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1. Einleitung
und Aufgabenstellung
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1.1.
Die Allgemeine Luftfahrt hat in den meisten Ländern der Erde nicht die Bedeutung
für den
Individualverkehr, die sie haben könnte. Vorteile des Flugzeugs
sind die höhere
Geschwindigkeit gegenüber
allen sonstigen üblichen
Verkehrsmitteln und die Möglichkeit,
die kürzeste
Strecke zwischen zwei Orten A und B zu wählen. Bezogen auf die Reisestrecke ist
der Kraftstoffverbrauch eines Kleinflugzeugs meist gleich zu dem
des Autos. Der Nachteil des Flugzeugs als Individualverkehrsmittel
ist die Abhängigkeit
von Flugplätzen.
So muss außer
dem Flugzeug noch ein anderes Verkehrsmittel genutzt werden, um
zum Flugplatz und vom Flugplatz zu gelangen. Auf einer solchen Reise
wird der Privatpilot üblicherweise
zumindest am Zielflugplatz einen Mietwagen, ein Taxi oder Bus und
Bahn in Anspruch nehmen müssen,
will er seinen Aufenthalt nicht lediglich auf die Umgebung des Flugplatzes
beschränken.
Die Nutzung dieser Landverkehrsmittel darf jedoch nicht so zeitintensiv sein,
dass der im Flug gewonnene Vorsprung wieder aufgebraucht würde. Die
Gesamtkosten für
die Reise per Kleinflugzeug und bis zu einer bestimmten Distanz
auch die Gesamtreisezeit sind im Ergebnis höher als die einer Reise per
Auto bzw. Bahn.
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1.2.
Da in allen Ländern
die hauptsächliche Landverkehrsanbindung
an Flugplätze
die Straße
ist, und da fast alle Piloten auch einen Autoführerschein haben, sollte ein
Flugzeug idealerweise auch die Aufgaben eines Autos übernehmen,
und zwar so vollständig,
dass es auch überwiegend
als Auto verwendet werden kann.
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1.3.
Das Flugzeug müsste,
um alltagstauglich zu sein, innerhalb kürzester Zeit von einer Person für den Straßenverkehr
umgewandelt werden können,
es sollte Platz für
mindestens zwei Personen und etwas Gepäck bieten und akzeptable Flug-
und Fahrleistungen bei geringem Gesamtgewicht, hoher Antriebseffizienz
und kompakten Ausmaßen
haben. Es sollte so konstruiert sein, dass es auf einer Standard-Mission
(Fahrt vom Ausgangspunkt zum Startflugplatz- Flug- Fahrt vom Zielflugplatz
zum Ziel) nirgendwo ein Teil zurücklassen
muss.
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1.4.
Dazu müsste
das Flugzeug idealerweise sein Flugwerk (Tragflächen, Leitwerk, Flugantrieb)
im Straßenfahrbetrieb
selbst transportieren können,
wobei alle Zulässigkeitsvoraussetzungen
eingehalten werden und der Gesamtschwerpunkt des Fahrzeugs tief
und in günstiger
Position in Längs-
und in Querrichtung liegen sollte. Der Fahrzeuginnenraum sollte keine
allein zum Flugwerktransport notwendigen Stauräume haben oder sonstiges im
reinen Fahrbetrieb nicht nutzbares Material aufnehmen müssen. Es sollte über nur
einen Motor verfügen,
der sowohl im Fahrbetrieb die Räder,
als auch im Flugbetrieb vorzugsweise einen Propeller antreibt. Ferner
sollte das gesamte Flugwerk für
den reinen Fahrbetrieb demontierbar sein.
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2. Stand der
Technik
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2.1.
Viele Konzepte sind theoretisch entwickelt und patentiert worden,
um eine ähnliche
oder gleiche Aufgabe zu lösen.
Bislang wurde die oben genannte Aufgabe jedoch nur teilweise zufriedenstellend
gelöst.
Die bestehenden Patente für
solche Verwandlungsflugzeuge können
in drei Hauptgruppen eingeteilt werden:
- a)
Flugzeuge, die im Straßenfahrbetrieb
das Flugwerk (Tragflächen,
Leitwerk, Flugantriebsteile) nicht mitführen können,
- b) Flugzeuge, die im Fahrbetrieb das Flugwerk ganz oder teilweise
auf einem Anhänger
mitführen
können,
- c) Flugzeuge, die im Fahrbetrieb das Flugwerk vollständig ohne
Anhänger
mitführen
können.
