Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug und ein Verfahren zum Betrieb eines Luftfahrzeugs.

Die vorliegende Erfindung betrifft insbesondere ein Luftfahrzeug, welches das Funktionsprinzip eines Hubschraubers, eines Tragschraubers und eines Quadro- oder Multicopters verbindet.

Die Anfänge des Tragschraubers, der auch Gyrocopter oder Autogyro genannt wird, gehen zurück auf die 1920er Jahre und sind somit in der Luftfahrt bekannt und gehören somit zum Stand der Technik.

Aus der DE 693 15 427 T2 ist ein derartiger Tragschrauber bekannt. An einem hinteren Ende des Rumpfes ist ein Propeller angeordnet, der einen Vortrieb des Tragschraubers erzeugt.

Hinter dem Propeller ist ein Leitwerk angeordnet, das zur Stabilisierung dient, aber auch ein Höhen- und/oder Seitenruder aufweist, womit der Tragschrauber gesteuert wird. Das Leitwerk ist mittels einer Strebe an dem Rumpf befestigt.

Nachteilig ist, dass der Tragschrauber für Start und Landung eine Start- bzw. Landebahn erfordert.

Quadro- oder Multicopter beseitigen den Nachteil von Tragflächen-Flugzeugen einschließlich der Tragschrauber, indem sie einen vertikalen Start bzw. eine vertikale Landung ermöglichen. Der Nachteil von Quadro- oder Multicoptern besteht andererseits darin, dass sie im Horizontalflug einen erhöhten Energiebedarf besitzen. Daraus resultieren geringere Reichweiten sowie eine geringe Reisegeschwindigkeit.

Aus DE 10 2012 104 783 A1 ist eine Kombination aus Quadro- oder Multicopter und Starrflügler bekannt. Dies führt zu einer Lösung des zuvor genannten Problems durch Zusammenführen der beiden Funktionsprinzipien. Der Nachteil dieser Lösung besteht darin, dass die Flugeigenschaften komplexer sind, so dass diese Luftfahrzeuge nur von höher qualifizierten Piloten geflogen werden können. Ein weiterer Nachteil besteht darin, dass auf Grund der Komplexität der Umschaltung von Quadro- oder Multicopterflug nach Kippen der Quadro- oder Multicopterantriebe in den Horizontalflug erhebliche Zusatzkosten für die Herstellung sowie Wartung eines solchen Luftfahrzeuges erforderlich sind. Außerdem bietet diese Kombination nicht die Vorteile der Sicherheit, die der Autogyro-Antrieb mit sich bringt.

Aus der AT 510 341 A1 ist ein Drehflügelflugzeug bekannt. Dieses verfügt über Strahltriebwerke, denen jeweils eine Leiteinrichtung für einen Triebwerksstrahl nachgeschaltet ist. Eine Leiteinrichtung verfügt über eine Düsennadel, mittels welcher der Triebwerksstrahl wahlweise auf einen von zwei Strömungskanälen geschaltet werden kann. Einer der Strömungskanäle wirkt mit einer Rotorwelle eines Tragrotors zusammen, so bei einer Beaufschlagung dieses Strömungskanals mit dem Triebwerksstrahl ein aktiver Antrieb des Tragrotors erfolgt.

Die CH 711 671 A2 offenbart ein Multikopter-Luftfahrzeug. Es sind insgesamt vier angetriebene Rotoren sowie ein nicht-angetriebener Gyrokopterrotor vorgesehen. Dabei dient der Gyrokopterrotor einer Absturzsicherung. Diese Ausgestaltung hat sich in der Praxis jedoch als nur eingeschränkt flugfähig erwiesen.

Ferner ist aus der DE 10 2016 002 231 A1 eine Kombination aus Quadro- oder Multicopter und Tragschrauber bekannt. Hierbei sind die aktiven Rotoren mit dem Rumpf verbunden und schwenkbar. Ein Nachteil besteht darin, dass der Neigungswinkel der Achse des passiven Rotors sich beim Übergang vom Quadro- oder Multicopterflug in den horizontalen Tragschrauberflug ändert. Dies ist von Nachteil, da für einen stabilen und energieeffizienten Horizontalflug der Anstellwinkel einen bestimmten Wert haben muss. Dieser Wert ist jedoch bei einer starren Anordnung nicht gewährleistet, da in der Anfangsphase des Übergangs vom Senkrechtflug in den Quadro- oder Multicopterflug das Luftfahrzeug in Flugrichtung nach vorn gekippt werden muss, was durch stärkere Energiezufuhr der hinteren Rotoren erreicht wird. Erst bei Erreichen einer Mindestdrehzahl des passiven Rotors durch die Einwirkung des Fahrtwindes und dem dadurch erreichten Auftrieb werden die aktiven Rotoren nicht mehr für den Auftrieb benötigt und durch Umpositionierung schrittweise für den Vortrieb genutzt, wodurch wiederum das Luftfahrzeug wieder nach hinten gekippt werden kann. Die aktiven Rotoren müssen zwingend um eine starre Achse geschwenkt werden, wobei der Abstand vom Rumpf nur so weit gewählt wurde, dass die Rotoren den Rumpf nicht berühren sollen. Da der passive Rotor einen den Rumpf deutlich übersteigenden Radius aufweist, ergibt sich bei der Anordnung in der Nähe des Rumpfes eine Instabilität wegen der Hebelkräfte, die an der Achse des passiven Rotors ansetzen. Es ist außerdem erforderlich, dass die aktiven Rotoren schwenkbar sind, um im Horizontalflug einen zusätzlichen Antrieb zu erreichen.

