CN117015502A - 用于飞行器的飞行单元 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于垂直起飞和降落的飞行器的飞行单元，所述飞行单元具有多个布置在支承结构上的驱动单元，其中，所述支承结构具有在节点上相互连接的纵向延伸的支承梁。提出，这些支承梁之中的一定数量的支承梁相应具有至少一个带有翼型形状的机翼，所述机翼布置或构造成在两个节点之间纵向延伸的支承梁的长度区段中能转动运动。

Description

用于飞行器的飞行单元

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单元，所述飞行单元具有多个布置在支承结构上的驱动单元，其中，所述支承结构具有相互连接的支承梁。

背景技术

由文件WO2019/114885A1已知一种用于垂直起飞和降落的飞行器的上述类型的飞行模块，该飞行模块具有多个布置在支承梁上的驱动单元，所述驱动单元分别具有一个螺旋桨。

飞行模块在支承结构的外周上具有多个空气引导装置。这些空气引导装置在一侧布置在相互连接的支承梁的外部节点上并且可转动地安装支承。

除了飞行模块之外，由现有技术已知的飞行器可包括任何可耦联到飞行模块上的运输模块。

在飞行模块基本上垂直爬升飞行或下降飞行的飞行器的起飞或降落过程期间，飞行模块相对于地面基本上水平取向(水平的飞行姿态)。

在飞行模块基本上水平向前飞行的飞行器的巡航飞行运行期间，飞行模块相对于地面基本上倾斜取向(倾斜的飞行姿态)。

根据现有技术的解决方案的缺点是：一方面，通过将空气引导装置布置在支承结构的外周上，飞行模块设计成非常突出的，这正是在起飞和降落过程中是扰人的，因为在起飞和降落条件下空间条件大多是有限的，并且因此空气引导装置必须在起飞和降落过程期间折叠起来，并且不再能用于空气引导和控制飞行模块的飞行。

另一方面，在飞行模块或飞行器的运行中，空气引导装置的单侧的保持和安装支承此外对空气引导装置或其与支承结构的连接部产生显著的弯曲载荷，并且对支承结构产生不利的机械载荷。

此外，运行的螺旋桨的数量不能与在相应的飞行阶段中所需的驱动功率相适配。例如，与水平取向的飞行模块的爬升或下降飞行阶段相比，在倾斜的飞行模块的向前飞行阶段中所需的驱动功率较低，该较低的驱动功率允许关断一定数量的驱动单元。

然而，在飞行模块的倾斜姿态的情况下，尽管螺旋桨的倾斜角可设定并且旋翼叶片的调整角可设定，但由于部分侧向迎流，关断的驱动单元的螺旋桨的旋翼叶片形成了不利的空气阻力，其显著地干扰了优化流型和因此飞行模块的飞行特性，并且因此也必须在飞行模块的倾斜姿态下继续运行。

因此，尤其是在倾斜的飞行模块的水平向前飞行阶段中，运行的驱动单元的效率(相比于所提供的上升功率和推进功率的设备技术上的耗费)降低，从而飞行器的可达到的巡航飞行速度保持受到限制。

发明内容

本发明基于以下任务：提供一种在其设计和其运行方面效率更高的飞行单元，同时改善飞行特性。

尤其是要减少飞行单元的所需的结构空间和支承结构的机械载荷，并且同时改善空气动力学性能，并且确保在每个飞行阶段或飞行姿态下的飞行稳定性。

为了解决所述任务，根据本发明设置成，一定数量的支承梁相应具有至少一个带有翼型形状的机翼，所述机翼布置或构造成在两个节点之间纵向延伸的支承梁的长度区段(机翼区段)中能转动运动。

带有翼型形状(也称为翼型)的机翼沿流动方向看在前部优选具有用于机翼被气流迎流的倒圆的迎流边缘并且沿流动方向看在后部优选具有用于使气流从机翼流出的以尖端结束的出流边缘。

机翼在其上侧处具有相对于其下侧的迎流面这样拱弯成形的迎流面，该拱弯成形的迎流面使气流偏转到机翼上侧上并加速并且因此在机翼上侧上引起负压以及在机翼下侧上引起过压，以用于在机翼迎流状态下产生动力学升力。

机翼上侧的迎流面优选凸状地成形。

机翼下侧的迎流面相对于机翼上表面的迎流面如此拱弯地成形，使得为了产生动力学升力，在机翼上侧的迎流面上的气流加速度总是大于在机翼下侧的迎流面上的气流加速度。

机翼下侧的迎流面可以凸状至凹状成形。

机翼布置或构造在纵向延伸的支承梁的确定的长度区段中，因此该长度区段称为支承梁的机翼区段。

支承梁的机翼或机翼区段可与相配的支承梁的至少一个另外的长度区段邻接，所述另外的长度区段保持机翼并且因此被称为载体区段。

机翼或机翼区段也可以完全在两个节点之间延伸。

机翼区段或者机翼区段连同一个或多个载体区段一起承担在支承结构的两个节点之间张紧的支承粱的必要的支承功能，以及无机翼的支承梁的支承功能。

作为支承结构的节点的是在两个支承梁之间或在一个支承梁与支承结构的另一个整体式功能对象、例如优选中央式布置的尤其是用于调节和控制飞行单元的单元(中央单元)之间的连接部位。

中央单元可以具有技术功能元件，例如控制、姿态确定和/或通信技术装置和/或装载模块和/或用于飞行安全的技术辅助器件。

中央单元优选关于飞行单元的中心轴线M居中布置，从而中央单元的中心轴线与飞行单元的中心轴线M重合。例如，中央单元可以具有壳体，如呈半球形或椭圆形形状的壳体，用于接纳技术功能元件。

支承结构的支承梁能够以一端部固定在中央单元的壳体上或壳体中并且从中央单元径向向外延伸。

机翼为了产生动力学升力而具有比相配的支承梁的横截面面积显著更大的横截面面积。

因此，机翼以其横截面廓形明显超出于相配的支承梁的横截面廓形。换言之，机翼的横向取向的延伸部明显大于支承梁的横向取向的延伸部。

布置或构造在机翼区段中的机翼还优选沿支承梁的纵向延伸部的方向纵向延伸地布置或构造。

支承梁可以在机翼区段的区域中具有以上述方式布置的机翼，或者本身能以上述方式构造为机翼。

根据本发明，机翼布置或构造成可转动运动的。

借助由相互连接的支承梁(所述支承粱分别替代或附加于布置在支承梁上的驱动单元还具有可转动运动地布置或构造在支承梁上的可调节的机翼)组成的支承结构的这种组合式设计方案，一方面在支承结构内实现了结构空间高效和结构力学有利的机翼集成，并且另一方面飞行单元在不同飞行姿态下的运行可以更好地与相应存在的流动情况相适配，并且因此显著改善了飞行单元的空气动力学性能。

