Technisches Gebiet

Die Erfindung betrifft ein VTOL-Flugzeug.

Stand der Technik

Ein VTOL-Flugzeug ("vertical take-off and landing aircraft") oder Hybridflugzeug ist ein Fluggerät, welches senkrecht und ohne Start- oder Landebahn starten und landen kann, welches aber im Unterschied zu Hubschraubern auch starre Tragflächen besitzt, welche im Horizontalflug bei ausreichendem Vortrieb Auftrieb erzeugen. VTOL-Flugzeuge sind in der Lage, während des Flugs einen Übergang zwischen dem vertikalen Schwebeflug (mit der Möglichkeit des stationären Schwebens) und dem schnelleren und in der Regel wirtschaftlicheren Horizontalflug zu vollbringen. Sie sind somit wirtschaftlicher als Hubschrauber und vielseitiger einsetzbar als Flächenflugzeuge. Die Erfindung bezieht sich auf den Bereich der VTOL-Flugzeuge mit starren Tragflächen und Drehflügeln, also mit einem oder mehreren Propellern, die drehbar um eine oder mehrere Achsen angeordnet sind und in der Regel einen grossen Durchmesser aufweisen, also in der Form von Rotoren, Flügelschrauben oder drehbaren Flügeln vorliegen.

Derartige Flugzeuge sind an sich bekannt. So zeigt die US 2,437,330 (A. S. Muilgardt) ein Fluggerät mit einem Rumpf und in einem vorderen Bereich des Rumpfs schwenkbar angeordneten Tragflächen. Ein Rotor ist um eine Querachse nach vorne verschwenkbar, so dass er im Horizontalflug die Rolle eines üblichen Vortriebspropellers wahrnimmt, während er im Vertikalflug in der Art eines Hubschrauberrotors um eine im Wesentlichen vertikale Achse rotiert. Ein Heckrotor gleicht wie bei einem Hubschrauber das Drehmoment des Hauptrotors aus.

Das Fluggerät ist relativ gross und hat einen aufwendigen Aufbau. Die Steuerung ist schwierig. Aufgrund der mechanischen Kraftübertragung zwischen Haupt- und Heckrotor ergibt sich ein eingeschränkter Nutzraum.

Die WO 2005/039973 A2 (D. G. Baldwin) zeigt ein Fluggerät mit einer mit einem Rotor versehenen Vertikaleinheit, die über ein Gestänge schwenkbar an einer gondelartigen Ladeeinheit zur Aufnahme einer Ladung angeordnet ist. Der Rotor ist am Gestänge schwenkbar angeordnet. Ferner ist am Gestänge auch eine Tragflächeneinheit befestigt, welche Auftrieb erzeugt. Dieses Fiuggerät weist aufgrund seiner Bauform nur eine beschränkte echte Horizontalflugfähigkeit auf. Der grosse Rotor und die von der Ladeeinheit abgesetzte Tragflächeneinheit führen zu einer instabilen Lage in gelandetem Zustand; allenfalls sind spezielle bodengestützte Einrichtungen notwendig, um eine stabile Lage zu erreichen, was den flexiblen Einsatz des Geräts stark einschränkt. Ein stabiles Flugverhalten wird zudem nur durch eine an der Ladeeinheit angeordnete Stabilisierungseinheit erreicht, wodurch sich auch hier ein komplexer Aufbau ergibt.

Darstellung der Erfindung

Aufgabe der Erfindung ist es, ein dem eingangs genannten technischen Gebiet zugehörendes VTOL-Flugzeug zu schaffen, welches einen einfachen Aufbau und ein stabiles Flugverhalten aufweist.

Die Lösung der Aufgabe ist durch die Merkmale des Anspruchs 1 definiert. Gemäss der Erfindung umfasst das VTOL-Flugzeug:

a) einen Rumpf,

b) zwei Hauptflügel, welche beidseitig an einem hinteren Bereich des Rumpfs angeordnet sind,

c) zwei Propeller, wobei je ein Propeller an jedem Hauptflügel um eine horizontale Längsachse drehbar angeordnet ist, und

d) einen Rotor mit mindestens zwei Rotorflügeln, wobei der Rotor an einem um eine Querachse schwenkbar am Rumpf gelagerten Rotorträger angeordnet ist.

Es können auch mehr als zwei Propeller vorhanden sein. Die Drehachse der Propeller ist bevorzugt relativ zur Orientierung des Rumpfes fest und immer parallel zur Längsachse des Flugzeugs, wodurch sich ein besonders einfacher Aufbau ergibt. Die Propeller können aber auch um eine Achse (insbesondere quer zur Hauptflugrichtung) schwenkbar sein. Zentral ist, dass sie eine Orientierung einnehmen können, in welcher ihre Drehachse im Wesentlichen der erwähnten horizontalen Längsachse entspricht. Die Bezeichnungen "horizontal", "vertikal", "Längsachse", "Querachse" und "Hochachse" werden hier jeweils in folgendem Sinn verwendet: Das VTOL-Flugzeug kann senkrecht, also in vertikaler Richtung (in Richtung der Hochachse), starten, sich aber auch auf im Wesentlichen gleichbleibender Flughöhe, also in horizontaler Richtung, von einem Ort zu einem anderen fortbewegen. Die Längsachse des Flugzeugs bzw. des Rumpfs entspricht im zweiten Fall der Flugrichtung. Die Querachse steht senkrecht zur Längsachse und definiert mit dieser zusammen eine horizontale Ebene.

Die Hauptflügel sind bevorzugt seitlich am Rumpf angebracht. Dadurch ist der Rumpf von oben und unten zugänglich, was eine flexible Nutzung ermöglicht. Die mindestens zwei Propeller sind bevorzugt in einem Endbereich der Hauptflügel angeordnet. Daraus ergeben sich besonders stabile Flugeigenschaften und reduzierte Randwirbelwiderstände. Wegen der vertikalen Start- und Landemöglichkeit lässt sich die Fläche der Hauptflügel stark reduzieren, so dass eine Spannweite zwischen den bevorzugten seitlichen Propellerpositionen ohnehin ausreicht.

Der Rotor lässt sich mit Vorteil von einer im Wesentlichen vertikalen Position um die Querachse nach hinten in eine im Wesentlichen horizontale Position verschwenken. In der horizontalen Position ist die von den Rotorflügeln aufgespannte (im Wesentlichen vertikale) Ebene also hinter dem Rumpf angeordnet. Die Sicht des Piloten ist nach vorne bei dieser Konfiguration in keiner Stellung des Rotors beeinträchtigt. Zudem ergeben sich vorteilhafte Flugeigenschaften, insbesondere beim Übergang zwischen Vertikal- und Horizontalflug bzw. umgekehrt.

Die Hauptflügel haben mit Vorteil ein symmetrisches Profil (analog dem Profil der Flügel eines Düsenjägers). Aufgrund der VTOL-Fähigkeiten und der Auftriebsieistung des Rumpfes reicht der Flächenauftrieb aus, durch diese Gestaltung ergibt sich zudem eine kleine Silhouette mit entsprechend geringem Luftwiderstand. Das erfindungsgemässe Flugzeug ermöglicht damit einen sparsamen Betrieb im Horizontalflug.

Der Anstellwinkel der Rotorflügel ist verstellbar. Im Vertikalflug ist der Anstellwinkel der Rotorflügel mit Vorteil an die Stellung des Höhenruders gekoppelt. So lässt sich die Höhe im Schwebeflug auf einfache Weise kontrollieren oder verändern (Pitch Control). Der erfindungsgemässe Aufbau des VTOL-Flugzeugs ist besonders einfach und damit kostengünstig realisierbar. Er ermöglicht eine Selbststabilisierung und damit eine einfache Handhabbarkeit mit sicheren Flugeigenschaften. Der Rotor lässt sich aufgrund seiner Klappbarkeit zur Unterstützung des Vortriebs heranziehen und er bietet im Horizontalflug einen geringen Luftwiderstand. Es werden also hohe Reisegeschwindigkeiten bei geringer Motorleistung ermöglicht. Zudem kann der Rotor im Vertikalflug einen verhältnismässig grossen vertikalen Abstand zum Rumpf aufweisen, was stabile Flugeigenschaften zur Folge hat und die Beladung und das Zusteigen vereinfacht.

