CN108357670A - 带有至少两个旋翼组件和护壳的推力产生单元 - Google Patents

带有至少两个旋翼组件和护壳的推力产生单元 Download PDF

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Abstract

带有至少两个旋翼组件和护壳的推力产生单元(3d)，用于沿预定方向(23)产生推力，包括护壳(6d)和至少两个旋翼组件(7d、8d)，护壳(6d)限定了内容积(20c)，至少两个旋翼组件(7d、8d)中的第一旋翼组件(7d)限定了第一旋翼轴线，其中的第二旋翼组件(8d)限定了第二旋翼轴线，第一和第二旋翼轴线(12d)是以下两者中一个：(i)同轴布置；(ii)以相关联的倾角(21a、22a)相对于预定方向(23)倾斜，倾角包括在‑60°至+60°的范围中，优选地等于0°，第一旋翼组件(7d)布置在护壳(6d)的内容积(20c)外部。该推力产生单元具有改善的空气动力学特性和性能。本发明还涉及具有该推力产生单元的多旋翼飞行器。

Description

带有至少两个旋翼组件和护壳的推力产生单元
技术领域
本发明涉及一种用于在预定方向上产生推力的推力产生单元，推力产生单元包括护壳和至少两个旋翼组件。本发明还涉及一种多旋翼飞行器，其带有用于在预定方向上产生推力的至少一个推力产生单元，推力产生单元包括护壳和至少两个旋翼组件。
背景技术
例如从文献EP 2 551 190 A1、EP 2 551 193 A1、EP 2 551 198 A1、EP 2 234883 A1、WO 2015/028627 A1、US D678 169 S、US 6 568 630 B2、US 8 393 564 B2、US 7857 253 B2、US 7 946 528 B2、US 8 733 690 B2、US 2007/0034738 A1、US 2013/0118856A1、DE 10 2013 108 207 A1、GB 905 911和CN 2013 06711 U中已知各种常规的多旋翼飞行器。还从现有技术中已知其它多旋翼飞行器，比如波音的CH-47纵列旋翼直升机、贝尔的XV-3倾转旋翼飞行器、贝尔的XV-22带有涵道旋翼四方倾转机以及所谓的无人机，且更特别的是比如在文献US 2015/0127209 A1、DE 10 2005 022 706 A1和KR 101 451 646 B1中所描述的所谓四旋翼无人机。此外，还存在多旋翼飞行器的研究和小说，比如是天空飞行者技术有限公司(Skyflyer Technology GmbH)的天空飞行者SF MK II，以及在《阿凡达(Avatar)》电影中所示的多轴直升机。
这些常规的多旋翼飞行器中的每个都装备有两个或更多个推力产生单元，这些推力产生单元被设置用于在多旋翼飞行器的运行期间产生预定方向上的推力。一般地，每个推力产生单元包括一个或多个旋翼或螺旋桨，且通常被设计用于特定的飞行状态。例如，设计成飞机螺旋桨的推力产生单元在巡航状态下运行最优，但设计成复合直升机的螺旋桨的推力产生单元则对于悬停或向前飞行状态最优，而实施为例如所谓的尾翼的推力产生单元被特别地设计用于悬停状态。
文献CN104787316描述了一种多旋翼交通工具，包括框架和安装在框架上的多于两个旋翼***。旋翼***各自包括主旋翼单元和反转的副旋翼单元。主旋翼单元包括无涵道的大主旋翼。副旋翼包括具有比主旋翼更小尺寸的涵道旋翼。副旋翼和主旋翼是同轴的。
