Anmerkung: Innerhalb von neun Monaten nach Bekanntmachung des Hinweises auf die Erteilung des europäischen Patents im Europäischen Patentblatt kann jedermann nach Maßgabe der Ausführungsordnung beim Europäischen
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EP 3 397 551 B1
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EUROPÄISCHE PATENTSCHRIFT
(45) Veröffentlichungstag und Bekanntmachung des Hinweises auf die Patenterteilung:
10.07.2019 Patentblatt 2019/28 (21) Anmeldenummer: 16828916.3 (22) Anmeldetag: 30.12.2016
(51) Int Cl.:
B64C 11/00(2006.01) B64C 27/22(2006.01) B64C 39/00(2006.01)
(86) Internationale Anmeldenummer:
PCT/AT2016/060137
(87) Internationale Veröffentlichungsnummer:
WO 2017/112973 (06.07.2017 Gazette 2017/27)
(54) FLUGGERÄT AIRCRAFT AÉRONEF
(84) Benannte Vertragsstaaten:
AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR
(30) Priorität:30.12.2015 AT 511132015 (43) Veröffentlichungstag der Anmeldung:
07.11.2018 Patentblatt 2018/45 (73) Patentinhaber: CycloTech GmbH
4030 Linz (AT)
(72) Erfinder: SCHWAIGER, Meinhard 4040 Linz (AT)
(74) Vertreter: Bosch Jehle Patentanwaltsgesellschaft mbH
Flüggenstraße 13 80639 München (DE) (56) Entgegenhaltungen:
EP-A1- 2 511 177 EP-A1- 2 690 011 DE-A1-102004 007 682 GB-A- 480 750 US-A- 5 265 827 US-A1- 2005 082 422
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Beschreibung
[0001] Die Erfindung betrifft ein Fluggerät, ausgeführt als Compound-Helikopter mit einem Fluggeräterumpf, einem am Fluggeräterumpf angeordneten Hauptrotor und mit seitlich vom Fluggeräterumpf abstehenden Cy- clogyro-Rotoren mit einer äußeren Stirnfläche.
[0002] Als Cyclogyro-Rotoren werden allgemein zylin- drische Körper bezeichnet, die um ihre Achse drehbar gelagert sind und an deren Umfang schwenkbare Rotor- blätter angeordnet sind, die im Betrieb durch eine Off- setverstelleinrichtung zyklisch verstellt werden. Dadurch kann je nach Verstellung der Rotorblätter Schub in jede Richtung senkrecht zur Achse erzeugt werden.
[0003] Dem Stand der Technik entsprechen Com- pound- (Hybrid-) Helikopter, bestehend aus einem Flug- geräterumpf, einem einzelnen Hauptrotor bzw. einem gegenläufigen Tandemrotor, einem oder mehreren Pro- pellereinheiten für den Drehmomentausgleich und zur Schuberzeugung im Vorwärtsflug sowie zusätzlichen Tragflügeleinheiten zur Erzeugung eines vertikalen Auf- triebs im Vorwärtsflug. Des Weiteren sind Helikopter- Konfigurationen mit einem oder zwei Cyclogyro-Rotoren bekannt.
[0004] Bei der aus dem Stand der Technik bekannten lateralen Anordnung von zwei Rotoren unterhalb des Hauptrotors jeweils links und rechts vom Helikopterrumpf sind die Cyclogyro-Rotoren ausschließlich über die Ro- torachse mit dem Helikopterrumpf verbunden. Dadurch treten an der Lagerung am Fluggeräterumpf und in der Rotorachse hohe Kräfte und Momente auf. Überdies ist die zyklische Verstellung der Rotorblätter über eine ein- seitige Offsetverstelleinrichtung problematisch, da bei den erforderlich hohen Rotordrehzahlen enorme Zentri- fugalkräfte erzeugt werden und bei einseitig eingeleiteter zyklischer Rotorblattanlenkung zusätzliche Torsionsmo- mente das Rotorblatt überproportional belasten.
[0005] In der Folge werden weitere bekannte Lösun- gen in Zusammenhang mit dem Drehmomentausgleich bei Helikoptern diskutiert.
[0006] Aus der EP 2 690 011 A (Axel Fink) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die mit einem Flugge- räterumpf, an dem ein Hauptrotor annähernd im Mas- senschwerpunkt vorgesehen ist und mit zwei Tragflügeln ausgeführt ist, an denen jeweils rückwärts ein Schub- Propeller starr in Flugrichtung angeordnet ist. Die Trag- flügel sind mit dem Fluggeräterumpf mittels Streben starr verbunden. Anstelle eines Heckrotors befindet sich ein Höhen- und Seitenleitwerk. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand aus- schließlich vom Hauptrotor erzeugt, während die beiden zusätzlichen Propeller den Drehmomentausgleich und den Schub im Vorwärtsflug erzeugen. Eine ähnliche Fluggerätekonfigurationen ist aus der US 3,385,537 A bekannt.
[0007] Aus der EP 2 690 010 A (Axel Fink) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die mit einem Flugge- räterumpf, an dem ein Hauptrotor annähernd im Mas-
senschwerpunkt vorgesehen ist und mit zwei Tragflü- geln, die über einen Doppelrumpf nach hinten mit dem Höhen- und Seitenleitwerk verbunden sind, wobei an den hinteren Enden der Doppelrümpfe jeweils ein Schub- Propeller starr angeordnet ist. Die Tragflügel sind mit dem Fluggeräterumpf starr verbunden. Der Vertikalauf- trieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezu- stand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, während die beiden zusätzlichen Propeller den Drehmomentaus- gleich und den Schub im Vorwärtsflug erzeugen.
[0008] Aus der EP 2 690 012 A (Axel Fink) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die mit einem Flugge- räterumpf, an dem ein Hauptrotor annähernd im Mas- senschwerpunkt vorgesehen ist und mit vier Tragflügeln ausgeführt ist, an deren vorderen beiden Enden jeweils ein schwenkbar ausgeführter Mantelpropeller (ducted fan) angeordnet ist. Die Tragflügel sind mit dem Flugge- räterumpf starr verbunden. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand vom Hauptrotor erzeugt und von den beiden Mantelpropellern unterstützt, die ebenfalls den Drehmomentausgleich und den Schub im Vorwärtsflug erzeugen. Die hinteren Trag- flächen sind mit Höhen- und Seitenruder, die vorderen Tragflächen mit Querruder ausgeführt.
