WO2024013392A1 - Senkrecht startendes flugzeug - Google Patents

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WO2024013392A1
WO2024013392A1 PCT/EP2023/069715 EP2023069715W WO2024013392A1 WO 2024013392 A1 WO2024013392 A1 WO 2024013392A1 EP 2023069715 W EP2023069715 W EP 2023069715W WO 2024013392 A1 WO2024013392 A1 WO 2024013392A1
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aircraft
rotor
propeller
flight
airplane
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PCT/EP2023/069715
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Paul Schreiber
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FlyPurrz GmbH
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    • B64U60/50—Undercarriages with landing legs

Definitions

  • the invention relates to a vertical take-off aircraft which is designed as a tail starter - also called a tailsitter - and which, after take-off, changes from the essentially vertical hovering attitude as a whole to the horizontal flight attitude.
  • Tilt rotors are often used in such aircraft, in which the aircraft starts vertically and hovers with the rotors tilted upwards. After reaching a minimum height, the tilt rotors are tilted forward so that the rotor axis is now essentially horizontal. The tilt rotors then act as propellers and provide forward thrust.
  • tail starters Another type are so-called tail starters or tailsitters.
  • a tail starter starts with the nose of the aircraft pointing upwards (similar to a rocket) and, after reaching a minimum height, goes into a horizontal position as a whole.
  • the present invention relates to such a rear starter.
  • US 5,289,994 A describes a vertical take-off aircraft in the form of a tail starter with two coaxial and counter-rotating propellers arranged on the nose, both of which have different diameters. Both propellers support both hover and level flight.
  • EP 3 290 338 A1 also describes a vertical take-off engine designed as a rear starter with two propellers or rotors arranged on the nose side, which rotate in opposite directions to start. In level flight, the rear rotor is brought into a rigid position in which it acts as The wing serves as a wing, while the front rotor acts as a propeller for propulsion. If the aircraft is on the ground, the propeller or rotor blades are folded onto the fuselage.
  • EP 3 290 337 A1 describes a similar structure, only a small rear propeller is also provided.
  • the US 2018/0118334 A1 discloses an aircraft system in which several vertical takeoff aircraft are releasably arranged next to one another along the leading edge of the wing element on a wing element that is not coupled to a fuselage, for example by means of magnets.
  • the individual vertical take-off aircraft can thus detach themselves from the wing element and switch to an independent flight mode.
  • the vertical take-off aircraft are designed to start as tail starters from the ground in a vertical position and then transition to a horizontal flight position. These tail starters also have two rotors arranged on the nose side, which are powered both when starting and in horizontal flight.
  • the well-known vertical take-off aircraft suffer from the fact that enabling precise take-off and landing usually entails significant losses in cruising speed and range. Furthermore, the complexity of the aircraft increases due to the additional number of components required for vertical take-off and landing.
  • the aircraft according to the invention is characterized in that it has at least one propeller and at least one rotor, both of which are arranged coaxially one behind the other. Furthermore, the rotor blades of the at least one rotor are folded in the direction of the aircraft fuselage during normal or regular operation of horizontal or cruise flight, in particular outside the take-off and landing phase, in which case only the at least one propeller, the propeller blades of which are not designed to be foldable , is responsible for regular horizontal flight in the forward direction.
  • regular horizontal flight refers to cruise flight operations aimed at efficiency; Special flight situations, such as braking the aircraft in horizontal operation using the rotor to prepare for landing in a vertical state, are not meant by the phrase “regular horizontal flight”. The same applies, for example, to initiating the transition from hovering flight to horizontal flight, whereby the rotor preferably rotates a few more times until it folds towards the fuselage.
  • a rigid wing that is firmly connected to the fuselage is provided, which in particular ensures the dynamic buoyancy of the aircraft.
  • rotor is used as in the case of helicopters, as they are active in hover flight (take-off and landing, including, if applicable, the transition phases from hover to level flight and back).
  • Propellers in the sense of the invention are particularly involved in horizontal flight, but can also support hovering flight.
  • the advantages of the invention can be seen in particular in the fact that the aircraft according to the invention only requires very few additional components to enable vertical or hovering flight. This results in a simple and easy structure. Also results from folding of the rotor blades to the aircraft fuselage results in only a very small increase in aerodynamic resistance compared to a rotorless design. It is preferred that the rotor blades pivot or fold particularly true to shape against the fuselage contour during horizontal flight. This means that no additional surface is created during horizontal flight. Despite this simple and light construction, the aircraft according to the invention can take off and land with pinpoint accuracy.
  • the aircraft according to the invention can be designed as an unmanned aerial vehicle (UAV), drone and/or unmanned aerial system (UAS) or also for passenger transport.
  • UAV unmanned aerial vehicle
  • UAS unmanned aerial system
  • the aircraft only has a single propeller and a single rotor.
  • Their two coinciding axes run in the longitudinal direction of the aircraft and preferably coincide with the longitudinal axis of the aircraft (except for about 2° “engine camber”: the air moves because of the lift on the wing in front of the aircraft upwards.
  • engine camber the air moves because of the lift on the wing in front of the aircraft upwards.
  • the propeller and rotor are the only means of starting the aircraft vertically, then hovering to a minimum altitude, then flying horizontally to the target and landing there. According to current calculations, additional drives are not necessary, especially for aircraft and loads with a total of up to 30 or 40 kg and even up to 150 kg.
  • the single propeller and single rotor configuration with coaxial arrangement does not require additional spaced motors and propellers.
  • This placement or attachment of the rotor and the propeller in or on the aircraft fuselage significantly reduces the damaging resistance in flight, as can be proven mathematically when considering the “cube-square law” in conjunction with Bernoulli's resistance law.
  • the compact arrangement also reduces the cable lengths in the aircraft fuselage compared to a version with multiple propellers and rotors, which leads to material and weight savings.
  • the propeller and “the rotor” in the following, this also includes versions in which there is more than one propeller and more than one rotor - even if the version with a single propeller and a single rotor is currently is considered the preferred option.
  • the first drive shaft or the second drive shaft is designed as a hollow shaft, while the second drive shaft or the first drive shaft runs in said first or second drive shaft.
  • the propeller and rotor can be arranged close together, for example in the nose area. With such an arrangement, the propellers are protected from grass on the ground, for example.
  • the propeller is part of a first drive, which further comprises a first electric motor.
  • the first electric motor is expediently connected to an electrical storage (in particular one or more accumulators).
  • the rotor is part of a second drive, which also includes a second electric motor.
  • the second electric motor is expediently connected to an electrical storage (in particular one or more accumulators).
  • the electrical storage for the first electric motor can be the same as that for the second electric motor. However, different electrical storage devices can also be provided. It is also possible to partially share the same or the same memory by both electric motors.
  • the first drive is provided and set up to drive the associated propeller at least in horizontal flight.
  • the second drive is designed and set up to drive the rotor particularly preferably only in hovering flight, but not in normal or regular operation of horizontal flight.
  • the second drive is designed in particular for hovering, ie take-off and landing, while the first drive can (but does not have to) support hovering flight, but is otherwise solely responsible for propulsion in regular horizontal flight.
  • the lift is generated by the shape of the aircraft, while in hovering flight it is primarily generated by the rotor.
  • each of the drives can be configured and designed specifically for its tasks.
  • very quiet horizontal or cruise flight operation can also be achieved. Even if the two propellers are arranged on the nose of the aircraft (i.e. designed as a towing propeller), the noise development is very small.
  • only one drive with an electric motor is provided for driving both the propeller and the rotor, the electric motor being connected to an electrical storage (in particular one or more accumulators).
  • the first drive shaft and the second drive shaft are at least partially identical and can be coupled to one another by means of a gear and a clutch for connecting or disconnecting the drive transmission in such a way that the propeller is at least for horizontal flight and the rotor in hovering flight, but not in regular horizontal flight be driven by the said electric motor.
  • the aircraft is particularly preferably designed with its drives in such a way that the propeller achieves its best efficiency when the aircraft is in cruise flight. If, for example, large differences in altitude have to be overcome during flight missions, so that there is a constant climb, the propeller and/or the engine may need to be adjusted accordingly.
  • the rotor is preferably designed so that the aircraft is kept in hover in an energy-efficient, controllable and quiet manner.
  • the rotor is preferably optimized to a very small speed window around the hovering flight. Its maximum speed at which it still delivers thrust is well below the aircraft's minimum flight speed.
  • the rotor's area of responsibility includes the climb and descent of the aircraft when taking off or transitioning from hovering to horizontal flight. Even during the transition from horizontal flight to hovering flight, the rotor can be used to slow down the high flight speed in order to approach the landing point particularly quickly and specifically.
  • the aircraft is preferably designed in such a way that it reacts particularly insensitively to weather and environmental influences, thus making operations safe and plannable. This is preferably achieved, among other things, by only being able to fly just below cruising speed. This ensures that the aircraft completes its cruise flight at its most efficient operating point. Together with a selected minimum flight speed of preferably over 100 km/h, gusts of wind have a smaller influence on the flight movements of the aircraft and thus also on the additional structural loads caused by them. Also can therefore a particularly small size of the wing can be realized, which in turn brings with it compact transport dimensions, low weight and low susceptibility to icing. In particular, the fragile wing constructions known from model airplanes, which are quickly damaged in everyday life, are avoided in this way.
