DE2422081A1

DE2422081A1 - Fluggeraet

Info

Publication number: DE2422081A1
Application number: DE2422081A
Authority: DE
Inventors: Donald B Doolittle
Original assignee: All American Industries Inc
Current assignee: All American Industries Inc
Priority date: 1973-05-07
Filing date: 1974-05-07
Publication date: 1974-11-28
Also published as: GB1460822A; BR7403706D0; AU6811474A; CA990261A; FR2228664A1; US3856236A; FR2228664B1; DE2422081C2

Description

DR. MÜJLLER-BORE · DIPL.-I NG. »3ROSNING

DIPL.-CHEM. DR. DEUFEL · DIP1.-CHEM. DR. SCHÖBT/ 22081 DIPL.-PHYS. HERTEL

/— PATENTANWiITE

7. Mai 1974

S/A 18-8

All American Industries, Inc. 801 South Madison Street Wilmington, Delaware 19899, USA

Fluggerät

Die Erfindung betrifft ein Fluggerät und bezieht sich insbesondere auf ein Fluggerät zum Anheben und Tragen von Lasten.

Es gibt eine Anzahl von Fällen, in welchen es zweckmäßig ist, ein Fluggerät dazu zu verwenden, schwere Lasten in der Größenordnung von etwa 45 400 kp mit verhältnismäßig geringer Geschwindigkeit über begrenzte Entfernungen zu transportieren. Zu solchen Anwendungsfällen gehört der Abtransport von Bäumen aus Waldgebieten, ohne daß eine Straße gebaut werden muß. Es ist bereits versucht worden, Ballons dazu zu verwenden, schwere Lasten wie Holz aus einem Wald abzutransportieren, dabei, ergeben sich jedoch Schwierigkeiten beim Manövrieren und außerdem ist ein lästiger Ballast erforderlich, wenn die Last abgeworfen ist. Es ist auch die Möglichkeit versucht worden, Hubschrauber zum Abtransport von Holz aus einem Wald einzusetzen, dem steht jedoch der

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Nachteil entgegen, daß Hubschrauber nur eine begrenztt Last tragen können und daß darüber hinaus die Betriebskosten außerordentlich hoch sind.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Fluggerät derart auszubilden, daß es extrem hohe Lasten heben und transportieren kann. Weiterhin soll gemäß der Erfindung erreicht werden, daß ein derartiges Flugzeug verhältnismäßig wirtschaftlich zu bauen und zu betreiben ist.

Ein erfindungsgemäßes Fluggerät zeichnet sich dadurch aus, aaß^s eine große Ballonkammer aufweist, die ein leichteres Gas als Luft enthält, welches einen starken statischen Auftrieb liefert. Ein Satz von im wesentlichen horizontalen Flügeln ist an Spanten angebracht, welche sich von einem Mast in der vertikalen Achse der Kammer durch Drehkupplungen erstrecken, welche die Einstellung ihres jeweiligen effektiven Anstellwinkels ermöglichen. An den Flügeln sind Schubmotoren angebracht, welche sie um die vertikale Achse innerhalb der Kammer drehen. An den Flügeln ist eine Steuereinrichtung vorgesehen, welche dazu geeignet ist, ihren effektiven Anstellwinkel derart einzustellen, daß entweder eine große dynamische Auftriebskraft zur Unterstützung der statischen Auftriebskraft erzeugt wird, damit äußerst schwere Lasten angehoben werden können, oder um einen starken negativen dynamischen Auftrieb zu erzeugen, um den statischen Auftrieb zu überwinden und das Fluggerät in einer Abwärtsbewegung zu führen. Die dynamische Hubkraft ist etwas größer als die statische, um zu gewährleisten, daß die statische Hubkraft ohne Ballast überwunden werden kann und um weiterhin das Fluggerät transversal über Grund zu bewegen. Eine seitliche Translation wird dadurch erreicht, daß das Fluggerät und die Eotationsebene der Flügel in die gewünschte Bewegungsrichtung gekippt werden, und zwar dadurch, daß eine zyklische Auftriebssteuerung verwendet wird, welche der zyklischen Heigungssteuerung ähnlich ist,

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die in üblichen Hubschraubern verwendet wird. Die Steuerung kann von einer Eonsole aus erfolgen, die mittels eines Drehgelenkes unterhalb der Ballonkammer angehängt ist, wobei eine Stabilisierung dieser Konsole vorgesehen ist, damit sie nicht mit der Ballonkammer rotiert. Die Ballonkammer kann entweder einen einzigen großen Ballon aufweisen oder auch eine Anzahl von kleineren Ballons, die innerhalb von bestimmten Abschnitten eines im wesentlichen sphärischen Ballons enthalten sind, der durch geringen Luftüberdruck aufgeblasen ist. Die Flügel und die Spanten können durch Spanndrähte von einem vertikalen Mast aus innerhalb der Üammer sowohl gegen aufwärts gerichtete Kräfte als auch gegen abwärts gerichtete Kräfte gehalten sein.

In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist vorgesehen, daß symmetrisch auf dem Umfang verteilte Flügel sich horizontal von einer großen Ballonauftriebskammer aus erstrecken, welche ein Gas enthält, das leichter ist als Luft, beispielsweise Helium. Das Gas ist in acht einzelnen kleinen Ballons gespeichert, die in entsprechenden Segmenten der großen Ballonkammer angeordnet sind, welche eine im wesentlichen sphärische Form aufweist und so aufgeblasen ist, daß durch einen geringen Luftüberdruck die sphärische Form erreicht ist. Die Flügel sind auf horizontalen Spanten befestigt, die mit dem Zentrum eines zentralen Mastes verbunden sind, der innerhalb der Ballonkammer angeordnet ist. Die Spanten sind gegen eine aufwärts und eine abwärts gerichtete Kraft durch Spanndrähte gehalten, und zwar vom Mast aus, zwischen denen die kleineren Ballons angeordnet sind. Äußere Spanndrähte dienen weiterhin zur Halterung der Flügel. Drehkupplungen verbinden die Flügel mit den Spanten, um eine Einstellung ihres Anstellwinkels zu ermöglichen. Turboprop-Maschinen sind auf den Flügeln

