BESCHREIBUNG

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Flugvorrichtung gemäß Anspruch 1 sowie ein Verfahren zum Stabilisieren der Flugvorrichtung nach Anspruch 13, ein

Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung nach Anspruch 14 sowie ein Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung nach Anspruch 15.

Bei vielen Anwendungen für Flugvorrichtungen, insbesondere in urbanen

Gebieten, sind Flächen zum Starten und/oder Landen der Flugvorrichtung nicht vorhanden, so dass eine Flugvorrichtung wünschenswert ist, die in der Lage ist, senkrecht zu starten und/oder zu landen.

Typischerweise werden für solche Anwendungen sogenannte Quadrocopter verwendet, die vier zueinander beabstandete Rotoren aufweisen. Des Weiteren sind auch Varianten der Quadrocopter bekannt, die mehr als vier Rotoren besitzen, wie beispielsweise der sogenannte Octocopter. Solche bekannten Flugvorrichtungen zeichnen sich durch gute Schwebeflugeigenschaften aus.

Allerdings besitzen solche Flugvorrichtungen keine starren Tragflächenprofile, wodurch die erreichbaren Reisegeschwindigkeiten und Reichwerten begrenzt sind, da die Rotoren während des Fluges permanent Auftrieb erzeugen müssen.

Hierdurch ist ein effizienter Mittel- und/oder Weitstreckenflugbetrieb nicht realisierbar.

Aus diesem Grund finden sich im bisherigen Stand der Technik Flugvorrichtungen, die sowohl starre Tragflächenprofile als auch schwenk- und/oder kippbare

Rotoren aufweisen. In der Druckschrift WO 2017/021 391 Al wird eine solche Flugvorrichtung mit Schwenkpropeller beschrieben. Auch in der Druckschrift DE 10 2015 006 511 Al werden schwenk- bzw. kippbare Rotoren beschrieben.

Darüber hinaus sind Flugvorrichtungen aus dem Stand der Technik bekannt, die separate Schub- und Hubantriebe aufweisen. Beispielsweise werden die

Hubrotoren in Aussparungen innerhalb der Tragflächen angeordnet, wie in

Druckschrift EP 3 206 949 Bl beschrieben. Diese Aussparungen führen allerdings zu zusätzlichen Turbulenzen der Luftströmungen, die für eine effiziente Auftriebsbildung eigentlich laminar entlang der Tragflächenprofile verlaufen sollten. Herkömmlicherweise werden daher Verschlussklappen verwendet, die während eines Schwebeflugs geöffnet und während eines Reiseflugs geschlossen sind, um die o.g. Aussparungen in den Tragflächen zu verschließen.

Im bekannten Stand der Technik werden außerdem zusätzliche Trägerstrukturen offenbart, die an einem Rumpf und/oder an einem Tragflächenprofil befestigt sind. An den Trägerstrukturen sind die Hubrotoren befestigt. Die Trägerstrukturen können im Flugbetrieb zu nachteilige Turbulenzen führen, wodurch sich der Luftwiderstand der vorstehend beschriebenen Flugvorrichtungen erhöht und die Effizienz während des Reiseflugs verringert wird. Darüber hinaus kann das zusätzliches Gewicht der Trägerstrukturen zu einer ungünstigen

Gewichtsverteilung der Flugvorrichtung führen, wodurch sich die Flugstabilität und/oder die Flugeigenschaften der Flugvorrichtung verschlechtern. Die

Trägerstrukturen bedeuten außerdem eine zusätzliche Fehleranfälligkeit bzw. Ausfallwahrscheinlichkeit, da die Verbindungsstellen zwischen den

Trägerstrukturen und dem Rumpf und/oder dem Tragflächenprofil mitunter hohen Belastungen durch Hebel- und Vibrationskräften ausgesetzt sind.

Die obigen Lösungen des Standes der Technik sind vergleichsweise aufwendig, da aufwendige Schwenk-, Kipp- und/oder Klappenmechanismen sowie zusätzliche Trägerstrukturen verwendet werden, wodurch sich die Fehleranfälligkeit bzw. Ausfallwahrscheinlichkeit der Flugvorrichtung erhöht.

Aus dem bisherigen Stand der Technik wird somit ersichtlich, dass weiterhin keine zufriedenstellende, technische Lösung für die oben beschriebenen Nachteile vorhanden ist.

Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vergleichsweise einfache und sichere Flugvorrichtung bereitzustellen, die es einerseits ermöglicht senkrecht zu starten und/oder zu landen und andererseits einen effizienten Mittel- und/oder Weitstreckenflugbetrieb möglich macht, wobei eine möglichst hohe Sicherheit beim Betreiben der Flugvorrichtung durch eine reduzierte

Fehleranfälligkeit und/oder eine reduzierte Ausfallwahrscheinlichkeit erreicht werden soll. Diese Aufgabe wird durch eine Flugvorrichtung gemäß Anspruch 1 sowie ein Verfahren zum Stabilisieren der Flugvorrichtung nach Anspruch 13, ein Verfahren zum Starten der Flugvorrichtung nach Anspruch 14 sowie ein Verfahren zum Landen der Flugvorrichtung nach Anspruch 15 gelöst.

Insbesondere wird die Aufgabe der Erfindung durch eine Flugvorrichtung mit einer longitudinalen Zentrumsachse gelöst, aufweisend:

• eine Rumpfstruktur, die dazu ausgebildet ist Personen und/oder Nutzlast aufzunehmen;

• eine Tragflächenstruktur, die mindestens zwei an der Rumpfstruktur

angebrachte Tragflächenhälften mit einem rumpfseitigen Flauptbereich und einem Spitzenbereich besitzt;

• mindestens einen Vorwärtsantrieb, der dazu ausgebildet ist, eine in

Richtung der Zentrumsachse wirkende Vorwärtskraft auf die

Flugvorrichtung zu erzeugen;

• mindestens vier Flubantriebe, die dazu ausgebildet sind, eine in

senkrechter Richtung zu der Zentrumsachse wirkende Auftriebskraft auf die Flugvorrichtung zu erzeugen; wobei die Flubantriebe unterhalb der Tragflächenhälften in dem Flauptbereich beabstandet zu der Oberfläche der Tragflächenhälften richtungsfest angebracht sind.

Insbesondere sind sechs, vorzugsweise acht oder mehr Flubantriebe unterhalb der Tragflächenhälften in dem Flauptbereich beabstandet zu der Oberfläche der Tragflächenhälften richtungsfest angebracht. Vorzugsweise sind die Flubantriebe in dem Flauptbereich der Tragflächen verteilt angeordnet. Unter einer verteilten Anordnung wird in diesem Zusammenhang verstanden, dass die Flubantriebe nicht linear auf einer Achse angeordnet sind, wodurch eine vorteilhafte

Gewichtsverteilung erreicht werden kann und ein erleichtertes Austarieren in eine stabile Schwebeflugposition erreicht wird.

Ein Kerngedanke der Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass Flubantriebe, die unterhalb der Tragflächenhälften angebracht sind, ausreichend Auftriebskraft erzeugen können, sofern die Flubantriebe von der Oberfläche der

Tragflächenhälften entsprechend beabstandet sind. Ein negativer Einfluss der Tragflächenhälften auf einen durch die Hubantriebe strömenden Luftvolumenstrom wird durch eine geeignete Beabstandung der Hubantriebe zu der Tragflächenoberfläche verkleinert. Der durch die Hubantriebe strömende Luftvolumenstrom verläuft dabei zwischen den Tragflächenhälften und den Hubantrieben parallel zu den Tragflächenhälften.

Darüber hinaus ist es möglich, dass sich die von den einzelnen Hubantrieben erzeugten Auftriebskräfte überlagern, so dass die Hubantriebe eine ausreichend große Gesamtauftriebskraft erzeugen, um die Flugvorrichtung in einem

Schwebeflug zu halten und/oder um die Flugvorrichtung senkrecht zu starten bzw. zu landen.

Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, dass durch den Verzicht auf zusätzliche Trag Strukturen für die Hubantriebe und durch das direkte Anbringen der Hubantriebe an den Tragflächenhälften, eine möglichst einfache und sichere Konstruktion erreicht wird.

Durch das Anbringen der Hubrotoren in einem rumpfseitigen Hauptbereich der Tragflächenhälften entstehen geringe zusätzliche mechanische Belastungen an den Verbindungsstellen zwischen den Tragflächenhälften und der Rumpfstruktur, die beispielsweise durch Hebelkräfte oder Vibrationen auftreten würden, wenn die Hubrotoren im Spitzenbereich der Tragflächenhälften angebracht wären.

