WO1994011246A2 - Senkrecht startendes und landendes flugzeug, flugzeugtriebwerk, flugart und landeplatz - Google Patents

Senkrecht startendes und landendes flugzeug, flugzeugtriebwerk, flugart und landeplatz Download PDF

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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to vertical take-off and landing aircraft, aircraft engine, airline and landing aircraft technology. New aircraft fuselage, aerodynamics, control, attitude, damping, engine, battery, landing site and security concepts are shown. These enable people and goods to be transported quickly.
  • Free-running rotors are very prone to accidents.
  • Landing phase mostly the same flight altitude and need or waste extremely much engine power for such flight curves.
  • the landing frames can take off and land anywhere, it is difficult to implement an orderly, reliable parking system.
  • the landing options are 'door and gate' open, arbitrariness and chaos follow and endanger security.
  • An orderly parking system also facilitates flight approval plus air traffic control.
  • the invention aims to remedy this and many other problems.
  • the invention solves the problem of creating air traffic technology with preferably the ideal type of flight, aircraft, aircraft engine and I_andeplatztech___k.
  • the invention therefore also particularly solves the task of the uniform general «! inventive «! Idea to implement a new flight system for the entire population, largely avoiding previous disadvantages.
  • the requirements for this can be combined differently or made alone.
  • REPLACEMENT LEAF can change, an aircraft in which the pilot is approximately in the center of gravity of the aircraft, including the battery, an aircraft that takes off vertically with the fuselage vertical, then, depending on the increasing speed, goes approximately to the horizontal and lands again with the fuselage vertical, an aircraft, that is optimized for relatively horizontal driving, is not top-heavy from « *, can take off and land relatively neutral,
  • High-energy batteries a battery that delivers significantly more than 0.2 KW / kg, an aircraft or engine, in which two each counter-rotating «!
  • the propellers also consist of mainly 2 counter-rotating «!
  • the landing site can have bevels that catch the fuselage or wing or other parts of the aircraft on landing or let it slide into the desired position
  • the landing site can have a hole, the aircraft with a vertical fuselage of such a kind take off at a landing site, then depending on the increasing
  • Ländplatzes fits, it is preferably connected to the power or telephone network, and the aircraft in the stand with side fins, wings or parts acting on a ring-shaped support around the hole «! can.
  • Electric flight is now economical for normal transportation purposes, it is easy to cool, quiet, smooth running, safe, easy to use, simple, clean, cheap, insensitive, comparable creep ⁇ poor, easy to maintain, can be permanently switched on and off, reacts quickly, hardly needs air, etc.
  • high-energy batteries enable long ranges and low weight
  • an adapted battery with higher power output enables smaller batteries and thus the lowest starting weight
  • the stator of the electric motor also rotates with the propeller installed, / Lin__s- Torque of the engine out and the rest of the aircraft does not turn, with a second, smaller engine on the propeller this runs optimized, the aircraft can save a lot of energy when the main engine is switched off and still a lot of pull forward, it facilitates a relatively economical use of the electric drive, even with higher electricity costs compared to gasoline, with section When the engine is switched on and off, the engine can always recover, or may be small «
  • Electric motors enable hollow drive shafts, facilitate small, unmanned, automatically controlled flight technology and are more suitable for multi-engine operation if the payload is in the center of gravity of the aircraft, the aircraft has relatively load-independent flight curves, it can travel relatively horizontally, and the safety of jacketed propellers improves , sounds and like wingless
  • FIG. 1 shows the upper part of an aircraft according to the invention with body control from the outside with the propeller jacket open
  • FIG. 2 shows the middle part
  • Figure 5a a landing site from above, compared to Figure 5b reduced by 2.25 times
  • FIG. 5b shows a section through the lower part of the aircraft and this landing site, hereinafter also referred to as a pedestal.
  • FIGS. 6-8 show sections through the propeller position control area when a previous aircraft with position variation of the propeller controls the airline, whereby
  • FIG. 6 shows a section from the front
  • Figure 9 shows the associated steering linkage on the pilot side.
  • REPLACEMENT LEAF Figure 10 shows a part of a section through 3 cells of a battery from above
  • Figure 11 shows the aircraft reduced in size with a relatively horizontal flight from the side
  • Figure 12a shows the aircraft reduced in size with a relatively horizontal flight from the side
  • Figure 12a enlarged, with an open propeller jacket an electric motor with a rotating stator
  • Figure 12b a central section through the latter electric motor from the front
  • FIG. 13 a 4-propeller drive with 2 motors as in FIG. 12,
  • FIG. 14 the section through electric grinding technology for FIG. 12,
  • Figure 15b somewhat reduced, from the side a suitable piston and contact rings or plates.
  • an aircraft taking off and landing vertically which essentially consists of the fuselage (1), engine (2, 3) and other “part”. It starts with the fuselage vertical, then goes up to the "horizontal” depending on the increasing speed and lands again with the fuselage vertical.
  • Known flow plates or, for example, technology according to FIGS. 6-8 are also possible for directional control entirely or only as a supplement, for all or only for two directions.
  • the figures have a closed hull (1).
  • a relatively closed fuselage (1) should be present, since this control would otherwise be critical, especially when driving with the engine switched off .
  • Relative means so much unity that the vehicle can pale safely, for example a hole (115 in Fig. 1) for air intake or lifting (113 Fig. 6) an "angled tip in the sense of claim 1 as" closed "can be seen.
  • the pilot (80, especially FIGS. 1 + 11) is only shown in dashed lines. Like a motorcyclist, he grips 2 handles (14) that are anchored to the fuselage (1), holds on tight and can therefore also control the engine speed or the overall thrust. In the area of line 15 there is the dashboard (not shown here), behind it up to the lower electric motor (32) associated electronics with engine control.
  • the engine (2, 3) optimally integrated in the fuselage (1) in FIG. 1 consists of 2 identical counter-rotating propellers (2) and 2 electric motors (3), (many alternatives, for example with petrol), which one NaS battery (6 in Fig.Sb) drives.
  • a propeller (21, 22) and an electric motor (31, 32) are coupled without a clutch or gear, all fixed in Fig. 1, the upper ones movable in Fig. 6 via a joint (26-28).
  • Both electric motors are approximately equally powerful, for example pulse-controlled, and run in the fuselage axis (12). Your individual speeds are preferably electronically controlled so that the forces to the right and left around the fuselage axis (12)
  • the lower propeller accelerates the same air as the upper one, it has to turn a little faster. For example, he gets a fixed lead over the one above.
  • the correct speed ratio depending on the driving speed or the advance of an electric motor can be easily determined and stored or permanently set in the on-board computer.
  • the pilot takes over immediately.
  • the fixed lead is preferably set so that the fuselage does not turn when hovering over the parking lot.
  • two throttle levers he can control both electric motors separately, which he does enough beforehand, for example, in the driving school or before starting! could. If the fuselage leaves the vertical position, the pilot lies on his stomach, for example, and gravity pulls the center of gravity away from the fuselage axis, so that the fuselage can no longer be rotated around the fuselage axis with small force differences between the two engines.
  • Fig.l shows technology for free and jacketed propellers (2).
  • the jacket (42) which surrounds the fuselage, engine and other parts, can optionally also produce sheets (43) which divert air, the supporting connection between the jacket and these parts, in whole or in part.
  • the jacket (42) has moved closer to the fuselage (as also in FIG. 12a) and has been cut open, and its holding plates (43) and the propellers have therefore been interrupted.
  • It (42) is also intended to reduce noise emissions, protect the propellers from damage, is pointed at the top and bottom and is made of sound-absorbing material.
  • the sheets (43) are, for example, equally spaced, flow-optimized and made of lightweight material. (e.g. aluminum or composite), there are e.g. five below. If there is a row of sheets behind each "row of propellers (2), each row of propellers has the same power and each row of sheets has the same air resistance, they are in opposite directions"! Force on the sheets and do not turn the fuselage (1). If the sheets run exactly parallel to the fuselage axis, they let the air flow straight through when the propeller is idling, for example when sailing horizontally.
  • lightweight material e.g. aluminum or composite
  • the upper row (431) is optional and therefore only shown in dashed lines.
  • the rows of propellers are placed much further apart, or the upper plates become deeper towards the outside.
  • each propeller (2) accelerates air not only in the direction parallel to the fuselage axis (12), but also somewhat in the direction of rotation of the propeller.
  • sheet metal «! (43) behind the propeller (22) it is preferably bent (43) so that they hardly brake at high speed and at the start some of the air movement in the direction of rotation of the propeller, downwards can divert aerodynamically.
  • the sheets should be aligned parallel to the fuselage axis, if it should be optimized for the climb phase, it should be adjusted according to the angle at which the air leaves the propeller in this phase, otherwise intermediate solutions are selected.
  • the speed difference at this point is 200m / s.
  • the air still flows, for example, at 12.5m / s (6.3% of 198.5m / s) in the direction of rotation of the propeller, ie at 3.6 ° compared to the fast vehicle.
  • the sheets start at a 3.6 "angle and go back to 0 at their lower end. The more inclined the propellers are, the more effective and important is the bending of these sheets and their number as high as possible.
  • each propeller (21, 22) has at least two blades, better six, with a jacket, for example, six to well over ten for high speed.
  • the "propeller" (2) rotates the part of the fuselage cover (11) there (eg attached to the propeller).
  • the propellers or blades can be mounted in a known manner or as in the figures. In Fig. 1 and 4 2 wings come from the inside and drive.
  • the remaining wings are either attached to the drive shaft in the same way (above or below the first as ”) and bend before leaving the rotating casing into the running plane of the first, or they are direct in the case of lower loads"! mounted on the rotating hull casing (111). From the outside of the fuselage shell (11), the wings initially have a very steep shape in order not to unnecessarily brake at high speeds.
  • Fig.l also the tip (114) of the shell rotates.
  • the propeller is tared using known methods, for example with lead weights attached to the propeller in or outside the tip or the rotating hull shell.
  • the aircraft and / or drive mechanism (2, 3) largely eliminates the wobble movement generated between 2 counter-rotating propellers on the aircraft, without any additional stabilizing movement running beyond its own axis (12) Propell «(eg tail rotor for helicopters).
  • the wings preferably also bend further downward in a known manner in order to require as little engine power as possible.
  • the angular adjustment of the opposing propellers is optionally warped and high speed «! achieved via speed and number of propellers.
  • FIG 4 shows a section, seen from above, in the area of the center of the upper propeller (21). It is the same structure as the lower one.
  • Each propeller opens in the fuselage with the fuselage axis (12) as the center and goes in an arc around its drive shaft (25) on the outside.
  • Each of its arches (213) has a retaining ring (252) on the outside, which connects the propeller somewhat above and below the propeller sections in the area of the small circles 253 with screws and corresponding inner retainers to its drive shaft (25).
  • At least one support (1111, 1112) would have to be welded to the retaining ring (252) on each side and the two screwed together using continuous screws (254).
  • the upper electric motor (31) in FIG. 1 starts from line 311.
  • the housing of one or more (here both 31, 32) electric motors (3) driving the propeller (2) has its axis approximately in the fuselage axis (12) and ends on the outside approximately in the line d «fuselage envelope (11, 36).
  • Cooling fins (35) optionally begin there, which, as with the lower electric motor (32), extend beyond their electric motor in the axial direction if necessary in order to increase the cooling surface.
  • the cooling fins (35) have, for example, a round cladding (not with a jacketed propeller) made of light composite material or other extremely light material, so that they are covered from the outside and the sensitivity to side winds decreases.
  • the cooling fins are therefore only dotted here.
  • the casing of each electric motor has the same air inlet cross-section at the bottom and bottom.
  • the cooling fins are higher at the top.
  • the long dashed line 321 delimits the core of the lower electric motor at the bottom. Its cooling fins go down to get the required cooling surface.
  • Figure 1 has a small hole (115) in the tip which directs fresh air through the tip (114) into the non-rotating shaft (121 Fig.4), but not into the control shaft (71 Fig.9).
  • a thinner hose (120) takes up a part of it and leads it outwards in a favorable curve before line 15 (FIG. 1), the beginning of the passenger compartment. This creates a pressure in the non-rotating shaft (121).
  • Lower options 2 to 4 provide a particularly powerful aircraft engine, aircraft battery and suitable aircraft, in which the aircraft has at least one electric motor (2, 3), which is driven by at least one battery (6) and the electrolytes (69) and Cells (65-69) of this battery perform significantly more than 0.2 KW / kg, which eliminates the question of the reasonable energy supply modern «aircraft.
  • Such aircraft batteries (6 or 61-63) shown hatched in FIG. 5b are for
  • Example high-energy sodium-sulfur batteries according to the technology of the type B1 or one of its corresponding successors or performance-based variants from the company Asea Brown Boverie AG (D 69006 Heidelberg). This technique is being redesigned for this aircraft. In the following only 4 possibilities are presented, both with the same cell length as B1. The first uses the same volt string (only 96 cells in total), the second uses the same, but with 160 Wh kg continuous output. In both cases one would install the battery (62, only narrowly dotted) somewhat wider than the normal (61) in FIG. 5b, for example several centimeters higher, and the fuselage line in FIG. 5b a little wider from the lower window (163) lead «! and possibly, as the dotted line 119 shows, extend downwards.
  • the third option the normal one (61) in FIGS. 5b and 13, takes 2 identical volt strings, but with a smaller diameter of the cells (68), the diameter of the electrolyte (69) being 60% and that of the safety insert (65) being about 52 %, the outside diameter is about 63% of the type B1. In this way, with a smaller battery weight, significantly more battery peak power per kilogram of battery weight is achieved. The area of the electrolytes per watt would remain relatively the same, but the heat emitted by the cells would increase.
  • cooling fins 66.671 FIG. 10
  • Each cell has 6 neighboring cells (except on the edge) and 6 triangular cooling surfaces (67) between them.
  • Figure 10 shows one (67) thereof.
  • Around 24 slender cooling fins (66) begin within the cell (68) at relatively equal intervals directly in front of the electrolyte.
  • cooling surface (67) each go to a "cooling surface (67), the outer (662) running approximately parallel to the inner (661) to get closer to the larger of the outer cooling fins (671) to give off more heat.
  • the smaller cooling fins are closer together than the large ones, in order to reduce the disadvantage in this area to be shorter.
  • the normal heat exchangers through which high-temperature oil flows are enlarged in accordance with the higher heat transfer capacity of these cooling fins (66,671).
  • the battery takes cooling air from the passenger compartment and then leads it to the outside below the lower window ring (163) via a heat channel (611).
  • the fourth possibility has the same principle as the third, but only a 50% diameter of the electrolytes.
  • the immediately following security insert is by far thin and lighter, and is only used to transport electricity and to raise the liquid in the electrolyte.
  • the outer diameter of the cell is thus 50% of B1.