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2.2.
Unter der Prämisse
der obigen Ziff. 1.4. sollen hier nur die Patente der Gruppe c)
näher angesprochen
werden.
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US 4.899.954 angemeldet
am 11.05.1988 (A. Pruszenski): Ein Canard-Flugzeug mit starrer Kastentragfläche (box-type-wing),
die aufgrund ihrer geringen Spannweite für den Straßenbetrieb ohne Veränderung
am Fahrzeug verbleibt. Nachteile: geringe Spannweite führt zu hoher
Flächenbelastung, was
hohe Fluggeschwindigkeiten und einen – für das Konzept – zu starken
Flugantrieb notwendig machen würde;
große
Breitenüberhänge im Fahrbetrieb,
große
Seitenwind-Angriffsfläche
sind weitere Nachteile.
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US 4.269.374 angemeldet
am 08.01.1979 (H. Miller): Canard-Flugzeug, wobei die Tragflächen an
den Rumpf über
fast die gesamte Rumpflänge
in einen Stauraum geklappt werden. Nachteile: Tragflächen nehmen
im Fahrbetrieb Rumpfraum in Anspruch, daneben verdecken die Tragflächen mögliche Seitentüren, der
Ein- und Ausstieg gestaltet sich dadurch schwierig.
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US 4.913.375 angemeldet
am 09.08.1988 (P. Fitzpatrick): amphibisches Flugzeug, dessen Tragflächen über einen
Klapp- oder Schwenkmechanismus seitlich abgeklappt oder in Segelstellung
geschwenkt werden können.
Nachteile: Tragflächen
verdecken im Fahrbetrieb die Sicht zu den Seiten, große Seitenwind-Angriffsfläche. Die
Segelstellung der Tragflächen
ist kaum praktisch nutzbar.
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CH 692.977 angemeldet am
06.11.1997 (P. Allenbach): amphibisches Canard-Flugzeug, bei dem die
Tragflächen
mittels großer
Schwenkgelenke in seitliche Stauräume eingefahren werden. Nachteile: Tragflächen nehmen
im Fahrbetrieb sehr viel Rumpfraum in Anspruch, praktisch ist nur
eine Tandem-Sitzanordnung für
die Passagiere möglich.
Der Längsschwerpunkt
des Gesamtgefährts
verschiebt sich. Ein- und Ausstieg ist nur über Kabinenfenster möglich. Die
Einleitung der Luftkräfte
in den Rumpf erfolgt nur über
die Schwenkgelenke.
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DE 39 00 096 C2 (
US 141096 ) angemeldet am
05.01.1988 (B. Sarh): Flugzeug, das die Tragflächen schwerpunktneutral teleskopartig
entlang Spannweitenrichtung in einen Stauraum auf dem Kabinendach
einziehen kann. Nachteile: Teleskop-Tragflächen müssen auf eine innere, mit der
Tragflächenhaut
verbundene Holmstruktur verzichten, wodurch sich das Strukturgewicht
der Tragflächenhaut
letztendlich erhöht.
Im Fahrbetrieb bleibt der Schwerpunkt sehr hoch.
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US 3.371.886 angemeldet
am 14.01.1996 (R. Schertz): Flugzeug, dessen Tragflächen dreifach geteilt
seitlich an den Rumpf geklappt werden. Nachteile: dreifache Klappgelenke
auf jeder Seite erhöhen das
Gesamtgewicht empfindlich. Die Breite der Klapptragflächen steht
in ungünstigem
Verhältnis
zur Fahrzeuggesamtbreite und die Befestigung solchermaßen geklappter
Tragflächen
muss sehr solide und damit schwer sein.
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US 4.627.585 angemeldet
am 25.06.1984 (H. Einstein): Flugzeug, dessen Tragflächen dreifach geteilt
nach oben auf das Kabinendach geklappt werden. Nachteile: dreifache
Klappgelenke auf jeder Seite erhöhen
das Gesamtgewicht empfindlich. Im Fahrbetrieb ist der Schwerpunkt
noch höher
als im Flugbetrieb.
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US 4.881.701 angemeldet
am 14.03.1988 (G. Bullard): Canard-Flugzeug mit einfach geteilten Tragflächen, die
nach oben und übereinander
geklappt werden. Nachteil: nur geringe Spannweite möglich, Fahrzeugbreite
zu Kabinenbreite im ungünstigen
Verhältnis,
evtl. nur Tandem-Sitzanordnung möglich.
