WO2024067896A1 - Aircraft and method for operating an aircraft - Google Patents

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WO2024067896A1
WO2024067896A1 PCT/DE2022/000101 DE2022000101W WO2024067896A1 WO 2024067896 A1 WO2024067896 A1 WO 2024067896A1 DE 2022000101 W DE2022000101 W DE 2022000101W WO 2024067896 A1 WO2024067896 A1 WO 2024067896A1
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WO
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flight
drive
main rotor
operating state
rotor
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PCT/DE2022/000101
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Inventor
Ramin Assisi
Robert Cwalina
Original Assignee
Ramin Assisi
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • 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
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    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8236—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft including pusher propellers

Definitions

  • the invention relates to an aircraft and a method for operating an aircraft.
  • the present invention relates in particular to an aircraft which combines the functional principle of a helicopter, a gyrocopter and a quadrocopter or multicopter.
  • gyrocopter which is also called gyrocopter or autogyro
  • gyrocopter also called autogyro
  • Such a gyroplane is known from DE 693 15 427 T2.
  • a propeller is arranged at the rear end of the fuselage, which generates propulsion for the gyroplane.
  • a tail unit is arranged behind the propeller, which serves for stabilization, but also has an elevator and/or rudder, with which the gyrocopter is controlled.
  • the tail unit is attached to the fuselage by means of a strut.
  • the disadvantage is that the gyroplane requires a runway for takeoff and landing.
  • Quadcopters or multicopters eliminate the disadvantage of wing aircraft, including gyrocopters, by enabling vertical takeoff or landing.
  • the disadvantage of quadcopters or multicopters is that they require increased energy in horizontal flight. This results in shorter ranges and low travel speeds.
  • a combination of quadcopter or multicopter and fixed-wing aircraft is known from DE 10 2012 104 783 A1.
  • the disadvantage of this solution is that the flight characteristics are more complex, so that these aircraft can only be flown by highly qualified pilots.
  • Another disadvantage is that due to the complexity of switching from quadcopter or multicopter flight to Tilting the quadro or multicopter drives into horizontal flight requires considerable additional costs for the production and maintenance of such an aircraft.
  • this combination does not offer the safety advantages that the autogyro drive brings.
  • a rotary wing aircraft is known from AT 510 341 A1. This has jet engines, each of which is followed by a control device for an engine jet.
  • a control device has a nozzle needle, by means of which the engine jet can be switched to one of two flow channels. One of the flow channels interacts with a rotor shaft of a support rotor, so that when this flow channel is exposed to the engine jet, the support rotor is actively driven.
  • CH 711 671 A2 discloses a multicopter aircraft. A total of four powered rotors and one non-driven gyrocopter rotor are provided. The gyrocopter rotor serves as fall protection. In practice, however, this design has proven to be only flyable to a limited extent.
  • a combination of quadrocopter or multicopter and gyrocopter is known from DE 10 2016 002 231 A1.
  • the active rotors are connected to the fuselage and can be pivoted.
  • One disadvantage is that the angle of inclination of the axis of the passive rotor changes when changing from quadro or multicopter flight to horizontal gyrocopter flight. This is a disadvantage because the angle of attack must have a certain value for stable and energy-efficient horizontal flight. However, this value is not guaranteed with a rigid arrangement, since in the initial phase of the transition from vertical flight to quadro or multicopter flight, the aircraft must be tilted forward in the direction of flight, which is achieved by supplying more energy to the rear rotors.
  • the active rotors Only when a minimum speed of the passive rotor is reached due to the effect of the airstream and the resulting lift are the active rotors no longer needed for lift and are gradually used for propulsion by repositioning, which in turn allows the aircraft to be tilted backwards again.
  • the active rotors must be pivoted around a rigid axis, with the distance from the fuselage only being chosen so far that the rotors should not touch the fuselage. Since the passive rotor has a radius that significantly exceeds the fuselage, the result is: Arrangement near the fuselage causes instability due to the leverage forces applied to the axis of the passive rotor. It is also necessary for the active rotors to be pivotable to provide additional propulsion in level flight.
  • a gyrocopter which has a main rotor that can be rotated by autorotation and at least four driven and tiltable drive rotors.
  • the gyrocopter can take off and land vertically using the tilting drive motors.
  • the invention proposes an aircraft on the device side, comprising a fuselage, at least four arms and/or wings arranged on the fuselage at one end and extending away from the fuselage with a respective free end,
  • Propulsion means comprising
  • a main rotor which can be driven exclusively actively in a first operating state and can be driven exclusively passively by means of autorotation in a second operating state
  • an actively driven tail rotor to compensate for the torque generated on the fuselage by the active drive of the main rotor in the first operating state
  • at least four actively driven multicopter rotors with one multicopter rotor being arranged at the respective free end of an arm or wing, an actively driven propeller to generate propulsion
  • Sensors for detecting flight parameters and drive-related parameters at least one manually operable control device by means of which user-side control instructions can be entered, and a computer-assisted flight controller which is designed to select one or more drive means for implementing the control instruction, taking into account at least some of the sensor-detected parameters, depending on the user-side control instruction, and to control them in accordance with this selection for the purpose of setting the operating state and/or the drive power.
  • the invention further proposes a method for operating an aircraft according to the invention, in which flight parameters and propulsion-related parameters are detected by sensors and in which propulsion means are selected depending on a user-side control instruction by means of the flight controller, taking into account at least some of the sensor-detected parameters and can be controlled according to this selection for the purpose of setting the operating state and/or the drive power.
  • the present invention provides for the first time an aircraft that is fully capable of flying, which combines the functional principle of a helicopter in tail rotor configuration, a gyrocopter and a quad or multicopter, thereby solving all the problems of the aircraft known from the prior art.
  • Helicopter and quad or multicopter propulsion is used for vertical take-off and vertical landing, while the functional principle of the gyrocopter enables energy-efficient horizontal flight.
  • the combination of a main rotor actively driven in the first operating state and an actively driven tail rotor correspond to the functioning of a helicopter in tail rotor configuration
  • the combination of a main rotor driven passively by autorotation in the second operating state and an actively driven propeller corresponds to the functioning of a helicopter Autogyro
  • the invention goes beyond a mere aggregation of these functionalities, in that only the flight controller according to the invention enables a synergistic interaction of the individual functionalities and, for the first time, combines them into an aircraft that can fly without restrictions.
  • the term “to control for the purpose of adjusting the operating state and/or the drive power” also includes the initial activation, complete deactivation and reactivation of the drive means, in particular the drive of the rotors and the propeller.
  • the term “rotor” refers to a part that rotates relative to the fuselage and has an aerodynamic effect.
  • the term “rotors” refers to the main rotor, tail rotor and multicopter rotors.
  • the term “propeller” refers to a rotor that rotates about a horizontal axis to generate propulsion. It can be a traction propeller or a pusher propeller. A pusher propeller is preferred.
  • a manually operated control device is provided, by means of which user-side control instructions can be entered. It is accordingly intended that the user, in particular the pilot, controls the aircraft. This means that the user can use the control device to initiate, carry out and cancel corresponding flight maneuvers such as “takeoff”, “landing”, “climbing”, “descending” and/or “turning”.
  • flight controller which implements the user's control instructions by selecting drive means according to predeterminable criteria and controlling them accordingly in order to carry out the desired flight maneuver.
  • sensors are provided which record flight parameters and/or propulsion-related parameters. These parameters are preferably transmitted to the flight controller and compared with setpoint values that can be stored and specified in the data memory of the flight controller. Depending on the respective user-side control instruction, at least a part is taken into account the parameter controls the drive means, in particular the rotors and the propeller.
  • the sensors are designed to record flight parameters in the form of flight altitude, flight speed, climb rate, sink rate and/or flight attitude. All of these parameters are preferably recorded using sensors. These can be recorded using a single sensor. Alternatively, it is provided that each parameter is recorded by a separate sensor.
  • the sensors are designed to detect drive-related parameters in the form of speeds, angular speeds, switching states and/or directions of rotation, in particular of the drive unit, the rotors and/or the propeller.
  • a sensor is particularly preferably provided which detects the speed of the main rotor.
  • the flight controller can preferably use this to determine the torque applied to the fuselage to regulate the speed of the tail rotor. All of these parameters are preferably recorded using sensors. These can be recorded using a single sensor. Alternatively, it is provided that each parameter is recorded by a separate sensor.
  • the flight controller is enabled to control the rotors and the propeller with increased precision and to cope with more complex control patterns.
  • At least one drive is provided with which the rotors and the propeller are actively driven.
  • all rotors and the propeller can be driven by a single drive unit.
  • this is not energy efficient.
  • the first drive unit serving to actively drive the main rotor
  • the tail rotor and/or the propeller and the second drive unit serving to actively drive the multicopter rotors.
  • a rotor serving to generate lift is still available.
  • the second drive unit has a redundant energy source, in particular in the form of a battery. In this way ensures that the multicopter drive always has sufficient energy available to carry out an emergency landing.
  • a separate drive unit can be provided for each rotor and the propeller. This is particularly advantageous in the field of RC aircraft due to their small size and the low power requirements of the drive units.
  • Each rotor and the propeller can therefore easily be assigned a drive unit in the form of an electric motor. It is preferably provided that each drive unit can be individually controlled by the flight controller via appropriate electronic connections.
  • each drive unit can be equipped with sensors for recording drive-related parameters, such as speeds and the like, which are transmitted to the flight controller in addition to the other parameters and compared with target values that can be stored and specified in the data memory of the flight controller and are ready for retrieval.
  • the control of the rotors, the propeller and the drive units by the flight controller can then also take place depending on these parameters.
  • the main rotor has a flapping joint which allows the rotor blades to pivot upwards and/or downwards relative to the rotor circle plane, the main rotor being designed to be free of swashplates.
  • the main rotor therefore corresponds to the design of a main rotor of a gyrocopter. It is therefore simplified compared to the main rotor of a helicopter and less prone to errors.
  • elevators and/or rudder can preferably be provided. This makes it possible to initiate flight maneuvers in an energy-efficient manner, particularly in horizontal flight, in which the aircraft is preferably driven exclusively via the passively driven main rotor and the actively driven propeller in the manner of a gyrocopter.
  • the main rotor can be actively driven in a first operating state and passively driven by autorotation in a second operating state. Stand by this There are basically two different concepts available. Either the states are created by using a transmission with different gear positions or by simply activating/deactivating the drive unit assigned to the main rotor.
  • a gear is provided, via which the main rotor and drive unit are kinematically coupled in the first operating state of the main rotor.
  • the transmission In the second operating state of the main rotor, the transmission is in the idle position, whereby the drive unit is kinematically decoupled from the main rotor and allows autorotation.
  • a one-way clutch is provided for kinematically connecting the drive unit to the main rotor.
  • the drive unit is activated in the first operating state of the main rotor and the drive unit is deactivated in the second operating state of the main rotor.
  • the freewheel enables autorotation of the main rotor when the drive unit is deactivated.
  • the drive means in particular the rotors and the propeller, are individually switched between operating states in defined flight phases, activated, deactivated and/or controlled with regard to their drive power or operating states. This improves responsiveness, maneuverability and energy efficiency.
  • the drive means are controlled by means of the flight controller in such a way that in a starting phase in which a predeterminable minimum flight altitude and a predeterminable minimum flight speed have not yet been reached, the main rotor is simultaneously actively driven in its first operating state, the tail rotor for compensation the torque generated by the main rotor on the fuselage is actively driven, all multicopter rotors are actively driven and the propeller is not driven, the drive powers of the main rotor and multicopter rotors being controlled in such a way that a climb is effected; in a horizontal flight phase in which the minimum flight altitude and the minimum flight speed have been reached, at the same time the main rotor is driven exclusively passively in the second operating state, the propeller Generation of propulsion is actively driven, the tail rotor is not actively driven or is actively driven with a drive power that is reduced compared to the start phase exclusively to control the direction of flight, and the multicopter rotors are not actively driven or with a drive power that is
  • the flight controller makes it possible using the flight controller to compare the manual control instructions with sensor-detected parameters and to make an optimized selection of the propulsion means available for certain maneuvers in certain flight phases.