  • Cooling can be achieved 2.5 to 3 times as much peak power of the battery from Bll per kg battery weight, that is, with 4 volt strings about 31 to 37.5 kW peak output or, for example, over 0.47 to 0.56 kW power per kg battery weight.
  • the volt strings are connected in parallel.
  • both electric motors can also be extended slightly up and down, if necessary stretch the fuselage a little or push the entire lower engine down a little.
  • the two motors (335, 336) can each be used with a battery with 2 volt strings, for example the fourth possibility above (dash-dotted line 63 in Fig. 5b) supply.
  • the upper battery would replace the screw-on base (18) in FIG. 5b.
  • the propeller jacket is extended a little upwards and its mounting plates are pushed along. All propellers have space. You get 4 rows of propellers in a row. In this case, the middle two rows preferably rotate in the same direction, and in the case of 2 such electric motors (335, 336), the middle 2 propellers drive the rotors of these electric motors.
  • More than 0.2 KW / kg of power output is not only achieved with batteries that have ring-shaped cells as in Fig. 10, in which the diameter of electrolytes and the entire cell is reduced to such an extent that the battery is significantly more than 0.2 KW / kg or the cell wall (68) inside and / or outside cooling fins (66,671). You reduce compared to that
  • REPLACEMENT LEAF Electrolytes simply reduce the amount and the space of the battery fluid in order to reduce the weight with the same power output and thus receive, for example, sodium / sulfur batteries from 0.3 KW / kg and zinc / air batteries, which are the same adjusts, over 0.47 KW / kg of power.
  • this electric aircraft is fully designed for economical transport purposes with communication for air traffic control, enough payload capacity, cargo space, flight altitude, speed, low costs, etc.
  • the entire vehicle and engine had to be ideally matched to it.
  • the shape of the fuselage (1) was optimized and the engines (2, 3) integrated in such a way that the weight was low, the air resistance in the direction of the fuselage axis (12) was very small, and the aircraft was only in very short time due to the high speed d «air is.
  • the aircraft goes up to Propell «(2), the 4 side fins (51, or in Fig.3 landing supports 52) and eventual mounting plates (43) of the shell approximately circularly around its fuselage axis (12). With a correspondingly stable lower part of the fuselage and a suitable landing platform, side fins can be dispensed with entirely. It can turn, take off and land at any angle around its fuselage axis (12), with relatively equal optimization.
  • the aircraft has an entry door that opens outwards (13). On the opposite side there is a window (162) at the lower area of the entrance door, which also facilitates the landing approach. It also has a hatched line in the middle and lower part of the fuselage «!
  • window ring going around the fuselage and here exactly in the line of the fuselage casing (11), above (161) at head height, below (163) just below the foot area of the pilot (80). If necessary, these 2 windows (161, 163) can have connecting straps (164) which connect the fuselage shell (11) above and below and thus free the windows from high tensile, compressive and bending loads. The upper one has on the inside of the ring 4 (160), the lower one on the outside of the ring 3 connecting straps (164). Both window rings are self-contained to hold themselves. It is not within the meaning of patent claim 3 that such an aircraft, according to Claim 3, must have window rings if the propeller is running approximately in the fuselage axis (12); even without it he claims the vertical-horizontal-vertical technology.
  • the landing supports (52) in FIG. 3 enable landings without a separate platform. They (52) are attached approximately half to the fuselage shell below the lower window ring (163) and half to the connecting straps (164).
  • the left landing support has 2 steps (53, 54), each of which has 5 grids in the direction of flow so that they have hardly any air resistance.
  • the middle grate is identical to the normal landing support. The remaining upper grids are attached to the right of the fuselage (1, Fig. 3) or a connecting strap (164), on the left, like all of the "!
  • REPLACEMENT LEAF Landing support (52) are anchored.
  • this aircraft has a removable, pluggable cover (191), on which measuring and other work tools such as for height measurement and start target recognition are inserted. Most of these devices, cables, etc. have not been drawn in FIG. 5b. If this «cover is removed, the battery (6) can be inserted from below. You push it a little higher than its end position, insert the rubber ring (612) and let it sit on it (612). The Rump_hülle (ll) is reinforced on the side fins (51). There you fasten with screw «! (118) the upper ends of the 4-strut-shaped battery holders (64), the lower ends of which are screwed onto the battery and this (6) is suspended from above. Large pilots stand in the fuselage on the battery.
  • additional standing surfaces (18) that can be screwed on using hand-turning screws (181), for example, can be installed. They (18) should have large recesses on the outside, possibly like a net or a wire mesh, so that the pilot can also see through the lower window (163) when landing. In order to always have firm ground contact, the base could also have a simple shoe binding (182), similar to that on skis. This makes it easier for many to control them by shifting their weight.
  • the aircraft has no accompanying landing frame, but only 4 side fins (51), often or mostly also referred to as tail fins, which are seated on a suitable landing site, here a separate landing (91-99), before and after landing , where between the fins below the body part fits into a hole (91) in this platform.
  • wings 41 FIGS. 5 a + 11
  • wükaide parts can also be attached in the stand to sit on at the landing site.
  • FIG. 5 a shows only the outer dimension of the fuselage (1) of the plane on the support (921), 2 wings (41) and 2 side fins (51). From this platform only two (Fig. 5 a and b) of many possibilities are shown. It has a «around its hole (91)!
  • level 2 consists of 4/5 elements. At 5a they are at a 90 "angle to each other and are relatively wide, at 5b they start outside every 72 ° and are 36 ° wide. In between, halfway up is level 1 (96). Level 1 and 2 have outside ( 98 Fig.5b) and inside (97) a common supporting ring, the inner (97) to level 3 (94) has an attachment (971).
  • a corresponding hole (901) can also be provided in the bottom (90). If it is deep enough, such aircraft with a much longer fuselage lower part can be attached or, for example, levels 1, 2 or 3 can be completely omitted.
  • the battery (6) and / or the pilot (80) can also be in the stand at approximately the support (921) and a large part of the aircraft's flight or flight Stuff weight under the side fins (51) or below the upper end of the landing area enclosure, the rubber ring (92); or the hole (91) with its enclosure (92), and the aircraft (in the area of the hole) are coordinated with one another in shape, diameter and depth in such a way that they are relatively stable even when getting in and out and during a storm and doesn't fall over.
  • the center of gravity should be lower, conversely it can be significantly higher.
  • a pedestal is also understood in the sense of the claims if, for example, the rubber ring (92) does not protrude or only slightly protrudes beyond the other surroundings, the side fins (51) land, for example, approximately "at ground level", the fuselage underneath in a corresponding space, as if under a blanket, is sufficient, in the stand the support of the Seitai fins and possibly the battery can also sit above the entrance door, and for example stands on pillars so that the pilot stands below and can always get on and off at ground level with plenty of space.
  • This platform is preferably connected to the telephone and power network. For example, it has protected under level 3 (94) on the attachment (971) 1 or 2 such sockets next to each other (in Fig. 5b the power socket 972 with cable 974 can be seen).
  • a rotating socket (973, also with a cover) can be installed instead above level 3.
  • the fuselage cover (11) has a flap (60 Fig. 2) through which cables (614) can be pulled outwards at the landing site to these sockets (972, 973).
  • the rotating socket (973) With the rotating socket (973), the socket turns upwards when the train pulls the plane, then the plug pulls out through this train, rolls back into the plane, the cover of the socket closes and the socket turns down again , so that no water can flow into it.
  • a small radio device (99) can also be attached under a step (96) between the rings (97, 98), which exchanges telephone data with the appropriate device (192) within the fuselage cover (191) with the aircraft.
  • the landing site and / or aircraft both here have slopes (93, FIGS. 5 a + b) which catch the fuselage (1) or wing (41) or other parts of the aircraft on landing or in the desired position let slip.
  • Aircraft-like, the lower fuselage cover (119) is reinforced for this and the lower window ring is already very steep to avoid damage from the rubber ring (92).
  • the pilot (80) turns the aircraft into the approximate one by turning it himself
  • wing catcher On level 3 (94) there is also a wing catcher which has bevels (93) with 2 blades (932) on each side, which finally turn the aircraft into a precisely predetermined angle when it is touched down.
  • Each of the 2 blades (932) is attached here to a common ring (931) around the rubber ring (92). From this ring (931) the leaves first go up in an arc at an angle and then downwards outwards so that the wings can slide downwards from the inside to the top edge (933) until they reach the surface of the sheet and then turned become. Wings can also extend up to levels 1 to 3 or down to the ground (90 Fig. 5b), even touch down there.
  • FIGS. 6-8 show a flight direction control by changing the position of at least one, here the upper propeller in all 4 directions.
  • a pilot shift in weight! can this control even further «!.
  • the average point of the engine's lifting power at take-off is above the center of gravity (17) of the take-off weight.
  • the aircraft can be equipped with at least one propeller (21) in the upper front half of the aircraft, one or more approximately in the fuselage axis (12).
  • the airline in at least 2 Riditungai, wherein in case that the / are * to tilt the front propella, according to particular execution, optionally, the whole tip (114) of the aircraft may be lifted from the normal trunk line (11) and a compression spring (77), which centers the tilting joint (26-28), can be attached between the tilting and the remaining area, in order to normally hold the engine (21) automatically in the middle.
  • FIG. 8 shows the section through the center of the universal joint from above, a section of the propeller (21) with its curved holder (28), which goes through the center of the propeller, which line 214 marks in FIGS. 6 and 7, has been integrated into the drawing.
  • the rotating fuselage shell (111) has a carrier (283, 284) on each side below and above, for example, compared to FIG. At the top, these are clamped together using a gorge «(285) to enable high speeds.
  • This holder (28) ends as an end head (281) of a universal joint. This head (281) is connected to the starting head and universal joint connection (251) via scarf needles (27) and the intermediate piece (26) and above that to the drive shaft (25, FIG. 6).
  • a hollow control shaft (71) which keeps a bearing (123) at a distance from the drive shaft.
  • This shaft (71) has a claw (73) which is tightened with a screw (72) and opens into a ball head (74) rigidly attached to a bearing (75).
  • the ball head (74) is moved up or down in the desired direction via the rotary shaft and the longitudinal displacement of the control shaft (71) and thus the universal joint (281), including the propeller, which is firmly connected to its bearing (75), is precisely angled about the universal joint axis (24).
  • the dashed lines 76 show, for example, maximum angular deflections of this bearing (75).
  • the compression spring (77) between this bearing (75) and the drive shaft (25) holds it The engine in the event of a failure of the control pulses automatically in the middle.
  • the control shaft (71) is hollow here to enable lines to the aircraft tip (114), which does not rotate in line 6 in FIG. 6.
  • the bearing (122) can guide it well relative to the rotating casing (111). It (122) is firmly connected to the 4 upper counter plates (29) via a ring (291). Since the tip (114) and the rotating fuselage shell (111) bend, they (111, 114) were set down a little. In addition, the latter (111) extends somewhat laterally from line 113 over the lower fuselage shell (11). Fig. 8 shows its (111) lower end with for easier delimitation. Because of the additional representation of the center of the propeller, the bearing 75 was only drawn in by the two rings 751 in FIG. In order to keep the casing in FIGS.
  • this propeller has an arch on the outside (211). If the propeller is only to be angled in 2 directions, one only has to do without the rotatability of the control shaft and install the claw (73) in the desired direction!
  • FIG. 9 shows the lower end of the non-rotating connecting shaft (85) attached to the lower electric motor housing to the upper electric motor. It (85) also serves as a guide tube for the hollow control shaft originating from Obergdenk, in order to secure it (71) at the lower end against lateral movement.
  • the control shaft has an opening that extends slightly higher on the left (711) so that a power and control cable (87) for the upper electric motor and other purposes can enter on the left.
  • the opening between the remaining front and rear parts accommodates the head (782) of the laik bar (78), which is therefore only partly dashed here.
  • Both heads (782, 784) of the Laik rod (78) are fastened movably via cotter-pin bolts.
  • a lever (88) consisting of 2 arms (one in front and one behind the laik bar (78)) holds the lower head (784) between them.
  • This arm (891) of the laik wheel goes through the wall of the inner (81) laik cylinder, turns it (81) and the lever (88) horizontally, the lever additionally vertically.
  • the Laik rod (78) passes through the Laik cylinder (81, 82) to allow full revolutions (as far as the cable 87 permits).
  • the steering cylinder and its guide shaft (85), which is simply plugged onto the stop there and is screwed on with a nut (86), are therefore shown in section through their center.
  • This holder also consists of 2 arms, which converge in a ring at their ends.
  • D «inner steering cylinder (81) abuts ob « i against the «end wall of the outer (82), passes through this end wall in a constricted form and is secured above it with a locking ring (83) against falling.
  • FIGS. 12 to 15 a second basic of many possible ways of executing the engine is explained with reference to FIGS. 12 to 15.
  • the technology is roughly the same as the vorigai figures, but here the aircraft has 1 or 2 engines (2,3 Fig.12a), which show that 2 each go in opposite directions «! Propellers (21, 22), the motor (33) can also consist mainly of 2 counter-rotating drive units (331, 332, Fig. 12b), one (331) being a propeller (21), the other (332) the associated counter-rotating (22 ) drives, here in the case of the electric motor (3) turn the windings of both the rotor (331) and the stator (332) with respect to the fuselage (1).
  • FIG 12a shows this engine standing from the side, with the jacket (42) cut open.
  • Line 101 would be identical to that (105) in Figure 11.
  • One motor (33) takes over both of the previous ones (31, 32).
  • the electric motor (33) which also runs in the fuselage axis (12), extends up and down to lines 334 and laterally to fuselage line 36.11.
  • his cooling fins (36) which consist here of thin aluminum strips, of which only a part is shown here for reasons of clarity and because they are surrounded by a casing (351) are only shown in dotted or dashed lines.
  • the casing (351) ensures that the air does not flow away from the cooling fins due to centrifugal force when the housing rotates with the stator.
  • propellers (22) can be attached directly to the housing. If the cooling fins did not turn, the propeller «(22) of the stator would be attached, for example, directly below or above the cooling fins, before the (21) of the rotor. Since they turn (35) and the air "flows" much faster in flight, you pull them (35) very steeply so as not to brake or slow down at high speeds.
  • the casing (351) has approximately the same opening cross section at the air inlet as at the outlet.
  • FIG. 14a shows half the section (left half) of a possible ScUdfring technique, which is installed, for example, below the electric motor in FIG. 12a, or the upper one in FIG. 13.
  • the standing shaft (121), especially for Fig.12a below via an inclined bracket (124, e.g. made of 3 rods) leading to the fuselage shell, has in the area of the 4 large sleep rings (371) each for cooling and passing through electrical wires ( 38, 381, 382) bores (126). All slip rings (371, 372) go in a ring around the fuselage axis (12) and springs (391), annular plates (392) and screws (393) are pressed on.