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US 6.129.306 angemeldet
am 13.03.1998 (R. Pham): Flugzeug als Hochdecker mit einer zweifach
geteilten, durchgehenden Tragfläche,
die in Rumpfmitte drehbar gelagert um 90° geschwenkt wird. Die Außentragflächenteile
werden zuvor hochgeklappt und auf den Zentraltragflächenteil
gelegt. Nachteile: hohe Dachlast im Fahrbetrieb, da das gesamte
Flugwerk auf dem Dach bleibt. Der Schwerpunkt bleibt erhöht. Es ergibt
sich eine erhebliche Sichtobstruktion nach vorne oben. Weiters liegen
die Tragflächenteile
nur in einem kleinen Bereich des Kabinendachs auf, sodass die Luftkräfte des
Fahrtwinds die Tragflächenaufnahme
stark belasten.
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DE 103 46 189 B3 angemeldet
am 02.10.2003 (T. Aubert): Flugzeug mit kombiniertem Dreh-Hub-Gelenk, wobei die
Tragflächen
auf den Kabinenrumpf geschwenkt und übereinander gelegt werden und
gleichzeitig das Gelenk in Fahrtrichtung verschoben wird. Hiernach
werden die Tragflächenteile
durch eine Dachhaube abgedeckt. Nachteile: hohe Dachlast und hoher
Schwerpunkt im Fahrbetrieb, da das gesamte Flugwerk auf dem Dach
bleibt. Daneben werden alle von der Tragfläche aufgenommenen Luftkräfte über das
eine zentrale Gelenk in den Rumpf eingeleitet.
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DE 197 49 647 C2 angemeldet
am 10.11.1997 (M. Kekus): Flugzeug, dessen Tragflächen über Klapp/Drehgelenke
flach an den Rumpf angelegt werden können. Nachteile: die im Fahrbetrieb angelegten
Tragflächen
verschieben den Schwerpunkt des gesamten Fahrzeugs nach hinten. Daneben
werden die Sicht aus den Seitenfenstern und die Einstiege vollständig obstruiert.
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DE 43 03 619 C2 angemeldet
am 02.02.1993 (A. Bosak): amphibisches Flugzeug, das sich im Fahrbetrieb
in Richtung der Flugzeugquerachse bewegt. Nachteile: geringe Spannweite
führt zu
hoher Flächenbelastung.
Im Fahrbetrieb unsymmetrische Stirnfläche. Teile des Leitwerks nehmen
Stauraum im Rumpf in Anspruch.
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3. Beschreibung
der Erfindung
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3.1.
Die Aufgabe nach Ziff. 1.4. wird durch die hier vorgestellte Erfindung
dadurch gelöst,
dass die Tragflächen,
als ein Hauptbestandteil des Flugwerks, aus je zwei Teilen bestehen,
die für
den Fahrbetrieb an unterschiedlichen Orten außen am Rumpf befestigt werden.
Die hierdurch bezweckte Verteilung der zu transportierenden Massen
der Tragflächenteile
beeinflusst die Lage des Gesamtschwerpunkts des Fahrzeugs positiv.
Die Tragflächen
werden also nicht als Einheit transportiert, sondern sie werden
wie Gepäckstücke am Rumpf
des Fahrzeugs in Längsrichtung
verteilt, wobei als weiterer Vorzug der Erfindung auch weitere,
wichtige Design-Vorgaben eingehalten werden können: Die Flugwerkteile verdecken
keine primären
Sichtfenster für
den Fahrer, sie obstruieren keine Einstiegstüren, es sind keine zusätzlichen Rumpfstrukturen
für die
Befestigung der Teile notwendig, ebenso wenig wie spezielle Stauräume, die den
Nutzraum des Fahrzeugs einschränken.
Ferner wird die Seiten- und Stirnfläche des Fahrzeugs nur geringfügig vergrößert, was
unwillkommene aerodynamische Effekte minimiert. Als weiteres Merkmal der
Erfindung können
die Tragflächenteile
von nur einer Person von einer Konfiguration in die andere verbracht
werden, da sie nicht völlig
abmontiert werden, sondern an einer Seite mit dem Fahrzeug verbunden bleiben,
bzw. auf dem Fahrzeug aufliegen.
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3.2.