文献US2006226281描述了一种垂直起降(VTOL)交通工具。在该VTOL交通工具中，附加了外框架用于支承涵道风扇单元。涵道风扇单元各自具有整个容纳在对应涵道内部的螺旋桨。每个涵道风扇单元由两个反向旋转的螺旋桨组成。两个反向旋转的螺旋桨消除了扭矩效应。所有螺旋桨都附连有轴，其中，每个螺旋桨单元在其轴端部具有在中心齿轮箱内部的锥齿轮。通过使用中心齿轮箱，旋转功率从单个功率源传递至主驱动轴。
文献WO2004065208描述了一种空气叶轮发动机，其具有叠置在双发动机VTOL交通工具的倾转机构内部的两个相反旋转的旋翼。在双发动机VTOL交通工具中，顶盖和机身结构一起围绕旋翼的中心空气流通道形成中空环形涵道或护壳结构。为了安全，涵道或护壳结构隔离各旋翼且还作为噪声减轻遮护件。护壳壁可由吸音或隔音材料制成。
文献US2014151494描述了一种具有主旋翼的飞行交通工具。由于随着主旋翼旋转，其以高速将空气抽入并穿过机身的入口，故而由主旋翼产生提升力且在环形机身的涵道入口处产生。从而沿机身顶部引发了抽吸作用，从而借由机身产生了提升力。
文献GB1474831描述了一种受控的竖直上升的空运设备。在空运设备与地面站点之间附连有缆绳。空运设备借由两个相反旋转的旋翼提升，且空运设备承载载荷。地面站点具有常规的绞盘以卷绕绳缆，用于控制空运设备以及调整所需高度。地面站点还具有驱动马达以及其它驱动装置以驱动旋翼。地面站点还承载降落组件，当空运设备处于降低的位置中时，降落组件保持空运设备。
还考虑了以下文献：EP2147858、EP3098161、GB2360752、GB2389826、US2007057113、US2013068877、US2014091172、US2015127209、US2016009387、US2016023754、US5150857和WO0064736。
在所有这些示例中，各个推力产生单元最优地用于在轴向气流条件下运行、即在至少大致沿旋翼轴线或给定的一个或多个旋翼或螺旋桨的旋转轴线定向且因而被称作轴向气流方向的气流方向上运行。然而，如果各个推力产生单元在横向气流条件下运行、即在横向于给定的一个或多个旋翼或螺旋桨的旋转轴线定向且因而被称作非轴向气流方向的气流方向上运行，则推力产生单元的相应效率通常将显著减小。
例如，在具有两个或更多个推力产生单元的多旋翼飞行器的运行的情形中，例如在竖直起飞阶段期间，推力产生单元将受到轴向气流条件的影响。随后，由推力产生单元产生的各个推力向量可例如通过相应地旋转推力产生单元而沿预定方向倾斜，使得多旋翼飞行器获得速度并离开前面的悬停状态中而转变为向前飞行，其中，推力产生单元受到横向气流条件的影响。然而，在横向气流条件中，在轴向气流条件中有益的相应的涵道或护壳由于产生相对较大量的阻力而变得不利。换言之，由涵道或护壳在悬停方面所提供的基础优势结果导致向前飞行中的缺点，该缺点随着向前飞行的多旋翼飞行器的相应前进速度的增加而增加。
此外，应指出的是，在轴向气流条件下，带涵道的旋翼或螺旋桨、即设置有涵道或护套的旋翼或螺旋桨相比于等同的、具有类似整体尺寸、即直径和平均翼弦的隔离或无涵道、即不带涵道或护壳的旋翼或螺旋桨更有效约25％至50％。换言之，涵道或护壳的存在增加了恒定所需功率下的给定推力产生单元相应所产生的推力。因而，常规的推力产生单元通常设置有完全封围在相关联的涵道或护壳中的一个或多个旋翼或螺旋桨。该经典构造使用相应的旋翼或螺旋桨所引发的速度来产生推力，还利用涵道或护壳产生推力。
一般地，涵道或护壳由封围的环形表面限定，封围的环形表面围绕旋翼或螺旋桨布置，从而改善旋翼或螺旋桨的相应的空气动力学特性和性能。常规的涵道或护壳通常不可旋转、即不能倾斜，且高度被选择使得给定的旋翼或螺旋桨完全包含在其中。
