**WARNUNG** Anfang DESC Feld konnte Ende CLMS uberlappen **.
PATENTANSPRÜCHE
1. Fluggerät mit einem gegensinnig drehenden Rotorenpaar (2, 3), zur Erzeugung von Auftrieb und Vortrieb, dadurch gekennzeichnet, dass das Rotorenpaar konzentrisch innerhalb eines Gehäuses (1) angeordnet ist, welches steuerbare Luftführungen (16) für den Rotorstrahl besitzt und dessen Aussenform mindestens bereichsweise als auftriebserzeugendes Profil ausgestaltet ist, wobei jeder der Rotoren (2, 3) einen inneren Antriebsring (12) und eine äussere Führung (10) aufweist, zwischen denen sich die Rotorblätter (14) erstrecken, und wobei an den Antriebsringen (12) beider Rotoren ein gemeinsamer Antrieb (8) angreift.
2. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebsringe (12) als Zahnringe ausgebildet sind, die beide mit einem Ritzel (19) des gemeinsamen Antriebs (8) kämmen.
3. Fluggerät nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse (1) aus einem im wesentlichen zylindrischen Innenteil (4) aufgebaut ist, der mittels radial verlaufenden Streben (17) mit einem ringförmigen Aussenteil (7) verbunden ist.
4. Fluggerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Streben (17) ein Dreiecksprofil aufweisen und die Luftführungen (16) für den Rotorstrahl daran angeordnet sind.
5. Fluggerät nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die steuerbaren Luftführungen (16) sektoriell angeordnete, jalousieartige, tangential verlaufende Lamellen aufweisen, welche sich im Bereich des Rotorstrahlaustritts befinden und deren Anstellwinkel gegenüber dem Rotorstrahl steuerbar ist.
6. Fluggerät nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellensektoren je etwa 30 umfassen und je einen Steuerantrieb aufweisen, wobei die Steuerantriebe gemäss den Steuersignalen gruppenweise zusammenschaltbar sind.
7. Fluggerät nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass in mindestens zwei gegenüberliegenden Sektoren aussenliegende, im wesentlichen radial verlaufende Steuerlamellen (20) angeordnet sind.
8. Fluggerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass -im ringförmigen Aussenteil (7) Führungen (10) für Aussenrollen (34) der Rotorblätter vorgesehen sind.
9. Fluggerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der zylindrische Innenteil (4) als Träger für ein zentrales Antriebsaggregat (8) für die Rotoren sowie für eine in dessen Bereich angeordnete Kabine (9), die teilweise in oder durch den Innenteil ragt, ausgebildet ist.
10. Fluggerät nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuerschaltung mit zwei Betriebszuständen vorgesehen ist, wovon der erste im Schwebeflug und der zweite im Flächenflug betätigt ist, wobei die Steuerschaltung in beiden Betriebszuständen durch dieselben Steuerorgane (24, 26) ansteuerbar ist.
BESCHREIBÜNG
Die Erfindung betrifft ein Fluggerät mit einem gegensinnig drehenden Rotorenpaar zur Erzeugung von Auftrieb und Vortrieb. Fluggeräte dieser Art sind in der Form von Helikoptern allgemein bekannt. Insbesondere sind Helikopter bekannt, welche mehrere gegensinnig drehende Rotoren be sitzen, womit sich ein Drehmomentausgleich zwischen den
Rotoren ergibt. Diese können bekannterweise übereinander liegend angeordnet sein.
Dabei ergeben sich einige schwerwiegende Nachteile, welche die Einsatzmöglichkeiten solcher Fluggeräte wesentlich einschränken. So ist etwa die Rotorachse im Schwerpunkt des Fluggeräts gelegen, was den nutzbaren Raum beschränkt. Die mechanische Ausgestaltung von Antrieb und Steuerung ist besonders bei übereinander angeordneten Rotoren äusserst komplex. Die Steuerfunktionen sind kompliziert und verlangen hohes Geschick. Die Geschwindigkeit im Vorwärtsflug ist beschränkt durch die Unsymmetrie der Anströmung der Rotorblätter und die dadurch auftretenden mechanischen Belastungen der Rotoren. Schliesslich stellen die freien Rotoren oft die Ursache von Flugunfällen dar, indem schon die geringste Berührung mit festen Gegenständen zu unabsehbaren Auswirkungen auf die Auftriebseigenschaften und die Steuerfähigkeit des Fluggeräts führen.
