EP3990347A1 - Fluggerät - Google Patents

Fluggerät

Info

Publication number
EP3990347A1
EP3990347A1 EP20736947.1A EP20736947A EP3990347A1 EP 3990347 A1 EP3990347 A1 EP 3990347A1 EP 20736947 A EP20736947 A EP 20736947A EP 3990347 A1 EP3990347 A1 EP 3990347A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wing
rotors
aircraft according
fans
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP20736947.1A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Sarah SCHIPPEL
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.)
Individual
Original Assignee
Individual
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Individual filed Critical Individual
Publication of EP3990347A1 publication Critical patent/EP3990347A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/001—Shrouded propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/025—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for simultaneous blowing and sucking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B64C2003/143—Aerofoil profile comprising interior channels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/04—Boundary layer controls by actively generating fluid flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/20—Boundary layer controls by passively inducing fluid flow, e.g. by means of a pressure difference between both ends of a slot or duct
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to an aircraft, or a Vtol, which has rotors / fans in the wings to generate lift and is equipped with a horizontal drive for effective flight operations.
  • Vtol vertical take-off properties
  • the invention is based on the object of creating an aircraft which is suitable for transporting people and goods and which enables a high range and load capacity with great flight safety.
  • the aircraft has a wing with two wing halves on both sides of its longitudinal axis which receives at least two rotors / fans for generating vertical lift.
  • At least one energy source for example a flywheel, is provided, which preferably supplies the drive motor (s) for the rotors / fans with energy in combination with other energy storage devices and / or energy suppliers such as fuel cells, power or supercaps, or possibly also internal combustion engines .
  • Providing two rotors / fans on the wing ensures a high level of safety, since the failure of one rotor does not necessarily lead to a crash.
  • Rotors / fans of a wing are provided in opposite directions so that the torques that arise compensate each other.
  • a conventional horizontally acting drive is also provided. This can be a conventional, possibly jacketed, propeller drive. In principle, however, all types of drives can be used. This drive is expediently designed twice in order to further increase flight safety and to achieve higher speeds with high efficiency and range.
  • Two rotors can be stacked one on top of the other.
  • only rotors or rotors are basically spoken of, although these can also be designed as fans.
  • Air inlet and outlet openings must of course be provided on the wing in order to generate the desired lift.
  • the wing can be completely cut out in the area of the rotor, so that the rotor is only encased by the wing, so to speak. However, it can be useful to provide smaller recesses. If the aircraft is to be designed for high flight speeds, it is useful to close these openings completely or partially during normal flight in order to reduce the air resistance and increase the effectiveness of the wing. This can be done via flap systems such as those used in conventional aircraft to vary the wing area and geometry. However, blind systems can also be used that allow the air to flow through when open and close the openings by pivoting the blinds.
  • an air control system can be integrated in the wing, which guides air to the rotor during normal flight.
  • at least one air inlet opening must be provided, which in principle can be arranged in any area of the aircraft. This can also be on the fuselage.
  • the at least one opening can also be on the wing in the
  • the wing nose can be provided on the upper or lower side, the position of the inlet opening or the inlet openings being arranged on a region of the fuselage or wing where the smallest fluidic disadvantages are to be expected.
  • the opening or a plurality of openings can be completely or partially closable in order to improve the aerodynamics if no air inlet is required.
  • the opening can also be covered by a grille, on the one hand to at least largely prevent foreign bodies from being sucked in, and on the other hand to also improve the aerodynamics.
  • the inlet opening can have a surface which is at least largely oriented at right angles to the direction of flight.
  • the air is guided through one or more channels to the rotors in order to set them into rotation.
  • the cross-section of the channel can change in this case, for example to produce nozzle effects through a narrowing.
  • the cross section of the flow channel can therefore vary in order to achieve the nozzle effect mentioned, the channel narrowing from the inlet opening, similar to a Venturi nozzle, in order to then widen again towards the outlet opening.
  • the efficiency is supported by a BWB (Blended Wing Body) construction.
  • Aircraft components may require cooling.
  • Conventional heat exchangers can be used for this, which for example use the air flowing past the aircraft for heat exchange.
  • the at least one opening described and / or the air guidance system in the wing or aircraft can also be used to provide cooling air.
  • heat exchangers through which the air flows can be provided in the air flow system in order to use the air flowing through the air flow system to cool the components mentioned.
  • the at least one opening or the air guidance system can also be used to provide components such as an internal combustion engine or a fuel cell with the oxygen or air required for operation.
  • the wing or wings can be designed in one piece or in several pieces. It goes without saying that valve systems as they are known can be used. It flaps can be provided for control purposes, or landing flaps.
  • the wing can also be provided in several parts with pivotable flap-like segments in order, for example, to increase the curvature and, similar to a landing flap, to increase the lift in slow flight. Such a design is of particular interest when the aircraft is conventionally landed on a runway. If multi-part wing constructions are used, for example by providing pivotable flaps at the end of the actual wing, which can be fixed or, as implemented in conventional wings, can be extended, the required air outlet openings in the area between the actual wing and the flap or Be provided wing extension.
  • the outlet opening can be divided into several openings and ensure an air outlet to the upper and / or lower side of the wing. In principle, it is preferred that the entire air outlet takes place on the underside of the wing, the outlet opening or openings thus being located on the underside of the wing, if necessary between the actual wing and the said flap.
  • a channel system can also extend through said flap or wing extension and the outlet opening can be provided exactly on the rear edge of the flap or wing extension.
  • Energy can be recuperated by turning the non-powered rotors during normal flight.
  • a generator or drive motor can be provided for this, or the drive motor of the rotor can act as a generator.
  • an autorotation effect is generated which supports the lift in level flight, which leads to more efficiency and a reduction in consumption.
  • closing the upper opening on the wing has a great aerodynamic effect.
  • a locking system can therefore be designed so that at least parts of the openings remain free or, in turn, a plurality of openings is provided, for example in the form of bores distributed over the surface, through which air can be sucked in and expelled.
  • the size and arrangement of the openings are arranged above the passages provided for the rotor so that the aerodynamics on the wing are disturbed as little as possible and, if necessary, even improved, since the negative pressure on the upper side of the wing and the positive pressure on the lower side of the wing are increased.
  • Energy recuperation can also be provided on the horizontally acting drive and, for example, when descending or slowing down the flight speed, i.e. whenever no additional propulsion is required, energy can be recuperated if a corresponding drive, for example a jacketed propeller drive, is provided.
  • a corresponding drive for example a jacketed propeller drive
  • helicopters The problem with helicopters is that the blade of the rotor rotating against the direction of flight generates high air resistance. In order to avoid such effects in the rotors used, they can, since they are embedded in the wing, be partially shaded by means of suitable air guide surfaces in order to reduce corresponding resistances, at least for the rotor blades rotating against the direction of flight, i.e. those rotating against the direction of flight, so to speak Rotor blades of the rotor. Because of the embedded rotor and the mentioned shielding of the rotor blades, the air resistance can be reduced, that is, the efficiency can be increased, which leads to a lower consumption, or a higher airspeed can be achieved with a comparable energy expenditure.
  • each rotor is advantageously driven by an electric motor, which draws its energy from any energy store and / or from a generator. It is essential that at least some of the energy required is supplied by one or more flywheels.
  • a flywheel is advantageously assigned to each rotor.
  • This can be (mechanically) connected to the rotor or provide its energy electrically by means of a generator.
  • a purely electrical connection between the flywheels and their generators and the drive motors has the great advantage that the flywheels with the associated generators can be arranged anywhere in the aircraft.
