WO2013178776A1 - Fluggerät, bevorzugt unbemannt - Google Patents

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WO2013178776A1 PCT/EP2013/061241 EP2013061241W WO2013178776A1 WO 2013178776 A1 WO2013178776 A1 WO 2013178776A1 EP 2013061241 W EP2013061241 W EP 2013061241W WO 2013178776 A1 WO2013178776 A1 WO 2013178776A1
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flight
electric motors
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Florian SEIBEL
Michael Wohlfahrt
Michael Kriegel
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Definitions

  • the present invention relates to an aircraft, preferably a UAV (Unmanned Aerial Vehicle), a drone and / or a Unmanned Aerial System (UAS).
  • UAV Unmanned Aerial Vehicle
  • UAS Unmanned Aerial System
  • drones and / or unmanned aerial systems different concepts are known, which relate to the takeoff and landing of such aircraft.
  • drones are known, which are started by means of a catapult and are designed in the form of a conventional plane aircraft with a rigid wing.
  • the achievable possible flight times of these aircraft are systemically quite high, as these aircraft have a high aerodynamic quality.
  • the preparations for the start are very complex due to the required infrastructure in the form of a catapult or a runway.
  • Also for landing arrangements are necessary here, since these aircraft either need a runway, or landed in a network or on a parachute.
  • drones which operate as rotorcraft.
  • the possible flight times that can be reached here are compared to the high energy input due to the system
  • Unmanned aerial vehicles and in particular so-called MAVs (Micro Aerial Vehicles), which can be used for surveillance and reconnaissance purposes, are both civilian and military
  • unmanned aerial vehicles can be used in civilian use for monitoring and control of gas and oil pipelines in order to detect the occurrence of leaks early and to be able to estimate the maintenance requirements of the pipeline.
  • Other civilian deployment scenarios include, for example, the works protection of port facilities or in the
  • unmanned aerial vehicles which may be of great importance in the area of precision farming
  • the growth of the respective crop can be measured on the field surface to be monitored, for example by means of infrared cameras.
  • the overall condition of a crop can be checked and thus determine the optimal harvest time.
  • a possibly occurring pest infestation can be noticed in time, so that appropriate
  • BOS security tasks
  • Tsunami Triggerami, volcanic activity
  • damage assessment in the case of technical-biological disasters (eg nuclear reactor accidents, chemical or oil spills)
  • support of operational coordination through live images monitoring of major events and demonstrations, on
  • Traffic monitoring as well as a communication relay to increase the range.
  • unmanned aerial vehicles are used for reconnaissance, are used to monitor objects such as base camps, to secure borders, to secure convoys, can be used in civil protection and are used for SAR (Search and Rescue) missions.
  • SAR Search and Rescue
  • Other military applications include CSAR (Combat Search and Rescue), use as communication relays (e.g.
  • CSAR CSAR forces to increase the range
  • material supply as escort (eg convoy protection), for patrol flights and reconnaissance flights, for tactical reconnaissance (eg in urban terrain or even inside buildings, BDA ), for surveillance, targeting, ordnance search (eg mine and IED detection, detection of ABC contamination), for electronic warfare, and for use of munitions (eg light guided missiles).
  • escort eg convoy protection
  • tactical reconnaissance eg in urban terrain or even inside buildings, BDA
  • surveillance eg in urban terrain or even inside buildings, BDA
  • ordnance search eg mine and IED detection, detection of ABC contamination
  • electronic warfare eg light guided missiles
  • the four rotors according to this concept are arranged such that two main rotors are arranged at the outermost ends of the main wing and two significantly smaller rotors are arranged at the extreme ends of the horizontal stabilizer.
  • Main wing, vertical and vertical stabilizer, and four rotors includes, which are arranged directly on the fuselage of the aircraft.
  • two rotors are arranged in front of and two rotors behind the main wing, so that there is an "H" arrangement of the rotors
  • an aircraft preferably an unmanned aerial vehicle (UAV), proposed, which includes a rigid wing that allows aerodynamic horizontal flight. Furthermore, at least four rotors driven by controllable electric motors are provided, which are pivotable by means of a pivot mechanism between a vertical start position and a horizontal flight position. According to the invention, all electric motors and rotors are arranged on the rigid wing.
  • UAV unmanned aerial vehicle
  • the center of gravity of the aircraft coincides both at take-off and landing, as well as in the hover near flight conditions with the lift center of gravity of the four rotors.
  • the center of gravity of the aircraft still coincides with the main lift in dynamic horizontal flight.
  • the center of gravity of the aircraft can be aligned identically for the dynamic flight as well as for the hover.
  • the design of the rotors and the electric motors is simplified and it can be used identically sized rotors and electric motors, which provide a substantially identical thrust. Due to the identical design of the four rotors and the control can be simplified. This simplification of the control is particularly clear over concepts that use different sized rotors.
  • the root bending moment can be reduced at the wing root in the dynamic flight operation.
  • the spar of the wing can be dimensioned with the same design of the aircraft for a given load multiple with a lower strength. This results in a reduction of the mass of the spar, so that either the payload of the aircraft can be increased, or the efficiency of the use of the drive energy is increased.
  • the aircraft can be used on the one hand in dynamic flight operation for remote monitoring, and on the other in the identical
  • Configuration can also be used as a stationary monitoring platform. Especially at This is particularly advantageous for monitoring tasks since, for example, a pipeline can be flown off in dynamic operation over its length, but on the other hand, in critical areas a particularly precise control or monitoring can be achieved with the aid of the operation as a floating platform.
  • the proposed aircraft continues to provide a very wide range of speeds between 0km / h in hover and high dynamic
  • Range and long flight times can be combined by the dynamic flight characteristics with the simple take-off and landing characteristics.
  • An advantage of said aircraft is also that the rigid wing aerodynamically can be optimized so that he must provide the full, the aircraft carrying buoyancy only from relatively high speeds, and accordingly can have optimized for cruising very efficient wing profile. Because of the VTOL properties a start
  • the wing profile can be optimized accordingly only efficient cruise operation. This results in a very slim and highly efficient wing profile, which is an even more efficient Handling the drive energy allows.
  • a highly efficient aerodynamic design takes place without having to make the compromises that would have to be made for a conventional launch or landing, such as the provision of launch and landing flaps or high lift systems.
  • the aircraft can also be operated in a forwardly inclined aerodynamic flight in a "sawtooth trajectory" with short thrust phases and a corresponding altitude gain in combination with a longer sliding phase depending on the drive characteristic be achieved.
  • the aircraft preferably comprises an automatic control device which stabilizes the aircraft during vertical take-off and vertical landing, in hovering flight as well as in the transition to and from hovering into dynamic flight.
  • the rotors which are usually driven in opposite directions, are controlled with respect to their thrust or with respect to the torque applied via the electric motors in such a way that a stable attitude is provided during takeoff and landing, during hovering and in transition.
  • the ability to control all four engines in their thrust individually and to be able to pivot all four rotors independently of each other, the transition to the dynamic flight mode can be safely achieved.
  • the control device is preferably further designed so that a simple maneuvering of the aircraft in hovering is made possible.
  • a simple rotation about the vertical axis, as well as a movement of the entire aircraft forward, backward and sideways can be achieved by a corresponding control of the rotors.
  • Rotation can be achieved, for example, by varying the distribution of thrust between the four rotors. Since the rotors usually rotate in opposite directions, resulting from a change in the distribution of the thrust at constant total thrust a rotational moment corresponding to the relatively higher-powered rotor whose torque corresponding to the remaining Rotors is no longer caught.
  • This principle of the control of flight platforms or aircraft in hover is known in principle.
  • all the rotors of the aircraft are pivotable in one direction to reach the vertical start position.
  • all the rotors of the aircraft are pivotable in one direction to reach the vertical start position.
  • Rotors for starting and landing swivel upwards which can be dispensed with a landing gear or a landing gear and accordingly the aerodynamics in horizontal flight is not disturbed by this. This also results in a weight savings.
  • the aircraft is on the hull and the motor gondolas before take-off and after landing.
  • the rotors together with their electric motors are preferably arranged in a middle region of the rigid wing with respect to its length, particularly preferably in the first third of the
  • the electric motors with the rotors are in this case preferably arranged on the rigid wing via corresponding motor nacelles, so that there is no collision of the rotors in horizontal flight
  • Leverage ratios are achieved.
  • here by the "X" shape of the arrangement of the rotors is achieved that a particularly stable flight behavior can be achieved both in hover and in horizontal flight.
  • the rigid wing is preferably equipped with a profile which allows an aerodynamic flight only from higher ground speeds of at least 50 km / h, preferably from 100 km / h. Accordingly, the rotors are designed and the electric motors dimensioned so that they provide a vertical thrust component as long as in a transition phase until the rigid wing can take the lift from a certain predetermined speed. In this way, it is possible to design the aerodynamic rigid wing optimized for the flight phase and accordingly not take into account take-off and landing phases in the design of the wing.
  • the conventional use of a dynamic lift aircraft with a rigid wing typically comprises at least two
  • the conventional wing profiles are designed so that they allow for both low-speed flight with take-off and landing, as well as cruise flight safe flight characteristics.
  • a conventional one developed in this way is designed so that they allow for both low-speed flight with take-off and landing, as well as cruise flight safe flight characteristics.
  • wing profile can not be optimized exclusively for the trip flight, since the corresponding aircraft then could neither start nor land.
  • the slow-flight characteristics are correspondingly of minor importance.
  • the flight characteristics of the profile of the wing can advantageously be optimized.
  • the wing is optimized exclusively for cruising. This may imply that a slow aerodynamic forward flight with the correspondingly optimized wing is not possible.
  • the flight time or the range during the cruise are thereby from the
  • the profile polar can be designed specifically so that the smallest profile resistance occurs at the associated c A value.
  • Other c A values need not be given much attention in the proposed aircraft.
  • significantly smaller profile resistances can be achieved than with profile designs that also have to cover other areas (eg take-off and landing).
  • it allows the renunciation of slow flight conditions (with possibly accompanying
  • the aircraft proposed here thus makes possible by its combination of aerodynamic cruise with takeoff and landing in hover an extraordinary aerodynamic quality. This is all the more true because the propellers can be folded in the unpowered gliding flight as a folding propeller aerodynamically favorable to the motor gondolas.
  • the flight time can be optimized especially in dynamic flight.
  • a control device is preferably provided which monitors the state of charge of the on-board accumulators and at the same time monitors the distance for safe return to the starting point. If the state of charge of the accumulators reaches a value which just allows a return to the starting point and a vertical landing, the operator is informed, depending on the operating mode, or the aircraft is returned directly to the starting point and landed there automatically.
  • At least one pair of rotors is designed as a folding propeller or folding rotor, such that in dynamic flight at least this pair of rotors can be switched off and then folded in order to improve the aerodynamic properties.
