Die Erfindung betrifft ein ultraleichtes Luftfahrzeug gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

US 2005/0178879 A1 zeigt ein ultraleichtes Luftfahrzeug mit einem zentralen länglichen kegelförmigen Rumpf, von dem vier Tragflügel von einer zentralen Rumpfachse fortweisend abstehen. An den Enden der vier Tragflügel ist jeweils ein Rotor angeordnet. Die Rotoren bilden eine normal zu der zentralen

Rumpfachse angeordnete Rotorebene. Der Rumpf und die Tragflügel bilden an einer Hinterkante eine zu der Rotorebene parallele Landefläche, mit der das Luftfahrzeug mit vertikal aufgerichtetem Rumpf auf einer Bodenfläche landen kann. Jeweils zwei gegenüberliegende Tragflügel bilden ein Tragflügelpaar, wobei die Rotoren des ersten Tragflügelpaares entgegengesetzt zu den

Rotoren des zweiten Tragflügelpaares rotieren. Die Tragflügelpaare sind senkrecht zueinander angeordnet. Durch Variation eines Drehzahlverhältnisses zweier Rotoren eines der Tragflügelpaare kann das Luftfahrzeug um eine zwischen den beiden Rotoren des einen Tragflügelpaares und zu der zentralen Rumpfachse senkrecht angeordnete Querachse geschwenkt werden. In einer Startphase weist die Rumpfachse ebenfalls vertikal nach oben, so dass die Rotoren einen Auftrieb erzeugen. Die Rumpfachse wird in einer

Übergangsphase um die Querachse gekippt, um schließlich in einer Flugphase horizontal ausgerichtet zu sein, wobei die Rotoren dann einen Vorwärtsschub erzeugen. Nachteilig sind die Rotoren exponiert an dem Luftfahrzeug

angeordnet, so dass während des Starts, der Landung oder sogar während des Fluges Beschädigungen bei Kontakt zu festen Objekten der Umgebung leicht auftreten können und das Luftfahrzeug ausfallgefährdet ist. Ferner nachteilig ist, dass der Rumpf länglich gegenüber den Tragflügeln ist, so dass der

Schwerpunkt des Luftfahrzeugs während des Starts oder der Landung weit von der Landefläche entfernt ist und so ein Kippen des Luftfahrzeug nachteilig begünstigt. Ferner nachteilig ist, dass der Rumpf geschlossen ist und kein

BESTÄTIGUNGSKOPIE Innenraum des Rumpfes vorgesehen ist, in dem Lasten transportiert werden können.

DE 10 2006 019 300 A1 zeigt einen Hochdecker mit einem über einem Rumpf angeordneten Tragflügelpaar, welches aus einem vorderen Tragflügel und einem hinteren Tragflügel besteht. In der Dachebene des Flugzeugs ein Traggestell mit vier Propellereinrichtungen angeordnet, welche jeweils vier Propeller aufweisen. Zur Unterstützung eines Starts und einer Landung sind ferner Zusatzpropeller unmittelbar seitlich neben dem Rumpf bzw. einem Container, der ein Teil des Rumpfes darstellt, angeordnet.

GB 851 916 zeigt ein als Deltaflügler ausgebildetes Luftfahrzeug, welches zwei seitliche Tragflügel aufweist, wobei in einem Rumpf des Flugzeugs

Haupttriebwerke angeordnet sind. Ferner sind in dem Rumpf zwei Paar

Hilfstriebwerke angeordnet, die zur Verstärkung des Vortriebs in eine seitliche zu dem Rumpf angeordnete Position verfahren werden können. Um die

Turbinen mit Luft zu versorgen, sind Lufteinlassschächte, die in einen vorderen Bereich des Rumpfes münden, vorgesehen. DE 1 939 338 A1 zeigt ein durch Turbinen angetriebenes Luftfahrzeug. An einem im wesentlichen tropfenförmigen Rumpf sind seitlich zwei gepfeilte Tragflügel mit Querrudern angebracht und in einem hinteren Bereich zwei parallel zueinander verlaufende Seitenleitwerke mit Seitenrudern angeordnet. In dem hinteren Bereich des Rumpfes sind zwischen den Seitenleitwerken Turbinen angeordnet. Die Turbinen sind entweder zwischen den

Seitenleitwerken als Reihe aneinandergeordnet oder in den Rumpf

eingelassen, wobei Lufteinlässe in einen vorderen Bereich des Rumpfes münden. US 2008/0173769 A1 zeigt ein Luftfahrzeug mit einem Rumpf, drehbaren Haupttragflächen, sowie eine hinteren Tragflächenanordnung mit zwei weiteren, zu den Hauptragflächen versetzt angeordneten seitlichen

Tragflächen. Die Hauptragflächen weisen jeweils einen Rotor auf. Die Rotoren sind jeweils um eine entlang der Längserstreckung der Haupttragflächen verlaufende Achse drehbar gelagert. Die hinteren Tragflächen weisen ebenfalls Rotoren, diese sind allerdings nicht schwenkbar, sondern bewirken lediglich eine Stabilisierung des Luftfahrzeugs.

US 5,419,514 A betrifft ein Verfahren zur Verbesserung der Stabilität eines vertikalen Start- und Landeluftfahrzeug. Das gezeigte Ausführungsbeispiel zeigt ein vorderes und ein hinteres Tragflügelpaar, wobei an den Enden der

Tragflügel jeweils ein Rotor angeordnet ist. Hierzu wird vorgeschlagen, die Vortriebsvektoren der einzelnen Rotorn in einem gemeinsamen Punkt über dem Schwerpunkt des Luftfahrzeugs zusammenlaufen zu lassen. Hierdurch soll die statische Stabilität des Luftfahrzeugs während einer Steigphase erhöht werden. Die Rotoren sind ferner um eine Achse entlang der Längserstreckung der entsprechenden Flügel verschwenkbar, so dass die Rotoren in einem

Vorwärtsflug einen Vortrieb erzeugen können. Die Rotoren werden zum Schutz von Rohrstücken umgeben.