  • the most favorable place for the flywheels with generators can thus be selected independently of the arrangement of the drive motors for the rotors.
  • the flywheels with their generators can be arranged as far outside as possible in the wing in order to achieve the strongest possible stabilization effect in flight, which will be explained below.
  • a central arrangement can also be advantageous in order to build the wings as lightly as possible and to arrange the heavy components of the aircraft as centrally as possible.
  • Modern flywheels store high energy / power with compact dimensions and comparatively low weight.
  • the flywheels can be brought to the desired speed on the ground before the aircraft is lifted off, and then, for example, can be used to lift the aircraft if necessary until the target altitude is reached.
  • a relatively large amount of energy / power is required in particular during take-off and climb, which can be easily made available in this way.
  • the rotation of the flywheels also stabilizes the aircraft.
  • the system is advantageously designed in such a way that the flywheel (s) rotate during the entire duration of the flight at a speed that does not fall below a minimum speed.
  • the mentioned stabilization is achieved during the entire flight, and on the other hand, an additional emergency energy storage device is created which provides enough energy for an emergency landing if other energy storage devices fail.
  • an energy store which has a minimum energy over the entire duration of the flight, enables Compensate for voltage fluctuations in the electrical system. Voltage fluctuations are to be avoided, especially when working with a high-voltage system, the voltage of which must be significantly reduced for various consumers, especially since various devices, for example fuel cells, react negatively to voltage fluctuations.
  • flywheel or flywheels In order to be able to keep the flywheel or flywheels at a minimum speed during the entire flight, it may be necessary to provide a drive which is also able to drive the flywheel or flywheels during the flight.
  • the provision of the flywheel or flywheels increases flight safety, since an extremely reliable energy store is made available for performing an emergency landing.
  • a flywheel is advantageously assigned to each motor, and the horizontally acting drive can also be provided with one or more flywheels in order to achieve the same advantages in principle.
  • the energy for accelerating the aircraft to the desired flight speed can be taken at least to a large extent from a flywheel.
  • flywheel (s) it is advantageous to charge the flywheel (s) on the ground, therefore to bring them to their maximum speed, in order to generate energy for starting the aircraft, for example, or for accelerating the aircraft to the desired flight speed or for the climb regardless of the further energy supply to provide the intended flight altitude.
  • no device for charging the flywheel (s) it can be useful for the flywheel or flywheels to be charged by the aircraft's own energy supply. Possibly. is a One hundred percent charging to the maximum speed is not required, just adapted to the intended flight route to a lower speed.
  • flywheel or flywheels are brought to the desired speed by a motor that is fed by the aircraft's own energy supply.
  • the rotors can expediently be provided concurrently with offset rotor blades or in opposite directions.
  • a jacketed propeller is advantageous for horizontal propulsion. This reduces the noise emission and achieves a high level of effectiveness.
  • the horizontal drive can be designed to be pivotable.
  • flywheels By using the explained flywheels, other components, such as batteries or, in the case of hybrid drives, an internal combustion engine or a fuel cell, generally other energy stores or suppliers, can be designed to be weaker and thus smaller and lighter.
  • the power peaks required for flying can be achieved at least largely without additional energy storage devices or energy suppliers.
  • the energy required for the climb can at least mainly be easily made available by flywheels.
  • the aircraft can be brought to a relatively high altitude during the period in which the flywheels emit energy, from which it can then reach the desired range until landing, even when gliding, at least with little additional energy requirement.
  • the flywheels can be used to regulate the flight attitude by regulating their speed accordingly.
  • the fuselage of the aircraft is expediently designed in such a way that it also generates lift in horizontal flight. Such designs are known under the keyword lifting body.
  • the aircraft can be provided with further safety devices. Similar to an ultralight aircraft, a parachute-based rescue system can be provided, which is activated by a rocket if necessary.
  • airbags can be provided on the underside of the aircraft, in particular under the fuselage, which are activated in the event of an expected hard landing and reduce the impact. There is also a great advantage when landing in water, as these air cushions (airbags) can serve as a life raft. Activation can also be triggered automatically if the rate of descent is too high when a minimum height is reached.
  • the flywheel or flywheels mentioned can also be used by means of one or more generators in order to provide emergency power to supply the essential systems of the aircraft if the remaining electrical system fails.
  • the flywheel (s) can be brought to the desired speed relatively easily and quickly ( ⁇ 60 seconds) on the ground. This is an outstanding advantage of flywheels over batteries as energy storage devices. It is known that the charging times for batteries are very long, especially when the battery is to be fully charged. Instead of bringing the flywheel (s) in the aircraft to this target speed, a modular system is also possible in which the flywheels can be easily exchanged via modules. In this case, the flywheel used on the ground is exchanged in a modular fashion for a flywheel that is already charged and rotating at the setpoint speed.
  • this drive system can be used until the take-off release to actually keep the charged installed flywheels at the desired target speed until take-off release.
  • the aircraft On the ground, the aircraft can be connected to a power supply so that the necessary energy can be readily made available. The range can thus be increased. This means that many start-up processes can be carried out very quickly. If a fuel cell is used as an energy store or energy supplier, it is possible to increase the performance of the fuel cell for a short time by adding an additive.
  • Such a short-term increase in output can be advantageous in particular in the start phase and can be carried out for a limited period of time without endangering the function of the fuel cell, for example due to overheating.
  • oxygen or nitrous oxide can be supplied.
  • the additive whether liquid or gaseous, can be carried in a suitable reservoir. An increased supply of oxygen can also be realized from the ambient air.
  • the aircraft can be provided with air guiding systems by means of which air is guided through the device, for example to cool devices, or for the purpose described to cause the rotors to auto-rotate.
  • the air that has entered can advantageously be discharged in a way that leads to an increase in lift.
  • the air is diverted downwards, preferably in the end area of the wing, so that a downwardly directed air flow results through a corresponding guidance of the air guide channels, which contributes to increasing the lift.
  • the Meredith effect can be used and the heat can be dissipated by an air flow that is guided through the aircraft by a suitable air duct system.
  • the heat given off causes the air to expand, which accelerates the flow of air.
  • This accelerated air flow can be used through suitable outlet openings to increase the lift, as stated, or also to increase the propulsion, in that it is released against the direction of flight.
  • FIG. 1 shows the aircraft according to the invention from above; the arrangement of the individual components in the aircraft is not apparent, but has already been adequately described.
  • Figure 2 shows a wing half in cross section at the point at which an air duct is provided in the wing.
  • the air duct 8 shown in Figure 2 extends not over the entire span of the wing, but only a certain part of it. In this way, the aerodynamic disturbance on the wing nose is kept small; on the other hand, the inflow opening 6 is dimensioned sufficiently large to ensure a sufficiently large air flow through the channel 8.
  • the rotor 3 shown schematically is set in autorotation, so that air flows into the rotor shaft from the upper side 9 of the wing via small inflow openings 11 provided in the cover, and on the underside 10 of the wing via comparable outflow openings 12 provided in the cover of the rotor shaft are flowing out. Furthermore, air flows through the rear part of the channel 8 via a cooler 13, which is provided for cooling various components and gives off its heat to the air flowing through the rear area of the channel 8, which heats and expands as a result. This air flows out via an outflow opening 7 arranged on the underside of the wing 10, which is arranged in the rear area of the wing, and improves the aerodynamics, in particular in slow flight behavior, or increases the lift of the entire wing.
  • the aircraft On both sides of the longitudinal axis 1, the aircraft is provided with relatively small wings 2, which, however, are sufficient in area to accommodate three vertical rotors 3 on each side.
  • Two horizontally acting drives 4 are provided in the rear area of the aircraft.
  • the fuselage 5 of the aircraft takes on the payload. These can be passengers or goods.
  • three vertical rotors are provided on each wing.
  • the two inner rotors 3 are designed to rotate right, the larger outer rotor 3 to rotate left.
  • the proportions are designed so that the rotors' torques affecting the aircraft cancel each other out.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)