[0009] Aus der EP 2 666 718 A (Paul Eglin) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die mit einem Flugge- räterumpf, an dem ein Hauptrotor annähernd im Mas- senschwerpunkt vorgesehen ist und mit zwei Tragflügeln und einem Höhenleitwerk ausgeführt ist, wobei an den vorderen Enden der Tragflügel Propeller starr in Flug- richtung angeordnet sind. Die Tragflügel sind mit dem Fluggeräterumpf starr verbunden. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, während die bei- den zusätzlichen Propeller den Drehmomentausgleich und den Schub im Vorwärtsflug erzeugen.
[0010] Aus der EP 2 146 895 A (Philippe Roesch) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die mit einem Fluggeräterumpf, an dem ein Hauptrotor annähernd im Massenschwerpunkt vorgesehen ist und mit zwei Trag- flügeln und einem Höhen-und Seitenleitwerk ausgeführt ist, wobei an den vorderen Enden der Tragflügel Propel- ler starr in Flugrichtung angeordnet sind. Die Tragflügel sind mit dem Fluggeräterumpf starr verbunden. Der Ver- tikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwe- bezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, wäh- rend die beiden zusätzlichen Propeller den Drehmomen- tausgleich und den Schub im Vorwärtsflug erzeugen.
[0011] Aus der EP 2 105 378 A (Jean-Jaques Ferrier) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die mit einem Fluggeräterumpf, an dem ein Hauptrotor annähernd im Massenschwerpunkt vorgesehen ist und mit vier Trag- flügeln ausgeführt ist, wobei an den hinteren größeren Tragflächen rückwärts jeweils ein Schub-Propeller starr in Flugrichtung angeordnet ist. Die Tragflügel sind mit dem Fluggeräterumpf starr verbunden. Der Vertikalauf- trieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezu- stand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, während
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die beiden zusätzlichen Propeller den Drehmomentaus- gleich und den Schub im Vorwärtsflug erzeugen. Die Tragflügel sind zusätzlich mit Höhenruder ausgeführt.
[0012] Aus der DE 10 2012 002 256 A (Felix Fechner) ist ein Fluggerät bekannt, das als Helikopter mit zusätz- lichen Tragflächen ausgeführt ist, wobei diese Tragflä- chen schwenkbar oder segmentiert ausgeführt sind und dadurch im Schwebe- bzw. Langsamflug eine Verringe- rung der Behinderung des Rotorabwindes erzeugen und eine höhere Fluggeschwindigkeit ermöglichen. Der Ver- tikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwe- bezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt.
[0013] Aus der RU 2 500 578 A (Nikolaevich Pavlov Sergej) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die mit einem Fluggeräterumpf, an dem ein Hauptrotor annä- hernd im Massenschwerpunkt vorgesehen ist, mit zwei im vorderen Bereich seitlich zum Fluggeräterumpf par- allel zur Flugrichtung angeordneten Propellereinheiten für den Vorwärtsschub und mit zwei schwenkbaren Trag- flügeln, als Höhenleitwerk, und einem Seitenleitwerk im hinteren Bereich ausgeführt ist. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand aus- schließlich vom Hauptrotor erzeugt, während die beiden zusätzlichen Propeller den Drehmomentausgleich und den Schub im Vorwärtsflug erzeugen.
[0014] Aus der US 2013 0327879 A (Mark W. Scott) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Heliko- pter mit einem Hauptrotor und mit einem Heckrotor, der um eine Drehachse, annähernd parallel zur Hauptrotor- drehachse, geschwenkt werden kann, ausgeführt ist. Der schwenkbare Heckrotor stabilisiert das Fluggerät im Schwebezustand und kann zusätzlich einen Horizontal- schub in Flugrichtung erzeugen, während der Vertikal- auftrieb bei Start und Landung sowie im Schwebezu- stand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt wird.
[0015] Aus der US 2006 0169834 A (Allen A. Arata) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Helikopter mit einem Hauptrotor und mit einem Heckrotor, und mit zwei zusätzlichen Tragflächen ausgeführt ist. Die Trag- flächen sind starr am Fluggeräterumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnet und sind in ca. der Mitte ihrer Länge um 90° nach unten parallel zur Fluggeräteachse schwenkbar und dienen in dieser Stellung als Landege- stell bzw. Fahrwerk. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätzlicher Auftrieb von den beiden ausgestreckten Tragflächen erzeugt wird.
[0016] Aus der WO 2005/005250 A (Arthur W. Loper) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Heliko- pter mit einem Hauptrotor, einem Heckrotor, einem Pro- peller an der Stirnseite des Helikopters, mit zwei zusätz- lichen Tragflächen und mit einem Höhen- und Seitenleit- werk ausgeführt ist. Die Tragflächen sind starr am Flug- geräterumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnet. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor er- zeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätzlicher Auftrieb
von den beiden Tragflächen erzeugt wird. Der stirnseitige Propeller erzeugt den Schub für den Vorwärtsflug.
[0017] Aus der US 2006 0157614 A (John S. Pratt) ist ein Fluggerät bekannt, ausgeführt als Helikopter mit mehreren zusätzlichen Tragflächen unterhalb des Hauptrotors, wobei diese Tragflächen segmentiert und schwenkbar ausgeführt sind und dadurch im Schwebe- bzw. Langsamflug eine Verringerung der Behinderung des Rotorabwindes erzeugen und eine höhere Flugge- schwindigkeit ermöglichen. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand aus- schließlich vom Hauptrotor erzeugt und im schnellen Vor- wärtsflug unterstützen die zusätzlichen Tragflächen den Vertikalauftrieb. Der Drehmomentausgleich erfolgt über die individuelle Anstellung der segmentierten Tragflä- chen über den Abwind des Hauptrotors und ein Heckrotor ist nicht vorhanden.
[0018] Aus der FR 9 803 946 A (Paul Julien Alphonse) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Heliko- pter mit einem Hauptrotor, einem Heckrotor, einem Pro- peller an der Rückseite des Helikopters, mit zwei zusätz- lichen Tragflächen und mit einem Höhen- und Seitenleit- werk ausgeführt ist. Die Tragflächen sind starr am Flug- geräterumpf außerhalb des Hauptrotors angeordnet. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor er- zeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätzlicher Auftrieb von den beiden Tragflächen erzeugt wird. Der rückseitige Propeller erzeugt den Schub für den Vorwärtsflug.