Aus der DE 10 2018 109 813 A1 ist ferner ein Tragschrauber bekannt, der einen durch Autorotation drehbaren Hauptrotor und wenigstens vier angetriebene und verkippbare Antriebsrotoren aufweist. Der Tragschrauber ist mittels der verkippbaren Antriebsmotoren senkrecht start- und landefähig.

Die aus dem Stand der Technik bekannten Luftfahrzeuge haben Nachteile mit Bezug auf Energieeffizienz, Flugsicherheit und Flugverhalten.

Es ist daher die Aufgabe der Erfindung, ein Luftfahrzeug einerseits und ein Verfahren zum Betrieb eines Luftfahrzeugs anzugeben, bei denen die aus dem Stand der Technik bekannten Nachteile vermieden werden.

Zur Lösung der Aufgabe schlägt die Erfindung vorrichtungsseitig ein Luftfahrzeug vor, aufweisend einen Rumpf, wenigstens vier am Rumpf jeweils einendseitig angeordnete und sich mit einem jeweiligen freien Ende vom Rumpf weg erstreckende Arme und/oder Tragflächen,

Antriebsmittel, umfassend

• einen Hauptrotor, welcher in einem ersten Betriebszustand ausschließlich aktiv antreibbar ist und in einem zweiten Betriebszustand ausschließlich passiv im Wege einer Autorotation antreibbar ist,

• einen aktiv antreibbaren Heckrotor zur Kompensation des durch den aktiven Antrieb des Hauptrotors im ersten Betriebszustand am Rumpf erzeugten Drehmoments, wenigstens vier aktiv antreibbare Multicopter-Rotoren, wobei jeweils ein Multicopter-Rotor am jeweiligen freien Ende eines Arms oder einer Tragfläche angeordnet ist, einen aktiv antreibbaren Propeller zur Erzeugung von Vortrieb und

• wenigstens eine Antriebseinheit zum aktiven Antrieb der Rotoren und des Propellers,

Sensoren zur Erfassung von Flugparametern und antriebsmittelbezogenen Parameter, wenigstens eine manuell handhabbare Steuereinrichtung, mittels welcher benutzerseitige Steueranweisungen eingebbar sind, und einen computergestützten Flugcontroller, welcher dazu ausgebildet ist, in Abhängigkeit der benutzerseitigen Steueranweisung ein oder mehrere Antriebsmittel zur Umsetzung der Steueranweisung unter Berücksichtigung wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter auszuwählen und gemäß dieser Auswahl zum Zwecke der Einstellung des Betriebszustandes und/oder der Antriebsleistung anzusteuern.

Zur Lösung der Aufgabe schlägt die Erfindung ferner verfahrensseitig ein Verfahren zum Betrieb eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs vor, bei dem Flugparameter und antriebsmittelbezogene Parameter sensorisch erfasst werden und bei dem in Abhängigkeit einer benutzerseitigen Steueranweisung mittels des Flugcontrollers unter Berücksichtigung wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter Antriebsmittel ausgewählt und gemäß dieser Auswahl zum Zwecke der Einstellung des Betriebszustandes und/oder der Antriebsleistung angesteuert werden.

Die vorliegende Erfindung stellt erstmals ein uneingeschränkt flugfähiges Luftfahrzeug bereit, welches das Funktionsprinzip eines Hubschraubers in Heckrotor-Konfiguration, eines Tragschraubers und eines Quad- oder Multicopters verbindet und dabei sämtliche Probleme der aus dem Stand der Technik bekannten Luftfahrzeuge löst. Hierbei dienen Hubschrauber- und Quad- oder Multicopterantrieb dem vertikalen Start und der vertikalen Landung, während das Funktionsprinzip des Tragschraubers einen energieeffizienten Horizontalflug ermöglicht. In diesem Sinne entsprechen die Kombination eines im ersten Betriebszustand aktiv angetriebenen Hauptrotors und eines aktiv angetriebenen Heckrotors der Funktionsweise eines Hubschraubers in Heckrotor-Konfiguration, die Kombination eines im zweiten Betriebszustand passiv durch Autorotation angetriebenen Hauptrotors und eines aktiv angetriebenen Propellers der Funktionsweise eines Tragschraubers und die Kombination aus wenigstens vier Multicopter-Rotoren der Funktionsweise eines Quad- bzw. Multicopters. Die Erfindung geht jedoch über eine bloße Aggregation dieser Funktionsweisen hinaus, indem erst der erfindungsgemäße Flugcontroller ein synergetisches Zusammenwirken der einzelnen Funktionsweisen ermöglicht und insgesamt erstmals zu einem uneingeschränkt flugfähigen Luftfahrzeug verbindet.

