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Titel: Hybrid-Flugzeug
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Die Erfindung betrifft ein Hybrid-Flugzeug mit Senkrecht-und/oder
Kurzstarteigenschaft, insbesondere mit Quadantrieb, dessen sich zu beiden Enden
hin verjüngender stromlinienförmiger Rumpf einen ein Traggas aufnehmenden Auftriebskörper
bildet und ein den Fluggast- und/oder den Frachtraum einschließendes TraggerUst
aufweist, das mit die außenliegenden Triebwerke tragenden Querauslegern versehen
ist0 Luftschiffe, die zur Auftriebserzeugung ein Traggas, zumeist Helium, verwenden,
und Hybrid-Flugzeuge, die die Eigenschaften eines Luftschiffes mit denen eines StarrflUgelflugzeuges
verbinden, bei denen der Auftrieb durch die Tragflächenwirkung erzielt wird, sind
seit langem in zahlreichen Ausführungen bekannt (US-PSen 3 856 238, 3 227 400, 3
801 044, 4 269 375, 1 130 623, 1 741 446). Trotz der stürmischen Entwicklung, die
die Luftfahrttechnik in der Vergangenheit genommen hat, und trotz der offenkundigen
Schwächen der herkömmlichen Flugzeugversionen, wie vor allem hohe Fertigungs- und
Betriebskosten, Abhängigkeit von hochentwickelter Boden-Infrastruktur mit großräumigen
Flughäfen, langen Startbahnen und aufwendigen Wartungs- und Abfertigungssystemen
haben sich die Hybrid-Flugzeuge bekanntlich bis heute nicht einführen können.
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In der Praxis besteht der Bedarf nach einem Flugzeug, mit dem sich
insbesondere im Kurz- und Mittelstreckenbereich der Fracht- und Passagierverkehr
kostengünstig, energiesparend und ohne unzuträgliche Eingriffe in die Umwelt durchftthren
läßt, und welches sich vor allem auch in solchen Bereichen einsetzen läßt, wo, wie
in Entwicklungs- und Schwellenländern, keine ausreichende Infrastruktur für die
Abwicklung des Lufttransportes mittels der herkömmlichen Flugzeuge zur Verfügung
steht. Hiervon ausgehend liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein vielseitig
einsatzfähiges Kombinationsflugzeug mit Kurzstart- und/oder Vertikalstartfähigkeit
zu schaffen, das sich als VTOL- bzw. V/STOL,Flugzeug weitgehend ohne Bodeninfrastruktur
und aufwendige Abfertigungssysteme operieren kann, dabei sich durch günstige Anschaffungskosten
und vergleichsweise niedrige Betriebskosten auszeichnet, die je Tonne-Kilometer
zwischen den Kosten des konventionellen Boden- und Lufttransportes liegen, und das
in bevorzugter Ausführung auch hubschrauberähnliche Flugoperationen ermöglicht.
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Die vorgenannte Aufgabe wird erfindungsgemäß mit den im Kennzeichen
des Anspruchs 1 angegebenen Merkmalen gelöst.
