DE2556907A1 - Fluggeraet - Google Patents

Description

MÜLLER-BORE · GROENING Γ>ΕΤΠ?ΕΙ, · SCHÖN - HERTEL

PATENTANWALTS:

S/A 18-9

DR. WOLFGANG MÜLLER-BORE HANS W. GROENING, DIPL.-ING. DR. PAUL DEUFEL, DiPL.-CHEM. DR. ALFRED SCHÖN. DIPL.-CHEM. WERNER HERTEL. D1PL.-PHYS.

ALL AMERICAN INDUSTRIES, INC. Thomaston, Connecticut o6787, USA

Fluggerät

(Zusatz zu Patentanmeldung P 24 22 o81.3)

Die Hauptanmeldung P 24 22 o81.3 betrifft ein Fuggerät und insbesondere ein Verbund-Fluggerät zum Anheben und Transportieren extrem hoher Lasten über weite Distanzen bei relativ niedrigen Geschwindigkeiten. Für die weiteren Einzelheiten wird auf die DT-OS 2 422 o81 Bezug genommen.

Schwere Windböen beeinträchtigen jedoch den Flug eines derartigen Fluggerätes, während Temperaturänderungen den Auftriebseffekt des Gases, welches leichter als Luft ist, verändern. Dabei ist die Steuerkanzel, die unter dem Boden der auftreibenden Kugel angehängt ist, ebenfalls periodischen Schwingungen ausgesetzt, die zu einer Zerstörung führen können.

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Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe besteht deshalb darin, das Fluggerät der Hauptanmeldung mit einer stabilen Steuerung und Abspannung zu versehen.

Zur Lösung dieser Aufgabe dient erfindungsgemäß ein Auftriebssteuersystem zum. Einstellen des Anstellwinkels der Flügel, welches die Erzielung einer gewünschten aerodynamischen Kraft an jedem Flügel ermöglicht. Wenn der Flügel einer Windbö ausgesetzt ist, bringt die Änderung der aerodynamischen Kraft den Flügel dazu, einen anderen Anstellwinkel anzunehmen, um die vorher festgelegte Kraft wiederzugewinnen, die von dem Steuersystem verlangt wird. Ein pneumatisches Auftriebssteuersystem reguliert den Anstellwinkel über einen pneumatischen Zylinder-Kolben-Antrieb, dessen Stellung durch eine Ventileinrichtung regulierbar ist, die von einer Hubschrauben-Taumelscheibensteuerung betätigt wird. Die Ventileinrichtung kann sich mit der Ballonkammer drehen und in die Steuerkanzel erstrecken. Die Stabilität des Fluggerätes wird durch ein starkes Trägernetzwerk erhöht, welches im wesentlichen von der Mitte der Ballonkammer ausgeht, die bodenseitig eine konische Einbuchtung aufweist. Die Kanzel ist im wesentlichen in der Mitte der Kammer durch einen langen Aufhängungsträger und eine Drehverbindung befestigt. Die lange, von der relativ stabilen Mitte der Ballonkammer ausgehende Aufhängung für die Kanzel verringert die periodische Schwingbewegung der Kanzel auf ein Minimum. Die Auftriebskraft des Gases in der Ballonkammer, welches leichter als Luft ist, wird auf v/irksame Weise dadurch gesteuert, daß dem Gas reguliert Wärme von den Vortriebsmaschinen zugeführt wird.

Gegenstand der Erfindung sind somit zahlreiche Modifizierungen des Fluggerätes gemäß der Hauptanmeldung P 24 22 08I.3. Erfindungsgemäß wird die Steuerkanzel nicht ausgehend vom Südpol, sondern ausgehend von der Mitte der

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oberen rotierenden Ballonkugel gehalten, um so die periodische Bewegung der Kanzel um ihren Befestigungspunkt an der Kugel zu verringern. Die Kanzel wird von der Mitte eines inneren Rahmenwerks aus mit Hilfe einer sich verjüngenden Einbuchtung am Boden der Kugel getragen. Der Anstellwinkel eines jeden Flügels um den Umfang der Kugel herum wird von einem Hubsteuersystem so bestimmt, daß man die Kraft erhält, die für die Erzeugung einer Bewegung der Kugel in einer ausgewählten Richtung erforderlich ist. Wenn der Flügel eine Windbö erfährt, zwingt eine Reaktionskraft den Flügel dazu, einen anderen Anstellwinkel anzunehmen, um die neue Kraft im Gleichgewicht mit der Steuerkraft zu halten, die von der Steuerung auf den Flügel ausgeübt wird, so daß man automatisch eine Böenregulierung erhält. Gegenstand der Erfindung ist außerdem ein pneumatisches Auftriebssteuersystem. Die Höhe des Fluggerätes wird dadurch gesteuert, daß der Gasdruck bei einer konstanten Temperatur durch Wärme, wie man sie aus der Antriebsmaschine erhält, aufrechterhalten wird. Die Erfindung umfaßt weiterhin verschiedene Varianten zur Verringerung des aerodynamischen Widerstandes. Dazu gehören eine Grenzschichtsteuerung des Luftdrucks um die Kugel herum, um den Magnus-Effekt auszuschalten, wobei die Kugel in eine Hülle eingeschlossen wird, die sich bezüglich der Luft nicht dreht, das Abflachen der Kugel und der Antrieb der Kugel durch Hilfsmaschinen anstelle eines Ankippens oder durch Anbringen von konusförmigen Abschnitten an einer Halbkugel, wobei die Kugel eine translatorisehe Bewegung in einer im wesentlichen horizontalen Stellung ausführt.

Anhand der beiliegenden Zeichnungen wird die Erfindung beispielsweise näher erläutert.

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Fig. 1 zeigt eine Ausführungsform eines Fluggerätes teilweise aufgebrochen beim Herausheben eines ganzen Baumes aus einem Wald.

Fig. 1A zeigt in einer Seitenansicht die Aufhängung zwischen der Ballonkammer und der Kanzel des Fluggerätes von Fig. 1.

Fig. 2 zeigt in einem Diagramm die theoretische Abhängigkeit von Lateralgeschwindigkeit und Lastkapazität des Fluggerätes von Fig. 1.

Fig. 3 zeigt eine Draufsicht auf eine weitere Ausführungsform eines Fluggerätes.

Fig. 4 zeigt das Fluggerät von Fig. 3- in der Seitenansicht.

Fig. 4A zeigt eine Ansicht des Fluggerätes von Fig. 4 längs der Linie 4A-4A.

Fig. 5 zeigt perspektivisch in einer Einzelheit einen der Träger des Fluggerätes von Fig. 3 und 4.

Fig. 6 ist eine Draufsicht auf einen Flügel und einen Teil der angrenzenden Ballonkammer des Fluggerätes von Fig. 3 und 4.

Fig. 7 ist ein Schnitt längs der Linie 7-7 von Fig. 6.

Fig. 8 ist ein Schnitt durch einen Abschnitt des Steuergehäuses des Fluggerätes der Figuren 3 und 4.

