Die Erfindung betrifft ein senkrecht startendes Flugzeug, das als Heckstarter - auch Tailsitter genannt - ausgebildet ist und nach dem Start von der im Wesentlichen senkrechten Schwebefluglage als Ganzes in die Horizontalfluglage übergeht.

Senkrecht startende Flugzeuge sind in verschiedensten Varianten bekannt. Bei einer Gattung bleibt das Flugzeug sowohl im Schwebeflug als auch im Horizontalflug in derselben Lage. Bei solchen Flugzeugen kommen häufig Kipprotoren zum Einsatz, bei denen das Flugzeug mit nach oben gekippten Rotoren senkrecht startet und schwebt. Nach Erreichen einer Mindesthöhe werden die Kipprotoren nach vorne gekippt, so dass die Rotorachse nun im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist. Die Kipprotoren wirken dann als Propeller und sorgen für den Vorwärtsschub.

Eine andere Gattung sind sog. Heckstarter bzw. Tailsitter. Ein Heckstarter startet mit nach oben zeigender Flugzeugnase (ähnlich einer Rakete) und geht nach Erreichen einer Mindesthöhe als Ganzes in die Horizontallage über. Die vorliegende Erfindung betrifft einen derartigen Heckstarter.

Die US 5,289,994 A beschreibt ein senkrecht startendes Flugzeug in Form eines Heckstarters mit zwei an der Nase angeordneten koaxialen und gegenläufig drehenden Propellern, die beide unterschiedliche Durchmesser aufweisen. Beide Propeller unterstützen sowohl den Schwebeflug als auch den Horizontalflug.

Die EP 3 290 338 A1 beschreibt ebenfalls einen als Heckstarter ausgebildeten Senkrechtstarter mit zwei nasenseitig angeordneten Propellern bzw. Rotoren, die sich zum Starten in gegenläufige Richtungen drehen. Im Horizontalflug wird der hintere Rotor in eine starre Position gebracht, in der er als Tragfläche dient, während der vordere Rotor als Propeller für den Vortrieb sorgt. Befindet sich das Flugzeug auf dem Boden, werden die Propeller- bzw. Rotorblätter an den Rumpf geklappt. Die EP 3 290 337 A1 beschreibt einen ähnlichen Aufbau, nur ist zusätzlich noch ein kleiner Heckpropeller vorgesehen.

Die US 2018/0118334 A1 offenbart ein Flugzeugsystem, bei dem an einem nicht an einen Rumpf gekoppelten Tragflächenelement mehrere Senkrechtstarter nebeneinander entlang der Vorderkante des Tragflächenelements lösbar angeordnet sind, beispielsweise mittels Magneten. Die einzelnen Senkrechtstarter können sich somit vom Tragflächenelement lösen und in einen unabhängigen Flugmodus übergehen. Des Weiteren sind die Senkrechtstarter dazu ausgebildet, als Heckstarter auch vom Boden aus in senkrechter Position zu starten, um anschließend in eine horizontale Fluglage überzugehen. Auch diese Heckstarter weisen zwei nasenseitig angeordnete Rotoren auf, die sowohl beim Starten als auch im Horizontalflug angetrieben werden.

Die bekannten Senkrechtstarter leiden darunter, dass die Ermöglichung von punktgenauem Starten und Landen meist erhebliche Einbußen in der Reisefluggeschwindigkeit als auch der Reichweite mit sich bringen. Des Weiteren steigt die Komplexität des Flugzeugs durch die zusätzlich notwendige Anzahl von Bauteilen, welche für das senkrechte Starten und Landen gebraucht werden.

Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein als Heckstarter ausgebildetes Flugzeug mit einem einfachen Aufbau, aber hoher Effizienz zur Verfügung zu stellen.

Diese Aufgabe wird durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie ein Verfahren nach Anspruch 18 gelöst. Das erfindungsgemäße Flugzeug zeichnet sich dadurch aus, dass es mindestens einen Propeller und mindestens einen Rotor aufweist, die beide koaxial hintereinander angeordnet sind. Weiterhin sind die Rotorblätter des mindestens einen Rotors im Normal- bzw. Regulärbetrieb des Horizontal- bzw. Reiseflugs, insbesondere also außerhalb der Start- und Landephase, in Richtung zum Flugzeugrumpf angeklappt, wobei dann nur der mindestens eine Propeller, dessen Propellerblätter nicht anklappbar ausgebildet sind, für den regulären Horizontalflug in Vorwärtsrichtung verantwortlich ist. Mit dem Begriff „regulärer Horizontalflug“ ist der auf Effizienz ausgerichtete Reiseflugbetrieb gemeint; spezielle Flugsituationen, wie beispielsweise das Abbremsen des Flugzeugs im Horizontalbetrieb mittels des Rotors zur Vorbereitung der Landung im senkrechten Zustand sind nicht mit der Formulierung „regulärer Horizontalflug“ gemeint. Gleiches gilt beispielsweise auch für das Einleiten der Transition vom Schwebeflug in den Horizontalflug, wobei sich der Rotor vorzugsweise noch einige Male dreht, bis er zum Rumpf anklappt.

Weiterhin ist am Flugzeugrumpf ein fest mit diesem verbundener und starrer Tragflügel vorgesehen, der insbesondere für den dynamischen Auftrieb des Flugzeugs sorgt.

