DE69211557T2

DE69211557T2 - Verkleidungform eines unbemannten luftfahrzeuges

Info

Publication number: DE69211557T2
Application number: DE69211557T
Authority: DE
Inventors: Robert C. Seymor Ct 06483 Moffitt; Stephen J. Cheshire Ct 06410 Owen
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1991-08-13
Filing date: 1992-07-14
Publication date: 1997-02-06
Anticipated expiration: 2012-07-15
Also published as: AU2348292A; WO1993003961A1; JP3343252B2; AU654386B2; EP0597913B1; CA2114121A1; CA2114121C; IL102653A; DE69211557D1; IL102653A0; US5150857A; JPH06509770A; EP0597913A1

Description

Verwandte Anmeldung

Die vorliegende Anmeldung steht mit dem U.S. Patent Nr. 5,152,478 mit dem Titel AN UNMANNED FLIGHT VEHICLE INCLUDING COUNTER ROTATING ROTORS POSITIONED WITHIN A TOROIDAL SHROUD AND OPERABLE TO PROVIDE ALL REQUIRED VEHICLE FLIGHT CONTROLS, bei der die Anmelderin der vorliegenden Erfindung Mitinhaberin ist.

Technisches Gebiet

Die vorliegende Erfindung betrifft unbemannte Luftfahrzeuge, (unmanned aerial vehide UAV) und insbesondere ein UAV mit einem ringförmigen Rumpf (Ring) und einem Paar von koaxialen, gegenläufigen, in einer Führung angeordneten vielblättrigen Rotoren, bei dem die aerodynamische Gestalt des ringförmigen Rumpfs optimiert ist, um schwanzlastige Anstellmomente des UAV beim transiatorischen Flug oder Geradeausflug zu minimieren.

Hintergrund der Erfindung

Es gab einen jüngsten Wiederanstieg beim Interesse an unbemannten Luftfahrzeugen (UAVs) zum Durchführen einer Vielzahl von Einsätzen, bei denen die Verwendung bemannter Flugzeuge aus welchem Grund auch immer nicht geeignet erscheint. Solche Einsätze beinhalten die Überwachung, die Aufklärung, Zielerfassung und/oder Zielbestimmung, Datenerfassung, Kommunikaüonsdatenübermittlung, Einsätze als Lockvogel, Radar- oder Funkstören, Stör- und Ermüdungseinsätze oder Einwegversorgungsflüge. Dieses Interesse hat sich aus verschiedenen Gründen statt auf UAVs "mit Rotor" hauptsächlich auf die UAVs mit der urtypischen Flugzeuggestalt focusiert, d.h. mit Rumpf, Flächen mit horizontal angebrachten Triebwerken zum Geradeausflug und Leitwerk.
Als erstes ist die Konstruktion, die Herstellung und der Betrieb von UAVs "mit Flächen" nur ein Extrapolieren der Technik bemannter Luftfahrzeuge und kann deshalb auf eine relativ direkte und kosteneffiziente Art erreicht werden. Insbesondere sind die aerodynamischen Eigenschaften solcher UAVs gut dokumentiert, so daß das Steuern (Flugbetrieb) solcher Geräte, sei es durch Fern- Kommunikationsdatenübertragung zu einem an Bord befindlichen Flugcomputer und/oder durch das Softwareprogrammieren dieses an Bord befindlichen Flugcomputers relativ einfach ist.
Außerdem sind Reichweite und Geschwindigkeit derartiger UAVs allgemein über denen von UAVs mit Rotor. Außerdem ist die Frachtbeförderungskapazität derartiger UAVs allgemein größer als die von UAVs mit Rotor, so daß UAVs mit Flächen eine größere Einsatznutzlast und/oder einen größeren Brennstoffvorrat befördern können. Diese Eigenschaften machen UAVs mit Flächen für bestimmte Einsatzprofile geeigneter als UAVs mit Rotor, wo es um die Flugzeit und die -Strecke geht. UAVs mit Flächen haben jedoch einen auffallenden Nachteil, der ihre Verwendung ernsthaft begrenzt.
Insbesondere besitzen UAVs mit Flächen nicht die Fähigkeit, an einem festen Raumpunkt "herumzuhängen". Für eine optimale Ausführung vieler der vorangehend beschriebenen Einsatzprofile ist es erwünscht, daß die UAV die Fähigkeit besitzen, einen festen Bezugsrahmen im Raum bezüglich stationärer Punkte am Boden über ausgedehnte Zeiträume beizubehalten, z.B. bei der Zielbestimmung. Der Fachmann erkennt, daß die Flugeigenschaften von UAVs mit Flächen so sind, daß UAVs mit Flächen einen festen Bezugsrahmen im Raum bezüglich stationärer Punkte am Boden nicht beibehalten können, d.h. nicht herumhängen können. Deshalb muß die Einsatzausrüstung von UAVs mit Flächen komplexe und kostspielige bewegungskompensierende Einrichtungen benutzen, um derartige Einsatzprofile geeignet durchführen zu können.
Demgegenüber sind UAVs mit Rotor für derartige Einsatzprofile von Typ des Herumhängens geeignet. Eine Art von UAV mit Rotor ist in der Ausgabe vom 29. Januar 1991 der Aerospace America in einem Artikel mit dem Titel "A Cypher that adds up" beschrieben. Das beschriebene UAV mit Rotor ist ein UAV mit Führung, das einen ringförmigen Rumpf mit zwei gegenläufigen Rotoren aufweist, die in einem von dem ringförmigen Rumpf gebildeten inneren Strömungsführungskanal koaxial angebracht sind. Die Rotoruntersysteme derartiger UAVs können so betrieben werden, daß das Gerät an einem festen Bezugsrahmen im Raum bezüglich einem stationären Punkt am Boden schwebt. Konstruktionen von UAV mit Rotor und Führung hatten jedoch allgemein den Nachteil, daß derartige UAVs beim Geradeausflug schwanzlastige Anstellmomente erfuhren. Mehrere Beispiel derartiger Fahrzeuge sind in deni U.S. Patent Nr. 5,152,478 mit dem Titel AN UNMANNED FLIGHT VEHICLE INCLUDING COUNTER ROTATING ROTORS POSITIONED WITHIN A TOROIDAL SHROUD AND OPERABLE TO PROVIDE ALL REQUIRED VEHICLE FLIGHT CONTROLS beschrieben. Allgemein waren bei vielen UAVs mit Rotor und Führung des Stands der Technik aerodynamische Hilfsstrukturen mit oder ohne Steuerflächen in die UAVs aufgenommen, um derartigen schwanziastigen Anstellmomenten entgegenzuwirken. Diese Fahrzeuge sind im wesentlichen Hybride von UAVs mit Flächen und mit Rotor.
Obwohl die Verwendung derartiger aerodynamischer Hilfsstrukturen eine mögliche Lösung für das schwanzlastige Anstellproblem darstellt, beeinträchtigt eine derartige Lösung die Gesamtleistung der UAVs. Aerodynamisch erhöhen derartige aerodynamische Hilfsstrukturen die gesamte Reibungscharakteristik des Geräts. Zusätzlich addieren sich derartige aerodynamische Hilfsstrukturen zu dem gesamten Gerätezellengewicht. Diese beiden Faktoren können die Verwendung eines Triebwerks mit mehr Pferdestärken erforderlich machen (oder eine Verringerung bei der Flugreichweite und/oder -geschwindigkeit des Geräts).
Eine andere mögliche Lösung ist die Verwendung zyklischer Blattsteigungsänderungen, um dem schwanzlastigen Anstellmoment entgegenzuwirken, das UAVs mit Führung beim Vorwärts-Geradeausflug erfahren. Die Verwendung von zyklischer Blattsteigungsänderung, um dem schwanziastigen Anstellmoment eines UAV mit Führung entgegenzuwirken, ist in dem U.S. Patent Nr. 5,152,478 beschrieben. Obwohl die Verwendung zyklischer Blattsteigungsänderungen, um dem rumpfinduzierten schwanziastigen Anstell moment entgegenzuwirken, das UAVs mit Führung beim Vorwärts-Geradeausflug erfahren, möglich ist, zieht man sich eine Leistungseinbuße in der Form von Auftriebsverlust zu, was eine Erhöhung der Leistungsabgabe des Triebwerks erforderlich macht, um den durch die Rotoranordnung gelieferten Auftrieb zu erhöhen. Weitere Details hinsichtlich der Verwendung zyklischer Blattsteigungsänderung auf diese Art sind nachfolgend ausgeführt.
Es besteht eine Notwendigkeit nach einer Einrichtung zum Entgegenwirken der unerwünschten schwanzlastigen Anstellmomente, die UAVs mit Rotor und Führung beim Vorwärts-Geradeausflug erfahren. Eine derartige Einrichtung sollte das Erfordernis zyklischer Blattsteigungsänderung zur Trimmung und die Anforderung an die Rotoranordnungsleistung minimieren und gleichzeitig eine hohe Schwebefähigkeit schaffen.

