WO2022229201A1 - Senkrecht startendes fluggerät - Google Patents

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WO2022229201A1
WO2022229201A1 PCT/EP2022/061078 EP2022061078W WO2022229201A1 WO 2022229201 A1 WO2022229201 A1 WO 2022229201A1 EP 2022061078 W EP2022061078 W EP 2022061078W WO 2022229201 A1 WO2022229201 A1 WO 2022229201A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
vertical
drive units
flight
wing
Prior art date
Application number
PCT/EP2022/061078
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Jonathan HESSELBARTH
Original Assignee
Wingcopter GmbH
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 Wingcopter GmbH filed Critical Wingcopter GmbH
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Priority to JP2023565224A priority patent/JP2024516181A/ja
Priority to EP22725806.8A priority patent/EP4326614A1/de
Priority to AU2022267733A priority patent/AU2022267733A1/en
Publication of WO2022229201A1 publication Critical patent/WO2022229201A1/de

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    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/29—Constructional aspects of rotors or rotor supports; Arrangements thereof
    • B64U30/296—Rotors with variable spatial positions relative to the UAV body
    • B64U30/297—Tilting rotors
    • 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

Definitions

  • the invention relates to an aircraft that takes off vertically and has two wings arranged on a fuselage of the aircraft, with at least one swivel drive unit being pivotably arranged on the wings along each wing and being able to be brought into a vertical flight position and into a horizontal flight position, the
  • pivoting drive units In the vertical flight position, pivoting drive units generate a lift necessary for a vertical flight movement of the aircraft and in the horizontal flight position generate a propulsion necessary for a horizontal flight movement of the aircraft.
  • Aircraft are used, among other things, as drones and in the military sector. These aircraft usually have two wings arranged on opposite sides of an aircraft fuselage, with two drive units being pivotably mounted on the wings in support elements, such as gondolas, adapted to the respective application and rigidly connected to the wings. Aircraft are also known in which there is no separate aircraft fuselage and the wing is formed from two wing halves configured symmetrically along the longitudinal axis, with two drive units being pivotably mounted on the wing halves in support elements adapted to the respective application and rigidly connected to the wing halves are.
  • the yaw and roll angles are controlled in order to achieve the desired yaw and roll of the multicopter by suitably controlling the drive units that cannot be pivoted in multicopters.
  • the power provided by the respective drive units is specified individually for each drive in order to generate the yawing and rolling via the lift differences and torque differences generated in this way.
  • the orientation of the aircraft in three-dimensional space is usually described by the roll, pitch and yaw angles.
  • the different angles describe angles of rotation of the aircraft, starting from a zero position, which can correspond, for example, to the orientation of the aircraft standing on the ground, about a longitudinal, transverse and vertical axis of the aircraft.
  • a roll axis of an aircraft is usually to be equated with the longitudinal axis of the aircraft, with the aircraft rolling or tilting by a roll angle about this roll axis.
  • a pitch axis of the aircraft is a transverse axis oriented perpendicularly to the roll axis, with the aircraft pitching or pitching by a pitch angle about this pitch axis.
  • a yaw axis of the aircraft is a vertical axis oriented perpendicularly to the roll axis and to the yaw axis, with the aircraft yawing or rolling about a yaw angle about this yaw axis.
  • aircraft that take off vertically are known from the prior art, in which the drive units are mounted pivotably directly on the wings, for example on a support structure running inside the wing. Included the drive units are each brought into a vertical flight position and into a horizontal flight position with a separate rotary drive.
  • Such a vertical take-off aircraft is described in publication WO 2014/016226 A1.
  • this vertical take-off aircraft it is provided that in the horizontal flight position the first drive unit is arranged above a wing surface and the second drive unit is arranged below the wing surface on the wing, and that in the vertical flight position the first drive unit and the second drive unit are arranged in an approximately horizontal plane .
  • connection area between the wings and the fuselage of the aircraft must be designed to be particularly stable and load-bearing due to the heavy weight of the drive units or pivot drives arranged on the wings, which increases the overall weight of the aircraft.
  • a high drive power of the drive units is required during a vertical take-off of the aircraft. Due to the high total weight of the aircraft, the remaining flight time or the remaining flight distance available is limited by the available and battery capacity.
  • this object is achieved in that at least one vertical drive unit is arranged rigidly in a vertical flight position on each wing.
  • the swivel drive units are swiveled in one direction or opposite to the direction of the level flight movement, so that the swivel drive units generate the drive necessary for the level flight movement.
  • the vertical drive units which are rigidly arranged on the wings and oriented in a vertical flight position, generate the lift necessary for the vertical flight movement only during the vertical flight phase.
  • these are flown against laterally, whereby a greater flow resistance is generated in comparison to the pivoting drive units pivoted in or against the horizontal flight direction.
  • the vertical drive unit can be designed to be particularly light-weight.
  • the weight force acting on a wing is thus also particularly low, so that the wing as a whole and in particular in the connection area between the wings and the fuselage can be configured particularly easily.
  • a particularly weight-reduced aircraft can thus be produced, as a result of which a low drive power is required during the vertical flight phase when the aircraft takes off vertically.
  • an advantageous implementation of the concept of the invention provides that in a vertical flight position at least one swivel drive unit and at least one
  • Vertical drive unit are aligned in such a way that an angle of attack is enclosed between a direction of the lift force generated in each case by the swivel drive unit and by the vertical drive unit and an axis which is perpendicular to a plane spanned by a roll axis of the aircraft and by a pitch axis of the aircraft.