[0019] Aus der US 5,738,301 A (Daniel Claude Fran- cois) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Helikopter mit einem Hauptrotor, einem Heckrotor, ei- nem Propeller an der Rückseite des Helikopters, mit zwei zusätzlichen Tragflächen und mit einem Höhen- und Sei- tenleitwerk ausgeführt ist. Die Tragflächen sind starr am Fluggeräterumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnet.
Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor er- zeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätzlicher Auftrieb von den beiden Tragflächen erzeugt wird. Der rückseitige Propeller erzeugt den Schub für den Vorwärtsflug.
[0020] Aus der US 5,174,523 A (David E. H. Balmford) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Heliko- pter mit einem Hauptrotor, einem Propeller mit Strö- mungsleiteinrichtung an der Rückseite des Helikopters und mit zwei zusätzlichen Tragflächen ausgeführt ist. Die Tragflächen sind starr am Fluggeräterumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnet. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand aus- schließlich vom Hauptrotor erzeugt, während im Vor- wärtsflug ein zusätzlicher Auftrieb von den beiden Trag- flächen erzeugt wird. Der rückseitige Propeller erzeugt den Schub für den Vorwärtsflug und den Drehmoment- ausgleich über die Strömungsleiteinrichtung.
[0021] Aus der RU 2 089 456 A (Mikhail Il’ich Fefer) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Helikopter, mit zwei im mittleren Bereich des Rumpfes angeordneten Tragflächen an deren Enden jeweils ein Hauptrotor starr
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angeordnet ist. Die Tragflächen sind starr am Fluggerä- terumpf unterhalb des jeweiligen Hauptrotors angeord- net. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung so- wie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätzlicher Auf- trieb von den beiden Tragflächen erzeugt wird.
[0022] Aus der US 5,067,668 A (Daniel R. Zuck) ist ein Fluggerät bekannt, ausgeführt als Helikopter mit zusätz- lichen Tragflächen unterhalb des Hauptrotors, wobei die- se Tragflächen schwenkbar ausgeführt sind und dadurch im Schwebe- bzw. Langsamflug den Drehmomentaus- gleich ermöglichen und dadurch der Heckrotor als Dreh- momentausgleich entfällt. Der im Heck angeordnete Pro- peller dient ausschließlich als Schuberzeuger für den Vorwärtsflug. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Lan- dung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt.
[0023] Aus der US 4,928,907 (Daniel R. Zuck) ist ein Fluggerät bekannt, ausgeführt als Helikopter mit zusätz- lichen Tragflächen unterhalb des Hauptrotors, wobei die- se Tragflächen schwenkbar ausgeführt sind und dadurch im Schwebe- bzw. Langsamflug den Drehmomentaus- gleich ermöglichen und dadurch der Heckrotor als Dreh- momentausgleich entfällt. Ein im Heck angeordneter Propeller dient ausschließlich als Schuberzeuger für den Vorwärtsflug. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Lan- dung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt.
[0024] Aus US 4,691,877 A (Ralph M. Denning) bzw.
GB 2143483 (John Denman Sibley) ist ein Fluggerät be- kannt, ausgeführt als Helikopter mit zusätzlichen Trag- flächen unterhalb des Hauptrotors und an den Tragflü- geln sind schwenkbare Klappen angeordnet, die vom Hauptantrieb mit dem Abgas des Nachbrenners um- strömt werden. Die Tragflügel sind mit dem Fluggeräte- rumpf starr verbunden. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand vom Hauptrotor und der Abgasströmung von den beiden Nachbrennern erzeugt, diese können auch den Drehmomentausgleich und einen zusätzlichen Schub im Vorwärtsflug erzeugen.
[0025] Aus der US 3,977,812 A (Wayne A. Hudgins) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Heliko- pter mit einem Hauptrotor, einem Heckrotor, einem Pro- peller an der Rückseite des Helikopters und mit zwei zu- sätzlichen Tragflächen ausgeführt ist. Die Tragflächen sind starr am Fluggeräterumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnet. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Lan- dung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätz- licher Auftrieb von den beiden Tragflächen erzeugt wird.
Der rückseitige Propeller erzeugt den Schub für den Vor- wärtsflug.
[0026] Aus der CA 825 030 A (Nagatsu Teisuke) bzw.
US 3,448,946 A (Nagatsu Teisuke) ist eine Fluggeräte- konfiguration bekannt, die als Helikopter mit einem Hauptrotor, einem Heckrotor, einem Propeller an der Rückseite des Helikopters, mit einem Höhen- und Sei- tenleitwerk und wahlweise mit zwei zusätzlichen Trag-
flächen ausgeführt ist. Die Tragflächen sind starr am Fluggeräterumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnet.
Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor er- zeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätzlicher Auftrieb von den beiden Tragflächen erzeugt wird. Der rückseitige Propeller erzeugt den Schub für den Vorwärtsflug.
[0027] Aus der Veröffentlichung von C. Silva und H.
Yeo, Aeroflightdynamics Directorate, U.S. Army RDE- COM und W. Johnson, NASA Ames Research Center:
"Design of a Slowed-Rotor Compound Helicopter for Fu- ture Joint Service Missions" Aeromech Conference, San Franciso, CA, Jan 2010, ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Helikopter mit einem Hauptrotor, einem Heckrotor, einem Propeller an der Rückseite des Heliko- pters, mit einem Höhen- und Seitenleitwerk und mit zwei zusätzlichen Tragflächen ausgeführt ist. Die Tragflächen sind starr am Fluggeräterumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnet. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Land- ung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, während im Vorwärtsflug ein zusät- zlicher Auftrieb von den beiden Tragflächen erzeugt wird.
Der rückseitige Propeller erzeugt den Schub für den Vor- wärtsflug.
[0028] Aus der US 3,563,496 A (Daniel R. Zuck) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Helikopter mit einem Hauptrotor, einem Heckrotor, einem Propeller an der Rückseite des Helikopters, mit einem Höhen- und Seitenleitwerk und mit zwei zusätzlichen schwenkbaren Tragflächen ausgeführt ist. Die Tragflächen sind schwenkbar am Fluggeräterumpf unterhalb des Haupt- rotors angeordnet. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor erzeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätz- licher Auftrieb von den beiden Tragflächen erzeugt wird.
Der rückseitige Propeller erzeugt den Schub für den Vor- wärtsflug, der Heckrotor erzeugt den Drehmomentaus- gleich.
