WO2019091549A1 - Luftfahrzeug - Google Patents

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WO2019091549A1
WO2019091549A1 PCT/EP2017/078489 EP2017078489W WO2019091549A1 WO 2019091549 A1 WO2019091549 A1 WO 2019091549A1 EP 2017078489 W EP2017078489 W EP 2017078489W WO 2019091549 A1 WO2019091549 A1 WO 2019091549A1
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WO
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wing
aircraft
wings
pair
rotor
Prior art date
Application number
PCT/EP2017/078489
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English (en)
French (fr)
Inventor
Diego Schierle
Original Assignee
Diego Schierle
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Diego Schierle filed Critical Diego Schierle
Priority to PCT/EP2017/078489 priority Critical patent/WO2019091549A1/de
Publication of WO2019091549A1 publication Critical patent/WO2019091549A1/de

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Classifications

    • 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
    • B64C27/30—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with provision for reducing drag of inoperative rotor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft

Definitions

  • the invention relates to an aircraft, in particular an aircraft, comprising a hull having a cabin for the transport of at least one person.
  • Aircraft are known in the art. On the one hand, this relates to the known sports and commercial aircraft, which can start and land on runways of airfields due to the dynamic buoyancy generated on their wings. Such sports and commercial aircraft have a comparatively high cruising speed with a comparatively low fuel consumption, so that comparatively large distances can be covered. Since starting and landing the sports or commercial aircraft is usually only possible on airfields, the use of such sports or commercial aircraft always requires an on and
  • quadrocopters or multicopters which enable a comparatively simple vertical takeoff and landing on helicopter landing pads and, in contrast to helicopters, are relatively easy to operate.
  • quadrocopters or multicopters have a comparatively low cruising speed and a comparatively low range, so that locomotion is indeed possible without a long journey to an airport, but only on comparatively short routes.
  • quadrocopter or multicopter are therefore used to fly in cities from a heliport of a first skyscraper to a heliport of a second skyscraper. It is not possible to take off and land in cramped cities, as the well-known quadrocopters or Multicopter relatively much parking space and plenty of space to take off and landing need.
  • the present invention is therefore based on the object to provide an aircraft, which on the one hand allows easy starting and landing in confined spaces and on the other hand, a high range and a high cruising speed.
  • the aircraft includes a first wing pair connected to the fuselage.
  • the first wing pair comprises two wings which are fixed to the fuselage and project away from the fuselage on opposite sides.
  • Each hydrofoil of the first wing pair has a wing portion fixed relative to the fuselage and a foldable wing portion disposed on the respective fixed wing portion.
  • the respective hinged wing part of the wing of the first pair of wings can be folded between a folded position and an unfolded position.
  • the aircraft preferably further comprises a second pair of wings.
  • the second pair of wings comprises two wings which are fixed to the fuselage and protrude away from the fuselage on opposite sides.
  • the two wings of the second pair of wings are arranged above the two wings of the first pair of wings.
  • the two wings of the second wing pair are arranged directly above the two wings of the first pair of wings.
  • the wings of the second pair of wings each have a relative to the fuselage fixed wing part and arranged on the respective fixed wing part hinged wing part.
  • the respective hinged wing part of the wing of the second wing pair is foldable between a retracted position and a deployed position.
  • a wing Under a wing is in particular an example. Also referred to as a wing or wing element to understand, which is designed to generate dynamic buoyancy.
  • the aircraft is designed as a vertical starter or vertical take-off and landing (VTOL) aircraft.
  • VTOL vertical take-off and landing
  • the aircraft in the folded-in position of the foldable wing members, has a width of less than 3 meters, preferably less than 2.50 meters.
  • the aircraft can, for example, start and / or land on a parking space of a parking space for passenger cars (Passenger Cars) and / or can be parked thereon.
  • the aircraft may also preferably have a height of less than 2.50 meters, preferably less than 2 meters. With such a low height can be achieved that the aircraft can be parked in a garage for a passenger car (car). It may be advantageous if the first pair of wings and the second pair of wings are arranged in a rear region of the fuselage.
  • a rear region of the fuselage is to be understood as meaning, in particular, a region which faces away from a front region of the fuselage.
  • the rear area is a rear area of the aircraft.
  • the front area is preferably a front area of the aircraft.
  • the front region is arranged with respect to a direction of flight of the aircraft, in particular in front of the rear region.
  • the hinged wing members are connected by a hinge to the fixed wing members.
  • the foldable wing parts of the wings of the two wing pairs are preferably at least approximately horizontal and at least approximately parallel to each other in the unfolded position.
  • the aircraft comprises a different from the first and second pair of wings front wing, which is arranged in a front region of the fuselage.
  • the front wing is preferably arranged according to the design of a Canard wing in the front region of the fuselage approximately in the middle.
  • the front wing preferably includes one or more fixed wing portions and one or more wing portions disposed on the fixed wing portions and foldable between a folded position and a deployed position.
  • the front wing may also be at least approximately rigid.
  • the foldable wing parts of the wings of the first pair of wings are hinged to the folding wing parts of the wing of the second pair of wings, especially in the retracted position of the folding wing parts of the wing of the second wing pair.
  • the aircraft is particularly space-saving in the folded-in position of the foldable wing parts.
  • the foldable wing parts of the wings of the second pair of wings are hinged to the folding wing parts of the wing of the first pair of wings, especially in the retracted position of the folding wing parts of the wing of the first pair of wings.
  • the fixed wing parts of the wing of the first pair of wings and the fixed wing parts of the wing of the second pair of wings, in particular when looking along the direction of flight, at least approximately X-shaped arranged on the fuselage.
  • the fixed wing parts of the wings of the first pair of wings and the fixed wing parts of the wings of the second pair of wings protrude at least approximately X-shaped away from the fuselage.
  • the aircraft preferably comprises a folding drive for folding out or folding in each case one or more foldable wing parts, wherein the folding drive preferably comprises a cable pull and / or a hydraulic cylinder.
  • the folding wing panels can be folded out and retracted automatically when starting or landing in particular automated.
  • a folding drive can be provided for each hinged wing part.
  • Cover means connects an aerodynamically effective buoyancy of the fixed wing parts and an aerodynamically effective buoyancy of the folding wing parts.
  • this can provide a continuous, uninterrupted and / or continuous aerodynamically effective lifting surface for the wings of the first and second pair of wings in the unfolded position.
  • the covering means preferably comprises a foldable rib structure.
  • the covering means comprises a tear-resistant outer layer arranged on the foldable rib structure.
  • the tear-resistant outer layer preferably comprises aramid fibers.
  • the tear-resistant outer layer preferably comprises a woven or knitted fabric of aramid fiber yarn.
  • Wing members and the folding wing members preferably each have facing abutting edges, which abut in the unfolded position to each other such that the fixed wing parts and the folding wing parts of the wing a common,
  • the aircraft includes at least a first pair of hydrofoils connected to the fuselage.
  • the first pair of wings comprises two wings.
  • the wings of the first pair of wings are fixed to the fuselage.
  • the wings of the first wing pair protrude on opposite sides away from the fuselage.
  • the aircraft comprises at least one rotor device which has a rotor body and a rotor arranged rotatably on the rotor body.
  • the rotor preferably comprises a plurality of rotor blades, which are in particular both rotatable about an axis of rotation of the rotor and at least approximately perpendicular thereto are arranged pivotably on the rotor body.
  • the rotor blades are unfolded in an operating position and close with the axis of rotation of the rotor at an angle of approximately 90 °. In a rest position, the rotor blades are preferably folded in and are at least approximately parallel to the axis of rotation of the rotor to the rotor body.
  • the rotor blades are preferably brought from the rest position into the operating position solely by the fact that the rotor as a whole is driven to rotate about the axis of rotation. By stopping the drive, the rotor blades preferably pivot back automatically into the rest position.
  • Each rotor comprises, for example, three, four, five or more than five rotor blades.
  • the rotor device is arranged pivotably on and / or in a recess in a wing, in particular in a wing of the first pair of wings.
  • the rotor device is optionally in an operating position, in which at least the rotor protrudes from the recess, and in a rest position can be brought, in which the rotor device is disposed completely within the recess.
  • the aircraft preferably comprises one or more covering devices, which comprise a cover element or a plurality of cover elements, by means of which the recess can be completely covered when the rotor device is in the rest position.
  • the cover or the cover preferably form part of the aerodynamically effective buoyancy surface of the wing with covered recess.
  • the aerodynamically effective buoyancy surface of the aircraft can be increased.
  • the rotor device preferably has a drive motor, in particular an electric motor.
  • the rotor of the rotor device can be driven in particular by the drive motor.
  • the drive motor is preferably arranged in the rotor body.
  • the rotor device is in particular pivotable between at least one operating position for starting and landing and a rest position. It can be provided in particular for starting and landing that the rotor device is at least partially pivoted out of the recess in the operating position.
  • the rotor device is completely pivoted in the rest position in the recess.
  • the rotor is designed as a double rotor, in particular as a coaxial rotor.
  • the double rotor has in particular a first and a second rotor.
  • first rotor is driven by a hollow shaft and if the second rotor is driven by a drive shaft which is guided through the hollow shaft.
  • the first rotor can be driven in particular independently of the second rotor.
  • the first and the second rotor of the double rotor are driven in operation in opposite directions of rotation.
  • the aircraft preferably comprises a plurality of rotor devices, which are each arranged in a recess in a wing.
  • the rotor of the rotor devices may have a diameter of at least 1000 mm, in particular of at least 1100 mm. Thus, if multiple rotor devices are provided, it may be possible to provide sufficient lift for launching and landing the aircraft in the event of failure of one of the rotor devices from the remaining rotor devices.
  • the plurality of rotor devices in a direction which at least approximately orthogonal to the direction of flight runs, offset from one another.
  • the rotor devices can be arranged in a particularly space-saving manner.
  • the aircraft preferably comprises a securing device for securing the rotor device against collisions of a rotating rotor with an object or a body, in particular a
  • Rotor cover for at least partially covering the rotor during operation of the rotor device and / or a rotor shut-off device for switching off the rotor device.
  • the rotor shut-off device preferably comprises a light barrier, in particular a laser light barrier, which is designed to detect an interruption of a light beam, in particular a laser light beam.
  • the rotor shut-off device is designed in particular for switching off the rotor device when the light barrier detects an interruption of the light beam.
  • the recess in particular completely penetrates the wing between an upper and a lower wing surface and in each case forms an opening in the upper and lower wing surface of the wing, the openings being completely coverable by means of the cover elements of the covering devices.
  • the recess can then by the cover or by the cover when pivoted into the rest position rotor device
  • the one cover element or the plurality of cover elements for covering the recess are designed to be rollable, foldable or foldable.
  • the covering device comprises guide rails, wherein the one cover element or the plurality of cover elements each comprise a roller shutter, in particular a lamellar roller armor, which is guided in the guide rails.
  • the covering device preferably comprises at least two, in particular cylindrical, rollers, wherein the roller shutter can be detached and / or rolled up between two rollers.
  • the roller shutter can be tensioned in particular by partially rolling on at least one of the rollers.
  • the one or more cover elements are preferably hinged by means of one or more hinges.
  • the aircraft comprises pivoting devices for pivoting the rotor devices, wherein each of the pivoting devices preferably comprises a frame which is pivotally mounted in the recess about a first pivot axis, wherein the rotor devices are preferably pivotable in the frame about a second pivot axis are arranged, wherein the second pivot axis is preferably arranged at least approximately orthogonal to the first pivot axis.
  • the pivoting device preferably serves for a comparatively free pivoting of the rotor device. In particular, this can improve the controllability of the aircraft in limbo.
  • the wings of the first pair of wings each have a relative to the fuselage fixed wing part and arranged on the respective fixed wing part, between a retracted position and an unfolded Having position foldable wing part, wherein in each case at least one rotor device is arranged on one or more, in particular on all, the fixed wing parts of the wing of the first pair of wings and / or one or more, in particular all, the folding wing parts of the wing of the first wing pair.
  • the aircraft comprises a second pair of wings, which comprises two wings, which are fixed to the hull and protrude on opposite sides of the fuselage.
  • the two wings of the second wing pairs are preferably arranged above the two wings of the first pair of wings and each have a relative to the fuselage fixed wing part and arranged on the respective fixed wing part hinged wing part, which is foldable between a retracted position and a deployed position.
  • At least one rotor device is arranged on one or more, in particular on all, of the fixed wing parts of the wings of the second pair of wings and / or on one or more, in particular all, of the foldable wing parts of the wings of the second wing pair.
