NL2000529C2 - Vliegtuig ingericht voor verticaal opstijgen en landen. - Google Patents

Description

Vliegtuig ingericht voor verticaal opstijgen en landen

De onderhavige uitvinding heeft betrekking op een vliegtuig volgens de aanhef van conclusie 1.

Uit DE 100 07 293 Al is een luchtschip bekend van het Zeppelin type met een 5 modulaire opbouw. Dit luchtschip is in staat zoals een luchtballon om door middel van het stijgvermogen van een in het luchtschip opgeslagen gas, dat lichter is dan atmosferische lucht, zijn vlieghoogte te kiezen. Met behulp van motoren geplaatst aan de onder zijde van het luchtschip kan een horizontale verplaatsing worden uitgevoerd. De aanwezige motoren zijn draaibaar om het luchtschip op een gegeven positie te 10 houden. Vanwege het luchtballonkarakter van het luchtschip is een relatief groot onderdeel van het luchtschip nodig als volume voor het stijgvermogen leverende gas. Verder beperkt de gekozen ophanging van de voorstuwing het luchtschip bij een landing.

Het is een doelstelling van de onderhavige uitvinding een vliegtuig ingericht voor 15 verticale start en landing te verschaffen dat het bovengenoemde probleem opheft.

Deze doelstelling wordt bereikt door een vliegtuig ingericht voor verticale start en landing volgens conclusie 1.

Op voordelige wijze bereikt de onderhavige uitvinding dat het vliegtuig gebruik kan maken van een verticale start en landing, terwijl bij een voorwaartse snelheid de 20 vleugelvorm een bijdrage levert aan het liftvermogen. Hiermee is het vliegtuig in staat om “in de lucht te kunnen blijven”zonder volledig afhankelijk te zijn van het hefvermogen van een volume met gas “lichter dan lucht”.

De uitvinding zal hieronder nader worden toegelicht aan de hand van enkele tekeningen waarin uitvoeringsvoorbeelden van de uitvinding zijn weergegeven. Deze 25 zijn uitsluitend bedoeld voor illustratieve doeleinden en niet ter beperking van de uitvindingsgedachte, welke wordt gedefinieerd door de conclusies.

Hierbij toont: figuur 1 een vooraanzicht van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding; figuur 2 een zijaanzicht van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding; 30 figuur 3 een bovenaanzicht van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding; figuur 4 een doorsnede van een hefvermogeneenheid; figuur 5 een blokschema van een besturing van het vliegtuig volgens de onderhavige 2 00 0 52 9 2 uitvinding; figuur 6 een schema van een hefvermogenregeling van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding, en figuur 7 een schema van een eenheid voor energievoorziening van het vliegtuig volgens 5 de onderhavige uitvinding.

Figuur 1 toont een vooraanzicht van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding.

Het vliegtuig 1 volgens de onderhavige uitvinding omvat een bovengedeelte 2, een tussengedeelte 3 en een benedengedeelte 4, 5.

10 Het bovengedeelte 2 omvat een linker bovenvleugel 2a, een rechter bovenvleugel 2b en een eerste middengedeelte 2c.

Het benedengedeelte 4,5 omvat een linker ondervleugel 4a, 51, een rechter ondervleugel 4b, 52 en een tweede middengedeelte 4c.

Verder omvat het vliegtuig in het benedengedeelte 4, 5 in de breedterichting X één 15 of meer compartimenten 5a, 5b, 5c, 5d voor nuttige vracht. De compartimenten voor nuttige vracht 5a, 5b, 5c, 5d bevinden zich aan de benedenzijde van het benedengedeelte 4, 5.

Het bovengedeelte 2 is door middel van tussengedeelte 3 met het benedengedeelte verbonden.

20 Op het tussengedeelte 3 tussen het bovengedeelte 2 en het benedengedeelte 4 bevinden zich tussen de vleugels 2a, 2b van het bovengedeelte 2 en de vleugels 4a, 51, 4b, 52 van het benedengedeelte 4, 5 stuwmotoren 6 voor het produceren van stuwkracht.