Zusammenfassung der Erfindung

Ein Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein unbemanntes Luftfahrzeug (UAV) mit Rotor zu schaffen, das einen ringförmigen Rumpf mit einer optimierten aerodynamischen Gestalt besitzt, die eine hohe Schwebeleistung liefert und Druckverteilungen erzeugt, die hohe Auftriebskräfte liefern.
Ein anderes Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein UAV bereitzustellen, das einen ringförmigen Rumpf mit einer Umströmungsgestalt besitzt, die optimiert ist, um dem unerwünschten schwanzlastigen Anstellmoment, das UAVs mit Rotor und Führung beim Vorwärts-Geradeausflug erfahren, entgegenzuwirken.
Ein anderes Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein UAV mit einer optimierten Umströmungsgestalt bereitzustellen, welche das Erfordernis zyklischer Blattsteigungsänderungen zur Trimmung für den ausgetrimmten Vorwärts-Geradeausflug minimiert.
Ein anderes Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, eine optimierte Strömungsgestalt für ein UAV zu schaffen, welche die Anforderungen an die Rotoranordnungsleistung im ausgetrimmten Vorwärts- Geradeausflug minimiert.
Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein optimiertes Flügelprofil mit einer stark gewölbten aerodynamischen Fläche bereitzustellen.
Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, eine optimierte Umströmungsgestalt zu schaffen, die eine aerodynamische Fläche besitzt, die eine Dorsalfläche mit einer Zurückwölbung aufweist.
Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, eine optimierte Umströmungsgestalt zu schaffen, die eine Dorsalfläche mit einem heruntergezogenen Bereich aufweist.
Diese und andere Ziele werden mittels eines unbemannten Luftfahrzeugs (UAV) gemäß der vorliegenden Erfindung erzielt, das einen ringförmigen Rumpf oder Ring mit einem Flügelprofil, das optimiert ist, um das schwanzlastige Anstellmoment beim Geradeausflug zu minimieren, eine Rotoranordnung, eine Triebwerksanordnung und Flug/Einsatz-Ausrüstung aufweist. Der ringförmige Rumpf weist eine äußere aerodynamische Fläche und einen inneren Strömungsführungskanal auf, der eine gekrümmte Einlaßfläche und eine zylindrische Strömungsfläche aufweist, die an die gekrümmte Einlaßfläche anschließt. Die Rotoranordnung weist ein Paar von mehrblättrigen, gegenläufigen Rotoren auf, die zu der Achse des ringförmigen Rumpfs in dem inneren Strömungsführungskanal so koaxial ausgerichtet sind, daß die Rotoren von dem ringförmigen Rumpf wie von einem Ring umgeben sind.
Die äußere aerodynarnische Fläche ist durch eine Vorderkante und eine Hinterkante gekennzeichnet, wobei die Hinterkante von dem unteren Rand der zylindrischen Strömungsfläche des inneren Strömungsführungskanals definiert ist und in einer Ebene über der Ebene der Vorderkante liegt. Die äußere aerodynamische Fläche ist außerdem durch eine an die gekrümmte Einlaßfläche des inneren Strömungsführungskanals anschließende Ventralfläche, eine an die Ventralfläche anschließende Lateralfläche und eine an die Lateralfläche und die zylindrische Strömungsfläche anschließende Dorsalfläche gekennzeichnet, wobei die Ventralfläche und die Lateralfläche in bezug zu der Hinterkante der äußeren aerodynamischen Fläche eine konvexe Gestalt besitzen.
Die äußere aerodynamische Fläche kann außerdem dadurch gekennzeichnet sein, daß die Dorsa]fache eine Zurückwö]bung besitzt, um zwischen der Vorderkante und der Hinterkante der äußeren aerodynamischen Fläche zu schließen. Die Dorsalfläche kann außerdem durch einen heruntergezogenen Bereich gekennzeichnet sein, der von einer an die Vorderkante der äußeren aerodynamischen Fläche anschließenden gekrümmten Fläche definiert ist. Und die den heruntergezogenen Bereich definierende gekrümmte Fläche kann durch einen normierten Radius von etwa 0,175 mal dem Radius der Rotoren der Rotoranordnung gekennzeichnet sein.
Die äußere aerodynamische Fläche kann außerdem dadurch gekennzeichnet sein, daß die Vorderkante durch die Koordinaten X/C=0,0 und Y/C=0,0 und die Hinterkante durch die Koordinaten X/C=1,0 und Y/C=0,02375 definiert ist. Die äußere aerodynamische Fläche kann außerdem dadurch gekennzeichnet sein, daß die Dorsaifläche eine Zurückwölbung besitzt, die durch die Koordinaten X/C und Y/C definiert ist, die in der nachfolgenden Tabelle I angegeben sind. Die äußere aerodynamische Fläche kann außerdem durch eine Profilgestalt gekennzeichnet sein, die durch die in der nachfolgenden Tabelle II angeführten Koordinaten X/C und Y/C definiert ist. Die äußere aerodynamische Fläche kann außerdem durch eine durch den orthogonalen Abstand zwischen der Vorderkante und der Ebene der Hinterkante definierte Profilsehnenlänge gekennzeichnet sein, wobei die äußere aerodynamische Fläche ein stark gewölbtes Flügelprofil ist.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Ein vollständigeres Verständnis der vorliegenden Erfindung und deren begleitender Merkmale und Vorteile kann man durch Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung der Erfindung in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen erhalten, für die gilt:
Fig. 1 ist eine perspektivische Ansicht einer Ausführungsform eines unbemannten Luftfahrzeugs (UAV), zum Teil weggebrochen, um die innere Kompartmenteinteilung der Flug/Einsatzausrüstung zu zeigen.
Fig. 2 ist ein Schnitt durch das UAV von Fig. 1, der die aerodynamische Gestalt des ringförmigen Rumpfs gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt.
Fig. 2A ist eine vergrößerte Ansicht des Schnitts durch den ringförmigen Rumpf von Fig. 2, die die optimierte Gestalt der äußeren aerodynamischen Fläche des ringförmigen Rumpfs zeigt.
Fig. 3 ist eine Teil-Schnittansicht ähnlich Fig. 2, die eine nicht optimale aerodynamische Flächengestalt für einen ringförmigen Rumpf zeigt.
Die Figuren 4A bis 4E zeigen die aerodynamischen Flugeigenschaften eines unbemannten Luftfahrzeugs mit einem ringförmigen Rumpf.
Fig. 5 ist eine Grafik, die das Variieren der Luftmassenströmungsgeschwindigkeit an verschiedenen Azimutalstellen für eine ausgewählte Aufbringung einer zyklischen Eingabe zeigt.
Fig. 6 ist eine Grafik, die das Verhältnis der Änderung der Anstellmomente des Rotors und des Rumpfes durch Änderungen der zyklischen Blattsteigung zeigt.
Fig. 7 ist eine Grafik, die die Wechselwirkung zwischen den Anstellmomenten des Rotors und des ringförmigen Rumpfes und der aufgebrachten zyklischen Blattsteigung zeigt.
Fig. 8 ist eine Grafik, die die normierten Abmessungen einer erfindungsgemäß optimierten äußeren aerodynamischen Fläche zeigt.
Fig. 9 zeigt die Koordinaten eines Umströmungsabschnitts des ringförmigen Rumpfes von Fig. 2.
Die Figuren 10A bis 10D sind grafische Vergleiche der aerodynamischen Eigenschaften des UAV von Fig. 2 und des in Fig. 3 gezeigten UAV.

Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen

In den Zeichnungen, in denen gleiche Bezugszeichen einander entsprechende oder ähnliche Elemente in den einzelnen Ansichten darstellen, zeigen die Figuren 1 und 2 eine Ausführungsform eines unbemannten Luftfahrzeugs (UAV) 10 gemäß der vorliegenden Erfindung. Das UAV 10 weist einen ringförmigen Rumpf oder einen Ring 20 mit einer aerodynamischen Gestalt auf, die optimiert ist, schwanzlastige Anstellmomente beim Geradeausflug zu minimieren, wie nachfolgend detaillierter beschrieben ist, sie weist ferner eine Rotoranordnung 40, eine Triebwerksanordnung 60 und eine Flug/Einsatzausrüstung 70 auf. Das Bezugszeichen 12 definiert die Rumpfachse des UAV 10.
Die Rotoranordnung 40 weist ein Rotorgehäuse 42 und ein Paar von mehrblättrigen, gegenläufigen Rotoren 44, 46 auf, die mit der Rumpfachse 12 koaxial ausgerichtet sind. Folglich sind die Rotoren 44, 46 von dem ringförmigen Rumpf 20 wie von einem Ring umgeben. Die Rotoren 44, 46 sind vorzugsweise von der Art eines starren Rotors (im Gegensatz zu gelenkigen Rotoren), um die Komplexizität und das Gewicht der Rotoranordnung 40 zu reduzieren. Die Rotoranordnung 40 weist ferner eine erste und eine zweite konventionelle Taumelscheiben- Unteranordnung 48, 50, konventionelle Zahnradzüge 52, 54 und ein elektronisches Servosteueruntersystem 56 auf, die in dem Rotorgehäuse 42 angeordnet sind.
Die Taumelscheiben-Unteranordnungen 48, 59, die von der Art sein können, wie sie in den U.S. Patenten Nr. 3,409,249 und 2,957,572 gezeigt und beschrieben sind, können dem jeweiligen gegenläufigen Rotor 44, 46 selektiv mechanisch zyklische Blattsteigungseingaben und/oder kollektive Blattsteigungseingaben einkoppeln. Das elektronische Servosteueruntersystem 56, das von der Art sein kann, wie in der gemeinsam gehaltenen, ebenfalls anhängigen US. Patentan meldung mit der Seriennummer 07/454,488, eingereicht am 21. Dezember 1989 mit dem Titel SERVO CONTROL SYSTEM FOR A CO-AXIAL ROTARY WINGED AIRCRAFT gezeigt und beschrieben, die durch Bezugnahme hierein aufgenommen wird, kann das Funktionieren der Taumelscheiben- Unteranordnungen 48, 50 durch das Koppeln der Eingaben von dem Flugcomputer des UAV 10 an die Taumelscheiben-Unteranordnungen 48, 50 steuern. Die konventionellen Zahnradzüge 52, 54, die von der nachfolgend beschriebenen Triebwerksanordnung 60 angetrieben werden, können auf die jeweiligen gegenläufigen Rotoren 40, 46 Drehbewegung übertragen.
Die Triebwerksanordnung 60 weist ein Triebwerksgehäuse 62 mit einem Einlaß 63, einem Triebwerk 64, einer Antriebszug-Unteranordnung 66 und einem oder mehreren Treibstofftanks 68 auf. Das Triebwerksgehäuse 62, das ein integraler Teil des ringförmigen Rumpf 20 ist, ist an der 0º/360º Azimuthalstation (der Station am Heck) des ringförmigen Rumpfs 20, wie in Fig. 1 gezeigt, angeordnet. Das Triebwerk 64 ist in dem Triebwerksgehäuse 62 montiert. Die Anordnung des Triebwerks 64 am Heck wurde gewählt, um das Gewicht der Flug-/Einsatzausrüstung 70 auszugleichen, die in dem vorderen Bereich des ringförmigen Rumpfs 20, wie detaillierter nachfolgend beschrieben werden wird, angeordnet ist. Luft tritt durch den nach vorne gerichteten Einlaß 63 in das Triebwerksgehäuse 62 ein, um das Triebwerk 64 mit dem für die Verbrennung nötigen Sauerstoff zu versorgen.
Die Antriebszug-Unteranordnung 66 kann die von dem Triebwerk 64 erzeugte Leistung an die Zahnradzüge 52, 54 der Rotoranordnung 40 übertragen. Die konventionelle Antriebszug-Unteranordnung 66 kann eine Kupplung (nicht speziell gezeigt), Zalinradzüge (nicht speziell gezeigt) und eine Antriebswelle 67 aufweisen.
Der ringförmige Rumpf 20 besitzt mehrere integral mit dem inneren Umfang des ringförmigen Rumpfes 20 gebildete und von diesem radial weg zu dem Rotorgehäuse 42 ragende Abstützstreben 22. Die Abstützstreben 22, die an dem Rotorgehäuse 42 in der bekannten konventionellen Art fest angebracht sind, können die Rotoranordnung 40 in einer festen koaxialen Beziehung zu dem ringförmigen Rumpf 20 abstützen, d.h. die Drehachse der Rotoranordnung 40 fällt mit der Rumpfachse 12 zusammen. Die Abstützstreben 22 sind hohl, um das Gesamtgewicht des UAV 10 zu minimieren und um Durchführungen zum Anschließen von Betriebselementen des UAV 10 zu bilden. Beispielsweise ist die Antriebswelle 67 durch eine der Abstützstreben 22, wie in Fig. 2 gezeigt, geführt. Außerdem ist die Verdrahtung zum elektrischen Anschluß des elektronischen Servosteueruntersystems 56 durch eine andere Abstützstrebe 22 geführt.
Der ringförmige Rumpf 20 und die mehreren Abstützstreben 22 sind vorzugweise aus einem Verbundmaterial hergestellt, um eine hochfeste Struktur minimalen Gewichts zu schaffen. Die verschiedenen Arten von Fasermaterialien und Harzen hoher Zugfestigkeit, die bei der Herstellung von Verbundmaterialien in der Luft- und Raumfahrt Verwendung finden, sind dem Fachmann bekannt. Der ringförmige Rumpf 20 ist als ein geschlossenes Toroid hergestellt, um eine maximale Strukturfestigkeit zu schaffen. Der ringförmige Rumpf 20 ist zum Teil hohl und so hergestellt, daß er zugängliche innere Ausrüstungsbuchten 24 bereitstellt.
Die Treibstofftanks 68 des UAV 10 sind in passenden Ausrüstungsbuchten 24 angeordnet. Vorzugsweise sind die Treibstofftanks 68 an einander gegenüberliegenden Ausrüstungsbuchten 24 an der 90º, 270º Azimuthalstation (den Stationen an der Seite) aus Gewichts- und Balanceüberlegungen heraus angeordnet. Vorne angeordnete Ausrüstungsbuchten 24 werden für die Flug/Einsatzausrüstung 70 verwendet, wie im nachfolgenden Absatz beschrieben.
