EP3947144A1 - Flugvorrichtung - Google Patents

Flugvorrichtung

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Publication number
EP3947144A1
EP3947144A1 EP20713260.6A EP20713260A EP3947144A1 EP 3947144 A1 EP3947144 A1 EP 3947144A1 EP 20713260 A EP20713260 A EP 20713260A EP 3947144 A1 EP3947144 A1 EP 3947144A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
flight
wing
dad
lifting drives
flying device
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP20713260.6A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Thomas Strieker
Torsten CYMANEK
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
LIFT Air GmbH
Original Assignee
LIFT Air GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by LIFT Air GmbH filed Critical LIFT Air GmbH
Publication of EP3947144A1 publication Critical patent/EP3947144A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y02T10/60—Other road transportation technologies with climate change mitigation effect
    • Y02T10/70—Energy storage systems for electromobility, e.g. batteries

Definitions

  • the present invention relates to a flight device according to claim 1 and a method for stabilizing the flight device according to claim 13
  • quadrocopters are typically used for such applications, which have four rotors spaced from one another. Furthermore, variants of the quadrocopter are known that have more than four rotors, such as the so-called octocopter. Such known flying devices are distinguished by good hovering properties.
  • flying devices are known from the prior art which have separate thrust and lifting drives.
  • the prior art which have separate thrust and lifting drives.
  • additional support structures are also disclosed which are attached to a fuselage and / or to a wing profile.
  • the lifting rotors are attached to the support structures.
  • the support structures can lead to disadvantageous turbulence during flight operations, as a result of which the air resistance of the flight devices described above increases and the efficiency during cruise flight is reduced.
  • the additional weight of the support structures can lead to an inconvenient
  • Support structures also mean an additional susceptibility to errors or failure probability, since the connection points between the
  • Support structures and the fuselage and / or the wing profile are sometimes exposed to high loads from lever and vibration forces.
  • a flight device with a longitudinal center axis having:
  • wing halves with a fuselage-side lower section and a tip section;
  • At least one forward drive which is designed to have an in
  • wing drives are attached in a directionally fixed manner underneath the wing halves in the main area at a distance from the surface of the wing halves.
  • wing drives are attached in a fixed direction below the wing halves in the main area at a distance from the surface of the wing halves.
  • the wing drives are preferably arranged distributed in the main area of the wings.
  • a distributed arrangement is understood to mean that the wing drives are not arranged linearly on an axis, which is advantageous
  • Weight distribution can be achieved and an easier balancing in a stable hover position is achieved.
  • a core concept of the invention is based on the knowledge that wing drives which are attached below the wing halves can generate sufficient lift force, provided that the wing drives are released from the surface of the wing
  • Wing halves are spaced accordingly. A negative influence of the Wing halves on an air volume flow flowing through the lifting drives is reduced by a suitable spacing of the lifting drives from the wing surface.
  • the air volume flow flowing through the lifting drives runs between the wing halves and the lifting drives parallel to the wing halves.
  • Another advantage of the invention is that by dispensing with additional support structures for the lifting drives and by attaching the lifting drives directly to the wing halves, a construction that is as simple and safe as possible is achieved.
  • the forward force generated by the forward drive can, depending on the operating mode of the forward drive, along the center axis in a direction of flight
  • the forward drive and the lifting drives are separate drives that can be configured as different drive types.
  • the use of a separate forward drive and several lifting drives means that there is no need for complex tilting mechanisms for the lifting drives.
  • Another advantage of the invention is that the additional
  • Lifting drives lead to a redundancy of drives, which increases safety in flight operations. In cases in which one or more thrust and / or lifting drives fail, it is still possible at any time and without delay to compensate for the drive failures with the additional lifting drives, whereby the flying device can also be landed safely and in a controlled manner with single or multiple drive failures.
  • a wing structure is understood to mean a plurality of wing profiles which are preferably attached symmetrically to the fuselage structure, each wing half having different areas.
  • the tip area of a wing half extends from the wing tip in the direction of the fuselage-wing transition over a third, in particular a quarter, preferably a fifth of the total length of the wing half.
  • a main area of the wing half on the fuselage side is understood accordingly to mean the area between the fuselage-wing transition and the tip area.
  • the main area of the wing half on the fuselage side is understood accordingly to mean the area between the fuselage-wing transition and the tip area.
  • Wing tip over two thirds, in particular three quarters, preferably four fifths of the total length of the wing half.
  • a directionally fixed attachment of the lifting drives is understood in particular to mean that the lifting drives cannot be tilted and / or pivoted.
  • the forward drive and the lifting drives can be controlled and / or operated independently of one another, thereby enabling a large number of different, sometimes complex, flight maneuvers. Independent control of the forward drives and lifting drives is particularly advantageous for take-off, landing and stabilization maneuvers.
  • the lifting drives each have a rotor with at least two rotor blades, the rotor blades of the rotor in operation via one
  • the rotors of the lifting drives can have exactly two rotor blades that are 180 ° from each other are spaced. In this way, a preferred position for the rotor blades which is advantageous for air resistance can be set when the lifting drives are not operated.
  • a rotor circular area is understood to mean, in particular, the circular area over which a rotor blade passes during operation, that is to say when the rotor blade is rotating.
  • the radius of the rotor circular area consequently corresponds to the length of the rotor blade.
  • the rotor circular surfaces are aligned parallel to the central axis and / or parallel to a transverse axis of the flight device, whereby the resulting lift forces of the lifting drives are generated perpendicular to the central axis and / or to the transverse axis of the flight device.
  • the transverse axis can be understood here to be an axis which is arranged orthogonally to the central axis.
  • the transverse axis is arranged orthogonally to a vertical axis.
  • the central axis, the transverse axis and the vertical axis together form an object-related one
  • Rotor circular surfaces have an angle of attack of up to 15 °, in particular of up to 10 °, preferably of up to 5 ° to the central axis and / or to a transverse axis. In this way, a particularly advantageous, stable superimposition of the lift forces generated by the lifting drives can be achieved, so that the flight device is able to remain in a more stable hovering flight.
  • circular rotor surfaces are at least partially, in particular in half or more, covered by the wing halves and / or by the fuselage structure, which enables a particularly compact design. Furthermore, this ensures increased safety, in particular for passengers and / or a transported payload, since in a case in which one or more of the rotor blades detaches or detaches during operation, the risk that the rotor blade or blades will Body structure beats or beat, is reduced.
  • support elements are arranged on a lower surface area of the wing halves, on which the lifting drives are spaced apart at a distance from the lower surface of the wing halves are attachable.
  • the support elements have particularly advantageous
  • the support elements make it possible to attach the wing drives particularly advantageously at a predetermined distance from the wing halves.
  • signal and / or power lines can be routed in the support elements.
  • the distance corresponds to at least a factor of 0.1 or greater, in particular a factor of 0.20 or greater, preferably exactly a factor of 0.25, of a length of the rotor blades, whereby a negative influence of the wing half on the rotor surface area flowing air volume flow is reduced, so that an achievable
  • the lifting drives have a locking device by means of which the rotor blades of the rotors can be locked in a preferred position when the lifting drives are not operated.
  • a locking device by means of which the rotor blades of the rotors can be locked in a preferred position when the lifting drives are not operated.
  • the lifting drives are controlled so that the lifting drives maintain the preferred position when the lifting drives are not operated. This allows without additional, mechanical
  • the rotor blades preferably extend parallel to the central axis when the rotor has two rotor blades, whereby the lowest possible air resistance of the lifting drives is achieved when the lifting drives are not operated
  • the lifting drives are driven by electric motors, which enables delay-free control and efficient, low-maintenance operation.
  • the electric motors are fed by a rechargeable battery or another source of electrical energy, such as a fuel cell.
  • the lifting drives can also be driven mechanically or by compressed air.
