CN105683041A - 能够垂直起动的飞行设备 - Google Patents

Abstract

说明了飞行设备（1），所述飞行设备不仅能够垂直地起动和着陆以及悬浮而且也能够以高的巡航飞行速度水平地飞行。所述飞行设备（1）具有承载结构（27）、机翼结构（15）、至少三个优选至少四个提升旋翼（5）和至少一个推动驱动机构（9）。所述机翼结构（15）构造用于，在所述飞行设备水平运动时产生用于所述飞行设备的提升驱动力。为此所述机翼结构（15）具有至少一个承载面（3），所述承载面设有产生动态的提升驱动的轮廓。优选地，所述机翼结构（15）构造为双机翼结构。所述提升旋翼（5）中的每个紧固在所述承载结构（27）处，具有螺旋桨（7）并且构造用于，通过所述螺旋桨（7）的旋转产生用于所述飞行设备（1）的沿竖直方向作用的提升驱动力。所述推动驱动机构（9）构造用于，产生沿水平方向作用到所述承载结构（27）上的推动力。所述提升旋翼（5）能够简单地构造，也就是说例如拥有简单的刚性的螺旋桨，其中，所述飞行设备的垂直的起动或者悬浮、类似于在四旋翼直升机中那样通过在所述提升旋翼处的转速的简单的控制能够调节。高的巡航飞行速度能够基于额外的水平作用的推动驱动机构（9）达到。

Description

能够垂直起动的飞行设备

本申请要求递交于2013年8月29日的德国专利申请Nr.102013109392.2的优先权，其内容在此通过引用被合并。

技术领域

本发明涉及类似于例如三旋翼直升机（Tricopter）或者四旋翼直升机(Quadcopter)的能够垂直起动的飞行设备（Flugger?t）。

背景技术

对于很多应用值得期望的是，以下的飞行设备供支配：所述飞行设备能够从最小的面上起动并且由此例如不需要特别的大面积的机场。此外，对于确定的使用目的需要如下的飞行设备：所述飞行设备是灵活的并且能够精确地被操纵并且优选能够在一个部位上悬浮并且在此具有好的悬浮飞行特性（Schwebeflugeingenschaften）。

例如，飞行设备被使用用于空中监测以及空中侦察，所述飞行设备应该能够在感兴趣的目标上悬浮并且在此例如应该能够拍摄航空摄影图。在替代的应用中，能够垂直起动的飞行设备、有时也称作VTOL（VerticalTake-OffandLanding）能够被使用用于飞向对于人或者其它机器来说较难达到的地带，例如在灾难保护使用（Katastrophenschutzeins?tzen）的范围内，用以例如能够运输物品、如工具、食物或者药品到这样的地带中。

此外，为这样的使用研发如下的飞行设备，其中至少三个、优选四个或者更多个装备有螺旋桨和驱动所述螺旋桨的马达的旋翼相应地负责基本上竖直向上指向的推动，用以能够以该方式使所述飞行设备垂直地升起或者悬浮。设有四个这样的旋翼的飞行设备也称作四旋翼直升机（Quadcopter、Quadrocopter、Quadricopter、Quadrotor）或者悬浮平台（Schwebeplattform）。通常，这样的具有多于三个负责提升驱动的旋翼的飞行设备被称作多旋翼直升机（Multicopter），其中，除了四旋翼直升机外具有三个旋翼（三旋翼直升机）、六个旋翼（六旋翼直升机）或者八个旋翼（八旋翼直升机）的变型也是常用的。这种类型的飞行设备大多无人地运行并且与此相关能够是小的。这些飞行设备也部分地称作雄蜂（Drohnen）。

通过整体的飞行设备或者一个或多个旋翼从水平线的轻微的倾斜能够在这样的飞行设备中也负责一定的向前驱动，其中由所述旋翼产生的推动从竖直线倾斜。然而，以该方式能够实现的巡航飞行速度（Reisefluggeschwindigkeiten）基于在该类型的飞行设备中出现的物理的边界条件被限制到典型地低于200km/h的相对低的速度上，常常也低于100km/h。这样的速度限制例如由物理的边界条件产生，即被使用用于提升驱动的螺旋桨在旋转速度高的情况下来运行并且因此向前朝着所述飞行设备的飞行方向运动的螺旋桨叶片已经在相对低的巡航飞行速度时至少在其螺旋桨叶片尖端处必须几乎以声速运动，由此生成高的空气阻力和强烈的噪声。

因此，传统的多旋翼直升机虽然具有好的悬浮飞行特性，但是通常仅仅实现相对低的巡航飞行速度（类似于直升飞机（Hubschraubern）），在其中仅仅唯一的旋翼负责必要的提升驱动并且复杂的旋翼机械能够与尾部旋翼一起被使用用于操纵所述直升机。

在KR1020120060590A中，说明了一种四旋翼直升机，其能够竖直地起动和着陆并且其中螺旋桨的推动方向能够变化，用以能够以该种方式对于四旋翼直升机不仅负责提升驱动，而且还负责向前驱动。

发明内容

能够看作为本发明的基础的任务是，提供一种飞行设备，所述飞行设备不仅实现好的悬浮飞行特性而且也实现高的巡航飞行速度。

这样的任务能够利用根据主权利要求所述的飞行设备得到解决。本发明的有利的实施方式在从属的权利要求以及接下来的说明中被限定。

根据本发明的一个方面，提出一种飞行设备，所述飞行设备具有承载结构、机翼结构、至少三个提升旋翼和至少一个推动驱动机构。所述机翼结构在此紧固在所述承载结构处。所述机翼结构也能够是所述飞行器的承载结构的一部分。所述机翼结构被构造用于，在所述飞行设备水平运动时产生用于所述飞行设备的提升驱动力，并且所述机翼结构为此具有至少一个承载面，所述承载面设有产生动态的提升驱动的轮廓。所述提升旋翼中的每个紧固在所述承载结构处。每个提升旋翼在此具有螺旋桨并且每个提升旋翼被构造用于，通过所述螺旋桨的旋转产生用于所述飞行设备的沿着竖直方向作用的提升驱动力。所述推动驱动机构被构造用于，产生沿着水平方向作用的推动力到所述承载结构上。

简单概括地，作为本发明的基础的构思尤其能够从以下看出：以多旋翼直升机的形式的飞行设备一方面装备有至少三个产生竖直的推动的提升旋翼，借助于所述竖直的推动所述飞行设备能够竖直地起动并且着陆以及悬浮，并且额外地另一方面设置能够产生沿着水平方向作用的推动的推动驱动机构，使得在所述旋翼被停止之后，所述飞行设备能够独立于所述提升旋翼被加速到高的巡航飞行速度上。额外地，所述飞行设备设有机翼结构，其中当所述飞行设备被加速到足够高的巡航飞行速度上时，至少一个承载面负责动态的提升驱动。

所述机翼结构的承载面在此优选如下地进行尺寸设计，使得其在所述飞行设备将达到的巡航飞行速度时能够仅仅负责用于所述飞行设备的足够的提升驱动并且由此在巡航飞行速度的情况下能够放弃通过所述提升旋翼产生的提升驱动。

所述承载面例如能够在所述承载结构或者说在机身（Rumpf）处能够摆动地或者能够转动地安置，使得所述承载面在悬浮飞行状态或者说悬浮飞行期间处于摆动的状态中并且在巡航飞行期间处于摆入的状态中。在此，通过所述承载面的摆动所述机翼结构的后掠角（Pfeilung）提高并且通过摆入所述后掠角变小。在此，所述后掠角说明相应的承载面的前部棱边与所述飞行设备的横向轴线之间的角度。参考所述飞行方向能够在负的后掠角（也就是说向前后掠的承载面）和正的后掠角（也就是说向后后掠的承载面）之间区别。该关联在附图说明中还要详细地解释。

此外，能够设置具有三个承载面或者三个承载面对（Tragfl?chenpaaren）的飞行设备的配置。所述承载面也能够通过连接结构或者连接元件相互连接，如这例如在环形机翼（Ringflüglern）中的情况那样。在此，在所述连接结构或者连接元件处能够通过支架（Ausleger）或者机舱（Gondeln）紧固所述螺旋桨。优选地，所述螺旋桨紧固在所述承载面、所述承载结构、支架、连接结构、连接元件或者机舱处。

根据本发明的设有由至少三个提升旋翼和至少一个推动驱动机构以及合适构造的机翼结构形成的组合的飞行设备不仅能够具有期望的好的悬浮飞行特性而且也能够达到高的巡航飞行速度。所述提升旋翼在此例如能够在起动或者着陆时或者在悬浮飞行中，也就是说在所述飞行设备的水平速度缺少或者较小的情况下负责必要的提升驱动。不依赖于所述提升旋翼，所述推动驱动机构能够沿着水平方向加速所述飞行设备，其中，在水平速度足够高的情况下，通过所述机翼结构的至少一个承载面引起的动态的提升驱动能够足够高以承载所述飞行设备。

提出的飞行设备的各个部件在此能够相对简单地构造以及控制。所述提升旋翼尤其能够如下地构造，使得旋转平面（提升旋翼的旋翼叶片在所述旋转平面中旋转）与所述提升旋翼的由马达驱动的旋翼轴的关系不变。