  • all rotors are designed as Faltrotoren to collapse in a gliding or gliding flight after reaching a predetermined height all rotors can and accordingly further improve the aerodynamic properties in gliding. In this way, a gliding flight can be achieved over very long distances. Due to the above-mentioned optimization of the wing profile, very small sliding angles can be achieved here.
  • a controller is designed so that in dynamic flight after reaching a predetermined altitude above ground, the motors are turned off and automatically a sliding phase is initiated.
  • the control is further preferably designed so that in the gliding flight when a certain minimum height above ground is automatically started the engines and the aircraft is brought into a stable horizontal flight or a climb.
  • the control device is furthermore preferably designed such that, after receiving a corresponding control command, it automatically returns the aircraft to the launch site, carries out the transition there and the aircraft lands vertically.
  • the aircraft is modular.
  • different variants for the equipment of the aircraft and thus also different variants are used.
  • the aircraft can either be used only as a floating platform, in which case the necessary components for the dynamic forward flight can be exchanged, omitted or dismantled.
  • Hovering be achieved or transported a higher payload.
  • This can be achieved by removing the tail section with the tail units and the disassembly of the outer parts of the rigid wing, so that there is a very compact floating platform.
  • the floating platform can then be rebuilt into the aircraft described above, which is optimized for dynamic horizontal flight .
  • the components mentioned can also be combined to form a conventional surface aircraft, such that the suspension platform module has a
  • Outer wing modules are adapted to the floating platform the flight characteristics during dynamic flight operations to the respective task.
  • here can be different
  • Wing modules are grown with different wing profiles, which are optimized, for example, for different speed ranges or different altitudes.
  • the modular aircraft then comprises two different sets of
  • Outer wings wherein a first set is optimized exclusively for cruise and a second set also has sufficient slow-flying characteristics, so that a conventional take-off and a conventional slow-speed landing is possible. Due to the modular design can continue to be achieved a small pack size, so that the aircraft can be easily transported to its respective location. Furthermore, an exchange of damaged modules in this way is easily possible.
  • Rigid propellers which are preferably made foldable for aerodynamic reasons, allow a particularly simple and easy construction of the aircraft.
  • the electric drive is still compared to conventional reciprocating engines
  • brushless electric motors offer extremely high reliability, low complexity and are virtually maintenance-free. Furthermore, brushless electric motors very efficient and light and deliver high performance and high torques over a wide speed range with small dimensions. In this way, on the one hand the
  • FIG. 1 shows an aircraft according to an embodiment of the present invention in a schematic plan view in hover flight
  • FIG. 2 shows the aircraft of FIG. 1 in hover in a schematic side view
  • Figure 3 shows the aircraft of Figures 1 and 2 in hover in a schematic
  • Figure 5 shows the aircraft of Figure 4 in horizontal flight in a schematic side view
  • Figure 6 shows the aircraft of Figures 4 and 5 in horizontal flight in a schematic
  • Figure 7 is a schematic plan view of that shown in the preceding figures
  • FIG. 8 shows the aircraft from FIG. 7 in a schematic side view during the FIG
  • FIG. 9 is a schematic front view of the aircraft of FIGS. 7 and 8 during the transition from hover to aerodynamic forward flight;
  • Figure 10 is a schematic plan view of that shown in the preceding figures
  • Figure 1 the aircraft of Figure 10 in a schematic side view during the
  • FIG. 12 shows the aircraft of FIGS. 10 and 11 during the transition from aerodynamic
  • Figure 13 is a schematic representation of an aircraft of modular design showing a floating platform, an aircraft according to an embodiment of the invention and a surface aircraft;
  • Figure 14 is schematic diagrams of the engine thrust, the carrying capacity of the wing, the
  • Figure 15 shows schematic diagrams of the engine thrust, the carrying capacity of the wing, the
  • the aircraft 1 comprises a rigid aerodynamic wing 2, which is formed in a manner known in principle.
  • a rigid aerodynamic wing 2 is an optimized for aerodynamic flight wing, which provides so much buoyancy from a certain speed, for example, from 50 km / h, that the entire aircraft 1 can be dynamically operated in forward flight.
  • the wing 2 has an outer wing tip 20 and a connection region 22 to the fuselage 3 of the aircraft 1. Furthermore, ailerons 24 are provided, which serve to control the aircraft in aerodynamic forward flight about the roll axis. Landing flaps 26 are also provided, which act as an air brake.
  • the wing 2 has a span S, which is formed depending on the application and the desired buoyancy or flight weight. In one example, which corresponds to the schematic exemplary embodiment on which FIG. 1 is based, the aircraft 1 has a span S of approximately 3.4 m.
  • the hull 3 has a rear part 34 with a tail unit 30, which is formed in the embodiment shown as a V-tail.
  • the nose 32 of the aircraft 1 may include, for example, a camera or other optical and electronic monitoring devices. These monitoring devices can also be arranged in other areas of the fuselage 3, for example between the wings 2.
  • On the wing 2 of the aircraft 1 four rotors 4, 4 'are provided, which are each driven by a separate electric motor 5.
  • the rotors are arranged in pairs, so that there are two forward rotors 4 in the direction of flight and two rotors 4 'in the direction of flight.
  • the motor nacelles 6 extend parallel to the hull 3 and provide at their front and rear ends each have a pivot mechanism 7 and thereon recordings for the motors 5 with the rotors 4, 4 'attached thereto.
  • the motor nacelle 6 is arranged in the inner third of the wing 2 with respect to its lateral extent and correspondingly with respect to the span S of the aircraft 1. Due to the relatively far-lying arrangement of the engine nacelle 6 on the wing 2, the moment of inertia of the aircraft 1 can be reduced.
  • the spar of the wing 2 can be dimensioned with the same design of the aircraft 1 for a given load multiple with a lower strength. This results in a reduction of the mass of the spar, so that either the payload of the aircraft 1 can be raised, or the efficiency with respect to the use of drive energy is increased.
  • the rotors 4 together with the electric motors 5, as can be seen particularly well in FIG. 2, can be pivoted upward via a pivoting mechanism 7.
  • the pivoting mechanism 7 can be continuously operated, for example, in each case via servo motors.
  • Electric motor 5 and rotor 4, 4 ' are pivoted together, so that can be dispensed with a vulnerable transmission.
  • the aircraft 1 is correspondingly shown in a state in which it can perform a hovering flight and accordingly all the rotors 4 are pivoted upwards into a vertical start position, so that the aircraft 1 can start and land vertically as well can perform a hover.
  • the aircraft 1 can be maneuvered by being able to rotate in the air about its vertical axis (yaw axis) by, for example, operating in pairs two of the rotors with an increased thrust and correspondingly reducing the other two rotors by this thrust in total , As a result, the torque applied by the high-thrust rotors is no longer balanced by the other two rotors, so that a corresponding total torque acts on the aircraft 1.
  • a movement of the aircraft 1 in the hover flight in the forward and backward direction can by appropriate pairwise raising or lowering of the thrust of the front rotors 4 and the rear rotors 4 'and correspondingly complementary lowering
  • Torques of the front pair of rotors 4 and the rear pair of rotors 4 cancel accordingly and applied over the rotors on the aircraft 1 total torque in hover equal to zero, so that here a stable hovering position can be assumed.
  • the rotors are always operated diagonally in opposite directions.
  • Mass center of the aircraft 1 reached.
  • the main focus is in In terms of flight mechanics, the area around the center of lift of the wings 2, so that the center of gravity of the lift in dynamic flight coincides with the center of lift in the hover flight to a few millimeters. In this way, the rotors 4, 4 'with the
  • Electric motors 5 correspondingly dimensioned identically.
  • the motor nacelle 6 accordingly has an extension in the longitudinal direction which, on the one hand, serves to prevent a collision of the two front and rear rotors 4, 4 'arranged on the motor nacelle 6 with one another.
  • Electric motors 5 registered area corresponds, which allows the most stable flight operation with varying payloads.
  • FIGS. 4 to 6 the aircraft 1 known from the preceding figures is now shown in a state in which it is set for forward aerodynamic flight. Accordingly, the front rotors 4 are now folded over the pivot mechanism 7 completely forward and the rear rotors 4 'folded over their pivot mechanism 7 to the rear, so that the thrust is directed so that the aircraft 1 is driven forward.
  • the required power for the forward flight is only about 5% of the power that is necessary for the hover flight.
  • the folding in of the rear rotors 4 improves the aerodynamic properties in forward flight.
  • the front rotors 4 may be formed as folding rotors, so that they can also fold in sliding phases. In this way, both the hovering position shown in FIGS. 1 to 3, which results in a stable hovering platform, and a highly efficient dynamic flying in the position shown in FIGS. 4 to 6 can be achieved.
  • FIGS. 7 to 9 a specific position of the rotors 4, 4 'of the aircraft 1 during the transition from hover to forward flight is shown.
  • the front rotors 4 are pivoted together with their electric motors 5 via the pivot mechanism 7 gradually forward to apply a forward thrust to the aircraft 1.
  • the aircraft 1 sets from the hover out in a forward movement in motion and the dynamic buoyancy on the rigid wing 2 takes over from a certain speed the entire lift until the dynamic horizontal flies shown in Figures 4 to 6 due to the aerodynamic buoyancy of rigid wing 2 is achieved.
  • the rear rotors 4 ' can be switched off and pivoted backwards via the pivot mechanism 7 in an aerodynamically favorable position.
  • the flaps 26 are both in the hover, as shown in Figures 1 to 3, as well as in parts of the transition still folded in the braking position, inter alia, to the rear rotors 4 'as possible to oppose any turbulence. Accordingly, the thrust generated by the front rotors 4 and rear rotors 4 'in the vertical direction is substantially equal and is not affected by the rigid wing 2.
  • FIGS. 10 to 12 show a specific position of the rotors 4, 4 'of the aircraft 1 during the transition from the forward flight into the hover flight.
  • the front rotors 4 are pivoted together with their electric motors 5 via the pivot mechanism 7 upwards in order to raise buoyancy can.
  • the rear rotors 4 ' are first pivoted in an obliquely rearward facing position so that they can muster both buoyancy, as well as a braking thrust.
  • the aircraft 1 is braked and the rotors 4, 4 'gradually take over the buoyancy until the aircraft 1 is completely in hover and the hover behavior shown in Figures 1 to 3 is achieved.
  • FIG. 13 shows a further preferred embodiment of the present invention in that the aircraft 1 has a modular construction.
  • the modular construction of the aircraft 1 is designed so that, as shown for example in Figure 13a, the inner region of the aircraft 1 can be used as a separate floating platform 10.
  • On a rear part of the fuselage 3 is omitted and instead mounted again a nose 32 for more batteries and sensors.
  • the floating platform 10 shown in Figure 13a corresponds in principle to the X-shaped inner region of the aircraft 1 shown in Figures 1 to 12, which is again shown schematically in Figure 13b, but with the aforementioned modifications. Accordingly, both the drive in the form of the electric motors 5 and the rotors 4, 4 'can be used, as well as the entire control electronics and the power supply, which is used in the aircraft 1.