Die Flugzeugkategorie, die für
die Erfindung vorzugsweise in Frage kommt, ist ein zweisitziges
einmotoriges Reiseflugzeug von ca. 1 Tonne Abfluggewicht mit den
Flugeigenschaften eines konventionellen Reisemotorseglers (also
innerhalb der deutschen Echo- oder Kilo-Klasse).
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3.3.
Die Seitenansicht in Fluganordnung 1 und die
folgenden Figuren zeigen ein mögliches
Anwendungsbeispiel an dem die Erfindung nachfolgend beschrieben
wird. Es handelt sich um ein zweisitziges Flugzeug in "schwanzloser" Konfiguration lediglich
mit einem Hilfsleitwerk. Der Antrieb ist hinter den Insassen im
Heck des Flugzeugs positioniert.
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Erfindungsgemäß sind die
Tragflächen 4 am Flugzeug
mittels Bolzen lösbar
fest durch eine oder zwei konventionelle, technologisch bereits
bekannte Holmbrücken 28 und 29 innerhalb
des Flugzeugrumpfs miteinander verbunden. Die Holmbrücken wiederum
sind nur an vier Punkten mit dem Rumpf des Flugzeugs drehbar gelagert
verbunden, wobei auf jeder Rumpfseite jeweils zwei Punkte (Drehlager) mit
gleicher Drehachse parallel zur Profilsehne in einer Flucht liegen.
Dies hat bekann termaßen
zur Folge, dass Biegekräfte
zwischen den Tragflächen
nicht in den Rumpf eingeleitet werden. An den Drehlagern werden
hauptsächlich
die hochachsenparallelen Auftriebskräfte bzw. die Gewichtskräfte der
ruhenden Tragflächen
eingeleitet, und nur geringe längs/querachsenparallele
Schub- und Zugkräfte
(Beschleunigung und Verzögerung
der Tragflächen)
sowie hochachsenparallele Torsionskräfte. Diese Tragflügelaufnahme
wird auch „bendingbeam
wing attachment" genannt.
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3 zeigt
eine Draufsicht der Tragflächenanordnung
im Flugbetrieb mit jeweils zwei Tragflächenholmen 36a und 36b die
an den Holmbrücken 28 und 29 befestigt
sind.
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3.4.
Diese Tragflächenanordnung
für den Flugbetrieb
kann nun mittels der Erfindung in eine Transportanordnung für den Fahrbetrieb
umgewandelt werden. Die Seitenansicht 2 zeigt
die Transportanordnung im Fahrbetrieb. Die Teile der Erfindung werden über die
folgenden Teilschritte eingesetzt:
3.4.1. In Teilschritt 1 (Frontansichten 4 und 5)
werden die Außentragflächenteile 16 nach Lösen von
Bolzenverbindungen am unteren Gurt der Holme nacheinander über Drehgelenke 31 an
den oberen Gurten der Holme nach oben und innen geklappt, bis sie
auf dem Kabinendach des Flugzeugs aufliegen. Vorzugsweise ist für diese
und die folgenden Operationen vorgesehen, dass durch Polster, Gummipuffer,
Stoffmatten o.ä.
Beschädigungen
an der Außenhaut
der Tragflächenteile
vermieden werden. Liegt ein Außentragflächenteil
wie in 4 gezeigt auf dem Kabinendach auf, kann die Gelenkverbindung 31 an
den Holmen gelöst
werden und der Tragflächenteil
von einer Person vollständig
auf das Kabinendach verbracht werden, indem er mit beiden Händen gefasst,
in Richtung Flugzeuglängsachse getragen
und sodann von vorne auf das Kabinendach geschoben wird. Er gleitet
dabei auf dem Kabinendachrahmen 2 und den Schubkraft-Einleitungsrohren 6 (1),
vorzugsweise auf technologisch bereits bekannten Gleitvorrichtungen.
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Auf
dem Dach abgelegt, kann der erste Außentragflächenteil für den Transport befestigt werden,
was vorteilhafterweise durch automatisch einrastende oder einhändig fixierbare
Sicherungen 26 an drei Punkten geschieht (siehe 2 und 6).
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Sodann
wird in 5 mit dem zweiten Außentragflächenteil
in fast gleicher Weise verfahren, mit dem Unterschied, dass der
Tragflächenteil
nach Lösen
der Gelenkverbindung 31 und Auflegen auf den Kabinendachrahmen 2 umgedreht
wird, damit die Tragflächenoberseite
wieder nach oben kommt. Für
das Umdrehen über
die Nasenleiste bietet der schon transportbefestigte Tragflächenteil
eine Auflagefläche.