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Das erfindungsgemäße Hybrid-Flugzeug ist so ausgelegt, daß etwa 60
bis 95 % seines Betriebsleergewichtes, d.h. im allgemeinen etwa 25 bis 55 % seines
maximalen Startgewichtes von dem statischen Lift des im Rumpf befindlichen Traggases
(Helium) getragen wird, während der restliche Hub unter Vorwärtsflugbedingungen
durch den dynamischen Lift des Flugzeugkörpers und unter VTOL-Bedingungen durch
den Vertikalschub der Triebwerke aufgebracht wird. Dabei ist es wesentlich, daß
der Rumpf selbst als Flügel kurzer Streckung mit bevorzugt etwa 30 igem Profil ausgebildet
ist, das unter
Vorwärtsflugbedingungen und geringen Anstellwinkeln
von s = 1 bis 120 einen ausreichend großen dynamischen Lift zu erzeugen in der Lage
ist0 Die Formgebung des Rumpfes ist so gewählt, daß sie die Rumpfoberfläche und
damit das Strukturgewicht bei größtmöglichem Rumpfvolumen minimiert, dabei aber
zugleich aerodynamisch optimiert ist, wodurch sowohl der Formwiderstand als auch
der induzierte Widerstand minimiert werden. Das Fluzeug benötigt keine weit ausladenden
Tragflächen. Die Querausleger, an welchen die Triebwerke gelagert sind, tragen zum
dynamischen Lift nichts oder nur unwesentlich bei. Abweichend von einem rotationssymmetrischen
Körper weist das erfindungsgemäße Flugzeug eine an ein Tragflächenprofil angenäherte
Form auf, die in den verschiedenen Querschnittsebenen zumindest angenähert etwa
elliptisch bzw. oval geformt ist, wobei die Ellipsen-Hauptachse die Horizontalachse
ist. Zugleich ist die RumDfgeometrie so gewählt, daß ein Stromlinienkörper mit stufenweisem
Druckanstiegs-Gradienten gebildet wird, bei dem der Ablösungspunkt der den Rumpf
umströmenden Luft-Grenzschichten sich an einer Stelle befindet, die deutlich hinter
der Rumpfmitte, also im hinteren Bereich der Rumpflänge liegt0 Während für den dynamischen
Lift hauptsächlich die Rumpfform maßgebend ist, können etwa 20 bis 30 % des dynamischen
Liftes durch das Tragflächenprofil der horizontalen Stabilisatoren am Heck des Flugzeuges
aufgebracht werden0 Der Rumpf besteht aus einem selbsttragenden, formstabilen Hohlkörper
in Leichtbauweise. Der Kielträger bildet das tragende Rückgrat des Flugzeuges; er
liegt weitgehend innerhalb der Rumpfgeometrie, so daß er die aerodynamische Form
des Rumpfes nicht nachteilig beeinflußt0 Dadurch, daß der Kielträger im Bugbereich
etwa höckerartig nach unten aus dem Rumpfprofil herausragt, erhöht er in vorteilhafter
Weise
den dynamischen Lift unter Kurzstartbedingungen. Zugleich ergibt sich eine gute
Zugänglichkeit des Passagier- und/oder Frachtraumes im Inneren des Kielträgers,
was bei Operationen des Flugzeuges in Bereichen, wo keine geeignete Boden-Infrastruktur
für den herkömmlichen Flugbetrieb zur Verfügung steht, von besonderem Vorteil ist.
Der Kielträger liegt verhältnismäßig tief, d.h.
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im Kiel des Rumpfes, wodurch sich eine für die Stabilität günstige
tiefe Schwerpunktlage ergibt.
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Die erfindungsgemäß vorgesehene Rumpfgeometrie mit dem größeren RumDfdurchmesser
(Rumpfbreite) in horizontaler Richtung verleiht dem Rumpf nicht nur die genannte
gtlnstige Eigenschaft eines Flügels kurzer Streckung; sie erlaubt es zugleich, den
als Hohlträger ausgebildeten Kielträger, der im allgemeinen den Frachtraum bildet,
verhältnismäßig breit zu bemessen und zugleich den Kielträger innerhalb des Rumpfquerschnitts
so tief zu legen, daß eine nahezu ebenerdige Zugänglichkeit des Frachtraumes über
Ladeklappen od.dgl. erreichbar ist. Der Kielträger erstreckt sich nach hinten bis
in den Heckbereich des Flugzeugs. Entsprechend kann ein sich vom Bugbereich bis
in den Heckbereich erstreckender durchgehender Laderaum gebildet werden. Am vorderen
und/oder am hinteren Ende des als Hohlträger ausgebildeten Kielträgers wird zweckmäßig
eine Zugangsöffnung zum Lade- und/oder Fluggastraum vorgesehen, die vorzugsweise
durch eine aufklapobare Rampe verschließbar ist0 Es empfiehlt sich, sowohl vorne
als auch hinten eine Zugangsöffnung vorzusehen, so daß das Frachtgut, das zuerst
verladen wurde, sich auch als erstes wieder ausladen läßt0 Im übrigen wird hiermit
eine rasche Be-und Entladung des Flugzeuges sichergestellt0 Als besonders günstig
hat sich eine Anordnung herausgestellt, bei welcher der Kielträger unterhalb der
horizontalen
Längsmittelebene des Rumpfes liegt und auf ganzer
Länge eine im wesentlichen gleichbleibende Breite hat, die zumindest angenähert
der Differenz DH max D max entspricht. Der biege- und torsionssteife Kielträger
kann aus einem Fachwerk-Hohlträger oder aus einem geschlossenen Kunststoff-Hohlträger
hoher Steifigkeit bestehen. Die Anordnung ist zweckmäßig so getroffen, daß der Kielträger
an seinem hinteren Ende den Heckkonus trägt, während er en seinem vorderen Ende
mit einem das Cockpit bildenden, nach oben aufragenden Bugkorb od.dgl. versehen
ist.