[0029] Aus der US 3,241,791 A (F. N. Piasecki) ist eine Fluggerätekonfiguration bekannt, die als Helikopter mit einem Hauptrotor, einem Mantelpropeller an der Rück- seite des Helikopters, mit zwei zusätzlichen Tragflächen am Fluggeräterumpf unterhalb des Hauptrotors angeord- net und einer Strömungsleiteinrichtung am Ausgang des Mantelpropellers ausgeführt ist. Der Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand aus- schließlich vom Hauptrotor erzeugt, während im Vor- wärtsflug ein zusätzlicher Auftrieb von den beiden Trag- flächen erzeugt wird. Der rückseitige Mantelpropeller mit Strömungsleiteinrichtung erzeugt den Schub für den Vor- wärtsflug und den Drehmomentausgleich.
[0030] Aus der CA 700 587 A und US 3,105,659 A (Richard G. Stutz) ist eine Fluggerätekonfiguration be- kannt, die als Helikopter mit einem Hauptrotor, einem Heckrotor, einem Höhenleitwerk und mit zwei zusätzli- chen starren Tragflächen mit Querruderklappen und Pro- pellern ausgeführt ist. Die Tragflächen sind am Flugge- räterumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnet. Der
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Vertikalauftrieb wird bei Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich vom Hauptrotor er- zeugt, während im Vorwärtsflug ein zusätzlicher Auftrieb von den beiden Tragflächen erzeugt wird. Der Heckrotor erzeugt den Drehmomentausgleich und die beiden Pro- peller erzeugen den Schub im Vorwärtsflug.
[0031] Aus der EP 2 511 177 A1 (Eurocopter Deutsch- land) ist ein Hubschrauber mit einem Hauptrotor, einem Zykloidenrotor und einem Drehzylinder bekannt. Der ro- tierende Zylinder erstreckt sich entlang einer Längsach- se eines Heckauslegers. Der Zykloidenrotor erstreckt sich mindestens teilweise entlang des gleichen Heckaus- legers und dreht sich außerhalb des Drehzylinders.
[0032] Nachteilig bei allen diesen bekannten Com- pound-Helikopter Fluggerätekonfigurationen, die mit klassischen Schuberzeugern wie Propeller ausgeführt sind, ist, dass der Vertikalauftrieb für Start und Landung sowie im Schwebezustand ausschließlich bzw. überwie- gend vom Hauptrotor erzeugt wird und ein entsprechend großer Hauptrotordurchmesser erforderlich ist. Im Vor- wärtsflug erzeugt der große Hauptrotor den größten Strö- mungswiderstand und verursacht den größten Energie- verlust. Die zusätzlichen Antriebsaggregate, wie Propel- ler bzw. Mantelpropeller ermöglichen zwar höhere Flug- geschwindigkeiten und verbesserte Manövrierfähigkei- ten, jedoch wird mit zunehmender Fluggeschwindigkeit die Effizienz verringert und der Energieverbrauch über- proportional erhöht.
[0033] Nachteilig bei den bekannten Compound-Heli- kopter Fluggerätekonfigurationen mit Cyclogyro-Roto- ren ist, dass bei der bekannten lateralen Anordnung der Cyclogyro-Rotoren die Aerodynamik beeinflussende Ro- tarscheiben und Tragelemente fehlen und die zyklische Rotorblattverstellung durch eine rotierende Rotorachse durchgeführt werden muss bzw. nur von jeweils der dem Flugzeugrumpf zugewandten Seite erfolgen kann, bei der bekannten horizontalen Anordnung als Heckrotor kein Beitrag zur Erzeugung einer Schubkraft in Flugrich- tung erzeugt werden kann und der Durchströmquer- schnitt im Rotor massiv von der Helikopterstruktur ver- ringert wird und bei der vertikalen Anordnung als Heck- rotor kein Beitrag zur vertikalen Schuberzeugung geleis- tet werden kann.
[0034] Aus der US 5,100,080 A, der US 5,265,827 A und der US 2007 /0200029 A1 sind Fluggeräte mit Cyc- logyro-Rotoren mit verstellbaren Rotorblättern bekannt.
Kombinationen mit Hauptrotoren sind darin nicht ange- geben. Die Vorteile eines Helikopters können daher nicht ausgenutzt werden.
[0035] Die GB 480 750 A (George W. Walton) betrifft einen Cyclogyro-Rotor, der einen Backbord- und einen Steuerbordrotor aufweist. Jeder Rotor weist einen dreh- baren Schaufelträger auf, an dem eine Mehrzahl von Flü- geln angebracht sind, die um die Rotorachse verteilt sind und jeweils um Achsen parallel oder nahezu parallel zur Rotorachse beweglich sind.
[0036] Aus der US 2005/082422 A1 (Tierney Glenn M) ist ein System zum Bewegen eines Luftfahrzeugs entlang
einer Flugbahn bekannt, das drehbare Naben umfasst, die an gegenüberliegenden Seiten des Fahrzeugs ange- bracht sind. Langgestreckte Tragflächen sind an den Na- ben parallel zu einer gemeinsamen Nabenachse zur Ro- tation um die Nabenachse auf einem Schaufelweg an- gebracht. Jedes Schaufelblatt definiert eine Sehnenlinie und das System umfasst eine Zahnradanordnung, die während der Nabendrehung zwischen einer ersten Mo- dalität, bei der Tragflügelsehnenlinien tangential zum Schaufelweg bleiben (kurzer Flug), und einer zweiten Modalität, bei der Tragflügelsehnenlinien parallel zum Flugpfad bleiben (langer Flug), veränderbar ist. Außer- dem kann die Rotation der Nabe gestoppt werden und die Tragflächen für den Flug mit festen Flügeln verwen- det werden.
[0037] Aus der DE 10 2004 007682 A1 (IP2H AG) ist ein Luftfahrzeug mit einem Rumpf und einer mit dem Rumpf gekoppelten Antriebseinrichtung zur Erzeugung eines definierbaren Auftriebs bekannt, wobei die An- triebseinrichtung mehrere Flügelblätter aufweist und wo- bei die Flügelblätter um einen vorgebbaren Blattwinkel um eine Schwenkachse verschwenkbar sind. Das Luft- fahrzeug ist derart ausgestaltet, dass die Flügelblätter um eine Rotationsachse drehbar gelagert sind, dass der Blattwinkel zur Erzeugung des Auftriebs während der Drehung veränderbar ist und dass die jeweiligen Schwenkachsen der Flügelblätter im Wesentlichen par- allel zur Rotationsachse angeordnet sind.
