WO2020239604A1 - Flugzeug mit einem faltsystem - Google Patents

Flugzeug mit einem faltsystem Download PDF

Info

Publication number
WO2020239604A1
WO2020239604A1 PCT/EP2020/064201 EP2020064201W WO2020239604A1 WO 2020239604 A1 WO2020239604 A1 WO 2020239604A1 EP 2020064201 W EP2020064201 W EP 2020064201W WO 2020239604 A1 WO2020239604 A1 WO 2020239604A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wings
fuselage
wing
bodies
aircraft
Prior art date
Application number
PCT/EP2020/064201
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Friedrich Grimm
Original Assignee
Friedrich Grimm
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 Friedrich Grimm filed Critical Friedrich Grimm
Priority to US17/614,065 priority Critical patent/US11820503B2/en
Publication of WO2020239604A1 publication Critical patent/WO2020239604A1/de

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60F—VEHICLES FOR USE BOTH ON RAIL AND ON ROAD; AMPHIBIOUS OR LIKE VEHICLES; CONVERTIBLE VEHICLES
    • B60F5/00—Other convertible vehicles, i.e. vehicles capable of travelling in or on different media
    • B60F5/02—Other convertible vehicles, i.e. vehicles capable of travelling in or on different media convertible into aircraft
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C37/00—Convertible aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C37/00—Convertible aircraft
    • B64C37/02—Flying units formed by separate aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
    • B64C39/068—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having multiple wings joined at the tips
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/50—Foldable or collapsible UAVs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2211/00—Modular constructions of airplanes or helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U60/00—Undercarriages
    • B64U60/60—Undercarriages with rolling cages
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to an aircraft with a folding system.
  • EP 2 105 378 B1 discloses a helicopter with bow and stern wing surfaces, each of which has a positive sweep.
  • DE 40 14 933 A1 discloses a foldable ultralight aircraft that has a delta-shaped foldable frame and a pneumatically stabilized wing surface.
  • EP 3 299 280 A1 discloses a helicopter with foldable rotors and a wing that can be pivoted about the vertical axis.
  • No. 4,053,125 shows an aircraft with front and rear wings, which can be moved to one another on the outside via a perpendicular axis.
  • An aircraft has at least one fuselage, one engine, one tail unit, one
  • Landing device a longitudinal axis, a transverse axis and a vertical axis as well as a folding system, which folding system has wings and knot bodies that are connected to one another, which wings have at least two at the bow
  • wing-side wing surfaces and rear-wing wing surfaces each have a first end and a second end, which bow-side
  • Wing and rear wing each at the first end to one
  • Axis of rotation are articulated, which bow-side wings and stern-side
  • Wing and a rear wing are connected to one another via one of the outer node bodies, which fuselage-side node bodies are at least partially displaceable along an assigned translation axis, with the rotation axis assigned to the bow-side wing not being provided parallel to the rotation axis assigned to the rear wing in the outer node bodies by shifting a body-side node body along the
  • Both the fuselage-side node bodies of the bow-side wings and the stern-side wings can be moved independently of one another along the associated translation axis, and the folding system has the function of the tail unit during flight operations.
  • the wings are hinged at both ends by means of swivel joints with axes of rotation to the node body in such a way that by shifting at least one of the node bodies of the folding system along an assigned translation axis, all further node bodies and all wings in an inevitable, through the
  • the air resistance is at the
  • the dimensions can be changed with a corresponding design of the folding system in such a way that the aircraft can be made compatible with road or rail traffic.
  • the folding system is preferably unfolded and can be controlled by
  • Folding movements are adapted to the different flight phases, so that the functions of a tail unit and the functions of slats and wing flaps on the wings can be at least partially replaced by the folding system.
  • the aircraft can be folded up in the simplest way for driving and stationary operation, so that e.g. a commercial aircraft can approach a terminal directly to board and disembark passengers.
  • the assigned outer node bodies and the wings on the assigned port side or starboard side are necessary in an inevitable and reversible manner due to the degree of freedom of the swivel joints predetermined folding movement is transformed into different operating positions intended for flight, driving or stationary operation of the aircraft.
  • the folding system is used to adapt the aircraft to the different aerodynamic requirements of flight operations, the folding system at least partially taking over the functions of a tail unit and preferably the function of slats and wing flaps during take-off and landing.
  • the aircraft has a
  • the translation axis of at least one fuselage-side node body runs parallel to the longitudinal axis of the aircraft. This gives a well-defined transformation of the folding system.
  • the wings are twisted and each have a cross section parallel to the longitudinal axis
  • At least one of the wings has a telescopic wing which is made up of at least two wing segments, which wing segments are in at least one predetermined operating position can be pushed into one another in such a way that the length of a wing is reduced. This enables space-saving accommodation, for example at an airport.
  • a telescopic wing is preferably made up of at least two wing segments which, when the telescopic wings are aligned parallel to the vertical axis in the maximally or strongly folded position of the folding system, can be pushed into one another in such a way that the length of a wing is reduced and the folding system is compact Forms bundles of the wings and the node bodies, wherein preferably at least one wing segment of the telescopic wing can have adjustable slats and wing flaps.
  • the hull has a tube which extends between a bow and a stern, the tube preferably having a cross section from the first group of cross sections consisting of:
  • the fuselage-side node bodies have bow-side and stern-side fuselage-side node bodies, which wings have a bow-side port-side wing, a bow-side starboard-side wing, a stern-side port-side wing and a stern-side starboard-side wing, and in which the aircraft has the bow-side starboard-side wing Wing are each connected to one of the bow-side fuselage-side node bodies, and in which the stern-side port-side wing and the stern-side starboard-side
  • the outer node bodies are each designed as winglets. Winglets lead to an advantageous, energy-saving
  • the landing device is
  • Flight operations can be applied to the fuselage.
  • the aircraft is designed as a drone, which is designed as an autonomously flying air taxi, as a cargo plane with a tail and / or bow-side loading flap or as a fire-fighting aircraft.
  • Airfoils of the folding system following the change in the sweep angle, are alternately curved concave and convex in the sense of an undisturbed flow.
  • FIG. 16 shows the supersonic aircraft according to FIG. 15 with that for supersonic flight
  • FIG. 17 shows the supersonic aircraft according to FIGS. 15-16 with the wing position unfolded for subsonic flight in a perspective overview with detailed sections of the nose and tail wings,
  • FIG. 21 shows the seaplane according to FIG. 20 with a fuselage structure formed by a truss tube in a perspective illustration
  • the wings T1 -T4 are constructed as telescopic wings 26 from four wing segments 260 each. The four show on the grid
  • Angle of attack a of about 6 degrees, which decreases continuously to about 2 degrees at the wing tips formed by the knot bodies K3, K4.
  • the wing profile 23 of the twisting wings T1 -T4 is asymmetrical and extends with a profile chord p from the wing nose n to the wing trailing edge e.
  • the sectional views show a bow-side wing T2 and a rear-side
  • the wing-side wings T1, T2 have a positive sweep angle f with respect to the transverse axis y of the aircraft 1, while the rear-side wings T3, T4 have a negative angle with respect to the transverse axis y of the aircraft 1
  • the wings T1 -T4 are by means of eight
  • Rotary joints 22 are each connected to the node bodies K1-K4 by a horizontal axis of rotation d.
  • the node bodies K3, K4 are, as shown in Fig. 3-4, each as a winglet educated.
  • the node bodies K1, K2 have adjustment areas V1, V2, each with an assigned translation axis ⁇ for the folding process of the folding system 2, the bow-side node body K1 being connected to the underside of the fuselage 10, while the rear node body K2 is connected to the top via the tail unit 12 of the fuselage 10 is connected.
  • the wings T1 -T4 of the folding system 2 can be transformed from an unfolded position intended for flight operations into a maximally folded position intended for driving and stationary operation.
  • the flying car is driven, for example, by a propeller 111 connected to the tail 103, with four wheels 133 being driven by an electric motor in ferry operation
  • Form chassis 130 The polygon ring 20 is stiffened by the fuselage 10 of the aircraft 1.
  • the wings T1-T4 are vertical, the wing segments 260 of the telescopic wings 26 being pushed into one another in such a way that the folding system 2 forms a compact bundle at the rear of the flying car.
  • the four wheels 133 of the flying car each have car tires 134 and are used as a landing device 13 during flight operations.
  • three of the wing segments 260 become one
  • Telescopic wing 26 extended from a fourth wing segment 260, so that the wings T1-T4 reach their final length intended for flight operations.
  • Fig. 3 shows the flying car according to Fig. 1-2 with unfolded wings T1 -T4 in the
  • the bow-side node bodies K1 are in a central basic position provided for flight operations in a front position of the adjustment range V1, while the rear node bodies K2 are in a rear position of the
  • the profile chord p of the asymmetrical wing profile 23 of the wings T1 -T4 has an angle of attack a, the wings T1 -T4, as shown in FIG. 5, being arranged at a vertical distance h with respect to the vertical axis z and preferably parallel to one another .
  • the wing segments 260 of the telescopic wings 26 have neither in the exemplary embodiment adjustable slats on the wing noses n or adjustable wing flaps on the wing trailing edges e, since the wings T1 -T4 form a tail unit 12 during flight operations. As shown in Fig.
  • the adjustment range V1 of the node body K1 is used to change the angle of attack a of the profile chords p of the bow-side wings T1, T2 and the tail-side wings T3, T4 relative to each other, so that the aircraft 1 optionally from straight flight can go into descent or climb.
  • Fig. 4 shows the flying car according to Fig. 1-3 in the starboard side view with the wings T1, T3 and the node bodies K1 -K3.
  • the adjustment areas V1, V2 of the node bodies K1, K2 allow different operating positions of the wings T1 -T4, so that the folding system 2 forms a tail unit 12 or the function of a
  • Tail has.
  • the profile chord p of the wing profile 23 of the airfoils T1 -T4 has a slight angle of attack with respect to the longitudinal axis x. If the node bodies K1 are shifted further back, so that the distance between the bow-side node bodies and the stern-side node bodies is reduced, the flying car goes into a descent, with the lift on the bow-side wings T1, T2 being reduced and on the rear wings T3, T4 each enlarged.
  • Wing flaps were used.
  • other systems can be provided for the function of the tail unit, for example a vertical tail unit or movable, extendable slats. But this is not absolutely necessary.
  • the wings T1, T2 connected to the bow-side node bodies K1 and the wings T3, T4 connected to the rear node bodies K2 have a vertical distance h from one another in each operating position and are preferably aligned parallel to one another with respect to the vertical axis z.
  • the wheels of the landing gear 130 are placed against the fuselage 10 when the flying car is in flight, in order to reduce air resistance.
  • Fig. 6 shows the flying car according to Fig. 1-5 with a wing position of the wings T1 -T4 for turning.
  • the halves of the node bodies K1, K2 provided in pairs can be adjusted independently of one another. While the distance between the halves of the node bodies K1, K2 on the starboard side in the direction of flight was shortened compared to the basic position provided for straight flight as shown in Fig. 1, the distance between the port side halves of the node bodies K1, K2 was lengthened compared to the middle basic position intended for straight flight so that the lift caused by the wings is greater on the port side than on the starboard side and the aircraft 1 therefore flies a right turn.
  • the node bodies K1 -K4 and the wings T1 -T4 are each toothed by complementary projections and recesses, which are traversed by the horizontal axis of rotation d, so that a multi-level connection 21 is formed, which is a one-sided
  • FIG. 8 shows the swivel joint 22 according to FIG. 7 in a folded operating position provided for driving and stationary operation of an aircraft 1 according to the invention.
  • FIG. 9 at the top shows an aircraft 1 which can participate in road traffic as a bus in the ferry operation, in which the folding system 2 is folded into a compact bundle at the point 103 of the bus.
  • both halves of a two-part node body K1 are then placed on the rails 101 on the
  • the polygon ring 20 with telescopic wings 26 makes it possible to adapt the dimensions of an aircraft 1 to the dimensions of a road bus, so that the aircraft 1 is used as a bus immediately after landing
  • FIG. 10 shows an aircraft 1 as a commercial aircraft with a folding system 2 formed by four wings T1 -T4 and knot bodies K1 -K4 in a folded operating position provided for driving and stationary operation in plan.
  • the sweep angle cp of the two wing-side wings T1, T2 is positive, while the two rear-sided wings T3, T4 have a negative sweep angle f 'with respect to the transverse axis y of the aircraft 1.
  • the wings T1 -T4 are each connected at both ends by means of swivel joints 22 with horizontal axes of rotation d with the node body K1 -K4, so that the folding system 2 formed by a square polygon ring 20 a total of eight swivel joints 22 and eight horizontal ones
  • the starboard and port side outer node bodies K3, K4 are, as shown in FIGS. 3 and 5, each designed as a winglet.
  • Square polygonal ring 20 is stiffened in every position of the folding system 2 by a fuselage 10 of the aircraft 1 designed as a tube 100.
  • the node bodies K1 connected to the underside of the tube 100 have an adjustment range V1 and are at the shortest distance from the node bodies K2 in the maximally folded operating position of the folding system 2. As shown in FIG. 12, the node bodies K1 are in the position intended for flight operations at the front end of the Adjustment range V1 shifted so that the node bodies K1, K2 have a greater distance from one another.
  • FIG. 11 shows the airliner according to FIG. 10 in a folded operating position of the polygonal ring 20, in which the node bodies K1 -K4 and the wings T1-T4, as shown in FIG. 10, by means of eight swivel joints 22 with eight preferably horizontal axes of rotation d are interconnected to form a folding system 2.
  • Perspective view shows the airliner with folded wings T1 -T4, with two engines 11 as prop-fan engines 110 with propellers 111 and with a tail unit 12 and a landing device 13, which is supported by a retractable landing gear 130, a main landing gear 131 and a Bow-side support chassis 132 is formed.
  • the wings T1 -T4 are folded up by the bow-side node body K1 being formed by a rail 101
  • FIGS. 10-11 shows the airliner according to FIGS. 10-11 in flight operation with unfolded wings T1 -T4, each of which has a supersonic, asymmetrical wing profile 23 with a movable nose n formed by a slat 24 and an adjustable wing trailing edge e with a flap 25.
  • the profile chord p connects the wing nose n with the wing trailing edge e and has an angle of attack a less than or equal to 6 degrees at least at the wing root on the fuselage side.
  • the node bodies K1, K2 are each connected to the fuselage 10 so that they can be locked in predeterminable positions, so that the polygonal ring 20 together with the fuselage 10 forms an airframe that is rigid in terms of bending, shear and torsion.
  • FIG. 13 shows the airliner according to FIGS. 10-12 in a bow-side view with unfolded wings T1 -T4 in a positive V position.
  • the wings T1, T2 are connected to the bow-side node bodies K1 and have a vertical distance h from the wings T3, T4 connected to the stern node bodies K2, the starboard-side wing T1, T3 and the
  • Port-side wings T2, T4 with respect to the vertical axis z of the aircraft 1 each preferably arranged parallel to one another and connected to one another by means of the node bodies K3, K4 designed as winglets.
  • Landing device 13 marked with retracted main landing gear 131.
  • Fig. 15 shows a supersonic aircraft with a folding system 2, which is of a
  • the polygon ring 20 is shown in the deployed operating position provided for supersonic flight, in which the
  • Tread chords p of the asymmetrical wing profile 23 are aligned essentially parallel to the longitudinal axis x of the aircraft 1, with a twist angle decreasing in the direction of the node bodies K3, K4 designed as winglets on the two wing-side wings T1 -T2 and on the two rear wings T3, T4 is provided opposite the longitudinal axis x.
  • the rear-side node bodies K2 are rigidly connected to the fuselage 10 via the tail unit 12, while the bow-side node bodies K1 have an adjustment range V1 with a translation axis ⁇ .
  • the node bodies K1 are in a rear position of the adjustment range V1 so that the wings T1 -T4, as shown in FIG.
  • Adjustment range V1 shifted.
  • FIG. 16 shows the supersonic aircraft according to FIG. 15 in a bow-side view in supersonic flight mode.
  • the vertical distance h between the bow-sided wings T1, T2 and the rear wing T3, T4 are bridged by the node bodies K3, K4 designed as winglets.
  • Fig. 17 shows the supersonic aircraft according to Fig. 15-16 with a fully deployed position of the wings T1 -T4, in which the node bodies K1 are firmly connected to the fuselage 10 in a foremost position of the adjustment area V1, the bow-side wings T 1, T2 each have an angle of attack a relative to the longitudinal axis x of the aircraft 1 and the rear halves of the rear wing T3, T4 are designed as flaps 25 and folded down so that for the
  • FIGS. 15-18 shows the supersonic aircraft according to FIGS. 15-18 in the maximally folded operating position provided for the maneuvering and stationary operation of the operating position of the
  • the fuselage 10 of the seaplane is designed as a polygonal tube 100.
  • Two bow-side wings T1, T2 with one negative V-position are each articulated by means of swivel joints 22 with axes of rotation d at their fuselage end to one of the two node bodies K1 and at their outer end to the node bodies K3, K4, while two rear wings T3, T4, also with a negative V- Position are articulated on a fixed to the tail unit 12 connected to the node body K2. If the distance between the node bodies K1, K2 in an aircraft 1 with a negative V position of the
  • Truss tube 104 connected.
  • the node bodies K1, K2 are arranged at a defined distance from one another. This distance is increased for landing, with the bow-side node body K1 within the
  • Adjustment range V1 can be shifted a bit forwards so that the two bow-side wings T1, T2 with a reduced angle of attack deliver less lift than the two rear wings T3, T4 with an enlarged one
  • Landing device 13 with a main landing gear 131 approximately in the middle of the aircraft and with a support landing gear 132 on the bow side. As shown in FIG. 20 below, the two wing-side wings T1, T2 can be shifted towards the tail 103 of the aircraft after landing, where they stand up and in the end position form a compact bundle so that the aircraft becomes one after landing
  • the fuselage 10 is designed as a central floating body 135, with two floating bodies connected to the node bodies K3, K4 supporting the aircraft after landing in the water, as shown in FIG. 22.
  • the seaplane is propelled by a propeller engine with two propellers 111 arranged on the upper side of the fuselage.
  • the seaplane has a wide range of applications, ranging from a passenger aircraft, a cargo aircraft or a fire-fighting aircraft to an unmanned aircraft 1 designed as a drone.
  • FIG. 21 shows the construction of the aircraft according to FIG. 20, the fuselage 10 of which is designed as a truss tube 104 with a rectangular cross section.
  • the truss tube 104 has four outer, longitudinally arranged belt bars 105, which are connected to one another on all sides by diagonal associations, so that the fuselage 10 has a flexible rectangular usable space, which can be opened, for example, at the stern 103 by a flap that can be opened and used as a loading ramp , is completed.
  • the skeleton construction of the aircraft 1 with a systematic separation of the supporting structure and shell enables different types of aircraft to be formed on the basis of the foldable airframe.
  • FIG. 22 shows the seaplane according to FIGS. 20-21 after landing in the water in a view from the front.
  • the two wing-side wings T1, T2 are by means of
  • Nodal body K1 is articulated to the top of the fuselage 10, while the rear wing T3, T4 are connected to nodal bodies K2 and together with the tail unit 12 form a rigid unit.
  • the bow-side wings T1, T2 and the rear wings T3, T4 are arranged at a vertical distance h from one another and are each connected at their outer ends to the node bodies K3, K4, which in turn are connected to floating bodies 135.
  • the bow-side wing surfaces T1, T2 are preferably parallel to the associated rear-sided wing surfaces T3, T4. However, for example, non-parallel embodiments are also possible.
  • four wings T1 to T4 are provided.
  • eight wings or twelve wings can also be provided.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