  • the aircraft preferably comprises a front wing, which is arranged in a front region of the fuselage.
  • the front wing is preferably arranged according to the design of a Canard wing in the front region of the fuselage approximately in the middle.
  • the front wing preferably also includes one or more fixed wing portions and one or more wing portions disposed on the fixed wing portions and foldable between a folded position and a deployed position.
  • the front wing may also be at least approximately rigid.
  • the aircraft comprises at least one rotor device which is arranged in a recess of the front wing.
  • the rotor device is arranged in particular in a recess of the fixed wing part of the front wing.
  • All fixed wing parts of the wings of the first pair of wings and the second pair of wings and the front wing have for this purpose in particular a recess in which a respective rotor device is arranged.
  • the aircraft can be placed on a floor in a movable manner by means of one or more movable receiving elements.
  • one or more receiving elements designed as roller elements and / or one or more receiving elements designed as wheel elements may be provided on a lower side of the aircraft.
  • the roller elements are designed as ball rollers.
  • the aircraft comprises in particular at least one drive motor, preferably at least one wheel hub motor, wherein one or more roller elements and / or one or more wheel elements by means of at least a drive motor, in particular by means of at least one wheel hub motor, are drivable.
  • the wheel elements and / or roller elements are preferably arranged in each case on an end of a respective rotor device facing or facing away from the rotor, in particular on an end face of a respective rotor device.
  • the aircraft can thereby be moved in the operating position completely swung rotor device by means of the drive motor and the wheel elements and / or roller elements on the ground.
  • the aircraft comprises a drive device comprising a propeller for thrust generation, wherein the drive means comprises an internal combustion engine and an electric motor, the propeller optionally only by the internal combustion engine or only by the electric motor or both of the
  • Internal combustion engine as well as by the electric motor can be driven.
  • the internal combustion engine preferably serves to cover long distances in a travel establishment, the electric motor serving for low-emission starting or landing, for example in emission-sensitive environments.
  • the electric motor serving for low-emission starting or landing, for example in emission-sensitive environments.
  • the propeller is designed to produce a horizontal propulsion or thrust.
  • the propeller is arranged in particular in the front region on a front side of the aircraft or in the rear region on a rear side of the aircraft.
  • a front side is understood to mean a front side of the aircraft in the direction of flight, wherein a rear side is understood to mean a rear side of the aircraft in the direction of flight.
  • the aircraft comprises at least one rechargeable energy store, in particular a rechargeable battery, which is arranged at least partially in a wing of the aircraft.
  • the rechargeable energy store can be arranged in a space-saving manner in the aircraft.
  • Drive means drives a generator which charges the rechargeable energy storage.
  • electric motors in particular all electric motors, of the aircraft are supplied with electrical energy by the rechargeable energy store.
  • Figure 1 is a schematic perspective view of an aircraft comprising two pairs of wings, which have fixed and hinged wing parts, and arranged on the wings of the pair of wing rotor devices, in a parking or rolling condition, with all hinged wing parts are in a retracted position and wherein on the wings the second pair of wings are arranged rotor devices in a rest position; a schematic perspective view of the aircraft of Figure 1 in a first take-off or landing state, wherein all folding wing parts are in a retracted position and wherein arranged on the wings of the second pair of wing rotor devices are in an operating position; a schematic perspective view of the aircraft of Figure 1 in a second take-off or landing state, wherein all hinged wing parts are in a retracted position and wherein all the rotor devices are in an operating position; a schematic perspective view of the aircraft of Figure 1 in a third take-off or landing condition, wherein foldable wing portions of the first pair of wings are in a deployed position and wherein foldable
  • Figure 6 is a schematic perspective view of the aircraft of Figure 1 in a travel or flight condition, with all folding wing panels are in an extended position and wherein all rotor devices are in a rest position;
  • FIG. 7 shows a schematic frontal view of a variant of the aircraft according to FIG. 1 in the condition according to FIG. 2;
  • FIG. 8 shows a schematic front view of a variant of the aircraft according to FIG. 1 in an intermediate state between FIGS. 3 and 5;
  • FIG. 9 shows a schematic frontal view of a variant of the aircraft according to FIG. 1 in the condition according to FIG. 5;
  • FIG. 10 shows a schematic perspective view of a wing part of an aircraft according to FIG. 1 with a rotor device arranged completely in a recess of the wing part in a rest position;
  • Figure 11 is a schematic frontal view of the wing part according to FIG.
  • Figure 12 is a schematic plan view of the wing part according to FIG.
  • FIG. 13 shows a further schematic perspective view of the wing part according to FIG. 10 with a covering device and a completely exposed recess;
  • FIG. 14 shows a further schematic perspective illustration of the wing part according to FIG. 10 with a covering device and a partially covered recess;
  • FIG. 15 shows a schematic side view of a rotor device of the aircraft according to FIG. 1 with the rotor folded in; and
  • Figure 16 is a schematic side view of the rotor device according to Figure 15 with the rotor extended.
  • FIGS. 1 to 9 An aircraft illustrated in FIGS. 1 to 9 and designated as a whole by 100 comprises a fuselage 102, which has a cabin 104 for
  • Passenger transport has at least one person.
  • the aircraft 100 is shown in perspective in FIGS. 1 to 6 and in a front view in FIGS. 7 to 9.
  • the frontal view shows the aircraft 100 looking in the direction of flight 106.
  • FIGS. 1 to 6 the cab 104 is shown open.
  • FIGS. 7 to 9 show a windshield 108 which closes the cab 104.
  • the aircraft 100 includes a first wing pair 110 connected to the fuselage 102.
  • the aircraft 100 further includes a second wing pair 112 connected to the fuselage 102.
  • the first pair of wings 110 includes two wings 114 which are secured to the hull 102 and protrude away from the hull 102 on opposite sides.
  • Each wing 114 of the first wing pair 110 has a wing portion 116 fixed relative to the fuselage 102 and a hinged wing portion 118 disposed on the respective fixed wing portion 116.
  • the respective hinged wing part 118 of the wing 114 of the first wing pair 110 is foldable between a folded position and a deployed position.
  • the second pair of wings 112 includes two wings 120 which are secured to the fuselage 102 and protrude away from the fuselage 102 on opposite sides.
  • the two wings 120 of the second pair of wings 112 are arranged above the first pair of wings 110, in particular over the two wings 114 of the first pair of wings 110.
  • the wings 120 of the second pair of wings 112 each have a relative to the fuselage 102 fixed wing portion 122 and arranged on the respective fixed wing portion 122 hinged
  • the respective foldable wing part 124 of the wings 120 of the second pair of wings 112 is foldable between a folded position and a deployed position.
  • the first and second hydrofoil pairs 110, 112 are disposed in a rear portion 126 of the fuselage 102.
  • a rear portion 126 of the hull 102 is in particular a
  • the rear area 126 is, for example, a rear area of the aircraft 100.
  • the front region 128 is arranged in the direction of flight indicated by 106, in particular in front of the rear region 128 of the fuselage 102.
  • the front portion 128 is, for example, a front portion of the aircraft 100.
  • the fixed wing portions 116 of the wings 114 of the first wing pair 110 and the fixed wing portions 122 of the wings 120 of the second wing pair 112 project at least approximately X-shaped away from the fuselage 102.
  • the aircraft 100 comprises a further front wing 130 different from the first and second wing pairs 110, 112, which is arranged in the front region 128 of the fuselage 102.
  • the front wing 130 is preferably arranged at least approximately centrally on the hull 102 in the manner of a Canard wing.
  • the front wing 130 is at least approximately rigid.
  • the front wing 130 in particular comprises a fixed one
  • Front wing 130 shown in the extended position.
  • all hinged wing portions 118, 124, 134 of the aircraft 100 are each connected by a hinge 136 to the fixed wing portions 116, 122, 132.
  • the hinge 136 can be clearly seen in particular in FIGS. 7 to 9.
  • the aircraft 100 preferably comprises a folding drive 138 for folding out or folding in each case one or more foldable wing parts 118, 124, 134.
  • the folding drive 138 By means of the folding drive 138, the folding wing members 118, 124, 134 when starting or landing of the aircraft 100 in particular automated out and folded ,
  • a folding drive 138 can be provided for each hinged wing part 118, 114, 134.
  • the folding drive 138 is shown for clarity, only in Figure 9.
  • the folding drive 138 preferably comprises a hydraulic cylinder 140.
  • the folding drive 138 may alternatively or additionally include a cable. However, the cable is not shown in the figures.
  • the aircraft 100 further includes a particularly sluggish
  • Covering means 142 which is also shown only in Figure 9 for clarity.
  • the pliable cover 142 is preferably between each of the hinged wing members 118, 124, 134 and the fixed
  • Wing members 116, 122, 132 arranged.
  • the pliable cover means 142 preferably comprises a foldable rib structure.
  • the pliable cover means 142 comprises a tear-resistant outer layer arranged on the foldable rib structure.
  • the tear-resistant outer layer preferably comprises aramid fibers.
  • the tear-resistant outer layer comprises in particular a woven or knitted fabric made of aramid fiber yarn.
  • the pliable cover means 142 connects an aerodynamically effective buoyancy surface of the fixed wing parts 116, 122, 132 and an aerodynamically effective buoyancy surface of the foldable wing parts 118, 124, 134.
  • this can provide a continuous, uninterrupted and / or continuous aerodynamically effective lifting surface for the wings 114, 120 of the first and second pair of wings 110, 112 in the unfolded position.
  • the foldable wing parts 118, 124 of the wings 114, 120 of the two wing pairs 110, 112 are preferably at least approximately horizontal in the unfolded position and at least approximately parallel to one another (compare FIGS. 5, 6 and 9).
  • the foldable wing parts 118 of the wings 114 of the first pair of wings 110 are in particular hinged to the foldable wing parts 124 of the wings 120 of the second pair of wings 112, in particular in the folded position of the foldable wing parts 124 of the wings 120 of the second wing pair 112 (see FIGS , 3 and 7).
  • the aircraft 110 is particularly space-saving in the folded-in position of the foldable wing parts 118, 124 of the wings 114, 120 of the first and second pair of wings 110, 112.
  • the aircraft 100 in the folded-in position of the foldable wings 118, 124 has a width of less than 3 meters, preferably less than 2.50 meters.
  • the aircraft 100 for example, on a parking space of a parking lot for Passenger cars (cars) can start and / or land and / or can be parked on this.
  • the aircraft 100 may also preferably have a height of less than 2.50 meters, preferably less than 2 meters. With such a small height can be achieved that the aircraft 100 can be parked in a garage for a passenger car.
  • the aircraft 100 comprises at least one rotor device 144, which is shown in FIGS. 15 and 16 alone.
  • the rotor device 144 comprises a rotor body 146 and a rotor 148 rotatably mounted on the rotor body 146.
  • the rotor body 146 and the rotor 148 are identified by reference numerals only in FIGS. 15 and 16.
  • the rotor device 144 has a preferably designed as an electric motor drive motor 150, by means of which the rotor 148 is driven and which is arranged in the rotor body 146.
  • FIGS. 7 to 9 schematically show an enveloping curve of the deploying rotor 148 of the rotor devices 144.
  • the rotor 148 is designed as a double rotor, in particular as a coaxial rotor.
  • the double rotor then has in particular a first and a second rotor.
  • the first and the second rotor of the double rotor are driven in operation in opposite directions of rotation.
  • first rotor is driven by a hollow shaft and if the second rotor is driven by a drive shaft which is guided through the hollow shaft.
  • the first rotor can be driven in particular independently of the second rotor.
  • a rotor device 144 is respectively arranged in a recess 152 in the fixed wing parts 116, 122 of the wings 114, 120 of the first and second wing pair 110, 112.
  • a rotor device 144 is arranged in a recess 152 in the rigid front wing 130 (see Figures 1 to 6) or in a recess 152 in the fixed wing portion 132 of the front wing 130 (see Figures 7 to 9).
  • the rotor device 144 shown in FIGS. 1-9 which is disposed on the front wing 130, differs from the rotor devices 144 disposed on the wings 114, 120 of the first and second wing pairs 110, 112.
  • the rotor devices 144 disposed on the wings 114, 120 of the first and second pairs of wings 110, 112 are pivotally mounted in the recesses 152, wherein the rotor device 144 disposed on the front wing 130 can not be pivoted or at least substantially pivoted.
  • the rotor device 144 arranged on the front wing 130 preferably comprises a coaxial rotor, in particular two rotors which can be driven independently of each other.
  • a pivotable rotor device 144 is arranged, which is formed almost identical to the rotor devices 144 shown in Figures 15 and 16.
