CN111319758B - 模块化类型的航空器及为特定任务制备这种航空器的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种模块化类型的航空器(1)，包括：至少一个旋翼(2)，其适合于为航空器(1)提供全部或部分推进力和/或升力；内燃机类型或电动马达类型的至少一个动力设备(3，13)；主齿轮箱(4)，用于将由所述至少一个动力设备(3，13)产生的驱动扭矩机械地传递给所述至少一个旋翼(2)；以及航空电子系统(5)，用于辅助驾驶所述航空器(1)。根据本发明，航空电子系统(5)被配置成用于当航空器(1)仅具有第一动力设备(3)或当航空器(1)具有第一动力设备和第二动力设备(13)时，自动提供驾驶所述航空器(1)的辅助。

Description

模块化类型的航空器及为特定任务制备这种航空器的方法
相关申请的交叉引用
本申请要求于2018年11月29日提交的FR1872048的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及航空领域，更具体地涉及具有至少一个旋翼的航空器，该旋翼被设计为参与至少提供飞行器在空中的升力或甚至还提供推进力。
总体而言，这种航空器设计有特定的动力设备，该动力设备随后不能为了满足使用者的需求而被修改或用不同类型的动力设备替换。每个航空器被设计为接收动力设备，该动力设备例如可以是内燃机类型和/或电动马达类型。
背景技术
文献EP3095695公开了一种多引擎航空器的混合动力设备，该动力设备配备有至少两个燃烧燃料的发动机。电动马达也用于驱动多引擎航空器的旋翼。该电动马达在其被启动时适合于传递额外的动力。每个发动机和马达都机械连接至主齿轮箱。调节装置用于控制发动机和马达。在初始运行步骤期间，电动马达不以马达模式运行，使得旋转构件不驱动旋翼。然后，该电动马达可通过以交流发电机模式运行而从齿轮箱获取能量。
文献EP2735512公开了一种航空器，其具有旋转机翼和用于驱动该旋转机翼旋转的至少一个主齿轮箱。该航空器具有用于驱动主齿轮箱的第一主发动机和第二主发动机。在该航空器上，提供了主调节系统，其在应用可变的设定点时调节第一主发动机和第二主发动机。另外，该航空器具有用于驱动主齿轮箱的辅助发动机以及在应用恒定的设定点时调节辅助发动机的辅助调节系统，使得其调节独立于通过主调节系统执行的调节。
还已知文献FR3040977、US2018/0170509和WO96/06749。
举例来说，文献FR2962404公开了一种混合动力航空器，其具有内燃机类型的第一动力设备和电动马达类型的第二动力设备。另外，这种混合动力航空器还具有单个共同的主齿轮箱，该齿轮箱既与第一动力设备连接，又与第二动力设备连接。
然而，这样的航空器被证明为必须在航空器的整个生命内保持那些特定的动力设备。
因此，如果使用者的需求发生变化，或者航空器的任务的性质大不相同，那么购买航空器时最初选择的动力设备将变得不合适。因此，动力设备的这种初始选择有时非常复杂，并且通常是折衷的结果。
此外，在选择动力设备时的这种折衷可能导致在使用航空器时的后续运行成本非常高。因此，在某些情况下，航空器的使用者可能被限制为不能将航空器用于使用者最初计划使用它的所有任务。
发明内容
因此，本发明的目的是提出一种能够克服上述限制的新型的航空器。这样的航空器具有一种构造，该构造既是机械模块化的，使得驱动扭矩能够被传递给至少一个旋翼，又是电模块化的，使得能够使不同类型的动力设备(更确切地说，内燃机类型的动力设备和电动马达类型的动力设备)交替运行或同时运行。
因此，如上所述，本发明提供了一种模块化类型的航空器，包括：
·至少一个旋翼，其适合于为航空器提供全部或部分推进力和/或升力；
·内燃机类型或电动马达类型的至少一个动力设备；
