DE19924464A1 - Leichter-als-Luft-Flugapparat - Google Patents
Leichter-als-Luft-FlugapparatInfo
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Abstract
Die Erfindung betrifft einen Leichter-als-Luft-Flugapparat, umfassend einen Traggaskörper mit wenigstens zwei in dem Traggaskörper integrierten Ballonetts und wenigstens eine wenigstens teilweise in das Innere des Traggaskörpers hineinragende und nach unten verschließbare Ladebucht für die Aufnahme einer zu transportierenden Nutzlast. Es wird ein Flugapparat vorgeschlagen, der dadurch in der Lage ist, hohe Lasten aufzunehmen und zu befördern, daß die Ladebucht als starre Zelle ausgebildet ist, die das Gewicht der Nutzlast aufnimmt, daß der Traggaskörper als Pralluftschiff ausgebildet ist, und daß die an der Zelle angreifenden Gewichtskräfte durch den Traggaskörper aufgehoben werden.
Description
Die Erfindung betrifft einen Leichter-als-Luft-Flugapparat nach
dem Oberbegriff des Anspruchs 1, umfassend einen Traggaskörper mit
wenigstens zwei in dem Traggaskörper integrierten Ballonetts und wenigstens
eine, wenigstens teilweise in das Innere des Traggaskörpers hineinragende
Ladebucht für die Aufnahme einer zu transportierenden Nutzlast.
DE-A-42 18 239 beschreibt ein Starrluftschiff, dessen Traggas
körper im wesentlichen rotationssymetrisch ausgebildet ist und bei dem eine
Ladebucht wenigstens teilweise in das Innere des Traggaskörpers hineinragt.
Die Ladebucht verläuft fast über die gesamte Länge der Kiellinie des zigarren
artig geformten Starrluftschiffs und verteilt die Last, die auf der Ladebucht
lastet, gleichmäßig auf das Gerippe, das den Korpus des Traggaskörpers
bildet. Das bekannte Starrluftschiff kann nur am Boden, also nach der Landung,
be- und entladen werden und weist darüberhinaus erhebliche Nachteile bei
den dynamischen Flugeigenschaften auf, die zum einen starrluftschiffspezifisch
sind, zum anderen aber auch in grundsätzlichen Fehlern bei der Auslegung des
Flugapparates zu suchen sind.
Dynamischen Flugeigenschaften sind diejenigen Eigenschaften,
die während des Fluges auftreten. Sie treten zusätzlich zu den Gleichgewichts
bedingungen auf, die einzuhalten sind, um mit dem Auftrieb des Flugapparates
das Gewicht zu heben. Hierbei muß in der Regel davon ausgegangen werden,
daß während des Fluges stets eine Nutzlast zu transportieren ist, d. h. wenn
eine "Leerfahrt" vorliegt, die Nutzlast durch Ballastwasser oder ähnlichen
Ballast ausgeglichen wird.
Als besonders problematisch hat sich beim Transport von Nutz
lasten, die mehrere Tonnen ausmachen, die Manövrierfähigkeit von zigarren
förmigen Flugapparaten herausgestellt. Die Zigarrenform wird traditionell
wegen des geringen Luftwiderstandes gewählt, der bei vertretbarem Treibstoff
einsatz Fluggeschwindigkeiten von bis zu 120 km/h zuläßt. Werden Punktlasten
an dem Flugapparat befestigt - entweder in der Art eines Containers unterhalb
des Traggaskörpers wie im Stand der Technik oder auch in einer teilweise in
das Innere des Traggaskörpers hineinragenden Ladebucht - ändern sich die
Luftwiderstandskoeffizienten des Gesamt-Flugapparates durch den über den
Traggaskörper vorstehenden Teil der Ladebucht. Selbst wenn diese aero
dynamisch verkleidet wird, ist der Luftwiderstand, der auf den Stirnbereich der
vorstehenden Teile der Ladebucht einwirkt, bedeutend. Darüber hinaus ist der
Massenschwerpunkt des resultierenden Systems Flugapparat-Last deutlich
unterhalb einer imaginären Linie Bug-Heck gelegen, so daß sich der hieraus
resultierende Hebelarm multipliziert mit dem Abstand zum Bug bzw. Heck des
Flugapparates als hierzu normaler Hebelarm zu bedeutenden Momentenkräften
zusammenrechnen lassen, mit dem Ergebnis, daß bei den bekannten Flug
apparaten bei einer Beanspruchung, beispielsweise aufgrund von Seitenwind
oder von Lastwechseln im Bereich des dynamischen Auftriebs sich ein
Einschwingen des Flugapparates einstellt, das nahezu ungedämpfte Roll-,
Stampf- und andere Bewegungen verursacht, die für die Gesamtstabilität des
Flugapparates nachteilig sind und darüber hinaus auf die Unversehrtheit der
Last gefährden. Hieraus ergeben sich zahlreiche weitere Nachteile hinsichtlich
der Auslegung der Teile, mit denen die Nutzlast festgemacht wird, sowie die
dynamische Beanspruchung der tragenden Bestandteile des Traggaskörpers.
Ein weiteres Problem besteht darin, daß bei sehr stark punktförmig
angreifenden Nutzlasten die zur Überwindung der Schwerkraft der Nutzlast
aufzubringenden Auftriebe nahezu punktförmig eingebracht werden müssen,
was bei Flugapparaten mit geringem Durchmesser und langer Erstreckung zu
außerordentlichen Überdimensionierungen führt.
Es ist die Aufgabe der Erfindung, einen Leichter-als-Luft-
Flugapparat nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 zu schaffen, der in der
Lage ist, hohe Lasten aufzunehmen und zu befördern.
Diese Aufgabe wird bei dem eingangs genannten Flugapparat mit
den kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 1 dadurch gelöst, daß die
Ladebucht als starre Zelle ausgebildet ist, die das Gewicht der Nutzlast
aufnimmt, daß der Traggaskörper als Pralluftschiff ausgebildet ist, und daß die
an der Zelle angreifenden Gewichtskräfte durch den Traggaskörper
aufgehoben werden.
Der erfindungsgemäße Flugapparat ist als Pralluftschiff (Blimp)
ausgebildet, wodurch mittels geeigneter Maßnahmen das Kräftegleichgewicht
zwischen Eigengewicht und Nutzlast auf der einen Seite und Auftrieb auf der
anderen Seite über die Hülle einzuleiten ist. Gegenüber dem Starrluftschiff, in
dem ein starres Skelett diese entgegengesetzten Kräfte aufzunehmen hat, wird
dadurch erhöhte Flexibilität bei der Beanspruchung der Komponenten des
Flugapparates erreicht.
Die Ladebucht stellt eine starre Zelle dar, die sich zwar unter dem
Einfluß der angreifenden Lasten, insbesondere im Falle einer Ausbildung als
Fachwerk aus einer Vielzahl von Zug- und Druckstäben, ggf. verwindet oder
auch elastisch deformiert, jedoch keine plastischen und somit bleibende
Formänderungen erfährt. An dieser einen Kiel bildenden Zelle greifen die
Gewichtskräfte der Nutzlast und ferner von weiteren Bauteilen des
Flugapparats an. Die Zelle eignet sich insbesondere durch ihre Statik für das
Anordnen weiterer Teile des Flugapparats, wie der Luftschrauben, der
Schubtriebwerke (Vektoren), aber auch beispielsweise der Räder, auf denen
ein gelandeter Flugapparat abgesetzt wird. Gerade in diesem Fall lastet neben
der unmittelbar an der Zelle angreifenden Last ferner auch das Eigengewicht
des Flugapparats, soweit es durch die Auftriebskräfte der in dem
Traggaskörper nicht aufgehoben ist, an der Zelle.
Damit der Flugapparat fliegt und die in der Ladebucht
angeordnete Last befördert, ist es erforderlich, daß die an die Ladebucht
angreifenden Lasten einschließlich ihres Eigengewichts von dem
Traggaskörper angehoben werden, wodurch die Beförderung einer Nutzlast
ermöglicht wird. Die Integration der starren Zelle in die Hülle des
Traggaskörpers erfordert hierzu wegen der hohen Nutzlast entsprechend
Maßnahmen, mit denen das Pralluftschiff die Last aufheben kann.
