EP1320407A2 - Fernsteuerbares fluggerät - Google Patents

Fernsteuerbares fluggerät

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Publication number
EP1320407A2
EP1320407A2 EP02719960A EP02719960A EP1320407A2 EP 1320407 A2 EP1320407 A2 EP 1320407A2 EP 02719960 A EP02719960 A EP 02719960A EP 02719960 A EP02719960 A EP 02719960A EP 1320407 A2 EP1320407 A2 EP 1320407A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
remote
aircraft according
rotor
coil
pitch
Prior art date
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Application number
EP02719960A
Other languages
English (en)
French (fr)
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EP1320407B1 (de
Inventor
Heribert Vogel
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Original Assignee
Individual
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Publication date
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Application filed by Individual filed Critical Individual
Publication of EP1320407A2 publication Critical patent/EP1320407A2/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1320407B1 publication Critical patent/EP1320407B1/de
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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Classifications

    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H27/00—Toy aircraft; Other flying toys
    • A63H27/12—Helicopters ; Flying tops

Definitions

  • the present invention relates to a remotely controllable aircraft, in particular a remotely controllable ultralight model helicopter, with at least one rotor blade, the angle of attack of which is adjustable.
  • the tail rotor In connection with model helicopters, for example, it is known to control the lift and pitch / roll of the main rotor via a complex linkage which is connected to servomotors.
  • two solutions are common for driving the tail rotor.
  • the tail rotor In the first solution, the tail rotor is connected to the main drive via a gear controlled by a servo motor, an optional clutch and an output shaft.
  • the tail rotor is driven by a separate motor.
  • the first solution is usually used when an internal combustion engine is used as the main drive.
  • a second internal combustion engine intended only for driving the tail rotor would be too heavy, particularly in the area of the tail rotor.
  • An electric motor requires a complex one Generator or heavy batteries.
  • the second solution is used in particular in the case of electrically driven models, because currently only electric motors can be used to drive the tail rotor due to the low power required. It is also known to provide the gyro system, which regulates the tail rotor thrust around the main rotor shaft (or further spatial axes such as, for example, nick or roll), as a separate system in its own housing, which can be connected to the overall system.
  • the invention is based on the object of specifying a remotely controllable aircraft, in particular a remotely controllable ultralight model helicopter, which is inexpensive to manufacture and relatively easy to assemble and which has a reduced weight compared to known remotely controllable aircraft.
  • the remotely controllable aircraft is based on the generic prior art in that the setting of the angle of attack of the at least one rotor blade, without using an electric motor with rotating elements, by a force, in particular a torsional force introduced directly into the axis of rotation of the rotor blade takes place, which is generated via a magnetic field that can be varied by the electrical control of at least one coil.
  • the solution according to the invention makes it possible to dispense with servomotors used in the prior art, as a result of which lower production costs and a reduced weight are achieved.
  • the coil is controlled in such a way that the desired angle of attack results when the forces acting on the rotor blade are in equilibrium with respect to the angle of attack. This is advantageously done in the form of a regulation.
  • the at least one coil is preferably driven in a pulsed manner. This enables, for example, fully digital control or regulation of the angle of attack.
  • the force causing the setting of the angle of attack of the at least one rotor blade is transmitted into the rotor blade via a connecting angle as torsional force, which is articulated on the at least one rotor blade such that the position of the connecting angle determines the angle of attack of the at least one rotor blade.
  • a connecting angle is assigned to a rotor blade or that a connection angle is assigned to each rotor blade.
  • the last-mentioned solution is particularly suitable if several rotor blades are provided, whose angle of attack can be set independently of one another.
  • the connecting lever can be pivoted about an axis perpendicular to the rotor axis of rotation.
  • the pivot axis preferably intersects the main rotor axis.
  • the at least one coil is arranged on a rotor plate which is connected to a rotor axis.
  • plungers and the like used for power transmission can be dispensed with in many cases.
  • the electrical control of the at least one coil takes place via sliding contacts.
  • These sliding contacts can, for example, be arranged on a rotor plate that supports one or more rotor blades.
  • At least one permanent magnet is arranged on at least one connecting lever, which makes a contribution to the magnetic field.
  • a permanent magnet can also act as a counterweight and, via the centrifugal force, can contribute to moving one or more rotor blades with respect to the angle of attack into a predetermined position, for example into a rest position or into a position Position in which there is a balance of forces with respect to the angle of attack.
  • suitable stop elements can optionally also be provided, for example between a rotor plate and a connecting bracket 1.
  • the present invention further relates to embodiments in which it is provided that the force causing the setting of the angle of attack of the at least one rotor blade is transmitted via at least one tappet.
  • a tappet is preferably arranged in the region of the axis of rotation of the rotor having at least one rotor blade and can, for example, extend into the fuselage of the aircraft in order to interact with non-rotating elements there.
  • the at least one tappet is articulated on the connecting lever. This can take place, for example, via an angled section of the plunger and an eyelet provided on the connecting lever. Depending on the arrangement of the eyelet along the radially guided part of the connecting lever, there is therefore also a stop between the angled section of the plunger and the connecting angle, as a result of which a maximum setting angle is established.
  • At least one permanent magnet is arranged on the at least one plunger, which makes a contribution to the magnetic field.
  • This embodiment is, but is not limited to, in particular if the Plunger in the fuselage of the aircraft interacts with non-rotating elements.
  • the at least one coil is arranged on a non-rotating element of the aircraft adjacent to the at least one permanent magnet. Solutions are conceivable, for example, in which the permanent magnet is arranged at an axial end of the plunger above the coil or in which the coil is arranged radially adjacent to the permanent magnet in relation to the plunger.
  • the aircraft has at least two rotor blades, the angle of attack of which can be set independently of one another, and that at least one coil is assigned to each of the at least two rotor blades. If the angle of attack of the rotor blades can be set independently of one another by appropriate control of the respective coils, particularly advantageous flight characteristics are achieved.
  • a flexible connecting element to connect the connecting angles in pairs in such a way that centrifugal forces acting perpendicular to the axes of rotation cancel each other out and an additional restoring force is created which transfers the axes of rotation into the original position.
  • the two connecting levers connected to the rotor blades, the angle of attack of which can be set independently of one another, are connected to one another via a flexible element.
  • This change in the same direction or the setting of the angle of attack can take place, for example, by applying a DC voltage to the at least one coil, in particular a pulsed DC voltage, which can be provided by fully digital means.
  • the control of a lift portion (pitch and / or roll) that is not coaxial with a main rotor axis comprises that at least two coils, each of which is assigned to a rotor blade, are controlled in such a way that the angles of attack of the at least two rotor blades are changed in opposite directions.
  • This can be achieved, for example, by repeatedly impinging the opposite rotor pulses on the two rotor blades simultaneously at a specific point in time within the period of the main rotor.
  • the length of these impulses determines the strength of the pitch / roll forces.
  • the present invention also relates to embodiments in which it is provided that the remotely controllable aircraft has at least two rotor blades whose angles of attack can be adjusted in a coupled manner.
  • a single connection angle can be used, which transmits the force required to set the angle of attack.
  • a corresponding coupling of the rotor blades enables particularly simple and therefore light and inexpensive constructions.
  • control of a lift portion (pitch) coaxial with a main rotor axis comprises that a direct voltage, in particular a pulsed direct voltage, is applied to the at least one coil, which is assigned to at least one rotor blade.
  • control of a lift portion (pitch and / or roll) that is not coaxial with a main rotor axis comprises that an alternating voltage, in particular a pulsed alternating voltage, is applied to the at least one coil that is assigned to at least one rotor blade.
  • an alternating voltage in particular a pulsed alternating voltage
  • both the coaxial part of the buoyancy and the non-coaxial part of the buoyancy are adjusted by means of pulsed voltages differentiate the respective pulse durations and are determined, for example, by a control circuit.
  • the period of the alternating voltage is synchronized with the rotational speed of the at least one rotor blade applied to the at least one coil. Such synchronization results in low-vibration operation.
  • pitch and the control of a non-coaxial lift portion (pitch and / or roll) to a main rotor axis is superimposed.
  • a pulse sequence can be used in this connection, for example, which is changed for the pitch in such a way that when Nick / roll impulses the vertical buoyancy remains constant.
  • the pitch pulses can be extended, for example.
  • Figure la is a top and side view of a first embodiment of a main rotor of the aircraft according to the invention.
  • Figure lc is a top and side view of a second embodiment of a main rotor of the aircraft according to the invention.
  • FIG. 1d shows a side view of a tappet arrangement for transmitting a force for setting an angle of attack
  • Figure le is a top and side view of a third embodiment of a main rotor of the aircraft according to the invention
  • Figure lf is a top and side view of a fourth embodiment of a main rotor of the aircraft according to the invention.
  • FIG. 2 shows a side view of an embodiment of a tail rotor drive of the aircraft according to the invention
  • FIG. 3 shows a schematic illustration of an embodiment of a gyro system for the aircraft according to the invention
  • FIG. 4a shows a side view, a front view and a top view of an embodiment of a landing frame for the aircraft according to the invention
  • FIG. 4b the landing gear according to FIG. 4a in the unloaded and in the loaded state
  • FIG. 5 shows an embodiment of a board carrying various elements, which can be used in connection with the aircraft according to the invention
  • Figure 6 is a schematic side view of an embodiment of the aircraft according to the invention.
  • Figure la shows a top and side view of a first embodiment of a main rotor of the aircraft according to the invention.
  • a main rotor plate 103 which is connected to a mounted main rotor axis 108, two coils 106 electrically connected via tapping contacts (not shown) are fixed symmetrically to the main rotor axis 108.
  • two rotary bearings 102 are also attached to the main rotor plate 103, in each of which a connection bracket 101 is mounted, on the opposite ends of which a permanent magnet 105 and a rotor blade 104 are attached.
  • the permanent magnet 105 is arranged in such a way that a direct current 107 through the coils 106 leads to a deflection of the connection angle 101 and thus a changed inflow or angle of attack of the rotor blades.