  • the aircraft must be designed in such a way that its rotor can rotate freely and is collision-free, even if it is only partially folded out or folded in. This is important, for example, so that it can perform its braking function described above. But even when the rotor is switched off, i.e. after initiating the transition from hovering flight to horizontal flight, the rotor still rotates for a few revolutions while folding towards the fuselage and coming to a complete standstill.
  • the rotor blades are particularly preferably folded at least partially due to the wind pressing against the rotor blades after the aircraft has transitioned from the hovering attitude to the horizontal flight attitude. Due to the force exerted by the wind against the blades of the motor for the rotor, which is then switched off, the rotor blades are pressed into a passive position on or near the aircraft fuselage and remain there until the rotor is driven again, in particular after or during the transition from Level flight into hover in preparation for landing.
  • the blades of the motor for the rotor are designed to be actively foldable using their own drive.
  • the rotor blades fold in the direction of the aircraft fuselage when the motor for the rotor is no longer driven due to, for example, a spring and/or magnetic force.
  • the propeller is also used for hovering, preferably including takeoff.
  • the first electric motor is also designed and set up to drive the propeller during takeoff and/or hovering.
  • the at least one propeller and the at least one rotor which are arranged coaxially to one another according to the invention, are particularly preferably arranged one behind the other on the nose of the aircraft, i.e. at the front end of the aircraft fuselage.
  • the distance between propeller and rotor is preferably between 1 and 20 cm, preferably between 1 and 15 cm and particularly preferably between 1 and 10 cm.
  • the aforementioned distances are suitable for an aircraft weighing 10 kg, for example; For heavier aircraft, the distance can also advantageously be larger.
  • the distance between the propellers mainly ensures that no collision occurs.
  • the foldability of the rotor blades means that the propeller is arranged in front of the rotor, viewed in the direction of flight.
  • the rotor Due to the rear-starter design of the aircraft, the rotor is positioned well above the ground when taking off or landing, which protects it from collisions with objects on the ground.
  • the propeller is arranged at the tail of the aircraft fuselage and the rotor is arranged at the nose of the aircraft fuselage.
  • the rotor is far away from the ground and is therefore protected from collisions with obstacles.
  • the propeller arranged in the tail is preferably only used in horizontal flight (and if necessary when transitioning into and/or out of horizontal flight).
  • the rotor particularly preferably covers a larger total area than the propeller. In relation to the external dimensions of the aircraft, it is advantageous if the diameter of the rotor is chosen to be as large as possible in order to generate the required lift with the smallest possible circular area load and thus enable efficient hovering flight.
  • the propeller circle area covered by the propeller can be significantly smaller in order to achieve the necessary forward thrust of the aircraft.
  • the area swept by the rotor is preferably greater than 300%, preferably greater than 500%, for example greater than 800% than the area swept by the propeller.
  • the area swept by the rotor during operation is smaller than 1500%, for example smaller than 1000%, than the area swept by the propeller.
  • Various parameters and their desired prioritization come into consideration for the appropriate selection of the area ratio, for example weight, noise emissions, maneuverability, etc.
  • Elevons are preferably provided on the wing, which combine the functions of ailerons and elevators. Such a design reduces the number of necessary components without affecting the overall control accuracy.
  • the rigid wing which is firmly or permanently connected to the aircraft fuselage, has a forward sweep.
  • the large rotor can be folded in and out of the fuselage without collision, without the aircraft's center of gravity being shifted too far back.
  • the rotor can apply an air flow to the wing on its control surfaces (which generally includes: elevators, ailerons, rudders, elevons, ...), for example the elevons mentioned above.
  • control surfaces located at the rear, i.e.
  • on the wing can preferably be placed exactly in that section in which the greatest flow speed is present, which results from the air flowing against the aircraft nose during hovering and upward movement in particular the said flow velocity caused by the rotor. This ensures good control authority when hovering.
  • the same control surfaces on the wing are also preferably in an optimized position in order to take over the elevator control when the wing is swept forward - in the said design of these control surfaces as elevons - and to adjust the trim of the airspeed with little resistance.
  • the said forward arrow is preferably designed in at least two stages, with the arrow section close to the fuselage (seen in the direction of flight) making a larger angle with the aircraft fuselage than the arrow section further away from the fuselage. This provides a large space for the rotor when folding and unfolding.
  • a vertical stabilizer is provided on the tail of the aircraft, which accommodates at least parts of the landing gear with which the aircraft stands on the ground.
  • a horizontal stabilizer is provided at the rear of the aircraft.
  • Supports are advantageously provided on the wing and on the vertical stabilizer and/or on the horizontal stabilizer, with which the aircraft is supported on the ground. It is advisable that two supports are arranged on the wing and two supports on the vertical stabilizer or horizontal stabilizer. Alternatively, supports are arranged on the vertical stabilizer and horizontal stabilizer and then preferably not on the wing.
  • the vertical stabilizer if present, preferably protrudes beyond the aircraft fuselage on two sides. According to an alternative, the vertical tail only protrudes from the aircraft fuselage on one side.
  • An autopilot is particularly preferably used to regulate the transition between the flight states of hovering on the one hand and horizontal flying on the other. This can either be supported by manual commands, for example via switches, or, which is preferred, take control of the aircraft fully automatically. An additional option for radio control can also be advantageous. Preferably, the drive speeds of the electric motors and control surfaces are always adjusted with the support of a computer. In automated operation, for example, the flight route only needs to be planned in advance.
  • the aircraft according to the invention can be designed not only for the transport of objects, but also for one or more people.
  • the invention also relates to a method for operating a vertical take-off aircraft according to claim 18.
  • the starting process of the aircraft according to the invention is preferably as follows:
  • the unfolded rotor (and possibly also the propeller) is driven to start the aircraft and bring it to a minimum altitude while hovering.
  • the control surfaces electrospray, rudder
  • the propeller By controlling the control surfaces (elevons, rudder) and with the help of the propeller, with the rotor still driven, the aircraft, after exceeding a highest point, goes into a downward flight with the nose pointing diagonally (up to vertically) downwards so that the aircraft reaches a high speed due to gravity, in which it can fly in a stable descent.
  • the motor preferably electric motor, of the rotor is now switched off and the rotor blades fold due to this of the airflow towards the fuselage.
  • the aircraft transitions from downward flight into horizontal or cruise flight with the appropriate control surfaces and powered propeller.
  • the propeller is designed so that it optimally generates the thrust required for cruise or horizontal flight.
  • the rotor in turn, is designed so that it works optimally during hovering flight and in slow, power-saving climbs. Since the rotor does not have to work at high flying speed, it is particularly easy to make modifications to it so that it fits optimally against the fuselage. Through the dive maneuver, the necessary flight speed can be built up without one of the drives having to take on this task, which would otherwise lead to a suboptimal compromise that reduces the respective main task (ie hovering with the help of one drive, cruising with the help of the other).
  • the landing is preferably carried out in a conventional manner for rear take-offs, i.e. the aircraft goes from horizontal flight to the hovering attitude, in which the rotor is folded out again and driven. While hovering, the aircraft then lands with its tail on the ground. Due to the optimal rotor design for hovering, a braking maneuver occurs when the rotor is folded out, in which the minimum horizontal speed can be exceeded before the rotor can deliver thrust. Therefore, similar to takeoff, the speed between hover and minimum horizontal speed should be completed in a finite, defined time.
  • FIG. 1a, 1b show an oblique view of a first embodiment of an aircraft according to the invention on the ground with folded rotor blades (Fig. 1 a) and unfolded rotor blades (Fig. 1 b);
  • Fig. 2a, 2b an oblique view (Fig. 2a) from behind and an oblique view from the front (Fig. 2b) of the aircraft of Fig. 1a-b in horizontal flight;
  • FIG. 3e-3f show a transition of the aircraft according to the invention from take-off (Fig. 3a) to horizontal flight (Fig. 3f),
  • Fig. 4 is an oblique view of a second embodiment of an aircraft according to the invention on the ground with the rotor blades folded in or folded.
  • FIGS. 1 a and 1 b show a first embodiment of a vertical take-off aircraft 1 according to the invention - designed in a kite configuration - in the form of a tail starter in the starting position on the ground.
  • the aircraft 1 is shown in an oblique rear view or front view in horizontal flight.
  • the aircraft 1 is designed here as an unmanned drone.
  • the aircraft 1 has a one-piece, relatively squat aircraft fuselage 2 with a nose 3 and a tail 4.
  • the wing 5 has a forward sweep, with an arrow section 5a near the fuselage (seen in the direction of flight) forming a larger angle a with the longitudinal axis of the wing
  • Aircraft fuselage 2 has as an angle ⁇ , which is formed by an arrow section 5b remote from the fuselage with the longitudinal axis of the aircraft fuselage 2.
  • elevons 6 are provided on both sides of the aircraft fuselage, which are known to combine both elevators and ailerons.
  • a vertical stabilizer 7 also protrudes from the tail 4, perpendicular to the wing 5, on both sides of the aircraft fuselage 2.
  • the vertical stabilizer 7 also serves partly as a landing gear with which the aircraft 1 supports itself on the ground.
  • two supports 21 are provided at the two outermost ends of the vertical stabilizer 7.