Wenn man von dem klassischen Problem des Luftschiffbaus
hinsichtlich der möglichst gleichförmigen Lastverteilung ausgeht, dann stellt der
Transport von konzentrierten Nutzlasten zuzüglich einer punktförmigen internen
Kranaufhängung eine extrem schwierige Aufgabe dar. Der herkömmliche
Lösungsansatz konzentriert sich in diesen und ähnlichen Fällen auf die
Lastverteilung mittels einer mehr oder weniger aufwendigen Kielkonstruktion.
Die Erfahrung aber habt gezeigt, daß sich entsprechende halbstarre
Kielluftschiffe in einem Dilemma zischen Festigkeit und Elastizität befinden:
Dynamische Belastungen des Schiffskörpers erfordern einerseits ein elastisches Nachgeben des Kiels, um die möglichen enormen Zwangskräfte zu vermeiden, wodurch andererseits wiederum die erforderliche Festigkeit des Kiels in Frage gestellt wird. Es bleibt in einem solchen Fall nur noch die Möglichkeit, den Kiel derart zu verstärken, daß er auch die größten Zwangskräfte als sichere Last aufnehmen kann. Dies kann allerdings nur mit erheblichem Zuwachs an toter Masse erkauft werden. Im vorliegenden Fall ist das Streckungsverhältnis des Schiffsrumpfs derart klein, daß die Ladebucht mit anschließender Gondel die Funktion der Lastverteilung über den wesentlichen Teil der Schiffslänge übernehmen kann. An strategisch günstigen Knotenpunkten befinden sich die Anschlußpunkte für die Aufhängekabel im Inneren des Schiffskörpers, welche über die Catenarien die Auftriebskraft des Traggases übertragen.
Dynamische Belastungen des Schiffskörpers erfordern einerseits ein elastisches Nachgeben des Kiels, um die möglichen enormen Zwangskräfte zu vermeiden, wodurch andererseits wiederum die erforderliche Festigkeit des Kiels in Frage gestellt wird. Es bleibt in einem solchen Fall nur noch die Möglichkeit, den Kiel derart zu verstärken, daß er auch die größten Zwangskräfte als sichere Last aufnehmen kann. Dies kann allerdings nur mit erheblichem Zuwachs an toter Masse erkauft werden. Im vorliegenden Fall ist das Streckungsverhältnis des Schiffsrumpfs derart klein, daß die Ladebucht mit anschließender Gondel die Funktion der Lastverteilung über den wesentlichen Teil der Schiffslänge übernehmen kann. An strategisch günstigen Knotenpunkten befinden sich die Anschlußpunkte für die Aufhängekabel im Inneren des Schiffskörpers, welche über die Catenarien die Auftriebskraft des Traggases übertragen.
Bei dem erfindungsgemäßen Flugapparat ist das Schwingen bei
Scherwinden oder Änderungen der Beschleunigung, auch bei Änderungen der
Windrichtung oder dergl., stark herabgesetzt. Der erfindungsgemäße Flug
apparat nimmt vorteilhaft eine selbstrückstellende Lage ein, bei dem die
Schwingungsamplitude bereits gering ist und ein Überschwingen praktisch nicht
vorkommt. Hierdurch ergibt sich eine hohe Stabilität während des Flugs, aber
auch in der Standschwebe, bei der keine Fahrt gemacht wird, wobei bei der
erfindungsgemäßen Dimensionierung von Länge zu Durchmesser des
Traggaskörpers der Treibstoffmehrverbrauch bei Geschwindigkeiten von unter
80 kmlh ausgesprochen gering ausfällt. Die Kontur des Traggaskörpers nähert
sich damit bereits sehr stark der Kugelform an, die zwar schwerer zu steuern ist
und auch eine geringere Dämpfung aufweist, die jedoch hinsichtlich der
Einleitung von Kräften, wie sie durch Nutzlasten von mehreren Tonnen Gewicht
eingeleitet werden, günstig ist. Es bestehen keine langen Hebel zwischen Bug
bzw. Heck und dem Massenschwerpunkt, und der Auftriebsschwerpunkt ist
auch in Erstreckungsrichtung des Traggaskörpers nicht wesentlich weiter vom
Massenschwerpunkt entfernt als in der quer zur Hauptachse verlaufenden
horizontalen Nebenachse. Hierdurch läßt sich konstruktiv die Krafteinleitung in
die Hülle, die den für die Überwindung der Schwerkraft der Nutzlast aufzu
bringenden Auftrieb aufnehmen muß, günstig gestalten. Besonders vorteilhaft
bei der erfindungsgemäßen Gestaltung des Verhältnisses von Länge zu
Durchmesser ist das deutliche Herabsetzen der Neigung des Flugapparates
zum Pendeln um seine Hauptachse, die eine besondere Sicherung der Nutzlast
erforderlich macht. Gerade beim Herablassen von Nutzlasten aus der
Standschwebe, also ohne Landung des Flugapparates, ist es wichtig, daß der
Pendelausschlag des Flugapparates gering bleibt. Dies ist bei dem erfindungs
gemäßen Flugapparat in besonderer Weise gegeben, so daß mit einfachen
Mitteln eine Last aus der Ladebucht herabführbar ist. Die Ladebucht ist aus
aerodynamischen Gründen vorzugsweise in das Innere des Traggaskörpers
integriert, wobei hierdurch der Massenschwerpunkt, der durch die Nutzlast mit
beeinflußt wird, angehoben wird, wodurch die Neigung des Flugapparates zum
Schlingern, Nicken, Taumeln, Pendeln oder Kombinationen hieraus vorteilhaft
herabgesetzt wird.
Ein weiterer Vorteil der Dimensionierung des erfindungsgemäßen
Flugapparates besteht in dem verhältnismäßig geringen Verbrauch an Hüllen
material, da die benötigte im Verhältnis zu dem Traggasvolumen durch die
Annäherung an die Kugelform optimiert wird. Überraschenderweise kann fest
gestellt werden, daß durch die aerodynamische Abweichung von der Kugelform
bei relativ geringer Oberfläche die Wärmeverluste des Traggases durch an dem
Traggaskörper bzw. dem Flugapparat vorbeiströmende kühlere Umgebungsluft
ausgesprochen gering ist. Hierdurch läßt sich eine relativ konstante Temperatur
über die Länge des Flugapparat günstig einstellen, so daß die Flugstabilität
zusätzlich zu den bereits genannten Gründen weiter erhöht wird.
Besonders zweckmäßig ist ein Verhältnis von Länge zu
Durchmesser von ca. 2,7, bei dem eine dem üblichen Flugapparat kaum noch
nachstehende Manövrierfähigkeit und Endgeschwindigkeit mit konventionellen
Antriebsmethoden erreichbar ist, ohne daß die Stabilitätsvorteile der
erfindungsgemäßen Dimensionierung hierbei schwinden würden.
Die zuladbare Nutzlast beträgt zweckmäßigerweise über 40
Tonnen (1 Tonne = 1000 kg) oder bis zu 44 Tonnen, wodurch mit dem
erfindungsgemäßen Flugapparat der Transport von großen Punktlasten,
beispielsweise von einem Haus oder von zwei Häusern zu je 20 Tonnen bei
einer Zuladung von ca. 4 Tonnen für Hebezeuge ermöglicht wird.
Der erfindungsgemäße Flugapparat, der als Pralluftschiff
ausgebildet ist, ermöglicht es vorteilhaft, eine Nutzlast von bis zu 44000 kg bei
einer Reisegeschwindigkeit von 74 km/h bei einer Flugweite von 500 km
(Aktionsradius 250 km) zu transportieren. Der erfindungsgemäße Flugapparat
ermöglicht ein besonders günstiges Verhältnis von kommerzieller Nutzlast zu
Gesamtmasse von ca. 0,4.
Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung weist die in dem
Traggaskörper wenigstens teilweise integrierte Ladebucht eine nach unten
weisende Öffnung auf, die zweckmäßigerweise, auch aus aerodynamischen
Gründen, verschließbar ist, insbesondere um Luftverwirbelungen, Turbulenzen
und andere die Fahrtgeschwindigkeit des Flugapparates einschränkende
Strömungen zu unterbinden. Der Flugapparat ermöglicht es, die Nutzlast ohne
zu Landen abzusetzen, in dem die Öffnung während des Fluges, vorzugsweise
in der Standschwebe, geöffnet werden kann. Zweckmäßigerweise ist die
Abdeckung, die hierfür gewählt wird, in der Art einer Jalousie bzw. eines
Rolltores ausgebildet, die mit Hilfe eines geeigneten motorischen Antriebes
seitlich oder achterlich in einen an der Ladebucht angeordneten Ablageraum
einziehbar sind. So können beispielsweise die Abdeckelemente durch Ketten
glieder miteinander verbunden sein, welche die Abdeckglieder in der Art einer
Spirale um eine antreibbare Walze einziehen.