  • the lifting drives are supplied decentrally by rechargeable batteries, the respective
  • the risk of failure of all lifting drives is thereby reduced, since even with
  • the rechargeable batteries are thereby arranged away from the fuselage structure, so that if one or more of the rechargeable batteries catches fire, the risk of injury and / or damage to the persons and / or payload being carried is reduced.
  • Wing halves are arranged symmetrically to one another and there is also at least one lifting drive in a trailing edge area below each
  • Wing halves arranged symmetrically to each other.
  • the above-described arrangement of the lifting drives offers a particularly advantageous distribution of the lifting forces of the individual lifting drives, so that a particularly stable
  • the flight device is preferably a flying wing device in which the wing structure merges smoothly into the fuselage structure, as a result of which the flight device has particularly advantageous lift properties in terms of construction. This has one
  • the object of the invention is also achieved by a method for stabilizing the flight device described above, the lifting drives being controlled, preferably automatically, when the flight device is in an uncontrolled flight situation, so that a controlled flight situation
  • Flight situation is reached.
  • a key idea of the method according to the invention is that additional safety is achieved for the flight operation of the flight device.
  • the method according to the invention enables automatic intervention if the flight device is in an uncontrolled manner
  • Flight situation is. Targeted control of individual Flubrotoren can thus, for example, when the flight device in a
  • the flight device can have several sensors for determining the attitude and / or position of the flight device, such as one or more inertial sensor systems, a magnetic field sensor, an altitude sensor and / or a receiver of a global navigation satellite system (GNSS), from whose sensor data or received data the Location and / or position of the GNSS.
  • sensors for determining the attitude and / or position of the flight device, such as one or more inertial sensor systems, a magnetic field sensor, an altitude sensor and / or a receiver of a global navigation satellite system (GNSS), from whose sensor data or received data the Location and / or position of the GNSS.
  • GNSS global navigation satellite system
  • the flight device can preferably use a suitable algorithm to estimate whether the flight device is in a controlled flight situation or in an uncontrolled flight situation on the basis of attitude and / or position data courses that are compared, for example, with control commands from the flight device. Once it is determined that it is a
  • Uncontrolled flight situation is, for example, a suitable
  • Control routine are calculated and / or a predetermined control routine of the lifting drives are automatically initiated, by means of which the flight device is brought into a stable flight position.
  • the additional lifting drives create a certain redundancy in cases in which, for example, the forward drive or drives fail. In this way, if a forward drive fails, a predetermined control routine for the lifting drives can be initiated automatically.
  • the object of the invention is achieved by a method for starting the flight device described above, comprising the following steps: A starting step in which the lifting drives are controlled so that the flying device rises vertically until a predetermined altitude is exceeded, and
  • a wind direction is detected during the take-off step and the lifting drives are controlled in such a way that the flight device is automatically aligned based on the detected wind direction, the forward drive being controlled so that the flight device maintains a current position along the center axis.
  • the forward drive being controlled so that the flight device maintains a current position along the center axis.
  • the flight device is preferably controlled by a rudder, elevator, aileron and / or a combination of elevator and aileron, whereby the flight device can be controlled efficiently in cruise flight.
  • the object of the invention is achieved by a method for landing the flight device described above, comprising the following steps:
  • the lifting drives are controlled in a landing step so that the flying device sinks vertically until the flying device has landed.
  • a wind direction is detected in the landing step and the lifting drives are controlled in such a way that the flight device is automatically aligned on the basis of the detected wind direction, with the forward drives is controlled so that the flight device maintains a current position along the center axis.
  • an advantageous alignment of the flight device can be achieved automatically.
  • this prevents the flight device from drifting away during the landing step due to possible external influences, such as for example an oncoming wind.
  • the flight device is preferably controlled by a rudder, elevator, aileron and / or a combination of elevator and ailerons, whereby the flight device can be controlled efficiently in cruise flight.
  • FIG. 1 shows a schematic view from the underside of a flying device according to an exemplary embodiment of the present invention
  • Fig. 2 is a schematic front view of the flight device according to a
  • Wing half attached lifting drive of the flight device according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 shows a detailed view of one in a rear edge region of
  • Wing half attached lifting drive of the flight device according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 shows a schematic view from the underside of a flying device 1 according to an exemplary embodiment of the present invention.
  • the flight device 1 has a fuselage structure 2.
  • Fig. 1 is a mapped longitudinal center axis X, which is an axis of symmetry of
  • FIG. 1 also shows a wing structure 3 with two wing halves 3.1 and 3.2 attached to the fuselage structure.
  • the wing halves 3.1 and 3.2 extend symmetrically to the central axis X at an angle of approx.
  • a transverse axis Y is shown orthogonally to the central axis.
  • the transverse axis Y runs through the center of gravity of the flight device 1.
  • Each of the wing halves 3.1 and 3.2 shown in FIG. 1 has two different areas, namely a tip area S and a
  • the tip area S of the wing half 3.1 or 3.2 extends from the
  • Wing tip in the direction of the fuselage-wing transition over a quarter of the total length of the wing half 3.1 or 3.2.
  • Wing edge of the two wing halves 3.1 and 3.2 are in
  • Tip area S so-called elevons 9 attached, which form a combination of ailerons and flea rudders.
  • the fuselage-side main area Fl of the wing half 3.1 or 3.2 shown in FIG. 1 extends from the fuselage-wing transition in the direction of the wing tip over three quarters of the total length of the wing half.
  • the flying device 1 shown in FIG. 1 also has a forward drive 4, which is designed here as a propeller drive 4.
  • a forward drive 4 is attached to the nose of the fuselage structure 2 so that the forward drive 4 can generate a forward force along the central axis X.
  • Other positions at the forward drive 4 are conceivable.
  • the fuselage structure 2 or the wing structure 3, on which the forward drive 4 or more forward drives are attached, are not shown but are possible.
  • the flying device 1 from FIG. 1 has a total of eight lifting drives 5, which are arranged symmetrically to one another with respect to the center axis X on the underside of the wing halves 3.1 and 3.2 in a main area H. There are so four lifting drives 5 assigned to each wing half 3.1 or 3.2. In a leading edge area VK, which extends along a leading edge of the respective wing half 3.1 or 3.2, three of the four associated lifting drives 5 are located at a distance from one another. In one
  • Trailing edge area HK of the wing halves which extends along a
  • the lifting drives 5 are designed as rotors 6 which have two rotor blades 8 which are spaced apart by 180 °. In the one shown
  • the lifting rotors 6 are in the preferred position.
  • the rotor blades 8 of the lifting rotors 6 are parallel to the central axis X
  • FIG. 2 shows a schematic front view of that depicted in FIG. 1
  • FIG. 2 shows the fuselage structure 2, which merges continuously into the wing structure 3.
  • the wing structure has two wing halves 3.1 and 3.2.
  • the forward drive 4 is shown on the nose of the fuselage structure 2.
  • the lifting drives 5 are fixedly attached to the wing halves 3.1 and 3.2 by the support elements 7, so that the lifting drives 5 are held at a distance from the lower surface O on the wing halves 3.1 and 3.2.
  • the circular rotor surfaces F of the outer four lifting drives 5 run parallel to the central axis (not shown) and parallel to the transverse axis Y.
  • the circular rotor surfaces Fi of the four lifting drives 5 (from
  • Lifting drives 5 are each employed in the direction of the fuselage structure 2.
  • Fig. 3 shows a detailed view of a lifting drive 5, which is on one wing half
  • Lifting drive 5 is shown.
  • the lifting drive 5 is attached to the support element 7, the lifting drive 5 depicting a rotor 6 with two rotor blades 8.
  • the rotor 6 is shown in a preferred position.
  • the lifting drive 5 is spaced from the lower surface O of the wing half 3.1 or 3.2 by the distance d.
  • the distance d is the smallest distance between the lower surface O and the lifting drive 5, the lifting drive 5 having a rotor 6 with two rotor blades 8 as described above.
