CN111542474A

CN111542474A - 模块化飞行器

Info

Publication number: CN111542474A
Application number: CN201880080487.5A
Authority: CN
Inventors: J·沃纳; P·佩楚斯; M·比勒尔; F·弗兰克
Original assignee: Innotec Lightweight Engineering and Polymer Technology GmbH
Current assignee: Innotec Lightweight Engineering and Polymer Technology GmbH
Priority date: 2017-12-15
Filing date: 2018-12-13
Publication date: 2020-08-14
Also published as: US11603199B2; US20210206511A1; DE112018006356A5; CN111886180A; WO2019114884A1; US20210206489A1; DE112018006375A5; WO2019114887A1; DE112018006339A5; CN111491864A; EP3724069A1; EP3724072A1; US20210070436A1; US20210070444A1; CN111542475A; WO2019114886A1; US20210070470A1; EP3724070A1; EP3724073A1; DE112018006403A5

Abstract

本发明涉及一种用于运输人员和/或负载的垂直起飞和降落的模块化飞行器(1)，该飞行器具有：飞行模块(2)，所述飞行模块具有多个布置在支承结构(3)上的驱动单元(4)，其中，每个驱动单元(4)具有电动马达(5)和与电动马达(5)作用连接的螺旋桨(6)；运输模块(7)，所述运输模块具有运送舱(8)和用于将运送舱(8)与飞行模块(2)连接的连接装置(9)，其中，连接装置(9)具有纵向延伸的杆(10)，该杆将一端部连结到运送舱(8)上；和耦联装置(11)，所述耦联装置用于将飞行模块(2)与运输模块(7)的纵向延伸的杆(10)的另一端部连接。

Description

模块化飞行器

技术领域

本发明涉及一种用于运输人员和/或负载的垂直起飞和降落的模块化飞行器。

背景技术

用于运输人员和/或负载的飞行器越来越重要，因为所述飞行器能与基础设施、如道路、轨道、桥梁、隧道等基本上无关地实现快速运送。尤其，这适用于较小的飞行器，所述较小的飞行器可垂直起飞和降落并且因此可以不需要起飞和降落跑道。

由WO 2013/124300A1例如已知一种飞行器，该飞行器具有多个布置在一个面中的螺旋桨和与这些螺旋桨相配设的电动马达。螺旋桨的旋翼叶片及其叶片根部可由纤维复合材料制成、例如由借助碳纤维增强塑料制成。在一种详细描述的实施方式中，该飞行器包括由抗拉且抗压的支撑杆构成的框架结构，所述支撑杆在节点上在构造具有三角形单元单体的六边形结构的情况下相互连接。螺旋桨分别布置在各节点上。

WO 2013/124300A1的飞行器具有机舱，该机舱构造得类似于飞机驾驶舱并且直接布置在飞行模块的支承结构上、例如借助于枢转铰接件布置在飞行模块的支承结构上。

DE 10 2013 108 207A1也公开了一种飞行器，该飞行器可被模块化地装配和拆卸并且适合用于藏放人员或物体。该飞行器具有中央模块，在该中央模块上能够布置具有旋翼单元的悬臂和承载单元或人员运送单元。为此，承载单元或人员运送单元直接在没有间距的情况下与中央单元连接。

此外，DE 10 2013 108 207A1的飞行器具有布置在一个平面中的旋翼，这些旋翼分别具有电驱动装置连同电能供应单元和调节电子装置。

由现有技术已知的模块化飞行器存在所要运输的人员或负载与设置在附近的驱动单元发生不期望接触的危险，这是显著的安全问题。

此外，用于所要运输的人员相对于人员运送单元的接近区域由于驱动单元在附近而受到限制。

此外，针对所要运输的人员的就座舒适性也受到限制，因为人员运送单元的设计强烈地受到其余部件情况的限制。

由于人员运送单元与驱动单元之间的距离近，也要以对所要运输的人员的显著的噪音干扰为出发点。

发明内容

本发明基于如下任务，给出一种可多样化替换的模块化垂直起飞和降落的飞行器，该飞行器避免或至少减少所提及的缺点。尤其，要改进针对所要运输的人员的安全性和舒适性。此外，值得期望的是改进飞行器的空气动力学性能以及稳定性，并且因此总体上改进运行安全性。

该任务通过独立权利要求的技术方案来解决。本发明的有利的进一步改进方案在从属权利要求中给出。

根据本发明的用于运输人员和/或负载的垂直起飞和降落的模块化飞行器具有飞行模块，该飞行模块具有多个布置在支承结构上的驱动单元，其中，每个驱动单元具有电动马达和至少一个与电动马达作用连接的螺旋桨。

所述飞行器是所谓的VTOL(垂直起降)飞行器。飞行模块用于驱动飞行器。

选择性地，所述驱动单元可布置在一个或多个平面中、例如布置在支承结构的平面中和/或布置在支承结构上方的平面中和/或布置在支承结构下方的平面中。

此外，多个驱动单元可同轴于电动马达的转子轴而相叠地布置。

所述支承结构可具有径向地、轴向地和切向地布置的、优选直线的或弯曲的支承梁，这些支承梁可例如借助于与支承结构相配设的连接件、例如T型件在各节点上相互连接并且必要时可与在中心布置在支承结构中的中央单元连接。

相互连接的支承梁优选形成本身闭合的支承结构、也就是说没有带自由端部的支承梁，该支承结构因此是特别有刚性的。

所述支承梁可例如布置为，使得构造有平面的、六边形地用支撑杆撑住的支承结构。为此，可设置有六个在径向上均匀分布地布置的支承梁，从而两个相邻的在径向上布置的支承梁包夹约60°的角度。

所述连接件优选可构造为，使得能实现支承梁在连接件中的面状贴靠的齐平的配合。特别优选地，连接件的悬臂部能够以插接连接的方式完全包围支承梁。这种配合能实现支承力的有针对性的取向以及面状分布。

为了构造支承结构的平面的六边形形状，连接件的三个悬臂部可布置在一个平面中，其中，各悬臂部之间的角度为约60°。连接件可由上壳和下壳形成，以便简化装配和维护。

为了提升连接强度，支承梁可在连接件内彼此间形锁合地连接。支承梁的端部可构造为，使得这些端部能够被插接到彼此中。

所述螺旋桨可具有两个或更多旋翼叶片，所述旋翼叶片以其叶片根部固定在毂上。所述旋翼叶片这样成型和取向，使得所述旋翼叶片在螺旋桨旋转运动时由周围环境空气不对称地绕流，从而产生飞行器的上升作用。飞行器的上升作用可实施成能改变的，其中，螺旋桨可具有用于调节螺旋桨倾斜角的固定的或方向可调的轴，并且旋翼叶片也可具有用于调节其调整角(Anstellwinkel)的固定的或可调的轴。

每个电动马达可配设有一个或多个螺旋桨，其中，电动马达与所述一个或多个螺旋桨作用连接、也就是说驱动所述一个或多个螺旋桨。为此，螺旋桨和所属的电动马达可相互螺纹连接。

一个电动马达可配设有多个同轴于转子轴布置的螺旋桨，这些螺旋桨可布置在电动马达上方和/或下方。

所述电动马达可构造为无刷直流马达。这种马达的特征在于低的维护耗费。此外，每个驱动单元可具有一个马达控制器，从而每个驱动单元可独立于其他驱动单元受到控制。

为了密封、例如相对于水或污物进行密封和/或为了降低空气动力学阻力，在每个驱动单元上可布置有覆盖件、例如呈所谓的整流罩形式的覆盖件，以用于为毂装上流线形外罩。

所述飞行模块可例如在支承结构的六边形实施方案中具有总共18个驱动单元。

所述飞行模块或各个螺旋桨可实施为没有包套件或具有包套件。所述包套件可例如实施为保护格栅。包套件提高针对地面人员和乘员的安全性，因为避免了与旋翼叶片的意外接触。没有包套件的实施方案具有飞行模块重量较小的优点并且简化了螺旋桨的维护。