So kommen die Flachseiten der Tragflächenteile aufeinander zu liegen
und dadurch wird die Befestigung aneinander durch Klammern 27 (6) besser
möglich.
Die transportbefestigten Außentragflächenteile
in 2 haben im Anwendungsbeispiel ihren Schwerpunkt 5 in
Längsrichtung
nun um die Distanz x vor dem Fahrzeuggesamtschwerpunkt 19 und
auch vor ihrem vormaligen Schwerpunkt in der Fluganordnung (1).
Diese Schwerpunktverschiebung findet innerhalb der von den Radaufstandspunkten
gebildeten standstabilen Zone statt. Sie verhindert im Übrigen in
diesem Anwendungsbeispiel, dass das Flugzeug auf sein Heck kippt,
denn für den
Flugbetrieb ist es in der Start- und Landephase notwendig, dass
sich die Hinterräder
nicht weit hinter dem Flugzeuggesamtschwerpunkt befinden. Würden die
Außentragflächen – in diesem
Anwendungsbeispiel – einfach
nur abgenommen, könnte der
Schwerpunkt hinter die stabile Zone geraten.
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3.4.2.
In Teilschritt 2 werden die Höhenruder/Landeklappen 14 von
den Innentragflächenteilen 15 an
den Aufnahmepunkten 32 gelöst und über Gelenke an den Rudersteuerstangen 33 hochgeklappt, die
Verbindung der Steuerstange zu den Steuerorganen im Inneren des
Flugzeugs lösen
sich dabei automatisch. Sodann können
die Höhenruder/Landeklappen 14,
wie in 2 und Frontansicht 7 erkennbar,
entlang des Rumpfes nach vorne verdreht und an kleinen Aufnahmen
arretiert werden. Mit diesem Teilschritt reduziert sich das Flächenmaß und das Gewicht
der im Folgenden noch zu bewegenden Innentragflächenteile 15 weiter.
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3.4.3.
In Teilschritt 3 (6) werden
nun nacheinander die Innentragflächenteile 15 von
den im Rumpf befindlichen Holmbrücken 28 und 29 durch Demontage
(Auseinanderschrauben) der Kopfstifte 37c des Bolzens 37a am
vorderen Holm 36a und Demontage des gesamten Bolzens 37b am
hinteren Holm 36b gelöst.
Die Kopfstifte 37c und der Bolzen 37b sind die
einzigen tragenden Verbindungen zwischen den Holmen (der Tragfläche) und
der Holmbrücke
(dem Rumpf). Sie nehmen im Flugbetrieb die von den Holmen und den
Holmbrücken
erzeugten Scherkräfte
auf. Von den Bolzen 37a verbleiben die Schäfte in ihren
jeweiligen Positionen. Daran hängen die
Schwenkarme 34, welche tragflächenseits schwenkbar über die
hochachsenparallele Achse h der Kombinationsgelenke 35 an
den hinteren Holmen 36b angeschlagen sind. An den Schwenkarmen
können
die Innentragflächenteile
nach vorne und vom Rumpf weg geschwenkt werden, wie in 6 für den in
Flugrichtung linken Tragflächenteil
gezeigt.
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3.4.4.
In Teilschritt 4 werden die Innentragflächen jeweils um die in Spannweitenrichtung
verlaufende Achse s des Kombinationsgelenks 35 um ca. 90° gedreht.
Diese Drehung wird vorzugsweise von einem, bereits bekannten, doppelten
Kegelrollenlager ermöglicht.
Die Nasenleisten der Innentragflächenteile
weisen nach der Drehung nach unten, wie in der Frontansicht des
Flugzeugs in 6 oben an dem in Flugrichtung
rechten Tragflächenteil
gezeigt. Da sich das Kombinationsgelenk in der Nähe der Schwerpunktlinie des
jeweiligen Innentragflächenteils
befindet, entsteht beim Lösen
der Holmverbindungen in Teilschritt 3 kein bzw. nur ein
geringes Drehmoment um die Achse s. (Dieses Merkmal erlangt Bedeutung
bei der stets zu hinterfragenden Umwandelbarkeit durch nur eine
Person. Die Umwandlung muss für
die eine Person stets alleine beherrschbar bleiben.)
