DE102019107593A1

DE102019107593A1 - Flugvorrichtung

Info

Publication number: DE102019107593A1
Application number: DE102019107593.9A
Authority: DE
Inventors: Thomas Strieker; Torsten Cymanek
Original assignee: Lift Holding GmbH
Current assignee: LIFT AIR GMBH, DE
Priority date: 2019-03-25
Filing date: 2019-03-25
Publication date: 2020-10-01
Also published as: US20220169371A1; WO2020193364A1; EP3947144A1; CN113784891A

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Flugvorrichtung mit einer longitudinalen Zentrumsachse gelöst, aufweisend:• eine Rumpfstruktur, die dazu ausgebildet ist Personen und/oder Nutzlast aufzunehmen;• eine Tragflächenstruktur, die mindestens zwei an der Rumpfstruktur angebrachte Tragflächenhälften mit einem rumpfseitigen Hauptbereich und einem Spitzenbereich besitzt;• mindestens einen Vorwärtsantrieb, der dazu ausgebildet ist, eine in Richtung der Zentrumsachse wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung zu erzeugen;• mindestens vier Hubantriebe, die dazu ausgebildet sind, eine in senkrechter Richtung zu der Zentrumsachse wirkende Auftriebskraft auf die Flugvorrichtung zu erzeugen; wobei die Hubantriebe unterhalb der Tragflächenhälften in dem Hauptbereich beabstandet zu der Oberfläche der Tragflächenhälften richtungsfest angebracht sind.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Flugvorrichtung gemäß Anspruch 1 sowie ein Verfahren zum Stabilisieren der Flugvorrichtung nach Anspruch 13, ein Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung nach Anspruch 14 sowie ein Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung nach Anspruch 15.
Bei vielen Anwendungen für Flugvorrichtungen, insbesondere in urbanen Gebieten, sind Flächen zum Starten und/oder Landen der Flugvorrichtung nicht vorhanden, so dass eine Flugvorrichtung wünschenswert ist, die in der Lage ist, senkrecht zu starten und/oder zu landen.
Typischerweise werden für solche Anwendungen sogenannte Quadrocopter verwendet, die vier zueinander beabstandete Rotoren aufweisen. Des Weiteren sind auch Varianten der Quadrocopter bekannt, die mehr als vier Rotoren besitzen, wie beispielsweise der sogenannte Octocopter. Solche bekannten Flugvorrichtungen zeichnen sich durch gute Schwebeflugeigenschaften aus. Allerdings besitzen solche Flugvorrichtungen keine starren Tragflächenprofile, wodurch die erreichbaren Reisegeschwindigkeiten und Reichwerten begrenzt sind, da die Rotoren während des Fluges permanent Auftrieb erzeugen müssen. Hierdurch ist ein effizienter Mittel- und/oder Weitstreckenflugbetrieb nicht realisierbar.
Aus diesem Grund finden sich im bisherigen Stand der Technik Flugvorrichtungen, die sowohl starre Tragflächenprofile als auch schwenk- und/oder kippbare Rotoren aufweisen. In der Druckschrift WO 2017/021 391 A1 wird eine solche Flugvorrichtung mit Schwenkpropeller beschrieben. Auch in der Druckschrift DE 10 2015 006 511 A1 werden schwenk- bzw. kippbare Rotoren beschrieben.
Darüber hinaus sind Flugvorrichtungen aus dem Stand der Technik bekannt, die separate Schub- und Hubantriebe aufweisen. Beispielsweise werden die Hubrotoren in Aussparungen innerhalb der Tragflächen angeordnet, wie in Druckschrift EP 3 206 949 B1 beschrieben. Diese Aussparungen führen allerdings zu zusätzlichen Turbulenzen der Luftströmungen, die für eine effiziente Auftriebsbildung eigentlich laminar entlang der Tragflächenprofile verlaufen sollten. Herkömmlicherweise werden daher Verschlussklappen verwendet, die während eines Schwebeflugs geöffnet und während eines Reiseflugs geschlossen sind, um die o.g. Aussparungen in den Tragflächen zu verschließen.
Im bekannten Stand der Technik werden außerdem zusätzliche Trägerstrukturen offenbart, die an einem Rumpf und/oder an einem Tragflächenprofil befestigt sind. An den Trägerstrukturen sind die Hubrotoren befestigt. Die Trägerstrukturen können im Flugbetrieb zu nachteilige Turbulenzen führen, wodurch sich der Luftwiderstand der vorstehend beschriebenen Flugvorrichtungen erhöht und die Effizienz während des Reiseflugs verringert wird. Darüber hinaus kann das zusätzliches Gewicht der Trägerstrukturen zu einer ungünstigen Gewichtsverteilung der Flugvorrichtung führen, wodurch sich die Flugstabilität und/oder die Flugeigenschaften der Flugvorrichtung verschlechtern. Die Trägerstrukturen bedeuten außerdem eine zusätzliche Fehleranfälligkeit bzw. Ausfallwahrscheinlichkeit, da die Verbindungsstellen zwischen den Trägerstrukturen und dem Rumpf und/oder dem Tragflächenprofil mitunter hohen Belastungen durch Hebel- und Vibrationskräften ausgesetzt sind.
Die obigen Lösungen des Standes der Technik sind vergleichsweise aufwendig, da aufwendige Schwenk-, Kipp- und/oder Klappenmechanismen sowie zusätzliche Trägerstrukturen verwendet werden, wodurch sich die Fehleranfälligkeit bzw. Ausfallwahrscheinlichkeit der Flugvorrichtung erhöht.
Aus dem bisherigen Stand der Technik wird somit ersichtlich, dass weiterhin keine zufriedenstellende, technische Lösung für die oben beschriebenen Nachteile vorhanden ist.
Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vergleichsweise einfache und sichere Flugvorrichtung bereitzustellen, die es einerseits ermöglicht senkrecht zu starten und/oder zu landen und andererseits einen effizienten Mittel- und/oder Weitstreckenflugbetrieb möglich macht, wobei eine möglichst hohe Sicherheit beim Betreiben der Flugvorrichtung durch eine reduzierte Fehleranfälligkeit und/oder eine reduzierte Ausfallwahrscheinlichkeit erreicht werden soll.
Diese Aufgabe wird durch eine Flugvorrichtung gemäß Anspruch 1 sowie ein Verfahren zum Stabilisieren der Flugvorrichtung nach Anspruch 13, ein Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung nach Anspruch 14 sowie ein Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung nach Anspruch 15 gelöst.
Insbesondere wird die Aufgabe der Erfindung durch eine Flugvorrichtung mit einer longitudinalen Zentrumsachse gelöst, aufweisend:

• eine Rumpfstruktur, die dazu ausgebildet ist Personen und/oder Nutzlast aufzunehmen;
• eine Tragflächenstruktur, die mindestens zwei an der Rumpfstruktur angebrachte Tragflächenhälften mit einem rumpfseitigen Hauptbereich und einem Spitzenbereich besitzt;
• mindestens einen Vorwärtsantrieb, der dazu ausgebildet ist, eine in Richtung der Zentrumsachse wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung zu erzeugen;
• mindestens vier Hubantriebe, die dazu ausgebildet sind, eine in senkrechter Richtung zu der Zentrumsachse wirkende Auftriebskraft auf die Flugvorrichtung zu erzeugen;

Insbesondere sind sechs, vorzugsweise acht oder mehr Hubantriebe unterhalb der Tragflächenhälften in dem Hauptbereich beabstandet zu der Oberfläche der Tragflächenhälften richtungsfest angebracht. Vorzugsweise sind die Hubantriebe in dem Hauptbereich der Tragflächen verteilt angeordnet. Unter einer verteilten Anordnung wird in diesem Zusammenhang verstanden, dass die Hubantriebe nicht linear auf einer Achse angeordnet sind, wodurch eine vorteilhafte Gewichtsverteilung erreicht werden kann und ein erleichtertes Austarieren in eine stabile Schwebeflugposition erreicht wird.
Ein Kerngedanke der Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass Hubantriebe, die unterhalb der Tragflächenhälften angebracht sind, ausreichend Auftriebskraft erzeugen können, sofern die Hubantriebe von der Oberfläche der Tragflächenhälften entsprechend beabstandet sind. Ein negativer Einfluss der Tragflächenhälften auf einen durch die Hubantriebe strömenden Luftvolumenstrom wird durch eine geeignete Beabstandung der Hubantriebe zu der Tragflächenoberfläche verkleinert. Der durch die Hubantriebe strömende Luftvolumenstrom verläuft dabei zwischen den Tragflächenhälften und den Hubantrieben parallel zu den Tragflächenhälften.
Darüber hinaus ist es möglich, dass sich die von den einzelnen Hubantrieben erzeugten Auftriebskräfte überlagern, so dass die Hubantriebe eine ausreichend große Gesamtauftriebskraft erzeugen, um die Flugvorrichtung in einem Schwebeflug zu halten und/oder um die Flugvorrichtung senkrecht zu starten bzw. zu landen.
Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, dass durch den Verzicht auf zusätzliche Tragstrukturen für die Hubantriebe und durch das direkte Anbringen der Hubantriebe an den Tragflächenhälften, eine möglichst einfache und sichere Konstruktion erreicht wird.
Durch das Anbringen der Hubrotoren in einem rumpfseitigen Hauptbereich der Tragflächenhälften entstehen geringe zusätzliche mechanische Belastungen an den Verbindungsstellen zwischen den Tragflächenhälften und der Rumpfstruktur, die beispielsweise durch Hebelkräfte oder Vibrationen auftreten würden, wenn die Hubrotoren im Spitzenbereich der Tragflächenhälften angebracht wären.
Die von dem Vorwärtsantrieb erzeugte Vorwärtskraft kann je nach Betriebsart des Vorwärtsantriebs entlang der Zentrumsachse in eine Flugrichtung der Flugvorrichtung zeigen, wodurch eine Beschleunigung der Flugvorrichtung erreicht wird. Des Weiteren kann die von dem Vorwärtsantrieb erzeugte Vorwärtskraft entgegen der Flugrichtung der Flugvorrichtung zeigen, wodurch ein abbremsen in die entgegengesetzte Flugrichtung der Flugvorrichtung erreicht wird.
Der Vorwärtsantrieb und die Hubantriebe sind separate Antriebe, die als unterschiedliche Antriebstypen ausgestalten sein können. Durch den Einsatz von einem separaten Vorwärtsantrieb und mehreren Hubantrieben kann daher auf aufwendige Kippmechanismen für die Hubantriebe verzichtet werden.
Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, dass die zusätzlichen Hubantriebe zu einer Redundanz an Antrieben führen, wodurch die Sicherheit im Flugbetrieb erhöht wird. In Fällen, in denen einzelne oder mehrere Schub- und/oder Hubantriebe ausfallen ist es weiterhin jederzeit und verzögerungsfrei möglich, die Antriebsausfälle durch die weiteren Hubantriebe zu kompensieren, wobei die Flugvorrichtung auch mit einzelnen oder mehreren Antriebsausfällen sicher und kontrolliert gelandet werden kann.
Unter einer Tragflächenstruktur werden mehrere Tragflächenprofile verstanden, die vorzugsweise symmetrisch an der Rumpfstruktur angebracht sind, wobei jede Tragflächenhälfte unterschiedliche Bereiche aufweist. Der Spitzenbereich einer Tragflächenhälfte erstreckt sich von der Tragflächenspitze in Richtung des Rumpf-Tragflächenübergangs über ein Drittel, insbesondere ein Viertel, vorzugsweise ein Fünftel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.
Unter einem rumpfseitigen Hauptbereich der Tragflächenhälfte wird entsprechend der Bereich zwischen dem Rumpf-Tragflächenübergang und dem Spitzenbereich verstanden. Mit anderen Worten erstreckt sich der Hauptbereich der Tragflächenhälfte von dem Rumpf-Tragflächenübergang in Richtung der Tragflächenspitze über zwei Drittel, insbesondere drei Viertel, vorzugsweise vier Fünftel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.
