DE69821006T2

DE69821006T2 - Fluggerät mit auftrieberzeugern

Info

Publication number: DE69821006T2
Application number: DE1998621006
Authority: DE
Inventors: Safedin Zelic
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1997-08-08
Filing date: 1998-04-16
Publication date: 2004-11-18
Anticipated expiration: 2018-04-17
Also published as: ATE257448T1; US6352219B1; EP0999977B1; CA2300397A1; DE69821006D1; EP0999977A1; ES2214708T3; WO1999007601A1; DK0999977T3; AU7326998A; BA97244A

Description

Die Erfindung bezieht sich insgesamt auf das Gebiet der Luftfahrttechnik, Luftfahrtmechanik und Aerodynamik.
Bislang sind verschiedene Arten von Luftfahrzeugen erfunden worden, die schwerer als Luft sind, wie z. B. Gleiter, Hängegleiter, Tragschrauber, Wandelflugzeuge, Kolopter, Flugzeuge und Helikopter. Von allen diesen Luftfahrzeugen fanden jedoch nur Flugzeuge und Helikopter Verwendung. Aber auch diese zwei Luftfahrzeuge haben größere Nachteile, die ihre Massenverwendung als Lufttransporteinrichtung für Einzelpersonen, Familien, private Zwecke und Frachtzwecke unmöglich machen. Der Hauptnachteil eines Flugzeuges ist die Abhängigkeit der Auftriebskraft von der Translationsgeschwindigkeit seiner Bewegung. Es ist deshalb für ein Flugzeug unmöglich, sich vertikal nach oben und nach unten zu bewegen, oder zu schweben.
Zum Starten und Landen von Flugzeugen sind spezielle infrastrukturelle Installationen an Land erforderlich, die sehr teuer sind und ein großes Gebiet benötigen, das nur in den Außengebieten von Städten zu finden ist. Deswegen ist an einen Einsatz dieses Luftfahrzeugs als Massentransportvorrichtung für Einzelpersonen und Familien nicht zu denken.
Eine große Minimalgeschwindigkeit des Flugzeugs während des Fluges erfordert große Flügelflächen während des Startens und Landens, die bei höheren Geschwindigkeiten zu einem zusätzlichen Gewicht und einem zusätzlichen unnötigen aerodynamischen Widerstand werden. Diese großen Flügelflächen erfordern eine besonders starke Befestigungsstelle an dem Rumpf des Flugzeuges, der hierdurch massiver und schwerer wird. Das ganze zusätzliche Gewicht und der erhöhte Widerstand erfordern einen hohen Schub, der seinerseits eine große Menge und einen großen Verbrauch von Kraftstoff erfordert. In diesem Fall hängt die Schubintensität nicht direkt von der Translationsbewegung des Luftfahrzeugs, wie dem Flugzeug, ab, aber die Art, wie ein Helikopter eine aerodynamische Kraft erzeugt, ist viel ineffektiver als die Art, wie es ein Flügel des Flugzeuges macht. Deshalb muss die Fläche und der Angriffswinkel eines Rotorblattes eines Helikopters erhöht werden, was einen Anstieg des aerodynamischen Widerstandes mit sich bringt und eine Erhöhung der Motorleistung und eine Erhöhung des Kraftstoffverbrauches erfordert. Dies verursacht eine Erhöhung des Gewichts, die nur durch Erhöhung der Fläche der Rotorblätter neutralisiert werden kann. Diese Erhö hung ist jedoch einerseits durch die Blattmasse begrenzt und verursacht eine starke Zentrifugallast und größeren aerodynamischen Widerstand, andererseits ist sie durch die Spitze der Randgeschwindigkeit begrenzt, die nicht schneller sein sollte, als die Schallgeschwindigkeit. Wenn hierzu der Schubkoeffizient der drei Blätter addiert wird, kommt es zu einem Spitzenwert des möglichen Blattflächenanstiegs an dem Rotor des Helikopters und zu einer Gesamtschubleistung. Dies alles hat einen negativen Einfluss auf eine mögliche Höchstgravitationsbelastung und eine maximale Translationsgeschwindigkeit, die geringer ist, als die Translationsgeschwindigkeit des Flugzeugs.
Die Konstruktion eines Helikopters ist sehr komplex, beginnend mit der Notwendigkeit leistungsstarker Motoren, die hauptsächlich Gasturbinen sind, die eine sehr komplexe Leistungsübertragung und ein im niedrigen Bereich übersetztes System erfordern. Der sehr komplizierte Kopf des Rotors ist einer großen zentrifugalen Aerodynamik unterworfen. Aus all diesen Gründen ist ein Helikopter ein teures, unökonomisches und kompliziertes Luftfahrzeug, so dass er nicht eine Transportvorrichtung für die Masse werden konnte.
Die US 2,966,317 offenbart ein Luftfahrzeug, das zwei vordere und zwei hintere Propeller umfasst, die an entgegengesetzten Seiten des Rumpfes angebracht sind. Die Schaufeln der Propeller können axial gedreht werden, um das Luftfahrzeug anzuheben. Außerdem können die Schaufeln bezüglich der Horizontalebene oder der Längsachse des Rumpfes geneigt werden, um das Fahrzeug vorwärts oder rückwärts anzutreiben. Zur Steuerung der seitlichen Richtung ist ein Steuerruder vorgesehen.
Die US 2,990,239 offenbart ein Luftfahrzeug, das zwei vordere und zwei hintere Propeller umfasst, die an entgegengesetzten Seiten des Rumpfes angeordnet sind. Die Schaufeln der Propeller können axial gedreht werden, um das Luftfahrzeug zu drehen und das Luftfahrzeug vorwärts oder rückwärts zu bewegen. Zur Steuerung der seitlichen Richtung ist ein Steuerruder vorgesehen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein dynamisches Luftfahrzeug zu schaffen, das vertikal starten und landen und in einem weiten Höhenbereich schweben kann. Die Intensität der aerodynamischen Kraft soll unabhängig von der Leistung des Motors veränderbar sein. Die Richtung der aerodynamischen Kraft soll zusammen mit dem Rumpf des Flugzeugs oder frei von der Rumpfposition veränderbar sein.
Diese Aufgabe wird durch ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen von Anspruch 1 gelöst. Bevorzugte Ausführungsformen sind Gegenstand der Ansprüche 2 bis 6.
Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug (Aeromobil) vereinigt alle positiven Eigenschaften eines Flugzeugs und eines Helikopters zusammen mit einigen einzigartigen Eigenschaften, die weder ein Flugzeug noch ein Helikopter oder irgend ein anderes Luftfahrzeug besitzen. Das Aeromobil erzeugt eine notwendige Schubkraft unabhängig von seiner Translationsgeschwindigkeit, so dass die Schaufelfläche seines Rotors in jeder Phase vollkommen genutzt wird, wobei ohne irgendwelche zusätzliche, nicht benötigte, aerodynamische, zentrifugale und gravitationsbedingte Belastungen geflogen wird. Der Schubkoeffizient seiner Rotorflügel ist 5-mal so groß wie der Schubkoeffizient von Flugzeugflügeln und auch um vieles größer als der Schubkoeffizient der Rotorblätter eines Helikopters. Hierdurch wird es möglich, die Flügelflächen der Rotoren des Aeromobils zu verringern, wodurch auch das Gesamtgewicht des Luftfahrzeugs reduziert wird, was sich auch positiv auf die erforderliche Schubkraft und den Kraftstoffverbrauch auswirkt.
Die Rotorblätter der aerodynamischen Generatoren haben nicht nur einen großen Schubkoeffizient, sondern auch einen geringen aerodynamischen Widerstandskoeffizient während des Einsatzes. Die Flügel erzeugen keinen induktiven aerodynamischen Widerstand und wirken praktisch immer als ein Flügel einer endlosen Welle, was sehr nützliche Konsequenzen mit sich bringt. Die erforderliche Motorleistung und der Kraftstoffverbrauch werden reduziert. Das Aeromobil kann Translationsgeschwindigkeiten wie ein Flugzeug entwickeln und diese Translationsgeschwindigkeit hat keinen negativen Einfluss auf die aerodynamischen Generatoren. Darüber hinaus wird die Geschwindigkeit als zusätzlicher Luftstrom in den aerodynamischen Generatoren zur Erzeugung einer aerodynamischen Kraft verwendet. Die stromlinienförmige Form des Rumpfes schafft bei hohen Translationsgeschwindigkeiten eine Auftriebskraft, und deswegen wird die gesamte aerodynamische Leistung des Generators in Richtung des Vektors der Auftriebskraft gerichtet.
Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug hat eine hohe Translationsgeschwindigkeit. Seine vertikale Achse kann jede Richtung im Raum annehmen, wenn das Luftfahrzeug schwebt. Es ist möglich, aus jeder Schwebeposition in irgendeiner Richtung eine Translationsbewegung zu starten. Die Translationsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs hat keinen negativen Einfluss auf das Verhalten seiner aktiven aerodynamischen Flächen. Das Verhältnis zwischen dem Gesamtgewicht des Luftfahrzeugs und der Last, die es tragen kann, ist ausgezeichnet. Ein Steuersystem ermöglicht es, alle Aerodynamik-, Manöver- und Flugmöglichkeiten des Luftfahrzeugs zu nutzen. Die Steuereffizienz hängt nicht von der Translationsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs ab. Die Konstruktion des Luftfahrzeugs ist einfach und kompakt. Die Produktion erfordert keine komplizierten und teuren Technologien. Das Luftfahrzeug ist ökonomisch, und die Erzeugung der aerodynamischen Kraft erfordert keinen hohen Kraftstoffverbrauch.
Alle Steuermomente des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs sind von der Translationsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs vollkommen unabhängig. Die Steuereffizienz ist unabhängig von der Translationsgeschwindigkeit oder der Richtung konstant.
Das Aeromobil ist ein einfaches, zuverlässiges, effektives und ökonomisches Luftfahrzeug. Seine Herstellung erfordert keine speziellen oder teuren Technologien.
Kurzbeschreibung der verschiedenen Ansichten der Zeichnungen
1 ist eine Seitenansicht eines Abschnitts eines aerodynamischen Generators mit einem Abschnitt hydraulischer Zylinder zur Steuerung des Betriebs eines Generators.
2 zeigt einen aerodynamischen Generator mit einem Steuerkopf und einer Antriebswelle.
3 stellt die Transformation der Translationsgeschwindigkeit am Eingang eines Stators in eine Tangentialgeschwindigkeit am Ausgang des Stators mittels eines Rotorflügels dar.
4 zeigt einen Rotor des aerodynamischen Generators zusammen mit einem hydraulischen Steuerkopf und einer Antriebswelle.
5 zeigt einen Flügel des Rotors.
6 zeigt einen Querschnitt des Rotorflügels.
7 zeigt die periodische Veränderung des Angriffswinkels der Rotorflügel während einer Drehung.
8 zeigt die periodische Veränderung des Angriffswinkels der Rotorflügel bei der Erzeugung eines Auftriebs- und Antriebsvektors (P).
9 zeigt konstante Werte von horizontalen Komponenten des Auftriebsvektors.
10 zeigt einen Steuerkopf eines Auftriebsvektors.
11 zeigt einen Seitenabschnitt von hydraulischen Zylindern an dem Steuerkopf des aerodynamischen Generators.
12 zeigt eine Familienversion eines Aeromobils.
13 zeigt eine Sportversion des Aeromobils.
14 zeigt die Grundteile des Aeromobils von 12.
15 zeigt die Anordnung des Auftriebsvektors zum Schweben oder für eine vertikale Translationsbewegung.
16 zeigt die Anordnung des Auftriebsvektors und des Schubvektors während einer horizontalen Translationsbewegung.
17 zeigt die Anordnung des Schubvektors und des Auftriebsvektors während der Erzeugung einer Drehbewegung um eine Achse z.
18 zeigt die Anordnung des Auftriebsvektors während einer Erzeugung einer Drehbewegung um eine Achse y.
19 zeigt die Anordnung des Auftriebsvektors während einer Erzeugung einer Drehbewegung um eine Achse x.
20 zeigt Lenksteuerungen des Aeromobils.
21 zeigt den seitlichen Abschnitt der Schubvektorsteuerung.
22 zeigt einen Abschnitt einer Verteilungseinrichtung für die Steuerung der Richtung, der Höhe und einer seitlichen Bewegung.
