CN113784891A

CN113784891A - 飞行设备

Info

Publication number: CN113784891A
Application number: CN202080033516.XA
Authority: CN
Inventors: T·斯特里克; T·西马内克
Original assignee: Liford Air Co ltd
Current assignee: Liford Air Co ltd
Priority date: 2019-03-25
Filing date: 2020-03-19
Publication date: 2021-12-10
Also published as: DE102019107593A1; EP3947144A1; US20220169371A1; WO2020193364A1

Abstract

本发明涉及一种具有纵向中心轴线的飞行设备，其包括：一个机身结构(2)，该机身结构构造为用于装载人员和/或有效载荷；一个机翼结构(3)，该机翼结构具有至少两个安装在机身结构(2)上的机翼半部(3.1)，该机翼半部具有一个机身侧主区域(H)和一个顶端区域(S)；至少一个前进驱动装置(4)，其构造为用于产生一个沿着中心轴线的方向作用到飞行设备上的前进牵引力；至少四个提升驱动装置(5)，该提升驱动装置构造为用于产生一个沿着垂直于中心轴线的方向作用到飞行设备上的升力。

Description

飞行设备

技术领域

本发明涉及一种如权利要求1所述的飞行设备以及一种如权利要求13所述的用于使飞行设备稳定的方法、一种如权利要求14所述的用于使飞行设备起飞的方法以及一种如权利要求15所述的用于使飞行设备着陆的方法。

背景技术

在飞行设备的许多应用中，特别是在城市区域中，没有用于飞行设备起飞和/或着陆的面积，因此能够垂直起飞和/或着陆的飞行设备是理想的。

一般情况，为这样的应用使用所谓的四旋翼直升机，其具有四个相互间隔开的旋翼。另外，四旋翼直升机的变型也是众所周知的，其具有四个以上的旋翼，诸如所谓的八旋翼直升机。这样的已知飞行设备的出众之处在于良好的悬停飞行特性。然而，这样的飞行设备没有刚性的机翼型材，因此可实现的巡航速度和有效行程受到限制，因为旋翼在飞行期间不得不持续地产生升力。因此无法实现高效的中程和/或远程飞行运行。

出于这个原因，在目前为止的现有技术中出现了既有刚性机翼型材，也有可枢转的和/或可倾斜的旋翼的飞行设备。在公开文献WO 2017/021 391 A1中说明了一个这样的具有旋转螺旋桨的飞行设备。在公开文献DE 10 2015 006 511 A1中也说明了可枢转的或者说可倾斜的旋翼。

另外，现有技术中具有独立的推进驱动装置和提升驱动装置的飞行设备也是众所周知的。如在公开文献EP 3 206 949 B1中说明的那样，例如提升旋翼设置在机翼内的开口中。然而，这些开口导致气流的额外的湍流，所述气流为了高效地形成升力原本应该沿着机翼型材分层地流动。因此，按照传统使用封盖，这些封盖在悬停飞行期间打开，而在巡航飞行期间关闭，以将机翼中的上述开口封闭。

另外，在已知的现有技术中公开了额外的支架结构，该支架结构紧固在机身上和/或机翼型材上。提升旋翼紧固在支架结构上。该支架结构在飞行运行中会导致不利的湍流，由此上述飞行设备的空气阻力增大，而巡航飞行期间的效率则下降。另外，支架结构的额外重量还会导致飞行设备的不利的重量分布，由此飞行设备的飞行稳定性和/或飞行性能下降。支架结构另外意味着额外的易出错性或者失效概率，因为支架结构与机身和/或机翼型材之间的连接处时常承受由杠杆力和振动力引起的高负荷。

现有技术的上述解决方案成本较高，因为使用了费用高的枢转机构、倾斜机构和/或翻转机构以及额外的支架结构，因此增加了飞行设备的易出错性或者失效概率。

因此在目前为止的现有技术中可以看到，即使现在也没有对上述缺点的令人满意的技术解决方案。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种较简单和可靠的飞行设备，该飞行设备一方面能够实现垂直起飞和/或着陆，另一方面使高效的中程飞行运行和/或远程飞行运行成为可能，其中应当通过降低易出错性和/或降低失效概率实现飞行设备运行时的尽可能高的安全性。

这个目的通过如权利要求1所述的飞行设备以及如权利要求13所述的用于使飞行设备稳定的方法、如权利要求14所述的用于使飞行设备起飞的方法以及如权利要求15所述的用于使飞行设备着陆的方法得以实现。