Der Massenschwerpunkt des Flugapparates befindet sich zweck
mäßigerweise im Inneren der Ladebucht und hier wieder vorzugsweise in
demjenigen Teil, der in den Traggaskörper des Flugapparates hineinragt.
Vorteilhafterweise ist der Auftriebsschwerpunkt des Flugapparates
in vertikaler Richtung oberhalb des Massenschwerpunktes angeordnet. Durch
das Vermeiden eines Versatzes in Längs- bzw. Querrichtung des Flug
apparates werden Momente vermieden und die Flugstabilität des
Flugapparates verbessert. Hierdurch ergibt sich auch in vorteilhafterweise die
optimale Lage der Ladebucht in der Längsachse des Flugapparates.
Während bei bekannten Flugapparaten eine Mehrzahl von
Ballonetts über die Länge des Traggaskörpers verteilt angeordnet wird, ist es
bei dem erfindungsgemäßen Flugapparat möglich, vorteilhafterweise je ein
Ballonett im vorderen und ein Ballonett im hinteren Bereich des Traggaskörpers
anzuordnen, wodurch diese sich im Abstand von der Ladebucht angeordnet
befinden und im Bereich des maximalen Abstandes vom Massen- bzw.
Auftriebsschwerpunkt des Flugapparates das Traggas verdrängen. Ein
besonderer Vorteil dieser Anordnung besteht darin, daß der Auftrieb über die
Längsachse des Flugapparates bzw. des Traggaskörpers schwerpunktmäßig
im mittleren Bereich und weniger in dem Bug- bzw. Heckbereich angreift,
wodurch das wirksame Traggasvolumen innerhalb des erfindungsgemäß noch
länglich sich erstreckenden Flugapparat sich bereits stärker in Richtung der
Kugelform begibt. Diese Verteilung des Traggases ermöglicht ein besonders
günstiges Aufnehmen der Nutzlast in einem Bereich nahe dem Auftriebs
schwerpunkt des Flugapparates.
Zweckmäßigerweise sind für den Vortrieb des Flugapparates
Luftschrauben vorgesehen, die in Längsrichtung des Flugapparates in der
achterlichen Hälfte angeordnet sind und die mit langsam drehenden
Luftschrauben eine Fahrt über Grund von bis zu 125 km/h ermöglichen.
Zur Lenkung des Flugapparates ist zweckmäßigerweise ein im
achterlichen Bereich des Traggaskörpers angeordnetes Leitwerk vorgesehen.
Die Lenkung erfolgt über an dem Leitwerk achterlich angelenkte Ruderblätter,
die durch Schubtriebwerke, die unweit in der Mitte der Erstreckung des Trag
gaskörpers an diesem mittelbar angeordnet sind, unterstützt werden können.
Die Schubtriebwerke sind nicht für den Dauerbetrieb ausgelegt, sondern zum
initiieren bewußter Richtungsänderungen und sind um wenigstens zwei Achsen
an ihrer Aufhängung schwenkbar angeordnet. Die Schubtriebwerke ermög
lichen somit eine Unterstützung beim Fliegen von Kurven, in dem sie durch
Vorschub auf der einen Seite und Gegenschub auf der anderen Seite den
Drehradius verkleinern, ferner ist es möglich, z. B. für Starts und Landungen
zusätzlichen Auftrieb durch den Rückstoß der Schubtriebwerke vorzusehen.
Zweckmäßigerweise weist der Leichter-als-Luft-Flugapparat Mittel
für die Krafteinleitung der Ladebucht in die des Traggaskörpers auf, wodurch
die Aufnahme hoher, selbst punktförmiger Lasten im Innenbereich des
Laderaums ermöglicht wird. Hierbei ist zweckmäßig die Übertragung derart
flexibel, daß bei schwankenden Gewichten der Last die Übertragung ohne
Beeinträchtigung der Flugeigenschaften des Flugapparates erfolgt.
Zweckmäßigerweise umfassen die Mittel für die Krafteinleitung
eine Seilabspannung, die die Zelle, vorzugsweise deren einen oberen
Abschluß bildenden Querträger, mit der Hülle des Traggaskörpers verbindet.
Diese Abspannung dient in erster Linie dazu, die Gewichtskräfte der Last bzw.
des Eigengewichts der Zelle, die im wesentlichen in Richtung der Schwerkraft
gerichtet sind, mit den entgegen der Schwerkraft gerichteten Auftriebskräften,
die an der Hülle des Traggaskörpers angreifen, aufzuheben, wodurch der Flug
des Flugapparates und somit die Beförderung der Nutzlast ermöglicht wird. Es
versteht sich, daß vorzugsweise mehrere Einleitungsstellen an der Hülle für die
Seilabspannung gewählt werden, wobei diese Stellen durch die besondere
Beanspruchung infolge des Gewichtes, daß hier angreift, zu Einschnürungen
tendieren. Zweckmäßigerweise werden diese Seileinbindungen relativ nahe am
Zentrum bzw. nahe an der Spitze des Traggaskörpers angeordnet um ein
schmaler werden des Flugapparates und damit einhergehend eine
Reduzierung seiner Auftriebswirkung zu verhindern und darüber hinaus die
Empfindlichkeit entgegen Böen- und Seitenwind nicht unnötig zu erhöhen.
Vorzugsweise kann vorgesehen werden, daß die Seilabspannung
an wenigstens zwei Stellen des Querträgers der Zelle und an wenigstens zwei
Seileinbindungen in der Hülle angreift, wobei die Teile der Seilabspannung
über ein Verbindungselement, an dem alle Teile der Seilabspannung angreifen,
miteinander in Verbindung stehen können. Vorteil dieser Anordnung ist u. a.,
daß das Verbindungselement in der Art von Stoßdämpfern oder anderen
Energiespeichermitteln wie Federn oder dergleichen aufgebaut sein kann, und
damit hohen Momentenbelastungen nachgiebig begegnen kann. Es ist ferner
möglich, an dieser Stelle Dehnmeßstreifen oder andere Meßgeräte
anzuordnen, die es ermöglichen, für die Steuerung des Flugapparates
bedeutsame Belastungen zu detektieren.
Vorzugsweise umfassen die Mittel für die Krafteinleitung eine die
Zelle wenigstens vorzugsweise vollständig umgebende und unter Druck
gehaltene Schlauchwulst, die die Hülle des Traggaskörpers daran hindert, in
Anlage gegen die Außenwand der Zelle zu gelangen. Die Schlauchwulst ist
vorzugsweise mit Helium unter einem Druck gefüllt, der über dem Fülldruck des
Traggaskörpers liegt. Hierdurch wird zweckmäßig verhindert, daß die Hülle des
Traggaskörpers in Anlage gegen die Außenwand der Zelle gelangen würde,
wodurch der Auftrieb des Flugapparates herabgesetzt und darüber hinaus die
Gefahr bestünde, daß Kräfte von der Zelle unmittelbar in die Hülle eingeleitet
werden und lokale Überspannungen zu Rissen in der Hülle führen würden.
Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist ein
Tank für Balastwasser in die Zelle integriert. Hierdurch werden die statischen
Eigenschaften der Zelle insbesondere im Bereich ihrer Aufhängung bzw. ihrer
Anbindung an die Hülle benutzt und zugleich eine Möglichkeit geschaffen, die
Nutzlast des Wassers gleichmäßig auf das Fachwerk, das die Zelle bildet, zu
verteilen. Darüber hinaus kann auf diese Weise der ansonsten hohle
Zwischenraum in dem Fachwerk sinnvoll zur Speicherung des Wassers genutzt
werden.
Vorzugsweise umfaßt der Flugapparat in seiner Ladebucht ein
Hubwerk, das eine Verlagerung der Nutzlast auch außerhalb der Zelle durch
eine - im übrigen verschließbare - Ladebuchtöffnung zuläßt, wobei ferner
Mittel vorgesehen sind, um die Nutzlast während des Fluges oder außerhalb
des Zeitpunktes, an dem die Nutzlast abgesenkt oder aufgenommen werden
soll, wirksam gegen ein schädliches Pendeln verriegelt ist. Darüber hinaus
ermöglicht das Hubwerk zweckmäßigerweise auch ein horizontales Verlagern
in Flugrichtung und quer zur Flugrichtung, um damit ein besseres Positionieren
bei der Lastaufnahme oder beim Absetzen der Last aus einer Standschwebe
des fliegenden Flugapparates zu ermöglichen.
