CN111348183A - 飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器，其形式为电动驱动的、垂直起降的、优选载人和/或载重的多旋翼直升机(1)，在所述飞行器中，多个旋翼大致设置在同一旋翼平面(R)上，其中，在所述旋翼平面(R)的上方或下方设置相对于所述旋翼平面(R)向上或向下伸出的尾翼组(6)，所述尾翼组优选相对于前进飞行方向设置在所述飞行器(1)的后部区域中。

Description

飞行器

技术领域

本发明涉及一种根据权利要求1的前序部分所述的飞行器，所述飞行器的形式为电动驱动的、垂直起降的、优选载人和/或载重的多旋翼直升机，在所述飞行器中，多个旋翼大致上设置在同一旋翼平面上。这里并不要求所述多个旋翼或者甚至所有旋翼精确地设置在一个平面上；在当前情况下例如也应包括这样的应用场合，其中，更靠后的旋翼设置成略高于(或低于)前面的旋翼。

背景技术

这种飞行器特别是由DE 10 2012 202 698 A1已知。在这种飞行器中，在飞行机械上实现了一个特别之处，这是因为由于较大的、通过旋翼平面形成的“阻挡面”在前进飞行中形成阻力，这种阻力明显作用在飞行器总重心的上方。由于重心与所述力的作用点之间的这个偏差形成所谓的“仰起”的俯仰力矩，这会导致，飞行器的机头在前进飞行中向上移动。这种情况在下面参考示出现有技术的图1和2进行详细说明。

为了在前进飞行时补充所述俯仰力矩，多旋翼直升机后部的旋翼比前部的旋翼产生更多的推力。这一方面已经由此产生不利影响，因为由此通常会导致所述后部的旋翼有相应较高的电能消耗，从而在一些情况下多旋翼直升机不同的蓄能器(电池)会以不同的速度放电，由此可能限制能实现的飞行时间。

在这种情况下此外也可能被视为不利的是，必须产生更多推力的后部的旋翼与前部的旋翼相反受到已经产生涡流的湍流式的流动加载，由此，在转速相同时，这种受湍流式流动作用的旋翼产生较小的推力。这又导致，后部的马达为了补偿所述俯仰力矩必须以更高的转速运行，这进一步强化了上面所述的不利效果。对此也在针对图1和2的附图说明中进行了详细解释。

发明内容

一般而言，本发明的目的在于，改善这种类型的飞行器的飞行特性。

根据本发明，对于飞行器所述目的利用权利要求1的特征来实现。本发明构思有利的改进方案是从属权利要求的主题。

具体而言，应提供补救措施并在所述类型的飞行器中抵消俯仰力矩，而在此时不必以增强的程度求助于工作效率较低的旋翼。

根据本发明设定了一种飞行器，所述飞行器的形式是电动驱动的、垂直起降的、优选载人和/或载重的多旋翼直升机，其中，在同一旋翼平面上设置多个旋翼，其特征在于，在所述旋翼下方或上方设置相对于所述旋翼平向上或向下伸出的尾翼组，所述尾翼组优选相对于前进飞行方向设置在所述飞行器的后部区域中。

通过设置在旋翼平面上的、向上或向下突出的尾翼组可以解决多旋翼飞机的所述航空技术上的问题，而在此时不必以加大的程度求助于工作效率较低的旋翼、特别是飞行器后部区域中的旋翼。在这种情况下，表述“下”或“下方”是指，尾翼组抵抗飞行器通过旋翼在正常运行中产生的上升运动而设置在旋翼平面上。表述“上”或“上方”是指，尾翼组抵抗沿着飞行器通过旋翼在正常运行中产生的上升运动而设置在旋翼平面上。将尾翼组设置在旋翼平面上方是更为高效的，因为在这个区域存在完全不受影响的(层状的)气流，所述气流不会受到旋翼引起的涡流“干扰”。

在根据本发明的飞行器的第一改进方案中设定，尾翼组包括至少一个水平尾翼。所述水平尾翼本身由是在航空领域(在飞行器中)公知的。通过设置水平尾翼可以以特别简单的方式补偿所述俯仰力矩。

在根据本发明的飞行器的另一个改进方案中设定，所述水平尾翼设置成相对于旋翼平面倾斜一定的角度。这个角度在航空领域也称为迎角。这个角度的值决定了水平尾翼对飞行运动的影响。