Im Rahmen dieser Beschreibung wird der Begriff „Rotor“ wie im Falle von Hubschraubern verwendet, da sie im Schwebeflug (Starten und Landen, einschließlich ggf. den Übergangsphasen vom Schwebe- in den Horizontalflug und zurück) aktiv sind. „Propeller“ im Sinne der Erfindung sind insbesondere beim Horizontalflug beteiligt, können aber auch den Schwebeflug unterstützen.

Die Vorteile der Erfindung sind insbesondere darin zu sehen, dass das erfindungsgemäße Flugzeug für die Ermöglichung des Senkrecht- bzw. Schwebeflugs nur sehr wenige zusätzliche Bauteile benötigt. Es ergibt sich somit ein einfacher und leichter Aufbau. Außerdem resultiert aus dem Anklappen der Rotorblätter zum Flugzeugrumpf eine nur sehr geringe Erhöhung des aerodynamischen Widerstands im Vergleich zu einer rotorlosen Ausführung. Es ist hierbei bevorzugt, dass die Rotorblätter beim Horizontalflug besonders formtreu gegen die Rumpfkontur schwenken bzw. klappen. Damit entsteht keine zusätzlich umspülte Oberfläche während des Horizontalfluges. Trotz dieser einfachen und leichten Konstruktion kann das erfindungsgemäße Flugzeug punktgenau starten und landen.

Durch die Konfiguration mit (mindestens) einem ortsfesten, d.h. nicht relativ zum Rumpf bewegbaren, insbesondere nicht kippbaren, Propeller mit zudem nicht an den Rumpf anklappbaren Propellerblättern und einem ortsfesten, d.h. nicht relativ zum Rumpf bewegbaren, insbesondere nicht kippbaren, Rotor, der allerdings in Richtung auf den Flugzeugrumpf anklappbare Rotorblätter aufweist, kann eine sehr große Effizienz sowohl im Schwebe- als auch im Horizontalflug erreicht werden. Dabei werden mechanisch komplexe Teile wie eine Pitchverstellung des Propellers oder Rotors vermieden, welche nicht nur in der Produktion, sondern auch im Betrieb und Wartung kostenintensiv sind. Auch der Verzicht auf schwenkbare Flügel vereinfacht die Konstruktion. Durch den Wegfall von Schwenkmechaniken wird das Gewicht des Flugzeugs reduziert, seine Robustheit erhöht und die Ausfallsicherheit verbessert.

Das erfindungsgemäße Flugzeug kann als unbemanntes Fluggerät (UAV), Drohne und/oder unbemanntes Flugsystem (UAS) oder aber auch für den Personentransport ausgebildet sein.

Es hat sich als besonders vorteilhaft erwiesen, wenn das Flugzeug lediglich einen einzigen Propeller und einen einzigen Rotor aufweist. Deren beiden zusammenfallenden Achsen verlaufen hierbei in Längsrichtung des Flugzeugs und fallen vorzugsweise mit der Längsachse des Flugzeugs zusammen (bis auf etwa 2° „Motorsturz“: Die Luft bewegt sich wegen des Auftriebs am Flügel vor dem Flugzeug aufwärts. Um den Propeller genau in Strömungsrichtung zu positionieren, ist dieser ca. 2° in Flugrichtung nach unten geneigt angeordnet). Der Propeller und der Rotor sind hierbei die einzigen Mittel, um das Flugzeug senkrecht zu starten, dann schwebend in eine Mindesthöhe zu bringen, anschließend im Horizontalflug zum Ziel zu fliegen und dort zu landen. Weitere Antriebe sind nach jetzigen Berechnungen insbesondere für Flugzeuge samt Last mit insgesamt bis zu ca. 30 oder 40 kg und sogar bis hin zu 150 kg nicht notwendig.

Die Konfiguration mit nur einem einzigen Propeller und einem einzigen Rotor mit koaxialer Anordnung benötigt keine weiteren beabstandeten Motoren und Propeller. Diese Unter- bzw. Anbringung des Rotors und des Propellers im bzw. am Flugzeugsrumpf reduziert die Schadwiderstände im Flug erheblich, wie bei Betrachtung des „Cube-Square-Gesetzes“ in Verbindung mit dem Widerstandsgesetz nach Bernoulli mathematisch nachweisbar ist. Auch reduzieren sich durch die kompakte Anordnung die Kabellängen in dem Flugzeugrumpf gegenüber einer Ausführung mit mehreren Propellern und Rotoren, was zu Material und Gewichtseinsparung führt.

Wenn im Folgenden von „dem Propeller“ und „dem Rotor“ die Rede ist, sind damit auch Ausführungen eingeschlossen, bei denen mehr als ein Propeller und mehr als ein Rotor vorhanden sind - auch wenn die Ausführung mit einem einzigen Propeller und einem einzigen Rotor momentan als die bevorzugte Variante angesehen wird. Mit anderen Worten wird im Folgenden nicht stets von „dem mindestens einen Propeller“ und „dem mindestens einen Rotor“ gesprochen, sondern vereinfachend von „dem Propeller“ und „dem Rotor“ gesprochen.

