DE19700182A1 - Luftfahrzeug mit einem im wesentlichen als aerostatischem Auftriebskörper ausgebildeten Rumpf - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug mit einem im wesentlichen als aerostatischem Auftriebskörper ausgebildeten Rumpf sowie am Rumpf angelenkten, mit Propellern versehenen, Antriebseinheiten bildenden kombinierten Auftriebs- und Vortriebseinrichtungen, die jeweils zwischen einer Auftriebsposition, in der die jeweilige Propellerrotationsebene im wesentlichen horizontal und die die jeweilige Propellerwelle beaufschlagende Abtriebswelle des zugeordneten Antriebs im wesentlichen vertikal gelegen sind, und einer Vortriebsposition, in der die jeweilige Propellerrotationsebene im wesentlichen vertikal und die die jeweilige Propellerwelle beaufschlagende Abtriebswelle des zugeordneten Antriebs im wesentlichen horizontal gelegen sind, kippbar sind.

Mit Translationsantrieben versehene aerostatische Luftfahrzeuge sind beispielsweise als Zeppeline seit langem bekannt. Diese Luftschiffe können aufgrund ihres aerostatischen Auftriebsverhaltens im wesentlichen vertikal starten und landen, müssen jedoch, da sie überwiegend leichter als Luft sind, bei jedem Halt am Boden gefesselt werden. Außerdem sind diese Luftfahrzeuge verhältnismäßig träge steuerbar, da sie aufgrund ihrer langsamen Geschwindigkeit und ihrer kleinen aerodynamischen Steuerflächen eine geringe Steuerautorität, das heißt eine große Reaktionsträgheit auf Steuerbewegungen, aufweisen. Zwar sind in jüngster Zeit Luftschiffe mit um eine Querachse vergleichsweise langsam kippbaren Hauptantrieben und lateral wirkenden Hilfsantrieben zur Unterstützung der aerodynamischen Steuerung bekannt geworden, die den Wendekreis eines Luftschiffs zwar verringern, aber keine "punktgenaue" Manövrierbarkeit des Luftschiffs gestatten. Ein weiterer Nachteil von Luftschiffe mit gestreckter Stromlinienkörperform ist ihre extrem hohe Seitenwindempfindlichkeit und das damit verbundene Erfordernis, das Luftschiff am Boden so zu fesseln, daß es sich wie ein Boot an einer Boje in den Wind drehen kann, wozu im allgemeinen Ankermasten erforderlich sind.

Weiterhin sind senkrecht startende Flugzeuge bekannt, deren Triebwerke aus einer vertikalen Auftriebsstellung mit horizontaler Propellerrotationsebene und einer horizontalen Vortriebstellung mit vertikaler Propellerrotationsebene kippbar sind. Ein Problem bei diesen senkrecht startenden Flugzeugen mit kippbaren Triebwerken ist die Beherrschung der beim Kippen der Triebwerke entstehenden Kreiselkräfte, die über stabile Stützstrukturen an den Flugzeugtragflächen und am Rumpf abgestützt werden müssen. Wegen dieser Kreiselkräfte kann das Kippen der Triebwerke nur verhältnismäßig langsam erfolgen. Gesteuert werden diese senkrecht startenden Flugzeuge im wesentlichen ebenfalls über aerodynamische Steuereinrichtungen. Da beim senkrechten Start dieser Flugzeuge die Triebwerke allein den Auftrieb des gesamten Luftfahrzeugs bewirken müssen, ist die zusätzlich zum Eigengewicht des Luftfahrzeugs transportierbare Last sehr begrenzt.

Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein gattungsgemäßes Luftfahrzeug zu schaffen, das die Vorteile eines aerostatischen Luftfahrzeugs und die Vorteile eines senkrecht startenden Flugzeugs in sich vereint und das somit in der Lage ist, große Lasten auch über größere Reichweiten zu transportieren, und das gleichzeitig schnell und zielgenau landen kann, ohne daß es hierfür einer besonderen Infrastruktur am Boden bedarf.

Diese Aufgabe wird gemäß dem kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 dadurch gelöst, daß die jeweilige Propellerrotationsebene relativ zur die Propellerwelle beaufschlagenden Abtriebswelle des zugeordneten Antriebs rundum neigbar ist.

Diese Neigbarkeit der Propellerrotationsebene zusätzlich zur grundsätzlich vorgesehenen Kippbarkeit des Antriebs um eine Querachse ermöglicht eine Schubvektorsteuerung des Luftfahrzeugs, die reaktionsschnell wirkt und die dem Luftfahrzeug auch bei Start und Landung ein sehr agiles Steuerverhalten verschafft. Durch diese Schubvektorsteuerung ist es möglich (ausreichende Antriebsleistung vorausgesetzt), das mit einem als aerostatischem Auftriebskörper versehene Luftfahrzeug im wesentlichen punktgenau zu landen. Hierdurch wird der Vorteil erzielt, daß das Luftfahrzeug unmittelbar auf verhältnismäßig kleinen Außenlandeplätzen niedergehen kann und so beispielsweise eine Last auf einem Fabrikhof aufnehmen und direkt beim Empfänger wieder absetzen kann.

Die Neigung der Rotorebene erfolgt aufgrund von an den Propellerblättern angreifenden aerodynamischen Kräften als Folge einer individuellen Verstellung des jeweiligen Anstellwinkels der einzelnen Propellerblätter. Dabei wird nur der Schubvektor für Vortrieb, Hub und Steuerung als Kraft in den Rumpf eingeleitet. Reaktionsmomente, die bei einem schnellen Aufbau des Schubvektors auftreten, zum Beispiel Kreiselmomente einer zugeordneten Antriebsmaschine, stützen sich auf der umgebenden Luft und nicht auf der Struktur des Luftfahrzeugs ab. Auf diese Weise ist die Propellerebene gegenüber der Abtriebswelle auch über einen großen Winkelbereich in jede Richtung sehr schnell neigbar, ohne daß dabei von Kreiselmomenten herrührende Reaktionskräfte auf den Rumpf übertragen werden müssen. Der Neigungswinkel der Propellerrotationsebene bezüglich der die Propellerwelle beaufschlagenden Abtriebswelle des zugeordneten Antriebs kann zwischen ± 20° und ± 50°, vorzugsweise zwischen ± 25° und ±35° und weiter bevorzugt ± 30° betragen. Da die Schubvektorsteuerung des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs sowohl in der Vortriebsposition als auch in der Auftriebsposition der Antriebseinheiten arbeitet, ist für kurze Landestops mit laufenden Antrieben keine aufwendige Fesselung des Luftfahrzeugs am Boden erforderlich, da die schnell reagierende Schubvektorsteuerung eine Lagestabilisierung des Luftfahrzeugs am Landeplatz auch bei Seitenwind oder Windböen gestattet. Hierdurch wird das erfindungsgemäße Luftfahrzeug unabhängig von Landeplattformen oder sonstigen am Boden vorgesehenen Landevorrichtungen wie beispielsweise Ankern für die Befestigung von Fesselleinen für das Luftfahrzeug. Trotzdem kann es insbesondere bei längeren Aufenthalten des Luftfahrzeugs, bei denen die Triebwerke abgeschaltet werden, erforderlich sein, das Luftfahrzeug in bekannter Weise am Boden zu fesseln. Dies kann durch die Verankerung eines vorzugsweise an der Unterseite des Luftfahrzeugs integrierten Landefußes oder mittels eines in den Rumpf integrierten Seilwindensystems, das bevorzugt zentral ansteuerbar ist, erfolgen. Die reaktionsschnelle Schubvektorsteuerung des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs erlaubt auch die Aufnahme und das punktgenaue Absetzen einer Last aus dem Schwebezustand des Luftfahrzeugs heraus, ohne daß es selbst landen muß.

In einer besonders bevorzugten Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs ist der Rumpf zugleich als aerodynamischer Auftriebskörper gestaltet. Hierdurch kann der Rumpf im Reiseflug zusätzlich zum aerostatischen Auftrieb auch eine aerodynamische Auftriebskraft erzeugen.

Beim erfindungsgemäßen Luftfahrzeug können aktiv betätigbare aerodynamische Steuervorrichtungen entfallen, so daß keine Höhen- oder Seitenleitwerke vorgesehen sein müssen, die die Seitenwindempfindlichkeit und die Böenempfindlichkeit des Luftfahrzeugs erhöhen würden, obwohl sie im Flug mit niedriger Geschwindigkeit in der Startphase und in der Landephase keine wesentliche Mitwirkung an der Steuerung des Luftfahrzeugs haben, da diese ausschließlich von der Schubvektorsteuerung übernommen wird. Das Luftfahrzeug kann hierdurch in konsequent einfacher Formgebung ausgeführt werden.

Weist der Rumpf einen im wesentlichen kreisförmigen Grundriß auf, so wird einerseits bei gleicher Länge aufgrund des größeren Volumens gegenüber der zigarrenartigen Gestalt eines Luftschiffs herkömmlicher Bauart ein wesentlich erhöhter Auftrieb erzielt, was mittelbar zu einer höheren Nutzlast führt, und andererseits wird bei gleichem Volumen die benetzte Oberfläche der Außenhaut herabgesetzt, was zu einer Gewichtsreduzierung führt und den Reibungswiderstand verringert. Außerdem wird dadurch die Seitenwindempfindlichkeit wesentlich reduziert.

Vorteilhaft ist dabei, wenn der Rumpf einen im wesentlichen elliptischen Querschnitt aufweist, wodurch der Strömungswiderstand im Horizontalflug deutlich herabgesetzt ist.

Besitzt der Rumpfquerschnitt die Gestalt einer asymmetrischen, im wesentlichen elliptischen Form besitzt, wobei der obere Teil eine Oberschale bildet, die stärker gewölbt ist als der flachere, eine Unterschale bildende untere Teil, so trägt der Rumpf im Reiseflug auch in horizontaler Lage zusätzlich zum aerostatischen Auftrieb mit einem aerodynamischen Auftrieb bei, der den bei Start und Landung genutzten Rotorauftrieb ersetzt. Außerdem führt die unterschiedliche Wölbung zu einer ausgeglicheneren Strukturbelastung in der Oberschale und in der Unterschale des asymmetrischen diskusartigen Rumpfes.