Es stellt sich die Aufgabe, ein Fluggerät der eingangs erwähnten Art zu schaffen, das diese Nachteile nicht aufweist und die Vorzüge des Helikopters mit denjenigen des Flä chenflugzeugs verbindet.
Erfindungsgemäss wird diese Aufgabe dadurch gelöst, dass das Rotorenpaar konzentrisch innerhalb eines Gehäuses angeordnet ist, welches steuerbare Luftführungen für den Rotorstrahl besitzt und dessen Aussenform mindestens bereichsweise als auftriebserzeugendes Profil ausgestaltet ist, wobei jeder der Rotoren einen inneren Antriebsring und eine äussere Führung aufweist, zwischen denen sich die Rotorblätter erstrecken, und wobei an den Antriebsringen beider Rotoren ein gemeinsamer Antrieb angreift.
Das beanspruchte Gehäuse bewirkt einerseits einen Schutz der Rotoren vor Berührung von und mit äusseren Gegenständen, erlaubt eine gesteuerte Luftführung, so dass die bekannten Anströmprobleme weitgehend entfallen und dient zugleich dem Auftrieb bei höheren Vorwärtsgeschwindigkeiten. Mittels den steuerbaren Luftführungen lässt sich auf einfache Weise die Steuerung des Geräts vornehmen.
Bei einer bevorzugten Ausführungsart sind die steuerbaren Luftführungen sektoriell angeordnete, jalousieartige, tangential verlaufende Lamellen, welche sich im Bereich des Rotorstrahlaustritts befinden und deren Anstellwinkel gegenüber dem Rotorstrahl steuerbar ist. Insbesondere können die Lamellensektoren je etwa 30 umfassen und je einen Steuerantrieb aufweisen, wobei die Steuerantriebe gemäss den Steuersignalen gruppenweise zusammenschaltbar sind.
Durch geeignetes Zusammenwirken der Ablenkung des Rotorstrahls in jeder der zusammengeschalteten Gruppen kann die Bewegung des Fluggeräts auf einfache Weise kontrolliert werden.
Nachfolgend wird nun anhand der Zeichnung ein Ausführungsbeispiel der Erfindung näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 die Ansicht auf einen radialen Schnitt durch eine Hälfte des Fluggeräts;
Fig' 2 eine Ansicht entlang'der Schnittlinie II-II in Fig.
I; Fig. 3 eine schematische-Darstellung der Betätigungsorgane für die Steuerung; - Fig. 4 eine schematische Ansicht des Fluggerätes von unten,
Fig. 5 eine schematische Darstellung der Rotoren und ihrer Lagerung, und
Fig. 6 eine Schnittansicht einer.Strebe mit daran ange ordneter Lamelle. -
Zunächst soll mit Hilfe von Fig. 1 .der grundsätzliche Aufbau desFluggeräts erläutert werden. Grundelement ist ein Gehäuse 1, in welchem ein Rotorenpaar 2, 3 angeordnet ist, welches gegensinnig angetrieben wird.. Dass Gehäuse 1 selbst ist scheibenförmig ausgestaltet.
In seinem Längsquer schnitt weist es ein bei Anströmung auftriebserzeugendes
Profil auf, während es in Aufsicht im wesentlichen kreisför mig aufgebaut ist. In seinem Zentrum ist ein zylindrischer
Innenteil 4 vorgesehen, an welchem unten in Radialrichtung
Streben 17 mit Dreiecksprofil zu einem ringförmigen Aus senteil 7 führen. Die genannten Elemente bilden zusammen
eine tragende, steife Struktur. Sie sind vorzugsweise aus hochfestem, leichtem Material, wie z.B. kohlefaser- oder kevlararmiertem Kunststoff aufgebaut. Der zylindrische Innenteil 4 bildet einen zentralen, offenen Raum, der insbesondere zur Unterbringung des Antriebsaggregates 8 (schematisch dargestellt) geeignet ist. Ferner ist am oder im Innenteil 4 eine Kabine 9 ausgebildet, welche beim dargestellten Ausführungsbeispiel hauptsächlich unterhalb der Rotorebene angeordnet ist. Die Kabine bzw. ein Aufnahmeraum für Güter kann aber auch im Innenteil 4 selbst angeordnet und von oben zugänglich sein. In diesem Fall befinden sich die Antriebs- und Steueraggregate im unteren bzw. in Flugrichtung hinteren Bereich des Innenteils 4.