驱动单元之中的一定数量的驱动单元、例如一些或所有驱动单元可借助于力锁合和/或形锁合的固定器件与支承结构连接、优选与支承梁连接。

优选地，固定器件构造为卡夹器(Schelle)，该卡夹器至少部分地包围支承梁。

所述卡夹器例如可构造为，使得该卡夹器齐平地包围支承梁的中空型材，也就是说卡夹器的形状依循该梁的外轮廓。

为了提升稳定性和刚度，卡夹器可具有Ω形的横截面，从而可平衡驱动单元的转矩以及弯曲负载和振动负载。

所述卡夹器可与支承梁螺纹连接、粘接、铆接或者借助于夹持连接通过夹紧与支承梁连接。

所述卡夹器可具有在一侧折弯的用于接纳驱动单元的区域。在该区域中，卡夹器可借助于螺纹连接或铆钉连接与驱动单元连接。

通过力锁合和/或形锁合可实现驱动单元在支承结构上的改进的定位以及从驱动单元到支承结构上的改进的力传递。

所述固定器件、例如卡夹器可为了简化装配和拆卸而构造成多件式的、优选两件式的。

此外，根据本发明的飞行器具有运输模块，该运输模块具有运送舱，该运送舱用于包覆所要运输的人员和/或负载，并且该运输模块具有用于将运送舱与飞行模块连接的连接装置。该连接装置具有纵向延伸的杆，该杆将一端部连结到运送舱上，其中，连接装置能够以可脱开的方式与运送舱连接。

所述杆可例如构造为直线延伸的杆，该杆例如具有带有在杆的周缘上倒圆的棱边的矩形横截面或者具有圆形的或卵形的杆横截面。

所述杆可优选构造成基本上旋转对称的、即例如具有直的圆柱体的形状，其中，该柱体的纵向延伸尺寸等于杆的长度并且柱体的底面和顶面也可被称为窄侧。

优选地，所述杆可以是尽可能细的，例如具有小的直径。所述杆的尽可能细的且旋转对称的实施方案明显减小了该杆的和因此运输模块的质量和空气阻力。

根据本发明，所述杆将一端部连结到运送舱上，该运送舱用于包覆所要运输的人员和/或负载。

所述运送舱成型为，使得该运送舱通入到纵向延伸的杆的窄侧中。所述杆的窄侧可为了改进空气动力学性能而优选相对于运送舱布置在轴中心。通过将所述杆相对于运送舱布置在轴中心，使所述杆例如在飞行模块耦接和解耦时的或在飞行器降落时的弯曲负载最小化。

优选地，在运送舱与杆之间的连接可构造成刚性的。运送舱和杆例如可相互材料锁合地连接、例如焊接。

通过纵向延伸的杆的构造和运送舱在该杆上的固定，可有利地实现对在运送舱与飞行模块之间的特定距离的维持。

尤其，所述杆可延伸地构造为，使得在运送舱上方建立耦联装置的安全高度距离，从而可确保在耦联的状态下在运送舱与飞行模块之间的相应安全距离。该安全高度距离可等于所述杆的纵向延伸尺寸并且确定为，使得使用运输模块的成年人员不会由于站立而触碰到耦联装置和经耦联的飞行模块。安全高度距离可(从运送舱的例如2m的可用高度出发)为至少0.5m、优选1.0m并且进一步优选为1.5m。

所述安全高度距离选择为，使得针对使用运输模块的人员的安全风险最小化，其方式为，例如避免这种人员在使用运输模块时与经耦接的飞行模块接触。

因此，所述杆的纵向延伸尺寸和所述运送舱的高度之和可例如至少为在运送舱的放置面之上2.5m的高度。因此，耦联装置和经耦联的飞行模块至少布置在站立于运送舱附近的成年人员的可实现的抓取高度上方。

由此，可明显提高使用安全性，其方式为，能够有效避免在做动作的或所要运送的人员和/或负载与飞行模块之间发生不期望的接触。此外，特定距离的维持有助于减小针对所要运送的人员的噪音干扰。

此外，通过将运送舱与飞行模块间隔开地布置可将运送舱安放在飞行模块的螺旋桨的出风之外，这引起空气阻力的减小和空气动力学性能的改进。

此外，所述运送舱的具体设计可基本上独立于飞行模块进行，因为不需要关于飞行模块进行匹配。

选择性地，所述飞行器可具有立架装置，该立架装置构造用于能实现已降落的飞行器在放置面、例如大地地面上的可靠定位。立架装置可构造为能收起和能翻出的，从而立架装置在飞行期间可翻转靠置，以便改进飞行器的空气动力学行为。立架装置可布置在运输模块上、优选布置在运送舱上和/或布置在飞行模块上。如果立架装置构造成能收起和能翻出的，则立架装置可在飞行期间翻转靠置为靠近运输模块和/或翻转靠置为靠近飞行模块。立架装置可例如由金属、塑料和/或纤维复合材料制成。

此外，根据本发明的飞行器具有用于将飞行模块与运输模块的纵向延伸的杆的另一端部连接的耦联装置，其中，耦联装置的第一部分构造在飞行模块上，而耦联装置的第二部分作为配对件构造在运输模块的纵向延伸的杆的所述另一端部上。

在此，纵向延伸的杆的所述另一端部是指与运送舱相对置的端部。换言之，耦联装置可将所述杆的两个窄侧之中的第二窄侧与飞行模块连接。

所述耦联装置构造用于飞行模块的耦接和解耦，该耦联装置因此实现所述杆与飞行模块的可脱开的连接。耦联装置可为了改进空气动力学性能而将飞行模块和运输模块优选在所述杆的中心处、也就是说在所述杆的轴中心处和/或在相对于支承结构的中心处或在飞行模块的中央单元上的中心处进行连接。

通过这种轴中心的布置结构，也使所述杆例如在飞行模块耦接和解耦时的或在飞行器降落时的弯曲负载最小化。

优选地，所述耦联装置可构造为自主的、也就是说自动的耦联装置。由此，可自动地实现飞行模块与运输模块的耦联。耦联过程可顺利地且可靠地执行，因为省却了手动耦联。

所述耦联装置可构造成能控制的。这可有利地实现对耦联过程的远程控制。此外，耦接或解耦可根据不同条件执行。例如解耦可只有在运送舱已接触地面的情况下才能实现。这可有助于提高安全性。

所述耦联装置可构造为铰接耦联器，从而运输模块方向灵活地与飞行模块耦联并且可实现在不同的运行状态下调节在飞行模块与运输模块之间的角度或倾斜度。

换言之，飞行模块的倾斜角α可以是能改变的。倾斜角α定义为如下这样的角度，该角度由垂直于地表面延伸的重力线与支承结构的平面E包夹。当运输模块沿竖直取向布置在飞行模块处时，重力线相应于运输模块的杆的纵向轴线。

所述倾斜角α可例如是能在30°与150°之间改变的。在倾斜角α为90°的情况下，飞行模块的支承结构的平面布置成垂直于重力线并且因此平行于地表面。在该状态中，重力线可正好相应于飞行模块的中轴线。在飞行模块加速时，支承结构的平面E可在飞行方向上向下倾斜，也就是说调节为小于90°的倾斜角α。在飞行模块制动时，支承结构的平面E可在飞行方向上向上倾斜，也就是说调节为大于90°的倾斜角α。

因此，运输模块相对于飞行模块的倾斜角也可被这样改变，使得例如在飞行运行中即使在针对飞行模块的倾斜度的控制输入出现偏差的情况下也可始终确保运输模块沿重力线方向的舒适的竖直取向。运输模块相对于飞行模块的倾斜角的可变性(从而在飞行模块任意倾斜的情况下实现运输模块沿重力线方向的基本上竖直的取向)可改进针对所要运输的人员的飞行体验并且可不需要将负载固定在运送舱中或可至少简化该固定。

此外，所述飞行器的重心可在飞行模块的中央区域中居中，从而可改进飞行器的可控制性和可调节性。

所述耦联装置可构造为，使得耦联连接结构的倾斜度、即运输模块相对于飞行模块的倾斜度也能够在飞行运行期间调准和/或能够通过力矩平衡自主地调节，例如其方式为，运输模块的质量、尤其是运送舱的质量围绕耦联装置的一个点摆动，该耦联装置在闭合的状态下构成浮动轴承。

此外，在飞行期间，飞行器的重心可在相对于飞行模块的中央区域中居中，从而可改进飞行器的可控制性和可调节性。尽管有运送舱相对于耦联装置的通过杆给定的距离，由所要运输的人员和/或负载产生的力矩仍可容易通过作为铰接耦联器的实施方案来平衡。

