DE2556907C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE2556907C2 DE2556907C2 DE2556907A DE2556907A DE2556907C2 DE 2556907 C2 DE2556907 C2 DE 2556907C2 DE 2556907 A DE2556907 A DE 2556907A DE 2556907 A DE2556907 A DE 2556907A DE 2556907 C2 DE2556907 C2 DE 2556907C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- wing
- control
- aircraft
- balloon chamber
- mast
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C37/00—Convertible aircraft
- B64C37/02—Flying units formed by separate aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Vehicle Body Suspensions (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft ein aerostatisches Luftfahrzeug mit
einer Ballonkammer und mehreren, sich von dem Ballonkammer
umfang radil nach außen erstreckenden Rotorblättern, einem
in der Ballonkammer rechtwinklig zu den Rotorblättern ange
ordneten zentralen Mast und einem Antrieb zur Drehung der
Ballonkammer zusammen mit den Rotorblättern um die Mast
achse, wobei die Blattholme über Anschlußelemente am Mast
gelagert sind und die Rotorblätter gegen in Richtung der
Mastachse wirkende Kräfte durch Spanndrähte gehalten sind,
welche die Blattholme mit dem Mast verbinden (nach Patent 24 22 081).
Ein solches Luftfahrzeug ist für große Lasten, aber kleinere
Entfernungen, geeignet. Besonders im Horizontalflug gab
es hier Schwierigkeiten.
Daneben beeinträchtigen noch schwere Windböen den Flug eines
derartigen Luftfahrzeugs, während Temperaturänderungen den
Auftriebseffekt des Gases, welches leichter als Luft ist,
verändern.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, das hauptsächlich
für vertikalen Einsatz bestimmte Luftfahrzeug gemäß dem
Hauptpatent für Horizontalflug geeignet zu machen.
Erreicht wird dies erfindungsgemäß überraschend dadurch,
daß die Mastachse des rotierenden Fluggeräts zur Vortriebs
erzeugung (Bewegungsfahrt) horizontal einstellbar ist, wobei
die Ballonkammer an der dann von der Strömung abgewandten
Seite einen angesetzten konusförmigen aufblasbaren Ab
schnitt aufweist.
Das Fluggerät rotiert und ist dabei so ausgelegt, daß die
Mastachse zur Vortriebserzeugung (starr gegenüber der Ballon
kammer) ansonsten aber horizontal einstellbar ist, d. h. das
ganze Gerät verschwenkt in die Horizontalfahrt. Der angesetzte
und aufgeblasene konusförmige Abschnitt an der Rückseite
des Luftfahrzeugs (bei horizontaler Bewegung) gibt einen
besseren, mehr stromlinienartigen Bewegungsablauf. Zum
Verschwenken ist also an sich keinerlei Schwenklager oder
ein anderer Kippmechanismus notwendig: das Kippen verändert
nicht die Positionierung des Mastes bezüglich des Gleich
gewichts des Fahrzeugs. Das Fahrzeug als Ganzes kippt nach
vorne, und zwar aufgrund der durch die Flügeldrehung erzeugten
Kippkräfte. Eine zyklische Flügelrotation kann so vorgesehen
werden; eine das Kippen veranlassende Hubkraft an einer Seite
des Fahrzeugs greift an, eine zusätzliche das Kippen ver
ursachende nach unten gerichtete Kraft wird an der anderen
Seite erzeugt.
Einmal verkippt, läßt sich die Rotation der Flügel einstellen:
Ein horizontaler Schub wird erzeugt, welcher das Fahrzeug horizontal vorantreibt. Der ansonsten kugelförmige zentrale Körper erhält also durch den konischen Ansatz eine neue Ge stalt; Leistungsverbesserungen werden erreicht. Der mittige Körper kann aber auch an den Polen zu einem abgeplatteten Sphäroid abgeflacht sein; ein Vortriebssystem kann vorgesehen sein, beispielsweise ein System, bei welchem die Hilfs maschinen auf der Oberseite und/oder Unterseite angeordnet sind oder zykloide Vortriebsflächen an den Flügeln, etwa gemäß der US-PS 31 66 129, vorgesehen sind; ein solches Vor triebssystem ermöglicht dann ein äquatoriales Kippen zur Erzeugung einer horizontalen Schubvektorkomponente. Der Ge samtwiderstand des Systems wird wesentlich reduziert, so daß höhere Geschwindigkeiten und/oder ein verbesserter Wirkungs grad ermöglicht werden.
Ein horizontaler Schub wird erzeugt, welcher das Fahrzeug horizontal vorantreibt. Der ansonsten kugelförmige zentrale Körper erhält also durch den konischen Ansatz eine neue Ge stalt; Leistungsverbesserungen werden erreicht. Der mittige Körper kann aber auch an den Polen zu einem abgeplatteten Sphäroid abgeflacht sein; ein Vortriebssystem kann vorgesehen sein, beispielsweise ein System, bei welchem die Hilfs maschinen auf der Oberseite und/oder Unterseite angeordnet sind oder zykloide Vortriebsflächen an den Flügeln, etwa gemäß der US-PS 31 66 129, vorgesehen sind; ein solches Vor triebssystem ermöglicht dann ein äquatoriales Kippen zur Erzeugung einer horizontalen Schubvektorkomponente. Der Ge samtwiderstand des Systems wird wesentlich reduziert, so daß höhere Geschwindigkeiten und/oder ein verbesserter Wirkungs grad ermöglicht werden.