本发明的目的特别是通过一个具有纵向中心轴线的飞行设备得以实现，其包括：

一个机身结构，该机身结构构造为用于装载人员和/或有效载荷；

一个机翼结构，该机翼结构具有至少两个安装在机身结构上的机翼半部，该机翼半部具有一个机身侧主区域和一个顶端区域；

至少一个前进驱动装置，其构造为用于产生沿着中心轴线的方向作用到飞行设备上的前进牵引力；

至少四个提升驱动装置，该提升驱动装置构造为用于产生沿着垂直于中心轴线的方向作用到飞行设备上的升力；

其中提升驱动装置在机翼半部下方与该机翼半部的表面间隔开地方向固定地安装在主区域中。

特别是六个、优选八个或者更多个提升驱动装置在机翼半部下方与该机翼半部的表面间隔开地方向固定地安装在主区域中。优选提升驱动装置分布地设置在机翼的主区域中。分布设置在此情况下是指提升驱动装置非线形地设置在一个轴线上，因此能够实现有利的重量分布和简单实现在稳定的悬停位置中的平衡。

本发明的中心思想基于以下认识：只要提升驱动装置与机翼半部的表面相应地间隔开，安装在机翼半部下方的提升驱动装置就能够产生足够的升力。通过提升驱动装置与机翼表面适当的间隔，减小了机翼半部对流经提升驱动装置的空气体积流量的负面影响。流经提升驱动装置的空气体积流量在此与机翼半部平行地在机翼半部与提升驱动装置之间流动。

此外具有可能性：由各个提升驱动装置产生的升力叠加，使得提升驱动装置产生一个足够大的总升力，以将飞行设备保持在悬停飞行中和/或使飞行设备垂直起飞或者着陆。

本发明的一个另外的优点在于：由于弃用用于提升驱动装置的额外支承结构和通过将提升驱动装置直接安装在机翼半部上，实现了一个尽可能简单且可靠的结构。

通过将提升旋翼安装在机翼半部的一个机身侧主区域中，在机翼半部与机身结构之间的连接处上产生很小的额外机械负荷，该负荷在提升旋翼安装在机翼半部的顶端区域中时例如会通过杠杆力或者振动力产生。

由前进驱动装置产生的前进牵引力根据前进驱动装置的运行方式能够沿着中心轴线指向飞行设备的飞行方向，因此实现对飞行设备的加速。另外，由前进驱动装置产生的前进牵引力也能够指向与飞行设备的飞行方向相反的方向，因此实现向着飞行设备的相反飞行方向的减速。

前进驱动装置和提升驱动装置是独立的驱动装置，它们可以构成为不同的驱动类型。因此，通过使用一个独立的前进驱动装置和多个提升驱动装置可以弃用用于提升驱动装置的昂贵的倾斜机构。

本发明的一个另外的优点在于：额外的提升驱动装置构成驱动冗余，通过这种方式提高了飞行运行中的安全性。在单个或者多个推进驱动装置和/或提升驱动装置突然失灵的情况中，依然能够随时和无延迟地通过另外的提升驱动装置对驱动装置故障进行补偿，其中飞行设备即使在单个或者多个驱动装置故障的情况下也能够安全和受控地着陆。

机翼结构是指多个优选对称地安装在机身结构上的机翼型材，其中每个机翼半部具有多个不同的区域。一个机翼半部的顶端区域从机翼顶端起向着机身-机翼过渡区域的方向在机翼半部的总长度的三分之一、特别是四分之一、优选五分之一上延伸。

机翼半部的机身侧主区域相应地是指机身-机翼过渡区域与顶端区域之间的区域。换言之，机翼半部的主区域从机身-机翼过渡区域起向着机翼顶端的方向在机翼半部的总长度的三分之二、特别是四分之三、优选五分之四上延伸。

提升驱动装置的方向固定的安装特别是指提升驱动装置是不能倾斜和/或枢转的。

在一个优选的实施方式中，前进驱动装置和提升驱动装置能够相互独立地操控和/或运行，因此使许多各种不同的、时常复杂的飞行动作成为可能。特别是在起飞、着陆和稳定动作中，前进驱动装置和提升驱动装置的独立操控是有利的。