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angebracht, um die Flügel und die daran befestigte Kammer um ihre vertikale Achse in Drehung zu versetzen, und zwar mit einer verhältnismäßig geringen Drehgeschwindigkeit, so daß eine tragbare Tangentialgeschwindigkeit vorhanden ist. Durch eine entsprechende Steuerung wird der effektive Anstellwinkel der Flügel entweder individuell oder kollektiv eingestellt, um entweder eine starke dynamische Auftriebskraft zu erzeugen, welche die statische Auftriebskraft der Ballons unterstützt, damit schwere Lasten angehoben werden können, oder um einen entsprechenden negativen Auftrieb zu erzeugen, damit der statische Auftrieb überwunden werden kann und das Fluggerät gelandet werden kann. Mit dieser Steuerung kann auch der Anstellwinkel zyklisch derart verändert werden, daß dem Fluggerät eine Neigung in derjenigen Richtung verliehen werden kann, in welche geflogen werden soll, damit sich das I'luggerät in diese Richtung bewegt. Die Steuerung erfolgt vorzugsweise von einer Kabine aus, die an einem entsprechenden Drehgelenk unterhalb des Mastes angebracht ist und die derart stabilisiert ist, daß sie sich nicht mit dem übrigen Fluggerät dreht. Diese Kabine kann nach Art eines Hubschrauberrumpfes ohne den Rotor ausgebildet sein. Eine geeignete Umfangsgeschwindigkeit der Flügel, welche mit ihrem großen Durchmesser verhältnismäßig langsam rotieren, liefert eine große dynamische Auftriebskraft, welche dazu in der Lage ist, außerordentlich große Lasten zu heben, beispielsweise in der Größenordnung von 45 400 kp. In Verbindung mit einer statischen Ballonauftriebskomponente von etwa 18 100 bis etwa 22 700 kp gestattet der Überschuß an dynamischer Auftriebskraft über die statische Auftriebskraft, daß das Fluggerät ohne irgendwelchen Ballast gelandet werden kann.

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Die Erfindung wird nachfolgend "beispielsweise anhand der Zeichnung beschrieben; in dieser zeigen:

!'ig. 1 eine teilweise weggebrochene bildliche Darstellung einer Ausführungsform, des Erfindungsgegenstandes, wobei dargestellt ist, wie ein ganzer Baum aus einem Wald herausgehoben wird, und

Fig. 2 ein theoretisches Diagramm der Lateralgeschwindigkeit und der Lastkapazitäten einer Ausführungsform gemäß Fig. 1.

In der Fig. 1 ist ein Fluggerät 10 dargestellt, welches einen außerordentlich schweren Baum 12 anhebt und direkt aus einem Wald 15 abtransportiert. Die Fähigkeit des Fluggerätes 10, einen vollständigen Baum unzersägt anzuheben und zu transportieren, und zwar mit den Zweigen, ermöglicht es, in selektiver Weise große Bäume mitten aus einem Wald herauszuholen, ohne daß Straßen angelegt werden, welche die Erosion fördern, und ohne daß Schneisen durch den Wald geschlagen werden.

Das Fluggerät 10 weist eine große Ballonkammer 14 auf, innerhalb welcher kleine Ballons 16 angeordnet sind, die mit einem leichteren Gas als Luft wie Helium gefüllt sind. Die Kammer 14 ist durch einen leichten Überdruck in eine im wesentlichen sphärische Form gebracht, wobei der Überdruck durch einen (nicht dargestellten) Kompressor erzeugt wird. Die Kammer 14 kann auch eine tropfenförmige Ballonkonfiguration aufweisen, die sphärische Form vermindert jedoch den Widerstand und erleichtert das Manövrieren. Die Außenhaut der sphärischen Kammer 14 ist beispielsweise aus einem verhältnismäßig starken Material wie Nylon hergestellt. Die kleinen Ballons 16 sind beispielsweise aus einem mit einem elastomeren Material beschichteten Dacron-,oder Mylar-Material hergestellt. Dacron ist ein

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eingetragenes Warenzeichen der E.I. duPont de Nemours & Co., Wilmington, Delaware für eine synthetische Paser, welche aus der Kombination von Dimethylterephthalat und Ithylenglykol besteht. Mylar ist ein eingetragenes Warenzeichen der o. g. Firma für eine äußerst feste, durchsichtige, wasserabweisende Faser aus Polyäthylenterephthalatharz. Die kleinen Ballons 16 werden derart aufgeblasen, daß sie nicht ganz eine sphärische Form erreichen, vielmehr nur zu 90 %, um Temperatur- und Druckschwankungen Rechnung zu tragen.

Ein starker Mast 18 aus entsprechend festem Material wie Stahl oder Duraluminium ist innerhalb der Kammer 14 in ihrer vertikalen Achse angeordnet. Flügelholme 20 sind durch Anschlußelemente 22 an der Mitte des Mastes 18 angebracht, um vier Flügel (24) zu halten, welche sich im wesentlichen horizontal über die Kammer 14 erstrecken. Drehbare Kupplungen 26 verbinden die Flügel 24 mit den Holmen 20, damit ihr Anstellwinkel eingestellt werden kann, um den Auftrieb individuell zu verändern. Eine Steuerung des Anstellwinkels ist durch eine Verbindung vorgesehen, welche schematisch durch unterbrochene Linien 28 im Inneren des Maetes 18 und der Holme 20 dargestellt ist. Diese Steuerung wird durch eine Hubschrauber ähnliche Steuereinrichtung betätigt, welche durch den Block 30 in der Steuerkonsole 40 schematisch dargestellt ist, die durch ein Drehlager 42 unterhalb des Mastes 18 aufgehängt ist, welcher sich unter die Kammer 14 erstreckt.

Über die Steuerkonsole 40 wird beispielsweise auch die Rotorstabilisierungseinrichtung 44 des Hubschraubers geregelt, und zwar weniger als die Antriebsmaschinen und die Rotorblätter. Die Flügel 24 sind gegen aufwärts und abwärts gerichtete Reaktionskräfte durch eine Reihe von Spanndrahten 46 gesichert, welche die Holme 20 mit dem Mast 18 innerhalb der Ballonkammer 14 verbinden. Die äußeren Flügel 24 sind ebenfalls durch Spanndrähte 48 gesichert, welche sich außerhalb der Ballonkammer 14 erstrecken. Die verhältnismäßig geringe Lineargeschwindigkeit

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der Flügel 24 hält den Widerstand auf ein Minimum, welcher durch die äußeren Spanndrähte 48 erzeugt wird, und läßt diesen Widerstand vernachlässigbar werden.

