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Die
Erfindung bezieht sich auf einen Hubschrauber mit wenigstens zwei
koaxialen Hauptrotoren nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs
1. Die Erfindung betrifft ferner ein Verfahren zum Steuern eines
Hubschraubers gemäß dem Oberbegriff des
Patentanspruchs 14.
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Für kleine
Drehflügel-Fluggeräte wie beispielsweise
Beobachtungsdrohnen, die auch innerhalb von Gebäuden eingesetzt werden können, gelten
insbesondere folgende allgemeine Anforderungen:
- – Geringe
Lärmemission,
um einen möglichst
unbemerkten Einsatz durchführen
zu können;
- – geringe
Abmessungen, um auch durch enge Öffnungen,
wie z.B. Fenster- oder Türspalte,
fliegen zu können;
- – hohe
Steuerautorität,
wie z.B. eine hohe Steuerkraft, und hohe Steueragilität, um trotz
starker beispielsweise in der Nähe
von Gebäuden
auftretender Windturbulenzen und -scherungen eine präzise Bahnführung zu
ermöglichen;
- – Anstoßschutz,
um bei in der Praxis unvermeidlichen Kollisionen mit Hindernissen
den Einsatz fortführen
zu können;
- – hohe
Energieeffizienz und geringe Strukturmasse, um eine lange Einsatzdauer
bzw. Missionsdauer zu ermöglichen;
- – inhärent neutrales
Flugverhalten des Fluggeräts bei
Winden und Turbulenzen, um eine präzise Flugführung zu ermöglichen;
- – hohe
maximale Fluggeschwindigkeiten relativ zur Luft, um den Einsatz
auch bei höheren
Windgeschwindigkeiten zu ermöglichen;
- – Robustheit
und einfacher Aufbau, um den Wartungsaufwand möglichst gering zu halten.
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Ein
Fluggerät
der eingangs erwähnten
Art ist aus der Praxis als bemannte oder unbemannte kompakte Hubschrauberkonfiguration
in Koaxialanordnung bekannt. Aufgrund ihrer stets gegenläufig rotierenden
Rotoren benötigen
diese Fluggeräte
im Unterschied zu einem herkömmlichen
Hubschrauber keinen Ausleger mit Heckrotor, der den benötigten Drehmomentenausgleich
erzeugt. Die bekannten koaxialen Fluggeräte in Form von Hubschrauberkonfigurationen
weisen üblicherweise
eine kollektive und/oder zyklische Rotorblattverstellung, zumindest aber
eine zyklische Rotorblattverstellung auf. Derartige Fluggeräte haben
den Nachteil eines komplexen Rotorkopfes, welcher ein relativ hohes
Gewicht aufweist und wenig robust, außerdem spielbehaftet, verschleißanfällig und
daher wartungsaufwändig
ist. Außerdem
kann bei derartigen Fluggeräten
der maximal mögliche
Auftrieb des Rotors nicht vollständig
ausgenutzt werden, da am Rotorblatt stets eine Auftriebsreserve
als Manövrierintervall
für die
Steuerung des Hubschraubers nötig
ist. Insofern ist ein zyklisch angesteuerter Koaxialhubschrauber
beispielsweise für den
Einsatz als so genannte Kleindrohne wenig geeignet.
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Ferner
ist eine Koaxial-Hubschrauberkonstruktion aus der Praxis bekannt,
die ausschließlich über Schwerpunktverlagerung
gesteuert wird. Bei einer derartigen Steuerkonstruktion ist die
vorerwähnte Steuerautorität in praktischen
Anwendungsfällen häufig nicht
ausreichend.
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Ferner
sind Fluggeräte
mit Planaren 4-Rotor-Konfigurationen bekannt, die sich auf der einen Seite
zwar durch eine robuste, einfache Konfiguration auszeichnen, auf
der anderen Seite aber insofern nachteilig sind, als der Flächenausnutzungsgrad
hinter demjenigen einer gleich großen Koaxialkonfiguration zurück bleibt.
Es ist klar, dass bei der so genannten 4-Rotor-Konfiguration zwischen
den nebeneinander liegenden Rotorumlaufkreisen zwangsläufig Lücken verbleiben,
die sich auf den vorerwähnten Flächenausnutzungsgrad
nachteilig auswirken. Auch bei dem letztgenannten Fluggerät kann der
Maximalauftrieb der einzelnen Antriebe nicht voll ausgenutzt werden,
da eine Steuerreserve vorzusehen ist. Da sich die einzelnen Rotoren,
die kleiner als bei einer Koaxialkonfiguration ausgebildet sein
können,
dann schneller drehen müssen,
um den gleichen Auftrieb bereit zu stellen, ist auch das abgestrahlte
Fluggeräusch
höherfrequent
und lautstärker.
