CN111216883A - 具有至少八个推力产生单元的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及具有机体(2)和至少八个推力产生单元(4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d)的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，至少八个推力产生单元(4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d)中的每个推力产生单元被设置用于在相关联的预定推力方向上产生推力，其中至少八个推力产生单元(4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d)中的至少四个推力产生单元(4a、4b、4c、4d)形成第一推力产生单元子组(4)，并且至少八个推力产生单元(4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d)中的其他至少四个推力产生单元(5a、5b、5c、5d)形成第二推力产生单元子组(5)，第一推力产生单元子组(4)能独立于第二推力产生单元子组(5)操作。

Description

具有至少八个推力产生单元的垂直起飞和着陆的多旋翼飞 行器
技术领域
本发明涉及一种具有机体和至少八个推力产生单元的垂直起飞和着陆(VTOL)的多旋翼飞行器，至少八个推力产生单元中的每一个推力产生单元都被设置用于在相关联的预定推力方向上产生推力。
背景技术
例如，从文献EP2551190A1、EP2551193A1、EP2551198A1、EP2234883A1、EP2571762A1、EP2985220A1、WO2015/028627A1、WO2016/004852A1、WO2017/021918A1、WO2017/155348A1、WO2018/078388A1、US3262657、US7857253B2、US7946528B2、US2007/0034738A1、US2017/0369162A1、GB905911、CN104176250A、CN105151292A、CN105270620A、CN105346719A、CN107539472A、CN107600405A、CN201306711U、CN202728571U、CN205098474U、CN205707349U、CN206012959U、CN206427269U和KR20090101413A中已知了各种常规的VTOL的多旋翼飞行器。从现有技术中还已知了其他VTOL的多旋翼飞行器，例如波音CH-47纵列式双旋翼直升机、贝尔XV-3倾斜旋翼飞行器、具有涵道旋翼的贝尔XV-22四倾斜旋翼机以及所谓的无人机，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，还存在VTOL的多旋翼飞行器的研究、原型和虚构作品，例如来自空中客车公司、意大利设计公司和奥迪公司的Pop.Up Next型跨界机动车、来自北京亿航创新科技有限公司的亿航184型自主控制飞行器、来自德国飞行者科技有限公司(Skyflyer Technology GmbH)的Skyflyer SF MK II飞行器、来自空中客车集团公司的Quadcruiser以及阿凡达电影中示出的多旋翼直升机。文献US2016236775、US6659394、US2003062443和GB2555439也值得被引用。
这些VTOL的多旋翼飞行器中的每一个都配备有少于八个推力产生单元，这些推力产生单元被设置用于在多旋翼飞行器的运行期间在预定的推力方向上产生推力。然而，还存在配备了八个或更多个推力产生单元的VTOL的多旋翼飞行器的研究、原型和虚构作品，例如来自德国e-Volo公司的Volocopter2X型多旋翼直升机、来自杰欧比航空有限公司(Joby Aviation Inc.)的S2型VTOL飞行器、来自极光飞行科学公司(Aurora FlightSciences)的Aurora eVTOL和LightningStrike(XV-24A)、来自电动飞行器概念公司(Electric Aircraft Concept)的EAC Whisper、来自埃姆普里萨有限公司(Embraer S.A.)的DreamMaker、来自Hi-Lite飞行器有限责任公司(Hi-Lite Aircraft LLC)的Hi-LiteLynx-us、来自Hoversurf公司的Formula、来自小鹰公司(Kitty Hawk Corp.)的Cora、来自拿破仑航空公司(Napoleon Aero)的拿破仑航空VTOL、来自电动梦幻飞行器公司(ElectricVisionary Aircrafts)的X01、来自HopFlyt公司的Venturi、来自KARI的可选驾驶的私人飞行器、来自德国Lilium公司的Lilium Jet、来自Neoptera有限公司的eOpter、来自Opener公司的BlackFly、来自VerdeGo Aero公司的PAT200、来自AMSL Aero Pty有限公司的Vertiia、来自Vimana Global公司的AAV、来自Zenith Altitude公司的EOPA以及来自空客A3的eVTOLVahana。在文献WO2013/126117A1、WO2015/143093A2、DE102013108207A1、US6568630B2、USD678169S、US8393564B2、US8733690B2、US2013/0118856A1和CN206218213U中描述了具有八个或更多个推力产生单元的其他VTOL的多旋翼飞行器。
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基本上适于悬停或向前飞行状态，而实现例如所谓的
Figure BDA0002287560770000021
尾旋翼的推力产生单元尤其被设计用于悬停状态。
然而，在任何情况下，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。结果，目前开发主要三种不同类型的VTOL的多旋翼飞行器。
第一VTOL的多旋翼飞行器类型具有可以被称为“常规设计”的设计。根据这种常规设计，第一VTOL的多旋翼飞行器类型通常是无机翼的，并且仅配备有推力产生单元，该推力产生单元刚性附接于相应的机体并且基本上适于悬停，但是仍然也被用于在巡航运行期间提供推力。第一VTOL的多旋翼飞行器类型的例子是来自德国e-Volo公司的Volocopter 2X。
使用具有常规设计的VTOL的多旋翼飞行器的、用于在巡航运行期间产生推力的刚性附接的推力产生单元通常意味着使刚性附接有推力产生单元的整个机体倾斜，即，使整个VTOL的多旋翼飞行器倾斜。然而，特别是对于最近出现的与快速飞行和/或载客的VTOL的多旋翼飞行器有关的VTOL的多旋翼飞行器的概念，整个VTOL的多旋翼飞行器的这种倾斜意味着多个技术问题和缺点，例如相对较大的功耗、不成比例的性能限制、有限的乘客舒适度等。
