CN110077585B - 多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种多旋翼飞行器，其包括用于与至少一个旋翼组件(7d)相互作用的罩盖(6d)，罩盖(6d)形成空气涵道(15)，空气涵道(15)与至少一个旋翼组件(7d)关联并且在轴向上通过进气部分(20a)和出气部分(20b)被界定，并且包括主载荷承载主要结构(16)和至少部分地包裹主载荷承载主要结构(16)的加强次要结构(17)，加强次要结构(17)包括至少一种非挠性轻质体积材料并且被设置为至少用于在负载条件下减少主载荷承载主要结构(16)的弹性运动。

Description

多旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及一种多旋翼飞行器。本发明还涉及一种用于与至少一个旋翼组件相互作用的罩盖(shrouding)。本发明还涉及一种包括这种罩盖的用于飞行器的推力产生单元。

背景技术

飞行器一般装配有一个或多个推力产生单元，其被设置为用于在飞行器的操作期间在预定方向上产生推力。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，它们通常被包围在相关联的涵道或护罩中，以在恒定的所需功率下提高指定的推力产生单元相应产生的推力。因此，可使用相应的旋翼或螺旋桨诱导速度(induced velocity)来另外地从涵道或护罩产生推力。

一般而言，通过设置在相关联的旋翼或螺旋桨周围的封闭的、环形的表面来限定涵道或护罩，以提高相关联的旋翼或螺旋桨的相应的气动特性和性能。另外，这种涵道或护罩被设置为用于保护相关联的旋翼或螺旋桨的相应的旋翼叶片或螺旋桨叶片免受飞行期间的冲击(例如鸟击)以及在可能撞击地面上的近距离障碍物的地面上或在距离地面很近的悬停期间的冲击。因此，这种涵道或护罩通常面临如下问题：牢固性、损伤容限、重量、刚度、强度和稳定性、整体性、降噪以及生产成本和可制造性。

牢固性和损伤容限是由指定的涵道或护罩的相应表面的至少一部分顾名思义通常位于指定飞行器的外表面处、即外部的事实而产生的问题。然而，该外表面可能由于错误操作、维护不当和使用不当以及恶劣环境条件(例如冰雹、鸟或碎片的撞击)而遭受意外破坏。牢固性和损伤容限是开发涵道或护罩时设计和衡量的其中一种主要推动力，尤其是在使用复合材料部件的情况下。

与牢固性和损伤容限有关的额外要求源于的事实是，在设置于涵道或护罩中的指定旋翼或螺旋桨的相应涵道表面与相关联的旋翼叶片之间通常需要非常小的间隙来提高旋翼或螺旋桨的基础气动效率。然而，针对由于相应施加的载荷而产生大变形的负载情况，旋翼叶片与涵道表面之间的这种间隙可能会减小甚至变为零，或者在极端情况下旋翼叶片甚至可能会撞击并因此损坏涵道表面。

重量、刚度、强度和稳定性问题主要与气动压力引起的指定涵道或护罩的可能的载荷有关，因为涵道或护罩是产生/增大升力的元件。这些载荷(也可称为“气动载荷”)是总体上可以合计为显著的升力的面载荷。另外，这些气动载荷必须在指定涵道或护罩被附接于指定飞行器的机体的位置的相应交界面处受到反作用。

更具体地，一方面，刚度和稳定性对于涵道或护罩来说是必要的，从而能够提供相应的气动流所需的几何形状，并且能够在旋翼或螺旋桨的相应旋翼叶片与相关联的涵道表面之间提供所需空隙。另一方面，涵道或护罩的基础质量应优选被最小化，尤其对于复杂形状和结构中的弯曲载荷路径，主要受局部不稳定性影响的大型部件通常表现出相当大的变形。对于通常表现出较大的表面与体积比的这些结构或几何形状，传统的轻重量设计(例如桁条、加强筋(bead)或夹层结构)较为低效，尤其是在应用了额外要求(例如牢固性、整体性和低成本生产)的情况下。

整体性的问题基于的事实是，高载荷且相对较大的结构部件一般难以进行整合。更具体地，在涵道或护罩安装的例子中，相应的主载荷部件(例如涵道或护罩自身以及被设置为用于接受产生的发动机载荷和旋翼载荷的关联结构)一般在几何上交叉。这在指定的涵道或护罩不仅被单一的旋翼梁支撑还被额外的定子梁额外地支撑的情况下是尤为严重的。因此，这通常导致传统设计有相当大的增重，因为相应的交叉区域处需要加强件，以应对横截面的局部变弱。

另外，在指定涵道或护罩中安装电气线束、冷却管以及其他设备是与整体性问题有关的另一个方面。与主要结构所需的规定类似，指定涵道或护罩的基础主载荷路径必须为了线缆走线等等而被频繁切断。出于气动性和安全性原因，线束也通常在指定涵道或护罩的相应结构内部延伸。这使得线缆和线缆走线以及线束的安装变得更困难，因为可达性通常是受限的，使得整体性问题被放大。

降噪问题一般基于的事实是，旋翼和螺旋桨(尤其在反转模式下操作时)产生相当高水平的噪声，这现在对认证和客户接受度来说是关键课题。在这方面，应注意的是，传统涵道或护罩通常被设计为刚性载荷承载结构物，从而能实现提高的刚度和强度。然而，刚度和强度的需求通常与降噪工作相矛盾，降噪工作中通常优选具有阻尼特性的柔软表面。

此外，生产成本和可制造性的问题一般存在于对提供高效的涵道或护罩的需求中。因此，基础涵道或护罩设计通常基于形式自由的、或至少双曲形的路径，其外表面必须被加强，从而至少在屈曲方面提供所需刚度。然而，特别是对于大部分被制造为十分小的航空航天类尺寸的航空航天级部件，这种需求使得生产成本较高。另外，上述的线束整合(通常在相应的组装生产线中进行)进一步使得基础生产成本上升。

传统的涵道或护罩一般应对上述问题中的一个或多个。然而，现今没有适于应对所有上述问题的方案。

更具体地，传统的涵道或护罩通常设置有加强的外蒙皮，其通过内部框架(例如传统的隔框-桁条系统)来加强、或通过加强筋来加强、或通过实现为外蒙皮作为基础载荷承载结构的一部分的夹层式设计来加强。加强的外蒙皮的相应外表面通常作为与旋翼或螺旋桨的、通常施加有烧蚀材料的不承载载荷的层的相应的“运转表面”分离的载荷承载结构。

因此，实现传统的涵道或护罩基于公知一般用于航空主要结构元件的设计原理，即，不仅用于涵道或护罩，还用于飞行器的机身和机翼。这种公知的设计原理某种程度上限定了在大多数应用领域提供相对有效的结构的“标准”设计方案，因为其实现了相对有效的材料应用并且在大多数情况下实现了令人满意的惯性矩。

然而，这种设计原理针对机身和机翼结构大约在一个世纪前就已经被开发，并且从那时起仅针对这种应用领域而被优化。与此同时，生产涵道或护罩所需的并且现今通常用于生产涵道和护罩的结构部件需求仅复制这些设计原理并且转移至或转变为将要实现的独立的涵道几何形状的生产，但是这种设计原理在生产涵道或护罩方面不是优化的。然而，如上所述，因此，与涵道或护罩的基础要求有关的所有问题产生了对于针对涵道或护罩的“优化的”设计原理进行重定义的明显更复杂的优化目标和导向。这是为何传统的涵道或护罩仅应对一部分上述问题而不是所有这些问题的原因。