Mit Vorteil wird auf ein verstellbares Seitenruder verzichtet. Die entsprechende Steuerung kann durch die Einnahme unterschiedlicher Stellungen der Propellerblätter der beiden seitlich angeordneten Propeller erfolgen.

Mit Vorteil umfasst das Flugzeug einen gabelförmigen Schwenkhebel, welcher schwenkbar am Rumpf gelagert ist, wobei an einem freien Endeder Rotorträger angeordnet ist. Die Gabelform ermöglicht eine Anordnung der Lagerstellen des Schwenkhebels soweit aussen wie möglich. Mittig bleibt Platz ausgespart, welcher genutzt werden kann.

Der Schwenkhebel kann mit einem ersten Ende, welches dem freien Ende gegenüberliegt, schwenkbar am Rumpf gelagert sein. Die Lagerstelle kann sich aber auch in einem mittleren Bereich des Schwenkhebels befinden.

Besonders bevorzugt ist der Schwenkhebel an zwei Lagerstellen in seitlich äusseren Bereichen des Rumpfs gelagert, so dass zwischen den Lagerstellen ein Nutzraum ausgespart ist, welcher unabhängig von einer Schwenkstellung des Schwenkhebels verfügbar ist. Die gesamte Rumpfbreite bleibt somit nutzbar - unabhängig von der Schwenkstellung des Schwenkhebels. Im Unterschied zu bekannten Lösungen ergibt sich somit ein vergrösserter Nutzraum, welcher zudem sehr flexibel genutzt werden kann. Durch die zentrale Anordnung des Nutzraums lassen sich verhältnismässig grosse und/oder schwere Objekte sicher transportieren.

Alternativ ist der Schwenkhebel in der Rumpfmitte gelagert. Es sind grundsätzlich auch Ausführungen denkbar, bei welchem der Schwenkhebel - bei entsprechender Dimensionierung - nur einseitig seitlich am Rumpf gelagert ist. Mit Vorteil ist der Nutzraum als Aufnahmeraum für eines oder mehrere Nutzmodule, insbesondere Personen- und/oder Nutzlastmodule, ausgebildet. Das Flugzeug lässt sich somit im Rahmen der Fertigung, gegebenenfalls aber auch später, je nach Bedarf mit einem entsprechenden Nutzmodul ausrüsten. In einem ferngesteuerten Betrieb ist ein Nutzlastmodul denkbar, welches im Wesentlichen den gesamten Nutzraum ausfüllt. Ansonsten ist das Nutzlastmodul mit einer Kabine für einen (oder mehrere) Piloten ausgerüstet. Das Nutzlastmodul kann eine Hebeeinrichtung umfassen, so dass Gegenstände auch beispielsweise im Schwebeflug des Flugzeugs vom Boden her aufgenommen werden können. Der Rumpf umfasst Befestigungseinrichtungen zur einfachen und sicheren Befestigung des Moduls bzw. der Module sowie Schnittstellen für die Übertragung von Energie und Daten, insbesondere Steuer- und Kontrolldaten.

Mit Vorteil ist der Rumpf rahmenartig ausgebildet. Die Lagerstellen eines gabelförmigen Schwenkhebels sind dann seitlich am Rahmen angeordnet, während die Nutzmodule in den Rahmen eingesetzt werden können. Es ergibt sich eine leichte aber stabile Rumpfstruktur mit maximalem Aufnahmeraum.

Mit Vorteil sind die zwei Lagerstellen in Längsrichtung vor dem Schwerpunkt des Flugzeugs in einer im Wesentlichen vertikalen Schwenkstellung des Schwenkhebels angeordnet, wobei ein axialer Abstand zwischen den Lagerstellen und dem Schwerpunkt insbesondere nicht grösser ist als 10% einer Gesamtlänge des Rumpfs. Generell befindet sich der Schwerpunkt mit Vorteil unabhängig von der Flugstellung in Längsrichtung zwischen den Lagerstellen und den Hauptflügeln. Diese Anordnung ermöglicht sichere Flugeigenschaften im Horizontal- und insbesondere im Vertikalflug. Es ergibt sich eine dynamische Anpassung der Gewichtsverteilung, wobei die Auftriebskraft des Rotors stets im Wesentlichen so gerichtet ist, dass sie den Gewichtskräften der einzelnen Elemente des Flugzeugs entgegengerichtet ist. Das Flugzeug ist also selbststabilisierend.

In einer Ausführungsform der Erfindung können die Lagerstellen in Längsrichtung des Rumpfs verschiebbar sein, so dass die Konfiguration der Lastverteilung angepasst werden kann. Diese Anpassung kann auch automatisch erfolgen, z. B. auf der Basis von Kraft- und/oder Neigungssensoren. Bevorzugt weist der Schwenkhebel zwei seitliche Elemente auf, welche mit einer entsprechenden seitlichen Lagerstelle des Rumpfs verbunden sind. Mit einem freien Ende der seitlichen Elemente ist eine Rotorbrücke verbunden, welche den Rotorträger trägt.

Bevorzugt umfasst der Schwenkhebel einen Verlängerungsabschnitt, welcher sich auf der Gegenseite des Rotorträgers über die Lagerstelle hinaus erstreckt.

Der Verlängerungsabschnitt kann verschiedene Aufgaben erfüllen. So sind in einer bevorzugten Ausführungsform im Verlängerungsabschnitt Akkumulatoren zur Speisung von Propeller- und/oder Rotorantrieben aufgenommen. Die Akkumulatoren bilden somit ein Gegengewicht zur Rotorbrücke und den daran angeordneten Elementen, insbesondere dem Rotor. Ferner ragen die Verlängerungsabschnitte in der vertikalen und somit der am Boden in der Regel eingenommenen Flugkonfiguration im Wesentlichen nach unten. Die in den Verlängerungsabschnitten aufgenommenen Akkumulatoren können somit auf einfache Weise und mit kurzen Leitungen von am Boden angeordneten Einrichtungen zum Aufladen der Akkumulatoren erreicht werden. Ferner sind an einem freien Ende des Verlängerungsabschnitts mit Vorteil klappbare Fusselemente zum Abstellen des VTOL-Flugzeugs auf dem Boden angeordnet. Diese Fusselemente können wie oft bei Hubschraubern kufenartig ausgebildet sein. Sie werden beim Übergang von der vertikalen in die horizontale Flugkonfiguration zusammen mit den Verlängerungsabschnitten hochgeschwenkt. Ferner können sie nach dem Abheben und spätestens beim Übergang in die horizontale Flugkonfiguration zurückgeklappt werden, so dass der Luftwiderstand minimiert und eine Sichtbehinderung verhindert werden.

Die klappbaren Fusselemente oder ein Endbereich des Verlängerungsabschnitts können Kontaktelemente umfassen, die mit am Boden angeordneten Gegenkontakten zusammenwirken und nach dem Aufsetzen des Flugzeugs ein Wiederaufladen der Akkumulatoren ermöglichen. Der Kontakt muss nicht zwingend durch direkten Kontakt leitender Materialien erfolgen, die Kontaktelemente und die Gegenkontakte können auch beispielsweise induktiv zusammenwirken.

Die Schwenkhebel und Verlängerungsabschnitte sind seitlich des Flugzeugrumpfs, beispielsweise eines Nutzmoduls aufnehmenden Rahmens angeordnet. Erstrecken sich die Fusselemente im Wesentlichen in Längsrichtung, wird der Raum unterhalb des Flugzeugrumpfs freigehalten. Das Nutzmodul kann somit von unten her beladen werden, bei geeigneter Halterung am Rumpf kann es - beispielsweise mit Hilfe einer Winde - nach unten abgesenkt werden. Das Nutzmodul kann so auf den Boden oder eine Vorrichtung zum Weitertransport abgesetzt oder durch eine Öffnung in der Aufsetzfläche des Flugzeugs weiter nach unten transportiert werden.

Mit Vorteil umfasst das Flugzeug weiter ein (steuerbares) Höhenruder, welches in einem vorderen Bereich des Rumpfs angeordnet ist. Es lässt sich dort ohne Konflikte mit den Propellern oder dem Rotor anordnen und ermöglicht eine fixe Anordnung der mindestens zwei Propeller. Die Höhensteuerung erfolgt also im Horizontalflug analog zu derjenigen eines üblichen Flugzeugs.

Alternativ kann das Höhenruder an anderer Stelle, z. B. im Bereich der Hauptflügel oder dahinter, angeordnet sein.