Am Innenteil 4 sind Lagerrollen 11 vorgesehen, mit denen die Rotoren 2, 3 in ihren inneren Antriebsringen 12 gelagert sind, wie sich insbesondere aus Fig. 5 entnehmen lässt.
Nötigenfalls können zur Aufnahme axialer Kräfte entsprechende axiale Stützrollen vorgesehen sein (nicht dargestellt).
Im ringförmigen Aussenteil sind feststehende Führungen 10 vorgesehen, in welchen Aussenrollen 34 laufen, die aussen an den Rotorblättern angeordnet sind.
Die Rotoren 2, 3 besitzen, wie bereits angedeutet, je einen inneren Antriebsring 12 und äussere Führungen 10, zwischen denen sich die Rotorblätter 14 erstrecken. Die Rotorblätter 14 sind in an sich bekannter Weise aufgebaut. Ihr Anschluss an die Antriebsringe bzw. die Aussenrollen kann an sich gelenklos sein, da dank dem Gehäuse nur kleinere Wechselkräfte auf die Rotoren auftreten. Es kann jedoch eine kollektive Blattsteuerung herkömmlicher Art zur Verstellung der Anstellwinkel der Rotorblätter vorgesehen sein (nicht dargestellt).
Der Antrieb der Rotoren 2, 3 erfolgt mittels eines gemeinsamen Aggregats 8, das im oder am zylindrischen Innenteil 4 angeordnet ist. Dieses treibt ein Ritzel 19, welches in den beiden Antriebsringen 12 der Rotoren 2, 3 kämmt.
Damit wird zwangsläufig die exakt gegenläufige Rotorendrehung bewirkt, was zu einem vollständigen Drehmomentausgleich führt. Allfällig auftretende Restdrehmomente auf das Gehäuse 1 können mit der noch zu beschreibenden Steuerung ausgetrimmt bzw. korrigiert werden.
Die Gehäuseteile oberhalb und unterhalb der Rotorebene sind für einen ausreichenden Luftdurchtritt ausgestaltet, wie in Fig. 1 schematisch angedeutet ist. Die obere Abdekkung, welcher keine Tragfunktion zukommen muss, ist durch eine Aussenhaut 5 mit Luftöffnungen gebildet. Die Lufteinlässe können z.B. auch als sektorenweise angeordnete Maschengitter ausgebildet sein. Unterhalb der Rotorebene sind in Sektoren jalousieartige, tangential verlaufende, verstellbare Lamellen 16 angeordnet, wie insbesondere aus den Fig. 1 und 4 ersichtlich ist. Im dargestellten Ausführungsbeispiel besitzen die Sektoren Winkel von 30 ", so dass sich insgesamt 12 solche Sektoren a bis m (Fig., 4) ergeben. Jeder Sektor weist einen eigenen Servoantrieb 18 zur Verstellung der Lamellen 16 auf.
Die Lamellenstellung bestimmt in jedem Sektor die Ablenkung des Rotorstrahls und damit das in diesem Bereich herrschende Verhältnis von Auftrieb und Vortrieb, die durch den Rotorstrahl erzeugt werden. In Fig.
4 sind beispielsweise-Sektoren b, c, d und h, i, k mit geschlossenen, die restlichen Sektoren mit offenen Lamellen in einer Ansicht von unten gezeigt. Die geschlossenen Lamellen bilden eine Fläche, durch welche kein Luftaustritt erfolgen kann, welche aber im Flächenflug auftriebswirksam wird.
Die Lamellen 16 sind in der in Fig. 6 gezeigten Weise an den Streben 17 angelenkt und können vom geschlossenen Zustand aus über mehr als 90 hochgeschwenkt werden.
In den Sektoren i und c, welche seitlich zur Hauptflugrichtung liegen, sind im wesentlichen radial verlaufende Steuerlamellen;2a vorgesehen, welche zur Drehung des Fluggeräts um dessen Hochachse in beiden Drehrichtungen Vor- gesehen sind.