  • two supports 20 are also arranged on the wing 5, which are located in the area of the transition from the arrow section 5a near the fuselage to the arrow section 5b away from the fuselage.
  • Rudder 7a are also provided on the vertical stabilizer 7 and are used in a known manner to control the aircraft sideways.
  • the rudders 7a are also deflected in opposite directions during hovering in order to compensate for the torque of the rotor.
  • rudder deflections of up to 80° are useful in order to maximize maneuverability.
  • less than 5° is usually sufficient.
  • the drive 10 also includes a first drive shaft 13 and an electric motor 14 connected to this drive shaft 13 (indicated in Fig. 1 a within the aircraft fuselage 2), which is supplied with electrical energy by an electrical storage unit, not shown.
  • a rotor 16 is provided a short distance behind the propeller 11.
  • the rotor 16 is part of a drive 15, which also includes a second drive shaft 18 and a second electric motor 19 (in Fig. 1 a inside the aircraft fuselage 2 indicated), whereby the second drive shaft 18 connects the rotor 16 to the electric motor 19.
  • the electric motor 19 is supplied with electrical energy using an electrical storage device (not shown).
  • the two electric motors 14, 19 can be fed from a common electrical storage or from different electrical storages.
  • the first drive shaft 13 and the second drive shaft 18 run coaxially with one another.
  • the second drive shaft 18 is designed as a hollow shaft in which the first drive shaft 13 runs.
  • the rotor blades 17 of the rotor 16 are designed to be foldable to form the aircraft fuselage 2 (Fig. 1 a).
  • the rotor blades 17 are folded out (Fig. 1 b), while in normal horizontal cruising flight they are folded against the aircraft fuselage 2.
  • the rotor blades 17 can be folded in different ways.
  • the wind is sufficient to pivot the rotor blades 17 into the folded position when the second electric motor 19 is switched off and the rotor 16 is therefore stationary.
  • the second electric motor 19 is switched on, in particular for landing the aircraft 1, the rotor blades 17 fold up again due to the centrifugal forces acting on them (state as in Fig. 1 b).
  • the rotor blades 17 are designed to be actively foldable to the aircraft fuselage 2 by their own drive and/or due to spring or magnetic force when the second electric motor 19 is switched off (not shown).
  • the area swept by the rotor 16 is larger than the area swept by the propeller 11.
  • the area swept by the rotor 16 is 5 to 15 times larger than the area swept by the propeller 11, although in certain embodiments this area can also be undershot or exceeded.
  • the starting process of the aircraft 1 according to the invention shown in FIGS. 1-3 until reaching the horizontal flight attitude is explained below with reference to FIGS. 3a-3f.
  • This maneuver is preferably carried out using an appropriately programmed autopilot that is installed in the aircraft 1.
  • the rotor blades 17 are opened by the centrifugal force (cf. Fig. 1 a and Fig. 1 b) and the aircraft 1 takes off from the ground in the take-off direction S.
  • the propeller 11 can support this start and the subsequent hovering by operating the first electric motor 14.
  • the aircraft 1 flies vertically upwards and goes into a parabolic flight shortly before reaching the intended highest flight point HFP (Fig. 3c).
  • FIG. 4 shows a perspective view of a second embodiment of an aircraft 1 according to the invention, which is also designed in a kite configuration.
  • the structure of this aircraft 1 differs from the aircraft 1 according to FIGS. 1-3 essentially in the design of the tail 4.
  • the tail 4 of the aircraft 1 according to FIG. 4 has a horizontal stabilizer 8 in addition to the vertical stabilizer 7 with rudders 7a Elevator 8a up.
  • the vertical stabilizer 7 and the horizontal stabilizer 8 together form the landing gear.
  • supports 21 are provided at the two outermost ends of the vertical stabilizer 7 - as in the embodiment according to FIGS. 1-3 .
  • Corresponding supports 22 are also arranged at the outermost ends of the horizontal stabilizer 8.
  • the aircraft 1 is supported on the supports 21, 22 according to FIG. 4.
  • the wings 5 have no control surfaces, in particular no ailerons or elevons. Rather, the rudder 7a and the elevator 8a take over all control functions. However, it would easily be possible to provide additional control surfaces, for example on the wing 5; However, if the aim is to simplify the overall design, such additional control surfaces are preferably dispensed with.
  • the operation of the aircraft 1 of FIG. 4, including taking off, the transition to horizontal flight and landing, corresponds to that of the aircraft 1 of FIGS. i.e. the rudder 7a and the elevator 8a are taken over.
  • the invention was described in more detail using two exemplary embodiments, which show versions as a drone (without transporting people). Variants not shown in more detail are possible within the claims. For example, configurations other than the kite configuration are possible.
  • the propeller 11 is arranged at the tail 4, while the rotor 16 is still provided on the nose 3 of the aircraft 1.
  • a common drive is provided for the propeller 11 and the rotor 16, the drive only comprising an electric motor with one or more electrical memories for driving both the propeller 11 and the rotor 16.
  • the first and second drive shafts 13, 18 are at least partially identical and can be coupled to one another by means of a gear and a clutch for connecting or disconnecting the drive power.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Flugzeug (1), das als Heckstarter ausgebildet ist und nach dem Start von der im Wesentlichen senkrechten Schwebefluglage als Ganzes in die Horizontalfluglage übergeht, umfassend einen Flugzeugrumpf (2), einen fest mit dem Flugzeugrumpf (2) verbundenen, starren Tragflügel (5), sowie mindestens einen ortsfest angeordneten, motorisch angetriebenen Propeller (11) mit Propellerblättern (12) und einen ortsfest angeordneten, motorisch angetriebenen Rotor (16) mit Rotorblättern (17), wobei der Propeller (11) zumindest im Horizontalflug über eine erste Antriebswelle (13) angetrieben wird und der Rotor (16) im Schwebeflug, nicht aber nach Übergang in den regulären Horizontalflug, über eine zweite Antriebswelle (18) angetrieben wird, wobei die erste und die zweite Antriebswelle (13, 18) koaxial zueinander verlaufen, und wobei die Rotorblätter (17) im Horizontalflug des Flugzeugs (1) zum Flugzeugrumpf (2) anklappbar ausgebildet sind, während die Propellerblätter (12) nicht zum Flugzeugrumpf (2) anklappbar ausgebildet sind. Gleichfalls betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Betreiben eines senkrecht startenden Flugzeugs (1).

Description

Senkrecht startendes Flugzeug
Die Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Flugzeug, das als Heckstarter - auch Tailsitter genannt - ausgebildet ist und nach dem Start von der im Wesentlichen senkrechten Schwebefluglage als Ganzes in die Horizontalfluglage übergeht.
Senkrecht startende Flugzeuge sind in verschiedensten Varianten bekannt. Bei einer Gattung bleibt das Flugzeug sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug in derselben Lage. Bei solchen Flugzeugen kommen häufig Kipprotoren zum Einsatz, bei denen das Flugzeug mit nach oben gekippten Rotoren senkrecht startet und schwebt. Nach Erreichen einer Mindesthöhe werden die Kipprotoren nach vorne gekippt, so dass die Rotorachse nun im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist. Die Kipprotoren wirken dann als Propeller und sorgen für den Vorwärtsschub.
Eine andere Gattung sind sog. Heckstarter bzw. Tailsitter. Ein Heckstarter startet mit nach oben zeigender Flugzeugnase (ähnlich einer Rakete) und geht nach Erreichen einer Mindesthöhe als Ganzes in die Horizontallage über. Die vorliegende Erfindung betrifft einen derartigen Heckstarter.
Die US 5,289,994 A beschreibt ein senkrecht startendes Flugzeug in Form eines Heckstarters mit zwei an der Nase angeordneten koaxialen und gegenläufig drehenden Propellern, die beide unterschiedliche Durchmesser aufweisen. Beide Propeller unterstützen sowohl den Schwebeflug als auch den Horizontalflug.
Die EP 3 290 338 A1 beschreibt ebenfalls einen als Heckstarter ausgebildeten Senkrechtstarter mit zwei nasenseitig angeordneten Propellern bzw. Rotoren, die sich zum Starten in gegenläufige Richtungen drehen. Im Horizontalflug wird der hintere Rotor in eine starre Position gebracht, in der er als Tragfläche dient, während der vordere Rotor als Propeller für den Vortrieb sorgt. Befindet sich das Flugzeug auf dem Boden, werden die Propeller- bzw. Rotorblätter an den Rumpf geklappt. Die EP 3 290 337 A1 beschreibt einen ähnlichen Aufbau, nur ist zusätzlich noch ein kleiner Heckpropeller vorgesehen.
Die US 2018/0118334 A1 offenbart ein Flugzeugsystem, bei dem an einem nicht an einen Rumpf gekoppelten Tragflächenelement mehrere Senkrechtstarter nebeneinander entlang der Vorderkante des Tragflächenelements lösbar angeordnet sind, beispielsweise mittels Magneten. Die einzelnen Senkrechtstarter können sich somit vom Tragflächenelement lösen und in einen unabhängigen Flugmodus übergehen. Des Weiteren sind die Senkrechtstarter dazu ausgebildet, als Heckstarter auch vom Boden aus in senkrechter Position zu starten, um anschließend in eine horizontale Fluglage überzugehen. Auch diese Heckstarter weisen zwei nasenseitig angeordnete Rotoren auf, die sowohl beim Starten als auch im Horizontalflug angetrieben werden.
