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HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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a) Umfeld der Erfindung
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Die Erfindung betrifft generell einen Hubschrauber, insbesondere einen Hubschrauber mit mehreren Rotoren und variabler Blattsteigung. Mit einem Flugsteuerungssystem des Hubschraubers mit mehreren Rotoren und variabler Blattsteigung kann im Fall eines Ausfalls des Motors oder bei mechanischen Fehlfunktionen ein Modus eines automatisch rotierenden Landungsmoduls aktiviert oder ein Fallschirm verwendet werden, damit der Hubschrauber und dessen Passagiere sicher landen können, um Verletzte und Tote unter den Passagieren möglichst zu vermeiden.
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b) Beschreibung der bekannten Ausführungsart
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Hubschrauber werden bereits seit langem als eines der praktischsten Lufttransportmittels sowie als eine wichtige Luftwaffe verwendet. Hubschrauber sind imstande, senkrecht abzuheben und zu landen, und bedürfen daher keiner Start- und Landebahn, so dass sie daher weit verbreitet benutzt werden. Hubschrauber weisen jedoch aufgrund ihrer Flugprinzipien mehrere Einschränkungen auf. Bei Hubschraubern nach der bekannten Ausführungsart weisen ein Hauptrotor und ein Heckrotor jeweilige Achsen auf, die um nahezu 90 Grad zueinander verlaufen, und die mit der Kraft desselben Motors angetrieben werden. Weiter werden die vier Anblaswinkel des Hauptrotors zum Steuern des Aufsteigens/Senkens der Hubschrauber sowie zum Steuern der Flugstellungen des Hubs, Hecks, der Seiten sowie der Rotationen genutzt.
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Zum Vorwärtskommen beim Fliegen eines Hubschraubers schiebt ein Pilot einen Steuerhebel nach vorne, um den Anblaswinkel an der Rückseite des Hauptrotors zu vergrößern. Somit wird eine Luftströmung mit der Rückseite des Hauptrotors erzeugt, die stärker als eine Luftströmung auf der Vorderseite ist, um einen Effekt des Vorwärtsfliegens des Hubschraubers zu erzielen. Zum Rückwärtsfliegen schiebt der Pilot dagegen den Steuerhebel nach hinten, um den Anblaswinkel an der Vorderseite zu vergrößern, um den Effekt des Rückwärtsfliegens des Hubschraubers zu erzielen. Da mit einer Veränderung der Abgabekraft des Motors oder mit einer Änderung der Verdrehung, der Hubschrauber zum Drehen gebracht wird, muss der Pilot den Heckrotor jederzeit justieren, um eine stabile Richtung beizubehalten.
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Im Fall eines Motorausfalls muss der Pilot eine "Landung mit automatischer Rotation" manuell durchführen. Die Landung mit automatischer Rotation ist eine Flugtechnik, die ein großes Geschick erfordert, wobei deren Erfolg nicht immer garantiert ist und ein hohes Absturzrisiko besteht. Daher ist ein Kraftauffanghebel im Cockpit montiert. Mit diesem Kraftauffanghebel können gleichzeitig die vier Anblaswinkel des Hauptrotors geregelt werden. Zum Regeln der vier Anblaswinkel des Hauptrotors hängt der Kraftauffanghebel wesentlich von extrem komplizierten mechanischen Aufbauten und Komponenten ab. Mit diesen mechanischen Strukturen und Komponenten sowie mit der Erfahrung des Piloten können die genauen Zeitmessungen der Veränderungen und zu denen die Anblaswinkel des Hauptrotors, in denen die Veränderungen vorgenommen werden müssen, sowie die Anzahl der Veränderungen, die für diese Anblaswinkel gemacht werden müssen, präzise bestimmt und ausgeführt werden, d.h. mit anderen Worten, dass die obengenannte manuelle Steuerbetätigung zahlreiche Unsicherheitsfaktoren enthalten. Beispielsweise ist es fraglich, ob der Status oder die Erfahrungen des Pilotens genügen oder ob die mechanischen Aufbauten und Komponenten den mechanischen Problemen in einem Notfall gewachsen sind. Insbesondere sind die mechanischen Aufbauten und Komponenten, die meistens in einer freiliegenden Anordnung installiert sind, Einflüssen durch die Umgebungen und bei Instandhaltungen ausgesetzt. Außerdem ist bei einem Hubschrauber nach der bekannten Ausführungsart kein Abspringen als Flucht in einem Notfall oder ein Abspringen mit einem Fallschirm möglich, so dass Verletzungen oder Todesfälle in einem Fall eines Motorausfalls während des Fliegens kaum jemals zu vermeiden sind. Daher bedarf es einer Lösung dieser Probleme eines solchen Aufbaus.