Das Aeromobil ist eine dynamische Flugmaschine. Es erzeugt die notwendige Kraft für einen Auftrieb, einen Schub und Steuerbewegungen in aerodynamischen Generatoren. Ein aerodynamischer Generator ist aus zwei Hauptteilen zusammengesetzt, einem aerodynamischen Stator und einem aerodynamischen Rotor.
Der Stator dient zur Umwandlung einer Translationsluftgeschwindigkeit (die während einer Translationsbewegung des Luftfahrzeugs auftritt) in eine sekundäre Drehluftgeschwindigkeit, die die gleiche Richtung wie die primäre Drehluftgeschwindigkeit des Rotors hat. Auf diese Weise wird die gesamte Drehluftgeschwindigkeit in dem Generator während einer Translationsbewegung auf den Wert der sekundären Drehgeschwindigkeit erhöht, der proportional zu der Translationsbewegung des Luftfahrzeugs ist.
Der Stator ist ein rundes aerodynamisches Gitter, das aus Aeroprofilen besteht, die parallel zu einer Antriebswelle 13 eines Rotors angeordnet sind (2). Die Aeroprofile des Stators sind so angeordnet, dass ein translatorischer und paralleler Luftstrom (der am Eingang in die Aeroprofile des Stators auftritt) in einen drehenden Luftstrom am Ausgang der Aeroprofile des Stators umgewandelt wird. Die Ausgangsgeschwindigkeit hat die Richtung einer Tangentenlinie auf einer Kreisbahn der Flügel 19 des Rotors. Der Frontwiderstand ist geringer, und die gesamte aerodynamische Kraft ist positiv oder Null, indem die Flügel des Stators auf diese Weise angeordnet werden. Um dies zu erreichen, ist es notwendig, zwei Reihen von Statorflügeln 1 an der Stelle des Stators anzuordnen, an der der Auftrieb negativ ist. Dies bedeutet, dass obere Schaufeln und untere Schaufeln des Stators umgekehrt entgegengesetzt sind. Nur der Teil des Stators, der eine Antriebskraft erzeugt, hat eine Reihe von Schaufeln, die proportional doppelt so groß sind, wie die Schaufeln aus der Doppelreihe. Darüber hinaus ist es erforderlich, dass der Rotor in Uhrzeigerrichtung dreht. Der Stator ist unbeweglich und an dem Rumpf des Luftfahrzeugs angebracht.
Er ist an den seitlichen Seiten geschlossen, so dass Luft nur durch Spalte zwischen den Statorflügeln in den Stator eindringen kann.
Der Rotor des aerodynamischen Generators ist der wichtigste Teil des Aeromobils (4). Der Rotor erzeugt die notwendige aerodynamische Kraft für den Auftriebsschub und die Steuermomente. Er umfasst die Antriebswelle 13, die Flügelträger 4, die Flügelführung 5 und den Steuerkopf.
Die Antriebswelle 13 ist horizontal angeordnet und geht durch den Mittelpunkt des Rotors hindurch. Die Antriebswelle 13 dient zur Bewegung des Rotors und nimmt gleichzeitig alle aerodynamischen und gravitationsbedingten Kräfte des Luftfahrzeugs auf.
Die Flügelträger 4 dienen zum Halten der Rotorblätter 19, und sie sind fest an der Antriebswelle 13 angebracht und drehen mit dieser. Die Führung 5 dient zum Führen der Führungswelle 3 der Rotorflügel 19 und gibt ihnen die notwendige Exzentrizität. Sie ist nicht an der Antriebswelle 13 befestigt. Sie ist zwischen dem Steuerkopf und den Flügeln 19 des Rotors verbunden.
Die Rotorflügel (5 bis 6) sind stromlinienförmige Körper symmetrischer Aeroprofile mit einem konstanten vertikalen Querschnitt. Sie dienen zur Erzeugung einer aerodynamischen Kraft, die für den Antrieb, den Schub und die Steuerung erforderlich ist.
Zwei Wellen sind an den Rotorflügeln 19 parallel zu deren vorderem und hinterem Rand angeordnet. Dies sind die Hauptwelle 18 und die Führungswelle 2. Die Hauptwelle 8 geht durch den Schwerpunkt des Rotorflügels und durch das Zentrum des aerodynamischen Auftriebs hindurch, das entlang des Flügelschwerpunktes laufen sollte. Die Welle 8 nimmt alle zentrifugalen und aerodynamischen Kräfte von dem Flügel 19 auf und überträgt sie auf die Träger 4 des Flügels.
Die Flügel erzeugen eine aerodynamische Kraft, indem die Hauptwelle 18 des Rotorflügels 19 um die Antriebswelle 13 dreht, und die geführte Welle 2 des Flügels 19 um die Welle eines exzentrischen Lagers 21 dreht.
Hierdurch werden die Flügel 19 in einem erforderlichen Angriffswinkel angeordnet, der an dem Teil des Umkreises am höchsten ist, an dem die Exzentrizität der geführten Welle 2 am größten ist (7). Genau an diesem Ort ist die Intensität der aerodynamischen Kraft eben falls am höchsten (dies ist die Intensität der vertikalen Komponente, die den Auftriebsvektor darstellt). Die Richtung dieses Vektors stimmt mit der Richtung des Vektors der Exzentrizität des exzentrischen Lagers 21 mit dem Anfangspunkt in der Mitte der Antriebswelle 13 überein. Während einer Drehung dieser Exzentrizität oder ihrer Erhöhung wird die Auftriebsrichtung und ihre Drehung ebenfalls erhöht (8). Alle horizontalen Komponenten werden gegenseitig aufgehoben, indem die horizontale Komponente der aerodynamischen Kraft des Flügels (der in dem ersten Quadranten des Umkreises angeordnet ist) durch die horizontale Komponente des benachbarten Flügels in dem zweiten Quadranten aufgehoben wird (9). Diese Komponenten haben an jeder Stelle des Umkreises der Flügel die gleiche Intensität und eine entgegengesetzte Richtung. Auf die gleiche Weise wird die horizontale Komponente der aerodynamischen Kraft (die in dem dritten und vierten Quadranten des Umkreises des Flügels angeordnet ist) aufgehoben.