Weiterhin ist die Abströmung
jedes einzelnen Rotors mit einem Drall behaftet, wodurch die Energieeffizienz
eines solchen Fluggeräts
herabgesetzt ist. Im Gegensatz zu einer koaxialen Fluggeräte-Konfiguration
ist der Drall im Rotorabstrom bei einer planaren Fluggeräte-Konfiguration
nicht ausgeglichen. Es geht somit Energie durch großvolumige
Wirbel verloren.
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Außerdem ist
ein Fluggerät
in einer so genannten planaren 3-Rotor-Konfiguration bekannt, bei welcher
drei Rotoren für
den Auftrieb und die Steuerung zum Einsatz kommen. Die vorerwähnten, im
Zusammenhang mit einem Fluggerät
in der 4-Rotor-Konfiguration
beschriebenen Nachteile gelten auch für das letztgenannte Fluggerät. Ferner
kann letzteres nicht auf der Stelle schweben, da das Drehmoment
durch die drei Rotoren in keinem Betriebsfall völlig ausgeglichen ist.
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Aus
der WO 2004/103814 A1 ist ein Drehflügler mit zwei koaxial zueinander
angeordneten Hauptrotoren bekannt, wobei die Hauptrotoren bzgl. einer
Hauptrotorwelle verkippbar angeordnet sind. Ein Anstellwinkel der
Rotorblätter
der Hauptrotoren ist am äußeren Abschnitt
relativ zur Rotorebene fixiert und am inneren Abschnitt relativ
zu einer Referenzebene senkrecht zur Hauptrotorachse fixiert. Zusammen
mit einer tiefen Schwerpunktlage wird eine passive Eigenstabilität erzielt.
Zusätzlich
ist ein doppelt ausgeführter
Heckrotor für
eine Giersteuerung vorgesehen, welcher zusätzlich eine Nicksteuerfunktion
aufweist. Durch die passive Stabilität kann zwar auf eine elektronische
oder mechanische Fluglagestabilisierung verzichtet werden, jedoch
ergibt sich als wesentlicher Nachteil, dass keine hohen Fluggeschwindigkeiten
erreicht werden können.
Ein wesentlicher Nachteil dieses Drehflüglers ist es jedoch, dass keinerlei
Rollsteuerung möglich
ist. Um die Flugrichtung zu ändern
muss zuerst das Heck mit dem Heckrotor gedreht werden und anschließend ein
Nickmoment eingesteuert werden.
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Der
Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Fluggerät der eingangs
erwähnten
Art zu schaffen, das bei einfacher Bauform leicht zu handhaben und
umfassend und effizient einsetzbar ist. Der Erfindung liegt ferner
die Aufgabe zugrunde ein Verfahren der o.g. Art zu verbessern.
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Diese
Aufgabe wird erfindungsgemäß bei einem
Hubschrauber der o.g. Art mit den in Patentanspruchs 1 gekennzeichneten
Merkmalen und bei einem Verfahren der o.g. Art mit den in Anspruch
14 gekennzeichneten Merkmalen gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen
der Erfindung sind in den abhängigen
Ansprüchen
beschrieben.
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Bei
einem Hubschrauber der o.g. Art ist es erfindungsgemäß vorgesehen,
dass zusätzlich
wenigstens drei Steuerantriebe beabstandet von der Hauptrotorachse
vorgesehen sind.
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Dies
hat den Vorteil, dass die drei zusätzlichen Steuerantriebe zusammen
mit den Antriebseinrichtungen der Hauptrotoren eine äußerst präzise Steuerung
des Hubschraubers, eine hohe Steuerautorität sowie eine hohe Steueragilität ermöglichen. Eine
ansonsten notwendige zyklische Ansteuerung der Rotorblätter der
Hauptrotoren wird durch die zusätzlichen
Steuerantriebe ersetzt. Bei kompakten Abmessungen ermöglicht dieser
Hubschrauber eine hohe Tragfähigkeit
und damit eine hohe Nutzlastkapazität. Durch die vorerwähnte Anordnung
der wenigstens drei zusätzlichen
Steuerantriebe außen
am Fluggerät,
d.h. in einer Ebene parallel zur Rotorebene beabstandet vom Schwerpunkt
des Hubschraubers, ist es möglich, über einen
Hebelarm zum Schwerpunkt des Fluggeräts mittels eines erzeugten Schubes
effektiv ein Steuermoment in Form eines Nick- und Rollmomentes aufzubringen.