换句话说，所述飞行设备的提升旋翼能够机械地简单地构造并且例如简单的螺旋桨能够直接地与由马达驱动的轴耦联。尤其不必要的是，所述提升旋翼的旋翼叶片借助于复杂的机械、例如摆动片（Taumelscheibe）如在具有马达传动的旋翼轴的直升飞机中那样被连接。尤其不必要的是，在旋翼转动期间改变各个旋翼叶片的冲角（Anstellewinkel）或者倾斜角（Neigungswinkel）用以也以该方式负责所述飞行设备的向前驱动、所述飞行设备的盘旋（Rollen）、俯仰（Nicken）或者偏转（Gieren）。代替地，能够在所述提出的飞行设备中借助于额外的推动驱动机构引起向前驱动。所述飞行设备的盘旋、俯仰或者偏转能够通过由通常至少四个提升旋翼相应产生的提升驱动力的变化引起。

在特别简单的构造方案中，提升旋翼的螺旋桨叶片能够刚性地与所述旋翼轴连接。如此地设有刚性的叶片的螺旋桨不具有可运动的部分。由此，所述螺旋桨是结实的并且不要求例如机械或者控制装置用以能够控制螺旋桨叶片的可变的布置。所述螺旋桨尤其能够是一件式的。由如此简单地构造的提升旋翼产生的提升驱动力主要依赖于旋转速度或者转速（所述螺旋桨以其运行）并且由此能够简单地通过合适地触发进行驱动的马达得到控制。

替代地，所述提升旋翼能够更复杂地构造并且所述提升旋翼的螺旋桨叶片如下地能够摆动地与所述旋翼轴连接，使得所述螺旋桨叶片的斜度（Steigung）能够变化。

换句话说，所述螺旋桨叶片与旋转平面（所述螺旋桨叶片在该旋转平面中旋转）占据的角度能够变化。在此优选能够对于所有的螺旋桨叶片共同地引起所述螺旋桨叶片的斜度的这样的变化。所述螺旋桨叶片的斜度的变化尤其能够不依赖于旋转的螺旋桨叶片的实际的位置进行，也就是说所述螺旋桨叶片不是如在直升飞机中利用摆动片在转动期间在其斜度方面变化，而是所述螺旋桨叶片的斜度在转动期间很大程度地保持恒定。能够简单地并且利用结实的机械引起所述螺旋桨叶片的这样的相对较慢的斜度的变化。

通过所述螺旋桨叶片的斜度的变化，所述提升旋翼的推动和由此由其引起的提升驱动力能够被影响，而无须必要地改变所述螺旋桨的旋转速度、也就是说转速。这样的设有共同能够摆动的螺旋桨叶片的提升螺旋桨也称作调节螺旋桨（Verstellpropeller）。

原则上，能够足够的是，所述提出的飞行设备装备有仅仅三个提升旋翼。所述提升旋翼中的每个在此应该能够分开地触发，也就是说，由所述提升旋翼中的一个引起的推动应该能够不依赖于其它提升旋翼地变化。至少三个提升旋翼在此紧固在所述飞行设备处在共同地明确地撑开一个平面的位置处，也就是说，所述提升旋翼不应该沿着共同的直线线性地前后布置。通过合适地触发所述三个提升旋翼用于产生不同的提升驱动力，由所述提升旋翼撑开的平面和由此整个飞行设备能够倾斜。

只要所述提升旋翼定向成使得由其产生的推动的总和基本上垂直向下地作用，所述飞行设备能够位置固定地悬浮并且通过所述总推动的强度的变化所述飞行设备的飞行高度能够变化。当从这样的悬浮飞行出发，由各个提升旋翼产生的推动改变，那么由此能够引起作用到所述飞行设备上的总推动不再竖直向下地作用。所述飞行设备由此能够向前、向后或者朝着侧面中的一个倾斜并且在此在行驶方面采取前进或者后退或者开始盘旋。

通过限制到仅仅三个提升旋翼，能够在提出的飞行设备中节省构件以及由此节省重量。然而，带有仅仅三个提升旋翼通常难以使所述飞行设备能够围绕其竖轴线转动、也就是说能够偏转。

因此，能够有利的是，所述提出的飞行设备类似于如在四旋翼直升机中那样装备有至少四个提升旋翼。所述四个提升旋翼在此优选能够彼此独立地被触发。因为所述飞行设备的位置或者倾斜已经能够通过由仅仅三个提升旋翼产生的推动力给定，额外的第四提升旋翼的设置开启了如下的可行性，即所述飞行设备也能够偏转。所述飞行设备由此能够通过合适地触发所述四个提升旋翼被置于每个任意的位置和飞行方向中。具有四个或者更多个提升旋翼的这样的飞行设备除了好的悬浮飞行特性外也能够是精确并且灵活地能够操纵的。

所述提出的飞行设备应该具有承载结构和机翼结构。所述承载结构在此应该负责所述飞行设备的结构上的强度，使得不仅所述机翼结构而且还有所述提升旋翼能够被稳定地紧固在所述飞行设备处。当所述飞行设备采用足够高的巡航飞行速度时，所述机翼结构应该借助于合适地构造的承载面能够负责动态的提升驱动。

应指出的是，以下的事实、即对于所述承载结构和所述机翼结构应用两个分开的概念并不意味着由所述承载结构和所述机翼结构待实现的功能必须强制地由分开的实际的结构实现。例如，所述承载结构的功能和所述机翼结构的功能能够由所述提出的飞行设备的不同的结构部件或者然而也由所述飞行设备的相同的结构部件实现。作为例子，飞行设备的机翼能够同时作为引起动态的提升驱动的承载面以及由此作为机翼结构的部分起作用，也能够作为所述飞行设备的其它部件机械地相互连接并且由此作为承载结构的部分起作用。例如，所述机翼能够具有外部的层（Haut），所述外部的层给定由此形成的承载面的轮廓并且由此是所述机翼结构的部分。同时，所述机翼能够具有位于内部的部件、例如支柱（Verstrebungen），其负责机械的强度并且在所述部件处例如紧固机翼层（Flügelhaut），使得所述机翼层能够用作承载结构。

在有利的实施方式中，所述承载结构与所述机翼结构一起构造作为所谓的双机翼结构（Tandemflügelstruktur）。在这样的双机翼结构中，设置至少一个长形的机身，两个沿着水平方向前后布置的承载面对横向地从所述机身伸出。

在这样的双机翼结构中，所述机身能够与在从所述机身伸出的承载面对中的承载的结构共同地用作承载结构。在此，在所述承载面中的每个处能够分别布置所述提升旋翼中的一个。如果例如设置两对承载面，那么第一对承载面和第二对承载面能够具有不同的后掠角。如果所述第一对承载面具有负的后掠角并且所述第二对承载面具有正的后掠角，那么在所述飞行设备的俯视图中得出所述承载面的x状的布置的外形。此外，展弦比（Flügelstreckung）能够被提升，方法是使插入机翼（Ansteckflügel）能够被插入到已经集成到所述承载结构中的承载面处，从而所述机翼结构或者说承载面对的翼展（Spannweite）被扩大。展弦比被飞行器制造领域的专业人员理解为两个承载面的翼展的平方与在所述飞行设备的俯视图中得到的机翼面积的比例。

双机翼结构的两对承载面例如也能够沿着所述飞行设备的竖轴线、即在z方向上相互错开地布置。

要说明的是，也能够设置多个长形的机身作为承载结构的部分。例如，两个长形的机身平行于飞行方向并列布置并且通过至少一个另外的承载面或者另外的承载面对相互连接。

所述提升旋翼由此面状地在所述飞行设备上分布地布置并且能够由此能够负责好的悬浮飞行特性。优选地，所述提升旋翼能够相应地布置在所述承载面的端部区域中，也就是说，侧向近似最大地与所述机身间隔。此外，两个前后布置的承载面对的四个承载面能够在巡航飞行速度足够时分别负责动态的提升驱动。这些承载面以及所述提升旋翼在此能够如下地构造，使得其在悬浮飞行中或者在力求达到的巡航飞行速度的情况下大约实现相同的提升驱动力。所述飞行设备的承载结构能够合适地被设计并且定尺寸，用以能够承受这样的提升驱动力。与此相应地，所述承载结构在其强度和其重量方面能够被优化。

在所述承载面中的每个处能够布置机舱，在所述机舱处布置分别所述提升旋翼中的一个。在所述机舱中例如能够容纳用于旋翼的马达。在巡航飞行期间，所述机舱能够关于由所述旋翼产生的空气流动并且/或者关于空气流动流动有利地构造。

尤其能够在所述承载面中的每个处布置导向机构（Leitwerk）或者舵（Ruder）。借助于这样的导向机构或者舵，由所述双机翼结构产生的提升驱动例如在加速到巡航飞行速度时并且与之伴随地在逐渐地减慢所述提升旋翼时能够合适地被影响。

在替代的构造方案中，所述承载结构能够与所述机翼结构共同地类似于在传统的飞行器中那样构造为具有仅仅两个横向伸出的承载面的长形的机身。在此，在所述承载面中的每个处分别能够布置所述提升旋翼中的一个并且在所述机身处能够布置至少一个另外的提升旋翼，优选相应在所述机身的端部处布置两个另外的提升旋翼。