Unter einer richtungsfesten Anbringung der Hubantriebe wird insbesondere verstanden, dass die Hubantriebe nicht kipp- und/oder schwenkbar sind.
In einer bevorzugten Ausführungsform können der Vorwärtsantrieb und die Hubantriebe voneinander unabhängig angesteuert und/oder betrieben werden, wodurch eine Vielzahl von verschiedenen, mitunter komplexen, Flugmanövern ermöglicht werden. Insbesondere bei Start-, Lande-, und Stabilisierungsmanövern ist eine unabhängige Ansteuerung der Vorwärtsantriebe und Hubantriebe vorteilhaft.
Vorzugsweise weisen die Hubantriebe jeweils einen Rotor mit mindestens zwei Rotorblättern auf, wobei die Rotorblätter des Rotors im Betrieb über eine Rotorkreisfläche drehen. Hierdurch kann eine ausreichend große Auftriebskraft von den Hubantrieben erzeugt werden. Insbesondere können die Rotoren der Hubantriebe genau zwei Rotorblätter aufweisen, die voneinander um 180° beabstandet sind. Hierdurch kann eine für den Luftwiderstand vorteilhafte Vorzugsposition für die Rotorblätter eingestellt werden, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden.
Unter einer Rotorkreisfläche wird insbesondere die Kreisfläche verstanden, über die ein Rotorblatt im Betrieb, also wenn sich das Rotorblatt dreht, streicht. Der Radius der Rotorkreisfläche entspricht folglich der Länge des Rotorblatts.
In einer weiteren Ausführungsform sind mehrere der Rotorkreisflächen parallel zu der Zentrumsachse und/oder parallel zu einer Querachse der Flugvorrichtung ausgerichtet, wodurch die resultierenden Auftriebskräfte der Hubantriebe senkrecht zu der Zentrumsachse und/oder zu der Querachse der Flugvorrichtung erzeugt werden. Unter der Querachse kann hierbei eine Achse verstanden werden, die orthogonal zu der Zentrumsachse angeordnet ist. Darüber hinaus ist die Querachse orthogonal zu einer Hochachse angeordnet. Die Zentrumsachse, die Querachse und die Hochachse bilden zusammen ein objektbezogenes Koordinatensystem, das sogenannte Körperkoordinatensystem.
In einer besonders bevorzugten Ausführungsform weisen mehrere der Rotorkreisflächen einen Anstellwinkel von bis zu 15°, insbesondere von bis zu 10°, vorzugsweise von bis zu 5° zu der Zentrumsachse und/oder zu einer Querachse auf. Hierdurch kann eine besonders vorteilhafte, stabile Überlagerung der erzeugten Auftriebskräfte der Hubantriebe erreicht werden, so dass die Flugvorrichtung in der Lage ist, in einem stabileren Schwebeflug zu bleiben.
Insbesondere sind Rotorkreisflächen zumindest teilweise, insbesondere hälftig oder mehr, von den Tragflächenhälften und/oder von der Rumpfstruktur überdeckt, wodurch eine besonders kompakte Bauform ermöglicht wird. Des Weiteren wird hierdurch eine erhöhte Sicherheit insbesondere für Passagiere und/oder eine transportierte Nutzlast gewährleistet, da in einem Fall, in dem sich eines oder mehrere der Rotorblätter während des Betriebs löst bzw. lösen, das Risiko, dass das bzw. die Rotorblätter durch die Rumpfstruktur schlägt bzw. schlagen, vermindert wird.
Es ist ferner bevorzugt, dass Tragelemente an einem unteren Oberflächenbereich der Tragflächenhälften angeordnet sind, an denen die Hubantriebe in einem Abstand zu der unteren Oberfläche der Tragflächenhälften beabstandet befestigbar sind. Die Tragelemente weisen insbesondere vorteilhafte aerodynamische Eigenschalten entlang der Zentrumsachse in Flugrichtung der Flugvorrichtung auf. Durch die Tragelemente wird es ermöglicht, die Hubantriebe besonders vorteilhaft in einem vorbestimmten Abstand an den Tragflächenhälften anzubringen. Darüber hinaus können Signal- und/oder Netzleitungen in den Tragelementen geführt werden.
In einer bevorzugten Ausführungsform entspricht der Abstand mindestens einen Faktor von 0,1 oder größer, insbesondere einen Faktor von 0,20oder größer, vorzugsweise genau einen Faktor von 0,25 einer Länge der Rotorblätter, wodurch ein negativer Einfluss der Tragflächenhälfte auf den durch die Rotorkreisfläche strömenden Luftvolumenstrom verkleinert wird, so dass eine erreichbare Auftriebsleistung der Hubantriebe vergrößert wird.
Insbesondere weisen die Hubantriebe eine Arretierungsvorrichtung auf, durch die die Rotorblätter der Rotoren in einer Vorzugsposition arretiert werden können, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden. Insbesondere ist eine Vorzugsposition bei einem zweiblättrigen Rotor, dass beide Rotorblätter parallel zur Zentrumsachse der Flugvorrichtung ausgerichtet sind. Hierdurch wird der Luftwiderstand der Hubantriebe verkleinert, wenn diese nicht betrieben werden.
In einer weiteren Ausführungsform werden die Hubantriebe angesteuert, so dass die Hubantriebe die Vorzugsposition beibehalten, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden. Hierdurch können auch ohne zusätzliche, mechanische Vorrichtungen die Hubantriebe in der Vorzugsposition gehalten werden.