然而，由于涵道或护壳必须具有一定高度或长度以封围相关联的旋翼或螺旋桨且因而尺寸相对较大，涵道或护壳由于其尺寸而增加相应多旋翼飞行器的总重量，且还由于涵道或护壳不能倾斜用于调整基础的推力向量方向而例如在向前飞行期间、即在横向气流条件中增加阻力。较大的尺寸还导致风和/或阵风可能作用于其上的较大的投射表面。这导致相应多旋翼飞行器的增加的总功率需求。此外，如果两个或更多个旋翼或螺旋桨例如同轴地一个定位在另一个上方，则为这些旋翼或螺旋桨所设置的给定的涵道或护壳将需要更大的高度且会更重。此外，常规的涵道或护壳通常不主动旋转且必须被设计成相对刚性的，这是由于通常在旋翼或螺旋桨与涵道或护壳表面之间需要一最小间隙。此外，相应推力产生单元的常规涵道或护壳不适于封围不同地构造的旋翼或螺旋桨、即具有不同的倾斜度、位置和/或尺寸或直径的旋翼或螺旋桨。
综上，在常规的带有涵道或护壳的推力产生单元中，在轴向气流条件的运行中产生的推力向量与推力产生单元的相应旋翼或螺旋桨的旋翼轴线对齐且指向运行中的旋翼或螺旋桨所引发的速度场方向。旋翼或螺旋桨使一定质量－流加速通过相关联的旋翼或螺旋桨平面或盘。所导致的当空气穿过旋翼或螺旋桨平面或盘时发生的流量加速围绕涵道或护壳的相应收集区域形成负压区域，从而产生附加推力。该附加推力的产生是由涵道或护壳的使用所导致的重要优势，然而，其在向前飞行中、即在横向气流条件中由于涵道或护壳所产生的附加阻力而变得非常不利。附加阻力直接与相应的正面面积成比例，该正面面积由涵道或护壳的高度和宽度的乘积限定。因而，例如，对于借助完全嵌入单个涵道或护壳中的两个旋翼或螺旋桨而具有反转旋翼或螺旋桨构造的推力产生单元，附加阻力相比于仅设置有完全嵌入单个涵道或护壳中的一个旋翼或螺旋桨的推力产生单元几乎翻倍。
发明内容
因而，本发明的目的在于提供一种特别用于多旋翼飞行器的新的推力产生单元，其具有改善的空气动力学特性和性能。
该目的由用于在预定方向上产生推力的推力产生单元解决，该推力产生单元包括权利要求1中的特征。
更具体地，根据本发明，用于沿预定方向产生推力的推力产生单元包括护壳和至少两个旋翼组件，其中，护壳限定了内容积，且其中，至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件限定了第一旋翼轴线，至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件限定了第二旋翼轴线。
第一旋翼轴线以相关联的第一倾角相对于预定方向倾斜，第一倾角是纵向的且包括在+1°至+60度之间的范围中，且第一旋翼组件布置在护壳的内容积外部；
第二旋翼轴线布置在护壳的内容积内部且以相关联的第二倾角相对于预定方向倾斜，第二倾角的范围小于第一倾角的范围。
应指出的是，术语“护壳”应理解为同时涵盖术语“涵道”和“护壳”。换言之，在本发明的语境中，术语“护壳”可互换地指代涵道或护壳。
有利地，本发明的推力产生单元被实施为被带护壳的多旋翼组件构造，该构造导致使用本发明的推力产生单元的给定的多旋翼飞行器在横向气流条件中、例如在向前飞行中显著减小的阻力，且还具有比具有完全封围两个旋翼或螺旋桨组件的单个护壳的常规带护壳的推力产生单元低得多的重量，同时在轴向气流条件下、即在相应多旋翼飞行器的悬停飞行中具有类似的性能。事实上，应指出的是，具有完全封围两个或更多个、优选为反转旋翼或螺旋桨组件的单个护壳的常规带护壳的推力产生单元与例如具有仅封围两个或更多个旋翼或螺旋桨组件中的一个而保留其它旋翼或螺旋桨组件不带护壳、即暴露至空气的短得多的护壳的推力产生单元、诸如是本发明的推力产生单元提供相同的推力对功率特性。这是由于以下事实：上述附加推力仅通过由护壳限定的相应护壳收集件所产生，而不是由涵道或护壳本身产生。此外，由带有长护壳和短护壳的至少两个旋翼或螺旋桨组件所引发的相应速度场使得产生在相应护壳收集件上的负压域也与长护壳构造和短护壳构造相同。这类似地适用于具有多旋翼或螺旋桨组件的构造，每个组件被封围在高度最小化的单个相关联的护壳中。