·主齿轮箱，用于将一个或多个动力设备产生的驱动扭矩机械地传递给一个或多个旋翼；以及
·航空电子系统，用于辅助驾驶航空器。
根据本发明，航空器的显著之处在于它还包括：
·至少两个电连接接口，它们持续地电连接至航空电子系统，第一电连接接口将航空电子系统电连接至一个或多个动力设备中的第一动力设备，并且第二电连接接口保持空着或将航空电子系统电连接至一个或多个动力设备中的第二动力设备；以及
·至少两个机械连接接口，它们持续地机械连接至主齿轮箱，第一机械连接接口将主齿轮箱机械连接至第一动力设备，并且第二机械连接接口保持空着或将主齿轮箱机械连接至第二动力设备；并且
·其中航空电子系统被配置成用于当仅仅第一动力设备电连接至所述第一电连接接口时以及当第一动力设备电连接至第一电连接接口并且第二动力设备电连接至第二电连接接口时，自动地提供驾驶航空器的辅助。
换言之，电连接接口不必全部连接至相应的动力设备。因此，至少第一电连接接口电连接至第一动力设备。另外，这些电连接接口例如可以是一个或多个凸形和/或凹形电连接器的形式，或者甚至是一个或多个电连接槽的形式。
类似地，机械连接接口不必全部连接至相应的动力设备。因此，无论所述动力设备的类型如何，至少一个机械连接接口机械连接至动力设备。另外，这些机械连接接口可以具有轴、齿轮齿、轮或适合于由动力设备机械地旋转驱动的任何部件。
这样的机械连接接口也可以设置在主齿轮箱的壳体内部或在主齿轮箱的壳体外部延伸。
当机械连接接口设置在主齿轮箱的壳体内部时，壳体因此具有适合于允许至少一个动力设备的输出轴穿过的孔口。孔口也可以通过能移除的盖子或塞子封闭，根据连接至机械连接接口的动力设备的数量，这些盖子或塞子可以在主齿轮箱的壳体上放置到位，也可以从主齿轮箱的壳体移除。
此外，当不存在第二动力设备或第二动力设备不向主齿轮箱提供动力时，第二机械连接接口可以设置在主齿轮箱上的动力输出点。
主齿轮箱上的这种动力输出点尤其可以产生液压能或产生电能。
此外，航空器装有的航空电子系统能够根据连接至两个电接口的动力设备的数量和类型来自动地调整对驾驶航空器的控制和辅助。例如，这样的航空电子系统因此可以包括至少一台计算机，该计算机适合于确定动力设备的数量以及识别电连接至航空电子系统的一个或多个动力设备的一种或多种类型，即内燃机或电动马达。例如，可以使用“引脚编程”系统，使得计算机可以根据所使用的动力设备自动配置自身。
有利地，第一动力设备可以被设置成相对于航空器的结构能伸缩，并且被配置为用不同于第一动力设备的、内燃机类型或电动马达类型的另一个动力设备替换。
第一动力设备相对于航空器的结构能伸缩的这种设置参与了航空器的模块化方面。另外，这种能伸缩的设置通过容易而快速地用另一个动力设备替换而使第一动力设备能够交换，所述另一个动力设备更适合将要由航空器执行的新任务并且之后代表航空器的新的第一动力设备。
此外，第一动力设备相对于该结构能伸缩的设置例如可以通过使用快速固定装置例如导轨、位置转位或键控装置、卡扣紧固装置或甚至适合于促进第一动力设备和航空器的结构之间的可逆组装的操作的销钉来实现。
这样的另一个动力设备成为新的第一动力设备，因此可以是相同的类型，即内燃机类型或电动马达类型，但是功率不同于先前的第一动力设备的功率。替代地，另一个动力设备的类型可以与先前的第一动力设备的类型不同。
类似地，第二动力设备可以被设置成相对于航空器的结构能伸缩，并且被配置为用不同于第二动力设备的、内燃机类型或电动马达类型的另一个动力设备替换。
与第一动力设备的能伸缩设置相似，第二动力设备相对于航空器的结构能伸缩的这种设置也可以在该第二动力设备不适合将要由航空器执行的新任务的情况下容易而快速地替换该第二动力设备。
因此，第二动力设备相对于结构能伸缩的设置例如可以通过使用快速固定装置例如导轨、位置转位或键控装置、卡扣紧固装置或甚至适合于促进第二动力设备和航空器的结构之间的可逆组装的操作的销钉来实现。