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Der als Stromlinienkörper ausgebildete Rumpf hat nicht nur die Funktion
eines Flügels kurzer Streckung, sondern er bildet zugleich einen großvolumigen Behälter
für das statische Traggas (Helium)0 Die Rumpfzelle besteht vorzugsweise aus einem
Gitterwerk, das zweckmäßig im Bug- und Heckbereich durch eine Paneel-Beplankung
od.dgl. ausgesteift ist, während es zwischen diesen ausgesteiften Bereichen durch
eine flexible Umhüllung bzw0 Mantelfolie abgedeckt ist Das Cockpit und gegebenenfalls
der Fahrgastraum befinden sich zweckmäßig oberhalb des Kielträgers in dem ausgesteiften
Bugbereich. Die Anordnung ist zweckmäßig so getroffen, daß die durch die Mantelfolie
abgedeckte Gitterkonstruktion durch den Innendruck des Traggases unter einer ständigen
Vorspannung gehalten wird, so daß eine hohe Formstabilität des in Leichtbauweise
erstellten Rumpfes gegeben ist.
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Fur den Antrieb des erfindungsgemäßen Hybrid-Flugzeuges können unterschiedliche
Antriebssysteme bekannter Art, wie sie bei Vertikalstartflugzeugen bekannt sind,
vorgesehen werden. Im Hinblick auf dS hohe Flugsicherheit und gute Manövrierfähigkeit
besonders geeignet ist ein Antriebssystem in Quadanordnung0 Dabei finden vorzugsweise
bewährte Propellerantriebe
Verwendung, die bei Vertikalstart und
Vertikallandung den Vertikalschub und beim Vorwärtsflug den Vortrieb erzeugen, wie
dies bei Kipp-Propeller-Flugzeugen der Fall ist. Bei diesem bevorzugten Antriebssystem
weist also das Flugzeug vier kurze und schmale Querausleger auf, die die Triebwerke
in Quadanordnung tragen. Dabei sind mit dem Kielträger durchgehende horizontale
Querträger verbunden, die den Kielträger zweckmäßig übergreifen und deren seitlich
aus dem Rumpf herausragende Enden die Querausleger für die Triebwerke bilden.
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Es emDfiehlt sich, an jedem der vier vorgenannten Querausleger ein
Fahrwerksbein anzuordnen0 Zweckmäßig wird dabei am Kielträger im Mittelpunkt der
Fahrwerksbeine ein nach unten ausfahrbares Anker-Drehglied, vorzugsweise ein Ankerbolzen
od.dglO, angeordnet, welches eine Bodenverankerung des Flugzeuges in der Parkposition
ermöglicht. Um bei Starkwinden sicherzustellen, daß sich das Flugzeug mit der Längsachse
seines Rumpfes in die jeweils vorherrschende Windrichtung dreht, wird vorteilhafterweise
ein die Fahrwerksräder antreibender Bordantrieb vorgesehen, der von einem die Windstärke
und die Windrichtung ermittelnden Sensorsystem so gesteuert wird, daß er das Flugzeug
in die Windrichtung dreht0 Die Fahrwerksbeine sind hierbei auf Lenkwinkel von 45
ausgestellt, so daß sie auf einer Kreislinie laufen, deren Mittelpunkt durch den
vorgenannten Ankerpunkt gebildet ist. Der Ankerpunkt befindet sich im übrigen vorteilhafterweise
etwa im Mittelpunkt des Flugzeugrumpfes, so daß sich das Flugzeug um seine Mitte
dreht. Drehbewegungen des Flugzeugs um seinen Ankerpunkt erfordern daher keinaizusätzlichen
Manövrierraum.
