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Patentanmeldung
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Die vorliegende Patentanmeldung ist
verwandt mit der gemeinsam gehaltenen, gemeinsam anhängigen Patentanmeldung
mit dem Titel "Unmanned
Aerial Vehicle with Counter-Rotating Ducted Rotors And Shrouded
Pusher-Prop" (Veröffentlichungsnummer
WO 00/64736).
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Gebiet der Technik
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Die vorliegende Erfindung betrifft
unbemannte Fluggeräte
(UAV's; für engl.:
unmanned aerial vehicles). Genauer betrifft diese ein Schnellflug-UAV zum
senkrechten Starten und Landen (VTOL-UAV; für engl.: vertical takeoff and
landing UAV), welches ein mit einer Ummantelung versehenes Paar
koaxialer, gegenläufiger
Rotoren in einem Kanal zum Erzeugen von horizontalem und vertikalem
Schub bei Stillstand und niedrigen Geschwindigkeiten sowie eine
Tragfläche
und einen mit einer Ummantelung versehenen Schubpropeller zum Erzeugen
von translatorischemAuftrieb und Schub bei schnellem Vorwärtsflug
aufweist.
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Hintergrund
der Erfindung
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In jüngerer Zeit gab es vermehrtes
Interesse an der Verwendung unbemannter Fluggeräte zum Erfüllen verschiedener Aufgaben
sowohl in zivilen als auch militärischen
Situationen, in welchen die Verwendung bemannter Fluggeräte nicht
sinnvoll bzw. möglich
ist. Derartige Aufgaben umfassen Überwachung, Aufklärung, Zielerfassung
und/oder -markierung, Datenaufnahme, Informationsübertragung, Lockzieleinsätze, Störsendungseinsätze, Störmanöver, Ausrüstungstransport
oder Versorgungsflüge. Dieses
vermehrte Interesse der Gesellschaft von heute (und morgen) hinsichtlich
der Rolle von UAV's führte zu
vielen Fortschritten sowohl bei der Gestaltung des Fluggerätgerippes
als auch den Antriebssystemen.
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Es gibt generell drei Typen von Bauweisen eines
UAV's, welche sich
gegenwärtig
in Entwicklung befinden, eine Bauweise des Typs mit festen Tragflächen (ein
Rumpf mit Tragflächen
und horizontal angebrachten Triebwerken zum Flug in Translationsbewegung),
eine Bauweise des Helikoptertyps (ein Rumpf mit einem darüber angebrachten
Rotor, welcher Auftrieb und Schub erzeugt) und eine Bauweise des
Kanaltyps (ein Rumpf mit einem Rotorsystem in einem Kanal, welches
sowohl die Eignung zum Flug in Translationsbewegung als auch zum
senkrechten Starten und Landen verleiht). Ein UAV des Tragflächentyps
bietet verschiedene Vorteile gegenüber einem UAV des Helikopter-
oder Kanaltyps. Zuerst und vorrangig ist die Eignung eines UAV mit
Tragflächen zu
erwähnen,
mit erheblich größeren Geschwindigkeiten
und über
größere Entfernungen
zu fliegen als ein herkömmliches
UAV des Helikopteroder Kanaltyps. Ferner kann ein UAV mit Tragflächen typischerweise
eine größere Einsatznutzlast
und/oder Treibstoffversorgungsmenge als ein UAV des Helikopter- oder
Kanaltyps befördern.
Daher sind UAV's
mit Tragflächen
generell besser für
bestimmte Einsatzanforderungen hinsichtlich Lebensdauer, Entfernung, höherer Geschwindigkeit
und Beladungskapazität geeignet.
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UAV's mit Tragflächen weisen jedoch Nachteile
auf, welche deren Verwendbarkeit begrenzen. Beispielsweise aufgrund
der Tatsache, daß UAV's mit Tragflächen eine
Vorwärtsbewegung
erfordern, um Auftrieb zu erhalten, und daher nicht in der Lage
sind, über
einem festen räumlichen
Standpunkt zu schweben. Infolgedessen sind UAV's nicht besonders gut zum Ausrüstungstransport
oder zur lasergestützten Zielmarkierung
geeignet. Ferner können
UAV's nicht senkrecht
starten und landen. Stattdessen erfordern UAV's mit Tragflächen ausgeklügelte Start-
und Rückholeinrichtungen.
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Helikopter-UAV's können über einem
festen räumlichen
Standpunkt schweben und senkrecht starten und landen, weisen jedoch
aufgrund der exponierten Rotoren, welche sich über dem Rumpf drehen, Beschränkungen
auf, wenn diese auf begrenztem Raum operieren. Ferner besteht bei
Helikopter-UAV's die Tendenz, daß diese
einen hohen Schwerpunkt (CG; für
engl.: center of gravity) aufweisen und daher eine beschränkte Eignung
aufweisen, wenn diese auf geneigten Flächen oder stampfenden Schiffsdecks
landen. Ein Fluggerät
mit hohem CG neigt zum Kippen, wenn dieses auf steilen Neigungen
landet.
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Die Eignung von UAV's des Typs mit Rotor
in einem Kanal zum senkrechten Starten und Landen in Verbindung
mit deren Eignung, über
längere
Zeiträume über einem
Punkt zu schweben und auf begrenztem Raum von steilen Neigungen
aus zu operieren, machen ein UAV des Kanaltyps ideal geeignet für taktische
Echtzeit-Aufklärung,
Zielerfassung, Überwachung
und Ausrüstungstransporteinsätze für taktische
Einheiten an der Front.
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UAV's des Kanaltyps, wie etwa das unbemannte
Fluggerät
CYPHER®,
entwickelt von der Sikorsky Aircraft Corporation und allgemein offenbart
in U.S.-Pat. Nr. 5,152,478, umfassen einen ringförmigen Rumpf, welcher koaxiale,
gegenläufige
Rotoren ummantelt. Die Rotoren sind geeignet gestaltet, um den Schub
zu erzeugen, welcher sowohl für
vertikale als auch für
Flüge in
Translationsbewegung notwendig ist. Wie in 1A dargestellt, wird eine vertikale Bewegung
des UAV's dadurch
erzeugt, daß der
Fluggerätrumpf
im wesentlichen horizontal gehalten wird, so daß der Schub (Abwind) der Rotoren
den notwendigen Auftrieb für
das Fluggerät
erzeugt. Ist eine Bewegung des Fluggeräts in Längs- oder Seitenrichtung erwünscht, so
muß die
Nase des Rumpfs "nach unten
gedrückt" werden, wie in 1B dargestellt, um eine horizontale Schubkomponente
zu erzeugen.
