CN109018335A - 航空运载器 - Google Patents

Abstract

描述了一种航空运载器(1)，其中航空运载器包括限定纵向轴线(L)的机身(2)，具有联接于机身(2)的成对下机翼(51;52)的闭合机翼结构(5)，上机翼装置(53)，以及连接成对下机翼(51;52)和上机翼装置(53)的成对连接器机翼(54;55)。航空运载器(1)还包括联接于机身(2)的成对前推进装置(6;7)以及可枢转地联接于机身(2)的成对后推进装置(8;9)，其中成对后推进装置(8;9)布置在成对下机翼(51;52)与上机翼装置(53)之间，并且其中成对后推进装置(8;9)在起飞位置与巡航位置之间为枢转的。

Description

航空运载器

技术领域

本发明涉及航空运载器，具体而言涉及竖直起降的运载器(简称为VTOL)，具体而言涉及具有高巡航速度能力的个性化运输用航空运载器。

背景技术

预期的人口增长和财富增加将使国内和国际间的运输需求倍增。鉴于与城市化和集聚化的进一步趋势结合的该发展，乘客或货物至期望位置的有效和高效运输(特别是范围在30公里和300公里之间的行驶距离)将变得越来越重要。目前，上述距离范围内的独特性和个性化运输典型地借助于受地面约束的班车和出租车服务(如汽车、公共汽车、火车或类似的设施)来执行。

航空运载器似乎为受地面约束的运输的有希望的替代方案。具体而言，下文中缩写为“VTOL”的竖直起降运载器似乎为有趣的技术，因为这些航空运载器可在有限的机动空间区域中提供安全起降。

用于乘客和货物运输的VTOL例如在WO 2015/019255 A1中描述。该已知的VTOL为利用所谓的箱式机翼构造来实现，箱式机翼构造包括平行、竖直和水平隔开的机翼，它们借助于竖直连接件在外端部处与彼此连结。转子嵌入在机翼的孔口内并且可在其中倾斜。

发明内容

本发明的方面在于提供一种改进的航空运载器，具体而言为关于用于乘客和货物运输的空气动力学特性和/或机动性。

该方面由包括根据权利要求1的特征的航空运载器来实现。

根据本发明的航空运载器包括机身、闭合机翼结构、成对前推进装置，以及成对后推进装置。航空运载器在下文中简要地称为“VTOL”，其中VTOL代表竖直起降。

机身实现为纵向延伸的本体，并且因此限定航空运载器的纵向轴线。具体而言，机身可限定作为客舱或货舱提供的内部。

闭合机翼结构联接于机身，具体而言为相对于纵向轴线联接于机身的后端部部分。闭合机翼结构包括成对下机翼、上机翼装置，以及包括第一和第二连接器机翼的竖直连结结构。成对下机翼联接于机身。具体而言，下机翼横向于机身延伸，并且从机身的相对侧突出。上机翼装置相对于纵向轴线并且相对于横向于纵向轴线延伸的竖直方向与成对下机翼间隔。因此，上机翼装置在机身之上、特别在机身的上侧之上跨越。成对连接器机翼机械地连接成对下机翼和上机翼装置。上机翼装置、下机翼、连接器机翼以及机身一起限定了闭合的框架。该闭合的构造特别地包括整个航空运载器的改进的阻力特性。此外，由于上机翼装置和成对下机翼的竖直间距，机翼结构的大航空展开可用于生成升力，并且以非常紧凑的设计实现。

成对前推进装置特别地在机身的前端部部分的区域中联接于机身。成对前推进装置包括沿着或大致上沿着竖直方向定向的推力方向。即，成对前推进装置特别地在起飞阶段提供升力。

成对后推进装置可枢转地联接于机身，其中成对后推进装置相对于竖直方向并且相对于纵向轴线布置在成对下机翼与上机翼装置之间。后推进装置因此大致上布置在闭合机翼结构的闭合框架内。这确保了VTOL的紧凑设计。此外，该构造有助于减小阻力并且改进闭合机翼结构的升力，因为省略了推进装置至闭合机翼结构的机械联接。换句话说，提供了空气动力学清洁的机翼。

此外，成对后推进装置可枢转地安装至机身。具体而言，成对后推进装置在起飞位置与巡航位置之间为枢转或可移动的，在起飞位置，成对后推进装置的推力方向沿着或大致上沿着竖直方向定向，在巡航位置，成对后推进装置的推力方向沿着或大致上沿着纵向轴线定向。即，在起飞期间，后推进装置沿着竖直方向运输流体或空气，以便产生升力。后推进装置在闭合机翼结构的上机翼装置和成对下机翼之间的定位有助于在起飞期间在该区域中生成气流。由此，从起飞模式至巡航模式的过渡被改进。

前和/或后推进装置的“推力方向”可特别地限定为由推进装置生成的驱动力沿着其定向的方向。具体而言，该方向可定向成与流体的主流方向相反，该流体由推进装置排出并且加速穿过该推进装置。