Mit Vorteil sind mindestens zwei Rotorpropeller an den mindestens zwei Rotorflügeln angeordnet. Verschiedene Kombinationen sind möglich, z. B. zwei, drei oder vier Rotorflügel mit jeweils einem Rotorpropeller, vier Rotorflügel, wobei zwei gegenüberliegende Flüge! je einen Propeller tragen usw. Ein Rotorflügel kann grundsätzlich auch mehrere Rotorpropeller tragen.

Durch die Verwendung eines direkten Rotorantriebes kann auf einen Momentenausgleich verzichtet werden, was den Vorteilen von Drehflüglern (Autogyro) oder Tip-Jets gleichkommt. Die Verwendung von Elektromotoren ist zum Antrieb der Rotorpropeller wegen der Einfachheit, Betriebssicherheit, den Gewichts-/Leistungsmöglichkeiten und Robustheit bezüglich Zentrifugalkraft ideal - aber nicht zwingend.

Auch die am Hauptflügel angeordneten Propeller können durch einen oder mehrere Elektromotoren angetrieben werden. Ein Akkumulator zur Versorgung der verschiedenen Elektromotoren kann durch einen von einem Verbrennungsmotor angetriebenen Generator gespeist werden. Andere Lösungen, z. B. der Einsatz einer Brennstoffzelle oder ein Hybridantrieb mit Verbrennungs- und Elektromotor sind ebenfalls denkbar. Die Antriebe für die Rotorpropeller einerseits und die am Hauptflügel angeordneten Propeller andererseits können auf unterschiedliche Weise ausgebildet sein.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform ist am Rotorträger ein vom Rotor unabhängiger Ausleger mit Propellern zum Drehmomentausgleich angeordnet. In der vertikalen Flugkonfiguration dienen die Propeller primär zum Drehmomentausgleich, sie können aber bei entsprechender Ausrichtung auch einen Beitrag zum Antrieb in Vertikalrichtung leisten. Die Propeller können beispielsweise gegenüber einer Horizontalebene schräg ausgerichtet sein.

Im Horizontalflug können der Ausleger und die Propeller beispielsweise so orientiert werden, dass die Propeller (ausschliesslich) zum Antrieb in horizontaler Richtung leisten.

Der Ausleger kann um eine Achse parallel zur Rotationsachse des Rotors schwenkbar sein. Die Antriebe der am Ausleger angeordneten Propeller werden mit Vorteil so gesteuert, dass der Ausleger stets in eine Grundposition, insbesondere parallel zur Längsrichtung des Flugzeugs, rückgeführt wird. Bei einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemässen VTOL-Flugzeugs umfassen die mindestens zwei Rotorflügel jeweils einen klappbaren Rotorflügelabschnitt (im Folgenden auch "Winglet" genannt). Die Rotorflügel umfassen also einen am Rotorträger drehbar angeordneten Basisteil und den radial aussen am Basisteil klappbar angeordneten Rotorflügelabschnitt. Die Klappachse liegt bevorzugt im Wesentlichen parallel zur Hauptebene des Basisteils. Die Winglets ermöglichen eine Reduktion des Luftwiderstands im Horizontalflug und führen in abgeklappter Stellung zu einem reduzierten Platzbedarf in der Rotorebene. Entsprechend kann die Fläche der Winglets vergleichsweise gross ausfallen. Diese können zudem ein stark gewölbtes Auftriebsprofil aufweisen. Dadurch wird bereits bei geringer Rotorgeschwindigkeit viel Auftrieb erzeugt. Geringere Drehzahlen haben aber auch geringere Lärmemissionen zur Folge und ermöglichen einen wirtschaftlichen Betrieb. Schliesslich weist ein VTOL-Flugzeug mit diesem Design hervorragende Gleiteigenschaften (Autorotation) auf.

Mit Vorteil sind die klappbaren Rotorflügelabschnitte radial ausserhalb von Befestigungsstellen der Rotorpropeller angeordnet. Die Rotorpropeller sind also am Basisteil unmittelbar innerhalb des Übergangs zu den klappbaren Abschnitten angeordnet. Dadurch haben die Rotorpropeller ein maximales auf den jeweiligen Rotorflügel wirkendes Drehmoment zur Folge, können aber auch bei abgeklapptem Wingiet ihren jeweiligen Zweck ohne Weiteres erfüllen. Bevorzugt weisen die klappbaren Rotorflügelabschnitte einen Rückholmechanismus auf, welcher die Rotorflügelabschnitte beim Unterschreiten einer vorgegebenen Zentrifugalkraft in eine im Wesentlichen senkrecht zu einem Basisabschnitt des jeweiligen Rotorflügels orientierte Ruhestellung bewegt. Der Rückholmechanismus kann derart ausgestaltet sein, dass der Anstellwinkel der Winglets ausschliesslich durch die Zentrifugalkraft gesteuert wird und eine zusätzliche Steuerung und entsprechende Antriebe entfallen. Die Lösung ist entsprechend kostengünstig und gewichtsparend.

Bei einer Rotorneigung von weniger als ca. 45° zur Längsachse kann die Rotordrehzahl reduziert werden, so dass die Winglets durch den Rückholmechanismus und/oder den Fahrtwind zurückgeklappt werden. Der Rückholmechanismus umfasst beispielsweise passend dimensionierte Federmittel, die der Zentrifugalkraft entgegenwirken.

Das erfindungsgemässe VTOL-Flugzeug ist mit Vorteil durch Verschwenken des Rotorträgers von einer vertikalen Flugkonfiguration, in welcher eine Drehachse des Rotors im Wesentlichen senkrecht orientiert ist, in eine horizontale Flugkonfiguration bringbar, in welcher der Rotor gegenüber dem Rotorträger fixiert ist und die mindestens zwei Rotorflügel senkrecht orientiert sind. Der Rotorträger mit dem Rotor ist dabei mit Vorteil nach hinten abklappbar. Die Fixierung des Rotors schafft stabile Flugeigenschaften und der Rotor kann zudem in einer Stellung fixiert werden, in welcher er für die Nutzung des Flugzeugs optimal ist.

Beim Einsatz von klappbaren Winglets reduziert sich in der horizontalen Flugkonfiguration die radiale Ausdehnung des Rotors, was ebenfalls den Flugeigenschaften zu Gute kommt und den Platzbedarf und Luftwiderstand des Rotors erheblich verringert.

Bevorzugt sind die mindestens zwei Rotorpropeller derart ausgebildet, dass sie in der horizontalen Flugkonfiguration Vortrieb erzeugen. Die Rotorpropeller wirken also in dieser Konfiguration als weitere Vortriebspropeller, welche die Propeller an den Hauptflügeln unterstützen. Vorhandene, radial ausserhalb der Befestigungsstellen der Rotorpropeller angeordnete klappbare Winglets können in der horizontalen Flugkonfiguration, wie erwähnt, zurückgeklappt sein, so dass sich ein maximaler Vortrieb bei minimalem Luftwiderstand ergibt. Mit Vorteil wird beim Verschwenken des Rotorträgers von der vertikalen in die horizontale Flugkonfiguration beim Unterschreiten eines vorgegebenen Winkels zwischen einer Hauptebene des Rumpfs und einer Drehachse des Rotors der Rotor automatisch in einer vorgegebenen Drehstellung (um die Rotorachse) fixiert. Bei einem zweiflügligen Rotor sind die beiden Flügel beispielsweise horizontal oder vertikal angeordnet, so dass sich eine ausgeglichene Massenverteilung ergibt. Die automatische Fixierung erleichtert die Bedienung des Flugzeugs und stellt sicher, dass der Rotor im Horizontalflug die Flugeigenschaften des Flugzeugs nicht negativ beeinflusst.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform des VTOL-Flugzeugs ist dieses klappbar ausgebildet. Dabei weist das Flugzeug eine oder mehrere der folgenden Knickstellen auf: a) zwischen dem Rumpf und seitlich am Rumpf angeordneten Abschnitten des Höhenruders;

b) zwischen dem Rumpf und den Hauptflügeln;

c) zwischen dem Rotorkopf und zwei seitlichen Elementen des Schwenkhebels; und/oder d) im Bereich eines Basisabschnitts der Rotorflügel.