  • the changed inflow angle ⁇ also changes the speed of the air accelerated downwards or upwards by the rotor blades 104 when the rotor head rotates, and thus the buoyancy of the construction. If the coil current 107 is interrupted again, the centrifugal force of the connection angle acts 101 and the permanent magnet 105 attached to it, as well as against the deflection by the forces acting on the rotor blades 104 to accelerate the air, so that the connecting angle 101 is reset to a zero position.
  • This structure can be used to control a main rotor 100 as follows: by applying a direct current 107 to the coil 106, the deflection of the rotor blades 104 can be changed permanently and thus the amount of the lift (pitch) coaxial with the main rotor axis 108.
  • a constant lift vector can be generated which is no longer coaxial with the main rotor axis 108, but instead consists of a coaxial lift component (pitch) and a vertical drive (pitch and roll) ) consists.
  • Figures lbi - lbiii show examples of electrical control profiles for setting angles of attack.
  • the pitch control is achieved by a uniform pulse sequence for both rotor blades, as shown in FIG. 1bi.
  • the pulse train In order to achieve a smooth, low-vibration run, the pulse train should have a period that is small compared to the time it takes to move a rotor blade 104 from rest / normal position to maximum pitch and back to the rest / normal position.
  • the pitch / roll control can take place in that the two rotor blades 104 are simultaneously subjected to opposite-pole pulses at a certain point in time within the period T of the main rotor 100, as shown in FIG. 1bii.
  • the length of these impulses determines the strength of the pitch / roll forces.
  • the pitch or pitch / roll impulses should not simply be superimposed with pitch / roll priority, because this leads to interactions between pitch and pitch / roll. This is due to the fact that with a rotor blade in which the pitch and pitch / roll impulses are rectified, the pitch / roll effect is significantly less than in the case of a rotor blade in which the pitch and pitch / roll impulses are opposite.
  • the pulse sequence for the pitch must be changed so that the vertical buoyancy remains constant when adding pitch / roll pulses , This can be done relatively easily by extending the pitch pulses to the rotor blades 104. be sufficient, as shown by the dashed line in Figure lbiii.
  • Figure lc shows a top and side view of a second embodiment of a main rotor of the aircraft according to the invention.
  • the coils 106 in the embodiment shown in FIG. 1c are moved into the non-rotating part of the helicopter.
  • the connection between the rotor blades 104 and the permanent magnets 105 takes place here via connecting angles 101, eyelets 110 and push rods 111, to which the permanent magnets 105 are fastened.
  • the vertical force introduced into the connecting angle 101 by the push rod 105 via the eyelet 110 leads to the already described deflection of the connecting angle 101 and the described control behavior, that is to say the setting of the setting angle ⁇ .
  • the resetting of the rotor blades 104 is ensured in the embodiment shown in FIG. 1c by providing 105 weights 112 instead of the weight of the permanent magnet practically shifted into the axis of rotation.
  • FIG. 1d shows a side view of a tappet arrangement for transmitting a force for setting an angle of attack.
  • the illustration according to FIG. 1d can be combined in particular with the embodiment shown in FIG. 1c.
  • the two permanent magnets 105a, 105b are fastened to the ends of two push rods purple, 111b which can be moved easily one inside the other.
  • the thin push rod 111b is driven by magnetic force, through the permanent magnet 105b fixed to its end, by a current flowing through the coil 106b, which is arranged coradial to a slide bearing 115b.
  • Figure le shows a top and side view of a third embodiment of a main rotor of the aircraft according to the invention.
  • the embodiment shown in FIG. 1e is a variant of the main rotor control which is easier to implement, but which nevertheless has pitch / roll control options.
  • a coil 106 which is electrically connected via tapping contacts (not shown), is fastened to the main rotor plate 103, which is connected to the main rotor axis 108.
  • Also attached to the main rotor plate 103 are two rotary bearings 102, in which exactly one connection bracket 101 is mounted, which rigidly connects the two rotor blades 104 to one another and to whose transverse boom ends a permanent magnet 105 and a counterweight 114 are attached.
  • the permanent magnet 105 is arranged in such a way that a direct current 107 through the coil 106 leads to a deflection of the connection angle 101 and thus a changed inflow or angle of attack ⁇ of the rotor blades 104. In contrast to the embodiment according to FIG. 1a, however, the rotor blades 104 are always deflected in opposite directions. If the coil current 107 is interrupted again, the centrifugal force of the connecting angle 101, the permanent magnet 105 attached to it and the counterweight 114 counteracts the deflection, so that the connecting angle 101 is reset to a zero position.
  • this embodiment assumes that the blade geometry of the rotor blades 104 generates a certain lift depending on the speed and thus corresponds to a fixed pitch.
  • the description of the pitch / roll control can be used in connection with the embodiment of FIG. 1a, which is shown in FIG. 1bii. Since there is no superimposition with pitch pulses, pulse correction, as described in connection with the embodiment according to FIG. 1 a, is not necessary.
  • Figure lf shows a top and side view of a fourth embodiment of a main rotor of the aircraft according to the invention.
  • the coil 106 is shifted into the non-rotating part of the helicopter as shown in FIG. 1f.
  • the connection between the rotor blades 104 and the permanent magnets 105 takes place here via the connection angle 101, the eyelet 110 and the (angled) push rod 111, to which the permanent magnet 105 is attached.
  • the vertical force introduced by the push rod 111, via the eyelet 110 and the connection bracket 101 leads to the already described deflection of the connection bracket 101 and the control behavior described.
  • the resetting of the rotor blades 104 is ensured by replacing the weight of the permanent magnet 105 which is practically placed in the axis of rotation by weights 112 which are provided on the outer regions of the connection angle 101.
  • the damping of a damping element can be increased by attaching one of the counterweights 112 to the main rotor plate 103 to eliminate the imbalance, and not on the connecting angle 101. This leads to the fact that in the rotary bearings 102 due to the unbalanced centrifugal forces of the individual weights 112 an increased bearing friction occurs, which has a dampening effect in relation to the Deflection of the rotor blades 104 exerts. However, the increased bearing friction may also lead to increased wear of the bearings 102.
  • the embodiment according to FIG. 1f essentially corresponds to that of the embodiment from FIG. 1d, one of the push rods 111 with the associated arrangement of permanent magnet 105 and coil 106 optionally being omitted.
  • the aircraft according to the invention is equipped with a clutch, in particular for connecting a rotor 211 of an ultralight model helicopter with a drive motor, with a first drive element 202, which can be rotated by a drive motor 214, and with at least one output shaft 204, on which one of The drive torque supplied to the drive motor (214) can be at least partially transmitted, in particular the following features come into consideration as further developments essential to the invention:
  • an adjusting device 207, 209 exerts a variable force F on the impeller 206 in order to press the impeller 206 against the first drive element 202 if necessary
  • the force F is varied via a magnetic field which can be influenced by the electrical control of at least one coil 205 which is part of the actuating device 205, 209. that the actuating device 205, 209 also has a magnetizable element 209, which is non-positively connected to the impeller 206.
  • the magnetizable element 209 is formed by a permanent magnet 209 and / or a further coil.
  • the output shaft 204 is elastically bendable.
  • first drive element 202 is arranged on a shaft 201, and that a second drive element 203 is arranged on the shaft 201, against which the impeller 202 can also be pressed with a variable force in order to drive the output shaft 204 in the opposite direction of rotation.
  • connection between the impeller 206 and a first drive element 202 or a second drive element 203 is frictional.
  • the shaft 201 is a main rotor shaft 201 that drives a main rotor 212.
  • the rotor 211 is a tail rotor 211.
  • At least one further output shaft is provided, which is driven like the at least one output shaft 204.
  • the torque transmission to the further output shaft can be varied independently of the torque transmission to the at least one output shaft 204.
  • first drive element 202 and / or the second drive element 203 has an external toothing which engages in a gearwheel 213 arranged on the drive motor output shaft in order to set the first drive element 202 and / or the second drive element 203 in rotation.
  • the electrical control of the at least one coil 205 takes place fully digitally. that the electrical control of the at least one coil 205 takes place as a function of signals that are supplied by a gyro system.
  • the at least one coil 205 is electrically controlled as a function of the rotational speed of the output shaft 204 and / or as a function of the torque transmitted to the output shaft 204.
  • the drive motor 214 is controlled in such a way that the speed of the first drive element 202 and / or the second drive element 203 can be set independently of the torque transmitted to the at least one output shaft 204.
  • FIG. 2 shows a side view of an embodiment of a tail rotor drive of the aircraft according to the invention.
  • the tail rotor drive shown in FIG. 2 is based on the principle of the electromechanical clutch.
  • the force is transmitted from an electric motor 214 to the main rotor shaft 201 and thus to the main rotor 212 via the transmission consisting of the gearwheels 213 and 202, which can in particular be the main rotor 100 according to FIGS.
  • the gear 202 which is mounted on the main rotor shaft 201 and is flat on its underside, serves as a running surface for an impeller 206 which is axially attached to the elastic tail rotor shaft 204.
  • the power transmitted from the gear 202 to the impeller 206 can be regulated by the pressure force being exerted the lever 208 operated via the coil 205 and the permanent magnet 209 by lower current pulses 207 of different lengths is varied.
  • the impeller 206 is reset after each pulse by the restoring force of the elastic tail rotor shaft 204.
  • a fixed bearing 210 of the tail rotor shaft 204 which is mounted sufficiently far from the impeller 206 allows the elastic restoring forces to be set such that, on the one hand, sufficient force is available as the restoring force, in order to return the impeller 206 to the original position, but on the other hand the restoring force can be kept small enough to be overcome by the lever device.
  • FIG. 3 shows a schematic illustration of an embodiment of a gyro system for the aircraft according to the invention.
  • the position controller shown in Figure 3 works on the principle of inertia.
  • the measured variable is recorded inductively.
  • a rotor 301 which is mounted on the axis of rotation 302 with as little friction as possible and whose center of gravity lies on the axis of rotation by balancing with a counterweight 306 is provided at one end with magnetizable material 303, for example ferrite.
  • the magnetizable material 303 is positioned directly via a coil 304, which is attached to the same frame as the axis of rotation 302 of the rotor 301, in the zero position.
  • FIG. 4a shows a side view, a front view and a top view of an embodiment of a landing gear for the aircraft according to the invention.