本发明的有利实施例将以描述的语境由于从属权利要求而变得显而易见。

根据一个实施例，航空运载器可选地还包括联接于机身的成对鸭式机翼，其中成对前推进装置相对于纵向轴线布置成邻近于成对鸭式机翼。具体而言，成对鸭式机翼或前机翼联接于机身的前端部部分，并且成对鸭式机翼的机翼中的各个沿着鸭式机翼纵向轴线从机身延伸，该鸭式机翼纵向轴线在机身的相对侧处横向于机身的纵向轴线。前推进装置相对于纵向轴线布置在闭合机翼结构与成对鸭式机翼之间。成对鸭式机翼改进了空气动力学稳定性。由于前推进装置直接地定位成邻近于成对鸭式机翼，所以前推进装置在鸭式机翼之上产生气流，特别是在其起飞位置。有利地，额外的升力由鸭式机翼生成。

根据一个实施例，成对可选的鸭式机翼可枢转地安装至机身。具体而言，鸭式机翼绕着鸭式机翼纵向轴线可枢转地安装或者可绕着其旋转，这因此形成枢转轴线。因此，在该实施例中，鸭式机翼形成控制表面，这进一步改进了VTOL的机动性。

根据一个实施例，航空运载器可选地还包括竖直稳定器或翅片，其沿着或大致上沿着竖直方向延伸并且将闭合机翼结构的上机翼装置联接于机身。竖直稳定器从机身的上侧突出，并且将上机翼装置机械地联接于机身。这改进了主机翼的机械稳定性。此外，竖直稳定器为安装空气动力学控制表面提供了空间，并且进一步改进了航空运载器的空气动力学行为。

根据一个实施例，上机翼装置包括第一上机翼和第二上机翼，其中第一上机翼在竖直稳定器与第一连接器机翼之间延伸，并且其中第二上机翼在竖直稳定器与第二连接器机翼之间延伸。因此，上机翼装置由两个单独的机翼组装，它们中的各个延伸至竖直稳定器的相对侧并且在相应的第一端部处联接于其。第一上机翼的第二端部联接于第一连接器机翼，其在竖直稳定器的相应侧处从下机翼延伸。第二上机翼的第二端部联接于第二连接器机翼，其在竖直稳定器的相应侧处从下机翼延伸。

根据一个实施例，航空运载器可选地还包括安装至机身的下侧的橇装置。橇装置提供以下益处：航空运载器可在对地面层没有特殊要求的情况下起降。具体而言，不需要特殊的跑道。此外，与轮相比，橇非常轻便且成本效率合算。

根据一个实施例，前推进装置实现为带护罩推进器或带导管推进器。即，前推进装置分别包括推进器以及环形或环状的护罩或壳体，其中护罩沿周向环绕或包围推进器。根据该实施例，推进器布置在柱状护罩或机舱的内部。护罩因此包括进气开口和排气开口，推进器通过该进气开口吸入流体，推进器通过该排气开口排出流体，并且由此生成推力。关于带护罩构造，VTOL与任何直升机构造相比提供有最小的生态影响，即，低噪音特征、低排放效应以及低燃料能量消耗，然而具有增强的低振动舒适性和高安全性。

相应的前推进装置的护罩或壳体可特别地包括截面形状，其构造成在空气由推进器通过护罩抽取时生成包括沿着纵向轴线的矢量分量的力。因此，护罩或壳体包括限定翼型件的截面。例如，护罩可沿着其圆状形状的纵向轴线在几何上分成两个半柱体或半壳。各个半壳(特别是形成相应半壳的壁)包括布置成生成力分量的截面形状或轮廓，其中两个半壳的截面轮廓的吸力侧大致上沿相同方向定向。在前推进装置的起飞位置，护罩有助于大致上沿着纵向轴线的方向加速VTOL，这进一步简化了从起飞至巡航的过渡。

根据一个实施例，后推进装置实现为带护罩推进器或带导管推进器。即，后推进装置分别包括推进器以及环形或环状的护罩或壳体。护罩或壳体沿周向环绕或包围推进器。如已经关于前推进装置论述的那样，带护罩或带导管构造特别地降低了推进发动机的噪音，并且有助于确保流体至推进器的输入流的恒定状态。

相应的后推进装置的护罩可特别地包括截面形状，其构造成在空气由推进器通过护罩抽取时以及在成对后推进装置处于其巡航位置时，生成包括沿着或大致上沿着竖直方向的矢量分量的力。在该实施例中，后推进装置的护罩形成翼型件。取决于翼型件截面形状的吸力侧和压力侧的定向，沿着或大致上沿着竖直方向的矢量分量在巡航模式中导致正或负升力。在后推进装置的巡航位置或模式下，沿着或大致上沿着纵向轴线定向的力的额外矢量分量在空气由推进器通过护罩抽取时，有助于大体上沿着纵向轴线的方向加速VTOL。

在后推进装置的起飞模式中，后推进装置的护罩提供沿着或大致上沿竖直方向的矢量分量，导致升力，并且取决于翼型件截面形状的吸力侧和压力侧的定向，导致沿着纵向轴线的额外的矢量分量，以大致上沿着纵向轴线的方向加速或减速VTOL。