Voorts bevinden zich in het tussengedeelte besturingsmotoren 7 die verstelbaar zijn 25 om een richting van het vliegtuig 1 te besturen.

Ook bevinden zich op de zijvlakken van het vliegtuig 1 tussen bovengedeelte 2 en benedengedeelte 4 stuurvlakken 8, welke nader worden toegelicht in figuur 2.

Eventueel kunnen ook de stuwmotoren 6 verstelbaar zijn om een richting voor de stuwkracht te kunnen instellen en kunnen zowel propellers als turbines omvatten.

30 In een voorkeursuitvoeringsvorm worden de stuwmotoren 6 elektrisch aangedreven. Figuur 2 toont een zijaanzicht van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding. Het zijaanzicht van het vliegtuig 1 heeft nagenoeg dezelfde vorm als het vooraanzicht.

3

In een lengterichting Y van het vliegtuig kan het benedengedeelte 4, 5 één of meer compartimenten 5d, 5e, 5f, 5g voor nuttige vracht omvatten.

Voorts kunnen in de lengterichting Y één of meer aandrijvingen 6 geplaatst zijn aan het tussengedeelte 3.

5 De stuurvlakken 8 bevinden zich tussen boven- en benedengedeelte en zijn voorzien van een roervlak 8a. Hier zijn op één zijde van het vliegtuig twee stuurvlakken 8 aangebracht, het is echter denkbaar dat een enkele stuurvlak aanwezig is.

Optioneel is het vliegtuig voorzien van horizontale vleugels (niet getoond), voor het verkrijgen van extra draagvermogen tijdens de vlucht. Dergelijke vleugels kunnen 10 opklapbaar zijn tussen boven -en benedengedeelte of kunnen uitschuifbaar vanuit ofwel het bovengedeelte of het benedengedeelte.

Figuur 3 toont een bovenaanzicht van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding.

In het bovenaanzicht wordt getoond dat de linker en rechter bovenvleugels 2a, 2b 15 aan een voorzijde la en een achterzijde lb ten opzichte van de breedte- en lengterichting X, Y schuin verlopende hoekstukken omvatten. Een soortgelijke vorm hebben ook de linker en rechter ondervleugels 4a, 51 en 4b, 52.

De omtrek van het tussengedeelte 3 en de aandrijvingen 6 zijn in stippellijn weergegeven.

20 In de getoonde uitvoeringsvorm is de lengte van het vliegtuig hoofdzakelijk gelijk aan de breedte. Het is echter denkbaar dat de lengte groter is dan de breedte van het vliegtuig 1.

De compartimenten 5 a - 5g voor nuttige vracht kunnen zowel passagiersruimten als vrachtruimten omvatten.

25 In een uitvoeringsvorm kunnen de compartimenten 5a - 5g voorzien in een roll-on/roll-off systeem voor het wisselen van lading en/of bevoorraden van het vliegtuig.

Figuur 4 toont een doorsnede van een hefvermogeneenheid.

Het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding is ingericht om verticaal te kunnen opstijgen en landen op basis van het gebruik van hefvermogen waarbij een begrensd 30 volume met een eerste gas met een relatief lage dichtheid kan opstijgen in een tweede gas met een relatief hogere dichtheid.

In de constructies van het bovengedeelte 2 en van delen van het benedengedeelte 4, 5 waar zich geen compartimenten 5a - 5g voor nuttige vracht bevinden zich een 4 veelheid hefvermogeneenheden HV waarmee een opwaartse kracht of hefvermogen van een hoeveelheid relatief licht gas bestuurbaar kan worden ingesteld.

Het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding is daarmee in staat verticaal op te stijgen en te landen. Daarmee is het vliegtuig op voordelige wijze in staat van landings-5 en startlocaties met een relatief kleine oppervlak gebruik te maken.