  • REPLACEMENT LEAF Large (3712) d "drive shaft hi” is also the rotor (341) of the auxiliary motor, and around which the stator (342) is arranged.
  • the small slip rings (372) belong to the auxiliary motor.
  • the auxiliary motor (34) enables the (same) propeller (2) to be driven by two motors (33, 34) in this aircraft engine or suitable aircraft, of which at least one drives electrically, preferably the smaller one.
  • An electric driver (34) thus only has a fraction of the power of the other motor (33) and holds the propeller after the climb phase, in the event that it is switched off or "greatly reduced in power”! Main engine (33), at least running, so that it does not slow down the "sailing trip” and optionally also gives some thrust «.
  • the duration of the electropulse in "gliding" can be greatly reduced in the pulse-controlled large electric motor (33), for example, so that the motor maintains a high speed and prevents the aircraft from braking, for example.
  • At least 2 propellers (2) are then switched on / off in sections or driven strongly / weakly. If, for example, an auxiliary motor could sometimes not cope with an unbalanced "load or" excessive counter-speed of the wind, the main motor can always compensate by its own helping cycles.
  • the separate clock generator uses known, conventional technology.
  • the clock from another, from " * very small”! pulse-controlled electric motor, which is clocked in the desired form by the motor electronics.
  • This small pulse motor preferably has a switch that connects it directly to a voltage regulator (manual control of the pilot) in the event of a power failure (for example in the event of a computer failure) and thus to the battery.
  • the switch here consists, for example, of a non-conductive ceramic piston (378) which is pushed back and forth by an electromagnet (374) in a non-conductive ceramic tube (376).
  • the ceramic tube has 4 curved plates (377) on each side, which are connected to their wires (38).
  • the ceramic piston has 4 conductive rings (379) that conduct current from the lower to the upper wires when the electromagnet is switched off.
  • the electromagnet receives current, the line is interrupted (as in Fig.15a + b). If the current fails, its spring (375) pushes the piston back to the lathe. This also applies if the electromagnet is no longer activated in the event of a computer failure.
  • the rotor and stator also each have a sliding contact transmitter (373 Fig. 14) for the speed measurement, in order to enable ideal motor control even when the speeds of the two differ from the fuselage.
  • the aircraft preferably starts very steeply and upwards until it has reached the desired speed or desired height. In this phase, with increasing speed, it only tips forward so far that the air resistance to the front remains minimal.
  • the pilot tilts it forward to about the horizontal and switches off the main engine. It can now usually go "downhill" to the destination (eg with 150m / s horizontally). Depending on the wing size, it loses vertically at 0 to 34m / s. For example, if it falls from 1400m to 300m at 17m / s, it travels horizontally almost 10km at the same time.
  • the pilot always straightens the aircraft until the fuselage is fully supported. Then the engine carries increasingly to the landing. All in all, it could already drive so many kilometers without wings in a one-off climb phase that it is sufficient for almost all short-distance trips, for example in cities. For larger distances, the starting height can be increased enormously (there is little traffic above, when almost everything flies for short distances in the city) or jacket (42 Fig. 1 + 11) and wing (41 in Fig. 11) anmon ⁇ animals «!. In the latter, height requirements and energy consumption are significantly reduced. If the one-off altitude is not sufficient, the aircraft is allowed to get on and "sail" again. By switching the electric motors on / off or strongly / weakly in sections, up to 90% of the energy can be saved.
  • wings should be designed and placed so that the aircraft does not carry more at the rear than at the front. If additional payload is loaded in the pilot's leg region in Fig. 11, the vehicle weight only increases in the rear and the aircraft cannot fall head over heels. If you surround the propeller (2) with a jacket, you should create so much wing area behind the center of gravity (17 Fig. 1), for example similar to that in Fig. 11 (dashed line 41), that the carrying capacity of the vehicle is roughly horizontal and little Payload, front and rear almost balanced, but not top heavy. Even more additional wings are preferably installed in such a way that they generate about the same amount of lift in front of and behind the center of gravity of the aircraft.
  • the wing and jacket are optimized for the sailing phase, they run, for example, linearly (parallel) to the fuselage axis or bent in a known manner in such a way that when sailing at maximum speed there is a maximum radio width per meter of height loss. If the jacket, wings, etc. are approximately linear to the fuselage axis, the vehicle would be optimized equally well for any horizontally driven speed.
  • the battery and the electric motors produce, for example, 50 to 100% more peak power than continuous power, which is used primarily for the climbing phase.
  • the engine delivers at least the hovering power as continuous output (+ previously required «braking power).
  • Fig. 13 the system is used with 2 completely separate equally strong engines (e.g. 12.5KW each) preferably so that one alone takes over the levitation and braking performance in the event of failure of the other.
  • a known "rubber hose" (193) can be attached to the end of the aircraft, which inflates and prevents the other suction effect at the tail.

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Abstract

Je nach Ausführung verschieden, steuert dieses Flugzeug mit Richtungsvariation mindestens eines Propellers und/oder mit Körpersteuerung des Piloten (80), startet mit senkrechtem Rumpf (1), geht dann je nach zunehmender Geschwindigkeit bis etwa in die Waagerechte über und landet wieder mit senkrechtem Rumpf. Neue Motoren (3) vermindern Taumelbewegungen zwischen gegenläufigen Propellern (2) und garantieren kraftneutralen Gegenlauf, neue Hochenergie-Batterien (6) erleichtern Elektroantriebe, diese ermöglichen abschnittsweises Einschalten/Ausschalten und Stark-/Schwach-Antreiben und bei 2 verschieden starken Motoren am gleichen Propeller gleichzeitig. Es parkt eventuell mit dem unteren Rumpfteil in ein Loch (91) eines Landeplatzes (9), wodurch es nicht umfällt. Eine Fangvorrichtung (93) erleichtert präzises Landen.

Description

Senkrecht startendes und landendes Flugzeug, Flugzeugtriebwerk, Flugart und Landeplatz
Die Erfindung bezieht sich auf senkrecht startende und landende Flugzeuge, Flugzeugtriebwerks-, Fluglinien- und Landepiatztechnik. Dabei sind neue Flugzeugrumpf-, Aerodynamik-, Steuerungs-, Fluglagen-, Dämpfungs-, Triebwerks-, Batterie-, Landeplatz- und Sicherheitskonzepte aufgezeigt. Diese ermöglichen den schnellen Transport von Menschen und Gütern.
Bisher sind solche Senkrechtstarter bekannt, die zur Lagesteuerung bewegliche Teile einsetzen. Selbst alte fliegende Plattformen wie die von Hiller setzten bewegliche Platte» oder Dämpfungs¬ systeme ein, waren unwirtschaftlich und gefährlich. Bei Verwendung beweglicher Teile zur Lagesteuerung von Flugzeugen im Personenverkehr entstehen Wartungs- und Herstellungskosten. Zudem beanspruchen sie Platz und Gewicht und sind teilweise kompliziert zu bedienen.
Bestimmte Senkrechtstarter konnten ihr Triebwerk zwar in 2 Richtungen drehen, verwendeten zur normalen Lage- und Richtungsregelung in der Noπnalflugphase aber Luftleitbleche, wie auch diejenigen ohne drehbare Triebwerke. Senkrechtstarter, die mit senkrechtem Rumpf starten, dann in die schräge Flugphase übergingen und wieder mit senkrechtem Rumpf landeten, wareai auf Bildern schön gezeichnet, aber sie funktionierten nicht. Besonders diejenigen mit Triebwerken in ihrer Rumpfachse taumelten extrem, hatten keine Laufruhe, hohes Gewicht und konnten nicht sicher landen. Die Steuerung über Strömungsplatten verstärkte das noch. Bisherige gegenläufige Propeller konnten das Rechts-/L_nks- Drehmoment nicht im Gleichgewicht halten. Bisherige Senkrechtstarter sind sehr windanfällig und können meist nur nach vorne starten, bzw. müssen sich beim Start in andere Richtungen horizontal um bis 180° drehen, können also nicht lageneutral starten. Heckrotoren schränken die Manövrierfähigkeit in Bodennähe sehr ein.
Freilaufende Rotoren sind sehr unfallträchtig.
Bisher sind bei Senkrechtstartern nur Verbrennungstriebwerke oder Elektromotoren mit Kabeln zu bodengebundener Stromversorgung bekannt. Echte Senkrechtstarter mit Batterietriebwerken jenseits des Modellbaus fanden keine Lösung für Elektrotriebwerke für Transportzwecke. Bisherige Batterien waren ungeeignet. Verbrennungstriebwerke sind laut, unruhig, wartungsin¬ tensiv, gefährlich, teuer, usw. Sie lassen sich auch nicht permanent ein- und ausschalten, bzw. sehr energiesparend auf "schwach" umschalten. Bisherige Flugzeuge hatten nur einen Motor pro Propeller. Diese halten zwischen Start- und
Landephase meist die gleiche Flughöhe und brauchen bzw. verschwenden für solche Flugkurven extrem viel Motorenleistung.
Fahrten mit schräger Rumpf- und Flügellage bremsen durch de« horizontalen Widerstand sehr. Zur senkrechten Start- und Landetechnik bei waagerechtem Rumpf benötigt man zum Beispiel bei optimierten Einpersonen- Flugzeugen viel Rumpfdurchmesser und viel Parkplatzfläche. Waagerechte Rumpf- Technik braucht dazu große Rotoren oder fördert beim Senkrechtstart viel Luft auf das eigene Flugzeug. Verwandlungstechnik mit im Rumpf integriertem Triebwerk ist bisher ungenügend gelöst. Bisherige Verwandlungstechnik erhöhte das Fahrzeuggewicht, anstatt es zu senken. Elektroantrieb ist auch dadurch schwierig, da das restliche Fahrzeuggewicht minimiert sein soll.
Bisher sind vorwiegend solche Senkrechtstarter bekannt, die das Starten und Landen fast überall ermδglich«ι. Meist haben sie hierfür große, breite, mitfahrende Landegestelle.
Da die Landegestelle überall starten und landen können, ist es schwer ein geordnetes zuverlässiges Parkplatzsystem zu realisieren. Den Landemöglichkeiten stehen 'Tür und Tor' offen, Willkür und Chaos folgen und gefährden die Sicherheit. Bei staikem Anstieg des Luftverkehrs ird es nötig, besondere Parkplätze auszuweisen, die zwingend anzunehmen sind. Ein geordnetes Parkplatzsystem erleichtert auch die Fluggenehmigung plus Luftverkehrssteuerung.
Normale im Stand senkrecht stehende Flugzeuge brauchen sehr breite Landegestelle, sonst fallen sie um. Große Landegestelle erhöhen den Umfang unten, das Fahrzeuggewicht, die Windanfälligkeit und erschweren so die Seitensteuenmg ohne mechanische Teile durch Ge¬ wichtsverlagerung des Piloten, usw. Bekannte Landegestelle reduzieren oft die Geschwindigkeit und setzen beim Landen nicht immer sehr leise auf.
Die Möglichkeit überall statt«! und landen zu können ist auch besonders bei Batterieantrieben zweifelhaft, da sie nach jeder Landung "auftanken" sollten. Umweltschutz über Elektroantriebe erfordert passende Ländeplätze.
Die Kommunikation nach außen erfolgt bisher fast ausnahmslos per Funk, was ungestörtes, abhörsicheres, problemloses Kommunizier«! ausschließt.
Je nach Ausführung verschieden, will die Erfindung hier und bei vielen weiteren Problemen Abhilfe schaffen.
Je nach Anwendung speziell gegenseitig angepaßt, löst die Erfindung die Aufgabe, Luftver- kehrstechnik mit vorzugsweise idealer Flugart, Flugzeug-, Flugtriebwerks- und I_andeplatztech___k zu schaffen.
Beim idealen Zusammenspiel dieser löst die Erfindung somit besonders auch die Aufgabe der einheitlichen allgemein«! erfinderisch«! Idee, ein neues Flugsystem für die ganze Bevölkerung zu realisieren, bei weitgehendem Verzicht auf bisherige Nachteile. Je nach Anwendung sind die Ansprüche dafür verschieden zu kombinieren oder allein zu stellen.
Wie in den Ansprüchen gekennzeichnet, schafft die Erfindung, je nach Anforderung ver¬ schieden und verschieden kombinierbar,
ein Flugzeug, das keine beweglichen Teile zur Steuerung in 2 oder mehr Richtungen hat, und/oder durch Lageänderungen mindestens eines Propellers in 2 oder mehr Richtungen die Fluglinie
ERSATZBLATT ändern kann, ein Flugzeug, bei dem der Pilot etwa im Flugzeugschwerpunkt steht, darunter die Batterie, ein Flugzeug, das mit senkrechtem Rumpf senkrecht startet, dann je nach zunehmender Geschwindigkeit bis etwa in die Waagerechte übergeht und wieder mit senkrechtem Rumpf landet, ein Flugzeug, das für relativ -waagerechtes Fahren optimert ist, ab«* nicht kopflastig ist, relativ lageneutral starten und landen kann,
ein Flugzeug und/oder Triebwerk, das die zwischen 2 gegenläufig«! Propellern erzeugte Taumelbewegung auf das Flugzeug weitgehend beseitigt, ein Flugzeug bzw. Triebwerk, das elektrisch angetrieben ist, versorgt aus einer oder mehreren
Hochenergiebatterien, eine Batterie, die deutlich mehr als 0,2 KW/kg leistet, ein Flugzeug bzw. Triebwerk, bei dem zu je 2 gegenläufig«! Propellern auch der Motor aus hauptsächlich 2 gegenläufig«! Antriebseinheiten bestehen kann, welche je einen Propeller an- treiben, ein Flugzeug bzw. Triebwerk, bei dem der Propeller von 2 Motoren angetrieben wird, mindestens einer elektrisch, mindestais ein elektrischer nur einen Bruchteil der Leistung des anderen Motors besitzt und nach der Steigphase bei abgeschaltetem Hauptmotor, noch etwas antreibt, ein Flugzeug bzw. Triebwerk, das im Flug mindestens 2 Propeller elektrisch abschnittsweise ein- / ausschalten oder stark/schwach antreiben kann, den Arbeitsbereich des/der Propeller ein schützender Mantel umgibt,
einen Landeplatz und/oder Flugzeug, welche Schrägen aufweisen können, die den Rumpf bzw. Flügel oder sonstige Teile des Flugzeugs bei der Landung fangen bzw. in die gewünschte Position rutschen lassen, der Ländeplatz ein Loch aufweisen kann, das Flugzeug mit senkrechtem Rumpf von so einem Landeplatz starten, dann je nach zunehmender
Geschwindigkeit bis etwa in die "Waagerechte" übergehen und wieder mit senkrechtem Rumpf auf so einem Ländeplatz landen kann und es mit dem unteren Rumpfteil im Stand in das Loch dieses
Ländeplatzes paßt, er vorzugsweise an das Strom- bzw. Telephonnetz angeschlossen ist, und das Flugzeug im Stand mit Seitenflossen, Flügeln oder entsprechend wirkenden Teilen auf einer ringförmigen Auflage um das Loch herum aufsitz«! kann.