Ein Flugzeug (1) weist mindestens einen Rumpf (10), ein Triebwerk (11), ein Leitwerk (12), eine Landevorrichtung (13), eine Längsachse (x), eine Querachse (y) und eine Hochachse (z) sowie ein Faltsystem (2) auf, welches Faltsystem (2) Tragflächen (T1 - T4) und Knotenkörper (K1 - K4) aufweist, die untereinander verbunden sind, welche Tragflächen (T1 - T4) mindestens zwei bugseitige Tragflächen (T1, T2) mit einem positiven Pfeilungswinkel (φ) und mindestens zwei heckseitige Tragflächen (T3, T4) mit einem negativen Pfeilungswinkel (φ) in Bezug zu der Querachse (y) aufweisen, von denen jeweils eine der bugseitigen Tragflächen (T1, T2) und eine der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) backbordseitige Tragflächen (T2, T4) sind und von denen jeweils eine der bugseitigen Tragflächen (T1, T2) und eine der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) steuerbordseitige Tragflächen (T1, T3) sind, welche Knotenkörper (K1 – K4) rumpfseitige Knotenkörper (K1, K2) und äußere Knotenkörper (K3, K4) aufweisen, welche bugseitigen Tragflächen (T1, T2) und heckseitigen Tragflächen (T3, T4) jeweils ein erstes Ende und ein zweites Ende aufweisen, welche bugseitigen Tragflächen (T1, T2) und heckseitigen Tragflächen (T3, T4) jeweils am ersten Ende an einen zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper (K1, K2) mittels eines Drehgelenks (22) mit einer Drehachse (δ) angelenkt sind, welche bugseitigen Tragflächen (T1, T2) und heckseitigen Tragflächen (T3, T4) jeweils am zweiten Ende an einem äußeren Knotenkörper (K3, K4) mittels eines Drehgelenks (22) mit einer Drehachse (δ) angelenkt sind, wobei jeweils eine bugseitige Tragfläche (T1, T2) und eine heckseitige Tragfläche (T3, T4) über einen der äußeren Knotenkörper (K3, K4) miteinander verbunden sind, welche rumpfseitigen Knotenkörper (K1, K2) zumindest teilweise entlang einer zugeordneten Translationsachse (#) verschiebbar sind, wobei das Faltsystem (2) im Flugbetrieb die Funktion des Leitwerks (12) hat.