因此，根据该实施例，护罩有助于生成额外的升力。护罩可例如在几何上划分，如已经在上面结合前推进装置论述的那样。

根据又一实施例，前推进装置和/或后推进装置包括构造成沿第一旋转方向旋转的第一推进器，和构造成沿与第一旋转方向相反的第二旋转方向旋转的第二推进器。因此，推进装置可包括两个轴向间隔的反向旋转推进器。因此，非常有力的推进可利用装置的非常紧凑设计来实现。

根据一个实施例，航空运载器可选地还包括电能存储装置，例如蓄电池或电池，其中前推进装置和/或后推进装置分别包括电可驱动马达，其电连接于电能存储装置。根据该实施例，电推进系统实现用于VTOL。具体而言，推进装置可借助于储存在电能存储装置中的电能来操作。这进一步降低了噪声发射，并且有利地大致上完全避免了操作VTOL期间的二氧化碳排放。

根据一个实施例，航空运载器可选地还包括用于给电能存储装置充电的充电系统，其中充电系统优选地包括驱动发电机的内燃机，该发电机电连接于电能存储装置。即，提供了机载充电系统，其有助于增加VTOL的巡航范围。具体而言，VTOL的安全性被改进，因为电能存储装置可在飞行期间被充电。

根据一个实施例，VTOL可选地还包括一个或多个可展开的降落伞。至少一个降落伞例如可联接于机身，并且可在前和/或后推进装置中的一个或多个故障的情况下自动展开，以便使VTOL安全降落。

关于方向和轴线，特别是关于涉及物理结构的延伸或展开的方向和轴线，在本发明的范围内，轴线、方向或结构 “沿着”或“大致上沿着”另一轴线、方向或结构的延伸特别地包括：所述轴线、方向或结构(特别是在相应结构的特定部位处产生的切线)包封小于或等于45度、优选小于或等于30度以及特别地优选平行于彼此延伸的角度。

关于方向和轴线，特别是关于涉及物理结构的延伸或展开的方向和轴线，在本发明的范围内，轴线、方向或结构“交叉”，“横跨”，“横穿”，“横向”于另一轴线、方向或结构的延伸特别地包括：所述轴线、方向或结构(特别是在相应结构的特定部位处产生的切线)包封大于45度、优选大于60度、以及特别地优选垂直于彼此延伸的角度。

附图说明

本发明将参照附图中描绘的示例性实施例更详细地阐释。

包括附图以提供对本发明的进一步理解，并且附图并入在本说明书中并且构成本说明书的部分。附图示出了本发明的实施例，并且连同描述一起用于阐释本发明的原理。本发明的其它实施例和本发明的许多预期优点将容易认识到，因为它们通过参照以下详细描述变得更好理解。附图的元件不一定相对于彼此按比例绘制。相似的附图标记表示对应的类似部分。

图1示意性地示出了根据本发明的实施例的航空运载器的透视图。

图2示意性地示出了图1中示出的航空运载器的侧视图，其中航空运载器的后推进装置在巡航位置示出。

图3示意性地示出了图1中示出的航空运载器的侧视图，其中航空运载器的后推进装置在起飞位置示出。

图4示意性地示出了根据本发明的实施例的航空运载器的前推进装置和鸭式机翼的截面视图。

图5示意性地示出了根据本发明的另一实施例的航空运载器的前推进装置和鸭式机翼的截面视图。

图6示意性地示出了根据本发明的实施例的航空运载器的后推进装置和主机翼结构的截面视图。

图7示意性地示出了根据本发明的另一实施例的航空运载器的后推进装置和主机翼结构的截面视图。

图8示意性地示出了关于推进装置的实施例的进气开口的平面视图，该推进装置可为前推进装置或后推进装置，其中推进装置实现为带护罩推进器。

图9示意性地示出了关于推进装置的又一实施例的进气开口的平面视图，该推进装置可为前推进装置或后推进装置，其中推进装置实现为带护罩推进器。

图10示意性地示出了根据本发明的又一实施例的航空运载器的后推进装置和主机翼结构的截面视图。

在附图中，相似的参照标号表示相似或功能相似的构件，除非另外指出。像“顶部”、“底部”、“左”、“右”、“上面”、“下面”、“水平”、“竖直”、“后”、“前”的任何方向术语以及类似的用语仅用于解释目的，并且不旨在将实施例界定为具体布置，如附图中示出的那样。