Abstract

Offenbart wird ein Fluggerät mit sich von der Längsachse nach außen erstreckenden Flügeln (2), in denen jeweils zumindest zwei Rotoren (3) zur Erzeugung einer Auftriebskraft vorgesehen sind, wobei die Rotoren (3) mit zumindest einem Schwungrad verbunden sind, um Antriebsenergie vom Schwungrad zu erhalten, und zumindest ein Elektromotor zum Antrieb der Rotoren und weiterhin ein horizontal wirkender Antrieb vorgesehen sind.

Description

Fluggerät
Die Erfindung betrifft ein Fluggerät, respektive ein Vtol, das über Rotoren/Fans in den Flügeln verfügt, um Auftrieb zu erzeugen, und mit einem horizontalen Antrieb für einen effektiven Flugbetrieb ausgestattet ist.
Es sind zahlreiche Entwürfe für Kleinflugzeuge bekannt, die über Senkrechtstarteigenschaften verfügen sollen (Vtol), um insbesondere in dicht besiedelten Gebieten den Transport von Menschen und Gütern zu ermöglichen. Durch die Entwicklung von leistungsstarken Batterien, ist es möglich geworden, elektrisch betriebene Drohnen für verschiedenste Einsatzzwecke zu entwickeln. Es gibt mittlerweile zahlreiche Anstrengungen mit ähnlicher Technologie, kleine Fluggeräte zu entwickeln, die beispielsweise als Flugtaxi in Städten eingesetzt werden können. Die meisten Konstruktionen beruhen dabei auf einer Vergrößerung der bekannten elektrisch betriebenen Drohnen. Zum Antrieb der Motoren werden dabei Hochleistungsbatterien eingesetzt. Aufgrund des nach wie vor relativ hohen Gewichts der Batterien sowie der eingeschränkten Speicherkapazitäten, sind die erzielbaren Reichweiten und Tragfähigkeiten jedoch bislang sehr beschränkt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Fluggerät zu schaffen, das zum Transport von Menschen und Gütern geeignet ist und dabei bei großer Flugsicherheit eine hohe Reichweite und Tragfähigkeit ermöglicht.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Gemäß der Erfindung weist das Fluggerät einen Flügel mit zwei Flügelhälften beidseits seiner Längsachse auf, der mindestens zwei Rotoren/Fans zur Erzeugung von Vertikalauftrieb aufnimmt. Es ist zumindest eine Energiequelle, beispielsweise ein Schwungrad, vorgesehen, das bevorzugt in Kombination mit anderen Energiespeichern und/oder Energielieferanten wie Brennstoffzellen, Power- bzw. Supercaps, oder unter Umständen auch Verbrennungsmotoren, den oder die Antriebsmotoren für die Rotoren/Fans mit Energie versorgt. Durch das Vorsehen zweier Rotoren/Fans am Flügel wird eine hohe Sicherheit gewährleistet, da der Ausfall eines Rotors nicht zwangsläufig zum Absturz führt. Vorteilhaft sind die Rotoren/Fans eines Flügels gegenläufig vorgesehen, sodass sich die entstehenden Drehmomente kompensieren. Des Weiteren ist ein üblicher horizontal wirkender Antrieb vorgesehen. Hierbei kann es sich um einen herkömmlichen ggf. ummantelten Propellerantrieb handeln. Es können aber grundsätzlich alle Arten von Antrieben zum Einsatz kommen. Zweckmäßig ist auch dieser Antrieb doppelt ausgelegt, um die Flugsicherheit weiter zu erhöhen und bei hoher Effizienz bzw. Reichweite höhere Geschwindigkeiten zu erzielen.
Es können zwei Rotoren übereinandergestapelt vorgesehen sein. Im Folgenden wird grundsätzlich nur noch von Rotor oder Rotoren gesprochen, wobei diese auch als Fan bzw. Fans gestaltet sein können.
Am Flügel müssen selbstverständlich Luftein- und Austrittsöffnungen vorgesehen sein, um den gewünschten Auftrieb zu erzeugen. Dabei kann der Flügel im Bereich des Rotors komplett ausgespart sein, sodass der Rotor vom Flügel gewissermaßen nur ummantelt wird. Es kann aber zweckmäßig sein, kleinere Aussparungen vorzusehen. Soll das Fluggerät für hohe Fluggeschwindigkeiten ausgelegt werden, ist es zweckmäßig, diese Öffnungen im Normalflug ganz oder teilweise zu verschließen, um den Luftwiderstand zu reduzieren und die Effektivität des Flügels zu erhöhen. Dies kann über Klappensysteme geschehen, wie sie bei konventionellen Flugzeugen zur Variation der Flügelfläche und Geometrie Verwendung finden. Es können aber auch Jalousiesysteme zum Einsatz kommen, die in offenem Zustand die Luft durchströmen lassen und durch Verschwenken der Jalousien die Öffnungen verschließen.
Es kann zweckmäßig sein, auch im Normalflug die Rotoren nichtangetrieben mitdrehen zu lassen, um nach dem Gyrokopterprinzip Auftrieb zu erzeugen. Weiterhin kann beim antriebslosen aber mitdrehenden Rotor Energie über Generatoren rekuperiert werden (KERS). Um ein erwünschtes Mitdrehen der nichtangetriebenen Rotoren im Normalflug zu ermöglichen, kann im Flügel ein Luftleitsystem integriert sein, das im Normalflug Luft zum Rotor leitet. Hierzu muss zumindest eine Lufteintrittsöffnung vorgesehen sein, die grundsätzlich an einem beliebigen Bereich des Fluggeräts angeordnet sein kann. Diese kann sich also auch am Rumpf befinden. Die zumindest eine Öffnung kann aber auch am Flügel in der Flügelnase an der Ober- oder Unterseite vorgesehen sein, wobei die Position der Eintrittsöffnung oder der Eintrittsöffnungen an einem Bereich des Rumpfs oder Flügels angeordnet wird, an dem mit den geringsten strömungstechnischen Nachteilen