Im folgenden können nur einige wenige der extrem vielen Vorteile der Erfindung genannt werden. Die Vorteile sind vor allem darin zu sehen, daß bei Steuerung ohne bewegliche Teile, keine Wartung, Platzbedarf, Kosten und Betriebskosten auftreten, das Gewicht niedrig bleibt, die Ausfall- und Funktionssicherheit hoch ist, einfach zu bedienen geht und der Pilot sich kaum versteuern kann, bei Steuerung über Lageänderung des Propellers, das Triebwerk bei Bedarf auch in 4 Rich¬ tungen steuern kann, einfache vollautomatische Steuerungen möglich sind, somit im Stadtverkehr metergenau zu fliegen geht,
Start mit senkrechtem Rumpf, bei dann relativ waagerechter Fahrt und Landung mit senk¬ rechtem Rumpf möglich wird, Taumeln und unruhige Fahrt dieser Technik sind hier sehr reduziert, die Propellerluftströmung bremst den Rumpf nur wenig, lageneutrales Starten und Landen (in jedem Winkel rund um die Rumpfachse gedreht, relativ gleich optimiert) vereinfacht diese Flugphasen, diese Technik ist ideal für den Einpersonenverkehr (sozusagen immer voll), ermöglicht den kleinsten Landepiatzbedarf aller Flugzeuge, sicheres Landen durch seichtes Aufsetzen und der Fähigkeit länger zu schweben, hohe Geschwindigkeiten durch starker Pro¬ pelleranlage (niedrige Rotorflächenbelastung, Rotor und Propeller sind in dieser Anmeldung gleichgesetzt), kleinstm gliche Luftverdrängung und minimalsten horizontalen Luftwiderstands- wert, kleinstes Senkrechtstartergewicht, was gerade für Elektoantrieb positiv ist, usw.,
Elektroflug nun für normale Transportzwecke wirtschaftlich wird, er ist leicht zu kühlen, leise, laufruhig, ungefährlich, einfach zu handhaben, unkompliziert, sauber, billig, unanfällig, ver- schleiβarm, einfach zu warten, läßt sich permanent ein- und ausschalten, reagiert schnell, braucht kaum Luft, usw., Hochenergiebatterien ermöglichen hohe Reichweiten und niedriges Gewicht, eine angepaßte Batterie mit höherer Stromabgabe ermöglicht kleinere Batterien und damit nie¬ drigstes Startgewicht, dreht auch der Stator des Elektromotors mit anmontiertem Propeller, so gleichen sich das Rechts-/Lin__s- Drehmoment des Motors aus und der Rest des Flugzeug dreht nicht mit, bei einem 2., kleinerem Motor am Propeller läuft dieser optimiert, das Flugzeug kann bei abgeschaltetem Hauptmotor viel Energie sparen und trotzdem bleibt viel Zug nach vorne, es er¬ leichtert auch bei gegenüber Benzin höheren Stromkosten eine relativ wirtschaftliche Verwendung des Elektroantriebs, bei abschnittsweisem Ein- /Ausschalten des Triebwerks kann sich dazu der Motor immer wieder erholen, bzw. darf klein« sein,
Elektromotoren ermöglichen hohle Antriebswellen, erleichtern kleine unbemannte automa¬ tisch gesteuerte Flugtechnik und eignen sich eher für den Mehrmotorenbetrieb, wenn sich die Nutzlast im Flugzeugschwerpunkt befindet, das Flugzeug relativ beladungs¬ unabhängige Flugkurven hat, es kann relativ waagerecht fahren, bei Mantelpropeller sich die Sicherheit verbessert, sich Geräusche und wie bei flügelloser
Technik (ideal zum Lernen und für kürzeste Strecken) die Parkplatzfläche und Windanfälligkeit reduzieren,
ERSATZBLATT bei Verwendung der neuen Landeplätze mit Loch ist man gezwungen darauf zu landen, wobei das Flugzeug zentimetergenau hineinrutscht, nicht umfällt, so ein geordnetes genau definiertes und zuverlässiges Parkplatzsystem und ein präzises Ländeplatz- Management ermöglicht, so die Sicherheit verbessert und die Fluggenehmigung inclusive Luftverkehrssteuenmg erleichtert, damit eine starke Ausdehnung des Luftverkehrs ermöglicht, bei Einsatz der neuen kleinen Seitenflossen als Landegestelle, diese kaum bremsen, kleine Luftwiderstandswerte haben, bei der Landung wenig Platz benötigen, dabei relativ ungefährlich, sehr leicht und windunanfällig sind und setzen dort leise und materialschonend auf, wo der Pilot steht und die Batterie aufgehängt ist (sind zB 2/3 bis 3/4 des Startgewichts), schließlich bei an das normale Telephon- und Stromnetz angeschlossenem Landeplatz läßt sich bei
Elektroantrieb überall sofort wieder "auf-/nachtanken" und nahezu überallhin schnell, relativ abhörsicher, vielfältig und billig kommunizieren.
Es ist klar, daß es jeweils auf das Zusammenspiel ankommt, für die jeweilige Anwendung ein Maximum an Vorteilen zu erzielen. Obwohl die unabhängigen Ansprüche auch einzeln einsetzbar sind, braucht man d«moch fast immer eine größere Anzahl der Ansprüche, um die Möglichkeit«! der einheitlichen erfinderischen Idee, das bestmögliche abgerundete Flugverkehrssystem aus
Flugzeug, Triebwerk, Flugkurve und Ländeplatz für die Zukunft zu realisieren.
So liefert die Anmeldung eine ganze Gruppe von Erfindungen, bei der folgendes Beispiel mit einig«! Varianten alle auf einmal aufzeigen kann.
Im folgenden wird die Erfindung anhand von größtenteils lediglich 1 Ausführungsweg, aber mit verschiedenen Triebwerken und vielen kleinen Variation«! darstellenden Zeichnungen näher erläutert. Figur 1 zeigt den oberen Teil eines erfindungsgemäßen Flugzeugs mit Körpersteuerung von außen bei offenem Propellermantel, Figur 2 den mittleren Teil,
Figur 3, um 90° gedreht, den unteren mit eigenem Landegestell,
Figur 4 ein«! gegenüber Fig.l vergrößert«! Schnitt durch dieses Flugzeug in der Mitte des oberen Propellers,
Figur 5a einen Landeplatz von oben, gegenüber Figur 5b um 2,25 mal verkleinert, sowie
Figur 5b einen Schnitt durch den unteren Teil von Flugzeug und dieses Landeplatzes, im folgenden auch als Podest bezeichnet. Die Figuren 6-8 zeigen Schnitte durch den Propeller- Lagesteuerungsbereich, wenn vorheriges Flugzeug mit Lagevariation des Propellers die Fluglinie steuert, wobei
Figur 6 einen Schnitt von vorne,
Figur 7 von der Seite und Figur 8 von obai zeigt.
Figur 9 zeigt das zugehörige Lenkgestänge auf der Pilotenseite.
ERSATZBLATT Figur 10 zeigt einen Teil eines Schnittes durch 3 Zellen einer Batterie von oben, Figur 11 zeigt das Flugzeug verkleinert bei relativ waagerechtem Flug von der Seite, Figur 12a, vergrößert, bei offenem Propellermantel ein Elektrotriebwerk mit auch drehendem Stator, Fig.12b einen mittigen Schnitt durch letzteren Elektromotor von vorne, Figur 13 ein 4-Propeller-Triebweιk mit 2 Motoren wie in Fig.12, Figur 14 den Schnitt durch Elektro-Schleiftingtechnik zu Figur 12, Figur 15a d«ι Schnitt durch einen Schalter für den/die Motoren, sowie Figur 15b, etwas verkleinert, von der Seite einen dafür passenden Kolben und Kontaktringe bzw. -platten.
In den Figuren ist ein senkrecht startendes und landendes Flugzeug dargestellt, das im wesentlichen aus Rumpf (1), Triebwerk (2,3) und sonstig«ι Teil«ι besteht. Es startet mit senkrechtem Rumpf, geht dann je nach zunehmender Geschwindigkeit bis etwa in die "Waagerechte" und landet wieder mit senkrechtem Rumpf.
In Fig.1-5 steuert ein etwa im Flugzeugschwerpunkt (17) stehender Pilot (80) mit eigener Gewichtsverlagerung die Flugrichtung in alle Richtungen. Bewegliche Teile zur Steuerung sind unnötig. Bekannte Strömungsbleche oder zum Beispiel Technik nach Figur 6-8 sind zur Rich¬ tungssteuerung aber auch ganz oder nur als Ergänzung, für alle oder nur für 2 Richtungen möglich. Die Figuren weisen einen geschlossenen Rumpf (1) auf. Im Falle von Flugzeugen, die mit waage¬ rechtem Rumpf senkrecht starten und eine Steuerung ohne bewegliche Teile in nur 2 Richtungen verwenden, sollte ein relativ geschlossener Rumpf (1) vorhanden sein, da diese Steuerung sonst vor allem bei Fahrt mit ausgeschaltetem Triebwerk oft kritisch wäre. Relativ bedeutet soviel Geschlossenheit, daß das Fahrzeug sicher fahlen kann, wobei zum Beispiel ein Loch (115 in Fig.1) zur Luftaufnahme oder die Abhebimg (113 Fig.6) ein« winkelbaren Spitze im Sinne von Pa¬ tentanspruch 1 noch als "geschlossen" anzusehen ist.
Wegen Außenansicht ist d« Pilot (80, vor allem Fig.1 + 11) nur sporadisch gestrichelt einge¬ zeichnet. Er greift ähnlich einem Motorradfahrer an 2 Griffen (14), die am Rumpf (1) verankert sind, hält sich fest und kann damit auch die Motorendrehzahl, bzw. den Gesamtschub steuern. Im Bereich der Linie 15 befinden sich das hier nicht eingezeichnete Armaturenbrett, dahinter bis zum unteren Elektromotor (32) zugehörige Elektronik mit d« Motorensteuerung.
Das optimal in den Rumpf (1) integrierte Triebwerk (2,3) besteht in Fig.1 aus 2 gleichen ge¬ genläufigen Propellern (2) und 2 Elektromotoren (3), (viele Alternativ«! zB mit Benzin möglich), die eine NaS-Batterie (6 in Fig.Sb) antreibt. Je ein Propeller (21,22) und ein Elektromotor (31,32) sind kupplungs- und getriebelos gekoppelt, in Fig.1 alle fest, in Fig.6 die oberen beweglich über ein Gelenk (26-28). Beide Elektromotoren sind etwa gleich stark, zum Beispiel pulsgesteuert und laufen in der Rumpfachse (12). Ihre einzelnen Drehzahlen werden vorzugsweise elektronisch so geregelt, daß sich die Kräfte nach rechts und links herum um die Rumpfachse (12)
RSATZBLÄTT gegeneinander aufheben und sich das Fahrzeug selbst nicht dreht.
Da der untere Propeller die gleiche Luft des oberen nochmal beschleunigt, muß er etwas schneller drehen. Gegenüber dem oberen bekommt er zum Beispiel einen festen Vorlauf. Bei Tests vor Inbetriebnahme läßt sich das richtige Drehzahlverhältnis in Abhängigkeit von der Fahrt- geschwindigkeit, bzw. d« Vorlauf eines Elektromotors leicht ermitteln und in d«ι Bordcomputer speichern bzw. fest einstellen.
Bei Versagen der Elektronik übernimmt sofort der Pilot. Bei festem Vorlauf braucht der Pilot nur einαi Gashebel. Der feste Vorlauf ist vorzugsweise so eingestellt, daß der Rumpf beim Schweben über dem Parkplatz nicht dreht. Bei zwei Gashebeln kann er beide Elektromotoren getrennt ansteuern, was er vorher zB in der Fahrschule, bzw. vor dem Start ausreichend üb«! konnte. Verläßt der Rumpf die senkrechte Lage, so liegt der Pilot zB auf dem Bauch und die Schwerkraft zieht den Schwerpunkt von der Rumpfachse weg nach unten, wodurch sich der Rumpf bei kleinen Kraftdifferenzen beider Motoren nichtmehr um die Rumpfachse drehen läßt.
Fig.l zeigt Technik für freie und ummantelte Propeller (2). Hier kann der Mantel (42), der den Rumpf, Motor und andere Teile umgibt, wahlweise auch über Luft umleitende Bleche (43), die tragende Verbindung zwischai Mantel und diesen Teilen ganz oder teilweise herstellen. Der Mantel (42) ist hier aus darstellerischen Gründen näher an den Rumpf herangerückt (wie auch in Fig.12a) und aufgeschnitten, und seine haltenden Bleche (43) und die Propeller daher unter- brachen gezeichnet. Er (42) soll auch die Geräuschabgabe reduzieren, die Propeller vor Beschädigung schützen, ist ob«ι und unten spitz und besteht aus schalldämmendem Material.
Die Bleche (43) sind beispielsweise gleichabständig, strömungsoptimiert und aus Leicht¬ werkstoff«! (zB Aluminium oder Verbundwerkstoff), unten gibt es zB fünf. Befindet sich hinter jed« Propellerreihe (2) eine Reihe Bleche, jede Propellerreihe die gleiche Leistung hat und jede Reihe Bleche gleichen Luftwiderstand bietet, so gleichen sich die gegenläufig«! Kräfte auf die Bleche aus und drehen den Rumpf (1) nicht. Laufen die Bleche genau parallel zur Rumpfachse, lassen sie die Luftströmung bei leer laufendem Propeller geradeaus durch, zB bei waagerechtem Segeln.
In Fig.l ist die obere Reihe (431) optional und daher nur gestrichelt eingezeichnet. Bei der abwinkelnden Spitze (114) der Fig.6 plaziert man die Propellerreihen viel weiter voneinander weg, od« die oberen Bleche werden nach außen tiefer. Bei Verwendung beider Reihen Bleche in Fig.1 setzt man zum Kräfteausgleich unten zB vier, oben, da niedriger, sechs Bleche ein.
Bei fehlendem Kräfteausgleich der Bleche läßt man den Propeller ohne Bleche, oder mit zuwenig Wirkung seiner Bleche, etwas schneller drehen, um d«ι Ausgleich herzustellen. Jeder Propeller (2) beschleunigt Luft nicht nur in Parallelrichtung zur Rumpfachse (12), sondern auch etwas in die Drehrichtung des Propellers. Im Falle von Blech«! (43) hinter dem Propeller (22), biegt man diese (43) vorzugsweise so, daß sie bei hoher Geschwindigkeit kaum bremsen und beim Start einen Teil der Luftbewegung in die Propellerdrehrichtung, nach unten strömungsgünstig umleiten können.