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Wie oben erörtert, weisen UAV's des Kanaltyps eine
relativ geringe Geschwindigkeit auf, verglichen mit UAV's mit Tragflächen. Ein
Grund dafür
ist, daß die
meisten UAV's des
Kanaltyps kein getrenntes Translationsvortriebssystem aufweisen.
Daher muß das
Rotorsystem sowohl vertikalen als auch horizontalen Schub erzeugen,
so daß es
erforderlich ist, die Gesamtleistung des Motors zu teilen.
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Ein weiteres Problem, welches mit
einem UAV mit Ringstruktur verbunden ist, betrifft den Luftwiderstand.
In Rückblick
auf 1A würde, wenn das
Fluggerät
bei horizontaler Ausrichtung in der Vorwärtsrichtung (das bedeutet,
in der Figur nach links) flöge,
die Luftströmung,
die über
die Nase N des Fluggeräts
streicht, gegen die innere hintere Wand Dw des
Kanals prallen. Dies erzeugt einen beträchtlichen Luftwiderstand des
Fluggeräts.
Um den Luftwiderstand des Fluggeräts zu vermindern, wird dieses ausgerichtet,
wie in 1B dargestellt. Diese Ausrichtung
des Fluggeräts
bewirkt, daß die
Luftströmung
durch das Rotorsystem hindurch strömt, wobei der Luftströmungskontakt
mit der Kanalwand Dw vermindert wird.
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Ein weiteres Problem, welches mit
UAV's des Kanaltyps
verbunden ist, ist die Tendenz, daß ein schwanzlastiges Nickmoment
auf das Fluggerät wirkt.
Das bedeutet, daß die
Luftströmung,
welche über
die Zelle und durch das Rotorsystem strömt, ein Drehmoment um den Schwerpunkt
des Fluggeräts erzeugt,
welches bewirkt, daß die
Nase des Fluggeräts
nach oben steigt. Es wurden verschiedene Versuche unternommen, um
diesem schwanzlastigen Nickmoment entgegenzuwirken. Das U.S.-Patent
Nr. 5,152,478 offenbart ein UAV-Rotorsystem, wobei eine periodische
Rotorsteigung verwendet wird, um dem schwanzlastigen Nickmoment
beim Vorwärtsflug
in Translationsbewegung entgegenzuwirken. Obgleich diese Lösung das
schwanzlastige Nickmoment beseitigt, erfordert dies ferner eine
beträchtliche
Stärke
der Leistung und beseitigt den Luftwiderstand an der Kanalwand nicht.
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Eine weitere mögliche Option, um dem schwanzlastigen
Nickmoment entgegenzuwirken, ist es, das Strömungsprofil eines Rumpfs mit
Ringstruktur zu optimieren. Die Verwendung eines optimierten Strömungsprofils
eines Rumpfs mit Ringstruktur, um der Neigung von UAV's zu einem Ansteigen
der Nase entgegenzuwirken, ist in dem U.S.-Patent Nr. 5,150,857
offenbart. Diese Lösung
erfordert, daß die aerodynamische
Außenfläche des
Rumpfs mit Ringstruktur zu optimieren ist, um eine asymmetrische
Druckverteilung an dem Rumpf mit Ringstruktur zu erzeugen, welche
starke Auftriebskräfte
bei Vorwärtsflugmoden
in Translationsbewegung erzeugt. Die starken Auftriebskräfte vermindern
den erforderlichen Auftrieb, welcher durch die Rotoranordnung zu erzeugen
ist, wodurch das unerwünschte
schwanzlastige Nickmoment vermindert wird. Eine Verminderung der
erforderlichen Leistung wird durch den verminderten Rotorauftriebsbedarf
und die verminderte Notwendigkeit einer überlagerten periodischen Rotorsteigung
(Drehmomenttrimmung) bewirkt.
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Obgleich die Aufnahme eines Rumpfs
mit Ringstruktur, welcher eine optimierte aerodynamische Außenoberfläche aufweist,
eine geeignete Option darstellt, um dazu beizutragen, den durch
den Rumpf bewirkten schwanzlastigen Nickmomenten entgegenzuwirken,
ist diese Option mit einem Herstellungsnachteil verbunden und kann
eine nachteilige Wirkung auf die Flugeigenschaften bei höherer Geschwindigkeit
ausüben.
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Eine weitere Lösung zum Vermindern des schwanzlastigen
Nickmoments in einem UAV des Kanaltyps ist in dem U.S.-Patent Nr.
5,419,513 offenbart, wobei Hilfstragflächenstrukturen an dem Fluggerät aufgenommen
sind, um dem schwanzlastigen Nickmoment entgegenzuwirken. Genauer
weisen die Hilfstragflächenstrukturen
eine aerodynamische Gestaltung auf, welche Auftriebskräfte erzeugt,
um die Auftriebskräfte
zu ergänzen,
welche durch die Rotoranordnung und den Rumpf mit Ringstruktur erzeugt
werden.
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Obgleich die Aufnahme von Hilfstragflächenstrukturen
an dem Fluggerät
dazu beiträgt,
dem schwanzlastigen Nickmoment entgegenzuwirken, welches durch einen
Flug in Translationsbewegung erzeugt wird, wird der Translationsschub
des Fluggeräts
nach wie vor durch die Stärke
der horizontalen Schubkomponente, welche durch das Rotorsystem erzeugt
werden kann, begrenzt.
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Daher besteht ein Bedarf hinsichtlich
eines verbesserten UAV's
des Rotortyps, welches gesteigerte Vortriebsleistungen und verminderten
Luftwiderstand beim Vorwärtsflug
in Translationsbewegung aufweist.
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Zusammenfassung
der Erfindung
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Es ist eine Aufgabe der vorliegenden
Erfindung, ein Verfahren zum Vermindern des schwanzlastigen Nickmoments,
welches beim Vorwärtsflug
eines unbemannten Fluggeräts
auftritt, zu schaffen.
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Diese und weitere Aufgaben und Vorteile
der Erfindung werden durch das neuartige Verfahren geschaffen, die
Luftströmung
an einem unbemannten Fluggerät
erfindungsgemäß zu steuern.