  • the rigidly arranged vertical drive units can advantageously and according to the invention be aligned in such a way that the buoyancy forces generated by opposing vertical drive units cancel each other out as long as the respective drive powers are the same. Yawing or rolling is brought about either by adapting the respective drive power and/or by pivoting at least one pivot drive unit.
  • the angle of attack of the slewing drive unit and the According to the invention, the vertical drive unit can be selected such that a horizontal force component of the lift force is directed in the direction of the aircraft or in an opposite direction of the aircraft, in the direction of flight or against the direction of flight.
  • an advantageous implementation of the idea of the invention provides that a first distance between the at least one pivot drive unit and a longitudinal axis of the aircraft is smaller than a second distance between the at least one vertical drive unit and the longitudinal axis of the aircraft.
  • the swivel drive units are expediently arranged as close as possible to the longitudinal axis of the aircraft or to the aircraft fuselage.
  • a smallest possible distance is, for example, through a rotor diameter of a rotor of the swivel drive unit.
  • the arrangement of the rotary drive units in the vicinity of the aircraft fuselage makes the wing construction stiffer overall, so that fewer bending vibrations occur in the wings. As a result, maneuverability in the vertical flight attitude is improved in particular and smoother flight behavior is achieved.
  • a slight change in a yaw moment directed about the yaw axis of the aircraft is generated in the horizontal flight position of the swivel drive unit when there is a change in drive power of a swivel drive unit.
  • a change in the yaw moment can be compensated for by specifying the drive power of a pivoting drive unit arranged on the opposite wing.
  • the swivel drive units and the vertical drive units are designed according to the invention in such a way that if a swivel drive unit or a vertical drive unit fails, the lift required for the vertical flight movement or the propulsion required for the horizontal flight movement are compensated by the available drive power of the functional swivel drive units and vertical drive units.
  • an advantageous embodiment of the invention provides that two swivel drive units and two vertical drive units are arranged on the wing, with the two swivel drive units and the two vertical drive units each being in a horizontal flight direction of the Aircraft arranged one behind the other and are arranged approximately at an equal distance from a longitudinal axis of the aircraft. Because the two swivel drive units and two vertical drive units are each in the horizontal flight direction are arranged one behind the other, the control of the swivel drive units and the vertical drive units can be carried out particularly easily, analogously to the control of a multicopter.
  • the swivel drive units and the vertical drive units each have a support arm with which the
  • Pan drive units and the vertical drive units are fixed to the wing. Thus, a distance between the pivot drive units and the
  • Vertical drive units can be selected independently of the wing width and length.
  • the distances between the swivel drive units and the vertical drive units can be selected to be as large as possible, so that the lift forces generated by the swivel drive units and the vertical drive units by changing the lift forces can be used in a particularly large proportion to control a yaw or roll movement and for a rotation of the aircraft by one Yaw, roll or pitch axis contribute. This enables a particularly stable flight behavior during the vertical flight phase.
  • two swivel drive units arranged one behind the other in the horizontal flight direction are arranged in a horizontal flight position above and below a horizontal plane, the horizontal plane being arranged parallel to a plane spanned by the roll axis of the aircraft and by the pitch axis of the aircraft.
  • the horizontal plane In level flight, the flow in Horizontal flight direction one behind the other arranged swivel drive units not to each other, so that no losses in efficiency occur as a result.
  • the horizontal plane can also coincide with the plane spanned by the roll axis of the aircraft and by the pitch axis of the aircraft.
  • two swivel drive units arranged one behind the other in the horizontal flight direction are arranged in a vertical flight position within the horizontal plane.
  • a uniform ground effect of the swivel drive units oriented in the vertical flight attitude is achieved, so that a smoother flight behavior is achieved, in particular in the take-off and landing phase of the aircraft.
  • minor deviations from such an arrangement which can be attributed to manufacturing tolerances, for example, do not impair the flight behavior of the aircraft or only impair it slightly.
  • a vertical distance between the pivoting drive unit and a wing plane spanned by the wing can be predetermined by an angle of attack enclosed between a longitudinal axis of the support arm and the wing plane.
  • the angle of attack can be predetermined in such a way that the swivel drive units are arranged essentially in the horizontal plane in the vertical flight position and are arranged above and below the horizontal surface in a horizontal flight position.
  • the support arms are on the wing arranged such that a first pivot drive unit is in the vertical flight attitude in level flight direction in front of the wing and a second pivot drive unit is behind the wing.
  • the support arms can be designed and arranged on the wing in such a way that the pivoting drive units arranged one behind the other in the horizontal flight direction are arranged essentially below and above the wing in the horizontal flight position. Due to the arrangement of the rotary drive units in horizontal flight direction in front of and behind the wing, this can be lengthened and additional wing stretching can be generated. This reduces the induced drag of the wings in level flight and improves flight performance.
  • an advantageous embodiment of the invention provides that the vertical drive units arranged one behind the other in horizontal flight direction are arranged within the horizontal plane. In this way, in the vertical flight phase near the ground, a uniform ground effect of the vertical drive units oriented in the vertical flight attitude is achieved.