  • the aircraft 100 in particular comprises at least one rotor cover which is arranged on the front wing 130 and which at least partially covers the rotating rotor 148 of the rotor device 144 arranged on the front wing 130 in order to protect against collisions during operation.
  • the rotor devices 144 are optionally in an operating position in which at least the rotor 148 protrudes from the recesses 152, and in a rest position can be brought, in which the rotor devices 144 are disposed completely within the recesses 152.
  • FIGS. 10 to 14 therefore show a fixed wing part 116, 122, 132 of a wing 114, 120 of the first or second wing pair 110, 112 and of the front wing 130, respectively.
  • the recesses 152 in particular completely penetrate the wing 114, 120, 132 between an upper wing surface 154 and a lower wing surface 156 and respectively form an opening in the upper and lower wing surfaces 154, 156 158th
  • the aircraft 100 comprises pivoting devices 160 for pivoting the rotor devices 144 (see Figures 10 and 12 to 14) between the rest position and the operating position.
  • the pivoting devices 160 each comprise a frame 162, which in the respective recess 152 about a first pivot axis 164th
  • the rotor devices 144 are each arranged in the frame 162 so as to be pivotable about a second pivot axis 166 (cf., FIG. 12).
  • the second pivot axis 166 is preferably arranged at least approximately orthogonal to the first pivot axis 164.
  • the pivoting device 160 preferably serves for relatively free pivoting of the rotor device 144 in the recess 152. In particular, this can improve the controllability of the aircraft 100.
  • the aircraft 100 comprises a plurality of cover devices 168, each of which comprises a cover element 170 or a plurality of cover elements 170, by means of which the recesses 152 are completely coverable when the rotor devices 144 are in the rest position.
  • the openings 158 in the upper and lower wing surfaces 154, 156 are completely coverable by means of the cover elements 170 of the cover devices 168.
  • the respective recess 152 can then be closed by the respective cover element 170 when the rotor device 144 is pivoted into the rest position, in particular on the underside and on the upper side of the respective wing 114, 120, 130.
  • the cover elements 170 preferably form part of the aerodynamically effective lift surface of the wings 114, 120, 130, in particular a portion of the aerodynamically effective buoyancy, when the recess 152 is covered. surface of the fixed wing parts 116, 122, 132, the wing 114, 120, 130th
  • the aerodynamically effective lift area of the aircraft 100 can be increased.
  • the cover elements 170 of the cover devices 168 for covering the recess 152 are rollable.
  • the cover devices 168 for this purpose comprise guide rails 172, wherein the cover elements 170 each comprise a roller shutter 171, in particular a lamellar roller armor, which is guided in the guide rails 172.
  • the covering devices 168 preferably each comprise at least two, in particular cylindrical, rollers 174, wherein the roller shutter 171 can be unrolled and rolled up between two rollers 174 in each case.
  • the roller shutter 171 can be tensioned, in particular by partially rolling on at least one of the rollers 174.
  • cover elements 170 can be unfolded to cover the recess 152.
  • the rotor 148 of the rotor devices 144 has in particular a diameter 176, shown in FIGS. 7 to 9, of at least 1000 mm, in particular of at least 1100 mm.
  • the rotor devices 144 in the event of a failure of one of the rotor devices 144 from the remaining rotor devices 144, sufficient lift for launching and landing the aircraft 100 may be allowed to be provided.
  • provision can be made, in particular, for the rotor devices 144 to be arranged offset from one another in a direction which runs at least approximately orthogonally to the direction of flight 106.
  • the aircraft 100 is preferably movable by means of one or more movable receiving elements 177 placed on a floor.
  • the aircraft 100 can be placed on the ground in the rear area 126 by means of the rolling elements 178.
  • a receiving element 177 designed as a wheel element 180 can also be provided on the front wing 130, which can be driven by means of a drive motor 181, preferably designed as an electric motor, in particular by means of a wheel hub motor.
  • a rotor device 144 shown in FIGS. 15 and 16 can be arranged on the front wing 130.
  • the wheel element 180 can then be arranged in accordance with the rotor devices 144 arranged on the fixed wing parts 116 of the wings 114 of the first wing pair 110, in particular on an end of the rotor device 144 facing away from the rotor 148.
  • the aircraft 100 comprises a drive device 182 shown schematically separately in FIG.
  • the drive device 182 includes a propeller 184 for thrust generation, which is rotatably connected to a drive shaft 186.
  • the propeller 184 can also be seen in FIGS. 7 to 9.
  • the propeller 184 is in particular at a rear side of the aircraft 100 in the rear area 126 or rear area of the aircraft 100 to
  • the drive device 182 further comprises an internal combustion engine 188 and an electric motor 190.
  • the propeller 184 is selectively drivable only by the engine 188 or only by the electric motor 190 or by both the engine 188 and the electric motor 190.
  • the internal combustion engine 188 preferably serves to cover long distances in a travel operation, with the electric motor 190 serving for low-emission starting or landing.
  • the aircraft 100 preferably comprises at least one rechargeable energy store 192, in particular an accumulator.
  • the rechargeable energy store 192 is arranged, in particular, at least partially in a wing 120 of the aircraft 100 (compare FIG. 9).
  • the rechargeable energy store 192 can be arranged in the aircraft 100 in a particularly space-saving manner.
  • the internal combustion engine 188 of the drive device 182 drives a generator, not shown in the figures, which charges the rechargeable energy store 192.
  • all electric motors of the aircraft 100 i. E.
  • the drive motors 150 of the rotor devices 144, the drive element 181 driving the wheel element 180 and the electric motor 190 of the drive device 182 are supplied with electrical energy by the rechargeable energy store 192.
  • the aircraft 100 functions as follows:
  • the aircraft 100 is shown in FIG. 1 in a parked or rolled state, wherein it is placed on a floor by means of the receiving elements 177 designed as roller elements 178 and wheel elements 180.
  • Rotor devices 144 are in the operating position.
  • All folding wing members 118, 124, 134 are in the folded position, wherein the arranged on the wings 120 of the second pair of wings 112 rotor devices 144 are in the rest position.
  • the height of the aircraft 100 can be reduced, so that this can be driven by means of the drive motor 181, for example. In a garage.
  • the rotor devices 144 arranged on the wings 120 of the second pair of wings 112 can be pivoted into the operating position shown in FIG.
  • FIG. 2 schematically shows an enveloping curve of the deploying rotor 148 of FIG.
  • the rotor devices 144 arranged on the wings 114 of the first pair of wings 110 can also be operated so that a total of all rotor devices 144 of the aircraft 100 generate lift is (see Figure 3).
  • the security area is preferably an area in which the
  • a safety area is thus, for example, an area below a predetermined safety altitude of, for example, about 3 or 3.5 meters.
  • the foldable wing parts 124 of the wings 120 of the second pair of wings 112 and then the foldable wing parts 118 of the wings 114 of the first pair of wings 110 first fold into the unfolded position.
  • the electric motor 190 and optionally also the internal combustion engine 188 of the drive device 182 then drive the propeller 184 to generate thrust, so that on the wings 114, 120 of the first and second pair of wings 110, 112, and on the front wing 130 dynamic lift can be generated.
  • the rotors 148 of the rotor assemblies are no longer driven by the drive motor 150. Subsequently, the rotor devices 144 are pivoted into the rest position shown in FIG. 6 until all the rotor devices 144 are each completely arranged in the recesses 152 in the wings 114, 120, 130.
  • all recesses 152 in the wings 114, 120, 130 are covered by means of the covering elements 170 of the covering devices 168, so that a continuous, uninterrupted and / or continuous aerodynamically effective lifting surface is provided on all the wings 114, 120, 130.
  • the aircraft 100 is now held solely by dynamic lift generated on the wings 114, 120, 130 in the air.
  • the propeller 184 of the drive device 182 can be driven by means of the internal combustion engine 188 to cover long distances.
  • the aircraft 100 is thus designed as a so-called vertical take-off or VTOL (vertical take-off and landing) aircraft.
  • VTOL vertical take-off and landing

Abstract

Um ein Luftfahrzeug (100) zu schaffen, welches einerseits ein einfaches Starten und Landen auf beengtem Raum und andererseits eine hohe Reichweite sowie eine hohe Reisegeschwindigkeit ermöglicht, wird vorgeschlagen, dass das Luftfahrzeug Folgendes umfasst: Einen Rumpf (102), welcher eine Kabine (104) zur Beförderung wenigstens einer Person aufweist, wenigstens ein erstes mit dem Rumpf verbundenes Tragflügelpaar (110), wobei das erste Tragflügelpaar zwei Tragflügel (114) umfasst, welche an dem Rumpf festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten von dem Rumpf weg ragen, wobei jeder Tragflügel des ersten Tragflügelpaars einen relativ zum Rumpf feststehenden Tragflügelteil (116) und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil angeordneten, zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbaren Tragflügelteil (118) aufweist, ein zweites Tragflügelpaar (112), welches zwei Tragflügel (120) umfasst, die an dem Rumpf festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten von dem Rumpf weg ragen, wobei die beiden Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars oberhalb der beiden Tragflügel des ersten Tragflügelpaars angeordnet sind und jeweils einen relativ zum Rumpf feststehenden Tragflügelteil (122) und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil angeordneten, zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbaren Tragflügelteil (124) aufweisen.

Description

Luftfahrzeug
Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug, insbesondere ein Luftfahrzeug, welches einen Rumpf umfasst, der eine Kabine zur Beförderung wenigstens einer Person aufweist.
Luftfahrzeuge sind aus dem Stand der Technik bekannt. Dies betrifft einerseits die bekannten Sport- und Verkehrsflugzeuge, welche aufgrund des an ihren Tragflügeln erzeugten dynamischen Auftriebs auf Start- und Landebahnen von Flugplätzen starten und landen können. Derartige Sport- und Verkehrsflugzeuge weisen eine vergleichsweise hohe Reisegeschwindigkeit bei einem vergleichsweise geringen Kraftstoffverbrauch auf, so dass vergleichsweise große Distanzen zurückgelegt werden können. Da ein Starten und Landen der Sportoder Verkehrsflugzeuge meist nur auf Flugplätzen möglich ist, erfordert die Benutzung derartiger Sport- oder Verkehrsflugzeuge stets eine An- und
Abreise zum jeweiligen Flughafen, was die Reisezeit erhöht.
Andererseits sind bspw. als Quadrocopter oder Multicopter bezeichnete Luftfahrzeuge bekannt geworden, welche ein vergleichsweise einfaches senkrechtes Starten und Landen auf Hubschrauberlandeplätzen ermöglichen und im Gegensatz zu Helikoptern vergleichsweise einfach zu bedienen sind. Allerdings weisen derartige Quadrocopter oder Multicopter eine vergleichsweise niedrige Reisegeschwindigkeit und eine vergleichsweise niedrige Reichweite auf, so dass eine Fortbewegung zwar ohne weite Anreise zu einem Flughafen, aber lediglich auf vergleichsweise kurzen Strecken möglich ist.
Derartige, teilweise auch als Taxidrohne bezeichnete, Quadrocopter oder Multicopter werden daher verwendet, um in Metropolen von einem Hubschrauberlandeplatz eines ersten Hochhauses zu einem Hubschrauberlandeplatz eines zweiten Hochhauses zu fliegen. Ein Starten und Landen in beengten Großstädten ist dabei nicht möglich, da die bekannten Quadrocopter oder Multicopter vergleichsweise viel Parkraum und viel Platz zum Starten und Landen benötigen.
Der vorliegenden Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahrzeug bereitzustellen, welches einerseits ein einfaches Starten und Landen auf beengtem Raum und andererseits eine hohe Reichweite sowie eine hohe Reisegeschwindigkeit ermöglicht.
Diese Aufgabe wird durch ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
Das Luftfahrzeug umfasst ein erstes mit dem Rumpf verbundenes Tragflügelpaar.
Das erste Tragflügelpaar umfasst zwei Tragflügel, welche an dem Rumpf festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten vom Rumpf weg ragen.
Jeder Tragflügel des ersten Tragflügelpaars weist einen relativ zum Rumpf feststehenden Tragflügelteil und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil angeordneten klappbaren Tragflügelteil auf.
Der jeweilige klappbare Tragflügelteil der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars ist zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbar.
Das Luftfahrzeug umfasst vorzugsweise ferner ein zweites Tragflügelpaar.
Das zweite Tragflügelpaar umfasst zwei Tragflügel, welche an dem Rumpf festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten vom Rumpf weg ragen. Die beiden Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars sind oberhalb der beiden Tragflügel des ersten Tragflügelpaar angeordnet.
