Herkömmliche Fluggeräte weisen einen zylindrischen Rumpf für die Passagiere oder die Fracht auf, einen Tragflügel für den Auftrieb und ein Leitwerk für die Aufrechterhaltung der Flugstabilität. Die Flügel haben eine grosse Streckung, was aber den Nachteil hat, dass durch die grossen Biegemomente grosse Kräfte entstehen und der Flügel dementsprechend massiv gebaut werden muss. Das nutzbare Volumen bei herkömmlichen Fluggeräten ist bezogen auf die äusseren Abmessungen und die benetzte Oberfläche klein. Der Auftrieb, der durch grössere Flügel erzeugt wird, wird durch das zusätzliche Gewicht teilweise wieder aufgehoben.

Es wurden auch sogenannte Nurflügler (Flying Wings) be- schrieben, bei welchen der Rumpf so gestaltet ist, dass auch dieser Auftrieb erzeugt. Auf das Leitwerk wird verzichtet. Man kann sogar soweit gehen und den Rumpf ganz in den Flügel integrieren, um bessere Flugleistungen zu erzielen. Während beim Schwanzfluggerät die Flugleistung vom Flügel und die Nicksteuerung sowie die Längsstabilität vom Leitwerk bewerk- stelligt wird, muss ein schwanzloses Fluggerät alle drei Aufgaben mit dem Flügel erzielen. Ein wesentlicher Teil des Flügels muss diese Aufgaben übernehmen und kann nicht für die Auftriebserzeugung ausgelegt werden.

Deshalb wird eine grössere Flügelfläche benötigt, als bei einem Schwanz- fluggerät.

Da Nurflügler nur einen kurzen Leitwerkshebelarm haben, sind sie sehr empfindlich auf die Schwerpunktlage. Wegen der Kopplungen der Parameter sind sie schwierig auszulegen.

Bei hohen Geschwindigkeiten kann der Flügel eines Fluggeräts kleiner gehalten werden. Es ist sogar möglich, den Rumpf des Fluggerätes so auszugestalten, dass der Rumpf bei hohen-Fluggeschwindigkeiten den benötigten Auftrieb selber erzeugen kann. In diesem Fall werden Flügel

gar nicht mehr benötigt. Solche Fluggeräte werden Lifting Body genannt.

Lifting Bodys haben wegen der geringen Streckung der Auftriebsfläche den Nachteil, dass der induzierte Widerstand bei grossen Anstellwinkeln sehr hoch werden kann. Ein weiterer Nachteil einer solchen Konstruktion ist, dass zum Starten und Landen eine hohe Geschwindigkeit benötigt wird.

Ausgehend vom Stand der Technik ist nun das Ziel der Erfindung, ein Fluggerät vorzuschlagen, das eine kleine Streckung und somit eine kleine Spannweite hat, zugleich aber gute Gleiteigenschaften aufweist.

Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Erzielung einer guten Steuerbarkeit.

Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Erzielung eines möglichst guten Wirkungsgrades für die Triebwerksinstallation.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist es, einen möglicht guten Wirkungsgrad des Einlaufs und des Triebwerks für die wichtigsten Flug- phasen (Start, Steigflug, Reiseflug, usw. ) zu erwirken.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist es, ein Fluggerät mit einem möglichst guten Wirkungsgrad der Schubdüse zu bauen.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist es, ein Fluggerät zu bauen, in welchem der Zusatzwiderstand, der durch die Triebwerksanlage verursacht wird, reduziert wird.

Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist, die Betriebs- kosten im Vergleich zu herkömmlichen Fluggeräten zu reduzieren.

Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist, die Überlebens- chancen der Passagiere im Falle eines Unfalls zu erhöhen.

Ein weiteres Ziel ist, die Lärmemission von solchen Fluggeräten zu verkleinern.

Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Erhöhung der wirtschaftlichen Reisegeschwindigkeit.

Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Reduzierung der Minimalgeschwindigkeit und somit eine Herabsetzung der Start und Landegeschwindigkeit eines solchen Fluggeräts.

Ein weiteres Ziel ist, einen selbststartenden Liftingbody zu bauen.

Diese Ziele werden mit einem Fluggerät erreicht, das die Merk- male der unabhängigen Ansprüche aufweist. Bevorzugte Ausführungs- beispiele werden in den abhängigen Ansprüchen angegeben.