因此，在第二动力设备对即将到来的任务没有任何用处时，第二动力设备可以被快速移走而不被替换，或者甚至被另一个动力设备替换，该另一个动力设备出于例如增加航空器的航程、减小噪音印迹和/或甚至提高与航空器的任务相关的安全等级的目的而变为新的第二动力设备。
这样的另一个动力设备可以是相同的类型，即内燃机类型或电动马达类型的，但是功率不同于先前的第二动力设备的功率。替代地，该另一个动力设备的类型可以与先前的第二动力设备的类型不同。
实际上，第一动力设备可包括第一组燃烧类型的至少两个发动机或第一组电动类型的至少两个马达。
换言之，第一动力设备可以包括例如机械地平行设置并且能够同时参与旋转地驱动航空器的一个或多个旋翼的多个发动机或马达。在第一动力设备的一个发动机或马达发生故障的情况下，第一动力设备的另一个发动机或马达可以使航空器的飞行员能够继续飞行任务和/或使航空器安全着陆。
在本发明的有利例子中，航空器可以包括第一辅助齿轮箱，该第一辅助齿轮箱包括至少两个输入轴，所述输入轴机械地连接至第一组的马达或发动机的相应的输出轴，第一辅助齿轮箱包括机械地连接至第一机械连接接口的输出轴。
换言之，这种第一辅助齿轮箱可以调整第一组的马达或发动机的输出轴的速度，使得主齿轮箱的输入轴以在预定的速度范围内的旋转速度被驱动。
例如，第一辅助齿轮箱可以包括用于调整和减小第一组的电动类型的马达的输出轴的旋转速度的减速器。
可以以比燃烧类型的发动机的输出轴的旋转速度高得多的旋转速度旋转地驱动第一动力设备的电动类型的马达的输出轴。因此可能有利的是，在连接至第一机械连接接口之前，减小电动类型的马达的输出轴的旋转速度。
类似地，第二动力设备可包括第二组燃烧类型的至少两个发动机或第二组电动类型的至少两个马达。
因此，第二动力设备可以包括例如机械地平行设置的多个发动机或马达，使得它们能够同时参与旋转地驱动航空器的一个或多个旋翼。在第二动力设备的一个发动机或马达发生故障的情况下，第二动力设备的另一个发动机或马达可以使航空器的飞行员继续飞行任务和/或使航空器安全着陆。
在本发明的有利例子中，航空器可以包括第二辅助齿轮箱，第二辅助齿轮箱包括至少两个输入轴，所述输入轴机械地连接至第二组马达或发动机的相应的输出轴，第二辅助齿轮箱包括机械地连接至第二机械连接接口的输出轴。
换言之，这种第二辅助齿轮箱能够调整第二组马达或发动机的输出轴的出口速度，使得主齿轮箱的输入轴以在预定的速度范围内的旋转速度被驱动。
例如，第二辅助齿轮箱可以包括用于调整和减小第二组电动类型的马达的输出轴的旋转速度的减速器。
如上所述，可以以比燃烧类型的发动机的输出轴的旋转速度高得多的旋转速度旋转地驱动第二动力设备的电动类型的马达的输出轴。因此，可能有利的是，在连接至第二机械连接接口之前，减小电动类型的马达的输出轴的旋转速度。
有利地，航空器可以包括能够储存燃料能量第一能量源的第一储存室，该第一储存室液压地连接至一个或多个动力设备，以便向一个或多个动力设备提供燃料能量第一能量源，该第一储存室相对于航空器的结构完全或部分能伸缩，并被配置为用储存与燃料能量第一能量源不同的电能第二能量源的第二储存室替换。
因此，第一储存室相对于航空器的结构能伸缩的这种能伸缩的设置也参与了航空器的模块化方面。此外，这种能伸缩的设置通过容易而快速地用更适合将要由飞行器执行的新任务的用于储存电能第二能量源的第二储存室替换而使第一储存室能够容易地交换。
以类似的方式，航空器可以包括能够储存电能第一能量源的第一储存室，该第一储存室电连接至动力设备，以便用电能第一能量源为动力设备提供动力，该第一储存室相对于航空器的结构完全或部分能伸缩，并被配置为用储存与电能第一能量源不同的燃料能量第二能量源的第二储存室替换。