第二VTOL的多旋翼飞行器类型具有可以被称为“可变换设计”的设计。根据这种可变换设计，第二VTOL的多旋翼飞行器配备有能在第一位置和第二位置之间倾斜的能倾斜的推力产生单元，这些能倾斜的推力产生单元在第一位置仅产生用于悬停的推力，这些能倾斜的推力产生单元在第二位置仅产生用于巡航运行的推力。第二VTOL的多旋翼飞行器类型通常采用固定的机翼或能倾斜的机翼布局来实现。这种能倾斜的机翼布局的第二VTOL的多旋翼飞行器类型的例子是来自空中客车A3的eVTOL Vahana。
然而，由于需要控制和监视所需的主动致动装置，因此设置能倾斜的推力产生单元导致高的系统复杂性和系统重量。设置这种所需的主动致动装置已经通常显著地增加了基本的系统复杂性和重量，使得这种可变换设计的VTOL的多旋翼飞行器的相应维护成本通常非常高。此外，可变换设计的VTOL的多旋翼飞行器通常是针对特定的飞行条件设计的，即，用于悬停或者用于巡航运行，但它们从未针对中间飞行状态进行过优化。实际上，它们通过从纯粹的“旋翼飞行器运行”转变为纯粹的“飞机运行”，或多或少地从悬停线性地变换成巡航运行。
可变换设计的VTOL的多旋翼飞行器的主要缺点在于，能倾斜的推力产生单元在从悬停变换为巡航运行期间以及从巡航运行变换为悬停期间的安全的关键旋转。实际上，在变换期间，能倾斜的推力产生单元产生大量的载荷，即，与多向载荷和力矩相结合的与纯推力有关的载荷。另一个缺点源于前推力产生单元与后推力产生单元之间出现干扰，这显著降低了可变换设计的VTOL的多旋翼飞行器的效率。
第三VTOL的多旋翼飞行器类型具有可以被称为“复合设计”的设计。根据这种复合设计，第三VTOL的多旋翼飞行器类型配备有基本上适于悬停的刚性安装的推力产生单元以及被设置为产生用于巡航运行的推力的刚性安装的推力产生单元。第三VTOL的多旋翼飞行器类型通常采用无机翼或固定机翼的布局来实现。固定机翼的布局的第三VTOL的多旋翼飞行器类型的例子是来自小鹰公司的Cora。
然而，在复合设计的VTOL的多旋翼飞行器中的被设置为产生用于巡航运行的推力的刚性安装的推力产生单元在悬停时处于关闭模式，因此在悬停时不会产生任何升力。因此，被设置为仅产生用于巡航运行的推力的这些刚性安装的推力产生单元在悬停时对复合设计的VTOL的多旋翼飞行器产生巨大的重量负担。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种新的VTOL的多旋翼飞行器，其在悬停和巡航运行中均至少表现出提高的效率。
上述目的通过包括权利要求1的特征的VTOL的多旋翼飞行器来解决。更具体地，根据本发明，提供了具有机体和至少八个推力产生单元的VTOL的多旋翼飞行器，至少八个推力产生单元中的每一个推力产生单元被设置用于在相关联的预定推力方向上产生推力。至少八个推力产生单元中的至少四个推力产生单元形成第一推力产生单元子组，并且至少八个推力产生单元中的其他至少四个推力产生单元形成第二推力产生单元子组，第一推力产生单元子组能独立于第二推力产生单元子组操作。此外，第一推力产生单元子组的至少两个推力产生单元和第二推力产生单元子组的至少两个推力产生单元设置在第一推力产生单元子组和第二推力产生单元子组的相交区域中，并且以不能倾斜的方式连接至机体以至少在垂直起飞和着陆期间产生升力。此外，第二推力产生单元子组的至少两个推力产生单元相对于飞行器的纵向方向倾斜预定的倾斜角度，并且以不能倾斜的方式连接至机体以至少在低速巡航运行期间产生向前推力，上述预定的倾斜角度示例性地被称为角度β。此外，第一推力产生单元子组的至少两个推力产生单元能倾斜地连接至机体以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力。
有利地，本发明的VTOL的多旋翼飞行器在悬停和巡航运行中(即，在向前飞行中)均表现出提高的效率和功能。此外，与例如上述的常规的VTOL的多旋翼飞行器相比，有利地降低了本发明的VTOL的多旋翼飞行器的总功率消耗。
更具体地，本发明的VTOL的多旋翼飞行器具有改进的构造，该构造基于上述通常的设计类型(即，常规设计、可变换设计和复合设计)的组合。换言之，将不同类型的飞行器以一种新的方式进行组合，以确保出色的飞行安全性、巡航运行效率和在多种飞行速度范围内在飞行中从一种构造变换为另一种构造的适应性。
更具体地，本发明的VTOL的多旋翼飞行器有利地组合了至少两个“子多旋翼直升机”，每个子多旋翼直升机均设置有至少四个相关联的推力产生单元，其中，至少两个子多旋翼直升机在相交区域中彼此重叠，并且其中可以在相交区域中设置机翼、吹翼、一个或多个局部罩或全罩中的至少一个。然而，还可以考虑另外的改进的构造，其中在相交区域中也可以设置例如附加的推力产生单元，例如专用于向前飞行的推进器螺旋桨。然而，在任何情况下，本发明的VTOL的多旋翼飞行器的重心和升力中心必须位于相交区域中。
优选地，至少一个子多旋翼直升机负责低速巡航运行并且针对悬停进行优化，而另一子多旋翼直升机负责中速巡航运行并且针对巡航运行进行优化并且设置有至少两个刚性(预)倾斜的推力产生单元。因此，在巡航运行中增大本发明的VTOL的多旋翼飞行器的相应的飞行速度的过程中操作本发明的VTOL的多旋翼飞行器时，可以通过遵守特定的相应的飞行情况而将基本的推力平衡从一个子多旋翼直升机转变为另一子多旋翼飞行器。
有利地，所有子多旋翼直升机但至少上述两个子多旋翼直升机能够以完全隔离的方式或同时一起工作。优选地，至少可以在本发明的VTOL的多旋翼飞行器的预定巡航速度的大约30％至70％的飞行速度下执行从至少两个子多旋翼直升机的悬停构造到向前飞行构造的飞行中变换。这允许通过将本发明的VTOL的多旋翼飞行器变换为某种飞机而获得气动效率，允许避免不利的相互作用影响，例如，可以通过增大当前的飞行速度来降低相应的前推力产生单元的相关联的旋翼组件的相应的转速，并且由于在非临界情况下或容错飞行模式中至少一个推力产生单元的运行而允许提高飞行安全性，例如在飞行变换期间，相应的旋翼组件处于关闭模式或接近关闭状态。优选地，在相应的飞行中变换速度的范围内，至少一个子多旋翼直升机，优选是针对悬停而优化的子多旋翼直升机可以被关闭，并且例如通过使至少一个推力产生单元倾斜而变换为飞机模式。
有利地，本发明的VTOL的多旋翼飞行器能够处理不同类型的推进方法，例如，全电力的、部分电力的、燃气轮机驱动的、常规的内燃机操作的等。因此，可以以独特的组合实现不同种类的发动机。特别地，根据一方面，与其余部分相比，每个子多旋翼直升机的至少一个推力产生单元通过替代的推进方法来操作。此外，推力产生单元的相应的旋翼组件可以通过直接驱动器来驱动，也可以成对地交叉连接。
此外，本发明的VTOL的多旋翼飞行器优选设置为实现提高的偏航稳定性。这可以通过相应地主动控制偏航和/或例如使用对称的涵道尾桨(fenestron)来完成。
根据一方面，低速巡航运行包括速度为0.3*Vh至小于0.7*Vh的运行，并且高速巡航运行包括速度为至少0.7*Vh的运行。Vh是飞行器的预定巡航速度，因此优选是针对应用而特定的。