Jeder Rotor hat vier Flügel 19, die bezüglich der Antriebswelle 13 symmetrisch angeordnet sind, so dass nur ein Flügel 19 des Rotors sich zu einem Zeitpunkt in jedem Quadranten befinden kann. Die Bildung des Angriffswinkels wird dem Sinusgesetz entsprechend durchgeführt, wodurch ein konstanter Wert der Gesamtsumme des Auftriebsvektors aller vier Flügel 19 geschaffen wird, unabhängig davon, an welcher Stelle des Umkreises sich die Flügel 19 befinden. Die geführte Welle 2 dient zur Anordnung der Flügel 19 in einem erforderlichen Angriffswinkel. Diese Welle 2 überträgt auch einen kleineren Teil der aerodynamischen Kraft auf die Antriebswelle 13. Die Führung 5 und das exzentrische Lager 21 sind zur Aufrechterhaltung der Auftriebsrichtung unabhängig von der Position des Luftfahrzeugkörpers erforderlich, was in einem extremem Steuerzustand geschieht.
Der Steuerkopf des Rotors (10) umfasst ein exzentrisches Lager 21, zwei Träger 25 des exzentrischen Lagers 21, drei hydraulische Zylinder für die Veränderung des Angriffswinkels (CCAA) der Rotorflügel 19, zwei hydraulische Zylinder für die Änderung der Auftriebsrichtung (CCLD), eine elektromagnetische Verbindung 32, eine drehende hydraulische Verbindung 33 und einen Flügelträger 23.
Das exzentrische Lager 21 dient zur Lagerung der Führung 5 und gibt die notwendige Exzentrizität bezüglich der Antriebswelle 13 des Rotors. Es ist mit hydraulischen Kolben CCAA verbunden, die sich, falls notwendig, nach oben und nach unten bewegen können. Während dessen wird die Exzentrizität des exzentrischen Lagers 21 erhöht oder verringert, d. h. der An griffswinkel der Rotorflügel 19 erhöht und verringert, wodurch schließlich die gesamte aerodynamische Kraft erhöht oder verringert wird. Diese Exzentrizität kann sowohl positiv als auch negativ sein.
Die Hydraulik CCAA (11) sind: der Zylinder einer Gruppenveränderung des Angriffswinkels (CGCAA) 20, der Zylinder CMx 7 und der Zylinder CMy 9. Die gegenseitige Position dieser Zylinder ist durch ihre Funktion bedingt. Deshalb ist CGCAA als Basis für die zwei anderen Zylinder gesetzt. Der Kolben des Zylinders 6 ist mit dem Körper des Zylinders CMy 9 verbunden. Der Kolben des Zylinders 36 ist mit dem exzentrischen Lager 21, d. h. mit der Führung 5, verbunden.
Während des Betriebes des Kolbens in CGCAA 38 werden die zwei anderen Zylinder zusammen mit ihren Kolben bewegt. Es findet außerdem eine Übertragung auf das exzentrische Lager 21 statt, d. h. zur Veränderung des Angriffswinkels der Rotorflügel 19 während des Betriebes des Kolbens im Zylinder CMx 7 findet eine translatorische Bewegung des Kolbens und der Zylinder CMy 9 statt, und all dieses bewegt das exzentrische Lager 21 in Richtung der Bewegung des Kolbenzylinders CMx. In diesem Fall bewegen sich weder der Zylinder noch der Kolben CGCAA 20. Während der Aktivierung des Zylinders CMy 9 bewegt sich nur sein Kolben näher zu dem exzentrischen Lager. Während dieser Zeit stehen der Kolben CGCAA und CMx 97 still.
Die Hydraulik CGCAA 20 dient zur gleichen und gleichzeitigen Veränderung des Angriffswinkels der Rotorflügel 19 an allen vier (oder sogar mehr) aerodynamischen Generatoren 40. Der Zylinder CMx 7 dient zur Erzeugung einer gleichen, bezüglich der Richtung jedoch entgegengesetzten Veränderung des Angriffswinkels der seitlichen Generatoren.
Die Zylinder CMy 9 haben die gleiche Funktion, ihre Wirkung betrifft nur die zwei vorderen und zwei hinteren Generatoren.
Die hydraulischen Zylinder zur Veränderung der Auftriebsrichtung (CCLD) sind: der Zylinder zur Gruppenveränderung der Auftriebsrichtung (CGCDL) 10 und der Zylinder CMz 12. Diese Zylinder unterscheiden sich von CCAA dadurch, dass ihre Kolben während des Betriebes sich im Kreis bewegen, d. h. eine Drehung des Objekts bedingen, an dem sie angebracht sind. Diese Zylinder sind gegenseitig so angeordnet, dass die Aktivierung eines Kolbens in CGCDL eine Bewegung des Zylinders und Kolbens CMz 12 mit sich bringt. Während einer Aktivierung des Kolbens CMz 16 tritt keine Bewegung von CGCDL auf, da diese zwei nicht physisch miteinander verbunden sind. CGCDL 10 dient zur Drehung des exzentrischen Lagers 21 um die Antriebswelle 13 und auf diese Weise zur Veränderung der Richtung der Exzentrizität, was bedeutet, dass sich die Auftriebsrichtung um den gleichen Winkelwert geändert hat. Diese Zylinder bewegen die Auftriebsrichtung gleichzeitig in der gleichen Richtung an allen vier Generatoren. Die Zylinder CMz 12 vollführen das gleiche, nur ihre Wirkung ist auf seitliche Generatoren gerichtet, so dass der Winkel des Schubvektors auf beiden Seiten des Luftfahrzeugs eine entgegengesetzte Richtung hat.
Die elektromagnetische Verbindung 32 ist zwischen dem Kolben 12 von CMz und dem Träger von CGCDL angeordnet. Diese Verbindung dient zur Trennung der zwei Körper, um einen physikalischen Kontakt zwischen dem Steuerkopf des Rotors und dem Rumpf des Luftfahrzeugs zu stoppen. Dies ist erforderlich, wenn das Luftfahrzeug betriebsbereit ist und wenn die Auftriebsrichtung aller Generatoren unabhängig von der Position des Luftfahrzeugs sein soll.
Die drehende hydraulische Verbindung 33 besteht aus einer mobilen Scheibe, auf der Aufnahmen für hydraulische Zylinder und ein Verbindungskörper angeordnet sind, der fest an dem Träger 31 des Generators angebracht ist, und von dem sich Aufnahmen zu den hydraulischen Hauptverteilungseinrichtungen erstrecken. Diese Verbindung sorgt für eine Beschickung der Zylinder mit Drucköl unter den Bedingungen, dass das Luftfahrzeug fliegt und es erforderlich ist, dass die Auftriebsrichtung von der Position des Luftfahrzeugs unabhängig ist.