  • Fig. 4 also shows a detailed view of a lifting drive 5, which is attached to a wing half 3.1 or 3.2.
  • a cross section of the wing half 3.1 or 3.2 is shown, on which a support element 7 in the
  • Trailing edge area HK is attached to the wing.
  • No lifting drive 5 is shown in the front edge area VK in FIG.
  • the lifting drive 5 is attached to the support element 7, the lifting drive 5 depicting a rotor 6 with two rotor blades 8.
  • the rotor 6 is also shown in FIG.
  • the lifting drive 5 is spaced from the lower surface O of the wing half 3.1 or 3.2 by the distance d, the distance d being the smallest distance between the lower surface O and the lifting drive 5.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Flugvorrichtung mit einer longitudinalen Zentrumsachse gelöst, aufweisend: · eine Rumpfstruktur (2), die dazu ausgebildet ist Personen und/oder Nutzlast aufzunehmen; · eine Tragflächenstruktur (3), die mindestens zwei an der Rumpfstruktur (2) angebrachte Tragflächenhälften (3.1) mit einem rumpfseitigen Hauptbereich (H) und einem Spitzenbereich (S) besitzt; · mindestens einen Vorwärtsantrieb (4), der dazu ausgebildet ist, eine in Richtung der Zentrumsachse wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung zu erzeugen; · mindestens vier Hubantriebe (5), die dazu ausgebildet sind, eine in senkrechter Richtung zu der Zentrumsachse wirkende Auftriebskraft auf die Flugvorrichtung zu erzeugen.

Description

Flugvorrichtung
BESCHREIBUNG
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Flugvorrichtung gemäß Anspruch 1 sowie ein Verfahren zum Stabilisieren der Flugvorrichtung nach Anspruch 13, ein
Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung nach Anspruch 14 sowie ein Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung nach Anspruch 15.
Bei vielen Anwendungen für Flugvorrichtungen, insbesondere in urbanen
Gebieten, sind Flächen zum Starten und/oder Landen der Flugvorrichtung nicht vorhanden, so dass eine Flugvorrichtung wünschenswert ist, die in der Lage ist, senkrecht zu starten und/oder zu landen.
Typischerweise werden für solche Anwendungen sogenannte Quadrocopter verwendet, die vier zueinander beabstandete Rotoren aufweisen. Des Weiteren sind auch Varianten der Quadrocopter bekannt, die mehr als vier Rotoren besitzen, wie beispielsweise der sogenannte Octocopter. Solche bekannten Flugvorrichtungen zeichnen sich durch gute Schwebeflugeigenschaften aus.
Allerdings besitzen solche Flugvorrichtungen keine starren Tragflächenprofile, wodurch die erreichbaren Reisegeschwindigkeiten und Reichwerten begrenzt sind, da die Rotoren während des Fluges permanent Auftrieb erzeugen müssen.
Hierdurch ist ein effizienter Mittel- und/oder Weitstreckenflugbetrieb nicht realisierbar.
Aus diesem Grund finden sich im bisherigen Stand der Technik Flugvorrichtungen, die sowohl starre Tragflächenprofile als auch schwenk- und/oder kippbare
Rotoren aufweisen. In der Druckschrift WO 2017/021 391 Al wird eine solche Flugvorrichtung mit Schwenkpropeller beschrieben. Auch in der Druckschrift DE 10 2015 006 511 Al werden schwenk- bzw. kippbare Rotoren beschrieben.
Darüber hinaus sind Flugvorrichtungen aus dem Stand der Technik bekannt, die separate Schub- und Hubantriebe aufweisen. Beispielsweise werden die
Hubrotoren in Aussparungen innerhalb der Tragflächen angeordnet, wie in
Druckschrift EP 3 206 949 Bl beschrieben. Diese Aussparungen führen allerdings zu zusätzlichen Turbulenzen der Luftströmungen, die für eine effiziente Auftriebsbildung eigentlich laminar entlang der Tragflächenprofile verlaufen sollten. Herkömmlicherweise werden daher Verschlussklappen verwendet, die während eines Schwebeflugs geöffnet und während eines Reiseflugs geschlossen sind, um die o.g. Aussparungen in den Tragflächen zu verschließen.
Im bekannten Stand der Technik werden außerdem zusätzliche Trägerstrukturen offenbart, die an einem Rumpf und/oder an einem Tragflächenprofil befestigt sind. An den Trägerstrukturen sind die Hubrotoren befestigt. Die Trägerstrukturen können im Flugbetrieb zu nachteilige Turbulenzen führen, wodurch sich der Luftwiderstand der vorstehend beschriebenen Flugvorrichtungen erhöht und die Effizienz während des Reiseflugs verringert wird. Darüber hinaus kann das zusätzliches Gewicht der Trägerstrukturen zu einer ungünstigen
Gewichtsverteilung der Flugvorrichtung führen, wodurch sich die Flugstabilität und/oder die Flugeigenschaften der Flugvorrichtung verschlechtern. Die
Trägerstrukturen bedeuten außerdem eine zusätzliche Fehleranfälligkeit bzw. Ausfallwahrscheinlichkeit, da die Verbindungsstellen zwischen den
Trägerstrukturen und dem Rumpf und/oder dem Tragflächenprofil mitunter hohen Belastungen durch Hebel- und Vibrationskräften ausgesetzt sind.
Die obigen Lösungen des Standes der Technik sind vergleichsweise aufwendig, da aufwendige Schwenk-, Kipp- und/oder Klappenmechanismen sowie zusätzliche Trägerstrukturen verwendet werden, wodurch sich die Fehleranfälligkeit bzw. Ausfallwahrscheinlichkeit der Flugvorrichtung erhöht.
Aus dem bisherigen Stand der Technik wird somit ersichtlich, dass weiterhin keine zufriedenstellende, technische Lösung für die oben beschriebenen Nachteile vorhanden ist.
Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vergleichsweise einfache und sichere Flugvorrichtung bereitzustellen, die es einerseits ermöglicht senkrecht zu starten und/oder zu landen und andererseits einen effizienten Mittel- und/oder Weitstreckenflugbetrieb möglich macht, wobei eine möglichst hohe Sicherheit beim Betreiben der Flugvorrichtung durch eine reduzierte
Fehleranfälligkeit und/oder eine reduzierte Ausfallwahrscheinlichkeit erreicht werden soll. Diese Aufgabe wird durch eine Flugvorrichtung gemäß Anspruch 1 sowie ein Verfahren zum Stabilisieren der Flugvorrichtung nach Anspruch 13, ein Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung nach Anspruch 14 sowie ein Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung nach Anspruch 15 gelöst.
Insbesondere wird die Aufgabe der Erfindung durch eine Flugvorrichtung mit einer longitudinalen Zentrumsachse gelöst, aufweisend:
• eine Rumpfstruktur, die dazu ausgebildet ist Personen und/oder Nutzlast aufzunehmen;
• eine Tragflächenstruktur, die mindestens zwei an der Rumpfstruktur
angebrachte Tragflächenhälften mit einem rumpfseitigen Flauptbereich und einem Spitzenbereich besitzt;
• mindestens einen Vorwärtsantrieb, der dazu ausgebildet ist, eine in
Richtung der Zentrumsachse wirkende Vorwärtskraft auf die
Flugvorrichtung zu erzeugen;
• mindestens vier Flubantriebe, die dazu ausgebildet sind, eine in
senkrechter Richtung zu der Zentrumsachse wirkende Auftriebskraft auf die Flugvorrichtung zu erzeugen; wobei die Flubantriebe unterhalb der Tragflächenhälften in dem Flauptbereich beabstandet zu der Oberfläche der Tragflächenhälften richtungsfest angebracht sind.
