WO2000073141A2 - Leichter-als-luft-flugapparat und verfahren zum ausbalancieren des flugapparates und absetzen einer an diesem befestigten last - Google Patents

Leichter-als-luft-flugapparat und verfahren zum ausbalancieren des flugapparates und absetzen einer an diesem befestigten last Download PDF

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WO2000073141A2
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control
rudder
ballast
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Berthold Knauer
Bernd Hoffmann
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
    • B64B1/22—Arrangement of cabins or gondolas
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/02—Non-rigid airships
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B66—HOISTING; LIFTING; HAULING
    • B66C—CRANES; LOAD-ENGAGING ELEMENTS OR DEVICES FOR CRANES, CAPSTANS, WINCHES, OR TACKLES
    • B66C13/00—Other constructional features or details
    • B66C13/04—Auxiliary devices for controlling movements of suspended loads, or preventing cable slack
    • B66C13/08—Auxiliary devices for controlling movements of suspended loads, or preventing cable slack for depositing loads in desired attitudes or positions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B66—HOISTING; LIFTING; HAULING
    • B66F—HOISTING, LIFTING, HAULING OR PUSHING, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, e.g. DEVICES WHICH APPLY A LIFTING OR PUSHING FORCE DIRECTLY TO THE SURFACE OF A LOAD
    • B66F19/00—Hoisting, lifting, hauling or pushing, not otherwise provided for

Definitions

  • the invention relates to a lighter-than-air aircraft according to the preamble of claim 1, comprising a plurality of ballast tanks and a lowerable load lifting device for depositing a load fastened in a loading bay on the floor, with a tail unit and rudder devices attached thereto, with a control arrangement with the control axles for controlling the aircraft, whereby the aircraft can be positioned in each axis by means of a rudder deflection of the rudder device, and damping elements are provided in the aircraft to reduce vibrations to a level sufficient for safe flight operations.
  • the invention further relates to a method for balancing the position of the lighter-than-air aircraft when setting down a load.
  • the invention further relates to a method for depositing a load attached to the lighter-than-air aircraft onto the ground according to the preamble of claim 29.
  • Aircraft are known from practice, which are intended to be used to transport loads.
  • a significant problem with the known aircraft is that these loads cannot be exactly deducted. Rather, it is necessary to maneuver the load's center of gravity directly over the drop-off point or to transport the load further by land after setting down. Other aircraft land near the destination and unload their specially designed loading bays.
  • GB-A-2 055 728 shows an LTA flight apparatus with a lowerable load lifting device arranged in the keel area with a lowerable pallet in order to place loads on a drop point and to take up new loads.
  • the load lifting device comprises a gantry crane arrangement with a loading bay and a loading bay which closes the loading bay and the load load-bearing pallet
  • the platform is anchored to the ground by anchors.After unloading and reloading, the anchors are released and the platform is pulled into the aircraft via a winch.Procedures and means for balancing the aircraft in extreme slow flight or in limbo not provided Furthermore, the aircraft must land directly with the loading bay over the intended drop-off point, since the pallet can only carry out lifting movements
  • US-A-3,393,769 shows a device for lowering a load on a platform which is held in a certain position floating on ropes.
  • the device which is oriented as a work platform and for receiving a load, is connected upwards with a floating balloon the entire arrangement is stabilized by a rope tension connected to the floor
  • Rope tensioning of the known arrangement only serves to stabilize the load in a very specific position.
  • Load securing units that detect or prevent accelerated movement of the working platform are not provided in the known arrangement.
  • the known rope tensioning has no safety function for the load. There is only rope tension between the load and the load suspension, as well as a separate bracing with a fixed reference point on the floor
  • FR-A-2 364 854 shows a suspension device for a load which is arranged in a frame.
  • the entire arrangement hangs on a rope on a steerable missile (suspended crane) by means of a cable pull system which attacks at least three points in the outer corner region of the load , the load is fixed at certain anchor points on the ground near the point of attachment of the load.
  • the load is secured by a rope tension during a settling or lifting process, whereby the load is guided during this process.
  • the rope tension includes an adjustable connection between the load and of the fixed anchor point on the ground If the center of gravity of the cargo is shifted, compensation is made on a load suspension with the airship, so that the load suspension can be tracked after a shift in the center of gravity
  • the rudder deflection can be modulated with a control pulse, which includes an additional rudder deflection with a damping effect
  • the load lifting device is designed to be movable along a longitudinal direction and / or a transverse direction of the loading bay, so that a load from the air can be accurately deposited at a deposit point
  • the object regarding the balancing of the load according to the preamble of claim 20 is achieved by the steps of determining the moment which acts on the aircraft due to the distance of the load from the center of gravity of the aircraft and balancing the moment by simultaneously pumping ballast water from a ballast-facing tank into a tank away from the ballast
  • the object regarding the precise load depositing according to the preamble of claim 29 is achieved by the steps of attaching the aircraft by means of ropes or the like to correspondingly heavy fastening elements on the ground, depositing the load, lifting a ballast unit and loosening the ropes
  • the aircraft according to the invention makes it possible to attach and transport a load of several tons, for example up to 40 t, to the load lifting device.
  • the load lifting device enables the load to be raised or lowered, the hawser which connects the load lifting device to the aircraft. is sufficiently long to release the load from the flying apparatus even when it is in a standing position of, for example, 50 m above the place of set-down
  • the final shift which is required, generally only occurs immediately before touchdown, when a rotation has already been made to produce the desired orientation and the load hovers only slightly offset from the touchdown location.
  • a damping arrangement including the tail units is proposed. At the same time there is access to an existing rowing machine or a possibility to influence a part of the rudder angle.
  • the control arrangement In the event of a lack and to support insufficient aerodynamic damping, the control arrangement generates damping rudder forces which are superimposed on the active control forces, so that vibrations which occur are reduced to an acceptable level for the operation of the aircraft in a wide speed range.
  • the damping elements adapt to the flight characteristics. In principle, these damping rudder forces can be applied to movements about all axes of the airship, which can be influenced via aerodynamic control surfaces.
  • the damping element consists of a program for processing position and movement data either within an existing or in a separate flight attitude computer.
  • the damper has the following structure:
  • ⁇ R is a control pulse, proportional to a differential rudder deflection with which the current rudder deflection ⁇ R is modulated (addition of the rudder deflections) ⁇ R ⁇ - ⁇ R + ⁇ R.
  • the quotient (1 + v) takes the
  • ⁇ t includes a comparison of a predeterminable angular velocity c ⁇ with the actual angular velocity, as determined by the deflection of a
  • the load lifting device expediently has an integrated scale, which makes it possible to permanently record the weight of the load on the load lifting device. This is expedient because when the load is set down, for example when the load partially touches its bottom surface while the remaining weight is still borne by the load lifting device, the moment load changes.
  • a load that has been set down or is in the process of being set down is expediently replaced by a replacement or compensating load, the weight of which is permanently or initially different from the weight of the load.
  • This balancing load could, for example, be a ballast body, which is then filled with a lot of ballast water in order to achieve an approximately equal weight force as that of the transported load.
  • the load lifting device with the integrated Scale outputs the recorded value to a control system, two independent transmission paths preferably ensuring that error and failure safety of the scale enables the measured weight values to be used further for trimming the flying apparatus without safety concerns
  • control arrangement which detect the travel of the load lifting device in the X and Y directions and, knowing the center of gravity of the aircraft and the detected weight and taking into account the lever arm resulting from the distance traveled, acting on the aircraft Calculate the moment that - starting from a stable equilibrium situation of the aircraft - causes a tilting moment of the aircraft.
  • the control therefore advantageously contains damping elements for active vibration damping, especially in the event of a lack and to support an insufficiently aerodynamic Damping due to a lack of or insufficient flow around the control surfaces.
  • damping elements for active vibration damping, especially in the event of a lack and to support an insufficiently aerodynamic Damping due to a lack of or insufficient flow around the control surfaces.
  • the focus is in the area of active damping, since such an aircraft only has one low self-vaporization
  • Ballast water which is arranged in different ballast tanks of the aircraft at predetermined locations at a distance from the center of gravity of the aircraft, is preferably pumped between the ballast tanks.
  • ballast water can be pumped from a port side tank into a tank located on the starboard side. This results in a relief of the port side by the requested ballast water and a load on the starboard side by the ballast water requested, if known of the required volume or mass and its specific weight, the distance of the ballast tanks from the center of gravity of the flying apparatus and the natural vibration behavior of the ship in the corresponding axis or their combination allows a balancing of the horizontal movement of the load lifting device Move the trolley so that appropriate amounts of water are pumped around here too.
  • ballast tanks arranged further forward or further aft due to the ballast tanks arranged further forward or further aft, the amount of ballast water to be requested due to the Extension of the flying apparatus is less, as is the travel path to be taken into account in the X direction of the load.
  • the air masses of the ballonets are available for trimming in the longitudinal direction.
  • the pumping processes and the Traversing processes are expediently synchronized by the control, a movement of the load in the X or Y direction is no longer permitted if the equilibrium conditions of the resulting moments can no longer be maintained. This can happen, for example, if there is too little balancing water on board , or if the other static and dynamic balance of the flying apparatus requires that the water reserves are not changed any further.
  • a pump is expediently arranged between the ballast water tanks used for the compensation, which pump can be switched by a switching arrangement such that it either pumps ballast water from the first ballast tank into the second or from the second into the first. It is also necessary to actuate the control at the same time of elevator and ballonet ventilation to be able to use rudder deflections and variable balancing air masses to compensate for any torque imbalance in addition to pumping ballast water.However, the main responsibility lies with ballast water tapping, since both the rudder forces available and the balancing air masses depend on the respective weather conditions
  • the thrust vectors the direction and amount of which can be set, can be specified by the control, in particular when lowering a load on the port or starboard side, it will be expedient that the si ch to compensate for the heeling moment resulting from the tipping moment by the opposite effect of the shear vectors.This is particularly expedient in the period in which the load is set down, i.e. when a sudden change in load also means a change in moment
  • the method according to the invention enables a continuous balancing or trimming of the flying apparatus, so that the load transfer method is only insignificantly impaired by external influences.
  • This balancing is expediently carried out using a control program of the control arrangement which at the same time achieves the maximum permissible ride out and the maximum possible ride speeds are limited.
  • the method according to the invention enables for the first time the exact depositing of loads from the stationary suspension of an aircraft tied at four points, which does not hover directly above the place of deposit.This makes it possible to deposit a heavy load even in less calm wind conditions
  • damping signal advantageously intervenes in the transfer function of the control arrangement.
  • An additional stabilizing element for active vibration damping is thus present in the control circuit of the flight attitude control.
  • the damping system acts in the form of passive damping (aerodynamic damping, damping by bondage winds) and active damping (active aerodynamic Damping, anti-wheeling through a ballast distribution, differentiated balloon ventilation and differentiated use of available thrust vectors)
  • active damping active aerodynamic Damping, anti-wheeling through a ballast distribution, differentiated balloon ventilation and differentiated use of available thrust vectors
  • the intervention in the transfer function of the control operation is possible in different ways.
  • the simplest type of intervention is the use of a separate steaming rudder, which in the manner of a trimming rudder only takes up a small part of the total rudder surface.
  • This solution has the advantage that control - and damping contour are completely separated from each other.
  • the disadvantage of this solution is the reduced effectiveness of the steamer, however, the principle of operation of the damping contour does not change as a result.Another possibility requires that the proportionality between control signal and rudder deflection (transfer function) can be changed in a targeted manner
  • the invention extends to the following basic methods of signal transmission in airship controls 1) Use of a distance control, in which the mechanical control signal is converted into an electrical or optical signal, processed electrically or electronically and converted into a rudder movement by means of a rowing machine with the aim of a rudder position proportional to the control signal.
  • the intervention in this contour can take place directly by linking the control with the damper contour without additional mechanical elements in the control contour being required.
  • the damping is advantageously proportional to the increase in the angular acceleration ( ⁇ / ⁇ t) (see formula 1) about the axis to be damped.
  • the angular acceleration is advantageously measured by inertial sensors arranged in pairs in the respective axes.
  • the angular accelerations can be isolated from the axis accelerations by means of a computer by means of a signal comparison of the sensor pairs and then differentiated.
  • the signal is amplified by a freely selectable factor k (see Formula 1).
  • the dynamic properties are to be understood as the natural oscillation behavior, namely natural frequency or oscillation period, damping, dynamic stability.
  • the short-period vibrations around the axes of the object-based coordinate system
  • long-period vibrations vibrations of the object-based coordinate system
  • the control arrangement advantageously has an adapter for adapting the damping effect of the rudder stroke to the flight speed of the LTA aircraft (1 + v).
  • This adjustment is necessary to take into account the changed effectiveness of the tail unit as a function of the flow around it. The higher the flight speed, the more the damper's effect must be reduced.
  • Any parameter proportional to the effectiveness of the rudder can usefully be used.
  • Such parameters can be the device speed (1 + v G ) and the dynamic pressure (1 + q). It is possible to use a suitable parameter> 0 instead of "1".
  • the condition is: (1 + v)> 0
  • the lift of a wing depends on its area, its lift coefficient and the dynamic pressure.
  • the lift factor c A which can be influenced by the rudder deflection, is a suitable control variable. In order to adapt the damping to the speed, its influence must be eliminated or reduced to a certain extent. The rudder deflections would be too low at low speeds and too high at high speeds. In the first case it does not damp properly, in the second case it generates self-excitation. Sufficiently good results can already be achieved on the basis of a linearized influence. In principle, however, a non-linear influence is also possible. That would be the case if the dynamic pressure "q" is used as an influencing parameter.
  • the effectiveness of the damper in the rudder deflection can be reduced or the direction of action reversed. This is advantageously done by comparing a predetermined, freely selectable, or influenceable angular velocity ⁇ (see formula 1) with the actual angular velocity of the actuation of the control device ( ⁇ -) In this way the controllability of the ship remains
  • the steamer can be entrusted with a maximum of +/- 5 °, so that a respective rudder deflection can be limited to +/- 25 °.
  • the rudder angle entrusted to the steamer is limited to a part of the possible rudder angle in order to avoid possible defects or occurring resonances do not endanger flight safety
  • the control axes of the LTA airship advantageously comprise a threshold control unit.
  • the sensitivity of the steamer to the self-vaporization of the airship can be adapted by switching off the steamer below defined minimum angular accelerations.This also prevents self-excitation of the vibration system.
  • the size of the vibration potential left to self-vaporization must be adapted to the dynamic properties of the respective airship
  • the rudder deflections can advantageously have a phase shift with respect to the signal available through the existing angular accelerations.
  • This phase shift is caused by the inertia of the signal processing.
