Die Erfindung betrifft ein Flugzeug, an dessen aerodynamischen Flügeln jeweils zumindest zwei in deren Spannweiten-Richtung voneinander beabstandete Antriebsmotoren mit jeweils einer Propeller-Drehachse angeordnet sind.

Bei derartigen Flugzeugen, die zumindest zwei in deren Spannweiten-Richtung voneinander beabstandete Antriebsmotoren mit jeweils einer Propeller-Drehachse aufweisen, kommen wegen der Komplexität der von den einzelnen Motoren erzeugten aerodynamischen Effekte sowie aus flugzeugbezogenen Gesichtspunkten die speziellen Auslegungskriterien für zweimotorige Flugzeuge nicht in Betracht.

Aus dem allgemeinen Stand der Technik sind Transport-Flugzeuge mit insgesamt zumindest zwei Propeller-Antrieben an jedem Flügel bekannt, bei denen gemäß Figur 2 die Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 derart eingerichtet sind, dass zur Erzeugung des Vortriebs des Flugzeugs 1 deren Propeller-Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a in derselben Drehrichtung drehen. In der Darstellung der Figur 2 geben die Pfeile die Umdrehungsrichtung der Propeller-Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a zur Vortrieb- Erzeugung des Flugzeugs 1 schematisch an. Die für den Vortrieb vorgesehenen Drehrichtungen der Propeller-Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a sind aerodynamisch und steuerungstechnisch nicht optimal, da die Propeller bei diesen Drehrichtungen in Bezug auf die Längsachse des Rumpfes 3 asymmetrische aerodynamische Effekte erzeugen, die durch entsprechende Stellbewegungen der Klappen kompensiert und diese Stellbewegungen zusätzlich zu den für die Steuerung erforderlichen Stellbewegungen aufgebracht werden müssen. Dennoch werden üblicherweise die Propeller-Antriebe mit den in der Figur 2 dargestellten Vortriebs-Drehrichtungen realisiert, da sämtliche Antriebe am Flügel 5a, 5b mit denselben Komponenten und Subsystemen wie z.B. demselben Motor, demselben Getriebe und denselben Propellern realisiert werden können und somit sich durch diese Lösung große logistische und somit Kosten-Vorteile ergeben. Aufgrund dieser logistischen Vorteile können die Herstellungskosten für die Antriebe insgesamt sowie die Wartung und Ersatzteilhaltung von Komponenten und Subsystemen reduziert werden.

Die Festlegung der Drehrichtungen der Propeller für ein Propeller-getriebenes Flugzeug 1 kann weiterhin nach der Auslegung für den Reiseflug erfolgen, während auf die vorgenannten logistischen Vorteile verzichtet wird. Danach kommen generell noch die zwei in den Figuren 3 und 4 dargestellten Propeller-Drehrichtungen für den Vortrieb des Flugzeugs 1 in Betracht. In erster Linie ist dabei die in der Figur 3 dargestellte in Bezug auf die Rumpf-Längsrichtung symmetrische Anordnung der Propeller- Drehrichtungen vorgesehen, da diese Konfiguration hinsichtlich der aerodynamischen Auslegung für den Reiseflug günstig und wegen der symmetrischen Anordnung der Propeller-Drehrichtungen auch steuerungstechnisch günstig ist, da die Klappenbewegungen keine zusätzlichen Ausgleichsbewegungen zur Kompensation von asymmetrisch auftretenden aerodynamischen Effekten durchgeführt werden müssen. Da das Flugzeug mit diesen Propellerantriebs-Drehrichtungen aerodynamisch wie steuerungstechnisch günstig ist, wird im Stand der Technik diese Anordnung alternativ zu der Anordnung der Propeller-Drehrichtungen gemäß Figur 2 verwendet, wenn die Kostenreduktion mittels Kommunalität der Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 nicht besonderes Gewicht erhalten muss.