Schubmotoren 50 wie Turboprop-Maschinen sind auf den Flügeln 24 angebracht, um diese um den Mast 18 und die vertikale Drehachse des Fluggerätefe 10 zu drehen· Turboprop-Maschinen sind für diesen Zweck vorteilhaft, und zwar wegen ihrer weichen verläßlichen und zuverlässigen Arbeitsweise, wobei sie zugleich einen verhältnismäßig geringen Treibstoffverbrauch und einen guten aerodynamischen Wirkungsgrad aufweisen.

Das Fluggerät 10 (ohne die angeschlungene Last) ist jederzeit schwimmfähig, und die Landung erfordert eine Verankerung. Wenn die Größe zunimmt, nimmt auch der maximal zulässige Wind zu, bei welchem das Fluggerät einfach durch einen einzigen Punkt am Boden der Steuerkabine oder durch seine Hubschlaufe verankert werden kann. Alle Fluggeräte, die ausreichend groß sind, um wirtschaftlich sinnvoll zu sein, (d. h. über etwa 10 t Hublast) können auf diese Weise bei allen normalen Windbedingungen verankert werden, d. h. bis zu etwa 30 bis 60 km/h» Für solche Bedingungen, die außerhalb der Möglichkeit liegen, eine Verankerung an einem einzigen Punkt vorzunehmen, müssen entsprechende Einrichtungen vorgesehen sein, um kompliziertere Verankerungssysteme zu schaffen. Im Gegensatz zu einem Luftschiff, welches einen entsprechenden Wenderaum benötigt, weist das sphärische Fluggerät keine besondere Vorzugsrichtung auf, was jedoch zu einem höheren Luftwiderstand führt. Es scheint jedoch im allgemeinen viel leichter zu sein, eine derartige Maschine zu handhaben und zu verankern, weil sie eben keine besondere Vorzugsrichtung aufweist.

Eine Überführung über größere Entfernungen scheint nicht zweckmäßig zu sein und in diesen Fällen bietet sich ein Fremdtransport

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an. Ein Flug von einigen Hundert Kilometern könnte bei entsprechender Sorgfalt und entsprechender Beachtung der Wetterverhältnisse durchgeführt werden. Das Problem besteht nicht in der Ausdauer des Fluggerätes, sondern vielmehr in der Ausdauer der Besatzung, da das Fluggerät genügend Treibstoff für viele Stunden (möglicherweise Tage) selbst tragen könnten. In allen Anwendungsfällen ist es allenfalls der Wind, welcher die Flugmöglichkeiten beeinträchtigen kann. Die entsprechenden Behinderungen durch Wind sollten für jeden Einsatzfall im Voraus im Detail geprüft werden.

Eine Beschränkung des Fluggerätes 10 könnte darin bestehen, daß es nicht in der Lage ist, ordnungsgemäß zu funktionieren, wenn die Last genau gleich dem aerostatischen Auftrieb ist. Unter dieser Bedingung ist das Fluggerät in einer Art indifferentem aerodynamischem Gleichgewicht, und es entsteht kein aerodynamischer Schub, der mit einer Komponente zu einer Translation führen könnte, wenn der Schubvektor nicht parallel zur Erde gerichtet ist. Für die meisten Anwendungsfälle erscheint es nicht zweckmäßig, den Ballonrotor unter 90° rotieren zu lassen. Bei solchen Anwendungsfällen, bei denen eine Strecke mit einer Last zurückgelegt werden soll und der Rückweg leer geflogen wird oder bei voller Belastung in beiden Richtungen liegen Verhältnisse vor, welche den Flugeigenschaften des Fluggerätes 10 am besten angepaßt sind. Es wurde die Möglichkeit einer Vertikalbewegung untersucht, wenn das Fluggerät mit einer Last fliegen muß, die gleich dem aerostatischen Auftrieb ist. In dieser Betriebsart würde das Fluggerät steigen (d. h. unter 45°) und durch den Widerstand würde eine Kraft auf den Rotor wirken, gegen die er zu arbeiten hätte. Auf halbem Weg zum Zielpunkt würde ein entsprechender Abstieg beginnen. Dabei würde noch die Schwierigkeit bestehen, eine konstante Stellung im Wind beizubehalten. Diese Schwierigkeit ließe sich dadurch überwinden, daß die statische Auftriebskraft entsprechend eingestellt würde.

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Wegen der erforderlichen Größe des Zentralballons, welche durch den erforderlichen statischen Auftrieb festgelegt ist, ist die Marschgeschwindigkeit des Fluggerätes verhältnismäßig begrenzt im Vergleich zu einem üblichen Hubschrauber. Dadurch werden die Einsatzmöglichkeiten des Fluggerätes beschränkt, und zwar auf derartige Anwendungsmöglichkeiten, bei welchen eine wirksame statische Auftriebskraft von besonderer Bedeutung ist und eine translatorische Geschwindigkeit von geringerer Bedeutung ist. Da jedoch auch die Fähigkeit von Bedeutung ist, daß das Fluggerät unter bestimmten Windbedingungen sicher arbeiten kann, zeigt sich, daß Geschwindigkeiten von etwa 40 bis 80 km/h als notwendig anzusehen sind, um ein wirtschaftliches und zugleich für verschiedene Anwendungsfälle nützliches Hubgerät zu erreichen. Da die Ballonkammern den größten aerodynamischen Widerstand erzeugen, ist der Wert C^ dieses Aufbaues der größte Faktor, der für die erreichbare Marschgeschwindigkeit maßgebend ist.

Es sind praktisch keine zuverlässigen Meßdaten für den Widerstand von sphärischen Körpern bei Reynolds-Zahlen verfügbar, wie sie im vorliegenden Falle vorhanden sind. In dem Werk "Fluid Dynamic Drag" von Hoerner wird e\n Wert C_n von etwa

7 0,15 in dem Bereich der Eeynolds-Zahlen von 10' angegeben.