在另外的替代方案中，所述承载结构能够与所述机翼结构共同地被构造为单机翼结构。在这样的单机翼结构中，整体的承载结构和整体的机翼结构由唯一的具有位于内部的机械稳定化的承载的部件的承载面状的机翼形成。在此，所述机翼能够具有在俯视图中后掠的形状。所述提升旋翼和所述推动驱动机构能够被布置在这样的单机翼结构的合适的区域中。

此外，尤其在利用这样的单机翼结构构造的飞行设备中，然而也在进一步以上说明的具有双机翼结构的飞行设备中或者在类似于如在传统的飞行器中那样的结构中能够有利的是，所述承载结构扩大有伸出的机舱，所述提升旋翼和/或所述推动驱动机构能够紧固在所述机舱处。

尤其在如以上说明的那样利用双机翼结构构造的飞行设备中，然而也在所述承载结构和所述机翼结构的其它构造方案中能够有利或者甚至强制的是，所述提升旋翼如下地构造以及布置并且所述机翼结构如下地选择，使得由所述提升旋翼能够产生的推动的总和基本上引导通过所述飞行设备的重心并且所述机翼结构的中性点（Neutralpunkt）相对于所述飞行设备的重心能够适合于水平飞行地定位。通过所述提升旋翼的这样的布置能够实现稳定的悬浮飞行。通过机翼结构的相应的构造也能够在巡航飞行速度的情况下在气体动力学的飞行方面实现稳定的飞行状态。

所述飞行设备的提升旋翼能够被构造用于，将提升旋翼的相应的螺旋桨叶片锁住在确定的旋转位置中。当所述飞行设备通过所述推动驱动机构以高的巡航飞行速度来驱动地水平地运动并且所述机翼结构的承载面在此产生足够的动态的提升驱动时，所述螺旋桨叶片的这样的锁住尤其能够是有利的，从而不需要通过所述提升旋翼产生另外的提升驱动。在这样的飞行情形中有利的是，所述提升旋翼的螺旋桨叶片如下地锁住在旋转位置中，使得一方面所述螺旋桨叶片在巡航飞行时产生尽可能低的空气阻力并且另一方面产生尽可能低的基于在所述螺旋桨叶片旁流动经过的空气流动的、水平地和/或竖直地作用到所述螺旋桨叶片上的力。

提升旋翼的螺旋桨例如能够正好具有两个螺旋桨叶片。这样的螺旋桨一方面具有高的效率并且另一方面具有低的不平衡度。此外，这样的具有两个螺旋桨叶片的螺旋桨对于提出的飞行设备是特别有利的，因为所述螺旋桨在巡航飞行位置时能够如下地被锁住在旋转位置中，即所述螺旋桨平行于飞行方向延伸。在这样的旋转位置中，被锁住的螺旋桨产生最小的空气阻力。

然而，也能够设置单叶片螺旋桨。所述单叶片螺旋桨在伸出超过其旋翼轴的端部处具有质量件，所述质量件作为相对于所述单叶片螺旋桨的配对质量起作用。所述单叶片螺旋桨例如能够是所述飞行设备的提升旋翼的部分，其在悬浮飞行状态中贡献用于提升驱动所述飞行设备。所述单叶片螺旋桨针对于所述巡航飞行状态能够被置于平行于长形地造型的机舱的定向中，从而所述单叶片螺旋桨停止地基本上平行于飞行方向或者所述飞行设备的纵向方向定向。所述单叶片螺旋桨和所述机舱而后相互对齐地定向，这在所述飞行设备的巡航飞行期间降低了空气阻力。所述机舱又能够安置在承载面的端部处。

优选地，在提出的飞行设备中，所述提升旋翼和所述推动驱动机构通过能够彼此独立地触发的马达驱动。基于这样的能够彼此分开地触发的马达，在所述飞行设备中一方面通过所述提升旋翼产生的提升驱动并且另一方面由所述推动驱动机构产生的向前驱动能够相互独立地被控制。所述飞行设备的通过所述提升旋翼待实现的盘旋或者偏转尤其能够不依赖于通过所述推动驱动机构待引起的水平的向前驱动地被控制。在此，所述提升旋翼也能够随着巡航飞行速度的增加相应地被触发用于产生更低的提升驱动，用以能够考虑那么由所述机翼结构的承载面引起的动态的提升驱动。

优选地，所述提升旋翼中的每个能够由电马达驱动。电马达能够关于其转速精确地并且快速地被控制，使得由一个提升旋翼产生的提升驱动能够快速地并且准确地变化，用以导入或者控制所述飞行设备的确定的飞行运动。尤其在多旋翼直升机型的飞行设备中，精确并且快速地控制由各个提升旋翼产生的竖直推动力对于可靠的、稳定的并且必要时灵活的能够操纵的飞行特性来说能够是重要的。

在提出的飞行设备的特别的构造方案中，所述推动驱动机构能够通过内燃马达驱动并且所述内燃马达在此能够额外地与发电机耦联，用以为在所述提升旋翼处设置的电马达提供电能量。在这样的设有混合驱动类型的飞行设备中，沿着水平方向作用的推动力能够通过所述推动驱动机构的内燃马达引起。在此，所述内燃马达能够以活塞式马达或者喷射驱动机构（Düsentriebwerk）或者类似物的形式实现。在此，用于这样的内燃马达的燃料能够以足够的量被随身携带在所述飞行设备中，从而所述推动驱动机构能够在更长的时间段上运行并且由此所述飞行设备能够以巡航飞行速度飞行更长的时间，用以到达例如位于遥远的目的地。然而，与所述推动驱动机构相反，所述提升旋翼优选由电马达驱动，用以在悬浮飞行期间或者在起动或者着陆期间能够使用所述电马达相比于内燃马达更简单的并且更精确的可控制性。用于所述电马达的电能量在此能够由与所述内燃马达耦联的发电机提供，其中，所述电能量要么能够直接地由发电机供应到所述电马达处，要么能够首先存储在电气的能量存储器、例如电池中，用以而后在需要时由所述电马达取用。

应指出的是，根据本发明的飞行设备的可行的特征和优点在此参考不同的实施方式来说明。专业人员理解：不同的特征能够以合适的方式组合或者更换，用以获得根据本发明的飞行设备的其它的实施方式。

在替代的构造方案中，所述飞行设备能够具有至少一个承载面，所述承载面围绕转动轴线能够摆动地或者能够转动地安置在所述承载结构处。所述转动轴线在此例如平行于所述飞行设备的竖轴线或者偏转轴线定向。

在替代的构造方案中，所述飞行设备具有第二承载面，所述第二承载面围绕所述转动轴线能够摆动地安置在所述承载结构处，其中，所述至少一个承载面和所述第二承载面对于悬浮飞行处于摆动的状态中。

此外，所述至少一个承载面和所述第二承载面对于巡航飞行能够处于摆入的状态中，其中所述承载面的前部棱边至少部分地相互对齐地定向。

所述承载结构同样能够与所述机翼结构共同被如下地构造作为具有长形的机身和两对沿水平方向前后布置的、从所述机身伸出的承载面的双机翼结构，使得第一对承载面具有第一后掠角，所述第一后掠角与第二对承载面的第二后掠角不同。在此，所述后掠角说明了在所述飞行设备的横向轴线与所述承载面的前部棱边之间的角度。

在所述飞行设备的替代的构造方案中，所述第一对承载面和所述第二对承载面通过至少一个连接结构连接。在此，所述至少一个连接结构具有长形的形状并且平行于长形的机身定向。此外，所述至少一个连接结构能够具有导向机构。

在替代的构造方案中，所述第一对承载面和所述第二对承载面沿着竖直的方向相互错开地布置。所述竖直方向在此说明平行于所述飞行设备的竖轴线或者偏转轴线的轴线并且例如垂直于所述飞行设备的纵向方向和横向轴线定向。

在另外的替代的构造方案中，所述提升旋翼的螺旋桨被构造作为单叶片螺旋桨。

附图说明

接下来，参考附图说明本发明的实施方式，其中，附图以及说明都没有设计为限制本发明。

图1示出了根据本发明的具有双机翼结构的飞行设备的透视图；

图2示出了来源于图1的飞行设备的俯视图；

图3示出了根据本发明的飞行设备连同作用到其上的力的透视图；

图4示出了用于根据本发明的飞行设备的驱动的可行的配置；

图5示出了根据本发明的具有两个处于摆动的状态的承载面的飞行设备的俯视图；

图6示出了根据本发明的具有两个处于摆入的状态的承载面的飞行设备的俯视图；

图7示出了根据本发明的具有双机翼结构的飞行设备的透视图，其中所述承载面后掠；

图8示出了根据本发明的具有另外的双机翼结构的飞行设备的俯视图，其中所述承载面后掠；

图9示出了根据本发明的具有六个提升旋翼的飞行设备的俯视图；

图10示出了根据本发明的具有两个相互平行布置的长形的机身和两对承载面的飞行设备的俯视图，在所述承载面处安置提升旋翼；

图11示出了根据本发明的具有两对承载面和两个相互平行布置的长形的机身的飞行设备的俯视图，在所述机身处安置提升旋翼；

图12示出了根据本发明的具有承载结构的飞行设备的透视图，所述承载结构具有两对带有不同的后掠角的承载面；

图13示出了根据本发明的具有承载结构的飞行设备的俯视图，所述承载结构具有两对带有不同的后掠角的承载面；

图14示出了根据本发明的飞行设备的俯视图，其中所述机身集成到所述承载面中；

图15示出了根据本发明的具有承载结构的飞行设备的俯视图，所述承载结构具有长形的机身、一对承载面以及在连接元件处安置的提升旋翼；

图16示出了根据本发明的具有承载结构的飞行设备的俯视图，所述承载结构具有长形的机身、一对承载面以及连接元件，所述连接元件在所述承载面上布置在中部并且在所述连接元件处紧固提升旋翼；

