CN109665094A - 具有机身和至少一个机翼的多旋翼飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种具有机身(2)和安装在机身(2)上的至少一个机翼(4)的多旋翼飞行器(1)，至少一个机翼(4)设置有设置在至少一个机翼(4)的翼展方向(1b)上的至少四个推力产生单元(3a、3b、3c、3d、3e、3f)，其中至少四个推力产生单元中的每一个(3a)都包括容纳在相关联的护罩(6a)中的至少一个旋翼组件(8)，相关联的护罩(6a)集成在至少一个机翼(4)中，其特征在于，相关联的护罩(6a)限定由空气入口区域和空气出口区域在轴向上界定的空气涵道，其中空气入口区域在空气涵道的周向上呈现至少两个不同的气动翼型。

Description

具有机身和至少一个机翼的多旋翼飞行器
技术领域
本发明涉及一种具有机身和安装在该机身上的至少一个机翼的多旋翼飞行器，所述至少一个机翼设置有用于在预定方向上产生推力的至少四个推力产生单元。
背景技术
例如在文献EP2234883A1、US6568630B2、US7857253B2、US7946528B2和DE102013108207A1中已知各种传统的多旋翼飞行器。在现有技术中还已知其他多旋翼飞行器，例如，波音CH-47纵列式双旋翼直升机。此外，还已知所谓的无人机，尤其是所谓的四旋翼无人机，例如在文献US2015/0127209A1、DE102005022706A1和KR101451646B1中描述的那些。此外，存在多旋翼飞行器的许多研究和虚构作品，例如德国飞行者科技有限公司(Skyflyer Technology GmbH)的Skyflyer SF MK II飞行器以及阿凡达电影中示出的多旋翼直升机。
另外，在现有技术中已知基于机翼的多旋翼飞行器。例子是贝尔XV-3倾转旋翼飞行器以及文献US8733690B2、EP2551190A1、EP2551193A1、EP2551198A1、USD696,618S和CA2947974A1中描述的倾转旋翼飞行器；具有涵道旋翼的贝尔XV-22四倾转旋翼机；文献GB905911中描述的具有设置在支撑表面中的升力产生旋翼的飞行器；文献US2007/0034738A1中描述的空气动力稳定的垂直起降飞行器；文献WO2016/153580A2中描述的多旋翼个人航空器；文献WO2016/059040A1中描述的飞行装置；文献WO2015/028627A1中描述的能够垂直起飞的飞行器；以及文献USD678169S、US2013/0118856A1、US8393564B2、WO2016/009376A1和US2013/0140404A1中描述的垂直起降飞行器。
这些传统的多旋翼飞行器中的每一个都配备有用于在该多旋翼飞行器的运行期间在预定方向上产生推力的两个或更多的推力产生单元。一般而言，每个推力产生单元包括一个或多个旋翼或螺旋桨，并且通常被设计为用于特定的飞行状态。例如，被设计为飞机螺旋桨的推力产生单元在巡航状态下最优地运行，而被设计为复合式直升机的螺旋桨的推力产生单元相反在悬停或向前飞行状态下是最优的，而实现例如所谓的尾旋翼的推力生产单元特别被设计为用于悬停状态。
在所有这些例子中，相应的推力产生单元被优化为用于在轴向气流条件下运行，即，在至少大致沿旋翼轴线取向或沿给定的一个或多个旋翼或螺旋桨的旋转轴线取向的气流方向(因此，称为轴向气流方向)上运行。然而，如果相应的推力产生单元在横向气流条件下运行，即，在横切于给定的一个或多个旋翼或螺旋桨的旋翼轴线取向的气流方向(因此称为非轴向气流方向)上运行，则推力产生单元的相应效率通常显著降低。
例如，具有两个或更多推力产生单元的多旋翼飞行器的常规飞行路径包括垂直起飞，进行朝向指定目的地的向前飞行，然后垂直着陆。例如，垂直起飞和着陆阶段可以与相应的悬停阶段相结合。
例如，在垂直起飞阶段期间，多旋翼飞行器的推力产生单元将经受轴向气流条件。然后，在垂直起飞和/或相应的悬停阶段之后，多旋翼飞行器需要在预定的向前飞行方向上加速，以进行朝向指定目的地的向前飞行。
通常通过使推力产生单元从垂直起飞位置倾转或倾斜到向前飞行位置来产生在向前飞行期间用于加速和用于补偿出现的阻力的所需推进力。换言之，由推力产生单元产生的各推力矢量通过相应地旋转推力产生单元而在预定方向上倾斜，使得多旋翼飞行器获得速度并且离开先前的垂直起飞或悬停阶段，从而转换为向前飞行，其中推力产生单元经受横向气流条件。
在到达指定的目的地时，推力产生单元通常从向前飞行位置倾转回到垂直起飞位置。因此，可以进行指定目的地处的着陆。
然而，由于需要控制和监视所需的主动致动装置，因此设置可倾转的推力产生单元导致高的系统复杂性和系统重量。特别地，设置这种所需的主动致动装置已经通常显著地增加了基础的系统复杂性和重量，使得这样的多旋翼飞行器的相应维护成本通常非常高，因此将这样的多旋翼飞行器的使用至少主要地限制为军事或政府应用。因此，目前的多旋翼飞行器主要设置有用于将相应的推力产生单元刚性地附接至对应的多旋翼飞行器机身的固定附接单元。
就将相应的推力产生单元刚性地附接至指定的多旋翼飞行器的机身的这种固定附接单元而言，一个或多个推力产生单元的倾转对应于使整个机身倾斜，即，使整个多旋翼飞机倾斜。然而，特别是对于最近出现的与快速飞行和/或载客用多旋翼飞行器有关的多旋翼飞行器概念，如下文所述，这种整个多旋翼飞行器的倾斜意味着多个技术问题和缺点。
更具体而言，在将这样的固定附接单元与指定的多旋翼飞行器一起使用时，整个多旋翼飞行器在向前飞行期间必须倾斜，使得可以相应地产生所需的推进力。然而，指定的多旋翼飞行器飞行得越快，必须选择的基础倾斜度越大，特别是对于快速向前飞行而言。不幸的是，较大的倾斜度自然会导致较高的阻力，这继而限制了指定的多旋翼飞行器可获得的性能。
此外，就乘客舒适性而言，客舱倾斜度相对于乘客的接受度和舒适性的典型的最大倾斜角度在+/-5°之间。然而，在将固定附接单元与指定的多旋翼飞行器一起使用时，这种典型的最大倾斜角度会限制可实现的最大推进力(该推进力是相应地产生的推力矢量在给定的倾斜角度下的水平分量)的可实现的大小，因此，显著地限制了指定的多旋翼飞行器的可实现的总体性能。此外，固定附接单元将推力产生单元的振动直接传递至指定的多旋翼飞行器的相应客舱中，这将进一步降低乘客舒适性。
此外，在将固定附接单元与指定的多旋翼飞行器一起使用时，指定的多旋翼飞行器需要额外地操纵发动机过功率来实现对飞行的操纵。这种过功率必须根据整个多旋翼飞行器的重量和惯性来限定。换言之，必须根据指定的多旋翼飞行器的相应的总质量来设计相对较高的操纵过功率。
最后，在将固定附接单元与指定的多旋翼飞行器一起使用时，必须移动或旋转整个多旋翼飞行器来补偿在运行期间阵风的任何影响。然而，这会产生相对较高的功耗。
因此，所有上述传统多旋翼飞行器的主要缺点在于，它们不容易适用于目前新兴的空中运输概念。更具体而言，这种目前新兴的空中运输概念特别涉及乘客的运输，但也涉及城市地区、更特别是涉及大城市和/或所谓的巨型城市的产品和货物的运输。因此，特别严格适用的管理规定、认证要求和安全性要求以用于这种目前新兴的运输概念的多旋翼飞行器为基础。
更具体而言，用于这种目前新兴的运输概念的多旋翼飞行器的主要任务是在相对较短的行程内对相对较少数量(例如达到4个)的乘客或相当量的产品和货物进行空中运输。此外，用于这种目前新兴的运输概念的多旋翼飞行器应该是电动的，至少可减少环境污染和噪声产生。然而，对于电动飞行，作为电源的分别设置的蓄电装置的基础能量密度导致仅可获得有限的能量。因此，相对较短的行程通常限于最多半小时的飞行时间。
此外，在典型的运输飞行期间，用于这种目前新兴的运输概念的多旋翼飞行器的相应的悬停时间通常会非常短，并且大多数时候多旋翼飞行器进行向前飞行。因此，悬停和向前飞行都需要高效率。另外，适当的自旋能力将显著提高用于这种当前新兴的运输概念的多旋翼飞行器的安全性。然而，对于所有上述传统的多旋翼飞行器而言，这种适当的自旋能力非常有限或不存在。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种安全可靠且适用于城市地区的乘客运输的新型多旋翼飞行器。