与上面针对动力设备一样，第一储存室相对于结构能伸缩的设置可以例如包括快速固定装置例如导轨、位置转位或键控装置、卡扣紧固装置或甚至适合于促进第一储存室和航空器的结构之间的可逆组装的操作的销钉。
本发明还提供一种为特定的任务制备如上所述的模块化类型的航空器的方法。
根据本发明，这种方法的显著之处在于，它首先包括从包括下列预先步骤的组中选择的至少一个预先步骤：
·确定航空器执行任务的飞行的航程方面的需求；
·确定航空器执行任务的飞行的性能方面的需求；
·确定与任务安全等级有关的约束；以及
·确定与任务允许的最大噪音水平有关的约束；并且
方法其次包括下列步骤：
·生成内燃机类型和/或电动马达类型的至少两个动力设备的列表，该列表由一个或多个预先步骤调节并专门适于航空器的任务；
·从内燃机类型和/或电动马达类型的至少两个动力设备的列表中选择内燃机类型或电动马达类型的一个或多个动力设备；以及
·将一个或多个动力设备装配到航空器的结构上；
·将动力设备电连接至航空电子系统，以辅助驾驶航空器；以及
·将一个或多个动力设备机械连接至主齿轮箱。
换言之，制备模块化类型的航空器的方法包括确定航空器的任务的至少一个需求或至少一个约束的至少一个预先步骤。此外，性能方面的需求可能例如涉及航空器在任务期间要达到的最大高度，或甚至是起飞时航空器的最大重量。
基于预先确定步骤来执行生成至少两个动力设备的列表的步骤。它可以对各种需求和各种任务约束给予重视或赋予其或多或少的重要性。然后，生成至少两个动力设备的列表的步骤能够给出或多或少非常适合于任务的一个或多个动力设备方案。
例如，计算机可以应用一个或多个法则或关系来研究多个动力设备的更广泛的列表，然后对其进行缩小以生成能够实现基于与任务有关的需求和约束设定的目标的至少两个动力设备的更短的列表。
然后，选择可以对应于从在先前的生成步骤期间生成的提议列表中选择一个或多个动力设备。然后，所选择的一个或多个动力设备可以对应于单独使用的内燃机类型的第一动力设备、与内燃机类型的第二动力设备组合的内燃机类型的第一动力设备、与电动马达类型的第二动力设备组合的内燃机类型的第一动力设备、单独使用的电动马达类型的第一动力设备或甚至与电动马达类型的第二动力设备组合的电动马达类型的第一动力设备。
此外，还可以从具有相同类型(内燃机类型或电动马达类型)但例如具有彼此不同的特定功率水平和/或重量的一个(或多个)动力设备中进行选择。
以这种方式，操作者可以具有至少一个模块化航空器，并且可选地具有一队模块化航空器，每个航空器具有一个或多个共同且可交换的动力设备。对于一队中一个航空器的每个任务，操作者可以实施制备方法，然后在储存设施中选择最适合正在准备的任务的一个或多个动力设备。
一旦执行了选择步骤，使用者或操作者就将一个或多个动力设备装配到航空器的结构上。这种装配使用适合于容易而快速地放置到位和/或移除的可逆固定装置来执行。
最后，使用者或操作者进行将一个或多个动力设备首先连接至航空电子系统，其次连接至主齿轮箱的电连接和机械连接。
然后，航空器准备好通过专门适于满足任务的需求和约束的一个或多个动力设备来执行飞行任务。
有利地，该方法还可以包括用于将用于储存适于一个或多个动力设备的燃料或电能源的储存室固定到航空器的结构上的固定步骤以及用于将储存室连接至一个或多个动力设备的液压或电连接步骤。
根据在选择一个或多个动力设备的选择步骤中所做的选择，固定用于储存燃料/电能源的储存室也可能是有用或必要的。然后，以与一个或多个动力设备相同的方式，使用适合于容易而快速地放置到位的可逆固定装置来进行这种储存室的固定。
此外，一旦这样的用于储存燃料/电能源的储存室已经放置到位并固定到航空器的结构上，则储存室也液压和/或电连接至一个或多个动力设备，并且可选地连接至航空器的航空电子系统。该储存室可以例如包含燃料箱，或者包含电能储存电池。
附图说明
通过以下参照附图提供举例的方式给出的例子的描述，本发明及其优点将更加详细地体现出来，其中：