根据按本发明的飞行器的一个特别优选的改进方案设定，所述水平尾翼构造成，使得所述水平尾翼抵消俯仰的俯仰力矩，所述俯仰力矩通过在飞行运行中由旋翼在旋翼平面中产生的阻挡面实现。关于这种俯仰力矩参见上面的说明；所述俯仰力矩也可以通过水平尾翼所述的设计方案来补偿，而飞行器的特定旋翼不必承受更大的应力。

在根据本发明的飞行器的另一个改进方案中设定，一定数量的旋翼、优选所有旋翼相对于旋翼面具有倾斜角，优选具有约5°的倾斜角。这种倾斜角特别是在偏航权限方面改进了根据本发明的飞行器的飞行特性。

为了附加地还改进飞行器的偏航或者说侧向稳定性，在根据本发明的飞行器的另一个改进方案中可以设定，所述尾翼组包括至少一个垂直尾翼。所述垂直尾翼优选基本上定向垂直于旋翼平面。

在根据本发明的飞行器的一个特别有利的改进方案中可以设定，所述至少一个垂直尾翼附加地还确保了水平尾翼的定位。为此在根据本发明的飞行器的一个相应的改进方案的范围内可以设定，所述水平尾翼和垂直尾翼相互连接。

为了实现一种特别有利和稳定的结构，在根据本发明的飞行器的另一个改进方案中可以设定，所述水平尾翼设置在两个垂直尾翼之间。但这里本发明没有固定为采用确定数量的水平尾翼和/或垂直尾翼。

所述垂直尾翼或各所述垂直尾翼除了定位水平尾翼以外主要承担改进多旋翼直升机的偏航或侧向稳定性的任务。

所述水平尾翼优选在空气动力学上设计成，使得在飞行器向前飞行时产生升力。为了消除前面所述的“俯仰”力矩，在根据本发明的飞行器的相应改进方案中，尾翼组设置在相对于前进飞行方向飞行器的后部区域中。由此，不再必须由飞行器后部的旋翼单独地来补偿这个力矩，由此总体上在多个旋翼上建立更为均匀的推力分布。优选在根据本发明的飞行器的相应改进方案中，使用18个旋翼，但本发明并不局限于此。

具体地，通过水平尾翼实现的升力F_L如下计算：

其中ρ描述空气密度，v描述空气速度(地面速度加上迎面风的速度)，c_L描述机翼(水平尾翼)的升力系数，而A描述机翼面积。由所述公式关系可以看出，F_L随着飞行速度的提高按二次幂关系提高。这意味着，水平尾翼的正面效果特别是在飞行速度高时是特别重要的，在这个飞行速度下也特别容易出现所述俯仰力矩。

除了上面所述涉及俯仰力矩的抵消作用，水平尾翼通过其单纯的升力作用使所有旋翼或马达均匀地卸荷，由此总体上提高了飞行效率。

为了对于不同的飞行速度或飞行运动实现最佳的升力作用，根据本发明的飞行器的一个特别优选的改进方案设定，至少所述水平尾翼构造成可调的。

在这种情况下，优选可以使用带有转向舵的水平尾翼。在这种尾翼组中，实际的尾翼组轮廓本身是刚性的，但沿飞行方向设有多个可调的舵板(转向舵)，所述舵板根据具体位置相应引导流出的空气转向并且由此影响所形成的升力。

为了以尽可能简单和方便的方式实现这种可调性，根据本发明的飞行器的另一个改进方案设定，设有用于在飞行期间调节尾翼组、特别是调节水平尾翼或转向舵的机械的、特别是马达式的器件。

在这种情况下，在根据本发明的飞行器的另一个改进方案中，水平尾翼或转向舵有利能绕平行于旋翼平面的轴线摆动地支承。

当水平尾翼可调地支承在垂直尾翼或各垂直尾翼上时，则得到根据本发明的飞行器的一个特别紧凑和有利的设计方案。

基于上面描述的公式关系，在根据本发明的飞行器的一个相应改进方案中已经证实特别有利的是，水平尾翼或转向舵能根据飞行器的飞行方向和/或飞行速度来调节，特别是自动地通过飞行器相应设置的飞行控制单元或根据驾驶指令来调节。飞行器的所述飞行控制单元有利地识别飞行器的飞行方向或飞行速度并以此为根据自动调节水平尾翼或转向舵。但也在本发明范围内的是，对水平尾翼或转向舵的这种调节也可以由飞行员以驾驶指令的形式手动地触发。