Vorzugsweise erstrecken sich die Rotorblätter in der Vorzugsposition parallel zu der Zentrumsachse, wenn der Rotor zwei Rotorblätter aufweist, wodurch ein möglichst niedriger Luftwiderstand der Hubantriebe erreicht wird, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden
Ferner ist es bevorzugt, dass die Hubantriebe durch elektrische Motoren angetrieben werden, wodurch eine verzögerungsfreie Ansteuerung und ein effizienter, wartungsarmer Betrieb ermöglicht wird. Insbesondere werden die elektrischen Motoren von einer wiederaufladbaren Batterie oder einer anderen elektrischen Energiequelle, wie zum Beispiel einer Brennstoffzelle, gespeist. Des Weiteren können die Hubantriebe auch durch mechanisch oder druckluftbetrieben angetrieben werden.
In einer besonders bevorzugten Ausführungsform werden die Hubantriebe durch wiederaufladbare Batterien dezentral versorgt, wobei die jeweiligen wiederaufladbare Batterie in einem Hubantriebgehäuse des jeweiligen Hubantriebs und/oder in dem jeweiligen Tragelement untergebracht ist, wodurch die einzelnen Hubantriebe zueinander autark betrieben werden können. Ein Ausfallrisiko aller Hubantriebe wird hierdurch verringert, da selbst bei Versorgungsausfällen von einzelnen wiederaufladbaren Batterien, die verbleibenden Hubantriebe weiterhin betrieben werden können. Darüber hinaus sind die wiederaufladbaren Batterien hierdurch entfernt von der Rumpfstruktur angeordnet, so dass, falls eine oder mehrere der wiederaufladbaren Batterien in Brand gerät bzw. geraten, ein Verletzungsrisiko und/oder Beschädigungsrisiko der beförderten Personen und/oder Nutzlast verringert wird.
In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform sind mehrere, insbesondere zwei, vorzugsweise drei Hubantriebe in einem Vorderkantenbereich unter jeder Tragflächenhälfte symmetrisch zueinander angeordnet und es ist ferner mindestens ein Hubantrieb in einem Hinterkantenbereich unter jeder Tragflächenhälfte symmetrisch zueinander angeordnet. Die oben beschriebe Anordnung der Hubantriebe bietet eine besonders vorteilhafte Verteilung der Auftriebskräfte der einzelnen Hubantriebe, so dass ein besonders stabiler Schwebeflug ermöglicht wird.
Insbesondere ist ein Übergang zwischen der Rumpfstruktur und der Tragflächenstruktur kontinuierlich geformt. Vorzugsweise handelt es sich bei der Flugvorrichtung um eine Nurflügelvorrichtung, bei der die Tragflächenstruktur fließend in die Rumpfstruktur übergeht, wodurch die Flugvorrichtung konstruktiv besonders vorteilhafte Auftriebseigenschaften aufweist. Dies hat einen vorteilhaften Einfluss auf die Effizienz der Flugvorrichtung im Reiseflug.
Die Aufgabe der Erfindung wird außerdem durch ein Verfahren zum Stabilisieren der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, wobei die Hubantriebe, vorzugsweise automatisch, angesteuert werden, wenn sich die Flugvorrichtung in einer unkontrollierten Flugsituation befindet, so dass eine kontrollierte Flugsituation erreicht wird.
Ein Kerngedanke des erfindungsgemäßen Verfahrens besteht darin, dass zusätzliche Sicherheit für den Flugbetrieb der Flugvorrichtung erreicht wird. So ermöglicht das erfindungsgemäße Verfahren, dass automatisch eingegriffen werden kann, wenn sich die Flugvorrichtung in einer unkontrollierten Flugsituation befindet. Durch eine gezielte Ansteuerung einzelner Hubrotoren kann somit, beispielsweise, wenn sich die Flugvorrichtung in einem unkontrollierten Taumelflug und/oder Sturzflug befindet, das Flugzeug in einen kontrollierten Schwebeflug überführt und stabilisiert werden.
Insbesondere kann die Flugvorrichtung mehrere Sensoren zur Bestimmung der Lage und/oder Position der Flugvorrichtung, wie beispielsweise ein oder mehrere Inertialsensorsysteme, ein Magnetfeldsensor, ein Höhensensor und/oder einen Empfänger eines Globalen Navigationssatellitensystems (GNSS), aufweisen, aus deren Sensordaten bzw. Empfangsdaten die Lage und/oder Position der Flugvorrichtung bestimmt wird.
Vorzugsweise kann die Flugvorrichtung mit Hilfe eines geeigneten Algorithmus anhand von Lage- und/oder Positionsdatenverläufen, die beispielsweise mit Ansteuerbefehlen der Flugvorrichtung verglichen werden, abschätzen, ob sich die Flugvorrichtung in einer kontrollierten Flugsituation oder in einer unkontrollierten Flugsituation befindet. Sobald festgestellt wird, dass es sich um eine unkontrollierte Flugsituation handelt, kann beispielsweise eine geeignete Ansteuerroutine berechnet werden und/oder eine vorbestimmte Ansteuerroutine der Hubantriebe automatisch initiiert werden, durch die die Flugvorrichtung in eine stabile Fluglage überführt wird.
Darüber hinaus schaffen die zusätzlichen Hubantriebe eine gewisse Redundanz in Fällen, in denen beispielsweise der oder die Vorwärtsantriebe ausfallen. So kann dann, wenn ein Vorwärtsantrieb ausfällt, eine vorbestimmte Ansteuerroutine der Hubantriebe automatisch initiiert werden.
Weiterhin wird die Aufgabe der Erfindung durch ein Verfahren zum Starten der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, die folgenden Schritte umfassend:

• einen Startschritt, in dem die Hubantriebe angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung senkrecht steigt, bis eine vorbestimmte Flughöhe überschritten wird, und
• einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb betrieben wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung erzeugen wird und die Flugvorrichtung beschleunigt wird,

Insbesondere wird während des Startschritts eine Windrichtung erfasst und es werden die Hubantriebe derart angesteuert, dass die Flugvorrichtung automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantriebe angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse beibehält. Hierdurch kann eine vorteilhafte Ausrichtung der Flugvorrichtung automatisch erreicht werden. Darüber hinaus wird hierdurch ein Abdriften der Flugvorrichtung während des Landeschritts durch mögliche äußere Einflüsse, wie beispielsweise anströmenden Wind, vermieden.
Während des Übergangsschritts und/oder nach dem Übergangsschritt wird die Flugvorrichtung vorzugsweise durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder gesteuert, wodurch die Flugvorrichtung effizient im Reiseflug gesteuert werden kann.
Darüber hinaus wird die Aufgabe der Erfindung durch ein Verfahren zum Landen der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, die folgenden Schritte umfassend:

• einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb betrieben wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse entgegen einer bisherigen Flugrichtung wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung erzeugen wird und die Flugvorrichtung abgebremst wird, wobei die Hubantriebe angesteuert werden sobald eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit unterschritten wird,
• in einem Landeschritt die Hubantriebe angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung senkrecht sinkt bis die Flugvorrichtung gelandet ist.