zu rechnen ist. Die Öffnung bzw. mehrere Öffnungen können ganz oder teilweise verschließbar sein, um, falls kein Lufteintritt erforderlich ist, die Aerodynamik zu verbessern. Dabei kann die Öffnung auch durch ein Gitter abgedeckt sein, um zum einen zumindest weitgehend das Einsaugen von Fremdkörpern zu verhindern, und zum anderen ebenfalls die Aerodynamik zu verbessern. Die Eintrittsöffnung kann eine Fläche aufweisen, die zumindest weitgehend im rechten Winkel zur Flugrichtung orientiert ist. Von der Eintrittsöffnung bzw. den Eintrittsöffnungen wird die Luft über einen oder mehrere Kanäle zu den Rotoren geleitet, um diese in Rotation zu versetzen. Hierbei kann sich der Querschnitt des Kanals verändern, um beispielsweise durch eine Verengung Düseneffekte hervorzurufen. Selbstverständlich muss eine Austrittsöffnung stromab für die eingeleitete Luft vorhanden sein. Der Querschnitt des Strömungskanals kann also variieren, um den angesprochenen Düseneffekt zu erzielen, wobei sich der Kanal, ähnlich einer Venturidüse, von der Eintrittsöffnung her verengt, um sich dann zu der Austrittsöffnung wieder zu erweitern. Unterstützt wird die Effizienz durch eine BWB- (Blended Wing Body) Konstruktion.
Komponenten des Fluggeräts können eine Kühlung benötigen. Hierfür können herkömmliche Wärmetauscher eingesetzt werden, die beispielsweise die am Fluggerät vorbeiströmende Luft zum Wärmeaustausch nutzen. Es kann jedoch auch die beschriebene, zumindest eine Öffnung und/oder das Luftleitsystem im Flügel oder Fluggerät genutzt werden, um Kühlluft zur Verfügung zu stellen. Hierbei können beispielsweise im Luftleitsystem durchströmte Wärmetauscher vorgesehen sein, um die durch das Luftleitsystem strömende Luft zur Abkühlung der genannten Komponenten zu nutzen. Ebenso kann die zumindest eine Öffnung bzw. das Luftleitsystem genutzt werden, um Komponenten wie einem Verbrennungsmotor oder einer Brennstoffzelle den für den Betrieb erforderlichen Sauerstoff bzw. die erforderliche Luft zur Verfügung zu stellen.
Der bzw. die Flügel können einteilig oder mehrteilig gestaltet sein. Dabei können selbstverständlich Klappensysteme, wie sie bekannt sind, eingesetzt werden. Es können Klappen zu Steuerzwecken vorgesehen werden, oder auch Landeklappen. Der Flügel kann auch mehrteilig mit verschwenkbaren klappenartigen Segmenten versehen sein, um beispielsweise die Wölbung zu erhöhen und ähnlich einer Landeklappe im Langsamflug den Auftrieb zu erhöhen. Eine derartige Gestaltung ist insbesondere von Interesse, wenn das Fluggerät herkömmlich auf einer Landebahn gelandet wird. Kommen mehrteilige Flügelkonstruktionen zum Einsatz, bspw. durch das Vorsehen von verschwenkbaren Klappen am Ende des eigentlichen Flügels, die fest vorgesehen sein können oder, wie bei herkömmlichen Flügeln realisiert, ausfahrbar sind, können die erforderlichen Luftaustrittsöffnungen im Bereich zwischen dem eigentlichen Flügel und der Klappe oder Flügelverlängerung vorgesehen sein. Die Austrittsöffnung kann in mehrere Öffnungen unterteilt sein, und einen Luftaustritt auf die Flügelober- und/oder Unterseite gewährleisten. Grundsätzlich wird bevorzugt, dass der gesamte Luftaustritt auf der Flügelunterseite stattfindet, die Austrittsöffnung bzw. Austrittsöffnungen sich somit auf der Flügelunterseite ggf. zwischen dem eigentlichen Flügel und der genannten Klappe befinden. Es kann sich aber auch ein Kanalsystem durch die genannte Klappe oder Flügelverlängerung hindurch erstrecken und die Austrittsöffnung exakt an der Hinterkante der Klappe oder der Flügelverlängerung vorgesehen sein.
Durch ein Mitdrehen der nichtangetriebenen Rotoren im Normalflug kann Energie rekuperiert werden. Hierzu kann ein Generator bzw. Antriebsmotor vorgesehen sein, oder der Antriebsmotor des Rotors kann als Generator wirken. Durch das Mitdrehen der Rotoren wird ein Autorotationseffekt erzeugt, der den Auftrieb im Horizontalflug unterstützt, was zu mehr Effizienz bzw. zu einer Verbrauchsreduzierung führt. Grundsätzlich ist es aus aerodynamischen Gründen vorteilhaft, die Öffnungen an Flügelober- und Unterseite, über die der Rotor Luft ansaugt bzw. ausströmt, im Horizontalflug zu verschließen, um die Umströmung des Flügels nicht zu stören. Insbesondere das Verschließen der oberen Öffnung am Flügel hat einen großen aerodynamischen Effekt. Soll jedoch ein Autorotationseffekt genutzt werden, um zusätzlich Auftrieb zu erzeugen, muss der Rotor in der Lage sein, von der Flügeloberseite Luft anzusaugen und diese auf die Unterseite auszugeben. Das heißt, es darf keine vollständige Verschließung der Öffnungen stattfinden. Ein Verschlusssystem kann daher so ausgestaltet sein, dass zumindest Teile der Öffnungen freibleiben oder wiederum eine Vielzahl von Öffnungen vorgesehen ist, beispielsweise in Form von über die Fläche verteilten Bohrungen, über die Luft angesaugt und ausgestoßen werden kann. Die Öffnungen sind in Größe und Anordnung dabei so über den für den Rotor vorgesehenen Durchlässen angeordnet, dass die Aerodynamik am Flügel möglichst wenig gestört, ggf. sogar verbessert wird, da der Unterdrück auf der Flügeloberseite und der Überdrück an der Flügelunterseite verstärkt werden.