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Weitere Merkmale der Erfindung sind in den einzelnen AnsDrilchen aufgeführt
und werden nachfolgend im Zusammenhang mit
dem in der Zeichnung
dargestellten bevorzugten AusfUhrungsbeispiel näher erläutert, In der Zeichnung
zeigen: Fig. 1 ein erfindungsgemäßes Hybrid-Flugzeug in Seitenansicht; Fig. 2 das
Flugzeug nach Fig0 1 in Draufsicht; Fig0 3 das Flugzeug nach den Figuren 1 und 2
in einer Ansicht auf sein Heck in Richtung der Rumpf-Längsachse; Fig. 4 das Flugzeug
nach den Figuren 1 bis 3 in Seitenansicht, wobei der Rumpf lediglich angedeutet
und der Kielträger in seiner Lage zum Rumpf gezeigt ist; Fig. 5 den Kielträger in
Seitenansicht; Fig. 6 den Kielträger mit dem Heckkonus in Draufsicht; Figuren 7
bis 9 den Bugbereich des Flugzeuges nach den Figuren 1 bis 6 mit einer vorteilhaften
Triebwerksanordnung; Fig. 10 eine schematische Draufsicht auf das Flugzeug nach
den Figuren 1 bis 9 mit der Triebwerksanordnung und dem Ankerpunkt; Figuren 11 bis
13 eine Teilansicht des Bugbereiches mit Triebwerksanordnung und Schwenkklappen;
Figuren 14 und 15 eine weitere Ausgestaltungsform einer Triebwerksanordnungo
Bei
dem dargestellten Flugzeug handelt es sich um ein V/STOC-Hybrid-Flugzeug, welches
bevorzugt für den Passagier- und/oder Lastentransport im Kurz- und Mittelstrekkenbereich
bestimmt ist und welches auch dort operieren kann, wo die für den herkömmlichen
Flugbetrieb erforderlichen Boden-Infrastrukturen nicht vorhanden sind0 Das Flugzeug
besteht in seinen wesentlichen Teilen aus einem Rumpf 1, einem am hinteren Ende
des Rumpfes 1 angeordneten Heckkonus 2 mit horizontalen Stabilisatoren 3, die ein
Tragflächenprofil aufweisen, einem Antriebssystem mit vier Triebwerken 4 in Quadanordnung,
die jeweils an kurzen und schmalen Querauslegern 5 paarweise auf den gegenüberliegenden
Seiten des Rumpfes angeordnet sind, und einem Fahrwerk mit Doppelfahrwerksbeinen
6, die sich jeweils an den Querauslegern 5 befinden. Der Rumpf 1 ist ein formstabiler
Aufnahmebehälter für ein statisches Traggas, insbesondere Helium. Er bildet demgemäß
einen statischen Auftriebskörper. Zugleich ist der Rumpf 1 als FlUgel kurzer Streckung
ausgebildet, der aufgrund seiner Tragflächenwirkung unter Vorwärtsflugbedingungen
den hauntsächlichen dynamischen Lift erzeugt. Die horizontalen Stabilisatoren 3
am Flugzeugheck sind zweckmäßig so gestaltet, daß sie größenordnungsmäßig etwa 30
% des dynamischen Liftes aufbringen.
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Wie insbesondere die Figuren 1 bis 3 zeigen, hat der Rumpf 1 nicht
die Form eines rotationssymmetrischen Körpers, sondern vielmehr zumindest in grober
Annäherung die Form eines Tragflächengebildes. Der sich zum Bug und zum Heck hin
konisch verjüngende Rumpf 1 hat in der Seitenansicht gemäß Fig.1 angenähert eine
Eiform mit im Bug auslaufender Snitze, die zur horizontalen Längsmittelebene symmetrisch
ist.