Die von dem Vorwärtsantrieb erzeugte Vorwärtskraft kann je nach Betriebsart des Vorwärtsantriebs entlang der Zentrumsachse in eine Flugrichtung der

Flugvorrichtung zeigen, wodurch eine Beschleunigung der Flugvorrichtung erreicht wird. Des Weiteren kann die von dem Vorwärtsantrieb erzeugte

Vorwärtskraft entgegen der Flugrichtung der Flugvorrichtung zeigen, wodurch ein abbremsen in die entgegengesetzte Flugrichtung der Flugvorrichtung erreicht wird.

Der Vorwärtsantrieb und die Hubantriebe sind separate Antriebe, die als unterschiedliche Antriebstypen ausgestalten sein können. Durch den Einsatz von einem separaten Vorwärtsantrieb und mehreren Hubantrieben kann daher auf aufwendige Kippmechanismen für die Hubantriebe verzichtet werden. Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, dass die zusätzlichen

Hubantriebe zu einer Redundanz an Antrieben führen, wodurch die Sicherheit im Flugbetrieb erhöht wird. In Fällen, in denen einzelne oder mehrere Schub- und/oder Hubantriebe ausfallen ist es weiterhin jederzeit und verzögerungsfrei möglich, die Antriebsausfälle durch die weiteren Hubantriebe zu kompensieren, wobei die Flugvorrichtung auch mit einzelnen oder mehreren Antriebsausfällen sicher und kontrolliert gelandet werden kann.

Unter einer Tragflächenstruktur werden mehrere Tragflächenprofile verstanden, die vorzugsweise symmetrisch an der Rumpfstruktur angebracht sind, wobei jede Tragflächenhälfte unterschiedliche Bereiche aufweist. Der Spitzenbereich einer Tragflächenhälfte erstreckt sich von der Tragflächenspitze in Richtung des Rumpf- Tragflächenübergangs über ein Drittel, insbesondere ein Viertel, vorzugsweise ein Fünftel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.

Unter einem rumpfseitigen Hauptbereich der Tragflächenhälfte wird entsprechend der Bereich zwischen dem Rumpf-Tragflächenübergang und dem Spitzenbereich verstanden. Mit anderen Worten erstreckt sich der Hauptbereich der

Tragflächenhälfte von dem Rumpf-Tragflächenübergang in Richtung der

Tragflächenspitze über zwei Drittel, insbesondere drei Viertel, vorzugsweise vier Fünftel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.

Unter einer richtungsfesten Anbringung der Hubantriebe wird insbesondere verstanden, dass die Hubantriebe nicht kipp- und/oder schwenkbar sind.

In einer bevorzugten Ausführungsform können der Vorwärtsantrieb und die Hubantriebe voneinander unabhängig angesteuert und/oder betrieben werden, wodurch eine Vielzahl von verschiedenen, mitunter komplexen, Flugmanövern ermöglicht werden. Insbesondere bei Start-, Lande-, und Stabilisierungsmanövern ist eine unabhängige Ansteuerung der Vorwärtsantriebe und Hubantriebe vorteilhaft.

Vorzugsweise weisen die Hubantriebe jeweils einen Rotor mit mindestens zwei Rotorblättern auf, wobei die Rotorblätter des Rotors im Betrieb über eine

Rotorkreisfläche drehen. Hierdurch kann eine ausreichend große Auftriebskraft von den Hubantrieben erzeugt werden. Insbesondere können die Rotoren der Hubantriebe genau zwei Rotorblätter aufweisen, die voneinander um 180° beabstandet sind. Hierdurch kann eine für den Luftwiderstand vorteilhafte Vorzugsposition für die Rotorblätter eingestellt werden, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden.

Unter einer Rotorkreisfläche wird insbesondere die Kreisfläche verstanden, über die ein Rotorblatt im Betrieb, also wenn sich das Rotorblatt dreht, streicht. Der Radius der Rotorkreisfläche entspricht folglich der Länge des Rotorblatts.