  • FIG. 4b shows the landing gear according to FIG. 4a in the unloaded and in the loaded state and
  • FIG. 4c shows the landing gear from FIG. 4a, wherein a holder is provided for fastening a battery.
  • the landing gear shown in FIGS. 4a to 4c is a newly designed landing gear that functions according to the spring-damper principle with an integrated clamping device for the helicopter assembly.
  • the landing gear shown is characterized above all by a very high impact absorption capacity with low weight and simple manufacture.
  • the landing gear also serves as a clamping device for the structure / frame of the helicopter, to which all other functional elements of the model helicopter are attached.
  • the two runners 405 are connected via runners 404 and elastic spring elements 401, 403 as shown in FIG. 4a via a plate 406 to form a slide.
  • the plate 406 is either attached to the upper side of the front and rear spring element 401, for example by gluing, or to the underside of the front and rear spring element 403. Damping material 402 can be attached between the front and rear spring elements.
  • the landing gear is shown in the unloaded state in the upper part of FIG. 4b.
  • the spring elements lying one above the other in pairs lie close together.
  • the lower part of Figure 4b shows the landing gear, which is loaded with a force.
  • FIG. 5 shows an embodiment of a board carrying various elements which can be used in connection with the aircraft according to the invention.
  • all the actuators and measuring modules required for the functions explained above can be integrated on a board, which can be clamped between the landing gear and the body and carries out self-supporting functions.
  • the complete integration of mechanical and electronic components can be achieved by choosing the systems described with reference to FIGS. 1 to 4, in that the bobbins described there, which are used as actuators and also as part of a measuring system in the gyro system, on one as in FIG 5 find the control board shown.
  • the two sections 501 and 508 are connected to one another via a flexible bridge 507, on which all the conductor tracks necessary between the sections 501 and 508 run.
  • the on the Cut 501 attached electromechanical components are in particular the coil 506 for deflecting the rotor connection angle (see FIG.
  • Section 501 is also an important part of the mechanical structure, in that it represents the lower part of the structure of the model helicopter and contains one of the bearings 506 for the main rotor shaft (see also FIG. 1d, reference number 115b) and via the centering bores or pins 502 the landing gear described in Figure 4 can be attached.
  • electronic components such as, for example, an electronic tachometer 509, which is provided for determining the speed of the main rotor, can also be placed on the board because of the limited space available. Furthermore, the complete integration of all components on the circuit board section 501 is conceivable, so that the passive section 508 can be dispensed with entirely.
  • FIG. 6 shows a schematic side view of an embodiment of the aircraft according to the invention.
  • the circuit board and structure can be connected in two simple operations described with reference to FIG. 6 as follows: on the landing gear 601 described with reference to FIG. 4, a circuit board section 202 of the circuit board designated by 500 in FIG. 5 is fastened by centering pins 604, which are shown in FIG 5 are designated 502, the landing gear 601 is placed or pushed. Thereafter, the holding tabs 605 of the superstructure are pushed into the brackets 607 (see also FIG. 4b, below) widened by pressing down the landing frame 601 and latched into the holding pins 602 after they have been released.
  • the result of this assembly process is a circuit board fastened between the structure 603 and landing frame 601 and centered over the holding pins 602.
  • the remaining, laterally projecting, passive circuit board section can be bent upwards at the connection point in order to save space and stability on the connecting bridge (see FIG. 5, reference number 507) and attached to the frame / structure of the model helicopter, for example with a rubber ring become.
  • the present invention in particular in combination with the features only explained in the description of the figures, which can all be essential for the solution of the task, is characterized by the possible guide design, fully digital actuators and novel concepts for the integrated structural design.
  • This enables economical production of model helicopters which are about 10-20 times lighter than model helicopters based on conventional technology, with the same or lower production costs. Due to the small dimensions of the components, which are made possible by the invention, the bending moments, which often have a destructive effect in the event of a crash, are considerably lower in relation to the strength of the components, so that the models based on the invention are at least as robust as those on conventional ones Technology-building model helicopter ter.
  • the lower weight also means that the energy stored in the rotors during operation and thus the risk of injury or damage is significantly lower than with conventional, significantly heavier model helicopters.
  • the invention results in a remotely controllable aircraft which is particularly lightweight, weighs for example only a few grams with currently available drive motors, and which is nevertheless reliable and resilient. Thanks to its modular design, the aircraft can also be easily converted to other variants.
  • Clamping device for example for the construction of a helicopter

Landscapes

  • Toys (AREA)
  • Catching Or Destruction (AREA)
  • Selective Calling Equipment (AREA)
  • Burglar Alarm Systems (AREA)

Description

Fernsteuerbares Fluggerät
Die vorliegende Erfindung betrifft ein fernsteuerbares Fluggerät, insbesondere einen fernsteuerbaren Ultraleichtmodellhelikopter, mit zumindest einem Rotorblatt, dessen Anstellwinkel einstellbar ist.
Stand der Technik
Beispielsweise im Zusammenhang mit Modellhelikoptern ist es bekannt, den Auftrieb sowie Nick- /Roll des Hauptro- tors über ein komplexes Gestänge zu steuern, das an Servomotoren angeschlossen ist. Zum Antrieb des Heckrotors sind insbesondere zwei Lösungen üblich. Bei der ersten Lösung erfolgt die Verbindung des Heckrotors mit dem Hauptantrieb über ein Getriebe, das durch einen Servomo- tor gesteuert wird, eine optionale Kupplung und eine Abtriebswelle. Bei der zweiten Lösung wird der Heckrotor von einem separaten Motor angetrieben. Die erste Lösung wird üblicherweise herangezogen, wenn ein Verbrennungsmotor als Hauptantrieb verwendet wird. Ein zweiter, nur für den Antrieb des Heckrotors vorgesehener Verbrennungsmotor wäre, insbesondere im Bereich des Heckrotors, zu schwer. Ein Elektromotor benötigt einen aufwendigen Generator oder schwere Akkus. Die zweite Lösung wird insbesondere bei elektrisch angetriebenen Modellen eingesetzt, weil als Antrieb für den Heckrotor aufgrund der geringen benötigten Leistung derzeit ausschließlich Elektromotoren verwendet werden können. Ferner ist es bekannt, das Gyro-System, das zur Stabilisierung um die Hauptrotorwelle den Heckrotorschub regelt (beziehungsweise weitere Raumachsen wie beispielsweise Nick oder Roll) , als ein separates System in einem eigenen Gehäuse vorzusehen, das an das Gesamtsystem angeschlossen werden kann.
Die beschriebenen konstruktiven Ausführungen haben zur Folge, dass herkömmliche Konstruktionen relativ schwer- gewichtig sind, weil sie neben den genannten konstruktiven Merkmalen besonders hinsichtlich Steifheit und Festigkeit dahingehend optimiert sind, einen eventuellen Absturz zu überstehen ohne größeren Schaden zu nehmen. Jedes Mehrgewicht benötigt wiederum stärkere und dadurch notwendigerweise schwerere Motoren und deren Energieversorgung, wie zum Beispiel Akkus. Dies führt dazu dass bisher beispielsweise kein kommerzielles Angebot von Modellhelikoptern mit einem Gewicht < 200 Gramm existiert. Die Helikopter, die diese Grenze erreichen, ba- sieren noch auf herkömmlicher Technologie und werden oft als sogenannte Indoor-Helikopter angeboten. Die Erfahrung zeigt jedoch, dass vor allem Fluganfänger Probleme haben, das Modell in Zimmerräumen erfolgreich zu steuern, daher sind mit Indoor eher Hallenräume gemeint. Bei Abstürzen nimmt das Modell trotz robuster Bauweise oftmals Schaden. Grund hierfür ist das immer noch recht hohe Gewicht und die damit verbundenen Trägheitskräfte des Modellhelikopters. Um den Auftrieb des Hauptrotors variabel zu steuern (Pitch, Nick und Roll), wird in herkömmlichen HauptrotorSteuerungen eine variable Steuerung des Anstellwinkels der Rotorblätter über Servomotoren, Taumelscheibe, Hillerpaddel und so weiter erreicht. Es sind zwar einzelne Prototypen von Modellhelikoptern bekannt, die bis zu 40-50 Gramm leicht sind, jedoch basieren auch diese Prototypen auf der herkömmlichen Technologie, sind entsprechend aufwendig herzustellen und sind daher für eine Serienfertigung ungeeignet.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein fernsteuerbares Fluggerät, insbesondere einen fernsteuerbaren Ultraleichtmodellhelikopter, anzugeben, das kostengüns- tig hergestellt und relativ einfach montiert werden kann und der gegenüber bekannten fernsteuerbaren Fluggeräten ein verringertes Gewicht aufweist.
Vorteile der Erfindung
Die vorstehend genannte Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 angegebenen Merkmale gelöst.
Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.
Das erfindungsgemäße fernsteuerbare Fluggerät baut auf dem gattungsgemäßen Stand der Technik dadurch auf, dass die Einstellung des Anstellwinkels des zumindest einen Rotorblattes, ohne Verwendung eines Elektromotors mit rotierenden Elementen, durch eine Kraft, insbesondere eine direkt in die Rotationsachse des Rotorblattes eingebrachte Torsionskraf , erfolgt, die über ein Magnetfeld erzeugt wird, das durch die elektrische Ansteuerung von zumindest einer Spule variierbar ist. Durch die er- findungsgemäße Lösung kann auf beim Stand der Technik eingesetzte Servomotoren verzichtet werden, wodurch niedrigere Herstellungskosten und ein verringertes Gewicht erzielt werden. Bei bevorzugten Ausführungsformen wird die Spule derart angesteuert, dass sich der ge- wünschte Anstellwinkel ergibt, wenn sich die auf das Rotorblatt wirkenden Kräfte bezüglich dem Anstellwinkel im Gleichgewicht befinden. Dies erfolgt vorteilhafterweise in Form einer Regelung.
Die zumindest eine Spule wird vorzugsweise impulsförmig angesteuert. Dies ermöglicht beispielsweise eine volldigitale Steuerung beziehungsweise Regelung des Anstellwinkels .
