WO2017050333A1 - Trennbare tragfläche für ein luftfahrzeug, luftfahrzeug mit trennbarer tragfläche und verfahren zum landen eines solchen luftfahrzeugs - Google Patents

Trennbare tragfläche für ein luftfahrzeug, luftfahrzeug mit trennbarer tragfläche und verfahren zum landen eines solchen luftfahrzeugs Download PDF

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WO2017050333A1
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wing
aircraft
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PCT/DE2016/200441
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Florian Kurfiss
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Airbus Ds Gmbh
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64U40/00—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration
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    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
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    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors

Definitions

  • Separable airfoil for an aircraft aircraft with separable airfoil and method of landing such an aircraft
  • the invention relates to a wing for an aircraft, an aircraft with such a wing and a method for landing such an aircraft.
  • the invention relates to a wing with distributed mass, which find use in large, extremely light aircraft.
  • HALE High Altitude Long Endurance
  • HAPS High Altitude Pseudo Satellite
  • a very level runway is necessary. This should ideally be oriented so that it lies downwind while landing. Only so is a uniform landing, the aircraft is simultaneously on the entire width of the main wing, feasible. However, this limits the possible span of the aircraft and also places very high demands on the weather conditions and selection of the runway.
  • the invention is directed to the object of providing a support surface for such aircraft, with which a safe landing of the aircraft is made possible.
  • An aircraft airfoil comprises at least two airfoil components arranged one after another in the longitudinal direction of the airfoil and with each other are connected.
  • a connection unit between two adjacent wing components for releasably connecting the two adjacent wing components may be arranged.
  • the support surface comprises a control system which is set up to send a release signal to at least one connection unit prior to a landing of the aircraft, wherein the at least one connection unit is arranged to release the connection of the two adjacent wing components upon receipt of a release signal.
  • the longitudinal direction of the support surface is substantially perpendicular to the direction of flight.
  • the two adjacent Tragfiambaenkom- components connected by the connection unit meet at two opposite abutment surfaces - preferably end faces - the respective wing components together.
  • the abutment surfaces can be perpendicular to the longitudinal direction, ie parallel to the direction of flight, whereby any edges on the collapsed abutment surfaces produce the lowest air resistance.
  • the subdivision of the wing can be done on existing structural joints. For example, portions of the wing may be disposed at an angle to other portions of the wing. At the locations where the wing is bent or angled, a corresponding connection unit can connect the two adjacent wing components together.
  • the subdivision of the wing does not have to cause a symmetrical division of the wing. Rather, depending on the aircraft structure, the subdivision can be effected as often as desired and at any desired points symmetrically or asymmetrically.
  • the support surface consists of at least three wing components, wherein a wing component is arranged centrally above the fuselage of the aircraft. This central wing component also remains on the fuselage of the aircraft after the other wing components have been released.
  • two adjacent wing components may also abut each other on the fuselage of the aircraft and be detachably connected to a connection unit, in which case the fuselage of the aircraft may also depend on the two wing components prior to landing
  • the payload protection can be increased.
  • the overall span is reduced such that landing of a wing portion (on the runway or runway) has less leverage on the overall structure of the aircraft or on the detached wing portion.
  • an uncontrolled breakup or other destruction of the wing is avoided - but at least greatly reduced.
  • control system may be configured to transmit the release signal in response to an altitude over ground or as a result of manual triggering of an operator of the aircraft.
  • the release signal can be triggered and sent shortly before touchdown, so when the altitude above ground when landing below a certain threshold.
  • the threshold may be between 15m and Im, for example.
  • the release signal can be triggered and transmitted, for example, at 15 m, 10 m, 5 m, 2 m or 1 m.
  • the aircraft can also be separated at a greater height, so that the items can be flown separately to the same landing site or to different landing sites.
  • the altitude can be measured by at least one corresponding sensor and transmitted to the control system for further processing.
  • a sensor may be a radar sensor, lidar sensor, ladar sensor, camera or other sensor.
  • a satellite-based system such as a GPS sensor, find use. However, the exact height of the runway in the GPS coordinate system must be known. If the aircraft is already equipped with at least one such sensor, for example for monitoring the earth's surface, this sensor can be used to measure the distance between the aircraft and the ground (runway, runway).
  • the at least one connection unit comprises a holding device, which causes the connection of the two adjacent airfoil components, and a release device, which releases the connection of the two adjacent airfoil components upon receipt of the release signal.
  • the holding device may comprise at least one rope.
  • a rope may hold together two adjacent wing components in which it is attached to respective fixations on each of the two wing components.
  • matching, interlocking shapes are provided on two wing components to be joined together. For example, pins or bolts and corresponding receiving openings can be arranged on the two wing components. These intermeshing shapes may be disposed on the abutting end surfaces of the two adjacent airfoil components.
  • the two wing components are secured against displacement (perpendicular to the longitudinal direction of the wing components).
  • the at least one cable is attached to each of the two adjacent airfoil components and is preferably under tension so that the abutting surfaces of the two airfoil components are pressed together.
  • the holding device may comprise at least one connecting bolt and / or a detonating bolt.
  • Each bolt is guided through at least one bracket on a first of the adjacent wing components and at least one bracket on a second of the adjacent wing components.
  • the bolt is preferably arranged parallel to the abutting surfaces of the wing components or perpendicular to the longitudinal direction of the wing components.
  • the release device may comprise a cutting device. This is particularly advantageous if the holding device consists of a rope and the cutting device severed the rope.
  • the cutting device can be mechanically operated. But it can also be a pyrotechnic cutting device. Such encapsulated explosive mechanisms are also used, for example, in a "Cypress Cutter TM".
  • the release device may comprise an actuator which is adapted to move the connecting bolt from a holding position to a release position.
  • the actuator can exert a tensile or compressive force on the connecting bolt, so that it is pulled or pushed from at least one holder on a wing component.
  • at least one mount belonging to one of the adjacent wing components can become free, so that this wing component separates from the other adjacent wing component.
  • a pyrotechnic propellant charge can be used which moves the connecting bolt relative to one of the airfoil components. At the same time the abutting surfaces of the adjacent wing components can be repelled from each other at the same time.
  • the release device may comprise a pyrotechnic cutting charge or explosive charge which cuts through the connecting bolt. By severing the connecting bolt also a holder of the adjacent wing components is free. A cutting charge or explosive charge is particularly advantageous when space or weight reasons an actuator can not be installed to release the connecting bolt.
  • connecting element between the wing components, which is destroyed, for example, by a blast / cutting charge and thus the wing components are separated from each other.