Der Träger 23 des aerodynamischen Generators dient zur Übertragung aller gravitationsbedingten und aerodynamischen Lasten von dem Generator auf den Rumpf des Luftfahrzeugs. Ein Lager 13 ist daran vorgesehen, durch das sich die Antriebswelle 13 des Rotors erstreckt.
Das Grundkonzept des Aeromobils hat vier aerodynamische Generatoren, die auf den Ecken einer imaginären rechtwinkligen Basis des Luftfahrzeugs angeordnet sind (12). Abhängig davon, ob diese imaginäre Basis durch den Schwerpunkt geht, darüber oder darunter liegt, nimmt das Luftfahrzeug eine Position mit indifferentem, labilem bzw. stabilem Gleichgewicht ein. In 10 geht diese Basis durch den Schwerpunkt und ist in der Position für ein indifferentes Gleichgewicht.
Der Rumpf des Aeromobils hat zwei Grundformen. Eine ist für eine Familie oder für Lasten (12), und die andere ist eine Sportversion. Beide Rümpfe sind so konstruiert, dass ihre Widerstandskraft so gering wie möglich ist. Der Rumpf sollte einen aerodynamischen Auftrieb erzeugen, der eine Erhöhung des Schubvektors an den aerodynamischen Generatoren während einer gewissen Translationsgeschwindigkeit schafft.
Das Phänomen zeigt sich insbesondere bei dem Familienmodell des Aeromobils, das faktisch ein aerodynamisches Profil ist, das einem Flügel eines Flugzeugs gleicht. Die Steuer- und Fluginstrumente, die Motorgruppe, die Kraftstofftanks und das Getriebe sind in ihm angeordnet. Dieser Rumpf (aerodynamisches Profil) kann mit Hilfe einer Aktivierung der hydraulischen Zylinder CMy9, d. h. durch Aufbringung eines My-Moments, in einen bevorzugten Angriffswinkel während einer Translationsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs gebracht werden.
Eine Schubgruppe 42 ist in dem hinteren Teil des Rumpfes (14) angeordnet und besteht aus einem oder mehreren Motoren oder Gasturbinen, die eine Hauptantriebswelle 46 starten, die ihrerseits über ein Getriebe und konische Zahnräder alle vier Antriebswellen des Rotors 13 startet. Das Getriebe ist klassisch, es ist einfach, und es ist nur ein geringes Übersetzungsverhältnis des Getriebes erforderlich. Der Pilot und der Raum für die Passagiere befinden sich in dem vorderen Teil des Luftfahrzeugs.
Steuerung des Luftfahrzeugs
Alle erforderlichen Steuermomente werden an den Rotoren des aerodynamischen Generators des Aeromobils erzeugt (15 bis 19). Jedes Aeromobil weist vier aerodynamische Generatoren auf, die auf den Ecken einer imaginären rechtwinkligen Basis des Luftfahrzeugs angeordnet sind. Durch Erhöhung oder Reduzierung des Gesamtwerts des Antriebsvektors an jedem Rotor oder durch Veränderung seiner Richtung und seines Kurses ist es möglich, erforderliche Momente um alle drei Raumachsen zu erzeugen, die an dem Schwerpunkt des Luftfahrzeugs anfangen. Diese entgegengesetzt proportionale Veränderung der Intensität und Richtung des Auftriebsvektors an den zwei vorderen Generatoren bezüglich der zwei hinteren bringt eine Drehung um die Querachse y mit sich. Die gleiche Änderung der Intensität und Richtung des Auftriebsvektors an den zwei rechten Generatoren bezüglich der zwei linken Generatoren bringt eine Drehbewegung um die Längsachse x des Luftfahrzeugs mit sich.
Eine entgegengesetzte proportionale Veränderung der Richtung des Auftriebsvektors an dem rechten bezüglich des linken Generators bringt eine Drehung um die vertikale Achse z des Luftfahrzeugs mit sich. Eine Veränderung der Intensität des Auftriebsvektors jedes aerodynamischen Generators wird durch Zylinder durchgeführt, die den Angriffswinkel (CCAA) verändern, der die Exzentrizität des exzentrischen Lagers erhöht oder verringert. Die Exzentrizität wird auf die Führungswelle der Flügel übertragen, wodurch der Angriffswinkel der Flügel verändert wird, wodurch der Auftriebsvektor verändert wird.
Eine Veränderung der Richtung des Auftriebsvektors wird durch die Zylinder für eine Veränderung der Richtung des Auftriebs (CCDL) durchgeführt, die die Exzentrizität des exzentrischen Lagers bezüglich der Antriebswelle drehen, und verursacht die Drehung der Richtung des Auftriebsvektors in der gleichen Richtung. Auf diese Weise bekommt der Auftriebsvektor eine translatorische Komponente, die an allen vier Generatoren gleichzeitig verursacht wird, und gibt dem Aeromobil eine Schubkraft. Diese Schubkraft (Schubvektor) ist proportional zu dem Drehwinkel des exzentrischen Lagers und zur Intensität des Auftriebsvektors. Alle diese Steuermomente werden durch ein spezifisches hydraulisches Steuersystem erreicht.
Dieses hydraulische System besteht aus Zylindern, wobei an jedem Generator fünf von diesen angeordnet sind. Dies sind: CGCAA 20, Zylinder CMx 6, Zylinder CMy 9, Zylinder CMz 12 und CGCLD 10. Diese Zylinder sind mit speziellen hydraulischen Verteilungseinrichtungen verbunden, durch die der Betrieb der Zylinder gesteuert wird.
Bei diesem System gibt es vier Verteilungseinrichtungen, durch die alle aerodynamischen Kräfte an dem Aeromobil gesteuert werden (20). Diese Verteilungseinrichtungen sind: eine Verteilungseinrichtung 47 für eine Gruppenänderung des Angriffswinkels der Rotorflügel, eine Verteilungseinrichtung 49 für einen Schubvektor, und eine Verteilungseinrichtung 50 für einen Bremsvektor.