这里特别要考虑的是，在飞行器垂直起飞或降落时，水平尾翼可能对于通过旋翼产生的升力起不利作用，因为所述水平尾翼本身构成阻挡面。特别是由于这个原因，可能有利的是，水平尾翼能转动或能摆动地支承，对此可以参见上面已经说明的内容。特别是为此目的可以设有伺服电机或类似装置。以这种方式对于几乎任意的飞行速度或飞行运动都可以调整到水平尾翼的最佳气流。此外，在飞行器垂直起飞或降落时或者在悬停飞行时，水平尾翼能翻转到竖直方向，以便使阻挡作用最小化。

已经证实特别有利的是，在根据本发明的飞行器的相应改进方案中，尾翼组固定在飞行器的至少一个承载所述旋翼的支承臂上。

附图说明

本发明其他的特性和优点由下面参考附图对实施例的说明得出。

图1示出根据现有技术的电动驱动的、垂直起降的、载人和/或载重的多旋翼直升机；

图2示出根据图1的多旋翼直升机的示意性侧视图；

图3用从斜后方观察的简化图示出根据本发明的带有尾翼组的飞行器；

图4用简化图示出根据图3的尾翼组的剖视图；

图5示出在改变的运行状态下根据图4的尾翼组；

图6示出在另一个改变的运行状态下根据图4的尾翼组；

图7示出在又一个改变的运行状态下根据图4的尾翼组；以及

图8示出根据图3尾翼组的另一个剖视图，这里，剖面垂直于在图4至7中的剖面定向。

具体实施方式

图1中示出根据现有技术的飞行器，所述飞行器形式是电动驱动的、垂直起降的、载人和/或载重的多旋翼直升机，所述飞行器总体上用附图标记1标注。该飞行器或多旋翼直升机1具有多个旋翼，这些旋翼大致设置在同一旋翼平面上。这个旋翼平面在图1中用附图标记R标注。旋翼平面R相对于通过多旋翼直升机1的支承臂限定的(未标出)的平面平行错开地延伸。在图1中，为了清楚起见，仅用附图标记3标注了其中几个支承臂。设置在旋翼平面R中央的支承臂3下方的带有起落架5的驾驶舱4延伸出来并且特别是承载旋翼2.1-2.9、与这些旋翼相配的电机(在图1中位标注)以及电缆、管路以及必要时还有配设给电机的电池或蓄电池，为了清楚起见，这在图1中没有详细示出。

这里并不要求将这些旋翼或者甚至所有旋翼精确地设置在一个平面上；在当前情况下例如也应包括这样的应用场合，其中较为靠后的旋翼略高于(或低于)前面的旋翼设置，但本发明并不仅限于此。

根据图1中的设计方案，本身已知的多旋翼直升机1总共具有18个旋翼，但只有其中九个旋翼用已经提及的附图标记2.1-2.9明确标注。由于多旋翼直升机1原则上构造成左右对称的，在多旋翼直升机1的另一侧上也有九个对应的旋翼，同样为了清楚起见，这些旋翼在图1中没有明确标注。

在多旋翼直升机1的飞行运行中已经证实的是，一些旋翼2.1-2.9比其他旋翼更为高效地工作，这特别是由于，一些旋翼2.1-2.9在运行中受到湍流式的流动作用，特别是由于沿飞行方向设置在其前面的旋翼导致的湍流。这特别是涉及设置在多旋翼直升机1后部区域H中的旋翼2.5-2.8以及旋翼2.9。这些旋翼2.5-2.8、2.9相对于旋翼2.1-2.4的效率降低。

在图2中示出另一种由现有技术已知的飞行技术效果，这种效果在所示的多旋翼直升机1中出现：由于由旋翼平面限定的较大的“阻挡面”，在飞行运动中沿飞行方向FR根据图2中的箭头产生一个力F_aero，这个力明显作用在多旋翼直升机1的图2中用附图标记SP标注的重心上方。由此形成了所谓的“仰起”俯仰力矩，这个俯仰力矩在图2中用附图标记M_aero标注。这在飞行运行中导致多旋翼直升机的机头倾向于向上移动。为了在前进飞行FR时补偿这种仰起的俯仰力矩M_aero，必须让后部的旋翼(见图1中的附图标记H)产生比前部旋翼多的推力。结合已经提及的事实，即后部的旋翼与前部的旋翼相比受到已经发生涡流的、湍流式的流动加载，在前进飞行中，特别是后部的旋翼2.5-2.8(见图1)的效率由此出现显著的降低。