Die Einsatz-Nutzlastausrüstung 72 ist vorzugsweise in der Ausrüstungsbucht 24 an der 180º Azimuthalstation (der Station vorne) angeordnet. Generell wird die Einsatz-Nutzlast aus einigen Arten passiver Sensoren, z.B. Infrarot, Television, etc. und/oder aktiven Geräten, z.B. Laser, Funkverbindungseinrichtungen, Radar etc., und zugeordneter Signalverarbeitungsausrüstung bestehen, und die vordere Ausrüstungsbucht 24 liefert für derartige Nutzlastausrüstung 72 das beste Gesichtsfeld. Andere Flug-/Einsatzausrüstung 70, wie die Avionic 74, die Navigationsausrüstung 76, der Flugcomputer 78, die Kommunikationsausrüstung 80 (zum Weitergeben von Echtzeitsensordaten und Empfangen von Steuersignaleingaben), Antennen etc. sind in den verschiedenen vorderen Ausrüstungsbuchten 24, die der vorderen Station benachbart sind, verteilt. Die Verteilung der verschiedenen Flug-/Einsatzausrüstung 70 und der Treibstofftanks 68 in den verschiedenen Ausrüstungsbuchten 24 ist in Verbindung mit der Triebwerksanordnung 60 hinsichtlich Gewicht und Balance optimiert, so daß der Schwerpunkt des UAV 10 mit der Rumpfachse 12 zusammenfällt.
Wahlweise kann das UAV 10 der vorliegenden Erfindung ein Einlaßgitter 16 aufweisen, das, wie zum Teil in Fig. 1 gezeigt ist, angeordnet ist, um die Rotoranordnung 40 gegen FOD zu schützen. Das UAV 10 kann auch ein Auslaßgitter (nicht gezeigt) aufweisen, um die Rotoranordnung 40 zu schützen.
Die aerodynamische Gestalt des ringförmigen Rumpfs 20, die generell in Fig. 2 und detaillierter in der Fig. 2A gezeigt ist, weist einen inneren Strömungsführungskanal 26 und eine äußere aerodynamische Fläche 32 auf. Der innere Strömungsführungskanal 26 weist eine gekrümmte Einlaßfläche 28 und eine zylindrische Strömungsfläche 30 auf. Die äußere aerodynamische Fläche 32 weist eine Ventralfläche 34, eine Lateralfläche 36 und eine Dorsalfläche 38 auf.
Um ein vollständigeres Verständnis der aerodynamischen Eigenschaften des UAV 10 der vorliegenden Erfindung und insbesondere der durch die erfindungsgemäße aerodynamische Fläche 32 bereitgestellten aerodynamischen Effekte zu erleichtern, wird auf die Figuren 4A - 4E, 5 und 6 Bezug genommen, die Muster von Luftmassenströmen, Druckverteilungen (in Form von Sog oder Unterdruck) und Anstellmomente für die Gestalt eines unbemannten Luftfahrzeugs ähnlich dem in Fig. 3 gezeigten zeigen. Diese Gestalt ist ähnlich der in dem U.S. Patent Nr.5,152,478 mit dem Titel AN UNMANNED FLIGHT VEHICLE INCLUDING COUNTER ROTATING ROTORS POSITIONED WITHIN A TOROIDAL SHROUD AND OPERABLE TO PROVIDE ALL REQUIRED VEHICLE FLIGHT CONTROLS beschriebenen.
Die Bezugnahmen auf die azimuthale Ausrichtung in der Beschreibung mit Bezug auf die Figuren 4A - 4E, 5 und 6 sind bezüglich dem Schwerpunkt des UAV und im Einklang mit der nachfolgenden Beschreibung, d.h. die 180º Azimuthalausrichtung ist die Station vorne bei dem UAV und die 0º/360º Azimuthalausrichtung ist die Station am Heck des UAV. Die Querschnittsgestalt des in den Figuren 4A - 4E gezeigten ringförmigen Rumpfes ist nur für die Zwecke der Erklärung schematisch gezeigt. Und, obwohl die nachfolgende Beschreibung in Form eines einzigen, mehrblättrigen Rotors R präsentiert ist, sind die aerodynamischen Eigenschaften und Effekte, die nachfolgend beschrieben werden, auf das UAV 10 der vorliegenden Erfindung anwendbar, das ein Paar von mehrblättrigen, gegenläufigen Rotoren 44, 46 besitzt.
Die Fig. 4A zeigt die Aerodynamik eines UAV im Schwebeflug, d.h. das UAV ist im Bezug zum Boden stationär und befindet sich in einem festgelegten Abstand darüber. Um bei einem UAV den Schwebeflug zu bewirken, wird nur eine kollektive Blattsteigungseinstellung auf den Rotor R aufgebracht, d.h. alle Blätter zeigen den gleichen Blattsteigungswinkel unabhängig von den Azimuthalausrichtungen der einzelnen Blätter. Das Rotieren des Rotors R bewirkt einen Luftmassenstrom durch die Rotorblätter, der die gezeigte Druckverteilung PDR über die Erstreckung der Blätter erzeugt. Jedes Rotorblatt hat eine äquivalente Druckverteilung PDR unabhängig von seiner Azimuthalausrichtung wegen der Äufbnngung einer kollektiven Blattsteigungseinstellung nur so, daß die Druckverteilung über den Rotor bezüglich dem Schwerpunkt symmetrisch ist.
Die Luftmassenströmung durch den Rotor R bewirkt, daß Luft über die Ventralfläche und die Führungseinlaßfläche des ringförmigen Rumpfes F gezogen wird und durch die Strömungsführungsfläche mit einer hohen konstanten Geschwindigkeit wegen der Drehzahl des Rotors R (der Triebwerksleistungseinstellung), der gekrümmten Gestalt der Einlaßfläche und dem Durchmesser der Strömungsführungsfläche strömt.
Dieser Luftmassenstrom schafft eine resultierende Druckverteilung PDF über die Ventral- und Einlaßfläche des ringförmigen Rumpfes F, die für alle Azimuthalausrichtungen gleich ist, wie in Fig. 3A gezeigt. So kann man die ringförmige Druckverteilung PDF als zu der Rumpfachse symmetrisch bezeichnen.
Die Rotor- und die Rumpfdruckverteilungen PDR, PD F bewirken, daß auf den Rotor R bzw. den ringförmigen Rumpf F Auftriebskräfte wirken, die das UAV im Schweben an einem festen Punkt im Raum bezüglich dem Boden von und in einem festgelegten Abstand über der Bodenebene gehalten ist. Wie eine Untersuchung der Fig. 4A zeigt, sind die von dem Rotor R und dem ringförmigen Rumpf F eines UAV im Schwebeflug erzeugten Kräfte additiv. Außerdem gibt es, wenn nur eine kollektive Blattsteigungseinstellung auf den Rotor R aufgebracht wird, wegen der Symmetrie der Rotor- und Rumpfluftdruckverteilungen PDR, PDF, wie vorangehend beschrieben, keine unausgeglichenen Anstellmomente, die auf das UAV wirken.
Die aerodynamischen Effekte, die sich aus dem Aufbringen einer zyklischen Blattsteigungseinstellung auf das UAV im Schwebeflug ergeben, sind in den Figuren 4B, 5 und 6 gezeigt, d.h. der Rotor des UAV ist gleichzeitig einer kollektiven und einer zyklischen Blattsteigungseinstellung unterworfen. In diesem Flugzustand zeigen die einzelnen Rotorblätter abhängig von der Azimuthalausrichtung der Blätter und der Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe (nach vorne, zur Seite, nach hinten oder Kombinationen dazwischen) ungleiche Blattsteigungswinkel. Das Rotieren des Rotors R unter dem Einfluß sowohl kollektiver als auch zyklischer Blattsteigungseinstellung bewirkt einen Luftmassenstrom durch die Rotorblätter, der eine asymmetrische Rotordruckverteilung erzeugt, die von der in Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe abhängt. Beispielsweise ergibt sich für eine aufgebrachte zyklische Eingabe in Richtung nach vorne die in Fig. 4B gezeigte asymmetrische Rotordruckverteilung, in der PDRFWD die Druckverteilung eines Rotorblatts mit einer 180º Azimuthalausrichtung und PDRAFT die Druckverteilung eines Blatts mit einer 0º/360º Azimuthalausrichtung darstellt.