Das in Fig. 1 gezeigte Verbund-Fluggerät 1o hebt und transportiert einen sehr schweren Baum 12 direkt aus einem Wald 15 heraus. Die Fähigkeit des Fluggerätes 1o, einen vollständigen Baum unzersägt anzuheben und zu transportieren, und zwar mit Zweigen, ermöglicht es, große Bäume mitten

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aus dem Wald selektiv herauszuholen, ohne daß die Erosion begünstigende Straßen angelegt und Schneisen durch die Wälder geschlagen werden müssen.

Das Fluggerät Io hat eine große Ballonkammer 14, innerhalb welcher kleine Ballone,16 angeordnet sind, die mit einem Gas gefüllt sind, das leichter als Luft ist, beispielsweise mit Helium. Die Kammer 14 ist zu einer im wesentlichen kugeligen Form durch einen geringen Luftdruck aufgebläht, der von einem nicht gezeigten Gebläse oder Kompressor erzeugt wird. Die Ballonkammer 14 kann auch die Form eines Tropfens haben, die Kugelform verringert jedoch den Widerstand und erleichtert das Manövrieren. Die Außenhaut de. kugelförmigen Kammer 14 besteht beispielsweise aus einem verhältnismäßig starken Gewebe wie Nylon. Die kleinen Ballone 16 sind beispielsweise aus einem mit einem elastomeren Material beschichteten Dacron- oder Mylar-Material hergestellt. Dacron ist eine synthetische Faser, hergestellt aus einer Kombination von Dimethylterephthalat und Äthylenglykol. Mylar ist eine feste, durchsichtige, Wasser abweisende Faser aus Polyäthylenterephthalatharz. Die kleinen Ballone 16 werden derart aufgeblasen, daß sie nicht ganz eine kugelige Form einnehmen, vielmehr nur zu 9o %, um Temperatur- und DruckSchwankungen ausgleichen zu können.

Innerhalb der Kammer 14 ist längs ihrer vertikalen Achse ein starker Mast 18 aus einem Baustoff, wie Stahl oder Duraluminium angeordnet. In der Mitte des Mastes 18 sind über Anschlußelemente 22 Flügelholme 2o zum Halten von vier Flügeln 24 angebracht, welche sich im wesentlichen horizontal um die Kammer 14 herum erstrecken. Drehbare Kupplungen 26 verbinden die Flügel 24 mit den Holmen 2o, um die Einstellung des Anstellwinkels für eine individuelle Änderung ihres Auftriebs zu ermöglichen. Die Einstellung des Anstellwinkels erfolgt über ein Gestänge, welches schematisch durch

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gestrichelte Linien 28 im Inneren des Mastes 18 und der Holme 2o dargestellt ist. Diese Einstellung erfolgt über eine schematisch durch den Block 3o in der Steuerkanzel dargestellte hubschrauberartige zyklische Steuerung. Die Steuerkanzel 4o ist über ein Drehlager 42 unterhalb des Mastes 18 aufgehängt, der sich unter der Kammer 14 erstreckt. Das Drehlager 42 kann auch ein drehbares Gelenk oder ein Universalgelenk sein. Die zyklische Steuerung der Hubschrauberbauweise ist bekannt (A. Gessow und G. C. Myers Jr., "Aerodynamics of the Helicopter", Frederick Ungar Publishing Co., New York, 1952, 1967, Seiten 22 bis 28, oder R. A. Young "Helicopter Engineering", Ronald Press Company, New York, 1949, Seiten 8 bis 13).

Die Steuerkanzel 4o umfaßt beispielsweise die Kabine und den Gyroskopstabilisator 44 eines Hubschraubers, weniger jedoch die Vortriebsmaschinen und die Rotorblätter. Die Flügel 24 sind gegen aufwärts und abwärts gerichtete Reaktionskräfte durch eine Reihe von Spanndrähten 46 gesichert, welche die Holme 2o 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 der Flügel 24 hält den Widerstand auf ein Minimum, welcher durch die äußeren Spanndrähte 48 erzeugt wird, so daß dieser Widerstand vernachlässigt werden kann.

Auf den Flügeln 24 sind Schubmotoren 5o, beispielsweise Turbinenpropelleraggregate, angebracht, um die Flügel 24 um den Mast 18 und die vertikale Drehachse des Fluggerätes Io zu drehen. Die Turbinenpropelleraggregate sind für diesen Zweck wegen ihrer glatten, verläßlichen und betriebssicheren Arbeitsweise sowie wegen ihres verhältnismäßig geringen TreibstoffVerbrauches und ihres guten aerodynamischen Wirkungsgrades vorteilhaft.

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Das Fluggerät 1o hat ohne eine daran befestigte Last jederzeit einen Auftrieb, so daß beim Landen eine Verankerung erforderlich ist. Mit zunehmender Größe nimmt auch der maximal zulässige Wind zu, bei welchem das Fluggerät einfach durch einen einzigen Punkt am Boden der Steuerkabine oder durch seine Hebeschlinge verankert werden kann. Alle Fluggeräte mit wirtschaftlich sinnvoller Größe, d. h. über etwa 1o t Hublast, können auf diese Weise bei allen normalen Windbedingungen verankert werden, d. h. abhängig von der Größe bei Winden zwischen 3o und 60 km/h. Bei Bedingungen, bei welchen eine Einpunktverankerung nicht mehr möglich ist, müssen Einrichtungen für eine aufwendigere Verankerung vorgesehen werden. Im Gegensatz zu einem Luftschiff, welches einen entsprechenden Wenderaum benötigt, weist das kugelige Fluggerät keine besondere Vorzugsrichtung auf, hat jedoch dementsprechend einen höheren aerodynamischen Widerstand. Aufgrund des Fehlens einer Vorzugsflugrichtung ist das Fluggerät jedoch einfacher zu handhaben und zu verankern.

Eine Überführung über größere Entfernungen ist nicht vorteilhaft. In diesen Fällen ist es bei kleinen Größen besser, das Gerät zu zerlegen und zu transportieren. Ein Flug von einigen I00 km kann bei entsprechender Beachtung der Wetterverhältnisse durchgeführt werden. Das Problem dabei besteht nicht in der Dauerhaftigkeit des Fluggerätes, sondern vielmehr in der Ausdauer der Besatzung. Das Fluggerät kann nämlich durch Anhängen genügend Treibstoff für viele Stunden und möglicherweise Tage selbst tragen. Es gibt immer Windbedingungen, bei welchen die Flugmöglichkeiten im einzelnen für jeden vorgeschlagenen Zweck zu überprüfen ist.