这个目的是通过一种多旋翼飞行器解决的。更具体而言，根据本发明，一种多旋翼飞行器包括机身和安装在机身上的至少一个机翼。至少一个机翼设置有用于在预定方向上产生推力的至少四个推力产生单元。至少四个推力产生单元布置在至少一个机翼的翼展方向上，其中至少四个推力产生单元中的每一个都包括容纳在相关联的护罩中的至少一个旋翼组件，相关联的护罩集成在至少一个机翼中。相关联的护罩限定由空气入口区域和空气出口区域在轴向上界定的空气涵道。空气入口区域在空气涵道的周向上呈现至少两个不同的气动翼型。
根据一个方面，本发明的多旋翼飞行器呈现气动翼型，该气动翼型例如为至少一个机翼相对于本发明的多旋翼飞行器的横向轴线的大角度，这即使在故障的情况下也允许本发明的多旋翼飞行器以类似于滑翔机着陆的方式安全着陆。这解决了多旋翼直升机的重要的一般性问题，即如上所述的执行自旋的可能性不足。因此，可以实现可靠且安全的故障保险特征，该故障保险特征可以在推力产生单元、相应的能量供应和/或相应的电源发生故障的情况下容易地使用。
有利地，除了用于在预定方向上产生推力的至少四个推力产生单元之外，本发明的多旋翼飞行器还包括至少一个机翼。优选地，设置至少四个推力产生单元对应于在至少一个机翼的每一个半翼中设置在翼展方向上取向的至少两个这样的推力产生单元。特别地，至少一个机翼的设置提高了本发明的多旋翼飞行器在使用机翼的升力向前飞行时的基础能量效率。当设置在机翼内部的推力产生单元以中等RPM工作时，该升力可以由在向上方向上穿过机翼的轻微的垂直气流来支持。
优选的实施方式包括所谓的纵列式机翼构造。在这种构造中，两个机翼设置有至少近似相同的翼展以及优选相同数量的推力产生单元。这对于相关联的直升飞机场的给定伸长部产生了最大的推力产生单元面积。这对提高悬停效率是重要的。
有利地，推力产生单元、因此其各自的旋翼组件被机翼包围。因此，对于在起飞和/或着陆期间停留在本发明的多旋翼飞行器周围的人员来说，他们的危险性较小。此外，任何在向前飞行期间可能会破坏推力产生单元的、推力产生单元与障碍物接触的风险显著降低。此外，由于推力产生单元集成到机翼中，因此可以实现类似于涵道尾桨(fenestron)的效果。更具体而言，在涵道尾桨处，产生的推力几乎一半来自于流过飞机的气流，并且只有一半的推力必须通过相应的旋翼组件本身传递。因此，本发明的多旋翼飞行器的推力产生单元可提供提高的悬停效率。另外，通过设置至少四个推力产生单元，本发明的多旋翼飞行器的所谓的覆盖区(footprint)可以更小，覆盖区对于一些着陆平台而言是重要的。
根据一个方面，在运行中用于垂直升力的所有推力产生单元、即设置有呈现至少基本上主要水平对齐的旋转区域的旋翼组件的所有推力产生单元优选结合在短涵道中，该短涵道设置在至少一个机翼的内部或者在机身和至少一个机翼之间的相应过渡区域中。另外，在位于至少一个机翼中的、设置在最外侧的每个相应的推力产生单元的外部，可以在水平方向上并且还在垂直方向上存在机翼的延伸部。特别地，如果设置前翼和后翼，则在垂直方向上设置在后翼处的这种机翼的延伸部(例如，翼梢小翼)可以像垂直鳍或垂直安定面一样在运行中起作用。
有利地，短涵道可以在其位于至少一个机翼的内部时被实现为相对较短。更具体而言，短涵道集成到设置在涵道的前侧、后侧和横向侧的气动翼型中。短涵道前端部处的气动翼型优选在其后缘处略微切削，并且涵道优选相对于穿过相关联的旋转轴线的中心的截面在有关气动翼型的最大厚度后侧设置为相应的切削翼型的长度的至少10％。短涵道横向侧的气动翼型优选呈现的最小高度等于或大于短涵道的基础高度。短涵道的后端部处的气动翼型优选呈现出小的平坦区域，在正常飞行状况期间，除了相应的关联旋翼组件的偏转之外，该区域的高度优选不大于该旋翼组件在外端部处的高度。然而，后部翼型的核心处的平坦区域的最小高度可以为零。作为短涵道的一部分的平坦区域的这种最小高度优选位于短涵道的后部，并且优选在朝向短涵道的横向侧取向的侧部区域处达到其最大高度。根据一个方面，前部区域和后部区域处的不同的气动翼型被实现为到达设置在横向侧的相应气动翼型的平滑过渡部，即，没有棱或扭结。同样地，前侧和后侧的垂直平坦区域优选被实现为到达横向侧处的相应的平坦地且几乎垂直地实现的区域的平滑过渡部，即，没有棱或扭结。
根据一个方面，至少一个短涵道可以设置有不对称的涵道截面，即，相对于短涵道的纵向轴线不对称地实现的相应的涵道区域。因此，短涵道周围的相应的气动翼型区域以及支柱(例如，用于保持相应的旋翼组件的相关联的马达/变速箱)可以不对称地设置，以便尤其是在向前飞行期间影响流入气流。
此外，本发明的多旋翼飞行器可以配备有附加推力产生单元，该附加推力产生单元优选还设置有涵道并且优选设置在多旋翼飞行器的机身的纵向方向上。该附加推力产生单元优选地设置为与设置在传统飞机上的传统螺旋桨类似地操作。
有利地，该附加推力产生单元和设置在至少一个机翼中的推力产生单元可以作为独立系统工作，从而可以实现冗余。因此，如果设置在至少一个机翼中的推力产生单元发生故障，本发明的多旋翼飞行器仍然可以借助于附加推力产生单元向前飞行，其中升力由至少一个机翼提供。反之亦然，如果附加推力产生单元发生故障，本发明的多旋翼飞行器仍然可以借助于设置在至少一个机翼中的推力产生单元飞行和着陆。
此外，根据一个方面，本发明的多旋翼飞行器包括多个蓄电装置作为用于电动飞行的电源。优选地，蓄电装置在紧急情况下是可弹出的，即，至少其预定的部分可脱落，以减少紧急着陆期间的相应的机翼负荷。因此，当在紧急着陆之前使蓄电装置的至少预定部分脱落时，可以通过降低的机翼或减少的整体飞行器负荷来降低坠毁风险。
根据优选的实施方式，空气涵道是圆柱形的并且包括前侧涵道壁、左舷侧涵道壁、后侧涵道壁和右舷侧涵道壁。至少前侧涵道壁和左舷侧涵道壁以及右舷侧涵道壁在空气涵道的轴向方向上呈现不同的高度，其中不同的高度限定波状几何形状。
根据另外优选的实施方式，左舷侧涵道壁和右舷侧涵道壁的高度大于前侧涵道壁的高度，并且前侧涵道壁的高度大于后侧涵道壁的高度。
根据另外优选的实施方式，前侧涵道壁通过流线型的过渡部连接至左舷侧涵道壁和右舷侧涵道壁。
根据另外优选的实施方式，至少一个机翼设置有气动翼型，其中至少一个机翼的、相对于多旋翼飞行器的向前飞行方向设置在空气涵道的上游的前部区段设置有不同的第一气动翼型。
根据另外优选的实施方式，不同的第一气动翼型成形在至少一个机翼的翼展方向上，以在运行中分段地形成流入空气涵道的流入气流的不同迎角。
根据另外优选的实施方式，至少一个机翼的、相对于多旋翼飞行器的向前飞行方向设置在空气涵道的下游的后部区段设置有不同的第二气动翼型。
根据另外优选的实施方式，空气出口区域在空气涵道的周向上至少部分地设置有尖角部。
根据另外优选的实施方式，尖角部被实现为简单的切割边缘。
根据另外优选的实施方式，尖角部被实现为格尼襟翼(Gurney flap)或暗格尼襟翼。
根据另外优选的实施方式，在空气涵道的内部设置有静叶片，静叶片被构造为使预定方向上的流入气流的至少一部分被重定向。
根据另外优选的实施方式，靠近空气涵道设置有用于使预定方向上的流入气流的至少一部分被重定向的至少一个涡流发生器。
根据另外优选的实施方式，至少一个机翼包括安装在机身上的左舷侧半翼和右舷侧半翼，左舷侧半翼设置有布置在左舷侧半翼的翼展方向上的至少两个推力产生单元，并且右舷侧半翼设置有布置在右舷侧半翼的翼展方向上的至少两个推力产生单元。
根据另外优选的实施方式，至少一个前翼和至少一个后翼安装在机身上，其中至少一个前翼设置有用于在预定方向上产生推力的至少四个推力产生单元，至少一个前翼的至少四个推力产生单元布置在至少一个前翼的翼展方向上，并且其中至少一个后翼设置有用于在预定方向上产生推力的至少四个推力产生单元，至少一个后翼的至少四个推力产生单元布置在至少一个后翼的翼展方向上。
根据另外优选的实施方式，至少一个附加推力产生单元被设置为在运行中在多旋翼飞行器的纵向方向上产生推力，至少一个附加推力产生单元优选容纳在独立于机翼之外的护罩中。
根据一个方面，本发明的多旋翼飞行器并且更具体而言可以设置有相关联的翼梢小翼的机翼以及设置在机翼中的空气涵道可以被实现为合适的操纵面，以允许本发明的多旋翼飞行器仅通过至少一个附加推力产生单元进行类似于传统飞机飞行的受控飞行，而无需设置在机翼中的推力产生单元的帮助。因此，有利地可以保证在设置在机翼中的推力产生单元系统故障的情况下的安全性。优选地，可以设置有相关联的翼梢小翼的机翼以及设置在机翼中的空气涵道进一步实现为还允许本发明的多旋翼飞行器在所有推力产生单元都出现故障的情况下进行类似于滑翔翼或滑翔机飞行的受控飞行。