Der in Leichtbauweise aufgebaute, ringförmige Aussenteil 7 des Gehäuses trägt die Führungen 10 und ist mit den Streben 17 verbunden. Im Aussenteil können ferner Treibstofftanks, ein Rollfahrwerk, sowie allenfalls eine Pilotenkanzel angeordnet sein (nicht dargestellt).
Das Profil des Aussenteils ist so beschaffen, dass es im Vorwärtsflug einen Auftrieb erzeugt.
Das Fluggerät ist derart aufgebaut, dass sein statischer und dynamischer Schwerpunkt im Zentrum aller Achsen liegt, was die Steuerung insbesondere im Schwebeflug erleichtert. Für das Steuerverhalten sind grundsätzlich Schwebeflug und Gleitflug'zu unterscheiden. Beim Schwebeflug wird der gesamte Auftrieb sowie der Vortrieb durch die Rotoren erzeugt, während beim Gleitflug ein wesentlicher Teil des Auftriebs vom entsprechend profilierten Gehäuse 1 und Aussenring 7 übernommen wird. Entsprechend diesen zwei unterschiedlichen Flugsituationen erfolgt auch die Steuerung aufjeweils andere Art. Im Schwebeflug wird der Auftrieb und die Lage des Fluggerätes bezüglich der Horizontalebene durch die in diesem Flugzustand grundsätzlich offenen verstellbaren Lamellen 16 gesteuert.
Im Gleitflug sind die Lamellen grundsätzlich bis auf eine Restöffnung bestimmter Sektoren für den Vortrieb geschlossen.
Insgesamt ergeben sich für die beiden Flugarten je sechs Steuermöglichkeiten, welche mittels zwei in Fig. 3 schematisch gezeigten Steuerorganen 24, 26 auslösbar sind. Die Steuerorgane sind hierzu an eine Steuerelektronik angeschlossen, welche gemäss einem Steuerprogramm die jeweiligen Servoantriebe der Lamellensektoren betätigt. Die Umschaltung zwischen Schwebeflug und Flächenflug erfolgt selbsttätig, sobald die Anströmgeschwindigkeit am Gehäuseprofil einen ausreichenden Auftrieb gewährleistet. Die Funktionsweise der Steuerorgane 24, 26 bleibt hiervon unberührt, so dass die Steuerung für beide Flugzustände in gleicher Weise betätigt werden kann.
Die Richtungsstabilität und die Horizontallage des Fluggeräts bei unbetätigten Steuerorganen wird in bekannter Weise durch eine automatische Lamellensteuerung in Abhängigkeit von Kreiselhorizonten eingehalten, der die Signale der Steuerorgane 24, 26 überlagert werden.
Im einzelnen sind damit im Schwebeflug folgende Steuervorgänge möglich: - Steigen und Sinken durch Betätigen eines Drehgriffs 25, wodurch die Rotorblattstellung bei offenen Lamellensektoren a bis m beeinflusst wird. In Nullage des Drehgriffs wird der Schwebezustand eingehalten.
- Vorwärts- und Rückwärtsbewegung durch Vorneigen und Rückneigen des Steuerorgans 24. Damit werden die Lamellengruppen m und f entsprechend aus der Vertikalstellung ausgelenkt.
- Links- und Rechtsbewegung durch seitliches Neigen des Steuerorgans 24; wodurch die Lamellengruppen c und i entsprechend aus der Vertikalstellung ausgelenkt werden.
- Drehung um Hochachse durch entsprechendes Drehen am Steuerorgan 26, wodurch die Lamellengruppen 20 entsprechend aus ihrer Vertikalstellung ausgelenkt werden, um ein Drehmoment um die Hochachse zu erzeugen.
- Neigen um die Querachse durch Vorneigen und Rückneigen des Steuerorgans 26, wodurch die Lamellengruppen e und g bzw. 1 und a geschlossen werden.
- Neigen um die Längsachse durch seitliches Neigen des Steuerorgans 26 auf die entsprechende Seite, wodurch die Lamellengruppen h und k bzw. b und d geschlossen werden.