Eine Beschränkung des Fluggerätes 1o könnte darin bestehen, · daß es nicht ordnungsgemäß arbeiten kann, wenn die Last genau gleich dem aerostatischen Auftrieb ist. Unter dieser Bedingung ist der Auftrieb des Fahrzeugs neutralisiert. Es

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ist kein aerodynamischer Schub vorhanden, der vektoriell für eine Translationsbewegung genutzt v/erden könnte, es sei denn, es sei ein Schubvektor parallel zur Erde erzeugt wird. Ein Verschwenken des Ballonrotors um 9o ist für die meisten Einsätze nicht zweckmäßig. Einsätze mit einer Fahrt in einer Richtung mit Last und zurück leer oder voll belastet in beiden Richtungen sind für die Flugeigenschaften des Fluggerätes 1o besser geeignet. Es wurde die Möglichkeit eines Vertikalkurses bzw. eines vertikalen Zick-Zack-Kurses untersucht, wenn das Fluggerät mit einer Last fliegen muß, die gleich dem aerostatischen Auftrieb ist. Bei dieser Betriebsart würde das Fluggerät steigen, d. h. unter 45°. Durch den Widerstand würde eine Kraft auf den Rotor wirken, gegen die er zu arbeiten haltte Auf halben Weg zum Zeil würde ein entsprechender Abstieg beginnen. Dabei bestände die Schwierigkeit, das Gerät schwebend im Wind zu halten. Dies könnte durch Einstellen der statischen Auftriebskraft erreicht werden. Wegen der erforderlichen Größe des Zentralballons, die durch den erforderlichen statischen Auftrieb festgelegt ist, ist die Marschgeschwindigkeit des Fluggerätes im Vergleich zu den herkömmlichen Hubschraubern verhältnismäßig begrenzt. Dadurch werden die Einsatzmöglichkeiten des Fluggerätes auf solche Anwendungen beschränkt, bei welchen eine wirksame statische Auftriebskraft eine primäre Bedeutung und die Translationsgeschwindigkeit eine sekundäre Bedeutung hat. Da jedoch auch die Fähigkeit, unter vernünftigen Windbedingungen zu arbeiten, betrachtet werden muß, geht man davon aus, daß Geschwindigkeiten von 4o bis 80 km/h für ein wirtschaftlich nutzbares schweres Hubgerät genügen. Da die Ballonkammern den Hauptanteil des aerodynamischen Widerstandes ausmachen, ist der Widerstandsbeiwert C dieses Aufbaus der Hauptfaktor für die Erzielung einer annehmbaren Flugleistung. Theoretische Geschwindigkeiten und Belastungsfähigkeiten des Fluggerätes 1o sind in Fig. 2 gezeigt.

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Die Steuerkanzel und das Lastseil bzw. die Lastschlinge sind am Südpol mittels einer Aufhängung 52 befestigt, die ein selbstausrichtendes Lager aufweist, welches es der Kabine bzw. Kanzel ermöglicht, unter dem Einfluß des Schwanzrotorstabilisators 44 stationär zu bleiben, wenn sich der Ballon und die Blätter drehen. Dabei kann das gabelförmige Spannelement eine vertikale Stellung beibehalten, wenn der Ballon und die Blätter zur Erzielung einer Translationsbewegung ankippen. Dazu kann ein sphärisches Kugellager verwendet werden, wenn es eine ausreichende Winkeltoleranz aufweist, die zwischen 2o und 3o % liegt. Eine Aufhängung 52 mit einem Motor 54 und einem Ritzel 56 sind drehfest an der Steuerkanzel 4o befestigt, während ein Stirnrad 58 über ein Universalgelenk 43 an der Ballonkammer 14 befestigt ist. Mit dieser Anordnung kann der Pilot die Steuerkabine in einer festgelegten Richtung ohne Verwendung des Schwanzrotors 44 halten, wenn sich der Ballon darüber dreht. Der Motor 54 treibt das Stirnrad 56 und die Kabine 4o um das Ringrad 58 über ein sich drehendes Lager 6o, welches den Ballonkammermast 18 von dem Hubschrauberhaltemast 18a im Winkel trennt. Um entsprechende Steuersignale von der Steuerkabine auf dem Ballonrotor zu übertragen, sind Schleifringe und entsprechend ausgebildete Drehkupplungen für Luft und/oder Hydraulik erforderlich. Die Zuverlässigkeit und die Redundanz in der gerätetechnischen Ausführung dieses Merkmals ist von besonders großer Bedeutung.

Dm ein möglichst gutes, statisch stabiles Moment beim Flug ohne L^st zu erreichen, ist der Treibstoff im unteren Teil der Kabine untergebracht.

Eine übermäßige statische Stabilität während eines Fluges mit Zuladung, die von dem Moment infolge der angehängten Last und der Auftriebskraft verursacht wird, kann zu einem

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Steuerproblern führen. Vorläufige Berechnungen zeigen jedoch, daß dieses Problem durch eine zyklische Blattstellungssteuerung längsschiffs lösbar ist, wobei die Tragschlaufe an dem Südpol befestigt ist. Wenn die Leistungseinbuße für diese Steuerung sich als zu groß erweist, kann die baumäßige Benachteiligung beim Bewegen der Tragschlaufen und der die Kabine selbstaurichtenden Verbindung zur Mitte der Kugel hin untersucht werden.

Die Tragschlaufe selbst ist ein relativ einf ches Spannteil mit Haken, Auslöseeinrichtungen, Greifeinrichtung und dergleichen, was von dem Einsatz des Gerätes abhängt und deshalb hier im einzelnen nicht erläutert zu werden braucht.

Die Außenhaut des Ballons wird durch ein Luftgebläse unter Druck gesetzt, um einen kleinen Differenzdruck aufrechtzuerhalten, damit die Kugelform bei Auftreten irgendeines zu erwartenden dynamischen Druckes beibehalten wird. Die kleinen Ballone werden auf weniger als das volle Kugelvolumen aufgeblasen, wobei in den Berechnungen ein Faktor von o,9 angenommen wird, um eine Änderung infolge von Temperatur- und Höhenunterschieden zu ermöglichen.

Das Fluggerät 1o hat verglichen mit einem herkömmlichen Hubschrauber mehrere bedeutende Sicherheitsmerkmale. Da der gesamte Aufbau Auftrieb hat, wobei die "nach unten wirkende" Belastung die in der Schlaufe hängende Last ist oder bei fehlender Last der negative Auftrieb des Rotors, führt ein Leistüngsverlust zu einem Steigen nach oben. Unter Last hat das Fluggerät 1o eine derart geringe Rotorbelastung, daß ein Abstieg unter Autorotation mit dem einem Fallschirm entsprechenden Werten erfolgt, so daß eine voll beladene Maschine ihre Last landen und daran als Anker befestigt bleiben kann. Da jedoch das Fluggerät mehrere Antriebsmaschinen hat und die für den Schwebeflug bei Vollast erforderliche Leistung geringer ist als die Hälfte der

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Leistung, die erforderlich ist, um eine vernünftige Reisegeschwindigkeit zu ermöglichen, ist es wenig wahrscheinlich, daß ein Erfordernis für einen Abstieg ohne Leistung oder die Gefahr eines ungesteuerten Aufstiegs gegeben ist. Es können Einrichtungen für das Gasablassen vorgesehen werden. Sie sind jedoch für eine Maschine mit mehreren Triebwerken nicht erforderlich und können, wie eine Untersuchung zeigt, eher nachteilig als vorteilhaft sein. Wegen der Größe ist eine direkte Steuerung für die beiden kollektiven zyklischen Blattanstellungen nicht praktisch. Deshalb muß bei der Konstruktion eine entsprechende Sorgfalt und ausreichende Sicherheit für die Anstellsteuerungen unter Leistung vorgesehen werden. Das Hubgas in den einzelnen kleinen Ballons (acht Stück bei einem System mit vier Flügeln) gibt auf diesem Gebiet eine ausreichende Sicherheit.. Diese außerordentliche Sicherheit hinsichtlich eines Absturzes des Fluggerätes ist insbesondere beim Einsatz über feuergefährdeten Waldgebieten und über bevölkerten Gebieten von Bedeutung.