通过使至少一个附加推力产生单元和设置在机翼中的推力产生单元的能量供应分离(即，隔离)，可以提供另外的故障保险特征，使得所有这些推力产生单元都限定彼此独立的两个不同的推力产生单元系统。因此，这两个系统中的一个系统中的故障不影响另一个系统。
此外，根据一个方面，有利地能够仅通过设置在机翼中的推力产生单元(即，在不需要至少一个附加推力产生单元的情况下)进行直升机模式下的受控飞行。即使在这种情况下，被实现为对本发明的多旋翼飞行器的垂直飞行/悬停进行控制的适当的控制程序也优选被配置为使得设置在机翼中的推力产生单元的子集的故障不影响直升机模式下的飞行。
应注意的是，尽管在下文中参照具有多个旋翼组件的多旋翼结构描述了本发明的多旋翼飞行器，但是其同样可以实现为具有多个螺旋桨组件的多螺旋桨结构或多螺旋桨且多旋翼的结构.更具体而言，虽然旋翼通常完全铰接，但螺旋桨通常根本不铰接。然而，二者都可以用于产生推力，因此可以用于实现根据本发明的推力产生单元。因此，在本说明书中对旋翼、旋翼组件或旋翼结构的任何参考应同样理解为对螺旋桨、螺旋桨组件或螺旋桨结构的参考，使得本发明的多旋翼飞行器同样可以被实现为多螺旋桨和/或多螺旋桨且多旋翼的飞行器。
优选地，本发明的多旋翼飞行器被设计用于运输乘客，并且特别是适合和适用于合格地在城市区域内运行。然而，本发明的多旋翼飞行器不限于运输乘客，并且例如可替代地用于运输产品和货物等。其优选容易飞行、具有多重冗余度、符合安全性管理要求、在设计上成本有效并且仅产生较低的噪音。优选地，本发明的多旋翼飞行器具有轻重量设计的较小的旋翼直径和固定的迎角，尽管这些旋翼特征在运行中产生较低惯性并且扭矩不可调节，但适用于实现紧急着陆。
根据一个方面，本发明的多旋翼飞行器能够悬停并且包括分散式推进系统。它可以可选地设计有自旋功能但并不是强制性的，因为它可以优选像滑翔翼或滑翔机那样飞行，以满足有关安全故障模式的管理规定(例如FAR和EASA规定)，即对于整个多旋翼飞行器相当于每小时飞行的故障率约为1×10-9。在航空领域，这些安全等级通常由所谓的设计保证等级(DAL)A至D来定义。
优选地，本发明的多旋翼飞行器满足当局运输乘客所需的规定安全等级。这优选通过以下的组合和关联来实现：
-每个推力产生单元具有一个或多个独立的旋翼组件；
-冗余式、隔离式电池布局；
-冗余式电源和线束布局；
-基础电力管理部的物理分离和隔离；
-冗余式、隔离式电力发动机；以及
-旋翼组件的桨距控制和/或RPM控制。
附图说明
在下面的说明中参照附图通过举例的方式概括出本发明优选的实施方式。在这些附图中，相同或功能相同的部件和元件标有相同的附图标记和符号，因此在下面的说明中仅描述一次。
图1示出了处于具有预定数量的根据一个方面的推力产生单元的机翼构造的多旋翼飞行器的俯视图；
图2示出了在图1的方向II上观察的图1的多旋翼飞行器的机翼的前视图；
图3示出了沿图1中的切割线III-III观察的、图1和图2的机翼与一个推力产生单元的剖面图；
图4示出了图3的部分IV的放大细节；
图5示出了根据第一变型的图4的放大细节；
图6示出了根据第二变型的图4的放大细节；
图7示出了根据第三变型的图4的放大细节；
图8示出了图3的推力产生单元与向前飞行时该推力产生单元处的实际气流的俯视图；
图9示出了向前飞行时根据第一变型的图8的推力产生单元处的改变的气流；
图10示出了向前飞行时根据第二变型的图8的推力产生单元处的气流；
图11示出了穿过后行旋翼叶片的截面与根据第三变型的实际改变的气流的示意图；
图12示出了前行旋翼叶片与根据第四变型的实际改变的气流的示意图；
图13示出了图3的推力产生单元的俯视图；
图14示出了沿图13中的切割线XIV-XIV观察的、后行旋翼叶片与实际气流的示意图；
图15示出了沿图13中的切割线XV-XV观察的、前行旋翼叶片与实际的重定向气流的示意图；
图16示出了图3的推力产生单元和机翼与根据一个方面的涡流发生器的俯视图；
图17示出了沿图16的切割线XVII-XVII观察的、图16的机翼、推力产生单元和涡流发生器的剖面图；
图18示出了根据第一变型的图4的布置；
图19示出了根据第二变型的图4的布置；
图20示出了图3的推力产生单元和机翼的俯视图；
图21示出了沿图20的切割线XXI-XXI观察的、图20的机翼和推力产生单元的剖面图；
图22示出了沿图20的切割线XXII-XXII观察的、图20的机翼和推力产生单元的剖面图；
图23示出了根据一个方面的图3的推力产生单元的后部区段的放大的细节；
图24示出了根据另一个方面的图3的推力产生单元的后部区段的放大的细节；
图25示出了根据变型的图1的一个机翼的俯视图；
图26示出了图1的本发明的多旋翼飞行器的一部分与根据一个方面的分裂鸥形翼和轮式起落架的侧视图；
图27示出了根据图26的本发明的多旋翼飞行器的俯视图；
图28示出了根据图26和图27的本发明的多旋翼飞行器的前视图；以及
图29示出了根据变型的图26的本发明的多旋翼飞行器的侧视图。
具体实施方式
图1示出了根据本发明的具有飞行器机身2的多旋翼飞行器1。机身2限定了多旋翼飞行器1的支撑结构，并且被示出为具有左舷侧2b和右舷侧2c。
机身2具有在纵向方向1a上的延伸部、在横向方向1b上的延伸部以及在垂直方向(图2中的1c)上的延伸部，并且优选限定内部容积体2a。根据一个方面，内部容积体2a至少适于运输乘客，使得多旋翼飞行器1整体适于运输乘客。可替代地或另外地，内部容积体2a可以适于运输产品和货物。内部容积体2a优选还适于容纳操作和电子设备，例如操作多旋翼飞行器1所需的能量存储系统。更具体而言，内部容积体2a优选适于容纳作为电动飞行的电源的蓄电装置。
应说明的是，适合运输乘客但也适合容纳操作和电子设备的内部容积体2a的示例性构造对于本领域技术人员而言是容易获得的，并且通常被实现为符合有关客运的适用的管理规定和认证要求。因此，由于多旋翼飞行器1的内部容积体2a的这些构造不是本发明的一部分，因此为了简洁明了不对它们进行详细描述。
根据一个方面，多旋翼飞行器1被实现为用于垂直起降、悬停以及在向前飞行方向1d上飞行，但也用于在与向前飞行方向1d相反的向后飞行方向上飞行。因此，多旋翼飞行器1包括预定数量的推力产生单元3。优选地，预定数量的推力产生单元3包括至少四个、优选至少五个、并且示出为十三个推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l、3m。推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l、3m被实现为用于在运行中在预定方向上产生推力，使得多旋翼飞行器1能够像上述那样进行起飞和飞行。
优选地，推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l被设置为至少大约在垂直方向(图2中的1c)上产生推力。相比之下，推力产生单元3m被设置为至少大约在纵向方向1a上产生推力。根据变型，代替仅设置单个推力产生单元3m，可以设置用于至少大约在纵向方向1a上产生推力的两个或更多推力产生单元。
更具体而言，推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l优选至少被设置为实现多旋翼飞行器1的垂直起降以及悬停。根据一个方面，推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l被进一步设置为使多旋翼飞行器1能够向前或向后飞行。换言之，推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l优选被设置为使多旋翼飞行器1能够在所谓的直升机模式下运行，即，类似于传统直升机的运行。优选地，用于控制多旋翼飞行器1在直升机模式下运行的适当的控制程序被设置并配置为，使得直升机模式中的推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l的子集的故障不影响多旋翼飞行器1的运行。