US 2006/0054739 A1 zeigt ein Strahltriebwerk betriebenes Luftfahrzeug, welches durch eine Vielzahl an parallel zueinander angeordneten

Strahltriebwerken in einem Inneren des Luftfahrzeugs angetrieben wird.

US 2007/0187547 zeigt ein Luftfahrzeug zum Heben und Transportieren von anderen Luftfahrzeugen. Das Luftfahrzeug weist hierzu Flügel oder seitlich abragende Gestänge auf, an denen jeweils Propeller zur Auftriebserzeugung angeordnet sind.

Unter einem ultraleichten Luftfahrzeug versteht man ein Luftfahrzeug mit geringem Startgewicht. Das Startgewicht liegt dabei vorzugsweise unter 1000 kg und insbesondere unter 500 kg.

Demgegenüber ist es die Aufgabe der Erfindung, ein Luftfahrzeug anzugeben, das eine kompakte und leichte Bauweise aufweist und gegen Beschädigungen gut geschützt ist und das mittels mehrerer Rotoren besonders leise betrieben werden kann.

Diese Aufgabe wird von einem Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.

Ein erfindungsgemäßes ultraleichtes Luftfahrzeug für einen Transport von Lasten weist in einem mittleren Bereich einen Rumpf auf. An dem Rumpf sind mindestens drei einzeln regelbare Rotoren angeordnet, wobei die

Rotorachsenen der Rotoren während eines Fluges in eine Flugrichtung weisen und während eines Starts oder einer Landung senkrecht zu einer Bodenfläche ausgerichtet sind. Durch die Anordnung der Rotoren an dem Rumpf ergibt sich vorteilhaft eine kompakte und stabile Bauweise. Vorzugsweise sind die Rotorachsen parallel zu einer zentralen Längsachse des Rumpfes ausgerichtet. Die Längsachse des Rumpfes definiert die Längsachse des Luftfahrzeugs, wobei die Längsachse während eines Geradeausflugs in Flugrichtung zeigt. Das Luftfahrzeug umfasst ferner zumindest einen an dem Rumpf angeordneten ersten Tragflügel, der sich von dem Rumpf aus in zumindest eine Richtung von dem Rumpf weg erstreckt. Vorzugsweise erstreckt sich der zumindest eine Tragflügel von dem Rumpf aus in zwei, vorzugsweise entgegengesetzte Richtungen von der Rumpfachse fort. Dadurch werden der Rumpf und die Rotoren durch den Tragflügel zumindest in

Erstreckungsrichtung des Tragflügels vor Beschädigungen geschützt. Der zumindest eine Tragflügel erzeugt während des Fluges einen Anteil eines

Auftriebs. Der Rumpf erzeugt dabei ebenfalls einen Anteil des Auftriebs. Die Rotoren können anstelle einer oben beschriebenen Propellerform auch als Teil einer Turbine ausgestaltet sein, wobei ein Verdichter und eine Brennkammer einer Turbine vorgeschaltet sind, und der Verdichter und die Turbine jeweils mindestens einen Rotor aufweisen.

Eine Hochachse des Luftfahrzeugs steht senkrecht zu der Längs- und

Querachse des Luftfahrzeugs. Die jeweils als eine Hauptachse definierten Längs-, Quer- und Hochachsen haben ihren Ursprung in einem Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs.

Vorzugsweise wird ein weiterer zweiter Tragflügel vorgesehen, wobei der Tragflügel parallel zu dem ersten Tragflügel angeordnet ist. Vorzugsweise befindet sich während des Fluges zumindest ein Abschnitt des zweiten

Tragflügels oberhalb oder unterhalb des ersten Tragflügels, so dass der zweite Tragflügel zusammen mit dem ersten Tragflügel einen Doppeldecker bildet. Dadurch wird gegenüber einem Einfachdecker bei gleich bleibender

Längserstreckung des Luftfahrzeugs vorteilhaft eine zu einem Auftrieb beitragende Fläche vergrößert.

In einer bevorzugten Ausführungsform ist der Rumpf als eine Hohlzylinderform, vorzugsweise als eine elliptische Hohlzylinderform, oder als eine hohle

Prismaform ausgeführt. Die Prismaform weist einen über eine

Längserstreckung des Rumpfes prismatischen und vorzugsweise konstanten Querschnitt auf. Vorzugsweise weist die Prismaform einen hexagonalen oder oktogonalen Querschnitt auf. Dadurch können vorteilhaft Rotoren symmetrisch um eine von der Längsachse und der Hochachse des Luftfahrzeugs

aufgespannten Seitenebene angeordnet werden. Die Rotoren rotieren jeweils in einer Rotorebene, wobei vorzugsweise zumindest zwei, besonders bevorzugt alle Rotorebenen in einer Ebene liegen.

Vorzugsweise bilden die Tragflügel eine Landeebene, mit welcher Landeebene das Luftfahrzeug bei einer Landung auf einer Bodenfläche aufsetzen kann. In einer Landeposition sind dabei vorteilhaft die Tragflügel senkrecht zu der Bodenfläche gerichtet. Dadurch werden der Rumpf und die Rotoren bei einer Landung bzw. einem Start sicher vor Beschädigungen, z.B. durch Kippen des Luftfahrzeugs oder durch seitliche Kollision, geschützt. Alternativ kann die Landeebene auch an dem Rumpf oder an einem Transportbehälter angeordnet sein oder sich über den Rumpf und die Tragflügel erstrecken. Die Landeebene ist vorzugsweise durch an den Tragflügelspitzen angeordnete Landeflächen gebildet. Alternativ dazu ist die Landeebene durch an den Tragflügeln und/oder dem Rumpf befestigter Landekufen gebildet. Der Transportbehälter, der beispielsweise als Schwenkcontainer ausgebildet ist, kann vorteilhaft in der Fluglage bzw. in der Landeposition jeweils in eine entsprechende Stellung gebracht werden, so dass insbesondere ein günstiges Be- und Entladen sich mit einer flugoptimierten Lage kombinieren lässt.

