DE60300840T2

DE60300840T2 - Senkrechtstarter

Info

Publication number: DE60300840T2
Application number: DE60300840T
Authority: DE
Inventors: Piero Perlo; Denis Bollea; Roberto Strada Torino Finizio; Cosimo Strada Torino Carvignese; Elena Strada Torino Balocco
Original assignee: Centro Ricerche Fiat SCpA
Current assignee: Centro Ricerche Fiat SCpA
Priority date: 2002-07-26
Filing date: 2003-07-18
Publication date: 2006-05-18
Anticipated expiration: 2023-07-19
Also published as: ITTO20020667A0; EP1384662A1; US6976653B2; ITTO20020667A1; US20040129833A1; ATE297864T1; DE60300840D1; EP1384662B1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Senkrechtstart- und Landung-Mikro-Luftfahrzeug (bzw. VTOL-Mikro-Luftfahrzeug), d.h. mit vertikalem Starten und Landen, welches eine neue und originale Ausgestaltung aufweist, die fähig ist, es ihm zu erlauben, eine sehr hohe Verwendungsflexibilität in einer Vielzahl von Anwendungsgebieten ohne einen Piloten an Bord aufzuweisen.
Senkrechtstart- und Landung-Mikro-Luftfahrzeuge sind z. B. allgemein bekannt aus EP-A-0 661 206, US-A-5 071 383 und US-A-5 297 759. Noch genauer betrifft die Erfindung ein Senkrechtstart- und Landung-Mikro-Luftfahrzeug, welches die Merkmale aufweist, die im Oberbegriff von Anspruch 1 dargelegt sind, welches unter anderem aus US-A-3 584 810 bekannt ist.
Das Senkrechtstart- und Landung-Mikro-Luftfahrzeug nach der Erfindung weist die weiteren Merkmale auf, die im kennzeichnenden Teil von Anspruch 1 dargelegt sind.
Das Luftfahrzeug nach der Erfindung ist fähig, auf eine ferngesteuerte Art und Weise zu fliegen, und weist solche Abmessungen auf, die sein Verwenden in einer Vielzahl von möglichen Anwendungen erlauben, mit besonderer Bezugnahme auf die Steuerung, Bewachung, Überwachung, Kommunikationsfunktionen und ähnlichem.
Nach einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfasst das Flügelsystem Flügelprofile, welche eine "X"-Konfiguration bilden. Vorteilhafterweise verbinden die Flügel den Rumpf und die ringförmigen Verkleidungen des ersten und des zweiten Rotors und können zumindest ein zusätzliches Flügelprofil aufweisen, welches innerhalb der vorgenannten X-Konfiguration angeordnet ist.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung werden direkt von der detaillierten Beschreibung offenbar, welche mit Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen nachfolgt, die lediglich als ein nicht beschränkendes Beispiel gegeben wird, in welcher:
1 eine schematische Perspektivansicht eines Senkrechtstarter-Mikro-Luftfahrzeugs nach der Erfindung ist,
2 eine Draufsicht aus 1 ist,
3 eine Schnittansicht gemäß der Linie III-III aus 2 ist,
4 eine Variation der 1 zeigt,
5 ein Blockdiagramm ist, welches eine elektronische Steuervorrichtung zeigt, die normalerweise an Bord des Mikro-Luftfahrzeugs installiert werden kann,
6 und 7 zwei Diagramme sind, welche zwei unterschiedliche Senkrechtstarter-Betriebsmodi des Mikro-Luftfahrzeugs nach der Erfindung zeigen,
8 in Diagrammform zwei alternative Lösungen für die Motorisierung des Luftfahrzeugs nach der Erfindung mit jeweils einem oder zwei Rotationsmotoren zeigt, und
9 eine Variation der 2 zeigt.
Mit zunächst einer Bezugnahme auf 1 bis 3 weist ein Senkrechtstart- und Landung-Mikro-Luftfahrzeug nach einer ersten Ausführungsform der Erfindung im Wesentlichen einen ersten Mantelrotor 1 und einen zweiten Mantelrotor 2 auf, die zueinander gemäß einer gemeinsamen Achse ausgerichtet und beabstandet sind, welche in der Darstellung der 1 vertikal angeordnet ist.