Weitere Vorteile und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich
aus den Unteransprüchen und aus der nachfolgenden Beschreibung.
Die Erfindung wird im Folgenden anhand eines bevorzugten
Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeichnungen
näher erläutert.
Fig. 1 zeigt eine frontale Ansicht auf den Bug ein Ausführungs
beispiel eines erfindungsgemäßen Flugapparates.
Fig. 2 zeigt eine Seitenansicht des Flugapparats aus Fig. 1.
Fig. 3 zeigt einen Schnitt entlang der Linie III-III durch den
Flugapparat aus Fig. 2 im Bereich des Leitwerks sowie durch die Ladebucht.
Fig. 4 zeigt einen Schnitt entlang der Linie IV-IV durch den
Flugapparat aus Fig. 2.
Fig. 5 zeigt das Detail V aus Fig. 4 in vergrößerter Darstellung.
Fig. 6 zeigt das Detail VI aus Fig. 5 in vergrößerter Darstellung.
Fig. 7 zeigt schematisch die Ladebucht des Flugapparats aus
Richtung des Pfeils VII in Fig. 4.
Fig. 8 zeigt schematisch die Ladebucht des Flugapparats aus
Fig. 4 in einer Seitenansicht.
Fig. 9 zeigt eine alternative Gestaltung der Ladebucht des
Flugapparats aus Fig. 1.
Fig. 10 zeigt in schematischer Seitenansicht die Art der
Einbindung der Zelle an einem Flugapparat.
Bezug nehmend auf die Fig. 1 bis 3 wird nachstehend zunächst
der prinzipielle Aufbau des Flugapparats 100 näher erläutert. Der Flugapparat
100 ist ein Pralluftschiff (Blimp). Seine Länge beträgt ca. 118,5 m und der
Durchmesser des Flugapparats 100 an seiner dicksten Stelle im zentralen
Bereich seiner Erstreckung ca. 44 m (ohne Berücksichtigung der vorstehenden
Teile, wie Leitwerk 150, Ladebucht 102, Luftschrauben 101 usw.).
Im Gegensatz zu Starrluftschiffen verfügt der als Pralluftschiff
ausgebildete Flugapparat 100 über kein versteifendes Gerippe, über das
angehängte Lasten ihre Gewichtskraft an einen Auftriebsschwerpunkt
übertragen können. Das Fehlen des starren Gerippes erschwert grundsätzlich
das Anhängen von Lasten. Für die Aufnahme von Lasten weist der Flugapparat
100 eine in den mit Bezugszeichen 158 bezeichneten Traggaskörper teilweise
integrierte Ladebucht 102 auf, die sowohl eine Verlagerung einer Nutzlast 21 in
Z-Richtung (Vertikale) als auch innerhalb der Ladebucht 102 in begrenztem
Umfang in X-Richtung (Flugrichtung) und Y-Richtung (quer zur Flugrichtung
und parallel zur unteren Abdeckung der Ladebucht 102) ermöglicht.
In der Bugansicht gemäß Fig. 1 erkennt man, daß das Leitwerk
150 aus fünf Stabilisatoren 151-155 mit achterlich angelenkten Ruderblättern
151a-155a besteht. Der Stabilisator 151 steht vertikal vom Flugapparat 100
nach oben ab und überragt diesen. Achterlich ist an dem Stabilisator 151 ein
Ruderblatt 151a angelenkt, das als Seitenruder Verwendung findet. Auch die
Stabilisatoren 152 bis 155 weisen achterlich angelenkte Ruderblätter 152a bis
155a auf, bei denen es sich primär um Höhenruder handelt.
Die Stabilisatoren 152, 154 sind einerseits auf der Backbordseite,
die Stabilisatoren 153, 155 andererseits auf der Steuerbordseite des
Flugapparates 100 angeordnet. Wie insbesondere in Fig. 1 gut zu erkennen,
stehen auch die Stabilisatoren 152 bis 155 über dem maximalen Umfang des
Flugapparates 100 vor, jedoch steht keiner der Stabilisatoren seitlich über die
maximale Breite des Flugapparates 100. Hierdurch wird in besonders günstiger
Weise die Gesamtbreite des Flugapparates 100 durch das Leitwerk 150 nicht
überschritten. Dies ist besonders vorteilhaft, weil dadurch für das Leitwerk 150
kein seitliches Übermaß bei Hallenkonstruktionen oder dergleichen vorgesehen
werden muß. Die Stabilisatoren 152 bis 155 weisen einen Spreizwinkel von 30°
zur Horizontalen auf, so daß sich beiderseits die vertikalen Komponenten des
jeweils Backbord und Steuerbord angeordneten Ruderpaars kompensieren
bzw. neutralisieren. Diese vorteilhafte Wirkung wird weiter unten im
Zusammenhang mit der Steuerung bzw. mit dem Verfahren zum Steuern des
Flugapparates 100 in weiteren Einzelheiten beschrieben.
Wie insbesondere in Fig. 3 zu erkennen ist, bilden die fünf
Stabilisatoren die Gestalt eines sechszackigen Sterns, dessen unterer Zacken
fehlt. In der Verlängerung des fehlenden unteren Zackens ist beispielsweise die
Ladebucht 102 mit hieran angebauter Gondel vorgesehen, in der eine Last
oder Personen befördert werden. Um bei Fahrt dicht über Grund bzw. beim
Abheben einen Steigwinkel zuzulassen, der die Berührung mit dem Leitwerk
150 vermeidet, ist es ebenfalls zweckmäßig, die unteren Stabilisatoren 154,
155 in einem möglichst großen Abstand von dem Boden bzw. dem tiefsten
Punkt der Ladebucht 102 anzuordnen. Der Kratzwinkel 157, der bei der
erfindungsgemäßen Anordnung des Leitwerks hieraus resultiert, reicht aus, um
Längsneigungswinkel von bis zu 16° beim Abheben vom Boden zu
ermöglichen. Insoweit unterscheidet sich der erfindungsgemäße Flugapparat
100 vorteilhaft von Flugapparaten mit bekannten Leitwerken. Vor dem Leitwerk
150 und unterhalb der unteren Stabilisatoren 154, 155 befinden sich beidseitig
des Flugapparates 100 langsamdrehende Luftschrauben 101, die für den
erforderlichen Vortrieb des Flugapparats 100 sorgen.
Wie in Fig. 1 zu sehen, überragen die Stabilisatoren 151 bis 155
den Umfang der Hülle des Flugapparats 100 um einen jeweils identischen
Betrag. Der Winkel zwischen jeweils zwei benachbarten Stabilisatoren beträgt
ca. 60°. Es ist möglich, auch auf der vertikal nach unten weisenden Seite einen
verkürzten Stabilisator anzuordnen, der vorzugsweise ein Seitenruderblatt
achterlich angelenkt aufweist. In diesem Fall wird das Leitwerk aus sechs
Stabilisatoren gebildet, von denen zumindest die fünf dem Leitwerk 150
entsprechenden Stabilisatoren 151 bis 155 mit einem achterlich angelenkten
Ruderblatt 151a bis 155a ausgestattet sein werden.
Mit 110 ist in Fig. 2 der Auftriebspunkt des Flugapparats 100
bezeichnet, mit 111 der Massenschwerpunkt, der unterhalb des
Auftriebspunktes 110 liegt. Es ist zu beobachten, daß der Massenschwerpunkt
111 in der Nähe der Ladebucht 102 liegt, und somit durch Zuladung von Ballast
oder eines zu transportierenden Gutes nur geringfügig in seiner Lage verändert
wird. Es ist ferner zu erkennen, daß ein vorderes Ballonett 159 und hinteres
Ballonett 160 in den Endbereichen des Traggaskörpers 158 angeordnet sind,
so daß bei ungleichmäßiger Befüllung Trimmeffekte durch Verlagerung des
Auftriebspunktes 110 möglich ist. Die Anordnung der Ballonetts 159, 160 im
Bug- und Heckbereich des Traggaskörpers ist auf die Erfordernisse der
Längstrimmung und der Biegefestigkeit des Traggaskörpers abgestimmt.