  • the wings 2 may be at least three parts, so that in each case outer wing 210 can be attached to the wing center part 200, if an aerodynamic forward flight is to be achieved again.
  • outer wings 210 and the rear part 34 can furthermore be connected in the embodiment shown in FIG. 13 c to the fuselage module 300, which likewise has the wing center part 200, in order to produce a conventional surface aircraft from the outer wings 210 and the rear part 34 , which then has to be started and landed accordingly in a conventional manner.
  • the modularly constructed aircraft 1 comprises two different sets of outer wings 210, wherein a first set is optimized exclusively for cruising flight and a second set also has sufficient low-speed flight characteristics, so that a conventional take-off and a conventional low-speed landing is also possible.
  • FIG. 13d shows a variant of the modular aircraft in which the motor gondolas 6 'are not equipped with motors and rotors on their rear side, but merely a sleeve for improving the aerodynamics is attached here. Also, this version of the aircraft shown in Figure 13d must be started and landed conventionally.
  • Electric motors 5 and rotors 4 in the motor nacelles 6 ' can be provided, which allows the trunk module 300 and the nose 32 from a clear view to the front. This may be important in certain applications of cameras or other sensors. Such a clear view to the front is not given in the variant shown in Figure 13c due to the rotor.
  • FIG. 14 is a schematic diagram of an engine thrust diagram
  • a pivoting of the front rotors 4 begins in the forward direction, such that in addition to the thrust of the rotors, which provide for the lift, simultaneously
  • the lift above the wing only increases significantly after a certain speed after about 2 seconds. Accordingly, the wing profile of the rigid wing 2 is optimized here so that only from a certain
  • Speed is a sufficient buoyancy.
  • the wing profile is designed accordingly for higher speeds and accordingly a very efficient wing profile with respect to the range of the aircraft. 1
  • Figure 15 shows schematically the transition from aerodynamic forward flight in the hover.
  • the brake flaps are extended to achieve a quick stopping of the aircraft.
  • the front rotors 4 of the Horizontal flight position namely the forward position in which the thrust provides only for forward movement, in the hover position or

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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Fluggerät (1), bevorzugt unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne oder unbemanntes Flugsystem (UAS), umfassend einen starren Tragflügel (2), welcher einen aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht, und mindestens vier über regelbare Elektromotoren (5) angetriebene Rotoren (4, 4'), welche mittels eines Schwenkmechanismus (7) zwischen einer Senkrechtstartposition und einer Horizontalflugposition verschwenkbar sind, wobei alle Elektromotoren (5) und Rotoren (4) an dem Tragflügel (2) angeordnet sind.

Description

FLUGGERÄT, BEVORZUGT UNBEMANNT
Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Fluggerät, bevorzugt ein UAV (Unmanned Aerial Vehicle - unbemanntes Fluggerät), eine Drohne und/oder ein UAS (Unmanned Aerial System - unbemanntes Flugsystem).
Stand der Technik
Im Bereich der unbemannten Fluggeräte, Drohnen und/oder unbemannten Flugsysteme sind unterschiedliche Konzepte bekannt, welche den Start und die Landung solcher Fluggeräte betreffen. Beispielsweise sind Drohnen bekannt, welche mittels eines Katapults gestartet werden und in Form eines herkömmlichen Flächenflugzeuges mit starrem Tragflügel ausgebildet sind. Die erreichbaren möglichen Flugzeiten dieser Fluggeräte sind systembedingt recht hoch, da diese Fluggeräte eine hohe aerodynamische Güte aufweisen. Die Vorbereitungen für den Start sind jedoch aufgrund der benötigten Infrastruktur in Form eines Katapults oder einer Startbahn sehr aufwändig. Auch zur Landung sind hier Vorkehrungen notwendig, da diese Fluggeräte entweder eine Landebahn benötigen, oder in einem Netz oder an einem Fallschirm gelandet werden.
Weiterhin bekannt sind Drohnen, welche als Drehflügler operieren. Die hier erreichbaren möglichen Flugzeiten sind aufgrund des systembedingten hohen Energieeinsatzes im Vergleich zu
Starrflüglern relativ kurz. Die Vorbereitungen für Start und Landung sind jedoch schneller abgeschlossen, so dass diese Fluggeräte schnell einsetzbar sind und insbesondere weder den Aufbau eines Katapults bzw. einer Start- und Landebahn, noch den Aufbau von Auffangnetzen erfordern. Unbemannte Fluggeräte und insbesondere sogenannte MAV (Micro Aerial Vehicles - kleine unbemannte Fluggeräte), welche zu Überwachungszwecken und zu Aufklärungszwecken eingesetzt werden können, sind sowohl im Bereich der zivilen als auch der militärischen
Verwendung von großem Nutzen.
Beispielsweise können solche unbemannten Fluggeräte im zivilen Einsatz zur Überwachung und Kontrolle von Gas- und Ölpipelines eingesetzt werden, um das Auftreten von Lecks frühzeitig erkennen zu können und den Wartungsbedarf der Pipeline abschätzen zu können. Weitere zivile Einsatzszenarien umfassen beispielsweise den Werkschutz von Hafenanlagen oder in der
Großindustrie, die Überwachung und Wartung von Offshore-Anlagen wie beispielsweise Windparks, Bohr- und Förderplattformen, die Überwachung von Überlandleitungen, Aufgaben im Bereich des Umwelt- und Naturschutzes, die Überwachung des Waldbestandes und des Waldzustandes, Erkundungen des Schadensausmaßes nach Naturkatastrophen, Überwachungen und Erkundungen im Bereich des Artenschutzes zur Ermittlung von Tierbeständen, die Überwachung der Einhaltung von Fischerei-Fangquoten, den Denkmalschutz sowie die Überprüfung der Struktur von Gebäuden, die Überwachung von Großveranstaltungen wie beispielsweise Regatten, Rallyes und anderen Sportveranstaltungen, den Einsatz im Bereich der Luftbildfotographie und der Luftfilmaufnahmen, sowie zur Kartographierung. Im wissenschaftlichen Bereich können solche unbemannten Fluggeräte beispielsweise weiterhin zur Erkundung von Ollagerstätten und anderen geologischen Formationen, bei der Erforschung von Vulkanen und der entsprechenden Vorhersage von Vulkanausbrüchen, oder zur Kartographierung archäologischer Fundstätten dienen. Im Bereich der Landwirtschaft können mit solchen
unbemannten Fluggeräten landwirtschaftliche Flächen überwacht werden, was im Bereich des so genannten„precision farming" von großer Bedeutung sein kann, um den entsprechenden
Maschineneinsatz planen und überwachen zu können. Darüber hinaus kann auch das Wachstum der jeweiligen Feldfrucht auf der zu überwachenden Feldfläche gemessen werden, beispielsweise mittels Infrarotkameras. Auf diese Weise lässt sich auch der Gesamtzustand einer Feldfrucht überprüfen und damit der optimale Erntezeitpunkt bestimmen. Weiterhin kann ein möglicherweise auftretender Schädlingsbefall rechtzeitig bemerkt werden, so dass entsprechende
Gegenmaßnahmen eingeleitet werden können. Über die Überwachung aus der Luft können weiterhin auch unterschiedliche Bodenbeschaffenheiten innerhalb einer Feldfläche bestimmt werden, so dass der Eintrag von Düngemitteln geplant und für bestimmte Bodenabschnitte optimiert werden kann. Weitere Einsatzszenarien betreffen den Einsatz im Aufgabenbereich der Behörden und Organisationen mit Sicherheitsaufgaben (BOS), wie beispielsweise SAR (Search and Rescue), Katastrophenschutz, Schadensausmaßerkundung bei Naturkatastrophen (Unwetter,
Überschwemmungen, Schnee- und Schlammlawinen, Groß- und Flächenbränden, Erdbeben,
Tsunami, Vulkanaktivität), Schadensausmaßerkundung bei Katastrophen technisch-biologischer Art (z. B. Kernreaktor-Unfälle, Chemie- oder Ölunfälle), Unterstützung der Einsatzkoordination durch Live-Bilder, Überwachung von Großveranstaltungen und Demonstrationen, zur
Verkehrsüberwachung, sowie als Kommunikationsrelais zur Vergrößerung der Reichweite.
Im militärischen Bereich werden unbemannte Fluggeräte zur Aufklärung eingesetzt, dienen zur Überwachung von Objekten wie beispielsweise Basislagern, zur Sicherung von Grenzen, zur Sicherung von Konvoys, können im Katastrophenschutz eingesetzt werden und sind für SAR (Search and Rescue) Missionen einsetzbar. Weitere Einsatzbereiche im militärischen Umfeld betreffen CSAR (Combat Search and Rescue), den Einsatz als Kommunikationsrelais (z.B. zur
Anforderung von CSAR-Kräften, zur Vergrößerung der Reichweite), die Koordinierung des Material- Nachschubs, als Begleitschutz (z.B. Konvoi-Schutz), für Patrouillen-Flüge und Spähflüge, zur taktischen Aufklärung (z.B. in Urbanen Gelände oder sogar innerhalb von Gebäuden, BDA), zur Überwachung, Zielmarkierung, Kampfmittelsuche (z. B. Minen- bzw. IED-Detektion, Aufspüren von ABC-Verseuchung), zur elektronischen Kampfführung, sowie zum Einsatz von Kampfmitteln (z.B. leichten Lenkflugkörpern).
Ein Beispiel für ein solches Fluggerät nach dem Drehflügelkonzept ist beispielsweise aus der WO 2009/1 15300 A1 bekannt, wobei dieses Fluggerät dazu geeignet ist, beispielsweise eine nach vorne gerichtete Überwachungskamera zu tragen.
Ein weiterer Ansatz ist die Verbindung aus dem Drehflügelkonzept und dem Starrflügelkonzept, so dass zum einen ein vertikaler Start und eine vertikale Landung (VTOL - Vertical Take-Off and Landing) erreicht werden kann, und zum anderen ein Horizontalflug aufgrund des aerodynamisch ausgeprägten starren Tragflügels durchgeführt werden kann.
Im Bereich der bemannten Fluggeräte wird dieses Konzept seit langem verwendet, hier ist als besonders herausragendes Beispiel die Beil-Boeing V-22 („Osprey") zu nennen. Im Bereich der unbemannten Fluggeräte ist beispielsweise aus der US 201 1/0001020 A1 ein Fluggerät bekannt, welches auf der Grundlage eines so genannten Quad-Tilt Rotor Fluggeräts (QTR) eine entsprechende Kombination aus einem Drehflügelfluggerät und einem
Starrflügelfluggerät offenbart. Die vier Rotoren gemäß diesem Konzept sind so angeordnet, dass zwei Hauptrotoren an den äußersten Enden des Hauptflügels angeordnet sind und zwei deutlich kleinere Rotoren an den äußersten Enden des Höhenleitwerks angeordnet sind.