Das Studium der Fig. 4B zeigt, daß die Größe der resultierenden Druckverteilung an der Azimuthalausrichtung, die der Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe entgegengesetzt ist, maximal ist und an der Azimuthalausrichtung in Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe minimal ist, d.h. PDRAFT ist größer als PDRFWD. Die zyklische Blattsteigung kann deshalb dadurch gekennzeichnet sein, daß sie eine asymmetrische Rotordruckverteilung bezüglich dem Schwerpunkt verursacht, die zu einem Netto-Rotoranstellmoment MR in Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe führt. Hinsichtlich Fig. 4B und dem in dem vorangehenden Absatz beschriebenen Beispiel ist das Netto- Anstellmoment MR ein Moment im Gegenuhrzeigersinn in Richtung nach vorne (180º Azimuthalausrichtung).
Der vorangehend beschriebene beispielhafte Luftmassenstrom durch den Rotor R führt zu einem Luftmassenstrom über die Ventralfläche und die gekrümmte Einlaßfläche des ringförmigen Rumpfes F, die eine asymmetrische Geschwindigkeitsverteilung der Luftmassenströmung erzeugt, wie in Fig. 5 gezeigt. Diese asymmetrische Geschwindigkeitsverteilung der Luftmassenströmung führt zu der in Fig. 4B gezeigten asymmetrischen Druckverteilung des ringförmigen Rumpfes, wobei die PDFFWD die Druckverteilung über die Ventral- und die gekrümmte Einlaßfläche des ringförmigen Rumpfes bei der 180º Azimuthalausrichtung und PDFAFT die Druckverteilung über die Ventralund gekrümmte Einlaßoberfläche des ringförmigen Rumpfes an der 0º/360º Azimuthalausrichtung darstellt.
Die zyklische Blattsteigung kann also deshalb dadurch gekennzeichnet sein, daß sie eine asymmetrische Druckverteilung des ringförmigen Rumpfes bezüglich deni Schwerpunkt hervorruft, die zu einem Netto- Anstellmoment MF des ringförmigen Rumpfes in der Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe (im Gegenuhrzeigersinn in Fig. 4B) führt, d.h. PDFAFT ist größer als PDFFWD. Die Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe kann man variieren, um Geschwindigkeitsmaxima oder Minima der der Luftmassenströmung über der Ventral- und der gekrümmten Einlaßfläche des ringförmigen Rumpfes an jeder gewünschten Azimuthalausrichtung zu verursachen.
Die durch den Rotor R und den ringförmigen Rumpf F erzeugten asymmetrischen Druckverteilungen bewirken, daß Auftriebskräfte auf den Rotor F und den ringförmigen Rumpf F wirken. Diese Auftriebskräfte sind additiv. In diesem Flugzustand gibt es jedoch Netto- Anstellmomente des Rotors und des ringförmigen Rumpfes MR, MF, die zusammenwirken (die Momente sind additiv), um ein Systemmoment MS zu erzeugen, das auf das UAV wirkt.
Die relativen Beiträge der Netto-Anstellmomente des Rotors und des ringförmigen Rumpfes MR, MF zu dem Systemmoment MS sind in Fig. 6 gezeigt. Das Studium der Fig. 6 ergibt, daß ein wesentlicher Anteil des Systemmoments M&sub5; das Ergebnis des Netto-Anstellmoments des ringförmigen Rumpfes MF ist (etwa 90 %). Die Fig. 6 zeigt außerdem grafisch die Eigenschaft, daß relativ kleine Veränderungen der zyklischen Blattsteigung minimale Veränderungen bei dem Netto- Anstellmoment des Rotors MR hervorrufen, verglichen mit in deutlich größeren Änderungen bei dem Netto-Anstellmoment des ringförmigen Rumpfes MF. Die Bedeutung dieser Eigenschaft ist wichtig, wenn man die Verwendung zyklischer Blattsteigungseinstellungen in Betracht zieht, um der schwanzlastigen Anstell-Instabilität von UAVs beim Geradeausflug abzuhelfen.
Die Figuren 4C - 4E zeigen die aerodynamischen Effekte, die auf ein UAV bei der transiatorischen Bewegung wirken, d.h. der Rotor des UAV ist gleichzeitig einer kollektiven und einer zyklischen Blattsteigungseinstellung unterworfen, während das UAV eine translatorische Bewegung bezüglich der Bodenebene ausführt. Es wird angenommen, daß eine aufgebrachte zyklische Eingabe eine transiatorische Bewegung in die Vorwärtsrichtung bewirkt, das heißt, ein Geschwindigkeitsvektor in die 180º Azimuthalrichtung oder nach links in Fig. 4C. In diesem Flugzuzstand weisen die einzelnen Rotorblätter unterschiedliche Blattsteigungswinkel auf, die von der azimuthalen Ausrichtung der Blätter und der Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe (vorwärts, zur Seite, nach hinten oder Kombinationen dazwischen) abhängen. Das Rotieren des Rotors unter dem Einfluß sowohl der kollektiven als auch der zyklischen Blattsteigungseinstellung bewirkt eine Luftmassenströmung durch die Rotorblätter, die eine asymmetrische Rotor-Druckverteilung erzeugt, die, wie in Fig. 4E gezeigt, von der Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe abhängt. Ein Studium der Fig. 4E zeigt, daß die Größe der resultierenden Druckverteilung in der Azimuthalausrichtung maximal ist, die der Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe (0º/360º) entgegengesetzt ist, und in der azimuthalen Ausrichtung in Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe (180º) minimal ist, d.h. PDRAFT ist größer als PD RFWD. Die zyklische Blattsteigungseinstellung kann deshalb dadurch charakterisiert werden, daß sie eine asymmetrische Rotor- Druckverteilung bezüglich dem Schwerpunkt hervorruft, was zu einem Netto-Anstellmoment des Rotors MR in Richtung der aufgebrachten zyklischen Eingabe führt. Hinsichtlich Fig. 4E ist das Netto- Anstellmoment des Rotors MR ein Moment im Gegenuhrzeigersinn in der Richtung nach vorne (180º Azimuthalausrichtung).
Die Luftmassenströmung durch den Rotor R ruft eine Luftmassenströmung über die Ventral- und die gekrümmte Einlaßfläche des ringförmigen Rumpfes F hervor. In dem Fall eines Geradeausflugs eines UAV ist jedoch die resultierende Geschwindigkeit der Luftmassenströmung über die Ventral- und die gekrümmte Einlaßfläche bei der 180º und der 0º/360º Azimuthalausrichtung (V'INFWD bzw. V'INAFT) durch die freie Strömungsgeschwindigkeit V&sub0; beeinflußt, die von der translatorischen Bewegung des UAV hervorgeht. Die freie Strömungsgeschwindigkeit V&sub0; ist bezüglich der Geschwindigkeit VINFWD der Luftmassenströmung über die Ventral- und die gekrümmte Einlaßfläche (infolge des Betriebs des Rotors R) an der 180º Azimuthalausrichtung additiv und hinsichtlich der Geschwindigkeit VINAFT der Luftmassenströmung iber die Ventral- und die gekrümmte Einlaßfläche (infolge des Betriebs des Rotors R) an der 0º/360º Azimuthalausrichtung subtraktiv. Der resultierende Geschwindigkeitsunterschied der Luftmassenströmung über die Ventralund die gekrümmte Einlaßfläche an der 180º bzw. der 0º/360º Azimuthalausrichtung führt zu den in Fig. 4D gezeigten jeweiligen Druckverteilungen PDFFWD und PDFAFT.