优选提升驱动装置分别具有一个带有至少两个旋翼叶片的旋翼，其中该旋翼的旋翼叶片在运行中在旋翼圆面上旋转。因此能够由提升驱动装置产生足够大的升力。特别是提升驱动装置的旋翼可以具有正好两个相互间隔180°的旋翼叶片。因此，当提升驱动装置不运行时，可以为旋翼叶片设定一个在空气阻力方面有利的优选位置。

旋翼圆面特别是指旋翼叶片在运行中(即当该旋翼叶片旋转时)掠过的圆面。旋翼圆面的半径因此对应于旋翼叶片的长度。

在一个另外的实施方式中，旋翼圆面中的多个旋翼圆面与飞行设备的中心轴线平行地和/或与横向轴线平行地定向，因此产生提升驱动装置垂直于飞行设备的中心轴线和/或横向轴线的总升力。横向轴线在这种情况下可以理解为一个垂直于中心轴线设置的轴线。另外，横向轴线垂直于一个竖轴线设置。中心轴线、横向轴线和竖轴线共同构成一个与物体相关的坐标系统，即所谓的立体坐标系统。

在一个特别优选的实施方式中，旋翼圆面中的多个旋翼圆面具有相对中心轴线和/或横向轴线在15°以内、特别是10°以内、优选5°以内的迎角。因此能够实现对提升驱动装置所产生的升力的特别有利的、稳定的叠加，使得飞行设备能够保持在更加稳定的悬停飞行中。

特别是旋翼圆面至少部分地、特别是一半地或者更多地由机翼半部和/或由机身结构覆盖，因此使特别紧凑的结构成为可能。另外，因此保证了特别是乘客和/或运送的有效载荷的提高的安全性，因为在旋翼叶片中的一个或者多个在运行期间脱落的情况中降低了一个或者多个旋翼叶片撞击机身结构的风险。

进一步优选，支承件设置在机翼半部的下部表面区域上，提升驱动装置能够与机翼半部的下部表面隔开间距地紧固在这些支承件上。支承件沿着飞行设备的飞行方向具有沿着中心轴线的特别有利的空气动力学特性。通过支承件使将提升驱动装置特别有利地保持事先确定的间距安装在机翼半部上成为可能。另外，可以将信号线和/或电源线铺设在支承件中。

在一个优选的实施方式中，所述间距至少对应于旋翼叶片长度的0.1倍或者更大，特别是0.20倍或者更大、优选正好0.25倍，由此减小了机翼半部对流经旋翼圆面的空气体积流量的负面影响，从而提高提升驱动装置的可实现的升力功率。

特别是提升驱动装置具有锁定装置，在提升驱动装置不运行时，通过该锁定装置能够将旋翼的旋翼叶片锁定在一个优选位置中。特别是在双桨旋翼的情况中，优选位置是两个旋翼叶片与飞行设备的中心轴线平行地定向。因此，当提升驱动装置不运行时，减小提升驱动装置的空气阻力。

在一个另外的实施方式中，对提升驱动装置进行操控，使得提升驱动装置在该提升驱动装置不运行时保持优选位置。因此，即使没有额外的机械设备也能够将提升驱动装置保持在优选位置中。

优选，如果旋翼具有两个旋翼叶片的话，该旋翼叶片在优选位置中与中心轴线平行延伸，因此当提升驱动装置不运行时，实现提升驱动装置的尽可能低的空气阻力。

此外，优选提升驱动装置通过电动机驱动，因此使即时操控和高效、无需维护的运行成为可能。特别是电动机由一个可充电电池或者一个其他的电源，诸如燃料电池供电。另外，也可以通过机械方式或者压缩空气驱动提升驱动装置。

在一个特别优选的实施方式中，提升驱动装置通过可充电电池分散地供电，其中相应的可充电电池安置在相应的提升驱动装置的提升驱动装置壳体中和/或相应的支承件中，因此各个提升驱动装置能够彼此自给自足地运行。因此降低了所有提升驱动装置的故障风险，因为即使在单个可充电电池供电中断的情况下，其余的提升驱动装置依然能够继续运行。另外，可充电电池因此设置在远离机身结构的地方，从而在可充电电池中的一个或者多个起火的情况中降低了运送的人员和/或有效载荷的受伤风险和/或破损风险。