Die begrenzte Geschwindigkeit des Fluggerätes 1o macht den Einsatz des Fluggerätes bei starken Winden problematisch und möglicherweise gefährlich. Es kann zwar der Lastabwurf als Sicherheitsmaßnahme in abgelegenen Gebieten in Betracht gezogen werden, betrachtet man jedoch alle anderen Sicherheiten des Fahrzeugs, so besteht wenig Wahrscheinlichkeit dafür, daß dies erforderlich wird.

Der Betrieb der Vortriebsmaschinen bei mäßigen Beschleunigungen ist kein ernsthaftes Problem. Sowohl Turboprop-als auch Kolbenmaschinen sind bei einem Betrieb bei 1o g oder darunter nicht problematisch. Die Zentrifugalbeschleunigung kann auch erforderlichenfalls ohne nennenswerte Beeinträchtigung der Leistung auf 5 g gehalten werden. Bei der Endabnahme kann ein Qualifikationslauf auf einem Zentrifugenarm durchgeführt werden, um die Maschine unter echten Beschleunigungsbedingungen zu prüfen.

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Der Propeller soll für eine konstante Geschwindigkeit mit variablem Anstellwinkel gebaut sein und auf zyklische Änderungen der Luftgeschwindigkeit ansprechen können. Wegen der geringen Blattgeschwindigkeit kann der Propeller größer gebaut werden als es für Flugzeuge normal ist. Beanspruchungen am Propeller, am Getriebe und am Turbinenrotor infolge von Kreiselmomenten müssen dabei in Betracht gezogen werden. Weiterhin muß die Auswirkung von Queranströmungen infolge der Horizontalgeschwindigkeit bei der Auslegung des Propellers berücksichtigt werden, um allen Anforderungen gerechtzuwerden. Antriebsaggregat und Propeller können mit einem vertikalen und einem horizontalen Heck versehen werden, um die Schubrichtung direkt in der Relativströmung zu halten.

Dadurch, daß sich das Auftriebszentrum über dem Schwerkraftzentrum befindet, ist das Fluggerät 1o bei kollektiver Auftriebscteuerung nur zu einem vertikalen Aufstieg und Abstieg in der Lage und in diesem Flugzustand stabil. Die statische Stabilität ändert sich in weiten Grenzen, was von der angehängten Last abhängt, da diese Last zweckmäßigerweise unter dem Südpol der Kugel hängt. Die statische Stabilität ändert sich jedoch auch in manchen Fällen, wenn eine derartige. Last nicht angehängt ist. Das Gewicht der Steuerkanzel, der Lastschlaufe und des Brennstoffs halten jedoch das Gerät statisch stabil. Nimmt man an, daß bei einem Fluggerät mit angehängter Last von 3o t die aufgehängte Steuerkanzel und der Brennstoff 2,2 t wiegen,· so erhält man eine statische Stabilität im unbelasteten Zustand, die etwa 14 % der Stabilität im belasteten Zustand beträgt.

Um andere Flugzustände als den Vertikalflug zu erhalten, muß eine zyklische Auftriebssteuerung, wie dies vorstehend erläutert wurde, verwendet werden, um die statische Stabilität zu überwinden und um dem Ballon und den Flügel zum Kippen in die Richtung der gewünschten Horizontalbewegung zu

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bringen. Wenn das Fluggerät eine translatorische Bewegung ausführt, führen Unterschiede in der Auftriebsverteilung an den sich vor und zurück bewegenden Flügeln trotz des ausgeglichenen Auftriebs zu einem ungleichen Moment um das Ballonzentrum, was zu einem seitlichen Kippen bzw. Neigen führt. Diese Neigung muß durch eine bestimmte seitliche als auch in Längsrichtung wirkende zyklische Auftriebssteuerung kompensiert werden.

Dafür wird zusammen mit einem normalen kollektiven Auftriebssteuerhebel ein herkömmlicher Hubschraubersteuerknüppel zur Steuerung der Kippbewegung des Ballonrotors durch eine zyklische Auftriebssteuerung verwendet. Die Leistung der Antriebsmaschinen wird automatisch mittels Zentrifugalkraft eingestellt, um eine konstante oder gewünschtenfalls einstellbare Rotorwinkelgeschwindigkeit zu erhalten.

Für die Auftriebssteuermomenten für die Winkeleinstellung der Flügel wird ein Luftsystem mit einer Kompressorabzweigung von den Antriebsmaschinen, wenn diese vorhanden sind, oder mit separaten Niederdruckpumpen an jeder Antriebsmaschine verwendet. Der Strom aus jeder Antriebsmaschine wird über Rohre zu einer zentralen Sammelleitung und von da zu der Steuerkanzel über ein rotierendes Ventilsystem an der rotierenden Verbindung zwischen Kabine und Ballon geführt. Es kann sich dabei um einen Vollstrom oder um einen Servostrom handeln, was von der Größe des Fahrzeugs und den Steuerleistungsanforderungen abhängt. Wegen der Betriebssicherheit ist eine direkte Betätigung erwünscht. Es kann auch eine elektrische Betätigung der Servoventile mit Schleifringen verwendet werden, welche das rotierende Ventilsystem an der Drehverbindung ersetzen.

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Die zyklische Hubsteuerung wird mit einem längs des Gerätes und quer über das Gerät wirkenden Steuerventil verbunden. Das längsschiffs v/irkende Ventil wird durch die Seitwärtsbewegung der zyklischen Auftriebssteuerung betätigt und steuert den Auftrieb im rechten und linken Halbkreis der Rotorflügel.

Für ein Fluggerät 1o, welches 45 t angehängte Last transportieren kann, werden vier Blätter an einem Ballon mit einem Durchmesser von etwa 45 m verwendet. Jedes Blatt, bei welchem es sich um einen symmetrischen Flugzeugflügel normierter Bauweise handelt, ist annähernd 38 m lang und 5,4 m tief und trägt eine Turbopropmaschine. *

Die Drehzahl des Fluggerätes 1o in der Auslegung für eine Last von 45 t liegt bei etx«7a 1o Upm. Dadurch entsteht eine maximale Belastung von etwa 6,2 g an der Flügelspitze. Die auf die Maschinen wirkenden Beschleunigungskräfte sind beträchtlich niedriger und-vollständig akzeptierbar. Die Vorwärtsgeschwindigkeit liegt bei etwa 55 bis 65 km/h bei Verwendung einer maximalen Leistung von 5ooo Ps, ohne daß eine Grenzschichtsteuerung an der Kugel benutzt wird.

Das in den Figuren 3 bis 6 gezeigte Fluggerät 1oB ist für eine Nutzlasttragfähigkeit von 55 t ausgelegt. Das Fluggerät 1oB hat eine mittlere Kugel 14B mit einem Durchmesser von etwa 45 m, wobei die genaue Größe von dem tatsächlichen Gewicht der Endkonstruktion abhängt. Das Gerät hat vier am Äquator angebrachte, außen gehaltene Flügel 24B mit daran sitzenden Truboprop-Antriebsmaschinen 5oB. Die Steuerkanzel oder Kabine 4oB und die Last 12B (nicht gezeigt) hängen von der Mitte der Kugel über eine sich verjüngende oder konische untere Zugangsausnehmung 3ooB herab.