Gleichzeitig ist in günstiger Weise sichergestellt, daß der zentrale
Hüllenbereich, der die Last trägt, auch derjenige Bereich ist, an den die
Auftriebskräfte angreifen. Die Ladebucht 102 ist ca. 32 m lang und ca. 13 m
breit (Innenmaße) und erlaubt somit die Aufnahme sperriger Güter mit hohen
Punktlasten.
Mit 102a ist eine sich frontal an die Ladebucht 102 anschließende
Gondel bezeichnet, in der das Bedienpersonal eine gute Sicht in Flugrichtung
hat und die ferner einen (nicht dargestellter) Durchlaß zur Ladebucht 102
aufweist. Seitlich an die Ladebucht 102 sind Schubvektoren 103 angeordnet,
die insbesondere während Start und Landung und zum Manövrieren des
Flugapparats 100 einsetzbar sind. Ferner sind auch die Luftschrauben 101 mit
der Ladebucht 102 verbunden.
Bezugnehmend auf Fig. 4 kann anhand einer Querschnittsansicht
des Flugapparates 100 der grundsätzliche Aufbau der Ladebucht 102 sowie die
Verformung der Hülle 130 bei Belastung erkannt werden. Der mit 140
bezeichnete Ladeschacht kann an seiner Unterseite mit einer (nicht
dargestellten) Jalousie, die vorzugsweise an einem (nicht dargestellten)
Jalousierollenkasten einfahrbar angeordnet ist, nach Aufnahme einer (nicht
dargestellten) Last verschlossen werden. Dadurch ergibt sich ein guter Schutz
gegen Witterungseinflüsse und darüber hinaus wird die Aerodynamik des
Flugapparats 100 günstig beeinflußt. Es ist zu erkennen, daß der
überwiegende Teil der Ladebucht 102 in den Innenraum des Traggaskörpers
158 hineinragt, wobei die Höhe der Ladebucht 102 ca. 12 m ausmacht, von
denen ca. 2,30 m über den tiefsten Punkt des Traggaskörpers 158 vorstehen.
Die Länge des Ladeschachts 140 beträgt 32 m, und die Breite (Innenmaß)
beträgt 13 m. Mit seinem rechteckigen Grundriß, bei dem die Länge die Breite
um mehr als das Doppelte übertrifft, ist der Ladeschacht 140 besonders
geeignet, zwei Lasten gleicher Art und im wesentlichen quadratischen oder
derart rechteckigen Grundrisses aufzunehmen, daß die lange Seite des
Rechtecks im wesentlichen mit der Längsachse des Flugapparats 100
ausgefluchtet ist.
Die Ladebucht 102 wird durch eine Fachwerk-Zelle 141 definiert,
die den Ladeschacht 140 begrenzt. Die Zelle 141 ist in der Art einer flächigen
Fachwerkstruktur ausgebildet, deren innere Bereich die lichten Maße der
Lastabmessungen umschließen. Das Fachwerk besteht aus Zug- und
Druckelementen, wobei die Zugelemente vorzugsweise zur Minimierung der
Maße als Spannseile ausgebildet sein können. Für die Druckelemente sind
vorzugsweise Rohre vorgesehen. Die Zelle 141 wird beidseitig durch seitliche
Stützträger 142 begrenzt und nach oben von einem Querträger 143
abgeschlossen. An dem Querträger 143 ist ein im wesentlichen in axialer
Erstreckung der Ladebucht 102 verlaufender Brückenkran 144 angeordnet, der
entlang einer mit dem Querträger 143 verbundenen Führung in X-Richtung
verlagerbar ist und der selbst wiederum eine Katzlaufbahn 145 aufweist, die ein
Verfahren einer Last im wesentlichen in Y-Richtung mittels einer Katze 146
zuläßt. Die Katze 146 weist auch ein Hubwerk 147 auf, mit dem das
Hinaufziehen und Herablassen einer Last und damit eine Verlagerung in Z-
Richtung möglich ist, wobei hierfür eine elektrisch angetriebene Winde bereit
gehalten ist. Vorzugsweise wird das Ladegut an einer (nicht dargestellten)
Traverse hängen, die eine einfache und schnelle Ankopplung an das Hubwerk
147 ermöglicht. Es ist ferner vorteilhaft vorgesehen, daß Mittel zur
Lastsicherung in der Art von Sicherheitsgurten bei übersteigen eines
Schwellenwertes einer Grenzbeschleunigung die Last daran hindern, im
Ladeschacht 141 zu pendeln und damit die Stützträger 142 zu berühren und
somit einer Beschädigung eines der beiden Teile vorbeugen.
Wie bereits dargelegt besteht die Möglichkeit, eine Mehrzahl von
Nutzlasten in den Ladeschacht 140 aufzunehmen, wobei hierfür nicht
erforderlich ist, daß für jede Nutzlast ein eigenes Hubwerk 147 mit eigener
Winde vorgesehen ist. Vielmehr wird hierzu zweckmäßig die Last, nachdem sie
eine Transportposition innerhalb des Ladeschachts 140 angenommen hat,
gegen diesen derart verriegelt, daß große Pendelbewegungen ausgeschlossen
sind, wobei sichergestellt ist, daß diese das Eigengewicht der Nutzlast auf das
als Fachwerk-Zelle 141 ausgebildete Ladebuchtsystem übertragen wird und
somit zunächst einmal das Gesamtgewicht des Flugapparates 100 im
wesentlichen an der Ladebucht 102 lastet.
Es versteht sich, daß das Hubwerk 147 nicht nur bei einem
gelandeten Flugapparat 100 einsetzbar ist, sondern vielmehr das Ablassen der
Nutzlasten auch aus der sog. Standschwebe, also im gefesselten Flug, des
Flugapparats 100 zuläßt, wodurch dem Flugapparat 100 eine Vielseitigkeit
verliehen wird, die bei bisherigen Transporten von hohen Lasten nicht erzielt
wurde.
Wie in Fig. 4 zu sehen, ist eine Seilabspannung 132 vorgesehen,
die aus gespannten Seilen 133 besteht, die über ein Verbindungselement 134
die Fachwerk-Zelle 141 der Ladebucht 102 mit dem oberen Ende der Hülle 130
des Flugapparates 100 verbinden. Diese Seilabspannung 132, bei der es sich
auch um Ketten oder andere geeignete Verbindungsmittel handeln kann, ist an
- mit entsprechenden - Verstärkungen in der Hülle 130 vorgesehenen
Haltepunkten mit der Hülle 130 verbunden, um in den oberen Bereich der Hülle
die Gewichtskräfte von Zelle 141 und Nutzlast sowie darüber hinaus an die
Fachwerk-Zelle 141 angeordneten, langsam drehenden Luftschrauben 101 und
Schubtriebwerken 103 vorzusehen. Hieraus ergibt sich unter Last einer von der
idealen Querschnittsform als Kreis abweichende Gestalt der Hülle 130, die in
erster Näherung an eine Herz-Form 130' erinnert. Die Einschnürungen, die hier
mit Bezugszeichen 135 bezeichnet sind, werden durch die Seileinbindung in
der Hülle 130 erreicht. Durch die Einleitung der Kräfte über das
Verbindungselement 134, das im wesentlich keiner eigenen Befestigung
innerhalb des Traggaskörpers 158 bedarf, ist ferner sichergestellt, daß auch bei
einer Exzentrizität der Belastung die Krafteinleitung in die Hülle 130 im
wesentlichen gleichmäßig erfolgt. Ferner wird ein Kippen der Fachwerk-Zelle
141 relativ zu den Hauptachsen des Flugapparates 100 vorgebeugt, so daß ein
Ein- und Ausfahren der Last auch im Flugbetrieb, auch bei exzentrischer
Aufhängung der Last in dem Ladeschacht 140, ermöglicht ist. So ist es
insbesondere möglich, während der Aufnahme und des Absetzens der Nutzlast
einen geographischen Versatz zwischen Flugapparat 100 und Absetzposition
durch verlagern der Last entlang der Katzlaufbahn 145 bzw. entlang des
Brückenkrans 144 auszugleichen. Hierdurch können insbesondere solche
Korrekturen vorgenommen werden, die aufgrund der sich ändernden
Windverhältnisse während des Absetzens erforderlich werden.
