AT501864B1 - Aircraft has two hollow cylindrically constructed lift units fitted on fuselage and powered by at least one propulsion unit and each having cylinder axis which is parallel to longitudinal axis of aircraft - Google Patents
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- AT501864B1 AT501864B1 AT6732003A AT6732003A AT501864B1 AT 501864 B1 AT501864 B1 AT 501864B1 AT 6732003 A AT6732003 A AT 6732003A AT 6732003 A AT6732003 A AT 6732003A AT 501864 B1 AT501864 B1 AT 501864B1
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Abstract
Description
2 AT501 864B12 AT501 864B1
Die Erfindung betrifft ein Fluggerät mit einem Rumpf und mindestens zwei am Rumpf angebrachten Auftriebskörpem, die im Wesentlichen hohlzylindrisch ausgebildet sind und die eine Vielzahl von tragflügelähnlich ausgebildeter Rotorblätter aufweisen, die sich über den Umfang der Auftriebskörper erstrecken und beweglich um ihre Längsachse schwenkbar angeordnet sind, wobei der Umfang der Auftriebskörper durch mindestens eine Leitfläche teilweise abgedeckt ist, und wobei die Auftriebskörper durch mindestens ein Antriebsaggregat angetrieben sind und jeweils eine Zylinderachse aufweisen, die im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse des Fluggerätes ist.The invention relates to an aircraft with a fuselage and at least two buoyancy bodies attached to the fuselage, which are substantially hollow-cylindrical and which have a plurality of wing-like rotor blades which extend over the circumference of the buoyancy bodies and are movably arranged so as to be pivotable about their longitudinal axis the circumference of the buoyancy bodies is partially covered by at least one guide surface, and wherein the buoyancy bodies are driven by at least one drive unit and in each case have a cylinder axis which is substantially parallel to a longitudinal axis of the aircraft.
Es sind vielfache Anstrengungen unternommen worden, die Vorteile eines Flugzeugs mit denen eines Hubschraubers zu vereinen. Von besonderem Interesse ist dabei die Eigenschaft von Hubschraubern, senkrecht starten und landen zu können, oder auch bei Bedarf in der Luft Stillstehen zu können, um beispielsweise Personen zu bergen, bzw. um spezielle Transport-und Montageflugmanöver oder ähnliche Aufgaben zu erfüllen. Nachteilig bei bestehenden Hubschraubern sind, der hohe technische Aufwand, insbesondere im Bereich der Rotorsteuerung, sowie das enorme Absturzrisiko bereits bei geringfügigster Berührung der rotierenden Rotorflügel mit einem Hindernis wie z. B Baumwipfel oder Felswände. Gerade Einsatzbedingungen, wie Alpinbergungen, sind äußerst kritisch, da einerseits eine Position möglichst nahe an z. B. einer Felswand erforderlich wäre, andererseits die geringste Kollision bereits fatale Auswirkungen zur Folge hat; somit kann nur unter Einhaltung entsprechend großer Sicherheitsabstände gearbeitet werden. Ein weiterer Nachteil ist der hohe Treibstoffverbrauch von Hubschraubern, der auch im Reiseflug gegeben ist.Much effort has been made to combine the advantages of an aircraft with those of a helicopter. Of particular interest is the ability of helicopters to start and land vertically, or to be able to stand in the air if necessary, for example, to recover people, or to perform special transport and assembly maneuvers or similar tasks. A disadvantage of existing helicopters are the high technical complexity, especially in the field of rotor control, and the enormous risk of falling already at the slightest touch the rotating rotor blades with an obstacle such. B treetops or rock walls. Straight conditions of use, such as alpine climbs, are extremely critical, since on the one hand a position as close as possible to z. B. a rock wall would be required, on the other hand, the slightest collision has already fatal consequences; Thus, you can only work in compliance with correspondingly large safety distances. Another disadvantage is the high fuel consumption of helicopters, which is also in cruising flight.
Um diese Nachteile zu vermeiden, sind so genannte VTOL- oder STOL-Flugzeuge entwickelt worden, die vom Aufbau her grundsätzlich Flugzeugen ähneln, jedoch durch verschiedene technische Maßnahmen mit der Fähigkeit ausgestattet sind, senkrecht starten und landen zu können, oder zumindest mit extrem kurzen Start- und Landebahnen auskommen.In order to avoid these disadvantages, so-called VTOL or STOL aircraft have been developed, which are fundamentally similar in design to aircraft, but are equipped by various technical measures with the ability to start and land vertically, or at least with extremely short takeoff get by and runways.
Eine solche Lösung ist beispielsweise in der EP 0 918 686 A offenbart. Diese Druckschrift beschreibt ein Flugzeug, das Tragflächen aufweist, die im Wesentlichen durch Querstromrotoren gebildet sind. Auf diese Weise ist es möglich, durch entsprechende Strahlumlenkung einen vertikal nach unten gerichteten Luftstrahl zu erzeugen, um den Senkrechtstart des Fluggerätes zu ermöglichen. Für den Reiseflug kann der Schub entsprechend umgelenkt werden.Such a solution is disclosed for example in EP 0 918 686 A. This document describes an aircraft having wings, which are essentially formed by cross-flow rotors. In this way it is possible to generate by appropriate beam deflection a vertically downwardly directed air jet to allow the vertical start of the aircraft. For the cruise, the thrust can be redirected accordingly.
Nachteilig bei dieser bekannten Lösung ist zum einen, dass die auf die Auftriebserzeugung optimierten Tragflächen einen hohen Luftwiderstand aufweisen, so dass der Treibstoffverbrauch insbesondere bei höheren Fluggeschwindigkeiten übermäßig groß ist und dass das Fluggerät insgesamt eine relativ große Spannweite aufweist. Es benötigt daher viel Platz und ist auch unter beengten Verhältnissen nicht oder nur schlecht ersetzbar.A disadvantage of this known solution is, on the one hand, that the wings optimized for the generation of lift have a high air resistance, so that the fuel consumption is excessively high, especially at higher flying speeds, and that the aircraft has a relatively large overall span. It therefore requires a lot of space and is not or not easily replaceable even in cramped conditions.
Ein Fluggerät der eingangs erwähnten Art ist in der US 1,761,053 A offenbart. Es wird ein Fluggerät mit Rotoren beschrieben, wobei die Rotoren Auftriebskörper aufweisen, die parallel zur Achse des Rotors angeordnet und um ihre Längsachse verschwenkbar sind. Nachteilig an dieser Lösung ist, dass das Flügelprofil der einzelnen Auftriebskörper nicht gleichzeitig für die Auftriebserzeugung in den verschiedenen Quadranten des Rotors optimiert sein kann.An aircraft of the type mentioned above is disclosed in US 1,761,053 A. It is described an aircraft with rotors, wherein the rotors have buoyancy bodies which are arranged parallel to the axis of the rotor and pivotable about its longitudinal axis. A disadvantage of this solution is that the wing profile of the individual buoyancy bodies can not be optimized simultaneously for the lift generation in the various quadrants of the rotor.
Ein weiteres Fluggerät, das Auftrieb unter Verwendung von abgewandelten Querstromventilatoren erzeugt, ist in der DE 196 34 522 A offenbart. Abgesehen von der Frage der nicht unmittelbar ersichtlichen Funktionsfähigkeit eines solchen Fluggerätes sind auch hier die oben beschriebenen Nachteile gegeben.Another aircraft that generates lift using modified cross-flow fans is disclosed in DE 196 34 522 A. Apart from the question of not directly apparent functionality of such aircraft also here are the disadvantages described above.
Ein weiteres Fluggerät mit einem Querstromrotor als Antriebselement ist aus der US 6,016,992 A bekannt. Auch hier ergibt sich durch den Querstromrotor in Flugrichtung eine sehr große Querschnittsfläche, und der Platzbedarf ist ähnlich hoch wie bei den oben beschriebenen Lösungen. 3 AT 501 864 B1Another aircraft with a cross-flow rotor as a drive element is known from US 6,016,992 A. Again, results from the cross-flow rotor in the direction of flight a very large cross-sectional area, and the space required is similar to that of the solutions described above. 3 AT 501 864 B1
Ein weiteres bekanntes Fluggerät mit der Möglichkeit des Senkrechtstarts ist in der US 3,361,386 A offenbart. Bei diesem Flugzeug sind extrem variable Tragflächen vorgesehen, die mit Öffnungen zum Gasaustritt versehen sind. Durch den systembedingt schlechten Wirkungsgrad eines solchen Systems ist der Treibstoffverbrauch extrem hoch. 5Another known aircraft with the possibility of vertical takeoff is disclosed in US 3,361,386 A. In this aircraft extremely variable wings are provided, which are provided with openings for gas leakage. Due to the systemic poor efficiency of such a system, the fuel consumption is extremely high. 5
Eine weitere Variante eines derartigen Fluggerätes ist auch in der Patentschrift AT 411 988 beschrieben.Another variant of such an aircraft is also described in the patent specification AT 411 988.