[0038] Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein neuartiges Fluggerät auf Basis eines Helikopters zu de- finieren, das die vorhin beschriebenen Nachteile vermei- det, ohne die zusätzlichen Vorteile zu verlieren.
[0039] Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, dass die Cyclogyro-Rotoren mit einer Aufhänge- vorrichtung mit dem Fluggeräterumpf verbunden sind, die die Cyclogyro-Rotoren an ihrer äußeren Begrenzung hält, und dass jeder Cyclogyro-Rotor einzeln und unab- hängig vom anderen steuerbar ist und von den Cyclogy- ro-Rotoren ein Drehmomentausgleich des Hauptrotors durchführbar ist.
[0040] Es handelt sich dabei um einen Helikopter, der mit zwei zusätzlichen lateral angeordneten Cyclogyro- Rotoren ausgestattet ist, die unabhängig voneinander in einer Ebene, im Wesentlichen parallel zur Drehachse des Hauptrotors und zur Längsachse des Helikopters, einen in jede Richtung steuerbaren Schubvektor erzeu- gen und somit den Drehmomentausgleich des Hauptro- tors in allen Flugsituationen übernehmen können, im ver- tikalen Start-, Lande- und Schwebezustand den vertika- len Schub des Hauptrotors ergänzen, den sicheren Über- gang vom Schwebezustand in den Vorwärtsflug unter- stützen und im Vorwärtsflug den erforderlichen Schub erzeugen. Aufgrund der Unterstützung des Vertikal- schubs des Hauptrotors kann der Hauptrotor gegenüber dem klassischen Helikopter und allen bekannten Com- pound-(Hybrid-) Helikoptern im Durchmesser kleiner ausgeführt werden, sodass im Vorwärtsflug eine höhere Effizienz bzw. bei vergleichbarer Antriebsleistung eine
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höhere Geschwindigkeit erreicht werden kann. Ein Heck- rotor im klassischen Sinne entfällt.
[0041] Dabei werden lateral zwei Cyclogyro-Rotoren mittels einer Tragvorrichtung bzw. mit Tragelementen derart mit dem Flugzeugrumpf verbunden, dass die vom Cyclogyro-Rotor erzeugten Schubkräfte in den Flugzeu- grumpf eingeleitet werden können, so dass eine wesent- lich leichtere Konstruktion erzielt werden kann. Außer- dem wird durch die unabhängig voneinander steuerba- ren Cyclogyro-Rotoren der Drehmomentausgleich über- nommen, so dass kein Heckrotor notwendig ist, was eine zusätzliche Gewichtsreduktion ermöglicht.
[0042] Die Verbindung der Aufhängevorrichtung mit dem Flugzeugrumpf kann auch indirekt über andere Bau- teile erfolgen.
[0043] Wesentlich ist die beidseitige Lagerung der Cy- clogyro-Rotoren in der Aufhängevorrichtung, die nicht nur eine leichtere, robustere Konstruktion ermöglicht, sondern auch eine beidseitige Verstellung der Rotorblät- ter möglich macht.
[0044] In einer besonderen Ausführungsvariante der Erfindung sind die für die zyklische Rotorblattanstellung erforderlichen Offsetverstelleinrichtungen an beiden Sei- ten des Cyclogyro-Rotors angeordnet, wodurch sich eine die kritischen Rotorbauteile am geringsten belastende, leichte und robuste Konstruktion ergibt. Die Einleitung des Drehmoments in den Cyclogyro-Rotor erfolgt an der dem Fluggeräterumpf zugewandten Seite des Cyclogy- ro-Rotors.
[0045] Durch die bevorzugte Anordnung der Cyclogy- ro-Rotoren unterhalb des Hauptrotors kann dieser we- sentlich verkleinert werden, da die Erzeugung des Ver- tikalschubes für das senkrechte Starten, Landen und für den Schwebezustand durch zwei lateral am Fluggeräte- rumpf unterhalb des Hauptrotors angeordnete Cyclogy- ro-Rotoren unterstützt wird. Ein Cyclogyro-Rotor erzeugt einen Schubvektor, der in einer Ebene senkrecht zur Drehachse des Rotors in jede beliebige Richtung gesteu- ert und von 0 bis zu einem Maximalwert stufenlos durch Veränderung eines zyklischen Anstellwinkels der rotie- renden Rotorblätter, als Funktion der Verschiebung einer Offsetposition innerhalb des rotierenden Cyclogyro-Ro- tors, geregelt werden kann. Durch die laterale Anordnung derartiger Rotoren an jeweils einer Seite des Fluggerä- terumpfes und der uneingeschränkten Richtungsände- rung der Schubvektoren erzeugen diese Rotoren darü- ber hinaus den Drehmomentausgleich des Hauptrotors, weshalb bei dieser Konfiguration ein Heckrotor nicht er- forderlich ist. Die erfindungsgemäße Konfiguration er- möglicht einen senkrechtstartenden Helikopter, der bei gleicher Tragleistung einen geringeren Energiever- brauch aufweist, der einen kleineren Hauptrotordurch- messer aufweist und somit auf kleinerem Raum starten bzw. landen kann, der keinen Heckrotor benötigt und ei- ne höhere Fluggeschwindigkeit bei vergleichsweise ge- ringerem Energieverbrauch erreicht. Der erfindungsge- mäße Compound-Helikopter hat auch das Potential einer höheren Reichweite bei gleicher Treibstoffbeladung. Ein
weiterer Vorteil ist die höhere Agilität in nahezu allen Flugphasen.
[0046] Es ist bevorzugt, wenn die Aufhängevorrich- tung als Tragflügel ausgeführt ist, um im Vorwärtsflug Auftrieb zu erzeugen. Dadurch kann einerseits die Be- lastung der Hauptrotors verringert werden und anderer- seits die Maximalgeschwindigkeit erhöht werden, da der Hauptrotor mit verringerter Drehzahl betrieben werden kann.
