DE2556907C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein aerostatisches Luftfahrzeug mit einer Ballonkammer und mehreren, sich von dem Ballonkammer­ umfang radil nach außen erstreckenden Rotorblättern, einem in der Ballonkammer rechtwinklig zu den Rotorblättern ange­ ordneten zentralen Mast und einem Antrieb zur Drehung der Ballonkammer zusammen mit den Rotorblättern um die Mast­ achse, wobei die Blattholme über Anschlußelemente am Mast gelagert sind und die Rotorblätter gegen in Richtung der Mastachse wirkende Kräfte durch Spanndrähte gehalten sind, welche die Blattholme mit dem Mast verbinden (nach Patent 24 22 081).

Ein solches Luftfahrzeug ist für große Lasten, aber kleinere Entfernungen, geeignet. Besonders im Horizontalflug gab es hier Schwierigkeiten.

Daneben beeinträchtigen noch schwere Windböen den Flug eines derartigen Luftfahrzeugs, während Temperaturänderungen den Auftriebseffekt des Gases, welches leichter als Luft ist, verändern.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, das hauptsächlich für vertikalen Einsatz bestimmte Luftfahrzeug gemäß dem Hauptpatent für Horizontalflug geeignet zu machen.

Erreicht wird dies erfindungsgemäß überraschend dadurch, daß die Mastachse des rotierenden Fluggeräts zur Vortriebs­ erzeugung (Bewegungsfahrt) horizontal einstellbar ist, wobei die Ballonkammer an der dann von der Strömung abgewandten Seite einen angesetzten konusförmigen aufblasbaren Ab­ schnitt aufweist.

Das Fluggerät rotiert und ist dabei so ausgelegt, daß die Mastachse zur Vortriebserzeugung (starr gegenüber der Ballon­ kammer) ansonsten aber horizontal einstellbar ist, d. h. das ganze Gerät verschwenkt in die Horizontalfahrt. Der angesetzte und aufgeblasene konusförmige Abschnitt an der Rückseite des Luftfahrzeugs (bei horizontaler Bewegung) gibt einen besseren, mehr stromlinienartigen Bewegungsablauf. Zum Verschwenken ist also an sich keinerlei Schwenklager oder ein anderer Kippmechanismus notwendig: das Kippen verändert nicht die Positionierung des Mastes bezüglich des Gleich­ gewichts des Fahrzeugs. Das Fahrzeug als Ganzes kippt nach vorne, und zwar aufgrund der durch die Flügeldrehung erzeugten Kippkräfte. Eine zyklische Flügelrotation kann so vorgesehen werden; eine das Kippen veranlassende Hubkraft an einer Seite des Fahrzeugs greift an, eine zusätzliche das Kippen ver­ ursachende nach unten gerichtete Kraft wird an der anderen Seite erzeugt.

Einmal verkippt, läßt sich die Rotation der Flügel einstellen:
Ein horizontaler Schub wird erzeugt, welcher das Fahrzeug horizontal vorantreibt. Der ansonsten kugelförmige zentrale Körper erhält also durch den konischen Ansatz eine neue Ge­ stalt; Leistungsverbesserungen werden erreicht. Der mittige Körper kann aber auch an den Polen zu einem abgeplatteten Sphäroid abgeflacht sein; ein Vortriebssystem kann vorgesehen sein, beispielsweise ein System, bei welchem die Hilfs­ maschinen auf der Oberseite und/oder Unterseite angeordnet sind oder zykloide Vortriebsflächen an den Flügeln, etwa gemäß der US-PS 31 66 129, vorgesehen sind; ein solches Vor­ triebssystem ermöglicht dann ein äquatoriales Kippen zur Erzeugung einer horizontalen Schubvektorkomponente. Der Ge­ samtwiderstand des Systems wird wesentlich reduziert, so daß höhere Geschwindigkeiten und/oder ein verbesserter Wirkungs­ grad ermöglicht werden.

Für Missionen über große Distanzen, bei welchen die Nutzlast, wie Öl, Getreide oder dergleichen, im Schwerpunkt der Kugel transportiert werden, wird an der unteren Halbkugel der konus­ förmige aufblasbare Abschnitt angesetzt; die Achse des Flug­ geräts kann im neutralen Auftrieb oder in der Nähe davon horizontal sein, wobei, wie erwähnt, das rotierende Flügel­ system dann als Propeller wirkt. Bei diesem Verfahren wird eine gemeinsame Flügelsteuerung eine Gesamtvortriebswirkung und Geschwindigkeit herbeiführen, während die zyklische Flügelsteuerung eine Richtungssteuerung ergeben würde.

Günstig ist es zweifellos, wenn, etwa bei Windböen, die Änderung der aerodynamischen Kraft den Flügel dazu bringt, einen anderen Anstellwinkel anzunehmen, um die vorher fest­ gelegte Kraft wieder zu gewinnen. Ein pneumatisches Auftriebs­ steuersystem kann den Anstellwinkel über einen pneumatischen Zylinder-Kolbenantrieb regulieren, dessen Stellung durch eine Ventileinrichtung regulierbar ist, die von einer Schrauben- Taumelscheibensteuerung betätigt wird. Die Ventileinrichtung kann sich mit der Balkonkammer drehen und in die Steuerkanzel hinein reichen. Die Stabilität des Fluggerätes wird durch ein starkes Trägernetzwerk erhöht, welches im wesentlichen von der Mitte der Ballonkammer ausgeht. Die Auftriebskraft des Gases in der Ballonkammer (leichter als Luft) wird auf wirksame Weise dadurch gesteuert, daß dem Gas regulierte Wärme von den Vortriebsmaschinen zugeführt wird.