图17示出了具有承载结构的飞行设备的透视图，所述承载结构具有机身、沿纵向方向前后布置的两对承载面以及两个平行于纵向方向布置的长形的连接元件；

图18示出了具有单叶片螺旋桨的、长形地造型的并且紧固在承载面处的机舱的透视图。

这些图仅仅是示意性的并且不是按比例的。图中的相同的附图标记表示相同的或者相同作用的特征。

具体实施方式

在图1和2中示出了根据本发明的实施方式的飞行设备1的透视图和俯视图。

所述飞行设备1在示出的实施方式中具有双机翼结构，其中，类似于如在四旋翼直升机中那样在承载面3中的一个承载面的每个端部处布置四个装备有螺旋桨7的提升旋翼5中的一个。所述提升旋翼在所述承载面3的端部处布置在机舱6处。

所述飞行设备1具有承载结构27以及机翼结构15。

所述承载结构27给所述飞行设备1要求的机械的强度，用以例如在所述飞行设备1的各个区域之间传递由所述提升旋翼5或者由所述承载面3产生的力。所述承载结构27为此例如具有横梁、纵梁和骨架（Spant），利用它们此外能够形成长形的机身13以及所述承载面3的承载的部分。所述承载结构也能够用于保持例如摄像机系统30。

所述机翼结构15此外形成所述飞行设备的多个承载面3。所述机翼结构15的承载面3中的每个在此具有合适的轮廓，用以在所述飞行设备1水平运动时通过动态的提升驱动产生提升驱动力到所述飞行设备1上。

在图1和2中示出的例子中，所述承载结构27与所述机翼结构15共同地构造为双机翼结构，其中长形的机身13设有两对沿着水平方向前后布置的承载面3，所述承载面横向地、几乎垂直地从所述机身13侧向伸出。

所述机翼结构15的承载面3在此如下地构造并且安置在所述机身13处如下的合适的位置处，使得所述机翼结构15的中性点相对于所述飞行设备1的重心适合于所述飞行设备1的水平飞行地定位。在此，承载机翼轮廓的或者具有多个承载机翼轮廓的机翼结构的中性点能够理解为在大的冲角的区域内具有恒定的转矩的固定点。

此外，不仅在前部的承载机翼对的承载面3a处而且在后部的承载面对的承载面3b处能够设置以盖板（Klappen）或舵形式的导向机构21、23，所述导向机构类似于如在传统的飞行器中那样在沿着水平方向巡航飞行速度较高时能够用作高度舵（H?henruder）或者说高度导向机构（H?henleitwerk）。此外，在所述机身13的尾部处能够设置侧向导向机构（Seitenleitwerk）或者说侧向舵（Seitenruder）25。

在所述承载面3a、3b中的每个承载面的端部或者端部区域处分别设置一个提升旋翼5在机舱6处，使得总共四个提升旋翼5被布置在共同的平面中并且在虚拟的四角形的四个角处。

所述提升旋翼5中的每个具有螺旋桨7，所述螺旋桨通过旋翼轴19和马达能够旋转地来驱动。所述螺旋桨7在此能够是刚性的、优选一件式的螺旋桨，使得由所述提升旋翼5产生的提升驱动仅仅能够通过所述螺旋桨7的转速的变化改变。替代地，所述螺旋桨7可以是调节螺旋桨，其中螺旋桨叶片29在其斜度方面能够改变并且以该方式即使在转速保持相同时也能够改变由所述提升旋翼5产生的提升驱动。

如在图3中示出的那样，所述提升旋翼5中的每个被设计用于产生提升驱动力F1、F2、F3、F4。在此，所述提升旋翼5应该如下地在所述飞行设备1处定位并且定向，使得由所述提升旋翼产生的提升驱动力的总和几乎通过所述飞行设备1的重心延伸（尤其在所有的提升旋翼5同时均匀地操作的情况下）。在此，由所述提升旋翼5总体能够产生的推动应该足够用于使所述飞行设备1能够抬起以及悬浮。在此，所述提升旋翼5部分反向地转动，如在图3中以箭头标示的那样，使得由所述提升旋翼5产生的力矩基本上彼此抵消。

通过由各个提升旋翼5产生的提升驱动力F1、F2、F3、F4的变化，以总和产生的并且作用到所述飞行设备1上的总推动能够在数值和方向方面变化并且所述飞行设备1以该方式能够上升或者下降，前进或者后退或者向侧面之一倾斜或者自身围绕所述飞行设备的竖轴线转动，使得能够引起如前进飞行、盘旋和/或偏转的飞行运动。

由此，原则上能够在提出的飞行设备1中实现类似于如在四旋翼直升机中那样已经通过合适地触发不同的提升旋翼5引起的所有的飞行运动。然而，在此能够实现的巡航飞行速度（所述飞行设备1能够以所述巡航飞行速度沿着水平的方向运动）基于物理的效应被限制。

为了实现高的巡航飞行速度，提出的飞行设备1因此额外地装备有推动驱动机构9，借助于所述推动驱动机构能够产生沿着水平方向作用的推动力F5（参见图3）。

在示出的例子中，所述推动驱动机构9借助于由额外的马达驱动的推动螺旋桨11构造并且布置在所述机身13的尾部处。所述推动驱动机构9然而也能够使用其它驱动机械装置、例如喷射驱动机构。所述推动驱动机构9应该足够地进行尺寸设计，也就是说实现足够的功率输出，用以能够将所述飞行设备1加速到例如直至800km/h的较高的巡航飞行速度。

在通过所述推动驱动机构9加速的飞行设备1中，随着巡航飞行速度越来越大在轮廓化的承载面3处产生越来越大的动态的提升驱动。所述动态的提升驱动有助于使所述飞行设备1保持在空中，使得由所述提升旋翼5产生的提升驱动力F1、F2、F3、F4能够逐渐地减少，直至所述飞行设备1已经实现沿水平的方向的足够高的巡航飞行速度，其中总体的对于保持飞行高度必要的、用于所述飞行设备的提升驱动由所述承载面3产生。

在这样的巡航飞行速度的情况下，所述提升旋翼5能够被停止。尤其规定，所述提升旋翼5的螺旋桨7被锁住在如下的位置中，其中其产生尽可能低的空气阻力并且尽可能低的力作用到螺旋桨7上。

在示出的例子中，所述螺旋桨7为此装备有仅仅两个螺旋桨叶片29，使得线性延伸的螺旋桨7利用其螺旋桨叶片29在巡航飞行时能够沿着飞行方向定向并且能够被锁住在该定向中。替代地，也能够调节，在巡航飞行时翻合所述螺旋桨7或者将所述螺旋桨7或者说整个提升旋翼5在巡航飞行期间流动阻力降低地例如在设置在相应的承载面端部处的机舱17中降低。

在图4中示出用于根据本发明的飞行设备1的有利的混合驱动系统的可行方案。

主马达31在此被使用于驱动推动螺旋桨11。所述主马达31由此与所述推动螺旋桨11共同形成推动驱动机构9，用以产生沿着水平方向作用到所述飞行设备上的推动力F5。所述主马达31在此能够是适合于在期望较高的巡航飞行速度的情况下实现用于水平飞行的足够的功率的、任意的马达类型。所述主马达31例如能够是柴油马达、汽油马达、三角活塞马达、燃气轮机、由燃料电池供给的电马达等。

除了所述推动螺旋桨11之外，所述主马达31也驱动电的发电机33。所述发电机33将由所述主马达31提供的机械上供支配的驱动能量转化为电能量并且将所述电能量通过导线35提供给多个电马达37供支配。所述电马达37在此是类似四旋翼直升机的飞行设备1的设置在所述承载面端部处的提升旋翼5的部分。所述电马达37能够通过旋翼轴19相应地驱动紧固在其处的螺旋桨7。作用到所述螺旋桨7上的转动力矩和由此由所述螺旋桨7呈现的转速在此能够非常准确并且快速地借助于所述电马达37被改变。为了能够以电功率供给并且触发四个电马达37,在所述发电机33中设置功率电子控制机构39。

替代之前说明的混合驱动系统，提出的飞行设备1也能够利用其它驱动系统运行。例如也能够利用内燃马达驱动所述提升旋翼5。替代地，能够为整个驱动系统设置中心的马达并且多个提升旋翼通过功率传递轴与所述马达耦联，其中，在配属的驱动系中必要时能够设置离合器和/或变速器。由提升旋翼5待产生的提升驱动在此能够通过转速的改变和/或通过所述提升旋翼的螺旋桨叶片的能够调节的斜度的改变来变化。所述提升旋翼5中的每个也能够通过单独的电马达驱动，其中，所述电马达自身能够通过主马达被驱动。

