WO2021160439A1 - Flugschrauber - Google Patents
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Classifications
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-
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Definitions
- the invention relates to an aircraft which is designed as a Flugschrau over.
- Flight helicopter (English gyrodyne) is the name for a vertical take-off and landing hybrid aircraft that combines structural elements of gyroscopes and helicopters.
- a powered rotor is used to generate lift for take-off and hovering.
- the level flight takes place in the same way as the gyroplane with a non-driven rotor in the auto-rotation.
- Due to the lack of need to drive the rotor in level flight gyroscopes have a lower energy requirement than helicopters. Due to this advantageous combination of properties (vertical take-off and landing, low energy requirement in level flight), aircraft helicopters are particularly well suited to counteracting an impending traffic infarction in urban areas that will continue to grow in the future.
- US 2018/0208305 Al also discloses an aircraft for urban transport tasks. With this concept, take-off and landing are the same as with a multicopter. In level flight, the lift is generated by wings. As with the gyroplane, this results in a lower energy requirement. This advantage comes at the price of having to swivel the rotors so that they can act as propellers in level flight. In order to enable the rotors to pivot, a correspondingly complex mechanism is neces sary. This increases the weight of the aircraft. If it is not possible to swivel the rotors with sufficient uniformity during the transition from hovering to level flight, the aircraft threatens to crash.
- DE 102016 206 551 A1 discloses an aircraft with a cell for receiving a drive device, with a Rotoranord voltage, which is received on a rotor axis, wherein the Ro gate axis is movably connected to the cell, with a propulsion device which has at least one drive propeller, wherein the cell is assigned at least two wheels and wherein the rotor assembly comprises two rotor blade assemblies, each having at least two rotor blades, a first rotor blade assembly is coupled to a first rotor and a second rotor blade assembly is coupled to a second rotor and both rotor blades are rotatably coaxial with each other are mounted on the rotor axis and form an electric motor.
- This aircraft is a helicopter.
- the object of the invention is to develop the basic concept
- the aircraft comprises a cell which is designed to accommodate several electrical drive devices and which is traversed by a through-channel, as well as with a first electric motor, which comprises a motor housing and a drive shaft rotatably mounted in the motor housing and which is at least partially arranged in the through-channel, wherein the drive shaft or the motor housing is connected to a rotor arrangement arranged outside the through-channel, and wherein the motor housing or the drive shaft is connected to an impeller arranged in the through-channel, and the motor housing and the drive shaft are rotatably mounted on the cell, thus resetting torque-free drive system results.
- a first electric motor which comprises a motor housing and a drive shaft rotatably mounted in the motor housing and which is at least partially arranged in the through-channel, wherein the drive shaft or the motor housing is connected to a rotor arrangement arranged outside the through-channel, and wherein the motor housing or the drive shaft is connected to an impeller arranged in the through-channel, and the motor housing and the drive shaft are rotat
- the rotor arrangement comprises at least two rotor blades arranged symmetrically to an axis of rotation.
- the impeller preferably comprises a plurality of blades arranged at the same angular spacing around an axis of rotation.
- the rotor assembly is connected to the housing of the first electric motor.
- the impeller is coupled to the drive shaft of the electric motor.
- the rotor arrangement with the connection Drive shaft is coupled, while the impeller is coupled to the Mo gate housing.
- the design of the rotor-impeller assembly with the first electric motor makes it possible to operate the rotor assemblies and the impeller in different operating states.
- a first operating state which can also be referred to as the passive operating state
- the rotor arrangement is freely rotatable with respect to the drive shaft, also known as the electric motor axis, and freely rotatable with respect to the impeller.
- the impeller is also freely rotatable with respect to the Ro gate arrangement.
- This first operating state thus corresponds to an auto-rotation state in which the rotor arrangement is operated in the same way as in a gyrocopter.
- a second operating state which can also be referred to as the active operating state
- the rotor-impeller arrangement is still freely rotatable with respect to the electric motor axis, but electrical energy is supplied, for example via sliding contacts, to the housing of the electric motor, which is generated by this energy supply can enter into magnetic interaction with the electric motor shaft and thus causes a torque transmission to the rotor-impeller assembly. Since the rotor-impeller arrangement do not have any torque support on the electric motor axis, opposing rotational movements are set for the rotor-impeller arrangement.
- a lift force resulting upward in the vertical direction can be brought about, with the aid of which a total lift force acting on the aircraft is generated.
- the energy supply to the rotor-impeller arrangement leads to a rotary movement of the two rotor-impeller arrangement, through which one exclusively Lifting force caused by the rotor-impeller arrangement acts on the aircraft, which is greater than the weight of the aircraft, so that the aircraft can lift off the ground in the vertical direction without further measures.
- the first electric motor of the rotor impeller arrangement is preferably designed in such a way that it is torque-free without a supply of electrical energy, so that free mobility of the rotor impeller arrangement is ensured in the absence of a supply of electrical energy.
- At least one joint device is formed between the drive shaft or the motor housing and the rotor assembly and that the rotor assembly is pivotable in at least one spatial direction that is oriented transversely to a rotational axis determined by the first electric motor Cell is recorded.
- a freewheel is arranged between the drive shaft and the rotor arrangement or between the motor housing and the rotor arrangement.
- a gear with a fixed transmission ratio is arranged between the drive shaft and the rotor arrangement or between the motor housing and the rotor arrangement.
- the drive device comprises an energy converter from the group: internal combustion engine with generator, gas turbine with generator, fuel cell and / or an energy store from the group: accumulator, capacitor.
- the cell is assigned a propulsion device which comprises at least one second electric motor which is provided with at least one drive propeller, the second electric motor being fixed to the cell with a second motor housing and with the drive propeller being one is assigned rotatably mounted on the motor housing second drive shaft, with a rotational axis of the second drive shaft is aligned transversely to an axis of rotation determined by the first electric motor.
- the propulsion device comprises more than one second electric motor and that the axes of rotation of the second drive shafts are aligned parallel to one another and are arranged at a predeterminable distance from the axis of rotation determined by the first electric motor.
- the first electric motor and the at least one second electric motor are electrically connected to a control device which is designed for a direction-dependent control of the at least one second electric motor and / or for a drive-dependent control of the first electric motor forms is.
- the drive device of the Fluggerä tes includes an energy converter, in particular a thermodynamic cycle generator combination, fuel cell and / or an energy store, in particular an accumulator.
- the task of the energy converter is to convert an energy content of a liquid or gaseous fuel, in particular a hydrocarbon or alcohol, at least partially into electrical energy, with the help of which the rotor-impeller arrangement can be supplied with energy.
- the energy converter is provided to provide drive energy to a propulsion device in the form of electrical energy.
- the energy generator can be supplemented with an energy store, which is designed either to exclusively supply the two rotor-impeller arrangement and the propulsion device with electrical energy, or for short-term intermediate storage of electrical energy serves to buffer power peaks during the operation of the aircraft.
- an energy store can in particular be designed as a capacitor arrangement and / or accumulator.
- the propulsion device has two drive propellers, the propeller axes of which are each arranged laterally spaced from the rotor-impeller arrangement axis, an electric motor being assigned to each of the drive propellers and / or that the propeller axes of the drive propellers are aligned parallel to one another are.
- the drive propellers are designed to generate propulsion with counter-rotating rotation and when the electric motors assigned to the drive propellers are also controlled for such a counter-rotation of the drive propellers.
- the propeller axes of the drive propellers are aligned parallel to one another in order to be able to provide only one propulsion with identical power supply for both electric motors and opposite rotation of the drive propellers, which is along the propeller axes and preferably along a longitudinal axis for the Aircraft is aligned.