在图2中再次示意性地参照一个单独示出的旋翼2表明，旋翼相对于旋翼平面R具有小的倾斜角α≈5°。这会导致的是，多旋翼直升机1由于这个较小的角度具有较小的偏航权限。

现在，在图3中示出根据本发明改进的飞行器，该飞行器的形式是电动驱动的、垂直起降的、载人和/或载重的多旋翼直升机1。这里以及在下面相同的附图标记表示相同或至少作用相同的元件。为了清楚起见，在图3中没有示出旋翼。

为了补偿前面说明的一些旋翼的降低的效率和消除多旋翼直升机1所提及的较小的偏航权限，设有尾翼组6，所述尾翼组设置在旋翼平面R的下方并且相对于这个旋翼平面R向下伸出。这里，尾翼组6基本上成直角地从旋翼平面R向下伸出，如在图3的图示中可以很好地看到的那样。尾翼组6包括两个垂直尾翼6.1、6.2，在这两个垂直尾翼之间设置一个水平尾翼6.3。对此在下面还将进行详细说明。两个垂直尾翼6.1、6.2分别设置在多旋翼直升机1的一个支承臂3.1、3.2上(见图1和相关的说明)。具体而言，两个垂直尾翼6.1、6.2关于旋翼平面R或支承臂3.1、3.2垂直向下伸出，而水平尾翼6.3连接这两个垂直尾翼6.1、6.2并且这里特别是可以大致平行于旋翼平面R设置。对此同样在下面进行更为详细的说明。

一般而言可以设定的是，水平尾翼6.3设置成相对于旋翼平面R倾斜一定的角度，这个角度在图3中为了便于显示没有示出并且在后面的图4至7中用β标注。如已经指出的那样，这个角度β可以具有值0，但这个角度并不仅限于这个值，如在下面还将更为清楚地说明的那样。

在图4中示出根据图3的尾翼组6的剖视图，其中剖面选择成，使得用横截面示出水平尾翼6.3。这个横截面选择成对应于适当的空气动力学轮廓，例如由NACA系列已知的轮廓。水平尾翼6.3能绕轴线6.4转动或摆动地支承，这在图4至7中通过双箭头P象征性示出。

在所示出的示例性实施形式中设有马达器件6.5，所述马达器件构造并确定成用于使水平尾翼6.3转动或摆动。所述马达器件6.5例如可以是调节马达或类似装置。附图标记6.6标注用于调节水平尾翼6.3的马达器件6.5的上级的控制单元。点划线象征性示出相应的(控制技术上的)作用连接。控制单元6.6接收特别是来自多旋翼直升机的上级的飞行控制单元的或者依照驾驶指令的控制指令，这在图中用从附图标记6.6引出的(水平)点划线仅示意性地示出。垂直尾翼6.1、6.2在所示的侧视图中构造成基本上是矩形的，但在其下部前方的边缘上可以具有圆倒角6.7，如图中示出的那样。但垂直尾翼的形状可以采用所有本领域技术人员已知的形状，所述垂直尾翼特别可以是梯形的、后掠的或水滴形的。

本发明不仅限于存在所描述的马达器件。替代于此(或作为保险措施)也可以设置被动的复位元件，例如弹簧，由此在悬停飞行中(没有来自前面的冲流)通过复位元件使水平尾翼移动到垂直位置(初始位置)中；根据来自前面的冲流速度，这个轮廓此时处于“风中”。

在图4中示出这样的运行状态，在这个运行状态中，水平尾翼以角度β＝0°设置。这个角度β被称为迎角(水平尾翼与飞行器的机身纵轴线之间的角度)。通过这个迎角β在理想情况下可以根据飞行速度或空气速度(相对于地面的速度+迎面风)恰好抵消上面参考图2说明的转矩M_aero，这有助于改进旋翼效率。

在图5中示出根据图4的尾翼组6的另一个运行状态，在这个运行状态下，迎角β不等于0(β>0)。如已经说明的那样，这是通过水平尾翼6.3按双箭头P绕轴线6.4的转动或摆动实现的，例如是依照马达器件6.5和控制指令6.6来实现的。水平尾翼6.3的调节有利地通过来自飞行控制单元(未示出)的相应控制指令根据多旋翼直升机的飞行方向和/或飞行速度自动地进行。

为了在多旋翼直升机1垂直起飞和降落时不会妨碍相应向前或向后的运动，根据图6和图7，水平尾翼6.3也可以具有-90°或者说+270°(图6)和+90°(图7)的迎角β。具体而言，在图6中示出在多旋翼直升机垂直下降飞行中水平尾翼6.3的优选位置，而图7示出在多旋翼直升机垂直升高飞行中水平尾翼6.3的优选位置。