  • the connecting element can be detachable, e.g. by screws, be attached to both wing components.
  • the connecting element is then a wearing part, which is replaced after each landing.
  • connection unit may comprise a spring element.
  • the spring element is designed so that it exerts a compressive force on the adjacent wing components.
  • the spring element can push apart the abutting surfaces of the adjacent wing components.
  • a pyrotechnic release device may be designed so that it also repels one of the adjacent wing components from the other during release of the connection.
  • connection unit may be attached to one of the two adjacent airfoil components so that it remains on one airfoil component after the release of the two adjacent airfoil components.
  • connection unit can be reused and / or restored.
  • a spring element may be present, this may be attached as part of the connection unit to a wing component.
  • the spring element may be arranged on the second of the adjacent wing components, so that the wing component without connecting unit repels the wing component with connecting unit. This is advantageously one outboard wing component farther from a main structure of the aircraft.
  • the airfoil may include a stabilizer on each of the at least two airfoil components, each airfoil configured to stabilize a pitch angle of the associated airfoil component.
  • a stabilizer on each of the at least two airfoil components, each airfoil configured to stabilize a pitch angle of the associated airfoil component.
  • the wing may also be designed so that each wing component includes its own tail, which also contributes to the stabilization of the entire aircraft during normal flight operations.
  • an aircraft of the type described above may include a plurality of small tail units rather than a large main tail unit.
  • a main stabilizer can be designed controllable, so that the aircraft can be controlled.
  • the tail of the other wing components can be controllable but also rigid (non-controllable) configured.
  • the support surface may further comprise a drive unit on at least one or each of the at least two airfoil components, each drive unit being configured to propellably fly the associated airfoil component in the disconnected state.
  • the propulsion unit (s) may provide propulsion of the aircraft during normal flight operations. Due to the presence of a drive unit on each wing component each separated wing component can be kept airworthy at least for a safe landing.
  • an aircraft may include a wing as described above.
  • This is suitable for so-called HALE aircraft (High Endurance Long Endurance aircraft), for example HAPS (High Altitude Pseudo Satellite) aircraft.
  • HALE aircraft High Endurance Long Endurance aircraft
  • HAPS High Altitude Pseudo Satellite
  • Aircraft is concentrated predominantly in the wing and distributed evenly along the span. Due to the mass distribution concentrated along the wing spar, almost no bending and torsional moments occur at the main spar of the wing during normal flight operations. This special weight distribution along the wing makes it possible to separate individual wing components without the aircraft getting into an unstable attitude. Furthermore, the individual components of the aircraft and in particular the dissolved wing components can be landed safely separated.
  • the wing which is divided into several components, has no or very little bending and torsional moments at the joints, so that after solving the wing components, each individual wing component is in equilibrium. The wing components detached from each other can thus each land safely.
  • gliding flight or partially supported by a drive unit on at least one Trag vomkomponen- te.
  • An airfoil component alone may also form an unstable configuration and fall (in autorotation) to the ground. Due to the low weight with suitable substrate, no damage occurs.
  • gliding or powered flies are enhanced by a stabilizer on each wing component.
  • a method of landing an aircraft includes the steps of: outputting a release signal to at least one connection unit provided between two adjacent wing components; and releasing a connection between the two adjacent ones caused by the at least one connection unit
  • the issuing of a release signal may include ascertaining a flying altitude of the aircraft over ground, comparing the ascertained flying altitude with a threshold value. lenwert and outputting the release signal when the determined altitude coincides with the threshold include.
  • the release of a connection can be done by severing a rope, moving a connecting element from a holding position to a release position or pyrotechnic severing a connecting element. Also, the severing of the rope can be done by a pyrotechnic cutting device.
  • the method may further include controlling each of the disengaged airfoil components to land each of the airfoil components separately. It can control each one
  • Wing component include stabilizing a pitch angle and / or a roll angle of the wing component and / or driving the wing component.
  • Figure 1 shows a schematic representation of an aircraft with a support surface of at least two wing components
  • Figure 2 shows a schematic representation of various connection units on an abutting surface of a wing component.
  • FIG. 1 schematically shows a plan view of an aircraft 100 with a wing 110, which consists of at least two wing components 111, 112, 113 and a landing operation of such an aircraft 100.
  • the wing 110 represents the relevant supporting structure in this aircraft 100.
  • a payload energy system, avionics, propulsion and payload
  • aircraft 100 having larger (and smaller) spans may also be manufactured in accordance with the principle of the present disclosure.
  • the aircraft 100 also comprises a fuselage or body 120, which is arranged perpendicular to the support surface 110. In flight direction at Rear end of the body 120 is a tail 121, whereby the aircraft 100 is controllable.
  • a design of the aircraft 100 in a Nurhofflkonfiguration is conceivable.
  • the support surface 110 consists in the embodiment shown in Figure 1 of a total of three wing components.
  • a first wing component III is located centrally on or on the fuselage / body 120.
  • a second 112 and third 113 wing component are arranged in the longitudinal direction of the support surface and each connected to the first wing component 111.
  • the wing 110 may consist of more or less than the illustrated wing components.
  • the wing tips may be formed at the outer ends of the wing 110 as independent wing components.
  • a non-payload wing section may also constitute a wing component in accordance with the present disclosure.
  • the second and third wing component 112, 113 is in each case connected to the first wing component 111 via a connecting unit (FIG. 2, 301, 302).
  • the connection unit 310, 302 described in more detail below may releasably connect respective adjacent wing components 111, 112, 113.
  • the aircraft 100 comprises a control system 150, which sends a release signal to at least one connection unit before a landing of the aircraft 100.
  • the control system 150 may be mounted on / in the hull 120 or on / in the wing 110. Further, the control system 150 may transmit a release signal in response to an altitude over ground. Alternatively, the release signal can also be triggered manually. The control system may e.g. be transmitted via radio a corresponding trigger command.
  • the altitude over ground can be determined by means of one or more sensors (not shown) that can measure a distance to the ground. If, during the landing process, a certain altitude is undershot, for example between 15 m and 1 m above ground, the control system 150 sends a release signal to the at least one connection unit.
  • This altitude threshold may be set to a particular value depending on the nature of the aircraft 100 and / or the suitability of the wing components 111-113.
  • the release signal can be triggered and sent at a threshold of 15 m, 10 m, 5 m, 2 m or 1 m.
  • tail unit 121 on the fuselage / body 120 of the aircraft 100 may be further tail units or other devices for stabilizing the pitch angle of the Aircraft 100 may be provided.