Dankzij de boven- en ondervleugels 2a, 2b, 4a, 51 en 4b, 52 kan bij voorwaartse beweging in een hoofdzakelijk horizontaal vlak een opwaartse kracht op het vliegtuig worden gegenereerd, zodat ook op die wijze stijgvermogen wordt verkregen.

Hiermee onderscheidt het vliegtuig zich van een luchtschip van het Zeppelin type 10 dat volledig afhankelijk is van het hefvermogen van een volume met gas “lichter dan lucht” om “in de lucht te kunnen blijven”.

Het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding is voorzien van een systeem dat de opwaartse kracht nauwkeurig kan besturen. In principe is het voldoende wanneer het systeem het vliegtuig verticaal kan laten stijgen tot een geringe hoogte waarna door 15 voorwaartse snelheid de afstand tussen vliegtuig en aardoppervlak kan worden vergroot. Echter, het beheerst laten loskomen van het vliegtuig van het aardoppervlak wordt beïnvloed door de belading van het vliegtuig en mogelijk ook door weersomstandigheden. Ook de beladingsverdeling kan een rol spelen.

Een hefvermogeneenheid HV omvat een gasdicht totaal volume V, een eerste pomp 20 PI, een tweede pomp P2, een opslagvat BV, één of meer warmtewisselaars Wl, W2, W3 en een hefVermogenbesturing C.

In dit verband wordt onder een pomp verstaan een installatie die in een volume een drukverhoging of drukverlaging teweeg kan brengen door gastransport. Een pomp kan een compressor zijn, maar in sommige gevallen ook wel een ventilator.

25 Het gasdichte totaal volume V is door middel van een flexibele of beweegbare gasdichte wand FW verdeelbaar in een eerste volume VI en een tweede volume V2. Het eerste volume VI is ingericht voor het bevatten van een regelbare hoeveelheid van het eerste gas met een relatief lage dichtheid. Het tweede volume V2 is ingericht voor het bevatten van een regelbare hoeveelheid van het tweede gas met een relatief hoge 30 dichtheid.

Aan het eerste volume VI is de eerste pomp PI verbonden via een leiding LI. Voorts is de pomp verbonden aan het opslagvat BV. De verbinding tussen de eerste pomp en het eerste volume VI omvat een ventielklep VT1. Het opslagvat BV dient om 5 het eerste gas op te slaan buiten het eerste volume zodat hergebruik van het eerste gas kan plaatsvinden bij afvoer vanuit het eerste volume VI.

Aan het tweede volume V2 is de tweede pomp P2 verbonden. De verbinding tussen de tweede pomp P2 en het tweede volume V2 omvat een tweede ventielklep VT2.

5 Door het eerste volume V1 toe te laten nemen ten opzichte van het tweede volume V2, waarbij het tweede gas in het tweede volume verdrongen wordt door het eerste gas in het eerste volume kan de opwaartse kracht van het totale volume toenemen. Andersom door het tweede volume V2 toe te laten nemen en onder druk van het tweede volume het eerste gas uit het eerste volume te laten ontwijken naar het opslagvat, kan 10 de opwaartse kracht afnemen.

De combinatie van de eerste en tweede pomp PI, P2 (met besturing van de ventielkleppen) is aldus ingericht voor het instellen van een verhouding tussen het eerste volume V1 met de hoeveelheid eerste gas met de lage dichtheid en het tweede volume V2 met de hoeveelheid tweede gas met de hoge dichtheid binnen het gasdichte 15 totaal volume V.

Deze verhouding wordt zo ingesteld dat die overeenkomt met een gewenste opwaartse kracht of hefvermogen.

In de getoonde uitvoeringsvorm is de tweede pomp P2 voorzien van een verbinding met atmosferische lucht voor het gebruik van lucht als tweede gas.

20 Door met behulp van de eerste en tweede pompen PI, P2 en onder besturing van de ventielkleppen, de grootte van het eerste en tweede volume VI, V2 en de respectieve druk daarin te regelen kan de effectieve dichtheid van het gasdichte totaal volume V worden bestuurd. De flexibele wand FW is ingericht om te vervormen zodat de volumina VI, V2 binnen het totaal volume V elk door de respectieve relatieve interne 25 gasdruk opgelegde grootte kunnen innemen.