即使在应用了具有涵道或护罩的旋翼或螺旋桨的现今超前的多旋翼机研制中，指定旋翼或护罩的相应设计原理也是被忽略的，因为基础设计重点大多与整体交通工具构架有关。这同样应用于其他飞行器的涵道或护罩，例如直升机中的所谓的后尾螺旋翼(Fenestron)涵道或护罩，或飞机或推力换向式飞机中的涡轮发动机涵道或护罩，或例如登陆艇气垫中的具有涵道的风扇，这些都是公知的应用。这同样还应用于其他现今提出的涵道或护罩设计，例如现今出现的外骨骼或其他航空航天风扇的涵道或护罩，它们也是公知的涵道或护罩。

在上述涵道或护罩之外，现有技术还描述了将泡沫应用于结构载荷承载元件。举例来说，文献US5,642,982描述了一种可变直径旋翼，其具有的旋翼叶片包括可动的外置叶片部，可动的外置叶片部沿着相关联的纵轴线跨过内置叶片部进行伸缩。外置叶片部包括叶梁构件，叶梁构件被前缘轴和泡沫填充的后缘槽组件包裹，以限定外置叶片部的必要的气动轮廓。换句话说，泡沫填充的后缘槽组件限定了载荷承载外表面元件，其中包含有泡沫。然而，该部件仅设置在指定旋翼叶片的后缘处。

文献WO2008/003330A1描述了一种风力涡轮叶片的可变形的后缘部。该可变形的后缘部由可变形的材料形成，特别是泡沫。换句话说，风力涡轮叶片的由泡沫形成的部分被设置为可变形的，即，薄弱的。RU66301U1中描述了类似结构。

相比之下，文献DE7912264U1描述了一种汽车的后部，其具有载荷承载结构，该载荷承载结构限定了气动表面并且由泡沫制成的次要结构部分地围绕。

总而言之，虽然上述现有技术涉及各种不同的涵道或护罩，并且虽然本领域中公知一般与气动结构一起使用的各种不同的材料，但是基础设计原理不能容易地用于实现和改进飞行器中与旋翼或螺旋桨相互作用的涵道或护罩。特别地，现有技术没有描述允许产生至少应对大部分上述问题的涵道或护罩的材料和/或设计原理的任何组合。

发明内容

因此，本发明的目的在于提供一种用于与至少一个旋翼组件相互作用的新型的罩盖，其适于至少大部分解决上述缺陷。

该目的通过一种用于与至少一个旋翼组件相互作用的罩盖实现。更具体地，该用于与至少一个旋翼组件相互作用的罩盖形成空气涵道，其与至少一个旋翼组件关联并且在轴向上通过进气部分和出气部分被界定。设置了主载荷承载主要结构和至少部分地包裹主载荷承载主要结构的加强次要结构。加强次要结构包括至少一种非挠性轻质体积材料并且被设置为至少用于在负载条件下减少主载荷承载主要结构的弹性运动。

应注意的是，词语“罩盖”应理解为同时包括词语“涵道”和“护罩”。换句话说，在本发明的背景下，词语“罩盖”可互换地指涵道或护罩。

根据一个方面，主载荷承载主要结构可以由任何适当的材料制成，例如金属、塑料和/或纤维加强聚合物。主载荷承载主要结构有利地限定用于升力、特别是气动升力的主载荷路径，并且提供了罩盖的整体刚度。在该主载荷承载主要结构顶部承载响应于气动载荷、重力和惯性力而产生的弯曲和扭转载荷。

优选地，加强次要结构是至少部分地围绕主载荷承载主要结构的一种结构，并且由合适的无挠性的或非挠性的、即刚性的轻质体积材料制成，例如泡沫、梯度泡沫、轻木木材(balsa wood)等等。加强次要结构有利地为本发明的罩盖提供到达其相应的外表面的实际的气动性和功能性的外体积。刚性的轻质体积材料的重要特征是它的非挠性，因为其主要功能之一是为主载荷承载主要结构提供足够的刚度。因此，至少防止了垂直于主载荷承载主要结构的外表面的任何离面变形(out-of-plane deformation)。这对于抑制任何二次弹性变形来说是有利的，使得本发明的罩盖产生的整体变形相对较小。

根据一个方面，在负载条件下作用在本发明的罩盖上的气动载荷直接作用在本发明的罩盖的外表面上，并且非挠性轻质体积材料将这些气动载荷传递至主载荷承载主要结构。通过它们的特性，气动载荷在局部上较低，但是一般作为所产生的力在加强次要结构的整个外表面上合计为相对较大的量值。因此，本发明的罩盖的基础设计原理在于将非挠性轻质体积材料的相对刚度的杨氏模量选择为使得主载荷承载主要结构与任何次要结构件(即，特别是加强次要结构)相比是刚性的。

优选地，主载荷承载主要结构和/或加强次要结构通过完整的不承载载荷的层(例如箔或表面加工部)被“密封”或包裹，从而保护非挠性轻质体积材料或实现与硬度、平滑度、水密性、影响穿过本发明的罩盖的相应气流的微结构、专用于噪声影响的孔隙度等等有关的所需的专用表面状态。

有利地，本发明的罩盖的主载荷承载主要结构通过不承载载荷的次要结构(即，加强次要结构)包裹或围绕，该次要结构提供对主载荷承载主要结构的保护。因此，可以实现相对较高的损伤容限，因为即使加强次要结构完全破裂和/或损坏，也不会在主载荷承载主要结构自身上产生不利影响。因此，即使完整的加强次要结构破裂(例如在损坏情况下)，或在极端情况下从主载荷承载主要结构上完全被移除，也不会在相应的主载荷路径上产生冲击。

根据一个方面，包裹主载荷承载主要结构的加强次要结构的非挠性轻质体积材料由于其相对较低的刚度而提供了相对较“软”的构件，其适于在不期望的冲击情况下(例如，在本发明的罩盖用于飞行器的例子中，例如在以较低的前向、后向或侧向速度悬停期间本发明的罩盖撞击障碍物的情况下)消散能量。这种“软”构件极大地减小了这种冲击的相应峰值力，并同时增大了相应接触面积。因此，由于撞击障碍物而产生的任何影响被有利地最小化并同时被分散到更大的面积上，这使得冲击更小、增加了安全性并且由于应力水平减小和能量吸收而提供了减重的可能性。这在鸟击情况下也是有效的。

此外，根据一个方面，主载荷承载主要结构不会在每日使用中被损坏，从而可以简单地忽略考虑了划痕、几乎不可见的冲击损伤、腐蚀等等的常规尺寸标准。其结果是可以更接近地达到材料强度的相应极限。这再次产生了有益的减重。

有利地，主载荷承载主要结构的主载荷路径与推力产生单元的载荷承载结构(即，相关联的马达/旋翼/螺旋桨系统)一起设置，使得两个结构件不会交叉，并因此不需要提供复杂的交界面或结构加强件。这简化了对基础设计原理的适配并且提供了更多系统安装的空间。此外，这改进了所包含的线路、走线等等的可达性。

根据一个方面，加强次要结构甚至可以通过分离的部分制造，其可以随后在没有任何结构连接件的情况下被组装。因此，可以使用更小的制造机械并且可以订制和要求更小的原材料尺寸。因此，可以简化相应的处理，这也降低了成本。

根据一个方面，本发明的罩盖的外表面被设置为使得其呈现出限定的孔隙度、微结构、平滑度等等。因此，由设置在本发明的罩盖内的旋翼或螺旋桨的旋翼尖端或螺旋桨尖端产生的相应的气动噪声或在罩盖的内表面处形成的相应的气流可以通过适当方式被控制和/或减小。