Insbesondere sind sechs, vorzugsweise acht oder mehr Flubantriebe unterhalb der Tragflächenhälften in dem Flauptbereich beabstandet zu der Oberfläche der Tragflächenhälften richtungsfest angebracht. Vorzugsweise sind die Flubantriebe in dem Flauptbereich der Tragflächen verteilt angeordnet. Unter einer verteilten Anordnung wird in diesem Zusammenhang verstanden, dass die Flubantriebe nicht linear auf einer Achse angeordnet sind, wodurch eine vorteilhafte
Gewichtsverteilung erreicht werden kann und ein erleichtertes Austarieren in eine stabile Schwebeflugposition erreicht wird.
Ein Kerngedanke der Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass Flubantriebe, die unterhalb der Tragflächenhälften angebracht sind, ausreichend Auftriebskraft erzeugen können, sofern die Flubantriebe von der Oberfläche der
Tragflächenhälften entsprechend beabstandet sind. Ein negativer Einfluss der Tragflächenhälften auf einen durch die Hubantriebe strömenden Luftvolumenstrom wird durch eine geeignete Beabstandung der Hubantriebe zu der Tragflächenoberfläche verkleinert. Der durch die Hubantriebe strömende Luftvolumenstrom verläuft dabei zwischen den Tragflächenhälften und den Hubantrieben parallel zu den Tragflächenhälften.
Darüber hinaus ist es möglich, dass sich die von den einzelnen Hubantrieben erzeugten Auftriebskräfte überlagern, so dass die Hubantriebe eine ausreichend große Gesamtauftriebskraft erzeugen, um die Flugvorrichtung in einem
Schwebeflug zu halten und/oder um die Flugvorrichtung senkrecht zu starten bzw. zu landen.
Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, dass durch den Verzicht auf zusätzliche Trag Strukturen für die Hubantriebe und durch das direkte Anbringen der Hubantriebe an den Tragflächenhälften, eine möglichst einfache und sichere Konstruktion erreicht wird.
Durch das Anbringen der Hubrotoren in einem rumpfseitigen Hauptbereich der Tragflächenhälften entstehen geringe zusätzliche mechanische Belastungen an den Verbindungsstellen zwischen den Tragflächenhälften und der Rumpfstruktur, die beispielsweise durch Hebelkräfte oder Vibrationen auftreten würden, wenn die Hubrotoren im Spitzenbereich der Tragflächenhälften angebracht wären.
Die von dem Vorwärtsantrieb erzeugte Vorwärtskraft kann je nach Betriebsart des Vorwärtsantriebs entlang der Zentrumsachse in eine Flugrichtung der
Flugvorrichtung zeigen, wodurch eine Beschleunigung der Flugvorrichtung erreicht wird. Des Weiteren kann die von dem Vorwärtsantrieb erzeugte
Vorwärtskraft entgegen der Flugrichtung der Flugvorrichtung zeigen, wodurch ein abbremsen in die entgegengesetzte Flugrichtung der Flugvorrichtung erreicht wird.
Der Vorwärtsantrieb und die Hubantriebe sind separate Antriebe, die als unterschiedliche Antriebstypen ausgestalten sein können. Durch den Einsatz von einem separaten Vorwärtsantrieb und mehreren Hubantrieben kann daher auf aufwendige Kippmechanismen für die Hubantriebe verzichtet werden. Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, dass die zusätzlichen
Hubantriebe zu einer Redundanz an Antrieben führen, wodurch die Sicherheit im Flugbetrieb erhöht wird. In Fällen, in denen einzelne oder mehrere Schub- und/oder Hubantriebe ausfallen ist es weiterhin jederzeit und verzögerungsfrei möglich, die Antriebsausfälle durch die weiteren Hubantriebe zu kompensieren, wobei die Flugvorrichtung auch mit einzelnen oder mehreren Antriebsausfällen sicher und kontrolliert gelandet werden kann.
Unter einer Tragflächenstruktur werden mehrere Tragflächenprofile verstanden, die vorzugsweise symmetrisch an der Rumpfstruktur angebracht sind, wobei jede Tragflächenhälfte unterschiedliche Bereiche aufweist. Der Spitzenbereich einer Tragflächenhälfte erstreckt sich von der Tragflächenspitze in Richtung des Rumpf- Tragflächenübergangs über ein Drittel, insbesondere ein Viertel, vorzugsweise ein Fünftel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.
Unter einem rumpfseitigen Hauptbereich der Tragflächenhälfte wird entsprechend der Bereich zwischen dem Rumpf-Tragflächenübergang und dem Spitzenbereich verstanden. Mit anderen Worten erstreckt sich der Hauptbereich der
Tragflächenhälfte von dem Rumpf-Tragflächenübergang in Richtung der
Tragflächenspitze über zwei Drittel, insbesondere drei Viertel, vorzugsweise vier Fünftel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.
Unter einer richtungsfesten Anbringung der Hubantriebe wird insbesondere verstanden, dass die Hubantriebe nicht kipp- und/oder schwenkbar sind.
In einer bevorzugten Ausführungsform können der Vorwärtsantrieb und die Hubantriebe voneinander unabhängig angesteuert und/oder betrieben werden, wodurch eine Vielzahl von verschiedenen, mitunter komplexen, Flugmanövern ermöglicht werden. Insbesondere bei Start-, Lande-, und Stabilisierungsmanövern ist eine unabhängige Ansteuerung der Vorwärtsantriebe und Hubantriebe vorteilhaft.
Vorzugsweise weisen die Hubantriebe jeweils einen Rotor mit mindestens zwei Rotorblättern auf, wobei die Rotorblätter des Rotors im Betrieb über eine
Rotorkreisfläche drehen. Hierdurch kann eine ausreichend große Auftriebskraft von den Hubantrieben erzeugt werden. Insbesondere können die Rotoren der Hubantriebe genau zwei Rotorblätter aufweisen, die voneinander um 180° beabstandet sind. Hierdurch kann eine für den Luftwiderstand vorteilhafte Vorzugsposition für die Rotorblätter eingestellt werden, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden.
Unter einer Rotorkreisfläche wird insbesondere die Kreisfläche verstanden, über die ein Rotorblatt im Betrieb, also wenn sich das Rotorblatt dreht, streicht. Der Radius der Rotorkreisfläche entspricht folglich der Länge des Rotorblatts.
In einer weiteren Ausführungsform sind mehrere der Rotorkreisflächen parallel zu der Zentrumsachse und/oder parallel zu einer Querachse der Flugvorrichtung ausgerichtet, wodurch die resultierenden Auftriebskräfte der Hubantriebe senkrecht zu der Zentrumsachse und/oder zu der Querachse der Flugvorrichtung erzeugt werden. Unter der Querachse kann hierbei eine Achse verstanden werden, die orthogonal zu der Zentrumsachse angeordnet ist. Darüber hinaus ist die Querachse orthogonal zu einer Hochachse angeordnet. Die Zentrumsachse, die Querachse und die Hochachse bilden zusammen ein objektbezogenes
Koordinatensystem, das sogenannte Körperkoordinatensystem.
In einer besonders bevorzugten Ausführungsform weisen mehrere der
Rotorkreisflächen einen Anstellwinkel von bis zu 15°, insbesondere von bis zu 10°, vorzugsweise von bis zu 5° zu der Zentrumsachse und/oder zu einer Querachse auf. Hierdurch kann eine besonders vorteilhafte, stabile Überlagerung der erzeugten Auftriebskräfte der Hubantriebe erreicht werden, so dass die Flugvorrichtung in der Lage ist, in einem stabileren Schwebeflug zu bleiben.
Insbesondere sind Rotorkreisflächen zumindest teilweise, insbesondere hälftig oder mehr, von den Tragflächenhälften und/oder von der Rumpfstruktur überdeckt, wodurch eine besonders kompakte Bauform ermöglicht wird. Des Weiteren wird hierdurch eine erhöhte Sicherheit insbesondere für Passagiere und/oder eine transportierte Nutzlast gewährleistet, da in einem Fall, in dem sich eines oder mehrere der Rotorblätter während des Betriebs löst bzw. lösen, das Risiko, dass das bzw. die Rotorblätter durch die Rumpfstruktur schlägt bzw. schlagen, vermindert wird.