Für Missionen über große Distanzen, bei welchen die Nutzlast,
wie Öl, Getreide oder dergleichen, im Schwerpunkt der Kugel
transportiert werden, wird an der unteren Halbkugel der konus
förmige aufblasbare Abschnitt angesetzt; die Achse des Flug
geräts kann im neutralen Auftrieb oder in der Nähe davon
horizontal sein, wobei, wie erwähnt, das rotierende Flügel
system dann als Propeller wirkt. Bei diesem Verfahren wird
eine gemeinsame Flügelsteuerung eine Gesamtvortriebswirkung
und Geschwindigkeit herbeiführen, während die zyklische
Flügelsteuerung eine Richtungssteuerung ergeben würde.
Günstig ist es zweifellos, wenn, etwa bei Windböen, die
Änderung der aerodynamischen Kraft den Flügel dazu bringt,
einen anderen Anstellwinkel anzunehmen, um die vorher fest
gelegte Kraft wieder zu gewinnen. Ein pneumatisches Auftriebs
steuersystem kann den Anstellwinkel über einen pneumatischen
Zylinder-Kolbenantrieb regulieren, dessen Stellung durch eine
Ventileinrichtung regulierbar ist, die von einer Schrauben-
Taumelscheibensteuerung betätigt wird. Die Ventileinrichtung
kann sich mit der Balkonkammer drehen und in die Steuerkanzel
hinein reichen. Die Stabilität des Fluggerätes wird durch
ein starkes Trägernetzwerk erhöht, welches im wesentlichen
von der Mitte der Ballonkammer ausgeht. Die Auftriebskraft
des Gases in der Ballonkammer (leichter als Luft) wird auf
wirksame Weise dadurch gesteuert, daß dem Gas regulierte
Wärme von den Vortriebsmaschinen zugeführt wird.
Im übrigen wird der Anstellwinkel eines jeden Flügels um den
Umfang der Kugel herum 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 den Flügel eine Windbö erfaßt, zwingt eine Reaktions
kraft 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. Günstig
ist außerdem ein pneumatisches Auftriebssteuersystem. Die
Höhe des Fluggerätes wird dadurch gesteuert, daß der Gas
druck bei einer konstanten Temperatur durch Wärme, die
man aus der Antriebsmaschine erhält, aufrechterhalten wird.
Die Erfindung umfaßt weiterhin verschiedene Varianten zur Ver
ringerung 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.
Durch die Ausbildung der Kugel mit dem konusförmigen Ab
schnitt an einer Halbkugel wird die translatorische Be
wegung im im wesentlichen horizontaler Fluglage, wie er
läutert, ausgeführt.
Unter dem obenerwähnten neutralen Auftrieb ist bekanntlich
der Zustand zu verstehen, bei dem der Ballonauftrieb gleich
dem Gewicht des Luftfahrzeugs ist, so daß das Luftfahrzeug
seine Höhe ohne Hilfe von nach oben oder unten gerichteten
durch Flügel erzeugten Kräften beibehält.
Für besondere Zwecke kann die Mastachse aber auch mittels
eines Drehlagers vorzugsweise kippbar sein.
Beispielsweise Ausführungsformen der Erfindung sollen nun
mit Bezug auf die Zeichnungen näher erläutert
werden.
Fig. 1 zeigt eine Ausführungsform eines Fluggerätes/Luftfahrzeugs
in teilweiser Schnittdarstellung beim Herausheben eines ganzen
Baumes aus einem Wald.
Fig. 1A zeigt in einer Seitenansicht eine 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 Ausführungs
form eines Fluggerätes.
Fig. 4 ist eine Draufsicht auf einen Flügel und einen Teil
der angrenzenden Ballonkammer des Fluggerätes von Fig. 3.
Fig. 5 ist ein Schnitt längs der Linie 7-7 von Fig. 4.
Fig. 6 ist ein Schnitt durch einen Abschnitt des Steuer
gehäuses des Fluggerätes der Fig. 3.
Das in Fig. 1 gezeigte Verbund-Luftfahrzeug 10 hebt und trans
portiert einen sehr schweren Baum 12 direkt aus einem Wald
15 heraus. Die Fähigkeit des Luftfahrzeugs 10, einen voll
ständigen Baum unzersägt anzuheben und zu transportieren,
und zwar mit Zweigen, ermöglicht es, große Bäume mitten
aus dem Wald selektiv herauszuholen, ohne daß die Erosion
begünstigende Straßen angelegt und Schneisen durch die
Wälder geschlagen werden müssen.
Das Fluggerät 10 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 Ballonkammer 14 ist zu einer im wesentlichen
kugeligen Form durch einen geringen Luftdruck aufgebläht,
der von einem nicht gezeigten Gebläse oder Kompressor er
zeugt wird. Die Ballonkammer 14 kann auch die Form eines
Tropfens haben, die Kugelform verringert jedoch den Wider
stand und erleichtert das Manövrieren. Die Außenhaut der
kugelförmigen Kammer 14 besteht beispielsweise aus einem
verhältnismäßig starken Kunstfaser-Gewebe. Die kleinen Ballone
16 sind beispielsweise aus einem beschichteten elastomeren
Material herge
stellt.
Die kleinen Ballone
16 werden derart aufgeblasen, daß sie nicht ganz eine kuge
lige Form einnehmen, vielmehr nur zu 90%, um Temperatur-
und Druckschwankungen ausgleichen zu können.