  • an advantageous embodiment of the inventive idea provides that the pivoting drive units each have a pivoting device so that a pivoting movement of the pivoting drive units can be carried out independently of one another. Due to the redundancy of several swiveling swivel drive units, the maneuverability of the aircraft even if one fails
  • Pivoting drive unit remain intact, so that the aircraft can continue flying.
  • the pivoting drive units and the vertical drive units are propeller drives or impeller drives or jet engines.
  • Propeller drives are expediently rigid or designed with rotor blade adjustment.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of an aircraft taking off vertically in level flight
  • FIG. 2 shows a schematic representation of an aircraft taking off vertically in vertical flight
  • FIG. 3 shows a schematic representation of an aircraft taking off vertically in a front view in level flight.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of an aircraft 1 taking off vertically in level flight.
  • the aircraft 1 has two wings 3 arranged on a fuselage 2 of the aircraft 1 .
  • Vertical drive units 6 each have a support arm 7 with which the rotary drive units 5 and the
  • Vertical drive units 6 are fixed to the wing 3.
  • the swivel drive units 5 can be brought into a vertical flight position and into a horizontal flight position.
  • the vertical drive unit 6 are rigidly arranged in a vertical flight position. during one
  • the swivel drive units 5 are swiveled in or against the horizontal flight direction 4, so that the swivel drive units 5 generate the drive necessary for the horizontal flight movement.
  • the vertical drive units 6, which are rigidly arranged on the wings 3 and are oriented in a vertical flight position, generate the lift necessary for the vertical flight movement only in the vertical flight phase.
  • a first distance 8 between the two pivoting drive units 5 arranged one behind the other in the horizontal flight direction 4 and a longitudinal axis 9 of the aircraft 1 is smaller than a second distance 10 between the two vertical drive units 6 arranged one behind the other in the horizontal flight direction 4 and the longitudinal axis 9 of the aircraft 1.
  • FIG. 2 shows a schematic representation of the aircraft 1 taking off vertically in a vertical flight.
  • Vertical drive units 6 each have a support arm 7 with which the rotary drive units 5 and the
  • Vertical drive units 6 are fixed to the wing 3.
  • a vertical distance 11 between the pivoting drive unit 6 and a wing plane 12 spanned by the wing 3 can be predetermined by an angle of attack 13 enclosed between a longitudinal axis of the support arm 7 and the wing plane 12 .
  • the swivel drive units 5 are shown in a vertical flight position.
  • the vertical drive unit 6 are rigidly arranged in a vertical flight position.
  • the pivoting drive units 5 are pivoted into the vertical flight position, so that the pivoting drive units 5, which are rigidly arranged on the wings 3, and the
  • Vertical drive units 6 generate the lift necessary for vertical flight movement.
  • Figure 3 is a schematic representation of the vertical take-off aircraft 1 in a front view
  • the two pivoting drive units 5 arranged one behind the other in the horizontal flight direction 4, not shown in Figure 3, are arranged in a horizontal flight position above and below a horizontal plane 14, with the horizontal plane 14 being parallel to a axis defined by a roll axis 15 of the aircraft 1 and by a pitch axis 16 of the aircraft 1 spanned level is arranged.
  • the swivel drive units 5 arranged one behind the other in the horizontal flight position in the horizontal flight direction 4 do not flow against each other.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Fluggerät (1) mit zwei an einem Flugzeugrumpf (2) des Fluggeräts (1) angeordneten Flügeln. Entlang jedes Flügels (3) ist jeweils mindestens eine Schwenkantriebseinheit (5) schwenkbar an den Flügeln angeordnet. Die mindestens eine Schwenkantriebseinheit (5) ist in eine Vertikalfluglage und in eine Horizontalfluglage bringbar. Die Schwenkantriebseinheiten (5) erzeugen in der Vertikalfluglage einen für eine Vertikalflugbewegung des Fluggeräts (1) notwendigen Auftrieb und in der Horizontalfluglage eine für eine Horizontalflugbewegung des Fluggeräts (1) notwendigen Vortrieb. An jedem Flügel (3) ist mindestens eine Vertikalantriebseinheit (6) starr in einer Vertikalfluglage angeordnet.

Description

Wingcopter GmbH
Senkrecht startendes Fluggerät
Die Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Fluggerät mit zwei an einem Flugzeugrumpf des Fluggeräts angeordneten Flügeln, wobei entlang jedes Flügels jeweils mindestens eine Schwenkantriebseinheit schwenkbar an den Flügeln angeordnet ist und in eine Vertikalfluglage und in eine Horizontalfluglage bringbar ist, wobei die
Schwenkantriebseinheiten in der Vertikalfluglage einen für eine Vertikalflugbewegung des Fluggeräts notwendigen Auftrieb erzeugen und in der Horizontalfluglage eine für eine Horizontalflugbewegung des Fluggeräts notwendigen Vortrieb erzeugen.