- the second operating state which can also be referred to as the active operating state, in which the aircraft is operated like a helicopter
- rotations about the vertical axis can take place in that the drive propellers are controlled in opposite directions.
- the first operating state which is also referred to as the passive operating state, in which the aircraft is operated like a gyroplane
- the aircraft is assisted in turning. This means that the rudder, which is otherwise necessary, can be omitted, or at least reduced in size.
- electric motors of the propulsion device are electrically connected to a control device which is designed for a direction-dependent control of the electric motors and / or for a lift-dependent control of the rotor impeller arrangement.
- the control device can be provided for direct operation by a pilot who is in the cell during flight operations for the aircraft.
- the control device can be designed for controlling the aircraft.
- the control device is designed in such a way that it can influence a flight direction of the aircraft by providing different amounts of energy to the two electric motors of the propulsion device.
- the control device can also influence the provision of electrical energy to the rotor-impeller arrangement and thus the provided lift.
- control device comprises at least one adjustable electrical output stage, with the aid of which control or regulation of at least one energy flow to the electrical consumer or consumers connected can be effected.
- the rotor-impeller arrangement can be designed in such a way that, in combination with the drive device, a drive sufficient for flight operations can be produced.
- An example is the drove sufficiently at least during active operation with energy supply to the rotor-impeller arrangement, preferably also during passive operation without energy supply to the rotor device, so that additional buoyancy devices such as wings are not absolutely necessary.
- the cell is provided with at least one support surface.
- the task of the wing is to provide lift forces if the aircraft is moved in a direction in which there is an aerodynamically sensible flow onto the wing.
- the at least one wing is arranged on the airframe in such a way that it can provide the desired lift forces when the aircraft moves in the longitudinal direction. If part of the lift is generated with a wing, the diameter of the rotor arrangement can be reduced, since it no longer has to provide the entire lift in autorotation mode. This reduces the air resistance of the aircraft.
- front wings are arranged on a front end region of the cell and rear wings are arranged on a rear end region of the cell.
- the front wings are arranged in a horizontal plane which lies in the vertical direction in front of the center of gravity of the aircraft.
- the rear wings are vorzugswei se arranged in a horizontal plane which is in the vertical direction behind the center of gravity of the aircraft.
- a so-called duck wing arrangement is created, in which the front, possibly also as elevators, the nenden wings also generate lift.
- FIG. 1 shows a plan view of an aircraft with a centrally arranged cell, wings arranged at a front end region, wings arranged richly at a rear end region and drive motors assigned to the rear wings,
- Figure 2 is a side view of the aircraft according to the figure
- FIG. 3 a front view of the aircraft according to FIG. 1, and
- FIG. 4 shows a side view of the aircraft according to FIG. 1 in partial section with a schematic representation of the rotor-impeller arrangement.
- Figure 5 is a detailed view of Figure 4 with a schematic representation of a gear and a freewheel.
- the aircraft 1 is to be approved as an aircraft in accordance with international regulations, in particular the national regulations currently applicable for the USA, China, Germany and France.
- the aircraft 1 shown in FIGS. 1 to 5 is provided, for example, for the transport of a maximum of two people who can be accommodated in a passenger compartment (not shown in detail) that is formed in a cell 2 of the aircraft 1.
- the cell 2 is made of a carbon fiber composite material and has a front panel 14 made of transparent plastic material on a front, rounded end area 3, behind which two seats, not shown, for a pilot and a passenger or for two pilots are arranged are.
- front support surfaces 7 arranged in mirror image to the longitudinal axis 4 are formed, which have a profiling shown in more detail in FIG.
- the front wings 7 can be pivoted synchronously in a manner not shown relative to the cell 2 about a pivot axis 8 aligned horizontally according to the representations of FIG. 1 in order to serve as an elevator.
- this function as an elevator is by no means mandatory for flight operations, so that the front wings 7 can also be rigidly fixed to the cell 2, since the elevator function is also provided by the rotor arrangement 35, the two
- Control rods 33 and 34 and the tilt head 37 can be ensured.
- a turning of the tilting head 37 about the tilting axis 25, a pivoting movement about the longitudinal axis 4 can also take place, whereby the transverse rudder function of the aircraft 1 results.
- the arrangement described is called the tilt head control and is common with gyroscopes.
- rear wing surfaces 10 are arranged in a mirror-inverted manner to the longitudinal axis 4, which also have a profile analogous to the front wing surfaces 7. Since the rear wing 10 are each equipped at the end with at right angles protruding winglets 27 (winglets), the profiling of the wing 10 is not clearly visible.
- the wing end disks 27 (winglets) serve to stabilize the aircraft around the longitudinal axis. It is provided that the two wing end disks 27 (winglets) have rudders 13 which can be pivoted about the vertical pivot axis 5. The side rudder function can be supported by the uneven operation of the drive motors 12.
- a drive propeller 11 is arranged at the same distance from the longitudinal axis 4, which is designed purely by way of example as a two-bladed propeller.
- Both drive propellers 11 are, for example, fixed in a non-rotatable manner in a common propeller plane, not shown in detail, with drive shafts of electric motors 12 not shown in detail.
- the drive shafts of the electric motors 12, also referred to as second electric motors are in turn each rotatably mounted on a rotor, not shown in detail, of the respective electric motor 12, which in turn is accommodated in the respective rear wing 10.
- the drive shafts, not shown, of the electromotoren 12 determine for the drive propeller 11, respectively Propeller axles 15 aligned purely as an example parallel to the longitudinal axis 4 .
- a rotor axis 30 is pivotably arranged on an upper side of the cell 2, it being provided by way of example that the rotor axis 30 is received by the tilting head 37 on the cell 2 and can thus perform pivoting movements about the longitudinal axis 4 shown in FIG. 1 and FIG .
- this pivoting movement corresponds to the aileron function in the aircraft 1.
- the tilting head 37 enables a rotary movement about the pivot point 28 of the tilt axis 25.
- this rotary movement corresponds to the elevator function in the aircraft 1.
- the control rods 33 and 34 are provided, which can for example be in direct mechanical coupling with a control device for the pilot.
- the pilot operates a control stick (not shown) during flight operation of the aircraft 1, which, for example, ensures the alignment of the rotor axis 30 via linkages (not shown in detail) with the control rods 33 and 34.
- a rotor arrangement 35 which has two rotor blades 36, for example, is arranged on the rotor axis 30. As can be seen from the illustration in FIG. 4, the rotor arrangement 35 is coupled to the rotor shaft 38 and can be driven via this during the helicopter operation. It is further provided that the rotor shaft 38 consists of an upper shaft part 39 and a lower shaft part 40, which with a length compensation piece 41 are non-rotatably connected. The length compensation piece 41 compensates for changes in length which are caused by the control movements of the tilting head 37. At the upper and lower end of the rotor shaft 38, two joints 42, 43 are arranged which are necessary to ensure the torque transmission from the rotor shaft 38 to the rotor arrangement 35 when the tilting head 37 rotates and swivels.
- the swivel joint 24 shown in FIG. 4 serves to equalize the lift of the rotor arrangement 35 in horizontal flight and is common in gyroplanes.
- the different approach velocities that result from the rotating system in superposition with the Flugge speed partially compensated for by pivoting the two rotor blades 36 in the same direction.
- the rest of the compensation for the asymmetrical drive on the rotor assembly 35 in horizontal flight is done by slightly pivoting the tilting head about its longitudinal axis 4.
- This relatively simple arrangement means that the technically complex cyclic blade adjustment required for helicopters can be dispensed with in the gyrocopter.
- the joint 43 is rotatably connected to the motor housing extension 44, which contains slip rings, not shown in detail.