Da PDFFWD größer ist als PDFAFT, resultieren die von den vorangehend beschriebenen Lufimassenströmungen über die Ventral- und die gekrümmte Einlaßfläche des ringförmigen Rumpfes erzeugten Druckverteilungen in einem Netto-Anstellmoment des ringförmigen Rumpfes MF (im Uhrzeigersinn) um den Schwerpunkt, wie in Fig. 4E gezeigt. Die Größe des Netto-Anstellmoments des ringförmigen Rumpfes MF ist größer als die Größe des Netto-Anstellmoments des Rotors MR und folglich hat das Systemmoment MS den gleichen Drehsinn wie das Netto-Anstellmoment des ringförmigen Rumpfes MF, so daß ein UAV beim Vorwärts-Geradeausfiug, das sowohl kollektiver als auch zyklischer Blattsteigungseinstellung unterworfen ist, ein schwanzlastiges Anstellmoment MS (im Uhrzeigersinn in Fig. 4E) erfährt.
Eine Alternative zu der Verwendung von aerodynamischen Hilfsstrukturen zum Gegenwirken gegen das schwanzlastige Anstellmoment MS, das ein UAV beim Vorwärts-Geradeausflug erfährt, das einer kollektiven und zyklischen Blattsteigungseinstellung unterworfen ist, ist in dem U.S. Patent Nr.5,152,478 mit dem Titel AN UNMANNED FLIGHT VEHICLE INCLUDING CONTER ROTATING ROTORS POSITIONED WITHIN A TOROIDAL SHROUD AND OPERABLE TO PROVIDE ALL REQUIRED VEHICLE FLIGHT CONTROLS beschrieben. Die beschriebene Alternative beinhaltet die Anwendung von zyklischer Blattsteigungseinstellung auf ein gegenteilig beeinflußtes UAV in einer solchen Art, daß das Netto-Anstellmoment des ringförmigen Rumpfes MF wirksam durch das Netto-Anstellmoment des Rotors MR ausgeglichen ist. Die Lösung basiert auf der vorangehend beschriebenen Eigenschaft, daß relativ kleine Änderungen bei der zyklischen Blattsteigungseinstellung kleine Veränderungen bei dem Netto- Anstellmoment des Rotors MR erzeugen verglichen mit den deutlich größeren Änderungen bei dem Netto-Nickmoment des ringförmigen Rumpfes MF, d.h. für eine feste incrementale Änderung der zyklischen Eingaberate ist die Änderungsrate des Netto-Anstellmoments des Rotors MR viel geringer als die Änderungsrate des Netto-Anstellmoments des ringförmigen Rumpfes MF.
Wie in der vorangehend angegebenen Patentanmeldung beschrieben, weist das Anstellmoment des Systems MS, das auf ein UAV im Vorwärts-Geradeausflug wirkt, das Netto-Anstellmoment des ringförmigen Rumpfes MF auf, das ein schwanzlastiges Anstellmoment ist, minus dem Netto-Anstellmoment des Rotors MR, das allgemein ein kopflastiges Anstellmoment ist. Mathematisch kann das ausgedrückt werden als:
MS = MF - MR
Während des Vorwärts-Geradeausflugs gilt:
MF = MFF - MCS,
wobei MFF das Anstellmoment des ringförmigen Rumpfes ist, das normalerweise beim Vorwärts-Geradeausflug erzeugt wird, und MCC das Anstellmoment des ringförmigen Rumpfes ist, das in Reaktion auf Änderungen der zyklischen Blattsteigungseinstellung an der Rotoranordnung erzeugt wird. Folglich kann das Systemmoment MS eines UAV beim Vorwärts-Geradeausflug ausgedrückt werden als:
MS = (MFF - MCS) - MR
Diese Gleichung ist in Fig. 7 grafisch dargestellt. Die Kurven von Fig. 7 basieren auf Windkanaltests eines UAV mit der in Fig. 3 gezeigten Gestalt bei einer Vorwärts-Geradeausgeschwindigkeit von 70 Knoten, einem Anstellwinkel von -5º und einer Rotoranordnung, die einen Schub von 300 Pfund erzeugt. Ein Studium von Fig. 7 zeigt, daß die Aufbringung einer zyklischen Blattsteigung so, daß MCS ansteigt, dazu führt, daß dem schwanzlastigen Netto-Anstellmoment (MFF - MCS) durch das kopflastige Anstellmoment MR bei einer zyklischen Blattsteigung von etwa -11º entgegengewirkt wird. Deshalb wäre das vorangehende UAV bei einer aufgebrachten zyklischen Blattsteigung von etwa -11º für den Vorwärts-Geradeausflug ausgetrimmt.
Obwohl die in der obengenannten Anmeldung beschriebene Lösung einen möglichen Weg darstellt, dem rumpfinduzierten schwanzlastigen Anstellmoment entgegenzuwirken, das UAVs beim Vorwärts- Geradeausflug erfahren, haben die Erfinder der vorliegenden Anmeldung festgestellt, daß die Aufbringung einer zyklischen Blattsteigung in der beschriebenen Art eine Leistungseinbuße zur Folge hat. Insbesondere die Verwendung zyklischer Blattsteigungsei nstellungen zum Kompensieren der rumpfinduzierten schwanzlastigen Anstellmomente erhöht den Leistungsbedarf des UAV beim Vorwärts-Geradeausflug unnötig. Zyklische Änderungen, die in der in den vorangehenden Absätzen beschriebenen Art ausgeführt werden, führen zu Auftriebsverlusten, die durch Erhöhen der Leistung an die Rotoranordnung kompensiert werden müssen, d.h. Erhöhen der Auftriebskräfte, die durch den Betrieb der Rotoranordnung erzeugt werden.
Die Erfinder der vorliegenden Anmeldung haben festgestellt, daß die aerodynamische Gestalt des ringförmigen Rumpfes von UAVs aus dem Stand der Technik, wie sie in Fig. 3 gezeigt sind, nicht dahingehend optimiert waren, die Auftriebskräfte zu nutzen, die an der aerodynamischen Fläche des ringförmigen Rumpfes beim Vorwärts- Geradeausflug auftreten. Stattdessen haben sich derartige UAVs aus dem Stand der Technik aerodynamischer Hilfsstrukturen und zyklischer Blattsteigungsänderungen bedient, um dem unvermeidbaren schwanzlastigen Anstellmoment entgegenzuwirken, das sich an der gekrümmten Einlaßfläche einer translatorisch bewegten Rotoranordnung entwickelt.
Wie vorangehend kurz beschrieben, besitzt das UAV 10 der vorliegenden Erfindung einen aerodynamisch gestalteten ringförmigen Rumpf 20, der einen inneren Strömungsführungskanal 26 und eine äußere aerodynamische Fläche 32 aufweist, wie in den Figuren 2A, 8 und 9 gezeigt.