Eine Energierekuperation kann auch zusätzlich am horizontal wirkenden Antrieb vorgesehen sein und beispielsweise im Sinkflug bzw. bei Verlangsamung der Fluggeschwindigkeit, also immer wenn kein zusätzlicher Vortrieb benötigt wird, Energie rekuperieren wenn ein entsprechender Antrieb, beispielsweise ein gemantelter Propellerantrieb, vorgesehen ist.
Bei Hubschraubern besteht das Problem, dass das gegen die Flugrichtung drehende Blatt des Rotors einen hohen Luftwiderstand erzeugt. Um derartige Effekte bei den verwendeten Rotoren zu vermeiden, können diese, da sie im Flügel eingebettet sind, mittels geeigneter Luftleitflächen teilweise abgeschattet werden, um entsprechende Widerstände zu reduzieren, zumindest für die gegen die Flugrichtung drehenden Rotorblätter, also die jeweils sozusagen gegen die Flugrichtung drehenden Rotorblätter des Rotors. Wegen des eingebetteten Rotors und der angesprochenen Abschirmung der Rotorblätter kann der Luftwiderstand vermindert werden, das heißt, die Effizienz erhöht werden, was zu einem geringeren Verbrauch führt, oder bei vergleichbarem Energieaufwand eine höhere Fluggeschwindigkeit erzielt werden.
Es können an einem Flügel aber auch mehr als zwei Rotoren vorgesehen werden. Grundsätzlich ist eine gerade Zahl von Rotoren zu bevorzugen, da bei gegenläufiger Gestaltung bei identischen Rotoren die entstehenden Drehmomente ausgeglichen werden können. Dieser Effekt kann jedoch auch bei einer ungeraden Anzahl von Rotoren erreicht werden, indem beispielsweise die zwei linksdrehenden Rotoren kleiner ausgelegt werden als der gegenläufig rechtsdrehende Rotor, sodass es ebenfalls zu einer Kompensation kommt. Vorteilhaft wird jeder Rotor über einen Elektromotor angetrieben, der seine Energie aus einem beliebigen Energiespeicher und/oder auch aus einem Generator bezieht. Wesentlich ist dabei, dass zumindest ein Teil der benötigten Energie von einem oder mehreren Schwungrädern geliefert wird. Vorteilhaft ist jedem Rotor ein Schwungrad zugeordnet. Dieses kann (mechanisch) mit dem Rotor verbunden sein oder seine Energie mittels eines Generators elektrisch zur Verfügung stellen. Eine lediglich elektrische Verbindung der Schwungräder und ihrer Generatoren mit den Antriebsmotoren hat den großen Vorteil, dass die Schwungräder mit den zugeordneten Generatoren beliebig im Fluggerät angeordnet werden können. Es kann somit unabhängig von der Anordnung der Antriebsmotoren für die Rotoren der günstigste Platz für die Schwungräder mit Generatoren gewählt werden. Beispielsweise können die Schwungräder mit ihren Generatoren möglichst weit außen im Flügel angeordnet werden, um einen möglichst starken Stabilisierungseffekt im Flug zu erzielen, was anschließend erläutert wird. Aber auch eine zentrale Anordnung kann vorteilhaft sein, um die Flügel so leicht wie möglich zu bauen, und die schweren Komponenten des Fluggeräts möglichst zentral anzuordnen. Moderne Schwungräder speichern bei kompakten Abmessungen und vergleichbar geringem Gewicht eine hohe Energie/Leistung. Die Schwungräder können am Boden vor dem Abheben des Fluggeräts auf die gewünschte Drehzahl gebracht werden, und dann beispielsweise zum Abheben des Fluggeräts ggf. bis zum Erreichen der Sollflughöhe eingesetzt werden. Insbesondere beim Abhebevorgang und Steigflug wird relativ viel Energie/Leistung benötigt, die auf diese Weise einfach zur Verfügung gestellt werden kann. Des Weiteren wird durch die Rotation der Schwungräder das Fluggerät zusätzlich stabilisiert.
Vorteilhaft ist das System so ausgelegt, dass das oder die Schwungräder während der gesamten Flugdauer mit einer Drehzahl rotieren, die eine Mindestdrehzahl nicht unterschreitet. Auf diese Weise wird zum einen die angesprochene Stabilisierung während des gesamten Flugs erreicht, zum anderen wird ein zusätzlicher Notenergiespeicher geschaffen, der bei Ausfall anderer Energiespeicher genügend Energie für eine Notlandung zur Verfügung stellt. Weiterhin wird es durch das Vorsehen eines Energiespeichers, der über die gesamte Flugdauer eine Mindestenergie aufweist, ermöglicht, Spannungsschwankungen im elektrischen System auszugleichen. Insbesondere wenn mit einem Hochvoltsystem gearbeitet wird, dessen Spannung für diverse Verbraucher deutlich reduziert werden muss, sind Spannungsschwankungen zu vermeiden, vor allem da diverse Einrichtungen, beispielsweise Brennstoffzellen, negativ auf Spannungsschwankungen reagieren. Insbesondere Schwungräder haben sich hierzu als besonders geeignet erwiesen, da schnell größere Energiemengen entnommen werden können und auf der anderen Seite ein Wiederbeschleunigen des Schwungrads auch im Flug ohne größere Probleme möglich ist. Auf diese Weise kann das interne elektrische System gut stabilisiert werden.
Um das oder die Schwungräder während des gesamten Flugs auf einer Minimaldrehzahl halten zu können, kann es erforderlich sein, einen Antrieb vorzusehen, der auch während des Flugs in der Lage ist, das oder die Schwungräder anzutreiben. Durch das Vorsehen des oder der Schwungräder wird die Flugsicherheit erhöht, da ein extrem zuverlässiger Energiespeicher zur Durchführung einer Notlandung zur Verfügung gestellt wird.