- the rotor drive motor 46 With the help of these slip rings and the sliding contacts 32 (U, V, W) connected to the cell 2, the rotor drive motor 46, which is arranged in a through channel 60 extending in the vertical direction as shown in FIGS Energy supplied.
- the rotor drive motor 46 also referred to as the first electric motor, however, other electric motor types such as AC or DC motors are possible.
- the motor housing extension 44 and the motor housing 45 form a unit which can rotate freely about the motor axis 47 shown in FIG. This rotary movement is made possible by the bearing points 48 and 49 connected to the cell 2, as well as the two motor bearings 50 and 51.
- a stator winding 52 which is connected to electrical via slip rings and lines not shown in detail
- a gear 57 with a fixed transmission ratio.
- a planetary gear could be used.
- Ge gearboxes with a fixed ratio conceivable.
- a freewheel 56 is necessary, depending on which type of motor is used in the rotor drive motor 46. This applies, for example, to a permanently excited synchronous motor (PSM). Such motors have a cogging torque which would have a disruptive effect in auto-rotation operation.
- PSM permanently excited synchronous motor
- the freewheel 56 is also arranged schematically in FIG.
- a freewheel 56 brings an additional gain in safety. Even with a blocked rotor drive motor 46, the flight could continue in auto-rotation mode.
- Aircraft 1 results and causes the aircraft 1 to lift off the ground, so that the aircraft 1 can be operated as a vertical take-off in the manner of a helicopter.
- the electric motors 12 can be caused.
- the landing process preferably also takes place in the manner of a helicopter, in which the speed of the rotor drive motor 46 is reduced accordingly.
- the desired landing point is reached by appropriate control movements on the tilting head 37 and actuation of the drive motors 12.
- Landing in autorotation is also possible, analogous to a gyroplane.
- the rotor drive motor 46 is not operated, the rotor assembly 35 generates the necessary lift through its air flow. Landings of this type require a short landing distance. This is over about an order of magnitude smaller than that of an airplane with wings.
- This property makes the aircraft 1 particularly safe, since it can land with little space requirement even in the event of a total failure of the entire drive system. Such a property is particularly desirable in an urban environment.
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Abstract
Die Erfindung betrifft Fluggerät mit einer Zelle (2), die zur Aufnahme mehrerer elektrischer Antriebseinrichtungen (12, 46) ausgebildet ist und die von einem Durchgangskanal (60) durchsetzt ist, sowie mit einem ersten Elektromotor (46), der ein Motorgehäuse (45) und eine drehbar im Motorgehäuse (45) gelagerte Antriebswelle (54) umfasst und der zumindest bereichsweise im Durchgangskanal (60) angeordnet ist, wobei die Antriebswelle (54) oder das Motorgehäuse (45) mit einer außerhalb des Durchgangskanals (60) angeordneten Rotoranordnung (35) verbunden ist und wobei das Motorgehäuse (45) oder die Antriebswelle (54) mit einem im Durchgangskanal (60) angeordneten Impeller (55) verbunden ist und wobei das Motorgehäuse (45) und die Antriebswelle (54) drehbar an der Zelle (2) gelagert sind, womit sich ein rückstellmomentfreies Antriebssystem ergibt.
Description
FLUGSCHRAUBER
Die Erfindung betrifft ein Fluggerät, welches als Flugschrau ber ausgeführt ist. Flugschrauber (englisch gyrodyne) ist die Bezeichnung für ein senkrecht Start- und landefähiges hybri- des Fluggerät, das konstruktive Elemente von Tragschraubern und Hubschraubern kombiniert. Für den Start und Schwebeflug wird, wie beim Hubschrauber, ein angetriebener Rotor zur Auf triebserzeugung eingesetzt. Der Horizontalflug erfolgt analog zum Tragschrauber mit einem sich in der Autorotation befind- liehen, nicht angetriebenen Rotor. Durch die fehlende Notwen digkeit den Rotor im Horizontalflug anzutreiben, haben Trag schrauber im Vergleich zu Hubschraubern hierbei einen gerin geren Energiebedarf. Durch diese vorteilhafte Kombination von Eigenschaften (senkrecht Starten und Landen, niedriger Ener- giebedarf im Horizontalflug) sind Flugschrauber besonders gut geeignet, um in zukünftig immer größer werdenden urbanen Bal lungsräumen einem drohenden Verkehrsinfarkt entgegenzuwirken.
Aus dem Stand der Technik ist die Offenlegungsschrift W02019020168A1 bekannt. Hier wird ein Multicopter zur Erfül- lung von urbanen Transportaufgaben beschrieben. Multicopter haben wie auch Hubschrauber den Nachteil, dass für den Hori zontalflug Energie für den Antrieb der Rotoren / des Rotors zur Auftriebserzeugung benötigt wird.
Bei dem in WO 2019/020168 Al beschriebenen Multicopter wird eine bevorzugte Entfernung zwischen zwei Landeplätzen von 25km beansprucht. Dieser Anspruch veranschaulicht sehr deut lich das Energieproblem eines Multicopterkonzeptes. In einem Ballungsraum wie Los Angeles, mit einer Nord-Südausdehnung von etwa 150km, müsste der Multicopter fünfmal zwischenlanden um von einer Ballungsraumgrenze zur anderen zu kommen.
US 2018/0208305 Al legt ebenfalls ein Fluggerät für urbane Transportaufgaben offen. Bei diesem Konzept erfolgen Start und Landung wie beim Multicopter. Im Horizontalflug wird der Auftrieb durch Tragflächen erzeugt. Hierdurch ergibt sich wie beim Tragschrauber ein geringerer Energiebedarf. Dieser Vor teil wird durch die Notwendigkeit erkauft, die Rotoren schwenken zu müssen, damit diese im Horizontalflug als Pro- peller wirken können. Um das Schwenken der Rotoren zu ermög lichen ist ein entsprechend aufwendiger Mechanismus notwen dig. Dieser erhöht das Gewicht des Fluggerätes. Wenn es nicht gelingt beim Übergang von Schwebe- in den Horizontalflug die Rotoren mit ausreichender Gleichmäßigkeit zu schwenken, droht der Absturz des Fluggerätes.
DE 102016 206 551 Al offenbart ein Fluggerät mit einer Zelle zur Aufnahme einer Antriebseinrichtung, mit einer Rotoranord nung, die an einer Rotorachse aufgenommen ist, wobei die Ro torachse beweglich mit der Zelle verbunden ist, mit einer Vortriebseinrichtung, die wenigstens einen Antriebspropeller aufweist, wobei der Zelle wenigstens zwei Räder zugeordnet sind und wobei die Rotoranordnung zwei Rotorblattanordnungen umfasst, die jeweils wenigstens zwei Rotorblätter aufweisen, wobei eine erste Rotorblattanordnung mit einem ersten Rotor- läufer und eine zweite Rotorblattanordnung mit einem zweiten Rotorläufer gekoppelt ist und wobei beide Rotorläufer drehbe weglich koaxial zueinander an der Rotorachse gelagert sind
und einen Elektromotor bilden. Bei diesem Fluggerät handelt es sich um einen Flugschrauber.