Vorteilhafterweise ist die erste Antriebswelle oder die zweite Antriebswelle als Hohlwelle ausgebildet, während die zweite Antriebswelle oder die erste Antriebswelle in der besagten ersten oder zweiten Antriebswelle verläuft. Hierdurch ergibt sich ein kompakter und relativ einfach zu realisierender Aufbau. Auf diese Weise lassen sich Propeller und Rotor nah hintereinander, beispielsweise im Bereich der Nase, anordnen. Bei einer solchen Anordnung sind die Propeller vor z.B. Gräsern am Boden geschützt.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist der Propeller Bestandteil eines ersten Antriebs, der weiterhin einen ersten Elektromotor umfasst. Der erste Elektromotor ist zweckmäßigerweise mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden. Der Rotor ist hingegen Bestandteil eines zweiten Antriebs, der weiterhin einen zweiten Elektromotor umfasst. Der zweite Elektromotor ist zweckmäßigerweise mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden. Der elektrische Speicher für den ersten Elektromotor kann derselbe sein wie derjenige für den zweiten Elektromotor. Es können aber auch unterschiedliche elektrische Speicher vorgesehen sein. Auch eine teilweise gemeinsame Nutzung desselben oder derselben Speicher durch beide Elektromotoren ist möglich. Der erste Antrieb ist hierbei vorgesehen und eingerichtet, den zugehörigen Propeller zumindest im Horizontalflug anzutreiben. Demgegenüber ist der zweite Antrieb ausgebildet und eingerichtet, den Rotor besonders bevorzugt nur im Schwebeflug anzutreiben, nicht aber im normalen bzw. regulären Betrieb des Horizontalflugs.

Durch das Vorsehen eines ersten und eines zweiten Antriebs kann eine Optimierung des Energieeinsatzes bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug realisiert werden. Der zweite Antrieb ist insbesondere für den Schwebeflug, d.h. das Starten und Landen, ausgebildet, während der erste Antrieb sowohl den Schwebeflug unterstützen kann (aber nicht muss), ansonsten aber alleinig für den Vortrieb im regulären Horizontalflug verantwortlich ist. Hierbei wird im Horizontalflug der Auftrieb durch die Flugzeugform erzeugt, im Schwebeflug hingegen vornehmlich durch den Rotor. Somit kann jeder der Antriebe speziell für seine Aufgaben konfiguriert und ausgelegt werden. Durch den alleinigen Betrieb des mindestens einen ersten Motors im regulären Horizontal- bzw. Reiseflug kann zudem ein sehr leiser Horizontal- bzw. Reiseflugbetrieb realisiert werden. Auch bei einer Anordnung der beiden Propeller an der Nase des Flugzeugs (also Ausbildung als Zugpropeller) ist die Geräuschentwicklung sehr klein.

Gemäß einer Alternative ist nur ein Antrieb mit einem Elektromotor zum Antreiben sowohl des Propellers als auch des Rotors vorgesehen, wobei der Elektromotor mit einem elektrischen Speicher (insbesondere einem oder mehreren Akkumulatoren) verbunden ist. Hierbei sind die erste Antriebswelle und die zweite Antriebswelle zumindest abschnittsweise identisch und mittels eines Getriebes und einer Kupplung zur Verbindung bzw. Trennung der Antriebsübertragung derart miteinander koppelbar, dass der Propeller zumindest für den Horizontalflug und der Rotor im Schwebeflug, aber nicht im regulären Horizontalflug, von dem besagten Elektromotor angetrieben werden.

Besonders bevorzugt ist das Flugzeug mit seinen Antrieben derart ausgelegt, dass der Propeller dann seinen besten Wirkungsgrad erreicht, wenn das Flugzeug sich im Reiseflug befindet. Sollten bei Flug-Missionen z.B. große Höhenunterschiede überwunden werden müssen, sodass ein stetiger Steigflug vorliegt, so sind ggf. der Propeller und/oder der Motor entsprechend anzupassen.

Der Rotor ist bevorzugt so ausgelegt, dass mit ihm das Flugzeug energieeffizient, kontrollierbar und leise in dem Schwebeflug gehalten wird. Um das durch den Antrieb zusätzliche Gewicht so gering wie möglich zu halten, wird der Rotor bevorzugt auf ein sehr kleines Geschwindigkeitsfenster um den Schwebeflug herum optimiert. Seine Maximalgeschwindigkeit, bei der er noch Schub liefert, ist dabei deutlich unter der minimalen Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs. Des Weiteren gehört zum Aufgabenbereich des Rotors der Steig- als auch Sinkflug des Flugzeugs beim Start bzw. Übergang vom Schwebe- in den Horizontalflug. Auch bei der Transition vom Horizontalflug zum Schwebeflug kann der Rotor zum Abbremsen der hohen Fluggeschwindigkeit genutzt werden, um besonders schnell und gezielt den Landepunkt anzufliegen. Dies geschieht, wenn der Rotor durch den entsprechenden Motor noch während der hohen Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug angetrieben wird; der Horizontalflug während des durch den Rotorbetrieb verursachten Abbremsvorgangs ist ein spezieller Modus des Horizontalflugs, ist also nicht unter den Begriff „regulärer bzw. normaler Horizontalflug“ zu subsumieren. Obwohl die anströmende Luft den Propeller zum Rumpf drückt, überwiegt die durch die Rotation wirkende Fliehkraft und der Rotor entfaltet sich. Der nun entfaltete Rotor wird dann wie eine Windturbine angetrieben, d.h. er autorotiert und verlangsamt die durch seine Rotorebene strömende Luft. Dabei kann sogar zu einem gewissen Maße die Bewegungsenergie des Flugzeuges zurückgewonnen und wieder verwendet werden. Diese Bremswirkung kann auch genutzt werden, um besonders steile Abstiegsmanöver durchzuführen, wobei auch hier ein Teil der kinetischen wie auch der potenziellen Energie zurückgewonnen werden kann. Auch ist es sogar regelungstechnisch möglich, wenn auch aufgrund des festen Pitches (Einstellwinkel) des Rotors herausfordernd, eine autorotierende Landung zu realisieren, wie sie von Helikoptern her bekannt ist.