Die Drehung des sphärischen Körpers beeinflußt das Strömungsbild und kann den Wert C-g des sphärischen Körpers vergrößern. Durch Anwendung einer bestimmten Form der Grenzschichtsteuerung wie Ausblasen im vorderen Teil des sphärischen Körpers zeigt Möglichkeiten, diese Effekte auszugleichen, und es zeigt sich, daß es möglich ist, den Gesamtwert C^ unter denjenigen eines statischen sphärischen Körpers zu bringen, wobei nur ein vertretbares Ausmaß an Leistung und gerätetechnischem Aufwand erforderlich sind.

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Nachfolgend werden überschlägliche Gleichungen für die Arbeitsweise angegeben· Diese Gleichungen begründen sich auf folgende Annahmen:

1. Cß (Widerstandsbeiwert) des sphärischen Körpers ist 0,2;

2. Gesamtwiderstandsbeiwert ist 1,2 χ Widerstandsbeiwert des sphärischen Körpers j

3. der Flügelauftrieb beträgt das 1,2-fache des rein aerostatischen Auftriebs}

4. das Zellengewicht von Hügeln und Ballon ist gleich dem Gewicht der Hügel, dividiert durch den Cosinus des Maximalschub-Vektorkippwinkels;

5. der Schubvektor steht senkrecht auf der Vorderkantenebene der Flügel oder des effektiven Hotors.

Die folgenden Berechnungen basieren auf einer Zuladung von etwa 9806 kp, was der Last entspricht, die von dem stärksten bekannten Hubschrauber getragen werden kann. Die Gashülle weist eine im wesentlichen sphärische Form auf und hat einen Durchmesser von etwa 27,3 m» wobei vier Flügel oder Blätter daran befestigt sind. Jeder Flügel ist etwa 17,3 m lang und 3,6 m breit. Vier Turboprop-Maschinen Typ Allison, Modell 250-B17 (militärische Bezeichnung T63A5A) werden auf jedem Flügel verwendet. Die Nennleistung dieser Maschinen beträgt 260 PS, wobei eine Dauerleistung von 417 PS erreichbar ist. Das Nenngewicht beträgt jeweils etwa 85 kp, so daß das Gesamtgewicht aller Maschinen und Antriebsaggregate etwa 635 kp nicht überschreitet. Als Steuerkabine könnte eine entsprechend modifizierte Kabine des Beil-Hubschraubers Modell 0H-58A verwendet werden. Mit dem Einsatzgewicht dieses Aggregates (1050 kp) minus dem Gewicht der Maschine und der Blätter mit dem entsprechenden Antrieb dürfte das Gewicht der Kabine 408 kp nicht überschreiten. Aufgrund bekannter Ballonkonstruktionen und grober Abschätzungen der für die Zelle erforderlichen Einrichtungen dürfte das Gesamtgewicht dieser Bauteile im Bereich

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von etwa 2950 kp liegen.

Nachfolgend wird eine Zusammenstellung des Gewichtes der Hauptkomponenten gegeben:

Flügel:

Jeweils vier Stück, 17*3 m χ 3_?5 m ergibt

242 m²

als Flächenbelastung wird angenommen eine Belastung von 0,68 kp/O,O93 m²

(bei einer Flügelbelastung von weniger als 2,27 kp/O,O93 m²)

Gesamtgewicht 1861 kp

Antrieb:

Jeweils vier Maschinen vom Typ Allison, Modell 250-BI7

geschätztes Gesamtgewicht mit Antriebsaggregat 635 kp

Steuerkabine:

Bell OH-58A, vermindert um Blätter, Antrieb

und Maschine 409 kp

Ballon:

Hülle und Zelle 2951 kp

ungefähres Gesamtgewicht 5856 kp

Häherungsweise beträgt somit der aerostatische Auftrieb des Ballons mit einem Durchmesser von 27»3 m:

Bei einem Ballonvolumen von etwa 10 800 nr und unter der Annahme, daß 90 % des Volumens von Helium ausgefüllt sind, ungefähr 10 120 kp.

Die erforderliche Leistung kann näherungsweise etwa auf folgende Art bestimmt werden:

Gesamtrotorfläche = Gesamtscheibenfläche minus Ballonfläche: 2484 m².

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Zellengewicht (geschätzt) 5857 kp

Zuladung 9806 kp

15663 kp vermindert um aerostatischen Auftrieb 10124 kp

erforderlicher aerodynamischer Auftrieb 5539 kp

Rotorbelastung (w) « = 2,22 kp/m²

2484 m^

Leistungsbelastung = 34,23 bei einer geschätzten Leistungsziffer des Rotors von 0,6

erforderliche Antriebsleistung für Schwebeflug bei 9806 kp Zuladung = - 356»41

Unter den obigen Annahmen kann das Fluggerät im Schwebeflug eine Last von 9806 kp tragen, und zwar aus dem Bereich des Bodeneinflusses heraus, wenn eine Antriebsleistung von 356 PS zur Verfugung steht.

Die größte Problematik steckt bei dieser Konfiguration in den translatorischen Geschwindigkeiten. In der Literatur finden sich keine Daten, welche auf eine erfindungsgemäße Anordnung übertragbar sind. Die verfügbaren Daten zeigen, daß ein Widerstandsbeiwert (Cp) von 0,2 nicht unvernünftig erscheint, wenn keine Grenzschichtbeeinflussung erfolgt· Eine vorläufige Betrachtung der verschiedenen Methoden der Grenzschichtbeeinflussung liefern eine Basis für einen projektierten Wert CL· von 0,05, wenn etwa zusätzliche 300 PS für diesen Zweck zur Verfügung stehen. Die endgültigen Wertekönnen nur durch Modellversuche ermittelt werden, vorzugsweise in einem geeigneten Windkanal. Für vorläufige Abschätzungen wurde ein Wert C^ von 0,2 angenommen. Auf dieser Basis läßt sich der Widerstand folgendermaßen berechnen:

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Widerstand » C_D χ χ Stirnfläche χ Geschwindigkeit²

Wenn eine Marschgeschwindigkeit von etwa 65 km/h und ein C_D von etwa 0,2 angenommen werden, ergibt sich

Widerstand - 2384· kp

PS = 17«90 m pro Sekunde χ 2384 kp ₌ 42675 _m ^_{60 pg}

die für eine Marschgeschwindigkeit von etwa 65 km/h erforderlich sind.