Description

Figurenbeschreibung Flugzeug mit einem Faltsystem
Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit einem Faltsystem.
Aus der US 621 ,195 vom 14. März 1899 geht das von Ferdinand Graf Zeppelin erfundene Luftschiff hervor. In einer Variante des Luftschiffs wird eine von mehreren in Reihe hintereinander angeordneten Luftschiffskörpern gebildete, kinematische
Gelenkkette beschrieben.
Aus der US 2,550,278 geht ein Teleskopflügel von Jean Makhonine für Flugzeuge hervor.
Aus der US 7 866 610 B2 geht ein aus mehreren Tragflächensegmenten aufgebauter Teleskopflügel hervor.
Aus der EP 2 105 378 B1 geht ein Hubschrauber mit bug- und heckseitigen Tragflächen hervor, die jeweils eine positive Pfeilung aufweisen.
Aus der US 2011/0226174 A1 geht eine Drohne mit vier Flügeln hervor, die
platzsparend an den Rumpf der Drohne angelegt werden können.
Aus der DE 40 14 933 A1 geht ein faltbares Ultraleicht-Flugzeug hervor, das einen deltaförmigen faltbaren Rahmen und eine pneumatisch stabilisierte Flügeloberfläche hat.
Aus der DE 29 01 115 A1 geht ein Flächenschrauber hervor, bei dem die Tragflächen mit darauf angeordneten Rotoren am Oberteil der Kabine angesetzt und gegenüber der Kabine verschwenkbar sind.
Aus der EP 3 299 280 A1 geht ein Hubschrauber mit faltbaren Rotoren und einer um die Hochachse verschwenkbaren Tragfläche hervor.
Aus der EP 0 313 925 B1 geht ein von Knoten und Stäben gebildetes Faltsystem hervor, bei dem die Stäbe jeweils an ihren Enden mittels von Drehgelenken an eine geradzahlige Anzahl von Knoten angelenkt sind. In einer entfalteten Stellung kann das Faltsystem auf Rädern rollen.
Die US 4,053,125 zeigt ein Flugzeug mit vorderen und hinteren Flügeln, die außen über eine senkrechte Achse zueinander bewegbar sind.
Es ist daher eine Aufgabe der Erfindung, ein neues Flugzeug bereitzustellen. Diese Aufgabe wird gelöst durch den Gegenstand des Anspruchs 1.
Ein Flugzeug weist mindestens einen Rumpf, ein Triebwerk, ein Leitwerk, eine
Landevorrichtung, eine Längsachse, eine Querachse und eine Hochachse sowie ein Faltsystem auf, welches Faltsystem Tragflächen und Knotenkörper aufweist, die untereinander verbunden sind, welche Tragflächen mindestens zwei bugseitige
Tragflächen mit einem positiven Pfeilungswinkel und mindestens zwei heckseitige Tragflächen mit einem negativen Pfeilungswinkel in Bezug zu der Querachse aufweisen, von denen jeweils eine der bugseitigen Tragflächen und eine der
heckseitigen Tragflächen backbordseitige Tragflächen sind und von denen jeweils eine der bugseitigen Tragflächen und eine der heckseitigen Tragflächen steuerbordseitige Tragflächen sind, welche Knotenkörper rumpfseitige Knotenkörper und äußere
Knotenkörper aufweisen, welche bugseitigen Tragflächen und heckseitigen Tragflächen jeweils ein erstes Ende und ein zweites Ende aufweisen, welche bugseitigen
Tragflächen und heckseitigen Tragflächen jeweils am ersten Ende an einen
zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper mittels eines Drehgelenks mit einer
Drehachse angelenkt sind, welche bugseitigen Tragflächen und heckseitigen
Tragflächen jeweils am zweiten Ende an einem äußeren Knotenkörper mittels eines Drehgelenks mit einer Drehachse angelenkt sind, wobei jeweils eine bugseitige
Tragfläche und eine heckseitige Tragfläche über einen der äußeren Knotenkörper miteinander verbunden sind, welche rumpfseitigen Knotenkörper zumindest teilweise entlang einer zugeordneten Translationsachse verschiebbar sind, wobei bei den äußeren Knotenkörpern die der bugseitigen Tragfläche zugeordnete Drehachse nicht parallel zu der der heckseitigen Tragfläche zugeordneten Drehachse vorgesehen ist, um durch eine Verschiebung eines rumpfseitigen Knotenkörpers entlang der
zugeordneten Translationsachse eine Bewegung des zugeordneten äußeren
Knotenkörpers mit einer Bewegungskomponente in Richtung der Hochachse und damit unterschiedliche Betriebsstellungen des Faltsystems zu ermöglichen, und wobei
- die rumpfseitigen Knotenkörper der bugseitigen Tragflächen, oder
- die rumpfseitigen Knotenkörper der heckseitigen Tragflächen, oder
- sowohl die rumpfseitigen Knotenkörper der bugseitigen Tragflächen als auch der heckseitigen Tragflächen unabhängig voneinander entlang der zugeordneten Translationsachse bewegbar sind, und das Faltsystem im Flugbetrieb die Funktion des Leitwerks hat.
Die Tragflächen sind an beiden Enden mittels von Drehgelenken mit Drehachsen an die Knotenkörper derart angelenkt, dass durch die Verschiebung von mindestens einem der Knotenkörper des Faltsystems entlang einer zugeordneten Translationsachse alle weiteren Knotenkörper und alle Tragflächen in einer zwangsläufigen, durch den
Freiheitsgrad der Drehgelenke notwendig vorgegebenen Faltbewegung transformiert werden. Diese Faltbewegung kann beispielsweise für einen Trimm-Vorgang genutzt werden, es können aber auch alle Funktionen eines Höhenleitwerks, Seitenleitwerks und der Flügelklappen verwirklicht werden. Durch die Struktur des Faltwerks mit der Verbindung der Tragflächen durch die äußeren Knotenkörper werden Wirbelablösungen an den Enden der Tragflächen verringert oder treten überhaupt nicht auf. Dies führt zu einem aerodynamischen Vorteil. Unter dynamischer Beanspruchung hat ein solches Faltwerk neuartige Stabilitätseigenschaften. Die Tragflächen können mit geringem Aufwand durch Bewegung der rumpfseitigen Knotenkörper zur Erzielung des
gewünschten Flugs angepasst werden. Zudem ist der Luftwiderstand bei der
Verwendung Verstellung der Tragflächen geringer als beispielsweise beim Ausfahren von Steuerklappen. Für den Fahr- und Standbetrieb des erfindungsgemäßen Flugzeugs können die Abmessungen bei entsprechender Ausbildung des Faltsystems derart verändert werden, dass eine Kompatibilität des Flugzeugs mit dem Straßen- oder Schienenverkehr hergestellt werden kann.
Im Flugbetrieb ist das Faltsystem bevorzugt entfaltet und kann durch gesteuerte
Faltbewegungen an die unterschiedlichen Flugphasen angepasst werden, sodass die Funktionen eines Leitwerks und die Funktionen von Vorflügeln und Flächenklappen an den Tragflächen mindestens teilweise durch das Faltsystem ersetzt werden kann. Für den Fahr- und Standbetrieb kann das Flugzeug auf einfachste Weise zusammengefaltet werden, sodass z.B. ein Verkehrsflugzeug für den Ein- und Ausstieg der Passagiere unmittelbar an ein Terminal heranfahren kann.
Durch die Verschiebung von mindestens einem der rumpfseitigen Knotenkörper entlang einer zugeordneten Translationsachse werden die zugeordneten äußeren Knotenkörper und die Tragflächen auf der zugeordneten Backbordseite oder Steuerbordseite in einer zwangsläufigen und reversiblen, durch den Freiheitsgrad der Drehgelenke notwendig vorgegebenen Faltbewegung in unterschiedliche für den Flug-, Fahr- oder Standbetrieb des Flugzeugs vorgesehene Betriebsstellungen transformiert.
Wird der Abstand zwischen zwei rumpfseitigen Knotenkörpern des Faltsystems auf einer Rumpfseite geändert, ändern sich dadurch nicht nur die Abstände aller weiteren Knotenkörper des Faltsystems auf dieser Rumpfseite, sondern auch die Anstellwinkel der Tragflächen mit einem positiven und mit einem negativen Pfeilungswinkel jeweils gegenläufig. Diese Eigenschaft des Faltsystems wird für die Anpassung des Flugzeugs an die unterschiedlichen aerodynamischen Anforderungen des Flugbetriebs genutzt, wobei das Faltsystem mindestens teilweise die Funktionen eines Leitwerks und bevorzugt bei Start und Landung die Funktion von Vorflügeln und Flächenklappen übernehmen kann.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Flugzeug eine
Arretiervorrichtung zur Arretierung der rumpfseitigen Knotenkörper relativ zum Rumpf auf, um hierdurch die Tragflächen in einer vorgegebenen Betriebsstellung zu arretieren. Die Arretiervorrichtung kann beispielsweise über Elektromotoren, Hydraulik oder Pneumatik erfolgen.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform verläuft die Translationsachse mindestens eines rumpfseitigen Knotenkörpers parallel zu der Längsachse des Flugzeugs. Dies ergibt eine gut definierte Transformation des Faltsystems.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform sind die Tragflächen in sich verwunden und weisen in einem Querschnitt parallel zu der Längsachse jeweils ein
asymmetrisches Flügelprofil mit einer Saugseite, mit einer Druckseite und mit einer sich von einer Flügelnase bis zu einer Flügelhinterkante erstreckenden Profilsehne auf.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weisen die Flügelnasen jeweils verstellbare Vorflügel und die Flügelhinterkanten verstellbare Flächenklappen auf.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist mindestens eine der Tragflächen einen Teleskopflügel auf, der aus mindestens zwei Tragflächensegmenten aufgebaut ist, welche Tragflächensegmente in mindestens einer vorgegebenen Betriebsstellung derart ineinander schiebbar sind, dass die Länge einer Tragfläche reduziert wird. Dies ermöglicht eine platzsparende Unterbringung, beispielsweise auf einem Flughafen. Ein Teleskopflügel ist bevorzugt aus mindestens zwei Tragflächensegmenten aufgebaut, die dann, wenn die Teleskopflügel in der maximal oder stark gefalteten Stellung des Faltsystems parallel zu der Hochachse ausgerichtet sind, derart ineinander geschoben werden können, dass die Länge einer Tragfläche reduziert wird und das Faltsystem ein kompaktes Bündel aus den Tragflächen und den Knotenkörpern bildet, wobei bevorzugt mindestens ein Tragflächensegment des Teleskopflügels verstellbare Vorflügel und Flächenklappen aufweisen kann.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist der Rumpf eine Röhre auf, die sich zwischen einem Bug und einem Heck erstreckt, wobei die Röhre bevorzugt einen Querschnitt aufweist aus der ersten Querschnittgruppe bestehend aus:
- kreisrund,
- oval,
- polygonal, und
- nach aerodynamischen und funktionalen Gesichtspunkten frei geformter Querschnitt.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weisen die rumpfseitigen Knotenkörper bugseitige und heckseitige rumpfseitige Knotenkörper auf, welche Tragflächen eine bugseitige backbordseitige Tragfläche, eine bugseitige steuerbordseitige Tragfläche, eine heckseitige backbordseitige Tragfläche und eine heckseitige steuerbordseitige Tragfläche aufweisen, und bei welchem Flugzeug die bugseitige backbordseitige Tragfläche und die bugseitige steuerbordseitige Tragfläche jeweils mit einem der bugseitigen rumpfseitigen Knotenkörper verbunden sind, und bei welchem die heckseitige backbordseitige Tragfläche und die heckseitige steuerbordseitige
Tragfläche jeweils mit einem der heckseitigen rumpfseitigen Knotenkörper verbunden sind.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform sind die äußeren Knotenkörper jeweils als Winglets ausgebildet. Winglets führen zu einem vorteilhaften, energiesparenden
Flugverhalten. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Landevorrichtung
- von einem in den Rumpf einziehbaren Fahrwerk mit einem Hauptfahrwerk und einem bugseitigen Stützfahrwerk gebildet, oder
- bei dem das Fahrwerk vier an den Rumpf angelenkte Räder aufweist, die im
Flugbetrieb an den Rumpf anlegbar sind.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform sind die erste und zweite steuerbordseitige Tragfläche bezüglich der Hochachse mit einem vertikalen Abstand zueinander angeordnet, und die erste und zweite backbordseitige Tragfläche sind bezüglich der Hochachse mit einem vertikalen Abstand zueinander angeordnet.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Flugzeug bugseitige rumpfseitige Knotenkörper und heckseitige rumpfseitige Knotenkörper auf, wobei die bugseitigen rumpfseitigen Knotenkörper mit der Unterseite des Rumpfs und die heckseitigen
Knotenkörper mit der Oberseite des Rumpfs verbunden sind. Dies ermöglicht einen vergleichsweise großen Höhenunterschied zwischen den bugseitigen und heckseitigen Tragflächen.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist mindestens einer der rumpfseitigen Knotenkörper als Schieber über eine Schiene mit dem Rumpf verbunden. Eine solche Verbindung ergibt eine klar definierte Bewegung.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform sind die Tragflächen für den Fahr- und Standbetrieb gefaltet und in der für das Fliegen vorgesehenen Betriebsstellung entfaltet. Die Faltung ergibt eine kompakte Struktur, und im entfalteten Zustand können die Tragflächen für den Flugbetrieb genutzt werden.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Faltsystem ein
spiegelsymmetrisch zu der Längsachse angeordnetes, als Quadrat, als Raute oder als Deltoid ausgebildetes Viereck auf.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform haben die Drehgelenke jeweils nur einen Freiheitsgrad und die rumpfseitigen Knotenkörper sind zumindest in der für den
Flugbetrieb vorgesehenen entfalteten Betriebsstellung mit dem Rumpf verbunden, wobei bevorzugt das Faltsystem zusammen mit dem Rumpf ein Flugwerk mit einer definierten elastischen Verformbarkeit bildet. Die Verbindung mit dem Rumpf stabilisiert das Faltwerk und erlaubt größere Kräfte.