In einer bevorzugten Ausgestaltung des Luftfahrzeugs sind die Tragflügel starr an dem Rumpf montiert, so dass eine Anordnung von Gelenken zwischen den Tragflügeln und dem Rumpf vermieden werden kann.

Vorzugsweise kann durch Rotieren mit unterschiedlichen Drehzahlen der regelbaren Rotoren ein Übergang von einer ganz oder zumindest überwiegend horizontalen Fluglage in eine vertikale Fluglage und umgekehrt durch ein Verschwenken um die Querachse und/oder Längsachse des Luftfahrzeugs ermöglicht werden. Die Rotoren werden bevorzugt jeweils von einem

Elektromotor angetrieben.

Vorzugsweise können Rotorblätter der Rotoren um eine Achse entlang ihrer Längserstreckung verschwenkt werden. Dadurch kann ein Anstellwinkel der Rotorblätter vorteilhaft geändert werden. Beispielsweise weist bei einer Flugrichtung in der Rotorblattebene ein Rotorblatt bei einer Bewegung entgegen der Flugrichtung nur einen geringen Anstellwinkel auf, so dass ein Luftwiderstand in Flugrichtung gering ist. In einer bevorzugten Ausführungsform sind Rotorachsen der Rotoren in einer Landeposition im Wesentlichen senkrecht zu der Bodenfläche angeordnet, so dass das Luftfahrzeug bevorzugt senkrecht starten kann. Dadurch wird eine minimale Start- bzw. Landefläche benötigt. In einer bevorzugten Weiterbildung des Luftfahrzeugs ist in dem Rumpf ein

Transportbehälter montiert, so dass Lasten mit dem ultraleichten Luftfahrzeug sicher transportiert werden können. Bevorzugt ist der Transportbehälter um zumindest eine Achse, vorzugsweise um zwei Achsen, insbesondere um drei Achsen schwenkbar in dem Rumpf angeordnet und dabei vorzugsweise zumindest an einem Anlenkpunkt angelenkt, so dass der Transportbehälter vorteilhaft über die Dauer eines

Fluges in der gleichen Lage relativ zu einer Umgebung gehalten werden kann und Bewegungen des Luftfahrzeugs durch ein Verschwenken relativ zu dem Rumpf ausgleicht. Dadurch können vorteilhaft auch bewegungsempfindliche Objekte transportiert werden, wobei vorteilhaft Fliehkräfte durch die Lagerung ausgeglichen werden. Bei einer Verschwenkbarkeit um eine Achse werden vorzugsweise zwei Schwenklager gegenüberliegend an einer seitlichen

Innenwand in einem Innenraum des Luftfahrzeugs angeordnet, wobei der Transportbehälter mit einem gegenüber dem Luftfahrzeug schwenkbaren Lagerstab in dem Schwenklager gelagert ist. Es ist möglich, nur ein

Schwenklager vorzusehen. Bei Vorsehen einer Verschwenkbarkeit um drei Achsen wird vorzugsweise eine kardanische Aufhängung in einem Innenen- raum des Luftfahrzeugs angeordnet. Vorteilhaft ist an den Anlenkpunkten eine Einklinkvorrichtung vorgesehen, in welche Einklinkvorrichtung der Transportbehälter eingeschoben und arretiert werden kann, so dass im Bedarfsfall schnell die entsprechende Ausrüstung für eine Mission in dem Luftfahrzeug verstaut werden kann.

Vorzugsweise weist der Transportbehälter eine Profilform auf, vorzugsweise eine Pinguinform, so dass der Transportbehälter im Flug einen geringen Luftwiderstand aufweist. Dadurch können vorteilhaft größere Lasten bei geringem Energiebedarf transportiert werden. Die Profilform wird durch eine abgerundete oder flachkantige Außenhülle des Transportbehälters gebildet, wobei während eines Geradeausflugs vorzugsweise nur flache Kanten, insbesondere keine Kanten der Außenhülle„im Wind" liegen. Dadurch wird der Profilwiderstand des Transportbehälters und damit auch des gesamten

Luftfahrzeugs vorteilhaft reduziert. Die Pinguinform ist eine spezielle Profilform, wobei ein in Flugrichtung betrachtet vorderer Bereich des Transportbehälters eine größere Dicke gegenüber einem hinteren Bereich des Transportbehälters aufweist, wobei der Transportbehälter in dem hinteren Bereich eine spitz zulaufende und vorteilhaft abgerundete Hinterkante aufweist. Die Dicke ist dabei als die Höhe des Transportbehälters definiert. Vorteilhaft ist in dem Luftfahrzeug ein Seilzug vorgesehen, der Lasten während des Fluges abseilen oder heraufziehen kann. Dadurch kann das Luftfahrzeug vorteilhaft während einer Mission Lasten aufnehmen oder abgeben. Der Seilzug ist dabei vorteilhaft in dem Transportbehälter angeordnet und zieht Lasten in einen Innenbereich des Transportbehälters. Dadurch wird der

Profilwiderstand des Luftfahrzeugs während des Vorwärtsfluges vorteilhaft nicht erhöht, da die Außenhülle des Transportbehälters eine Luftströmung um die zu tranportierenden Lasten lenkt.

In einer bevorzugten Ausgestaltung ist der Transportbehälter eine

Fahrgastzelle, so dass das Luftfahrzeug Personen transportieren kann.

In einer vorteilhaften Ausgestaltung sind die Tragflügel faltbar, so dass das Luftfahrzeug am Boden oder bei Transport wenig Platz einnimmt und die Rotoren sowie der Transportbehälter vorteilhaft geschützt sind. Dabei ist ein Tragflügel in zumindest zwei Tragflügelbereiche unterteilt, wobei Gelenke zwischen den zumindest zwei Tragflügelbereichen angeordnet sind. Um

Gelenkachsen der Gelenke sind die zumindest zwei Tragflügelbereiche relativ zueinander verschwenkbar. Dabei ist ein dem Rumpf zugeordneter

Tragflügelbereich als Tragflügelwurzel und ein dem Rumpf abgewandter Tragflügelbereich als Tragflügelspitze definiert.