In einer weiteren Ausführungsform sind mehrere der Rotorkreisflächen parallel zu der Zentrumsachse und/oder parallel zu einer Querachse der Flugvorrichtung ausgerichtet, wodurch die resultierenden Auftriebskräfte der Hubantriebe senkrecht zu der Zentrumsachse und/oder zu der Querachse der Flugvorrichtung erzeugt werden. Unter der Querachse kann hierbei eine Achse verstanden werden, die orthogonal zu der Zentrumsachse angeordnet ist. Darüber hinaus ist die Querachse orthogonal zu einer Hochachse angeordnet. Die Zentrumsachse, die Querachse und die Hochachse bilden zusammen ein objektbezogenes

Koordinatensystem, das sogenannte Körperkoordinatensystem.

In einer besonders bevorzugten Ausführungsform weisen mehrere der

Rotorkreisflächen einen Anstellwinkel von bis zu 15°, insbesondere von bis zu 10°, vorzugsweise von bis zu 5° zu der Zentrumsachse und/oder zu einer Querachse auf. Hierdurch kann eine besonders vorteilhafte, stabile Überlagerung der erzeugten Auftriebskräfte der Hubantriebe erreicht werden, so dass die Flugvorrichtung in der Lage ist, in einem stabileren Schwebeflug zu bleiben.

Insbesondere sind Rotorkreisflächen zumindest teilweise, insbesondere hälftig oder mehr, von den Tragflächenhälften und/oder von der Rumpfstruktur überdeckt, wodurch eine besonders kompakte Bauform ermöglicht wird. Des Weiteren wird hierdurch eine erhöhte Sicherheit insbesondere für Passagiere und/oder eine transportierte Nutzlast gewährleistet, da in einem Fall, in dem sich eines oder mehrere der Rotorblätter während des Betriebs löst bzw. lösen, das Risiko, dass das bzw. die Rotorblätter durch die Rumpfstruktur schlägt bzw. schlagen, vermindert wird.

Es ist ferner bevorzugt, dass Tragelemente an einem unteren Oberflächenbereich der Tragflächenhälften angeordnet sind, an denen die Hubantriebe in einem Abstand zu der unteren Oberfläche der Tragflächenhälften beabstandet befestigbar sind. Die Tragelemente weisen insbesondere vorteilhafte

aerodynamische Eigenschalten entlang der Zentrumsachse in Flugrichtung der Flugvorrichtung auf. Durch die Tragelemente wird es ermöglicht, die Flubantriebe besonders vorteilhaft in einem vorbestimmten Abstand an den Tragflächenhälften anzubringen. Darüber hinaus können Signal- und/oder Netzleitungen in den Tragelementen geführt werden.

In einer bevorzugten Ausführungsform entspricht der Abstand mindestens einen Faktor von 0,1 oder größer, insbesondere einen Faktor von 0,20oder größer, vorzugsweise genau einen Faktor von 0,25 einer Länge der Rotorblätter, wodurch ein negativer Einfluss der Tragflächenhälfte auf den durch die Rotorkreisfläche strömenden Luftvolumenstrom verkleinert wird, so dass eine erreichbare

Auftriebsleistung der Hubantriebe vergrößert wird.

Insbesondere weisen die Hubantriebe eine Arretierungsvorrichtung auf, durch die die Rotorblätter der Rotoren in einer Vorzugsposition arretiert werden können, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden. Insbesondere ist eine

Vorzugsposition bei einem zweiblättrigen Rotor, dass beide Rotorblätter parallel zur Zentrumsachse der Flugvorrichtung ausgerichtet sind. Hierdurch wird der Luftwiderstand der Hubantriebe verkleinert, wenn diese nicht betrieben werden.

In einer weiteren Ausführungsform werden die Hubantriebe angesteuert, so dass die Hubantriebe die Vorzugsposition beibehalten, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden. Hierdurch können auch ohne zusätzliche, mechanische

Vorrichtungen die Hubantriebe in der Vorzugsposition gehalten werden.

Vorzugsweise erstrecken sich die Rotorblätter in der Vorzugsposition parallel zu der Zentrumsachse, wenn der Rotor zwei Rotorblätter aufweist, wodurch ein möglichst niedriger Luftwiderstand der Hubantriebe erreicht wird, wenn die Hubantriebe nicht betrieben werden

Ferner ist es bevorzugt, dass die Hubantriebe durch elektrische Motoren angetrieben werden, wodurch eine verzögerungsfreie Ansteuerung und ein effizienter, wartungsarmer Betrieb ermöglicht wird. Insbesondere werden die elektrischen Motoren von einer wiederaufladbaren Batterie oder einer anderen elektrischen Energiequelle, wie zum Beispiel einer Brennstoffzelle, gespeist. Des Weiteren können die Hubantriebe auch durch mechanisch oder druckluftbetrieben angetrieben werden.