Die äußere aerodynamische Fläche 32 der vorliegenden Erfindung wurde optimiert, um die durch den inneren Strömungsführungskanal 26 geschaffene funktionale Leistung beizubehalten, d.h. die hohe Schwebetauglichkeit. Der innere Strömungsführungskanal 26 weist die gekrümmte Einlaßfläche 28 und die zylindrische Strömungsfläche 30 auf, wie in Fig. 2A gezeigt.
Die gekrümmte Einlaßfläche 28 ist mit einem festgelegten Krümmungsradius (r) gebildet (siehe Fig. 8), der einen g]atten Übergang zwischen der Ventralfläche 34 der äußeren aerodynamischen Fläche 32 und der zylindrischen Strömungsfläche 30 schafft und die Luftmassenströmung in den inneren Strömungsführungskanal 26 bei hohen Geschwindigkeiten erleichtert. Der Luftmassenstrom über die gekrümmte Einlaßfläche 28 erzeugt eine Druckverteilung, die zu dem Gesamtauftrieb beiträgt, der durch den ringförmigen Rumpf 20 erzeugt wird. Die Auswahl eines Werte für den festgelegten Krümmungsradius basiert auf der Bewertung des Verhältnisses des Radius r der gekrümmten Einlaßfläche 28 zu dem Durchmesser der gegenläufigen Rotoren 44, 46 gegenüber Werten von Bewertungsziffern, wobei die Bewertungsziffern das Verhältnis der tatsächlichen Leistung, die nötig ist, um den Auftrieb bei einem UAV zu erzeugen, zu der ideal nötigen Leistung definiert. Hinweise auf weitere Details kann man dem U.S. Patent Nr. 5,152,478 mit dem Titel AN UNMANNED FLIGHT VEHICLE INCLUDING COUNTER ROTATING ROTORS POSITIONED WITHIN A TOROIDAL SHROUD AND OPERABLE TO PROVIDE ALL REQUIRED VEHICLE FLIGHT CONTROLS entnehmen. Im wesentlichen wird ein r/D-Verhältnis von 0,04 oder größer zu einer akzeptablen Bewertungsziffer führen.
Die Auswahl eines Wertes für die Länge (L) der zylindrischen Strömungsfläche 30 ist ebenfalls detaillierter in dem oben angegebenen Patent ausgeführt. Je größer die Länge (L) der zylindrischen Strömungsfiäche 30 (siehe Fig. 8) ist, desto größer ist die Wahrscheinlichkeit, daß der Gesamtauftrieb in etwa gleichen Verhältnissen durch die Druckverteilungen, die sich aus der Luftmassenströmung durch die Rotoranordnung 40 und über den ringförmigen Rumpf 20 ergeben, bereitgestellt wird. Wenn die Rotoranordnung 40 und der ringförmige Rotor 20 etwa den gleichen Auftrieb liefern, können Rotoren 44, 46 mit kleinerem Durchmesser verwendet werden, bei gleichzeitiger Verringerung der Größe und des Gewichts des UAV 10.
Die äußere aerodynamische Fläche 32 ist außerdem dahingehend optimiert, eine Druckverteilung bereitzustellen, die hohe Auftriebskräfte bei den negativen Anstellwinkeln erzeugt, die nötig sind für einen ausgetrimmten Geradeausfiug des UAV 10 der vorliegenden Erfindung.
Man erkennt, daß der Bläserauftrieb an der vorderen gekrümmten Einlaßfläche 28 einen Sog induziert und so das nachteilige schwanzlastige Anstellmoment auf das UAV 10 hervorruft. Die hohen Auftriebskräfte, die von der äußeren aerodynamischen Fläche 32 des ringförmigen Rotors 20 erzeugt werden, reduzieren den nötigen Auftrieb von der Rotoranordnung 40 und reduzieren so das unerwünschte Anstellmoment. Eine Verringerung der Leistung wird durch die verringerten Anforderungen an den Auftrieb durch den Rotor und die reduzierte Notwendigkeit für überlagerte zyklische Blattsteigungseinstellung (Momententrimmung) bewirkt.
In den Figuren 2A, 8 und 9 ist die optimierte äußere aerodynamische Fläche 32 des ringförmigen Rumpfes 20 der vorliegenden Erfindung gezeigt. Die äußere aerodynamische Fläche 32 weist eine Ventralfläche 34, eine Lateralfläche 36 und eine Dorsalfläche 38 auf. Diese Flächen wurden willkürlich definiert, um die schriftliche Beschreibung der Gestalt der aerodynamischen Fläche 32 zu erleichtern, und sind nicht beschränkend gedacht.
Die aerodynamische Fläche 32 der vorliegenden Erfindung weist eine Vorderkante 35 (X/C = 0,0, Y/C = 0,0) Lind eine Hinterkante 29 auf (die untere Kante der zylindrischen Strömungsfläche 30 bei X/C = 1,0; Y/C = 0,02375). Die Profilsehnenlänge (C) oder die Tiefe des Profils des ringförmigen Rumpfes ist der orthogonale Abstand zwischen der Vorderkante 35 und der Ebene der Hinterkante 29, wie in Fig. 8 gezeigt. Die aerodynamische Fläche 32 ist stark gewölbt (unter Verwendung der konventionellen Definition der Profllwölbung). Die Dorsalfläche 38 kann zurückgewölbt sein, wenn nötig, um zwischen der Vorderkante 35 und der Hinterkante 39 zu schließen. Sowohl die Ventralfläche 34 als auch die Lateralfläche 36 sind bezüglich der Hinterkante 29 der zylindrischen Strömungsfläche 30 schwach konvex. Der der Vorderkante 35 benachbarte Bereich der Dorsaifläche 38 definiert einen heruntergezogenen Bereich 38', der eine durch einen normierten Radius von 0,175 R definierte gekrümmte Fläche ist, wie in Fig. 8 gezeigt (wobei R der Radius der Rotoren 44, 46 ist). Das Maß des heruntergezogenen Bereichs 38' und der Zurückwölbung der Dorsalfläche kann innerhalb vernünftiger Toleranzen variieren. Tabelle I listet beispielsweise Toleranzen der Dorsaifläche 38 in Form von X/C, Y/C Koordinaten, auf. Tabelle I
Ein bevorzugtes Tragflügelprofil für den ringförmigen Rumpf 20 gemäß der vorliegenden Erfindung ist (mit Hinweis auf Fig. 9) in Tabelle II angegeben. Tabelle II
Die Figuren 10A - 10D zeigen verschiedene aerodynamische Eigenschaften des UAV 10 der vorliegenden Erfindung (derartige Eigenschaften sind direkt der optimierten Gestalt der äußeren aerodynamischen Fläche 32 zuweisbar), das als "Demo Shroud" bezeichnet ist, im Gegensatz zu dem in Fig. 3 gezeigten UAV. Zu Vergleichszwecken ist die nicht optimale aerodynamische Fläche des UAV von Fig. 3 (ein halbzylindrisches Profil) mit der optimierten aerodynamischen Fläche 32 der vorliegenden Erfindung in Fig. 2A übereinandergelegt. Ein Studium der Figuren 10A bzw. 10B zeigt, daß das UAV der vorliegenden Erfindung geringere schwanzlastige Anstellmornente erfährt und mehr Auftrieb erzeugt als das UAV von Fig. 3.
Eine Vielzahl von Modifikationen und Variationen der vorliegenden Erfindung sind im Licht der vorangehenden Lehren möglich. Man sollte deshalb verstehen, daß in dem Bereich der beigefügten Ansprüche die vorliegende Erfindung anders in die Praxis umgesetzt werden kann, als es speziell vorangehend beschrieben wurde.

