CN106794899A - 飞行设备 - Google Patents

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Abstract

提供一种飞行设备，该飞行设备包括翼型件(1)，该翼型件(1)具有流线型轮廓，以用于当飞行设备暴露于表观空气流时产生作用在所述飞行设备上的空气动力学升力矢量(L)。该飞行设备还包括适于产生作用在飞行设备上的产生的推力矢量的至少三个驱动单元(4、42；5、51；6、61)，该推力矢量能够基本上以平行于空气动力学升力矢量(L)的方式对准。为了控制飞行设备的空气动力学俯仰，飞行设备包括至少一个控制表面(31、11)。此外，飞行设备具有空气动力学中性点(NP)，该空气动力学中性点(NP)沿纵向中心轴线(10)在从翼型件(1)的前缘(17)到后缘(18)的方向上位于飞行设备的重心(CG)的后方。

Description

飞行设备
技术领域
本发明涉及飞行设备，特别地涉及用于产生电能的飞行设备。
背景技术
对于飞机而言，起飞和降落通常是最难的操纵。为了保持最小的升力以抵消重量，飞机的速度不应降低到低于一定阈值。因此，需要长的跑道。
在文献WO 03/029075 A2和WO 2010/137016A2中，提出了设置能够产生竖向定向的推力的螺旋桨，以便能够实现飞机的竖向起飞和降落以及悬停。然而，这种飞机的问题在于，飞行由于快速变化的风而会变得不稳定。此外，需要用于将螺旋桨与飞机连接的具有显著的复杂性的结构元件。
当考虑比如借助于系索连接至地面的风筝的飞行设备时，情况更为复杂。这种系索式的飞行设备通常被试验来利用风能。该技术通常被称为风筝能。
已经提出可以通过采用在系索上的风筝的空气动力学力而将风能转化为电能，以便驱动位于地面站中的发电机。因此，在发电阶段，当风筝由于风压力而升高时，发电机绞车由系索驱动。只要系索一伸展到特定的限度，借助于马达通过拉动系索而使得风筝被收回。在这种情况下，风筝的飞行路径和在收回阶段中作用在风筝上的空气动力学力被选择成使得在系索中的力被减小。一旦达到最小的系索长度，发电阶段会再次开始。所述循环被重复，同时风允许这种循环。风筝飞行和控制成使得在循环中的平均产能被最大化。
例如在未公开的PCT申请No.PCT/EP 2014/068067中公开了一种飞行设备的系统，该系统借助于拉动系索的飞行设备的空气动力学力对地面上的发电机进行驱动。
利用风能的另一可能的方式是将发电机直接地安装在飞行设备上并且将所产生电能借助于导电系索传递至地面。发电机在这种情况下由附接至飞行设备的相应的螺旋桨驱动。
在US2011/0260462A1中示出了一种飞行设备，该飞行设备呈飞机状构型，并且具有附接至翼型件的发电机。用于产生电能的相同的螺旋桨也用于在飞行设备的起飞和降落期间产生竖向推力。出于这种目的，飞机状飞行设备从向前飞行位置旋转到在起飞和降落阶段期间的竖向悬停位置，在该起飞和降落阶段期间，尾翼指向地面。这种方法的限制在于，在该悬停位置中，风以破坏性的方式干扰飞行设备。主机翼的翼型件大致垂直于风并且不产生任何升力。实际上，主机翼相对于风处于失速位置，这使得飞行设备难以稳定。此外，从向前飞行模式到竖向悬停模式的转变以及从竖向悬停模式到向前飞行模式的转变需要相当精确地操纵，这不易于实现。
为了有效地产生能量，系索式的飞行设备优选地侧风飞行，例如以数字8的样式飞行，这使得飞行设备的飞行速度比风速快。为此，机翼必须具有飞机状构型的高空气动力学效率。另一方面，由于系索的限制，飞机的使用跑道进行常规起飞和降落的过程不能被应用。使得风筝能技术在经济学上可利用的主要挑战中的一个挑战是：飞行设备从限定的位置和到限定位置的安全高效且完全自动的起飞和降落。
在US2003/0091437A1、US2005/0017515A1、US2005/0067839A1和US2011/0057453A1中已经描述了使用系索式四轴升降机构型的具有竖向起飞和降落能力的系索式空中风驱动发电机。在起飞和降落期间，动力通过传导系索供给，而旋翼用于产生升力。在电力产生期间，旋翼用作风力涡轮机，该风力涡轮机将能量通过系索传送至地面。虽然竖向起飞和降落通过该思路容易实现，但动力产生不是高效的。
旋翼需要相对于风向倾斜大的角度，以便产生足够的升力，从而保持系统在空中。这显著地减少了所产生的电力的量。此外，该系统不能在侧风模式下操作，侧风模式会再次极大地限制效率。