所述耦联装置可优选构造为，使得飞行模块的正确的耦接在每种有效负载下都始终得到确保。此外，所述耦联装置可具有用于操纵按规定的连接的控制机构以及具有用于在未受载的状态下手动脱开该连接的安全机构。耦联装置可具有减振装置，该减振装置例如可构造用于缓冲硬的降落冲击。

所述耦联装置能实现运输模块和飞行模块的灵活组合。换言之，不同类型的运输模块和/或飞行模块可相互替换。通过自主的耦联装置可更加提高这种灵活性。

不同的运输模块例如可耦联到同一飞行模块上，其中，各运输模块可构造成不一样的。例如第一运输模块可构造用于运输人员，而第二运输模块构造用于运输负载。同样地，不同的飞行模块可耦联到同一运输模块7上。运输模块可例如在驱动单元的数量和/或布置方面彼此不同。因此，可例如根据所要运输的负载和/或飞行条件(风力和风向、高度位置等)来选取具有较多或较少驱动单元的飞行模块。

在该实施方式中，飞行器1的总重量根据针对超轻型飞行器的规章优选小于472.5kg(具有拯救系统)、进一步优选小于450kg(没有拯救系统)，以便使材料负载保持得低并且使在可能的坠落时由于过高的冲击能量引起的伤害最小化。优选地，有效负载为至少150kg，以便也能实现运输超重的人员。

通过支承结构的经优化的设计和各驱动单元的经空间优化的布置结构，飞行器的尺寸在直径方面小于8m，从而能实现该飞行器的节省空间的存放并且通过该飞行器也可使用较小尺寸的飞行走廊。

最大的悬停飞行功率可以是每个螺旋桨5kW，在悬停飞行中的最大总功率为60kW。航程可例如为至少30km，并且最小巡航速度为60km/h。噪音发射应不高于60db(A)、尤其是在运送舱中的噪音发射应不高于60db(A)。必要时，所述运送舱可配备有隔音件。为了提高安全性，所述飞行器可具有防雷系统。所述运送舱例如可导电地构造，使得该运送舱构成法拉第笼。所述运送舱例如可设有导电覆层。

所述模块化飞行器有利地将超轻型结构和电动性相结合，从而人员和/或负载的运输可环保地、可靠地且顺利地进行。尤其，所述模块化飞行器能够简单地集成到现存的城市结构中，因为该模块化飞行器的特征在于小的空间需求并且视设计而定也能够以能量自给自足的方式运行。

选择性地，在飞行模块下方可布置有用于使螺旋桨的流出空气流有针对性地偏转的装置，以便减小运输模块的空气阻力和/或产生更好的推动力和/或推进力。

根据不同的实施变型方案，为了提升飞行器效率以及为了不仅在爬升飞行和下降飞行中而且在巡航飞行(向前飞行)中使流动特性稳定和/或改进流动特性，可设置有一或多个空气导流装置作为上升和飞行辅助器件。

优选地，所述空气导流装置能够以不动或可运动的方式布置在飞行模块上和/或布置在运输模块、优选运送舱上。空气导流装置可构造成翼状的、例如板形的或稍微拱弯的。选择性地，空气导流装置相对于飞行模块和/或运输模块或者说运送舱的位置能够构造成能转动运动的或能线性移动的。

在一种实施变型方案中，翼状的、基本上平行于所述杆的纵向延伸尺寸而垂直定向的平面的板可作为空气导流装置布置在运输模块的与飞行器的飞行方向相反的背侧上。这样构造的空气导流装置可作为例如飞行器的侧尾翼起作用，该侧尾翼使运输模块侧向地转向并且使其在飞行器的飞行期间相对于其高度轴线或杆的纵向轴线保持在稳定的位置中。

在另一种实施方式中，一个或多个空气导流装置可布置在运送舱的下部区域中且例如借助于固定弓形件固定在运送舱的下部区域中。固定弓形件可依循运送舱的下部区域的形状。

所述固定弓形件能够以可转动地支承的方式布置在运送舱上，并且空气导流装置能够以可转动地支承的方式布置在各一个固定弓形件上。因此，空气导流装置可根据需要紧挨地翻转靠置到运送舱上或翻转远离该运送舱。

在飞行器起飞和降落时，所述空气导流装置可被翻转靠置到运送舱上，以便尽可能不对空气流产生负面影响。在带有经耦接的运输模块的飞行器巡航飞行(向前飞行)期间，空气导流装置可被翻出并且由于其空气动力学的升力而有助于承载运输模块。因此，飞行模块须承担较少承载工作，并且可将更多功率应用于向前飞行。

在另一种实施方式中，一个或多个空气导流装置可固定在飞行模块的支承结构的支承梁上或固定在用于连接支承结构的支承梁的连接件上。所述空气导流装置可构造成翼状的、例如板形的或稍微拱弯的。

选择性地，所述空气导流装置相对于飞行模块的位置可构造成能转动运动的或能线性移动的。翼状的空气导流装置例如可翻转靠置到支承结构上并且可翻转离开该支承结构和/或可围绕其纵向轴线可转动地支承。

所述空气导流装置可支持飞行模块的上升作用并且此外可用作用于飞行模块的转向和飞行辅助器件。这提高了飞行模块的效率并且可引起飞行模块的流动特性的稳定和/或改进并且因此引起飞行器的可控制性的改进。

上文所描述的实施方式的空气装置可构造成至少部分地在其相对于运输模块和/或相对于飞行模块的支承结构的取向方面能以能控制的方式进行调节，尤其是能以相对于运输模块的和/或相对于飞行模块的支承结构的调整角β可变地取向，从而其在飞行器飞行运行期间的上升功能或转向功能可优化地与流动情况等相匹配。

尤其，固定在支承结构上的、围绕其纵向轴线可转动地支承的空气导流装置可分别在调整角β方面是能改变的，该调整角在支承结构的平面E与空气导流装置的中间的横截面平面之间包夹。优选地，调整角β可以是能在110°(空气导流装置的朝着飞行方向指向的翼区段陡斜地向上调整)与260°(空气导流装置的逆着飞行方向指向的翼区段陡斜地向上调整)之间的范围内改变的。在调整角β为180°的情况下，空气导流装置和支承结构处于一个平面中。在多个空气导流装置的情况下，相应的调整角β可以是能独立于彼此改变的。

通过改变调整角β可例如相应于流动情况影响飞行模块的上升功能。如果空气导流装置以分别不一样大的调整角β来取向，则可例如影响飞行模块的转向功能。

在一种实施变型方案中，调整角β可以是能根据倾斜角α来改变的。在飞行模块相对于重力线S倾斜的情况下，可通过适当改变调整角β再次提高由于飞行模块倾斜而减小的升力。当在支承结构的平面E在飞行方向上向下倾斜(α<90°)的情况下飞行模块进行加速时，空气导流装置对此可方向相反地调整、也就是说调整为大于90°且小于180°的调整角β。当在支承结构的平面E在飞行方向上向上倾斜(α>90°)的情况下飞行模块进行制动时，空气导流装置对此可方向相反地调整，也就是说调整为大于180°且小于270°的调整角β。

借助这种上升辅助装置不仅可以改进飞行模块的上升并且因此可以降低螺旋桨功率并且节省能量，而且尤其也可以改进飞行器的可控制性和飞行稳定性。

根据不同的实施变型方案，所述飞行模块可具有中央单元，该中央单元优选可相对于飞行模块的中轴线或对称轴线布置在中心。中央单元可例如具有壳体，该壳体例如呈半球或椭圆体的形式。中央单元例如可由两个相互连接的、例如螺纹连接的半部构成。为了维护和执行较小的修理，可设置有介入部。此外，中央单元可构造用于接纳支承结构的支承梁，例如其方式为，支承结构的支承梁以一个端部固定在中央单元上，并且从中央单元在径向上向外延伸。

所述中央单元可例如构造用于存放或布置物体、例如辅助器件或技术功能单元。中央单元可例如在中央单元的最上面的部分中具有拯救系统、例如用于弹射出的降落伞。

所述中央单元可具有技术功能单元、例如控制技术设备、位置确定技术设备和/或通信技术设备和/或充电模块。

为了存放或布置辅助器件和/或技术功能单元，中央单元的壳体可具有一个或多个中空空间。辅助器件或技术功能单元可布置在中空空间中和/或布置在壳体上，例如在上侧或在侧向布置在径向的支承梁之间的自由空间中。