有利地，一般较昂贵的主载荷承载主要结构的基础形状可以调整为任何传统的低成本形状，即，利用旋转对称、圆形形状的益处，而不是任何几何形状的复杂形状等等。相对较小的部件处理简单且呈现出减少的重量和尺寸，并且可以在对应的制造工序期间被更容易地更换或替换。

总而言之，因为不会对主载荷承载主要结构产生几乎不可见的损伤，所以可以延长基础检查间隔，因此使得维护成本减少。此外，对加强次要结构中可能的损伤进行的任何维修一般比主载荷承载主要结构的结构维修更便宜。因为加强次要结构的非挠性轻质体积材料上的几乎所有损伤都可以视为外观性的，所以对于使用中的维修仅需要十分有限的设计和应力支撑。

另外，本发明的罩盖的整体外部气动形状的首要修改涉及其外表面，即，涉及加强次要结构，并且有利地不影响主载荷承载主要结构。这在相应的开发阶段的实现过程中简化了本发明的罩盖的末期修改的实现，并且甚至给气动形状的进一步改进提供了客户适配的空间。以这种方式，加强次要结构的外部形状与主载荷承载主要结构之间的分离甚至允许加强次要结构的外部形状与其作为结构元件的功能脱离开。例如，这对于在必须找到且必须快速地整合/测试最佳的外部气动形状的试飞活动过程中实现简化的测试阶段来说是尤其有利的。

根据优选实施方式，至少一种非挠性轻质体积材料包括泡沫、梯度泡沫或轻质木材中的至少一种。

根据另外的优选实施方式，主载荷承载主要结构包括至少一个主载荷承载环。

根据另外的优选实施方式，至少一个主载荷承载环是中空的。

根据另外的优选实施方式，至少一个主载荷承载环包含金属、塑料和/或纤维加强聚合物。

根据另外的优选实施方式，加强次要结构被刚性地附接于主载荷承载主要结构，以使法向载荷和剪切载荷能够从加强次要结构传递至主载荷承载主要结构。

根据另外的优选实施方式，加强次要结构通过结构胶接、共胶接、焊接和/或加强次要结构或主载荷承载主要结构的原位应用而被刚性地附接于主载荷承载主要结构。

根据另外的优选实施方式，加强次要结构包括向空气涵道提供预设气动特性的形状。

根据另外的优选实施方式，设置了至少部分地包裹主载荷承载主要结构和加强次要结构的外覆盖层。

根据另外的优选实施方式，外覆盖层被设置为用于至少保护加强次要结构免受环境冲击和/或用于至少获得加强次要结构的预设表面状态。

根据另外的优选实施方式，预设表面状态基于预定的硬度、平滑度、水密性、影响气流的微结构和/或影响噪声的孔隙度中的至少一个。

根据另外的优选实施方式，外覆盖层是不承载载荷的箔或表面加工部。

根据另外的优选实施方式，加强次要结构包括用于减小罩盖的重量的多个减重孔和/或减重空腔。

根据另外的优选实施方式，设置了上罩盖部件以及在空气涵道的高度方向上与上罩盖部件分隔开的下罩盖部件。上罩盖部件和下罩盖部件中的每一个都设置有主载荷承载主要结构和至少部分地包裹主载荷承载主要结构的加强次要结构。

本发明还涉及一种用于飞行器的推力产生单元，该推力产生单元包括如上所述构造的罩盖。

在下面的说明中通过举例的方式参考附图概述本发明的优选实施方式。在这些附图中，相同或功能上相同的部件和元件标有相同的参考数字和字母，并因此仅在下面的说明中描述一次。

附图说明

图1示出具有多个示例性推力产生单元的多旋翼飞行器的立体图；

图2示出图1的多旋翼飞行器的俯视图；

图3示出图1和图2的多旋翼飞行器在向前飞行过程中的侧视图；

图4示出图3的多旋翼飞行器的正视图；

图5示出具有根据本发明的罩盖的图1至图4的多旋翼飞行器的推力产生单元的立体图；

图6示出图5的罩盖的主载荷承载主要结构的立体图；

图7示出图5的罩盖的断面图；

图8示出具有相关联的旋翼组件的图5的推力产生单元的一部分的断面图；

图9示出图5的罩盖的一部分的断面图，以用于说明罩盖的示例性变型；

图10示出根据另外的变型的图5的罩盖的一部分的断面图；

图11示出根据另外的变型的图5的罩盖的一部分的断面图；

图12示出根据另外的变型的图5的罩盖的视图；

图13示出根据另外的变型的图5的罩盖的视图；

图14示出图5的罩盖的一部分的断面图，以用于说明罩盖的另外的变型；

图15示出具有示例性马达/变速箱整流罩的图5的罩盖的立体图；并且

图16示出根据另外的变型的图5的罩盖的视图。

具体实施方式

图1示出具有飞行器机体2的示例性多旋翼飞行器1。飞行器机体2限定了在本文中还称作为多旋翼飞行器1的机身的支撑结构。

机身2在纵向方向1a和横向方向1b上具有延伸量，并且优选限定至少适用于运输乘客的内容积2a，使得多旋翼飞行器1整体上适用于运输乘客。内容积2a优选还适用于容纳操作和电气设备，例如操作多旋翼飞行器1所需的储能系统。

应注意的是，适用于运输乘客且还适用于容纳操作和电气设备的内容积2a的示例性构造对于本领域技术人员来说是容易获得的，并且一般被实现为符合乘客运输方面的适用管理规定和认证要求。因此，因为内容积2a的这些构造不是本发明的部分，所以为了简洁明了不对它们做详细描述。

根据一个方面，多旋翼飞行器1包括多个推力产生单元3。优选地，多个推力产生单元3包括至少两个且优选四个推力产生单元3a、3b、3c、3d。推力产生单元3a、3b、3c、3d被实施为用于在操作时产生推力(图3中的9)，使得多旋翼飞行器1能够在空中悬停以及在向前和向后方向上飞行。

优选地，推力产生单元3a、3b、3c、3d在结构上连接至机身2。通过举例的方式，这是通过多个结构支撑件4实现的。更具体地，推力产生单元3a优选通过结构支撑件4a连接至机身2，推力产生单元3b通过结构支撑件4b连接至机身2，推力产生单元3c通过结构支撑件4c连接至机身2，并且推力产生单元3d通过结构支撑件4d连接至机身2，其中结构支撑件4a、4b、4c、4d限定多个结构支撑件4。

优选地，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少一个包括关联的罩盖，以提升基础气动性并且增加操作安全性。通过举例的方式，示出了多个罩盖单元6具有四个分离的罩盖6a、6b、6c、6d。如图所示，罩盖6a与推力产生单元3a相关联，罩盖6b与推力产生单元3b相关联，罩盖6c与推力产生单元3c相关联，并且罩盖6d与推力产生单元3d相关联。根据一个方面，罩盖6a、6b、6c、6d具有复杂的几何形状，例如，在下文中参考图5描述。

此外，罩盖6a、6b、6c、6d可以与结构支撑件4a、4b、4c、4d一起连接至机身2，从而加强推力产生单元3a、3b、3c、3d与机身2之间的连接。替代地，仅罩盖6a、6b、6c、6d可连接至机身2。