Voorts omvat het eerste volume VI een of meer warmtewisselaars om de temperatuur van het eerste gas (en daarmee de dichtheid van het gas) binnen het volume te kunnen aanpassen door toevoer of afvoer van warmte (via een geschikt overdrachtsmedium). Bijvoorbeeld een eerste warmtewisselaar W1 wordt gebruikt om 30 warmte Q1 aan het eerste gas toe te voeren. Een tweede warmtewisselaar W2 kan worden gebruikt om juist warmte Q2 af te voeren.

Op soortgelijke wijze omvat het tweede volume V2 een of meer verdere warmtewisselaars W3 om het tweede gas te verwannen of af te koelen.

6

Het toevoeren van warmte aan de respectieve warmtewisselaars kan plaatsvinden vanuit een energievoorzieningsysteem aan boord van het vliegtuig. Dit zal hieronder nader worden toegelicht. Voor afvoer van warmte zou bijvoorbeeld koeling aan de buitenlucht kunnen worden toegepast.

5 De hefvermogeneenheid HV wordt bestuurd door de hefvermogenbesturing C. De hefvermogenbesturing C is verbonden met de eerste pomp PI, de tweede pomp P2 en warmtewisselaars Wl, W2, W3 voor het besturen van hun respectieve functies. De hefvermogenbesturing C kan de eerste en/of tweede pomp PI, P2 besturen om het eerste volume VI van het eerste gas respectievelijk het volume V2 van het tweede gas 10 aan te passen zoals boven beschreven.

De hefvermogenbesturing C kan een of meer van de warmtewisselaars besturen om warmte toe/af te voeren aan/uit het eerste en/of tweede volume.

Voor deze besturing van pompen en warmtewisselaars is de hefvermogenbesturing C voorts verbonden met tenminste een eerste sensor SI in het eerste volume VI en met 15 tenminste een tweede sensor S2 in het tweede volume V2 voor het ontvangen van signalen vanuit de respectieve sensoren om een of meer relevante fysische parameters (zoals bijvoorbeeld druk en temperatuur) van het eerste en/of tweede gas te kunnen bepalen en te kunnen besturen.

Voorts omvat de hefvermogenbesturing C een besturingsingang IB voor het 20 ontvangen van besturingsgegevens vanuit een centraal besturingssysteem van het vliegtuig. Dit zal hierna nog worden toegelicht.

In de getoonde uitvoeringsvorm is de hefVermogeneenheid HV voorzien van pompen specifiek voor de regeling van de eerste en tweede volumina van een enkele hefvermogeneenheid HV. Het is echter denkbaar dat de eerste pomp PI en/of de 25 tweede pomp P2 zijn/is ingericht om bij meerdere van de veelheid hefvermogeneenheden in het vliegtuig te worden gebruikt. In dat geval is de eerste respectievelijk tweede pomp via een verdeelleiding verbonden aan ieder van de veelheid hefvermogeneenheden. Besturing van een specifieke hefvermogeneenheid kan dan plaatsvinden door besturing van eerste en tweede ventielkleppen VT1, VT2 die 30 geplaatst bij de aansluitingen op het eerste respectievelijk tweede volume van het gasdichte totaal volume V van die specifieke hefvermogeneenheid.

7

Figuur 5 toont een blokschema van een besturingssysteem van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding.

In een uitvoeringsvorm omvat het besturingssysteem 100 van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding een computer 110, een positiesensor 120, een meteo-sensor 5 130, een belastingsensor 140, een navigatiemodule 150, een positieregeleenheid 160, een motorenbesturing 170 en een hefvermogenregeleenheid HVR.