在该解决方案中，本发明尤其是基于以下认识：例如在带有已知飞行模块的飞行器向前飞行期间，随着飞行模块倾斜度的增加，通过螺旋桨的驱动功率引起越来越大的向前推进作用，但不利的是，获得越来越小的上升作用。

本发明进一步基于以下认识：在已知的飞行模块的上倾阶段或下倾阶段中，其中，飞行模块处于从垂直爬升飞行过渡到水平直飞或向前飞行中或在从水平直飞或向前飞行过渡到垂直下降飞行中，通过螺旋桨产生的向前推进功率和上升功率的比例相应反过来，并且向前推进力和升力的相互间的关系可导致在飞行模块的飞行行为中产生不期望的影响。

本发明进一步基于以下认识：例如在带有已知飞行模块的飞行器爬升或下降飞行期间，螺旋桨的上升作用可容易受到干扰、例如被横风影响干扰。

集成到支承结构中的机翼的一个特别的气动优点在于，所述机翼也可以由驱动单元的螺旋桨附加地迎流，这在已知的飞行模块的布置在外部的空气引导装置的情况下是不可能实现的。

通过使集成到支承结构中的机翼以螺旋桨的下风气流来迎流，这些机翼也可以有效地用于在飞行单元的低飞行速度下的起飞/降落/上倾/下倾阶段中的特定机动，因为飞行单元在这些阶段期间也可以通过单独分开的附加迎流来引起空气动力学的支持飞行机动的力。

为了进一步改进根据本发明的飞行单元的空气动力学性能，该飞行单元借助可转动的机翼如此设计，使得可以更好地控制在向前飞行、爬升飞行或下降飞行期间以及在上倾阶段或下倾阶段中的上升功率与向前推进功率的比例，并且因此使其稳定。

机翼的可转动性实现了：能够根据飞行单元的飞行状态调节机翼的姿态，以用于稳定或控制飞行。因此，机翼可以像尾翼一样使用，并且例如在起飞/降落/上倾/下倾阶段的特定机动期间，支持和改善飞行单元的位置保持。

由此，机翼可以在飞行单元在飞行器起飞和降落过程期间的垂直爬升或下降飞行中在所有驱动单元都运行时调节成迎流面相对于地面基本上竖直定向，从而通过驱动单元的螺旋桨产生的升力可以在飞行单元相对于地面水平的飞行姿态中不受阻碍地起作用，并且不受机翼迎流面阻碍。通过螺旋桨迎流的机翼的机翼位置还可以支持飞行单元的垂直升力并且使其相对于横向流动影响稳定化。机翼在此如方向舵那样起作用并且提供抵抗垂直于机翼的迎流面的侧向移动的阻力。

替代地，在垂直爬升或下降飞行中，机翼可调整为相对于地面成不同于竖直位置的调节角度，从而在竖直爬升或下降飞行中，机翼也施加一个力，该力导致飞行单元进行预定的侧向运动或转动运动。

在上倾阶段中，在该上倾阶段中飞行单元处于从垂直爬升飞行过渡到水平向前飞行中，为了实现飞行器的巡航飞行运行，飞行单元从水平飞行姿态上倾到相对于地面倾斜取向的飞行姿态，机翼可以相对于地面如此倾斜/斜向取向地设置，使得在一些单个的驱动单元的运行期间，机翼的迎流面经历绕流并且产生动力学升力，并且因此受引导地支持飞行单元的上倾。

类似地，在下倾阶段中，在下倾阶段中飞行单元在从水平向前飞行过渡到垂直下降飞行的过渡中从几乎竖直的飞行姿态下倾到相对于地面倾斜取向的飞行姿态，机翼可以如此相对于地面倾斜/斜向取向地设置，使得在一些单个的驱动单元的运行期间，机翼的迎流面经历绕流并且产生动力学升力，并且因此受引导地延缓飞行单元的下倾。

通过附加迎流的机翼，在上倾阶段或下倾阶段期间，升力分量可受到强烈影响，并且对于驱动单元的使用和运行产生更多间隙空间。

由螺旋桨的下风气流迎流的机翼也可将螺旋桨的该下风气流偏转，其中，所产生的动量可在上倾阶段或下倾阶段对升力做出贡献。飞行单元或飞行器飞行越快，相对流动的空气对升力的贡献就可以进一步越高。

例如为了支持上倾，例如沿飞行方向处于后部的/上部的机翼可以比沿飞行方向处于前部的/下部的机翼调整得稍微更多，以便与通过沿飞行方向处于前部的/下部的机翼相比，通过这些后部的/上部的机翼产生更多的升力。由此，将使飞行单元沿飞行方向在后部向上运动，而不必通过螺旋桨的更高的推力来实现。

在用于实现飞行器的巡航飞行运行的飞行单元的基本上水平的向前飞行期间，在该巡航飞行运行中飞行单元基本上处于相对于地面陡的/几乎竖直取向的飞行姿态中，机翼可以如此水平取向地相对于地面设置，使得在一些单个的驱动单元的运行期间，机翼的迎流面经历绕流并且产生动力学升力，并且因此稳定飞行单元的向前飞行并且改善飞行单元在向前飞行中的飞行性能。

在最佳情况下，在飞行单元在水平向前飞行期间的飞行姿态几乎完全竖直取向的情况下，驱动单元的螺旋桨几乎仅用于向前推进，而机翼几乎仅承担上升功率。在这种情况下，由于螺旋桨沿飞行方向指向，因此机翼可以优化地迎流，并且以其上升功率的最高效率工作。

这因此也意味着，借助机翼在向前飞行时的得到支持的动力学升力，由驱动单元所需的驱动功率较小，并且因此飞行单元由此总体上在其尺寸和质量方面也可以设计得更小。

因此，由于飞行单元的效率更高，可以节省燃料，或者说胜任更大的飞行距离。

机翼的可转动调节性此外是有利的，以便可以通过相应的机翼位置来补偿出现的干扰气流、如空域中的风暴或湍流。

为了使飞行单元在不同的飞行姿态和环境状况下与相应的流动情况相适配地运行，机翼的转动调节优选构造成可单个和/或成组操控。

具有机翼(机翼区段)的长度区段可以占纵向延伸的支承梁的整个长度，也可以只占纵向延伸的支承梁的一部分。

根据本发明，机翼因此可以在纵向延伸的支承梁的整个长度上延伸——即从支承梁的节点延伸到节点——或者在其纵向延伸部的一侧或两侧与支承梁的长度区段(载体区段)连接。

优选地，如在最后提及的情况下，机翼构造和布置成在两侧由载体区段围住。

由此，一方面实现了机翼的稳定的保持，并且另一方面，引起机翼与支承结构的其余支承梁以及与驱动单元的确定的间距，该间距尤其是实现用于机翼的枢转范围的更大的自由度，并且意味着在螺旋桨和机翼之间的彼此间较小的流动影响。