Vorteilhaft ist jedem Motor ein Schwungrad zugeordnet, wobei auch der horizontal wirkende Antrieb mit einem oder mehreren Schwungrädern versehen werden kann, um im Prinzip dieselben Vorteile zu erreichen. Beispielsweise kann die Energie zum Beschleunigen des Fluggeräts auf die gewünschte Fluggeschwindigkeit zumindest zu einem großen Teil einem Schwungrad entnommen werden.
Grundsätzlich ist es vorteilhaft, das Schwungrad/die Schwungräder am Boden aufzuladen, daher auf ihre Maximaldrehzahl zu bringen, um so unabhängig von der weiteren Energieversorgung Energie beispielsweise für den Start des Fluggeräts oder zur Beschleunigung des Fluggeräts auf die gewünschte Fluggeschwindigkeit bzw. für den Steigflug auf die beabsichtigte Flughöhe zur Verfügung zu stellen. Für die Fälle, dass am potentiellen Landeplatz des Fluggeräts keine Vorrichtung zum Aufladen des bzw. der Schwungräder zur Verfügung steht, kann es zweckmäßig sein, dass das bzw. die Schwungräder durch die eigene Energieversorgung des Fluggeräts aufgeladen werden. Ggf. ist ein hundertprozentiges Aufladen auf die Maximaldrehzahl nicht erforderlich, sondern lediglich angepasst an die beabsichtigte Flugstrecke auf eine niedrigere Drehzahl. Insbesondere beim Kurzstreckenbetrieb des Flugzeuggeräts, bei der die gesamte gespeicherte Energie des Fluggeräts nicht ausgeschöpft wird, kann dies eine interessante Option sein, die das Fluggerät autark von der Boden Infrastruktur macht. Hierzu wird, wie bereits beschrieben, das bzw. die Schwungräder durch einen Motor, der von der eigenen Energieversorgung des Fluggeräts gespeist wird, auf die gewünschte Drehzahl gebracht.
Zum Antrieb der Rotoren, aber auch für den Horizontalantrieb, können flachbauende Elektromotoren eingesetzt werden, die nur eine geringe Bauhöhe aufweisen. In diesem Fall können derartige Motoren übereinander eingesetzt werden, also ein Stapel gebildet werden, um die Gesamtleistung zu erhöhen. Die Rotoren können gleichlaufend zweckmäßig mit versetzten Rotorblättern oder gegenläufig vorgesehen werden. Für den Horizontalantrieb ist ein ummantelter Propeller vorteilhaft. Hierdurch wird die Geräuschemission vermindert, und eine hohe Effektivität erreicht. Der Horizontalantrieb kann schwenkbar gestaltet sein.
Durch den Einsatz der erläuterten Schwungräder können andere Komponenten, wie beispielsweise Batterien oder bei Hybridantrieben ein Verbrennungsmotor oder eine Brennstoffzelle, im Allgemeinen andere Energiespeicher oder Lieferanten, schwächer und damit kleiner und leichter ausgelegt werden. Mittels moderner Schwungradtechnologie lassen sich die zum Fliegen erforderlichen Leistungsspitzen zumindest weitgehend ohne weitere Energiespeicher oder Energielieferanten realisieren. So kann die für den Steigflug benötigte Energie zumindest hauptsächlich ohne Weiteres durch Schwungräder zur Verfügung gestellt werden. Dabei kann das Fluggerät in dem Zeitraum, in dem die Schwungräder Energie abgeben, auf eine relativ große Flughöhe gebracht werden, von der aus es dann unter Umständen sogar im Gleitflug jedenfalls mit geringem zusätzlichen Energiebedarf die angestrebte Reichweite bis zur Landung erreicht. Weiterhin können die Schwungräder zur Regelung der Fluglage eingesetzt werden, indem deren Drehzahl entsprechend geregelt wird. Zweckmäßig wird der Rumpf des Fluggeräts so gestaltet, dass er im Horizontalflug ebenfalls Auftrieb erzeugt. Derartige Gestaltungen sind unter dem Stichwort Lifting Body bekannt. Das Fluggerät kann mit weiteren Sicherheitseinrichtungen versehen sein. Ähnlich einem Ultraleichtflugzeug kann ein fallschirmbasiertes Rettungssystem vorgesehen sein, das ggf. über eine Rakete aktiviert wird. Weiterhin können Airbags an der Unterseite des Fluggeräts insbesondere unter dem Rumpf vorgesehen sein, die im Falle einer zu erwartenden harten Landung aktiviert werden, und den Aufprall abmindern. Auch bei Wasserlandung ergibt sich ein großer Vorteil, da diese Luftkissen (Airbags) als Rettungsinsel dienen können. Eine Aktivierung kann auch automatisch ausgelöst werden, wenn bei Erreichen einer Mindesthöhe eine zu hohe Sinkgeschwindigkeit vorliegt. Das bzw. die genannten Schwungräder können mittels eines oder mehrerer Generatoren auch herangezogen werden, um beim Ausfall des übrigen elektrischen Systems einen Notstrom für die Versorgung der wesentlichen Systeme des Fluggeräts zur Verfügung zu stellen.