Entsprechende Steuervorgänge sind im Flächenflug vor gesehen, wobei- die Lamellen jedoch andere Stellungen einnehmen. Dabei werden die Funktionen des Steuerorgans 24 mit Ausnahme des Drehgriffs 25 abgeschaltet. Beim Flä chenflug vorwärts sind alle Lamellen bis auf diejenigen der Sektoren 1, mund a sowie g, fund e geschlossen. Letztere weisen eine Restöffnung auf, womit der Rotorstrahl in die sen Sektoren bezüglich der Flugrichtung nach hinten abgelenkt wird. Die Drehung um die Hochachse erfolgt auf die gleiche Weise wie beim Schwebeflug durch die Lamellengruppe 20. Zur Neigung um die Querachse werden die Lamellengruppen m oder f entsprechend mehr geöffnet, -was den Auftrieb im entsprechenden Bereich erhöht. Dasselbe gilt für die Lamellengruppen d oder h zur Neigung um die Längsachse.
Wie sich aus den vorstehenden Erläuterungen ergibt, werden beim Schwebe- und beim Flächenflug jeweils dieselben Lamellengruppen für entsprechende Steuervorgänge eingesetzt, einmal aus dem offenen und das andere Mal aus dem im wesentlichen geschlossenen Grundzustand. Das Steuerorgan 26 ist für Drehungen um die drei Körperachsen vorgesehen, was im Flächenflug die notwendigen Steuervorgänge ermöglicht.
Als zusätzliches Steuerelement kann ein vorzugsweise am Steuerorgan 24 angeordneter Probelauf- bzw. Schnellstartschalter (nicht gezeigt) vorgesehen sein, mittels welchem sämtliche Lamellen 16 für gezielte Operationen geschlossen werden können, um jeglichen Luftaustritt zu verhindern.
Damit kann das Antriebsaggregt zum Probelauf bzw. für einen Schnellstart bei stehendem Fluggerät auf hohe Touren gebracht werden.
Das in der beschnebenen Art ausgestaltete Fluggerät kann als Modellflugzeug, als unbemannte Drohne oder aber als bemanntes Flugzeug konzipiert sein. Es vereinigt die Vorteile des Hubschraubers mit denen eines Flächenflugzeuges. Dabei kann das Fluggerät insbesondere alle Helikoptermanöver ausführen, ohne jedoch der Gefahr der Rotorberührung ausgesetzt zu sein und ohne Pendelbewegung bezüglich der Vertikalachse, welche durch die gesteuerte Luftführung eliminiert wird. Damit kann das Fluggerät z.B. für Rettungseinsätze Objekte mit Direktberührung anfliegen. Im Flächenflug sind im wesentlichen alle Flugmanöver eines konventionellen Flugzeugs ausführbar. Insbesondere können Roll-Landungen ausgeführt werden. Bei Triebwerksausfall kann das Fluggerät entweder durch Autorotation der Rotoren oder aber im Gleitflug notgelandet werden.
Für letzteres können am Gehäuse Stabilisatoren zur Steuerung vorgesehen sein.
Um bei Steuermanövern, welche im Schwebeflug eine Auftriebsverminderung in bestimmten Sektoren verlangen, das Entstehen von Vortriebskomponenten zu vermeiden, können je aufeinanderfolgende Lamellen in Gegenrichtung zueinander geöffnet und geschlossen werden. Im Mittel entsteht keine horizontale Vektorkraft. Für kleine Steuerausschläge kann ferner vorgesehen sein, nicht sämtliche Lamellen, sondern zum Beispiel nur diejenigen in einem inneren Teil des jeweiligen Sektors zu betätigen.
Das beschriebene Fluggerät ist trotz seiner Vielseitigkeit ökonomisch auf längere Distanzen einsetzbar, was durch die hohe Tragzahl nach dem Ubergang in den Gleitflug sichergestellt wird. Die Steuerung ist sehr einfach, indem sie natürlichen, menschlichen Reaktionsweisen entspricht und ausschliesslich mit den Händen erfolgt, so dass insbesondere eine Fusspedalbetätigung entfällt. Die Konstruktionsweise ist überdies wegen der im wesentlichen rotationssymmetrischen Bauweise der tragenden Teile gegenüber dem herkömmlichen Flugzeugbau einfach, indem die einzelnen Sektoren weitgehend einheitlich gefertigt werden können.
