WO2017076498A1 - Luftfahrzeug mit im rumpf eingerollten aufblasbaren tragflächen - Google Patents

Luftfahrzeug mit im rumpf eingerollten aufblasbaren tragflächen Download PDF

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WO2017076498A1
WO2017076498A1 PCT/EP2016/001822 EP2016001822W WO2017076498A1 WO 2017076498 A1 WO2017076498 A1 WO 2017076498A1 EP 2016001822 W EP2016001822 W EP 2016001822W WO 2017076498 A1 WO2017076498 A1 WO 2017076498A1
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wing
aircraft
fuselage
wing unit
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Michael Lebert
Thomas Ziegler
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Mercedes Benz Group AG
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Daimler AG
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Publication date
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/30—Wings comprising inflatable structural components
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/50—Foldable or collapsible UAVs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep

Definitions

  • the invention relates to an aircraft according to the features of the preamble of
  • the invention is based on the object of specifying an improved aircraft compared to the prior art.
  • An aircraft comprises a fuselage unit and at least one inflatable one
  • Wing unit which is arranged in the uninflated state in the fuselage unit and by blowing out of the fuselage unit in a
  • Wing position is positionable.
  • the at least one wing unit in the uninflated state is rolled into the fuselage unit and can be rolled out of the fuselage unit by inflation.
  • the solution according to the invention enables demand-driven support of buoyancy of the aircraft. This is particularly advantageous in the case of an aircraft designed as rotorcraft, in particular in a rotorcraft with a plurality of rotors not arranged on a common axis of rotation, for example in the case of a so-called quadrocopter.
  • the at least one wing unit, in such rotorcraft allows for higher efficiency and thus longer flight time by improving buoyancy, avoiding the disadvantages of conventional rigid wing aircraft with a large span associated therewith, ie
  • the solution according to the invention enables the needs-based adaptation of a wing length and the retraction of the at least one wing unit to reduce the space required for the aircraft
  • the inflatable wing unit according to the invention is a particularly cost-effective, easy to implement and space-saving solution, since it is for example to form a fabric tube, which requires only a small space in the fuselage unit when not inflated.
  • Wing unit with a predetermined pressure the wing unit has sufficient rigidity to withstand any buoyancy forces.
  • the wing unit comprises at least one spiral spring element, so that the rolling out of the wing unit takes place by inflation against the spring force of the spiral spring element.
  • a gas used for inflation for example air
  • Fig. 1 shows schematically a cross-sectional view of a portion of a
  • FIG. 2 shows schematically a sectional view along the sectional plane II-II in Figure 1, and
  • Fig. 3 shows schematically a cross-sectional view of an aircraft.
  • FIG. 1 and 3 each show an aircraft 1>, which may each be the same embodiment or various embodiments of the aircraft 1, as will be explained in more detail below.
  • FIG. 2 shows a
  • the aircraft 1 may be designed, for example, as an aircraft, i. H. as an aircraft 1, which is heavier than air and generates the necessary for flying dynamic buoyancy with non-rotating buoyancy surfaces.
  • the aircraft 1 is particularly preferably designed as a rotorcraft, d. H. as an aircraft 1, which receives its buoyancy by at least one rotor rotating about a vertical axis.
  • the aircraft 1 is designed, in particular, as a helicopter, but may alternatively also be used, for example, as a gyroplane, aircraft helicopter,
  • Compound helicopter, combination helicopter or convertible be formed.
  • the aircraft 1 is designed as a helicopter, which can be converted by the solution described below into a compound helicopter.
  • a compound helicopter is a special form of
  • Helicopter which also has wings, for example in the form of stub wings.
  • the wings take during the cruise part of the buoyancy.
  • these airfoils reduce the performance of a main rotor during hover because they are in its downwash. This disadvantage can also be achieved by means of the following
  • the aircraft 1 comprises several rotors which are not arranged on a common axis of rotation. It has, for example, four such rotors and is thus designed as a so-called quadrocopter.
  • the aircraft 1 is advantageously designed as an unmanned aerial vehicle 1, also referred to as a drone.
  • the aircraft 1 is provided for carrying out transport tasks, d. H. as a transport aircraft, for example, for delivering goods.
  • the aircraft 1 may be provided, for example, for environmental monitoring.
  • a drive of the aircraft 1 can be effected for example by means of one or more rotors, which are driven by at least one internal combustion engine, for example by at least one internal combustion engine or by at least one gas turbine designed as a shaft turbine. Particularly preferred is the drive of the rotor or the rotors by means of at least one electric motor.
  • a power supply of the at least one electric motor for example via a battery
  • electrochemical energy storage which is preferably rechargeable, d. H. is formed as an accumulator, and / or for example via at least one fuel cell and / or via at least one solar cell done.
  • a separate drive unit is expediently provided for each rotor or each axis of rotation, expediently in each case in the form of a
  • the drive of the aircraft 1 can also be effected directly by at least one gas turbine, which is then designed as a jet engine. Combinations of the aforementioned drive forms are possible.
  • the aircraft 1 comprises a fuselage unit 2 and at least one inflatable one
  • Wing unit 3 which is arranged in the uninflated state in the fuselage unit 2 and by blowing out of the fuselage unit 2 into a
  • Wing position is positionable.
  • the at least one wing unit 3 is rolled up in the uninflated state in the fuselage unit 2 and by inflation from the fuselage unit 2 ausrollbar.
  • a curl and rolling direction is illustrated in FIGS. 1 and 3 by means of a directional arrow R in each case.
  • the rolling of the wing unit 3 is illustrated in Figure 1 by means of a scroll arrow P.
  • the aircraft 1 comprises at least two such wing units 3, which at
  • air is used to fill the airfoil unit 3 or the two airfoil units 3, it is thus a rollable and rollable pneumatic airfoil unit 3 or two such rollable and rollable pneumatic airfoil units 3, d. H. the wing unit 3 or expediently the two wing units 3 are pneumatically ausrollbar from the fuselage unit 2 and by discharging the air again in the fuselage unit 2 rolled up.