有利地，布置或构造在机翼区段上的机翼设计成可围绕支承梁的纵向轴线转动运动。

关于这方面，布置或构造在支承梁的机翼区段中的机翼可以构造或布置成相对于机翼区段和/或相对于支承梁的邻接的一个或多个载体区段围绕其纵向轴线可转动。

同样，支承梁的机翼区段和/或邻接的一个或多个载体区段也可以构造或布置成相对于支承结构的一个或多个固定节点和/或相对于支承梁的固定载体区段围绕其纵向轴线可转动。

这些实施方案实现机翼沿支承结构的支承梁的特别节省空间和质量的布置和功能原理。

机翼布置或构造成包围支承梁的机翼区段的实施方案也实现了机翼在支承结构上的特别节省空间和质量的布置和功能原理。

支承梁通过机翼进行的包围此外具有以下优点：不仅支承结构而且机翼都分别可以根据其特定的载荷要求而单个确定尺寸，并且因此支承结构的支承作用不受到机翼的不利影响。

此外，机翼的安装支承和载荷到支承结构中的导入在结构上是简单的，因为在运行中出现的弯曲载荷份额更少，并且力导入可以沿机翼线性分布地进行，而不是像根据现有技术的空气导向装置那样仅在端部点处分布。

在一个特殊的实施方式中，机翼布置或构造成相对于邻接的一个或多个载体区段可转动。

例如，在该实施方案中，用于机翼的转动调节的转动轴承可以直接布置在纵向延伸的机翼的两个端部上或中，从而机翼或带有固定连接的机翼的机翼区段可以相对于邻接的一个或多个、抗转动/刚性构造的载体区段进行转动调节。

这种实施方案提供了结构上最简单的制造以及机翼相对于支承梁的倾斜度的调节可能性。

转动轴承直接在机翼的两个端部上或中的布置提供机翼的稳定安装支承，并且实现机翼的无问题的更换，以用于例如特定于应用的廓形变换。

通过转动轴承的适当设计，可以补偿由于机翼迎流而出现的对载体区段的弯曲载荷。例如，由此可以使用鼓形滚柱轴承，所述鼓形滚柱轴承允许轴承元件相对彼此的一定的角度调节，从而因此转动轴承同时作用为角度解耦装置。

在一个备选的实施方式中，载体区段布置或构造成相对于同一支承梁的另一个载体区段和/或相对于支承结构的与支承梁相配的节点可转动。

换言之，支承梁或载体区段的一部分可以布置或构造成相对于同一支承梁或同一载体区段的另一部分可转动，和/或布置或构造成相对于与支承梁相配的节点可转动。

在该实施方案中，邻接的一个或多个支承粱区段或邻接的一个或多个支承粱区段的一部分可与布置或构造在机翼区段上的机翼固定连接，并且例如可在其相对置的端部上在过渡至同一支承梁的抗转动地构造的载体区段(载体区段的其它部分)的过渡处和/或在过渡至支承结构的支承梁的节点的过渡处布置有用于机翼的转动调节的转动轴承，从而在机翼区段中的机翼可以与邻接的载体区段(载体区段的一部分)共同地相对于抗转动地构造的载体区段(载体区段的其它部分)或相对于支承结构的节点转动调节。

因此，与机翼邻接的、与该机翼固定连接的载体区段构成围住和支撑机翼的可转动的轴。

这种布置结构在各个载体区段内产生较低的弯曲载荷，因为由于机翼迎流产生的弯曲载荷相同地/分布地作用到机翼上和与该机翼固定连接的载体区段上。

通过机翼迎流产生的弯曲负载在与可转动的机翼连接的一个或多个载体区段上产生相对于抗转动地构造的一个或多个载体区段或相对于支承结构的相配的一个或多个节点的角度变化，所述角度变化通过外部转动轴承的相应设计进行补偿。例如，由此允许轴承元件相对彼此的一定的角度调节的鼓形滚柱轴承可以同时作用为角度解耦装置。

支承结构因此可以大大减轻弯曲载荷，这导致支承结构的稳定性和飞行单元的飞行特性的改善。

如果转动轴承有利地布置在支承结构的支承梁的相配的节点附近，则支承梁的弯曲载荷和因此支承结构的弯曲载荷进一步减小。

在另一个有利的实施方式中，机翼布置或构造成相对于机翼区段可转动。

在该实施方案中，用于机翼的转动调节的转动轴承可以布置或构造成集成在机翼主体上或集成在机翼主体中，从而机翼可以相对于支承梁的抗转动地构造的机翼区段和一个或多个载体区段进行转动调节。

在机翼区段中的机翼和支承梁之间的可转动运动的连接可以通过一个唯一的转动轴承来实现。

因此，与上述实施方案不同，承载所布置的机翼的支承梁构造成连续地/不间断地带有基本上相同的横截面，并且形成用于机翼的转动调节的刚性转动轴。

机翼可以沿其纵向延伸部具有引导穿通部，所述引导穿通部用于接纳连续构造的支承梁以及用于接纳集成的一个或多个转动轴承。

在该实施方案中，通过机翼迎流产生的弯曲负载——尤其是在使用在机翼区段长度上分布布置的多个转动轴承时——更均匀地在连续支承梁的大的长度上分布地被接收，并且因此支承梁的挠曲被最大程度地减小，从而支承结构的稳定性在此也得到提高，并且飞行单元的飞行特性也得到改善。

因此，在转动轴承的区域中在最大程度上不出现角度偏差，从而在该实施方案中还可以应用结构上更简单的转动轴承、如滚珠轴承或滑动轴承。

有利的是，一个或多个机翼的调整角β构造成可在0°至270°的角度范围内调节。

机翼的转动位置可以构造成至少部分可调，尤其是以调整角β可调，该调整角在由飞行单元的支承结构形成的限定的支承平面E和机翼的中心横截面平面之间包夹。机翼能以调整角β在0°至270°的范围内定向，从而机翼的上升功能或转向功能可以在飞行运行期间在飞行单元的每个飞行阶段和飞行姿态中优化地与流动情况、环境条件等相适配。

通过改变调整角β，可以在每个任意的飞行姿态下产生一个或多个机翼的优化的环流和上升功率，并且例如飞行单元的上升功能可以根据流动情况有利地受到影响。

如果多个机翼分别以不一样大的调整角β定向，飞行单元的转向和姿态稳定功能例如可以得到改善。

在支承平面E与在机翼的后部的在正常情况下逆着飞行方向指向的、具有以尖端结束的出流边缘的机翼区段的区域中的机翼的中心横截面平面之间形成的角度中的较大的角度相应被确定为调整角β(Anstellwinkel)。