Um im Flugbetrieb die Beweglichkeit der Drehgelenke auch bei allfälliger Torsion der Tragflächen sicherzustellen, sind zwischen den zueinander komplementären Vor- und Rücksprüngen der Tragflächen und der Knotenkörper bevorzugt Wälzlager mit
Wälzkörpern in Form von Kugeln, Rollen oder Kegeln vorgesehen.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform nehmen die rumpfseitigen Knotenkörper in einer für den Geradeausflug vorgesehenen Grundstellung bezüglich der Längsachse einen festen Abstand zueinander ein, und die Profilsehnen der Tragflächen weisen einen vorgegebenen Anstellwinkel auf.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist das Flugzeug dazu ausgebildet, die Funktion des Leitwerks dadurch zu erfüllen, dass für die Einleitung einer Drehbewegung des Flugzeugs um die Querachse mindestens ein rumpfseitiger Knotenkörper der backbordseitigen Tragflächen und mindestens ein rumpfseitiger Knotenkörper der steuerbordseitigen Tragflächen auf der zugeordneten Translationsachse verschoben wird, sodass der Abstand der rumpfseitigen Knotenkörper zueinander entweder verkürzt oder verlängert wird und sich die Anstellwinkel der beiden bugseitigen Tragflächen relativ zu den beiden heckseitigen Tragflächen jeweils gegenläufig ändern.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist das Flugzeug dazu ausgebildet, die Funktion des Leitwerks dadurch zu erfüllen, dass für die Einleitung einer Drehbewegung des Flugzeugs um die Längsachse und um die Hochachse
- die den bugseitigen Tragflächen zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper, oder
- die den heckseitigen Tragflächen zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper, oder
- sowohl die den bugseitigen Tragflächen zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper als auch die den heckseitigen Tragflächen zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper unabhängig voneinander entlang der zugeordneten Translationsachsen verschiebbar sind, sodass für einen Kurvenflug die Anstellwinkel der steuerbordseitigen Tragflächen und der backbordseitigen Tragflächen unabhängig voneinander geändert werden können. Durch eine solche unabhängige Änderung kann eine gewünschte Drehbewegung erzeugt werden.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist das Flugzeug als Überschallflugzeug ausgebildet, bei welchem die heckseitigen Tragflächen an den Flügelhinterkanten verstellbare Flächenklappen aufweisen, bei welchem der Rumpf eine Röhre mit einem verstellbaren Bug und mit einem hochgezogenen Fleck aufweist, bei welchem die rumpfseitigen Knotenkörper der heckseitigen Tragflächen starr mit dem Rumpf verbunden sind, bei welchem die rumpfseitigen Knotenkörper der bugseitigen
Tragflächen jeweils auf einer zugeordneten Schiene entlang einer Translationsachse an der Unterseite der Röhre innerhalb eines Verstellbereichs derart verschiebbar sind, dass in einer für den Unterschallflug vorgesehenen Betriebsstellung des Faltsystems der Abstand der Knotenkörper so weit vergrößert wird, dass die Profilsehne des asymmetrischen Flügelprofils an den beiden bugseitigen Tragflächen einen
Anstellwinkel aufweist und an den beiden heckseitigen Tragflächen die Flächenklappen abgesenkt sind, sodass alle vier Tragflächen für den Unterschallflug gewölbte
Saugseiten mit einem Druckpunkt im vorderen Drittel aufweisen, und dass in einer für den Überschallflug vorgesehenen Betriebsstellung des Faltsystems der Abstand der Knotenkörper so gewählt ist, dass die Tragflächen bezüglich der Flochachse eine V- förmige Stellung einnehmen, wobei die Tragflächen eine Saugseite mit einem relativ zur für den Unterschallflug vorgesehenen Betriebsstellung nach hinten verlagerten
Druckpunkt aufweisen. Ein solches Flugzeug hat sowohl beim Überschallflug als auch beim Unterschallflug positive Flugeigenschaften. Für den Überschallflug ist z.B. an einem solche Flugzeug eine Flügelstellung vorgesehen, bei der die Profilsehnen der Tragflächen parallel zur Längsachse des Flugzeugs ausgerichtet sind, wobei die beiden bugseitigen Tragflächen einteilig und die beiden heckseitigen Tragflächen zweiteilig mit einer Flächenkappe ausgebildet sind. Der für den Überschallflug nach hinten verlagerte Druckpunkt wird als Rear-Loading bezeichnet.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist zwischen der Drehachse eines rumpfseitigen Drehgelenks der Faltstruktur und der Profilsehne einer Tragfläche ein Anstellwinkel vorgesehen, der zu dem äußeren Ende einer Tragfläche hin abnimmt, sodass eine Tragfläche in sich verwunden ist. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist das Drehgelenk mit der Drehachse zwischen einem der Knotenkörper und einer Tragflächen als eine mehrschnittige Verbindung ausgebildet. Mehrschnittige Verbindungen können sehr stabil ausgebildet werden.
Um im Flugbetrieb die Beweglichkeit der Drehgelenke auch bei allfälliger Torsion der Tragflächen sicherzustellen, sind zwischen den zueinander komplementären Vor- und Rücksprüngen der Tragflächen und der Knotenkörper bevorzugt Wälzlager mit
Wälzkörpern in Form von Kugeln, Rollen oder Kegeln vorgesehen.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist der Rumpf Längs- und Querspanten und eine Beplankung auf, und die rumpfseitigen Knotenkörper sind mit mindestens einer der Längsspanten verbunden. Dies ergibt eine stabile Verbindung.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist der Rumpf als eine polygonale
Fachwerkröhre mit rechteckigem Querschnitt ausgebildet, welche Fachwerkröhre als Längsspanten ausgebildete Gurtstäbe aufweisen, welche Gurtstäbe eine Schiene für die Verstellung der rumpfseitigen Knotenkörper ausbilden. Die Ausbildung als
Fachwerkröhre ermöglicht eine sehr stabile Konstruktion.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist eine systematische Trennung der Trag- und der Hüllfunktion des Rumpfs vorgesehen, wobei das Tragwerk von einer
Fachwerkröhre und die Hülle von einer Bespannung oder von Paneelen gebildet ist. Diese Trennung ermöglicht ein stabiles Tragwerk und eine vergleichsweise dünne und leichte Hülle.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist das Flugzeug als Drohne ausgebildet, die als autonom fliegendes Lufttaxi, als Frachtflugzeug mit einer heck- und/oder bugseitigen Ladeklappe oder als ein Feuerlöschflugzeug ausgebildet ist.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist der Rumpf als Röhre ausgebildet und bildet ein unverschiebliches Widerlager für die Verschiebung und für die Arretierung der rumpfseitigen Knotenkörper in der jeweiligen Betriebsstellung, wobei bevorzugt die Verschiebung und die Arretierung von mindestens einem der rumpfseitigen Knotenkörper mechanisch oder hydraulisch oder pneumatisch oder mittels einer vorgespannten Feder oder als Kombination aus zwei oder mehreren der genannten Systeme erfolgt.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Flugzeug eine positive V- Stellung der Tragflächen auf, und es ist dazu ausgebildet,
- den Sinkflug dadurch einzuleiten, dass der Abstand zwischen den rumpfseitigen Knotenkörpern der bugseitigen Tragflächen und den rumpfseitigen Knotenkörpern der heckseitigen Tragflächen verkürzt wird,
- den Steigflug dadurch einzuleiten, dass der Abstand zwischen den rumpfseitigen Knotenkörpern der bugseitigen Tragflächen und den rumpfseitigen Knotenkörpern der heckseitigen Tragflächen verlängert wird, und
- den Kurvenflug dadurch einzuleiten, dass die rumpfseitigen Knotenkörper der bugseitigen Tragflächen oder die rumpfseitigen Knotenkörper der heckseitigen Tragflächen unabhängig voneinander bewegt werden.
Die rumpfseitigen Knotenkörper sind somit nicht steuerbordseitig und backbordseitig starr miteinander verbunden, sondern sie können durch die Unabhängigkeit unterschiedlich bzw. relativ zueinander bewegt werden. Dies ermöglicht eine asymmetrische Beeinflussung des Flugs durch das Faltwerk.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Flugzeug eine negative V- Stellung der Tragflächen auf, und es ist dazu ausgebildet,
- den Steigflug dadurch einzuleiten, dass der Abstand zwischen den rumpfseitigen Knotenkörpern der bugseitigen Tragflächen und den rumpfseitigen Knotenkörpern der heckseitigen Tragflächen verkürzt wird,
- den Sinkflug dadurch einzuleiten, dass der Abstand zwischen den rumpfseitigen Knotenkörpern der bugseitigen Tragflächen und den rumpfseitigen Knotenkörpern der heckseitigen Tragflächen verlängert wird, und
- den Kurvenflug dadurch einzuleiten, dass die rumpfseitigen Knotenkörper der bugseitigen Tragflächen oder die rumpfseitigen Knotenkörper der heckseitigen Tragflächen unabhängig voneinander bewegt werden.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist das Flugzeug als Wasserflugzeug ausgebildet, und die Landevorrichtung weist Schwimmkörper auf, wobei der Rumpf einen zentralen Schwimmkörper bildet und die äußeren Knotenkörper mit stützenden Schwimmkörpern verbunden sind, und bei welchem das Flugzeug dazu ausgebildet ist, eine negative V-Stellung der Tragflächen zu ermöglichen.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist das Flugzeug als Solarflugzeug ausgebildet.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform sind die Tragflächen gerade ausgebildet, sie sind also in der Draufsicht gerade.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform sind die diagonal überströmten
Tragflächen des Faltsystems dem Wechsel des Pfeilungswinkels folgend abwechselnd konkav und konvex gekrümmt im Sinne einer ungestörten Anströmung ausgebildet.
Die bevorzugten Ausführungsformen sind untereinander kombinierbar.
Weitere Einzelheiten und vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den im Folgenden beschriebenen und in den Zeichnungen dargestellten, in keiner Weise als Einschränkung der Erfindung zu verstehenden Ausführungsbeispielen sowie aus den Unteransprüchen. Es zeigen:
Fig. 1 ein Flugauto mit für den Flugbetrieb entfalteter Flügelstellung und mit
gestrichelten Linien mit für den Stand- oder Fährbetrieb gefalteter Flügelstellung in der Aufsicht,
Fig. 2 oben, das Flugauto nach Fig. 1 mit eingefahrenen Teleskopflügeln in der isometrischen Übersicht, Fig. 2 unten, das Flugauto nach Fig. 1 mit ausgefahrenen, senkrecht stehenden Teleskopflügeln in der isometrischen Übersicht,
Fig. 3 das Flugauto nach Fig. 1 -2 mit einer für den Flugbetrieb entfalteten, positiven V- Stellung der Tragflächen in der perspektivischen Übersicht,
Fig. 4 das Flugauto nach Fig. 1 -3 in der Seitenansicht,
Fig. 5 das Flugauto nach Fig. 1 -4 mit unterschiedlichen Flügelstellungen für den Flugbetrieb in der Frontansicht, oben mit einer positiven V-Stellung der Tragflächen für den Geradeausflug, in der Mitte mit einer positiven V-förmigen Flügelstellung für den Steigflug und unten mit einer positiven V-Stellung der Tragflächen für den Sinkflug, Fig. 6 das Flugauto nach Fig. 1 -5 mit einer positiven V-Stellung der Tragflächen für den Kurvenflug, oben in der Frontansicht und unten in der Aufsicht,
Fig. 7 das Drehgelenk zwischen dem Rumpf und einer Tragfläche in der entfalteten Stellung der Faltstruktur in der perspektivischen Übersicht,
Fig. 8 die mehrschnittige Verbindung mit dem Drehgelenk der Faltstruktur nach Fig. 6 in gefalteter Stellung in der perspektivischen Übersicht,
Fig. 9 oben, einen Flugbus mit für den Fährbetrieb gefalteter Flügelstellung in der perspektivischen Übersicht, unten, mit für den Flugbetrieb entfalteten Flügelstellung in der perspektivischen Übersicht,
Fig. 10 ein Verkehrsflugzeug mit für den Stand- oder Fährbetrieb gefalteter
Flügelstellung in der Aufsicht,
Fig. 11 das Verkehrsflugzeug nach Fig. 10 mit für den Stand- oder Fährbetrieb gefalteter Flügelstellung in der perspektivischen Ansicht,
Fig. 12 das Verkehrsflugzeug nach Fig. 10-11 mit der für den Flugbetrieb entfalteten Flügelstellung in der perspektivischen Ansicht mit Detailschnitten der bug- und heckseitigen Tragflächen,
Fig. 13 das Verkehrsflugzeug nach Fig. 10-12 mit der für den Flugbetrieb entfalteten, positiven V-Stellung der Tragflächen in der bugseitigen Ansicht,
Fig. 14 das Verkehrsflugzeug nach Fig. 11 -13 mit für den Flugbetrieb entfalteter Flügelstellung in der Seitenansicht,
Fig. 15 ein Überschallflugzeug mit der für den Überschallflug entfalteten Flügelstellung in der perspektivischen Übersicht mit Detailschnitten der bug- und heckseitigen
Tragflächen,
Fig. 16 das Überschallflugzeug nach Fig. 15 mit der für den Überschallflug
vorgesehenen Flügelstellung in der Frontansicht,
Fig. 17 das Überschallflugzeug nach Fig. 15-16 mit der für den Unterschallflug entfalteten Flügelstellung in der perspektivischen Übersicht mit Detailschnitten der bug- und heckseitigen Tragflächen,
Fig. 18 das Überschallflugzeug nach Fig. 15-17 mit der für den Unterschallflug vorgesehenen Flügelstellung in der Frontansicht,
Fig. 19 das Überschallflugzeug nach Fig. 15-18 mit der für den Fahr- und Standbetrieb gefalteten Flügelstellung in der perspektivischen Übersicht, Fig. 20 ein Wasserflugzeug, oben mit einer für den Flugbetrieb vorgesehenen, negativen V-Stellung der Tragflächen und unten mit gefalteter Flügelstellung nach der Landung, in perspektivischen Darstellungen,