Innerhalb der Ballonkammer 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 20 zum Halten von vier
Flügeln 24 angebracht, welche sich im wesentlichen horizon
tal um die Ballonkammer 14 herum erstrecken. Drehbare Kupplungen
26 verbinden die Flügel 24 mit den Flügelholmen 20, um die Ein
stellung des Anstellwinkels für eine individuelle Änderung
ihres Auftriebs zu ermöglichen. Die Einstellung des Anstell
winkels erfolgt über ein Gestänge, welches schematisch durch
gestrichelte Linien 28 im Inneren des Mastes 18 und der
Holme 20 dargestellt ist. Diese Einstellung erfolgt über
eine schematisch durch den Block 30 in der Steuerkanzel 40
dargestellte hubschrauberartige zyklische Steuerung. Die
Steuerkanzel 40 ist über ein Drehlager 42 unterhalb des
Mastes 18 aufgehängt, der sich unter der Ballonkammer 14 erstreckt.
Das Drehlager 42 kann auch ein drehbares Gelenk oder ein
Universalgelenk sein. Die zyklische Steuerung der Hubschrau
berbauweise 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 40 umfaßt beispielsweise eine Kabine zum Drehmomentausgleich und
einen Heckrotor 44 eines Hubschraubers,
jedoch nicht die Vortriebsmaschinen und die Rotorblätter. Die
Flügel 24 sind gegen aufwärts und abwärts gerichtete Reak
tionskräfte durch eine Reihe von Spanndrähten 46 gesichert,
welche die Holme 20 mit dem Mast 18 innerhalb der Ballon
kammer 14 verbinden. Die äußeren Flügel 24 sind ebenfalls
durch zusätzliche 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 er
zeugt wird, so daß dieser Widerstand vernachlässigt werden
kann.
Auf den Flügeln 24 sind Schubmotoren 50, beispielsweise
Turbinenpropelleraggregate, angebracht, um die Flügel 24
um den Mast 18 und die vertikale Drehachse des Fluggerätes
10 zu drehen. Die Turbinenpropelleraggregate sind für
diesen Zweck wegen ihrer glatten, verläßlichen und betriebs
sicheren Arbeitsweise sowie wegen ihres verhältnismäßig
geringen Treibstoffverbrauches und ihres guten aerodynami
schen Wirkungsgrades vorteilhaft.
Die Steuerkanzel 40 und das Lastseil bzw. die Lastschlinge
sind unterhalb der Ballonkammer 14 mittels einer Aufhängung 52 befestigt, die
ein selbstausrichtendes Lager aufweist, welches es der
Kabine bzw. Steuerkanzel 40 ermöglicht, unter dem Einfluß des
Heckrotors 44 stationär zu bleiben, wenn
sich die Ballonkammer 14 und die Flügel 24 drehen. Dabei kann das
gabelförmige Lagerelement eine vertikale Stellung beibe
halten, wenn die Ballonkammer 14 und die Flügel 24 zur Erzielung einer
Translationsbewegung ankippen. Dazu kann ein sphärisches
Kugellager verwendet werden, wenn es eine ausreichende
Winkeltoleranz aufweist, die zwischen 20 und 30% liegt.
Eine Aufhängung 52 mit einem Motor 54 und einem Ritzel 56
sind drehfest an der Steuerkanzel 40 befestigt, während
ein Stirnrad 58 über ein Universalgelenk 42 an der Ballon
kammer 14 befestigt ist. Mit dieser Anordnung kann der
Pilot die Steuerkanzel 40 in einer festgelegten Richtung ohne
Verwendung des Heckrotors 44 halten, wenn sich die
Ballonkammer 14 darüber dreht. Der Motor 54 treibt das Ritzel 56
und die Steuerkanzel 40 um das Stirnrad 58 über ein sich drehendes
Lager 60, welches den Ballonkammermast 18 von dem Hub
schrauberhaltemast 18 A im Winkel trennt. Um entsprechende
Steuersignale von der Steuerkanzel 40 auf die Ballonkammer 14 zu
übertragen, sind Schleifringe und entsprechend ausgebildete
Drehkupplungen für Luft und/oder Hydraulik erforderlich.
Die Zuverlässigkeit und die Redundanz in der gerätetech
nischen Ausführung dieses Merkmals ist von besonders
großer Bedeutung.
Um ein möglichst gutes, statisch stabiles Moment beim
Flug ohne Last zu erreichen, ist der Treibstoff im unteren
Teil der Steuerkanzel 40 untergebracht.
Die Tragschlaufe selbst ist ein relativ einfaches Spannteil
mit Haken, Auslöseeinrichtungen, Greifeinrichtung und der
gleichen, was von dem Einsatz des Fluggerätes 10 abhängt und deshalb
hier im einzelnen nicht erläutert zu werden braucht.
Die Außenhaut der Ballonkammer 14 wird durch ein Luftgebläse unter
Druck gesetzt, um einen kleinen Differenzdruck aufrecht
zuerhalten, damit die Kugelform bei Auftreten irgendeines
zu erwartenden dynamischen Druckes beibehalten wird. Die
kleinen Ballone 16 werden auf weniger als das volle Kugelvolumen
aufgeblasen, wobei in den Berechnungen ein Faktor von 0,9
angenommen wird, um eine Änderung infolge von Temperatur-
und Höhenunterschieden zu ermöglichen.