Auf der Basis der obigen Berechnungen lassen sich insgesamt 916 PS als erforderliche Antriebsleistung ermitteln (Hubleistung im Schwebeflug, 356 + 560 für Marschgeschwindigkeit). Die vorgeschlagenen Maschinen entwickeln eine Leistung von maximal 1660 PS, so daß die überschlägliche Planung in bezug auf die spezifische Leistung als ausreichend anzusehen ist.

Es erscheint nicht erforderlich, daß die Erfordernisse der Antriebsleistung bekannter Hubschrauber (S-64) von etwa 9000 PS zur Bewegung einer identischen Zuladung überschritten werden, und die tatsächlichen Marschgeschwindigkeiten unter voller Belastung überschreiten oft etwa 65 km/h nicht. Im Gegensatz zu der herkömmlichen Hubschraubertheorie werden die Leistungsverhältnisse mit zunehmender Größe günstiger . Bei einem Fluggerät, welches für eine Last von etwa 227 000 kp ausgelegt ist, liegen die entsprechenden Werte sehr günstig, und ein derartiges Pluggerät läßt sich gegenwärtig leicht herstellen. In diesem Zusammenhang wird auf die Fig. 2 verwiesen.

Ein größeres Flugzeug mit einer normalen Zuladung von etwa 13 166 kp und einer tiberbelastungskapazität von etwa 18 160 kp hat einen Ballondurchmesser von etwa 30 m und vier Flügel mit den Abmessungen von etwa 23 ti χ 3 m· Auf Jedem Flügel ist eine Turboprop-Maschine vom Typ Allison, Modell 200 B17 montiert,

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die eine Leistung von etwa 1200 PS abgibt und eine Maximalleistung von etwa 1520 PH hat.

Wenn dieser Wert (0,2) für C~ zugrundegelegt wird und eine Marschgeschwindigkeit von etwa 50 bis 60 km/h angenommen wird, ergibt sich:

Widerstand « C_D χ _x Stirnfläche χ Geschwindigkeit² « 2239 kp.

Bei einem geschätzten Gesamtwiderstand von etwa 6000 kp einschließlich Last ergeben sich als erforderliche Antriebsleistung bei einem angenommenen Antriebswirkungsgrad von 0,75 etwa 74-7 PS.

Der Auftriebsbeiwert (Ct) für dieses ifluggerät würde bei etwa 0,127 liegen.

Der induzierte Widerstand würde etwa 62 PS betragen.

Mit einem angenommenen Verhältnis von Profilwiderstand zu Auftrieb von etwa 0,12 ergibt sich ein Profilwiderstand von etwa 234 PS.

Gesamtvortriebsantriebsleistung: Bei etwa 50 - 60 km/h und 13 166 kp Zuladung: Grundantriebsleistung 74·? PS für induzierten Widerstand 68 PS für Profilwiderstand 256 PS

Summe I07I PS.

Da die ausgewählten Maschinen eine Nennleistung von 1520 PS haben, liegen die geplanten Werte auf der sicheren Seite·

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Die Flügel gleichen in ihrer Konstruktion mehr den Flügeln eines leichteren Flugzeuges als herkömmlichen Hubschrauberblättern. Eine D-Rohr-Vorderkante mit einer Rippe und ein bespannter Hinterkantenbereich ist vorgesehen, und zwar in Verbindung mit einem entsprechenden Zugelement an der Verbindung mit der inneren Konstruktion des Ballons. Der Flügel ist gelenkig angebracht derart, daß er um einen Punkt rotieren kann, der vor seinem Neutralpunkt liegt. Eine äußere Drahtverspannung vermindert das Zellengewicht, da bei den auftretenden geringen Spitzengeschwindigkeiten die aerodynamischen Verluste nur unbedeutend sind.

Der Aufbau im Inneren des Ballons dient dazu, den Auftrieb und die Widerstandskräfte auf die Blätter zu übertragen, und zwar die aerostatischen Kräfte des Hubgases und die Kräfte der Zuladung. Da der Innenraum des Ballons der Strömung nicht ausgesetzt ist, kann eine aufgelockerte Struktur im Hinblick auf ein geringes Gewicht konstruktiv voll genutzt werden. Der Aufbau an der Wurzel jedes Flügels muß dazu in der Lage sein, die Torsionskräfte in der Richtung der Sehne aufzunehmen, welche von den jeweiligen Komponenten der Auftriebs- und der Widerstandskräfte erzeugt werden, und die Konstruktion muß weiterhin die Druckkräfte auf den Flügel aufnehmen, welche von den Kraftkomponenten der einzelnen Spanndrähte ausgeübt werden, wobei weiterhin auch das Moment der 1lügelauftriebssteuerung sowie die vertikalen und die horizontalen Komponenten der Kräfte an der Flügelwurzel beherrscht werden müssen. Der Raum zwischen dem Ballonäquator und der Längsebene jedes Flügels muß für die kleinen Ballons freigehalten werden, die das Gas enthalten. Die Außenhaut des Ballons ist eine mit einem elastomeren Material beschichtete Dacron-Schicht, die in verschiedenen Abschnitten gefertigt ist, welche entlang dem Äquator und entlang Längsebenen der Blätter verbunden sind. Somit hat ein System mit vier Flügeln acht kleine Ballons

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und acht getrennte Abschnitte der äußeren sphärischen Fläche. Ein luftdichter Beißverschluß würde ein leichtes Auseinandernehmen der Außenhaut gestatten. Die Auftriebskräfte der nördlichen (oberen) Halbkugel werden am Äquator durch einen Träger oder eine Korbbogenkonstruktion zwischen den Flügeln aufgenommen. Der Auftrieb der südlichen (unteren) Halbkugel wird durch eine Korbbogenanordnung in der Ebene des Äquators aufgenommen.