Das Flugzeug ist bevorzugt so ausgelegt, dass es besonders unempfindlich auf Wetter und Umwelteinflüsse reagiert und so den Betrieb entsprechend sicher und planbar macht. Dies wird vorzugsweise unter anderem dadurch erreicht, dass es erst kurz unterhalb der Reisefluggeschwindigkeit flugfähig ist. Hierdurch wird erreicht, dass das Flugzeug in seinem effizientesten Betriebspunkt seinen Reiseflug absolviert. Zusammen mit einer gewählten Mindestfluggeschwindigkeit von vorzugsweise über 100 km/h haben Windböen einen geringeren Einfluss auf die Flugbewegungen des Flugzeuges und somit auch auf die hierdurch zusätzlich verursachten Strukturlasten. Auch kann daher eine besonders kleine Größe des Flügels realisiert werden, welche wiederum kompakte Transportmaße, ein geringes Gewicht und eine geringe Anfälligkeit gegenüber Vereisung mit sich bringt. Speziell die von Modellflugzeugen bekannten fragilen Flügelkonstruktionen, welche im Alltag schnell beschädigt werden, werden so umgangen.

Das Flugzeug muss derart ausgebildet sein, dass sein Rotor frei drehbar und kollisionsfrei ist, auch wenn dieser nur zu einem Teil aus- bzw. eingeklappt ist. Dies ist z.B. wichtig, damit er seine oben beschriebene Bremsfunktion ausüben kann. Aber auch beim Abschalten des Rotors, d.h. nach dem Einleiten der Transition vom Schwebeflug in den Horizontalflug, dreht sich der Rotor noch einige Umdrehungen, während er dabei zum Rumpf anklappt und ganz zum Stillstand kommt.

Das Anklappen der Rotorblätter erfolgt besonders bevorzugt zumindest teilweise aufgrund des gegen die Rotorblätter drückenden Fahrtwindes, nachdem das Flugzeug aus der Schwebefluglage in die Horizontalfluglage übergegangen ist. Durch die vom Fahrtwind ausgeübte Kraft gegen die Blätter des dann abgeschalteten Motors für den Rotor werden die Rotorblätter in eine passive Position am oder in die Nähe des Flugzeugrumpfs gedrückt und verbleiben dort, bis der Rotor wieder angetrieben wird, insbesondere nach bzw. bei dem Übergang vom Horizontalflug in den Schwebeflug zur Vorbereitung der Landung.

Alternativ oder zusätzlich sind die Blätter des nach Erreichen der vorgesehenen Höhe abgeschalteten Motors für den Rotor aktiv durch einen eigenen Antrieb anklappbar ausgestaltet. Gemäß einer weiteren Alternative klappen die Rotorblätter bei nicht mehr angetriebenem Motor für den Rotor aufgrund von beispielsweise einer Feder- und/oder Magnetkraft in Richtung des Flugzeugrumpfs. Wenn der Motor für den Rotor wieder eingeschaltet wird, wird diese Feder- und oder Magnetkraft durch die Fliehkraft der Rotorblätter überwunden und die Rotorblätter klappen wieder auf. Bei einer Variante der Erfindung wird auch der Propeller für den Schwebeflug, vorzugsweise einschließlich des Starts, eingesetzt. In diesem Fall ist zusätzlich zum zweiten Elektromotor auch der erste Elektromotor ausgebildet und eingerichtet, den Propeller während des Starts und/oder des Schwebeflugs anzutreiben.

Der mindestens eine Propeller und der mindestens eine Rotor, die entsprechend der Erfindung koaxial zueinander angeordnet sind, sind besonders bevorzugt hintereinander an der Nase des Flugzeugs, d.h. am vorderseitigen Ende des Flugzeugrumpfs, angeordnet. Der Abstand zwischen Propeller und Rotor beträgt vorzugsweise zwischen 1 und 20 cm, vorzugsweise zwischen 1 und 15 cm und besonders bevorzugt zwischen 1 und 10 cm. Die vorgenannten Abstände sind beispielsweise für ein 10 kg schweres Flugzeug passend; bei schwereren Flugzeugen, kann der Abstand auch vorteilhafterweise größer sein. Der Abstand der Propeller bedingt hauptsächlich, dass es zu keiner Kollision kommt. Die Klappbarkeit der Rotorblätter bedingt, dass der Propeller in Flugrichtung gesehen, vor dem Rotor angeordnet ist.

Der Rotor ist aufgrund der Heckstarter-Ausführung des Flugzeugs hierbei beim Starten bzw. Landen weit über dem Boden angeordnet, welchen ihn vor Kollisionen mit Objekten am Boden schützen.