Aufgabe der Erfindung ist es, das Grundkonzept aus
DE 102016 206 551 Al aufzugreifen und weiter zu entwickeln. Diese Aufgabe wird für ein Fluggerät der eingangs genannten Art mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
Dementsprechend umfasst das Fluggerät eine Zelle, die zur Aufnahme mehrerer elektrischer Antriebseinrichtungen ausge bildet ist und die von einem Durchgangskanal durchsetzt ist, sowie mit einem ersten Elektromotor, der ein Motorgehäuse und eine drehbar im Motorgehäuse gelagerte Antriebswelle umfasst und der zumindest bereichsweise im Durchgangskanal angeordnet ist, wobei die Antriebswelle oder das Motorgehäuse mit einer außerhalb des Durchgangskanals angeordneten Rotoranordnung verbunden ist und wobei das Motorgehäuse oder die Antriebs welle mit einem im Durchgangskanal angeordneten Impeller ver bunden ist und wobei das Motorgehäuse und die Antriebswelle drehbar an der Zelle gelagert sind, womit sich ein rückstell momentfreies Antriebssystem ergibt. Eine aus dem Impeller, der außerhalb des Durchgangskanals an geordneten Rotoranordnung und dem ersten Elektromotor gebil det Baugruppe wird auch als Rotor-Impelleranordnung bezeich net. Die Rotoranordnung umfasst wenigstens zwei symmetrisch zu einer Rotationsachse angeordnete Rotorblätter. Der Impel- 1er umfasst vorzugsweise mehrere in gleicher Winkelteilung um eine Rotationsachse herum angeordnete Schaufeln. Beispielhaft ist die Rotoranordnung mit dem Gehäuse des ersten Elektromo tors verbunden. Ferner ist der Impeller mit der Antriebswelle des Elektromotors gekoppelt. Bei einer alternativen Ausfüh- rungsform ist vorgesehen, dass die Rotoranordnung mit der An-
triebswelle gekoppelt ist, während der Impeller mit dem Mo torgehäuse gekoppelt ist.
Durch die Ausgestaltung der Rotor-Impelleranordnung mit dem ersten Elektromotor ist es möglich, die Rotoranordnungen und den Impeller in unterschiedlichen Betriebszuständen zu be treiben. Bei einem ersten Betriebszustand, der auch als pas siver Betriebszustand bezeichnet werden kann, ist die Rotor anordnung frei drehbeweglich gegenüber der auch als Elektro motorachse bezeichneten Antriebswelle und frei drehbeweglich gegenüber dem Impeller. Ferner ist der Impeller im ersten Be triebszustand ebenfalls frei drehbeweglich gegenüber der Ro toranordnung. Somit entspricht dieser erste Betriebszustand einem Autorotationszustand, bei dem die Rotoranordnung in gleicher Weise wie bei einem Gyrokopter betrieben wird. Bei einem zweiten Betriebszustand der auch als aktiver Betriebs zustand bezeichnet werden kann, ist Rotor-Impelleranordnung weiterhin frei drehbeweglich gegenüber der Elektromotorachse, allerdings erfolgt eine Zufuhr von elektrischer Energie, bei spielsweise über Schleifkontakte, an das Gehäuse des Elektro- motors, der durch diese Energiezufuhr in magnetische Wechsel wirkung mit der Elektromotorwelle treten kann und damit eine Drehmomenteinleitung auf die Rotor-Impelleranordnung bewirkt. Da die Rotor-Impelleranordnung keine Drehmomentabstützung an der Elektromotorachse aufweisen, stellen sich gegensinnige Rotationsbewegungen für die Rotor-Impelleranordnung ein. Bei geeigneter Auswahl von Anstellwinkeln für die jeweiligen Ro torblätter der Rotoranordnung und der Schaufeln des Impellers lässt sich dadurch eine in vertikaler Richtung nach oben re sultierende Auftriebskraft bewirken, mit deren Hilfe eine auf das Fluggerät wirkende Gesamtauftriebskraft erzeugt wird. Be sonders bevorzugt ist vorgesehen, dass die Energiezufuhr an die Rotor-Impelleranordnung zu einer Drehbewegung der beiden Rotor-Impelleranordnung führt, durch die eine ausschließlich
durch die Rotor-Impelleranordnung bewirkte Auftriebskraft auf das Fluggerät einwirkt, die größer als die Gewichtskraft des Fluggeräts ist, so dass das Fluggerät ohne weitere Maßnahmen in vertikaler Richtung vom Boden abheben kann. Ferner kann durch eine Veränderung einer Ausrichtung einer Rotorachse, an der die Rotorblätter festgelegt sind und die in geeigneter Weise, insbesondere mit einem Kardangelenk, drehmomentübertragend und schwenkbeweglich mit der Antriebs welle oder dem Motorgehäuse verbunden ist,, ein Einfluss auf die Kraftrichtungen für die nach oben resultierende Auf triebskraft auf die Zelle genommen werden, so dass hierüber Veränderungen einer Fluglage für das Fluggerät unterstützt oder ausschließlich herbeigeführt werden können.
Vorzugsweise ist der erste Elektromotor der Rotor- Impelleranordnung derart ausgelegt, dass er ohne eine Zufuhr elektrischer Energie momentenfrei ist, so dass eine freie Be weglichkeit der Rotor-Impelleranordnung in Abwesenheit einer Versorgung mit elektrischer Energie sichergestellt ist.
Im Gegensatz zur DE 102016 206 551 Al, die zwei oberhalb der Zelle befindliche Rotoranordnungen offenbart, wird gemäß der Erfindung einer dieser Rotoranordnungen durch den Impeller ersetzt, der als ein die Zelle durchdringendes Gebläsesystem beschrieben werden kann. Durch diese Gestaltung der Rotor- Impelleranordnung verringert sich der Luftwiderstand des Fluggeräts. Außerdem vereinfacht sich hierdurch die Lagerung des Elektromotors, welcher die verbleibende Rotoranordnung und den Impeller antreibt. Dadurch, dass sich der Impeller innerhalb der Zelle befindet, verringert sich die akustische Signatur des Fluggerätes, was in einer urbanen Umgebung be- sonders wünschenswert ist.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Bei einer Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass zwischen der Antriebswelle oder dem Motorgehäuse und der Ro- toranordnung wenigstens eine Gelenkeinrichtung ausgebbildet ist und dass die Rotoranordnung in wenigstens einer Raumrich tung, die quer zur einer vom ersten Elektromotor bestimmten Rotationsachse ausgerichtet ist, schwenkbeweglich an der Zel le aufgenommen ist. In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass zwischen der Antriebswelle und der Rotoranordnung oder zwi schen dem Motorgehäuse und der Rotoranordnung ein Freilauf angeordnet ist.
Vorteilhaft ist es, wenn zwischen der Antriebswelle und der Rotoranordnung oder zwischen dem Motorgehäuse und der Rotor anordnung ein Getriebe mit einem festen Übersetzungsverhält nis angeordnet ist.
Bevorzugt ist vorgesehen, dass die Antriebseinrichtung einen Energiewandler aus der Gruppe: Verbrennungsmotor mit Genera- tor, Gasturbine mit Generator, Brennstoffzelle und/oder einen Energiespeicher aus der Gruppe: Akkumulator, Kondensator, um fasst.
Zweckmäßig ist es, wenn der Zelle eine Vortriebseinrichtung zugeordnet ist, die wenigstens einen zweiten Elektromotor um- fasst, der mit wenigstens einem Antriebspropeller versehen ist, wobei der zweite Elektromotor mit einem zweiten Motorge häuse an der Zelle festgelegt ist und mit wobei der Antriebs propeller einer drehbeweglich am Motorgehäuse gelagerten zweiten Antriebswelle zugeordnet ist, wobei eine Rotations-
achse der zweiten Antriebswelle quer zu einer vom ersten Elektromotor bestimmten Rotationsachse ausgerichtet ist.