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KURZFASSUNG DER ERFINDUNG
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Ein Hauptziel der vorliegenden Erfindung besteht in der Schaffung eines Hubschraubers, der zu einer stabilen und sicheren Landung imstande ist. Mit einem Steuerhebel, einem Kraftauffanghebel, einem Pedal, einer Drossel und mit einem automatischen Flugsteuerungsapparat können mit dem Bedienen der Steuerung das Abheben, Schweben und ein automatisches stabiles Fliegen und Landen sichergestellt werden. In einem Fall einer mechanischen Fehlfunktion des Hubschraubers kann die manuelle Steuerung durch den Piloten mit einer Landefunktion für die automatische Rotation des automatischen Flugsteuerungsapparats übernommen werden, um den Hubschrauber stabil und sicher zu landen. Weiter wird ein Fallschirm, der über eine automatische Rotationsfunktion verfügt, bei einem ungünstigen Landen automatisch verwendet, um somit eine Funktion eines komplett sicheren Landens zu erzielen.
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Zum Erreichen des obengenannten Ziels wird mit der vorliegenden Erfindung ein Hubschrauber mit mehreren Rotoren und variabler Blattsteigung geschaffen. Dieser Hubschrauber mit mehreren Rotoren und variabler Blattsteigung besteht aus den folgenden Komponenten: einem Rumpf, einem Bug und einem Heck, einem oder mehreren Rotoren, die am Rumpf montiert sind, und aus einem Steuerapparat, der im Bug des Rumpfs installiert ist, zusammen mit einem Steuerhebel, einem automatischen Flugsteuerungsapparat und mit einem Treiber. Mit dem Steuerhebel wird ein Steuersignal durch den Treiber berechnet, wobei das Steuersignal über eine Übertragungsleitung an die Rotoren übertragen wird. Jeder der Rotoren umfasst die folgenden Komponenten: einen Getriebekasten, einem linearen Servomotor, der unter dem Getriebekasten montiert und mit der Übertragungsleitung verbunden ist, um das Steuersignal zu empfangen, eine Propellergruppe, die drehbar über dem Getriebekasten montiert ist, einen Winkel des Anblassteuermoduls, der über der Propellergruppe angeordnet ist, um einen Rotationswinkel der Propellergruppe zu steuern, und eine Transmissionswelle, die mit dem linearen Servomotor gesteuert wird und mit der die Auf- und Abbewegungen des Winkels des Anblassteuermoduls zu ändern. Im automatischen Flugsteuerungsapparat ist ein automatisch rotierendes Landungsmodul installiert, das mit dem Steuerhebel geschaltet und als Aushilfe bei Steuerbetätigungen verwendet werden kann.
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Nach einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung umfasst die Propellergruppe weiter eine rotierende Scheibe und mehrere Propeller. Ein Ende eines jeden Propellers ist zum Befestigen an den Winkel des Anblassteuermoduls an der Verbindungswelle angeordnet.