Das Bezugszeichen 3 bezeichnet allgemein einen Rumpf, der gemäß der gemeinsamen Achse der zwei Mantelrotoren 1, 2 angeordnet ist, und in der unten klargestellten Art und Weise damit verbunden ist.
Der erste Mantelrotor 1 besteht aus einem Propeller 4, der fähig ist, innerhalb einer kreisförmig geformten Ringverkleidung 5 zu drehen, deren innerer Durchmesser leicht größer als die longitudinale Abmessung des Propellers 4 ist.
Ähnlich umfasst der zweite Mantelrotor 2 einen Propeller 6, welcher fähig ist, innerhalb einer kreisförmig geformten Ringverkleidung 7 zu drehen, deren innerer Durchmesser leicht größer als die longitudinale Abmessung des Propellers 6 ist.
Die zwei Mantelrotoren 1, 2 können gleiche oder unterschiedliche radiale und axiale Abmessungen aufweisen.
Die Form der Propeller 4 und 6 ist optimiert, um die bestmögliche Schubkraft zu erzeugen. Außerdem weisen die zwei Propeller 4 und 6 vorteilhafterweise unterschiedliche Profile auf, um die Schubkraft gemäß den Luftströmungen an den Propellern selbst zu optimieren: Der erste Propeller 4 empfängt Luft, deren Geschwindigkeit gleich zu der Vorwärtsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs ist, wohingegen der zweite Propeller 6 auch die Luft empfängt, die von dem ersten Propeller 5 austritt, welche auf Grund der Drehung, welche durch den Propeller weitergegeben wird, dazu tendiert, um sich selbst zu wirbeln.
Die ringförmigen Verkleidungen 5 und 7 können ebenso gegenseitig unterschiedliche Profile aufweisen und ihre Form und Dicke ist optimiert, um den Luftwiderstand zu minimieren.
Die Wahl von Mantelrotoren 1 und 2 ist mit den Vorteilen dieser Ausgestaltung in Bezug auf den Fall von Nicht-Mantel-Propellern verbunden im Hinblick auf eine Reduzierung des Betriebsgeräusches und für die Zwecke des Schutzes Dank der Tatsache, dass die Propeller 4 und 6 innerhalb jeweiliger starrer Strukturen 5, 7 eingeschlossen sind, und es erlauben, die Gesamtabmessungen des Luftfahrzeugs für die gleiche Schubkraft, welche durch Mantelrotoren bezogen auf freie Propeller entwickelt wird, zu reduzieren. Außerdem erhöht die kaskadenförmige Kopplung der zwei Mantelrotoren 1, 2 die Schubkraft-Effizienz bezogen auf die gesamte, entwickelte Leistung. Zu Zwecken eines Hinweises sind die zwei Mantelrotoren 1, 2, welche axial voneinander beabstandet sind, effizienter (etwa 40% weniger Leistung erforderlich) als ein System mit gegendrehenden Blättern bzw. Flügeln eines gleichen Mantelrotors.
Die Propeller 4, 6 werden gesteuert, um in entgegengesetzten Richtungen zu drehen, um die Windungsmomente, welche beim Betrieb erzeugt werden, zu eliminieren. Um die Propeller 4, 6 anzutreiben, sind jeweilige Motoren vorgesehen, vorteilhafterweise vom elektrischen Typ, welche z. B. fähig sind, eine Leistung in der Größenordnung von 5-10 W jeweils zu erzeugen, und die Drehung der jeweiligen Propeller bei 4000-5000 U/min. anzutreiben. Die Motoren, welche als 8 und 9 schematisch angegeben sind, sind an den Enden des Rumpfes 3 aufgenommen und könnten auch durch Verbrennungsmotoren gebildet sein, insbesondere Mikro-Brennkammern mit Tintenstrahl-Einspitzung (d.h. von der Art, welche in Tintenstrahldruckern zum Ausstoßen von Tintentropfen verwendet werden).
