WO2019063600A1 - Luftfahrzeug in drachenkonfiguration - Google Patents

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WO2019063600A1
WO2019063600A1 PCT/EP2018/076096 EP2018076096W WO2019063600A1 WO 2019063600 A1 WO2019063600 A1 WO 2019063600A1 EP 2018076096 W EP2018076096 W EP 2018076096W WO 2019063600 A1 WO2019063600 A1 WO 2019063600A1
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aircraft
wing
rudder
hinge line
designed
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PCT/EP2018/076096
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Paul Schreiber
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Paul Schreiber
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    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
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    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C2009/005—Ailerons

Definitions

  • the invention relates to an aircraft in kite configuration according to the preamble of the independent claims.
  • the kite configuration is the configuration commonly used in aviation. Larger passenger planes, smaller propeller aircraft, gliders, etc. are built in this configuration. Typically, these aircraft include a rudder on the rudder for rotating the aircraft about the vertical axis, elevator on the tailplane coupled tailplane for rotating the aircraft about the transverse axis, and ailerons on the wing intended for rotating the aircraft about the longitudinal axis. For certain maneuvers, several of the rudders are operated simultaneously or in quick succession. For example, when turning without loss of altitude, many aircrafts in a kite configuration first build a pitch around the longitudinal axis with the aileron. Then, while maintaining the inclination, the elevator is operated so strongly that no loss of height occurs. The rudder can also be operated to enter and exit the turn.
  • At least some of the rudder flaps at the trailing edge of the wings are designed as elevons, which take over both the function of an aileron and of an elevator.
  • at least one rudder flap is formed on each side of the hull as such Elevon.
  • one or more controllable rudder flaps may be provided at the trailing edge of the wing, which only perform the function of an elevator to control the angle of attack. It is also possible that on each side of the fuselage one or more controllable control valves designed as elevons are provided on the hydrofoil, while only one side of the hydrofoil has an controllable control flap designed as an elevator.
  • the elevons and also the pure elevator are each arranged in the same number and / or symmetrically to both sides of the fuselage.
  • the quotient c m ity / t is greater than -0.25, where at t the mean depth of the wing is (5) and for c with tei:
  • c the distance, measured in the x-direction of the aircraft, from the center of gravity of the aircraft to the respective hinge line center of the hinge line of each of the controllable rudder flaps on the wing and SL, is the length of the associated to the respective rudder flap Hinge line.
  • the center of gravity lies in the zero point of the coordinate system.
  • the x-values in the direction of the nose of the aircraft are positive and negative in the direction of the stern.
  • both the controllable rudder valves designed as elevons and the controllable rudder valves designed as pure elevators are taken into account.
  • one or more of the controllable rudder flaps on the wing are designed as Elevons only on one side of the fuselage, while on the other side of the fuselage one or more of the controllable rudder flaps are designed as pure elevator or be controlled as such. It is also possible that on the side of the elevons or one or more pure elevator are provided. In all these cases also applies the above formula, in which also all controllable control valves are incorporated, regardless of their execution as Elevon or pure elevator.
  • An embodiment according to claim 3 is thus, for example, that on the left wing half designed as an Elevon controllable rudder flap is present and on the right wing half serving as a pure elevator controllable rudder flap. Even with such a rudder flap constellation, stable and easily controllable flight conditions can be achieved.
  • the mean depth t of the wing here, as known from the prior art, defined as the quotient of the wing area divided by the span of the wing.
  • the fuselage portion disposed between the two wing halves is taken into account in calculating the wing area such that each wing half at both the nose and tail edges is extended to the longitudinal axis of the aircraft and the area thus enclosed is added in the region of the said fuselage section to the wing surface flowing into the said mean depth t.
  • Elevons are known in principle, they represent a combination of elevator and ailerons. From this combination results in the term “Elevon”, which is a portmanteau word from the English words “elevator” (elevator) and “aileron” (aileron). Elevons are used in delta-wingers and flying-wing aircraft, both of which do not have a kite configuration, but so far it has not been possible to implement elevons on aircraft in kite configuration, for the first time in the context of this invention by means of the features of claim 1.
  • the controllable rudder flaps on Airfoils regardless of their design as an elevon or a pure elevator, also function as flaps in a positive or negative deflection, which when actuated change the airfoil profile with respect to its resistance and buoyancy. Positive angular excursion) Not only is the profile for larger pitching
  • the plane is automatically trimmed to a higher angle of attack. Ideally, it is trimmed exactly in the increased angle of attack for which the profile is optimized. It is a basic idea of the invention that the center of mass of the aircraft (in the direction of flight, independent of the payload) and the hinge line centers, which are essentially the same as the flap pivot points, are relatively close to one another in the x-direction.
  • the said quotient c m ittei / t is greater than -0.2, according to certain embodiments also greater than -0.15 or even greater than -0.1.
  • the said quotient c m ity / t is preferably less than 0.2, preferably less than 0.1.
  • a particularly preferred embodiment is characterized in that said quotient is less than zero. Becomes smaller average distance c m ittei at constant average depth t of the wing of the quotient c m ittei / t becomes smaller, that is, the center of gravity moves, seen in the x direction approaching, - at least on average - retical a theo- common hinge line of the controllable rudder flaps.
  • the calculation formula applies both in the event that on the wing on each fuselage side exclusively - one or more - designed as elevons controllable control flaps are provided, or whether in addition one or more other controllable rudder flaps as a pure elevator the trailing edge of the wing are articulated. Also applies the above formula for the case of claim 3, namely that one or more elevons are provided on only one side of the fuselage and one or more elevator on the other side of the fuselage. Each of these rudder flaps is considered with its hinge line center, hinge line length, and the distance of that hinge line midpoint to the aircraft's center of gravity (as viewed in the x-direction of the aircraft) in the formula.
  • the respective inner elevons can be controlled in maneuvers such that they turn out in a positive elevator rudder more than the respective outer.
  • the advantage of this control is that the inner wing section is then forced earlier to buoyancy failure than the outer, and thus the aircraft automatically at low speeds reduces the angle of attack, without causing it to tip over a wing half. This flight behavior is often perceived by pilots to be particularly pleasant and safe.
  • constructions have proven to be very suitable for flying, in each of which an externally controllable rudder flap as Elevon and each an inner controllable rudder flap is designed as exclusive elevator.
  • inner rudder flaps are then always deflected in the same direction, while the outer rudder flaps can optionally also be deflected in the same direction (and then as - additional - serve elevator) or in opposite directions for rotation about the longitudinal axis of the aircraft (aileron function).
  • the reverse construction inner rudder valves are Elevons, outer rudder valves serve exclusively as elevator is possible.
  • Other generally comparable constructions, such as two outer and two middle elevons and two inner exclusive elevators on the wing, are also if readily possible.
  • controllable rudder flaps on the wing are designed as elevons, while the other controllable rudder flaps are designed as pure elevator or are controlled as a pure elevator or serve as a pure elevator.
  • the arithmetically determined average curvature of the profiles of the wing in straight flight is advantageously between 1% and 4.5%, preferably between 2% and 4%, particularly preferably between 2.5% and 3.5%.
  • Such an average curvature has proven to be a very good compromise between performance and controllability, for example, in the aircraft shown in the following figures.
  • the surface load of the wing is preferably more than 100 g / dm 2 . Even heavy loads are therefore transportable by means of the aircraft. In particular, however, higher flying speeds can also be achieved by means of such a high surface loading.
  • the maximum glide number of the aircraft according to the invention is more than 10, preferably more than 15.
  • a control in the form of an autopilot provided, as at least one control variable, the transverse axis of the aircraft is used.
  • the position of the aircraft is controlled about the transverse axis.
  • the arithmetically determined mean depth of the valve controllable control valves is greater than 25%, preferably greater than 30%.
  • the aircraft according to the invention therefore particularly preferably has a relatively large arithmetically determined average baffle depth, which has proven to be very advantageous for flight characteristics and controllability.
  • the average flap depth is calculated as the arithmetic mean of all local flap depths, each resulting from a local profile section in the x direction, where it is determined locally how far the respective local point of the hinge line from the trailing edge side (end bar) of the wing is removed, and this distance is set in relation to the total tread depth at this point.
  • the wing extension of the wing is preferably between 5 and 25, more preferably between 8 and 18.
  • Wing extension is a dimensionless index of slenderness of a wing. It is defined as the ratio of the wing span to wing area or, alternatively, the ratio of span to center t depth of the wing (according to the predicted the center depth t of the wing is defined as the wing wing divided by the wing span) ,
  • the wing extension in the said areas is advantageous.
  • a wing extension in these areas is relatively large and goes hand in hand with a relatively low maneuverability, which is not necessary in certain applications and therefore not disadvantageous.
  • the tail lever arm is in the aircraft according to the invention at least one third of the wing span and is therefore chosen to be relatively large.
  • the Tail lever arm is defined as the x-direction distance from the neutral point of the wing to the neutral point of the tailplane, divided by the center depth t of the wing.
  • the two neutral points Ni and N 2 are those points of the profile in which the torque remains almost constant as the angle of attack increases.
  • the relatively large tail lever arm can be a hindrance in the handling of the aircraft, especially in a version with a span of the wing in the range of about 1 to 3 m. It can therefore be provided that the fuselage of the aircraft is divisible in length so that the transport box does not become too cumbersome.
  • controllable rudder flaps extend on the wing, so all Elevons and all possibly additionally existing pure elevator together taken over more than 70% of the span of the wing.
  • An extension of the controllable rudder flaps on the wing of over 80%, such as over 90%, and even over 95% up to 100% of the span of the wing is advantageous in certain embodiments of the aircraft according to the invention.
  • conventional ailerons are usually made significantly shorter.
  • an embodiment with a large extension of the controllable control valves facilitates the control and improves the efficiency.
  • a particularly preferred embodiment of the aircraft according to the invention is characterized in that it has at least one rear and one front drive for driving the aircraft, which are arranged spaced apart in the x-direction.
  • two rear and two front drives, or two rear drives and a front drive, or a rear drive and two front drives for driving the aircraft are provided.
  • the aircraft according to the invention is advantageously designed as a vertically take-off aircraft, preferably unmanned aerial vehicle (UAV), drone and / or unmanned aerial vehicle (UAS).
  • UAV unmanned aerial vehicle
  • UAS unmanned aerial vehicle
  • the position of the aircraft is preferably substantially the same during take-off (hovering position) and in cruising flight (horizontal flight), wherein the wing is of rigid design and oriented substantially horizontally both in hover and in horizontal flight.
  • some of the drives for driving the aircraft are pivotable by means of a respective pivoting mechanism between a vertical start position for the hover and a horizontal flight position for the horizontal flight.
  • This means that drives can be used both for vertical take-off (with essentially vertically pivoted drives) and in travel or horizontal flight (in the horizontally pivoted position).
  • Said wing is preferably oriented substantially horizontally both in hover and in horizontal flight and allows aerodynamic horizontal flight.
  • the aircraft further preferably has at least one horizontal-direction rear-viewable drive comprising the rear engine and the rear-engine driven rear propeller with respect to the center of gravity of the aircraft, and at least one horizontal-direction controllable front-drive drive comprising a front engine and a from the front engine driven propeller.
  • the motors are preferably electric motors, and at least a part of the drives is pivotable by means of a respective pivot mechanism between a vertical start position for the hover and a horizontal flight position for the horizontal or cruise.
  • the at least one rear or front drive is arranged and designed such that, during operation, it is more than 50% of that for hovering the aircraft necessary hovering thrust and is designed hinged for horizontal flight.
  • the at least one front or rear drive is arranged and designed such that it applies less than 50% of the hovering force necessary to levitate the aircraft and more than 50% of the driving force, preferably 100%, in horizontal flight during operation.