Fig. 21 das Wasserflugzeug nach Fig. 20 mit einer von einer Fachwerkröhre gebildeten Rumpfkonstruktion in perspektivischer Darstellung,
Fig. 22 das Wasserflugzeug nach Fig. 20-21 nach der Landung im Wasser mit einer negativen V-Stellung der Tragflächen in einer bugseitigen Ansicht.
Fig. 1 zeigt ein Flugzeug 1 , das als ein fliegendes Auto ausgebildet ist und dessen Faltsystem 2 als ein viereckiger bzw. bevorzugt rautenförmiger Polygonring 20 von vier Tragflächen T1 -T4 und Knotenkörpern K1 -K4 gebildet wird, in der für den Startbetrieb entfalteten Betriebsstellung des Faltsystems 2. Die Knotenkörper können auch als Knotenpunkte bezeichnet werden. Im Ausführungsbeispiel sind die Knotenpunkte K1 und K2 jeweils paarweise bzw. mit zwei Hälften ausgebildet, und man kann sie auch als Knotenkörper K1.1 , K1.2, K2.1 , K2.2 bezeichnen. Die Knotenkörper K1 und auch die Knotenkörper K2 sind im Ausführungsbeispiel auf der Backbordseite und auf der Steuerbordseite relativ zueinander bewegbar. Es ist aber auch möglich, beispielsweise nur die Knotenkörper K1 relativ zueinander beweglich auszubilden, oder aber nur die Knotenkörper K2.
Wie in Fig. 2 gezeigt, sind die Tragflächen T1 -T4 als Teleskopflügel 26 aus jeweils vier Tragflächensegmenten 260 aufgebaut. In der Startaufstellung weisen die vier
Tragflächen T1 -T4 an der rumpfseitigen Flügelwurzel jeweils bevorzugt einen
Anstellwinkel a von etwa 6 Grad auf, der sich an den von den Knotenkörpern K3, K4 gebildeten Flügelenden kontinuierlich auf etwa 2 Grad verringert. Das Flügelprofil 23 der in sich verwundenen Tragflächen T1 -T4 ist asymmetrisch ausgebildet und erstreckt sich mit einer Profilsehne p von der Flügelnase n bis zu der Flügelhinterkante e. Die Schnittdarstellungen zeigen eine bugseitige Tragfläche T2 und eine heckseitige
Tragfläche T4. Die bugseitigen Tragflächen T1 ,T2 weisen bezüglich der Querachse y des Flugzeugs 1 einen positiven Pfeilungswinkel f auf, während die heckseitigen Tragflächen T3,T4 bezüglich der Querachse y des Flugzeugs 1 einen negativen
Pfeilungswinkel f' aufweisen. Die Tragflächen T1 -T4 sind mittels von acht
Drehgelenken 22 jeweils mit einer horizontalen Drehachse d mit den Knotenkörpern K1- K4 verbunden. Die Knotenkörper K3, K4 sind, wie in Fig. 3-4 gezeigt, jeweils als Winglet ausgebildet. Die Knotenkörper K1 ,K2 haben Verstellbereiche V1 ,V2, jeweils mit einer zugeordneten Translationsachse ß für den Faltvorgang des Faltsystems 2, wobei die bugseitigen Knotenkörper K1 mit der Unterseite des Rumpfs 10 verbunden ist, während die heckseitigen Knotenkörper K2 über das Leitwerk 12 mit der Oberseite des Rumpfs 10 verbunden ist. Werden die Verstellbereiche V1 ,V2 der Knotenkörper K1 ,K2 maximal genutzt, können die Tragflächen T1 -T4 des Faltsystems 2 von einer für den Flugbetrieb vorgesehenen entfalteten Stellung in eine für den Fahr- und Standbetrieb vorgesehene, maximal gefaltete Stellung transformiert werden. Das Flugauto wird im Flugbetrieb beispielsweise von einem mit dem Heck 103 verbundenen Propeller 111 angetrieben, wobei im Fährbetrieb vier Räder 133 ein von einem Elektromotor angetriebenes
Fahrwerk 130 bilden. Der Polygonring 20 ist durch den Rumpf 10 des Flugzeugs 1 ausgesteift.
Fig. 2 oben zeigt das als Flugauto ausgebildete Flugzeug 1 im Fährbetrieb und bei der Vorbereitung des Flugbetriebs unten.
Im Fährbetrieb stehen die jeweils als Teleskopflügel 26 ausgebildeten Tragflächen T1 - T4 senkrecht, wobei die Tragflächensegmente 260 der Teleskopflügel 26 derart ineinander geschoben sind, dass das Faltsystem 2 am Heck des Flugautos ein kompaktes Bündel bildet. Die vier Räder 133 des Flugautos weisen jeweils Autoreifen 134 auf und werden im Flugbetrieb als Landevorrichtung 13 genutzt. Für die Einleitung des Flugbetriebs werden jeweils drei der Tragflächensegmente 260 eines
Teleskopflügels 26 aus einem vierten Tragflächensegment 260 ausgefahren, sodass die Tragflächen T1-T4 ihre für den Flugbetrieb vorgesehene endgültige Länge erreichen.
Fig. 3 zeigt das Flugauto nach Fig. 1-2 mit entfalteten Tragflächen T1 -T4 im
Flugbetrieb. Die bugseitigen Knotenkörper K1 befinden sich in einer für den Flugbetrieb vorgesehenen, mittleren Grundstellung in einer vorderen Position des Verstellbereichs V1 , während die heckseitigen Knotenkörper K2 eine hintere Position des
Verstellbereichs V2 einnehmen. Für den Geradeausflug weist die Profilsehne p des asymmetrischen Flügelprofils 23 der Tragflächen T1 -T4 einen Anstellwinkel a auf, wobei die Tragflächen T1 -T4, wie in Fig. 5 gezeigt, mit einem vertikalen Abstand h bezüglich der Hochachse z und bevorzugt parallel zueinander angeordnet sind. Die Tragflächensegmente 260 der Teleskopflügel 26 haben im Ausführungsbeispiel weder verstellbare Vorflügel an den Flügelnasen n noch verstellbare Flächenklappen an den Flügelhinterkanten e, da die Tragflächen T1 -T4 im Flugbetrieb ein Leitwerk 12 bilden. Wie in Fig. 4 gezeigt, wird der Verstellbereich V1 der Knotenkörper K1 dazu genutzt, die Anstellwinkel a der Profilsehnen p der bugseitigen Tragflächen T1 , T2 und der heckseitigen Tragflächen T3, T4 relativ zueinander jeweils gegenläufig zu ändern, sodass das Flugzeug 1 wahlweise vom Geradeausflug in den Sinkflug oder in den Steigflug übergehen kann.
Fig. 4 zeigt das Flugauto nach Fig. 1-3 in der steuerbordseitigen Seitenansicht mit den Tragflächen T1 , T3 und den Knotenkörpern K1 -K3. Die Verstellbereiche V1 , V2 der Knotenkörper K1 , K2 ermöglichen unterschiedliche Betriebsstellungen der Tragflächen T1 -T4, sodass das Faltsystem 2 ein Leitwerk 12 bildet bzw. die Funktion eines
Leitwerks hat. In der für den Geradeausflug vorgesehenen Grundstellung weist die Profilsehne p des Flügelprofils 23 der Tragflächen T1 -T4 einen leichten Anstellwinkel gegenüber der Längsachse x auf. Werden die Knotenkörper K1 weiter nach hinten verschoben, sodass sich der Abstand zwischen den bugseitigen Knotenkörpern und den heckseitigen Knotenkörpern verringert, geht das Flugauto in einen Sinkflug über, wobei sich der Auftrieb an den bugseitigen Tragflächen T1 ,T2 verringert und an den heckseitigen Tragflächen T3,T4 jeweils vergrößert. Werden die Knotenkörper K1 aus der für den Geradeausflug vorgesehenen, mittleren Grundstellung nach vorne verschoben, sodass sich der Abstand zwischen den bugseitigen Knotenkörpern K1 und den heckseitigen Knotenkörpern K2 vergrößert, verringert sich der Auftrieb an den heckseitigen Tragflächen T3,T4 und vergrößert sich an den bugseitigen Tragflächen T1 ,T2, sodass das Flugauto in einen Steigflug übergeht.
Fig. 5 zeigt das Flugauto nach Fig. 1-4 in drei bugseitigen Ansichten mit positiver V- Stellung der Tragflächen T1 -T4:
Fig. 5 oben für den Geradeausflug, Fig. 5 Mitte für den Steigflug, und Fig. 5 unten für den Sinkflug. Die jeweils unterschiedlichen Betriebsstellungen der Tragflächen T1 -T4 resultiert, wie in Fig. 4 gezeigt, aus einem jeweils unterschiedlichen Abstand der Knotenkörper K1 zu den Knotenkörpern K2 innerhalb der Verstellbereiche V1 , V2. Da sich die Anstellwinkel der bugseitigen Tragflächen T1 ,T2 und der heckseitigen
Tragflächen T3,T4 im Flugbetrieb mit dem Abstand der Knotenkörper K1 ,K2 innerhalb des Verstellbereichs V1 jeweils gegensinnig ändern lässt, kann das Faltsystem 2 die Funktion eines Leitwerks 12 übernehmen. Diese Funktion eines Leitwerks kann das Trimmen umfassen oder aber auch die vollständige Funktion mit Kurvenflug, Steigen, Sinken etc., für die bisher Ruderflächen wie Höhenleitwerk, Seitenleitwerk und
Flügelklappen eingesetzt wurden. Zusätzlich können weitere Systeme für die Funktion des Leitwerks vorgesehen werden, beispielsweise ein Seitenleitwerk oder bewegliche, ausfahrbare Vorflügel. Dies ist aber nicht zwingend erforderlich. Die mit den bugseitigen Knotenkörpern K1 verbundenen Tragflächen T1 ,T2 und die mit den heckseitigen Knotenkörpern K2 verbundenen Tragflächen T3,T4 weisen in jeder Betriebsstellung einen vertikalen Abstand h zueinander auf und sind bezüglich der Hochachse z bevorzugt parallel zueinander ausgerichtet. Die Räder des Fahrwerks 130 sind im Flugbetrieb des Flugautos an den Rumpf 10 angelegt, um den Luftwiderstand zu verringern.
Fig. 6 zeigt das Flugauto nach Fig. 1-5 mit einer Flügelstellung der Tragflächen T1 -T4 für den Kurvenflug. Die Hälften der jeweils paarweise vorgesehenen Knotenkörper K1 , K2 können unabhängig voneinander verstellt werden. Während der Abstand der in Flugrichtung steuerbordseitigen Hälften der Knotenkörper K1 ,K2 gegenüber der für den Geradeausflug vorgesehenen Grundstellung wie in Fig. 1 dargestellt verkürzt wurde, wurde der Abstand der backbordseitigen Hälften der Knotenkörper K1 ,K2 gegenüber der für den Geradeausflug vorgesehenen, mittleren Grundstellung verlängert, sodass der von den Tragflächen bewirkte Auftrieb backbordseitig größer ist als steuerbordseitig und das Flugzeug 1 deswegen eine Rechtskurve fliegt.
Fig. 7 zeigt exemplarisch ein Drehgelenk 22 des Faltsystems 2 für ein
erfindungsgemäßes Flugzeug 1 in der für den Flugbetrieb entfalteten Stellung. Die Knotenkörper K1 -K4 und die Tragflächen T1 -T4 sind jeweils durch komplementäre Vor- und Rücksprünge verzahnt, die von der horizontalen Drehachse d durchquert werden, sodass eine mehrschnittige Verbindung 21 gebildet wird, die eine einseitige
Einspannung einer Tragfläche T1 -T4 an einem Knotenkörper K1 -K4 ermöglicht. Das Drehgelenk 22 weist eine mehrschnittige Verbindung 21 auf und hat nur einen für eine Drehbewegung erforderlichen Freiheitsgrad. Mehrschnittige Verbindungen werden auch als Scharnierbandverbindung oder Klavierbandverbindung bezeichnet. Fig. 8 zeigt das Drehgelenk 22 nach Fig. 7 in einer für den Fahr- und Standbetrieb eines erfindungsgemäßen Flugzeugs 1 vorgesehenen gefalteten Betriebsstellung. Die mehrschnittige Verbindung 21 zwischen den komplementären Vor- und Rücksprüngen der Knotenkörper K1 -K4 und der Tragflächen T1-T4 wird von konzentrisch und Koaxial zu der horizontalen Drehachse d angeordneten Wälzlagern 220 mit aus Rollen, Kugeln, oder Kegeln bestehenden Wälzkörpern gebildet, die die Drehbarkeit des Drehgelenks 22 um die horizontale Drehachse d auch dann sicherstellen, wenn die Knotenkörper K1- K4 im Flugbetrieb torsionsbeansprucht sind. Das Drehgelenk 22 kann in der für den Flugbetrieb vorgesehenen Stellung mittels einer nicht näher dargestellten Verriegelung arretiert werden.
Alternativ kann das Drehgelenk als einschnittiges Drehgelenk oder als Biege- /Knickgelenk mit einer virtuellen Drehachse ausgebildet sein, um zumindest eine Verformung durch Bewegung der rumpfseitigen Knotenkörper K1 , K2 zu ermöglichen, wie sie beispielsweise für das Trimmen benötigt wird. Ein solches Biege-/Knickgelenk kann beispielsweise in Form einer Wespentaille zwischen dem Knotenkörper K1 , K2 und einer zugeordneten Tragfläche T1 -T4 ausgebildet werden, welche Wespentaille bevorzugt eine oberseitige Kehle und eine untere Kehle im Bereich der virtuellen Drehachse aufweist.
Fig. 9 oben zeigt ein Flugzeug 1 , das im Fährbetrieb als ein Bus am Straßenverkehr teilnehmen kann, bei dem das Faltsystem 2 zu einem kompakten Bündel am Fleck 103 des Busses zusammengefaltet ist.
Fig. 9 unten zeigt das Flugzeug 1 mit dem für den Flugbetrieb entfalteten Polygonring 20 der Faltstruktur 2. Wie in Fig. 9 oben dargestellt, werden für den Übergang vom Flug- in den Fährbetrieb zunächst die parallel zu der Flochachse z ausgerichteten Tragflächensegmente 260 der Teleskopflügel 26 ausgefahren und bilden die
Tragflächen T1 -T4 in voller Länge. In einem zweiten Schritt werden dann beide Flälften eines zweiteilig ausgebildeten Knotenkörpers K1 auf den Schienen 101 an der
Unterseite des Rumpfs 10 synchron in Richtung Bug 102 verschoben und in der vordersten Stellung des Verstellbereichs V1 fest mit dem Rumpf 10 verbunden, sodass die Tragflächen T1-T4 in einer für den Geradeausflug vorgesehenen Grundstellung des Faltsystems 2 einen Anstellwinkel a kleiner gleich 6 Grad aufweisen. Wie in Fig. 4-6 gezeigt, kann der Steig- oder der Sinkflug des Flugzeugs 1 dadurch eingeleitet werden, dass durch eine geringfügige Verschiebung des bugseitigen Knotenkörpers K1 innerhalb des Verstellbereichs V1 eine gegensinnige Änderung der Anstellwinkel a, jeweils an den steuerbordseitigen Tragflächen T1 ,T3 und an den backbordseitigen Tragflächen T2,T4 herbeigeführt wird. Ein in zwei Hälften geteilter Knotenkörper K1 ermöglicht die Verstellung der steuerbordseitigen Tragflächen T1 ,T3 und der
backbordseitigen Tragflächen T2,T4 auf zwei getrennten Schienen 101 unabhängig voneinander, sodass die Tragflächen T1 -T4 die Funktion eines Leitwerks mit Querruder, Seitenruder und Höhenruder übernehmen können. Das Fahrwerk 130 besteht aus vier Rädern 133 und dient als Landevorrichtung 13, indem das Flugzeug 1 bei der Landung zuerst auf den heckseitigen Rädern 133 aufsetzt. Das Triebwerk 11 besteht
beispielsweise aus zwei elektrisch betriebenen Fan-Triebwerken, die mit dem Leitwerk 12 am Heck verbunden sind. Der Polygonring 20 mit Teleskopflügeln 26 ermöglicht es, die Abmessungen eines Flugzeugs 1 an die Abmessungen eines Straßenbusses anzupassen, sodass das Flugzeug 1 unmittelbar nach der Landung als Bus