[0047] Dabei ist es besonders günstig, wenn die Auf- hängevorrichtung oberhalb der Cyclogyro-Rotoren an- geordnet ist. Auf diese Weise wird im Vorwärtsflug eine verbesserte Anströmung der Cyclogyro-Rotoren er- reicht. Um die Wirkung des Hauptrotors auf die Cyclogy- ro-Rotoren zu verbessern, kann insbesondere vorgese- hen sein, dass die Aufhängevorrichtung eine Ausneh- mung unmittelbar oberhalb der Cyclogyro-Rotoren auf- weist.
[0048] Vorzugsweise ist ein Höhen- und Seitenleitwerk zur Stabilisierung vorgesehen. Dies bedeutet insbeson- dere, dass keine separate Luftschraube vorgesehen ist um den Drehmomentausgleich zu bewerkstelligen, was durch die erfindungsgemäße Ausbildung auch nicht er- forderlich ist.
[0049] Eine besondere Ausführungsvariante der Erfin- dung sieht vor, dass die Cyclogyro-Rotoren über ein Ge- triebe mit dem Antrieb des Hauptrotors in Verbindung stehen. Das bedeutet, dass die Drehzahlen von Haupt- rotor und Cyclogyro-Rotoren stets in einem konstanten Verhältnis stehen. Der jeweils erforderliche Schub wird durch die Verstellung der Rotorblätter eingestellt. Dies ermöglicht einen sehr einfachen Antrieb.
[0050] Alternativ dazu kann vorgesehen sein, dass die Cyclogyro-Rotoren einen vom Hauptrotor unabhängigen Antrieb aufweisen, der elektrisch, hydraulisch oder als eigenes Antriebsaggregat ausgebildet ist. Dadurch kann der Schub in besonders weiten Grenzen variiert werden.
[0051] In einer besonders vorteilhaften Ausführung weist das Fluggerät keinen Heckrotor auf. Dadurch kann Gewicht eingespart werden und der Konstruktionsauf- wand verringert sich.
[0052] Die Erfindung wird anhand der Figuren 1 bis 8 näher beschrieben. Es zeigen:
Fig.1 einen erfindungsgemäßen Compound-Heliko- pter in Schrägansicht von oben;
Fig. 2 den Helikopter von Fig. 1 in einer Ansicht von vorne;
Fig. 3 den Helikopter von Fig. 1 in einer seitlichen An- sicht;
Fig. 4 den Helikopter von Fig. 1 in einer Draufsicht;
Fig. 5 einen Cyclogyro-Rotor in Schrägansicht;
Fig. 6 den Cyclogyro-Rotor in Seitenansicht;
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Fig. 7 den Cyclogyro-Rotor in einer Ansicht von vor- ne;
Fig. 8 eine Offsetverstelleinrichtung im Detail.
[0053] Fig. 1 zeigt ein erfindungsgemäßes Fluggerät, nämlich einen Compound-Helikopter in einer Schrägan- sicht von oben, bestehend aus dem Fluggeräterumpf 1, dem Hauptrotor 2, den lateral angeordneten Cyclogyro- Rotoren 3 und 3’, der Aufhängung 4 und 4’ der Cyclogyro- Rotoren, der äußeren Lagerung 5’ und äußeren Offset- verstelleinrichtung 11’ und dem Höhen- und Seitenleit- werk 6, 6’, 7, 7’ und der Ausnehmung 20 in der Aufhän- gung 4 und 4’.
[0054] Fig. 2 zeigt den erfindungsgemäßen Com- pound-Helikopter in Vorderansicht, mit den beiden lateral angeordneten Cyclogyro-Rotoren 3 und 3’, deren Auf- hängung 4 und 4’, wobei die Aufhängung 4 und 4’ auch als Tragfläche oder tragflächenfunktionales Bauteil aus- geführt ist. Im mittleren Bereich ist eine Ausnehmung 20 vorgesehen, die einen Durchtritt von Luft nach unten er- leichtert. Die Aufhängung 4, 4’ ist einerseits am Flugge- räterumpf 1 und andererseits außen an den Cyclogyro- Rotoren 3, 3’ befestigt und hält diese.
[0055] Eine Offsetverstelleinrichtung 11 und 11’ zur Verstellung der Rotorblätter 9 ist außen an den Cyclogy- ro-Rotoren 3, 3’ angeordnet, die beiden dem Fluggerä- terumpf 1 des Helikopters zugewandten Offsetverstell- einrichtung sind nicht sichtbar. Dadurch ist es möglich, die zyklische Verstellung der Rotorblätter 9 von zwei Sei- ten vorzunehmen und den Antrieb des Rotors 3, 3’ von der dem Fluggeräterumpf 1 des Helikopters zugewen- deten Seite zu vorzusehen. Es ist vorgesehen, dass die Cyclogyro-Rotoren 3, 3’ eine Länge in Axialrichtung (d.
h. einen Abstand vom Fluggeräterumpf 1 zur äußeren Begrenzung) aufweisen, die etwa dem Durchmesser der Cyclogyro-Rotoren 3, 3’ entspricht und vorzugsweise zwischen 80% und 120% des Durchmessers beträgt.
[0056] Fig. 3 zeigt den erfindungsgemäßen Com- pound-Helikopter in Seitenansicht, mit dem lateral ange- ordneten Cyclogyro-Rotor 3’, dessen Aufhängung 4’, wo- bei die Aufhängung auch als Tragfläche oder tragflä- chenfunktionales Bauteil ausgeführt sein kann, der äu- ßerer Rotorlagerung 5’ und äußerer Offsetverstellein- richtung 11’ und dem Seitenleitwerk 6.
[0057] Aus Fig. 4 ist insbesondere das Höhen- und Sei- tenleitwerk 6, 6’, 7, 7’ ersichtlich.
[0058] Fig. 5 zeigt den rechten Cyclogyro-Rotor 3 von Fig. 2 in einer Schrägansicht, bestehend im Wesentli- chen aus der Rotorachse 10, den Rotorblättern 9 (vor- zugsweise drei bis sechs), den beiden Rotorscheiben 8 und 8’ mit integrierter Rotorblattlagerung, der seitlichen, dem Helikopterfluggeräterumpf abgewandten Offsetver- stelleinrichtung 11 zur Beeinflussung des zyklischen Ro- torblattanstellwinkels und der Richtung des Schubvek- tors 12, der in einer Ebene 15 senkrecht zur Rotordreh- achse 10 in jede beliebige Richtung und Größe gesteuert werden kann, wenn der Cyclogyro-Rotor 3 mit entspre-
chender Drehzahl gemäß Drehrichtung 14 in Rotation gehalten wird.