  • the center of mass of the aircraft is located off-center with respect to the rear and front propellers, preferably with the aircraft's center of mass being located closer to those propulsion units for the aircraft which provide more than 50% of the hovering thrust.
  • the diameter of the propellers of those drives which apply more than 50% of the hovering thrust force is preferably greater than the diameter of the propellers, which apply less than 50% of the hovering thrust, preferably at least 5% larger, more preferably at least 10% larger.
  • FIG. 2 shows a plan view of a second embodiment of an aircraft according to the invention in a kite configuration
  • FIG. 3 shows a perspective top view of a third embodiment of an aircraft according to the invention in a kite configuration in the suspended state; the aircraft of Figure 3 in the floating state, seen from the side.
  • the aircraft of Figure 5 in horizontal flight, seen from the side. 3 is a top view of the suspended aircraft of FIGS. 3 to 6 with the center of gravity drawn in, and an enlarged detail view of FIG. 7.
  • a first, very sketchy embodiment of an aircraft 1 according to the invention is shown in dragon configuration.
  • This has a hull 2 with a rear 3 and a nose 4.
  • the rear part of the hull 2 is designed as a tail boom 6, on which a tailplane 7 is provided.
  • the tailplane 6 does not include an elevator, but only a fixed surface, also called the vertical fin.
  • a rudder with fixed fin as well as with or without rudder (not shown) may be provided, but this is not essential to the invention.
  • the horizontal stabilizer can also be combined with a vertical stabilizer in the form of a V-shaped tail. In the context of the plan view of Fig. 1, all these embodiments are possible.
  • the hull 2 can be dismantled into two or more parts in the x-direction, which corresponds to the horizontal flight direction, in order to facilitate transport of the aircraft 1.
  • a drive 16a for the aircraft 1 is provided, which has a motor 17a and a propeller 18a, which corresponds to the prior art.
  • the aircraft 1 has a wing 5 arranged in its front region and extending transversely to the fuselage 2.
  • runners 9a, 9b are provided below each wing halves and below the nose 4 runners 9a, 9b are provided. These three runners 9a, 9b form the landing gear of the aircraft 1.
  • controllable rudder flaps 8 1 and 8 2 are designed as elevons on the trailing edge of the two halves of the wing 5.
  • rudder flaps 8 1 and 8 2 take over both the function of the aileron and the elevator.
  • the rudder flaps 8 1 and 8 2 are each pivotally attached to the wing 5 along a hinge line S, each hinge line S1 or S2 having a hinge line center SP1 or SP2, which lies in the geometric center of each hinge line S 1 and S 2 .
  • the wing 5 is assigned a mean depth t, which is obtained as a quotient of the wing area divided by the span SW of the wing 5.
  • a mean depth t is obtained as a quotient of the wing area divided by the span SW of the wing 5.
  • an average depth t is shown by way of illustration only; the plotted mean depth is in fact a quantity calculated as above and therefore can not be pictorially represented.
  • the center of mass 20 of the aircraft 1 - which does not change with a corresponding design interpretation, even with a payload not relevant - located.
  • the quotient c m / t is greater than -0.25 (not necessarily deducible from FIG. 1, which - like FIG. 2 - only the structural and geometrical features). to introduce basic concepts intends to introduce).
  • c the distance measured in the x-direction of the aircraft 1 from the center of gravity 20 of the aircraft 1 to the respective hinge line center SP, (in Fig. 1: SPi and SP 2 ) of the respective hinge line S, (in Fig. 1: S 1 and S 2 ) each rudder flap 8, (in Fig. 1: 8 1 and 8 2 ) and SL, (in Fig. 1: SL 1 and SL 2 ) the length of the respective rudder flap 8, associated hinge line Sj.
  • the positive x-direction is in the direction of the nose of the aircraft and the negative x-direction in the direction of the stern.
  • the said distance in the x-direction is also at the same time the respective smallest distance of said hinge line centers SP, from the gravity axis 21, which extends through the center of mass 20 and perpendicular to the longitudinal axis 22 of the aircraft 1.
  • the distances Ci and C2 according to the exemplary embodiment illustrated in FIG. 1 are defined as negative values in the selected coordinate system.
  • the resulting additional buoyant force resulting from positive, downward deflection of the rudder flaps thus approaches very close to the respective hinge line center or flap pivot point. It has been found that in this way elevons can also be used on aircraft in a kite configuration, something that was not possible in the past.
  • the said quotient Cmittei / t is even preferably greater than -0.2, and may even be greater than -0.15 or greater than -0.1.
  • said quotient c m ittei / t is chosen smaller than 0.2, preferably even less than 0.1 or even less than 0.
  • positive quotients c m itite / t may be advantageous in terms of flight characteristics.
  • Positive quotients mean large horizontal stabilizers and / or long tailbearers, which, however, may adversely affect flight performance in certain cases.
  • the arithmetically determined average flap depth of the controllable rudder flaps 8i, 8 2 - generally 8, - is particularly preferably greater than 25%, preferably greater than 30%, and thus relatively large compared to conventional flap depths of aircraft in kite configuration.
  • a large arithmetically determined middle valve depth is accompanied by a low quotient Cstoff / t.
  • controllable rudder flaps 8 in their entirety, extend over a majority of the span SW of the wing 5, in each case more than 90% of the span SW of the wing 5.
  • the embodiment according to FIG. 1 can also be designed in such a way that, for example, the rudder flap 81 is designed as an elevon, and the rudder flap 8 2 is designed as a pure elevator (or vice versa). It has been found that even in this constellation, which realizes the features of claim 3, a flight and controllable aircraft can be realized. It also requires in this case no other elevator in the tailplane.
  • the following values have proved to be advantageous for the flight characteristics of the aircraft 1 according to the invention in accordance with all the embodiments presented here in FIGS. 1 to 8:
  • the arithmetically determined average curvature of the profiles of the wing 5 in straight flight is preferably between 1% and 4.5%, more preferably between 2% and 4%, more preferably between 2.5% and 3.5%.
  • the lift coefficient in straight-ahead flight is above 0.5, for example above 0.6 or 0.9.
  • the lift coefficient in straight flight is below 2, for example below 1, 5, preferably below 1, 2.
  • the surface loading of the wing 5 is preferably above 100 g / dm 2 .
  • the wing extension is preferably between 5 and 25, more preferably between 8 and 18.
  • the tail lever arm is preferably at least one third of the
  • the tail lever is defined herein as extending in the x-direction distance A (see Fig. 1 and 2) from the neutral point Ni of the wing 5 to the neutral point N 2 of the tailplane 7, divided by the mean depth t of the wing 5.
  • the two neutral points Ni and N 2 are here as usual defined as the point of the wing 5 and the horizontal stabilizer 7, in which the torque remains almost constant at a pitch change.
  • a second embodiment of an aircraft according to the invention 1 is shown in which on each side of the fuselage two trained as Elevons rudder flaps in the form of outer rudder flaps 8 1 and 8 2 and two trained as Elevons rudder flaps in the form of inner Rudder flaps 83 and 8 are provided.
  • Each of these rudder flaps 8 1 , 8 2 , 83, 8 has a hinge line S 2 , S3, S 4 with a hinge line length SL-i, SL 2 , SL 3 , SL 4 and a corresponding geometric hinge line center SP-i, SP 2, SP 3 , SP 4 .
  • an average distance c m ittei is calculated, which is used in the relevant quotient c m ittei / t of claim 1.
  • the average distance Cmittei - starting from the center of gravity 20 of the aircraft 1 as the coordinate zero point - is calculated from the sum of all products of each hinge line length SL-i, SL 2 , SL 3 or SL 4 for the rudder flaps 8 1 , 8 2 , 83 and 8 with the associated distance d, C2, c 3 and c 4 (which occupy only negative values in the present coordinate system), which is measured as the distance of the associated respective hinge line midpoint SP-i, SP 2 , SP 3 , SP 4 of the respective rudder flap 8 1 , 8 2 , 83, 8 4 to the center of mass 20, again in each case measured in the x direction.
  • This sum is then divided by the sum of all the hinge line lengths SL-i, SL 2, SL 3 , SL 4
  • Cmittei (Ci ⁇ SL + c 2 ⁇ SL 2 + c 3 ⁇ SL 3 + c 4 ⁇ SL 4 ) / (SL + SL 2 + SL 3 + SL 4 )
  • the geometries of the aircraft 1 are designed such that the Quotient c m ittei / t is greater than -0.25.
  • the calculation according to claim 1 also applies to designs according to the invention with more than two rudder flaps designed as elevons on each wing half. It is also relevant if only a part of the controllable rudder flaps is designed as elevons, while the other part of the controllable rudder flaps on the wing is designed as a pure, i. exclusive, elevator are formed, which are always deflected in the same - positive or negative - direction.
  • FIGS. 3-8 A third exemplary embodiment of an aircraft according to the invention is shown in FIGS. 3-8, which can start and land vertically. It essentially retains its position in both hovering and horizontal flight.
  • FIGS. 3 and 4 show the third exemplary embodiment in a perspective top view and in a side view in the suspended state, while FIGS FIGS. 5 and 6 illustrate the aircraft 1 in travel (horizontal flight direction H, which corresponds to the x-direction of the aircraft 1).
  • the aircraft 1 has an elongated hull 2 with a tail 3 and a nose 4.
  • the hull 2 is integrally formed; but it can also consist of several parts, for example, two in the longitudinal direction of the aircraft 1 side by side extending body parts.
  • the rear part of the fuselage 2 is designed as a tail boom 6 with a relatively small diameter, at whose end facing the stern 3 a V-tail 7 (in this case without combined vertical and rudder) is arranged. It is also possible that the hull 2 is divided in length, so that it can be accommodated in the form of two shorter body parts easier in a correspondingly short transport box.
  • a wing 5 extending transversely to the fuselage 2 is arranged.
  • the wing 5 initially has a forwardly pointing negative wing sweep, while it then has a rearward pointing, positive wing sweep towards the wing ends.
  • controllable rudder flaps 8 1 , 8 2 , 8 3 , 8 are provided according to the invention.
  • 4 runners 9a, 9b are provided below each wing half and below the nose. These three runners 9a, 9b form the landing gear of the aircraft 1.
  • FIGS. 7 and 8 are - similar to FIG. 2 - marked the geometric conditions essential for the invention.
  • the construction of FIGS. 3-8 is similar to that of FIG. 2 with respect to the controllable rudder flaps 8 1 , 8 2 , 8 3 , 8.
  • FIGS. 7 and 8 both hinge lines Si and S 2 of the outer, in this case designed as elevons rudder flaps 8 1 and 8 2 and the two hinge lines S3 and S 4 of the respective inner rudder flaps 83 and 8 4th
  • These can, for example, also act as elevons or as pure elevator.
  • the reverse training is also possible, that is, the formation of the outer rudder flaps 8 1 , 8 2 as pure elevator and the inner rudder flaps 83, 8 as elevons.
  • the distance C3 (and thus also the distance c 4) in the selected coordinate system is positive, while the distance C1 (and thus also the distance C2 - as well as all the distances c, according to the embodiments Fig. 1 and 2) is negative. Therefore, the sum (c 3 x SL 3 + cx SL 4 ) becomes positive for the inner controllable rudder flaps 83, 8. However, since the sum (ci x Sl_i + C2 x SL 2 ) is negative in terms of the outer rudder valves and larger as an absolute value, Cmittei as a whole is also negative.
  • the quotient c m ittei / t is approximately -0.09 in the embodiment according to FIGS. 3-8. If the sweep of the outer sections of the two wing halves were much more positive, the tailplane significantly larger and / or the tail lever arm much longer, even a positive quotient can result, which can be up to 0.2 according to computational estimates.