Unter den anderen Verbrennungsmotoren, welche zum Antreiben der Propeller 4, 6 der zwei Mantelrotoren 1, 2 verwendbar sind, können Mikro-Motoren vom Wankel-Typ (d.h. drehend) auch gemäß der einen oder der anderen der zwei alternativen Anordnungen, die in 8 gezeigt sind, verwendet werden. Die erste Anordnung stellt einen einzigen Motor oder einziges Triebwerk bereit, welche beide Propeller 4, 6 antreibt, einen direkt und den anderen durch einen gegendrehenden Zahnradmechanismus, wohingegen die zweite Anordnung das Verwenden von zwei Motoren oder Triebwerken in Reihe bereitstellt.
Die Motoren können mit Energie mittels Solarzellen oder Lithium-Batterie-Packen oder einer Kombination davon versorgt werden.
Die möglichen elektrischen Batterien oder der Treibstofftank im Falle von Verbrennungsmotoren sind innerhalb des Rumpfes 3 aufgenommen, wie es auch die Luftfahrzeug-Steuerelektroniken sind, die unten beschrieben sind.
Das Profil des Rumpfes 3 ist der richtige Kompromiss zwischen einer aerodynamisch guten Form und einem ausreichend großen Fach, um die zuvor genannten Komponenten zu enthalten. Im Fall der dargestellten Ausführungsform ist die Oberfläche des Rumpfes 3 im Allgemeinen tränenförmig gestaltet auf solch eine Art und Weise, um Strömungen von dem ersten Mantelrotor 1 zu dem zweiten Mantelrotor 2 zu leiten (Coanda-Effekt), wobei hierdurch die Gesamteffizient der Vorrichtung verbessert wird.
Zwischen dem Rumpf 3 und den zwei Mantelrotoren 1, 2 ist radial ein Flügelsystem angeordnet, welches allgemein mit dem Bezugszeichen 9 bezeichnet ist, welches auch als eine Verbindungsstruktur dient. Im Fall der hier beschriebenen Ausführungsform umfasst das Flügelsystem zwei Paare von Flügelprofilen 10, 11, welche eine X-Konfiguration (1-3) oder eine H-Konfiguration (9) bilden. Die Neigung der Flügelprofile 10, 11 zu der horizontalen Flugebene kann zwischen 15° und 30° variieren, um das System zu optimieren, um die beste Flugleistung sicherzustellen.
Diese Art von Konfiguration erlaubt es, den verfügbaren Flügeloberflächenbereich zu maximieren, wobei die Mindestfluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs reduziert wird, wobei es ihm dadurch erlaubt wird, sogar bei niedrigen Geschwindigkeiten zu fliegen. Außerdem ermöglicht diese Konfiguration, die Strömungen zwischen dem ersten und dem zweiten Mantelrotor 1, 2 zu verbessern, da die Drehung der Luftströmungen des ersten Propellers 4 verhindert wird und sie korrekt auf den zweiten Propeller 6 geleitet werden.
Jedes Profil 10, 11 ist von einer geeigneten Form, symmetrisch oder asymmetrisch, ist mit dem Rumpf 3 direkt oder mittels Stützen verbunden, welche aerodynamisch strukturiert sind, um weniger Widerstand gegen seitliche Windböen zu bieten, und ist fähig, einen maximalen Hub zu erzeugen, um das Luftfahrzeug vom Boden während des Starts abzuheben, und um den horizontalen Flug sicherzustellen.
Der Anstellwinkel der Flügelprofile 10, 11 ist der optimale, welcher fähig ist, das beste Verhältnis zwischen Auftrieb und Luftwiderstand (Maximum C_l/C_d) sicherzustellen. Zum Beispiel ist bei Verwenden eines symmetrischen NACA 0009-Profils der optimale Anstellwinkel etwa 6°–8°.