Insbesondere werden diese Ziele durch ein Fluggerät erreicht, mit einem Auftrieb-erzeugenden Rumpf, dessen grösste Spannweite im mittle- ren Drittel der Gesamtlänge liegt, und dessen Grundriss sich im vorderen Drittel und im hinteren Drittel progressiv verjüngt und Flügel aufweist. Die Fläche der Projektion beider Flügel in einer horizontalen Ebene stellt weniger als 30, vorzugsweise weniger als 20, in einer noch bevorzugten Variante weniger als 12 Prozent der Projektion in eine horizontale Ebene der gesamten Auftriebsfläche dar. Sie befinden sich am mittleren Drittel der Gesamtlänge des benannten Rumpfes. Das Fluggerät hat noch ein Höhenleitwerk am hinteren Drittel des Rumpfes, das vorzugsweise unge- fähr die gleiche Spannweite hat wie das benannte mittlere Drittel des Rumpfes.

Das erfindungsgemässe Fluggerät unterscheidet sich von be- kannten Fluggeräten durch eine neue Verteilung der Auftriebfläche ent- lang der Längsachse von herkömmlichen Fluggeräten. Das Verhältnis zwischen der Auftriebsfläche des zweiten länglichen Drittels des Flug- gerätes einschliesslich den Flügeln, und der Auftriebsfläche des ersten Drittels des Fluggerätes liegt vorzugsweise zwischen 1.6 und 3.0, während das Verhältnis zwischen der Auftriebsfläche des zweiten Drittels des Flug- gerätes einschliesslich den Flügeln, und der Auftriebsfläche des dritten Drittels des Fluggerätes zwischen 2.0 und 4.0 liegt. Die Auftriebsfläche des

dritten Drittels des Rumpfes ist aber kleiner als die Auftriebsfläche des ersten Drittels des Fluggerätes.

Diese Konstruktion hat den Vorteil, dass sie sehr kompakt sein kann. Durch die geringe Spannweite, die durch einen Auftrieb-erzeugen- den Rumpf und kleine Flügel ermöglicht wird, sind die auf die Struktur wirkenden Momente kleiner als bei herkömmlichen Fluggeräten, so dass die Tragstruktur leichter und trotzdem stabil gebaut werden kann.

Diese Konstruktion hat auch den Vorteil, dass die Verteilung der Querschnitte des Fluggerätes entlang der Längsachse des Fluggerätes fast optimal ist, um eine höhere wirtschaftliche Reisegeschwindigkeit im transsonischen Bereich zu ermöglichen.

Die Flügel sind klein und horizontal, oder fast horizontal. Die Fläche der Projektion beider Flügel in einer vertikalen Ebene stellt weniger als 60 Prozent der Fläche der Projektion beider Flügel in einer horizontalen Ebene dar. Da ein Leitwerk vorhanden ist, lässt sich ein solches Fluggerät leicht steuern. Anstatt mit Querrudern erfolgt die Steuerung um die Längs- achse nur durch gegensinnigen Ausschlag der Höhenruder.

Das Cockpit ist vorzugsweise in einer wulstartigen Verdickung auf der Rumpfoberseite angebracht, wobei die benannte Verdickung gleich lang ist wie der benannte Rumpf. Dies hat zur Folge, dass der Interferenz- widerstand zwischen Cockpit und Rumpf minimiert wird.

Nachfolgend werden anhand der Zeichnungen bevorzugte Aus- führungsbeispiele des Erfindungsgegenstandes beschrieben.

Die Figur 1 zeigt den Grundriss des Rumpfes.

Die Figur 2 zeigt den Rumpf mit den Flügeln.

Die Figur 3 zeigt den Rumpf mit übergangslos integrierten Flügeln.

Die Figur 4 zeigt den Rumpf mit übergangslos integrierten Flügeln und mit einem Höhenleitwerk.

Die Figur 5 zeigt drei verschiedene Ansichten des gesamten Fluggerätes mit dem Rumpf, übergangslos integrierten Flügeln und mit einem übergangslos integrierten Höhenleitwerk.

Die Figur 6 zeigt einen Querschnitt des Fluggeräts, bei welchem vor allem das Triebwerk und die nordnung der Lufteinlässe ersichtlich sind.

