DE2922059A1

DE2922059A1 - Verbundflugzeug

Info

Publication number: DE2922059A1
Application number: DE19792922059
Authority: DE
Inventors: Jun Arthur G Crimmins
Original assignee: INT CYCLO CRANE LICENSING
Current assignee: INT CYCLO CRANE LICENSING
Priority date: 1978-05-30
Filing date: 1979-05-30
Publication date: 1979-12-06
Also published as: JPS54157999A; CA1171835A; AU522258B2; BR7903329A; DE2922059C2; GB2030098B; FR2427248B1; JPH0151400B2; AR226158A1; US4482110A; AU4755079A; ZA792253B; FR2427248A1; GB2030098A; MX146565A

Description

Beschreibung

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verbundflugzeug mit einem Zentralkörper, der mit einem Gas gefüllt ist, das leichter als Luft ist. Es weist Flügel auf, die entweder die aerostatische Auftriebskraft steigern oder ihr entgegenwirken, wobei diese Flügel mit Hilfe von darauf angeordneten Antrieben durch die Luft getrieben können.

Der Bedarf an Fluggeräten zum vertikalen Anheben schwerer Gewichte ist groß und wird derzeit nur teilweise mit Helikoptern gedeckt, deren Einsatz aber auf Hebelasten unter 20 Tonnen beschränkt bleibt und die in ihrem Betrieb sehr teuer sind. Die hierin offenbarte Erfindung bietet eine Lösung des Problems bei außergewöhnlichen Schwerlasten. Dabei ist eine ausreichende Kontrolle und eine genügend große Fahrzeuggeswindigkeit gegeben.

Frühere Versuche das Problem bei Schwerlasttransporten zu lösen haben zu Hybridfahrzeugen geführt, wie z.B. zum Luftkran, der in der US-PS 3 856 235 beschrieben ist. Diese spezielle Lösung beinhaltet ein Fahrzeug mit einer im wesentlichen vertikalen Achse. Es ist ein großer sphärischer Zentralkörper mit Flügeln vorhanden, die als Helikopterrotoren arbeiten, wenn das gesamte Fahrzeug mit Hilfe von auf'den Rotorblättern montierten Antrieben und Propellern in Drehung versetzt wird. Einer der größeren Beschränkungen der Vorwärtsgeschwindigkeit des Luftkranes liegt in dem Schubverhältnis des Rotors, da die zurückstoßende Blattluft geschwindigkeit auf einem Wert gehalten werden muß, um eine ausreichende Aufwärtskraft zu erzeugen. Die Vorwärtsgeschwindigkeit des Fahrzeugs ist deshalb durch die Fahrzeugrotation beschränkt. Die Vorwärtsgeschwindigkeit bei der vor-

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liegenden Erfindung dagegen ist nicht durch die Fahrzeugrotation beschränkt, da es beim Vorwärtsflug nicht rotiert und es bei der Translationsbewegung bei neutralen Auftriebskräften vollkommen unter Kontrolle ist. Der Betrieb mit einer neutralen Auftriebskraft und einer nicht rotierenden Fluganordnung sind mit dem Lufkran nicht möglich.

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verbundflugzeug. Es besitzt einen Zentralkörper, der aus handelsüblichem Ballongewebe gefertigt ist und ein Gas enthält, das ein geringeres spezifisches Gewicht aufweist, als Luft. Dieses Gas bewirkt eine große Auftriebskraft. Der Zentralkörper enthält weiterhin eine Innenkonstruktion, die äußere Auftriebs- und Antriebskräfte erzeugende, aerodynamische Teile unterstützt.

Das Verbundflugzeug besitzt eine horizontale Achse und ein größeres Strukturelement erstreckt sich innerhalb des Zentralkörpers längs dieser Achse und ragt an jedem Ende über die Oberfläche des Zentralkörpers hinaus. Tragkonstruktionen sind an beiden Enden mit Hilfe von Lagern an dem horizontalen Strukturelement gelagert und stellen die Verbindung her, zu einer Kabinen- und Nutzlasttrageinheit, die sich mit Abstand unterhalb des Flugzeuges befindet.

Das horizontale Strukturelement unterstützt auch andere Teile, die vom Zentralkörper nach außen führen. Diese Teile sind aus einer hochbelastbaren, leichten Metallegierung hergestellt oder können auch aus Qualitätsflugzeugholz bestehen. Sie unterstützen jeweils in gleicher Art und Weise konstruierte externe Strukturen, die an ihren Enden Flügel aufweisen, wobei diese in einem 90°-Vinkel zu den externen Strukturen angeordnet und beim Schweben parallel zu der horizontalen Achse ausgerichtet sind. An den Flügeln oder an den externen Strukturen sind Flügelantriebe vorhanden, die beim Schweben die ganze Einheit in Drehung versetzten und im Falle einer Translationsbewegung für den Schub

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Die Erfindung bezieht sich speziell auf ein Flugzeug mit aerostatischen und aerodynamischen Elementen und ist dadurch gekennzeichnet, daß

a) in einem Zentralkörper des Flugzeugs ein Gas leichter als Luft enthalten ist, wodurch eine aerostatische Auftriebskraft zur Verfügung steht, die wesentlich größer ist als das Körpergewicht des Flugzeugs,

b) daß das Flugzeug eine im wesentlichen horizontale Achse und eine Innenkonstruktion aufweist, die mit dem Zentralkörper so verbunden ist, daß die aerostatische Hebekraft des Zentralkörpers auf die Innenkonstruktion übertragen wird,

c) daß die Innenkonstruktion äußere aerodynamische Strukturen trägt,

d) daß die aerodynamischen Strukturen aus Flügeln und Trägern bestehen, die direkt mit der Innenkonstruktion verbunden sind,

e) daß an den aerodynamischen Strukturen Schubeinheiten angeordnet sind, durch die das Fluggerät beim Schweben um die horizontale Achse in Rotation gehalten wird und die auch dazu dienen, das Flugzeug direkt anzutreiben in einer Richtung, die im wesentlichen der horizontalen Achse des Flugzeuges entspricht, wobei die Flügel dann in einer Position angeordnet werden, in der deren Spannweitenachse einen 9O°-Winkel zu der Flugrichtung einnimmt