Senkrecht startende Flugzeuge werden unter anderem als Drohnen und im militärischen Bereich eingesetzt. Diese Flugzeuge weisen üblicherweise zwei auf gegenüberliegenden Seiten eines Flugzeugrumpfs angeordnete Flügel auf, wobei an den Flügeln jeweils zwei Antriebseinheiten in an den jeweiligen Einsatzzweck angepassten und mit den Flügeln starr verbundenen Tragelementen, wie beispielsweise Gondeln, schwenkbar gelagert angeordnet sind. Es sind auch Flugzeuge bekannt, bei denen kein separater Flugzeugrumpf ausgebildet ist und der Flügel aus zwei entlang der Längsachse symmetrisch ausgestalteten Flügelhälften gebildet ist, wobei an den Flügelhälften jeweils zwei Antriebseinheiten in an den jeweiligen Einsatzzweck angepassten und mit den Flügelhälften starr verbundenen Tragelementen schwenkbar gelagert angeordnet sind. Insbesondere bei Multikoptern wird zur Steuerung des Gier- und Rollwinkels, um das gewünschte Gieren und Rollen des Multikopters zu erreichen, durch eine geeignete Ansteuerung der bei Multikoptern nicht schwenkbaren Antriebseinheiten erreicht. Dabei wird die von den jeweiligen Antriebseinheiten bereitgestellte Leistung antriebsindividuell vorgegeben, um über die auf diese Weise erzeugten Auftriebsunterschiede und Drehmomentdifferenzen das Gieren und Rollen zu erzeugen.
Durch den Roll-, Nick- und Gierwinkel wird üblicherweise eine Orientierung des Flugzeugs im dreidimensionalen Raum beschrieben. Dabei beschreiben die verschiedenen Winkel Drehwinkel des Flugzeugs, ausgehend von einer Nulllage, die beispielsweise der Ausrichtung des auf dem Boden stehenden Flugzeugs entsprechen kann, um eine Längs-, Quer- und Vertikalachse des Flugzeugs. Dabei ist eine Rollachse eines Fluggeräts meist mit der Längsachse des Fluggeräts gleichzusetzen, wobei ein Rollen oder ein Kippen des Fluggeräts um einen Rollwinkel um diese Rollachse erfolgt. Eine Nickachse des Fluggeräts ist eine senkrecht zu der Rollachse orientierten Querachse bezeichnet, wobei ein Nicken oder ein Stampfen des Fluggeräts um einen Nickwinkel um diese Nickachse erfolgt. Eine Gierachse des Fluggeräts ist eine senkrecht zu der Rollachse und zu der Gierachse orientierte Hochachse bezeichnet, wobei ein Gieren oder ein Schlingern des Fluggeräts um einen Gierwinkel um diese Gierachse erfolgt .
Zudem sind aus dem Stand der Technik senkrecht startende Flugzeuge bekannt, bei denen die Antriebseinheiten direkt an den Flügeln, beispielsweise an einer innerhalb des Flügels verlaufenden Tragstruktur, schwenkbar gelagert sind. Dabei werden die Antriebseinheiten jeweils mit einem separaten Schwenkantrieb in eine Vertikalfluglage und in die Horizontalfluglage gebracht. Ein solches senkrecht startendes Flugzeug wird in der Druckschrift WO 2014/016226 Al beschrieben. Bei diesem senkrecht startenden Flugzeug ist vorgesehen, dass in der Horizontalfluglage die erste Antriebseinheit oberhalb einer Flügelfläche und die zweite Antriebseinheit unterhalb der Flügelfläche an dem Flügel angeordnet sind, und dass in der Vertikalfluglage die erste Antriebseinheit und die zweite Antriebseinheit in einer näherungsweise horizontalen Ebene angeordnet sind. Auf diese Weise erreicht man in der Vertikalflugphase in Bodennähe einen einheitlichen Bodeneffekt der ersten und zweiten Antriebseinheit, so dass ein ruhigeres Flugverhalten insbesondere in der Start- und Landephase erreicht wird. In der Horizontalfluglage strömen sich die erste Antriebseinheit die zweite Antriebseinheit nicht gegenseitig an, so dass hierdurch keine Wirkungsgradverluste eintreten. Dadurch, dass sämtliche Antriebseinheiten in einer Vertikalfluglage und in eine Horizontalfluglage schwenkbar sind, ist eine besonders genaue Steuerung der Vertikalflugphase möglich. Nachteilig ist jedoch das große Gesamtgewicht des senkrecht startenden Flugzeugs, das aufgrund der für jede Antriebseinheit separat verbauten Schwenkantriebe entsteht. Zudem muss der Anbindungsbereich zwischen den Flügeln und dem Flugzeugrumpf des Fluggeräts aufgrund des großen Gewichts der an den Flügeln angeordneten Antriebseinheiten beziehungsweise Schwenkantriebe besonders stabil und tragfähig ausgestaltet sein, wodurch das Gesamtgewicht des Fluggeräts vergrößert wird. Insbesondere für eine Vertikalflugbewegung des Fluggeräts ist während eines senkrechten Starts des Fluggeräts eine große Antriebsleistung der Antriebseinheiten notwendig. Durch ein großes Gesamtgewicht des Fluggeräts wird die durch die zur Verfügung stehende und durch die Batteriekapazität begrenzte Restflugzeit beziehungsweise die zur Verfügung stehende Restflugstrecke begrenzt.
Als Aufgabe der Erfindung wird es daher angesehen, ein leichtes senkrecht startendes Fluggerät zur Verfügung zu stellen .