Das bzw. die Schwungräder können am Boden relativ problemlos und schnell (< 60 Sek.) auf die gewünschte Drehzahl gebracht werden. Dies ist ein herausragender Vorteil der Schwungräder gegenüber Batterien als Energiespeicher. Bekanntlich sind die Ladezeiten bei Batterien sehr hoch, insbesondere wenn die Batterie vollständig geladen werden soll. Anstelle das oder die Schwungräder im Fluggerät auf diese Solldrehzahl zu bringen, ist auch ein modulares System möglich, bei dem die Schwungräder über Module einfach austauschbar sind. In diesem Fall wird am Boden das genutzte Schwungrad vor dem Start modular gegen ein bereits aufgeladenes mit Solldrehzahl rotierendes Schwungrad getauscht. Ist das Fluggerät mit einem Antriebsmechanismus zum Antrieb der Schwungräder ausgerüstet, um diese beispielsweise im Flug auf einer gewünschten Mindestdrehzahl zu halten, kann dieses Antriebssystem bis zur Startfreigabe genutzt werden, um die aufgeladenen installierten Schwungräder tatsächlich bis zur Startfreigabe auf der gewünschten Solldrehzahl zu halten. Am Boden kann das Fluggerät mit einer Stromversorgung verbunden sein, sodass die nötige Energie ohne weiteres zur Verfügung gestellt werden kann. Die Reichweite kann so erhöht werden. Damit können viele Startvorgänge sehr schnell durchgeführt werden. Wird eine Brennstoffzelle als Energiespeicher oder Energielieferant verwendet, ist es möglich, die Leistung der Brennstoffzelle kurzfristig durch Zufügen eines Additivs zu erhöhen. Eine solche kurzfristige Leistungserhöhung kann insbesondere in der Startphase vorteilhaft sein und für einen beschränkten Zeitraum durchgeführt werden, ohne die Funktion der Brennstoffzelle, zum Beispiel wegen Überhitzen, zu gefährden. Hierzu ist die Zuführung von Sauerstoff oder Lachgas möglich. Das Additiv, ob flüssig oder gasförmig, kann in einem geeigneten Speicher mitgeführt werden. Eine erhöhte Sauerstoffzuführung kann auch aus der Umgebungsluft realisiert werden.
Das Fluggerät kann aus verschiedenen Gründen mit Luftführungssystemen versehen sein, mittels derer Luft durch das Gerät geführt wird, zum Beispiel um Einrichtungen zu kühlen, oder zu dem beschriebenen Zweck, eine Autorotation der Rotoren zu bewirken. Das Abführen der eingetretenen Luft kann dabei vorteilhaft in einer Weise erfolgen, die zu einer Erhöhung des Auftriebs führt. Dabei wird die Luft nach unten, bevorzugt im Endbereich des Flügels, ausgeleitet, sodass sich durch eine entsprechende Führung der Luftleitkanäle eine nach unten gerichtete Luftströmung ergibt, die zur Erhöhung des Auftriebs beiträgt.
Durch Motoren und andere Einrichtungen an Bord des Fluggeräts entsteht Wärme, die abgeführt werden muss. Hierbei kann der Meredith-Effekt genutzt werden und die Wärme durch eine Luftströmung abgeführt werden, die durch ein geeignetes Luftführungssystem durch das Fluggerät geführt wird. Die abgegebene Wärme führt zu einer Ausdehnung der Luft, wodurch die Luftströmung beschleunigt wird. Diese beschleunigte Luftströmung kann durch geeignete Austrittsöffnungen zur Erhöhung des Auftriebs, wie ausgeführt, oder auch zur Erhöhung des Vortriebs genutzt werden, indem eine Abgabe entgegen der Flugrichtung erfolgt.
Das grundsätzliche Design des erfindungsgemäßen Fluggeräts wird kurz anhand zweier einfacher schematischer Zeichnungen skizziert. Die Figur 1 zeigt das erfindungsgemäße Fluggerät von oben, die Anordnung der einzelnen Komponenten im Flugzeug ist nicht ersichtlich, aber bereits hinreichend beschrieben. Figur 2 zeigt eine Flügelhälfte im Querschnitt an der Stelle, an der ein Luftführungskanal im Flügel vorgesehen ist. Der in Figur 2 dargestellte Luftführungskanal 8 erstreckt sich nicht über die gesamte Spannweite des Flügels, sondern nur einen bestimmten Teil davon. Auf diese Weise wird die aerodynamische Störung an der Flügelnase kleingehalten, auf der anderen Seite ist die Einströmöffnung 6 hinreichend groß dimensioniert, um einen ausreichend großen Luftstrom durch den Kanal 8 zu gewährleisten. Mittels der einströmenden Luft wird der schematisch dargestellte Rotor 3 in Autorotation versetzt, sodass Luft von der Flügeloberseite 9 über kleine in der Abdeckung vorgesehene Einströmöffnungen 11 in den Rotorschacht einströmt, und auf der Flügelunterseite 10 über vergleichbare Ausströmöffnungen 12, die in der Abdeckung des Rotorschachts vorgesehen sind, ausströmt. Weiterhin strömt Luft durch den hinteren Teil des Kanals 8 über einen Kühler 13, der zur Kühlung diverser Komponenten vorgesehen ist und seine Wärme an die durch den hinteren Bereich des Kanals 8 strömende Luft abgibt, die dadurch erwärmt und expandiert. Diese Luft strömt über eine an der Flügelunterseite 10 angeordnete Ausströmöffnung 7, die im hinteren Bereich des Flügels angeordnet ist, aus, und verbessert die Aerodynamik insbesondere im Langsamflugverhalten bzw. erhöht den Auftrieb des Gesamtflügels.
Beidseits der Längsachse 1 ist das Fluggerät mit relativ kleinen Flügeln 2 versehen, die jedoch von ihrer Fläche ausreichend sind, um auf jeder Seite drei Vertikalrotoren 3 aufzunehmen. Im Heckbereich des Fluggeräts sind zwei horizontal wirkende Antriebe 4 vorgesehen. Der Rumpf 5 des Fluggeräts nimmt die Nutzlast auf. Dabei kann es sich um Passagiere oder Güter handeln. Bei dem skizzierten Ausführungsbeispiel sind an jedem Flügel drei Vertikalrotoren vorgesehen. Die beiden inneren Rotoren 3 sind dabei rechtsdrehend, der äußere größere Rotor 3 linksdrehend gestaltet. Die Größenverhältnisse sind dabei so ausgelegt, dass sich die auf das Fluggerät auswirkenden Drehmomente der Rotoren gegenseitig aufheben.