Soll das Flugzeug bei ausgeschaltetem Triebwerk waagerecht möglichst weit segeln, richtet man die Bleche parallel zur Rumpfachse, soll es auf die Steigphase optimiert sein, richtet man sie nach dem Winkel, in dem die Luft den Propeller in dieser Phase verläßt, ansonsten wählt man Zwischenlösungen. Beispiel:
Beschleunigt der untere Propeller (22) die Luft auf 50m/s schräg nach unten, und beträgt die Fahrt bei waagerechtem Rumpf gerade 150m/s, so ist die Geschwindigkeitsdifferenz an dieser Stelle 200m/s. Dabei fließt die Luft zB noch mit 12,5m/s (6,3% von 198,5m/s) in die Propellerdreh- richtung, das heißt mit 3,6° gegenüber dem schnellen Fahrzeug. Die Bleche beginnen hier zum Beispiel in einem 3,6 "-Winkel und gehen bis zu ihrem unteren Ende auf bis 0 zurück. Um so schräger die Propeller sind, um so wirkungsvoller und wichtiger wird die Biegung dieser Bleche und ihre möglichst hohe Anzahl.
Von oben gesehen, kann der Mantel (42) flächendeckend voll Flügel sein. Dann fährt man bei waagerechtem Flug nach den Instrumenten. Für besonders hohe Endgeschwindigkeiten läßt sich diese Fläche wie bei Turbinen auch mehrfach belegen und der Propellerwinkel dadurch erhöhen. Ohne Mantel hat jeder Propeller (21,22) mindestens zwei Flügel, besser sechs, mit Mantel zum Beispiel sechs bis weit über zehn für hohe Geschwindigkeit«!. Zwischen den Linien 111 dreht d« Propell« (2) den dortigen Teil der Rumpfhülle (11) mit (zB am Propeller befestigt). Die Propeller bzw. Flügel lassen sich in bekannter Weise oder so wie in den Figuren montieren. In Fig.1 und 4 kommen 2 Flügel von innen und treiben an. Diese sind innerhalb des Rumpfes wegen Stabilität und Befestigung etwas höher, zum Beispiel bis zu den gestrichelten Bögen 212 hoch. Die übrigen Flügel sind entweder genauso (oberhalb bzw. unterhalb des ersten, wie dies«) an der Antriebs¬ welle befestigt und biegen sich noch vor Verlassen der mitdrehenden Hülle in die Laufebene des ersten, oder sie sind im Falle niedrigerer Belastung«!, direkt an der drehend«ι Rumpfhülle (111) montiert. Die Flügel haben ab d« Rumpfhülle (11) nach außen anfangs eine sehr steile Form, um bei hoh«ι Geschwindigkeiten nicht unnötig zu bremsen.
In Fig.l dreht auch die Spitze (114) der Hülle mit. Mit bekannten Methoden tariert man den Propell« aus, zum Beispiel mit in oder außerhalb der Spitze bzw. der mitdrehenden Rumpfhülle am Propeller befestigten Bleigewichten.
Wegen dem geringen Abstand zwischen den beiden Propellern (21,22) im Verhältnis zur Fahrzeugmasse und ihrem Abstand zum Fahrzeugschwerpunkt (17), der sich um ein«ι relativ großen Winkel um das Flugzeug herumziehend«! Propellerfläche und eventuell der großen Flügelzahl und der großen Laufhihe des Elektroantriebs, beseitigt das Flugzeug und/oder Triebweik (2,3) die zwischen 2 gegenläufigen Propellern erzeugte Taumelbewegung auf das Flugzeug weitgeh«ιd, ohne eigänzende stabilisierende jαiseits der eigenen Achse (12) laufende Propell« (zB Heckrotor bei Hubschrauber) zu verwenden.
Dies unterscheidet sich total von vergleichbaren Fahrzeugen des bisherigen Standes der
ERSATZBLATT Technik, die nicht richtig flugfähig waren. Vorzugsweise biegen sich die Flügel weiter außen auch in bekannter Weise stärker nach unten, um möglichst wenig Motorenleistung zu benötigen.
Unter anderem wegen der eigenen Pulssteuerung der Elektromotoren des Fahrzeugs und aus Sicherheitsgründen wird wahlweise auf eine Winkelverstellung der gegenläufigen Propeller ver- ziehtet und hohe Geschwindigkeit«! über Drehzahl und Propelleranzahl erzielt.
Figur 4 zeigt einen Schnitt, gesehen von oben, im Bereich der Mitte des oberen Propellers (21). Es ist die gleiche Struktur wie beim unteren. Jeder Propeller öffnet sich im Rumpf mit der Rumpfachse (12) als Zentrum und geht bogenförmig um seine Antriebswelle (25) außen herum. Jeder seiner Bögen (213) hat außen einen Halterungsring (252), welche den Propeller einiges ober- und unterhalb der Propelleπnitte im Bereich der kleinen Kreise 253 mit Schrauben und entspre¬ chender inneren Haltenmg mit seiner Antriebswelle (25) verbinden. Für zusätzliche Propel¬ lerflügel, welche an der drehenden Hülle (111) befestigt sind, wäre zum Beispiel auf jeder Seite innen noch mindestens ein Träger (1111,1112) am Halteningsring (252) anzuschweißen und beide über durchgehende Schrauben (254) zusammenzuschrauben.
Falls man nach jenseits des Elektromotors (3) bzw. Propellers (2), mit nichtdrehenden Sachen wie Gestänge, Strom- und Steuerungsleitungen, usw., durch den drehenden Bereich hindurchgehen möchte, zB wenn sich in der Spitze (114) ein Blinklicht, Funkgeräte und/oder sonstige Meßgeräte befinden, nicht über einen möglichen Propellermantel gehen möchte, kann man diese durch eine dann hohle Welle (121) des Elektromotors führen. Diese sitzt nichtdrehend innerhalb der An¬ triebswelle (25). Beim unteren Motor haben diese Wellen eine höhere Dicke und Innendurch¬ messer mit angepaßtem Propellerantrieb um den oberen Elektromotor zu halten und dessen starke Stromleitung aufzunehmen.
Der obere Elektromotor (31) in Fig.l beginnt ab der Linie 311. Gemäß besonderer Erfindung hat das Gehäuse eines oder mehrerer (hier beider 31,32) den/die Propeller (2) antreibenden Elek¬ tromotoren (3), seine Achse etwa in der Rumpfachse (12) und schließt außen etwa in der Linie d« Rumpfhülle (11, 36) ab. Wahlweise beginnen dort Kühlrippen (35), die wie beim unteren Elek¬ tromotor (32) bei Bedarf in Achsenrichtung über ihren Elektromotor hinausgehen um die Kühlfläche zu erhöhen.
Die Kühlrippen (35) haben zum Beispiel eine runde Verkleidung (nicht bei Mantelpropeller) aus leichtem Verbundwerkstoff oder sonstigem extrem leichtem Material, damit sie nach außen verdeckt sind und die Seitenwindempfin lichkeit sinkt. Die Kühlrippen sind hier daher nur punktiert eingezeichnet. Die Verkleidung jedes Elektromotors hat obαi und unten den gleichen Lufteinlaßquerschnitt. Die Kühlrippen sind oben höher. Die lang- gestrichelte Linie 321 begrenzt den Kern des unteren Elektromotors unten. Dessen Kühlrippen gehen nach unten darüber hinaus um die erforderliche Kühlfläche zu bekommen.
Um beim Elektromotor (3) Gewicht zu sparen, sowie zur besseren Wärmeleitfähigkeit sind
ERSATZBLATT Motorengehäuse und Kühlrippen aus Aluminium. Figur 1 hat in der Spitze ein kleines Loch (115), das Frischluft durch die Spitze (114) in die nichtdrehende Welle (121 Fig.4), aber nicht in die Steuerungswelle (71 Fig.9) leitet. Unter dem unteren Elektromotor nimmt ein dünnerer Schlauch (120) einen Teil davon auf und führt sie in günstigem Bogen noch vor d« Linie 15 (Fig.l), dem Beginn des Fahrgastraums, nach außen. So entsteht ein Druck in der nichtdrehenden Welle (121). Schwere Teile wie Wasser fließen durch sie (121) und den Schlauch (120) nach außen, wobei Luft durch Bohrungen der nichtdrehenden Welle (121) seitlich zur Kühlung der Elektromotorenlager, d« Bereiche vor und nach den Elektromotoren, der Pulsgeber, Schläfringe, bei Bedarf auch der Elektromotoren selbst, usw., herausfließt. Durch kleine Bohrungen (116) in d« Rumpfhülle (11) fließt die überschüssige Luft wieder heraus oder in den Fahrgastraum und üb« dortige Bohrungen oder Ventile (117 in Fig.5b) nach außen. So läßt sich im Fahrgastraum bei hohen Geschwindigkeit«! Druck ohne separaten Kompressor aufbauen und üb« Ventile regeln, wenn der Fahrgastraum druckdicht ist.
Über untere Möglichkeiten 2 bis 4 erhält man ein besonders leistungsfähiges Flugzeugtriebwerk, Flugzeugbatterie und passendes Flugzeug, bei dem das Flugzeug mindestais ein Elektrotriebwerk (2,3) hat, dieses von mindestens ein« Batterie (6) angetrieben wird und die Elektrolyten (69) und Zellen (65-69) dieser Batterie deutlich mehr als 0,2 KW/kg leisten, was die Frage der vernünftigen Energieversorgung modern« Flugzeuge beseitigt. Solche in Figur 5b schraffiert eingezeichneten Flugzeugbatterien (6 bzw. 61-63) sind zum
Beispiel Natrium-Schwefel- Hochenergiebatterien nach der Technik des Typs Bll oder einer ihrer entsprechenden Nachfolger bzw. leistungsgerechten Varianten d« Firma Asea Brown Boverie AG (D 69006 Heidelberg). Diese Technik wird für dieses Flugzeug umgestaltet. Im folgenden werden nur 4 Möglichkeiten dargestellt, beide mit gleicher Zellenlänge wie Bll. Die erste verwendet einen gleichen Voltstrang (insgesamt nur 96 Zell«ι), die 2. genauso, aber mit 160 Wh kg Dauerleistung. In beiden Fällen würde man die gegenüber der normalen (61) in Fig.5b etwas breitere Batterie (62, nur eng gepunktet) zB mehrere Zentimeter weiter oben ein¬ bauen und die Rumpflinie in Fig.5b ab dem unteren Fenster (163) etwas breiter führ«! und eventuell, wie die punktgestrichelte Linie 119 zeigt, nach unten v«längern. Die dritte Möglichkeit, die normale (61) in Fig.5b und 13, nimmt 2 gleiche Voltstränge, aber mit kleinerem Durchmesser der Zellen (68), wobei der Durchmesser des Elektrolyten (69) 60%, der des Sicherheitseinsatzes (65) etwa 52%, der Außendurchmesser etwa 63% des Typs Bl l hat. Dadurch erreicht man bei kleinerem Batteriegewicht im Verhältnis deutlich mehr Batteriespit¬ zenleistung pro Kilogramm Batteriegewicht. Die Fläche der Elektrolyten pro Watt bliebe hier relativ gleich, die Wärmeabgabe der Zellen stiege aber.
Um die Wärmeabgabe weiter zu steigern und noch mehr Watt über die Elektrolyten (69) herausholen zu können, zum Beispiel wesαitlich über 0,27 KW pro kg Batteriegewicht, lassai sich erfindungsgemäß auch noch separate Kühlrippen (66,671 Fig.10) zwischen Elektrolyt und Zel- lenaußenwand und zwischen den Zellen anbringen. Jede Zelle hat 6 Nachbarzellen (außer am Rand) und 6 drei- eckige Kühlungsflächen (67) zwischen ihnen. Figur 10 zeigt eine (67) davon. Da beginnen je Zelle etwa 24 schlanke Kühlrippen (66) innerhalb der Zelle (68) relativ gleichabständig direkt vor dem Elektrolyten. Je 4 (66) gehen zu ein« Kühlungsfläche (67), wobei die äußeren (662) beiden etwa parallel zu den inneren (661) laufen, um näh« an die größeren der äußeren Kühlrippen (671) heranzukommen, um mehr Wärme abzugeben. In der dreieckigen Kühlungsfläche sind die kleineren Kühlrippen enger beisammen als die großen, um in diesem Bereich den Nachteil kürzer zu sein zu reduzieren. Die normalen von Hochtemperaturöl durchflossenen Wärmetauscher vergrößert man entsprechend der höheren Wärmetransportleistung dieser Kühlrippen (66,671). Kühlungsluft entnimmt die Batterie aus dem Fahrgastraum und führt sie dann unterhalb dem unteren Fensterring (163) über einen Wärmekanal (611) nach außen.
Die vierte Möglichkeit hat das gleiche Prinzip wie die dritte, aber nur einen Durchmesser der Elektrolyten von 50%. Der direkt anschließende Sicheiheitseinsatz ist bei weitem dünn« und leichter, und dient nur noch zum Stromtransport und zum Hochsteigen der Flüssigkeit beim Elektrolyten. Somit liegt d« Außendurchmesser der Zelle bei 50% von Bl l. Verwendet man nun die Fläche der obig«ι l. oder 2. Möglichkeit, so passen 4 parallele Voltstränge hinein, bei dritter nimmt man 3 Stränge. In Verbindung mit der verbessert«! Kühlung sind pro kg Batteriegewicht 2,5 bis 3 mal soviel Spitzenleistung der Batterie von Bll zu erzielen, das heißt bei 4 Voltsträngen etwa 31 bis 37,5KW Spitzenabgabe bzw. zB üb« 0,47 bis 0,56 KW Leistung pro kg Batteriegewicht. Beim Laden sind die Voltstränge parallel geschaltet. Zur Versorgung der Elektromotoren ist es vorteilhaft, bei 2 und 3 Voltsträngen diese hintereinander zu schalten und Motoren mit 2- bzw. 3- facher Voltzahl bei dünner Leitung (613) einzusetzen. Bei 4 Voltsträngen schaltet man zB je 2 hintereinander.
Für Höchstleistungen lassen sich beide Elektromotoren auch noch etwas nach oben und unten verlängern, bei Bedarf auch d« Rumpf etwas strecken oder das gesamte untere Triebwerk noch etwas nach unten schieben.