图1是本发明的航空器的示意性侧视图；
图2至图6是示出本发明的航空器的变型的动力设备构造的图；
图7是示出本发明的模块化航空器的制备方法的第一实现方式的流程图；以及
图8是示出本发明的模块化类型的航空器的制备方法的第二实现方式的流程图。
具体实施方式
在多于一个附图中存在的元件可以在每个附图中给予相同的附图标记。
因此，如上所述，本发明涉及一种模块化类型的航空器1，其适于满足将要执行的飞行任务。
如图1所示，这样的航空器1具有至少一个旋翼2，该旋翼2适合于为空中的航空器1提供全部或部分推进力和/或升力。航空器还具有至少一个第一动力设备3和可选的第二动力设备13以及用于将一个或多个动力设备3、13产生的驱动扭矩机械地传递给一个或多个旋翼2的主齿轮箱4，每个动力设备为内燃机类型或电动马达类型。
因此，这样的主齿轮箱4具有适合于旋转地驱动一个或多个旋翼2的至少一个输出轴11。相反，通过入口，主齿轮箱4具有能够将主齿轮箱4机械地连接至每一个动力设备3、13的至少两个机械连接接口8和9。
此外，在飞行之前，必须将第一机械连接接口8连接至第一动力设备3。相反，第二机械连接接口9可以保持空着或连接至第二动力设备13。
航空器1还具有用于辅助驾驶航空器1的航空电子系统5。这样的航空电子系统5通过至少两个电连接接口6和7电连接至一个或多个动力设备。因此，第一电连接接口6连接至第一动力设备3，该第一动力设备可以是内燃机类型或电动马达类型，并且第二电连接接口7可以保持空着或者连接至内燃机类型或电动马达类型的第二动力设备13。
此外，航空电子系统5可以被配置为根据连接至电连接接口6和7的一个或多个动力设备3、13的数量、一个或多个功率水平和一种或多种类型来自动调整驾驶航空器1的辅助。
航空器1还可以具有用于储存第一燃料/电能源的第一储存室50，该第一燃料/电能源液压/电连接至一个或多个动力设备3、13。这样的储存室50可以向一个或多个动力设备3、13提供第一燃料/电能源或用第一燃料/电能源为一个或多个动力设备3、13提供动力。然而，这种第一储存室50可以相对于航空器1的结构10完全或部分能伸缩。
因此，这样的第一储存室50可以被配置为快速而简单地用储存不同于第一燃料/电能源的第二燃料/电能源的第二储存室51替换。
类似地，第一动力设备3和/或第二动力设备13可以被设置成相对于航空器1的结构10能伸缩。
因此，第一动力设备3和/或第二动力设备13可以被配置为用与第一动力设备3和/或第二动力设备13不同的、内燃机类型或电动马达类型的另一个动力设备快速而容易地替换，或者甚至关于第二动力设备13，其可以被配置为仅被快速而容易地移除。
如图2和图3所示，航空器1可以具有机械连接至第一机械连接接口8的单个动力设备3。第二机械连接接口9保持空着。
另外，在航空器1的第一变型动力设备配置中，如图2所示，第一动力设备3可以具有第一组30燃烧类型的至少两个发动机31和32，并且没有第二动力设备。
在用于航空器1的第二变型动力设备配置中，如图3所示，第一动力设备3可具有第一组30’电动类型的至少两个马达31’和32’。此外，为了能够减小第一动力设备3的输出轴33’和34’的旋转速度，航空器1或实际上第一动力设备3还可以具有第一辅助齿轮箱20，该第一辅助齿轮箱设置有两个输入轴21和22。这些输入轴21和22机械连接至电动类型的两个马达31’和32’的输出轴33’和34’中的相应的输出轴。
另外，第一辅助齿轮箱20还具有机械连接至第一机械连接接口8的输出轴23。
此外，第一动力设备3和第一辅助齿轮箱20可以有利地形成一件式组件，该组件可与另一个动力设备(例如，内燃机类型)交换，该另一个动力设备变为航空器1的新的第一动力设备。