Dem Stand der Technik nahe liegend ist auch jenes Antriebskonzept für Wasserfahrzeuge, io welches als Voith - Schneider Antrieb bekannt ist. Dieses seit ca. 75 Jahren bekannte Antriebssystem unterscheidet sich im wesentlichen dadurch, dass die Schwenkbewegung der einzelnen Schaufeln, während einer vollen Umdrehung des Drehkranzes, in einem festen kinematischen Verhältnis zueinander abläuft. Damit ist eine Vorschubkraft immer nur in eine einzige Richtung möglich. Im Unterschied dazu ist bei dem hier vorgestellten erfinderischen rotierenden Auf-15 triebskörper, unabhängig von einer ersten Kraftkomponente, z. B. gleich bleibende vertikale Auftriebskomponente, eine zweite Kraftkomponente in Querrichtung erzeugbar.The propulsion concept for watercraft, which is known as the Voith-Schneider drive, is also obvious from the state of the art. This drive system known for about 75 years differs essentially in that the pivotal movement of the individual blades during a full revolution of the turntable, runs in a fixed kinematic relationship to each other. Thus, a feed force is possible only in a single direction. In contrast, in the here presented inventive rotating Auf-15 drive body, regardless of a first force component, z. B. constant vertical buoyancy component, a second force component in the transverse direction can be generated.
Die gegenständliche Erfindung bezieht sich auf weitere Ausführungsvarianten von VTOL-Fluggeräten, die mit rotierenden Auftriebskörpern ausgerüstet sind, deren Drehachse im We-20 sentlichen parallel zur Längsachse des Fluggerätes angeordnet ist.The subject invention relates to further variants of VTOL aircraft, which are equipped with rotating buoyancy bodies whose axis of rotation is arranged substantially parallel to the longitudinal axis of the aircraft.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Fluggerät zu schaffen, das einen senkrechten Start und eine senkrechte Landung ermöglicht, das in der Luft einen Schwebezustand einnehmen kann, mit einer Beweglichkeit, die eine langsame Vorwärts-, Rückwärts-, parallele Seit-25 wärtsbewegung nach Backbord oder Steuerbord sowie eine Drehbewegung um die Vertikalachse in bzw. gegen den Uhrzeigersinn ausführen kann, und das gleichzeitig für eine hohe Reisefluggeschwindigkeit geeignet ist. Durch die gewählte Ausbildung der äußeren geometrischen Form des Fluggerätes ist der Übergang von einem Schwebezustand in eine Vorwärtsbewegung mit hoher Reisefluggeschwindigkeit zu gewährleisten. Insbesondere soll dabei eine 30 hohe Treibstoffökonomie erreicht werden, bei vergleichsweise geringem, technischem Aufwand. Ein weiterer Anspruch betrifft die Erfüllung der höchsten Sicherheitstechnischen Standards, die dem Fluggerät selbst bei einem Totalausfall der Antriebsmotore eine sichere Landung ermöglichen. Weiters sollen die rotierenden Auftriebskörper mit einer Verkleidung derart geschützt werden, dass das Fluggerät auch sehr nahe an Hindernisse (z. B. Felswand, Hochhauswand) 35 heran manövriert werden kann und dass selbst bei Berührung des Fluggerätes mit einem Hindernis, bedingt durch die gegen Kollision geschützten rotierenden Elemente des Auftriebskörpers, ein Absturz sicher verhindert werden kann. Ein für den Piloten sicheres und kollisionsfreies Verlassen des Fluggerätes mittels Schleudersitz ist ebenfalls möglich, und stellt einen weiteren Anspruch dar. 40Object of the present invention is to provide an aircraft that allows a vertical take-off and a vertical landing, which can take a hover in the air, with a mobility, the slow forward, backward, parallel side-25 downward movement after Port or starboard and a rotational movement about the vertical axis clockwise or counterclockwise, and at the same time is suitable for a high cruising speed. The selected design of the outer geometric shape of the aircraft, the transition from a limp state in a forward movement with high cruise speed is to ensure. In particular, a high fuel economy should be achieved, with comparatively little technical effort. Another claim relates to the fulfillment of the highest safety standards that allow the aircraft to land safely even in the event of a total failure of the propulsion engines. Furthermore, the rotating buoyancy bodies are to be protected with a fairing such that the aircraft can also be maneuvered very close to obstacles (eg rock wall, high-rise wall) 35 and that even if the aircraft touches an obstacle due to the collision protected rotating elements of the buoyant body, a fall can be safely prevented. A safe for the pilot and collision-free leaving the aircraft by means of ejection seat is also possible, and is another claim. 40
Erfindungsgemäß werden diese Aufgaben dadurch gelöst, dass die Auftriebskörper mit Rotorblättern versehen sind, deren hintere Teile unabhängig von der vorderen Teilen um eine Schwenkachse beweglich sind. Das Fluggerät ist somit mit Auftriebskörpern versehen, die als Rotoren ausgebildet sind und mit einer Drehachse, die im wesentlichen parallel zur Längsachse 45 des Fluggerätes angeordnet ist. Jeder Rotor ist mit einer bestimmten Anzahl tragflügelähnlicher Rotorflügel versehen, die im wesentlichen an zwei scheibenähnlichen Endkörpern derart angeordnet sind, dass während einer vollen Umdrehung des Auftriebskörpers (Rotors) die Mittelachse des Rotorblattes eine Kreisbewegung mit dem Abstand von der Drehachse als Radius ausführt, und das Rotorblatt während einer vollen Umdrehung individuell in seiner Lage verändert so werden kann. Damit kann in jeder augenblicklichen Position des Rotorblattes eine definierte Krafteinwirkung (z. B. Auftriebskraft, Querkraft) auf das Fluggerät erzeugt werden.According to the invention, these objects are achieved in that the buoyancy bodies are provided with rotor blades whose rear parts are movable independently of the front parts about a pivot axis. The aircraft is thus provided with buoyancy bodies which are designed as rotors and with an axis of rotation which is arranged substantially parallel to the longitudinal axis 45 of the aircraft. Each rotor is provided with a certain number of wing-like rotor blades, which are arranged substantially on two disk-like end bodies such that during a full revolution of the buoyancy body (rotor), the central axis of the rotor blade makes a circular motion with the distance from the axis of rotation as radius, and Rotor blade during a full turn can be changed individually in its position so. Thus, a defined force (eg buoyancy, lateral force) can be generated on the aircraft in each instantaneous position of the rotor blade.