Um andere Flugzustände als den Vertikalflug zu erhalten,
muß eine zyklische Auftriebssteuerung, wie dies vorstehend
erläutert wurde, verwendet werden, um die statische Stabili
tät zu überwinden und um die Ballonkammer 14 und die Flügel 24 zum
Kippen in die Richtung der gewünschten Horizontalbewegung zu
bringen. Wenn das Verbund-Fluggerät 10 eine translatorische Bewegung
ausführt, führen Unterschiede in der Auftriebsverteilung an
den sich vor- und zurückbewegenden Flügeln 24 trotz des ausgegli
chenen Auftriebs zu einem ungleichen Moment um das Ballon
zentrum, 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 Auftriebs
steuerhebel ein herkömmlicher Hubschraubersteuerknüppel zur
Steuerung der Kippbewegung des Ballonrotors durch eine zyk
lische Auftriebssteuerung verwendet. Die Leistung der An
triebsmaschinen wird automatisch mittels Zentrifugalkraft
eingestellt, um eine konstante oder gewünschtenfalls ein
stellbare Rotorwinkelgeschwindigkeit zu erhalten.
Für die Auftriebssteuermomente für die Winkeleinstellung
der Flügel wird ein Luftsystem mit einer Kompressorabzwei
gung von den Antriebsmaschinen 50, wenn diese vorhanden sind,
oder mit separaten Niederdruckpumpen an jeder Antriebsma
schine 50 verwendet. Die Druckluft aus jeder Antriebsmaschine 50 wird
über Rohre zu einer zentralen Sammelleitung und von da zu der
Steuerkanzel 40 über ein rotierendes Ventilsystem an der ro
tierenden Verbindung zwischen Steuerkanzel 40 und Ballonkammer 14 geführt.
Es kann sich dabei um einen Vollstrom oder um einen Servo
strom handeln, was von der Größe des Fluggerätes 10 und den
Steuerleistungsanforderungen abhängt. Wegen der Betriebs
sicherheit ist eine direkte Betätigung erwünscht. Es kann
auch eine elektrische Betätigung der Servoventile mit
Schleifringen verwendet werden, welche das rotierende Ven
tilsystem an der Drehverbindung ersetzen.
Die zyklische Hubsteuerung ist mit einem
Steuerventil verbunden.
Ein längsschiffs wirkendes Ventil wird durch die Seitwärts
bewegung der zyklischen Auftriebssteuerung betätigt und
steuert den Auftrieb im rechten und linken Halbkreis der
Rotorflügel 24.
Für ein Fluggerät 10, welches 45 t angehängte Last trans
portieren kann, werden vier Flügelblätter 24 an einer Ballonkammer 14 mit
einem Durchmesser von etwa 45 m verwendet. Jedes Flügelblatt 24, bei
welchem es sich um einen symmetrischen Flugzeugflügel nor
mierter Bauweise handelt, ist annähernd 38 m lang und 5,4 m
tief und trägt eine Turbopropmaschine.
Die Drehzahl des Fluggerätes 10 in der Auslegung für eine
Last von 45 t liegt bei etwa 10 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 5000 Ps, ohne daß
eine Grenzschichtsteuerung an der Ballonkammer 14 benutzt wird.
Das in den Fig. 3 und 4 gezeigte Fluggerät 10 B ist für
eine Nutzlasttragfähigkeit von 55 t ausgelegt. Das Flug
gerät 10 B hat eine Ballonkammer 14 B mit einem Durchmesser
von etwa 45 m, wobei die genaue Größe von dem tatsächlichen
Gewicht der Endkonstruktion abhängt. Das Gerät hat vier in der
Mittelebene angebrachte, außen gehaltene Flügel 24 B mit daran
sitzenden Turboprop-Antriebsmaschinen 50 B. Die Steuerkanzel
oder Kabine 40 B und die Last 12 B (nicht gezeigt) hängen von
der Mitte der Ballonkammerkugel 14 B über eine sich verjüngende oder konische
untere Zugangsausnehmung 300 B herab.
Die Steuerung erfolgt beispielsweise durch zyklische und
kollektive Betätigung der sich drehenden Flügel 24 B. Die zyk
lische Steuerung ermöglicht ein axiales Kippen von plus
oder minus 30° für 360° vektoriellen Schub. Die Flügelge
stalt und die Leistungswahl kann beispielsweise 54% der
getragenen Last plus einer Schubkomponente für die Trans
lationsbewegung des Fluggeräts 10 B 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 Ballonkammer 14 B enthaltenen Helium er
zeugt wird.
Das Fluggerät 10 B umfaßt somit den integralen Zusammenbau
eines sehr großen, spitzengetriebenen Hubschrauberrotors
mit einem aerostatischen mittleren Auftriebskörper. Da der
Rotor sehr leicht belastet ist, nämlich mit etwa 0,3 kp/cm2
der Rotorkreisfläche und eine niedrige Spitzengeschwindig
keit von etwa 60 m/s hat, sind die Zentrifugalkräfte kein
bedeutender Faktor für die strukturelle Abstützung des
Rotors. Die niedrige Rotordrehzahl ermöglicht die
Verwendung eines verspannten Flügelaufbaus ohne beträcht
lichen Leistungsverlust. Der große kugelige Mittelabschnitt
für den Auftrieb bildet einen Raum für einen tiefen Spann
turmabschnitt ohne aerodynamische Einbuße mit Absteifungen
bzw. Streben, zu denen sich Spanndrähte zum Tragen der Flügel 24 B
sowohl in axialer als auch in äquatorialer Richtung erstrecken
können.