在多个可调节地构造的机翼的情况下，机翼的相应的调整角β可以相互独立地变化，并且机翼的调整角β可以单独操控。

在调整角β为180°的情况下，支承平面E和机翼的中心横截面平面全等。

例如，在飞行单元的爬升或下降飞行阶段期间，一个或多个机翼(未示出)的所述位置可在必要的制动情况下(如在不利的上风气流或下风气流情况下)使用。

在调整角β为90°的情况下，机翼的前部的具有倒圆的迎流边缘的机翼区段陡地向上取向，而后部的具有以尖端结束的出流边缘的机翼区段陡地向下取向。

一个或多个机翼的所述位置例如可主要在飞行单元的爬升或下降飞行阶段期间被应用，以便例如支持飞行单元的在爬升或下降飞行阶段中通过螺旋桨产生的升力或下压力，以及在爬升或下降飞行阶段期间例如在不利的横风的情况下稳定飞行单元的飞行姿态。

在调整角β为270°的情况下(未示出)，机翼的前部的具有倒圆的迎流边缘的机翼区段陡地向下取向，而后部的具有以尖端结束的出流边缘的机翼区段陡地向上取向。

例如，在飞行单元的上倾阶段或下倾阶段期间的情况下，可以应用带有直至270°的角度β的个别机翼的这个位置，以便一方面支持飞行单元的上倾或下倾，和必要时加速飞行单元的上倾或下倾，以及以便另一方面使飞行单元在这种相对于地面倾斜取向的飞行姿态下转向和稳定。

一个或多个带有在约70°至约110°范围内的角度β的机翼的位置主要基本上对应于飞行单元在直飞或向前飞行期间的情况，以便对于向前飞行产生一个或多个机翼的优化的环流和相应的上升功率，并且能够将飞行单元调校于其所力求的飞行姿态和巡航飞行高度。

在确定情况下，如例如在直飞或向前飞行期间飞行单元的所需的制动情况或规避情况下，能以0°至180°的调整角β对一个或多个机翼进行调节(未示出)，以便针对存在的流动方向调整机翼。

此外，调整角β可根据飞行单元相对于地面或相对于飞行单元的重力线S的可调的倾斜角α来改变；或者说，在调整角β下的机翼位置和驱动单元的旋翼/螺旋桨的设置影响飞行单元的倾斜度和因此倾斜角α。

重力线S沿着作用到飞行器上的重力的作用方向延伸，即始终垂直于地球表面(地面)延伸。重力在此是通过地球重力场引起的作用到飞行单元上的力。

飞行单元的倾斜角α是在支承平面E与飞行单元的始终垂直的重力线S之间形成的角度中较小的角度，因此倾斜角α总是在飞行单元的重力线S与沿飞行方向指向的、可相对于地面倾斜的飞行单元前边缘之间得到。

角度α和角度β相对彼此的关系是复杂的并且对于飞行单元的每个配置以及对于在飞行器处的具体使用而言优选由数学模型具体确定和优化。

通过在飞行单元的不同的飞行阶段/倾斜期间机翼的不同迎流和位置，可以产生一个力，该力可以或是用来改变飞行单元的倾斜度和/或用于增加/减少升力。

例如，当飞行单元以在大于0°和小于90°的范围内的倾斜角α倾斜时，例如在下倾或上倾阶段中设置时，通过适当调节一个或多个机翼的调整角β可以补偿例如在飞行单元从向前飞行阶段进入下倾期间减小的机翼升力。

优化的角度情况表现为在时间上瞬态的并且可相应可变地设定。

在不同的飞行阶段中的优选设定范围可大致如下：

垂直起飞：α＝90°、β＝60°-120°

上倾：α＝90-45°、β＝180-90°

巡航飞行/向前飞行：α＝45°-0°、β＝45-135°

下倾：α＝90-45°、β＝180-90°

垂直降落：α＝90°、β＝60°-120°

为了使飞行单元倾斜，优选将单个或多个沿飞行方向处于前部的/下部的机翼相对于单个或多个沿飞行方向处于后部的/上部的机翼调整成不同的调整角β。通过不一样大的力的差异，产生了围绕飞行单元的横向轴线(横向于中心轴线M)的转矩，这导致上倾/下倾运动。

机翼的调整角β的角度差优选为：

deltaβ＝β_(前机翼)-β_(后机翼)＝0-45°。

通过这样的实施方案和一个或多个机翼的调节可能性，不仅可以改进飞行单元的上升功率，并且因此降低驱动单元的驱动功率且提高飞行单元的效率，而且主要也改进飞行单元的飞行稳定性。

为了实施上述带有一个或多个机翼的飞行单元的运行方式，飞行单元的所设置的控制技术可以设立和构造例如用于输出用于驱动单元的开关和功率控制的控制信号。此外，该控制技术可设立和构造用于输出用于设定飞行单元的倾斜角α和机翼的调整角β的控制信号。相应地，耦联装置可构造为可控制的耦联装置。此外，飞行单元的控制单元附加地可以构造用于输出用于操控可控制的耦联装置的控制信号，以用于将飞行单元与飞行器的运输单元耦接或解耦。

此外，为了改善飞行单元的飞行特性规定，至少一定数量的驱动单元具有至少一个涡轮螺旋桨(所谓的叶轮)。

涡轮螺旋桨具有布置在主要柱状构造的流管中的螺旋桨，并且由于其较高的比上升功率或比推进功率而具有比在相同驱动功率情况下的普通螺旋桨更小的直径。

因此，带有在驱动单元和机翼之间的更有利的尺寸和质量比例的飞行单元可有利于具有较大翼型的机翼而设计，这除了飞行单元的更高效、更节能的运行以外，同时还进一步改善了飞行单元的空气动力学性能。