  • another gas which is used for rolling out the wing unit 3 or the two wing units 3, analogously to the air during the pneumatic actuation, with a predetermined pressure in the wing unit 3 or in the two
  • Wing units 3 is initiated. For example, as a gas
  • lift-promoting gas can be used, d. H. a gas which is lighter than air, so that not only by the aerodynamic effect of the wing unit 3 or the two wing units 3, but in addition by the gas introduced a buoyancy effect is achieved.
  • the wing unit 3 or expediently the two wing units 3 is / are particularly advantageous in the aircraft designed as a rotorcraft, in particular as a helicopter.
  • the helicopter By rolling out the wing unit 3 or the two wing units 3, the helicopter is converted into the composite helicopter already described above.
  • the wing unit 3 or, conveniently, the two wing units 3 enable such rotorcraft to improve efficiency and therefore longer flight time by improving buoyancy while avoiding the disadvantages of conventional rigid wing aircraft with a large span associated therewith; H. in particular the required for rigid wings higher space requirements on the ground for parking the
  • Aircraft 1 is avoided.
  • the solution enables the needs-based adaptation of a wing length and the retraction of the at least one wing unit 3 or the two
  • Wing units 3 to reduce the space required for the aircraft 1, especially on the ground. Furthermore, this solution also the above-described disadvantage of conventional compound helicopters, in which the Airfoils during hovering reduce the efficiency of a main rotor or rotors as they are in downwash, avoided for the
  • the at least one support surface 3 or expediently the two wings 3 can be rolled up.
  • the wing function mode is explained below in particular with reference to FIG. 1 and the resulting sectional view according to FIG. As shown in FIG. 3, the two airfoil units 3 shown here, which are attached to the
  • Wing units 3 apply.
  • FIG. 1 shows a cross-sectional view of a portion of the aircraft 1.
  • a wing unit 3 of the aircraft 1 is arranged.
  • the cutting plane extends in front of a front edge of the wing unit 3. Die
  • Wing unit 3 as shown in Figure 2, a curved cross section. Therefore, in Figure 1, a surface formed by the curvature of the wing unit 3 can be seen.
  • FIG. 2 shows a sectional view of the wing unit 3 corresponding to the sectional plane II-II in FIG. 1.
  • the wing unit 3 is, as already described, by inflation from the
  • Fuselage unit 2 ausrollbar and positioned in a wing position, which is shown in Figure 3 in the fully unrolled wing unit 3, and by discharging the gas, expediently the air, from the wing unit 3 again in the fuselage unit 2.
  • the wing unit 3 itself is at least partially helical spring-shaped, d. H. designed in accordance with elastic and helical spring biased, or it has, as in the example shown, at least one coil spring element 4.
  • an outer shell 5 of the wing unit 3 is formed from a substantially gas-tight, in particular substantially airtight, tubular material, for example from a corresponding fabric tube.
  • the at least one spiral spring element 4 that is a helical spring preformed spring element, arranged and suitably attached to the outer shell 5.
  • the spiral spring element 4 is arranged in the interior of the wing unit 3, that is, enveloped by the outer shell 5. Conveniently, it is attached to the inside of the outer shell 5.
  • this attachment is effected by an adhesive layer 6, which connects the spiral spring element 4 with the inside of the outer shell 5.
  • an adhesive layer 6 which connects the spiral spring element 4 with the inside of the outer shell 5.
  • an arrangement of the coil spring element 4 on the outside of the outer shell 5 or by the material of the outer shell 5 sheathed would also be possible, for example.
  • the spiral spring element 4 is in the longitudinal direction of the wing unit 3 in the
  • Wing unit 3 arranged, d. H. a longitudinal extent of the unrolled
  • Spiral spring element 4 substantially corresponds to a longitudinal extent of the rolled-out wing element 3.
  • a wing profile of the wing unit 3 is determined by the ratio of a width of the spiral spring element 4 to a width of
  • the width direction corresponds to the direction of travel of the aircraft 1, d. H.
  • width is meant the length of the cross-section shown in FIG.
  • the width of the spiral spring element 4 is less than the width of the uninflated outer shell 5.
  • the spiral spring element 4 is designed such that it in the width direction, d. H. in the direction of travel of the aircraft 1, is substantially flat and stable. Due to the greater width of the outer shell 5 and by the spiral spring element 4, which is attached to a lower portion of the outer shell 5, the outer shell 5 bulges by the inflation, d. H. by filling with gas, preferably with air, upwards and thereby forms the aerodynamically favorable airfoil profile. The greater the distance between the width of the spiral spring element 4 and the width of the non-inflated outer shell 5, the greater the curvature in the inflated
  • the operating principle of the wing unit 3 formed in this way is based on the rolling of the rolled into the fuselage unit 2 wing unit 3 with the aid of an introduced into the wing unit 3 gas pressure, in particular air pressure, which acts against the spring force of the spiral spring element 4 and thus the wing unit 3 from the fuselage unit 2 rolls out.
  • a substantially constant gas pressure, in particular air pressure, in the airfoil unit 3 after stiffening of the airfoil unit 3 stiffening acts on the airfoil unit 3 so that it is able to occur Buoyancy forces withstand.
  • Hull unit 2 is effected by means of the spring force of the spiral spring element 4, which in an increasing reduction of the gas pressure, in particular air pressure, in the
  • Wing unit 3 is increasingly effective, whereby the coil spring element 4 and the outer shell 5 attached thereto independently rewinds increasingly, d. H.
  • the wing unit 3 is automatically rolled back into the fuselage unit 2 as the gas pressure, in particular air pressure, decreases due to the discharge of the gas, in particular the air.