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Mit L ist in den Figuren 1 und 2 die Gesamtlänge des
Rumpfes
1 einschließlich seines Heckkonus 2 bezeichneto Der größte vertikale RumDfdurchmesser
ist durch das Maß Dv max bezeichnet, Von der Stelle des größten vertikalen Durchmessers
DV max verjüngt sich der Rumpf 1 zum Bug und zum Heck hin. Dabei ist der aerodynamisch
geformte Rumpf 1 in seiner Geometrie so ausgestaltet, daß das Verhältnis von DV
max zu der RumDflänge L zwischen etwa 0,28 und 0,38 liegt, bei dem dargestellten
bevorzugten AusfUhrungsbeispiel bei 0,36.
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In Draufsicht hat der Rumpf 1 die in Fig. 2 gezeigte Formgebung, die
in grober Annäherung diejenige eines Recht-Bkes oder Trapezes ist, dessen gegenüberliegende
Seiten durch die gekrUmmten Kurven 7 gebildet werden. Das Profil ist in Draufsicht
zur Mittelachse, die mit der vertikalen Längsmittelebene des Rumpfes 1 zusammenfällt,
symmetrisch. Die Stelle mit dem größten horizontalen Durchmesser bzw. der größten
horizontalen Breitenabmessung ist durch den Pfeil DH max bezeichnet0 Der größte
horizontale RumDfdurchmesser DH max beträgt etwa das 1,4 bis 2fache, bei dem dargestellten
bevorzugten Ausführungsbeispiel etwa das 1,5fach des größten vertikalen Rumpfdurchmessers
DV max Die Stellen mit dem größten vertikalen Durchmesser Dz marx und dem größten
horizontalen Durchmesser DH maxliegen in einer gemeinsamen Querschnittsebene des
Rumpfes 1, wobei sich diese Querschnittsebene, über die Länge L des Rumpfes gesehen,
zwischen der Stelle L/2 und dem heckseitigen Rumpf ende befindet0 Damit wird sichergestellt,
daß die Abrißstelle der den Rumpf 1 umströmenden Luftgrenzschicht möglichst weit
hinten zum Heck 2 hin liegt.
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Aufgrund der vorstehend beschriebenen Rumpfgeometrie sind sämtliche
Querschnitte durch den Rumpf 1 im wesentlichen Ellipsen mit horizontal liegender
Hauptachse. Dies ist in Fig0 3 gezeigt In Fig0 2 ist ein sich mittig über die
Rumpflänge
erstreckendes, etwa rechteckiges Feld 9 angedeutet, welches zwischen zwei Geraden
8 liegt, die sich beiderseits der Längsmittelachse vom Bug bis zum Heck des Rumpfes
1 erstrecken0 Die Breite des Mittelfeldes 9, d.h.
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der Abstand der beiden parallelen Geraden 8 entspricht dem Naß DH
max W DV max Stellt man sich vor, daß das Mittelfeld 9 aus der in Fig0 2 gezeigten
Fläche herausgetrennt ist und daß die beiden Geraden 8 in der Längsmittelachse zusammenfallen,
so würde die in Fig0 2 gezeigte Rumpf-Draufsicht im wesentlichen dieselbe Flächenform
haben wie die in Fig0 1 gezeigte Rumpf-Seitenansicht, da die kurvenförmigen Begrenzungsflächen
7 der Rumpf-Draufsicht nach Fig0 2 zumindest angenähert mit den kurvenförmigen Begrenzungen
10 der Rumpf-Seitenansicht nach Fig. 1 übereinstimmen.
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Bei der dargestellten und vorstehend beschriebenen geometrischen Form
des Rumpfes 1 handelt es sich um eine aerodynamische Formgebung, die die Verhältnisse
von RumDfoberfläche zu Rumpfvolumen zu dynamischem Lift des Rumpfes optimiert, Dies
bedeutet zugleich eine Minimierung der Rumpfoberfläche und damit des Rumpf-Strukturgewichtes
bei größtmöglichem Rumpfvolumen unter Beriicksichtigung einer optimalen aerodynamischen
Form, die sowohl den Formwiderstand als auch den induzierten Widerstand minimiert.