参照标记列表

1航空运载器

2机身

3,4鸭式机翼

5闭合机翼结构

6,7前推进装置

8,9后推进装置

10橇装置

11橇

12橇支撑件

15电能存储装置

16充电系统

17内燃机

18发电机

21机身的前端部部分

22机身的后端部部分

24机身的下区域

25机身的主本体

25A主本体的开口

26机身的门

50闭合机翼结构的竖直连结结构

51,52闭合机翼结构的下机翼

51A,52A下机翼的端部部分

53闭合机翼结构的上机翼装置

53A上机翼装置的第一端部部分

53B上机翼装置的第二端部部分

53a,53b上机翼装置的控制表面

54竖直连结结构的第一连接器机翼

55竖直连结结构的第二连接器机翼

56竖直稳定器

56a转向舵

57第一上机翼

57A第一上机翼的第一端部

57B第一上机翼的第二端部

58第二上机翼

58A第二上机翼的第一端部

58B第二上机翼的第二端部

61,71前推进装置的第一推进器

61A,71A叶片

61B,71B轴

62,72前推进装置的护罩

62a,72a护罩的内周向表面

62A,72A进气开口

62B,72B排气开口

63,73前推进装置的支柱

64,74间隙区域

80,90可旋转轴

81,91后推进装置的第一推进器

81A,91A叶片

81B,91B轴

82,92后推进装置的护罩

82A,92A进气开口

82B,92B排气开口

82p,92p压力侧

82s,92s吸力侧

83,93后推进装置的支柱

84,94间隙区域

101,102半壳

103,104半壳

A3,A4枢转轴线

A8,A9枢转轴线

D向前的飞行方向

E沿着推进装置纵向轴线L6,L7,L8,L9的划分平面

F3,F4升力

F6,F7升力

F8,F9升力

F51,F52升力

F53升力

L纵向轴线

L6,L7推进装置纵向轴线

L8,L9推进装置纵向轴线

S1上侧

S2下侧

T6,T7前推进装置的推力方向

T8,T9后推进装置的推力方向

V竖直方向

W翼展方向。

具体实施方式

图1以关于航空运载器的上侧S1的透视图示出航空运载器1。图2和图3示出了图1中示出的航空运载器的侧视图。航空运载器1包括机身2、可选的成对鸭式机翼3,4、闭合机翼结构5、成对前推进装置6,7，以及成对后推进装置8,9。如图1中进一步所示，并且如可从图2和图3特别获取的那样，航空运载器1还可包括可选的橇装置10。

机身2实现为具有纵向形状或展开的本体，其限定了航空运载器1的纵向轴线L。如在图1、图2和图3中示意性地示出的那样，机身可包括纵向形状的主本体25以及覆盖物或门26。主本体25限定机身2的内部，其作为客舱或货舱提供。门26构造成覆盖或揭开面朝航空运载器1的上侧S1的主本体25的开口25A。门26可借助于铰链(未示出)或类似物附接于主本体25，使得所述门26可在闭合位置(其中门26覆盖开口25A，如图1至图3中所示)与开启位置(其中门26定位成使开口25A无障碍)之间移动。门26可由透明材料制成，具体而言为塑料材料或类似物。主本体25可由复合材料制成，具体而言为纤维增强塑料材料。

如图1至图3中进一步示出的那样，闭合机翼结构5包括成对下机翼51,52、上机翼装置53，以及竖直连结结构50。可选地，闭合机翼结构5还包括竖直稳定器56或翅片。成对下机翼51,52联接于机身2的后端部部分22。如图2中最佳示出的那样，下机翼51,52可特别地在主本体25的下区域24中附接于机身2。下机翼51,52沿着或大致上沿着翼展方向W横向于机身2延伸，并且相对于翼展方向W突出至机身2的相对侧。

上机翼装置53相对于纵向轴线L并且相对于竖直轴线或竖直方向V与成对下机翼51,52间隔开，竖直轴线或竖直方向V沿着或大致上沿着翼展方向W横向于纵向轴线L延伸。具体而言，上机翼装置53布置在机身2的上侧S1上，并且大致上平行于成对下机翼51,52延伸。

竖直连结结构50包括第一连接器机翼54和第二连接器机翼55。第一连接器机翼54机械地联接成对下机翼51,52中的第一下机翼51和上机翼装置53。具体而言，第一连接器机翼54将第一下机翼51的外端部部分51A连接于上机翼装置53的第一端部部分53A，外端部部分51A相对于翼展方向W背离机身2。第二连接器机翼55机械地联接成对下机翼51,52中的第二下机翼52和上机翼装置53。具体而言，第二连接器机翼55将第二下机翼52的外端部部分52A连接于上机翼装置53的第二端部部分53B，外端部部分52A相对于翼展方向W背离机身2。

可选的竖直稳定器56沿着或大致上沿竖直方向V延伸，并且将闭合机翼结构5的上机翼装置53机械地联接于机身2。如图1中示出的那样，竖直稳定器56突出至上侧S1。此外，竖直稳定器56可特别地在机身2的后端部部分22的区域中联接于机身2的主本体25。

如图1中示例性地示出的那样，上机翼装置53可以可选地包括第一上机翼57和第二上机翼58。具体而言，上机翼装置53可由两个单独的第一上机翼57和第二上机翼58组装，它们中的各个相对于翼展方向W延伸至竖直稳定器56的相对侧。第一上机翼57的第一端部57A联接于竖直稳定器56。第一上机翼57B的第二端部57B联接于连接器机翼54。第二上机翼58的第一端部58A也联接于竖直稳定器56。第二上机翼58B的第二端部58B联接于连接器机翼55。

具体而言，上机翼装置53和成对下机翼51,52包括截面轮廓，该截面轮廓构造成在流体(如环境空气)在沿着纵向轴线L从机身2的前端部部分21朝向机身2的后端部部分22的方向上沿着上机翼装置53和下机翼51,52流动时，生成沿着或大致上沿着竖直方向V定向的升力F53,F51,F52，其中前端部部分21相对于纵向轴线L位于后端部部分22对面。此类截面轮廓例如可为弧形轮廓，如图4至图7中以及图10中示例性地示出的那样。如图1中示出的那样，上机翼装置53可选地包括用于操纵VTOL的一个或多个控制襟翼或控制表面53a,53b。此外，转向舵56a可附接于可选的竖直稳定器56。