Durch geeignete Wahl der Anordnung der Auftriebskörper im Fluggerät, ist zudem der Raum oberhalb der Pilotenkanzel freigehalten, sodass dem Piloten ein sicheres und kollisionsfreies 55 Verlassen des Fluggerätes mittels Schleudersitz möglich ist (dies ist z. B. bei einem Hub- 4 AT 501 864 B1 schrauber nicht möglich). Für den militärischen Einsatzbereich bietet diese Anordnung der Auftriebskörper eine weitere Möglichkeit und zwar können für Aufklärungszwecke Radar- bzw. andere optische Geräte auch 5 oberhalb des Fluggerätes angeordnet werden. Mit diesem Fluggerät ist es nicht notwendig eine schützende Geländeformation zu verlassen, ohne zuvor mit einem flexibel mit dem Fluggerät verbundenen Aufklärungsgerät, welches z. B. vertikal oberhalb des im Schwebezustand verharrenden Fluggerätes in die Höhe verbracht und anschließend wieder eingeholt werden kann, das Geschehen hinter der Geländeformation erfasst und beurteilt zu haben. 10By a suitable choice of the arrangement of the buoyancy bodies in the aircraft, the space above the cockpit is also kept free, so that the pilot a safe and collision-free leaving the aircraft by means of ejection seat is possible (this is, for example, in a hub 4 AT 501 864 B1 screwdriver not possible). For military use, this arrangement of the buoyancy provides another option and although radar and other optical devices can also be arranged 5 above the aircraft for reconnaissance purposes. With this aircraft, it is not necessary to leave a protective terrain formation, without previously with a flexibly connected to the aircraft reconnaissance device, which z. B. vertically above the suspended in the airborne aircraft in the air and then can be obtained again, recorded the events behind the terrain formation and judged. 10
Die erfindungsgemäße Lösung erlaubt ein Manövrieren des Fluggeräts auch bei niedrigen Geschwindigkeiten oder im Schwebflug, ohne die Drehzahl des Antriebsaggregats verändern zu müssen, da Richtung und Stärke der Auftriebskräfte durch die Steuerung der Rotorblätter in weiten Grenzen variierbar sind. Dadurch wird eine extrem große Wendigkeit erreicht. 15The inventive solution allows a maneuvering of the aircraft even at low speeds or in a hover flight without having to change the speed of the drive unit, since the direction and strength of the buoyancy forces by the control of the rotor blades can be varied within wide limits. This achieves extremely high maneuverability. 15
Durch die Anordnung der Auftriebskörper parallel zum Rumpf können mehrere Vorteile gleichzeitig erreicht werden. Zum einen können die Auftriebskörper einen relativ großen Durchmesser aufweisen, ohne die Querschnittsfläche in Fortbewegungsrichtung allzu sehr zu erhöhen, wodurch auch im schnellen Reiseflug ein geringer Treibstoffbedarf gegeben ist. Zum anderen ist 20 das erfindungsgemäße Fluggerät äußerst kompakt aufgebaut und benötigt somit nicht nur wenig Platz in einem Hangar oder dergleichen, sondern ist auch extrem wendig. Dies ermöglicht beispielsweise die Landung auf Waldlichtungen oder im inner städtischen Bereich zwischen Bauwerken, wo die Landung eines Hubschraubers aufgrund des vorgegebenen Rotordurchmessers nicht mehr möglich wäre. Überdies sind die als Rotor ausgebildeten Auftriebs-25 körper besonders robust im Aufbau und umfassen im Allgemeinen außer den Rotorblättern selbst keine weiteren beweglichen Teile, so dass der technische Aufwand vertretbar ist. Durch die Anbringung der Auftriebskörper im unmittelbaren Nahbereich des Rumpfes ist die mechanische Beanspruchung der Rotoraufhängungen sehr gering, so dass eine entsprechende Leichtbauweise möglich ist, die wiederum zur Treibstoffersparnis beiträgt. 30By arranging the buoyancy bodies parallel to the hull several advantages can be achieved simultaneously. On the one hand, the buoyancy bodies can have a relatively large diameter without too much increase in the cross-sectional area in the direction of travel, as a result of which a low fuel requirement is given even in fast cruising flight. On the other hand, the aircraft according to the invention is extremely compact and thus not only requires little space in a hangar or the like, but is also extremely manoeuvrable. This allows, for example, the landing on forest clearings or in the inner urban area between buildings where the landing of a helicopter due to the given rotor diameter would no longer be possible. Moreover, the buoyancy bodies designed as rotors are particularly robust in construction and generally do not comprise any other moving parts except for the rotor blades themselves, so that the technical outlay is justifiable. By attaching the buoyancy bodies in the immediate vicinity of the fuselage, the mechanical stress of the rotor suspensions is very low, so that a corresponding lightweight construction is possible, which in turn contributes to fuel economy. 30
Eine besonders raumökonomische Anordnung der einzelnen Bauteile ist gegeben, wenn die Auftriebskörper im oberen Bereich des Rumpfes angeordnet sind. Zusätzlich wird dadurch eine besonders aerodynamisch günstige Ausführung erreicht, da der Ansaugbereich völlig frei und unbehindert durch sonstige Bauteile des Fluggerätes angeströmt werden kann. 35A particularly space-economical arrangement of the individual components is given when the buoyancy bodies are arranged in the upper region of the fuselage. In addition, a particularly aerodynamically favorable design is achieved because the intake can be flowed freely and unhindered by other components of the aircraft. 35
Eine weitere besonders begünstigte Ausführungsvariante der Erfindung sieht vor, dass die Auftriebskörper durch Gasturbinen gegenläufig angetrieben sind. Ähnlich wie bei Hubschraubern ist auch hier bei Einsatz von Gasturbinen ein besonders günstiges Verhältnis von Leistung zu Eigengewicht gegeben. Ein zusätzlicher Vorteil gegenüber Hubschraubern besteht bei der 40 vorliegenden Erfindung darin, dass die Drehzahlen der rotierenden Auftriebskörper wesentlich höher liegen als die von üblichen Hubschrauberrotoren, so dass sich der bauliche Aufwand für Getriebe wesentlich verringert. Je nach Baugröße, Einsatzzweck und Sicherheitsvorschriften können die beiden Rotoren von einer gemeinsamen Gasturbine angetrieben werden, oder es kann jedem Auftriebskörper eine eigene Gasturbine zugeordnet werden. 45Another particularly favorable embodiment of the invention provides that the buoyancy bodies are driven in opposite directions by gas turbines. Similar to helicopters, a particularly favorable ratio of power to dead weight is given here with the use of gas turbines. An additional advantage over helicopters in the present invention is that the rotational speeds of the rotating buoyancy bodies are substantially higher than those of conventional helicopter rotors, so that the construction costs for transmissions are substantially reduced. Depending on the size, purpose and safety regulations, the two rotors can be driven by a common gas turbine, or it can be assigned to each buoyancy body own gas turbine. 45
Der Wirkungsgrad der Auftriebskörper ist insbesondere dadurch verbessert, dass die im Rotor beweglich angeordneten Rotorblätter aus mindestens einer feststehenden Achse und zwei unabhängig voneinander beweglichen Rotorblattsegmenten bestehen, damit die Rotorblattgeometrie in jedem Augenblick in jeder aktuellen Position optimal an die jeweilige Situation ange-50 passt werden kann; damit können sowohl die Auftriebskräfte und Seitenkräfte optimiert und die Widerstandskräfte minimiert werden.The efficiency of the buoyancy bodies is improved in particular by the fact that the rotor blades movably arranged in the rotor consist of at least one fixed axle and two independently movable rotor blade segments, so that the rotor blade geometry can be optimally adapted to the respective situation at every moment in every current position ; thus both the buoyancy forces and lateral forces can be optimized and the resistance forces can be minimized.
Besonders hohe Reisegeschwindigkeiten können dadurch erreicht werden, dass zusätzliche Triebwerke zur Erzeugung eines Schubs für den Vortrieb des Fluggerätes vorgesehen sind. An 55 sich ist es möglich und grundsätzlich für geringere Reisegeschwindigkeiten auch ausreichend, 5 AT 501 864 B1 dass der Vortrieb durch die verstellbaren Rotorflügel der Auftriebskörper erzeugt wird, in dem das Fluggerät in eine nach vorne abgesenkte Lage gebracht wird und aus der resultierenden Auftriebskraft eine Vorschubkraft abgeleitet wird. Die Reisegeschwindigkeit ist jedoch in diesem Fall begrenzt, so dass für höhere Reisegeschwindigkeiten in vorteilhafter Weise zusätzliche 5 Triebwerke eingesetzt werden. Diese können beispielsweise als Mantelstromtriebwerke ausgebildet werden. Der Start- und Landevorgang kann dadurch unterstützt werden, dass die zusätzlichen Triebwerke schwenkbar angeordnet sind. Einerseits kann dadurch die Auftriebskraft erhöht werden, wenn der Triebwerksstrahl senkrecht nach unten gerichtet ist, und andererseits kann durch entsprechende Steuerung des Schwenkwinkels die Manövrierbarkeit zusätzlich io erhöht werden.Particularly high cruising speeds can be achieved by providing additional thrusters for generating a thrust for the propulsion of the aircraft. At 55 it is possible and generally sufficient for lower travel speeds that the propulsion is generated by the adjustable rotor blades of the buoyancy bodies, in which the aircraft is brought into a forward lowered position and from the resulting buoyancy force a feed force is derived. However, the cruising speed is limited in this case, so that for higher travel speeds advantageously an additional 5 engines are used. These can be formed, for example, as turbofan engines. The takeoff and landing can be supported by the fact that the additional engines are arranged pivotally. On the one hand, the buoyancy force can thereby be increased when the engine jet is directed vertically downwards, and on the other hand, the maneuverability can be additionally increased by appropriate control of the swivel angle.
Der Treibstoffverbrauch beim Senkrechtstart bzw. bei der Landung und beim Schwebeflug wird maßgeblich von der umgesetzten Luftmenge beeinflusst. Es ist daher insbesondere günstig, wenn sich die Auftriebskörper über mindestens 40%, vorzugsweise über mindestens 70% der 15 Länge des Rumpfes erstrecken. Auf diese Weise ist es möglich, bei vorgegebener Querschnittsfläche eine größtmögliche Auftriebsleistung der Auftriebskörper zu erzielen.The fuel consumption during vertical take-off or landing and during hovering is significantly influenced by the amount of air converted. It is therefore particularly favorable if the buoyancy bodies extend over at least 40%, preferably over at least 70% of the length of the fuselage. In this way, it is possible to achieve the greatest possible buoyancy of the buoyancy body for a given cross-sectional area.