Bis auf die Torsionserfordernisse für die zyklische Flügel
steuerung und den Widerstand gegenüber den Propeller- und
Antriebsmaschinenkreiselmotoren hat der Mittelabschnitt
einen Aufbau mit Druckzapfen und Spannelementen, wodurch man
ein polygonales Tragrahmenwerk 70 B mit zwölf dreieckigen
Abschnittsteilen 72 B an den Seiten und zwei quadratischen Ab
schnittsteilen 74 B auf der Oberseite erhält. Für das Tragen über
die Flügelbelastung hat der Mittelaufbau zusätzlich Brenn
punkte für den aerostatischen Auftrieb und die an der Trag
schlaufe hängende Last.
Fig. 3 zeigt eine Draufsicht.
Das Tragrahmenwerk 70 B weist Streben oder Träger 94 B und 96 B mit einem
dreieckigen bzw. quadratischen Querschnitt auf. Die Streben 94 B und 96 B be
stehen aus Rohren 80 B, die weit genug voneinander im Ab
stand 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 24 B besteht aus einem Kastenholm-
Mittelabschnitt 82 B in Form eines Quadrates mit etwa 1 m
Kantenlänge, der Säulen- bzw. Trägerbiegung, Scher- und
Torsionsbelastungen widersteht.
Die Triebwerke 50 B sind an dem Holm 82 B bei etwa 75% der
Flügelspannweite von der Flügelwurzel 26 B auf übliche Weise wegen der
Anforderung hinsichtlich des Widerstandes gegenüber zentrifu
galen und gyroskopischen Kräften angebracht. Betriebslei
stungen 84 B, die die Brennstoffzuführungsleitungen, hydraulische,
pneumatische und elektrische Leitungen, Antriebsmaschinen- und
Propellersteuerungen sowie Instrumentenleitungen umfassen,
gehen durch den Träger 96 B zu der Flügelwurzel 26 B, wo sie durch
biegsame Verbindungen 86 B in den Mittelabschnitt übergehen.
Die Stabilität ist der Hauptgrund für die Befestigung der
Last in der Mitte des Fluggerätes 10 B anstelle einer Be
festigung am Rand. Eine Computeranalyse zeigt, daß es im
wesentlichen keine Schwingbewegung bei einer Mittenbefesti
gung gibt, während eine Periode zwischen 10 bis 13 s bei
einer Befestigung der Last am Rand auftreten kann.
Geht man von einem Fluggerät mit 50 t angehängter Last aus
bei einem Vorwärtskomponentenverhältnis, d. h. einem Verhält
nis der Flügelrotationsgeschwindigkeit zur Vorwärtsgeschwin
digkeit des Fluggerätes, von 0,2, so zeigt die Analyse, daß
die Periode einer induzierten Oszillation aufgrund der Flug
gerätdynamik 2,4 s beträgt, wenn die Last am Rand angehängt
ist, während sie 137,9 s beträgt, wenn die Last in der Mitte
angehängt ist.
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 Lastbefestigung
widerspiegelt.
Die Steuerung des Fluggerätes 10 B schließt auch die Not
wendigkeit für einen Ausgleich der aerodynamischen Auf
triebskräfte aus dem rotierenden Flügelsystem 24 B ein, wie es
durch die Pilotensteuerung eingestellt ist.
Ein ideales Steuerungssignal ist dabei ein solches, welches,
die gewünschte Größe der aerodynamischen Kraft auf einem
Flügel 24 B gegebener Größe einstellt. Dies kann durch einen Flügel
winkel des Anstell-Kraft-Servosystems, auf das noch einge
gangen wird, oder mittels eines direkteren Systems erreicht
werden, welches hier als Auftriebssteuersystem bezeichnet
werden soll.
Die notwendigen starren Flügel 24 B und das Fehlen hoher Zentri
fugalkräfte macht die normale zyklische Anstellsteuerung,
wie sie bei Hubschraubern verwendet wird, unzweckmäßig, was
möglicherweise auf die hohen Lastfaktoren zurückzuführen
ist, die an den Flügelflächen infolge der Höhenbelastungen er
forderlich wären. Die Verwendung der zyklischen Auftriebs
steuerung könnte die erforderlichen Böenlastfaktoren ver
ringern und zu einer Einsparung im Konstruktionsgewicht
führen. Das für das Fluggerät 10 vorgeschlagene Steuersystem
ist deshalb anstelle einer Anstellsteuerung wie beim her
kömmlichen Hubschrauber eine "Hub- bzw. Auftriebssteuerung".
Jeder Flügel 24 B ist an einem spannartigen Gelenk vor dem aero
dynamischen Zentrum des symmetrischen Flügelabschnittes an
gelenkt. Das Steuersystem erzeugt das Drehmoment, um der
Neigung des Flügels 24 B zu widerstehen, die Nullauftriebsstellung
nachzuziehen. Der Auftrieb eines jeder Flügelblattes 24 B ist
eine lineare Funktion dieses Drehmomentes L = KT.
Das Aufbringen eines gleichen Drehmomentes auf jedes
Blatt (Flügel) 24 B erfolgt durch die kollektive Auftriebs
steuerung, entsprechend der kollektiven Anstellsteuerung
bei einem herkömmlichen Hubschrauber.