Die Figur 7 ist eine Tabelle, die den Luftwiderstand von drei- dimensional umströmbaren Körpern mit zweidimensional umströmbaren Körpern vergleicht.

Eine elliptische Auftriebsverteilung ist die effizienteste Art, um mit einem ebenen Flügel Auftrieb zu erzeugen. Flügel mit kleiner Streckung habe fast elliptische Auftriebsverteilungen für einen grossen Bereich von Verjüngung und Pfeilung. Es braucht relativ viel Schränkung, damit die Auftriebsverteilung nicht mehr elliptisch ist. Flügel mit grosser Streckung sind diesbezüglich viel heikler, da braucht es nicht viel um mit einer anderen Verjüngung des Flügels oder einer nicht ganz korrekten Schränkung des Flügels die Auftriebsverteilung zu ändern.

Der schädliche Widerstand von umströmten Körpern ist am kleinsten, wenn die Strömung dreidimensional um den Körper strömen kann. Beispiele hierzu sind in der Figur 7 zu finden (Quelle : Fluid Dynamic Drag/Hoerner Seite 3-17).

Ausgehend von diesen Überlegungen ist es also vorteilhaft, wenn die Auftriebsfläche so gestaltet wird, dass sie dreidimensional umströmt werden kann.

Es ist daher vorteilhaft, wenn der Grundriss der Auftriebsfläche ein aerodynamisches Profil aufweist. Dadurch kann die Strömung nicht nur über und unter der Auftriebsfläche fliessen, sondern auch seitwärts um die

Auftriebsfläche. Die Figur 1 zeigt ein Beispiel des Grundrisses eines Rump- fes, der als Auftriebsfläche wirkt und nach diesem Prinzip gestaltet ist.

In diesem Falle entspricht der Grundriss des Rumpfes einem symmetrischen Profil, dessen Dicke (Spannweite) 50% der Länge entspricht.

Hier scheint ein Wert zwischen 30 und 60%, vorzugsweise zwischen 40 und 50%, vorteilhaft zu sein.

Der Grundriss und der Seitenriss der beschriebenen Grundform haben beide aerodynamische Profile, im Gegensatz zu herkömmlichen Fluggeräten, bei welchen nur der Seitenriss aerodynamisch vorteilhaft ist.

Mit diesem Grundriss ist der schädliche Widerstand minimal. Der induzierte Widerstand ist aber durch die kleine Streckung gross. Dort wo die Seitenkanten ungefähr parallel verlaufen, entsteht bei kleinen Anstell- winkeln ein Druckausgleich. Luft von der Auftriebsflächenunterseite strömt auf die Auftriebsflächenoberseite. Dieser Effekt findet schon statt bevor die grösste Spannweite erreicht ist. Je grösser der Anstellwinkel und somit der Auftrieb, umso weiter vorne beginnt die Luft von der Auftriebsflächen- unterseite auf die Auftriebsflächenoberseite zu fliessen. Also muss genau an dieser Stelle ein kleiner Flügel 2 befestigt werden. Dadurch kann der induzierte Widerstand wesentlich verkleinert werden. Erfindungsgemäss sieht dann die Auftriebsfläche des Rumpfes und der Flügel aus wie auf der Figur 2 dargestellt.

Die Flügeleintrittskante 21 ist innen stark nach vorne gerichtet und weist eine von vorne nach hinten zuerst konkave und dann konvexe Form auf. Aerodynamische Tests haben gezeigt, dass die Flugeigenschaften optimal sind, wenn der Winkel der Tangente der benannten Kurve am Wendepunkt 23 zwischen dem konkaven Segment und dem konvexen Segment einen Winkel zwischen 35° und 55° zur Längsachse 12 des Flug- geräts aufweist, und wenn dieser Wendepunkt 23 sich ungefähr in der Mitte der Flügeleintrittskante befindet.

Die Austrittskante 20 der Flügel 2 weist hingegen am Wingtip 22 einen Winkel normal zur Längsachse 12 des Fluggeräts auf. In einer Va- riante variiert dieser Winkel um +/-20°, vorzugsweise aber um/-10°, um den normalen Winkel. So werden die Randwirbel nicht nach innen ge- zogen.