  • the wing opening 7 is expediently arranged in a front side in the hull unit 2
  • End portion of the wing unit 3 is arranged, for example, directly at this front end, as shown in Figure 1, or in an adjacent to the front end portion of the outer shell 5, as shown in Figure 3.
  • the filling of the wing unit 3 with gas in particular when air is used as the gas, can be done for example with a compressor unit, not shown. If another gas is used, the filling of the wing unit 3 expediently takes place from a pressurized gas container. Such a pressurized gas container would also be an alternative to the compressor unit when using air to fill the airfoil unit 3.
  • the compressor unit or the compressed gas tank is expediently arranged in the fuselage unit 2. If it is provided to discharge the wing unit 3 from a respective start and to roll it out of the hull unit 2, an external compressor unit or an external compressed gas tank can also be used for this purpose.
  • the advantage of this solution is a reduced weight of the aircraft 1, since no
  • Compressor unit and no compressed gas tank must be carried.
  • the discharge of the gas, in particular the air, at the bottom, d. H. after landing, or at a correspondingly controllable valve in the wing opening 7 during the flight done, for example, a required space required for the landing of the aircraft 1 by the rolling of the wing unit 3 or the two
  • a compressor unit or a pressurized gas container is carried along in the fuselage unit 2, then during the flight, for example, a multiple unrolling and curling of the Wing unit 3 or the two wing units 3 possible, for example, according to the requirements of a particular flight situation.
  • a compressed gas container to a corresponding volume of the gas cylinder is required to carry a sufficient amount of gas for a multiple filling.
  • a drive of the entrained in the fuselage unit 2 compressor unit can
  • the electrical power supply is conveniently battery powered and / or by means of at least one fuel cell and / or solar cell, as described above for driving the aircraft 1 described. It would, however, especially depending on the particular drive of the
  • Aircraft 1 also corresponding other types of drive the compressor unit possible.
  • Wing unit 3 is advantageously carried out by closing the
  • Wing opening 7, for example, by closing a arranged in the wing opening 7 valve.
  • the end region of the wing unit 3 arranged in the fuselage unit 2 is fastened in the fuselage unit 2 by means of at least one bracket 8.
  • a respective opening in the fuselage unit 2, through which the respective wing unit 3 can be rolled out and rolled in, is
  • two closure elements 9 are provided for the respective opening, which are designed as closure flaps. This division into two closure elements 9 per opening makes it possible for the opening, which must be relatively large due to the helically rolling out and rolling in wing unit 3, even with rolled-wing unit 3 by means of at least one of
  • the closure elements 9 can be opened by a pressure action of the deploying wing unit 3. For example, after the wing unit 3 is rolled out, the upper shutter member 9 automatically falls back to its closed position. However, at least for curling up the wing unit 3, an active opening operation of the upper shutter 9 is required to swing it outward so as not to block curling of the wing unit 3. For closing the lower closure element 9 when the wing element 3 is rolled in, such active actuation is also required.
  • a drive of the closure elements 9 would be possible both for opening and closing. This can be, for example, an electromotive, hydraulic or pneumatic drive.
  • a pneumatic or gas powered drive could be provided with the air or gas supply to inflate the wing unit 3, or both
  • Wing units 3 may be coupled.
  • An electric motor drive is
  • the wing unit 3 expediently has a length which the
  • Wing units 3 corresponds.
  • FIG. 3 which has already been discussed above, shows a cross-sectional view of the aircraft 1, in which the aircraft 1 is shown over its entire width.
  • the aircraft 1 has two of the described wing units 3, which are arranged on opposite sides of the fuselage unit 2 and are each designed as described above.
  • the two airfoil units 3 may be connected or connected to a common compressor unit or to a common compressed gas tank, or there is provided in each case a separate compressor unit or a separate compressed gas tank for each airfoil unit 3.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug (1), umfassend eine Rumpfeinheit (2) und zumindest eine aufblasbare Tragflächeneinheit (3), welche im nicht aufgeblasenen Zustand in der Rumpfeinheit (2) angeordnet ist und durch Aufblasen aus der Rumpfeinheit (2) heraus in eine Tragflächenstellung positionierbar ist. Erfindungsgemäß ist die zumindest eine Tragflächeneinheit (3) im nicht aufgeblasenen Zustand in die Rumpfeinheit (2) eingerollt und durch Aufblasen aus der Rumpfeinheit (2) ausrollbar.

Description

LUFTFAHRZEUG MIT IM RUMPF EINGEROLLTEN
AUFBLASBAREN TRAGFLÄCHEN
Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug nach den Merkmalen des Oberbegriffs des
Anspruchs 1.
Aus dem Stand der Technik ist, wie in der US 8,888,035 B2 beschrieben, ein Luftfahrzeug bekannt, welches einen zylindrischen Rumpf und eine Mehrzahl mit dem Rumpf gekoppelter aufblasbarer Tragflächen aufweist. Die Tragflächen sind im nicht
aufgeblasenen Zustand im Rumpf verstaut und derart aufblasbar, dass sie sich aus dem Rumpf herausbewegen und sich vom Rumpf weg erstrecken. Zum erneuten Verstauen der Tragflächen im Rumpf ist die Luft aus den Tragflächen abzulassen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein gegenüber dem Stand der Technik verbessertes Luftfahrzeug anzugeben.
Die Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Ein Luftfahrzeug umfasst eine Rumpfeinheit und zumindest eine aufblasbare
Tragflächeneinheit, welche im nicht aufgeblasenen Zustand in der Rumpfeinheit angeordnet ist und durch Aufblasen aus der Rumpfeinheit heraus in eine
Tragflächenstellung positionierbar ist.
Erfindungsgemäß ist die zumindest eine Tragflächeneinheit im nicht aufgeblasenen Zustand in die Rumpfeinheit eingerollt und durch Aufblasen aus der Rumpfeinheit ausrollbar.