  • two pairs of drives 1 1, 16 are arranged symmetrically to the longitudinal axis of the aircraft 1.
  • Each of the two wing halves in this case has a rear drive 1 1 and a front drive 16, wherein each two of these drives 1 1, 16 in the longitudinal direction of the aircraft 1 are behind each other.
  • the drives 1 1, 16 are each arranged on a rear or front nacelle 10 and 15, wherein the gondolas 10, 15 merge into each other, that are integrally formed.
  • the rear gondolas 10 are slightly curved upward in the direction of the stern 3, while the front gondolas 15 extend substantially horizontally.
  • a rear drive 1 1 is pivotally arranged by means of a pivot joint 14, wherein the rear drives 1 1 in particular each comprise a rear motor 12, more preferably an electric motor, and a rear propeller 13.
  • the rear propeller 13 are here folded against the direction of flight.
  • a front drive 16 is arranged at the free end of each front nacelle 15, the front drives 16 in particular each comprising a front engine 17, more preferably an electric motor, and a front propeller 18.
  • the motors 12, 17 and propellers 13, 18 of the two drives 1 1, 16 are each pivotally mounted by means of a pivot joint 14, 19 on the gondolas 10, 15.
  • the rear drives 1 1 are in this case from a downward position (Fig. 3, 4), in which the axis of the motors 12 are perpendicular, against the flight direction H in a horizontal position pivotally (Fig. 5, 6), in which the axes of the motors 12 are aligned horizontally.
  • the front drives 16 are pivotable in the direction of flight H in a horizontal position (Fig. 5, 6), in which the axes of the Engines 17 are aligned horizontally.
  • the two rear propellers 13 have a larger diameter than the front propellers 18 (see also Fig. 7).
  • the quotient of diameter divided by pitch is greater than in the case of the front drives, preferably greater by at least 25%, more preferably greater by at least 50%, for example by more than 100%. It is also possible, and in certain cases preferred, that the quotient of diameter divided by pitch at the rear propellers 13 is 150%, for example 200%, larger than for the front drives 16.
  • the center of gravity 20 of the aircraft 1 is off-center with respect to the rear and the front drives 1 1, 16 are arranged.
  • the position of the center of mass 20 is slightly dependent on, in particular, the pivot states of the drives 1 1, 16, the off-center position of the center of mass 20 applies to each of these pivot states.
  • the inventive design of the controllable control valves 81, 82, 83, 8 4 is aligned to the horizontal flight.
  • the center of mass 20 is closer to the rear drives 1 1 than to the front drives 16.
  • the lever arm of the rear drives 1 1 may preferably by at least 10%, for example by more than 20% or more 30%, shorter be as the lever arm of the front drives 16, wherein the lever arms are related to the shortest distance to the main axis 21.
  • the latter lever arm was thus 40% shorter than the aforementioned lever arm.
  • the aircraft 1 is shown in the floating position in which it starts in the starting direction S and lands in the direction L of the country.
  • the two rear propellers 13 are pivoted downward and push the aircraft 1 in the direction S
  • the two front propeller 18 are pivoted upward and also pull the aircraft 1 in the direction S.
  • the aircraft 1 in the hover position is aligned exactly horizontally.
  • the tail 3 it is readily possible for the tail 3 to hang at a small angle, for example about 10 °, relative to the nose 4.
  • FIGS. 5 and 6 the aircraft 1 is shown in travel or horizontal flight, in which it flies in the horizontal direction of flight H.
  • the two rear propeller 13 are pivoted backwards against the direction of flight H and folded, while the two front propeller 18 are pivoted forward in the direction of flight H. Only these two front propeller 18 are responsible for propulsion in horizontal flight in the illustrated embodiment.
  • the transitions between the various states are as follows: In FIGS. 3 and 4, the rear motors 12 and the front motors 17 are in the position in which the aircraft 1 starts. In this floating state, the drives 1 1 down and the drives 16 are still pivoted up. For horizontal flight, the drives pivot 1 1 backwards against the direction of flight H and the front drives 16 forward in the direction H.
  • the above-mentioned task distribution of the rear and front drives 1 1, 16 is realized in the embodiment shown in the figures, in particular by the displacement of the center of mass 20. Furthermore, the higher quotient of diameter divided by the slope of the rear drives contributes to an increase in efficiency of the hovering flight. The smaller quotient of diameter divided by the slope of the front drives contributes to an increase in efficiency of horizontal flight.
  • the control of the drives 1 1, 16, the propeller 13, 18, the ailerons 8 a, 8 b, etc. can be done manually, semi-automatically or automatically. In particular, the transition between the two flight conditions (hovering with front and rear drives switched on - horizontal flying only with front drives switched on) can be realized either manually or automatically. Then, in particular, the propeller speeds are adjusted.
  • the aircraft according to the invention can also be controlled by men and / or used to carry one or more people.
  • the aircraft according to the invention is suitable as a drone for transporting goods, for controlling and securing the airspace or areas on the ground, for research purposes, for imaging, etc.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug (1) in Drachenkonfiguration, mit einem Rumpf (2), einem Tragflügel (5), einem über einen Leitwerksträger (6) vom Tragflügel (5) beabstandeten, im Bereich des Hecks (3) des Luftfahrzeugs (1) angeordneten Höhenleitwerk (7), welches ggf. zusammen mit einem Seitenleitwerk ausgebildet ist, wobei der Tragflügel (5) eine zumindest doppelt so große Spannweite (SW) aufweist wie das Höhenleitwerk (7), und wobei eine oder mehrere ansteuerbare Ruderklappen (81, 82; 81, 82, 83, 84) auf jeder Seite des Rumpfes (2) entlang je einer Scharnierlinie (S1, S2; S1, S2, S3, S4) an der Hinterkante des Tragflügels (5) angelenkt sind, sowie mit mindestens einem Antrieb (16a; 11, 16) zum Antreiben des Luftfahrzeugs (1). Die Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass zumindest jeweils eine der besagten Ruderklappen (81, 82; 81, 82, 83, 84) auf jeder Seite des Rumpfes (2) als Elevon ausgebildet ist, welche sowohl die Funktion von Querruder als auch Höhenruder übernimmt, wobei die Geometrien des Luftfahrzeugs (1) derart ausgelegt sind, dass der Quotient cmittel/t größer als -0,25 ist, wobei t die mittlere Tiefe des Tragflügels (5) ist und für cmittel gilt: Formula (I), wobei ci der in x-Richtung des Luftfahrzeugs (1) gemessene Abstand vom Massenschwerpunkt (20) des Luftfahrzeugs (1) zum jeweiligen Scharnierlinienmittelpunkt (SP1, SP2; SP1, SP2, SP3, SP4) der Scharnierlinie (S1, S2; S1, S2, S3, S4) jeder der besagten ansteuerbaren Ruderklappen (81, 82; 81, 82, 83, 84) und SLi die Scharnierlinienlänge (SL1, SL2; SL1, SL2, SL3, SL4) der zu der jeweiligen Ruderklappe (81, 82; 81, 82, 83, 84) zugehörigen Scharnierlinie (S1, S2; S1, S2, S3, S4) ist.

Description

Luftfahrzeug in Drachenkonfiguration
Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug in Drachenkonfiguration nach dem Oberbegriff der unabhängigen Ansprüche.
Die Drachenkonfiguration ist die allgemein in der Luftfahrt verwendete Konfiguration. Größere Passagierflugzeuge, kleinere Propellerflugzeuge, Segelflieger etc. werden in dieser Konfiguration gebaut. In aller Regel weisen diese Luftfahrzeuge ein Seitenruder am Seitenleitwerk zum Drehen des Luftfahrzeugs um die Hochachse, Höhenruder am mit dem Seitenleitwerk gekoppelten Höhenleitwerk zum Drehen des Luftfahrzeugs um die Querachse, und Querruder am Tragflügel auf, das zum Drehen des Luftfahrzeugs um die Längsachse vorgesehen ist. Für bestimmte Flugmanöver werden mehrere der Ruder gleichzeitig oder kurz nacheinander betätigt. Beim Kurvenflug ohne Höhenverlust wird bei vielen Luft- fahrzeugen in Drachenkonfiguration beispielsweise zuerst mit dem Querruder eine Neigung um die Längsachse aufgebaut. Anschließend wird unter Beibehaltung der Neigung das Höhenruder so stark betätigt, dass kein Höhenverlust auftritt. Das Seitenruder kann zum Ein- und Ausleiten des Kurvenflugs ebenfalls betätigt werden.
Es hat in der Vergangenheit immer wieder Bestrebungen gegeben, alternative Steuerkonzepte bei Luftfahrzeugen, die in Drachenkonfiguration gebaut sind, zu realisieren. Bisher sind aber keine Konzepte bekannt geworden, die sich insbesondere bei der beschriebenen 3-Achsen-Steuerung als erfolgreich erwiesen haben.
Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Luftfahrzeug in Drachenkonfiguration, bei dem die Spannweite des Tragflügels mindestens doppelt so groß ist wie die Spannweite des Höhenleitwerks, mit einem neuartigen Steuerkonzept zur Verfügung zu stellen, das insgesamt weniger baulichen Aufwand benötigt, ohne dass die Flugleistung leidet.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale der unabhängigen Ansprüche gelöst. Entsprechend der Erfindung gemäß Anspruch 1 sind zumindest einige der Ruderklappen an der Hinterkante der Tragflächen als Elevons ausgebildet, welche sowohl die Funktion von einem Querruder als auch von einem Höhenruder übernehmen. Hierbei ist zumindest eine Ruderklappe auf jeder Seite des Rumpfes als derartiges Elevon ausgebildet. Zusätzlich können eine oder mehrere ansteuerbare Ruderklappen an der Hinterkante des Tragflügels vorgesehen sein, welche ausschließlich die Funktion eines Höhenruders ausüben, um den Anstellwinkel zu kontrollieren. Auch ist es möglich, dass auf jeder Seite des Rumpfes ein oder mehrere als Elevons ausgebildete ansteuerbare Ruderklappen am Tragflügel vorgesehen sind, während nur auf einer Seite des Tragflügels eine als Höhenruder ausgebildete ansteuerbare Ruderklappe angeordnet ist. Allgemein ausgedrückt ist es nicht notwendig, dass die Elevons und auch die reinen Höhenruder in jeweils gleicher Anzahl und/oder symmetrisch zu beiden Seiten des Rumpfes angeordnet sind. Gemäß der Erfindung ist der Quotient cmittei/t größer als -0,25, wobei bei t die mittlere Tiefe des Tragflügels (5) ist und für cmittei gilt:
T'( c . SL )
£ mittel " ' " ————————
-f
i
Hierbei ist c, der in x-Richtung des Luftfahrzeugs gemessene Abstand vom Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs zum jeweiligen Scharnierlinienmittel- punkt der Scharnierlinie jeder der besagten ansteuerbaren Ruderklappen am Tragflügel und SL, die Länge der zu der jeweiligen Ruderklappe zugehörigen Scharnierlinie. Der Massenschwerpunkt liegt hierbei im Nullpunkt des Koordinatensystems. Wie in der Fachwelt üblicherweise vereinbart, sind ausgehend von diesem Massenschwerpunkt die x-Werte in Richtung der Nase des Luftfahrzeugs positiv und in Richtung des Hecks negativ. In der oben genannten Formel werden sowohl die als Elevons ausgebildeten ansteuerbaren Ruderklappen als auch die als reine Höhenruder ausgebildeten ansteuerbaren Ruderklappen berücksichtigt.