Die bekannten Senkrechtstarter leiden darunter, dass die Ermöglichung von punktgenauem Starten und Landen meist erhebliche Einbußen in der Reisefluggeschwindigkeit als auch der Reichweite mit sich bringen. Des Weiteren steigt die Komplexität des Flugzeugs durch die zusätzlich notwendige Anzahl von Bauteilen, welche für das senkrechte Starten und Landen gebraucht werden.
Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein als Heckstarter ausgebildetes Flugzeug mit einem einfachen Aufbau, aber hoher Effizienz zur Verfügung zu stellen.
Diese Aufgabe wird durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie ein Verfahren nach Anspruch 18 gelöst. Das erfindungsgemäße Flugzeug zeichnet sich dadurch aus, dass es mindestens einen Propeller und mindestens einen Rotor aufweist, die beide koaxial hintereinander angeordnet sind. Weiterhin sind die Rotorblätter des mindestens einen Rotors im Normal- bzw. Regulärbetrieb des Horizontal- bzw. Reiseflugs, insbesondere also außerhalb der Start- und Landephase, in Richtung zum Flugzeugrumpf angeklappt, wobei dann nur der mindestens eine Propeller, dessen Propellerblätter nicht anklappbar ausgebildet sind, für den regulären Horizontalflug in Vorwärtsrichtung verantwortlich ist. Mit dem Begriff „regulärer Horizontalflug“ ist der auf Effizienz ausgerichtete Reiseflugbetrieb gemeint; spezielle Flugsituationen, wie beispielsweise das Abbremsen des Flugzeugs im Horizontalbetrieb mittels des Rotors zur Vorbereitung der Landung im senkrechten Zustand sind nicht mit der Formulierung „regulärer Horizontalflug“ gemeint. Gleiches gilt beispielsweise auch für das Einleiten der Transition vom Schwebeflug in den Horizontalflug, wobei sich der Rotor vorzugsweise noch einige Male dreht, bis er zum Rumpf anklappt.
Weiterhin ist am Flugzeugrumpf ein fest mit diesem verbundener und starrer Tragflügel vorgesehen, der insbesondere für den dynamischen Auftrieb des Flugzeugs sorgt.
Im Rahmen dieser Beschreibung wird der Begriff „Rotor“ wie im Falle von Hubschraubern verwendet, da sie im Schwebeflug (Starten und Landen, einschließlich ggf. den Übergangsphasen vom Schwebe- in den Horizontalflug und zurück) aktiv sind. „Propeller“ im Sinne der Erfindung sind insbesondere beim Horizontalflug beteiligt, können aber auch den Schwebeflug unterstützen.
Die Vorteile der Erfindung sind insbesondere darin zu sehen, dass das erfindungsgemäße Flugzeug für die Ermöglichung des Senkrecht- bzw. Schwebeflugs nur sehr wenige zusätzliche Bauteile benötigt. Es ergibt sich somit ein einfacher und leichter Aufbau. Außerdem resultiert aus dem Anklappen der Rotorblätter zum Flugzeugrumpf eine nur sehr geringe Erhöhung des aerodynamischen Widerstands im Vergleich zu einer rotorlosen Ausführung. Es ist hierbei bevorzugt, dass die Rotorblätter beim Horizontalflug besonders formtreu gegen die Rumpfkontur schwenken bzw. klappen. Damit entsteht keine zusätzlich umspülte Oberfläche während des Horizontalfluges. Trotz dieser einfachen und leichten Konstruktion kann das erfindungsgemäße Flugzeug punktgenau starten und landen.
Durch die Konfiguration mit (mindestens) einem ortsfesten, d.h. nicht relativ zum Rumpf bewegbaren, insbesondere nicht kippbaren, Propeller mit zudem nicht an den Rumpf anklappbaren Propellerblättern und einem ortsfesten, d.h. nicht relativ zum Rumpf bewegbaren, insbesondere nicht kippbaren, Rotor, der allerdings in Richtung auf den Flugzeugrumpf anklappbare Rotorblätter aufweist, kann eine sehr große Effizienz sowohl im Schwebe- als auch im Horizontalflug erreicht werden. Dabei werden mechanisch komplexe Teile wie eine Pitchverstellung des Propellers oder Rotors vermieden, welche nicht nur in der Produktion, sondern auch im Betrieb und Wartung kostenintensiv sind. Auch der Verzicht auf schwenkbare Flügel vereinfacht die Konstruktion. Durch den Wegfall von Schwenkmechaniken wird das Gewicht des Flugzeugs reduziert, seine Robustheit erhöht und die Ausfallsicherheit verbessert.
Das erfindungsgemäße Flugzeug kann als unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS) oder aber auch für den Personentransport ausgebildet sein.
Es hat sich als besonders vorteilhaft erwiesen, wenn das Flugzeug lediglich einen einzigen Propeller und einen einzigen Rotor aufweist. Deren beiden zusammenfallenden Achsen verlaufen hierbei in Längsrichtung des Flugzeugs und fallen vorzugsweise mit der Längsachse des Flugzeugs zusammen (bis auf etwa 2° „Motorsturz“: Die Luft bewegt sich wegen des Auftriebs am Flügel vor dem Flugzeug aufwärts. Um den Propeller genau in Strömungsrichtung zu positionieren, ist dieser ca. 2° in Flugrichtung nach unten geneigt angeordnet). Der Propeller und der Rotor sind hierbei die einzigen Mittel, um das Flugzeug senkrecht zu starten, dann schwebend in eine Mindesthöhe zu bringen, anschließend im Horizontalflug zum Ziel zu fliegen und dort zu landen. Weitere Antriebe sind nach jetzigen Berechnungen insbesondere für Flugzeuge samt Last mit insgesamt bis zu ca. 30 oder 40 kg und sogar bis hin zu 150 kg nicht notwendig.
Die Konfiguration mit nur einem einzigen Propeller und einem einzigen Rotor mit koaxialer Anordnung benötigt keine weiteren beabstandeten Motoren und Propeller. Diese Unter- bzw. Anbringung des Rotors und des Propellers im bzw. am Flugzeugsrumpf reduziert die Schadwiderstände im Flug erheblich, wie bei Betrachtung des „Cube-Square-Gesetzes“ in Verbindung mit dem Widerstandsgesetz nach Bernoulli mathematisch nachweisbar ist. Auch reduzieren sich durch die kompakte Anordnung die Kabellängen in dem Flugzeugrumpf gegenüber einer Ausführung mit mehreren Propellern und Rotoren, was zu Material und Gewichtseinsparung führt.
Wenn im Folgenden von „dem Propeller“ und „dem Rotor“ die Rede ist, sind damit auch Ausführungen eingeschlossen, bei denen mehr als ein Propeller und mehr als ein Rotor vorhanden sind - auch wenn die Ausführung mit einem einzigen Propeller und einem einzigen Rotor momentan als die bevorzugte Variante angesehen wird. Mit anderen Worten wird im Folgenden nicht stets von „dem mindestens einen Propeller“ und „dem mindestens einen Rotor“ gesprochen, sondern vereinfachend von „dem Propeller“ und „dem Rotor“ gesprochen.
Vorteilhafterweise ist die erste Antriebswelle oder die zweite Antriebswelle als Hohlwelle ausgebildet, während die zweite Antriebswelle oder die erste Antriebswelle in der besagten ersten oder zweiten Antriebswelle verläuft. Hierdurch ergibt sich ein kompakter und relativ einfach zu realisierender Aufbau. Auf diese Weise lassen sich Propeller und Rotor nah hintereinander, beispielsweise im Bereich der Nase, anordnen. Bei einer solchen Anordnung sind die Propeller vor z.B. Gräsern am Boden geschützt.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist der Propeller Bestandteil eines ersten Antriebs, der weiterhin einen ersten Elektromotor umfasst. Der erste Elektromotor ist zweckmäßigerweise mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden. Der Rotor ist hingegen Bestandteil eines zweiten Antriebs, der weiterhin einen zweiten Elektromotor umfasst. Der zweite Elektromotor ist zweckmäßigerweise mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden. Der elektrische Speicher für den ersten Elektromotor kann derselbe sein wie derjenige für den zweiten Elektromotor. Es können aber auch unterschiedliche elektrische Speicher vorgesehen sein. Auch eine teilweise gemeinsame Nutzung desselben oder derselben Speicher durch beide Elektromotoren ist möglich. Der erste Antrieb ist hierbei vorgesehen und eingerichtet, den zugehörigen Propeller zumindest im Horizontalflug anzutreiben. Demgegenüber ist der zweite Antrieb ausgebildet und eingerichtet, den Rotor besonders bevorzugt nur im Schwebeflug anzutreiben, nicht aber im normalen bzw. regulären Betrieb des Horizontalflugs.