Weiterhin ist aus dem Artikel von Gerardo Ramon Flores et al.:„Quad-Tilting Rotor Convertible MAV: Modelling and Realtime Hoover Flight Controf, Journal of Intelligent & Robotic Systems (2012) 65: 457-471 ein unbemanntes Fluggerät bekannt, welches einen Rumpf mit einem
Hauptflügel, Höhen- und Seitenleitwerk, sowie vier Rotoren umfasst, welche direkt am Rumpf des Fluggeräts angeordnet sind. Dabei sind zwei Rotoren vor und zwei Rotoren hinter dem Hauptflügel angeordnet, so dass sich eine„H"-Anordnung der Rotoren ergibt. Darstellung der Erfindung
Ausgehend von dem genannten Stand der Technik ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Fluggerät mit VTOL-Eigenschaften, bevorzugt ein unbemanntes Fluggerät, anzugeben, welches weiter verbesserte Eigenschaften bezüglich unterschiedlicher Einsatzmöglichkeiten bietet.
Diese Aufgabe wird durch ein Fluggerät mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen.
Entsprechend wird ein Fluggerät, bevorzugt ein unbemanntes Fluggerät (UAV), vorgeschlagen, welches einen starren Tragflügel umfasst, der einen aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht. Weiterhin sind mindestens vier über regelbare Elektromotoren angetriebene Rotoren vorgesehen, welche mittels eines Schwenkmechanismus zwischen einer Senkrechtstartposition und einer Horizontalflugposition verschwenkbar sind. Erfindungsgemäß sind alle Elektromotoren und Rotoren an dem starren Tragflügel angeordnet.
Dadurch, dass alle Rotoren an dem starren Tragflügel angeordnet und verschwenkbar sind, ergeben sich verbesserte VTOL-Eigenschaften des Fluggerätes. Entsprechend wird ein Fluggerät angegeben, welches dazu in der Lage ist, sowohl senkrecht zu starten und zu landen und durch ein Transitionsmanöver in den Horizontalflug überzugehen. Dies ergibt stark verbesserte Eigenschaften bezüglich der Einsatzmöglichkeiten, da eine Start- und Landebahn bzw. eine Fallschirm- oder Netzlandung nicht mehr vorgesehen werden muss, gleichzeitig aber eine ernorme Steigerung in der Flugdauer und Reichweite aufgrund der effektiveren Auftriebserzeugung im Horizontalflug durch den Tragflügel möglich ist.
Der Massenschwerpunkt des Fluggeräts fällt sowohl beim Starten als auch beim Landen, sowie in dem Schwebeflug nahen Flugzuständen mit dem Auftriebsschwerpunkt des Schubes der vier Rotoren zusammen. Je nach Stabilitätsauslegung fallen weiterhin der Massenschwerpunkt des Fluggeräts mit dem Auftriebsschwerpunkt im dynamischen Horizontalflug zusammen. Mit anderen Worten kann der Auftriebsschwerpunkt des Fluggeräts für den dynamischen Flug genauso wie für den Schwebeflug identisch ausgerichtet werden. Hierdurch ist die Auslegung der Rotoren sowie der Elektromotoren vereinfacht und es können gleich dimensionierte Rotoren und Elektromotoren verwendet werden, welche einen im Wesentlichen identischen Schub bereitstellen. Aufgrund der identischen Auslegung der vier Rotoren kann auch die Steuerung vereinfacht werden. Diese Vereinfachung der Steuerung ist besonders deutlich gegenüber Konzepten, welche unterschiedlich große Rotoren verwenden.
Darüber hinaus ergeben sich durch die Anordnung der Elektromotoren und der Rotoren am Tragflügel wesentliche strukturelle Vorteile in der Konstruktion des Fluggeräts. Dadurch, dass die Massen, welche von den Elektromotoren und den Rotoren auf das Fluggerät aufgebracht werden, an dem Tragflügel angeordnet sind, kann das Wurzelbiegemoment an der Flügelwurzel im dynamischen Flugbetrieb verringert werden. Entsprechend kann der Holm der Tragflügel bei gleicher Auslegung des Fluggeräts für ein vorgegebenes Lastvielfaches mit einer geringeren Festigkeit dimensioniert werden. Daraus ergibt sich eine Reduktion der Masse des Holms, so dass entweder die Nutzlast des Fluggeräts angehoben werden kann, oder aber die Effizienz bezüglich der Verwendung der Antriebsenergie erhöht wird. Diese Vorteile können mit einer herkömmlichen Anbringung der Motoren und Rotoren direkt am Rumpf nicht erreicht werden.
Weiterhin es ist durch die Anordnung der vier Rotoren am starren Tragflügel möglich, die
Manövrierfähigkeit beziehungsweise die Manövriereigenschaften im Schwebeflug zu verbessern, so dass mit dem Fluggerät ein Schwebeflug möglich wird, welcher im Prinzip dem Schwebeflug einer herkömmlichen Schwebeplattform entspricht. Damit kann das Fluggerät zum einen im dynamischen Flugbetrieb zur Fernüberwachung verwendet werden, und zum anderen in der identischen
Konfiguration auch als stationäre Überwachungsplattform verwendet werden. Gerade bei Überwachungsaufgaben ist dies besonders vorteilhaft, da zum einen beispielsweise eine Pipeline über ihre Länge hinweg im dynamischen Betrieb abgeflogen werden kann, zum anderen aber in kritischen Bereichen eine besonders genaue Kontrolle beziehungsweise Überwachung mit Hilfe des Betriebs als Schwebeplattform erreicht werden kann.
Weiterhin ergibt sich durch die spezifische Auslegungsmöglichkeit dahingehend, dass für den Schwebeflug alle vier Rotoren benötigt werden, für den aerodynamischen Horizontalflug jedoch nur ein Bruchteil der Schwebeflugleistung nötig ist, die Möglichkeit, zwei der vier Rotoren im
Horizontalflug abzuschalten. Dies bedeutet einen sehr effizienten Umgang mit der vorhandenen Antriebsenergie, da so die beiden vorderen Rotoren aerodynamisch auf den Horizontalflug optimiert werden können, die beiden hinteren Rotoren aber auf den Schwebeflug optimiert werden können. Im Horizontalflug können die beiden hinteren Rotoren dann beispielsweise abgeschaltet und aerodynamisch günstig nach hinten angeklappt werden. Damit ergibt sich mit dem vorgeschlagenen Fluggerät eine Kombination aus einer
Schwebeplattform und einem aerodynamischen Fluggeräts, wobei entsprechend ein senkrechter Start und eine senkrechte Landung in jedem Gelände möglich sind. Damit ist das Fluggerät auch in sehr kurzer Zeit einsatzfähig. Insbesondere kann auf den aufwändigen Aufbau von Startbeziehungsweise Landevorrichtungen, beispielsweise in Form eines Katapults, oder von
Auffang netzen, vollständig verzichtet werden.
Das vorgeschlagene Fluggerät stellt weiterhin ein sehr breites Geschwindigkeitsspektrum zwischen einer Geschwindigkeit von 0 km/h im Schwebeflug bis hin zu hohen dynamischen
Fluggeschwindigkeiten im Bereich von beispielsweise 300 km/h bereit, wobei eine große
Reichweite und lange Flugdauern durch die dynamischen Flugeigenschaften mit den einfachen Start- und Landeeigenschaften kombiniert werden können.
Vorteilhaft an dem genannten Fluggerät ist auch, dass der starre Tragflügel aerodynamisch so optimiert werden kann, dass er den vollen, das Fluggerät tragenden, Auftrieb erst ab relativ hohen Geschwindigkeiten bereitstellen muss, und entsprechend ein für den Reiseflug optimiertes sehr effizientes Flügelprofil aufweisen kann. Da durch die VTOL-Eigenschaften ein Start
beziehungsweise eine Landung ohne Hilfe des starren Tragflügels durchgeführt werden kann, kann das Flügelprofil entsprechend nur auf effizienten Reiseflugbetrieb hin optimiert werden. Hieraus ergibt sich ein sehr schlankes und hoch effizientes Flügelprofil, welches einen noch effizienteren Umgang mit der Antriebsenergie ermöglicht. Mit anderen Worten findet für den dynamischen Flug eine hoch effiziente aerodynamische Auslegung statt, ohne die Kompromisse eingehen zu müssen, welche für einen herkömmlichen Start oder eine herkömmliche Landung gemacht werden müssten, wie beispielsweise das Vorsehen von Start- und Landeklappen oder von Hochauftriebssystemen.
Weiterhin ist durch die Möglichkeit, den Tragflügel aerodynamisch auf einen einzelnen
Betriebspunkt hin optimieren zu können, das Erreichen einer ungewöhnlich hohen (auf die Größe des Fluggeräts bezogenen) Gleitzahl möglich, so dass auch ein vollkommen lautloser und vibrationsfreier Betrieb des vorgestellten Fluggerätes im Gleitflug über weite Strecken hinweg möglich ist. Dabei kann das Fluggerät im aerodynamischen Vorwärtsflug bevorzugt auch in einer „Sägezahnflugbahn" mit kurzen Schubphasen und einem entsprechenden Höhengewinn in Kombination mit einer längeren Abgleitphase je nach Antriebscharakteristik betrieben werden. Neben dem vorteilhaften Effekt der Steigerung der Reichweite kann hier auch der genannte vibrationsfreie Flug im Gleitflug erreicht werden.
Bevorzugt umfasst das Fluggerät eine automatische Steuervorrichtung, welche das Fluggerät beim senkrechten Start und bei der senkrechten Landung, im Schwebeflug sowie in der Transition zum und vom Schwebeflug in den dynamischen Flug stabilisiert. Hierzu werden die üblicherweise gegenläufig angetriebenen Rotoren entsprechend bezüglich ihres Schubes beziehungsweise bezüglich des über die Elektromotoren aufgebrachten Drehmoments so angesteuert, dass eine stabile Fluglage bei Start und Landung, im Schwebeflug sowie in der Transition bereitgestellt wird. Durch die Möglichkeit, alle vier Motoren in ihrem Schub einzeln regeln zu können und alle vier Rotoren unabhängig voneinander verschwenken zu können, kann der Übergang in den dynamischen Flugmodus sicher erreicht werden.
Die Steuervorrichtung ist bevorzugt weiterhin so ausgebildet, dass ein einfaches Manövrieren des Fluggerätes im Schwebeflug ermöglicht wird. Insbesondere kann ein einfaches Drehen um die Hochachse, sowie ein Bewegen des gesamten Fluggerätes vorwärts, rückwärts und seitwärts durch eine entsprechende Ansteuerung der Rotoren erreicht werden. Eine Drehung kann beispielsweise durch das Verändern der Verteilung des Schubes zwischen den vier Rotoren erreicht werden. Da die Rotoren üblicherweise gegenläufig rotieren, ergibt sich durch eine Veränderung der Verteilung des Schubes bei gleichbleibendem Gesamtschub ein Rotationsmoment entsprechend dem relativ mit höherem Schub betriebenen Rotor, dessen Drehmoment entsprechend von den verbleibenden Rotoren nicht mehr aufgefangen wird. Dieses Prinzip der Steuerung von Flug Plattformen beziehungsweise Fluggeräten im Schwebeflug ist prinzipiell bekannt.