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und bei der die Schubeinheiten direkt in der Richtung der horizontalen Achse des Flugzeuges ausgerichtet sind und bei der die eben besprochene Rotation nicht auftritt ,und f) daß mit den Flügeln und den Schubeinheiten verbundene Kontrollmittel zu deren Betätigung verbunden sind, um die Richtung und die Geschwindigkeit des Fluges bestimmen zu können.

Nachfolgend sind Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand einer Zeichnung beschrieben: Es zeigen:

Fig. 1 eine Vorderansicht einer ersten Ausführungsform,

Fig. 2 eine Seitenansicht der Ausführungsform von Figur 1,

Fig. 3 eine Vorderansicht einer zweiten Ausführungsform,

Fig. 4- eine Seitenansicht der Ausführungsform von Fig. 3,

Fig. 5 eine vergrößerte Ansicht einer Eeigungs- und Verdreheinrichtung zum Kontrollieren der Flügelanordnung bei der Ausführungsform von Fig. 1 und Fig. 2,

Fig. 6 eine vergrößerte Ansicht des Flügel- und Blajtt·*« bet ätigungs syst ems der Fig. 3 und 4-,

Fig. 7 einen Querschnitt durch Lager- und Schleifringe, die beiden Ausführungsformen gemeinsam sind,

Fig. 8 einen Querschnitt durch einen Flügel, der die Art der Klappenbetätigung zeigt, iin<j

Fig. 9 zeigt ein, in einem einzigen Handgriff enthaltenes Kontrollsystem.

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In den S¹Xg. 1 und 2 beziehen sich die angegebenen Bezugszeichen auf die folgenden Gegenstände:

ist der Ballonzentralkörper,

sind die äußeren, die Flügel 3 tragenden Rohre, sind die Flügel, die vertikale, seitliche und horizontale Kräfte bewirken,

4- sind die an den Flügel montierten Flugzeugmotoren, die beim Schweben die Rotation bewirken und beim nicht rotierenden Horizontalflug den Vorwärtschub besorgen, ist das horizontale Hauptstrukturteil, sind andere innere Strukturteile,

ist der hauptsächliche Last- und Kabinenträger, der mit dem horizontalen Strukturteil über Lager 16 verbunden ist, ist ein "Verbindungsteil des Last- und Kabinenträgers, ist das Last- und Kabinentragseil, ist die Kontrollkabine,

ist die Kontrollkabinenmanövriereinheit, ist das Lastseil,

ist die Last, im vorliegenden Fall Baumstämme, sind die den Last- und Kabinenträger 7 tragenden Lager, die in Figur 7 im Detail dargestellt sind, ist die Neigungs- und Verdreheinrichtung, die in Fig. 5 näher gezeigt ist,

4-5 ist die Schleifringeinheit zum Übertragen von Kontrollsignalen, Versorgungsleitungen, usw., die in Fig. 7 im Detail gezeigt ist, und

sind die an den Flügeln angeordneten Klappen, mit Hilfe derer beim Verändern des Anstellwinkels eine Hebekraft erzeugt werden kann. Sie sind in Fig. 8 näher dargestellt.

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Der Zentralkörper erzeugt eine Auftriebskraft, die dem Gesamtgewicht des Flugzeugs einschließlich Brennstoff und Besatzung entspricht und in der auch 100% der zugelassenen Zuglast enthalten ist. Die Flügel 3 sind so gestaltet, daß sie die notwendige vertikale Schubkraft erzeugen können, um die statische Auftriebskraft des Zentralkörpers 1 zu vergrößern oder zu vermindern. Sie stellen darüber hinaus die notwendigen Kräfte zur Kontrolle, zum Anheben und zum Vorwärts bewegen des Flugzeugs zur Verfugung. Die hierzu notwendigen Kräfte hängen von der Zuglast und der gewünschten Marschgeschwindigkeit ab.

Die Kontrollkabine 10 ist nahe an der Last 13 angeordnet und kann mit ihrer eigenen Positionier- und Manövriereinheit 11 ausgestattet sein. Diese Einheit umfaßt zwei reversible und in ihrer Anstellung veränderbare Propeller, die so angeordnet sind, daß sie in jeder Richtung einen Kraftvektor erzeugen können. Es kann aber auch jede andere Lösung verwendet werden um einen aerodynrmischen Schub zu erzeugen. Die Verwendung einer derartigen Kabinen- und Hakenpositioniereinheit ist im Hinblick auf die hier offenbarte erfinderische Lösung von geringerer Bedeutung. Sie kann aber zu dem Gebrauchszweck des Flugzeugs durchaus beitragen, da sie es dem Pilot ermöglicht, bei Aufnahme der Last den Lasthaken mit großer Präzision zu steuern und zwar ungeachtet der momentanen Position des Flugzeugs.

Die Flügel 3 sind mit Mittel versehen, um den Schub variieren zu können, z.B. mit Klappen oder einer Einrichtung zum direkten Verschwenken der Einheit, wie dies allseits bekannt ist. Die Flügel sind auch in einer Ebene verstellbar, die die äußeren Rohre 2 schneidet, so daß durch dieses Verneigen der Flügel ein Schubvektor erzeugt werden kann.