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass an jedem Flügel mindestens eine Vertikalantriebseinheit starr in einer Vertikalfluglage angeordnet ist. Während der Horizontalflugbewegung sind die Schwenkantriebseinheiten in eine oder entgegen der Richtung der Horizontalflugbewegung geschwenkt, sodass die Schwenkantriebseinheiten den für die Horizontalflugbewegung notwendigen Antrieb erzeugen. Die starr an den Flügeln angeordneten und in einer Vertikalfluglage orientierten Vertikalantriebseinheiten erzeugen lediglich während der Vertikalflugphase den für die Vertikalflugbewegung notwendigen Auftrieb. Während der Horizontalflugbewegung werden diese seitlich angeströmt, wodurch ein im Vergleich zu den in oder entgegen die Horizontalflugrichtung geschwenkten Schwenkantriebseinheiten größerer Strömungswiderstand erzeugt wird. Dadurch, dass die Vertikalantriebseinheiten keinen Schwenkantrieb aufweisen, ist die Vertikalantriebseinheit besonders gewichtsreduziert ausgestaltbar. Damit ist auch die an einem Flügel angreifende Gewichtskraft besonders gering, sodass der Flügel insgesamt und insbesondere in dem Anbindungsbereich zwischen dem Flügel und dem Flugzeugrumpf besonders leicht ausgestaltet werden kann. Insgesamt lässt sich somit ein besonders gewichtsreduziertes Fluggerät hersteilen, wodurch eine geringe Antriebsleistung während der Vertikalflugphase bei einem Senkrechtstart des Fluggeräts benötigt wird.
Um eine seitliche Manövrierbarkeit und ein Gierverhalten des Fluggeräts in der Vertikalfluglage zu verbessern, ist in einer vorteilhaften Umsetzung des Erfindungsgedankens vorgesehen, dass in einer Vertikalfluglage mindestens eine Schwenkantriebseinheit und mindestens eine
Vertikalantriebseinheit so ausgerichtet sind, dass zwischen einer Richtung der jeweils durch die Schwenkantriebseinheit und durch die Vertikalantriebseinheit erzeugten Auftriebskraft und einer auf einer durch eine Rollachse des Fluggeräts und durch eine Nickachse des Fluggeräts aufgespannten Ebene senkrecht stehenden Achse ein Anstellwinkel eingeschlossen ist. Durch eine Änderung der Antriebsleistung einzelner unter einem Anstellwinkel angestellten Schwenkantriebseinheiten oder Vertikalantriebseinheiten kann eine seitliche Schubkraft erzeugt werden, wodurch ein Gieren um die Gierachse oder ein Rollen um die Rollachse des Fluggeräts erfolgt. Die starr angeordneten Vertikalantriebseinheiten können vorteilhafterweise und erfindungsgemäß so ausgerichtet sein, dass die durch gegenüberliegende Vertikalantriebseinheiten erzeugten Auftriebskräfte sich gegeneinander aufheben, solange die jeweiligen Antriebsleistungen gleich groß sind. Ein Gieren oder ein Rollen wird entweder durch eine Anpassung der jeweiligen Antriebsleistung und/oder durch ein Schwenken mindestens einer Schwenkantriebseinheit bewirkt. Der Anstellwinkel der Schwenkantriebseinheit und der Vertikalantriebseinheit kann erfindungsgemäß so gewählt werden, dass eine horizontale Kraftkomponente der Auftriebskraft in Richtung des Fluggeräts oder in eine entgegengesetzte Richtung des Fluggeräts, in Flugrichtung oder entgegen der Flugrichtung gerichtet ist.
Um das Flugverhalten des senkrecht startenden Fluggeräts weiter zu verbessern, ist in einer vorteilhaften Umsetzung des Erfindungsgedankens vorgesehen, dass ein erster Abstand der mindestens einen Schwenkantriebseinheit zu einer Längsachse des Fluggeräts kleiner ist als ein zweiter Abstand der mindestens einen Vertikalantriebseinheit zu der Längsachse des Fluggeräts. Durch die Wahl eines geringen Abstands zwischen den Schwenkantriebseinheiten und der Längsachse des Fluggeräts ist ein durch die Gewichtskraft der Schwenkantriebseinheiten erzeugtes Biegemoment im Anbindungsbereich zwischen dem Flügel und dem Flugzeugrumpf besonders gering. Somit kann der Flügel und insbesondere der Anbindungsbereich besonders klein und damit gewichtssparend ausgestaltet werden, wodurch auch ein besonders leichtes Fluggerät herstellbar ist. Zweckmäßigerweise werden die Schwenkantriebseinheiten so nah wie möglich an die Längsachse des Fluggeräts beziehungsweise an dem Flugzeugrumpf angeordnet. Ein kleinster möglicher Abstand ist beispielsweise durch einen Rotordurchmesser eines Rotors der Schwenkantriebseinheit. Des Weiteren wird durch die Anordnung der Schwenkantriebseinheiten in der Nähe des Flugzeugrumpfs die Flügelkonstruktion insgesamt steifer, sodass geringere Biegeschwingungen in den Flügeln auftreten. Dadurch wird insbesondere eine Manövrierbarkeit in der Vertikalfluglage verbessert und ein ruhigeres Flugverhalten erzielt. Durch die Anordnung der Schwenkantriebseinheiten mit einem geringen Abstand zu der Längsachse des Fluggeräts wird in der Horizontalfluglage der Schwenkantriebseinheit bei einer Änderung einer Antriebsleistung einer Schwenkantriebseinheit eine geringe Änderung eines um die Gierachse des Fluggeräts gerichteten Giermoments erzeugt. Vorteilhafterweise kann eine Giermomentänderung durch die Vorgabe der Antriebsleistung eines an dem gegenüberliegenden Flügel angeordneten Schwenkantriebseinheit kompensiert werden.