Setzt man in Figur 1, zB bei etwas nach oben verlängertem Rumpf (zeigt Fig.13), Elektro¬ motoren wie in Figur 12 ein, kann man die beiden Motoren (335,336) mit je ein« Batterie mit 2 Voltsträngen zB obiger 4. Möglichkeit (punktgestrichelt 63 in Fig.5b) versorgen. Die obere Batterie würde in Figur 5b die anschraubbare Standfläche (18) ersetzen. Den Propellermantel verlängert man etwas nach oben und schiebt seine Halterungsbleche mit. So haben alle Propeller Platz. Man erhält 4 Propellerreihen hintereinander. Vorzugsweise drehen die mittleren beiden Reihen in diesem Fall in die gleiche Richtung, sowie bei 2 solchen Elektromotoren (335,336), treiben die mittleren 2 Propeller die Rotoren dieser Elektromotoren an. Mehr als 0,2 KW/kg Leistungsabgabe erzielt man nicht nur bei Batterien, die wie in Fig.10 ringförmige Zellen aufweisen, bei welchen der Durchmesser von Elektrolyten und der gesamten Zelle so weit verkleinert wird, daß die Batterie deutlich mehr als 0,2 KW/kg leistet oder die Zel- lenwand (68) innen und/oder außen Kühlrippen (66,671) aufweist. Man reduziert gegenüber dem
ERSATZBLATT Elektrolyten (zB gleich großem) einfach die Menge und den Raum der Batterieflüssigkeit um das Gewicht bei gleicher Stromabgabe zu senken und erhält so zB bei Natrium/Schwefel- Batterien ab 0,3 KW/kg und bei Zink/Luft- Batterien, die man genauso anpaßt, über 0,47 KW/kg an Leistung.
Gegenüber elektrisch betriebenen Modellflugzeugen ist dieses Elektroflugzeug voll für wirts¬ chaftlich einsetzbare Transportzwecke mit Kommunikation zur Flugsicherung, genug Nutzlast¬ vermögen, Laderaum, Flughöhe, Geschwindigkeit, niedrigen Kosten, usw. ausgelegt. Damit Elektroantrieb überhaupt sinnvoll bzw. sehr wirkungsvoll ist, mußten das gesamte Fahrzeug und Triebwerk ideal darauf abgestimmt werden. So wurde die Form des Rumpfes (1) so optimiert und die Triebwerke (2,3) integriert, daß das Gewicht niedrig, d« Luftwiderstand in Richtung der Rumpfachse (12) sehr klein ist und das Flugzeug aufgrund hoher Geschwindigkeit nur sehr kurze Zeit in d« Luft ist.
Das Flugzeug geht bis auf Propell« (2), den 4 Seitenflossen (51, bzw. in Fig.3 Landestützen 52) und eventuellen Halterungsblechen (43) des Mantels etwa kreisförmig um seine Rumpfachse (12). Bei entsprechend stabilem Rumpfunterteil und passendem Landepodest kann man auf Seiten¬ flossen ganz verzichten. Es kann in jedem Winkel um seine Rumpf achse (12) gedreht, relativ gleich optimiert fliegen, starten und landen. Das Flugzeug hat eine hier nach außen aufgehende Einstiegstür (13). Auf der gegenüberliegenden Seite hat es in Höhe des unteren Bereichs der Einstiegstür ein Fenster (162), das den Landeanflug mit erleichtert. Weiter hat es im Mittel- bzw. Unterteil des Rumpfes, je einen schraffiert einge¬ zeichnet«! rund um den Rumpf gehenden und hier genau in der Linie der Rumpfhülle (11) lie¬ genden Fensterring, oben (161) in Kopfhöhe, unten (163) knapp im Fußbereich des Piloten (80). Bedarfsweise können diese 2 Fenster (161, 163) Verbindungsbänder (164) aufweisen, welche die Rumpfhülle (11) oberhalb und unterhalb verbinden und die Fenster so von hohen Zug-, Stauch- und Biegebelastungen befreien. Das obere hat hier an an d« Ring- Innenseite 4 (160), das untere an der Ring- Außenseite 3 Verbindungsbänd« (164). Beide Fensterringe sind in sich geschlossen um in sich selbst zu halten. Es ist nicht im Sinne des Patentanspruch 3, daß so ein Flugzeug nach Ansprach 3, unbedingt Fensterringe haben muß, wenn Propell« etwa in der Rumpfachse (12) laufen; auch ohne beansprucht er die senkrecht-waagerecht-senkrechte Technik.
Verwαidet das Flugzeug die 4 Seitenflossen (51) in Figur 2, so entfallen die 3 groß«ι Landestützen (52) und die 3 Verbindungsbänder (164) der Figur 3. Die Landestützen (52) von Figur 3 ermöglichen Landungen ohne separates Podest. Sie (52) sind hier etwa halb an der Rumpfhülle unterhalb des unteren Fensterrings (163) und halb an den anschließenden Verbindungsbändern (164) befestigt. Die linke Landestütze weist 2 Trittstufen (53,54) auf, deren je 5 Roste in Flu¬ grichtung weisen, damit sie kaum Luftwiderstand haben. Der mittlere Rost ist jeweils mit der normalen Landestütze identisch. Die übrigen oberen Roste sind rechts am Rumpf (1, Fig.3) bzw. einem Verbindungsband (164) befestigt, links, wie alle unter«!, an Querstreben (55), die an der
ERSATZBLATT Landestütze (52) verankert sind.
Im Rumpfende hat dieses Flugzeug einen abnehmbaren, steckbaren Deckel(191), auf welchem Meß- und sonstige Arbeitsgeräte wie zur Höhenmessung und Start- Zielerkennung eingesteckt sind. Auf die Einzeichnung d« meisten dieser Geräte, Kabel, usw. wurde in Fig.5b verzichtet. Ist dies« Deckel abgenommen, kann man die Batterie (6) so von unten einschieben. Man schiebt sie etwas höher als ihre Endposition, legt den Gummiring (612) ein und läßt sie auf ihm (612) aufsetzen. Die Rump_hülle(ll) ist an den Seitenflossen (51) verstärkt. Dort befestigt man mit Schraub«! (118) die oberen Enden der 4strebenfδrmigen Batteriehalterungen (64), deren untere Enden oben an die Batterie angeschraubt und diese (6) so von oben aufgehängt ist. Große Piloten stehen im Rumpf auf der Batterie. Für kleinere kann man zusätzliche zum Beispiel mit Handdrehschrauben (181) anschraubbare Standflächen (18) einbauen. Sie (18) sollten außen große Aussparungen aufweisen, eventuell wie ein Netz od« ein Drahtgitter, so daß d« Pilot bei d« Landung auch mit durch das untere Fenster (163) sehai kann. Um immer festen Bodenkontakt zu haben, könnte die Standfläche auch eine einfache Schuh-Bindung (182) aufweisen, ähnlich wie bei Skiern. Das er- leichtert vielen die Steuerung per Gewichtsverlagerung.
In Figur 5b hat das Flugzeug kein mitfliegendes Landegestell, sondern nur 4 Seitenflossen (51), oft bzw. meist auch als Heckflossen bezeichnet, die vor dem Start und nach der Landung auf einem passenden Landeplatz, hier einem separaten Podest (91-99) aufsitzen, wobei d« zwischen den Seitenflossen darunter befindlidie Rumpfteil in ein Loch (91) dieses Podestes paßt. Anstatt Sei¬ tenflossen lassen sich auch Flügel (41 Fig.5a+ll) od« entsprechend wükaide Teile im Stand zum Aufsitzen am Landeplatz ansetzen. Figur 5a zeigt vom Flugzeug nur das Außenmaß des Rumpfes (1) an d« Auflage (921), 2 Flügel (41) und 2 Seitenflossen (51). Von diesem Podest werden im folgenden nur zwei (Fig.5 a und b) von vielen Möglichkeiten dargestellt. Es hat um sein Loch (91) ein«! stabilen Gummiring (92), d« oben eine verbreiterte ringförmige Auflage (921) für die Seitenflossen (51) aufweist. Das Podest hat 3 Stufen (94-96), wobei die oberste (94) ringförmig um den Gummiring (92) herumgeht, welcher auf Elementen der Stufe 2 (95) steht. Die Stufe 2 besteht bei 5a/b aus 4/5 Elementen. Bei 5a stehen sie im 90 "-Winkel zueinander und sind relativ breit, bei 5b beginnen sie außen jede 72° und sind 36° breit sind. Dazwischen, in halber Höhe ist die Stufe 1 (96). Stufe 1 und 2 haben außen (98 Fig.5b) und innen (97) je einen gemeinsamen stützenden Ring, wobei der innere (97) zur Stufe 3 (94) einen Aufsatz (971) hat.
Um hier unter den Seitenflossen mehr Raum zu haben od« das Podest niedrig zu halten, kann man auch im Boden (90) ein entsprechendes Loch (901) vorsehen. Ist es tief genug, lassen sich solche Flugzeuge mit viel längerem Rumpfunterteil ansetzen oder zum Beispiel die Stufen 1, 2 oder auch 3 können vollkommen entfallen.
Vorzugsweise können, wie Figur 3 zeigt, im Stand etwa an der Auflage (921) auch die Batterie (6) und/oder der Pilot (80) stehen und sich ein großer Teil des Flugzeugiumpfes oder Flug- zeuggewichts unter den Seitenflossen (51) bzw. unterhalb dem oberen Ende der Lande¬ platz-Umfassung, dem Gummiring (92) befinden; bzw. das Loch (91) mit seiner Umfassung (92), und das Flugzeug sind hier (im Bereich des Lochs) in Form, Durchmesser und Tiefe so aufeinander abgestimmt, daß es auch beim Ein- und Aussteigen, sowie bei Sturm relativ standsicher ist und nicht umfällt. Bei Flugzeugen mit bei und unter den Seitenflossen zum Loch (91) verhältnismäßig engerer Rumpfhülle sollte der Schwerpunkt tiefer, umgekehrt kann er sogar deutlich höher sein. Als Podest wird im Sinne der Patentansprüche auch noch verstanden, wenn zum Beispiel der Gummiring (92) nicht oder nur etwas über die sonstige Umgebung ragt, die Seitenflossen (51) beispielsweise etwa "ebenerdig" landen, der darunter befindliche Rumpf in einen Mitsprechenden Freiraum, wie unter einer Decke, reicht, im Stand die Auflage der Seitaiflossen und eventuell die Batterie auch oberhalb der Einstiegstür sitzen können, und zum Beispiel auf Säulen steht, so daß der Pilot unten steht und immer ebenerdig mit viel Platz aus- und einsteigen kann.
Vorzugsweise ist dieses Podest an das Telephon- und Stromnetz angeschlossen. Beispielsweise hat es geschützt unter Stufe 3 (94) am Aufsatz (971) l oder 2 solche Steckdosen nebeneinander (in Fig.5b die Stromsteckdose 972 mit Kabel 974 zu sehen). Oberhalb d« Stufe 3 läßt sich stattdessen zum Beispiel eine drehbare Steckdose (973, auch mit Deckel) anbringen. Neben einer Seitenflosse (51) hat die Rumpfhülle (11) eine Klappe (60 Fig.2), durch die am Landeplatz Kabel (614) nach außen zu diesai Steckdosen (972, 973) gezogen werden können. Bei der drehenden Steckdose (973) dreht sich die Steckdose beim Start durch den Zug des Flugzeugs nach oben, dann zieht sich der Stecker durch diesen Zug heraus, rollt ins Flugzeug zurück, d« Deckel der Steckdose schließt sich und die Steckdose dreht wieder nach unten, damit kein Wasser hineinfließen kann. Für den Telephonanschluß läßt sich zum Beispiel auch unter einer Stufe (96) zwischen den Ringen (97, 98) ein kleines Funkgerät (99) anbringen, das Telephondaten mit passendem Gerät (192) innerhalb des Rumpfdeckels (191) mit dem Flugzeug austauscht. Erfindungsgemäß weisen Landeplatz und/oder Flugzeug (hier beide) Schrägen (93, Fig.5a+b) auf, welche den Rumpf (1) bzw. Flügel (41) oder sonstige Teile des Flugzeugs bei der Landung fangen bzw. in die gewünschte Position rutschen lassen. Flugzeugsatig ist der untere Rumpfdeckel (119) dafür verstärkt und der untere Fensteπing bereits sehr steil, um Beschädigungen durch den Gummiring (92) zu vermeiden. Beim Landen dreht erst der Pilot (80) durch eigenes Drehen das Flugzeug in die ungefähre
Landeposition. Auf die Stufe 3 (94) ist noch eine Flügelfangeinrichtung aufgesetzt, welche auf jeder Seite Schrägen (93) mit je 2 Blättern (932) hat, welche das Flugzeug beim Aufsetzen endgültig in einai genau vorgegebenen Winkel drehen. Jedes der 2 Blätter (932) ist hier an einem gemein¬ samen Ring (931) um den Gummiring (92) befestigt. Ab diesem Ring (931) gehen die Blätter erst bogenförmig schräg nach oben und dann nach außen schräg nach unten, so daß die Flügel von innen nach außen auf der Oberkante (933) heruntergleiten können, bis sie die Fläche des Blattes außen erreichen und abschließend gedreht werden. Flügel können außen auch bis zu den Stufen 1 bis 3 oder bis zum Erdboden (90 Fig.5b) reichen, sogar dort aufsetzen.
ERSATZBLATT Im folgenden werden die Figuren 6-8 erklärt, welche eine Flugrichtungssteuerung durch La¬ geänderung mindestens eines, hier des oberen Propellers in alle 4 Richtungen zeigen. Eine Ge- wichtsverlagerung des Pilot«! kann diese Steuerung noch ergänz«!. Für eine sehr stabile Start-, Schwebe- und Landephase befindet sich der durchschnittliche Punkt der Hebekraft des Triebwerks beim Start oberhalb des Schwerpunktes (17) des Startgewichts.
Wie im besonderen Falle des Patentanspruchs 3 (Flugzeug startet und landet mit senkrechtem, bei dazwischen waagerechterem Rumpf), kann das Flugzeug mit mindestens einem in der obe¬ ren vorderen Flugzeughälfte befindlichem Propeller (21) eines od« mehrerer etwa in der Rumpfachse (12) laufender Triebwerke über dessen Lageänderungen die Fluglinie in mindestens 2 Riditungai ändern, wobei im Falle daß der/die vordersten Propella* zu kippen sind, gemäß besonderer Ausfuhrung wahlweise die ganze Spitze (114) des Flugzeugs von der normalen Rumpflinie (11) abgehoben sein kann und zwischen kippendem und übrigem Bereich eine Druckfeder (77) angebracht sein kann, welche das kippende Gelenk (26-28) zentriert, um das Triebwerk (21) normalerweise automatisch in d« Mitte zu halten. Für den Einsatz mit hohen Umdrehungen od« groβai Winkeln sind Kugelgelenke zur Rich¬ tungssteuerung der Propell« sehr vorteilhaft. In den Figur«! wurde als Beispiel nur ein Kreuzgelenk (251,26,27,281) gewählt. Figur 8 zeigt den Schnitt durch die Mitte des Kreuzgelenks von oben, wobei hier zeichnungsmäßig ein Schnitt des Propellers (21) mit seiner gebogenen Halterung (28) mit integriert wurde, der durch dessen Propellermitte geht, welche Linie 214 in Figur 6 und 7 markiert.