Die Manövrierfähigkeit, insbesondere im Schwebeflug und beim Start bzw. bei der Landung, kann dadurch verbessert werden, dass im Bereich der Luftauslassöffnungen verstellbare Leit-20 schaufeln vorgesehen sind. Bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten ist die Möglichkeit der Steuerung durch das Leitwerk stark eingeschränkt, so dass sich eine ausreichende Manövrierbarkeit durch die individuelle Verstellbarkeit der Rotorblätter ergibt. Um eine Rotation des Fluggerätes auch um eine vertikale Achse zu ermöglichen, ist es in diesem Zusammenhang besonders bevorzugt, wenn die verstellbaren Rotorblätter in zwei paarweise gegenläufigen Auftriebskör-25 pern angeordnet sind und aus jeweils zwei Segmenten bestehen, die unabhängig voneinander betätig bar sind. Weitere verstellbare Leitschaufeln, die um eine Querachse des Fluggerätes schwenkbar sind, ermöglichen eine Vorwärts- und Rückwärtsbewegung im Schwebezustand, die besonders fein steuerbar ist. 30 Weiters ist es besonders bevorzugt, wenn die Auftriebskörper mit einer äußeren Verkleidung als mechanischen Schutz der Rotorblätter gegen eine Kollision mit einem festen Hindernis ausgebildet sind. Dies bedeutet, dass die Verkleidung nicht nur zur Aufnahme der Lagerung der Rotorwelle, sondern auch in mechanisch entsprechend robuster Weise ausgebildet ist, um die Auftriebskörper gegenüber einer Beschädigung zu schützen, wenn das Fluggerät mit geringer 35 Relativgeschwindigkeit eine Kollision mit einem Hindernis erleidet.The maneuverability, especially in hovering and take-off or landing, can be improved by providing adjustable guide vanes in the area of the air outlet openings. At low airspeeds, the possibility of control by the tail is severely limited, so that there is sufficient maneuverability through the individual adjustability of the rotor blades. In order to enable a rotation of the aircraft about a vertical axis, it is particularly preferred in this context, when the adjustable rotor blades are arranged in two pairs of counter-rotating Auftriebskör-25 and consist of two segments, which are independently actu bar. Further adjustable guide vanes, which are pivotable about a transverse axis of the aircraft, allow a forward and backward movement in the floating state, which is particularly finely controlled. Furthermore, it is particularly preferred if the buoyancy bodies are designed with an outer cladding as mechanical protection of the rotor blades against a collision with a fixed obstacle. This means that the fairing is designed not only for receiving the bearing of the rotor shaft, but also in mechanically correspondingly robust manner in order to protect the buoyancy bodies against damage when the aircraft encounters a collision with an obstacle with a low relative speed.
In der Folge wird die vorliegend Erfindung anhand der in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiele näher erläutert. 40 Es zeigen Fig. 1 eine schematische Ansicht eines erfindungsgemäßen Fluggerätes in axono-metrischer Darstellung, Fig. 2 eine Seitenansicht des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 3 einen Schnitt des Fluggerätes von Fig. 1 entlang der Linie A - A in Fig. 2, Fig. 4 einen Schnitt des Fluggerätes von Fig. 1 entlang der Linie A - A in Fig. 2 mit der Darstellung einer geöffneten bzw. geschlossenen Verkleidung der Auftriebskörper, wie sie für eine hohe Reisegeschwindigkeit 45 vorgesehen sind, Fig. 5 eine Ansicht des Fluggerätes von Fig. 1 von vorne, Fig. 6 eine Ansicht des Fluggerätes von Fig. 1 von oben, Fig. 7 - Fig. 7b zeigen schematisch einen Auftriebskörper des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 8 - Fig. 8b zeigen die Anordnung, Drehrichtung und Wirkungsweise des Auftriebskörpers des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 9 bis Fig. 9b zeigen ein Rotorblatt mit zwei beweglichen Segmenten im Querschnitt in der Stellung Auftriebskräfte neutral, maxi-50 maler Auftrieb und negativer Auftrieb des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 10 - Fig. 10d zeigen Rotorblätter Anstellungen in ausgewählten Positionen entlang der Drehrichtung des Auftriebskörpers des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 11 zeigt eine Variante eines Auftriebskörpers mit einteiligen Rotorblättern und mechanischer Anstellung der Rotorblätter eines Auftriebskörpers des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 12 zeigt die einzelnen Auftriebskräfte der Auftriebskörper zur Erzie-55 lung eines stabilen Gleichgewichtes in der Luft des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 12a und 6 AT501 864B1In the following, the present invention will be explained in more detail with reference to the embodiments illustrated in FIGS. FIG. 2 is a side view of the aircraft of FIG. 1, FIG. 3 is a sectional view of the aircraft of FIG. 1 taken along the line A - A in FIG. 2, FIG. 4 shows a section of the aircraft of FIG. 1 along the line A-A in FIG. 2, showing an open or closed lining of the buoyancy bodies, as provided for a high cruising speed 45, FIG. 5 shows a view FIG. 6 shows a view of the aircraft of FIG. 1 from above, FIGS. 7-7b schematically show a buoyancy body of the aircraft of FIG. 1, FIGS. 8-8b show the aircraft Arrangement, direction of rotation and operation of the buoyancy body of the aircraft of Fig. 1, Fig. 9 to Fig. 9b show a rotor blade with two movable segments in cross-section in the position neutral buoyancy forces, maxi-50 buoyancy and negative buoyancy of Aircraft of FIGS. 1, 10 - 10 d show rotor blade positions in selected positions along the direction of rotation of the buoyancy body of the aircraft of FIG. 1, FIG. 11 shows a variant of a buoyant body with one-piece rotor blades and mechanical adjustment of the rotor blades of a buoyant body of FIG The aircraft of Fig. 1, Fig. 12 shows the individual buoyancy forces of the buoyancy bodies to educate a stable equilibrium in the air of the aircraft of Fig. 1, Fig. 12a and 6 AT501 864B1
Fig. 12b zeigen die Lage der Einzel- und Gesamtmassenschwerpunkte des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 13 zeigt die nach vorne geneigte Lage des Fluggerätes von Fig. 1 zur Erzielung einer Vorwärtsantriebskomponente für eine langsame Vorwärtsbewegung, Fig. 14 - Fig. 14d zeigen die Auftriebskörperanordnung und die Anstellung der Rotorblätter zur Erzeugung von 5 Seitenkräften für die Querbewegung des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 15 zeigt die Erzeugung einer paarweise gegensinnig wirkenden Kraftkomponente quer zur Längsachse des Fluggerätes zur Erzeugung einer Drehbewegung des Fluggerätes um die Vertikalachse, Fig. 16 -Fig. 16c zeigen eine besondere Variante eines Auftriebskörpers mit „doppelter“ Länge und schränk baren Rotorblättern zur Erzeugung unterschiedlicher Auftriebs- bzw. Querkräfte des io Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 17 zeigt die Anstellung der Rotorblätter während eines Sinkfluges im freien Fall zwecks Autorotation des Auftriebskörpers z. B. nach einem Motorausfall des Fluggerätes von Fig. 1, Fig. 18 - Fig. 18g zeigen eine Ausführungsvariante eines Fluggerätes mit nur zwei Auftriebskörpern, die gegenläufig angetrieben, hintereinander in einer Mittelachse des Fluggerätes angeordnet sind, Fig. 19 - Fig. 19b zeigen eine Ausführungsvariante eines 15 Fluggerätes mit einem System gegenläufiger Querstromrotore mit einer gemeinsamen Drehachse, Fig. 20 zeigt eine schematische Ansicht eines erfindungsgemäßen Fluggerätes mit der Anordnung eines mit dem Fluggerät flexibel verbundenen Aufklärungsgerätes.Fig. 12b shows the attitude of the individual and overall mass centers of the aircraft of Fig. 1, Fig. 13 shows the forwardly inclined attitude of the aircraft of Fig. 1 to provide a forward propulsion component for slow forward motion, Figs. 14-14d show FIG. 15 shows the generation of a counterforce force component acting in opposite directions transverse to the longitudinal axis of the aircraft for generating a rotational movement of the aircraft about the vertical axis, FIG. 16 -fig. 16c show a particular variant of a buoyancy body with "double" length and limited ble rotor blades for generating different buoyancy or transverse forces of the io aircraft of Fig. 1, Fig. 17 shows the employment of the rotor blades during a descent in free fall for the purpose of autorotation of the buoyant body z. 1, FIGS. 18-18g show a variant embodiment of an aircraft with only two buoyancy bodies driven in opposite directions, arranged behind one another in a central axis of the aircraft, FIGS. 19-19b FIG. 20 shows a schematic view of an aircraft according to the invention with the arrangement of a reconnaissance device flexibly connected to the aircraft. FIG.