Vorzugsweise weist der Rumpf zumindest einen felgenartigen Versteifungsring im Äquatorialbereich auf, der eine horizontale Aussteifung des Rumpfes bildet, indem er die Radialkräfte der Oberschale und der Unterschale aufnimmt und zusätzlich beispielsweise an der Anströmseite auf den Rumpf auftreffende Staudruckkräfte abstützt.

Dabei ist es insbesondere vorteilhaft, wenn der Versteifungsring im Querschnitt an seinem Außenumfang eine teilelliptische Gestalt aufweist. Hierdurch wird der Versteifungsring im Querschnitt an die Gestalt des Rumpfquerschnitts im Äquatorialbereich angepaßt.

Weiter vorteilhaft ist die Ausgestaltung, bei der der Versteifungsring einen Faserverbundwerkstoff, vorzugsweise in Sandwichbauweise, aufweist. Hierdurch wird bei hoher Festigkeit und niedrigem Gewicht eine gewünschte Elastizität erreicht, die eine Verformung des Versteifungsrings in vorgegebenen Grenzen gestattet. Durch diese elastische Verformung können zum Beispiel von einer Antriebstragstruktur in den Versteifungsring eingeleitete Kräfte und Momente von der Rumpfhüllenstruktur übernommen und weitergeleitet werden, die wegen der größtmöglichen Hebelarme und der natürlichen Formsteifigkeit des unter Druck gesetzten elliptischen diskusartigen Rumpfes hierzu bevorzugt geeignet ist. Die Hauptaufgabe des felgenartigen Versteifungsrings ist die Aufnahme der Radialkräfte aus der Hüllenstruktur zur horizontalen Aussteifung des diskusartigen Rumpfes.

Es ist vorteilhaft, die hieraus resultierenden Druckkräfte von zwei in den Versteifungsring integrierten druckfesten Stützprofilen mit hoher spezifischer Druckfestigkeit aufzunehmen, an denen vorzugsweise auch die Tragstruktur der Oberschale und der Unterschale des Rumpfes verankert ist.

Zur Begrenzung der gewünschten Radialelastizität kann der Versteifungsring zumindest ein vorteilhafterweise als Fachwerkverbund ausgebildetes Stützgerüst aufweisen, das im Querschnitt bevorzugt im wesentlichen dreieckig ausgebildet ist, wobei zwei der Ecken von den in den Versteifungsring integrierten Stützprofilen gebildet sind und die Spitze des Dreiecks zur Rumpfinnenseite weist.

Es ist vorteilhaft, wenn das Stützgerüst zumindest teilweise in den Versteifungsring integriert ist.

Sind gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung jeweils zwei Antriebseinheiten gemeinsam in einer vorzugsweise unstarr am Rumpf angebrachten Stützstruktur gehaltert, so können Biegemomente, die während der Start- und Landephase aus dem Hubschub des einzelnen Antriebs und der auskragenden Anbringung der Propellerachse resultieren, unmittelbar von einem Triebwerk zum anderen geleitet werden, ohne daß diese Kräfte durch die gesamte Rumpfstruktur übertragen werden müßten. Die beiden Triebwerke stützen sich somit gegenseitig über ihre Stützstruktur ab.

Die jeweiligen Antriebseinheiten und/oder deren Stützstrukturen mit den ihnen zugeordneten Antriebseinheiten sind vorzugsweise über Schubstreben zu einem Antriebstragrahmen unstarr miteinander verkoppelt, der infolge seiner unstarren Verbindungen verschränkbar und verwindbar ist.

Vorzugsweise sind die Antriebseinheiten und/oder deren Stützstrukturen am felgenartigen Versteifungsring unstarr angebracht. Die Antriebseinheiten sind auf diese Weise in den Antriebstragrahmen integriert, der unstarr an dem felgenartigen Versteifungsring angebracht ist. Durch diese Ausgestaltung wird erreicht, daß die von den einzelnen Antriebseinheiten ausgehenden Kräfte zum großen Teil über den Antriebstragrahmen weitergeleitet werden und somit der Versteifungsring und die Rumpfhüllenstruktur von der Weiterleitung dieser Kräfte entlastet werden. Zusätzlich wird hierdurch eine schwingungstechnische Entkoppelung unterstützt.

Sind die vorderen Antriebseinheiten und die hinteren Antriebseinheiten jeweils unterschiedlich weit von der Längsmittelebene beabstandet, so wird gewährleistet, daß die hinteren Antriebseinheiten nicht in der Wirbelschleppe der vorderen Antriebseinheiten liegen.

Zusätzlich oder alternativ dazu können die vorderen und die hinteren Antriebseinheiten auch unterschiedlich hoch am Luftfahrzeug angeordnet sein, um dieselbe oder eine noch verbesserte diesbezügliche Wirkung zu erzielen.

Bei einer besonders bevorzugten Ausbildung der Erfindung ist das Luftfahrzeug mit vier Antriebseinheiten versehen, die weiter bevorzugt jeweils paarweise an einer Stützstruktur vorgesehen sind. Vorteilhafterweise ist jeweils eine Antriebseinheit im Bereich einer Ecke eines gedachten, den kreisförmigen Grundriß des Luftfahrzeugs umschließenden oder teilweise durchdringenden Vierecks (oder entsprechend der Anzahl der Antriebseinheiten anderen Vielecks) vorgesehen.

Vorzugsweise sind in jeder Antriebseinheit zwei parallel zueinander betreibbare Antriebsmaschinen vorgesehen.

Hierdurch wird innerhalb jeder einzelnen Antriebseinheit eine Redundanz erzielt, die auch bei Ausfall einer Antriebsmaschine einer Antriebseinheit noch einen zuverlässigen Betrieb der gesamten Antriebseinheit bei nur geringem Gesamtschubverlust gestattet. Hierdurch wird die Betriebssicherheit des Luftfahrzeugs erhöht, da das Risiko eines vollständigen Ausfalls einer gesamten Antriebseinheit wegen der Doppelung der Antriebsmaschinen stark verringert ist. Die Anordnung von vier derartigen Doppel-Antriebseinheiten liefert eine vollständige Antriebsredundanz selbst für den Fall, daß beim Start mit maximaler Abflugmasse, also im Vertikalflug, eine Antriebsmaschine ausfallen sollte. Fällt während des Starts eine vollständige Antriebseinheit aus, so liefern nur zwei diagonal gegenübergelegene Antriebseinheiten Auftrieb und ermöglichen bei maximaler Abflugmasse die Einhaltung einer nur geringen Sinkgeschwindigkeit, wobei die dritte betriebsfähige Antriebseinheit zur Stabilisierung des Luftfahrzeugs um die Rollachse und um die Nickachse eingesetzt wird. Ist bei einem derartigen Antriebsverlust eine ausreichende Flughöhe bereits erreicht worden, kann eine Transition in den Reiseflug durchgeführt werden. Auch im Reiseflug bleibt das in der beanspruchten Weise mit vier Antriebseinheiten versehene Luftfahrzeug bei vollständigem Ausfall einer Antriebseinheit voll flugfähig und manövrierfähig, da gewährleistet ist, daß in diesem Fall auf jeder Seite des Luftfahrzeugs bezüglich der Längsmittelebene noch eine Antriebseinheit funktionsfähig ist, wobei die dritte funktionsfähige Antriebseinheit zur Fluglageregelung mitverwendet wird.

Im unteren Bereich des Rumpfes ist bevorzugt ein Frachtraum für den Transport von Frachtgütern ausgebildet, unter dem ein vorzugsweise plateauartig ausgebildeter Landefuß ausgefahren werden kann.

In einer vorteilhaften Ausführungsform ist der Frachtraum mit zumindest einer Rampe versehen, wobei bevorzugt zwei Rampen an zwei voneinander abgewandten Seiten vorgesehen sein können. Das Vorsehen einer Rampe erleichtert das Beladen und Entladen des Luftfahrzeugs und das Vorsehen von zwei an voneinander abgewandten Seiten gelegenen Rampen gestattet ein schnelleres Be- und Entladen im sogenannten RORO-Betrieb (Roll-On-Roll-Off).

Ist unter dem Frachtraum im Bereich seines Umfangs nach unten gerichtet ein pneumatisch ausfahrbarer, balgartigen Ringwulst als Landefuß vorgesehen, so können durch den von diesem Ringwulst gebildeten Landefuß einerseits Landestöße abgefedert werden und andererseits kann wegen der geringen spezifischen Flächenpressung auch eine Landung auf einem unbefestigten Untergrund erfolgen. Zur Einstellung einer definierten Höhe besitzt der pneumatisch ausfahrbare Ringwulst eine integrierte Höhenbegrenzung.

In einer anderen Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs ist im vorderen Teil des Äquatorialbereichs des Rumpfes eine bevorzugt abschnittsweise zweistöckig ausgebildete Passagierkabine vorgesehen, damit das Luftfahrzeug als Passagiertransportmittel eingesetzt werden kann.

Bevorzugt ist dabei die Passagierkabine in den felgenartigen Versteifungsring und vorzugsweise auch in die vordere Stützstruktur des Antriebstragrahmens eingehängt.

Bei einer bevorzugten Ausgestaltung ist im hinteren Teil des Äquatorialbereichs des Rumpfes ein Gepäck- und Frachtraum vorgesehen. Diese Anordnung des Gepäck- und Frachtraums im hinteren Teil des Luftfahrzeugs sorgt zusammen mit der im vorderen Teil des Luftfahrzeugs vorgesehenen Passagierkabine für eine möglichst ausgeglichene Grundtrimmung des Luftfahrzeugs.

Bevorzugt ist der Gepäck- und Frachtraum in den felgenartigen Versteifungsring und vorzugsweise auch in die hintere Stützstruktur des Antriebstragrahmens eingehängt.

Bei einer vorteilhaften Weiterbildung ist in der Unterschale ein in diese integrierter Zentralkörper vorgesehen, an dessen Unterseite bevorzugt ein balgartiger, pneumatisch ausfahrbarer Ringwulst als Landefuß ausgebildet ist.

Ist der Zentralkörper in der von der Oberschale und von der Unterschale gebildeten Hüllenstruktur des Rumpfes derart aufgehängt, daß er bei einer harten Landung nach oben einfedern kann und so ein Durchfedern von Passagierkabine, Gepäck- und Frachtraum und Antriebstragrahmen gestattet, werden Landestöße von der Passagierkabine und damit von den Passagieren sowie auch vom Gepäck- und Frachtraum und vom Antriebstragrahmen ferngehalten.