Um ein Abknicken der äußeren Hülle 130 im Bereich der
Fachwerk-Zelle 141 insbesondere an der Außenfläche der seitlichen
Stützträger 142 zu verhindern, ist an der mit 170 bezeichneten Stoßstelle von
äußerer und innerer Hülle 130 eine im inneren Traggaskörpers 158
angeordnete und vorzugsweise mit Helium unter Überdruck gefüllte, die
Fachwerk-Zelle 141 auf einer Höhe umgebende Schlauchwulst 171
vorgesehen, wobei die Schlauchwulst 171, wie in Fig. 6 besser zu sehen, am
Ort 172 derart eingeklemmt und von dem Hüllenmaterial 130 umgeben ist, daß
eine Fixierung in der Stoßstelle 170 gegeben ist. An der Stoßstelle 170 laufen
die mit Bezugszeichen 136 bezeichnete innere Hülle und die äußere Hülle 130
in einem Winkel von deutlich unter 90° aufeinander zu, wobei dieser Winkel
unter der Gewichstbelastung der Fachwerk-Zelle dazu tendiert, sich gegen Null
zu reduzieren, was hier jedoch unerwünscht ist.
Anders als bei einem Starrluftschiff, bei dem das Gerippe des
Starrluftschiffs den Öffnungswinkel an der Stoßstelle 170 vorgibt, ist hier eine
grundsätzlich mit rundem Querschnitt ausgebildete, flexible Schlauchwulst
vorgesehen, deren Vorspannung in Richtung auf ihre runde Gestalt, die
abweichend von dem runden Querschnitt beispielsweise auch ein Trizikloiden-
Querschnitt ausgebildet sein kann, derart, daß die äußere Hülle 130 in
Richtung entgegengesetzt zu einem Verkleinern des Öffnungswinkels an der
Stoßstelle 170 vorgespannt wird. Die Berührungsstelle 172, die von einem
hierzu ausgebildeten Hüllenspannholm definiert ist, ist zugleich vorzugsweise
der Befestigungsort der Hülle 130 an der äußeren Fläche der Fachwerk-Zelle
141, so daß im wesentlichen die Formgebung des Traggaskörpers 158 des
Flugapparates 100 an dieser Stelle mitbestimmt wird. Zu diesem Zweck wird
ein Hüllenspannholm 178 gegen eine eine entsprechende Ausnehmung
aufweisende, an der Fachwerkzelle befestigte Aufnahme 179 vorgespannt,
wobei der Hüllenspannholm 178 und die Aufnahme 179 das Hüllenmaterial der
inneren Hülle 136 und der äußeren Hülle 130 sowie einen Fortsatz der
Schlauchwulst 171 klemmend fixieren. In dem vorliegenden Ausführungs
beispiel ist die Schlauchwulst 171 als geschlossene Schlauchwulst ausgebildet,
so daß die Deformation nur in Abhängigkeit von dem Gewicht, das an der
Fachwerk-Zelle 141 lastet, eintritt. Es ist alternativ aber möglich, die Schlauch
wulst 171 sowohl zum Ausgleich von entschwundenem Füllgas als auch zum
Steuern und Regeln der Vorspannung gegen die Hülle 130 mit (nicht
dargestellten) Ventilmitteln auszustatten derart, daß ein Nachfüllen und damit
auch eine Druckänderung innerhalb der Schlauchwulst 171 gewährleistet ist.
Der Spannholm 178 läuft um die gesamte, zentral angeordnete
starre Zelle 141 und ist identisch mit der Berührungslinie der Hülle 130.
Zwischen dem Spannholm 178 und der umlaufenden Spannvorrichtung 178
liegt die zum Lastschacht hin abdichtende innere Gashülle 136, die
Schlauchwulst 171 und die äußere Gashülle 130. Über spezielle
Anschlußelemente drückt die Spannvorrichtung die aufgeführten Hüllenteile in
die Vertiefung des Spannholms und gewährleistet damit eine sichere
Anbindung. Der Spannholm ist ein profilierter Träger, der in der Mitte eine oder
für eine redundante Ausführung zwei Vertiefungen besitzt. Ein wesentlicher
Vorteil dieser Lösung liegt in der guten Zugänglichkeit bei der Montage. Eine
Montage von außen ist möglich. Unter der Spannvorrichtung und den
Anschlußelementen sind zum Schutz vor Beschädigungen der
Hüllenmaterialien Unterlagen vorgesehen (z. B. Leichtbau Gegenprofil). Um
eine Redundanz der Hüllenanbindung zu ermöglichen können durch
entsprechende Gestaltung des Spannholms weitere Spannvorrichtungen
angebracht werden. Mit dieser Lösung ist eine kraft- und formschlüssige
Verbindung gewährleistet.
Bezugnehmend auf Fig. 7 erkennt man, daß die Schlauchwulst
171 im wesentlichen umlaufend ausgebildet ist, wobei die stärksten
Belastungen in den Flanken, die an den seitlichen Stützträgern 142 auftreten,
sind, während die Schlauchwulst im Bugbereich an einem mit 175
bezeichneten Bughorn abgestützt ist und heckseitig von der Tragkonstruktion
abgehenden fachwerkartig ausgebildeten Trägern 176, an denen die
Triebwerke 103 und das Heck angeordnet sind und insbesondere die
Luftschrauben 101 angebracht sind, abgestützt ist. Es versteht sich, daß im
Bereich zwischen Schlauchwulst 171 und Hülle 130 Verstärkungen der Hülle
130 vorgesehen sein können, um ein Einreißen an dieser Stelle, an der eine
starke Kraft übertragen wird, zu unterbinden.
Um die ungünstige Spannungsverteilung, die durch den
annähernd rechteckigen Ausschnitt der Hülle 130 bedingt durch die Einbindung
der Ladebucht 102 in den Ellipsoiden entsteht, abzubauen und eine
verbesserte Formstabilität an der Anbindungsstelle zu gewährleisten, ist eine
mit Helium gefüllte und unter Überdruck stehende umlaufend schlauchartige
Wulst 171 vorgesehen. Ursachen für die hohen Spannungen in den
Eckbereichen der Hüllenanbindung liegen in den starken Unterschieden des
Elastizitätsverhaltens (E-Moduli) des Hüllenwerkstoffes in bezug auf die
vorgesehenen Strukturelemente der starren Zelle und die örtlich stark
begrenzte, punkt- oder linienförmige Krafteinleitung. Der Hüllenausschnitt
unterbricht dabei den Kraftlinienfluß, wobei im Bereich der linienförmigen
Hüllenanbindung die Struktur nach außen verformt wird. Um diese Wirkungen
zu neutralisieren, soll die Schlauchwulst 171, die die gesamte Zelle
141 umschließt, die Kräfte flächig auf die starre Unterkonstruktion verteilen. Die
Schlauchwulst soll neben dem Spannungsabbauch an den
Hüllenanbindungsstellen zusätzlich als Stützelement wirken und im Querschnitt
zur Formstabilität beitragen.
Nähere Einzelheiten der Schlauchwulst 171 ergeben sich auch
aus der Ansicht gemäß Fig. 8, wobei hier besonders gut die zusätzliche,
klemmende Einfassung in Bug- und Heckpartie dargestellt sind.
Durch die Kielgestalt, die vorliegend gewählt wurde, ist es
vorteilhaft möglich, eine ganz erhebliche Gewichtslast über die starr
ausgebildete Ladebucht 102 auf den Flugapparat 100 und insbesondere auf
dessen Hülle 130, die die Auftriebskräfte aufnimmt, zu übertragen, wodurch die
Bestandteile und insbesondere die tragenden Bestandteile der Ladebucht 102
lediglich elastischen Formänderungen ihrer Materialien unterworfen werden.
Zusätzlich ist es möglich, in ähnlicher Bauweise wie bei einem Starrluftschiff die
Luftschraube 101 und ggfs. weitere Teile, wie in dem vorliegenden
Ausführungsbeispiel z. B. die Gondel 102a sowie die Schubtriebwerke 103 starr
mit der Ladebucht 102 zu verbinden, wodurch das erhebliche Problem bei
Prallluftschiffen, nämlich die Art der Anordnung der Antriebsmittel, eine
günstige Lösung findet.
In den Fig. 7 und 8 ist zu erkennen, daß die Schlauchwulst 171
zwischen Bugstruktur und einer Stützkonstruktion verläuft und im hinteren
Bereich zwischen den Triebwerksträgern 176 und dem Heck geführt wird.