Das unbemannte Fluggerät
umfaßt
Anordnungen gegenläufiger
Rotoren, welche in einem Kanal angebracht sind, ein getrenntes Translationsvortriebssystem
und eine Strömungsprofilstruktur,
welche in der Lage ist, das Fluggerät beim Vorwärtsflug zu tragen. Jede Rotoranordnung
umfaßt
eine Mehrzahl von Rotorblättern. Das
Verfahren umfaßt
den Schritt, die Rotoranordnungen derart einzustellen, daß diese
im wesentlichen den Steigungswert null aufweisen. Die Rotoranordnungen
werden sodann gedreht, um eine virtuelle Ebene in dem Kanal zu erzeugen.
Die virtuelle Ebene erfüllt
die Funktion, die Luft, welche über
den Rumpf streicht, beim Vorwärtsflug
im wesentlichen von dem Kanal fort abzulenken.
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Bei einem Ausführungsbeispiel der Erfindung
umfaßt
das Verfahren den weiteren Schritt, mindestens einen Abschnitt der
Unterseite des Kanals abzuschirmen, um zu verhindern, daß Luft,
welche über
die Unterseite des Kanals strömt,
in den Kanal eintritt.
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Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel
der Erfindung wird ein Unterdruck in Heckrichtung hinter dem Kanal
durch Vergrößern der
Luftmenge, welche an der unteren Fläche des Rumpfs an dem Kanal
vorbeiströmt,
erzeugt. Der Unterdruck erzeugt eine Saugkraft auf die Luft, welche über die
Oberseite des Kanals streicht.
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Wie oben erörtert, wird beim Vorwärtsflug
ein beträchtliches
schwanzlastiges Nickmoment auf ein KanalrotorFluggerät ausgeübt. Die
vorliegende Erfindung wirkt diesem schwanzlastigen Nickmoment durch
Steuern verschiedener Aspekte des Fluggeräts entgegen. Erstens wird die
Luftströmung über und
unter dem Kanal geeignet gesteuert, um den Luftstrom, welcher in
Kontakt mit der hinteren Wand des Kanals gelangt, zu minimieren.
Bei Schnellflug können
zusätzliche
Gegenkräfte
notwendig sein, um die schwanzlastigen Momente zu vermeiden. Die vorliegende
Erfindung erfüllt
diese Notwendigkeit durch Erzeugen von Auftriebskräften in
Heckrichtung hinter den Rotoranordnungen, wobei diese Auftriebskräfte gegenwirkende
Drehmomente erzeugen, welche die schwanzlastigen Nickmomente weiter
vermindern. Bei einem Ausführungsbeispiel
der Erfindung werden die Auftriebskräfte durch Steuern von Rudern
oder Klappen an Tragflächen,
welche an den Seiten des Fluggeräts
angebracht sind, erzeugt. Ferner können Richtungsleitelemente,
welche in Heckrichtung hinter einem Schubpropeller angeordnet sind,
geeignet gesteuert werden, um Propellerschub nach unten abzulenken,
wodurch zusätzlicher
Auftrieb erzeugt wird.
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Ferner wurde durch Windkanalversuche festgestellt,
daß ein
Anordnen der Schubpropelleranordnung in Heckrichtung hinter dem
Kanal zu einem verminderten Luftwiderstand des Fluggeräts führt. Genauer
wurde erkannt, daß die
Schubpropelleranordnung die turbulente Luft über dem Kanal ansaugt, welche
andernfalls in den Kanal strömen
und einen Luftwiderstand bei Schnellflug verursachen würde. Die
Ummantelung um den Propeller unterstützt diesen vorteilhaften Einfluß.
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Vergangene Versuche mit KanalrotorFluggeräten für hohe Geschwindigkeiten
verwendeten steife, einziehbare Bedeckungselemente, um das Rotorsystem
abzuschirmen und den Luftwiderstand zu vermindern. Derartige Bedeckungselemente
sind relativ schwer und komplex. Bei der vorliegenden Erfindung
befindet sich das Fluggerät
beim Schnellflug in einer nahezu waagrechten Körperhaltung, wobei die Rotoren
mit einer nahezu ebenen Steigung arbeiten. Dies erzeugt die oben
beschriebenen virtuellen Bedeckungen, welche eine Luftströmung in
den Kanal behindern. Dadurch, daß die Strömung blockiert und gezwungen
wird, über
und unter dem Fluggerät
zu strömen,
wird der Luftwiderstand ohne das Gewicht und die Komplexität steifer
Bedeckungselemente vermindert.
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Die virtuellen Bedeckungselemente
vermindern den Luftwiderstand des Fluggeräts um etwa die Hälfte des
Werts zweier steifer Bedeckungselemente. Wie oben erörtert, kann
bei einem Ausführungsbeispiel
der Erfindung die Unterseite des Kanals abgeschirmt werden, um den
Eintritt von Luft zu verhindern. Die Abschirmung wird durch ein
oder mehrere Leitelemente erzeugt, welche in einem Abschnitt des Kanals
angebracht sind, um die Luftströmung
von der Unterseite des Rumpfs in den Kanal beim Vorwärtsflug
zu steuern. Diese Leitelemente sind passiv und erfordern keine Betätigung.
Diese werden auf Basis der Luftströmung durch den Kanal und über diesem automatisch
geöffnet
und geschlossen. Dadurch, daß diese
passiv sind, ersparen diese ein beträchtliches Maß an Komplexität und Gewicht
gegenüber aktiv
zu betätigenden
Bedeckungselementen. Die Kombination von Rotoren mit flacher Steigung
und passiven Strömungsleitelementen
an der Unterseite des Kanals vermindert die Luftwiderstandskomponente
des Fluggeräts
zwischen dem offenen Rotor und dem vollständig bedeckten Kanal um etwa
80%.
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Die vorangehenden sowie weitere Merkmale und
Vorteile der vorliegenden Erfindung werden vor dem Hintergrund der
folgenden genauen Beschreibung der bevorzugten Ausführungsbeispiele
gemäß Darstellung
in den beigefügten
Figuren besser ersichtlich. Wie zu ersehen ist, sind Abwandlungen
der Erfindung in verschiedener Hinsicht möglich, und sämtlich,
ohne von der Erfindung abzuweichen. Demgemäß sind die Zeichnung und die
Beschreibung in erläuterndem
Sinn aufzufassen, nicht in beschränkendem.