Im übrigen wird der Anstellwinkel eines jeden Flügels um den Umfang der Kugel herum von einem Hubsteuersystem so bestimmt, daß man die Kraft erhält, die für die Erzeugung einer Bewegung der Kugel in einer ausgewählten Richtung erforderlich ist. Wenn den Flügel eine Windbö erfaßt, zwingt eine Reaktions­ kraft den Flügel dazu, einen anderen Anstellwinkel anzunehmen, um die neue Kraft im Gleichgewicht mit der Steuerkraft zu halten, die von der Steuerung auf den Flügel ausgeübt wird, so daß man automatisch eine Böenregulierung erhält. Günstig ist außerdem ein pneumatisches Auftriebssteuersystem. Die Höhe des Fluggerätes wird dadurch gesteuert, daß der Gas­ druck bei einer konstanten Temperatur durch Wärme, die man aus der Antriebsmaschine erhält, aufrechterhalten wird. Die Erfindung umfaßt weiterhin verschiedene Varianten zur Ver­ ringerung des aerodynamischen Widerstandes. Dazu gehören eine Grenzschichtsteuerung des Luftdrucks um die Kugel herum, um den Magnus-Effekt auszuschalten, wobei die Kugel in eine Hülle eingeschlossen wird, die sich bezüglich der Luft nicht dreht.

Durch die Ausbildung der Kugel mit dem konusförmigen Ab­ schnitt an einer Halbkugel wird die translatorische Be­ wegung im im wesentlichen horizontaler Fluglage, wie er­ läutert, ausgeführt.

Unter dem obenerwähnten neutralen Auftrieb ist bekanntlich der Zustand zu verstehen, bei dem der Ballonauftrieb gleich dem Gewicht des Luftfahrzeugs ist, so daß das Luftfahrzeug seine Höhe ohne Hilfe von nach oben oder unten gerichteten durch Flügel erzeugten Kräften beibehält.

Für besondere Zwecke kann die Mastachse aber auch mittels eines Drehlagers vorzugsweise kippbar sein.

Beispielsweise Ausführungsformen der Erfindung sollen nun mit Bezug auf die Zeichnungen näher erläutert werden.

Fig. 1 zeigt eine Ausführungsform eines Fluggerätes/Luftfahrzeugs in teilweiser Schnittdarstellung beim Herausheben eines ganzen Baumes aus einem Wald.

Fig. 1A zeigt in einer Seitenansicht eine Aufhängung zwischen der Ballonkammer und der Kanzel des Fluggerätes von Fig. 1.

Fig. 2 zeigt in einem Diagramm die theoretische Abhängigkeit von Lateralgeschwindigkeit und Lastkapazität des Fluggerätes von Fig. 1.

Fig. 3 zeigt eine Draufsicht auf eine weitere Ausführungs­ form eines Fluggerätes.

Fig. 4 ist eine Draufsicht auf einen Flügel und einen Teil der angrenzenden Ballonkammer des Fluggerätes von Fig. 3.

Fig. 5 ist ein Schnitt längs der Linie 7-7 von Fig. 4.

Fig. 6 ist ein Schnitt durch einen Abschnitt des Steuer­ gehäuses des Fluggerätes der Fig. 3.

Das in Fig. 1 gezeigte Verbund-Luftfahrzeug 10 hebt und trans­ portiert einen sehr schweren Baum 12 direkt aus einem Wald 15 heraus. Die Fähigkeit des Luftfahrzeugs 10, einen voll­ ständigen Baum unzersägt anzuheben und zu transportieren, und zwar mit Zweigen, ermöglicht es, große Bäume mitten aus dem Wald selektiv herauszuholen, ohne daß die Erosion begünstigende Straßen angelegt und Schneisen durch die Wälder geschlagen werden müssen.

Das Fluggerät 10 hat eine große Ballonkammer 14, innerhalb welcher kleine Ballone 16 angeordnet sind, die mit einem Gas gefüllt sind, das leichter als Luft ist, beispielsweise mit Helium. Die Ballonkammer 14 ist zu einer im wesentlichen kugeligen Form durch einen geringen Luftdruck aufgebläht, der von einem nicht gezeigten Gebläse oder Kompressor er­ zeugt wird. Die Ballonkammer 14 kann auch die Form eines Tropfens haben, die Kugelform verringert jedoch den Wider­ stand und erleichtert das Manövrieren. Die Außenhaut der kugelförmigen Kammer 14 besteht beispielsweise aus einem verhältnismäßig starken Kunstfaser-Gewebe. Die kleinen Ballone 16 sind beispielsweise aus einem beschichteten elastomeren Material herge­ stellt. Die kleinen Ballone 16 werden derart aufgeblasen, daß sie nicht ganz eine kuge­ lige Form einnehmen, vielmehr nur zu 90%, um Temperatur- und Druckschwankungen ausgleichen zu können.