In einer vorteilhaften Ausgestaltung ist zumindest ein Steuergerät vorgesehen, welches Steuergerät die Drehzahlen der einzelnen regelbaren Rotoren regelt, wobei das Steuergerät vorzugsweise redundant ausgeführt ist. Die

Elektromotoren der Rotoren werden dabei vorzugsweise von jeweils einem oder einem oder mehreren gemeinsamen Steuergeräten einzeln elektronisch durch Motordrehzahlsteuerung geregelt, so dass die Rotordrehzahl geregelt wird. Die Steuerung des Luftfahrzeuges erfolgt vorteilhaft durch eine Fernsteuerung, wobei ein Empfänger, der vorzugsweise in dem Rumpf angeordnet ist, Signale einer externen Steuereinheit empfängt und die Signale an das zumindest eine Steuergerät für die Rotoren weitergibt. Das Steuergerät berechnet aus den Signalen Rotationsfrequenzen der Rotoren. Alternativ oder ergänzend dazu weist das Luftfahrzeug eine automatische Flugsteuerung auf. Dazu ist in oder an dem Luftfahrzeug ein Datenspeicher vorgesehen, in dem vorgegebene Flugrouten, Aufenthaltsdauern und Geschwindigkeiten gespeichert werden können. Ferner kann durch zumindest einen Sensor mittels Richtfunk,

Satellitensignalen oder einem Abgleich von durch den zumindest einen Sensor erfassten Aufnahmen der Umgebung mit gespeicherten Terraindaten die Position des Luftfahrzeugs von dem Steuergerät berechnet werden. Aus diesen Daten berechnet das Steuergerät die Rotationsfrequenzen der Rotoren.

Vorteilhaft können so auf das Flugzeug plötzlich auftretende wirkende Kräfte ausgeglichen werden und eine stabile Fluglage erreicht werden. Durch eine redundante Ausgestaltung der Elektronik durch zumindest funktional doppelt vorhandene Komponenten wird vorteilhaft die Wahrscheinlichkeit für einen Totalausfall des Luftfahrzeugs reduziert. Die Eingabe der Daten auf dem Datenspeicher erfolgt über Bussysteme mit Eingabegeräten oder

austauschbaren Datenträgern.

In einer vorteilhaften Ausgestaltung weist der Tragflügel eine größere

Erstreckung in Richtung der Längsachse auf als der Rumpf. Dadurch kann der zumindest eine Tragflügel den Rumpf während einer Kollision vor

Beschädigung schützen.

Vorzugsweise weist der Tragflügel an einer Hinterkante eine Verstärkung auf, so dass der Tragflügel bei einer Landung nicht beschädigt wird.

In einer vorteilhaften Weiterbildung des Luftfahrzeugs ist ein Kollisionssensor vorgesehen, der vorteilhaft Daten an das Steuergerät weitergibt und so auf die Regelung der Rotoren einwirkt, so dass Kollisionen während des Starts, der Landung und des Fluges mit Objekten in einer Umgebung des Luftfahrzeuges vermieden werden können.

In einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung weist das Luftfahrzeug

Brennstoffzellen auf, wobei ein mit einem Brennstoffzellenfluid gefüllter Tank der Brennstoffzellen gleichzeitig als Auftriebserzeugender Volumenkörper des Luftfahrzeugs dient. Dabei weist das Brennstoffzellenfluid eine geringere Dichte als Luft auf.

Die Erfindung ist nachfolgend anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele in den Zeichnungen schematisch dargestellt und wird unter Bezugnahme auf die Zeichnungen ausführlich beschrieben.

Fig. 1a zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel in einer Seitenansicht, Fig. 1b zeigt das erste Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht, Fig. 1c zeigt das erste Ausführungsbeispiel in isometrischer Ansicht Fig. 2a zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit ausgestreckten Flügeln,

Fig. 2b zeigt das zweite Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit zusammengefalteten Flügeln,

Fig. 3a zeigt ein drittes Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit ausgefalteten Flügeln,

Fig. 3b zeigt das dritte Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht mit zusammengefalteten Flügeln,

Fig. 4 zeigt ein viertes Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht, Fig. 5 zeigt ein fünftes Ausführungsbeispiel in einer Frontalansicht, Fig. 6 zeigt ein sechstes Ausführungsbeispiel in perspektivischer

Darstellung,

Fig. 7a zeigt einen Rumpf eines Luftfahrzeuges mit einem

Transportbehälter in einer Fluglage und eingezogenem Seilzug,

Fig. 7b zeigt den Rumpf aus Fig. 9a in einer Schwebelage und

eingezogenem Seilzug, Fig. 7c zeigt einen Rumpf aus Fig. 9a in einer Schwebelage und ausgefahrenem Seilzug.

Fig. 1a bis Fig. 1c zeigen schematisch in einem ersten Ausführungsbeispiel eine Doppeldeckerform eines Luftfahrzeugs 100. Dabei sind zwei an einem Rumpf 110 des Luftfahzeugs 100 befestigte Tragflügel 120, ein oberer

Tragflügel 120a und ein unterer Tragflügel 120b, parallel zueinander

angeordnet und weisen in einem Tragflügelwurzelbereich 121 eine größere Profildicke d auf als in einem Tragflügelspitzenbereich 122, wie in Fig. 1 b und Fig. 1c zu erkennen ist. Die Tragflügel 120 sind in einer Hochrichtung Z des Luftfahrzeugs übereinander angeordnet, so dass sich die Doppeldeckerform ergibt, wobei der obere Tragflügel 120a in Hochrichtung Z über dem unteren Tragflügel 120b angeordnet ist. Die Tragflügel 120 sind gepfeilt, d.h. von dem Tragflügelwurzelbereich 121 ausgehend sind die Tragflügel 120 entlang ihrer Spannweite entgegen einer Längsrichtung X des Luftfahrzeuges 100 verschoben. Dies sorgt vorteilhaft bei hohen Luftgeschwindigkeiten für einen geringeren Profilwiderstand des