Bei einer Knickstelle können die miteinander verbundenen Elemente entweder um eine einfache Schwenkachse gegeneinander verschwenkt werden oder das Knicken umfasst neben einer Schwenk- auch eine geneigt zu dieser angeordnete Drehachse.

Die Hauptflügel sind insbesondere nach oben in eine im Wesentlichen vertikale Stellung abklappbar. Analoges gilt für das Höhenruder. Der Rotorkopf kann relativ zur Rotorbrücke verschwenkt werden, oder er wird zusammen mit der Rotorbrücke gegenüber den seitlichen Elementen de Schwenkhebels verschwenkt. Dies ermöglicht ein Aufrichten der Rotorachse bei nach hinten geklapptem Rotor. Die Knickstelle im Bereich des Basisabschnitts der Rotorflügel ermöglicht es dann, den bei nach hinten abgeklapptem Rotor über die Rumpfbreite hinausragenden Teil der Rotorflügel nach vorne zu klappen, so dass im eingeklappten Zustand die Breite des Flugzeugs die Rumpfbreite nicht oder nur geringfügig überschreitet. Die Winglets können im vorderen Bereich mit den Abschnitten des Höhenruders verbunden werden.

Aus der nachfolgenden Detailbeschreibung und der Gesamtheit der Patentansprüche ergeben sich weitere vorteilhafte Ausführungsformen und Merkmalskombinationen der Erfindung.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen Die zur Erläuterung des Ausführungsbeispiels verwendeten Zeichnungen zeigen:

Fig. 1 ein Schrägbild einer ersten Ausführungsform eines erfindungsgemässen

VTOL-Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration;

Fig. 2 eine Darstellung des Flugzeugs mit verschiedenen Nutzmodulen;

Fig. 3A-C eine Seitenansicht, Draufsicht und Vorderansicht des Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration;

Fig. 4 ein Schrägbild des Flugzeugs in einer Übergangsstellung zwischen vertikaler und horizontaler Flugkonfiguration;

Fig. 5 ein Schrägbild des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration;

Fig. 6A-C eine Seitenansicht, Vorderansicht und Draufsicht des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration;

Fig. 7 ein Schrägbild des Flugzeugs im eingeklappten Zustand;

Fig. 8 ein Schrägbild einer zweiten Ausführungsform eines erfindungsgemässen

VTOL-Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration; Fig. 9 ein Schrägbild des Flugzeugs in einer Übergangssteiiung zwischen vertikaler und horizontaler Flugkonfiguration; und

Fig. 10 ein Schrägbild des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration.

Grundsätzlich sind in den Figuren gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen. Wege zur Ausführung der Erfindung

Die Figur 1 zeigt ein Schrägbild eines erfindungsgemässen VTOL-Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration. Das Flugzeug 1 umfasst einen Rumpf 10 mit einem offenen, im Wesentlichen rechteckigen und horizontal orientierten Rahmen 1 1 , in welchem ein Nutzmodul 20 aufgenommen ist. Aus der Figur 1 ersichtlich sind die Längsachse x, die Querachse y und die Hochachse z, wobei die Längachse x und die Querachse y eine horizontale Ebene xy aufspannen, die Hochachse z und die Querachse y eine vertikale Ebene yz quer zur Längsachse x. Die Hauptbewegungsrichtungen sind vertikal (z-Richtung) und horizontal (x-Richtung).

In der Figur 2 ist das Flugzeug 1 mit verschiedenen Nutzmodulen 20a, 20b, 20c dargestellt. Die linke Seitenwand ist jeweils weggelassen, um einen Einblick in das jeweilige Modul zu gewähren. Den Modulen 20a...c gemeinsam ist die äussere Form; sie alle umfassen senkrechte Frontwände 21 a...c und Rückwände 22a...c; der Boden 23a...c und die Decke 24a...24c sind gewölbt. Die Module 20 passen somit in eine entsprechende Aufnahme 1 2 des Rahmens 1 1. Beim ersten Nutzmodul 20a handelt es sich um ein Personenmodul zur Aufnahme von Fluggästen. Es umfasst entsprechende Sitze und gegebenenfalls Bedienungselemente, falls das Flugzeug 1 nicht ferngesteuert betrieben wird. Je nach angestrebter Flughöhe ist das Personenmodul mit oder ohne Druckkabine ausgebildet. Beim zweiten Nutzmodul 20b handelt es sich um ein Lastmodul mit einem Aufnahmeraum für zu transportierende Lasten. Ein Pilotenplatz ist nicht vorgesehen. Ein mit diesem Nutzmodu! 20b ausgestattetes Flugzeug 1 ist zur Fernsteuerung bestimmt. Beim dritten Nutzmodul 20c handelt es sich um ein Lastmodul mit Hebekran. Dieser umfasst einen Kranhaken, welcher durch eine Öffnung im Boden 23c des Nutzmoduls 20c abgesenkt werden kann. Das Flugzeug 1 kann somit im Schwebezustand Lasten vom Erdboden aufnehmen. Weitere Module können eingesetzt werden, solange sie in den Aufnahmeraum 12 passen und die unten beschriebene Schwenkbewegung des Rotors nicht behindern.

Die Module 20 umfassen jeweils Schnittstellen für die Energieversorgung und den Datenaustausch mit dem Rumpf 10. Steuer- und Kontrolldaten können über elektrische Kontakte oder per Funk übertragen werden. Die Module 20 können auswechselbar ausgeführt werden oder im Rahmen der Herstellung fest mit dem Rahmen 1 1 verbunden werden.

Am Rahmen 1 1 angeordnet sind vor dem Aufnahmeraum 12 ein Rumpf-Vorderteil 13 und hinter dem Aufnahmeraum 12 ein Rumpf-Hinterteil 14. Bei eingesetztem Nutzmodul 20 ergibt sich eine durchgängige Dachlinie. Der Rumpf-Vorderteil 13 und der Rumpf-Hinterteil 14 nehmen für den Flugbetrieb benötigte Komponenten auf, so z. B. Steuerelektronik inklusive Sensoren (Luftgeschwindigkeit, Luftdruck, Temperatur, Lage) und Kommunikationsmitteln, eine Akkumulator-Einheit zur Speisung der elektrischen Antriebe, einen Verbrennungsmotor (z. B. einen Kolbenmotor, eine Turbine, Brennstoffzellen) für den direkten Antrieb und/oder den Betrieb eines Generators zum Aufladen des Akkumulators, den entsprechenden Treibstofftank usw.

Am Rahmen 1 1 angeordnet ist zudem in einem vorderen Bereich, im Wesentlichen seitlich des Rumpf-Vorderteils 13, ein Höhenruder 30 mit zwei seitlich am Rahmen 1 1 um eine horizontale Achse schwenkbaren Ruderelementen 31 , 32. In einem hinteren Bereich, im Wesentlichen seitlich des Rumpf-Hinterteils 14, sind die Hauptflügel 41 , 42 angeordnet, welche gegenüber der horizontalen Ebene xy ausgehend vom Rahmen 1 1 schräg nach oben gerichtet sind, der zwischen der Ebene xy und der Hauptfläche der Hauptflügel 42, 42 eingeschlossene Winkel beträgt ca. 10°. Die Hauptflügel 41 , 42 tragen an ihrem äusseren Ende jeweils einen fix angeordneten elektrischen Propeilerantrieb 5 1 , 52 mit daran angeordnetem Propeller 53, 54. Alternativ ist der Propellerantrieb 51 im Rumpf- Hinterteil 14 angeordnet und die Antriebsleistung wird mechanisch (z. B. über Wellen) auf die Propeller übertragen. Im Vertikalflug dienen die Propeller 53, 54 primär zur Seitensteuerung und die Feineinstellung der Vor- bzw. Rückwärtsbewegung. Die Drehrichtungen der Propeller 53, 54 sind mit Vorteil gegenläufig. Die Hauptflügel 41 , 42 umfassen ferner mit Vorteil Klappen, die in an sich bekannter Weise gemeinsam das Querruder des Flugzeugs bilden.

Am Rumpf 10 schwenkbar angeordnet ist eine Rotorgabel 60. Sie ist beidseitig über jeweils eine horizontale und quer orientierte Schwenkachse geringfügig vor dem Schwerpunkt in der vertikalen Flugkonfiguration am Rahmen 1 1 angelenkt und umfasst zwei seitliche Schwenkhebel 6 1 , 62. Zwischen deren freien Enden ist eine Rotorbrücke 63 befestigt.