Theoretisch kann auch die Anordnung der Propeller-Drehrichtungen gemäß Figur 4 in Betracht gezogen werden. Bei dieser Anordnung ist die Kommunalität der Bauweisen der vier Propeller-Antriebe ebenfalls nicht gegeben. Weiterhin ist bei einer derartigen Anordnung der Propeller-Drehrichtungen die aerodynamische Auslegung hinsichtlich des Reiseflugs ungünstiger als die Anordnung nach der Figur 3, jedoch ergeben sich bei dieser Anordnung günstigere Langsamflug-Eigenschaften für das Flugzeug 1 als bei der Anordnung nach der Figur 3. Weiterhin diese Anordnung der Propeller- Drehrichtungen wegen der symmetrischen Anordnung der Propeller-Drehrichtungen steuerungstechnisch vorteilhaft. Ein weiterer Vorteil der Anordnung der Propeller- Drehrichtungen nach der Figur 4 gegenüber der Anordnung der Figur 3 ist, dass der Lärmeintrag in den Rumpfinnenraum gering ist, da bei einer Aufwärtsbewegung der Propeller-Endteile von den Propellern der innen, d.h. neben dem Rumpf liegenden Propeller-Antriebe 12, 13 im Bereich zwischen diesen Propeller-Antrieben 12, 13 und dem Rumpf 3 weniger Wirbel vom Propeller abgehen als wenn die Anordnung der Propeller-Drehrichtungen, wie z.B. in der Figur 2 gezeigt, derart ist, dass die Propeller- Endstücke der innen liegenden Propeller-Antriebe 12, 13 im Bereich zwischen diesen und dem Rumpf 3 nach unten bewegt werden. Diese Vorteile können in besonderen Einzelfällen derart gewichtet werden, dass die Konfiguration der Figur 4 den anderen Konfigurationen vorgezogen wird, die eine Kommunalität der Antriebe bieten.

Aufgabe der Erfindung ist, alternative Flugzeug-Konfigurationen zu finden, wodurch ein optimales Gesamtflugzeug realisiert werden kann.

Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den auf diesen rückbezogenen Unteransprüchen angegeben.

Das erfindungsgemäß vorgesehene Flugzeug weist an beiden Flügeln zumindest zwei in Spannweitenrichtung voneinander beabstandete Propeller-Antriebe mit jeweils einer Propeller-Drehachse auf, wobei die Steuervorrichtung derart gestaltet ist, dass diese die Propeller-Antriebe zur Vortriebs-Erzeugung derart betätigt, dass der äußere Abschnitt eines auf der jeweiligen Propeller-Drehachse angebrachten Propellers auf der dem Rumpf zugewandten Seite von oben nach unten bewegt wird.

Bei der Anordnung der in Spannweitenrichtung voneinander beabstandeten Propeller- Antriebe an jedem Flügel des erfindungsgemäßen Flugzeugs kann dabei insbesondere derart vorgesehen sein, dass an jeweils einem Flügel der erste, dem Rumpf näher liegende Propeller-Antrieb im Bereich der Spannweite zwischen 15 und 40 % gelegen und der äußere Propeller-Antrieb im Bereich der Spannweite zwischen 40 und 80 % gelegen ist, wobei die Spannweitenrichtung vom Rumpf ausgehend definiert ist und die äußere Flügelspitze an der Stelle gelegen ist, die durch 100 % der Spannweite definiert ist.

In einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist jeder Propeller-Antrieb einen einzigen Propellerkreis auf ein und derselben Propeller-Drehachse auf. Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel kann vorgesehen sein, dass mindestens 30% der Flügelspannweite von den Propellerkreisen überdeckt werden.

Erfindungsgemäß kann vorgesehen sein, dass die Flügel des Flugzeugs einen Pfeilwinkel zwischen +10 Grad und +40 Grad bilden.

Alternativ oder zusätzlich kann nach der Erfindung vorgesehen sein, dass mindestens 50% der Flügelspannweite von den Propellerkreisen überdeckt werden.

Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel kann das Flugzeug derart gestaltet sein, dass die Propellerkreise an derjenigen Stelle, an der diese der Flügelvorderkante am nächsten kommen, einen lokalen Abstand von mindestens 5% der lokalen, d.h. an dieser Stelle auftretenden Flügeltiefe zur Flügelvorderkante haben.

Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel kann das Flugzeug derart gestaltet sein, dass der Abstand oder Versatz der Propellerdrehachse an der Propeller-Nabe oder der Versatz der Propellerdrehachse an der Stelle, an der diese die von den Propellerkreisen definierte Ebene schneiden, zur Tragflügel-Vorderkante in der Vertikalebene des Flugzeugs gesehen nach oben oder unten maximal 30% des Propellerdurchmessers beträgt.

Die Beschreibung der Erfindung erfolgt an Hand der folgenden Figuren:

Figur 1 , die schematisch ein Flugzeug mit der Konfiguration der Propeller- Drehrichtungen nach der Erfindung zeigt;

Figur 2, die schematisch ein Flugzeug mit einer aus dem allgemeinen Stand der Technik bekannten Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen zeigt;

Figur 3, die schematisch ein Flugzeug mit einer aus dem allgemeinen Stand der Technik bekannten Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen;

Figur 4, die schematisch ein Flugzeug mit einer weiteren möglichen Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen zeigt. In diesen Figuren ist die jeweils vorgesehene Drehrichtung der Propeller mittels Pfeilen dargestellt. Die Figuren sind Komponenten oder Teile des dargestellten Flugzeugs gleicher oder ähnlicher Funktion mit denselben Bezugszeichen versehen.

Die Figur 1 zeigt ein Flugzeug 1 mit einem Rumpf 3 und zwei aerodynamischen Flügeln 5a, 5b, an denen jeweils zumindest zwei in Spannweitenrichtung voneinander beabstandete Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 mit jeweils einer Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a angeordnet sind. Auf den Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a ist jeweils ein nicht dargestellter Propeller angebracht. Die Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 werden von einer Steuervorrichtung zum Ansteuern der Propeller-Antriebsmotoren angesteuert.

Die Steuervorrichtung und die Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 sind derart gestaltet, dass bei einer Betriebsart der Steuervorrichtung zur Erzeugung von Vortrieb die Propeller-Antriebsmotoren derart betätigt werden, dass der äußere Abschnitt eines auf der jeweiligen Propeller-Drehachse jeweils angebrachten Propellers auf der dem Rumpf zugewandten Seite von oben nach unten bewegt wird (Figur 1). Die Betriebsart der Steuervorrichtung zur Erzeugung von Vortrieb ist die Betriebsart, in der das Flugzeug in der Luft angetrieben wird.

Erfindungsgemäß ist also ein Flugzeug 1 mit einem Rumpf 3 und zwei aerodynamischen Flügeln vorgesehen, an denen jeweils zumindest zwei in Spannweitenrichtung voneinander beabstandete Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 mit jeweils einer Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a angeordnet sind, wobei das Flugzeug 1 eine Steuervorrichtung zum Ansteuern der Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 aufweist. Bei einer Betriebsart der Steuervorrichtung zur Vortriebs-Erzeugung werden die Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 derart betätigt, dass der äußere Abschnitt eines auf der jeweiligen Propeller-Drehachse jeweils angebrachten Propellers auf der dem Rumpf 3 zugewandten Seite von oben nach unten bewegt wird.

Das kann insbesondere ein Starrflügler sein. Insbesondere kann das erfindungsgemäße Flugzeug als Hochdecker gestaltet sein. Weiterhin kann nach der Erfindung vorgesehen sein, dass die Steuervorrichtung und die Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 derart eingerichtet sind, dass jede Propeller- Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a zusätzlich in eine Drehrichtung bewegt werden kann, bei der ein auf der jeweiligen Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a angebrachter Propeller auf der dem Rumpf 3 zugewandten Seite von unten nach oben bewegt wird.

Bei diesen Ausführungsformen kann erfindungsgemäß alternativ oder zusätzlich vorgesehen sein, dass die Steuervorrichtung und die Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 derart eingerichtet sind, dass zwei jeweils in Bezug auf die Rumpf-Längsachse symmetrisch zueinander gelegenen Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 in eine Drehrichtung bewegt werden können, bei der ein auf der jeweiligen Propeller- Drehachse jeweils angebrachter Propeller auf der dem Rumpf 3 zugewandten Seite von unten nach oben bewegt wird, während weitere Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 derart betätigt werden, dass der äußere Abschnitt eines auf der jeweiligen Propeller- Drehachse jeweils angebrachten Propellers auf der dem Rumpf 3 zugewandten Seite von oben nach unten bewegt wird.