Außerdem wird die Aufgabe durch die Merkmale des Anspruchs 3 gelöst. Bei dieser Ausführung der Erfindung sind nur auf einer Seite des Rumpfs ein oder mehrere der ansteuerbaren Ruderklappen am Tragflügel als Elevons ausgeführt, während auf der anderen Seite des Rumpfes ein oder mehrere der ansteuerbaren Ruderklappen als reine Höhenruder ausgebildet sind bzw. als solche angesteuert werden. Es ist auch möglich, dass auf der Seite des oder der Elevons noch ein oder mehrere reine Höhenruder vorgesehen sind. Bei all diesen Fällen gilt ebenfalls oben genannte Formel, in welche ebenfalls alle ansteuerbaren Ruderklappen einfließen, unabhängig von ihrer Ausführung als Elevon oder reines Höhenruder. Eine Ausführungsform gemäß Anspruch 3 ist also beispielsweise, dass an der linken Tragflügel hälfte eine als Elevon ausgebildete ansteuerbare Ruderklappe vorhanden ist und an der rechten Tragflügelhälfte ein als reines Höhenruder dienende ansteuerbare Ruderklappe. Auch bei einer solchen Ruderklappenkonstellation lassen sich stabile und gut steuerbare Flugzustände erreichen.
Bei den erfindungsgemäßen Luftfahrzeugen ist es möglich, auf ein Höhenruder am Höhenleitwerk zu verzichten. Diese Ausgestaltung ohne Höhenruder am Höhenleitwerk ist eine besonders bevorzugte Ausführung gemäß der Erfindung. Somit kann auf entsprechende Steuerelemente, ggf. aerodynamisch ungünstige Anlenkungen, Antriebe bzw. Aktoren etc. verzichtet werden, wodurch nicht zu- letzt auch Gewicht eingespart wird. Weiter kann beispielsweise der Ausfall eines Antriebs für eine oder mehrere Ruderklappen am Tragflügel oder ein sonstiger Ausfall von einer oder mehreren Ruderklappen leichter kompensiert werden als der Ausfall eines Höhenruders am Höhenleitwerk.
Die mittlere Tiefe t des Tragflügels ist hierbei, wie aus dem Stand der Technik bekannt, definiert als der Quotient der Tragflügelfläche geteilt durch die Spannweite des Tragflügels. Hierbei wird der Rumpfabschnitt, der zwischen den zwei Tragflügelflächenhälften angeordnet ist, dergestalt bei der Berechnung der Trag- flügelfläche berücksichtigt, dass jede Tragflügelhälfte sowohl an der Nasenseite als auch an der Hinterkantenseite (Endleiste) bis zur Längsachse des Luftfahrzeugs verlängert wird und die somit eingeschlossene Fläche im Bereich des besagten Rumpfabschnitts zu der in die besagte mittlere Tiefe t einfließenden Tragflügelfläche hinzuaddiert wird.
Elevons sind prinzipiell bekannt, sie stellen eine Kombination aus Höhenruder und Querruder dar. Aus dieser Kombination ergibt sich der Begriff„Elevon", der ein Kofferwort aus den englischen Begriffen„elevator" (Höhenruder) und„aile- ron" (Querruder) ist. Elevons werden bei Deltaflüglern und Nurflüglern, die beide keine Drachenkonfiguration aufweisen, eingesetzt. Bisher ist es jedoch noch nicht gelungen, Elevons bei Luftfahrzeugen in Drachenkonfiguration zu realisieren. Dies ist erstmals im Rahmen dieser Erfindung mittels der Merkmale des Anspruchs 1 gelungen. Die ansteuerbaren Ruderklappen am Tragflügel, unabhängig von ihrer Ausbildung als Elevon oder reines Höhenruder, fungieren bei einem Ausschlag in positiver oder negativer Richtung gleichzeitig auch als Wölbklappen, welche bei ihrer Betätigung das Tragflügelprofil hinsichtlich seines Widerstands und seines Auftriebs verändern. Beim Betätigen der ansteuerbaren Ruderklappen nach un- ten (positiver Winkelausschlag) wird nicht nur das Profil für größere Anstellwin- kel optimiert, sondern das Flugzeug wird automatisch in einen erhöhten Anstellwinkel getrimmt. Idealerweise wird genau in den erhöhten Anstellwinkel getrimmt, für den das Profil optimiert ist. Es ist ein Grundgedanke der Erfindung, dass der Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs (in Flugrichtung, unabhängig von der Zuladung) und die Scharnierlinienmittelpunkte, die im Wesentlichen den Klappendrehpunkten gleichen, in x-Richtung relativ nahe beieinander liegen. Auf diese Weise greift die resultierende zusätzliche Auftriebskraft, die durch positive Auslenkung, d.h. Auslenkung nach unten, der angesteuerten Ruderklappen entsteht, sehr nahe an diesen Scharnierlinienmittelpunkten bzw. Klappendrehpunkten an. Wenn der besagte Abstand und damit der besagte Quotient hingegen größer gewählt wird, kann eine Variation anderer Parameter, beispielsweise der Leitwerkshebelarm, die Größe des Höhenleitwerks, das Stabilitätsmaß, etc. dies nicht kompensieren und eine Flugtauglichkeit ist nicht mehr gegeben.
Bevorzugt ist der besagte Quotient cmittei/t größer als -0,2, gemäß bestimmter Ausführungsformen auch größer als -0,15 oder sogar größer als -0,1. Andererseits ist der besagte Quotient cmittei/t vorzugsweise kleiner als 0,2, bevorzugt kleiner als 0,1. Eine besonders bevorzugte Ausführungsform zeichnet sich dadurch aus, dass der besagte Quotient kleiner als 0 ist. Mit kleiner werdendem gemittelten Abstand cmittei bei gleichbleibender mittlerer Tiefe t des Tragflügels wird der Quotient cmittei/t immer kleiner, d.h. der Massenschwerpunkt rückt, in x- Richtung gesehen, immer näher - zumindest im Mittel gesehen - an eine theo- retische gemeinsame Scharnierlinie der ansteuerbaren Ruderklappen.
Wie oben ausgeführt, gilt die Berechnungsformel sowohl für den Fall, dass am Tragflügel auf jeder Rumpfseite ausschließlich - ein oder mehrere - als Elevons ausgebildete ansteuerbare Ruderklappen vorgesehen sind, oder ob zusätzlich ein oder mehrere weitere ansteuerbare Ruderklappen als reine Höhenruder an der Hinterkante des Tragflügels angelenkt sind. Auch gilt die o.g. Formel für den Fall des Anspruchs 3, nämlich dass ein oder mehrere Elevons auf nur einer Seite des Rumpfes und ein oder mehrere Höhenruder auf der anderen Seite des Rumpfes vorgesehen sind. Jede dieser Ruderklappen wird mit ihrem Scharnier- linienmittelpunkt, ihrer Scharnierlinienlänge und dem Abstand dieses Scharnierlinienmittelpunkts zum Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs (in x-Richtung des Luftfahrzeugs gesehen) in der Formel berücksichtigt.
Es hat sich in bestimmten Fällen als vorteilhaft erwiesen, wenn im Falle von mehreren nebeneinander angeordneten Elevons auf jeder Seite des Rumpfes die jeweils inneren Elevons bei Flugmanövern derart angesteuert werden können, dass sie bei einem positiven Höhenruderausschlag mehr ausschlagen als die jeweils äußeren. Der Vorteil dieser Ansteuerung liegt darin, dass die innere Flügelsektion dann früher zum Auftriebsversagen gezwungen wird als die äuße- re, und somit das Luftfahrzeug bei zu langsamen Fluggeschwindigkeiten selbstständig den Anstellwinkel reduziert, ohne dass es zu einem Abkippen über eine Flügelhälfte kommt. Dieses Flugverhalten wird von Piloten oft als besonders angenehm und sicher empfunden. Auch haben sich Konstruktionen als sehr flugtauglich erwiesen, bei denen je eine äußere ansteuerbare Ruderklappe als Elevon und je eine innere ansteuerbare Ruderklappe als ausschließliches Höhenruder ausgebildet ist. Die inneren Ruderklappen werden dann stets gleichsinnig ausgelenkt, während die äußeren Ruderklappen wahlweise ebenfalls gleichsinnig ausgelenkt werden können (und dann auch als - zusätzliche - Höhenruder dienen) oder gegensinnig zur Drehung um die Längsachse des Luftfahrzeugs (Querruderfunktion). Auch die umgekehrte Konstruktion (innere Ruderklappen sind Elevons, äußere Ruderklappen dienen ausschließlich als Höhenruder) ist möglich. Andere generell vergleichbare Konstruktionen, wie beispielsweise zwei äußere und zwei mittlere Elevons und zwei innere ausschließliche Höhenruder am Tragflügel, sind eben- falls ohne weiteres möglich. Allgemein ausgedrückt ist es bei bestimmten Ausführungsformen bevorzugt, dass einige der ansteuerbaren Ruderklappen am Tragflügel als Elevons ausgebildet sind, während die übrigen ansteuerbaren Ruderklappen als reine Höhenruder ausgebildet sind bzw. als reine Höhenruder angesteuert werden bzw. als reine Höhenruder dienen.
Beim erfindungsgemäßen Luftfahrzeug liegt vorteilhafterweise die arithmetisch ermittelte mittlere Wölbung der Profile des Tragflügels im Geradeausflug zwischen 1 % und 4,5%, vorzugsweise zwischen 2% und 4%, besonders bevorzugt zwischen 2,5% bis 3,5%. Eine solche mittlere Wölbung hat sich beispielsweise bei dem in den nachfolgenden Figuren dargestellten Luftfahrzeug als sehr guter Kompromiss zwischen Leistung und Steuerbarkeit erwiesen.
Es hat sich als vorteilhaft - insbesondere für ein Luftfahrzeug entsprechend der nachfolgenden Figuren - erwiesen, wenn der Auftriebsbeiwert im Geradeausflug oberhalb von 0,5 liegt, beispielsweise oberhalb von 0,6 oder 0,9, und/oder dass der Auftriebsbeiwert im Geradeausflug unterhalb von 2 liegt, beispielsweise unterhalb von 1 ,5, vorzugsweise unterhalb von 1 ,2. Des Weiteren beträgt die Flächenbelastung des Tragflügels vorzugsweise mehr als 100 g/dm2. Auch schwere Lasten sind demnach mittels des Luftfahrzeugs transportierbar. Insbesondere lassen sich aber auch höhere Fluggeschwindigkeiten mittels einer derart hohen Flächenbelastung erreichen. Die maximale Gleitzahl des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs beträgt mehr als 10, vorzugsweise mehr als 15.
Besonders bevorzugt ist eine Regelung in Form eines Autopiloten vorgesehen, wobei als zumindest eine Regelungsgröße die Querachse des Luftfahrzeugs herangezogen wird. Hierbei wird die Lage des Flugzeugs um die Querachse geregelt.
Es hat sich als besonders vorteilhaft gezeigt, wenn die arithmetisch ermittelte mittlere Klappentiefe der ansteuerbaren Ruderklappen größer als 25%, vorzugsweise größer als 30% beträgt. Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug weist somit besonders bevorzugt eine relativ große arithmetisch ermittelte mittlere Klappentiefe auf, die sich als sehr vorteilhaft für die Flugeigenschaften sowie die Steuerbarkeit erwiesen hat. Hierbei berechnet sich die durchschnittliche Klap- pentiefe als arithmetischer Mittelwert aller lokalen Klappentiefen, die sich jeweils aus einem lokalen Profilschnitt in x-Richtung ergeben, wobei hier lokal ermittelt wird, wie weit der jeweilige lokale Punkt der Scharnierlinie von der Hinterkantenseite (Endleiste) des Tragflügels entfernt ist, und dieser Abstand in Bezug zu der Gesamtprofiltiefe an dieser Stelle gesetzt wird.