Bevorzugt wird ein symmetrischer Tragflügel 24 B, da der aero
dynamische Schub des rotierenden Flügelsystems sowohl
positiv als auch negativ (Flug im belasteten und unbelaste
ten Zustand) sein muß. Außerdem soll ein konstantes Druck
zentrum des Flügels 24 B für die erforderlichen Änderungen des
Anstellwinkels beibehalten werden. Obwohl auch nicht
symmetrische Tragflügel benutzt werden können, ein symmetrisches Tragflächenprofil
bei dem Hubsteuersystem
bevorzugt verwendet, wobei sich die Flügel 24 B frei um einen
Gelenkpunkt 114 B vor dem aerodynamischen Zentrum 115 B
drehen können, wie dies in Fig. 5 gezeigt ist. An dem
Flügel 24 B ist ein Steuerhebel 100 B so befestigt, daß eine auf
den Steuerhebel 100 B wirkende Kraft eine Drehung des Flügels
24 B um die Scharnierpunkt-Mittellinie 114 B herbeiführt.
Wenn auf den Steuerhebel 100 B keine Kraft wirkt, erzeugt ein
Luftstrom über dem Flügel 24 B unter Vernachlässigung des Flü
gelgewichtes kein Moment, so daß sich der Flügel 24 B in einer
nacheilenden bzw. hinteren Stellung befindet. Bei dem Auf
triebssteuersystem wird auf den Steuerhebel 100 B eine Kraft aus
geübt, die proportional dem Betrag des vom Flügel 24 B gefor
derten 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 Druckluft
zylinder 102 B einen Kolben mit einer Stange 101 B, die mit
dem Stellhebel 100 B verbunden ist. Wenn ein positiver
Schub von jedem Flügel 24 B erforderlich ist, wird durch
eine Leitung 103 B Luft zugeführt. Der tatsächliche durch
den Kolben ausgeübte und über die Stange 101 B auf den
Stellhebel 100 B übertragene Druck ist eine Funktion der
Luftmenge, die man durch die Leitung 104 B strömen läßt.
Fig. 6 zeigt schematisch eine Taumelscheibensteueranordnung,
die in der Kabine 40 B des Fluggerätes 10 B angeordnet ist.
Eine Taumelscheibe 105 B, die von einem Steuerungseingang 122 B
betätigt wird, hält eine festgelegte Ausrichtung der Steuer
kabine 40 B aufrecht, während ein Gestänge 107 B, 108 B und
Öffnungsventile 109 B und 110 B sich frei auf einem Ansatz
zylinder 120 B mit der Kugel-Flügel-Anordnung 24 B aufgrund
der trennenden Lageranordnung 111 B drehen können. Um den
Zylinder 120 B herum sind vier Ventile 109 B und 110 B
(zwei Ventile für jeden Flügel) in 90°-Abständen angeordnet.
In der in den Fig. 5 und 6 gezeigten Stellung steuert
das Ventil 109 B den Luftstrom aus der Leitung 103 B. Die
Leitung 103 B ist die Luftabzweigleitung, welche die Kraft
der aus der Öffnung 103 B ankommenden Luft steuert, die
an der Stange 101 B anliegt. Eine völlige Blockierung der
Leitung 103 B durch das Ventil 109 B legt die volle Kraft
der durch die Leitung 103 B eintretenden Luft an die Stange
101 B an, zur Einstellung eines maximalen Anstellwinkels am
Flügel 24 B. Wenn die Taumelscheiben
bewegung das Ventil 109 B vollständig von der Öffnung der
Leitung 103 B wegbewegt hat, ist der Zylinder 102 B
drucklos und der Flügel 24 B befindet sich in der
Windfahnenstellung (trail-position).
Eine Zuführung von Luft zu einer Leitung 112 B ändert die Wirkung
des Systems derart, daß das Ventil 110 B auf die Öffnung der
Leitung 103 B, einen Ansatz des Rohres 103 B, zur Steuerung
des Fahrzeugs 10 B um unbelasteten Flug wirken kann. Unter diesen
Bedingungen wird die Luftzufuhr zur Leitung 103 B unter
brochen und statt dessen die Luft der Leitung 112 B des
Zylinders 102 B zugeführt. Dadurch wird an die Stange 101 B
durch die Wirkung der Taumelscheibe 105 B über das Ventil
110 B eine nach unten gerichtete Kraft erzeugt.
Die Bewegungen der Ventile 109 B sind um 180° außer Phase
für ähnliche bzw. gleiche Bewegungen der Taumelscheibe 105 B,
d. h. eine Abwärtsbewegung der Taumelscheibe 105 B führt zu
einem Schließen der Öffnungen 104 B, während die gleiche
Abwärtsbewegung der Taumelscheibe 105 B die Leitungen 103 B
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 24 B. Wenn ein Flügel 24 B der Wirkung einer Bö unterliegt,
zwingt die geänderte, aerodynamisch erzeugte Kraft den Flügel 24 B
dazu, einen anderen Anstellwinkel einzunehmen, um die neue
Kraft im Gleichgewicht mit der befohlenen bzw. Steuerkraft
zu halten, die von der Stange 101 B über den Stellhebel 100 B
ausgeübt wird. Somit ist die Böenminderung ein in das System
eingebautes Merkmal. Obwohl das gezeigte pneumatische System
bevorzugt wird, kann der gleiche Effekt mit geeigneten elek
trischen oder hydraulischen Systemen erreicht werden.
Eine andere grundsätzliche Näherungslösung für ein Schub
steuersystem besteht darin, daß
- a) der Schub eines jeden Flügels 24 B als eine Kraft die an den Flügelabstützpunkten anliegt, gefühlt wird,
- b) diese Kraft mit der berechneten Kraft verglichen wird, die auf der Basis des Steuerbefehls zu diesem Zeitpunkt erforderlich ist, und
- c) ein Servokreis aktiviert wird, um den Anstellwinkel zur Erzielung der erforderlichen Kraft zu ändern.