Vorteilhaft ist es, wenn die Vortriebseinrichtung mehr als einen zweiten Elektromotor umfasst und dass die Rotationsach- sen der zweiten Antriebswellen parallel zueinander ausgerich tet sind und in einem vorgebbaren Abstand zur der vom ersten Elektromotor bestimmten Rotationsachse angeordnet sind.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass der erste Elektromotor und der wenigstens eine zweite Elekt- romotor elektrisch mit einer Steuerungseinrichtung verbunden sind, die für eine flugrichtungsabhängige Ansteuerung des we nigstens einen zweiten Elektromotors und/oder für eine auf triebsabhängigen Ansteuerung des ersten Elektromotors ausge bildet ist. Zweckmäßig ist es, wenn die Antriebseinrichtung des Fluggerä tes einen Energiewandler, insbesondere eine Thermodynamisehe- Kreisprozess-Generator-Kombination, Brennstoffzelle und/oder einen Energiespeicher, insbesondere einen Akkumulator, um fasst. Die Aufgabe des Energiewandlers besteht darin, einen Energiegehalt eines flüssigen oder gasförmigen Treibstoffs, insbesondere eines Kohlenwasserstoffes oder Alkohols, zumin dest anteilig in elektrische Energie umzusetzen, mit deren Hilfe eine Energieversorgung der Rotor-Impelleranordnung durchgeführt werden kann. Ferner ist der Energiewandler dazu vorgesehen, Antriebsenergie an eine Vortriebseinrichtung Form von elektrischer Energie bereitzustellen. Ergänzend oder al ternativ kann der Energieerzeuger um einen Energiespeicher ergänzt werden, der entweder für eine ausschließliche Versor gung der beiden Rotor-Impelleranordnung und der Vortriebsein- richtung mit elektrischer Energie ausgebildet ist, oder der für eine kurzzeitige Zwischenspeicherung elektrischer Energie
zur Pufferung von Leistungsspitzen während des Betriebs des Fluggeräts dient. Ein derartiger Energiespeicher kann insbe sondere als Kondensatoranordnung und/oder Akkumulator ausge bildet sein. Bei einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vor gesehen, dass die Vortriebseinrichtung zwei Antriebspropeller aufweist, deren Propellerachsen jeweils seitlich beabstandet zur Rotor-Impelleranordnung-Achse angeordnet sind, wobei je dem der Antriebspropeller ein Elektromotor zugeordnet ist und/oder dass Propellerachsen der Antriebspropeller parallel zueinander ausgerichtet sind. Durch die Verwendung von zwei Antriebspropellern, die vorzugsweise spiegelsymmetrisch zur Rotor-Impelleranordnung-Achse angeordnet sind, sofern sich diese in einer Neutralstellung befindet, kann eine symmetri- sehe Bereitstellung von Vortriebskräften auf das Fluggerät gewährleistet werden. Dies gilt insbesondere dann, wenn die Antriebspropeller für eine Vortriebserzeugung bei gegensinni ger Rotation ausgebildet sind und wenn die den Antriebspro peller zugeordneten Elektromotoren auch für eine derartige gegensinnige Rotation der Antriebspropeller angesteuert wer den. Ergänzend oder alternativ kann vorgesehen sein, dass die Propellerachsen der Antriebspropeller parallel zueinander ausgerichtet sind, um bei identischer Leistungszufuhr für beide Elektromotoren und gegensinniger Rotation der Antriebs- propeller ausschließlich einen Vortrieb bereitstellen zu kön nen, der längs der Propellerachsen und vorzugsweise entlang einer Längsachse für das Fluggerät ausgerichtet ist.
Durch die Verwendung von zwei Antriebspropellern, können bei dem zweiten Betriebszustand der auch als aktiver Betriebszu stand bezeichnet werden kann, bei dem das Fluggerät wie ein Helikopter betrieben wird, Drehungen um die Hochachse erfol gen, indem die Antriebspropeller gegensinnig angesteuert wer-
den. Wenn die zwei Antriebspropeller bei dem ersten Betriebs zustand der auch als passiver Betriebszustand bezeichnet wer den kann, bei dem das Fluggerät wie ein Tragschrauber betrie ben wird, unterschiedlich schnell drehen, wird der Kurvenflug des Fluggerätes unterstützt. Hierdurch kann das sonst notwen dige Seitenruder entfallen, oder zumindest verkleinert wer den.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass Elektromotoren der Vortriebseinrichtung elektrisch mit einer Steuerungseinrichtung verbunden sind, die für eine flugrich tungsabhängige Ansteuerung der Elektromotoren und/oder für eine auftriebsabhängige Ansteuerung der Rotor- Impelleranordnung ausgebildet ist. Dabei kann die Steuerungs einrichtung für eine unmittelbare Bedienung durch einen Pilo- ten, der sich während des Flugbetriebs für das Fluggerät in der Zelle aufhält, vorgesehen sein. Alternativ kann die Steu erungseinrichtung für eine Steuerung des Fluggeräts ausgebil det sein. In jedem Fall ist die Steuerungseinrichtung derart ausgebildet, dass sie durch Bereitstellung von unterschiedli- chen Energiemengen an die beiden Elektromotoren der Vor triebseinrichtung eine Einflussnahme auf eine Flugrichtung des Fluggeräts nehmen kann. Ergänzend oder alternativ kann die Steuerungseinrichtung auch die Bereitstellung von elektrischer Energie an die Rotor-Impelleranordnung und somit den bereitgestellten Auftrieb beeinflussen. Exemplarisch um fasst die Steuerungseinrichtung wenigstens eine einstellbare elektrische Endstufe, mit deren Hilfe eine Steuerung oder Re gelung wenigstens eines Energieflusses an den oder die ange schlossenen elektrischen Verbraucher bewirkt werden kann. Exemplarisch ist vorgesehen, dass die Rotor-Impelleranordnung derart ausgelegt sein kann, dass in Kombination mit der Vor triebseinrichtung ein für den Flugbetrieb ausreichender Auf trieb hervorgerufen werden kann. Exemplarisch ist der Auf-
trieb zumindest bei einem aktiven Betrieb mit einer Energie einspeisung in die Rotor-Impelleranordnung ausreichend, vor zugsweise auch bei einem passiven Betrieb ohne eine Energie einspeisung in die Rotoreinrichtung, so dass zusätzliche Auf- triebsmittel wie Tragflächen nicht zwingend erforderlich sind.
Vorteilhaft ist es, wenn die Zelle mit wenigstens einer Trag fläche versehen ist. Die Aufgabe der Tragfläche besteht da rin, Auftriebskräfte bereitzustellen, sofern das Fluggerät in einer Richtung bewegt wird, bei der es zu einer aerodynamisch sinnvollen Anströmung der Tragfläche kommt. Bevorzugt ist vorgesehen, dass die wenigstens eine Tragfläche derart an der Zelle angeordnet ist, dass sie bei einer Bewegung des Flugge räts in Längsrichtung die gewünschten Auftriebskräfte bereit- stellen kann. Wenn ein Teil des Auftriebs mit einer Tragflä che erzeugt wird, kann der Durchmesser der Rotoranordnung verkleinert werden, da dieser nun nicht mehr den gesamten Auftrieb im Autorotationsbetrieb bereitstellen muss. Hier durch verringert sich der Luftwiderstand des Fluggerätes. Bei einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vor gesehen, dass an einem vorderen Endbereich der Zelle vordere Tragflächen und an einem hinteren Endbereich der Zelle hinte re Tragflächen angeordnet sind. Vorzugsweise sind die vorde ren Tragflächen in einer horizontalen Ebene angeordnet, die in vertikaler Richtung vor dem Schwerpunkt des Fluggeräts liegt. Demgegenüber sind die hinteren Tragflächen vorzugswei se in einer horizontalen Ebene angeordnet, die in vertikaler Richtung hinter dem Schwerpunkt des Fluggeräts liegt. Hier durch wird eine sogenannte Entenflügelanordnung geschaffen, bei der die vorderen, gegebenenfalls auch als Höhenruder die nenden Tragflächen ebenfalls Auftrieb erzeugen. Hierdurch
kann das Fluggerät mit besonders kompakten Tragflächen ausge stattet werden.