Damit ist sichergestellt, daß ein Teil der über die Hülle 130 weitergeleiteten
Auftriebskräfte elastisch auf die einen Rumpfkiel definierende Zelle 141
übertragen wird.
Es ist ferner möglich, wie in Fig. 9 beispielsweise dargestellt,
weitere Lasten an dem durch die Fachwerk-Zelle 141 definierten starren
Kielgerüst angreifen zu lassen, wobei hier vorzugsweise mit Wasser gefüllte
Ballasttanks oder Ausgleichstanks 177 vorgesehen sind, die beispielsweise
dann gefüllt werden, wenn eine Last im Flug abgesetzt wurde und der
Weiterflug ohne zuviel Heliumverlust erfolgen soll. Hierzu ist vorteilhaft der
Balasttank 177 nahe den Aufhängungen der Seile 133 vorgesehen und
vorzugsweise in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel in den oberen
Querträger 143 integriert, wodurch die Übertragung der Last eine geringe
Beanspruchung außerhalb der Angriffspunkte der Last ermöglicht, so daß die
entsprechenden Bauteile bezüglich ihrer Widerstandsfähigkeit gegen Momente
und Torsionen insbesondere im Bereich des unteren Endes des Kiels kleiner
demissioniert werden können.
Insgesamt zeichnet sich der erfindungsgemäße Flugapparat
insbesondere dadurch aus, daß die wesentlichen Funktionen wie Antrieb,
Steuerung, Hüllenanbindung und Krafteinleitung um die die Ladebucht
definierende Fachwerkzelle 141 anordnet und so keinen Kiel benötigt.
Mittels einer (nicht dargestellten) Steuerung kann durch
Steuerbefehle die Betätigung der Ruder 151a bis 155a des Flugapparates 100
beeinflußt werden. Die Steuerbefehle können von einem manuell betätigbaren
Steuerrad oder Joystick durch den Flugapparateführer vorgegeben werden. Es
versteht sich, daß die Steuerung mit einem Prozessor ausgerüstet ist, der ein
Übersteuern des Flugapparates verhindert, d. h. der das Aufgeben von
unzulässigen Flugbewegungen verhindert oder wahlweise eine entsprechende
Anzeige generiert. Es ist möglich, mittels eines Servosystems die auf den
Rudern lastenden Kräfte auf das Bediengerät, beispielsweise den Joystick oder
das Lenkrad, zu übertragen, damit dem Steuermann ein realistisches Bild der
Verhältnisse übermittelt wird. Die Steuerung 120 erhält als Eingangsgröße
Rückmeldungen über den Füllstand der Ballastwassertanks und der
Ballonetfüllung und über die Schiffsgeräteausrüstung (Lage, Kurs, Höhe, und
Zustand des Traggases). Als weitere Eingangsgröße werden die
Beschleunigungen in Vertikal-, Horizontal- und Querbeschleunigungen des
Flugapparates 100 registriert. Als weitere Eingangsgröße werden Winkel
beschleunigungen um die jeweilige Längs- Quer- und Hochachse registriert.
Ferner werden noch Windrichtung und Windgeschwindigkeit, Außentemperatur
und Temperaturfeld des Traggases sowie die mechanischen Seilzugkräfte bei
der Fesselung detektiert. Alle genannten Eingangsgrößen werden von der
Steuerung 120 zu Stellgrößen umgewandelt, die Ventile einer, Pumpe zur
Förderung des Ballastwassers, die Belüftung der Ballonetts 159, 160 und die
Stellung von Schubvektoren steuern. Die Steuerung 120 hat auch als weitere
Stellgröße direkten Zugriff zu dem Leitwerk 150 und den dort angelenkten
Ruderflächen 151a, 152a, 153a, 154a und 155a. Für den Fall des Fehlens
und zur Unterstützung einer zu geringen aerodynamischen Dämpfung durch
fehlende oder zu geringe Umströmung der Steuerflächen wirkt die Steuerung
120 auch als Dämpfungselement, das in form einer passiver Dämpfung
(aerodynamische Dämpfung, Dämpfung durch Fesselwinden) und einer aktiver
Dämpfung (Antiheeling durch Ballastumverteilung, differenzierte Ballonett
belüftung und differenzierten Einsatz der verfügbaren Schubvektoren,
Erzeugung von dämpfenden Ruderkräften durch aktive Dämpfer im Steuerkreis
der Fluglageregelung) dafür sorgt, daß auftretenden Schwingungen auf ein für
den Betrieb des Luftschiffes im extremen Langsamflug bis in den Bereich der
Standschwebe akzeptables Niveau reduziert werden. Bei Fluggeräten mit
geringer Streckung liegt der Schwerpunkt im Bereich der aktiven Dämpfung, da
ein solches Fluggerät nur über eine geringe Eigendämpfung verfügt. Es
versteht sich jedoch, daß alle dem Fachmann geläufigen Bestandteile eines
Flugapparates, also Luftschrauben, Schubvektorantrieb, usw., ebenfalls von
der Steuerung zur Betätigung des Flugapparates bedient werden können.
Hierfür kann seitens des Bedienpersonals einzelnen Vorschubaggregaten
manuell die Ermächtigung zum Zuschalten gegeben werden.
Eine besondere Bedeutung kommt dem Steuern und
Ausbalancieren dann zu, wenn eine Last aufgenommen bzw. abgesetzt wird.
Insbesondere dann, wenn der Flugapparat 100 voll beladen ist, also eine
Zuladung in der Größenordnung von ca. 44 t Nutzlast zuzüglich einiger Tonnen
Ballastwasser in der Luft hält, denn je nach Exzentrizität der Lasten wirken die
Lasten auch um kurze Hebelarme mit hohen Momenten.
In Fig. 10 ist in Seitenansicht ein Flugapparat 100 gezeigt, der
grundsätzlich entsprechend dem Flugapparat 100 aus Fig. 2 aufgebaut ist und
bei dem daher dieselben Bezugszeichen dieselben teile bezeichnen. Hier ist
insbesondere zu erkennen, daß die Seile 133 an einer Mehrzahl von
Einleitungsstellen in der Hülle 130 ansetzen und so für die verteilte Einleitung
der Gewichtskraft in die Hülle 130 des Traggaskörpers 158 sorgen. Mit Pfeilen
sind die jeweils angreifenden Kräfte dargestellt. Mit A sind die Vorschubkräfte
der Haupttriebwerke bezeichnet, die hier als Luftschrauben 101 ausgebildet
sind. Mit B sind die Vorschubkräfte der Manövriertriebwerke bezeichnet, die
hier als Schubvektoren 103 ausgebildet sind. Aus der Orientierung des Pfeils B
ergibt sich auch, in welche durch Endanschläge begrenzte Positionen die
Schubvektoren 103 verschwenkbar sind. Mit C sind die im Flug auftretenden
Luftwiderstandskräfte bezeichnet. Mit D sind die Fahrwerkskräfte bezeichnet.
Mit E ist die Gewichtskraft der Nutzlast bezeichnet. Mit F ist die Auftriebskraft
der Seilverspannung bezeichnet. Mit F ist schließlich die Auftriebskraft der die
Schlauchwulst 171 umfassenden Hüllenanbindung bezeichnet.
Die Form des Auftriebskörpers wird durch eine Heliumfüllung
gewährleistet, die mit einem, der Größe des Auftriebskörpers entsprechenden
Innendruck beaufschlagt ist. Der statische Auftrieb, die Widerstands-,
Gewichts- und Trägheitskräfte der starren Tragkonstruktion und des Leitwerkes
sowie der größte Teil der aerodynamischen Belastungen von Auftriebskörper
und Leitwerk während des Fluges wird durch die Hülle 130 aufgenommen, in
Tangentialspannungen umgewandelt und zu einem großen Teil über die
entsprechenden Anschlußstellen in der zentral angeordneten starren
Fachwerk-Zelle 141, die sich zum überwiegenden Teil innerhalb des flexiblen
Traggaskörpers 158 befindet, eingeleitet. Über die Luftschifflängsachse sind
keine formstabilisierenden starren Strukturen, auch nicht als durchgehender
Kiel vorgesehen.