Im Sinne der Erfindung umfasst die Bezeichnung „zum Zwecke der Einstellung des Betriebszustandes und/oder der Antriebsleistung anzusteuern“ auch die erstmalige Aktivierung, die vollständige Deaktivierung und eine Reaktivierung der Antriebsmittel, insbesondere des Antriebs der Rotoren und des Propellers. Der Begriff „Rotor“ bezeichnet im Sinne der Erfindung ein relativ zum Rumpf rotierendes und aerodynamisch Wirkendendes Teil. Unter dem Begriff „Rotoren“ werden im Sinne der Erfindung Hauptrotor, Heckrotor und Multicopter-Rotoren zusammengefasst. Der Begriff „Propeller“ bezeichnet im Sinne der Erfindung einen um eine horizontale Achse rotierenden Rotor zur Erzeugung von Vortrieb. Es kann sich um einen Zugpropeller oder einen Druckpropeller handeln. Bevorzugt ist ein Druckpropeller.

Erfindungsgemäß ist eine manuell handhabbare Steuereinrichtung vorgesehen, mittels welcher benutzerseitige Steueranweisungen eingebbar sind. Es ist demgemäß vorgesehen, dass der Benutzer, insbesondere der Pilot, das Luftfahrzeug steuert. Dies bedeutet, dass der Benutzer mittels der Steuereinrichtung entsprechende Flugmanöver wie etwa „Start“, „Landung“, „Steigflug“, „Sinkflug“ und/oder „Kurvenflug“ einleiten, durchführen und abbrechen kann. Aufgrund der synergetisch miteinander kombinierten Antriebsarten ist eine unmittelbare Steuerung jedoch nicht praktikabel. Vielmehr erfolgt die Steuerung in Kombination mit dem erfindungsgemäßen Flugcontroller, welcher die benutzerseitigen Steueranweisungen umsetzt, indem er nach vorgebbaren Kriterien Antriebsmittel auswählt und dementsprechend ansteuert, um das gewünschte Flugmanöver auszuführen.

Erfindungsgemäß sind Sensoren vorgesehen, welche Flugparameter und/oder antriebsmittelbezogene Parameter erfasst. Diese Parameter werden vorzugsweise an den Flugcontroller übertragen und mit abrufbereit im Datenspeicher des Flugcontrollers hinterlegbaren und vorgebbaren Sollwerten verglichen. In Abhängigkeit der jeweiligen benutzerseitigen Steueranweisung erfolgt unter Berücksichtigung wenigstens eines Teils der Parameter eine Steuerung der Antriebsmittel, insbesondere der Rotoren und des Propellers. Gemäß einem bevorzugten Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, dass die Sensoren dazu ausgebildet sind, Flugparameter in Form von Flughöhe, Fluggeschwindigkeit, Steigrate, Sinkrate und/oder Fluglage zu erfassen. Vorzugsweise werden sämtliche dieser Parameter sensorisch erfasst. Diese können über einen einzigen Sensor erfasst werden. Alternativ ist vorgesehen, dass jeder Parameter von einem separaten Sensor erfasst wird. Gemäß einem bevorzugten Merkmal der Erfindung ist ferner vorgesehen, dass die Sensoren dazu ausgebildet sind, antriebsmittelbezogene Parameter in Form von Drehzahlen, Winkelgeschwindigkeiten, Schaltzustände und/oder Drehrichtungen, insbesondere der Antriebseinheit, der Rotoren und/oder des Propellers zu erfassen. Besonders bevorzugt ist ein Sensor vorgesehen, der die Drehzahl des Hauptrotors erfasst. Hierüber kann der Flugcontroller vorzugsweise das am Rumpf anliegende Drehmoment zur Regelung der Drehzahl des Heckrotors bestimmen. Vorzugsweise werden sämtliche dieser Parameter sensorisch erfasst. Diese können über einen einzigen Sensor erfasst werden. Alternativ ist vorgesehen, dass jeder Parameter von einem separaten Sensor erfasst wird. In vorteilhafter Weise wird der Flugcontroller mit steigender Anzahl der erfassten Parameter in die Lage versetzt, die Rotoren und den Propeller mit erhöhter Präzision anzusteuern, und komplexere Steuerungsmuster zu bewältigen.