Vorzugsweise ist der Zentralkörper mit zumindest einer Rampe für den Zugang von außen versehen.

Sind die Passagierkabine und der Gepäck- und Frachtraum über ummantelte Transportstege mit dem Zentralkörper verbunden, so werden gegenüber dem umgebenden Rumpfinnenraum abgeschirmte Verbindungswege zwischen dem Zentralkörper und der Passagierkabine sowie dem Gepäck- und Frachtraum geschaffen. Ist die Verbindung zwischen den Transportstegen und dem Zentralkörper unstarr ausgebildet, so wird das Einfedern des Zentralkörpers ermöglicht. Dabei können zumindest zwei, vorzugsweise drei Transportstege vorgesehen sein.

In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform weist der Rumpf eine Tragstruktur und eine Rumpfhülle auf, wobei die Rumpfhülle zumindest abschnittsweise im Bereich der Oberschale beheizbar ist. Diese Beheizung, insbesondere auf der zur Rumpfinnenseite gewandten Seite der Oberschale, bewirkt eine Enteisung der Rumpfhülle, wodurch sich die Betriebssicherheit des Luftfahrzeugs bei Schlecht-Wetter-Einsatz wesentlich erhöht.

Vorteilhafterweise können die beheizbaren Abschnitte der Rumpfhülle doppelwandig ausgebildet sein und von Warmluft oder einem anderen bezüglich der Rumpfumgebung wärmeren Gas bedarfsweise durchströmt werden. Hierzu kann entweder die Abwärme der Triebwerke eingesetzt werden oder es können zusätzliche, unabhängige Heizeinrichtungen vorgesehen sein. Vorteilhaft ist auch, wenn der Druck innerhalb der Rumpfhülle modulierbar ist. Diese Ausgestaltung unterstützt eine wirkungsvolle Enteisung der Rumpfhülle und damit einen sicheren Schlecht-Wetter-Betrieb des Luftfahrzeugs.

Bei einer weiteren besonders bevorzugten Ausbildungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs ist eine zentrale, vorzugsweise digitale Regelung für die individuelle oder kollektive Ansteuerung der Anstellwinkel der Propellerblätter aller Antriebseinheiten zur Fluglageregelung und zur Flugsteuerung im vertikalen Start- und Landebetrieb, im horizontalen Reiseflugbetrieb und im Übergangsbetrieb zwischen diesen beiden Betriebszuständen vorgesehen. Diese zentrale Regelung sorgt für ein unter allen Betriebszuständen des Luftfahrzeugs gewährleistetes stabiles Flugverhalten und entlastet somit die Piloten von dieser Aufgabe.

Als Redundanz zu dieser zentralen Regelung kann eine zusätzliche manuelle Flugsteuerung vorgesehen sein, die im Falle eines Ausfalls der zentralen Regelung den Piloten in die Lage versetzt, das Flugverhalten des Luftfahrzeugs zu stabilisieren.

Die die Schubvektorsteuerung beim erfindungsgemäßen Luftfahrzeug wird durch eine Antriebseinheit mit zumindest einem Propeller geschaffen, bei der die Propellerrotationsebene relativ zur die Propellerwelle beaufschlagenden Abtriebswelle des Antriebs neigbar ausgebildet ist, wobei eine Gleichförmigkeit der Rotationsbewegung des Propellers dadurch erzielt wird, daß die Propellerwelle und die die Propellerwelle beaufschlagende Abtriebswelle des Antriebs, vorzugsweise über ein Doppelkardangelenk oder ein Gleichlaufgelenk, gelenkig miteinander verbunden sind. Durch diese erfindungsgemäße Ausgestaltung einer Antriebseinheit wird unabhängig vom Kippzustand der Propellerrotationsebene zwischen der Auftriebsposition und der Vortriebsposition zusätzlich eine Neigbarkeit der Propellerrotationsebene erzielt, die eine schnelle und sofort wirksame Änderung des Schubvektors ermöglicht. Diese besondere Ausgestaltung einer Antriebseinheit mit gegenüber der Abtriebswelle des Antriebs neigbarer Propellerrotationsebene ist nicht nur bei dem in dieser Anmeldung beschriebenen Luftfahrzeug, sondern allgemein für Luftfahrzeuge oder beispielsweise auch für Schiffe einsetzbar, wenn ein von einer rotierenden Antriebseinheit ausgehender Schubvektor schnell in seiner Wirkrichtung verändert werden soll.

Vorteilhaft ist dabei, wenn die Nabe des Propellers über einen Kardanring kardanisch gelagert ist, wodurch die die Schubvektorsteuerung ermöglichende Neigbarkeit der Propellerrotationsebene erzielt wird.

In einer bevorzugten Weiterbildung dieser Antriebseinheit sind die Propellerblätter ohne Schlaggelenke und ohne Schwenkgelenke oder andere dazu äquivalent wirkende elastische Teile an einer zugeordneten Propellernabe angeordnet.

Dabei ist der Anstellwinkel der einzelnen Propellerblätter vorzugsweise mittels einer Taumelscheibe kollektiv sowie zur Neigung der Propellerrotationsebene individuell variabel verstellbar. Diese Anordnung der Propellerblätter und die Ansteuerung ihrer Anstellwinkel über eine Taumelscheibe bewirkt eine der Änderung des Anstellwinkels der Propellerblätter (Pitch-Änderung) unmittelbar folgende Neigung der Propellerrotationsebene, wodurch die gewünschte Schubvektoränderung zum Steuern des Luftfahrzeugs erzielt wird.

Grundsätzlich kann zwar der Neigungswinkel der Propellerrotationsebene bezüglich der die Propellerwelle beaufschlagenden Abtriebswelle des zugeordneten Antriebs zwischen ± 20° und ± 50°, vorzugsweise zwischen ± 25° und ± 35° und weiter bevorzugt ± 30° betragen, wie bereits ausgeführt worden ist. Beträgt der Neigungswinkel der Propellerrotationsebene bezüglich der die Propellerwelle beaufschlagenden Abtriebswelle des zugeordneten Antriebs jedoch um bis zu mehr als ± 45°, so kann bei geeigneter schräger Anbringung des Antriebs an einem Fahrzeug allein durch Neigen der Propellerrotationsebene sowohl eine Auftriebsstellung als auch eine Vortriebsstellung eingestellt werden.

Bevorzugt ist jedoch ein Kippmechanismus zur Halterung der Antriebseinheit an einem Fahrzeug vorgesehen, der ein Kippen der Antriebseinheit um eine Kippachse zwischen einer Auftriebsposition, in der die Abtriebswelle im wesentlichen vertikal ausgerichtet ist, und einer Vortriebsposition, in der die Abtriebswelle im wesentlichen horizontal ausgerichtet ist, gestattet. Dieses Kippen der Propellerrotationsebene aus der horizontalen Lage (Auftriebsposition) in die vertikale Lage (Vortriebsposition) und umgekehrt während der Transitionsphasen, das sind zum Beispiel beim Luftfahrzeug die jeweiligen Übergangsphasen zwischen Vertikalflug und Horizontalflug, wird ebenfalls durch die individuelle Anstellwinkelansteuerung der Propellerblätter über fluiddynamische Kräfte induziert und bewirkt das Kippen der Abtriebsachse des Antriebs um die Kippachse, beispielsweise eine Achse parallel zur Querachse des Luftfahrzeugs.

Vorzugsweise ist eine Nachführeinrichtung vorgesehen, welche einer sich aufgrund am Propeller angreifender fluiddynamischer Kräfte und daraus resultierender Kreiselkräfte ergebenden Kippbewegung der Antriebseinheit folgt und welche diese Kippbewegung vorzugsweise reaktionskraftfrei unterstützt. Die Nachführeinrichtung folgt dabei mit deutlich verlangsamter Stellgeschwindigkeit (ca. Faktor 5) der Kippbewegung der Antriebseinheit, die sich aufgrund der am Propeller angreifenden fluiddynamischen Kräfte (beim Einsatz an einem Luftfahrzeug sind dies aerodynamische Kräfte) und aufgrund der daraus resultierenden Kreiselkräfte einstellt.

In einer alternativen Ausgestaltung ist die Propellernabe in einem einachsigen Neigungsgelenk gelagert, dessen Neigungsachse zur Kippachse der Antriebseinheit senkrecht verläuft, so daß die Neigbarkeit der Propellernabe um die Neigungsachse gemeinsam mit der Kippbarkeit der Antriebseinheit um die Kippachse der Antriebseinheit eine Neigung der Propellerrotationsebene in alle Richtungen gestattet, wobei die Stellgeschwindigkeit der Nachführeinrichtung für die Kippbewegung um die Kippachse der Antriebseinheit der Stellgeschwindigkeit der fluiddynamisch induzierten Neigungsbewegung der Propellerrotationsebene im wesentlichen entspricht. Bei dieser Bauform kann die weiter oben angegebene kardanische Lagerung der Propellernabe entfallen.

In einer bevorzugten Weiterbildung ist in die Propellernabe ein bevorzugt in Planetengetriebebauweise ausgeführtes Untersetzungsgetriebe integriert, das von der Abtriebswelle des Antriebs, vorzugsweise über das Doppelkardangelenk oder das Gleichlaufgelenk, rotationsbeaufschlagt ist und das die Drehzahl der Abtriebswelle reduziert an die Propellernabe abgibt. Hierdurch wird das Doppelkardangelenk bzw. das Gleichlaufgelenk für den Propellerantrieb von sehr hohen Momenten entlastet, die insbesondere beim Betrieb mit einem Propeller großen Durchmessers auftreten können.

Diese Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Antriebseinheit sorgt aufgrund ihrer von der Variable-Pitch-Einstellung des Anstellwinkels der Rotorblätter verursachten Neigung der Propellerrotationsebene für eine reaktionskraftfreie Auslenkung der Propellerrotationsebene aus ihrer aktuellen Lage und damit für eine reaktionskraftfreie Veränderung des Schubvektors. Es müssen bei dieser Ausgestaltung folglich keine Kreiselmomente am Rumpf abgestützt werden, so daß aufwendige und schwere Stützkonstruktionen und entsprechende Verstärkungen im Rumpf auch dann entfallen können, wenn schnelle Schubvektoränderungen für eine agile Flugsteuerung und Fluglageregelung gefordert sind.