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Nach einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindungweist der Winkel des Anblassteuermoduls mehrere Verbindungsstangen auf. Die Verbindungsstangen sind jeweils an den Verbindungswellen befestigt, wobei der Propeller zum Ändern des Anblaswinkels mit diesen Verbindungsstangen angetrieben und rotiert werden kann.
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Nach einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung weist jeder Propeller weiter eine äußere Windschutzscheibe auf, die umgebend an einem Rotationsradius des Propellers angeordnet ist.
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Nach einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist das senkrechte Getrieberad mit dem linearen Servomotor verbunden, der im Getriebekasten installiert ist, wobei das senkrechte Getrieberad weiter an der Transmissionswelle befestigt und ein waagrechtes Getrieberad in das senkrechte Getrieberad eingerückt ist.
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Nach einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung umfasst der Steuerapparat weiter eine Kraftauffangstange, ein Pedal, eine Drossel und einen Treiber.
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Nach einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist im Rumpf eine Fallschirmausrüstung installiert.
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Nach einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist die Übertragungsleitung analog und/oder digital.
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Nach einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist der Rumpf in einer Rumpfform gebildet.
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Ein zweites Ziel der vorliegenden Erfindung besteht im Einbauen der Funktion des automatisch rotierenden Landungsmoduls in das Flugsteuerungssystem. Im Fall eines Motorausfalls oder einer mechanischen Fehlfunktion während dem Flug aktiviert der Computer automatisch einen Landungsmodus für die automatische Rotation, um die Möglichkeit eines Aufpralls wegen der Spannung oder unzureichenden Erfahrungen eines Pilots zu vermeiden. Der Pilot muss stattdessen lediglich visuell nach einer Landestelle suchen und den Hubschrauber in deren Richtung steuern. Falls eine gefährliche Situation auch mit der Landefunktion für die automatische Rotation vermieden werden kann wird das Flugsteuerungssystem den Fallschirm aktivieren, damit der Hubschrauber ohne Aufprallen sicher landen kann.
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Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung besteht in der Erzeugung des Winkels des Anblassteuermoduls, das an mehreren Verbindungsstangen montiert ist, wobei letztere je an den Verbindungswellen befestigt ist, um den Propeller zum Ändern des Anblaswinkels entsprechend anzutreiben.
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Die obengenannten sowie weitere Aspekte der Erfindung werden mit Bezugnahme auf die nachfolgende detaillierte Beschreibung der bevorzugten – jedoch nicht einschränkenden – Ausführungsbeispiele offensichtlicher dargestellt. Die untenstehende Beschreibung ist mit Bezugnahme auf die beigelegten Zeichnungen gegeben.
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KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
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1 zeigt einen Grundriss der vorliegenden Erfindung;
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2 zeigt einen vergrößerten Grundriss eines Rotors der vorliegenden Erfindung in einer Teilansicht;
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3 zeigt ein schematisches Diagramm des Aufbaus eines Getriebekastens der vorliegenden Erfindung;
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4 stellt ein Blockdiagramm eines Steuerapparats beim Steuern eines Rotors der vorliegenden Erfindung dar;
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5 zeigt eine vergrößerte Teilansicht eines Bugs der vorliegenden Erfindung;
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6 stellt ein schematisches Diagramm der vorliegenden Erfindung bei der Verwendung eines Fallschirms dar; und
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7 stellt ein schematisches Diagramm der vorliegenden Erfindung beim Landen auf einer Wasseroberfläche dar.
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DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELE
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Die obengenannten sowie weitere Aspekte der Erfindung werden anhand der folgenden detaillierten Beschreibung der bevorzugten – jedoch nicht einschränkenden – Ausführungsbeispiele offensichtlicher. Mit Bezugnahme auf die beigelegten Zeichnungen werden diese Ausführungsbeispiele in der untenstehenden Beschreibung erläutert.