  • the natural vibration frequencies of an airship are comparatively low (less than 0.1 Hz), so that no extreme demands are placed on the signal processing speed
  • the phase shifts resulting from the sum of all delays should not exceed 5% of the oscillation period. If numerical calculation methods are used, the discretization periods must be adapted to this phase shift
  • Fig. 1 shows a perspective view of a Le ⁇ chter-a! S airborne aircraft in the standing position when unloading a payload designed as a building
  • FIG. 2 shows a side view of the lighter-than-air aircraft from FIG. 1 with schematically applied forces
  • FIG. 4 shows a side view of the lighter-than-air aircraft from FIG. 1 with schematically applied forces
  • Fig. 5 shows the aircraft when taking up a balancing load
  • Fig. 6 a and b shows the aircraft in the ballast takeover
  • FIG. 7 shows a schematic cross section through an aircraft according to FIG. 1 with a load to be deposited at a distance from the center of gravity
  • FIG. 8 shows a side view of the airship from FIG. 7
  • FIG. 9 shows a section along the line III-III through the airship from FIG. 8
  • FIG. 10 schematically shows a control arrangement for the airship according to FIG. 1
  • FIG. 12 shows a circuit diagram of a pump device between two ballast tanks of the aircraft according to FIG. 7
  • INVENTION 1 shows a perspective view of a lighter-than-air flight apparatus 100, the propeller of which is designated by 101 and the loading bay of which is denoted by 1 02. From the flight apparatus 100, three hawks 105 go to trucks 106 arranged on the ground, on the platform structures of which are shown schematically and designed as constant tension winches
  • the horizontal plane of the flying apparatus 100 is designated by the axes X (in the direction of the main axis of the flying apparatus 100) and by Y.
  • the vertical plane is represented by an arrow Z.
  • the three coordinate axes XYZ define a reference coordinate system of the flying apparatus 100
  • a traverse 109 which will be described in more detail below, hangs on the rope 1 08 below the loading bay 102, four corner points of the traverse (cf. FIG. 6) being connected to the rope 1 08 via individual ropes 108a, 108b, 108c and 108d
  • chains, hawser or the like From the traverse 1 09, four holding links 1 1 0, which are preferably designed as rigid rods, extend to a payload 21 designed as a transportable building, here a prefabricated terraced house, according to the description below
  • the method enables the payload 21 to be set down reliably and reliably at any location, the aircraft 100 as a “floating crane” being able to advantageously use its own mobility.
  • Ropes 1111 hanging down on the underside of the building 21 can be used to align the payload from the ground 21 are guided manually or automatically, in particular a rotation about the one forming an axis of rotation Rope 108 is made possible here
  • FIG. 2 first shows the flying apparatus 10O flying in the air, which has not yet been vertically influenced in any way on the hawser 105 by the constant draft winches 1 O7.
  • the drive units 101 are driven in such a way that possible wind deflections are compensated for this.
  • the snout 1 12 of the flying apparatus 100 is turned into the wind, i.e. counter to the wind direction 1 13 at the drop-off location 1 14.
  • the propeller 101 drives the speed of the wind 1 13 by gravity F G , that is, by the mass attraction of the mass of the flying apparatus 100, a downward force F G acts on the flying apparatus 100.
  • This downward force is canceled out by the lifting force F A of the flying apparatus 100, which is composed of a lifting component of the carrier gas and one to be added Buoyancy component due to the tail unit 1 15, which is composed of a vertical component due to the passing relative wind speed resulting from the difference between travel speed and wind speed (apparent speed). Due to the ballasting of the flying apparatus 100, moments around 1 16 can be schematic Isch shown focus of the flying apparatus 100, which arise, for example, due to the weight and the lever of the tail unit or other parts of the flying apparatus 100, balanced and thus not taken into account
  • Fig. 3 shows the aircraft 100 with thrown hawser 105, which are attached to the constant draft winches 107.
  • the three trucks 106 which can also be replaced by stationary units, span an equilateral triangle, the center of which, i.e. the center of the Circle that passes through the three corners of the triangle, the drop-off location 14 is other triangular arrangements are possible.
  • the hawser 105 or the aircraft 100 are aligned in such a way that the center of gravity 116 of the aircraft is essentially aligned with the cable 108 on which the Payload 21 hangs
  • continuously lowering moments due to the lever, which act with the mass of the payload 21 by the distance from the center of gravity, are avoided by the lowering of the payload 21.
  • a further described below with reference to FIG Relocation device of the payload 21 in the loading bay 102 is expedient for this
  • the flying apparatus 100 is generally trimmed by pumping around a liquid ballast, preferably water, in chambers arranged at different locations.
  • the ballast in particular also compensates for the buoyancy behavior of the flying apparatus 100, which is caused by different moments which act on the flying apparatus Ropes 105 are connected to a rigid keel construction of the flying apparatus 100, which also includes the loading bay 102, which in turn is connected to a weight attachment point 17 in the upper region of the flying apparatus 100 so that all forces act uniformly
  • the hawser 105 which exerts constant tension on the aircraft 100 via constant draft winches 107, go to three points of the equilateral triangle which is spanned by the vehicles 106 and are also at the same distance from the center of gravity of the aircraft 100, for example at its loading bay 102, attached
  • the horizontal components of the power transmission of the hawser 105 cancel each other, so that only the vertical components are effective and act in the direction of gravity F G , that is, counter to the buoyancy force F A of the aircraft 100
  • the buoyancy force F A is increased.This can be done on the one hand by reducing the size of the balloon and the associated increase in volume of the carrier gas, preferably helium, and on the other hand by releasing ballast, e.g.
  • the hawser 105 virtually prevents lateral movements of the flying apparatus 100 , with this lifting of the excess buoyancy, ie the difference (F A - F G ), does not result in an unstable situation as in the equilibrium condition on approach, so that, for example, a sudden "lowering" of the flying apparatus 100 when the wind speed changes with it resulting decrease in buoyancy, which is triggered by the tail unit 15, is prevented.
  • the increase in buoyancy is sufficient for this
  • the lifting force F A is therefore still greater than the gravitational force F G , so that the flying apparatus 100 hangs firmly in the height specified by the hawser 105
  • the gravity component F G of Flying apparatus 100 With a weight of the payload with superstructures etc. of approx.
  • buoyancy force F A and gravity F G In order to return the aircraft 100 to a state move, in which he can leave the drop-off location 114 without making a "jump" after the hawser 105 has been loosened or cut, a corresponding reduction in the difference between buoyancy force F A and gravity F G must be carried out in principle This can be done by increasing the gravity F G by , for example, ballast water being demanded in the flight apparatus 100 or preferably a new balancing load 120 being added to the loading bay 102 of the flight apparatus 100 via rope 108 and crossbar 109. Additionally, or to reduce the difference, it is possible to reduce the buoyancy, for example by increasing the volume of the balloon, orientation of propeller 101 or tail unit 1 15
  • one or two trucks 120 are attached as a balancing load to the crossbeam 1 O9 as balancing ballast after the payload 21 has been set down, each weighing, for example, approximately 15 t and thus being approximately equal to the weight of the payload 21.
  • the payload 21, here the prefabricated building is released from the traverse 109, the downward gravity F G of the lighter-than-air flying apparatus 100 being reduced by the proportion F 21 due to the rope 108 no longer being loaded, since the lifting force F A in this arrangement is caused by the hawser 105 is canceled with the opposite force F 10S , which force F 10a clearly outweighs force F 2 in terms of amount, there is initially no change in the position of the flying apparatus 100
  • the traverse 109 with the vehicles 120 attached to it is raised with the aid of a winch, as a result of which the equilibrium of the aircraft 10 0 shown in FIG. 3 is restored, in which the lifting force F A is only slightly greater than the gravity F G of the flight apparatus 100 including those now on the Traverse 109 hanging load F 120 is alternatively, it is possible to exchange the payload 21 hanging on the traverse 106 and weighting the aircraft with the force F 2 by a balancing load 120 by first hanging the balancing load 120 supported on the ground on the crossbar 109 , but due to their abutment on the ground does not yet affect the gravity F G , which acts on the aircraft 100. This can e.g.
  • the balancing ballast 120 preferably low-loader vehicles
  • the compensating load 120 which remains in the raised state, is brought about by slow lowering Controllable in place, first pulls the payload 21 hanging on the crossbar 109 onto the ground and relieves the weight-loaded connection between the crossbar 109 and payload 21 by further lowering and then loads the component F 120 by weight even on the flying apparatus 100.
  • This flying transition makes it possible to dimension the force F 105 required to hold the flying apparatus 100 small
  • FIG. 5 schematically shows a first ballast vehicle 120 hanging on the crossbar 109.
  • a ballast vehicle 120 is also attached, but this is not shown.
  • the balance between the lifting force F A and the gravitational force F G of the flying apparatus 100 is first restored to that height which is predetermined by the hawser 105, for example by enlargement the ballonets or taking in ballast water
  • the traverse 109 is explained in more detail below with reference to FIG. 6.
  • the traverse 109 is connected in the four corners of the square with ropes 108a, 108b, 108c, 108d which are connected at the opposite end to the rope 108 which leads to the aircraft 100.
  • the cable 108 is expediently composed of the individual cables 108a-d, for example by splicing or other suitable Techniques so that optimal power transmission in the individual ropes is guaranteed. It is a particularly advantageous feature of the invention that the ropes 108a-d are inextricably linked to both the rope 108 and the crossbar 109.
  • the end of the rope facing away from the crossbar 1 09 108 is expediently also permanently connected to the flight apparatus 100 for safety reasons and can be pulled up or down via a winch (not shown) Power generators are supplied For this purpose, a power line or a trunk must be dropped from the aircraft 100. This advantageously results in large weight savings, since no generators in large orders of magnitude for picking the loads 21, 120 in the aircraft 100 must be felt r
  • the underside of the crossmember 109 or of the square forming the core of the crossmember 109 which could also be designed as a rectangle or as a trapezoid, the rods 1 1 1 or other fastening means are arranged which take up the load of the payload 21, in this case the prefabricated building
  • FIG. 7 shows a cross section of the LTA aircraft in the standing position when balancing a load, for example a transportable house corresponding to the description of the figures in FIGS. 1 to 6.
  • FIG. 8 shows the corresponding longitudinal section through the aircraft.
  • the aircraft 100 is an impact airship or a semi-rigid ship two Ballast tanks for ballast water are shown schematically and provided with the reference numerals 122, 123.
  • a load L is lowered on a hawser 124 by a load lifting device 125.
  • a tail unit 150 is expediently provided in the aft region of the carrier gas body.
  • the steering takes place via rudder blades 151 articulated to the tail unit by thrust engines, which are not far in the middle of the Extension of the carrier gas body are indirectly arranged on it, can be supported
  • the thrust engines 101 are not designed for continuous operation, but for initiating deliberate changes in direction and are pivoted about at least two axes on their suspension.They thus act as thrust vectors and enable support when flying Curves in which they reduce the turning radius by advancing on one side and counter-thrust on the other, it is also possible, for example, to provide additional lift for take-offs and landings due to the recoil of the thrust engines
  • the stabilizer 151 protrudes vertically upwards from the flight apparatus 100 and projects beyond it.
  • a rudder blade 151 a is articulated on the stabilizer 151, which is used as a rudder.
  • the stabilizers 152 to 155 also have rudder blades 152 a articulated in the aft direction to 155a on which are primarily elevators. The exact type of control and the particularities of the orientation of the stabilizers 152 to 155 are explained in more detail below
  • the stabilizers 152, 154 are arranged on the one hand on the port side, the stabilizers 153, 155 on the other hand on the starboard side of the airship 100. As can be seen particularly well in FIG. 7, the stabilizers 152 to 155 also protrude above the maximum circumference of the airship 100, however none of the stabilizers laterally over the maximum width of the airship 100. As a result, the overall width of the airship 100 is not exceeded by the tail unit 150 in a particularly advantageous manner. This is particularly advantageous because it means that the tail unit 150 does not have to have an excessive lateral dimension in hall structures or the like
  • the stabilizers 152 to 155 have an angle of spread of 30 ° to the horizontal, so that the vertical components of the respective port and starboard rudder pairs are compensated or neutralized on both sides. This advantageous effect is explained below in connection with the control or with the method for controlling the Aircraft 100 described in further detail
  • the five stabilizers form the shape of a six-pointed star, the lower prong of which is missing.
  • the loading bay 102 is provided with a gondola attached to it, in which a load or persons are requested
  • the lower stabilizers 154, 155 is sufficient to set up gradients of up to 16 ° when lifting off the ground.
  • the airship 100 advantageously differs from aircraft with known tail units. In front of the tail unit 150 and below the lower stabilizers 1 54 1 55 slow rotating propellers 101 on both sides of the airship 100 provide the necessary propulsion of the flying apparatus 100
  • the stabilizers 151 to 155 protrude the circumference of the envelope of the airship 1 00 by an identical amount in each case.
  • the angle between two adjacent stabilizers is approximately 60 °.
  • a shortened stabilizer which preferably has a rare rudder blade articulated in the aft.
  • the stabilizer is formed from six stabilizers, of which at least the five stabilizers 151 to 155 corresponding to the stabilizer 150 will be equipped with an aft articulated rudder blade 151 a to 155a
  • 1 1 1 is the center of mass which lies below the buoyancy center of gravity 1 10.
  • a front and a rear ballonet is arranged in the end regions of the carrier gas body, so that a displacement of the buoyancy point 1 10 possible due to uneven filling.
  • the loading bay 102 (FIGS. 8 and 9) is approx. 32 m long and allows the take-up bulky goods with high point loads such as a portable house
  • a center of gravity axis 127 is defined by the vertical axis through the center of gravity of buoyancy 1 10 and the center of mass 1 1 1. It can be seen that the load L is at a distance a from the center of gravity 127 of the aircraft 100. It is assumed that in the X- Direction. that extends into the sheet plane, no distance is provided In this case, however, the explanations apply accordingly.
  • the ballast tank 1 23 is at a distance b from the center of gravity axis 127, the ballast tank 122 at the same distance b on the other side of the center of gravity axis 127 the amount of water in the ballast tanks 123, 122 and the load L (or the associated mass) is multiplied by the lever a or b, whereby the condition ((mass in the Ballast tank 123 - mass in ballast tank 122) x amount of distance b) - (mass of load L x distance a), assuming that ballast tank 123, which is the ballast tank arranged on the other side of the load to be deposited, is equal to 0 got to.
  • a further travel path of the load L can be determined to a corresponding volume of ballast water, which has to be conveyed from the tank 122 into the ballast tank 123 (or vice versa) in order to be balanced in terms of amount and sign
  • FIG. 12 shows a circuit by means of which the speed of a pump 130, which is only shown schematically here, is regulated and a quick reaction to changes in load or to a change in the travel path of the trolley can be influenced.