Vorzugsweise sind die beiden Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars direkt über den beiden Tragflügeln des ersten Tragflügelpaars angeordnet.
Die Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars weisen jeweils einen relativ zum Rumpf feststehenden Tragflügelteil und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil angeordneten klappbaren Tragflügelteil auf.
Der jeweilige klappbare Tragflügelteil der Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars ist zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbar.
Unter einem Tragflügel ist insbesondere ein bspw. auch als Flügel oder Tragfläche bezeichnetes Element zu verstehen, welches zur Erzeugung von dynamischem Auftrieb ausgebildet ist.
Vorzugsweise ist das Luftfahrzeug als Senkrechtstarter oder VTOL (vertical take-off and Ianding)-Luftfahrzeug ausgebildet.
Vorzugsweise weist das Luftfahrzeug in der eingeklappten Stellung der klappbaren Tragflügelteile eine Breite von weniger als 3 Metern, vorzugsweise von weniger als 2,50 Metern, auf. Somit kann erreicht werden, dass das Luftfahrzeug bspw. auf einem Stellplatz eines Parkplatzes für Personenkraftwagen (PKW) starten und/oder landen kann und/oder auf diesem abgestellt werden kann.
Das Luftfahrzeug kann dabei vorzugsweise ferner eine Höhe von weniger als 2,50 Metern, vorzugsweise von weniger als 2 Metern, aufweisen. Mit einer derart geringen Höhe kann erreicht werden, dass das Luftfahrzeug in einer Garage für einen Personenkraftwagen (PKW) abgestellt werden kann . Vorteilhaft kann es sein, wenn das erste Tragflügelpaar und das zweite Tragflügelpaar in einem hinteren Bereich des Rumpfs angeordnet sind.
Unter einem hinteren Bereich des Rumpfs ist insbesondere ein Bereich zu verstehen, welcher einem vorderen Bereich des Rumpfs abgewandt ist.
Vorzugsweise ist der hintere Bereich ein Heckbereich des Luftfahrzeugs.
Der vordere Bereich ist vorzugsweise ein Frontbereich des Luftfahrzeugs.
Der vordere Bereich ist bezüglich einer Flugrichtung des Luftfahrzeugs insbesondere vor dem hinteren Bereich angeordnet.
Vorzugsweise sind die klappbaren Tragflügelteile mittels eines Scharniers mit den feststehenden Tragflügelteilen verbunden.
Die klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel der beiden Tragflügelpaare sind vorzugsweise in der ausgeklappten Stellung zumindest näherungsweise horizontal und zumindest näherungsweise parallel zueinander angeordnet.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug einen vom ersten und zweiten Tragflügelpaar verschiedenen Fronttragflügel umfasst, der in einem vorderen Bereich des Rumpfs angeordnet ist.
Der Fronttragflügel ist vorzugsweise nach Bauart eines Canard-Flügels im vorderen Bereich des Rumpfs in etwa mittig angeordnet.
Der Fronttragflügel umfasst vorzugsweise einen oder mehrere feststehende Tragflügelteile und einen oder mehrere an den feststehenden Tragflügelteilen angeordnete und zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbare Tragflügelteile. Der Fronttragflügel kann jedoch auch zumindest näherungsweise starr ausgebildet sein.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars an die klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars anklappbar sind, insbesondere in der eingeklappten Stellung der klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars. Somit kann ermöglicht werden, dass das Luftfahrzeug in der eingeklappten Stellung der klappbaren Tragflügelteile besonders platzsparend ist.
Alternativ oder ergänzend hierzu kann vorgesehen sein, dass die klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars an die klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars anklappbar sind, insbesondere in der eingeklappten Stellung der klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars.
Vorzugsweise sind die feststehenden Tragflügelteile der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars und die feststehenden Tragflügelteile der Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars, insbesondere bei Blick längs der Flugrichtung, zumindest näherungsweise X-förmig am Rumpf angeordnet.
Insbesondere ragen die feststehenden Tragflügelteile der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars und die feststehenden Tragflügelteile der Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars zumindest näherungsweise X-förmig von dem Rumpf weg .
Das Luftfahrzeug umfasst vorzugsweise einen Klappantrieb zum Aus- oder Einklappen jeweils eines oder mehrerer klappbarer Tragflügelteile, wobei der Klappantrieb vorzugsweise einen Seilzug und/oder einen Hydraulikzylinder umfasst. Somit können die klappbaren Tragflügelteile beim Starten oder Landen insbesondere automatisiert aus- und eingeklappt werden. Insbesondere kann für jeden klappbaren Tragflügelteil jeweils ein Klappantrieb vorgesehen sein.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass zwischen den klappbaren Tragflügelteilen und den feststehenden Tragflügelteilen ein insbesondere biegeschlaffes Abdeckmittel vorgesehen ist, wobei das
Abdeckmittel eine aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche der feststehenden Tragflügelteile und eine aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche der klappbaren Tragflügelteile verbindet.
Insbesondere kann hierdurch für die Tragflügel des ersten und des zweiten Tragflügelpaars in der ausgeklappten Stellung eine stetige, ununterbrochene und/oder durchgängige aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche bereitgestellt werden.
Das Abdeckmittel umfasst vorzugsweise eine faltbare Rippenstruktur.
Insbesondere umfasst das Abdeckmittel eine auf der faltbaren Rippenstruktur angeordnete reißfeste Außenschicht.
Die reißfeste Außenschicht umfasst vorzugsweise Aramidfasern.
Die reißfeste Außenschicht umfasst vorzugsweise ein Gewebe oder Gewirke aus Aramidfasergarn.
Wenn kein Abdeckmittel vorgesehen ist, können die feststehenden
Tragflügelteile und die klappbaren Tragflügelteile vorzugsweise jeweils einander zugewandte Stoßkanten aufweisen, welche in der ausgeklappten Stellung derart aneinander anliegen, dass die feststehenden Tragflügelteile und die klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel eine gemeinsame,
insbesondere eine stetige, ununterbrochene und/oder durchgängige, aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche aufweisen. Die eingangs genannte Aufgabe wird ferner durch ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 7 gelöst.
Das Luftfahrzeug umfasst wenigstens ein erstes mit dem Rumpf verbundenes Tragflügelpaar.
Das erste Tragflügelpaar umfasst zwei Tragflügel.
Die Tragflügel des ersten Tragflügelpaars sind an dem Rumpf festgelegt.
Die Tragflügel des ersten Tragflügelpaars ragen auf einander gegenüberliegenden Seiten von dem Rumpf weg.
Das Luftfahrzeug umfasst wenigstens eine Rotorvorrichtung, die einen Rotorkörper und einen drehbar am Rotorkörper angeordneten Rotor aufweist.
Der Rotor umfasst vorzugsweise mehrere Rotorblätter, welche insbesondere sowohl um eine Rotationsachse des Rotors drehbar als auch zumindest näherungsweise senkrecht hierzu schwenkbar an dem Rotorkörper angeordnet sind .
Vorzugsweise sind die Rotorblätter in einer Betriebsstellung ausgeklappt und schließen dabei mit der Rotationsachse des Rotors einen Winkel von ungefähr 90° ein. In einer Ruhestellung sind die Rotorblätter vorzugsweise eingeklappt und liegen dabei zumindest näherungsweise parallel zur Rotationsachse des Rotors an dem Rotorkörper an.
Die Rotorblätter sind vorzugsweise allein dadurch aus der Ruhestellung in die Betriebsstellung bringbar, dass der Rotor als Ganzes um die Rotationsachse drehend angetrieben wird. Durch ein Stoppen des Antriebs schwenken die Rotorblätter vorzugsweise automatisch zurück in die Ruhestellung. Jeder Rotor umfasst beispielsweise drei, vier, fünf oder mehr als fünf Rotorblätter.
Die Rotorvorrichtung ist schwenkbar an und/oder in einer Aussparung in einem Tragflügel, insbesondere in einem Tragflügel des ersten Tragflügelpaars, angeordnet.
Die Rotorvorrichtung ist wahlweise in eine Betriebsstellung, in welcher zumindest der Rotor aus der Aussparung herausragt, und in eine Ruhestellung bringbar, in welcher die Rotorvorrichtung vollständig innerhalb der Aussparung angeordnet ist.
Das Luftfahrzeug umfasst vorzugsweise eine oder mehrere Abdeckvorrichtungen, welche ein Abdeckelement oder mehrere Abdeckelemente umfassen, mittels welchen die Aussparung vollständig abdeckbar ist, wenn die Rotorvorrichtung in der Ruhestellung ist.
Das Abdeckelement oder die Abdeckelemente bilden bei abgedeckter Aussparung vorzugsweise einen Teil der aerodynamisch wirksamen Auftriebsfläche des Tragflügels. Somit kann die aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche des Luftfahrzeugs vergrößert werden.
Vorzugsweise weist die Rotorvorrichtung einen Antriebsmotor, insbesondere einen Elektromotor, auf.
Der Rotor der Rotorvorrichtung ist insbesondere vom Antriebsmotor antreibbar.
Der Antriebsmotor ist vorzugsweise im Rotorkörper angeordnet.
Die Rotorvorrichtung ist insbesondere zwischen wenigstens einer Betriebsstellung zum Starten und Landen und einer Ruhestellung verschwenkbar. Dabei kann insbesondere zum Starten und Landen vorgesehen sein, dass die Rotorvorrichtung in der Betriebsstellung zumindest teilweise aus der Aussparung heraus geschwenkt ist.
Vorzugsweise ist die Rotorvorrichtung in der Ruhestellung vollständig in die Aussparung eingeschwenkt.
Insbesondere kann vorgesehen sein, dass der Rotor als Doppelrotor, insbesondere als Koaxialrotor, ausgebildet ist.
Der Doppelrotor weist insbesondere einen ersten und einen zweiten Rotor auf.
Günstig kann es sein, wenn der erste Rotor von einer Hohlwelle angetrieben wird und wenn der zweite Rotor von einer Antriebswelle angetrieben wird, welche durch die Hohlwelle hindurch geführt ist.
Der erste Rotor ist insbesondere unabhängig vom zweiten Rotor antreibbar.
Vorzugsweise werden der erste und der zweite Rotor des Doppelrotors im Betrieb in einander entgegengesetzten Drehrichtungen angetrieben .
Das Luftfahrzeug umfasst vorzugsweise mehrere Rotorvorrichtungen, die jeweils in einer Aussparung in einem Tragflügel angeordnet sind.
Günstig kann es sein, wenn der Rotor der Rotorvorrichtungen einen Durchmesser von wenigstens 1000mm, insbesondere von wenigstens 1100mm, aufweist. Wenn mehrere Rotorvorrichtungen vorgesehen sind, kann somit ermöglicht werden, dass im Falle eines Ausfalls einer der Rotorvorrichtungen von den verbleibenden Rotorvorrichtungen ein ausreichender Auftrieb zum Starten und Landen des Luftfahrzeugs bereitgestellt werden kann.
Insbesondere kann vorgesehen sein, dass die mehreren Rotorvorrichtungen in einer Richtung, welche zumindest näherungsweise orthogonal zur Flugrichtung verläuft, versetzt zueinander angeordnet sind. Auf diese Weise können die Rotorvorrichtungen besonders platzsparend angeordnet werden.
Das Luftfahrzeug umfasst vorzugsweise eine Sicherungseinrichtung zur Absicherung der Rotorvorrichtung gegen Kollisionen eines sich drehenden Rotors mit einem Gegenstand oder einem Körper, insbesondere eine
Rotorabdeckung zur zumindest teilweisen Abdeckung des Rotors im Betrieb der Rotorvorrichtung und/oder eine Rotorabschalteinrichtung zum Abschalten der Rotorvorrichtung.
Die Rotorabschalteinrichtung umfasst vorzugsweise eine Lichtschranke, insbesondere eine Laserlichtschranke, welche zur Erkennung einer Unterbrechung eines Lichtstrahls, insbesondere eines Laserlichtstrahls, ausgebildet ist.
Die Rotorabschalteinrichtung ist insbesondere zum Abschalten der Rotorvorrichtung ausgebildet, wenn die Lichtschranke eine Unterbrechung des Lichtstrahls erkennt.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Aussparung den Tragflügel zwischen einer oberen und einer unteren Tragflügelfläche insbesondere vollständig durchdringt und in der oberen und unteren Tragflügelfläche des Tragflügels jeweils eine Öffnung bildet, wobei die Öffnungen mittels der Abdeckelemente der Abdeckvorrichtungen vollständig abdeckbar sind .