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3.4.5.
In dieser Weise vorbereitet, können die
Innentragflächenteile
in Teilschritt 5, wie in 7 gezeigt, über den
Schwenkarm 34 noch weiter nach vorn in Fahrtrichtung bis
zu einem gepufferten Anschlag gebracht werden und über die
Achse h des Kombinationsgelenks 35 an den Rumpf geschwenkt werden.
Dort kann der jeweilige Innentragflächenteil hinten am Rumpf in
eine Transport halterung 13 eingehängt werden. Da bei der Drehung
der Innentragflächenteile
die Bolzenaufnahmen der hinteren Holme 36b mit verdreht
werden, müssen
sie jetzt beim Einschwenken der Tragfläche an den Rumpf die Ebene
des Schwenkarmes 34 durchstoßen, was durch geeignete Öffnungen
im Schwenkarm ermöglicht wird.
Der Schwerpunkt der Innentragflächenteile 17 (2)
liegt nach der Verschwenkung zwar hinter seiner Lage in der Fluganordnung,
wie sich aus einem Vergleich von 1 und 2 ergibt.
Durch den Einsatz des Schwenkarmes jedoch gelangt dieser Schwerpunkt 17 in
Längsrichtung
um das ca. eineinhalbfache der Schwenkarmlänge vor die Lage, die er bei
bislang üblichen,
dem Stand der Technik entsprechenden Klapp/Drehsystemen hätte.
-
3.4.6.
Für die
Vorbereitung zum Start sind dann noch weitere, hier nicht beschriebene
Arbeiten, insbesondere im Innenraum notwendig. Bei der Umwandlung
zurück
in ein Straßenfahrzeug
wird in entgegengesetzter Reihenfolge vorgegangen. Auch dies ist
durch nur eine Person möglich.
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3.5.
Im Ergebnis werden durch die erfindungsgemäße Anordnung der Tragflächen für den Fahrbetrieb
die Lasten der Tragflächenteile
in Längsrichtung
so verschoben, dass sich die durch sie erzeugten Momente (Distanzen
x und y multipliziert mit den jeweiligen Massen) im Konstruktionsschwerpunkt
des Fahrzeugs 19 gegeneinander aufheben oder jedenfalls
verschwindend gering bleiben. Daneben ist die Demontage und die
Montage der Tragflächen
von nur einer Person durchführbar,
weil in jedem Teilschritt die Tragflächenteile an einer Stelle am Rumpf
des Fahrzeugs befestigt sind oder aufliegen. Zu keiner Zeit muss
ein Tragflächenteil
vollständig von
Personen getragen werden.
-
Ein
weiterer Vorteil liegt darin, dass die Innentragflächenteile – anders
als bei den bekannten Klapp/Drehsystemen – nun erheblich tiefer am Rumpf
anliegen, da der Drehpunkt viel weiter hinten, nämlich am hinteren Holm 36b,
ca. in der Mitte zwischen Nasenleiste und Endleiste liegt.
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Mit
der Erfindung ist ein Kompromiss geschaffen worden zwischen einer
zu starken Zergliederung der Tragflächen, um kleine Einzelteile
zu erhalten und einer Unterbringung von großflächigen Teilen an fahrdynamisch
ungünstigen
Stellen: Eine starke Zergliederung würde bedeuten, dass viele lasttragende
Gelenke und Versteifungen notwendig sind, die das Flugzeuggewicht
erhöhen
und damit die Nutzlast einschränken.
Großflächige Teile
hingegen sind in der Relation leichter, jedoch können sie für den Fahrbetrieb effektiv
nur auf dem Kabinendach untergebracht werden, was eine unwillkommen
hohe Lage des Schwerpunkts zur Folge hätte.
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3.6.
Aus den 1 bis 9 sind auch
weitere vorteilhafte Einzelheiten des Anwendungsbeispiels erkennbar:
3.6.1
Das Verwandlungsflugzeug sollte vorzugsweise in Anlehnung an bereits
bekannte Konstruktionen, wie die französischen Fauvel-Motorsegler,
in „schwanzloser"-Konfiguration gebaut
sein, was gegenüber
einem konventionellen Aufbau das Gewicht und die von Luft umströmte Fläche („wetted
area") des Leitwerksträgers und
der Leitwerke einspart und die Umwandlung in ein Straßenfahrzeug
beschleunigt. Das Anwendungsbeispiel hat leicht negativ gepfeilte
Tragflächen
mit für
diesen Konstruktionstyp üblichen
Höhenruder/Landeklappen-Kombinationen 14.