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Die Steuerung erfolgt beispielsweise durch zyklische und kollektive Betätigung der sich drehenden Flügel. Die zyklische Steuerung ermöglicht ein axiales Kippen von plus oder minus 3o° für 36o° vektoriellen Schub. Die Flügelgestalt und die Leistungswahl kann beispielsweise 54 % der getragenen Last plus einer Schubkoinponente für die Translationsbewegung des Fahrzeugs betragen. Die restlichen 46 % der zu tragenden Nutzlast einschließlich des Eigengewichts und des Brennstoffs werden von dem aerostatischen Auftrieb getragen, der von dem in der Kugel enthaltenen Helium erzeugt wird.

Das Fluggerät 1oB umfaßt somit den integralen Zusammenbau eines sehr großen, spitzengetriebenen Hubschrauberrotors mit einem aerostatischen mittleren Auftriebskörper. Da der

2 Rotor sehr leicht belastet ist, nämlich mit etwa o,3 kp/m

der Scheibe (6 lb/ft ) und eine niedrige Spitzengeschwindigkeit von etwa 6o m/s hat, sind die Zentrifugalkräfte kein bedeutender Faktor für die strukturelle Abstützung des Rotors. Die niedrige Rotordrehzahl ermöglicht jedoch die Verwendung eines verspannten Flügelaufbaus ohne beträchtlichen Leistungsverlust. Der Große kugelige Mittelabschnitt für den Auftrieb bildet einen Raum für einen tiefen Spannturmabschnitt ohne aerodynamische Einbuße mit Absteifungen bzw. Streben, zu denen sich Spanndrähte zum Tragen der Flügel sowohl in axialer als auch in äquatorialer Richtung erstrekken können.

Bis auf die Torsionserfordernisse für die zyklische Flügelsteuerung und den Widerstand gegenüber den Propeller- und Antriebsmaschinenkreiselmomenten hat der Mittelabschnitt einen Aufbau mit Druckzapfen und Spannelementen, wodurch man ein polygonales Tragrahmenwerk 7oB mit zwölf dreieckigen Abschnitten 72B an den Seiten und zwei quadratischen Abschnitten 74B auf der Oberseite erhält. Für das Tragen über

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die Flügelbelastung hat der Mittelaufbau zusätzlich Brennpunkte für den aerostatischen Auftrieb und die an der Tragschlaufe hängende Last.

Fig. 3 zeigt eine Draufsicht und Fig. 4 eine Seitenansicht des Aufhaus. Die Streben oder Träger 94B und 96B haben einen dreieckigen bzw. quadratischen Querschnitt. Die Streben bestehen aus Rohren 8oB, die weit genug voneinander im Abstand angeordnet sind, um eine Säulenstabilität und eine ausreichende Verspannung zu schaffen, so daß die Rohre in kurze Abschnitte unterteilt sind, um lokale Säulenbrüche zu verhindern. Der Flügel 24B besteht aus einem Kastenholm-Mittelabschnitt 82B in Form eines Quadrates mit etwa 1 m Kantenlänge, der Säulen- bzw. Trägerbiegung, Scher- und Torsionsbelastungen widersteht.

Die Triebwerke 5oB sind an dem Holm 82B bei-etwa 75 % der Flügelspanne von der Wurzel 26B auf normale Weise wegen der Anforderung hinsichtlich des Widerstandes gegenüber zentrifugalen, und gyroskopischen Kräften angebracht. Die Betriebsleitungen 84B, die die Brennstoffzuführungsleitungen, hydraulische, pneumatische und elektrische Leitungen, Antriebsmaschinen- und PropellerSteuerungen sowie Instrumentenlextungen umfassen, gehen durch den Rahmenflügel 96B zu der Wurzel, wo sie durch biegsame Verbindungen 86B in den Mittelabschnitt übergehen.

Fig. 4 zeigt die angehängte Last und die Kabine, die in der Nähe der Kugelmitte aufgehängt ist. An dem Aufhängungspunkt ist ein Universalgelenk 52B vorgesehen, damit das Aufhängungsrohr 18B für die Last und die Kabine eine Winkelfreiheit hat, wenn sich der Ballon und die Flügel drehen. Alle Steuerungen und die Instrumentierung gehen durch diese Verbindung oder um diese Verbindung herum. Der Mittelabschnitt über diesem Punkt enthält die Einrichtungen für die Hilfsleistung sowie kreiselstabilisierte Bezugseinrichtungen, die für die Steuerung erforderlich sein können.

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Die Steuerkabine 4oB und die Last 12B (nicht gezeigt) sind an dem unteren Ende des Aufhängungsrohres 18B befestigt. Die Kabine 4oB sitzt an einem Lager 5oB um das Rohr herum. Ihr Azimuth wird von einem Heckrotorsystem gesteuert. Ein solcher Heckrotor wird gegenüber einem direkten Retroantrieb (54, 56, 58, Fig. 1A) bei dem Stützrohr bevorzugt, um zu vermeiden, daß die ungleichmäßige Winkelbewegung des Universalgelenks auf die Kabine übertragen wird. Ein Retroantrieb gemäß Fiaur 1A bildet ein sicheres Kabinenantidrehsystem, da bei irgendeiner Störung des Heckrotors die Kabine an dem nicht gezeigten Antidrehsystern der Last befestigt werden kann.

Die Position des Piloten muß eine maximale Sichtmöglichkeit nach unten und nach vorn bieten und kann ein Verschwenken der Steuerstellung oder eine zweite Betriebsstellung mit Blick auf die Last ermöglichen. Die Kabine kann auch mit einem Hebesystem 88B für den Zugang vom Boden aus und einem Austritt auf der Oberseite mit einem Hebesystem versehen sein, damit Personal in den Mittelabschnitt der Kugel eintreten kann, wobei von da aus ein Zugang zu allen anderen Bereichen gegeben ist, die eine Wartung erfordern. Die Steuerkabine kann auch einen Kopf, eine Kombüse und Schlafstellen für die wachfreie Mannschaft und für Überführungsmissionen haben.

Die Stabilität ist der Hauptgrund für die Befestigung der Last in der Mitte des Fluggerätes loB anstelle einer Befestigung am Rand. Eine Komputeranalyse zeigt, daß es im wesentlichen keine Schwingbewegung bei einer Mittenbefestigung gibt, während eine Periode zwischen Io bis 13 s bei einer Befestigung der Last am Rand auftreten kann. Erheblich interessanter ist die Verbesserung um einen Zeitfaktor 5o für die Doppelamplitude für ein Fluggerät 1oB von 5o t mit einem Vorwartsbewegungsverhältnis von o,2 bis 137,9 s für die

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Mittenbefestigung gegenüber bis 2,4 s für die Randbefestigung. Während eine Zeit von 2,41 s (11,38 s-Periode) gut innerhalb der Ansprechzeit des Piloten liegt, bietet die Mittenbefestigung eine derart hohe Basisstabilität, wie sie bei den bisher bekannten Rotorsystemen nicht vorhanden ist und die das Ergebnis eines gemeinsamen Zentrums des Auftriebs, des Rotorschubvektors und der Lastbefesti .ung widerspiegelt.

