CN101743162B - 构造用于垂直起降的航空器 - Google Patents

Abstract

一种航空器，构造用于竖直起降，包括：至少两个翼(2a、2b、4a、51、4b、52)；空间(2c、4c)，用于在操作期间产生爬升力；和中间部分(3)，其中中间部分(3)设置有推力电动机(6)，用于在操作期间产生爬升力的空间(2c，4c)设置有一些提升力单元(HV)，每个提升力单元包括第一可变容积(V1)，用于存储一定量的比大气轻的相对轻的气体，并且提升力单元构造用于：通过所述一定量相对轻气体占据的可变体积，可控地调节向上力或者提升力。

Description

构造用于垂直起降的航空器

技术领域

本发明涉及一种如权利要求1前序部分所述的航空器(aircraft)。

背景技术

DE10007293A1公开了一种齐柏林类型的飞船，具有模块化设计。与气球类似，这种飞船能够通过气体的上升力(climbing power)而选择它的高度，气体存储在飞船中，并且比大气轻。水平移动可以借助于电动机来进行，电动机位于飞船的底侧上。设置的电动机是可旋转的，从而将飞船保持在特定位置。由于飞船的气球的特性，飞船的相对大的部件需要作为气体的容积，该气体提供爬升力。另外，推进装置的所选择的悬挂在着陆过程中限制了飞船。

发明内容

本发明的目的是提供一种航空器，构造用于垂直起降，消除了上述问题。

这个目的通过权利要求1的用于垂直起降的航空器实现。

以有利的方式，本发明允许航空器利用竖直起降，然而，在向前速度的情况中，翼的形状有助于提升力。航空器因此“能够保留在空气中”，不完全依赖于包括气体的体积的提升力，该气体比空气轻。

附图说明

本发明将参考附图详细描述，附图示出了本发明的典型实施例。这些实施例仅是用于说明目的，并非限制本发明的构思，本发明的构思由权利要求限定。

附图中：

图1是根据本发明航空器的正视图；

图2是根据本发明航空器的侧视图；

图3是根据本发明的航空器的平面图；

图4是提升力单元的剖视图；

图5是根据本发明航空器的控制器的框图；

图6是根据本发明航空器的提升力调节器的视图；

图7是根据本发明用于给航空器提供能量的单元的图形。

具体实施方式

图1是根据本发明航空器的正视图。

根据本发明的航空器1包括上部2、中间部分3和下部4、5。

上部2包括左侧上翼2a、右侧上翼2b和第一中间部分2c。

下部4、5包括左侧下翼4a、51、右侧下翼4b、52和第二中间部分4c。

航空器还在下部4、5中在宽度方向X上包括一个或多个舱5a、5b、5c、5d，用于有用的货物。用于有用货物的舱5a、5b、5c和5d位于下部4、5的下侧上。

上部2通过中间部分3连接到下部。

在上部2和下部4之间的中间部分3上，用于产生推力的推力电动机(thrust motor)6位于上部2的翼2a、2b和下部4、5的翼4a、51、4b、52之间。

控制电动机7可调节以控制航空器1的方向，同样位于中间部分控制装置中。

控制表面8，下面将参考图2详细描述，同样位于航空器1的横向表面上，位于上部2和下部4之间。

可选的，推力电动机6也可以调节，从而能够调节推力的方向，并且可包括推进器和涡轮。

优选实施例中，推力电动机6电动驱动。

图2是根据本发明航空器的侧视图。

航空器1的侧视图具有与正视图几乎相同的形式。

沿着航空器的纵向方向Y，下部4、5可包括一个或多个舱5d、5e、5f、5g，用于有用的货物。

另外，一个或多个驱动装置6可以沿着纵向方向Y6定位在中间部分3上。

控制表面8位于上下部之间，并且设置有方向舵(rudder)8a。两个控制表面8这种情况中连接到航空器的一侧，但是可以构想具有单个控制表面。

可选的，航空器设置有水平翼(未示出)，用于在飞行过程中获得额外的提升。这种类型的翼可以折叠在上下部之间，或者可以从上部或者下部延伸开。

图3是根据本发明航空器的平面图。

平面图示出了左侧和右侧上翼2a、2b在前部1a和后部1b上包括拐角件(corner piece)，该拐角件相对于宽度和纵向方向X、Y倾斜延伸。左侧和右侧下翼4a、51和4b、52同样具有类似形状。