Durch das Vorsehen eines ersten und eines zweiten Antriebs kann eine Optimierung des Energieeinsatzes bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug realisiert werden. Der zweite Antrieb ist insbesondere für den Schwebeflug, d.h. das Starten und Landen, ausgebildet, während der erste Antrieb sowohl den Schwebeflug unterstützen kann (aber nicht muss), ansonsten aber alleinig für den Vortrieb im regulären Horizontalflug verantwortlich ist. Hierbei wird im Horizontalflug der Auftrieb durch die Flugzeugform erzeugt, im Schwebeflug hingegen vornehmlich durch den Rotor. Somit kann jeder der Antriebe speziell für seine Aufgaben konfiguriert und ausgelegt werden. Durch den alleinigen Betrieb des mindestens einen ersten Motors im regulären Horizontal- bzw. Reiseflug kann zudem ein sehr leiser Horizontal- bzw. Reiseflugbetrieb realisiert werden. Auch bei einer Anordnung der beiden Propeller an der Nase des Flugzeugs (also Ausbildung als Zugpropeller) ist die Geräuschentwicklung sehr klein.
Gemäß einer Alternative ist nur ein Antrieb mit einem Elektromotor zum Antreiben sowohl des Propellers als auch des Rotors vorgesehen, wobei der Elektromotor mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden ist. Hierbei sind die erste Antriebswelle und die zweite Antriebswelle zumindest abschnittsweise identisch und mittels eines Getriebes und einer Kupplung zur Verbindung bzw. Trennung der Antriebsübertragung derart miteinander koppelbar, dass der Propeller zumindest für den Horizontalflug und der Rotor im Schwebeflug, aber nicht im regulären Horizontalflug, von dem besagten Elektromotor angetrieben werden.
Besonders bevorzugt ist das Flugzeug mit seinen Antrieben derart ausgelegt, dass der Propeller dann seinen besten Wirkungsgrad erreicht, wenn das Flugzeug sich im Reiseflug befindet. Sollten bei Flug-Missionen z.B. große Höhenunterschiede überwunden werden müssen, sodass ein stetiger Steigflug vorliegt, so sind ggf. der Propeller und/oder der Motor entsprechend anzupassen.
Der Rotor ist bevorzugt so ausgelegt, dass mit ihm das Flugzeug energieeffizient, kontrollierbar und leise in dem Schwebeflug gehalten wird. Um das durch den Antrieb zusätzliche Gewicht so gering wie möglich zu halten, wird der Rotor bevorzugt auf ein sehr kleines Geschwindigkeitsfenster um den Schwebeflug herum optimiert. Seine Maximalgeschwindigkeit, bei der er noch Schub liefert, ist dabei deutlich unter der minimalen Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs. Des Weiteren gehört zum Aufgabenbereich des Rotors der Steig- als auch Sinkflug des Flugzeugs beim Start bzw. Übergang vom Schwebe- in den Horizontalflug. Auch bei der Transition vom Horizontalflug zum Schwebeflug kann der Rotor zum Abbremsen der hohen Fluggeschwindigkeit genutzt werden, um besonders schnell und gezielt den Landepunkt anzufliegen. Dies geschieht, wenn der Rotor durch den entsprechenden Motor noch während der hohen Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug angetrieben wird; der Horizontalflug während des durch den Rotorbetrieb verursachten Abbremsvorgangs ist ein spezieller Modus des Horizontalflugs, ist also nicht unter den Begriff „regulärer bzw. normaler Horizontalflug“ zu subsumieren. Obwohl die anströmende Luft den Propeller zum Rumpf drückt, überwiegt die durch die Rotation wirkende Fliehkraft und der Rotor entfaltet sich. Der nun entfaltete Rotor wird dann wie eine Windturbine angetrieben, d.h. er autorotiert und verlangsamt die durch seine Rotorebene strömende Luft. Dabei kann sogar zu einem gewissen Maße die Bewegungsenergie des Flugzeuges zurückgewonnen und wieder verwendet werden. Diese Bremswirkung kann auch genutzt werden, um besonders steile Abstiegsmanöver durchzuführen, wobei auch hier ein Teil der kinetischen wie auch der potenziellen Energie zurückgewonnen werden kann. Auch ist es sogar regelungstechnisch möglich, wenn auch aufgrund des festen Pitches (Einstellwinkel) des Rotors herausfordernd, eine autorotierende Landung zu realisieren, wie sie von Helikoptern her bekannt ist.
Das Flugzeug ist bevorzugt so ausgelegt, dass es besonders unempfindlich auf Wetter und Umwelteinflüsse reagiert und so den Betrieb entsprechend sicher und planbar macht. Dies wird vorzugsweise unter anderem dadurch erreicht, dass es erst kurz unterhalb der Reisefluggeschwindigkeit flugfähig ist. Hierdurch wird erreicht, dass das Flugzeug in seinem effizientesten Betriebspunkt seinen Reiseflug absolviert. Zusammen mit einer gewählten Mindestfluggeschwindigkeit von vorzugsweise über 100 km/h haben Windböen einen geringeren Einfluss auf die Flugbewegungen des Flugzeuges und somit auch auf die hierdurch zusätzlich verursachten Strukturlasten. Auch kann daher eine besonders kleine Größe des Flügels realisiert werden, welche wiederum kompakte Transportmaße, ein geringes Gewicht und eine geringe Anfälligkeit gegenüber Vereisung mit sich bringt. Speziell die von Modellflugzeugen bekannten fragilen Flügelkonstruktionen, welche im Alltag schnell beschädigt werden, werden so umgangen.
Das Flugzeug muss derart ausgebildet sein, dass sein Rotor frei drehbar und kollisionsfrei ist, auch wenn dieser nur zu einem Teil aus- bzw. eingeklappt ist. Dies ist z.B. wichtig, damit er seine oben beschriebene Bremsfunktion ausüben kann. Aber auch beim Abschalten des Rotors, d.h. nach dem Einleiten der Transition vom Schwebeflug in den Horizontalflug, dreht sich der Rotor noch einige Umdrehungen, während er dabei zum Rumpf anklappt und ganz zum Stillstand kommt.
Das Anklappen der Rotorblätter erfolgt besonders bevorzugt zumindest teilweise aufgrund des gegen die Rotorblätter drückenden Fahrtwindes, nachdem das Flugzeug aus der Schwebefluglage in die Horizontalfluglage übergegangen ist. Durch die vom Fahrtwind ausgeübte Kraft gegen die Blätter des dann abgeschalteten Motors für den Rotor werden die Rotorblätter in eine passive Position am oder in die Nähe des Flugzeugrumpfs gedrückt und verbleiben dort, bis der Rotor wieder angetrieben wird, insbesondere nach bzw. bei dem Übergang vom Horizontalflug in den Schwebeflug zur Vorbereitung der Landung.
Alternativ oder zusätzlich sind die Blätter des nach Erreichen der vorgesehenen Höhe abgeschalteten Motors für den Rotor aktiv durch einen eigenen Antrieb anklappbar ausgestaltet. Gemäß einer weiteren Alternative klappen die Rotorblätter bei nicht mehr angetriebenem Motor für den Rotor aufgrund von beispielsweise einer Feder- und/oder Magnetkraft in Richtung des Flugzeugrumpfs. Wenn der Motor für den Rotor wieder eingeschaltet wird, wird diese Feder- und oder Magnetkraft durch die Fliehkraft der Rotorblätter überwunden und die Rotorblätter klappen wieder auf. Bei einer Variante der Erfindung wird auch der Propeller für den Schwebeflug, vorzugsweise einschließlich des Starts, eingesetzt. In diesem Fall ist zusätzlich zum zweiten Elektromotor auch der erste Elektromotor ausgebildet und eingerichtet, den Propeller während des Starts und/oder des Schwebeflugs anzutreiben.
Der mindestens eine Propeller und der mindestens eine Rotor, die entsprechend der Erfindung koaxial zueinander angeordnet sind, sind besonders bevorzugt hintereinander an der Nase des Flugzeugs, d.h. am vorderseitigen Ende des Flugzeugrumpfs, angeordnet. Der Abstand zwischen Propeller und Rotor beträgt vorzugsweise zwischen 1 und 20 cm, vorzugsweise zwischen 1 und 15 cm und besonders bevorzugt zwischen 1 und 10 cm. Die vorgenannten Abstände sind beispielsweise für ein 10 kg schweres Flugzeug passend; bei schwereren Flugzeugen, kann der Abstand auch vorteilhafterweise größer sein. Der Abstand der Propeller bedingt hauptsächlich, dass es zu keiner Kollision kommt. Die Klappbarkeit der Rotorblätter bedingt, dass der Propeller in Flugrichtung gesehen, vor dem Rotor angeordnet ist.
Der Rotor ist aufgrund der Heckstarter-Ausführung des Flugzeugs hierbei beim Starten bzw. Landen weit über dem Boden angeordnet, welchen ihn vor Kollisionen mit Objekten am Boden schützen.