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Die 1, 2, 3 und die 4 zeigen einen Grundriss, eine vergrößerte Teilansicht eines Rotors, ein schematisches Diagramm des Aufbaus eines Getriebekastens bzw. ein Blockdiagramm eines Steuerapparats zum Steuern eines Rotors der vorliegenden Erfindung. Ein Hubschrauber 1 mit mehreren Rotoren und variabler Blattsteigung der vorliegenden Erfindung besteht hauptsächlich aus einem Rumpf 10, einem oder mehreren Rotoren 12 und aus einem Steuerapparat 14. Der Rumpf 10 weist einen Bug 100 und ein Heck 102 auf. Die Rotoren 12 sind am Rumpf 10 montiert. Der Steuerapparat 14 ist im Bug 100 des Rumpfes 10 installiert und umfasst einen Steuerhebel 140 und einen Treiber 142. Mit dem Steuerhebel 140 wird ein Steuersignal durch den Treiber 142 berechnet, wonach das Steuersignal über eine Übertragungsleistung 144 an die Rotoren 12 übertragen wird. Die Übertragungsleitung 144 kann dabei digital und analog sein.
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Jeder der Rotoren 12 umfasst einen Getriebekasten 120, einen linearen Servomotor 122, der unter dem Getriebekasten 120 montiert ist, eine Propellergruppe 124, die drehbar über dem Getriebekasten 120 montiert ist, einen Winkel des Anblassteuermoduls 126, der über der Propellergruppe 124 angeordnet ist und mit dem ein Anblaswinkel der Propellergruppe 124 geregelt wird, und eine Transmissionswelle 128, die mit dem linearen Servomotor 122 gesteuert wird und imstande ist, die Auf- und Abbewegungen des Winkels des Anblassteuermoduls 126 zu ändern. Die Propellergruppe 124 umfasst weiter eine rotierende Scheibe 1240 und mehrere Propeller 1242. An einem Ende eines jeden Propellers 1242 ist eine Verbindungswelle 1246 montiert, die in der rotierenden Scheibe 1240 installiert ist. Der Winkel des Anblassteuermoduls 126 weist mehrere Verbindungsstangen 1260 auf, die je an den Verbindungswellen 1246 befestigt sind, um den Propeller 1242 zum Ändern des Anblaswinkels anzutreiben und zu rotieren.
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Das Steuersignal wird erzeugt, wenn der Steuerhebel 140 die Betätigungen ausübt, wobei das Steuersignal über den Treiber 142 berechnet wird, wonach dieses über die Übertragungsleitung 144 an die Rotoren 12 übertragen wird. Soll mit dem Steuersignal der Anblaswinkel verringert werden wird die Transmissionswelle 128 durch den linearen Servomotor 122 nach oben angeschoben (mit den aufwärts und abwärts zeigenden Pfeilen werden die Bewegungsrichtungen angezeigt). In diesem Augenblick wird der Winkel des Anblassteuermoduls 126 gleichzeitig aufwärts angeschoben, um die Verbindungsstange 1260 hochzuziehen. Auf diese Weise wird die Verbindungswelle 1246 am Propeller 1242 zum Ändern des Anblaswinkels des Propellers 1242 angetrieben, um auf diese Weise die Anblaswinkel des Propellers 1242 in den Rotorengruppen 124 zu verringern. Zum Vergrößern des Anblaswinkels wird dagegen die Transmissionswelle 128 niedergezogen, wobei gleichzeitig die Verbindungsstange 1260 niedergezogen wird. In diesem Augenblick wird der Winkel des Anblassteuermoduls 126 ebenfalls niedergezogen, um den Propeller 1242 in den Propellergruppen 124 zum Vergrößern des Anblaswinkels anzutreiben. Das Steuersignal wird danach mit der digitalen und analogen Übertragungsleitung 144 übertragen, um so die äußerst komplizierte mechanische Steuerung nach der bekannten Ausführungsart zu ersetzen und um außerdem die Fehlfunktionen besser zu vermeiden.