In einer weiteren bevorzugten Ausbildung sind alle Rotoren des Fluggeräts in eine Richtung schwenkbar, um die Senkrechtstartposition zu erreichen. Dabei sind beispielsweise sämtliche
Rotoren zum Starten und zum Landen nach oben schwenkbar, wodurch auf ein Fahrwerk bzw. ein Landegestell verzichtet werden kann und entsprechend die Aerodynamik im Horizontalflug hierdurch nicht gestört wird. Hieraus ergibt sich auch eine Gewichtsersparnis. Das Fluggerät liegt vor dem Start und nach der Landung einfach auf dem Rumpf und den Motorgondeln auf.
Die Rotoren mitsamt ihrer Elektromotoren sind bevorzugt in einem mittleren Bereich des starren Flügels bezüglich dessen Länge angeordnet, besonders bevorzugt im ersten Drittel der
Flügellänge. Die Anordung im mittleren Drittel erfolgt aufgrund regelungstechnischer sowie
Gründen der Strukturauslegung. Die Massen des Fluggerätes sind somit zentraler und kompakter angeordnet. Hieraus ergeben sich verringerte Trägheitsmomente und entsprechend ein besseres dynamisches Ansprechen sowie ein einfacheres Manövrieren im Schwebeflug. Prinzipiell wäre die Positionierung der Motoren/Rotoren auch weiter außen in Richtung Flügelende möglich.
Die Elektromotoren mit den Rotoren sind dabei bevorzugt so über entsprechende Motorengondeln am starren Flügel angeordnet, dass es keine Kollision der Rotoren im Horizontalflug
beziehungsweise Schwebeflug gibt und auch keine übermäßige Abdeckung des
Vertikalschubanteiles durch den starren Tragflügel erfolgt. Gleichzeitig wird der starre Tragflügel beim Vorwärtsflug sehr effizient angeströmt. Weiterhin kann durch diese Ausführung der Motorengondeln erreicht werden, dass die Rotoren so weit voneinander beabstandet sind, dass die für eine Schwebeplattform charakteristischen
Hebelverhältnisse erreicht werden. Insbesondere wird hier durch die„X"-Form der Anordnung der Rotoren erreicht, dass sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug ein besonders stabiles Flugverhalten erreicht werden kann.
Der starre Tragflügel ist bevorzugt mit einem Profil ausgestattet, welches einen aerodynamischen Flug erst ab höheren Grundgeschwindigkeiten von mindestens 50 km/h, bevorzugt ab 100 km/h ermöglicht. Entsprechend sind die Rotoren so ausgebildet und die Elektromotoren so dimensioniert, dass sie auch in einer Transitionsphase solange eine vertikale Schubkomponente bereitstellen können, bis der starre Flügel den Auftrieb ab einer bestimmten vorgegebenen Geschwindigkeit übernehmen kann. Auf diese Weise wird es möglich, den aerodynamischen starren Flügel für die Flugphase optimiert auszubilden und entsprechend Start- und Landephasen beim Design des Flügels nicht zu berücksichtigen.
Im Vergleich dazu umfasst der herkömmliche Einsatz eines einen dynamischen Auftrieb erzeugenden Fluggeräts mit einem starren Tragflügel in der Regel mindestens zwei
Einsatzschwerpunkte: Zum einen den Reiseflug, zum anderen aber auch den Langsamflug, welchem auch die Manöver Start und Landung zugeordnet werden. Um beiden
Einsatzschwerpunkten Rechnung tragen zu können, müssen beim Design des Flügelprofils Kompromisse eingegangen werden. Entsprechend sind die herkömmlichen Flügelprofile so ausgestaltet, dass sie sowohl beim Langsamflug mit Start und Landung, als auch beim Reiseflug sichere Flugeigenschaften ermöglichen. Ein auf diese Weise entwickeltes herkömmliches
Flügelprofil kann aber nicht ausschließlich auf den Reisflug hin optimiert werden, da das entsprechende Fluggerät dann weder starten noch landen könnte.
Bei dem hier vorgeschlagenen Fluggerät, welches VTOL Eigenschaften aufweist und sowohl die Transition vom Schweben zum dynamischen Flug, als auch die Transition aus dem dynamischen Flug heraus zum Schwebeflug autark bewerkstelligen kann, sind die Langsamflugeigenschaften entsprechend von untergeordneter Bedeutung. Damit können für einen effizienten Umgang mit einer begrenzten Antriebsenergie und für die Optimierung der Reichweite oder der Flugdauer die Reiseflugeigenschaften des Profils des Tragflügels vorteilhaft optimiert werden.
Bevorzugt ist der Tragflügel ausschließlich auf den Reiseflug hin optimiert. Dies kann implizieren, dass ein langsamer aerodynamischer Vorwärtsflug mit dem entsprechend optimierten Tragflügel nicht möglich ist.
Die Flugzeit beziehungsweise die Reichweite während des Reisefluges werden dabei vom
Energiebedarf bestimmt, welcher neben dem Gewicht zentral von der reziproken Gleitzahl abhängig ist. Damit kann bei dem vorgeschlagenen Fluggerät die Profilpolare gezielt so gestaltet werden, dass beim zugehörigen cA-Wert der kleinste Profilwiderstand eintritt. Anderen cA-Werten muss bei dem vorgeschlagenen Fluggerät kaum Aufmerksamkeit gewidmet werden. Dadurch lassen sich deutlich kleinere Profilwiderstände erreichen, als bei Profilauslegungen, die auch andere Bereiche (z.B: Start und Landung) abdecken müssen. Weiterhin erlaubt es der Verzicht auf Langsamflugzustände (mit eventuell begleitenden
Reynoldszahlproblemen), die Flügelstreckung in weiten Bereichen zu optimieren. Eine deutliche Erhöhung der Streckung wird möglich und führt zu einer Reduktion des induzierten Widerstandes und damit zu einer weiteren Verbesserung der reziproken Gleitzahl.
Das hier vorgeschlagene Fluggerät ermöglicht also durch seine Kombination des aerodynamischen Reiseflugs mit Start und Landung im Schwebeflug eine außergewöhnliche aerodynamische Güte. Dies gilt umso mehr, weil die Propeller im antriebslosen Gleitflug als Klapppropeller aerodynamisch günstig an die Motorgondeln angeklappt werden können.
Als Energiequelle für das Fluggerät sind bevorzugt, neben Akkumulatorzellen, eine Brennstoffzelle oder eine Solarzelle vorgesehen. Auf diese Weise kann die Flugdauer besonders auch im dynamischen Flug optimiert werden.
Eine Steuervorrichtung ist bevorzugt vorgesehen, welche den Ladezustand der bordeigenen Akkumulatoren überwacht und gleichzeitig die Entfernung zur sicheren Rückkehr zum Startpunkt überwacht. Wenn der Ladezustand der Akkumulatoren einen Wert erreicht, welcher eine Rückkehr an den Startort und eine vertikale Landung gerade noch erlaubt, wird - je nach Betriebsmodus - der Bediener darüber informiert, oder das Fluggerät direkt zum Startort zurückgeleitet und dort automatisch gelandet.
Um die Flugeigenschaften im dynamischen Flug noch weiter zu verbessern, ist zumindest ein Paar der Rotoren als Faltpropeller beziehungsweise Faltrotor ausgebildet, derart, dass im dynamischen Flug zumindest dieses Rotorenpaar abgeschaltet werden kann und dann zur Verbesserung der aerodynamischen Eigenschaften eingefaltet wird. In einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung sind sämtliche Rotoren als Faltrotoren ausgebildet, um bei einem Gleitflug beziehungsweise Segelflug nach Erreichen einer vorgegebenen Höhe sämtliche Rotoren einklappen zu können und entsprechend die aerodynamischen Eigenschaften im Segelflug noch weiter zu verbessern. Auf diese Weise lässt sich ein Gleitflug über sehr weite Strecken hinweg erreichen. Durch die oben genannte Optimierung des Flügelprofils lassen sich hier sehr kleine Gleitwinkel erreichen.
Im Gleitflug werden motorbedingte beziehungsweise rotorbedingte Vibrationen nicht mehr auf das Fluggerät übertragen, so dass hier eine Überwachung aus größeren Höhen mittels empfindlicher optischer Geräte möglich wird, ohne diese mit einer Vibrationskompensation oder einer
Entkoppelung ausstatten zu müssen. Auf diese Weise können empfindliche optische Geräte relativ kostengünstig in dem Fluggerät eingebaut und aufgenommen werden, da beim Betrieb des Fluggeräts im Gleitflug auf eine Vibrationskompensation verzichtet werden kann. Damit eignet sich das vorgeschlagene Fluggerät besonders gut für die Anwendung zur Überwachung mit empfindlichen optischen Geräten.
In einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung des Fluggeräts ist eine Steuerung so ausgebildet, dass im dynamischen Flug nach Erreichen einer vorgegebenen Flughöhe über Grund die Motoren abgeschaltet werden und automatisch eine Gleitphase eingeleitet wird. Die Steuerung ist weiterhin bevorzugt so ausgebildet, dass im Gleitflug bei Erreichen einer bestimmten Mindesthöhe über Grund automatisch die Motoren gestartet werden und das Fluggerät in einen stabilen Horizontalflug oder einen Steigflug gebracht wird. Die Steuervorrichtung ist weiterhin bevorzugt so ausgebildet, dass sie das Fluggerät nach Empfang eines entsprechenden Steuerbefehls automatisch an den Startplatz zurückleitet, dort die Transition durchführt und das Fluggerät vertikal landet.
In einer besonders bevorzugten Variante ist das Fluggerät modular aufgebaut. Für den modularen Aufbau ergeben sich unterschiedliche Varianten zur Ausstattung des Fluggerätes und damit auch unterschiedliche Varianten zum Einsatz. Hierbei kann das Fluggerät entweder lediglich als Schwebeplattform verwendet werden, wobei dann die für den dynamischen Vorwärtsflug notwendigen Komponenten ausgetauscht, fortgelassen oder demontiert werden können.