Die Steuerung des Fluggerätes 1oB schließt auch die Notwendigkeit für einen Ausgleich der aerodynamischen Auftriebskräfte aus dem rotierenden Flügelsystem ein, wie es durch die Pilotensteuerung eingestellt ist. In der Endabnahme würde die ideale Steuerung ein Signal sein, welches die gewünschte Größe der aerodynamisehen Kraft aus einem gegebenen Flügel einstellt. Dies kann durch einen Flügelwinkel des Anstell-Kraft-Servosystems, auf das noch eingegangen wird, oder mittels eines direkteren Systems erreicht v/erden, welches hier als Auftriebssteuersystem bezeichnet werden soll.

Die notwendigen starren Flügel und das Fehlen hoher Zentrifugalkr fte macht die normale zyklische Anstellsteuerung, wie sie bei Hubschraubern verwendet wird, unpraktisch, was möglichkerweise auf die hohe Lastfaktoren zurückzuführen ist, die an den Flächen infolge der Höhenbelastungen erforderlich wären. Die Verwendung der zyklischen Auftriebs— steuerung könnte die erforderlichen Böenlastfaktoren verringern und zu einer Einsparung im Konstruktionsgewicht führen. Das für das Fluggerät 1o vorgeschlagene Steuersystem ist deshalb anstelle einer Anstellsteuerung wie beim herkömmlichen Hubschrauber eine "Hub- bzw. Auftriebssteuerung". Jeder Flügel ist an einem spannartigen Gelenk vor dem aerodynamischen Zentrum des symmetrischen Flügelabschnittes angelenkt. Das Steuersystem erzeugt das Drehmoment, um der Neigung des Flügels zu widerstehen, die Nullauftriebsstellung

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nachzuziehen. Der Auftrieb eines jeden Blattes ist an eine lineare Funktion dieses Drehmomentes L = KT. Das Aufbringen eines gleichen Drehmomentes auf jedes Blatt (Flügel) erfolgt durch die kollektive Auftriebssteuerung, entsprechend der kollektiven Anstellsteuerung bei dem herkömmlichen Hubschrauber.

Bevorzugt wird ein symmetrischer Tragflügel, da der aerodynamische Schub des rotierenden Flügelsystems sowohl positiv als auch negativ (Flug im belasteten und unbelasteten Zustand) sein muß. Außerdem soll ein konstantes Druckzentrum des Flügels für die erforderlichen Änderungen des Anstellwinkels beibehalten werden. Obwohl auch nicht symmetrische Tragflügel benutzt werden können, wird bevorzugt das symmetrische Tragflächenprofil bei dem Hubsteuersystem verwendet, wobei sich die Flügel frei um einen Scharnierpunkt 114B vor dem aerodynamischen Zentrum 115B drehen können, wie dies in Fig. 7 gezeigt ist. An dem Flügel ist ein Stellbügel 1ooB so befestigt, daß eine auf den Stellbtigel 1ooB wirkende Kraft eine Drehung des Flügels 2oB um die Scharnierpunkt-Mittellinie 114B herbeiführt. Wenn auf den Stellbügel keine Kraft wirkt, erzeugt ein Luftstrom über dem Fitigel unter Vernachlässigung des Flügelgewichtes kein Moment, so daß sich der Flügel in einer nacheilenden bzw. hinteren Stellung befindet. Bei dem Auftriebssteuersystem wird auf den Stellbügel eine Kraft ausgeübt, die proportional dem Betrag des vom Flügel geforderten Auftriebs ist. Der Flügelanstellwinkel wird aus dieser Kraftanforderung bestimmt, während bei der bisher üblichen Steuermethode ein Anstellwinkel gewählt und die dadurch erzeugte Kraft akzeptiert wird.

Bei der gezeigten Ausführungsform enthält ein Druckluftzylinder 1o2B einen Kolben mit einer Stange 1oiB, die mit dem Stellhebel 1ooB verbunden ist. Wenn ein positiver

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Schub von jedem Flügel 24B erforderlich ist, wird durch die Öffnung 1o3B Luft zugeführt. Der tatsächliche durch den Kolben ausgeübte und über die Stange 1olB auf den Stellhebel 1ooB übertragene Druck ist eine Funktion der Luftmenge, die man durch die Leitung 1o4B strömen läßt.

Fig. 8 zeigt schematisch die Taumelscheibensteueranordnung, die in der Kabine 4oB des Fluggerätes I0B angeordnet ist. Die Taumelscheibe 1o5B, die von dem Steuerungseingang 122B betätigt wird, hält eine festgelegte Ausrichtung der Steuerkabine 4oB aufrecht, während ein Gestänge 1o7B, I08B und öffnungsventile 1o9B und Hob sich frei auf einem Ansatzzylinder 12oB mit der Kugel-Flügel-Anordnung 24B aufgrund der trennenden Lageranordnung 111B drehen können. Um den Zylinder 122B herum sind vier Ventile·1o9B und Hob (ein Ventil für jeden Flügel) in 9o°-Abständen angeordnet.

In der in den Figuren 7 und 8 gezeigten Stellung steuert das Ventil I08B den Luftstrom aus der Leitung 1o4B. Die Leitung 1o4B ist die Luftabzweigleitung, welche die Kraft der aus der öffnung 1o3B ankommenden Luft steuert, die gerade tatsächlich an der Stange I0IB anliegt. Eine völlige Blockierung der Leitung 1o4B durch das Ventil 1o9B legt die volle Kraft der durch die öffnung 1o3B eintretenden Luft an die Stange I0IB an, so daß ein maximaler aerodynamischer Auftrieb von dem Flügel 24B verlangt wird. Wenn die Taumelscheibenbewegung das Ventil 1o9B vollständig von der Öffnung der Leitung 1o4B wegbewegt hat, existiert in dem Zylinder 1o2B kein Druck und der Flügel befindet sich in der Schleppstellung (trail-position).

Eine Zuführung von Luft zur Öffnung 112B ändert die Wirkung des Systems derart, daß das Ventil 1o9B auf die öffnung der Leitung 1o3B, einen Ansatz des Rohres 1o4B, zur Steuerung des Fahrzeugs im unbelasteten Flug wirken kann. Unter diesen

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Bedingungen wird die Luftzufuhr zur öffnung 1o3B unterbrochen und statt dessen die Luft der öffnung 112B des Zylinders 1o2B zugeführt. Dadurch wird an die Stange 1oiB durch die Wirkung der Taumelscheibe 1o5B über das Ventil 1o9B eine nach unten gerichtete Kraft angelegt.

Die Bewegungen der Ventile lo9B sind um 18o° außer Phase für ähnliche bzw. gleiche Bewegungen der Taumelscheibe 1o5B, d. h. eine Abwärtsbewegung der Taumelscheibe 1o5B führt zu einem Schließen der Öffnungen 1o4B, während die gleiche Abwärtsbewegung der Taumelscheibe 1o5B die Öffnungen 1o3B öffnet. Diese Umkehr ist genau der gewünschte Zustand, damit die Führungsbefehle gleiche Bewegungen des Fluggerätes im belasteten oder nicht belasteten Flug herbeiführen können.