Vorzugsweise ist vorgesehen, dass die die Einstellung des Anstellwinkels des zumindest einen Rotorblattes bewirkende Kraft über einen Verbindungswinkel als Torsionskraft in das Rotorblatt übertragen wird, der derart an dem zumindest einen Rotorblatt angelenkt ist, dass die Stellung des Verbindungswinkels den Anstellwinkel des zumindest einen Rotorblattes festlegt. In diesem Zusammenhang ist es beispielsweise denkbar, dass ein Verbindungswinkel einem Rotorblatt zugeordnet ist oder dass jedem Rotorblatt ein Verbindungswinkel zugeordnet ist. Die zuletzt genannte Lösung kommt insbesondere in Betracht, wenn mehrere Rotorblätter vorgesehen sind, deren Anstellwinkel unabhängig voneinander einstellbar sind.
In diesem Zusammenhang ist vorzugsweise vorgesehen, dass der Verbindungshebel um eine Achse senkrecht zur Rotordrehachse schwenkbar ist. Dabei schneidet die Schwenkachse vorzugsweise die Rotorhauptachse.
Bei bestimmten Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Fluggerätes kann vorgesehen sein, dass die zumindest eine Spule an einer Rotorplatte angeordnet ist, die mit einer Rotorachse in Verbindung steht. Bei einer derartigen Ausführungsform kann in vielen Fällen auf zur Kraftübertragung eingesetzte Stößel und dergleichen verzich- tet werden.
Insbesondere in diesem Zusammenhang ist vorzugsweise vorgesehen, dass die elektrische Ansteuerung der zumindest einen Spule über Schleifkontakte erfolgt. Diese Schleifkontakte können beispielsweise an einer Rotorplatte angeordnet sein, die ein oder mehrere Rotorblätter lagert.
Insbesondere im vorstehend erwähnten Zusammenhang kann weiterhin vorgesehen sein, dass an zumindest einem Verbindungshebel zumindest ein Permanentmagnet angeordnet ist, der einen Beitrag zu dem Magnetfeld liefert. Ein derartiger Permanentmagnet kann weiterhin als Ausgleichsgewicht wirken und über die Zentrifugalkraf dazu beitragen, dass ein oder mehrere Rotorblätter bezüglich des Anstellwinkels in eine vorgegebene Stellung bewegt werden, beispielsweise in eine Ruhestellung oder in eine Stellung in der bezüglich dem Anstellwinkel Kräftegleichgewicht herrscht. In diesem Zusammenhang können gegebenenfalls auch geeignete Anschlagelemente vorgesehen werden, beispielsweise zwischen einer Rotorplatte und einem Verbindungswinke1.
Die vorliegende Erfindung betrifft weiterhin Ausführungsformen, bei denen vorgesehen ist, dass die die Einstellung des Anstellwinkels des zumindest einem Rotor- blattes bewirkende Kraft über zumindest einen Stößel übertragen wird. Ein derartiger Stößel ist vorzugsweise im Bereich der Drehachse des zumindest ein Rotorblatt aufweisenden Rotors angeordnet und kann sich beispielsweise in den Rumpf des Fluggerätes erstrecken, um dort mit nicht rotierenden Elementen zusammenzuwirken.
Insbesondere in diesem Zusammenhang kann weiterhin vorgesehen sein, dass der zumindest eine Stößel an dem Verbindungshebel angelenkt ist. Dies kann beispielsweise über einen abgewinkelten Abschnitt des Stößels und eine an dem Verbindungshebel vorgesehene Öse erfolgen. Je nach Anordnung der Öse entlang des radial geführten Teiles des Verbindungshebels ergibt sich somit auch ein Anschlag zwischen abgewinkeltem Abschnitt des Stößels und dem Verbindungswinkel wodurch ein maximaler Anstellwinkel festgelegt ist.
Zusätzlich oder alternativ kann vorgesehen sein, dass an dem zumindest einen Stößel zumindest ein Permanentmagnet angeordnet ist, der einen Beitrag zu dem Magnetfeld liefert. Diese Ausführungsform kommt, ohne darauf beschränkt zu sein, insbesondere dann in Frage, wenn der Stößel im Rumpf des Fluggerätes mit nicht rotierenden Elementen zusammenwirkt.
Insbesondere im vorstehend erläuterten Zusammenhang kann weiterhin vorgesehen sein, dass die zumindest eine Spule an einem nicht rotierenden Element des Fluggerates benachbart zu dem zumindest einen Permanentmagneten angeordnet ist. Dabei sind beispielsweise Lösungen denkbar, bei denen der Permanentmagnet an einem axialen Ende des Stößels oberhalb der Spule angeordnet ist oder bei denen die Spule bezogen auf den Stößel radial benachbart zum Permanentmagneten angeordnet ist.
Bei bestimmten Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Fluggerates kann vorgesehen sein, dass es zumindest zwei Rotorblätter aufweist, deren Anstellwinkel unabhängig voneinander einstellbar sind, und dass jedem der zumindest zwei Rotorblätter zumindest eine Spule zugeordnet ist. Wenn die Anstellwinkel der Rotorblätter durch eine entsprechende Ansteuerung der jeweiligen Spulen unabhängig voneinander eingestellt werden können, werden besonders vorteilhafte Flugeigenschaften erzielt.
Insbesondere in diesem Zusammenhang kann weiterhin vor- gesehen sein, dass ein biegeelastisches Verbindungselement so die Verbindungswinkel paarweise verbindet, dass senkrecht zu den Rotationsachsen angreifende Zentrifugalkräfte sich aufheben und eine zusätzliche Rückstellkraft entsteht, die die Rotationsachsen in die Ur- sprungslage überführt. Weiterhin kann bei dem Fernsteuerbares Fluggerät vorgesehen sein, dass die zwei mit den Rotorblättern verbundenen Verbindungshebel, deren Anstellwinkel unabhängig voneinander einstellbar ist, über ein biegeelastisches Element miteinander verbunden sind.
Weiterhin kann vorgesehen sein, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse koaxialen Auftriebsanteils (Pitch) u fasst, dass zumindest zwei Spulen, von denen jede einem Rotorblatt zugeordnet ist, jeweils derart angesteuert werden, dass die Anstellwinkel der zumindest zwei Rotorblätter gleichsinnig verändert werden. Diese gleichsinnige Veränderung beziehungsweise Einstellung der Anstellwinkel kann beispielsweise durch das Anlegen einer Gleichspannung an die zumindest eine Spule erfolgen, insbesondere einer gepulsten Gleichspannung, die durch volldigitale Mittel bereitgestellt werden kann.
Zusätzlich oder alternativ kann weiterhin vorgesehen sein, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse nicht-koaxialen Auftriebsanteils (Nick und/oder Roll) umfasst, dass zumindest zwei Spulen, von denen jede einem Rotorblatt zugeordnet ist, jeweils derart angesteuert werden, dass die Anstellwinkel der zumindest zwei Rotorblätter gegensinnig verändert werden. Dies kann beispielsweise erreicht werden, indem die beiden Rotorblätter gleichzeitig zu einem bestimmten Zeitpunkt innerhalb der Periodendauer des Hauptrotors immer wieder mit gegenpoligen Impulsen beaufschlagt werden. Dabei bestimmt die Länge dieser Impulse die Stärke der Nick- /Roll-Kräfte . In diesem Zusammenhang ist es vorteilhaft, um die Pitch- und die Nick-/Roll-Ansteuerung gleichzei- tig zu erreichen, die Pitch- und Nick-/Roll-lmpulse nicht einfach mit Nick-/Roll-Priorität zu überlagern, weil es dadurch zu Wechselwirkungen zwischen Pitch und Nick/Roll kommen kann.
Die vorliegende Erfindung betrifft auch Ausführungsformen, bei denen vorgesehen ist, dass das fernsteuerbare Fluggerät zumindest zwei Rotorblätter aufweist, deren Anstellwinkel gekoppelt einstellbar sind. Zu diesem Zweck kann beispielsweise ein einziger Verbindungswinkel eingesetzt werden, der die zur Einstellung der Anstellwinkel erforderliche Kraft überträgt. Eine entsprechende Koppelung der Rotorblätter ermöglicht besonders einfache und daher leichte und kostengünstige Konstruktionen.
Bei allen Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Fluggerätes kann vorgesehen sein, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse koaxialen Auftriebsanteils (Pitch) umfasst, dass eine Gleichspannung, insbesondere eine impulsförmige Gleichspannung an die zumindest eine Spule angelegt wird, die zumindest einem Rotorblatt zugeordnet ist.
Zusätzlich oder alternativ kann vorgesehen sein, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse nicht- koaxialen Auftriebsanteils (Nick und/oder Roll) umfasst, dass eine Wechselspannung, insbesondere eine impulsförmige WechselSpannung an die zumindest eine Spule angelegt wird, die zumindest einem Rotorblatt zugeordnet ist. In Fällen, in denen sowohl der koaxiale Auftriebs- anteil als auch der nicht-koaxiale Auftriebsanteil über impulsförmige Spannungen eingestellt werden, können sich die jeweiligen Impulsdauern unterscheiden und beispielsweise von einer Regelungsschaltung festgelegt werden.
Insbesondere im vorstehend erwähnten Zusammenhang ist vorzugsweise weiterhin vorgesehen, dass die Periode der WechselSpannung mit der an der zumindest einen Spule angelegten Drehzahl des zumindest einen Rotorblattes synchronisiert ist. Eine derartige Synchronisierung ergibt einen schwingungsarmen Betrieb.
Weiterhin kann vorgesehen sein, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse koaxialen Auftriebsanteils
(Pitch) und die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse nicht-koaxialen Auftriebsanteils (Nick und/oder Roll) überlagert wird. Um eine maximale Nick-/Roll- Steuerfähigkeit aufrechtzuerhalten und dennoch eine unabhängige Pitch- und Nick-/Roll-Ansteuerung zu erhalten, kann in diesem Zusammenhang beispielsweise eine Impulsfolge eingesetzt werden, die für den Pitch derart verän- dert wird, dass bei Zugabe von Nick-/Roll-Impulsen der Vertikalauftrieb konstant bleibt. Hierzu können beispielsweise die Pitch-Impulse verlängert werden.
Bei besonders bevorzugten Ausführungsformen des erfin- dungsgemäßen Fluggerätes ist vorgesehen, dass die Ansteuerung der zumindest einen Spule volldigital erfolgt. Dies gilt insbesondere wenn eine digitale Regelungseinrichtung eingesetzt wird.