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Die 4 und 5 zeigen, dass der Steuerapparat 14 im Bug 100 des Rumpfes 10 installiert ist. Neben dem Steuerhebel 140 umfasst der Steuerapparat 14 weiter einen Kraftauffanghebel 147, ein Pedal 148, eine Drossel 149 und einen automatischen Flugsteuerungsapparat 146. Bei der manuellen Steuerung kann mit dem Steuerhebel 140 eine Verbindung mit dem Winkel des Anblassteuermoduls 126 eines jeden Rotors 12 hergestellt werden, um die Unterschiede der Anblaswinkel der Rotoren 12 zu steuern. Das Pedal 148 umfasst ein linkes Pedal 1480 und ein rechtes Pedal 1482, mit denen der Unterschied der Anblaswinkel zwischen zwei diagonalen Rotoren 12 je gesteuert werden kann. Die diagonalen Rotoren 12 beziehen sich auf einen vorderen linken Rotor und einen hinteren rechten Rotor, die diagonal zueinander angeordnet sind, sowie auf einen vorderen rechten Rotor und einen hinteren linken Rotor, die ebenfalls diagonal zueinander angeordnet sind. Mit dem Kraftauffanghebel 147 werden die Anblaswinkel der vier Rotoren 12 gleichzeitig gesteuert. Der automatische Flugsteuerungsapparat 146 sammelt und berechnet die unterschiedlichen Flugdaten, um den linearen Servomotor 122 eines jeden Rotors 12 zum weiteren unabhängigen Steuern eines jeden Rotors 12 anzutreiben. Der automatische Flugsteuerungsapparat 146 ist mit einem Landungsmodul 1460 zum automatischen Rotieren installiert. Mit dem Steuerhebel 140 kann ebenfalls das Landungsmodul 1460 zum automatischen Rotieren geschaltet werden, um eine Landung zu erleichtern. Mit dem Landungsmodul 1460 zum automatischen Rotieren aktiviert der Computer bei einem Ausfall des Motors oder bei einer mechanischen Fehlfunktion automatisch einen Landungsmodus für die automatische Rotation im Landungsmodul 1460 zum automatischen Rotieren, um die Möglichkeit eines Aufpralls wegen der Spannung oder wegen unzureichenden Erfahrungen des Piloten zu vermeiden. Der Pilot muss lediglich visuell nach einer Landestelle suchen und den Hubschrauber zum Fliegen in deren Richtung steuern. Falls mit der Landefunktion für die automatische Rotation die gefährliche Situation noch immer nicht vermieden werden kann wird der Fallschirm mit dem Flugsteuerungssystem aktiviert, damit der Hubschrauber ohne Aufprallen sicher landen kann.
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Mit dem Kraftauffanghebel 147 wird in erster Linie das Aufsteigen und Senken mit manuellen Mitteln gesteuert. Das Aufsteigen und Senken werden mit dem Kraftauffanghebel 147 gesteuert. Beim Hochziehen des Kraftauffanghebels 147 wird der Anblaswinkel mit den linearen Servomotoren 122 der vier Rotoren gleichzeitig auf eine solche Weise vergrößert, um den Auftrieb zu verstärken, damit der Rumpf 10 auf einer Wasseroberfläche schwimmen kann. Bei einem Senken wird der Kraftauffanghebel 147 dagegen niedergedrückt, um die Anblaswinkel der linearen Servomotoren 122 der vier Rotoren 12 auf eine solche Weise gleichzeitig zu verringern, dass der Auftrieb reduziert wird und der Rumpf 10 nach unten sinkt.