BESTÄTIGUNGSKOPIE Die erfindungsgemäße Lösung ermöglicht eine bedarfsgerechte Unterstützung eines Auftriebs des Luftfahrzeugs. Dies ist insbesondere vorteilhaft bei einem als Drehflügler ausgebildeten Luftfahrzeug, insbesondere bei einem Drehflügler mit mehreren nicht auf einer gemeinsamen Rotationsachse angeordneten Rotoren, zum Beispiel bei einem so genannten Quadrokopter. Die zumindest eine Tragflächeneinheit ermöglicht bei derartigen Drehflüglern durch die Verbesserung des Auftriebs eine höhere Effizienz und somit eine längere Flugzeit, wobei die Nachteile herkömmlicher Flugzeuge mit starren Flügeln und einer damit verbundenen großen Spannweite vermieden werden, d. h.
insbesondere der bei starren Flügeln erforderliche höhere Raumbedarf am Boden zum Abstellen des Luftfahrzeugs wird vermieden. Die erfindungsgemäße Lösung ermöglicht die bedarfsgerechte Adaption einer Tragflächenlänge und das Einziehen der zumindest einen Tragflächeneinheit zur Reduzierung des für das Luftfahrzeug erforderlichen
Raumbedarfs, insbesondere am Boden.
Die erfindungsgemäße aufblasbare Tragflächeneinheit ist eine besonders kostengünstige, einfach zu realisierende und Bauraum sparende Lösung, da sie beispielsweise aus einem Gewebeschlauch auszubilden ist, welcher im nicht aufgeblasenen Zustand nur einen geringen Bauraum in der Rumpfeinheit erfordert. Durch das Befüllen der
Tragflächeneinheit mit einem vorgegebenen Druck weist die Tragflächeneinheit eine ausreichende Steifigkeit auf, um auftretenden Auftriebskräften standzuhalten.
Vorteilhafterweise umfasst die Tragflächeneinheit zumindest ein Spiralfederelement, so dass das Ausrollen der Tragflächeneinheit durch Aufblasen entgegen der Federkraft des Spiralfederelementes erfolgt. Auf diese Weise ist durch Ablassen eines zum Aufblasen genutzten Gases, beispielsweise Luft, aus der Tragflächeneinheit ein automatisches Einrollen der Tragflächeneinheit in die Rumpfeinheit mittels des sich wieder
zusammenrollenden Spiralfederelementes ermöglicht.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im Folgenden anhand von Zeichnungen näher erläutert.
Dabei zeigen:
Fig. 1 schematisch eine Querschnittdarstellung eines Teilbereichs eines
Luftfahrzeugs, Fig. 2 schematisch eine Schnittdarstellung entlang der Schnittebene II-II in Figur 1 , und
Fig. 3 schematisch eine Querschnittdarstellung eines Luftfahrzeugs.
Einander entsprechende Teile sind in allen Figuren mit den gleichen Bezugszeichen versehen.
Die Figuren 1 und 3 zeigen jeweils ein Luftfahrzeug 1>, wobei es sich jeweils um die gleiche Ausführungsform oder um verschiedene Ausführungsformen des Luftfahrzeugs 1 handeln kann, wie im Folgenden noch näher erläutert wird. Figur 2 zeigt eine
Schnittdarstellung entlang der Schnittebene II-II in Figur 1.
Das Luftfahrzeug 1 kann beispielsweise als ein Flugzeug ausgebildet sein, d. h. als ein Luftfahrzeug 1 , das schwerer als Luft ist und den zum Fliegen nötigen dynamischen Auftrieb mit nicht-rotierenden Auftriebsflächen erzeugt. Besonders bevorzugt ist das Luftfahrzeug 1 jedoch als ein Drehflügler ausgebildet, d. h. als ein Luftfahrzeug 1 , das seinen Auftrieb durch mindestens einen, um eine vertikale Achse drehenden, Rotor erhält. Hierbei ist das Luftfahrzeug 1 insbesondere als ein Hubschrauber ausgebildet, kann alternativ jedoch beispielsweise auch als ein Tragschrauber, Flugschrauber,
Verbundhubschrauber, Kombinationsflugschrauber oder Wandelflugzeug ausgebildet sein.
Besonders bevorzugt ist das Luftfahrzeug 1 als ein Hubschrauber ausgebildet, welcher sich durch die im Folgenden beschriebene Lösung in einen Verbundhubschrauber umwandeln lässt. Ein solcher Verbundhubschrauber ist eine Sonderform des
Hubschraubers, die zusätzlich über Tragflächen verfügt, beispielsweise in Form von Stummelflügeln. Die Tragflächen übernehmen während des Reiseflugs einen Teil des Auftriebs. Bei einem herkömmlichen Verbundhubschrauber verringern diese Tragflächen jedoch während des Schwebeflugs die Leistungsfähigkeit eines Hauptrotors, da sie sich in seinem Abwind befinden. Auch dieser Nachteil kann mittels der im Folgenden
beschriebenen Lösung beseitigt werden.
Das Luftfahrzeug 1 umfasst in einer vorteilhaften Ausführungsform mehrere nicht auf einer gemeinsamen Rotationsachse angeordnete Rotoren. Es weist beispielsweise vier solcher Rotoren auf und ist somit als ein so genannter Quadrokopter ausgebildet. Das Luftfahrzeug 1 ist vorteilhafterweise als ein unbemanntes Luftfahrzeug 1 ausgebildet, auch als Drohne bezeichnet.
Beispielsweise ist das Luftfahrzeug 1 zur Durchführung von Transportaufgaben vorgesehen, d. h. als ein Transportluftfahrzeug zum Beispiel zum Ausliefern von Waren ausgebildet. Alternativ oder zusätzlich kann das Luftfahrzeug 1 beispielsweise für eine Umfeld Überwachung vorgesehen sein.