Aufgrund der genannten zumindest drei Steuerantriebe ist es bei dem
erfindungsgemäßen Fluggerät nicht
erforderlich, die koaxial angeordneten Hauptrotoren zyklisch anzusteuern,
um Nick- und Rollmomente zu erzeugen. Eine derartige Ansteuerung
der Hauptrotoren kann also erfindungsgemäß entfallen, so dass eine einfache
Konstruktion der Rotorköpfe
der Hauptrotoren erzielt wird. Ferner ist es mit drei zusätzlichen Steuerantrieben
durch geeignete Ansteuerung bei der Erzeugung von Nick- bzw.
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Rollmomenten
möglich,
dass diese Momente keinen Beitrag zur einer Höhensteuerung liefern, so dass
Steuerbewegungen um die Nick- bzw. Rollachse keinen Ausgleich bei
der Höhensteuerung
erfordern.
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Vorteilhafterweise
hat jeder Steuerantrieb einen Rotor und eine Antriebseinrichtung,
wobei sämtliche
Rotoren, also auch die wenigstens zwei Hauptrotoren, so genannte
2-Blatt-Rotoren, 3-Blatt-Rotoren, 4-Blatt-Rotoren oder Mehrblatt-Rotoren
sein können.
Derartige Rotoren sind einfach ausgebildet und daher kostengünstig herstellbar.
Insofern sind derartige Rotoren auf dem Markt leicht und kostengünstig verfügbar.
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Erfindungsgemäß führen die
zumindest drei Steuerantriebe ein Steuern des Fluggeräts um die Längs- und
Querachse (Rollen, Nicken) herbei. Damit können die Funktionen "Rollen" und "Nicken" ausschließlich durch
die wenigstens drei Steuerantriebe realisiert werden. Die wenigstens
drei Steuerantriebe können
im Vergleich zu den Hauptrotoren und deren Antriebseinrichtungen
relativ klein ausgebildet sein.
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Vorteilhafterweise
sind die Antriebseinrichtungen der Steuerantriebe getriebelose Elektromotoren
und die Antriebseinrichtungen für
die Hauptrotoren Außenläufermotoren
mit großem
Durchmesser und flacher Bauweise, vorzugsweise Scheibenläufer. Derartige
Motoren minimieren das Antriebsgeräusch, weisen nur eine geringe
Masse auf und vermeiden weitgehend mögliche Fehler- und Verschleißquellen. Die
genannten Außenläufermotoren
ermöglichen, das
für den
jeweiligen Rotor benötigte
Drehmoment mit minimalem Masseneinsatz erzeugen zu können.
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Gemäß einer
anderen Weiterbildung der Erfindung weisen die Antriebseinrichtungen
der Hauptrotoren fest mit der Fluggerätekonstruktion verbundene Statoren
auf, die jeweils mit einer Hohlwelle versehen sind, wobei an den
Hohlwellen vorzugsweise Nutzlastplattformen befestigt sind. Dadurch
ist es möglich,
an dem erfindungsgemäßen Fluggerät eine zentrale
obere oder untere Nutzlastplattform mit minimalem Masseneinsatz
realisieren zu können.
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Vorteilhafterweise
sind die Ebenen der Hauptrotoren nahe zusammengelegt und befindet sich
der Schwerpunkt des Fluggeräts
zwischen diesen Ebenen. Dadurch sind die Hebelarme der Rotorköpfe zum
Schwerpunkt des Fluggeräts
gering, und es können
durch geneigte Rotorebenen nur geringe Störmomente aufgeprägt werden.
Bei gleichartigen Auslenkungen der beiden Rotorebenen heben sich durch
die mittige Schwerpunktlage die Momente sogar auf. Durch diese Maßnahmen
erreicht das erfindungsgemäße Fluggerät hohe Fluggeschwindigkeiten.
Ferner ist es wenig anfällig
für Böen, und
die vorerwähnten
Roll- und Nicksteuerantriebe können
klein und leicht ausführbar
ausgebildet sein. Auswirkungen der so genannten Auftriebsresultierenden
der einzelnen Hauptrotoren können
dadurch minimiert werden. Ziel der Auslegung des Fluggerätes, insbesondere
der Auslegung von Rotoren, Rotorkopf und Schwerpunktlage, ist es
ein möglichst
neutralstabiles Fluggerät
zur Verfügung
zu stellen, das über
eine elektronische Regelung stabilisiert wird.
