WO2016166256A1 - Flugzeug - Google Patents

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WO2016166256A1
WO2016166256A1 PCT/EP2016/058293 EP2016058293W WO2016166256A1 WO 2016166256 A1 WO2016166256 A1 WO 2016166256A1 EP 2016058293 W EP2016058293 W EP 2016058293W WO 2016166256 A1 WO2016166256 A1 WO 2016166256A1
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WO
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cockpit
support strut
aircraft
chassis
canopy
Prior art date
Application number
PCT/EP2016/058293
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Johann SCHWÖLLER
Original Assignee
Schwöller Johann
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Schwöller Johann filed Critical Schwöller Johann
Publication of WO2016166256A1 publication Critical patent/WO2016166256A1/de

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C31/00—Aircraft intended to be sustained without power plant; Powered hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
    • B64C31/02—Gliders, e.g. sailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C31/00—Aircraft intended to be sustained without power plant; Powered hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
    • B64C31/028—Hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft

Definitions

  • the invention relates to an aircraft with a cockpit, which can be closed by means of an upwardly pivotable cockpit canopy, which releases an access opening into the cockpit in the swung-up state.
  • cockpit chassis with relatively high sidewalls to accommodate the bending and torsional forces in the area of the cockpit.
  • the cockpit chassis is designed as a one-piece shell. It is usually additionally provided with a stiffening frame.
  • the cockpit canopy is made of a transparent material and allows a clear view to the front, up and to the side. Elevated sidewalls of the cockpit chassis limit the visibility to the side below, which is detrimental to the landing of the aircraft.
  • Another object of the present invention is to provide an aircraft with a structure so that different aircraft can be manufactured easily and inexpensively with this structure.
  • a first aspect of the present invention relates to an aircraft comprising a cockpit with at least two seats, which are arranged side by side transversely to the direction of flight, an upwardly pivoting cockpit canopy, which releases an access opening into the cockpit in the swung-up state, and a support strut which extends in the longitudinal direction of the cockpit, wherein the support strut is arranged between the two seats.
  • the support strut By providing the support strut, which is located between the two seats, bending and torsional moments can be absorbed by the support strut, whereby a cockpit chassis is relieved. This results in additional freedom in the design of the cockpit canopy, which can be pulled down in particular laterally next to the two seats of the cockpit in comparison to conventional cockpit canopies.
  • the support strut is preferably connected to the front end portion of a cockpit chassis / aircraft nose so that forces acting on the cockpit chassis can be dissipated to the support strut.
  • the support strut in the area behind the cockpit is connected to the cockpit chassis or to an aircraft fuselage which adjoins the cockpit chassis at the rear in order to be able to absorb forces exerted on the fuselage or on the cockpit chassis.
  • a pivot mechanism for pivoting the cockpit can be attached.
  • forces exerted on the cockpit hood are at least for the most part introduced into the support strut.
  • a nose gear can be attached.
  • the transmitted from the nose landing gear on the aircraft forces are not introduced into the cockpit chassis but in the support strut.
  • the support strut has a body portion which extends into a body region, wherein the body region is located in the direction of flight behind the cockpit.
  • a main landing gear can be attached at the body portion of the support strut.
  • the body portion of the support strut may also be connected to a wing spar of the wing so that forces acting on the wings are introduced into the support strut via the wing spar.
  • a landing gear mechanism is preferably additionally arranged on the fuselage section of the support strut.
  • a large recess for the main landing gear on the fuselage can be provided, which can be closed with a correspondingly large flap. The forces exerted by the large flap during opening and closing are not introduced into the fuselage but into the support strut. This makes it possible to form the fuselage of a lightweight, thin-walled material, since the Aircraft fuselage must not absorb the force exerted by the flap or the chassis door mechanism forces.
  • the two seats in the cockpit each have a seat surface and the support strut may extend in an area above the seat.
  • the support strut thus runs approximately centrally in the lateral and vertical direction in the cockpit and in the fuselage of the aircraft and can be connected to different functional units in order to absorb their forces.
  • the support strut extends from the front end of the cockpit to at least the wing spar and preferably over the entire length of the aircraft to the rear.
  • the support strut is preferably tubular. It may have a circular or rectangular, in particular square cross-section.
  • the support strut is preferably formed of fiber-reinforced plastic. In particular, carbon fibers are used as the reinforcing fibers since they have high rigidity.
  • On the support strut can be a functional unit or more of the following
  • a second aspect of the present invention relates to an aircraft having a cockpit formed of a cockpit chassis and an upwardly pivoting cockpit canopy.
  • the cockpit hood releases an access opening into the cockpit in the upwardly pivoted state.
  • the cockpit canopy is made of a transparent material and has a reinforcing frame. When tilted down, the cockpit canopy closes the cockpit.
  • the cockpit canopy is connected to the rest of the fuselage at at least three points, the two locking devices and a swivel mechanism, so that the cockpit canopy, in particular the reinforcing frame, can absorb torsional and bending forces and thus contribute to the stiffening of the fuselage in the region of the cockpit.
  • the two locking devices are preferably arranged symmetrically with respect to a vertical longitudinal plane of the aircraft.
  • at least four and preferably at least six and in particular at least eight locking devices are provided between the cockpit canopy and the cockpit chassis.
  • the reinforcing frame may have two longitudinal struts.
  • one of the locking devices between the cockpit canopy and the cockpit chassis is provided adjacent to the ends of the longitudinal struts, so that the longitudinal struts can transmit tensile and shear forces from and to the cockpit chassis.
  • the longitudinal struts can transmit tensile and shear forces from and to the cockpit chassis.
  • a locking means between the cockpit canopy and the cockpit chassis can still be provided in each case a locking means between the cockpit canopy and the cockpit chassis.
  • the cockpit has at least one seat with a seat surface and the chassis is formed in the region adjacent to the seat on both sides of the aircraft with an entry edge.
  • the entry edge runs below a horizontal plane that is no more than 10 cm above the highest point of the seat.
  • the entry edge extends below a horizontal plane which is at most 5 cm above the highest point of the seat and in particular at most 2.5 cm above the highest point of the seat.
  • the cockpit canopy has two lower boundary edges, which are complementary to the entry edges and extend approximately in the longitudinal direction of the aircraft.
  • the cockpit chassis preferably has a reinforcing frame extending along the entry edges.
  • At least four locking devices are provided between the reinforcing frame of the cockpit canopy and the cockpit chassis, wherein each one of the four locking devices is arranged adjacent to an end region of the entry edge.
  • These four locking devices are designed to transmit tensile and shear moments.
  • These four locking devices span in plan view a rectangle whose extension in the longitudinal direction of the aircraft is substantially longer than in the transverse direction.
  • the locking devices are preferably mechanically actuable locking locks and locking pins, wherein the locking locks on the cockpit chassis and the locking pins on the cockpit canopy, in particular on the reinforcing frame are arranged.