集成的位置确定技术设备可例如借助于方位信号、例如全球导航卫星系统、如GPS、伽利略、格洛纳斯、北斗等的方位信号而构造用于确定飞行器位置并且用于求取和控制飞行器的飞行路线和飞行目的地。

集成的通信技术设备可构造用于进行内部通信和/或外部通信，其中，内部通信应理解为在飞行器的各模块之间的通信或与直接设置用于与飞行器一起使用的模块的通信，即例如用于在飞行模块与运输模块或飞行器与地面控制站之间进行沟通的通信。

外部通信例如应理解为关于在飞行安全方面的飞行许可、飞行路线、所在方位等的通信或与气象服务站的信息交换。

此外，所述中央单元也可以具有用于执行降落到一起飞和降落站上的降落方式的软件和/或硬件。

通过将辅助器件和技术功能元件定位在布置在中心的中央单元中或上可实现使重心位置集中在飞行器的中心，从而改进飞行器的可控制性和可调节性。

根据不同的实施变型方案，所述飞行模块、例如飞行模块的中央单元、和/或所述运输模块、优选运送舱可具有充电模块。

所述充电模块可具有一个或多个可重复充电的蓄能器(所述蓄能器例如呈可重复充电的蓄电池或超级电容形式)、充电装置和/或太阳能电池。

所述充电装置可构造用于将电能从外部充电站传递到所述一个或多个蓄能器中。

所述蓄能器可构造用于蓄存经传递的和/或借助于太阳能电池而自身产生的电能并且用于给运输模块和/或飞行模块、例如驱动单元供应能量。

由此，运输模块和/或飞行模块可构造成能量自给自足的，因为电流供应可在运输模块自身或飞行模块自身之内进行。

如果运输模块和飞行模块都具有自身电流供应部，则经由连接装置的导电连接变得不必要。

例如所述可重复充电的蓄能器可布置在运送舱中和/或上，和/或，可布置在飞行模块的中央单元中和/或上，而太阳能电池可固定在运送舱的外表面上和/或可固定在飞行模块的支承结构上。

根据不同的实施变型方案，飞行模块的支承结构可具有在各节点上相互连接的支承梁，并且驱动单元中的一定数量的驱动单元可布置在节点之外。

驱动单元之中的一定数量的驱动单元的、也就是说一些或所有驱动单元的在节点之外的布置结构引起飞行模块的改进的稳定性，因为由此驱动力在节点之外被导入到承载结构中。以这种方式，已经从支承梁经受高的负载的节点不附加地由于驱动力而承受载荷。

由此，所述支承结构可实施成具有较少材料的，也就是说实施成在质量方面较轻且在制造方面较成本有利的。

此外，所需的驱动单元在节点之外的布置结构引起所需要的支承梁和节点的最小化，这简化了支承结构并且因此使支承结构更成本有利。

此外，所述支承结构的经最小化的结构设计一方面引起较小的质量并且另一方面产生螺旋桨的出风面的较小的覆盖，这分别改进了飞行模块的效率并且因此使在飞行器使用时的燃料消耗减少。

此外，这种实施方案引起功能安全性的提高并且因此引起飞行模块的和因此飞行器的运行安全性的改进。

根据不同的实施变型方案，可规定，驱动单元之中的一定数量的驱动单元、也就是说一些或所有驱动单元围绕飞行模块的中轴线或对称轴线同心地布置。换言之，驱动单元可围绕与飞行模块的中轴线共同的中心对称地设置且在一个平面中或在多个平面中分布地设置。由此且此外，通过在飞行模块中布置在中心的中央单元也可实现飞行器的稳定的飞行特性。

驱动单元之中的一定数量的驱动单元例如可与飞行模块的中轴线隔开相同的径向距离(半径)地布置并且因此可围绕飞行模块的中轴线环形地布置(在一个环中)。

优选地，所述径向距离应理解为在飞行模块的中轴线与驱动单元的相应螺旋桨的毂轴线之间的间距。

与飞行模块的中轴线隔开相同径向距离的所述一定数量的驱动单元在带有保持不变的半径的假想的圆弧形连接线下形成一个环。

所述驱动单元也可在多个平面上围绕中轴线布置在带有相同半径或环直径的多个环中。

所述驱动单元可在一个平面中围绕飞行模块的中轴线布置在多个带有不同半径或环直径(DR1、DR2、DR3)的环(R1、R2、R3)中。

通过将驱动单元之中的一定数量的驱动单元尤其是布置在一个或多个环中，例如第一组驱动单元可与飞行模块的中轴线隔开相同的第一径向距离并且形成第一环(R1)。第二组驱动单元可与该中轴线隔开相同的第二径向距离并且形成第二环(R2)，并且诸如此类。

驱动单元与飞行模块的中轴线隔开最大距离的第三环(R3)可形成外部环，而第一环(R1)形成与飞行模块的中轴线隔开最小距离的内部环。

各环的环直径和螺旋桨旋翼的直径可根据运送舱的尺寸来选择，以便使驱动单元的螺旋桨的所产生的出风关于运送舱的位置和大小相协调。

螺旋桨旋翼的直径应理解为如下圆周线的直径，该圆周线在螺旋桨的旋翼叶片的旋转运动期间通过旋翼叶片的外端部产生。

由此，内部的第一环(R1)的环直径可优选设置为，使得内部的第一环的驱动单元的旋翼的竖直投影的圆周线与运送舱的竖直投影的面不相交。

由此，可持续地改进飞行器的空气动力学性能。

当然，条件此外包括支承结构的设计、尤其是支承结构的支承梁的布置结构、驱动单元在支承结构上的具体安放。

如果例如支承结构的支承梁布置结构构造成六边形的，则例如内部的第一环可具有六个驱动单元，这六个驱动单元分别在中心位于六个在径向上向外指向的支承梁之中的一个支承梁上，而第二环可具有另外的六个驱动单元，所述另外的六个驱动单元分别位于在径向上向外指向的支承梁的外端部处。

其他六个驱动单元可分别在中心布置在将所述在径向上向外指向的支承梁连接的且在径向上封闭支承结构的支承梁上并且形成第三环。

一个环的螺旋桨的毂轴线的直接的、直线的连接线可因此基本上形成六角形。

根据不同的实施变型方案，驱动单元之中的一定数量的驱动单元的螺旋桨的旋翼可具有不同的直径。

存在如下可行方案，所有旋翼具有不同的直径，或者，第一组旋翼具有相应统一的直径，但第二组旋翼具有与第一组旋翼不同的直径。

例如一个环的驱动单元的螺旋桨的旋翼可具有统一的直径。替代地，一个环的驱动单元的螺旋桨的旋翼可具有不同的直径。

因此，例如一个环的驱动单元的螺旋桨的旋翼可具有交替不同的直径。

借助带有不同的旋翼直径的驱动单元的布置结构可优化在支承结构上方的空气空间的与面积有关的充分利用，并且因此可改进飞行模块的和因此飞行器的上升作用。

如果例如设置有三个环的驱动单元，则例如第一环R1的驱动单元的螺旋桨的旋翼可具有统一的第一直径d1，而第二环R2的驱动单元的螺旋桨的旋翼具有统一的第二直径d2，并且第三环R3的驱动单元的螺旋桨的旋翼具有统一的第三直径d3。

此外，也存在如下可行方案，第一环R1的和第二环R2的驱动单元的螺旋桨的旋翼具有统一的直径，而第三环R3的驱动单元的螺旋桨的旋翼具有不同的直径，从而总共只存在不同直径的两种螺旋桨组。

因此减少了制造耗费，因为仅须制造两种具有两个不同旋翼直径的螺旋桨组。

所有变型方案能以其方式一方面实现改进的空气空间充分利用，因为在支承结构之上的空气空间中存在较少的无法通过螺旋桨的旋翼圆周填充的空隙，以及另一方面能实现在飞行模块内和因此在飞行器内的较有利的负载分布。

然而，为了简化制造、装配和维护，螺旋桨的所有旋翼也可具有统一的直径。

根据另外的实施变型方案，一定数量的支承梁、也就是说一些或所有支承梁可具有中空型材。

具有中空型材的支承梁一方面引起有利的质量降低而有利于飞行模块的和因此飞行器的效率改进。

如果中空型材具有至少部分地弯曲的壁面，则另一方面有利地作用于飞行模块的和因此飞行器的空气动力学性能，这可有助于降低空气阻力并且有助于进一步改进飞行模块的效率。此外，中空型材的弯曲的壁面对于支承梁的坑洼特性(Beul-Eigenschaft)产生积极影响。