De computer 110 is verbonden met de positiesensor 120 voor het verkrijgen van positie-informatie (bijvoorbeeld een lengte-, breedte- en hoogte-coördinaat) van het vliegtuig. De computer 110 is verder verbonden met de meteo-sensor 130 voor het 10 verkrijgen van meteo-gegevens zoals lokale windsnelheid, luchtdruk, etc. De computer 110 is voorts verbonden met de belastingsensor 140 voor het verkrijgen van gegevens van belasting van de constructie van het vliegtuig door de lading. De computer 110 is daarnaast verbonden met de navigatiemodule 150 om het vliegtuig te kunnen voortbewegen.

15 Op basis van gegevens die uit een of meer van de positiesensor 120, meteo-sensor 130, belastingssensor 140 en navigatiemodule 150, kan de computer 110 een berekening uitvoeren over trimming-gegevens van het vliegtuig en mogelijke aanpassing daarvan. De trimming heeft betrekking op de stabiliteit van het vliegtuig.

De computer 110 is verbonden met een positieregeleenheid 160 die de trimming-20 gegevens gebruikt om enerzijds het hefvermogen van de veelheid hefvermogeneenheden HV te besturen via hefvermogenregeleenheid HVR en anderzijds om de stuwmotoren 6 te besturen via de motorenbesturing 170.

De motorenbesturing 170 is verbonden (hier niet getoond) met de stuwmotoren 6 om deze te regelen qua toegevoerd vermogen en qua voortstuwingsrichting.

25 De hefvermogenregeleenheid HVR is verbonden met de één of meer hefvermogenbesturingen C om de een of meer hefvermogenbesturingen C te regelen zodat ieder van de veelheid hefvermogeneenheden de gewenste hoeveelheid hefvermogen kan leveren. Bij voorkeur is de gewenste hoeveelheid hefvermogen afhankelijk van de belasting en belastingsverdeling van het vliegtuig.

30 Er wordt opgemerkt dat de regeling van de trimming door het besturingssysteem 100 dynamisch kan verlopen door verandering van bijvoorbeeld weersomstandigheden.

Ook kan de trimming zich wijzigen doordat de boven- en ondervleugels bij (verandering van) voorwaartse snelheid een (veranderde) bijdrage leveren in het 8 stijgvermogen van het vliegtuig. Eveneens kan de trimming zich wijzigen tijdens een laad/los operatie door verandering van de belasting/belastingsverdeling van het vliegtuig.

In de getoonde uitvoeringsvorm zijn de computer 110, de positiesensor 120, de 5 meteo-sensor 130, de belastingsensor 140, de navigatiemodule 150, de positieregeleenheid 160, de motorenbesturing 170 en de hefVermogenregeleenheid HVR weergegeven als afzonderlijke modulen. Zoals bekend is aan de deskundige is het denkbaar dat alle modulen geïntegreerd zijn in een enkele computer. De modulen kunnen in software zijn uitgevoerd, maar ook in hardware of in een combinatie van 10 hardware en software.

De computer kan zijn uitgevoerd als een willekeurige besturingscomputer die geschikt is voor het bepalen en regelen van de trimming zoals hierboven uiteengezet.

Figuur 6 toont een schema van een hefvermogenregeling van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding.

15 De hefVermogenregeleenheid HVR is verbonden aan de veelheid hefvermogeneenheden HV voor het doorgeven van besturingssignalen aan elke hefvermogenbesturing C. De hefVermogenregeleenheid HVR is ingericht voor het ontvangen vanuit de positieregeleenheid 150 van trimmingsgegevens TD die betrekking hebben op het hefvermogen zoals dat verdeeld over de veelheid 20 hefvermogeneenheden tijdens bedrij f kan worden gegenereerd.

De hefVermogenregeleenheid HVR is ingericht om op basis van de trimmingsgegevens TD aan de besturing C van iedere hefvermogeneenheid HV een hefvermogensignaal dat geassocieerd is met het gewenste hefvermogen, te verzenden. De besturing C van iedere hefvermogeneenheid HV is ingericht voor het op basis van 25 het ontvangen hefVermogensignaal, instellen van een daarmee overeenkomend hefvermogen voor de betreffende hefvermogeneenheid.