Die durch Böen erzeugten Kräfte würden durch die Servokreis
steuerung für den Anstellwinkel schnell auf dem gewünschten
Pegel ausgeglichen. Ein solches "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 automati
schen Bodenstationpositioniergerät verwendet werden.
Das normale Verfahren zum Kompensieren der Druckänderungen
in Fahrzeugen mit aerostatischem Auftrieb ist die Verwendung
eines Systems kleiner Ballone 16, bei welchem ein kleiner
flexibler Luftbehälter in der Haupthülle (Ballonkammer 14), welche das Auf
triebsgas umschließt, gehalten wird. Wenn das Fluggerät 10 die Höhe
ändert oder Temperaturschwankungen unterworfen ist, läßt man
die Druckänderung des Auftriebsgases das Volumen des kleinen
Ballons 16 dadurch ändern, daß Luft aus dem Ballon 16 herausgedrückt
oder die Zuführung von Luft angefordert wird.
Bei dem Fluggerät 10 B werden die Antriebsmaschinen, welche
beträchtliche Wärmemengen erzeugen, dazu verwendet, eine kon
stante Temperatur des auftreibenden Gases mittels der Tempera
tursteuerung 206 B aufrechtzuerhalten. Wenn eine konstante
Temperatur über der maximal erwarteten Temperatur beibehalten
wird, die durch äußere Umgebungskräfte erzeugt würde, bei
spielsweise 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 300 m Höhenänderung
liegt. Eine sorgfältige Wahl des Hüllenmaterials ermöglicht
es, daß diese Dehnung innerhalb der Auslegungsgrenzen des
Materials akzeptierbar ist.
Dieses System unterscheidet sich von anderen
thermisch gesteuerten Systemen, bei welchen das Erwärmen
des Gases auf eine konstante Temperatur eine Volumenänderung
infolge äußerer Temperaturänderungen ausschließt und des
halb den Auftrieb des Systems nicht grundsätzlich beeinflußt.
Zu den Vorteilen dieser Ausführungsart gehören die Elimi
nierung des Gewichtes und der Kosten des Kleinballonsystems
sowie die Fähigkeit, die Temperatur für programmierte Höhen
änderungen zu modulieren, was bei einem Transport des Fluggerätes 10
über eine weite Entfernung erforderlich sein könnte.
Das Verfahren zum Sammeln der Abwärme aus einer Gasturbine
ist in Fig. 4 gezeigt. Die Maschine 50 B 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 Rohre 200 B
und 202 B unter dem Einfluß der Temperatursteigerung 206 B
umgewälzt. In der Mitte des Fluggerätes 10 übertragen ein Wärme
tauschersystem, welches aus einem Kühler 203 B und aus einem
Gebläse 204 B besteht, die Wärme des Fluids auf das Helium.
Zur Überwindung des Magnus-Effekts, um dadurch den Wider
stand der Kugel zu verringern, kann eine Grenzschicht
steuerung verwendet werden. Ein Verfahren würde darin be
stehen, Luft in die Grenzschicht auf der sich vorwärts
bewegenden Halbkugel einzublasen. Dies kann dadurch
erreicht werden, daß nacheinander Luft in einem geeigneten
Volumen und mit einem geeigneten Druck Öffnungen zugeführt
wird, die an der Außenhaut der Ballonkammer 14 liegen, dafür gesorgt
wird, daß diese Luft in die Grenzschicht entgegen der durch
die Ballonkammerrotation induzierten Zirkulation abgeleitet wird.
Das Resultat wäre eine Beschleunigung der Luft auf der sich
vorwärts bewegenden Seite der Ballonkammer 14 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 der Mittelebene mittels eines Kugellagersystems oder einer
"Reißverschluß"-Technik befestigt sind, benutzt werden, so
daß eine relative Drehung zwischen der Ballonkammer/Flügel-Anordnung
und der äußeren Abschirmung möglich ist. Die äußere Ab
schirmung würde so angetrieben, da sie eine nicht drehende
Fläche gegenüber dem Luftstrom aufweist.