Weiterhin betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Steuerung eines Luftfahrzeugs mit Propellerantrieb, wobei der Anstellwinkel der einzelnen Propellerblätter eines jeden Propellers individuell eingestellt wird und wobei daraufhin die Propellerrotationsebene induziert durch aerodynamische Kräfte und durch aus diesen resultierende Kreiselkräfte reaktionskraftfrei geneigt wird. Dieses Verfahren ermöglicht das reaktionsschnelle Steuern eines Propeller-Luftfahrzeugs, das hierdurch insbesondere im Bereich niedriger Fluggeschwindigkeit schnellere Richtungsänderungen ermöglicht als mit der herkömmlichen aerodynamischen Steuerung über Höhenruder, Seitenruder und Querruder.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines Beispiels unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläutert; in dieser zeigt:

Fig. 1 ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug in einer Passa­ giertransportversion im Reiseflugzustand,

Fig. 2 eine isometrische, geschnittene Ansicht eines erfin­ dungsgemäßen Luftfahrzeugs in einer Passagiertrans­ portversion,

Fig. 3 ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug in einer Passa­ giertransportversion im Landezustand auf unpräpa­ riertem Untergrund,

Fig. 4 ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug in einer Fracht­ transportversion im Landezustand auf unpräpariertem Untergrund,

Fig. 5 eine isometrische, geschnittene Ansicht eines erfin­ dungsgemäßen Luftfahrzeugs in einer Frachttransport­ version,

Fig. 6 eine geschnittene Draufsicht auf ein erfindungsgemä­ ßes Luftfahrzeug in einer Frachttransportversion mit einem Antriebstragrahmen für die vorderen und die hinteren Antriebseinheiten,

Fig. 7 einen Ausschnitt einer teilweise geschnittenen Sei­ tenansicht eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs mit einem Versteifungsring und einer Stützstruktur,

Fig. 8 eine teilweise geschnittene Seitenansicht eines neigbaren Antriebs in einer ersten Ausführungsform,

Fig. 9 eine teilweise geschnittene Seitenansicht eines neigbaren Antriebs in einer zweiten Ausführungsform,

Fig. 1 zeigt eine Passagiertransportversion eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs im Reiseflugzustand in einer Seitenansicht. Das Luftfahrzeug besitzt einen im wesentlichen als aerostatischen Auftriebskörper ausgebildeten Rumpf 1, der überwiegend mit einem Gas, das leichter ist als Luft, vorzugsweise Helium, gefüllt ist.

Der Rumpf 1 ist als Rotationsellipsoid gestaltet und besitzt somit einen im wesentlichen kreisförmigen Grundriß und einen elliptischen Querschnitt. Der bezüglich der Äquatorialebene des Rumpfes 1 obere Teil des Rumpfes T, der als Oberschale 2 bezeichnet wird, ist stärker gewölbt als der unterhalb der Äquatorialebene gelegene und als Unterschale 3 bezeichnete untere Teil des Rumpfes 1, der wesentlich flacher ausgebildet ist und somit eine geringere Höhe aufweist als die Oberschale 2.

Obwohl der Rumpf 1 im Grundriß kreisförmig ausgebildet ist, besitzt er eine definierte Vorderseite, in Flugrichtung gesehen, die durch einen Cockpitansatz 4 bestimmt ist, der nasenartig an einem Ort des Äquatorialumfangs des Rumpfes 1 angebracht ist. Die vordere Hälfte des Äquatorialumfangs des Rumpfes 1 ist mit in der Rumpfwandung ausgebildeten Fenstern 5 des Obergeschosses einer zweigeschossigen Passagierkabine 38 (Fig. 2) versehen. Eine weitere Reihe als Panoramafenster 6 ausgebildeter Fenster des Untergeschosses ist im vordersten Bereich des Rumpfes 1 unterhalb des Cockpitansatzes 4 und seitlich davon angeordnet. Seitlich vom Rumpf 1 sind zwei vordere Antriebseinheiten 7, 8 sowie zwei hintere Antriebseinheiten 9, 10 angeordnet.

Die vorderen Antriebseinheiten 7, 8 sind jeweils mit einem in Flugrichtung nach vorne gerichteten Propeller 11, 12 versehen, der als Zugpropeller ausgebildet ist und dessen Propellerblätter 11', 12' wie Propellerblätter einer herkömmlichen Flugzeugluftschraube ausgebildet sind. Der Propellerdurchmesser liegt im Bereich des Durchmessers von Hubschrauberrotoren.

Die hinteren Antriebseinheiten 9, 10 besitzen einen bezüglich der Flugrichtung nach hinten weisenden Propeller 13, 14, der als Druckpropeller ausgebildet ist. Die Propellerblätter 13', 14' der hinteren Antriebseinheiten 9, 10 sind ebenfalls luftschraubenartig ausgebildet und der Durchmesser der hinteren Propeller 13, 14 entspricht in etwa dem Durchmesser der vorderen Propeller 11, 12.

Die vorderen Antriebseinheiten 7, 8 sind über jeweilige Querlenker 15, 16 bzw. 18, 19 sowie Längslenker 17 bzw. 20 am Rumpf angebracht.

Die hinteren Antriebseinheiten 9, 10 sind über jeweilige Querlenker 21, 22 bzw. 24, 25 sowie jeweilige Längslenker 23 bzw. 26 am Rumpf angebracht.

Die vorderen Antriebseinheiten 7, 8 sind oberhalb der Äquatorialebene gelegen und die hinteren Antriebseinheiten 9, 10 sind unterhalb der Äquatorialebene des Rumpfes 1 gelegen.

Fig. 2 ist eine isometrische, geschnittene Ansicht eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in einer Passagiertransportversion, wobei die Rumpfhülle 2' der Oberschale 2 größtenteils weggeschnitten ist und die Rumpfhülle 3' der Unterschale 3 im Bereich der hinteren linken Antriebseinheit 9 weggeschnitten ist.

Im Äquatorialbereich des Rumpfes 1 ist ein felgenartiger Versteifungsring 27 vorgesehen, der an seinem oberen Rand und an seinem unteren Rand jeweils ein umlaufendes, druckfestes Stützprofil 28, 29 aufweist. Zwischen den umlaufenden Stützprofilen 28, 29 ist eine ringförmige Wandung 30 vorgesehen, die das obere Stützprofil 28 und das untere Stützprofil 29 miteinander verbindet. Der Aufbau des Versteifungsrings 27 wird weiter unten anhand der Fig. 7 detailliert beschrieben.

Die vorderen Antriebseinheiten 7, 8 sind über eine fachwerkartige vordere Stützstruktur 31 miteinander verbunden, wobei die vorderen oberen Querlenker 15, 18 und die vorderen unteren Querlenker 16, 19 Elemente der vorderen Stützstruktur 31 bilden.

Die hinteren Antriebseinheiten 9, 10 sind über eine hintere Stützstruktur 32 miteinander verbunden, wobei die hinteren Querlenker 21, 22, 24, 25 Elemente der hinteren Stützstruktur 32 bilden.

Die vorderen Längslenker 17, 20 einer jeden Seite sind mit den hinteren Längslenkern 23, 26 derselben Seite des Luftfahrzeugs verbunden, wobei im Bereich der jeweiligen Verbindungsstelle eine fachwerkartige Struktur 33, 34 vorgesehen ist, um die unterschiedlichen Höhenlagen der Triebwerke und damit von deren Längslenkern auszugleichen.

Die Längslenker 17, 23 bzw. 20, 26 mit ihren zugehörigen fachwerkartigen Verbindungsstrukturen 33 bzw. 34 bilden jeweils eine linke Schubstrebe 36 bzw. eine rechte Schubstrebe 37.

Die vordere Stützstruktur 31, die hintere Stützstruktur 32, der linke vordere Längslenker 17, der linke hintere Längslenker 23, deren linke fachwerkartige Verbindungsstruktur 33, der rechte vordere Längslenker 20 der rechte hintere Längslenker 26 und deren rechte fachwerkartige Verbindungsstruktur 34 bilden gemeinsam einen Antriebstragrahmen 35, der die vier Antriebseinheiten 7, 8, 9 und 10 miteinander verbindet, wobei die jeweiligen Längslenker 17, 23, 20, 26 mit den zugeordneten Stützstrukturen 31, 32 unstarr verbunden sind, um eine Verwindbarkeit und Verschränkbarkeit des Antriebstragrahmens 35 zuzulassen.

Der Antriebstragrahmen 35 ist am felgenartigen Versteifungsring 27 im Bereich der vorderen und der hinteren Stützstruktur 31, 32 sowie der linken und der rechten Schubstrebe 36, 37 unstarr aufgehängt, um auch hier eine Verwindbarkeit zwischen dem Antriebstragrahmen 35 und dem felgenartigen Versteifungsring 27 zuzulassen.

Im vorderen Teil des Rumpfes 1 ist eine halbringförmige Passagierkabine 38 vorgesehen, die am felgenartigen Versteifungsring 27 und am Antriebstragrahmen 35, insbesondere an dessen vorderer Stützstruktur 31, aufgehängt ist. Die Fenster 5 der Passagierkabine 38 sind im vorderen Teil des Versteifungsrings 27 in dessen ringförmiger Wandung ausgebildet.

Im hinteren Teil des Rumpfes 1 ist ein Gepäck- und Frachtraum 39 für Fracht und Reisegepäck der Passagiere vorgesehen. Der Gepäck- und Frachtraum 39 ist am Versteifungsring 27 und an der hinteren Stützstruktur 32 aufgehängt. An seiner Unterseite ist der Gepäck- und Frachtraum 39 mit einem Schacht 40 versehen, der vom Boden des Gepäck- und Frachtraums 39 zur Wandung der Unterschale 3 führt. Der Schacht 40 ist an seiner Unterseite von einer in der Wandung der Unterschale 3 angebrachten Klappe 41 verschließbar. Ein in der Fig. 2 nicht dargestellter Seilzug oder Lift ist im Gepäck- und Frachtraum 39 im Bereich des Schachts 40 vorgesehen, um Fracht vom Gepäck- und Frachtraum 39 zur Oberfläche eines Landeplatzes herabzulassen bzw. Fracht von dort in das Luftfahrzeug zu transportieren.