Zur Verstärkung für zusätzliche Propellerflügel hat die mitdrehende Rumpfhülle (111) im Vergleich zu Figur 4 hier zum Beispiel auf jed« Seite unten und oben je einen Träger (283,284). Oben sind diese über eine Klamm« (285) miteinander zusammengeklammert um hohe Drehzahlen zu ermöglichai. Den wie in Figur 4 in der Mitte um die Rumpfachse (12) herumgehenden Propeller (21) hält außen auf jeder Seite eine gebogene Halterung (28, fast baugleich mit 252 in Fig.4), die je von 4 Schrauben (282, Fig.6) mit Gegenplatte (29) angezogen ist. Diese Halterung (28) mundet als End- Kopf (281) eines Kreuzgelenks. Dieser Kopf (281) ist über Schal«!, Nadeln (27) und dem Zwis¬ chenstück (26) mit dem Anfangskopf und Kreuzgelenkanschluß (251) und darüber mit der An- triebswelle (25, Fig.6) verbunden.
Innerhalb der Antriebswelle (25) befindet sich eine hohle Steuerungswelle (71), die ein Lager (123) zur Antriebswelle auf Abstand hält. Diese Welle(71) hat ob«ι eine mit einer Schraube (72) angezogene Klaue (73), die in einen starr an einem Lager (75) befestigten Kugelkopf (74) mündet. Über Drehai und Längsverschiebimgem der Steueπmgswelle (71) wird der Kugelkopf (74) in der gewünschten Richtung nach oben oder unten bewegt und damit das fest mit seinem Lager (75) verbundene Kreuzgelenk (281) einschließlich Propeller um die Kreuzgelenkachse (24) zielgerecht gewinkelt. Die gestrichelten Linien 76 zeigen beispielsweise maximale Winkelausschläge dieses Lagers (75). Die Druckfeder (77) zwischen diesem Lager (75) und der Antriebswelle (25) hält das Triebwerk bei einem Versagai der Steuerimpulse automatisch in der Mitte.
Die Steuerungswelle (71) ist hier hohl, um Leitungen zur Flugzeugspitze (114) zu ermöglichen, welche in Figur 6 ab der Linie 112 nicht mitdreht. Das Lager (122) kann sie gegenüber der dre¬ henden Hülle (111) gut führen. Es (122) ist über einen Ring (291) fest mit dai 4 oberen Gegen- platten (29) verbunden. Da die Spitze (114) und die drehende Rumpfhülle (111) abwinkein, wurden sie (111,114) etwas nach oben abgesetzt. Zudem reicht hier letztere (111) ab der Linie 113 seitlich etwas über die untere Rumpfhülle (11). Fig.8 zeigt zur leichteren Abgrenzung ihr (111) unteres Ende mit. Wegen d« zusätzlichen Darstellung d« Propellermitte, wurde das Lager 75 in Fig.8 nur durch die beiden Ringe 751 eingezeichnet. Um den Mantel in Fig. l und 12 im Falle einer Propel- lerwinkelung nahe am oberen Propell« zu halten hat dieser Propeller außen einen Bogen (211). Soll der Propeller nur in 2 Richtungen gewinkelt werden, so braucht man nur auf die Dreh¬ barkeit der Steuerungswelle verzichten und die Klaue (73) in der gewünschten Richtung instal¬ lier«!.
Im folgenden wird mit Fig.9 in Seitenansicht ein zu den Figuren 6-8 passendes Lenkgestänge unterhalb des unteren Elektromotors erläutert. Fig. 9 zeigt das untere Ende der am unteren Elektromotorengehäuse befestigten nichtdrehenden Verbindungswelle (85) zum oberen Elek¬ tromotor. Sie (85) dient hi« auch als Fühnmgsrohr für die vom Kreuzgdenk herkommende hohle Steuerungswelle, um diese (71) am unteren Ende gegen seitliches Bewegen zu sichern.
Unten hat die Steuerungswelle eine Öffnung, die links (711) etwas höher reicht, so daß links ein Strom- und Steuerkabel (87) für den oberen Elektromotor und sonstige Zwecke hineingehen kann. Unten nimmt die Öffnung zwischen dem übrigbleibenden vorderen und hinteren Teil den hier deshalb teilweise nur gestrichelten Kopf (782) der Laikstange (78) auf. Beide Köpfe (782,784) der Laikstange (78) sind beweglich über splint-gesicherte Bolzen befestigt. Wie oben die Steuerungswelle, so nimmt unten ein aus 2 Armen (je einer vor und hinter der Laikstange (78)) bestehender Hebel (88) dai unteren Kopf (784) zwischen sich auf. Diese A me sind links starr an einem Rohr (881) angebracht, das an seinen Enden am inneren (81) Lenkzylinder innen anstößt und zwischen dai Armen des Hebels (88) mit einem Splint am einen Arm (891) des hier nur ausschnittsweise sehbaren punktgestrichelten Lenkrads (89) befestigt ist.
Dieser Arm (891) des Laikrads geht durch die Wand des inneren (81) Laikzylinders, dreht ihn (81) und den Hebel (88) horizontal, den Hebel zusätzlich vertikal. Die Laikstange (78) führt durch dai Laikzylinder (81,82) um volle Umdrehungen zu ermöglichen (soweit das Kabel 87 zuläßt). Lenkzylinder und seine auf die dort als Anschlag v«dickte Führungswelle (85) einfach aufgesteckte und mit ein« Mutter (86) angeschraubten Halterung (84) sind deshalb im Schnitt durch ihre Mitte dargestellt. Diese Halterung besteht auch aus 2 Armen, die aber an ihren Enden ringförmig zusammenlaufen. D« innere Lenkzylinder (81) stößt obαi an d« Stirnwand des äußeren (82) an, reicht in verengter Form durch diese Stirnwand durch und ist oberhalb dieser mit einem Sicherungsring (83) gegen Herabfallen gesichert.
ER3ATZBLATT Im folgenden wird ein 2. grundsätzlicher von vielen möglichen Ausführungswegen des Triebwerks anhand Figur 12 bis 15 erläutert. Die Technik ist gegenüber den vorigai Figuren etwa gleich, jedoch hat das Flugzeug hier 1 bzw. 2 Triebwerke (2,3 Fig.12a), die zeigai, daß zu je 2 gegenläufig«! Propellern (21,22) auch der Motor (33) aus hauptsächlich 2 gegenläufigen Antriebseinheiten (331,332 Fig.12b) bestehen kann, wobei die eine (331) dai einen Propeller (21), die andere (332) den zugehörigen entgegen laufenden (22) antreibt, hier im Falle des Elektromotors (3) Wicklungen sowohl von Rotor (331) als auch Stator (332) gegenüber dem Rumpf (1) drehen.
Figur 12a zeigt dieses Triebwerk stehend von der Seite, bei aufgeschnittenem Mantel (42). Die Linie 101 wäre identisch mit jener (105) in Fig.11. Der eine Motor (33) übernimmt hier beide vorigen (31,32). Der auch in d« Rumpfachse (12) laufende Eldctromotor (33) reicht oben und unten bis zu den Linien 334, seitlich bis zur Rumpflinie 36,11. Darüber hinaus streben seine hier zum Beispiel aus dünnen Aluminiumstreifen bestehenden Kühlrippen (36), von denen hier aus Gründen der Übersicht auch nur ein Teil und weil sie von ein« Hülle (351) umgeben sind, nur gepunktet bzw. gestrichelt eingezeichnet sind. Die Hülle (351) sorgt dafür, daß die Luft bei mit dem Stator rotierendem Gehäuse nicht fliehkraftbedingt nach außen von den Kühlrippen weg¬ fließt. Dreht das Gdiäuse wie in den Figuren 12 mit, lassen sich Propeller (22) direkt am Gehäuse befestigai. Würden die Kühlrippen nicht mitdrehen, befestigt man dai Propell« (22) des Stators zB direkt unter- oder oberhalb der Kühlrippen, noch vor dem (21) des Rotors. Da sie (35) mitdrehen und die Luft im Flug viel schneller "fließt", rieht« man sie (35) sehr steil, um bei hohen Ge- schwindigkeiten nicht od« wenig zu bremsen. Die Hülle (351) hat beim Lufteinlaß etwa den gleichen Offnungsquerschnitt wie beim Auslaß.
Figur 12b zeigt den Schnitt des Elektromotors an der Linie 333 von Fig.12a. Figur 14a zeigt den halben Schnitt (linke Hälfte) einer möglichen ScUdfringtechnik, die zB unterhalb des Elektromotors in Figur 12a, bzw. des oberen in Fig.13, eingebaut wird. Die stehende Welle (121), speziell für Fig.12a unten über eine schräg laufende Halterung (124, zB aus 3 Stangen) zur Rumpfhülle führend, hat speziell im Bereich der je 4 großen Schlafringe (371) zur Kühlung und zum Durchführen von Stromdrähten (38, 381,382) Bohrungen(126). Alle Schleifringe (371,372) gehen ringförmig um die Rumpfachse(12) und werdai üb« Federn (391), ringförmige Platten (392) und Schrauben (393) angedrückt. Damit sich die Kräfte der Lager von Rotor (337) und Stator (338) nach rechts und links ge¬ genseitig ausgleichen, sind bade Lager gleich und auf die stehende Welle (121) geschoben. Die Stromdrähte der untersten Schleifringe brauchen nicht durch die stehende Welle. Diese (121) ist am Lager (338) des Stators für Montagezwecke getrennt und wird üb« eine Schraube (125) zu- sammengehalten. Die untere Halterung (3381) des Stators wird erst außerhalb des Radius des Hilfsmotors (34) mit der oberen (3382) über Schrauben (3383) anmontiert, um voiher den Hilfs¬ motor und die rotorensatige Elektroversorgung zu installieren, bzw. auf die Welle (121) zu schieben. Die Antriebswelle (25) und die Statorhalterung (3381) haben unten je zwei mitdrehende Äste (3712,3722, 3711,3721) um die drehenden Teile der Schleifringtechnik aufzunehmen. Am
ERSATZBLATT großen (3712) d« Antriebswelle ist hi« auch der Rotor (341) des Hilfsmotors, und um diesen dessen Stator (342) angeordnet. Die kleinen Schleifringe (372) gehören zum Hilfsmotor.
Der Hilfsmotor (34) ermöglicht, daß bei diesem Flugzeugtriebw«k bzw. passendem Flugzeug, der (gleiche) Propeller (2) von 2 Motoren (33,34) angetrieben wird, wovon zumindest einer elektrisch antreibt, vorzugswdse der kleinere. Ein elektrisch Antreibender (34) besitzt so nur einen Bruchteil der Leistung des anderen Motors (33) und hält den Propeller nach der Steigphase, im Falle des dann abgeschalteten od« leistungsmäßig stark reduziert«! Hauptmotors (33), mindestens am Laufen, damit er die "Segelfahrt" nicht bremst und wahlweise darübeihinaus auch noch etwas Schub «zeugt. Statt diesem Hilfsmotor läßt sich beim zB pulsgesteuerten großen Elektromotor (33) die Dauer des Elektropulses im "Segelflug" stark reduzieren, damit der Motor eine hohe Drehzahl hält und zB ein Abbremsen des Flugzeugs verhindert. Im Flug sind dann mindestais 2 Propeller (2) elek¬ trisch abschnittsweise eingeschalten / ausgeschalten od« stark / schwach angetrieben. Käme ein Hilfsmotor zB bei unausgeglichen« Ladung od« überhöhter Gegengeschwindigkeit des Windes teilweise nicht zurecht, kann der Hauptmotor immer wieder durch eigene helfende Takte aus¬ gleichen.
Der separate hier nicht eingezeichnete Taktgeber (bei Fig.13 zB zwei) bedient sich bekannter herkömmlich« Technik. Zum Beispiel wird der Taktgeber von einem weiteren, ab«* sehr klein«! pulsgesteuerten Elektromotor angetrieben, d« von der Motoreneldctronik in gewünschter Form getaktet wird. Dieser kleine Pulsmotor hat vorzugswdse noch einen Schalter, d« ihn bei Strom¬ ausfall (zB bei Computerausfall) direkt mit einem Spannungsregler (Handsteuerung des Piloten) und so der Batterie verbindet.
Hinter dem Taktgeber befindet sich ein zweiter Schalter (Figur 15a+b) oder weiterer Puls- geber, der die Drähte (381) zum Hauptmotor abschnittsweise unterbrechen kann. Die Drähte zum Hilfsmotor (382) gehen vorher am Verteil« (383) weg, da dieser (34) vorzugsweise immer arbeitet. Der Schalter besteht hier zum Beispiel aus einem nichtleitendem Keramikkolben (378), der in einem nichtteitendem Keramikrohr (376) von einem Elektromagneten (374) hin- und herge¬ schoben wird. Das Keramikrohr hat auf jeder Seite je 4 gebogene Platten (377), die mit ihren Drähten (38) ldtend verbunden sind. Der Keramikkolben hat 4 leitende Ringe (379), die bei ausgeschaltetem Elektromagneten Strom von den unteren zu den oberai Drähten leiten. Bekommt der Elektromagnet Strom, so unterbricht « die Leitung (wie in Fig.15a +b). Versagt der Strom, drückt seine Feder (375) den Kolben zurück zum Laten. Dies gilt auch, wenn d« Elektomagnet bei Computerausfall nicht mehr angesteuert wird.
Zur Optimierung haben Rotor und Stator auch je einen schleifenden Kontaktgeber (373 Fig.14) für die Drehzahlmessung, um auch bei gegenüber dem Rumpf unterschiedlicher Drehzahlen beider, eine ideale Motorensteuerung zu ermöglichen.
Im folgenden lediglich ein Flugbeispiel:
ERSATZBLATT Anfänglich startet das Flugzeug vorzugsweise sehr steil und so weit nach oben bis es die Sollgeschwindigkeit bzw. Sollhöhe erreicht hat. Es kippt in dieser Phase bei zunehmender Ge¬ schwindigkeit nur soweit nach vorne, daß der Luftwiderstand nach vorne minimal bleibt.
Dann kippt es der Pilot nach vorne bis etwa in die Waagerechte und schaltet dai Hauptmotor ab. Es kann nun meist bis zum Ziel "bergab" fahren (zB mit 150m/s horizontal). Je nach Flügelgröße verliert es senkrecht mit 0 bis 34m/s an Höhe. Fällt es zB mit 17m/s von 1400m Höhe auf 300m, legt es waagerecht gleichzeitig fast 10km zurück.