从附图中也得出本发明的有利设计方案和扩展方案。

附图说明

相关附图以示意图示出：

图1a示出根据本发明的具有四个机翼和14个螺旋桨驱动单元的第一实施方式中的飞行单元的俯视图；

图1b示出根据本发明的具有四个机翼和14个螺旋桨驱动单元的第二实施方式中的飞行单元的俯视图；

图1c示出根据本发明的具有六个机翼和18个螺旋桨驱动单元的第三实施方式中的飞行单元的俯视图；

图1d示出根据本发明的具有四个机翼和14个分别带有两个涡轮螺旋桨的驱动单元的第四实施方式中的飞行单元的俯视图；

图2a示出在爬升飞行阶段(抬升)中的根据图1a的飞行单元的等距视图；

图2b示出在上倾或下倾阶段中的根据图1a的飞行单元的等距视图；

图2c示出在向前飞行阶段中的根据图1a的飞行单元的等距视图；

图3a示出根据图2a的飞行单元的侧视图；

图3b示出根据图2b的飞行单元的侧视图；

图3c示出根据图2c的飞行单元的侧视图；

图4a示出在飞行器的起飞过程期间在飞行单元的爬升飞行阶段(抬升)中带有根据图1b的飞行单元和运输单元的飞行器的等距视图；

图4b示出在飞行单元的上倾阶段中的根据图4a的飞行器的等距视图；

图4c示出在飞行器的巡航飞行运行期间在飞行单元的向前飞行阶段中的根据图4a的飞行器的等距视图；

图5a示出根据图4a的飞行器的侧视图；

图5b示出根据图4b的飞行器的侧视图；

图5c示出根据图4c的飞行器的侧视图；

图6a、6b、6c示出在爬升飞行阶段(抬升)中、在上倾或下倾阶段中和在向前飞行阶段中的根据图1c的飞行器的等距视图；

图7a、7b、7c示出根据图6a、6b、6c的飞行单元的侧视图；

图8a、8b、8c示出在爬升飞行阶段(抬升)中、在上倾或下倾阶段中和在向前飞行阶段中的根据图1d的飞行单元的等距视图；

图9a、9b、9c示出根据图8a、8b、8c的飞行单元的侧视图；

图10a示出带有机翼并且带有构造在支承梁区段两侧处的转动轴承的支承梁的等距的细节图；

图10b示出根据图10a的用于详细示出的俯视图；

图11a示出带有机翼并且带有构造成在两侧贴靠在机翼处的转动轴承的支承梁的等距的细节图；

图11b示出根据图11a的用于详细示出的俯视图；

图12a示出带有三个集成的转动轴承的机翼的等距的细节图；

图12b示出根据图12a的用于详细示出的俯视图。

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。

此外不言而喻的是，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。

在图中，相同或相似的元件设有相同的附图标记，只要这是适宜的。

图1a示出根据本发明的第一实施方式中的飞行单元，该飞行单元具有一个中央单元、十二个纵向延伸的支承梁(各支承梁分别在支承结构的两个节点之间延伸并且相互连接地形成支承结构)和十四个驱动单元。

支承结构的节点一方面是相互连接的支承梁的节点，并且另一方面是如下节点，在所述节点上，支承梁与中央单元连接。

各驱动单元布置在相互连接的支承梁的节点上和/或布置在一些支承梁的长度区段中并且分别具有一个螺旋桨。

十二个支承梁形成飞行单元的支承结构，其中，一些——在本实施例中六个——处于外部的支承梁形成支承结构的外部的多边形设计的边界，并且一些——在本实施例中六个——处于内部的支承梁形成内部的星形设计的支承结构。

在内部的支承结构的星形设计中，处于内部的支承梁的几何假想的延长部共同地且沿径向从飞行单元的中心轴线M或从中央装置的重合的中心轴线出发。

根据本发明，十二个支承梁之中的四个支承梁分别具有根据本发明的带有翼型形状的机翼，该机翼分别构造成沿相应的纵向延伸的支承梁的方向纵向延伸，其中，机翼之中的两个机翼纵向延伸地布置在相应处于外部的支承梁上，并且另外两个机翼纵向延伸地布置在相应处于内部的支承梁上。

每个机翼在相应的支承梁的确定的长度区段(机翼区段)中相对于支承梁可转动地布置或构造。

除了机翼区段外，相应的支承梁具有两个另外的长度区段(载体区段)，所述另外的长度区段在两侧与机翼区段邻接并且将机翼沿着支承梁保持且保持在支承结构内。

机翼如此在支承结构内在不同的支承梁上分布布置，使得从飞行单元的中心轴线M看，处于外部的支承梁的一对机翼和处于内部的支承梁的一对机翼分别对称地相对置。

沿飞行单元在向前飞行阶段中的预定的飞行方向(作为带有标注“飞行方向”的箭头示出)，飞行单元可以这样定向，使得所有机翼在其纵向延伸部方面基本上横向于飞行方向布置，其中，沿飞行方向看，处于外部的支承梁的一对机翼之中的机翼一前一后地定位，而处于内部的支承梁的一对机翼之中的机翼并排地定位。

图1b示出根据本发明的第二实施方式中的飞行单元，该飞行单元具有一个中央单元、十二个纵向延伸的支承梁(各支承梁分别在支承结构的两个节点之间延伸并且相互连接地形成支承结构)和十四个驱动单元。

支承结构的节点一方面是相互连接的支承梁的节点，并且另一方面是通过支承梁与中央单元连接形成的节点，

各驱动单元布置在相互连接的支承梁的节点附近和/或布置在一些支承梁的长度区段中并且分别具有螺旋桨。

十二个支承梁形成飞行单元的支承结构，其中，一些——在本实施例中六个——处于外部的支承梁形成支承结构的外部的多边形设计的边界，并且一些——在本实施例中六个——处于内部的支承梁形成内部的辐射状设计的支承结构。

在内部的支承结构的辐射状设计中，分别三个处于内部的支承梁的几何假想的延长部从中央单元的各一个假想点出发，所述假想点位于飞行单元的中心轴线M之外(未示出)。中央单元的两个假想点在穿过飞行单元的中心轴线M的直线上对称相对置地布置。

内部的支承结构的四个内部的支承梁、即辐射状的支承结构的相应较长延伸的、对称相对置布置的支承梁分别具有根据本发明的纵向延伸构造和布置的机翼。

每个机翼又在相应的支承梁的确定的长度区段(机翼区段)中相对于支承梁可转动地布置或构造。

除了机翼区段外，相应的支承梁具有两个另外的长度区段(载体区段)，所述另外的长度区段在两侧与机翼区段邻接并且将机翼沿着支承梁保持且保持在支承结构内。

沿飞行单元在向前飞行阶段中的预定的飞行方向(作为带有标注“飞行方向”的箭头示出)，飞行单元可以这样定向，使得所有机翼在其纵向延伸部方面基本上大致横向于飞行方向布置，其中，沿飞行方向看，机翼成对一前一后地且成对并排地定位。

图1c示出根据本发明的第三实施方式中的飞行单元，该飞行单元具有一个中央单元、16个相互连接的纵向延伸的支承梁和18个驱动单元。

支承结构的节点通过相互连接的支承梁形成并且通过与中央单元连接的支承梁形成。

各驱动单元布置在相互连接的支承梁的节点上和/或布置在一些支承梁的长度区段中并且分别具有螺旋桨。

16个支承梁形成飞行单元的支承结构，其中，一些——在本实施例中八个——处于外部的支承梁形成支承结构的外部的多边形设计的边界，并且一些——在本实施例中八个——处于内部的支承梁形成内部的组合式星形和辐射状设计的支承结构。

在内部的支承结构的组合式星形和辐射状设计中，处于内部的支承梁之中的四个支承梁的几何假想的延伸部以星形/沿径向从飞行单元的中心轴线M出发，并且另外四个处于内部的支承梁的几何假想的延伸部成对地以辐射状从中央单元的位于飞行单元的中心轴线M之外的各一个假想点(未示出)出发。飞行单元的中心轴线M之外的两个假想点在穿过飞行单元的中心轴线M的直线上对称地相对置布置。

六个支承梁分别具有根据本发明的机翼，该机翼分别构造成沿相应的纵向延伸的支承梁的方向纵向延伸，其中，机翼之中的两个机翼纵向延伸地布置在相应处于外部的支承梁上，并且另外四个机翼纵向延伸地布置在辐射状设计的支承结构的相应处于内部的支承梁上。替代地，所述另外四个机翼也可以布置在星形设计的支承结构的相应处于内部的支承梁上。