中间部分3和驱动装置6的周边通过虚线示出。

所示实施例中，航空器的长度基本等于宽度。然而可以构想长度大于航空器1的宽度。

用于有用货物的舱5a-5g可包括乘客空间和货物空间。

一个实施例中，舱5a-5g可以设置有滚入(roll-on)/滚出(roll-off)系统，用于更换航空器的负载和/或供应物。

图4是提升力(lifting power)单元的剖视图。

根据本发明的航空器构造成能够在使用提升力的基础上垂直升降，其中，包括第一气体的有限容积可以在第二气体中升起，第一气体具有相对低的密度，第二气体具有相对高的密度。

在上部2的结构和下部4、5的部分的结构中，不包括用于有用货物的舱5a-5g，一些提升力单元HV被设置，利用它，一定量的相对轻的气体的向上的力或者提升力可以可控地调节。

根据本发明的航空器因此能够垂直升降。航空器因此有利地能够利用这样的着陆和起飞位置，其具有相对小的表面积。

由于上下翼2a、2b、4a、51和4b、52，在基本水平平面中向前运动的情况中，向上的力可以产生在航空器上，因此提供爬升力。

这样，航空器与齐柏林类型的航空器不同，齐柏林类型航空器完全依赖于包括气体的体积的提升力，该气体比空气轻，从而能够停留在空气中。

根据本发明的航空器设置有一系统，其可精确地控制向上的力。原理上，如果系统可以使得航空器垂直升起到较低高度，之后，向前的速度可以增加航空器和地面之间的距离，这样是足够的。然而，航空器从地面的受控出发受到航空器的负载的影响，并且还可能受到天气状况的影响。载荷分布也可能起作用。

提升力单元HV包括气密总容积V、第一泵P1、第二泵P2、存储容器BV、一个或多个换热器W1、W2、W3和提升力控制器C。

就此而论，术语“泵”表示这样的装置，其通过输送气体来产生该体积中压力升高或降低。泵可以是压缩机，但在一些情况中也可以是风扇。

气密总容积V可以通过柔性或者可活动气密壁FW分为第一容积V1和第二容积V2。第一容积V1构造用于容纳可调节量的第一气体，其具有相对低的密度。第二容积V2构造用于容纳可调节量的第二气体，具有相对高的密度。

第一泵P1通过管道L1连接到第一容积V1。泵还连接到存储容器BV。第一泵和第一容积V1之间的连接包括阀VT1。存储容器BV用于存储第一容积外的第一气体，因此，在从第一容积V1排出后，第一气体可以重新使用。

第二泵P2连接到第二容积V2。第二泵P2和第二容积V2之间的连接包括第二阀VT2。

通过允许第一容积V1相对于第二容积V2增大，第二容积中的第二气体被第一容积中的第一气体置换，总容积的向上的力可以增大。相反，通过允许第二容积V2增大并允许第一气体在第二容积的压力作用下从第一容积排出到存储容器，向上的力可以减小。

第一和第二泵P1、P2(具有阀的控制)的组合因此构造用于调节气密总容积V内第一容积V1和第二容积V2之间的比率，第一容积包括一定量的低密度第一气体，第二容积包括一定量的高密度的第二气体。

该比率还被调节从而对应于所需要的向上的力或者提升力。

所示实施例中，第二泵P2设置有与大气的连接装置，用于将空气用作第二气体。

借助于第一和第二泵P1、P2以及在阀的控制下调节第一和第二容积V1、V2的尺寸和相应的其中压力允许气密总容积V的有效密度被控制。柔性壁FW构造成经历变形，从而总容积V内的容积V1、V2均可以呈现出由相应的相对内部气体压力施加的尺寸。

第一容积V1也包括一个或多个换热器，以能够通过供应热量和排出热量(通过适合的传输介质)适配(adapt)容积内第一气体的温度(以及因此气体的密度)。例如，第一换热器W1用于将热量Q1供给第一气体。第二换热器W2可相反用于排出热量Q2。