第一推力产生单元子组的、能倾斜地连接至机体以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力的至少两个推力产生单元可以在低速巡航运行期间倾斜。
优选地，第一推力产生单元子组的、能倾斜地连接至机体以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力的至少两个推力产生单元能相对于飞行器的纵向方向倾斜在-90°至0°的范围内的相关联的倾斜角度，该相关联的倾斜角度示例性地被称为角度α。
相交区域可以设置有机翼、吹翼、一个或多个局部罩或全罩中的至少一个。
优选地，每个局部罩和/或每个全罩均具有气动改进的设计，该设计导致例如在发明的VTOL的多旋翼飞行器的前向飞行中在横向气流条件下的气动阻力显著减小。这种气动阻力的显著减小至少部分是由于每个罩部自身的优选设计、特别是由于进气区域在圆柱形空气涵道的圆周方向上的基本波浪形的几何形状。
更具体地，给定的推力产生单元和所有相关联的元件的相应的局部罩或全罩优选是轴向不对称的，即，在罩的方位角ψ上是不对称的。换言之，相应的局部罩或全罩的设计基于关于所有相关联的元件的可变因子，即：
·作为方位角ψ的函数的高度；
·作为方位角ψ的函数的进气区域半径；
·作为方位角ψ的函数的出气区域半径；和/或
·作为方位角ψ的函数的额外的升力表面的设置。
特别地，相应的局部罩或全罩的可变高度在垂直起飞和悬停与向前飞行方面之间的权衡带来了显著优势，在悬停中基本效率随着相应的局部罩或全罩高度的增加而增加，并且在向前飞行中基本阻力随着相应的局部罩或全罩高度的减小而减小，因为这减小了相应的局部罩或全罩的相应的阻力面积。
有利地，相应的局部罩或全罩在本发明的VTOL的多旋翼飞行器的悬停和向前飞行情况期间被用作额外的升力装置，并因此有利地允许减小本发明的VTOL的多旋翼飞行器的相应功耗。此外，相应的局部罩或全罩可对容纳在其中的旋翼组件提供遮罩作用，并因此有利地允许减小地面上相应的旋翼噪声印迹。
优选地，通过为本发明的VTOL的多旋翼飞行器的、设置在相交区域中的至少每一个推力产生单元提供限定不同旋翼平面的至少两个旋翼组件，旋翼组件可以定位在彼此上方并且以反向旋转的方式旋转，从而产生推力产生单元，该推力产生单元提供增加的安全水平并且允许减小本发明的VTOL的多旋翼飞行器的总体尺寸，从而得到相对较小的飞行器，因为两个或多个旋翼平面可以相应地结合在单一的推力产生单元中。
优选地，相应的局部罩或全罩容纳至少一个相关联的电力发动机并且有利地产生附加的升力。这在整体上提高本发明的VTOL的多旋翼飞行器及其电力发动机的基本效率方面是重要的。
更具体地，优选地，每个推力产生单元包括载荷承载框架，该载荷承载框架包括用于安装至少一个电力发动机的承载梁。这种承载梁有利地将载荷从至少一个电力发动机传递到相应的推力产生单元的相关联的前部梁和后部梁，并且在VTOL的多旋翼飞行器的机体的纵向方向上加固局部罩或全罩，从而通过将相应的推力产生单元支撑在其最大载荷位置处而防止操作中的椭圆化。此外，由于其平行于本发明的VTOL的多旋翼飞行器的机体的纵向延伸的纵向定向，承载梁仅通过完全可忽略的方式影响本发明的VTOL的多旋翼飞行器的总气动阻力。特别地，由于承载梁不是相对于指定的旋翼组件的旋翼叶片径向设置的，因此在其对噪声排放的影响方面表现出显著的优势。
此外，连接至承载梁的前部梁和后部梁优选将相应的推力产生单元的局部罩或全罩附接至本发明的VTOL的多旋翼飞行器的机体。前部梁和后部梁可设置有连续凸缘，从而相对于弯曲载荷尽可能地坚固。此外，如果扭转载荷必须被考虑到并且是重要的，则可以将封闭外形应用于由前部梁和后部梁或它们的连续凸缘限定的相应的支撑结构。
优选地，前部梁和后部梁位于由相应的推力产生单元限定的圆柱形空气涵道外部。因此，它们可以有利地通过任何方式气动地成形，而不对相应的推力产生单元的下洗气流产生不利作用。优选地，前部梁和后部梁被集成到相应的推力产生单元的局部罩或全罩中。
此外，局部罩或全罩的使用有利地允许将相应的电力发动机和冷却装置集成到局部罩或全罩中。此外，由于圆柱形空气涵道内部纵向设置的承载梁，相应的电力发动机可以偏心地(即，在承载梁的侧面)集成。这允许承载梁用作连续的弯曲梁，而不具有任何锥度和剖面变化。这在刚度、应力和疲劳方面具有显著优势。此外，承载梁提供了也沿着横向气流方向定向的较大面积，因此提供和实现了用于电力发动机的较大冷却面积，然而，这不提高本发明的VTOL的多旋翼飞行器的总气动阻力。
优选地，承载梁偏心地设置在圆柱形空气涵道的内部并且至少基本上与圆柱形空气涵道的横截面共面。至少一个电力发动机可以偏心地安装到承载梁。承载梁优选是悬臂。承载梁可在圆柱形空气涵道的后缘区域处被安装到局部罩或全罩。
根据另外的方面，承载梁是棒状的并且从局部罩或全罩的前缘区域延伸至后缘区域。优选地，局部罩或全罩包括将承载梁连接至机体的前部梁和后部梁，前部梁和后部梁设置在圆柱形空气涵道外部。前部梁可以包括前部凸缘，后部梁可以包括后部凸缘，前部凸缘和后部凸缘附接至机体。前部梁和前部凸缘可以一体形成，后部梁和后部凸缘同样可以一体形成。优选地，前部凸缘和后部凸缘一体形成。
根据一个方面，罩在圆柱形空气涵道的前缘区域处设置有额外的升力表面。更具体地，进气区域可以在圆柱形空气涵道的圆周方向上呈现出波浪形几何形状。圆柱形空气涵道在圆周方向上包括前缘区域和完全相对的后缘区域、左舷侧横向区域和完全相对的右舷侧横向区域，其中左舷侧横向区域和右舷侧横向区域分别在圆柱形空气涵道的圆周方向上设置在前缘区域与后缘区域之间。前缘区域处的高度优选小于左舷侧横向区域和/或右舷侧横向区域处的高度。
圆柱形空气涵道在圆柱形空气涵道的轴向方向上具有在出气区域与进气区域之间限定的、在圆柱形空气涵道的圆周方向上变化的高度。在圆柱形空气涵道的圆周方向上变化的高度限定了进气区域的波浪形几何形状。
后缘区域处的高度优选小于左舷侧横向区域和/或右舷侧横向区域处的高度。优选地，后缘区域处的高度小于前缘区域处的高度。
此外，部分罩或全罩可在气动特性和性能方面得到优化，因为其可以被设计为提供附加的升力。特别地，罩的前缘区域可被设计为提供这种额外的升力。
根据一个方面，本发明的VTOL的多旋翼飞行器的相交区域包括机翼，该机翼至少部分地容纳第一推力产生单元子组的、设置在相交区域中的至少两个推力产生单元中的每一个推力产生单元和/或第二推力产生单元子组的、设置在相交区域中的至少两个推力产生单元中的每一个推力产生单元。
可以为第一推力产生单元子组的、容纳在机翼中的至少两个推力产生单元中的每一个推力产生单元和/或第二推力产生单元子组的、容纳在机翼中的至少两个推力产生单元中的每一个推力产生单元提供局部罩。可以如上所述构造该局部罩。
设置局部罩有利地允许减小这样的罩的总阻力。因此，局部罩使其在巡航运行或向前飞行中的固有负担最小化，同时仍允许改进悬停时相应的推力产生单元的相关联的特性。
优选地，第一推力产生单元子组的、能倾斜地连接至机体以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力的至少两个推力产生单元在飞行器的纵向方向上设置在机翼的上游。