推力产生单元3m优选被设置为使多旋翼飞行器1能够在所谓的飞机模式下运行，即，类似于传统飞机的运行。为了允许在飞机模式下运行，多旋翼飞行器1优选包括至少一个并且优选至少两个机翼4、5。机翼4、5安装到机身2上，使得机翼4被示出为限定前翼，而机翼5被示出为限定后翼。优选地，前翼4和后翼5被优化为获得向上方向上的升力。
前翼4优选地配备有可选的翼梢小翼4a，并且被分成左舷侧前半翼4b和右舷侧前半翼4c。类似地，后翼5优选地配备有可选的翼梢小翼5a，并且被分成左舷侧后半翼5b和右舷侧后半翼5c。可替代地或另外地，前翼4和后翼5可设置有横向延伸部。
根据一个方面，前翼4和后翼5、更一般而言这样的多旋翼飞行器1配备有合适的操纵面7，以允许多旋翼飞行器1仅通过推力产生单元3m在飞机模式下进行受控飞行，而无需推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l的帮助。更具体而言，前翼4优选设置有用于改变滚转角的副翼7a、7b，后翼5优选设置有用于改变俯仰角的升降舵7c、7d，并且方向舵7e、7f、7g被设置为改变偏航角。此外，可以在前翼和后翼之间交换副翼和改变俯仰角的功能，或者这些功能可以组合。此外，前翼4优选被实现为具有合适的气动翼型4e，并且后翼5优选被实现为具有合适的气动翼型5d。优选地，前翼4和后翼5、可选的翼梢小翼4a、5a、气动翼型4e、5d和操纵面7还被实现为还允许多旋翼飞行器1在飞机模式下进行类似于滑翔翼或滑翔机的飞行的受控飞行，即，不使用推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l、3m中的任何一个。
应说明的是，这种可以用于实现操纵面7的适当的操纵面以及这种可以用于实现气动翼型4e、5d的适当的气动翼型是本领域技术人员所公知的，并且不是本发明的一部分。因此，为了简洁明了省略了对操纵面7和气动翼型4e、5d的更详细的描述。此外，对操纵面7的子集的适当改进和组合或可能的省略对于本领域技术人员而言是容易获得的，因此同样可以考虑在内。可替代地或另外地，可以通过从推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l、3m中选择的推力产生单元的不同运行速度或使用气动操纵面和不同的运行速度的组合来执行多旋翼飞行器1的控制。
应该进一步说明的是，另外地或可替代地，前翼4和后翼5可以在每个横向端部处具有类似于翼梢小翼4a、5a的垂直平面，以在不增加多旋翼飞行器1的所谓的覆盖区、即它的投影面积的情况下扩大前翼4和后翼5的相应的气动延伸部。如果这些垂直平面固定在后翼5上，它们的功能也是稳定多旋翼飞行器1，并且例如还可以与定位在这些垂直平面处的襟翼结合控制多旋翼飞行器1的相应垂直轴线，从而像尾鳍一样运行。但是，并非所有垂直平面都必须具有相同的延伸部或相同数量的涵道和推力产生单元。因此，可以考虑各种不同的构造，例如鸭式机翼构造、纵列式机翼构造、标准机翼构造、具有标准机翼构造的鸭式机翼等。然而，所示和所述的纵列式机翼构造是优选的。
推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l优选设置在前翼4和后翼5的翼展方向上。更具体而言，推力产生单元3a、3b、3c优选在右舷侧前半翼4c中在翼展方向上设置并对齐，推力产生单元3d、3e、3f优选在左舷侧前半翼4b中在翼展方向上设置并对齐，推力产生单元3g、3h、3i优选在右舷侧后半翼5c中在翼展方向上设置并对齐，并且推力产生单元3j、3k、3l优选在左舷侧前半翼5b中在翼展方向上设置并对齐。
根据一个方面，推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l、3m中的至少一个、优选每一个都包括相关联的护罩，以改善基础气动性并提高运行安全性。例如，通过十三个独立的护罩6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g、6h、6i、6j、6k、6l、6m示出了多个护罩单元6。示例性地，护罩6a与推力产生单元3a相关联，护罩6b与推力产生单元3b相关联，护罩6c与推力产生单元3c相关联，护罩6d与推力产生单元3d相关联，以此类推。
护罩6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g、6h、6i、6j、6k、6l、6m可以由简单的金属板制成和/或具有复杂的几何形状。优选地，护罩6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g、6h、6i、6j、6k、6l集成到后翼4和前翼5中，并且护罩6m被实现为独立于机翼之外的护罩。更具体而言，护罩6a、6b、6c优选集成在右舷侧前半翼4c中，护罩6d、6e、6f优选集成在左舷侧前半翼4b中，护罩6g、6h、6i优选集成在右舷侧后半翼5c中，并且护罩6j、6k、6l优选集成在左舷侧前半翼5b中。
优选地，独立于机翼之外的护罩6m在气流方向上具有比护罩6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g、6h、6i、6j、6k、6l中的任何一个更大的纵向延伸部。优选地，独立于机翼之外的护罩6m被构造为使得其有助于使多旋翼飞行器1围绕其垂直轴线和横向轴线稳定，并且因此还部分地具有水平和垂直安定面的一部分功能。
根据一个方面，前翼4和后翼5中的护罩6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g、6h、6i、6j、6k、6l、6m各自通过相关联的间隔部隔开。示例性地，为了附图的简单和清楚，仅护罩6a、6b之间的间隔部标记有附图标记6n。
图2示出了具有翼梢小翼4a的、图1的前翼4，以示出翼梢小翼4a如何实现在图1的多旋翼飞行器1的机身2的垂直方向1c上。与图1相比，前翼4现在作为单一、整体的机翼示出。然而，前翼4同样可以如图1所示那样实现，即，被分成图1的左舷侧前半翼4b和右舷侧前半翼4c，它们两者都横向地安装在图1的多旋翼飞行器1的机身2上。
前翼4可具有达到+/-30°的后掠角。前翼4还可以相对于横向轴线(即，在图1的横向方向1b上)具有-5°至+20°的角度。如果该角度足够大，可以在没有滚转副翼(即，图1的副翼7a、7b)的情况下改变图1的多旋翼飞行器1的方向，并且可以仅用偏航舵(即，图1中的方向舵7e、7f、7g)控制图1的多旋翼飞行器1的方向。然而，多旋翼飞行器1优选沿纵向轴线(即，在图1的纵向方向1a上)也是稳定的。因此，在推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l在飞机模式下出现故障的情况下，也可以降低复杂性。出于相同的目的，前翼4的相应外端部可以向上弯曲达80°并且可以另外与可选的翼梢小翼4a组合。
应说明的是，仅以代表性的方式更详细地描述了前翼4。换言之，前翼4的所述构造可类似地应用于后翼5。
图3示出了图1的推力产生单元3a，其设置在图1的具有气动翼型4e的前翼4中，并且更具体而言设置在图1的右舷侧前半翼4c中。但是，应说明的是，针对图1的所有其他推力产生单元3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l，仅代表性示出并且详细地描述推力产生单元3a。只有具有独立于机翼之外的护罩6m的推力产生单元3m可以通过本领域技术人员公知的传统方式实现，因此，为了简洁明了不对其进行更详细的描述。
如上所述，推力产生单元3a优选包括集成在右舷侧前半翼4c中的护罩6a。根据一个方面，推力产生单元3a还包括容纳在护罩6a中的至少一个旋翼组件8。
至少一个旋翼组件8优选配备有至少两个、示例性地仅配备有两个旋翼叶片8a、8b。换言之，旋翼叶片的数量可以通过专用的方式量测，使得可以设置为比两个旋翼叶片8a、8b更多。优选地，至少一个旋翼组件8具有旋转轴线9，该旋转轴线9优选地相对于右舷侧前半翼4c限定的横向轴线9a倾斜相应的倾斜角度9b。因此，至少一个旋翼组件8优选限定至少主要是水平取向的旋转平面。
相应的倾斜角度9b优选地在1°至20°的范围内。因此，至少一个旋翼组件8被设置为提高图1的多旋翼飞行器1在飞机模式下的滑翔比。