Das Fluggerät gern. Fig. 1 bis Fig. 6 besteht aus einem Rumpf (1) mit einer Längsachse (1a) 20 und vier parallel zu dieser Längsachse in bevorzugter Weise oberhalb der Schwerpunktlage S (32) angeordnete Auftriebskörper (2, 3, 4 und 5), die von einem Seitenschutz (6) gegen Kollision mit einem festen Hindernis geschützt sind. Im hinteren Bereich (9) befinden sich in an sich bekannter Weise ein Höhenleitwerk (11) und ein Seitenleitwerk (10), vorzugsweise auch das Antriebsaggregat (z. B. eine od. zwei Gasturbine(n) und das Getriebe) sowie zusätzliche An-25 triebsaggregate (hier nicht näher dargestellt), ausgeführt als z. B. Mantelstromtriebwerke, die dem Fluggerät eine hohe Reisefluggeschwindigkeit verleihen bzw. bei entsprechender schwenkbarer Ausführung den Start- und Landevorgang unterstützen können. Kufen bzw. ähnliche Standbeine (12) stützen das Fluggerät am Boden ab. Mittels Längsstreben (13, 14), die eine strömungsgünstige Querschnittsform oder eine gewichtsoptimierte Fachwerkskonstruk-30 tion aufweisen können, ist der hintere Bereich des Fluggerätes mit dem vorderen Bereich verbunden, weiters ist mit den Längstreben und dem Seitenschutz eine stabile Konstruktion für eine Lagerung (hier nicht näher dargestellt) der Auftriebskörper im mittleren Bereich vorgesehen. In Fig. 2 sind die Längenverhältnisse ersichtlich, wonach die Länge der rotierenden Auftriebskörper etwa 50 % der Gesamtlänge, vorzugsweise 30 bis 70 %, des Fluggerätes ent-35 spricht. In Fig. 3 sind die gegenläufig um die Drehachsen (7a, 7b) rotierenden Auftriebskörper (2, 3, 4, 5) mit den Drehrichtungen (20a, 20b) und den zur Erzeugung der Auftriebskraft erforderlichen Rotorblättern (8) ersichtlich. Für eine hohe Reisegeschwindigkeit bei gleichzeitiger Treibstoffökonomie sind zusätzliche Antriebsaggregate, hier nicht näher dargestellt, vorgesehen und zur Reduzierung des Luftwiderstandes werden die Auftriebskörper, die bei einer hohen 40 Reisegeschwindigkeit nicht den erforderlichen Auftrieb erzeugen können, mittels geeigneter Verkleidungsschürzen strömungsgünstig im Fluggerät abgedeckt. Gemäß Fig. 4 können diese Verkleidungsschürzen als kompakte Flächen (40a, 40b) ausgebildet sein (wie z. B. in Fig. 4 im geöffneten Zustand, für eine optimale Wirkung der Auftriebskörper, dargestelit), bzw. als ein System von Lamellen (40a', 40b', 41a', 41b'), die wahlweise zu einer geschlossenen Verklei-45 düng oder für einen ungehinderten Luftdurchlass angestellt werden können. Wie in Fig. 7, 7a und 7b dargestellt, besteht ein Auftriebskörper (2, 3, 4, 5) im Wesentlichen aus einer Drehachse (7), aus zwei Endscheiben (2a - 2b, 3a - 3b, 4a - 4b, 5a - 5b) mit einem Durchmesser D und einer bestimmten Anzahl (vorzugsweise 4 bis 10) von Rotorblättern (8), die beweglich um eine Schwenkachse (8a) in den beiden Endscheiben (z. B. 2a - 2b) angeordnet sind, und bei einer so vollen Umdrehung eine Kreisbahn (23a) mit dem Radius R (23) beschreiben. Die Tiefe des Rotorblattes t (8e) ist abhängig von der Größenordnung der Gesamtkonstruktion und beträgt ca. 30 bis 50% des Kreisbahnradius R (23), die Länge L (8d) des Rotorblattes (8) beträgt vorzugsweise ca. 25 bis 35 % der Gesamtlänge des Fluggerätes. Im Betriebszustand rotiert der Auftriebskörper mit Nenndrehzahl (vorzugsweise ca. 750 bis 3000 l/min) um die Drehachse (7), und 55 während einer vollen Umdrehung werden die Rotorblätter (8) in jeder augenblicklichen Position 7 AT 501 864 B1 individuell in Bezug auf die Tangente (23b) der Kreisbahn (23a) mit dem Radius R (23) angestellt, sodass im Bereich der oberen und unteren Extremlage maximale Auftriebskräfte erzeugt werden können und in den beiden vertikalen Extrempositionen ausschließlich Strömungswiderstandskräfte auf das Rotorblatt einwirken. Die bevorzugte Anordnung der Drehrichtung (20) der 5 Auftriebskörper im Fluggerät ist gegenläufig. In Fig. 8 sind die Strömungsverhältnisse näher dargestellt, wobei aufgrund der Rotorblättergeometrie die Tragflügeltheorie maßgeblich ist, der zufolge jeweils unterhalb des angestellten Rotorblattes bei einer definierten Relativgeschwindigkeit eine Druckerhöhung und oberhalb ein Unterdrück erzeugt wird. Die entsprechenden Kraftkomponenten, die auf ein Rotorblatt einwirken, resultieren aus diesen beiden Druckkom-io ponenten. Bei entsprechender Anstellung der Rotorblätter relativ zur Tangente (23b) der Kreisbahn (23a) während einer vollen Umdrehung der Auftriebskörper mit Nenndrehzahl wird Umgebungsluft bevorzugt von oben angesaugt (18a), in den rotierenden Auftriebskörper hineingepresst (18b), nach unten angesaugt (19a) und hinausgepresst (19b). Eine optimale Ausführungsvariante ist in den Fig. 9, Fig. 9a und Fig. 9b dargestellt. Bei dieser Ausführungsvariante 15 besteht das Rotorblatt (8) aus mindestens drei Elementen und zwar einer stabilen Schwenkachse (8a), einer beweglichen Rotorblattnase (8b) und einer beweglichen Rotorblattspitze (8c). Für den Normalbetrieb sind die Rotorblattnase (8b) um den Winkel α (21a), vorzugsweise um +/- 3° -10° relativ zur Tangente (23b) der Kreisbahn (23a) schwenkbar und die Rotorblattspitze (8c) um den Winkel ß (21b), vorzugsweise um +/- 3° bis 10° relativ zur Tangente (23b) der 20 Kreisbahn (23a) schwenkbar. Für den Sonderfall „Autorotation“ sind Rotorblattspitze und Rotorblattnase um > 90°, vorzugsweise ca. 105° aus schwenkbar. Gemäß Fig. 9a ist eine vertikale Kraftkomponente Fa (22) in Richtung Drehachse (7) des Auftriebskörpers erzeugbar, wenn bei Nenndrehzahl in der oberen Extremposition die Rotorblattnase (8b) mit dem Winkel α < 0° und die Rotorblattspitze mit dem Winkel ß > 0°, jeweils bezogen auf die Tangentenrichtung (23b) 25 der Umlaufkreisbahn (23a), angestellt werden und vice versa gemäß Fig. 9b ist eine vertikale Kraftkomponente Fa (22) entgegen Richtung Drehachse (7) des Auftriebskörpers erzeugbar, wenn bei Nenndrehzahl in der oberen Extremposition die Rotorblattnase (8b) mit dem Winkel α > 0° und die Rotorblattspitze mit dem Winkel ß < 0°, jeweils bezogen auf die Tangentenrichtung (23b) der Umlaufkreisbahn (23a), angestellt werden. In Fig. 10 sind die beiden gegenläufig 30 angetriebenen Auftriebskörper mit den zur Erzeugung einer maximalen Auftriebskraft bei Nenndrehzahl optimalen Anstellungen der Rotorblätter in den unterschiedlichen Positionen im Detail dargestellt. Fig. 10a (Detail W von Fig. 10) zeigt die Winkelverhältnisse der Rotorblattnase und Rotorblattspitze beim Eintritt in die obere Umlaufbahn nach dem Verlassen der neutralen Vertikalposition, Fig. 10b (Detail X von Fig. 10) zeigt die Winkelverhältnisse der Rotorblattnase und 35 Rotorblattspitze in der oberen Extremposition der Umlaufbahn, Fig. 10c (Detail Y von Fig. 10) zeigt die Winkelverhältnisse der Rotorblattnase und Rotorblattspitze in der oberen Umlaufbahn vor dem Eintritt in die neutrale Vertikalposition, Fig. 10d (Detail Z von Fig. 10) zeigt die Winkelverhältnisse der Rotorblattnase und Rotorblattspitze in der unteren Extremposition der Umlaufbahn. 40The aircraft likes. Fig. 1 to Fig. 6 consists of a hull (1) with a longitudinal axis (1 a) 20 and four parallel to this longitudinal axis preferably above the center of gravity S (32) arranged buoyancy bodies (2, 3, 4 and 5), the Protected by a side guard (6) against collision with a fixed obstacle. In the rear area (9), in a manner known per se, are a horizontal stabilizer (11) and a vertical stabilizer (10), preferably also the drive unit (eg one or two gas turbine (s) and the transmission) and additional 25 drive units (not shown here), designed as z. B. turbofan engines that give the aircraft a high cruising speed or support the start and landing process with appropriate swivel design. Skids or similar legs (12) support the aircraft on the ground. By means of longitudinal struts (13, 14), which may have a streamlined cross-sectional shape or a weight-optimized truss construction 30 tion, the rear area of the aircraft is connected to the front area, further with the struts and the side protection a stable construction for storage (here not shown in detail) of the buoyancy body provided in the central region. In Fig. 2, the length ratios can be seen, after which the length of the rotating buoyancy body speaks about 50% of the total length, preferably 30 to 70%, of the aircraft ent-35. In FIG. 3, the buoyancy bodies (2, 3, 4, 5) rotating in opposite directions about the axes of rotation (7a, 7b) can be seen with the rotational directions (20a, 20b) and the rotor blades (8) required for generating the buoyancy force. For a high cruising speed with simultaneous fuel economy additional drive units, not shown here, are provided and to reduce drag, the buoyancy bodies, which can not produce the necessary buoyancy at a high cruising speed, covered by suitable fairing skirts aerodynamically in the aircraft. According to Fig. 4, these cladding skirts may be formed as compact surfaces (40a, 40b) (as for example shown in Fig. 4 in the open state, for optimum effect of the buoyancy bodies,) or as a system of lamellae (40a ', 40b', 41a ', 41b'), which can be used either to a closed Verklei-45 or for an unobstructed air passage. As shown in FIGS. 7, 7a and 7b, a buoyancy body (2, 3, 4, 5) consists essentially of a rotation axis (7), of two end disks (2a-2b, 3a-3b, 4a-4b, 5a-5b). 