Zusätzlich oder alternativ kann weiterhin vorgesehen sein, dass bei der Ansteuerung der zumindest einen Spule bei gleichzeitiger Pitch-Ansteuerung und Nick/Roll- Ansteuerung eine Impulsbreitenkorrektur erfolgt.
Jeder Bausatz, der zur Herstellung eines fernsteuerbaren Fluggerätes, insbesondere eines Ultraleichtmodellhelikopters, gemäß einer Ausführungsform der Erfindung geeignet ist, fällt in den Schutzbereich der zugehörigen Ansprüche .
Zeichnungen
Die Erfindung wird nachfolgend anhand der zugehörigen Zeichnungen noch näher erläutert.
Es zeigen:
Figur la eine Drauf- und Seitenansicht einer ersten Ausführungsform eines Hauptrotors des erfin- dungsgemäßen Fluggerätes;
Figuren lbi bis lbiii
Beispiele für elektrische Ansteuerungsprofile zur Einstellung von Anstellwinkeln;
Figur lc eine Drauf- und Seitenansicht einer zweiten Ausführungsform eines Hauptrotors des erfindungsgemäßen Fluggerätes ;
Figur ld eine Seitenansicht einer Stößelanordnung zur Übertragung einer Kraft zur Einstellung eines Anstellwinkels ; Figur le eine Drauf- und Seitenansicht einer dritten Ausführungsform eines Hauptrotors des erfindungsgemäßen Fluggerätes ;
Figur lf eine Drauf- und Seitenansicht einer vierten Ausführungsform eines Hauptrotors des erfindungsgemäßen Fluggerätes;
Figur 2 eine Seitenansicht einer Ausführungsform eines Heckrotorantriebs des erfindungsgemäßen Fluggeräts ;
Figur 3 eine schematische Darstellung einer Ausfüh- rungsform eines Gyro-Systems für das erfin- dungsge äße Fluggerät ;
Figur 4a eine Seitenansicht, eine Vorderansicht und eine Draufsicht auf eine Ausführungsform eines Lan- degestells für das erfindungsgemäße Fluggerät;
Figur 4b das Landegestell gemäß Figur 4a im unbelasteten und im belasteten Zustand;
Figur 4c das Landegestell von Figur 4a, wobei eine Hal- terung zur Befestigung eines Akkus vorgesehen ist ;
Figur 5 eine Ausführungsform einer verschiedene Elemen- te tragenden Platine, die im Zusammenhang mit dem erfindungsgemäßen Fluggerät verwendet werden kann; und Figur 6 eine schematische Seitenansicht einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Fluggeräts.
Beschreibung der Ausführungsbeispiele
Die folgende Beschreibung der Ausführungsbeispiel erfolgt beispielhaft für einen Ultraleichtmodellhelikop- ter.
Figur la zeigt eine Drauf- und Seitenansicht einer ersten Ausführungsform eines Hauptrotors des erfindungsgemäßen Fluggerätes. An einer Hauptrotorplatte 103, die mit einer gelagerten Hauptrotorachse 108 verbunden ist, sind zwei über (nicht dargestellte) Abgreifkontakte elektrisch angeschlossene Spulen 106 symmetrisch zur Hauptrotorachse 108 befestigt. Ebenfalls an der Hauptrotorplatte 103 befestigt sind zwei Drehlager 102, in de- nen jeweils ein Verbindungswinkel 101 gelagert ist, an dessen entgegengesetzten Enden ein Permanentmagnet 105 und ein Rotorblatt 104 befestigt sind. Der Permanentmagnet 105 ist so angeordnet, dass ein Gleichstrom 107 durch die Spulen 106 zu einer Auslenkung des Verbin- dungswmkels 101 und damit einem veränderten Anström- beziehungsweise Anstellwinkel der Rotorblätter führt. Durch den veränderten Anströmwinkel α ändert sich auch die Geschwindigkeit der sich bei drehendem Rotorkopf durch die Rotorblätter 104 nach unten beziehungsweise oben beschleunigten Luft und damit der Auftrieb der Konstruktion. Wird der Spulenstrom 107 wieder unterbrochen, wirken durch die Zentrifugalkraft des Verbindungswinkels 101 und des daran befestigten Permanentmagneten 105 sowie durch die an den Rotorblättern 104 angreifenden Kräfte zur Beschleunigung der Luft der Auslenkung entgegen, so dass der Verbindungswinkel 101 wieder in eine Nulllage zurückgestellt wird. Ein Überschwingen wird durch die dämpfenden Eigenschaften der Rotorblätter 104 weitgehend verhindert. Durch Anbringen eines dämpfenden, jedoch flexiblen Anschlags 109 an der Hauptrotorplatte 103 unterhalb des Verbindungswinkels 101 kann das Über- schwingen praktisch vollständig verhindert werden. Durch Anbringen eines die Verbindungswinkel 101 verbindenden biegeelastischen Elements 113 können radial zu den Drehachsen der Rotorblätter auftretende Zentrifugalkräfte, die durch die Verbindungswinkel 101 verursacht sind, aufgefangen werden, wodurch sich die Reibung in den Drehlagern 102 verringert. Dieser Aufbau lässt sich folgender Maßen zur Steuerung eines Hauptrotors 100 ausnutzen: durch Anlegen eines Gleichstroms 107 an die Spule 106 kann die Auslenkung der Rotorblätter 104 permanent verändert werden und damit der Betrag des zur Hauptrotorachse 108 koaxialen Auftriebs (Pitch) . Durch Anlegen einer WechselSpannung, deren Periode synchronisiert ist mit der Drehzahl der Hauptrotorachse 108, kann ein konstanter Auftriebsvektor erzeugt werden, der nicht mehr koaxial zur Hauptrotorachse 108 ist, sondern der aus einem koaxialen Auftriebsanteil (Pitch) und einem dazu senkrechten Seitenantrieb (Nick und Roll) besteht. Dadurch erhält die Konstruktion dieselben Bewegungsfreiheitsgrade wie herkömmliche Hauptrotorsteuerungen, ist jedoch durch die direkte Ansteuerung wesentlich weniger träge und damit schneller ansteuerbar als servo-basierte Rotorsteuerungssysteme . Figuren lbi - lbiii zeigen Beispiele für elektrische Ansteuerungsprofile zur Einstellung von Anstellwinkeln. Die Pitch-Ansteuerung wird durch eine gleichmäßige Im- pulsfolge für beide Rotorblätter erreicht, wie sie in Figur lbi dargestellt ist. Um einen ruhigen, schwingungsarmen Lauf zu erhalten, sollte die Impulsfolge eine Periodendauer haben, die klein ist gegenüber der Zeit, die benötigt wird, um ein Rotorblatt 104 von Ruhe- /Normalstellung auf Maximal-Pitch und zurück zur Ruhe- /NormalStellung zu bewegen. Die Nick-/Roll-Ansteuerung kann erfolgen, indem die beiden Rotorblätter 104 gleichzeitig zu einem bestimmten Zeitpunkt innerhalb der Periodendauer T des Hauptrotors 100 immer wieder mit gegen- poligen Impulsen beaufschlagt werden, wie dies in Figur lbii dargestellt ist. Die Länge dieser Impulse bestimmt die Stärke der Nick-/Roll-Kräfte . Um Pitch und Nick- /Roll-Ansteuerung gleichzeitig zu erreichen, sollten die Pitch- beziehungsweise Nick-/Roll-Impulse nicht einfach mit Nick-/Roll-Priorität überlagert werden, weil es dadurch zu Wechselwirkungen zwischen Pitch und Nick/Roll kommt. Dies rührt daher, dass bei einem Rotorblatt, bei dem Pitch- und Nick-/Roll-Impulse gleichgerichtet sind, die Nick-/Roll-Wirkung wesentlich geringer ist, als bei einem Rotorblatt, bei dem Pitch- und Nick- /Roll- Impulse entgegengesetzt sind. Um eine maximale Nick- /Roll- Steuerfähigkeit zu bewahren und dennoch unabhängige Pitch- und Nick-/Roll-Ansteuerungen zu erhalten, muss die Impulsfolge für den Pitch so verändert werden, dass bei Zugabe von Nick-/Roll-Impulsen der Vertikalauftrieb konstant bleibt. Dies kann relativ einfach durch Verlängerung der Pitch-Impulse auf die Rotorblätter 104 er- reicht werden, wie dies durch die gestrichelte Linie in Figur lbiii dargestellt ist.
Figur lc zeigt eine Drauf- und Seitenansicht einer zwei- ten Ausführungsform eines Hauptrotors des erfindungsgemäßen Fluggerates. Um unter Umständen fehleranfällige Schleifkontakte zur Herstellung einer elektrischen Verbindung zu den Spulen 106 zu vermeiden, sind die Spulen 106 bei der in Figur lc dargestellten Ausführungsform in den nicht-rotierenden Teil des Helikopters verlagert. Die Verbindung zwischen den Rotorblättern 104 und den Permanentmagneten 105 erfolgt hierbei über Verbindungs- winkel 101, Ösen 110 und Stößelstangen 111, an denen die Permanentmagnete 105 befestigt sind. Die durch die Stö- ßelstange 105 über die Öse 110 in den Verbindungswinkel 101 eingeleitete vertikale Kraft führt zu der bereits beschriebenen Auslenkung des Verbindungswinkels 101 und dem beschriebenen Steuerungsverhalten, das heißt der Einstellung des Anstellwinkels α. Die Rückstellung der Rotorblätter 104 wird bei der in Figur lc dargestellten Ausführungsform sichergestellt, indem anstelle des praktisch in die Drehachse verlegten Gewichtes des Permanentmagneten 105 Gewichte 112 vorgesehen werden.
