DE19924464A1 - Leichter-als-Luft-Flugapparat - Google Patents

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.

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.

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.