  • the locking pins preferably have an undercut, which is engaged behind by the locking locks, so that tensile and shear moments can be transmitted.
  • the locking locks are centrally actuated, for example by means of a cable, a pneumatic or hydraulic device or by means of electromagnetic actuators.
  • FIG. 1 shows a cockpit with open cockpit canopy
  • FIG. 2 shows the cockpit from FIG. 1 integrated in an aircraft fuselage with opened cockpit canopy
  • FIG. 3 a shows the aircraft from FIG. 2 with closed cockpit canopy
  • Figure 4 shows another embodiment of an aircraft with a cockpit canopy in the closed state and extended landing gear, and Figure 5das the aircraft of Figure 4 with retracted landing gear.
  • An aircraft 1 according to the invention has a cockpit 2 with a pivotable cockpit canopy 3.
  • the aircraft 1 has an aircraft fuselage extending longitudinally from the bow to the stern.
  • the fuselage 4 side wings 5 and at the rear end of a tail 6 are attached.
  • the fuselage 4 thus comprises all parts of the aircraft, with the exception of the wings 5, the tail 6 and the cockpit canopy 3.
  • the cockpit 2 is formed at the front of the fuselage 4.
  • the cockpit 2 has two seats 7, which are arranged transversely to the flight direction 8 side by side.
  • a support strut 9 is arranged at least in the region of the cockpit 2, which extends in the longitudinal direction of the aircraft 1 or of the fuselage 4.
  • the support strut is located between the two seats 7.
  • the seats 7 have a seat surface 10, wherein the support strut 9 extends into the region above the seat surface 10.
  • the support strut 9 is a substantially tubular body having a rectangular cross-section in the present embodiment.
  • the support strut 9 is formed of a fiber-reinforced plastic composite material.
  • As the reinforcing fiber there are preferably provided stiff fibers such as carbon fibers or glass fibers.
  • the fuselage 4 forms at its bow a streamlined aircraft nose 1 1.
  • the support strut 9 extends forward into the aircraft nose 1 1 and is adapted in its spatial shape to the inner contour of the nose of the aircraft 1 1. In the present embodiment, the support strut 9 is formed widened conically within the aircraft nose 1 1.
  • the fuselage 4 has a chassis 12 which has an access opening 13 in the region of the cockpit 2.
  • the chassis 12 may be formed as a one-piece shell.
  • the chassis 12 may have a reinforcing frame at least in the region of the access opening 13.
  • This access opening 13 has an endless peripheral boundary edge 14, which extends from the aircraft nose 1 1 on both sides of the aircraft 1 back down, at least in the area laterally adjacent to the seats 7 below the seats 10 and at the rear of the cockpit 2 upwards runs and at the top of the fuselage 4 forms an arc.
  • the access opening 13 is so deeply cut that the boundary edge 14 here lateral entry edges 18 which extend below the seat 10.
  • the pedals 16 are attached to the support strut 9.
  • a control link e.g., Bowden cable or electrical control line
  • the chassis is formed substantially only from a bottom surface, which is pulled only very slightly laterally upwards.
  • the cockpit canopy 3 is fastened to the support strut 9 in the area of the aircraft nose 11 with a pneumatic pivoting / lifting mechanism.
  • the cockpit canopy 3 is preferably made of a transparent plastic, e.g. Polycarbonate, formed.
  • a reinforcing frame 19 is fixed peripherally at the edge region.
  • the reinforcing frame 19 is preferably connected to the cockpit canopy 3 over its entire length by means of an adhesive bond.
  • the cockpit canopy 3 has a circumferential Edge, the shape of the boundary edge 14 of the chassis 12 corresponds, so that the cockpit cap 3 in the lowered state, the cockpit 2 circumferentially flush closes.
  • corresponding sealing elements are provided on the boundary edge 14 of the chassis 12 or on the peripheral edge of the cockpit canopy 3.
  • each lock locks 20 Adjacent to the end portions of the entry edges 18 of the chassis 12 each lock locks 20 are arranged. At the cockpit canopy 3 corresponding locking pin 21 are provided at the corresponding locations, so that they engage in lowered cockpit cover 3 each in one of the lock locks 20.
  • the locking pins 21 are attached to the reinforcing frame 19 of the cockpit canopy 3.
  • the reinforcing frame 19 has two longitudinal struts 22, each extending between the two locking pins 21 on one side of the aircraft 1 and formed integrally with the rest of the reinforcing frame 19.
  • Such a punctiform connection can be carried out, for example, by means of screws or rivets or similar fastening means, which enable punctiform bonding.
  • the locking pins 21 have an incision which, in the closed state of the cockpit cover 3, is engaged behind by the respective locking lock 20 such that tensile and shear moments are transmitted between the cockpit cover 3 and the chassis 12 in the area of the cockpit 2.
  • the chassis 12 and the cockpit cover 3 in the closed state forms a mechanical unit which can absorb torsional and bending forces.
  • the additional fixation on the pivoting / lifting mechanism 23 of the cockpit canopy 3 causes a substantial part of the forces exerted on the cockpit canopy 3 to be introduced directly into the support strut 9, without stressing the chassis 12 in this way.
  • the locking locks 20 are preferably centrally actuated.
  • the operation of the locking locks can be done via a Bowden cable or electromechanical Actuators made.
  • the locking locks 20 may also be actuated pneumatically or hydraulically.
  • the support strut 9 is open at the bottom, with a nose landing gear 24 is pivotally mounted in the support strut 9.
  • the nose gear 24 has a nose wheel 25, which is received in the retracted state in the conically widened region of the support strut 9.
  • an instrument device 31 is attached in the region of the cockpit, which is also referred to as instrument mushroom.
  • the instrument device comprises all necessary instruments and may have one or a part of control electronics.
  • Two Steurverbindpel are arranged on the support strut 9 in the cockpit.
  • a control mechanism for rowing the aircraft is guided by a section of the support strut 9.
  • a main landing gear is pivotally attached to the support strut 9.
  • a landing gear mechanism with a corresponding landing gear flap (not shown) on the support strut 9 is pivotally mounted. This makes it possible to form the landing gear flap over a large area.
  • the wings 5 or wings 5 are fastened by means of a wing spar 28 on this fuselage section 27.
  • the support strut 9 extends from the nose of the aircraft 1 1 into the area between the two wings 5.
  • the support strut 9 may also extend a little further to the rear or over almost the entire length of the aircraft 1 from the bow to the stern extend.
  • the seats 7 are preferably attached to the support strut 9.
  • the chassis 12 itself has no supporting function. This has the following advantages:
  • the access opening 13 can be cut deep downwards, so that an easy entry and exit from the aircraft is possible.
  • the chassis 12 may be formed thin-walled, since the essential forces are absorbed by the support strut 9.