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Kurze Beschreibung
der Zeichnung
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Zur Darstellung der Erfindung stellt
die Zeichnung eine Ausführung
der Erfindung dar, welche gegenwärtig
bevorzugt wird. Es sei jedoch darauf hingewiesen, daß die vorliegende
Erfindung nicht auf die genauen Anordnungen und Gerätschaften,
welche in der Zeichnung dargestellt sind, begrenzt ist.
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1A ist
eine schematische Darstellung eines unbemannten Fluggeräts des Rotortyps
des Stands der Technik beim Schwebflug.
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1B ist
eine schematische Darstellung eines unbemannten Fluggeräts des Rotortyps
des Stands der Technik beim Vorwärtsflug
in Translationsbewegung.
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2 ist
eine perspektivische Ansicht eines erfindungsgemäßen unbemannten Fluggeräts.
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3 ist
eine perspektivische Ansicht eines Ausführungsbeispiels des unbemannten
Fluggeräts in 2, welche viele der internen
Bauelemente darstellt.
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4A ist
eine schematische Darstellung des erfindungsgemäßen unbemannten Fluggeräts beim
Schwebflug.
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4B ist
eine schematische Darstellung des erfindungsgemäßen unbemannten Fluggeräts beim
Vorwärtsflug
in Translationsbewegung.
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5 ist
eine schematische Darstellung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels
des erfindungsgemäßen unbemannten
Fluggeräts.
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6 ist
eine perspektivische Ansicht eines Ausführungsbeispiels des unbemannten
Fluggeräts, welche
die Tragflächen
vom Rumpf abgenommen darstellt.
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Genaue Beschreibung
der bevorzugten Ausführungsbeispiele
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In der Zeichnung, in welcher gleiche
Bezugszeichen übereinstimmende
bzw. ähnliche
Elemente in den verschiedenen Ansichten kennzeichnen, stellt 2 eine perspektivische Ansicht
eines erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels
eines unbemannten Fluggeräts
(UAV) 10 dar. Das UAV 10 umfaßt einen Rumpf 12 mit
einem ringförmigen
Abschnitt 14, welcher ein generell halbzylinderförmiges aerodynamisches
Profil aufweist. Eine Rotoranordnung 16 ist in einem Kanal 18 angebracht,
welcher im wesentlichen vertikal durch den Rumpf 12 verläuft. Eine
Mehrzahl von Streben 20 verläuft zwischen dem Rumpf und der
Rotoranordnung 16. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel,
welches in den Figuren dargestellt ist, sind drei Streben 20 in
dem Rumpf 12 an gebracht. Die Haltestreben 20 sind
starr an der Rotoranordnung 16 und dem Rumpf 12 befestigt
und erfüllen
die Funktion, die Rotoranordnung 16 in einer festen koaxialen
Beziehung zu dem Kanal 18 zu halten. Die Haltestreben 20 verleihen
dem Fluggerätkanal 18 ferner
strukturelle Steifigkeit, um zu verhindern, daß Flug- und Bodenbelastungen
den Rumpf 12 verformen.
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Um das Gewicht zu minimieren, werden
die Haltestreben 20 vorzugsweise als hohle Strukturen ausgebildet,
welche als Installationsrohre zum Verbinden von Betriebselementen
des UAV's 10 verwendet
werden können.
Beispielsweise wird die Triebwerksantriebswelle (gekennzeichnet
durch die Ziffer 36 in 3)
durch eine der Haltestreben 20 verlegt. Ferner kann die
elektrische Verdrahtung für
verschiedene Betriebselemente in dem Fluggerät 10 durch die anderen
Haltestreben 20 verlegt werden.
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Der Rumpf 12 und die Mehrzahl
von Haltestreben 20 können
aus verschiedenen Typen eines Materials hoher Zugfestigkeit hergestellt
werden, wie etwa Verbundmaterial und Metall. Der Rumpf 12 umfaßt eine
Mehrzahl zugänglicher
interner Raumabteile (dargestellt in 3)
zum Beherbergen und/oder Lagern von Fluggerätbauelementen für Flug und
Einsatz. Beispielsweise können
in 3, welche ein Ausführungsbeispiel
des erfindungsgemäßen UAV's 10 darstellt,
die Fächer
verwendet werden, um ein Energieversorgungs-Teilsystem 22,
welches Treibstofftanks 24 umfaßt, Flugsteuerungszubehör 26, welches
Datenübertragungs-
und Empfangsvorrichtungen umfaßt,
eine Leistungsregelungseinheit 28 und Sensoren 66,
wie etwa einen nach vorne gerichteten Infrarotradarsensor (FLIR-Sensor;
FLIR für engl.:
forward-looking infrared radar), zu beherbergen. Bei einer alternativen
Bauweise eines UAV's (dargestellt
in 5) sind Triebwerke
in den Raumabteilen angebracht, und die Luftfahrtelektronikausrüstung ist
in dem hinteren Rumpfabschnitt angebracht. Die verschiedenen Bauelemente
werden bevorzugt in den Fächern
angeordnet, um das Fluggerät
um den Mittelpunkt der Rotoranordnung auszubalancieren.
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Die strukturelle Bauweise des UAV's 10 bei einem
Ausführungsbeispiel
ist genauer in den U.S.-Patenten der Nummern 5,152,478, 5,277,380 und
5,419,513 offenbart, welche durch Verweis vollständig in der vorliegenden Schrift
aufgenommen sind.
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Das Energieversorgungs-Teilsystem 22 umfaßt einen
oder mehrere Treibstofftanks 24, ein Triebwerk 30,
eine Antriebsgetriebeanordnung 32 und ein Kühlgebläse 34.
Die Kraftstofftanks 24 sind in geeigneten internen Raumabteilen,
vorzugsweise in gegenüberliegenden
Zubehörsraumabteilen,
angeordnet, um bei Flugmanövern
einen relativ konstanten Schwerpunkt des UAV's 10 zu erhalten.
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Eine Antriebsgetriebeanordnung 32 erfüllt die
Funktion, Leistung, welche durch das Triebwerk 30 entwickelt
wird, mittels einer Antriebswelle 36 zu der Rotoranordnung 16 zu übertragen.
Die Antriebsgetriebeanordnung 32 kann von dem Typ sein,
welcher in dem gemeinsam gehaltenen U.S.-Patent Nr. 5,226,350 offenbart
ist, welches durch Verweis vollständig in der vorliegenden Schrift
aufgenommen ist.
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Bei einem alternativen und vermehrt
bevorzugten Ausführungsbeispiel
des UAV's 100,
welches in 5 dargestellt
ist, sind zwei Triebwerke in den internen Raumabteilen angebracht.