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Gemäß einer
anderen Weiterbildung der Erfindung ist ein mechanischer Anstoßschutz
vorgesehen, dessen mechanische Ausdehnung in Richtung parallel zu
den Hauptrotoren größer ist
als der Durchmesser der Hauptrotoren. Dieser mechanischer Anstoßschutz
ist bevorzugt oberhalb des Schwerpunktes des Fluggeräts angeordnet.
Ein derartiger Anstoßschutz
ermöglicht
beim Anstoßen
des Fluggeräts
an ein Hindernis das Auftreten eines Momentes auf das Fluggerät. Durch
ein solches Moment wird eine Neigung des Fluggeräts und damit eine Schubrichtungsänderung
und Beschleunigung weg vom Hindernis initiiert. Sofern der Betrieb
des Fluggeräts fern
von Hindernissen stattfindet, kann der vorgenannte Anstoßschutz
auch entfallen. Der genannte Anstoßschutz hat vorteilhafterweise
keine strukturell tragende Funktion.
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Zweckmäßigerweise
ist ein elektronischer Anstoßschutz
vorgesehen, der fest installierte und/oder bewegliche Sensoren aufweist.
Die Sensoren sind beispielsweise Abstandssensoren, insbesondere
Ultraschallsensoren und/oder Laser-Distanzsensoren, und/oder optische
Triangulationssensoren.
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Gemäß einer
besonders bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung weisen die Hauptrotoren Schlaggelenke, vorzugsweise
schräge
Schlaggelenke wie Delta-3- Schlaggelenke,
auf. Jeder Hubschrauberrotor erzeugt bei einer seitlichen Anströmung aufgrund
einer entstehenden unsymmetrischen Auftriebsverteilung ein Moment.
Der Momentenanteil um die Längsachse
des Fluggeräts
selbst ist dadurch ausgeglichen, dass sich die Momente des oberen
und des unteren Rotors aufheben, da diese aufgrund der Gegenläufigkeit
der Rotoren entgegengesetzt gerichtet sind. Die Momentenanteile
um die Querachse sind jedoch nicht ausgeglichen. Diese Störmomente
sind für
die Steuerung des Fluggeräts hinderlich
und machen dieses anfällig
für Flugbahnstörungen durch
Böen. Die
genannten Schlaggelenke ermöglichen
ein freies Auf- und Abbewegen des jeweiligen Rotorblattes. Solche
Schlaggelenke gewährleisten
ein mechanisch momentenfreies Entkoppeln zwischen dem jeweiligen
Rotor und dem verbleibenden Teil des Fluggeräts. Das Ausweichen der Hauptrotoren
aus der Hauptdrehebene kann durch ein vorerwähntes Delta-3-Schlaggelenk reduziert werden.
Dieses kann, wie erwähnt,
so ausgeführt sein,
dass die Achse des Schlaggelenks nicht rechtwinklig zur Schlagbewegung
sondern leicht verdreht bzw. versetzt dazu angeordnet ist. Dadurch
wird abhängig
vom Schlagwinkel der Anstellwinkel der Rotorblätter reduziert, um die Schlagbewegung
minimieren zu können.
Die verbleibenden Auslenkungen der Rotorebenen bewirken, dass die
Auftriebsresultierenden der Rotorebenen nicht durch den Schwerpunkt
des Fluggeräts
gehen und somit ein Moment um den Schwerpunkt des Fluggeräts verbleibt.
Um diese Auswirkungen zu minimieren, sind, wie zuvor erwähnt, die
Rotorebenen nahe zusammengelegt und der Schwerpunkt des Fluggeräts befindet
sich zwischen den beiden Hauptrotorebenen.
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Bei
einem Verfahren der o.g. Art ist es erfindungsgemäß vorgesehen,
dass zum Erzeugen eines Rollmoments eine Antriebskraft an wenigstens
einer ersten Stelle des Hubschraubers beabstandet von der Hauptrotorachse
und zum Erzeugen eines Nickmomentes eine Antriebskraft an wenigstens
einer zweiten Stelle des Hubschraubers beabstandet von der Hauptrotorachse
und beabstandet von der ersten Stelle erzeugt wird.