Innerhalb der Ballonkammer 14 ist längs ihrer vertikalen Achse ein starker Mast 18 aus einem Baustoff, wie Stahl oder Duraluminium angeordnet. In der Mitte des Mastes 18 sind über Anschlußelemente 22 Flügelholme 20 zum Halten von vier Flügeln 24 angebracht, welche sich im wesentlichen horizon­ tal um die Ballonkammer 14 herum erstrecken. Drehbare Kupplungen 26 verbinden die Flügel 24 mit den Flügelholmen 20, um die Ein­ stellung des Anstellwinkels für eine individuelle Änderung ihres Auftriebs zu ermöglichen. Die Einstellung des Anstell­ winkels erfolgt über ein Gestänge, welches schematisch durch gestrichelte Linien 28 im Inneren des Mastes 18 und der Holme 20 dargestellt ist. Diese Einstellung erfolgt über eine schematisch durch den Block 30 in der Steuerkanzel 40 dargestellte hubschrauberartige zyklische Steuerung. Die Steuerkanzel 40 ist über ein Drehlager 42 unterhalb des Mastes 18 aufgehängt, der sich unter der Ballonkammer 14 erstreckt. Das Drehlager 42 kann auch ein drehbares Gelenk oder ein Universalgelenk sein. Die zyklische Steuerung der Hubschrau­ berbauweise ist bekannt (A. Gessow und G. C. Myers Jr., "Aerodynamics of the Helicopter", Frederick Ungar Publishing Co., New York, 1952, 1967, Seiten 22 bis 28, oder R. A. Young "Helicopter Engineering", Ronald Press Company, New York, 1949, Seiten 8 bis 13).

Die Steuerkanzel 40 umfaßt beispielsweise eine Kabine zum Drehmomentausgleich und einen Heckrotor 44 eines Hubschraubers, jedoch nicht die Vortriebsmaschinen und die Rotorblätter. Die Flügel 24 sind gegen aufwärts und abwärts gerichtete Reak­ tionskräfte durch eine Reihe von Spanndrähten 46 gesichert, welche die Holme 20 mit dem Mast 18 innerhalb der Ballon­ kammer 14 verbinden. Die äußeren Flügel 24 sind ebenfalls durch zusätzliche Spanndrähte 48 gesichert, welche sich außerhalb der Ballonkammer 14 erstrecken. Die verhältnismäßig geringe Lineargeschwindigkeit der Flügel 24 hält den Widerstand auf ein Minimum, welcher durch die äußeren Spanndrähte 48 er­ zeugt wird, so daß dieser Widerstand vernachlässigt werden kann.

Auf den Flügeln 24 sind Schubmotoren 50, beispielsweise Turbinenpropelleraggregate, angebracht, um die Flügel 24 um den Mast 18 und die vertikale Drehachse des Fluggerätes 10 zu drehen. Die Turbinenpropelleraggregate sind für diesen Zweck wegen ihrer glatten, verläßlichen und betriebs­ sicheren Arbeitsweise sowie wegen ihres verhältnismäßig geringen Treibstoffverbrauches und ihres guten aerodynami­ schen Wirkungsgrades vorteilhaft.

Die Steuerkanzel 40 und das Lastseil bzw. die Lastschlinge sind unterhalb der Ballonkammer 14 mittels einer Aufhängung 52 befestigt, die ein selbstausrichtendes Lager aufweist, welches es der Kabine bzw. Steuerkanzel 40 ermöglicht, unter dem Einfluß des Heckrotors 44 stationär zu bleiben, wenn sich die Ballonkammer 14 und die Flügel 24 drehen. Dabei kann das gabelförmige Lagerelement eine vertikale Stellung beibe­ halten, wenn die Ballonkammer 14 und die Flügel 24 zur Erzielung einer Translationsbewegung ankippen. Dazu kann ein sphärisches Kugellager verwendet werden, wenn es eine ausreichende Winkeltoleranz aufweist, die zwischen 20 und 30% liegt. Eine Aufhängung 52 mit einem Motor 54 und einem Ritzel 56 sind drehfest an der Steuerkanzel 40 befestigt, während ein Stirnrad 58 über ein Universalgelenk 42 an der Ballon­ kammer 14 befestigt ist. Mit dieser Anordnung kann der Pilot die Steuerkanzel 40 in einer festgelegten Richtung ohne Verwendung des Heckrotors 44 halten, wenn sich die Ballonkammer 14 darüber dreht. Der Motor 54 treibt das Ritzel 56 und die Steuerkanzel 40 um das Stirnrad 58 über ein sich drehendes Lager 60, welches den Ballonkammermast 18 von dem Hub­ schrauberhaltemast 18 A im Winkel trennt. Um entsprechende Steuersignale von der Steuerkanzel 40 auf die Ballonkammer 14 zu übertragen, sind Schleifringe und entsprechend ausgebildete Drehkupplungen für Luft und/oder Hydraulik erforderlich. Die Zuverlässigkeit und die Redundanz in der gerätetech­ nischen Ausführung dieses Merkmals ist von besonders großer Bedeutung.