WO2013/124699A1公开了风能产生装置，在风能产生装置中，设置有主旋翼单元，该主旋翼单元可以在动力产生模式下调节成垂直于风向。主旋翼单元产生电能，该电能通过传导系索被传递至地面。然而，该装置不能在向前飞行模式下操作并且因此不能在侧风模式下操作。因此，这不是非常高效的。
此外，该装置由于具有许多可调节且旋转的部件而具有相当复杂的构造，从而导致高成本和低寿命。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行设备，该飞行设备能够以稳定且良好可控的方式、甚至是在恶劣的大风条件下并且不需要跑道来进行起飞和降落。
该目的通过提供根据权利要求1所述的飞行设备来解决。在从属权利要求2至14中提供了方法的另外的实施方式。
本发明提供了具有纵向中心轴线的飞行设备，该飞行设备包括：
特别硬的翼型件，该翼型件基本上垂直于纵向中心轴线沿着翼展方向延伸，该翼型件包括具有前缘和后缘的流线型轮廓，用于当飞行设备暴露于在从前缘至后缘的方向上的表观气流时产生作用在飞行设备上的空气动力学升力矢量；
至少三个驱动单元，特别地是螺旋桨，至少三个驱动单元适于一起产生作用在飞行设备上的所合成的推力矢量，推力矢量能够特别地在起飞和降落阶段以基本上平行于空气动力学升力矢量的方式对准；以及
至少一个控制表面，比如升降舵，用于控制飞行设备的空气动力学俯仰。
飞行设备具有空气动力学中性点，该空气动力学中性点沿纵向中心轴线且在从前缘至后缘的方向上位于飞行设备的重心的后方。
在起飞和降落阶段，通过使由驱动单元产生的推力矢量基本上平行于空气动力学升力矢量对准，即通过使推力矢量通常在平行于重心方向的竖向方向上对准，飞行设备能够不受到表观风的影响而悬停在地面上方。因此，飞行设备能够在不需要跑道的情况下竖向地起飞和降落。在起飞阶段的过程中，当表观风通常地升高时，由驱动单元产生的竖向推力能够连续地减小和关闭，只要由翼型件轮廓产生的升力足以抵消飞行设备的重量即可。因此，从起飞阶段到正常向前飞行阶段的连续的过渡以及从正常向前飞行阶段到降落阶段的连续的过渡是可能的，且不需要执行任何特别的操纵。在整个起飞和降落阶段期间，飞行设备能够相对于流动的风处于与在正常向前飞行阶段期间相同的位置。
当存在至少一些表观风时，通过设置用于控制飞行设备在正常向前飞行阶段而且在起飞和降落阶段期间的空气动力学俯仰的升降舵，翼型件相对于风向的攻角可以调节并且因此飞行设备的升力得以控制。对于飞行设备在向前飞行中的另外的控制可以通过附加的控制表面比如副翼和/或翅片来获得。
中性点或空气动力学中心对于本领域技术人员而言是公知的术语并且指的是翼型件的俯仰力矩系数不随着升力系数变化而变化的位置。通过将飞行设备设计成使得飞行设备的空气动力学中性点设置在重心的后方，能够实现特别稳定的飞行姿态。
飞行设备优选地包括具有机身的飞机状设计，形成主机翼的翼型件附接至机身。机身通常具有长形的设计，该长形的设计限定飞行设备的纵向中心轴线。优选地，有利地适于实现无人飞行的飞行设备具有特别关于驱动单元的布置的轴向对称的构型。
如所指示的飞行设备的主要优点在于，该飞行设备能够容易地设计有纵横比率为至少4:1，特别是8:1的翼型件。这种高的纵横比率对于获得飞行设备的高的升力与拖曳力之比而言是重要的，这意味着具有最小能量损耗的高效的向前飞行。
通常，每一个驱动单元各自包括螺旋桨并且优选地还具有马达，特别地是电动马达，以驱动螺旋桨。螺旋桨的旋转轴线优选地基本上垂直于翼型件的平面定向，即，螺旋桨的旋转轴线优选地以基本上与由纵向中心轴线和翼型件的翼展方向限定的平面垂直的方式对准。为了优化的动力传递，每个马达的旋转轴线对应于与马达相联接的螺旋桨的相应的旋转轴线的旋转轴线。在飞行设备上可以设置一个或若干电池以用于对马达的电力供给。优选地，驱动单元的规格设定为与驱动单元产生的推力相当。
为了实现稳定的飞行特征，驱动单元有利地设置成使得由驱动单元产生的总推力的中心基本上位于飞行设备的重心处。沿着纵向中心轴线，重心例如可以位于翼型件的区域中，特别地位于翼型件的前缘与翼弦长度的中间点之间的区域。优选地，设置有至少一个驱动单元，该驱动单元相对于正常的风流动方向即沿着中心轴线从前缘至后缘的方向设置在翼型件的前方并且特别地在飞行设备的纵向中心轴线上。通过这种布置，驱动单元的推力中心可以容易地位于靠近重心或在重心处的理想的位置处，并且具有少量的驱动单元。由于重量的因素，飞行设备优选地仅具有三个驱动单元。