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Die Antriebe 4- können mit Propeller bestückt sein oder anders beschaffen sein, vorausgesetzt, daß beim Schweben das ganze Fluggerät in Drehung versetzt werden kann. Im Betrieb ist eine sehr genaue Positionierung des Fluggerätes möglich und zwar mit Hilfe des hierin beschriebenen Kontrollsystems. Für den Vorwärtsflug kann der Pilot Schub von den rotierenden Flügel in einer horizontalen Ebene dadurch erzielen, daß er einen kollektiven Neigungsbefehl in Verbindung mit einem kollektiven Angriffswinkelbefehl erteilt und die Flügel aus der beim Schweben befindlichen Position verdreht, bei der die Spannweitenachse in einer Ebene liegt, in der auch das horizontale Hauptstrukturteil 5 angeordnet ist. In dem Maße, wie die Spannweitenachse verdreht wird, versuchen die Antriebe in der Richtung des relativen Windes zu verbleiben und nehmen deshalb relativ zu der beim Schweben vorgegebenen Stellung mit überhaupt keinem horizontalen Schub eine winkelige Anordnung ein. Sie werden sich zunehmend ausrichten mit der Flugrichtung und die Rotation des Fahrzeugs wird zum Stehen kommen. Bei dieser horizontalen Fluganordnung wird der Schub der Antriebe voll genutzt. Die Flügel befinden sich ebenfalls in ihrer optimalen Stellung, um den notwendigen vertikalen Schub sicherzustellen. Die Flugkontrolle bei der nicht rotierenden Fluganordnung kann durch Differenzschub der vier Antriebe erfolgen und/oder mit Hilfe der seitlich oder oben und unten angeordneten Flügel, in dem sie verneigt werden oder mit Hilfe von anderen Kontrollfunktionen.

Die Flügel werden bei Rotation zykloidisch betätigt und zwar mit Hilfe eines geeigneten Kontrollsignales, das so einfach sein kann wie eine Sinuskurve oder auch komplexerer Natur sein kann, sofern hierdurch eine größere Wirksamkeit erzielt wird. Die

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Flügel besitzen einen symmetrischen Querschnitt, da Schub in beiden Richtungen des Rotationszyklus erforderlich ist. Das Kontrollsignal für den Arbeitswinkel des Flügels wird sich in seiner Amplitude verändern (wenn der Pilot den Schub der Flügel verändert) und wird sich ebenfalls in seiner Phase (relativ zu einer Ebene, die auch die horizontale Achse des Flugzeuges enthält) veränder, wenn der Pilot zum Aufrechterhalten einer relativen Position über Grund seitlichen Schub benötigt.

Das Kontrollsystem für die Flügel enthält auch eine kollektive Arbeitswinkel- und kollektive Neigungskontrolle, um horizontalen Schub zu erzeugen. Sie umfaßt auch eine zykloidische Betätigung des Arbeitswinkels der Flügel, um eine veränderliche Hebekraft zu erzeugen. Zusätzlich macht die Flügelneigungskontrolle eine zyklische Beaufschlagung notwendig, um die horizontale Achse des Flugzeuges richtig zu orientieren. Die hauptsächlichen Pilotenbefehle für den Horizontalflug in dem System bestehen aus einer kollektiven Neigungs- und Arbeitswinkelkontrolle. Diese Befehle sind normalerweise positiv für den Vorwärtsflug, aber ebenso möglich negativ für den Schwebezustand. Der sekundäre Flügelbefehl besteht aus einem zyklischen Neigungsbefehl zum Orientieren der Flugrichtung, aber,wenn die horizontale Achse des Fluggerätes bezüglich der Schwerkraft üblicherweise aufrechterhalten werden kann,, kann diese Nivellierungsaufgabe einer einfachen, automatischen Stabilisierungseinrichtung übertragen werden, wie dies ein handelsüblicher Flugzeug-Autopilot darstellt. In diesem Fall wird der Befehl des Piloten zum zyklischen Flügelverstellen als Irrtumssignal vom automatischen Stabilisierungssystem gewertet. Der Azimuth (Steuerkurs) wird auch einen Autopilot-Gyro-Kompaß kontrolliert und der Pilot wird in das System den Befehl zum zyklischen Verstellen der Flügel als Irrtumssignals eingeben, wenn er die Marschrichtung ändern will.

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Das Kontroll syst em für die zykloidische Veränderung des Arbeitswinkels des Flügels stellt den Schub in der Iquatorebene des rotierenden Systems sicher, so daß der primäre laterale Pilotenbefehl für dieses Flügelkontrollsystem die Amplituden- und Phasenmodulation des zykloidischen Signals sein wird, das den Arbeitswinkel des Flügels kontrolliert. Im Schwebezustand wird ein vertikaler Schub vom Flügelsystem benötigt, um die Höhe zu halten; dieser Schub ist positiv, wenn das Fluggeräte beladen ist, negativ, wenn keine Last vorhanden ist. Eine seitliche Kraft wird benötigt, um dem Pilot die Möglichkeit zu geben, seine Position bezüglich des Grundes zu verändern. Die Verwendung von zweiflächigen Flügeln ist möglich und könnte den Aufwand für die Betätigung reduzieren.

Ein zweiflächiges Flügelsystem wurde dem "V"-Schwanztyp einiger Flugzeuge entsprechen, das einen Kraftvektor in geder Richtung des Spannweitenachse der Luftblätter gewährleistet. Das "V"-Flügelsystem würde an den äußeren Rohren 2 montiert werden und die Flügel 3 ersetzen.