优选地，至少八个推力产生单元中至少25％的推力产生单元在飞行器的纵向方向上设置在机翼的上游。
预定的倾斜角度β可以在-25°至-45°的范围内。
第二推力产生单元子组的、相对于飞行器的纵向方向倾斜预定的倾斜角度β并且以不能倾斜的方式连接至机体以至少在低速巡航运行期间产生向前推力的至少两个推力产生单元可将其安装至后部稳定器。
可以设置至少两个附加的推力产生单元，所述至少两个附加的推力产生单元相对于飞行器的纵向方向倾斜至少约-90°，并且以不能倾斜的方式连接至机体以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力。
优选地，第一推力产生单元子组专用于控制垂直起飞和着陆，第二推力产生单元子组专用于控制低速巡航运行。
优选地，至少八个推力产生单元中至少50％的推力产生单元被电驱动。
根据一方面，该机体适于运送乘客。
有利地，本发明的VTOL的多旋翼飞行器不仅被设计用于乘客的运送，而且特别适合并适于被认证为在城市地区运行。优选地，它易于飞行，具有多重冗余度、满足当局的安全性要求、设计成本低并且仅产生相对较小的噪声。优选地，本发明的VTOL的多旋翼飞行器具有相对较小的旋翼直径和轻型设计，并且仍然适于实现紧急着陆。
此外，本发明的VTOL的多旋翼飞行器优选地能够悬停并且包括分散式推进系统。其更优选设计有自旋能力，这在其他要求之外是必要的，以便满足有关安全故障模式的当局法规，例如FAR和EASA法规，对于整个多旋翼飞行器来说，安全故障模式相当于每飞行小时的故障约为1×10-7次。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限定。
优选地，本发明的VTOL的多旋翼飞行器满足当局运送乘客所需的规定安全等级。这优选通过下列的组合和关联来实现：
·每个推力产生单元有至少两个独立的旋翼组件；
·冗余的、隔离的电池布局；
·冗余的电源和线束布局；
·基本电力管理的物理分离和隔离；
·冗余的、隔离的电力发动机；以及
·旋翼组件的俯仰角控制和/或RPM控制。
有利地，本发明的VTOL的多旋翼飞行器显著提高了VTOL的多旋翼飞行器的飞行能力和经济性。然而，在向前飞行时在50km/h至150km/h的相对较宽的巡航速度走廊内，与传统的VTOL的多旋翼飞行器的±45度相比，本发明的VTOL的多旋翼飞行器的相应的俯仰姿态可以保持在大约±10度的可接受范围内。此外，与其他任何变换飞行器相比，本发明的VTOL的多旋翼飞行器在滚转起飞场地的飞行变换或在50km/h到150km/h的向前飞行期间的飞行变换确保了飞行安全性的提高，因为相应地受到影响的推力产生单元在接近飞行变换的飞行状态下不被需要用于提升本发明的VTOL的多旋翼飞行器。此外，本发明的推力产生单元的设置允许显著减小本发明的VTOL的多旋翼飞行器的前部和后部之间的不利的相互作用。
应注意的是，虽然在上文中参考具有多旋翼组件的多旋翼结构描述了本发明的VTOL的多旋翼飞行器，但是其也可以被实现为具有多个螺旋桨组件的多螺旋桨结构或被实现为多螺旋桨和多旋翼的结构。更具体地，虽然旋翼通常被完全铰接，但是螺旋桨通常完全不被铰接。然而，它们都可用于产生推力，因此都可以用于实现根据本发明的VTOL的多旋翼飞行器的推力产生单元。因此，本说明书中任何关于旋翼或旋翼结构的参考都应同样理解为关于螺旋桨和螺旋桨结构的参考，使得本发明的VTOL的多旋翼飞行器同样可被实现为多螺旋桨和/或多螺旋桨和多旋翼的飞行器。
换言之，本发明原则上涉及一种多重推力构造，其具有：旋翼/螺旋桨，其限定了可被选择为独立地定位在彼此顶部的旋翼/螺旋桨平面；用于封闭其中最多一个旋翼/螺旋桨的任何旋转部件的局部罩或全罩；优选驱动每个旋翼/螺旋桨的至少一个电力发动机，其中每个发动机都可被隔离，以提高所提供的安全等级，并且其中优选在电池和电力发动机之间存在逻辑连接部，该逻辑连接部优选包括在故障情况下提高安全等级的冗余设计，并且其中优选设置有在故障情况下具有适当安全等级的电池冗余布局。
附图说明
在下文的描述中参照附图通过举例的方式概述本发明的优选实施方式。在这些附图中，相同的或相同功能的部件和元件标有相同的附图标记和字符，并因此仅在下文的描述中描述一次。
-图1示出了根据本发明的一方面的具有多个推力产生单元和机翼的VTOL的多旋翼飞行器在垂直起飞和着陆期间的侧视图，
-图2示出了图1的具有多个推力产生单元和机翼的VTOL的多旋翼飞行器的立体图，
-图3示出了图2的具有多个推力产生单元和机翼的VTOL的多旋翼飞行器的俯视图，
-图4示出了图1的具有多个推力产生单元和机翼的VTOL的多旋翼飞行器在巡航运行期间的侧视图，
-图5示出了图4的具有多个推力产生单元和机翼的VTOL的多旋翼飞行器的立体图，
-图6示出了图5的具有多个推力产生单元和机翼的VTOL的多旋翼飞行器的俯视图，
-图7示出了图1和图4的具有多个推力产生单元和机翼的VTOL的多旋翼飞行器在飞行变换期间的侧视图，
-图8示出了图7的VTOL的多旋翼飞行器的功率-速度图，
-图9示出了图1的具有多个推力产生单元、机翼和附加的推力产生单元的VTOL的多旋翼飞行器在垂直起飞和着陆期间的立体图，以及
-图10示出了图9的具有多个推力产生单元、机翼和附加的推力产生单元的VTOL的多旋翼飞行器的俯视图。
附图标记列表
1-垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器；1a-飞行器纵向或长度方向和向前飞行方向；1b-飞行器横向或宽度方向；1c-飞行器垂直或高度方向和垂直起飞方向；2-飞行器机体；2a-飞行器机体内部容积体；3-推力产生单元；4-第一推力产生单元子组；4a，4b，4c，4d-第一推力产生单元子组的推力产生单元；5-第二推力产生单元子组；5a，5b，5c，5d-第二推力产生单元子组的推力产生单元；6-机翼；6a-右舷侧半翼；6b-左舷侧半翼；6c-右舷侧半翼的内侧部分；6d-右舷侧半翼的外侧部分；6e-左舷侧半翼的内侧部分；6f-左舷侧半翼的外侧部分；7-后部稳定器；7a-推力产生单元支撑结构；8a，8b，8c，8d-推力产生单元互连梁；9-相交区域；10-水平方向；11-功率-速度图；11a-代表速度的横坐标轴；11b-代表功率的纵坐标轴；12a，12b，12c-飞行阶段；13a-最佳的巡航功率范围；13b-第一推力产生系统变换范围；13c-最佳的巡航速度；14a，14b-附加的推力产生单元；15a，15b，15c，15d-局部罩；α，β-推力产生单元倾斜角度。
具体实施方式
图1示出了具有飞行器机体2的示例性VTOL的多旋翼飞行器1。飞行器机体2限定了支撑结构，该支撑结构在下文中也被称为VTOL的多旋翼飞行器1的“机身”。
机身2具有在纵向方向上的延伸部、在横向方向上的延伸部(图2、图3、图5、图6、图9和图10中的1b)以及在竖直方向上的延伸部，纵向方向由箭头1a示例性地表示，箭头1a还示例性地指示VTOL的多旋翼飞行器1的向前飞行方向，竖直方向示例性地由箭头1c表示，箭头1c也示例性地指示垂直起飞方向。机身2可以连接至任何合适的起落架，例如滑橇式起落装置或轮式起落装置。