In der Mitte des Rumpfes ist ein zylindrischer Zentralkörper 42 vorgesehen, der auf einem an der Unterseite der Unterschale 3 ausgebildeten Landefuß 43 steht und der über ummantelte Transportstege 44, 45, 46 mit der Passagierkabine 38 sowie mit dem Gepäck- und Frachtraum 39 verbunden ist. Der Zentralkörper 42 reicht zumindest bis in den Bereich der Äquatorialebene oder geringfügig darüber hinaus, wobei jedoch ein deutlicher Vertikalabstand zwischen der Oberseite des Zentralkörpers 42 und der Wandung der Oberschale 2 vorgesehen ist. Der Zentralkörper 42 ist in der von der Oberschale 2, der Unterschale 3 und dem Versteifungsring 27 gebildeten Hüllenstruktur des Rumpfes 1 so aufgehängt, daß er bei einer harten Landung des Luftfahrzeugs nach oben einfedern kann und so ein Durchfedern von Passagierkabine 38, Gepäck- und Frachtraum 39 und Antriebstragrahmen 35 gestattet, wobei auch die Transportstege 44, 45, 46 mit dem Zentralkörper 42 unstarr verbunden sind, um dessen Einfedern zu ermöglichen.

Im unteren Bereich der Unterschale 3 ist eine vom Zentralkörper 42 radial nach außen zur Wandung bzw. Hülle 3' der Unterschale 3 führender ummantelter Korridor 47 vorgesehen, der von einer in der Wandung der Unterschale 3 ausgebildeten Zugangsrampe 48 verschließbar ist. Innerhalb des Zentralkörpers 42 sind Treppen und/oder Aufzüge vorgesehen, die den unteren Einstiegsbereich des Zentralkörpers 42 in Höhe des Korridors 47 mit dem oberen Zugangsbereich zu den Transportstegen 44, 45, 46 verbinden.

Weiterhin ist in Fig. 2 zu erkennen, daß die Antriebseinheiten 7, 8, 9, 10 abgewinkelt ausgebildet sind, wobei jeweils eine Antriebsmaschine 49, 50, 51, 52 quer zur durch den Zentralkörper und den Cockpitansatz verlaufenden Längsmittelebene des Luftfahrzeugs angeordnet ist und vorzugsweise horizontal liegt. Die vorderen Antriebsmaschinen 49, 50 sind dabei koaxial zum jeweiligen vorderen oberen Querlenker 15 bzw. 18 ausgerichtet, während die hinteren Antriebsmaschinen 51, 52 koaxial mit dem jeweils zugeordneten hinteren unteren Querlenker 22 bzw. 25 ausgerichtet sind. Die Achsen der Antriebsmaschinen 49, 50, 51, 52 liegen somit in einer Ebene parallel zur Äquatorialebene des Luftfahrzeugs.

Jede der Antriebsmaschinen 49, 50, 51, 52 ist über ein in den Figuren nicht dargestelltes Winkelgetriebe, dessen jeweilige Eingangswelle mit der Ausgangswelle der zugeordneten Antriebsmaschine verbunden ist und dessen den jeweiligen Propeller beaufschlagende Abtriebswelle in einer rechtwinklig zur Rotationsachse des jeweiligen Antriebs verlaufenden Ebene gelegen ist. In der Darstellung in Fig. 2 liegen die Abtriebswellen zudem in der Waagerechten. Das Vorhandensein der Winkelgetriebe in jeder Antriebseinheit 7, 8, 9, 10 ist durch die in Fig. 2 dargestellte abgewinkelte Gestalt der Antriebseinheiten 7, 8, 9, 10 zu erkennen.

Jede Antriebseinheit 7, 8, 9, 10 ist um die Rotationsachse ihrer zugeordneten Antriebsmaschine 49, 50, 51, 52 derart drehbar gelagert, daß der jeweilige in Fig. 2 waagerecht liegende vordere Abschnitt 53, 54 der vorderen Antriebseinheiten 7, 8 bzw. der in Fig. 2 waagerecht liegende hintere Abschnitt 55, 56 der jeweiligen hinteren Antriebseinheit 9, 10, in dem jeweils die zugeordnete Abtriebswelle des Antriebs liegt, zwischen der in Fig. 2 dargestellten waagerechten Ausrichtung und einer senkrechten Ausrichtung kippbar ist.

In Fig. 3 ist das Luftfahrzeug in einer Seitenansicht im gelandeten Zustand dargestellt, in dem die Abschnitte 53, 54, 55, 56 der Antriebseinheiten 7, 8, 9, 10, in denen die jeweilige Abtriebswelle gelegen ist, in die Vertikale gekippt ist. Die jeweilige Propellerrotationsebene der Antriebseinheiten 7, 8, 9, 10 verläuft daher in Fig. 3 waagerecht, weshalb Fig. 3 auch gleichzeitig die Start- und Landeposition der Antriebseinheiten zeigt.

In Fig. 3 sind weiterhin die geöffnete Klappe 41 des Gepäck- und Frachtraums 39 sowie die herabgelassene Zugangsrampe 48 des Korridors 47 zum Zentralkörper 42 zu erkennen. Unterhalb der Unterschale 3 des Rumpfes 1 ist ein balgartiger Ringwulst 57 zu sehen, der von der unteren Wandung der Unterschale 3 nach unten ausgefahren ist und auf dem das gelandete Luftfahrzeug ruht, wobei der Ringwulst 57 als Landefuß dient.

In Fig. 3 ist außerdem erkennbar, daß die vordere Antriebseinheit 7 und auch die nicht dargestellte vordere Antriebseinheit 8 gegenüber der in Fig. 1 dargestellten Position im Reiseflug nach oben gekippt ist, so daß sich die Ebene des Propellers 11 oberhalb der zugeordneten Antriebsmaschine 49 befindet und daß sich die Ebene des Propellers 13 der hinteren Antriebseinheit 9 - ebenso wie der nicht zu erkennenden hinteren Antriebseinheit 10 - unterhalb der zugeordneten Antriebsmaschine 51 liegt. Diese unterschiedliche Lage der jeweiligen Propellerebene ist dadurch bedingt, daß es sich bei den vorderen Propellern um Zugpropeller und bei den hinteren Propellern um Druckpropeller handelt, so daß mit der in Fig. 3 gezeigten Anordnung sowohl die vorderen Antriebseinheiten als auch die hinteren Antriebseinheiten eine nach oben gerichtete Schubkraft erzeugen können.

Fig. 4 zeigt eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs, das als Frachttransportversion ausgebildet ist, im gleichen Betriebszustand wie die Fig. 3 für die Passagiertransportversion. Bei dieser Frachttransportversion fehlen die bei der Passagiertransportversion vorgesehenen Fenster 5 und 7 im Rumpf 1. In der Unterschale 3 ist dafür ein in Fig. 5 dargestellter, im Grundriß im wesentlichen achteckiger Frachtraum 58 (Fig. 5) ausgebildet, der unterhalb seines Bodens mit einem dem Grundriß angepaßten nach unten gerichteten balgartigen Ringwulst 59 versehen ist, der die gleiche Funktion als Landefuß besitzt wie der Ringwulst 57 bei der Passagiertransportversion, der jedoch eine dem Grundriß des Frachtraums angepaßte größere Grundfläche umgrenzt als der Ringwulst 57 der Passagiertransportversion.

Weiterhin sind bei der in Fig. 4 gezeigten Frachttransportversion eine vordere Rampe 60 und eine hintere Rampe 61 in der Wandung der Unterschale 3 vorgesehen, die von vorne bzw. von hinten durch einen vorderen Korridor 62 bzw. einen hinteren Korridor 63 zum Frachtraum 58 führen (Fig. 5) und die das gleichzeitige Beladen und Entladen des Frachtraums 58 erleichtern.

Fig. 5 gibt eine isometrische Ansicht der teilweise geschnittenen Frachttransportversion des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs wieder, wobei die Ansicht der Fig. 5 prinzipiell der Ansicht der Passagiertransportversion aus Fig. 2 entspricht. Auch der Aufbau des Antriebstragrahmens 64 entspricht bei dieser Version grundsätzlich dem Antriebstragrahmen 35 der Passagiertransportversion. Auch der Rumpf 1 mit der Oberschale 2 und der Unterschale 3 sowie dem felgenartigen Versteifungsring 27 entspricht grundsätzlich der Version der in Fig. 2 dargestellten Passagiertransportversion. Zur Vermeidung von Wiederholungen wird daher bezüglich der Beschreibung dieser im wesentlichen baugleich ausgebildeten Strukturelemente sowie der im wesentlichen baugleich ausgebildeten Antriebseinheiten auf die Beschreibung der Fig. 2 verwiesen. Der Frachtraum 58 befindet sich im wesentlichen im Bereich der Unterschale 3 des Rumpfes 1 und die obere Wandung des Frachtraums 58 ist von der oberen Wandung der Oberschale 2 deutlich beabstandet, um auch hier ein Einfedern des Frachtraums 58 zu ermöglichen und somit ein Durchfedern des Antriebstragrahmens 64 zu gestatten. Die Höhe des Frachtraums 58 beträgt maximal etwa ein Viertel der Gesamthöhe des Luftfahrzeugs.

In Fig. 6 ist die Frachttransportversion aus den Fig. 4 und 5 nochmals in einer geschnittenen Grundrißansicht dargestellt, wobei auf der in Flugrichtung X gesehen rechten Seite die vordere rechte Antriebseinheit 8 und die hintere rechte Antriebseinheit 10 in ihrer Vertikalflugposition (mit waagerechter Propellerebene) gezeigt sind und wobei die in Flugrichtung gesehen linken Antriebseinheiten, die linke vordere Antriebseinheit 7 und die linke hintere Antriebseinheit 9, in Reiseflugstellung (mit vertikaler Propellerebene) dargestellt sind. Diese Darstellung mit unterschiedlich gekippten Antriebseinheiten dient lediglich dem besseren Verständnis; sie stellt keinen realen Flugzustand dar.