In einer besonders bevorzugten Ausführungsform werden die Hubantriebe durch wiederaufladbare Batterien dezentral versorgt, wobei die jeweiligen

wiederaufladbare Batterie in einem Hubantriebgehäuse des jeweiligen

Hubantriebs und/oder in dem jeweiligen Tragelement untergebracht ist, wodurch die einzelnen Hubantriebe zueinander autark betrieben werden können. Ein Ausfallrisiko aller Hubantriebe wird hierdurch verringert, da selbst bei

Versorgungsausfällen von einzelnen wiederaufladbaren Batterien, die

verbleibenden Hubantriebe weiterhin betrieben werden können. Darüber hinaus sind die wiederaufladbaren Batterien hierdurch entfernt von der Rumpfstruktur angeordnet, so dass, falls eine oder mehrere der wiederaufladbaren Batterien in Brand gerät bzw. geraten, ein Verletzungsrisiko und/oder Beschädigungsrisiko der beförderten Personen und/oder Nutzlast verringert wird.

In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform sind mehrere, insbesondere zwei, vorzugsweise drei Hubantriebe in einem Vorderkantenbereich unter jeder

Tragflächenhälfte symmetrisch zueinander angeordnet und es ist ferner mindestens ein Hubantrieb in einem Hinterkantenbereich unter jeder

Tragflächenhälfte symmetrisch zueinander angeordnet. Die oben beschriebe Anordnung der Hubantriebe bietet eine besonders vorteilhafte Verteilung der Auftriebskräfte der einzelnen Hubantriebe, so dass ein besonders stabiler

Schwebeflug ermöglicht wird.

Insbesondere ist ein Übergang zwischen der Rumpfstruktur und der

Tragflächenstruktur kontinuierlich geformt. Vorzugsweise handelt es sich bei der Flugvorrichtung um eine Nurflügelvorrichtung, bei der die Tragflächenstruktur fließend in die Rumpfstruktur übergeht, wodurch die Flugvorrichtung konstruktiv besonders vorteilhafte Auftriebseigenschaften aufweist. Dies hat einen

vorteilhaften Einfluss auf die Effizienz der Flugvorrichtung im Reiseflug.

Die Aufgabe der Erfindung wird außerdem durch ein Verfahren zum Stabilisieren der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, wobei die Hubantriebe, vorzugsweise automatisch, angesteuert werden, wenn sich die Flugvorrichtung in einer unkontrollierten Flugsituation befindet, so dass eine kontrollierte

Flugsituation erreicht wird. Ein Kerngedanke des erfindungsgemäßen Verfahrens besteht darin, dass zusätzliche Sicherheit für den Flugbetrieb der Flugvorrichtung erreicht wird. So ermöglicht das erfindungsgemäße Verfahren, dass automatisch eingegriffen werden kann, wenn sich die Flugvorrichtung in einer unkontrollierten

Flugsituation befindet. Durch eine gezielte Ansteuerung einzelner Flubrotoren kann somit, beispielsweise, wenn sich die Flugvorrichtung in einem

unkontrollierten Taumelflug und/oder Sturzflug befindet, das Flugzeug in einen kontrollierten Schwebeflug überführt und stabilisiert werden.

Insbesondere kann die Flugvorrichtung mehrere Sensoren zur Bestimmung der Lage und/oder Position der Flugvorrichtung, wie beispielsweise ein oder mehrere Inertialsensorsysteme, ein Magnetfeldsensor, ein Höhensensor und/oder einen Empfänger eines Globalen Navigationssatellitensystems (GNSS), aufweisen, aus deren Sensordaten bzw. Empfangsdaten die Lage und/oder Position der

Flugvorrichtung bestimmt wird.

Vorzugsweise kann die Flugvorrichtung mit Hilfe eines geeigneten Algorithmus anhand von Lage- und/oder Positionsdatenverläufen, die beispielsweise mit Ansteuerbefehlen der Flugvorrichtung verglichen werden, abschätzen, ob sich die Flugvorrichtung in einer kontrollierten Flugsituation oder in einer unkontrollierten Flugsituation befindet. Sobald festgestellt wird, dass es sich um eine

unkontrollierte Flugsituation handelt, kann beispielsweise eine geeignete

Ansteuerroutine berechnet werden und/oder eine vorbestimmte Ansteuerroutine der Hubantriebe automatisch initiiert werden, durch die die Flugvorrichtung in eine stabile Fluglage überführt wird.