  • Reference numerals 131, 132, 133, 134 illustrate quick-closing valves which are all closed when an equilibrium condition is present. Then the pump 130 is also stopped. If ballast water now has to be conveyed from the tank 122 into the ballast tank 123, the valves 133 and 132 are opened and the pump 130 conveys ballast water from the tank 122 into the tank 123. Conversely, these valves are closed and the valves 133, 1 32 are opened and the Pump 130 conveys ballast water from tank 123 to tank 122.
  • ballast tanks (not shown) fill level indicators that the Send the fill level of the ballast tanks to the control system as a signal, thus enabling the remaining displacement potential to be determined.
  • the airship 100 has a high stability about the transverse and longitudinal axes.
  • the aerodynamic internal damping is comparatively low due to the low stretch (low dynamic damping torque due to the small surface distance from the axis of rotation) and the relatively small distance between the tail units and the pivot point.
  • an active damping system including the tail unit 150 is therefore arranged. This active damper can in principle be used for movements around all axes of the airship, which can be influenced via aerodynamic control surfaces.
  • Fig. 10 shows a circuit arrangement for controlling the above-described LTA aircraft 100 with low extension by operating the rudder 151 a to 155a, the method for controlling the aircraft being explained in more detail below.
  • the control commands can be specified by the manually operated control element or control horn 4 (see FIG. 11) by the pilot of the airship 100. It is understood that the controller 120 is equipped with programs that largely prevent control errors - or alternatively generate a corresponding display.
  • the control arrangement 120 receives feedback as input variable about the fill level of the ballast water tanks 121, 123 described above and the ballonet ventilation 124.
  • the marine equipment 125 position, course, height and condition of the carrier gas
  • the axis accelerations 160 of the airship 100 in the vertical 160z, horizontal 160x and transverse directions 160y are registered as a further input variable.
  • As another Angular acceleration changes ⁇ / ⁇ t about the respective longitudinal, transverse and vertical axes are recorded as input variables.
  • Other influencing variables on the control 120 are the wind direction 161 b and wind speed 161 a of the airship as well as the outside temperature 162 a and the temperature field of the carrier gas 162 b.
  • the mechanical input cable forces are the last input variable 163 detected in the bondage
  • All of the input variables mentioned are converted by the controller 120 into two control variables A, B, the control variable A comprising valves 130, pumps 131 for supplying the ballast water, the ballonet ventilation 122 and the position of additional thrust vectors 140.
  • the controller 120 has direct access via the control variable B. to the tail unit 150 and the rudder surfaces 151 a 152 a, 153 a, 154 a and 155 a articulated there, with which the aerodynamic control of the airship 1 10 is carried out
  • control 120 also acts as a damping element in the form of passive damping (aerodynamic damping, dampening by tethered winches) and active damping (anti-wheeling through ballast distribution, differentiated ballonet ventilation and differentiated use of the available thrust vectors, generation of steaming rudder forces by active steamers 10 in the control circuit of the flight attitude control) ensures that vibrations that occur are reduced to an acceptable level for the operation of the airship in a wide speed range.
  • passive damping as damping by tethered winches
  • active damping anti-wheeling through ballast distribution, differentiated ballonet ventilation and differentiated use of the available thrust vectors, generation of steaming rudder forces by active steamers 10 in the control circuit of the flight attitude control
  • FIG. 1 1 shows the mode of operation of a steaming arrangement.
  • a possible steamer contour 5 for influencing the control arrangement 120 of the airship 100 is shown. The effect is on the longitudinal control channel of an airship. Analogous working methods result for a control of the airship 100 in the not shown Cross channel.
  • the required damping deflection is calculated in a central control unit 8, which contains both the damper contour 5 and the control contour 7 of the control arrangement of the airship 1 00.
  • the control unit 8 is designed in such a way that the proportionality between a control pulse ⁇ R and the rudder deflection ⁇ R can be specifically changed. Both contours 5, 7 are part of an attitude computer 11.
  • Control horn is symbolic by a strong solid line 2
  • an actuator 3 is integrated, which enables the damping signal to be added to the control signal specified by the pilot of the airship 1 00.
  • the actuator 3 has a feedback 6 (dashed line), which continuously determines the difference between the rudder deflection ⁇ R and the position of the control element 4 (joystick, control spar or the like), with the required control pulse ⁇ R des calculated by the damper contour 5
  • Control beam movement is measured in damper contour 5 and processed in the attitude calculator.
  • the damping is proportional to the increase in the angular acceleration ⁇ / ⁇ t (FIG. 10) about the axis to be damped.
  • the angular acceleration ( ⁇ / ⁇ t) is measured by inertial sensors (not shown) arranged in pairs in the respective axes.
  • the angular accelerations ⁇ / ⁇ t are obtained by comparing the sensor pairs (not shown) of the sensors
  • the properties of the damper 10 are the dynamic Properties of the ship 100 adapted
  • the signal is amplified in the respective axis by a freely selectable factor k.
  • k the effectiveness of the steamer in the event of a rudder deflection is reduced, or vice versa in the direction of action , or angular velocity ⁇ k which can be influenced by other control programs with the actual ⁇ X, angular velocity of the actuation of the control device ⁇ A

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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Leichter-als-Luft-Flugapparat, umfassend eine Mehrzahl von Ballasttanks (122, 123) und eine absenkbare Lasthubeinrichtung (125) zum Absetzen einer in einer Ladebucht (102) befestigten Last (L) auf dem Boden, mit einem daran anhaftenden Leitwerk (150) und Rudereinrichtungen, mit einer Steueranordnung (120) mit der Steuerachsen (X, Y, Z) zum Steuern des Flugapparates (100), wobei durch einen von der Steueranordnung (120) veranlassten Ruderausschlag (δR) der Rudereinrichtung der Flugapparat (100) in jeder Achse (X, Y, Z) positionierbar ist, und Dämpfungselemente (10) im Flugapparat (100) vorgesehen sind, um auftretende Schwingungen auf eine für den sicheren Flugbetrieb ausreichendes Niveau zu reduzieren. Der Flugapparat ist dadurch gekennzeichnet, dass der Ruderausschlag (δR) mit einem Steuerimpuls (ΔδR) modulierbar ist, der einen zusätzlichen Ruderausschlag mit dämpfender Wirkung umfasst, und die Lasthubeinrichtung (125) entlang einer Längsrichtung und/oder einer Querrichtung der Ladebucht (102) verfahrbar ausgebildet ist, so dass eine Last (L) aus der Luft an einem Absetzpunkt genau absetzbar ist. Die Erfindung betrifft ferner ein Verfahren zum Ausbalancieren der Lage des Leichter-als-Luft-Flugapparates beim Absetzen einer Last. Gegenstand der Erfindung ist ferner Verfahren zum Absetzen einer an dem Leichter-als-Luft-Flugapparat befestigten Last auf dem Boden.

Description

TITEL DER ERFINDUNG
Leichter-als-Luft-Flugapparat und Verfahren zum Ausbalancieren des
Flugapparates und Absetzen einer an diesem befestigten Last
BESCHREIBUNG TECHNISCHES GEBIET Die Erfindung betrifft einen Leichter-als-Luft-Flugapparat nach dem Oberbegriff des Anspruches 1 , umfassend eine Mehrzahl von Ballasttanks und eine absenkbare Lasthubeinrichtung zum Absetzen einer in einer Ladebucht befestigten Last auf dem Boden, mit einem daran anhaftenden Leitwerk und Rudereinrichtungen, mit einer Steueranordnung mit der Steuerachsen zum Steuern des Flugapparates, wobei durch einen von der Steueranordnung veranlaßten Ruderausschlag der Rudereinrichtung der Flugapparat in jeder Achse positionierbar ist, und Dämpfungselemente im Flugapparat vorgesehen sind, um auftretende Schwingungen auf eine für den sicheren Flugbetrieb ausreichendes Niveau zu reduzieren. Die Erfindung betrifft ferner eine Verfahren zum Ausbalancieren der Lage des Leichter-als- Luft-Flugapparates beim Absetzen einer Last. Gegenstand der Erfindung ist ferner Verfahren zum Absetzen einer an dem Leichter-als-Luft-Flugapparat befestigten Last auf dem Boden nach dem Oberbegriff des Anspruches 29.
STAND DER TECHNIK
Aus der Praxis sind Flugapparate bekannt, die zum Transport von Lasten dienen sollen. Ein bedeutendes Problem der bekannten Flugapparate besteht darin, daß diese Lasten nicht genau absetzbar sind. Es ist vielmehr erforderlich, den Schwerpunkt des Lastgutes unmittelbar über den Absetzpunkt zu manövrieren oder aber die Last nach dem Absetzen noch auf dem Landweg weiter zu transportieren. Andere Flugapparate landen in der Nähe des Zielortes und entladen ihre speziell hierfür ausgebildeten Ladebuchten.
Bei der Steuerung eines LTA-Flugapparates sind Gleichgewichte aller statischen und dynamischen Kräfte und Momente eines Flugapparates bezüglich der Steuerachsen X-Y-Z seines objektgebundenen Koordinatensystems notwendig. Diese Gleichgewichte bilden die Grundlage mehrerer schwingfähiger Systeme. Es treten Nickschwingungen (Schwingungen um die Querachse), Rollschwingungen (Schwingungen um die Längsachse), Gierschwingungen (Schwingungen um die Hochachse) und deren Kombinationen auf. In Abhängigkeit von der Größe der Streckung (Verhältnis zwischen Länge und größtem Durchmesser des Auftriebskörpers), dem vertikalen Abstand zwischen Auftriebspunkt (resultierender Angriffspunkt der statischen Auftriebskräfte) und Schwerpunkt (resultierender Angriffspunkt aller Massenkräfte), der Lage des aerodynamischen Neutralpunktes (gedachter Angriffspunkt des Anstiegs der aerodynamischen Kräfte), der Trägheitsmomente des Flugapparates in den jeweiligen Achsen, der Form des Auftriebskörpers, der Größe und Form der Leitwerke, der aerodynamischen Stabilität des Flugapparates und anderer Parameter ändern sich die Charakteristika der jeweiligen möglichen Schwingungen. Grundsätzlich sind Schwingungen eines LTA-Flugapparates nicht erwünscht, denn sie verschlechtern die Steuerbarkeit und erschweren die Arbeit eines Positionierungssystems. Bei Flugapparaten mit vergleichsweise geringer Streckung - wie sie für den Transport von Lasten vorzugsweise eingesetzt werden - ergibt sich häufig auch ein großer Abstand zwischen statischem Auftriebszentrum und Schwerpunkt auf der Hochachse. Ein derartiger Flugapparat verfügt über eine hohe Stabilität um die Quer- und Längsachse. Gleichzeitig ist die aerodynamische Eigendämpfung aufgrund der geringen Streckung (geringes dynamisches Dämpfungsmoment durch geringen Flächenabstand von der Drehachse) und dem relativ kleinen Abstand der Leitwerke vom Drehpunkt vergleichsweise niedrig. Eine solche geringe Eigendämpfung wirkt sich nachteilig auf die Steuerbarkeit des LTA- Flugapparates aus.