Luftfahrzeugs 100. Daneben ist aufgrund der Pfeilung vorteilhaft die

Tragflügelspitze 122 mit einer Landefläche 123 versehen, mit welcher

Landfläche 123 das Luftfahrzeug 100 bei der Landung auf einer Bodenfläche 1 aufsetzen kann, vorteilhaft ohne den Rumpf 1 0 zu beschädigen. Die

Landfläche kann dabei vorzugsweise gegenüber dem Tragflügel 120 durch eine Federung abgefedert sein, wodurch unsanfte Landungen und unebenes

Gelände ausgeglichen werden können. In dem Tragflügelwurzelbereich 121 weisen die Tragflügel 120 eine in Längsrichtung X des Luftfahrzeugs 100 gesehene Profillängserstreckung auf, die einer Längserstreckung des Rumpfes 110 entspricht. An den Tragflügelspitzen 122 sind Verbindungsstege 124 vorgesehen, welche Verbindungsstege 124 die beiden Tragflügel 120

verbinden. Die Verbindungsstege 124 sind dünne und leichte Kunststoffplatten, können aber auch Metallbleche sein, die sich in einer Ebene senkrecht zu einer Querrichtung Y erstrecken. Durch die Verbindungsstege 124 wird vorteilhaft eine Querströmung in die Querrichtung Y unterbunden, ferner eine Stabilität der beiden Tragflügel erhöht und Randwirbelbildung an den Tragflügelspitzen 120 zumindest reduziert, so dass der induzierte Widerstand des Luftfahrzeugs 100 vorteilhaft verringert wird. Alternativ oder ergänzend können Winglets an den Tragflügelspitzen 120 vorgesehen sein, wobei die Winglets vorteilhaft einstückig mit den

Verbindungsstegen 124 ausgebildet sind.

Der Rumpf 10 weist eine Quaderform auf, wobei die Quaderform des

Rumpfes 110 von einer Frontansicht, wie in Fig. 1b dargestellt, aus betrachtet gegenüber der Quererstreckung der Tragflügel 120 in eine Querrichtung Y um 45° gekippt ist. Das Luftfahrzeug weist dabei eine Symmetrie um eine durch einen Mittelpunkt der Quaderform verlaufende Längsebene XZ auf. Der Rumpf 110 weist vier ebene Rumpfwände 111 auf, die gemeinsam die Quaderform des Rumpfes 110 bilden. Die Rumpfwände 11 sind jeweils mittig mit einem der beiden Tragflügel 120 fest in einem Verbindungsabschnitt 112 verbunden. Ferner sind die Rumpfwände 111 an ihren Enden 113 mit den benachbarten Rumpfwänden 111 rechtwinklig fest verbunden, wobei sich dadurch die

Quaderform ergibt.

In einem Bereich der verbundenen Enden 113 sowie der Verbindungsabschnitte 112 ist jeweils ein Rotor 130 mittels seiner Rotorwelle 135 drehbar gelagert, so dass acht Rotoren 130 das Luftfahrzeug 100 antreiben. Die Rotorwelle 135 wird durch einen Elektromotor (nicht gezeigt) angetrieben. Der Elektromotor wird von einer Spannungsquelle mit Strom versorgt und durch eine

Steuereinheit geregelt. Die Steuereinheit regelt dabei die Drehzahlen jedes einzelnen Rotors, so dass eine individuelle Ansteuerung der Rotoren 130 vorgesehen ist. Die Rotoren 130 weisen jeweils vier Rotorblätter 131 auf, alternativ können die Rotoren 130 aber auch zwei, drei, fünf oder mehr Rotorblätter 131 aufweisen.

Das Luftfahrzeug 100 funktioniert wie folgt: In Fig. 1a ist das Luftfahrzeug 100 in einer Startposition gezeigt. Das

Luftfahrzeug 110 befindet sich dabei auf einer Bodenfläche 1 , wobei eine Längsachse des Luftfahrzeugs 100 senkrecht zu der Bodenfläche 1 gerichtet ist. Das Steuergerät veranlasst über die Elektromotoren eine gleichmäßige Drehung der Rotoren 130. Dabei werden jeweils zwei benachbarte Rotoren 131 in jeweils entgegengesetzter Richtung gedreht. Dadurch werden vorteilhaft Kräfte, die aufgrund der Drehung eines einzelnen Rotors 131 durch die

Drehung des benachbarten Rotors 131 in eine Richtung senkrecht zu der Längsrichtung X wirken, kompensiert. Erreichen die Rotorblätter 131 eine kritische Geschwindigkeit, so erzeugen die Rotoren einen Auftrieb, der stark genug ist, das Luftfahrzeug 100 zu beschleunigen und vom Boden abheben zu lassen. Hat das Luftfahrzeug eine gewünschte Reisehöhe erreicht, so reduziert das Steuergerät die Drehzahl zumindest eines in Hochrichtung gesehenen unteren Rotors 131 , so dass dieser untere Rotor 131 weniger Vortrieb - und damit Auftrieb - erzeugt. Dadurch wird ein Kippmoment um die Querachse in Querrichtung Y erreicht, so dass das Fluggerät um die Querachse kippt.

Alternativ kann auch die Drehzahl eines in Hochrichtung Z gesehenen oberen Rotors 131 erhöht werden. Hat das Luftfahrzeug 100 eine Fluglage erreicht, in der der Gesamtvortrieb der Rotoren 130 keinen Anteil mehr an der Auftriebskraft leistet, befindet sich das Luftfahrzeug 100 in der Fluglage. In der Fluglage tragen nur noch die Tragflügel 120 sowie der Rumpf 110 direkt zu der

Auftriebskraft bei, wobei der Auftrieb abhängig ist von der

Vortriebsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs 100 und damit indirekt von der Rotationsgeschwindigkeit der Rotoren 131.