  • the control instruction can be translated to the drive means in an optimized manner.
  • the criteria according to which a selection is made and the way in which it is optimized can basically be specified. For example, a selection can be made with regard to energy consumption, speed, flight safety, etc. and can be optimized accordingly.
  • Corresponding control protocols can be stored ready for retrieval by the flight controller.
  • the resulting flight phase-dependent sequences significantly improve the flight behavior and the energy efficiency of the aircraft according to the invention within the individual flight phases compared to aircraft known from the prior art.
  • the highly problematic transition between vertical takeoff and horizontal flight and vice versa is mastered in a particularly safe and flight-stable manner through targeted control.
  • the rotors and the propeller are controlled by means of the flight controller in such a way that in the transition phase only when at least a predeterminable flight speed is reached, the main rotor moves from the first operating state to the is transferred to the second operating state and/or the drive of the multicopter rotors is deactivated or their drive power is reduced.
  • Both measures independently of one another or in combination with one another, can advantageously avoid undesirable “sagging” in the sense of a sudden reduction in the flight altitude of the aircraft during the switching process of the main rotor.
  • the rotors and the propeller are controlled by means of the flight controller in such a way that in a regular landing phase in which a predeterminable maximum flight altitude and a predeterminable maximum flight speed are reached, the main rotor is actively driven in its first operating state, the tail rotor is actively driven to compensate for the torque generated by the main rotor, all multicopter rotors are actively driven and the propeller is not driven, wherein the drive power of the main rotor and multicopter rotors is controlled in such a way that a descent is effected.
  • the propeller in a transition phase between the horizontal flight phase and the regular landing phase, in which the predeterminable maximum flight altitude is reached and the predeterminable maximum flight speed is not reached, the propeller is initially deactivated and, when the maximum speed is reached, the main rotor is simultaneously transferred from the second operating state to the second operating state, the tail rotor is activated and the multicopter rotors are activated, in an emergency landing phase, in which the implementation of a regular landing phase is not desired or not possible due to the exceeding and/or falling short of predeterminable target values and which can be initiated in any phase of the flight, only the multicopter rotors are actively driven and all other rotors and the propeller are not actively driven.
  • the regular landing phase essentially corresponds to the reversal of the take-off phase
  • the transition phase from the horizontal flight phase to the regular landing phase essentially corresponds to a reversal of the transition phase from the take-off phase to the horizontal flight phase.
  • the flight controller provides an emergency landing mode that allows an emergency landing from any flight phase.
  • An emergency landing may be indicated in particular in the event of drive unit failure and/or adverse weather conditions.
  • predeterminable target values are stored in the flight controller's data memory ready for retrieval. If at least one target value or a plurality of specific target values are exceeded or not reached, the flight controller immediately carries out the emergency landing sequence exclusively under active propulsion of the particularly maneuverable and positionally stable multicopter rotors. If the conditions for initiating an emergency landing are met, it is carried out with an "overwrite" priority. This means that the initiation of an emergency landing is processed by the flight controller with priority over other control protocols, e.g. the take-off phase protocol.
  • FIG. 1 shows a first embodiment of the aircraft according to the invention in a schematic top view
  • FIG. 2 shows a second embodiment of the aircraft according to the invention in a schematic top view
  • Fig.3 shows the second embodiment of the aircraft according to the invention in a schematic side view
  • Fig.4 shows a third embodiment of the aircraft according to the invention in perspective view
  • FIG.5 Representation of a method according to the invention in the form of a
  • the active multicopter rotors 2 of the Quadro or Multicopter drive is not tilted, but serves to provide additional stability to the aircraft in horizontal flight. This means that in an emergency, gusts or a failure of the main rotor 1 can be efficiently compensated for.
  • the active multicopter rotors 2 must be placed at a greater distance from the fuselage 7, which ensures that the aircraft does not become unbalanced due to the weight of the passive main rotor 1.
  • the arms shown in Figure 2 also have optional telescopic extensions 10 so that in principle any position can be reached.
  • the advantage of this configuration is that the effort and complexity are further reduced compared to the known configurations.
  • the four operated multicopter rotors 2 do not have to be positioned by tilting/swivelling during the take-off phase when transitioning to horizontal flight and when transitioning from horizontal flight to the landing phase. With a telescopic extension of the arms 10, these are extended during the take-off and landing phases. This advantageously increases the stability of the flight device during the take-off and landing process. During the flight phase, these arms 10 are preferably completely retracted, so that the efficiency of the aircraft is advantageously achieved through less air resistance. Furthermore, the active multicopter rotors 2 serve to provide additional safety.
  • the active multicopter rotors 2 can carry out the emergency landing program usual for quadro or multicopters. This is more advantageous than a swivel/tilt configuration, as the active multicopter rotors 2 are supported in a horizontal position without any time delay. This means that an aircraft that is almost crash-proof can be achieved.
  • the state of the art in gyrocopters is that the passive rotor is actively driven before take-off, so that the required runway is shortened.
  • the active drive is interrupted before take-off, otherwise the aircraft would be set into a gyratory motion, which would lead to instability or the aircraft crashing. This is also a source of accidents that should not be underestimated.
  • the main rotor 1 which is passive in the second operating state, begins to oscillate after a minimum height has been reached the active multicopter rotors 2 of the quadro or multicopter drive are carried out in the air using a clutch, preferably a freewheel clutch.
  • a clutch preferably a freewheel clutch.
  • an active tail rotor 9 is attached to the side perpendicular to the direction of flight, analogous to a tail rotor of a helicopter.
  • the drive When a predeterminable flow speed on the main rotor is reached, the drive is decoupled so that the main rotor 1 functions as an autorotation rotor in the second operating state. In a configuration with telescopic arms 10, these are fully extended in the air to increase stability and safety.
  • the aircraft By driving the rear active propeller 3, the aircraft is accelerated in a horizontal flight direction, so that the autorotation is maintained by the airstream during the horizontal flight phase.
  • Another advantage of this device is that in the event of malfunctions when clutching and disengaging in the air, a previously faulty gyroscopic movement can automatically be calmed down again by the air friction by simply switching off the drive for pushing the passively operated main rotor 1.
  • Figure 4 shows a third embodiment of the aircraft according to the invention.
  • the aircraft has a fuselage 7 and four wings in the form of two front wings 14 and two rear wings 15, each arranged on one end of the fuselage 7 and extending away from the fuselage 7 with a respective free end.
  • the fuselage 7 carries a cockpit 17 in the area between the two front wings 14.
  • the cockpit 17 serves to accommodate the pilot and, if necessary, other passengers and/or co-pilots.
  • the aircraft has propulsion means, of which the main rotor 1, the multicopter rotors 2, the tail rotor 9 and the propeller 3 can be seen.
  • Main rotor 1 and propeller 3 are hinged to cockpit 17.
  • the main rotor 1 is connected to the cockpit 17 with the interposition of a rotor carrier 25 provided with a stiffening surface 19.
  • the cockpit 17 has an arched stiffening rib 20, which is with the rotor carrier 25 and at the other end with the fuselage 7.
  • the stiffening rib 20 and stiffening surface 19 serve the purpose of stiffening the cockpit 17 and the rotor carrier 25 against the forces generated by the main rotor 1 and the propeller 3 and in this way mechanically stabilizing them.
  • the four multicopter rotors 2 are arranged in such a way that one multicopter rotor 2 is arranged at the respective free end of one of the four wings 14, 15. To protect the comparatively fragile rotor blades and to reduce noise, the multicopter rotors 2 are surrounded in the radial direction by an annular rotor enclosure 18.
  • the rear wings 15 are connected by means of wing extensions 16 arranged on the fuselage.
  • the rear wings 15 form a delta wing with the wing extensions 16. This improves lift and control characteristics.
  • the tail rotor 9 is arranged at the rear of the aircraft.
  • the tail rotor 9 is encapsulated in the manner of a fenestron.
  • the elevator 12 extends away from the fuselage 7 on both sides.
  • the elevator is arranged above the tail rotor 9.
  • FIG. 5 shows schematically the sequence of the control process according to the invention.
  • the user gives a control instruction or control command via the control device 21, which is aimed at initiating a flight maneuver.
  • a control instruction for example, a “start”.
  • the control instruction is transmitted to the flight controller 22 in terms of data.
  • the flight controller 22 is also connected in terms of data to the sensors 23, which record flight parameters and propulsion-related parameters. Depending on the control instruction, the flight controller makes a selection from the available propulsion means, taking the existing parameters into account.
  • the main rotor 1 is now in the first operating state, the multicopter rotors 2 and the tail rotor 9 are used to initiate a vertical climb is selected.
  • the drive means 24 are now controlled by the flight controller 22 in such a way that the main rotor 1 - if necessary - is transferred to the first operating state and is actively driven.
  • the control of the drive means 23 causes the multicopter rotors 2 and the tail rotor 9 to be actively driven.

Abstract

The invention relates to an aircraft, comprising a body, at least four arms and/or supporting surfaces arranged on the body at a respective one end and extending away from the body with a respective free end, vertical and/or lateral rudders, a main rotor that can be driven exclusively actively in a first operating state and exclusively passively by way of an autorotation in a second operating state, an actively driveable rear rotor for compensating for the torque generated in the body by the active driving of the main rotor in the first operating state, at least four actively driveable multicopter rotors rotatably arranged in a common horizontal plane, wherein each multicopter rotor is arranged at the respective free end of a supporting surface, an actively driveable propeller for generating propulsion, at least one drive unit for actively driving the rotors and the propeller, at least one sensor for detecting flight parameters and/or for detecting parameters relating to the rotors and the propeller, e.g. in particular rotational speeds, angular speeds, switching states and/or rotational directions, and a computer-supported flight controller which is designed such that, according to at least one portion of the sensorially detected parameters, it brings about a change in operating state of the main rotor and individually controls the drive power of the rotors and the propeller in an open-loop, in particular closed-loop, manner.

Description

Luftfahrzeug und Verfahren zum Betrieb eines Luftfahrzeugs Aircraft and method of operating an aircraft
Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug und ein Verfahren zum Betrieb eines Luftfahrzeugs. The invention relates to an aircraft and a method for operating an aircraft.
Die vorliegende Erfindung betrifft insbesondere ein Luftfahrzeug, welches das Funktionsprinzip eines Hubschraubers, eines Tragschraubers und eines Quadro- oder Multicopters verbindet. The present invention relates in particular to an aircraft which combines the functional principle of a helicopter, a gyrocopter and a quadrocopter or multicopter.
Die Anfänge des Tragschraubers, der auch Gyrocopter oder Autogyro genannt wird, gehen zurück auf die 1920er Jahre und sind somit in der Luftfahrt bekannt und gehören somit zum Stand der Technik. The beginnings of the gyrocopter, which is also called gyrocopter or autogyro, go back to the 1920s and are therefore well known in aviation and are therefore part of the state of the art.
Aus der DE 693 15 427 T2 ist ein derartiger Tragschrauber bekannt. An einem hinteren Ende des Rumpfes ist ein Propeller angeordnet, der einen Vortrieb des Tragschraubers erzeugt. Such a gyroplane is known from DE 693 15 427 T2. A propeller is arranged at the rear end of the fuselage, which generates propulsion for the gyroplane.
Hinter dem Propeller ist ein Leitwerk angeordnet, das zur Stabilisierung dient, aber auch ein Höhen- und/oder Seitenruder aufweist, womit der Tragschrauber gesteuert wird. Das Leitwerk ist mittels einer Strebe an dem Rumpf befestigt. A tail unit is arranged behind the propeller, which serves for stabilization, but also has an elevator and/or rudder, with which the gyrocopter is controlled. The tail unit is attached to the fuselage by means of a strut.
Nachteilig ist, dass der Tragschrauber für Start und Landung eine Start- bzw. Landebahn erfordert. The disadvantage is that the gyroplane requires a runway for takeoff and landing.