Die Tendenz, im Sackflug "auf
den Kopf" zu gehen,
also zu einem negativen Anstellwinkel hin, wird durch ein in Wurzelrippennähe ausgeprägtes S-Schlag-Profil
gewährleistet,
welches sich zu einem Normalprofil über die Spannweite (ca. bis
zum Mean Aerodynamic Chord) ausglättet und ab dort in eine geometrische
oder aerodynamische Schränkung übergeht.
An den Außentragflächen sind übliche Querruder 7 angebracht.
Bei solchen "schwanzlosen" Nurflügel-Konfigurationen
ist es trotzdem üblich, ein
kleines Hilfsleitwerk zu verwenden. Das Anwendungsbeispiel hat eine
inverte V-Leitwerkskonstruktion 11 direkt hinter dem Propeller 10,
wobei mit minimalen Ruderflächen 12 teilweise
im Propellerabstrom eine gute Manövrierfähigkeit zu erreichen ist. Dieses
Leitwerk ist so klein und nahe am Rumpf, dass es im Fahrbetrieb
an Ort und Stelle verbleiben kann. Für den dauerhaften Fahrbetrieb
ist es, ebenso wie der Pylon 8 der Propellerwelle und das
Propellergetriebe 9 samt Propeller abmontierbar.
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3.6.2.
Das Flugzeug hat vorzugsweise eine vollgeschlossene Kabine 1 auf
einem katamaranähnlichen
Bootsrumpf 25. Der Bootsrumpf verfügt über eine, für Flugzeugschwimmer und Flugbootrümpfe bereits
bekannte sogenannte „Stufe" 18 im Kiel
in Gesamtschwerpunktsnähe.
Dadurch kann das Flugzeug auch aus dem Wasser starten und im Wasser landen.
Mit einem aus dem Rumpf klappbaren Wasserpropeller als Antrieb könnte das
Flugzeug auch als Sportboot dienen (zeichnerisch nicht dargestellt). Nach
einer Wasserlandung kann das Flugzeug jedenfalls mit dem Schub der
Luftschraube und dem Einsatz von Seitenrudern auf dem Wasser manövrieren.
-
3.6.3.
Sowohl für
die Straßenfahrt
als auch den Flug ist das Anwendungsbeispiel mit nur einem Antriebsaggregat
ausgerüstet,
vorzugsweise einem mehrscheibigen Kreiskolbenmotor 42 im
Heck des Flugzeugs, von der Kabine durch Brandschott getrennt, mit
Flüssigkeits-
und Gebläseluftkühlung. Dieser
Motor ist vorzugsweise um einen bestimmten Winkel α = 43° zur Längsachse
des Fahrzeugs geneigt, um zwischen dem Fahrgetriebe 45 am
Rumpfboden und dem Propellergetriebe 9 auf der Propellerwelle 43 die
kürzest
mögliche
Verbindung herzustellen. Die Kühllufteinlässe 20 befinden
sich seitlich hinter den Seiteneinstiegen 21, mit der Unterkante
deutlich über
der Konstruktionswasserlinie und vor Bugwelle und Umstömungswasser
zusätzlich
geschützt durch
die Trittkante im Rumpf. Die Kühlluftkanäle vereinigen
sich nach Abzweigungen für
Flüssigkeitskühler und Ölkühler vor
dem Motor, der vereinigte Kanal ummantelt den Motor und notwendig
zu kühlende Teile,
die Abluft wird hinter dem Motor durch ein Gebläse 48 beschleunigt,
bevor sie rings um den Propeller-Wellenschaft aus dem Rumpf austritt.