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Dies
hat den Vorteil, dass unabhängig
von den Hauptrotoren und ohne diese zyklisch ansteuern zu müssen über einen
Hebelarm zum Schwerpunkt des Fluggeräts mittels eines erzeugten
Schubes an den ersten und zweiten Stellen effektiv ein Steuermoment
in Form eines Nick- und Rollmomentes erzeugt werden kann. Diese
Steuerfunktionen sind leicht und einfach sowie mit geringem Energieaufwand
realisierbar, wobei sich gleichzeitig eine Vereinfachung der mechanischen
Konstruktion der Rotorköpfe
der Hauptrotoren ergibt, da hier eine zyklische Ansteuerung der
Hauptrotorblätter
entfallen kann. Mit anderen Worten wird eine ansonsten notwendige
zyklische Ansteuerung der Rotorblätter der Hauptrotoren durch
die zusätzlichen
Steuerantriebe ersetzt.
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Ein
Gieren des Hubschraubers wird durch einen Drehzahlunterschied der
beiden Hauptrotoren erzeugt und ein Steigen und/oder Sinken des
Hubschraubers wird über
eine gleichsinnige Drehzahlvariation beider Hauptrotoren erzeugt.
Damit ist den Hauptrotoren neben den Funktionen "Steigen" und "Sinken" auch die Funktion "Gieren" zugeordnet. Dadurch ist es nicht mehr
erforderlich, die koaxial angeordneten Hauptrotoren kollektiv anzusteuern,
wodurch sich eine weitere Vereinfachung der Rotorköpfe der
Hauptrotoren ergibt.
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Um
durch die Schubkräfte
der zumindest zwei Steuerantriebe keine zusätzliche Verkoppelung in die
Höhensteuerung
des Fluggeräts
einzubringen, wäre
es eigentlich naheliegend, die Steuerantriebe im Neutralzustand
mit der Drehzahl Null zu betreiben und gemäß den Steuerkommandos vorwärts oder rückwärts laufen
zu lassen. Um den durch eine solche hochfrequente Betriebsweise
vorzeitigen Motorverschleiß der
Antriebseinrichtungen beispielsweise infolge erhöhten Bürstenfeuers zu vermeiden, laufen die
zumindest zwei Steuerantriebe gemäß einer bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung im Neutralzustand ohne Steuereingaben etwa bei halber Nenndrehzahl,
wobei die zumindest zwei Steuerantriebe vorzugsweise für eine Höhensteuerung
anteilig mit einsetzbar sind. Von diesem Arbeitspunkt aus wird die
Drehzahl gemäß den erforderlichen
Steuereingaben dann erhöht
oder reduziert. Dieses Vorgehen hat außerdem den Vorteil, dass die
Steuerantriebe dauerhaft zum Auftrieb beitragen und dass die Schubkennlinie
um den Arbeitspunkt herum näherungsweise
linear ist. Insofern werden die zumindest zwei Steuerantriebe im
Sinne einer Doppelwirkung auch für
die Funktion "Steigen" und/oder "Sinken" eingesetzt. Da die Drehzahlvariationen
der Hauptrotoren im Vergleich zu den genannten Steuerantrieben eher
träge sind,
kommen die genannten zumindest zwei Steuerantriebe bevorzugt für eine exakte und
vor allem schnelle Höhenregelung
anteilig zum Einsatz.
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Dadurch,
dass die Antriebskraft für
das Roll- und/oder das Nickmoment jeweils an wenigstens zwei, insbesondere
drei Stellen beabstandet von der Hauptrotorachse und beabstandet
voneinander derart erzeugt wird, dass eine resultierende Antriebskraft
parallel zur Hauptrotorachse null ist, kann eine Roll- und Nicksteuerung
realisiert werden, die keinen Einfluss auf die Höhensteuerung aufweist.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
wird das Fluggerät
durch eine elektronische Regelung stabilisiert.
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Ausführungsbeispiele
des Erfindungsgegenstandes werden nachfolgend anhand der Zeichnung näher erläutert, wobei
alle beschriebenen und/oder bildlich dargestellten Merkmale für sich oder
in beliebiger Kombination den Gegenstand der vorliegenden Erfindung
unabhängig
von ihrer Zusammenfassung in den Ansprüchen oder deren Rückbeziehung
bilden. Es zeigen:
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1 eine
schematische, perspektivische Ansicht eines Hubschraubers gemäß einer
ersten Ausführungsform;
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2 eine
Draufsicht auf das Hubschraubers gemäß 1;
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3 eine
schematische, perspektivische Ansicht des Hubschraubers gemäß einer
zweiten Ausführungsform
der Erfindung;
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4 eine
Draufsicht auf den Hubschrauber gemäß 3;
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5 eine
schematische, perspektivische Ansicht des Hubschraubers gemäß einer
dritten Ausführungsform
der Erfindung;
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6 eine
Draufsicht auf den Hubschrauber gemäß 5; und
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7 eine
schematische, perspektivische Ansicht des Fluggeräts gemäß einer
vierten Ausführungsform
der Erfindung.