Quadro- oder Multicopter beseitigen den Nachteil von Tragflächen-Flugzeugen einschließlich der Tragschrauber, indem sie einen vertikalen Start bzw. eine vertikale Landung ermöglichen. Der Nachteil von Quadro- oder Multicoptern besteht andererseits darin, dass sie im Horizontalflug einen erhöhten Energiebedarf besitzen. Daraus resultieren geringere Reichweiten sowie eine geringe Reisegeschwindigkeit. Quadcopters or multicopters eliminate the disadvantage of wing aircraft, including gyrocopters, by enabling vertical takeoff or landing. On the other hand, the disadvantage of quadcopters or multicopters is that they require increased energy in horizontal flight. This results in shorter ranges and low travel speeds.
Aus DE 10 2012 104 783 A1 ist eine Kombination aus Quadro- oder Multicopter und Starrflügler bekannt. Dies führt zu einer Lösung des zuvor genannten Problems durch Zusammenführen der beiden Funktionsprinzipien. Der Nachteil dieser Lösung besteht darin, dass die Flugeigenschaften komplexer sind, so dass diese Luftfahrzeuge nur von höher qualifizierten Piloten geflogen werden können. Ein weiterer Nachteil besteht darin, dass auf Grund der Komplexität der Umschaltung von Quadro- oder Multicopterflug nach Kippen der Quadro- oder Multicopterantriebe in den Horizontalflug erhebliche Zusatzkosten für die Herstellung sowie Wartung eines solchen Luftfahrzeuges erforderlich sind. Außerdem bietet diese Kombination nicht die Vorteile der Sicherheit, die der Autogyro-Antrieb mit sich bringt. A combination of quadcopter or multicopter and fixed-wing aircraft is known from DE 10 2012 104 783 A1. This leads to a solution to the problem mentioned above by combining the two functional principles. The disadvantage of this solution is that the flight characteristics are more complex, so that these aircraft can only be flown by highly qualified pilots. Another disadvantage is that due to the complexity of switching from quadcopter or multicopter flight to Tilting the quadro or multicopter drives into horizontal flight requires considerable additional costs for the production and maintenance of such an aircraft. In addition, this combination does not offer the safety advantages that the autogyro drive brings.
Aus der AT 510 341 A1 ist ein Drehflügelflugzeug bekannt. Dieses verfügt über Strahltriebwerke, denen jeweils eine Leiteinrichtung für einen Triebwerksstrahl nachgeschaltet ist. Eine Leiteinrichtung verfügt über eine Düsennadel, mittels welcher der Triebwerksstrahl wahlweise auf einen von zwei Strömungskanälen geschaltet werden kann. Einer der Strömungskanäle wirkt mit einer Rotorwelle eines Tragrotors zusammen, so bei einer Beaufschlagung dieses Strömungskanals mit dem Triebwerksstrahl ein aktiver Antrieb des Tragrotors erfolgt. A rotary wing aircraft is known from AT 510 341 A1. This has jet engines, each of which is followed by a control device for an engine jet. A control device has a nozzle needle, by means of which the engine jet can be switched to one of two flow channels. One of the flow channels interacts with a rotor shaft of a support rotor, so that when this flow channel is exposed to the engine jet, the support rotor is actively driven.
Die CH 711 671 A2 offenbart ein Multikopter-Luftfahrzeug. Es sind insgesamt vier angetriebene Rotoren sowie ein nicht-angetriebener Gyrokopterrotor vorgesehen. Dabei dient der Gyrokopterrotor einer Absturzsicherung. Diese Ausgestaltung hat sich in der Praxis jedoch als nur eingeschränkt flugfähig erwiesen. CH 711 671 A2 discloses a multicopter aircraft. A total of four powered rotors and one non-driven gyrocopter rotor are provided. The gyrocopter rotor serves as fall protection. In practice, however, this design has proven to be only flyable to a limited extent.
Ferner ist aus der DE 10 2016 002 231 A1 eine Kombination aus Quadro- oder Multicopter und Tragschrauber bekannt. Hierbei sind die aktiven Rotoren mit dem Rumpf verbunden und schwenkbar. Ein Nachteil besteht darin, dass der Neigungswinkel der Achse des passiven Rotors sich beim Übergang vom Quadro- oder Multicopterflug in den horizontalen Tragschrauberflug ändert. Dies ist von Nachteil, da für einen stabilen und energieeffizienten Horizontalflug der Anstellwinkel einen bestimmten Wert haben muss. Dieser Wert ist jedoch bei einer starren Anordnung nicht gewährleistet, da in der Anfangsphase des Übergangs vom Senkrechtflug in den Quadro- oder Multicopterflug das Luftfahrzeug in Flugrichtung nach vorn gekippt werden muss, was durch stärkere Energiezufuhr der hinteren Rotoren erreicht wird. Erst bei Erreichen einer Mindestdrehzahl des passiven Rotors durch die Einwirkung des Fahrtwindes und dem dadurch erreichten Auftrieb werden die aktiven Rotoren nicht mehr für den Auftrieb benötigt und durch Umpositionierung schrittweise für den Vortrieb genutzt, wodurch wiederum das Luftfahrzeug wieder nach hinten gekippt werden kann. Die aktiven Rotoren müssen zwingend um eine starre Achse geschwenkt werden, wobei der Abstand vom Rumpf nur so weit gewählt wurde, dass die Rotoren den Rumpf nicht berühren sollen. Da der passive Rotor einen den Rumpf deutlich übersteigenden Radius aufweist, ergibt sich bei der Anordnung in der Nähe des Rumpfes eine Instabilität wegen der Hebelkräfte, die an der Achse des passiven Rotors ansetzen. Es ist außerdem erforderlich, dass die aktiven Rotoren schwenkbar sind, um im Horizontalflug einen zusätzlichen Antrieb zu erreichen. Furthermore, a combination of quadrocopter or multicopter and gyrocopter is known from DE 10 2016 002 231 A1. The active rotors are connected to the fuselage and can be pivoted. One disadvantage is that the angle of inclination of the axis of the passive rotor changes when changing from quadro or multicopter flight to horizontal gyrocopter flight. This is a disadvantage because the angle of attack must have a certain value for stable and energy-efficient horizontal flight. However, this value is not guaranteed with a rigid arrangement, since in the initial phase of the transition from vertical flight to quadro or multicopter flight, the aircraft must be tilted forward in the direction of flight, which is achieved by supplying more energy to the rear rotors. Only when a minimum speed of the passive rotor is reached due to the effect of the airstream and the resulting lift are the active rotors no longer needed for lift and are gradually used for propulsion by repositioning, which in turn allows the aircraft to be tilted backwards again. The active rotors must be pivoted around a rigid axis, with the distance from the fuselage only being chosen so far that the rotors should not touch the fuselage. Since the passive rotor has a radius that significantly exceeds the fuselage, the result is: Arrangement near the fuselage causes instability due to the leverage forces applied to the axis of the passive rotor. It is also necessary for the active rotors to be pivotable to provide additional propulsion in level flight.
Aus der DE 10 2018 109 813 A1 ist ferner ein Tragschrauber bekannt, der einen durch Autorotation drehbaren Hauptrotor und wenigstens vier angetriebene und verkippbare Antriebsrotoren aufweist. Der Tragschrauber ist mittels der verkippbaren Antriebsmotoren senkrecht start- und landefähig. From DE 10 2018 109 813 A1 a gyrocopter is also known which has a main rotor that can be rotated by autorotation and at least four driven and tiltable drive rotors. The gyrocopter can take off and land vertically using the tilting drive motors.
Die aus dem Stand der Technik bekannten Luftfahrzeuge haben Nachteile mit Bezug auf Energieeffizienz, Flugsicherheit und Flugverhalten. The aircraft known from the prior art have disadvantages with regard to energy efficiency, flight safety and flight behavior.
Es ist daher die Aufgabe der Erfindung, ein Luftfahrzeug einerseits und ein Verfahren zum Betrieb eines Luftfahrzeugs anzugeben, bei denen die aus dem Stand der Technik bekannten Nachteile vermieden werden. It is therefore the object of the invention to provide an aircraft on the one hand and a method for operating an aircraft on the other hand, in which the disadvantages known from the prior art are avoided.
Zur Lösung der Aufgabe schlägt die Erfindung vorrichtungsseitig ein Luftfahrzeug vor, aufweisend einen Rumpf, wenigstens vier am Rumpf jeweils einendseitig angeordnete und sich mit einem jeweiligen freien Ende vom Rumpf weg erstreckende Arme und/oder Tragflächen,To achieve the object, the invention proposes an aircraft on the device side, comprising a fuselage, at least four arms and/or wings arranged on the fuselage at one end and extending away from the fuselage with a respective free end,
Antriebsmittel, umfassend Propulsion means comprising
• einen Hauptrotor, welcher in einem ersten Betriebszustand ausschließlich aktiv antreibbar ist und in einem zweiten Betriebszustand ausschließlich passiv im Wege einer Autorotation antreibbar ist, • a main rotor, which can be driven exclusively actively in a first operating state and can be driven exclusively passively by means of autorotation in a second operating state,
• einen aktiv antreibbaren Heckrotor zur Kompensation des durch den aktiven Antrieb des Hauptrotors im ersten Betriebszustand am Rumpf erzeugten Drehmoments, wenigstens vier aktiv antreibbare Multicopter-Rotoren, wobei jeweils ein Multicopter-Rotor am jeweiligen freien Ende eines Arms oder einer Tragfläche angeordnet ist, einen aktiv antreibbaren Propeller zur Erzeugung von Vortrieb und • an actively driven tail rotor to compensate for the torque generated on the fuselage by the active drive of the main rotor in the first operating state, at least four actively driven multicopter rotors, with one multicopter rotor being arranged at the respective free end of an arm or wing, an actively driven propeller to generate propulsion and
• wenigstens eine Antriebseinheit zum aktiven Antrieb der Rotoren und des Propellers, • at least one drive unit for actively driving the rotors and the propeller,
Sensoren zur Erfassung von Flugparametern und antriebsmittelbezogenen Parameter, wenigstens eine manuell handhabbare Steuereinrichtung, mittels welcher benutzerseitige Steueranweisungen eingebbar sind, und einen computergestützten Flugcontroller, welcher dazu ausgebildet ist, in Abhängigkeit der benutzerseitigen Steueranweisung ein oder mehrere Antriebsmittel zur Umsetzung der Steueranweisung unter Berücksichtigung wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter auszuwählen und gemäß dieser Auswahl zum Zwecke der Einstellung des Betriebszustandes und/oder der Antriebsleistung anzusteuern. Sensors for detecting flight parameters and drive-related parameters, at least one manually operable control device by means of which user-side control instructions can be entered, and a computer-assisted flight controller which is designed to select one or more drive means for implementing the control instruction, taking into account at least some of the sensor-detected parameters, depending on the user-side control instruction, and to control them in accordance with this selection for the purpose of setting the operating state and/or the drive power.
Zur Lösung der Aufgabe schlägt die Erfindung ferner verfahrensseitig ein Verfahren zum Betrieb eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs vor, bei dem Flugparameter und antriebsmittelbezogene Parameter sensorisch erfasst werden und bei dem in Abhängigkeit einer benutzerseitigen Steueranweisung mittels des Flugcontrollers unter Berücksichtigung wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter Antriebsmittel ausgewählt und gemäß dieser Auswahl zum Zwecke der Einstellung des Betriebszustandes und/oder der Antriebsleistung angesteuert werden. To solve the problem, the invention further proposes a method for operating an aircraft according to the invention, in which flight parameters and propulsion-related parameters are detected by sensors and in which propulsion means are selected depending on a user-side control instruction by means of the flight controller, taking into account at least some of the sensor-detected parameters and can be controlled according to this selection for the purpose of setting the operating state and/or the drive power.