Erfindungsgemäß ist wenigstens ein Antrieb vorgesehen, mit welchem die Rotoren und der Propeller aktiv angetrieben werden. Prinzipiell können sämtliche Rotoren und der Propeller durch eine einzige Antriebseinheit angetrieben werden. Dies ist jedoch nicht Energieeffizient. Außerdem fielen im Falle einer Fehlfunktion der Antriebseinheit sämtliche Rotoren und Propeller aus. Stattdessen ist es bevorzugt, wenigstens zwei Antriebseinheiten vorzusehen, wobei die erste Antriebseinheit dem aktiven Antrieb des Hauptrotors, des Heckrotors und/oder des Propellers dient und wobei die zweite Antriebseinheit dem aktiven Antrieb der Multicopter-Rotoren dient. Auf diesem Weg steht auch beim Ausfall einer Antriebseinheit ein der Erzeugung von Auftrieb dienender Rotor nach wie vor zur Verfügung. Vorzugsweise ist es vorgesehen, dass im Falle eines Notfalls mittels des Flugcontrollers eine vollautomatisierte Notlandung eingeleitet wird. In dieser Hinsicht ist es von Vorteil, das für diesen Zweck optimierte Multicopter Antriebskonzept zu nutzen, da es auch bei widrigen Bedingungen für eine vergleichsweise hohe Lagestabilität sorgt. Es ist in diesem Sinne bevorzugt, dass die zweite Antriebseinheit über eine redundante Energiequelle, insbesondere in Form einer Batterie, verfügt. Auf diesem Wege wird sichergestellt, dass dem Multicopter-Antrieb stets ausreichend Energie zur Durchführung einer Notlandung zur Verfügung steht. Besonders bevorzugt kann für jeden Rotor und den Propeller eine eigene gesonderte Antriebseinheit vorgesehen sein. Insbesondere im Bereich der RC-Luftfahrzeuge ist dies aufgrund ihrer geringen Größe und des geringen Leistungsbedarfs der Antriebseinheiten von Vorteil. Es kann mithin in einfacher Weise jedem Rotor und dem Propeller je eine Antriebseinheit in Form eines Elektromotors zugeordnet werden. Es ist bevorzugt vorgesehen, dass jede Antriebseinheit vom Flugcontroller über entsprechende elektronische Verbindungen individuell angesteuert werden kann. Ebenso kann jede Antriebseinheit mit Sensoren zur Erfassung von antriebsbezogenen Parametern, wie etwa Drehzahlen und dergleichen, ausgestattet sein, welche an den Flugcontroller ergänzend zu den übrigen Parametern übertragen und mit im Datenspeicher des Flugcontrollers abrufbereit hinterlegbaren und vorgebbaren Sollwerten verglichen werden. Die Steuerung der Rotoren, des Propellers und der Antriebseinheiten seitens des Flugcontrollers kann dann zusätzlich in Abhängigkeit auch dieser Parameter erfolgen.

Gemäß einem bevorzugten Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, dass der Hauptrotor ein Schlaggelenk aufweist, welches eine Schwenkbewegung der Rotorblätter gegenüber der Rotorkreisebene nach oben und/oder unten erlaubt, wobei der Hauptrotor taumelscheibenfrei ausgebildet ist. Der Hauptrotor entspricht damit der Bauweise eines Hauptrotors eines Tragschraubers. Er ist damit gegenüber dem Hauptrotor eines Hubschraubers vereinfacht und weniger fehleranfällig. Die zusätzliche Manövrierfähigkeit eines mit einer Taumelscheibe ausgerüsteten Hauptrotors ist erfindungsgemäß unnötig, da die volle Manövrierfähigkeit des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs bereits über die Schwenkung der Rotorblätter des Hauptrotors sowie über einen entsprechenden aktiven Antrieb der Multicopter-Rotoren und/oder dem Heckrotor erreicht wird.

Zusätzlich oder alternativ dazu können bevorzugt Höhen und/oder Seitenruder vorgesehen sein. Hierdurch können insbesondere im Horizontalflug, in welchem das Luftfahrzeug vorzugsweise ausschließlich über den passiv angetriebenen Hauptrotor und den aktiv angetriebenen Propeller nach Art eines Tragschraubers angetrieben ist, auf energieeffiziente Art und Weise Flugmanöver eingeleitet werden.