为了减小作用在飞行设备上的转矩，驱动单元可以适于沿相反的方向旋转并且可以在该情况下有利地定规格成和设置成使得驱动单元互相补偿它们相应的转矩。偶数数量的驱动单元可以出于该目的而设置。然而，如果所有的螺旋桨适于沿相同的方向旋转，则飞行设备还可能悬停。
有利地，至少两个驱动单元集成到翼型件中。这些驱动单元的螺旋桨优选地由翼型件径向地环绕。通过将驱动单元集成在翼型件中，当驱动单元处于其停止状态即停用时，能够实现驱动单元的最小的空气动力学影响。
优选地，为了在起飞和降落阶段期间使控制能量最小并且为了实现甚至更稳定的飞行姿态，驱动单元设置在翼型件的每个翼尖的区域中。为了使这些驱动单元在正常的向前飞行模式期间对飞行设备的飞行特征的影响最小，设置在翼尖的区域中的驱动单元可以优选地被收纳在翼型件的内部。有利地，驱动单元可收缩到翼型件的内部中。
由于飞行设备的重心通常沿着纵向中心轴线位于翼型件的前缘的区域中或略微位于该区域的后部，一个或更多个驱动单元优选地设置在翼型件的后缘的区域中。通过在翼型件的前方附加地设置至少一个另外的驱动单元，所有驱动单元的推力中心可以通过这种布置被调节，使得驱动单元的推力中心位于飞行设备的重心的区域中。
在起飞和降落期间飞行设备的飞行姿态可以例如被由驱动单元产生的不同的推力来控制。然而，如果至少一个驱动单元绕穿过驱动单元、特别地穿过驱动单元的螺旋桨以及重心延伸的旋转轴线可倾转，则对飞行设备的控制更容易。优选地，至少一个驱动单元绕基本上平行于纵向中心轴线延伸的旋转轴线可倾转，以便使飞行设备在起飞和降落期间稳定。
在特定的实施方式中，至少一个驱动单元，优选地前螺旋桨可以替代性地或附加地绕基本上平行于翼型件的翼展方向延伸的旋转轴线可倾转，以便使该相应的驱动单元的推力矢量从竖向方向改变至沿着飞行设备的纵向中心轴线的水平方向。驱动单元在这种情况下可以用于在正常向前飞行阶段产生向前推力。
飞行设备可以用作例如无人机或用作无人驾驶飞行器(UAV)来向偏远地区运输物资，比如说例如药品。还可能将呈对地静止的升降式平台的形式的飞行设备例如用作用于远程通信的飞行天线。然而，在特别优选的实施方式中，飞行设备适于产生电能并且包括用于系索的连接的至少一个枢转点，以便将飞行设备连接至地面站。为了产生电能，驱动单元可以用作发电机。然而，优选的是飞行设备在风筝能系统中的应用，在该应用中，飞行设备的空气动力学升力在一个或若干系索上产生大的拉伸力，该拉伸力用于在循环过程中在基于地面的发电机中产生电能。
通过如上述构造的系索式飞行设备，在发电站中可以完全自动地执行起飞和降落，在发电站中，风能被转化为电能。在所有风力和天气条件下的精确降落通过借助于由驱动单元产生的竖向推力而是可能的。在起飞和降落期间，系索还有助于控制飞行设备的位置。特别地对于降落而言，飞行设备可以通过系索导引至飞行设备的停驻位置，例如被导引到平台上。
优选地，设置有至少两个枢转点，这些枢转点中的每个枢转点用于系索的连接。这些枢转点有利地设置成使得飞行设备可以借助于系索的不同的操作而在系索式飞行期间被翻转，以便操纵飞行设备进行回转飞行。
为了获得有利的飞行特征和作用在翼型件上的力的良好分布，枢转点有利地相对于飞行目标的纵向中心轴线对称设置并且优选地沿纵向方向基本上位于重心处，特别地位于从前缘向后缘为翼型件的翼弦长度的大约四分之一的距离处。
在优选的实施方式中，飞行设备适于侧风飞行，该侧风飞行允许实现飞行设备的速度高于风速。
为了减小在向前飞行阶段期间作用在飞行设备上的空气动力学拖曳力，至少一个驱动单元可以包括具有桨叶的螺旋桨，桨叶在螺旋桨的停用状态下可折叠到流线型位置中。
为了减小飞行设备的空气动力学升力并且为了增大空气动力学拖曳力，飞行设备可以附加地包括空气制动器。优选地，空气制动器被集成到翼型件中。通常，空气制动器能够被启用和停用，在启用时，即该空气制动器移动到空气制动器被暴露于表观风的位置中，并且在停用时，即该空气制动器被移动至空气制动器对飞行设备的空气动力学性能不具有边缘效应或仅具有边缘效应的位置中。对空气制动器的启用和停用优选地通过设置在飞行设备上的驱动单元比如伺服系统来实现。驱动单元有利地能够由地面站来控制。
附图说明
下文参照附图描述本发明的各优选的实施方式，各优选的实施方式仅用于说明的目的但不具有限制效果。在附图中示出了：
图1示出了根据第一实施方式的发明的飞行设备的俯视图；
图2示出了图1的飞行设备的侧视图；
图3示出了根据第二实施方式的发明的飞行设备的正视图；
图4示出了根据第三实施方式的发明的飞行设备的侧视图；
图5示出了根据第四实施方式的发明的飞行设备的立体图；