Figur ld zeigt eine Seitenansicht einer Stößelanordnung zur Übertragung einer Kraft zur Einstellung eines Anstellwinkels. Die Darstellung gemäß Figur ld lässt sich insbesondere mit der in Figur lc dargestellten Ausführungsform kombinieren. Gemäß der Darstellung von Figur ld sind die beiden Permanentmagnete 105a, 105b an den Enden zweier ineinander leichtgängig verschiebbarer Stößelstangen lila, 111b befestigt. Die dünne Stößelstange 111b wird durch magnetische Kraft angetrieben, durch den an ihrem Ende befestigten Permanentmagnet 105b, indem durch die Spule 106b, die koradial zu einem Gleitlager 115b angeordnet ist, ein Strom fließt. Dies gilt analog für die dickere, als Rohr ausgeführte, Stößelstange lila, die die dünnere Stößelstange 111b in axialer Richtung führt. Wesentliche Vorteile dieser Konstruktion sind, dass die Lagerung und die Krafteinleitung in die Permanentmagnete 105a, 105b in derselben Ebene erfolgen kann, was erhebliche Kostenvorteile bei der Realisierung der Konstruktion ergibt. Die Anordnung der Stößelstangen lila, 111b ist frei von parasitären Zentrifugalkräften, die aufwendig durch Gegengewichte neutralisiert werden müssten. Durch Wahl eines genügend großen Abstands zwi- sehen den Lagern 115a, 115b ist es zudem einfach, die magnetische Wirkung der Spulen 106 zu entkoppeln.
Figur le zeigt eine Drauf- und Seitenansicht einer dritten Ausführungsform eines Hauptrotors des erfindungsge- mäßen Fluggerätes. Bei der in Figur le dargestellten Ausführungsform handelt es sich um eine einfacher zu realisierende Variante der Hauptrotorsteuerung, die jedoch trotzdem über Nick-/Roll-Steuermöglichkeiten verügt. Gemäß der Darstellung von Figur le ist an der Hauptrotorplatte 103, die mit der Hauptrotorachse 108 verbunden ist, eine über (nicht dargestellte) Abgreif- kontakte elektrisch angeschlossene Spule 106 befestigt. Ebenfalls an der Hauptrotorplatte 103 befestigt sind zwei Drehlager 102, in denen genau ein Verbindungswinkel 101 gelagert ist, der die beiden Rotorblätter 104 starr miteinander verbindet und an dessen Querauslegerenden ein Permanentmagnet 105 und ein Gegengewicht 114 ange- bracht sind. Der Permanentmagnet 105 ist so angeordnet, dass ein Gleichstrom 107 durch die Spule 106 zu einer Auslenkung des Verbindungswinkels 101 und damit einem veränderten Anström- beziehungsweise Anstellwinkel α der Rotorblätter 104 führt. Im Gegensatz zur Ausführungsform gemäß Figur la werden die Rotorblätter 104 jedoch immer gegensinnig ausgelenkt. Wird der Spulenstrom 107 wieder unterbrochen, wirkt die Zentrifugalkraft des Verbindungswinkels 101, des daran befestigten Permanentmagne- ten 105 und des Gegengewichts 114 der Auslenkung entgegen, so dass der Verbindungswinkel 101 wieder in eine Nulllage zurückgestellt wird. Durch Anbringen eines festen, nicht federnden Anschlags 109 an der Hauptrotorplatte 103 unterhalb des Verbindungswinkels 101 kann das Überschwingen praktisch vollständig verhindert werden. Dieses Prinzip lässt sich folgendermaßen zur Hauptrotorsteuerung ausnutzen: durch Anlegen einer Wechselspannung, deren Periode synchronisiert ist mit der Drehzahl der Hauptrotorachse 108 kann ein Kraftvektor erzeugt werden, der nicht-koaxial zur Hauptrotorachse 108 ist. Die in Figur le dargestellte Ausführungsform ist eine erheblich vereinfachte Variante der Ausführungsform gemäß Figur la. Statt der Ansteuerung von Pitch und Nick- /Roll ermöglicht die in Figur le dargestellte Ausfüh- rungsform nur die Nick-/Roll-Ansteuerung der Rotorblätter 104. Daher setzt diese Ausführungsform voraus, dass die Blattgeometrie der Rotorblätter 104 je nach Drehzahl einen bestimmten Auftrieb erzeugt und damit einem festen Pitch entspricht. Bezüglich der Impulsfolge zur Ansteue- rung kann die Beschreibung der Nick-/Roll-Ansteuerung im Zusammenhang mit der Ausführungsform von Figur la herangezogen werden, die in der Figur lbii dargestellt ist. Da keine Überlagerung mit Pitch-Impulsen vorkommt, ist eine Impulskorrektur , wie im Zusammenhang mit der Aus- führungsform gemäß Figur la beschrieben, nicht erforderlich.
Figur lf zeigt eine Drauf- und Seitenansicht einer vierten Ausführungsform eines Hauptrotors des erfindungsgemäßen Fluggerätes. Um unter Umständen fehleranfällige Schleifkontakte zur Herstellung einer elektrischen Ver- bindung zu der Spule 106 gemäß Figur le zu vermeiden, ist die Spule 106 gemäß der Darstellung von Figur lf in den nicht-rotierenden Teil des Helikopters verlagert. Die Verbindung zwischen den Rotorblättern 104 und den Permanentmagneten 105 erfolgt hierbei über den Verbin- dungswinkel 101, die Öse 110 und die (abgewinkelte) Stößelstange 111, an der der Permanentmagnet 105 befestigt ist. Die durch die Stößelstange 111, über die Öse 110 und den Verbindungswinkel 101 eingeleitete vertikale Kraft führt zu der bereits beschriebenen Auslenkung des Verbindungswinkeis 101 und dem beschriebenen Steuerungs- verhalten. Die Rückstellung der Rotorblätter 104 wird sichergestellt, indem das Gewicht des praktisch in die Drehachse gelegten Permanentmagneten 105 durch Gewichte 112 ersetzt wird, die an den äußeren Bereichen des Ver- bindungswinkels 101 vorgesehen sind. Die Dämpfung eines Dämpfungselements kann verstärkt werden, indem eines der Gegengewichte 112 zur Beseitigung der Unwucht an der Hauptrotorplatte 103 befestigt wird, und nicht am Verbindungswinkel 101. Dies führt dazu, dass in den Drehla- gern 102 durch die nicht ausgeglichenen Zentrifugalkräfte der einzelnen Gewichte 112 eine erhöhte Lagerreibung auftritt, die einen dämpfenden Effekt im Bezug auf die Auslenkung der Rotorblätter 104 ausübt. Allerdings führt die erhöhte Lagerreibung unter Umständen auch zu einem erhöhten Verschleiß der Lager 102. Die Ausführungsform gemäß Figur lf entspricht im Wesentlichen der der Aus- führungsform von Figur ld, wobei wahlweise eine der Stößelstangen 111 mit zugehöriger Anordnung aus Permanentmagnet 105 und Spule 106 entfällt.
Wenn das erfindungsgemäße Fluggerät mit einer Kupplung ausgestattet ist, insbesondere zur Verbindung eines Rotors 211 eines Ultraleichtmodellhelikopters mit einem Antriebsmotor, mit einem ersten Antriebselement 202, das von einem Antriebsmotor 214 in Rotation versetzt werden kann, und mit zumindest einer Abtriebswelle 204, auf die ein von dem Antriebsmotor (214) geliefertes Antriebsmoment zumindest teilweise übertragen werden kann, kommen insbesondere die folgenden Merkmale als erfindungswesentliche Weiterbildungen in Betracht:
- dass eine Momentenübertragung auf die zumindest eine Abtriebswelle 204 über ein Laufrad 206 erfolgt,
dass eine Stellvorrichtung 207, 209 auf das Laufrad 206 eine variierbare Kraft F ausübt, um das Laufrad 206 gegebenenfalls gegen das erste Antriebselement 202 zu drücken, und
dass die Kraft F über ein Magnetfeld variiert wird, das durch die elektrische Ansteuerung von zumindest einer Spule 205 beeinflussbar ist, die Bestandteil der Stellvorrichtung 205, 209 ist. dass die Stellvorrichtung 205, 209 weiterhin ein magnetisierbares Element 209 aufweist, das in kraftschlüssiger Verbindung mit dem Laufrad 206 steht.
dass das magnetisierbare Element 209 durch einen Permanentmagneten 209 und/oder eine weitere Spule gebildet ist.
dass die kraftschlüssige Verbindung zwischen dem Laufrad 202 und dem magnetisierbaren Element 209 ü- ber einen Hebel 208 erfolgt.
dass das Laufrad ohne elektrische Ansteuerung der Spule 205 eine Ruhestellung einnimmt, in der keine Momentenübertragung stattfindet.
dass die Abtriebswelle 204 elastisch biegbar ist.
dass die Abtriebswelle 204 eine Ruhestellung des Laufrades 202 vorgibt.
dass das erste Antriebselement 202 auf einer Welle 201 angeordnet ist, und dass auf der Welle 201 ein zweites Antriebselement 203 angeordnet ist, gegen das das Laufrad 202 ebenfalls mit einer variierbaren Kraft gedrückt werden kann, um die Abtriebswelle 204 mit entgegengesetzter Drehrichtung anzutreiben.
dass die Verbindung zwischen Laufrad 206 und einem ersten Antriebselement 202 beziehungsweise einem zweiten Antriebselement 203 reibschlüssig erfolgt. dass die Welle 201 eine Hauptrotorwelle 201 ist, die einen Hauptrotor 212 antreibt.
dass die Abtriebswelle 204 mit einem Rotor 211 in Verbindung steht.
dass der Rotor 211 ein Heckrotor 211 ist.
dass die Abtriebswelle 204 im Bereich des Rotors 211 durch ein Lager 210 gelagert ist.
dass zumindest eine weitere Abtriebswelle vorgesehen ist, die wie die zumindest eine Abtriebswelle 204 angetrieben wird.
dass die Momentenübertragung auf die weitere Abtriebswelle unabhängig von der Momentenübertragung auf die zumindest eine Abtriebswelle 204 variierbar ist .
dass das erste Antriebselement 202 und/oder das zweite Antriebselement 203 eine Außenverzahnung aufweist, die in ein auf der Antriebsmotorabtriebswelle angeordnetes Zahnrad 213 eingreift, um das erste An- triebselement 202 und/oder das zweite Antriebselement 203 in Rotation zu versetzen.
dass die elektrische Ansteuerung der zumindest einen Spule 205 impulsförmig erfolgt.
dass die elektrische Ansteuerung der zumindest einen Spule 205 volldigital erfolgt. dass die elektrische Ansteuerung der zumindest einen Spule 205 in Abhängigkeit von Signalen erfolgt, die von einem Gyro-Syste geliefert werden.
dass die elektrische Ansteuerung der zumindest einen Spule 205 in Abhängigkeit von der Drehzahl der Abtriebswelle 204 und/oder in Abhängigkeit von dem auf die Abtriebswelle 204 übertragenen Moment erfolgt.
dass der Antriebsmotor 214 derart angesteuert wird, dass die Drehzahl des ersten Antriebselements 202 und/oder des zweiten Antriebselements 203 unabhängig von dem auf die zumindest eine Abtriebswelle 204 ü- bertragenen Moment einstellbar ist.