根据一个方面，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少一个并且优选地每一个装配有至少一个并且优选地至少两个旋翼组件。通过举例的方式，推力产生单元3a装配有两个旋翼组件7a、8a，推力产生单元3b装配有两个旋翼组件7b、8b，推力产生单元3c装配有两个旋翼组件7c、8c，并且推力产生单元3d装配有两个旋翼组件7d、8d。旋翼组件7a、7b、7c、7d如图所示限定多个上旋翼组件7，并且旋翼组件8a、8b、8c、8d如图所示限定多个下旋翼组件8。

多个上旋翼组件7和下旋翼组件8优选通过多个变速箱整流罩5连接至多个结构支撑件4。如图所示，上旋翼组件7a和下旋翼组件8a通过变速箱整流罩5a连接至结构支撑件4a，上旋翼组件7b和下旋翼组件8b通过变速箱整流罩5b连接至结构支撑件4b，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c通过变速箱整流罩5c连接至结构支撑件4c，并且上旋翼组件7d和下旋翼组件8d通过变速箱整流罩5d连接至结构支撑件4d。

优选地，上旋翼组件7a、7b、7c、7d中的每一个限定相关联的上旋翼面并且下旋翼组件8a、8b、8c、8d中的每一个限定相关联的下旋翼面。优选地，上旋翼组件7a、7b、7c、7d和下旋翼组件8a、8b、8c、8d限定分别被容纳在罩盖6a、6b、6c、6d中的成对的上旋翼和下旋翼组件7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d，使得相关联的上旋翼面和下旋翼面被定位在多旋翼飞行器1的罩盖6a、6b、6c、6d内。

应注意的是，虽然在上文中参考具有多个旋翼组件的多旋翼结构图示和描述了多旋翼飞行器1，但是其同样可实现为具有多个螺旋桨组件的多螺旋桨结构或多螺旋桨和旋翼结构。更具体地，虽然旋翼一般被完全铰接，但是螺旋桨一般完全不铰接。然而，它们都可用于产生推力，并因此用于实现根据本发明的推力产生单元。因此，本发明中对旋翼或旋翼结构的任何参考应同样理解为对螺旋桨和螺旋桨结构的参考，使得多旋翼飞行器1可通常被实现为多螺旋桨和/或多螺旋桨和旋翼的飞行器。

应进一步注意的是，本发明并不涉及这种飞行器1，而是涉及多个罩盖单元6，即，分离的罩盖6a、6b、6c、6d。罩盖6a、6b、6c、6d可与上述推力产生单元3a、3b、3c、3d一起使用，但是它们可同样与基础应用情况之外的其他任何合适的旋翼组件一起使用。它们甚至可在这种旋翼组件之外使用，例如，与风扇或涡轮发动机等等一起使用。

图2示出了图1的多旋翼飞行器1，其具有连接至机身2的推力产生单元3a、3b、3c、3d。推力产生单元3a、3b、3c、3d分别包括上旋翼和下旋翼组件7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d，它们优选设置为具有相同的旋翼轴线(图3和图4中的12)的并排构造。优选地，上旋翼组件7a、7b、7c、7d设置在下旋翼组件8a、8b、8c、8d上方，使得上旋翼和下旋翼组件7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d在具有重叠的旋翼轴线(图3和图4中的12)的情况下叠放，即，彼此层叠设置。然而，同样考虑到替代构造，例如，轴向偏移的旋翼轴线。

如图2中进一步可见，推力产生单元3a、3b、3c、3d全部示例性地相对于机身2横向设置，即，从纵向方向1a上看设置在机身2的左侧或右侧。如图所示，左侧对应于图2所示机身2的下侧并且右侧对应于上侧。此外，机身2被示例性地实施为使得横向设置的推力产生单元3a、3b、3c、3d至少限定大致的梯形形状。

然而，应注意的是，这种示例性设置仅通过举例的方式描述，而不是用于将本发明限制于此。相反地，其他设置也是可行的并且同样被考虑。例如，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的两个可以分别设置在机身2的前部和后部等等。

图3示出了图1和图2的多旋翼飞行器1处于示例性的操作模式。在该示例性的操作模式中，多个推力产生单元3通过多个上旋翼组件7和/或多个下旋翼组件8在推力产生气流方向9上产生气流，其适于将多旋翼飞行器1抬离地面10。

多个上旋翼组件7中的每一个限定第一旋翼轴线，并且多个下旋翼组件8中的每一个限定第二旋翼轴线。优选地，第一旋翼轴线和第二旋翼轴线分别重叠，即同轴地设置，使得多个上旋翼组件7和多个下旋翼组件8限定多个同轴设置的旋翼轴线12。如图所示，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c限定重叠的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线，它们共同称为旋翼轴线12c，并且上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定重叠的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线，它们共同称为旋翼轴线12d。

然而，同样考虑到其他构造。例如，旋翼轴线可设置为彼此平行等等。

优选地，多个推力产生单元3在多旋翼飞行器1的纵向方向1a上倾斜多个纵向倾斜角度11，以增加多旋翼飞行器1的操纵性并减少在向前飞行期间在多旋翼飞行器1的纵向方向1a上的整体倾斜量。多个纵向倾斜角度11如图所示限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a与多个同轴设置的旋翼轴线12之间。优选地，多个纵向倾斜角度11的可能的和实现的数量取决于所设置的推力产生单元的基础数量。

更具体地，根据一个方面，多个推力产生单元3中的至少一个在多旋翼飞行器1的纵向方向1a上倾斜第一纵向倾斜角度，该第一纵向倾斜角度限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a与多个推力产生单元3中的所述至少一个的重叠的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。如图所示，多个推力产生单元3的推力产生单元3c倾斜了限定在垂直参考线10a与旋翼轴线12c之间的第一纵向倾斜角度11a。然而，应注意的是，图1和图2的多个推力产生单元3的推力产生单元3a优选也倾斜第一纵向倾斜角度11a。

根据一个方面，多个推力产生单元3中的至少一个在多旋翼飞行器1的纵向方向1a上倾斜第二纵向倾斜角度，该第二纵向倾斜角度限定在垂直参考线10a与多个推力产生单元3中的所述至少一个的重叠的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。如图所示，多个推力产生单元3的推力产生单元3d倾斜了限定在垂直参考线10a与旋翼轴线12d之间的第二纵向倾斜角度11b。然而，应注意的是，图1和图2的多个推力产生单元3的推力产生单元3b优选也倾斜第二纵向倾斜角度11b。

图4示出了具有图3的机身2的多旋翼飞行器1，其如图所示包括宽度2b。后者被限定为在机身2的相应的左手侧最外部表面与右手侧最外部表面之间垂直于多旋翼飞行器1的纵向方向1a测量的最大距离。

多旋翼飞行器1再次在图3的操作模式中示例性示出，其中多个推力产生单元3通过多个上旋翼组件7和多个下旋翼组件8在推力产生气流方向9上产生气流。如上参考图3所述，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c限定旋翼轴线12c，并且上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定旋翼轴线12d。此外，上旋翼组件7a和下旋翼组件8a示例性地限定重叠的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线，它们共同称为旋翼轴线12a，并且上旋翼组件7b和下旋翼组件8b限定重叠的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线，它们共同称为旋翼轴线12b。

优选地，多个推力产生单元3在多旋翼飞行器1的横向方向1b上倾斜多个横向倾斜角度13，以提供减小的阵风灵敏度并且增加多旋翼飞行器1的操纵性。多个横向倾斜角度13如图所示限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a与多个同轴设置的旋翼轴线12之间。优选地，多个横向倾斜角度13的可能的和实现的数量取决于所设置的推力产生单元的基础数量。