Ein Antrieb des Luftfahrzeugs 1 kann beispielsweise mittels eines oder mehrerer Rotoren erfolgen, welche durch zumindest eine Verbrennungskraftmaschine angetrieben werden, zum Beispiel durch zumindest einen Verbrennungsmotor oder durch zumindest eine als Wellenturbine ausgebildete Gasturbine. Besonders bevorzugt erfolgt der Antrieb des Rotors oder der Rotoren mittels zumindest eines Elektromotors. Eine Energieversorgung des zumindest einen Elektromotors kann beispielsweise über eine Batterie
(elektrochemischer Energiespeicher) erfolgen, welche vorzugsweise wiederaufladbar ist, d. h. als ein Akkumulator ausgebildet ist, und/oder beispielsweise über zumindest eine Brennstoffzelle und/oder über zumindest eine Solarzelle erfolgen. Bei einer Mehrzahl von Rotoren, deren Rotationsachsen voneinander beabstandet sind, beispielsweise bei einem Quadrokopter, ist zweckmäßigerweise für jeden Rotor oder jede Rotationsachse eine eigene Antriebseinheit vorgesehen, zweckmäßigerweise jeweils in Form eines
Elektromotors. Der Antrieb des Luftfahrzeugs 1 kann des Weiteren auch direkt durch zumindest eine Gasturbine erfolgen, welche dann als Strahltriebwerk ausgebildet ist. Auch Kombinationen der vorgenannten Antriebsformen sind möglich.
Das Luftfahrzeug 1 umfasst eine Rumpfeinheit 2 und zumindest eine aufblasbare
Tragflächeneinheit 3, welche im nicht aufgeblasenen Zustand in der Rumpfeinheit 2 angeordnet ist und durch Aufblasen aus der Rumpfeinheit 2 heraus in eine
Tragflächenstellung positionierbar ist. Die zumindest eine Tragflächeneinheit 3 ist im nicht aufgeblasenen Zustand in die Rumpfeinheit 2 eingerollt und durch Aufblasen aus der Rumpfeinheit 2 ausrollbar. Eine Einroll- und Ausrollrichtung wird in den Figuren 1 und 3 jeweils mittels eines Richtungspfeils R verdeutlicht. Das Rollen der Tragflächeneinheit 3 wird in Figur 1 mittels eines Rollpfeils P verdeutlicht. Zweckmäßigerweise umfasst das Luftfahrzeug 1 mindestens zwei derartige Tragflächeneinheiten 3, welche an
gegenüberliegenden Seiten der Rumfeinheit 2 angeordnet sind, d. h. an zwei
gegenüberliegenden Längsseiten, wie in Figur 3 gezeigt. Diese Lösung ermöglicht eine bedarfsgerechte Unterstützung eines Auftriebs des Luftfahrzeugs 1 durch das Ausrollen der Tragflächeneinheit 3 oder zweckmäßigerweise der beiden Tragflächeneinheiten 3 aus der Rumpfeinheit 2 heraus durch deren Aufblasen, d. h. durch deren Befüllen mit einem Gas, zweckmäßigerweise mit Luft. Dieses Befüllen der Tragflächeneinheit 3 bzw. der beiden Tragflächeneinheiten 3 ist in den Figuren 1 und 3 durch Gasströmungspfeile G angedeutet.
Wird Luft zum Befüllen der Tragflächeneinheit 3 oder der beiden Tragflächeneinheiten 3 verwendet, handelt es sich somit um eine ausrollbare und einrollbare pneumatische Tragflächeneinheit 3 bzw. um zwei derartige ausrollbare und einrollbare pneumatische Tragflächeneinheiten 3, d. h. die Tragflächeneinheit 3 oder zweckmäßigerweise die beiden Tragflächeneinheiten 3 sind pneumatisch aus der Rumpfeinheit 2 ausrollbar und durch Ablassen der Luft wieder in die Rumpfeinheit 2 einrollbar. Alternativ zu Luft ist auch ein anderes Gas verwendbar, welches zum Ausrollen der Tragflächeneinheit 3 oder der beiden Tragflächeneinheiten 3, analog zur Luft bei der pneumatischen Betätigung, mit einem vorgegebenen Druck in die Tragflächeneinheit 3 bzw. in die beiden
Tragflächeneinheiten 3 eingeleitet wird. Beispielsweise kann als Gas ein
auftriebsförderndes Gas verwendet werden, d. h. ein Gas, welches leichter ist als Luft, so dass nicht nur durch die aerodynamische Wirkung der Tragflächeneinheit 3 oder der beiden Tragflächeneinheiten 3, sondern zusätzlich durch das eingeleitete Gas eine Auftriebswirkung erzielt wird.
Die Tragflächeneinheit 3 oder zweckmäßigerweise die beiden Tragflächeneinheiten 3 ist/sind insbesondere vorteilhaft bei dem als Drehflügler, insbesondere als Hubschrauber, ausgebildeten Luftfahrzeug 1. Durch das Ausrollen der Tragflächeneinheit 3 oder der beiden Tragflächeneinheiten 3 wird der Hubschrauber in den oben bereits beschriebenen Verbundhubschrauber umgewandelt. Die Tragflächeneinheit 3 oder zweckmäßigerweise die beiden Tragflächeneinheiten 3 ermöglicht/ermöglichen bei derartigen Drehflüglern durch die Verbesserung des Auftriebs eine höhere Effizienz und somit eine längere Flugzeit, wobei die Nachteile herkömmlicher Flugzeuge mit starren Flügeln und einer damit verbundenen großen Spannweite vermieden werden, d. h. insbesondere der bei starren Flügeln erforderliche höhere Raumbedarf am Boden zum Abstellen des
Luftfahrzeugs 1 wird vermieden.