当然，也可以选择根据图4至7的迎角β之间的任意中间位置。

最后，图8示出从上面观察水平尾翼6.3的图示，其中，两个垂直尾翼6.1、6.2用横截面示出。垂直尾翼6.1、6.2优选具有适当的空气动力学轮廓，如示例性地示出的那样，但本发明并不仅限于此。

如本领域技术人员可以容易地认识到的那样，当然也可以采用具有与当前举例用图形示出的情况不同的数量的水平尾翼或垂直尾翼的尾翼组。特别是在本发明的范围内的是，如图所示，在两个垂直尾翼之间设置多于一个水平尾翼。此外在本发明范围内的是，类似于传统的飞机，将两个水平尾翼分别在侧向设置在同一垂直尾翼上。此时，原则上水平尾翼的数量不限于两个。

优选尾翼组在支承臂上的固定通过垂直尾翼来实现。如果存在多个垂直尾翼，则每个垂直尾翼都可以固定在一个自己的支承臂上。

Claims (16)

1.一种飞行器，所述飞行器的形式为电动驱动的、垂直起降的、优选载人和/或载重的多旋翼直升机，在所述飞行器中，多个旋翼(2.1-2.9)大致设置在同一旋翼平面(R)上，其特征在于，在所述旋翼平面(R)的下方或上方设置至少一个相对于所述旋翼平面(R)向下或向上伸出的尾翼组(6)，所述尾翼组优选相对于前进飞行方向(FR)设置在所述飞行器(1)的后部区域中。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述尾翼组(6)包括至少一个水平尾翼(6.3)。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，所述水平尾翼(6.3)设置成相对于所述旋翼平面(R)倾斜一定的角度(β)。

4.根据权利要求2或3所述的飞行器，其特征在于，所述水平尾翼(6.3)构造成使得所述水平尾翼抵消仰起导致的俯仰力矩(M_aero)，由于在飞行运行中由所述旋翼(2.1-2.9)在所述旋翼平面(R)中产生的阻挡面导致出现所述俯仰力矩。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的飞行器，其特征在于，一定数量的旋翼(2.1-2.9)、优选所有旋翼相对于所述旋翼平面(R)具有倾斜角(α)，优选具有约5°的倾斜角(α)。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述尾翼组(6)包括至少一个垂直尾翼(6.1、6.2)。

7.根据权利要求1-6中任一项所述的飞行器，其特征在于，在引用权利要求2的情况下，所述水平尾翼(6.3)和所述垂直尾翼(6.1、6.2)相互连接。

8.根据权利要求6或7所述的飞行器，其特征在于，在引用权利要求2的情况下，所述水平尾翼(6.3)设置在两个所述垂直尾翼(6.1、6.2)之间。

9.根据权利要求1-8中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述尾翼组(6)构造成至少部分是可调的。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，在引用权利要求2的情况下，至少所述水平尾翼(6.3)构造成可调的。

11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，所述水平尾翼具有转向舵，实际的所述尾翼组轮廓构造成刚性的，并且沿飞行方向上设有多个可调的舵板，所述舵板根据具体位置引导流出的空气转向。

12.根据权利要求10或11所述的飞行器，其特征在于，设有用于在飞行期间调节所述尾翼组(6)、特别是调节所述水平尾翼(6.3)或根据权利要求11所述转向舵的机械的、特别是马达式的器件(6.5)。

13.根据权利要求10-12中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述水平尾翼(6.3)或根据权利要求11所述的转向舵能绕平行于所述旋翼平面(R)的轴线(6.4)摆动地支承。

14.根据权利要求10-13中任一项所述的飞行器，其特征在于，在引用权利要求7或8的情况下，所述水平尾翼(6.3)可调节地支承在所述垂直尾翼或多个所述垂直尾翼(6.1、6.2)上。

15.根据权利要求10-14中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述水平尾翼(6.3)或根据权利要求11所述的转向舵能根据所述飞行器(1)的飞行方向(FR)和/或飞行速度来调节，特别是自动地通过所述飞行器(1)相应设置的飞行控制单元(6.6)或根据驾驶指令来调节。

16.根据权利要求1-15中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述尾翼组(6)固定在所述飞行器(1)的至少一个承载所述旋翼(2.1-2.9)的支承臂(3.1、3.2)上，所述水平尾翼至少经由根据权利要求6所述的垂直尾翼(6.1、6.2)固定。

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