5b) having a diameter D and a certain number (preferably 4 to 10) of rotor blades (8) movably arranged about a pivot axis (8a) in the two end discs (eg 2a-2b) and one such full revolution, describe a circular path (23a) with the radius R (23). The depth of the rotor blade t (8e) is dependent on the order of magnitude of the overall construction and is about 30 to 50% of the circular path radius R (23), the length L (8d) of the rotor blade (8) is preferably about 25 to 35% of Total length of the aircraft. In the operating state, the buoyant body rotates at rated speed (preferably about 750 to 3000 l / min) about the axis of rotation (7), and 55 during a full revolution, the rotor blades (8) in each instantaneous position with respect to the tangent (23b) of the circular path (23a) with the radius R (23) employed, so that in the upper and lower extreme position maximum buoyancy forces can be generated and act in the two vertical extreme positions exclusively flow resistance forces on the rotor blade. The preferred arrangement of the direction of rotation (20) of the 5 buoyancy bodies in the aircraft is in opposite directions. In Fig. 8, the flow conditions are shown in more detail, which is due to the rotor blade geometry, the wing theory is relevant, according to each below the salaried rotor blade at a defined relative speed, a pressure increase and above a suppression is generated. The corresponding force components acting on a rotor blade result from these two pressure components. With appropriate employment of the rotor blades relative to the tangent (23b) of the circular path (23a) during a full revolution of the buoyancy body at rated speed ambient air is preferably sucked from above (18a), pressed into the rotating buoyancy body (18b), sucked down (19a) and extruded (19b). An optimal embodiment variant is shown in FIGS. 9, 9a and 9b. In this embodiment variant 15, the rotor blade (8) consists of at least three elements, namely a stable pivot axis (8a), a movable rotor blade nose (8b) and a movable rotor blade tip (8c). For normal operation, the rotor blade nose (8b) are pivotable by the angle α (21a), preferably by +/- 3 ° -10 ° relative to the tangent (23b) of the circular path (23a) and the rotor blade tip (8c) by the angle ß ( 21b), preferably by +/- 3 ° to 10 ° relative to the tangent (23b) of the circular path (23a) pivotable. For the special case "Autorotation" the rotor blade tip and rotor blade nose are > 90 °, preferably about 105 ° from pivoting. According to FIG. 9a, a vertical force component Fa (22) can be generated in the direction of the axis of rotation (7) of the buoyant body, if at nominal speed in the upper extreme position the rotor blade nose (8b) with the angle α < 0 ° and the rotor blade tip with the angle β > 0 °, in each case based on the tangent direction (23b) 25 of the circulating circular path (23a), are employed and vice versa according to FIG. 9b is a vertical force component Fa (22) against the rotation axis (7) of the buoyant body generated when at rated speed in the upper extreme position, the rotor blade nose (8b) with the angle α > 0 ° and the rotor blade tip with the angle β < 0 °, in each case based on the tangent direction (23b) of the circulating track (23a), are employed. In Fig. 10, the two counter-30 driven buoyancy bodies are shown with the optimum for generating a maximum buoyancy force at nominal speed employment of the rotor blades in the different positions in detail. Fig. 10a (detail W of Fig. 10) shows the angular relationships of the rotor blade nose and rotor blade tip upon entering the upper orbit after leaving the neutral vertical position. Fig. 10b (detail X of Fig. 10) shows the angular ratios of the rotor blade nose and rotor blade tip in the upper extreme position of the orbit, Fig. 10c (detail Y of Fig. 10) shows the angular relationships of the rotor blade nose and rotor blade tip in the upper orbit before entering the neutral vertical position, Fig. 10d (detail Z of Fig. 10) shows the Angular relationships of the rotor blade nose and rotor blade tip in the lower extreme position of the orbit. 40
Eine vereinfachte Variante eines Auftriebskörpers ist in Fig. 11 dargestellt. Diese Variante unterscheidet sich von der zuvor beschriebenen dadurch, dass die Rotorblätter (8) einteilig um eine Schwenkachse schwenkbar ausgeführt sind und mechanisch mit Hilfe eines Kopplungsgliedes (28), welches als Gestänge oder einer sonstigen Konstruktion, zur Übertragung von 45 Zug- und Druckkräften, ausgeführt sein kann, angesteuert werden können. In einer bevorzugten Ausführungsvariante wird das Kopplungsglied in einer speziellen Kulisse (29, 30), die in den beiden Endscheiben (2a-2b, ... 5a-5b) untergebracht ist, derart geführt, dass, zur Erzeugung einer optimalen Auftriebskraft bei Nenndrehzahl, während einer vollen Umdrehung des Auftriebskörpers (2, 3, 4, 5) um die Drehachse (7) mit der Drehrichtung (20) und dem jeweils aktu-50 eilen Drehwinkel δ (31) das Rotorblatt (8) in der oberen Extremlage mit dem Winkel α’ (21c), in der unteren Extremlage mit dem Winkel α" (21 d) > α' (21c) und in den beiden seitlichen Extremlagen jeweils vertikal, d. h. parallel zur Tangentenrichtung der Umlaufkreisbahn (23a), angestellt werden kann. Seitenkräfte zur Erzeugung einer Seitwärtsbewegung bzw. einer Drehbewegung um die Vertikalachse des Fluggerätes werden durch eine entsprechende Verstellung der Kulisse se (29, 30) in Querrichtung (27x) erreicht, wobei unter Beibehaltung der Drehzahl des Auftriebs- 8 !- AT 501 864 B1 körpers die Auftriebskräfte unverändert bleiben. Eine Beeinflussung der Auftriebskräfte ist durch Verstellung der Kulisse (29, 30) durch Veränderung der Mittelpunktslage (27) in Vertikalrichtung (27z) vorgesehen. Die Mittelachse (27y) liegt parallel zur Drehachse (7). Ein Fluggerät, ausgerüstet mit einem Auftriebskörper gemäß dieser Ausführungsvariante wäre sogar vollständig 5 mechanisch steuerbar.A simplified variant of a buoyant body is shown in FIG. 11. This variant differs from the previously described in that the rotor blades (8) are designed to be pivotable integrally about a pivot axis and mechanically by means of a coupling member (28), which as linkage or other construction, for the transmission of 45 tensile and compressive forces, can be executed, can be controlled. In a preferred embodiment, the coupling member in a special gate (29, 30), which is housed in the two end plates (2a-2b, ... 5a-5b), guided such that, for generating an optimal buoyancy force at rated speed, during a full rotation of the buoyant body (2, 3, 4, 5) about the axis of rotation (7) with the direction of rotation (20) and the respective current rotational angle δ (31), the rotor blade (8) in the upper extreme position with the Angle α '(21c), in the lower extreme position with the angle α " (21d) > α '(21c) and in the two lateral extreme positions each vertical, d. H. parallel to the tangent direction of the circulating loop (23a), can be made. Side forces for generating a sideways movement or a rotational movement about the vertical axis of the aircraft are achieved by a corresponding adjustment of the linkage se (29, 30) in the transverse direction (27x), while maintaining the rotational speed of the buoyancy body the buoyancy forces remain unchanged. An influencing of the buoyancy forces is provided by adjusting the link (29, 30) by changing the center point position (27) in the vertical direction (27z). The central axis (27y) is parallel to the axis of rotation (7). An aircraft equipped with a buoyant body according to this embodiment would even be completely mechanically controllable.