Gemäß einer Alternative ist der Propeller am Heck des Flugzeugrumpfs und der Rotor an der Nase des Flugzeugrumpfs angeordnet. Auch hierbei ist der Rotor weit vom Boden entfernt und daher vor Kollisionen mit Hindernissen geschützt. Der im Heck angeordnete Propeller wird hingegen vorzugsweise nur im Horizontalflug (und ggf. bei der Transition in den und/oder aus dem Horizontalflug) verwendet. Besonders bevorzugt überstreicht der Rotor im laufenden Betrieb eine größere Gesamtfläche als der Propeller. Bezogen auf die äußeren Abmessungen des Flugzeuges ist es vorteilhaft, wenn der Durchmesser des Rotors möglichst groß gewählt wird, um den benötigten Auftrieb mit möglichst kleiner Kreisflächenbelastung zu erzeugen und damit einen effizienten Schwebeflug zu ermöglichen. Die vom Propeller abgedeckte Propellerkreisfläche kann demgegenüber wesentlich kleiner ausfallen, um den notwendigen Vorwärtsschub des Flugzeugs zu realisieren. Die vom Rotor überstrichene Fläche ist vorzugsweise größer als 300%, bevorzugt größer als 500 %, beispielsweise größer als 800 % als die von dem Propeller überstrichene Fläche. Weiterhin ist es bevorzugt, wenn der Rotor im Betrieb überstrichene Fläche kleiner ist als 1500%, beispielsweise kleiner als 1000%, als die von dem Propeller überstrichene Fläche. Für die entsprechende Auswahl des Flächenverhältnisses kommen verschiedene Parameter und deren gewünschte Priorisierung in Betracht, beispielsweise Gewicht, Lärmemission, Manövrierbarkeit, etc.

Vorzugsweise sind am Tragflügel Elevons vorgesehen, welche die Funktion von Quer- und Höhenruder in sich vereinen. Eine solche Ausgestaltung verringert die Anzahl der notwendigen Bauteile, ohne dass die Steuergenauigkeit insgesamt beeinträchtigt würde.

Bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs weist der starre und fest bzw. dauerhaft mit dem Flugzeugrumpf verbundene Tragflügel eine Vorpfeilung auf. Durch eine solche Ausgestaltung werden vorteilhafterweise zwei Dinge erreicht. Einerseits kann der große Rotor kollisionsfrei zum Rumpf an- und aufklappen, ohne dass der Schwerpunkt des Flugzeugs zu weit nach hinten verlagert würde. Andererseits kann der Rotor den Tragflügel an seinen Steuerflächen (darunter sind allgemein zu verstehen: Höhenruder, Querruder, Seitenruder, Elevons, ... ), beispielsweise den oben genannten Elevons, mit einem Luftstrom beaufschlagen. Unter Berücksichtigung der beim Schwebeflug bekanntermaßen starken Einschnürung des Rotorstrahls hinter der Rotorkreisfläche können die hinten, d.h. heckwärts, am Tragflügel liegenden Steuerflächen vorzugsweise exakt in jenem Abschnitt platziert werden, in dem auch die größte Strömungsgeschwindigkeit anliegt, die sich aus der gegen die Flugzeugnase strömenden Luft beim Schwebeflug und bei der Aufwärtsbewegung und insbesondere der besagten vom Rotor hervorgerufenen Strömungsgeschwindigkeit ergibt. Somit wird eine gute Steuer-Autorität beim Schwebeflug erreicht. Dieselben Steuerflächen am Tragflügel sind zudem bevorzugt an einer optimierten Position, um bei einem vorgepfeilten Tragflügel - bei der besagten Ausführung dieser Steuerflächen als Elevons - die Höhenrudersteuerung zu übernehmen und die Trimmung der Fluggeschwindigkeit widerstandsarm einzustellen.

Die genannte Vorpfeilung ist vorzugsweise zumindest zweistufig ausgebildet, wobei der rumpfnahe Pfeilabschnitt (in Flugrichtung gesehen) einen größeren Winkel mit dem Flugzeugrumpf einnimmt als der rumpffernere Pfeilabschnitt. Hierdurch wird ein großer Raum für den Rotor beim An- und Aufklappen zur Verfügung gestellt.

Besonders bevorzugt ist zusätzlich zu dem starren Tragflügel ein Seitenleitwerk am Flugzeugheck vorgesehen, welches zumindest Teile des Fahrwerks aufnimmt, mit dem das Flugzeug auf dem Boden aufsteht. Alternativ oder zusätzlich zum Seitenleitwerk ist am Heck des Flugzeugs ein Höhenleitwerk vorgesehen.

Vorteilhafterweise sind Stützen am Tragflügel und am Seitenleitwerk und/oder am Höhenleitwerk vorgesehen, mit denen sich das Flugzeug am Boden abstützt. Hierbei bietet es sich an, dass zwei Stützen am Tragflügel und zwei Stützen am Seitenleitwerk oder Höhenleitwerk angeordnet sind. Alternativ sind Stützen am Seitenleitwerk und Höhenleitwerk und dann vorzugsweise nicht am Tragflügel angeordnet. Das Seitenleitwerk, wenn vorhanden, ragt vorzugsweise zu zwei Seiten über den Flugzeugrumpf hinaus. Gemäß einer Alternative steht das Seitenleitwerk nur zu einer Seite vom Flugzeugrumpf ab.

Für die Regelung des Übergangs zwischen den Flugzugzuständen Schweben einerseits und Horizontalfliegen andererseits, kommt besonders bevorzugt ein Autopilot zum Einsatz. Dieser kann entweder durch manuelle Befehle unterstützt werden, beispielsweise über Schalter, oder, was bevorzugt ist, die Steuerung des Flugzeugs vollautomatisch übernehmen. Auch eine zusätzliche Möglichkeit zur Steuerung per Funk kann vorteilhaft sein. Vorzugsweise werden stets die Antriebsdrehzahlen der Elektromotoren und Steuerflächen von einem Computer unterstützt angepasst. Im automatisierten Betrieb muss dann beispielsweise nur noch vorab die Flugroute geplant werden.