Insbesondere wird im Landeschritt eine Windrichtung erfasst und es werden die Hubantriebe derart angesteuert, dass die Flugvorrichtung automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantriebe angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse beibehält. Hierdurch kann eine vorteilhafte Ausrichtung der Flugvorrichtung automatisch erreicht werden. Darüber hinaus wird hierdurch ein Abdriften der Flugvorrichtung während des Landeschritts durch mögliche äußere Einflüsse, wie beispielsweise anströmenden Wind, vermieden.
Während des Übergangsschritts und/oder vor dem Übergangsschritt wird vorzugsweise die Flugvorrichtung durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder gesteuert, wodurch die Flugvorrichtung effizient im Reiseflug gesteuert werden kann.
Weitere Ausführungsformen ergeben sich aus den Unteransprüchen.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand von nicht einschränkenden Ausführungsbeispielen beschrieben unter Bezug auf die beigefügten Figuren weiter erläutert. Hierbei zeigen:

1 eine schematische Ansicht von der Unterseite einer Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;
2 eine schematische Frontansicht der Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;
3 eine Detailansicht eines in einem Vorderkantenbereich der Tragflächenhälfte angebrachten Hubantriebs der Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; und
4 eine Detailansicht eines in einem Hinterkantenbereich der Tragflächenhälfte angebrachten Hubantriebs der Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.

In 1 ist eine schematische Ansicht von der Unterseite einer Flugvorrichtung 1 gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung gezeigt. Die Flugvorrichtung 1 weist eine Rumpfstruktur 2 auf. Des Weiteren ist in 1 eine longitudinale Zentrumsachse X abgebildet, die eine Symmetrieachse der Flugvorrichtung bildet.
1 zeigt außerdem eine Tragflächenstruktur 3 mit zwei an der Rumpfstruktur angebrachten Tragflächenhälften 3.1 und 3.2. Die Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 erstrecken sich symmetrisch zu der Zentrumsachse X mit einem Winkel von ca. 65° zwischen der Zentrumsachse X und der Tragflächenhälften. Insbesondere ist es denkbar, dass der Winkel einen anderen Wert im Bereich von 25° bis 90° annimmt. Orthogonal zu der Zentrumsachse ist eine Querachse Y eingezeichnet. Die Querachse Y verläuft durch den Schwerpunkt der Flugvorrichtung 1.
Jede der in 1 abgebildeten Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 besitzt zwei unterschiedliche Bereiche, nämlich einen Spitzenbereich S und einen rumpfseitigen Hauptbereich H. Im abgebildeten Ausführungsbeispiel erstreckt sich der Spitzenbereich S der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 von der Tragflächenspitze in Richtung des Rumpf-Tragflächenübergangs über ein Viertel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2. An der hinteren Tragflächenkante der beiden Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 sind im Spitzenbereich S sogenannte Elevons 9 angebracht, die eine Kombination aus Querruder und Höhenruder bilden.
Der in 1 abgebildete rumpfseitige Hauptbereich H der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt sich von dem Rumpf-Tragflächenübergang in Richtung der Tragflächenspitze über drei Viertel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.
Die in 1 abgebildete Flugvorrichtung 1 weist außerdem einen Vorwärtsantrieb 4 auf, der hier als Propellerantrieb 4 ausgelegt ist. Andere Antriebsarten als Vorwärtsantrieb 4 sind denkbar. Der Vorwärtsantrieb 4 ist an der Nase der Rumpfstruktur 2 angebracht, so dass der Vorwärtsantrieb 4 eine Vorwärtskraft entlang der Zentrumsachse X erzeugen kann. Andere Positionen an der Rumpfstruktur 2 oder an der Flügelstruktur 3, an denen der Vorwärtsantrieb 4 oder mehrere Vorwärtsantriebe angebracht sind, sind nicht abgebildet aber möglich.