如图1至图3中进一步示出的那样，可选的鸭式机翼3,4联接于机身2的前端部部分21。鸭式机翼3,4分别沿着或大致上沿着翼展方向W从机身2突出至相对侧。可选地，成对鸭式机翼3,4枢转地安装至机身2。具体而言，鸭式机翼3,4可分别绕着枢转轴线A3,A4枢转地或可旋转地安装，其中枢转轴线A3,A4分别横向于纵向轴线L并且大致上沿着翼展方向W延伸。

如图1至图3中示出的那样，成对前推进装置6,7联接于机身2，具体而言联接于机身2的前端部部分21。具体而言，成对前推进装置6,7相对于纵向轴线L布置成邻近于成对鸭式机翼3,4。即，成对前推进装置6,7相对于纵向轴线L布置在可选的鸭式机翼3,4与闭合机翼结构5的下机翼51,52之间，如从图2和图3中变得最显而易见的那样。成对前推进装置6,7包括大致上沿着竖直方向V定向的推力方向T6,T7。在操作中，前推进装置中的各个生成朝向上侧S1指引的推力，如图1至图3中由指示对应的推力方向T6, T7的箭头示意性指示的那样。由此，前推进装置6,7提供沿推力方向定向的升力，其为VTOL 1的起飞特别地提供。如图4和图5中示例性地示出的那样(将在下面更详细地描述)，由于前推进装置6,7的位置直接邻近于可选的鸭式机翼3,4，故鸭式机翼3,4之上的气流可在VTOL 1的起飞阶段期间生成，即使水平速度(沿着纵向轴线L)大致上为零。这导致由成对鸭式机翼3,4生成的沿着竖直方向V的额外的升力F3,F4。

如图1至图3中以及图8和图9中示意性地示出的那样，前推进装置6,7可特别地实现为带护罩推进器。在该可选的构造中，前推进装置6,7均包括推进器61,71和环形壳体或护罩62,72。如图1至图3中以及图8中示出的那样，护罩62,72可实现为闭合环，其完全地环绕或包围推进器61,71。作为备选，环形护罩62,72可实现为至少部分地环绕或包围推进器61,71的环区段，如图9中示例性地示出的那样，其中间隙区域64,74由护罩62,72限定。例如，护罩62,72可在大约270度的周向角度之上延伸。间隙区域64,74面朝机身2的后端部部分22。

如图4和图5中最佳地示出的那样，图4和图5示出了前推进装置6,7的截面视图，护罩62,72包括进气开口62A,72A和轴向间隔的排气开口62B,72B。推进器61,71包括安装至可旋转轴61B,71B的叶片61A,71A。前推进装置6,7可选地包括第一推进器61,71和第二反向旋转推进器(未示出)，其相对于推进装置纵向轴线L6,L7与第一推进器61,71间隔。第一推进器61,71和可选的第二推进器(未示出)借助于至少一个支柱63,73安装在护罩62,72内，支柱63,73从护罩62,72的内周向表面62a,72a沿径向向内延伸。如图1和图8中示例性地示出的那样，前推进装置6,7可分别包括三个支柱，它们以大约120度的角度沿周向间隔。当然，可提供具有不同角度间距的不同数量的支柱63,73，例如两个支柱63,73，如图9中示例性地示出的那样。支柱63,73空气动力学地定形。例如，支柱可实现为叶片，以便将由推进器61,71引起的流体的旋转能转换成流体的动能。此外，支柱63,73为中空的。这提供了机械和电气服务线路可集成在支柱63,73内的优点。

如图4中示例性地示出的那样，护罩62,72可以以相对于推进装置纵向轴线L6,L7对称的轮廓截面形状来实现。具体而言，护罩62,72的壁的截面可为弧形的。

作为备选，如图5和图8中示出的那样，护罩62,72可相对于划分平面E在几何上划分，划分平面E包括推进装置纵向轴线L6, L7。在该构造中，护罩62,72相对于其圆周分成两个区段。如图5中示例性地示出的那样，护罩62,72的壁的截面形状可实现为弧形，即，呈包括压力侧和吸力侧的机翼轮廓的形状，其中在划分平面E的一侧处，吸力侧面朝推进装置纵向轴线L6,L7，并且在划分平面E的相对侧处，压力侧面朝推进装置纵向轴线L6,L7。具体而言，在图5中示出的前推进装置6,7的起飞位置，护罩62,72的两个区段的吸力侧面朝机身2的前端部部分21，并且护罩62,72的两个区段的压力侧面朝机身2的后端部部分22。换句话说，护罩62,72可沿着其圆周分成两个区段，其中各个区段由半柱体101,102形成，半柱体101,102中的各个包括略小于180度的圆周展开。过渡区域连接两个半柱体101,102。各个半柱体101,102包括截面形状，其构造成在流体沿着柱体纵向轴线L6,L7流动时生成升力。具体而言，半柱体中的一个在其外表面处形成压力侧，并且在其内表面处形成吸力侧，如图5中针对半柱体101而示例性地示出的那样。另一半柱体(在图5中为半柱体102)在其外表面处形成吸力侧并且在其内表面处形成压力侧。由此，力F6,F7可在空气由推进器61,71运输穿过护罩62,72时生成，其中力F6,F7包括矢量分量，其横向于推进装置纵向轴线L6,L7并且因此沿着机身2的纵向轴线L。由此，额外的向前推力有利地生成。此外，力F6,F7包括沿着竖直方向V的矢量分量。因此，在该示例性构造中，护罩62,72包括截面形状，其构造成在空气由推进器61,71通过护罩62,72抽取时生成包括沿着纵向轴线L的矢量分量的力，这简化了从VTOL 1的起飞模式至巡航模式的过渡。