  • the chassis may be made of a thin fiber reinforced plastic material, especially carbon fiber reinforced
  • Plastic material be formed.
  • the transparent cockpit cover 3 extends correspondingly far down and gives the view to the side below free. This is particularly advantageous when landing the aircraft.
  • the special design of the reinforcing frame 19 and the locking device 20, 21 helps that the access opening 13 can be cut far down and the cockpit hood 3 and the chassis 12 in the closed state forms a torsionally rigid unit.
  • FIGS. 4 and 5 show a second embodiment, which substantially corresponds to the first embodiment, which is why the same parts are designated by the same reference numerals and will not be explained again.
  • the second embodiment differs from the first embodiment in that the reinforcing frame 19 is formed solely by the longitudinal struts 22 glued to the inside of the cockpit can 3.
  • corresponding reinforcing ribs 29 are arranged, which are each connected by means of a locking device consisting of a locking lock 20 and a locking pin 21 with the longitudinal struts 22 in the closed state of the cockpit canopy 3 and so the moments on the reinforcing ribs 29 on a large portion of the chassis 12th transfer.
  • the aircraft 1 is designed as a jet aircraft with a thrust propeller drive or turboprop drive 30 located in the fuselage 4. Instead of the thrust propeller drive 30 and one or more nozzle drives can be provided.
  • Figure 5 shows the aircraft with retracted nose wheel 25 and retracted main landing gear 26, the wheels of the main landing gear 26 are arranged laterally next to the support strut 9 in the fuselage 4.
  • An aircraft with the above-discussed cockpit structure can be designed both as a glider, and as a powered aircraft.
  • An engine is preferably attached to the support strut 9.
  • this can be provided with a push propeller drive or turbopropulsion or impeller or a jet engine (jet), which are attached to the support strut.
  • the provision of the support strut 9 allows a very light design of the aircraft, so that the aircraft weighs less than 450 kg, in particular 472.5 kg.
  • the support strut 9 represents the central, supporting component of the aircraft, to which many functional units are attached. This allows the production of aircraft of various designs, the support strut 9 is equipped with the functional units to be provided depending on the aircraft. This simplifies the production of the aircraft and the individual functional units can be used in different aircraft, which in turn can be produced in larger quantities.
  • the support strut 9 extends at least through the cockpit 2, preferably to the hull behind the cockpit 2 and in particular to the rear of the aircraft.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Flugzeug umfassend ein Cockpit mit zumindest zwei Sitzen, welche quer zur Flugrichtung seitlich nebeneinander angeordnet sind, eine nach oben schwenkbare Cockpithaube, welche in nach oben geschwenktem Zustand eine Zugangsöffnung in das Cockpit freigibt, und eine Tragstrebe, welche sich in Längsrichtung des Cockpits erstreckt, wobei die Tragstrebe zwischen den beiden Sitzen angeordnet ist.

Description

Flugzeug
Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit einem Cockpit, das mittels einer nach oben schwenkbaren Cockpithaube verschließbar ist, welche in nach oben geschwenktem Zustand eine Zugangsöffnung in das Cockpit freigibt.
Herkömmliche Flugzeuge mit einer aufklapp- oder aufschwenkbaren Cockpithaube weisen ein Cockpitchassis mit relativ hohen Seitenwänden auf, um die Biege- und Torsionskräfte im Bereich des Cockpits aufnehmen zu können. Das Cockpitchassis ist als einteilige Schale ausgebildet. Es ist in der Regel zusätzlich mit einem Versteifungsrahmen versehen.
Die Cockpithaube ist aus einem transparenten Material ausgebildet und erlaubt eine freie Sicht nach vorne, oben und zur Seite. Durch hochgezogene Seitenwände des Cockpitchassis ist die Sicht nach seitlich unten begrenzt, was beim Landen des Flugzeuges nachteilig ist.
Bei einem solchen hochgezogenen Cockpitchassis muss beim Ein- und Aussteigen eine hohe Einstiegskante überwunden werden. Bei Segelflugzeugen mit niedrigem Zentralfahrwerk ist dies weniger problematisch, da durch das niedrige Zentralfahrwerk das Cockpitchassis beim Ein- und Aussteigen nahe am Boden angeordnet ist. Bei Flugzeugen mit höheren Fahrwerken, wie z.B. Zweibein- bzw. Dreibeinfahrwerken, ist aufgrund des hohen Cockpitchassis eine Steighilfe zum Ein- und Aussteigen aus dem Cockpit notwendig. Daher weisen Flugzeuge mit höheren Fahrwerken in der Regel seitlich aufschwenkbare Türen anstelle einer nach oben schwenkbaren Cockpithaube auf. Flugzeughauben und Cockpitstrukturen gehen bspw. aud der DE 37 41 859 A1 , DE 7232003 U, DE 10 2008 044 461 A1 oder der WO 201 1/002309 A1 hervor. Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Flugzeug mit einem Cockpit, das mit einer nach oben schwenkbaren Cockpithaube verschließbar ist, zu schaffen, das einen einfachen Ein- und Ausstieg aus dem Flugzeug erlaubt.
Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es ein Flugzeug mit einer Struktur zu schaffen, so dass mit dieser Struktur unterschiedliche Flugzeuge einfach und kostengünstig hergestellt werden können.
Eine oder mehrere der Aufgaben werden durch ein Flugzeug gelöst, wie es in den unabhängigen Patentansprüchen definiert ist. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den jeweiligen Unteransprüchen angegeben.
Ein erster Aspekt der vorliegenden Erfindung betrifft ein Flugzeug, umfassend ein Cockpit mit zumindest zwei Sitzen, welche quer zur Flugrichtung seitlich nebeneinander angeordnet sind, eine nach oben schwenkbare Cockpithaube, welche in nach oben geschwenktem Zustand eine Zugangsöffnung in das Cockpit freigibt, und - eine Tragstrebe, welche sich in Längsrichtung des Cockpits erstreckt, wobei die Tragstrebe zwischen den beiden Sitzen angeordnet ist.
Durch das Vorsehen der Tragstrebe, welche sich zwischen den beiden Sitzen befindet, können Biege- und Torsionsmomente von der Tragstrebe aufgenommen werden, wodurch ein Cockpitchassis entlastet wird. Hierdurch ergeben sich zusätzliche Freiheiten in der Ausgestaltung der Cockpithaube, welche insbesondere seitlich neben den zwei Sitzen des Cockpits im Vergleich zu herkömmlichen Cockpithauben tiefer heruntergezogen werden kann. Die Tragstrebe ist vorzugsweise mit dem vorderen Endbereich eines Cockpitchassis/einer Flugzeugnase verbunden, so dass auf das Cockpitchassis einwirkende Kräfte auf die Tragstrebe abgeleitet werden können.
