CN111542476A

CN111542476A - 飞行模块

Info

Publication number: CN111542476A
Application number: CN201880080492.6A
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: DE112018006409A5; WO2019114888A8; CN111542475A; US20210206511A1; CN111542474A; WO2019114887A1; US20210070470A1; DE112018006403A5; WO2019114885A1; DE112018006339A5; US11603199B2; CN111886180A; CN111491864A; EP3724070A1; EP3724073A1; WO2019114886A1; DE112018006356A5; US20210206489A1; EP3724069A1; EP3724072A1

Abstract

本发明涉及一种用于垂直起飞和降落的飞行器的飞行模块(1)，该飞行模块具有多个布置在支承结构(2)上的驱动单元(3)，其中，支承结构(2)具有在各节点(4)上相互连接的支承梁(5)，并且每个驱动单元(3)具有电动马达(6)和至少一个与电动马达(6)作用连接的螺旋桨(7)。所述驱动单元(3)之中的一定数量的驱动单元布置在节点(4)之外。

Description

飞行模块

技术领域

本发明涉及一种用于垂直起飞和降落的飞行器的飞行模块。

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 2013/124300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。

DE 10 2013 108 207 A1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。此外，该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。

发明内容

本发明基于如下任务，给出一种可多样化替换的用于垂直起飞和降落的飞行器的飞行模块，该飞行模块具有改进的稳定性并且因此具有改进的运行安全性。

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。

根据本发明的垂直起飞和降落的飞行器具有用于驱动飞行器的飞行模块，该飞行模块能够与用于运送人员和/或有效负载的运输模块模块化地连接。

所述飞行模块具有多个布置在支承结构上的驱动单元，其中，支承结构具有在各节点上相互连接的支承梁，并且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。

根据本发明，规定，所述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布置在节点之外、例如在中心布置在支承结构的支承梁上。

布置在节点之外的驱动单元的数量通过飞行模块的一部分驱动单元或全部的驱动单元决定。

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。

所述飞行模块用于驱动所谓的VTOL(垂直起降)飞行器、尤其是驱动构造用于运输人员和/或负载的飞行器。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，从而产生飞行模块的上升作用。飞行模块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。

根据本发明设置的、驱动单元之中的一定数量的驱动单元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，根据本发明的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运行安全性的改进。

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(M)布置在中心。中轴线(M)可以例如是飞行模块的对称轴线和/或可垂直于基本上布置在一个平面中的支承结构延伸。

中央单元可(关于其外部形状)构造为半球体、球体、截球体或椭圆体并且例如具有壳体，该壳体例如呈半球体或椭圆体的形式。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。

集成的充电模块可具有蓄能器(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飞行器的驱动单元和/或能耦接到飞行模块上的运输模块供应能量。

根据具体的实施方案，所述飞行模块可借助于集成的控制技术设备、位置确定技术设备和/或通信技术设备而胜任半自动或全自动的工作方式。

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模块或飞行器的位置并且用于求取和控制飞行模块或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，内部通信应理解为与直接设置用于与飞行模块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模块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模块的中心，从而改进飞行模块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、优选该飞行模块的中央单元可具有用于将飞行模块与运输模块连接的耦联装置。换言之，所述耦联装置构造用于运输模块的耦接和解耦。优选地，所述耦联装置可在中心布置在中央单元上。相互耦联的模块(运输模块和飞行模块)一起形成飞行器。

在一种设计变型方案中，所述耦联装置可构造为在能耦联的运输模块与飞行模块之间的铰接耦联器的耦联配对件。

在此，所述铰接耦联器的与该耦联配对件相对应的耦联件布置在运输模块上，从而运输模块可方向灵活地与飞行模块耦联。

因此，飞行模块的倾斜度、即由垂直于地表面延伸的重力线和支承结构的平面E包夹的倾斜角α可被改变。因此，在运输模块已耦接的情况下，可改变在飞行模块与运输模块之间的倾斜度，从而例如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确保运输模块的舒适的基本上始终竖直的取向。如果运输模块沿竖直的取向布置在飞行模块处，则重力线相应于运输模块的杆的纵向轴线。

此外，在该布置结构中，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。

所述耦联装置可优选构造为，使得运输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。

根据不同的实施变型方案，所述飞行模块可具有一个或多个空气导流装置，优选所述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可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作为上升和转向和飞行辅助器件用于提升飞行模块的效率以及用于稳定和/或改进流动特性并且由此用于稳定和/或改进飞行模块的可控制性。

所述空气导流装置可构造成翼状的，例如构造成板形的或稍微拱弯的。选择性地，相对于飞行模块其余部分而言，空气导流装置的位置能够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。