Um von der Fluglage in eine Schwebelage zu gelangen, wird zumindest die Drehzahl eines der oberen Rotoren 130 reduziert, so dass sich ein Kippmoment um die Querachse des Luftfahrzeugs 100 ergibt. Dadurch kippt das

Luftfahrzeug 100 in eine Richtung um die Querachse, so dass die Rotoren wieder einen Anteil am Auftrieb des Luftfahrzeugs leisten. Die Kippbewegung ist beendet, wenn die Rotoren 130 den gesamten Auftrieb des Luftfahrzeugs erzeugen. Durch eine Drehzahlregelung kann der Gesamtvorschub an das Gewicht des Luftfahrzeugs angepasst werden, so dass eine Schwebelage des Luftfahrzeugs 100 erreicht wird.

Durch die oben beschriebene Flugregelung mittels Anpassen der Rotor- drehzahlen durch das Steuergerät kann das Luftfahrzeug 100 ohne Ruder gesteuert werden. Vorteilhaft können aber zur Unterstützung von Flugmanövern Ruder an den Tragflügeln angeordnet werden, so dass eine Beweglichkeit des Luftfahrzeugs 100 noch einmal gesteigert wird. Aus der Schwebelage kann das Luftfahrzeug 100 durch Verringerung des Vorschubs kontrolliert und sanft auf der Bodenfläche 1 aufsetzen. Dazu wird die Drehzahl aller Rotoren 130 gleichmäßig reduziert, bis die Rotoren 130 nur noch einen Vorschub erzeugen, der gerade kleiner ist als das Gewicht des Luftfahrzeugs 100.

Fig. 2a zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 200, wobei wie in Fig. 1a, 1 b die Ausführungsform eine Doppeldeckerform ist. Zwei Tragflügel 220a, 220b sind parallel zueinander angeordnet, wobei ein oberer Tragflügel 220a in eine Hochrichtung Z oberhalb eines unteren Tragflügels 220b angeordnet ist.

Die Tragflügel 220a, 220b weisen jeweils zwei Gelenke 226 auf, um die die Flügelspitzen 222 verschwenkbar sind. Die Flügelspitzen 222 des oberen Tragflügels 220a sind in die Hochrichtung Z verschwenkbar, während die Tragflügelspitzen 222 des unteren Tragflügels 220b in einer Richtung entgegengesetz der Hochrichtung Z verschwenkbar sind.

Das Luftfahrzeug 200 weist einen Quaderförmigen Rumpf 210 auf, der identisch zu dem in Fig. 1a, 1 b beschriebenen Rumpf 110 ist. In dem Rumpf 210 ist ein Transportbehälter 240 verschwenkbar angeordnet, wobei der

Transportbehälter 240, Drehgelenke 241 mit dem Rumpf 210 verbunden ist. Der Transportbehälter 240 weist eine hexagonale Form auf, wobei die hexagonale Form einem Innenraum 201 des Luftfahrzeugs 200 entsprechend gestaltet ist.

Die Funktion der Rotoren 231 während des Starts, der Landung und des Fluges identisch zu der Funktionsweise der Rotoren 131 des ersten

Ausführungsbeispiel ist:

Soll das Luftfahrzeug 200 transportiert werden, so können die Tragflügel 220a, 220b wie in Fig. 2b dargestellt abgefaltet werden, so dass das Luftfahrzeug 200 bei einem Transport weniger Raum einnimmt.

Der Transportbehälter 240 verschwenkt sich gegenüber dem Rumpf 210 während des Fluges um eine Querachse Y des Luftfahrzeugs 200 aufgrund der Drehgelenke 241 , so dass der Transportbehälter 240 gegenüber einer

Bodenfläche 1 stets, von temporär auftretenden Verschwenkungen abgesehen, die gleiche Neigung aufweist. Dadurch können vorteilhaft

bewegungsempfindliche Objekte innerhalb des Transportbehälters 240 sicher transportiert werden. Fig. 3a und 3b zeigen ein drittes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 400, mit einem ovalen Rumpf 410, einem oberen Tragflügel 420a und einem unteren Tragflügel 420b. Der obere Tragflügel 420a hat dabei eine größere Tragfläche 425a als der untere Tragflügel 420b mit einer Tragfläche 425b. Als Tragfläche wird hier die während eines Geradeausflugs einem höheren Druck ausgesetzte Tragflügelseite bezeichnet. Eine untere Flügelwurzel entspricht dabei dem

Tragflügel 420b. An den beiden Endkanten 427 einer oberen Tragflügelwurzel 421a sind Gelenke 426 angeordnet sind, an denen Tragflügelspitzen 422a schwenkbar angelenkt sind, wobei der obere Tragflügel 420a die obere

Tragflügelwurzel 421a sowie die beiden Tragflügelspitzen 422a umfasst. An den Tragflügelspitzen 422a sind an der Tragfläche 425a Rotoren 430

angeordnet, die von Haltern (nicht gezeigt) an der Tragfläche 425a befestigt sind. Vorliegend sind an jeder Flügelspitze 422a des Tragflügels 420a 2

Rotoren angeordnet. Der Rumpf weist eine elliptische Form auf, wobei jeweils zwei Rotoren 430 oberhalb und unterhalb in eine Hochrichtung Z des Luftfahrzeugs 400 gegenüber einem Transportbehälter 440 angeordnet sind. Der

Transportbehälter 440 weist eine hexagonale Form auf, wobei zwei Endkanten in Querrichtung starr mit dem ovalen Rumpf 410 verbunden sind.

Eine der elliptischen Form des Rumpfes 410 zugrunde liegende Ellipse weist eine große Halbachse in eine Hochrichtung Z des Luftfahrzeugs 400 auf.

Alternativ dazu ist es möglich, eine große und eine kleine Halbachse der Ellipse gleich groß auszuführen, so dass sich eine Kreisform des Rumpfes 410 ergibt. Es ist auch möglich, dass eine große Halbachse der Ellipse des elliptischen Rumpfes 410 in einer Querrichtung Y des Luftfahrzeugs 400 liegt. Die Flügelspitzen 422a sind um die Gelenke 426 in Richtung auf den Rumpf verschwenkbar, so dass sich eine wie in Fig. 3b gezeigte quadratische Form des Luftfahrzeugs 400 für einen einfachen Transport ergibt.