Claims

1. Unbemanntes Luftfahrzeug (10) mit

einem ringförmigen Rumpf (20), der einen inneren Strömungsführungskanal (26) und eine äußere aerodynamische Fläche (32) aufweist, wobei der innere Strömungsführungskanal (26) eine gekrümmte - Einlaßfläche (28) und eine zylindrische Strömungsfläche (30) aufweist, die an die gekrümmte Einlaßfläche (28) anschließt; und

einer Rotoranordnungseinrichtung (40), die in dem inneren Strömungsführungskanal (26) koaxial angeordnet ist, um kollektive und zyklische Blattsteigungseinstellungen zum Steuern des Flugbetriebs des unbemannten Luftfahrzeugs (10) zu schaffen, und die ein Paar von mehrblättrigen, gegenläufigen Rotoren (44,46) aufweist; dadurch gekennzeichnet,

daß die äußere aerodynamische Fläche (32) eine Vorderkante (35) und eine Hinterkante (29) aufweist, die von der unteren Kante der zylindrischen Strömungsfläche (30) defmiert ist und in einer Ebene über der Ebene der Vorderkante (35) liegt;

außerdem dadurch gekennzeichnet, daß die äußere aerodynamische Fläche (32) eine an die gekrümmte Einlaßfläche (28) anschließende Ventralfläche (34), eine an die Ventralfläche (34) anschließende Lateralfläche (36) und eine an die Lateralfläche (36) und die zylindrische Strömungsfläche anschließende Dorsalfläche (38) aufweist, wobei die Ventralfläche (34) und die Lateralfläche (36) eine hinsichtlich der Hinterkante (29) konvexe Gestalt besitzen.

2. Unbemanntes Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Dorsalfläche (38) zurückgewölbt ist, um zwischen der Vorderkante (35) und der Hinterkante (29) zu schließen.

3. Unbemanntes Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 1, außerdem dadurch gekennzeichnet, daß die Dorsalfläche (38) einen heruntergezogenen Bereich (38') aufweist, der von einer an die Vorderkante (35) anschließenden gekrümmten Fläche definiert ist.

4. Unbemanntes Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 3, außerdem dadurch gekennzeichnet, daß die den heruntergezogenen Bereich (38') definierende gekrümmte Fläche einen normierten Radius von etwa 0,175 mal dem Radius der Rotoren (44,46) hat.

5. Unbemanntes Luftfahrzueg (10) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, außerdem dadurch gekennzeichnet, daß die Vorderkante (35) durch die Koordinaten X/C =0,0; Y/C = 0,0 und die Hinterkante (29) durch die Koordinaten X/C = 1,0; Y/C =0,02375 definiert ist.

6. Unbemanntes Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 5, außerdem dadurch gekennzeichnet, daß die Zurückwölbung der Dorsaifläche (38) durch Werte von X/C und Y/C defmiert ist, wobei gilt:

7. Unbemanntes Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 5 oder 6, außerdem dadurch gekennzeichnet, daß die äußere aerodynamische Fläche (32) eine durch die Werte von X/C und Y/C definierte Tragflügelgestalt besitzt, wobei gilt:

8. Unbemanntes Luftfahrzeug (10) nach Anspruch 1, außderdem dadurch gekennzeichnet, daß die äußere aerodynamische Fläche (32) eine Profilsehnenlänge (C) besitzt, die vom orthogonalen Abstand zwischen der Vorderkante (35) und der Ebene der Hinterkante (29) definiert ist, wobei die äußere aerodynamische Fläche (32) ein stark gewölbtes Tragflügelprofil ist.