Die Rotorbrücke 63 umfasst ein Rotorlager, in welchem der Rotor 70 drehbar gelagert ist. Im Flugbetrieb ist das Rotorlager fest an der Rotorbrücke 63 angeordnet. Zum Transportieren und Verstauen des Flugzeugs 1 lässt es sich - wie weiter unten, im Zusammenhang mit der Figur 7 erklärt - um 90° relativ zur Rotorbrücke verdrehen. Von der Rotorbrücke 63 werden über Drehkontakte zudem elektrische Leistung sowie Steuersignale zum Rotor 70 übertragen. Der Rotor 70 umfasst zwei Rotorflügel 71 , 72, welche an einem zentralen Rotorkopf 73, welcher die Nabe des Rotors 70 bildet, gelagert sind. In der in der Figur 1 gezeigten Position sind die Schwenkhebel 6 1 , 62 der Rotorgabel 60 vertikal nach oben verschwenkt, d. h. sie schliessen einen rechten Winkel mit den seitlichen Längselementen des Rahmens 1 1 ein. Das Rotorlager der Rotorbrücke 63 weist eine in dieselbe Richtung, also vertikal, nach oben gerichtete Drehachse auf. Entsprechend rotieren die beiden Rotorflügel 71 , 72 um eine vertikale Achse und spannen eine horizontale Ebene auf.

Die Rotorflügel 71 , 72 weisen ausgehend vom Rotorkopf 73 einen inneren Bereich 71 .1 , 72.1 auf, welcher schwenkbar am Rotorkopf 73 gelagert ist. Die Schwenkstellung (Pitch) der beiden Rotorflügel 71 , 72 ist jeweils entgegengesetzt und lässt sich ausgehend von der Rotorbrücke 63 einstellen. Dazu sind geeignete mechanische Übertragungselemente oder lokale Aktoren am Rotor angeordnet. An diesem Bereich klappbar gelagert ist ein Hauptbereich 7 1 .2, 72.2. Die Klappachse ist im Flugbetrieb fixiert, ein Einklappen findet - wie weiter unten im Zusammenhang mit der Figur 7 erklärt - für den Transport und das Verstauens des Flugzeugs 1 statt. Am äusseren Ende des Hauptbereichs 71 .2, 72.2 ist jeweils ein Propellerantrieb 74, 75 mit daran angeordnetem Propeller 76, 77 angeordnet, wobei die Drehachsen der Propeller im Wesentlichen in der von den Rotorflügeln 71 , 72 aufgespannten horizontalen Ebene liegen und um 180° zueinander versetzt sind. Der Propellerantrieb 74, 75 beinhaltet einen Elektromotor, welcher in einem aerodynamisch optimierten Gehäuse aufgenommen ist und welcher mit dem jeweiligen Propeller 76, 77 (ggf. über ein Getriebe) in Wirkverbindung steht. Bei den Propellern 76, 77 kann es sich um Verstellpropeller handeln. Sie liefern die Drehenergie des Rotors 70 im Vertikalflug und bedarfsweise zusätzliche Antriebskraft in Flugrichtung im Horizontalflug.

Im Bereich der Propeller ist eine weitere Klappachse, parallel zur Hauptebene des Hauptbereichs 71.2, 72.2, angeordnet, über welche Winglets 71.3, 72.3 an den Hauptbereichen 71 .2, 72.2 gelagert sind. Die Winglets weisen ein Hochleistungsprofil mit maximalem Auftrieb auf. Zwischen den Winglets 71.3, 72.3 und dem jeweiligen Hauptbereich 71.2, 72.2 ist ferner ein federgestützter Rückholmechanismus angeordnet, welche die Winglets 71.3, 72.3 bei fehlender Zentrifugalkraft in eine rechtwinklig zum Hauptbereich 71 .2, 72.2 abgewinkelte und von der Rotorgabel 60 weg gerichtete Stellung verschwenkt. Die Figur 1 zeigt also die Stellung der Winglets 71.3, 72.3 bei Betrieb des Rotors 70 in der vertikalen Flugkonfiguration, so dass die Zentrifugalkraft die Winglets 71.3, 72.3 nach aussen in die Verlängerung des Hauptbereichs 71.2, 72.2 der Rotorflügel 71 , 72 bewegt.

Die Winglets stellen - unabhängig von den sonstigen Steueranweisungen - automatisch die richtige Drehzahl des Rotors zum Erreichen eines ausreichenden vertikalen Auftriebs sicher. Die Winglets sind nur im Vertikalflug und im Übergang bis zu einem Rotorwinkel von ca. 45° (gemessen zur vertikalen Orientierung) linear abnehmend aktiv. Zwischen 0 und 45° steuert die Zentrifugalkraft direkt den Anstellwinkel der Winglets und parallel dazu die Leistung der Rotorantriebe. Ist die Rotation zu schnell, wird der Anstellwinkel erhöht und die Leistung reduziert - ist diese zu gering, wird der Anstellwinkel reduziert und die Leistung erhöht. Bei einem Leistungsausfall nimmt das System von selbst eine sichere Sinkrate von ca. 3-4 m/s an. Bei einem Rotorwinkel von mehr als 45° haben die Winglets kaum mehr einen Einfluss auf die Leistung, die Rotordrehzahl wird reduziert und die Winglets werden durch den Fahrwind zurückgeklappt.

In den Figuren 3A-3C sind eine Seitenansicht, eine Draufsicht und eine Vorderansicht des Flugzeugs 1 in der vertikalen Flugkonfiguration dargestellt. Neben den bereits aus der Figur 1 ersichtlichen Komponenten zeigen die Figuren 3A-3C insbesondere auch deutlich die Landekufen, nämlich eine zentrale vordere Landekufe 81 , welche zwischen den Ruderelementen 31 , 32 des Höhenruders 30 am Frontteil des Rahmens 1 1 angeordnet ist, und zwei seitliche hintere Landekufen 82, 83, welche unterhalb der Hauptflügel 41 , 42 im hinteren Bereich der Seitenteile des Rahmens 1 1 angeordnet sind. Die Landekufen 81 , 82, 83 erstrecken sich ausgehend vom Rahmen 1 1 schräg nach hinten unten und sind quer zur Flugrichtung zur Verringerung des Luftwiderstandes sehr schmal ausgebildet, während sie in Flugrichtung eine mehrfach grössere Ausdehnung aufweisen.

Die Tragleistung im Schwebeflug wird durch die Leistungsfähigkeit des Rotors und der entsprechenden Antriebe bestimmt. Diese kann wesentlich erhöht werden, wenn zur Rotation die Vorwärtsbewegung durch die am Hauptflügel angeordneten Propeller kommt. Dies ist insbesondere bei besonderen Flugsituationen, z. B. dem Start in grosser Höhe oder bei unerwartet starken Abwinden in den Bergen, von Vorteil.

Die Figur 4 zeigt ein Schrägbild des Flugzeugs in einer Übergangsstellung zwischen vertikaler und horizontaler Flugkonfiguration. Die Schwenkhebel 61 , 62 der Rotorgabel 60 mit der daran angeordneten Rotorbrücke 63 werden um die quer orientierten, horizontalen Drehachsen nach hinten verschwenkt. Im selben Mass verschiebt sich die Orientierung der Drehachse des Rotors 70 nach schräg hinten. Die Schwenkhebel 61 , 62, der Rahmen 1 1 und ein in den Aufnahmeraum 12 des Rahmens 1 1 eingesetztes Nutzmodul sind so dimensioniert, dass die Schwenkhebel ungehindert bis in die in der Figur 5 gezeigte horizontale Orientierung verschwenkt werden können.

Der sich durch die Horizontalbewegung ergebende aerodynamische Auftrieb setzt bei einem Rotorkippwinkel von ca. 50° (gemessen zwischen der Rotorachse und der vertikalen Position) ein. Bei zunehmender Geschwindigkeit in Flugrichtung wird die Rotorgabel 60 mit dem Rotor 70 weiter nach hinten geneigt (abgesenkt), wodurch die Rotorflügel 71 , 72, die Propeller 76, 77 und die Winglets 71.3, 72.3 einen negativen Pitch einnehmen. Durch diese Massnahme kann das Flugzeug weiter Fahrt aufnehmen, was die Neigung des Rotors 70 nach hinten weiter verstärkt, bis die Hauptflügel 41 , 42 und ergänzend der Rumpf den Auftrieb für den Horizontalflug übernehmen können. Der Übergang vom Horizontal- zum Vertikalflug spielt sich in umgekehrter Reihenfolge unter einer Reduktion der horizontalen Geschwindigkeit ab.