Aus der Praxis sind Verfahren zum Absetzen von Lasten, die mit Leichter-als-Luft-Flugapparaten befördert werden, bekannt. Hierbei wird zunächst der Flugapparat über die Absetzstelle gesteuert und dort abgesetzt Um die Last richtig zu orientieren, wird die Last an einem drehbaren Gestell befestigt das eine um 360° verdrehbare Orientierung der Last zulaßt Ein Nachteil dieser Technologie besteht dann, daß mit dem Aufsetzen der Last auf dem Boden die gewichtsmaßig den Leichter-als-Luft- Flugapparat belastende Last aus dem Auftriebshaushalt des Leichter-als- Luft-Flugapparats ausscheidet und der Leichter-als-Luft-Flugapparat mit einem Ruck nach oben reagiert In der Praxis wird dieses Problem dadurch überwunden, daß allmählich Ballastwasser dem Leichter-als-Luft- Flugapparat zugefordert wird Diese Vorgehensweise ist aufwendig und setzt eine Wasserquelle am Absetzort voraus Gemäß einer anderen Alternative werden die den Auftrieb regulierenden Ballonette des Flugapparats volumenmaßig derart reduziert, daß der Ruckgang an Auftriebskraft mit der abgesetzten Last proportional einhergeht
GB-A-2 055 728 zeigt einen LTA-Flugapparat mit einer im Kielbereich angeordneten absenkbaren Lasthubeinrichtung mit einer absenkbaren Palette, um Lasten auf einen Absetzpunkt aufzusetzen und neue Lasten aufzunehmen Die Lasthubeinrichtung umfaßt eine Bruckenkrananordnung mit einer Ladebucht und einer die Ladebucht verschließenden und die Last tragenden Palette Bei Erreichen des vorgesehenen Absetzpunktes wird die Plattform durch Anker am Boden verankert Nach dem Entladen und erneuten Beladen werden die Anker gelost und die Plattform in den Flugapparat über eine Winde eingezogen Verfahren und Mittel zum Ausbalancieren des Flugapparates im extremen Langsamflug oder im der Schwebe sind nicht vorgesehen Ferner muß der Flugapparat unmittelbar mit der Ladebucht über den vorgesehenen Absetzpunkt landen, da die Palette ausschließlich Hubbewegungen ausfuhren kann
US -A-3,393,769 zeigt eine Vorrichtung zum Absenken eines Ladegutes auf einer Plattform, die an Seilen schwebend in einer bestimmten Position gehalten wird Die Vorrichtung, die als Arbeitsplattform und zur Aufnahme eines Ladegut ausgerichtet ist, ist nach oben mit einem schwebendem Ballon verbunden Nach unten wird die gesamte Anordnung durch eine mit dem Boden verbundene Seilverspannung stabilisiert Die Seilverspannung der bekannten Anordnung dient lediglich zur Stabilisierung des Ladegutes in einer ganz bestimmten Position Lastsicherungseinheiten die eine beschleunigte Bewegung der Arbeitsplattform detektieren oder verhindern, sind bei der bekannten Anordnung nicht vorgesehen Die bekannte Seilverspannung hat keinerlei Sicherheitsfunktion für das Ladegut Es findet lediglich eine Seilverspannung zwischen Ladegut und der Lastaufhangung statt, sowie eine separate Verspannung mit einem festen Bezugspunkt auf dem Boden
FR-A-2 364 854 zeigt eine Aufhangevorrichtung für ein Ladegut, das in einem Rahmen angeordnet ist Die gesamte Anordnung hangt an einem Seil an einem lenkbaren Flugkörper (schwebender Kran) Durch ein Seilzugsystem, das an wenigstens drei Stellen im äußere Eckenbereich des Ladegutes angreift, wird das Ladegut an bestimmten Ankerpunkten am Boden in der Nahe des Aufsetzpunktes des Ladegutes fixiert Das Ladegut ist durch eine Seilverspannung wahrend eines Absetz- oder Hubvorganges gesichert, wodurch das Ladegut damit wahrend dieses Vorganges gefuhrt ist Die Seilverspannung umfaßt eine einstellbare Verbindung zwischen dem Ladegut und des festen Ankerpunkten am Boden Bei Verschiebungen des Schwerpunktes des Ladegutes findet eine Kompensation an einer Lastaufhangung mit dem Luftschiff statt, so daß die Lastaufhangung einer Schwerpunktverschiebung nachfuhrbar ist
DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
Es ist die Aufgabe der Erfindung, einen Flugapparat nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 zu schaffen, der ein sehr präzises Absetzen einer schweren Last an einem Absetzort zulaßt Ferner soll ein Verfahren angegeben werden, das den Flugapparat wahrend der Vorbereitung des Fesselvorganges und wahrend des Lastabsetzens ausbalanciert
Die Aufgabe wird bei dem eingangs genannten Flugapparat mit den kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 1 dadurch gelost, daß der Ruderausschlag mit einem Steuerimpuls modulierbar ist, der einen zusätzlichen Ruderausschlag mit dampfender Wirkung umfaßt, und die Lasthubeinrichtung entlang einer Längsrichtung und/oder einer Querrichtung der Ladebucht verfahrbar ausgebildet ist, so daß eine Last aus der Luft an einem Absetzpunkt genau absetzbar ist
Die Aufgabe bezüglich des Ausbalancierens der Last nach dem Oberbegriff des Anspruches 20 wird gelost durch die Schritte Ermitteln des Moments, das durch den Abstand der Last vom Massenschwerpunkt des Flugapparates auf den Flugapparat wirkt und Ausgleichen des Moments durch gleichzeitiges Umpumpen von Ballastwasser von einem ballastzugewandten Tank in einen ballastabgewandten Tank
Die Aufgabe bezüglich des präzisen Lastababsetzens nach dem Oberbegriff des Anspruches29 wird gelost durch die Schritte Befestigen des Flugapparates mittels Tauen oder dergleichen an entsprechend schweren Befestigungselementen am Boden, Absetzen der Last, Anheben einer Ballasteinheit und Losen der Taue
Der erfindungsgemaße Flugapparat ermöglicht es, eine Last von mehreren Tonnen, z.B von bis zu 40 t, an der Lasthubeinrichtung zu befestigen und zu transportieren Die Lasthubeinrichtung ermöglicht ein Anheben bzw ein Absenken der Last, wobei die Trosse, die die Lasthubeinrichtung mit dem Flugapparat verbindet, ausreichend lang ist, die Last auch dann von dem Flugapparat zu losen, wenn dieser sich in einer Standschwebe von beispielsweise 50 m oberhalb des Absetzortes befindet
Für die Herstellung einer Standschwebe des Flugapparates sind eine Reihe von dynamischen und statischen Gleichgewichtsbedingungen einzuhalten, die es beispielsweise in Abhängigkeit vom Wind und anderen Naturgegebenheiten erforderlich machen, die Last sowohl um ihre eigene Achse drehbar nach Verlassen des Lagerraumes auszubilden als auch den Schwerpunkt von Flugapparat und Last in Längs- bzw Querrichtung des Flugapparates gegenseitig versetzbar zu gestalten So ist es möglich, eine spater nicht mehr transportable Last, beispielsweise ein massives Fertighaus mit einem Eigengewicht von ca 30 t, jetzt auf einem hierfür vorbereiteten Keller- oder Streifenfundament abzusetzen Die eigentliche Absetzbewegung erfolgt durch die Lasthubeinrichtung in Z-Richtung, während ein Verlagern in X- und Y-Richtung, also den Achsen der Ladebucht, je nach Bedarf ausgeführt wird. Die endgültige Verlagerung, die erforderlich ist, ergibt sich in der Regel erst unmittelbar vor dem Aufsetzen, wenn bereits eine Drehung zur Herstellung der gewünschten Orientierung vorgenommen wurde und die Last sich nur noch in geringem Abstand vom Aufsetzort gegenüber diesem versetzt schwebt. Erfindungsgemäß ist es dann möglich, wie bei einer Laufkatze die Lasthubeinrichtung wahlweise sequentiell oder simultan in X- und Y- Richtung so zu verlagern, daß der gewünschte Aufsetzort genau erreicht wird. Somit ist es gewährleistet, auch später nicht mehr ohne weiteres transportable Lasten präzise abzusetzen.
Zur Verbesserung der Steuerbarkeit des LTA Flugapparates mit zu geringer Eigendämpfung wird eine Dämpfungsanordnung unter Einbeziehung der Leitwerke vorgeschlagen. Gleichzeitig ist ein Zugriff auf eine ggf. vorhandene Rudermaschine oder eine eigene Möglichkeit zur Einflußnahme auf einen Teil der Ruderwinkel gegeben. Für den Fall des Fehlens und zur Unterstützung einer zu geringen aerodynamischen Dämpfung werden durch die Steueranordnung dämpfende Ruderkräfte erzeugt, die den aktiven Steuerkräften überlagert werden, so daß auftretende Schwingungen auf ein für den Betrieb des Flugapparates in einem breiten Geschwindigkeitsbereich akzeptables Niveau reduziert werden. Die Dämpfungselemente passen sich den Flugeigenschaften an. Diese dämpfenden Ruderkräfte können prinzipiell auf Bewegungen um alle Achse des Luftschiffes angewendet werden, die über aerodynamische Steuerflächen beeinflußt werden können. Das Dämpfungselement besteht aus einem Programm zur Verarbeitung von Lage- und Bewegungsdaten entweder innerhalb eines vorhandenen oder in einem separaten Fluglagerechner.
Auch wenn sich Höhenruder und Seitenruder des LTA-Flugapparates in ihrer Wirksamkeit unterscheiden, so können doch in ihrer mathematischen Struktur gleiche Dämfpungsfunktionen verwendet werden. Der Dämpfer besitzt folgende Struktur:
Δε k \δ
Δδ. = ωt - — (1 ) Δr 1 + v Δr
ΔδR ist ein Steuerimpuls, proportional einem differenziellem Ruderausschlag mit dem der aktuelle Ruderausschlag δR moduliert wird (Addition der Ruderausschläge) δR^ - δR + ΔδR. Der Quotient (1 +v) berücksichtigt den
Einfluß der Kraftwirkungen durch das Leitwerk in Abhängigkeit von der j e I
Fluggeschwindigkeit v, verstärkt um einen Faktor k. Die Differenz ω( -XXi
Δt beinhaltet einen Vergleich einer vorgebbaren Winkelgeschwindigkeit cα mit der tatsächlichen Winkelgeschwindigkeit, wie sie durch den Ausschlag eines
Steuerhomes δSH oder einer ähnlichen Einrichtung vorgegeben wird. Die erforderlichen Stellglieder können aus handelsüblichen Rudermaschinen bestehen, die jedoch Übertragungfunktionen mit möglichst geringen
Verzögerungen realisieren müssen. Das kann durch eine entsprechende
Leistungsauswahl der Rudermaschinen und geringe
Massenträgheitsmomente der Ruder geschehen.
Zweckmäßigerweise weist die Lasthubeinrichtung eine integrierte Waage auf, die es ermöglicht, permanent das an der Lasthubeinrichtung lastende Gewicht der Last zu erfassen. Dies ist deswegen zweckmäßig, weil beim Absetzen der Last, beispielsweise wenn die Last teilweise mit ihrer Bodenfläche aufsetzt, während das übrige Gewicht noch von der Lasthubeinrichtung getragen ist, sich die Momentenbelastung ändert.
Eine abgesetzte oder gerade im Absetzen begriffene Last wird zweckmäßigerweise durch eine Ersatz- oder Ausgleichslast ersetzt, deren Eigengewicht von dem Gewicht der Last auf Dauer oder zunächst unterschiedlich ist. Diese Ausgleichslast könnte beispielsweise ein Ballastkörper sein, der anschließend mit einer Menge Ballastwasser gefüllt wird, um eine annähernd gleich große Gewichtskraft zu erreichen, wie sie die transportierte Last aufwies. Die Lasthubeinrichtung mit der integrierten Waage, gibt den erfaßten Wert an eine Steuerung ab, wobei vorzugsweise zwei unabhängige Ubertragungswege dafür sorgen, daß eine Fehler- und Ausfallsicherheit der Waage die weitere Verwendung der gemessenen Gewichtswerte für das Trimmen des Flugapparates ohne Sicherheitsbedenken ermöglicht
Zweckmaßigerweise sind durch die Steueranordnung ferner inkrementale Meßsysteme vorgesehen, die den Verfahrweg der Lasthubeinrichtung in X- und Y-Richtung erfassen und in Kenntnis des Schwerpunktes des Flugapparates und des detektierten Gewichtes und unter Berücksichtigung des durch die verfahrene Wegstrecke sich ergebenden Hebelarmes das auf den Flugapparat wirkende Moment vorausberechnen, daß - ausgehend von einer stabilen Gleichgewichtssituation des Flugapparates - ein Kippmoment des Flugapparates bewirkt. Solche Ungleichgewichtssituationen sind besonders deswegen unerwünscht, da sich hierdurch bei noch nicht vollzogener Fesselung und spater im Rahmen der natürlichen Elastizität der Fesselseile Bewegungen in Form von extrem langperiodischen Schwingungen des Luftschiffes bis zum Erreichen neuer Gleichgewichtsbedingungen und der vollständiger Dampfung der Schwingungsenergie ergeben In der Art einer Kettenreaktion entwickeln sich weitere negative Wirkungen der den Gleichgewichtszustand definierenden Parameter So wird beispielsweise eine periodische Nickwinkelanderung sowohl die Fesselung und Entfesselung, als auch die Be- und Entladung erschweren Ferner werden alle krafteaufnehmenden Bauteile des Flugapparates durch die nicht mehr lotrecht angreifenden Kräfte einer erhöhten Belastung ausgesetzt Es ist daher zweckmäßig, bei der Steuerung Mittel vorzusehen, die das Moment ermittelt, das durch das horizontale Verlagern der Last vor und wahrend des Absenkens erzeugt wird und Mittel antreibt, um dieses Moment auszugleichen, so daß der Flugapparat im Rahmen der erforderlichen Toleranzen ausbalanciert bleibt Die Steuerung enthalt deshalb vorteilhaft Dampfungsglieder zur aktiven Schwmgungsdampfung, vor allem für den Fall des Fehlens und zur Unterstützung einer zu geringen aerodynamischen Dampfung durch fehlende oder zu geringe Umstromung der Steuerflachen Diese wirken in Form einer passiver Dampfung (aerodynamische Dampfung, Dampfung durch Fesselwinden) und einer aktiver Dampfung (Antiheeling durch Ballastumverteilung, differenzierte Ballonettbeluftung und differenzierten Einsatz der verfugbaren Schubvektoren, Erzeugung von dampfenden Ruderkraften durch aktive Dampfer im Steuerkreis der Fluglageregelung), so daß auftretenden Schwingungen auf ein für den Betrieb des Luftschiffes im extremen Langsamflug bis in den Bereich der Standschwebe akzeptables Niveau reduziert werden Bei Fluggeraten mit geringer Streckung egt der Schwerpunkt im Bereich der aktiven Dampfung, da ein solches Fluggerat nur über eine geringe Eigendampfung verfugt
Vorzugsweise wird Ballastwasser, das in verschiedenen Ballasttanks des Flugapparates an vorbestimmten Orten im Abstand zum Schwerpunkt des Flugapparates angeordnet sind, zwischen den Ballasttanks umgepumpt. So kann beispielsweise bei Ausreiten der Laufkatze zur Backbordseite des Flugapparates hin Ballastwasser aus einem backbordseitigen Tank in einen auf der Steuerbordseite gelegenen Tank umgepumpt werden Resultierend ergibt sich eine Entlastung der Backbordseite durch das abgeforderte Ballastwasser und eine Belastung der Steuerbordseite durch das hinzugeforderte Ballastwasser, die bei Kenntnis des geforderten Volumens bzw der Masse und dessen spezifischen Gewichts, des Abstands der Ballasttanks von dem Schwerpunkt des Flugapparates sowie des Eigenschwingverhaltens des Schiffes in der entsprechenden Achse oder deren Kombination ein Austarieren der horizontalen Bewegung der Lasthubeinrichtung zulaßt Entsprechend wird bei einem bug- bzw heckseitigen Ausreiten der Laufkatze verfahren, so daß auch hier entsprechende Mengen Wasser umgepumpt werden Es ist zu bemerken, daß aufgrund der weiter vorne bzw weiter achterlich angeordneten Ballasttanks die zu fordernde Ballastwassermenge infolge der Streckung des Flugapparates geringer ist, ebenso der zu berücksichtigende Verfahrweg in X-Richtung der Last Zusätzlich stehen in Längsrichtung die Luftmassen der Ballonetts zur Trimmung zur Verfugung Die Pumpvorgange und die Verfahrvorgange werden zweckmaßigerweise von der Steuerung synchronisiert, wobei ein Verfahren der Last in X- bzw Y-Richtung nicht mehr zugelassen wird, wenn die Gleichgewichtsbedingungen der sich ergebenden Momente nicht mehr eiπhaltbar sind Dies kann z B dann geschehen, wenn zu wenig Baliastwasser an Bord ist, oder wenn das sonstige statische und dynamische Gleichgewicht des Flugapparates erfordert, daß die Wasserreserven nicht weiter verändert werden. Zweckmaßigerweise ist zwischen den für den Ausgleich herangezogenen Ballastwassertanks eine Pumpe angeordnet, die durch eine Schaltanordnung derart umschaltbar ist, daß sie entweder Ballastwasser von dem ersten Ballasttank in den zweiten pumpt oder von dem zweiten in den ersten Es ist ferner erforderlich, die Steuerung zugleich zur Betätigung von Höhenruder und Ballonettbeluftung auszubilden, um neben dem Umpumpen von Ballastwasser auch Ruderausschlage und variable Ausgleichsluftmassen zur Kompensation eines auftretenden Momentenungleichgewichtes nutzen zu können Die Hauptverantwortung liegt jedoch bei der Ballastwassertπmmung, da sowohl die zur Verfugung stehenden Ruderkrafte, als auch Ausgleichsluftmassen von der jeweiligen Witterung abhangig sind Parallel dazu können die Schubvektoren, deren Richtung und Betrag einstellbar sind durch die Steuerung vorgegeben werden, insbesondere beim Absenken einer Last auf der Backbord- oder Steuerbordseite wird es zweckmäßig sein, die sich durch das Kippmoment ergebende Krängung durch entgegengerichtete Wirkung der Schubvektoren auszugleichen Dies ist insbesondere in dem Zeitraum zweckmäßig, in dem die Last abgesetzt wird, wo also eine plötzliche Lastanderung auch eine Momentenanderung bedeutet, die nicht ohne weiteres in Sekundenzeitraumen durch Umpumpen von Wasser ausgleichbar ist
Das erfindungsgemaße Verfahren ermöglicht ein kontinuierliches Ausbalancieren bzw Trimmen des Flugapparates, so daß das Lastabsetzverfahren durch äußere Einflüsse nur unwesentlich beeinträchtigt wird Dieses Ausbalancieren erfolgt zweckmaßigerweise unter Einsatz eines Steuerprogrammes der Steueranordnung das gleichzeitig das maximal zulassige Ausreiten und die maximal möglichen Ausreitgeschwindigkeiten begrenzt Das erfindungsgemaße Verfahren ermöglicht erstmals das exakte Absetzen von Lasten aus der Standschwebe eines an vier Punkten gefesselten Flugapparates, der nicht unmittelbar über dem Absetzort schwebt Somit ist es möglich, auch bei weniger ruhigen Windverhaltnissen eine schwere Last abzusetzen
Durch die Addition eines Dampfungssignals erfolgt vorteilhaft ein Eingriff in die Ubertragungsfunktion der Steueranordnung Im Steuerkreis der Fluglageregelung ist damit ein zusätzliches Stabilisierungselement zur aktiven Schwmgungsdampfung vorhanden Das Dampfungssystem wirkt in Form einer passiven Dampfung (aerodynamische Dampfung, Dampfung durch Fesselwinden) und einer aktiven Dampfung (aktive aerodynamische Dampfung, Antiheeling durch eine Balastverteilung, differenzierte Ballonettbeluftung und differenzierten Einsatz von verfugbaren Schubvektoren) Insbesondere bei LTA-Flugapparate mit geringer Streckung liegt der Schwerpunkt im Bereich der aktiven Dampfung, so daß deren Flugeigenschaften durch die erfindungsgemaße Steueranordnung verbessert werden
Der Eingriff in die Ubertragungsfunktion der Steueranomdung ist auf unterschiedliche Art und Weise möglich Die einfachste Art des Eingriffes ist die Verwendung eines separaten Dampfungsruders, das in der Art eines Trimmruders nur einen kleinen Teil der gesamten Ruderflache für sich beansprucht Diese Losung hat den Vorteil, daß Steuerungs- und Dampfungskontur völlig voneinander getrennt sind Der Nachteil dieser Losung besteht jedoch in der geringeren Wirksamkeit des Dampfers Die prinzipielle Arbeitsweise der Dampfungskontur ändert sich jedoch dadurch nicht Eine weitere Möglichkeit setzt voraus, daß die Proportionalität zwischen Steuersignal und Ruderausschlag (Ubertragungsfunktion) gezielt verändert werden kann
Die Erfindung erstreckt sich auf nachfolgende prinzipielle Verfahren der Signalubertragung in Luftschiffsteuerungen 1 ) Einsatz einer Distanzsteuerung, bei der das mechanische Steuersignal in ein elektrisches oder optisches Signal umgewandelt, auf elektrischem oder elektronischem Wege verarbeitet und mittels einer Rudermaschine in eine Ruderbewegung mit dem Ziel einer, dem Steuersignal proportionalen Ruderstellung umgewandelt wird. Der Eingriff in diese Kontur kann unmittelbar durch Verknüpfung der Steuerungs- mit der Dämpferkontur erfolgen, ohne daß zusätzliche mechanische Elemente in der Steuerungskontur erforderlich sind.