Jedes Triebwerk 30 ist vorzugsweise vor einem Treibstofftank 24 angeordnet.
Schalldämpfer 31 können neben
jedem Triebwerk 30 angebracht werden, um das Triebwerksgeräuschniveau
zu vermindern. Die Triebwerke 30 sind mittels einer Antriebswelle 36,
welche durch eine Haltestrebe 20 verläuft, mit dem Rotorsystem 16 gekoppelt.
Die Wellen 36 werden vorzugsweise aus dünnwandigem Aluminiumrohr für hohe Festigkeit und
geringes Gewicht konstruiert. Es werden flexible Kupplungen (nicht
dargestellt) verwendet, um die Welle 36 an dem Triebwerk 36 und
der Rotoranordnung 16 anzuschließen, um eine Winkelfehlausrichtung
beim Übertragen
eines Drehmoments zu ermöglichen.
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Das Ausführungsbeispiel mit zwei Triebwerken,
welches in 5 dargestellt
ist, ermöglicht
es, den Betrieb des Fluggeräts
im Fall eines Triebwerkversagens fortzusetzen. Eine Freilaufkupplung
ist in dem System aufgenommen, um ein außer Betrieb befindliches Triebwerk
automatisch von dem System zu lösen.
Die Triebwerke 30 werden vorzugsweise mit vier Stoßdämpfungsbefestigungen
an der Zelle angebracht. Im Hinblick auf die Anordnung der Triebwerksbefestigungen
im vorderen Abschnitt der Zelle können die Befestigungen ferner
benutzt werden, um das Fahrwerk zu halten.
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Eine Querversorgungsleitung 102 wird
vorzugsweise an jedem Treibstofftank angebracht, um zu ermöglichen,
daß Treibstoff
zwischen den Tanks 24 ausgetauscht wird. Dies ermöglicht es,
daß das Fluggerät unter
normalen Flugbedingungen das Gleichgewicht hält. Ferner ermöglicht dies,
in dem Fall, daß ein
Tank 24 leer wird, beide Triebwerke zu versorgen.
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Bei dem Ausführungsbeispiel der Erfindung, welches
in 5 dargestellt ist,
wird kein getrenntes Kühlgebläse benötigt, um
die Triebwerke zu kühlen, da
Luft durch eine Einlaßöffnung an
der Zelle 12 in das Fach geleitet werden kann.
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Die Rotoranordnung 16 umfaßt ein Paar mehrblättriger,
gegenläufiger
Rotoren 38, 40, welche bezüglich der Mittellinie des Kanals 18 koaxial
ausgerichtet sind, sowie eine koaxiale Getriebe-Teilanordnung (nicht
dargestellt). Die koaxiale Getriebe-Teilanordnung kann von dem Typ
sein, welcher in dem gemeinsam gehaltenen, gemeinsam anhängigen U.S.-Patent
Nr. 5,226,350 offenbart ist. Die Rotoren 38, 40 sind
durch den Rumpf 12 aerodynamisch "ummantelt".
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Die gegenläufigen Rotoren 38, 40 sind
vorzugsweise von dem starren Rotortyp (im Gegensatz zu Gelenkrotoren),
um die Komplexität
und das Gewicht der Rotoranordnung 16 zu vermindern. Jeder der
gegenläufigen
Rotoren 38, 40 umfaßt vorzugsweise eine Mehrzahl
von Rotorblattanordnungen, welche von dem Typ sein können, welcher
in dem gemeinsam gehaltenen, gemeinsam anhängigen U.S.-Patent Nr. 5,364,230
offenbart ist, welches durch Verweis vollständig in der vorliegenden Schrift aufgenommen
ist. Bei diesem Rotorgestaltungstyp können Rotorblattsteigungsänderungen,
welche in den gegenläufigen
Rotoranordnungen 38, 40 bewirkt werden, das bedeutet,
periodische und/oder nichtperiodische Steigungssteuerungseingaben,
verwendet werden, um eine Auftriebs-, Nicklagen-, Roll- und Gierungssteuerung
des UAV's 10 zu
bewirken. Bei dem Ausführungsbeispiel
des UAV's 100, welches
in 5 dargestellt ist,
befinden sich vier Rotorblattanordnungen an jedem der gegenläufigen Rotoren 38, 40.
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Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der
Erfindung sind die Rotorblätter
an den Rotorblattanordnungen starre gelenklose Metallrotorblätter. Die
gelenklose Metallgestaltung ist aerodynamisch effizient, weniger
teuer als ein Verbundrotorblatt, ermöglicht zusätzliche Steuerungskontrolle
und ist weniger anfällig
für Beschädigungen
durch Fremdobjekte. Die Rotorblätter
weisen vorzugsweise eine konstante Profilsehne auf, sind linear
um etwa 25 Grad verdreht und verwenden ein Strömungsprofil niedriger Reynoldszahl.
Alternativ kann das Rotorblatt aus Holz mit einer Metallvorderkante
hergestellt und mit einer dünnen
Schicht aus Glasfaser umhüllt
werden. Die Rotorblätter
können
ferner im Hinblick auf Profilsehnen- und Profilstrukturdicke vom
Ansatz zur Spitze verjüngt
sein, abhängig
von der Einsatzverwendung. Die Rotorblattspitzengeschwindigkeit
des Rotorsystems beträgt
vorzugsweise etwa 62 500 fps (19 000 m/s). Diese Rotorblattspitzengeschwindigkeit führt zu einem
Rotorsystem, welches ein geringes Geräusch und ein vermindertes Konstruktionsgewicht
aufweist.
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Wie unten genauer erörtert wird,
kann die Steigung der Rotoren geeignet eingestellt werden, um die
Luftströmung über die
Ummantelung 12 und in die Rotoranordnung 16 zu
lenken. Eine derartige Lenkung der Luftströmung kann eine Auftriebskomponente
an der Ummantelung 12 erzeugen, welche den Auftrieb unterstützt, welcher
durch die gegenläufigen
Rotoren 38, 40 erzeugt wird.