  • Hull / body 120 are connected, a separate tail 130 include.
  • the aircraft 100 may further include one or more propulsion units 140.
  • a drive unit 140 may be configured, for example, as a motor-driven propeller.
  • the associated motor drive can be an electric motor.
  • the aircraft 100 may comprise at least one solar cell (solar panel) (not shown), for example, on an upper side of the
  • Airfoil 110 is / are mounted to provide sufficient electrical energy for the drive units 140 during flight operation.
  • the drive units 140 are shown arranged on the central wing component III. Alternatively or additionally, the drive units 140 may also be attached to the outer wing components 112, 113. Also alternatively or additionally, further drive units 141 may be provided on the aircraft 100, so that each wing component 111, 112, 113 is equipped with at least one drive unit 140, 141.
  • the outer, adjacent wing components 112, 113 are detached from the center wing component 111 just prior to landing (200) and are optionally repelled (200) by the center wing component 111. Subsequently, the two outer wing components 112, 113 can land safely in gliding or powered and uncontrolled or controlled adjacent to the rest of the aircraft 100.
  • a drive unit 140, 141 and a tail unit 121, 130 can be used for controlling all wing components III, 112, 113.
  • the tail units 130 need not necessarily be controllable, ie contain moving parts.
  • the corresponding wing component 112, 113 are brought into a safe descent.
  • each wing component 111, 112, 113 and the remaining parts of the aircraft 100 may have a correspondingly different trajectory 211, 212, 233 for landing.
  • the outer adjacent wing components 112, 113 may be designed to fly in the uncontrolled glide or controlled descent towards the center of the aircraft 100 when released from the center wing component III. This allows the entire aircraft 100 to land on a narrower runway than conventional aircraft. Liehe aircraft of this type. In addition, the weight of each component to be landed is much lower. This allows a landing on less level ground. Thus, landings on grassy runways or on runways with similar natural or artificial surface are possible. Furthermore, the aircraft 100 can also be targeted landed in the water or on floating platforms.
  • FIG. 2 shows a schematic representation of various connection units on an impact surface of an airfoil component.
  • connection unit Upon receipt of a release signal, the connection unit releases the connection of the two adjacent wing components associated with the connection unit. This can be done for example by severing a rope (as a holding device) by means of the release device.
  • a pyrotechnic cutting device and a knife or similar device equipped with a blade are mentioned here.
  • a holding device in the form of a bolt can be moved by means of an actuator (as a release device) from a holding position into a release position.
  • an actuator as a release device
  • at least one holder on one of the two adjacent airfoil components 111, 112, 113 can be released from the bolt.
  • the dissolution process can also be assisted by a spring element and / or a (already existing or additional) pyrotechnic propellant charge, whereby the two adjacent airfoil components 111, 112, 113 are forced apart.

Abstract

Es ist eine Tragfläche (110) für ein Luftfahrzeug (100) offenbart, die mindestens zwei Tragflächenkomponenten (111-113), die in Längsrichtung der Tragfläche (110) angeordnet und miteinander verbunden sind, umfasst. Ferner enthält die Tragfläche (110) jeweils eine Verbindungseinheit (301, 302) zwischen zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113) zur lösbaren Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113) und ein Steuerungssystem (150), das dazu eingerichtet ist, vor einer Landung des Luftfahrzeugs (100) an mindestens eine Verbindungseinheit (301, 302) ein Lösesignal zu senden. Die mindestens eine Verbindungseinheit (310, 302) ist dazu eingerichtet, beim Empfang eines Lösesignals die Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113) zu lösen,

Description

Trennbare Tragfläche für ein Luftfahrzeug, Luftfahrzeug mit trennbarer Tragfläche und Verfahren zum Landen eines solchen Luftfahrzeugs
Die Erfindung betrifft eine Tragfläche für ein Luftfahrzeug, ein Luftfahrzeug mit solch einer Tragfläche und ein Verfahren zum Landen solch eines Luftfahrzeugs. Insbesondere betrifft die Erfindung eine Tragfläche mit verteilter Masse, die bei großen, extrem leichten Luftfahrzeugen Einsatz finden.
Luftfahrzeuge, die sich zum Betrieb in sehr großen Höhen - beispielsweise oberhalb von 15.000 m - eignen, müssen sehr große Tragflächen aufweisen, um genügend Auftrieb zu erzeugen. Für ein effizientes Fliegen in der Stratosphäre muss die Tragfläche zudem eine große Streckung aufweisen. Auf der anderen Seite soll das gesamte Luftfahrzeug sehr leicht sein und noch eine ausreichende Nutzlast tragen können. Diese divergierenden Bedingungen werden von sogenannten HALE Flugzeugen (High Altitude Long Endurance Flugzeugen), beispielsweise Flugzeuge des Typs HAPS (High Altitude Pseudo Satellite), erfüllt. Diese Flugzeuge weisen Spannweiten von 25 m und mehr bei sehr geringem Gewicht auf. Jedoch birgt das Landen solcher filigranen Flugzeuge die Gefahr der Zerstörung der Tragfläche, insbesondere wenn die Tragfläche als erstes den Boden berührt.
Um ein sicheres Landen zu ermöglichen, ist eine sehr ebene Landebahn notwendig. Diese sollte idealerweise so ausgerichtet sein, dass sie während des Landens in Windrichtung liegt. Nur so ist ein gleichmäßiges Landen, wobei das Luftfahrzeug gleichzeitig auf der gesamten Breite des Hauptflügels aufkommt, durchführbar. Dies beschränkt jedoch die mögliche Spannweite des Luftfahrzeugs und stellt zudem sehr hohe Anforderungen an die Wetterlage und Auswahl der Landebahn.
Die Erfindung ist auf die Aufgabe gerichtet, eine Tragfläche für solche Luftfahrzeuge bereitzustellen, mit der ein sicheres Landen des Luftfahrzeugs ermöglicht wird.
Diese Aufgabe wird durch eine Tragfläche mit den Merkmalen des Anspruchs 1, einem Luftfahrzeug gemäß Anspruch 8 sowie einem Verfahren zum Landen eines Luftfahrzeugs mit den Merkmalen des Anspruchs 9 gelöst.