Dem Stand der Technik entsprechende Serien-Kreiskolbenmotoren erreichen die Leistungen,
die zur Erfüllung
angemessener Vorgaben für
diese Flugzeugkategorie angesetzt werden können: für eine Reisegeschwindigkeit
von 160 km/h resp. 86 kts, eine Steigrate 1200 ft/min resp. 6 m/s
bei Design-Abfluggewicht, bei einer Reichweite von 3 h 20 min, entsprechend
ca. 530 km oder 286 NM und einer Startstrecke < 400 m und einer UD = ca. 18–20 bei
ca. 100 km/h sollten unter Berücksichtigung
erforderlicher Leistungsreserven für den Wasserstart Dauerleistungen
von 190 bis 250 PS zur Verfügung
stehen. Der Treibstoff wird für
den Flugbetrieb in strukturell günstiger
Weise ("wing loading") in Tanks der Innentragflächen 44 mitgeführt. Diese
haben automatisch einrastende, technisch bereits bekannte, Leitungsverbindungen
zu dem zentralen Rumpftank 41 hinter den Sitzen in Schwerpunktsnähe. Der
Tank ist vom Motor durch ein separates Brandschott abgeschirmt. Der
Rumpftank versorgt den Motor im Fahrbetrieb. Umpumpen von Treibstoff,
zumindest aber das Entleeren der Tragflächentanks in den Rumpftank
ist möglich.
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3.6.4.
Der Fahrantrieb wird im Anwendungsbeispiel nach pedalbetätigter Scheibenkupplung über ein
an sich bereits bekanntes, stufenloses Riemenscheibengetriebe 45 und über Antriebswellen 46 zu den
Hinterrädern
gelöst.
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3.6.5.
Das Fahrwerk ist im Anwendungsbeispiel für den Flugbetrieb und Wasserbetrieb
einziehbar. Hierfür
wird das Vorderrad 23 an seiner Feder/Dämpfer-Gabeleinheit 38 um
einen Drehpunkt im Lenkkopflager nach hinten in den Rumpf in einen wasserdichten
Fahrwerkskasten 39 eingeklappt, welcher sich in der Fahrzeugmittellinie
zwischen den Insassen befindet und vorzugsweise einen Teil der tragenden
Rumpfstruktur darstellt. Das Einklappen geschieht vorzugsweise manuellmechanisch,
evtl. mit hydraulischer Unterstützung.
Rumpfklappen schließen
den Fahrwerkskasten wasserdicht ab. Die Hinterräder 22 werden über hydropneumatische,
technisch an sich bereits bekannte Feder/Dämpferelemente um die Achsen
der Querlenker nach oben in wasserdichte Fahrwerkskästen gezogen.
Vorteilhafterweise kann ein doppelter Rumpfboden (nicht gezeigt)
hinter der Stufe in dem Bereich der Hinterräder dann nach unten abgesenkt
werden, sodass ein aerodynamischer Übergang am Rumpfboden geschaffen
wird. Rumpfklappen zum Abdecken der Hinterradöffnungen können vorgesehen werden. Alle
Fahrwerkskästen
sind selbstlenzend und sind zusätzlich an
das Lenzpumpensystem angeschlossen.
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3.6.6.
Die Seiteneinstiege 21 des Flugzeugs sind im Anwendungsbeispiel
tief ausgeschnitten, um im Fahrbetrieb beim Ein- und Aussteigen
möglichst hohen
Komfort zu bieten. Dies wird dazu führen, dass man das im Wasser
schwimmende Flugzeug sicherheitshalber nicht über die Seiteneinstiege verlassen kann,
denn es besteht die Gefahr, dass das Flugzeug bei geöffneten
Türen und
Wellengang mit Wasser vollschlägt.
Aus diesem Grund ist im Anwendungsbeispiel vorgesehen, dass die
zwischen den Kabinendachrahmen 2 liegende Front- und Dachscheibe 3a und 3b geöffnet werden
kann. Hierbei gleitet nach der Entriegelung die Frontscheibe 3a in
ihrer Einfassung vorzugsweise mittels kleiner Rollen entlang entsprechender
Schienen der Dachrahmen 2 und die Dachscheibe 3b ist
an der Frontscheibe 3a über
Gelenke so angeschlagen, dass sie beim Hochgleiten der Frontscheibe
nach hinten umklappt, wie in 9 gezeigt.
Dieser Mechanismus ist vorzugsweise durch kleine Öffnungsdämpfer zu
unterstützen.
Im Innenraum ist vorgesehen, dass die Insassen jeweils über Trittflächen auf
den Cockpitkonsolen 47 in und aus der Kabine und auf den
Rumpfbug steigen können. Zur
Erleichterung des Ein- und Ausstiegs sind die Fluginstrumente auf einem
zentralen Instrumentenpilz 40 in der Mitte untergebracht.
Kumulativ können kleine
Multifunktionsanzeigen auf die Konsolen 47 direkt vor den
Insassen aufgesteckt und abgesteckt werden.