Die Lösung ermöglicht die bedarfsgerechte Adaption einer Tragflächenlänge und das Einziehen der zumindest einen Tragflächeneinheit 3 oder der beiden
Tragflächeneinheiten 3 zur Reduzierung des für das Luftfahrzeug 1 erforderlichen Raumbedarfs, insbesondere am Boden. Des Weiteren wird durch diese Lösung auch der oben geschilderte Nachteil herkömmlicher Verbundhubschrauber, bei welchen die Tragflächen während des Schwebeflugs die Leistungsfähigkeit eines Hauptrotors oder von Rotoren verringern, da sie sich im Abwind befinden, vermieden, denn für den
Schwebeflug kann/können die zumindest eine Tragfläche 3 oder zweckmäßigerweise die beiden Tragflächen 3 eingerollt werden.
Die Tragflächenfunktionsweise wird im Folgenden insbesondere anhand Figur 1 und der daraus resultierenden Schnittdarstellung gemäß Figur 2 erläutert. Wie in Figur 3 gezeigt, weisen die hier dargestellten zwei Tragflächeneinheiten 3, die an den
gegenüberliegenden Seiten der Rumpfeinheit 2 angeordnet sind, die gleiche
Funktionsweise auf, so dass die folgenden Erläuterungen für beide
Tragflächeneinheiten 3 gelten.
Figur 1 zeigt eine Querschnittdarstellung eines Teilbereichs des Luftfahrzeugs 1. In diesem Teilbereich ist eine Tragflächeneinheit 3 des Luftfahrzeugs 1 angeordnet. Dabei verläuft die Schnittebene vor einer Vorderkante der Tragflächeneinheit 3. Die
Tragflächeneinheit 3, weist, wie in Figur 2 ersichtlich, einen gewölbten Querschnitt auf. Daher ist in Figur 1 eine durch die Wölbung gebildete Oberfläche der Tragflächeneinheit 3 erkennbar. Figur 2 zeigt eine Schnittdarstellung der Tragflächeneinheit 3 entsprechend der Schnittebene II-II in Figur 1.
Die Tragflächeneinheit 3 ist, wie bereits beschrieben, durch Aufblasen aus der
Rumpfeinheit 2 ausrollbar und in eine Tragflächenposition positionierbar, welche in Figur 3 bei der vollständig ausgerollten Tragflächeneinheit 3 dargestellt ist, und durch Ablassen des Gases, zweckmäßigerweise der Luft, aus der Tragflächeneinheit 3 wieder in die Rumpfeinheit 2 einrollbar. Um das selbstständige Ausrollen durch Aufblasen und insbesondere das selbstständige Einrollen zurück in die Rumpfeinheit 2 durch Ablassen des Gases, bevorzugt der Luft, zu ermöglichen, ist die Tragflächeneinheit 3 selbst zumindest bereichsweise spiralfederförmig ausgebildet, d. h. entsprechend elastisch ausgebildet und spiralfederförmig vorgespannt, oder sie weist, wie im dargestellten Beispiel, zumindest ein Spiralfederelement 4 auf.
Durch das Vorsehen eines separaten Spiralfederelementes 4 ist die Herstellung der Tragflächeneinheit 3 wesentlich vereinfacht, denn es ist somit nicht erforderlich, dass alle Komponenten der Tragflächeneinheit 3 die Spiralfederwirkung aufweisen. Im dargestellten Beispiel ist eine Außenhülle 5 der Tragflächeneinheit 3 aus einem im Wesentlichen gasdichten, insbesondere im Wesentlichen luftdichten, schlauchförmigen Material ausgebildet, beispielsweise aus einem entsprechenden Gewebeschlauch. An dieser Außenhülle 5 ist das zumindest eine Spiralfederelement 4, d. h. ein spiralfederförmig vorgeformtes Federelement, angeordnet und zweckmäßigerweise an der Außenhülle 5 befestigt. Um eine Aerodynamik des Tragflächenelementes 3 nicht zu stören, ist das Spiralfederelement 4 im Inneren der Tragflächeneinheit 3 angeordnet, d. h. von der Außenhülle 5 umhüllt. Zweckmäßigerweise ist es an der Innenseite der Außenhülle 5 befestigt. Im dargestellten Beispiel erfolgt diese Befestigung durch eine Klebstoffschicht 6, welche das Spiralfederelement 4 mit der Innenseite der Außenhülle 5 verbindet. Eine Anordnung des Spiralfederelementes 4 an der Außenseite der Außenhülle 5 oder durch das Material der Außenhülle 5 ummantelt wäre jedoch beispielsweise auch möglich.
Das Spiralfederelement 4 ist in Längsrichtung der Tragflächeneinheit 3 in der
Tragflächeneinheit 3 angeordnet, d. h. eine Längserstreckung des ausgerollten
Spiralfederelementes 4 entspricht im Wesentlichen einer Längserstreckung des ausgerollten Tragflächenelementes 3. Ein Tragflächenprofil der Tragflächeneinheit 3 wird durch das Verhältnis einer Breite des Spiralfederelementes 4 zu einer Breite der
Außenhülle 5 der nicht aufgeblasenen Tragflächeneinheit 3 bestimmt. Die Breitenrichtung entspricht dabei der Reiseflugrichtung des Luftfahrzeugs 1 , d. h. mit Breite ist die Länge des in Figur 2 dargestellten Querschnitts gemeint. Wie in Figur 2 ersichtlich, in welcher ein Querschnitt der bereits aufgeblasenen Tragflächeneinheit 3 dargestellt ist, ist die Breite des Spiralfederelementes 4 geringer als die Breite der nicht aufgeblasenen Außenhülle 5. Das Spiralfederelement 4 ist derart ausgebildet, dass es in Breitenrichtung, d. h. in Reiseflugrichtung des Luftfahrzeugs 1 , im Wesentlichen flach und stabil ist. Durch die größere Breite der Außenhülle 5 und durch das Spiralfederelement 4, welches an einem unteren Bereich der Außenhülle 5 befestigt ist, wölbt sich die Außenhülle 5 durch das Aufblasen, d. h. durch das Füllen mit Gas, bevorzugt mit Luft, nach oben und bildet dadurch das aerodynamisch günstige Tragflächenprofil aus. Je größer der Abstand zwischen der Breite des Spiralfederelementes 4 und der Breite der nicht aufgeblasenen Außenhülle 5 ist, desto größer ist die Wölbung bei der aufgeblasenen
Tragflächeneinheit 3.