更具体地，根据一个方面，多个推力产生单元3中的至少一个在多旋翼飞行器1的横向方向1b上倾斜第一横向倾斜角度，该第一横向倾斜角度限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a与多个推力产生单元3中的所述至少一个的重叠的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。如图所示，多个推力产生单元3的推力产生单元3a倾斜了限定在垂直参考线10a与旋翼轴线12a之间的第一横向倾斜角度13a。然而，应注意的是，图1和图2的多个推力产生单元3的推力产生单元3c优选也倾斜第一横向倾斜角度13a。

根据一个方面，多个推力产生单元3中的至少一个在多旋翼飞行器1的横向方向1b上倾斜第二横向倾斜角度，该第二横向倾斜角度限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a与多个推力产生单元3中的所述至少一个的重叠的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。如图所示，多个推力产生单元3的推力产生单元3b倾斜了限定在垂直参考线10a与旋翼轴线12b之间的第二横向倾斜角度13b。然而，应注意的是，图1和图2的多个推力产生单元3的推力产生单元3d优选也倾斜第二横向倾斜角度13b。

图5示出了前述附图中的推力产生单元3d具有其罩盖6d，以进一步图示其示例性构造。然而，应注意的是，前述附图中的推力产生单元3a、3b、3c优选包括相同构造，因此为了简洁明了仅描述推力产生单元3d来代表所有的推力产生单元3a、3b、3c、3d。

还应注意的是，推力产生单元3d与其罩盖6d一起仅通过举例的方式在图1至图4中示出并且在上文中描述为设置有旋翼组件7d、8d。然而，设置旋翼组件7d、8d二者并非是必要的，并且同样考虑到仅设置旋翼组件7d、8d二者之一与罩盖6d相互作用。通过举例的方式，在下文中假设罩盖6d被设置为用于与旋翼组件7d相互作用。然而，为了附图的简洁明了，在图5中没有示出旋翼组件7d。

推力产生单元3d优选设置有至少一个发动机和/或发动机附件14，其优选被安装至结构支撑件4d。此外，至少一个发动机和/或发动机附件14优选通过至少一个相关联的定子梁4e被安装至罩盖6d。定子梁4e将罩盖6d附接至发动机和/或发动机附件14，和/或附接至结构支撑件4d。

根据一个方面，罩盖6d形成空气涵道15，其与图1至图4的旋翼组件7d相关联，并且实际上通过进气部分20a和出气部分20b界定。如图所示，罩盖6d具有前缘18a和后缘18b，并且形成横向部分18c、18d。更具体地，罩盖6d优选包括主载荷承载主要结构16和至少部分地包裹主载荷承载主要结构16的加强次要结构17。加强次要结构17优选包括至少一种非挠性轻质体积材料(图7中的17a)，并且被设置为至少用于在负载条件下减少主载荷承载主要结构16的弹性运动。根据一个方面，至少一种非挠性轻质体积材料(图7中的17a)包括泡沫、梯度泡沫或轻木木材中的至少一种。

更一般地，罩盖6b优选呈现出基于通过在罩盖6d的径向方向上设置至少两个分离的层而设置的“多层”设计的构架。罩盖6d的这种构架在飞行器应用中是特别有益的，其中图1至图4的旋翼组件7d与罩盖6d相关联，并且其中罩盖6d与图1至图4的推力产生单元3d一起使用。

根据一个方面，正好在旋翼组件7d的相应平面中或在其附近(即，旋翼面的上方或下方)，罩盖6d在圆周方向上围绕图1至图4的旋翼组件7d。罩盖6d的相应横截面形状可以任意选择，即，可以是任何形状，或甚至可以包括多个独立的横截面。这些横截面可以沿着罩盖6d的圆周具有旋转对称性，或者不是这样。此外，罩盖没有必要在圆周方向上具有如图5所示的闭合的形状，而是甚至可以例如在其后缘18b处打开。

一般地，罩盖6d的主要几何特征通过其围绕图1至图4的旋翼组件7d的弧形的或优选近似圆形的形状以及其将主抬升载荷传递至图1至图4的飞行器1的机身2处的至少一个专有载荷引入点的目的来限定和起作用，该专有载荷引入点由结构支撑件4d或需要被抬升的相应有效载荷隔舱结构部件限定。负载条件下的罩盖6d的弧形形状因此承受弯曲和扭转载荷。这些载荷甚至于相应载荷的组合使得从结构力学观点得到用于反抗/传递载荷的相对顺从的机械系统，因为其由于所施加的载荷产生的弹性运动而产生相对较大的变形。但是尤其在罩盖6d在飞行器应用中与旋翼组件7d一起使用时，这种承载弯曲/扭转的弧形的结构部件由于气动要求而需要尽可能刚性：旋翼组件7d的旋翼叶片尖端之间相对于空气涵道15的相应间隙越小，空气涵道15在与旋翼组件7d组合产生升力方面工作越有效。但是空气涵道15工作越有效，就有越多的载荷施加于空气涵道15并且在这些负载条件下相应的弹性变形越大。例如，如果承受载荷的空气涵道15的二次弹性变形过大，则旋翼组件7d的尖端可能接触罩盖6d并且会损伤罩盖6d或它们自己受到损伤。尤其是在与静止障碍物意外接触的情况下(例如，与相应着陆侧的柱子接触或在飞行期间受到鸟撞击)，罩盖6d暴露于极大的载荷下并因此极大地变形，这导致首先对罩盖6d、其次对旋翼组件7d的旋翼叶片并最后对图1至图4的飞行器1产生更大危害。

应注意的是，描述的所有情况不仅维修十分昂贵，而且还可能在最坏情况下对图1至图4的飞行器1产生危险或危害的情况。因此，传统的气动有效罩盖通常十分沉重并且由于气动需求而具有复杂的形状，并因此与罩盖6d相比导致笨重的和昂贵的设计和/或无效。

如上文已经描述的，罩盖6d的功能是使得旋翼组件7d更有效和/或总体上产生额外升力。除此之外，其第二功能在于在与任何障碍物无意接触的情况下保护旋翼组件7d并且还减少所产生的噪声。

因此，根据一个方面，主载荷承载主要结构16设置在罩盖6d的、由加强次要结构17形成的外部气动表面内侧。它们二者的、即主载荷承载主要结构16和由加强次要结构17限定的空气涵道15的横截面可以是任何形状。主载荷承载主要结构16与罩盖6d的外部气动表面之间的空间填充有非挠性轻质体积材料(图7中的17a)，其必须不能是柔软的或高弹性的，但应是尽可能坚硬或刚性的，因为其作为用于主载荷承载主要结构16的一种支撑件，以减少主载荷承载主要结构16在罩盖6d的径向方向上的二次弹性运动。因此，非挠性轻质体积材料(图7中的17a)必须被连接至主载荷承载主要结构16，使得负载情况下的主载荷承载主要结构16的弹性运动(即，主要垂直于罩盖6d的外部气动表面)被尽可能减少。例如，这可以通过结构胶接、共胶接、焊接、非挠性轻质体积材料(图7中的17a)或主载荷承载主要结构16各自的原位应用来实现，或通过将非挠性轻质体积材料(图7中的17a)固定于主载荷承载主要结构16的任何其他方式来实现，使得法向剪切载荷可以被转移。

根据一个方面，非挠性轻质体积材料(图7中的17a)没有必要被制成为单一的整体部件，而是可以由多个分离的子部分制成，只要该子部分不是太小，它们就不必彼此连接，从而保证了主载荷承载主要结构16的局部支撑以及相应的外蒙皮(例如，罩盖6d的外覆盖层(图7中的21))的支撑。