图6示出了根据第五实施方式的发明的飞行设备的侧视图，其中，a.)前螺旋桨处于启动位置，以及b.)前螺旋桨处于停用位置；
图7示出了根据第六实施方式的发明的飞行设备的翼型件的翼尖的局部立体图，其中，a.)侧螺旋桨处于启动位置，以及b.)侧螺旋桨处于停用位置；
图8示出了根据第七实施方式的发明的飞行设备的侧视图，其中，飞行设备借助于系索连接至地面站；
图9a示出了在用于产生电能的系统中的根据本发明的飞行设备的起飞阶段的初期；
图9b示出了在用于产生电能的系统中的根据本发明的飞行设备的起飞阶段的后期；
图9c示出了在用于产生电能的系统中的根据本发明的飞行设备的发电阶段；
图10示出了包括根据本发明的飞行设备的静态的升降平台；以及
图11示出了根据第八实施方式的本发明的飞行设备的立体图，其中，飞行设备包括空气制动器。
具体实施方式
图1至图8示出了根据本发明的飞行设备的若干实施方式。图9a至图9c示出了根据本发明的飞行设备如何能够在用于产生电能的系统中用于利用风能。图10示出了根据本发明的飞行设备的作为静态的升降平台的另一应用。为了将相应的飞行设备用于产生电能或将相应的飞行设备用作静态的升降平台，一个或若干系索可以附接至如图1至图8中所示的各实施方式中的每个实施方式。可以借助于系索将电能和/或通信信号从地面传递至飞行设备或从飞行设备传递至地面，在该情况下，系索是导电性的并且/或包括通信装置，比如光纤线缆。
如图1至图10中所示的，在所有的实施方式中，由相同的附图标记指示具有相同或类似的功能的元件。
如图1和图2中所示的根据第一本发明的实施方式的飞行设备包括具有机身7的飞机状结构，机身7附接有主翼型件1、竖向稳定器2以及水平稳定器3。机身7具有细长的长形的外形形状，该外形形状限定了飞行设备的纵向中心轴线10。根据飞行设备的装载量和任务，机身7当然可以具有更多种形状。对于专业人员而言，用于构造飞行设备的结构的不同方法是公知的。为了保持飞行设备的重量最小，可以应用轻质化结构，比如具有例如玻璃纤维或碳纤维的复合物。还可以采用结构(气承式张弦结构)。
竖向稳定器2具有竖向延伸的翅片的形式，竖向延伸的翅片附接至机身7的后端。水平稳定器3还附接至机身7的后端并且从机身7水平地且平行于翼型件1在两个侧向方向上延伸。在替代性的实施方式中，水平稳定器3还可以附接至例如竖向稳定器2的上端。因此，竖向稳定器2和水平稳定器3在基本上垂直的方向上延伸。
如图1所示的飞行设备还包括控制表面，控制表面呈副翼11、边舵21以及升降舵31的形式。对本领域技术人员而言公知的这些控制表面用于操纵和控制飞行设备。该副翼11设置在翼型件1的后缘18处并且用于控制飞行设备绕其纵向中心轴线10的运动，即翻转运动。用于控制飞行设备绕竖向轴线的横摆的边舵21沿竖向方向延伸并且附接至竖向稳定器2的后缘18。升降舵31附接至水平稳定器3的后缘18并且允许控制飞行设备的俯仰并且因此允许控制飞行设备的攻角和升力。因此，在向前飞行期间，借助于控制表面11、21和31可以提供对飞行设备的在所有三个轴线上的控制，而不需要任何螺旋桨。
翼型件1在机身7的前部区域中附接至机身7并且垂直于纵向中心轴线10延伸。翼型件1具有流线型轮廓，该流线型轮廓在表观气流中产生空气动力学竖向升力矢量L。由于翼型件1的流线型轮廓，如图1中所示的飞行设备可以作为常规飞机飞行。空气动力学升力与关于翼型件1的空气速率的平方成正比。处于高速时，飞行设备的重量被翼型件1的空气动力学升力L抵消。升力L可以通过调节升力系数而在不同的速度下被调节以适应飞行设备的给定的重量。这主要通过借助于升降舵31改变翼型件1的攻角来实现。然而，在如下情况下存在最小速度：在该最小速度下，空气动力学升力L不足以平衡重量，甚至在最高可能的升力系数的情况下仍不足以平衡重量。
对于低于该最小速度的各个速度而言，提供了三个螺旋桨4、5和6，三个螺旋桨4、5和6由设置在飞行设备上的马达42、51、61各自驱动。螺旋桨4、5和6中的每个螺旋桨与其相关联的马达42、51、61一起表示为驱动单元。螺旋桨4、5和6可以被启用。为了在少的表观风流量的情况下也能保持飞行设备在空中，螺旋桨的推力产生了辅助升力。前螺旋桨4附接至机身7的前端。侧螺旋桨5和6在翼型件1的每个外翼尖的区域中集成在翼型件1中。因此，三个螺旋桨4、5和6相对于飞行设备的纵向中心轴线10对称地分布。螺旋桨4、5和6基本上定向在翼型件1的平面中，因而产生了竖向推力矢量T，该竖向推力矢量T基本上垂直于翼型件1定向并且很大程度上在与翼型件1的空气动力学升力矢量L的方向相同的方向上。在图1和图2所示的实施方式中，螺旋桨4、5和6直接地附接至飞行设备的飞机状结构，基本上不存在任何额外的结构元件。