Figuur 7 toont een schema van een eenheid voor energievoorziening van het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding.

Het vliegtuig volgens de onderhavige uitvinding omvat een 30 energievoorzieningsysteem WKC dat zich bij voorkeur in het tussengedeelte 3 van het vliegtuig bevindt. Het energievoorzieningsysteem WKC is ingericht om elektrische energie en thermische energie te kunnen leveren binnen het vliegtuig 1.

9

Het energievoorzieningsysteem WKC is in de getoonde uitvoeringsvorm een warmtekrachtcentrale die een aandrijfmotor E, een elektrische generator G en een warmtewisselaar W omvat.

De aandrijfmotor E is gekoppeld aan de elektrische generator G voor het tijdens 5 bedrijf opwekken van elektrische energie. De aandrijfmotor E is voorts gekoppeld aan de warmtewisselaar W om tijdens bedrijf van de motor E vrijkomende warmte op te nemen.

Het energievoorzieningsysteem WKC is gekoppeld aan de stuwmotoren 6 voor het tijdens bedrijf leveren van elektrische energie aan de stuwmotoren 6 (onder besturing 10 van de motorenbesturing 160).

Daarnaast is het energievoorzieningsysteem WKC gekoppeld aan de een of meer hefvermogeneenheden HV voor het leveren van elektrische energie en van thermische energie voor gebruik in de warmtewisselaars Wl, W2, W3 van iedere hefvermogeneenheid HV (onder besturing van de hefvermogenregeleenheid HVR en/of 15 de hefvermogenbesturing C).

Ook kan het energievoorzieningsysteem WKC gekoppeld zijn aan de compartimenten voor nuttige vracht ten behoeve van energievoorziening.

2 00 0 5 2 9

Claims (14)

1. Vliegtuig ingericht voor verticaal opstijgen en landen, omvattend tenminste twee vleugels (2a, 2b, 4a, 51, 4b, 52), een ruimte (2c, 4c) voor het tijdens bedrijf opwekken van stijgvermogen, en een tussengedeelte (3), waarbij het tussengedeelte (3) voorzien is 5 van stuwmotoren (6), en de ruimte (2c, 4c) voor het tijdens bedrijf opwekken van stijgvermogen voorzien is van een veelheid hefvermogeneenheden (HV), waarbij iedere hefvermogeneenheid een eerste variabel volume (VI) omvat voor het opslaan van een hoeveelheid relatief licht gas dat lichter is dan atmosferische lucht, en de hefvermogeneenheid is ingericht voor het bestuurbaar instellen van een opwaartse 10 kracht of hefvermogen door middel van het door de hoeveelheid relatief licht gas ingenomen variabel volume.

2. Vliegtuig volgens conclusie 1, waarbij elke hefvermogeneenheid een gasdicht totaal volume (V) omvat waarin zijn opgenomen het eerste variabel volume (VI) en 15 een tweede variabel volume (V2), waarbij het tweede variabel volume is ingericht voor het opslaan van een hoeveelheid gas zwaarder dan het relatief lichte gas, het eerste variabel volume gescheiden is van het tweede variabel volume door een flexibele wand (FW), en 20 de hefvermogeneenheid is ingericht voor het instellen van een verhouding tussen het eerste variabel volume en het tweede variabel volume binnen het gasdichte totaal volume, de verhouding overeenkomend met een gewenst hefvermogen.

3. Vliegtuig volgens conclusie 2, waarbij elke hefvermogeneenheid een eerste pomp 25 (PI), een tweede pomp (P2) en een opslagvat (BV) omvat, waarbij de eerste pomp is ingericht voor het instellen van het eerste variabel volume, de tweede pomp is ingericht voor het instellen van het tweede variabel volume, en het opslagvat is ingericht voor het opslaan van het relatief lichte gas bij verdrijving daarvan uit het eerste variabel volume.