Die Flugvorrichtung 1 aus 1 besitzt insgesamt acht Hubantriebe 5, die symmetrisch zueinander bezüglich der Zentrumsachse X an der Unterseite der Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 in einem Hauptbereich H angeordnet sind. Es sind also vier Hubantriebe 5 jeder Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 zugeordnet. In einem Vorderkantenbereich VK, der sich entlang einer Vorderkante der jeweiligen Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt, befinden sich jeweils drei der vier zugeordneten Hubantriebe 5 zueinander beabstandet. In einem Hinterkantenbereich HK der Tragflächenhälften, der sich entlang einer Hinterkante der jeweiligen Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt, befindet sich in dem abgebildeten Ausführungsbeispiel jeweils ein Hubantrieb 5.
Die Hubantriebe 5 sind als Rotoren 6 ausgestaltet, die zwei Rotorblätter 8 aufweisen, die um 180° beabstandet sind. In dem abgebildeten Ausführungsbeispiel befinden sich die Hubrotoren 6 in der Vorzugsposition. Die Rotorblätter 8 der Hubrotoren 6 sind parallel zu der Zentrumsachse X ausgerichtet. Darüber hinaus sind die Rotorkreisflächen F in 1 abgebildet.
2 zeigt eine schematische Frontansicht des in 1 abgebildeten Ausführungsbeispiels der erfindungsgemäßen Flugvorrichtung 1. In 2 wird die Rumpfstruktur 2 gezeigt, die kontinuierlich in die Tragflächenstruktur 3 übergeht. Die Tragflächenstruktur besitzt zwei Tragflächenhälften 3.1 und 3.2. Außerdem ist der Vorwärtsantrieb 4 an der Nase der Rumpfstruktur 2 gezeigt.
An den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 sind je die drei an den Vorderkantenbereich VK angebrachten Hubantriebe 5 von Vorne gezeigt. Die Hubantriebe 5 sind richtungsfest an den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 durch die Tragelemente 7 angebracht, so dass die Hubantriebe 5 beabstandet von der unteren Oberfläche O an den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 gehalten sind. Darüber hinaus sind in 2 die Rotorkreisflächen F der Hubantriebe schematisch dargestellt. Die Rotorkreisflächen F der äußeren vier Hubantriebe 5 verlaufen parallel zu der Zentrumsachse (nicht abgebildet) sowie parallel zu der Querachse Y. Die Rotorkreisflächen F_I der vier Hubantriebe 5 (aus perspektivischen Gründen sind lediglich zwei der Hubantriebe 5 abgebildet), die näher am Rumpf-Tragflächenübergang angeordnet sind, weisen einen Anstellwinkel von 10° zu der Querachse Y auf. Diese vier angestellten Hubantriebe 5 sind jeweils in Richtung der Rumpfstruktur 2 angestellt.
3 zeigt eine Detailansicht eines Hubantriebs 5, der an einer Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 angebracht ist. Es ist ein Querschnitt der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 gezeigt, an der ein Tragelement 7 in dem Vorderkantenbereich VK an der Tragfläche befestigt ist. In dem Hinterkantenbereich HK ist in 3 kein Hubantrieb 5 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist an dem Tragelement 7 befestigt, wobei der Hubantrieb 5 einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 abbildet. Der Rotor 6 ist in einer Vorzugsposition gezeigt.
Des Weiteren ist die Länge der Rotorblätter 8 in 3 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist von der unteren Oberfläche O der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 um den Abstand d beabstandet. Der Abstand d ist der geringste Abstand zwischen der unteren Oberfläche O und dem Hubantrieb 5, wobei der Hubantrieb 5 wie oben beschrieben einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 aufweist.
4 zeigt ebenfalls eine Detailansicht eines Hubantriebs 5, der an einer Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 angebracht ist. In 4 ist ein Querschnitt der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 gezeigt, an der ein Tragelement 7 in dem Hinterkantenbereich HK an der Tragfläche befestigt ist. In dem Vorderkantenbereich VK ist in 4 kein Hubantrieb 5 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist an dem Tragelement 7 befestigt, wobei der Hubantrieb 5 einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 abbildet. Der Rotor 6 ist auch in 4 in einer Vorzugsposition gezeigt.
Weiterhin zeigt 4 die Länge der Rotorblätter 8. Der Hubantrieb 5 ist von der unteren Oberfläche O der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 um den Abstand d beabstandet, wobei der Abstand d der geringste Abstand zwischen der unteren Oberfläche O und dem Hubantrieb 5 ist.
Bezugszeichenliste