在一个另外的优选实施方式中，在每个机翼半部下方在前部边缘区域中多个、特别是两个、优选三个提升驱动装置相互对称地设置，并且此外在每个机翼半部下方在后部边缘区域中至少一个提升驱动装置相互对称地设置。提升驱动装置的上述设置提供了各个提升驱动装置的升力的特别有利的分布，从而使特别稳定的悬停飞行成为可能。

特别是机身结构与机翼结构之间的过渡区域成形为连续的。优选飞行设备是一个飞翼式设备，在该飞翼式设备中机翼结构圆滑地逐渐转入机身结构中，因此飞行设备具有结构上特别有利的升力特性。这对飞行设备在巡航飞行中的效率产生有利影响。

另外，本发明的目的还通过一种用于使上述飞行设备稳定的方法得以实现，其中当飞行设备处于不受控制的飞行状态中时，(优选自动)操控提升驱动装置，从而实现受控的飞行状态。

本发明方法的中心思想在于：实现飞行设备的飞行运行的额外安全性。这样，本发明方法使在飞行设备处于不受控制的飞行状态中时能够自动进行干预成为可能。因此，例如当飞行设备处于不受控制的摇摆飞行和/或急速下降中时，通过有针对性地操控各个提升电机，能够使飞机转入受控的悬停飞行中并稳定下来。

特别是飞行设备可以具有多个用于确定飞行设备的姿态和/或位置的传感器，诸如一个或者多个惯性传感器系统、磁场传感器、高度传感器和/或全球导航卫星系统(GNSS)的信号接收器，从其传感器数据或者接收的数据中确定飞行设备的姿态和/或位置。

优选飞行设备能够借助一个适宜的算法根据例如与飞行设备的操控指令进行比较的姿态数据历史记录和/或位置数据历史记录对该飞行设备是否处于受控飞行状态中或者不受控制的飞行状态中进行评估。一旦确定是不受控制的飞行状态，就能够例如计算出一个适宜的操控程序和/或自动启动提升驱动装置的事先确定的操控程序，通过该操控程序使飞行设备转入一个稳定的飞行姿态。

另外，额外的提升驱动装置在例如一个或者多个前进驱动装置突然失灵的情况中提供一定的冗余。这样，当一个前进驱动装置突然失灵时，就能够自动启动提升驱动装置的一个事先确定的操控程序。

此外，本发明的目的还通过一种用于使上述飞行设备起飞的方法得以实现，该方法包括以下步骤：

起飞步骤，在该起飞步骤中对提升驱动装置进行操控，使得飞行设备垂直上升，直到超过一个事先确定的飞行高度为止，和

过渡步骤，在该过渡步骤中运行前进驱动装置，从而产生一个沿着中心轴线的方向作用到飞行设备上的前进牵引力并使飞行设备加速，

其中一旦超过一个事先确定的飞行速度，就使提升驱动装置停止并进入优选位置。

特别是，在起飞步骤期间检测风向并且如此操控提升驱动装置，使得飞行设备根据检测到的风向自动定向，其中操控前进驱动装置，使得飞行设备保持沿着中心轴线的当前位置。因此能够自动实现飞行设备的有利定向。另外，由此避免了飞行设备在着陆步骤期间由于可能的外部影响诸如流过来的风而偏航。

在过渡步骤期间和/或在过渡步骤之后，优选通过方向舵、水平翼、副翼和/或由水平翼和副翼构成的组合对飞行设备进行控制，因此能够在巡航飞行中高效地控制飞行设备。

另外，本发明的目的还通过一种用于使上述飞行设备着陆的方法得以实现，该方法包括以下步骤：

过渡步骤，在该过渡步骤中运行前进驱动装置，从而产生一个沿着中心轴线的方向反向于目前为止的飞行方向作用到飞行设备上的前进牵引力并使飞行设备减速，其中一旦低于一个事先确定的飞行速度，就对提升驱动装置进行操控，

在一个着陆步骤中对提升驱动装置进行操控，使得飞行设备垂直下降，直到该飞行设备着陆为止。

特别是在着陆步骤中对风向进行检测并且如此操控提升驱动装置，使得飞行设备根据检测到的风向自动定向，其中对前进驱动装置进行操控，使得飞行设备保持沿着中心轴线的当前位置。因此能够自动实现飞行设备的有利定向。另外，由此避免了飞行设备在着陆步骤期间由于可能的外部影响诸如流过来的风而偏航。