Um den Interferenzwiderstand so klein wie möglich zu halten ist der Übergang zwischen dem Rumpf und den Flügeln 2 übergangslos ge- staltet (Figur 3). So kann nicht genau gesagt werden, wo der Rumpf 1 auf- hört und wo die Flügel 2 beginnen. Dadurch werden die Ursachen für schädliche Interferenzwiderstände weitgehend vermieden.

Eine weitere Verbesserung der Flugeigenschaften ergibt sich, wenn das Profil im Bereich der Flügel 2 so gestaltet wird, dass die Eintritts- kante nach unten gezogen wird. Dies deshalb, weil der induzierte Anstell- winkel der Flügel durch die 3-D Umströmung der Auftriebsfläche grösser ist als der Anstellwinkel der restlichen Auftriebsfläche. Um nun ein Abreissen der Strömung zu verhindern respektive zu verzögern ist es von Vorteil, wenn die Eintrittskante in diesem Bereich nach unten gezogen wird. Eine andere Möglichkeit besteht darin, den Anstellwinkel im Bereich der Flügel 2 zu verkleinern, die Flügel also zum Rumpf zu schränken, oder aber im Bereich der Flügel ein gewölbtes Profil zu verwenden, oder eine Kombination dieser Massnahmen.

Die Druckverteilung wird durch diese Änderung nicht negativ beeinflusst, da bei Flügeln mit kleiner Streckung die Auftriebsverteilung über einen grossen Bereich von Schränkungen und Grundrissen weitgehend elliptisch ist.

Beste Flugleistungen (im Sinne von maximaler Gleitzahl) von Flugzeugen mit kleiner Streckung sind bei kleinen Auftriebsbeiwerten zu erzielen. Demzufolge müssen die Momentenbeiwerte auch sehr klein sein, weil sonst der Trimmwiderstand zu gross wird.

Erfindungsgemäss wird dies so gelöst, indem das longitudinale mittlere Profil ungefähr symmetrisch ist. Dies wird beispielsweise erreicht, indem das longitudinale Profil des Fluggeräts nur eine kleine Wölbung aufweist. Das longitudinale Profil der Flügel kann leicht asymmetrisch sein, wobei der Übergang von symmetrisch zu asymmetrisch fliessend ist. In einer Variante haben die Flügel auch ein symmetrisches Profil, sind aber dem Rumpf zugedreht.

Der Übergang vom symmetrischen Profil des Rumpfes zum gewölbten Profil des Flügels erfolgt fliessend.

Auch die Veränderung zwischen dem kleinen Anstellwinkel der Flügel und dem grösseren Anstellwinkel des Rumpfes erfolgt progressiv.

Durch die Verwendung von Profilen mit keiner oder nur sehr wenig Wölbung kann der Trimmwiderstand klein gehalten werden.

Damit das Fluggerät gesteuert werden kann ist ein Leitwerk 4 notwendig. Der Hebelarm muss lang genug sein, damit mit kleinen Steuer- kräften ein genügend grosses Moment erzeugt werden kann. Ein längerer Hebelarm hat ausserdem den Vorteil, dass der Trimmwiderstand reduziert wird. Damit dies gewährleistet werden kann ist es von Vorteil, wenn das Leitwerk 4 möglichst weit hinten am Rumpf angeordnet ist, wie auf Figur 4 dargestellt.

Damit kein Interferenzwiderstand auftritt, wird auch hier ein fliessender Übergang zwischen dem Rumpf und dem Leitwerk angestrebt.

Das Fluggerät sieht dann wie auf Figur 5 dargestellt aus.

Es kann nicht genau definiert werden, wo der Rumpf 1 aufhört und wo das Höhenleitwerk 4 beginnt. Wenn die Spannweite des Höhen- leitwerks gross genug gewählt wird ist es sogar möglich, dass das Höhen- leitwerk 4 auch die Funktion des Querruders übernehmen kann.

Das Cockpit 1 kann teilweise im Rumpf 1 integriert werden. Vor- teilhaft ist es, wenn das Cockpit 1 und der Rumpf ungefähr dieselbe Länge haben und wenn der Übergang zwischen Cockpit und Rumpf fliessend ge- staltet wird, wie auf Figur 5 dargestellt : Die Druckverteilung auf Rumpf und Flügel ist bei gleicher Flügel/ Rumpftiefe praktisch identisch. Die Variation ist nur klein. Dies bedeutet dass es nur wenig oder keinen Interferenzwiderstand gibt.