Vorzugsweise ist die Tragstrebe im Bereich hinter dem Cockpit mit dem Cockpitchassis bzw. einem sich nach hinten an das Cockpitchassis anschließenden Flugzeugrumpf verbunden, um auf den Flugzeugrumpf bzw. auf das Cockpitchassis ausgeübte Kräfte aufnehmen zu können.
Am vorderen Endbereich der Tragstrebe kann ein Schwenkmechanismus zum Schwenken der Cockpithaube befestigt sein. Hierdurch werden auf die Cockpithaube ausgeübte Kräfte zumindest zu einem wesentlichen Teil in die Tragstrebe eingeleitet. Am vorderen Endbereich der Tragstrebe kann ein Bugfahrwerk befestigt sein. Hierdurch werden die vom Bugfahrwerk auf das Flugzeug übertragenen Kräfte nicht in das Cockpitchassis sondern in die Tragstrebe eingeleitet.
Vorzugsweise weist die Tragstrebe einen Rumpfabschnitt auf, der sich in einen Rumpfbereich erstreckt, wobei sich der Rumpfbereich in Flugrichtung hinter dem Cockpit befindet. Am Rumpfabschnitt der Tragstrebe kann ein Hauptfahrwerk befestigt sein. Der Rumpfabschnitt der Tragstrebe kann auch mit einem Tragflächenholm der Tragfläche verbunden sein, so dass auf die Tragflächen einwirkende Kräfte über den Tragflächenholm in die Tragstrebe eingeleitet werden.
Ist am Rumpfabschnitt der Tragstrebe das Hauptfahrwerk befestigt, dann wird vorzugsweise zusätzlich ein Fahrwerkstür-Mechanismus an dem Rumpfabschnitt der Tragstrebe angeordnet. Durch das Vorsehen des Fahrwerkstür-Mechanismus an dem Rumpfabschnitt der Tragstrebe kann eine große Ausnehmung für das Hauptfahrwerk am Flugzeugrumpf vorgesehen werden, die mit einer entsprechend großen Klappe verschließbar ist. Die beim Öffnen und Schließen durch die große Klappe ausgeübten Kräfte werden nicht in den Flugzeugrumpf, sondern in die Tragstrebe eingeleitet. Hierdurch ist es möglich, den Flugzeugrumpf aus einem leichten, dünnwandigen Material auszubilden, da der Flugzeugrumpf nicht die durch die Klappe bzw. den Fahrwerkstür-Mechanismus ausgeübten Kräfte aufnehmen muss.
Die beiden Sitze im Cockpit weisen jeweils eine Sitzfläche auf und die Tragstrebe kann sich in einem Bereich oberhalb der Sitzfläche erstrecken. Die Tragstrebe verläuft somit in seitlicher und vertikaler Richtung etwa zentral im Cockpit und im Rumpf des Flugzeuges und kann mit unterschiedlichen Funktionseinheiten verbunden sein, um deren Kräfte aufzunehmen. Vorzugsweise erstreckt sich die Tragstrebe vom vorderen Ende des Cockpits bis zumindest zu dem Tragflächenholm und vorzugsweise über die gesamte Länge des Flugzeuges nach hinten.
Die Tragstrebe ist vorzugsweise rohrförmig ausgebildet. Sie kann einen kreisförmigen oder rechteckförmigen, insbesondere quadratischen Querschnitt aufweisen. Die Tragstrebe ist vorzugsweise aus faserverstärktem Kunststoff ausgebildet. Als Verstärkungsfasern werden insbesondere Karbonfasern verwendet, da sie eine hohe Steifigkeit besitzen.
An der Tragstrebe kann eine Funktionseinheit oder können mehrere der folgenden
Funktionseinheiten befestigt sein:
- Pedal
- Steuerknüppel
- Instrumenteneinrichtung
- Sitz
- Triebwerk In der Tragstrebe können Steuerleitungen und/oder eine Steuermechanik aufgenommen sein.
Ein zweiter Aspekt der vorliegenden Erfindung betrifft ein Flugzeug, das ein Cockpit aufweist, das aus einem Cockpitchassis und einer nach oben schwenkbaren Cockpithaube ausgebildet ist. Die Cockpithaube gibt im nach oben geschwenkten Zustand eine Zugangsöffnung in das Cockpit frei. Die Cockpithaube ist aus einem transparenten Material ausgebildet und weist einen Verstärkungsrahmen auf. Im nach unten geschwenkten Zustand schließt die Cockpithaube das Cockpit. Es sind zumindest zwei Verriegelungseinrichtungen zwischen dem Verstärkungsrahmen der Cockpithaube und dem Cockpitchassis vorgesehen, welche derart ausgebildet sind, dass sie in geschlossenem Zustand Zug- und Schubmomente übertragen können. Hierdurch ist die Cockpithaube an zumindest drei Punkten, den beiden Verriegelungseinrichtungen und einem Schwenkmechanismus mit dem restlichen Flugzeugrumpf verbunden, so dass die Cockpithaube, insbesondere der Verstärkungsrahmen, Torsions- und Biegekräfte aufnehmen kann und so zur Versteifung des Flugzeugrumpfes im Bereich des Cockpits beiträgt. Hierdurch ist es möglich, im Vergleich zu herkömmlichen Flugzeugen mit einer schwenkbaren Cockpithaube, diese seitlich weiter nach unten zu führen, wodurch im Vergleich zu herkömmlichen Flugzeugen die Einstiegskante abgesenkt werden kann.
Die beiden Verriegelungseinrichtungen sind vorzugsweise bezüglich einer vertikalen Längsebene des Flugzeuges symmetrisch angeordnet. Vorzugsweise sind zumindest vier und vorzugsweise zumindest sechs und insbesondere zumindest acht Verriegelungseinrichtungen zwischen der Cockpithaube und dem Cockpitchassis vorgesehen.
Der Verstärkungsrahmen kann zwei Längsstreben aufweisen. Vorzugsweise ist benachbart zu den Enden der Längsstreben jeweils eine der Verriegelungseinrichtungen zwischen der Cockpithaube und dem Cockpitchassis vorgesehen, so dass die Längsstreben Zug- und Schubkräfte von und zum Cockpitchassis übertragen können. Im Bereich zwischen den Enden der Längsstreben kann jeweils noch eine Verriegelungseinrichtungen zwischen der Cockpithaube und dem Cockpitchassis vorgesehen sein.