Die Figur 5 zeigt ein Schrägbild des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration. Die Figur 6A-C zeigt eine Seitenansicht, eine Vorderansicht und eine Draufsicht des Flugzeugs in dieser Flugkonfiguration. Die Schwenkhebel 61 , 62 sind ganz nach hinten verschwenkt, liegen auf den Seitenteilen des Rahmens 1 1 auf und sind in dieser Stellung fixiert. Der Rotorkopf 73 des Rotors 70 und damit die Rotordrehachse sind horizontal, parallel zur Flugrichtung, orientiert. Der Rotor 70 ist in dieser Flugkonfiguration in einer Stellung fixiert, in welcher die Rotorflügel 71 , 72 vertikal orientiert sind, also ausgehend vom Rotorkopf 73 vertikal nach oben bzw. nach unten verlaufen. Die inneren Bereiche 71.1 , 72.1 und damit die gesamten Rotorflügel 71 , 72 sind relativ zum Rotorkopf 73 so verschwenkt, dass die Hauptfläche der Rotorflügel 71 , 72 ebenfalls parallel zur Flugrichtung sind. Der Luftwiderstand des Rotors 70 wird somit minimiert. Die Winglets 71.3, 72.3 sind relativ zum jeweiligen Hauptbereich 71.2, 72.2 um 90° nach hinten verschwenkt, liegen also hinter dem jeweiligen Hauptbereich 71.2, 72.2. Es ergibt sich eine weitere Reduktion des Luftwiderstands und auch der Platzbedarf in vertikaler Richtung verringert sich.

Die Drehachsen der an den Rotorflügeln 71 , 72 angeordneten Propeller 76, 77 verlaufen ebenfalls parallel in Flugrichtung und die beiden Propeller 76, 77 können zusätzlichen Schub in Vorwärtsrichtung beitragen, so dass das Flugzeug 1 in dieser Flugkonfiguration über vier wirksame Antriebe verfügt. Im Horizontalflug dient das Höhenruder 30 zur Höhensteuerung und bildet eine sekundäre Tragfläche.

Für die normale Reisegeschwindigkeit werden die elektrischen Antriebe im Bereich ihrer Nominalleistung betrieben. Für kurzzeitige Phasen mit Höchstgeschwindigkeit erfolgt ein Betrieb im Bereich der Maximalleistung.

Die Figur 7 zeigt ein Schrägbild des Flugzeugs im eingeklappten Zustand. In diesem nimmt das Flugzeug einen minimalen Raum ein und lässt sich so einfach und kostengünstig transportieren und lagern. Das Flugzeug lässt sich beispielsweise auf einem strassentauglichen Anhänger bewegen oder auf einem üblichen Parkfeld abstellen. Die Nutzlast lässt sich so bei Bedarf auch auf Strassen weiter bewegen, z. B. für die Feinverteilung, ohne dass das entsprechende Nutzmodul vom Flugzeug entfernt werden müsste. Alternativ kann das erfindungsgemässe Flugzeug auch in einer Container-Logistik verwendet werden, wobei die Nutzmodule als Container dienen und zusammen mit der weiter zu transportierenden Ladung aus dem Rumpf entnommen und durch andere Transportmittel (z. B. auf dem Strassen-, Schienen oder Wasserweg) weiter transportiert werden.

Im Unterschied zur horizontalen Flugkonfiguration, wie in der Figur 6 gezeigt, ist das Rotorlager relativ zur Rotorbrücke 63 um 90° nach oben verschwenkt, so dass der Rotorkopf 73 nach oben weist. Die Rotorflügel 71 , 72 weisen mit ihren Hauptflächen ebenfalls vertikal nach oben, wobei die Hauptteile 71.2, 72.2 gegenüber den inneren Bereichen 71.1 , 72.1 um 90° nach vorne geklappt sind. Die Winglets 71.3, 72.3 befinden sich in der Verlängerung der Hauptteile 71 .2, 72.2 und erstrecken sich wie diese seitlich entlang des Rumpfs 10 nach vorne und schliessen damit das Nutzmodul 20 ein. Die am Rotor 70 angeordneten Propeller 76, 77 sind parallel zum Seitenteil des Rahmens 1 1 orientiert. Die Hauptflügel 41 , 42 sind senkrecht nach oben geklappt, ebenso die Ruderelemente 31 , 32 des Höhenruders 30. Die an den Hauptflügeln 41 , 42 angeordneten Propeller sind in einer vertikalen Richtung fixiert. Die Steuerung der Höhe erfolgt im Horizontalflug konventionell aerodynamisch entlang der Querachse über die Ruderelemente 31 , 32 des Höhenruders 30. Im Vertikalflug erfolgt die Steuerung konventionell vertikal entlang der Hochachse über die Pitchverstellung der Rotorflügel 71 , 72. Gesteuert wird die Höhe über die Vor- und Zurückbewegung des Sticks, wobei beim Ziehen die Nase des Flugzeugs um die Querachse nach oben dreht, respektive ein positiver Pitch den Auftrieb erhöht und das Flugzeug entlang der Höhenachse nach oben zieht. Beim Drücken des Sticks erfolgt die umgekehrte Bewegung.

Die Steuerung der Richtung erfolgt im Horizontalflug konventionell aerodynamisch entlang der Längsachse über Querruder in oder an den Hauptflügeln 41 ,42 in konventioneller Kombination mit einer Drehung um die Querachse über die Elemente 31 , 32 des Höhenruders (Ziehen am Stick), welche durch die gegensätzliche Verstellung der Propeller 53, 54 und mit einer Drehung um die Hochachse unterstützt wird, im Vertikalflug erfolgt die Richtungssteuerung ausschliesslich durch die gegensätzliche Verstellung der Propeller 53, 54 über das Links bzw. Rechtsverschieben des Sticks, wobei im Horizontalflug ein Linksverschieben eine Drehung um die Längsachse in Flugrichtung im Gegenuhrzeigersinn, im Vertikalflug eine Drehung nach links um die Hochachse, bewirkt. Die Steuerung in Gegenrichtung erfolgt analog.

Die Steuerung der Vorwärts- oder Rückwärtsbewegung erfolgt im Vertikalflug durch die synchrone Verstellung der Stellung der Blätter der Propeller 53, 54, ausgelöst durch die Betätigung eines Pistolengriffs am Stick in Vorwärts- bzw. Rückwärtsrichtung (oder über ein Gas-/Bremspedal analog zu Fahrzeugen oder Uber einen Verstellpropeller-Hebel).

Die Trimmung aller Steuerelemente erfolgt elektrisch im Rahmen einer üblichen Servosteuerung für Autopiloten (Höhe, Richtung, Geschwindigkeit). Die horizontale Vorwärtsbewegung wird mit einem "Power & Speed"-Hebel gesteuert, welcher vier Positionen umfasst, namentlich "Park" (lock), "Roll/Start/Land" (unlock), "Gear up" und "Fly". Beeinflusst wird namentlich die Stellung der Propellerblätter der an den Hauptflügeln angeordneten Propeller. Am selben Hebel ist ebenfalls die Leistungssteuerung der Rotorantriebe vorgesehen, welche lediglich vier Stufen vorsieht, namentlich Rekuperation, Leerlauf, Normal und maximale Leistung sowie für Notfallsituationen "Kick Füll Power", welche die maximale Leistung aller Systeme oder wahlweise nur vertikal oder nur horizontal anfordert. Die tatsächlich bereitzustellende Leistung wird in Abhängigkeit des benötigten Drehmoments und damit u. a. in Abhängigkeit der Stellung der Propeller- bzw. Rotorblätter vollautomatisch geregelt.

Die eigentliche Steuerung der Antriebe (inkl. eines Verbrennungsmotors zum Antrieb eines Generators zum Speisen des Akkumulators) erfolgt vollautomatisch in Abhängigkeit von der verlangten Antriebsleistung und dem Ladezustand des Akkumulators.