Durch die vorgesehene geringe Streckung des Traggaskörpers
158 wird die Anbindung der Massekräfte an die Stellen des größten Auftriebes
ermöglicht. Der Verzicht auf Gerüststruktur ergibt Masseneinsparungen, die für
die Erhöhung der Nutzlast eingesetzt werden können. Die Kraftübertragung der
Hülle erfolgt dabei über die vorzugsweise als Kettkurvenaufhängung
ausgeführte Seilabspannung 132, den Hüllenspannholm 178 und die
Schlauchwulst 171.
In Höhe der Scheitellinie des Auftriebskörpers wird über eine in
die Hülle eingebundene innere Kettkurvenaufhängung (sogenannte Cartenary
Curtains) ein Großteil der Last (zentrale starre Zelle 141 mit Nutzlast)
aufgenommen. Dabei soll die Aufhängung im Querschnitt paarweise und
gekreuzt erfolgen. Die Kreuzungspunkte der jeweils zueinander gehörenden
Abspannseile sind fest miteinander fixiert. Durch diese Hülleneinbindung ist
eine günstige linienförmige bis flächige Krafteinleitung möglich. Der paarweisen
Einsatz der Seilverspannung ermöglicht eine gleichmäßigere Lastverteilung.
Durch die Kreuzung der Abspannung und die Verhinderung der Verschiebung
der kreuzenden Seile 133 mittels geeigneter Verbindungselemente 134 kann
die Schwingneigung des Flugapparats 100 in Querrichtung beträchtlich
reduziert werden. Die Flugstabilität nimmt zu.
Die lastbedingte Hülleneinschnürung an den
Seileinbindungsstellen 135 führt in Längsrichtung zu einer Profilierung der
Traggashülle, die zusätzlich aerodynamisch stabilisierend wirkt (Hüllenkontur
136 in Fig. 4). Die Seilabspannung 132 kann durch geeignete Elemente in ihrer
Länge eingestellt werden, so daß alle beteiligten Tragelemente entsprechend
ihrer vorgesehenen Tragfähigkeit belastet werden können. Die zum Teil
technologisch bedingten Nähte in radialer und axialer Richtung bewirken in
einer Art Gitterstruktur eine zusätzliche Verbesserung der Kraftübertragung.
Claims (21)
1. Leichter-als-Luft-Flugapparat, umfassend einen Traggaskörper (158) mit
wenigstens zwei in dem Traggaskörper (158) integrierten Ballonetts (159,
160) und wenigstens eine wenigstens teilweise in das Innere des
Traggaskörpers (158) hinein ragende und nach unten verschließbare
Ladebucht (102) für die Aufnahme einer zu transportierenden Nutzlast,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Ladebucht (102) als starre Zelle (141) ausgebildet ist, die das Gewicht der Nutzlast aufnimmt,
daß der Traggaskörper (158) als Pralluftschiff ausgebildet ist, und
daß die an der Zelle (141) angreifende Gewichtskräfte durch den Traggaskörper (158) aufgehoben werden.
daß die Ladebucht (102) als starre Zelle (141) ausgebildet ist, die das Gewicht der Nutzlast aufnimmt,
daß der Traggaskörper (158) als Pralluftschiff ausgebildet ist, und
daß die an der Zelle (141) angreifende Gewichtskräfte durch den Traggaskörper (158) aufgehoben werden.
2. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die zuladbare Nutzlast bis zu 44 Tonnen beträgt.
3. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß der Traggaskörper ein Verhältnis von Länge zu
Durchmesser von 2,7 aufweist.
4. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch
gekennzeichnet, daß der Massenschwerpunkt (111) des Flugapparats
(100) in der Ladebucht (102) liegt.
5. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet,
daß der Auftriebsschwerpunkt (110) des Flugapparats (100) oberhalb
des Massenschwerpunkts (111) liegt.
6. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch
gekennzeichnet, daß je ein Ballonett (159, 160) im vorderen und im
hinteren Bereich des Traggaskörpers (158) und im Abstand von der
Ladebucht (102) angeordnet ist.
7. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch
gekennzeichnet, daß für den Vortrieb des Flugapparats (100)
Luftschrauben (101) vorgesehen sind.
8. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch
gekennzeichnet, daß für die Steuerung des Flugapparats achterlich ein
Leitwerk (150) vorgesehen ist.
9. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch
gekennzeichnet, daß für den Steuerung des Flugapparats im
Mittenbereich Schubtriebwerke (103) vorgesehen sind, deren
Orientierung durch Verschwenken veränderbar ist.
10. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch
gekennzeichnet, daß der Traggaskörper (158) wenigstens bereichsweise
rotationssymmetrisch ausgebildet ist.
11. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 10,
dadurch gekennzeichnet, daß Mittel für die Krafteinleitung der Ladebucht
(102) in die Hülle (130) des Traggaskörpers (158) vorgesehen sind.
12. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach Anspruch 11, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Mittel für die Krafteinleitung eine Seilabspannung (132)
umfassen, die die Zelle mit der Hülle (130) des Traggaskörpers (158)
verbindet.
13. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach Anspruch 12, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Seilabspannung (132) an wenigstens zwei Stellen
eines Querträgers (143) der Zelle (141) und an wenigstens zwei
Seileinbindungen (135) in der Hülle (130) angreift.
14. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 11 bis 13,
dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel für die Krafteinleitung eine die
Zelle (141) wenigstens teilweise umgebende, unter Druck gehaltene
Schlauchwulst (171) umfassen, die die Hülle (130) des Traggaskörpers
(158) daran hindert, in Anlage gegen die Zelle (141) zu gelangen.
15. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 14,
dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens ein Wassertank (177) in die
Zelle integriert ist.
16. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 15,
dadurch gekennzeichnet, daß die Zelle (141) als Fachwerkkonstruktion
ausgebildet ist.
17. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 16,
dadurch gekennzeichnet, daß die Zelle ein Hubwerk umfaßt, das eine
Verlagerung der Nutzlast außerhalb der Zelle (141) durch eine
Bodenöffnung zuläßt.
18. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach Anspruch 17, dadurch gekenn
zeichnet, daß das Hubwerk eine Verlagerung der Last quer zur
Hubrichtung zuläßt.
19. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 18,
dadurch gekennzeichnet, daß die Zelle mit Trägern (176) verbunden ist,
an denen die Luftschrauben (101) lasten.
20. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 19,
dadurch gekennzeichnet, daß die Zelle (141) mehrere über horizontale
Querträger (143) verbundene seitliche Stützträger (142) umfaßt, wobei
benachbarte Stützträger (142) zur Bildung der Zeilenstruktur in der Art
eines Fachwerks miteinander verbunden sind.
21. Leichter-als-Luft-Flugapparat nach einem der Ansprüche 1 bis 19,
dadurch gekennzeichnet, daß die Zelle (141) bodenseitig in den Ecken
der Zelle ein Fahrwerk umfaßt, auf dem der Leichter-als-Luft-Flugapparat
landen kann.
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1999124464 DE19924464A1 (de) | 1999-05-28 | 1999-05-28 | Leichter-als-Luft-Flugapparat |
AU45679/00A AU4567900A (en) | 1999-05-28 | 2000-05-24 | Lighter-than-air airship and method for controlling said airship |
PCT/EP2000/004708 WO2000073142A2 (de) | 1999-05-28 | 2000-05-24 | Leichter-als-luft-flugapparat und verfahren zum steuern eines solchen flugapparats |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1999124464 DE19924464A1 (de) | 1999-05-28 | 1999-05-28 | Leichter-als-Luft-Flugapparat |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19924464A1 true DE19924464A1 (de) | 2000-11-30 |
Family
ID=7909458
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
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-
1999
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Cited By (6)
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WO2015108607A3 (en) * | 2013-11-04 | 2015-11-26 | Lta Corporation | Cargo airship |
CN105873820A (zh) * | 2013-11-04 | 2016-08-17 | Lta有限公司 | 货物飞艇 |
US9802690B2 (en) | 2013-11-04 | 2017-10-31 | Lta Corporation | Cargo airship |
CN113602412A (zh) * | 2021-08-26 | 2021-11-05 | 中国舰船研究设计中心 | 基于钛合金的舷间压载水舱和潜水*** |
CN113602412B (zh) * | 2021-08-26 | 2024-04-12 | 中国舰船研究设计中心 | 基于钛合金的舷间压载水舱和潜水*** |
CN114148501A (zh) * | 2021-12-03 | 2022-03-08 | 中国特种飞行器研究所 | 一种太阳能电动飞艇 |
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