Gemäß einer Alternative ist der Propeller am Heck des Flugzeugrumpfs und der Rotor an der Nase des Flugzeugrumpfs angeordnet. Auch hierbei ist der Rotor weit vom Boden entfernt und daher vor Kollisionen mit Hindernissen geschützt. Der im Heck angeordnete Propeller wird hingegen vorzugsweise nur im Horizontalflug (und ggf. bei der Transition in den und/oder aus dem Horizontalflug) verwendet. Besonders bevorzugt überstreicht der Rotor im laufenden Betrieb eine größere Gesamtfläche als der Propeller. Bezogen auf die äußeren Abmessungen des Flugzeuges ist es vorteilhaft, wenn der Durchmesser des Rotors möglichst groß gewählt wird, um den benötigten Auftrieb mit möglichst kleiner Kreisflächenbelastung zu erzeugen und damit einen effizienten Schwebeflug zu ermöglichen. Die vom Propeller abgedeckte Propellerkreisfläche kann demgegenüber wesentlich kleiner ausfallen, um den notwendigen Vorwärtsschub des Flugzeugs zu realisieren. Die vom Rotor überstrichene Fläche ist vorzugsweise größer als 300%, bevorzugt größer als 500 %, beispielsweise größer als 800 % als die von dem Propeller überstrichene Fläche. Weiterhin ist es bevorzugt, wenn der Rotor im Betrieb überstrichene Fläche kleiner ist als 1500%, beispielsweise kleiner als 1000%, als die von dem Propeller überstrichene Fläche. Für die entsprechende Auswahl des Flächenverhältnisses kommen verschiedene Parameter und deren gewünschte Priorisierung in Betracht, beispielsweise Gewicht, Lärmemission, Manövrierbarkeit, etc.
Vorzugsweise sind am Tragflügel Elevons vorgesehen, welche die Funktion von Quer- und Höhenruder in sich vereinen. Eine solche Ausgestaltung verringert die Anzahl der notwendigen Bauteile, ohne dass die Steuergenauigkeit insgesamt beeinträchtigt würde.
Bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs weist der starre und fest bzw. dauerhaft mit dem Flugzeugrumpf verbundene Tragflügel eine Vorpfeilung auf. Durch eine solche Ausgestaltung werden vorteilhafterweise zwei Dinge erreicht. Einerseits kann der große Rotor kollisionsfrei zum Rumpf an- und aufklappen, ohne dass der Schwerpunkt des Flugzeugs zu weit nach hinten verlagert würde. Andererseits kann der Rotor den Tragflügel an seinen Steuerflächen (darunter sind allgemein zu verstehen: Höhenruder, Querruder, Seitenruder, Elevons, ... ), beispielsweise den oben genannten Elevons, mit einem Luftstrom beaufschlagen. Unter Berücksichtigung der beim Schwebeflug bekanntermaßen starken Einschnürung des Rotorstrahls hinter der Rotorkreisfläche können die hinten, d.h. heckwärts, am Tragflügel liegenden Steuerflächen vorzugsweise exakt in jenem Abschnitt platziert werden, in dem auch die größte Strömungsgeschwindigkeit anliegt, die sich aus der gegen die Flugzeugnase strömenden Luft beim Schwebeflug und bei der Aufwärtsbewegung und insbesondere der besagten vom Rotor hervorgerufenen Strömungsgeschwindigkeit ergibt. Somit wird eine gute Steuer-Autorität beim Schwebeflug erreicht. Dieselben Steuerflächen am Tragflügel sind zudem bevorzugt an einer optimierten Position, um bei einem vorgepfeilten Tragflügel - bei der besagten Ausführung dieser Steuerflächen als Elevons - die Höhenrudersteuerung zu übernehmen und die Trimmung der Fluggeschwindigkeit widerstandsarm einzustellen.
Die genannte Vorpfeilung ist vorzugsweise zumindest zweistufig ausgebildet, wobei der rumpfnahe Pfeilabschnitt (in Flugrichtung gesehen) einen größeren Winkel mit dem Flugzeugrumpf einnimmt als der rumpffernere Pfeilabschnitt. Hierdurch wird ein großer Raum für den Rotor beim An- und Aufklappen zur Verfügung gestellt.
Besonders bevorzugt ist zusätzlich zu dem starren Tragflügel ein Seitenleitwerk am Flugzeugheck vorgesehen, welches zumindest Teile des Fahrwerks aufnimmt, mit dem das Flugzeug auf dem Boden aufsteht. Alternativ oder zusätzlich zum Seitenleitwerk ist am Heck des Flugzeugs ein Höhenleitwerk vorgesehen.
Vorteilhafterweise sind Stützen am Tragflügel und am Seitenleitwerk und/oder am Höhenleitwerk vorgesehen, mit denen sich das Flugzeug am Boden abstützt. Hierbei bietet es sich an, dass zwei Stützen am Tragflügel und zwei Stützen am Seitenleitwerk oder Höhenleitwerk angeordnet sind. Alternativ sind Stützen am Seitenleitwerk und Höhenleitwerk und dann vorzugsweise nicht am Tragflügel angeordnet. Das Seitenleitwerk, wenn vorhanden, ragt vorzugsweise zu zwei Seiten über den Flugzeugrumpf hinaus. Gemäß einer Alternative steht das Seitenleitwerk nur zu einer Seite vom Flugzeugrumpf ab.
Für die Regelung des Übergangs zwischen den Flugzugzuständen Schweben einerseits und Horizontalfliegen andererseits, kommt besonders bevorzugt ein Autopilot zum Einsatz. Dieser kann entweder durch manuelle Befehle unterstützt werden, beispielsweise über Schalter, oder, was bevorzugt ist, die Steuerung des Flugzeugs vollautomatisch übernehmen. Auch eine zusätzliche Möglichkeit zur Steuerung per Funk kann vorteilhaft sein. Vorzugsweise werden stets die Antriebsdrehzahlen der Elektromotoren und Steuerflächen von einem Computer unterstützt angepasst. Im automatisierten Betrieb muss dann beispielsweise nur noch vorab die Flugroute geplant werden.
Das erfindungsgemäße Flugzeug kann nicht nur für den Transport von Gegenständen, sondern auch von ein oder mehreren Personen ausgelegt werden.
Die Erfindung betrifft zudem ein Verfahren zum Betreiben eines senkrecht startenden Flugzeugs nach Anspruch 18.
Der Startvorgang des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist bevorzugt wie folgt: Der ausgeklappte Rotor (und ggf. auch der Propeller) wird angetrieben, um das Flugzeug zu starten und im Schwebeflug in eine Mindesthöhe zu bringen. Durch Ansteuerung der Steuerflächen (Elevons, Seitenruder) und mit Hilfe des Propellers geht das Flugzeug bei weiter angetriebenem Rotor nach Überschreiten eines höchsten Punktes in einen Abwärtsflug mit schräg (bis senkrecht) nach unten gerichteter Nase über, damit das Flugzeug schwerkraftbedingt eine hohe Geschwindigkeit erreicht, bei welcher es in einem stabilen Sinkflug fliegen kann. Hier ist der Motor, vorzugsweise Elektromotor, des Rotors mittlerweile ausgeschaltet und die Rotorblätter klappen aufgrund des Fahrtwindes zum Rumpf hin an. Schließlich geht das Flugzeug mit entsprechend angesteuerten Steuerflächen und angetriebenem Propeller aus dem Abwärtsflug in den Horizontal- bzw. Reiseflug über. Der Propeller ist hierbei so ausgelegt, dass er optimal den erforderlichen Schub für den Reise- bzw. Horizontalflug erzeugt. Der Rotor wiederum ist so ausgelegt, dass er optimal bei dem Schwebeflug und im langsamen, leistungsschonenden Steigflug arbeitet. Da der Rotor nicht bei hoher Fluggeschwindigkeit arbeiten muss, sind besonders einfach Modifikationen an ihm umzusetzen, dass er sich optimal gut an den Rumpf anlegt. Durch das Sturzflugmanöver kann die notwendige Fluggeschwindigkeit aufgebaut werden, ohne dass einer der Antriebe diese Aufgabe übernehmen müsste, was ansonsten zu einem suboptimalen, die jeweilige Hauptaufgabe (d.h. Schweben mit Hilfe des einen Antriebs, Reiseflug mit Hilfe des anderen) schmälernden Kompromiss führen würde.
Die Landung erfolgt vorzugsweise in für Heckstarter konventioneller Weise, d.h. das Flugzeug geht vom Horizontalflug in die Schwebefluglage über, bei der der Rotor wieder ausgeklappt und angetrieben wird. Im Schwebeflug landet dann das Flugzeug mit dem Heck auf dem Boden. Durch die für den Schwebeflug optimale Rotorauslegung kommt es beim Ausklappen des Rotors zu einem Bremsmanöver, bei der die minimale Horizontalgeschwindigkeit unterschritten werden kann, noch bevor der Rotor Schub liefern kann. Daher sollte, ähnlich wie beim Start, die Geschwindigkeit zwischen Schwebeflug und minimaler Horizontalgeschwindigkeit in endlicher, definierter Zeit abgeschlossen werden.
Berechnungen haben gezeigt, dass mittels der erfindungsgemäßen Ausgestaltung zur Ermöglichung des senkrechten Startens und Landens elektromotorische Modelle mit einem Gewicht zwischen 2 und 25 kg nur etwa 15% der Horizontal-Flugleistung einbüßen, während die meisten bekannten Konfigurationen 50% bis 70% und mehr einbüßen. Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Figuren näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1a, 1b eine Schrägansicht auf eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flugzeugs am Boden mit angeklappten Ro- torblättern (Fig. 1 a) und aufgeklappten Rotorblättern (Fig. 1 b);
Fig. 2a, 2b eine Schrägansicht (Fig. 2a) von hinten und eine Schrägansicht von vorne (Fig. 2b) auf das Flugzeug der Fig. 1 a-b im Horizontalflug;
Fig. 3e-3f einen Übergang des erfindungsgemäßen Flugzeugs vom Start (Fig. 3a) bis zum Horizontalflug (Fig. 3f),
Fig. 4 eine Schrägansicht auf eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flugzeugs am Boden mit ein- bzw. angeklappten Rotorblättern.