例如，至少一个旋翼组件8包括变速箱整流罩10，该变速箱整流罩10也设置在护罩6a的内部。然而，应说明的是，变速箱整流罩10仅举例示出，而不是相应地限制本发明。相反，例如，推力产生单元3a可以直接配备有设置在护罩6a中的电动马达。
根据一个方面，护罩6a限定空气涵道11。更具体而言，空气涵道11优选是圆柱形的并且包括前侧涵道壁11a、左舷侧涵道壁11b、后侧涵道壁11c和右舷侧涵道壁(图8中的11d)，它们在径向方向上界定空气涵道11。前侧涵道壁11a与后侧涵道壁11c是直径上对置的，并且左舷侧涵道壁11b与右舷侧涵道壁(图8中的11d)是直径上对置的。
在轴向方向上，空气涵道11由空气入口区域11e和空气出口区域11f界定。空气入口区域11e优选在空气涵道11的周向上呈现波状几何形状。更具体而言，至少前侧涵道壁11a和左舷侧涵道壁11b以及右舷侧涵道壁(图8中的11d)优选在空气涵道11的轴向方向上呈现不同的高度，其中该不同的高度限定波状几何形状。例如，左舷侧涵道壁11b和右舷侧涵道壁(图8中的11d)的高度大于前侧涵道壁11a的高度，该前侧涵道壁11a的高度大于后侧涵道壁11c的高度。
更具体而言，前侧涵道壁11a优选被实现为最小高度至少大致位于其中心部的圆柱形部分，其中可能的偏差为+/-30°。该最小高度优选最大达到至少一个旋翼组件8的相应直径的30％。优选地，前侧涵道壁11a的圆柱形部分的高度在图2的垂直方向1c上朝向左舷侧涵道壁11b和右舷侧涵道壁(图8中的11d)增大。
优选地，前侧涵道壁11a通过流线型的过渡部连接至左舷侧涵道壁11b和右舷侧涵道壁(图8中的11d)。换言之，前侧涵道壁11a通过具有关联半径的平滑过渡部连接至左舷侧涵道壁11b和右舷侧涵道壁(图8中的11d)，而没有任何尖角部、棱、扭结、肩部和/或台阶。优选地，左舷侧涵道壁11b和右舷侧涵道壁(图8中的11d)通过切除右舷侧前半翼4c的相应部分来实现。在俯视图中，这些切除部分优选各自限定构成空气涵道11的一部分的圆的一部分。
示例性地，前侧涵道壁11a由前翼4或右舷侧前半翼4c的前部区段4d形成。类似地，后侧涵道壁11c被示出为由前翼4或右舷侧前半翼4c的后部区段4f形成。左舷侧涵道壁11b被示出为由前翼4或右舷侧前半翼4c的护罩间隔部6n形成。这同样适用于右舷侧涵道壁(图8中的11d)。
根据一个方面，前翼4或右舷侧前半翼4c的前部区段4d相对于图1的多旋翼飞行器1在图1中的向前飞行方向1d设置在空气涵道11的上游，并且设置有与前翼4的气动翼型4e不同的第一气动翼型12。
第一气动翼型12优选实现为向前部区段4d提供向上的升力。根据一个方面，空气涵道11在第一气动翼型12的相应的最大厚度后侧开始预定长度12b。示例性地，例如，相应的最大厚度用箭头12a表示。预定长度12b优选等于第一气动翼型12在其纵向方向上的总长度的至少10％，该纵向方向被示出为对应于图1的机身2的纵向方向1a。优选地，预定长度12b被选择为在第一气动翼型12的纵向方向上的总长度的40％至80％的范围内。示例性地(但不是必须的并且不将本发明限制于此)，预定长度12b等于第一气动翼型12的大约66％。
根据一个方面，前翼4或右舷侧前半翼4c的后部区段4f相对于向前飞行方向1d设置在空气涵道11的下游，并且优选设置有第二气动翼型12c。该第二气动翼型12c优选不同于前翼4的气动翼型4e，并且优选也不同于第一气动翼型12。
更具体而言，在空气涵道11的后部，空气涵道11优选地是位于后侧涵道壁11c处的气动翼型12c的前缘的一部分。后侧涵道壁11c的最小高度并且优选整个空气涵道11的最小高度优选至少大致位于后侧涵道壁11c的中心位置处，其中可能的偏差为+/-30％。后侧涵道壁11c的最小高度优选小于或等于前侧涵道壁11a的最小高度。根据一个方面，后侧涵道壁11c的最小高度可以是零，使得第二气动翼型12c不受空气涵道11的影响，并且可以设置有标准的翼型半径。换言之，后侧涵道壁11c可以有利地在横向方向上变平。
应说明的是，左舷侧涵道壁11b和右舷侧涵道壁(图8中的11d)优选地设置有前翼4的气动翼型4e。该气动翼型4e优选地包括比第一气动翼型12和第二气动翼型12c更大的纵向延伸部。
总之，空气涵道11的高度优选设计得尽可能地小，以便不影响作为主升力翼的气动翼型4d的有效性。此外，根据一个方面，空气涵道11的空气入口区域11e在空气涵道11的周向上呈现至少两个不同的气动翼型，并且被示出为呈现三个气动翼型，即，气动翼型4e、12、12c。
根据一个方面，在图1的多旋翼飞行器1的悬停期间，为了稳定的飞行，例如使用现有技术的电子装置，通过控制相应的旋翼组件的RPM来控制所有推力产生单元3a、3b、3c、3d、3e、3f、3g、3h、3i、3j、3k、3l。在这些旋翼组件故障的情况下，多旋翼飞行器1的气动设计与基础质量分布一起应允许在飞机模式下像飞机一样稳定的飞行。然而，为了有利的气流和稳定性，所有旋翼组件优选都呈现出相对于垂直轴线的预定倾斜角度。同样地，推力产生单元3m也可以相对于图1的纵向方向1a呈现预定的倾斜度。最后，用于给旋翼组件供电的任何蓄能装置或这些蓄能装置中的至少一些可以在紧急着陆的情况下脱落。因此，在坠毁的情况下必须吸收的能量较少。
图4示出了图3的具有旋翼叶片8a的旋翼组件8以及图3的前翼4或右舷侧前半翼4c的前部区段4d，该前部区段4d设置有图3的第一气动翼型12。图4更详细示出了图3的空气涵道11的前侧涵道壁11a。
更具体而言，示出了图1的多旋翼飞行器1在图1的向前飞行方向2d上的向前飞行和悬停期间沿着第一气动翼型12朝向旋翼组件8流动的流入气流13。该流入气流13通过圆形边缘14a朝向旋翼组件8被重定向，该圆形边缘14a优选至少设置在前部区段4d的后部。更具体而言，圆形边缘14a相对于流入气流13设置在旋翼组件8的上游位置处，即，设置在图3的空气入口区域11e处。
然而，与设置在旋翼组件8上游的圆形边缘14a相比，优选尖角部14b设置在前部区段4d的后部并且相对于流入气流13设置在旋翼组件8的下游位置处。换言之，尖角部14b优选设置在图3的空气出口区域11f处。通过这种设计，空气涵道11可以容易地伸长并且可以增大前部区段4d的升力。更一般而言，根据一个方面，第一气动翼型12成形在图3的前翼4的翼展方向上，以便在运行中分段地形成流入空气涵道11的流入气流13的不同迎角。
图5示出了图4的具有旋翼叶片8a的旋翼组件8以及图3的前翼4或右舷侧前半翼4c的图4的前部区段4d。根据图4，前部区段4d设置有圆形边缘14a和尖角部14b。然而，与图4相比，尖角部14b现在被实现为简单的切削边缘15a。
图6示出了图4的具有旋翼叶片8a的旋翼组件8以及图3的前翼4或右舷侧前半翼4c的图4的前部区段4d。根据图4，前部区段4d设置有圆形边缘14a和尖角部14b。然而，与图4相比，尖角部14b现在被实现为所谓的格尼襟翼15b。通过这种设计，空气涵道11可以容易地伸长，并且可以增大前部区段4d的升力。
图7示出了图4的具有旋翼叶片8a的旋翼组件8以及图3的前翼4或右舷侧前半翼4c的图4的前部区段4d。根据图4，前部区段4d设置有圆形边缘14a和尖角部14b。然而，与图4相比，尖角部14b现在被实现为暗格尼襟翼15c。
图8在部分(A)中示出了图3的前翼4或右舷侧前半翼4c的一部分，其中旋翼组件8具有图3的旋翼叶片8a、8b。旋翼组件8设置在图3的护罩6a的内部，该护罩6a限定了图3的空气涵道11。根据图3，空气涵道11包括前侧涵道壁11a、左舷侧涵道壁11b、后侧涵道壁11c和右舷侧涵道壁11d。示例性地，空气涵道11具有对称轴线16。旋翼组件8优选被构造为使得旋翼叶片8a、8b围绕图3的倾斜旋转轴线9在旋转方向17上旋转。
更具体而言，部分(A)示出了根据图4的流入气流13，该流入气流13在图1的多旋翼飞行器1在图1的向前飞行方向1d上向前飞行期间冲击前翼4。因此，相对于流入气流13和旋转方向17，如图所示的旋翼叶片8a表示后行旋翼叶片，并且如图所示的旋翼叶片8b表示前行旋翼叶片。因此，为了清楚和简便起见，旋翼叶片8a在下文中称为“后行旋翼叶片8a”，旋翼叶片8b在下文中称为“前行旋翼叶片8b”。