Erfindungsgemäß ist der Hauptrotor in einem ersten Betriebszustand aktiv antreibbar und in einem zweiten Betriebszustand passiv mittel Autorotation antreibbar. Hierzu stehen grundsätzliche zwei verschiedene Konzepte zur Verfügung. Entweder werden die Zustände durch den Einsatz eines Getriebes mit verschiedenen Gangstellungen hergestellt oder durch eine einfache Aktivierung/Deaktivierung der dem Hauptrotor zugeordneten Antriebseinheit. Gemäß einer ersten Ausführungsform der Erfindung ist dabei ein Getriebe vorgesehen, über welches Hauptrotor und Antriebseinheit im ersten Betriebszustand des Hauptrotors kinematisch gekoppelt sind. Im zweiten Betriebszustand des Hauptrotors befindet sich das Getriebe demgegenüber in Leerlaufstellung, wodurch die Antriebseinheit vom Hauptrotor kinematisch entkoppelt ist und eine Autorotation erlaubt. Gemäß einer alternativen Ausführungsform der Erfindung ist eine Freilaufkupplung zur kinematischen Verbindung der Antriebseinheit mit dem Hauptrotor vorgesehen. Dabei ist im ersten Betriebszustand des Hauptrotors die Antriebseinheit aktiviert und im zweiten Betriebszustand des Hauptrotors die Antriebseinheit deaktiviert. Durch den Freilauf wird im deaktivierten Zustand der Antriebseinheit eine Autorotation des Hauptrotors ermöglicht.

Verfahrensseitig ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass auf eine manuelle benutzerseitige Eingabe in Form einer Steueranweisung hin mittels des Flugcontrollers die Antriebsmittel, insbesondere die Rotoren und der Propeller in definierten Flugphasen individuell zwischen Betriebszuständen umgeschaltet, aktiviert, deaktiviert und/oder hinsichtlich ihrer Antriebsleistung oder Betriebszustände gesteuert werden. Hierdurch verbessern sich Ansprechverhalten, Wendigkeit und Energieeffizienz.

Es ist ferner bevorzugt vorgesehen, dass die Antriebsmittel mittels des Flugcontrollers derart gesteuert werden, dass in einer Startphase, in welcher eine vorgebbare Mindestflughöhe und eine vorgebbare Mindestfluggeschwindigkeit noch nicht erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor in seinem ersten Betriebszustand aktiv angetrieben wird, der Heckrotor zur Kompensation des durch den Hauptrotor am Rumpf erzeugten Drehmoments aktiv angetrieben wird, alle Multicopter-Rotoren aktiv angetrieben werden und der Propeller nicht angetrieben wird, wobei die Antriebsleistungen von Hauptrotor und Multicopter-Rotoren derart gesteuert werden, dass ein Steigflug bewirkt wird; in einer Horizontalflugphase, in welcher die Mindestflughöhe und die Mindestfluggeschwindigkeit erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor im zweiten Betriebszustand ausschließlich passiv angetrieben wird, der Propeller zur Erzeugung von Vortrieb aktiv angetrieben wird, der Heckrotor nicht aktiv angetrieben wird oder mit einer gegenüber der Startphase reduzierten Antriebsleistung ausschließlich zur Steuerung der Flugrichtung aktiv angetrieben wird, und die Multicopter-Rotoren nicht aktiv angetrieben werden oder mit einer gegenüber der Startphase reduzierten Antriebsleistung ausschließlich zur Lagestabilisierung aktiv angetrieben werden; in einer Übergangsphase zwischen Start- und Horizontalflugphase, in welcher die Mindestflughöhe erreicht ist und die Mindestfluggeschwindigkeit noch nicht erreicht ist, der Hauptrotor vom ersten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird, der aktive Antrieb des Heckrotors deaktiviert oder dessen Antriebsleistung reduziert wird, der aktive Antrieb der Multicopter-Rotoren deaktiviert wird oder deren Antriebsleistung reduziert wird.

Es ist hierdurch mittels des Flugcontrollers möglich, die manuelle Steueranweisung mit sensorisch erfassten Parametern abzugleichen und in bestimmten Flugphasen eine optimierte Auswahl der für bestimmte Manöver zur Verfügung stehenden Antriebsmittel vorzunehmen. Auf diesem Weg, kann die Steueranweisung in optimierter Weise an die Antriebsmittel übersetzt werden. Nach welchen Kriterien eine Auswahl vorgenommen wird und in welcher Weise damit optimiert wird, ist dem Grunde nach vorgebbar. Eine Auswahl kann beispielsweise hinsichtlich des Energieverbrauchs, der Geschwindigkeit, der Flugsicherheit usw. getroffen werden und dementsprechend optimiert sein. Es können entsprechende Steuerprotokolle für den Flugcontroller abrufbereit hinterlegt sein. Die sich daraus ergebende flugphasenabhängigen Sequenzen verbessern das Flugverhalten und die Energieeffizienz des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs innerhalb der einzelnen Flugphasen gegenüber aus dem Stand der Technik bekannten Luftfahrzeugen in erheblichem Maße. Insbesondere wird durch die gezielte Ansteuerung der hochproblematische Übergang zwischen Senkrechtstart und Horizontalflug und umgekehrt auf besonders sichere und flugstabile Art und Weise gemeistert.