Die Anordnung der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 1 ist hinsichtlich der Reiseflug-Auslegung des Flugzeugs 1 ungünstig, da diese Konfiguration einen größeren Strömungswiderstand erzeugt, der sich aufgrund einer Überlagerung der Nachlaufsströmungen der Propeller der innen liegenden Propeller-Antriebe 12, 13 und der Flügel 5a, 5b ergibt. Weiterhin bieten die Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 bei einer Anordnung der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 1 auch keine Kommunalitäts- Vorteile. Auch ist diese Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen ungünstig hinsichtlich des Lärmeintrags auf den Flugzeugrumpf, wonach eine Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 2 oder 4 vorteilhaft wäre.

Aus diesem Grund ist die erfindungsgemäße Konfiguration der Propeller- Drehrichtungen aus dem Stand der Technik nicht bekannt.

Bei der Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 1 wird entgegen der Erwartungen erreicht, dass eine Ablösung der Strömung am Flügel im Nachlauf des Propellers des innen liegenden Propeller-Antriebs 12, 13 aufgrund von Interferenzen zwischen diesem Propeller und dem Tragflügel erst bei größeren Anstellwinkeln als bei der Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 3. Dadurch kann ein größerer Maximalauftrieb für das Flugzeug 1 erreicht werden. Erfindungsgemäß ist wegen dieses besonderen Vorteils die Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 1 vorgesehen, dass mit dieser Konfiguration für das Flugzeug 1 ein einfacheres Hochauftriebssystem und auch ein kleinerer Flügel 5a, 5b zur Erfüllung eines entsprechenden Leistungsspektrums vorgesehen werden kann. Dadurch können die Flügel mit dem zugehörigen Hochauftriebssystem kostengünstiger realisiert werden. Weiterhin kann der Flügel mit dem zugehörigen Hochauftriebssystem mit geringerem Gewicht realisiert werden, so dass das Flugzeug 1 auch hinsichtlich seiner Flugleistungen günstiger realisiert werden kann.

Hinzukommt, dass bei den erfindungsgemäß vorgesehenen Drehrichtungen der Propeller rumpfseitig von oben nach unten zusätzlich im Außenbereich des Tragflügels eine verbesserte Steuerwirksamkeit der äußeren Steuerflächen des Tragflügels, wie insbesondere der Querruder erreicht wird. Dies resultiert daraus, dass die Luftströmung, die von den äußeren Propellern erzeugt wird, aufgrund ihrer Interferenz mit der aerodynamischen Wirkung der genannten Steuerflächen zusätzlich eine verbesserte Steuerwirksamkeit der äußeren Steuerflächen, wie insbesondere der Querruder bewirkt. Durch diesen Vorteil zusammen mit den genannten Vorteilen, die aus der von den innen liegenden Propeller-Antrieben erzeugten Luftströmung resultieren, ist die erfindungsgemäße Lösung aerodynamisch sowohl im Reiseflug als auch bei Start und Landung, also auch im Langsamfiug, besonders vorteilhaft gegenüber den aus dem Stand der Technik bekannten Lösungen.

Die Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 1 können erfindungsgemäß für Hochdecker- wie auch für mittel oder Tiefdecker-Flugzeuge und dabei insbesondere für Transport-Flugzeuge vorgesehen sein.

Zwar treten die genannten Nachteile bei der Anordnung der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 1 auf. Jedoch werden diese Nachteile durch entsprechende Gestaltung der Flügel und des Hochauftriebssystems, also durch unerwartete Vorteile der Gesamt- Flugzeug-Konfiguration kompensiert. Die speziellen Vorteile der erfindungsgemäß vorgesehenen Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der Figur 1 werden insbesondere bei folgenden Bestimmungsgrößen des Flugzeugs 1 erreicht:

Die Propellertriebwerke sind mit einem einzigen Propellerkreis auf der Propeller- Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a realisiert, d.h. es gibt keine Mehrfachanordnung von Propellerkreisen auf einer der Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a hintereinander ("contra-rotating props").