Die Flügelprofile 10, 11 werden geeignet geformt, um die Propeller nicht zu behindern, um den Luftwiderstand zu minimieren und die Luftströmungen nicht zu verändern. Außerdem leiten die Oberflächen der Flügelprofile 10, 11 die Luftströmungen unter ihrem "Befestigen" an den Oberflächen selbst (Coanda-Effekt).
Vorteilhafterweise können die Flügelprofile 10, 11 eine hohle Struktur aufweisen, um das Gesamtgewicht des Luftfahrzeugs zu reduzieren und um eine Nutzlast aufzunehmen, die z. B. durch elektronische Tafeln zum Steuern und Betreiben des Luftfahrzeugs gebildet wird.
Außerdem können die Oberflächen der Flügelprofile 10, 11 jedoch ebenso die Oberflächen der Verkleidungen 5, 7 der zwei Mantelrotoren 1, 2 mit organischen Folien-Solarzellen ausgekleidet sein, welche ein Gewicht von 1 g pro dm² und eine Gesamteffizienz von etwa 7% aufweisen. Alternativ können die gleichen Oberflächen direkt mit konturierten Silizium-Wafern aufgebaut sein und in diesem Fall könnte die Effizienz bis zu 20% erreichen.
Die Flügelprofile 10, 11 sind in Übereinstimmung mit den jeweiligen radial inneren Enden mit dem Rumpf 3 verbunden und in Übereinstimmung mit den jeweiligen radial äußeren Enden mit den Verkleidungen 5, 7 der zwei Mantelrotoren 1, 2, direkt oder mittels axialen Verbindungsablenkplatten 12 zwischen den Verkleidungen 5 und 7.
Zusätzlich zu der X-Konfiguration kann das Flügelsystem 13 auch die Einfügung von mindestens einem zusätzlichen Paar von Flügelprofilen in der Art vorsehen, wie sie mit dem Bezugszeichen 14 der Variation der 4 bezeichnet sind, in welcher identische oder ähnliche Teile zu denjenigen, die oben beschrieben sind, mit den gleichen Bezugszeichen bezeichnet sind. Die zusätzlichen Flügelprofile 14 sind zwischen den Profilen 10 und 11 zwischengesetzt und verbinden den Rumpf 3 mit axialen Ansätzen 15 der Verkleidung 7 des zweiten Mantelrotors 2.
Um die vollständige Kontrolle beim Flug sicherzustellen, ist das Mikro-Luftfahrzeug gemäß der Erfindung mit einem Steuersystem versehen, welches durch Richtungsklappen gebildet wird. Im Fall der in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsformen sind die Klappen, welche mit dem Bezugszeichen 16 bezeichnet sind, in Übereinstimmung mit den Flügelprofilen 11 vorgesehen gemäß zwei alternativer oder kombinierter Möglichkeiten: In dem Bereich nahe des ersten Mantelrotors 1 und/oder in dem Bereich nahe des zweiten Mantelrotors 2. In beiden Fällen wirken die Klappen 16 auf solch eine Art und Weise, um die Luftströmungen, welche durch den ersten Propeller 4 erzeugt werden, zu verändern: Während des Starts, wenn das Luftfahrzeug mit seiner vertikalen Achse positioniert ist, sind die Klappen 16 vollständig abgesenkt, so dass die Luftströmungen, welche von dem ersten Mantelrotor 1 herauskommen, in Richtung zum Boden abgelenkt werden, wobei hierdurch ein beachtlicher Bodeneffekt erzeugt wird, der fähig ist, das Luftfahrzeug abzuheben, sogar bei Vorhandensein einer niedrigen Vorwärtsgeschwindigkeit, welche im Moment des Starts sogar Null sein kann.
Gemäß einer hier nicht dargestellten Variation können auch eine oder mehrere Klappen 16 in Übereinstimmung mit einer Sonnenrad-ähnlichen Struktur 18 vorgesehen sein, die durch die Verkleidung 7 des zweiten Mantelrotors 2 unterhalb des zugehörigen Propellers 6 getragen wird. In diesem Fall entspricht das Betriebsprinzip demjenigen, welches mit Bezugnahme auf die Klappen 16 beschrieben wurde, jedoch in Bezug auf den Luftstrom, welcher von dem Propeller 16 austritt, welcher somit vollständig in Richtung zum Boden abgelenkt wird, wobei hierdurch der gewünschten Bodeneffekt erzeugt wird.