[0059] Fig. 6 zeigt den Cyclogyro-Rotor 3 in Seitenan- sicht, wobei mit dem Winkel ϕ die Richtung 13 des Schub- vektors 12 angegeben ist, und Ω die Drehrichtung 14 des Cyclogyro-Rotors.
[0060] Fig. 7 zeigt den rechten Cyclogyro-Rotor 3 von Fig. 2 in Seitenansicht, bestehend im Wesentlichen aus den beiden Rotorscheiben 8 und 8’, der Rotorachse 10, den Rotorblättern 9 (vorzugsweise 3 bis 6), der seitlichen, dem Fluggeräterumpf 1 des Helikopters abgewandten Offsetverstelleinrichtung 11 und der dem Fluggeräterum- pf 1 des Helikopters zugewandten Offseteinheit 19 zur Beeinflussung des zyklischen Rotorblattanstellwinkels und der Richtung des Schubvektors.
[0061] Fig. 8 zeigt die sich in den Rotorscheiben 8 mit der Offsetverstelleinrichtung 11 verbundenen zyklischen Rotorblattanstellvorrichtungen 16. Durch Verschiebung des zentralen Offsetpunktes 17 innerhalb einer Kreisflä- che 18 werden entsprechend dem Abstand und der Rich- tung des Offsetpunktes 17 von der Drehachse 10 des Rotors die Größe des Schubvektors und die Richtung des Schubvektors definiert.
Patentansprüche
1. Fluggerät, ausgeführt als Compound-Helikopter mit einem Fluggeräterumpf (1), einem am Fluggeräter- umpf (1) angeordneten Hauptrotor (2) und mit seit- lich vom Fluggeräterumpf (1) abstehenden Cyclogy- ro-Rotoren (3, 3’) mit einer äußeren Stirnfläche, da- durch gekennzeichnet, dass die Cyclogyro-Roto- ren (3, 3’) mit einer Aufhängevorrichtung (4, 4’) mit dem Fluggeräterumpf (1) verbunden sind, die die Cy- clogyro-Rotoren (3, 3’) jeweils zumindest an einer ihrer beiden äußeren Begrenzungen hält, und dass jeder Cyclogyro-Rotor (3, 3’) einzeln und unabhän- gig vom anderen steuerbar ist und von den Cyclo- gyro-Rotoren (3, 3’) ein Drehmomentausgleich des Hauptrotors (2) durchführbar ist.
2. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich- net, dass die Aufhängevorrichtung (4, 4’) als Trag- flügel ausgeführt ist, um im Vorwärtsflug Auftrieb zu erzeugen.
3. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 2, da- durch gekennzeichnet, dass die Aufhängevorrich- tung (4, 4’) oberhalb der Cyclogyro-Rotoren (3, 3’) angeordnet ist.
4. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 3, da- durch gekennzeichnet, dass die Aufhängevorrich- tung (4, 4’) eine Ausnehmung (20) unmittelbar ober- halb der Cyclogyro-Rotoren (3, 3’) aufweist.
5. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, da-
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durch gekennzeichnet, dass die Cyclogyro-Roto- ren (3, 3’) jeweils mindestens eine Offsetverstellein- richtung (11, 11’) aufweisen, die im Bereich zumin- dest einer ihrer beiden äußeren Begrenzungen an- geordnet ist.
6. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 5, da- durch gekennzeichnet, dass die Cyclogyro-Roto- ren (3, 3’) über ein Getriebe mit dem Antrieb des Hauptrotors (2) in Verbindung stehen.
7. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 6, da- durch gekennzeichnet, dass die Cyclogyro- Roto- ren (3, 3’) einen vom Hauptrotor (2) unabhängigen Antrieb aufweisen, der elektrisch, hydraulisch oder als eigenes Antriebsaggregat ausgebildet ist.
8. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 7, da- durch gekennzeichnet, dass ein Höhen-und Sei- tenleitwerk (6, 6’, 7, 7’) zur Stabilisierung vorgesehen ist.
9. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 8, da- durch gekennzeichnet, dass die Cyclogyro-Roto- ren (3, 3’) unterhalb des Hauptrotors (2) angeordnet sind.
10. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 9, da- durch gekennzeichnet, dass die Cyclogyro- Roto- ren (3, 3’) zwischen einer Stellung, in der Schub nach unten erzeugt wird und einer Stellung, in der Schub nach hinten erzeugt wird, verstellbar sind.
11. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 10, da- durch gekennzeichnet, dass die Cyclogyro-Roto- ren (3, 3’) eine Länge in Axialrichtung aufweisen, die etwa dem Durchmesser entspricht und vorzugswei- se zwischen 80% und 120% des Durchmessers be- trägt.
12. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 11, da- durch gekennzeichnet, dass das Fluggerät keinen Heckrotor aufweist.
Claims
1. An aircraft, designed as a compound helicopter, comprising an aircraft fuselage (1), a main rotor (2) arranged on the aircraft fuselage (1) and cyclogyro rotors (3, 3’) protruding laterally from the aircraft fu- selage (1) and comprising an outer end surface, characterized in that the cyclogyro rotors (3, 3’) are connected to the aircraft fuselage (1) by means of a suspension device (4, 4’) holding the cyclogyro ro- tors (3, 3’) at least at one of their two outer borders, and that each cyclogyro rotor (3, 3’) can be controlled individually and independently of the other, and that
a torque balance of the main rotor (2) can be per- formed by the cyclogyro rotors (3, 3’).
2. The aircraft according to claim 1, characterized in that the suspension device (4, 4’) is designed as a wing so as to generate lift in forward flight.
3. The aircraft according to any of claims 1 to 2, char- acterized in that the suspension device (4, 4’) is arranged above the cyclogyro rotors (3, 3’).
4. The aircraft according to any of claims 1 to 3, char- acterized in that the suspension device (4, 4’) com- prises a recess (20) directly above the cyclogyro ro- tors (3, 3’).
5. The aircraft according to any of claims 1 to 4, char- acterized in that the cyclogyro rotors (3, 3’) each comprise at least one offset adjustment means (11, 11’) which is arranged in the region of at least one of their two outer borders.
6. The aircraft according to any of claims 1 to 5, char- acterized in that the cyclogyro rotors (3, 3’) are con- nected to the drive of the main rotor (2) by means of a gear.