为了实现飞行设备的稳定的飞行特性和水平悬停位置，螺旋桨4、5和6以如下方式设置在该飞行设备上：由这些螺旋桨4、5和6产生的竖向推力的中心基本上与飞行设备的重心CG一致。由于在目前的实施方式中，重心CG沿纵向中心轴线10位于翼型件1的前缘17的区域中，侧螺旋桨5和6设置在翼型件1的后部位置处，且在后缘18的区域中。对于飞行设备的设计的另一约束是，飞行设备的重心CG需要相对于空气流入方向(箭头c)沿纵向中心轴线10位于飞行设备的空气动力学中性点NP的前方。在将螺旋桨4、5和6集成在该结构中时，翼型件1的后掠翼形、上反角、下反角或尖削度可以有助于满足这些约束。
表观空气速度越低，空气动力学升力L越低，并且因此需要来自螺旋桨4、5和6的更高的推力T来抵消飞行设备的重量。在表观空气速度处于零时，重量仅由螺旋桨4、5、6的推力来抵消，并且飞行设备悬停。
为了例如由于不稳定的风力状况而使飞行设备平衡，螺旋桨4、5、6可以被控制成使得其产生相应的有差异的推力。
如图3中所示的实施方式与图1和图2的实施方式的不同在于前螺旋桨4至机身7的附接。在图3的实施方式中，前螺旋桨可以相对于机身7绕纵向中心轴线10倾转(箭头a)，以便控制在起飞和降落期间的飞行设备的水平飞行姿态并且便于对作用在飞行设备上的转矩进行平衡。因此，三个螺旋桨4、5、6可以在没有翼型件1的空气动力学力和控制表面11的空气动力学力的帮助的情况下对飞行设备在三个轴线上的位置进行充分地控制。在翼型件1上没有气流时的悬停期间，这是特别重要的。为了产生翻转运动，需要应用左侧螺旋桨5和右侧螺旋桨6作用在翼型件1上推力差。通过前螺旋桨4与两个侧螺旋桨5、6之间的推力差来控制俯仰。可以通过使前螺旋桨4绕纵向中心轴线10倾转来控制横摆。当前螺旋桨4被倾转时，前螺旋桨4的推力T需要被略微增大，以便不改变在竖向方向上的所产生的总推力。可以采用自主控制策略以使螺旋桨4、5、6的推力水平平衡。如通常采用在四轴升降机中的固定式螺旋桨桨叶可以用于使飞行设备的成本和复杂性最小化。不需要如在直升机中使用的借助于旋转斜板的可调节的螺旋桨桨叶的复杂设计。代替前螺旋桨4，侧螺旋桨5或6中的一个侧螺旋桨可以被倾转以产生相同的效果。当然还可以通过使两个或三个螺旋桨4、5、6倾转来实现相同的效果。
图4示出了与图1至图3中所示的各实施方式不同的另一实施方式，该另一实施方式的区别在于具有前螺旋桨4，该前螺旋桨4可以被倾转使得前螺旋桨4的推力T从竖向方向被导引至沿着纵向中线轴线10的水平方向。在水平方向上，前螺旋桨4的推力T允许增大飞行设备在纵向方向上的速度。如果飞行设备的速度足够高使得翼型件1的空气动力学升力L可以抵消重量，则位于翼型件1上的两个螺旋桨5、6可以关闭并且飞行设备作为具有位于前部的螺旋桨的常规螺旋桨式飞机来操作。这种构型允许从例如起飞和降落期间的悬停模式到向前飞行模式的连续的转变并且允许从向前飞行模式到悬停模式的连续的转变。为了在悬停模式期间使飞行设备稳定，前螺旋桨4还可以绕如图3中描绘的飞行设备的纵向中心轴线10倾转。
图5示出了飞行设备的另一实施方式，该飞行设备在这种情况下基本上具有由翼型件1形成的飞行机翼的形状。通过位于机翼上的副翼11来获得对向前飞行运动关于俯仰、横摆以及翻转的控制。三个螺旋桨4、5和6被集成在机翼设计中并且关于飞行设备的纵向中心轴线10对称地布置。如在前述实施方式中，飞行设备的重心CG需要关于空气流入方向沿飞行设备的纵向方向位于空气动力学中心或中性中心NP的前方，以便实现稳定的飞行特性。三个螺旋桨4、5和6的推力中心必须基本上位于飞行设备的重心CG处。前螺旋桨4还可以绕飞行设备的纵向中心轴线10旋转以对飞行设备的悬停位置进行控制以及绕水平轴线旋转以产生在向前飞行方向上的推力。安置于机翼梢端的区域中的两个侧螺旋桨5、6还可以安装成使得两个侧螺旋桨5、6绕一个或两个轴线可倾转。这实现了在向前飞行模式下的更多的推力并且实现在悬停模式下的改进的控制。在翼型件1的每个翼尖处设置有小翼12，以便进一步改进飞行设备的飞行特性。