Es ist ferner bevorzugt, dass Tragelemente an einem unteren Oberflächenbereich der Tragflächenhälften angeordnet sind, an denen die Hubantriebe in einem Abstand zu der unteren Oberfläche der Tragflächenhälften beabstandet befestigbar sind. Die Tragelemente weisen insbesondere vorteilhafte
aerodynamische Eigenschalten entlang der Zentrumsachse in Flugrichtung der Flugvorrichtung auf. Durch die Tragelemente wird es ermöglicht, die Flubantriebe besonders vorteilhaft in einem vorbestimmten Abstand an den Tragflächenhälften anzubringen. Darüber hinaus können Signal- und/oder Netzleitungen in den Tragelementen geführt werden.
In einer bevorzugten Ausführungsform entspricht der Abstand mindestens einen Faktor von 0,1 oder größer, insbesondere einen Faktor von 0,20oder größer, vorzugsweise genau einen Faktor von 0,25 einer Länge der Rotorblätter, wodurch ein negativer Einfluss der Tragflächenhälfte auf den durch die Rotorkreisfläche strömenden Luftvolumenstrom verkleinert wird, so dass eine erreichbare
Auftriebsleistung der Hubantriebe vergrößert wird.
Insbesondere weisen die Hubantriebe eine Arretierungsvorrichtung auf, durch die die Rotorblätter der Rotoren in einer Vorzugsposition arretiert werden können, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden. Insbesondere ist eine
Vorzugsposition bei einem zweiblättrigen Rotor, dass beide Rotorblätter parallel zur Zentrumsachse der Flugvorrichtung ausgerichtet sind. Hierdurch wird der Luftwiderstand der Hubantriebe verkleinert, wenn diese nicht betrieben werden.
In einer weiteren Ausführungsform werden die Hubantriebe angesteuert, so dass die Hubantriebe die Vorzugsposition beibehalten, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden. Hierdurch können auch ohne zusätzliche, mechanische
Vorrichtungen die Hubantriebe in der Vorzugsposition gehalten werden.
Vorzugsweise erstrecken sich die Rotorblätter in der Vorzugsposition parallel zu der Zentrumsachse, wenn der Rotor zwei Rotorblätter aufweist, wodurch ein möglichst niedriger Luftwiderstand der Hubantriebe erreicht wird, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden
Ferner ist es bevorzugt, dass die Hubantriebe durch elektrische Motoren angetrieben werden, wodurch eine verzögerungsfreie Ansteuerung und ein effizienter, wartungsarmer Betrieb ermöglicht wird. Insbesondere werden die elektrischen Motoren von einer wiederaufladbaren Batterie oder einer anderen elektrischen Energiequelle, wie zum Beispiel einer Brennstoffzelle, gespeist. Des Weiteren können die Hubantriebe auch durch mechanisch oder druckluftbetrieben angetrieben werden.
In einer besonders bevorzugten Ausführungsform werden die Hubantriebe durch wiederaufladbare Batterien dezentral versorgt, wobei die jeweiligen
wiederaufladbare Batterie in einem Hubantriebgehäuse des jeweiligen
Hubantriebs und/oder in dem jeweiligen Tragelement untergebracht ist, wodurch die einzelnen Hubantriebe zueinander autark betrieben werden können. Ein Ausfallrisiko aller Hubantriebe wird hierdurch verringert, da selbst bei
Versorgungsausfällen von einzelnen wiederaufladbaren Batterien, die
verbleibenden Hubantriebe weiterhin betrieben werden können. Darüber hinaus sind die wiederaufladbaren Batterien hierdurch entfernt von der Rumpfstruktur angeordnet, so dass, falls eine oder mehrere der wiederaufladbaren Batterien in Brand gerät bzw. geraten, ein Verletzungsrisiko und/oder Beschädigungsrisiko der beförderten Personen und/oder Nutzlast verringert wird.
In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform sind mehrere, insbesondere zwei, vorzugsweise drei Hubantriebe in einem Vorderkantenbereich unter jeder
Tragflächenhälfte symmetrisch zueinander angeordnet und es ist ferner mindestens ein Hubantrieb in einem Hinterkantenbereich unter jeder
Tragflächenhälfte symmetrisch zueinander angeordnet. Die oben beschriebe Anordnung der Hubantriebe bietet eine besonders vorteilhafte Verteilung der Auftriebskräfte der einzelnen Hubantriebe, so dass ein besonders stabiler
Schwebeflug ermöglicht wird.
Insbesondere ist ein Übergang zwischen der Rumpfstruktur und der
Tragflächenstruktur kontinuierlich geformt. Vorzugsweise handelt es sich bei der Flugvorrichtung um eine Nurflügelvorrichtung, bei der die Tragflächenstruktur fließend in die Rumpfstruktur übergeht, wodurch die Flugvorrichtung konstruktiv besonders vorteilhafte Auftriebseigenschaften aufweist. Dies hat einen
vorteilhaften Einfluss auf die Effizienz der Flugvorrichtung im Reiseflug.
Die Aufgabe der Erfindung wird außerdem durch ein Verfahren zum Stabilisieren der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, wobei die Hubantriebe, vorzugsweise automatisch, angesteuert werden, wenn sich die Flugvorrichtung in einer unkontrollierten Flugsituation befindet, so dass eine kontrollierte
Flugsituation erreicht wird. Ein Kerngedanke des erfindungsgemäßen Verfahrens besteht darin, dass zusätzliche Sicherheit für den Flugbetrieb der Flugvorrichtung erreicht wird. So ermöglicht das erfindungsgemäße Verfahren, dass automatisch eingegriffen werden kann, wenn sich die Flugvorrichtung in einer unkontrollierten
Flugsituation befindet. Durch eine gezielte Ansteuerung einzelner Flubrotoren kann somit, beispielsweise, wenn sich die Flugvorrichtung in einem
unkontrollierten Taumelflug und/oder Sturzflug befindet, das Flugzeug in einen kontrollierten Schwebeflug überführt und stabilisiert werden.
Insbesondere kann die Flugvorrichtung mehrere Sensoren zur Bestimmung der Lage und/oder Position der Flugvorrichtung, wie beispielsweise ein oder mehrere Inertialsensorsysteme, ein Magnetfeldsensor, ein Höhensensor und/oder einen Empfänger eines Globalen Navigationssatellitensystems (GNSS), aufweisen, aus deren Sensordaten bzw. Empfangsdaten die Lage und/oder Position der
Flugvorrichtung bestimmt wird.
Vorzugsweise kann die Flugvorrichtung mit Hilfe eines geeigneten Algorithmus anhand von Lage- und/oder Positionsdatenverläufen, die beispielsweise mit Ansteuerbefehlen der Flugvorrichtung verglichen werden, abschätzen, ob sich die Flugvorrichtung in einer kontrollierten Flugsituation oder in einer unkontrollierten Flugsituation befindet. Sobald festgestellt wird, dass es sich um eine
unkontrollierte Flugsituation handelt, kann beispielsweise eine geeignete
Ansteuerroutine berechnet werden und/oder eine vorbestimmte Ansteuerroutine der Hubantriebe automatisch initiiert werden, durch die die Flugvorrichtung in eine stabile Fluglage überführt wird.
Darüber hinaus schaffen die zusätzlichen Hubantriebe eine gewisse Redundanz in Fällen, in denen beispielsweise der oder die Vorwärtsantriebe ausfallen. So kann dann, wenn ein Vorwärtsantrieb ausfällt, eine vorbestimmte Ansteuerroutine der Hubantriebe automatisch initiiert werden.