Die Flügelstreckung der Tragfläche liegt vorzugsweise zwischen 5 und 25, besonders bevorzugt zwischen 8 und 18. Die Flügelstreckung ist eine dimensionslose Kennzahl für die Schlankheit einer Tragfläche. Sie ist definiert als das Verhältnis des Quadrats der Spannweite des Tragflügels zur Flügelfläche oder al- ternativ auch als Verhältnis der Spannweite zur mittleren Tiefe t des Tragflügels (entsprechend dem Vorhergesagten ist die mittlere Tiefe t des Tragflügels definiert als Quotient aus Tragflügelfläche geteilt durch die Tragflügelspannweite). Bei dem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug, das vorzugsweise mit einem relativ hohen Auftriebsbeiwert betrieben wird, ist die Flügelstreckung in den genannten Bereichen vorteilhaft. Eine Flügelstreckung in diesen Bereichen ist relativ groß und geht einher mit einer relativ geringen Wendigkeit, die in bestimmten Anwendungsfällen auch nicht notwendig und daher nicht von Nachteil ist.
Der Leitwerkshebelarm beträgt bei dem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug min- destens ein Drittel der Flügelspannweite und ist damit relativ groß gewählt. Der Leitwerkshebelarm ist definiert als in x-Richtung verlaufender Abstand vom Neutralpunkt der Tragfläche bis zum Neutralpunkt des Höhenleitwerks, geteilt durch die mittlere Tiefe t des Tragflügels. Wie aus der Literatur bekannt, sind die beiden Neutralpunkte Ni und N2 diejenigen Punkte des Profils, bei denen das Drehmoment bei Erhöhung des Anstellwinkels nahezu konstant bleibt. Der relativ große Leitwerkshebelarm kann bei der Handhabung des Luftfahrzeugs, insbesondere bei einer Ausführung mit einer Spannweite des Tragflügels im Bereich von ca. 1 bis 3 m, hinderlich sein. Es kann daher vorgesehen sein, den Rumpf des Luftfahrzeugs in der Länge teilbar auszuführen, damit die Transport- box nicht zu unhandlich wird.
Besonders bevorzugt erstrecken sich die ansteuerbaren Ruderklappen am Tragflügel, also alle Elevons und alle ggf. zusätzlich vorhandenen reinen Höhenruder zusammen genommen, über mehr als 70% der Spannweite des Tragflügels. Auch eine Erstreckung der ansteuerbaren Ruderklappen am Tragflügel von über 80%, wie beispielsweise über 90%, und sogar über 95% bis hin zu 100% der Spannweite des Tragflügels ist bei bestimmten Ausführungen des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs vorteilhaft. Demgegenüber werden herkömmliche Querruder zumeist deutlich kürzer ausgeführt. Bei dem erfindungsgemäßen Luftfahr- zeug erleichtert eine Ausführung mit einer großen Erstreckung der ansteuerbaren Ruderklappen die Steuerung und verbessert die Effizienz.
Eine besonders bevorzugte Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs zeichnet sich dadurch aus, dass es zumindest einen hinteren und einen vorderen Antrieb zum Antreiben des Luftfahrzeugs aufweist, die in x-Richtung voneinander beabstandet angeordnet sind. Bei diesbezüglichen Ausführungsbeispielen sind zwei hintere und zwei vordere Antriebe, oder zwei hintere Antriebe und ein vorderer Antrieb, oder ein hinterer Antrieb und zwei vordere Antriebe zum Antreiben des Luftfahrzeugs vorgesehen. Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug ist vorteilhafterweise als senkrecht startendes Luftfahrzeug, vorzugsweise unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS), ausgebildet. Die Lage des Luftfahrzeugs ist vorzugsweise beim Abheben (Schwebeposition) und im Reiseflug (Horizontalflug) im Wesentlichen die gleiche, wobei der Tragflügel starr ausgebildet und sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist. Vorzugsweise sind einige der Antriebe zum Antreiben des Luftfahrzeugs mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und einer Horizontalflugposition für den Horizontalflug verschwenkbar. Damit können Antriebe sowohl für den Senkrechtstart (bei im Wesentlicher vertikal verschwenkten Antrieben) als auch im Reise- bzw. Horizontal- flug (in waagerecht verschwenkter Position) eingesetzt werden.
Der besagte Tragflügel ist vorzugsweise sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug im Wesentlichen horizontal ausgerichtet und ermöglicht einen aerodynamischen Horizontalflug. Das Luftfahrzeug weist vorzugsweise weiterhin in Bezug auf den Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs mindestens einen in Horizontalflugrichtung gesehen hinteren regelbaren Antrieb, umfassend einen hinteren Motor und einen vom hinteren Motor angetriebenen hinteren Propeller, sowie mindestens einen in Horizontalflugrichtung gesehen vorderen regelbaren Antrieb, umfassend einen vorderen Motor und einen vom vorderen Motor ange- triebenen Propeller auf. Hierbei sind die Motoren vorzugsweise Elektromotoren, und zumindest ein Teil der Antriebe ist mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und eine Horizontalflugposition für den Horizontal- bzw. Reiseflug verschwenkbar. Hierbei ist der mindestens eine hintere oder vordere Antrieb derart angeordnet und ausge- legt, dass er im Betrieb mehr als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs notwenigen Schwebeflugschubkraft aufbringt und für den Horizontalflug abklappbar ausgebildet ist. Demgegenüber ist der mindestens eine vordere bzw. hintere Antrieb derart angeordnet und ausgebildet, dass er im Betrieb weniger als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs notwenigen Schwebeflugschub- kraft und mehr als 50% der Vortriebskraft, vorzugsweise 100%, im Horizontalflug aufbringt.
Bevorzugt ist der Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs außermittig in Bezug auf die hinteren und die vorderen Propeller angeordnet, wobei vorzugsweise der Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs näher an denjenigen Antrieben zum Antreiben des Luftfahrzeugs angeordnet ist, die mehr als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen.
Der Durchmesser der Propeller derjenigen Antriebe, die mehr als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen, ist bevorzugt größer als der Durchmesser der Propeller, die weniger als 50% der Schwebeflugschubkraft aufbringen, vorzugsweise um mindestens 5% größer, besonders bevorzugt um mindestens 10% größer. Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Figuren näher erläutert. Es zeigen: Fig. 1 eine Draufsicht auf eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in Drachenkonfiguration;
Fig. 2 eine Draufsicht auf eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in Drachenkonfiguration;
Fig. 3 eine perspektivische Draufsicht auf eine dritte Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in Drachenkonfiguration im Schwebezustand; das Luftfahrzeug gemäß der Fig. 3 im Schwebezustand, von der Seite gesehen; eine perspektivische Draufsicht auf das Luftfahrzeug gemäß der Fig. 3 und 4, nun im Horizontalflug; das Luftfahrzeug gemäß der Fig. 5 im Horizontalflug, von der Seite gesehen; eine Draufsicht auf das im Schwebezustand befindliche Luftfahrzeug der Fig. 3 - 6 mit eingezeichnetem Massenschwerpunkt, und eine vergrößerte Detailansicht von Fig. 7.
In der Fig. 1 ist ein erstes, sehr skizzenhaftes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs 1 in Drachenkonfiguration dargestellt. Dieses weist einen Rumpf 2 mit einem Heck 3 und einer Nase 4 auf. Der hintere Teil des Rumpfes 2 ist als Leitwerkträger 6 ausgebildet, an dem ein Höhenleitwerk 7 vorgesehen ist. Im vorliegenden Fall (und auch in den übrigen in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispielen) umfasst das Höhenleitwerk 6 kein Höhenruder, sondern lediglich ein feststehende Fläche, auch Höhenflosse genannt. Ein Seitenleitwerk mit feststehender Seitenflosse sowie mit oder ohne Seitenruder (nicht eingezeichnet) kann vorgesehen sein, was vorliegend aber nicht er- findungswesentlich ist. Das Höhenleitwerk kann zudem mit einem Seitenleitwerk in Form eines V-förmigen Leitwerks kombiniert sein. Im Rahmen der Draufsicht der Fig. 1 sind alle diese Ausgestaltungen möglich. Der Rumpf 2 kann in x-Richtung, welche der Horizontalflugrichtung entspricht, in zwei oder mehr Teile zerlegbar sein, um einen Transport des Luftfahrzeugs 1 zu erleichtern. An der Nase 4 ist ein Antrieb 16a für das Luftfahrzeug 1 vorgesehen, der einen Motor 17a und einen Propeller 18a aufweist, was dem Stand der Technik entspricht. Das Luftfahrzeug 1 weist einen in seinem vorderen Bereich angeordneten, sich quer zum Rumpf 2 erstreckenden Tragflügel 5 auf. Unterhalb jeder Tragflügelhälften sowie unterhalb der Nase 4 sind Standkufen 9a, 9b vorgesehen. Diese drei Standkufen 9a, 9b bilden das Fahrwerk des Luftfahrzeugs 1. Erfindungsgemäß sind an der Hinterkante der beiden Hälften des Tragflügels 5 als Elevons ausgebildete, ansteuerbare Ruderklappen 81 und 82 angeordnet. Diese Ruderklappen 81 und 82 übernehmen sowohl die Funktion des Querruders als auch des Höhenruders. Die Ruderklappen 81 und 82 sind jeweils entlang einer Scharnierlinie S an dem Tragflügel 5 schwenkbar befestigt, wobei jede Scharnierlinie S1 bzw. S2 einen Scharnierlinienmittelpunkt SP1 bzw. SP2 aufweist, welcher in der geometrischen Mitte jeder Scharnierlinie S1 bzw. S2 liegt.
Zudem ist dem Tragflügel 5 eine mittlere Tiefe t zugeordnet, die als Quotient der Tragflügelfläche geteilt durch die Spannweite SW des Tragflügels 5 erhalten wird. In der Fig. 1 ist eine mittlere Tiefe t nur zur Veranschaulichung eingezeichnet; die eingezeichnete mittlere Tiefe ist in Wirklichkeit eine wie oben berechnete Größe und kann daher der Regel nicht bildlich dargestellt werden. Des Weiteren ist der Massenschwerpunkt 20 des Luftfahrzeugs 1 - der sich bei entsprechender Konstruktionsauslegung auch bei einer Zuladung nicht relevant verändert - eingezeichnet. Erfindungsgemäß gilt nun, dass der Quotient cmittei/t erfindungsgemäß größer als -0,25 ist (nicht unbedingt aus der Fig. 1 entnehmbar, die - wie auch die Fig. 2 - lediglich die strukturellen und geometri- sehen Grundbegriffe einzuführen beabsichtigt). Für die Berechnung von cmittei
)
c mittel
Figure imgf000016_0001
Hierbei ist c, der in x-Richtung des Luftfahrzeugs 1 gemessene Abstand vom Massenschwerpunkt 20 des Luftfahrzeugs 1 zum jeweiligen Scharnierlinienmittelpunkt SP, (in Fig. 1 : SPi und SP2) der jeweiligen Scharnierlinie S, (in Fig. 1 : S1 und S2) jeder Ruderklappe 8, (in Fig. 1 : 81 und 82) und SL, (in Fig. 1 : SL1 und SL2) die Länge der zu der jeweiligen Ruderklappe 8, zugehörigen Scharnierlinie Sj. Vom Massenschwerpunkt im Nullpunkt des Koordinatensystems verläuft die positive x-Richtung in Richtung der Nase des Luftfahrzeugs und die negative x-Richtung in Richtung des Hecks. Der besagte Abstand in x-Richtung ist auch gleichzeitig der jeweilig kleinste Abstand der besagten Scharnierlinienmittelpunkte SP, von der Schwerachse 21 , die durch den Massenschwerpunkt 20 und senkrecht zur Längsachse 22 des Luftfahrzeugs 1 verläuft. Die Abstände Ci und C2 gemäß dem in der Fig. 1 dargestellten Ausführungsbeispiel sind in dem gewählten Koordinatensystem als negative Werte definiert.