weiterfahren kann.
Fig. 10 zeigt ein Flugzeug 1 als ein Verkehrsflugzeug mit einem von vier Tragflächen T1 -T4 und Knotenkörpern K1 -K4 gebildeten Faltsystem 2 in einer für den Fahr- und Standbetrieb vorgesehenen gefalteten Betriebsstellung im Grundriss. Der
Pfeilungswinkel cp der beiden bugseitigen Tragflächen T1 ,T2 ist positiv, während die beiden heckseitigen Tragflächen T3,T4 bezüglich der Querachse y des Flugzeugs 1 einen negativen Pfeilungswinkel f' aufweisen. Die Tragflächen T1 -T4 sind jeweils an beiden Enden mittels von Drehgelenken 22 mit horizontalen Drehachsen d mit den Knotenkörper K1 -K4 verbunden, sodass das von einem quadratischen Polygonring 20 gebildete Faltsystem 2 insgesamt acht Drehgelenke 22 und acht horizontale
Drehachsen d aufweist. Die Steuer- und backbordseitigen äußeren Knotenkörper K3, K4 sind, wie in Fig. 3 und Fig. 5 gezeigt, jeweils als ein Winglet ausgebildet. Der
quadratische Polygonring 20 wird in jeder Stellung des Faltsystems 2 durch einen als Röhre 100 ausgebildeten Rumpf 10 des Flugzeugs 1 ausgesteift. Die mit der Unterseite der Röhre 100 verbundenen Knotenkörper K1 haben einen Verstellbereich V1 und weisen in der maximal gefalteten Betriebsstellung des Faltsystems 2 den kürzesten Abstand zu den Knotenkörpern K2 auf. Wie in Fig. 12 gezeigt, werden die Knotenkörper K1 in der für den Flugbetrieb vorgesehenen Stellung an das vordere Ende des Verstellbereichs V1 verschoben, sodass die Knotenkörper K1 , K2 einen größeren Abstand zueinander haben.
Fig. 11 zeigt das Verkehrsflugzeug nach Fig. 10 in einer gefalteten Betriebsstellung des Polygonrings 20, bei dem die Knotenkörper K1 -K4 und die Tragflächen T1-T4, wie in Fig. 10 gezeigt, mittels von acht Drehgelenken 22 mit acht bevorzugt horizontalen Drehachsen d untereinander zu einem Faltsystem 2 verbunden sind. Die
perspektivische Ansicht zeigt das Verkehrsflugzeug mit gefalteten Tragflächen T1 -T4, mit zwei Triebwerken 11 als Prop-Fan-Triebwerke 110 mit Propellern 111 und mit einem Leitwerk 12 und einer Landevorrichtung 13, die von einem einziehbaren Fahrwerk 130, mit einem Hauptfahrwerk 131 und mit einem bugseitigem Stützfahrwerk 132 gebildet wird. Nach der Landung werden die Tragflächen T1 -T4 zusammengefaltet, indem der bugseitige Knotenkörper K1 auf der von einer Schiene 101 gebildeten
Translationsachse ß des Faltsystems 2 in Richtung des starr mit dem Leitwerk 12 verbundenen heckseitigen Knotenkörpers K2 verschoben wird. Das Verkehrsflugzeug hat deshalb einen geringeren Platzbedarf in der endgültigen Standposition am Terminal und auch im Rangierbetrieb.
Fig. 12 zeigt das Verkehrsflugzeug nach Fig. 10-11 im Flugbetrieb mit entfalteten Tragflächen T1 -T4, die jeweils ein überschalltaugliches, asymmetrisches Flügelprofil 23 mit einer von einem Vorflügel 24 gebildeten beweglichen Nase n und eine verstellbare Flügelhinterkante e mit einer Flächenklappe 25 aufweisen. Die Profilsehne p verbindet die Flügelnase n mit der Flügelhinterkante e und weist mindestens an der rumpfseitigen Flügelwurzel einen Anstellwinkel a kleiner gleich 6 Grad auf. Im Flugbetrieb sind die Knotenkörper K1 , K2 jeweils in vorgebbaren Positionen arretierbar mit dem Rumpf 10 verbunden, sodass der Polygonring 20 zusammen mit dem Rumpf 10 ein biege-, schub- und torsionssteifes Flugwerk bildet.
Fig. 13 zeigt das Verkehrsflugzeug nach Fig. 10-12 in einer bugseitigen Ansicht mit entfalteten Tragflächen T1 -T4 in einer positiven V-Stellung. Die Tragflächen T1 ,T2 sind mit den bugseitigen Knotenkörpern K1 verbunden und weisen gegenüber den mit den heckseitigen Knotenkörpern K2 verbundenen Tragflächen T3,T4 einen vertikalen Abstand h auf, wobei die steuerbordseitigen Tragflächen T1 ,T3 und die
backbordseitigen Tragflächen T2,T4 bezüglich der Hochachse z des Flugzeugs 1 jeweils bevorzugt parallel zueinander angeordnet und mittels der als Winglets ausgebildeten Knotenkörper K3,K4 untereinander verbunden sind.
Fig. 14 zeigt das Flugzeug nach Fig. 10-13 in einer backbordseitigen Ansicht. Während die bugseitige Tragfläche T2 von dem Knotenkörper K1 zu dem Knotenkörper K4 eine ansteigende Linie beschreibt, fällt die heckseitige Tragfläche T4 von dem Knotenkörper K4 zu dem Knotenkörper K2 hin. An der Unterseite des als Röhre 100 ausgebildeten Rumpfs 10 sind der Verstellbereich V1 für die Knotenkörper K1 sowie die
Landevorrichtung 13 mit eingezogenem Hauptfahrwerk 131 gekennzeichnet.
Fig. 15 zeigt ein Überschallflugzeug mit einem Faltsystem 2, das von einem
Polygonring 20 mit Knotenkörpern K1 -K4, vier gleich langen Tragflächen T1 -T4 und acht Drehgelenken 22 jeweils mit horizontalen Drehachsen d gebildet und von einem, die bugseitigen Knotenkörper K1 mit den heckseitigen Knotenkörpern K2 verbindenden Rumpf 10 in Form einer Röhre 100 ausgesteift ist. Der Polygonring 20 ist in der für den Überschallflug vorgesehenen entfalteten Betriebsstellung dargestellt, in der die
Profilsehnen p des asymmetrischen Flügelprofils 23 im Wesentlichen parallel zu der Längsachse x des Flugzeugs 1 ausgerichtet sind, wobei an den beiden bugseitigen Tragflächen T1 -T2 und an den beiden heckseitigen Tragflächen T3,T4 ein in Richtung der als Winglets ausgebildeten Knotenkörper K3,K4 abnehmender Verwindungswinkel jeweils gegenüber der Längsachse x vorgesehen ist. Die heckseitigen Knotenkörper K2 sind über das Leitwerk 12 starr mit dem Rumpf 10 verbunden, während die bugseitigen Knotenkörper K1 einen Verstellbereich V1 mit einer Translationsachse ß aufweisen. Für den Überschallflug befinden sich die Knotenkörper K1 in einer hinteren Stellung des Verstellbereichs V1 , sodass die Tragflächen T1 -T4, wie in Fig. 16 gezeigt, eine positive V-Stellung einnehmen und mit einem vertikalen Abstand h bezüglich der Hochachse z bevorzugt parallel zueinander angeordnet sind. Zwei mit dem Heck 103 verbundene leistungsfähige Triebwerke 11 beschleunigen das Flugzeug beispielsweise auf eine Fluggeschwindigkeit größer als Mach 2. Für den in Fig. 17 und Fig. 18 dargestellten Unterschallflug werden die Knotenkörper K1 in eine vorderste Stellung des
Verstellbereichs V1 verschoben.
Fig. 16 zeigt das Überschallflugzeug nach Fig. 15 in einer bugseitigen Ansicht im Überschallflugbetrieb. Der vertikale Abstand h zwischen den bugseitigen Tragflächen T1 , T2 und den heckseitigen Tragflächen T3, T4 wird von den als Winglets ausgebildeten Knotenkörpern K3, K4 überbrückt.
Fig. 17 zeigt das Überschallflugzeug nach Fig. 15-16 mit einer voll entfalteten Stellung der Tragflächen T1 -T4, bei welcher die Knotenkörper K1 in einer vordersten Stellung des Verstellbereichs V1 fest mit dem Rumpf 10 verbunden sind, wobei die bugseitigen Tragflächen T 1 ,T2 jeweils einen Anstellwinkel a gegenüber der Längsachse x des Flugzeugs 1 aufweisen und die hinteren Hälften der heckseitigen Tragflächen T3,T4, als Flächenklappen 25 ausgebildet und nach unten geklappt sind, sodass für den
Flugbetrieb im Unterschallbereich alle vier Tragflächen T1 -T4 mehr Auftrieb liefern als im Überschallflugbetrieb.
Fig. 18 zeigt das Überschallflugzeug nach Fig. 15-17 in einer bugseitigen Ansicht, wobei die Tragflächen T1 -T4 für den Flugbetrieb im Unterschallbereich gegenüber der für den Überschallflug vorgesehenen Stellung weiter abgesenkt sind und nur eine leichte V-Form mit einem Winkel von 4,5 Grad gegenüber der Querachse y aufweisen. Durch eine positive V-Stellung der Tragflächen T1 -T4 wird eine unerwünschte
Totstellung des Faltsystems 2 vermieden, bei der die Tragflächen T1 -T4 und die Knotenkörper K1 -K4 in einer Ebene liegen. Die positive V-Stellung der Tragflächen T1- T4 ermöglicht es, den Faltmechanismus des Polygonrings 20 ohne unangemessenen Kraftaufwand durch einfache Verschiebung der Knotenkörper K1 aus der vordersten Stellung innerhalb des Verstellbereichs V1 einzuleiten, indem der Knotenkörper K1 auf der Translationsachse ß auf den fest mit dem Heck 103 verbundenen Knotenkörper K2 zu bewegt wird, sodass, wie in Fig. 19 gezeigt, die Tragflächen T1-T4 in einer für den Fahr- und Standbetrieb des Überschallflugzeugs vorgesehenen Betriebsstellung eine platzsparende, aufrechte Stellung einnehmen.
Fig. 19 zeigt das Überschallflugzeug nach Fig. 15-18 in der für den Rangier- und Standbetrieb vorgesehenen, maximal gefalteten Betriebsstellung des von dem
Polygonring 20 gebildeten Faltsystems 2.
Fig. 20 zeigt ein Wasserflugzeug, oben im Geradeausflug und unten nach der Landung mit ausgefahrenem Fahrwerk 130. Der Rumpf 10 des Wasserflugzeugs ist als eine polygonale Röhre 100 ausgebildet. Zwei bugseitige Tragflächen T1 ,T2 mit einer negativen V-Stellung sind jeweils mittels von Drehgelenken 22 mit Drehachsen d an ihrem rumpfseitigen Ende an einen der beiden Knotenkörper K1 und an ihrem äußeren Ende an die Knotenkörper K3,K4 angelenkt, während zwei heckseitige Tragflächen T3,T4, ebenfalls mit einer negativen V-Stellung an einen fest mit dem heckseitigen Leitwerk 12 verbundenen Knotenkörper K2 angelenkt sind. Wird der Abstand zwischen den Knotenkörpern K1 ,K2 bei einem Flugzeug 1 mit negativer V-Stellung der
Tragflächen T1 -T4 verkürzt, geht das Flugzeug 1 in einen Steigflug über, wird der Abstand zwischen den Knotenkörpern K1 ,K2 bei einem Flugzeug 1 mit negativer V- Stellung der Tragflächen T1 -T4 hingegen verlängert, geht das Flugzeug 1 in einen Sinkflug über. Die bugseitigen Knotenkörper K1 sind innerhalb eines Verstellbereichs V1 unabhängig voneinander entlang einer jeweils zugeordneten Translationsachse ß verschiebbar. Wie in Fig. 21 oben gezeigt, sind die beiden Knotenkörper K1 jeweils mit den oberen Gurtstäben 105 einer durch Diagonalverbände ausgesteiften
Fachwerkröhre 104 verbunden. Für den Geradeausflug sind die Knotenkörper K1 , K2 mit einem definierten Abstand zueinander angeordnet. Für die Landung wird dieser Abstand vergrößert, wobei die bugseitigen Knotenkörper K1 innerhalb des
Verstellbereich V1 ein Stück weit nach vorne verschoben werden, sodass die beiden bugseitigen Tragflächen T1 ,T2 mit einem verkleinerten Anstellwinkel weniger Auftrieb liefern als die beiden heckseitigen Tragflächen T3,T4 mit einem vergrößerten
Anstellwinkel. Für die Landung ist eine aus dem Rumpf 10 ausklappbare
Landevorrichtung 13 mit einem Hauptfahrwerk 131 etwa in der Flugzeugmitte und mit einem bugseitigen Stützfahrwerk 132 vorgesehen. Wie in Fig. 20 unten gezeigt, können die beiden bugseitigen Tragflächen T1 ,T2 nach der Landung zum Heck 103 des Flugzeugs hin verschoben werden, wobei sie sich aufstellen und in der Endposition ein kompaktes Bündel bilden, sodass das Flugzeug nach der Landung einen
vergleichsweise geringen Grundflächenbedarf hat. Für die Wasserung des Flugzeugs ist der Rumpf 10 als zentraler Schwimmkörper 135 ausgebildet, wobei, wie in Fig. 22 gezeigt, zwei mit den Knotenkörpern K3, K4 verbundene Schwimmkörper das Flugzeug nach der Landung im Wasser abstützen. Das Wasserflugzeug wird von einem an der Oberseite des Rumpfs angeordneten Propellertriebwerk mit zwei Propellern 111 angetrieben. Das Wasserflugzeug hat ein breites Anwendungsspektrum, das von einem Passagierflugzeug, einem Frachtflugzeug oder einem Feuerlöschflugzeug bis hin zu einem als Drohne ausgebildeten unbemannten Flugzeug 1 reicht. Fig. 21 zeigt die Konstruktion des Flugzeugs nach Fig. 20, dessen Rumpf 10 als eine Fachwerkröhre 104 mit rechteckigem Querschnitt ausgebildet ist. Die Fachwerkröhre 104 weist vier äußere, in Längsrichtung angeordnete Gurtstäbe 105 auf, die allseitig durch diagonale Verbände untereinander verbunden sind, sodass der Rumpf 10 einen flexiblen rechteckigen Nutzraum aufweist, der z.B. am Heck 103 durch eine Klappe, die geöffnet und als Laderampe genutzt werden kann, abgeschlossen ist. Die
Skelettbauweise des Flugzeugs 1 mit einer systematischen Trennung von Tragstruktur und Hülle ermöglicht die Ausbildung unterschiedlicher Flugzeugtypen auf Basis des faltbaren Flugwerks.
Fig. 22 zeigt das Wasserflugzeug nach Fig. 20-21 nach der Landung im Wasser in einer Ansicht von vorne. Die beiden bugseitigen Tragflächen T1 ,T2 sind mittels der
Knotenkörper K1 an die Oberseite des Rumpfs 10 angelenkt, während die heckseitigen Tragflächen T3,T4 mit Knotenkörpern K2 verbunden sind und zusammen mit dem Leitwerk 12 eine in sich starre Einheit bilden. Die bugseitigen Tragflächen T1 , T2 und die heckseitigen Tragflächen T3, T4 sind mit einem vertikalen Abstand h zueinander angeordnet und jeweils an ihren äußeren Enden mit den Knotenkörpern K3, K4 verbunden, die ihrerseits mit Schwimmkörpern 135 verbunden sind.
Naturgemäß sind im Rahmen der Erfindung vielfältige Abwandlungen und
Modifikationen möglich.
Die bugseitigen Tragflächen T1 , T2 sind bevorzugt parallel zu den zugeordneten heckseitigen Tragflächen T3, T4. Es sind aber beispielsweise auch nicht parallele Ausführungsformen möglich.
In den Ausführungsbeispielen sind jeweils vier Tragflächen T1 bis T4 vorgesehen. Es können beispielsweise auch acht Tragflächen oder zwölf Tragflächen vorgesehen sein. Bezugszeichenübersicht
Figure imgf000026_0001