Entsprechend kann das Startgewicht bei der Verwendung des Fluggeräts als reine
Schwebeplattform reduziert werden und entsprechend entweder eine längere Flugzeit im
Schwebeflug erreicht werden oder eine höhere Nutzlast transportiert werden. Dies kann durch das Entfernen des Heckteils mit den Leitwerken sowie der Demontage der Außenteile des starren Tragflügels erreicht werden, so dass sich eine sehr kompakte Schwebeplattform ergibt. Durch einen entsprechenden erneuten Anbau der Außenflügel, beispielsweise der jeweils äußeren zwei Drittel der Flügellänge, sowie durch den erneuten Anbau eines Heckteils mit Höhen- und Seitenleitwerk, kann die Schwebeplattform dann wieder in das oben beschriebene Fluggerät umgebaut werden, welches für den dynamischen Horizontalflug optimiert ist. In einer weiteren Variante können die genannten Bestandteile auch zu einem herkömmlichen Flächenflugzeug kombiniert werden, derart, dass an das Schwebeplattformmodul eine
konventionelle Rumpfnase mit einem einzelnen Propeller angesteckt wird. Weiterhin werden die vier Motoren zusammen mit der linken und rechten Motorgondel entfernt. Die linken und rechten Außenflügel werden nun direkt an das Flügelmittelteil angesteckt.
Beim modularen Aufbau können weiterhin durch das Anbauen unterschiedlicher
Außenflügelmodule an die Schwebeplattform die Flugeigenschaften beim dynamischen Flugbetrieb an die jeweilige Aufgabe angepasst werden. Insbesondere können hier unterschiedliche
Flügelmodule mit unterschiedlichen Flügelprofilen angebaut werden, welche beispielsweise für unterschiedliche Geschwindigkeitsbereiche oder unterschiedliche Flughöhen optimiert sind.
Entsprechend können hier auch Langsamflugeigenschaften mit einem entsprechend ausgelegten Flügelprofil vorgesehen werden, so dass auch eine Überwachung im Langsamflug möglich wird. Bevorzugt umfasst das modular aufgebaute Fluggerät dann zwei unterschiedliche Sätze von
Außenflügeln, wobei ein erster Satz ausschließlich für den Reiseflug optimiert ist und ein zweiter Satz auch ausreichende Langsamflugeigenschaften aufweist, so dass auch ein herkömmlicher Start und eine herkömmliche Landung im Langsamflug möglich ist. Durch den modularen Aufbau kann weiterhin ein geringes Packmaß erreicht werden, so dass das Fluggerät auf einfache Weise an seinen jeweiligen Einsatzort transportiert werden kann. Weiterhin ist ein Austausch eventuell beschädigter Module auf diese Weise einfach möglich.
Die Verwendung eines elektrischen Antriebs ist für die schnelle und präzise Regelbarkeit der Rotordrehzahlen vorteilhaft. Äußere Störungen können so effektiv ausgesteuert werden. Für das Konzept der schnellen Regelung des Schubes bzw. des Drehmoments mittels der Änderung der Rotordrehzahlen sind entsprechend keine verstellbaren Propeller nötig. Einfache
Starrluftschrauben, welche bevorzugt aus aerodynamischen Gründen klappbar ausgeführt sind, erlauben einen besonders einfachen und leichten Aufbau des Fluggerätes.
Der elektrische Antrieb ist weiterhin, verglichen mit herkömmlichen Kolbenmotoren
beziehungsweise Turbinen, ausgesprochen leise und ist zumindest am Ort des Einsatzes emissionsfrei. Gleichzeitig bieten bürstenlose Elektromotoren eine extrem hohe Zuverlässigkeit, eine geringe Komplexität und sind nahezu wartungsfrei. Weiterhin sind bürstenlose Elektromotoren sehr effizient und leicht und geben bei geringen Abmessungen über einen weiten Drehzahlbereich hohe Leistungen sowie hohe Drehmomente ab. Auf diese Weise können zum einen die
Gesamtmasse des Fluggeräts als auch Trägheitsmomente um den Massenschwerpunkt klein gehalten werden. Zum anderen können die sehr zuverlässigen Elektromotoren innerhalb einer Motorengondel mit aerodynamisch vorteilhaften Abmessungen angeordnet werden.
Kurze Beschreibung der Figuren
Bevorzugte weitere Ausführungsformen und Aspekte der vorliegenden Erfindung werden durch die nachfolgende Beschreibung der Figuren näher erläutert. Dabei zeigen:
Figur 1 ein Fluggerät gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung in einer schematischen Draufsicht im Schwebeflug;
Figur 2 das Fluggerät der Figur 1 im Schwebeflug in einer schematischen Seitenansicht;
Figur 3 das Fluggerät der Figuren 1 und 2 im Schwebeflug in einer schematischen
Vorderansicht;
Figur 4 das Fluggerät der vorhergehenden Figuren in einer schematischen Draufsicht im aerodynamischen Horizontalflug;
Figur 5 das Fluggerät der Figur 4 im Horizontalflug in einer schematischen Seitenansicht;
Figur 6 das Fluggerät der Figuren 4 und 5 im Horizontalflug in einer schematischen
Vorderansicht;
Figur 7 eine schematische Draufsicht auf das in den vorhergehenden Figuren gezeigte
Fluggerät während der Transition vom Schwebeflug in den aerodynamischen Vorwärtsflug;
Figur 8 das Fluggerät aus Figur 7 in einer schematischen Seitenansicht während der
Transition vom Schwebeflug in den aerodynamischen Vorwärtsflug; Figur 9 das Fluggerät der Figuren 7 und 8 während der Transition vom Schwebeflug in den aerodynamischen Vorwärtsflug in einer schematischen Vorderansicht;
Figur 10 eine schematische Draufsicht auf das in den vorhergehenden Figuren gezeigte
Fluggerät während der Transition vom aerodynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug;
Figur 1 1 das Fluggerät aus Figur 10 in einer schematischen Seitenansicht während der
Transition vom aerodynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug;
Figur 12 das Fluggerät der Figuren 10 und 1 1 während der Transition vom aerodynamischen
Vorwärtsflug in den Schwebeflug in einer schematischen Vorderansicht;
Figur 13 eine schematische Darstellung eines Fluggerätes mit einem modularen Aufbau, welche eine Schwebeplattform, ein Fluggerät gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung sowie ein Flächenfluggerät zeigt;
Figur 14 schematische Diagramme des Motorschubs, der Tragkraft des Flügels, der
Geschwindigkeit des Fluggerätes sowie des Vortriebs des Fluggerätes bei der Transition vom Schwebeflug in den dynamischen Vorwärtsflug; und
Figur 15 schematische Diagramme des Motorschubs, der Tragkraft des Flügels, der
Geschwindigkeit sowie des Vortriebs des Fluggerätes bei einer Transition vom dynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug.
Detaillierte Beschreibung bevorzugter Ausführunqsbeispiele
Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele anhand der Figuren beschrieben. Dabei werden gleiche, ähnliche oder gleichwirkende Elemente mit identischen Bezugszeichen bezeichnet und auf eine wiederholte Beschreibung dieser Elemente wird in der nachfolgenden Beschreibung teilweise verzichtet, um Redundanzen zu vermeiden.
In den Figuren 1 bis 3 ist schematisch in einer Draufsicht, einer Seitenansicht sowie einer
Vorderansicht ein Fluggerät gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung gezeigt. Das Fluggerät 1 umfasst dabei einen starren aerodynamischen Tragflügel 2, welcher in prinzipiell bekannter Art ausgebildet ist. Bei dem gezeigten starren Tragflügel 2 handelt es sich um einen für den aerodynamischen Flug optimierten Tragflügel, welcher ab einer bestimmten Geschwindigkeit, beispielsweise ab 50 km/h, so viel Auftrieb liefert, dass das gesamte Fluggerät 1 dynamisch im Vorwärtsflug betrieben werden kann.
Der Tragflügel 2 weist eine äußere Flügelspitze 20 sowie einen Anbindungsbereich 22 an den Rumpf 3 des Fluggerätes 1 auf. Weiterhin sind Querruder 24 vorgesehen, welche zur Steuerung des Fluggerätes im aerodynamischen Vorwärtsflug um die Rollachse dienen. Landeklappen 26 sind ebenfalls vorgesehen, welche als Luftbremse wirken.
Der Tragflügel 2 hat eine Spannweite S, welche je nach Anwendungsbereich und gewünschtem Auftrieb beziehungsweise Fluggewicht ausgebildet ist. In einem Beispiel, welches dem in Figur 1 zugrundeliegenden schematischen Ausführungsbeispiel entspricht, hat das Fluggerät 1 eine Spannweite S von ca. 3,4 m.
Der Rumpf 3 weist einen Heckteil 34 mit einem Heckleitwerk 30 auf, welches in dem gezeigten Ausführungsbeispiel als V-Leitwerk ausgebildet ist. Eine Ausbildung des Heckleitwerks 30 als T-Leitwerk, nämlich mit einem separaten Höhenleitwerk und Seitenleitwerk ist ebenfalls möglich. Die Nase 32 des Fluggerätes 1 kann beispielsweise eine Kamera oder andere optische und elektronische Überwachungsvorrichtungen umfassen. Diese Überwachungsvorrichtungen können aber auch in anderen Bereichen des Rumpfes 3 angeordnet sein, beispielsweise zwischen den Tragflügeln 2. An dem Tragflügel 2 des Fluggerätes 1 sind vier Rotoren 4, 4' vorgesehen, welche jeweils über einen eigenen Elektromotor 5 angetrieben werden. Die Rotoren sind paarweise angeordnet, so dass sich zwei in Flugrichtung vordere Rotoren 4 und zwei in Flugrichtung hintere Rotoren 4' ergeben. Die Elektromotoren 5 und die Rotoren 4, 4' sind an dem Tragflügel 2 an entsprechenden Motorengondeln 6 angebracht. Die Motorengondeln 6 erstrecken sich parallel zum Rumpf 3 und bieten an ihrem vorderen und hinteren Ende jeweils einen Schwenkmechanismus 7 und daran Aufnahmen für die Motoren 5 mit den daran angebrachten Rotoren 4, 4'. Mit anderen Worten sind an jeder Motorgondel 6 zwei Elektromotoren 5 und entsprechend zwei Rotoren 4, 4' angeordnet. Die Motorengondel 6 ist im inneren Drittel des Tragflügels 2 bezüglich dessen seitlicher Erstreckung und entsprechend bezüglich der Spannweite S des Fluggerätes 1 angeordnet. Durch die relativ weit innen liegende Anordnung der Motorengondel 6 an dem Tragflügel 2 kann das Trägheitsmoment des Fluggerätes 1 reduziert werden.
Darüber hinaus ergeben sich durch die Anordnung der Motorengondeln 6 am Tragflügel 2 wesentliche strukturelle Vorteile in der Konstruktion des Fluggeräts 1. Dadurch, dass die Massen, welche von den Elektromotoren 5, den Rotoren 4, 4' sowie den Motorgondeln 6 auf das Fluggerät 1 aufgebracht werden, an dem Tragflügel 2 angeordnet sind, kann das Wurzelbiegemoment an der Flügelwurzel im dynamischen Flugbetrieb verringert werden. Entsprechend kann der Holm des Tragflügels 2 bei gleicher Auslegung des Fluggeräts 1 für ein vorgegebenes Lastvielfaches mit einer geringeren Festigkeit dimensioniert werden. Daraus ergibt sich eine Reduktion der Masse des Holms, so dass entweder die Nutzlast des Fluggeräts 1 angehoben werden kann, oder aber die Effizienz bezüglich der Verwendung der Antriebsenergie erhöht wird.