优选地，本发明的推力产生单元的护壳在具有本发明的推力产生单元的多旋翼飞行器的悬停和向前飞行情形中用作附加提升设备，并因而有益地允许减小容纳在护壳中的至少两个旋翼组件中的至多一个的相应功率消耗。此外，由于护壳增加了旋翼组件的有效性，故而护壳有利地允许至少减小容纳在其中的至少两个旋翼组件中的至多一个的基础直径。此外，护壳有益地对容纳在其中的至少两个旋翼组件中的至多一个提供遮护效果，且因而有利地允许减小相应旋翼噪声对地面上的影响。
根据本发明的一方面，本发明的推力产生单元可例如通过由格栅包围而设置外来物体防护件，从而保护至少一个旋翼组件远离外来物体。该外来物体保护件有益地例如通过阻止人们的手被捕捉在旋转零件中而防止个人的误用和事故，从而导致本发明的推力产生单元的增加的运行安全等级。
有利地，通过为本发明的推力产生单元提供限定不同旋翼平面的至少两个旋翼组件，各旋翼组件可一个定位在另一个上方并以反向旋转方式旋转，由于两个或更多个旋翼平面可被结合在单个推力产生单元中，故而得到提供增加的安全等级且允许减小相关联的多旋翼飞行器的总体尺寸的推力产生单元，并导致相对较小的飞行器。优选地，本发明的推力产生单元的各自限定了相关联的旋翼平面或表面的至少两个旋翼组件同轴地或带有分离的单独旋翼轴线且可相对于彼此倾斜地一个定位在另一个上方。此外，本发明的推力产生单元适于由于其反转旋翼组件而单独地提供转矩，从而可用于例如针对偏航操控具有本发明的推力产生单元的给定多旋翼飞行器。
根据优选的实施例，第二旋翼组件布置在护壳的内容积外部。
根据另一优选的实施例，护壳包括前缘和后缘，其中，第一旋翼组件面向前缘，且其中，第二旋翼组件面向后缘。
根据另一优选的实施例，护壳的外直径小于至少两个旋翼组件中的至少一个旋翼组件的直径。
根据另一优选的实施例，第二旋翼组件布置在护壳的内容积内部。
根据另一优选的实施例，护壳包括前缘和后缘，其中，第一旋翼组件面向前缘。
根据另一优选的实施例，附加护壳设置成容纳第一旋翼组件。
根据另一优选的实施例，护壳和附加护壳每个的高度包括在0.04*D至1*D之间的范围中，其中，D限定了第二旋翼组件的直径。
根据另一优选的实施例，护壳和附加护壳彼此间隔开一偏移量，该偏移量包括在0.01*D至2*D之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，D限定了第二旋翼组件的直径。
根据另一优选的实施例，附加护壳包括远离护壳的前缘，其中，前缘与由第一旋翼组件限定的旋翼平面之间的距离包括在-1*D至1*D之间的范围中，且优选地等于-0.08*D，其中，D限定了第二旋翼组件的直径，且其中，如果该距离包括在-1*D至0之间的范围中，则第一旋翼组件布置在附加护壳外部，优选地面向前缘。
根据另一优选的实施例，第一旋翼组件和第二旋翼组件中的每个限定了相关联的旋翼平面，其中，第一旋翼组件和第二旋翼组件的相关联的旋翼平面之间的预定距离包括在0.01*D至2*D之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，D限定了第二旋翼组件的直径。
根据另一优选的实施例，第一旋翼组件和第二旋翼组件中的每个限定了相关联的旋翼平面，其中，第一旋翼组件和第二旋翼组件的相关联的旋翼平面之间的预定距离包括在0.01*D至2*D之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，D限定了第二旋翼组件的直径。
根据另一优选的实施例，第一旋翼组件包括至少两个旋翼桨叶，第二旋翼组件包括至少两个旋翼桨叶。