Alle Antriebssysteme sind doppelt aber nicht redundant; sie sind so ausgelegt, dass auch bei einem Ausfall der Hälfte der Systeme die verbleibenden Antriebe auch bei maximaler Zuladung ein sicheres und gesteuertes Absinken und Landen sicherstellen können (hotspare, fail-save). Beispielhafte technische Spezifikationen des dargestellten Flugzeugs sind in der folgenden Tabelle festgehalten:

Gewicht Antriebssystem komplett 100 kg maximale Gesamtmotorleistung ca. 140 kW

Spannweite 4.991 m

(Horizontalflug)

Spannweite (Vertikalflug) 8.980 m

Länge (Horizontalflug) 5.079 m

Länge (Vertikalflug) 3.329 m

Höhe (Horizontalflug) 4.500 m

Höhe (Vertikalflug) 3.179 m (ohne Fahrwerk)

Flügelfläche (Horizontalflug) Hauptflügel 2.14 m ²

Rumpfflügel 9.14 m ² Höhenruder 0.4 m ²

Total: 1 1.68 m ²

Propellerfläche (Vertikalflug) 4.759 m ²

Streckung (Horizontalflug) 7.4

Streckung (Vertikalflug) 17.0

Schwerpunkt (Horizontalflug) von vorne gemessen 50% der

Gesamtlänge (Horizontalflug)

Schwerpunkt (Vertikalflug) von vorne gemessen 52 - 60% der

Gesamtlänge (Vertikalflug)

Leergewicht 222 kg (ohne Nutzmodul) maximales Startgewicht 472.5 kg Tankvolumen 20 1

Reisegeschwindigkeit 300 km/h maximale Geschwindigkeit 370 km/h zulässige Höchstgeschwindigkeit 420 km/h beste Steiggeschwindigkeit 45 km/h maximale Steigrate 14 m/s maximale Flughöhe 6000 m

Treibstoffverbrauch 18 l/h

Die Gesamtlänge bezeichnet die gesamte Länge des Rumpfs in der entsprechenden Flugkonfiguration, inklusive Rotornabe in der Horizontalflugkonfiguration.

Die Figuren 8 - 10 zeigen eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemässen VTOL- Flugzeugs. Die Figur 8 zeigt ein Schrägbild des Flugzeugs in der vertikalen Flugkonfiguration, die Figur 9 ein Schrägbild des Flugzeugs in einer Übergangsstellung zwischen vertikaler und horizontaler Flugkonfiguration und die Figur 10 ein Schrägbild des Flugzeugs in der horizontalen Flugkonfiguration.

Das Flugzeug 100 umfasst einen Rumpf 1 10 mit einem offenen, im Wesentlichen rechteckigen und horizontal orientierten Rahmen 1 1 1 , in welchem ein Nutzmodul 120 aufgenommen ist. Aus der Figur 8 ersichtlich sind die Längsachse x, die Querachse y und die Hochachse z, wobei die Längsachse x und die Querachse y eine horizontale Ebene xy aufspannen, die Hochachse z und die Querachse y eine vertikale Ebene yz quer zur Längsachse x. Die Hauptbewegungsrichtungen sind vertikal (z-Richtung) und horizontal (x- Richtung).

Am Rahmen 1 1 1 angeordnet sind vor dem Aufnahmeraum mit dem Nutzmodul 120 ein Rumpf-Vorderteil 1 1 3 und hinter dem Aufnahmeraum ein Rumpf-Hinterteil 1 14. Bei eingesetztem Nutzmodul 120 ergibt sich eine durchgängige Dachlinie. Der Rumpf- Vorderteil 1 13 und der Rumpf-Hinterteil 1 14 nehmen für den Flugbetrieb benötigte Komponenten auf, so z. B. Steuerelektronik inklusive Sensoren (Luftgeschwindigkeit, Luftdruck, Temperatur, Lage) und Kommunikationsmitteln, eine Akkumulator-Einheit zur Speisung der elektrischen Antriebe, einen Verbrennungsmotor (z. B. einen Kolbenmotor, eine Turbine, Brennstoffzellen) für den direkten Antrieb und/oder den Betrieb eines Generators zum Aufladen des Akkumulators, den entsprechenden Treibstofftank usw.

Am Rahmen 1 1 1 angeordnet ist zudem in einem vorderen Bereich, im Wesentlichen seitlich des Rumpf-Vorderteils 1 13, ein Höhenruder 130 mit zwei seitlich am Rahmen 1 1 1 um eine horizontale Achse schwenkbaren Ruderelemente 1 31 , 1 32. In einem hinteren Bereich, im Wesentlichen seitlich des Rumpf-Hinterteils 1 14, sind die Hauptflügel 141 , 142 angeordnet, welche gegenüber der horizontalen Ebene xy ausgehend vom Rahmen 1 1 schräg nach oben gerichtet sind, der zwischen der Ebene xy und der Hauptfläche der Hauptflügel 142, 142 eingeschlossene Winkel beträgt ca. 10°. Die Hauptflügel 141 , 142 tragen an ihrem äusseren Ende jeweils einen fix angeordneten elektrischen Propellerantrieb 1 5 1 , 1 52 mit daran angeordnetem Propeller 1 53, 1 54. Alternativ ist der Propefierantrfeb im Rumpf-Hintertei/ 1 14 angeordnet und die Antriebsleistung wird mechanisch (z. B. über Wellen) auf die Propeller übertragen. Im Vertikalflug dienen die Propeller 153, 1 54 primär zur Seitensteuerung und die Feineinstellung der Vor- bzw. Rückwärtsbewegung. Die Drehrichtungen der Propeller 1 53, 1 54 sind mit Vorteil gegenläufig. Die Hauptflügel 141 , 142 umfassen ferner mit Vorteil Klappen, die in an sich bekannter Weise gemeinsam das Querruder des Flugzeugs bilden.

Am Rumpf 1 10 schwenkbar angeordnet ist eine Rotorgabel Ι όΟ. Sie ist beidseitig über jeweils eine horizontale und quer orientierte Schwenkachse geringfügig vor dem Schwerpunkt in der vertikalen Flugkonfiguration am Rahmen 1 1 1 angelenkt und umfasst zwei seitliche Schwenkhebel 161 , 162. Die Schwenkhebel 1 61 , 162 umfassen einen unteren Teil 161 .1 , 162.1 , welcher sich vom Bereich der Schwenkachse bis zum unteren Ende erstreckt, sowie einen oberen Teil 16 1.2, 162.2, zwischen dessen freien Enden eine Rotorbrücke 163 befestigt ist. Der untere Teil 161 .1 , 1 62.1 umfasst ein Gehäuse, in welchem Akkumulatoren zur Speisung der Propeller- und Rotorantriebe aufgenommen sind. Er wirkt damit als Gegengewicht zur Rotorbrücke mit angeordneten Komponenten. Am unteren Ende der Schwenkhebel 161 , 162 sind um horizontale Achsen schwenkbar Kufenelemente 164 angeordnet. In der in der Figur 8 dargestellten vertikalen Flugkonfiguration sind sie vollständig ausgefahren und erstrecken sich ausgehend von den Schwenkhebeln 161 , 162 in horizontaler Richtung und parallel zur Längsachse des Flugzeugs 100 nach hinten bzw. nach vorne. Sie tragen das Flugzeug 100, wenn es auf dem Boden aufsitzt. Die Unterseite des Flugzeugs 100 ist somit frei zugänglich.

Die Rotorbrücke 163 umfasst ein Rotorlager, an welchem ausgehend von der die Schwenkhebel 161 , 162 verbindenden Rotorbrücke 163 zunächst ein beidseitiger Ausleger 190 um eine senkrecht zur Verbindungsachse der Schwenkhebel 161 , 162 orientierte Achse schwenkbar angeordnet ist. Der Ausleger 190 umfasst symmetrisch zur Achse zwei Basisteile 191 , 192, die flächig ausgebildet sind, wobei die Haupflächen parallel zur Schwenkachse verlaufen. In der in der Figur 8 dargestellten vertikalen Flugkonfiguration sind beispielsweise sowohl die Schwenkachse als auch die Hauptflächen vertikal orientiert, die Basisteile 191 , 192 erstrecken sich in der Regel in Längsrichtung des Flugzeugs 100, können aber um die Schwenkachse gegenüber dieser Grundposition verschwenkt werden. Am Ende jedes Basisteils 191 , 192 ist je ein Propellerantrieb 195, 196 mit einem Propeller 193, 194 angeordnet. Die Propellerantriebe 195, 196 mit den Propellern 193, 1 4 sind um eine Längsachse der Basisteile 191 , 192 verschwenkbar. In der vertikalen Flugkonfiguration gemäss Figur 8 weisen die Drehachsen der Propeller 193, 194 schräg nach oben, auf gegenüberliegende Seiten des Flugzeugs 100.