Eine stabile Gleichgewichtslage (Fig. 12 bis Fig. 12b) in der Luft ist dadurch gegeben, dass jeder einzelne Auftriebskörper (2, 3, 4, 5) individuelle Auftriebskräfte Ai bis A4 (35a, 35b, 35c und 35d) erzeugen kann und damit ein Gleichgewichtszustand zum Gesamtmassenschwer-10 punkt S (32) der Gesamtmasse m (33) bzw. zu den Hauptteilmassenschwerpunkten (32a) der Teilmasse aus Pilotenkanzel nii (33a), mit dem Teilschwerpunktsabstand S1 (34a), und (32b) der Teilmasse aus dem rückwärtigen Bereich des Fluggerätes m2 (33b), mit dem Teilschwerpunktsabstand s2 (34b), und dem seitlichen Schwerpunktsabstand s3 (34c) des Gesamtmassenschwerpunkt S (32) der Gesamtmasse m (33) zu jeder Situation hergestellt werden kann. 15 Damit kann jederzeit auch auf sich verändernde Gleichgewichtslagen reagiert werden.A stable equilibrium position (FIGS. 12 to 12b) in the air is given by the fact that each individual buoyant body (2, 3, 4, 5) can generate individual buoyancy forces Ai to A4 (35a, 35b, 35c and 35d) and thus an equilibrium state to the total mass-heavy point S (32) of the total mass m (33) or to the main body mass centers (32a) of the partial mass of Pilotenkanzel nii (33a), with the partial center of gravity distance S1 (34a), and (32b) of the partial mass of the Rear area of the aircraft m2 (33b), with the partial center of gravity distance s2 (34b), and the lateral center of gravity distance s3 (34c) of the total mass center of gravity S (32) of the total mass m (33) can be prepared for each situation. 15 This allows you to react to changing equilibrium situations at any time.
Nach Erreichen einer definierten Höhenposition, die mittels der rotierenden Auftriebskörper (2, 3, 4, 5) eingenommen werden kann, ist ein Übergang von einem Schwebezustand in eine langsame Vorwärtsbewegung bzw. Rückwärtsbewegung dadurch möglich, dass das Fluggerät eine 20 Neigungslage (Fig. 13) einnimmt und aus der resultierenden Auftriebskraft (35a, 35b) der Auftriebskörper eine Kraftkomponente (35a\ 35b') abgeleitet werden kann, die eine Vorwärts- bzw. Rückwärtsbeschleunigung ermöglicht, während die vertikale Kraftkomponente (35a", 35b") das Fluggerät weiterhin vertikal im Gleichgewicht hält. 25 Eine Bewegung des Fluggerätes quer zur Längsachse ist im Schwebezustand durch eine spezielle Anstellung der Rotorblätter zur Tangentenrichtung (23b) der Bewegungsbahn (23a) der Rotorblätter möglich. In Fig. 14 ist eine Querbewegung mit der Geschwindigkeit v„ (36) dargestellt, die dadurch erreicht wird, dass gemäß Fig. 14a die Rotorblätter in der Position der vertikalen Extremlage in eine entsprechende Neigungslage (21) gebracht werden, sodass von einer 30 Richtung Luft angesaugt (18a) und quasi quer durch das Fluggerät ausgepresst (19b) wird; auch hier ist die Tragflügeltheorie anzuwenden. In Fig. 14b ist die Rotorblattstellung in einer neutralen Lage dargestellt, während gemäß Rotorblattanstellung nach Fig. 14c auf das Fluggerät eine Kraftkomponente Fq (22) von der Drehachse weg ausgeübt werden würde und eine Bewegung mit der Geschwindigkeit vx (36) von rechts nach links zur Folge hätte und gern. 35 Darstellung nach Fig. 14d auf das Fluggerät eine Kraftkomponente Fq (22) in entgegen gesetzter Richtung, in Richtung der Drehachse ausgeübt werden würde und eine Bewegung mit der Geschwindigkeit vx (36) von links nach rechts zur Folge hätte. Durch paarweise gegensinnige Erzeugung der Kraftkomponenten Fq (22) im vorderen und rückwärtigen Bereich des Auftriebskörpers gemäß Fig. 15, kann eine Drehbewegung (36a) im Schwebezustand um die Vertikal-40 achse (1b) des Fluggerätes im bzw. gegen den Uhrzeigersinn erreicht werden.After reaching a defined height position, which can be assumed by means of the rotating buoyancy bodies (2, 3, 4, 5), a transition from a suspended state to a slow forward movement or backward movement is possible in that the aircraft has a tilt position (FIG ), and from the resulting buoyancy force (35a, 35b) of the buoyancy bodies, a force component (35a \ 35b ') allowing for forward and reverse acceleration, respectively, while the vertical force component (35a ", 35b") continues vertical movement of the aircraft keeps in balance. A movement of the aircraft transversely to the longitudinal axis is possible in the suspended state by a special adjustment of the rotor blades to the tangent direction (23b) of the movement path (23a) of the rotor blades. In Fig. 14, a transverse movement at the speed v "(36) is shown, which is achieved in that, according to Fig. 14a, the rotor blades are brought in the position of the vertical extreme position in a corresponding inclination position (21), so that from a 30 direction Sucked air (18a) and pressed almost across the aircraft (19b) is; here too the wing theory has to be applied. In Fig. 14b, the rotor blade position is shown in a neutral position, while according to the rotor blade position of Fig. 14c on the aircraft a force component Fq (22) would be exerted away from the axis of rotation and a movement at the speed vx (36) from right to left and would like to. As shown in FIG. 14d, a force component Fq (22) would be exerted on the aircraft in the opposite direction, in the direction of the axis of rotation, and would result in a movement at speed vx (36) from left to right. By oppositely opposing generation of the force components Fq (22) in the front and rear of the buoyant body of FIG. 15, a rotational movement (36a) in the floating state about the vertical axis 40 (1b) of the aircraft can be achieved clockwise or counterclockwise.
Die gleichen wie zuvor beschriebenen Effekte und Manöver lassen sich auch dann erreichen, wenn anstatt vier nur zwei paarweise gegenläufig angeordnete Auftriebskörper (2, 3) eingesetzt werden, die jedoch mit einer doppelten Länge 2L (8d) ausgeführt werden (Fig. 16). Bei dieser 45 Ausführungsvariante sind die Rotorblätter elastisch um die Schwenkachse (8a) deformierbar. Die Rotorblattnase (8b) und die Rotorblattspitze (8c) können parallel an beiden Enden verschoben werden oder unterschiedlich. In Fig. 16a ist eine neutrale Lage des Rotorblattes (Schnitt ll-ll von Fig. 16) dargestellt, wie sie bei einer gegensinnigen Verschiebung der beiden Enden des Rotorblattes gern. Fig. 16b (Schnitt l-l von Fig. 16) und Fig. 16c (Schnitt lll-lll von Fig. 16) 50 entsteht. Damit ist es möglich, bei einer Ausführungsvariante mit nur zwei gegensinnig rotierenden Auftriebskörpern, unterschiedliche Schwerpunktslagen im Flug zu korrigieren, Vorwärts-und Rückwärtsbewegungen mit geringer Fluggeschwindigkeit auszuführen und Drehbewegungen um die Vertikalachse ausführen zu können. 55 Bei genügend großer Verstellmöglichkeit der Schwenkbewegung des Rotorblattes ist im Sink- 9 AT 501 864 B1 flug nach einem z. B. Ausfall eines Antriebsaggregates oberhalb einer kritischen Flughöhe eine Autorotation der Auftriebskörper und dadurch ein sicherer Landevorgang möglich. Fig. 17 zeigt die entsprechenden Anstellungswinkel α (21) der Rotorblätter und den Relativluftstrom (41) sowie die Rotationsrichtung (20) der Auftriebskörper, wenn das Fluggerät mit der Sinkge-5 schwindigkeit (40) im freien Fall in vertikaler Richtung nach unten fällt.The same effects and maneuvers as described above can be achieved even if instead of four four buoyancy bodies (2, 3) arranged in pairs in opposite directions are used, but which are executed with a double length 2L (8d) (FIG. 16). In this embodiment 45, the rotor blades are elastically deformable about the pivot axis (8a). The rotor blade nose (8b) and the rotor blade tip (8c) can be displaced in parallel at both ends or differently. In Fig. 16a, a neutral position of the rotor blade (section ll-ll of Fig. 16) is shown as they like in an opposite direction displacement of the two ends of the rotor blade. Fig. 16b (section l-l of Fig. 16) and Fig. 16c (section III-III of Fig. 16) 50 is formed. This makes it possible, in a variant with only two counter-rotating buoyancy bodies, to correct different center of gravity positions in flight, to carry out forward and backward movements with low airspeed and to be able to execute rotational movements about the vertical axis. 55 If the pivoting movement of the rotor blade is sufficiently large, it is possible to fly in the descending flight after a z. B. failure of a drive unit above a critical altitude autorotation of the buoyancy and thus a safe landing process possible. Fig. 17 shows the corresponding angles of incidence α (21) of the rotor blades and the relative air flow (41) and the direction of rotation (20) of the buoyancy bodies, when the aircraft with the Sinkge-5 speed (40) falls in free fall in the vertical direction downwards.