机翼如此分布布置，使得从飞行单元的中心轴线M看，处于外部的支承梁的一对机翼和处于内部的支承梁的两对机翼对称地相对置。

每个机翼又在相应的支承梁的确定的长度区段(机翼区段)中相对于支承梁可转动地布置或构造。

除了机翼区段外，相应的支承梁具有两个另外的长度区段(载体区段)，所述另外的长度区段在两侧与机翼区段邻接并且将机翼沿着支承梁保持且保持在支承结构内。

沿飞行单元在向前飞行阶段中的预定的飞行方向(作为带有标注“飞行方向”的箭头示出)，飞行单元可以这样定向，使得处于外部的支承梁的两个机翼在其纵向延伸部方面基本上横向于飞行方向布置，而处于内部的支承梁的四个机翼在其纵向延伸部方面基本上大致横向于飞行方向布置。

沿该飞行方向，处于外部的支承梁的一对机翼之中的机翼可以一前一后地定位，并且处于内部的支承梁的机翼可以成对一前一后地且成对并排地定位。

图1d示出根据本发明的第四实施方式中的飞行单元，该飞行单元具有一个中央单元、十二个相互连接的纵向延伸的支承梁和28个驱动单元。

支承结构的节点通过相互连接的支承梁形成并且通过与中央单元连接的支承梁形成。

各驱动单元成对地布置在相互连接的支承梁的节点附近和/或成对地布置在一些支承梁的长度区段中并且分别具有涡轮螺旋桨(所谓的叶轮)，在所述涡轮螺旋桨中，螺旋桨分别布置在柱状构造的流管中。

涡轮螺旋桨的直径与根据图1a至图1c的驱动单元的螺旋桨的直径相比明显更小，从而与图1a至图1c的实施方案相比，一方面可以在支承结构上布置明显更大数量的驱动单元，并且另一方面可以减小支承结构和因此飞行单元的总周向尺寸。

图1d中的飞行单元与根据图1a、1b、1c的飞行单元相比放大地示出。放大使得根据图1d中的图示的中央单元相比之下显得更大。

然而，图1d中的中央单元设置成与根据图1a、1b、1c的中央单元一样大，与此相对，图1d中的支承结构的周长设置成小于根据图1a、1b、1c的支承结构的周长。

替代地，通过使用较小的涡轮螺旋桨，可以设计如下飞行单元，该飞行单元可以为机翼的布置设置更多空间(未示出)。

十二个支承梁形成飞行单元的支承结构，其中，一些——在本实施例中六个——处于外部的支承梁形成支承结构的外部的多边形设计的边界，并且一些——在本实施例中六个——处于内部的支承梁形成内部的星形设计的支承结构。

在内部的支承结构的星形设计中，处于内部的支承梁的几何假想的延长部共同地、沿径向从飞行单元的中心轴线M出发。

十二个支承梁之中的四个支承梁分别具有根据本发明的机翼，该机翼分别构造成沿相应的纵向延伸的支承梁的方向纵向延伸，其中，机翼之中的两个机翼纵向延伸地布置在相应处于外部的支承梁上，并且另外两个机翼纵向延伸地布置在相应处于内部的支承梁上。

每个机翼又在相应的支承梁的确定的长度区段(机翼区段)中相对于支承梁可转动地布置或构造。

除了机翼区段之外，相应的支承梁具有两个另外的长度区段(载体区段)，所述另外的长度区段在两侧与机翼区段邻接并且将机翼沿着支承梁保持且保持在支承结构内。

机翼如此分布布置，使得从飞行单元的中心轴线M看，处于外部的支承梁的一对机翼和处于内部的支承梁的一对机翼分别对称地相对置。

沿飞行单元在向前飞行阶段中的预定的飞行方向(作为带有标注“飞行方向”的箭头示出)，飞行单元可以这样定向，使得所有机翼在其纵向延伸部方面基本上横向于飞行方向布置，其中，沿飞行方向看，处于外部的支承梁的一对机翼之中的机翼一前一后地定位，而处于内部的支承梁的一对机翼之中的机翼并排地定位。

图2a至2c和图3a至3c示出不同飞行阶段中的根据图1a的飞行单元。

在不同的飞行阶段中，可转动运动的机翼以能可变地设定的调整角β(该调整角在由飞行单元的支承结构形成的支承平面E与机翼的中心的横截面平面之间包夹)被单个或共同地操控并且根据对相应的飞行条件的要求进行单独设定。

调整角β此外可根据飞行单元相对于飞行单元的重力线S的倾斜角α设定，或在确定的调整角β下的机翼位置和驱动单元的螺旋桨的设定影响飞行单元的倾斜度并且因此影响倾斜角α。

图2a、3a示出处于爬升飞行阶段(抬升)中的根据图1a中的飞行单元。

在该飞行阶段中，飞行单元基本上处于相对于地面水平取向的飞行姿态中。

飞行单元的在支承平面E和飞行单元的垂直的重力线S之间形成的倾斜角α约为90°。

在该飞行阶段中，如所示出的那样，可转动运动的机翼、例如单个或共同地优选设定为带有约90°的调整角β。

在未示出的下降飞行阶段中，设置飞行单元的倾斜角α和机翼的调整角β的类似位置。

替代地，在下降飞行阶段中，调整角β可设定为约270°(未示出)。

机翼的位置有利于爬升飞行阶段(或下降飞行阶段)的升力，并且在此使飞行单元的相对于地面基本上水平的飞行姿态稳定，例如抵御横风的影响。

在特殊情况下，例如在爬升飞行阶段期间或在下降飞行阶段中在不利的上风气流或下风气流情况下，机翼可以单个地或共同地设定直至约270°的调整角β，优选设定直至180°的调整角β，以便实现飞行单元的所需的制动(未示出)。

图2b、3b示出处于上倾/下倾阶段中的根据图1a的飞行单元。

在该飞行阶段中，飞行单元基本上处于相对于地面倾斜的飞行姿态中。

飞行单元的倾斜角α在小于90°且大于0°的范围内设定。

在该飞行阶段中，可转动运动的机翼例如被单个地或共同地以调整角β优选在约90°至约180°的范围内设定。

机翼在该范围内的位置一方面支持飞行单元的上倾或下倾，并且另一方面使飞行单元在从水平取向的飞行姿态过渡到几乎竖直取向的飞行姿态以及反之从几乎竖直取向的飞行姿态过渡到水平取向的飞行姿态的这一飞行姿态下稳定。

例如，在图3b中示出所有机翼的约155°的调整角β。

图2c、图3c示出处于向前飞行阶段(也称为巡航飞行阶段)中的根据图1a的飞行单元。

在该飞行阶段中，飞行单元基本上处于相对于地面几乎竖直定向的飞行姿态。

飞行单元的倾斜角α约为0°或接近0°。

在该飞行阶段中，可转动运动的机翼优选以调整角β在约45°至约135°的范围内设定，以便产生用于向前飞行的机翼的优化的环流和相应的上升功率，并且能够将飞行单元调校于其所力求的飞行姿态和巡航飞行高度。