Figur 5 zeigt schematisch die Ueigungs- und Verdreheinrichtung 35» die beider Ausführungsform der Fig. 1 und 2 benötigt wird. Der Flügel 3 ist auf einem Zapfen 44- gelagert, der es ihm ermöglicht, sich in einer festgelegten Ebene zu drehen, in der auch die Rohrstrukturen 2 liegen. Eine in der Zeichnung schematisch als hydraulischer Zylinder 34- dargestellte Betätigungseinrichtung betätigt den Flügel und ermöglicht die eingangs bereits erwähnte Neigungsverstellung.

Der Flügel besteht insgesamt aus einem Träger 53, einer Betätigungseinrichtung 3^- und einem Zapfen 44·. Der Flügel 3 ist auf Lagern 52 montiert, die seine Verdrehung gegenüber dem

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Rohr 2 ermöglichen. Diese Verdrehung wird mit Hilfe einer Motors 38 und Zahnräder 36 und 37 bewerkstelligt. Beim nicht rotierenden Vorwärtsflug ermöglicht die Verdrehung des Flügels eine 9O°-Wende für dessen Ausrichtung bis zu einem Punkt, bei dem die Spannweitenachse der Flügel in der Äquatorebene liegt und die Flügel deshalb einen Auftrieb erzeugen, wie er bei jedem normalen Flugzeug vorkommt.

Jeder der Flügel enthält auch Mittel zum Verändern des Arbeitswinkels. Der ganze Flügel kann mit Hilfe einer geeigneten Betätigungseinrichtung um die Spannweitenachse verdreht werden, wie dies bei den meisten Flugzeugen oder Flügeln der Fall ist, die mit ähnlichen Klappen ausgerüstet sind, wie sie-in Fig. 8 gezeigt sind. Dort ist innerhalb des Flügels 3 eine Betätigungseinrichtung 49 dargestellt, die über einen Hebel 51 auf die Klappe 50 wirkt. Beim Verdrehen der Klappe 50 wird auch die Geometrie des Fl'igels verändert. Als Folge davon modifiziert sich auch die Hebekraft des Flügels, so wie es für die Flugkontrolle und für den Marschflug notwendig ist.

In Figur 6 ist schematisch die Kontrollbetätigungseinrichtung 39 der Fig. 3 und 4 gezeigt, wobei die für die Orientierung der horizontalen Achse des Flugzeuges notwendigen Kräfte durch ein Ruderblatt 2a erfolgt, statt durch die Neigung der Flügel,

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wie dies bei der Ausführungsform der Fig. 1 und 2 der Fall ist. In Fig. 6 ist der Flügel starr am Träger 32 befestigt und kann nicht wie in der Ausführungsform Fig. 5 geneigt werden. Auch das Ruderblatt 2a ist am Träger 32 starr gehalten. Die Ruderblatt- und Flügeleinheit, bestehend aus Antriebsmaschine 4, Flügel 3j Träger 32, Ruderblatt 2 und Klappe 52 können relativ zum Rohr 33 verdreht werden. Diese Rotation kann mit Hilfe eines Motors 42 und Zahnrädern 41 und 40 kontrolliert werden.

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Der Motor 42 kann dazu benutzt werden, um die gemeinsame Position des Ruderblattes und der Elappe 52 zu überwachen und dadurch die zyklische Kontrolle auszuüben. Die Präge, welches Kontrollsystem, Plügelneigung oder Ruderblatt, verwendet werden soll, hängt größten Teils vom Einsatzzweck ab und auch davon, wie präzise das Fluggerät fliegen soll, welche Kosten entstehen dürfen und wie komplex das Pluggerät sein darf.

In Pig. 7 ist eine Lageranordnung 16 gezeigt, bei der mit Hilfe von Lagern 55 der Last- und Kabinenträger 17 von der Rotation des horizontalen Strukturteiles 5 ausgeschlossen wird. Die Schleifrichtungsanordnung 45 umfaßt leitfähige Ringe 47, die auf einem Nichtleiter angeordnet sind. Mit den Ringen sind Bürsten 46 in Berührung, die ihrerseits auf ■ einer Klammer 5^- montiert sind, die am Träger 17 befestigt ist.

Die Kontrolleinrichtung ermöglicht es dem Piloten, oder, der Bedienungsperson, sofern eine Fernbedienung eingeschaltet ist, die Richtung und Geschwindigkeit des Plugzeuges mit einem Handgriff zu kontrollieren, der so angeordnet ist, daß er einen direkten Bezug zwischen dem Pilotenbefehl (Bewegung des Handgriffs) und den Aktionen des Pahrzeugs ermöglicht. Das Heben oder Absenken des Handgriffes löst den Befehl für das zykloidische Flügelsignal zusammen mit der richtigen Phasenorientierung aus, um in einer vertikalen Ebene das Ansteigen oder Absenken einzuleiten, wobei die Amplitude des Signales proportional ist zu dem Maß der Auslenkung des Handgriffes aus seiner neutralen Position. Bei der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird die Höhe des Plugzeuges automatisch mit Hilfe eines üblichen Plugzeughöhenregulierers gehalten, z.B. mit Hilfe von Radar, Barometric oder Laser und die Auf- und Abwärtsbewegung des Handgriffes durch den Piloten wird in dieses System als Fehlersignal eingeführt. Eine neutrale Position des Handgriffes

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wird für das Höhen-Kontrollsystem der Befehl sein, die momentane Höhe des Flugzeuges beizubehalten. Die Bewegung des Handgriffes nach links oder rechts wird ein zykloidisches Flügelsignal mit der richtigen Phasenorientierung erzeugen, um vom Flügelsystem einen Schub in einer horizontalen Ebene in einem 90°-Winkel zu der horizontalen Hauptachse des Fahrzeuges zu erlangen. Der Betrag des so erzeugten Schubes ist eine Funktion der Auslenkung des Handgriffes aus seiner neutralen Position.

