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Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug gemäß Anspruch 1 und dessen Verwendung. Allgemein betrifft die Erfindung das Gebiet des unbemannten Frachttransports, insbesondere für den Bereich kleinerer Frachten. Aus den Medien sind verschiedene Ansätze von Logistikunternehmen oder Versandunternehmen bekannt, mittels sogenannter Drohnen Pakete an den Empfänger auszuliefern. Hierfür wurden beispielsweise Quadrokopter oder andere Multikoper vorgeschlagen. Bekannte Konzepte für solche unbemannten Transporte erscheinen jedoch in wirtschaftlicher Hinsicht aufgrund der bei solchen Konzepten realisierbaren technischen Grenzen wenig vielversprechend, z.B. hinsichtlich Fluggeschwindigkeit, Reichweite, Nutzlast.
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Ein Luftfahrzeug in Tailsitter-Konfiguration ist beispielsweise aus der
US 2014/0339354 A1 bekannt. Aus der
WO 2016/013933 A1 ist ein Luftfahrzeug in Tailsitter-Konfiguration bekannt, das zum Ausführen senkrechter Starts und Landungen und zum Zurücklegen von Flugstrecken im Horizontalflug ausgelegt ist. Aus der
WO 2015/108578 A 2 und der
WO 2016/085610 A1 sind vergleichbare Luftfahrzeuge bekannt.
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Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahrzeug anzugeben, mit dem unbemannte, autonom durchgeführte Lufttransporte kleinerer Frachten effizienter und wirtschaftlicher möglich sind.
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Diese Aufgabe wird durch ein Luftfahrzeug gemäß Anspruch 1 gelöst. Dies beinhaltet ein Luftfahrzeug in Tailsitter-Konfiguration, das eingerichtet ist zum Ausführen senkrechter Starts und Landungen und zum Zurücklegen von Flugstrecken im Horizontalflug, wobei das Luftfahrzeug wenigstens einen Tragflügel aufweist, der zur Auftriebserzeugung an dem Luftfahrzeug im Horizontalflug eingerichtet ist, wobei das Luftfahrzeug wenigstens zwei getrennt voneinander steuerbare Antriebssysteme aufweist, umfassend ein Hubantriebssystem mit mehreren in Längsrichtung des Luftfahrzeuges wirkenden elektromotorisch angetriebenen Hubantrieben und ein Marschantriebssystem mit wenigstens einem in Längsrichtung des Luftfahrzeuges wirkenden, auf erhöhte Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug ausgelegten Strahltriebwerk und/oder Propellerantrieb, wobei das Luftfahrzeug wenigstens eine elektronische Steuereinrichtung aufweist, die zur Lageregelung des Luftfahrzeuges beim vertikalen Starten und Landen wenigstens durch Steuerung der Hubantriebe eingerichtet ist.
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Luftfahrzeuge in Tailsitter-Konfiguration sind grundsätzlich bekannt, z.B. aus der
US 2005/0178879 A1 . Die Erfinder der vorliegenden Patentanmeldung haben aber erstmalig erkannt, dass durch eine Weiterentwicklung eines solchen Tailsitter-Konzepts, wie im Anspruch 1 angegeben, in besonders effizienter Weise die für den unbemannten Transport kleiner Lasten gestellten Anforderungen mit derzeitiger Technologie, insbesondere derzeitiger Akkumulator-Technologie, realiserbar sind. Ein Tailsitter hat die vorteilhafte Eigenschaft, dass das Starten und Landen in vertikaler Richtung erfolgen kann und dementsprechend nur wenig Platzbedarf vorhanden ist, sodass das Luftfahrzeug an vielen Stellen, auch in bebauten Gegenden wie Städten, ohne weiteres starten und landen kann. Ein Tailsitter wird für das Zurücklegen der eigentlichen Nutz-Flugstrecken im Horizontalflug betrieben. In diesem Flugmodus ist der Energieaufwand für den Antrieb im Vergleich zum Starten und Landen relativ gering, da das Luftfahrzeug im Wesentlichen durch den Tragflügel getragen wird und durch den Antrieb, in diesem Fall das Marschantriebsystem, vergleichsweise wenig Antriebsenergie bereitgestellt werden muss.