如图4至图6所示，航空器1还可以具有机械连接至第一机械连接接口8的第一动力设备3和机械连接至第二机械连接接口9的第二动力设备13。当然，如上所述，这样的第一动力设备3和第二动力设备13还电连接至航空电子系统5。
另外，如图4和图5所示，第一动力设备3可以具有燃烧类型的单个发动机。
此外，在用于航空器1的第三变型动力设备构造中，如图4所示，第二动力设备13可具有第二组40燃烧类型的至少两个发动机41和42。
在用于航空器1的第四变型动力设备配置中，如图5所示，第二动力设备13还可以具有第二组40’电动类型的至少两个马达41’和42’。在这种情况下，为了能够减小第二动力设备13的输出轴43’和44’的旋转速度，航空器1还可具有第二辅助齿轮箱24，该第二辅助齿轮箱设置有两个输入轴21和22。这些输入轴21和22机械连接至电动类型的两个马达41’和42’的输出轴43’和44’中的相应的输出轴。
与上面一样，第二辅助齿轮箱24还具有输出轴27，该输出轴机械地连接至第二机械连接接口9。
在航空器1的第五变型动力设备配置中，如图6所示，第一动力设备3可具有第一组30’电动类型的至少两个马达31’和32’，并且第二动力设备13还可以具有第二组40’电动类型的至少两个马达41’和42’。
在这种情况下，为了能够减小第一动力设备3的输出轴的旋转速度，航空器1还可以具有第一辅助齿轮箱20，该第一辅助齿轮箱设置有两个输入轴21和22。这些输入轴21和22机械连接至第一动力设备的电动类型的两个马达31’和32’的两个输出轴33’和34’中的相应的输出轴。第一辅助齿轮箱20还具有机械连接至第一机械连接接口8的输出轴23。
类似地，为了能够减小第二动力设备13的输出轴43’和44’的旋转速度，航空器1还可以具有第二辅助齿轮箱24，该第二辅助齿轮箱设置有两个输入轴21和22。这些输入轴21和22机械连接至第二动力设备的电动类型的两个马达41’和42’的两个输出轴43’和44’中的相应的输出轴。第二辅助齿轮箱24还具有机械连接至第二机械连接接口9的输出轴27。
如图7所示，本发明还涉及一种为特定的任务制备上述模块化类型的航空器1的方法60。
因此，这种制备方法的第一实现方式包括用于确定(61)航程方面的需求和/或用于确定航空器1执行任务的飞行的性能方面的需求的第一确定步骤61、61’、用于确定与该任务的安全等级有关的约束的第二确定步骤62以及用于确定与该任务允许的最大噪音水平有关的约束的第三确定步骤63。
如图所示，这三个确定步骤61、61’、62和63可以同时并行执行，但是它们也可以一个接一个地依次实现而没有任何预定的顺序。
此外，在其他例子(未被示出)中，这三个确定步骤61、61’、62和63中的仅一个确定步骤可以独立地实现，或者其他预先确定步骤(未被示出)也可以通过这种方法60实现。例如，方法60还可以包括用于确定将要由航空器1运输的最少人数的确定步骤，或者实际上用于确定航空器1可以运输的最大货物有效载荷的确定步骤。
方法60包括能够根据航程方面或与任务的安全等级有关的需求和约束来生成至少两个动力设备的列表的生成步骤64以及用于从内燃机类型和/或电动马达类型的至少两个动力设备的列表中选择内燃机类型或电动马达类型的一个或多个动力设备3、13的选择步骤65。这样的列表可以根据航空器制造商提供的目录产生，或者更简单地根据实际可用的并且存在于一队航空器的储存场所的动力设备和属于操作者的动力设备产生。
例如，可用动力设备的这种目录或列表可以包括至少一个下列动力设备：
·电动类型的马达；
·燃烧类型的发动机；
·电动类型的两个马达；以及
·燃烧类型的两个发动机。
当然，这样的航空器可以配备有以上每种类型的多于两个的马达或发动机。
此外，每个动力设备也可以具有一个或多个动力设备形式，每个动力设备形式例如与特定的已开发的功率水平相关联。