Im Fall des ersten Ausführungsbeispiels der Fig. 1 gilt nach alledem also:
Cmittei — (Ci x SL1 + c2 x SL2) / (SL1 + SL2).
Gemäß der Erfindung greift auf Grundlage der aerodynamischen Gesetze die resultierende zusätzliche Auftriebskraft, die durch positive, nach unten gerichtete Auslenkung der Ruderklappen entsteht, demnach sehr nahe am jeweiligen Scharnierlinienmittelpunkt bzw. Klappendrehpunkt an. Es hat sich herausge- stellt, dass auf diese Weise auch Elevons bei Luftfahrzeugen in Drachenkonfiguration eingesetzt werden können, was in der Vergangenheit nicht gelang. Der besagte Quotient Cmittei/t ist sogar bevorzugt größer als -0,2, und kann sogar größer als -0,15 oder größer als -0,1 gewählt werden. Andererseits hat es sich erwiesen, dass es vorteilhaft ist, wenn der besagte Quotient cmittei/t kleiner als 0,2 gewählt wird, vorzugsweise sogar kleiner als 0,1 oder sogar kleiner als 0. Insbesondere bei Tragflügel hälften mit entgegengesetzten Flügelpfeilungen, bei denen ansteuerbare Ruderklappen an jedem der unterschiedlich gepfeilten Abschnitte vorgesehen sind, können positive Quotienten cmittei/t hinsichtlich der Flugeigenschaften vorteilhaft sein. Positive Quotienten bedeuten große Höhenleitwerke und/oder lange Leitwerksträger, welche allerdings in bestimmten Fäl- len die Flugleistung nachteilig beeinflussen können.
Die arithmetisch ermittelte mittlere Klappentiefe der ansteuerbaren Ruderklappen 8i, 82 - allgemein 8, - ist besonders bevorzugt größer als 25%, vorzugsweise größer als 30%, und damit im Vergleich zu herkömmlichen Klappentiefen von Luftfahrzeugen in Drachenkonfiguration relativ groß. Eine große arithmetisch ermittelte mittlere Klappentiefe geht hierbei einher mit einem geringen Quotienten Cmittel/t.
Wie den Fig. 1 und 2 (und auch den übrigen Figuren) zu entnehmen ist, erstre- cken sich die ansteuerbaren Ruderklappen 8, in ihrer Gesamtheit über einen Großteil der Spannweite SW des Tragflügels 5, vorliegend über jeweils mehr als 90% der Spannweite SW des Tragflügels 5.
Die Ausführungsform gemäß der Fig. 1 kann auch dergestalt ausgelegt sein, dass beispielsweise die Ruderklappe 81 als Elevon ausgebildet ist und die Ruderklappe 82 als reines Höhenruder (oder umgekehrt). Es hat sich herausgestellt, dass sogar in dieser Konstellation, welche die Merkmale des Anspruchs 3 realisiert, ein flug- und steuerungsfähiges Luftfahrzeug realisiert werden kann. Es bedarf auch in diesem Fall keines weiteren Höhenruders im Höhenleitwerk. Die folgenden Werte haben sich als vorteilhaft für die Flugeigenschaften des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs 1 gemäß aller hier in den Figuren 1 -8 vorgestellten Ausführungsformen erwiesen:
- Die arithmetisch ermittelte mittlere Wölbung der Profile des Tragflügels 5 im Geradeausflug liegt vorzugsweise zwischen 1 % und 4,5%, weiterhin bevorzugt zwischen 2% und 4%, besonders bevorzugt zwischen 2,5% und 3,5%.
- Der Auftriebsbeiwert im Geradeausflug liegt oberhalb von 0,5, beispielsweise oberhalb von 0,6 oder 0,9.
- Der Auftriebsbeiwert im Geradeausflug liegt unterhalb von 2, beispielsweise unterhalb von 1 ,5, vorzugsweise unterhalb von 1 ,2.
- Die Flächenbelastung des Tragflügels 5 liegt vorzugsweise oberhalb von 100 g/dm2.
- Die Flügelstreckung beträgt vorzugsweise zwischen 5 und 25, weiterhin bevorzugt zwischen 8 und 18.
- Der Leitwerkshebelarm beträgt vorzugsweise mindestens ein Drittel der
Spannweite des Tragflügels 5. Der Leitwerkshebelarm ist vorliegend definiert als in x-Richtung verlaufender Abstand A (s. Fig. 1 und 2) vom Neutralpunkt Ni der Tragfläche 5 bis zum Neutralpunkt N2 des Höhenleitwerks 7, geteilt durch die mittlere Tiefe t des Tragflügels 5. Die beiden Neutralpunkte Ni und N2 sind hier- bei wie üblich als Punkt des Tragflügels 5 bzw. des Höhenleitwerks 7 definiert, in dem das Drehmoment bei einer Anstellwinkeländerung jeweils nahezu konstant bleibt.
In der Fig. 2 ist ein zweites Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Luft- fahrzeugs 1 dargestellt, bei dem auf jeder Seite des Rumpfes 2 zwei als Elevons ausgebildete Ruderklappen in Form von äußeren Ruderklappen 81 und 82 und zwei als Elevons ausgebildete Ruderklappen in Form von inneren Ruderklappen 83 und 8 vorgesehen sind. Jeder dieser Ruderklappen 81, 82, 83, 8 weist eine Scharnierlinie
Figure imgf000018_0001
S2, S3, S4 mit einer Scharnierlinienlänge SL-i , SL2, SL3, SL4 sowie einen entsprechenden geometrischen Scharnierlinienmittelpunkt SP-i , SP2, SP3, SP4 auf. Entsprechend der Formel von Anspruch 1 wird ein gemittelter Abstand cmittei berechnet, der in den relevanten Quotienten cmittei/t von Anspruch 1 eingesetzt wird. Wie oben ausgeführt, wird hierbei der gemittelte Abstand Cmittei - ausgehend vom Massenschwerpunkt 20 des Luftfahrzeugs 1 als Koordinaten- nullpunkt - berechnet aus der Summe aller Produkte von jeder Scharnierlinienlänge SL-i , SL2, SL3 bzw. SL4 für die Ruderklappen 81 , 82, 83 bzw. 8 mit dem zugehörigen Abstand d, C2, c3 bzw. c4 (wobei diese in dem vorliegenden Koordinatensystem nur negative Werte einnehmen), der gemessen wird als Abstand des zugehörigen jeweiligen Scharnierlinienmittelpunkts SP-i , SP2, SP3, SP4 der betreffenden Ruderklappe 81 , 82, 83, 84 zum Massenschwerpunkt 20, wiederum jeweils in x-Richtung gemessen. Diese Summe wird dann durch die Summe aller Scharnierlinienlängen SL-i , SL2, SL3, SL4 geteilt, wobei das Ergebnis den ge- mittelten Abstand Cmittei ergibt. Als Formel ausgedrückt:
Cmittei = (Ci x SL + c2 x SL2 + c3 x SL3 + c4 x SL4) / (SL + SL2 + SL3 + SL4) Erfindungsgemäß sind die Geometrien des Luftfahrzeugs 1 derart ausgelegt, dass der Quotient cmittei/t größer als -0,25 ist.
Die Berechnung nach Anspruch 1 gilt auch bei erfindungsgemäßen Ausführungen mit mehr als zwei als Elevons ausgebildeten Ruderklappen an jeder Trag- flügelhälfte. Auch ist sie einschlägig, wenn nur ein Teil der ansteuerbaren Ruderklappen als Elevons ausgebildet ist, während der andere Teil der ansteuerbaren Ruderklappen am Tragflügel als reine, d.h. ausschließliche, Höhenruder ausgebildet sind, die stets in die gleiche - positive oder negative - Richtung ausgelenkt werden.
In den Fig. 3 - 8 ist ein drittes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs dargestellt, welches senkrecht starten und landen kann. Es behält hierbei seine Lage sowohl beim Schweben als auch im Horizontalflug im Wesentlichen bei. Die Fig. 3 und 4 zeigen das dritte Ausführungsbeispiel in per- spektivischer Draufsicht und in Seitenansicht im Schwebezustand, während die Fig. 5 und 6 das Luftfahrzeug 1 im Reise- bzw. Horizontalflug darstellen (horizontale Flugrichtung H, welche der x-Richtung des Luftfahrzeugs 1 entspricht).
Das Luftfahrzeug 1 gemäß dem dritten Ausführungsbeispiel weist einen langge- streckten Rumpf 2 mit einem Heck 3 und einer Nase 4 auf. Bei der dargestellten Ausführungsform ist der Rumpf 2 einteilig ausgebildet; er kann aber auch aus mehreren Teilen bestehen, beispielsweise aus zwei in Längsrichtung des Luftfahrzeugs 1 nebeneinander verlaufenden Rumpfteilen. Der hintere Teil des Rumpfes 2 ist als Leitwerksträger 6 mit einem relativ kleinen Durchmesser aus- geführt, an dessen zum Heck 3 gewandten Ende ein V-Leitwerk 7 (vorliegend ohne kombiniertes Höhen- und Seitenruder) angeordnet ist. Auch ist es möglich, dass der Rumpf 2 in der Länge unterteilt ist, so dass er in Form von zwei kürzeren Rumpfteilen leichter in eine entsprechend kurze Transportbox untergebracht werden kann.
Im vorderen Bereich des Luftfahrzeugs 1 ist ein sich quer zum Rumpf 2 erstreckender Tragflügel 5 angeordnet. Der Tragflügel 5 weist ausgehend von der Längsachse 22 des Luftfahrzeugs 1 zunächst eine nach vorn zeigende negative Flügelpfeilung auf, während er anschließend zu den Flügelenden eine nach hin- ten zeigende, positive Flügelpfeilung besitzt. An der Hinterkante des Tragflügels 5 sind erfindungsgemäß ansteuerbare Ruderklappen 81, 82, 83, 8 vorgesehen. Weiterhin sind unterhalb jeder Tragflügelhälfte sowie unterhalb der Nase 4 Standkufen 9a, 9b vorgesehen. Diese drei Standkufen 9a, 9b bilden das Fahrwerk des Luftfahrzeugs 1 .
In den Fig. 7 und 8 (letztere ist ein vergrößerter Detailausschnitt der linken Tragflügelseite der Fig. 7) sind - ähnlich der Fig. 2 - die für die Erfindung wesentlichen geometrischen Verhältnisse eingezeichnet. Prinzipiell ähnelt die Konstruktion der Fig. 3-8 in Bezug auf die ansteuerbaren Ruderklappen 81, 82, 83, 8 der- jenigen der Fig. 2. Eingezeichnet sind in den Fig. 7 und Fig. 8 insbesondere die beiden Scharnierlinien Si und S2 der jeweils äußeren, vorliegend als Elevons ausgebildeten Ruderklappen 81 und 82 sowie die beiden Scharnierlinien S3 und S4 der jeweils inneren Ruderklappen 83 und 84. Diese können beispielsweise ebenfalls als Elevons fungieren oder aber als reine Höhenruder. Auch die um- gekehrte Ausbildung ist möglich, d.h. also die Ausbildung der äußeren Ruderklappen 81, 82 als reine Höhenruder und der inneren Ruderklappen 83, 8 als Elevons.