Deutlich erkennbar ist in der Darstellung der Fig. 6, daß die jeweiligen Querlenker 15, 16; 18, 19; 21, 22; 24, 25, von denen jeweils nur der obere Querlenker zu sehen ist, gegenüber der Luftfahrzeugquerachse y, vom innerhalb des Rumpfes gelegenen Mittelabschnitt der vorderen Stützstruktur 31 bzw. dem innerhalb des Rumpfes gelegenen Mittelabschnitt der hinteren Stützstruktur 32 ausgehend geringfügig nach außen gerichtet, also von der vorderen Stützstruktur 31 nach vorne und von der hinteren Stützstruktur 32 nach hinten, abgewinkelt ausgebildet sind. Die hierdurch erhaltene Schrägstellung der Propellerebenen im Reiseflug bezüglich einer Vertikalebene durch die Querachse des Luftfahrzeugs ist auch in der Seitenansicht der Fig. 1 zu erkennen. Diese Schrägstellung bewirkt, daß der Propeller in seiner Normalstellung im Reiseflugzustand (Fig. 1) von der das Luftfahrzeug umströmenden Luftströmung im wesentlichen axial angeströmt wird.

Fig. 7 zeigt einen Ausschnitt einer teilweise geschnittenen Seitenansicht eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs im Äquatorialbereich. Der Versteifungsring 27 weist ein rohrförmiges oberes Stützprofil 28 sowie ein rohrförmiges unteres Stützprofil 29 auf, die in eine sandwichartig aufgebaute ringförmige Wandung 30 an deren oberem Umfang bzw. an deren unterem Umfang einlaminiert sind. Die Wandung 30 ist in ihrer Kontur teilelliptisch konvex nach außen gewölbt. Die Rumpfhülle 2' der Oberschale 2 sowie die Rumpfhülle 3' der Unterschale 3 sind über geeignete Befestigungsvorrichtungen am oberen Stützprofil 28 bzw. am unteren Stützprofil 29 befestigt. Hierzu kann das jeweilige Stützprofil 28, 29 eine geeignete profilierte Querschnittsform abweichend von der in Fig. 7 dargestellten Kreisform aufweisen, die ein Anbringen entsprechender Befestigungsteile der jeweiligen Rumpfhülle 2', 3' am zugeordneten oberen Stützprofil 28 bzw. am unteren Stützprofil 29 ermöglicht.

Die Rumpfhülle wird von einem geeigneten flexiblen Material gebildet, wie dies beispielsweise bereits im Luftschiffbau Verwendung findet. Die in der vorliegenden Anmeldung gewählten Bezeichnungen Oberschale und Unterschale bedeuten nicht, daß es sich hierbei um starre Gebilde handelt, sondern bezeichnet nur die geometrische Gestalt im unter Druck gesetzten Zustand des Rumpfes.

Die Oberschale 2 ist doppelwandig ausgebildet, wobei eine innere Hülle 2'' von der äußeren Hülle 2' beabstandet ist und einen Kanal bildet, in den im oberen Stützprofil 28 ausgebildete Ausströmöffnungen 65 einmünden. Der zwischen der äußeren Hülle 2' und der inneren Hülle 2'' gebildete Raum kann auch meridianartig in eine Vielzahl von Kanälen unterteilt sein. Am obersten Punkt der Oberschale 2 ist in der äußeren Hülle 2' eine nicht gezeigte zentrale obere Ausströmöffnung vorgesehen. Auf diese Weise kann durch das obere Stützprofil 28 zugeführte Warmluft aus den Öffnungen 65 in die zwischen der inneren Hülle 2'' und der äußeren Hülle 2' gebildeten Kanäle einströmen und aus der zentralen oberen Ausströmöffnung wieder entweichen, wobei die Warmluft die äußere Hülle 2' erwärmt und damit ein Enteisen der äußeren Hülle ermöglicht.

In Fig. 7 ist weiterhin ein fachwerkartiges Stützgerüst 66 gezeigt, das auf der radial inneren Seite des Versteifungsrings 27 gelegen ist und das das obere Stützprofil 28 und das untere Stützprofil 29 unter Einbeziehung eines inneren ringförmigen Stützprofils 67 verbindet. Das Stützgerüst 66 dient zur Verstärkung des Versteifungsrings 27.

Zur Steuerung weist das ohne herkömmliche aerodynamische Steuervorrichtungen ausgebildete Luftfahrzeug spezielle Antriebseinheiten 7, 8, 9, 10 auf, die aufgrund eines besonders gestalteten Rotorkopfes 110 mit neigbarer Propellerrotationsebene 113 eine Schubvektorsteuerung mittels des Propellers ermöglichen.

Ein Rotorkopf 110 einer derartigen Antriebseinheit sowie eine Abwandlung davon werden nachfolgend unter Bezugnahme auf die Fig. 8 und 9 beschrieben.

In Fig. 8 ist eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Rotorkopfes einer der Antriebseinheiten 7, 8, 9, 10 dargestellt. Der Rotorkopf weist in seinem in Fig. 8 unteren Teil einen hohlzylindrisch ausgebildeten vorderen Abschnitt 101 eines Antriebsgehäuses auf, der den vorderen Abschnitten 53, 54 der vorderen Antriebseinheiten 7, 8 bzw. den hinteren Abschnitten 55, 56 der hinteren Antriebseinheiten 9, 10 des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs entspricht.

Im Inneren des vorderen Abschnitts 101 ist koaxial dazu ein inneres zylindrisches Hilfstragrohr 102 angeordnet, das über ringförmige Abstandhalter 103 mit dem zylindrischen vorderen Abschnitt 101 verbunden ist.

Innerhalb des inneren zylindrischen Hilfstragrohrs 102 ist koaxial zu diesem eine Welle 104 über Lager 105 drehbar gelagert. Die Welle 104 ist die Abtriebswelle einer der in Fig. 2 schematisch dargestellten Antriebsmaschinen 49, 50, 51, 52. Sie kann koaxial zur Rotationswelle der zugeordneten Antriebsmaschine angeordnet sein oder wie im Beispiel der Fig. 1 bis 7 über ein Winkelgetriebe mit der Rotationswelle der Antriebsmaschine verbunden sein. Außerdem kann die Welle 104 die Abtriebswelle eines der Antriebsmaschine nachgeordneten Untersetzungs- oder Sammelgetriebes sein.

Am freien Ende des zylindrischen vorderen Abschnitts 101 des Antriebsgehäuses ist ein Kardanring 106 innerhalb des hohlzylindrischen Mantels des vorderen Abschnitts 101 an diesem schwenkbar gelagert. Die Schwenkachse 106' des Kardanrings 106 steht dabei im rechten Winkel zur Längsachse 101' des zylindrischen vorderen Abschnitts 101. Die Lagerung des Kardanrings 106 am hohlzylindrischen vorderen Abschnitt 101 erfolgt in bekannter Weise über Lagerbolzen 107, 108.

Innerhalb des Kardanrings 106 ist ein zylindrisches Tragrohr 109 der Propellernabe 110 mittels zweier an zwei radial gegenübergelegenen Seiten am unteren Ende des hohlzylindrischen Tragrohrs 109 axial hervorstehenden Lagerlaschen 111 im Kardanring 106 schwenkbar gelagert. Die Neigungsachse 111', um die die Lagerlaschen 111 und damit das hohlzylindrische Tragrohr 109 schwenken, ist senkrecht zur Längsachse 109' des hohlzylindrischen Tragrohrs 109 und senkrecht zur Schwenkachse 106' des Kardanrings 106 gelegen. Auf diese Weise ist ein äußeres Kardangelenk 112 gebildet, dessen Mittelpunkt durch den Schnittpunkt der Achsen 101', 106' und 111' gebildet ist und das eine Neigbarkeit der Propellerebene 113 bezüglich der Längsachse 101' des vorderen Abschnitts 101 des Antriebsgehäuses, die gleichzeitig die Rotationsachse 104' der Abtriebswelle 104 bildet, in beliebige Richtungen gestattet.

Im Bereich des freien Endes der Abtriebswelle 104 sind zwei diametral gegenübergelegene untere innere Schwenklager 114, 114' vorgesehen, in denen eine die Abtriebswelle 104 diametral durchdringende Achse 115 gelagert ist, deren Schwenkachse 115' im rechten Winkel zur Rotationsachse 104' der Abtriebswelle 104 liegt, welche ihrerseits koaxial zur Längsachse 101' des vorderen Abschnitts 101 verläuft. Die Achse 115 ist zur Ausbildung eines unteren Kardankreuzes in ihrer Mitte (in Längsrichtung gesehen) mit zwei seitlich angebrachten Schwenkzapfen 116 versehen, deren Schwenkachse 116' im rechten Winkel zur Schwenkachse 115' liegt.

An den Schwenkzapfen 116 ist jeweils eine sich vom freien Ende der hohl ausgebildeten Antriebswelle 104 wegerstreckende Verbindungswelle 118 schwenkbar gelagert, die an ihrem von den Schwenkzapfen 116 abgewandten Ende auf Schwenkzapfen 117 gelagert ist, deren Schwenkachse 117' parallel zur Schwenkachse 116' verläuft. Die Schwenkzapfen 117 sind zur Ausbildung eines oberen Kardankreuzes in der Mitte (in Längsrichtung gesehen) einer Achse 119 seitlich an dieser angebracht, deren Schwenkachse 119' rechtwinklig zur Schwenkachse 117' verläuft.

Die Achse 119 ist in zwei oberen inneren Schwenklagern 120, 120' schwenkbar gelagert, die im Bereich des freien Endes einer Propellerwelle 121, diese diametral durchdringend, vorgesehen sind. Die Rotationsachse 121' der Propellerwelle 121 steht senkrecht auf der Propellerrotationsebene 113 sowie auf der Schwenkachse 119'. Auf diese Weise ist ein inneres Doppelkardangelenk 122 gebildet, das die Rotation der Abtriebswelle 104 auf die Propellerwelle 121 in jeder beliebigen Neigungsposition der Propellerrotationsebene 113 gleichförmig überträgt.

Die Rotationsachse 121' der Propellerwelle 121 und die Rotationsachse 104' der Abtriebswelle 104 schneiden sich in der Mitte des äußeren Kardangelenks 112, das heißt im Schnittpunkt der Schwenkachse 106' des Kardanrings 106 und der Neigungsachse 111' der Lagerlaschen 111.

In der Propellernabe 110 ist ein Planetengetriebe 123 vorgesehen, dessen Sonnenrad mit der Propellerwelle 121 verbunden ist und an dessen Hohlrad 124 die Propellerblätter 125 gelagert sind. Die Planetenräder des Planetengetriebes 123 sind an einem mit dem zylindrischen Tragrohr 109 drehfest verbundenen Planetenradträger gelagert.