图6示出了图5的推力产生单元3d的罩盖6d的主载荷承载主要结构16。根据一个方面，主载荷承载主要结构16包括至少一个主载荷承载环19a，并且通过举例的方式被实现为单一的主载荷承载环19a。

图7示出了图5的推力产生单元3d的罩盖6d具有图6的主载荷承载主要结构16，其被示例性地实施为图6的单一的主载荷承载环19a。优选地，主载荷承载环19a是中空的。此外，根据一个方面，主载荷承载环19a包含金属、塑料和/或纤维加强聚合物。

如上所述，加强次要结构17优选被刚性地附接于主载荷承载主要结构16，以使法向载荷和剪切载荷能够从加强次要结构17传递至主载荷承载主要结构16。例如，可以通过结构胶接、共胶接、焊接和/或加强次要结构17或主载荷承载主要结构16的原位应用来获得这种刚性附接。如图所示，加强次要结构包括示例性的刚性或非挠性的轻质体积材料17a。

根据一个方面，加强次要结构17包括向罩盖6d限定的空气涵道15提供预设气动特性的形状。优选地，外覆盖层21至少部分地包裹主载荷承载主要结构16和加强次要结构17。该外覆盖层21优选被设置为用于至少保护加强次要结构17免受环境冲击和/或用于至少获得加强次要结构17的预设表面状态。例如，该预设表面状态基于预定的硬度、平滑度、水密性、影响气流的微结构和/或影响噪声的孔隙度中的至少一个。特别地，根据一个方面，外覆盖层21是不承载载荷的箔或表面加工部。

应注意的是，外覆盖层21仅仅是用于限定罩盖6d的蒙皮状外表面的、罩盖6d的可选特征，其代表罩盖6d的相应气动表面。该外覆盖层21在仅特别要求气动表面的情况下是有益的并且可以在不需要的情况下省略掉。特别地，外覆盖层21可以用于在非挠性轻质体积材料17a自身不能应对的情况下保护非挠性轻质体积材料17a免受环境冲击(例如雨水、空气、潮湿、灰尘等等)。此外，外覆盖层21在顶部作为根据一个方面具有额外的表面特征(例如，纹理)的额外的层或涂层，例如用于对气流的边界层、孔隙度或平滑度被动或甚至是主动地产生影响，这可以额外容易地用于快速去除标记或印记。其还可以用于使鸟击、导电蒙皮情况下的雷击导致的损伤最小化，并且可以在局部损伤的情况下帮助将非挠性轻质体积材料17a保持在原位，使得旋翼组件7d或推力产生单元3d的其他旋转部件不会在这种局部损伤的情况下受到冲击。

图8示出了图5的推力产生单元3d的罩盖6d具有图1至图4的旋翼组件7d，以用于示出由旋翼组件7d限定的示例性旋翼面22。图8还示出了旋翼面22的可能的上极限位置23a以及旋翼面22的下极限位置23b。

根据一个方面，在上极限位置23a与下极限位置23b之间限定了范围23c。优选地，旋翼面22设置在该范围23c内。

图9示出了图5的推力产生单元3d的罩盖6d，以用于进一步示出图6的限定主载荷承载主要结构16的主载荷承载环19a在包含有非挠性轻质体积材料17a且如图所示呈现出椭圆形横截面的加强次要结构17内的示例性位置。

图9的部分(A)示出了第一变型，据此，如图所示呈现出圆形横截面的主载荷承载环19a相对于涵道径向方向15a被设置在加强次要结构17的最内侧位置。相对于涵道高度方向15b，主载荷承载环19a被定位在加强次要结构17的中心位置。

图9的部分(B)示出了主载荷承载环19a相对于涵道高度方向15b在加强次要结构17内的最下侧位置处具有示例性的圆形横截面。

图9的部分(C)示出了主载荷承载环19a相对于涵道高度方向15b在加强次要结构17内的最上侧位置处具有示例性的圆形横截面。

图9的部分(D)示出了主载荷承载环19a相对于涵道径向方向15a在加强次要结构17内的最外侧位置处具有示例性的圆形横截面。此外，相对于涵道高度方向15b，主载荷承载环19a被示出为在加强次要结构17内处于中心位置。

图9的部分(E)示出了现在示例性地呈现出椭圆形横截面的主载荷承载环19a相对于涵道径向方向15a在加强次要结构17内处于中心位置。此外，主载荷承载环19a相对于涵道高度方向15b也设置在中心位置。

图9的部分(F)示出了具有示例性的圆形横截面的主载荷承载环19a相对于涵道高度方向15b在加强次要结构17内处于最下侧位置。然而，与图9的部分(B)不同，主载荷承载环19a现在示例性地至少部分地限定罩盖6d的外表面。

图9的部分(G)示出了主载荷承载环19a，其再次示例性地呈现出椭圆形横截面且如图所示相对于涵道径向方向15a处于加强次要结构17的最内侧位置并且相对于涵道高度方向15b处于最下侧位置，使得主载荷承载环19a优选至少部分地形成罩盖6d的外表面。

图9的部分(H)示出了主载荷承载环19a，其再次示例性地呈现出椭圆形横截面且现在相对于涵道径向方向15a和涵道高度方向15b在加强次要结构17中居中。

图9的部分(I)示出了横截面为椭圆形一部分的主载荷承载环19a。主载荷承载环19a再次相对于涵道高度方向15b在加强次要结构17内设置在最下侧位置。

图10示出了图5的推力产生单元3d的罩盖6d具有被实施为主载荷承载环19a的主载荷承载主要结构16，其被具有非挠性轻质体积材料17a的加强次要结构17包裹。通过举例的方式，主载荷承载环19a再次示例性地呈现出圆形横截面并且设置在再次示例性地呈现出椭圆形横截面的加强次要结构17的最下侧位置。根据一个方面，加强次要结构17包括多个减重孔和/或空腔24，以用于减少罩盖6d的重量。

通过举例的方式，孔和/或空腔24可设置在加强次要结构17的任意方向上。此外，它们可以在加强次要结构17的相应制造工序期间形成。这种优点不仅限于减重孔和空腔，而且还包括整体铣出的电缆通道。事实上，这对加强次要结构17的载荷承载能力没有影响，使得孔和/或空腔24可以是任何形状、尺寸甚至任意地且根据系统安装需要彼此交叉。

图11示出了图5的推力产生单元3d的罩盖6d具有通过主载荷承载环19a实施的主载荷承载主要结构16，其被包裹在形成加强次要结构17的非挠性轻质体积材料17a中。通过举例的方式，主载荷承载环19a再次示例性地呈现出圆形横截面并且设置在再次示例性地呈现出椭圆形横截面的加强次要结构17的最下侧位置。

与图10类似，加强次要结构17设置有孔和/或空腔24。根据一个方面，孔和/或空腔24现在示例性地被实施为钻入非挠性轻质体积材料17a中的钻孔。

图12示出了图5的推力产生单元3d的罩盖6d限定实际上由进气部分20a和出气部分20b界定的空气涵道15。根据图12的部分(A)，罩盖6d呈现出椭圆形横截面并且具有加强次要结构17限定罩盖6d的外部气动表面的环形形状。根据图12的部分(B)，加强次要结构17的非挠性轻质体积材料17a完全包裹住形成主载荷承载主要结构16的主载荷承载环19a。

图13示出了图5的推力产生单元3d的罩盖6d，其根据替代变型实施。根据图13的部分(A)，罩盖6d通过加强次要结构17限定空气涵道15，其与图12相比现在呈现出C形或半圆形横截面。部分(B)详细示出了罩盖6d的C形横截面。