Die Aussparung kann dann durch das Abdeckelement oder durch die Abdeckelemente bei in die Ruhestellung eingeschwenkter Rotorvorrichtung
insbesondere auf der Unterseite und auf der Oberseite des Tragflügels verschlossen werden.
Günstig kann es sein, wenn das eine Abdeckelement oder die mehreren Abdeckelemente zum Abdecken der Aussparung ausrollbar, ausfaltbar oder ausklappbar ausgebildet sind. Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Abdeckvorrichtung Führungsschienen umfasst, wobei das eine Abdeckelement oder die mehreren Abdeckelemente jeweils einen Rollladen, insbesondere einen lamellenartigen Rollpanzer, umfassen, welcher in den Führungsschienen geführt ist.
Die Abdeckvorrichtung umfasst vorzugsweise mindestens zwei insbesondere zylinderförmige Rollen, wobei der Rollladen jeweils zwischen zwei Rollen ab- und oder aufrollbar ist.
Der Rollladen ist insbesondere durch teilweises Aufrollen auf wenigstens eine der Rollen spannbar.
Das eine oder die mehreren Abdeckelemente sind vorzugsweise mittels eines oder mehrerer Scharniere klappbar.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug Schwenkvorrichtungen zum Verschwenken der Rotorvorrichtungen umfasst, wobei jede der Schwenkvorrichtungen vorzugsweise einen Rahmen umfasst, welcher in der Aussparung um eine erste Schwenkachse verschwenkbar angeordnet ist, wobei die Rotorvorrichtungen vorzugsweise im Rahmen um eine zweite Schwenkachse verschwenkbar angeordnet sind, wobei die zweite Schwenkachse vorzugsweise zumindest näherungsweise orthogonal zur ersten Schwenkachse angeordnet ist.
Die Schwenkvorrichtung dient vorzugsweise einem vergleichsweise freien Verschwenken der Rotorvorrichtung. Insbesondere kann hierdurch die Steuerbarkeit des Luftfahrzeugs im Schwebezustand verbessert werden.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Tragflügel des ersten Tragflügelpaars jeweils einen relativ zum Rumpf feststehenden Tragflügelteil und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil angeordneten, zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbaren Tragflügelteil aufweisen, wobei an einem oder mehreren, insbesondere an sämtlichen, der feststehenden Tragflügelteile der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars und/oder an einem oder mehreren, insbesondere an sämtlichen, der klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars jeweils wenigstens eine Rotorvorrichtung angeordnet ist.
Insbesondere kann vorgesehen sein, dass das Luftfahrzeug ein zweites Tragflügelpaar umfasst, welches zwei Tragflügel umfasst, welche an dem Rumpf festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten von dem Rumpf weg ragen.
Die beiden Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars sind vorzugsweise oberhalb der beiden Tragflügel des ersten Tragflügelpaars angeordnet und weisen jeweils einen relativ zum Rumpf feststehenden Tragflügelteil und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil angeordneten klappbaren Tragflügelteil auf, welcher zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbar ist.
Vorzugsweise ist an einem oder mehreren, insbesondere an sämtlichen, der feststehenden Tragflügelteile der Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars und/oder an einem oder mehreren, insbesondere an sämtlichen, der klappbaren Tragflügelteile der Tragflügel des zweiten Tragflügelpaars jeweils wenigstens eine Rotorvorrichtung angeordnet.
Insbesondere kann vorgesehen sein, dass nur an sämtlichen feststehenden Tragflügelteilen der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars und des zweiten Tragflügelpaars jeweils eine einzige Rotorvorrichtung angeordnet ist.
Das Luftfahrzeug umfasst vorzugsweise einen Fronttragflügel, welcher in einem vorderen Bereich des Rumpfs angeordnet ist.
Der Fronttragflügel ist vorzugsweise nach Bauart eines Canard-Flügels im vorderen Bereich des Rumpfs in etwa mittig angeordnet. Der Fronttragflügel umfasst vorzugsweise ebenfalls einen oder mehrere feststehende Tragflügelteile und einen oder mehrere an den feststehenden Tragflügelteilen angeordnete und zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbare Tragflügelteile.
Der Fronttragflügel kann jedoch auch zumindest näherungsweise starr ausgebildet sein.
Vorzugsweise umfasst das Luftfahrzeug wenigstens eine Rotorvorrichtung, welche in einer Aussparung des Fronttragflügels angeordnet ist.
Die Rotorvorrichtung ist dabei insbesondere in einer Aussparung des feststehenden Tragflügelteils des Fronttragflügels angeordnet.
Sämtliche feststehenden Tragflügelteile der Tragflügel des ersten Tragflügelpaars und des zweiten Tragflügelpaars sowie des Fronttragflügels weisen hierzu insbesondere eine Aussparung auf, in welcher eine jeweilige Rotorvorrichtung angeordnet ist.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug mittels eines oder mehrerer beweglicher Aufnahmeelemente bewegbar auf einem Boden aufsetzbar ist.
An einer Unterseite des Luftfahrzeugs können insbesondere ein oder mehrere als Rollenelemente ausgebildete Aufnahmeelemente und/oder ein oder mehrere als Radelemente ausgebildete Aufnahmeelemente vorgesehen sein.
Vorzugsweise sind die Rollenelemente als Kugelrollen ausgebildet.
Das Luftfahrzeug umfasst insbesondere mindestens einen Antriebsmotor, vorzugsweise mindestens einen Radnabenmotor, wobei ein oder mehrere Rollenelemente und/oder ein oder mehrere Radelemente mittels des mindestens einen Antriebsmotors, insbesondere mittels des mindestens einen Radnabenmotors, antreibbar sind.
Die Radelemente und/oder Rollenelemente sind vorzugsweise jeweils an einem dem Rotor zu- oder abgewandten Ende einer jeweiligen Rotorvorrichtung, insbesondere an einer Stirnseite einer jeweiligen Rotorvorrichtung angeordnet. Insbesondere kann das Luftfahrzeug hierdurch bei in die Betriebsstellung vollständig ausgeschwenkter Rotorvorrichtung mittels des Antriebsmotors und der Radelemente und/oder Rollenelemente am Boden bewegt werden.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug eine Antriebseinrichtung umfasst, die einen Propeller zur Schuberzeugung umfasst, wobei die Antriebseinrichtung einen Verbrennungsmotor und einen Elektromotor umfasst, wobei der Propeller wahlweise nur von dem Verbrennungsmotor oder nur von dem Elektromotor oder sowohl von dem
Verbrennungsmotor als auch von dem Elektromotor antreibbar ist.
Der Verbrennungsmotor dient vorzugsweise der Zurücklegung weiter Strecken in einem Reisebetrieb, wobei der Elektromotor einem emissionsarmen Starten oder Landen, beispielsweise in emissionsempfindlichen Umgebungen, dient. Durch einen gemeinsamen Betrieb von Verbrennungsmotor und Elektromotor kann eine Antriebsleistung der Antriebseinrichtung vorzugsweise erhöht werden.
Der Propeller ist zur Erzeugung eines horizontalen Vortriebs oder Schubs ausgebildet.
Der Propeller ist insbesondere im Frontbereich an einer Vorderseite des Luftfahrzeugs oder im Heckbereich an einer Rückseite des Luftfahrzeugs angeordnet. Unter einer Vorderseite wird eine in Flugrichtung vordere Seite des Luftfahrzeugs verstanden, wobei unter einer Rückseite eine in Flugrichtung hintere Seite des Luftfahrzeugs verstanden wird.
Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug wenigstens einen wiederaufladbaren Energiespeicher, insbesondere einen Akkumulator, umfasst, welcher zumindest teilweise in einem Tragflügel des Luftfahrzeugs angeordnet ist.
Durch die zumindest teilweise Anordnung des wiederaufladbaren Energiespeichers in einem Tragflügel kann der wiederaufladbare Energiespeicher besonders platzsparend im Luftfahrzeug angeordnet werden .
Insbesondere kann vorgesehen sein, dass der Verbrennungsmotor der
Antriebseinrichtung einen Generator antreibt, welcher den wiederaufladbaren Energiespeicher auflädt.
Vorzugsweise werden Elektromotoren, insbesondere sämtliche Elektromotoren, des Luftfahrzeugs durch den wiederaufladbaren Energiespeicher mit elektrischer Energie versorgt.
Weitere bevorzugte Merkmale und/oder Vorteile der Erfindung sind Gegenstand der nachfolgenden Beschreibung und der zeichnerischen Darstellung von Ausführungsbeispielen.
In den Zeichnungen zeigen :
Figur 1 eine schematische perspektivische Darstellung eines Luftfahrzeugs, umfassend zwei Tragflügelpaare, welche feststehende und klappbare Tragflügelteile aufweisen, und an den Tragflügeln der Tragflügelpaare angeordnete Rotorvorrichtungen, in einem Parkoder Rollzustand, wobei sämtliche klappbaren Tragflügelteile in einer eingeklappten Stellung sind und wobei an den Tragflügeln des zweiten Tragflügelpaars angeordnete Rotorvorrichtungen in einer Ruhestellung sind; eine schematische perspektivische Darstellung des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 in einem ersten Start- oder Landezustand, wobei sämtliche klappbaren Tragflügelteile in einer eingeklappten Stellung sind und wobei an den Tragflügeln des zweiten Tragflügelpaars angeordnete Rotorvorrichtungen in einer Betriebsstellung sind; eine schematische perspektivische Darstellung des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 in einem zweiten Start- oder Landezustand, wobei sämtliche klappbaren Tragflügelteile in einer eingeklappten Stellung sind und wobei sämtliche Rotorvorrichtungen in einer Betriebsstellung sind; eine schematische perspektivische Darstellung des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 in einem dritten Start- oder Landezustand, wobei klappbare Tragflügelteile des ersten Tragflügelpaars in einer ausgeklappten Stellung sind und wobei klappbare Tragflügelteile des zweiten Tragflügelpaars in einer eingeklappten Stellung sind und wobei sämtliche Rotorvorrichtungen in einer Betriebsstellung sind; eine schematische perspektivische Darstellung des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 in einem vierten Start- oder Landezustand, wobei sämtliche klappbaren Tragflügelteile in einer ausgeklappten Stellung sind und wobei sämtliche Rotorvorrichtungen in einer Betriebsstellung sind;
Figur 6 eine schematische perspektivische Darstellung des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 in einem Reise- oder Flugzustand, wobei sämtliche klappbaren Tragflügelteile in einer ausgeklappten Stellung sind und wobei sämtliche Rotorvorrichtungen in einer Ruhestellung sind;
Figur 7 eine schematische Frontalansicht einer Variante des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 im Zustand gemäß Figur 2;
Figur 8 eine schematische Frontalansicht einer Variante des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 in einem Zwischenzustand zwischen Figur 3 und 5;
Figur 9 eine schematische Frontalansicht einer Variante des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 im Zustand gemäß Figur 5;
Figur 10 eine schematische perspektivische Darstellung eines Tragflügelteils eines Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 mit einer vollständig in einer Aussparung des Tragflügelteils angeordneten Rotorvorrichtung in einer Ruhestellung;
Figur 11 eine schematische Frontalansicht des Tragflügelteils gemäß Figur
10;
Figur 12 eine schematische Draufsicht auf den Tragflügelteil gemäß Figur
10;
Figur 13 eine weitere schematische perspektivische Darstellung des Tragflügelteils gemäß Figur 10 mit einer Abdeckvorrichtung und einer vollständig freigelegten Aussparung;
Figur 14 eine weitere schematische perspektivische Darstellung des Tragflügelteils gemäß Figur 10 mit einer Abdeckvorrichtung und einer teilweise abgedeckten Aussparung;
Figur 15 eine schematische Seitenansicht einer Rotorvorrichtung des Luftfahrzeugs gemäß Figur 1 mit eingeklapptem Rotor; und Figur 16 eine schematische Seitenansicht der Rotorvorrichtung gemäß Figur 15 mit ausgeklapptem Rotor.
Gleiche oder funktional äquivalente Elemente sind in sämtlichen Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.
Ein in den Figuren 1 bis 9 dargestelltes und als Ganzes mit 100 bezeichnetes Luftfahrzeug umfasst einen Rumpf 102, welcher eine Kabine 104 zur
Personenbeförderung wenigstens einer Person aufweist.
Das Luftfahrzeug 100 ist in den Figuren 1 bis 6 perspektivisch und in den Figuren 7 bis 9 in einer Frontalansicht gezeigt.
Die Frontalansicht zeigt das Luftfahrzeug 100 bei Blick entgegen der mit 106 gekennzeichneten Flugrichtung.