此外，如果护罩62,72实现为环区段，如图9中示例性地示出的那样，则护罩62,72的壁的截面形状可实现为弧形，即，呈包括压力侧和吸力侧的机翼轮廓的形状。具体而言，护罩62,72的内周向表面62a,72a形成压力侧，并且护罩的外周向表面形成吸力侧。因此，同样在该示例性构造中，护罩62,72包括截面形状，其构造成在空气由推进器61,71通过护罩62,72抽取时生成包括沿着纵向轴线L的矢量分量的力，这简化了从起飞模式至巡航模式的过渡。此外，力F6,F7可包括沿着竖直方向V的矢量分量。

如图1至图3中示出的那样，成对后推进装置8,9相对于竖直方向V并且相对于纵向轴线L布置在成对下机翼51,52与上机翼装置53之间。此外，后推进装置8,9相对于翼展方向W布置在机身2的相对侧处，并且分别布置在机身2与连接器机翼54,55之间。即，成对后推进装置8,9大致上定位在由闭合机翼结构5形成的框架内。

成对后推进装置8,9例如分别借助于可旋转的互连梁或轴80,90可枢转地联接于机身2。具体而言，后推进装置8,9分别为绕着枢转轴线A8,A9枢转或可旋转的，其中枢转轴线A8,A9分别横向于纵向轴线L并且大致上沿着翼展方向W延伸。

后推进装置8,9中的各个在起飞位置与巡航位置之间为枢转或可移动的。图1和图2示出了处于巡航位置的后推进装置8,9。在所述巡航位置，相应的后推进装置8,9的推力方向T8, T9大致上沿着纵向轴线L定向，以便生成沿着纵向轴线L的驱动力，其以水平速度驱动VTOL 1。图3示出了处于起飞位置的后推进装置8,9。在所述起飞位置，相应的后推进装置8,9的推力方向T8,T9大致上沿竖直方向V定向，以便生成沿着竖直方向V指引的升力。

在操作中，在后推进装置8,9定位在起飞位置时(如图3中示出)，后推进装置8,9中的各个生成朝向上侧S1指引的推力。相应的推力方向T8,T9的定向由利用参考标记T8,T9指示的箭头在图1至图3中示意性地示出。因此，后推进装置8,9提供升力，其为VTOL 1的起飞特别地提供。在VTOL 1在起飞之后达到某一高度时，后推进装置被带至图1和图2中示出的巡航位置。在该巡航位置，后推进装置8,9中的各个生成沿着纵向轴线L指引的推力，由此使VTOL 1加速至其水平巡航速度。

如图6和图7中示例性地示出(这将在下面更详细地描述)，取决于带护罩后推进器推进装置8,9相对于成对下机翼51,52和上机翼装置53的位置(特别是在它们之间)，成对下机翼51,52和上机翼装置53之上的气流可在VTOL 1的起飞阶段期间生成，即使水平速度(沿着纵向轴线L)大致上为零。这导致由成对下机翼50,51和上机翼装置53生成的沿着竖直方向V的额外的升力F51,F52,F53。

如图1至图3中示出的并且图6至图9更详细地示出的那样，后推进装置8,9可选地实现为带护罩推进器，其包括推进器81,91和环形壳体或护罩82,92。如图1至图3中以及图8中示出的那样，护罩82,92可实现为完全地环绕或包围推进器81,91的闭合环。作为备选，环形护罩82,92可实现为至少部分地环绕或包围推进器81,91的环区段，如图9中示例性地示出的那样，其中间隙区域84,94由护罩82,92限定。例如，护罩82,92可在大约270度的周向角度之上延伸。间隙区域84,94在后推进装置8,9的巡航位置面朝VTOL 1的下侧S2。在后推进装置8,9的起飞位置，间隙区域84,94面朝机身2的前端部部分21。