Die vorliegende Erfindung stellt erstmals ein uneingeschränkt flugfähiges Luftfahrzeug bereit, welches das Funktionsprinzip eines Hubschraubers in Heckrotor-Konfiguration, eines Tragschraubers und eines Quad- oder Multicopters verbindet und dabei sämtliche Probleme der aus dem Stand der Technik bekannten Luftfahrzeuge löst. Hierbei dienen Hubschrauber- und Quad- oder Multicopterantrieb dem vertikalen Start und der vertikalen Landung, während das Funktionsprinzip des Tragschraubers einen energieeffizienten Horizontalflug ermöglicht. In diesem Sinne entsprechen die Kombination eines im ersten Betriebszustand aktiv angetriebenen Hauptrotors und eines aktiv angetriebenen Heckrotors der Funktionsweise eines Hubschraubers in Heckrotor-Konfiguration, die Kombination eines im zweiten Betriebszustand passiv durch Autorotation angetriebenen Hauptrotors und eines aktiv angetriebenen Propellers der Funktionsweise eines Tragschraubers und die Kombination aus wenigstens vier Multicopter-Rotoren der Funktionsweise eines Quad- bzw. Multicopters. Die Erfindung geht jedoch über eine bloße Aggregation dieser Funktionsweisen hinaus, indem erst der erfindungsgemäße Flugcontroller ein synergetisches Zusammenwirken der einzelnen Funktionsweisen ermöglicht und insgesamt erstmals zu einem uneingeschränkt flugfähigen Luftfahrzeug verbindet. The present invention provides for the first time an aircraft that is fully capable of flying, which combines the functional principle of a helicopter in tail rotor configuration, a gyrocopter and a quad or multicopter, thereby solving all the problems of the aircraft known from the prior art. Helicopter and quad or multicopter propulsion is used for vertical take-off and vertical landing, while the functional principle of the gyrocopter enables energy-efficient horizontal flight. In this sense, the combination of a main rotor actively driven in the first operating state and an actively driven tail rotor correspond to the functioning of a helicopter in tail rotor configuration, the combination of a main rotor driven passively by autorotation in the second operating state and an actively driven propeller corresponds to the functioning of a helicopter Autogyro and the combination of at least four multicopter rotors the functionality of a quad or multicopter. However, the invention goes beyond a mere aggregation of these functionalities, in that only the flight controller according to the invention enables a synergistic interaction of the individual functionalities and, for the first time, combines them into an aircraft that can fly without restrictions.
Im Sinne der Erfindung umfasst die Bezeichnung „zum Zwecke der Einstellung des Betriebszustandes und/oder der Antriebsleistung anzusteuern“ auch die erstmalige Aktivierung, die vollständige Deaktivierung und eine Reaktivierung der Antriebsmittel, insbesondere des Antriebs der Rotoren und des Propellers. Der Begriff „Rotor“ bezeichnet im Sinne der Erfindung ein relativ zum Rumpf rotierendes und aerodynamisch Wirkendendes Teil. Unter dem Begriff „Rotoren“ werden im Sinne der Erfindung Hauptrotor, Heckrotor und Multicopter-Rotoren zusammengefasst. Der Begriff „Propeller“ bezeichnet im Sinne der Erfindung einen um eine horizontale Achse rotierenden Rotor zur Erzeugung von Vortrieb. Es kann sich um einen Zugpropeller oder einen Druckpropeller handeln. Bevorzugt ist ein Druckpropeller. For the purposes of the invention, the term “to control for the purpose of adjusting the operating state and/or the drive power” also includes the initial activation, complete deactivation and reactivation of the drive means, in particular the drive of the rotors and the propeller. For the purposes of the invention, the term “rotor” refers to a part that rotates relative to the fuselage and has an aerodynamic effect. For the purposes of the invention, the term “rotors” refers to the main rotor, tail rotor and multicopter rotors. For the purposes of the invention, the term “propeller” refers to a rotor that rotates about a horizontal axis to generate propulsion. It can be a traction propeller or a pusher propeller. A pusher propeller is preferred.
Erfindungsgemäß ist eine manuell handhabbare Steuereinrichtung vorgesehen, mittels welcher benutzerseitige Steueranweisungen eingebbar sind. Es ist demgemäß vorgesehen, dass der Benutzer, insbesondere der Pilot, das Luftfahrzeug steuert. Dies bedeutet, dass der Benutzer mittels der Steuereinrichtung entsprechende Flugmanöver wie etwa „Start“, „Landung“, „Steigflug“, „Sinkflug“ und/oder „Kurvenflug“ einleiten, durchführen und abbrechen kann. Aufgrund der synergetisch miteinander kombinierten Antriebsarten ist eine unmittelbare Steuerung jedoch nicht praktikabel. Vielmehr erfolgt die Steuerung in Kombination mit dem erfindungsgemäßen Flugcontroller, welcher die benutzerseitigen Steueranweisungen umsetzt, indem er nach vorgebbaren Kriterien Antriebsmittel auswählt und dementsprechend ansteuert, um das gewünschte Flugmanöver auszuführen. According to the invention, a manually operated control device is provided, by means of which user-side control instructions can be entered. It is accordingly intended that the user, in particular the pilot, controls the aircraft. This means that the user can use the control device to initiate, carry out and cancel corresponding flight maneuvers such as “takeoff”, “landing”, “climbing”, “descending” and/or “turning”. However, due to the synergistic combination of drive types, direct control is not practical. Rather, the control takes place in combination with the flight controller according to the invention, which implements the user's control instructions by selecting drive means according to predeterminable criteria and controlling them accordingly in order to carry out the desired flight maneuver.
Erfindungsgemäß sind Sensoren vorgesehen, welche Flugparameter und/oder antriebsmittelbezogene Parameter erfasst. Diese Parameter werden vorzugsweise an den Flugcontroller übertragen und mit abrufbereit im Datenspeicher des Flugcontrollers hinterlegbaren und vorgebbaren Sollwerten verglichen. In Abhängigkeit der jeweiligen benutzerseitigen Steueranweisung erfolgt unter Berücksichtigung wenigstens eines Teils der Parameter eine Steuerung der Antriebsmittel, insbesondere der Rotoren und des Propellers. Gemäß einem bevorzugten Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, dass die Sensoren dazu ausgebildet sind, Flugparameter in Form von Flughöhe, Fluggeschwindigkeit, Steigrate, Sinkrate und/oder Fluglage zu erfassen. Vorzugsweise werden sämtliche dieser Parameter sensorisch erfasst. Diese können über einen einzigen Sensor erfasst werden. Alternativ ist vorgesehen, dass jeder Parameter von einem separaten Sensor erfasst wird. Gemäß einem bevorzugten Merkmal der Erfindung ist ferner vorgesehen, dass die Sensoren dazu ausgebildet sind, antriebsmittelbezogene Parameter in Form von Drehzahlen, Winkelgeschwindigkeiten, Schaltzustände und/oder Drehrichtungen, insbesondere der Antriebseinheit, der Rotoren und/oder des Propellers zu erfassen. Besonders bevorzugt ist ein Sensor vorgesehen, der die Drehzahl des Hauptrotors erfasst. Hierüber kann der Flugcontroller vorzugsweise das am Rumpf anliegende Drehmoment zur Regelung der Drehzahl des Heckrotors bestimmen. Vorzugsweise werden sämtliche dieser Parameter sensorisch erfasst. Diese können über einen einzigen Sensor erfasst werden. Alternativ ist vorgesehen, dass jeder Parameter von einem separaten Sensor erfasst wird. In vorteilhafter Weise wird der Flugcontroller mit steigender Anzahl der erfassten Parameter in die Lage versetzt, die Rotoren und den Propeller mit erhöhter Präzision anzusteuern, und komplexere Steuerungsmuster zu bewältigen. According to the invention, sensors are provided which record flight parameters and/or propulsion-related parameters. These parameters are preferably transmitted to the flight controller and compared with setpoint values that can be stored and specified in the data memory of the flight controller. Depending on the respective user-side control instruction, at least a part is taken into account the parameter controls the drive means, in particular the rotors and the propeller. According to a preferred feature of the invention, it is provided that the sensors are designed to record flight parameters in the form of flight altitude, flight speed, climb rate, sink rate and/or flight attitude. All of these parameters are preferably recorded using sensors. These can be recorded using a single sensor. Alternatively, it is provided that each parameter is recorded by a separate sensor. According to a preferred feature of the invention, it is further provided that the sensors are designed to detect drive-related parameters in the form of speeds, angular speeds, switching states and/or directions of rotation, in particular of the drive unit, the rotors and/or the propeller. A sensor is particularly preferably provided which detects the speed of the main rotor. The flight controller can preferably use this to determine the torque applied to the fuselage to regulate the speed of the tail rotor. All of these parameters are preferably recorded using sensors. These can be recorded using a single sensor. Alternatively, it is provided that each parameter is recorded by a separate sensor. Advantageously, as the number of recorded parameters increases, the flight controller is enabled to control the rotors and the propeller with increased precision and to cope with more complex control patterns.
Erfindungsgemäß ist wenigstens ein Antrieb vorgesehen, mit welchem die Rotoren und der Propeller aktiv angetrieben werden. Prinzipiell können sämtliche Rotoren und der Propeller durch eine einzige Antriebseinheit angetrieben werden. Dies ist jedoch nicht Energieeffizient. Außerdem fielen im Falle einer Fehlfunktion der Antriebseinheit sämtliche Rotoren und Propeller aus. Stattdessen ist es bevorzugt, wenigstens zwei Antriebseinheiten vorzusehen, wobei die erste Antriebseinheit dem aktiven Antrieb des Hauptrotors, des Heckrotors und/oder des Propellers dient und wobei die zweite Antriebseinheit dem aktiven Antrieb der Multicopter-Rotoren dient. Auf diesem Weg steht auch beim Ausfall einer Antriebseinheit ein der Erzeugung von Auftrieb dienender Rotor nach wie vor zur Verfügung. Vorzugsweise ist es vorgesehen, dass im Falle eines Notfalls mittels des Flugcontrollers eine vollautomatisierte Notlandung eingeleitet wird. In dieser Hinsicht ist es von Vorteil, das für diesen Zweck optimierte Multicopter Antriebskonzept zu nutzen, da es auch bei widrigen Bedingungen für eine vergleichsweise hohe Lagestabilität sorgt. Es ist in diesem Sinne bevorzugt, dass die zweite Antriebseinheit über eine redundante Energiequelle, insbesondere in Form einer Batterie, verfügt. Auf diesem Wege wird sichergestellt, dass dem Multicopter-Antrieb stets ausreichend Energie zur Durchführung einer Notlandung zur Verfügung steht. Besonders bevorzugt kann für jeden Rotor und den Propeller eine eigene gesonderte Antriebseinheit vorgesehen sein. Insbesondere im Bereich der RC-Luftfahrzeuge ist dies aufgrund ihrer geringen Größe und des geringen Leistungsbedarfs der Antriebseinheiten von Vorteil. Es kann mithin in einfacher Weise jedem Rotor und dem Propeller je eine Antriebseinheit in Form eines Elektromotors zugeordnet werden. Es ist bevorzugt vorgesehen, dass jede Antriebseinheit vom Flugcontroller über entsprechende elektronische Verbindungen individuell angesteuert werden kann. Ebenso kann jede Antriebseinheit mit Sensoren zur Erfassung von antriebsbezogenen Parametern, wie etwa Drehzahlen und dergleichen, ausgestattet sein, welche an den Flugcontroller ergänzend zu den übrigen Parametern übertragen und mit im Datenspeicher des Flugcontrollers abrufbereit hinterlegbaren und vorgebbaren Sollwerten verglichen werden. Die Steuerung der Rotoren, des Propellers und der Antriebseinheiten seitens des Flugcontrollers kann dann zusätzlich in Abhängigkeit auch dieser Parameter erfolgen. According to the invention, at least one drive is provided with which the rotors and the propeller are actively driven. In principle, all rotors and the propeller can be driven by a single drive unit. However, this is not energy efficient. In addition, if the drive unit malfunctions, all rotors and propellers fail. Instead, it is preferred to provide at least two drive units, with the first drive unit serving to actively drive the main rotor, the tail rotor and/or the propeller and the second drive unit serving to actively drive the multicopter rotors. In this way, even if a drive unit fails, a rotor serving to generate lift is still available. Preferably, it is provided that in the event of an emergency, a fully automated emergency landing is initiated by means of the flight controller. In this respect, it is advantageous to use the multicopter drive concept optimized for this purpose, as it ensures comparatively high positional stability even in adverse conditions. In this sense, it is preferred that the second drive unit has a redundant energy source, in particular in the form of a battery. In this way ensures that the multicopter drive always has sufficient energy available to carry out an emergency landing. Particularly preferably, a separate drive unit can be provided for each rotor and the propeller. This is particularly advantageous in the field of RC aircraft due to their small size and the low power requirements of the drive units. Each rotor and the propeller can therefore easily be assigned a drive unit in the form of an electric motor. It is preferably provided that each drive unit can be individually controlled by the flight controller via appropriate electronic connections. Likewise, each drive unit can be equipped with sensors for recording drive-related parameters, such as speeds and the like, which are transmitted to the flight controller in addition to the other parameters and compared with target values that can be stored and specified in the data memory of the flight controller and are ready for retrieval. The control of the rotors, the propeller and the drive units by the flight controller can then also take place depending on these parameters.