然而，由于旋翼叶片8a、8b在旋转方向17上的旋转以及图1的多旋翼飞行器1相应产生的向前飞行速度，因此在旋翼叶片8a、8b处觉察到部分(B)中所示的实际气流18。如可以容易地认识到的那样，实际气流18的相应速度在前行旋翼叶片8b处比在后行旋翼叶片8a处明显更大。换言之，实际气流18在旋翼组件8处分布不均匀。
应说明的是，实际气流18在旋翼组件8处的这种不均匀的速度分布导致旋翼组件8的效率降低以及升力的产生和分布不均匀，因为后行旋翼叶片8a明显比前行旋翼叶片8b产生更小的升力。为了解决这个问题，如上参照图3所述，空气涵道11优选相对于其旋转轴线(即，其纵向轴线)不对称地实现。然而，另外，在图1的多旋翼飞行器1的向前飞行和悬停时，实际气流18可能被改变或受影响。这种改变或影响的目的是为了获得至少近似均衡的升力分布以使旋翼组件在向前飞行时更有效率，以及在旋翼组件8处获得至少近似均衡的实际气流以提高旋翼组件8的效率和减小旋翼组件8上的负荷。
图9示出了图8的部分(B)的具有后行旋翼叶片8a和前行旋翼叶片8b的旋翼组件8。更具体而言，图9示出了在图1的多旋翼飞行器1的向前飞行和悬停时改变或影响旋翼组件8处的实际气流18的第一变型。
根据一个方面，改变或影响旋翼组件8处的实际气流18的基础方向，使得重定向气流19冲击前行旋翼叶片8b处。重定向气流19优选冲击前行旋翼叶片8b，使得通过前行旋翼叶片8b产生的升力减小。类似地或另外地，可以改变或影响被示例性地示出为没有被改变或影响的、后行旋翼叶片8a处的实际气流18，使得通过后行旋翼叶片8a产生的升力增大。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
图10示出了图8的部分(B)的具有后行旋翼叶片8a和前行旋翼叶片8b的旋翼组件8。更具体而言，图10示出了在图1的多旋翼飞行器1的向前飞行和悬停时改变或影响旋翼组件8处的实际气流18的第二变型。
根据一个方面，改变或影响旋翼组件8处的实际气流18的基础空速，使得速度降低的气流20冲击前行旋翼叶片8b处。速度减小的气流20优选冲击前行旋翼叶片8b，使得通过前行旋翼叶片8b产生的升力减小。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
图11仅示出了图8的部分(B)的旋翼组件8的后行旋翼叶片8a的一部分。更具体而言，图11示出了在图1的多旋翼飞行器1的向前飞行和悬停时改变或影响旋翼组件8处并且更具体而言后行旋翼叶片8a处的实际气流18的第三变型。
根据一个方面，实际气流18至少部分地被重定向，使得改变或影响了后行旋翼叶片8a处的实际气流18的基础迎角。因此，可以在后行旋翼叶片8a处产生具有增大的迎角的、重定向气流21。具有增大的迎角的、重定向气流21优选冲击后行旋翼叶片8a，使得通过后行旋翼叶片8a产生的升力增大。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
图12仅示出了图8的部分(B)的旋翼组件8的前行旋翼叶片8b。更具体而言，图12示出了在图1的多旋翼飞行器1的向前飞行和悬停时改变或影响旋翼组件8处并且更具体而言前行旋翼叶片8b处的实际气流18的第四变型。
根据一个方面，实际气流18至少部分地改变方向，使得改变或影响了前行旋翼叶片8b处的实际气流18的基础迎角。因此，可以在前行旋翼叶片8b处产生具有减小的迎角的、重定向气流22。具有减小的迎角的重定向气流22优选冲击前行旋翼叶片8b，使得通过前行旋翼叶片8b产生的升力减小。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
图13示出了图3的前翼4或右舷侧前半翼4c的一部分，其中旋翼组件8具有图3的旋翼叶片8a、8b。此外，示出了图3的变速箱整流罩10，其优选借助于合适的支柱10a安装在图3的护罩6a上。支柱10a设置在图3的空气涵道11的内部，并且优选被构造为使预定方向上的实际气流18的至少一部分改变方向。
更具体而言，定位在护罩6a的中心中的变速箱整流罩10或指定的变速箱或发动机必须用一个或多个支柱10a固定，支柱10a在下文中也称为静叶片。优选地，支柱10a被设计成具有一种翼型，该翼型允许通过从旋翼组件8和/或从图1的多旋翼飞行器1在图1的向前飞行方向1d上的向前飞行放射的相应气流使阻力减小。
支柱10a中的每一个都可以根据其位置和取向而具有不同的迎角。此外，支柱10a可设置在旋翼组件8的上游或下游。根据一个方面，如下文参照图14和图15所述，支柱10a用于在旋翼叶片8a、8b处影响根据图8的部分(B)的实际气流18的基础迎角。
图14仅示出了图13的旋翼组件8的后行旋翼叶片8a和图13的支柱10a的静叶片23。更一般而言，在静叶片处的强烈弯曲的翼型后侧和/或在静叶片处迎角大的情况下(例如图15中的静叶片24所设置的那样)，实际气流18将更大地向下取向。这种向下取向越大，静叶片的翼型弯曲得越多，该翼型的迎角越大。然而，与图13的前行旋翼叶片相反，应该优选增大后行旋翼叶片8a的迎角以补偿实际气流18基础的较低空速。然而，这会产生向上的气流，这对给定的完整升力系统不利。
应说明的是，静叶片23仅针对图1的多旋翼飞行器1向前飞行和悬停时的低阻力进行优化。特别地，相对于实际气流18减小了静叶片23的迎角。
图15仅示出了图13的旋翼组件8的前行旋翼叶片8b和图13的支柱10a的静叶片24。然而，静叶片24以不同于图14的静叶片23的方式设计。更具体而言，静叶片24具有比静叶片23更大的曲率和/或更大的迎角。因此，产生了与图14相比迎角更大的气流25。另外，可以有两个或三个这样的静叶片24。
图16示出了图3的前翼4或右舷侧前半翼4c的一部分，其中旋翼组件8具有图3中的旋翼叶片8a、8b。然而，与图3相比，前翼4或右舷侧前半翼4c现在设置有涡流发生器26。更具体而言，涡流发生器26被设置为用于改变图8的部分(A)的流入气流13的至少一部分的相应方向，因此改变或影响旋翼组件8处的图8的部分(B)的实际气流18。
根据一个方面，涡流发生器26由设置在前翼4或右舷侧前半翼4c上的至少一个、优选三个垂直鳍26a形成，所述鳍适于在图1的多旋翼飞行器1的向前飞行时使前行旋翼叶片8b处的图8的部分(A)的流入气流13改变方向。因此，通过前行旋翼叶片8b产生的升力减小，因此可以有利地均衡所产生的升力的分布。
图17示出了图16的前翼4或右舷侧前半翼4c，其中旋翼组件8具有图16的旋翼叶片8a、8b，以进一步说明图16的涡流发生器26。涡流发生器26优选由鳍26a形成，这些鳍26a优选在不影响它们所需功能的情况下尽可能地小而轻。
图18示出了图4的旋翼组件8以及图4的前翼4或右舷侧前半翼4c的前部区段4d。根据图4，旋翼组件8容纳在具有前侧涵道壁11a的空气涵道11中，并且前部区段4d设置有圆形边缘14a和尖角部14b。
然而，与图4相比，示出了前行旋翼叶片8b而不是后行旋翼叶片8a。此外，同样与图4相比，前部区段4d现在优选具有至少第一翼型27a和第二翼型27b。更具体而言，根据一个方面，前部区段4d的整体翼型的相应形状跨过前部区段4d的翼展方向长度从第一翼型27a变化到第二翼型27b，使得图8的部分(A)的流入气流13可以例如被改变或影响为使图8的部分(B)的实际气流18在前行旋翼叶片8b处的迎角减小。因此，通过前行旋翼叶片8b产生的升力减小。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
图19示出了图4的具有后行旋翼叶片8a的旋翼组件8以及图4的前翼4或右舷侧前半翼4c的前部区段4d。根据图4，旋翼组件8容纳在具有前侧涵道壁11a的空气涵道11中，并且前部区段4d设置有圆形边缘14a和尖角部14b。
然而，与图4相比，前部区段4d现在优选至少呈现出图18的第一翼型27a和另一个翼型27c。更具体而言，根据一个方面，前部区段4d的整体翼型的相应形状跨过前部区段4d的翼展方向长度从第一翼型27a变化到另一个翼型27c，使得图8的部分(A)的流入气流13可以例如被改变或影响为使图8的部分(B)的实际气流18在后行旋翼叶片8a处的迎角增大。因此，通过后行旋翼叶片8a产生的升力增大。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