Eine möglichst flache Auftriebsverteilung, d. h. ein möglichst gleich bleibender Auftriebsbeiwert für die ganze Auftriebsfläche, hat den weiteren Vorteil, dass dadurch das Entstehen von Stössen/Schockwellen erst bei höheren Geschwindigkeiten erfolgt als bei einer Auftriebsfläche, die eine unregelmässige Auftriebsverteilung und somit Bereiche mit einem grossen Auftriebsbeiwert hat.

Das erfindungsgemässe Design hat einige aerodynamische Vor- teile : Durch die Formgebung mit der starken Pfeilung der Eintritts- kante ergibt sich eine hohe kritische Machzahl. Dies bedeutet, dass die Reisegeschwindigkeit in der Nähe der Schallgeschwindigkeit ist, womit im Vergleich zu herkömmlichen Fluggeräten mit Flügeln grosser Streckung die Reisegeschwindigkeit erhöht und somit die Reisezeit verkürzt wird. Durch die besondere Formgebung der Auftriebsfläche und die fliessenden Über- gänge am gesamten Fluggerät wird der schädliche Widerstand kleiner sein als bei herkömmlichen Fluggeräten.

Durch die starke Pfeilung der Eintrittskante entstehen bei hohen Anstellwinkeln, wie sie typischerweise bei Start und Landung auftreten, Wirbel auf der Auftriebsflächenoberseite, ähnlich wie bei einem Delta- flügel. Diese Wirbel erzeugen zusätzlichen Auftrieb, so dass für ein er- findungsgemässes Fluggerät auf zusätzliche Auftriebshilfen wie Lande- klappen etc. verzichtet werden kann. Dies wird noch begünstigt durch die

relativ geringe Flächenbelastung, welche moderate Start und Landege- schwindigkeiten ermöglicht selbst bei kleinen Auftriebsbeiwerten.

Beim Deltaflügel können diese Wirbel unter bestimmten Be- dingungen aufplatzen (Vortex Burst), so dass der Auftrieb an dieser Stelle plötzlich reduziert wird. Die beim asymmetrischem Aufplatzvorgang entstehenden Roll/Gierbewegung (Departure) beim Deltaflügel sind ein Problem, speziell für die Zulassung.

Die Form des erfindungsgemässen Fluggeräts ermöglicht es, dieses Problem zu lösen, indem die Stelle, wo Wirbel aufplatzen, durch die Formgebung der Eintrittskante definiert und symmetrisch stabilisiert wird.

Zuerst nimmt die Pfeilung der Eintrittskante mit zunehmender Spannweite zu. Dies begünstigt das Entstehen eines Wirbels. Ab einer bestimmten Stelle der Spannweite wird dann die Pfeilung der Spannweite wieder kleiner. Der Wirbel platzt dort auf, wo die Pfeilung der Eintrittskante wieder kleiner wird, eventuell etwas dahinter.

Durch die Geometrie der Eintrittskante wird der Wirbel- zusammenbruch also stabilisiert.

Die Langsamflugeigenschaften werden durch die Wirbel mass- geblich beeinflusst. Je grösser der Anstellwinkel, umso stärker die Wirbel- bildung auf der Auftriebsflächeoberseite. Das erfindungsgemässe Fluggerät hat daher günstige Langsamflugeigenschaften.

Dadurch, dass das Höhenleitwerk bei entsprechender Auslegung auch als Querruder verwendet werden kann ist es nicht notwendig, am Rumpf oder am Flügel ein Querruder zu befestigen. Dies ermöglicht eine Konstruktion mit nur sehr wenigen beweglichen Teilen (Steuerflächen).

Durch den langen Hebelarm sind nur kleine Kräfte am Höhen- leitwerk notwendig, um die Momente auszugleichen. So sind die Ab- triebskräfte am Höhenleitwerk bei entsprechender Auslegung des Designs der Auftriebsfläche (Profil mit wenig oder gar keiner Wölbung) relativ

gering, woraus sich ein geringer Trimmwiderstand ergibt. Auch ist bei einer solchen Konstruktion keine künstliche Stabilisierung notwendig.