Um ein möglichst gutes, statisch stabiles Moment beim Flug ohne Last zu erreichen, ist der Treibstoff im unteren Teil der Steuerkanzel 40 untergebracht.

Die Tragschlaufe selbst ist ein relativ einfaches Spannteil mit Haken, Auslöseeinrichtungen, Greifeinrichtung und der­ gleichen, was von dem Einsatz des Fluggerätes 10 abhängt und deshalb hier im einzelnen nicht erläutert zu werden braucht.

Die Außenhaut der Ballonkammer 14 wird durch ein Luftgebläse unter Druck gesetzt, um einen kleinen Differenzdruck aufrecht­ zuerhalten, damit die Kugelform bei Auftreten irgendeines zu erwartenden dynamischen Druckes beibehalten wird. Die kleinen Ballone 16 werden auf weniger als das volle Kugelvolumen aufgeblasen, wobei in den Berechnungen ein Faktor von 0,9 angenommen wird, um eine Änderung infolge von Temperatur- und Höhenunterschieden zu ermöglichen.

Um andere Flugzustände als den Vertikalflug zu erhalten, muß eine zyklische Auftriebssteuerung, wie dies vorstehend erläutert wurde, verwendet werden, um die statische Stabili­ tät zu überwinden und um die Ballonkammer 14 und die Flügel 24 zum Kippen in die Richtung der gewünschten Horizontalbewegung zu bringen. Wenn das Verbund-Fluggerät 10 eine translatorische Bewegung ausführt, führen Unterschiede in der Auftriebsverteilung an den sich vor- und zurückbewegenden Flügeln 24 trotz des ausgegli­ chenen Auftriebs zu einem ungleichen Moment um das Ballon­ zentrum, was zu einem seitlichen Kippen bzw. Neigen führt. Diese Neigung muß durch eine bestimmte seitliche als auch in Längsrichtung wirkende zyklische Auftriebssteuerung kompensiert werden.

Dafür wird zusammen mit einem normalen kollektiven Auftriebs­ steuerhebel ein herkömmlicher Hubschraubersteuerknüppel zur Steuerung der Kippbewegung des Ballonrotors durch eine zyk­ lische Auftriebssteuerung verwendet. Die Leistung der An­ triebsmaschinen wird automatisch mittels Zentrifugalkraft eingestellt, um eine konstante oder gewünschtenfalls ein­ stellbare Rotorwinkelgeschwindigkeit zu erhalten.

Für die Auftriebssteuermomente für die Winkeleinstellung der Flügel wird ein Luftsystem mit einer Kompressorabzwei­ gung von den Antriebsmaschinen 50, wenn diese vorhanden sind, oder mit separaten Niederdruckpumpen an jeder Antriebsma­ schine 50 verwendet. Die Druckluft aus jeder Antriebsmaschine 50 wird über Rohre zu einer zentralen Sammelleitung und von da zu der Steuerkanzel 40 über ein rotierendes Ventilsystem an der ro­ tierenden Verbindung zwischen Steuerkanzel 40 und Ballonkammer 14 geführt. Es kann sich dabei um einen Vollstrom oder um einen Servo­ strom handeln, was von der Größe des Fluggerätes 10 und den Steuerleistungsanforderungen abhängt. Wegen der Betriebs­ sicherheit ist eine direkte Betätigung erwünscht. Es kann auch eine elektrische Betätigung der Servoventile mit Schleifringen verwendet werden, welche das rotierende Ven­ tilsystem an der Drehverbindung ersetzen.

Die zyklische Hubsteuerung ist mit einem Steuerventil verbunden. Ein längsschiffs wirkendes Ventil wird durch die Seitwärts­ bewegung der zyklischen Auftriebssteuerung betätigt und steuert den Auftrieb im rechten und linken Halbkreis der Rotorflügel 24.

Für ein Fluggerät 10, welches 45 t angehängte Last trans­ portieren kann, werden vier Flügelblätter 24 an einer Ballonkammer 14 mit einem Durchmesser von etwa 45 m verwendet. Jedes Flügelblatt 24, bei welchem es sich um einen symmetrischen Flugzeugflügel nor­ mierter Bauweise handelt, ist annähernd 38 m lang und 5,4 m tief und trägt eine Turbopropmaschine.

Die Drehzahl des Fluggerätes 10 in der Auslegung für eine Last von 45 t liegt bei etwa 10 Upm. Dadurch entsteht eine maximale Belastung von etwa 6,2 g an der Flügelspitze. Die auf die Maschinen wirkenden Beschleunigungskräfte sind beträchtlich niedriger und vollständig akzeptierbar. Die Vorwärtsgeschwindigkeit liegt bei etwa 55 bis 65 km/h bei Verwendung einer maximalen Leistung von 5000 Ps, ohne daß eine Grenzschichtsteuerung an der Ballonkammer 14 benutzt wird.