Figur 2 zeigt eine Seitenansicht einer Ausführungsform eines Heckrotorantriebs des erfindungsgemäßen Fluggeräts. Der in Figur 2 dargestellte Heckrotorantrieb ba- siert auf dem Prinzip der elektromechanischen Kupplung. Dabei wird die Kraft von einem Elektromotor 214 über das aus den Zahnrädern 213 und 202 bestehende Getriebe auf die Hauptrotorwelle 201 und damit auf den Hauptrotor 212 übertragen, bei dem es sich insbesondere um den Hauptro- tor 100 gemäß den Figur la bis lf handeln kann. Das auf der Hauptrotorwelle 201 angebrachte, an seiner Unterseite ebene Zahnrad 202 dient als Lauffläche für ein axial an der elastischen Heckrotorwelle 204 angebrachtes Laufrad 206. Die vom Zahnrad 202 auf das Laufrad 206 über- tragene Leistung kann reguliert werden, indem die An- druckkraft über den über die Spule 205 und den Permanentmagneten 209 betriebenen Hebel 208 durch unter- schiedlich lange Stromimpulse 207 variiert wird. Dabei erfolgt die Rückstellung des Laufrades 206 nach jedem Impuls durch die Rückstellkraft der elastischen Heckrotorwelle 204. Durch ein genügend weit vom Laufrad 206 angebrachtes Festlager 210 der Heckrotorwelle 204, können die elastischen Rückstellkräfte so eingestellt werden, dass einerseits genügend Kraft als Rückstellkraft zur Verfügung steht, um das Laufrad 206 wieder in die Ursprungsposition zu überführen, andererseits die Rück- stellkraft jedoch klein genug gehalten werden kann, um von der Hebelvorrichtung überwunden zu werden. Optional besteht noch die Möglichkeit der Schubumkehr des Heckrotors 211, indem ein zweites Laufrad 203 an die Hauptrotorwelle 201 angebracht wird, so dass das Laufrad 206 je nach Impulsfolge entweder durch das obere Zahn- beziehungsweise Laufrad 202 oder das untere Laufrad 203 angetrieben wird oder in einer inaktiven Mittelstellung verharrt .
Figur 3 zeigt eine schematische Darstellung einer Ausführungsform eines Gyro-Systems für das erfindungsgemäße Fluggerät. Der in Figur 3 dargestellte Lageregler funktioniert nach dem Prinzip der Masseträgheit. Die Messgröße wird dabei induktiv erfasst. Es wird ein möglichst reibungsarm auf der Drehachse 302 gelagerter Rotor 301, dessen Schwerpunkt durch Austarieren mit einem Gegengewicht 306 auf der Drehachse liegt, an einem Ende mit magnetisierbarem Material 303, beispielsweise Ferrit, versehen. Das magnetisierbare Material 303 wird direkt über eine Spule 304, die an demselben Rahmen befestigt ist wie auch die Drehachse 302 des Rotors 301, in Null- lage positioniert. Bei Änderungen der Winkellage des Rotors 301 um die Drehachse 302 ändert sich die Induktivität der Spule 304. Durch sukzessive Induktionsmessun- gen in der Auswerteelektronik 305 können nun Abweichungen von der Nulllage festgestellt werden. Wird dieses System in einen Modellhelikopter eingebaut und sind die Ebene, in der sich Hauptrotor und Rotor 301 des Gyro- Systems bewegen, parallel, dann entspricht die Auslenkung des Rotors 301 aus der Ruhelage einer absoluten Winkeländerung des Helikopters in der Ebene des Hauptro- tors und kann als Messgröße für einen Heckrotorregler herangezogen werden. Die Spule 304 hat noch eine weitere Funktion zu erfüllen: möchte ein Anwender den Modellhelikopter während des Fluges um die Hauptrotorachse drehen, darf diese Vorgabe nicht weggeregelt werden. Statt- dessen muss die Auslenkung des Rotors 301 des Gyro- Systems um die Drehachse 302 verhindert werden. Dies geschieht, indem man einen Gleichstrom durch die Spule 304 fließen lässt, der in magnetisierbarem Material 302 eine Kraft induziert, die den Rotor 301 magnetisch über der Spule fixiert. Das in Figur 3 dargestellte Gyro- System lässt sich anders als marktübliche Gyro-Systeme sehr leicht in den Aufbau eines Modellhelikopters integrieren, siehe auch Beschreibung zur Figur 5 beziehungsweise 6.
Figur 4a zeigt eine Seitenansicht, eine Vorderansicht und eine Draufsicht auf eine Ausführungsform eines Landegestells für das erfindungsgemäße Fluggerät. Figur 4b zeigt das Landegestell gemäß Figur 4a im unbelasteten und im belasteten Zustand und Figur 4c zeigt das Landegestell von Figur 4a, wobei eine Halterung zur Befestigung eines Akkus vorgesehen ist. Bei dem in den Figuren 4a bis 4c dargestellten Landegestell handelt es sich um ein neu konzipiertes, nach dem Feder-Dämpfer-Prinzip funktionierendes Landegestell mit integrierter Klemmvorrichtung für den Helikopter-Aufbau. Das dargestellte Landegestell zeichnet sich vor allem durch sehr hohes Stoßabsorptionsvermögen bei geringem Gewicht und einfacher Herstellbarkeit aus. Zusätzlich dient das Landegestell auch als Einspannvorrichtung für den Aufbau/Rahmen des Helikopters, an dem alle weiteren funktionalen Ele- mente des Modellhelikopters angebracht sind. Die beiden Kufen 405 sind über Kufenhai erungen 404 und elastische Federelemente 401, 403 wie in Figur 4a dargestellt über eine Platte 406 zu einem Schlitten verbunden. Dabei ist die Platte 406 entweder an der Oberseite des vorderen und hinteren Federelementes 401 beispielsweise durch Verkleben angebracht oder an der Unterseite des vorderen und hinteren Federelementes 403. Zwischen den vorderen beziehungsweise hinteren Federelementen kann dämpfendes Material 402 angebracht sein. Im oberen Teil von Figur 4b ist das Landegestell im unbelasteten Zustand dargestellt. Die paarweise übereinanderliegenden Federelemente liegen eng aneinander. Der untere Teil von Figur 4b zeigt das Landegestell, das mit einer Kraft belastet wird. Die Kufen spreizen sich, die übereinanderliegenden Federelemente gehen auf Distanz. Bei richtiger Dimensionierung kann der entstehende Spalt verwendet werden, um die Halteplatte des Helikopteraufbaus aufzunehmen, siehe Figur 4c, oberer Teil. Nach Entlastung des Landegestells sind die Haltelaschen zwischen den Federelementen einge- klemmt. Die in Figur 4c gezeigten Bohrungen im Landegestell dienen zum Zentrieren der an den Haltelaschen befestigten Zentrierzapfen. Figur 4c zeigt im unteren Teil, dass bei Verwendung magnetischer Zentrierzapfen die Befestigung von Akkus/Batterien mit magnetisierbaren Eisen- oder Nickelgehäuse möglich ist.
Figur 5 zeigt eine Ausführungsform einer verschiedene Elemente tragenden Platine, die im Zusammenhang mit dem erfindungsgemäßen Fluggerät verwendet werden kann. Mit der in Figur 5 dargestellten Platine lassen sich alle für die vorstehend erläuterten Funktionen erforderlichen Stellglieder und Mess-Bausteine auf einer Platte integrieren, die sich zwischen Landegestell und Aufbau klemmen lässt und selbst tragende Funktionen ausübt. Die völlige Integration von mechanischen und elektronischen Komponenten lässt sich durch Wahl der anhand der Figuren 1 bis 4 beschriebenen Systeme verwirklichen, indem die dort beschriebenen Spulenkörper, die als Stellglieder und beim Gyro-System auch als Teil eines Messsystems verwendet werden, auf einer wie in Figur 5 dargestellten Steuerplatine Platz finden. Der in Figur 5 gezeigte Auf- bau besteht aus einem nach unten offenen U-förmigen Rahmen, der aus einem in die Konstruktion zu integrierenden aktiven Abschnitt 501 mit Mess- und Stellgliedern 502, 503, 505, 506 und tragender mechanischer Funktion und einem passiven Abschnitt 508 besteht, auf dem aus- schließlich elektronische Bauelemente, wie beispielsweise ein Mikrocontroller MC und ähnliches, angeordnet sind, die zur Auswertung von Messsignalen und zur Generierung von Steuersignalen aller im Abschnitt 508 angebrachten Komponenten dienen. Die beiden Abschnitte 501 und 508 sind über eine flexible Brücke 507 miteinander verbunden, auf der alle zwischen den Abschnitten 501 und 508 notwendigen Leiterbahnen verlaufen. Die auf dem Ab- schnitt 501 angebrachten elektromechanischen Komponenten sind im einzelnen die Spule 506 zur Auslenkung des Rotor-Verbindungswinkels (siehe Figur ld, Bezugszeichen 106b) , die Spule 504 zum Ansteuern des Heckrotorantriebs (siehe Figur 2, Bezugszeichen 205) und die Gyro-Spule 505 zum Messen von Winkelabweichungen und als Stellglied (siehe auch Figur 3, Bezugszeichen 304) . Der Abschnitt 501 ist zusätzlich auch wichtiger Teil des mechanischen Aufbaus, indem er den unteren Teil des Aufbaus des Mo- dellhelikopters darstellt und eines der Lager 506 für die Hauptrotorwelle enthält (siehe auch Figur ld, Bezugszeichen 115b) und über die Zentrierbohrungen oder Zapfen 502 auf dem in Figur 4 beschriebenen Landegestell befestigt werden kann. Zusätzlich zu dem beschriebenen elektromechanischen und mechanischen Komponenten lassen sich auf der Platine wegen des beschränkten Platzangebots auch elektronische Bauelemente platzieren, wie beispielsweise ein elektronischer Drehzahlmesser 509, der zur Bestimmung der Drehzahl des Hauptrotors vorgesehen ist. Weiterhin ist die völlige Integration aller Bauteile auf dem Platinenabschnitt 501 denkbar, so dass der passive Abschnitt 508 ganz entfallen kann.