Die Steuerkabine und die Lastschlaufe sind an dem Südpol befestigt, und zwar durch entsprechende Lager, die sich selbst ausrichten, durch welche die Kabine stationär bleibt, wenn der Ballon und die Blätter sich drehen und durch welche das Schleifenspannungselement in die Lage versetzt wird, vertikal zu bleiben, wenn der Ballon und die Blätter geneigt werden, um eine Translation zu erreichen. Ein sphärisches Kugellager kann dazu verwendet werden, wenn es eine ausreichende Winkeltoleranz aufweist, d. h. etwa 20 bis 30 %. Ein Kotor und ein entsprechendes Getriebe, welche drehfest an der Steuerkabine angebracht sind, sowie ein entsprechendes ringförmig ausgebildetes Getriebe am Ballon wurden es ermöglichen, die Steuerkabine in einer festen Richtung zu halten, wenn der darüber befindliche Ballon sich dreht.

Schleifringe und entsprechend ausgebildete Drehkupplungen für Luft und/oder Hydraulik sind erforderlich, um entsprechende Steuersignale von der Steuerkabine auf den Ballonrotor zu übertragen. Die Zuverlässigkeit und die Redundanz in der gerätetechnischen Ausführung dieses Merkmals ist von besonders großer Bedeutung.

Treibstoff ist in dem unteren Teil der Kabine untergebracht, um ein möglichst gutes statisches Moment zu erreichen, wenn das Fluggerät ohne Last fliegt.

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Eine übertriebene statische Stabilität während eines Fluges mit hoher Zuladung , welche durch die angehängte Last erzeugt wird, in Verbindung mit dem Auftriebskraftmoment kann ein Regelproblem erzeugen. Vorläufige Berechnungen haben jedoch gezeigt, daß dieses Problem lösbar ist, indem die Blattanstellung oder die Blattsteigung zyklisch nach vorn und nach hinten geregelt wird, wenn die Last am ßüdpol angehängt ist. Wenn sich zeigt, daß die Leistungsbeeinträchtigung durch eine derartige Regelung zu groß ist, kann vorgesehen werden, daß der konstruktiv höhere Aufwand in Kauf genommen wird, daß das zur Selbstausrichtung der Lastanhängeschleife und der Kabine vorhandene Gelenk zum Mittelpunkt der Kugel bewegt wird. Die Lastanhängeschleife selbst ist ein verhältnismäßig einfaches Zugelement mit Haken, Auslöseeinrichtung, Greifeinrichtungen usw., welche den jeweiligen Anwendungsfällen des Fluggerätes ange aßt sein müssen, so daß sie hier nicht im einzelnen erläutert werden.

Die Außenha t des Ballons wird durch ein Gebläse unter Druck gesetzt, um einen geringen Druckunterschied aufrechtzuerhalten, der dazu dient, die Form der Kugel gegen beliebige erwartbare dynamische Kräfte beizubehalten. Die kleineren Ballons werden nicht ganz auf eine Kugelform aufgeblasen, bei den obigen Berechnungen ist ein Faktor von 0,9 angenommen, um Temperaturschwankungen und Höhenunterschieden Rechnung zu tragen.

Das Fluggerät 10 bietet im Vergleich zu einem herkömmlichen Hubschrauber verschiedene interessante Sicherheitseigenschaften. Da die gesamte Anordnung in der Schwebe bleiben kann, wobei die nach unten wirkende Kraft, welche das Fluggerät unten halten kann, die angehängte Last oder bei einem Flug ohne Last der negative Auftrieb des Rotors ist, wobei ein Ausfall dieser Antriebskraft zu einem Fallen nach oben führt. Unter Belastung durch eine angehängte Last weist das Fluggerät 10

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eine so geringe Rotorbelastung auf, daß ein Abstieg unter Autorotation nach Art eines Fallschirms erfolgt, wobei die Maschine mit voller Last landen kann, und in der Schwebe bleiben kann, nachdem die Last auf dem Boden aufgesetzt hat, die dann als Anker dient. Da jedoch das Pluggerät 10 mit vielen Maschinen ausgestattet ist und da die Möglichkeit, unter voller Belastung im Schwebeflug zu bleiben nur weniger als die halbe Last erfordert, welche dazu nötig ist, eine vernünftige Marschgeschwindigkeit zu erreichen, so besteht eine geringe Wahrscheinlichkeit für einen Abstieg ohne Maschinenantrieb oder für eine Gefahr eines ungesteuerten oder unkontrollierten Abstiegs. Es könnte auch ein Gasventil vorgesehen sein, was Jedoch für eine mit mehreren Maschinen ausgestattete Anordnung nicht für erforderlich gehalten wird. Wegen der Größe erscheint eine direkte Steuerung der kollektiven und der zyklischen Steigung nicht zweckmäßig, deshalb muß Jedoch bei der Leistungssteigungssteuerung eine ausreichende Sorgfalt und Redundanz aufgewandt werden. Das Hubgas in den einzelnen getrennten kleinen Ballons (acht Stück bei einem System mit vier Flügeln) gibt eine ausreichende Sicherheit auf diesem Gebiet. Die außerordentliche Sicherheit gegen das Abstürzen des erfindungsgemäßen Fluggerätes ist insbesondere beim Einsatz über Waldgebieten von Bedeutung, wo leicht Feuer auftreten kann, und weiterhin über bevölkerten Gebieten·

Andererseits wird der Einsatz des Fluggerätes 10 bei starkem Wind problematisch und möglicherweise auch gefährlich. Der Lastabwurf als Sicherheitsmaßnahme in dafür geeigneten Gebieten könnte in Betracht gezogen werden, durch alle übrigen Redundanzen des Fluggerätes besteht jedoch eine geringe Wahrscheinlichkeit, daß eine derartige Maßnahme erforderlich wird.

Der Betrieb der Maschinen unter geringer Beschleunigung dürfte kein ernsthaftes Problem darstellen. Sowohl die Turbopropals auch die Kolbenmaschinen sind beim Betrieb bei 10 g oder darunter nicht problematisch. Die Zentrifugalbeschleunigung

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kann auf 5 6 gehalten werden, wenn dies erforderlich ist, ohne daß die Leistung des Fluggerätes nennenswert beeinträchtigt wird. In einer Endabnahme kann ein Qualifikationslauf auf einem Zentrifugenarm durchgeführt werden, um die Maschine unter echten Beschleunigungsbedingungen zu prüfen.