Die Formel nach Anspruch 1 für cmittei gilt hier bei der Ausführung gemäß der Fig. 3-8 ebenfalls. Im konkreten Fall ist dies die oben für die zweite Ausführungsform der Fig. 2 angegebene Formel (die in Fig. 8 nicht dargestellte rechte Tragflügel hälfte ist symmetrisch zu der linken aufgebaut, wobei C2=Ci , c4=C3, SL^S SI_4=SL3):
Cmittei = (Ci x SL + c2 x SL2 + c3 x SL3 + c4 x SL4) / (SL1 + SL2 + SL3 + SL )
Wie insbesondere der Fig. 8 zu entnehmen ist, ist der Abstand C3 (und somit auch der Abstand c4) im gewählten Koordinatensystem positiv, während der Abstand C1 (und somit auch der Abstand C2 - genauso wie alle Abstände c, in den Ausführungsformen gemäß der Fig. 1 und 2) negativ ist. Daher wird für die inne- ren ansteuerbaren Ruderklappen 83, 8 die Summe (c3 x SL3 + c x SL4) positiv. Da aber die Summe (ci x Sl_i + C2 x SL2 ) in Bezug auf die äußeren Ruderklappen negativ und als Absolutwert größer ist, ist Cmittei insgesamt auch negativ.
Der Quotient cmittei/t liegt bei der Ausführungsform gemäß der Fig. 3-8 bei ca. -0,09. Wäre die Pfeilung der äußeren Abschnitte der beiden Tragflügelhälften wesentlich positiver, das Höhenleitwerk wesentlich größer und/oder der Leitwerkshebelarm wesentlich länger, kann sogar ein positiver Quotient resultieren, der rechnerischen Abschätzungen zufolge bis zu 0,2 betragen kann. An dem Tragflügel 5 sind zwei Paare von Antrieben 1 1 , 16 symmetrisch zur Längsachse des Luftfahrzeugs 1 angeordnet. Jede der beiden Tragflügelhälften weist hierbei einen hinteren Antrieb 1 1 und einen vorderen Antrieb 16 auf, wobei jeweils zwei dieser Antriebe 1 1 , 16 in Längsrichtung des Luftfahrzeugs 1 hinter- einander liegen. Die Antriebe 1 1 , 16 sind jeweils an einer hinteren bzw. vorderen Gondel 10 bzw. 15 angeordnet, wobei die Gondeln 10, 15 ineinander übergehen, d.h. einstückig ausgebildet sind. Die hinteren Gondeln 10 sind in Richtung des Hecks 3 leicht aufwärts geschwungen ausgebildet, während die vorderen Gondeln 15 im Wesentlichen horizontal verlaufen.
Am freien Ende jeder hinteren Gondel 10 ist ein hinterer Antrieb 1 1 schwenkbar mittels eines Schwenkgelenks 14 angeordnet, wobei die hinteren Antriebe 1 1 insbesondere jeweils einen hinteren Motor 12, besonders bevorzugt einen Elektromotor, und einen hinteren Propeller 13 umfassen. Die hinteren Propeller 13 sind hierbei entgegen der Flugrichtung anklappbar ausgebildet.
Gleichfalls ist am freien Ende jeder vorderen Gondel 15 ein vorderer Antrieb 16 angeordnet, wobei die vorderen Antriebe 16 insbesondere jeweils einen vorderen Motor 17, besonders bevorzugt einen Elektromotor, und einen vorderen Propeller 18 umfassen.
Die zum Betreiben der Antriebe 1 1 , 16 weiteren benötigten Teile, wie beispielsweise Akkus, Motorregler bzw. Motorsteller usw., sind vorliegend nicht dargestellt, dem Fachmann jedoch hinlänglich bekannt. Diese Teile sind vorzugsweise im Rumpf 2, dem Tragflügel 5 oder den Gondeln 10, 15 untergebracht.
Die Motoren 12, 17 und Propeller 13, 18 der beiden Antriebe 1 1 , 16 sind jeweils schwenkbar mittels eines Schwenkgelenks 14, 19 an den Gondeln 10, 15 angebracht. Die hinteren Antriebe 1 1 sind hierbei aus einer nach unten gerichteten Position (Fig. 3, 4), bei der die Achse der Motoren 12 senkrecht verlaufen, ent- gegen der Flugrichtung H in eine horizontale Position verschwenkbar (Fig. 5, 6), in der die Achsen der Motoren 12 horizontal ausgerichtet sind. Die vorderen Antriebe 16 sind aus einer nach oben gerichteten Position (Fig. 3, 4), bei der die Achse der Motoren 17 senkrecht verlaufen, in Flugrichtung H in eine horizontale Position verschwenkbar (Fig. 5, 6), in der die Achsen der Motoren 17 horizontal ausgerichtet sind.
Die beiden hinteren Propeller 13 weisen einen größeren Durchmesser auf als die vorderen Propeller 18 (s. auch Fig. 7). Außerdem ist bei den beiden hinteren Propellern 13 der Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung größer als bei den vorderen Antrieben, vorzugsweise um mindestens 25% größer, weiter bevorzugt um mindestens 50% größer, beispielsweise um mehr als 100%. Es ist auch möglich und in bestimmten Fällen bevorzugt, dass der Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung bei den hinteren Propellern 13 um 150%, beispielsweise um 200%, größer ist als bei den vorderen Antrieben 16.
Wie aus den Figuren 4 und 6 zu entnehmen ist, ist der Massenschwerpunkt 20 des Luftfahrzeugs 1 außermittig in Bezug auf die hinteren und die vorderen Antriebe 1 1 , 16 angeordnet. Zwar ist die Lage des Massenschwerpunkts 20 gering- fügig abhängig von insbesondere den Schwenkzuständen der Antriebe 1 1 , 16. Die außermittige Lage des Massenschwerpunkts 20 gilt aber für jeden dieser Schwenkzustände. In die oben genannte Formel zum gemittelten Abstand cmittei fließt die Lage des Massenschwerpunkts 20 mit für den Horizontalflug verschwenkten Antrieben 1 1 , 16 ein (siehe Fig. 5 und 6), da die erfindungsgemäße Ausgestaltung der ansteuerbaren Ruderklappen 81 , 82, 83, 84 auf den Horizontalflug ausgerichtet ist.
Entsprechend der Draufsicht der Fig. 7 liegt der Massenschwerpunkt 20 näher an den hinteren Antrieben 1 1 als an den vorderen Antrieben 16. Hierbei ist der Abstand des hinteren Antriebs 1 1 zur Schwerachse 21 , die durch den Massen- Schwerpunkt 20 und senkrecht zur Längsachse 22 des Luftfahrzeugs 1 verläuft, kleiner als der Abstand des vorderen Antriebs 16 zur Schwerachse 21. Der Hebelarm der hinteren Antriebe 1 1 kann vorzugsweise um mindestens 10%, beispielsweise um mehr als 20% oder mehr 30%, kürzer sein als der Hebelarm der vorderen Antriebe 16, wobei die Hebelarme auf den jeweils kürzesten Abstand zur Schwerachse 21 bezogen sind. Bei einem konkret umgesetzten Ausführungsbeispiel betrug der Abstand der Hebelarme der Motorachse 12a der vorderen Antriebe 1 1 zur Schwerachse 21 400 mm, während die Länge der Hebelarme von der Motorachse 17a der hinteren Antriebe 16 bis zur Schwerachse 21 bei 240 mm lag. Der letztgenannte Hebelarm war also 40% kürzer als der vorgenannte Hebelarm.
In den Fig. 3 und 4 ist das Luftfahrzeug 1 in der Schwebeposition dargestellt, in der es in Startrichtung S startet und in Landerichtung L landet. Hierbei sind die beiden hinteren Propeller 13 nach unten geschwenkt und schieben das Luftfahrzeug 1 in Richtung S, während die beiden vorderen Propeller 18 nach oben geschwenkt sind und das Luftfahrzeug 1 ebenfalls in Richtung S ziehen.
Es ist nicht zwingend, dass das Luftfahrzeug 1 in der Schwebeposition genau horizontal ausgerichtet ist. Es ist beispielsweise ohne weiteres möglich, dass das Heck 3 in einem kleinen Winkel, beispielsweise mit etwa 10°, gegenüber der Nase 4 hängt.
In den Fig. 5 und 6 ist das Luftfahrzeug 1 im Reise- bzw. Horizontalflug darge- stellt, in der es in horizontaler Flugrichtung H fliegt. Hierbei sind die beiden hinteren Propeller 13 nach hinten entgegen der Flugrichtung H geschwenkt und angeklappt, während die beiden vorderen Propeller 18 nach vorne in Flugrichtung H geschwenkt sind. Lediglich diese beiden vorderen Propeller 18 sind im dargestellten Ausführungsbeispiel für den Vortrieb im Horizontalflug zuständig. Die Übergänge zwischen den verschiedenen Zuständen sind wie folgt: In den Fig. 3 und 4 befinden sich die hinteren Motoren 12 und die vorderen Motoren 17 in der Position, in welcher das Luftfahrzeug 1 startet. In diesem Schwebezustand sind die Antriebe 1 1 nach unten und die Antriebe 16 noch oben ge- schwenkt. Für den Horizontalflug schwenken die Antriebe 1 1 nach hinten entgegen der Flugrichtung H und die vorderen Antriebe 16 nach vorne in Flugrichtung H. Beim Losfliegen klappen dann die beiden Blätter der beiden hinteren Propeller 13 aufgrund des Fahrtwindes nach hinten entgegen der Flugrichtung H, so dass die hinteren Propeller 13 nicht zum Vortrieb beitragen. Beim Übergang vom Horizontalflug in den Schwebezustand werden die vorderen Antriebe 16 wieder nach oben geschwenkt, während die hinteren Antriebe 1 1 wieder gestartet und nach unten geschwenkt werden. Durch dieses Starten klappen die Propeller 13 aufgrund der Zentrifugalkraft wieder auf. Die hinteren Antriebe 1 1 übernehmen mehr als 50% der zum Schweben notwendigen Schwebeflugschubkraft und tragen im Horizontalflug nicht zum Vortrieb bei. Demgegenüber übernehmen die vorderen Antriebe 16 weniger als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs 1 notwendigen Schwebeflugschubkraft und bringen die gesamte Vortriebskraft im Horizontalflug auf. Im vorliegen- den Ausführungsbeispiel sind die hinteren Antriebe 1 1 demnach nicht am Vortrieb beteiligt. Vielmehr klappen sie aufgrund des Fahrtwinds an- bzw. zusammen.
Die oben genannte Aufgabenverteilung der hinteren und vorderen Antriebe 1 1 , 16 ist bei dem in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiel insbesondere durch die Verschiebung des Massenschwerpunktes 20 realisiert. Weiter trägt der höhere Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung der hinteren Antriebe zu einer Effizienzsteigerung des Schwebefluges bei. Der kleinere Quotient aus Durchmesser geteilt durch Steigung der vorderen Antriebe trägt zu einer Effizienzsteigerung des Horizontalfluges bei. Die Steuerung der Antriebe 1 1 , 16, der Propeller 13, 18, der Querruder 8a, 8b usw. kann manuell, halbautomatisch oder automatisch erfolgen. Insbesondere der Übergang zwischen den beiden Flugzuständen (Schweben mit eingeschal- teten vorderen und hinteren Antrieben - Horizontalfliegen nur mit angeschalteten vorderen Antrieben) kann entweder manuell oder automatisiert realisiert werden. Dann werden insbesondere die Propellerdrehzahlen angepasst.
Die Erfindung wurde anhand eines Ausführungsbeispiels näher beschrieben, ist aber nicht auf dieses beschränkt. Abwandlungen im Rahmen der Patentansprüche sind ebenso möglich wie eine Kombination der Merkmale, auch wenn diese in unterschiedlichen Ausführungsbeispielen dargestellt und beschrieben sind.