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Bei einem Ausführungsbeispiel des UAV's 10 sind
Tragflächen 42 an
den Seiten des Rumpfs 12 des Fluggeräts angebracht und verlaufen
davon ausgehend seitlich nach außen. Genauer umfaßt der Rumpf 12 zusätzlich zu
dessen ringförmigem
Abschnitt 14, welcher einen Abschnitt des Kanals 18 umgibt,
einen hinteren Rumpfabschnitt 44 bzw. ein Leitwerk (in
der vorliegenden Schrift auch als Verkleidung bezeichnet). Der hintere
Rumpfabschnitt 44 verjüngt
sich in Verlauf von dem ringförmigen
Abschnitt 14 der Ummantelung 12 nach hinten. Die Tragflächen 42 werden
vorzugsweise an dem hinteren Rumpfabschnitt 44 ungefähr bei dessen
Mittelebene angebracht.
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Die aerodynamische Gestaltung der
Tragflächen 42 des
UAV's 10 wird
geeignet gewählt,
um starke Auftriebskräfte
und ein großes
kopflastiges Nickmoment beim Vorwärtsflug in Translationsbewegung
zu erzeugen. Ferner weisen die Tragflächen 42 ein kleines
Seitenverhältnis
auf, so daß das
UAV 10 in einer vernünftigen
Größe gehalten
wird. Die Tragflächen 42 verjüngen sich
vorzugsweise von dem Rumpf 12 ausgehend nach außen. Jede
Tragfläche 42 weist
vorzugsweise einen symmetrischen bzw. gering gewölbten Strömungsprofilquerschnitt auf.
Für Fachkundige
sind die verschiedenen Tragflächenanordnungen,
welche in einem erfindungsgemäßen UAV
aufgenommen werden können,
einfach zu ersehen. Die Tragflächenanordnungen
werden durch die erwünschten
Fluggerätleistungen
festgelegt.
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Vorzugsweise wird mindestens ein
Abschnitt der Tragflächen 42 schwenkbar
angebracht, so daß der
Anstellwinkel der Tragflächen 42 abhängig vom Einsatz
des Fluggeräts
geändert
werden kann. Beispielsweise kann bei einem Ausführungsbeispiel der Erfindung,
welches in 3 dargestellt
ist, die gesamte Tragfläche 42 schwenkbar
an dem Fluggerätgerippe
angebracht werden. Die Tragflächen 42 werden
dabei in Winkel gestellt, um zusätzlichen
Auftrieb zu erzeugen, wenn sich das Fluggerät in einem langsamen Betriebsmodus
befindet. Umgekehrt werden die Tragflächen 42 stark in Winkel
gestellt, wenn der Einsatz ein hohes Maß an Manövrierbarkeit erfordert. Um
das Schwenken der Tragflächen 42 zu
steuern, wird ein Stellantrieb 45 in dem Rumpf 12 nahe
bei jeder Tragfläche 42 angebracht.
Der Stellantrieb 45 ist mit einer Antriebsstange 46 gekoppelt,
welche an der Tragfläche 42 angebracht
ist. Der Stellantrieb 45 ist vorzugsweise ein elektrischer
Servomotor, welcher durch Signale von einem Bordcomputer gesteuert wird,
welcher den Betrag reguliert, um welchen der Stellantrieb die Antriebsstange 46 um
deren Längsachse
dreht. Die Drehung der Antriebsstange 46 ändert den
Anstellwinkel der Tragfläche 42.
Wie bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel
dargestellt ist, gibt es zwei Stellantriebe 45, einen zum
Steuern jeder Tragfläche 42.
Dies ermöglicht
es, die Tragflächen 42 unabhängig zu
schwenken. Ferner wird erwogen, daß ein einziger Stellantrieb
verwendet werden kann, um beide Tragflächen zu schwenken, wenn ein
unabhängiges
Schwenken nicht erwünscht ist.
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Bei einem vermehrt bevorzugten Ausführungsbeispiel
der Erfindung, welches in 5 dargestellt
ist, ist lediglich ein Abschnitt der Tragfläche 42 schwenkbar.
Bei diesem Ausführungsbeispiel
umfaßt jede
Tragfläche 42 einen
ersten festen Stummelabschnitt 42F und
einen Schwenkabschnitt 42P . Der Schwenkabschnitt 42P umfaßt vorzugsweise eine Klappe,
welche in Gelenk verbindung an der Hinterkante der Tragfläche 42 angebracht
ist. Ein Stellantrieb 45, welcher in dem festen Abschnitt 42F angebracht ist, steuert das Schwenken
des Schwenkabschnitts 42P . Die
Klappe 42P weist vorzugsweise einen
Auslenkungsbereich von etwa 45 Grad bei nach unten gerichteter Hinterkante
bis etwa 15 Grad bei nach oben gerichteter Hinterkante. Wie in 5 dargestellt, ist es zu
bevorzugen, daß der
Schwenkabschnitt 42P ferner ein
Schwenkspitzenende bzw. ein Abschlußstück 42T umfaßt, welches
als aerodynamisches Ausgleichsund Massenausgleichselement dient,
um eine Klappenbetätigung
zu erleichtern. Das Schwenkspitzenende vermindert die Steuerungsbelastungen
des Stellantriebs 45 um etwa 55%, wodurch Lebensdauer und
Zuverlässigkeit
des Stellantriebs gesteigert werden. Für Fachkundige sind die verschiedenen
Tragflächenanordnungen,
welche in einem erfindungsgemäßen UAV
aufgenommen werden können,
einfach zu ersehen.
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In 6 werden
die Tragflächen 42 vorzugsweise
abnehmbar an dem Rumpf 12 angebracht. Dies ermöglicht es,
daß Bedienungspersonal
die Tragflächen 42 bei
Lagerung oder Transport von dem Rumpf 12 abnimmt. Die Tragflächen 42 werden
sodann vor Verwendung wieder an dem Rumpf 12 angebracht.
Die Tragflächen
werden unter Verwendung herkömmlicher
Schrauben bzw. Schnellöseverbindungen
angebracht. Aufgrund der Tatsache, daß der Stellantrieb 45 in
dem festen Abschnitt 42F der Tragfläche in dem
Ausführungsbeispiel
der Erfindung, welches in 5 dargestellt
ist, angebracht wird, brauchen lediglich elektrische Steuerleitungen
den UAV-Rumpf 12 mit der Tragfläche 42 zu verbinden. Es
wird erwogen, daß Tragflächen mit
verschiedenen geometrischen Gestaltungen und aerodynamischen Eigenschaften
an der Zelle 12 angebracht werden könnten, abhängig von dem speziellen Einsatz
des Fluggeräts.
Ferner weist der Rumpf 44 eine gerade bzw. ebene Verbindungsfläche an der
linken und der rechten Seite auf, welche eine Paßfläche für die Tragfläche bildet.