Darüber hinaus schaffen die zusätzlichen Hubantriebe eine gewisse Redundanz in Fällen, in denen beispielsweise der oder die Vorwärtsantriebe ausfallen. So kann dann, wenn ein Vorwärtsantrieb ausfällt, eine vorbestimmte Ansteuerroutine der Hubantriebe automatisch initiiert werden.

Weiterhin wird die Aufgabe der Erfindung durch ein Verfahren zum Starten der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, die folgenden Schritte umfassend: • einen Startschritt, in dem die Hubantriebe angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung senkrecht steigt, bis eine vorbestimmte Flughöhe überschritten wird, und

• einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb betrieben wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung erzeugen wird und die Flugvorrichtung beschleunigt wird, wobei die Hubantriebe gestoppt und in eine Vorzugsposition gebracht werden, sobald eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit überschritten wird.

Insbesondere wird während des Startschritts eine Windrichtung erfasst und es werden die Hubantriebe derart angesteuert, dass die Flugvorrichtung automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantriebe angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse beibehält. Hierdurch kann eine vorteilhafte Ausrichtung der Flugvorrichtung automatisch erreicht werden. Darüber hinaus wird hierdurch ein Abdriften der Flugvorrichtung während des Landeschritts durch mögliche äußere Einflüsse, wie beispielsweise anströmenden Wind, vermieden.

Während des Übergangsschritts und/oder nach dem Übergangsschritt wird die Flugvorrichtung vorzugsweise durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder gesteuert, wodurch die Flugvorrichtung effizient im Reiseflug gesteuert werden kann.

Darüber hinaus wird die Aufgabe der Erfindung durch ein Verfahren zum Landen der obenstehend beschriebenen Flugvorrichtung gelöst, die folgenden Schritte umfassend:

• einen Übergangsschritt, in dem der Vorwärtsantrieb betrieben wird, so dass eine in Richtung der Zentrumsachse entgegen einer bisherigen Flugrichtung wirkende Vorwärtskraft auf die Flugvorrichtung erzeugen wird und die Flugvorrichtung abgebremst wird, wobei die Hubantriebe

angesteuert werden sobald eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit unterschritten wird,

• in einem Landeschritt die Hubantriebe angesteuert werden, so dass die Flugvorrichtung senkrecht sinkt bis die Flugvorrichtung gelandet ist.

Insbesondere wird im Landeschritt eine Windrichtung erfasst und es werden die Hubantriebe derart angesteuert, dass die Flugvorrichtung automatisch anhand der erfassten Windrichtung ausgerichtet wird, wobei der Vorwärtsantriebe angesteuert wird, so dass die Flugvorrichtung eine aktuelle Position entlang der Zentrumsachse beibehält. Hierdurch kann eine vorteilhafte Ausrichtung der Flugvorrichtung automatisch erreicht werden. Darüber hinaus wird hierdurch ein Abdriften der Flugvorrichtung während des Landeschritts durch mögliche äußere Einflüsse, wie beispielsweise anströmenden Wind, vermieden.

Während des Übergangsschritts und/oder vor dem Übergangsschritt wird vorzugsweise die Flugvorrichtung durch ein Seitenruder, Höhenruder, Querruder und/oder einer Kombination aus Höhen- und Querruder gesteuert, wodurch die Flugvorrichtung effizient im Reiseflug gesteuert werden kann.

Weitere Ausführungsformen ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand von nicht einschränkenden

Ausführungsbeispielen beschrieben unter Bezug auf die beigefügten Figuren weiter erläutert. Hierbei zeigen:

Fig. 1 eine schematische Ansicht von der Unterseite einer Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;

Fig. 2 eine schematische Frontansicht der Flugvorrichtung gemäß einem

Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;

Fig. 3 eine Detailansicht eines in einem Vorderkantenbereich der

Tragflächenhälfte angebrachten Hubantriebs der Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; und

Fig. 4 eine Detailansicht eines in einem Hinterkantenbereich der

Tragflächenhälfte angebrachten Hubantriebs der Flugvorrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.