In Betrieb des Systems bewirken zyklische oder kollektive Befehle bzw. Steuermaßnahmen eine gewünschte Kraft für jeden Flügel. Wenn der Flügel der Wirkung einer Bö unterliegt, zwingt die geänderte, aerodynamisch erzeugte Kraft den Flügel dazu, einen anderen Anstellwinkel einzunehmen, um die neue Kraft im Gleichgewicht mit der befohlenen bzw. Steuerkraft zu halten, die von der Stange 1oiB über den Stellhebel 1ooB ausgeübt wird. Somit ist die Böenmilderung ein in das System eingebautes Merkmal. Obwohl das gezeigte pneumatische System bevorzugt wird, kann der gleiche Effekt mit geeigneten elektrischen oder hydraulischen Systemen erreicht werden.

Eine andere grundsätzliche Näherungslösung für ein Schubsteuersystem besteht darin, daß

a) der Schub eines jeden Flügels als eine Kraft gefühlt wird, die über die Flügelabstützpunkte anliegt,

b) diese Kraft mit der berechneten Kraft verglichen wird, die auf der Basis des Steuerbefehls zu diesem Zeitpunkt erforderlich ist, und

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c) ein Servokreis aktiviert wird, um den Anstellwinkel zur Erzielung der erforderlichen Kraft zu ändern.

Die durch Böen erzeugten Kräfte würden durch die Servokreissteuerung für den Anstellwinkel schnell auf dem gewünschten Pegel ausgeglichen. Dieses "fly-by-wire"-Steuersystem ist bekannt und verringert die Notwendigkeit hinsichtlich einer Systemkoordinierung durch den Piloten. Für diese Art von Steuersystem können auch einfach Signale von einem automatischen Bodenstationpositioniergerät verwendet werden.

Das normale Verfahren zum Kompensieren der Druckänderungen in Fahrzeugen mit aerostatischem Auftrieb ist die Verwendung eines Systems kleiner Ballone, bei welchem ein kleiner flexibler Luftbehälter in der Haupthülle, welche das Auftriebsgas umschließt, gehalten wird. Wenn das Gerät die Höhe ändert oder Temperaturschwankungen unterworfen ist, läßt man die Druckänderung des Auftriebsgases das Volumen des kleinen Ballons dadurch ändern, daß Luft aus dem Ballon herausgedrückt oder die Zuführung von Luft angefordert wird.

Bei dem Fluggerät 1oB werden die Antriebsmaschinen, welche beträchtliche Wärmemengen erzeugen, dazu verwendet, eine konstante Temperatur des auftreibenden Gases mittels der Temperatursteuerung 2o6B aufrechtzuerhalten. Wenn eine konstante Temperatur über der maximal erwarteten Temperatur beibehalten wird, die durch äußere Umgebungskräfte erzeugt würde, beispielsweise durch die solare oder atmosphärische Erwärmung, bleibt der Druck des Gases, abgesehen von Höhenänderungen, konstant. Eine Prüfung der Höhendruckdifferenz zeigt, daß die Hüllendehnung in der Nähe von 1 % pro 3oo m Höhenänderung liegt. Eine sorgfältige Wahl des Hüllenmaterials ermöglicht es, daß diese Dehnung innerhalb der Auslegungsgrenzen des Materials akzeptierbar ist.

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Dieses System steht im scharfen Gegensatz zu anderen thermisch gesteuerten Systemen, bei welchen das Erwärmen des Gases auf eine konstante Temperatur eine Volumenänderung infolge äußerer Temperaturänderungen ausschließt und deshalb den Auftrieb des Systems nicht grundsätzlich beeinflußt.

Zu den Vorteilen dieser Näherungslösung gehören die Eliminierung des Gewichtes und der Kosten des Kleinballonsystems sowie die Fähigkeit, die Temperatur für programmierte Höhenänderungen zu modulieren, was bei einem Transport des Gerätes über eine weite Entfernung erforderlich sein könnte.

Während der Zeiträume der Inaktivität, wenn die Antriebsmaschinen nicht arbeiten, kann die Niederhaltefläche einen Heliumspeicher aufweisen, um den Druck in der Hülle aufrechtzuerhalten, wenn die Temperatur infolge des Fehlens der fortgesetzten Wärmezufuhr aus den Antriebsmaschinen fällt. Auf diese Weise würde das Gerät seine strukturelle Ganzheit bei der Verankerung, um Windbelastungen zu widerstehen, beibehalten.

Das Verfahren zum Sammeln der Abwärme aus einer Gasturbine ist in Fig. 6 gezeigt. Die Maschine 5oB ist mit einem Rohr versehen, um welches eine mit Fluid gefüllte Rohranordnung herum schraubenförmig gewickelt ist. Die Maschinenabgase erwärmen das Fluid. Dieses Fluid wird durch die Rohre 2ooB und 2o2B unter dem Einfluß der Temperatürsteigerung 2o6B umgewälzt. In der Mitte des Fahrzeugs übertragen ein Wärmetauschersystem, welches aus einem Kühler 2o3B und aus einem Gebläse 2o4B besteht, die Wärme des Fluids auf das Helium.

Zur Überwindung des Magnus-Effekts, um dadurch den Widerstand der Kugel zu verringern, kann eine Grenzschichtsteuerung verwendet werden. Ein Verfahren würde darin bestehen, Luft in die Grenzschicht auf der sich vorwärts

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bewegenden Halbkugel zu injizieren. Dies kann dadurch erreicht v/erden, daß nacheinander Luft in einem geeigneten Volumen und mit einem geeigneten Druck öffnungen zugeführt wird, die an der Haut der Kugel liegen, wobei dafür gesorgt wird, daß diese Luft in die Grenzschicht entgegen der durch die Kugelrotation induzierten Zirkulation abgeleitet wird. Das Resultat wäre eine Beschleunigung der Luft auf der sich vorwärts bewegenden Seite der Kugel auf eine Geschwindigkeit, die der der Luft auf der zurückweichenden Seite der Kugel zu vergleichen ist.

Eine den Widerstand verringernde Hülle kann jeden möglichen von den Kräften des Magnus-Effektes herrührenden Widerstand ausschließen. Dabei kann eine äußere Abschirmung in Form von zwei Halbkugeln aus Gewebe, die an der Hauptkugel in der Nähe des Äquators mittels eines Kugellagersystems oder einer "Reißverschluß"-Technik befestigt sind, benutzt werden, so daß eine realtive Drehung zwischen der Kugel/Flügel-Anordnung und der äußeren Abschirmung möglich ist. Die äußere Abschirmung würde so angetrieben, daß sie eine nicht drehende Fläche gegenüber dem Luftstrom aufweist.