Das in den Fig. 3 und 4 gezeigte Fluggerät 10 B ist für eine Nutzlasttragfähigkeit von 55 t ausgelegt. Das Flug­ gerät 10 B hat eine Ballonkammer 14 B mit einem Durchmesser von etwa 45 m, wobei die genaue Größe von dem tatsächlichen Gewicht der Endkonstruktion abhängt. Das Gerät hat vier in der Mittelebene angebrachte, außen gehaltene Flügel 24 B mit daran sitzenden Turboprop-Antriebsmaschinen 50 B. Die Steuerkanzel oder Kabine 40 B und die Last 12 B (nicht gezeigt) hängen von der Mitte der Ballonkammerkugel 14 B über eine sich verjüngende oder konische untere Zugangsausnehmung 300 B herab.

Die Steuerung erfolgt beispielsweise durch zyklische und kollektive Betätigung der sich drehenden Flügel 24 B. Die zyk­ lische Steuerung ermöglicht ein axiales Kippen von plus oder minus 30° für 360° vektoriellen Schub. Die Flügelge­ stalt und die Leistungswahl kann beispielsweise 54% der getragenen Last plus einer Schubkomponente für die Trans­ lationsbewegung des Fluggeräts 10 B betragen. Die restlichen 46% der zu tragenden Nutzlast einschließlich des Eigengewichts und des Brennstoffs werden von dem aerostatischen Auftrieb getragen, der von dem in der Ballonkammer 14 B enthaltenen Helium er­ zeugt wird.

Das Fluggerät 10 B umfaßt somit den integralen Zusammenbau eines sehr großen, spitzengetriebenen Hubschrauberrotors mit einem aerostatischen mittleren Auftriebskörper. Da der Rotor sehr leicht belastet ist, nämlich mit etwa 0,3 kp/cm² der Rotorkreisfläche und eine niedrige Spitzengeschwindig­ keit von etwa 60 m/s hat, sind die Zentrifugalkräfte kein bedeutender Faktor für die strukturelle Abstützung des Rotors. Die niedrige Rotordrehzahl ermöglicht die Verwendung eines verspannten Flügelaufbaus ohne beträcht­ lichen Leistungsverlust. Der große kugelige Mittelabschnitt für den Auftrieb bildet einen Raum für einen tiefen Spann­ turmabschnitt ohne aerodynamische Einbuße mit Absteifungen bzw. Streben, zu denen sich Spanndrähte zum Tragen der Flügel 24 B sowohl in axialer als auch in äquatorialer Richtung erstrecken können.

Bis auf die Torsionserfordernisse für die zyklische Flügel­ steuerung und den Widerstand gegenüber den Propeller- und Antriebsmaschinenkreiselmotoren hat der Mittelabschnitt einen Aufbau mit Druckzapfen und Spannelementen, wodurch man ein polygonales Tragrahmenwerk 70 B mit zwölf dreieckigen Abschnittsteilen 72 B an den Seiten und zwei quadratischen Ab­ schnittsteilen 74 B auf der Oberseite erhält. Für das Tragen über die Flügelbelastung hat der Mittelaufbau zusätzlich Brenn­ punkte für den aerostatischen Auftrieb und die an der Trag­ schlaufe hängende Last.

Fig. 3 zeigt eine Draufsicht. Das Tragrahmenwerk 70 B weist Streben oder Träger 94 B und 96 B mit einem dreieckigen bzw. quadratischen Querschnitt auf. Die Streben 94 B und 96 B be­ stehen aus Rohren 80 B, die weit genug voneinander im Ab­ stand angeordnet sind, um eine Säulenstabilität und eine ausreichende Verspannung zu schaffen, so daß die Rohre in kurze Abschnitte unterteilt sind, um lokale Säulenbrüche zu verhindern. Der Flügel 24 B besteht aus einem Kastenholm- Mittelabschnitt 82 B in Form eines Quadrates mit etwa 1 m Kantenlänge, der Säulen- bzw. Trägerbiegung, Scher- und Torsionsbelastungen widersteht.

Die Triebwerke 50 B sind an dem Holm 82 B bei etwa 75% der Flügelspannweite von der Flügelwurzel 26 B auf übliche Weise wegen der Anforderung hinsichtlich des Widerstandes gegenüber zentrifu­ galen und gyroskopischen Kräften angebracht. Betriebslei­ stungen 84 B, die die Brennstoffzuführungsleitungen, hydraulische, pneumatische und elektrische Leitungen, Antriebsmaschinen- und Propellersteuerungen sowie Instrumentenleitungen umfassen, gehen durch den Träger 96 B zu der Flügelwurzel 26 B, wo sie durch biegsame Verbindungen 86 B in den Mittelabschnitt übergehen.

Die Stabilität ist der Hauptgrund für die Befestigung der Last in der Mitte des Fluggerätes 10 B anstelle einer Be­ festigung am Rand. Eine Computeranalyse zeigt, daß es im wesentlichen keine Schwingbewegung bei einer Mittenbefesti­ gung gibt, während eine Periode zwischen 10 bis 13 s bei einer Befestigung der Last am Rand auftreten kann.

Geht man von einem Fluggerät mit 50 t angehängter Last aus bei einem Vorwärtskomponentenverhältnis, d. h. einem Verhält­ nis der Flügelrotationsgeschwindigkeit zur Vorwärtsgeschwin­ digkeit des Fluggerätes, von 0,2, so zeigt die Analyse, daß die Periode einer induzierten Oszillation aufgrund der Flug­ gerätdynamik 2,4 s beträgt, wenn die Last am Rand angehängt ist, während sie 137,9 s beträgt, wenn die Last in der Mitte angehängt ist.