Die Verteilungseinrichtung 47 für die Gruppenänderung des Angriffswinkels dient zur gleichzeitigen und gleichen Aktivierung der Zylinder CGCAA 20 an allen vier Generatoren. Auf diese Weise verursacht CGCAA eine Veränderung des Angriffswinkels des Flügels 19 an allen vier Generatoren. Hierdurch wird der Auftrieb an allen vier Rotoren in gleichem Maße erhöht. Durch diese Verteilungseinrichtung kontrolliert der Pilot mit seiner rechten Hand, und es gibt einen Gasgriff an ihrem Hebel, so dass der Betrieb des Rotors und der Gesamtwert des Auftriebs gleichzeitig durch die rechte Hand gesteuert werden kann.
Ihre Konstruktion ist identisch zur Konstruktion der Verteilungseinrichtung 49 für den Schubvektor, wobei der einzige Unterschied darin besteht, dass sie ein Handgriff und nicht ein Fußpedal ist. Die Verteilungseinrichtung 49 für den Schubvektor (21) dient zur gleichzeitigen und gleichen Aktivierung der Zylinder CGCLD 10 an allen vier Generatoren und verursacht eine Drehung des exzentrischen Lagers um die Schubwelle, wodurch die Richtung des Auftriebs an allen Generatoren auf gleiche Weise dreht. Hierdurch wird an dem Luftfahrzeug ein Schubvektor erzeugt, der mit seiner vertikalen Achse übereinstimmt und dem Luftfahrzeug eine horizontale Translationsgeschwindigkeit gibt.
Diese Verteilungseinrichtung besteht aus einer Kammer 54 für hohem Druck t1, einer Kammer 53 für niedrigen Druck t1, einer Leitung 77 für hohen Druck t1, einer hydraulischen Verbindung 55 für COCLD, einer Pedalachse 56, einer Aufnahme 57 für niedrigen Druck t1, einem Träger t1 58, einer Begrenzung t1 59 und einem Federpedal 60. Die Verteilungseinrichtung funktioniert dadurch, dass Öl (unter Druck) in die Zylinderkammer 54 für hohen Druck t1 über eine Achse 56 zugeführt wird, die durch das Zentrum der Kammer hindurchgeht. Durch Drücken auf den Hebel 51 dreht sich diese Kammer (zusammen mit der Leitung 77 für hohen Druck t1 und Verschlüssen 2 t1) selbst um die Achse 56 und öffnet die hydraulische Kupplung für CGCLD 55. Eine obere Kupplung wird mit der Leitung 77 für hohen Druck t1 verbunden, durch die Öl zu CGCLD 10 geschickt wird. Von der anderen Seite des Kolbens dieses Zylinders strömt Öl zurück zu der Kammer 53 für niedrigen Druck t1 und durch die Verbindung 57 für niedrigen Druck t1 zu dem Öltank. Durch Beendigung der Kraftwirkung auf das Pedal gelangt die Kammer für hohen Druck t1 zusammen mit der Leitung t1 77 und den Verschlüssen wieder in die vorherige Position, in der die hydraulischen Verbindungen 55 für CGCDL geschlossen sind, wodurch der Kolben seine erhaltene Position und den Auftriebsvektor durch sich selbst beibehält.
Die Verteilungseinrichtung 50 für den Bremsvektor dient zur Beseitigung des Schubvektors und gibt ihm eine entgegengesetzte Richtung, die er bei einer progressiven Translationsbewegung nach vorne hat. Hierdurch tritt ein negativer Schub auf, der das Luftfahrzeug in Schwebeposition bringt, wodurch das Luftfahrzeug eine progressive Bewegung nach hinten erhalten kann.
Die Verteilungseinrichtung für die Steuerung der Richtung, der Höhe und eine seitliche Steuerung (22) dient dazu, dass der Pilot das Luftfahrzeug in irgendeine Position im Raum bringen kann, sowohl für eine Schwebe- als auch für eine Translationsbewegung in irgendeiner Richtung. Die Verteilungseinrichtung besteht aus: einer Kammer 63 für hohen Druck, einer Kammer 70 für niedrigen Druck, einer Gelenkkugel 71, einer Leitung 64 für hohen Druck, einer Verteilerkappe 65 für die Zylinder CMz, einem Verschluss 68, hydraulischen Verbindungen 74, 67, 62 für CMx, CMy, CMz und einem Steuerhebel 61. Bei einer Betätigung des Steuerhebels 61, der zwei Handgriffe hat (für die linke und die rechte Hand), wird eine Drehung der Kammer 63 für hohen Druck um die Gelenkkugel 71 gestartet. Während dieser Zeit wird die Leitung 64 für hohen Druck mit einer hydraulischen Verbindung verbunden, wodurch Öl unter Druck zu dem hydraulischen Zylinder an dem Steuerkopf des aerodynamischen Generators zugeführt wird, wobei gleichzeitig Öl aus der anderen Seite des Zylinderkolbens in die Kammer 70 für niedrigen Druck ausströmt und von dort über die Verbindung 75 für niedrigen Druck in den Öltank strömt. Öl strömt aus dem Öltank in die Kammer 63 für hohen Druck über die Ölpumpe, die Verbindung 72 für hohen Druck, den Träger 73 bzw. die Gelenkkugel 71 und gelangt durch den Anschlag 69 in die Kammer 63 für niedrigen Druck. An dieser Stelle wird es durch die Wand der Kammer 70 für niedrigen Druck gehalten, bis der Steuerhebel und die Verbindung 64 der Leitung für hohen Druck die hydraulischen Verbindungen beeinflussen.
Während einer Vorwärtsbetätigung des Steuerhebels 61 wird die Kammer für hohen Druck 63 um den seitlichen Anschlag 69 gedreht, und die Leitung für hohen Druck 64 wird mit hydraulischen Verbindungen CMy (67) verbunden, die sich an der Außenseite der Wand der Kammer für niedrigen Druck 70 befinden. Zu diesem Zeitpunkt besteht eine Verbindung der Leitung 64 an den unteren hydraulischen Verbindungen CMy 67, und von der hinteren Außenseite dieser Verteilungseinrichtung besteht eine Verbindung mit einer oberen Verbindung CMy. Hierdurch wird der Kolben in den Zylindern CMy 9 bewegt, so dass die Kolben in den zwei vorderen Generatoren sich nach unten bewegen und den Angriffswinkel der Flügel, d. h. den Auftrieb, reduzieren, bis die Kolben in den zwei hinteren Generatoren sich nach oben bewegen und den Angriffswinkel der Rotorflügel, d. h. den Auftrieb, erhöhen. Durch diese Steuerung wird das Luftfahrzeug um eine Querachse gedreht. Wenn der Hebel 61 in seine Anfangsposition gebracht wird, wird ein Drehen des Luftfahrzeugs um diese Achse beendet, und es wird die gleiche Druckhöhe auf beide Seiten des Kolbens von CMy ausgeübt. Hierdurch können die Federn, die in den Zylindern angeordnet sind, den Kolben in die Anfangsposition zurückzubringen, wodurch die gleiche Auftriebshöhe an allen vier aerodynamischen Generatoren ausgeübt wird.