例如，在图3c中示出所有机翼的约80°的调整角β。

在确定的情况下，例如当飞行单元在直飞或向前飞行期间进行必要的制动或规避机动时，能够以0°直至180°的调整角β(未示出)调节一个或多个机翼，以便能够使飞行单元快速制动或换向。

图4a至图4c和图5a至图5c示出在不同飞行阶段中的飞行器，该飞行器具有根据图1b的飞行单元和耦接到飞行单元上的运输单元。

所示的运输单元具有可封闭的运输舱，该运输舱具有纵向延伸的杆，该杆借助活节耦联器与飞行单元的中央单元连接。

物体或人员可在所示的运输单元的可封闭的运输舱中被输送。

在飞行器的不同飞行阶段中，运输单元借助可自由运动的活节耦联器相对于地面基本上垂直地取向。

因此，旋转对称地构造的运输单元的纵向轴线L在飞行器的不同飞行阶段中基本上与运输单元的垂直作用的重力线S重合。

同样，飞行单元的垂直作用的重力线S基本上与悬挂到飞行单元上的运输单元的垂直作用的重力线S重合，其中，该重力线形成飞行器的共同的重力线S。

在图4c、图5c中表明了运输单元相对于地面的取向的一个可能的特点。

然而，替代地，具有其它连接配置的任意其它运输单元也可以与根据本发明的飞行单元耦联。

在所示的飞行器的不同飞行阶段中，根据图1b的飞行单元的可转动运动的机翼以能可变设定的调整角β被单个或共同地操控，并且根据对飞行器的相应的飞行条件的要求而进行单独设定。

调整角β此外可以根据按照图1b的飞行单元相对于飞行单元或飞行器的重力线S的倾斜角α来设定，或在确定的调整角β下的机翼位置和驱动单元的螺旋桨的设定影响根据图1b的飞行单元的倾斜度并且因此影响倾斜角α。

在不同飞行阶段中关于飞行单元1b的操作和设定与上文描述的在不同飞行阶段中对于根据图1a的飞行单元的操作和设定是可对照的，从而在下文中关于飞行单元的描述参考对图2a至2c和图3a至3c的阐述内容。

图4a、图5a示出处于爬升飞行阶段(抬升)中的飞行器。

在该飞行阶段中，飞行单元基本上处于相对于地面水平取向的飞行姿态中，而运输单元以其纵向轴线L相对于地面基本上垂直取向。

飞行单元的在支承平面E和飞行单元或飞行器的垂直的重力线S之间形成的倾斜角α约为90°。

关于飞行单元在该飞行阶段中的描述，此外参考对于图2a、3a的阐述内容。

在未示出的下降飞行阶段中，设置飞行单元的倾斜角α和机翼的调整角β的类似位置。

图4b、图5b示出处于上倾/下倾阶段中的飞行器。

在该飞行阶段中，飞行单元基本上处于相对于地面倾斜的飞行姿态中，而运输单元在该飞行阶段中也以其纵向轴线L保持相对于地面基本上垂直地取向。

飞行单元的倾斜角α在小于90°且大于0°的范围内设定。

关于飞行单元在该飞行阶段种的描述，此外参考对于图2b、3b的阐述内容。

图4c、图5c示出处于向前飞行阶段中或者说处于巡航飞行阶段中的飞行器。

在该飞行阶段中，飞行单元基本上处于相对于地面几乎竖直定向的飞行姿态中，而却不与运输单元碰撞，该运输单元以其纵向轴线L在该飞行阶段中相对于地面基本上垂直地或几乎垂直地取向。

也就是说，运输单元的杆如此细长且纵向延伸地设计，使得在该飞行阶段中，向下相对于地面倾斜的飞行单元和尤其是还有飞行单元的机翼不被运输单元的主体阻碍。

此外，在飞行器在巡航飞行阶段中的尤其是所力求的较高的飞行速度的情况下，如所示的那样，可以设定为运输单元以其纵向轴线L相对于运输单元的重力线S并且因此相对于地面产生轻微的倾斜，该倾斜由运输单元的垂直作用的重力和作用到运输单元上的风力的矢量而产生。

这种物理效应可附加地防止飞行单元与运输单元发生碰撞。

在本实施例中，飞行单元的倾斜角α约为1.5°。

关于飞行单元在该飞行阶段中的描述，参考对于图2c、3c的阐述内容。

图6a至6c和图7a至7c示出处于不同飞行阶段中的根据图1c的飞行单元。

在根据图1c的该飞行单元的不同飞行阶段中，可转动运动的机翼也以能可变设定的调整角β被单个或共同地操控，并且根据对相应的飞行条件的要求而进行单独设定。

调整角β此外可以根据按照图1c的飞行单元相对于飞行单元的重力线S的倾斜角α来设定，或在确定的调整角β下的机翼位置和驱动单元的螺旋桨的设定影响根据图1c的飞行单元的倾斜度并且因此影响倾斜角α。

图6a、图7a示出处于爬升飞行阶段(抬升)中的根据图1c的飞行单元。

图6b、7b示出处于上倾或下倾阶段中的根据图1c的飞行单元。

图6c、图7c示出处于向前飞行阶段中的根据图1c的飞行单元。

在不同飞行阶段中关于飞行单元1c的操作和设定与上文描述的在不同飞行阶段中对于根据图1a的飞行单元的操作和设定是可对照的，从而关于飞行单元的描述参考对图2a至2c和图3a至3c的阐述内容。

图8a至8c和图9a至9c示出处于不同飞行阶段中的根据图1d的飞行单元。

在根据图1d的该飞行单元的不同飞行阶段中，可转动运动的机翼也以能可变设定的调整角β被单个或共同地操控，并且根据对相应的飞行条件的要求而进行单独设定，即使在这里由于机翼通过涡轮螺旋桨产生的迎流较小，机翼对飞行单元的上升功率和转向的影响小。

调整角β仍可以根据按照图1d的飞行单元相对于飞行单元的重力线S的倾斜角α来设定，或在确定的调整角β下的机翼位置和驱动单元的螺旋桨的设定影响根据图1d的飞行单元的倾斜度并且因此影响倾斜角α。

图8a、图9a示出处于爬升飞行阶段(抬升)中的根据图1d的飞行单元。

图8b、9b示出处于上倾或下倾阶段中的根据图1d的飞行单元。

图8c、图9c示出处于向前飞行阶段中的根据图1d的飞行单元。

在不同飞行阶段中关于飞行单元1d的操作和设定与上文描述的在不同飞行阶段中对于根据图1a的飞行单元的操作和设定是可对照的，从而关于飞行单元的描述参考对图2a至2c和图3a至3c的阐述内容。