Gemäß einem bevorzugten Merkmal der Erfindung ist dabei vorgesehen, dass in Abhängigkeit wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter die Rotoren und der Propeller mittels des Flugcontrollers derart gesteuert werden, dass in der Übergangsphase erst bei Erreichen wenigstens einer vorgebbaren Fluggeschwindigkeit der Hauptrotor vom ersten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird und/oder der Antrieb der Multicopter-Rotoren deaktiviert oder deren Antriebsleistung reduziert wird. Durch beide Maßnahmen kann unabhängig voneinander oder in Kombination miteinander in vorteilhafter Weise ein unerwünschtes „Absacken“ im Sinne einer plötzlichen Verringerung der Flughöhe des Luftfahrzeugs beim Umschaltvorgang des Hauptrotors vermieden werden.

Gemäß einem weiteren bevorzugten Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, dass in Abhängigkeit wenigstens eines Teils der sensorisch erfassten Parameter die Rotoren und der Propeller mittels des Flugcontrollers derart gesteuert werden, dass in einer regulären Landephase, in welcher eine vorgebbare Maximalflughöhe und eine vorgebbare Maximalfluggeschwindigkeit erreicht sind, gleichzeitig der Hauptrotor in seinem ersten Betriebszustand aktiv angetrieben wird, der Heckrotor zur Kompensation des durch den Hauptrotor erzeugten Drehmoments aktiv angetrieben wird, alle Multicopter-Rotoren aktiv angetrieben werden und der Propeller nicht angetrieben wird, wobei die Antriebsleistungen von Hauptrotor und Multicopter- Rotoren derart gesteuert werden, dass ein Sinkflug bewirkt wird. in einer Übergangsphase zwischen Horizontalflugphase und regulärer Landephase, in welcher die vorgebbare Maximalflughöhe erreicht ist und die vorgebbare Maximalfluggeschwindigkeit nicht erreicht ist, zunächst der Propeller deaktiviert wird und bei Erreichen der Maximalgeschwindigkeit gleichzeitig der Hauptrotor vom zweiten Betriebszustand in den zweiten Betriebszustand überführt wird, der Heckrotor aktiviert wird und die Multicopter-Rotoren aktiviert werden, in einer Notlandephase, in welcher die Durchführung einer regulären Landephase aufgrund des Über- und/oder Unterschreitens vorgebbarer Sollwerte nicht gewünscht oder nicht möglich ist und welche in jeder Phase des Flugs eingeleitet werden kann, ausschließlich die Multicopter-Rotoren aktiv angetrieben werden und alle anderen Rotoren und der Propeller nicht aktiv angetrieben werden.

Die reguläre Landephase entspricht im Wesentlichen der Umkehrung der Startphase, während die Übergangsphase von Horizontalflugphase zu regulärer Landephase im Wesentlichen einer Umkehrung der Übergangsphase von Startphase zu Horizontalflugphase entspricht. Auch bei diesen Phasen gelingt mittels des Flugcontrollers ein gefahrloser und stabiler Übergang zwischen Horizontalflug und Senkrechtlandung.

Darüber hinaus wird mittels des Flugcontrollers ein Notlandemodus bereitgestellt, der eine Notlandung aus jeder Flugphase erlaubt. Eine Notlandung kann insbesondere beim Ausfalls von Antriebseinheiten und/oder widrigen Wetterbedingungen angezeigt sein. Diesbezüglich vorgebbare Sollwerte werden im Datenspeicher des Flugcontrollers abrufbereit hinterlegt. Bei Über- bzw. Unterschreiten wenigstens eines Sollwertes oder einer Mehrzahl von bestimmten Sollwerten wird seitens des Flugcontrollers umgehend die Notlandesequenz ausschließlich unter aktivem Antrieb der besonders manövrierfähigen und lagestabilen Multicopter-Rotoren ausgeführt. Liegen die Voraussetzungen für die Einleitung einer Notlandung vor, wird diese mit einer „overwrite“ Priorität ausgeführt. Dies bedeutet, dass die Einleitung einer Notlandung steuerungstechnisch von dem Flugcontroller gegenüber anderen Steuerprotokollen, bspw. dem Protokoll der Startphase, priorisiert abgearbeitet wird.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Detail erläutert. Die Ausführungsbeispiele dienen lediglich der Illustration besonderer Aspekte der Erfindung und sind für den Fachmann nicht beschränkend zu verstehen. Dabei zeigen

Fig.1 eine erste Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in schematischer Aufsicht;

Fig.2 eine zweite Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in schematischer Aufsicht;

Fig.3 die zweite Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in schematischer Seitenansicht;

Fig.4 eine dritte Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs in perspektivischer Ansicht;

Fig.5 Darstellung eines erfindungsgemäßen Verfahrens in Form eines

Flussdiagrams.