** WARNING ** beginning of DESC field could overlap end of CLMS **.
PATENT CLAIMS
1. Aircraft with an oppositely rotating pair of rotors (2, 3) for generating lift and propulsion, characterized in that the pair of rotors is arranged concentrically within a housing (1) which has controllable air ducts (16) for the rotor jet and its outer shape is at least partially configured as a lift-generating profile, each of the rotors (2, 3) having an inner drive ring (12) and an outer guide (10) between which the rotor blades (14) extend, and wherein on the drive rings (12) a common drive (8) attacks both rotors.
2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the drive rings (12) are designed as toothed rings, both of which mesh with a pinion (19) of the common drive (8).
3. Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the housing (1) is constructed from a substantially cylindrical inner part (4) which is connected by means of radially extending struts (17) to an annular outer part (7).
4. Aircraft according to claim 3, characterized in that the struts (17) have a triangular profile and the air guides (16) for the rotor jet are arranged thereon.
5. Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the controllable air ducts (16) have sectorally arranged, blind-like, tangentially extending lamellae, which are located in the region of the rotor jet outlet and whose angle of attack with respect to the rotor jet can be controlled.
6. Aircraft according to claim 5, characterized in that the lamella sectors each comprise about 30 and each have a control drive, the control drives being interconnectable in groups according to the control signals.
7. Aircraft according to claim 5 or 6, characterized in that outer, substantially radially extending control blades (20) are arranged in at least two opposite sectors.
8. Aircraft according to claim 3, characterized in that -in the annular outer part (7) guides (10) for outer rollers (34) of the rotor blades are provided.
9. Aircraft according to claim 3, characterized in that the cylindrical inner part (4) as a carrier for a central drive unit (8) for the rotors and for a cabin (9) arranged in the region thereof, which partially projects into or through the inner part, is trained.
10. Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that a control circuit is provided with two operating states, of which the first is operated in hover and the second in surface flight, the control circuit being controllable in both operating states by the same control members (24, 26) .
DESCRIPTION
The invention relates to an aircraft with an oppositely rotating pair of rotors for generating lift and propulsion. Aircraft of this type are generally known in the form of helicopters. In particular, helicopters are known which have a plurality of rotors rotating in opposite directions, with which a torque compensation between the
Rotors results. As is known, these can be arranged one above the other.
There are some serious disadvantages, which significantly limit the possible uses of such aircraft. For example, the rotor axis is located in the center of gravity of the aircraft, which limits the usable space. The mechanical design of the drive and control is extremely complex, particularly in the case of rotors arranged one above the other. The control functions are complicated and require great skill. The speed in forward flight is limited by the asymmetry of the flow against the rotor blades and the resulting mechanical loads on the rotors. After all, the free rotors are often the cause of aircraft accidents, since even the slightest contact with solid objects leads to unforeseeable effects on the lift characteristics and the controllability of the aircraft.
The object is to create an aircraft of the type mentioned at the outset which does not have these disadvantages and which combines the advantages of the helicopter with those of the surface plane.
According to the invention, this object is achieved in that the pair of rotors is arranged concentrically within a housing which has controllable air ducts for the rotor jet and whose outer shape is at least partially configured as a lift-generating profile, each of the rotors having an inner drive ring and an outer guide between which the rotor blades extend, and wherein a common drive acts on the drive rings of both rotors.
The claimed housing on the one hand protects the rotors from contact with and with external objects, allows controlled air flow, so that the known flow problems are largely eliminated and at the same time serves as a buoyancy at higher forward speeds. The device can be controlled easily using the controllable air ducts.
In a preferred embodiment, the controllable air ducts are sector-like, louver-like, tangential lamellae, which are located in the area of the rotor jet outlet and whose angle of attack with respect to the rotor jet can be controlled. In particular, the lamella sectors can each comprise approximately 30 and each have a control drive, the control drives being interconnectable in groups according to the control signals.
The movement of the aircraft can be controlled in a simple manner by suitable interaction of the deflection of the rotor beam in each of the interconnected groups.
An embodiment of the invention will now be explained in more detail with reference to the drawing. Show it:
Figure 1 is a view of a radial section through half of the aircraft.
2 is a view along section line II-II in FIG.
I; Fig. 3 is a schematic representation of the actuators for the control; 4 shows a schematic view of the aircraft from below,
Fig. 5 is a schematic representation of the rotors and their storage, and
Fig. 6 is a sectional view of a strut with an attached lamella. -
First, the basic construction of the aircraft will be explained with the aid of FIG. The basic element is a housing 1, in which a pair of rotors 2, 3 is arranged, which is driven in opposite directions. The housing 1 itself is disc-shaped.