在过渡步骤期间和/或在过渡步骤之前，优选通过方向舵、水平翼、副翼和/或由水平翼和副翼构成的组合对飞行设备进行控制，因此能够在巡航飞行中高效地控制飞行设备。

由从属权利要求中获得另外的实施方式。

附图说明

下面借助参照附图说明的非限制性的实施例进一步阐述本发明。附图中：

图1为根据本发明的一个实施例的飞行设备的底侧的示意图；

图2为根据本发明的一个实施例的飞行设备的示意性正视图；

图3为根据本发明的一个实施例的飞行设备的、安装在机翼半部的前部边缘区域中的提升驱动装置的细节示图；和

图4为根据本发明的一个实施例的飞行设备的、安装在机翼半部的后部边缘区域中的提升驱动装置的细节示图。

具体实施方式

在图1中示出了根据本发明的一个实施例的飞行设备1的底侧的示意图。飞行设备1具有一个机身结构2。此外，在图1中还示出了一个构成飞行设备的对称轴线的纵向中心轴线X。

图1另外还示出了一个机翼结构3，其具有两个安装在机身结构上的机翼半部3.1和3.2。机翼半部3.1和3.2以在中心轴线X与机翼半部之间的约65°的夹角关于中心轴线X对称地延伸。特别是可以考虑：夹角采用25°至90°的范围内的一个另外的值。与中心轴线垂直地画出了一个横向轴线Y。该横向轴线Y延伸穿过飞行设备1的重心。

图1中示出的机翼半部3.1和3.2中的每一个都具有两个不同的区域，即一个顶端区域S和一个机身侧主区域H。在所示出的实施例中，机翼半部3.1或者3.2的顶端区域S向着机身-机翼过渡区域的方向在机翼半部3.1或者3.2的总长度的四分之一上延伸。在两个机翼半部3.1和3.2的后部机翼边缘上在顶端区域S中安装有所谓的升降副翼9，该升降副翼构成副翼和水平翼的组合。

图1中示出的机翼半部3.1或者3.2的机身侧主区域H从机身-机翼过渡区域起向着机翼顶端的方向在机翼半部的总长度的四分之三上延伸。

图1中示出的飞行设备1另外具有一个前进驱动装置4，该前进驱动装置在此设计为螺旋桨驱动装置4。可以考虑与前进驱动装置4不同的驱动方式。前进驱动装置4安装在机身结构2的机头上，使得该前进驱动装置4能够产生一个沿着中心轴线X的前进牵引力。机身结构2上或者翼结构3上安装有所述前进驱动装置4或者多个前进驱动装置的其他位置虽然未示出，然而也是可能的。

图1所示的飞行设备1具有总共八个提升驱动装置5，这些提升驱动装置关于在机翼半部3.1和3.2的底侧上的中心轴线X相互对称地设置在主区域H中。因此每个机翼半部3.1或者3.2配置有四个提升驱动装置5。配置的四个提升驱动装置5中的相应三个相互间隔开地位于一个沿着相应的机翼半部3.1或者3.2的前部边缘延伸的前部边缘区域VK中。在所示出的实施例中，相应一个提升驱动装置5位于机翼半部的一个沿着相应的机翼半部3.1或者3.2的后部边缘延伸的后部边缘区域HK中。

提升驱动装置5构成为旋翼6，该旋翼具有两个相互180°间隔开的旋翼叶片8。在所示出的实施例中，提升旋翼6位于优选位置中。提升旋翼6的旋翼叶片8与中心轴线X平行定向。另外，在图1中还示出了旋翼圆面F。

图2示出了本发明飞行设备1在图1中示出的实施例的示意性正视图。在图2中示出了连续地转入机翼结构3中的机身结构2。机翼结构具有两个机翼半部3.1和3.2。另外，还示出了机身结构2的机头上的前进驱动装置4。

从前面观察，在机翼半部3.1和3.2上分别示出了三个安装在前部边缘区域VK上的提升驱动装置5。提升驱动装置5通过支承件7方向固定地安装在机翼半部3.1和3.2上，使得提升驱动装置5与下部表面O间隔开地保持在机翼半部3.1和3.2上。另外，在图2中还示意性地示出了提升驱动装置的旋翼圆面F。外侧的四个提升驱动装置5的旋翼圆面F与中心轴线(未示出)平行地以及与横向轴线Y平行地延伸。四个更加靠近机身-机翼过渡区域设置的提升驱动装置5(出于视角的原因，只示出了这些提升驱动装置5中的两个)的旋翼圆面FI相对横向轴线Y具有一个10°的迎角。这四个具有迎角的提升驱动装置5分别朝向机身结构2上扬。