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In 1 ist
ein Hubschrauber 1 in einer schematischen, perspektivischen
Ansicht gemäß einer
ersten Ausführungsform
dargestellt. Der Hubschrauber 1 ist beispielsweise ein
schwebeflugfähiges,
unbemanntes Drehflügel-Fluggerät. Es ist
auch möglich,
den Hubschrauber als bemanntes Fluggerät auszubilden.
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Der
Hubschrauber 1 hat zwei auf einer Hauptrotorachse 15 angeordnete
koaxiale Hauptrotoren 2, 3, wobei der eine als
oberer Hauptrotor 2 und der andere als unterer Hauptrotor 3 bezeichnet
ist. Die Hauptrotoren 2, 3 sind mittels Antriebseinrichtungen 4, 5 gegenläufig drehbar.
In den in den 1 bis 7 dargestellten
Ausführungsformen
sind jeweils zwei koaxiale Hauptrotoren 2, 3 gezeigt.
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Erfindungsgemäß sind neben
den Hauptrotoren 2 und 3 wenigstens zwei zusätzliche
Steuerantriebe beabstandet voneinander und von der Hauptrotorachse 15 vorgesehen,
wobei die in 1 gezeigte erste Ausführungsform
drei Steuerantriebe 7, 10, 11 aufweist.
Die Steuerantriebe 7, 10, 11 sind beabstandet
vom Schwerpunktes 12 des Fluggeräts 1 angeordnet, wobei
in 1 der Schwerpunkt lediglich grob angedeutet ist.
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Jeder
der genannten Steuerantriebe 7, 10, 11 hat
einen Rotor 13 und eine Antriebseinrichtung 14.
Jeder Rotor, d.h. sowohl die Hauptrotoren 2, 3 als auch
die Rotoren 13 der Steuerantriebe 7, 10, 11,
ist, wie in jeder Ausführungsform
gezeigt, als so genannter 2-Blatt-Rotor ausgebildet.
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Zum
Steuern des Fluggeräts
um die Hochachse 15 (Gieren) wird ein Drehzahlunterschied
der beiden Hauptrotoren 2, 3 beispielsweise durch
unterschiedliche antreibende Drehmomente herbeiführt. Ferner wird zum Steigen
und/oder Sinken des Fluggeräts 1 eine
gleichsinnige Drehzahlvariation beider Hauptrotoren 2, 3 herbeige führt. Die
Steuerantriebe 7, 10, 11 sind derart
angeordnet und ausgebildet, dass diese ein Steuern des Fluggeräts 1 um
die Längsachse 16 (Rollen)
und die Querachse 17 (Nicken) ermöglichen, indem diese relativ
zueinander mit unterschiedlicher Drehzahl betrieben werden. Die Steuerantriebe 7, 10, 11 laufen
im Neutralzustand, d.h. ohne Steuerangaben, etwa bei halber Nenndrehzahl.
Die genannten Steuerantriebe 7, 10, 11 sind aber
auch für
eine Höhensteuerung,
welche hauptsächlich
durch die beiden Hauptrotoren herbeigeführt wird, anteilig mit einsetzbar,
indem deren Drehzahl kollektiv gleich erhöht bzw. verringert wird.
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Die
Antriebseinrichtungen 4, 5 und 14 für die Hauptrotoren 2, 3 und
die Steuerantriebe 7, 10 und 11 sind
vorzugsweise getriebelose Elektromotoren. Die Antriebseinrichtungen 4, 5 für die Hauptrotoren 2, 3 sind
gemäß einer
besonders bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung Außenläufermotoren
mit großem
Durchmesser und flacher Bauweise, vorzugsweise Scheibenläufer.
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Wie
in 1 gezeigt, sind die Ebenen 20, 21 der
Hauptrotoren 2, 3 nahe zusammengelegt und es sind
kompakte Antriebseinrichtungen 4, 5 für die Hauptrotoren 2, 3 vorgesehen.
Die genannten Ebenen 20, 21 verlaufen in dem in 1 gezeigten
Zustand des Hubschraubers etwa in horizontaler Richtung. Sie sind übereinander
angeordnet und voneinander beabstandet. Der Schwerpunkt 12 des
Fluggeräts 1 befindet
sich, wie in 1 angedeutet, zwischen diesen
Ebenen 20, 21.