Diese glatte ebene Fläche
vereinfacht Tragflächenbefestigung
und -abnahme.
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Um Translationsschub zu erzeugen,
umfaßt das
UAV 10 einen Schubpropeller 50, welcher an der Hinterseite
des Fluggeräts 10 angebracht
ist. Genauer ist der Schubpropeller (bzw. die Luftschraube) 50 an
der Hinterseite des Fluggeräts
angebracht, wobei dessen Drehachse im wesentlichen horizontal ausgerichtet
ist. Der Schubpropeller umfaßt
eine Mehrzahl von Propellerflügeln 56,
wobei bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel
zwei Propellerflügel 56 mit
einem Durchmesser von etwa 20 Zoll (0,5 m) vorliegen. Der Propeller 50 ist
an einer Antriebswelle 58 angebracht, welche wiederum mit
einer Energieversorgungseinheit gekoppelt ist. Bei den bevorzugten Ausführungsbeispielen
ist die Energieversorgungseinheit, welche den Propeller 50 antreibt,
das Triebwerk 30, welches verwendet wird, um die Rotoranordnung 16 mit
Energie zu versorgen. Wie in 5 dargestellt,
ist die Propellerantriebswelle 58 durch das Getriebe des
Rotorsystems mit den Triebwerken 30 gekoppelt. Eine flexible
Kupplung ist zwischen dem Getriebe und der Antriebswelle 58 aufgenommen,
um Fehlausrichtungen der Welle zu berücksichtigen. Der Schubpropeller 50 ist
geeignet gestaltet, um den Vorwärtsschub
des Fluggeräts
bei Schnellflug zu erzeugen.
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Der Propeller 50 wird mit
etwa 7000 U/min betrieben und weist vorzugsweise eine gelenklose starre
Gestaltung auf. Die Propellerflügel 56 sind
derart angebracht, daß die
nichtperiodische Steigung der Propellerflügel gesteuert werden kann.
Um die Beweglichkeit des Fluggeräts
bei Langsamflug zu verbessern, wird der Propeller derart gestaltet,
daß dieser
zu einer umgekehrten Steigung in der Lage ist. Der Propeller 50 bei
dem bevorzugten Ausführungsbeispiel
wird geeignet gestaltet, um eine Spitzengeschwindigkeit von etwa
637 fps zu erreichen, doch kann dieser mit einer beliebigen anderen
Propellerspitzengeschwindigkeit betrieben werden.
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Eine Propellerummantelung 54 ist
an dem hinteren Rumpfabschnitt 44 um den Schubpropeller 50 ausgebildet
und weist vorzugsweise eine zylindrische bzw. kegelstumpfförmige Gestalt
auf. Die Querschnittsgestalt der Ummantelung 54 ist vorzugsweise als
Strömungsprofil
gestaltet, um der Ummantelung 54 einen gewissen Auftrieb
zu verleihen. Der Auftrieb an der Ummantelung 54 erzeugt
ein Drehmoment um den Schwerpunkt des Fluggeräts, welcher das Fluggerät in der
Nicklagen- und der Gierungsrichtung stabilisiert. Ferner schützt die
Ummantelung 54 die Propeller vor Umgebungskontakt, steigert
die Propellerwirksamkeit und vermindert das Kenngeräusch des Fluggeräts.
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An der Ummantelung 54 sind
in Heckrichtung hinter dem Schubpropeller 50 eine oder
mehrere Richtungsleitelemente 60 angebracht. Die Leitelemente 60 sind
geeignet gestaltet, um die von dem Schubpropeller 50 ausgehende
Strömung
in eine bestimmte Richtung zu lenken. Vorzugsweise sind die Leitelemente 60 schwenkbar
an der Ummantelung 54 angebracht, um zu ermöglichen,
daß die
abströmende
Luft in einer steuerbaren Weise geleitet wird. Beispielsweise ist
es beim Übergang
wünschenswert,
die Leitelemente 60 geeignet in Winkel zu stellen, um die
Luft nach unten zu lenken, wodurch der vertikale Auftrieb, welcher
durch die Rotoranordnung 16 erzeugt wird, unterstützt wird.
Bei Schnellflug wirken die Leitelemente 60 als Höhenruder
auf das Fluggerät,
um eine Nicklagensteuerung für
das Fluggerät
zu ermöglichen.
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In den 2, 4A und 4B weist der hintere Rumpfabschnitt 44 vorzugsweise
ein Profil auf, welches dazu beiträgt, die Luft in den Schubpropeller 50 zu
leiten. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel verläuft die
obere Fläche
des hinteren Rumpfabschnitts 44 in Winkel nach unten zu
der Ummantelung 54. Ähnlich
verläuft
die untere Fläche
des hinteren Rumpfabschnitts 44 in Winkel nach oben zu
der Ummantelung 54. Dies führt zu einer Leitung der Luftströmung in
den Schubpropeller 50.
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Wie oben im Hinblick auf 1 B erörtert, prallt
beim Vorwärtsflug
eines herkömmlichen
UAV's des Kanaltyps
mit einem Rumpf mit Ringstruktur die Luftströmung, welche in den Kanal strömt, gegen
die Kanalwand Dw des Kanals, wobei dies einen erheblichen Luftwiderstand
des Fluggeräts
bewirkt und das schwanzlastige Nickmoment verstärkt, welches auf den Rumpf
wirkt. Bei der Schneflflugausrichtung der vorliegenden Erfindung
mit annähernd
waagrechtem Körper
tritt ferner Luft von der Unterseite des Kanals ein und prallt gegen
die Kanalwand Dw und verursacht den gleichen starken Anstieg des
Luftwiderstands. Bei einem Ausführungsbeispiel
der vorliegenden Erfindung vermindert das UAV 10 den Luftwiderstand,
welcher beim Vorwärtsflug
entsteht, durch Steuern der Luftströmung in den Kanal 18.