所说明的驱动可行方案、如例如混合驱动系统能够与所有之前和接下来解释的实施方式组合。这是可行的，因为在所说明的实施方式中始终既设置至少一个推动驱动机构9又设置至少三个提升旋翼5。

图5示出了具有承载结构27的飞行设备1的俯视图，所述承载结构具有两个彼此能够摆动的承载面3。在示出的配置中，所述飞行设备1处于悬浮飞行状态40中，其中所述承载面3处于摆动的状态中。所述承载面3在此围绕转动轴线42能够摆动或者说能够转动地得到支承。所述转动轴线42例如平行于所述飞行设备1的竖轴线和/或偏转轴线布置并且延伸穿过所述飞行设备1的长形的机身13。在此，所述承载面3在俯视图中相应地伸出所述长形的机身13，使得两个承载面3在所述转动轴线42的区域中相交。换句话说，左边的承载面越过所述长形的机身13延伸到所述飞行设备1的右侧上并且右边的承载面越过所述长形的机身13延伸到所述飞行设备的左侧上。在此应考虑的是，所述机身13的左承载面指的是沿着飞行方向位于左侧的承载面，其中，所述飞行方向说明了所述推动驱动机构9利用所述推动螺旋桨11的推动作用到其中的水平方向。类似地，所述机身13的右承载面指的是沿着飞行方向位于右侧的承载面。所述左承载面伸出到所述机身13的右侧上的部分能够在面积方面小于左承载面位于所述机身13的左侧上的部分。类似地，所述右承载面伸出到所述机身13的左面上的部分能够在面积方面小于右承载面位于所述机身13的右侧上的部分。

机翼前部棱边45或者说承载面前部棱边能够在规定的后掠角φ的条件下相对于所述长形的机身13的横向轴线60倾斜地布置。飞行器制造领域的专业人员将横向轴线60理解为垂直于所述机身13的纵向方向50并且垂直于飞行器的竖轴线定向的轴线。所述后掠角φ例如在所述机身13的横向轴线60和所述承载面3的前部棱边45之间被测量。所述承载面3的后掠角或者后掠角φ例如能够在水平飞行中匹配所述飞行设备1的飞行速度。此外，所述后掠角φ在从悬浮飞行状态40到巡航飞行状态的过渡（其接下来详细说明）的情况下能够被连续地减小。箭头44示出了所述承载面3在从悬浮飞行状态40过渡到巡航飞行状态时的运动，也就是说从摆动的状态到摆入的状态。所述承载面3在确定的后掠角中的锁住能够通过用于所述承载面3的相应的锁住装置提供。所述长形的机身13的横向方向60能够垂直于所述转动轴线42并且/或者垂直于水平方向定向。所述水平方向例如是平行于所述飞行设备1的长形的机身13的纵向方向50。能够摆动的承载面分别具有两个提升旋翼5，其中，所述提升旋翼5中的每个具有螺旋桨7。所述提升旋翼5在摆动的状态中如下地定位并且定向在所述飞行设备1处，使得由其产生的提升驱动力的总和几乎延伸通过所述飞行设备1的重心地（尤其在同时均匀地操作所有提升旋翼5时）。这实现了悬浮飞行状态40，其中所述飞行设备1没有或者仅仅略微地沿着水平方向运动。例如，所述左承载面的一个提升旋翼5安置在所述机身13的左侧上并且另一个的提升旋翼5安置在所述左承载面伸出到所述机身13的右侧上的部分上。类似地，所述右承载面的一个提升旋翼5安置在所述机身13的右侧上并且另一个提升旋翼5安置在所述右承载面伸出到所述机身13的左侧的部分上。在从所述悬浮飞行状态40过渡到巡航飞行状态中时，所述提升旋翼5的螺旋桨7的旋转速度能够连续地变慢，使得其在所述巡航飞行状态中最终停止。

图6示出了具有承载结构27的飞行设备1的俯视图，所述承载结构具有两个能够彼此摆动的承载面3。在示出的配置中，所述飞行设备1处于巡航飞行状态41中，其中所述承载面3处于摆入的状态中。在所述巡航飞行状态41中，后掠角φ小于在所述悬浮飞行状态40中的后掠角φ。在摆入的状态中，左承载面的前部棱边45能够与所述右承载面的伸出所述机身13的部分的前部棱边对齐地定向。类似地，在摆入的状态中，右承载面的前部棱边45能够与所述左承载面的伸出所述机身13的部分的前部棱边对齐地定向。所述提升旋翼5的螺旋桨7在摆入的状态中停止地并且如下地定向，使得其在所述巡航飞行状态41中产生尽可能低的空气阻力。例如，长形地造型的螺旋桨7而后沿着其纵向方向平行于水平方向或者所述机身13的纵向方向50定向。

所述承载面3的后掠角φ不仅在摆动的状态而且在摆入的状态中能够为在0度与90度之间那么大。如果所述后掠角φ大于0度，那么存在正的后掠角。如果所述后掠角φ小于0度，那么存在负的后掠角。如果所述后掠角φ等于0度，那么不存在后掠。在根据本发明的飞行设备1中，不仅所述承载面3的正的后掠角而且所述承载面3的负的后掠角是可行的。同样地，所述承载面3能够是没有后掠的。正的以及负的后掠角能够在所有的之前以及接下来说明的实施方式中设置。

图7示出具有双机翼结构的飞行设备1的透视图。在此，构造所述长形的机身13和两对沿水平方向前后布置的从所述机身13伸出的承载面3。第一对承载面3a具有带有在0与-90度之间的后掠角φ的负的后掠角并且第二对承载面3b具有带有在0与90度之间的后掠角φ的正的后掠角。在示出的实施方式中，所述第一对承载面3a在考虑飞行方向的条件下布置在所述第二对承载面3b前，使得在所述飞行设备1的俯视图中，产生所述第一对承载面3a和所述第二对承载面3b的x状的布置的外形。所述第一对承载面3和所述第二对承载面3通过连接结构46相互连接。在此，所述第一对承载面3a的右承载面通过一个连接结构46与所述第二对承载面3b的右承载面连接。类似地，所述第一对承载面3a的左承载面通过另一个连接结构46与所述第二对承载面3b的左承载面连接。优选地，因此设置两个连接结构46，然而能够设置任意多的连接结构46。一个连接结构46例如能够安置在所述第一对承载面3a的左承载面的端部处并且另一个连接结构46例如能够安置在所述第一对承载面3a的右承载面的端部处。所述连接结构46能够具有长形的形状并且平行于所述机身13的纵向方向50定向。所述连接结构（46）此外能够通过导向机构23相互连接。所述导向机构23例如是侧向导向机构或者高度导向机构或者是侧向导向机构和高度导向机构的组合。所述连接结构46能够如下地布置，使得所述第二对承载面3b的承载面与所述连接结构46相交并且所述第一对承载面3a的承载面在所述连接结构46中截止。所述连接结构46此外能够具有带有螺旋桨7的提升旋翼5。在此，在两个连接结构46上分别安置两个提升旋翼5。所述提升旋翼5如下地定位并且定向在所述飞行设备1处，使得由所述提升旋翼产生的提升驱动力的总和大约延伸通过所述飞行设备1的重心（尤其在同时均匀地操作所有的提升旋翼5时）。相应一个提升旋翼5在此安置在所述连接结构46处在所述第一对承载面3a的区域中并且相应一个提升旋翼5安置在所述连接结构46处所述第二对承载面3b的区域中。通过所述提升旋翼5的布置，所述飞行设备1能够被置入悬浮飞行状态40中。所述连接结构46能够在考虑所述飞行设备1的飞行方向的条件下伸出至在所述机身13处安置的推动驱动机构9的后方，在那儿两个连接结构46通过所述导向机构23相互连接。沿着纵向方向50定向的连接结构46由此通过所述第一对承载面3a、所述第二对承载面3b和所述导向机构23相互连接。所述连接结构46由此与所述机身13没有直接的接触，而是与所述机身通过承载面对连接。

图8示出所述飞行设备1的配置的俯视图，其中所述第一对承载面3a在考虑所述飞行方向的条件下布置在所述第二对承载面3b前。在此，所述第一对承载面3a具有正的后掠角并且所述第二对承载面3b具有负的后掠角，使得当每个承载面的端部通过连接结构46相互连接时在俯视图中产生所述第一对承载面3a和所述第二对承载面3b的o状的布置的外形。所有的承载面3因此在其端部处与连接结构46连接，使得两个连接结构46平行于所述机身13的纵向方向50定向。第一连接结构46连接所述第一对与所述第二对承载面3a、3b的右承载面并且第二连接结构46连接所述第一对与所述第二对承载面3a、3b的左承载面。此外，所述承载面能够相应地具有导向机构23和/或高度提升驱动系统（Hochauftriebssystem）、例如着陆襟翼（Landeklappe）。所述两个连接结构能够分别具有两个端部，在所述两个端部处相应布置提升旋翼5。所述四个提升旋翼5如下地在所述飞行设备1处定位并且定向，使得由所述提升旋翼产生的提升驱动力的总和大约延伸通过所述飞行设备1的重心（尤其在同时均匀地操作所有的提升旋翼5时），从而实现所述飞行设备1的悬浮飞行状态40。