如图6,7和图10中最佳地示出的那样，图6,7和图10示出了后推进装置8,9中的一个的截面视图，护罩82,92包括进气开口82A,72A和轴向间隔的排气开口82B,92B。推进器81,91包括安装至可旋转轴81B,91B的叶片81A,91A。后推进装置8,9可选地包括第一推进器81,91和轴向间隔的第二反向旋转推进器(未示出)。第一推进器81,91和可选的第二推进器(未示出)借助于至少一个支柱83,93安装在护罩82,92内，支柱83,93从护罩82,92的内周向表面82a,92a沿径向向内延伸。如图1中示例性地示出的那样，后推进装置8,9可分别包括三个支柱，它们以大约120度的角度沿周向间隔。当然，可提供具有不同角度间距的不同数量的支柱83,93，例如两个支柱83,93，如图9中示例性地示出的那样。支柱83,93空气动力学地定形。例如，支柱可实现为叶片，以便将由推进器81,91引起的流体的旋转能转换成流体的动能。此外，支柱83,93为中空的。这提供了机械和电气服务线路可集成在支柱83,93内的优点。

如图6中示例性地示出的那样，壳体或护罩82,92可以以相对于推进装置纵向轴线L8,L9对称的轮廓截面形状来实现。具体而言，截面可为弧形的。

作为备选，如图7,8中以及图10中示出的那样，护罩82,92可相对于划分平面E在几何上划分，划分平面E包括推进装置纵向轴线L8,L9。在该构造中，护罩82,92相对于其圆周分成两个区段。如图7和图10中示例性地示出的那样，护罩82,92(具体而言为护罩82,92的壁)的截面形状可实现为弧形，即，呈包括压力侧82p,92p和吸力侧82s,92s的机翼轮廓的形状，其中在划分平面E的一侧处，吸力侧82s,92s面朝推进装置纵向轴线L8,L9，并且在划分平面E的相对侧处，压力侧82p,92p面朝推进装置纵向轴线L8,L9。具体而言，在图7中示出的后推进装置8,9的巡航位置，护罩82,92的两个区段的压力侧82p,92p可面朝成对下机翼51,52，并且护罩的两个区段的吸力侧82s,92s可面朝上机翼装置53。换句话说，护罩82,92可沿着其圆周分成两个区段，其中各个区段由半柱体103,104形成，半柱体103,104中的各个包括大约略小于180度的圆周展开。过渡区域连接两个半柱体103,104。各个半柱体103,104包括截面形状，其构造成在流体沿着柱体纵向轴线L8,L9流动时生成升力。具体而言，半柱体中的一个在其外表面处形成压力侧82p,92p，并且在其内表面处形成吸力侧82s,92s，如图7中针对半柱体103示例性地示出的那样。另一半柱体(在图7中为半柱体104)在其外表面处形成吸力侧82s,92s并且在其内表面处形成压力侧82p,92p。由此，力F8,F9可在空气由推进器81,91运输穿过护罩82,92时生成，其中力F8,F9包括矢量分量，其横向于推进装置纵向轴线L8,L9并且因此在后推进装置8,9的巡航位置沿着VTOL 1的竖直方向V。因此，在该示例性构造中，护罩82,92包括截面形状，其构造成在空气由推进器81,91通过护罩82,92抽取时以及在成对后推进装置8,9处于其巡航位置时，生成包括大致上沿着竖直方向V的矢量分量的力。如图7中示出的那样，力F8,F9还可包括沿着推进装置纵向轴线L8,L9的矢量分量。

作为图7中示例性地示出的定向的备选，在后推进装置8,9的巡航位置，吸力侧82s,92s可朝向下机翼51,52定向，并且压力侧82p,92p可朝向上机翼53定向，如图10中示例性地示出的那样。如图10中示出的那样，这导致了定向相反的力F8,F9(如图7中示出)。该力F8,F9包括在空气由推进器81,91通过护罩82,92抽取时以及在成对后推进装置8,9处于其巡航位置时沿着或大致上沿着竖直方向V的矢量分量。该分量朝向下机翼定向，并且因此甚至减少整体升力。如图10中示出的那样，力F8,F9还可包括沿着推进装置纵向轴线L8,L9的矢量分量。然而，护罩82,92的截面形状的该构造提供了以下益处：力F8,F9包括在后推进装置8,9定位在它们的起飞位置时沿着纵向轴线L并且朝向机身2的前端部部分21定向的矢量分量。这有利地有助于沿向前的飞行方向D加速VTOL 1。即，取决于翼型件截面形状的吸力侧82s,92s和压力侧82p,92p的定向，沿着或大致上沿着竖直方向的矢量分量在巡航模式中导致正或负升力。

此外，如果护罩82,92实现为环区段，如图9中示例性地示出的那样，则护罩82,92的壁的截面形状可实现为弧形，即，呈包括压力侧和吸力侧的机翼轮廓的形状。具体而言，护罩82,92的内周向表面82a,92a形成压力侧，并且护罩的外周向表面形成吸力侧。因此，同样在该示例性构造中，护罩82,92包括截面形状，其构造成在空气由推进器81,91通过护罩82,92抽取时以及在成对后推进装置8,9处于其巡航位置时，生成包括大致上沿着竖直方向V的矢量分量的力。

如图2和图3中示意性地示出的那样，VTOL 1可选地还包括电能存储装置15，例如，电池或蓄电池。存储装置例如可布置在机身2的内部中。此外，前推进装置6,7和/或后推进装置8,9可分别包括电可驱动马达，其电连接于电能存储装置15。由此，前推进装置6,7和/或后推进装置8,9可借助于储存在电能存储装置15中的电能来驱动。