Der Rumpf 1 bildet einen Stromlinienkörper mit stufenweisem Druckanstiegsgradienten,
bei dem der Grenzschicht-Ablösepunkt etwa in den letzten 20 bis 25 % seiner Rumpflänge
verlegt ist.
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Das tragende Rückgrat des Hybrid-Flugzeuges bildet der in den Figuren
4, 5 und 6 gezeigte Kielträger 11, der bei detn dargestellten Ausfhrungsbeispiel
aus einem Fachwerk-Hohlträger besteht0 Der biege- und torsionssteife Kielträger
11
erstreckt sich vom Bugbereich bis in den Heckbereich des Flugzeugrumpfes;
er liegt weitgehend im Inneren des stromlinienförmigen Rumpfes, und zwar unterhalb
der horizontalen Längsmittelebene des Rumpfes, wie Fig0 4 zeigt, Der Kielträger
11 hat auf ganzer Länge im wesentlichen eine gleichbleibende Breite, die zumindest
angenähert der Differenz DH max - DV max entspricht0 Demgemäß liegt der Kielträger
innerhalb des in Fig. 2 angedeuteten Feldes 9. Im Bereich zwischen der Rumpfmitte
und dem Bug taucht der Kielträger 11 aus dem Rumpfprofil nach unten heraus, wobei
er an der Rumpfunterseite mittig einen höckerartigen Ansatz 12 bildet, wie dies
insbesondere Fig. 1 zeigt, Dieser hinter und unterhalb des Buges 13 mittig über
das RumDfprofil vorspringende höckerartige Ansatz 12 erhöht mit seiner schräg zur
Rumfpachse stehenden Stirnfläche 14 den dynamischen Lift des Flugzeuges unter Kurzstartbedingungen.
Zugleich ergibt sich mit dieser Anordnung eine gute Zugänglichkeit des von dem rechteckigen
Innenraum des Kielträgers 11 gebildeten Frachtraumes0 Der Kielträger 11 weist am
vorderen und hinteren Ende jeweils eine Zugangsöffnung 15 und 16 auf, die durch
eine auf den Boden niederklappbare Rampe 17 bzw. 18 verschließbar ist. Auf diese
Weise ist ein nahezu ebenerdiger Zugang zu dem von vorne nach hinten durchgehenden
Frachtraum im Inneren des Kielträgers vorhanden.
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Der Kielträger 11 erstreckt sich heckseitig bis in den Utergangsbereich
zum Heckkonus 2. Wie Fig. 5 zeigt, weist der Kielträger 11 am hinteren Ende einen
aufragenden Balkenansatz 19 auf, welcher den als gesonderte Baueinheit gefertigten
Heckkonus 2 trägt0 Wie in Fig. 4 strichpunktiert angedeutet ist, kann der Heckkonus
2 zusätzlich zu den horizontalen Stabilisatoren 3 eine vertikale Stabilisierungsflosse
20 aufweisen,
Der Kielträger 11 weist an seinem vorderen Ende einen
nach oben aufragenden Bugkorb 21 auf, der unterhalb des Buges 13 des Rumpfes 1 liegt
und das Cockpit des Flugzeuges bildet. Das Cockpit ist durch den Raum im Inneren
des Kielträgers zugänglich.
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Der als Fachwerkträger ausgebildete Kielträger 11 wird, was nicht
näher dargestellt ist, mit einer Beplankung versehen, so daß ein an allen vier Seiten
geschlossener, nur über die endseitigen Zugangsöffnungen 15 und 16 zugänglicher
Hohlträger gebildet wird. Es besteht auch die Möglichkeit, den Kielträger 11 aus
einem Kunststoff-Vollträger, statt aus einem Fachwerkträger, herzustellen.
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Mit dem Kielträger 11 fest verbunden sind zwei quer zu den Kielträger
verlaufende parallele horizontale Querträger 22, die, wie die Figuren 4 bis 6 zeigen,
den Kielträger 11 übergreifen und deren seitlich aus dem Rumpf 1 herausragende Enden
die Querausleger 5 bilden, welche die Triebwerke 4 und die Fahrwerksbeine 6 tragen.