Während eine Zeit von 2,41 s (11,38 s-Periode) gut innerhalb der Ansprechzeit des Piloten liegt, bietet die Mittenbefestigung eine derart hohe Basisstabilität, wie sie bei den bisher bekannten Rotorsystemen nicht vorhanden ist und die das Ergebnis eines gemeinsamen Zentrums des Auftriebs, des Rotorschubvektors und der Lastbefestigung widerspiegelt.

Die Steuerung des Fluggerätes 10 B schließt auch die Not­ wendigkeit für einen Ausgleich der aerodynamischen Auf­ triebskräfte aus dem rotierenden Flügelsystem 24 B ein, wie es durch die Pilotensteuerung eingestellt ist. Ein ideales Steuerungssignal ist dabei ein solches, welches, die gewünschte Größe der aerodynamischen Kraft auf einem Flügel 24 B gegebener Größe einstellt. Dies kann durch einen Flügel­ winkel des Anstell-Kraft-Servosystems, auf das noch einge­ gangen wird, oder mittels eines direkteren Systems erreicht werden, welches hier als Auftriebssteuersystem bezeichnet werden soll.

Die notwendigen starren Flügel 24 B und das Fehlen hoher Zentri­ fugalkräfte macht die normale zyklische Anstellsteuerung, wie sie bei Hubschraubern verwendet wird, unzweckmäßig, was möglicherweise auf die hohen Lastfaktoren zurückzuführen ist, die an den Flügelflächen infolge der Höhenbelastungen er­ forderlich wären. Die Verwendung der zyklischen Auftriebs­ steuerung könnte die erforderlichen Böenlastfaktoren ver­ ringern und zu einer Einsparung im Konstruktionsgewicht führen. Das für das Fluggerät 10 vorgeschlagene Steuersystem ist deshalb anstelle einer Anstellsteuerung wie beim her­ kömmlichen Hubschrauber eine "Hub- bzw. Auftriebssteuerung". Jeder Flügel 24 B ist an einem spannartigen Gelenk vor dem aero­ dynamischen Zentrum des symmetrischen Flügelabschnittes an­ gelenkt. Das Steuersystem erzeugt das Drehmoment, um der Neigung des Flügels 24 B zu widerstehen, die Nullauftriebsstellung nachzuziehen. Der Auftrieb eines jeder Flügelblattes 24 B ist eine lineare Funktion dieses Drehmomentes L = KT. Das Aufbringen eines gleichen Drehmomentes auf jedes Blatt (Flügel) 24 B erfolgt durch die kollektive Auftriebs­ steuerung, entsprechend der kollektiven Anstellsteuerung bei einem herkömmlichen Hubschrauber.

Bevorzugt wird ein symmetrischer Tragflügel 24 B, da der aero­ dynamische Schub des rotierenden Flügelsystems sowohl positiv als auch negativ (Flug im belasteten und unbelaste­ ten Zustand) sein muß. Außerdem soll ein konstantes Druck­ zentrum des Flügels 24 B für die erforderlichen Änderungen des Anstellwinkels beibehalten werden. Obwohl auch nicht symmetrische Tragflügel benutzt werden können, ein symmetrisches Tragflächenprofil bei dem Hubsteuersystem bevorzugt verwendet, wobei sich die Flügel 24 B frei um einen Gelenkpunkt 114 B vor dem aerodynamischen Zentrum 115 B drehen können, wie dies in Fig. 5 gezeigt ist. An dem Flügel 24 B ist ein Steuerhebel 100 B so befestigt, daß eine auf den Steuerhebel 100 B wirkende Kraft eine Drehung des Flügels 24 B um die Scharnierpunkt-Mittellinie 114 B herbeiführt. Wenn auf den Steuerhebel 100 B keine Kraft wirkt, erzeugt ein Luftstrom über dem Flügel 24 B unter Vernachlässigung des Flü­ gelgewichtes kein Moment, so daß sich der Flügel 24 B in einer nacheilenden bzw. hinteren Stellung befindet. Bei dem Auf­ triebssteuersystem wird auf den Steuerhebel 100 B eine Kraft aus­ geübt, die proportional dem Betrag des vom Flügel 24 B gefor­ derten Auftriebs ist. Der Flügelanstellwinkel wird aus dieser Kraftanforderung bestimmt, während bei der bisher üblichen Steuermethode ein Anstellwinkel gewählt und die dadurch erzeugte Kraft akzeptiert wird.

Bei der gezeigten Ausführungsform enthält ein Druckluft­ zylinder 102 B einen Kolben mit einer Stange 101 B, die mit dem Stellhebel 100 B verbunden ist. Wenn ein positiver Schub von jedem Flügel 24 B erforderlich ist, wird durch eine Leitung 103 B Luft zugeführt. Der tatsächliche durch den Kolben ausgeübte und über die Stange 101 B auf den Stellhebel 100 B übertragene Druck ist eine Funktion der Luftmenge, die man durch die Leitung 104 B strömen läßt.