In Fig. 1 ist eine schematische Ansicht von der Unterseite einer Flugvorrichtung 1 gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung gezeigt. Die Flugvorrichtung 1 weist eine Rumpfstruktur 2 auf. Des Weiteren ist in Fig. 1 eine longitudinale Zentrumsachse X abgebildet, die eine Symmetrieachse der

Flugvorrichtung bildet.

Fig. 1 zeigt außerdem eine Tragflächenstruktur 3 mit zwei an der Rumpfstruktur angebrachten Tragflächenhälften 3.1 und 3.2. Die Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 erstrecken sich symmetrisch zu der Zentrumsachse X mit einem Winkel von ca.

65° zwischen der Zentrumsachse X und der Tragflächenhälften. Insbesondere ist es denkbar, dass der Winkel einen anderen Wert im Bereich von 25° bis 90° annimmt. Orthogonal zu der Zentrumsachse ist eine Querachse Y eingezeichnet. Die Querachse Y verläuft durch den Schwerpunkt der Flugvorrichtung 1.

Jede der in Fig. 1 abgebildeten Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 besitzt zwei unterschiedliche Bereiche, nämlich einen Spitzenbereich S und einen

rumpfseitigen Flauptbereich H. Im abgebildeten Ausführungsbeispiel erstreckt sich der Spitzenbereich S der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 von der

Tragflächenspitze in Richtung des Rumpf-Tragflächenübergangs über ein Viertel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2. An der hinteren

Tragflächenkante der beiden Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 sind im

Spitzenbereich S sogenannte Elevons 9 angebracht, die eine Kombination aus Querruder und Flöhenruder bilden.

Der in Fig. 1 abgebildete rumpfseitige Flauptbereich Fl der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt sich von dem Rumpf-Tragflächenübergang in Richtung der Tragflächenspitze über drei Viertel der Gesamtlänge der Tragflächenhälfte.

Die in Fig. 1 abgebildete Flugvorrichtung 1 weist außerdem einen Vorwärtsantrieb 4 auf, der hier als Propellerantrieb 4 ausgelegt ist. Andere Antriebsarten als Vorwärtsantrieb 4 sind denkbar. Der Vorwärtsantrieb 4 ist an der Nase der Rumpfstruktur 2 angebracht, so dass der Vorwärtsantrieb 4 eine Vorwärtskraft entlang der Zentrumsachse X erzeugen kann. Andere Positionen an der

Rumpfstruktur 2 oder an der Flügelstruktur 3, an denen der Vorwärtsantrieb 4 oder mehrere Vorwärtsantriebe angebracht sind, sind nicht abgebildet aber möglich.

Die Flugvorrichtung 1 aus Fig. 1 besitzt insgesamt acht Hubantriebe 5, die symmetrisch zueinander bezüglich der Zentrumsachse X an der Unterseite der Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 in einem Hauptbereich H angeordnet sind. Es sind also vier Hubantriebe 5 jeder Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 zugeordnet. In einem Vorderkantenbereich VK, der sich entlang einer Vorderkante der jeweiligen Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt, befinden sich jeweils drei der vier zugeordneten Hubantriebe 5 zueinander beabstandet. In einem

Hinterkantenbereich HK der Tragflächenhälften, der sich entlang einer

Hinterkante der jeweiligen Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 erstreckt, befindet sich in dem abgebildeten Ausführungsbeispiel jeweils ein Hubantrieb 5.

Die Hubantriebe 5 sind als Rotoren 6 ausgestaltet, die zwei Rotorblätter 8 aufweisen, die um 180° beabstandet sind. In dem abgebildeten

Ausführungsbeispiel befinden sich die Hubrotoren 6 in der Vorzugsposition. Die Rotorblätter 8 der Hubrotoren 6 sind parallel zu der Zentrumsachse X

ausgerichtet. Darüber hinaus sind die Rotorkreisflächen F in Fig. 1 abgebildet.

Fig. 2 zeigt eine schematische Frontansicht des in Fig. 1 abgebildeten

Ausführungsbeispiels der erfindungsgemäßen Flugvorrichtung 1. In Fig. 2 wird die Rumpfstruktur 2 gezeigt, die kontinuierlich in die Tragflächenstruktur 3 übergeht. Die Tragflächenstruktur besitzt zwei Tragflächenhälften 3.1 und 3.2. Außerdem ist der Vorwärtsantrieb 4 an der Nase der Rumpfstruktur 2 gezeigt.