图6示出了用于产生电能的飞行设备的一种实施方式，该飞行设备借助于两个系索9连接至地面。在翼型件1上设置有枢转点13以将系索9连接至飞行设备。该实施方式的前螺旋桨4绕平行于翼型件1的翼展方向延伸的轴线可旋转。在起飞和降落期间，前螺旋桨4以如下方式定向，该方式为使得前螺旋桨4的推力T基本上沿竖向方向定向以抵消飞行设备的重量(图a.))。在发电阶段和不发电阶段期间的电力产生而言，螺旋桨4和其相关联的马达42当处于如图6a.)中所示的位置时将产生空气动力学拖曳力，这会降低飞行设备的空气动力学效率。因此，在电力产生期间并且特别是在侧风飞行期间，前螺旋桨4和其马达42可以转变至如图6b.)中所示的向前位置，并且螺旋桨桨叶41可以被向后折叠到流线型位置，以便减小飞行设备的整体拖曳力(图6b.))。还可以采用另外的解决方案，比如在侧风飞行期间将马达42和螺旋桨桨叶41自动地收纳在机身7中。
在图7中，示出了侧螺旋桨5和6可收缩到翼型件1的内部中的实施方式。在悬停期间，即在起飞和降落阶段，螺旋桨5和6位于翼型件1的外部以便产生竖向推力T(图7a.))。然而，在侧风飞行期间，螺旋桨5和6及其马达51和61完全地收纳到翼型件1的内部中，以便减小飞行设备的拖曳力(图b.))。为此，马达51和61各自安装在轨道14上，轨道14沿着翼型件1的翼展方向延伸并且附接至翼型件1的主翼梁15，使得轨道14沿着翼型件1的翼展方向可滑动。当螺旋桨5和6处于其收缩位置时，滑动罩16设置在轨道14的外端部处以用于覆盖翼型件1的侧向外端。因此，在如图b.)中所示的位置中时，螺旋桨5和6和马达51和61不再影响飞行设备的空气动力学特性。
图8示出了用于产生电能的系索式飞行设备的实施方式，其中，所有的螺旋桨4、5和6具有倾斜的取向。为了优化空气动力学升力L与螺旋桨推力T之间的协同作用，将螺旋桨4、5和6相对于翼型件1的翼弦线和纵向中心轴线10以向前倾斜的取向安装可能是有利的，如图7中所示。升力系数随着攻角α而增大并且在翼型件1失速之前达到最大。根据翼型件1的设计和轮廓，对于介于10°与20°之间的α，特别地能获得高升力系数。
只要存在关于飞行设备的表观气流比如系索式飞行设备在风力作用下，则对飞行设备的控制可以由空气动力学控制表面来支承或管控。俯仰角可以由升降舵31控制，而不是由前螺旋桨4和侧螺旋桨5和6的倾斜的推力或不同的推力来控制。通过竖向稳定器2可以使横摆运动稳定，竖向稳定器2可以使用侧舵21来增强。翻转可以由副翼11来控制，或呈现具有一个以上的系索的构型，一个以上的系索具有对系索的不同程度的操纵。
图9a至图9c示出了用于产生电能的系统，该系统包括根据所呈现的实施方式中的一个实施方式的飞行设备。系统包括具有两个绞车81的地面站8，两个绞车81借助于系索9连接至飞行设备。
在图9a中示出了起飞阶段。在该阶段中，起飞设备借助于螺旋桨4、5、6的推力处于悬停。特别地，对于利用风能的应用而言，飞行设备仅当存在至少最小量的风时才启动。因此，螺旋桨4、5、6的推力T由一些空气动力学升力L支承，从而减少了马达42、51和61所需的动力。随着飞行设备的高度上升，系索9从绞车81被缓慢地抽出。
图9b示出了在飞行设备已经获得了一定高度之后起飞阶段的后期。由于风的存在，飞行设备还经受拖曳力D。由于这些拖曳力D，飞行设备不仅增加高度，还在一定程度上被顺风推动，并且因此飞行设备距离地面站8的距离在竖向方向和水平方向上增大。一旦达到最小高度，飞行设备可以被引入至侧风运动，以便开始发电阶段。可以例如通过短时间内高速地收起系索9来便于从悬停模式到侧风运动的转变。在这种情况下，飞行设备被加速而进行侧风运动。
图9c示出了在发电阶段期间的飞行设备的侧风飞行。马达42、51、61被关闭并且仅由于空气动力学力而在地面站8处产生电力。图9的风筝式动力系统具有两个系索9，这允许翻转运动并且因此允许通过在地面站8中调节两个系索9的不同的长度而迫使飞行设备进行回转飞行。在双线构型中，飞行设备在侧风飞行期间通常遵循数字8样式的图案。飞行设备的运动可以由地面以这种方式控制，从而使系统简单且稳固。
当飞行设备已经达到其最终的高度时，侧风运动停止并且飞行设备不发电并且朝向地面站8飞行到飞行设备的最低高度。在该过程中需要一些能量投入来使系索9被卷绕，然而，这些能量是发电阶段所产生的能量的一小部分。一旦达到最小高度，侧风运动和发电阶段再次开始。为了改进循环效率，为了对俯仰进行控制而提供至少一个活动升降舵31是有益的。特别地在不发电阶段，飞行设备以低的升力系数飞行。在不发电阶段期间，螺旋桨4、5、6还可以被启用以改进对飞行设备的控制。
毋庸置疑，单个系索风筝式动力概念也可以通过本发明的飞行设备来实现。在该情况下，翻转可以例如由副翼11来控制。也可以应用三个或更多个系索。在这种设置中，也可以借助于系索从地面对俯仰进行控制。