Fig. 6 zeigt schematisch eine Taumelscheibensteueranordnung, die in der Kabine 40 B des Fluggerätes 10 B angeordnet ist. Eine Taumelscheibe 105 B, die von einem Steuerungseingang 122 B betätigt wird, hält eine festgelegte Ausrichtung der Steuer­ kabine 40 B aufrecht, während ein Gestänge 107 B, 108 B und Öffnungsventile 109 B und 110 B sich frei auf einem Ansatz­ zylinder 120 B mit der Kugel-Flügel-Anordnung 24 B aufgrund der trennenden Lageranordnung 111 B drehen können. Um den Zylinder 120 B herum sind vier Ventile 109 B und 110 B (zwei Ventile für jeden Flügel) in 90°-Abständen angeordnet.

In der in den Fig. 5 und 6 gezeigten Stellung steuert das Ventil 109 B den Luftstrom aus der Leitung 103 B. Die Leitung 103 B ist die Luftabzweigleitung, welche die Kraft der aus der Öffnung 103 B ankommenden Luft steuert, die an der Stange 101 B anliegt. Eine völlige Blockierung der Leitung 103 B durch das Ventil 109 B legt die volle Kraft der durch die Leitung 103 B eintretenden Luft an die Stange 101 B an, zur Einstellung eines maximalen Anstellwinkels am Flügel 24 B. Wenn die Taumelscheiben­ bewegung das Ventil 109 B vollständig von der Öffnung der Leitung 103 B wegbewegt hat, ist der Zylinder 102 B drucklos und der Flügel 24 B befindet sich in der Windfahnenstellung (trail-position).

Eine Zuführung von Luft zu einer Leitung 112 B ändert die Wirkung des Systems derart, daß das Ventil 110 B auf die Öffnung der Leitung 103 B, einen Ansatz des Rohres 103 B, zur Steuerung des Fahrzeugs 10 B um unbelasteten Flug wirken kann. Unter diesen Bedingungen wird die Luftzufuhr zur Leitung 103 B unter­ brochen und statt dessen die Luft der Leitung 112 B des Zylinders 102 B zugeführt. Dadurch wird an die Stange 101 B durch die Wirkung der Taumelscheibe 105 B über das Ventil 110 B eine nach unten gerichtete Kraft erzeugt.

Die Bewegungen der Ventile 109 B sind um 180° außer Phase für ähnliche bzw. gleiche Bewegungen der Taumelscheibe 105 B, d. h. eine Abwärtsbewegung der Taumelscheibe 105 B führt zu einem Schließen der Öffnungen 104 B, während die gleiche Abwärtsbewegung der Taumelscheibe 105 B die Leitungen 103 B öffnet. Diese Umkehr ist genau der gewünschte Zustand, damit die Führungsbefehle gleiche Bewegungen des Fluggerätes im belasteten oder nicht belasteten Flug herbeiführen können.

In Betrieb des Systems bewirken zyklische oder kollektive Befehle bzw. Steuermaßnahmen eine gewünschte Kraft für jeden Flügel 24 B. Wenn ein Flügel 24 B der Wirkung einer Bö unterliegt, zwingt die geänderte, aerodynamisch erzeugte Kraft den Flügel 24 B dazu, einen anderen Anstellwinkel einzunehmen, um die neue Kraft im Gleichgewicht mit der befohlenen bzw. Steuerkraft zu halten, die von der Stange 101 B über den Stellhebel 100 B ausgeübt wird. Somit ist die Böenminderung ein in das System eingebautes Merkmal. Obwohl das gezeigte pneumatische System bevorzugt wird, kann der gleiche Effekt mit geeigneten elek­ trischen oder hydraulischen Systemen erreicht werden.

Eine andere grundsätzliche Näherungslösung für ein Schub­ steuersystem besteht darin, daß

• a) der Schub eines jeden Flügels 24 B als eine Kraft die an den Flügelabstützpunkten anliegt, gefühlt wird,
• b) diese Kraft mit der berechneten Kraft verglichen wird, die auf der Basis des Steuerbefehls zu diesem Zeitpunkt erforderlich ist, und
• c) ein Servokreis aktiviert wird, um den Anstellwinkel zur Erzielung der erforderlichen Kraft zu ändern.

Die durch Böen erzeugten Kräfte würden durch die Servokreis­ steuerung für den Anstellwinkel schnell auf dem gewünschten Pegel ausgeglichen. Ein solches "fly-by-wire"-Steuersystem ist bekannt und verringert die Notwendigkeit hinsichtlich einer Systemkoordinierung durch den Piloten. Für diese Art von Steuersystem können auch einfach Signale von einem automati­ schen Bodenstationpositioniergerät verwendet werden.

Das normale Verfahren zum Kompensieren der Druckänderungen in Fahrzeugen mit aerostatischem Auftrieb ist die Verwendung eines Systems kleiner Ballone 16, bei welchem ein kleiner flexibler Luftbehälter in der Haupthülle (Ballonkammer 14), welche das Auf­ triebsgas umschließt, gehalten wird. Wenn das Fluggerät 10 die Höhe ändert oder Temperaturschwankungen unterworfen ist, läßt man die Druckänderung des Auftriebsgases das Volumen des kleinen Ballons 16 dadurch ändern, daß Luft aus dem Ballon 16 herausgedrückt oder die Zuführung von Luft angefordert wird.