Claims (1)
- Aerostatisches Luftfahrzeug mit einer Ballonkammer und mehreren, sich von dem Ballonkammerumfang radial nach außen erstreckenden Rotorblättern, einem in der Ballonkammer rechtwinklig zu den Rotorblättern ange ordneten zentralen Mast und einem Antrieb zur Drehung der Ballonkammer zusammen mit den Rotorblättern um die Mastachse, wobei die Blattholme über Anschlußelemente am Mast gelagert sind und die Rotorblätter gegen in Richtung der Mastachse wirkende Kräfte durch Spann drähte gehalten sind, welche die Blattholme mit dem Mast verbinden, nach Patent 24 22 081, dadurch gekennzeichnet, daß die Mastachse des rotierenden Fluggeräts (10) zur Vortriebserzeugung (Bewegungs fahrt) horizontal einstellbar ist, wobei die Ballon kammer (14) an der dann von der Strömung abgewandten Seite einen angesetzten konusförmigen aufblasbaren Abschnitt aufweist.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/535,417 US3976265A (en) | 1973-05-07 | 1974-12-23 | Semibuoyant composite aircraft |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2556907A1 DE2556907A1 (de) | 1976-07-01 |
DE2556907C2 true DE2556907C2 (de) | 1987-10-29 |
Family
ID=24134110
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19752556907 Granted DE2556907A1 (de) | 1974-12-23 | 1975-12-17 | Fluggeraet |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
AU (1) | AU507594B2 (de) |
BR (1) | BR7508443A (de) |
CA (1) | CA1016145A (de) |
DE (1) | DE2556907A1 (de) |
FR (1) | FR2295875A2 (de) |
GB (3) | GB1536860A (de) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4601444A (en) * | 1983-06-08 | 1986-07-22 | Bernard Lindenbaum | Aerial load-lifting system |
DE202005009621U1 (de) | 2005-06-21 | 2005-12-15 | Singer, Csaba | Senkrechtstartendes Hybridflugzeug |
DE202013104450U1 (de) * | 2013-04-24 | 2013-10-10 | Cl Cargolifter Gmbh & Co. Kgaa | Luftfahrzeug umfassend ein Aerostatensystem mit einer Steuereinheit und einer Antriebseinheit sowie einer Funktionseinheit |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1838248A (en) * | 1930-06-21 | 1931-12-29 | Joseph M Bourland | Airship |
US3166129A (en) * | 1961-02-27 | 1965-01-19 | Harvard J Bryan | Dual thrust propeller and controls for rotary winged aircraft |
US3856236A (en) * | 1973-05-07 | 1974-12-24 | All American Ind | Composite aircraft |
-
1975
- 1975-11-10 AU AU86486/75A patent/AU507594B2/en not_active Expired
- 1975-12-17 DE DE19752556907 patent/DE2556907A1/de active Granted
- 1975-12-19 BR BR7508443*A patent/BR7508443A/pt unknown
- 1975-12-19 CA CA242,142A patent/CA1016145A/en not_active Expired
- 1975-12-22 FR FR7539386A patent/FR2295875A2/fr active Granted
- 1975-12-23 GB GB52712/75A patent/GB1536860A/en not_active Expired
- 1975-12-23 GB GB52710/75A patent/GB1536858A/en not_active Expired
- 1975-12-23 GB GB52711/75A patent/GB1536859A/en not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB1536858A (en) | 1978-12-20 |
FR2295875B2 (de) | 1982-09-24 |
GB1536859A (en) | 1978-12-20 |
AU8648675A (en) | 1977-05-19 |
AU507594B2 (en) | 1980-02-21 |
GB1536860A (en) | 1978-12-20 |
FR2295875A2 (fr) | 1976-07-23 |
BR7508443A (pt) | 1976-08-24 |
DE2556907A1 (de) | 1976-07-01 |
CA1016145A (en) | 1977-08-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0948441B1 (de) | Luftfahrzeug mit einem im wesentlichen als aerostatischem auftriebskörper ausgebildeten rumpf | |
DE3421115C2 (de) | Luft- Lastenhubeinrichtung | |
DE2922059C2 (de) | Verbundflugzeug | |
US5765783A (en) | Vertically launchable and recoverable winged aircraft | |
DE69726046T2 (de) | Senkrecht startendes und landendes Flugzeug | |
DE69710733T2 (de) | Verbesserungen an oder bezuglich der fluiddynamische auftriebserzeugung | |
US2382460A (en) | Aircraft | |
EP2895740B1 (de) | Gefesseltes flügelsystem zur windenergienutzung | |
EP0667283A1 (de) | Kombinations-luftfahrzeug | |
DE2320436A1 (de) | Spezielle luftfahrzeuge, die ein neues integriertes auftriebs-, vortriebs- und steuerflaechensystem verwenden | |
DE1406374A1 (de) | Steuerung fuer senkrecht startendes Flugzeug | |
DE60307123T2 (de) | Schubvektorgesteuertes doppelrumpfluftschiff | |
DE2422081A1 (de) | Fluggeraet | |
DE2412069A1 (de) | Tragflaeche fuer ueberschall-flugzeuge | |
DE2640433C2 (de) | Schubvektor-Luftschiff | |
DE1049709B (de) | Senkrecht aufsteigende und landende flugmaschine | |
DE102007051993A1 (de) | Flugapparat mit einem Flügel, einem Flügel innerhalb dieses Flügels, und einem Schwungrad | |
DE2556907C2 (de) | ||
DE69719794T2 (de) | Hangluftfahrzeug | |
AT230204B (de) | Rotationsellipsoidförmiger Vertikal- und Horizontal-Flugkörper | |
DE4237873C2 (de) | Senkrechtstartflugzeug mit aktiver Auftriebserzeugung und aktiver Steuermomenterzeugung | |
DE102017108543A1 (de) | Senkrechtstartendes Flugzeug, dessen Antrieb Drehkolbenkraftmaschinen mit kontinuierlichem Brennprozess und Schubrichtungsschwenkanlagen aufweist | |
DE4443731A1 (de) | V/STOL-Flugzeug | |
DE2054536A1 (de) | Kombiniertes Flug- und Bodeneffektgerät | |
DE3633143A1 (de) | Oekologisches lufttransportsystem -oelts- |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8178 | Suspension cancelled | ||
AF | Is addition to no. |
Ref country code: DE Ref document number: 2422081 Format of ref document f/p: P |
|
8120 | Willingness to grant licences paragraph 23 | ||
AF | Is addition to no. |
Ref country code: DE Ref document number: 2422081 Format of ref document f/p: P |
|
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8340 | Patent of addition ceased/non-payment of fee of main patent |