类似的，第二容积V2包括一个或多个另外的换热器W3，从而加热或冷却第二气体。

热量可以从航空器上装载的能量供应系统供应给各个换热器。这将在下面详细描述。对于热量排出，例如可以使用外部空气冷却。

提升力单元HV通过提升力控制器C控制。提升力控制器C连接到第一泵P1、第二泵P2和换热器W1、W2、W3，用于控制它们相应的功能。提升力控制器C可以控制第一和/或第二泵P1、P2以分别适配第一气体的第一容积V1或者第二气体的容积V2，如上所述。

提升力控制器C可以控制一个或多个换热器以将热量供给第一和/或第二容积/将热量从其处排出。

对于泵和换热器的控制，提升力控制器C同样连接到至少第一容积V1中的第一传感器S1和至少第二容积V2中的第二传感器S2，用于从各个传感器接收信号，以能够确定和控制第一和/或第二气体的一个或多个相关物理参数(例如，压力和温度)。

提升力控制器C还包括控制输入IB，用于从航空器的中央控制系统接收控制数据。下面描述。

所示实施例中，提升力单元HV设置有泵，该泵具体用于调节单个提升力单元HV的第一和第二容积。然而，可以构想，第一泵P1和/或第二泵P2构造成用在航空器中的多个提升力单元的许多中。该情况中，第一或第二泵通过分布管道分别连接到多个提升力单元中的每一个。具体的提升力单元然后可以通过控制第一和第二阀VT1、VT2而控制，其定位在分别通向所述特定提升力单元的气密总容积V的第一或第二容积的连接部处。

图5是根据本发明航空器的控制系统的框图。

一个实施例中，根据本发明的航空器的控制系统100包括计算机110、位置传感器120、气候(meteo)传感器130、载荷传感器140、导航模块150、位置调节单元160、电动机控制器170、和提升力调节单元HVR。

计算机110连接到位置传感器120，用于获得航空器的位置信息(例如长度、宽度和高度坐标)。计算机110还连接到气候传感器130，用于获得气候数据，例如局部风速，气压等。计算机110还连接到载荷传感器140，用于获得与航空器结构的负载造成的载荷的数据。计算机110还连接到导航模块150，以能够推进航空器。

在来自位置传感器120、气候传感器130、载荷传感器140和导航模块150中的一个或多个的数据的基础上，计算机110可进行计算，关于航空器的配平(trimming)数据，以及它的可能的适应。配平涉及到航空器的稳定性。

计算机110连接到位置调节单元160，其适当地使用配平数据，从而一方面通过提升力调节单元HVR控制多个提升力单元HV的提升力，以及另一方面，通过电动机控制器170控制推力电动机6。

电动机控制器170连接到(未示出)推力电动机6，从而调节提供给推力电动机的能量以及所述推力电动机的推进方向。

提升力调节单元HVR连接到一个或多个提升力控制器C，从而调节所述一个或多个提升力控制器C，从而多个提升力单元中的每一个可以提供所需量的提升力。优选的，所需量的提升力取决于负载和航空器的负载分布。

应当注意，由于例如天气状态的变化，控制系统100可以动态地调整所述配平。配平还可以由于下面事实而改变，即上下翼在向前速度(的变化)上对于航空器爬升力起到(变化的)作用。配平还可在装载/释放操作过程通过改变航空器的装载/负荷分布而改变。

在所示实施例中，计算机110、位置传感器120、气候传感器130、负荷传感器140、导航模块150、位置调节单元160、电动机控制器170和提升力调节单元HVR表示为单独的模块。本领域技术人员会知道，可以构想，所有模块集成在单个计算机中。模块可设计在软件中，但是也可以在硬件中，或者软硬件的组合。

计算机可以设计成任何适合的控制计算机，其适于确定和调节所述配平，如前面所述。

图6是根据本发明航空器的提升力调节器的视图。

提升力调节单元HVR连接到多个提升力单元HV，用于将控制信号传送给每个提升力控制器C。提升力调节单元HVR构造用于从位置调节单元150接收配平数据TD，该数据涉及到提升力，例如在操作过程中可以被产生分布在一些提升力单元上。

提升力调节单元HVR构造成在配平数据TD的基础上发送提升力信号给每个提升力单元HV的控制器C，该信号与所需的提升力相关联。每个提升力单元HV的控制器C构造用于在所接受的提升力信号的基础上调节与其相对应的提升力，用于各个提升力单元。