4. Vliegtuig volgens conclusie 3, waarbij het eerste variabel volume (VI) tenminste een eerste warmtewisselaar (Wl, W2) omvat welke is ingericht voor het uitwisselen van warmte (Ql, Q2) met het relatief lichte gas in het eerste variabel volume. 2 0 0 0 5 2 9

5. Vliegtuig volgens conclusie 3 of 4, waarbij het tweede variabel volume (V2) tenminste een verdere warmtewisselaar (W3) omvat welke is ingericht voor het uitwisselen van warmte (Q3) met het relatief zwaardere gas in het tweede variabel volume. 5

6. Vliegtuig volgens conclusie 3, waarbij elke hefvermogeneenheid een hefVermogenbesturing (C) omvat waarbij de hefvermogenbesturing is verbonden met de eerste pomp (PI), de tweede pomp (P2) voor het besturen van één of meer van de eerste en tweede pomp om het eerste variabel volume (VI) respectievelijk het tweede 10 variabel volume (V2) aan te passen.

7. Vliegtuig volgens conclusie 5 of 6, waarbij de hefvermogenbesturing voorts is verbonden met de warmtewisselaars (Wl, W2, W3) voor het besturen van één of meer van de warmtewisselaars. 15

8. Vliegtuig volgens conclusie 6 of 7, waarbij een tenminste eerste sensor (SI) is geplaatst in het eerste variabel volume, een tenminste tweede sensor (S2) is geplaatst in het tweede variabel volume, de tenminste eerste sensor en tenminste tweede sensor zijn verbonden met de hefvermogenbesturing 20 (C), waarbij elk van de eerste en tweede sensor is ingericht voor het meten van een of meer relevante fysische parameters zoals bijvoorbeeld druk en temperatuur van het relatief lichte gas in het eerste variabel volume en/of het relatief zware gas in het tweede variabel volume, en de hefvermogenbesturing is ingericht voor het ontvangen van signalen vanuit de respectieve sensoren en op grond van de gemeten relevante 25 fysische parameters het gewenst hefvermogen te besturen.

9. Vliegtuig volgens conclusie 6, 7 of 8 waarbij de hefvermogenbesturing (C) van elke hefvermogeneenheid is verbonden aan een boordcomputer (110, HVR), waarbij de hefvermogenbesturing is ingericht voor het ontvangen vanuit de boordcomputer van 30 een hefvermogenbesturingsignaal voor het instellen van het gewenst hefvermogen.

10. Vliegtuig volgens conclusie 9, waarbij de boordcomputer (110, HVR) is ingericht voor het bepalen van het hefvermogen van elk van de hefvermogeneenheden.

11. Vliegtuig volgens conclusie 9 of 10, waarbij de boordcomputer (110, HVR) verbonden is met ten minste één van een positiesensor (120), een meteo-sensor (130) en een belastingsensor (140) voor het ontvangen van sensorsignalen van de tenminste ene sensor (120, 130, 140); 5 waarbij de positiesensor is ingericht voor het genereren van een positiesignaal voor een positie van het vliegtuig, de meteo-sensor is ingericht voor het genereren van een weersomstandighedensignaal, de belastingsensor is ingericht voor het genereren van een belastingsignaal van de constructie van het vliegtuig door een lading en waarbij de boordcomputer ingericht is om op basis van de één of meer sensorsignalen 10 trimmingsgegevens (TD) ten behoeve van een trimming van het vliegtuig te bepalen.

12. Vliegtuig volgens conclusie 11, waarbij de boordcomputer ingericht is om op basis van trimmingsgegevens een gewenst hefvermogen te bepalen en te besturen.

13. Vliegtuig volgens conclusie 12, waarbij de boordcomputer ingericht is om een verdeling van hefvermogen over de veelheid hefvermogeneenheden te bepalen en te besturen.

14. Vliegtuig volgens conclusie 11, waarbij de boordcomputer ingericht is om op 20 basis van trimmingsgegevens een stuwkracht en een voortstuwrichting van de stuwmotoren (6) te bepalen en te besturen. 2 00 0 5 2 9