Figur 6 zeigt eine schematische Seitenansicht einer Aus- führungsform des erfindungsgemäßen Fluggeräts. Platine und Aufbau lassen sich in zwei anhand von Figur 6 beschriebenen einfachen Arbeitsgängen wie folgt verbinden: an dem anhand von Figur 4 beschriebenen Landegestell 601 wird ein Platinenabschnitt 202 der in Figur 5 mit 500 bezeichneten Platine befestigt, indem er auf Zentrierzapfen 604, die in Figur 5 mit 502 bezeichnet sind, des Landegestells 601 gelegt beziehungsweise geschoben wird. Danach werden die Haltelaschen 605 des Aufbaus durch Zusammendrücken der Rahmenseiten 606 in die durch Herunterdrücken des Landegestells 601 geweiteten Halterungen 607 (siehe auch Figur 4b, unten) geschoben und nach dem Loslassen in die Haltezapfen 602 eingerastet. Ergebnis dieses Montagevorgangs ist eine zwischen Aufbau 603 und Landegestell 601 befestigte und über die Haltezapfen 602 zentrierte Platine. Der verbleibende seitlich überkragende passive Platinenabschnitt (siehe Figur 5, Bezugs- zeichen 508) kann zwecks Platzökonomie und Stabilität an der Verbindungsbrücke (siehe Figur 5, Bezugszeichen 507) an der Verbindungsstelle nach oben geknickt und am Rahmen/Aufbau des Modellhelikopters beispielsweise mit einem Gummiring befestigt werden.
Die vorliegende Erfindung, insbesondere in Kombination mit den nur in der Figurenbeschreibung erläuterten Merkmalen, die alle für die Lösung der Aufgabe wesentlich sein können, zeichnet sich durch die mögliche Leitbau- weise, volldigital wirkende Stellglieder und neuartige Konzepte für den integrierten konstruktiven Aufbau aus . Dies ermöglicht eine wirtschaftliche Herstellung von Modellhelikoptern, die um zirka den Faktor 10-20 leichtgewichtiger sind als auf herkömmlicher Technologie ba- sierende Modellhelikopter, bei gleichen oder geringeren Herstellungskosten. Durch die geringen Abmessungen der Bauteile, die durch die Erfindung möglich werden, werden die bei Abstürzen oftmals zerstörerisch wirkenden Biegemomente im Verhältnis zur Festigkeit der Bauteile we- sentlich geringer, so dass die auf der Erfindung basierenden Modelle mindestens ebenso robust sind, wie die auf herkömmlicher Technologie aufbauenden Modellhelikop- ter. Das geringere Gewicht führt auch dazu, dass in den Rotoren während des Betriebs gespeicherte Energie und damit die Verletzungs- beziehungsweise Schadensgefahr wesentlich geringer ist, als bei herkömmlichen, deutlich schwereren Modellhelikoptern. Die Erfindung ergibt ein fernsteuerbares Fluggerät, das besonders leichtgewichtig ist, mit derzeitig erhältlichen Antriebsmotoren beispielsweise nur wenige Gramm wiegt, und das dennoch zuverlässig und belastbar ist. Durch einen modularen Auf- bau kann das Fluggerät außerdem leicht zu anderen Varianten umgerüstet werden.
Obwohl mit den ursprünglichen Anmeldungsunterlagen nicht alle die folgenden Aspekte betreffenden Merkmale bean- sprucht werden, werden insbesondere die folgende Teilaspekte als erfindungswesentlich angesehen:
volldigitale Ansteuerung des Hauptrotors über Magnetschieber
volldigitale Ansteuerung des Heckrotors über digital angesteuerte Kupplungselemente
vollintegriertes elektromechanisches Gyro-System
neukonzipiertes, nach dem Feder-Dämpfer-Prinzip funktionierendes Landegestell mit integrierter
Klemmvorrichtung, beispielsweise für den Helikopter- Aufbau
völlige Integration aller für die vorstehend genannten Funktion notwendigen Stellglieder und Mess- Bausteine auf einer Platine, die sich zwischen Landegestell und Aufbau klemmen lässt und selbst tragende Funktionen ausübt.

Claims

Ansprüche
1. Fernsteuerbareres Fluggerät, insbesondere fernsteuerbarer Ultraleichtmodellhelikopter, mit zumindest einem Rotorblatt (104) , dessen Anstellwinkel (α) einstellbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Einstellung des Anstellwinkels ( ) des zumindest einen Rotorblattes (104), ohne Verwendung eines Elektromotors mit rotierenden Elementen, durch eine Kraft, insbesondere eine direkt in die Rotationsachse des Rotorblattes eingebrachte Torsionskraft, erfolgt, die über ein Magnetfeld erzeugt wird, das durch die elektrische Ansteuerung von zumin- dest einer Spule (106) variierbar ist.
2. Fernsteuerbares Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Magnetfeld durch zumindest einen Permanentmagneten (105) und die zumindest eine Spule (106) erzeugt wird.
3. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Spule (106) impulsförmig angesteuert wird.
4. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die die Ein- Stellung des Anstellwinkels (α) des zumindest einen Rotorblattes (104) bewirkende Kraft über einen Verbindungswinkel (101) als Torsionskraft in das Rotorblatt (104) übertragen wird, der derart an dem zumindest einen Rotorblatt (104) angelenkt ist, dass die Stellung des Verbindungswinkels (101) den Anstellwinkel (α) des zumindest einen Rotorblattes (104) festlegt.
5. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehen- den Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Verbindungshebel (101) um eine Achse senkrecht zur Rotordrehachse (108) schwenkbar ist.
6. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehen- den Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Spule (106) an einer Rotorplatte (103) angeordnet ist, die mit einer Rotorachse (108) in Verbindung steht .
7. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die elektrische Ansteuerung der zumindest einen Spule (106) über Schleifkontakte erfolgt.
8. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass an zumindest einem Verbindungshebel (101) zumindest ein Permanentmagnet (105) angeordnet ist, der einen Beitrag zu dem Magnetfeld liefert.
9. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die die Ein- Stellung des Anstellwinkels (α) des zumindest einen Rotorblattes (104) bewirkende Kraft über zumindest einen Stößel (111) übertragen wird.
10. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der zumindest eine Stößel (111) an dem Verbindungshebel (101) angelenkt ist.
11. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass an dem zumindest einen Stößel (111) zumindest ein Permanentmagnet (105) angeordnet ist, der einen Beitrag zu dem Magnetfeld liefert.
12. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Spule (106) an einem nicht rotierenden Element des Fluggerätes benachbart zu dem zumindest einen Permanentmagneten (105) angeordnet ist.
13. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es zumindest zwei Rotorblätter (104) aufweist, deren Anstellwin- kel (α) unabhängig voneinander einstellbar sind, und dass jedem der zumindest zwei Rotorblätter (104) zumindest eine Spule (106) zugeordnet ist.
14. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorherge- henden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zwei mit den Rotorblättern (104) verbundenen Verbindungshebel (101) , deren Anstellwinkel (α) unabhängig voneinander einstellbar ist, über ein biegeelastisches Element (113) miteinander verbunden sind.
15. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorherge- henden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorach.se (108) koaxialen Auftriebsanteils (Pitch) umfasst, dass zumindest zwei Spulen (106) , von denen jede einem Rotorblatt (104) zugeordnet ist, jeweils derart angesteuert werden, dass die Anstellwinkel (α) der zumindest zwei Rotorblätter (104) gleichsinnig verändert werden.
16. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steu- erung eines zu einer Hauptrotorachse (108) nichtkoaxialen Auftriebsanteils (Nick und/oder Roll) umfasst, dass zumindest zwei Spulen (106), von denen jede einem Rotorblatt (104) zugeordnet ist, jeweils derart angesteuert werden, dass die Anstellwinkel (α) der zumindest zwei Rotorblätter (104) gegensinnig verändert werden.
17. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es zumindest zwei Rotorblätter (106) aufweist, deren Anstellwin- kel (α) gekoppelt einstellbar sind.
18. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse (108) koaxialen Auftriebsanteils (Pitch) umfasst, dass eine Gleichspannung, insbesondere eine impulsförmige Gleichspannung, an die zumindest eine Spule (106) angelegt wird, die zumindest einem Rotorblatt (104) zugeordnet ist.
19. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorherge- henden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse (108) nichtkoaxialen Auftriebsanteils (Nick und/oder Roll) umfasst, dass eine Wechselspannung, insbesondere eine impulsförmige WechselSpannung, an die zumindest eine Spule (106) angelegt wird, die zumindest einem Rotorblatt (104) zugeordnet ist.
20. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Peri- ode der an der zumindest einen Spule (106) angelegten WechselSpannung mit der Drehzahl des zumindest einen Rotorblattes (104) synchronisiert ist.
21. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorherge- henden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse (108) koaxialen Auftriebsanteils (Pitch) und die Steuerung eines zu einer Hauptrotorachse (108) nicht-koaxialen Auftriebsanteils (Nick und/oder Roll) überlagert wird.
22. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Ansteuerung der zumindest einen Spule (106) volldigital erfolg .
23. Fernsteuerbares Fluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass bei der Ansteuerung der zumindest einen Spule bei gleichzeitiger Pitch-Ansteuerung und Nick/Roll-Ansteuerung eine Impuls- breitenkorrektur erfolgt.
24. Bausatz zur Herstellung eines fernsteuerbaren Fluggerätes, insbesondere eines Ultraleichtmodellhelikopters, nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
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