Gemäß einem bevorzugten Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, dass der Hauptrotor ein Schlaggelenk aufweist, welches eine Schwenkbewegung der Rotorblätter gegenüber der Rotorkreisebene nach oben und/oder unten erlaubt, wobei der Hauptrotor taumelscheibenfrei ausgebildet ist. Der Hauptrotor entspricht damit der Bauweise eines Hauptrotors eines Tragschraubers. Er ist damit gegenüber dem Hauptrotor eines Hubschraubers vereinfacht und weniger fehleranfällig. Die zusätzliche Manövrierfähigkeit eines mit einer Taumelscheibe ausgerüsteten Hauptrotors ist erfindungsgemäß unnötig, da die volle Manövrierfähigkeit des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs bereits über die Schwenkung der Rotorblätter des Hauptrotors sowie über einen entsprechenden aktiven Antrieb der Multicopter-Rotoren und/oder dem Heckrotor erreicht wird. According to a preferred feature of the invention, it is provided that the main rotor has a flapping joint which allows the rotor blades to pivot upwards and/or downwards relative to the rotor circle plane, the main rotor being designed to be free of swashplates. The main rotor therefore corresponds to the design of a main rotor of a gyrocopter. It is therefore simplified compared to the main rotor of a helicopter and less prone to errors. The additional maneuverability of a main rotor equipped with a swashplate is unnecessary according to the invention, since the full maneuverability of the aircraft according to the invention is already achieved via the pivoting of the rotor blades of the main rotor and via a corresponding active drive of the multicopter rotors and/or the tail rotor.
Zusätzlich oder alternativ dazu können bevorzugt Höhen und/oder Seitenruder vorgesehen sein. Hierdurch können insbesondere im Horizontalflug, in welchem das Luftfahrzeug vorzugsweise ausschließlich über den passiv angetriebenen Hauptrotor und den aktiv angetriebenen Propeller nach Art eines Tragschraubers angetrieben ist, auf energieeffiziente Art und Weise Flugmanöver eingeleitet werden. Additionally or alternatively, elevators and/or rudder can preferably be provided. This makes it possible to initiate flight maneuvers in an energy-efficient manner, particularly in horizontal flight, in which the aircraft is preferably driven exclusively via the passively driven main rotor and the actively driven propeller in the manner of a gyrocopter.
Erfindungsgemäß ist der Hauptrotor in einem ersten Betriebszustand aktiv antreibbar und in einem zweiten Betriebszustand passiv mittel Autorotation antreibbar. Hierzu stehen grundsätzliche zwei verschiedene Konzepte zur Verfügung. Entweder werden die Zustände durch den Einsatz eines Getriebes mit verschiedenen Gangstellungen hergestellt oder durch eine einfache Aktivierung/Deaktivierung der dem Hauptrotor zugeordneten Antriebseinheit. Gemäß einer ersten Ausführungsform der Erfindung ist dabei ein Getriebe vorgesehen, über welches Hauptrotor und Antriebseinheit im ersten Betriebszustand des Hauptrotors kinematisch gekoppelt sind. Im zweiten Betriebszustand des Hauptrotors befindet sich das Getriebe demgegenüber in Leerlaufstellung, wodurch die Antriebseinheit vom Hauptrotor kinematisch entkoppelt ist und eine Autorotation erlaubt. Gemäß einer alternativen Ausführungsform der Erfindung ist eine Freilaufkupplung zur kinematischen Verbindung der Antriebseinheit mit dem Hauptrotor vorgesehen. Dabei ist im ersten Betriebszustand des Hauptrotors die Antriebseinheit aktiviert und im zweiten Betriebszustand des Hauptrotors die Antriebseinheit deaktiviert. Durch den Freilauf wird im deaktivierten Zustand der Antriebseinheit eine Autorotation des Hauptrotors ermöglicht. According to the invention, the main rotor can be actively driven in a first operating state and passively driven by autorotation in a second operating state. Stand by this There are basically two different concepts available. Either the states are created by using a transmission with different gear positions or by simply activating/deactivating the drive unit assigned to the main rotor. According to a first embodiment of the invention, a gear is provided, via which the main rotor and drive unit are kinematically coupled in the first operating state of the main rotor. In the second operating state of the main rotor, the transmission is in the idle position, whereby the drive unit is kinematically decoupled from the main rotor and allows autorotation. According to an alternative embodiment of the invention, a one-way clutch is provided for kinematically connecting the drive unit to the main rotor. The drive unit is activated in the first operating state of the main rotor and the drive unit is deactivated in the second operating state of the main rotor. The freewheel enables autorotation of the main rotor when the drive unit is deactivated.
Verfahrensseitig ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass auf eine manuelle benutzerseitige Eingabe in Form einer Steueranweisung hin mittels des Flugcontrollers die Antriebsmittel, insbesondere die Rotoren und der Propeller in definierten Flugphasen individuell zwischen Betriebszuständen umgeschaltet, aktiviert, deaktiviert und/oder hinsichtlich ihrer Antriebsleistung oder Betriebszustände gesteuert werden. Hierdurch verbessern sich Ansprechverhalten, Wendigkeit und Energieeffizienz. On the method side, it is provided according to the invention that upon manual user input in the form of a control instruction by means of the flight controller, the drive means, in particular the rotors and the propeller, are individually switched between operating states in defined flight phases, activated, deactivated and/or controlled with regard to their drive power or operating states. This improves responsiveness, maneuverability and energy efficiency.
Es ist ferner bevorzugt vorgesehen, dass die Antriebsmittel mittels des Flugcontrollers derart gesteuert werden, dass in einer Startphase, in welcher eine vorgebbare Mindestflughöhe und eine vorgebbare Mindestfluggeschwindigkeit noch nicht erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor in seinem ersten Betriebszustand aktiv angetrieben wird, der Heckrotor zur Kompensation des durch den Hauptrotor am Rumpf erzeugten Drehmoments aktiv angetrieben wird, alle Multicopter-Rotoren aktiv angetrieben werden und der Propeller nicht angetrieben wird, wobei die Antriebsleistungen von Hauptrotor und Multicopter-Rotoren derart gesteuert werden, dass ein Steigflug bewirkt wird; in einer Horizontalflugphase, in welcher die Mindestflughöhe und die Mindestfluggeschwindigkeit erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor im zweiten Betriebszustand ausschließlich passiv angetrieben wird, der Propeller zur Erzeugung von Vortrieb aktiv angetrieben wird, der Heckrotor nicht aktiv angetrieben wird oder mit einer gegenüber der Startphase reduzierten Antriebsleistung ausschließlich zur Steuerung der Flugrichtung aktiv angetrieben wird, und die Multicopter-Rotoren nicht aktiv angetrieben werden oder mit einer gegenüber der Startphase reduzierten Antriebsleistung ausschließlich zur Lagestabilisierung aktiv angetrieben werden; in einer Übergangsphase zwischen Start- und Horizontalflugphase, in welcher die Mindestflughöhe erreicht ist und die Mindestfluggeschwindigkeit noch nicht erreicht ist, der Hauptrotor vom ersten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird, der aktive Antrieb des Heckrotors deaktiviert oder dessen Antriebsleistung reduziert wird, der aktive Antrieb der Multicopter-Rotoren deaktiviert wird oder deren Antriebsleistung reduziert wird. It is further preferably provided that the drive means are controlled by means of the flight controller in such a way that in a starting phase in which a predeterminable minimum flight altitude and a predeterminable minimum flight speed have not yet been reached, the main rotor is simultaneously actively driven in its first operating state, the tail rotor for compensation the torque generated by the main rotor on the fuselage is actively driven, all multicopter rotors are actively driven and the propeller is not driven, the drive powers of the main rotor and multicopter rotors being controlled in such a way that a climb is effected; in a horizontal flight phase in which the minimum flight altitude and the minimum flight speed have been reached, at the same time the main rotor is driven exclusively passively in the second operating state, the propeller Generation of propulsion is actively driven, the tail rotor is not actively driven or is actively driven with a drive power that is reduced compared to the start phase exclusively to control the direction of flight, and the multicopter rotors are not actively driven or with a drive power that is reduced compared to the start phase solely to stabilize the position be actively driven; in a transition phase between the take-off and horizontal flight phases, in which the minimum flight altitude has been reached and the minimum flight speed has not yet been reached, the main rotor is transferred from the first operating state to the second operating state, the active drive of the tail rotor is deactivated or its drive power is reduced, the active drive the multicopter rotors are deactivated or their drive power is reduced.
Es ist hierdurch mittels des Flugcontrollers möglich, die manuelle Steueranweisung mit sensorisch erfassten Parametern abzugleichen und in bestimmten Flugphasen eine optimierte Auswahl der für bestimmte Manöver zur Verfügung stehenden Antriebsmittel vorzunehmen. Auf diesem Weg, kann die Steueranweisung in optimierter Weise an die Antriebsmittel übersetzt werden. Nach welchen Kriterien eine Auswahl vorgenommen wird und in welcher Weise damit optimiert wird, ist dem Grunde nach vorgebbar. Eine Auswahl kann beispielsweise hinsichtlich des Energieverbrauchs, der Geschwindigkeit, der Flugsicherheit usw. getroffen werden und dementsprechend optimiert sein. Es können entsprechende Steuerprotokolle für den Flugcontroller abrufbereit hinterlegt sein. Die sich daraus ergebende flugphasenabhängigen Sequenzen verbessern das Flugverhalten und die Energieeffizienz des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs innerhalb der einzelnen Flugphasen gegenüber aus dem Stand der Technik bekannten Luftfahrzeugen in erheblichem Maße. Insbesondere wird durch die gezielte Ansteuerung der hochproblematische Übergang zwischen Senkrechtstart und Horizontalflug und umgekehrt auf besonders sichere und flugstabile Art und Weise gemeistert. This makes it possible using the flight controller to compare the manual control instructions with sensor-detected parameters and to make an optimized selection of the propulsion means available for certain maneuvers in certain flight phases. In this way, the control instruction can be translated to the drive means in an optimized manner. The criteria according to which a selection is made and the way in which it is optimized can basically be specified. For example, a selection can be made with regard to energy consumption, speed, flight safety, etc. and can be optimized accordingly. Corresponding control protocols can be stored ready for retrieval by the flight controller. The resulting flight phase-dependent sequences significantly improve the flight behavior and the energy efficiency of the aircraft according to the invention within the individual flight phases compared to aircraft known from the prior art. In particular, the highly problematic transition between vertical takeoff and horizontal flight and vice versa is mastered in a particularly safe and flight-stable manner through targeted control.
Gemäß einem bevorzugten Merkmal der Erfindung ist dabei vorgesehen, dass in Abhängigkeit wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter die Rotoren und der Propeller mittels des Flugcontrollers derart gesteuert werden, dass in der Übergangsphase erst bei Erreichen wenigstens einer vorgebbaren Fluggeschwindigkeit der Hauptrotor vom ersten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird und/oder der Antrieb der Multicopter-Rotoren deaktiviert oder deren Antriebsleistung reduziert wird. Durch beide Maßnahmen kann unabhängig voneinander oder in Kombination miteinander in vorteilhafter Weise ein unerwünschtes „Absacken“ im Sinne einer plötzlichen Verringerung der Flughöhe des Luftfahrzeugs beim Umschaltvorgang des Hauptrotors vermieden werden. According to a preferred feature of the invention, it is provided that, depending on at least some of the sensor-detected parameters, the rotors and the propeller are controlled by means of the flight controller in such a way that in the transition phase only when at least a predeterminable flight speed is reached, the main rotor moves from the first operating state to the is transferred to the second operating state and/or the drive of the multicopter rotors is deactivated or their drive power is reduced. Both measures, independently of one another or in combination with one another, can advantageously avoid undesirable “sagging” in the sense of a sudden reduction in the flight altitude of the aircraft during the switching process of the main rotor.