In jedem Fall ist die Kontrolle über die Klappen 16 unabhängig, um die Steuerung des Steuerkurses des Luftfahrzeugs zu jedem Zeitpunkt zu ermöglichen.
Der Betrieb der Klappen 16 und der Motoren oder Triebwerke 8 und 9 wird durch ein elektronisches System gesteuert, welches, wie zuvor beschrieben, innerhalb des Rumpfes 3 aufgenommen ist, und dessen Blockdiagramm in 5 gezeigt ist. Das elektronische System kann mittels Batterien und/oder Brennstoffzellen und/oder Solarzellen mit Energie versorgt werden, welche durch den Block 18 bezeichnet sind, und es dient zum Zweck des Sicherstellens der Stabilität und Kontrolle, dem Ermöglichen des Betriebs von verschiedenen installierten Sensoren, und um Daten vom Boden zu empfangen und zum Boden zu übertragen.
Um die Stabilität und Kontrolle zu Stande zu bringen, ist das elektronische System operativ mit einer Gruppe von Trägheits-Navigationssensoren 19 verbunden, einschließlich Gyroskopen und Beschleunigungsmessern 20, magnetischen Sensoren 21, welche mit MEMS-Technologie aufgebaut sind, und GPS-Empfängern 22. Die Daten, welche durch diese Sensoren bereitgestellt werden, werden durch einen Mikroprozessor 23 analysiert, welcher die Eingabe zum Steuern der Antriebseinheiten 8, 9 und der Stellglieder der Steuerklappen 16 bereitstellt. Das Luftfahrzeug kann auch eine oder mehrere Fernsehkameras 24 aufnehmen, herkömmlich und infrarot, deren Sensoren vom CMOS-Typ sein können oder mit Fotodioden-Matrizen, die mit VLSI-Elektronik integriert sind. Die Fernsehkameras die nen auch als ein System zum Stabilisieren des Luftfahrzeugs mittels Lichtfluss und CNN(Cellular Neural Network (dt: zellulare neuronale Netze)) Techniken und als eine Kollisionsverhinderung, ein Höhensteuersystem etc. Die Fernsehkameras dienen auch dem Aufzeichnen von Bildern und Videos, welche mit MPEG-Vorrichtungen 26 komprimiert werden, auf ein Aufzeichnungsgerät 25.
Das elektronische System muss fähig sein, die Datenkommunikation mit einer entfernten Basisstation, welche schematisch als 27 angegeben ist, zu verwalten und mit anderen Luftfahrzeugen: Die Kommunikation findet vorteilhafterweise in Funkfrequenz (bzw. Hochfrequenz) statt.
Für die Stellglieder der Steuerklappen 16, welche durch den Block 28 in 5 bezeichnet sind, können herkömmliche Übertragungssysteme verwendet werden oder noch vorteilhafterweise aktive Materialien in der Form vom Shape-Memory-Typ (Formgedächtnis-Typ). Die letzteren Materialien sind fähig, wie es hinlänglich bekannt ist, ihre mechanischen Eigenschaften zu verändern, wenn sie von außen mit elektrischen, thermischen, magnetischen Signalen etc. angeregt werden. Beispielhaft werden für die Betätigung der Klappe 16 des Mikro-Luftfahrzeugs nach der Erfindung SMA-(shaped memory alloy (dt.: Formgedächtnislegierung))-Drähte verwendet, mit einem Durchmesser von 200 μm und Betätigungstakten in der Größenordnung von einer Millisekunde.