空气装置可构造成至少部分地在其相对于与飞行模块耦联的运输模块和/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飞行稳定性。

为了实施上文所描述的飞行模块和空气导流装置的运行方式，飞行模块的控制技术设备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，所述控制技术设备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、即经耦接的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，控制单元可构造用于发出用于调节调整角β的控制信号。

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(M)同心地布置。换言之，驱动单元可围绕与飞行模块的中轴线(M)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模块的稳定的飞行特性。

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(M)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(M)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(M)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(M)隔开相同径向距离的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(M)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(M)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(M)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(M)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(M)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。

根据另外的实施变型方案，所述旋翼的直径可选择为，使得由各旋翼利用的空气空间(在垂直地朝飞行模块的俯视图中)至少部分地重叠。在这种实施变型方案中，驱动单元优选布置在多个平面中，从而也可由此避免各旋翼碰撞。

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引起有利的质量降低而有利于飞行模块的效率改进。

如果中空型材具有至少部分地弯曲的壁面，则这有利地作用于飞行模块的空气动力学性能，这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，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。

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(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。

所述中央单元的壳体例如可由纤维增强塑料形成。如果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。

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。

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。

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，以用于补偿特定的在支承梁上出现的高的机械负载。

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的在轴向上延伸的增强纤维构成的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，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的和/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，所述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。

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示出具有中央单元的飞行模块的示例性图示；

图2示出具有中央单元的飞行模块和经耦接的运输模块的示例性图示；

图3a、3b示出连接件的细节图；

图3c、3d示出能插接在一起的支承梁的端部的细节图；

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示出通过第一变型方案中的飞行模块的驱动单元的螺旋桨所实现的空气空间覆盖的示意图；

图8示出通过另一种变型方案中的飞行模块的驱动单元的螺旋桨所实现的空气空间覆盖的示意图；

图9a-c示出支承梁的不同的横截面的示意图；

图10a-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11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12具有经调整的空气导流装置的倾斜的飞行模块的示意图。

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示出用于根据图2的垂直起飞和降落的飞行器的飞行模块1的示例性图示。飞行模块1除了相对于飞行模块1的竖直中轴线布置在中心的中央单元8以外具有带有多个支承梁5的支承结构2，这些支承梁在各节点4上彼此间借助于构造为T型件的连接件11连接以及与中央单元8连接。

飞行器根据图2具有飞行模块1和与飞行模块1连接的用于运输人员和/或有效负载的运输模块9。

根据图1的飞行模块1的该支承结构2以及中央单元8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2通过六个在径向上从中央单元8向外延伸的支承梁5以及通过六个另外的支承梁形成，在径向上延伸的支承梁5的与中央单元8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4上相互连接。

支承梁5在各节点4上借助于T型件形的连接件11形锁合地相互连接。

该实施例的连接件11由纤维复合材料制成。

为了简化装配和维护，该实施例的连接件11两件式地由上壳和下壳构造(参见根据图3a的细节图)。

支承梁5的端部例如至少100mm深地插入或放入到T型件形的连接件中，其中，在两件式的连接件11已闭合的状态下，支承梁5的端部完全包围地得到接纳。

通过使支承梁5在连接件11中齐平地配合，改进了支承梁5的对准性。此外，支承力较均匀地分布。

为了构造支承结构2的六边形形状，连接件11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(参见根据图3b的细节图)。

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(图3c、3d)。

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10，所述固定器件用于将驱动单元3固定在支承结构2的支承梁5上。固定器件10不仅大约在中心布置在每个支承梁5上，并且布置于在径向上从中央单元8向外延伸的支承梁5的外端部处，但布置在节点4之外。在该实施例中，总共设置有18个固定器件10用于固定18个驱动单元，其中，但也可设置有与之不同数量的固定器件10或驱动单元3。

固定器件10可例如像在图10a至10c中所示那样构造。

图10a示出由两个半壳状的卡夹器部件构成的两件式的卡夹器10作为固定元件10，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5(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3(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3连接。

在图10b中示出如下卡夹器作为固定器件10，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5夹紧在一起。此外，盖元件用于连结驱动单元3(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5夹紧并且因此在卡夹器与支承梁5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10b的卡夹器构造成四件式的。

在图10c中示出如下卡夹器作为固定器件10，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5，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3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5。

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3(未示出)连接，从而卡夹器沿竖直方向与支承梁5夹紧在一起。

附加地设置的挤压件(中间层元件)在支承梁5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3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5夹紧并且因此在卡夹器与支承梁5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10c的卡夹器构造成三件式的。