如图2和图3中进一步示出的那样，VTOL 1可选地还包括用于给电能存储装置15充电的充电系统16。如图2和图3中示例性地示出的那样，充电系统可选地包括驱动发电机18的内燃机17，发电机18电连接于电能存储装置15。

可选的橇装置10包括成对橇11，其相对于翼展方向W与彼此间隔开。在图1至图3中，由于透视角度而示出仅一个橇11。橇11例如借助于橇支撑件12安装至机身2的下侧，橇支撑件12相对于纵向轴线L与彼此间隔开。

尽管具体实施例在本文中示出和描述，但是本领域普通技术人员将认识到的是，各种替代和/或等同的实施方式可代替示出和描述的具体实施例，而不脱离本发明的范围。

大体上，本申请旨在覆盖本文中论述的具体实施例的任何修改或变型。

Claims (14)

1.一种航空运载器(1)，包括：

机身(2)，其限定所述航空运载器(1)的纵向轴线(L)；

联接于所述机身(2)的闭合机翼结构(5)，其包括联接于所述机身(2)的成对下机翼(51;52)，相对于所述纵向轴线(L)并且相对于竖直方向(V)与所述成对下机翼(51;52)间隔的上机翼装置(53)，所述竖直方向(V)横向于所述纵向轴线(L)延伸，以及包括连接所述成对下机翼(51;52)和所述上机翼装置(53)的第一连接器机翼(54)和第二连接器机翼(55)的竖直连结结构(50)；

成对前推进装置(6;7)，其联接于所述机身(2)，其中所述成对前推进装置(6;7)包括大致上沿着所述竖直方向(V)定向的推力方向(T6;T7)；以及

成对后推进装置(8;9)，其可枢转地联接于所述机身(2)，其中所述成对后推进装置(8;9)相对于所述竖直方向(V)并且相对于所述纵向轴线(L)布置在所述成对下机翼(51;52)与所述上机翼装置(53)之间，并且其中所述成对后推进装置(8;9)在起飞位置与巡航位置之间为枢转的，在所述起飞位置，所述成对后推进装置(8;9)的推力方向(T8;T9)大致上沿着所述竖直方向(V)定向，在所述巡航位置，所述成对后推进装置(8;9)的推力方向(T8;T9)大致上沿着所述纵向轴线(L)定向。

2.根据权利要求1所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述航空运载器(1)还包括联接于所述机身(2)的成对鸭式机翼(3;4)，其中所述成对前推进装置(6;7)相对于所述纵向轴线(L)布置成邻近于所述成对鸭式机翼(3;4)。

3.根据权利要求2所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述成对鸭式机翼(3;4)可枢转地安装至所述机身(2)。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述航空运载器(1)还包括竖直稳定器(56)，所述竖直稳定器(56)大致上沿着所述竖直方向延伸并且将所述闭合机翼结构(5)的上机翼装置(53)联接于所述机身(2)。

5.根据权利要求4所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述上机翼装置(53)包括第一上机翼(57)和第二上机翼(58)，其中所述第一上机翼(57)在所述竖直稳定器(56)与所述第一连接器机翼(54)之间延伸，并且其中所述第二上机翼(58)在所述竖直稳定器(56)与所述第二连接器机翼(55)之间延伸。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述航空运载器(1)还包括安装至所述机身(2)的下侧的橇装置(10)。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述前推进装置(6;7)实现为带护罩推进器。

8.根据权利要求7所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述带护罩推进器包括环形护罩(62;72)，所述环形护罩(62;72)包括截面形状，所述截面形状构造成在空气由所述推进器(61;71)通过所述环形护罩(62;72)抽取时生成包括沿着所述纵向轴线(L)的矢量分量的力(F6;F7)。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述后推进装置(8;9)实现为带护罩推进器。

10.根据权利要求9所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述带护罩推进器包括环形护罩(82;92)，所述环形护罩(82;92)包括截面形状，所述截面形状构造成，在空气由所述推进器(81;91)通过所述环形护罩(82;92)抽取的情况下以及在所述成对后推进装置(8;9)处于其巡航位置的情况下，生成包括大致上沿着所述竖直方向(V)的矢量分量的力(F8;F9)。

11.根据权利要求7至权利要求10中的任一项所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述前推进装置(6;7)和/或所述后推进装置(8;9)包括构造成沿第一旋转方向旋转的第一推进器(61;71;81;91)，和构造成沿与所述第一旋转方向相反的第二旋转方向旋转的第二推进器(63;73;83;93)。

12.根据前述权利要求中的任一项所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述航空运载器(1)还包括电能存储装置(15)，其中所述前推进装置(6;7)和/或所述后推进装置(8;9)分别包括电连接于所述电能存储装置(15)的电可驱动马达。

13.根据权利要求12所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述航空运载器(1)还包括用于给电能存储装置(15)充电的充电系统(16)，其中所述充电系统优选地包括驱动发电机(18)的内燃机(17)，所述发电机(18)电连接于所述电能存储装置(15)。

14.根据前述权利要求中的任一项所述的航空运载器(1)，其特征在于，所述航空运载器(1)还包括一个或多个可展开的降落伞。