在飞行设备与用于对空气动力学表面11、21、31和马达42、51、61进行控制的地面站8之间的通信可以借助于无线电通信系统或借助于传导系索9来实现。飞行设备的启动系统的动力供给可以通过机载电池系统或通过来自地面的传导系索9来实现。可以例如在飞行期间通过小型机载风力涡轮机来对机载电池进行充电或使用马达42、51、61中的至少一个马达作为发电机来对机载电池进行充电。然而，动力通常最多由马达42、51、61消耗，该马达42、51、6驱动螺旋桨4、5、6以产生推力T。由于这仅在短的起飞和降落阶段期间需要，所以整体能力消耗是相对小的。因此，当飞行设备置于地面时，电池还可以在低风速的阶段期间被再充电。
图10示出了根据本发明的飞行设备的另一应用。在此，可以根据如图1至图9中所示的各实施方式中的任一实施方式设计的飞行设备被用作静态的升降式平台系统，例如由于该升降式平台系统可以用在远程通信中，因此其用于对空观察或信号传递。当该飞行设备用作用于远程通信目的的飞行天线时，飞行设备可以适于传递信号，该信号从信号站83接收和被发送至信号站83，比如移动电话。飞行设备借助于系索9连接至地面。如在图6、图8和图9a至图9c的各实施方式中，系索9优选地沿着纵向方向大致在重心CG处连接至飞行设备。在无风的情况下，飞行设备借助于螺旋桨4、5、6的推力T而悬停在特定的高度处。如果有风，翼型件1与风筝类似地产生空气动力学升力L，并且对螺旋桨4、5、6进行驱动的马达42、51、61的动力可以被减小或关闭。如果飞行设备在所有风力条件下需要被定位在精确的相同的位置，则前螺旋桨4或两个侧螺旋桨5、6可以朝向前部倾转，产生了这种向前的推力T，该向前的推力抵消飞行设备的由于表观风而产生的拖曳力。使所有三个螺旋桨4、5和6朝向向前方向倾转也产生了相同的效果。在弱风的状况下，系索式的飞行设备还可以由倾转的螺旋桨驱动而以水平圆圈的方式飞行以产生表观风，并且因此产生空气动力学升力。
对于起飞而言，根据图10的飞行设备悬停并且获得了高度，而系索9从地面站8的绞车81抽出。对于降落而言，系索9被卷收并且飞行设备降低。对于长途任务而言，理想地使用传导系索9，从而将动力和控制信号从地面引入至飞行设备。控制信号还可以例如借助于无线电传输装置以无线的方式传递。在借助于被连接的光伏板82的恒定的动力供给的情况下，静态的升降式平台可以连续地操作多年。对于短途任务而言，具有装载在飞行设备上的电池系统的解决方案是更便利的。对于不太大的装载量而言，系统可以容易地在拖车上运输并且可以在非常短的时间内在现场布设。总体上，与例如系索式软式气艇相比，本系统在布设和控制方面是非常简单的，在该软式气艇中，在有风条件下的位置控制是难以实现的。
图11示出了根据本发明的飞行设备的另一实施方式。该实施方式的飞行设备包括空气制动器19，该空气制动器19在此集成在翼型件1中。空气制动器19的功能是当在如图11所示的情况下启用时减小机翼的空气动力学升力并且增大空气动力学拖曳力。有时还公知为扰流器的空气制动器的不同的观念和布置对本领域技术人员而言是公知的。在起飞和降落期间使空气动力学升力与螺旋桨4、5、6的推力平衡在高风力和刮大风的情况下是困难的，特别是对于飞行设备的系索式构型而言更是如此。空气制动器19的启用减轻了风和阵风对飞行设备的升力的影响。这使得能够借助于螺旋桨4、5、6实现更简单的位置控制并且改进了飞行设备的稳定性。
不同的实施方式的不同的功能元件当然在各实施方式之间是可互换的。例如，如图3和图4中所示的前螺旋桨4可以具有如图6的实施方式中所示的可折叠的桨叶41。此外，本发明当然不限于现有的各实施方式，并且多个改型是可能的。
附图标记
1翼型件
11副翼 7机身
12小翼
13枢转点 8地面站
14轨道 81绞车
15主翼梁 82光伏板
16侧罩 83信号站
17前缘
18后缘 9系索
19空气制动器
10纵向中心轴线
2竖向稳定器
21侧舵 L升力矢量
T推力矢量
3水平稳定器 D拖曳力矢量
31升降舵
NP中性点
4前螺旋桨 CG重心
41桨叶
42马达 a、b倾转方向
5、6侧螺旋桨 c风向
51、61马达 d移动方向

Claims (15)

1.一种具有纵向中心轴线(10)的飞行设备，包括：
翼型件(1)，所述翼型件(1)基本上垂直于所述纵向中心轴线(10)沿着翼展方向延伸，所述翼型件(1)包括具有前缘(17)和后缘(18)的流线型轮廓，用于在所述飞行设备暴露于表观气流时产生作用在所述飞行设备上的空气动力学升力矢量(L)；