图7是根据本发明用于给航空器供应能量的单元的图形。

根据本发明的航空器包括能量供应系统WKC，其优选位于航空器的中间部分3中。能量供应系统WKC构造成能够提供航空器1内的电能和热能。

能量供应系统WKC在所示实施例中是总能量站(energy plant)，包括驱动电动机E、发电机G和换热器W。

驱动电动机E连接到发电机G，用于在操作过程中发电。驱动电动机E还连接到换热器W，从而吸收在电动机E工作过程中释放的热量。

能量供应系统WKC连接到推力电动机6，用于在操作过程中将电能提供给推力电动机6(在电动机控制器160控制下)。

另外，能量供应系统WKC连接到一个或多个提升力单元HV，用于电能和热能的供应，用于每个提升力单元HV的换热器W1、W2、W3(在提升力调节单元HVR和/或提升力控制器C的控制下)。

能量供应系统WKC也可连接到用于有用货物的舱，用于能量供应。

在第一方面，本发明提供一种航空器，构造用于竖直起降，包括：至少两个翼2a、2b、4a、51、4b、52；空间2c、4c，用于在操作期间产生爬升动力；和中间部分3，其中中间部分3设置有推力电动机6，用于在操作期间产生爬升动力的空间2c、4c设置有一些提升动力单元HV，每个提升动力单元包括第一可变容积V1，用于存储一定量的比大气轻的相对轻的气体，并且提升动力单元构造用于：可控地调节通过所述一定量相对轻气体占据的可变容积产生的向上的力或者提升动力。

另一方面，本发明提供一种第一方面所描述的航空器，每个提升动力单元包括气密总容积V，其中接纳第一可变容积V1和第二可变容积V2，第二可变容积构造用于存储一定量的气体，该气体比所述相对轻气体更重，第一可变容积与第二可变容积通过柔性壁FW分开，并且提升动力单元构造用于调节在气密总容积内第一可变容积和第二可变容积的比率，该比率对应于所需的提升动力。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，每个提升动力单元包括第一泵P1、第二泵P2和存储容器BV，第一泵构造用于调节第一可变容积，第二泵构造用于调节第二可变容积，存储容器构造用于当相对轻的气体从第一可变容积排出时存储所述相对轻的气体。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，第一可变容积V1包括至少第一换热器W1、W2，其构造用于与第一可变容积中的相对轻的气体交换热量Q1、Q2。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，第二可变容积V2包括至少另一个换热器W3，构造用于与第二可变容积中的相对重的气体交换热量(Q3)。

另外，本发明一方面提供一种上述航空器，每个提升动力单元包括提升动力控制器C，提升动力控制器连接到第一泵P1，第二泵P2，用于控制第一和第二泵中的一个或多个分别以适应第一可变容积V1或第二可变容积V2。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，提升动力控制器还连接到换热器W1、W2、W3，用于控制一个或多个换热器。

本发明一方面也提供一种上述的航空器，至少第一传感器S1定位在第一可变容积中，至少第二传感器S2定位在第二可变容积中，所述至少第一传感器和至少第二传感器连接到提升动力控制器C，第一和第二传感器均构造用于测量一个或多个相关物理参数，例如第一可变容积中的相对轻气体和/或第二可变容积中相对重气体的压力和温度，提升动力控制器构造用于从各个传感器接收信号，并且基于测得的相关物理参数来控制所需的提升动力。

一方面，本发明还提供一种上述的航空器，每个提升动力单元的提升动力控制器C连接到机载(on-board)计算机110、HVR，提升动力控制器构造用于从机载计算机接收提升动力控制信号，用于调节所需的提升动力。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，机载计算机110、HVR构造用于确定每个提升动力单元的提升动力。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，机载计算机110、HVR连接到位置传感器120、气候传感器130和负载传感器140中的至少一个，用于从至少一个传感器120、130、140接收传感器信号；位置传感器构造用于产生对于航空器位置的位置信号，气候传感器构造用于产生天气状况信号，负载传感器构造用于产生负载造成的航空器结构的负载信号，和

机载计算机构造成在一个或多个传感器信号的基础上确定配平数据TD，用于配平航空器。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，机载计算机构造成在配平数据基础上确定和控制所需的提升力。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，机载计算机构造成确定和控制提升动力在多个提升动力单元上的分布。