Vorteilhafterweise sind die Schwenkantriebseinheiten und die Vertikalantriebseinheiten erfindungsgemäß so ausgelegt, dass bei einem Ausfall einer Schwenkantriebseinheit oder einer Vertikalantriebseinheit den für die Vertikalflugbewegung notwendigen Auftrieb beziehungsweise den für die Horizontalflugbewegung notwenigen Vortrieb durch die zur Verfügung stehende Antriebsleistungen der funktionsfähigen Schwenkantriebseinheiten und Vertikalantriebseinheiten ausgeglichen werden.
Damit ein Weiterflug des Fluggeräts bei einem Ausfall einer Schwenkantriebseinheit oder einer Vertikalantriebseinheit möglich ist, ist in einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung vorgesehen, dass zwei Schwenkantriebseinheiten und zwei Vertikalantriebseinheiten an dem Flügel angeordnet sind, wobei die zwei Schwenkantriebseinheiten und die zwei Vertikalantriebseinheiten jeweils in einer Horizontalflugrichtung des Fluggeräts hintereinander angeordnet und näherungsweise in einem gleichen Abstand zu einer Längsachse des Fluggeräts angeordnet sind. Dadurch, dass die zwei Schwenkantriebseinheiten und zwei Vertikalantriebseinheiten jeweils in Horizontalflugrichtung hintereinander angeordnet sind kann die Steuerung der Schwenkantriebseinheiten und der Vertikalantriebseinheiten, analog zu der Steuerung eines Multikopters, besonders einfach erfolgen .
Bei einer vorteilhaften Ausgestaltung des erfindungsgemäßen senkrecht startenden Fluggeräts ist vorgesehen, dass die Schwenkantriebseinheiten und die Vertikalantriebseinheiten jeweils einen Tragarm aufweisen, mit dem die
Schwenkantriebseinheiten und die Vertikalantriebseinheiten an dem Flügel festgelegt sind. Somit ist ein Abstand zwischen den Schwenkantriebseinheiten und die
Vertikalantriebseinheiten unabhängig von der Flügelbreite und Länge wählbar. Dadurch lassen sich die Abstände zwischen den Schwenkantriebseinheiten und den Vertikalantriebseinheiten untereinander möglichst groß wählen, sodass die durch eine Änderung der durch die Schwenkantriebseinheiten und die Vertikalantriebseinheiten erzeugten Auftriebskräfte in besonders großem Anteil zu einer Steuerung einer Gier- oder Rollbewegung und für eine Drehung des Fluggeräts um eine Gier-, Roll- oder Nickachse beitragen. Somit wird ein besonders stabiles Flugverhalten während der Vertikalflugphase ermöglicht.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung des Erfindungsgedankens ist vorgesehen, dass zwei in Horizontalflugrichtung hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten in einer Horizontalfluglage jeweils oberhalb und unterhalb einer Horizontalebene angeordnet sind, wobei die Horizontalebene parallel zu einer durch die Rollachse des Fluggeräts und durch die Nickachse des Fluggeräts aufgespannten Ebene angeordnet ist. In der Horizontalfluglage strömen sich die in Horizontalflugrichtung hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten nicht gegenseitig an, so dass hierdurch keine Wirkungsgradverluste eintreten. Dabei kann die Horizontalebene auch mit der durch die Rollachse des Fluggeräts und durch die Nickachse des Fluggeräts aufgespannten Ebene zusammenfallen.
In einer vorteilhaften Umsetzung des Erfindungsgedankens ist vorgesehen, dass zwei in Horizontalflugrichtung hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten in einer Vertikalfluglage innerhalb der Horizontalebene angeordnet sind. Auf diese Weise wird in der Vertikalflugphase in Bodennähe ein einheitlicher Bodeneffekt der in Vertikalfluglage orientierten Schwenkantriebseinheiten erreicht, sodass ein ruhigeres Flugverhalten insbesondere in der Start- und Landephase des Fluggeräts erreicht wird. Geringfügige Abweichungen von einer solchen Anordnung, die beispielsweise auf Fertigungstoleranzen zurückgeführt werden können, beeinträchtigen das Flugverhalten des Fluggeräts allerdings nicht oder lediglich geringfügig.
In einer vorteilhaften Umsetzung des Erfindungsgedankens ist vorgesehen, dass ein Vertikalabstand zwischen der Schwenkantriebseinheit und einer durch den Flügel aufgespannten Flügelebene durch einen zwischen einer Längsachse des Tragarms und der Flügelebene eingeschlossenen Anstellwinkel vorgebbar ist. Dabei kann der Anstellwinkel so vorgegeben sein, dass die Schwenkantriebseinheiten in der Vertikalfluglage im Wesentlichen in der Horizontalebene angeordnet sind und in einer Horizontalfluglage oberhalb und unterhalb der Horizontalfläche angeordnet sind. Zweckmäßigerweise sind die Tragarme so an dem Flügel angeordnet, dass sich eine erste Schwenkantriebseinheit in der Vertikalfluglage in Horizontalflugrichtung vor dem Flügel und eine zweite Schwenkantriebseinheit hinter dem Flügel befindet. Dabei können die Tragarme so ausgestaltet und an dem Flügel angeordnet sein, dass die in Horizontalflugrichtung hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten in der Horizontalfluglage im Wesentlichen unterhalb und oberhalb des Flügels angeordnet sind. Aufgrund der Anordnung der Schwenkantriebseinheiten in Horizontalflugrichtung vor und hinter dem Flügel kann dieser verlängert und so zusätzliche Flügelstreckung generiert werden. Dadurch sinkt ein induzierter Widerstand der Flügel im Horizontalflug und die Flugleistungen werden verbessert.