Das Funktionsprinzip der auf diese Weise ausgebildeten Tragflächeneinheit 3 beruht auf dem Ausrollen der in die Rumpfeinheit 2 eingerollten Tragflächeneinheit 3 mit Hilfe eines in die Tragflächeneinheit 3 eingeleiteten Gasdrucks, insbesondere Luftdrucks, welcher gegen die Federkraft des Spiralfederelementes 4 wirkt und somit die Tragflächeneinheit 3 aus der Rumpfeinheit 2 ausrollt. Ein im Wesentlichen konstanter Gasdruck, insbesondere Luftdruck, in der Tragflächeneinheit 3 wirkt nach dem Ausrollen der Tragflächeneinheit 3 versteifend auf die Tragflächeneinheit 3, so dass sie in der Lage ist, auftretenden Auftriebskräften standzuhalten. Das Einrollen der Tragflächeneinheit 3 in die
Rumpfeinheit 2 erfolgt mittels der Federkraft des Spiralfederelementes 4, die bei einem zunehmenden Verringern des Gasdrucks, insbesondere Luftdrucks, in der
Tragflächeneinheit 3 zunehmend wirksam wird, wodurch sich das Spiralfederelement 4 und die daran befestigte Außenhülle 5 selbstständig wieder zunehmend einrollt, d. h. mittels des Spiralfederelementes 4 wird die Tragflächeneinheit 3 bei nachlassendem Gasdruck, insbesondere Luftdruck, aufgrund des Ablassens des Gases, insbesondere der Luft, automatisch wieder in die Rumpfeinheit 2 eingerollt.
Die Einleitung des Gases, insbesondere Luft, in die Tragflächeneinheit 3 und das
Ablassen aus der Tragflächeneinheit 3 erfolgt über zumindest eine entsprechende Tragflächenöffnung 7, beispielsweise über ein Ventil. Die Tragflächenöffnung 7 ist dabei zweckmäßigerweise in einem in der Rumpfeinheit 2 angeordneten stirnseitigen
Endbereich der Tragflächeneinheit 3 angeordnet, beispielsweise direkt an diesem stirnseitigen Ende, wie in Figur 1 gezeigt, oder in einem an das stirnseitige Ende angrenzenden Bereich der Außenhülle 5, wie in Figur 3 gezeigt. Die Befüllung der Tragflächeneinheit 3 mit Gas, insbesondere wenn als Gas Luft verwendet wird, kann beispielsweise mit einer nicht dargestellten Kompressoreinheit erfolgen. Wird ein anderes Gas verwendet, so erfolgt die Befüllung der Tragflächeneinheit 3 zweckmäßigerweise aus einem Druckgasbehälter. Ein solcher Druckgasbehälter wäre bei Verwendung von Luft zum Befüllen der Tragflächeneinheit 3 auch eine Alternative zur Kompressoreinheit.
Soll eine Befüllung der Tragflächeneinheit 3 während des Fluges erfolgen, so ist die Kompressoreinheit oder der Druckgasbehälter zweckmäßigerweise in der Rumpfeinheit 2 angeordnet. Ist vorgesehen, die Tragflächeneinheit 3 vor einem jeweiligen Start auszublasen und aus der Rumpfeinheit 2 auszurollen, so kann hierfür auch eine externe Kompressoreinheit oder ein externer Druckgasbehälter verwendet werden. Der Vorteil dieser Lösung ist ein verringertes Gewicht des Luftfahrzeugs 1 , da keine
Kompressoreinheit und kein Druckgasbehälter mitgeführt werden muss. Das Ablassen des Gases, insbesondere der Luft, kann am Boden, d. h. nach der Landung, oder bei einem entsprechend steuerbaren Ventil in der Tragflächenöffnung 7 auch während des Fluges erfolgen, um beispielsweise einen erforderlichen Flächenbedarf für die Landung des Luftfahrzeugs 1 durch das Einrollen der Tragflächeneinheit 3 oder der beiden
Tragflächeneinheiten 3 vor dem Landen zu reduzieren.
Wird eine Kompressoreinheit oder ein Druckgasbehälter in der Rumpfeinheit 2 mitgeführt, so ist während des Fluges beispielsweise ein mehrfaches Ausrollen und Einrollen der Tragflächeneinheit 3 oder der beiden Tragflächeneinheiten 3 möglich, beispielsweise entsprechend den Erfordernissen einer jeweiligen Flugsituation. Bei der Verwendung eines Druckgasbehälters ist dazu ein entsprechendes Volumen des Druckgasbehälters erforderlich, um eine ausreichende Gasmenge für ein mehrfaches Befüllen mitzuführen. Ein Antrieb der in der Rumpfeinheit 2 mitgeführten Kompressoreinheit kann
beispielsweise elektromotorisch erfolgen, wobei die elektrische Energieversorgung zweckmäßigerweise batteriebetrieben und/oder mittels zumindest einer Brennstoffzelle und/oder Solarzelle erfolgt, wie oben bereist zum Antrieb des Luftfahrzeugs 1 geschildert. Es wären jedoch, insbesondere in Abhängigkeit vom jeweiligen Antrieb des
Luftfahrzeugs 1 , auch entsprechende andere Antriebsarten der Kompressoreinheit möglich.
Das Aufrechterhalten des konstanten Drucks nach dem Aufblasen der
Tragflächeneinheit 3 erfolgt zweckmäßigerweise durch Schließen der
Tragflächenöffnung 7, beispielsweise durch Schließen eines in der Tragflächenöffnung 7 angeordneten Ventils.