Gemäß einem weiteren bevorzugten Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, dass in Abhängigkeit wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter die Rotoren und der Propeller mittels des Flugcontrollers derart gesteuert werden, dass in einer regulären Landephase, in welcher eine vorgebbare Maximalflughöhe und eine vorgebbare Maximalfluggeschwindigkeit erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor in seinem ersten Betriebszustand aktiv angetrieben wird, der Heckrotor zur Kompensation des durch den Hauptrotor erzeugten Drehmoments aktiv angetrieben wird, alle Multicopter-Rotoren aktiv angetrieben werden und der Propeller nicht angetrieben wird, wobei die Antriebsleistungen von Hauptrotor und Multicopter- Rotoren derart gesteuert werden, dass ein Sinkflug bewirkt wird. in einer Übergangsphase zwischen Horizontalflugphase und regulärer Landephase, in welcher die vorgebbare Maximalflughöhe erreicht ist und die vorgebbare Maximalfluggeschwindigkeit nicht erreicht ist, zunächst der Propeller deaktiviert wird und bei Erreichen der Maximalgeschwindigkeit gleichzeitig der Hauptrotor vom zweiten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird, der Heckrotor aktiviert wird und die Multicopter-Rotoren aktiviert werden, in einer Notlandephase, in welcher die Durchführung einer regulären Landephase aufgrund des Über- und/oder Unterschreitens vorgebbarer Sollwerte nicht gewünscht oder nicht möglich ist und welche in jeder Phase des Flugs eingeleitet werden kann, ausschließlich die Multicopter-Rotoren aktiv angetrieben werden und alle anderen Rotoren und der Propeller nicht aktiv angetrieben werden. According to a further preferred feature of the invention, it is provided that, depending on at least some of the sensor-detected parameters, the rotors and the propeller are controlled by means of the flight controller in such a way that in a regular landing phase in which a predeterminable maximum flight altitude and a predeterminable maximum flight speed are reached, the main rotor is actively driven in its first operating state, the tail rotor is actively driven to compensate for the torque generated by the main rotor, all multicopter rotors are actively driven and the propeller is not driven, wherein the drive power of the main rotor and multicopter rotors is controlled in such a way that a descent is effected. in a transition phase between the horizontal flight phase and the regular landing phase, in which the predeterminable maximum flight altitude is reached and the predeterminable maximum flight speed is not reached, the propeller is initially deactivated and, when the maximum speed is reached, the main rotor is simultaneously transferred from the second operating state to the second operating state, the tail rotor is activated and the multicopter rotors are activated, in an emergency landing phase, in which the implementation of a regular landing phase is not desired or not possible due to the exceeding and/or falling short of predeterminable target values and which can be initiated in any phase of the flight, only the multicopter rotors are actively driven and all other rotors and the propeller are not actively driven.
Die reguläre Landephase entspricht im Wesentlichen der Umkehrung der Startphase, während die Übergangsphase von Horizontalflugphase zu regulärer Landephase im Wesentlichen einer Umkehrung der Übergangsphase von Startphase zu Horizontalflugphase entspricht. Auch bei diesen Phasen gelingt mittels des Flugcontrollers ein gefahrloser und stabiler Übergang zwischen Horizontalflug und Senkrechtlandung. The regular landing phase essentially corresponds to the reversal of the take-off phase, while the transition phase from the horizontal flight phase to the regular landing phase essentially corresponds to a reversal of the transition phase from the take-off phase to the horizontal flight phase. These phases can also be achieved using the flight controller a safe and stable transition between horizontal flight and vertical landing.
Darüber hinaus wird mittels des Flugcontrollers ein Notlandemodus bereitgestellt, der eine Notlandung aus jeder Flugphase erlaubt. Eine Notlandung kann insbesondere beim Ausfalls von Antriebseinheiten und/oder widrigen Wetterbedingungen angezeigt sein. Diesbezüglich vorgebbare Sollwerte werden im Datenspeicher des Flugcontrollers abrufbereit hinterlegt. Bei Über- bzw. Unterschreiten wenigstens eines Sollwertes oder einer Mehrzahl von bestimmten Sollwerten wird seitens des Flugcontrollers umgehend die Notlandesequenz ausschließlich unter aktivem Antrieb der besonders manövrierfähigen und lagestabilen Multicopter-Rotoren ausgeführt. Liegen die Voraussetzungen für die Einleitung einer Notlandung vor, wird diese mit einer „overwrite“ Priorität ausgeführt. Dies bedeutet, dass die Einleitung einer Notlandung steuerungstechnisch von dem Flugcontroller gegenüber anderen Steuerprotokollen, bspw. dem Protokoll der Startphase, priorisiert abgearbeitet wird. In addition, the flight controller provides an emergency landing mode that allows an emergency landing from any flight phase. An emergency landing may be indicated in particular in the event of drive unit failure and/or adverse weather conditions. In this regard, predeterminable target values are stored in the flight controller's data memory ready for retrieval. If at least one target value or a plurality of specific target values are exceeded or not reached, the flight controller immediately carries out the emergency landing sequence exclusively under active propulsion of the particularly maneuverable and positionally stable multicopter rotors. If the conditions for initiating an emergency landing are met, it is carried out with an "overwrite" priority. This means that the initiation of an emergency landing is processed by the flight controller with priority over other control protocols, e.g. the take-off phase protocol.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Detail erläutert. Die Ausführungsbeispiele dienen lediglich der Illustration besonderer Aspekte der Erfindung und sind für den Fachmann nicht beschränkend zu verstehen. Dabei zeigen The invention is explained in detail below using exemplary embodiments. The exemplary embodiments serve only to illustrate particular aspects of the invention and are not to be understood as limiting for the person skilled in the art.
Fig.1 eine erste Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in schematischer Aufsicht; 1 shows a first embodiment of the aircraft according to the invention in a schematic top view;
Fig.2 eine zweite Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in schematischer Aufsicht; 2 shows a second embodiment of the aircraft according to the invention in a schematic top view;
Fig.3 die zweite Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in schematischer Seitenansicht; Fig.3 shows the second embodiment of the aircraft according to the invention in a schematic side view;
Fig.4 eine dritte Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in perspektivischer Ansicht; Fig.4 shows a third embodiment of the aircraft according to the invention in perspective view;
Fig.5 Darstellung eines erfindungsgemäßen Verfahrens in Form einesFig.5 Representation of a method according to the invention in the form of a
Flussdiagrams. Flowcharts.
Erfindungsgemäß werden die aktiven Multicopter-Rotoren 2 des Quadro- oder Multicopterantriebs nicht gekippt, sondern dienen im Horizontalflug zur zusätzlichen Stabilität des Luftfahrzeuges. Damit können im Notfall Böen oder ein Ausfall des Hauptrotors 1 effizient ausgeglichen werden. Dabei müssen die aktiven Multicopter- Rotoren 2 in einem größeren Abstand vom Rumpf 7 platziert werden, der dazu führt, dass das Luftfahrzeug auf Grund des Gewichtes des passiven Hauptrotors 1 nicht aus dem Gleichgewicht gerät. According to the invention, the active multicopter rotors 2 of the Quadro or Multicopter drive is not tilted, but serves to provide additional stability to the aircraft in horizontal flight. This means that in an emergency, gusts or a failure of the main rotor 1 can be efficiently compensated for. The active multicopter rotors 2 must be placed at a greater distance from the fuselage 7, which ensures that the aircraft does not become unbalanced due to the weight of the passive main rotor 1.
Die in Figur 2 gezeigten Arme verfügen optional auch über teleskopartige Verlängerungen 10, so dass sich prinzipiell jede Position erreichen lässt. The arms shown in Figure 2 also have optional telescopic extensions 10 so that in principle any position can be reached.
Vorteilhaft an dieser Konfiguration ist es, dass der Aufwand und die Komplexität gegenüber den bekannten Konfigurationen weiter reduziert werden. Die vier betriebenen Multicopter-Rotoren 2 müssen während der Startphase beim Übergang in den Horizontalflug und beim Übergang vom Horizontalflug in die Landephase nicht durch Kippen/Schwenken positioniert werden. Bei einer teleskopartigen Verlängerung der Arme 10, sind diese während der Start- und Landephase ausgefahren. Das erhöht auf vorteilhafte Weise die Stabilität der Flug-Vorrichtung beim Start- und Landevorgang. Während der Flugphase sind diese Arme 10 vorzugsweise komplett eingefahren, sodass auf vorteilhafte Weise die Effizienz des Luftfahrzeuges, durch weniger Luftwiderstand, erreicht wird. Des Weiteren dienen die aktiven Multicopter-Rotoren 2 der zusätzlichen Sicherheit. Sollte das Luftfahrzeug durch extreme Wetterbedingungen oder durch Pilotenfehler in eine instabile Fluglage geraten, können die aktiven Multicopter-Rotoren 2 das für Quadro-oder Multicopter übliche Notlandeprogramm ausführen. Dies ist gegenüber einer schwenk/kippbaren Konfiguration vorteilhafter, da ohne Zeitverzögerung die Unterstützung der aktiven Multicopter-Rotoren 2 in horizontaler Lage erfolgt. Somit kann ein nahezu absturzsicheres Luftfahrzeug erreicht werden. The advantage of this configuration is that the effort and complexity are further reduced compared to the known configurations. The four operated multicopter rotors 2 do not have to be positioned by tilting/swivelling during the take-off phase when transitioning to horizontal flight and when transitioning from horizontal flight to the landing phase. With a telescopic extension of the arms 10, these are extended during the take-off and landing phases. This advantageously increases the stability of the flight device during the take-off and landing process. During the flight phase, these arms 10 are preferably completely retracted, so that the efficiency of the aircraft is advantageously achieved through less air resistance. Furthermore, the active multicopter rotors 2 serve to provide additional safety. If the aircraft gets into an unstable flight position due to extreme weather conditions or pilot error, the active multicopter rotors 2 can carry out the emergency landing program usual for quadro or multicopters. This is more advantageous than a swivel/tilt configuration, as the active multicopter rotors 2 are supported in a horizontal position without any time delay. This means that an aircraft that is almost crash-proof can be achieved.
Aus den Gyrocoptern ist es Stand der Technik, dass der passive Rotor vor dem Start aktiv angetrieben wird, so dass sich die nötige Startbahn verkürzt. Vor dem Abheben wird dabei der aktive Antrieb unterbrochen, da ansonsten das Luftfahrzeug in eine kreiselnde Bewegung versetzt werden würde, was zur Instabilität resp. Absturz des Luftfahrzeuges führen würde. Dies ist auch eine nicht zu unterschätzende Unfallquelle. The state of the art in gyrocopters is that the passive rotor is actively driven before take-off, so that the required runway is shortened. The active drive is interrupted before take-off, otherwise the aircraft would be set into a gyratory motion, which would lead to instability or the aircraft crashing. This is also a source of accidents that should not be underestimated.