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Ein senkrechtes Getrieberad 1201, der mit dem linearen Servomotor 12 verbunden ist, ist im Getriebekasten 120 installiert. Das senkrechte Getrieberad 1201 ist ebenfalls mit der Transmissionswelle 128 verbunden, wobei ein waagrechtes Getrieberad 1202 in das senkrechte Getrieberad 1201 eingerückt ist. Das waagrechte Getrieberad 1202 ist weiter mit einem Motor (nicht gezeigt) verbunden. Beim Fliegen des Hubschraubers in einem Normalstatus wird die Kraft mit allen Rotoren 12 durch den Motor und über das waagrechte Getrieberad 1202 an den Propeller 1242 übertragen, um letzteren anzutreiben. Bei einem Kraftverlust des Hubschraubers kann der Rumpf des Hubschraubers wegen den Luftströmungen zum Absenken und zu Fall gebracht werden. In diesem Augenblick wird die Landefunktion für die automatische Rotation mit dem automatischen Flugsteuerungsapparat 146 aktiviert, um den Rumpf des Hubschraubers durch Verbinden mit dem Treiber 142 und durch Justieren der Anblaswinkel des Propellers 1242 gerade in der Luft zu halten. Danach wird der Propeller 1242 zum Rückwärtsbewegen gesteuert, um das Senken zu stabilisieren und die Rotationsenergie aufzufangen. Wenn das Radar eine unmittebar bevorstehende Annäherung zum Boden feststellt wird der Propeller 1242 zum Vorwärtsbewegen gesteuert. In diesem Augenblick wird ein Auftrieb erzeugt. Die Nase des Hubschraubers wird danach durch Hochziehen des Steuerhebels 140 angehoben und während dem Landen zum Sicherstellen einer sicheren Landung eben gehalten. Während dieses ganzen Vorgangs muss weiter nach einer geeigneten Landestelle gesucht werden. Innerhalb einer kurzen Zeitdauer von einigen Sekunden müssen sämtliche Betätigungen ausgeführt und die entsprechenden Schwierigkeiten gelöst werden. Durch die Betätigungen des automatischen Flugsteuerungsapparats 146, der genaue Berechnungen und die Steuerungen mit den elektronischen Geräten ausführt, kann ein erfolgreiches Landen deutlich besser garantiert werden.
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Aus der obenstehenden Beschreibung geht hervor, dass mit dem Steuerhebel 140, dem Kraftauffanghebel 147, dem Pedal 148, der Drossel 149 und dem automatischen Flugsteuerungsapparat 146 im Steuerapparat 14 der vorliegenden Erfindung die Steuerungen zum Abheben, Schweben, für einen automatisches stabiles Fliegen und Landen ausgeführt werden können. Im Fall einer mechanischen Fehlfunktion des Hubschraubers können im Wesentlichen die Betätigungen durch die manuelle Steuerung mit dem automatischen Flugsteuerungsapparat 146 durch den Piloten automatisch übernommen werden, um den Hubschrauber stabil und sicher zu landen.
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Der automatische Flugsteuerungsapparat 146 umfasstweiter zahlreiche flugbezogene Sensoren, z.B. ein Gyroskop zum Abfühlen der Stellungsstaten, ein geomagnetischer Sensor zum Abfühlen einer aktuellen Flugrichtung, einen dreiachsigen Beschleunigungsaufnehmer zum Abfühlen der dynamischen Reaktionen des Hubschraubers, ein Höhenmeßgerät zum Feststellen einer aktuellen Höhe, einn Eigengeschwindigkeitsanzeiger zum Feststellen einer Fluggeschwindigkeit, einen globalen Positionsbestimmungssystem (GPS) zum Feststellen des aktuellen Längen- und Breitengrades, ein Radar zum Feststellen von Hindernissen in unmittelbarer Nähe des Hubschraubers und eines Abstandes zum Boden, einen Kraftstoffanzeiger, einen Gaszähler und einen Geschwindigkeitsmesser des Motors. Die zugehörigen Details sind nicht Gegenstand der Erfindung und sollen daher hier ausgelassen werden. Diese Sensoren und Meßgeräte werden zu einer Geschwindigkeit von mehreren zehn Malen pro Sekunde in 14-Bit-Digitalsignalen aktualisiert, wobei das Flugsteuerungssystem die Daten aller obengenannten Sensoren und Meßgeräte zu einer Geschwindigkeit von mehreren Hundert Malen pro Sekunde sammelt.