1: Flugvorrichtung
2: Rumpfstruktur
3: Flügelstruktur
3.1: erste Tragflächenhälfte
3.2: zweite Tragflächenhälfte
4: Vorwärtsantrieb
5: Hubantriebe
6: Rotor
7: Befestigungsstruktur
8: Rotorblatt
9: Höhen-, Querruder und/oder eine Kombination daraus (Elevon)
d: Abstand
F: Rotorkreisfläche
F_I: angestellte Rotorkreisfläche
H: rumpfseitiger Hauptbereich der Tragflächenhälften
HK: Hinterkantenbereich der Tragflächenhälften
I: Rotorblattlänge
O: unterer Oberflächenabschnitt der Tragflächenhälften
S: Spitzenbereich der Tragflächenhälften
VK: Vorderkantenbereich der Tragflächenhälften
X: longitudinale Zentrumsachse der Flugvorrichtung
Y: Querachse der Flugvorrichtung

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur

WO 2017/021391 A1 [0004]
DE 102015006511 A1 [0004]
EP 3206949 B1 [0005]

Claims

Flugvorrichtung (1) mit einer longitudinalen Zentrumsachse (X), aufweisend: - eine Rumpfstruktur (2), die dazu ausgebildet ist Personen und/oder Nutzlast aufzunehmen; - eine Tragflächenstruktur (3), die mindestens zwei an der Rumpfstruktur (2) angebrachte Tragflächenhälften (3.1, 3.2) mit einem rumpfseitigen Hauptbereich (H) und einem Spitzenbereich (S) besitzt; - mindestens einen Vorwärtsantrieb (4), der dazu ausgebildet ist, eine in Richtung der Zentrumsachse (X) wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung (1) zu erzeugen; - mindestens vier Hubantriebe (5), die dazu ausgebildet sind, eine in senkrechter Richtung zu der Zentrumsachse (X) wirkende Auftriebskraft auf die Flugvorrichtung (1) zu erzeugen; wobei die Hubantriebe (5) unterhalb der Tragflächenhälften (3.1, 3.2) in dem Hauptbereich (H) beabstandet zu der Oberfläche der Tragflächenhälften (3.1, 3.2) richtungsfest angebracht sind.
Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Vorwärtsantrieb (4) und die Hubantriebe (5) voneinander unabhängig angesteuert und/oder betrieben werden können.
Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Hubantriebe (5) jeweils einen Rotor (6) mit mindestens zwei Rotorblättern (8) aufweisen, wobei die Rotorblätter (8) des Rotors (6) im Betrieb über eine Rotorkreisfläche (F) drehen.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere der Rotorkreisflächen (F) parallel zu der Zentrumsachse (X) und/oder parallel zu einer Querachse (Y) der Flugvorrichtung (1) ausgerichtet sind.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere der Rotorkreisflächen (F) einen Anstellwinkel von bis zu 15°, insbesondere von bis zu 10°, vorzugsweise von bis zu 5° zu der Zentrumsachse (X) und/oder zu der Querachse (Y) aufweisen.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotorkreisflächen (F) zumindest teilweise, insbesondere hälftig oder mehr, von den Tragflächenhälften und/oder von der Rumpfstruktur (2) überdeckt sind.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass Tragelemente (7) an einem unteren Oberflächenbereich (O) der Tragflächenhälften (3.1, 3.2) angeordnet sind, an denen die Hubantriebe (5) in einen Abstand (d) zu der unteren Oberfläche der Tragflächenhälften (3.1, 3.2) beabstandet befestigbar sind.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Abstand (d) mindestens einen Faktor von 0,1 oder größer, insbesondere einen Faktor von 0,20 oder größer, vorzugsweise genau einen Faktor von 0,25 einer Länge (I) der Rotorblätter (8) entspricht.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Hubantriebe (5) eine Arretierungsvorrichtung aufweisen, durch die die Rotorblätter (8) der Rotoren (6) in einer Vorzugsposition arretiert werden können, wenn die Hubantriebe (5) nicht betrieben werden.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Hubantriebe (5) angesteuert werden, so dass die Hubantriebe (5) die Vorzugsposition beibehalten, wenn die Hubantriebe (5) nicht betrieben werden.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Rotorblätter (8) in der Vorzugsposition parallel zu der Zentrumsachse (X) erstrecken, wenn der Rotor (6) zwei Rotorblätter (8) aufweist.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Hubantriebe (5) durch elektrische Motoren angetrieben werden.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Hubantriebe (5) durch wiederaufladbare Batterien dezentral versorgt werden, wobei die jeweiligen wiederaufladbare Batterie in einem Hubantriebgehäuse des jeweiligen Hubantriebs (5) und/oder in dem jeweiligen Tragelement (7) untergebracht ist.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere, insbesondere zwei, vorzugsweise drei Hubantriebe (5) in einem Vorderkantenbereich (VK) unter jeder Tragflächenhälfte (3.1, 3.2) symmetrisch zueinander angeordnet sind und mindestens ein Hubantrieb (5) in einem Hinterkantenbereich (HK) unter jeder Tragflächenhälfte (3.1, 3.2) symmetrisch zueinander angeordnet ist.
Flugvorrichtung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein Übergang zwischen der Rumpfstruktur (2) und der Tragflächenstruktur (3) kontinuierlich geformt ist.
Verfahren zum Stabilisieren der Flugvorrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Hubantriebe (5), vorzugsweise automatisch angesteuert werden, wenn sich die Flugvorrichtung (1) in einer unkontrollierten Flugsituation befindet, so dass eine kontrollierte Flugsituation erreicht wird.
Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 15, die folgenden Schritte umfassend: - einen Startschritt, in dem die Hubantriebe (5) angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung (1) senkrecht steigt, bis eine vorbestimmte Flughöhe überschritten wird, und - einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb (4) betrieben wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse (X) wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung (1) erzeugen wird und die Flugvorrichtung (1) beschleunigt wird, wobei die Hubantriebe (5) gestoppt und in eine Vorzugsposition gebracht werden sobald eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit überschritten wird.
Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass während des Startschritts eine Windrichtung erfasst wird und die Hubantriebe (5) derart angesteuert werden, dass die Flugvorrichtung (1) automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantriebe (5) angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung (1) eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse (X) beibehält.
Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 17 oder 18, dadurch gekennzeichnet, dass während des Übergangsschritts und/oder nach dem Übergangsschritt die Flugvorrichtung (1) durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder (9) gesteuert wird.
Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 15, die folgenden Schritte umfassend: - einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb (4) betrieben wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse (X) entgegen einer bisherigen Flugrichtung wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung (1) erzeugen wird und die Flugvorrichtung (1) abgebremst wird, wobei die Hubantriebe (5) angesteuert werden sobald eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit unterschritten wird, - in einem Landeschritt die Hubantriebe (5) angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung (1) senkrecht sinkt bis die Flugvorrichtung (1) gelandet ist.
Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, dass im Landeschritt eine Windrichtung erfasst wird und die Hubantriebe (5) derart angesteuert werden, dass die Flugvorrichtung (1) automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantrieb (5) angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung (1) eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse (X) beibehält.
Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung (1) nach Anspruch 20 oder 21, dadurch gekennzeichnet, dass während des Übergangsschritts und/oder vor dem Übergangsschritt die Flugvorrichtung (1) durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder (9) gesteuert wird.