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Der wenigstens eine Tragflügel kann dabei mit einem geeigneten Flügelprofil ausgebildet sein, wobei insbesondere tragende Profile mit geringem Luftwiderstand vorteilhaft sind. Grundsätzlich kann aber jede Art von Flügelprofil eingesetzt werden, auch symmetrische Profile.
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Als Horizontalflug zählt dabei die übliche Flugbewegung eines Tragflügel-Flugzeuges abgesehen vom Starten und Landen, d.h. normale Höhenänderungen zur Anpassung der Flughöhe an äußere Bedingungen seien von diesem Begriff miterfasst.
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Vorteilhaft ist bei dem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug ferner, dass sowohl das Hubantriebssystem als auch das Marschantriebssystem in Längsrichtung des Luftfahrzeuges wirken, d.h. ihren Schub oder zumindest den wesentlichen Teil ihres Schubs, in Richtung der Längsachse des Luftfahrzeuges abgeben. Auf diese Weise können sich das Hubantriebssystem und das Marschantriebssystem bei Bedarf gegenseitig unterstützen, z.B. beim Starten und Landen und beim Horizontalflug. Hierdurch kann jedes der Antriebssysteme reduziert dimensioniert werden, was dem Fluggewicht und er Aerodynamik zu Gute kommt und damit letztendlich die Effizienz und Wirtschaftlichkeit des Luftfahrzeuges erhöht.
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Ein weiterer Vorteil ist, dass die Antriebseinheiten des Hubantriebssystems und des Marschantriebssystems starr eingebaut sein können, so dass das Luftfahrzeug mit geringem technischen Aufwand (verglichen verschwenkbaren Antrieben oder anderen Vorschlägen wie V-22 Osprey) realisiert werden kann. Die jeweiligen Antriebseinheiten des Hubantriebssystems und des Marschantriebssystems können starr an dem wenigstens einen Tragflügel, an einem Leitwerk und/oder an einem Rumpf des Luftfahrzeugs befestigt sein. Auch auf diese Weise wird der Aufwand für die Realisierung und den Betrieb des erfindungsgemäßen Luftfahrzeuges in vernünftigen Grenzen gehalten.
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Vorteilhafter Weise ist das Hubantriebssystem mit elektromotorisch angetriebenen Hubantrieben ausgestattet, was den Vorteil hat, dass mittels der elektronischen Steuereinrichtung eine sehr effiziente Lageregelung des Luftfahrzeuges beim vertikalen Starten und Landen erfolgen kann, da Elektromotoren den entsprechenden Steuerungs- und Regelsignalen schnell folgen können. Dementsprechend sind für die Steuerung des Hubantriebssystems und für die Lageregelung zusätzliche mechanische oder sonstwie bewegte Teile, wie Servos, nicht unbedingt erforderlich. Zudem können solche elektromotorisch angetriebenen Hubantriebe besonders effizient realisiert werden, z.B. durch bürstenlose Elektromotoren, z.B. in Form von Außenläufern.
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Vorteilhaft ist ferner, dass die Lageregelung des Luftfahrzeuges beim vertikalen Starten und Landen wenigstens durch Steuerung der Hubantriebe erfolgt. Dies kann z.B. ähnlich wie bei einem Quadrokopter oder Multikopter erfolgen. Zusätzlich können zur Lageregelung des Luftfahrzeuges beim vertikalen Starten und Landen aerodynamische Steuerungseinrichtungen des Luftfahrzeuges genutzt werden, z.B. Ruderklappen, sofern diese vorhanden sind.
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Die elektronische Steuereinrichtung weist entsprechende Sensoren für die Durchführung der Lageregelung auf, z.B. Gierratensensoren und/oder Beschleunigungssensoren. Es können weitere Sensoren vorhanden sein, z.B. ein barometrischer Sensor für die Ermittlung der Flughöhe und für die Bestimmung der Geoposition eine Empfangseinheit eines globalen Navigationssystems, z.B. GPS oder Galileo.