Durch die grosse Fläche gibt es einen kleinen Ca-Auftriebsbeiwert und somit sanfte und kleine Druckveränderungen. Dadurch kann eine mindestens teilweise laminare Grenzschicht erreicht werden, so dass der Widerstand reduziert wird. Dies wird durch das Fehlen eines Vorderrumpfes und die fliessend verlaufende Eintrittskante erreicht. Die linke und die rechte Eintrittskante 10 von der Spitze des Fluggeräts bis zur grössten Spannweite bilden jeweils eine stetige Linie mit zwei Wendepunkten.

Ausserdem verläufen sowohl die die transversale Querschnittfläche als auch die transversale Umrisslänge von der Spitze des Fluggeräts bis zur grössten Spannweite fliessend und stetig. Dadurch entstehen keine Störungen wie bei einem herkömmlichen Flugzeug, bei dem die Grenzschicht des Rumpfes Störungen an der Grenzschicht des Tragflügels hervorrufen kann und die Grenzschicht von laminar auf turbulent umschlägt, so dass der Widerstand dadurch erhöht wird.

Des weiteren ist es günstig, wenn die grösste Dicke der Profile des Rumpfes und des Flügels relativ weit hinten angeordnet sind. Auch dies begünstigt die mindestens teilweise Laminarhaltung, vor allem im vorderen Bereich, dank Verschiebung des Druckminimums nach hinten.

Ein weiterer Vorteil der vorliegenden Erfindung ist, dass der Um- fang bis ungefähr in die Mitte der Länge des Fluggerätes stetig zunimmt.

Dies führt zu einer dünnen Grenzschicht, was wiederum günstig ist um wenig Luftwiderstand zu erzeugen.

Die kleine Flächenbelastung führt zusammen mit der gleich- mässigen Druckverteilung auch zu einem kleinen minimalen Cp auf dem Rumpf. Dies wiederum ermöglicht hohe Geschwindigkeiten im trans- sonischen Bereich, ohne dass Stösse auftreten.

Ein weiterer Vorteil der vorliegenden Erfindung ist die sich aus dem grossen Volumen ergebenden Möglichkeiten betreffend der Trieb-

werkinstallation. Würde pro Triebwerk ein einziger fixer Einlauf ange- ordnet, entstünden beim Start und Steigflug ein Schubverlust, im Reiseflug hingegen Widerstand, da ein Teil der Luft aussen um den Einlauf herumfliessen muss.

Dieses Problem wird erfindungsgemäss so gelöst, indem das oder die Triebwerke 6 in den Rumpf 1 integriert werden, wie man es auf Figur 6 sehen kann. Dies ist möglich dank dem sich aus dem Gesamtkonzept er- gebenden grossen internen Volumen.

Die Integration der Triebwerke 6 in den Rumpf ermöglicht das Anbringen von Hilfs-Lufteinlässen 61 auf der Rumpfoberseite (Tragflächen- oberseite). Mit diesen oberen Lufteinlässen kann der Schub beim Start, Steigflug oder wenn eine maximale Leistungsstärke benötigt wird, maxi- miert werden. Beim Reiseflug werden die oberen Hilfs-Lufteinlässe 61 auf der Rumpfoberseite geschlossen, so dass nur kleinere, auf der Rumpfunter- seite (Tragfläche) angeordneten Lufteinlässe 60 verwendet werden. Da- durch wird der Gesamtwirkungsgrad des Antriebs erhöht, weil einerseits die Grenzschicht auf der Tragflächenunterseite dünner ist, und weil andererseits die lokale Anströmmachzahl auf der Unterseite wesentlich kleiner ist als auf der Oberseite.

Die Hilfs-Lufteinlässe 61 sind vorzugsweise gleichlaufend im Profil der Oberseite integriert ; geschlossen bilden sie eine annähernd glatte Aussenfläche auf der Rumpfoberseite. Damit sie beim Reiseflug auto- matisch geschlossen werden, sind sie vorzugsweise mit nicht dargestellten selbsttätigen Rückschlagklappen oder Ventilen versehen. Sobald der Druck auf der Aussenseite der Rückschlagklappen 62 kleiner als der Druck auf der Innenseite, zum Beispiel beim Reiseflug, wird, werden diese Klappen geschlossen. Beim Abheben werden aber die Ventile automatisch durch den Unterdruck geöffnet, so dass mehr Luft in die Triebwerke gelangt und ein maximaler Shub erwirkt wird.