Erfindungsgemäß werden die aktiven Multicopter-Rotoren 2 des Quadro- oder Multicopterantriebs nicht gekippt, sondern dienen im Horizontalflug zur zusätzlichen Stabilität des Luftfahrzeuges. Damit können im Notfall Böen oder ein Ausfall des Hauptrotors 1 effizient ausgeglichen werden. Dabei müssen die aktiven Multicopter- Rotoren 2 in einem größeren Abstand vom Rumpf 7 platziert werden, der dazu führt, dass das Luftfahrzeug auf Grund des Gewichtes des passiven Hauptrotors 1 nicht aus dem Gleichgewicht gerät.

Die in Figur 2 gezeigten Arme verfügen optional auch über teleskopartige Verlängerungen 10, so dass sich prinzipiell jede Position erreichen lässt.

Vorteilhaft an dieser Konfiguration ist es, dass der Aufwand und die Komplexität gegenüber den bekannten Konfigurationen weiter reduziert werden. Die vier betriebenen Multicopter-Rotoren 2 müssen während der Startphase beim Übergang in den Horizontalflug und beim Übergang vom Horizontalflug in die Landephase nicht durch Kippen/Schwenken positioniert werden. Bei einer teleskopartigen Verlängerung der Arme 10, sind diese während der Start- und Landephase ausgefahren. Das erhöht auf vorteilhafte Weise die Stabilität der Flug-Vorrichtung beim Start- und Landevorgang. Während der Flugphase sind diese Arme 10 vorzugsweise komplett eingefahren, sodass auf vorteilhafte Weise die Effizienz des Luftfahrzeuges, durch weniger Luftwiderstand, erreicht wird. Des Weiteren dienen die aktiven Multicopter-Rotoren 2 der zusätzlichen Sicherheit. Sollte das Luftfahrzeug durch extreme Wetterbedingungen oder durch Pilotenfehler in eine instabile Fluglage geraten, können die aktiven Multicopter-Rotoren 2 das für Quadro-oder Multicopter übliche Notlandeprogramm ausführen. Dies ist gegenüber einer schwenk/kippbaren Konfiguration vorteilhafter, da ohne Zeitverzögerung die Unterstützung der aktiven Multicopter-Rotoren 2 in horizontaler Lage erfolgt. Somit kann ein nahezu absturzsicheres Luftfahrzeug erreicht werden.

Aus den Gyrocoptern ist es Stand der Technik, dass der passive Rotor vor dem Start aktiv angetrieben wird, so dass sich die nötige Startbahn verkürzt. Vor dem Abheben wird dabei der aktive Antrieb unterbrochen, da ansonsten das Luftfahrzeug in eine kreiselnde Bewegung versetzt werden würde, was zur Instabilität resp. Absturz des Luftfahrzeuges führen würde. Dies ist auch eine nicht zu unterschätzende Unfallquelle.

In dieser Konfiguration der erfindungsgemäßen Vorrichtung wird das Anschwingen des im zweiten Betriebszustand passiven Hauptrotors 1 nach Erreichen einer Mindesthöhe durch die aktiven Multicopter-Rotoren 2 des Quadro- oder Multicopterantriebs mit Hilfe einer Kupplung vorzugsweise einer Freilaufkupplung in der Luft vorgenommen. In dieser Konfiguration ist ein aktiver Heckrotor 9 zur Seite senkrecht zur Flugrichtung, analog zu einem Heckrotor eines Helikopters, angebracht. Beim Anschwingen des Hauptrotors kann so auf vorteilhafte Weise eine kreiselnde Bewegung des Luftfahrzeuges durch eine Ausgleichs-Luftströmung entgegenwirken. Bei Erreichen einer vorgebbaren Strömungsgeschwindigkeit am Hauptrotor wird der Antrieb entkuppelt, so dass der Hauptrotor 1 im zweiten Betriebszustand als Autorotations-Rotor funktioniert. Bei einer Konfiguration mit teleskopartigen Armen 10 werden diese vollständig in der Luft ausgefahren, um die Stabilität und die Sicherheit zu erhöhen. Durch den Antrieb des hinteren aktiven Propellers 3 wird das Luftfahrzeug in eine horizontale Flugrichtung beschleunigt, so dass die Autorotation durch den Fahrtwind während der Horizontalflugphase aufrechterhalten wird. Ein weiterer Vorteil dieser Vorrichtung ist, dass es bei Fehlfunktionen beim Kuppeln und Auskuppeln in der Luft durch einfaches Abschalten des Antriebes für den Anschub des passiv betriebenen Hauptrotors 1 eine zuvor fehlerhafte Kreisel beweg ung sich automatisch durch die Luftreibung wieder beruhigt.

Figur 4 zeigt eine dritte Ausführungsform des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs.