Wie in den Figuren 1 und 3 dargestellt, ist der in der Rumpfeinheit 2 angeordnete stirnseitige Bereich der Tragflächeneinheit 3 mittels zumindest einer Halterung 8 in der Rumpfeinheit 2 befestigt. Eine jeweilige Öffnung in der Rumpfeinheit 2, durch welche hindurch die jeweilige Tragflächeneinheit 3 ausrollbar und einrollbar ist, ist
zweckmäßigerweise mittels zumindest eines Verschlusselementes 9 verschließbar und zum Ausrollen und Einrollen der Tragflächeneinheit 3 zu öffnen.
Im dargestellten Beispiel sind für die jeweilige Öffnung zwei Verschlusselemente 9 vorgesehen, welche als Verschlussklappen ausgebildet sind. Diese Aufteilung auf zwei Verschlusselemente 9 pro Öffnung ermöglicht es, die Öffnung, welche aufgrund der sich spiralförmig ausrollenden und einrollenden Tragflächeneinheit 3 relativ groß sein muss, auch bei ausgerollter Tragflächeneinheit 3 mittels zumindest eines der
Verschlusselemente 9 wieder zu schließen, wie in Figur 3 dargestellt, in welcher die nach dem Ausrollen verbleibende Öffnung des ausgerollten Tragflächenelementes 3 mittels des oberen Verschlusselementes 9 verschlossen ist. Dadurch wird die aerodynamisch günstige Rumpfform der Rumpfeinheit 2 beibehalten. Insbesondere werden das
Eindringen von Luft über die Öffnungen in die Rumpfeinheit 2 und daraus resultierende Verwirbelungen vermieden. Bei der in Figur 1 und 3 dargestellten Ausbildung der Verschlusselemente 9 als Klappen können die Verschlusselemente 9 durch eine Druckeinwirkung der sich ausrollenden Tragflächeneinheit 3 geöffnet werden. Nachdem die Tragflächeneinheit 3 ausgerollt ist, fällt das obere Verschlusselement 9 beispielsweise selbstständig in seine geschlossene Position zurück. Zumindest zum Einrollen der Tragflächeneinheit 3 ist jedoch eine aktive Öffnungsbetätigung des oberen Verschlusselementes 9 erforderlich, um es nach außen aufzuschwenken, so dass es das Einrollen der Tragflächeneinheit 3 nicht blockiert. Zum Schließen des unteren Verschlusselementes 9 bei eingerolltem Tragflächenelement 3 ist ebenfalls eine solche aktive Betätigung erforderlich. Alternativ wäre sowohl zum Öffnen als auch zum Schließen ein Antrieb der Verschlusselemente 9 möglich. Dies kann beispielsweise ein elektromotorischer, hydraulischer oder pneumatischer Antrieb sein. Ein pneumatischer bzw. gasbetriebener Antrieb könnte beispielsweise mit der Luft- bzw. Gasversorgung zum Aufblasen der Tragflächeneinheit 3 oder der beiden
Tragflächeneinheiten 3 gekoppelt sein. Ein elektromotorischer Antrieb ist
zweckmäßigerweise mit der elektrischen Energieversorgung gekoppelt, welche bereits oben zum Antrieb des Luftfahrzeugs 1 bzw. zum Antrieb der Kompressoreinheit beschrieben wurde, d. h. beispielsweise mit einer Batterie des Luftfahrzeugs 1.
Die Tragflächeneinheit 3 weist zweckmäßigerweise eine Länge auf, welche dem
Zweifachen bis Zehnfachen einer Breite der Rumpfeinheit 2 oder einer Breite des Luftfahrzeugs 1 mit eingerollter Tragflächeneinheit 3 oder eingerollten
Tragflächeneinheiten 3 entspricht.
Figur 3, auf die bereits oben eingegangen wurde, zeigt eine Querschnittdarstellung des Luftfahrzeugs 1 , in welcher das Luftfahrzeug 1 über seine gesamte Breite dargestellt ist. Wie hieraus erkennbar und oben bereits erläutert, weist das Luftfahrzeug 1 zwei der beschriebenen Tragflächeneinheiten 3 auf, welche an gegenüberliegenden Seiten der Rumpfeinheit 2 angeordnet sind und jeweils wie oben beschrieben ausgebildet sind. Die beiden Tragflächeneinheiten 3 können mit einer gemeinsamen Kompressoreinheit oder mit einem gemeinsamen Druckgasbehälter verbunden sein oder verbunden werden, oder es ist jeweils eine eigene Kompressoreinheit oder ein eigener Druckgasbehälter für jede Tragflächeneinheit 3 vorgesehen.

Claims

Patentansprüche
Luftfahrzeug (1), umfassend eine Rumpfeinheit (2) und zumindest eine aufblasbare Tragflächeneinheit (3), welche im nicht aufgeblasenen Zustand in der
Rumpfeinheit (2) angeordnet ist und durch Aufblasen aus der Rumpfeinheit (2) heraus in eine Tragflächenstellung positionierbar ist,
dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Tragflächeneinheit (3) im nicht aufgeblasenen Zustand in die Rumpfeinheit (2) eingerollt ist und durch Aufblasen aus der Rumpfeinheit (2) ausrollbar ist.
Luftfahrzeug (1) nach Anspruch 1 ,
gekennzeichnet durch eine Ausbildung als ein Drehflügler.
Luftfahrzeug (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche
gekennzeichnet durch eine Ausbildung als ein unbemanntes Luftfahrzeug (1).
Luftfahrzeug (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Tragflächeneinheit (3) zumindest ein Spiralfederelement aufweist.
Luftfahrzeug (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Tragflächeneinheit (3) eine im
Wesentlichen gasdichte, insbesondere im Wesentlichen luftdichte, Außenhülle (5) aufweist.
6. Luftfahrzeug (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, umfassend mindestens zwei Tragflächeneinheiten (3), welche an gegenüberliegenden Seiten der Rumpfeinheit (2) angeordnet sind.
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