2) Einsatz einer direkten mechanischen Steuerung, bei der die Signalübertragung durch Gestänge oder Seilzüge realisiert wird. In einer derartigen Kontur ist ein zusätzliches Stellglied erforderlich. Es kann sich dabei um eine Vorrichtung handeln, die in begrenztem Umfang eigene Steuerbewegungen hervorruft. Eine derartige Vorrichtung ist z. B. ein elektrisch oder hydraulisch angetriebener Arbeitszylinder, der mit den Steuerseilen oder Steuergestängen in Reihe geschaltet ist und der auf ein entsprechendes Signal hin seine Länge verändern und diese Längenänderung an die Dämpferkontur zurückmelden kann.
Die Dämpfung erfolgt vorteilhaft proportional dem Anstieg der Winkelbeschleunigung (Δε/Δt) (siehe Formel 1 ) um die jeweils zu dämpfende Achse. Die Messung der Winkelbeschleunigung erfolgt dabei vorteilhaft durch in den jeweiligen Achsen paarweise angeordnete Trägheitsgeber. Durch einen Rechner können die Winkelbeschleunigungen durch Signalvergleich der Geberpaare von den Achsbeschleunigungen isoliert und anschließend differenziert werden. Zur Anpassung der Eigenschaften des Dämpfers an die dynamischen Eigenschaften des Schiffes in der jeweiligen Achse wird das Signal um einen frei wählbaren Faktor k (siehe Formel 1 ) verstärkt. Unter den dynamischen Eigenschaften sind in diesem Zusammenhang das Eigenschwingverhalten und zwar Eigenfrequenz bzw. Schwingungsdauer, Dämpfung, dynamische Stabilität zu verstehen. Es gibt zwei Gruppen der dynamischen Eigenschaften, die kurzperiodischen (Schwingungen um die Achsen des objektgebundenen Koordinatensystems) und langperiodischen Schwingungen (Schwingungen des objektgebundenen Koordinatensystems), die sich gegenseitig beeinflussen.
Die Steueranordnung besitzt vorteilhaft einen Adapter zur Anpassung der dämpfenden Wirkung des Ruderschlages an die Fluggeschwindigkeit des LTA-Flugapparates (1 + v). Diese Anpassung ist notwendig, um der veränderten Wirksamkeit des Leitwerkes in Abhängigkeit von dessen Umströmung Rechnung zu tragen. Je höher die Fluggeschwindigkeit, desto stärker muß die Wirkung des Dämpfers reduziert werden. Sinnvollerweise kann jeder, der Wirksamkeit des Ruders proportionale Parameter verwendet werden. Derartige Parameter können die Gerätegeschwindigkeit (1 + vG) und der Staudruck (1 + q) sein. Es ist möglich, anstelle der „1 " einen geeigneten Parameter > 0 einzusetzen. Bedingung ist: (1 + v) > 0
Der Auftrieb eines Tragflügels hängt ab von seiner Fläche, seinem Auftriebsbeiwert und dem Staudruck.
FA = £ - v2 - cA - A (2)
Als Steuergröße bietet sich der Auftriebsbeiwert cA an, der durch den Ruderausschlag beeinflußt werden kann. Um die Dämpfung an die Geschwindigkeit anzupassen, muß ihr Einfluß gewissermaßen eliminiert oder reduziert werden. Bei geringen Geschwindigkeiten wären die Ruderausschläge zu gering, bei hohen Geschwindigkeiten zu hoch. Im ersten Fall dämpft er nicht richtig, im zweiten Fall erzeugt er eine Selbsterregung. Bereits unter Zugrundelegung eines linearisierten Einflusses können ausreichend gute Ergebnisse erzielt werden. Prinzipiell ist jedoch auch eine nichtlineare Einflußnahme möglich. Das wäre der Fall, wenn der Staudruck „q" als Einflußparameter genutzt wird.
Zur Vermeidung extremer Sprungantworten bei Ruderausschlag kann die Wirksamkeit des Dämpfers bei Ruderausschiag herabgesetzt, bzw. in der Wirkungsrichtung umgekehrt werden. Dies erfolgt vorteilhaft durch Vergleich einer vorgegebenen, frei wählbaren, oder durch andere Steuerprogramme beeinflußbaren Winkelgeschwindigkeit ω, (siehe Formel 1 ) mit der tatsächlichen Winkelgeschwindigkeit der Betätigung der Steuereinrichtung ( ω - ) Auf diese Weise bleibt die Steuerbarkeit des Schiffes
Δr weitgehend erhalten
In einer weiteren vorteilhaften Ausfuhrung können dem Dampfer maximal +/- 5°anvertraut werden, so daß ein jeweiliger Ruderauschlag auf +/- 25° beschrankt werden kann Der dem Dampfer anvertraute Ruderwinkel wird auf einen Teil des möglichen Ruderwinkels begrenzt, um im Falle möglicher Defekte oder auftretender Resonanzen die Flugsicherheit nicht zu gefährden
Die Steuerachsen des LTA-Luftschiffes umfassen vorteilhaft eine Schwellwertsteuereinheit Mit einer solchen Einheit kann die Empfindlichkeit des Dampfers an die Eigendampfung des Luftschiffes durch Abschalten des Dampfers unterhalb definierter minimaler Winkelbeschleunigungen anpaßt werden Dadurch wir auch eine Selbsterrregung des Schwingungssystems verhindert Die Große des der Eigendampfung uberlassenen Schwingungspotentiaies muß den dynamischen Eigenschaften des jeweiligen Luftschiffes angepaßt werden
Die Ruderausschlage können vorteilhaft eine Phasenverschiebung gegenüber dem durch die vorhandenen Winkelbeschleunigungen verfugbaren Signal aufweisen Diese Phasenverschiebung wird durch die Trägheit der Signalverarbeitung verursacht Die Eigenschwingfrequenzen eines Luftschiffes sind jedoch vergleichsweise niedrig (weniger als 0,1 Hz) , so daß an die Signalverarbeitungsgeschwindigkeit keine extremen Anforderungen gestellt werden Um die Wirksamkeit des Dampfers zu gewährleisten, sollten die sich durch die Summe aller Verzogerungen ergebenden Phasenverschiebungen 5% der Schwingungsdauer nicht überschreiten Werden numerische Rechenverfahren angewandt müssen die Diskretisierungszeitraume an diese Phasenverschiebung angepaßt werden
Weitere Vorteile und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung sowie aus den Unteranspruchen Die Erfindung wird im folgenden anhand bevorzugter Ausfuhrungsbeispiele der Erfindung unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeichnungen naher erläutert
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNG
Fig 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Leιchter-a!s-Luft- Flugapparats in der Standschwebe beim Entladen einer als Gebäude ausgebildeten Nutzlast
Fig 2 zeigt eine Seitenansicht des Leichter-als-Luft-Flugapparats aus Fig 1 mit schematisch angetragenen Kräften
Fig 3 zeigt den Absetzvorgang aus einer anderen Perspektive
Fig 4 zeigt eine Seitenansicht des Leichter-als-Luft-Flugapparats aus Fig 1 mit schematisch angetragenen Kräften
Fig 5 zeigt den Flugapparat bei der Aufnahme einer Ausgleichslast
Fig 6 a und b zeigt den Flugapparat bei der Ballastubernahme
Fig 7 zeigt einen schematischen Querschnitt durch einen Flugapparat nach Fig 1 mit einer im Abstand zur Schwerpunktachse abzusetzenden Last
Fig 8 zeigt eine Seitenansicht des Luftschiffes aus Fig 7
Fig 9 zeigt einen Schnitt entlang der Linie l l l-lll durch das Luftschiff aus Fig 8
Fig 10 zeigt schematisch eine Steueranordnung für das Luftschiffes nach Fig 1
Fig 1 1 die Arbeitsweise einer Dampfungsanordnung für das Luftschiff nach Fig 1
Fig 12 zeigt ein Schaltbild einer Pumpeinrichtung zwischen zwei Ballasttanks des Flugapparates nach Fig 7
BESCHREIBUNG VON BEVORZUGTEN AUSFUHRUNGEN DER
ERFINDUNG Fig 1 zeigt in perspektivischer Ansicht einen Leichter-als-Luft- Flugapparat 100 dessen Propeller mit 101 und dessen Ladebucht mit 1 02 bezeichnet ist Von dem Flugapparat 100 gehen drei Trossen 105 zu am Boden angeordneten Lastfahrzeugen 106 auf deren Pritschenaufbauten schematisch dargestellte, als Konstantzugwinden ausgebildete Windenanlagen 107 angeordnet sind Die Horizontalebene des Flugapparates 100 ist mit den Achsen X (in Richtung der Hauptachse des Flugapparates 100) und mit Y bezeichnet Die Vertikalebene ist mit einem Pfeil Z dargestellt Die drei Koordinatenachsen X Y Z definieren ein Bezugskoordinatensystem des Flugapparates 100
Unterhalb der Ladebucht 102 hangt an einem Seil 1 08 eine Traverse 109, die weiter unten noch naher beschrieben werden wird, wobei vier Eckpunkte der Traverse (vergleiche Fig 6) mit dem Seil 1 08 über einzelne Seile 108a, 108b, 108c und 108d verbunden sind Es ist möglich, an Stelle des Seils 108 Ketten, Trossen oder dergl vorzusehen Von der Traverse 1 09 reichen vier Halteglieder 1 1 0, die vorzugsweise als starre Stangen ausgebildet sind, zu einer als transportables Gebäude, hier Fertigreihenhaus ausgebildeten Nutzlast 21 Gemäß dem nachstehend beschriebenen Verfahren wird es ermöglicht, die Nutzlast 21 an einem beliebigen Ort zielsicher und zuverlässig abzusetzen wobei der Flugapparat 100 als „schwebender Kran" die ihm eigene Mobilität vorteilhaft ausnutzen kann An der Unterseite des Gebäudes 21 herabhangende Taue 1 11 können vom Boden aus zur Ausrichtung der Nutzlast 21 manuell oder automatisch gefuhrt werden, wobei insbesondere eine Drehung um das eine Drehachse bildende Seil 108 hierbei ermöglicht ist
In Fig 2 sind die vorstehenden Teile mit denselben Bezugszeichen wie in Fig 1 bezeichnet, wobei diese schematisch dargestellt sind und die an den einzelnen Bestandteilen angreifenden Kräfte mit dicken Pfeilen illustriert
Fig 2 zeigt zunächst den in der Luft fliegenden Flugapparat 10O, der noch nicht an den Trossen 105 durch die Konstantzugwinden 1 O7 vertikal in irgendeiner Weise beeinflußt worden ist Die Antriebsaggregate 101 sind derart angetrieben, daß eventuelle Windabtrifften kompensiert werden Hierfür ist die Schnauze 1 12 des Flugapparates 100 in den Wind, also entgegen der Windrichtung 1 13 am Absetzort 1 14, gedreht Der Antrieb der Propeller 101 kompensiert die Geschwindigkeit des Windes 1 13 Durch die Schwerkraft FG, also durch die Massenanziehung der Masse des Flugapparates 100 wirkt eine nach unten gerichtete Kraft FG auf den Flugapparat 100 Diese nach unten gerichtete Kraft wird aufgehoben durch die Auftriebskraft FA des Flugapparates 100 die sich zusammensetzt aus einer Auftriebskomponente des Traggases sowie einer hinzuzuaddierenden Auftriebskomponente aufgrund des Leitwerks 1 15, das aufgrund der vorbeistromenden relativen Windgeschwindigkeit die sich aus der Differenz von Fahrtgeschwindigkeit und Windgeschwindigkeit (scheinbare Geschwindigkeit) mit einer Vertikalkomponente ergibt, zusammensetzt Aufgrund der Ballastierung des Flugapparates 100 können Momente um den mit 1 16 schematisch dargestellten Schwerpunkt des Flugapparates 100, die beispielsweise aufgrund des Gewichts und der Hebel des Leitwerks oder anderer Teile des Flugapparates 100 entstehen, ausgeglichen und somit unberücksichtigt bleiben
Fig 3 zeigt den Flugapparat 100 mit herabgeworfenen Trossen 105, die an den Konstantzugwinden 107 befestigt sind Idealtypischerweise kann davon ausgegangen werden, daß die drei Lastkraftwagen 106, die auch durch ortsfeste Einheiten ersetzbar sind, ein gleichseitiges Dreieck aufspannen, dessen Mittelpunkt, d h der Mittelpunkt des Kreises, der durch die drei Ecken des Dreiecks hindurchgeht, der Absetzort 1 14 ist Andere Dreiecksanordnungen sind möglich Die Trossen 105 bzw der Flugapparat 100 sind derart ausgerichtet, daß der Schwerpunkt 1 16 des Flugapparates im wesentlichen ausgefluchtet ist mit dem Seil 108, an dem die Nutzlast 21 hangt Hierdurch werden sich durch das Herablassen der Nutzlast 21 kontinuierlich ändernde Momente aufgrund des Hebels, der mit der Masse der Nutzlast 21 um den Abstand vom Schwerpunkt wirken, vermieden Eine weiter unten noch unter Bezugnahme auf Fig 7 naher beschriebene Verlagerungsvorrichtung der Nutzlast 21 in der Ladebucht 102 ist hierfür zweckmäßig
Das Trimmen des Flugapparates 100 erfolgt in der Regel durch Umpumpen eines flussigen Ballastes, vorzugsweise von Wasser, in an unterschiedlichen Orten angeordneten Kammern Der Ballast gleicht insbesondere auch das Auftriebsverhalten des Flugapparates 100 aus was durch unterschiedliche Momente, die auf den Flugapparat einwirken, verursacht wird Die Trossen 105 sind mit einer starren Kielkonstruktion des Flugapparates 100, die auch die Ladebucht 102 umfaßt verbunden Diese wiederum ist mit einem Gewichtsansatzpunkt 1 17 im oberen Bereich des Flugapparates 100 verbunden so daß alle Kräfte gleichmäßig angreifen
