1 und 7.2)
bei rotationssymmetrischer Konfiguration die Hülle (1) mit den Flügeln (3.1 und 3.2)
in Rotation um die Rotationsachse (10) der Hülle (1)
versetzen und durch Anstellung der Flügel (3.1 und 3.2)
gegen die Rotationsrichtung Auftrieb erzeugen.
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Des
Weiteren zeigt 1 die Nutzlast (15), die
mit der Hülle
(1) mittels eines drehbaren Lagers (12) verbunden
ist. Zwischen die Nutzlast (15) und das drehbare Lager
(12) ist eine schienenartigen Konstruktion (11)
eingebracht, um die Position der Nutzlast (15) gegenüber der
Hülle (1)
mittels beispielsweise gleitender Lager (14) oder beispielsweise
Rollen veränderbar
zu gestallten. Die Nutzlast (15) kann von der Schiene (11)
einfach getrennt und ausgetauscht werden. Die Nutzlast (15)
beinhaltet die Energieversorgung (16).
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1 veranschaulicht
zusätzlich
die Nebenantriebe (17) die an den Seiten der Nutzlast (15)
mit einem horizontalen Schubvektor (19) um die Rotationsachse
(18) rotierbar befestigt sind. Die Nebenantriebe (17)
an den Seiten der Nutzlast (15) sind symmetrisch angeordnet
und verhindern bei rotationssymmetrischer Konfiguration von Hülle (1)
und Flügeln
(3.1 und 3.2) das Mitrotieren der Nutzlast (15) und
regeln dessen Ausrichtung.
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Sowohl
das beispielhaft ausfahrbare Seitenleitwerk (20), als auch
das Höhenleitwerk
(21) sind in 1 nicht veranschaulicht, weil
sie in der rotierenden Konfiguration nicht ausgefahren sind, um
die Rotation der Hülle
nicht zu bremsen.
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Eine
beispielhafte horizontale Ebene (22), welche beispielhaft
die ideale Position für
den gespannten Notfallschirm (23) darstellt wird in 2 veranschaulicht.
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2 zeigt
die gleiche kreisrunde, linsenförmige
Hülle (1)
wie 1, jedoch ist die Hülle (1) in 2 gegenüber der
Hülle (1)
in 1 um 90 Grad gegen den Uhrzeigersinn von oben
gesehen gedreht. Der Flügel
(3.1) in 2 ist im vergleich zu 1 um 180
Grad gegen den Uhrzeigersinn um die Rotationsachse (4)
gedreht, so dass die Schubvektoren (8) der Hauptantriebe
(7.1 und 7.2) in die gleiche Richtung zeigen und
somit 2 die spiegelsymmetrische Reisekonfiguration darstellt.
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Die
Hauptantriebe (7.1 und 7.2) an den Enden der Flügel (3.1 und 3.2)
versetzen bei spiegelsymmetrischer Konfiguration das Hybridflugzeug
in eine Vorwärtsbewegung
durch gleichgerichtete Schubvektoren (8) und erzeugen durch
Anstellung der Flügel
(3.1 und 3.2) Auftrieb.
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Des
Weiteren zeigt 2 die Nutzlast (15), die
mit der Hülle
(1) mittels eines drehbaren Lagers (12) verbunden
ist, die jedoch für
die Reisekonfiguration bereits eingerastet ist und eine feste Verbindung zwischen
Nutzlast (15) und Hülle
(1) darstellt. Zwischen die Nutzlast (15) und
das drehbare Lager (12) ist eine schienenartigen Konstruktion
(11) eingebracht. Der Massenschwerpunkt des Systems wird zum
Zweck der statischen und dynamischen Stabilität im Reiseflug nach vorne bewegt,
indem die Nutzlast (15) auf der hierfür vorgesehenen Schiene (11) nach
vorne bewegt wird. Die Nutzlast (15) beinhaltet die Energieversorgung
(16).
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2 veranschaulicht
zusätzlich
die Nebenantriebe (17) die an den Seiten der Nutzlast (15)
mit einem horizontalen Schubvektor (19) um die Rotationsachse
(18) rotierbar befestigt sind. Die Nebenantriebe (17)
an den Seiten der Nutzlast (15) sind symmetrisch angeordnet
und unterstützen
bei spiegelsymmetrischer Konfiguration durch gleichgerichteten Schub
die Vorwärtsbewegung
des Hybridflugzeuges.
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Sowohl
das beispielhaft ausfahrbare Seitenleitwerk (20), als auch
das Höhenleitwerk
(21) sind in 2 veranschaulicht, weil sie
in der spiegelsymmetrischen Konfiguration ausgefahren sind, um die Steuerbarkeit
und die Stabilität
des Hybridflugzeuges im Reiseflug zu gewährleisten.
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2 veranschaulicht
zusätzlich
eine beispielhafte horizontale Ebene (22), welche beispielhaft
die ideale Position für
den gespannten Notfallschirm (23) darstellt.
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3 zeigt
das stark vereinfachte Hybridflugzeug von oben in vier Zuständen (Z1
bis Z4) und die skizzenhafte Darstellung des Übergangs aus dem Senkrechtstart
in den Reiseflug.