Claims

PATENTANSPRÜCHE
1. Fluggerät mit einem sich von der Längsachse (1) nach außen erstreckenden Flügel (2) mit zwei Flügelhälften, in dem zumindest zwei Rotoren/Fans (3) zur Zeugung einer Auftriebskraft vorgesehen sind, wobei zumindest ein Elektromotor zum Antrieb der Rotoren/Fans (3) und weiterhin ein horizontal wirkender Antrieb (4) vorgesehen sind, und die Rotoren/Fans (3) und/oder der Elektromotor mit zumindest einer Energiequelle verbunden ist, um Antriebsenergie von der Energiequelle zu erhalten .
2. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass an jedem Flügel (2) zwei oder drei oder mehrere Rotoren/Fans (3) vorgesehen sind .
3. Fluggerät nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass jeder Rotor/Fan (3) über einen Elektromotor verfügt.
4. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Energiequelle ein Schwungrad ist, wobei bevorzugt jedem Rotor/Fan (3) ein Schwungrad zugeordnet ist.
5. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Schwungrad mechanisch mit zumindest einem Rotor/Fan verbindbar oder verbunden ist oder am Schwungrad ein Generator vorgesehen ist, von dem Strom einem Elektromotor zugeführt werden kann .
6. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass außer dem Schwungrad noch zumindest ein weiterer Energiespeicher, wie eine Batterie oder ein Powercap, und/oder zumindest ein Stromerzeuger, wie eine Brennstoffzelle oder ein Generator mit Verbrennungsmotor, vorgesehen ist.
7. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass an jedem Flügel (2) zumindest zwei gegenläufige Rotoren/Fans vorgesehen sind .
8. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass, falls an einem Flügel (2) eine ungerade Anzahl an Rotoren/Fans (3) vorgesehen ist, zumindest ein Rotor/Fan (3) gegenläufig vorgesehen ist, wobei das Rotationsmoment dieses Rotors/Fans (3) dem Gesamtrotationsmoment der andersherum rotierenden Rotoren/Fans (3) entspricht.
9. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass das oder die Schwungräder im Flug immer auf einer Mindestdrehzahl gehalten werden.
10. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das oder die Schwungräder im Flug aufgeladen, also über einen Antrieb beschleunigt werden können, wobei als Antrieb ein Antrieb vorgesehen sein kann, derEnergie aus einer Rekuperationseinrichtung erhält, die zumindest im Sinkflug Energie rekuperiert.
11. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass der horizontal wirkende Antrieb (4) auch mit einem Energiespeicher, bevorzugt einem Schwungrad, verbunden ist.
12. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass Lufteintritts- und/oder -austrittsöffnungen der im Flügel vorgesehenen Rotoren/Fans zumindest teilweise verschließbar sind, wobei Öffnungen in der Verschließeinrichtung vorgesehen sein können.
13. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass im Flügel (2) Leitungssysteme zum gezielten Anströmen der Rotoren/Fans (3) mit Luft vorgesehen sind, wobei die Einlassöffnung der Leitungssysteme am Flugzeugrumpf (5) der Flügelnase, Flügeloberseite oder bevorzugt an der Flügelunterseite vorgesehen sind, und bevorzugt verschließbar gestaltet sind, wobei ein Kanal als Leitungssystem vorgesehen sein kann, der eine Anströmung aller Rotoren/Fans (3) eines Flügels (2) ermöglicht.
14. Fluggerät nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass das Leitungssystem einen sich ändernden Querschnitt aufweist (Düsenfunktion).
15. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der Rotoren/Fans (3) Luftleitflächen vorgesehen sind, die Schaufeln der Rotoren/Fans (3) abschirmen, um den Luftwiderstand zu vermindern.
16. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, dass an der Hinterkante des oder der Flügel Klappen optional ausfahrbar vorgesehen sind, die verschwenkbar sind, wobei zwischen dem eigentlichen Flügel und der Kappe zumindest eine Luftaustrittsöffnung bevorzugt an der Flügelunterseite vorgesehen ist.
17. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass Rotoren/Fans von mindestens zwei flachbauenden, übereinander gestapelten Elektromotoren angetrieben werden, die jeweils über einen Satz Rotorblätter verfügen, wobei die zwei Sätze Rotorblätter gegenläufig antreibbar sein können.
18. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 17, gekennzeichnet durch eine Rotorblattabschirmung im Flügel, mittels der die gegen die Flugrichtung drehenden Rotorblätter zumindest teilweise abgeschirmt werden, um den Luftwiderstand zu minimieren.
19. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 18, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät mit einem Lifting Body und/oder einem Blended Wing Body ausgestattet ist.
EP20736947.1A 2019-06-28 2020-06-26 Fluggerät Withdrawn EP3990347A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102019117553.4A DE102019117553B4 (de) 2019-06-28 2019-06-28 Fluggerät
PCT/EP2020/068025 WO2020260581A1 (de) 2019-06-28 2020-06-26 Fluggerät

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP3990347A1 true EP3990347A1 (de) 2022-05-04

Family

ID=71515123

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP20736947.1A Withdrawn EP3990347A1 (de) 2019-06-28 2020-06-26 Fluggerät

Country Status (3)

Country Link
EP (1) EP3990347A1 (de)
DE (1) DE102019117553B4 (de)
WO (1) WO2020260581A1 (de)

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB191221384A (en) 1912-09-19 1913-09-18 John Wills Cloud Improvements relating to Balancing Mechanism for Aerial and other Vehicles.
US5244167A (en) 1991-08-20 1993-09-14 John Turk Lift augmentation system for aircraft
US8002216B2 (en) 2007-06-15 2011-08-23 Darwin Kent Decker Solar powered wing vehicle using flywheels for energy storage
DE102009033821A1 (de) 2009-07-18 2011-01-20 Burkhard Wiggerich Fluggerät
WO2012035178A1 (es) 2010-09-14 2012-03-22 Munoz Saiz Manuel Sistema y procedimiento sustentador, propulsor y estabilizador para aeronaves de despegue y aterrizaje vertical
DE202015003815U1 (de) 2015-05-27 2015-07-22 Maximilian Salbaum Senkrecht startend- und landendes Flugzeug mit elektrischen Mantelpropellern
US10246184B2 (en) * 2015-12-02 2019-04-02 Jon M. Ragland Aircraft with internally housed propellor units
GB2555439A (en) * 2016-10-27 2018-05-02 Mono Aerospace Ip Ltd Vertical take-off and landing aircraft and control method
US10479496B2 (en) 2016-10-31 2019-11-19 Lockheed Martin Corporation Magnetic orientation detent with motor assist

Also Published As

Publication number Publication date
DE102019117553B4 (de) 2021-11-18
DE102019117553A1 (de) 2020-12-31
WO2020260581A1 (de) 2020-12-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2571762B1 (de) Kippflügel-flugzeug
EP2844556B1 (de) Hybridflugzeug
DE102014224637B4 (de) Hybrid-Elektro-Antriebssystem für ein Flugzeug
DE102018116144B4 (de) Luftfahrzeug
DE102020211638A1 (de) Vertikal startende und landende luftmobilität
DE2008076A1 (de) Senkrechtstarter
EP3980637B1 (de) Luftfahrzeug mit mantelpropellerantrieb
DE112019006169B4 (de) SENKRECHT STARTENDEs UND LANDENDES LUFTFAHRZEUG
DE102016125656A1 (de) Kühlsystem für ein Luftfahrzeug und Kühlverfahren
DE102016120671B4 (de) Luftfahrzeug in Tailsitter-Konfiguration und dessen Verwendung
DE102019117553B4 (de) Fluggerät
DE102018116167B4 (de) Luftfahrzeug
DE102017108543B4 (de) Senkrechtstartendes Flugzeug, dessen Antrieb Drehkolbenkraftmaschinen mit kontinuierlichem Brennprozess und Schubrichtungsschwenkanlagen aufweist
DE10156868A1 (de) Antriebssystem für ein Fluggerät
DE102019009187A1 (de) Fluggerät
DE102015000703B4 (de) Starrflügler-Fluggerät mit abnehmbaren Horizontalantrieben
DE102020007836A1 (de) Fluggerät mit Flügeln und Betriebsverfahren
DE102021204444A1 (de) Vorrichtung zur schuberzeugung für den lufttransport
WO2022069540A1 (de) Luftfahrzeug
WO2020193364A1 (de) Flugvorrichtung
DE102018112312A1 (de) Luftfahrzeug mit mindestens einem Range-Extender
DE102020118710B4 (de) Flugschrauber mit hybridem Antrieb
DE102021202824A1 (de) Luftmobilitätsfahrzeug
DE102018116150B4 (de) Luftfahrzeug
EP3492386A1 (de) Flugzeug mit stromversorgung

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20220127

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20230816

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN WITHDRAWN

18W Application withdrawn

Effective date: 20231214