因此，这样的选择步骤65对于航空器1的任务是特定的。最后，方法60包括用于将所选择的一个或多个动力设备3、13装配到航空器1的结构10上的装配步骤66。
然后，方法60还包括用于将选择的每个动力设备3、13电连接至航空电子系统5以辅助驾驶航空器1的电连接步骤67以及用于将选择的每个动力设备3、13机械连接至主齿轮箱4的机械连接步骤68。
如图所示，这两个连接步骤67、68可以并行地同时执行，或者实际上可以一个接一个地依次执行，而没有任何预定的顺序。
如图8所示，除了方法60的各个步骤之外，方法70的第二实现方式还可以包括其他步骤，尤其是能够将用于储存燃料或电能源的储存室51固定到航空器1的结构10上的固定步骤71。这样的储存室51可以安装在结构10上，以代替最初设置在航空器上的储存室50。
此外，这样的储存室51能够储存适于所选择的一个或多个动力设备3、13的燃料或电能源。
在这种情况下，方法70还包括能够将储存室51连接至所选择的一个或多个动力设备3、13的液压或电连接步骤72。
如图所示，这两个步骤(即，固定步骤71和液压或电连接步骤72)可以同时并行地执行，或者实际上是一个接一个地依次执行，而没有任何预定的顺序。
当然，关于本发明的实现方式，本发明可以是多种变型的主题。尽管描述了几个实施方式和实现方式，但是应当容易理解的是，详尽地确定所有可能的实施方式和实现方式是不可想象的。在不超出本发明的范围的情况下，当然可以想到用等同的手段代替所描述的任何手段。

Claims (12)

1.一种模块化类型的航空器(1)，包括：
·至少一个旋翼(2)，其适合于为所述航空器(1)提供全部或部分推进力和/或升力；
·内燃机类型或电动马达类型的至少一个动力设备(3，13)；
·主齿轮箱(4)，用于将所述至少一个动力设备(3，13)产生的驱动扭矩机械地传递给所述至少一个旋翼(2)；以及
·航空电子系统(5)，用于辅助驾驶所述航空器(1)；
其中所述航空器(1)还包括：
·至少两个电连接接口(6，7)，它们持续地电连接至所述航空电子系统(5)，第一电连接接口(6)将所述航空电子系统(5)电连接至所述至少一个动力设备(3，13)中的第一动力设备(3)，并且第二电连接接口(7)保持空着或将所述航空电子系统电连接至所述至少一个动力设备(3，13)中的第二动力设备(13)；以及
·至少两个机械连接接口(8，9)，它们持续地机械连接至所述主齿轮箱(4)，第一机械连接接口(8)将所述主齿轮箱(4)机械连接至所述第一动力设备(3)，并且第二机械连接接口(9)保持空着或将所述主齿轮箱(4)机械连接至所述第二动力设备(13)；并且
·其中所述航空电子系统(5)被配置成用于当仅仅所述第一动力设备(3)电连接至所述第一电连接接口(6)时以及当所述第一动力设备(3)电连接至所述第一电连接接口(6)并且所述第二动力设备(13)电连接至所述第二电连接接口(7)时，自动地提供驾驶所述航空器(1)的辅助，
其中，所述第一动力设备(3)被设置成相对于所述航空器(1)的结构(10)能伸缩，并且被配置为用不同于所述第一动力设备(3)的、内燃机类型或电动马达类型的另一个动力设备替换。
2.根据权利要求1所述的航空器，其中，所述第二动力设备(13)被设置成相对于所述航空器(1)的结构(10)能伸缩，并且被配置为用不同于所述第二动力设备(13)的、内燃机类型或电动马达类型的另一个动力设备替换。
3.根据权利要求1所述的航空器，其中，所述第一动力设备(3)包括第一组(30)燃烧类型的至少两个发动机(31和32)或第一组(30’)电动类型的至少两个马达(31’和32’)。
4.根据权利要求3所述的航空器，其中，所述航空器(1)包括第一辅助齿轮箱(20)，所述第一辅助齿轮箱(20)包括至少两个输入轴(21和22)，所述输入轴机械连接至所述第一组(30，30’)的所述至少两个马达或发动机(31’和32’)的相应的输出轴(33’和34’)，所述第一辅助齿轮箱(20)包括机械连接至所述第一机械连接接口(8)的输出轴(23)。