Die Lagerung der Propellerblätter 125, 125' am Hohlrad 124 ist derart ausgebildet, daß die Anstellwinkel der Propellerblätter 125, 125' verstellbar sind. Hierzu ist jedes Propellerblatt 125, 125' über eine zugeordnete obere Stellstange 126, 126' mit einer Taumelscheibe 127 mittels eines jeweiligen oberen Kugelgelenks 128, 128' gelenkig verbunden. Die Taumelscheibe 127 besteht aus einem inneren Lagerring 129 und einem äußeren Lagerring 130, wobei die oberen Kugelgelenke 128, 128' am inneren Lagerring 129 angeordnet sind. Die Ebene der ringförmigen Taumelscheibe 127 verläuft durch den Mittelpunkt des äußeren Kardangelenks 112, sie kann aber auch zur Propellernabe hin versetzt sein.

Am äußeren Lagerring 130 der Taumelscheibe 127 sind untere Kugelgelenke 131, 131' vorgesehen, an denen untere Stellstangen 132, 132' gelagert sind, die entlang dem vorderen Abschnitt 101 des Antriebsgehäuses verlaufen und die über zugeordnete Kolben-Zylinder-Einheiten 133, 133' axial verstellbar sind. Die Kolben-Zylinder-Einheiten 133, 133' sind außerhalb des vorderen Abschnitts 101 angeordnet, sie können aber auch innerhalb des rohrförmigen vorderen Abschnitts 101 zwischen diesem und dem inneren zylindrischen Hilfstragrohr 102 angeordnet sein.

Mittels der Kolben-Zylinder-Einheiten 133, 133', der unteren Stellstangen 132, 132', der Taumelscheibe 127, und der oberen Stellstangen 126, 126' kann nicht nur der Anstellwinkel eines jeden Propellerblatts 125, 125' individuell verstellt werden, sondern es kann über diese Verstellmechanik ebenso eine kollektive Verstellung der Anstellwinkel der Propellerblätter um eine allen Propellerblättern gemeinsame Anstellwinkeldifferenz erfolgen.

Fig. 9 zeigt eine Abwandlung des Rotorkopfes aus Fig. 8, bei dem das äußere Kardangelenk 112 durch ein einfaches um eine Achse schwenkbares Gelenk ersetzt worden ist, wie nachfolgend anhand der Unterschiede zum Rotorkopf der Fig. 8 erläutert wird.

Am in Fig. 9 oberen freien Ende des vorderen Abschnitts 101 des Antriebsgehäuses sind untere Lagerlaschen 134 vorgesehen, die von der Stirnseite des freien Endes des zylindrischen vorderen Abschnitts 101 in Längsrichtung des vorderen Abschnitts 101 hervorstehen und an zwei diagonal gegenübergelegenen Seiten des vorderen Abschnitts 101 angeordnet sind. An den unteren Lagerlaschen 134 sind die Lagerlaschen 111 des zylindrischen Tragrohrs 109 der Propellernabe schwenkbar gelagert, wobei die Neigungsachse 111' senkrecht zur Längsachse 101' des vorderen Abschnitts 101 steht. Auf diese Weise ist ein Neigungsgelenk 134' gebildet. Die Achsen 101' und 111' verlaufen zudem jeweils rechtwinklig zu einer Kippachse 135' einer Befestigungsanordnung 135 für die Befestigung der Antriebseinrichtung am Luftfahrzeug.

Bei diesem Rotorkopf kann die Propellerrotationsebene 113 ebenfalls in jede beliebige Richtung geneigt werden, da die Kippachse 135' den Freiheitsgrad liefert, der bei der Ausführung nach Fig. 8 von der Schwenkachse 106' des Kardanrings 106 geliefert wird.

Auch bei der in Fig. 8 gezeigten Ausführungsform mit dem äußeren Kardangelenk 112 kann die um die Kippachse 135' kippbare Befestigungseinrichtung 135 vorgesehen sein.

Bezugszeichenliste

1

Rumpf

2

Oberschale

2'

Äußere Hülle

2''

Innere Hülle

3

Unterschale

3'

Hülle

4

Cockpitansatz

5

Fenster

6

Panoramafenster

7

Linke vordere Antriebseinheit

8

Rechte vordere Antriebseinheit

9

Linke hintere Antriebseinheit

10

Rechte hintere Antriebseinheit

11

Linker vorderer Propeller

11'

Propellerblätter

12

Rechter vorderer Propeller

12'

Propellerblätter

13

Linker hinterer Propeller

13'

Propellerblätter

14

Rechter vorderer Propeller

14'

Propellerblätter

15

Linker vorderer oberer Querlenker

16

Linker vorderer unterer Querlenker

17

Linker vorderer Längslenker

18

Rechter vorderer oberer Querlenker

19

Rechter vorderer unterer Querlenker

20

Rechter vorderer Längslenker

21

Linker hinterer oberer Querlenker

22

Linker hinterer unterer Querlenker

23

Linker hinterer Längslenker

24

Rechter hinterer oberer Querlenker

25

Rechter hinterer unterer Querlenker

26

Rechter hinterer Längslenker

27

Versteifungsring

28

Oberes Stützprofil

29

Unteres Stützprofil

30

Ringförmige Wandung

31

Vordere Stützstruktur

32

Hintere Stützstruktur

33

Linke fachwerkartige Struktur

34

Rechte fachwerkartige Struktur

35

Antriebstragrahmen

36

Linke Schubstrebe

37

Rechte Schubstrebe

38

Passagierkabine

39

Gepäck- und Frachtraum

40

Schacht

41

Klappe

42

Zentralkörper

43

Ringwulst

44

Transportsteg

45

Transportsteg

46

Transportsteg

47

Korridor

48

Zugangsrampe

49

Linke vordere Antriebsmaschine

50

Rechte vordere Antriebsmaschine

51

Linke hintere Antriebsmaschine

52

Rechte hintere Antriebsmaschine

53

Vorderer Abschnitt

54

Vorderer Abschnitt

55

Hinterer Abschnitt

56

Hinterer Abschnitt

57

Balgartiger Ringwulst

58

Frachtraum

59

Ringwulst

60

Vordere Rampe

61

Hintere Rampe

62

Vorderer Korridor

63

Hinterer Korridor

64

Antriebstragrahmen

65

Öffnungen

66

Stützgerüst

67

Inneres Stützprofil

101

Vorderer Abschnitt

101'

Längsachse von

101

102

Inneres zylindrisches Hilfstragrohr

103

Ringförmiger Abstandhalter

104

Abtriebswelle

104'

Rotationsachse von

104

105

Lager

106

Kardanring

106'

Schwenkachse von

106

107

Lagerbolzen

108

Lagerbolzen

109

Zylindrisches Tragrohr

109'

Längsachse von

109

110

Propellernabe

111

Lagerlaschen

111'

Neigungsachse von

111

112

Äußeres Kardangelenk

113

Propellerrotationsebene

114

Erstes unteres inneres Schwenklager

114'

Zweites unteres inneres Schwenklager

115

Achse

115'

Schwenkachse von

115

116

Schwenkzapfen

116'

Schwenkachse von

116

117

Schwenkzapfen

117'

Schwenkachse von

117

118

Verbindungswelle

119

Achse

119'

Schwenkachse von

119

120

Erstes oberes inneres Schwenklager

120'

Zweites oberes inneres Schwenklager

121

Propellerwelle

121'

Rotationsachse von

121

122

Doppelkardangelenk

123

Planetengetriebe

124

Hohlrad

125

Propellerblatt

125'

Propellerblatt

126

Obere Stellstange

126'

Obere Stellstange

127

Taumelscheibe

128

Oberes Kugelgelenk

128''

Oberes Kugelgelenk

129

Innerer Lagerring

130

Äußerer Lagerring

131

Unteres Kugelgelenk

131'

Unteres Kugelgelenk

132

Untere Stellstange

132'

Untere Stellstange

133

Kolben-Zylinder-Einheit

133'

Kolben-Zylinder-Einheit

134

Untere Lagerlasche

134'

Neigungsgelenk

135

Befestigungsanordnung

135'

Kippachse von

135

Claims (44)

1. Luftfahrzeug mit einem im wesentlichen als aerostatischem Auftriebskörper ausgebildeten Rumpf (1) sowie am Rumpf (1) angelenkten, mit Propellern (11, 12, 13, 14) versehenen, Antriebseinheiten (7, 8, 9, 10) bildenden kombinierten Auftriebs- und Vortriebseinrichtungen, die jeweils zwischen einer Auftriebsposition, in der die jeweilige Propellerrotationsebene im wesentlichen horizontal und die die jeweilige Propellerwelle (121) beaufschlagende Abtriebswelle (104) des zugeordneten Antriebs (49, 50, 51, 52) im wesentlichen vertikal gelegen sind, und einer Vortriebsposition, in der die jeweilige Propellerrotationsebene im wesentlichen vertikal und die die jeweilige Propellerwelle (121) beaufschlagende Abtriebswelle (104) des zugeordneten Antriebs (49, 50, 51, 52) im wesentlichen horizontal gelegen sind, kippbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß die jeweilige Propellerrotationsebene (113) relativ zur die Propellerwelle (121) beaufschlagenden Abtriebswelle (104) des zugeordneten Antriebs (49, 50, 51, 52) rundum neigbar ist.

2. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf (1) zugleich als aerodynamischer Auftriebskörper gestaltet ist.

3. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß keine aktiv betätigbaren aerodynamischen Steuervorrichtungen vorgesehen sind.

4. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf (1) einen im wesentlichen kreisförmigen Grundriß aufweist.

5. Luftfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf (1) einen im wesentlichen elliptischen Querschnitt aufweist.

6. Luftfahrzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpfquerschnitt die Gestalt einer asymmetrischen, im wesentlichen elliptischen Form besitzt, wobei der obere Teil eine Oberschale (2) bildet, die stärker gewölbt ist als der flachere, eine Unterschale (3) bildende untere Teil.

7. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf (1) zumindest einen felgenartigen Versteifungsring (27) im Äquatorialbereich aufweist.

8. Luftfahrzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Versteifungsring (27) im Querschnitt an seinem Außenumfang eine teilelliptische Gestalt aufweist.

9. Luftfahrzeug nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Versteifungsring (27) einen Faserverbundwerkstoff, vorzugsweise in Sandwichbauweise, aufweist.

10. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß druckfeste Stützprofile (28, 29) in den Versteifungsring (27) integriert sind.

11. Luftfahrzeug nach Anspruch 7, 8, 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Versteifungsring (27) zumindest ein Stützgerüst (66) aufweist, das im Querschnitt bevorzugt im wesentlichen dreieckig ausgebildet ist.

12. Luftfahrzeug nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Stützgerüst (66) zumindest teilweise in den Versteifungsring (27) integriert ist.

13. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß jeweils zwei Antriebseinheiten (7, 8; 9, 10) gemeinsam an einer vorzugsweise unstarr am Rumpf (1) angebrachten Stützstruktur (31; 32) gehaltert sind.

14. Luftfahrzeug nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Antriebseinheiten (7, 8, 9, 10) und/oder deren Stützstrukturen (31, 32) über Schubstreben (36, 37) zu einem Antriebstragrahmen (35; 64) unstarr miteinander verkoppelt sind.

15. Luftfahrzeug nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Antriebseinheiten (7, 8, 9, 10) und/oder deren Stützstrukturen (31, 32) über den Antriebstragrahmen (35; 64) am felgenartigen Versteifungsring (27) unstarr angebracht sind.

16. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 13 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß die vorderen Antriebseinheiten (7, 8) und die hinteren Antriebseinheiten (9, 10) jeweils unterschiedlich weit von der Längsmittelebene des Luftfahrzeugs beabstandet sind.

17. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 13 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß die vorderen Antriebseinheiten (7, 8) und die hinteren Antriebseinheiten (9, 10) jeweils unterschiedlich hoch am Luftfahrzeug angeordnet sind.

18. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 13 bis 17, dadurch gekennzeichnet, daß zumindest vier Antriebseinheiten (7, 8, 9, 10) vorgesehen sind.

19. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß in jeder Antriebseinheit (7, 8, 9, 10) zwei parallel zueinander betreibbare Antriebsmaschinen vorgesehen sind.

20. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß im unteren Bereich des Rumpfes (1) ein Frachtraum (58) ausgebildet ist.

21. Luftfahrzeug nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß der Frachtraum (58) mit zumindest einer Rampe versehen ist und daß vorzugsweise zwei Rampen (60, 61) an zwei voneinander abgewandten Seiten vorgesehen sind.

22. Luftfahrzeug nach Anspruch 20 oder 21, dadurch gekennzeichnet, daß unter dem Frachtraum (58) im Bereich seines Umfangs ein nach unten gerichteter balgartiger Ringwulst (57) als Landefuß vorgesehen ist, der pneumatisch ausfahrbar ausgebildet ist.

23. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 18, dadurch gekennzeichnet, daß im vorderen Teil des Äquatorialbereichs des Rumpfes (1) eine bevorzugt abschnittsweise zweistöckig ausgebildete Passagierkabine (38) vorgesehen ist.

24. Luftfahrzeug nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, daß die Passagierkabine (38) in den felgenartigen Versteifungsring (27) und vorzugsweise auch in die vordere Stützstruktur (31) eines Antriebstragrahmens (35) eingehängt ist.

25. Luftfahrzeug nach Anspruch 23 oder 24, dadurch gekennzeichnet, daß im hinteren Teil des Äquatorialbereichs des Rumpfes (1) ein Gepäck- und Frachtraum (39) vorgesehen ist.

26. Luftfahrzeug nach Anspruch 25, dadurch gekennzeichnet, daß der Gepäck- und Frachtraum (39) in den felgenartigen Versteifungsring (27) und vorzugsweise auch in die hintere Stützstruktur (32) des Antriebstragrahmens (35) eingehängt ist.

27. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 23 bis 26, dadurch gekennzeichnet, daß in der Unterschale (3) ein in diese integrierter Zentralkörper (42) vorgesehen ist, an dessen Unterseite bevorzugt ein balgartiger, pneumatisch ausfahrbarer Ringwulst (43) als Landefuß ausgebildet ist.

28. Luftfahrzeug nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, daß der Zentralkörper (42) in der von der Oberschale (2) und von der Unterschale (3) gebildeten Hüllenstruktur des Rumpfes (1) derart aufgehängt ist, daß er bei einer harten Landung nach oben einfedern kann und so ein Durchfedern von Passagierkabine (38), Gepäck- und Frachtraum (39) und Antriebstragrahmen (35) gestattet.

29. Luftfahrzeug nach Anspruch 27 oder 28, dadurch gekennzeichnet, daß der Zentralkörper (42) mit zumindest einer Rampe (48) für den Zugang von außen versehen ist.

30. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 23 bis 29, dadurch gekennzeichnet, daß die Passagierkabine (38) und der Gepäck- und Frachtraum (39) über ummantelte Transportstege (44, 45, 46) mit dem Zentralkörper (42) unstarr verbunden sind, um dessen Einfedern zu ermöglichen.

31. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf (1) eine Tragstruktur und eine Rumpfhülle (2', 3') aufweist und daß die Rumpfhülle (2') zumindest abschnittsweise im Bereich der Oberschale (2) beheizbar ist.

32. Luftfahrzeug nach Anspruch 31, dadurch gekennzeichnet, daß die beheizbaren Abschnitte der Rumpfhülle (2') doppelwandig (2', 2'') ausgebildet sind und von Warmluft oder einem anderen bezüglich der Rumpfumgebung wärmeren Gas bedarfsweise durchströmt werden.

33. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine zentrale, vorzugsweise digitale Regelung für die individuelle und für die kollektive Ansteuerung der Anstellwinkel der Propellerblätter ((11', 12', 13', 14') aller Antriebseinheiten (7, 8, 9, 10) zur Fluglageregelung und zur Flugsteuerung im vertikalen Start- und Landebetrieb, im horizontalen Reiseflugbetrieb und im Übergangsbetrieb zwischen diesen beiden Betriebszuständen vorgesehen ist.

34. Luftfahrzeug nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich eine manuelle Flugsteuerung vorgesehen ist.

35. Antriebseinheit mit zumindest einem Propeller, insbesondere für ein Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 34, dadurch gekennzeichnet,
daß die Propellerrotationsebene (113) relativ zur die Propellerwelle (121) beaufschlagenden Abtriebswelle (104) des Antriebs neigbar ausgebildet ist und
daß die Propellerwelle (121) und die die Propellerwelle (121) beaufschlagende Abtriebswelle (104) des Antriebs, vorzugsweise über ein Doppelkardangelenk (121) oder ein Gleichlaufgelenk, gelenkig miteinander verbunden sind.

36. Antriebseinheit nach Anspruch 35, dadurch gekennzeichnet, daß die Nabe (110) des Propellers über einen Kardanring (106) kardanisch gelagert ist.

37. Antriebseinheit nach Anspruch 35 oder 36, dadurch gekennzeichnet, daß die Propellerblätter (125, 125') ohne Schlaggelenke und ohne Schwenkgelenke oder andere dazu äquivalent wirkende elastische Teile an der zugeordneten Propellernabe (110) angeordnet sind.

38. Antriebseinheit nach Anspruch 37, dadurch gekennzeichnet, daß der Anstellwinkel der einzelnen Propellerblätter (125, 125') mittels einer Taumelscheibe (127) kollektiv sowie zur Neigung der Propellerrotationsebene (113) individuell variabel verstellbar ist.

39. Antriebseinheit nach einem der Ansprüche 35 bis 38, dadurch gekennzeichnet, daß der Neigungswinkel der Propellerrotationsebene (113) bezüglich der die Propellerwelle (121) beaufschlagenden Abtriebswelle (104) des zugeordneten Antriebs um bis zu mehr als ± 45° beträgt.

40. Antriebseinheit nach einem der Ansprüche 35 bis 38, dadurch gekennzeichnet, daß ein Kippmechanismus (135) zur Halterung der Antriebseinheit an einem Fahrzeug vorgesehen ist, der ein Kippen der Antriebseinheit um eine Kippachse (135') zwischen einer Auftriebsposition, in der die Abtriebswelle (104) im wesentlichen vertikal ausgerichtet ist, und einer Vortriebsposition, in der die Abtriebswelle (104) im wesentlichen horizontal ausgerichtet ist, gestattet.

41. Antriebseinheit nach Anspruch 40, dadurch gekennzeichnet, daß eine Nachführeinrichtung vorgesehen ist, welche einer sich aufgrund am Propeller angreifender fluiddynamischer Kräfte und daraus resultierender Kreiselkräfte ergebenden Kippbewegung der Antriebseinheit folgt und welche diese Kippbewegung vorzugsweise reaktionskraftfrei unterstützt.

42. Antriebseinheit nach einem der Ansprüche 40 oder 41, dadurch gekennzeichnet, daß die Propellernabe (110) in einem einachsigen Neigungsgelenk (134') gelagert ist, dessen Neigungsachse (111') zur Kippachse (135') der Antriebseinheit senkrecht verläuft, so daß die Neigbarkeit der Propellernabe (110) um die Neigungsachse (111') gemeinsam mit der Kippbarkeit der Antriebseinheit um die Kippachse (135') der Antriebseinheit eine Neigung der Propellerrotationsebene (113) in alle Richtungen gestattet, wobei die Stellgeschwindigkeit der Nachführeinrichtung für die Kippbewegung um die Kippachse (135') der Antriebseinheit der Stellgeschwindigkeit der fluiddynamisch induzierten Neigungsbewegung der Propellerrotationsebene (113) im wesentlichen entspricht.

43. Antriebseinheit nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß in die Propellernabe (110) ein bevorzugt in Planetengetriebebauweise ausgeführtes Untersetzungsgetriebe (123) integriert ist, das von der Abtriebswelle (104) des Antriebs, vorzugsweise über das Doppelkardangelenk (122) oder das Gleichlaufgelenk, rotationsbeaufschlagt ist und das die Drehzahl der Abtriebswelle (104) reduziert an die Propellernabe (110) abgibt.

44. Verfahren zur Steuerung eines Luftfahrzeugs mit Propellerantrieb, dadurch gekennzeichnet, daß der Anstellwinkel der einzelnen Propellerblätter (125, 125') eines jeden Propellers individuell eingestellt wird und daß daraufhin die Propellerrotationsebene (113) induziert durch aerodynamische Kräfte und durch aus diesen resultierende Kreiselkräfte reaktionskraftfrei geneigt wird.