图9示出具有六个提升旋翼5的飞行设备1的配置的俯视图。为此，所述飞行设备具有一对承载面3和两个连接结构46，其中，所述连接结构46平行于所述飞行设备的横向轴线60定向。所述连接结构46关于所述飞行设备1的飞行方向相互错开地布置，使得一个连接结构46布置在所述承载面3前并且一个连接结构46布置在所述承载面3后。所述连接结构46例如能够设有产生动态的提升驱动的轮廓，从而由所述连接结构46的横向布置得出以下的优点，除了所述承载面3之外通过所述连接结构46产生提升驱动。所述提升旋翼5安置在平行于横向轴线60定向的连接结构46和承载面3的相应的端部处。所述六个提升旋翼5在此如下地定位并且定向，使得由所述提升旋翼产生的提升驱动力的总和几乎延伸通过所述飞行设备1的重心（尤其在同时均匀地操作所有的提升旋翼5时）。由此，所述飞行设备1能够实施悬浮飞行状态40。为了在所述巡航飞行状态41中向前驱动所述飞行设备1，能够在尾部处设置推动驱动机构9。此外，能够规定，所述两个连接结构46在其端部处分别通过两个另外的连接元件47相互连接，其中，所述两个另外的连接元件47平行于所述长形的机身13的纵向轴线50并且垂直于所述两个连接结构46定向。

在图10中示出飞行设备1的俯视图，所述飞行设备具有带有两个相互平行布置的长形的机身13的承载结构27和两对承载面3a、3b，在其端部处分别安置分别具有一个提升旋翼5的机舱6。通过所述提升旋翼5能够在悬浮飞行状态40中产生需要的提升驱动。所述第一对承载面3a在考虑所述飞行设备1的飞行方向的条件下布置在所述第二对承载面3b前。此外，两个沿着飞行方向相互错开地布置的承载面3c、3d设置在所述两个机身13之间，所述承载面3c、3d使所述两个机身13相互连接。布置在所述机身13之间的承载面3c、3d能够如两对承载面3a、3b那样同样具有产生动态的提升驱动的轮廓。所述飞行设备1的所有的承载面在此能够是没有后掠的，也就是说其不具有后掠角。在所述两个长形的机身13中的每个处能够关于所述飞行方向在所述机身13的后部的区域中、也就是说在尾部处安置推动驱动机构9用于在所述巡航飞行状态41中产生所述飞行设备1的向前驱动。这意味着，能够在所述两个机身13中的每个处在尾部处设置推动驱动机构9，使得此处示出的配置具有两个推动驱动机构9。在所述两对承载面3a、3b处能够设置高度提升驱动系统、例如着陆襟翼。

图11示出飞行设备1的俯视图，所述飞行设备具有带有两个相互平行布置的长形的机身13的承载结构27和两对承载面3a、3b。此外，在所述两个机身13之间设置两个沿着飞行方向相互错开地布置的承载面3c、3d，所述承载面3c、3d使所述两个机身13相互连接。布置在所述机身13之间的承载面3c、3d能够如所述两对承载面3a、3b那样同样具有产生动态的提升驱动的轮廓。所述两个长形的机身13分别具有两个提升旋翼5，所述提升旋翼沿着机身13的纵向轴线50相互错开地布置。例如在所述长形的机身13的两个端部处分别安置一个提升旋翼5。由此，总共能够在所述飞行设备1处设置四个在悬浮飞行状态40中产生提升驱动的提升旋翼5。在两个布置在所述机身13之间的承载面3c、3d中的一个处能够设置推动驱动机构9，所述推动驱动机构在所述巡航飞行状态中产生向前驱动。优选地，所述推动驱动机构9关于所述飞行方向在后部的区域中、也就是说在所述飞行设备1的机身13的两个尾部之间安置在所述承载面3d处。在此，所述推动驱动机构9在两个机身13之间安置在中部，用以尽可能均匀地将向前驱动传递到所述飞行设备1上。

在图12中示出具有承载结构27的飞行设备1的透视图，所述承载结构具有两对承载面3a、3b，其中，所述两对承载面3a、3b中的每对具有不同的后掠角。在此，关于所述飞行方向位于前部的承载面对3a具有负的后掠角并且位于后部的承载面对3b具有正的后掠角，使得在俯视图中、如在图13中示出的那样产生所述承载面3a、3b的x状的布置的外形。然而要说明的是，所述两对承载面3a、3b不是强制地必须具有同样的翼展或者展弦比。例如，后部的承载面对3b具有比前部的承载面对3a更大的翼展，用以由此实现更高的气体动力学的效率。同样地，所述后部的承载面对3b的机翼面可比所述前部的承载面对3a的机翼面大并且反之亦然。在每个承载面3a、3b的端部处能够安置分别具有一个提升旋翼5的机舱6，使得在同时并且均匀地操作所有的提升旋翼5时由所有的提升旋翼5产生的提升驱动力大约延伸通过所述飞行设备1的重心。然而，所述机舱6连同所述提升旋翼5不必强制地布置在所述承载面对3a、3b的端部处。其能够设置在所述承载面对3a、3b上或者下的每个位置处、例如也在机身附近。所述承载结构27此外具有长形的机身13，在所述机身处安置所述两对承载面3a、3b，使得能够产生对于悬浮飞行状态40需要的提升驱动。推动驱动机构9安置在所述飞行设备1的尾部区域中，用以在巡航飞行状态41中产生向前驱动。所述承载面3a、3b能够关于所述飞行设备1的竖轴线或者偏转轴线安置在所述机身13的上部的区域中，使得在所述飞行设备1地面运行（Bodenbetrieb）时在地面和所述承载面3a、3b之间有更大的间距供支配。由此所述提升旋翼5也能够布置在所述承载面3a、3b的下方。所述承载面3a、3b此外能够下反角地（anhedral）定向。下反角对于飞行器制造领域的专业人员来说被理解为在朝着所述机身13的纵向方向50或者飞行方向的观察方向中所述承载面3a、3b的负的V姿势。也就是说，所述承载面3a、3b关于所述飞行设备1的竖轴线从机身13出发朝着所述承载面的端部下降。通过负的V姿势，尤其能够提升所述飞行设备1的操纵能力。不仅所述承载面的负的V姿势而且所述承载面的正的V姿势能够在所有的之前以及接下来说明的实施方式中设置。在正的V姿势的情况下，所述承载面3关于所述飞行设备1的竖轴线从所述机身13出发朝着所述承载面的端部升高，使得在朝着纵向方向50的观察方向中得到所述承载面3的V形状的外形。可行的是，所述前部的承载面对3a具有与所述后部的承载面对3b相比不同的翼展。由此，在所述承载面的合适的布置的情况下，能够实现更高的气体动力学的效应。例如，所述前部的承载面对3a具有比所述后部的承载面对3b更小的翼展。此外，所述前部的承载面对3a沿着所述飞行设备1的竖轴线以不同的高度被设置在所述机身13处。例如，所述前部的承载面对3a关于所述竖轴线在所述机身13处布置得比所述后部的承载面对3b更高，由此在所述前部的承载面对3a处的流动可能分离时，所述后部的承载面对3b继续产生提升驱动，从而所述飞行设备1能够实施气体动力学或者飞行力学稳定的飞行。

在所有带有双机翼结构、也就是说带有两对承载面的实施例中，所述第一对承载面3a和所述第二对承载面能够具有不同的机翼面。机翼面对于飞行器制造领域的专业人员来说被理解为通过机翼平面图（例如在俯视图中）来描述的面。

图14示出飞行设备1的俯视图，其中机身13同时是承载面3。也就是说，所述机身1被集成到所述承载面3中。这样的实施方案也称作单机翼配置。所述机身13或者说所述承载面3在所述飞行设备1的俯视图中具有所谓的Delta形状或者三角形形状。换句话说，所述承载面3的后部棱边后掠角明显小于前部棱边后掠角。能够在所述机身13处或者说在所述承载面3处设置四个提升旋翼5，所述提升旋翼布置成使得所述飞行设备1能够被置入到悬浮飞行状态40中。在此，一个提升旋翼5被安置在所述机身13的前部的尖端处并且一个提升旋翼5被安置在所述机身13的后部的棱边处。两个另外的提升旋翼5沿着所述承载面3的翼展方向或者说相对于飞行方向的横向方向60分别被安置在两个承载面端部处。为了在悬浮飞行状态40期间使所述飞行设备1保持平衡，所述提升旋翼5能够不同强度地被操作。换句话说，所述提升旋翼5中的每个提升旋翼的推动能够被单独地调节，使得除了在悬浮飞行中实现平衡状态之外，也实现所述飞行设备1的倾斜（例如围绕所述飞行设备1的纵向方向50或者横向轴线60）。此外，能够在所述承载面3中的每个处分别设置一个推动驱动机构9，其中，所述推动驱动机构9被安置在所述承载面3的相应的前部棱边处。然而，所述推动驱动机构9也能够被安置在所述承载面3的相应的后部棱边处。所述推动驱动机构9在任何情况下布置成使得产生所述飞行设备1的沿纵向方向50的向前驱动。