5.根据权利要求4所述的航空器，其中，所述第一辅助齿轮箱(20)包括用于调整和减小所述第一组(30’)的电动类型的至少两个马达(31’和32’)的输出轴(33’和34’)的旋转速度的减速器。
6.根据权利要求1所述的航空器，其中，所述第二动力设备(13)包括第二组(40)燃烧类型的至少两个发动机(41和42)或第二组(40’)电动类型的至少两个马达(41’和42’)。
7.根据权利要求6所述的航空器，其中，所述航空器(1)包括第二辅助齿轮箱(24)，所述第二辅助齿轮箱(24)包括至少两个输入轴(25和26)，所述输入轴机械连接至所述第二组(40，40’)的至少两个马达或发动机(41和42，41’和42’)的相应的输出轴(43’和44’)，所述第二辅助齿轮箱(24)包括机械连接至所述第二机械连接接口(9)的输出轴(27)。
8.根据权利要求7所述的航空器，其中，所述第二辅助齿轮箱(24)包括用于调整和减小所述第二组(40’)的电动类型的至少两个马达(41’和44’的所述输出轴(43’和44’)的旋转速度的减速器。
9.根据权利要求1所述的航空器，其中，所述航空器(1)包括储存燃料能量第一能量源的第一储存室(50)，所述第一储存室(50)液压地连接至所述至少一个动力设备(3，13)以向所述至少一个动力设备(3，13)提供燃料能量第一能量源，所述第一储存室(50)相对于所述航空器(1)的结构(10)完全或部分能伸缩，并被配置为用储存与所述燃料能量第一能量源不同的电能第二能量源的第二储存室(51)替换。
10.根据权利要求1所述的航空器，其中，所述航空器(1’)包括储存电能第一能量源的第一储存室(50’)，所述第一储存室(50’)电连接至所述至少一个动力设备(3，13)以便给所述至少一个动力设备(3，13)供给所述电能第一能量源，所述第一储存室(50’)相对于所述航空器(1’)的结构(10’)完全或部分能伸缩，并被配置为用储存与所述电能第一能量源不同的燃料能量第二能量源的第二储存室(51’)替换。
11.一种为特定的任务制备根据权利要求1所述的模块化类型的航空器(1)的方法(60，70)，其中所述方法(60，70)首先包括从包括下列预先步骤的组中选择的至少一个预先步骤：
·确定(61)所述航空器(1)执行所述任务的飞行的航程方面的需求；
·确定(61’)所述航空器(1)执行所述任务的飞行的性能方面的需求；
·确定(62)与所述任务的安全等级有关的约束；以及
·确定(63)与所述任务允许的最大噪音水平有关的约束；并且
所述方法其次包括下列步骤：
·生成(64)内燃机类型和/或电动马达类型的至少两个动力设备的列表，该列表由所述至少一个预先步骤调节并专门适于所述航空器(1)的所述任务；
·从所述内燃机类型和/或电动马达类型的至少两个动力设备的列表中选择(65)内燃机类型或电动马达类型的至少一个动力设备(3，13)；以及
·将所选择的至少一个动力设备(3，13)装配(66)到所述航空器(1)的所述结构(10)上；
·将所选择的至少一个动力设备(3，13)电连接(67)至所述航空电子系统(5)，以辅助驾驶所述航空器(1)；以及
·将所选择的至少一个动力设备(3、13)机械连接(68)至所述主齿轮箱(4)。
12.根据权利要求11所述的方法，其中，所述方法(70)还包括用于将用于储存适于所选择的至少一个动力设备(3，13)的燃料或电能源的储存室(51)固定到所述航空器(1)的所述结构(10)上的固定步骤(71)以及用于将所述储存室(51)连接至所选择的至少一个动力设备(3，13)的液压或电连接步骤(72)。
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