Ein Verschwenken des Handgriffes nach links oder rechts oder ein Auf- und Abbewegen desselben in einer vertikalen Ebene, die die horizontale Achse des Flugzeuges schneidet, führt bei-der Flügelneigungskontrolle zu einem zyklischen Befehl der hauptsächlich von der Sinuskurve abhängig ist, die für die Flügelgesamtkontrolle erzeugt wird und wirkt zusammen mit dem eingangs bereits angesprochenen Niveau- und Azimuthkontrollsystem.

Eine Bewegung des Handgriffes nach vorne und rückwärts stellt einen Befehl für das kollektive Flugelneigungskontrollsystem dar, um eine Kraft in Richtung der horizontalen Achse des Flugzeuges mit Hilfe des kollektiven Neigungsbefehles zu erreichen und wird auch die Rotation des Flügel-Antriebssystems um die Spannweitenachse in die gewünschte Flugrichtung einleiten. Die Orientierung der Spannweitenachse kann automatisch durch Bezugnahme auf die relative, von den Flügeln aufgenommene Windrichtung erfolgen und zwar in der Weise, daß ein Sensor die relative Windrichtung mißt und dann die Spannweitenachse der Flügel bis zu dem Punkt verdreht, wo diese Achse einen 90°-Winkel zur relativen Windrichtung einnimmt. Die Eingabe eines Pilotenbefehles in dieses System wird als Fehlersignal gewertet werden, um das Fahrzeug in Gang zu setzen.

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In Fig. 9 ist eine Lösung gezeigt, bei welcher dieses Kontrollsystem in einem einzigen Handgriff vereinigt ist. Der Handgriff 20 kann nach links oder rechts gedreht werden. Hierdurch wird der Schleifkontakt eines Potentiometers 21 verändert, um ein Fehlersignal auf das Standard-Gyro-Kompaß-Azimuth-Kontrollsystem aufzubringen. Sofern vom Pilot kein Druck ausgeübt wird, hält die Feder 22 den Handgriff zentriert und das Gyro-Kompaß-Kontrollsystem wird das Flugzeug auf der gegebenen Harschrichtung halten.

Sofern der Handgriff 20 durch den Piloten so verdreht xdLrd, daß er nach oben oder unten deutet, d.h., daß der Handgriff in einer vertikalen Ebene gedreht wird, die die horizontale Achse des Fahrzeugs schneidet, so wird diese Verdrehung durch ein Potentiometer 23 aufgenommen und ein Fehlersignal wird in das das Flugzeug in seiner Höhe haltenden Gyro-Kontrollsystem eingeführt. Als Folge davon wird das Flugzeug nach oben oder nach unten ziehen. Sofern auf den Handgriff keine Drehbewegung aufgebracht wird, hält die Feder 26 den Handgriff in seiner neutralen Position und das Fahrzeug wird durch das Gyro-System automatisch in seinem ITiveau gehalten.

Bewegt man den Handgriff nach links oder rechts, so wird das Potentiometer 24- diese Bewegung aufnehmen, da der gesamte innere Handgriff auf den Lagern 30 seitlich verschoben wird. Diese Bewegung bewirkt eine Verschiebung der Phase des zykloidischen Flügelbefehlssignals und läßt die Flügel eine Seitenkraft erzeugen, die proportional ist zur Auslenkung des Handgriffes zur Seite hin. Wird kein Druck ausgeübt, so wird der Handgriff durch die Feder 28 in seiner neutralen Position gehalten. Sofern der Pilot den Handgriff nach oben zieht oder ihn nach unten drückt, wird das Potentiometer 25 dazu benutzt, um das zykloidische Flügelsignal und gleichzeitig die Höhe des Flugzeuges zu ändern. Ein am Ausgang des Standard-Flugζeug-

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Höhen-Regulierungssystem liegendes Servosystem wird dazu benutzt, die Höhe des Flugzeuges zu kontrollieren und zwar. indem dem zykloidischen Flügelsystem ein Signal aufgegeben wird, um die Fahrzeughöhe gemäß dem Pilotenbefehl zu halten oder zu verändern. Eine Bewegung des Handgriffes 20 nach oben oder nach unten verändert den Widerstand des Potentiometers 25 und führt deshalb zu einem Fehlersignal im Höhenregulierungskontrollkreis und das zykloidische Flügelbefehlsignal wird geändert, um zu steigen oder um abzufallen.

Sofern auf dem Handgriff kein Druck nach oben oder unten aufgebracht wird, wird keine Veränderung der Höhe erfolgen, da das Federsystem 27 den Handgriff in seiner neutralen Position hält. Bei einer Bewegung des Handgriffes nach vorne und rückwärts bewegt sich die gesamte Anordnung relativ zu den festgelegten Lagern 31 und das Potentiometer 28 wirkt auf das kolletive Flügelneigungskontrollsystem und auf den kollektiven Flügelarbeitswinkel, ebenso wie auf die Spannweitenrotation des Flügels, um entweder eine nach vorne gerichtete oder eine nach hinten gerichtete horizontale Kraft zu erzeugen. Sofern keine Kraft an dem Handgriff angreift, wird die Feder 29 den Handgriff in seiner neutralen Position halten.

Wenn externe grundbezogene Signale zur Verfügung stehen oder eine interne Schwerkraftplattform benutzt wird, für die "Totpunktberechnung¹¹, so können diese Signale dazu verwendet werden, um die neutrale Position des Handgriffes als Fixpunkt im Raum bezüglich des Grundes zu verwenden. Die Befehlseingänge des Piloten werden dann als Fehlersignal gegenüber diesem Positionssignalejo. eingesetzt. Diese Systeme sind in der Fachwelt bekannt.