Der Tragflügel 5a, 5b kann grundsätzlich einen Pfeilwinkel im Bereich von -40° bis +40° aufweisen. Jedoch ist die erfindungsgemäße Konfiguration der Propeller- Drehrichtungen nach der Figur 1 besonders vorteilhaft bei einem Pfeilwinkel des Flügels zwischen +10 Grad und +40 Grad. Dadurch kann der Reiseflugbereich Flugzeug, trotz des durch den erhöhten Strömungswiderstand, der bei der erfindungsgemäßen Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen entsteht, in einem höheren Fluggeschwindigkeitsbereich liegen. Dieser Pfeilwinkelbereich ist erfindungsgemäß insbesondere mit einem einzigen Propellerkreis oder Einfach- oder Mehrfach-Propeller auf ein und derselben Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a vorgesehen.

Bei dem Begriff Pfeilwinkel wird in diesem Zusammenhang von üblichen Definitionen ausgegangen und kann insbesondere der in der Draufsicht gesehene Winkel zwischen der Vorderkante der Flügel 5a, 5b relativ zur bestimmungsgemäß entstehenden Strömung oder zur Querachse des Flugzeugs 1 sein.

Alternativ oder zusätzlich zu den genannten Ausführungsformen tritt der erfindungsgemäße Effekt bereits auf, wenn in der Frontansicht mindestens 30% der Flügelspannweite von den Propellerstrahlen überstrichen oder wenn mindestens 30% der Flügelspannweite von den Propellerkreisen überdeckt werden. Jedoch kann in dem Fall, dass der Flügel mit mindestens 50% der Flügelspannweite von den Propellerstrahlen überstrichen oder mindestens 50% der Flügelspannweite von den Propellerkreisen überdeckt wird, die erfindungsgemäße Konfiguration besonders günstig ausgeführt werden. Diese Überdeckung des Flügels kann vorteilhafterweise bis 70% der Spannweite und in besonderen Einzelfällen auch darüber hinaus vorgesehen sein. Die Propellerkreise sind erfindungsgemäß vor dem Tragflügel 5a, 5b angeordnet. Dabei sind die Propeller-Antriebe 11 , 12, 13, 14 bei einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel derart gestaltet, dass die Propellerkreise an derjenigen Stelle, an der diese der Flügelvorderkante am nächsten kommen, einen lokalen Abstand von mindestens 5% der an dieser Stelle auftretenden Flügeltiefe zur Flügelvorderkante haben. Dieser lokale Abstand kann maximal 70% der lokalen, an dieser Stelle auftretenden Flügeltiefe zur Flügelvorderkante betragen.

Die Propeller-Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a können oberhalb oder unterhalb des Flügels liegen. Bei einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel beträgt der Abstand oder Versatz der Propellerdrehachse an der Propeller-Nabe oder der Versatz der Propellerdrehachse an der Stelle, an der diese die von den Propellerkreisen definierte Ebene schneiden zur Tragflügel-Vorderkante in der Vertikalebene des Flugzeugs gesehen nach oben bzw. unten maximal 30% des Propellerdurchmessers.

In einem weiteren Ausführungsbeispiel beträgt der Abstand der Propellerspitzen der Propellerkreise der Triebwerke zueinander mindestens 5% der Flügelspannweite. Dadurch wird verhindert, dass die Randwirbel, die von Propellern abgehen, keine störenden Interferenzen erzeugen.

In einem weiteren Ausführungsbeispiel beträgt der Abstand der Propellerspitzen des inneren Triebwerks zur Rumpf-Außenseite mindestens 10% und maximal 80% des Propellerdurchmessers.

Das erfindungsgemäße Flugzeug in den genannten Ausführungsformen operiert vorzugsweise mit Reiseflug-Geschwindigkeiten im Unterschallbereich oberhalb 0,6 Mach und bis maximal 0.85 Mach.