优选地，机身2限定内部容积体2a，该内部容积体至少适于运送乘客，使得VTOL的多旋翼飞行器1整体上适于运送乘客。内部容积体2a优选还或替代地适于容纳操作和电气设备，例如操作VTOL的多旋翼飞行器1所需的储能系统。
应注意的是，适合运送乘客并且还或可替代地适合容纳操作和电气设备的内部容积体2a的示例性构造是本领域技术人员可以容易地得到的，并且通常被实施为遵守例如与乘客运送有关的当局法规和认证要求。因此，由于这样的内部容积体2a的这些构造不是本发明的一部分，为了简明扼要而不对它们进行详细描述。
示例性地，VTOL的多旋翼飞行器1包括多个推力产生单元3。优选地，多个推力产生单元3中的每一个推力产生单元被设置用于在相关联的预定推力方向上产生推力。
多个推力产生单元3优选分为第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5。举例来说，第一推力产生单元子组4示例性地包括推力产生单元4a、4b，第二推力产生单元子组5示例性地包括推力产生单元5a、5b。下面参照图2进一步说明第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5的构成和结构。
根据一个方面，VTOL的多旋翼飞行器1包括机翼6。机翼6示例性地包括右舷侧半翼6a和左舷侧半翼(图2、图3、图5，图6、图9和图10中的6b)。
此外，VTOL的多旋翼飞行器1优选包括后部稳定器7。后部稳定器7优选包括支撑结构7a，该支撑结构7a例如示例性地连接至第二推力产生单元子组5的推力产生单元5b。
图2示出了图1的VTOL的多旋翼飞行器1，其机身2在纵向方向1a、竖直方向1c和由箭头1b表示的横向方向上延伸。VTOL的多旋翼飞行器1包括图1的多个推力产生单元3，其具有第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5。此外，VTOL的多旋翼飞行器1包括图1的机翼6以及图1的后部稳定器7，机翼6具有右舷侧半翼6a和左舷侧半翼6b。
举例来说，多个推力产生单元3包括八个推力产生单元，即，图1的推力产生单元4a、4b、5a、5b以及推力产生单元4c、4d、5c、5d。这八个推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c，5d中的每一个推力产生单元均被设置用于在相关联的预定推力方向上产生推力。优选地，八个推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c，5d中至少50％的推力产生单元被电驱动。
推力产生单元4a、4b、4c、4d示例性地形成第一推力产生单元子组4，而推力产生单元5a、5b、5c、5d示例性地形成第二推力产生单元子组5。换言之，第一推力产生单元子组4示例性地包括四个推力产生单元，第二推力产生单元子组5也示例性地包括四个推力产生单元。优选地，第一推力产生单元子组4能独立于第二推力产生单元子组5操作。
根据一个方面，第一推力产生单元子组4的推力产生单元4a、4b、4c、4d被电驱动，而第二推力产生单元子组5的推力产生单元5a、5b、5c、5d用不同的动力单元(例如，内燃机和/或涡轮发动机)驱动。替代地，第二推力产生单元子组5的推力产生单元5a、5b、5c、5d可以被电驱动，而第一推力产生单元子组4的推力产生单元4a、4b、4c、4d用不同的动力单元(例如，内燃机和/或涡轮发动机)驱动。还可替代地，可以电驱动从第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5中选择的推力产生单元，例如推力产生单元4b、4d、5a、5c，而来自第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5的其余推力产生单元(即，推力产生单元4a、4c、5b、5d)用不同的动力单元(例如，内燃机和/或涡轮发动机)驱动。
优选地，第一推力产生单元子组4专用于控制垂直起飞和着陆。第二推力产生单元子组5优选专用于控制低速巡航运行。
根据一个方面，第二推力产生单元子组5的推力产生单元5b、5d相对于VTOL的多旋翼飞行器1的纵向方向1a倾斜预定的倾斜角度(图4中的β)。优选将它们以不能倾斜的方式连接至机身2以至少在低速巡航运行期间产生向前推力。更具体地，推力产生单元5b、5d示例性地刚性地安装到后部稳定器7的支撑结构7a上。
第一推力产生单元子组4的推力产生单元4a、4c反而优选能倾斜地连接至机身2，以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力。然而，应注意的是，将推力产生单元能倾斜地连接至VTOL的多旋翼飞行器的机身是本领域中公知的，因此不是本发明的目的。因此，对推力产生单元4a、4c到机身2的能倾斜的连接不进行更详细的描述。
优选地，高速巡航运行包括速度为至少0.7*Vh的运行，而低速操作包括速度为0.3*Vh至小于0.7*Vh的VTOL的多旋翼飞行器1的运行。Vh是VTOL的多旋翼飞行器1的预定巡航速度，该预定巡航速度可以取决于飞行器或应用。
示例性地，第一推力产生单元子组4的推力产生单元4b、4d和第二推力产生单元子组5的推力产生单元5a、5c连接至机翼6。更具体地，右舷侧半翼6a优选至少部分地容纳推力产生单元4b、5a，而左舷侧半翼6b优选至少部分地容纳推力产生单元4d、5c。
举例来说，推力产生单元4b设置在右舷侧半翼6a的内侧部分6c，推力产生单元5a设置在右舷侧半翼6a的外侧部分6d。同样，推力产生单元4d示例性地设置在左舷侧半翼6b的内侧部分6e，而推力产生单元5c示例性地设置在左舷侧半翼6b的外侧部分6f。
优选地，第一推力产生单元子组4的、能倾斜地连接至机身2以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力的推力产生单元4a、4c在VTOL的多旋翼飞行器1的纵向方向1a上设置在机翼6的上游。更一般地，八个推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d中至少25％的推力产生单元在VTOL的多旋翼飞行器1的纵向方向1a上设置在机翼6的上游。在所示的例子中，八个推力产生单元中只有两个推力产生单元(即，八个推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d中正好25％的推力产生单元)在纵向方向1a上设置在机翼6的上游。
然而，为了避免在VTOL的多旋翼飞行器1的纵向方向1a上设置在机翼6的上游的所有推力产生单元之间的不希望的寄生相互作用，优选限制在VTOL的多旋翼飞行器1的纵向方向1a上设置在机翼6的上游的推力产生单元的相应数量。因此，有利地，在本例子的推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d中，应将不超过所有推力产生单元的40％的推力产生单元在VTOL的多旋翼飞行器1的纵向方向1a上设置在机翼6的上游。