Weiterhin wird die Aufgabe der Erfindung durch ein Verfahren zum Starten der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, die folgenden Schritte umfassend: • einen Startschritt, in dem die Hubantriebe angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung senkrecht steigt, bis eine vorbestimmte Flughöhe überschritten wird, und
• einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb betrieben wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung erzeugen wird und die Flugvorrichtung beschleunigt wird, wobei die Hubantriebe gestoppt und in eine Vorzugsposition gebracht werden, sobald eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit überschritten wird.
Insbesondere wird während des Startschritts eine Windrichtung erfasst und es werden die Hubantriebe derart angesteuert, dass die Flugvorrichtung automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantriebe angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse beibehält. Hierdurch kann eine vorteilhafte Ausrichtung der Flugvorrichtung automatisch erreicht werden. Darüber hinaus wird hierdurch ein Abdriften der Flugvorrichtung während des Landeschritts durch mögliche äußere Einflüsse, wie beispielsweise anströmenden Wind, vermieden.
Während des Übergangsschritts und/oder nach dem Übergangsschritt wird die Flugvorrichtung vorzugsweise durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder gesteuert, wodurch die Flugvorrichtung effizient im Reiseflug gesteuert werden kann.
Darüber hinaus wird die Aufgabe der Erfindung durch ein Verfahren zum Landen der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, die folgenden Schritte umfassend:
• einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb betrieben wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse entgegen einer bisherigen Flugrichtung wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung erzeugen wird und die Flugvorrichtung abgebremst wird, wobei die Hubantriebe
angesteuert werden sobald eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit unterschritten wird,
• in einem Landeschritt die Hubantriebe angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung senkrecht sinkt bis die Flugvorrichtung gelandet ist.
Insbesondere wird im Landeschritt eine Windrichtung erfasst und es werden die Hubantriebe derart angesteuert, dass die Flugvorrichtung automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantriebe angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse beibehält. Hierdurch kann eine vorteilhafte Ausrichtung der Flugvorrichtung automatisch erreicht werden. Darüber hinaus wird hierdurch ein Abdriften der Flugvorrichtung während des Landeschritts durch mögliche äußere Einflüsse, wie beispielsweise anströmenden Wind, vermieden.
Während des Übergangsschritts und/oder vor dem Übergangsschritt wird vorzugsweise die Flugvorrichtung durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder gesteuert, wodurch die Flugvorrichtung effizient im Reiseflug gesteuert werden kann.
Weitere Ausführungsformen ergeben sich aus den Unteransprüchen.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand von nicht einschränkenden
Ausführungsbeispielen beschrieben unter Bezug auf die beigefügten Figuren weiter erläutert. Hierbei zeigen:
Fig. 1 eine schematische Ansicht von der Unterseite einer Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 eine schematische Frontansicht der Flugvorrichtung gemäß einem
Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;
Fig. 3 eine Detailansicht eines in einem Vorderkantenbereich der
Tragflächenhälfte angebrachten Hubantriebs der Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; und
Fig. 4 eine Detailansicht eines in einem Hinterkantenbereich der
Tragflächenhälfte angebrachten Hubantriebs der Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
In Fig. 1 ist eine schematische Ansicht von der Unterseite einer Flugvorrichtung 1 gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung gezeigt. Die Flugvorrichtung 1 weist eine Rumpfstruktur 2 auf. Des Weiteren ist in Fig. 1 eine longitudinale Zentrumsachse X abgebildet, die eine Symmetrieachse der
Flugvorrichtung bildet.
Fig. 1 zeigt außerdem eine Tragflächenstruktur 3 mit zwei an der Rumpfstruktur angebrachten Tragflächenhälften 3.1 und 3.2. Die Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 erstrecken sich symmetrisch zu der Zentrumsachse X mit einem Winkel von ca.
65° zwischen der Zentrumsachse X und der Tragflächenhälften. Insbesondere ist es denkbar, dass der Winkel einen anderen Wert im Bereich von 25° bis 90° annimmt. Orthogonal zu der Zentrumsachse ist eine Querachse Y eingezeichnet. Die Querachse Y verläuft durch den Schwerpunkt der Flugvorrichtung 1.
Jede der in Fig. 1 abgebildeten Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 besitzt zwei unterschiedliche Bereiche, nämlich einen Spitzenbereich S und einen
rumpfseitigen Flauptbereich H. Im abgebildeten Ausführungsbeispiel erstreckt sich der Spitzenbereich S der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 von der
Tragflächenspitze in Richtung des Rumpf-Tragflächenübergangs über ein Viertel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2. An der hinteren
Tragflächenkante der beiden Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 sind im
Spitzenbereich S sogenannte Elevons 9 angebracht, die eine Kombination aus Querruder und Flöhenruder bilden.
Der in Fig. 1 abgebildete rumpfseitige Flauptbereich Fl der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt sich von dem Rumpf-Tragflächenübergang in Richtung der Tragflächenspitze über drei Viertel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.
Die in Fig. 1 abgebildete Flugvorrichtung 1 weist außerdem einen Vorwärtsantrieb 4 auf, der hier als Propellerantrieb 4 ausgelegt ist. Andere Antriebsarten als Vorwärtsantrieb 4 sind denkbar. Der Vorwärtsantrieb 4 ist an der Nase der Rumpfstruktur 2 angebracht, so dass der Vorwärtsantrieb 4 eine Vorwärtskraft entlang der Zentrumsachse X erzeugen kann. Andere Positionen an der
Rumpfstruktur 2 oder an der Flügelstruktur 3, an denen der Vorwärtsantrieb 4 oder mehrere Vorwärtsantriebe angebracht sind, sind nicht abgebildet aber möglich.
Die Flugvorrichtung 1 aus Fig. 1 besitzt insgesamt acht Hubantriebe 5, die symmetrisch zueinander bezüglich der Zentrumsachse X an der Unterseite der Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 in einem Hauptbereich H angeordnet sind. Es sind also vier Hubantriebe 5 jeder Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 zugeordnet. In einem Vorderkantenbereich VK, der sich entlang einer Vorderkante der jeweiligen Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt, befinden sich jeweils drei der vier zugeordneten Hubantriebe 5 zueinander beabstandet. In einem
Hinterkantenbereich HK der Tragflächenhälften, der sich entlang einer
Hinterkante der jeweiligen Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt, befindet sich in dem abgebildeten Ausführungsbeispiel jeweils ein Hubantrieb 5.
Die Hubantriebe 5 sind als Rotoren 6 ausgestaltet, die zwei Rotorblätter 8 aufweisen, die um 180° beabstandet sind. In dem abgebildeten
Ausführungsbeispiel befinden sich die Hubrotoren 6 in der Vorzugsposition. Die Rotorblätter 8 der Hubrotoren 6 sind parallel zu der Zentrumsachse X
ausgerichtet. Darüber hinaus sind die Rotorkreisflächen F in Fig. 1 abgebildet.
Fig. 2 zeigt eine schematische Frontansicht des in Fig. 1 abgebildeten
Ausführungsbeispiels der erfindungsgemäßen Flugvorrichtung 1. In Fig. 2 wird die Rumpfstruktur 2 gezeigt, die kontinuierlich in die Tragflächenstruktur 3 übergeht. Die Tragflächenstruktur besitzt zwei Tragflächenhälften 3.1 und 3.2. Außerdem ist der Vorwärtsantrieb 4 an der Nase der Rumpfstruktur 2 gezeigt.
An den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 sind je die drei an den
Vorderkantenbereich VK angebrachten Hubantriebe 5 von Vorne gezeigt. Die Hubantriebe 5 sind richtungsfest an den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 durch die Tragelemente 7 angebracht, so dass die Hubantriebe 5 beabstandet von der unteren Oberfläche O an den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 gehalten sind.