Eine Tragfläche für ein Luftfahrzeug umfasst mindestens zwei Tragflächenkomponenten, die in Längsrichtung der Tragfläche nacheinander angeordnet und miteinander verbunden sind. Dabei kann jeweils eine Verbindungseinheit zwischen zwei benachbarten Tragflächenkomponenten zur lösbaren Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten angeordnet sein. Ferner umfasst die Tragfläche ein Steuerungssystem, das dazu eingerichtet ist, vor einer Landung des Luftfahrzeugs an mindestens eine Verbindungseinheit ein Lösesignal zu senden, wobei die mindestens eine Verbindungseinheit eingerichtet ist, beim Empfang eines Lösesignals die Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten zu lösen.
Die Längsrichtung der Tragfläche liegt im Wesentlichen senkrecht zur Flugrichtung. Die durch die Verbindungseinheit verbundenen zwei benachbarten Tragfiächenkom- ponenten treffen an zwei gegenüberliegenden Stoßflächen - vorzugsweise Stirnflächen - der jeweiligen Tragflächenkomponenten zusammen. Die Stoßflächen können senkrecht zur Längsrichtung, also parallel zur Flugrichtung verlaufen, wodurch eventuelle Kanten an den zusammengelegten Stoßflächen den geringsten Luftwiderstand erzeugen.
Die Unterteilung der Tragfläche kann an bereits vorhandenen konstruktiven Verbindungsstellen geschehen. Beispielsweise können Abschnitte der Tragfläche in einem Winkel zu anderen Abschnitten der Tragfläche angeordnet sein. An den Stellen, an denen die Tragfläche abgeknickt oder angewinkelt ist, kann eine entsprechende Verbindungseinheit die zwei benachbarten Tragflächenkomponenten miteinander verbinden.
Ferner muss die Unterteilung der Tragfläche nicht eine symmetrische Aufteilung der Tragfläche bewirken. Vielmehr kann die Unterteilung auch abhängig von der Flugzeugstruktur beliebig oft und an beliebigen Stellen symmetrisch oder unsymmetrisch erfolgen. In einer bevorzugten Ausführungsform besteht die Tragfläche aus mindestens drei Tragflächenkomponenten, wobei eine Tragflächenkomponente mittig über dem Rumpf des Luftfahrzeugs angeordnet ist. Diese mittige Tragflächenkomponente verbleibt auch am Rumpf des Luftfahrzeugs, nachdem die anderen Tragflächenkomponenten gelöst wurden. Somit werden nur die„Enden" der Tragfläche vor einer Landung gelöst. Selbstverständlich können zwei benachbarte Tragflächenkomponenten auch am Rumpf des Luftfahrzeugs aneinander stoßen und mit einer Verbindungseinheit lösbar verbunden sein. In diesem Fall kann auch der Rumpf des Luftfahrzeugs von den beiden Tragflächenkomponenten vor der Landung gelöst werden und separat von allen Tragflächenkomponenten landen. Da die Nutzlast überwiegend an den Tragflächen befestigt ist, kann somit der Schutz der Nutzlasten erhöht werden. Durch das Lösen der Tragflächenkomponenten wird die Gesamtspannweite reduziert, sodass ein Aufsetzen eines Tragflächenteils (auf der Landebahn oder -piste) eine geringere Hebelwirkung auf die Gesamtstruktur des Luftfahrzeugs oder auf den abgelösten Tragflächenteil hat. Dadurch wird ein unkontrolliertes Auseinanderbrechen oder andere Zerstörung der Tragfläche vermieden - zumindest jedoch stark reduziert.
Ferner kann das Steuerungssystem dazu eingerichtet sein, das Lösesignal in Abhängigkeit einer Flughöhe über Grund oder in infolge einer manuellen Auslösung eines Operators des Luftfahrzeugs zu senden. Beispielsweise kann das Lösesignal kurz vor dem Aufsetzen ausgelöst und gesendet werden, also wenn die Flughöhe über Grund beim Landen einen bestimmten Schwellenwert unterschreitet. Der Schwellenwert kann zum Beispiel zwischen 15 m und Im liegen. In verschiedenen Ausgestaltungen kann das Lösesignal beispielsweise bei 15 m, 10 m, 5 m, 2 m oder 1 m ausgelöst und gesendet werden. Bei einem Lösen der Tragflächenkomponenten in so geringer Flughöhe besteht eine hohe Wahrscheinlichkeit, dass die einzelnen Tragflächenkomponenten sicher landen können. Alternativ dazu kann das Luftfahrzeug auch in größerer Höhe aufgetrennt werden, sodass die Einzelteile getrennt voneinander zur gleichen Landestelle oder zu verschiedenen Landestellen geflogen werden können.
Die Flughöhe kann durch mindestens einen entsprechenden Sensor gemessen werden und zur weiteren Verarbeitung an das Steuerungssystem übertragen werden. Bei solch einem Sensor kann es sich um einen Radarsensor, Lidarsensor, Ladarsensor, Kamera oder anderen Sensor handeln. Ferner kann auch ein satellitengestütztes System, wie zum Beispiel ein GPS-Sensor, Einsatz finden. Dabei muss jedoch die genaue Höhe der Landebahn im GPS-Koordinatensystem bekannt sein. Ist das Luftfahrzeug bereits mit mindestens einem solchen Sensor ausgestattet, beispielsweise zur Überwachung der Erdoberfläche, kann dieser Sensor zur Abstandsmessung zwischen dem Luftfahrzeug und dem Grund (Landebahn, Landepiste) verwendet werden.
In einer bevorzugten Ausführungsform der Tragfläche umfasst die mindestens eine Verbindungseinheit eine Haltevorrichtung, die die Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten bewirkt, und eine Lösevorrichtung, die bei Empfang des Lösesignals die Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten löst. Die Haltevorrichtung kann mindestens ein Seil umfassen. Beispielsweise kann ein Seil zwei benachbarte Tragflächenkomponenten zusammenhalten, in dem es an entsprechenden Fixierungen an jeder der beiden Tragflächenkomponenten befestigt ist. Vorteilhafter Weise sind dabei übereinstimmende, ineinandergreifende Formen an zwei miteinander zu verbindenden Tragflächenkomponenten vorgesehen. Beispielsweise können Stifte oder Bolzen und entsprechende Aufnahmeöffnungen an den beiden Tragflächenkomponenten angeordnet sein. Diese ineinandergreifenden Formen können an den aufeinander stoßenden Stirnflächen der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten angeordnet sein. Somit sind die zwei Tragflächenkomponenten gegen ein Verschieben (senkrecht zur Längsrichtung der Tragflächenkomponenten) gesichert. Das mindestens eine Seil ist an jeder der beiden benachbarten Tragflächenkomponenten befestigt und steht vorzugsweise unter Zug, so dass die Stoßflächen der beiden Tragflächenkomponenten aufeinander gedrückt werden.