Das erfindungsgemäße Flugzeug kann nicht nur für den Transport von Gegenständen, sondern auch von ein oder mehreren Personen ausgelegt werden.

Die Erfindung betrifft zudem ein Verfahren zum Betreiben eines senkrecht startenden Flugzeugs nach Anspruch 18.

Der Startvorgang des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist bevorzugt wie folgt: Der ausgeklappte Rotor (und ggf. auch der Propeller) wird angetrieben, um das Flugzeug zu starten und im Schwebeflug in eine Mindesthöhe zu bringen. Durch Ansteuerung der Steuerflächen (Elevons, Seitenruder) und mit Hilfe des Propellers geht das Flugzeug bei weiter angetriebenem Rotor nach Überschreiten eines höchsten Punktes in einen Abwärtsflug mit schräg (bis senkrecht) nach unten gerichteter Nase über, damit das Flugzeug schwerkraftbedingt eine hohe Geschwindigkeit erreicht, bei welcher es in einem stabilen Sinkflug fliegen kann. Hier ist der Motor, vorzugsweise Elektromotor, des Rotors mittlerweile ausgeschaltet und die Rotorblätter klappen aufgrund des Fahrtwindes zum Rumpf hin an. Schließlich geht das Flugzeug mit entsprechend angesteuerten Steuerflächen und angetriebenem Propeller aus dem Abwärtsflug in den Horizontal- bzw. Reiseflug über. Der Propeller ist hierbei so ausgelegt, dass er optimal den erforderlichen Schub für den Reise- bzw. Horizontalflug erzeugt. Der Rotor wiederum ist so ausgelegt, dass er optimal bei dem Schwebeflug und im langsamen, leistungsschonenden Steigflug arbeitet. Da der Rotor nicht bei hoher Fluggeschwindigkeit arbeiten muss, sind besonders einfach Modifikationen an ihm umzusetzen, dass er sich optimal gut an den Rumpf anlegt. Durch das Sturzflugmanöver kann die notwendige Fluggeschwindigkeit aufgebaut werden, ohne dass einer der Antriebe diese Aufgabe übernehmen müsste, was ansonsten zu einem suboptimalen, die jeweilige Hauptaufgabe (d.h. Schweben mit Hilfe des einen Antriebs, Reiseflug mit Hilfe des anderen) schmälernden Kompromiss führen würde.

Die Landung erfolgt vorzugsweise in für Heckstarter konventioneller Weise, d.h. das Flugzeug geht vom Horizontalflug in die Schwebefluglage über, bei der der Rotor wieder ausgeklappt und angetrieben wird. Im Schwebeflug landet dann das Flugzeug mit dem Heck auf dem Boden. Durch die für den Schwebeflug optimale Rotorauslegung kommt es beim Ausklappen des Rotors zu einem Bremsmanöver, bei der die minimale Horizontalgeschwindigkeit unterschritten werden kann, noch bevor der Rotor Schub liefern kann. Daher sollte, ähnlich wie beim Start, die Geschwindigkeit zwischen Schwebeflug und minimaler Horizontalgeschwindigkeit in endlicher, definierter Zeit abgeschlossen werden.

Berechnungen haben gezeigt, dass mittels der erfindungsgemäßen Ausgestaltung zur Ermöglichung des senkrechten Startens und Landens elektromotorische Modelle mit einem Gewicht zwischen 2 und 25 kg nur etwa 15% der Horizontal-Flugleistung einbüßen, während die meisten bekannten Konfigurationen 50% bis 70% und mehr einbüßen. Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Figuren näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1a, 1b eine Schrägansicht auf eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flugzeugs am Boden mit angeklappten Ro- torblättern (Fig. 1 a) und aufgeklappten Rotorblättern (Fig. 1 b);

Fig. 2a, 2b eine Schrägansicht (Fig. 2a) von hinten und eine Schrägansicht von vorne (Fig. 2b) auf das Flugzeug der Fig. 1 a-b im Horizontalflug;

Fig. 3e-3f einen Übergang des erfindungsgemäßen Flugzeugs vom Start (Fig. 3a) bis zum Horizontalflug (Fig. 3f),

Fig. 4 eine Schrägansicht auf eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flugzeugs am Boden mit ein- bzw. angeklappten Rotorblättern.

In den Figuren 1 a und 1 b ist eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen senkrecht startenden Flugzeugs 1 - ausgeführt in einer Drachenkonfiguration - in Form eines Heckstarters in Startposition auf dem Boden dargestellt. In den Fig. 2a-b ist das Flugzeug 1 in schräger Rückansicht bzw. Vorderansicht im Horizontalflug gezeigt. Das Flugzeug 1 ist vorliegend als mannlose Drohne ausgebildet.

Das Flugzeug 1 weist einen einteiligen, relativ gedrungenem Flugzeugrumpf 2 mit einer Nase 3 und einem Heck 4 auf. Ein dauerhaft und fest mit dem Flugzeugrumpf 2 verbundener Tragflügel 5 in der hinteren Hälfte des Flugzeugrumpfs 2 ermöglicht den aerodynamischen Horizontalflug. Der Tragflügel 5 weist eine Vorpfeilung auf, wobei ein rumpfnaher Pfeilabschnitt 5a (in Flugrichtung gesehen) einen größeren Winkel a mit der Längsachse des Flugzeugrumpfs 2 aufweist als ein Winkel ß, der von einem rumpffernen Pfeilabschnitt 5b mit der Längsachse des Flugzeugrumpfs 2 gebildet wird.