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Wie
ferner in 1 gezeigt, erstrecken sich von
den Antriebseinrichtungen 4, 5 der Hauptrotoren 2, 3 weg
in radialer Richtung drei im Wesentlichen horizontal verlaufende
und gleichmäßig voneinander beabstandete
Haltestäbe 22,
an deren radial außen liegenden
Enden jeweils einer der Steuerantriebe 7, 10, 11 nach
unten hin befestigt ist. Die Haltestäbe 22 sind gemäß 1 nach
oben hin versetzt an den Antriebseinrichtungen 4, 5 befestigt.
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Die
radial außen
liegenden Enden 23 der Haltestäbe 22 sind miteinander
mittels eines gekrümmten
Anstoßschutzes 24 verbunden.
Der Anstoßschutz 24 sowie
die Länge
der Haltestäbe 22 sind
derart gewählt
und dimensioniert, dass sämtliche
Roto ren 2, 3, 13 innerhalb des von dem
Anstoßschutz
umgebenden Bereichs verlaufen. Wie in 2 von oben
gesehen, erstrecken sich die Rotorblätter der Rotoren 2, 3, 13 also
innerhalb des vom Anstoßschutz 24 umfassten
Gebiets 25. Dieses ist in 2 am Anstoßschutz 24 lediglich
schematisch angedeutet. Bei der in den 1 und 2 gezeigten ersten
Ausführungsform
ist der Anstoßschutz 24 mechanisch
ausgebildet. Es ist aber auch möglich,
den Anstoßschutz
elektronisch auszubilden. Im Falle elektronischer Ausbildung hat
der Anstoßschutz
fest installierte oder bewegliche Sensoren, vorzugsweise Abstandssensoren
wie Ultraschallsensoren oder Laser-Distanzsensoren, oder optische
Triangulationssensoren. Gemäß einer
besonders bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung ist der Anstoßschutz 24 in
jedem Falle oberhalb des Schwerpunktes 12 des Fluggeräts 1 angeordnet.
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An
die radial außen
liegenden Enden 23 jedes Haltestabes 22 schließt sich
im Verbindungsbereich mit dem Anstoßschutz 24 gemäß 1 nach unten
hin jeweils ein Standbein 26 an. Am unteren Ende jedes
Standbeins 26 ist eine kugelartige Verdickung 27 vorgesehen,
welche beispielsweise aus Gummi und damit elastisch gefertigt ist.
Die Verdickungen 27 können
als Dämpfungselement
wirkend ausgebildet sein. Es ist ferner möglich, auch anderweitig ausgestaltete
Dämpfungselemente
an einem oder mehreren Standbeinen vorzusehen.
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Gemäß einer
besonders bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung weisen die Hauptrotoren 2, 3 Schlaggelenke 30, 31,
vorzugsweise schräge Schlaggelenke,
wie Delta-3-Schlaggelenke, auf.
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Im
Falle der ersten Ausführungsform
der Erfindung, welche in den 1 und 2 gezeigt
ist, sind letztlich drei Steuerantriebe 7, 10, 11 vorgesehen,
wobei die Roll- und Nicksteuereingaben auf die genannten drei Antriebe
aufgeteilt sind. Die Ausleger 22 für benachbarte Steuerantriebe
schließen
jeweils einen Winkel von 120° ein.
Es ergibt sich eine leichte und technisch einfache Konfiguration.
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In
den 3 und 4 sind funktionsgleiche Teile
mit gleichen Bezugszeichen versehen, so dass zu deren Erläuterung
auf die obige Beschreibung der 1 und 2 verwiesen
wird.
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Diese
Ausführungsform
hat keinen umlaufenden Anstoßschutz
wie die in den 1 und 2 dargestellte
erste Ausführungsform.