更具体而言，另一个翼型27c优选对应于第一翼型27a，其围绕预定的扭转轴线在扭转方向上扭转。示例性的扭转方向被示出为用附图标记28a表示，并且示例性的预定的扭转轴线被示出为用附图标记28b表示。
应说明的是，可以有利地组合参照图18和图19描述的特征。因此，可以进一步均衡所产生的升力的分布。
图20示出了图3的前翼4或右舷侧前半翼4c，其中旋翼组件8具有图3的旋翼叶片8a、8b。旋翼组件8容纳在护罩6a中，护罩6a设置有图6的格尼襟翼15b。
图21示出了图20的具有旋翼叶片8a的旋翼组件8以及图20的前翼4或右舷侧前半翼4c的图4的前部区段4d，其设置有格尼襟翼15b。根据一个方面，格尼襟翼15b呈现出被示出为较小的高度29a。
图22示出了图20的具有旋翼叶片8a的旋翼组件8以及图20的前翼4或右舷侧前半翼4c的图4的前部区段4d，其设置有格尼襟翼15b。根据一个方面，格尼襟翼15b呈现出被示出为比图21的高度29a更大的高度29b。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
图23示出了图3的具有前行旋翼叶片8b的旋翼组件8以及图3的前翼4或右舷侧前半侧翼4c的后部区段4f。图23还更详细示出了图3的空气涵道11的后侧涵道壁11c。
根据一个方面，后部区段4f优选至少呈现出第一翼型30a和第二翼型30b。更具体而言，根据一个方面，后部区段4f的整体翼型的相应形状跨过后部区段4f的翼展方向长度从第一翼型30a变化到第二翼型30b，其中第二翼型30b优选地实现升力减小的翼型，使得后部区段4f或后侧涵道壁11c处的气流可以例如被改变或影响为使通过前行旋翼叶片8b产生的升力减小。这可以通过增大后部区段4f或后侧涵道壁11c处的相应向下的气流来实现，从而减小前行旋翼叶片8b处的相应迎角。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
图24示出了图3的具有后行旋翼叶片8a的旋翼组件8以及图3的前翼4或右舷侧前半翼4c的后部区段4f。图24还更详细示出了图3的空气涵道11的后侧涵道壁11c。
根据一个方面，后部区段4f至少呈现出第一翼型30a和另一个翼型30c。更具体而言，根据一个方面，后部区段4f的整体翼型的相应形状跨过后部区段4f的翼展方向长度从第一翼型30a变化到另一个翼型30c，其中另一个翼型30c优选地实现升力增大的翼型，使得后部区段4f或后侧涵道壁11c处的气流可以被改变或影响为使通过后行旋翼叶片8a产生的升力增大。这可以通过减小后部区段4f或后侧涵道壁11c处的相应向下的气流来实现，从而增大后行旋翼叶片8a处的相应迎角。因此，可以有利地均衡所产生的升力的分布。
应说明的是，可以有利地组合参照图23和图24描述的特征。因此，可以进一步均衡所产生的升力的分布。
图25示出了图1的左舷侧前半翼4b，其具有图1所示的简单的平面形状31a。该简单的平面形状被示出为对应于飞机机翼的传统平面形状。
根据一个方面，左舷侧前半翼4b呈现出改型的平面形状，以便减小相应的前行旋翼叶片处的升力。可以代替图16的涡流发生器26或者在图16的涡流发生器26之外设置这种平面形状改型。例如，示出了波状改型的平面形状31b。
应说明的是，波状改型的平面形状31b仅相对于左舷侧前半翼4b举例示出，而不是相应地限制本发明。相反，波状改型的平面形状31b可以类似地应用于图1的半翼4c、5b、5c中的其他每一个。
图26示出了具有机身2的图1的多旋翼飞行器1。更具体而言，仅示出具有前翼4的多旋翼飞行器1的右舷侧2c的一部分以及纵向方向1a和垂直方向1c。
然而，与前翼4被分成分别直接安装在机身2的左舷侧2b和右舷侧2c上的左舷侧前半翼4b和右舷侧前半翼4c的图1相比，前翼4现在优选地实现为安装在机身2的顶部的分裂鸥形翼32。因此，如下面参照图27所述那样，分裂鸥形翼32优选包括前部32a、左舷侧后部32b和右舷侧后部(图27中的32c)。
根据一个方面，分裂鸥形翼32与机身2在图1的垂直方向1c上间隔预定距离。根据本领域技术人员的公知常识，该预定距离应该选择为足够大，以避免悬停时来自分散物体的障碍物破坏。因此，还可以有利地减少对多旋翼飞行器1周围的人员的伤害(例如，在起飞期间)。
应说明的是，前翼4实现为分裂鸥形翼32仅举例描述，而不是相应地限制本发明。相反，图1的后翼5也可以另外地或替代地实现为根据图26的教导的分裂鸥形翼。
根据一个方面，多旋翼飞行器1现在还包括前轮33a、左舷侧后轮(图28中的33b)和右舷侧后轮33c。前轮33a被示出为与左舷侧后轮(图28中的33b)和右舷侧后轮33c在图1的纵向方向1a上间隔预定距离。前轮33a、左舷侧后轮(图28中的33b)和右舷侧后轮33c优选限定多旋翼飞行器1的优选电控的起落架。
前轮33a、左舷侧后轮(图28中的33b)和右舷侧后轮33c中的至少两个轮优选地设置有相应的关联电动马达，该电动马达优选地作为起落架的一部分设置在轮的内部或附近。换言之，优选省去用于在滑行期间控制起落架的任何机械装置。此外，优选至少一个轮并且优选前轮33a可自由旋转。因此，通过控制左舷侧后轮(图28中的33b)和右舷侧后轮33c各自的旋转速度和方向，可以使多旋翼飞行器1在任何选定的方向上向前和向后滑行并且也可以通过使旋转方向反向来转动多旋翼飞行器1。
图27示出了图26的多旋翼飞行器1，其具有机身2和分裂鸥形翼32。分裂鸥形翼32优选包括图1的左舷侧前半翼4b和右舷侧前半翼4c以及图26的前部32a和左舷侧后部32b，并且还包括右舷侧后部32c。
根据一个方面，左舷侧前半翼4b和右舷侧前半翼4c经由前部32a彼此连接。优选地，前部32a保持笔直而没有任何明显的扭结。因此，分裂鸥形翼32的中心处的所有弯矩可以通过实现前部32a的直梁传递。
优选地，分裂鸥形翼32整体类似于通过两个倾斜的流线型短翼连接至机身2的、飞机鸥形翼的内侧部分，所述短翼通过左舷侧后部32b和右舷侧后部32c实现。左舷侧后部32b和右舷侧后部32c优选在图26的纵向方向1a上主要至少部分地定位在前部32a的后侧。经由左舷侧后部32b和右舷侧后部32c将所有负荷从分裂鸥形翼32传递到机身2。
优选地，左舷侧后部32b和右舷侧后部32c连接至前部32a。连接部可以处于前部32a的最大厚度的位置处或该位置后侧。
图28示出了图26和图27的多旋翼飞行器1，其具有机身2、分裂鸥形翼32以及由前轮33a、左舷侧后轮33b和右舷侧后轮33c形成的起落架。图28还示出了分裂鸥形翼32具有示例性地设置在图27的前部32a后侧的、图27的左舷侧后部32b和右舷侧后部32c。
根据一个方面，前轮33a可绕相关联的旋转轴线34自由旋转。因此，前轮33a实现为所谓的推轮或拖轮，即，没有任何主动转向机构的被动轮。优选地，如根据图26所描述的那样，左舷侧后轮33b和右舷侧后轮33c中的每一个都具有可以与自锁齿轮组合的相关联的电动马达。在这种情况下，不需要额外的制动器。
在多旋翼飞行器1的运行中，运动控制可以与相应的踏板相关联，该踏板可以在飞行期间控制围绕垂直轴线、即围绕图1的垂直方向1c的旋转。例如，左舷侧后轮33b和右舷侧后轮33c的相关联的电动马达的前进和后退速度可以由多旋翼飞行器1中的操作杆控制。
更具体而言，为了使多旋翼飞行器1在没有飞行员的情况下在地面上移动，根据一个方面，相关联的电动马达可以用遥控发射器控制，例如，与玩具车使用的遥控器类似的遥控器。因此，遥控发射器可以在多旋翼飞行器1外部的每个位置操作。此外，遥控发射器也可以用于多旋翼飞行器1的相应座舱。例如，它可以可拆卸地固定在机身2内，例如借助于魔术贴带、磁性装置或弹簧锁。
图29示出了具有机身2和分裂鸥形翼32的图26的多旋翼飞行器1。然而，与图26相比，分裂鸥形翼现在呈现出向前倾斜而不是垂直取向。类似地，可以实现向后倾斜。
最后，应说明的是，对本发明的上述方面的修改也在本领域技术人员的公知常识范围内，因此也被认为是本发明的一部分。
附图标记列表
1 多旋翼飞行器
1a 飞行器纵向方向
1b 飞行器横向方向
1c 飞行器垂直方向
1d 向前飞行方向
2 飞行器机身
2a 飞行器机身内部容积体
2b 飞行器机身左舷侧