Am Tragflügel 5 - bei der gezeigten Ausführungsform am rumpfnahen Pfeilabschnitt 5a - sind beidseits des Flugzeugrumpfs 2 Elevons 6 vorgesehen, die bekanntermaßen sowohl Höhen- als auch Querruder in sich vereinen.

Vom Heck 4 ragt zudem, senkrecht zum Tragflügel 5, ein Seitenleitwerk 7 zu beiden Seiten des Flugzeugrumpfes 2 hinaus. Das Seitenleitwerk 7 dient gleichzeitig teilweise als Fahrwerk, mit dem das Flugzeug 1 sich am Boden abstützt. Hierzu sind zwei Stützen 21 an den beiden äußersten Enden des Seitenleitwerks 7 vorgesehen. Vorliegend sind zudem zwei Stützen 20 am Tragflügel 5 angeordnet, die sich im Bereich des Übergangs vom rumpfnahen Pfeilabschnitt 5a zum rumpffernen Pfeilabschnitt 5b befinden.

Am Seitenleitwerk 7 sind weiterhin Seitenruder 7a vorgesehen, welche in bekannter Weise zur Seitensteuerung des Flugzeugs dienen. Vorzugsweise werden die Seitenruder 7a zudem beim Schwebeflug gegensinnig ausgeschlagen, um das Drehmoment des Rotors zu kompensieren. Beim Schwebeflug sind Ruderausschläge bis 80° sinnvoll, um die Manövrierbarkeit zu maximieren. Beim Reiseflug reichen meist weniger als 5°.

Vorne an der Nase 3 ist ein Propeller 11 mit starren, nicht zum Flugzeugrumpf anklappbar ausgebildeten Propellerblättern 12 vorgesehen, der Teil eines Antriebs 10 ist. Der Antrieb 10 umfasst zudem eine erste Antriebswelle 13 und einen mit dieser Antriebswelle 13 verbundenen Elektromotor 14 (in Fig. 1 a innerhalb des Flugzeugrumpfs 2 angedeutet), der von einem nicht dargestellten elektrischen Speicher mit elektrischer Energie versorgt wird.

In kurzem Abstand hinter dem Propeller 11 ist ein Rotor 16 vorgesehen. Der Rotor 16 ist Teil eines Antriebs 15, zu dem auch eine zweite Antriebswelle 18 und ein zweiter Elektromotor 19 (in Fig. 1 a innerhalb des Flugzeugrumpfs 2 angedeutet) gehört, wobei die zweite Antriebswelle 18 den Rotor 16 mit dem Elektromotor 19 verbindet. Der Elektromotor 19 wird mit einem nicht dargestellten elektrischen Speicher mit elektrischer Energie versorgt. Die beiden Elektromotoren 14, 19 können von einem gemeinsamen elektrischen Speicher oder von unterschiedlichen elektrischen Speichern gespeist werden.

Gemäß der Erfindung verlaufen die erste Antriebswelle 13 und die zweite Antriebswelle 18 koaxial zueinander. In dem in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiel ist die zweite Antriebswelle 18 als Hohlwelle ausgebildet, in der die erste Antriebswelle 13 läuft.

Weiterhin sind gemäß der Erfindung die Rotorblätter 17 des Rotors 16 zum Flugzeugrumpf 2 anklappbar (Fig. 1 a) ausgebildet. Für das Starten und Landen sowie für das Schweben werden die Rotorblätter 17 ausgeklappt (Fig. 1 b), während sie im normalen horizontalen Reiseflug an den Flugzeugrumpf 2 angeklappt werden.

Das Anklappen der Rotorblätter 17 kann auf verschiedene Arten realisiert werden. Bei einer Variante reicht der Fahrtwind aus, um die Rotorblätter 17 bei abgeschaltetem zweiten Elektromotor 19 und somit stillstehendem Rotor 16 in die angeklappte Position zu schwenken. Beim Anschalten des zweiten Elektromotors 19 für insbesondere das Landen des Flugzeugs 1 klappen die Rotorblätter 17 aufgrund der auf sie wirkenden Fliehkräfte wieder auf (Zustand wie in Fig. 1 b).

Bei einer alternativen Ausgestaltung sind die Rotorblätter 17 bei abgeschaltetem zweitem Elektromotor 19 aktiv durch einen eigenen Antrieb und/oder aufgrund Feder- oder Magnetkraft zum Flugzeugrumpf 2 anklappbar ausgestaltet (nicht dargestellt). Die von dem Rotor 16 überstrichene Fläche ist größer als die vom Propeller 11 überstrichene Fläche. Vorteilhafterweise ist die vom Rotor 16 überstrichene Fläche 5- bis 15-mal größer als die vom Propeller 11 überstrichene Fläche, wobei bei bestimmten Ausführungsformen dieser Bereich auch unter- oder überschritten werden kann.