通过使支承梁构造为中空型材，可在支承梁内设置通向驱动单元的信号技术的连接结构和/或用于驱动单元的能量供应线路，从而使所述连接结构和能量供应线路基本上受保护而免受环境影响。

根据另外的实施变型方案，所述支承梁的中空型材可具有沿驱动单元的作用方向纵向延伸的型材横截面、优选卵形的型材横截面。

通过驱动单元的统一的作用方向，存在支承梁的弯曲负载的主方向，该弯曲负载可通过纵向延伸地构造的、以其纵向侧竖直定向的型材横截面有利地补偿。

纵向延伸的型材横截面可例如通过长孔形的、椭圆形的、卵形的、或组合卵形的型材横截面形成，其中，纵向延伸的型材横截面中的每个型材横截面的纵向侧始终竖直地沿驱动单元作用方向的方向延伸。

由于驱动单元的作用方向，与例如中空型材的圆形横截面相比，中空型材的以纵向侧竖直地沿驱动单元作用方向的方向定向的型材横截面能够接纳更高的弯曲负载。

长孔形的型材横截面理解为如下横截面，该横截面的边界线通过半径相同或不同的两个圆弧和两个直线的区段形成。

椭圆形的横截面的边界线由极其多的不同半径组成。

优选地，中空型材具有卵形的型材横截面。卵形的横截面理解为如下横截面，该横截面的边界线通过两个不同的半径形成。

组合卵形的型材横截面可具有超过两个半径、例如三个或四个半径。

与具有平面的面的长孔形的型材横截面相比，具有椭圆形的、卵形的或组合卵形的横截面型材的中空型材(该横截面型材仅具有弯曲的面)此外还更加不太容易出现坑洼。

附加地，与逐渐变尖的椭圆形的横截面相比，中空型材的卵形的或组合卵形的横截面可由于在其窄侧上更大的半径而提供还更加有利的横截面面积与面惯性矩之比。中空型材的横截面可优选在厚度和形状方面与力走向和所期待的机械负载相匹配。例如支承梁的中空型材可具有沿着支承梁的纵向延伸尺寸和/或沿支承梁的周向方向可变的、即改变的壁厚。

根据不同的设计方案，所述运送舱可具有在空气动力学方面有利的形状，例如构造成旋转对称的和/或基本上液滴形的，从而可进一步减小在飞行运行中一方面运送舱的静态空气阻力和另一方面通过飞行模块的旋翼运行对围绕运送舱的气流的影响(动态空气阻力)。

运送舱的液滴形状因此可优选基本上沿飞行模块的垂直的中轴线方向延伸。

运送舱的液滴形状可通入到纵向延伸的杆中，也就是说运送舱可具有宽的倒圆的下部区域，该下部区域朝着杆方向在细的上部区域中收缩。

优选地，为了产生有利的空气动力学形状，运送舱可具有用于连结所述杆的连结区域，该连结区域具有用于过渡到该杆的横截面上的横截面收缩部。

液滴形状可在宽度方面减小、例如横向于飞行器的主飞行方向减小，以便在巡航飞行运行中产生尽可能小的空气阻力。

所述运送舱可具有不透视的面和透视的面。为了对运送舱进行装载和卸载或为了使所要运输的人员登机和离机，运送舱可具有一个或多个、例如两个门和/或翻板。优选地，两个门可相对置地布置并且可构造成能翻转或能推移的，以便能快速、可靠且舒适地实现登机和离机或装载和卸载。

进一步优选地，运送舱可构造成紧密闭合的。这能实现运送舱内部空间的快速且成本有利的空气调节并且保护所要运送的人员或负载免受天气影响和迎面风影响。

如果运送舱设置用于运输人员，则该运送舱可具有座椅和安全装置、例如安全带和/或气囊。

所述运送舱可具有空调装置(例如加热器)和加湿装置，以用于提高舒适性。

此外，在运输模块中、例如在运送舱中可存在硬件或软件、例如用于输入飞行目的地、用于与飞行模块、其他飞行器或地面站进行通信、用于操作运输模块的或飞行器的装置等的硬件或软件。

此外，可存在一个或多个用于显示飞行信息、飞行器的状况信息、娱乐程序等的显示器。

此外，所述硬件或软件可提供用于进行内部飞行通信和飞行协作、例如与地面控制站进行内部飞行通信和飞行协作的可行性。例如可传达飞行器的状况消息或关于在飞行器处的装载或登机的状态消息。

根据另外的实施变型方案，支承结构和/或中央单元和/或驱动单元之中的一定数量的驱动单元可具有由纤维复合材料制成的结构元件或者可由纤维复合材料制成。

因此，例如一定数量的支承梁和/或一定数量的连接件和/或支承结构的用于固定驱动单元的固定器件和/或螺旋桨的毂和/或中央单元的壳体可具有纤维复合材料或者可由纤维复合材料制成。

纤维复合材料可以例如是纤维增强塑料、例如碳纤维增强塑料、玻璃纤维增强塑料或玄武岩纤维增强塑料。

如果例如中央单元具有通信硬件，则可优选使用玻璃纤维增强塑料，以便避免通信硬件的功能受妨害。

在一种设计变型方案中，所述支承梁可由拉挤成型的中空型材形成，该中空型材由纤维增强塑料、例如碳纤维增强塑料制成。

根据另外的实施变型方案，所述运输模块可具有纤维复合材料或者可由纤维复合材料制成。优选地，所述运送舱和/或所述杆可具有纤维复合材料或者可由纤维复合材料制成。

纤维复合材料可具有专门的织物纤维增强元件。织物纤维增强相能够以面状的或带形的编织物(Geweben)、纬编针织物(Gestricken)、经编针织物(Gewirken)或编结物(Geflechten)的形式引入到塑料基体中。

纤维复合材料的使用实现了飞行模块的稳定性与质量之比的改进，因为由纤维复合材料制成的结构元件在同时有好的至非常好的机械特性、例如强度、弹性模量、冲击韧性的情况下具有轻的质量。

优选地，所述纤维复合材料可具有单向布置的增强纤维。

这些增强纤维可集中地且基本上统一取向地构造为所谓的UD纤维带，所述UD纤维带能够被使用在纤维复合材料内的不同地布置的层中，以用于补偿所出现的高的机械负载、例如作用在支承梁上的机械负载。

例如拉负载、压负载和/或弯曲负载、例如在支承梁内的拉负载、压负载和/或弯曲负载可被由单向增强纤维构成的UD纤维带吸收，而扭转载荷和/或剪切载荷可通过以+/-45°角度取向的纤维、例如编织物或铺层中的以+/-45°角度取向的纤维来补偿。

有利地，为了补偿支承梁的所出现的载荷，织物纤维增强相例如如下地设置在支承梁的预成型体中：

-通过缠绕使一些具有以+/-45°角度取向的纤维的纤维层交替布置；

-单向的在轴向上延伸的丝线作为带位于支承梁的上侧和下侧上；

-最后通过编结完成具有以+/-45°角度取向的纤维的外部纤维层。

在编结中产生的具有交叉的和波浪状的纤维的纤维构成物提升了支承梁的稳固性。

此外，具有由以+/-45°角度取向的纤维构成的纤维构成物的外部层特别地补偿支承梁的所出现的扭转载荷。

根据不同的实施变型方案，所述飞行器可具有控制单元。该控制单元可例如设置和构造用于发出用于接通或关断驱动单元的控制信号。替代地或附加地，所述控制单元可设置和构造用于发出用于打开或闭合耦联装置的控制信号和/或用于调节倾斜角α、即运输模块相对于飞行模块的倾斜度的控制信号。相应地，所述耦联装置可构造为能控制的耦联装置。替代地或附加地，所述控制单元可构造用于发出用于调节调整角β的控制信号。此外，所述控制单元能控制其他过程、例如打开和闭合运送舱的门。