Bei einer Betätigung des Hebels 61 in die entgegengesetzte Richtung tritt das gleiche auf, jedoch in entgegengesetzte Richtung. Dies wird dadurch gestoppt, dass der Hebel 61 in eine neutrale Position gebracht wird. Wenn sich der Steuerhebel 61 selbst nach rechts bewegt, besteht eine Verbindung der seitlichen Leitungen für hohen Druck an unteren hydraulischen Verbindungen CMx 74, die an der rechten Seite der Wand der Kammer für niedrigen Druck 70 angeordnet ist, und es besteht auch eine Verbindung der oberen Kupplung an der linken Seite. Deshalb gelangt Öl so in CMx 7 an dem Steuerkopf der Generatoren, dass die Kolben in CMx 7 auf der linken Seite sich nach oben bewegen und den Angriffswinkel der Flügel, d. h. den Antriebsvektor auf der linken Seite des Luftfahrzeugs erhöhen, der Auftriebsvektor jedoch um den selben Wert an den Generatoren an der rechten Seite des Luftfahrzeugs verringert wird. Hierdurch wird eine seitliche Bewegung verursacht, die das Luftfahrzeug um die Längsachse des Luftfahrzeugs dreht. Dies wird dadurch gestoppt, dass der Hebel in eine neutrale Position gebracht wird.
Während der Hebel zu der entgegengesetzten Seite gebracht wird, wird das Luftfahrzeug in die entgegengesetzte Richtung gedreht. Wenn der Steuerhebel um die vertikale Achse gedreht wird, die durch die Pole der Kammer für hohen Druck 63 hindurchgeht, wird die hydraulische Kupplung CMz 62, die sich an der Verteilerkappe 65 befindet, mit der Leitung für hohen Druck verbunden. Deshalb strömt Öl von der Kammer für hohen Druck 63 in die Zylinder CMz 12 an dem Steuerkopf des Rotors. Hierdurch wird ein Drehen der Kolben des Zylinders CM2 12 um die Antriebswelle 13 des Rotors verursacht, weshalb sich der Auftriebsvektor dreht. Hierdurch wird auch ein Auftriebsvektor hervorgerufen, der hinsichtlich seiner Intensität an den rechten und an den linken Generatoren gleich ist, dessen Richtung jedoch entgegengesetzt ist. Dieser Prozess dreht das Luftfahrzeug um die vertikale Achse z. Die Drehrichtung des Luftfahrzeugs ist gleich der Richtung der Drehung des Steuerhebels. Wenn der Hebel in eine neutrale Position gebracht wird, wird ein Druck in anfänglicher Höhe auf beide Seiten des Kolbens des Zylinders CMz 12 ausgeübt. Unter der Wirkung von Federn 39, die sich auf beiden Seiten der Kolben innerhalb dieser Zylinder befinden, wird die Auftriebsrichtung in ihre anfängliche Position gebracht. Hierdurch wird die hervorgerufene Kupplung abgeschaltet und ein Drehen des Luftfahrzeugs um die vertikale Achse beendet.
Das Gesamtschema des hydraulischen Steuersystems des Aeromobils ist in 23 dargestellt. Alle Steuerungen des Aeromobils sind unabhängig voneinander, so dass sie individuell oder gleichzeitig eingeschaltet werden können, ihre Wirkung jedoch vollkommen erhalten und unabhängig bleibt. Dies bedeutet, dass sich das Aeromobil gleichzeitig um alle drei Raumachsen drehen kann und sich nach oben und in jede Richtung translatorisch bewegen kann.
Das Aeromobil hat zwei Steuerzustände: einen optimalen Steuerzustand und einen extremen Steuerzustand.
Der optimale Steuerzustand ist der Zustand der Steuerung, wenn die Kraftrichtung des Auftriebs der aerodynamischen Generatoren an die Position des Luftfahrzeugs im Raum gebunden ist (dies bedeutet, dass, wenn das Luftfahrzeug in irgendeine Richtung, d. h. um irgendeine seiner Raumachsen, gedreht wird), die Richtung der Auftriebskraft in dem gleichen Winkel und in der gleichen Richtung gedreht wird. Für eine extreme Steuerung ist jedoch die Richtung der Auftriebskraft nicht an die Position des Luftfahrzeugs im Raum gebunden. Deshalb kann in diesem Zustand der Steuerung das Luftfahrzeug gedreht werden und auch um seine Querachse y gedreht werden. Hierbei ist die Auftriebsrichtung des Luftfahrzeuges die gleiche, wie in dem Moment, in dem das Luftfahrzeug in diesen Steuerzustand gelangt. Dies bedeutet, dass das Luftfahrzeug (wenn es sich auf einer konstanten Höhe in der Schwebeposition befand) in dem Moment vor Eintritt in den extremen Zustand den Schwebezustand und die Höhe behält, und bei einer Drehung um 180° vollkommen umgedreht wird. Dies ermöglicht es dem Luftfahrzeug, dass seine vertikale Achse x irgendeine Richtung im Raum einnehmen kann, und gleichzeitig das Luftfahrzeug schwebt und seine Höhe verändert. Das Aeromobil kann auch eine Translationsgeschwindigkeit in der Richtung seiner Querachse (transversalen Achse) y haben. Während dieser Bewegung kann es sich selbst drehen oder sogar einen vollen Kreis um seine Querachse x drehen, und während der Bewegung des Luftfahrzeugs wird weder die Höhe noch die Richtung geändert.
Der extreme Steuerzustand wird durch Drücken des elektrischen Schalters 78 aktiviert, der auf der Oberseite des Verteilerhebels 48 für die Steuerung der Richtung, die Höhe und die seitliche Steuerung angeordnet ist.