Die Trossen 105, die über Konstantzugwinden 107 einen konstanten Zug auf den Flugapparat 100 ausüben, gehen zu drei Punkten des gleichseitigen Dreiecks, das von den Fahrzeugen 106 aufgespannt wird und sind auch im gleichen Abstand von dem Schwerpunkt des Flugapparates 100, z B an dessen Ladebucht 102, befestigt Somit heben sich die horizontalen Komponenten der Kraftübertragung der Trossen 105 auf, so daß lediglich die Vertikalkomponenten wirksam sind und in Richtung der Schwerkraft FG, also entgegengesetzt der Auftriebskraft FA des Flugapparates 100, wirken
Nach Befestigen des Flugapparates 100 an den Trossen 105 wird die Auftriebskraft FA vergrößert Dies kann einerseits durch eine Verkleinerung der Ballonette und damit einhergehender Volumensvergroßerung des Traggases, vorzugsweise Helium, andererseits durch Ablassen von Ballast, z B Wasser, erfolgen Auf jeden Fall stellt sich eine Gleichgewichtsbedingung für den Flugapparat 100 ein die ohne Befestigung an den Trossen 105 aufgrund der Ausgleichung der entgegengesetzt gerichteten Kräfte von Auftrieb FA und Schwerkraft FG eine Positionierung des Flugapparates in einer beispielsweise ca 100 m höheren Ebene bewirken wurden Diese Flughohenanderung wird durch die gegen die Auftriebskraft FA gerichtete Kraft F10r der Trossen 105 aufgehoben Hierbei ist zu beachten, daß die Masse der LKW's 106 sehr viel großer ist als die resultierende nach oben gerichtete Kraft des Flugapparates 100 die sich aus der Differenz FA - FG ergibt so daß sich resultierend eine Fixierung des Schwerpunktes 1 16 des Flugapparates 100 über dem Absetzpunkt 1 14 ergibt Durch die Trossen 105 sind seitliche Bewegungen des Flugapparates 100 nahezu unterbunden, wobei durch dieses Aufheben des überschüssigen Auftriebs also der Differenz (FA - FG) eine labile Situation wie bei der Gleichgewichtsbedingung im Anflug, nicht gegeben ist, so daß z B ein plötzliches „Absinken" des Flugapparates 100 bei Änderung der Windgeschwindigkeit mit daraus resultierender Abnahme des Auftriebs, der durch das Leitwerk 1 15 ausgelost wird, unterbunden ist Die Erhöhung der Auftriebskraft ist hierfür ausreichend zu bemessen
Somit ergibt sich die Kräfte- und Momentengleichgewichtssituation, wie sie in Fig 4 dargestellt ist
In Fig 4 ist zu sehen, daß, wenn die Nutzlast 21 , also das Fertiggebaude an der Traverse 109 hangend herabgelassen wird, dies die Gleichgewichtsbedingung für den Flugapparat 100 nicht beeinträchtigt Dabei wird unterstellt, daß das spezifische Gewicht der Nutzlast großer ist als das von Luft Das an dem Flugapparat 100 hangende Gewicht gehört zur Masse des Flugapparates, so daß die nach unten wirkende Kraft Fc zunächst unverändert bleibt Für die Gleichgewichtsbedingung des Flugapparates 100 ist daher die Auftriebskraft FA immer noch großer als die Schwerkraft FG, so daß der Flugapparat 100 fest in der durch die Trossen 105 vorgegebenen Hohe gespannt hangt In dem Augenblick, in dem die Nutzlast 21 am Boden aufsetzt, was zweckmaßigerweise mit geringer AbSinkgeschwindigkeit vorgenommen wird, so daß mit Hilfe der Taue 1 1 1 die exakte Ausrichtung korrigiert werden kann, verringert sich dadurch, daß die Nutzlast nunmehr am Boden aufliegt, die Schwerkraftkomponente FG des Flugapparates 100 Bei einem Gewicht der Nutzlast mit Aufbauten usw von ca 30 t bedeutet dies, daß die frühen Position des Flugapparates 100, die aufgrund eines Gleichgewichts eingestellt wurde, wesentlich hoher ist als die zuvor durch Auftnebserhohung eingestellt oder gar die durch die Trossen 105 künstlich herbeigeführte Es ist also zu beachten, daß die Gewichtskraft F1 S der die Trossenbodenseite beschwerenden Teile die Differenz von Auftriebskraft FA abzüglich der Schwerkraft FG um mehr als die Schwerkraftkomponente F2 der Nutzlast 21 übersteigt so daß die bodenseitigen Befestigungen nicht aus ihren Verankerungen gerissen werden Um den Flugapparat 100 wieder in einen Zustand zu versetzen, in dem er, ohne einen „Sprung' nach oben zu machen, den Absetzort 1 14 wieder verlassen kann, nachdem die Trossen 105 gelost bzw gekappt wurden, muß eine entsprechende Reduzierung der Differenz von Auftriebskraft FA und Schwerkraft FG vorgenommen werden Grundsatzlich kann dies durch Erhohen der Schwerkraft FG erfolgen, in dem beispielsweise Ballastwasser in den Flugapparat 100 gefordert wird oder vorzugsweise eine neue Ausgieichslast 120 über Seil 108 und Traverse 109 in die Ladebucht 102 des Flugapparates 100 aufgenommen wird Zusatzlich bzw zur Reduzierung der Differenz ist es möglich, die Auftriebskraft zu reduzieren, beispielsweise durch Erhöhung des Volumens der Ballonette, Orientierung der Propeller 101 oder des Leitwerks 1 15
Zweckmaßigerweise wird als Ausgleichsballast nach dem Absetzen der Nutzlast 21 ein oder zwei LKW'S 120 als Ausgieichslast an die Traverse 1 O9 befestigt, die beispielsweise jeweils ca 15 t wiegen und somit in etwa gleich dem Gewicht der Nutzlast 21 sind Die Nutzlast 21 , hier das Fertiggebaude, wird von der Traverse 109 gelost, wobei aufgrund des nicht mehr belasteten Seils 108 die nach unten gerichtete Schwerkraft FG des Leichter-als-Luft- Flugapparats 100 um den Anteil F21 herabgesetzt wird Da die Auftriebskraft FA bei dieser Anordnung durch die Trossen 105 mit der entgegengesetzten Kraft F10S aufgehoben wird, welche Kraft F10a betragsmaßig die Kraft F2 deutlich überwiegt, stell sich zunächst keine Änderung der Lage des Flugapparates 100 ein
In einem nächsten Schritt wird die Traverse 109 mit den daran hangenden Fahrzeugen 120 mit Hilfe einer Winde angehoben, wodurch sich wieder das in Fig 3 dargestellte Gleichgewicht des Flugapparates 1 0O einstellt, bei dem die Auftriebskraft FA nur noch geringfügig großer als die Schwerkraft FG des Flugapparates 100 einschließlich der nunmehr an der Traverse 109 hangenden Last F120 ist Alternativ ist es möglich, die an der Traverse 106 hangende und den Flugapparat mit der Kraft F2 beschwerende Nutzlast 21 dadurch gegen eine Ausgieichslast 120 auszutauschen, daß zunächst die am Boden abgestutzte Ausgieichslast 120 an die Traverse 109 eingehängt wird, aber aufgrund ihrer Abstutzung am Boden noch nicht die Schwerkraft FG, die auf den Flugapparat 100 wirkt, beeinflußt. Dies kann z. B dadurch geschehen, daß das Einhangen an die Traverse 109 spielbehaftet erfolgt, oder beispielsweise auch dadurch, daß der Ausgleichsballast 120, vorzugsweise Tiefladerfahrzeuge, mit ausfahrbaren Abstutzfußen versehen ist, die anhebbar sind, so daß die im angehobenen Zustand verharrende Ausgieichslast 120 durch langsames Absenken vor Ort steuerbar zunächst die an der Traverse 109 hangende Nutzlast 21 auf den Boden zieht und durch weiteres Absenken die gewichtsbelastete Verbindung zwischen Traverse 109 und Nutzlast 21 entlastet und dann selbst an dem Flugapparat 100 gewichtsmaßig mit der Komponente F120 lastet. Durch diesen fliegenden Übergang ist es möglich, die zum Halten des Flugapparates 1 OO erforderliche Kraft F105 klein zu dimensionieren
In Fig. 5 ist schematisch ein erstes Ballastfahrzeug 120 an der Traverse 109 hangend dargestellt Auf der anderen Seite ist aus Gleichgewichtsgrunden ebenfalls ein Ballastfahrzeug 120 angehängt, das aber nicht dargestellt ist. Im Anschluß an einen Schritt des Bergens der Ausgieichslast 120 in der Ladebucht 102 des Flugapparats 100 wird zunächst das Gleichgewicht zwischen Auftriebskraft FA und Schwerkraft FG des Flugapparats 100 in derjenigen Hohe, die durch die Trosse 105 vorgegeben ist, wieder hergestellt, z.B. durch Vergrößerung der Ballonette oder Aufnahme von Ballastwasser
Unter Bezugnahme auf Fig 6 wird nachstehend die Traverse 109 naher erläutert. Die Traverse 109 ist in den vier Ecken des Quadrates mit Seilen 108a, 108b, 108c, 108d verknüpft, die am entgegengesetzten Ende mit dem Seil 108, das zum Flugapparat 100 fuhrt verbunden sind. Zweckmaßigerweise ist das Seil 108 aus den Einzelseilen 108a-d zusammengesetzt, beispielsweise durch Spleißen oder andere geeignete Techniken so daß eine optimale Kraftübertragung in den einzelnen Seilen gewährleistet ist Es ist ein besonders zweckmäßiges Merkmal der Erfindung, daß die Seile 108a-d unlösbar sowohl mit dem Seil 108 als auch mit der Traverse 109 verbunden sind Das der Traverse 1 09 abgewandte Ende des Seils 108 ist zweckmaßigerweise aus Sicherheitsgründen ebenfalls unlösbar mit dem Flugapparat 100 verbunden und über eine nicht dargestellte Winde hinauf- bzw herabziehbar Die Energie für den Antrieb der Winde kann beispielsweise von außerhalb des Flugapparates 100 bei Bedarf, beispielsweise beim Entladen an einem Absetzort 1 14, von externen Stromerzeugungsaggregaten zugeführt werden Hierfür muß eine Stromleitung bzw ein Rüssel vom Flugapparat 100 abgeworfen werden Hierdurch entstehen vorteilhaft große Gewichtsersparnisse, da keine Stromerzeugeraggregate in umfangreichen Größenordnungen für die Kommissionierung der Lasten 21 , 120 im Flugapparat 100 mitgefühlt werden müssen An der Unterseite der Traverse 109 bzw des den Kern der Traverse 109 bildenden Quadrates, das auch als Rechteck oder als Trapez ausgebildet sein konnte, sind die Stangen 1 1 1 oder sonstigen Befestigungsmittel angeordnet, die die Last der Nutzlast 21 , hier also des Fertiggebaudes, aufnehmen
Es versteht sich, daß zweckmaßigerweise Möglichkeiten vorgesehen sind, die Nutzlast 21 bzw den Ausgleichsballast 120, die an der Traverse 109 hangen, entlang der Traverse 109 zu verlagern Ferner ist es möglich, die Traverse 109 relativ zu dem Schwerpunkt 114 des Flugapparates 100 in X- bzw Y-Richtung so zu verlagern, daß sie in die Ladebucht paßt Die Traverse 109 hangt an dem Hochpunkt 117 des Flugapparates 100 und entlastet somit die Kielkonstruktion bzw die Konstruktion der Ladebucht 102, ermöglicht also eine Auslegung fü r wesentlich geringere Kräfte Es versteht sich, daß mehr als eine Traverse 109 für jeweils eine daran hangende Last 21 in der Ladebucht 102 des Flugapparates 100 angeordnet sein kann Zweckmaßigerweise sind aber nicht mehr als zwei oder drei solcher Punktlasten vorgesehen Bei Versuchen hat sich Überraschenderweise ergeben daß die Navigationseigenschaften des Flugapparats 100 besonders gunstig sind wenn die Anzahl der Traversen 109 und die Anzahl der Ballonette in einem ganzzahligen Verhältnis zueinander stehen insbesondere wenn die Anzahl übereinstimmt
Fig 7 zeigt einen Querschnitt des LTA-Flugapparat in der Standschwebe beim ausbalancieren einer Last, beispielsweise eine transportables Haus entsprechend der Figurenbeschreibung der Fig 1 bis 6 Fig 8 zeigt den entsprechenden Längsschnitt durch den Flugapparat Der Flugapparat 100 ist ein Pralluftschiff /bzw ein halbstarres Schiff Zwei Ballasttanks für Ballastwasser sind schematisch eingezeichnet und mit dem Bezugszeichen 122, 123 versehen Eine Last L wird an einer Trosse 124 durch eine Lasthubeinrichtung 125 abgesenkt Die Last L hangt an einer Traverse T, die selbst wiederum von der Lasthubeinrichtung 125 mittels einer Trosse 126 gehalten ist Weitere Einzelheiten hierzu ergeben sich aus den folgenden Ausfuhrungen Zur Lenkung des Flugapparates ist zweckmaßigerweise ein im achterlichen Bereich des Traggaskorpers angeordnetes Leitwerk 150 vorgesehen Die Lenkung erfolgt über an dem Leitwerk achterlich angelenkte Ruderblatter 151 , die durch Schubtriebwerke, die unweit in der Mitte der Erstreckung des Traggaskorpers an diesem mittelbar angeordnet sind, unterstutzt werden können Die Schubtriebwerke 101 sind nicht für den Dauerbetrieb ausgelegt, sondern zum initiieren bewußter Richtungsanderungen und sind um wenigstens zwei Achsen an ihrer Aufhangung schwenkbar angeordnet Sie wirken somit als Schubvektoren und ermöglichen eine Unterstützung beim Fliegen von Kurven, in dem sie durch Vorschub auf der einen Seite und Gegenschub auf der anderen Seite den Drehradius verkleinern, ferner ist es möglich, z B für Starts und Landungen zusätzlichen Auftrieb durch den Ruckstoß der Schubtriebwerke vorzusehen