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Der als Flügel kurzer Streckung ausgebildete und zugleich den Aufnahmebehälter
für das statische Traggas bildende Rumpf 1 besteht aus einem formstabilen Stromlinienkörper,
dessen Außenschale, was in der Zeichnung nicht im einzelnen dargestellt ist, von
einer Gitterkonstruktion gebildet ist. Das Gitterwerk besteht aus in KnotenDunkten
miteinander verbundenen Stäben. Das Gitterwerk ist im Bugbereich 13 und im Heckbereich
23 (Fig. 4) mit glasfaserverstärkten Kunststoffplatten od.dgl. beplankt, wodurch
das Gitterwerk im Bug- und Heckbereich ausgesteift wird0 Eine Schottwand 24 schließt
den ausgesteiften Bugbereich 13 zu dem das Traggas aufnehmenden Innenraum des Rumpfes
1 abo Vor der Schottwand 24 und oberhalb des Cockpits 21 wird somit ein Bugraum
25 geschaffen, der als Flugpassagierraurn benutzt
werden kann0
Eine entsprechende Paneelbeplankung befindet sich, wie erwähnt, im Heckbereich 23
des Rumpfes 1 sowie zweckmäßig auch im Bereich des den Frachtraum einschließenden
Kielträgers 11.
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Im Bereich zwischen der Bug- und Heckpaneelbeplankung ist die Gitterkonstruktion
des Rumpfes 1 durch eine flexible Mantelfolie 26 gebildet, die mit der Gitterkonstruktion
verbunden ist. Der das Traggas aufnehmende Innenraum des Rumpfes 1 befindet sich
oberhalb und seitlich neben dem tief liegenden Kielträger 11. Dabei ist die Gitterkonstruktion
des Rumpfes 1 über (nicht dargestellte) Verbindungsglieder, insbesondere Zugglieder,
mit dem das tragende Rückgrat bildenden Kielträger 11 verbunden. Im Inneren des
Rumpfes 1 befinden sich im Bug- und Heckbereich Lufträume 26 und 27, die durch flexible
Membrane 28 gegenüber dem mit dem Traggas (Helium) gefüllten Rumpf innenraum abgetrennt
sind und in die Luft unter einem solchen ueberdruck eingebracht werden kann, daß
in dem Rumpfkörper ein Uberdruck aufrechterhalten wird, welcher die aus der Gitterkonstruktion
und der flexiblen Mantelfolie bestehende Gitterschale unter einer Vorspannung hält.
Aufgrund dieser inneren Vorspannung ergibt sich eine ausreichend hohe Formstabilität
des Rumpfes bei gewichtsparender Bauweise der Gitterstruktur.
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Das Volumen des Rumpfes 1 ist so bemessen, daß etwa 60 bis 95 % des
Betriebsleergewichtes des Flugzeuges oder etwa 30 bis 45 % des maximalen Startgewichtes
des Flugzeuges von dem Auftrieb des Traggases getragen werden.
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Am Kielträger 11 ist im Mittelpunkt der vier auf den Eckpunkten
eines
Rechteckes angeordneten Fahrwerksbeine 6 und zweckmäßig auch im Bereich der Rumnfmitte
des Flugzeuges ein Ankerdrehglied 29 (Figuren 7 und 10) angeordnet, welches z.B.
aus einem Ankerbolzen od.dglO besteht und nach unten in eine im Boden befindliche
Ankeröffnung 30 einführbar ist, um das Flugzeug in der Parkposition am Boden zu
verankern Die Ankeröffnung 30 ist zweckmäßig so audgcbildet, daß sie sich nach oben
konisch erweitert, um das Einführen des Ankerdrehgliedes 29 zu erleichtern.
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Letzteres befindet sich, wie in Fig. 10 angedeutet, etwa in der Mitte
des Flugzeugrumofes und mittig zwischen den Fahrwer7ssbeinenO Falls daher die Räder
der Fahrwerksbeine 6, wie in Fig0 10 angedeutet, in einem Lenkwinkel von 450 eingestellt
sind, kann sich das Flugzeug innerhalb des kreisförmigen Feldes 31 auf der Stelle
drehen. Dies ermöglicht es, das Flugzeug bei Starkwinden Jeweils mit dem Bug 13
in die Windrichtung zu drehen. Zu diesem Zweck ist ein die Räder der Fahrwerke 6
antreibender Bordmotor (Elektromotor) zusammen mit einem die wandstärke und die
Windrichtung ermittelnden Sensorsystem vorgesehen, welches den Bordmotor im Sinne
einer Ausrichtung des Flugzeuges in die '.Jindrichtung steuert.