In den Figuren 1 a und 1 b ist eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen senkrecht startenden Flugzeugs 1 - ausgeführt in einer Drachenkonfiguration - in Form eines Heckstarters in Startposition auf dem Boden dargestellt. In den Fig. 2a-b ist das Flugzeug 1 in schräger Rückansicht bzw. Vorderansicht im Horizontalflug gezeigt. Das Flugzeug 1 ist vorliegend als mannlose Drohne ausgebildet.
Das Flugzeug 1 weist einen einteiligen, relativ gedrungenem Flugzeugrumpf 2 mit einer Nase 3 und einem Heck 4 auf. Ein dauerhaft und fest mit dem Flugzeugrumpf 2 verbundener Tragflügel 5 in der hinteren Hälfte des Flugzeugrumpfs 2 ermöglicht den aerodynamischen Horizontalflug. Der Tragflügel 5 weist eine Vorpfeilung auf, wobei ein rumpfnaher Pfeilabschnitt 5a (in Flugrichtung gesehen) einen größeren Winkel a mit der Längsachse des Flugzeugrumpfs 2 aufweist als ein Winkel ß, der von einem rumpffernen Pfeilabschnitt 5b mit der Längsachse des Flugzeugrumpfs 2 gebildet wird.
Am Tragflügel 5 - bei der gezeigten Ausführungsform am rumpfnahen Pfeilabschnitt 5a - sind beidseits des Flugzeugrumpfs 2 Elevons 6 vorgesehen, die bekanntermaßen sowohl Höhen- als auch Querruder in sich vereinen.
Vom Heck 4 ragt zudem, senkrecht zum Tragflügel 5, ein Seitenleitwerk 7 zu beiden Seiten des Flugzeugrumpfes 2 hinaus. Das Seitenleitwerk 7 dient gleichzeitig teilweise als Fahrwerk, mit dem das Flugzeug 1 sich am Boden abstützt. Hierzu sind zwei Stützen 21 an den beiden äußersten Enden des Seitenleitwerks 7 vorgesehen. Vorliegend sind zudem zwei Stützen 20 am Tragflügel 5 angeordnet, die sich im Bereich des Übergangs vom rumpfnahen Pfeilabschnitt 5a zum rumpffernen Pfeilabschnitt 5b befinden.
Am Seitenleitwerk 7 sind weiterhin Seitenruder 7a vorgesehen, welche in bekannter Weise zur Seitensteuerung des Flugzeugs dienen. Vorzugsweise werden die Seitenruder 7a zudem beim Schwebeflug gegensinnig ausgeschlagen, um das Drehmoment des Rotors zu kompensieren. Beim Schwebeflug sind Ruderausschläge bis 80° sinnvoll, um die Manövrierbarkeit zu maximieren. Beim Reiseflug reichen meist weniger als 5°.
Vorne an der Nase 3 ist ein Propeller 11 mit starren, nicht zum Flugzeugrumpf anklappbar ausgebildeten Propellerblättern 12 vorgesehen, der Teil eines Antriebs 10 ist. Der Antrieb 10 umfasst zudem eine erste Antriebswelle 13 und einen mit dieser Antriebswelle 13 verbundenen Elektromotor 14 (in Fig. 1 a innerhalb des Flugzeugrumpfs 2 angedeutet), der von einem nicht dargestellten elektrischen Speicher mit elektrischer Energie versorgt wird.
In kurzem Abstand hinter dem Propeller 11 ist ein Rotor 16 vorgesehen. Der Rotor 16 ist Teil eines Antriebs 15, zu dem auch eine zweite Antriebswelle 18 und ein zweiter Elektromotor 19 (in Fig. 1 a innerhalb des Flugzeugrumpfs 2 angedeutet) gehört, wobei die zweite Antriebswelle 18 den Rotor 16 mit dem Elektromotor 19 verbindet. Der Elektromotor 19 wird mit einem nicht dargestellten elektrischen Speicher mit elektrischer Energie versorgt. Die beiden Elektromotoren 14, 19 können von einem gemeinsamen elektrischen Speicher oder von unterschiedlichen elektrischen Speichern gespeist werden.
Gemäß der Erfindung verlaufen die erste Antriebswelle 13 und die zweite Antriebswelle 18 koaxial zueinander. In dem in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiel ist die zweite Antriebswelle 18 als Hohlwelle ausgebildet, in der die erste Antriebswelle 13 läuft.
Weiterhin sind gemäß der Erfindung die Rotorblätter 17 des Rotors 16 zum Flugzeugrumpf 2 anklappbar (Fig. 1 a) ausgebildet. Für das Starten und Landen sowie für das Schweben werden die Rotorblätter 17 ausgeklappt (Fig. 1 b), während sie im normalen horizontalen Reiseflug an den Flugzeugrumpf 2 angeklappt werden.
Das Anklappen der Rotorblätter 17 kann auf verschiedene Arten realisiert werden. Bei einer Variante reicht der Fahrtwind aus, um die Rotorblätter 17 bei abgeschaltetem zweiten Elektromotor 19 und somit stillstehendem Rotor 16 in die angeklappte Position zu schwenken. Beim Anschalten des zweiten Elektromotors 19 für insbesondere das Landen des Flugzeugs 1 klappen die Rotorblätter 17 aufgrund der auf sie wirkenden Fliehkräfte wieder auf (Zustand wie in Fig. 1 b).
Bei einer alternativen Ausgestaltung sind die Rotorblätter 17 bei abgeschaltetem zweitem Elektromotor 19 aktiv durch einen eigenen Antrieb und/oder aufgrund Feder- oder Magnetkraft zum Flugzeugrumpf 2 anklappbar ausgestaltet (nicht dargestellt). Die von dem Rotor 16 überstrichene Fläche ist größer als die vom Propeller 11 überstrichene Fläche. Vorteilhafterweise ist die vom Rotor 16 überstrichene Fläche 5- bis 15-mal größer als die vom Propeller 11 überstrichene Fläche, wobei bei bestimmten Ausführungsformen dieser Bereich auch unter- oder überschritten werden kann.
Im Folgenden wird der Startvorgang des in den Fig. 1-3 gezeigten erfindungsgemäßen Flugzeugs 1 bis zum Erreichen der Horizontalfluglage anhand der Fig. 3a-3f erläutert. Dieses Manöver erfolgt bevorzugt mittels eines entsprechend programmierten Autopiloten, der im Flugzeug 1 eingebaut ist. Beginnend mit dem Start des zweiten Elektromotors 19 werden die Rotorblätter 17 durch die Fliehkraft aufgeklappt (vgl. Fig. 1 a und Fig. 1 b) und das Flugzeug 1 hebt vom Boden in Startrichtung S ab. Der Propeller 11 kann diesen Start und das anschließende Schweben durch Betrieb des ersten Elektromotors 14 unterstützen. Entsprechend Fig. 3b fliegt das Flugzeug 1 senkrecht nach oben und geht kurz vor Erreichen des anvisierten höchsten Flugpunkts HFP in einen Parabelflug über (Fig. 3c). Beim Passieren des höchsten Flugpunkts HFP (Fig. 3d) bzw. kurz vorher oder kurz danach wird der zweite Elektromotor 19 abgeschaltet, der Rotor 16 stoppt und der erste Elektromotor 14 wird angeschaltet. Im sich anschließenden Sturzflug (Fig. 3e) klappen die Rotorblätter 17 aerodynamisch günstig an den Flugzeugrumpf 2 an. Bei Erreichen einer Mindestgeschwindigkeit, beispielsweise 130 km/h, ist das Flugzeug 1 genügend stabil in der Horizontalfluglage H (Fig. 3f) in der Luft zu halten.
In der Fig. 4 ist perspektivisch eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flugzeugs 1 dargestellt, das ebenfalls in Drachenkonfiguration ausgeführt ist. Der Aufbau dieses Flugzeugs 1 unterscheidet sich gegenüber dem Flugzeug 1 gemäß der Fig. 1 -3 im Wesentlichen in der Ausgestaltung des Hecks 4. Das Heck 4 des Flugzeugs 1 gemäß der Fig. 4 weist zusätzlich zum Seitenleitwerk 7 mit Seitenrudern 7a ein Höhenleitwerk 8 mit Höhenrudern 8a auf. Das Seitenleitwerk 7 und das Höhenleitwerk 8 bilden zusammen das Fahrwerk aus.
An den beiden äußersten Enden des Seitenleitwerks 7 sind - wie bei der Ausführungsform gemäß der Fig. 1 -3 - Stützen 21 vorgesehen. Auch an den äußersten Enden des Höhenleitwerks 8 sind entsprechende Stützen 22 angeordnet. Am Boden stützt sich das Flugzeug 1 gemäß der Fig. 4 auf den Stützen 21 , 22 ab. Hingegen sind Stützen am Tragflügel 5, wie sie bei der Ausführungsform der Fig. 1-3 vorgesehen sind, nicht vorhanden.