Der Stabilisator 151 steht vertikal vom Flugapparat 100 nach oben ab und überragt diesen Achterlich ist an dem Stabilisator 151 ein Ruderblatt 151 a angelenkt, das als Seitenruder Verwendung findet Auch die Stabilisatoren 152 bis 155 weisen achterlich angelenkte Ruderblatter 152a bis 155a auf bei denen es sich primär um Höhenruder handelt Die genaue Art der Steuerung und die Besonderheiten der Orientierung der Stabilisatoren 152 bis 155 wird weiter unten noch naher erläutert
Die Stabilisatoren 152, 154 sind einerseits auf der Backbordseite die Stabilisatoren 153, 155 andererseits auf der Steuerbordseite des Luftschiffes 100 angeordnet Wie insbesondere in Fig 7 gut zu erkennen, stehen auch die Stabilisatoren 152 bis 155 über dem maximalen Umfang des Luftschiffes 100 vor, jedoch steht keiner der Stabilisatoren seitlich über die maximale Breite des Luftschiffes 100 Hierdurch wird in besonders gunstiger Weise die Gesamtbreite des Luftschiffes 100 durch das Leitwerk 150 nicht überschritten Dies ist besonders vorteilhaft weil dadurch für das Leitwerk 150 kein seitliches Übermaß bei Hallenkonstruktionen oder dergleichen vorgesehen werden muß
Die Stabilisatoren 152 bis 155 weisen einen Spreizwinkel von 30° zur Horizontalen auf, so daß sich beiderseits die vertikalen Komponenten des jeweils Backbord und Steuerbord angeordneten Ruderpaars kompensieren bzw neutralisieren Diese vorteilhafte Wirkung wird weiter unten im Zusammenhang mit der Steuerung bzw mit dem Verfahren zum Steuern des Flugapparates 100 in weiteren Einzelheiten beschrieben
Wie insbesondere in Fig 9 zu erkennen ist bilden die fünf Stabilisatoren die Gestalt eines sechszackigen Sterns, dessen unterer Zacken fehlt In der Verlängerung des fehlenden unteren Zackens ist beispielsweise die Ladebucht 102 mit hieran angebauter Gondel vorgesehen, in der eine Last oder Personen befordert werden Um bei Fahrt dicht über Grund bzw beim Abheben einen Steigwinkel zuzulassen der die Berührung mit dem Leitwerk 150 vermeidet, ist es ebenfalls zweckmäßig, die unteren Stabilisatoren 154, 155 in einem möglichst großen Abstand von dem Boden bzw dem tiefsten Punkt der Ladebucht 102 anzuordnen Der Kratzwinkel 157 (Fig 8) reicht aus, um Steigungen von bis zu 16° beim Abheben vom Boden einzurichten Insoweit unterscheidet sich das Luftschiff 100 vorteilhaft von Flugapparaten mit bekannten Leitwerken Vor dem Leitwerk 150 und unterhalb der unteren Stabilisatoren 1 54 1 55 befinden sich beidseitig des Luftschiffes 100 langsamdrehende Luftschrauben 101 die für den erforderlichen Vortrieb des Flugapparats 100 sorgen
Wie in Fig 7 zu sehen, überragen die Stabilisatoren 151 bis 155 den Umfang der Hülle des Luftschiffes 1 00 um einen jeweils identischen Betrag Der Winkel zwischen jeweils zwei benachbarten Stabilisatoren betragt ca 60° Es ist möglich, auch auf der vertikal nach unten weisenden Seite einen verkürzten Stabilisator anzuordnen der vorzugsweise ein Seltenruderblatt achterlich angelenkt aufweist In diesem Fall wird das Leitwerk aus sechs Stabilisatoren gebildet, von denen zumindest die fünf dem Leitwerk 150 entsprechenden Stabilisatoren 151 bis 155 mit einem achterlich angelenkten Ruderblatt 151 a bis 155a ausgestattet sein werden
Mit 1 10 ist in Fig 7 der Auftriebspunkt des Luftschiffes 1 00 bezeichnet mit 1 1 1 der Massenschwerpunkt, der unterhalb des Auftriebsschwerpunkt 1 10 liegt In den Endbereichen des Traggaskorpers ist ein vorderes und ein hinteres Ballonett angeordnet, so daß eine Verschiebung des Auftriebspunktes 1 10 durch ungleichmäßige Befullung möglich ist Gleichzeitig ist in gunstiger Weise sichergestellt, daß der zentrale Hullenbereich, der die Last tragt, auch derjenige Bereich ist, an den die Auftriebskräfte angreifen Die Ladebucht 102 (Fig 8 und 9) ist ca 32 m lang und erlaubt die Aufnahme sperriger Guter mit hohen Punktlasten wie beispielsweise eine transportables Haus
Eine Schwerpunktachse 127 ist definiert durch die senkrechte Achse durch den Auftriebsschwerpunkt 1 10 und den Massenschwerpunkt 1 1 1 Es ist zu erkennen, daß die Last L im Abstand a von der Schwerpunktachse 127 des Flugapparates 100 entfernt ist Es sei unterstellt, daß in der X-Richtung. die in die Blattebene reicht, kein Abstand vorgesehen ist Für diesen Fall gelten aber die Ausfuhrungen ganz entsprechend In einem Abstand b von der Schwerpunktachse 127 befindet sich der Ballasttank 1 23, im selben Abstand b auf der anderen Seite der Schwerpunktachse 127 der Ballasttank 122 Die in den Ballasttanks 123, 122 befindliche Menge an Wasser und die Last L (bzw die zugehörige Masse) wird multipliziert mit dem Hebel a bzw b wobei für ein Kippmomentengleichgewicht die Bedingung ((Masse in dem Ballasttank 123 - Masse in dem Ballasttank 122) x Betrag des Abstands b) - (Masse der Last L x Abstand a), wobei unterstellt sei, daß der Ballasttank 123, der auf der anderen Seite der abzusetzenden Last angeordnete Ballasttank sei, gleich 0 sein muß. Ausgehend von dieser Gleichgewichtsbedingung kann ein weiterer Verfahrweg der Last L ermittelt werden zu einem entsprechenden Volumen an Ballastwasser, das vom Tank 122 in den Ballasttank 123 (bzw. umgekehrt) befördert werden muß, um ein betragsmäßig und vorzeichenmäßig ausgeglichenes
Momentengleichgewicht zu erzeugen.
In Fig. 12 ist eine Schaltung dargestellt, mit Hilfe derer die Drehzahl einer Pumpe 130, die hier nur schematisch dargestellt ist, geregelt wird und ein schnelles Reagieren auf Laständerungen bzw. auf Änderung des Verfahrweges der Laufkatze beeinflußt werde kann. Mit den Bezugszeichen 131 , 132, 133, 134 sind Schnellschlußventile illustriert, die bei Vorliegen einer Gleichgewichtsbedingung alle geschlossen sind. Dann ist auch die Pumpe 130 stillgesetzt. Muß nun Ballastwasser vom Tank 122 in den Ballasttank 123 gefördert werden, werden die Ventile 133 und 132 geöffnet und die Pumpe 130 fördert Ballastwasser aus dem Tank 122 in den Tank 123. Umgekehrt werden diese Ventile geschlossen und die Ventile 133, 1 32 geöffnet und die Pumpe 130 fördert Ballastwasser aus dem Tank 123 in den Tank 122.
Es versteht sich, daß wahlweise die Möglichkeit besteht, um die Pumpe nicht abschalten zu müssen bzw. um ein entsprechende Pumpendrehzahl, beispielsweise während des Lastabsetzens aus der Luft, stets bereit zu halten, ohne daß es zu trägheitsbedingten Zeitverlusten kommt, beispielsweise die Ventile 132, 134 gleichzeitig zu öffnen und die Pumpe 130 im Kreis pumpen zu lassen. Es ist ebenso möglich, diesen Kreis an weitere Pumpkreise anzuschließen, um beispielsweise Ballastwasser abzulassen oder aufnehmen zu können. Es ist ferner möglich, die Stromversorgung der Pumpe 130 extern vorzusehen. Zweckmäßigerweise weisen die Ballasttanks (nicht dargestellte) Füllstandsmelder auf, die den Füllstand der Ballasttanks als Signal an die Steuerung abgeben, und so die Ermittlung des verbleibenden Verlagerungspotentials ermöglichen.
Die geringe Streckung des Schiffes 100, der große Abstand zwischen dem Auftriebschwerpunkt 1 10 auf einer Hochachse und die große konzentrierte Masse in der Ladebucht 102 bewirken ein Eigenschwingverhalten mit Schwingungsperioden von etwa 10 - bis 15 s. Das Luftschiff 100 verfügt über eine hohe Stabilität um die Quer- und Längsachse. Gleichzeitig ist die aerodynamische Eigendämpfung aufgrund der geringen Streckung (geringes dynamisches Dämpfungsmoment durch geringen Flächenabstand von der Drehachse) und dem relativ kleinen Abstand der Leitwerke vom Drehpunkt vergleichsweise niedrig. Zur Verbesserung der Steuerbarkeit des Luftschiffes 100 mit zu geringer Eigendämpfung ist deshalb ein aktives Dämpfungssystem unter Einbeziehung des Leitwerkes 150 angeordnet. Dieser aktive Dämpfer ist prinzipiell auf die Bewegungen um alle Achsen des Luftschiffes anwendbar, die über aerodynamische Steuerflächen beeinflußt werden können.
Fig. 10 zeigt eine Schaltungsanordnung zur Steuerung des oben beschriebenen LTA- Flugapparates 100 mit geringer Streckung durch Betätigung der Ruder 151 a bis 155a, wobei das Verfahren zum Steuern des Flugapparates nachstehend näher erläutert wird. Die Steuerbefehle können von einem manuell betätigbaren Steuerorgan oder Steuerhorn 4 (siehe Fig. 1 1 ) durch den Piloten des Luftschiffes 100 vorgegeben werden. Es versteht sich, daß die Steuerung 120 mit Programmen ausgerüstet ist, die Steuerfehler weitgehend verhindern— oder wahlweise eine entsprechende Anzeige generieren.
Die Steueranordnung 120 erhält als Eingangsgröße Rückmeldungen über den Füllstand der oben beschriebenen Ballastwassertanks 121 , 123 und der Ballonettbeluftung 124. Als weitere Eingangsgröße der Steuerung sind die Schiffsgeräteausrüstung 125 (Lage, Kurs, Höhe, und Zustand des Traggases) vorgesehen. Als weitere Eingangsröße werden die Achsenbeschleunigungen 160 des Luftschiffes 100 in vertikaler 160z -, horizontaler 160x - und Querrichtung 160y registriert. Als weitere Eingangsröße werden Winkelbeschleunigungsanderungen Δε/Δt um die jeweilige Längs- Quer- und Hochachse registriert Weitere Einflußgroßen auf die Steuerung 120 sind die Windrichtung 161 b und Windgeschwindigkeit 161 a des Luftschiffes sowie die Außentemperatur 162a und das Temperaturfeld des Traggases 162b Als letzte Eingangsgroße werden die mechanischen Seilzugkrafte 163 bei der Fesselung detektiert
Alle genannten Eingangsgroßen werden von der Steuerung 120 zu jeweils zwei Steuergroßen A, B umgewandelt wobei die Steuergroße A Ventile 130, Pumpen 131 zur Forderung des Ballastwassers die Ballonettbeluftung 122 und die Stellung von zusätzlichen Schubvektoren 140 umfaßt Die Steuerung 120 hat über die Steuergroße B direkten Zugriff zu dem Leitwerk 150 und den dort angelenkten Ruderflachen 151 a 152 a, 153a, 154a und 155a, mit denen die aerodynamische Steuerung des Luftschiffes 1 10 durchgeführt wird
Zur Unterstützung einer zu geringen aerodynamischen Dampfung wirkt die Steuerung 120 auch als Dampfungselement das in Form einer passiver Dampfung (aerodynamische Dampfung, Dampfung durch Fesselwinden) und einer aktiven Dampfung (Antiheeling durch Ballastumverteilung, differenzierte Ballonettbeluftung und differenzierten Einsatz der verfugbaren Schubvektoren, Erzeugung von dampfenden Ruderkraften durch aktive Dampfer 10 im Steuerkreis der Fluglageregelung) dafür sorgt daß auftretenden Schwingungen auf ein für den Betrieb des Luftschiffes in einem breiten Geschwindigkeitsbereich akzeptables Niveau reduziert werden Bei Fluggeraten mit geringer Streckung liegt der Schwerpunkt auf der aktiven Dampfung, da ein solches Fluggerat nur über eine geringe Eigendampfung verfugt
Fig 1 1 zeigt die Arbeitsweise einer Dampfungsanordnung Dargestellt ist eine mögliche Dampferkontur 5 zur Einflußnahme auf die Steueranordnung 120 des Luftschiffes 100 Es handelt sich um den Einfluß auf den Langssteuerungskanal eines Luftschiffes Analoge Arbeitsweisen ergeben sich für eine Steuerung des Luftschiffes 100 im nicht dargestellten Querkanal. Die Berechnung des erforderlichen Dämpfungsausschlages erfolgt in einer zentralen Steuereinheit 8, die sowohl die Dämpferkontur 5 als auch die Steuerungskontur 7 der Steueranordnung des Luftschiffes 1 00 beinhaltet. Die Steuereinheit 8 ist so gestaltet, daß die Proportionalität zwischen einem Steuerimpuls ΔδR und dem Ruderausschlag δR gezielt veränderbar ist. Beide Konturen 5, 7 sind Teil eines Fluglagerechners 1 1 .