In den Figuren 1 bis 6 ist die Kabine 104 offen dargestellt. In den Figuren 7 bis 9 ist eine Windschutzscheibe 108 gezeigt, welche die Kabine 104 verschließt.
Das Luftfahrzeug 100 umfasst ein erstes mit dem Rumpf 102 verbundenes Tragflügelpaar 110.
Das Luftfahrzeug 100 umfasst ferner ein zweites mit dem Rumpf 102 verbundenes Tragflügelpaar 112.
Das erste Tragflügelpaar 110 umfasst zwei Tragflügel 114, welche an dem Rumpf 102 festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten vom Rumpf 102 weg ragen.
Jeder Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 weist einen relativ zum Rumpf 102 feststehenden Tragflügelteil 116 und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil 116 angeordneten klappbaren Tragflügelteil 118 auf. Der jeweilige klappbare Tragflügelteil 118 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 ist zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbar.
Das zweite Tragflügelpaar 112 umfasst zwei Tragflügel 120, welche an dem Rumpf 102 festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten vom Rumpf 102 weg ragen.
Die beiden Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 sind oberhalb des ersten Tragflügelpaars 110, insbesondere über den beiden Tragflügeln 114 des ersten Tragflügelpaars 110, angeordnet.
Die Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 weisen jeweils einen relativ zum Rumpf 102 feststehenden Tragflügelteil 122 und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil 122 angeordneten klappbaren
Tragflügelteil 124 auf.
Der jeweilige klappbare Tragflügelteil 124 der Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 ist zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbar.
Vorzugsweise sind das erste und das zweite Tragflügelpaar 110, 112 in einem hinteren Bereich 126 des Rumpfs 102 angeordnet.
Unter einem hinteren Bereich 126 des Rumpfs 102 ist insbesondere ein
Bereich zu verstehen, welcher einem vorderen Bereich 128 des Rumpfs 102 abgewandt ist. Der hintere Bereich 126 ist beispielsweise ein Heckbereich des Luftfahrzeugs 100.
Der vordere Bereich 128 ist in der durch 106 gekennzeichneten Flugrichtung insbesondere vor dem hinteren Bereich 128 des Rumpfs 102 angeordnet. Der vordere Bereich 128 ist beispielsweise ein Frontbereich des Luftfahrzeugs 100. Wie in den Figuren 7 bis 9 deutlich erkennbar ist, ragen die feststehenden Tragflügelteile 116 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 und die feststehenden Tragflügelteile 122 der Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 zumindest näherungsweise X-förmig von dem Rumpf 102 weg.
Das Luftfahrzeug 100 umfasst einen weiteren, vom ersten und zweiten Tragflügelpaar 110, 112 verschiedenen Fronttragflügel 130, welcher im vorderen Bereich 128 des Rumpfs 102 angeordnet ist.
Der Fronttragflügel 130 ist vorzugsweise nach Bauart eines Canard-Flügels zumindest näherungsweise mittig am Rumpf 102 angeordnet.
Bei der in den Figuren 1 bis 6 gezeigten Variante des Luftfahrzeugs 100 ist der Fronttragflügel 130 zumindest näherungsweise starr ausgebildet.
Bei der in den Figuren 7 bis 9 gezeigten Variante des Luftfahrzeugs 100 umfasst der Fronttragflügel 130 insbesondere einen feststehenden
Tragflügelteil 132 und zwei an dem feststehenden Tragflügelteil 132
angeordnete, zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbare Tragflügelteile 134.
In den Figuren 7 bis 9 sind die klappbaren Tragflügelteile 134 des
Fronttragflügels 130 in der ausgeklappten Stellung gezeigt.
Vorzugsweise sind sämtliche klappbaren Tragflügelteile 118, 124, 134 des Luftfahrzeugs 100 jeweils mittels eines Scharniers 136 mit den feststehenden Tragflügelteilen 116, 122, 132 verbunden.
Das Scharnier 136 ist insbesondere in den Figuren 7 bis 9 deutlich zu erkennen. Das Luftfahrzeug 100 umfasst vorzugsweise einen Klappantrieb 138 zum Ausoder Einklappen jeweils eines oder mehrerer klappbarer Tragflügelteile 118, 124, 134. Mittels des Klappantriebs 138 können die klappbaren Tragflügelteile 118, 124, 134 beim Starten oder Landen des Luftfahrzeugs 100 insbesondere automatisiert aus- und eingeklappt werden.
Insbesondere kann für jeden klappbaren Tragflügelteil 118, 114, 134 jeweils ein Klappantrieb 138 vorgesehen sein.
Der Klappantrieb 138 ist aus Übersichtlichkeitsgründen lediglich in Figur 9 gezeigt.
Der Klappantrieb 138 umfasst vorzugsweise einen Hydraulikzylinder 140.
Der Klappantrieb 138 kann alternativ oder ergänzend dazu auch einen Seilzug umfassen. Der Seilzug ist jedoch in den Figuren nicht gezeigt.
Das Luftfahrzeug 100 umfasst ferner ein insbesondere biegeschlaffes
Abdeckmittel 142, welches aus Übersichtlichkeitsgründen ebenfalls lediglich in Figur 9 gezeigt ist.
Das biegeschlaffe Abdeckmittel 142 ist vorzugsweise jeweils zwischen den klappbaren Tragflügelteilen 118, 124, 134 und den feststehenden
Tragflügelteilen 116, 122, 132 angeordnet.
Das biegeschlaffe Abdeckmittel 142 umfasst vorzugsweise eine faltbare Rippenstruktur.
Insbesondere umfasst das biegeschlaffe Abdeckmittel 142 eine auf der faltbaren Rippenstruktur angeordnete reißfeste Außenschicht.
Die reißfeste Außenschicht umfasst vorzugsweise Aramidfasern. Die reißfeste Außenschicht umfasst insbesondere ein Gewebe oder Gewirke aus Aramidfasergarn.
Das biegeschlaffe Abdeckmittel 142 verbindet eine aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche der feststehenden Tragflügelteile 116, 122, 132 und eine aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche der klappbaren Tragflügelteile 118, 124, 134.
Insbesondere kann hierdurch für die Tragflügel 114, 120 des ersten und des zweiten Tragflügelpaars 110, 112 in der ausgeklappten Stellung eine stetige, ununterbrochene und/oder durchgängige aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche bereitgestellt werden.
Die klappbaren Tragflügelteile 118, 124 der Tragflügel 114, 120 der beiden Tragflügelpaare 110, 112 sind vorzugsweise in der ausgeklappten Stellung zumindest näherungsweise horizontal und zumindest näherungsweise parallel zueinander angeordnet (vgl . Figuren 5, 6 und 9).
Die klappbaren Tragflügelteile 118 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 sind insbesondere an die klappbaren Tragflügelteile 124 der Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 anklappbar, insbesondere in der eingeklappten Stellung der klappbaren Tragflügelteile 124 der Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 (vgl . Figuren 1, 2, 3 und 7).
Somit kann ermöglicht werden, dass das Luftfahrzeug 110 in der eingeklappten Stellung der klappbaren Tragflügelteile 118, 124 der Tragflügel 114, 120 des ersten und zweiten Tragflügelpaars 110, 112 besonders platzsparend ist.
Vorzugsweise weist das Luftfahrzeug 100 in der eingeklappten Stellung der klappbaren Tragflügel 118, 124 eine Breite von weniger als 3 Metern, vorzugsweise von weniger als 2,50 Metern, auf. Somit kann erreicht werden, dass das Luftfahrzeug 100 bspw. auf einem Stellplatz eines Parkplatzes für Personenkraftwagen (PKW) starten und/oder landen kann und/oder auf diesem abgestellt werden kann.
Das Luftfahrzeug 100 kann vorzugsweise ferner eine Höhe von weniger als 2,50 Metern, vorzugsweise von weniger als 2 Metern, aufweisen. Mit einer derart geringen Höhe kann erreicht werden, dass das Luftfahrzeug 100 in einer Garage für einen Personenkraftwagen (PKW) abgestellt werden kann .
Das Luftfahrzeug 100 umfasst wenigstens eine Rotorvorrichtung 144, welche in den Figuren 15 und 16 in Alleindarstellung gezeigt ist.
Die Rotorvorrichtung 144 umfasst einen Rotorkörper 146 und einen drehbar am Rotorkörper 146 angeordneten Rotor 148. Aus Übersichtlichkeitsgründen sind der Rotorkörper 146 und der Rotor 148 lediglich in den Figuren 15 und 16 mit Bezugszeichen gekennzeichnet.
Die Rotorvorrichtung 144 weist einen vorzugsweise als Elektromotor ausgebildeten Antriebsmotor 150 auf, mittels dessen der Rotor 148 antreibbar ist und welcher im Rotorkörper 146 angeordnet ist.
Wenn der Antriebsmotor 150 den Rotor 148 antreibt, klappt dieser von einer in Figur 15 gezeigten eingeklappten Stellung in eine in Figur 16 gezeigte ausgeklappte Stellung aus.
Die Figuren 7 bis 9 zeigen dabei schematisch eine Umhüllungskurve des ausklappenden Rotors 148 der Rotorvorrichtungen 144.
Insbesondere kann vorgesehen sein, dass der Rotor 148 als Doppelrotor, insbesondere als Koaxialrotor ausgebildet ist.
Der Doppelrotor weist dann insbesondere einen ersten und einen zweiten Rotor auf. Vorzugsweise werden der erste und der zweite Rotor des Doppelrotors im Betrieb in einander entgegengesetzten Drehrichtungen angetrieben .
Günstig kann es dabei sein, wenn der erste Rotor von einer Hohlwelle angetrieben wird und wenn der zweite Rotor von einer Antriebswelle angetrieben wird, welche durch die Hohlwelle hindurch geführt ist.
Der erste Rotor ist insbesondere unabhängig vom zweiten Rotor antreibbar.
Bei dem in den Figuren 1 bis 9 gezeigten Luftfahrzeug 100 ist jeweils eine Rotorvorrichtung 144 in einer Aussparung 152 in den feststehenden Tragflügelteilen 116, 122 der Tragflügel 114, 120 des ersten und des zweiten Tragflügelpaars 110, 112 angeordnet.
Darüber hinaus ist eine Rotorvorrichtung 144 in einer Aussparung 152 im starren Fronttragflügel 130 (vgl . Figuren 1 bis 6) oder in einer Aussparung 152 im feststehenden Tragflügelteil 132 des Fronttragflügels 130 (vgl. Figuren 7 bis 9) angeordnet.
Die in den Figuren 1 bis 9 gezeigte Rotorvorrichtung 144, welche am Fronttragflügel 130 angeordnet ist, unterscheidet sich von den an den Tragflügeln 114, 120 des ersten und zweiten Tragflügelpaars 110, 112 angeordneten Rotorvorrichtungen 144.
Die an den Tragflügeln 114, 120 des ersten und zweiten Tragflügelpaars 110, 112 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 sind schwenkbar in den Aussparungen 152 angeordnet, wobei die am Fronttragflügel 130 angeordnete Rotorvorrichtung 144 nicht oder zumindest nicht wesentlich verschwenkt werden kann.
Die am Fronttragflügel 130 angeordnete Rotorvorrichtung 144 umfasst vorzugsweise einen Koaxialrotor, insbesondere zwei unabhängig voneinander antreibbare Rotoren. Es ist jedoch denkbar, dass auch in der Aussparung 152 des Fronttragflügels 130 eine verschwenkbare Rotorvorrichtung 144 angeordnet ist, welche nahezu identisch zu den in den Figuren 15 und 16 gezeigten Rotorvorrichtungen 144 ausgebildet ist.
Das Luftfahrzeug 100 umfasst insbesondere wenigstens eine Rotorabdeckung, welche am Fronttragflügel 130 angeordnet ist und welche den sich drehenden Rotor 148 der am Fronttragflügel 130 angeordneten Rotorvorrichtung 144 zur Absicherung gegen Kollisionen im Betrieb zumindest teilweise abdeckt.
Die Rotorvorrichtungen 144 sind wahlweise in eine Betriebsstellung, in welcher zumindest der Rotor 148 aus den Aussparungen 152 herausragt, und in eine Ruhestellung bringbar, in welcher die Rotorvorrichtungen 144 vollständig innerhalb der Aussparungen 152 angeordnet sind.
Die Figuren 10 bis 14 zeigen folglich einen feststehenden Tragflügelteil 116, 122, 132 eines Tragflügels 114, 120 des ersten oder zweiten Tragflügelpaars 110, 112 bzw. des Fronttragflügels 130.