Das Luftfahrzeug 400 funktioniert wie folgt:

Für den Start werden die Tragflügelspitzen 422a des oberen Tragflügels 420a ausgefaltet und an der Flügelwurzel 421a fixiert. Dann werden die an den Tragflügelwurzeln 421a, 421b angeordneten Rotoren 430 gestartet, wobei ein gleichmäßig verteilter Vortrieb erzeugt wird. Da aufgrund des Gewichts der oberen Tragflügel ein Lastenungleichgewicht vorliegt, müssen die an dem oberen Tragflügel 420a angeordneten Rotoren 430 einen höheren Schub erzeugen als die an dem unteren Tragflügel 420b angeordneten Rotoren 430, um ein Kippen des Luftfahrzeugs 400 um eine Querachse Y zu verhindern. Alternativ können auch die zusätzlich an den Tragflügelspitzen 422a

angeordneten Rotoren 430 eingeschaltet werden, um das Kippen durch ausgleichen des Kippmoments zu verhindern. Ein Kippen um die Querachse, um von der Schwebelage in die Fluglage zu gelange erfolgt wie bei dem ersten Ausführungsbeispiel und dem Luftfahrzeug 100. Zum Übergang in die Fluglage werden die zusätzlich an den

Tragflügelspitzen 422a angeordneten Rotoren 430 eingeschaltet, um

zusätzlichen Schub zu erzeugen.

Fig. 4 zeigt ein viertes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 600 mit zwei parallel gegenüberliegenden Tragflügeln 620 und einem aus einem

Rumpfgestänge 611 und einem Rumpfkreisabschnitt 612 bestehenden Rumpf 610, wobei die beiden Tragflügel 620 an jeweils zwei Stangen 613 des

Rumpfgestänges 611 starr befestigt in einem Tragflügelwurzelbereich 621 angeordnet sind. Der Tragflügelwurzelbereich 621 ist mit außen liegenden Tragflügelspitzen 622 der Tragflügel 620 durch Gelenke 626 verbunden. Dabei können die Tragflügelspitzen 622 um die Gelenkachse der Gelenke 626 verschwenkt werden. In einem Innenraum 614 des Rumpfes 610 ist ein

Transportbehälter 640 mit hexagonalem Querschnitt angeordnet. Jeweils zwei der Stangen 613 laufen an einem Anlenkpunkt 642 an einer seitlichen Kante 641 des Transportbehälters 640 zusammen, wobei jede der Stangen 613 mit dem Tragflügel 620, an dem sie befestigt ist, einen Winkel von 45° in einer Ebene senkrecht zu einer Längsachse des Luftfahrzeugs 600 einschließt. Der Transportbehälter 640 kann um den Anlenkpunkt 642 schwenken.

In dem Flügelwurzelbereich 621 sind an jedem Tragflügel 620 zwei Rotoren 631a angeordnet, die von einem Elektromotor (nicht gezeigt) angetrieben werden. Ferner sind jeweils an einer der Stangen 613 des Rumpfgestänges

611 ein Rotor 631 b angeordnet, wobei alle Rotoren 631a, 631b kreisförmig um einen Mittelpunkt des Rumpfkreisabschnitts 612 angeordnet sind, so dass sich vorteilhaft eine gleichmäßige Vortriebskraftverteilung einstellt.

Das Luftfahrzeug 600 funktioniert wie das Luftfahrzeug 100, wobei die

Tragflügelspitzen 622 für einen Transport gefaltet werden können.

Fig. 5 zeigt ein fünftes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 700, welches Luftfahrzeug drei Tragflügel 720a, 720b, 720c aufweist, wobei der mittlere Tragflügel 720b in zwei Hälften unterteilt ist und in einem mittleren Bereich einen Transportbehälter 740 aufweist. Der Transportbehälter 740 ist dabei starr an dem Tragflügel 720b befestigt. Alternativ dazu kann der Transportbehälter 740 auch an dem Tragflügel 720b schwenkbar angelenkt sein. In einem in Querrichtung y gesehenen seitlichen Bereich sind die drei Tragflügel 720a, 720b, 720c durch jeweils einen Rumpf 710 verbunden. Jeder der beiden Rümpfe 710 besteht aus einem kreisförmigen Rumpfabschnitt 712 und einem überkreuzten zu den Tragflügeln 720a, 720b, 720c in einer 45°-Schräglage angewinkelten Gestänge 711 aus jeweils zwei Stangen 713. Diese Bauform des Luftfahrzeugs 700 mit einem dreifach Decker weist gegenüber einem

Doppeldecker eine erhöhte Stabilität sowie mehr auftriebserzeugende Flächen auf.

Das Luftfahrzeug 700 funktioniert wie das Luftfahrzeug 100.

Fig. 6 zeigt ein sechstes Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeug 800 mit zwei übereinanderliegenden Deltatragflügeln 820, die in einer Querebene XY senkrecht zu einer Hochachse Z des Luftfahrzeugs 800 jeweils eine im wesentlichen rechtwinklige Dreiecksform aufweisen, wobei ein Scheitelpunkt der Dreiecksform mit einem rechten, vorzugsweise mit einem flachen Winkel in Längsrichtung X vorne und in Querrichtung Y mittig angeordnet ist. In Fig. 6 befindet sich das Luftfahrzeug 800 in einer Fluglage bzw. einem

Geradeausflug, so dass sich die Achsenangaben auf diese Lage des

Luftfahrzeugs 800 beziehen.