根据一个方面，推力产生单元4a、4b通过相关联的互连梁8a互连。同样，推力产生单元4c、4d优选通过相关联的互连梁8b互连。互连梁8a、8b可以包括合适的驱动轴，该驱动轴驱动地将相应的推力产生单元4a、4b；4c、4d互连。可替代地，相应的推力产生单元4a、4b、4c、4d中的每个推力产生单元可以由相应赋予的电力发动机驱动。
图3示出了图2的具有多个推力产生单元3、机翼6和后部稳定器7的VTOL的多旋翼飞行器1，多个推力产生单元3包括第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5。类似于图1和图2，以对应于垂直起飞和着陆的运行模式示出了VTOL的多旋翼飞行器1。
根据一个方面，第一推力产生单元子组4的推力产生单元4b、4d和第二推力产生单元子组5的推力产生单元5a、5c设置在第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5的相交区域9中。相交区域9中的推力产生单元4b、4d、5a、5c优选以不能倾斜的方式连接至机身2，以至少在垂直起飞和着陆期间产生升力。
优选地，八个推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d中至少25％的推力产生单元设置在相交区域9中，并且优选设置在机翼6中。在所示的例子中，八个推力产生单元中的四个推力产生单元(即，推力产生单元4b、4d、5a、5c，即，正好是八个推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d中50％的推力产生单元)设置在相交区域9中或机翼6中。
示例性地，相交区域9设置有机翼6。相交区域9中的机翼6优选至少部分地容纳设置在相交区域9中的推力产生单元4b、4d、5a、5c中的每一个推力产生单元。
在VTOL的多旋翼飞行器1的示例性运行中，第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5在垂直起飞期间可操作以提供升力。然而，优选地，控制第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5之间的相应的推力平衡，使得基本上第一推力产生单元子组4提供升力。换言之，由第二推力产生单元子组5提供的升力将显著小于由第一推力产生单元子组4提供的升力。为了从垂直起飞切换到巡航运行，将相应的推力平衡从第一推力产生单元子组4切换到第二推力产生单元子组5。因此，由于第二推力产生单元子组5的(预)倾斜的推力产生单元5b、5d，至少可在纵向方向1a上初始控制VTOL的多旋翼飞行器1。更具体地，在VTOL的多旋翼飞行器1的低速运行期间，不需要第一推力产生单元子组4的推力产生单元4a、4c的用于向前飞行的附加的推进。然而，如果需要过渡到高速运行，则执行第一推力产生单元子组4的借助于相应的倾斜(即，推力产生单元4a、4c的主动倾斜)的飞行变换。
可替代地，第一推力产生单元子组4可以操作以在垂直起飞期间提供升力，而第二推力产生单元子组5可以在垂直起飞期间处于关闭模式。然后，为了从垂直起飞切换到巡航运行，可以启动第二推力产生单元子组5，使得推力产生单元5b、5d产生向前推力，而第二推力产生单元子组5的第二推力产生单元5a、5c可以在巡航运行中提供足够的升力。因此，在已经完成了VTOL的多旋翼飞行器1从垂直起飞到巡航运行的相应飞行变换之后，第一推力产生单元子组4例如可以被完全关闭，例如在仅需要低速巡航运行时，或者可替代地，第一推力产生单元子组4的推力产生单元4a、4c可以倾斜以产生附加的向前推力使得能够进行高速巡航运行。在这种情况下，可以仅关闭第一推力产生单元子组4的推力产生单元4b、4d。
又可替代地，如果仅需要低速巡航运行，则第二推力产生单元子组5的推力产生单元5b、5d可以保持处于关闭模式，并且在飞行变换期间仅接通推力产生单元5a、5c，使得推力产生单元4b、4d、5a、5c为VTOL的多旋翼飞行器1提供足够的升力，使得推力产生单元4a、4c在飞行变换期间可以倾斜，从而产生低速巡航运行所需的向前推力。
图4示出了图1至图3的VTOL的多旋翼飞行器1，现在通过举例的方式在示例性巡航运行中示出。对应于图1至图3，VTOL的多旋翼飞行器1包括机身2、多个推力产生单元3、机翼6和后部稳定器7，多个推力产生单元3包括第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5。
如以上参照图3所述，在巡航运行期间，推力产生单元4a(以及图2和图3的推力产生单元4c)可以相对于机身2(即，相对于参考方向，例如水平方向10)倾斜相关联的倾斜角度α。水平方向10示例性地对应于(即，平行于)VTOL的多旋翼飞行器1的纵向方向1a。
相关联的倾斜角度α优选在-90°至0°的范围内，并且示例性地为-90°。优选地，至少在高速巡航运行期间，相关联的倾斜角度α等于-90°。
根据一个方面，第一推力产生单元子组4的推力产生单元4a(以及图2和图3的推力产生单元4c)在低速巡航运行期间可能已经倾斜，但是优选至少在高速巡航运行期间倾斜以产生附加的向前推力，如下面参照图5更详细地描述的那样。
图4还示出了第二推力产生单元子组5的推力产生单元5b(以及图2和图3的推力产生单元5d)相对于水平方向10的示例性预定的倾斜角度β。预定的倾斜角度β在-25°至-45°的范围内，并且示例性地为-30°。
图5示出了图4的具有机身2、多个推力产生单元3、机翼6和后部稳定器7的VTOL的多旋翼飞行器1，多个推力产生单元3包括第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5。根据图4，再次示出了在巡航运行期间的VTOL的多旋翼飞行器1。
如上面参照图4所说明的那样，在巡航运行中并且更具体地至少在高速巡航运行期间，推力产生单元4a倾斜图4的预定的倾斜角度α，其在图4和图5中示例性地等于-90°。同样，第一推力产生单元子组4的推力产生单元4c类似地倾斜图4的预定的倾斜角度α。因此，推力产生单元4c示例性地也倾斜-90°的角度。
图6示出了图4和图5的具有机身2、多个推力产生单元3、机翼6和后部稳定器7的在巡航运行期间的VTOL的多旋翼飞行器1，多个推力产生单元3包括第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5。图6进一步示出了包括推力产生单元4a、4b、4c、4d的第一推力产生单元子组4的构成以及包括推力产生单元5a、5b、5c、5d的第二推力产生单元子组5的构成。
此外，图6进一步示出了第一推力产生单元子组4的可倾斜的推力产生单元4a、4c的倾斜度以及第二推力产生单元子组5的推力产生单元5b、5d的倾斜度，推力产生单元5b、5d是预倾斜的，但不能倾斜地设置在后部稳定器7的支撑结构7a上。最后，图6再次示出了相交区域9，其中示例性地设置有机翼6和第一推力产生单元子组4的推力产生单元4b、4d和第二推力产生单元子组5的推力产生单元5a、5c。