In dieser Konfiguration der erfindungsgemäßen Vorrichtung wird das Anschwingen des im zweiten Betriebszustand passiven Hauptrotors 1 nach Erreichen einer Mindesthöhe durch die aktiven Multicopter-Rotoren 2 des Quadro- oder Multicopterantriebs mit Hilfe einer Kupplung vorzugsweise einer Freilaufkupplung in der Luft vorgenommen. In dieser Konfiguration ist ein aktiver Heckrotor 9 zur Seite senkrecht zur Flugrichtung, analog zu einem Heckrotor eines Helikopters, angebracht. Beim Anschwingen des Hauptrotors kann so auf vorteilhafte Weise eine kreiselnde Bewegung des Luftfahrzeuges durch eine Ausgleichs-Luftströmung entgegenwirken. Bei Erreichen einer vorgebbaren Strömungsgeschwindigkeit am Hauptrotor wird der Antrieb entkuppelt, so dass der Hauptrotor 1 im zweiten Betriebszustand als Autorotations-Rotor funktioniert. Bei einer Konfiguration mit teleskopartigen Armen 10 werden diese vollständig in der Luft ausgefahren, um die Stabilität und die Sicherheit zu erhöhen. Durch den Antrieb des hinteren aktiven Propellers 3 wird das Luftfahrzeug in eine horizontale Flugrichtung beschleunigt, so dass die Autorotation durch den Fahrtwind während der Horizontalflugphase aufrechterhalten wird. Ein weiterer Vorteil dieser Vorrichtung ist, dass es bei Fehlfunktionen beim Kuppeln und Auskuppeln in der Luft durch einfaches Abschalten des Antriebes für den Anschub des passiv betriebenen Hauptrotors 1 eine zuvor fehlerhafte Kreisel beweg ung sich automatisch durch die Luftreibung wieder beruhigt. In this configuration of the device according to the invention, the main rotor 1, which is passive in the second operating state, begins to oscillate after a minimum height has been reached the active multicopter rotors 2 of the quadro or multicopter drive are carried out in the air using a clutch, preferably a freewheel clutch. In this configuration, an active tail rotor 9 is attached to the side perpendicular to the direction of flight, analogous to a tail rotor of a helicopter. When the main rotor begins to oscillate, a gyrating movement of the aircraft can be advantageously counteracted by a compensating air flow. When a predeterminable flow speed on the main rotor is reached, the drive is decoupled so that the main rotor 1 functions as an autorotation rotor in the second operating state. In a configuration with telescopic arms 10, these are fully extended in the air to increase stability and safety. By driving the rear active propeller 3, the aircraft is accelerated in a horizontal flight direction, so that the autorotation is maintained by the airstream during the horizontal flight phase. Another advantage of this device is that in the event of malfunctions when clutching and disengaging in the air, a previously faulty gyroscopic movement can automatically be calmed down again by the air friction by simply switching off the drive for pushing the passively operated main rotor 1.
Figur 4 zeigt eine dritte Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs. Figure 4 shows a third embodiment of the aircraft according to the invention.
Das Luftfahrzeug verfügt über einen Rumpf 7 und vier am Rumpf 7 jeweils einendseitig angeordnete und sich mit einem jeweiligen freien Ende vom Rumpf 7 weg erstreckende Tragflächen in Form zweier vorderer Tragflächen 14 und zweier hinterer Tragflächen 15. The aircraft has a fuselage 7 and four wings in the form of two front wings 14 and two rear wings 15, each arranged on one end of the fuselage 7 and extending away from the fuselage 7 with a respective free end.
Der Rumpf 7 trägt im Bereich zwischen den beiden vorderen Tragflächen 14 ein Cockpit 17. Das Cockpit 17 dient der Aufnahme des Piloten sowie gegebenenfalls weiterer Passagiere und/oder Copiloten. The fuselage 7 carries a cockpit 17 in the area between the two front wings 14. The cockpit 17 serves to accommodate the pilot and, if necessary, other passengers and/or co-pilots.
Das Luftfahrzeug verfügt über Antriebsmittel, von denen der Hauptrotor 1 , die Multicopter- Rotoren 2, der Heckrotor 9 und der Propeller 3 zu erkennen sind. The aircraft has propulsion means, of which the main rotor 1, the multicopter rotors 2, the tail rotor 9 and the propeller 3 can be seen.
Hauptrotor 1 und Propeller 3 sind am Cockpit 17 angelenkt. Der Hauptrotor 1 ist dabei unter Zwischenordnung eines mit einer Versteifungsfläche 19 versehenen Rotorträgers 25 mit dem Cockpit 17 verbunden. Main rotor 1 and propeller 3 are hinged to cockpit 17. The main rotor 1 is connected to the cockpit 17 with the interposition of a rotor carrier 25 provided with a stiffening surface 19.
Das Cockpit 17 verfügt über eine bogenförmige Versteifungsrippe 20, welche einendseitig mit dem Rotorträger 25 und anderendseitig mit dem Rumpf 7 verbunden ist. Versteifungsrippe 20 und Versteifungsfläche 19 dienen dem Zweck, das Cockpit 17 und den Rotorträger 25 gegenüber den durch den Hauptrotor 1 und den Propeller 3 erzeugten Kräften zu versteifen und auf diesem Wege mechanisch zu stabilisieren. The cockpit 17 has an arched stiffening rib 20, which is with the rotor carrier 25 and at the other end with the fuselage 7. The stiffening rib 20 and stiffening surface 19 serve the purpose of stiffening the cockpit 17 and the rotor carrier 25 against the forces generated by the main rotor 1 and the propeller 3 and in this way mechanically stabilizing them.
Die vier Multicopter-Rotoren 2 sind derart angeordnet, dass jeweils ein Multicopter-Rotor 2 am jeweiligen freien Ende einer der vier Tragflächen 14, 15 angeordnet ist. Zum Schutz der vergleichsweise fragilen Rotorblätter und zur Geräuschminderung sind die Multicopter- Rotoren 2 in radialer Richtung von einer ringförmigen Rotoreinfassung 18 umgeben The four multicopter rotors 2 are arranged in such a way that one multicopter rotor 2 is arranged at the respective free end of one of the four wings 14, 15. To protect the comparatively fragile rotor blades and to reduce noise, the multicopter rotors 2 are surrounded in the radial direction by an annular rotor enclosure 18.
Die hinteren Tragflächen 15 mittels am Rumpf angeordneten Tragflächenvergrößerungen 16 verbunden. Die hinteren Tragflächen 15 bilden mit den Tragflächenvergrößerungen 16 eine Delta-Tragfläche aus. Auftrieb und Steuereigenschaften werden hierdurch verbessert. The rear wings 15 are connected by means of wing extensions 16 arranged on the fuselage. The rear wings 15 form a delta wing with the wing extensions 16. This improves lift and control characteristics.
Der Heckrotor 9 ist am Heck des Luftfahrzeugs angeordnet. Vorliegend ist der Heckrotor 9 gekapselt nach Art eines Fenestrons ausgebildet. The tail rotor 9 is arranged at the rear of the aircraft. In this case, the tail rotor 9 is encapsulated in the manner of a fenestron.
Zu erkennen sind ferner Höhenruder 12 und Seitenruder 13. Das Höhenruder 12 erstreckt sich beidseitig des Rumpfes 7 von diesem weg. Das Höhenruder ist oberhalb des Heckrotors 9 angeordnet. Also visible are the elevator 12 and rudder 13. The elevator 12 extends away from the fuselage 7 on both sides. The elevator is arranged above the tail rotor 9.
Figur 5 zeigt schematisch den Ablauf des erfindungsgemäßen Steuervorgangs. Figure 5 shows schematically the sequence of the control process according to the invention.
Zunächst gibt der Benutzer über die Steuereinrichtung 21 eine Steueranweisung bzw. Steuerbefehl, welcher darauf gerichtet ist, ein Flugmanöver einzuleiten. Vorliegend bspw. einen „Start“. Die Steueranweisung wird datentechnisch an den Flugcontroller 22 übermittelt. First, the user gives a control instruction or control command via the control device 21, which is aimed at initiating a flight maneuver. In this case, for example, a “start”. The control instruction is transmitted to the flight controller 22 in terms of data.
Der Flugcontroller 22 ist datentechnisch ferner mit den Sensoren 23 verbunden, welche Flugparameter und antriebsmittelbezogene Parameter erfasst. In Abhängigkeit der Steueranweisung trifft der Flugcontroller eine Auswahl unter den zur Verfügung stehenden Antriebmitteln unter Berücksichtigung der vorliegenden Parameter. The flight controller 22 is also connected in terms of data to the sensors 23, which record flight parameters and propulsion-related parameters. Depending on the control instruction, the flight controller makes a selection from the available propulsion means, taking the existing parameters into account.
Bei der Flugsequenz „Start“ werden hierfür nun der Hauptrotor 1 im ersten Betriebszustand, die Multicopter-Rotoren 2 und der Heckrotor 9 zur Einleitung eines vertikalen Steigflugs ausgewählt. In Entsprechung werden die Antriebsmittel 24 nun seitens des Flugcontrollers 22 derart angesteuert, dass der Hauptrotor 1 - sofern notwendig - in den ersten Betriebszustand überführt und aktiv angetrieben wird. Ferner bewirkt die Ansteuerung der Antriebsmittel 23, dass die Multicopter-Rotoren 2 und der Heckrotor 9 aktiv angetrieben werden. In the “Start” flight sequence, the main rotor 1 is now in the first operating state, the multicopter rotors 2 and the tail rotor 9 are used to initiate a vertical climb is selected. In a corresponding manner, the drive means 24 are now controlled by the flight controller 22 in such a way that the main rotor 1 - if necessary - is transferred to the first operating state and is actively driven. Furthermore, the control of the drive means 23 causes the multicopter rotors 2 and the tail rotor 9 to be actively driven.