Die beiden Deltatragfügel 820 sind in einem Tragflügelwurzelbereich 821 der Deltatragflügel 820 durch einen Rumpf 810 und an zwei in Querrichtung Y gesehenen seitlichen Verbindungsstegen 824 miteinander verbunden, wobei eine Hinterkante 827 der Deltatragflügel 820 etwa eine dreimal größere

Quererstreckung in Querrichtung Y aufweist als der Rumpf 810. Der

Tragflügelwurzelbereich 821 erstreckt sich an der Hinterkante 827 gemessen etwa über ein mittleres Drittel 820a einer Quererstreckung des Deltatragflügels 820. Die beiden Verbindungsstege 824 sind jeweils an der Hinterkante 827 an einem äußeren Scheitelpunkt der Dreiecksform angeordnet und erhöhen so die Querstabilität der Deltatragflügel 820, wobei Kräfte von einem Deltatragflügel 820 auf den anderen Deltatragflügel 820 bei einem Kräfteungleichgewicht übertragen werden. Der Rumpf 810 weist eine als Kreiszylinder ausgebildete Außenhülle 811 auf, in deren Innenraum acht Rotoren 833 angeordnet sind. Die Deltatragflügel 820 weisen in den Außenbereichen 822 eine sich in im wesentlichen in Längsrichtung X erstreckende Falte 828 auf, wobei sich die Falte 828 von einem Mittelpunkt 827a eines äußeren Drittels der Hinterkante 827 auch in Querrichtung Y zu dem mittleren Drittel 820a des Deltatragflügels 820 hin erstreckt. Die Falte 828 endet dabei in einem Schnittpunkt einer Außenkante des Tragflügelwurzelbereichs 821 und einer nach vorne

gewandten Außenkante 829 der Dreiecksform des Deltatragflügels 820. Mit zunehmender Längsrichtung X nimmt die Höhe der Falte 828 in Hochrichtung Z von einem maximalen Wert an der Hinterkante 822 ab, bis die Höhe der Falte 828 null beträgt.

In einem Innenraum des Rumpfes 810 ist ein Transportbehälter 840

angeordnet, dessen Aufbau und Funktionsweise anhand der Fig. 7a bis 7c erläutert werden.

Die Lande- und Flugfunktionen des Luftfahrzeugs 800 entsprechen den

Funktionen des Luftfahrzeugs 100.

Fig. 7a zeigt den Rumpf 810 in vereinfachter schematischer Darstellung, wobei in einem Inneren schematisch ein Querschnitt des Transportbehälters 840 mit einem zu transportierenden Objekt gezeigt ist. Der Transportbehälter weist eine Außenhülle 841 auf, die in einer Ebene XZ senkrecht zu einer Querachse Y ein Laminarprofil, insbesondere ein Pinguinprofil aufweist. Das Pinguinprofil weist auf einer Unterseite 842 und einer Oberseite 843 entgegen der Längsrichtung X betrachtet in einem vorderen Bereich 841a zunächst eine stark zunehmende Dicke, in einem mittleren Bereich 841 b eine daraufhin nur noch leicht zunehmende Dicke, und in einem hinteren Bereich 841c, der sich etwa über die Hälfte der Längserstreckung des Transportbehälters 840 erstreckt, eine bis zu einem Schwanz der Pinguinform linear abnehmende Dicke auf, wobei die Unterseite 842 und die Oberseite 843 in einer hinteren Rundung 841 d ineinander übergehen, so dass ein Druckunterschied zwischen einer über Strömung entlang der Unterseite 842 und einer Strömung entlang der

Oberseite 843 stetig ausgeglichen werden kann. Der Transportbehälter 840 ist in einem Übergangsbereich von dem mittleren Bereich 841 b zu dem hinteren Bereich 841c an einer einen Anlenkpunkt bildenden Rumpfstange 814 an dem Rumpf angelenkt. In einem Innenraum des Transportbehälters 840 ist ein zu transportierendes Objekt 860 angedeutet.

In der Fig. 7a befindet sich das Luftfahrzeug 800 in einer Fluglage, wobei die Flugrichtung in eine Längsrichtung X gerichtet ist, so dass die Strömung entgegen der Flugrichtung um das Luftfahrzeug 800 strömt. Dadurch wird die Außenhülle 841 des Transportbehälters 840 ebenfalls umströmt, so dass der Transportbehälter aufgrund seiner Pinguinform einen Überdruck an einer Unterseite 842 und einen Unterdruck an einer Oberseite 843 in der Strömung erzeugt, so dass der Transportbehälter zu einem Auftrieb des Luftfahrzeugs 800 beiträgt.

Bei einem Verschwenken des Luftfahrzeugs 800 um die Querachse Y des Luftfahrzeugs 800 in eine Schwenkrichtung B, das heißt in Fig. 7a im

Uhrzeigersinn, schwenkt der Transportbehälter 840 nicht mit, so dass der Transportbehälter 840 seine Lage beibehält und der Rumpf 810 eine

Relativbewegung um den Transportbehälter 840 ausführt. Fig. 7b zeigt das Ergebnis der Relativbewegung von dem Transportbehälter 840 um den Rumpf 810, wobei sich das Luftfahrzeug nunmehr in einer Schwebeposition befindet.

Um die Stange 814 ist Seil eines in dem Transportbehälter angeordneten Seilzugs 870 angeordnet. Der Seilzug 870 weist ein Seil 871 auf, welches Seil 871 einenends an der Stange 814 befestigt ist und anderenends an der Unterseite 842 des Transportbehältes 840 angelenkt ist. Aus der Schwebelage kann durch den Seilzug 871 eine untere Hälfte 844 des Transportbehälters 840 von einer oberen Hälfte 845 des Transportbehälters 840 gelöst werden und in eine in Fig. 7c gezeigte Position herabgelassen werden.

Es versteht sich, dass der in den Fig. 7b und 7c erläuterte Seilzug auch zur Anwendung in den anderen Ausführungsbeispielen kommen kann, wobei jeweils der Rumpf in Längsrichtung vorteilhaft durchgehend hohl ausgebildet ist. Es ist ferner möglich, an den Hinterkanten der Flügel des Luftfahrzeugs Steuerklappen anzuordnen, die über einen Elektromotor, über jeweils einen Elektromotor oder über ein von einem Motor angetriebenes Gestänge antreibbar sind.