Obwohl der kugelige Zentrumskörper den Vorteil der Einfachheit hat, gibt es alternative Gestalten, welche Leistungsverbesserungen mit sich bringen. Wenn der mittige Körper an den Polen zu einem abgeplatteten Sphäroid abgefalcht ist und ein Vortriebssystem vorgesehen wird, beispielsweise ein System, bei welchem die Hilfsmaschinen auf der Oberseite und/oder Unterseite angeordnet sind oder Zykloide Vortriebsflächen an den Flügeln gemäß US-PS 3 166 129 vorgesehen sind, wobei dieses Vortriebssystem ein äquatoriales Kippen zur Erzeugung einer horizontalen Schubvektorkomponente nicht erforderlich ist, wird der Gesamtwiderstand des Systems wesentlich reduziert, so daß höhere Geschwindigkeiten und/ oder ein verbesserter Wirkungsgrad ermöglicht werden.

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Für Missionen über große Distanzen, bei welchen die Nutzlast, wie öl, Getriede oder dergleichen, im Schwerpunkt der Kugel transportiert v/erden kann, kann an der unteren Halbkugel ein konusförmiger aufblasbarer Abschnitt angesetzt werden, wobei die Achse des Fluggerätes am neutralen Auftrieb oder in der Nähe davon horizontal zu dem rotierenden Flügelsystem sein könnte, das als Propeller wirkt. Bei diesem Verfahren würde eine gemeinsame bzw. kollektive Flügelsteuerung eine Gesamtvortriebswirkung und die Geschwindigkeit herbeiführen, während die zyklische Flügelsteuerung eine Richtungssteuerung ergeben würde.

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Claims (9)

1. PATENTANSPRÜCHE

   ("N Fluggerät mit einer großen Ballonkammer, welche ein Gas enthält, welches leichter als Luft ist, welches eine große Auftriebskraft erzeugt, die wesentlich größer ist als das Gewicht des Fluggerätes, wobei das Fluggerät eine im wesentlichen vertikale Achse aufweist, mit einem Satz von im wesentlichen horizontal angeordneten Flügeln, die sich radial bezüglich der vertikalen Achse erstrecken, mit einem mit dem Fluggerät an der vertikalen Achse zum Tragen der Flügel in einer im wesentlichen horizontalen radialen Anordnung bezüglich des Gerätes verbundenen Zellenaufbau, mit einer drehbaren Kupplungseinrichtung, welche die Flügel mit dem Zellenaufbau verbindet und die Einstellung des v/irksamen Anstellwinkels der Flügel ermöglicht, mit Schubeinrichtungen, die auf den Flügeln sitzen, wodurch die Flügel und die Kammer um die Achse drehbar sind, und mit Steuereinrichtungen, die mit den Flügeln verbunden sind, um ihren wirksamen Anstellwinkel zu verändern, damit entweder eine dynamische Auftriebskraft zur Erhöhung der statischen Auftriebskraft, wodurch die kombinierten statischen und dynamischen Auftriebskräfte für das Heben großer Lasten ausreichen, oder ein starker negativer dynamischer Auftrieb erzeugt wird, um den statischen Auftrieb zu überwinden und um das Fluggerät zum Boden zu manövrieren gemäß der Hauptanmeldung P 24 22 08I.3, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinrichtung ein Auftriebssteuersystem aufweist, welches so gebaut und angeordnet ist, daß der wirksame Anstellwinkel der Flügel eingestellt wird, um eine vorher festgelegte aerodynamische Kraft zu erhalten, der Zellenaufbau ein Trägernetzwerk aufweist, das im wesentlichen von der Mitte der Ballonkammer ausgeht,

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   und eine Einbuchtung im Boden der Ballonkammer vorhanden ist, deren Scheitel im wesentlichen in der Mitte der Ballonkammer liegt, eine Steuerkanzel unter der Ballonkammer angeordnet ist, drehbaVe Verbindungseinrichtungen die Steuerkanzel im wesentlichen mit der Mitte des Trägernetzwerkes verbinden, eine Stabilisierungseinrichtung mit der Steuerkanzel verbunden ist, um ihre Drehung mit der Ballonkammer zu verhindern, Heizeinrichtungen in der Ballonkammer zum Steuern der Temperatur und der Auftriebskraft des Gases, welches leichter als Luft ist, in der Kammer zu steuern, und Temperatursteuereinrichtungen vorgesehen sind, die mit der Heizeinrichtung zum Steuern des Innendrucks des Fluggerätes verbunden sind.
2. 2. Fluggerät gemäß Hauptarmeldung P 24 22 o82.3, dadurch gekennzeichnet , daß die Steuereinrichtung ein Auftriebssteuersystem aufweist, welches so gebaut und angeordnet ist, daß der wirksame Anstellwinkel der Flügel eingestellt wird, um eine vorher festgelegte aerodynamische Kraft zu erhalten.
3. 3. Fluggerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Hubsteuersystem ein pneumatisches System aufweist.
4. 4. Fluggerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das pneumatische System Kolben-Zylinder-Anordnungen aufweist, die zwischen der Ballonkammer und dem Flügel für ein Einstellen eines wirksamen Angriffswinkels wirken, wobei Luftentnahmeventile mit dem Zylinder verbunden sind und eine Taumelscheiben-Eingangssteuerung in dem Hubsteuersystem sowie ein Verbindungsgestänge zwischen der Taumelscheibeneingangssteuerung und den Entlüftungsventilen für das Einstellen des Anstellwinkels vorgesehen sind.

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5. 5. Fluggerät nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß die Luftentnahmeventile an einem mit öffnungen versehenen Zylinder sitzen, der so angeschlossen ist, daß er sich mit der Ballonkammer dreht.
6. 6. Fluggerät nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet , daß die Luftabnähmeventile durch ein kreisförmiges Lager von der Taumelscheibe getrennt drehbar sind.
7. 7. Fluggerät gemäß Hauptanmeldung P 24 22 o81.3₇ dadurch gekennzeichnet , daß der Zellenaufbau ein Trägernetzwerk, welches im wesentlichen von der Mitte der Ballonkammer ausgeht, eine Einbuchtung im Boden der Ballonkammer, deren Scheitel im wesentlichen in der Mitte der Ballonkammer sitzt, eine Steuerkanzel, die unter der Ballonkammer angeordnet ist, frehbare Verbindungseinrichtungen, welche die Steuer}.anzel im wesentlichen mit der Mitte des Trägernetzv/erkes verbinden, und eine Stabilisierungseinrichtung aufweist, die mit der Steuerkanzel verbunden ist, um zu verhindern, daß diese sich mit der Ballonkammer dreht.
8. * Flüggerät nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet , daß das Gitternetzwerk ein in wesentlichen polygonales Netzwerk ist.
9. 9. Fluggerät gemäß Patentanmeldung P 24 22 o81.3, gekennzeichnet durch Heizeinrichtungen in der Ballonkammer zum Steuern der Temperatur und der Auftriebskraft des in der Kammer befindlichen Gases, welches leichter als Luft ist, und durch Temperatursteuereinrichtungen, welche mit den Heizeinrichtungen zum Steuern des Innendrucks des Fluggerätes verbunden sind.

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   To. Fluggerät, nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet , daß die Heizeinrichtungen Wärmetauschereinrichtungen zwischen den Schubeinrichtungen und dem Inneren der Ballonkammer aufweisen.

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