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Die genaue Gestalt des Zentralkörpers hängt von dem generellen Einsatzzweck ab. In dem Maße, wie die Feinheit gesteigert wird, nimmt der Luftwiderstand des Zentralkörpers ab und das Fahrzeug kann höhere Geschwindigkeiten erreichen. Einfachere Formen jedoch sind billiger herzustellen und haben eine größere Stabilität bei hohen Geschwindigkeiten und vermögen für spezielle Einsätze ebenfalls ausreichende Fluggeschwindigkeiten zu gewährleisten. Eine mögliche Gestalt ist in den Figuren 3 und gezeigt. Man bemerke, daß diese Ausführungsform aerodynamische Strukturen aufweist, die als Propellerblätter fungieren und die sowohl zyklisch als auch kollektiv betätigt werden können um das eingangs beschriebene Neigen der Flügel zu erreichen.

Bei der Ausführungsform gemäß Fig. 3 und 4 ist das Auftriebsgas in einer speziell sphärisch geformten Hülle enthalten. Die Verkleidung 15 ist angebracht worden, um die Reibung zu reduzieren. Die Verkleidung· kann mit Luft gefüllt werden und als externer Ballon wirken mit mehr oder weniger Luft darin, um so im Zentralkörper einen konstanten Gasdruck aufrecht zu erhalten.

In Fig. 4 erstreckt sich das horizontale Strukturteil 5 bis vor die vordere Oberfläche des Zentralkörpers und wird durch äußere Seile 14 gehalten, die an der Ruderblattunterstützungsstruktur einen Punkt außerhalb der Oberfläche des Zentralkörpers befestigt sind, um so die Kabel 14 von der Oberfläche des Zentralkörpers fern zu halten. Ähnliche Kabel sind an der Ruderblattunterstützungseinrichtung angeordnet, um das rückwärtige Ende des horizontalen Strukturteils 5 zu halten.

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Lager 16 sind an den Enden des horizontalen Sturkturteils 5 angeordnet und tragen den Last- und Kabinenträger 17- Diese Anordnung ermöglicht es einem unbeladenen Fahrzeug mit jedem gewünscht aiWinkel auf- und abzusteigen, ohne daß eine schädliche Berührung mit dem rotierenden Flügelsystem befürchtet werden müßte. Beladene Fahrzeuge sind statisch stabil und neigen nicht dazu, derart winkelige Stellungen einzunehmen. Venn das Fahrzeug ausreichende und verläßliche Kontrollkräfte für das Flügelsystem aufzubringen vermag, kann der Last- und Kabinenträger aus einem einfachen Seilspreizträger bestehen. Wenn die Kabine auf dem Lastseil gemäß der Anordnung von Fig. 1 und 2 angeordnet ist und Manövriereinrichtung 11 benutzt wird, kann das Fahrzeugkontrollsystem eine Einrichtung umfassen, um das örtliche Verhältnis zwischen der Kabine und dem Hauptkörper des Fahrzeuges festzustellen, so daß das Hauptfahrzeug immer versucht, eine Position direkt über der Kabine einzunehmen. Auf diese V/eise hat der Pilot hauptsächlich die Manövriereinrichtung zu betätigen und in dem Fall, wo die Kabine sich aus ihrer Position unterhalb des Hauptkörpers des Fahrzeuges entfernt (z.B. aufgrund der Wirkung der Manövriereinrichtung) mißt der Hauptkörper diese Auslenkung und unternimmt mit Hilfe der Flügel die notwendigen Schritte um "mitzukommen" und die Position direkt über der Kabine wieder einzunehmen. Sofern die Manövriereinrichtung 11 nicht benutzt wird,könnte das Kontrollsystem dafür eingerichtet sein, um vom Pilot ein

Fehlersignal zu empfangen, so daß eine separate Manövriereinrichtung nicht absolut notwendig ist. Es ist aber dann von Interesse, sofern eine präzise und schnelle Hakenpositionierung bei dem entsprechenden Auftrag unabdingbar ist. Eine Pilotenbefehlseinrichtung zum Verändern der Höhe wäre eine separate Kontrolleinrichtung und würde in der eingangs beschriebenen Art und Weise arbeiten.

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Die Gesamtgestaltung häng ab von den zu transportierenden Lasten, da diese das Volumen des Zentralkörpers und die notwendigen Auftriebskräfte bestimmen. Die vorliegende Erfindung kann für Lasten über 500 Tonnen verwendet werden, ohne daß hierdurch die Schubanforderungen überschritten werden, die beim modernen Fluzeugjetantrieben verfügbar sind. Bei der exakten Gestaltung und bei Messung der verschiedenen Komponenten ist eine große Gestaltungsfreiheit gegeben, da die eine Gestalt für einen bestimmten Einsatz vielleicht in dem einen Bereich bessere Leistungen erforderlich macht, z.B. bei der Marschgeschwindigkeit als eine Form, für einen zweiten Einsatz bei gleicher Belastung. Als allgemeine Anleitung für die Konstruktion kann man bei der Form des Zentralkörpers von einem ungefähren Verhältnis von 2-zu 1 ausgehen, wobei bei den Flügeln ein Erwartungsverhältnis von ungefähr 6 zu 1 bestehen und bei der Länge ein Maß von ungefähr der Hälfte der kleineren Dimension des Zentralkörpers ausreichend sein dürfte. Diese Flügel könnten auf Trägern an einem Punkt montiert werden, der ungefähr der Hälfte der kleineren Dimension des Zentralkörpers entspricht. Bei einigen Ausführungsformen und verschiedenen Größen der Flügel und der Antriebe mag es wünschenswert sein, einige Stabilitätsflächen 4-3 am Schwanz vorzusehen. Diese Flächen könnten in der Form eines Kreuzes ausgebildet und entweder starr oder ebenfalls kontrollierbar angeordnet sein.