图7示出了处于到根据图4的构造的飞行变换期间(即，在从根据图1的相应示例性的起飞和着陆构造到根据图4的相应巡航运行构造的飞行变换期间)的根据图1的构造的VTOL的多旋翼飞行器1。如以上参照图3所述，通过适当的控制VTOL的多旋翼飞行器1的第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5来执行飞行变换(参见图3)。如上面关于图4所述，飞行变换的一个要素在于第一推力产生单元子组4的推力产生单元4a(以及图2、图3、图5、图6的推力产生单元4c)倾斜图4的预定的倾斜角度α。
图8示出了示例性的功率-速度图11，其具有代表速度的横坐标轴11a和代表图1至图7的VTOL的多旋翼飞行器1的分别所需的功率的纵坐标轴11b。功率-速度图11示出了在三个示例性飞行阶段12a、12b、12c中获得期望速度所需的相应功率。
飞行阶段12a代表根据图1至图3的VTOL的多旋翼飞行器1的示例性起飞或着陆。飞行阶段12b代表根据图7的VTOL的多旋翼飞行器1的示例性飞行变换，即，从图1到图3的起飞和着陆构造到根据图4到图6的示例性巡航运行构造的飞行变换。飞行阶段12c示例性说明了根据图4至图6的VTOL的多旋翼飞行器1的巡航运行。
举例来说，指出了范围13a，其示出了优选的或最佳的巡航功率范围。为了不下降到低于最佳的巡航功率范围13a，需要VTOL的多旋翼飞行器1的飞行变换。举例来说，如上面关于图7所述，借助于先前附图中的第一推力产生单元子组4在第一推力产生系统变换范围13b处开始执行飞行变换。
示例性地，VTOL的多旋翼飞行器1的飞行变换在点13c处完成，该点示出了VTOL的多旋翼飞行器1的优选的或最佳的巡航速度。
应注意的是，对本发明上述方面的修改也在本领域技术人员的公知常识之内，因此也被认为是本发明的一部分。在下文中参照图9和图10描述针对这种修改的例子。
图9示出了图1至图3的VTOL的多旋翼飞行器1，其图示地处于根据图1至图3的示例性的起飞和着陆构造。VTOL的多旋翼飞行器1包括根据上述图1至图3的机身2、多个推力单元3、机翼6和后部稳定器7，多个推力单元3包括第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5。然而，与此相比之下，VTOL的多旋翼飞行器1包括两个附加的推力产生单元14a、14b。附加推力产生单元14a、14b示例性地相对于纵向方向1a(即，图4的水平方向10)倾斜大约-90°。优选地，附加的推力产生单元14a、14b以不能倾斜的方式连接至机身2，以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力。
根据一个方面，附加的推力产生单元14a、14b分别通过相关联的互连梁8c、8d连接至第二推力产生单元子组5的推力产生单元5a、5c。如图2中参照互连梁8a、8b所述，互连梁8c、8d可包括各自的驱动轴，其将对应的推力产生单元14a、5a以及14b、5c驱动地互连。因此，附加的推力产生单元14a、14b优选形成第二推力产生单元子组5的一部分。然而，推力产生单元14a、5a以及14b、5c中的每一个推力产生单元也可以被单独地驱动，例如通过一个或多个相关联的电力发动机。
应注意的是，附加的推力产生单元14a、14b示例性地在VTOL的多旋翼飞行器1的纵向方向1a上设置在机翼6的上游。因此，在图9的例子中，十个推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d、14a、14b中的四个推力产生单元4a、4c、14a、14b(即，十个推力产生单元4a、4b、4c、4d、5a、5b、5c、5d、14a、14b中正好40％的推力产生单元)在纵向方向1a上设置在机翼6的上游。
图10示出了图9的具有机身2、多个推力产生单元3、机翼6和后部稳定器7的VTOL的多旋翼飞行器1，多个推力产生单元3包括第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5。如上面参照图3所述，图10进一步示出了推力产生单元4b、4d、5a、5c在互连区域9中的设置。然而，图10也进一步示出了图9的附加的推力产生单元14a、14b在相交区域9的设置。
如以上参照图1至图7以及图9和图10所述，相交区域9示例性地包括机翼6。然而，应注意的是，机翼6的使用仅作为示例进行描述，并且并非用于相应地限制本申请。替代地，吹翼、一个或多个局部罩和/或全罩也可以与VTOL的多旋翼飞行器1一起使用。
在具有机翼6的示例性构造中，优选地，为容纳在机翼6中的每个推力产生单元设置局部罩15a、15b、15c、15d。因此，可以显著减小气动阻力。
示例性地，为推力产生单元5a设置局部罩15a，为推力产生单元4b设置局部罩15b，为推力产生单元4d设置局部罩15c，为推力产生单元5c设置局部罩15d。这同样适用于以上参照图1至图7以及图9描述的VTOL的多旋翼飞行器1的所有构造。然而，应注意的是，局部罩15a、15b、15c、15d也仅通过举例的方式进行的描述，因此不用于限制本发明，例如，局部罩15a、15b、15c、15d中的一个或多个例如可以被全罩替代。
应注意的是，可用于实现局部罩15a、15b、15c、15d的合适的局部罩以及可用于实现相应的全罩的合适的全罩对于本领域技术人员而言是公知的，并且本身不是本发明的目的。举例来说，在共同待审的欧洲专利申请EP17400008.3和EP18400003.2中描述了相应的罩。应注意的是，这两个共同待审的欧洲专利申请的内容被认为通过引用完全并入，并且因此完全构成本说明书的一部分，使得为了简明扼要可以省略对相应罩的更详细的描述。
此外，应注意的是，局部罩15a、15b、15c、15d和/或相应的全罩优选被构造有纵向朝向的承载梁，例如在共同待审的欧洲专利申请18400014.9中描述的承载梁。再次，该欧洲专利申请的内容被认为通过引用完全并入，并且因此完全构成本说明书的一部分，使得为了简明扼要可以省略对这种纵向朝向的承载梁的更详细的描述。
最后，应注意的是，关于图1至图7，正好示出了八个推力产生单元。随后，关于图9和图10，示出了十个推力产生单元。因此，应清楚的是，本发明的VTOL的多旋翼飞行器1优选包括至少八个推力产生单元，但是根据预期(例如专用)的实现方式，可以设置多于八个的推力产生单元。因此，第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5中的每个推力产生单元子组都包括至少四个推力产生单元，但是可以包括图9和图10所示的多于四个推力产生单元。此外，优选第一推力产生单元子组4和第二推力产生单元子组5中的每个推力产生单元子组的至少两个推力产生单元设置在相交区域9中，优选第一推力产生单元子组4的至少两个推力产生单元设置在机翼6的上游，第二推力产生单元子组5的至少两个推力产生单元固定地倾斜预定的倾斜角度β，并且第一推力产生单元子组4的至少两个推力产生单元能倾斜地连接至机体。