Bei dem Fluggerät 10 B werden die Antriebsmaschinen, welche beträchtliche Wärmemengen erzeugen, dazu verwendet, eine kon­ stante Temperatur des auftreibenden Gases mittels der Tempera­ tursteuerung 206 B aufrechtzuerhalten. Wenn eine konstante Temperatur über der maximal erwarteten Temperatur beibehalten wird, die durch äußere Umgebungskräfte erzeugt würde, bei­ spielsweise durch die solare oder atmosphärische Erwärmung, bleibt der Druck des Gases, abgesehen von Höhenänderungen, konstant. Eine Prüfung der Höhendruckdifferenz zeigt, daß die Hüllendehnung in der Nähe von 1% pro 300 m Höhenänderung liegt. Eine sorgfältige Wahl des Hüllenmaterials ermöglicht es, daß diese Dehnung innerhalb der Auslegungsgrenzen des Materials akzeptierbar ist.

Dieses System unterscheidet sich von anderen thermisch gesteuerten Systemen, bei welchen das Erwärmen des Gases auf eine konstante Temperatur eine Volumenänderung infolge äußerer Temperaturänderungen ausschließt und des­ halb den Auftrieb des Systems nicht grundsätzlich beeinflußt.

Zu den Vorteilen dieser Ausführungsart gehören die Elimi­ nierung des Gewichtes und der Kosten des Kleinballonsystems sowie die Fähigkeit, die Temperatur für programmierte Höhen­ änderungen zu modulieren, was bei einem Transport des Fluggerätes 10 über eine weite Entfernung erforderlich sein könnte.

Das Verfahren zum Sammeln der Abwärme aus einer Gasturbine ist in Fig. 4 gezeigt. Die Maschine 50 B ist mit einem Rohr versehen, um welches eine mit Fluid gefüllte Rohranordnung herum schraubenförmig gewickelt ist. Die Maschinenabgase erwärmen das Fluid. Dieses Fluid wird durch Rohre 200 B und 202 B unter dem Einfluß der Temperatursteigerung 206 B umgewälzt. In der Mitte des Fluggerätes 10 übertragen ein Wärme­ tauschersystem, welches aus einem Kühler 203 B und aus einem Gebläse 204 B besteht, die Wärme des Fluids auf das Helium.

Zur Überwindung des Magnus-Effekts, um dadurch den Wider­ stand der Kugel zu verringern, kann eine Grenzschicht­ steuerung verwendet werden. Ein Verfahren würde darin be­ stehen, Luft in die Grenzschicht auf der sich vorwärts bewegenden Halbkugel einzublasen. Dies kann dadurch erreicht werden, daß nacheinander Luft in einem geeigneten Volumen und mit einem geeigneten Druck Öffnungen zugeführt wird, die an der Außenhaut der Ballonkammer 14 liegen, dafür gesorgt wird, daß diese Luft in die Grenzschicht entgegen der durch die Ballonkammerrotation induzierten Zirkulation abgeleitet wird. Das Resultat wäre eine Beschleunigung der Luft auf der sich vorwärts bewegenden Seite der Ballonkammer 14 auf eine Geschwindigkeit, die der der Luft auf der zurückweichenden Seite der Kugel zu vergleichen ist.

Eine den Widerstand verringernde Hülle kann jeden möglichen von den Kräften des Magnus-Effektes herrührenden Widerstand ausschließen. Dabei kann eine äußere Abschirmung in Form von zwei Halbkugeln aus Gewebe, die an der Hauptkugel in der Nähe der Mittelebene mittels eines Kugellagersystems oder einer "Reißverschluß"-Technik befestigt sind, benutzt werden, so daß eine relative Drehung zwischen der Ballonkammer/Flügel-Anordnung und der äußeren Abschirmung möglich ist. Die äußere Ab­ schirmung würde so angetrieben, da sie eine nicht drehende Fläche gegenüber dem Luftstrom aufweist.

Claims (1)

1. Aerostatisches Luftfahrzeug mit einer Ballonkammer und mehreren, sich von dem Ballonkammerumfang radial nach außen erstreckenden Rotorblättern, einem in der Ballonkammer rechtwinklig zu den Rotorblättern ange­ ordneten zentralen Mast und einem Antrieb zur Drehung der Ballonkammer zusammen mit den Rotorblättern um die Mastachse, wobei die Blattholme über Anschlußelemente am Mast gelagert sind und die Rotorblätter gegen in Richtung der Mastachse wirkende Kräfte durch Spann­ drähte gehalten sind, welche die Blattholme mit dem Mast verbinden, nach Patent 24 22 081, dadurch gekennzeichnet, daß die Mastachse des rotierenden Fluggeräts (10) zur Vortriebserzeugung (Bewegungs­ fahrt) horizontal einstellbar ist, wobei die Ballon­ kammer (14) an der dann von der Strömung abgewandten Seite einen angesetzten konusförmigen aufblasbaren Abschnitt aufweist.