Die Rotoren 4 mitsamt den Elektromotoren 5 sind, wie besonders gut in Figur 2 zu erkennen ist, über einen Schwenkmechanismus 7 nach oben verschwenkbar. Der Schwenkmechanismus 7 kann beispielweise jeweils über Servomotoren stufenlos betrieben werden. Durch die Verwendung von Elektromotoren 5, welche ein kleines Baumaß aufweisen, kann der gesamte Antrieb aus
Elektromotor 5 und Rotor 4, 4' gemeinsam verschwenkt werden, so dass auf ein anfälliges Getriebe verzichtet werden kann.
In den Figuren 1 bis 3 ist entsprechend das Fluggerät 1 in einem Zustand gezeigt, in welchem es einen Schwebeflug ausführen kann und entsprechend alle Rotoren 4 in eine Senkrechtstartposition nach oben verschwenkt sind, so dass das Fluggerät 1 sowohl senkrecht starten und landen kann, als auch einen Schwebeflug ausführen kann.
Über eine hier nicht dargestellte entsprechende Steuerung wird der Schwebeflug sowie der Start- und Landevorgang automatisch bezüglich der Lage des Fluggerätes 1 kontrolliert. Beim Aufbringen von externen Störungen, beispielsweise durch Windeinflüsse, wird das Fluggerät entsprechend sofort dadurch stabilisiert, dass der Schub der einzelnen Rotoren über eine Regelung ihrer Elektromotoren unmittelbar die aufgebrachte Störung ausgleicht. Da hier Elektromotoren 5 verwendet werden, sind sehr kurze Regelraten möglich, beispielsweise Regelraten, die im Bereich weniger Millisekunden liegen. Durch den Einsatz von 3-Achs Beschleunigungssensoren, 3-Achs Drehratensensoren, 3-Achs Magnetfeldsensoren, einer barometrischen Höhenmessung sowie GPS kann über eine Fusion aller Sensordaten eine automatische Steuerung den stabilisierten
Schwebeflug regeln. Beim Lande- und Startvorgang wird der Schub der Rotoren 4 entsprechend so eingestellt, dass ein langsames Steigen beziehungsweise langsames Sinken des Fluggerätes 1 bei gleichzeitig stabiler Fluglage möglich wird.
Im Schwebeflug kann das Fluggerät 1 dadurch manövriert werden, dass es in der Luft um seine Hochachse (Gierachse) gedreht werden kann, indem beispielsweise paarweise zwei der Rotoren mit einem erhöhen Schub betrieben werden und entsprechend die anderen zwei Rotoren um diesen Schub in Summe reduziert werden. Dadurch wird das Drehmoment, welches von den mit erhöhtem Schub arbeitenden Rotoren aufgebracht wird, durch die anderen zwei Rotoren nicht mehr ausgeglichen, so dass ein entsprechendes Gesamtdrehmoment auf das Fluggerät 1 wirkt.
Eine Bewegung des Fluggeräts 1 im Schwebeflug in Vorwärts- und Rückwärtsrichtung kann durch entsprechendes paarweises Anheben beziehungsweise Absenken des Schubs der vorderen Rotoren 4 bzw. der hinteren Rotoren 4' und entsprechend komplementäres Absenken
beziehungsweise Anheben des Schubes des jeweils anderen Paares der hinteren Rotoren 4' bzw. der vorderen Rotoren 4 erreicht werden. Hierdurch findet eine leichte Neigung des Fluggeräts 1 um die Querachse statt und es bewegt sich aufgrund der durch die Neigung aufgebrachten
Horizontalkomponente des Schubs in die Richtung, in welcher das Paar der Rotoren 4, 4' mit dem reduzierten Schub angeordnet ist. Die Rotoren 4, 4' werden bevorzugt zueinander gegenläufig betrieben, so dass sich die
Drehmomente des vorderen Paares Rotoren 4 und des hinteren Paares Rotoren 4 entsprechend aufheben und das über die Rotoren auf das Fluggerät 1 aufgebrachte Gesamtdrehmoment im Schwebeflug gleich null ist, so dass hier eine stabile Schwebeposition eingenommen werden kann. Um die oben beschriebene Regelung realisieren zu können, werden die Rotoren immer diagonal gegenläufig betrieben.
Weiterhin wird durch die Anordnung der vier Rotoren in der beispielsweise aus Figur 1 sehr gut erkennbaren X-förmigen Anordnung eine gute Balancierung der Schübe bezüglich des
Massenschwerpunktes des Fluggerätes 1 erreicht. Der Massenschwerpunkt liegt im flugmechanisch sinnvollen Bereich um den Auftriebsschwerpunkt der Tragflügel 2, so dass der Auftriebsschwerpunkt im dynamischen Flug mit dem Auftriebsschwerpunkt im Schwebeflug auf wenige Millimeter zusammenfällt. Auf diese Weise lassen sich die Rotoren 4, 4' mit den
Elektromotoren 5 entsprechend identisch dimensionieren.
Die Motorengondel 6 weist entsprechend eine Ausdehnung in Längsrichtung auf, welche zum einen dazu dient, eine Kollision der beiden an der Motorgondel 6 angeordneten vorderen und hinteren Rotoren 4, 4' miteinander zu verhindern. Zum anderen dient die Längsausdehnung der
Motorengondel 6 jedoch auch dazu, über die entsprechende Hebelwirkung eine stabile
Schwebeplattform bereitzustellen, welche im Prinzip durch die zwischen den Wellen der
Elektromotoren 5 eingeschriebenen Fläche entspricht, welche einen möglichst stabilen Flugbetrieb bei variierenden Nutzlasten ermöglicht.
In den Figuren 4 bis 6 ist das aus den vorhergehenden Figuren bekannte Fluggerät 1 nun in einem Zustand gezeigt, in welchem es für den aerodynamischen Vorwärtsflug eingestellt ist. Entsprechend sind die vorderen Rotoren 4 nun über den Schwenkmechanismus 7 vollständig nach vorne geklappt und die hinteren Rotoren 4' über ihren Schwenkmechanismus 7 nach hinten geklappt, so dass der Schub so gerichtet ist, dass das Fluggerät 1 vorwärts getrieben wird. Die Landeklappen 26, welche im Schwebeflug der Figuren 1 bis 3 in Bremsstellung ausgefahren waren um ein weitgehend ungestörtes Abströmen des Rotorschubes nach unten zu gewährleisten, sind nun eingefahren, um das Flügelprofil des Tragflügels 2 für den Vorwärtsflug zu optimieren.
Bei dem in den Figuren 4 bis 6 gezeigten Fluggerät 1 handelt es sich im Prinzip um ein
konventionelles, starrflügeliges Fluggerät mit zwei Antriebsmotoren, nämlich den vorderen beiden Rotoren 4 mit ihren jeweiligen Elektromotoren 5.
Die beiden hinteren Rotoren 4' sind eingeklappt, da die benötigte Leistung für den Horizontalflug deutlich geringer ist, als für den Schwebeflug. Die benötigte Leistung für den Vorwärtsflug beträgt nur etwa 5% der Leistung, welche für den Schwebflug notwendig ist.
Durch das Einfalten der hinteren Rotoren 4' werden die aerodynamischen Eigenschaften im Vorwärtsflug verbessert. Bevorzugt können auch die vorderen Rotoren 4 als Klapprotoren ausgebildet sein, so dass auch diese in Gleitphasen anklappen können. Auf diese Weise kann sowohl die in Figuren 1 bis 3 gezeigte Schwebestellung, welche in einer stabilen Schwebeplattform resultiert, als auch ein hoch effizientes dynamisches Fliegen in der in den Figuren 4 bis 6 gezeigten Stellung erreicht werden.
In den Figuren 7 bis 9 ist eine bestimmte Stellung der Rotoren 4, 4' des Fluggerätes 1 während der Transition vom Schwebeflug in den Vorwärtsflug gezeigt. Die vorderen Rotoren 4werden dabei zusammen mit ihren Elektromotoren 5 über den Schwenkmechanismus 7 nach und nach nach vorne verschwenkt, um einen Vorwärtsschub auf das Fluggerät 1 aufzubringen. Damit setzt sich das Fluggerät 1 aus dem Schwebeflug heraus in eine Vorwärtsbewegung in Bewegung und der dynamische Auftrieb über den starren Tragflügel 2 übernimmt ab einer bestimmten Geschwindigkeit den gesamten Auftrieb, bis das in den Figuren 4 bis 6 gezeigte dynamische horizontale Fliegen aufgrund des aerodynamischen Auftriebs des starren Tragflügels 2 erreicht wird. Dann können die hinteren Rotoren 4' abgeschaltet werden und über den Schwenkmechanismus 7 in eine aerodynamisch günstige Position nach hinten geschwenkt werden.
Die Landeklappen 26 sind sowohl im Schwebeflug, wie in Figuren 1 bis 3 gezeigt, als auch in Teilen der Transition noch in Bremsstellung abgeklappt, unter anderem auch, um den hinteren Rotoren 4' möglichst keine Verwirbelungsflächen entgegenzusetzen. Entsprechend ist der durch die vorderen Rotoren 4 und hinteren Rotoren 4' erzeugte Schub in vertikaler Richtung im Wesentlichen gleich und wird durch den starren Tragflügel 2 nicht beeinflusst.
In den Figuren 10 bis 12 ist eine bestimmte Stellung der Rotoren 4, 4' des Fluggerätes 1 während der Transition vom Vorwärtsflug in den Schwebeflug gezeigt. Die vorderen Rotoren 4 werden dabei zusammen mit ihren Elektromotoren 5 über den Schwenkmechanismus 7 nach oben verschwenkt, um Auftrieb aufbringen zu können. Die hinteren Rotoren 4' werden zunächst in eine schräg nach hinten zeigende Stellung geschwenkt, so dass sie sowohl Auftrieb, als auch einen Bremsschub aufbringen können. Damit wird das Fluggerät 1 abgebremst und die Rotoren 4, 4' übernehmen nach und nach den Auftrieb, bis sich das Fluggerät 1 vollständig im Schwebeflug befindet und das in den Figuren 1 bis 3 gezeigte Schwebeflugverhalten erreicht wird.
Figur 13 zeigt eine weitere bevorzugte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung dahingehend, dass das Fluggerät 1 einen modularen Aufbau aufweist. Der modulare Aufbau des Fluggeräts 1 ist so ausgebildet, dass, wie beispielsweise in Figur 13a gezeigt ist, der innere Bereich des Fluggeräts 1 als eigenständige Schwebeplattform 10 verwendet werden kann. Hierzu sind dann lediglich die vier Rotoren 4, 4' mit ihren jeweiligen Elektromotoren 5 vorgesehen, welche über die beiden Motorgondeln 6 an einem Flügelmittelteil 200 angebracht sind. Auf einen Heckteil des Rumpfes 3 wird verzichtet und anstelle dessen nochmals eine Nase 32 für weitere Akkus und Sensorik angebracht.