Wichtig ist zu bemerken, dass auch ein Fluggerät ohne vordere Tragfläche und hintere Tragfläche voll flugtauglich ist. Hierbei muss sichergestellt sein, dass die Rotoranordnung im Tragschrauberbetrieb ausreichend Auftrieb erzeugt. Bei einer solchen Ausführung des Fluggerätes, ergeben sich auf Grund des Widerstandsverhaltens der Rotoranordnung Einschränkungen bei der maximal möglichen Fluggeschwindigkeit. Diese wird im Bereich 150 bis 200 km/h liegen.
Eine vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt. Hierbei zeigt:
Figur 1 eine Draufsicht auf ein Fluggerät mit einer mittig angeordneten Zelle, an einem vorderen Endbereich angeordneten Tragflächen, an einem hinteren Endbe reich angeordneten Tragflächen sowie den hinteren Tragflächen zugeordneten Antriebsmotoren,
Figur 2 eine Seitenansicht des Fluggeräts gemäß der Figur
1, Figur 3 eine Vorderansicht des Fluggeräts gemäß der Figur 1, und
Figur 4 eine Seitenansicht des Fluggeräts gemäß der Figur 1 im Teilschnitt mit einer schematischen Darstellung Rotor- Impelleranordnung. Figur 5 Detailansicht von Figur 4 mit schematischer Dar stellung eines Getriebes und eines Freilaufes.
Für die nachstehende Beschreibung wird ohne Beschränkung der Erfindung auf diese Vorschriften davon ausgegangen, dass das Fluggerät 1 gemäß den internationalen Bestimmungen, insbeson dere den derzeit für die Länder USA, China, Deutschland und Frankreich geltenden nationalen Bestimmungen, als Flugzeug zulassungsfähig sein soll.
Das in den Figuren 1 bis 5 dargestellte Fluggerät 1 ist bei spielhaft zum Transport von maximal zwei Personen vorgesehen, die in einem nicht näher dargestellten Passagierabteil unter- gebracht werden können, das in einer Zelle 2 des Fluggeräts 1 ausgebildet ist. Rein exemplarisch ist die Zelle 2 aus einem Kohlenstofffaser-Verbundmaterial hergestellt und weist an ei nem vorderen, abgerundet ausgebildeten Endbereich 3 eine Frontscheibe 14 aus transparentem Kunststoffmaterial auf, hinter der zwei nicht näher dargestellte Sitze für einen Pi loten und einen Passagier oder für zwei Piloten angeordnet sind.
Ferner sind am vorderen Endbereich 3 unterhalb einer etwa in halber Höhe der Zelle 2 endenden Frontscheibenunterkante 6 spiegelbildlich zur Längsachse 4 angeordnete vordere Tragflä chen 7 ausgebildet, die eine in der Figur 2 näher dargestell te Profilierung aufweisen. Exemplarisch ist vorgesehen, dass die vorderen Tragflächen 7 in nicht näher dargestellter Weise relativ zur Zelle 2 um eine gemäß den Darstellungen der Figu- ren 1 horizontal ausgerichtete Schwenkachse 8 synchron ge schwenkt werden können, um als Höhenruder zu dienen. Diese Funktion als Höhenruder ist jedoch für den Flugbetrieb kei nesfalls zwingend, so dass die vorderen Tragflächen 7 auch starr an der Zelle 2 festgelegt sein können, da die Höhenru- derfunktion auch durch die Rotoranordnung 35, den beiden
Steuerstangen 33 und 34 sowie den Kippkopf 37 sichergestellt werden kann. Neben dieser Höhenruderfunktion, einem Drehen
des Kippkopf 37 um die Kippachse 25, kann auch eine Schwenk bewegung um die Längsachse 4 erfolgen, wodurch sich die Quer ruderfunktion des Fluggerätes 1 ergibt. Die beschriebene An ordnung wird KippkopfSteuerung genannt und ist bei Trag- schraubern üblich.
An einem hinteren Endbereich 9 der Zelle 2 sind in einem obenliegenden Abschnitt spiegelbildlich zur Längsachse 4 aus gerichtete hintere Tragflächen 10 angeordnet, die ebenfalls eine Profilierung analog zu den vorderen Tragflächen 7 auf- weisen. Da die hinteren Tragflächen 10 exemplarisch jeweils endseitig mit rechtwinklig abragenden Flügelendscheiben 27 (Winglets) ausgerüstet sind, ist die Profilierung der Trag flächen 10 nicht deutlich zu erkennen. Die Flügelendscheiben 27 (Winglets) dienen dazu, das Fluggerät um die Längsachse zu stabilisieren. Es ist vorgesehen, dass die beiden Flügelend scheiben 27 (Winglets) Seitenruder 13 aufweisen, die um die vertikale Schwenkachse 5 geschwenkt werden können. Die Sei tenruderfunktion kann durch ungleichmäßigen Betrieb der bei den Antriebsmotoren 12 unterstützt werden. An jeder der beiden hinteren Tragflächen 10 ist jeweils mit gleichem Abstand zur Längsachse 4 ein Antriebspropeller 11 angeordnet, der rein exemplarisch als zweiflügliger Propeller ausgebildet ist. Beide Antriebspropeller 11 sind beispielhaft in einer nicht näher dargestellten, gemeinsamen Propellerebe- ne drehfest mit nicht näher dargestellten Antriebswellen von Elektromotoren 12 festgelegt. Die Antriebswellen der auch als zweite Elektromotoren bezeichneten Elektromotoren 12 sind ih rerseits jeweils drehbeweglich an einem nicht näher darge stellten Rotor des jeweiligen Elektromotors 12 gelagert, der seinerseits in der jeweiligen hinteren Tragfläche 10 aufge nommen ist. Die nicht dargestellten Antriebswellen der Elekt romotoren 12 bestimmen für die Antriebspropeller 11 jeweils
rein exemplarisch parallel zur Längsachse 4 ausgerichtete Propellerachsen 15. Die Elektromotoren 12 sind in nicht näher dargestellter Weise mit einer nicht dargestellten, in der Zelle 2 angeordneten Steuerungseinrichtung elektrisch verbun- den, die unter anderem die Aufgabe hat, elektrische Energie an die beiden Elektromotoren 12 bereitzustellen.
An einer Oberseite der Zelle 2 ist eine Rotorachse 30 schwenkbeweglich angeordnet, wobei exemplarisch vorgesehen ist, dass die Rotorachse 30 durch den Kippkopf 37 an der Zel- le 2 aufgenommen ist und somit Schwenkbewegungen um die in Figur 1 und Figur 4 eingezeichnete Längsachse 4 ausführen kann. In Analogie zu einem Flächenflugzeug entspricht diese Schwenkbewegung der Querruderfunktion bei dem Fluggerät 1. Gleichzeitig ermöglichte der Kippkopf 37 eine Drehbewegung um den Drehpunkt 28 der Kippachse 25. In Analogie zu einem Flä chenflugzeug entspricht diese Drehbewegung der Höhenruder funktion bei dem Fluggerät 1. Für eine Einstellung einer Aus richtung der Rotorachse 30 gegenüber der Zelle 2 die Steuer stangen 33 und 34 vorgesehen, die beispielsweise in unmittel- barer mechanischer Kopplung mit einer Steuereinrichtung für den Piloten stehen können. Beispielhaft ist vorgesehen, dass der Pilot im Flugbetrieb des Fluggeräts 1 einen nicht darge stellten Steuerknüppel bedient, der beispielhaft über nicht näher dargestellten Gestänge mit den Steuerstangen 33 und 34 für die Ausrichtung der Rotorachse 30 sorgt.