Alternativ oder zusätzlich kann die Haltevorrichtung mindestens einen Verbindungsbolzen und/oder einen Sprengbolzen umfassen. Jeder Bolzen wird durch mindestens eine Halterung an einer ersten der benachbarten Tragflächenkomponenten und mindestens eine Halterung an einer zweiten der benachbarten Tragflächenkomponenten geführt. Der Bolzen ist dabei vorzugsweise parallel zu den Stoßflächen der Tragflächenkomponenten oder senkrecht zur Längsrichtung der Tragflächenkomponenten angeordnet.
Die Lösevorrichtung kann eine Schneidvorrichtung umfassen. Diese ist besonders vorteilhaft, wenn die Haltevorrichtung aus einem Seil besteht und die Schneidvorrichtung das Seil durchtrennt. Die Schneidvorrichtung kann mechanisch betrieben sein. Es kann sich aber auch um eine pyrotechnische Schneidvorrichtung handeln. Solche gekapselten Sprengmechanismen werden beispielsweise auch in einem„Cypress Cutter™" verwendet.
Für den Fall, dass die Haltevorrichtung einen (stärkeren) Verbindungsbolzen umfasst, kann die Lösevorrichtung einen Aktuator umfassen, der dazu eingerichtet ist, den Verbindungsbolzen aus einer Halteposition in eine Löseposition zu bewegen. Der Aktuator kann dabei eine Zug- oder Druckkraft auf den Verbindungsbolzen ausüben, sodass dieser aus mindestens einer Halterung an einer Tragflächenkomponente gezogen bzw. geschoben wird. Dadurch kann mindestens eine Halterung zugehörig zu einer der benachbarten Tragflächenkomponenten frei werden, sodass sich diese Tragflächenkomponente von der anderen benachbarten Tragflächenkomponente löst. Als Aktuator kann beispielsweise auch eine pyrotechnische Treibladung eingesetzt werden, die den Verbindungsbolzen relativ zu einer der Tragflächenkomponenten bewegt. Dabei können auch gleichzeitig die Stoßflächen der benachbarten Tragflächenkomponenten voneinander abgestoßen werden.
Alternativ oder zusätzlich kann die Lösevorrichtung eine pyrotechnische Schneidladung oder Sprengladung, die den Verbindungsbolzen durchtrennt, umfassen. Durch das Durchtrennen des Verbindungsbolzens wird ebenfalls eine Halterung der benachbarten Tragflächenkomponenten frei. Eine Schneidladung oder Sprengladung ist besonders dann vorteilhaft, wenn aus Platz- oder Gewichtsgründen ein Aktuator nicht zum Lösen des Verbindungsbolzens eingebaut werden kann.
Es kann auch ein Verbindungselement zwischen den Tragflächenkomponenten existieren, das beispielsweise durch eine Spreng/Schneidladung zerstört wird und somit die Tragflächenkomponenten voneinander getrennt werden. Das Verbindungselement kann dabei lösbar, z.B. durch Schrauben, an beiden Tragflächenkomponenten befestigt sein. Das Verbindungselement ist dann ein Verschleißteil, das nach jeder Landung ersetzt wird.
Ferner kann die Verbindungseinheit ein Federelement umfassen. Das Federelement ist dabei so ausgelegt, dass es eine Druckkraft auf die benachbarten Tragflächenkomponenten ausübt. Beispielsweise kann das Federelement die Stoßflächen der benachbarten Tragflächenkomponenten auseinanderdrücken. Sobald die Haltevorrichtung durch die Lösevorrichtung gelöst (entfernt) wird, können die benachbarten Tragflächenkomponenten durch das Federelement auseinandergedrückt und so besser voneinander gelöst werden. Alternativ kann auch eine pyrotechnische Lösevorrichtung so ausgelegt sein, dass sie während des Lösens der Verbindung auch eine der benachbarten Tragflächenkomponenten von der anderen abstößt.
Die Verbindungseinheit kann an einer der beiden benachbarten Tragflächenkomponenten angebracht sein, sodass sie nach dem Lösen der beiden benachbarten Tragflächenkomponenten an der einen Tragflächenkomponente verbleibt. Somit kann die Verbindungseinheit wiederverwendet und/oder wiederhergestellt werden. Für den Fall, dass ein Federelement vorhanden ist, kann dieses als Teil der Verbindungseinheit an einer Tragflächenkomponente angebracht sein. Alternativ kann das Federelement an der zweiten der benachbarten Tragflächenkomponenten angeordnet sein, sodass sich die Tragflächenkomponente ohne Verbindungseinheit von der Tragflächenkomponente mit Verbindungseinheit abstößt. Vorteilhafterweise ist dies eine außenliegende Tragflächenkomponente, die von einer Hauptstruktur des Luftfahrzeugs weiter entfernt liegt.
Optional kann die Tragfläche ein Leitwerk an jeder der mindestens zwei Tragflächenkomponenten umfassen, wobei jedes Leitwerk dazu eingerichtet ist, einen Nickwinkel der zugehörigen Tragflächenkomponente zu stabilisieren. Dadurch lässt sich ein Gleiten einer gelösten (abgetrennten) Tragfiächenkomponente ermöglichen. Aus Gewichtsgründen kann solch ein Leitwerk sehr klein ausgestaltet sein. Ferner kann das Leitwerk aus der Tragfläche herausklappen oder herausgefahren werden. Ein zugehöriger Mechanismus kann mit dem Lösesignal ausgelöst werden. Beispielhaft kann ein Aktuator eines Verbindungsbolzens und/oder ein Federelement mit dazu verwendet werden, die notwendige Kraft zum Herausklappen oder Herausfahren des Leitwerks bereitzustellen.
Die Tragfläche kann ferner so konzipiert sein, dass jede Tragflächenkomponente ein eigenes Leitwerk umfasst, welches auch während des normalen Flugbetriebs zur Stabilisierung des gesamten Luftfahrzeugs beiträgt. Somit kann ein Luftfahrzeug des oben beschriebenen Typs anstatt eines großen Hauptleitwerks mehrere kleine Leitwerke umfassen. Alternativ oder zusätzlich kann ein Hauptleitwerk steuerbar ausgestaltet sein, sodass das Luftfahrzeug gesteuert werden kann. Die Leitwerke der übrigen Tragflächenkomponenten können steuerbar aber auch starr (nicht-steuerbar) ausgestaltet sein.