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Das Marschantriebssystem ist auf eine erhöhte Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug ausgelegt, somit auf eine höhere Fluggeschwindigkeit, als sie durch das Hubantriebssystem im Horizontalflug erzeugt werden könnte. Wenn das Marschantriebssystem einen Propellerantrieb aufweist, ist gegenüber anderen Antriebskonzepten, z.B. Impeller oder Strahlturbine, ein höherer Wirkungsgrad erzielbar, sowohl im Hinblick auf die Aerodynamik eines Propellers, als auch im Hinblick auf den zu verwendenden Motor, der verbrauchsgünstiger ausgelegt sein kann als eine Strahlturbine.
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Das Marschantriebssystem kann auch ein Strahltriebwerk aufweisen, z.B. in Form eines Turbinen-Strahltriebwerks, z.B. in Form einer Gasturbine. Ein solches Strahltriebwerk kann z.B. in Form eines Turbojet, eines Mantelstromtriebwerks oder eines Turboprop-Triebwerks ausgebildet sein. Das Strahltriebwerk kann auch als Staustrahltriebwerk, als Verpuffungsstrahltriebwerk oder als Raketenantrieb ausgebildet sein. Durch das alternative oder zusätzliche Vorsehen eines solchen Strahltriebwerks kann das Luftfahrzeug insbesondere auf hohe Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug optimiert werden, sodass es sich besonders für schnelle Transporte, z.B. Organtransporte, eignet.
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Das Luftfahrzeug kann insbesondere mit einem Marschantriebssystem realisiert werden, das ein Schub-/Gewichtsverhältnis, bezogen auf das Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges einschließlich vorgesehener Fracht, deutlich unter 1 hat, z.B. maximal 0,8 oder maximal 0,5 oder maximal 0,4. Auch das Hubantriebssystem kann derart ausgelegt sein, dass es ein Schub-/Gewichtsverhältnis von unter 1 aufweist, z.B. maximal 0,8 oder maximal 0,7. Dies ist möglich, weil das Hubantriebssystem beim senkrechten Starten und Landen durch das Marschantriebssystem unterstützt werden kann.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Marschantriebssystem wenigstens zwei gegenläufige Propeller aufweist. Dies hat den Vorteil, dass auch das Marschantriebssystem drehmomentkompensiert betrieben werden kann, derart, dass keine oder im Wesentlichen keine Drehmomente um die Längsachse des Luftfahrzeuges durch das Marschantriebssystem erzeugt werden. Die wenigstens zwei Propeller können z.B. nebeneinander auf separaten Drehachsen angeordnet sein, oder als koaxial betriebene Propeller ausgebildet sein, die um dieselbe Drehachse drehen.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass die elektronische Steuereinrichtung dazu eingerichtet ist, im Horizontalflug die Hubantriebe abzuschalten. Dies hat den Vorteil, dass die Hubantriebe im Horizontalflug geschont werden und eine elektrische Energiespeichereinrichtung des Luftfahrzeuges, aus der die elektromotorisch angetriebenen Hubantriebe versorgt werden, keine elektrische Energie abgeben muss. Dementsprechend kann die Energiespeichereinrichtung relativ klein dimensioniert werden. Dies kommt wiederum dem Abfluggewicht des Luftfahrzeuges zu Gute.
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Die Hubantriebe können grundsätzlich als elektromotorisch angetriebene Antriebe jeder Art ausgebildet sein, z.B. als Impellerantriebe. Vorteilhafter sind jedoch Propellerantriebe wegen des höheren Wirkungsgrads eines im Vergleich zum Impeller großen Durchmessers eines Propellers. Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist daher vorgesehen, dass die Hubantriebe als Propellerantriebe ausgebildet sind, insbesondere als Propellerantriebe mit Klapppropellern. Dies hat den Vorteil, dass der Luftwiderstand der Propellerantriebe im ausgeschalteten Zustand, d.h. in der Regel im Horizontalflug, minimiert werden kann. Die Klapppropeller können z.B. wie übliche Klapppropeller im Modellflugzeugbereich ausgebildet sein, z.B. mit durch Fliehkraft sich aufstellenden Propellerblättern, die sich im abgeschalteten Zustand des Propellerantriebes durch den Luftwiderstand der Strömung im Horizontalflug strömungsgünstig anlegen.