附图说明

本发明的其他优点能够由附图以及相关说明看出。附图中：

图1示出模块化飞行器的示例性图示；

图2示出模块化飞行器的侧视图的示意图；

图3示出具有中央单元的飞行模块的示例性图示；

图4示出飞行模块的支承结构的俯视图的示意图；

图5示出具有支承结构、布置在该支承结构上的驱动单元和中央单元的飞行模块的俯视图的示意图；

图6示出具有中央单元的飞行模块的支承结构的侧视图的示意图；

图7示出通过飞行模块的驱动单元的螺旋桨覆盖的空气空间的示意图；

图8a-c示出支承梁的不同横截面的示意图；

图9a-c示出不同的用于将驱动单元固定在支承结构上的卡夹器的示意图；

图10示出具有耦联装置的运输模块的示例性图示；

图11示出具有耦联装置的运输模块的侧视图的示意图；

图12示出具有耦联装置的运输模块的另一个侧视图的示意图；

图13以侧视图示出具有空气导流装置的运输模块的示意图；

图14以另一个侧视图示出具有另外的空气导流装置的运输模块的示意图；

图15示出具有空气导流装置的飞行模块的支承结构的俯视图的示意图；以及

图16示出具有倾斜的飞行模块和经调整的空气导流装置的飞行器的示意图。

具体实施方式

在下文阐述的示例中参考了附图，这些附图形成各示例的一部分并且在这些附图中为了说明示出了特定的实施方式，本发明可在这些特定的实施方式下执行。在这方面，方向术语、如“上”、“下”、“前”、“后”、“前部”、“后部”等参考所描述的附图的定向来使用。因为各实施方式的部件能以多个不同的方位来定位，所以所述方向术语用于进行说明并且绝不是限制性的。

不言而喻的是，在不偏离本发明的保护范围的情况下，可使用其他实施方式并且可进行结构上的或逻辑上的改变。不言而喻的是，除非另有特定说明，否则在这里所描述的不同的示例性实施方式的特征可相互组合。以下详细的描述因此不应在限制性的意义下理解，并且本发明的保护范围通过附上的权利要求来限定。

在本说明书的范围内，术语“连接”、“连结”以及“耦联”被用于描述直接的和间接的连接、直接的或间接的连结以及直接的或间接的耦联。在附图中，相同或类似的元件设有相同的附图标记，只要这是适宜的。

图1和2示出示例性的用于运输人员和/或负载的垂直起飞和降落的模块化飞行器1。飞行器1具有飞行模块2、运输模块7和耦联装置11(在图1中未示出)。

图2以示意性侧视图示出图1的飞行器1。

飞行模块2提供飞行器1的动力。

运输模块7可借助于飞行模块2与运输模块7的耦联从地面升起、运输并且可借助于例如运输模块7的或飞行模块2的立架装置(未示出)搁放在放置面上。

飞行模块2在图3至9和15详细示出，运输模块7和耦联装置11在图10至14中详细示出。

首先参考图3详细描述飞行模块2。

飞行模块2除了相对于飞行模块2的竖直中轴线M布置在中心的中央单元14以外具有带有多个支承梁13的支承结构3，这些支承梁在各节点12上彼此间借助于构造为T型件的连接件17连接以及与中央单元14连接。

根据图1和2的飞行模块2的该支承结构3以及中央单元14在图4中示意性地以俯视图示出，而在图6中以侧视图示出。支承结构3通过六个在径向上从中央单元14向外延伸的支承梁13以及通过六个另外的支承梁13形成，在径向上延伸的支承梁13的与中央单元14相对置的端部将所述另外的支承梁在构造六角形的情况下在各节点12上相互连接。

各支承梁13在节点12上的连接借助于T型件状的连接件17实现，所述连接件以至少100mm深地完全包围的方式接纳支承梁13的端部。通过使支承梁13在连接件17中形锁合地齐平地配合，改进了支承梁13的对准性。此外，支承力较均匀地分布。为了构造支承结构3的六边形形状，连接件17具有三个悬臂部，其中，分别两个悬臂部相对彼此包夹60°的角度。

该实施例的连接件17由纤维复合材料制成并且为了简化装配和维护而两件式地由上壳和下壳构造。

要相互连接的支承梁5可附加地在T型件状的连接件内彼此形锁合地连接。为此，支承梁5的端部可具有缝口和接片，借助于所述缝口和接片可将支承梁5相对彼此在特定角度下插接在一起。

支承梁5的被插接在一起的端部可被放入到两件式的T型件状的连接件11的上壳或下壳中并且可在T型件状的连接件11封闭之后完全被T型件状的连接件11包围。

此外，在图4中能看出卡夹器作为固定器件16，所述固定器件用于将驱动单元4固定在支承结构3的支承梁13上。固定器件16不仅大约在中心布置在每个支承梁13上，并且布置于在径向上从中央单元14向外延伸的支承梁13的外端部处，但布置在节点12之外。在该实施例中，总共设置有18个固定器件16用于固定18个驱动单元4，其中，但也可设置有与之不同数量的固定器件16或驱动单元4。

固定器件16可例如像在图9a至9c中所示那样构造。

图9a示出由两个半壳状的卡夹器部件构成的两件式的卡夹器16，所述卡夹器部件分别具有在一侧折弯的端部，这些卡夹器部件通过螺纹连接沿水平方向与支承梁13(未示出)夹紧在一起。折弯的端部提供用于将卡夹器部件与驱动单元4(未示出)连接的区域，其中，卡夹器部件可通过螺纹连接或铆钉连接与驱动单元4连接。

在图9b中示出如下卡夹器作为固定器件16，该卡夹器具有带有在两侧折弯的端部的Ω形的下部卡夹器部件、U形的上部卡夹器部件和面状的盖元件。

Ω形的下部卡夹器部件至少部分地在侧向上和在下部区域中包围支承梁。U形的上部卡夹器部件至少部分地在侧向上和在上部区域中包围支承梁5。

卡夹器的盖元件通过螺纹连接或铆钉连接与Ω形的卡夹器部件的折弯的端部连接，从而卡夹器沿竖直方向与支承梁13夹紧在一起。此外，盖元件用于连结驱动单元4(未示出)。

附加地，设置有挤压件(中间层元件)，该挤压件将U形的上部卡夹器部件抵着盖元件支撑，从而在卡夹器闭合时Ω形的下部卡夹器部件和U形的上部卡夹器部件不仅抵着彼此夹紧而且抵着支承梁13夹紧并且因此在卡夹器与支承梁13之间建立力锁合的和形锁合的连接。挤压件也可以是盖元件的或U形的卡夹器部件的组成部分。

因此，根据图9b的卡夹器构造成四件式的。

在图9c中示出如下卡夹器作为固定器件16，该卡夹器具有带有在两侧折弯的端部的Ω形的下部卡夹器部件、U形的上部卡夹器部件和挤压件(中间层元件)。

Ω形的下部卡夹器部件至少部分地在侧向上和在下部区域中包围支承梁13，其中，Ω形的下部卡夹器部件的折弯的端部提供用于与驱动单元4连接的区域。

U形的上部卡夹器部件至少部分地在侧向上和在上部区域中包围支承梁13。

该卡夹器的Ω形的卡夹器部件的折弯的端部能够通过螺纹连接或铆钉连接与驱动单元4(未示出)连接，从而卡夹器沿竖直方向与支承梁13夹紧在一起。

附加地设置的挤压件(中间层元件)在支承梁13上方支撑Ω形的卡夹器部件的折弯的端部并且在闭合卡夹器和装配驱动单元4时引起Ω形的下部卡夹器部件和U形的上部卡夹器部件抵着支承梁13夹紧并且因此在卡夹器与支承梁13之间建立力锁合的和形锁合的连接。该挤压件可以是U形的卡夹器部件的组成部分。

因此，根据图9c的卡夹器构造成三件式的。

在上部区域中，根据图9a至9c的固定器件16分别具有用于直接接纳驱动单元4的折弯的端部(图9a、9c)、或用于经由盖元件来间接接纳驱动单元4的折弯的端部(图9b)。

驱动单元4可与折弯的端部或与盖元件螺纹连接或铆接。

根据图9a至9c的固定器件16在装配状态下分别形成Ω形状，也就是说其外部形状大致相应于希腊大写字母Ω。此外，固定器件16构造为，使得所述固定器件在最大程度上依循支承梁13的外轮廓并且在侧向上且在下部至少部分地包围支承梁13，从而在连接状态下确保与支承梁13的力锁合和形锁合。

支承梁13由拉挤成型的中空型材构成，该中空型材由纤维增强塑料、例如碳纤维增强塑料制成。

图8a至c以剖面图示出分别具有纵向延伸的中空型材横截面的可行的横截面，其中根据图8a的中空型材具有优选的卵形横截面，根据图8b的中空型材具有椭圆形横截面，而根据图8c的中空型材具有长孔形横截面。中空型材的纵向侧分别沿驱动单元4(未示出)的垂直作用方向指向。