Insbesondere lässt sich das erfindungsgemäße Luftfahrzeug auch von Men- sehen steuern und/oder zum Befördern von einem oder mehreren Menschen einsetzen. Insbesondere ist das erfindungsgemäße Luftfahrzeug als Drohne für den Warentransport, zur Kontrolle und Sicherung des Flugraums oder Gegenden am Boden, zu Forschungszwecken, zur Bilderzeugung usw. geeignet.
Bezugszeichenliste
1 Luftfahrzeug
2 Rumpf
3 Heck
4 Nase
5 Tragflügel
6 Leitwerksträger
7 Höhenleitwerk
81-84 ansteuerbare Ruderklappen
9a Standkufe
9b Standkufe 10 Gondeln für hintere Antriebe
1 1 hintere Antriebe
12 hintere Motoren
13 hintere Propeller
14 Schwenkgelenk
15 Gondeln für vordere Antriebe
16 vordere Antriebe
16a Antrieb
17 vordere Motoren
17a Motor
18 vordere Propeller
18a Propeller
19 Schwenkgelenk
20 Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs 21 Schwerachse
22 Längsachse des Luftfahrzeugs t mittlere Tiefe des Tragflügels
C1 -C4 Abstand von Scharnierlinienmittelpunkt SPi-SP4 zum Massenschwerpunkt 20
Cmittei gemittelter Abstand
Si-S4 Scharnierlinien
SPi-SP4 Scharnierlinienmittelpunkte
SI_i-SL4 Länge der Scharnierlinien Si-S4 A Abstand
Ni Neutralpunkt der Tragfläche 5
N2 Neutralpunkt des Höhenleitwerks 7
SW Spannweite des Tragflügels 5
S Startrichtung
L Landerichtung
H Horizontalflugrichtung

Claims

Patentansprüche
1. Luftfahrzeug (1) in Drachenkonfiguration, mit einem Rumpf (2), einem Tragflügel (5), einem über einen Leitwerksträger (6) vom Tragflügel (5) beabstandeten, im Bereich des Hecks (3) des Luftfahrzeugs (1) angeordneten Höhenleitwerk (7), welches ggf. zusammen mit einem Seitenleitwerk ausgebildet ist, wobei der Tragflügel (5) eine zumindest doppelt so große Spannweite (SW) aufweist wie das Höhenleitwerk (7), und wobei eine oder mehrere ansteuerbare Ruderklappen (81, 82; 81, 82, 83, 8 ) auf jeder Seite des Rumpfes (2) entlang je einer Scharnierlinie (Si, S2;
Figure imgf000029_0001
, S2, S3, S4) an der Hinterkante des Tragflügels (5) angelenkt sind, sowie mit mindestens einem Antrieb (16a; 11, 16) zum Antreiben des Luftfahrzeugs (1), dadurch gekennzeichnet, dass zumindest jeweils eine der besagten Ruderklappen (81, 82; 81, 82, 83, 8 ) auf jeder Seite des Rumpfes (2) als Elevon ausgebildet ist, welche sowohl die Funktion von Querruder als auch Höhenruder übernimmt, wobei die Geometrien des Luftfahrzeugs (1) derart ausgelegt sind, dass der Quotient cmittei/t größer als -0,25 ist, wobei t die mittlere Tiefe des Tragflügels (5) ist und für cmittei gilt:
^ mittet " *
> CF
i wobei Ci der in x-Richtung des Luftfahrzeugs (1) gemessene Abstand vom Massenschwerpunkt (20) des Luftfahrzeugs (1) zum jeweiligen Scharnierlinienmittelpunkt (SPi, SP2; SPi, SP2,SP3, SP4) der Scharnierlinie (Si, S2; Si, S2, S3, S ) jeder der besagten ansteuerbaren Ruderklappen (81, 82; 81, 82, 83, 8 ) und SL, die Scharnierlinienlänge (SL-i, SL2; SLi, SL2, SL3, SL4) der zu der jeweiligen Ruderklappe (8i,82; 81, 82, 83, 8 ) zugehörigen Scharnierlinie (Si, S2; Si, S2, S3, S ) ist. Luftfahrzeug (1 ) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass nur einige der besagten ansteuerbaren Ruderklappen (81 , 82; 81 , 82, 83, 8 ) am Tragflügel (5) als Elevons ausgebildet sind, während der oder die übrigen ansteuerbaren Ruderklappen als reine Höhenruder ausgebildet sind oder als reine Höhenruder angesteuert werden.
Luftfahrzeug (1 ) in Drachenkonfiguration, mit einem Rumpf
(2), einem Tragflügel (5), einem über einen Leitwerksträger (6) vom Tragflügel (5) beabstandeten, im Bereich des Hecks
(3) des Luftfahrzeugs (1 ) angeordneten Höhenleitwerk (7), welches ggf. zusammen mit einem Seitenleitwerk ausgebildet ist, wobei der Tragflügel (5) eine zumindest doppelt so große Spannweite (SW) aufweist wie das Höhenleitwerk (7), und wobei eine oder mehrere ansteuerbare Ruderklappen (81 , 82; 81 , 82, 83, 8 ) auf jeder Seite des Rumpfes (2) entlang je einer Scharnierlinie (S-i , S2;
Figure imgf000030_0001
, S2, S3, S4) an der Hinterkante des Tragflügels (5) angelenkt sind, sowie mit mindestens einem Antrieb (16a; 1 1 , 16) zum Antreiben des Luftfahrzeugs (1 ), dadurch gekennzeichnet, dass nur auf einer Seite des Rumpfs (2) zumindest eine der besagten Ruderklappen (81 , 82; 81 , 82, 83, 8 ) als Ele- von ausgebildet ist, welche sowohl die Funktion von Querruder als auch Höhenruder übernimmt, und dass mindestens eine weitere der besagten Ruderklappen (81 , 82; 81 , 82, 83, 8 ) auf der anderen Seite des Rumpfs (2) als reines Höhenruder ausgebildet ist oder als reines Höhenruder angesteuert wird, wobei die Geometrien des Luftfahrzeugs (1 ) derart ausgelegt sind, dass der Quotient cmittei/t größer als -0,25 ist, wobei t die mittlere Tiefe des Tragflügels (5) ist und für Cmittei gilt:
Σ( c SLt )
i
mittel " «
Sf
i wobei Ci der in x-Richtung des Luftfahrzeugs (1 ) gemessene Abstand des Massenschwerpunkts (20) des Luftfahrzeugs (1 ) zum jeweiligen Scharnierlinienmittelpunkt (SPi, SP2; SPi, SP2, SP3, SP4) der Scharnierlinie (Si , S2; S1 , S2, S3, S ) jeder der besagten ansteuerbaren Ruderklappen (81 , 82; 81 , 82, 83, 84) und SLj die Scharnierlinienlänge (SL-i, SL2; SL-i, SL2, SL3, SL4) der zu der jeweiligen Ruderklappe (81 , 82; 81, 82, 83, 84) zugehörigen Scharnierlinie (S1 , S2;
Figure imgf000031_0001
S2, S3, S4) ist.
4. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der besagte Quotient cmittei/t größer als -0,2 ist, vorzugsweise größer als -0,15, beispielsweise größer als -0,1.
5. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der besagte Quotient cmittei/t kleiner als 0,2 ist, vorzugsweise kleiner als 0,1 , beispielsweise kleiner als 0.
6. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass am Höhenleitwerk (7) kein Höhenruder vorgesehen ist.
7. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die arithmetisch ermittelte mittlere Wölbung der Profile des Tragflügels (5) im Geradeausflug zwischen 1 % und 4,5% liegt, vorzugsweise zwischen 2% und 4%, besonders bevorzugt zwischen 2,5% und 3,5%.
8. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Auftriebsbeiwert des Luftfahrzeugs (1 ) im Geradeausflug oberhalb von 0,5 liegt, beispielsweise oberhalb von 0,6 oder 0,9, und/oder dass der Auftriebsbeiwert im Geradeausflug unterhalb von 2 liegt, beispielsweise unterhalb von 1 ,5, vorzugsweise unterhalb von 1 ,2.
9. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Flächenbelastung des Tragflügels (5) oberhalb von 100 g/dm2 liegt.
10. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die arithmetisch ermittelte mittlere Klappentiefe der besagten ansteuerbaren Ruderklappen (81 , 82; 81 , 82, 83, 8 ) am Tragflügel größer als 25%, vorzugsweise größer als 30% beträgt.
1 1. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Flügelstreckung der Tragfläche (5) zwischen 5 und 25, vorzugsweise zwischen 8 und 18, beträgt.
12. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Leitwerkshebelarm mindestens ein Drittel der Spannweite (SW) des Tragflügels (5) beträgt.
13. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass sich die ansteuerbaren Ruderklappen (81 , 82; 81 , 82, 83, 8 ) am Tragflügel (5) über mehr als 70%, bevorzugt über 80%, wie beispielsweise über 90%, der Spannweite (SW) des Tragflügels (5) erstrecken.
14. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es zumindest einen hinteren und einen vorderen Antrieb (1 1 , 16) zum Antreiben des Luftfahrzeugs (1 ) aufweist, die in x-Richtung voneinander beabstandet angeordnet sind.
15. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es als senkrecht startendes Luftfahrzeug (1 ), vorzugsweise unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS), ausgebildet ist.
16. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Lage des Luftfahrzeugs (1 ) beim Abheben, d.h. in der Schwebeposition, und im Reiseflug, d.h. im Horizontalflug, im Wesentlichen die gleiche ist, wobei der Tragflügel (5) starr ausgebildet und sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist, wobei vorzugsweise zumindest einige der Antriebe (1 1 , 16) zum Antreiben des Luftfahrzeugs (1 ) mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und einer Horizontalflugposition für den Horizontalflug verschwenkbar sind.
17. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zwei hintere und zwei vordere Antriebe (1 1 , 16) zum Antreiben des Luftfahrzeugs (1 ), oder zwei hintere Antriebe und ein vorderer Antrieb zum Antreiben des Luftfahrzeugs, oder ein hinterer Antrieb und zwei vordere Antriebe zum Antreiben des Luftfahrzeugs (1 ) vorgesehen sind.
18. Luftfahrzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der besagte Tragflügel (5) sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist und einen aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht, wobei das Luftfahrzeug (1 ) weiterhin in Bezug auf den Massenschwerpunkt (20) des Luftfahrzeugs (1 ) mindestens einen in Horizontalflugrichtung gesehen hinteren regelbaren Antrieb (1 1 ), umfassend einen hinteren Motor (12) und einen vom hinteren Motor (12) angetriebenen hinteren Propeller (13), sowie mindestens einen in Horizontalflugrichtung gesehen vorderen regelbaren Antrieb (16), umfassend einen vorderen Motor (17) und einen vom vorderen Motor (17) angetriebenen Propeller (18), wobei die Motoren (12, 17) vorzugsweise Elektromotoren sind, und wobei zumindest ein Teil der Antriebe (1 1 , 16) mittels jeweils eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition für den Schwebeflug und eine Horizontalflugposition für den Horizontal- bzw. Reiseflug verschwenkbar sind, und wobei der mindestens eine hintere oder vordere Antrieb (1 1 , 16) derart angeordnet und ausgelegt ist, dass er im Betrieb mehr als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs (1 ) notwenigen Schwebeflugschubkraft aufbringt und für den Horizontalflug abklappbar ausgebildet ist, während der mindestens eine vordere bzw. hintere Antrieb (16, 1 1 ) derart angeordnet und ausgebildet ist, dass er im Betrieb weniger als 50% der zum Schweben des Luftfahrzeugs (1 ) notwenigen Schwebeflugschubkraft und mehr als 50% der Vortriebskraft, vorzugsweise 100%, im Horizontalflug aufbringt.
PCT/EP2018/076096 2017-09-26 2018-09-26 Luftfahrzeug in drachenkonfiguration WO2019063600A1 (de)

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