图10a、10b详细示出支承梁连同布置在该支承梁上的机翼的局部。

支承梁在支承结构的两个节点之间延伸并且具有一个机翼区段和两个在两侧围住机翼区段的载体区段。

机翼区段和两个载体区段共同承担在支承结构内相关的支承梁的支承功能。

在机翼区段中，支承梁构造为带有翼型形状(翼型)的根据本发明的机翼。因此，机翼的横截面构造成明显大于具有机翼的相配的支承梁的横截面。

所构造的机翼沿流动方向在前侧具有用于机翼的迎流的倒圆的迎流边缘并且沿流动方向在后侧具有用于机翼的气流的出流的以尖端结束的出流边缘。

机翼区段与在两侧邻接的载体区段固定连接。

两侧的载体区段被划分为载体区段的相应较长的可转动运动的部分(该较长的可转动运动的部分直接与机翼区段邻接并且与该机翼区段固定连接)和载体区段的相应较短的固定的部分(该较短的固定的部分以略微弯曲的形式固定连接到支承梁的相应的节点上)。

相应的载体区段的可转动运动的部分和固定的部分借助转动轴承相互连接。

因此，在支承梁的机翼区段中构造的机翼可以与载体区段的直接连接的可转动运动的部分共同借助两个转动轴承相对于支承梁的固定的载体区段围绕其纵向轴线枢转，其中，载体区段的可转动运动的部分作用为两个支撑和引导机翼的转动轴。

由于机翼的迎流产生的弯曲载荷在载体区段的与机翼连接的可转动运动的部分中导致相对于相应的载体区段的固定的部分发生轻微的角度变化，该角度变化可例如通过使用鼓形滚柱轴承而容易补偿，所述鼓形滚柱轴承允许轴承元件相对彼此的一定的角度调节。

图11a、11b详细示出在替代的实施方案中的支承梁的局部，该支承梁带有构造在该支承粱上的机翼。

支承梁类似于根据图10a、10b的实施方案在支承结构的两个节点之间延伸并且具有一个机翼区段和两个在两侧围住机翼区段的载体区段。

机翼区段和两个载体区段共同承担在支承结构内相关的支承梁的支承功能。

机翼区段中的机翼构造为带有类似于根据图10a、10b的机翼的翼型形状(翼型)。

机翼区段或在其上构造的机翼借助两个转动轴承与支承梁的两侧邻接的固定的载体区段连接。

转动轴承可以在机翼的两侧齐平地布置在机翼上或者可以构造成部分或完全地集成到机翼中。

因此，根据该实施例，在支承梁的机翼区段中构造的机翼可以借助两个转动轴承相对于支承梁的固定的载体区段围绕其纵向轴线枢转。

由于机翼的迎流而作用到固定的载体区段上的弯曲载荷导致相应的固定的载体区段相对于机翼发生轻微的角度变化，该角度变化在此也可例如通过使用鼓形滚柱轴承而容易补偿，所述鼓形滚柱轴承允许轴承元件相对彼此的一定的角度调节。

虽然与根据图10a、10b的实施方案相比，这种实施方案产生固定的载体区段的更高的弯曲载荷，但该实施方案提供在飞行单元的所有飞行姿态中机翼的更稳定的安装支承。此外，该实施方案提供机翼相对于支承梁的调节可能性的结构上更简单的实施方案并且提供机翼的更有利的互换性，以适配特定于应用的机翼廓形。

图12a、12b详细示出在另外的替代的实施方案中的支承梁的局部，其带有布置在该支承粱上的机翼。

支承梁类似于根据图10a、10b和11a、11b的实施方案在支承结构的两个节点之间延伸并且具有一个机翼区段和两个在两侧围住机翼区段的载体区段。

在该实施方式中，支承梁不仅在机翼区段中而且在两个载体区段中具有连续一样大的粱横截面，从而该支承粱如支承结构的每个其它支承梁那样构造，并且在支承结构内承担相同的支承功能。

机翼区段中的机翼构造为带有类似于根据图10a、10b、11a、11b的机翼的翼型形状(翼型)，其中，根据该实施例的机翼在机翼布置所在的机翼区段的区域中空心地包围支承粱。

机翼借助布置在机翼区段中的三个转动轴承与支承梁的机翼区段连接。

因此，根据该实施例，在支承梁的机翼区段中构造的机翼可以借助三个转动轴承相对于整个固定的支承梁围绕其纵向轴线枢转，其中，支承梁作用为支撑和安装支承可转动的机翼的转动轴。

由于机翼的迎流而作用到支承粱上的弯曲载荷在该实施例中尽可能均匀地分布到连续均匀构造的支承梁上，从而可预期支承梁只有小的挠曲，并且分布布置的转动轴承基本上不经历角度变化。

该实施方案进一步改善了支承结构的稳定性和飞行特性，并且还允许使用结构上更简单的转动轴承、如球轴承或滑动轴承。

附图标记列表

1 飞行单元a、b、c、d

2 中央单元

3 支承梁

4 支承结构的节点

5 驱动单元

6 机翼

7 支承梁的长度区段，机翼区段

8 支承梁的长度区段，载体区段

9 螺旋桨

10 涡轮螺旋桨

11 飞行器

12 运输单元

13 机翼的迎流边缘

14 机翼的出流边缘

15 载体区段的部分，a-固定，b-可转动

16 转动轴承

M 机翼单元的中心轴线

E 支承结构的平面

S 重力线

L 运输单元的纵向轴线

α 倾斜角

β 调整角

Claims (10)

1.一种用于垂直起飞和降落的飞行器的飞行单元，所述飞行单元具有多个布置在支承结构上的驱动单元，其中，所述支承结构具有在节点上相互连接的纵向延伸的支承梁，这些支承梁之中的一定数量的支承梁相应具有至少一个带有翼型形状的机翼，所述机翼布置或构造成在两个节点之间纵向延伸的支承梁的长度区段中能转动运动。

2.根据权利要求1所述的飞行单元，其特征在于，所述机翼布置或构造成围绕支承梁的纵向轴线能转动运动。

3.根据权利要求1或2所述的飞行单元，其特征在于，所述机翼布置或构造成包围支承梁的机翼区段。

4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行单元，其特征在于，所述机翼布置或构造成相对于支承梁的载体区段能转动。

5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行单元，其特征在于，一个载体区段布置或构造成相对于同一支承梁的另一个载体区段和/或相对于支承结构的与所述支承梁相配的节点能转动。

6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行单元，其特征在于，所述机翼布置或构造成相对于机翼区段能转动。

7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行单元，其特征在于，所述机翼的调整角β构造成能在0°至270°的角度范围内调节。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行单元，其特征在于，所述机翼的调节构造成能单个和/或成组控制。

9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行单元，其特征在于，至少一定数量的驱动单元具有至少一个涡轮螺旋桨(叶轮)。

10.根据前述权利要求中任一项所述的飞行单元，其特征在于，所述飞行单元构造成能与任意的飞行器的运输单元耦联。