Eine weitere Ausführungsvariante eines Fluggerätes mit zwei gegensinnig rotierenden Auftriebskörpern (2, 3) ist in Fig. 18 dargestellt, wobei Fig. 18a eine Seitenansicht und Fig. 18b eine Frontansicht zeigt. Die beiden gegensinnig rotierenden Auftriebskörper sind entlang der io Mittelachse des Fluggerätes entlang einer gemeinsamen Drehachse hintereinander angeordnet. Fig. 18c zeigt einen Schnitt l-l von Fig. 18a, worin die Lagerung der Drehachse der Auftriebskörper und die Seitenschutzverkleidung dargestellt sind. Fig. 18d zeigt den Schnitt ll-ll von Fig. 18a und Fig. 18e den Schnitt lll-lll von Fig. 18a woraus die Anordnung und Drehrichtung der beiden hintereinander liegenden Auftriebskörper ersichtlich sind, in der Darstellung für einen 15 üblichen Schwebezustand bzw. Steigflug. Fig. 18f zeigt den Schnitt ll-ll von Fig. 18a und Fig. 18g zeigt den Schnitt lll-lll von Fig. 18a in der Stellung der Rotorblätter zur Erreichung der Autorotation im freien Sinkflug nach z. B. Ausfall eines Antriebsaggregates.A further embodiment of an aircraft with two counter-rotating buoyancy bodies (2, 3) is shown in Fig. 18, wherein Fig. 18a shows a side view and Fig. 18b shows a front view. The two oppositely rotating buoyancy bodies are arranged along the io central axis of the aircraft along a common axis of rotation behind one another. Fig. 18c shows a section I-I of Fig. 18a, wherein the support of the axis of rotation of the buoyancy bodies and the side protection panel are shown. Fig. 18d shows the section II-II of Fig. 18a and Fig. 18e the section III-III of Fig. 18a from which the arrangement and direction of rotation of the two successive buoyancy bodies are visible, in the representation for a usual floating state or climb , Fig. 18f shows the section II-II of Fig. 18a and Fig. 18g shows the section III-III of Fig. 18a in the position of the rotor blades to achieve autorotation in the free descent to z. B. failure of a drive unit.
Fig. 19 zeigt eine weitere Ausführungsvariante eines Fluggerätes, geeignet für den vertikalen 20 Start- und Landevorgang, ausgeführt jedoch mit Auftriebskörpern (36, 37, 38, 39), die als Querstromrotoren ausgebildet sind. Fig. 19a zeigt die Draufsicht eines derartigen Fluggerätes und Fig. 19b eine Darstellung gern. Schnitt l-l von Fig. 19. Bei dieser Ausführungsvariante sind so genannte Querstromrotoren im Einsatz, die mit äußeren Strömungsleiteinrichtungen (6) versehen sind, die entsprechend verstellbar angeordnet sind und damit wiederum eine schier unbe-25 grenzte Manövrierbarkeit (Vorwärtsbewegung, Rückwärtsbewegung, Querbewegung, Drehbewegung um die Vertikalachse) erreichen lassen. Diese Auftriebskörper, ausgeführt als Querstromrotoren bestehen aus jeweils zwei runden Endscheiben, die eine Vielzahl von Rotorflügeln (36a, 37a) tragen und um eine Drehachse rotieren. In einer bevorzugten Ausführungsvariante sind zur Erhöhung von strömungstechnischen Wirkungsgraden, in jeweils einen äußeren Quer-30 stromrotor (36) ein innerer kleinerer Querstromrotor (37), mit gegenläufiger Drehrichtung, eingefügt.Fig. 19 shows a further embodiment of an aircraft, suitable for vertical take-off and landing, but designed with buoyancy bodies (36, 37, 38, 39), which are designed as cross-flow rotors. Fig. 19a shows the plan view of such an aircraft and Fig. 19b like a representation. Section ll of Fig. 19. In this embodiment, so-called cross-flow rotors are in use, which are provided with outer Strömungsleiteinrichtungen (6), which are arranged correspondingly adjustable and thus in turn a virtually unrestricted maneuverability (forward movement, backward movement, transverse movement, rotational movement around the vertical axis). These buoyancy bodies, embodied as cross-flow rotors, each consist of two round end disks, which carry a large number of rotor blades (36a, 37a) and rotate about an axis of rotation. In a preferred embodiment, an inner smaller transverse flow rotor (37), with opposite direction of rotation, are inserted in each case an outer transverse rotor 30 (30) in order to increase flow-related efficiencies.
Bedingt durch die Tatsache, dass oberhalb des Fluggerätes keine rotierenden Aggregate vorhanden sind, ist dem Piloten im Bedarfsfall ein gefahrloses und sicheres Verlassen des Flugge-35 rätes auch mittels Schleudersitz möglich. Weiters kann gemäß Fig. 20 oberhalb des Fluggerätes auch ein als Aufklärungsgerät (43) bezeichnetes Aggregat (Radar, optischer Sensor, ...) vorgesehen sein, welches bei Bedarf, im Schwebezustand des Fluggerätes, mittels einer flexiblen Verbindung (44) vertikal in die Höhe verbracht (45) und anschließend wieder eingezogen werden kann. Dies ist u. a. dann sinnvoll, wenn mit dem Fluggerät im militärischen Einsatz ein 40 Unterfliegen feindlicher Radarstrahlen hinter schützender Deckungen im Gelände oder in Gebäudefluchten erreicht werden soll, und zur Erfassung der militärischen Situation z. B. hinter einer schützenden Geländeformation, anstatt eines kurzfristigen gefahrvollen „Auftauchens“ nur das Aufklärungsgerät (43) vertikal in die Höhe geschossen, die militärische Situation erfasst und anschließend das Aufklärungsgerät mit der flexiblen Verbindung wieder sicher in den Rumpf 45 des Fluggerätes eingebracht wird.Due to the fact that there are no rotating units above the aircraft, the pilot is also able to leave the aircraft safely and safely by means of an ejection seat if necessary. Furthermore, as shown in FIG. 20 above the aircraft also as a reconnaissance device (43) designated aggregate (radar, optical sensor, ...) may be provided which, if necessary, in the floating state of the aircraft, by means of a flexible connection (44) vertically in the Height spent (45) and then recovered. This is u. a. then makes sense if the aircraft in military use 40 underflying enemy radar beams behind protective coverings in the field or in building fills is to be achieved, and to capture the military situation z. B. behind a protective terrain formation, instead of a short-term dangerous "emergence" only the reconnaissance unit (43) shot vertically up, recorded the military situation and then the reconnaissance device with the flexible connection is again securely inserted into the fuselage 45 of the aircraft.
Die vorliegende Erfindung beschreibt ein Fluggerät, welches die Möglichkeit eines senkrechten Starts und einer senkrechten Landung aufweist, eine fast unbegrenzte Manövrierbarkeit im Schwebezustand erlaubt, eine hohe Reisegeschwindigkeit bei gleichzeitiger Treibstoffökonomie so bietet, dem Piloten im Bedarfsfall ein sicheres Verlassen des Fluggerätes ermöglicht und ein flexibel angeordnetes Aufklärungsgerät oberhalb des Fluggerätes unterbringt. 55The present invention describes an aircraft which has the possibility of a vertical take-off and a vertical landing, allows an almost unlimited maneuverability in limbo, offers a high cruising speed with simultaneous fuel economy, allowing the pilot to leave the aircraft safely when needed and a flexibly arranged one Reconnaissance device above the aircraft accommodates. 55
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