在图15中示出具有承载结构27的飞行设备1的俯视图，其中，所述承载结构27具有长形的机身13、一对承载面3以及连接元件47。所述连接元件47例如作为杆状的元件或者梁状的元件被安置在所述承载面对3的承载面3的端部处并且平行于所述飞行设备1的纵向方向50或者平行于所述飞行设备1的长形的机身13定向。在所述连接元件47处，也就是说在所述杆状的元件处，沿纵向方向50相互错开地安置相应两个提升旋翼5。由此，四个提升旋翼5产生用于悬浮飞行状态40的相应的提升驱动。在所述机身13处，安置推动驱动机构9用于在巡航飞行41中向前驱动所述飞行设备1。

如在图16中示出的那样，所述连接元件47代替于在所述承载面3的端部处也能够在所述承载面3中的每个处大约安置在中部处。换句话说，第一连接元件47例如平行于纵向方向50或者平行于长形的机身13如下地在所述机身13与承载面对3的第一承载面的端部之间大约安置在中部，使得所述第一连接元件47的第一端部伸出超过所述第一承载面3的前部棱边并且所述第一连接元件47的第二端部伸出超过所述第一承载面3的后部棱边。以相应的方式，第二连接元件47平行于纵向方向50或者平行于长形的机身13如下在所述机身13与承载面对3的第二承载面3的端部之间大约安置在中部，使得所述第二连接元件47的第一端部伸出超过所述第二承载面3的前部棱边并且所述第二连接元件47的第二端部伸出超过所述第二承载面3的后部棱边。在所述连接元件47处、也就是说在杆状的或者梁状的元件处沿着纵向方向50相互错开地安置相应两个提升旋翼5。这些提升旋翼5在此例如安置在所述两个连接元件47伸出超过所述承载面3的相应的端部处，使得所述提升旋翼5不位于所述承载面3的上方，而是沿着所述机身13的纵向方向50伸出超过所述承载面。所述承载面3上方的区域在此说明了关于在飞行器制造中通常应用的竖轴线在所述承载面3上的区域。

图17示出具有承载结构27的飞行设备1的透视图，包括机身13、两个沿纵向方向50前后布置的承载面3a、3b对以及两个平行于纵向方向50布置的长形的或者说杆状的连接元件47。关于所述飞行方向或者纵向方向50安置在所述长形的机身13的前部的区域中的承载面对3a具有正的后掠角，与此相反，安置在所述长形的机身13的后部的区域中的承载面对3b不具有后掠或者相比于安置在所述机身13的前部的区域中的承载面对3a的后掠角具有更小的后掠角。例如，所述第一对承载面3a的后掠角在20与30度之间。承载面3a、3b对能够关于所述飞行设备1的竖轴线以不同的高度安置在所述机身13处。换句话说这意味着，对于观察者，其观察方向是所述飞行设备1的纵向方向50或者飞行方向，所述第一对承载面3a布置在所述第二对承载面3b下方。所述两对承载面3a、3b的承载面因此沿着所述飞行设备1的竖轴线错开地布置。在所述承载面3a、3b的相应的端部处安置四个连接元件47，这些连接元件平行于所述机身13的纵向方向50延伸。因为所述承载面3a、3b在第一机身侧、例如左机身侧上沿着所述竖轴线以不同的高度被安置在所述机身13处，所以所述连接元件47也处于不同的高度中，所述连接元件被安置在所述左机身侧的承载面3a、3b的端部处。在此，能够设置连接件48，所述连接件使所述连接元件47在机身侧面上相互连接。所述连接件48可以是板状的或者片状的构件，其尤其包括导向机构23、如例如所述飞行设备1的侧向导向机构。所述两个承载面对3a、3b关于所述竖轴线产生的高度差别在此能够通过用于放置所述侧向导向机构的连接件48的设置被桥接。在所述连接元件47处，相应地又安置提升旋翼5。在所述四个连接元件47中的每个处安置提升旋翼5。由此，在所述长形的机身13的两侧上，两个提升旋翼5沿着纵向方向50相互错开地如下定位并且定向，使得由所述提升旋翼产生的提升驱动力的总和大约延伸通过所述飞行设备1的重心（尤其在同时地均匀地操作所有的提升旋翼5时）。此外，在所述长形的机身13的尾部区域中设置用于产生所述飞行设备1的向前驱动的推动驱动机构9。

图18示出具有单叶片螺旋桨7a的长形造型的机舱6的透视图。从该图示同样可得出所述单叶片螺旋桨7a的转动方向70。所述单叶片螺旋桨7a在伸出超过其旋翼轴19的端部处具有质量件7b，所述质量件作为相对于所述单叶片螺旋桨的配对质量起作用。所述单叶片螺旋桨7a由此具有在所述质量件7b与所述旋翼轴19之间的第一区段以及在所述单叶片螺旋桨7a的叶片的末端与所述旋翼轴19之间的第二区段。所述单叶片螺旋桨7a的两个区段因此位于所述旋翼轴19的不同的侧上。所述单叶片螺旋桨7a的第一区段在其长度方面例如处于所述单叶片螺旋桨7a的总长度的四分之一与三分之一之间，与此相反，所述单叶片螺旋桨7a的第二区段在其长度方面处于所述单叶片螺旋桨7a的总长度的三分之二与四分之三之间。所述单叶片螺旋桨7a例如能够是所述飞行设备1的提升旋翼5的一部分，所述提升旋翼对于悬浮飞行状态40为所述飞行设备1的提升驱动作贡献。所述单叶片螺旋桨7a对于巡航飞行态41能够被置入平行于所述长形造型的机舱6的定向中，使得所述单叶片螺旋桨7a停止地基本上平行于所述飞行设备1的飞行方向或者纵向方向50定向。所述单叶片螺旋桨7a和所述机舱6而后彼此对齐地定向，这在所述飞行设备1的巡航飞行期间将空气阻力降低。所述机舱6又能够被安置在承载面3的端部处。在巡航飞行期间，所述提升驱动能够通过设有产生动态的提升驱动的轮廓的承载面3产生。所述向前驱动在此通过在图18中没有示出的推动驱动机构得到保证。在图18中示出的单叶片螺旋桨7a能够在所有之前说明的实施方式中、例如作为提升旋翼5的部分来应用。

此外，两个螺旋桨能够相叠地布置。这不仅适用于单叶片螺旋桨，而且也适用于两叶片螺旋桨或者多叶片螺旋桨。下部的螺旋桨例如能够在所述悬浮飞行状态期间能够以与位于上部的螺旋桨相同的和/或此外相反的转动方向转动。通过反向的转动方向，角动量（Drall）能够被减小。两个相叠布置的螺旋桨同样能够设置有相应地自身的马达，由此能够提升冗余性且因此提升可靠性。如果一个马达失灵，所述飞行设备1始终还能够悬浮。在另外的实施例中能够规定，所述螺旋桨能够被隐藏在气体动力学的外层后（例如通过驶入到所述机舱6中），使得阻力能够进一步被减少。为此例如能够在所述机舱6处设置盖，所述盖在所述螺旋桨驶入到所述机舱6中之后能够关闭。

在另外的实施例中，所述螺旋桨能够铰接地（gelenkig）得到支承。这尤其能够在所述飞行设备1向前飞行时是有利的，因为由此没有转动力矩通过所述螺旋桨的不对称的流入传递到所述飞行设备1上。此外，在螺旋桨的叶片中产生的弯曲力矩会更少地加载马达毂（Motornabe），因为所述弯曲力矩会保留在所述叶片中。这不仅适合于两叶片螺旋桨而且也适合于单叶片螺旋桨。

提出的飞行设备1的实施方式能够利用非常轻重量的结构（尤其是与传统的能够垂直起动的飞行设备相比）构造并且同时开启高的巡航飞行速度的可行性。具有多个提升旋翼的多旋翼直升机型的构造能够实现简单的并且有效的悬浮飞行模式。此外，能够简单地从竖直的飞行模式过渡到水平的飞行模式中。为此设置的控制装置和控制算法能够相对简单地设计。提出的飞行设备构思能够以简单的、成本有利的并且结实的驱动马达和功率传递机械实现。例如所述提升旋翼能够利用简单的、仅仅在其转速方面要调节的电马达运行。所述推动驱动机构能够利用任意类型的简单的马达驱动并且能够相比于传统的飞行器拥有显著更小的功率能力，因为尤其在所述飞行器起动时所要求的最大推动在水平方向上不需要被提供。总体上，提出的飞行设备能够具有较高的有效负载能力。

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.飞行设备（1），具有：

承载结构（27）；

机翼结构（15）；

至少三个提升旋翼（5）；

至少一个推动驱动机构（9）；

其中，所述机翼结构（15）紧固在所述承载结构（27）处或者是所述承载结构（27）的部分；

其中，所述机翼结构（15）构造用于，在所述飞行设备（1）水平运动时产生用于所述飞行设备的提升驱动力并且为此具有至少一个承载面（3），所述承载面设有产生动态的提升驱动的轮廓；