Die Luftströme vom oberen und unteren Einlauf werden konzentrisch in einer im Rumpf integrierten Airbox 62 zusammengeführt.

Der Luftstrom von dem oder den Einläufen 60 auf der Unterseite wird ins Zentrum des Airboxes geführt, während der Luftstrom von den oberen Hilfs-Einläufen 61 über einen Ringschlitz oder eine Ringfläche 64 nach innen geführt wird. Die Hinterkante dieses Ringschlitzes 64 ist mit einer Lippe mit grossem Radius versehen. Diese Einlauflippe ist notwendig damit die Strömung am Triebwerkseinlauf nicht abreisst.

In einer Variante wird der untere Einlauf 60 beim Startflug geschlossen, damit möglichst kein Schmutz in das Triebwerk gesaugt wird.

Dieser Einlauf kann beispielsweise so lange geschlossen werden, wie das Fahrwerk ausgefahren ist.

Durch diese Konstruktion der Airbox 62 mit dem Ringschlitz 64 und der Ringfläche kann eine gleichmässigere Verteilung der Geschwindig- keit der in das Triebwerk 6 strömenden Luft erreicht werden. Als Variante oder zusätzlich dazu könnte auch ein Lochblech und/oder einen Ringschlitz in der Airbox verwendet werden.

Der Gasaustritt 63 des oder der Triebwerke liegt am Ende des Rumpfes 1 und hat einen kreisförmigen Querschnitt. Im Falle von zwei Triebwerken hat jeder Austritt einen halbkreisförmigen Querschnitt, so dass der Austrittsquerschnitt insgesamt wiederum kreisförmig ist.

Ein weiterer Vorteil der Konstruktion ist die Tatsache, dass ein nicht dargestellter Holm hinter dem Cockpit 3 vorgesehen werden kann.

Bei konventionellen Flugzeugsdesigns ist dies ein Problem. Da wird oft ein Verstärkungsholm unter dem Rumpf durchgeführt, der aber zu einem zu- sätzlichen Luftwiderstand führt.

Das erfindungsgemässe Fluggerät hat folgende weitere Vorteile : Struktur - wenig Biegebeanspruchung der Zelle

- geringes Gewicht der Struktur - langer Leitwerkshebelarm - kleine Steuerflächen genügen Sicherheit - keine künstliche Stabilisierung nötig - kein Strömungsabriss wie bei herkömmlichen Fluggeräten - Oberfläche relativ unempfindlich auf Veränderungen, Flug- sicherheit ist auch mit Eisansatz noch gewährleistet.

- Die Flügelstruktur muss keine Landungsschocks übertragen, da diese vom Fahrwerk direkt in das Rumpfgerüst eingeleitet werden.

Wartung/Betrieb - Durch wenige Bauteile nur geringen Wartungsaufwand.

- keine künstliche Stabilisierung nötig, keine aufwendige Elektronik -dank der kompakten Bauweise wenig Hangarplatz nötig Lärmemissionen/Umwelt - Keine Landeklappen, so dass die Geräuschentwicklung bei Start und Landung nicht gross sein wird.

- Triebwerkseinläufe 61 für Start und Steigflug sind auf der Flügeloberseite angeordnet. Die Triebwerke strahlen so in dieser lärm-

kritischen Flugphase weniger Lärm nach unten ab als konventionelle Trieb- werksinstallationen.

- Der Treibstoff kann besser verteilt werden, somit kann der Trimmwiderstand möglichst klein gehalten werden durch Umpumpen von Treibstoff oder sequentielle Entleerung.

- Grosser Treibstoffvorrat kann mitgenommen werden, ohne dass Widerstand erzeugende Zusatztanks notwendig sind.

- Der Flügel weist eine hohe Flattersicherheit auf dank hoher Steifigkeit aus geometrischen Gründen, geringer Strukturmasse und vor- zugsweise Wegfall der Querruder. Es entstehen quasi keine Biegemomente bei dieser Konstruktion. Dadurch kann das Zellengewicht sehr klein ge- halten werden.

Crashsicherheit von Fluggeräten Im erfindungsgemässen Fluggerät können 60 % des Struktur- gewichts auf den Rumpf entfallen. Dieser kann somit stabiler gebaut werden als bei herkömmlichen Fluggeräten, was die Sicherheit der Passagiere bei leichten Unfällen erhöht.