Der Propeller arbeitet zweckmäßigerweise mit konstanter Geschwindigkeit und variablem Anstellwinkel und sollte dazu in der Lage sein, daß eine zyklische Veränderung in der Luftgeschwindigkeit möglich ist. Weiterhin ist der Propeller größer dimensioniert als bei einem normalen Flugzeug, und zwar wegen der geringen Blattgeschwindigkeit. Außerdem müssen die Spannungen auf dem Propeller, dem Getriebe und dem Turbinenrotor in Betracht gezogen werden, welche von Kreiselmomenten herrühren. Eine Queranströmung aufgrund einer Horizontalgeschwindigkeit muß bei der Propellerauslegung ebenfalls berücksichtigt werden, um allen Erfordernissen Rechnung zu tragen. Die Maschine und der Propeller könnten mit einem sich in horizontaler Richtung ■-erstreckenden Heck ausgerüstet sein, um die Schubrichtung direkt in den relativen Wind zu bringen.

Die erforderlichen starren Flügel und die Tatsache, daß keine großen Zentrifugalkräfte auftreten, lassen die bei Hubschraubern an sich übliche Neigungswinkelsteuerung problematisch werden, und zwar wegen der hohen Belastungsfaktoren, welche auf den Flügeln bei Böenbelastungen auftreten können. Die Anwendung einer zyklischen Auftriebssteuerung könnte die erforderlichen Böenlastfaktoren vermindern und zu einer Gewichtsersparnis führen. Die für das Fluggerät 10 verwendete Steuerung ist somit mehr eine Auftriebssteuerung als eine Neigungssteuerung wie bei herkömmlichen Hubschraubern. Jeder Flügel ist in einem Spannweitendrehgelenk schwenkbar angebracht, und zwar vor dem Neutralpunkt des symmetrischen Flügelschnittes· Das Steuersystem sorgt dafür , daß das Drehmoment der Tendenz des Flügels entgegenwirkt, sich bei Nullauftrieb zu bewegen.

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Der Auftrieb auf jedem Blatt wird dann eine lineare Funktion dieses Drehmomentes·

L - KT

Die Anwendung eines gleichen Drehmomentes auf jedes Blatt (jeden Flügel) erfolgt durch eine kollektive Auftriebssteuerung (was einer kollektiven Steuerung des Neigungswinkels für den herkömmlichen Hubschrauber entspricht).

Wegen der Lage des Auftriebsmittelpunktes oberhalb vom Schwerpunkt ist das Fluggerät 10 bei einer kollektiven Auftriebssteuerung nur zu einem vertikalen Aufstieg und einem vertikalen Abstieg in der Lage und ist in diesem Flugzustand stabil. Die statische Stabilität ändert sich in weiten Grenzen, die von der angehängten Last abhängen, da diese Last zweckmäßigerweise vom Südpol der Kugelanordnung herabhängt, bzw. in jedem Fall an diesem Punkt angreift. Das Gewicht der Steuerkabine, der Lastanhängeeinrichtung und des Treibstoffes halten den Flugkörper jedoch stets statisch stabil. Wenn für ein Fluggerät eine angehängte Last von 30 000# angenommen wird, wobei das Gewicht der Kabine und des Treibstoffes zusammen 5000# betragen, beträgt die statische Stabilität im unbelasteten Zustand etwa 14 % der Stabilität im belasteten Zustand.

In anderen Flugzuständen als einem Vertikalflug muß eine zyklische Auftriebssteuerung verwendet werden, um den Ballon und den Flügel dazu zu bringen, in der Richtung der gewünschten Horizontalbewegung eine Neigung auszuführen. Wenn das Fluggerät eine translatorische Bewegung ausführt, führen Unterschiede in der Auftriebsverteilung zwischen den Flügeln, die sich in Flugrichtung bewegen, und denjenigen, die gegen die Flugrichtung gedreht werden, trotz des Auftriebsausgleichs zu einem ungleichen Moment um das Ballonzentrum, was zu einer seitlichen Neigung führt. Diese muß kompensiert werden, und zwar durch eine zyklische Auftriebssteuerung, die einerseits in Seitenrichtung wirkt und andererseits sowohl nach vorne als auch nach hinten arbeitet.

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Es wird ein normaler Hubschrauber-Steuerknüppel vorgesehen, mit welchem die Neigung des Ballonrotors steuerbar ist, und zwar durch eine zyklische Auftriebssteuerung, und zwar zusammen mit einem normalen kollektiven Auftriebssteuerhebel. Die Maschinenleistung wird automatisch durch die Zentrifugalkraft gesteuert, um eine konstante (oder gegebenenfalls einstellbare) Rotorwinkelgeschwindigkeit beizubehalten.

Um die Auftriebssteuermomente zu liefern, damit die Flügel winkelmäßig eingestellt werden können, wird ein Luftsystem verwendet, und zwar mit einer Luftabführung von den Maschinen, wenn dies erreichbar ist, anderenfalls mit Niederdruckpumpen, die auf jeder Maschine vorgesehen sind. Die Strömung von jeder Maschine wird einer zentralen Verteilereinrichtung zugeführt und gelangt von dort zu der Steuerkabine, und zwar über ein Drehventilsystem, welches an dem Gelenk zwischen der Kabine und dem Ballon vorgesehen ist. Dies kann entweder eine volle Strömung oder eine Servoströmung sein, was von der Größe des Fluggerätes und von den jeweiligen Leistungserfordernissen abhängt. Ein direkter Betrieb ist im Hinblick auf die Zuverlässigkeit zweckmäßig. Es könnte auch eine elektrische Betätigung der Servoventile verwendet werden, wobei Schleifringe das Drehventilsystem an dem Drehgelenk ersetzen würden.

Die zyklische Auftriebssteuerung wird mit einem Steuerventil verbunden, welches sowohl nach vorne als auch nach hinten sowie seitwärts arbeitet. Das nach vorne und nach hinten arbeitende Ventil wird durch eine seitliche Bewegung der zyklischen Neigungssteuerung betätigt und steuert den Auftrieb jeweils in dem rechten und dem linken Halbkreis der Rotorflügel.