图3示出了一个安装在机翼半部3.1或者3.2上的提升驱动装置5的细节示图。示出的是机翼半部3.1或者3.2的横截面，在该机翼半部上一个支承件7紧固在机翼上的前部边缘区域VK中。在图3中，在后部边缘区域HK中未示出提升驱动装置5。提升驱动装置5紧固在支承件7上，其中提升驱动装置形成具有两个旋翼叶片8的旋翼6。旋翼6在一个优选位置中示出。

另外，在图3中示出了旋翼叶片8的长度。提升驱动装置5与机翼半部3.1或者3.2的下部表面O间隔开间距d。该间距d是下部表面O与提升驱动装置5之间的最小间距，其中提升驱动装置5如上所述具有一个带有两个旋翼叶片8的旋翼6。

图4同样示出了一个安装在机翼半部3.1或者3.2上的提升驱动装置5的细节示图。在图4中示出了机翼半部3.1或者3.2的横截面，在该机翼半部上一个支承件7紧固在机翼上的后部边缘区域HK中。在图4中，在前部边缘区域VK中未示出提升驱动装置5。提升驱动装置5紧固在支承件7上，其中提升驱动装置5形成一个具有两个旋翼叶片8的旋翼6。旋翼6在图4中也在一个优选位置中示出。

此外，图4示出了旋翼叶片8的长度。提升驱动装置5与机翼半部3.1或者3.2的下部表面O间隔开间距d，其中该间距d是下部表面O与提升驱动装置5之间的最小间距。

附图标记列表

1 飞行设备

2 机身结构

3 翼结构

3.1 第一机翼半部

3.2 第二机翼半部

4 前进驱动装置

5 提升驱动装置

6 旋翼

7 紧固结构

8 旋翼叶片

9 水平翼、副翼和/或由水平翼和副翼构成的组合(升降副翼)

d 间距

F 旋翼圆面

F_I 具有迎角的旋翼圆面

H 机翼半部的机身侧主区域

HK 机翼半部的后部边缘区域

I 旋翼叶片长度

O 机翼半部的下部表面部段

S 机翼半部的顶端区域

VK 机翼半部的前部边缘区域

X 飞行设备的纵向中心轴线

Y 飞行设备的横向轴线。

Claims

1.一种具有纵向中心轴线(X)的飞行设备(1)，其包括：

-机身结构(2)，该机身结构构造为用于装载人员和/或有效载荷；

-机翼结构(3)，该机翼结构具有至少两个安装在机身结构(2)上的机翼半部(3.1，3.2)，该机翼半部具有机身侧主区域(H)和顶端区域(S)；

-至少一个前进驱动装置(4)，其构造为用于产生沿着中心轴线(X)的方向作用到飞行设备(1)上的前进牵引力；

-至少四个提升驱动装置(5)，该提升驱动装置构造为用于产生沿着垂直于中心轴线(X)的方向作用到飞行设备(1)上的升力；

提升驱动装置(5)在机翼半部(3.1，3.2)下方与该机翼半部(3.1，3.2)的表面间隔开地方向固定地安装在主区域(H)中。

2.如权利要求1所述的飞行设备(1)，其特征在于：前进驱动装置(4)和提升驱动装置(5)能够相互独立地被操控和/或运行。

3.如权利要求1或2所述的飞行设备(1)，其特征在于：提升驱动装置(5)分别具有一个带有至少两个旋翼叶片(8)的旋翼(6)，其中该旋翼(6)的旋翼叶片(8)在运行中在旋翼圆面(F)上旋转。

4.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：旋翼圆面(F)中的多个旋翼圆面与飞行设备(1)的中心轴线(X)平行地和/或与飞行设备的横向轴线(Y)平行地定向。

5.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：旋翼圆面(F)中的多个旋翼圆面具有相对中心轴线(X)和/或横向轴线(Y)在15°以内、特别是10°以内、优选5°以内的迎角。

6.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：旋翼圆面(F)至少部分地、特别是一半地或者更多地由机翼半部和/或由机身结构(2)覆盖。