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Gemäß der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug eine elektrische Energiespeichereinrichtung aufweist, die zum Betreiben der elektrischen Hubantriebe eingerichtet ist, wobei die Speicherkapazität der elektrischen Energiespeichereinrichtung für maximal drei Starts und/oder Landungen des Luftfahrzeuges eingerichtet ist. Auf diese Weise kann die Größe und Kapazität der elektrischen Energiespeichereinrichtung weiter minimiert werden, was wiederum dem Abfluggewicht des Luftfahrzeuges zu Gute kommt. Im Extremfall ist eine Energiespeichereinrichtung ausreichend, die für einen einzigen Start des Luftfahrzeuges eingerichtet ist. Diese Energiespeichereinrichtung kann im Horizontalflug nachgeladen werden, z.B. durch einen im Luftfahrzeug mitgeführten Generator und/oder durch am Luftfahrzeug angeordnete Solarzellen, sodass für die Landung des Luftfahrzeuges wieder elektrische Energie der Energiespeichereinrichtung zum Betreiben der elektrischen Hubantriebe zur Verfügung steht. Nach dem Landen kann das Nachladen der Energiespeichereinrichtung auch über eine externe Zuleitung (Ladekabel) durchgeführt werden.
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Das Marschantriebssystem kann für den Propellerantrieb einen Elektromotor aufweisen.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Marschantriebssystem für den Propellerantrieb eine Verbrennungskraftmaschine aufweist, die mit einem Brennstoff betrieben ist. Dies hat den Vorteil, dass sehr verbrauchsgünstige Antriebskonzepte für das Marschantriebssystem realisierbar sind, z.B. ein Dieselantrieb oder ein Benzin-Verbrennungsmotor. Dementsprechend kann ein entsprechender Vorratstank für den Brennstoff klein dimensioniert werden, sodass die Gesamtdimensionen des Luftfahrzeuges gering gehalten werden können und zudem die Gewichtsbilanz günstig bleibt.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug einen mit der Verbrennungskraftmaschine gekoppelten oder koppelbaren Generator aufweist, der zum Abgeben elektrischer Energie an eine elektrische Energiespeichereinrichtung des Luftfahrzeuges eingerichtet ist. Auf diese Weise kann durch die Verbrennungskraftmaschine ein Nachladen der elektrischen Energiespeichereinrichtung während des Fluges des Luftfahrzeuges erfolgen. Dies kommt der Auslegung der elektrischen Energiespeichereinrichtung mit möglichst geringer Speicherkapazität zu Gute. Der Generator kann permanent mit der Verbrennungskraftmaschine gekoppelt sein oder z.B. über eine schaltbare Kupplung damit koppelbar sein, so dass die Kopplung nur bei Bedarf hergestellt wird.
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Das Luftfahrzeug kann als Luftfahrzeug mit einem oder mehreren Rümpfen ausgebildet sein, oder als rumpfloses Luftfahrzeug (Nurflügler). Die Hubantriebe können je nach Auslegung des Luftfahrzeuges an dem wenigstens einen Tragflügel des Luftfahrzeuges befestigt sein, und/oder an dem Rumpf oder mehreren Rümpfen des Luftfahrzeuges, und/oder an einem oder mehreren Leitwerken des Luftfahrzeugs. Dementsprechend kann das Marschantriebssystem an dem wenigstens einen Tragflügel des Luftfahrzeuges befestigt sein, und/oder an dem Rumpf oder mehreren Rümpfen des Luftfahrzeuges, und/oder an einem oder mehreren Leitwerken des Luftfahrzeugs. Vorteilhaft ist beispielsweise eine Konfiguration, bei der die Hubantriebe an dem wenigstens einen Tragflügel des Luftfahrzeuges befestigt sind und das Strahltriebwerk und/oder der Propellerantrieb an dem Rumpf des Luftfahrzeuges. Die Hubantriebe können z.B. an den Flügelspitzen (wing tips) des wenigstens einen Tragflügels angeordnet sein.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist daher vorgesehen, dass einer, mehrere oder alle der Hubantriebe an dem wenigstens einen Tragflügel des Luftfahrzeuges befestigt sind.