2c 飞行器机身右舷侧
3 推力产生单元
3a，3b，3c，3d，3e，3f，3g，3h，3i，3j，3k，3l，3m 推力产生单元
4 前翼
4a 前翼翼梢小翼
4b 左舷侧前半翼
4c 右舷侧前半翼
4d 右舷侧前半翼前部区段
4e 前翼气动翼型
4f 右舷侧前半翼后部区段
5 后翼
5a 后翼翼梢小翼
5b 左舷侧后半翼
5c 右舷侧后半翼
5d 后翼气动翼型
6 护罩单元
6a，6b，6c，6d，6e，6f，6g，6h，6i，6j，6k，6l，6m 护罩
6n 护罩间隔部
7 操纵面
7a，7b 副翼
7c，7d 升降舵
7e，7f，7g 方向舵
8 旋翼组件
8a，8b 旋翼叶片
9 倾斜的旋转轴线
9a 不倾斜的旋转轴线
9b 倾斜角度
10 变速箱整流罩
10a 变速箱整流罩支柱
11 空气涵道
11a 前侧涵道壁
11b 左舷侧涵道壁
11c 后侧涵道壁
11d 右舷侧涵道壁
11e 空气入口区域
11f 空气出口区域
12 前部区段气动翼型
12a 最大翼型厚度
12b 预定长度
12c 后部区段气动翼型
13 流入气流
14a 圆形边缘
14b 尖角部
15a 简单切削边缘
15b 格尼襟翼
15c 暗格尼襟翼
16 对称轴线
17 旋转方向
18 旋翼组件处的实际气流
19 前行旋翼叶片处的重定向气流
20 前行旋翼叶片处速度减小的气流
21 后行旋翼叶片处具有增大的迎角的重定向气流
22 前行旋翼叶片处具有减小的迎角的重定向气流
23 后行旋翼叶片侧静叶片
24 前行旋翼叶片侧静叶片
25 前行旋翼叶片侧静叶片后侧的气流
26 涡流发生器
26a 垂直鳍
27a 右舷侧前半翼前部区段翼型
27b 改变的翼型形状
27c 扭转的翼型形状
28a 扭转方向
28b 扭转轴线
29a 较小的格尼襟翼高度
29b 较大的格尼襟翼高度
30a 右舷侧前半翼后部区段翼型
30b 减小升力的翼型形状
30c 增大升力的翼型形状
31a 简单的平面形状
31b 改型的平面形状
32 分裂鸥形翼
32a 分裂鸥形翼的前部
32b 分裂鸥形翼的左舷侧后部
32c 分裂鸥形翼的右舷侧后部
33a 前轮
33b 左舷侧后轮
33c 右舷侧后轮
34 前轮旋转轴线

Claims (15)

1.一种具有机身(2)和安装在机身(2)上的至少一个机翼(4)的多旋翼飞行器(1)，所述至少一个机翼(4)设置有用于在预定方向上产生推力的至少四个推力产生单元(3a，3b，3c，3d，3e，3f)，所述至少四个推力产生单元(3a，3b，3c，3d，3e，3f)设置在所述至少一个机翼(4)的翼展方向(1b)上，其中所述至少四个推力产生单元中的每一个(3a)都包括容纳在相关联的护罩(6a)中的至少一个旋翼组件(8)，所述相关联的护罩(6a)集成在所述至少一个机翼(4)中，其特征在于，所述相关联的护罩(6a)限定由空气入口区域(11e)和空气出口区域(11f)在轴向上界定的空气涵道(11)，其中所述空气入口区域(11e)在空气涵道(11)的周向上呈现至少两个不同的气动翼型(12，12c)。
2.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述空气涵道(11)是圆柱形的，并且包括前侧涵道壁(11a)、左舷侧涵道壁(11b)、后侧涵道壁(11c)和右舷侧涵道壁(11d)，其中至少所述前侧涵道壁(11a)和所述左舷侧涵道壁(11b)以及所述右舷侧涵道壁(11d)在所述空气涵道(11)的轴向方向上呈现不同的高度，其中所述不同的高度限定波状几何形状。
3.根据权利要求2所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述左舷侧涵道壁(11b)和所述右舷侧涵道壁(11d)的高度大于所述前侧涵道壁(11a)的高度，所述前侧涵道壁(11a)的高度大于所述后侧涵道壁(11c)的高度。
4.根据权利要求2所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述前侧涵道壁(11a)通过流线型的过渡部连接至所述左舷侧涵道壁(11b)和所述右舷侧涵道壁(11d)。
5.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个机翼(4)设置有气动翼型(4e)，其中相对于所述多旋翼飞行器(1)的向前飞行方向(1d)设置在所述空气涵道(11)的上游的、所述至少一个机翼(4)的前部区段(4d)设置有不同的第一气动翼型(12)。
6.根据权利要求5所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述不同的第一气动翼型(12)成形在所述至少一个机翼(4)的翼展方向上，以在运行中分段地形成流入所述空气涵道(11)的流入气流(13)的不同迎角。
7.根据权利要求5所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，相对于所述多旋翼飞行器(1)的向前飞行方向(1d)设置在所述空气涵道(11)的下游的、所述至少一个机翼(4)的后部区段(4f)设置有不同的第二气动翼型(12c)。
8.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述空气出口区域(11f)在所述空气涵道(11)的周向上至少部分地设置有尖角部(14b)。
9.根据权利要求8所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述尖角部(14b)被实现为简单的切削边缘(15a)。
10.根据权利要求8所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述尖角部(14b)被实现为格尼襟翼(15b)或暗格尼襟翼(15c)。
11.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，在所述空气涵道(11)的内部设置有静叶片(23，24)，所述静叶片(23，24)被构造为使预定方向上的流入气流(13)的至少一部分被重定向。
12.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，至少一个涡流发生器(26)被设置为邻近所述空气涵道(11)，以用于使预定方向上的流入气流(13)的至少一部分被重定向。
13.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个机翼(4)包括安装在所述机身(2)上的左舷侧半翼(4b)和右舷侧半翼(4c)，所述左舷侧半翼(4b)设置有布置在所述左舷侧半翼(4b)的翼展方向(1b)上的至少两个推力产生单元(3d，3e，3f)，并且所述右舷侧半翼(4c)设置有布置在所述右舷侧半翼(4c)的翼展方向(1b)上的至少两个推力产生单元(3a，3b，3c)。
14.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，至少一个前翼(4)和至少一个后翼(5)安装在所述机身(2)上，其中所述至少一个前翼(4)设置有用于在预定方向上产生推力的至少四个推力产生单元(3a，3b，3c，3d，3e，3f)，所述至少一个前翼(4)的所述至少四个推力产生单元(3a，3b，3c，3d，3e，3f)布置在所述至少一个前翼(4)的翼展方向(1b)上，并且其中所述至少一个后翼(5)设置有用于在预定方向上产生推力的至少四个推力产生单元(3g，3h，3i，3j，3k，3l)，所述至少一个后翼(5)的所述至少四个推力产生单元(3g，3h，3i，3j，3k，3l)布置在所述至少一个后翼(5)的翼展方向(1b)上。
15.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，设置有至少一个附加推力产生单元(3m)，以用于在运行中在所述多旋翼飞行器(1)的纵向方向(1a)上产生推力，所述至少一个附加推力产生单元(3m)优选容纳在独立于机翼之外的护罩(6m)中。
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