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Leerseite

Claims

DIPL-ING. HANS H. HILGERS

PATENTANWALT

D-8OOO MÜNCHEN

Maximilianstraße Telefon (O89) 222862 Telex 05-29 38O Telekopierer (O89) 222862

Postscheckkonto München Nr. 25571-8O9 Deutsche Bank München Nr. 46/29226

Ihr Zelchen/Your Ref. Mein Zeichen/Oür. Ref. Datum/Date

H-EH 14-7 - H/sg 30- Mai 1979

INTERNATIONAL GYCLO-CRAIiE LICENSING
D 815,251 West Dekalb Pike
King of Prussia, 19406
U.S.A.

Verbundflugz eu.

s·

Pate nt ansprüche

1. Flugzeug mit aerostatischen und aerodynamischen Elementen dadurch gekennzeichnet, daß

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a) in einem Zentralkörper (1 ) des Flugzeuges

ein Gas leichter als Luft enthalten ist, wodurch eine aerostatische Auftriebskraft zur Verfugung steht, die wesentlich größer ist als das Körpergewicht des Flugzeugs,

b) daß das Flugzeug eine im wesentlichen horizontale Achse und eine Innenkonstruktion (5) aufweist, die mit dem Zentralkörper (Ί ) so verbunden ist, daß die aerostatische Hebekraft des Zentralkörpers (1 ) auf die Innenkonstruktion übertragen wird,

c) daß die Innenkonstruktion (1 ) äußere aerodynamische Strukturen trägt,

d) daß die aerodynamischen Strukturen aus Flügeln ( 5 ) und Trägern (2) bestehen, die direkt mit der Innenkonstruktion ( 5 ) verbunden sind,

e) daß an den aerodynamischen Strukturen Schubeinheiten (.4·) angeordnet sind, durch die das Flugzeug beim Schweben um die horizontale Achse in Rotation gehalten wird und die auch dazu dienen, das Flugzeug direkt anzutreiben in einer Richtung, die im wesentlichen der horizontalen Achse des Flugzeuges entspricht, wobei die Flügel ( 3) dann in einer Position angeordnet werden, in der deren Spannweitenachse einen 90 -Winkel zu der Flugrichtung einnimmt

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und bei der die S chub einheit en (4-) direkt in der Richtung der horizontalen Achse des Plugzeuges ausgerichtet sind und bei der die eben besprochene Rotation nicht auftritt, und daß mit den Flügeln (3) und den Schubeinheiten (4) verbundene Eontrollmittel zu deren Betätigung verbunden sind, um die Richtung und die Geschwindigkeit des Fluges bestimmen zu können.

2. Flugzeug nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß ein Last- und Kabinenträger (7, 17) in Lagern (55) gelagert sind, die an einem oder an beiden Enden des horizontalen Strukturteiles (5) angeordnet sind.

3· Flugzeug nach Anspruch 2,dadurch gekenn-· zeichnet , daß Seile vorgesehen sind, um den Last- und Kabinenträger (7) mit einem Spreizträger (8) zu verbinden, der unterhalb des Fahrzeugs zwischen den Seilen angeordnet ist.

4-, Flugzeug nach Anspruch 3»d.adurch gekennzeichnet , daß eine Kontrallkabine (10) an dem Last— und Kabinenträger (7) unterhalb des Flugzeugs angeordnet ist. .

5- Flugzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß die Kontrollmittel zyklische, kollektive Flügelneigungs- und Flügelzykloidische Kontrollsysteme umfassen und die betriebsmäßig mit auf die Höhe, die Stellung, die Marschbewegung und den Grund bezugnehmenden Positionssysteme verbunden sind, die ihrerseits mit einem Pilotenkontrollsystem in Verbindung stehen.

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6. Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekenn zeichnet, daß das Höhenkontrollsystem

a) Mittel zum Messen der Höhe und Erzeugen eines der Höhe proportionalen Signals und,

b) Mittel zum Einführen dieses Signals in den zykloidischen Flügelbefehl mit Hilfe des Pilotkontrollsystems aufweist, wobei

c) die Aufwärtsbewegung des Pilotkontrollsystems zu einem Befehl zur Höhenzunahme führt,

d) eine Absenkbewegung des Pilotkontrollsystems zu einem Befehl zum Höhenverlust führt, und

e) eine neutrale Position des Pilotkontrollsystems zu keiner Veränderung in der Höhe führt.

7. Flugzeug nach Anspruch 5» dadurch gekennzeichnet, daß das Flugrichtungskontrollsystem Mittel zum Erfassen des Kompaßkurses und zum Erzeugen eines von diesem Kurs abhängigen elektrischen Signals enthält, wobei vorgesehen ist, dieses elektrische Signal über das Pilotkontrollsystem auf das zyklische Befehlssystem für die Flügel zu beaufschlagen und wobei

a) eine Bewegung in eine linksseitige Position des Pilotkontrollsystems das Flügelkontrollsystem dazu verursacht, einen Schub zu erzeugen, um das Flugzeug nach links vom Kompaßkurs abzubringen,

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b) eine Bewegung in eine rechtsseitige Position des Pilotkontrollsystems eine Veränderung des Flugzeugkurses nach rechts bewirkt, und

c) eine neutrale Position zwischen der linken und rechten Position des Pilotkontrollsystems in keiner Änderung des Kurses des Flugzeuges resultiert.