另一方面，本发明提供一种上述的航空器，机载计算机构造成在配平数据的基础上确定和控制推力电动机6的推力和推进方向。

Claims (10)

1.一种航空器，构造用于垂直上升和降落，包括：至少两个翼(2a、2b、4a、51、4b、52)；空间(2c、4c)，用于在操作期间产生爬升动力；和中间部分(3)，其中中间部分(3)设置有推力电动机(6)，并且用于在操作期间产生爬升动力的空间(2c，4c)设置有一些提升动力单元(HV)，每个提升动力单元包括第一可变容积(V1)，用于存储一定量的相对轻的气体，所述相对轻的气体比大气轻，并且提升动力单元构造用于：通过所述一定量的相对轻的气体占据的第一可变容积，可控地调节向上的力或者提升动力；其中每个提升动力单元包括气密总容积(V)，其中接纳第一可变容积(V1)和第二可变容积(V2)，第二可变容积构造用于存储一定量的气体，该气体比所述相对轻的气体更重，

第一可变容积与第二可变容积通过柔性壁(FW)分开，并且

提升动力单元构造用于调节在气密总容积内第一可变容积和第二可变容积的比率，该比率对应于所需的提升动力；其中每个提升动力单元包括第一泵(P1)、第二泵(P2)和存储容器(BV)，第一泵构造用于调节第一可变容积，第二泵构造用于调节第二可变容积，存储容器构造用于当相对轻的气体从第一可变容积排出时存储所述相对轻的气体，

其中每个提升动力单元包括提升动力控制器(C)，提升动力控制器连接到第一泵(P1)、第二泵(P2)，用于控制第一和第二泵中的一个或多个以分别使得第一可变容积(V1)和第二可变容积(V2)适配，

其中每个提升动力单元的提升动力控制器(C)连接到机载计算机(110，HVR)，提升动力控制器构造用于从机载计算机接收提升动力控制信号，用于调节所需的提升动力；以及

其中机载计算机(110，HVR)连接到位置传感器(120)、气候传感器(130)和负载传感器(140)中的至少一个，用于从所述至少一个传感器(120、130、140)接收传感器信号；

位置传感器构造用于产生对于航空器位置的位置信号，气候传感器构造用于产生天气状况信号，负载传感器构造用于产生负载造成的航空器结构的负载信号，和

机载计算机构造成在一个或多个传感器信号的基础上确定配平数据(TD)，用于航空器的配平。

2.如权利要求1所述的航空器，其特征在于，第一可变容积(V1)至少包括第一换热器(W1、W2)，其构造用于与第一可变容积中的相对轻的气体交换热量(Q1、Q2)。

3.如权利要求1或2所述的航空器，其特征在于，第二可变容积(V2)至少包括另一换热器(W3)，其构造用于与第二可变容积中的相对重的气体交换热量(Q3)。

4.如权利要求1所述的航空器，其特征在于，提升动力控制器还连接到换热器(W1、W2、W3)，用于控制换热器中的一个或多个。

5.如权利要求1所述的航空器，其特征在于，至少第一传感器(S1)定位在第一可变容积中，至少第二传感器(S2)定位在第二可变容积中，所述至少第一传感器和至少第二传感器连接到提升动力控制器(C)，第一和第二传感器每一个都构造用于测量一个或多个相关物理参数，提升动力控制器构造用于从各个传感器接收信号，并且基于测得的相关物理参数来控制所需的提升动力。

6.如权利要求1所述的航空器，其特征在于，机载计算机(110，HVR)构造用于确定每个提升动力单元的提升动力。

7.如权利要求1所述的航空器，其特征在于，机载计算机构造成在配平数据基础上确定和控制所需的提升动力。

8.如权利要求7所述的航空器，其特征在于，机载计算机构造成确定和控制提升动力在多个提升动力单元上的分布。

9.如权利要求1所述的航空器，其特征在于，机载计算机构造成在配平数据的基础上确定和控制推力电动机(6)的推力和推进方向。

10.如权利要求5所述的航空器，其特征在于，所述一个或多个相关物理参数是第一可变容积中的相对轻的气体和/或第二可变容积中相对重的气体的压力和温度。

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