An den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 sind je die drei an den

Vorderkantenbereich VK angebrachten Hubantriebe 5 von Vorne gezeigt. Die Hubantriebe 5 sind richtungsfest an den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 durch die Tragelemente 7 angebracht, so dass die Hubantriebe 5 beabstandet von der unteren Oberfläche O an den Tragflächenhälften 3.1 und 3.2 gehalten sind.

Darüber hinaus sind in Fig. 2 die Rotorkreisflächen F der Hubantriebe

schematisch dargestellt. Die Rotorkreisflächen F der äußeren vier Hubantriebe 5 verlaufen parallel zu der Zentrumsachse (nicht abgebildet) sowie parallel zu der Querachse Y. Die Rotorkreisflächen Fi der vier Hubantriebe 5 (aus

perspektivischen Gründen sind lediglich zwei der Hubantriebe 5 abgebildet), die näher am Rumpf-Tragflächenübergang angeordnet sind, weisen einen

Anstellwinkel von 10° zu der Querachse Y auf. Diese vier angestellten

Hubantriebe 5 sind jeweils in Richtung der Rumpfstruktur 2 angestellt.

Fig. 3 zeigt eine Detailansicht eines Hubantriebs 5, der an einer Tragflächenhälfte

3.1 bzw. 3.2 angebracht ist. Es ist ein Querschnitt der Tragflächenhälfte 3.1 bzw.

3.2 gezeigt, an der ein Tragelement 7 in dem Vorderkantenbereich VK an der Tragfläche befestigt ist. In dem Hinterkantenbereich HK ist in Fig. 3 kein

Hubantrieb 5 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist an dem Tragelement 7 befestigt, wobei der Hubantrieb 5 einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 abbildet. Der Rotor 6 ist in einer Vorzugsposition gezeigt.

Des Weiteren ist die Länge der Rotorblätter 8 in Fig. 3 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist von der unteren Oberfläche O der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 um den Abstand d beabstandet. Der Abstand d ist der geringste Abstand zwischen der unteren Oberfläche O und dem Hubantrieb 5, wobei der Hubantrieb 5 wie oben beschrieben einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 aufweist.

Fig. 4 zeigt ebenfalls eine Detailansicht eines Hubantriebs 5, der an einer Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 angebracht ist. In Fig. 4 ist ein Querschnitt der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 gezeigt, an der ein Tragelement 7 in dem

Hinterkantenbereich HK an der Tragfläche befestigt ist. In dem

Vorderkantenbereich VK ist in Fig. 4 kein Hubantrieb 5 gezeigt. Der Hubantrieb 5 ist an dem Tragelement 7 befestigt, wobei der Hubantrieb 5 einen Rotor 6 mit zwei Rotorblättern 8 abbildet. Der Rotor 6 ist auch in Fig. 4 in einer

Vorzugsposition gezeigt.

Weiterhin zeigt Fig. 4 die Länge der Rotorblätter 8. Der Hubantrieb 5 ist von der unteren Oberfläche O der Tragflächenhälfte 3.1 bzw. 3.2 um den Abstand d beabstandet, wobei der Abstand d der geringste Abstand zwischen der unteren Oberfläche O und dem Hubantrieb 5 ist.

Bezuaszeichenliste

1 Flugvorrichtung

2 Rumpfstruktur

3 Flügelstruktur

3.1 erste Tragflächenhälfte

3.2 zweite Tragflächenhälfte

4 Vorwärtsantrieb

5 Hubantriebe

6 Rotor

7 Befestigungsstruktur 8 Rotorblatt

9 Höhen-, Querruder und/oder eine Kombination daraus (Elevon) d Abstand

F Rotorkreisfläche

Fi angestellte Rotorkreisfläche

H rumpfseitiger Hauptbereich der Tragflächenhälften

HK Hinterkantenbereich der Tragflächenhälften

I Rotorblattlänge

O unterer Oberflächenabschnitt der Tragflächenhälften

S Spitzenbereich der Tragflächenhälften

VK Vorderkantenbereich der Tragflächenhälften

X longitudinale Zentrumsachse der Flugvorrichtung

Y Querachse der Flugvorrichtung