Ebenfalls optional kann die Tragfläche des Weiteren eine Antriebseinheit an mindestens einer oder jeder der mindestens zwei Tragflächenkomponenten umfassen, wobei jede Antriebseinheit dazu eingerichtet ist, die zugehörige Tragflächenkomponente im abgetrennten Zustand flugfähig anzutreiben. Die Antriebseinheit/en kann/können während des normalen Flugbetriebs den Vortrieb des Luftfahrzeugs bewerkstelligen. Durch das Vorhandensein einer Antriebseinheit auf jeder Tragflächenkomponente kann jede abgetrennte Tragflächenkomponente zumindest für eine sichere Landung flugfähig gehalten werden.
Gemäß einem weiteren Aspekt kann ein Luftfahrzeug eine wie oben beschriebene Tragfläche umfassen. Dies eignet sich für sogenannten HALE Flugzeuge (High Altitu- de Long Endurance Flugzeuge), beispielsweise Flugzeuge des Typs HAPS (High Alti- tude Pseudo Satellite). Diese zeichnen sich dadurch aus, dass die Masse des
Flugzeugs überwiegend in der Tragfläche konzentriert und gleichmäßig entlang der Spannweite verteilt ist. Die am Flügelholm entlang konzentrierte Massenverteilung bedingt, dass im normalen Flugbetrieb nahezu keine Biege-und Torsionsmomente am Hauptholm der Tragfläche auftreten. Durch diese spezielle Gewichtsverteilung entlang der Tragfläche ist es möglich, einzelne Tragflächenkomponenten voneinander zu trennen, ohne dass das Luftfahrzeug in eine instabile Fluglage kommt. Ferner können die einzelnen Komponenten des Luftfahrzeugs und insbesondere die gelösten Tragflächenkomponenten getrennt voneinander sicher gelandet werden. Die in mehrere Komponenten aufgeteilte Tragfläche weist eben an den Verbindungsstellen keine oder nur sehr geringe Biege-und Torsionsmomente auf, wodurch nach einem Lösen der Tragflächenkomponenten jede einzelne Tragflächenkomponente im Gleichgewicht ist. Die voneinander losgelösten Tragflächenkomponenten können somit jede für sich sicher landen. Dies kann im gesteuerten oder ungesteuerten Gleitflug erfolgen oder teilweise unterstützt durch eine Antriebseinheit an mindestens einer Tragflächenkomponen- te. Eine Tragflächenkomponente allein kann auch eine instabile Konfiguration bilden und (in Autorotation) zu Boden fallen. Dabei treten aufgrund des geringen Eigengewichts bei geeignetem Untergrund keine Beschädigungen auf. Optional wird der Gleitflug oder auch das angetriebene Fliegen durch ein Leitwerk an jeder Tragflächenkomponente verbessert.
Durch die separate Landung der Tragflächen komponenten ist der Bau noch größerer Flugzeuge (mit noch größeren Spannweiten) des oben erwähnten Typs möglich. Auch die Auswahl bestimmter Landefelder für diese Luftfahrzeuge ist nicht mehr beschränkt. Beispielsweise können nun auch (leicht unebene) Landepisten, mit Gras bewachsene Landepisten, Landepisten mit vergleichbarem natürlichen oder künstlichen Untergrund oder Wasser verwendet werden. Auch das Landen auf schwimmenden Plattformen wird so ermöglicht, da auf diesen Plattformen eine ebene Landebahn (auf Dauer) meist nicht gewährleistet werden kann.
Gemäß einem weiteren Aspekt der vorliegenden Offenbarung umfasst ein Verfahren zum Landen eines Luftfahrzeugs die folgenden Schritte: Ausgeben eines Lösesignals an mindestens eine zwischen zwei benachbarten Tragflächenkomponenten vorgesehene Verbindungseinheit; und Lösen einer durch die mindestens eine Verbindungseinheit bewirkte Verbindung zwischen den zwei benachbarten
Tragflächen komponenten.
Dabei kann das Ausgeben eines Lösesignals ein Ermitteln einer Flughöhe des Luftfahrzeugs über Grund, ein Vergleichen der ermittelten Flughöhe mit einem Schwel- lenwert und ein Ausgeben des Lösesignals, wenn die ermittelte Flughöhe mit dem Schwellenwert übereinstimmt, umfassen.
Das Lösen einer Verbindung kann mittels Durchtrennen eines Seils, Bewegen eines Verbindungselements aus einer Halteposition in eine Löseposition oder pyrotechnisches Durchtrennen eines Verbindungselements erfolgen. Auch das Durchtrennen des Seils kann durch eine pyrotechnische Schneidvorrichtung erfolgen.
Das Verfahren kann des Weiteren ein Steuern jeder einzelnen der voneinander gelösten Tragflächenkomponenten umfassen, um jede der Tragflächenkomponenten getrennt voneinander zu landen. Dabei kann das Steuern jeder einzelnen
Tragflächenkomponente ein Stabilisieren eines Nickwinkels und/oder eines Rollwinkels der Tragflächenkomponente und/oder ein Antreiben der Tragflächenkomponente umfassen.
Bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung werden nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen erläutert, die in
Figur 1 eine schematische Darstellung eines Luftfahrzeugs mit einer Tragfläche aus mindestens zwei Tragflächenkomponenten zeigt, und
Figur 2 eine schematische Darstellung verschiedener Verbindungseinheiten an einer Stoßfläche einer Tragflächenkomponente zeigt.
Figur 1 zeigt schematisch eine Aufsicht eines Luftfahrzeugs 100 mit einer Tragfläche 110, die aus mindestens zwei Tragflächenkomponenten 111, 112, 113 besteht sowie eines Landevorgangs solch eines Luftfahrzeugs 100. Die Tragfläche 110 stellt bei diesem Luftfahrzeug 100 die maßgebliche tragende Struktur dar. Bei diesem Flugzeugtyp kann die Tragfläche 110 bei einer Spannweite von ca. 25 m gerade mal auf ein Gewicht von 20 kg kommen. Eine Nutzlast (Energiesystem, Avionik, Antrieb und Payload) von maximal ungefähr 25 kg (Gesamtmasse ca. 50 kg) wird dabei gleichmäßig über die Spannweite verteilt. Selbstverständlich können auch Luftfahrzeuge 100 mit größeren (und auch kleineren) Spannweiten nach dem Prinzip der vorliegenden Offenbarung hergestellt werden.