7. The aircraft according to any of claims 1 to 6, char- acterized in that the cyclogyro rotors (3, 3’) com- prise a drive which is independent of the main rotor (2), wherein said drive is electrical, hydraulic or is implemented as an individual drive unit.
8. The aircraft according to any of claims 1 to 7, char- acterized in that horizontal and vertical stabilizers (6, 6’, 7, 7’) for stabilization are provided.
9. The aircraft according to any of claims 1 to 8, char- acterized in that the cyclogyro rotors (3, 3’) are ar- ranged below the main rotor (2).
10. The aircraft according to any of claims 1 to 9, char- acterized in that the cyclogyro rotors (3, 3’) are ad- justable between a position in which the thrust is gen- erated downwards and a position in which the thrust is generated backwards.
11. The aircraft according to any of claims 1 to 10, char- acterized in that the cyclogyro rotors (3, 3’) have a length in the axial direction which substantially cor- responds to the diameter and preferably lies be- tween 80% and 120% of the diameter.
12. The aircraft according to any of claims 1 to 11, char- acterized in that the aircraft does not have any tail rotor.
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Revendications
1. Aéronef réalisé en tant qu’hélicoptère hybride, com- prenant un fuselage d’aéronef (1), un rotor principal (2) monté sur le fuselage d’aéronef (1) et des rotors cycloïdaux (3, 3’) faisant saillie latéralement du fu- selage d’aéronef (1) et dotés d’une surface frontale extérieure, caractérisé en ce que les rotors cycloï- daux (3, 3’) sont reliés au fuselage d’hélicoptère au moyen d’un dispositif de suspension (4, 4’) qui main- tient les rotors cycloïdaux (3, 3’) par au moins l’une de leurs deux délimitations extérieures, et en ce que chaque rotor cycloïdal (3, 3’) peut être commandé individuellement et indépendamment de l’autre et les rotors cycloïdaux (3, 3’) permettent de compenser le couple du rotor principal (2).
2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de suspension (4, 4’) est réalisé en tant qu’aile porteuse afin de créer de la portance en vol en marche avant.
3. Aéronef selon l’une des revendications 1 et 2, ca- ractérisé en ce que le dispositif de suspension (4, 4’) est placé au-dessus des rotors cycloïdaux (3, 3’).
4. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 3, carac- térisé en ce que le dispositif de suspension (4, 4’) présente un évidement (20) directement au-dessus des rotors cycloïdaux (3, 3’).
5. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 4, carac- térisé en ce que les rotors cycloïdaux (3, 3’) pré- sentent chacun au moins un dispositif de réglage du décalage (11, 11’) situé dans la zone d’au moins l’une de leurs deux délimitations extérieures.
6. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 5, carac- térisé en ce que les rotors cycloïdaux (3, 3’) sont reliés au moteur du rotor principal (2) par le biais d’une boîte de transmission.
7. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 6, carac- térisé en ce que les rotors cycloïdaux (3, 3’) pré- sentent un moteur indépendant du rotor principal, qui est électrique, hydraulique ou réalisé en tant que groupe motopropulseur indépendant.
8. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 7, carac- térisé en ce que sont prévus une dérive et un plan fixe horizontal (6, 6’, 7, 7’) pour assurer la stabilité.
9. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 8, carac- térisé en ce que les rotors cycloïdaux (3, 3’) sont situés sous le rotor principal (2).
10. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 9, carac- térisé en ce que les rotors cycloïdaux (3, 3’) sont
réglables entre une position créant une poussée vers le bas et une position créant une poussée vers l’ar- rière.
11. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 10, ca- ractérisé en ce que les rotors cycloïdaux (3, 3’) pré- sentent une longueur axiale correspondant à peu près au diamètre et équivalant, de préférence, à en- tre 80 % et 120 % du diamètre.
12. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 11, ca- ractérisé en ce que l’aéronef ne présente pas de rotor arrière.
IN DER BESCHREIBUNG AUFGEFÜHRTE DOKUMENTE
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde ausschließlich zur Information des Lesers aufgenommen und ist nicht Bestandteil des europäischen Patentdokumentes. Sie wurde mit größter Sorgfalt zusammengestellt; das EPA übernimmt jedoch keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
In der Beschreibung aufgeführte Patentdokumente
• EP 2690011 A, Axel Fink [0006]
• US 3385537 A [0006]
• EP 2690010 A, Axel Fink [0007]
• EP 2690012 A, Axel Fink [0008]
• EP 2666718 A, Paul Eglin [0009]
• EP 2146895 A, Philippe Roesch [0010]
• EP 2105378 A, Jean-Jaques Ferrier [0011]
• DE 102012002256 A, Felix Fechner [0012]
• RU 2500578 A, Nikolaevich Pavlov Sergej [0013]
• US 20130327879 A, Mark W. Scott [0014]
• US 20060169834 A, Allen A. Arata [0015]
• WO 2005005250 A, Arthur W. Loper [0016]
• US 20060157614 A, John S. Pratt [0017]
• FR 9803946 A, Paul Julien Alphonse [0018]
• US 5738301 A, Daniel Claude Francois [0019]
• US 5174523 A, David E. H. Balmford [0020]
• RU 2089456 A, Mikhail Il’ich Fefer [0021]
• US 5067668 A, Daniel R. Zuck [0022]
• US 4928907 A, Daniel R. Zuck [0023]
• US 4691877 A, Ralph M. Denning [0024]
• GB 2143483 A, John Denman Sibley [0024]
• US 3977812 A, Wayne A. Hudgins [0025]
• CA 825030 A, Nagatsu Teisuke [0026]
• US 3448946 A [0026]
• US 3563496 A, Daniel R. Zuck [0028]
• US 3241791 A, F. N. Piasecki [0029]
• CA 700587 A [0030]
• US 3105659 A, Richard G. Stutz [0030]
• EP 2511177 A1 [0031]
• US 5100080 A [0034]
• US 5265827 A [0034]
• US 20070200029 A1 [0034]
• GB 480750 A, George W. Walton [0035]
• US 2005082422 A1, Tierney Glenn M [0036]
• DE 102004007682 A1 [0037]
In der Beschreibung aufgeführte Nicht-Patentliteratur
• Design of a Slowed-Rotor Compound Helicopter for Future Joint Service Missions. C. SILVA ; H. YEO.
Aeroflightdynamics Directorate. NASA Ames Re- search Center, Januar 2010 [0027]