Wie in den Figuren 10 und 12 bis 14 deutlich erkennbar ist, durchdringen die Aussparungen 152 den Tragflügel 114, 120, 132 zwischen einer oberen Tragflügelfläche 154 und einer unteren Tragflügelfläche 156 insbesondere vollständig und bilden in der oberen und unteren Tragflügelfläche 154, 156 jeweils eine Öffnung 158.
Das Luftfahrzeug 100 umfasst Schwenkvorrichtungen 160 zum Verschwenken der Rotorvorrichtungen 144 (vgl . Figuren 10 und 12 bis 14) zwischen der Ruhestellung und der Betriebsstellung.
Dabei kann insbesondere zum Starten und Landen vorgesehen sein, dass die Rotorvorrichtungen 144 in der Betriebsstellung zumindest teilweise aus der Aussparung 152 heraus geschwenkt sind. Die Schwenkvorrichtungen 160 umfassen jeweils einen Rahmen 162, welcher in der jeweiligen Aussparung 152 um eine erste Schwenkachse 164
verschwenkbar angeordnet ist (vgl. Figur 12).
Die Rotorvorrichtungen 144 sind jeweils im Rahmen 162 um eine zweite Schwenkachse 166 verschwenkbar angeordnet (vgl . Figur 12).
Die zweite Schwenkachse 166 ist vorzugsweise zumindest näherungsweise orthogonal zur ersten Schwenkachse 164 angeordnet.
Die Schwenkvorrichtung 160 dient vorzugsweise einem vergleichsweise freien Verschwenken der Rotorvorrichtung 144 in der Aussparung 152. Insbesondere kann hierdurch die Steuerbarkeit des Luftfahrzeugs 100 verbessert werden.
Das Luftfahrzeug 100 umfasst mehrere Abdeckvorrichtungen 168, welche jeweils ein Abdeckelement 170 oder mehrere Abdeckelemente 170 umfassen, mittels welchen die Aussparungen 152 vollständig abdeckbar sind, wenn die Rotorvorrichtungen 144 in der Ruhestellung sind.
Insbesondere sind die Öffnungen 158 in den oberen und unteren Tragflügelflächen 154, 156 mittels der Abdeckelemente 170 der Abdeckvorrichtungen 168 vollständig abdeckbar.
Die jeweilige Aussparung 152 kann dann durch das jeweilige Abdeckelement 170 bei in die Ruhestellung eingeschwenkter Rotorvorrichtung 144 insbesondere auf der Unterseite und auf der Oberseite des jeweiligen Tragflügels 114, 120, 130 verschlossen werden.
Die Abdeckelemente 170 bilden bei abgedeckter Aussparung 152 vorzugsweise einen Teil der aerodynamisch wirksamen Auftriebsfläche der Tragflügel 114, 120, 130, insbesondere einen Teil der aerodynamisch wirksamen Auftriebs- fläche der feststehenden Tragflügelteile 116, 122, 132, der Tragflügel 114, 120, 130.
Somit kann die aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche des Luftfahrzeugs 100 vergrößert werden.
Bei dem in den Figuren gezeigten Luftfahrzeug 100 sind die Abdeckelemente 170 der Abdeckvorrichtungen 168 zum Abdecken der Aussparung 152 ausrollbar.
Die Abdeckvorrichtungen 168 umfassen hierzu Führungsschienen 172, wobei die Abdeckelemente 170 jeweils einen Rollladen 171, insbesondere einen lamellenartigen Rollpanzer, umfassen, welcher in den Führungsschienen 172 geführt ist.
Die Abdeckvorrichtungen 168 umfassen vorzugsweise jeweils mindestens zwei insbesondere zylinderförmige Rollen 174, wobei der Rollladen 171 jeweils zwischen zwei Rollen 174 ab- und aufrollbar ist.
Der Rollladen 171 ist insbesondere durch teilweises Aufrollen auf wenigstens eine der Rollen 174 spannbar.
Es ist jedoch auch denkbar, dass die Abdeckelemente 170 zum Abdecken der Aussparung 152 ausfaltbar sind.
Der Rotor 148 der Rotorvorrichtungen 144 weist insbesondere einen in den Figuren 7 bis 9 gezeigten Durchmesser 176 von wenigstens 1000mm, insbesondere von wenigstens 1100mm auf.
Somit kann ermöglicht werden, dass im Falle eines Ausfalls einer der Rotorvorrichtungen 144 von den verbleibenden Rotorvorrichtungen 144 ein ausreichender Auftrieb zum Starten und Landen des Luftfahrzeugs 100 bereitgestellt werden kann. Um die Rotorvorrichtungen 144 platzsparend anzuordnen, kann insbesondere vorgesehen sein, dass die Rotorvorrichtungen 144 in einer Richtung, welche zumindest näherungsweise orthogonal zu der Flugrichtung 106 verläuft, versetzt zueinander angeordnet sind.
Dies ist in den Figuren 7 bis 9 bspw. bei den an feststehenden Tragflügelteilen 122 der Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 deutlich zu erkennen.
Das Luftfahrzeug 100 ist vorzugsweise mittels eines oder mehrerer beweglicher Aufnahmeelemente 177 bewegbar auf einem Boden aufsetzbar.
Beispielsweise weisen zumindest die an den feststehenden Tragflügelteilen 116 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 angeordneten
Rotorvorrichtungen 144 als Rollenelemente 178, insbesondere als Kugelrollen, ausgebildete Aufnahmeelemente 177 auf (vgl. Figuren 15 und 16), welche an einem dem Rotor 148 zugewandten Ende der Rotorvorrichtung 144 an einer jeweiligen Stirnseite der Rotorvorrichtungen 144 angeordnet sind.
Wenn die an den feststehenden Tragflügelteilen 116 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 in der in Figur 1 gezeigten Betriebsstellung angeordnet sind, ist das Luftfahrzeug 100 im hinteren Bereich 126 mittels der Rollenelemente 178 auf einem Boden aufsetzbar.
Am Fronttragflügel 130 kann ferner auf einer Unterseite des Luftfahrzeugs 100 ein als Radelement 180 ausgebildetes Aufnahmeelement 177 vorgesehen sein, welches mittels eines vorzugsweise als Elektromotor ausgebildeten Antriebsmotors 181, insbesondere mittels eines Radnabenmotors, antreibbar ist.
Dabei ist es möglich, dass am Fronttragflügel 130 eine in den Figuren 15 und 16 gezeigte Rotorvorrichtung 144 angeordnet ist. Das Radelement 180 kann dann entsprechend der an den feststehenden Tragflügelteilen 116 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 angeordneten Rotorvorrichtungen 144, insbesondere an einem dem Rotor 148 abgewandten Ende der Rotorvorrichtung 144, angeordnet sein.
Das Luftfahrzeug 100 umfasst eine schematisch separat in Figur 1 gezeigte Antriebseinrichtung 182.
Die Antriebseinrichtung 182 umfasst einen Propeller 184 zur Schuberzeugung, welcher mit einer Antriebswelle 186 drehfest verbunden ist. Der Propeller 184 ist in den Figuren 7 bis 9 ebenfalls erkennbar.
Der Propeller 184 ist insbesondere an einer Rückseite des Luftfahrzeugs 100 im hinteren Bereich 126 oder Heckbereich des Luftfahrzeugs 100 zur
Erzeugung eines horizontalen Schubs angeordnet.
Die Antriebseinrichtung 182 umfasst ferner einen Verbrennungsmotor 188 und einen Elektromotor 190.
Der Propeller 184 ist wahlweise nur von dem Verbrennungsmotor 188 oder nur von dem Elektromotor 190 oder sowohl von dem Verbrennungsmotor 188 als auch von dem Elektromotor 190 antreibbar.
Der Verbrennungsmotor 188 dient vorzugsweise der Zurücklegung weiter Strecken in einem Reisebetrieb, wobei der Elektromotor 190 einem emissionsarmen Starten oder Landen dient.
Durch einen gemeinsamen Betrieb von Verbrennungsmotor 188 und Elektromotor 190 kann eine Antriebsleistung der Antriebseinrichtung 182 vorzugsweise erhöht werden. Das Luftfahrzeug 100 umfasst vorzugsweise wenigstens einen wiederaufladbaren Energiespeicher 192, insbesondere einen Akkumulator.
Der wiederaufladbare Energiespeicher 192 ist insbesondere zumindest teilweise in einem Tragflügel 120 des Luftfahrzeugs 100 angeordnet (vgl. Figur 9).
Durch die zumindest teilweise Anordnung des wiederaufladbaren Energiespeichers 192 in einem Tragflügel 120 kann der wiederaufladbare Energiespeicher 192 besonders platzsparend im Luftfahrzeug 100 angeordnet werden.
Insbesondere kann vorgesehen sein, dass der Verbrennungsmotor 188 der Antriebseinrichtung 182 einen in den Figuren nicht gezeigten Generator antreibt, welcher den wiederaufladbaren Energiespeicher 192 auflädt.
Vorzugsweise werden sämtliche Elektromotoren des Luftfahrzeugs 100, d .h. insbesondere die Antriebsmotoren 150 der Rotorvorrichtungen 144, der das Radelement 180 antreibende Antriebsmotor 181 sowie der Elektromotor 190 der Antriebseinrichtung 182, durch den wiederaufladbaren Energiespeicher 192 mit elektrischer Energie versorgt.
Das Luftfahrzeug 100 funktioniert insgesamt wie folgt:
Das Luftfahrzeug 100 ist in Figur 1 in einem Park- oder Rollzustand gezeigt, wobei es mittels der als Rollenelemente 178 und Radelemente 180 ausgebildeten Aufnahmeelemente 177 auf einem Boden aufsetzt.
Die an Tragflügeln 114 des ersten Tragflügelpaars 110 angeordneten
Rotorvorrichtungen 144 befinden sich in der Betriebsstellung.
Sämtliche klappbaren Tragflügelteile 118, 124, 134 sind dabei in der eingeklappten Stellung, wobei die an den Tragflügeln 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 in der Ruhestellung sind . Somit kann die Höhe des Luftfahrzeugs 100 reduziert werden, so dass dieses mittels des Antriebsmotors 181 bspw. in eine Garage gefahren werden kann.
Zum Starten des Luftfahrzeugs 100 können die an den Tragflügeln 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 in die in Figur 2 gezeigte Betriebsstellung geschwenkt werden.
Solange das Luftfahrzeug 100 noch mit den nach unten gerichteten Rotoren 148 bzw. den Rollenelementen 178 der an den Tragflügeln 114 des ersten Tragflügelpaars 110 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 auf den Boden aufsetzt, sind diese an den Tragflügeln 114 des ersten Tragflügelpaars 110 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 nicht in Betrieb.
Das Luftfahrzeug 100 hebt daher vom Boden zunächst nur durch Betreiben der an den Tragflügeln 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 sowie der am Fronttragflügel 130 angeordneten Rotorvorrichtung 130 zumindest näherungsweise senkrecht nach oben ab. Figur 2 zeigt schematisch eine Umhüllungskurve des ausklappenden Rotors 148 der
Rotorvorrichtungen 144.
Nach dem Abheben des Luftfahrzeugs 100 vom Boden, insbesondere sobald das Luftfahrzeug 100 über einen Sicherheitsbereich hinaus abgehoben ist, können auch die an den Tragflügeln 114 des ersten Tragflügelpaars 110 angeordneten Rotorvorrichtungen 144 betrieben werden, so dass insgesamt von sämtlichen Rotorvorrichtungen 144 des Luftfahrzeugs 100 Auftrieb erzeugt wird (vgl. Figur 3).
Der Sicherheitsbereich ist vorzugsweise ein Bereich, in welchem zur
Vermeidung von Sach- und Personenschäden besondere Anforderungen an das Luftfahrzeug 100 gestellt werden. Beispielsweise muss beim Starten und Landen ausgeschlossen sein, dass Personen durch die Rotoren verletzt werden. Ein Sicherheitsbereich ist somit beispielsweise ein Bereich unterhalb einer vorgegebenen Sicherheitsflughöhe von beispielsweise ungefähr 3 oder 3,5 Metern.
Beim senkrechten Abheben des Luftfahrzeugs 100 klappen zunächst die klappbaren Tragflügelteile 118 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 (vgl. Figur 4) und anschließend die klappbaren Tragflügelteile 124 der Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 in die ausgeklappte Stellung (vgl. Figur 5).
Es ist jedoch auch denkbar, dass die feststehenden Tragflügelteile 122 der Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 weiter vom Rumpf 102 weg ragen als die feststehenden Tragflügelteile 116 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110.