Auf Rotorachse 30 ist eine Rotoranordnung 35 angeordnet, die beispielhaft zwei Rotorblätter 36 aufweist. Wie aus der Dar stellung der Figur 4 entnommen werden kann, ist die Rotoran ordnung 35 mit der Rotorwelle 38 gekoppelt und kann über die- se während das Helikopterbetriebs angetrieben werden. Ferner ist vorgesehen, dass die Rotorwelle 38 aus einem oberen Well enteil 39 und einem unteren Wellenteil 40 besteht, welche mit
einem Längenausgleichsstück 41 drehfest verbunden sind. Das Längenausgleichsstück 41 kompensiert Längenänderungen, welche durch die Steuerbewegungen des Kippkopfes 37 hervorgerufen werden. Am oberen und unteren Ende der Rotorwelle 38 sind je- weils zwei Gelenke 42, 43 angeordnet die notwendig sind, um die Drehmomentenübertragung der Rotorwelle 38 auf die Rotor anordnung 35 bei Dreh- und Schwenkbewegungen des Kippkopfes 37 sicherzustellen.
Das in Figur 4 dargestellte Schwenkgelenk 24 dient zur Ver- gleichmäßigung des Auftriebs der Rotoranordnung 35 im Hori zontalflug und ist bei Tragschraubern üblich. Hierbei werden die unterschiedlichen Anströmgeschwindigkeiten, die sich durch das rotierende System in Überlagerung mit der Flugge schwindigkeit ergeben, teilweise durch das gleichsinnige Schwenken der beiden Rotorblätter 36 kompensiert. Die restli che Kompensation des im Horizontalflug unsymmetrischen Auf triebs der Rotoranordnung 35 erfolgt durch leichtes Schwenken des Kippkopfes um dessen Längsachse 4. Durch diese relativ simple Anordnung kann beim Tragschrauber auf die bei Hubsch- aubern erforderliche, technisch aufwendige zyklische Blatt verstellung verzichtet werden.
Das Gelenk 43 ist drehfest mit der Motorgehäuseverlängerung 44 verbunden, welche nicht näher dargestellte Schleifringe enthält. Mit Hilfe dieser Schleifringe und der mit der Zelle 2 verbundenen Schleifkontakte 32 (U, V, W) wird der in einem gemäß der Darstellung der Figuren 4 und 5 in vertikaler Rich tung erstreckten Durchgangskanal 60 angeordnete Rotoran triebsmotor 46 über nicht dargestellte Leitungen mit elektri scher Energie versorgt. Beispielhaft handelt es sich damit um einen Drehstrommotor der mit den drei Phasen U, V, und W be trieben wird. Für den auch als ersten Elektromotor bezeichne- ten Rotorantriebsmotor 46 sind aber auch andere Elektromotor-
typen wie z.B. Wechselstrom- oder Gleichstrommotor möglich.
In diesen beiden Fällen werden nur zwei Schleifring / Schleifkontakt- Kombinationen benötigt.
Die Motorgehäuseverlängerung 44 und das Motorgehäuse 45 bil- den eine Einheit, die sich frei um die in Figur 4 eingezeich nete Motorachse 47 drehen kann. Diese Drehbewegung wird durch die mit der Zelle 2 verbundenen Lagerstellen 48 und 49, sowie den beiden Motorlagern 50 und 51 ermöglicht. Im Motorgehäuse 45 befindet sich eine Statorwicklung 52, die über nicht näher dargestellte Schleifringe und Leitungen mit elektrischer
Energie versorgt wird. Durch die Bestromung Schleifkontakte 32 (U, V, W) kann nun ein Drehfeld erzeugt werden welches den Motorrotor 53 des Rotorantriebsmotors 46 in eine Drehbewegung versetzt, welche über die Motorwelle 54 auf einen Impeller 55 übertragen wird, der mehrere in gleicher Winkelteilung und mit einem festen Anstellwinkel zur Rotorachse 30 angeordnete, nicht näher dargestellte Schaufeln aufweist. Das hierbei er zeugte Drehmoment erzeugt ein Gegenmoment, welches über die Motorgehäuseverlängerung 44, das untere Gelenk 43, die Rotor- welle 38 und dem oberen Gelenk 42 auf die Rotoranordnung 35 übertragen wird. Es ergibt sich eine gegensinnige Drehbewe gung von Impeller 55 und Rotoranordnung 35, ohne dass ein so genanntes Rückstellmoment auf die Zelle 2 übertragen wird. Da Hubschrauber im Betrieb ein Rückstellmoment erzeugen, benöti- gen diese im Gegensatz zu dem hier beschriebenen Fluggerät 1 einen komplizierten und relativ schweren Heckrotor.
In Abhängigkeit davon, wie die Rotorblattanordung 35 und der Impeller 55 ausgelegt sind, kann es sinnvoll sein die beiden Bauteile über ein Getriebe 57 mit festem Übersetzungsverhält- nis zu koppeln. Hierbei könnte beispielsweise ein Planetenge triebe zur Verwendung kommen. Es sind aber auch andere Ge triebe mit Festübersetzung denkbar. In der Detailansicht Fi-
gur 5 ist ein solches Getriebe 57 schematisch angedeutet. Ab hängig davon welcher Motortyp bei Rotorantriebsmotor 46 zur Verwendung kommt, ist eine Freilauf 56 notwendig. Dieses gilt zum Beispiel für einen permanent erregten Synchron Motor (PSM). Solche Motoren weisen ein Rastmoment auf, welches sich im Autorotationsbetrieb störend auswirken würde. Der Freilauf 56 ist ebenfalls in Figur 5 schematisch angeordnet. Ein Frei lauf 56 bringt einen zusätzlichen Sicherheitsgewinn. Selbst bei einem blockierten Rotorantriebsmotor 46 könnte der Flug im Autorotationsbetrieb fortgesetzt werden.
Da ferner davon ausgegangen wird, dass die Profile der Rotor anordnung 35 und des Impellers 55 in geeigneter Weise ausge wählt wurden, stellt sich durch ihre gegensinnige Rotations bewegung ein in vertikaler Richtung nach unten wirkender Schub ein, der in einer nach oben wirkenden Auftriebskraft auf das Fluggerät 1 resultiert und ein Abheben des Fluggeräts 1 vom Boden bewirkt, so dass das Fluggerät 1 in der Art eines Helikopters als Senkrechtstarter betrieben werden kann. Hier bei können Drehbewegungen des Fluggeräts 1 um die Hochachse durch geeignete Ansteuerung, insbesondere gegensinnige An steuerung, der Elektromotoren 12 hervorgerufen werden.
Der Landevorgang erfolgt vorzugsweise ebenfalls nach Art ei nes Helikopters, in dem die Drehzahl des Rotorantriebsmotors 46 entsprechend reduziert wird. Hierbei wird der gewünschte Landepunkt durch entsprechende Steuerbewegungen am Kippkopf 37 und Betätigung der Antriebsmotoren 12 erreicht.
Ebenfalls möglich ist die Landung im Autorotationsbetrieb analog zu einem Tragschrauber. Hierbei wird der Rotoran triebsmotor 46 nicht betrieben, die Rotoranordnung 35 erzeugt durch ihre Luftumströmung den notwendigen Auftrieb. Landungen dieser Art erfordern eine kurze Landestrecke. Diese ist um
etwa eine Größenordnung kleiner als die eines Flugzeuges mit Tragflächen .