Neben der Tragfläche 110 umfasst das Luftfahrzeug 100 noch einen Rumpf oder Körper 120, der senkrecht zur Tragfläche 110 angeordnet ist. In Flugrichtung am hinteren Ende des Körpers 120 befindet sich ein Leitwerk 121, wodurch das Luftfahrzeug 100 steuerbar ist. Alternativ dazu ist auch eine Ausbildung des Luftfahrzeugs 100 in einer Nurflügelkonfiguration denkbar.
Die Tragfläche 110 besteht in dem in Figur 1 dargestellten Ausführungsbeispiel aus insgesamt drei Tragflächenkomponenten. Eine erste Tragflächenkomponente III ist mittig auf oder an dem Rumpf/Körper 120 angeordnet. Eine zweite 112 und dritte 113 Tragflächenkomponente sind in Längsrichtung der Tragfläche angeordnet und jeweils mit der ersten Tragflächen komponente 111 verbunden. Selbst verständlich kann die Tragfläche 110 aus mehr oder weniger als den dargestellten Tragflächenkomponenten bestehen. Beispielsweise können die Tragflächenspitzen an den außenliegenden Enden der Tragfläche 110 als eigenständige Tragflächenkomponenten ausgebildet sein. So kann auch ein Tragflächenabschnitt ohne Nutzlast eine Tragflächenkomponente gemäß der vorliegenden Offenbarung bilden.
Die zweite und dritte Tragflächenkomponente 112, 113 ist dabei jeweils mit der ersten Tragflächenkomponente 111 über eine Verbindungseinheit (Figur 2; 301, 302) verbunden. Die unten detaillierter beschriebene Verbindungseinheit 310, 302 kann jeweiligen benachbarten Tragflächenkomponenten 111, 112, 113 lösbar verbinden.
Hierfür umfasst das Luftfahrzeug 100 ein Steuerungssystem 150, welches vor einer Landung des Luftfahrzeugs 100 an mindestens eine Verbindungseinheit ein Lösesignal sendet. Das Steuerungssystem 150 kann am/im Rumpf 120 oder an/in der Tragfläche 110 angebracht sein. Ferner kann das Steuerungssystem 150 ein Lösesignal in Abhängigkeit einer Flughöhe über Grund aussenden. Alternativ dazu kann das Lösesignal auch manuell ausgelöst werden. Dem Steuerungssystem kann z.B. über Funk ein entsprechender Auslösebefehl übermittelt werden. Die Flughöhe über Grund kann mittels eines oder mehrerer Sensoren (nicht gezeigt), die einen Abstand zum Boden messen können, ermittelt werden. Wird nun während des Landevorgangs eine bestimmte Flughöhe unterschritten, beispielsweise zwischen 15 m und 1 m über Grund, sendet das Steuerungssystem 150 ein Lösesignal an die mindestens eine Verbindungseinheit. Diese Flughöhenschwelle kann, je nach Beschaffenheit des Luftfahrzeugs 100 und/oder Eignung der Tragflächenkomponenten 111-113, auf einen bestimmten Wert eingestellt werden. Beispielsweise kann das Lösesignal bei einem Schwellenwert von 15 m, 10 m, 5 m, 2 m oder 1 m ausgelöst und gesendet werden.
Neben dem Leitwerk 121 am Rumpf/Körper 120 des Luftfahrzeugs 100 können weitere Leitwerke oder andere Vorrichtungen zur Stabilisierung des Nickwinkels an dem Luftfahrzeug 100 vorgesehen sein. Beispielsweise kann mindestens eine Tragflächenkomponente 112, 113, die nach einem Loslösen nicht mehr mit dem
Rumpf/Körper 120 verbunden sind, ein eigenes Leitwerk 130 umfassen.
Das Luftfahrzeug 100 kann ferner eine oder mehrere Antriebseinheiten 140 umfassen. Eine Antriebseinheit 140 kann beispielsweise als motorbetriebener Propeller ausgestaltet sein. Bei dem zugehörigen Motorantrieb kann es sich um einen Elektromotor handein. Ferner kann das Luftfahrzeug 100 mindestens eine Solarzelle (Solarpanel) umfassen (nicht gezeigt), die beispielsweise auf einer Oberseite der
Tragfläche 110 angebracht ist/sind, um während des Flugbetriebs ausreichend elektrische Energie für die Antriebseinheiten 140 bereitzustellen.
In Figur 1 sind die Antriebseinheiten 140 als an der mittigen Tragflächenkomponente III angeordnet dargestellt. Alternativ oder zusätzlich können die Antriebseinheiten 140 auch an den äußeren Tragflächenkomponenten 112, 113 angebracht sein. Ebenfalls alternativ oder zusätzlich können weitere Antriebseinheiten 141 an dem Luftfahrzeug 100 vorgesehen sein, sodass jede Tragflächenkomponente 111, 112, 113 mit mindestens einer Antriebseinheit 140, 141 ausgestattet ist.
Wie in Figur 1 ferner dargestellt ist, werden die äußeren, benachbarten Tragflächenkomponenten 112, 113 von der mittleren Tragflächenkomponente 111 kurz vor der Landung gelöst (200) und optional von der mittleren Tragflächenkomponente 111 abgestoßen (200). Anschließend können die beiden äußeren Tragflächenkomponenten 112, 113 im Gleitflug oder angetrieben und ungesteuert oder gesteuert neben dem restlichen Luftfahrzeug 100 sicher landen. Zur Steuerung sämtlicher Tragflächenkomponenten III, 112, 113 kann sowohl eine Antriebseinheit 140, 141 als auch ein Leitwerk 121, 130 verwendet werden. Die Leitwerke 130 müssen dabei nicht notgedrungen steuerbar sein, also bewegliche Teile enthalten. Durch eine eigene Antriebsvorrichtung 141 kann die entsprechende Tragflächenkomponente 112, 113 in einen sicheren Sinkflug gebracht werden.
Somit kann jede Tragflächenkomponente 111, 112, 113 sowie die übrigen Teile des Luftfahrzeugs 100 eine entsprechende unterschiedliche Flugbahn 211, 212,213 zur Landung aufweisen. Aus Figur 1 ist ersichtlich, dass die äußeren, benachbarten Tragflächenkomponenten 112, 113 so konzipiert sein können, dass sie im ungesteuerten Gleitflug oder im gesteuerten Sinkflug zur Mitte des Luftfahrzeugs 100 fliegen, wenn sie von der mittleren Tragflächenkomponente III gelöst wurden. Dadurch lässt sich das gesamte Luftfahrzeug 100 auf einer schmaleren Landebahn landen als herkömm- liehe Flugzeuge dieses Typs. Zudem ist das Gewicht der einzelnen zu landenden Komponenten viel geringer. Dies erlaubt eine Landung auf weniger ebenem Untergrund. Somit sind auch Landungen auf grasbewachsenen Landepisten oder auf Landepisten mit ähnlicher natürlicher oder künstlicher Oberfläche möglich. Ferner kann das Luftfahrzeug 100 auch gezielt im Wasser oder auf schwimmend gelagerten Plattformen gelandet werden.