8. Flugzeug nach Anspruch 5» dadurch gekennzeichnet , daß Mittel zum Erfassen von Veränderungen bei der Neigung der horizontalen Achse , des Flugzeuges . zum Erzeugen eines elektrischen Signales vorhanden sind, das proportional ist zu der Auslenkung der horizontalen Achse gegenüber der Niveauhöhe und daß weiterhin Mittel zum Aufbringen dieses elektrischen Signales auf das Flügelkontrollsystem über das Pilotkontrollsystem vorhanden sind, wobei die Auslenkung dieses Pilotkontrollsystems in einer durch die horizontale Achse des Flugzeugs verlaufende Ebene zu einem Befehl zur Änderung der Neigung des Flugzeuges führt und

a) bei Fehlen einer derartigen Auslenkung des Pilotkontrollsystems die Niveauhöhe des Flugzeugs beibehalten wird.

9. Flugzeug nach Anspruch 5j dadurch gekennzeichnet , daß Mittel zum Erzeugen einer geeigneten Modulation des zykloidischen Flügelbefehlssignals bei Auslenkung des Pilotlcontrollsystems in einer zur horizontalen Achse des Flugzeugs im rechten Winkel stehenden Ebene, so daß die Auslenkung des Pilotkontrollsystems dazu beiträgt, einen Schub der Flügel in der Richtung des besagten Pilotkontrollsystems zu erzeugen.

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10. Flugzeug nach Anspruch 5> dadurch gekennzeichnet , daß Mittel zum Kontrollieren des besagten Flügelkontrollsystems in direkter Linie mit der horizontalen Achse des Plugzeugs vorhanden sind, wobei

a) bei einer neutralen Position kein Schub ausgeübt wird,

b) bei einer gegenüber der neutralen Position nach vorne gerückten Position ein Vorwärtsschub erfolgt, und

c) bei einer gegenüber der neutralen Position rückwärtigen Position ein Rückwärtsschub erfolgt.

11. Flugzeug nach Anspruch 5» dadurch gekennzeichnet , daß Mittel zum Errichten einer geeigneten Flügelorientierung beim nicht rotierenden Horizontalflug vorhanden sind.

12. Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet , daß Mittel für die geeignete Veränderung des Flüge!systems vorhanden sind, um bei der nicht rotierenden, horizontalen Fluganordnung bei jedem Blatt und/oder jedem Flügel den gewünschten Anstellungsgrad zu ermöglichen.

13. Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet , daß Mittel für ein Pilotkontrollsystem vorhanden sind, bei dessen Verdrehung oder Auslenkung in einer Ebene, die die horizontale Achse des Flugzeuges schneidet, zu einer Variierung der Schubmittel von Anspruch 1 führt, so daß sich die horizontale Achse des Flugzeugs direkt abhängig von der Bewegung des Pilotkontrollsystems zurückorientiert.

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Flugzeug nach Anspruch 5» dadurch gekennzeichnet , daß Mittel zum Bestimmen der relativen Grundposition und Mittel zum Einführen von Signalen dieses Systems in das Flugzeugkontrollsystem über das Pilotkontrollsystem vorhanden sind, so daß die Bewegung des Pilotkontroll-.systems als Fehlersignal den Eingängen für das Grundpositionssignal aufgegeben wird, so daß eine Fahrzeugbewegung relativ zum Grund in der Richtung der Bewegung des Pilotkontrollsystems erfolgen wird und eine Bewegung des Fahrzeugs relativ zum Grund aufhört, wenn das Pilotkontrollsystem sich in seiner neutralen Stellung befindet.

15· Flugzeug nach Anspruch 5» dadurch gekennzeichnet , daß der Zentralkörper ( 1) mit einer Verkleidung (15) von im allgemeinen konischer Form versehen ist, in der Luft in einer derartigen Menge enthalten ist, um im Zentralkörper einen vorgegebenen Druck aufrechtzuerhalten.

16. Flugzeug nach Anspruch 5> dadurch gekennzeichnet , daß das Flugzeug mit einem Kontrollsystem ausgestäfcet ist, um die Position zwischen der am Lastkabel aufgehängten Kabine und dem Hauptkörper des Fahrzeugs zu bestimmen.

17. Flugzeug nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet , daß das Kontrollsystem mit dem Fahrzeugbefehlssystem verbunden ist, so daß eine Auslenkung der Kabine als Kontrollfall erfaßt wird und das Fahrzeugkontrollsystem entsprechende Kräfte mit Hilfe der aerodynamischen Elemente ausübt, um das vorgegebene Positionsverhältnis zwischen dem Hauptkörper des Fahrzeugs und der Kabine wieder herzustellen.

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18. Flugzeug nach Anspruch 5₅ dadurch gekennzeichnet , daß das Hauptlastkabel (9 ) des Flugzeuges Mittel (11) zum Ausüben eines Schubes in horizontaler Ebene aufweist, um die Kabine unabhängig positionieren zu können.

19. Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet , daß die an äußeren Trägern montierten Flügel (3) aus zwei Luftblättern bestehen, die im Zentrum miteinander verbunden sind und in einer zweiflächigen Anordnung angeordnet und mit geeigneten Mitteln zug Heben der Blätter versehen sind.

20. Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet , daß das Flugzeug mit Schwanzflossen versehen ist, um es zu stabilisieren und zu steuern.

21. Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet , daß das Flugzeug mit aerodynamischen Strukturen versehen ist, die auf äußeren Trägern (2 ) montiert sind und die zyklisch und kollektiv miteinander kontrolliert werden können, um einen Schubvektor zu erzeugen, der im allgemeinen mit der horizontalen Achse des Flugzeugs ausgerichtet ist.

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