Die Übertragungsfunktion 1 der Steuerung ( δR = f(δSH ) - Abhängigkeit des Ruderausschlages δκ von der Position des Steuerorgans - δ H
Steuerhorn) ist symbolisch durch eine starke durchgezogene Linie 2
(Steuerungskontur) sichtbar gemacht worden. In diese Übertragungsfunktion
1 integriert ist ein Stellglied 3, das die Addition des Dämpfungssignals zum , durch den Piloten des Luftschiffes 1 00 vorgegebenen Steuerungssignal ermöglicht. Das Stellglied 3 besitzt eine Rückkopplung 6 (gestrichelte Linie) , die ständig die Differenz zwischen dem Ruderausschlag δR und der Position des Steuerorgans 4 (Steuerknüppel, Steuerholm o. ä.) ermittelt, mit dem durch die Dämpferkontur 5 berechneten erforderlichen Steuerimpuls ΔδR des
Dämpferausschlags vergleicht und die bestehende Differenz durch
Nachführen der Ruderblätter 151 a bis 155a mit möglichst geringer
Verzögerung auf null reduziert. Die Winkelgeschwindigkeit
Figure imgf000031_0001
der
Steuerholmbewegung wird in der Dämpferkontur 5 gemessen und im Fluglagerechner verarbeitet.
Die Dämpfung erfolgt proportional dem Anstieg der Winkelbeschleunigung Δε/Δt (Fig. 10) um die jeweils zu dämpfende Achse. Die Messung der Winkelbeschleunigung (Δε/Δt) erfolgt durch in den jeweiligen Achsen paarweise angeordnete Trägheitsgeber (nicht dargestellt) . In einem Rechner 9 werden die Winkelbeschleunigungen Δε/Δt durch Signalvergleich nicht dargestellter Geberpaare von den
Achsbeschleunigungen isoliert und anschließend differenziert (in einem nicht dargestellten üblichen Differenzierglied). In einer Regulierungsschaltung 1 2 werden die Eigenschaften des Dämpfers 10 an die dynamischen Eigenschaften des Schiffes 100 angepaßt Hierzu wird in der jeweiligen Achse wird das Signal um einen frei wahlbaren Faktor k verstärkt Zur Vermeidung extremer Sprungantworten bei Ruderausschlag wird die Wirksamkeit des Dampfers bei Ruderausschlag herabgesetzt, bzw in der Wirkungsrichtung umgekehrt Dies erfolgt durch Vergleich einer vorgegebenen, frei wahlbaren, oder durch andere Steuerprogramme beeinflußbaren Winkelgeschwindigkeit ωk mit der tatsächlichen όX, Winkelgeschwindigkeit der Betätigung der Steuereinrichtung ωA
Δr
\δδ,,π ωk - ■ 1 ) Auf diese Weise wird die Steuerbarkeit des Schiffes weitgehend
Figure imgf000032_0001
erhalten

Claims

PATENTANSPRÜCHE
1. Leichter-als-Luft-Flugapparat, umfassend eine Mehrzahl von Ballasttanks (122, 123) und eine absenkbare Lasthubeinrichtung (125) zum Absetzen einer in einer Ladebucht (102) befestigten Last (L) auf dem Boden, mit einem daran anhaftenden Leitwerk (150) und Rudereinrichtungen, mit einer Steueranordnung (120) mit der Steuerachsen (X.Y, Z) zum Steuern des Flugapparates (100), wobei durch einen von der Steueranordnung (120) veranlaßten Ruderausschlag (δR) der Rudereinrichtung der Flugapparat (100) in jeder Achse (X, Y, Z) positionierbar ist, und Dämpfungselemente (10) im Flugapparat (100) vorgesehen sind, um auftretende Schwingungen auf eine für den sicheren Flugbetrieb ausreichendes Niveau zu reduzieren, dadurch gekennzeichnet, daß der Ruderausschlag (δR) mit einem Steuerimpuls (ΔδR) modulierbar ist, der einen zusätzlichen Ruderausschlag mit dämpfender Wirkung umfaßt, und die Lasthubeinrichtung (125) entlang einer Längsrichtung und/oder einer Querrichtung der Ladebucht (102) verfahrbar ausgebildet ist, so daß eine Last (L) aus der Luft an einem Absetzpunkt genau absetzbar ist.
2. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß die Lasthubeinrichtung (125) gleichzeitig in Quer- und in Längsrichtung verfahrbar ist.
3. Flugapparat nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Lasthubeinrichtung (125) eine elektronische Waage umfaßt. Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 3 dadurch gekennzeichnet, daß mindestens vier Ballastwassertanks (122 123) vorgesehen sind, von denen jeder sich vom Massenschwerpunkt (1 1 1 ) des Flugapparates (100) sowohl in Längs- als auch in Querrichtung des Flugapparats (100) in einem vorbestimmten Abstand (a) befindet
Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 4 dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranordnung (120) den Verfahrweg der Lasthubeinrichtung (125) und den Fullgrad von Tanks (122, 123) innerhalb des Flugapparates (100) erfaßt und den zusätzlichen Verfahrweg berechnet
Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 5 dadurch gekennzeichnet, daß die Ballastwassertanks (122, 123) bugseitig und heckseitig sowohl auf der Backbord als auch auf der Steuerbordseite vorgesehen sind und eine Pumpe (130) vorgesehen ist, die das Ballastwasser von Backbord nach Steuerbord oder umgekehrt pumpt und durch die Steuerung (12O) Ballastwasser proportional zum Verfahrweg der Lasthubeinrichtung (125) umpumpbar ist
Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitwerk (150) in Abhängigkeit von dem Verfahrweg der Lasthubeinrichtung (125) steuerbar ist
Flugapparat nach einem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß Schubvektorantriebe (101 ) vorgesehen sind, deren Orientierung und Schubkraft von der Steueranordnung (120) eingestellt wird.
Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranordnung einen Fluglagerechner (8) umfaßt, mit dem Lage- und Bewegungsdaten des Flugapparates (100) als aktiver Dampfer (5) der Steueranordnung (120) zufuhrbar sind Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 9 dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranordnung (120) zusätzliche Steuerungsmittel (9, 12) zur gezielten Einwirkung auf das Ubertragungsverhalten zwischen dem Steuerimpuls (ΔδR) und dem Ruderausschlag ( δR ) umfaßt
Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 10 dadurch gekennzeichnet, daß die dampfende Wirkung des Ruderausschlags proportional dem Anstieg der Winkelbeschleunigung (Δε/Δt) um die jeweils zu dampfende Achse erfolgt
Flugapparat nach Anspruch 11 dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranordnung (120) jeweils einen paarweise angeordneten Tragheitsgeber für die Steuerachsen (X, Y, Z) zur Messung der Winkelbeschleunigung (Δε/Δt) und eine Filteranordnung mit Vergleicher und nachgeschaltetem Differenzierg ed aufweist
Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranordnung (120) eine Vergleichsschaltung für die Steuerachsen (X, Y, Z) umfaßt zum Vergleich des Ist-Winkels des Ruderausschlages mit einem vorgegebenen Soll-Winkel
Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranordnung (120) für jede Steuerachse des Flugapparates einen Adapter aufweist, mit dem die Empfindlichkeit des Dampfers (10) der Fluggeschwindigkeit (v) anpaßbar ist
Flugapparat nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß bei der Steueranordnung (120) neben der Fluggeschwindigkeit auch andere proportionale Einflußgroßen wie Gerategeschwindigkeit (1 +vG) oder Staudruck (1 +q) des Flugapparates als Steuergroße für den Adapter vorgesehen werden können
16. Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß der Steuerimpuls (ΔδR) dem Ruderausschlag ( δR ) einen Winkel von maximal ±5° aufprägt, wobei der Ruderausschlag (δR ) auf einen Winkel von 25° beschränkbar ist.
17. Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerung (120) jeweils eine Schwellwertsteuereinheit umfaßt zur Anpassung der Empfindlichkeit des Dämpfers (10) an die Eigendämpfung des Luftschiffes (100).
18. Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Rudereinrichtung eine Ruderanlage mit Ruderblättern umfaßt.
19. Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 18, dadurch gekennzeichnet, daß die dämpfenden Ruderausschläge eine Phasenverschiebung gegenüber dem durch die vorhandenen Winkelbeschleunigungen verfügbaren Signal aufweisen, und die Phasenverschiebung max. 5% einer Schwingungsdauer nicht überschreitet.
20. Verfahren zum Ausbalancieren der Lage eines Leichter-als-Luft- Flugapparates (100) nach einem der Ansprüche 1 bis 19 beim Absetzen einer Last (L), gekennzeichnet durch die Schritte
Ermitteln des Moments, das durch den Abstand der Last vom Massenschwerpunkt (1 1 1 ) des Flugapparates (100) auf den Flugapparat (100) wirkt und
Ausgleichen des Moments durch gleichzeitiges Umpumpen von Ballastwasser von einem ballastzugewandten Tank (122) in einen ballastabgewandten Tank (123). Verfahren nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet daß Schnellschlußventile (131 - 134) vorgesehen sind, die in Reaktion auf ein errechnetes Momentenungleichgewicht ansprechbar sind
Verfahren nach Anspruch 20 oder 21 , dadurch gekennzeichnet, daß durch die Steueranordnung (120) Schwellenwerte vorgebbar sind, mit der bei Über- bzw Unterschreiten erst ein Eingreifen und Korrigieren eines Momentenungleichgewichtes erfolgt
Verfahren nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß in der Steueranordnung (120) Dampfungselemente vorgesehen sind, mit denen auftretende Schwingungen durch Zusammenwirken auf ein für den Betrieb des Luftschiffes im extremen Langsamflug bis in den Bereich der Standschwebe akzeptables Niveau reduziert werden und die Lage - und Bewegungsdaten des Flugapparates von der Steueranordnung (12O) erfaßt, einem Flugrechner (8) zugeführt, verarbeitet und als Steuerimpuls (ΔδR) für einen Ruderauschlag (δR) einer Rudereinrichtung (151a- 155a) des Flugapparates vorgesehen werden
Verfahren nach Anspruch 23, daß der Steuerimpuls (ΔδR) als Stellglied für eine Rudermaschine mit angeschlossenen Ruderblattern vorgesehen wird
Verfahren nach Anspruch 23 oder 24, dadurch gekennzeichnet, daß der Ruderausschlag (δR) als zusatzliche Damfpungselement (10) in jeder Steuerachse des Luftschiffes (10) vorgesehen wird und unabhängig durch den Fluglagerechner (8) verändert werden kann
Verfahren nach einem der Anspruch 23 bis 25, dadurch gekennzeichnet, daß in der Steueranordnung (120) eine Anpassung der Dampfungselemente in Abhängigkeit einer Winkelgeschwindigkeit des Ruderausschlages oder einer ihm proportionalen Große der jeweiligen Steuerachse durchgeführt wird
27 Verfahren nach Anspruch 26, dadurch gekennzeichnet, daß die Abstimmung der Winkelgeschwindigkeit durch Vergleich mit einer fest vorgebbaren oder durch Programmierung des Fluglagerechners eingebbaren Bezugsgroße (ω durchgeführt wird
28 Verfahren nach einem der Ansprüche 23 bis 27, dadurch gekennzeichnet, daß bei aktiven Flugmanovern des Luftschiffes (100) die Empfindlichkeit der Dampfungselemente (10) herabgesetzt werden und die Dampfungswirkung reduziert wird.
29 Verfahren zum Absetzen einer an einem Leichter-als-Luft-Flugapparat (100) befestigten Last (L) auf dem Boden, gekennzeichnet durch die Schritte
(1 ) Befestigen des Flugapparates (100) mittels Tauen oder dergleichen (105) an entsprechend schweren Befestigungselementen (106) am Boden,
(2) Absetzen der Last (L),
(3) Anheben einer Ballasteinheit und
(4) Losen der Taue.
30. Verfahren nach Anspruch 29, dadurch gekennzeichnet, daß die Befestigungselemente am Boden fahrbare Fahrzeuge (106) umfassen
31 Verfahren nach Anspruch 29 oder 30, dadurch gekennzeichnet, daß der Ballast ein fahrbares Fahrzeug ist. Verfahren nach einem der Ansprüche 29 bis 31 , dadurch gekennzeichnet, daß die Last (L) ein Fertighaus (21 ) ist
Verfahren nach einem der Ansprüche 29 bis 32, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugapparat (100) einen Kran umfaßt, der für das Absetzen der Last (L) und das Anheben des Ballasts betätigt wird
Verfahren nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß die Energieversorgung des Krans vom Boden aus erfolgt
Verfahren nach einem der Ansprüche 29 bis 34 dadurch gekennzeichnet, daß der Ballast gewichtsmaßig auf die abgesetzte Last abgestimmt wird
Verfahren nach einem der Ansprüche 29 bis 35, dadurch gekennzeichnet, daß der Ballast ein speziell an die Absetzstelle gefahrenes Fahrzeug ist, das durch den Flugapparat zurück an eine Ausgangsstation befordert wird
Verfahren nach einem der Ansprüche 29 bis 36, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Lasten an voneinander beabstandeten Orten abgesetzt werden und daß für jede abgesetzte Last ein Ballast aufgenommen wird
Verfahren nach Anspruch 37, dadurch gekennzeichnet, daß die Befestigungsfahrzeuge am Boden mit daran befestigtem Flugapparat vom Standort der abgesetzten Last zum Standort der noch abzusetzenden Last verlagert werden
Verfahren nach einem der Ansprüche 29 bis 38, dadurch gekennzeichnet, daß das Ballastfahrzeug die Fundamente der abzusetzenden Last zum Absetzort transportiert
0. Verfahren nach einem der Ansprüche 29 bis 39, dadurch gekennzeichnet, daß eines der Befestigungsfahrzeuge Generatoren für die Energieerzeugung für das Absetzen der Last und das Aufnehmen des Ballasts aufweist.
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