Darüber hinaus sind in Fig. 2 die Rotorkreisflächen F der Hubantriebe
schematisch dargestellt. Die Rotorkreisflächen F der äußeren vier Hubantriebe 5 verlaufen parallel zu der Zentrumsachse (nicht abgebildet) sowie parallel zu der Querachse Y. Die Rotorkreisflächen Fi der vier Hubantriebe 5 (aus
perspektivischen Gründen sind lediglich zwei der Hubantriebe 5 abgebildet), die näher am Rumpf-Tragflächenübergang angeordnet sind, weisen einen
Anstellwinkel von 10° zu der Querachse Y auf. Diese vier angestellten
Hubantriebe 5 sind jeweils in Richtung der Rumpfstruktur 2 angestellt.
Fig. 3 zeigt eine Detailansicht eines Hubantriebs 5, der an einer Tragflächenhälfte
3.1 bzw. 3.2 angebracht ist. Es ist ein Querschnitt der Tragflächenhälfte 3.1 bzw.
3.2 gezeigt, an der ein Tragelement 7 in dem Vorderkantenbereich VK an der Tragfläche befestigt ist. In dem Hinterkantenbereich HK ist in Fig. 3 kein
Hubantrieb 5 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist an dem Tragelement 7 befestigt, wobei der Hubantrieb 5 einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 abbildet. Der Rotor 6 ist in einer Vorzugsposition gezeigt.
Des Weiteren ist die Länge der Rotorblätter 8 in Fig. 3 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist von der unteren Oberfläche O der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 um den Abstand d beabstandet. Der Abstand d ist der geringste Abstand zwischen der unteren Oberfläche O und dem Hubantrieb 5, wobei der Hubantrieb 5 wie oben beschrieben einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 aufweist.
Fig. 4 zeigt ebenfalls eine Detailansicht eines Hubantriebs 5, der an einer Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 angebracht ist. In Fig. 4 ist ein Querschnitt der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 gezeigt, an der ein Tragelement 7 in dem
Hinterkantenbereich HK an der Tragfläche befestigt ist. In dem
Vorderkantenbereich VK ist in Fig. 4 kein Hubantrieb 5 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist an dem Tragelement 7 befestigt, wobei der Hubantrieb 5 einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 abbildet. Der Rotor 6 ist auch in Fig. 4 in einer
Vorzugsposition gezeigt.
Weiterhin zeigt Fig. 4 die Länge der Rotorblätter 8. Der Hubantrieb 5 ist von der unteren Oberfläche O der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 um den Abstand d beabstandet, wobei der Abstand d der geringste Abstand zwischen der unteren Oberfläche O und dem Hubantrieb 5 ist.
Bezuaszeichenliste
1 Flugvorrichtung
2 Rumpfstruktur
3 Flügelstruktur
3.1 erste Tragflächenhälfte
3.2 zweite Tragflächenhälfte
4 Vorwärtsantrieb
5 Hubantriebe
6 Rotor
7 Befestigungsstruktur 8 Rotorblatt
9 Höhen-, Querruder und/oder eine Kombination daraus (Elevon) d Abstand
F Rotorkreisfläche
Fi angestellte Rotorkreisfläche
H rumpfseitiger Hauptbereich der Tragflächenhälften
HK Hinterkantenbereich der Tragflächenhälften
I Rotorblattlänge
O unterer Oberflächenabschnitt der Tragflächenhälften
S Spitzenbereich der Tragflächenhälften
VK Vorderkantenbereich der Tragflächenhälften
X longitudinale Zentrumsachse der Flugvorrichtung
Y Querachse der Flugvorrichtung

Claims

ANSPRÜCHE
1. Flugvorrichtung (1) mit einer longitudinalen Zentrumsachse (X),
aufweisend:
- eine Rumpfstruktur (2), die dazu ausgebildet ist Personen und/oder Nutzlast aufzunehmen;
- eine Tragflächenstruktur (3), die mindestens zwei an der
Rumpfstruktur (2) angebrachte Tragflächenhälften (3.1, 3.2) mit einem rumpfseitigen Hauptbereich (H) und einem Spitzenbereich (S) besitzt;
- mindestens einen Vorwärtsantrieb (4), der dazu ausgebildet ist, eine in Richtung der Zentrumsachse (X) wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung (1) zu erzeugen;
- mindestens vier Hubantriebe (5), die dazu ausgebildet sind, eine in senkrechter Richtung zu der Zentrumsachse (X) wirkende
Auftriebskraft auf die Flugvorrichtung (1) zu erzeugen;
wobei die Hubantriebe (5) unterhalb der Tragflächenhälften (3.1, 3.2) in dem Hauptbereich (H) beabstandet zu der Oberfläche der
Tragflächenhälften (3.1, 3.2) richtungsfest angebracht sind.
2. Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 1,
dad u rch geken nzeich net, dass
der Vorwärtsantrieb (4) und die Hubantriebe (5) voneinander unabhängig angesteuert und/oder betrieben werden können.
3. Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 1 oder 2,
dad u rch geken nzeich net, dass
die Hubantriebe (5) jeweils einen Rotor (6) mit mindestens zwei
Rotorblättern (8) aufweisen, wobei die Rotorblätter (8) des Rotors (6) im Betrieb über eine Rotorkreisfläche (F) drehen.
4. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dad u rch geken nzeich net, dass
mehrere der Rotorkreisflächen (F) parallel zu der Zentrumsachse (X) und/oder parallel zu einer Querachse (Y) der Flugvorrichtung (1) ausgerichtet sind.
5. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dad u rch geken nzeich net, dass
mehrere der Rotorkreisflächen (F) einen Anstellwinkel von bis zu 15°, insbesondere von bis zu 10°, vorzugsweise von bis zu 5° zu der
Zentrumsachse (X) und/oder zu der Querachse (Y) aufweisen.
6. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dad u rch geken nzei ch net, dass
die Rotorkreisflächen (F) zumindest teilweise, insbesondere hälftig oder mehr, von den Tragflächenhälften und/oder von der Rumpfstruktur (2) überdeckt sind.
7. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dad u rch geken nzeich net, dass
Tragelemente (7) an einem unteren Oberflächenbereich (O) der
Tragflächenhälften (3.1, 3.2) angeordnet sind, an denen die Flubantriebe (5) in einen Abstand (d) zu der unteren Oberfläche der
Tragflächenhälften (3.1, 3.2) beabstandet befestigbar sind.
8. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dad u rch geken nzeich net, dass
der Abstand (d) mindestens einen Faktor von 0,1 oder größer,
insbesondere einen Faktor von 0,20 oder größer, vorzugsweise genau einen Faktor von 0,25 einer Länge (I) der Rotorblätter (8) entspricht.
9. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dad u rch geken nzeich net, dass
die Hubantriebe (5) eine Arretierungsvorrichtung aufweisen, durch die die Rotorblätter (8) der Rotoren (6) in einer Vorzugsposition arretiert werden können, wenn die Hubantriebe (5) nicht betrieben werden.
10. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
insbesondere nach einem der Ansprüche 1 bis 9,
dad u rch geken nzeich net, dass
die Hubantriebe (5) angesteuert werden, so dass die Hubantriebe (5) die Vorzugsposition beibehalten, wenn die Hubantriebe (5) nicht betrieben werden.
11. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dad u rch geken nzeich net, dass
sich die Rotorblätter (8) in der Vorzugsposition parallel zu der
Zentrumsachse (X) erstrecken, wenn der Rotor (6) zwei Rotorblätter (8) aufweist.
12. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dad u rch geken nzeich net, dass
die Flubantriebe (5) durch elektrische Motoren angetrieben werden.
13. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
insbesondere nach Anspruch 12,
dad u rch geken nzeich net, dass
die Hubantriebe (5) durch wiederaufladbare Batterien dezentral versorgt werden, wobei die jeweiligen wiederaufladbare Batterie in einem
Hubantriebgehäuse des jeweiligen Hubantriebs (5) und/oder in dem jeweiligen Tragelement (7) untergebracht ist.
14. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dad u rch geken nzeich net, dass
mehrere, insbesondere zwei, vorzugsweise drei Hubantriebe (5) in einem Vorderkantenbereich (VK) unter jeder Tragflächenhälfte (3.1, 3.2) symmetrisch zueinander angeordnet sind und mindestens ein Hubantrieb (5) in einem Hinterkantenbereich (HK) unter jeder Tragflächenhälfte (3.1, 3.2) symmetrisch zueinander angeordnet ist.
15. Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dad u rch geken nzeich net, dass
ein Übergang zwischen der Rumpfstruktur (2) und der
Tragflächenstruktur (3) kontinuierlich geformt ist.
16. Verfahren zum Stabilisieren der Flugvorrichtung (1) nach einem der
Ansprüche 1 bis 14,
dad u rch geken nzeich net, dass
die Hubantriebe (5), vorzugsweise automatisch angesteuert werden, wenn sich die Flugvorrichtung (1) in einer unkontrollierten Flugsituation befindet, so dass eine kontrollierte Flugsituation erreicht wird.
17. Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 15, die folgenden Schritte umfassend:
- einen Startschritt, in dem die Hubantriebe (5) angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung (1) senkrecht steigt, bis eine vorbestimmte Flughöhe überschritten wird, und
- einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb (4) betrieben
wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse (X) wirkende
Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung (1) erzeugen wird und die Flugvorrichtung (1) beschleunigt wird,
wobei die Hubantriebe (5) gestoppt und in eine Vorzugsposition gebracht werden sobald eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit überschritten wird.
18. Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 17,
dad u rch geken nzeich net, dass
während des Startschritts eine Windrichtung erfasst wird und die
Hubantriebe (5) derart angesteuert werden, dass die Flugvorrichtung (1) automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantriebe (5) angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung (1) eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse (X) beibehält.
19. Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 17 oder 18, dad u rch geken nzeich net, dass
während des Übergangsschritts und/oder nach dem Übergangsschritt die Flugvorrichtung (1) durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder (9) gesteuert wird.
20. Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 15, die folgenden Schritte umfassend:
- einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb (4) betrieben
wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse (X) entgegen einer bisherigen Flugrichtung wirkende Vorwärtskraft auf die
Flugvorrichtung (1) erzeugen wird und die Flugvorrichtung (1) abgebremst wird, wobei die Hubantriebe (5) angesteuert werden sobald eine
vorbestimmte Fluggeschwindigkeit unterschritten wird,
- in einem Landeschritt die Hubantriebe (5) angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung (1) senkrecht sinkt bis die Flugvorrichtung (1) gelandet ist.
21. Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 20,
dad u rch geken nzeich net, dass
im Landeschritt eine Windrichtung erfasst wird und die Hubantriebe (5) derart angesteuert werden, dass die Flugvorrichtung (1) automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der
Vorwärtsantrieb (5) angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung (1) eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse (X) beibehält.
22. Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 20 oder 21, dad u rch geken nzeich net, dass
während des Übergangsschritts und/oder vor dem Übergangsschritt die Flugvorrichtung (1) durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder (9) gesteuert wird.
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11208206B1 (en) 2021-05-17 2021-12-28 Beta Air, Llc Aircraft for fixed pitch lift
WO2024170958A1 (en) * 2023-02-14 2024-08-22 Hevendrones Ltd. Hydrogen-powered drone
DE102024100119A1 (de) * 2024-01-03 2025-07-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Antriebseinheit für ein Luftfahrzeug und Verfahren zum Betrieb einer Antriebseinheit
US12528605B1 (en) * 2024-12-12 2026-01-20 Milvus Group Usa Llc Multi-purpose unmanned aerial vehicle

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN204452934U (zh) * 2015-02-05 2015-07-08 仉军 旋翼、固定翼双模式飞行器

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1652554A (en) * 1925-02-09 1927-12-13 World Wide Patent Entpr Inc Aircraft
FR735472A (fr) * 1932-04-06 1932-11-09 Appareil de sustentation pour avions
US1930199A (en) * 1932-05-09 1933-10-10 John E Hanson Aeroplane
CH383176A (de) * 1961-04-10 1964-10-15 Aero Consultor Aktiengesellsch Triebwerkanlage für VTOL-Flugzeuge
US3260476A (en) * 1964-05-04 1966-07-12 Ryan Aeronautical Co Propulsion unit with vectored thrust control
US4789115A (en) * 1986-08-29 1988-12-06 Theodore Koutsoupidis VTOL aircraft
JPWO2006103774A1 (ja) * 2005-03-30 2008-09-04 力也 石川 垂直移動可能な飛行体
CN202728575U (zh) * 2011-10-17 2013-02-13 田瑜 固定翼与电动多旋翼组成的复合飞行器
WO2015157114A1 (en) * 2014-04-11 2015-10-15 Sada-Salinas Jaime G Modular nacelles to provide vertical takeoff and landing (vtol) capabilities to fixed wing aerial vehicles, and associated systems and methods
US10648455B2 (en) 2014-10-14 2020-05-12 Twingtec Ag Flying apparatus
DE102015001704B4 (de) 2015-02-13 2017-04-13 Airbus Defence and Space GmbH Senkrechtstartfähiges Fluggerät
DE102015006511A1 (de) 2015-05-26 2016-12-01 Airbus Defence and Space GmbH Senkrechtstartfähiges Fluggerät
FR3039506B1 (fr) * 2015-07-31 2019-05-24 Innostar Rotor de sustentation et aerodyne hybride a decollage et/ou atterrissage vertical ou court le comportant
AT517539B1 (de) 2015-08-06 2017-06-15 Seiwald Christian VTOL-Luftfahrzeug mit bewegbarer Masse zur Steuerung
CN205113706U (zh) * 2015-08-12 2016-03-30 刘十一 一种带可自动收放多旋翼的垂直起降固定翼飞机
CN105292462B (zh) * 2015-10-30 2017-12-05 佛山市神风航空科技有限公司 一种多轴飞行器
CN105292461B (zh) * 2015-10-30 2017-12-05 佛山市神风航空科技有限公司 一种四发飞行器
CN105197234B (zh) * 2015-10-30 2017-12-01 佛山市神风航空科技有限公司 一种带尾翼的复合型飞行器
US20170300065A1 (en) * 2016-04-18 2017-10-19 Latitude Engineering, LLC Automatic recovery systems and methods for unmanned aircraft systems
US9898033B1 (en) 2016-12-08 2018-02-20 Kitty Hawk Corporation Magnetic spring inceptor
CN206511121U (zh) * 2016-12-14 2017-09-22 深圳市大疆创新科技有限公司 无人飞行器
US10850835B2 (en) * 2017-03-30 2020-12-01 Qualcomm Incorporated Unmanned aerial vehicle with monolithic wing and twin-rotor propulsion/lift modules
CN206856997U (zh) * 2017-05-27 2018-01-09 北京金鹏合创通用航空科技有限公司 一种垂直起降双机翼飞行器
US20190009899A1 (en) * 2017-07-06 2019-01-10 Autoflightx International Limited Hybrid vtol fixed-wing drone having wing-tip propellers
RU180474U1 (ru) * 2017-10-26 2018-06-14 Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" Самолёт вертикального взлёта и посадки
US11724801B2 (en) * 2017-11-03 2023-08-15 Textron Systems Corporation VTOL aircraft having fixed-wing and rotorcraft configurations
US11174019B2 (en) * 2017-11-03 2021-11-16 Joby Aero, Inc. VTOL M-wing configuration
KR101932929B1 (ko) * 2018-04-18 2018-12-27 (주)더모스트 해안선 측량을 위한 영상촬영용 무인항공기

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN204452934U (zh) * 2015-02-05 2015-07-08 仉军 旋翼、固定翼双模式飞行器

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