应注意的是，在针对图5至图13描述的罩盖6d的所有示例性实施方式中，通过单一的主载荷承载环19a实现主载荷承载主要结构16。同样地，仅通过非挠性轻质体积材料17a实现加强次要结构17。然而，如下文所述，其他实施方式也是可行的和可考虑的。

图14示出图5的推力产生单元3d的罩盖6d的另外的变型。根据图14的部分(A)，罩盖6d包括主载荷承载环19a，其如图所示包括圆形横截面。主载荷承载环19a优选被非挠性或刚性的轻质体积材料17b包裹。

根据一个方面，主载荷承载主要结构16还实现有额外的主载荷承载环19b，其如图所示包括部分椭圆形形状的横截面。额外的主载荷承载环19b和非挠性轻质体积材料17b优选被加强次要结构17的非挠性轻质体积材料17a包裹，其如图所示相对于涵道高度方向15b处于中心位置。此外，通过举例的方式，主载荷承载环19a、19b被设置为使得主载荷承载环19a被定位为靠近主载荷承载环19b的平坦侧。

图14的部分(B)示出了罩盖6d的另外的可行形状，其现在通过举例的方式在涵道高度方向15b上为略微的耳状。此外，罩盖6d现在如图所示包括主载荷承载环19a、19b，它们根据变型现在都实施有椭圆形横截面并且一起被包裹在非挠性轻质体积材料17b内。然而，主载荷承载环19a、19b在涵道高度方向15b上彼此分隔开。此外，完全包裹住主载荷承载环19a、19b的非挠性轻质体积材料17b如图所示现在还完全被非挠性轻质体积材料17a包裹。

图14的部分(C)示出了罩盖6d的另外的变型，其在涵道高度方向15b上具有略微C形的横截面。根据一个方面，主载荷承载主要结构16现在包括主载荷承载环19a、主载荷承载环19b以及额外的主载荷承载环19c。通过举例的方式，主载荷承载环19a、19c设置有圆形横截面并且在加强次要结构17(即，其非挠性轻质体积材料17a)内被设置为靠近最上侧或最下侧位置。主载荷承载环19b再次具有椭圆形横截面并且与主载荷承载环19a、19c类似还完全被包裹在非挠性轻质体积材料17a内。在涵道高度方向15b上，主载荷承载环19b优选设置在中心位置。

图14的部分(D)示出了罩盖6d，其现在如图所示包括上罩盖部件25a和在空气涵道15的涵道高度方向15b上与上罩盖部件分隔开的下罩盖部件25b，空气涵道15由罩盖部件25a、25b二者一起限定。优选地，上罩盖部件25a和下罩盖部件25b中的每一个设置有主载荷承载主要结构16和至少部分地包裹主载荷承载主要结构16的加强次要结构17。如图所示，下罩盖部件25b的加强次要结构17设置有外覆盖层21a，其可以被实施为类似于外覆盖层21，外覆盖层21如图所示包围上罩盖部件25a。

换句话说，根据图14的部分(D)，罩盖6d不包括由单一的气动体积形成的单一的罩盖部件，而是包括两个分离的子罩盖。更一般地，罩盖6d还可包括两个或多个局部地或完全地分离的子罩盖，或甚至包括从一个单一的横截面变化为两个或多个不同的横截面并随后回到单一的横截面的可变形状。例如，图5的罩盖6d可在其横向部分18c、18d上具有不同的横截面，如图5中设置在其前缘18a和其后缘18b上的不同的横截面那样。

通过举例的方式，上罩盖部件25a再次是耳状的并且包括主载荷承载主要结构16的主载荷承载环19a，其示例性地被包裹在加强次要结构17的非挠性轻质体积材料17b内。非挠性轻质体积材料17b根据一个方面完全被非挠性轻质体积材料17a包裹。

下罩盖部件25b示例性地包括比上罩盖部件25a更小的半径或直径，并且被示出为设置有主载荷承载主要结构16的主载荷承载环19b。主载荷承载环19b如图所示完全被包裹在加强次要结构17的非挠性轻质体积材料17c中，其示例性地限定加强次要结构26。

图15示出了具有图5的罩盖6d的推力产生单元3d。然而，与图5不同，强调了用于附接至图1至图4的多旋翼飞行器1的飞行器机体2的、推力产生单元3d的附接部27。此外，包含有示例性的马达/变速箱整流罩28。

图16示出了根据另外的变型的图5的推力产生单元3d的罩盖6d。更具体地，图16的部分(A)示出了罩盖6d具有加强次要结构17，其限定了具有进气部分20a和出气部分20b的空气涵道15。此外，示出了示例性的外周罩盖方向29。

在图16的部分(B)中，示出了罩盖6d在部分(A)的外周罩盖方向29上的剖视图，以示出示例性的实施方式。更具体地，根据部分(B)的罩盖6d被示出为具有加强次要结构17，其包括完全地包裹主载荷承载主要结构16的非挠性轻质体积材料17a，其又示例性地由具有椭圆形部分的横截面的主载荷承载环19a限定。

部分(B)进一步示出了示例性的刚性轻质体积材料分离面30。换句话说，根据图16，罩盖6d在外周方向29上的不同的部分可以设置有不同的非挠性轻质体积材料。换句话说，根据一个方面，主载荷承载环19a在外周罩盖方向29上被实施为连续的或不间断的结构，而非挠性轻质体积材料17a是具有至少一个并且可能多个分离面(例如，刚性轻质体积材料分离面30)的不连续的结构。

最后，应注意的是，本发明的上述方面的变型也在本领域技术人员的常识范围内，并因此也被认为是本发明的一部分。

例如，如果要求推力产生单元的罩盖有十分平滑和整齐的外表面，则可以例如通过在外表面或蒙皮附近使用具有减少的孔隙度的非挠性轻质体积梯度材料、即具有所谓的梯度密度的材料来实现这种平滑表面，或者可以使用具有两种或多种不同的特性(例如，不同的密度、孔隙度、刚度等等)的非挠性轻质体积材料。因此，在具体应用中，可以使用例如在图14中所示的分离的内部体积材料和另一种外部体积材料。替代地，这种平滑蒙皮可设置有微孔(例如，借助于钻孔)，其使外表面向内部空腔打开，以减少噪声。

换句话说，优选使用的非挠性轻质体积材料应包括相对较低的密度或一定的孔隙度，并且由于其在定义上不处在罩盖的相应主要载荷路径中并因此不承载载荷，所以其通常呈现出高阻尼系数和/或降噪性能。因此，非挠性轻质体积材料可显著减少推力产生单元发出的、特别是相关联的旋翼组件在相应的翼尖(它们被封闭为远离通常产生十分高的噪声的空气涵道)处发出的噪声，使得泡沫状体积材料由于其靠近旋翼组件的旋翼叶片的尖端而十分有效。

根据一个方面，用于实现罩盖的全部材料的基础厚度可以出于减重目的而被有利地减小。更具体地，根据本发明的罩盖可被设计为非挠性轻质体积材料保护主载荷承载主要结构，使得整体的系统或罩盖可被视为极端损伤容限，因为减轻了工具掉落、处理不当、冰雹撞击或最坏情况下的叶片撞击的危害。在所有这些情况下，仅有加强次要结构的泡沫状轻质材料会被损坏，保持主载荷承载主要结构完好且不受损伤。换句话说，加强次要结构针对主载荷承载主要结构具有保护功能，并且如果设置有外部覆盖层，则后者允许更接近于可用在基础定径工序中的实际材料，因为在定径工序中不需要考虑可能在常规操作过程中产生的BVID、划痕、冰雹撞击产生的损伤等等。