Gegen Ende dieser Phase richtet der Pilot das Flugzeug immer water auf, bis der Rumpf ganz trägt. Dann trägt zunehmend das Triebwerk bis zur Landung. Insgesamt könnte es so bereits flügellos bei einmaliger Steigphase soviel Kilometer fahren, daß es bei nahezu allen Kurzstreckenfahrten, zB in dai Städten, ausreicht. Für größere Entfer¬ nungen läßt sich einmal die Anfangshöhe enorm steigern (oben ist wenig« Verkehr, wenn in der Stadt fast alles Kurzstrecken fliegt) od« Mantel (42 Fig.1 + 11) und Flügel (41 in Fig.11) anmon¬ tiert«!. Bei letzterem reduzieren sich Höhenbedarf bzw. Energieverbrauch deutlich. Reicht die einmalige Höhe nicht, läßt man das Flugzeug wied« aufsteigen und wieder "segeln". Durch abschnittsweises Ein-/ aus- bzw. stark/schwach schalten der Elektromotoren lassen sich bis zu über 90% an Energie einsparen.
Flügel sollen aus Sicherheitsgründen so ausgelegt und plaziert sein, daß das Flugzeug hinten nicht mehr trägt als vorn. Warn in Fig.11 in der Beinregion des Piloten zusätzliche Nutzlast eingeladen wird, erhöht sich das Fahrzeuggewicht nur hinten und das Flugzeug kann nicht kopfüber nach vorne stürzen. Umgibt man die Propeller (2) mit einem Mantel, sollte man hinter dem Schwerpunkt (17 Fig.l) soviel Flügelfläche schaffen, zB ähnlich wie in Fig.11 (gestrichelt 41), daß die Tragfähigkeit des Fahrzeugs, bei etwa waagerechter Fahrt und wenig Zuladung, vorne und hinten fast ausgeglichen, aber nicht kopflastig ist. Noch mehr zusätzliche Tragfläche montiert man vorzugsweise etwa so, daß diese vor und hinter dem Flugzeugschwerpunkt etwa gleichviel mehr Auftrieb erzeugt.
Optimiert man Flügel und Mantel für die Segelphase, so verlaufen sie zB etwa linear (parallel) zur Rumpfachse oder in bekannter Wdse so lacht gebogen, daß beim Segeln bei Höchstge¬ schwindigkeit eine maximale Radiweite pro Meter Hόhenverlust entsteht. Sind Mantel, Flügel, usw., etwa linear zur Rumpfachse, so wäre das Fahrzeug für jede waagerecht gefahrene Ge- schwindigkeit gleich gut optimiert.
Die Batterie und die Elektromotoren bringen kurzfristig zB 50 bis 100% mehr Spitzen- als Dauerleistung, was man vor allem für die Steigphase nutzt. Das Triebwerk liefert als Dauerleistung mindestens die Schwebeleistung (+ vorh« berücksichtigter nötig« Bremsleistung). Bei Fig.13 verwendet man die Anlage bei 2 vollkommen getrennten gleichstarken Triebwerken (zB je 12,5KW) vorzugsweise so, daß eines allein die Schwebe- und Bremsleistung beim Ausfall des anderen übernimmt. Wie in Fig.11 läßt sich am Flugzeugende ein bekannter "Gummischlauch" (193) ansetzen, der sich aufbläst und am Heck die sonstige Sogwirkung verhindert.
ERSATZBLATT

Claims

Patentansprüche
1. Senkrecht startendes und landendes Flugzeug mit mindestens einer Person (80), bestehend aus Rumpf (1), Triebwerk (2,3) und sonstigen Teilen, dadurch gekennzeichnet, daß es keine beweglichen Teile zur Steuerung in 2 oder mehr Richtungen hat und der Pilot (80) in diese durch seine Gewichtsverlagerung steuert, wobei im Falle Starts mit waagerechtem Rumpf und Steuerung ohne beweglicher Teile in nur 2 Richtungen, ein relativ geschlossener Rumpf (1) vorhanden ist.
2. Senkrecht startendes und landendes Flugzeug, bestehend aus Rumpf (1), Triebwerk (2,3), bei dem der durchschnittliche Punkt der Hebekraft beim Start, sich während dieser Phase oberhalb des Schwerpunktes (17) des Startgewichts befindet, und sonstigen Teilen, dadurch gekenn¬ zeichnet, daß es durch Lageänderungen mindestens eines Propellers (21) in alle 4 Richtungen die Fluglinie in alle Richtungen ändern kann, bzw. im besonderen Falle, dem von Patentanspruch 3, es mit mindestens einem in der obe- ren/vorderen Flugzeughälfte befindlichem Propeller (21) eines oder mehrerer etwa in der
Rumpfachse (12) laufender Triebwerke (2,3) über dessen Lageänderungen die Fluglinie in mindestais 2 Richtungen ändern kann, wobei im Falle daß der/die vordersten Propeller zu kippen sind, gemäß besonder« Ausführung wahlweise die ganze Spitze (114) des Flugzeugs von der normalen Rumpflinie (11) abgehoben sein kann und zwischen kippendem und übrigem Bereich eine Druckfeder (77) angebracht sein kann, welche das kippende Gelenk (26-28) zentriert, um das Triebwerk (21) normalerweise automatisch in der Mitte zu halten.
3. Senkrecht startendes und landendes Flugzeug, bestehend aus Rumpf(l), Triebwerk(2,3) und sonstigen Teilen, dadurch gekennzeichnet, daß es mit senkrechtem Rumpf (1) startet, dann je nach zunehmender Geschwindigkeit bis etwa in die "Waagerechte" übergeht und wieder mit senkrechtem Rumpf (1) landet, im Falle daß der/die Propeller (2) etwa in der Rumpfachse (12) laufen, gemäß einer vorzugsweisen Ausführung, im Mittel- bzw. Unterteil des Rumpfes, ein oder mehrere
Fensteringe (161,163) des Piloten (80) rund um den Rumpf gehen, genau in der Linie der Rumpfhülle (11) liegen und bedarfsweise Verbindungsbänder (164) haben können, welche die Rumpf¬ hülle (11) oberhalb und unterhalb verbinden.
ERSATZBLATT
4. Flugzeugtriebwerk und senkrecht startendes und landendes Flugzeug, bestehend aus Rumpf (1), Triebwerk (2,3), bei dem gegenläufige Propeller (2) etwa in der gleichen Achse (12) arbei¬ ten, und sonstigen Teilen, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug und/oder Triebwerk (2,3) die zwischen 2 solchen gegenläufigen Propellern (21,22) erzeugte Taumelbewegung auf das Flugzeug weitgehend beseitigt, ohne ergänzende stabilisierende jenseits der eigenen Achse (12) laufende Propeller zu verwenden.
5. Für Transportzwecke einsetzbares Flugzeugtriebwerk und passendes senkrecht startendes und landendes Flugzeug, bestehend aus Rumpf (1), Propellertriebwerk (2,3) und sonstigen Teilen, dadurch gekennzeichnet, daß es elektrisch angetrieben wird und d« oder die Elektromotoren
(3) aus einer oder mehreren Hochenergiebatterien (6) versorgt werden.
6. Motor für Flugzeuge und passaides Flugzeug, bestehend aus Rumpf (1), Triebwerk (2,3) mit mindestens 2 gegenläufigen Propellern (21,22) und sonstigen Teilen, dadurch gekennzeichnet, daß zu je 2 gegenläufig«! Propellern auch der Motor (33) aus hauptsächlich 2 gegenläufigen
Antriebseinheiten bestehen kann, wobei die eine (331) den einen Propeller (21), die andere (332) den zugehörigen entgegen laufenden (22) antreibt, im Falle des Elektromotors (3) Wicklungen sowohl von Rotor (331,341) als auch Stator (332,342) gegenüber dem Rumpf (1) drehen.
7. Flugzeugtriebw«k und passendes Flugzeug, bestehend aus Rumpf (1), Propellertriebwerk (2,3) und sonstigen Teilen, dadurch gekennzeichnet, daß der Propeller (2) von 2 Motoren (33,34) angetrieben wird, wovon zumindest einer elektrisch antreibt, ein elektrisch antreibender (34) nur einen Bruchteil der Leistung des anderen Motors (33) besitzt und nach der Steigphase, im Falle des dann abgeschalteten oder leistungsmäßig stark reduzierten Hauptmotors (33), den Propeller (2) mindestens am Laufen hält, damit er die "Segelfahrt" nicht bremst und wahlweise darüberhinaus auch noch etwas Schub erzeugt.
8. Flugzeugtriebw«k, Flugzeugbatterie und passendes Flugzeug, bestehend aus Rumpf (1), Pro¬ pellertriebwerk (2,3) und sonstigen Teilen, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug mindestais ein Elektrotriebwerk (2,3) hat, dieses von mindestais einer Batterie (6) angetrieben wird, die Elektrolyten (69) und Zellen (65-69) dieser Batterie deutlich mehr als
0,2 KW/kg leüten, wahlweise,
Lade- und Entladestrom der Batterie (6) verschiedene Spannungen haben,
SATZBLATT die Zelknwand (68) der Batteriezellen innen und/oder außen Kühlrippen (66,671) auf¬ weisen, die Batterien (62,63) über 0,3 KW/kg leisten, die Menge und der Raum der Batterieflüssigkeit gegenüber dem Elektrolyten so weit reduziert ist, daß Natrium/Schwefel- Batterien (6) über 0,27 KW/kg und Zink/Luft- Batterien über 0,47 KW pro kg Batteriegewicht an Leistung abgeben, im Falle von 4 Propellerreihen hintereinander, die mittleren beiden in die gleiche Richtung drehen, im Falle von 2 Elektromotoren hintereinander, bei denen auch die Statoren drehen, die Rotoren der Elektromotoren die mittleren beiden Propeller antreiben, der Pilot (80) etwa im Flugzeugschwerpunkt (17) stehen kann, im Flug mindestens 2 Propeller (2) elektrisch abschnittsweise eingeschalten / ausgeschalten oder stark / schwach angetrieben sind, der Elektromotor (3) den Propeller (2) ohne Kupplung antreiben kann, ohne Getriebe antreiben kamt, auf eine Winkelverstellung der Propeller verzichtet wird, das Gehäuse eines od« mehrerer den/die Propeller (2) antreibenden Elektromotoren (3), seine Achse etwa in d« Rumpfachse (12) hat, außen etwa in der Linie d« Rumpfhülle (11,36) abschließt, wahlweise dort Kühlrippen (35) beginnen und diese bei Bedarf in Achsenrichtung über ihren Elektromotor (3) hinausgehen um die Kühlfläche zu erhöhen, schließlich, falls man nach jenseits des Elektromotors (3) bzw. Propellers (2), mit Leitungen, Gestängen, usw. nicht üb« einen möglichen Propellermantel gehen möchte, man diese durch eine dann hohle Welle (121) des Elektromotors führen kann.
9. FlugzeugtriebwCTk bzw. Flugzeug nach Patentanspruch 1, 2, 3, 4, 5 und/od« 6, dadurch ge- kennzachnet, daß den Arbeitsbereich des/d« Propeller (2) ein schützender Mantel (42) um¬ gibt, wobei gemäß vorzugsweiser Ausführung der Pilot (80) etwa im Flugzeugschwerpunkt (17) steht, im Falle des Elektroantriebs, unter ihm (80) vorzugsweise eine dieses Triebwerk (2,3) versorgende und das Gldchgewicht weitgehend herstellen könnende Hochaiergie-Batterie (6) plaziert sein kann, diese dem Piloten wahlweise als direkter oder über darüber befindliche Standflächen (18) als höherer Stehplatz dienen kann, die Standfläche auch eine Schuh- Bindung (182) aufweisen kann, die dem Piloten (80)immer festen Bodenkontakt gibt und so eine Steuerung per Gewichtsverlagerung für viele erldchtert, im Falle von Blechen (43) hinter dem Propell« (22), d« die Luft auch etwas in die Pro-
ERSATZBLAT pellerdrehrichtung beschleunigt, diese (43) vorzugswdse so gebog«ι sind, daß sie bei hoher Geschwindigkeit kaum bremsen und beim Start einen Teil d« Luftbewegung in die Propeller- drehrichtung, nach unten strömungsgünstig umleiten können, bzw. im Falle des Anspruchs 3, hinter dem Flugzeugschwerpunkt (17) mindestens soviel Flügel- (41) bzw. Rumpftragfläche vorhanden ist, daß das Flugzeug relativ waagerecht fahren kann, aber nicht kopflastig ist, das heißt bei Triebwerks- bzw. Steuerungsausfall nach vorne unten kippen würde.
10. Senkrecht startendes und landendes Flugzeug und passend« Landeplatz, bestehend aus Rumpf (1), Triebwerk (2,3), Landeplatz (90-99), auch als Podest bezeichnet, und sonstigen Teilen, dadurch gekennzeichnet, daß d« Landeplatz ein Loch (91) aufweist, das Flugzeug mit senkrechtem Rumpf (1) von so einem Ländeplatz (90-99) starten, dann je nach zunehmender Gesdiwindigkat bis etwa in die "Waagerechte" übergdiai und wieder mit senkrechtem Rumpf (1) auf so einem Landeplatz landen kann, es mit dem unteren Rumpftal im Stand in das Loch (91) dieses Landeplatzes paßt, das Podest vorzugswase an das Strom- bzw. Telephonnetz angeschlossen sein kann, und am Podest auch ein Funkgerät (99) angebracht sein kann, das Telephondaten mit passaidem Gerät (192) des Flugzeugs austauscht, im besonderen Fall, daß das Flugzeug zum Aufsitzen am Landeplatz Seitenflossen (51),
Flügel (41) oder entsprechend wirkende Teile hat, das Podest (90-99) eine ringförmige Auflage (921) um sein Loch (91) herum haben und das Flugzeug im Stand mit den Satenflossen (51), Flügeln (41) od« entsprechend wirkenden Teilen auf dieser Auflage (921) aufsitzen kann, wobei vorzugswase, im Stand etwa an d« Auflage (921) auch die Batterie (6) und oder der Pilot (80) stehen können.
11. Senkrecht startendes und landendes Flugzeug und passender Landeplatz, bestehend aus Rumpf (1), Triebwerk (2,3), Ländeplatz (90-99) und sonstigen Teilai, dadurch gekennzdcbnet, daß Landeplatz und/oder Flugzeug Schrägen (93) aufwdsen, welche den Rumpf (1) bzw. Flügel (41) oder sonstige Teile des Flugzeugs ba der Landung fangen bzw. in die gewünschte Position rutschen lassen.
ERSATZBLATT
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