An die Haltestäbe 22 schließt sich
jeweils eine Standeinrichtung 32 an, welche etwa Y-förmig mit
einem ersten Stab 33 und einem zweiten Stab 34 ausgestaltet
ist. Das untere Ende des ersten Stabes 33 weist wieder
eine Verdickung 27 auf. Das obere Ende jedes ersten Stabes 33 ist
jeweils mit einem der Haltestäbe 22 verbunden,
wobei der Verbindungspunkt zwischen erstem Stab 33 und
Haltestab 22 vorzugsweise in der radial äußeren Hälfte des
Haltestabes 22 angeordnet ist. Das obere Ende des zweiten
Stabes 34 ist mit dem außen liegenden Ende 23 des
Haltestabes 22 verbunden, wohingegen das untere Ende des
zweiten Stabes 34 oberhalb der Verdickung 27 an
dem ersten Stab 33 angreift. Der jeweilige Steuerantrieb 7, 10, 11 befindet
sich wiederum an dem Haltestab 22 in einem Bereich, welcher
durch die ersten und zweiten Stäbe 33, 34 jeder
Standeinrichtung 32 aufgespannt ist.
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Eine
dritte Ausführungsform
des erfindungsgemäßen Fluggeräts 1 ist
in den 5 und 6 gezeigt. Auch hier tragen
gleiche Elemente wieder gleiche Bezugszeichen so dass zu deren Erläuterung
auf die obige Beschreibung der 1 bis 4 verwiesen
wird.
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Bei
dieser Ausführungsform
sind vier Steuerantriebe 7, 10, 11, 35 vorgesehen.
Ebenso hat dieses Fluggerät
vier Ausleger bzw. Haltestäbe 22,
wobei jeweils benachbarte Haltestäbe einen Winkel von 90° einschließen. An
jeden Haltestab 22 schließt sich nach unten hin eine
Standeinrichtung 32 mit erstem und zweitem Stab 33, 34 an.
Bei dieser Ausführungsform
kann die Flugsteuerung sehr einfach ausfallen, da eine exakte Trennung
der Roll- und Nickachsen vorliegt. Die Steuerantriebe 7, 10, 11, 35 sind
analog zu denjenigen der 1 bis 4 ausgebildet.
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Eine
vierte Ausführungsform
der Erfindung ist in einer schematischen perspektivischen Ansicht in 7 gezeigt.
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Diese
Ausführungsform
entspricht derjenigen der in den 3 und 4 gezeigten
zweiten Ausführungsform
mit der Ausnahme, dass die Antriebseinrichtungen 4, 5 der
Hauptrotoren 2, 3 fest mit der Fluggerätekonstruktion
verbundene, nicht näher gezeigte
Statoren aufweisen, die jeweils mit einer nicht näher gezeigten
Hohlwelle versehen sind. An den Hohlwellen sind, wie in 7 gezeigt,
Nutzlastplattformen 36, 37 befestigt. Diese erstrecken
sich von dem oberen Hauptrotor 2 in der Ruhestellung des
Fluggeräts
weg nach oben und von dem unteren Hauptrotor 3 weg nach
unten.
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Es
wird darauf hingewiesen, dass der erfindungsgemäße Hubschrauber auch aus einer
Kombination vorgenannter Ausführungsformen
gebildet sein kann. In einer Zentralstruktur 40 des Hubschraubers 1 sind
jeweils die elektronische Steuerung und Regelung, die Nutzlast sowie
die genannten Antriebseinrichtungen 4, 5 der Hauptrotoren 2, 3 untergebracht.
Die Hauptrotoren 2, 3 werden von den Antriebseinrichtungen 4, 5 angetrieben.
Letztere werden auch Hauptmotoren genannt. Die Antriebseinrichtungen 14 treiben
die Rotoren 13 der Steuerantriebe an. Der mechanische Anstoßschutz 24 ist
vorzugsweise derart ausgebildet, dass, wie zuvor bereits angedeutet,
sowohl die Hauptrotoren 2, 3 als auch die Rotoren 13 der
Steuerantriebe vor Beschädigungen
geschützt
sind. Ferner können
an den vorgenannten vorzugsweise zellenfesten Hohlwellen Sensorplattformen
befestigt sein. Mit Hilfe der erwähnten Schlaggelenke sind die
Hauptrotoren und das Fluggerät
mechanisch momentenfrei entkoppelt.
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Vorzugsweise
laufen die Rotoren der Steuerantriebe in Neutralzustand, d.h. ohne
Eingaben eines Piloten, wie zuvor erwähnt, mit halber Nenn- oder Grunddrehzahl,
wobei die Steuerantriebe vorzugsweise derart gesteuert sind, dass
die Drehzahl jedes Steuerantriebs minimal bis zum Nullpunkt absenkbar, jedoch
eine Umkehr der Rotationsrichtung vorzugsweise nicht erforderlich
ist.
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Der
Hubschrauber 1 kann derart dimensioniert sein, dass seine
Gesamthöhe
deutlich geringer als seine Gesamtbreite ausgebildet ist.