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug aerodynamische Steuerungseinrichtungen zur Richtungssteuerung des Luftfahrzeuges im Horizontalflug aufweist. Dies erlaubt eine effiziente Steuerung des Luftfahrzeuges im Horizontalflug. Aufwendigere Steuerungen, z.B. unter Einsatz der Hubantriebe, sind nicht erforderlich. Die aerodynamischen Steuerungseinrichtungen können z.B. in Form von Ruderklappen ausgebildet sein, z.B. Querruder, Höhenruder und/oder Seitenruder. Die vorhandenen aerodynamischen Steuerungseinrichtungen können zusätzlich zur Lageregelung des Luftfahrzeuges beim vertikalen Starten und Landen genutzt werden.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass die elektronische Steuereinrichtung dazu eingerichtet ist, beim senkrechten Start oder der senkrechten Landung des Luftfahrzeuges sowohl die Hubantriebe als auch das Strahltriebwerk und/oder den Propellerantrieb zur Erzeugung von Vorschub anzusteuern. Auf diese Weise unterstützen sich die beiden Antriebssysteme gegenseitig, sodass beide Antriebssysteme vergleichsweise schwach (mit einem Schub-/Gewichtsverhältnis unter 1) ausgebildet sein können. So kann das Marschantriebssystem als unterstützenden Schub für den senkrechen Start und die senkrechte Landung einen Schubanteil von z.B. 50 % liefern.
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Gemäß der Erfindung ist vorgesehen, dass das Marschantriebssystem auf wenigstens doppelt so hohe Fluggeschwindigkeit ausgelegt ist wie das Hubantriebssystem. Das Marschantriebssystem kann auch auf wenigstens dreifach so hohe Fluggeschwindigkeit ausgelegt sein wie das Hubantriebssystem. Auf diese Weise wird ein effizienter, schneller Marschflug im Horizontalflug realisiert.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug ein unbemanntes, autonom fliegendes Luftfahrzeug ist. Das Luftfahrzeug kann z.B. nach Art einer Drohne ausgebildet sein. Insbesondere kann das Luftfahrzeug für eine Reichweite im Bereich von 300 km, gegebenenfalls bis 1000 km eingerichtet sein. Das Luftfahrzeug kann für eine Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug von wenigstens 200 km/h eingerichtet sein, oder wenigstens 250 km/h.
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Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Luftfahrzeug wenigstens einen Frachtraum aufweist, in dem von dem Luftfahrzeug Fracht transportierbar ist. Auf diese Weise kann die Fracht in geschützter Art transportiert werden. Der Frachtraum kann insbesondere ein geschlossener Frachtraum sein, z.B. mit einer Ladeluke. Der Frachtraum kann auch als gekühlter Frachtraum ausgebildet sein, z.B. für Organtransporte. Das Luftfahrzeug kann für den Transport von Frachten mit einem Gewicht bis 5 kg ausgebildet sein, oder von Frachten mit einem Gewicht bis 10 kg.
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Das Hubantriebssystem kann z.B. zwei, drei, vier oder noch mehr elektromotorisch angetriebene Hubantriebe aufweisen. Vorteilhaft ist insbesondere eine gerade Anzahl von Hubantrieben, weil dann eine Drehmomentkompensation um die Längsachse des Luftfahrzeuges besonders günstig realisierbar ist.
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Das Luftfahrzeug kann ein Landewerk aufweisen, das bei senkrechten Starts und Landungen den Kontakt zum Boden herstellt. Das Landewerk kann z.B. Rollen oder Räder aufweisen, die gefedert und/oder gedämpft sein können, z.B. mittels Teleskopstoßdämpfern. Die einzelnen Teile des Landewerks können z.B. an den Flügelspitzen in Verlängerung der Hubantriebe angeordnet sein.
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Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug eignet sich für eine Vielzahl von Anwendungen. Das Luftfahrzeug kann z.B. verwendet werden für:
- a) den Pakettransport in der Paket-Logistik,
- b) den Transport von für die medizinische Versorgung notwendigen Gütern, z.B. den Transport lebender Organe (Transplantate), Blutkonserven, Medikamente,
- c) den Transport von Ersatzteilen industrieller Fertigungseinrichtungen und Produktionsstätten.
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Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen unter Verwendung von Zeichnungen näher erläutert.