其中，所述提升旋翼（5）中的每个紧固在所述承载结构（27）处，所述提升旋翼中的每个具有螺旋桨（7）并且构造用于，通过所述螺旋桨（7）的旋转产生用于所述飞行设备（1）的沿竖直方向作用的提升驱动力（F1、F2、F3、F4）；

其中，所述螺旋桨（7）正好具有两个螺旋桨叶片（29）；并且

其中，所述推动驱动机构（9）构造用于，产生沿水平方向作用到所述承载结构（27）上的推动力（F5）。

2.根据权利要求1所述的飞行设备，其中，所述承载结构（27）与所述机翼结构（15）共同地构造为具有长形的机身（13）和两对沿水平方向前后布置的从所述机身（13）横向伸出的承载面（3）的双机翼结构。

3.根据权利要求2所述的飞行设备，其中，在每个承载面（3）处分别布置所述提升旋翼（5）中的一个。

4.根据权利要求2或3所述的飞行设备，其中，在每个承载面（3）处布置机舱（6），在所述机舱处分别布置所述提升旋翼（5）中的一个。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的飞行设备，其中，在所述承载面（3）中的每个处布置导向机构（21、23）。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）如下地构造，使得提升旋翼（5）的螺旋桨叶片（29）在其中旋转的旋转平面与所述提升旋翼（5）的由马达驱动的旋翼轴（19）的关系不变。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）的螺旋桨叶片（29）与所述旋翼轴（19）刚性地连接。

8.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）的螺旋桨叶片（29）如下地能够摆动地与所述旋翼轴（19）连接，使得所述螺旋桨叶片（29）的斜度能够变化。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的飞行设备，所述飞行设备具有至少四个提升旋翼（5）。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的飞行设备，其中，由所述提升旋翼能够产生的提升驱动力（F1、F2、F3、F4）的总和基本上引导通过所述飞行设备（1）的重心；并且其中，所述机翼结构（15）的中性点相对于所述飞行设备（1）的重心能够适合于水平飞行地定位。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）构造用于将提升旋翼（5）的相应的螺旋桨叶片（29）锁住在相对于所述承载结构（27）的位置中。

12.根据权利要求1至12中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）和所述推动驱动机构（9）通过能够相互独立地触发的马达（31、35）驱动。

13.根据权利要求1至13中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）中的每个由电马达（35）驱动。

14.根据权利要求14所述的飞行设备，其中，所述推动驱动机构（9）通过内燃马达（31）驱动并且所述内燃马达（31）与用于提供电能量到所述提升旋翼（5）的电马达（35）处的发电机（33）耦联。

15.根据前述的权利要求中任一项所述的飞行设备，其中，所述至少一个承载面（3）围绕转动轴线（42）能够摆动地安置在所述承载结构（27）处。

16.根据权利要求16所述的飞行设备，其中，第二承载面（3）围绕所述转动轴线（42）能够摆动地安置在所述承载结构（27）处，并且其中，所述至少一个承载面（3）和所述第二承载面（3）针对于悬浮飞行处于摆动的状态中。

17.根据权利要求17所述的飞行设备，其中，所述至少一个承载面（3）和所述第二承载面（3）针对于巡航飞行处于摆入的状态中，其中，所述承载面（3）的前部棱边（45）相互对齐地定向。

18.根据前述的权利要求中任一项所述的飞行设备，其中，所述承载结构（27）与所述机翼结构（15）共同地构造为具有长形的机身（13）和两对沿水平方向前后布置的从所述机身（13）伸出的承载面（3）的双机翼结构。

19.根据权利要求19所述的飞行设备，其中，第一对承载面（3a）具有第一后掠角，所述第一后掠角与第二对承载面（3b）的第二后掠角不同。

20.根据权利要求19至20中任一项所述的飞行设备，其中，所述第一对承载面（3a）和所述第二对承载面（3b）通过至少一个连接结构（46）连接。

21.根据权利要求21所述的飞行设备，其中，所述至少一个连接结构（46）具有长形的形状并且平行于所述长形的机身（13）定向，并且其中，所述至少一个连接结构（46）具有导向机构（23）。

22.根据权利要求19至22中任一项所述的飞行设备，其中，所述第一对承载面（3）和所述第二对承载面（3）沿着竖直方向相互错开地布置。

23.根据前述的权利要求中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）的螺旋桨（7）构造为单叶片螺旋桨。

Claims (24)

1.飞行设备（1），具有：

承载结构（27）；

机翼结构（15）；

至少三个提升旋翼（5）；

至少一个推动驱动机构（9）；

其中，所述机翼结构（15）紧固在所述承载结构（27）处或者是所述承载结构（27）的部分；

其中，所述机翼结构（15）构造用于，在所述飞行设备（1）水平运动时产生用于所述飞行设备的提升驱动力并且为此具有至少一个承载面（3），所述承载面设有产生动态的提升驱动的轮廓；

其中，所述提升旋翼（5）中的每个紧固在所述承载结构（27）处，所述提升旋翼中的每个具有螺旋桨（7）并且构造用于，通过所述螺旋桨（7）的旋转产生用于所述飞行设备（1）的沿竖直方向作用的提升驱动力（F1、F2、F3、F4）；并且

其中，所述推动驱动机构（9）构造用于，产生沿水平方向作用到所述承载结构（27）上的推动力（F5）。

2.根据权利要求1所述的飞行设备，其中，所述承载结构（27）与所述机翼结构（15）共同地构造为具有长形的机身（13）和两对沿水平方向前后布置的从所述机身（13）横向伸出的承载面（3）的双机翼结构。

3.根据权利要求2所述的飞行设备，其中，在每个承载面（3）处分别布置所述提升旋翼（5）中的一个。

4.根据权利要求2或3所述的飞行设备，其中，在每个承载面（3）处布置机舱（6），在所述机舱处分别布置所述提升旋翼（5）中的一个。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的飞行设备，其中，在所述承载面（3）中的每个处布置导向机构（21、23）。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）如下地构造，使得提升旋翼（5）的螺旋桨叶片（29）在其中旋转的旋转平面与所述提升旋翼（5）的由马达驱动的旋翼轴（19）的关系不变。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）的螺旋桨叶片（29）与所述旋翼轴（19）刚性地连接。

8.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）的螺旋桨叶片（29）如下地能够摆动地与所述旋翼轴（19）连接，使得所述螺旋桨叶片（29）的斜度能够变化。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的飞行设备，所述飞行设备具有至少四个提升旋翼（5）。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的飞行设备，其中，由所述提升旋翼能够产生的提升驱动力（F1、F2、F3、F4）的总和基本上引导通过所述飞行设备（1）的重心；并且其中，所述机翼结构（15）的中性点相对于所述飞行设备（1）的重心能够适合于水平飞行地定位。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）构造用于将提升旋翼（5）的相应的螺旋桨叶片（29）锁住在相对于所述承载结构（27）的位置中。

12.根据权利要求1至11中任一项所述的飞行设备，其中，所述螺旋桨（7）正好具有两个螺旋桨叶片（29）。

13.根据权利要求1至12中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）和所述推动驱动机构（9）通过能够相互独立地触发的马达（31、35）驱动。

14.根据权利要求1至13中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）中的每个由电马达（35）驱动。

15.根据权利要求14所述的飞行设备，其中，所述推动驱动机构（9）通过内燃马达（31）驱动并且所述内燃马达（31）与用于提供电能量到所述提升旋翼（5）的电马达（35）处的发电机（33）耦联。

16.根据前述的权利要求中任一项所述的飞行设备，其中，所述至少一个承载面（3）围绕转动轴线（42）能够摆动地安置在所述承载结构（27）处。

17.根据权利要求16所述的飞行设备，其中，第二承载面（3）围绕所述转动轴线（42）能够摆动地安置在所述承载结构（27）处，并且其中，所述至少一个承载面（3）和所述第二承载面（3）针对于悬浮飞行处于摆动的状态中。

18.根据权利要求17所述的飞行设备，其中，所述至少一个承载面（3）和所述第二承载面（3）针对于巡航飞行处于摆入的状态中，其中，所述承载面（3）的前部棱边（45）相互对齐地定向。

19.根据前述的权利要求中任一项所述的飞行设备，其中，所述承载结构（27）与所述机翼结构（15）共同地构造为具有长形的机身（13）和两对沿水平方向前后布置的从所述机身（13）伸出的承载面（3）的双机翼结构。

20.根据权利要求19所述的飞行设备，其中，第一对承载面（3a）具有第一后掠角，所述第一后掠角与第二对承载面（3b）的第二后掠角不同。

21.根据权利要求19至20中任一项所述的飞行设备，其中，所述第一对承载面（3a）和所述第二对承载面（3b）通过至少一个连接结构（46）连接。

22.根据权利要求21所述的飞行设备，其中，所述至少一个连接结构（46）具有长形的形状并且平行于所述长形的机身（13）定向，并且其中，所述至少一个连接结构（46）具有导向机构（23）。

23.根据权利要求19至22中任一项所述的飞行设备，其中，所述第一对承载面（3）和所述第二对承载面（3）沿着竖直方向相互错开地布置。

24.根据前述的权利要求中任一项所述的飞行设备，其中，所述提升旋翼（5）的螺旋桨（7）构造为单叶片螺旋桨。