Da die Auftriebsfläche nur eine geringe Spannweite hat und zudem eine wesentlich grössere Bauhöhe hat als der Flügel bei einem konventionellen Fluggerät, sind die auf die Struktur wirkenden Kräfte und Momente kleiner als bei konventionellen Fluggeräten. Die Triebwerke 6 befinden sich im voluminösen Auftriebskörper, und werden weder von den Flügeln 2 noch von schlanken Pylons getragen.

Wegen der geringeren Start-und Landegeschwindigkeiten, ist auch die Gefährdung für die Passagiere im Falle einer Bruchlandung ge- ringer. Der Treibstoff wird weit entfernt von den Ansatzpunkten für Fahr- und Triebwerke mitgeführt. Die Triebwerke liegen nicht wie bei vielen

konventionellen mehrmotorigen Fluggeräten unter den mit Treibstoff gefüllten Flügeln.

Gegenüber reinen Nurflügel-Fluggeräten hat die erfindungs- gemässe Konstruktion den Vorteil, dass die aerodynamischen Charakteris- tiken des Fluggeräts wie Längsstabilität und Längskontrolle, Seitenstabilität und-kontrolle verbessert sind. Das Volumen des Rumpfs ist deutlich höher, ohne dass dabei die aerodynamische Effizienz beeinträchtigt wird. Der zu- lässige Schwerpunktsbereich ist deutlich grösser.

Da Auftrieb und Gewicht zu einem erheblichen Teil am selben Punkt einwirken, nämlich am Rumpf, sind die auf die Struktur einwirken- den Momente deutlich kleiner, weshalb man insgesamt eine leichtere Struktur verwenden kann.

Das erfindungsgemässe Design hat den weiteren Vorteil, wesentlich mehr Volumen aufnehmen zu können als ein üblicher Zylinder- Rumpf, wodurch der pro Passagier zur Verfügung stehende Platz ver- grössert werden oder sperrige Lasten befördert werden können. Für den Einbau der Ausrüstung steht mehr Platz zur Verfügung, was die Zugäng- lichkeit für die Wartung verbessern kann.

Das Volumen V, das im erfindungsgemässen Fluggerät für die Fracht zur Verfügung steht, hat folgendes Verhältnis zur Länge L (12) und zur maximalen Spannweite 1 des Fluggeräts inklusive Flügel : wobei der Faktor k zwischen 30 und 90, typischerweise um 60, liegt.

Bei gleicher Triebwerksleistung verglichen mit einem klassischen Fluggerät kann somit mehr Nutzvolumen schneller befördert werden.

Es ist selbstverständlich möglich, ein Fluggerät mit geringer Streckung zu konstruieren, das aus einer Kombination der meisten der vor- gängig beschriebenen Merkmale besteht. So kann mittels der Formgebung der Auftriebsfläche der induzierte und der schädliche Widerstand herab- gesetzt werden und das Höhenleitwerk kann zusätzlich dazu so ange- ordnet werden, dass der schädliche Widerstand weiter herabgesetzt wird.

Mittels der Integration des oder der Triebwerke in den Rumpf kann ein optimaler Wirkungsgrad für die Kombination Einlauf/Triebwerk erzielt werden. So ein Fluggerät wird sehr wenig Leistung benötigen im Reiseflug, da einerseits durch die kompakte Konstruktion das Gewicht gering, andererseits der Luftwiderstand durch die vorgängig beschriebenen Mass- nahmen sehr klein sein wird. Zudem ist so ein Fluggerät sehr einfach aufgebaut, es sind keine Landeklappen oder ähnliches notwendig, lediglich für die Steuerung sind Quer-, Höhen-und Seitenruder notwendig. Ein Sportflugzeug könnte beispielsweise durch eine Turbine am Heck ange- trieben werden. Dadurch wird die Umströmung des Rumpfes nur minimal gestört.

Es sind selbstverständlich viele verschiedene Kombinationen der beschriebenen Merkmale denkbar.

Das beanspruchte Fluggerät kann gross genug sein, um Passagiere und/oder Fracht zu transportieren, oder auch als Modelfluggerät, unbemanntes Fluggerät, Drone, usw gebaut werden.