Claims

- 1 - Patentansprüche
1. Flugzeug (1 ),
welches mindestens einen Rumpf (10), ein Triebwerk (11 ), ein Leitwerk (12), eine Landevorrichtung (13), eine Längsachse (x), eine Querachse (y) und eine Hochachse (z) sowie ein Faltsystem (2) aufweist,
welches Faltsystem (2) Tragflächen (T1 - T4) und Knotenkörper (K1 - K4) aufweist, die untereinander verbunden sind,
welche Tragflächen (T1 - T4) mindestens zwei bugseitige Tragflächen (T1 , T2) mit einem positiven Pfeilungswinkel (cp) und mindestens zwei heckseitige Tragflächen (T3, T4) mit einem negativen Pfeilungswinkel (f') in Bezug zu der Querachse (y) aufweisen, von denen jeweils eine der bugseitigen Tragflächen (T 1 , T2) und eine der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) backbordseitige Tragflächen (T2, T4) sind und von denen jeweils eine der bugseitigen Tragflächen (T 1 , T2) und eine der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) steuerbordseitige Tragflächen (T1 , T3) sind,
welche Knotenkörper (K1 - K4) rumpfseitige Knotenkörper (K1 , K2) und äußere
Knotenkörper (K3, K4) aufweisen,
welche bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) und heckseitigen Tragflächen (T3, T4) jeweils ein erstes Ende und ein zweites Ende aufweisen,
welche bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) und heckseitigen Tragflächen (T3, T4) jeweils am ersten Ende an einen zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) mittels eines Drehgelenks (22) mit einer Drehachse (d) angelenkt sind,
welche bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) und heckseitigen Tragflächen (T3, T4) jeweils am zweiten Ende an einem äußeren Knotenkörper (K3, K4) mittels eines Drehgelenks (22) mit einer Drehachse (d) angelenkt sind, wobei jeweils eine bugseitige Tragfläche (T 1 , T2) und eine heckseitige Tragfläche (T3, T4) über einen der äußeren Knotenkörper (K3, K4) miteinander verbunden sind,
welche rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) zumindest teilweise entlang einer zugeordneten Translationsachse (ß) verschiebbar sind,
wobei bei den äußeren Knotenkörpern (K3, K4) die der bugseitigen Tragfläche (T1 , T2) zugeordnete Drehachse (d) nicht parallel zu der der heckseitigen Tragfläche (T3, T4) zugeordneten Drehachse (d) vorgesehen ist, um durch eine Verschiebung eines rumpfseitigen Knotenkörpers (K1 , K2) entlang der zugeordneten Translationsachse (ß) eine Bewegung des zugeordneten äußeren Knotenkörpers (K3, K4) mit einer - 2
Bewegungskomponente in Richtung der Hochachse (z) und damit unterschiedliche Betriebsstellungen des Faltsystems (2) zu ermöglichen,
und wobei
- die rumpfseitigen Knotenkörper (K1 ) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2), oder
- die rumpfseitigen Knotenkörper (K2) der heckseitigen Tragflächen (T3, T4), oder
- sowohl die rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) als auch der heckseitigen Tragflächen (T3, T4)
unabhängig voneinander entlang der zugeordneten Translationsachse (ß) bewegbar sind, und das Faltsystem (2) im Flugbetrieb die Funktion des Leitwerks (12) hat.
2. Flugzeug (1 ) nach Anspruch 1 , welches eine Arretiervorrichtung zur Arretierung der rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) relativ zum Rumpf (10) aufweist, um hierdurch die Tragflächen (T1 - T4) in einer vorgegebenen Betriebsstellung zu arretieren.
3. Flugzeug (1 ) nach Anspruch 1 oder 2, bei welchem die Translationsachse (ß) mindestens eines rumpfseitigen Knotenkörpers (K1 , K2) parallel zu der Längsachse (x) verläuft.
4. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei dem die Tragflächen (T1 - T4) in sich verwunden sind und in einem Querschnitt parallel zu der Längsachse (x) jeweils ein asymmetrisches Flügelprofil (23) mit einer Saugseite, mit einer Druckseite und mit einer sich von einer Flügelnase (n) bis zu einer Flügelhinterkante (e) erstreckenden Profilsehne (p) aufweisen.
5. Flugzeug (1 ) nach Anspruch 4, bei welchem die Flügelnasen (n) jeweils verstellbare Vorflügel (24) und die Flügelhinterkanten (e) verstellbare Flächenklappen (25) aufweisen.
6. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei dem eine der Tragflächen (T1 -T4) einen Teleskopflügel (26) aufweist, der aus mindestens zwei Tragflächensegmenten (260) aufgebaut ist, welche
Tragflächensegmente (260) in mindestens einer vorgegebenen Betriebsstellung derart ineinander schiebbar sind, dass die Länge einer Tragfläche (T1 - T4) reduziert wird. - 3 -
7. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem die
rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) bugseitige und heckseitige rumpfseitige
Knotenkörper (K1 , K2) aufweisen, welche Tragflächen (T1 - T4) eine bugseitige backbordseitige Tragfläche (T2), eine bugseitige steuerbordseitige Tragfläche (T1 ), eine heckseitige backbordseitige Tragfläche (T4) und eine heckseitige steuerbordseitige Tragfläche (T3) aufweisen, und bei welchem Flugzeug (1 ) die bugseitige
backbordseitige Tragfläche (T2) und die bugseitige steuerbordseitige Tragfläche (T1 ) jeweils mit einem der bugseitigen rumpfseitigen Knotenkörper (K1 ) verbunden sind, und bei welchem die heckseitige backbordseitige Tragfläche (T4) und die heckseitige steuerbordseitige Tragfläche (T3) jeweils mit einem der heckseitigen rumpfseitigen Knotenkörper (K2) verbunden sind.
8. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem die äußeren Knotenkörper (K3, K4) jeweils als Winglets ausgebildet sind.
9. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei welchem die erste und zweite steuerbordseitige Tragfläche (T1 , T3) bezüglich der Flochachse (z) mit einem vertikalen Abstand (h) zueinander angeordnet sind, und bei welchem die erste und zweite backbordseitige Tragfläche (T2, T4) bezüglich der Hochachse (z) mit einem vertikalen Abstand (h) zueinander angeordnet sind.
10. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem mindestens einer der rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) als Schieber über eine Schiene (101 ) mit dem Rumpf (10) verbunden ist.
11. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem die
Drehgelenke (22) jeweils nur einen Freiheitsgrad haben und die rumpfseitigen
Knotenkörper (K1 , K2) zumindest in der für den Flugbetrieb vorgesehenen entfalteten Betriebsstellung mit dem Rumpf (10) verbunden sind, wobei bevorzugt das Faltsystem (2) zusammen mit dem Rumpf (10) ein Flugwerk mit einer definierten elastischen Verformbarkeit bildet.
12. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei welchem die rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) in einer für den Geradeausflug - 4 - vorgesehenen Grundstellung bezüglich der Längsachse (x) einen festen Abstand zueinander einnehmen, und die Profilsehnen (p) der Tragflächen (T1 - T4) einen vorgegebenen Anstellwinkel (a) aufweisen.
13. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
welches dazu ausgebildet ist, die Funktion des Leitwerks (12) dadurch zu erfüllen, dass für die Einleitung einer Drehbewegung des Flugzeugs (1 ) um die Querachse (y) mindestens ein rumpfseitiger Knotenkörper (K1 , K2) der backbordseitigen Tragflächen (T2, T4) und mindestens ein rumpfseitiger Knotenkörper (K1 , K2) der
steuerbordseitigen Tragflächen (T1 , T3) auf der zugeordneten Translationsachse (ß) verschoben wird, sodass der Abstand der rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) zueinander entweder verkürzt oder verlängert wird und sich die Anstellwinkel (a) der beiden bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) relativ zu den beiden heckseitigen Tragflächen (T3, T4) jeweils gegenläufig ändern.
14. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
welches dazu ausgebildet ist, die Funktion des Leitwerks (12) dadurch zu erfüllen, dass für die Einleitung einer Drehbewegung des Flugzeugs (1 ) um die Längsachse (x) und um die Hochachse (z)
- die den bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper (K1 ), oder
- die den heckseitigen Tragflächen (T3, T4) zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper (K2), oder
- sowohl die den bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) zugeordneten rumpfseitigen
Knotenkörper (K1 ) als auch die den heckseitigen Tragflächen (T3, T4) zugeordneten rumpfseitigen Knotenkörper (K2)
unabhängig voneinander entlang der zugeordneten Translationsachsen (ß)
verschiebbar sind, sodass für einen Kurvenflug die Anstellwinkel (a) der
steuerbordseitigen Tragflächen (T1 , T3) und der backbordseitigen Tragflächen (T2, T4) unabhängig voneinander geändert werden können.
15. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
welches als Überschallflugzeug ausgebildet ist,
bei welchem die heckseitigen Tragflächen (T3, T4) an den Flügelhinterkanten (e) - 5 - verstellbare Flächenklappen (25) aufweisen,
bei welchem der Rumpf (10) eine Röhre (100) mit einem verstellbaren Bug (102) und mit einem hochgezogenen Fleck (103) aufweist,
bei welchem die rumpfseitigen Knotenkörper (K2) der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) starr mit dem Rumpf (10) verbunden sind,
bei welchem die rumpfseitigen Knotenkörper (K1 ) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) jeweils auf einer zugeordneten Schiene (101 ) entlang einer Translationsachse (ß) an der Unterseite der Röhre (100) innerhalb eines Verstellbereichs (V1 ) derart
verschiebbar sind,
dass in einer für den Unterschallflug vorgesehenen Betriebsstellung des Faltsystems (2) der Abstand der Knotenkörper (K1 , K2) so weit vergrößert wird, dass die Profilsehne (p) des asymmetrischen Flügelprofils (23) an den beiden bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) einen Anstellwinkel (a) aufweist und an den beiden heckseitigen Tragflächen (T3, T4) die Flächenklappen (25) abgesenkt sind, sodass alle vier Tragflächen (T1 - T4) für den Unterschallflug gewölbte Saugseiten mit einem Druckpunkt im vorderen Drittel aufweisen, und
dass in einer für den Überschallflug vorgesehenen Betriebsstellung des Faltsystems (2) der Abstand der Knotenkörper (K1 ,K2) so gewählt ist, dass die Tragflächen (T1 -T4) bezüglich der Flochachse (z) eine V-förmige Stellung einnehmen, wobei die Tragflächen (T1 -T4) eine Saugseite mit einem relativ zur für den Unterschallflug vorgesehenen Betriebsstellung nach hinten verlagerten Druckpunkt aufweisen.
16. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei welchem das Drehgelenk (2) mit der Drehachse (d) zwischen einem der
Knotenkörper (K1 - K4) und einer Tragflächen (T1 - T4) als eine mehrschnittige
Verbindung (21 ) ausgebildet ist.
17. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei welchem der Rumpf (10) als eine polygonale Fachwerkröhre (104) mit rechteckigem Querschnitt ausgebildet ist, welche Fachwerkröhre (104) als Längsspanten
ausgebildete Gurtstäbe (105) aufweisen, welche Gurtstäbe (105) eine Schiene (101 ) für die Verstellung der rumpfseitigen Knotenkörper (K1 ,K2) ausbilden.
18. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, 6 bei welchem eine systematische Trennung der Trag- und der Hüllfunktion des Rumpfs (10) vorgesehen ist, wobei das Tragwerk von einer Fachwerkröhre (104) und die Hülle von einer Bespannung oder von Paneelen gebildet ist.
19. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei welchem der Rumpf (10) als Röhre (100) ausgebildet ist und ein unverschiebliches Widerlager für die Verschiebung und für die Arretierung der rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) in der jeweiligen Betriebsstellung bildet, wobei bevorzugt die Verschiebung und die Arretierung von mindestens einem der rumpfseitigen Knotenkörper (K1 , K2) mechanisch oder hydraulisch oder pneumatisch oder mittels einer vorgespannten Feder oder als Kombination aus zwei oder mehreren der genannten Systeme erfolgt.
20. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, welches eine positive V- Stellung der Tragflächen (T1 - T4) aufweist, und
welches dazu ausgebildet ist
- den Sinkflug dadurch einzuleiten, dass der Abstand zwischen den rumpfseitigen Knotenkörpern (K1 ) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) und den rumpfseitigen
Knotenkörpern (K2) der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) verkürzt wird,
- den Steigflug dadurch einzuleiten, dass der Abstand zwischen den rumpfseitigen Knotenkörpern (K1 ) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) und den rumpfseitigen
Knotenkörpern (K2) der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) verlängert wird, und
- den Kurvenflug dadurch einzuleiten, dass die rumpfseitigen Knotenkörper (K1 ) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) oder die rumpfseitigen Knotenkörper (K2) der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) unabhängig voneinander bewegt werden.
21. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, welches eine negative V- Stellung der Tragflächen (T1 - T4) aufweist, und
welches dazu ausgebildet ist,
- den Steigflug dadurch einzuleiten, dass der Abstand zwischen den rumpfseitigen Knotenkörpern (K1 ) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) und den rumpfseitigen
Knotenkörpern (K2) der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) verkürzt wird,
- den Sinkflug dadurch einzuleiten, dass der Abstand zwischen den rumpfseitigen Knotenkörpern (K1 ) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) und den rumpfseitigen
Knotenkörpern (K2) der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) verlängert wird, und - 7 -
- den Kurvenflug dadurch einzuleiten, dass die rumpfseitigen Knotenkörper (K1 ) der bugseitigen Tragflächen (T1 , T2) oder die rumpfseitigen Knotenkörper (K2) der heckseitigen Tragflächen (T3, T4) unabhängig voneinander bewegt werden.
22. Flugzeug (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
welches als Wasserflugzeug ausgebildet ist und bei welchem die Landevorrichtung (13) Schwimmkörper (135) aufweist, wobei der Rumpf einen zentralen Schwimmkörper (135) bildet und die äußeren Knotenkörper (K3, K4) mit stützenden Schwimmkörpern (135) verbunden sind, und bei welchem das Flugzeug (1 ) dazu ausgebildet ist, eine negative V-Stellung der Tragflächen (T1 - T4) zu ermöglichen.
PCT/EP2020/064201 2019-05-24 2020-05-20 Flugzeug mit einem faltsystem WO2020239604A1 (de)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US17/614,065 US11820503B2 (en) 2019-05-24 2020-05-20 Aircraft having a folding system