至少三个驱动单元(4、42；5、51；6、61)，所述至少三个驱动单元(4、42；5、51；6、61)适于产生作用在所述飞行设备上的合成的推力矢量，所述推力矢量能够以基本上平行于所述空气动力学升力矢量(L)的方式对准；以及
至少一个控制表面(31、11)，所述至少一个控制表面(31、11)用于控制所述飞行设备的空气动力学俯仰；
其中，所述飞行设备具有空气动力学中性点(NP)，所述空气动力学中性点(NP)沿着所述纵向中心轴线(10)且在从所述前缘(17)至所述后缘(18)的方向上位于所述飞行设备的重心(CG)的后方。
2.根据权利要求1所述的飞行设备，其中，至少一个驱动单元(4、42；5、51；6、61)相对于从所述前缘(17)至所述后缘(18)的方向并且沿着所述纵向中心轴线(10)设置在所述翼型件(1)的前方并且特别地设置在所述飞行设备的所述纵向中心轴线(10)上。
3.根据权利要求1或2所述的飞行设备，其中，至少两个驱动单元(4、42；5、51；6、61)集成在所述翼型件(1)中。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，驱动单元(5、51；6、61)设置在所述翼型件(1)的每个翼尖的区域中。
5.根据权利要求4所述的飞行设备，其中，设置在所述翼尖的区域中的所述驱动单元(5、51；6、61)能够收缩到所述翼型件(1)的内部中。
6.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，一个或更多个驱动单元(4、42；5、51；6、61)设置在所述翼型件(1)的所述后缘(18)的区域中。
7.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，至少一个驱动单元(4、42；5、51；6、61)能够绕基本上平行于所述纵向中心轴线(10)延伸的第一旋转轴线倾转，以便使所述飞行设备在起飞和降落期间稳定。
8.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，至少一个驱动单元(4、42；5、51；6、61)能够绕基本上平行于所述翼型件(1)的所述翼展方向延伸的第二旋转轴线倾转，以便将相应的所述驱动单元(4、42；5、51；6、61)的推力矢量(T)从竖向方向改变至沿着所述飞行设备的所述纵向中心轴线(10)的水平方向。
9.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，所述驱动单元(4、42；5、51；6、61)设置成使得由所述驱动单元(4、42；5、51；6、61)产生的竖向推力矢量(T)的中心处于所述飞行设备的重心的区域中。
10.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，所述飞行设备适于产生电能并且包括用于系索(9)的连接的至少一个枢转点(13)，以便将所述飞行设备连接至地面站(8)。
11.根据权利要求10所述的飞行设备，其中，设置有至少两个枢转点(13)，这些枢转点(13)中的每个枢转点均用于系索(9)的连接，并且其中，所述枢轴点(13)设置成使得所述飞行设备能够在系索式飞行期间借助于所述系索的不同的操作被翻转，以便操纵所述飞行设备进行回转飞行。
12.根据权利要求10或11所述的飞行设备，其中，至少一个枢转点(13)优选地所有的枢转点(13)在所述纵向中心轴线(10)的方向上基本上设置在所述飞行设备的重心处。
13.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，所述飞行设备适于侧风飞行。
14.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，至少一个驱动单元(4、42；5、51；6、61)包括具有桨叶(41)的螺旋桨(4、5、6)，所述桨叶(41)在所述螺旋桨(4、5、6)处于停用状态的情况下能够折叠到流线型位置，以便减小作用在所述飞行设备上的空气动力学拖曳力。
15.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行设备，其中，所述飞行设备附加地包括空气制动器(19)以用于减小所述飞行设备的空气动力学升力，所述空气制动器(19)优选地集成到所述翼型件(1)中。
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