In its longitudinal cross-section it has a buoyancy-generating flow
Profile on, while in supervision it is built up essentially circular. At its center is a cylindrical one
Inner part 4 is provided, on which at the bottom in the radial direction
Struts 17 with a triangular profile lead to an annular part 7. The elements mentioned together
a load-bearing, rigid structure. They are preferably made of high-strength, lightweight material, such as e.g. carbon fiber or Kevlar-reinforced plastic. The cylindrical inner part 4 forms a central, open space which is particularly suitable for accommodating the drive unit 8 (shown schematically). Furthermore, a cabin 9 is formed on or in the inner part 4, which in the exemplary embodiment shown is arranged mainly below the rotor plane. The cabin or a receiving space for goods can also be arranged in the inner part 4 itself and be accessible from above. In this case, the drive and control units are located in the lower or rear area of the inner part 4 in the direction of flight.
On the inner part 4, bearing rollers 11 are provided, with which the rotors 2, 3 are mounted in their inner drive rings 12, as can be seen in particular from FIG. 5.
If necessary, corresponding axial support rollers can be provided for absorbing axial forces (not shown).
Fixed guides 10 are provided in the annular outer part, in which outer rollers 34 run, which are arranged on the outside of the rotor blades.
The rotors 2, 3, as already indicated, each have an inner drive ring 12 and outer guides 10, between which the rotor blades 14 extend. The rotor blades 14 are constructed in a manner known per se. Their connection to the drive rings or the outer rollers can be articulated per se, since only small alternating forces occur on the rotors thanks to the housing. However, a collective blade control of a conventional type for adjusting the angle of attack of the rotor blades can be provided (not shown).
The rotors 2, 3 are driven by means of a common unit 8 which is arranged in or on the cylindrical inner part 4. This drives a pinion 19 which meshes in the two drive rings 12 of the rotors 2, 3.
This inevitably results in the exact opposite rotation of the rotor, which leads to complete torque compensation. Any residual torques that may occur on the housing 1 can be trimmed or corrected using the control system to be described.
The housing parts above and below the rotor plane are designed for sufficient air passage, as indicated schematically in FIG. 1. The upper cover, which does not have to have a supporting function, is formed by an outer skin 5 with air openings. The air intakes can e.g. can also be formed as a mesh grid arranged in sectors. Below the rotor plane, louvre-like, tangential, adjustable fins 16 are arranged in sectors, as can be seen in particular from FIGS. 1 and 4. In the exemplary embodiment shown, the sectors have angles of 30 ″, so that a total of 12 such sectors a to m (FIG. 4) result. Each sector has its own servo drive 18 for adjusting the slats 16.
The slat position determines the deflection of the rotor beam in each sector and thus the prevailing ratio of lift and propulsion in this area, which are generated by the rotor beam. In Fig.
4, for example, sectors b, c, d and h, i, k with closed slats, the remaining sectors with open slats are shown in a view from below. The closed louvres form a surface through which no air can escape, but which has a buoyant effect when flying flat.
The fins 16 are articulated to the struts 17 in the manner shown in FIG. 6 and can be pivoted upwards from the closed state by more than 90.
In sectors i and c, which lie to the side of the main flight direction, there are essentially radially extending control lamellae 2a, which are provided for rotating the aircraft about its vertical axis in both directions of rotation.
The light-weight, ring-shaped outer part 7 of the housing carries the guides 10 and is connected to the struts 17. Furthermore, fuel tanks, a rolling undercarriage and possibly a pilot cockpit (not shown) can be arranged in the outer part.
The profile of the outer part is designed in such a way that it creates lift when flying forward.
The aircraft is constructed in such a way that its static and dynamic center of gravity lies in the center of all axes, which makes control easier, especially when hovering. A fundamental distinction must be made between hovering and gliding flight behavior. When hovering, all of the lift and propulsion is generated by the rotors, while in gliding a significant part of the lift is taken over by the correspondingly profiled housing 1 and outer ring 7. In accordance with these two different flight situations, the control is also carried out in a different way. In hover flight, the lift and the position of the aircraft with respect to the horizontal plane are controlled by the adjustable slats 16, which are basically open in this flight state.