Das Cockpit weist zumindest einen Sitz mit einer Sitzfläche auf und das Chassis ist im Bereich benachbart zu dem Sitz auf beiden Seiten des Flugzeuges mit einer Einstiegskante ausgebildet. Die Einstiegskante verläuft unterhalb einer horizontalen Ebene, die sich maximal 10 cm über dem höchsten Punkt der Sitzfläche befindet. Vorzugsweise verläuft die Einstiegskante unterhalb einer horizontalen Ebene, die sich maximal 5 cm über dem höchsten Punkt der Sitzfläche und insbesondere maximal 2,5 cm über dem höchsten Punkt der Sitzfläche befindet. Die Cockpithaube weist zwei zu den Einstiegskanten komplementäre etwa in Längsrichtung des Flugzeuges verlaufende untere Begrenzungskanten auf. Das Cockpitchassis weist vorzugsweise einen entlang der Einstiegskanten verlaufenden Verstärkungsrahmen auf. Vorzugsweise sind zumindest vier Verriegelungseinrichtungen zwischen dem Verstärkungsrahmen der Cockpithaube und dem Cockpitchassis vorgesehen, wobei jeweils eine der vier Verriegelungseinrichtungen benachbart zu einem Endbereich der Einstiegskante angeordnet ist. Diese vier Verriegelungseinrichtungen sind zum Übertragen von Zug- und Schubmomenten ausgebildet. Diese vier Verriegelungseinrichtungen spannen in der Draufsicht ein Rechteck auf, dessen Erstreckung in Längsrichtung des Flugzeuges wesentlich länger als in Querrichtung ist. Durch die Verbindung der Cockpithaube mit dem Cockpitchassis an den vier Verriegelungseinrichtungen wird eine torsions- und biegesteife Struktur erhalten. Zusätzlich ist die Cockpithaube mit dem Schwenkmechanismus mit dem Flugzeugrumpf, insbesondere an einer Tragstrebe oder dem Cockpitchassis verbunden, wodurch eine weitere Zug- und Schubmoment übertragende Verbindung zwischen der Cockpithaube und dem Flugzeugrumpf vorliegt.
Die Verriegelungseinrichtungen sind vorzugsweise mechanisch betätigbare Verriegelungsschlösser und Verriegelungszapfen, wobei die Verriegelungsschlösser am Cockpitchassis und die Verriegelungszapfen an der Cockpithaube, insbesondere an dem Verstärkungsrahmen angeordnet sind. Die Verriegelungszapfen weisen vorzugsweise eine Hinterschneidung auf, welche von den Verriegelungsschlössern hintergriffen wird, so dass Zug- und Schubmomente übertragen werden können. Vorzugsweise sind die Verriegelungsschlösser zentral betätigbar, beispielsweise mittels eines Seilzuges, einer Pneumatik- oder Hydraulikeinrichtung oder mittels elektromagnetischer Stellglieder.
Die oben erläuterten Aspekte können unabhängig voneinander oder auch in Kombination realisiert sein. Die Erfindung wird nachfolgend beispielhaft näher anhand der vorliegenden Zeichnungen dargestellt und an Ausführungsbeispielen erläutert. Die Zeichnungen zeigen schematisch in:
Figur 1 ein Cockpit mit geöffneter Cockpithaube, Figur 2 das Cockpit aus Figur 1 integriert in einen Flugzeugrumpf mit geöffneter Cockpithaube, Figur 3das Flugzeug aus Figur 2 mit geschlossener Cockpithaube,
Figur 4 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Flugzeuges mit einer Cockpithaube in geschlossenem Zustand und ausgefahrenem Fahrwerk, und Figur 5das Flugzeug aus Figur 4 mit eingefahrenem Fahrwerk.
Ein erfindungsgemäßes Flugzeug 1 weist ein Cockpit 2 mit einer schwenkbaren Cockpithaube 3 auf. Das Flugzeug 1 besitzt einen Flugzeugrumpf, der sich in Längsrichtung vom Bug zum Heck erstreckt. Am Flugzeugrumpf 4 sind seitlich Tragflächen 5 und am hinteren Endbereich ein Leitwerk 6 befestigt. Der Flugzeugrumpf 4 umfasst somit alle Teile des Flugzeuges mit Ausnahme der Tragflächen 5, des Leitwerks 6 und der Cockpithaube 3. Das Cockpit 2 ist am vorderen Bereich des Flugzeugrumpfes 4 ausgebildet. Das Cockpit 2 weist zwei Sitze 7 auf, welche quer zur Flugrichtung 8 seitlich nebeneinander angeordnet sind.
Im Flugzeugrumpf 4 ist zumindest im Bereich des Cockpits 2 eine Tragstrebe 9 angeordnet, die sich in Längsrichtung des Flugzeuges 1 bzw. des Flugzeugrumpfes 4 erstreckt. Die Tragstrebe befindet sich zwischen den beiden Sitzen 7. Die Sitze 7 weisen eine Sitzfläche 10 auf, wobei sich die Tragstrebe 9 in den Bereich oberhalb der Sitzfläche 10 erstreckt.
Die Tragstrebe 9 ist eine im Wesentlichen rohrförmiger Körper, der im vorliegenden Ausführungsbeispiel einen rechteckförmigen Querschnitt aufweist. Die Tragstrebe 9 ist aus einem faserverstärkten Kunststoffverbundmaterial ausgebildet. Als Verstärkungsfaser sind vorzugsweise steife Fasern wie z.B. Karbonfasern oder Glasfasern vorgesehen. Der Flugzeugrumpf 4 bildet an seinem Bug eine stromlinienförmige Flugzeugnase 1 1 aus. Die Tragstrebe 9 erstreckt sich nach vorne bis in die Flugzeugnase 1 1 und ist in ihrer Raumform an die Innenkontur der Flugzeugnase 1 1 angepasst. Im vorliegenden Ausführungsbeispiel ist die Tragstrebe 9 innerhalb der Flugzeugnase 1 1 konisch aufgeweitet ausgebildet.
An die Flugzeugnase 1 1 schließt sich nach hinten das Cockpit 2 an. Der Flugzeugrumpf 4 weist ein Chassis 12 auf, das im Bereich des Cockpits 2 eine Zugangsöffnung 13 aufweist. Das Chassis 12 kann als einteilige Schale ausgebildet sein. Das Chassis 12 kann zumindest im Bereich der Zugangsöffnung 13 einen Verstärkungsrahmen aufweisen. Diese Zugangsöffnung 13 besitzt eine endlos umlaufende Begrenzungskante 14, welche sich von der Flugzeugnase 1 1 auf beiden Seiten des Flugzeuges 1 nach hinten unten erstreckt, zumindest im Bereich seitlich neben der Sitze 7 unterhalb der Sitzflächen 10 verläuft und am rückwärtigen Bereich des Cockpits 2 nach oben verläuft und an der Oberseite des Flugzeugrumpfes 4 einen Bogen ausbildet.