根据图8a、8b和8c的支承梁13的中空型材分别具有沿支承梁13的周向方向可变的壁厚。

与在载荷较小的区域中相比，在由于作用的力而带有高的载荷的周缘区域中，壁厚更大。如图8a、8b、8c中能看出的，例如在周缘窄侧区域(在根据图8a、8b、8c的图示中的上方和下方)中的壁厚可大于在周缘纵向侧区域中的壁厚。此外，壁厚不仅可沿周向方向沿着横截面不一样大，而且可沿着支承梁13的纵向延伸尺寸改变。在径向上从中央单元14向外延伸的支承梁13的壁厚例如可从外向内朝着中央单元14方向增加。所出现的负载可由计算机模拟，以便算得所需的最小壁厚。

用于进行信号技术的连接以及供应能量的线路在中空型材中延伸。

重新参考图3，能看出：飞行模块2具有驱动单元4，所述驱动单元分别具有一个带有由两个旋翼叶片构成的旋翼的螺旋桨6和一个无刷直流马达作为电动马达5，其中，螺旋桨6借助于电动马达5驱动。借助于相应的螺旋桨6的毂，该螺旋桨可转动地支承在电动马达5上。

选择性地，可存在有用于将驱动单元4相对于水和污物密封的以及用于改进空气动力学性能的覆盖件、例如呈整流罩形式的覆盖件。螺旋桨6、尤其是所述螺旋桨的旋翼具有纤维复合材料、例如碳纤维增强塑料。

图5示意性地示出根据图3的飞行模块2的俯视图。

驱动单元4、在该实施例中18个驱动单元4在支承结构3的平面中在节点12之外围绕飞行模块2的竖直中轴线M同心地布置在第一环、第二环和第三环R1、R2、R3中，所述第一环、第二环和第三环分别具有六个驱动单元4。第一环、第二环和第三环R1、R2、R3具有不同的环直径DR1、DR2、DR3(也能够在图7中看出)。

驱动单元4借助于构造为卡夹器的固定器件16直接地固定在支承结构3的支承梁13上。

驱动单元4的螺旋桨6的旋翼具有不同的直径d1、d2、d3。在该实施例中，(内部的)第一环R1的驱动单元4的六个螺旋桨6的旋翼具有1800mm的统一的第一直径d1。第二环R2的驱动单元4的六个螺旋桨6的旋翼具有第二直径d2，该第二直径在该实施例中等于内部的第一环的螺旋桨6的旋翼的1800mm的直径d1。第三环R3的驱动单元4的六个螺旋桨6的旋翼具有1300mm的第三直径d3(图7)。换言之，飞行模块2具有十二个带有直径d1、d2为1800mm的旋翼的螺旋桨6和六个带有直径d3为1300mm的旋翼的螺旋桨6。

根据该实施例，由驱动单元4围绕竖直中轴线M的布置结构和螺旋桨6旋翼的大小得到飞行模块2的最大8.14m的总直径。

在图7中示出通过飞行模块2的驱动单元4的螺旋桨6的旋翼可实现的空气空间覆盖。表明的是，通过所描述的对螺旋桨6旋翼的选取实现在支承结构3上方的可覆盖的面积的高的集中并且因此实现非常好的空气空间覆盖，尽管仅须制造不同直径的两种旋翼类型。

通过非常好的空气空间覆盖改进了飞行模块2的工作能力并且因此也改进了飞行器1的工作能力，并且同时使飞行模块1在起飞和降落和停留在地面上时的空间需求最小化，这尤其是在飞行器1在城市环境中运行时是有利的。

飞行模块2的中央单元14以由碳纤维增强或玻璃纤维增强塑料制成的半球形式构造。在中央单元14中设有飞行模块2的通信技术设备和控制技术设备。此外，在中央单元14中设有用于给驱动单元4以及另外的电的耗能器供应能量的可重复充电的蓄电池。

选择性地，在中央单元14中还可安装有具有用于弹射出的降落伞的拯救系统。

下文参考图10至12详细描述飞行器1的运输模块7。

图10示出用于运送人员的运输模块7的示例性图示。运输模块7具有构造成液滴形的运送舱8，其中，液滴形状在飞行器的飞行状态下(见图1)基本上竖直地延伸。液滴形状在宽度方面减小，如也在图1和10中以及特别是在图12中能看出的。

运送舱8具有两个相对置的门18，所要运输的人员可通过所述门进入和离开运送舱8。门18的门页在该实施例中构造成圆形的，但所述门页可具有任意其他形状。

门8可经由用于可运动地附接的装置与运送舱2连接(示意性地作为将门包住的弓形件示出)。门能够以借助于转动铰链系统可翻开或合上的方式或以借助于轨道系统可移动的方式布置在运送舱2上。

运送舱8构造成完全闭合的并且具有部分地透视的罩，从而人员可从运送舱8中观看外面。

选择性地，运送舱8可具有充电模块，该充电模块具有一个或多个可重复充电的蓄能器。

在运送舱8内部布置着配备有安全带和气囊的座椅、空调装置、显示器以及用于与飞行模块2、其他飞行器或地面站进行通信的通信装置(未示出)。

运送舱8能够借助于连接装置9与飞行模块2连接。为此，连接装置9具有纵向延伸的、旋转对称地构造的杆10，该杆将一端部连结到运送舱8上。

杆10延伸地构造为，使得建立安全高度距离15。

安全高度距离15通过杆10的长度决定。安全高度距离15或杆10的长度与运送舱8的高度共同有着在运送舱3的放置面之上例如3m的高度，其中，运送舱8例如具有2m的高度，并且安全高度距离15或杆10的长度为1.0m。

杆10以及运送舱8具有纤维复合材料、例如碳纤维增强塑料或玻璃纤维增强塑料，从而运输模块7的特征在于质量小，而同时机械特性非常好。

图11示意性地以一个侧视图示出图10的运输模块7。除了结合图10所描述的部件以外，由图11能看出安全高度距离15，该安全高度距离通过杆10的长度决定。

图12从相比于图11围绕杆10的纵向轴线转动了90°的视角以另一个侧视图示意性示出图10的运输模块7。

由图1和2能看出，飞行模块2可与运输模块7耦联。能看到的是，运输模块7与飞行模块2的中央单元14的下侧在中心耦联。相应地，运输模块7在中心布置在飞行模块2下方。

耦联装置11用于将这两个模块耦联，该耦联装置在该实施例中构造为自主的铰接耦联器，从而可实现不同的运输模块7与同一飞行模块2的自动耦接和解耦，其中，运输模块7可构造成不同的。同样地，可将不同的飞行模块2耦联到同一运输模块7上。

作为铰接耦联器的构造方案能实现运输模块7和飞行模块2相对彼此灵活的倾斜位置。换言之，借助于铰接耦联器能够改变飞行模块2相对于经耦接的运输模块7的倾斜度。由此，运输模块7的竖直取向即使在飞行模块2的取向在飞行运行期间发生偏离的情况下也可在最大程度上得到维持，并且飞行器1的重心可集中于受限制的中央区域上，这改进了飞行器1的舒适性以及可控制性和可调节性。

耦联装置11可构造成能控制的，从而在运输模块7与飞行模块2之间的连接能够被有针对性地建立或脱开。

飞行模块2和运输模块7可在系统内部相互通信。运输模块7例如可输出关于装载状况和/或登机状况的或关于在起飞和降落站中的位置的状况通知。飞行模块2和运输模块7都可在耦联过程成功完成的情况下输出状况通知。此外，存在如下可行性：飞行模块2提供信息、例如关于飞行状态、巡航时间、天气等的信息，这些信息可传达给运输模块7中的人员，例如借助于在运送舱8中的显示器上进行显示来实现。

图13示出运输模块7，该运输模块具有空气导流装置19。该空气导流装置翼状地构造为垂直定向的平面的板并且安置在运输模块7的与飞行器1的、尤其是运输模块7的巡航飞行方向相反的背侧上(图13：飞行器1的飞行方向处于作图平面中，飞行器1向右运动)。空气导流装置19作为尾翼起作用，该尾翼使运输模块7在飞行器1飞行期间相对于其高度轴线或纵向轴线保持在稳定的位置中。