Bezugszeichen Reference symbols
1 Hauptrotor 1 main rotor
2 Multicopter-Rotoren 2 multicopter rotors
3 Propeller 3 propellers
4 Rotorkopf 4 rotor head
5 Luftfahrzeug 5 aircraft
6 Gelenk 6 Joint
7 Rumpf 7 Hull
8 Flugleitwerk 8 flight tail
9 Heckrotor 9 Tail rotor
10 Arme 10 arms
11 Hauptrotor-Schiene 11 Main rotor rail
12 Höhenruder 12 elevator
13 Seitenruder 13 rudders
14 vordere Tragflächen 14 front wings
15 hintere T ragflächen 15 rear wings
16 Tragflächenvergrößerung16 wing enlargement
17 Cockpit 17 Cockpit
18 Rotoreinfassung 18 Rotor enclosure
19 Versteifungsfläche 19 stiffening surface
20 Versteifungsrippe 20 stiffening rib
21 Steuereinrichtung 21 Control device
22 Flugcontroller 22 flight controllers
23 Sensoren 23 sensors
24 Antriebsmittel 24 means of propulsion
25 Rotorträger 25 rotor carriers

Claims

Patentansprüche Patent claims
1. Luftfahrzeug, aufweisend einen Rumpf (7), wenigstens vier am Rumpf (7) jeweils einendseitig angeordnete und sich mit einem jeweiligen freien Ende vom Rumpf weg erstreckende Arme (10) und/oder Tragflächen (14, 15), 1. Aircraft, having a fuselage (7), at least four arms (10) and/or wings (14, 15), each arranged on one side of the fuselage (7) and extending away from the fuselage with a respective free end,
Antriebsmittel, umfassend Drive means, comprising
• einen Hauptrotor (1), welcher in einem ersten Betriebszustand ausschließlich aktiv antreibbar ist und in einem zweiten Betriebszustand ausschließlich passiv im Wege einer Autorotation antreibbar ist, • a main rotor (1), which can be driven exclusively actively in a first operating state and can be driven exclusively passively by means of autorotation in a second operating state,
• einen aktiv antreibbaren Heckrotor (9) zur Kompensation des durch den aktiven Antrieb des Hauptrotors (1) im ersten Betriebszustand am Rumpf erzeugten Drehmoments, • an actively driven tail rotor (9) to compensate for the torque generated on the fuselage by the active drive of the main rotor (1) in the first operating state,
• wenigstens vier aktiv antreibbare Multicopter-Rotoren (2), wobei jeweils ein Multicopter-Rotor (2) am jeweiligen freien Ende eines Arms (10) oder einer Tragfläche (14, 15) angeordnet ist, • at least four actively drivable multicopter rotors (2), wherein one multicopter rotor (2) is arranged at the respective free end of an arm (10) or a wing (14, 15),
• einen aktiv antreibbaren Propeller (3) zur Erzeugung von Vortrieb und• an actively drivable propeller (3) to generate propulsion and
• wenigstens eine Antriebseinheit zum aktiven Antrieb der Rotoren (2, 9) und des Propellers (3), • at least one drive unit for actively driving the rotors (2, 9) and the propeller (3),
Sensoren (23) zur Erfassung von Flugparametern und antriebsmittelbezogenen Parameter, wenigstens eine manuell handhabbare Steuereinrichtung (21), mittels welcher benutzerseitige Steueranweisungen eingebbar sind, und einen computergestützten Flugcontroller (22), welcher dazu ausgebildet ist, in Abhängigkeit der benutzerseitigen Steueranweisung ein oder mehrere Antriebsmittel (24) zur Umsetzung der Steueranweisung unter Berücksichtigung wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter auszuwählen und gemäß dieser Auswahl zum Zwecke der Einstellung des Betriebszustandes und/oder der Antriebsleistung anzusteuern. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoren (23) zur Erfassung von Flugparametern dazu ausgebildet sind, wenigstens Flughöhe, Fluggeschwindigkeit, Steigrate, Sinkrate und/oder Fluglage zu erfassen. Luftfahrzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoren (23) zur Erfassung antriebsmittelbezogener Parameter dazu ausgebildet sind, Drehzahlen, Winkelgeschwindigkeiten, Schaltzustände und/oder Drehrichtungen zu erfassen. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch wenigstens zwei Antriebseinheiten wobei die erste Antriebseinheit dem aktiven Antrieb des Hauptrotors (1), des Heckrotors (9) und/oder des Propellers (3) dient und wobei die zweite Antriebseinheit dem aktiven Antrieb der Multicopter- Rotoren (2) dient, wobei die zweite Antriebseinheit über eine redundante Energiequelle, insbesondere in Form einer Batterie, verfügt. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Hauptrotor (1) ein Schlaggelenk aufweist, welches eine Schwenkbewegung der Rotorblätter gegenüber der Rotorkreisebene nach oben und/oder unten erlaubt, wobei der Hauptrotor (1) taumelscheibenfrei ausgebildet ist. Luftfahrzeug nach einem der vorherigen Ansprüche, gekennzeichnet durch ein Getriebe, über welches der Hauptrotor (1) und die Antriebseinheit im ersten Betriebszustand des Hauptrotors (1) kinematisch gekoppelt sind, wobei sich das Getriebe im zweiten Betriebszustand des Hauptrotors (1) in Leerlaufstellung befindet, wodurch die Antriebseinheit vom Hauptrotor (1) kinematisch entkoppelt ist. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, gekennzeichnet durch eine Freilaufkupplung zur kinematischen Verbindung der Antriebseinheit mit dem Hauptrotor (1), wobei im ersten Betriebszustand des Hauptrotors (1) die Antriebseinheit aktiviert ist und wobei im zweiten Betriebszustand des Hauptrotors (1) die Antriebseinheit deaktiviert ist. Verfahren zum Betrieb eines Luftfahrzeugs nach einem der Ansprüche 1 bis 7, bei dem Flugparameter und antriebsmittelbezogene Parameter sensorisch erfasst werden und bei dem in Abhängigkeit einer benutzerseitigen Steueranweisung mittels des Flugcontrollers (22) unter Berücksichtigung wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter Antriebsmittel (24) ausgewählt und gemäß dieser Auswahl zum Zwecke der Einstellung des Betriebszustandes und/oder der Antriebsleistung angesteuert werden. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebsmittel (24) mittels des Flugcontrollers (22) derart gesteuert werden, dass Sensors (23) for detecting flight parameters and drive-related parameters, at least one manually operable control device (21) by means of which user-side control instructions can be entered, and a computer-assisted flight controller (22) which is designed to control one or more drive means (24) depending on the user-side control instruction to implement the control instruction under Taking into account at least some of the parameters detected by sensors and controlling them according to this selection for the purpose of setting the operating state and/or the drive power. Aircraft according to claim 1, characterized in that the sensors (23) for detecting flight parameters are designed to detect at least flight altitude, flight speed, climb rate, descent rate and/or flight attitude. Aircraft according to claim 2, characterized in that the sensors (23) for detecting drive-related parameters are designed to detect rotational speeds, angular velocities, switching states and/or directions of rotation. Aircraft according to one of the preceding claims, characterized by at least two drive units, the first drive unit serving to actively drive the main rotor (1), the tail rotor (9) and/or the propeller (3) and the second drive unit serving to actively drive the multicopter rotors (2), the second drive unit having a redundant energy source, in particular in the form of a battery. Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the main rotor (1) has a flapping joint which allows a pivoting movement of the rotor blades relative to the rotor circular plane upwards and/or downwards, wherein the main rotor (1) is designed without a swashplate. Aircraft according to one of the preceding claims, characterized by a gear via which the main rotor (1) and the drive unit are kinematically coupled in the first operating state of the main rotor (1), wherein the gear is in the idle position in the second operating state of the main rotor (1), whereby the drive unit is kinematically decoupled from the main rotor (1). Aircraft according to one of claims 1 to 5, characterized by a freewheel clutch for kinematically connecting the drive unit to the main rotor (1), wherein in the first operating state of the main rotor (1) the Drive unit is activated and in the second operating state of the main rotor (1) the drive unit is deactivated. Method for operating an aircraft according to one of claims 1 to 7, in which flight parameters and drive-related parameters are detected by sensors and in which, depending on a user-side control instruction, drive means (24) are selected by means of the flight controller (22) taking into account at least some of the sensor-detected parameters and are controlled according to this selection for the purpose of setting the operating state and/or the drive power. Method according to claim 8, characterized in that the drive means (24) are controlled by means of the flight controller (22) in such a way that
- in einer Startphase, in welcher eine vorgebbare Mindestflughöhe und eine vorgebbare Mindestfluggeschwindigkeit noch nicht erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor (1) in seinem ersten Betriebszustand aktiv angetrieben wird, der Heckrotor (9) zur Kompensation des durch den Hauptrotor (1) am Rumpf (7) erzeugten Drehmoments aktiv angetrieben wird, alle Multicopter- Rotoren (2) aktiv angetrieben werden und der Propeller (3) nicht angetrieben wird, wobei die Antriebsleistungen von Hauptrotor (1) und Multicopter-Rotoren (2) derart gesteuert werden, dass ein Steigflug bewirkt wird, - in a starting phase in which a predeterminable minimum flight altitude and a predeterminable minimum flight speed have not yet been reached, at the same time the main rotor (1) is actively driven in its first operating state, the tail rotor (9) to compensate for the damage caused by the main rotor (1) on the fuselage ( 7) generated torque is actively driven, all multicopter rotors (2) are actively driven and the propeller (3) is not driven, the drive power of the main rotor (1) and multicopter rotors (2) being controlled in such a way that a climb is effected,
- in einer Horizontalflugphase, in welcher die Mindestflughöhe und die Mindestfluggeschwindigkeit erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor (1) im zweiten Betriebszustand ausschließlich passiv angetrieben wird, der Propeller (3) zur Erzeugung von Vortrieb aktiv angetrieben wird, der Heckrotor (9) nicht aktiv angetrieben wird oder mit einer gegenüber der Startphase reduzierten Antriebsleistung ausschließlich zur Steuerung der Flugrichtung aktiv angetrieben wird, und die Multicopter-Rotoren (2) nicht aktiv angetrieben werden oder mit einer gegenüber der Startphase reduzierten Antriebsleistung ausschließlich zur Lagestabilisierung aktiv angetrieben werden, - in einer Übergangsphase zwischen Start- und Horizontalflugphase, in welcher die Mindestflughöhe erreicht ist und die Mindestfluggeschwindigkeit noch nicht erreicht ist, der Hauptrotor (1) vom ersten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird, der aktive Antrieb des Heckrotors (9) deaktiviert oder dessen Antriebsleistung reduziert wird, der aktive Antrieb der Multicopter-Rotoren (2) deaktiviert wird oder deren Antriebsleistung reduziert wird. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebsmittel (24) mittels des Flugcontrollers (22) derart gesteuert werden, dass in der Übergangsphase erst bei Erreichen wenigstens einer vorgebbaren Fluggeschwindigkeit der Hauptrotor (1) vom ersten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird und/oder der Antrieb der Multicopter-Rotoren (2) deaktiviert oder deren Antriebsleistung reduziert wird. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebsmittel (24) mittels des Flugcontrollers (22) derart gesteuert werden, dass - in a horizontal flight phase in which the minimum flight altitude and the minimum flight speed are reached, the main rotor (1) in the second operating state is simultaneously driven exclusively passively, the propeller (3) is actively driven to generate propulsion, the tail rotor (9) is not actively driven or is actively driven with a reduced drive power compared to the take-off phase exclusively to control the direction of flight, and the multicopter rotors (2) are not actively driven or are actively driven with a reduced drive power compared to the take-off phase exclusively to stabilize the position, - in a transition phase between the take-off and horizontal flight phases, in which the minimum flight altitude is reached and the minimum flight speed is not yet reached, the main rotor (1) is transferred from the first operating state to the second operating state, the active drive of the tail rotor (9) is deactivated or its drive power is reduced, the active drive of the multicopter rotors (2) is deactivated or their drive power is reduced. Method according to claim 9, characterized in that the drive means (24) are controlled by means of the flight controller (22) in such a way that in the transition phase the main rotor (1) is transferred from the first operating state to the second operating state only when at least one predeterminable flight speed is reached and/or the drive of the multicopter rotors (2) is deactivated or their drive power is reduced. Method according to one of claims 9 or 10, characterized in that the drive means (24) are controlled by means of the flight controller (22) in such a way that
- in einer regulären Landephase, in welcher eine vorgebbare Flughöhe und eine vorgebbare Fluggeschwindigkeit erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor (1) in seinem ersten Betriebszustand aktiv angetrieben wird, der Heckrotor (9) zur Kompensation des durch den Hauptrotor (1) erzeugten Drehmoments aktiv angetrieben wird, alle Multicopter-Rotoren (2) aktiv angetrieben werden und der Propeller (3) nicht angetrieben wird, wobei die Antriebsleistungen von Hauptrotor (1) und Multicopter-Rotoren (2) derart gesteuert werden, dass ein Sinkflug bewirkt wird. - in a regular landing phase in which a predeterminable flight altitude and a predeterminable flight speed are reached, the main rotor (1) is actively driven in its first operating state, the tail rotor (9) is actively driven to compensate for the torque generated by the main rotor (1), all multicopter rotors (2) are actively driven and the propeller (3) is not driven, wherein the drive power of the main rotor (1) and multicopter rotors (2) is controlled in such a way that a descent is effected.
- in einer Übergangsphase zwischen Horizontalflugphase und regulärer Landephase, in welcher die vorgebbare Flughöhe erreicht ist und die vorgebbare Fluggeschwindigkeit nicht erreicht ist, zunächst der Propeller (3) deaktiviert wird und bei Erreichen der Maximalgeschwindigkeit gleichzeitig der Hauptrotor (1) vom ersten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird, der Heckrotor (9) aktiviert wird und die Multicopter-Rotoren (2) aktiviert werden, - in einer Notlandephase, in welcher die Durchführung einer regulären Landephase aufgrund des Über- und/oder Unterschreitens vorgebbarer Sollwerte nicht gewünscht oder nicht möglich ist und welche in jeder Phase des Flugs eingeleitet werden kann, ausschließlich die Multicopter- Rotoren (2) aktiv angetrieben werden und alle anderen Rotoren (1 , 9) und der Propeller (3) nicht aktiv angetrieben werden. - in a transition phase between the horizontal flight phase and the regular landing phase, in which the preset flight altitude is reached and the preset flight speed is not reached, the propeller (3) is first deactivated and when the maximum speed is reached, the main rotor (1) is simultaneously transferred from the first operating state to the second operating state, the tail rotor (9) is activated and the multicopter rotors (2) are activated, - in an emergency landing phase, in which the execution of a regular landing phase is not desired or not possible due to exceeding and/or falling short of predefined target values and which can be initiated in any phase of the flight, only the multicopter rotors (2) are actively driven and all other rotors (1, 9) and the propeller (3) are not actively driven.
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