Im vorliegenden Ausführungsbeispiel ist innerhalb eines Sitzbereiches, der sich in Längsrichtung zwischen Rücklehnen 15 des Sitzes 7 und Pedalen 16 nach vorne erstreckt, die Zugangsöffnung 13 derart tief ausgeschnitten, dass die Begrenzungskante 14 hier seitliche Einstiegskanten 18 bildet, die unterhalb des Sitzfläche 10 verlaufen. Die Pedale 16 sind an der Tragstrebe 9 befestigt. Eine Steuerverbindung (z.B. Bowdenzug oder elektrische Steuerleitung) kann in der Tragstrebe 9 von den Pedalen 16 zu einem am rückwärtigen Ende des Flugzeuges befindlichen Seiten- und/oder Höhenruder geführt sein. Im Bereich der Einstiegskanten 18 ist das Chassis im Wesentlichen nur aus einer Bodenfläche ausgebildet, die seitlich nur sehr geringfügig nach oben gezogen ist.
Die Cockpithaube 3 ist mit einem pneumatischen Schwenk-/Hubmechanismus an der Tragstrebe 9 im Bereich der Flugzeugnase 1 1 befestigt. Die Cockpithaube 3 ist vorzugsweise aus einem transparenten Kunststoff, wie z.B. Polycarbonat, ausgebildet. An der Innenseite der Cockpithaube 3 ist am Randbereich umlaufend ein Verstärkungsrahmen 19 befestigt.
Der Verstärkungsrahmen 19 ist vorzugsweise mit der Cockpithaube 3 über seine gesamte Länge mittels einer Klebeverbindung verbunden. Die Cockpithaube 3 besitzt eine umlaufende Kante, deren Form der Begrenzungskante 14 des Chassis 12 entspricht, so dass die Cockpithaube 3 im abgesenkten Zustand das Cockpit 2 umlaufend bündig verschließt. Vorzugsweise sind an der Begrenzungskante 14 des Chassis 12 bzw. an der umlaufenden Kante der Cockpithaube 3 entsprechende Dichtelemente vorgesehen.
Benachbart zu den Endbereichen der Einstiegskanten 18 des Chassis 12 sind jeweils Verriegelungsschlösser 20 angeordnet. An der Cockpithaube 3 sind korrespondierende Verriegelungszapfen 21 an den korrespondierenden Stellen vorgesehen, so dass sie bei abgesenkter Cockpithaube 3 jeweils in eines der Verriegelungsschlösser 20 eingreifen. Die Verriegelungszapfen 21 sind am Verstärkungsrahmen 19 der Cockpithaube 3 befestigt. Der Verstärkungsrahmen 19 weist zwei Längsstreben 22 auf, die sich jeweils zwischen den beiden Verriegelungszapfen 21 auf einer Seite des Flugzeuges 1 erstrecken und integral mit dem übrigen Verstärkungsrahmen 19 ausgebildet sind. In einer alternativen Ausführungsform kann der Verstärkungsrahmen 19 mit der Cockpithaube 3 zumindest im Bereich der Verriegelungszapfen 21 sowie im Bereich des Schwenk-/Hubmechanismus 23 beispielsweise punktförmig mit der Cockpithaube 3 verbunden sein. Eine derartige punktförmige Verbindung kann beispielsweise mittels Schrauben oder Nieten oder ähnlichen Befestigungsmitteln, die ein punktförmiges Verbinden ermöglichen, ausgeführt sein.
Die Verriegelungszapfen 21 weisen einen Einschnitt auf, der im geschlossenen Zustand der Cockpithaube 3 von dem jeweiligen Verriegelungsschloss 20 derart hintergriffen wird, dass Zug- und Schubmomente zwischen der Cockpithaube 3 und dem Chassis 12 im Bereich des Cockpits 2 übertragen werden. Hierdurch bildet das Chassis 12 und die Cockpithaube 3 im geschlossenen Zustand eine mechanische Einheit, welche Torsions- und Biegekräfte aufnehmen kann. Die zusätzliche Fixierung am Schwenk-/Hubmechanismus 23 der Cockpithaube 3 bewirkt, dass ein wesentlicher Teil der auf die Cockpithaube 3 ausgeübten Momente direkt in die Tragstrebe 9 eingeleitet wird, ohne dass hierdurch das Chassis 12 belastet wird.
Die Verriegelungsschlösser 20 sind vorzugsweise zentral betätigbar. Die Betätigung der Verriegelungsschlösser kann über einen Bowden-Zug oder über elektromechanische Stellglieder erfolgen. Die Verriegelungsschlösser 20 können auch pneumatisch oder hydraulisch betätigbar sein.
Im Bereich der Flugzeugnase 1 1 ist die Tragstrebe 9 an der Unterseite offen, wobei ein Bugfahrwerk 24 schwenkbar in der Tragstrebe 9 gelagert ist. Das Bugfahrwerk 24 weist ein Bugrad 25 auf, das im eingefahrenen Zustand in den konisch aufgeweiteten Bereich der Tragstrebe 9 aufgenommen wird.
An der Tragstrebe 9 ist im Bereich des Cockpits eine Instrumenteneinrichtung 31 befestigt, welche auch als Instrumentenpilz bezeichnet wird. Die Instrumenteneinrichtung umfasst alle notwendigen Instrumente und kann eine oder einen Teil einer Steuerelektronik aufweisen.
Zwei Steurknüppel sind an der Tragstrebe 9 im Bereich des Cockpits angeordnet. Eine Steuermechanik zu Rudern des Flugzeuges ist durch einen Abschnitt der Tragstrebe 9 geführt.
Am Bereich der Tragstrebe 9 hinter dem Cockpit 2, der im Folgenden als Rumpfabschnitt 27 der Tragstrebe 9 bezeichnet wird, ist ein Hauptfahrwerk an der Tragstrebe 9 schwenkbar befestigt. Zudem ist ein Fahrwerkstür-Mechanismus mit einer entsprechenden Fahrwerksklappe (nicht dargestellt) an der Tragstrebe 9 schwenkbar befestigt. Hierdurch ist es möglich, die Fahrwerksklappe großflächig auszubilden. Dadurch, dass die beim Schwenken des Fahrwerkes bzw. der Fahrwerksklappe erzeugten Kräfte direkt auf die Tragstrebe 9 übertragen werden, muss das Chassis 12 selbst diese Kräfte nicht aufnehmen und kann dünnwandig ausgebildet sein.
Weiterhin sind an diesem Rumpfabschnitt 27 die Flügel 5 bzw. Tragflächen 5 mittels eines Tragflächenholms 28 befestigt.
Im vorliegenden Ausführungsbeispiel erstreckt sich die Tragstrebe 9 von der Flugzeugnase 1 1 bis in den Bereich zwischen den beiden Tragflächen 5. Die Tragstrebe 9 kann sich auch ein Stück weiter nach hinten erstrecken oder sich über fast die gesamte Länge des Flugzeuges 1 vom Bug bis zum Heck erstrecken. Mit der Tragstrebe 9 werden bevorzugt der wesentliche Teil der Momente, die auf das Flugzeug 1 wirken, sei es vermittels der Tragflächen 5, der Fahrwerke 25, 26 oder vermittels des Chassis 12 aufgenommen. Auch sind die Sitze 7 vorzugsweise an der Tragstrebe 9 befestigt. Hierdurch hat das Chassis 12 selbst keine tragende Funktion. Dies bewirkt folgende Vorteile: - Die Zugangsöffnung 13 kann tief nach unten ausgeschnitten sein, so dass ein einfacher Ein- und Ausstieg aus dem Flugzeug möglich ist.