In gliding flight, the slats are basically closed except for the remaining opening of certain sectors for propulsion.
Overall, there are six control options for each of the two flight types, which can be triggered by means of two control elements 24, 26 shown schematically in FIG. 3. For this purpose, the control elements are connected to control electronics which operate the respective servo drives of the slat sectors in accordance with a control program. The changeover between hovering and surface flight takes place automatically as soon as the inflow velocity on the housing profile ensures sufficient lift. The functioning of the control elements 24, 26 remains unaffected by this, so that the control can be operated in the same way for both flight conditions.
The directional stability and the horizontal position of the aircraft in the case of unactuated control elements is maintained in a known manner by automatic lamella control as a function of gyro horizons, on which the signals from the control elements 24, 26 are superimposed.
In detail, the following control processes are possible in hover: - Rise and descent by actuating a rotary handle 25, which influences the rotor blade position with open lamella sectors a to m. The floating state is maintained when the rotary handle is in the zero position.
- Forward and backward movement by leaning forward and backward of the control element 24. The slat groups m and f are deflected accordingly from the vertical position.
- Left and right movement by tilting the control member 24; whereby the lamella groups c and i are deflected accordingly from the vertical position.
- Rotation around the vertical axis by rotating the control member 26 accordingly, whereby the plate groups 20 are deflected accordingly from their vertical position in order to generate a torque about the vertical axis.
- Tilt about the transverse axis by leaning forward and backward of the control member 26, whereby the lamella groups e and g or 1 and a are closed.
- Tilting about the longitudinal axis by laterally tilting the control member 26 to the corresponding side, whereby the lamella groups h and k or b and d are closed.
Corresponding control processes are seen before in flat flight, whereby the slats, however, occupy different positions. The functions of the control member 24 with the exception of the rotary handle 25 are switched off. When flying flat, all slats are closed except for those in sectors 1, mouth a and g, fund e. The latter have a residual opening, with which the rotor beam is deflected backward in these sectors with respect to the direction of flight. The rotation around the vertical axis is carried out in the same way as in hover flight by the lamella group 20. For the inclination around the transverse axis, the lamella groups m or f are opened correspondingly more, which increases the lift in the corresponding area. The same applies to the lamella groups d or h for inclination around the longitudinal axis.
As can be seen from the above explanations, the same slat groups are used for corresponding control processes in hovering and in flat flight, one from the open and the other from the essentially closed ground state. The control member 26 is provided for rotations about the three body axes, which enables the necessary control processes in surface flight.
As an additional control element, a test run or quick start switch (not shown), preferably arranged on the control element 24, can be provided, by means of which all the slats 16 can be closed for targeted operations in order to prevent any air leakage.
The drive unit can be brought up to speed for a test run or for a quick start when the aircraft is stationary.
The aircraft designed in the snowed manner can be designed as a model aircraft, as an unmanned drone or as a manned aircraft. It combines the advantages of the helicopter with those of a plane. The aircraft can in particular perform all helicopter maneuvers without, however, being exposed to the risk of rotor contact and without a pendulum movement with respect to the vertical axis, which is eliminated by the controlled air guidance. With this, the aircraft can e.g. Fly to objects with direct contact for rescue operations. Essentially all flight maneuvers of a conventional aircraft can be carried out in area flight. In particular, roll landings can be carried out. In the event of an engine failure, the aircraft can either be landed by autorotation of the rotors or by gliding.
For the latter, stabilizers for control can be provided on the housing.
In order to avoid the development of propulsion components during control maneuvers, which require a reduction in lift in certain sectors during hover, successive slats can be opened and closed in the opposite direction to each other. On average there is no horizontal vector force. For small tax fluctuations, provision can also be made not to actuate all the slats, but only, for example, only those in an inner part of the respective sector.
Despite its versatility, the aircraft described can be used economically over long distances, which is ensured by the high load rating after the transition to gliding. The control is very simple in that it corresponds to natural, human reactions and takes place exclusively with the hands, so that in particular a foot pedal operation is not required. The construction is also simple because of the essentially rotationally symmetrical design of the supporting parts compared to conventional aircraft construction in that the individual sectors can be largely manufactured uniformly.