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Das
Abbremsen der Rotation nach der Steigphase (Z1) für den Übergang
in den ausgerichteten Reiseflug (Z4) und die Beschleunigung der
Rotation nach dem Reiseflug (Z4) für den Übergang in die Landephase (Z1)
wird durch folgende Maßnahmen zur Änderung
der Konfiguration von rotationssymmetrisch auf spiegelsymmetrisch
und umgekehrt begünstigt.
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Die Übergänge zwischen
den Flugphasen (Z1 bis Z4) erfolgen Spiralenförmig, wobei die Spiralenrichtung
durch die Rotationsrichtung (26) der Hülle (1) vorgegeben
ist und ein innerer (3.1) und ein äußerer (3.2) Flügel definiert
werden kann, wenn die rotationssymmetrische Hülle (1) eine Vorder-
und eine Rückseite
im Reiseflug definieren lässt.
Die Rückseite
kann beispielsweise mit dem ausfahrbaren Seitenleitwerk (20)
charakterisiert werden, während
die Vorwärtsrichtung
(24) der Hülle
(1) in 3 mit dem entsprechenden Pfeil
dargestellt wird. Die globale Ausrichtung (25) der Nutzlast
(15) ändert
sich beim Übergang
nicht, sodass ein in der Nutzlast mitbewegter Beobachter während des
in 3 dargestellten Übergangs stets in die gleiche
Richtung schaut.
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Die
Maßnahmen
zur Änderung
der Konfiguration von rotationssymmetrisch auf spiegelsymmetrisch
sind: Der innere Flügel
(3.1) wird um die Rotationsachse (4) gegen den
Uhrzeigersinn so gedreht, dass der Schub des Hauptantriebes (7.1)
die innere Seite des Hybridflugzeuges während der Übergangsphase nicht absacken
lässt,
während
die vergrößerte Widerstandsfläche des
Flügels
(3.1) in Folge des Drehens zur Abschwächung der Rotation beiträgt. In 3 wird
das in Zustand 2 (Z2) dargestellt.
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Um
einen sanfteren Übergang
zu gewährleisten
ist es denkbar nur den Hauptantrieb (7.1) um 180 Grad zu
drehen. Danach wird der Anstellwinkel des Flügels (3.1), der dann
wie auch Flügel 3.2 vorzugsweise
voll symmetrische Profile aufweist, an die symmetrische Reisekonfiguration
angepasst.
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Die
Seitenleitwerke (20) werden ausgefahren und tragen durch
die vergrößerte Widerstandsfläche zur
Abschwächung
der Rotation bei. In 3 wird das in Zustand 3 (Z3)
dargestellt.
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Einrasten
der drehbaren Lagerung (12) für eine gleichgerichtete Ausrichtung
von Hülle
(1), Flügel
(3.1 und 3.2) und Nutzlast (15) für den Reiseflug. Der
Massenschwerpunkt des Systems wird zum Zweck der statischen und
dynamischen Stabilität
im Reiseflug nach außen
bewegt, indem die Nutzlast (15) auf der hierfür vorgesehenen
Schiene (5) nach vorne bewegt wird. Durch die Veränderung
des Massenträgheitsmomentes
wird die Rotation schließlich gestoppt.
In 3 wird das in Zustand 3 (Z3) dargestellt. Der Übergang
wird regelungstechnischen Maßnahmen
realisiert.
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Der Übergang
in die Phase der Senkrechtlandung erfolgt analog zu 3,
jedoch rückwärts. Zunächst fliegt
das Hybridflugzeug eine immer engere Kurve, bis der geregelte Übergang
stattfindet und das Hybridfluggerät senkrecht landet. Danach
kann die Nutzlast (15) ausgetauscht und das Hybridfluggerät wieder
senkrecht gestartet werden.
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- 1
- Hülle
- 2
- Volumen
- 3.1
- Flügel innen
- 3.2
- Flügel außen
- 4
- Rotationsachse
(Flügel)
- 5
- Drehmechanismus
- 6
- Torsionsstangen
- 7.1
- Hauptantrieb
innen
- 7.2
- Hauptantrieb
außen
- 8
- Schubvektor
(Hauptantriebe)
- 9
- Nullauftriebsrichtung
(Flügel)
- 10
- Rotationsachse
(Hülle)
- 11
- Schiene
- 12
- Lagerung
(drehbar um 10)
- 13
- Schleifkontakt
- 14
- Lager
(gleitend bzw. rollend)
- 15
- Nutzlast
- 16
- Energieversorgung
- 17
- Nebenantriebe
- 18
- Rotationsachse
(Nebenantriebe)
- 19
- Schubvektor
(Nebenantriebe)
- 20
- Seitenleitwerk
- 21
- Höhenleitwerk
- 22
- Ebene
(vorzugsweise horizontal)
- 23
- Notfallschirm
- 24
- Vorwärtsrichtung
(Hülle)
- 25
- globale
Richtung (Nutzlast)
- 26
- Rotationsrichtung
(Hülle)