Das Chassis 12 kann dünnwandig ausgebildet sein, da die wesentlichen Kräfte von der Tragstrebe 9 aufgenommen werden. Das Chassis kann beispielsweise aus einem dünnen faserverstärkten Kunststoffmaterial, insbesondere karbonfaserverstärkten
Kunststoffmaterial, ausgebildet sein.
Da die Zugangsöffnung 13 tief nach unten ausgeschnitten ist, erstreckt sich die transparente Cockpithaube 3 entsprechend weit nach unten und gibt die Sicht nach seitlich unten frei. Dies ist besonders beim Landen des Flugzeuges von Vorteil.
Auch die spezielle Ausbildung des Verstärkungsrahmens 19 und der Verriegelungseinrichtung 20, 21 trägt dazu bei, dass die Zugangsöffnung 13 weit nach unten ausgeschnitten werden kann und die Cockpithaube 3 und das Chassis 12 im geschlossenen Zustand eine torsionssteife Einheit bildet.
Figur 4 und 5 zeigen ein zweites Ausführungsbeispiel, das im Wesentlichen dem ersten Ausführungsbeispiel entspricht, weshalb gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet sind und nicht nochmals erläutert werden. Das zweite Ausführungsbeispiel unterscheidet sich vom ersten Ausführungsbeispiel dadurch, dass der Verstärkungsrahmen 19 alleine durch die Längsstreben 22 ausgebildet ist, die auf die Innenseite der Cockpithaube 3 geklebt sind. Im Chassis 12 sind entsprechende Verstärkungsrippen 29 angeordnet, die jeweils mittels einer Verriegelungseinrichtung bestehend aus einem Verriegelungsschloss 20 und einem Verriegelungszapfen 21 mit dem Längsstreben 22 im geschlossenen Zustand der Cockpithaube 3 verbunden sind und so die Momente über die Verstärkungsrippen 29 auf einen großen Bereich des Chassis 12 übertragen. Das Flugzeug 1 ist als Strahlflugzeug mit einem im Flugzeugrumpf 4 befindlichen Schubpropellerantrieb bzw. Turbopropantrieb 30 ausgebildet. Anstelle des Schubpropellerantriebs 30 können auch ein oder mehrere Düsenantriebe vorgesehen sein. Figur 5 zeigt das Flugzeug mit eingefahrenem Bugrad 25 und eingefahrenem Hauptfahrwerk 26, wobei die Räder des Hauptfahrwerkes 26 seitlich neben der Tragstrebe 9 im Flugzeugrumpf 4 angeordnet sind.
Ein Flugzeug mit der oben erläuterten Cockpitstruktur kann sowohl als Segelflieger, als auch als Motorflugzeug ausgebildet sein. Ein Triebwerk ist vorzugsweise an der Tragstrebe 9 befestigt. Insbesondere kann das mit einem Schubpropellerantrieb bzw. Turbopropantrieb oder Impeller oder einem Strahltriebwerk (Jet) versehen sein, welche an der Tragstrebe befestigt sind. Das Vorsehen der Tragstrebe 9 erlaubt eine sehr leichte Ausgestaltung des Flugzeuges, so dass das Flugzeug insgesamt weniger als 450 kg, insbesondere 472,5 kg wiegt.
Die Tragstrebe 9 stellt die zentrale, tragende Komponente des Flugzeuges dar, an welchem viele Funktionseinheiten befestigt sind. Dies erlaubt die Produktion von Flugzeugen mit unterschiedlichsten Design, wobei die Tragstrebe 9 mit den je nach Flugzeug vorzusehenden Funktionseinheiten bestückt wird. Hierdurch vereinfacht sich die Produktion der Flugzeuge und die einzelnen Funktionseinheiten können in unterschiedlichen Flugzeugen verwendet werden, wodurch sie wiederum in größerer Stückzahl produziert werden können. Die Tragstrebe 9 erstreckt sich zumindest durch das Cockpit 2, vorzugsweise bis in den Rumpf hinter dem Cockpit 2 und insbesondere bis zum Heck des Flugzeuges.
Bezugszeichenliste
1 Flugzeug
2 Cockpit
3 Cockpithaube
4 Flugzeugrumpf
5 Tragfläche
6 Leitwerk
7 Sitz
8 Flugrichtung
9 Tragstrebe
10 Sitzfläche
1 1 Flugzeugnase
12 Chassis
13 Zugangsöffnung
14 Begrenzungskante
15 Rücklehne
16 Pedal
17 Sitzbereich
18 Einstiegskante
19 Verstärkungsrahmen
20 Riegelschloss
21 Verriegelungszapfen
22 Längsstrebe
23 Schwenk-/Hubmechanismus
24 Bugfahrwerk
25 Bugrad
26 Hauptfahrwerk
27 Rumpfabschnitt
28 Tragflächenholm
29 Verstärkungsrippe
30 Schubpropellerantrieb
31 Instrumenteneinrichtung

Claims

Patentansprüche 1 . Flugzeug, umfassend
- ein Cockpit (2) mit zumindest zwei Sitzen (7), welche quer zur Flugrichtung (8) seitlich nebeneinander angeordnet sind,
- eine nach oben schwenkbare Cockpithaube (3), welche im nach oben geschwenkten Zustand eine Zugangsöffnung (13) in das Cockpit (2) freigibt, und
- eine Tragstrebe (9), welche sich in Längsrichtung des Cockpits (2) erstreckt, wobei die Tragstrebe (9) zwischen den beiden Sitzen (7) angeordnet ist.
2. Flugzeug nach Anspruch 1 ,
dadurch gekennzeichnet,
dass am vorderen Endbereich der Tragstrebe (9) ein Schwenkmechanismus (23) zum Schwenken der Cockpithaube (3) und/oder ein Bugfahrwerk (24) befestigt ist.
3. Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet
dass an der Tragstrebe (9) eine Funktionseinheit oder mehrere der folgenden
Funktionseinheiten befestigt ist/sind:
- Pedal (16)
- Steuerknüppel
- Instrumenteneinrichtung (31 )
- Sitz (7)
- Triebwerk
4. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet,
dass die Tragstrebe (9) einen Rumpfabschnitt (27) aufweist, der sich in einen Rumpfbereich erstreckt, wobei sich der Rumpfbereich in Flugrichtung hinter dem Cockpit (2) befindet, und ein Hauptfahrwerk (26) und/oder ein Tragflächenholm (28) am Rumpfabschnitt (27) der Tragstrebe (9) befestigt ist.