Durch Drücken dieses Knopfes wird die elektromagnetische Kupplung 32 aktiviert, die die hydraulischen Zylinder CGCAA 20 von den hydraulischen Zylindern CGCLD 10 trennt. Hierdurch werden die Zylinder für den Angriffswinkel zusammen mit dem exzentrischen Lager 21 und die Führung 5, das exzentrische Lager 21, und die hydraulischen Zylinder COCLD 20 physikalisch getrennt, und auf diese Weise ein Angreifen des Vektors auf das Zentrum der Antriebswelle 13 übertragen, deren Richtung mit der Richtung des Auftriebsvektors identisch ist. Auf diese Weise wird ein geringerer Teil der aerodynamischen Kraft auf die Antriebswelle 13 nicht nur über die Achse des Flügels 18 und den Träger 4 der Flügel, sondern durch die Führungsachse des Flügels 2, die Führung 5 und die hydraulischen Zylinder CGCAA 20 übertragen. Auf diese Weise hält die aerodynamische Kraft der Rotorflügel 19 die Richtung der aerodynamischen Kraft aufrecht. Da der Rumpf des Luftfahrzeugs von den Zylindern CGCAA 20, dem exzentrischen Lager 21 und der Führung getrennt wird, hält das exzentrische Lager 21 die Richtung seiner Exzentrizität bezüglich der Antriebswelle 13, obwohl der Rumpf um diese Achse gedreht wird.
In dem extremen Steuerzustand des Aeromobils sind nur die Zylinder für die Veränderung des Angriffswinkels (Zylinder CGCAA 20, Zylinder CMx 7 und Zylinder CMy 9) aktiv, bis die Zylinder für die Veränderung der Richtung des Auftriebs (Zylinder CMz 12 und Zylinder 10) ausgeschlossen (ausgeschaltet) werden. Durch wiederholtes Drücken auf den Schalter 78 für den extremen Zustand wird die Wirkung des Elektromagneten auf die elektromagnetische Kupplung 32 gestoppt, und unter dem Einfluss der Federn werden die Zylinder für die Veränderung des Angriffswinkels mit Zylindern für eine Auftriebsrichtungsveränderung verbunden, so dass das Luftfahrzeug zu der optimalen Zustandssteuerung gelangt.

Claims

Luftfahrzeug mit – einem Rumpf – wenigstens vier aerodynamischen Generatoren (40), die einen an einer Antriebswelle (13) angebrachten aerodynamischen Rotor (44) und einen an dem Rumpf angebrachten aerodynamischen Stator (45) aufweisen, wobei wenigstens zwei der aerodynamischen Generatoren (40) seitlich auf jeder Seite des Rumpfes angeordnet sind, die aerodynamischen Generatoren (40) jeweils eine aerodynamische Kraft in einer vertikalen Ebene parallel zu der Längsachse des Luftfahrzeugs erzeugen, deren Intensität und Richtung durch jeden Rotor (44) unabhängig und gleichzeitig durch eine Regeleinrichtung geregelt werden kann, die auf mehrere Befehle anspricht, so dass die Intensität der aerodynamischen Kraft an allen Rotoren (44) unabhängig und gleichzeitig von ihrem minimalen Wert 0 bis zum Maximum geregelt werden kann, und dass die Richtung der aerodynamischen Kraft an allen Rotoren (44) unabhängig und gleichzeitig in einem Bereich von 0 bis 360° bezüglich der Antriebswelle (13) des Rotors (44) geregelt werden kann.
Luftfahrzeug nach Anspruch 1, bei dem der aerodynamische Rotor (44) einen an dem Ende der Antriebswelle (13) befestigten Flügelträger (4), und vier Aeroprofile (19) aufweist, die symmetrisch um die Antriebswelle (13) an dem Flügelträger (4) angeordnet sind, wobei die Aeroprofile (19) eine Hauptwelle (18) und eine geführte Welle (2) aufweisen, wobei die Regeleinrichtung ein exzentrisches Lager (21) umfasst, das gelenkig mit der geführten Welle (2) des Aeroprofils (9) durch eine Führung (5) verbunden ist, wobei die Aeroprofile (19) mit dem Flügelträger (4) um die Hauptwelle (18) der Aeroprofile (19) drehbar verbunden sind, die Aeroprofile (19) um die Antriebswelle (13) drehen und in Kreisen um die Hauptwelle (18) der Aeroprofile (9) oszillieren, wobei das exzentrische Lager (21) bezüglich der Antriebswelle (13) in einer Translationsbewegung bewegt werden kann und um den Mittelpunkt der Antriebswelle (13) von 0 bis 360° drehen kann, wobei eine Translationsbewegung des Mittelpunkts des exzentrischen Lagers (21) bezüglich der Antriebswelle (13) eine Exzentrizität des exzentrischen Lagers (21) herbeiführt, die dann durch die Führung (5) auf die geführte Welle (2) der Aeroprofile (19) übertragen wird, wodurch eine Drehung der Aeroprofile (19) um die Hauptwelle (18) für den zu der Exzentrizität der Führung (5) proportionalen Angriffswinkel verursacht wird, und die sich bei einer vollen Umdrehung als Funktion eines Sinus eines Winkels des Aeroprofils (19) bezüglich des Mittlelpunkts der Antriebswelle (13) ändert.
Luftfahrzeug nach Anspruch 1, bei dem die Befehle vollkommen unabhängig voneinander sind.
Luftfahrzeug nach Anspruch 1, bei dem die Regeleinrichtung einen elektrischen Aktuator umfasst.
Luftfahrzeug nach Anspruch 1, bei dem der aerodynamische Stator (45) parallele Aeroprofile (19) umfasst, die ein kreisförmiges aerodynamisches Gitter um den Rotor (44) bilden, wobei der Stator (45) den Luftstrom von einer geraden Translationslinie, die sich in den Stator (45) bewegt, in einen rotierenden Luftstrom am Ausgang des Stators (45) umwandelt, und wobei die Statoren (45) einen sicheren Zugang zu dem Luftfahrzeug bereitstellen, wenn sich die Rotoren drehen.
Luftfahrzeug nach Anspruch 1, bei dem der Rumpf des Luftfahrzeuges so konstruiert ist, das er als Hebekörper wirkt.