Damit in der Start- und Landephase des Fluggeräts in Bodennähe ein besonders stabiles Flugverhalten erreicht wird, ist in einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung vorgesehen, dass die in Horizontalflugrichtung hintereinander angeordneten Vertikalantriebseinheiten innerhalb der Horizontalebene angeordnet sind. Auf diese Weise wird in der Vertikalflugphase in Bodennähe ein einheitlicher Bodeneffekt der in Vertikalfluglage orientierten Vertikalantriebseinheiten erreicht.
Um den ein besonders stabiles Flugverhalten des Fluggeräts in der Vertikalflugphase zu erreichen, ist in einer vorteilhaften Ausgestaltung des Erfindungsgedankens vorgesehen, dass die Schwenkantriebseinheiten jeweils eine Schwenkvorrichtung aufweisen, sodass eine Schwenkbewegung der Schwenkantriebseinheiten unabhängig voneinander durchführbar ist. Durch die Redundanz mehrere schwenkbarer Schwenkantriebseinheiten kann die Manövrierbarkeit des Fluggeräts auch bei einem Ausfall einer
Schwenkantriebseinheit erhalten bleibe, sodass ein Weiterflug des Fluggeräts möglich ist.
Eine besonders kostengünstige Konstruktion und ein besonders gutes Flugverhalten wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, dass es sich bei den Schwenkantriebseinheiten und den Vertikalantriebseinheiten um Propellerantriebe oder Impellerantriebe oder Strahltriebwerke handelt. Propellerantriebe sind zweckmäßigerweise starr oder mit einer Rotorblattverstellung ausgeführt.
Weitere Vorteile und Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen senkrecht startenden Fluggeräts werden anhand der in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen:
Figur 1 eine schematische Darstellung eines senkrecht startenden Fluggeräts im Horizontalflug,
Figur 2 eine schematische Darstellung eines senkrecht startenden Fluggeräts im Vertikalflug und
Figur 3 eine schematische Darstellung eines senkrecht startenden Fluggeräts in einer Vorderansicht im Horizontalflug .
In Figur 1 ist eine schematische Darstellung eines senkrecht startenden Fluggeräts 1 in einem Horizontalflug gezeigt. Das Fluggerät 1 weist zwei an einem Flugzeugrumpf 2 des Fluggeräts 1 angeordnete Flügel 3 auf. An jedem Flügel 3 sind jeweils zwei in einer Horizontalflugrichtung 4 hintereinander angeordnete Schwenkantriebseinheiten 5 und jeweils zwei in der Horizontalflugrichtung 4 hintereinander angeordnete Vertikalantriebseinheiten 6 angeordnet. Dabei weisen die Schwenkantriebseinheiten 5 und die
Vertikalantriebseinheiten 6 jeweils einen Tragarm 7 auf, mit dem die Schwenkantriebseinheiten 5 und die
Vertikalantriebseinheiten 6 an dem Flügel 3 festgelegt sind. Die Schwenkantriebseinheiten 5 sind in eine Vertikalfluglage und in eine Horizontalfluglage bringbar. Die Vertikalantriebseinheit 6 sind starr in einer Vertikalfluglage angeordnet. Während einer
Horizontalflugbewegung sind die Schwenkantriebseinheiten 5 in oder entgegen der Horizontalflugrichtung 4 geschwenkt, sodass die Schwenkantriebseinheiten 5 den für die Horizontalflugbewegung notwendigen Antrieb erzeugen. Die starr an den Flügeln 3 angeordneten und in einer Vertikalfluglage orientierten Vertikalantriebseinheiten 6 erzeugen lediglich in der Vertikalflugphase den für die Vertikalflugbewegung notwendigen Auftrieb. Ein erster Abstand 8 der zwei in Horizontalflugrichtung 4 hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten 5 zu einer Längsachse 9 des Fluggeräts 1 ist kleiner als ein zweiter Abstand 10 der zwei in Horizontalflugrichtung 4 hintereinander angeordneten Vertikalantriebseinheiten 6 zu der Längsachse 9 des Fluggeräts 1.
In Figur 2 ist eine schematische Darstellung des senkrecht startenden Fluggeräts 1 in einem Vertikalflug gezeigt. Dabei weisen die Schwenkantriebseinheiten 5 und die
Vertikalantriebseinheiten 6 jeweils einen Tragarm 7 auf, mit dem die Schwenkantriebseinheiten 5 und die
Vertikalantriebseinheiten 6 an dem Flügel 3 festgelegt sind. Ein Vertikalabstand 11 zwischen der Schwenkantriebseinheit 6 und einer durch den Flügel 3 aufgespannten Flügelebene 12 ist durch einen zwischen einer Längsachse des Tragarms 7 und der Flügelebene 12 eingeschlossenen Anstellwinkel 13 vorgebbar. Die Schwenkantriebseinheiten 5 sind in einer Vertikalfluglage dargestellt. Die Vertikalantriebseinheit 6 sind starr in einer Vertikalfluglage angeordnet. Während einer Vertikalflugbewegung sind die Schwenkantriebseinheiten 5 in die Vertikalfluglage geschwenkt, sodass die starr an den Flügeln 3 angeordneten Schwenkantriebseinheiten 5 und die
Vertikalantriebseinheiten 6 den für die Vertikalflugbewegung notwendigen Auftrieb erzeugen.