根据一个方面，如果加强次要结构的非挠性轻质体积材料用于保护主载荷承载主要结构，则可以减少罩盖的维修成本，因为非挠性轻质体积材料一般比用于实现主载荷承载主要结构的相应材料更便宜。此外，在大多数情况下，只要加强次要结构完好或仅包括微小的外观性损伤，就没有必要再对主载荷承载主要结构进行检查。

根据一个方面，罩盖可具有能够实现具有不同直径的进气部分和出气部分的横截面。例如，在图9的部分(E)中，罩盖具有椭圆形横截面，其中椭圆形是倾斜的，使得进气部分呈现出比出气部分更大的直径。与此不同，例如，在图9的部分(A)中，进气部分和出气部分呈现出至少基本上相同的直径。

根据一个方面，如上通过举例的方式针对图9所示的那样，主载荷承载主要结构可以在罩盖的加强次要结构内定位在各种不同的位置。换句话说，主载荷承载主要结构可在罩盖的相应外部气动形状内移动至其不会与支撑旋翼组件的结构支撑件或定子梁交叉的位置。这是重要的，因为罩盖通常是完整的马达/旋翼/涵道抬升系统的一部分，因此支撑马达并且承受旋翼组件载荷的结构支撑件几乎在相同位置被连接于飞行器机身。这一般会导致全部主结构件的整体性难题，因为其均要承载大量载荷并且需要被完全地连接至飞行器机身。

此外，主载荷承载主要结构在加强次要结构内的相应垂直位置可以调整为加强次要结构内显示出在结构力学需求、气动性、噪声、整体性等等之间最佳折中的位置。这在需要一个或多个额外的定子梁或支柱将罩盖固定于罩盖中间的相应马达/旋翼系统的情况下是尤为重要的。

根据一个方面，主载荷承载主要结构包括主载荷承载环，其优选被显著加强，并因此可包括减小的壁厚度。这是必需的，因为相应的非挠性轻质体积材料为了传递载荷而被附接于主载荷承载主要结构并且非挠性轻质体积材料与薄壁的主载荷承载环相比具有高离面惯性。

根据一个方面，线缆布线路径设置在本发明的罩盖的外表面上，从而显著减少安装工作并因此显著减少成本。

最后，应注意的是，非挠性轻质体积材料优选是非结构性的泡沫状材料，其考虑到需要轻质体积材料来消除主载荷承载主要结构的二次运动的事实而设置有次要结构功能。换句话说，非挠性轻质体积材料应该不像单纯形成/成形物体那样是挠性的，或仅将气动载荷传递至刚性子结构。

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

2 飞行器机体

2a 飞行器机体内容积

2b 飞行器机体宽度

3 推力产生单元

3a，3b，3c，3d 推力产生单元

4 推力产生单元结构支撑件

4a，4b，4c，4d 推力产生单元结构支撑件

4e 定子梁

5 变速箱整流罩

5a，5b，5c，5d 变速箱整流罩

6 罩盖单元

6a，6b，6c，6d 罩盖

7 上旋翼组件

7a，7b，7c，7d 上旋翼组件

8 下旋翼组件

8a，8b，8c，8d 下旋翼组件

9 推力产生气流方向

10 地面

10a 竖直或垂直参考线

11 纵向倾斜角度

11a，11b 纵向倾斜角度

12 旋翼轴线

12a，12b，12c，12d 旋翼轴线

13 横向倾斜角度

13a，13b 横向倾斜角度

14 发动机和/或发动机附件

15 空气涵道

15a 涵道径向方向

15b 涵道高度方向

16 主载荷承载主要结构

17 加强次要结构

17a，17b，17c 刚性轻质体积材料

18a 前缘

18b 后缘

18c，18d 横向部分

19a，19b，19c 主载荷承载环

20a 进气部分

20b 出气部分

21，21a 外覆盖层

22 旋翼面

23a 旋翼面的上极限位置

23b 旋翼面的下极限位置

23c 上极限位置与下极限位置之间的范围

24 减重孔和/或减重空腔

25a 上罩盖部件

25b 下罩盖部件

26 加强次要结构

27 旋转翼飞行器附接部

28 马达/变速箱整流罩

29 外周罩盖方向

30 刚性轻质体积材料分离面

Claims (15)

1.一种多旋翼飞行器(1)，其包括多个推力产生单元(3a、3b、3c、3d)，所述多个推力产生单元(3a、3b、3c、3d)中的每个推力产生单元(3d)在多旋翼飞行器(1)的横向方向(1b)上倾斜，并且包括至少一个旋翼组件(7d)和罩盖(6d)，所述罩盖(6d)在圆周方向上围绕所述旋翼组件(7d)，并且形成空气涵道(15)，所述空气涵道(15)与所述至少一个旋翼组件(7d)关联并且在轴向上通过进气部分(20a)和出气部分(20b)被界定，并且其中所述罩盖包括主气动载荷承载主要结构(16)和完全包裹所述主气动载荷承载主要结构(16)的加强次要结构(17)，所述加强次要结构(17)包括至少一种非挠性轻质体积材料，其中所述加强次要结构(17)在负载条件下减少所述主气动载荷承载主要结构(16)的弹性运动。

2.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一种非挠性轻质体积材料包括泡沫或轻木木材中的至少一种。

3.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一种非挠性轻质体积材料包括梯度泡沫。

4.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述主气动载荷承载主要结构(16)包括至少一个主气动载荷承载环(19a，19b，19c)。

5.根据权利要求4所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个主气动载荷承载环(19a，19b，19c)是中空的。

6.根据权利要求4所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个主气动载荷承载环(19a，19b，19c)包含金属、塑料和/或纤维加强聚合物。

7.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述加强次要结构(17)被刚性地附接于所述主气动载荷承载主要结构(16)，以使法向载荷和剪切载荷能够从所述加强次要结构(17)传递至所述主气动载荷承载主要结构(16)。

8.根据权利要求7所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述加强次要结构(17)通过结构胶接、共胶接、焊接、所述加强次要结构(17)的原位应用或所述主气动载荷承载主要结构(16)的原位应用而被刚性地附接于所述主气动载荷承载主要结构(16)。

9.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述加强次要结构(17)包括向所述空气涵道(15)提供预设气动特性的形状。

10.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述罩盖(6d)包括外覆盖层(21)，所述外覆盖层(21)至少部分地包裹所述主气动载荷承载主要结构(16)和所述加强次要结构(17)。

11.根据权利要求10所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述外覆盖层(21)被设置为用于至少保护所述加强次要结构(17)免受环境冲击和/或用于至少获得所述加强次要结构(17)的预设表面状态。

12.根据权利要求11所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述预设表面状态基于预定的硬度、平滑度、水密性、影响气流的微结构和/或影响噪声的孔隙度中的至少一个。

13.根据权利要求10所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述外覆盖层(21)是不承载载荷的箔或表面加工部。

14.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述加强次要结构(17)包括用于减小所述罩盖(6d)的重量的多个减重孔和/或减重空腔(24)。

15.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(1)，其特征在于，所述罩盖(6d)包括上罩盖部件(25a)以及下罩盖部件(25b)，下罩盖部件(25b)在所述空气涵道(15)的高度方向(15b)上与所述上罩盖部件(25a)分隔开，所述上罩盖部件(25a)和所述下罩盖部件(25b)中的每一个都设置有所述主气动载荷承载主要结构(16)和完全包裹所述主气动载荷承载主要结构(16)的所述加强次要结构(17)。

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