在上部区域中，根据图10a至10c的固定器件10分别具有用于直接接纳驱动单元3的折弯的端部(图10a、10c)、或用于经由盖元件来间接接纳驱动单元3的折弯的端部(图10b)。

驱动单元3可与折弯的端部或与盖元件螺纹连接或铆接。

根据图10a至10c的固定器件10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10构造为，使得所述固定器件在最大程度上依循支承梁5的外轮廓并且在侧向上且在下部至少部分地包围支承梁，从而在连接状态下确保与支承梁5的力锁合和形锁合。

支承梁5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。

支承梁的中空型材的有利的实施方案根据图9a、9b和9c分别具有纵向延伸的型材横截面。图9a至9c以剖面图示出三个中空型材，其中根据图9a的中空型材具有优选的卵形横截面，根据图9b的中空型材具有椭圆形横截面，而根据图9c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3(未示出)的垂直作用方向指向。

根据图9a、9b和9c的支承梁5的中空型材分别具有沿支承梁5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9a、9b和9c中能看出的，例如在周缘窄侧区域(在根据图9a、9b和9c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，而且可沿着梁5的纵向延伸尺寸改变。在径向上从中央单元8向外延伸的支承梁的壁厚例如可从外向内朝着中央单元8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1，能看出：飞行模块1具有驱动单元3，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7和一个无刷直流马达作为电动马达6，其中，螺旋桨7借助于电动马达6驱动。借助于相应的螺旋桨7的毂，该螺旋桨可转动地支承在电动马达6上。

选择性地，可存在有用于将驱动单元3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7、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1的飞行模块1的俯视图。

驱动单元3、在该实施例中18个驱动单元3在支承结构2的平面E中在节点4之外围绕飞行模块1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3。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3借助于构造为卡夹器的固定器件10直接地固定在支承结构2的支承梁5上。

驱动单元3的螺旋桨7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3的六个螺旋桨7的旋翼具有1800mm的统一的第一直径d1。第二环R2的驱动单元3的六个螺旋桨7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7的旋翼的1800mm的直径d1。第三环R3的驱动单元3的六个螺旋桨7的旋翼具有1300mm的第三直径d3(图7)。换言之，飞行模块1具有十二个带有直径d1、d2为1800mm的旋翼的螺旋桨7和六个带有直径d3为1300mm的旋翼的螺旋桨7。

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

在图7中以飞行模块1的示意性俯视图示出通过飞行模块1的驱动单元3的螺旋桨7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7旋翼的选取实现在支承系统2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，这尤其是在飞行模块1在城市环境中运行时是有利的。

飞行模块1的中央单元8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8中设有飞行模块1的通信技术设备和控制技术设备。此外，在中央单元8中设有用于给驱动单元3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8中还可安装有具有用于弹射出的降落伞的拯救系统。

飞行模块1的中央单元8具有耦联装置、例如在能耦联的运输模块9与飞行模块1(未示出)之间的铰接耦联器的耦联配对件，该耦联装置用于飞行模块1与运输模块9的可脱开的和方向灵活的连接。

图8以飞行模块1的示意性俯视图示出通过另一种变型方案中的飞行模块1的驱动单元3的螺旋桨7所实现的空气空间覆盖。在该实施变型方案中，驱动单元3围绕飞行模块1的中轴线(M)布置在两个环R1、R2中，其中，这两个环R1、R2具有不同的环直径DR1、DR2。与外部环R2相比环直径DR1更小的内部环R1具有六个驱动单元3。外部环R3具有十二个驱动单元3。

一个环R1、R2的和各环R1、R2彼此的驱动单元3的螺旋桨7的旋翼具有统一的直径d1。因此，所有旋翼的直径d1是一样大的，这简化了飞行模块1的制造和装配。

此外，环直径DR1、DR2和旋翼的直径d1选择为，使得空气空间被重叠地覆盖。换言之，由旋翼所利用的空气空间在飞行模块1的俯视图中至少部分地重叠。

图2示出根据图1的飞行模块1连同以这种方式耦接的运输模块9。耦联装置在中心布置在中央单元8的下侧上，从而运输模块9也在中心位于飞行模块1下方。运输模块9可具有运送舱和连结到该运送舱上的纵向延伸的杆，其中，所述杆(如图2中所示)可布置在飞行模块1的中轴线(M)的延长尺寸中。

借助于铰接耦联器能够改变飞行模块1相对于经耦接的运输模块9的倾斜度。由此，运输模块9的竖直取向即使在飞行模块1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，并且飞行器的重心可集中于受限制的中央区域上，这改进了飞行器的舒适性以及可控制性和可调节性。