Das Luftfahrzeug verfügt über einen Rumpf 7 und vier am Rumpf 7 jeweils einendseitig angeordnete und sich mit einem jeweiligen freien Ende vom Rumpf 7 weg erstreckende Tragflächen in Form zweier vorderer Tragflächen 14 und zweier hinterer Tragflächen 15.

Der Rumpf 7 trägt im Bereich zwischen den beiden vorderen Tragflächen 14 ein Cockpit 17. Das Cockpit 17 dient der Aufnahme des Piloten sowie gegebenenfalls weiterer Passagiere und/oder Copiloten.

Das Luftfahrzeug verfügt über Antriebsmittel, von denen der Hauptrotor 1 , die Multicopter- Rotoren 2, der Heckrotor 9 und der Propeller 3 zu erkennen sind.

Hauptrotor 1 und Propeller 3 sind am Cockpit 17 angelenkt. Der Hauptrotor 1 ist dabei unter Zwischenordnung eines mit einer Versteifungsfläche 19 versehenen Rotorträgers 25 mit dem Cockpit 17 verbunden.

Das Cockpit 17 verfügt über eine bogenförmige Versteifungsrippe 20, welche einendseitig mit dem Rotorträger 25 und anderendseitig mit dem Rumpf 7 verbunden ist. Versteifungsrippe 20 und Versteifungsfläche 19 dienen dem Zweck, das Cockpit 17 und den Rotorträger 25 gegenüber den durch den Hauptrotor 1 und den Propeller 3 erzeugten Kräften zu versteifen und auf diesem Wege mechanisch zu stabilisieren.

Die vier Multicopter-Rotoren 2 sind derart angeordnet, dass jeweils ein Multicopter-Rotor 2 am jeweiligen freien Ende einer der vier Tragflächen 14, 15 angeordnet ist. Zum Schutz der vergleichsweise fragilen Rotorblätter und zur Geräuschminderung sind die Multicopter- Rotoren 2 in radialer Richtung von einer ringförmigen Rotoreinfassung 18 umgeben

Die hinteren Tragflächen 15 mittels am Rumpf angeordneten Tragflächenvergrößerungen 16 verbunden. Die hinteren Tragflächen 15 bilden mit den Tragflächenvergrößerungen 16 eine Delta-Tragfläche aus. Auftrieb und Steuereigenschaften werden hierdurch verbessert.

Der Heckrotor 9 ist am Heck des Luftfahrzeugs angeordnet. Vorliegend ist der Heckrotor 9 gekapselt nach Art eines Fenestrons ausgebildet.

Zu erkennen sind ferner Höhenruder 12 und Seitenruder 13. Das Höhenruder 12 erstreckt sich beidseitig des Rumpfes 7 von diesem weg. Das Höhenruder ist oberhalb des Heckrotors 9 angeordnet.

Figur 5 zeigt schematisch den Ablauf des erfindungsgemäßen Steuervorgangs.

Zunächst gibt der Benutzer über die Steuereinrichtung 21 eine Steueranweisung bzw. Steuerbefehl, welcher darauf gerichtet ist, ein Flugmanöver einzuleiten. Vorliegend bspw. einen „Start“. Die Steueranweisung wird datentechnisch an den Flugcontroller 22 übermittelt.

Der Flugcontroller 22 ist datentechnisch ferner mit den Sensoren 23 verbunden, welche Flugparameter und antriebsmittelbezogene Parameter erfasst. In Abhängigkeit der Steueranweisung trifft der Flugcontroller eine Auswahl unter den zur Verfügung stehenden Antriebmitteln unter Berücksichtigung der vorliegenden Parameter.

Bei der Flugsequenz „Start“ werden hierfür nun der Hauptrotor 1 im ersten Betriebszustand, die Multicopter-Rotoren 2 und der Heckrotor 9 zur Einleitung eines vertikalen Steigflugs ausgewählt. In Entsprechung werden die Antriebsmittel 24 nun seitens des Flugcontrollers 22 derart angesteuert, dass der Hauptrotor 1 - sofern notwendig - in den ersten Betriebszustand überführt und aktiv angetrieben wird. Ferner bewirkt die Ansteuerung der Antriebsmittel 23, dass die Multicopter-Rotoren 2 und der Heckrotor 9 aktiv angetrieben werden.

Bezugszeichen

1 Hauptrotor

2 Multicopter-Rotoren

3 Propeller

4 Rotorkopf

5 Luftfahrzeug

6 Gelenk

7 Rumpf

8 Flugleitwerk

9 Heckrotor

10 Arme

11 Hauptrotor-Schiene

12 Höhenruder

13 Seitenruder

14 vordere Tragflächen

15 hintere T ragflächen

16 Tragflächenvergrößerung

17 Cockpit

18 Rotoreinfassung

19 Versteifungsfläche

20 Versteifungsrippe

21 Steuereinrichtung

22 Flugcontroller

23 Sensoren

24 Antriebsmittel

25 Rotorträger