空气导流装置19能够以不动或可转动运动的方式固定在运输模块7上。此外，空气导流装置19相对于运输模块7的位置可以是能移动的、例如线性地进一步移出或移入。

可安置有另外的空气导流装置19，以便引起在运输模块7处的空气流动方面的进一步的稳定效果或改进。

图14示出具有两个另外的空气导流装置19的运输模块7，所述另外的空气导流装置用作上升辅助装置以用于在飞行器1的巡航飞行(向前飞行)期间产生飞行器1的附加升力。

空气导流装置19分别具有一个翼，所述翼构造成板形的或稍微拱弯的，其中，板平面沿飞行器1的飞行方向、尤其是沿运输模块7的飞行方向(图14：飞行器1的飞行方向垂直于作图平面)延伸，从而在图14中只能看出扁平的翼的作为线来示出的横截面。

空气导流装置19可借助于两个固定弓形件20固定在运送舱8的下部区域中，其中，固定弓形件20能够构造成可转动地支承在运送舱8上，并且翼19能够构造成可转动地支承在各一个固定弓形件20上。固定弓形件20可依循运送舱8的下部区域的形状。因此，空气导流装置19可紧挨地翻转靠置到运送舱8上并且可在需要的情况下翻转远离该运送舱(图14：具有双向箭头的点线)。

在飞行器起飞和降落时，翼19被翻转靠置到运送舱8上，以便尽可能不对空气流产生负面影响。在带有经耦接的运输模块7的飞行器1巡航飞行(向前飞行)期间，翼19可被翻出并且由于其空气动力学的升力而有助于承载运输模块7，从而飞行模块2须承担较少承载工作，并且因此可将更多功率应用于向前飞行。

优选地，翼19布置在运输模块7的下部区域中，因为在此受飞行模块2的螺旋桨6流出气流的影响最小。

图15示出具有四个空气导流装置19的飞行模块2，这些空气导流装置也作为上升器件起作用。空气导流装置19具有面状的翼19。这些空气导流装置可固定在飞行模块2的支承结构3的支承梁13上或可固定在用于连接支承结构3的支承梁13的连接件上。所述空气导流装置可构造成可转动地支承的，从而空气导流装置19可翻转靠置到支承结构3上并且可翻转离开该支承结构(具有双向箭头的点线)。

空气导流装置19分别具有面状的翼19，该翼例如也围绕其纵向轴线可转动地支承。

在相应地沿所示出的飞行方向快速向前飞行的情况下，翼被翻出并且此时支持驱动单元4的螺旋桨6(在此不可见)来产生飞行器1的附加升力。

附加地，所述翼可围绕其纵向轴线转动，以便改变相对于空气流动的调整角并且因此匹配升力。

优选地，所述翼在飞行模块2的支承结构3的上部区域或侧向区域中布置在支承梁13上，因为在此受螺旋桨6流出气流的影响最小。

根据图13至15的实施方案的所有空气装置19能够构造成在其相对于运输模块7的运送舱8的或相对于飞行模块2的支承结构3的取向方面能以能控制的方式进行调节，从而在飞行运行期间的功能可优化地与流动情况等相匹配。

图16以侧视图示出飞行器1，该飞行器具有在飞行方向上向下倾斜的飞行模块2，其中，倾斜角α为约75°。倾斜角α由支承结构3的平面E和垂直延伸的重力线S包夹，该重力线在图16的图示中相应于杆10的竖直延伸的纵向轴线。飞行模块2的中轴线位置在此偏离垂直延伸的重力线S。

飞行模块的这种倾斜角α可例如在飞行器1的加速期间被调节，其中，对于运输模块7的运送舱8的舒适的竖直取向得到维持。

此外，图16示出飞行模块2的四个空气导流装置19中的两个空气导流装置，所述四个空气导流装置如在根据图15的俯视图中所示布置在飞行模块2的支承结构上。空气导流装置19相对于支承结构3的平面E被调整为约150°的调整角β。调整角β由支承结构3的平面E和空气导流装置19的中间的横截面平面包夹。

在制动情况(未示出)下，飞行模块2相对于重力线S的倾斜以及空气导流装置19的调整可相反地进行，从而例如可得到约105°的倾斜角α和约235°的调整角β。

关于图16的飞行器1的另外的元件，参考上文的阐述内容。

在此所使用的表述“和/或”，在其在一系列的两个或更多个元件中使用时，表示：所列举的元件中的每个元件可单独地使用，或者，可使用所列举的元件中的两个或更多元件的各种组合。

如果例如描述了一种关系，该关系包含成分A、B和/或C，则该关系可包含成分：单独A；单独B；单独C；A和B组合；A和C组合；B和C组合；或A、B和C组合。

附图标记列表

1 飞行器

2 飞行模块

3 支承结构

4 驱动单元

5 电动马达

6 螺旋桨

7 运输模块

8 运送舱

9 连接装置

10 杆

11 耦联装置

12 节点

13 支承梁

14 中央单元

15 安全高度距离

16 固定器件

17 连接件

18 门

19 空气导流装置

20 固定弓形件

R1、R2、R3 第一环、第二环、第三环

d1、d2、d3 旋翼的直径

DR1、DR2、DR3 环的直径

M 飞行模块的中轴线

E 支承结构的平面

S 重力线

α 倾斜角

β 调整角

Claims

1.一种用于运输人员和/或负载的垂直起飞和降落的模块化飞行器(1)，所述飞行器具有：

-飞行模块(2)，所述飞行模块具有多个布置在支承结构(3)上的驱动单元(4)，其中，每个驱动单元(4)具有电动马达(5)和与所述电动马达(5)作用连接的螺旋桨(6)；

-运输模块(7)，所述运输模块具有运送舱(8)和用于将所述运送舱(8)与所述飞行模块(2)连接的连接装置(9)，其中，所述连接装置(9)具有纵向延伸的杆(10)，所述杆将一端部连结到所述运送舱(8)上；和

-耦联装置(11)，所述耦联装置用于将所述飞行模块(2)与所述运输模块(7)的纵向延伸的杆(10)的另一端部连接。

2.根据权利要求1所述的飞行器(1)，其中，所述飞行器(1)、优选所述飞行模块(2)和/或所述运输模块(7)具有一个或多个空气导流装置(19)。

3.根据权利要求2所述的飞行器(1)，其中，所述空气导流装置(19)的调整角β是能改变的。

4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述飞行模块(2)具有中央单元(14)。

5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述飞行模块(2)和/或所述运输模块(7)具有充电模块。

6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述飞行模块(2)的支承结构(3)具有在节点(12)上相互连接的支承梁(13)，并且所述驱动单元(4)之中的一定数量的驱动单元布置在所述节点(12)之外。

7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述飞行模块(2)的所述驱动单元(4)之中的一定数量的驱动单元围绕所述飞行模块(2)的中轴线(M)同心地布置。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述驱动单元(4)之中的一定数量的驱动单元的螺旋桨(6)的旋翼具有不同的直径(d1、d2、d3)。

9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，一定数量的支承梁(13)具有中空型材，所述中空型材优选具有卵形的型材横截面。

10.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述连接装置(9)的杆(10)延伸地构造为，使得在所述运送舱(8)上方建立所述耦联装置(11)的安全高度距离(15)。

11.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述连接装置(9)的杆(10)构造成基本上旋转对称的，和/或，所述运输模块(2)的运送舱(8)构造成旋转对称的和/或构造成基本上液滴形的。

12.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述耦联装置(11)构造为铰接耦联器。

13.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述飞行模块(2)的倾斜角α是能改变的。

14.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述支承结构(3)和/或所述中央单元(14)和/或所述驱动单元(4)之中的一定数量的驱动单元具有由纤维复合材料制成的结构元件或者由纤维复合材料制成。

15.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述运输模块(7)、优选所述杆(10)和/或所述运送舱(8)具有纤维复合材料或者由纤维复合材料制成。

16.根据权利要求14或15所述的飞行器(1)，其中，所述纤维复合材料具有织物增强元件。

17.根据权利要求14至16中任一项所述的飞行器(1)，其中，所述纤维复合材料具有单向布置的增强纤维。

18.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器(1)，所述飞行器具有控制单元，所述控制单元优选设置和构造用于发出控制信号，所述控制信号用于接通或关断所述驱动单元(4)和/或用于打开或闭合所述耦联装置(11)和/或用于调节所述倾斜角α和/或用于调节所述调整角β。