Die Tragflügel 5 weisen bei dem Ausführungsbeispiel der Fig. 4 keine Steuerflächen, insbesondere keine Querruder oder Elevons, auf. Vielmehr übernehmen die Seitenruder 7a und die Höhenruder 8a alle Steuerfunktionen. Es wäre jedoch ohne weiteres möglich, weitere Steuerflächen vorzusehen, beispielsweise auch am Tragflügel 5; wird jedoch eine Vereinfachung des Gesamtdesigns angestrebt, wird vorzugsweise auf solche weiteren Steuerflächen verzichtet.
Die Funktionsweise des Flugzeugs 1 der Fig. 4, einschließlich des Startens, des Übergangs in den Horizontalflug und des Landens, entspricht derjenigen des Flugzeugs 1 der Fig. 1 -3, wobei die Steuerung des Flugzeugs 1 der Fig. 4 nun mittels der Steuerflächen, d.h. der Seitenruder 7a und der Höhenruder 8a, übernommen wird.
Die Erfindung wurde anhand zweier Ausführungsbeispiele näher beschrieben, die Ausführungen als Drohne (ohne Personentransport) zeigen. Innerhalb der Ansprüche sind nicht näher dargestellte Varianten möglich. Beispielsweise sind andere Ausgestaltungen als die Drachenkonfiguration möglich. Bei einer dieser nicht dargestellten Varianten ist der Propeller 11 am Heck 4 angeordnet, während der Rotor 16 weiterhin an der Nase 3 des Flugzeugs 1 vorgesehen ist. Bei einer ebenfalls nicht dargestellten Alternative ist ein gemeinsamer Antrieb für den Propeller 11 und den Rotor 16 vorgesehen, wobei der Antrieb nur einen Elektromotor mit einem oder mehreren elektrischen Speichern zum Antreiben sowohl des Propellers 11 als auch des Rotors 16 umfasst. Hierbei sind die erste und die zweite Antriebswelle 13, 18 zumindest abschnittsweise identisch und mittels eines Getriebes und einer Kupplung zur Verbindung bzw. Trennung der Antriebsleistung miteinander koppelbar.
Bezuqszeichenliste
1 Flugzeug
2 Flugzeugrumpf
3 Nase
4 Heck
5 Tragflügel
5a rumpfnaher Pfeilabschnitt
5b rumpfferner Pfeilabschnitt
6 Elevon
7 Seitenleitwerk
7a Seitenruder
8 Höhenleitwerk
8a Höhenruder
10 erster Antrieb
11 Propeller
12 Propellerblätter
13 erste Antriebswelle
14 erster Elektromotor
15 zweiter Antrieb
16 Rotor
17 Rotorblätter
18 zweite Antriebswelle
19 zweiter Elektromotor
20 Stütze am Tragflügel
21 Stütze am Seitenleitwerk
22 Stütze am Höhenleitwerk
S Startrichtung
H Horizontalflugrichtung
HFP höchster Flugpunkt

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e Senkrecht startendes Flugzeug (1 ), das als Heckstarter ausgebildet ist und nach dem Start von der im Wesentlichen senkrechten Schwebefluglage als Ganzes in die Horizontalfluglage übergeht, umfassend einen Flugzeugrumpf (2), einen fest mit dem Flugzeugrumpf (2) verbundenen, starren Tragflügel (5), sowie mindestens einen ortsfest angeordneten, motorisch angetriebenen Propeller (11 ) mit Propellerblättern (12) und einen ortsfest angeordneten, motorisch angetriebenen Rotor (16) mit Rotorblättern (17), wobei der Propeller (11 ) zumindest im Horizontalflug über eine erste Antriebswelle (13) angetrieben wird und der Rotor (16) im Schwebeflug, nicht aber nach Übergang in den regulären Horizontalflug, über eine zweite Antriebswelle (18) angetrieben wird, wobei die erste und die zweite Antriebswelle (13, 18) koaxial zueinander verlaufen, und wobei die Rotorblätter (17) im Horizontalflug des Flugzeugs (1 ) zum Flugzeugrumpf (2) anklappbar ausgebildet sind, während die Propellerblätter (12) nicht zum Flugzeugrumpf (2) anklappbar ausgebildet sind. Flugzeug (1 ) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass ein einziger Propeller (11 ) und ein einziger Rotor (16) vorgesehen sind. Flugzeug (1 ) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Rotor (16) im laufenden Betrieb eine größere Gesamtfläche überstreicht als der Propeller (11 ), vorzugsweise eine um mindestens das Fünffache größere Gesamtfläche. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Antriebswelle (13) oder die zweite Antriebswelle (18) als Hohlwelle ausgebildet ist, in der die zweite Antriebswelle (18) oder die erste Antriebswelle (13) verläuft. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Propeller (11 ) Bestandteil eines ersten Antriebs (10) ist, der weiterhin einen ersten Elektromotor (14) umfasst, und dass der Rotor (16) Bestandteil eines zweiten Antriebs (15) ist, der weiterhin einen zweiten Elektromotor (19) umfasst, wobei der erste Elektromotor (14) vorgesehen und eingerichtet ist, den zugehörigen Propeller (11 ) zumindest im Horizontalflug anzutreiben, und dass der zweite Elektromotor (19) ausgebildet und eingerichtet ist, den Rotor (16) im Schwebeflug anzutreiben, aber nicht im regulären Horizontalflug. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass nur ein Antrieb mit einem Elektromotor und einem elektrischen Speicher zum Antreiben des Propellers (11 ) und des Rotors (16) vorgesehen ist, wobei die erste Antriebswelle (13) und die zweite Antriebswelle (18) zumindest abschnittsweise identisch und mittels eines Getriebes und einer Kupplung zur Verbindung bzw. Trennung der Antriebsleistung miteinander koppelbar sind, um den Propeller (11 ) zumindest im Horizontalflug und den Rotor (16) im Schwebeflug, aber nicht im regulären Horizontalflug, von dem besagten Elektromotor anzutreiben. Flugzeug (1 ) nach dem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotorblätter (17) bei nicht mehr angetriebenem Rotor (16) im Horizontalflug passiv aufgrund des Fahrtwindes (F) zum Flugzeugrumpf anklappbar sind. Flugzeug (1 ) nach dem vorvorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotorblätter (17) bei nicht mehr angetriebenem Rotor (16) aktiv durch einen eigenen Antrieb und/oder aufgrund Federkraft und/oder aufgrund Magnetkraft zum Flugzeugrumpf (2) anklappbar ausgestaltet sind. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Propeller (11 ) auch im Schwebeflug antreibbar ist. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Propeller (11 ) und der Rotor (16) hintereinander an der Nase (3) des Flugzeugs (1 ) angeordnet sind. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche bis auf den unmittelbar vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass der Propeller (11 ) am Heck (4) und der Rotor (16) an der Nase (3) des Flugzeugs (1 ) angeordnet sind. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass am Tragflügel (5) Elevons (6) vorgesehen sind, welche die Funktion von Quer- und Höhenruder in sich vereinen. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der starre Tragflügel (5) eine Vorpfeilung aufweist. Flugzeug (1 ) nach dem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorpfeilung zumindest zweistufig ausgebildet ist, wobei der rumpfnahe Pfeilabschnitt (5a) einen größeren Winkel (□) mit dem Flugzeugrumpf (2) einnimmt als der rumpffernere Pfeilabschnitt (5b). Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es zusätzlich zu dem starren Tragflügel (5) ein Seitenleitwerk (7) und/oder ein Höhenleitwerk (8) am Heck (4) des Flugzeugs (1 ) aufweist, welches zumindest Teile des Fahrwerks aufnimmt. Flugzeug (1 ) nach dem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass das Seitenleitwerk (7) und/oder das Höhenleitwerk (8) zu zwei Seiten über den Flugzeugrumpf (2) hinausragt. Flugzeug (1 ) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass Stützen (20, 21 ) am Tragflügel (5) und am Seitenleitwerk (7) und/oder am Höhenleitwerk (8) vorgesehen sind, mit denen sich das Flugzeug (1 ) am Boden abstützt. Verfahren zum Betreiben eines senkrecht startenden Flugzeugs (1 ), insbesondere eine Flugzeugs (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, das einen Flugzeugrumpf (2), einen fest mit dem Flugzeugrumpf (2) verbundenen, starren Tragflügel (5) sowie mindestens einen ortsfest angeordneten, motorisch angetriebenen Propeller (11 ) mit Propellerblättern (12) und einen ortsfest angeordneten, motorisch angetriebenen Rotor (16) mit Rotorblättern (17), umfasst, wobei der Propeller (11 ) über eine erste Antriebswelle (13) und der Rotor (16) über eine zweite Antriebswelle (18) angetrieben wird, wobei die erste und die zweite Antriebswelle (13, 18) koaxial zueinander verlaufen, wobei das Flugzeug (1 ) nach dem Start von der im Wesentlichen senkrechten Schwebefluglage als Ganzes in die Horizontalfluglage übergeht, wobei der Rotor (16) nur im Schwebeflug, bevorzugt aber nicht im regulären Horizontalflug, betrieben wird und der Propeller (11 ) im Horizontalflug und ggf. auch im Schwebeflug betrieben wird. Verfahren nach dem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass das Flugzeug (1) beim Übergang vom Schwebeflug in den Horizontalflug zunächst einen höchsten Flugpunkt (HFP) überschreitet.
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