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Es zeigen
- 1 ein Luftfahrzeug in Seitenansicht und
- 2 einen Flugzyklus des Luftfahrzeuges gemäß 1 und
- 3 eine weitere Ausführungsform eines Luftfahrzeuges und
- 4 das Luftfahrzeug gemäß 3 im Horizontalflug und
- 5 bis 9 weitere Ausführungsformen eines Luftfahrzeuges in Frontansicht und
- 10 das Luftfahrzeug in einer der zuvor erwähnten Ausführungsformen hinsichtlich der technischen Ausstattung.
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In den Figuren werden gleiche Bezugszeichen für einander entsprechende Elemente verwendet.
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Die 1 zeigt ein Luftfahrzeug 1 in Tailsitter-Konfiguration in Seitenansicht auf einer Start- und Landefläche 10, d.h. am Boden. Das Luftfahrzeug 1 weist einen Rumpf 2, einen oder mehrere Tragflügel 3, mehrere Hubantriebe 4 eines Hubantriebssystems sowie einen Propellerantrieb 5 eines Marschantriebssystems auf. In dem Luftfahrzeug 1 befinden sich verschieden Einbauten 6 einschließlich eines Frachtraums zum Transport von Fracht. Insbesondere diejenigen Elemente, bei denen sich das Gewicht ändern kann, sind dort schwerpunktnah angeordnet.
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Die Hubantriebe 4 weisen jeweils einen Elektromotor 40 und einen davon angetriebenen Propeller 41 auf. Die Hubantriebe 4 sind über Motorträger 42 an dem Tragflügel 3 oder gegebenenfalls mehreren Tragflügeln, z.B. in x-Konfiguration, befestigt. Zum Heck des Luftfahrzeuges 1 hin sind die Motorträger 42 verlängert und enden in Landewerkselementen 43. Über die Landewerkselemente 43 ist das Luftfahrzeug 1 am Boden 10 abgestützt.
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Der Propellerantrieb 5 weist einen Antriebsmotor 50 und zwei durch den Antriebsmotor 50 angetriebene Propeller 51, 52 auf. Die Propeller 51, 52 sind als gegenläufige, koaxial betriebene Propeller ausgebildet. Wie erkennbar ist, sind in der dargestellten Ausführungsform die Hubantriebe 4 als Zugantriebe ausgebildet, der Propellerantrieb 5 als Druckantrieb. Beide Antriebssysteme, d.h. das Marschantriebssystem und das Hubantriebssystem, erzeugen einen Schub in Längsrichtung L des Luftfahrzeuges, d.h. in Richtung einer Längsachse L des Luftfahrzeuges 1.
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Der Tragflügel 3 weist Ruderklappen 30 auf, z.B. als Höhenruder, Querruder oder kombinierte Höhen-/Querruder, wodurch aerodynamische Steuerungseinrichtungen des Luftfahrzeuges 1 gebildet sind.
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Die 2 zeigt einen Flugzyklus des Luftfahrzeuges 1 gemäß 1. Links unten erfolgt zunächst ein senkrechter Start des Luftfahrzeuges 1. Es folgt eine Flugphase 20, in der das Luftfahrzeug 1 vom Vertikalflug in den Horizontalflug übergeht, der als Marschflug zum Zurücklegen größerer Flugstrecken gedacht ist. In der Phase 21 ist der Horizontalflug erreicht. Das Luftfahrzeug 1 legt die gewünschte Flugstrecke zurück und wird dann in einer Flugphase 22 wieder in die vertikale Lage zum Landen gebracht. Die Flugphase 24 zeigt die vertikale Landung des Luftfahrzeuges 1 auf einer Landefläche 10.
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Die 3 zeigt eine weitere Ausführungsform eines Luftfahrzeuges 1 in Tailsitter-Konfiguration, wobei im Unterschied zur Ausführungsform der 1 ein Tragflügel 3 vorhanden ist, der zwei Hubantriebe 4 trägt, und zusätzlich Leitwerke 7, die zwei weitere Hubantriebe 4 tragen.