Claims (15)

1.一种具有机体(2)和至少八个推力产生单元(4a，4b，4c，4d，5a，5b，5c，5d)的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，所述至少八个推力产生单元(4a，4b，4c，4d，5a，5b，5c，5d)中的每个推力产生单元被设置用于在相关联的预定推力方向上产生推力，
其中，所述至少八个推力产生单元(4a，4b，4c，4d，5a，5b，5c，5d)中的至少四个推力产生单元(4a，4b，4c，4d)形成第一推力产生单元子组(4)，并且所述至少八个推力产生单元(4a，4b，4c，4d，5a，5b，5c，5d)中的至少四个其他推力产生单元(5a，5b，5c，5d)形成第二推力产生单元子组(5)，所述第一推力产生单元子组(4)能独立于所述第二推力产生单元子组(5)操作，
其中，所述第一推力产生单元子组(4)的至少两个推力产生单元(4b，4d)和所述第二推力产生单元子组(5)的至少两个推力产生单元(5a，5c)设置在所述第一推力产生单元子组(4)和所述第二推力产生单元子组(5)的相交区域(9)中，并且以不能倾斜的方式连接至所述机体(2)以至少在垂直起飞和着陆期间产生升力，
其中，所述第二推力产生单元子组(5)的至少两个推力产生单元(5b，5d)相对于飞行器(1)的纵向方向(1a)倾斜预定的倾斜角度(β)，并且以不能倾斜的方式连接至所述机体(2)以至少在低速巡航运行期间产生向前推力，并且
其中，所述第一推力产生单元子组(4)的至少两个推力产生单元(4a，4c)能倾斜地连接至所述机体(2)以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力。
2.根据权利要求1所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，低速巡航运行包括速度为0.3*Vh至小于0.7*Vh的运行，其中高速巡航运行包括速度为至少0.7*Vh的运行，并且其中Vh是所述飞行器(1)的预定巡航速度。
3.根据权利要求1或2所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，使所述第一推力产生单元子组(4)的、能倾斜地连接至所述机体(2)以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力的所述至少两个推力产生单元(4a，4c)在低速巡航运行期间倾斜。
4.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述第一推力产生单元子组(4)的、能倾斜地连接至所述机体(2)以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力的所述至少两个推力产生单元(4a，4c)能相对于所述飞行器(1)的纵向方向(1a)倾斜在-90°至0°的范围内的相关联的倾斜角度(α)。
5.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述相交区域(9)设置有机翼(6)、吹翼、一个或多个局部罩(15a，15b，15c，15d)或全罩中的至少一个。
6.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述相交区域(9)包括机翼(6)，该机翼(6)至少部分地容纳所述第一推力产生单元子组(4)的、设置在所述相交区域(9)中的所述至少两个推力产生单元(4b，4d)中的每一个推力产生单元和/或所述第二推力产生单元子组(5)的、设置在所述相交区域(9)中的所述至少两个推力产生单元(5a，5c)中的每一个推力产生单元。
7.根据权利要求6所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，为所述第一推力产生单元子组(4)的、被容纳在所述机翼(6)中的所述至少两个推力产生单元(4b，4d)中的每一个推力产生单元和/或所述第二推力产生单元子组(5)的、被容纳在所述机翼(6)中的所述至少两个推力产生单元(5a，5c)中的每一个推力产生单元都提供局部罩(15a，15b，15c，15d)。
8.根据权利要求6或7所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，至少所述第一推力产生单元子组(4)的、能倾斜地连接至所述机体(2)以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力的所述至少两个推力产生单元(4a，4c)在所述飞行器(1)的纵向方向(1a)上设置在所述机翼(6)的上游。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述至少八个推力产生单元(4a，4b，4c，4d，5a，5b，5c，5d)中至少25％的推力产生单元在所述飞行器(1)的纵向方向(1a)上设置在所述机翼(6)的上游。
10.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述预定的倾斜角度(β)在-25°至-45°的范围内。
11.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述第二推力产生单元子组(5)的、相对于所述飞行器(1)的纵向方向(1a)倾斜预定的倾斜角度(β)并且以不能倾斜的方式连接至所述机体(2)以至少在低速巡航运行期间产生向前推力的所述至少两个推力产生单元(5b，5d)安装在后部稳定器(7)上。
12.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，提供至少两个附加的推力产生单元(14a，14b)，所述至少两个附加的推力产生单元(14a，14b)相对于所述飞行器(1)的纵向方向(1a)倾斜至少大约-90°，并且以不能倾斜的方式连接至所述机体(2)以至少在高速巡航运行期间产生附加的向前推力。
13.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述第一推力产生单元子组(4)专用于控制垂直起飞和着陆，并且其中所述第二推力产生单元子组(5)专用于控制低速巡航运行。
14.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述至少八个推力产生单元(4a，4b，4c，4d，5a，5b，5c，5d)中至少50％的推力产生单元被电驱动。
15.根据前述任一项权利要求所述的垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(1)，
其中，所述机体(2)适于运送乘客。
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