Das Luftfahrzeug nach der Erfindung kann aus mehreren innovativen Materialien aufgebaut sein. Ein Beispiel besteht in Kohlefaser-Verbundmaterialien, welche fähig sind, eine größere strukturelle Steifigkeit und ein beschränkteres Gewicht als herkömmliche Materialien, wie z. B. Aluminium oder Titan, zu bieten. Beispielhaft können Matrizen von strukturellem Polyurethan mit Kevlar-Fasern eine Dichte von weniger als 0.g/cm³ und für eine Dicke von 1 mm, ein Gewicht von 0,2 kg pro m² aufweisen.
Das Mikro-Luftfahrzeug nach der Erfindung ist fähig, in zwei Senkrechtstarter-Modi (vertikaler Start und Landung) betrieben zu werden: Der erste Modus, welcher beispielhaft in 6 dargestellt ist, sieht einen vertikalen Start vor und einen vorübergehenden Modus für einen Übergang zum horizontalen Flug oder eine vollständige Kontrolle während eines Schwebens (gleich einem Helikopter) vor. Dieser Modus erlaubt es, den Bodeneffekt der Mantelrotoren 1, 2 während des Starts auszunutzen.
Der zweite Modus, welcher schematisch in 7 gezeigt ist, sieht einen horizontalen Start vor und erfordert keinen vorübergehenden Modus: Dieser Modus ist mehr vorteilhaft im Hinblick auf die durch die Triebwerke oder Motoren 8, 9 erforderte Energie, da der Auftrieb der Profile 10, 11, und wenn vorgesehen, 14 ebenso wie derjenige der Klappen 16 ausgenutzt wird, welche während des Starts vollständig abgesenkt sein werden.
Der Senkrechtstart-Startmodus wird durch die Tatsache sichergestellt, dass die Mantelrotoren 1, 2 Luft veranlassen, auf den Flügeln 10, 11 und wenn vorgesehen 14 bei hoher Geschwindigkeit zu strömen. Das Luftfahrzeug wird bewegungslos gehalten bis die Leistung das Gesamtgewicht erreicht und überschreitet. Beim Start wird das Luftfahrzeug freigegeben und eine horizontale Schubkraft wird zur vertikalen Schubkraft hinzugefügt.
Die Erfindung hat sich als besonders vorteilhaft erwiesen im Fall von Mikro-Luftfahrzeugen mit maximalen Abmessungen von weniger als 150 mm, jedoch kann sie auch auf UAV-(unbemannte Luftfahrzeug)-Systeme mit Abmessungen von bis zu 1000 mm erweitert werden.
Die möglichen Verwendungen des Mikro-Luftfahrzeugs nach der Erfindung sind viele: Es kann zur Überwachung von Nahverkehr verwendet werden, zum Testen des Grenzwertes von Staub- oder Geräuschverschmutzung, zum Kartografieren von Straßen und Gebäuden. Es kann ebenso als ein Element zum Bewachen von geschlossenen Räumen während des Tages und der Nacht verwendet werden, wie auch zum Bewachen von industriellen Anlagen, z. B. nukleare Anlagen, chemische und biotechnologische Einrichtungen.
Im Rettungsbereich kann das Mikro-Luftfahrzeug nach der Erfindung anstelle von Menschen innerhalb von mit Rauch oder Gas gesättigten Räumen verwendet werden, um nach dem Vorhandensein von Personen oder Dingen zu prüfen. Es kann auch vorteilhafterweise in der Überwachung von zivilen Strukturen, wie z. B. Brücken, Gebäuden, Wolkenkratzern, Monumenten, schwer zugänglichen Strukturen, Minenfeldern, Kratern, felsigem Gebiet eingesetzt werden. Des Weiteren kann das Mikro-Luftfahrzeug nach der Erfindung auf dem Gebiet der Kriminalitätsüberwachung verwendet werden und insbesondere bei kritischen Situationen (z. B. bei Vorhandensein von Geiseln). Letztlich kann es zum Suchen von vermissten Personen in unzulänglichen Gebieten, Tunneln, Orten von Naturkatastrophen, sowie auch auf dem Gebiet der Massenkommunikation verwendet werden.