Im Folgenden wird der Startvorgang des in den Fig. 1-3 gezeigten erfindungsgemäßen Flugzeugs 1 bis zum Erreichen der Horizontalfluglage anhand der Fig. 3a-3f erläutert. Dieses Manöver erfolgt bevorzugt mittels eines entsprechend programmierten Autopiloten, der im Flugzeug 1 eingebaut ist. Beginnend mit dem Start des zweiten Elektromotors 19 werden die Rotorblätter 17 durch die Fliehkraft aufgeklappt (vgl. Fig. 1 a und Fig. 1 b) und das Flugzeug 1 hebt vom Boden in Startrichtung S ab. Der Propeller 11 kann diesen Start und das anschließende Schweben durch Betrieb des ersten Elektromotors 14 unterstützen. Entsprechend Fig. 3b fliegt das Flugzeug 1 senkrecht nach oben und geht kurz vor Erreichen des anvisierten höchsten Flugpunkts HFP in einen Parabelflug über (Fig. 3c). Beim Passieren des höchsten Flugpunkts HFP (Fig. 3d) bzw. kurz vorher oder kurz danach wird der zweite Elektromotor 19 abgeschaltet, der Rotor 16 stoppt und der erste Elektromotor 14 wird angeschaltet. Im sich anschließenden Sturzflug (Fig. 3e) klappen die Rotorblätter 17 aerodynamisch günstig an den Flugzeugrumpf 2 an. Bei Erreichen einer Mindestgeschwindigkeit, beispielsweise 130 km/h, ist das Flugzeug 1 genügend stabil in der Horizontalfluglage H (Fig. 3f) in der Luft zu halten.

In der Fig. 4 ist perspektivisch eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flugzeugs 1 dargestellt, das ebenfalls in Drachenkonfiguration ausgeführt ist. Der Aufbau dieses Flugzeugs 1 unterscheidet sich gegenüber dem Flugzeug 1 gemäß der Fig. 1 -3 im Wesentlichen in der Ausgestaltung des Hecks 4. Das Heck 4 des Flugzeugs 1 gemäß der Fig. 4 weist zusätzlich zum Seitenleitwerk 7 mit Seitenrudern 7a ein Höhenleitwerk 8 mit Höhenrudern 8a auf. Das Seitenleitwerk 7 und das Höhenleitwerk 8 bilden zusammen das Fahrwerk aus.

An den beiden äußersten Enden des Seitenleitwerks 7 sind - wie bei der Ausführungsform gemäß der Fig. 1 -3 - Stützen 21 vorgesehen. Auch an den äußersten Enden des Höhenleitwerks 8 sind entsprechende Stützen 22 angeordnet. Am Boden stützt sich das Flugzeug 1 gemäß der Fig. 4 auf den Stützen 21 , 22 ab. Hingegen sind Stützen am Tragflügel 5, wie sie bei der Ausführungsform der Fig. 1-3 vorgesehen sind, nicht vorhanden.

Die Tragflügel 5 weisen bei dem Ausführungsbeispiel der Fig. 4 keine Steuerflächen, insbesondere keine Querruder oder Elevons, auf. Vielmehr übernehmen die Seitenruder 7a und die Höhenruder 8a alle Steuerfunktionen. Es wäre jedoch ohne weiteres möglich, weitere Steuerflächen vorzusehen, beispielsweise auch am Tragflügel 5; wird jedoch eine Vereinfachung des Gesamtdesigns angestrebt, wird vorzugsweise auf solche weiteren Steuerflächen verzichtet.

Die Funktionsweise des Flugzeugs 1 der Fig. 4, einschließlich des Startens, des Übergangs in den Horizontalflug und des Landens, entspricht derjenigen des Flugzeugs 1 der Fig. 1 -3, wobei die Steuerung des Flugzeugs 1 der Fig. 4 nun mittels der Steuerflächen, d.h. der Seitenruder 7a und der Höhenruder 8a, übernommen wird.

Die Erfindung wurde anhand zweier Ausführungsbeispiele näher beschrieben, die Ausführungen als Drohne (ohne Personentransport) zeigen. Innerhalb der Ansprüche sind nicht näher dargestellte Varianten möglich. Beispielsweise sind andere Ausgestaltungen als die Drachenkonfiguration möglich. Bei einer dieser nicht dargestellten Varianten ist der Propeller 11 am Heck 4 angeordnet, während der Rotor 16 weiterhin an der Nase 3 des Flugzeugs 1 vorgesehen ist. Bei einer ebenfalls nicht dargestellten Alternative ist ein gemeinsamer Antrieb für den Propeller 11 und den Rotor 16 vorgesehen, wobei der Antrieb nur einen Elektromotor mit einem oder mehreren elektrischen Speichern zum Antreiben sowohl des Propellers 11 als auch des Rotors 16 umfasst. Hierbei sind die erste und die zweite Antriebswelle 13, 18 zumindest abschnittsweise identisch und mittels eines Getriebes und einer Kupplung zur Verbindung bzw. Trennung der Antriebsleistung miteinander koppelbar.

Bezuqszeichenliste

1 Flugzeug

2 Flugzeugrumpf

3 Nase

4 Heck

5 Tragflügel

5a rumpfnaher Pfeilabschnitt

5b rumpfferner Pfeilabschnitt

6 Elevon

7 Seitenleitwerk

7a Seitenruder

8 Höhenleitwerk

8a Höhenruder

10 erster Antrieb

11 Propeller

12 Propellerblätter

13 erste Antriebswelle

14 erster Elektromotor

15 zweiter Antrieb

16 Rotor

17 Rotorblätter

18 zweite Antriebswelle

19 zweiter Elektromotor

20 Stütze am Tragflügel

21 Stütze am Seitenleitwerk

22 Stütze am Höhenleitwerk

S Startrichtung

H Horizontalflugrichtung

HFP höchster Flugpunkt