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Wie oben erwähnt, weist das Hybrid-Flugzeug vorzugsweiss einen Quadantrieb
mit vier an den Enden der Querausleger 5 angeordneten Triebwerken, insbesondere
Prosellertriebwerken 4 auf, die, wie in den Figuren 7 bis 9 für ein einziges Triebwerk
dargestellt, um senkrecht zur Rumpflängsachse verlaufende horizontale Schwenkachsen
31 schwenkbar an den Querauslegern 5 gelagert sind0 Der Schwenkwinkel X ist größer
als 900, vorzugsweise 1100. Die Figuren 8 und Q3 zeigen das Triebwerk 4 in den beiden
Schwenkendpositionen.
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In der Schwenkposition gemäß Fig. 8 entwickelt das Triebwerk 4 den
für den Vorwärtsflug erforderlichen Vorwärtsschub. In der vertikalen Schwenksosition
nach Fig0 7 ergibt
sich der für den Vertikal start oder die Vertikallandung
erforderliche Vertikalschub. In der Schwenkposition nach Fig. 9 ist das Triebwerk
4 auf Schubumkehr eingestellt, wodurch bei dem Landevorgang eine Bremswirkung erzeugt
werden kann. Durch Schubmodulation und Schubvektorverstellungen der vier Triebwerke
in Quadanordnung läßt sich die Fluglage zu allen drei Flugachsen bestimmen. Die
Hauptsteuerung des Flugzeugs erfolgt zweckmäßig durch die Schwenkung der Triebwerksgondeln
um die Querachsen 310 Zusätzlich wird dann mit einer Hubschubmodulation gearbeitet.
Nick- und Gierbewegungen lassen sich auf diese Weise gut bewerkstelligen0 Zum seitlichen
Versatz im Schwebeflug ist außerdem zur Erzeugung einer lateralen Bewegungskomponente
eine Rollage nötig, die sich ebenfalls ohne weiteres erreichen läßt. Zur Verbesserung
der Flugsteuerung und Flugregelung können an den vier Triebwerken 4 Ruderklappen
32 (Figuren 14 und 15) vorgesehen werden, die im Luftstrom der Propeller 33 liegen.
Die Triebwerksgondeln 34 der Triebwerke 4 weisen Tragglieder 35 auf, an denen die
Ruderklappen 32 um Achsen 36 schwenkbar sind, die senkrecht zur Triebwerksachse
verlaufen. Die z.B. gabelförmigen Tragglieder 35 sind zweckmäßig zugleich um eine
Achse 37 schwenkbar, die mit der Triebwerksachse zusammenfällt. Solche angeblasenen
Ruderklappen, die mit den Triebwerksgondeln 34 verbunden sind und mit diesen schwenken,
sind als Steuerorgane besonders effektiv, Der Hauttvektor wird von dem jeweiligen
Schubvektor geliefert, die jeweilige Ruderklappenstellung erzeugt eine Seitenkomponente,
die einen spontanen Seitenversatz des Flugzeuges im Schwebeflug erlaubt, ohne vorherige
Einnahme einer Sollage, Die Schwenkbewegungen der Ruderklappe 32 um die Achse 36
läßt sich im Reiseflug zur Steuerung der Nicklage benutzen,
Wie
in den Figuren 11 bis 13 angedeutet ist, konnen auch auf den Querauslegern 5 Ruder-
bzw0 Stellklapten 38 schwenkbar gelagert seinR die ebenfalls von den Propellerschrauben
angeblasen werden und. mit denen sich Fluglageregelungen durchfUhren lassen. Die
Figuren 11 bis 13 zeigen die Klasse 38 in verschiedenen Drehlagen um den Querausleger
5 bei auf Vertikalhub geschwenktem Propellertriebwerk.