7.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：支承件(7)设置在机翼半部(3.1，3.2)的下部表面区域(O)上，提升驱动装置(5)能够与机翼半部(3.1，3.2)的下部表面隔开间距(d)地紧固在这些支承件上。

8.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：间距(d)至少对应于旋翼叶片(8)的长度(I)的0.1倍或者更大、特别是0.20倍或者更大、优选正好0.25倍。

9.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：提升驱动装置(5)具有锁定装置，在提升驱动装置(5)不运行时，通过该锁定装置能够将旋翼(6)的旋翼叶片(8)锁定在优选位置中。

10.如前述权利要求中任一项、特别是如权利要求1至9中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：提升驱动装置(5)被操控，使得提升驱动装置(5)在该提升驱动装置(5)不运行时保持优选位置。

11.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：如果旋翼(6)具有两个旋翼叶片(8)，则所述旋翼叶片(8)在优选位置中与中心轴线(X)平行延伸。

12.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：提升驱动装置(5)通过电动机驱动。

13.如前述权利要求中任一项、特别是如权利要求12所述的飞行设备(1)，其特征在于：提升驱动装置(5)通过可充电电池分散地供电，其中相应的可充电电池安置在相应的提升驱动装置(5)的提升驱动装置壳体中和/或相应的支承件(7)中。

14.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：在每个机翼半部(3.1，3.2)下方在前部边缘区域(VK)中多个、特别是两个、优选三个提升驱动装置(5)相互对称地设置，并且在每个机翼半部(3.1，3.2)下方在后部边缘区域(HK)中至少一个提升驱动装置(5)相互对称地设置。

15.如前述权利要求中任一项所述的飞行设备(1)，其特征在于：机身结构(2)与机翼结构(3)之间的过渡区域成形为连续的。

16.一种用于使如权利要求1至14中任一项所述的飞行设备(1)稳定的方法，其特征在于：当飞行设备(1)处于不受控制的飞行状态中时，操控、优选自动操控提升驱动装置(5)，使得实现受控的飞行状态。

17.一种用于使如权利要求1至15中任一项所述的飞行设备(1)起飞的方法，其包括以下步骤：

-起飞步骤，在该起飞步骤中对提升驱动装置(5)进行操控，使得飞行设备(1)垂直上升，直到超过事先确定的飞行高度为止，和

-过渡步骤，在该过渡步骤中运行前进驱动装置(4)，从而产生沿着中心轴线(X)的方向作用到飞行设备(1)上的前进牵引力并使飞行设备(1)加速，

一旦超过事先确定的飞行速度，就使提升驱动装置(5)停止并进入优选位置。

18.如权利要求17所述的用于使飞行设备(1)起飞的方法，其特征在于：在起飞步骤期间检测风向，并且将提升驱动装置(5)操控成，使得飞行设备(1)根据检测到的风向自动定向，其中操控前进驱动装置(5)，使得飞行设备(1)保持沿着中心轴线(X)的当前位置。

19.如权利要求17或18所述的用于使飞行设备(1)起飞的方法，其特征在于：在过渡步骤期间和/或在过渡步骤之后，通过方向舵、水平翼、副翼和/或由水平翼和副翼构成的组合(9)对飞行设备(1)进行控制。

20.一种用于使如权利要求1至15中任一项所述的飞行设备(1)着陆的方法，其包括以下步骤：

-过渡步骤，在该过渡步骤中运行前进驱动装置(4)，从而产生沿着中心轴线(X)的方向反向于目前为止的飞行方向作用到飞行设备(1)上的前进牵引力并使飞行设备(1)减速，

其中，一旦低于事先确定的飞行速度，就对提升驱动装置(5)进行操控，

-在着陆步骤中对提升驱动装置(5)进行操控，使得飞行设备(1)垂直下降，直到该飞行设备(1)着陆为止。

21.如权利要求20所述的用于使飞行设备(1)着陆的方法，其特征在于：在着陆步骤中对风向进行检测，并且将提升驱动装置(5)操控成，使得飞行设备(1)根据检测到的风向自动定向，其中对前进驱动装置(5)进行操控，使得飞行设备(1)保持沿着中心轴线(X)的当前位置。

22.如权利要求20或21所述的用于使飞行设备(1)着陆的方法，其特征在于：在过渡步骤期间和/或在过渡步骤之前，通过方向舵、水平翼、副翼和/或由水平翼和副翼构成的组合(9)对飞行设备(1)进行控制_。