Ferner zeigt Figur 2 eine schematische Darstellung verschiedener Verbindungseinheiten an einer Stoßfläche einer Tragflächenkomponente.
Beim Empfang eines Lösesignals löst die Verbindungseinheit die Verbindung der zu der Verbindungseinheit gehörenden zwei benachbarten Tragflächenkomponenten. Dies kann beispielsweise durch das Durchtrennen eines Seils (als Haltevorrichtung) mittels der Lösevorrichtung erfolgen. Beispielhaft sind hier eine pyrotechnische Schneidvorrichtung und ein Messer oder ähnliche mit einer Klinge ausgestatteten Vorrichtung genannt. Alternativ kann eine Haltevorrichtung in Form eines Bolzens mittels eines Aktuators (als Lösevorrichtung) aus einer Halteposition in eine Löseposition bewegt werden. Dabei kann mindestens eine Halterung an einer der beiden benachbarten Tragflächenkomponenten 111, 112, 113 von dem Bolzen gelöst werden. Der Lösevorgang kann ferner durch ein Federelement und/oder eine (bereits vorhandene oder zusätzliche) pyrotechnische Treibladung unterstützt werden, wodurch die zwei benachbarten Tragflächenkomponenten 111, 112, 113 auseinandergedrückt werden.

Claims

Patentansprüche
1. Tragfläche (110) für ein Luftfahrzeug (100) umfassend:
mindestens zwei Tragflächenkomponenten (111-113), die in Längsrichtung der Tragfläche angeordnet und miteinander verbunden sind;
jeweils eine Verbindungseinheit (301, 302) zwischen zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113) zur lösbaren Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113);
ein Steuerungssystem (150), das dazu eingerichtet ist, vor einer Landung des Luftfahrzeugs (100) an mindestens eine Verbindungseinheit (301, 302) ein Lösesignal zu senden,
wobei die mindestens eine Verbindungseinheit (301, 302) eingerichtet ist, beim Empfang eines Lösesignals die Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113) zu lösen.
2. Tragfläche (110) gemäß Anspruch 1, wobei das Steuerungssystem (150) dazu eingerichtet ist, das Lösesignal in Abhängigkeit einer Flughöhe über Grund zu senden.
3. Tragfläche (110) gemäß Anspruch 1 oder 2, wobei die mindestens eine Verbindungseinheit (301, 302) umfasst:
eine Haltevorrichtung (310, 320), die die Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113) bewirkt; und
eine Lösevorrichtung (315, 325), die bei Empfang des Lösesignals die Verbindung der zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113) löst.
4. Tragfläche (110) gemäß Anspruch 3, wobei die Haltevorrichtung mindestens ein Seil (320) umfasst und die Lösevorrichtung eine pyrotechnische Schneidvorrichtung (325), die das mindestens eine Seil (320) durchtrennt, umfasst, oder wobei die Haltevorrichtung (310) einen Verbindungsbolzen (311) umfasst und die Lösevorrichtung einen Aktuator (315), der dazu eingerichtet ist, den Verbindungsbolzen (311) aus einer Halteposition in eine Löseposition zu bewegen, umfasst, oder
wobei die Haltevorrichtung (310) einen Verbindungsbolzen (311) umfasst und die Lösevorrichtung eine pyrotechnische Schneidladung oder Sprengladung, die den Verbindungsbolzen (311) durchtrennt, umfasst.
5, Tragfläche (110) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei die mindestens eine Verbindungseinheit (301, 302) ferner umfasst:
ein Federeiement (330), das eine Druckkraft auf die zwei benachbarten Tragflächenkomponenten (111-113) ausübt
6, Tragfläche (110) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 5, des Weiteren umfassend:
ein Leitwerk (121, 130) an jeder der mindestens zwei Tragflächenkomponenten (111-113), wobei jedes Leitwerk (121, 130) dazu eingerichtet ist, einen Nickwinkel der zugehörigen Tragflächenkomponente (111-113) zu stabilisieren.
7, Tragfläche (110) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6, des Weiteren umfassend:
eine Antriebseinheit (140, 141) an jeder der mindestens zwei Tragflächenkomponenten (111-113), wobei jede Antriebseinheit (140, 141) dazu eingerichtet ist, die zugehörige Tragflächenkomponente (111-113) im abgetrennten Zustand flugfähig anzutreiben.
8« Luftfahrzeug (100), das eine Tragfläche (110) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 7 umfasst.
9. Verfahren zum Landen eines Luftfahrzeugs, wobei das Verfahren umfasst:
Ausgeben eines Lösesignals an mindestens eine zwischen zwei benachbarten Tragflächenkomponenten vorgesehene Verbindungseinheit; und
Lösen einer durch die mindestens eine Verbindungseinheit bewirkte Verbindung zwischen den zwei entsprechenden benachbarten Tragflächenkomponenten.
10. Verfahren gemäß Anspruch 9, wobei das Ausgeben eines Lösesignals ein Ermitteln einer Flughöhe des Luftfahrzeugs über Grund, ein Vergleichen der ermittelten Flughöhe mit einem Schwellenwert und ein Ausgeben des Lösesignals, wenn die ermittelte Flughöhe mit dem Schwellenwert übereinstimmt, umfasst.
11. Verfahren gemäß Anspruch 9 oder 10, wobei das Lösen einer Verbindung ein Durchtrennen eines Seils, ein Bewegen eines Verbindungsbolzens aus einer Halteposition in eine Löseposition oder ein pyrotechnisches Durchtrennen eines Verbindungsbolzens umfasst.
Verfahren gemäß einem der Ansprüche 9 bis 11, des Weiteren umfassend; Steuern jeder einzelnen der voneinander gelösten Tragflächenkomponenten, um jede der Tragflächenkomponenten getrennt voneinander zu landen.
13. Verfahren gemäß Anspruch 12, wobei das Steuern jeder einzelnen Tragflächenkomponente ein Stabilisieren eines Nickwinkels und/oder eines Roilwinkels der Tragflächenkomponente und/oder ein Antreiben der Tragflächen komponen- te umfasst.
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