图11示出图4的具有四个空气导流装置12的飞行模块1，这些空气导流装置作为上升器件起作用。空气导流装置12具有面状的翼。这些空气导流装置可固定在飞行模块1的支承结构2的支承梁5上或可固定在用于连接支承结构2的支承梁5的连接件11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12可翻转靠置到支承结构2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12分别具有面状的翼12，该翼例如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3的螺旋桨7(在此不可见)来产生附加升力。

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1的支承结构2的上部区域或侧向区域中布置在支承梁5上，因为在此受螺旋桨7流出气流的影响最小。

空气装置12能够构造成在其相对于运输模块9的或相对于飞行模块1的支承结构2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12以侧视图示出在飞行方向上向下倾斜的飞行模块1，其中，倾斜角α为约75°。倾斜角α由支承结构2的平面E和垂直延伸的重力线S包夹。这种倾斜角α可例如在飞行模块1的加速期间被调节。

飞行模块1具有四个空气导流装置12，所述四个空气导流装置如在根据图11的俯视图中所示布置在飞行模块1的支承结构2上，并且在图12中只能看出其中两个空气导流装置。空气导流装置12相对于支承结构2的平面E被调整为约150°的调整角β。调整角β由支承结构2的平面E和空气导流装置12的中间的横截面平面包夹。

在制动情况(未示出)下，飞行模块1相对于重力线S的倾斜以及空气导流装置12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12的飞行模块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 飞行模块

2 支承结构

3 驱动单元

4 节点

5 支承梁

6 电动马达

7 螺旋桨

8 中央单元

9 运输模块

10 固定器件

11 连接件

12 空气导流装置

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.用于垂直起飞和降落的飞行器的飞行模块(1)，所述飞行模块具有多个布置在支承结构(2)上的驱动单元(3)，其中，所述支承结构(2)具有在各节点(4)上相互连接的支承梁(5)，并且每个驱动单元(3)具有电动马达(6)和至少一个与所述电动马达(6)作用连接的螺旋桨(7)，其特征在于，所述驱动单元(3)之中的一定数量的驱动单元布置在所述节点(4)之外。

2.根据权利要求1所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述飞行模块(1)具有中央单元(8)、优选构造为半球体、球体、截球体或椭圆体的中央单元(8)。

3.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述飞行模块(1)、优选所述中央单元具有用于将所述飞行模块(1)与运输模块(9)连接的耦联装置。

4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述飞行模块(1)、优选所述中央单元(8)具有充电模块。

5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述飞行模块(1)的倾斜角α是能改变的。

6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述飞行模块(1)具有一个或多个空气导流装置(12)。

7.根据权利要求6所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述空气导流装置(12)的调整角β是能改变的。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述驱动单元(3)之中的一定数量的驱动单元围绕所述飞行模块(1)的中轴线(M)同心地布置。

9.根据权利要求8所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述驱动单元(3)之中的一定数量的驱动单元围绕所述飞行模块(1)的中轴线(M)布置在一个或多个环(R1、R2、R3)中。

10.根据权利要求9所述的飞行模块(1)，其特征在于，各所述环(R1、R2、R3)具有不同的环直径(DR1、DR2、DR3)。

11.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述驱动单元(3)之中的一定数量的驱动单元的螺旋桨(7)的旋翼具有不同的直径(d1、d2、d3)。

12.根据权利要求9至11中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，一个环(R1、R2、R3)的驱动单元(3)的螺旋桨(7)的旋翼具有统一的直径(d1、d2、d3)。

13.根据权利要求9至11中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，一个环(R1、R2、R3)的驱动单元(3)的螺旋桨(7)的旋翼具有不同的直径(d1、d2、d3)。

14.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，一定数量的支承梁(5)具有中空型材。

15.根据权利要求14所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述支承梁(5)的中空型材具有沿所述驱动单元(3)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。

16.根据权利要求14或15所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述支承梁(5)的中空型材具有沿所述支承梁(5)的周向方向可变的壁厚和/或沿着所述支承梁(5)的纵向延伸尺寸可变的壁厚。

17.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述支承结构(2)和/或所述中央单元(8)和/或所述驱动单元(3)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。

18.根据权利要求17所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述纤维复合材料具有织物增强元件和/或单向布置的增强纤维。

19.根据前述权利要求中任一项所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述驱动单元(3)之中的一定数量的驱动单元借助于力锁合的和/或形锁合的固定器件(10)与所述支承结构(2)连接、优选与所述支承梁(5)连接。

20.根据权利要求19所述的飞行模块(1)，其特征在于，所述固定器件(10)构造为卡夹器，所述卡夹器至少部分地包围支承梁(5)。