Die in Figur 13a gezeigte Schwebeplattform 10 entspricht im Prinzip dem X-förmigen inneren Bereich des in den Figuren 1 bis 12 gezeigten Fluggerätes 1 , welches noch einmal schematisch in Figur 13b gezeigt ist, jedoch mit den vorgenannten Modifikationen. Entsprechend können sowohl der Antrieb in Form der Elektromotoren 5 und den Rotoren 4, 4' verwendet werden, als auch die gesamte Steuerelektronik und die Energieversorgung, welche im Fluggerät 1 verwendet wird. Die Tragflügel 2 können zumindest dreigeteilt sein, so dass an dem Flügelmittelteil 200 jeweils Außenflügel 210 angebracht werden können, wenn wieder ein aerodynamischer Vorwärtsflug erreicht werden soll.
Weitere Komponenten, wie beispielsweise die Außenflügel 210 und das Heckteil 34, können weiterhin in dem in Figur 13c gezeigten Ausführungsbeispiel mit dem Rumpfmodul 300, welches ebenfalls das Flügelmittelteil 200 aufweist, verbunden werden, um aus den Außenflügeln 210 und dem Heckteil 34 ein herkömmliches Flächenflugzeug herzustellen, welches dann aber entsprechend auf herkömmliche Weise gestartet und gelandet werden muss.
Bevorzugt umfasst das modular aufgebaute Fluggerät 1 zwei unterschiedliche Sätze von Außenflügeln 210, wobei ein erster Satz ausschließlich für den Reiseflug optimiert ist und ein zweiter Satz auch ausreichende Langsamflugeigenschaften aufweist, so dass auch ein herkömmlicher Start und eine herkömmliche Landung im Langsamflug möglich ist.
Durch den modularen Aufbau kann mit einem zentralen Element, nämlich dem Rumpfmodul 300 und dem Flügelmittelteil 200, welche im Prinzip der in Figur 13a gezeigten Schwebeplattform entsprechen, sowie entsprechenden Anbaumodulen erreicht werden, dass auf der gleichen technologischen Basis sowohl ein sehr flexibles Schwebeplattformfluggerät bereit gestellt werden kann, als auch gleichzeitig ein hoch effizientes Fluggerät, welches die Eigenschaften einer Schwebeplattform mit einem herkömmlichen Flächenflugzeug vereint, so wie es in Figur 13b gezeigt ist. In Figur 13d ist eine Variante des modularen Fluggeräts gezeigt, in welcher die Motorgondeln 6' auf ihrer hinteren Seite nicht mit Motoren und Rotoren bestückt sind, sondern hier lediglich eine Hülse zur Verbesserung der Aerodynamik aufgesteckt ist. Auch diese in Figur 13d gezeigte Version des Fluggeräts muss herkömmlich gestartet und gelandet werden. Durch die Anordnung der
Elektromotoren 5 und Rotoren 4 in den Motorgondeln 6' kann aber eine Variante bereitgestellt werden, welche vom Rumpfmodul 300 beziehungsweise der Nase 32 aus eine freie Sicht nach vorn ermöglicht. Dies kann bei bestimmten Anwendungen von Kameras oder anderen Sensoren von Bedeutung sein. Eine solche freie Sicht nach vorn ist bei der in Figur 13c gezeigten Variante aufgrund des Rotors nicht gegeben.
In Figur 14 ist schematisch anhand eines Motorschubdiagrammes, eines
Tragkraftflügeldiagrammes, eines Geschwindigkeitsdiagrammes sowie eines Vortriebsdiagrammes gezeigt, wie die Transition vom Schwebeflug in den Vorwärtsflug stattfindet. Zu Beginn beim Zeitpunkt 0 beginnt eine Verschwenkung der vorderen Rotoren 4 in die Vorwärtsrichtung, derart, dass neben dem Schub der Rotoren, welche für den Auftrieb sorgen, gleichzeitig eine
Vorwärtskomponente hinzugefügt wird. Dabei steigt die Geschwindigkeit langsam an, wie sich aus dem Geschwindigkeitsdiagramm ergibt. Der Motorschub muss dabei kurzfristig noch um ca. 15% angehoben werden, um sowohl die Höhe im Schwebeflug zu halten, als auch die entsprechende Vorwärtsbewegung aufzubringen, da der Auftrieb des starren Tragflügels 2 noch nicht dazu ausreicht, den Auftrieb zu übernehmen.
Wie aus dem Tragkraftflügeldiagramm zu erkennen ist, steigt der Auftrieb über den Flügel erst ab einer bestimmten Geschwindigkeit nach ca. 2 Sekunden signifikant an. Entsprechend ist das Flügelprofil des starren Tragflügels 2 hier so optimiert, dass erst ab einer bestimmten
Geschwindigkeit ein hinreichender Auftrieb vorliegt. Das Flügelprofil ist entsprechend für höhere Geschwindigkeiten ausgelegt und entsprechend ein sehr effizientes Flügelprofil bezüglich der Reichweite des Fluggerätes 1.
Aus dem Vortriebsdiagramm ergibt sich, dass das Fluggerät im Bereich von 2 Sekunden am stärksten beschleunigt wird, und dann diese Beschleunigung langsam wieder abnimmt.
Figur 15 zeigt schematisch den Übergang vom aerodynamischen Vorwärtsflug in den Schwebeflug. Hierzu werden unter anderem die Bremsklappen ausgefahren, um ein schnelles Abstoppen des Fluggerätes zu erreichen. Gleichzeitig werden die vorderen Rotoren 4 von der Horizontalflugposition, nämlich der nach vorne gerichteten Position, in welcher der Schub lediglich für eine Vorwärtsbewegung sorgt, in die Schwebeflugposition beziehungsweise
Senkrechtstartposition nach oben geschwenkt und die hinteren Rotoren 4', welche im Vorwärtsflug abgeschaltet waren, werden hinzugezogen, um entsprechend ebenfalls Auftrieb zu liefern. Die hinteren Rotoren 4' können auch einen Bremsschub bereit stellen. Entsprechend bremst das Fluggerät 1 stark ab, die Tragkraft des Tragflügels 2 nimmt entsprechend ebenfalls stark ab, so dass der Auftrieb schlussendlich ausschließlich über die Rotoren 4, 4' erzeugt wird.
Soweit anwendbar können alle einzelnen Merkmale, die in den einzelnen Ausführungsbeispielen dargestellt sind, miteinander kombiniert und/oder ausgetauscht werden, ohne den Bereich der Erfindung zu verlassen.
Bezuqszeichenliste
1 Fluggerät
10 Schwebeplattform
2 starrer Tragflügel
20 Flügelspitze
22 Anbindungsbereich des Flügels
24 Querruder
26 Landeklappe
200 Flügelmittelteil
210 Außenflügel
3 Rumpf
30 Heckleitwerk
32 Nase
34 Heckteil
300 Rumpfmodul
4 vorderer Rotor
4' hinterer Rotor
5 Elektromotor
6 Motorgondel
7 Schwenkmechanismus
S Spannweite

Claims

Ansprüche
1. Fluggerät (1 ), bevorzugt unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS), umfassend einen starren Tragflügel (2), welcher einen
aerodynamischen Horizontalflug ermöglicht, und mindestens vier über regelbare
Elektromotoren (5) angetriebene Rotoren (4, 4'), welche mittels eines
Schwenkmechanismus (7) zwischen einer Senkrechtstartposition und einer
Horizontalflugposition verschwenkbar sind, dadurch gekennzeichnet, dass alle Elektromotoren (5) und Rotoren (4) an dem Tragflügel (2) angeordnet sind.
2. Fluggerät (1 ) gemäß Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Elektromotoren (5) und die Rotoren (4, 4') in einer X-förmigen Anordnung bezüglich der Längsachse des Fluggeräts vorgesehen sind.
3. Fluggerät (1 ) gemäß Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotoren (4, 4') in der Senkrechtstartposition alle in die gleiche Richtung verschwenkbar sind und bevorzugt alle Rotoren (4, 4') nach oben verschwenkbar sind.
4. Fluggerät (1 ) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuervorrichtung zur Ansteuerung der Elektromotoren (5) so vorgesehen ist, dass das Fluggerät (1 ) automatisch in einem stabilen Schwebeflug haltbar ist.
5. Fluggerät (1 ) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein vorderer Rotor (4) und ein hinterer Rotor (4') mit den entsprechenden Elektromotoren (5) über je einen Schwenkmechanismus (7) an einer am Tragflügel (2) vorgesehenen Motorengondel (6) angeordnet sind.
6. Fluggerät (1 ) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotoren (4, 4') in einem Bereich des Tragflügels (2) bezüglich dessen Quererstreckung angeordnet sind, welcher zwischen der Flügelspitze (20) und der Anbindung (22) des Flügels (2) am Rumpf (3) des Fluggerätes (1 ) angeordnet ist, bevorzugt in einem inneren Drittel zwischen Anbindung (22) und Flügelspitze (20).
Fluggerät (1 ) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest die hinteren Rotoren (4')und bevorzugt auch die vorderen Rotoren (4) als Klapprotoren ausgebildet sind.
Fluggerät (1 ) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der starre Tragflügel (2) ein Profil derart aufweist, dass er den gesamten Auftrieb für das Fluggerät (1 ) im aerodynamischen Vorwärtsflug ab Geschwindigkeiten von 50 km/h, bevorzugt bei Geschwindigkeiten zwischen 70 km/h und 300 km/h, besonders bevorzugt bei Geschwindigkeiten zwischen 90 km/h und 180 km/h bereitstellt.
Fluggerät (1 ) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Tragflügel (2) ausschließlich für den Reiseflug optimiert ist.
Fluggerät (1 ) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zur Energieversorgung der Elektromotoren (5) mindestens ein Akkumulator, mindestens eine Brennstoffzelle und/oder mindestens eine photovoltaische Solarzelle im
beziehungsweise am Fluggerät (1 ) angeordnet ist.
Fluggerät (1 ) gemäß einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (1 ) modular aufgebaut ist und bevorzugt zumindest eine die Rotoren (4) und Elektromotoren (5) umfassende Schwebeplattform (10) umfasst, an welche Außenflügel (210) und/oder ein Heckteil (34) angebracht werden können.
Fluggerät (1 ) gemäß Anspruch 1 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das modular aufgebaute Fluggerät (1 ) mindestens zwei Sätze von Außenflügeln (210) umfasst, wobei ein erster Satz an Außenflügeln (210) ausschließlich auf den Reiseflug optimiert ist und ein zweiter Satz an Außenflügeln (210) auch für den Langsamflug geeignet ist.
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