In 4A ist das UAV in
dessen Senkrechtstart- und Schwebflugmodus dargestellt, wobei die
Luftströmung 70 nach
unten durch die Rotoranordnung 16 geleitet wird, wie dies
bei den UAV-Gestaltungen des Stands der Technik üblich ist. 4B stellt das erfindungsgemäße UAV 10 im
Schnellflug dar. Wie dargestellt, besteht die Tendenz, daß die Luftströmung 70", welche über die
Oberseite der Nase des Fluggeräts
streicht, in Winkel nach unten in die Rotoranordnung 16 strömt. Um zu
verhindern, daß Luft
in den Kanal 18 eintritt, werden die Rotoren 38, 40 derart
eingestellt, daß diese
annähernd
den Steigungswert null, das bedeutet, eine im wesentlichen ebene
Steigung, aufweisen. Bei einem Steigungswert von annähernd null erzeugt
die Drehzahl der Rotoren 38, 40 eine virtuelle Ebene 62 an
der Oberseite und der Unterseite des Kanals 18. Diese virtuelle
Ebene, welche koplanar mit den Rotoren 38, 40 verläuft, lenkt
die Luft, welche über
und unter dem Fluggerät
vorbeiströmt,
von dem Kanal 18 fort ab. Infolgedessen prallt die vorbeiströmende Luft
nicht gegen die hintere Kanalwand Dw. Stattdessen wird die Luft
in den Schubpropeller 50 gelenkt. Die Steigung der Rotoren 38, 40 wird
sowohl nichtperiodisch als auch periodisch geringfügig geändert, wenn
sich die Fluggeschwindigkeit des Fluggeräts ändert, um den Luftwiderstand
zu minimieren. Die Vorteile der virtuellen Ebene 62 bestehen hauptsächlich bei
Fluggeschwindigkeiten, bei welchen das Fluggerät vollständig durch die Tragflächen 42 und den
Rumpf 12 getragen wird.
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Um den Luftwiderstand des Fluggeräts weiter
zu vermindern, umfaßt
die vorliegende Erfindung ein oder mehrere Leitelemente 64 an
der unteren Fläche
des Fluggeräts.
Die Leitelemente verhindern, daß eine
Luftströmung
von der unteren Fläche
des UAV's in den
Kanal 18 eintritt. In den 4A und 4B ist das UAV 10 mit
Leitelementen 64 dargestellt, welche an der unteren Fläche des
Rumpfs 12 unter der Rotoranordnung 16 angebracht
sind. Die Leitelemente 64 sind durch Gelenkverbindungen
an dem Fluggerät
angebracht und können
frei schwingen.
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In dem Schwebflugmodus bewirkt der
Abwind von den Rotoren, daß sich
die Leitelemente 64 öffnen,
wie in 4A dargestellt.
Beim Vorwärtsflug bewirkt
der natürliche
hohe Druck an der Unterseite des Fluggeräts, daß die Leitelemente 64 den
Kanal verschließen,
wodurch verhindert wird, daß eine
Luftströmung 70" von der unteren
Fläche
in den Kanal eintritt. Daher strömt
die Luftströmung 70" an der Unterseite
des UAV's 10 an
dem Kanal 18 vorbei und wird in den Schubpropeller 50 geleitet,
wie in 4B dargestellt.
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Ein Modell eines UAV's 10 in
einem Maßstab von
40%, welches viele der oben beschriebenen Aspekte der Erfindung
umfaßt,
wurde untersucht, um die Wirkung zu schätzen, welche die Rotordrehzahl auf
den Luftwiderstand ausübt.
Die Untersuchungsergebnisse zeigten, daß durch Erhöhen der Drehzahl der Rotoren 38, 40 der
Gesamtwiderstand des UAV's 10 vermindert
werden kann. Ferner wurde das UAV mit den Leitelementen 64 untersucht.
Die Aufnahme der Leitelemente 64 verminderte den Luftwiderstand des
Fluggeräts
um beinahe 80% gegenüber
einer Bauweise mit antriebslosen offenen Rotoren.
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Die Steuerungs- und Flugeigenschaften
eines erfindungsgemäßen UAV's bei Langsamflug
gleichen denen, welche in dem U. S.-Patent 5,152,478 beschrieben
sind. Demgegenüber
gleichen die Steuerungs- und Flugeigenschaften des UAV's 10 bei Langsamflug
denen eines herkömmlichen
Flugzeugs mit festen Tragflächen.
Bei Schnellflug wirken die schwenkbaren Klappenabschnitte an den
Tragflächen
als Querruder zum Ermöglichen
einer Rollsteuerung. Richtungsleitelemente in der Ummantelung wirken
als Höhenruder.
Obgleich in den Figuren kein vertikales Leitelement in der Ummantelung
dargestellt ist, kann dieses einfach hinzugefügt werden, um eine Gierungssteuerung
zu ermöglichen,
wenn Einsatzanforderungen deren Notwendigkeit festlegen.
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Um das UAV 10 vom Schwebflugmodus
in den Vorwärtsflugmodus
zu überführen, müssen die Rotoranordnungen,
Klappen und der Schubpropeller geeignet gesteuert werden, um einen überblendungsartigen Übergang
der Rotorsteuerung bei Langsamflug in die Tragflächen- und Höhenrudersteuerung bei Schnellflug
zu bewirken. Das folgende stellt eine Erörterung eines sehr wirksamen Übergangseigenschaftsprofils
dar. Das Fluggerät
ist in der Lage, im Übergangsmodus
in beliebiger Flugkörperlage
von null bis 20 Grad zu fliegen. Um einen Übergang zu dem Modus fester
Tragflächen
zu beginnen, wird das UAV 10 um etwa fünf Grad mit der Nase nach unten
gedrückt.
Bei etwa 5 kn (10 km/h) beginnt das Fluggerät, sich mit der Nase nach oben
zu drehen. Das Fluggerät
erreicht einen Anstellwinkel von 10 Grad, wenn dieses 20 kn (35
km/h) erreicht. Das Fluggerät
verbleibt bis zu 55 kn (100 km/h) in einem Anstellwinkel von 10
Grad. Während
das Fluggerät von
20 kn (35 km/h) auf 55 kn (100 km/h) beschleunigt, wird der Rotorschub
allmählich
vermindert, während
der Tragflächenauftrieb
ansteigt. Dies ist in dem U. S.-Patent Nr. 5,152,478 und dem U.
S.-Patent Nr. 5,150,857 beschrieben, welche beide vollständig in der
vorliegenden Schrift aufgenommen sind.
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Das erfindungsgemäße UAV ist bei 55 kn (100 km/h)
zu einem Tragflächenflug
mit einem Klappenwinkel von null Grad in der Lage und beginnt, die Nase
zu senken, wenn die Geschwindigkeit weiter erhöht wird. Über 55 kn (100 km/h) fliegt
das UAV wie ein typisches Flugzeug mit festen Tragflächen. Ein Übergang
zurück
zum Helikoptermodus wird durch Umkehren der oben beschriebenen Schritte
erreicht.