Der Propellerantrieb 195, 196 beinhaltet einen Elektromotor, welcher in einem aerodynamisch optimierten Gehäuse aufgenommen ist und welcher mit dem jeweiligen Propeller 193, 194 (ggf. über ein Getriebe) in Wirkverbindung steht. Bei den Propellern 193, 194 kann es sich um Verstellpropeller handeln. Anschliessend an den Ausleger 190 ist der Rotor 170 drehbar gelagert. Im Flugbetrieb ist das Rotorlager mit Ausleger 190 und Rotor 170 fest an der Rotorbrücke 163 angeordnet. Zum Transportieren und Verstauen des Flugzeugs 100 lässt es sich - analog zur ersten Ausführungsform - um 90° relativ zur Rotorbrücke verdrehen. Von der Rotorbrücke 163 werden zudem elektrische Leistung sowie Steuersignale zum Rotorlager übertragen. Die Übertragung kann durch übliche Kabelverbindungen erfolgen, da diese nur einen relativen Drehwinkel zwischen Rotorbrücke und Rotorlager (bzw. Ausleger 190) von ca. 160° aushalten müssen. Der Rotor 170 umfasst zwei Rotorflügel 171 , 172, welche an einem zentralen Rotorkopf 173, welcher die Nabe des Rotors 170 bildet, gelagert sind. In der in der Figur 8 gezeigten Position sind die Schwenkhebel 161 , 162 der Rotorgabel 160 vertikal nach oben verschwenkt, d. h. sie schliessen einen rechten Winkel mit den seitlichen Längselementen des Rahmens 1 1 1 ein. Das Rotorlager der Rotorbrücke 163 weist eine in dieselbe Richtung, also vertikal, nach oben gerichtete Drehachse auf. Entsprechend rotieren die beiden Rotorflügel 171 , 172 um eine vertikale Achse und spannen eine horizontale Ebene auf. Die Rotorflügel 171 , 172 sind in gängiger Weise schwenkbar am Rotorkopf 173 gelagert. Die Schwenkstellung (Pitch) der beiden Rotorflügel 171 , 172 ist jeweils entgegengesetzt und lässt sich ausgehend von der Rotorbrücke 163 einstellen. Dazu sind geeignete mechanische Übertragungselemente oder lokale Aktoren am Rotor angeordnet. Die Rotorflügel 171 , 172 sind zudem am Rotorkopf um Klappachsen parallel zur Rotor- Drehachse klappbar. Die Klappachsen sind beim Vertikalflug fixiert, ein Einklappen findet beim Übergang in den Horizontalflug sowie - wie weiter oben für die erste Ausführungsform im Zusammenhang mit der Figur 7 erklärt - für den Transport und das Verstauens des Flugzeugs 100 statt.

Die am Ausleger 1 90 angeordneten Propeller 193, 194 gleichen das Drehmoment des Rotors 170 aus und liefern aufgrund ihrer jeweiligen Orientierung zusätzliche Antriebskraft in Flugrichtung im Horizontalflug sowie in Vertikalrichtung im Vertikalflug. Die Propeller 193, 194 werden so gesteuert, dass der Ausleger 190 stets im Wesentlichen in Längsrichtung des Flugzeugs 100 steht.

Ausgehend von der in der Figur 8 gezeigten vertikalen Flugkonfiguration gelangt man in die in der Figur 9 gezeigte Übergangsstellung zwischen vertikaler und horizontaler Flugkonfiguration, indem die Schwenkhebel 161 , 162 der Rotorgabel 160 mit der daran angeordneten Rotorbrücke 163 um die quer orientierten, horizontalen Drehachsen nach hinten verschwenkt werden. Im selben Mass verschiebt sich die Orientierung der Drehachse des Rotors 170 nach schräg hinten. Gleichzeitig werden die beiden am Ausleger 190 angeordneten Propeller 193, 194 sukzessive in eine mehr und mehr nach vorne gerichtete Orientierung verschwenkt, so dass sie zum horizontalen Vortrieb beitragen. Gekoppelt an die Neigung der Schwenkhebel 161 , 162 werden zudem auch die Kufenelemente 164 zurückgeklappt. Die Schwenkhebel 16 1 , 162, der Rahmen 1 1 1 und ein in den Aufnahmeraum des Rahmens 1 1 1 eingesetztes Nutzmodul 120 sind so dimensioniert, dass die Schwenkhebel 161 , 162 ungehindert bis in die in der Figur 10 gezeigte horizontale Orientierung verschwenkt werden können.

Der sich durch die Horizontalbewegung ergebende aerodynamische Auftrieb setzt bei einem Rotorkippwinkel von ca. 50° (gemessen zwischen der Rotorachse und der vertikalen Position) ein. Bei zunehmender Geschwindigkeit in Flugrichtung wird die Rotorgabel 160 mit dem Rotor 170 weiter nach hinten geneigt (abgesenkt), wodurch die Rotorflügel 171 , 172 einen negativen Pitch einnehmen. Durch diese Massnahme kann das Flugzeug weiter Fahrt aufnehmen, was die Neigung des Rotors 170 nach hinten weiter verstärkt, bis die Hauptflügel 141 , 142 und ergänzend der Rumpf den Auftrieb für den Horizontalflug übernehmen können. Der Übergang vom Horizontal- zum Vertikalflug spielt sich in umgekehrter Reihenfolge unter einer Reduktion der horizontalen Geschwindigkeit ab.

In der in der Figur 10 gezeigten horizontalen Flugkonfiguration sind die Schwenkhebel 161 , 162 ganz nach hinten verschwenkt, liegen auf den Seitenteilen des Rahmens 1 1 1 auf und sind in dieser Stellung fixiert. Der Rotorkopf 173 des Rotors 170 und damit die Rotordrehachse sind horizontal, parallel zur Flugrichtung, orientiert. Die Rotorflügel 171, 172 sind nach hinten geklappt und bieten somit einen sehr geringen Luftwiderstand. Die Kufenelemente sind ganz in den unteren (bzw. jetzt vorderen) Teil der Schwenkhebel zurückgeklappt.

Die Drehachsen der am Ausleger 190 angeordneten Propeller 193, 1 4 verlaufen ebenfalls parallel in Flugrichtung und die beiden Propeller 193, 194 können zusätzlichen Schub in Vorwärtsrichtung beitragen, so dass das Flugzeug 100 in dieser Flugkonfiguration über vier wirksame Antriebe verfügt. Im Horizontalflug dient das Höhenruder 130 zur Höhensteuerung und bildet eine sekundäre Tragfläche. Die Erfindung ist nicht auf das dargestellte Ausführungsbeispiel beschränkt. Insbesondere konstruktive Details der einzelnen Komponenten können anders ausgeführt sein. Namentlich können die Nutzmodule eine andere Form aufweisen, insbesondere ist die aerodynamische Geometrie der Modulunter- bzw. -Oberseite nicht zwingend - so können auch quaderförmige Container aufgenommen werden, die unten und/oder oben über das Rumpf-Vorder- bzw. -Hinterteil überstehen. Zentral ist hier primär, dass die Schwenkbewegung des Rotors nicht eingeschränkt wird.

Auch die Steuerelemente können auf andere Weise bereitgestellt werden, anstelle eines Hebels kann beispielsweise ein Stick, ein Steuerhorn oder ein Steuerrad vorgesehen sein. Das erfindungsgemässe Flugzeug kann mit kleineren und insbesondere grösseren Dimensionen ausgeführt werden, wobei entsprechend auch die aufnehmbare Nutzlast kleiner bzw. grösser ausfällt. Wie bereits erwähnt, besteht zudem in Bezug auf die Antriebstechnologien innerhalb des erfindungsgemässen Konzepts eine grosse Freiheit.

Zusammenfassend ist festzustellen, dass durch die Erfindung ein VTOL-Flugzeug geschaffen wird, welches einen einfachen Aufbau und ein stabiles Flugverhalten aufweist.