5. Flugzeug nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,
dass am Rumpfabschnitt (27) der Tragstrebe (9) das Hauptfahrwerk (26) befestigt ist, und ein Fahrwerkstür-Mechanismus an dem Rumpfabschnitt (27) der Tragstrebe (9) befestigt ist.
6. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet,
dass die beiden Sitze (7) eine Sitzfläche (10) aufweisen und sich die Tragstrebe (9) in einen Bereich oberhalb der Sitzflächen (10) erstreckt.
7. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Tragstrebe (9) rohrförmig ausgebildet ist.
8. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Tragstrebe (9) aus faserverstärktem Kunststoff ausgebildet ist.
9. Flugzeug, insbesondere nach einem der Ansprüche 1 bis 8, umfassend
ein Cockpit (2) mit einem Cockpitchassis (12) und einer nach oben schwenkbaren Cockpithaube (3), welche im nach oben geschwenkten Zustand eine Zugangsöffnung (13) in das Cockpit (2) freigibt,
wobei die Cockpithaube (3) aus einem transparenten Material ausgebildet ist und einen Verstärkungsrahmen (19, 22) aufweist, und im nach unten geschwenkten Zustand das Cockpit (2) schließt, wobei zumindest zwei Verriegelungseinrichtungen (20, 21 ) zwischen dem Verstärkungsrahmen (19, 22) der Cockpithaube (3) und dem Cockpitchassis (12) vorgesehen sind, welche derart ausgebildet sind, dass sie im geschlossenen Zustand Zug- und Schubmomente übertragen.
10. Flugzeug nach Anspruch 9,
dadurch gekennzeichnet,
dass die beiden Verriegelungseinrichtungen (20, 21 ) bzgl. einer vertikalen Längsebene des Flugzeuges (1 ) symmetrisch angeordnet sind.
1 1. Flugzeug nach Anspruch 9 oder 10,
dadurch gekennzeichnet,
dass zumindest vier und vorzugsweise zumindest sechs und insbesondere zumindest acht Verriegelungseinrichtungen (20, 21 ) zwischen der Cockpithaube (3) und dem Cockpitchassis (12) vorgesehen sind.
12. Flugzeug nach einem der Ansprüche 9 bis 1 1 ,
dadurch gekennzeichnet
dass der Verstärkungsrahmen (19) zwei Längsstreben (22) aufweist, wobei vorzugsweise benachbart zu den Enden der Längsstreben jeweils eine der Verriegelungseinrichtungen (20, 21 ) zwischen der Cockpithaube (3) und dem Cockpitchassis (12) vorgesehen sind.
13. Flugzeug nach einem der Ansprüche 9 bis 12,
dadurch gekennzeichnet,
dass das Cockpit (2) zumindest einen Sitz (7) mit einer Sitzfläche (10) aufweist und das Chassis (12) im Bereich benachbart zu dem Sitz (7) auf beiden Seiten des Flugzeuges (1 ) eine Einstiegskante (18) aufweist, die unterhalb einer horizontalen Ebene verläuft, die maximal 10 cm über dem höchsten Punkt der Sitzfläche (10) angeordnet ist, und
die Cockpithaube (3) zwei zu den Einstiegskanten komplementäre etwa in Längsrichtung des Flugzeuges (1 ) verlaufende untere Begrenzungskanten aufweist.
14. Flugzeug nach Anspruch 13,
dadurch gekennzeichnet,
dass zumindest vier Verriegelungseinrichtungen (20, 21 ) zwischen dem Verstärkungsrahmen (19, 22) der Cockpithaube (3) und dem Cockpitchassis (12) vorgesehen sind, wobei jeweils eine der vier Verriegelungseinrichtungen (19, 22) benachbart zu einem Endbereich der Einstiegskanten (18) angeordnet sind.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021108669A1 (en) * 2017-05-13 2021-06-03 Bruno Mombrinie Stol aircraft

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR965637A (de) * 1950-09-16
DE7232003U (de) 1972-08-30 1972-12-14 Wilden H Rumpfvorderteil für flugzeuge
DE2814586A1 (de) * 1978-04-05 1979-10-18 Stemme Reiner Dr Phys Antriebseinrichtung fuer flugzeuge
FR2578805A1 (fr) * 1985-03-13 1986-09-19 Mingant Guy Perfectionnement au fuselage des aeronefs legers.
DE3538483A1 (de) * 1985-10-25 1987-04-30 Wolf Hoffmann Flugzeugbau Kg Flugzeug in kunststoffbauweise
DE3741859A1 (de) 1987-12-10 1989-06-22 Klotz Willi Flugzeughaube, ohne spalt zwischen rumpfbug und cockpitscheibe, mit abdichtmechanismus zur verringerung des rumpfwiderstandes, oeffnen und notabwurf der haube mit 1-hand-1-hebel-bedienung
WO2004094228A1 (de) * 2003-04-22 2004-11-04 Light Wing Ag Leichtflugzeug der ultralight-klasse und sport plane category
DE102008044461A1 (de) 2008-08-25 2010-03-18 Modular Flying Concepts Gmbh Konstruktionsprinzip und Verfahren zum Aufbau von Klein-Luftfahrzeugen
WO2011002309A1 (en) 2009-06-30 2011-01-06 Blue Sky Ventures Flying, gliding and/or airdrop craft

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR965637A (de) * 1950-09-16
DE7232003U (de) 1972-08-30 1972-12-14 Wilden H Rumpfvorderteil für flugzeuge
DE2814586A1 (de) * 1978-04-05 1979-10-18 Stemme Reiner Dr Phys Antriebseinrichtung fuer flugzeuge
FR2578805A1 (fr) * 1985-03-13 1986-09-19 Mingant Guy Perfectionnement au fuselage des aeronefs legers.
DE3538483A1 (de) * 1985-10-25 1987-04-30 Wolf Hoffmann Flugzeugbau Kg Flugzeug in kunststoffbauweise
DE3741859A1 (de) 1987-12-10 1989-06-22 Klotz Willi Flugzeughaube, ohne spalt zwischen rumpfbug und cockpitscheibe, mit abdichtmechanismus zur verringerung des rumpfwiderstandes, oeffnen und notabwurf der haube mit 1-hand-1-hebel-bedienung
WO2004094228A1 (de) * 2003-04-22 2004-11-04 Light Wing Ag Leichtflugzeug der ultralight-klasse und sport plane category
DE102008044461A1 (de) 2008-08-25 2010-03-18 Modular Flying Concepts Gmbh Konstruktionsprinzip und Verfahren zum Aufbau von Klein-Luftfahrzeugen
WO2011002309A1 (en) 2009-06-30 2011-01-06 Blue Sky Ventures Flying, gliding and/or airdrop craft

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021108669A1 (en) * 2017-05-13 2021-06-03 Bruno Mombrinie Stol aircraft

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