Vorzugsweise klappen dann beim senkrechten Abheben des Luftfahrzeugs 100 zunächst die klappbaren Tragflügelteile 124 der Tragflügel 120 des zweiten Tragflügelpaars 112 und anschließend die klappbaren Tragflügelteile 118 der Tragflügel 114 des ersten Tragflügelpaars 110 in die ausgeklappte Stellung .
Der Elektromotor 190 und wahlweise auch der Verbrennungsmotor 188 der Antriebseinrichtung 182 treiben dann den Propeller 184 zur Schuberzeugung an, so dass an den Tragflügeln 114, 120 des ersten und zweiten Tragflügelpaars 110, 112, sowie am Fronttragflügel 130 dynamischer Auftrieb erzeugt werden kann.
Sobald an den Tragflügeln 114, 120, 130 ausreichend dynamischer Auftrieb erzeugt wird, um das Luftfahrzeug 100 in der Luft zu halten, werden die Rotoren 148 der Rotorvorrichtungen nicht mehr vom Antriebsmotor 150 angetrieben. Anschließend werden die Rotorvorrichtungen 144 in die in Figur 6 gezeigte Ruhestellung verschwenkt, bis sämtliche Rotorvorrichtungen 144 jeweils vollständig in den Aussparungen 152 in den Tragflügeln 114, 120, 130 angeordnet sind.
Ferner werden sämtliche Aussparungen 152 in den Tragflügen 114, 120, 130 mittels der Abdeckelemente 170 der Abdeckvorrichtungen 168 abgedeckt, so dass an sämtlichen Tragflügeln 114, 120, 130 eine stetige, ununterbrochene und/oder durchgängige aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche bereitgestellt wird .
Das Luftfahrzeug 100 wird nunmehr ausschließlich durch an den Tragflügeln 114, 120, 130 erzeugten dynamischen Auftrieb in der Luft gehalten.
Der Propeller 184 der Antriebseinrichtung 182 kann dabei mittels des Verbrennungsmotors 188 angetrieben werden, um weite Strecken zurückzulegen.
Insgesamt ist das Luftfahrzeug 100 somit als sogenannter Senkrechtstarter bzw. VTOL (vertical take-off and landing) Luftfahrzeug ausgebildet.
Bezugszeichenliste
100 Luftfahrzeug
102 Rumpf
104 Kabine
106 Flugrichtung
108 Windschutzscheibe
110 erstes Tragflügelpaar
112 zweites Tragflügelpaar
114 Tragflügel
116 feststehender Tragflügelteil
118 klappbarer Tragflügelteil
120 Tragflügel
122 feststehender Tragflügelteil
124 klappbarer Tragflügelteil
126 hinterer Bereich
128 vorderer Bereich
130 Fronttragflügel
132 feststehender Tragflügelteil
134 klappbarer Tragflügelteil
136 Scharnier
138 Klappantrieb
140 Hydraulikzylinder
142 biegeschlaffes Abdeckmittel
144 Rotorvorrichtung
146 Rotorkörper
148 Rotor
150 Antriebsmotor
152 Aussparung
154 obere Tragflügelfläche
156 untere Tragflügelfläche
158 Öffnung
160 Schwenkvorrichtung 162 Rahmen
164 erste Schwenkachse
166 zweite Schwenkachse
168 Abdeckvorrichtung
170 Abdeckelemente
171 Rollladen
172 Führungsschiene
174 Rolle
176 Durchmesser
177 Aufnahmeelement
178 Rollenelement
180 Radelement
181 Antriebsmotor
182 Antriebseinrichtung
184 Propeller
186 Antriebswelle
188 Verbrennungsmotor
190 Elektromotor
192 wiederaufladbarer Energiespeicher

Claims

Patentansprüche
Luftfahrzeug (100), umfassend einen Rumpf (102), welcher eine Kabine (104) zur Beförderung wenigstens einer Person aufweist, und wenigstens ein erstes mit dem Rumpf (102) verbundenes Tragflügelpaar (110), wobei das erste Tragflügelpaar (110) zwei Tragflügel (114) umfasst, welche an dem Rumpf (102) festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten von dem Rumpf (102) weg ragen,
wobei jeder Tragflügel (114) des ersten Tragflügelpaars (110) einen relativ zum Rumpf (102) feststehenden Tragflügelteil (116) und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil (116) angeordneten, zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbaren Tragflügelteil (118) aufweist,
wobei das Luftfahrzeug (100) ferner ein zweites Tragflügelpaar (112) umfasst, welches zwei Tragflügel (120) umfasst, die an dem Rumpf (102) festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten von dem Rumpf (102) weg ragen,
wobei die beiden Tragflügel (120) des zweiten Tragflügelpaars (112) oberhalb der beiden Tragflügel (114) des ersten Tragflügelpaars (110) angeordnet sind und jeweils einen relativ zum Rumpf (102) feststehenden Tragflügelteil (122) und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil (122) angeordneten, zwischen einer eingeklappten
Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbaren Tragflügelteil (124) aufweisen.
Luftfahrzeug (100) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug (100) einen vom ersten und zweiten Tragflügelpaar (110, 112) verschiedenen Fronttragflügel (130) umfasst, der in einem vorderen Bereich (128) des Rumpfs (102) angeordnet ist.
Luftfahrzeug (100) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die klappbaren Tragflügelteile (118) der Tragflügel (114) des ersten Tragflügelpaars (110) an die klappbaren Tragflügelteile (124) der Tragflügel (120) des zweiten Tragflügelpaars (112) anklappbar sind, insbesondere in der eingeklappten Stellung der klappbaren Tragflügelteile (124) der Tragflügel (120) des zweiten Tragflügelpaars (112).
Luftfahrzeug (100) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die feststehenden Tragflügelteile (116) der Tragflügel (114) des ersten Tragflügelpaars (110) und die feststehenden Tragflügelteile (122) der Tragflügel (120) des zweiten Tragflügelpaars (112) zumindest näherungsweise X-förmig am Rumpf (102) angeordnet sind und/oder zumindest näherungsweise X-förmig von dem Rumpf (102) weg ragen.
Luftfahrzeug (100) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug (100) einen Klappantrieb (138) zum Aus- oder Einklappen jeweils eines oder mehrerer klappbarer Tragflügelteile (118, 124, 134) umfasst, wobei der Klappantrieb (138) vorzugsweise einen Seilzug und/oder einen Hydraulikzylinder (140) umfasst.
Luftfahrzeug (100) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen den klappbaren Tragflügelteilen (118, 124, 134) und den feststehenden Tragflügelteilen (116, 122, 132) ein
insbesondere biegeschlaffes Abdeckmittel (142) vorgesehen ist, wobei das Abdeckmittel (142) eine aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche der feststehenden Tragflügelteile (116, 122, 132) und eine
aerodynamisch wirksame Auftriebsfläche der klappbaren Tragflügelteile (118, 124, 134) verbindet.
Luftfahrzeug (100) , insbesondere nach einem der Ansprüche 1 bis 6, umfassend :
- einen Rumpf (102), welcher eine Kabine (104) zur Beförderung
wenigstens einer Person aufweist; - wenigstens ein erstes mit dem Rumpf (102) verbundenes Tragflügelpaar (110), wobei das erste Tragflügelpaar (110) zwei Tragflügel (114) umfasst, welche an dem Rumpf (102) festgelegt sind und auf einander gegenüberliegenden Seiten von dem Rumpf (102) weg ragen;
- wenigstens eine Rotorvorrichtung (144), die einen Rotorkörper (146) und einen drehbar am Rotorkörper (146) angeordneten Rotor (148) aufweist, wobei die Rotorvorrichtung (144) schwenkbar an und/oder in einer Aussparung (152) in einem Tragflügel (114, 120, 130), insbesondere in einem Tragflügel (114) des ersten Tragflügelpaars (110), angeordnet ist, wobei die Rotorvorrichtung (144) wahlweise in eine Betriebsstellung, in welcher zumindest der Rotor (148) aus der Aussparung (152) herausragt, und in eine Ruhestellung bringbar ist, in welcher die Rotorvorrichtung (144) vollständig innerhalb der Aussparung (152) angeordnet ist;
- eine oder mehrere Abdeckvorrichtungen (168), welche ein Abdeckelement (170) oder mehrere Abdeckelemente (170) umfassen, mittels welchen die Aussparung (152) vollständig abdeckbar ist, wenn die Rotorvorrichtung (144) in der Ruhestellung ist.
Luftfahrzeug (100) nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Aussparung (152) den Tragflügel (114, 120, 130) zwischen einer oberen und einer unteren Tragflügelfläche (154, 156) insbesondere vollständig durchdringt und in der oberen und unteren Tragflügelfläche (154, 156) des Tragflügels (114) jeweils eine Öffnung (158) bildet, wobei die Öffnungen (158) mittels der Abdeckelemente (170) der
Abdeckvorrichtungen (168) vollständig abdeckbar sind.
Luftfahrzeug (100) nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dass das eine Abdeckelement (170) oder die mehreren Abdeckelemente (170) zum Abdecken der Aussparung (152) ausrollbar, ausfaltbar oder ausklappbar ausgebildet sind.
10. Luftfahrzeug (100) nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Abdeckvorrichtung (168) Führungsschienen (172) umfasst, wobei das eine Abdeckelement (170) oder die mehreren Abdeckelemente (170) jeweils einen Rollladen (171) umfassen, welcher in den Führungsschienen (172) geführt ist.
11. Luftfahrzeug (170) nach einem der Ansprüche 7 bis 10, dadurch
gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug (100) Schwenkvorrichtungen (160) zum Verschwenken der Rotorvorrichtungen (144) umfasst, wobei jede der Schwenkvorrichtungen (160) vorzugsweise einen Rahmen (162) umfasst, welcher in der Aussparung (152) um eine erste
Schwenkachse (164) verschwenkbar angeordnet ist, wobei die
Rotorvorrichtungen (144) vorzugsweise im Rahmen (162) um eine zweite Schwenkachse (166) verschwenkbar angeordnet sind, wobei die zweite Schwenkachse (166) vorzugsweise zumindest näherungsweise orthogonal zur ersten Schwenkachse (164) angeordnet ist.
12. Luftfahrzeug (100) nach einem der Ansprüche 7 bis 11, dadurch
gekennzeichnet, dass die Tragflügel (114) des ersten Tragflügelpaars (110) jeweils einen relativ zum Rumpf (102) feststehenden Tragflügelteil (116) und einen an dem jeweiligen feststehenden Tragflügelteil (116) angeordneten, zwischen einer eingeklappten Stellung und einer ausgeklappten Stellung klappbaren Tragflügelteil (118) aufweisen, wobei an einem oder mehreren, insbesondere an sämtlichen, der feststehenden Tragflügelteile (116) der Tragflügel (114) des ersten Tragflügelpaars (110), und/oder an einem oder mehreren, insbesondere an sämtlichen, der klappbaren Tragflügelteile (118) der Tragflügel (114) des ersten Tragflügelpaars (110) jeweils wenigstens eine Rotorvorrichtung (144) angeordnet ist.
13. Luftfahrzeug (100) nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch
gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug (100) mittels eines oder mehrerer beweglicher Aufnahmeelemente (177) bewegbar auf einem Boden aufsetzbar ist, wobei insbesondere an einer Unterseite des Luftfahrzeugs (100) ein oder mehrere als Rollenelemente (178) ausgebildete,
Aufnahmeelemente (177) und/oder ein oder mehrere als Radelemente (180) ausgebildete Aufnahmeelemente (177) vorgesehen sind, wobei das Luftfahrzeug (100) mindestens einen Antriebsmotor (181), vorzugsweise mindestens einen Radnabenmotor, umfasst, wobei ein oder mehrere Rollenelemente (178) und/oder ein oder mehrere
Radelemente (180) mittels des mindestens einen Antriebsmotors (181), insbesondere mittels des mindestens einen Radnabenmotors, antreibbar sind .
14. Luftfahrzeug (100) nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch
gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug (100) eine Antriebseinrichtung (182) umfasst, die einen Propeller (184) zur Schuberzeugung umfasst, wobei die Antriebseinrichtung (182) einen Verbrennungsmotor (188) und einen Elektromotor (190) umfasst, wobei der Propeller (184) wahlweise nur von dem Verbrennungsmotor (188) oder nur von dem
Elektromotor (190) oder sowohl von dem Verbrennungsmotor (188) als auch von dem Elektromotor (190) antreibbar ist.
15. Luftfahrzeug (100) nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch
gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug (100) wenigstens einen wieder- aufladbaren Energiespeicher (192), insbesondere einen Akkumulator, umfasst, welcher zumindest teilweise in einem Tragflügel (114, 120, 130) des Luftfahrzeugs (100) angeordnet ist.
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