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102019003739.1A DE102019003739B3 (de) 2019-05-24 2019-05-24 Flugzeug mit einem Faltsystem
DE102019003739.1 2019-05-24

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020239604A1 true WO2020239604A1 (de) 2020-12-03

Family

ID=70857165

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2020/064201 WO2020239604A1 (de) 2019-05-24 2020-05-20 Flugzeug mit einem faltsystem

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11820503B2 (de)
DE (1) DE102019003739B3 (de)
WO (1) WO2020239604A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113148141A (zh) * 2021-04-14 2021-07-23 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种新型智能变体飞行器

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112061375B (zh) * 2020-08-24 2022-09-09 西北工业大学 一种高强度的机翼折叠机构
US20240262519A1 (en) * 2023-02-08 2024-08-08 Anduril Industries, Inc. Connectors and joints for dual engine vertical take off and landing collapsible fixed wing aircraft
DE102023108980B3 (de) 2023-04-07 2024-02-15 Helmut Gerbig-Brathge Flugzeug

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US621195A (en) 1899-03-14 Ferdinand graf zeppelin
US2550278A (en) 1946-01-17 1951-04-24 Makhonine Jean Variable surface wings and tail fins in flying machines
US4053125A (en) 1973-08-30 1977-10-11 Alexander Ratony Staggered channel wing-type aircraft
DE2901115A1 (de) 1979-01-12 1980-07-24 Erwin Foell Flaechenschrauber
DE4014933A1 (de) 1990-05-10 1991-11-14 Walter Dipl Ing Pahling Faltbares ultraleicht-flugzeug
EP0313925B1 (de) 1987-10-30 1992-10-07 SCHÜCO International KG Knoten-Stab-System
US5671899A (en) * 1996-02-26 1997-09-30 Lockheed Martin Corporation Airborne vehicle with wing extension and roll control
US20100282917A1 (en) * 2006-02-16 2010-11-11 O'shea Hank Aerial vehicle with variable aspect ratio deployable wings
US7866610B2 (en) 2007-12-28 2011-01-11 Samuel Hall Bousfield Telescoping wing and airfoil control mechanism
US20110226174A1 (en) 2008-06-16 2011-09-22 Aurora Flight Sciences Corporation Combined submersible vessel and unmanned aerial vehicle
EP2105378B1 (de) 2008-03-25 2012-05-16 Eurocopter Schneller Hybridhubschrauber für Langstrecke
EP3299280A1 (de) 2016-09-21 2018-03-28 Bell Helicopter Textron Inc. Faltbares flugzeug mit abwärtsgerichteten stabilisierungsflügeln
WO2018158549A1 (fr) * 2017-03-02 2018-09-07 Fly-R Aéronef à voilure rhomboédrique à géométrie variable

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4365773A (en) 1979-04-11 1982-12-28 Julian Wolkovitch Joined wing aircraft
US5899410A (en) 1996-12-13 1999-05-04 Mcdonnell Douglas Corporation Aerodynamic body having coplanar joined wings
US6474604B1 (en) 1999-04-12 2002-11-05 Jerry E. Carlow Mobius-like joining structure for fluid dynamic foils
US6986481B2 (en) 2002-10-31 2006-01-17 Kazak Composites, Incorporated Extendable joined wing system for a fluid-born body
ITFI20030043A1 (it) 2003-02-19 2004-08-20 Aldo Frediani Velivolo biplano ad ali contrapposte ad elevata stabilita' statica
JP4171913B2 (ja) * 2004-04-13 2008-10-29 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 低ブーム特性と低抵抗特性を両立する可変前進翼超音速航空機
IL176965A (en) 2006-07-20 2010-12-30 Israel Aerospace Ind Ltd Air vehicle
US8500070B2 (en) 2009-06-10 2013-08-06 Sunstar IM Personal spacecraft
DE102010048139A1 (de) 2010-10-11 2012-04-12 Eads Deutschland Gmbh Fluggerät mit variabler Geometrie
FR3021953A1 (fr) 2014-06-10 2015-12-11 Danielson Aircraft Systems Vehicule aerien
US20180002001A1 (en) * 2016-06-30 2018-01-04 Carter L Daniel, SR. Water Helicopter

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US621195A (en) 1899-03-14 Ferdinand graf zeppelin
US2550278A (en) 1946-01-17 1951-04-24 Makhonine Jean Variable surface wings and tail fins in flying machines
US4053125A (en) 1973-08-30 1977-10-11 Alexander Ratony Staggered channel wing-type aircraft
DE2901115A1 (de) 1979-01-12 1980-07-24 Erwin Foell Flaechenschrauber
EP0313925B1 (de) 1987-10-30 1992-10-07 SCHÜCO International KG Knoten-Stab-System
DE4014933A1 (de) 1990-05-10 1991-11-14 Walter Dipl Ing Pahling Faltbares ultraleicht-flugzeug
US5671899A (en) * 1996-02-26 1997-09-30 Lockheed Martin Corporation Airborne vehicle with wing extension and roll control
US20100282917A1 (en) * 2006-02-16 2010-11-11 O'shea Hank Aerial vehicle with variable aspect ratio deployable wings
US7866610B2 (en) 2007-12-28 2011-01-11 Samuel Hall Bousfield Telescoping wing and airfoil control mechanism
EP2105378B1 (de) 2008-03-25 2012-05-16 Eurocopter Schneller Hybridhubschrauber für Langstrecke
US20110226174A1 (en) 2008-06-16 2011-09-22 Aurora Flight Sciences Corporation Combined submersible vessel and unmanned aerial vehicle
EP3299280A1 (de) 2016-09-21 2018-03-28 Bell Helicopter Textron Inc. Faltbares flugzeug mit abwärtsgerichteten stabilisierungsflügeln
WO2018158549A1 (fr) * 2017-03-02 2018-09-07 Fly-R Aéronef à voilure rhomboédrique à géométrie variable

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113148141A (zh) * 2021-04-14 2021-07-23 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种新型智能变体飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
DE102019003739B3 (de) 2020-06-18
US11820503B2 (en) 2023-11-21
US20220227477A1 (en) 2022-07-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2020239604A1 (de) Flugzeug mit einem faltsystem
DE69404855T2 (de) Entfaltbarer flügel
DE19852944C1 (de) Adaptiver Strömungskörper
DE3430377C2 (de)
EP3038913B1 (de) Senkrechtstartfähiges fluggerät
DE69414691T2 (de) V/stol-flugzeug mit einem freien flügelanstellwinkel und mit einem schwenkbaren heckausleger
EP0857648B1 (de) Flugzeug für Personen- und/oder Frachttransport
US4627585A (en) Pusher type auto-plane
DE602004012239T2 (de) Geflügeltes raumfahrzeug
DE3929886A1 (de) Flugzeug mit um eine querachse kippbaren triebwerksgondeln
DE3114143A1 (de) "verfahren zur optimierung des reiseflugzustandes von flugzeugen mit transsonischen tragfluegeln sowie vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens"
WO2019034765A1 (de) Senkrecht startendes luftfahrzeug
WO2012113576A1 (de) Ultraleichtes luftfahrzeug
DE102012002310A1 (de) Flugzeug mit mindestens zwei Flugzeugrümpfen und einer ersten Tragflügelanordnung mit mindestens zwei nicht verbundenen Tragflügelabschnitten
DE112020007562T5 (de) Flügelkonsole eines vertikal startenden und landenden Flugzeugs sowie Flugzeug mit einem solchen Flügel
DE1431144A1 (de) Rotorblatt fuer einen stillsetzbaren Rotor eines Kombinationsflugschraubers
DE3240903C2 (de) Flugkörper mit stark gepfeiltem Tragwerk, insbesondere Deltaflügeln
DE102022124533B4 (de) Tragflügel oder Höhenleitwerk für ein Flugobjekt
DE602004005602T2 (de) Starrer flügel mit variablem auftrieb aufgrund des ausklappens eines flexiblen flügels
DE2236415A1 (de) Hubschrauber
DE2054536C3 (de) Luftfahrzeug mit einem Luftkissen als Fahrwerk, sowie Verfahren zum Start des Luftfahrzeuges
WO2019063600A1 (de) Luftfahrzeug in drachenkonfiguration
DE3103095A1 (de) "flugzeug mit tragflaechen negativer pfeilung und einem heckleitwerk"
DE1956173C3 (de) Strahlgesteuertes Flugzeug mit im Bereich des Pilotenraums angeordneten Steuerklappen
DE102017128164B4 (de) Flugzeug

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20728446

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20728446

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1