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In der 1 ist deutlich ersichtlich, dass eine Windschutzscheibe 17 umgebend an einem Rotationsradius des Propellers 1242 eines jeden Rotors 12 angeordnet ist. Neben dem Schutz des Propellers 1242 werden mit der Windschutzscheibe 17 weiter die Effekte reduziert, welche die Luftgeschwindigkeit auf die Rotoren 12 ausüben, um die Luftgeschwindigkeit zwischen den Rotoren 12 zu reduzieren sowie um dsie Geräusche abzudämpfen. Weiter wird mit der Windschutzscheibe 17 das Risiko eines Stillstandes der Rotoren in einer Windrichtung im Wesentlichen vermieden, wenn der Hubschrauber auf einer großen Höhe geflogen wird.
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Die 6 zeigt ein schematisches Diagramm der vorliegenden Erfindung unter Verwendung eines Fallschirms. Am Rumpf 10 kann weiter ein Fallschirm 2 montiert sein. Bei einem Stromausfall der Rotoren kann der Pilot den Fallschirm 2 aktivieren, um den Hubschrauber mit Hilfe dieses Fallschirms 2 zu landen sowie um eine sichere Landung des Hubschraubers und für die Passagiere zu gewährleisten.
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Die 7 zeigt ein schematisches Diagramm der vorliegenden Erfindung beim Landen auf einer Wasseroberfläche. Der Rumpf 10 kann weiter in einer Rumpfform gebildet sein. Bei einer erzwungenen Landung auf der Wasseroberfläche kann der Rumpf 10 auf der Wasseroberfläche dank der Rumpfform des Rumpfes 10 sicher schwimmen, um so die Sicherheit der Passagiere zu gewährleisten.
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Die vorliegende Erfindung betrifft somit einen Hubschrauber mit mehreren Rotoren und variabler Blattsteigung umfassend einen Rumpf 10, einen order mehrere Rotoren 12 und einen Steuerapparat 14. Die Rotoren 12 sind auf jeweils einer der beiden Seiten am Rumpf 10 montiert. Der Steuerapparat 14 umfasst einen Steuerhebel 140, einen Kraftauffanghebel 147, ein Pedal 148, eine Drossel 140, einen automatischen Flugsteuerungsapparat 146 und einen Treiber 142. Ein Steuersignal wird mit dem Steuerhebel 140 durch den Treiber 142 berechnet und über eine Übertragungsleitung 144 an die Rotoren 12 übertragen. Der automatische Flugsteuerungsapparat 146 ist mit einem Landungsmodul 1460 zum automatischen Rotieren installiert, das mit dem Steuerhebel 140 geschaltet werden kann und mit denen die Steuerbetätigungen ausgeführt werden können. Im Fall eines Motorausfalls oder einer mechanischen Fehlfunktion wird der automatische Flugsteuerungsapparat automatisch in einen Landungsmodus für die automatische Rotation geschaltet oder ein Fallschirm wird verwendet, damit der Haubschrauber und die Passagiere sicher landen und Verletzte und Tote unter den Passagieren vermieden werden können.
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Trotz der Beschreibung der Erfindung anhand von Beispielen und anhand von bevorzugten Ausführungsbeispielen ist es selbstverständlich, dass die Erfindung nicht auf diese eingeschränkt ist. Vielmehr sollen damit unterschiedliche Modifizierungen und ähnliche Anordnungen sowie Vorgänge mit eingeschlossen werden, wobei der Umfang der angehängten Schutzansprüche im weitesten Sinn der Auslegung erteilt werden soll, um sämtliche solche Modifizierungen und ähnliche Anordnungen sowie Vorgänge mit einzuschließen.