In Figur 3 ist eine schematische Darstellung des senkrecht startenden Fluggeräts 1 in einer Vorderansicht im
Horizontalflug gezeigt. Die zwei in der in Figur 3 nicht dargestellten Horizontalflugrichtung 4 hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten 5 sind in einer Horizontalfluglage jeweils oberhalb und unterhalb einer Horizontalebene 14 angeordnet, wobei die Horizontalebene 14 parallel zu einer durch eine Rollachse 15 des Fluggeräts 1 und durch eine Nickachse 16 des Fluggeräts 1 aufgespannten Ebene angeordnet ist. Somit strömen sich die in der Horizontalfluglage in Horizontalflugrichtung 4 hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten 5 nicht gegenseitig an.

Claims

PA T E N TA N S P R Ü C H E
1. Senkrecht startendes Fluggerät (1) mit zwei an einem Flugzeugrumpf (2) des Fluggeräts (1) angeordneten Flügeln, wobei entlang jedes Flügels (3) jeweils mindestens eine Schwenkantriebseinheit (5) schwenkbar an den Flügeln angeordnet ist und in eine Vertikalfluglage und in eine Horizontalfluglage bringbar ist, wobei die
Schwenkantriebseinheiten (5) in der Vertikalfluglage einen für eine Vertikalflugbewegung des Fluggeräts (1) notwendigen Auftrieb erzeugen und in der Horizontalfluglage eine für eine Horizontalflugbewegung des Fluggeräts (1) notwendigen Vortrieb erzeugen, dadurch gekennzeichnet, dass an jedem Flügel (3) mindestens eine Vertikalantriebseinheit (6) starr in einer Vertikalfluglage angeordnet ist.
2. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass in einer Vertikalfluglage mindestens eine Schwenkantriebseinheit (5) und mindestens eine Vertikalantriebseinheit (6) so ausgerichtet sind, dass zwischen einer Richtung der jeweils durch die Schwenkantriebseinheit (5) und durch die
Vertikalantriebseinheit (6) erzeugten Auftriebskraft und einer auf einer durch eine Rollachse (15) des Fluggeräts (1) und durch eine Nickachse (16) des Fluggeräts (1) aufgespannten Ebene senkrecht stehenden Achse ein Anstellwinkel eingeschlossen ist.
3. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass ein erster Abstand (8) der mindestens einen Schwenkantriebseinheit (5) zu einer Längsachse (9) des Fluggeräts (1) kleiner ist als ein zweiter Abstand (10) der mindestens einen Vertikalantriebseinheit (6) zu der Längsachse (9) des Fluggeräts (1).
4. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zwei Schwenkantriebseinheiten (5) und zwei
Vertikalantriebseinheiten (6) an dem Flügel (3) angeordnet sind, wobei die zwei Schwenkantriebseinheiten (5) und die zwei Vertikalantriebseinheiten (6) jeweils in einer Horizontalflugrichtung (4) des Fluggeräts (1) hintereinander angeordnet und näherungsweise in einem gleichen Abstand zu einer Längsachse (9) des Fluggeräts (1) angeordnet sind.
5. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schwenkantriebseinheiten (5) und die
Vertikalantriebseinheiten (6) jeweils einen Tragarm (7) aufweisen, mit dem die Schwenkantriebseinheiten (5) und die Vertikalantriebseinheiten (6) an dem Flügel (3) festgelegt sind.
6. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zwei in Horizontalflugrichtung (4) hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten (5) in einer Horizontalfluglage jeweils oberhalb und unterhalb einer Horizontalebene (14) angeordnet sind, wobei die Horizontalebene (14) parallel zu einer durch die Rollachse (15) des Fluggeräts (1) und durch die Nickachse (16) des Fluggeräts (1) aufgespannten Ebene angeordnet ist.
7. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zwei in Horizontalflugrichtung (4) hintereinander angeordneten Schwenkantriebseinheiten (5) in einer Vertikalfluglage innerhalb der Horizontalebene (14) angeordnet sind.
8. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass ein Vertikalabstand (11) zwischen der Schwenkantriebseinheit (5) und einer durch den Flügel (3) aufgespannten Flügelebene (12) durch einen zwischen einer Längsachse (9) des Tragarms (7) und der Flügelebene (12) eingeschlossenen Anstellwinkel (13) vorgebbar ist.
9. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die in Horizontalflugrichtung (4) hintereinander angeordneten Vertikalantriebseinheiten (6) innerhalb der Horizontalebene (14) angeordnet sind.
10. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schwenkantriebseinheiten (5) jeweils eine Schwenkvorrichtung aufweisen, sodass eine Schwenkbewegung der Schwenkantriebseinheiten (5) unabhängig voneinander durchführbar ist.
11. Senkrecht startendes Fluggerät (1) gemäß einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei den Schwenkantriebseinheiten (5) und den Vertikalantriebseinheiten (6) um Propellerantriebe oder Impellerantriebe oder Strahltriebwerke handelt.
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