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Die 4 zeigt das Luftfahrzeug 1 gemäß 3 im Horizontalflug. Wie erkennbar ist, ist im Horizontalflug der Tragflügel 3 zur Auftriebserzeugung wirksam. Die Leitwerke 7 dienen der Richtungssteuerung, z.B. über Klappen 70 als Seitenleitwerke. Über die Ruderklappen 30 kann eine Höhenruder- und Querrudersteuerung des Luftfahrzeuges 1 realisiert werden.
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Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug kann hinsichtlich der Tragflügel und der Leitwerke in verschiedenen Ausführungsformen realisiert werden, insbesondere auch ohne Rumpf. Die 5 bis 9 zeigen diesbezüglich eine Auswahl vorteilhafter Realisierungskonzepte, jeweils in Frontansicht des Luftfahrzeuges 1. Bei der 5 wird eine X-Anordnung der Tragflügel 3 vorgeschlagen, wobei die Hubantriebe 4 jeweils an den Tragflügelenden (wing tips) angeordnet sind, je nach Auslegung aber auch an anderer, weiter innen liegender Position angeordnet werden können.
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Die 6 zeigt ebenfalls eine X-Anordnung der Tragflügel 3, jedoch im Unterschied zu 5 in Form eines flachen X. Eine solche Konfiguration ist hinsichtlich des im Horizontalflug erzeugten Auftriebes durch die Tragflügel 3 günstiger. Eine weitere Verbesserung der Auftriebserzeugung durch die Tragflügel 3 kann durch die in 7 dargestellte Ausführungsform realisiert werden, bei der die Tragflügel 3 im Wesentlichen parallel zueinander angeordnet sind, ähnlich wie bei einem Doppeldecker.
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Es ist nicht unbedingt erforderlich, dass eine gerade Anzahl von Hubantrieben 4 oder von Tragflügeln 3 vorhanden ist. Das Luftfahrzeug 1 kann auch gemäß 8 mit z.B. drei Tragflügeln 3 und drei daran angeordneten Hubantrieben 4 ausgebildet sein. Wie die 9 zeigt ist auch eine Ausbildung des Luftfahrzeuges 1 mit nur einem Tragflügel 3 und zwei daran angeordneten Hubantrieben 4 möglich. Für die Lagesteuerung beim Vertikalflug (Starten und Landen) kann dann neben der Steuerung der Hubantriebe 4 eine Steuerung über aerodynamische Steuerungseinrichtungen, z.B. die Klappen 30, erfolgen.
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Die 6 zeigt in stark schematisierter Form die Einbauten 6 in Verbindung mit den Antriebssystemen 4, 5. Wesentlich ist zunächst, dass ein ausreichend dimensionierter Frachtraum 60 vorgesehen ist, der möglichst in der Nähe des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges 1 anzuordnen ist.
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Zu den Einbauten 6 gehört ferner eine elektronische Steuereinrichtung 61, z.B. eine mikroprozessorgesteuerte Steuereinrichtung mit einem Mikroprozessor oder sonstigem Rechner 62. Die Steuereinrichtung 61 steuert die Hubantriebe 4 und den Propellerantrieb 5, was in der 10 durch die gestrichelten Pfeile dargestellt ist. Der Propellerantrieb 5 weist als Antriebsmotor eine Verbrennungskraftmaschine auf. Dementsprechend ist ein Vorratsbehälter (Tank) für den Brennstoff, mit dem die Verbrennungskraftmaschine betrieben wird, vorhanden und mit der Verbrennungskraftmaschine verbunden.
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Die Einbauten 6 weisen ferner einen Generator 64 auf, der mechanisch, zumindest bei Bedarf, von dem Propellerantrieb 5, insbesondere dessen Verbrennungskraftmaschine, angetrieben wird. Über den Generator 64 wird elektrische Energie erzeugt, die in einer elektrischen Energiespeichereinrichtung 65 (Akkumulator) gespeichert wird. Die elektrische Energiespeichereinrichtung 65 dient zur elektrischen Energieversorgung der elektromotorischen Hubantriebe 4. Das Luftfahrzeug 1 kann ferner einen Ladeanschluss 66 aufweisen, über den die elektrische Energiespeichereinrichtung 65 aus anderen Energiequellen, z.B. am Boden über eine elektrische Leitung, aufgeladen werden kann.