Für ein Fluggerät 10, welches etwa 4-5 400 kp als angehängte Last trasisportisrsa kana₉ uerd©a drsi Blätter an eimern Bsllos

verwendet, der einen Durchmesser von etwa 45 m aufweist. Jedes Blatt (grundsätzlich ein symmetrischer Flugzeugflügel von einer üblichen Konstruktion) ist etwa 37 »5 m lang und etwa 5,4 m tief und trägt eine Turboprop-Maschine·

Die Drehgeschwindigkeit des Fluggerätes 10 in dieser Ausführungsform, welche eine Last von etwa 45 OOO kp tragen kann, beträgt etwa 10 Upm. Dadurch entsteht eine maximale Belastung von etwa 6,2 g an der Spitze des Flügels, wobei wesentlich geringere Beschleunigungskräfte und leicht tragbare Beschleunigungskräfte von den Maschinen aufzunehmen sind. Die Marschgeschwindigkeit liegt im Bereich von etwa 55 bis etwa 65 km/h, und zwar bei einer maximalen Antriebsleistung von etwa 5000 PS, ohne daß eine Grenzschichtbeeinflussung auf dem sphärischen Körper erfolgt.

Claims

Pat entansprüche

Fluggerät, dadurch, gekennz eichnet, daß eine große Ballonkammer vorgesehen ist, welche ein Gas enthält, das leichter ist als Luft, wodurch eine große statische Auftriebskraft erzeugt wird, welche wesentlich, größer ist als das Gewicht des Fluggerätes, daß das Fluggerät eine im wesentlichen vertikale Achse aufweist, daß ein Satz von im wesentlichen horizontal angeordneten Flügeln vorhanden ist, die sich in· "bezug auf die vertikale Achse in radialer Richtung erstrecken, daß weiterhin ein Zellenaufbau vorgesehen ist, welcher mit dem Fluggerät an dessen vertikaler Achse verbunden ist und dazu dient, die Flügel in einem im wesentlichen horizontalen radialen Bereich in bezug auf den Flugkörper zu halten, daß weiterhin eine drehbare Kupplungseinrichtung vorhanden ist, durch welche die Flügel mit dem Zellenaufbau verbunden sind und durch welche eine Einstellung des effektiven Anstellwinkels der Flügel erreichbar ist, daß weiterhin eine Schubeinrichtung jeweils auf den .Flügeln angebracht ist, wodurch die Flügel und die Kammer um die Achse drehbar sind, daß weiterhin eine Steuereinrichtung vorhanden ist, die mit den Flügeln verbunden ist, um ihren effektiven Anstellwinkel zu verändern derart, daß entweder eine dynamische Auftriebskraft erzeugt wird, um die statische Auftriebskraft zu vergrößern, wodurch die miteinander kombinierten statischen und dynamischen Auftriebskräfte ausreichend sind, um große Lasten zu heben oder um einen starken negativen dynamischen Auftrieb zu erzeugen, damit der statische Auftrieb überwunden werden kann, und das Fluggerät nach unten bewegt werden kann.

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2. Pluggerät nach Anspruch. 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine Steuerkabine unterhalb der Ballonkammer angeordnet ist, daß die Steuerkabine mittels eines Drehgelenks an der Ballonkammer befestigt ist und daß eine Stabilisierungseinrichtung mit der Steuerkabine verbunden ist, um eine Rotation der Steuerkabine mit der Ballonkammer zu verhindern.
3. Pluggerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Drehgelenk als Universalgelenk ausgebildet ist.
4. Pluggerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Stabilisierungseinrichtung ein in vertikaler Richtung angeordnetes Kreiselelement aufweist.
5« Fluggerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Drehgelenk einen Motor mit veränderbarer Geschwindigkeit aufweist und eine Getriebeanordnung hat, um die Steuerkabine in einer vorgegebenen Richtung zu halten.
6. Pluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Zellenaufbau einen im wesentlichen horizontalen,
radialen Bereich von Spanten aufweist.
7· Pluggerät nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß ein in vertikaler Richtung angeordneter Mast innerhalb der Ballonkammer vorgesehen ist und daß die Spanten mit diesem Mast verbunden sind.
8. Pluggerät nach Anspruch 7_S dadurch gekennzeichnet, daß Spanndrähte vorhanden sind, welche die Spanten und die Plügel mit dem Mast verbinden, um sie gegen nach oben und nach unten gerichtete Reaktionskräfte zu fixieren.

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9. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerung eine zyklische Steuerung aufweist, um. den effektiven Anstellwinkel der Flügel individuell einstellen zu können, damit das Fluggerät und die Flügel derart gekippt werden können, daß eine seitliche Translationsbewegung über Grund erreichbar ist.
10. Fluggerät nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die zyklische Steuerung ähnlich ausgebildet ist wie diejenige, mit welcher bei einem Hubschrauber eine zyklische Neigungssteuerung durchführbar ist.
11. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schubeinrichtung Flugzeugmotoren aufweist, die auf den Flügeln angebracht sind.
12. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ballonkammer eine im wesentlichen sphärische Hülle aufweist und daß ein Gas, welches leichter ist als Luft, in kleinen Ballons gespeichert ist, welche innerhalb der sphärischen Kammer angeordnet sind.
13. Fluggerät nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die sphärische Kammer auf eine im wesentlichen sphärische Form aufgeblasen ist, und zwar durch einen innerhalb der Kammer herrschenden leichten überdruck an Luft.
14. Fluggerät nach Anspruch 13» dadurch gekennzeichnet, daß ein vertikaler Mast innerhalb der Ballonkammer angeordnet ist, daß die Zellenanordnung, welche die Flügel trägt, mit dem Mast verbunden ist, daß weiterhin Spanndrähte zwischen dem Mast und der Zellenanordnung vorgesehen sind, um diese zu halten und um die Kammer in einzelne Segmente zu unterteilen, und daß die kleinen Ballons innerhalb dieser Segmente angeordnet sind.

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15· Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß unterhalb der Ballonkammer eine Lastwinde angebracht ist.

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