Selbstverständlich können Konstruktionsdetails und Ausführungsformen weitgehend von dem, was beschrieben und hier dargestellt ist, verändert werden, ohne dadurch den Umfang der vorliegenden Erfindung, wie er in den nachfolgenden Ansprüchen definiert ist, zu verlassen.

Claims

Senkrechtstarter-Mikro-Luftfahrzeug, aufweisend: – einen ersten Mantelrotor (1) und einen zweiten Mantelrotor (2), die jeweils gemäß einer gemeinsamen Achse ausgerichtet und beabstandet sind und jeder einen Propeller (4, 6) umfassen, der innerhalb einer jeweiligen ringförmigen Verkleidung (5, 7) drehbar ist, – einen Rumpf (3), der entlang der gemeinsamen Achse zwischen dem ersten und dem zweiten Rotor (1, 2) angeordnet ist und die Propeller (4, 6) an seinen Enden trägt, – erste und zweite motorisierte Mittel (8, 9), welche an den Enden des Rumpfes (3) angeordnet sind zum Antreiben der Propeller (4, 6) des ersten und des zweiten Rotors (1, 2) in gegenseitig entgegengesetzten Drehrichtungen, und – ein Steuermittel (13), dadurch gekennzeichnet, dass es weiterhin aufweist ein Flügelsystem (13), das radial zwischen dem Rumpf (3) und dem ersten und zweiten Rotor (1, 2) angeordnet ist und das Flügelsystem (13) Flügelprofile (10, 11) umfasst, welche in Übereinstimmung an ihren jeweiligen radial inneren Enden an dem Rumpf (3) angefügt sind, und in Übereinstimmung an ihren jeweiligen radial äußeren Enden an den Verkleidungen (5, 7).
Mikro-Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Flügelsystem (13) Flügelprofile (10, 11) umfasst, welche eine im Wesentlichen X-förmige Konfiguration bilden.
Mikro-Luftfahrzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass es weiterhin ein zusätzliches Flügelprofil (14) aufweist, das innerhalb der X-Konfiguration angeordnet ist.
Mikro-Luftfahrzeug nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Flügelprofile (10, 11, 14) hohl sind.
Mikro-Luftfahrzeug nach irgendeinem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Flügelprofile (10, 11, 14) den Rumpf (3) und die ringförmigen Verkleidungen (5, 7) des ersten und des zweiten Rotors (1, 2) untereinander verbinden.
Mikro-Luftfahrzeug nach irgendeinem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Rumpf (3) konstruiert ist zum Aufnehmen von Mitteln zum Versorgen der motorisierten Mittel (8, 9) und ein System (23) zum Handhaben der motorisierten Mittel (8, 9) und der Steuermittel (16) mit einem Trägheits-Navigationssystem (19), das dort hinzugefügt ist.
Mikro-Luftfahrzeug nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuermittel Richtungsklappen (16) umfassen, welche an den Flügelprofilen (10, 11) angelegt sind in der Nähe des ersten Mantelrotors (1) und/oder in der Nähe des zweiten Mantelrotors (2).
Mikro-Luftfahrzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuermittel auch der Verkleidung (7) des zweiten Mantelrotors (2) hinzugefügt sind.
Mikro-Luftfahrzeug nach irgendeinem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Propeller (4, 6) unterschiedliche Profile aufweisen.
Mikro-Luftfahrzeug nach irgendeinem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die motorisierten Mittel für jeden Mantelrotor (1, 2) mindestens einen elektrischen Motor (8, 9) umfassen.
Mikro-Luftfahrzeug nach irgendeinem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die motorisierten Mittel für jeden Mantelrotor (1, 2) mindestens einen Mikro-Verbrennungsmotor umfassen.
Mikro-Luftfahrzeug nach irgendeinem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es Oberflächen aufweist, die mit organischen Folien-Solarzellen überzogen sind.
Mikro-Luftfahrzeug nach einem oder mehreren der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es Oberflächen aufweist, die mit Silizium-Scheiben hergestellt sind.
Mikro-Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Flügelsystem (13) Flügelprofile (10, 11) umfasst, welche eine im Wesentlichen H-förmige Konfiguration bilden.