Diese Eigenschaft macht das Fluggerät 1 besonders sicher, da selbst bei einem Totalausfall des gesamten Antriebssystems mit wenig Platzbedarf gelandet werden kann. Eine solche Ei genschaft ist in einem urbanen Umfeld besonders wünschens wert.
Claims
1. Fluggerät mit einer Zelle (2), die zur Aufnahme mehrerer elektrischer Antriebseinrichtungen (12, 46) ausgebildet ist und die von einem Durchgangskanal (60) durchsetzt ist, sowie mit einem ersten Elektromotor (46), der ein Motorgehäuse (45) und eine drehbar im Motorgehäuse (45) gelagerte Antriebswelle (54) umfasst und der zumindest bereichsweise im Durchgangska nal (60) angeordnet ist, wobei die Antriebswelle (54) oder das Motorgehäuse (45) mit einer außerhalb des Durchgangska nals (60) angeordneten Rotoranordnung (35) verbunden ist und wobei das Motorgehäuse (45) oder die Antriebswelle (54) mit einem im Durchgangskanal (60) angeordneten Impeller (55) ver bunden ist und wobei das Motorgehäuse (45) und die Antriebs welle (54) drehbar an der Zelle (2) gelagert sind, womit sich ein rückstellmomentfreies Antriebssystem ergibt.
2. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der Antriebswelle (54) oder dem Motorgehäuse (45) und der Rotoranordnung (35) wenigstens eine Gelenkeinrichtung (43) ausgebbildet ist und dass die Rotoranordnung (35) in we- nigstens einer Raumrichtung, die quer zur einer vom ersten
Elektromotor (46) bestimmten Rotationsachse (47) ausgerichtet ist, schwenkbeweglich an der Zelle (2) aufgenommen ist.
3. Fluggerät nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der Antriebswelle (54) und der Rotoranordnung (35) oder zwischen dem Motorgehäuse (45) und der Rotoranordnung (35) ein Freilauf (56) angeordnet ist.
4. Fluggerät nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der Antriebswelle (54) und der Rotoranordnung (35) oder zwischen dem Motorgehäuse (45) und der Rotoranordnung (35) ein Getriebe (57) mit einem festen Übersetzungsverhält- nis angeordnet ist.
5. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebseinrichtung einen Energiewandler aus der Gruppe: Verbrennungsmotor mit Generator, Gasturbine mit Generator, Brennstoffzelle und/oder einen Energiespeicher aus der Grup- pe: Akkumulator, Kondensator, umfasst.
6. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Zelle (2) eine Vortriebseinrichtung zugeordnet ist, die wenigstens einen zweiten Elektromotor (12) umfasst, der mit wenigstens einem Antriebspropeller (11) versehen ist, wobei der zweite Elektromotor (12) mit einem zweiten Motorgehäuse an der Zelle (2) festgelegt ist und mit wobei der Antriebs propeller (11) einer drehbeweglich am Motorgehäuse gelagerten zweiten Antriebswelle zugeordnet ist, wobei eine Rotations achse (15) der zweiten Antriebswelle quer zu einer vom ersten Elektromotor (46) bestimmten Rotationsachse (47) ausgerichtet ist.
7. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Vortriebseinrichtung mehr als einen zweiten Elektromotor (12) umfasst und dass die Rotationsachsen der zweiten An- triebswellen parallel zueinander ausgerichtet sind und in ei nem vorgebbaren Abstand zur der vom ersten Elektromotor (46) bestimmten Rotationsachse (47) angeordnet sind.
8. Fluggerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Elektromotor (46) und der wenigstens eine zweite Elektromotor (12) elektrisch mit einer Steuerungseinrichtung
verbunden sind, die für eine flugrichtungsabhängige Ansteue rung des wenigstens einen zweiten Elektromotors (12) und/oder für eine auftriebsabhängigen Ansteuerung des ersten Elektro motors (46) ausgebildet ist.
9. Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Zelle (2) mit wenigstens ei ner Tragfläche (7, 10) versehen ist.
10. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass an einem vorderen Endbereich (3) der Zelle (2) vordere Trag- flächen (7) und an einem hinteren Endbereich (9) der Zelle (2) hintere Tragflächen (10) angeordnet sind, wobei die hin teren Tragflächen (10) mit der Vortriebseinrichtung ausgerüs tet sind und der Schwerpunkt des Fluggerätes sich zwischen den beiden Tragflächen befindet.
11. Fluggerät nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeich net, dass die Vortriebseinrichtung zwei Antriebspropeller (11) aufweist, deren Propellerachsen (15) jeweils seitlich beabstandet zur Rotorachse (30) angeordnet sind, wobei jedem der Antriebspropeller (11) ein Elektromotor (12) zugeordnet ist und/oder dass Propellerachsen (15) der Antriebspropeller (11) parallel zueinander ausgerichtet sind.
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Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE60004038T2 (de) * | 1999-04-22 | 2004-04-15 | Sikorsky Aircraft Corp., Stratford | Verfahren zum vermindern eines positiven kippmomentes in einer mantelrotor-drohne |
ES2367501A1 (es) * | 2009-08-26 | 2011-11-04 | Manuel Muñoz Saiz | Sistema sustentador, propulsor y estabilizador para aeronaves de despegue y aterrizaje vertical. |
DE102016206551A1 (de) | 2016-04-19 | 2017-10-19 | Andreas Knoop | Fluggerät |
US20180208305A1 (en) | 2016-10-31 | 2018-07-26 | Bell Helicopter Textron Inc. | Vertical Takeoff and Landing (VTOL) Aircraft |
WO2019020168A1 (de) | 2017-07-24 | 2019-01-31 | Volocopter Gmbh | Transportsystem zur passagierbeförderung und verfahren zum betreiben eines transportsystems zur passagierbeförderung |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2996269A (en) | 1956-04-12 | 1961-08-15 | Charles B Bolton | Helicopter with counter-rotating propeller |
DE3328417A1 (de) | 1982-08-24 | 1984-03-01 | Technische Geräte- u. Entwicklungsgesellschaft mbH, 9020 Klagenfurt, Kärnten | Drehfluegelflugkoerper |
DE19540272A1 (de) | 1995-10-28 | 1997-04-30 | Johannes Schier | Ringflügel-Flugkörper |
DE19958058B4 (de) | 1999-12-02 | 2005-06-16 | Christoph Protte | Antriebseinheit für einen Modellhubschrauber |
GB2360752A (en) | 2000-04-01 | 2001-10-03 | Glyn Jones | Helicopter without tail rotor |
-
2020
- 2020-02-10 DE DE102020201579.1A patent/DE102020201579B8/de active Active
-
2021
- 2021-01-28 WO PCT/EP2021/051960 patent/WO2021160439A1/de active Application Filing
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE60004038T2 (de) * | 1999-04-22 | 2004-04-15 | Sikorsky Aircraft Corp., Stratford | Verfahren zum vermindern eines positiven kippmomentes in einer mantelrotor-drohne |
ES2367501A1 (es) * | 2009-08-26 | 2011-11-04 | Manuel Muñoz Saiz | Sistema sustentador, propulsor y estabilizador para aeronaves de despegue y aterrizaje vertical. |
DE102016206551A1 (de) | 2016-04-19 | 2017-10-19 | Andreas Knoop | Fluggerät |
US20180208305A1 (en) | 2016-10-31 | 2018-07-26 | Bell Helicopter Textron Inc. | Vertical Takeoff and Landing (VTOL) Aircraft |
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