根据另一优选的实施例，第一旋翼组件适于在运行中沿第一旋转方向旋转，第二旋翼组件适于在运行中沿第二旋转方向旋转。
本发明还涉及一种包括如上述构造的至少一个推力产生单元的多旋翼飞行器。
有利地，本发明的推力产生单元的护壳允许减小使本发明推力产生单元有特点的本发明多旋翼飞行器的总体尺寸。此外，接近带护壳的推力产生单元的人们被保护免受伤害，可安全可靠地防止外来物体对运行中的推力产生单元的损坏，比如鸟撞击或线缆撞击，并且可改善空中碰撞情形中相关联的多旋翼飞行器的总体运行安全。
此外，可通过减小运行中的相应旋翼桨叶载荷、减小总体功率损耗、减小相应的噪声发射量并改善本发明的多旋翼飞行器的悬停和向前飞行功能而改善相应的空气动力学特性、声学特性和性能。此外，可减小推力产生单元的相应所需直径。此外，通过护壳本身改善本发明的多旋翼飞行器的提升，从而可能减小本发明的多旋翼飞行器所需的总体功率。
应指出的是，虽然以上参考带有多旋翼组件的多旋翼结构来描述本发明的飞行器，但本发明的飞行器可被类似地实施成带有多个螺旋桨组件的多螺旋桨结构或实施成多螺旋桨和多旋翼结构。更具体地，旋翼通常是完全枢转的，而螺旋桨通常是完全不枢转的。然而，两者都可用于产生推力并因而用于实施根据本发明的推力产生单元。由此，在本描述中对旋翼或旋翼结构的任何参考可类似地被理解为对螺旋桨和螺旋桨结构的参考，从而本发明的多旋翼飞行器可类似地被实施成多螺旋桨飞行器和/或多螺旋桨和多旋翼飞行器。
换言之，本发明主要涉及一种多推力构造，该多推力构造带有可被选择成单独地一个定位在另一个上方的限定旋翼/螺旋桨平面的旋翼/螺旋桨、用于封围至多一个旋翼/螺旋桨的任何旋转零件的旋翼护壳、驱动每个旋翼/螺旋桨的至少一个电机，其中，每个发动机可被隔离，以增加所提供的安全等级，且其中，优选地在电池与电机之间存在逻辑连接，该逻辑连接优选地包括冗余设计，从而增加故障情形中的安全等级，且其中，优选地设置有在故障情形中具有合适安全等级的电池冗余布置。
有利地，本发明的多旋翼飞行器设计用于乘客运输，且特别适用于被认证用于在城市区域内运行。其优选地易于飞行、具有多个冗余设计、满足当局的安全要求、节省设计成本且仅产生较低的噪声。优选地，本发明的多旋翼飞行器具有较小的旋翼直径以及轻量设计和固定的入射角(angle of incident)，虽然这些旋翼特征导致运行中较低的惯性和不可调整的转矩，但本发明的多旋翼飞行器仍适用于实现紧急降落。
根据本发明的一方面，本发明的多旋翼飞行器能够悬停且包括分布式推进***。其还有利地设计有自旋转能力，这在其它为了满足关于安全故障模式的法令、比如FAR和EASA细则的要求中是必需的，其安全故障模式高达对于整个多旋翼飞行器每飞行小时约1*10-7处故障。在航空领域中，这些安全等级通常由所谓的设计保证等级(DAL)A至D来限定。
优选地，本发明的多旋翼飞行器满足了当局规定运输乘客所需的安全等级。这优选地通过以下几点的组合和关联实现：
·每个推力产生单元至少两个单独的旋翼组件；
·冗余且隔离的电池布置；
·冗余的电源供应和线束布置；
·基础电源管理的物理分隔；
·冗余且隔离的电机；以及
·旋翼组件的桨距控制和/或RPM控制。
附图说明
以下描述中参考附图示例性地概述本发明的优选实施例。在这些附图中，相同的或相同作用的部件和构件由相同的附图标记标示且由此在以下描述中仅描述一次。
－图1示出了带有本发明不要求保护的多个推力产生单元的多旋翼飞行器的立体图；
－图2示出了图1中的多旋翼飞行器的俯视图；
－图3示出了处于正常飞行模式中的图1和图2中的多旋翼飞行器的侧视图；
－图4示出了图3中的多旋翼飞行器的正视图；
－图5示出了图1至图4中的多旋翼飞行器的推力产生单元的立体图；
－图6示出了图5中的推力产生单元的部分透明的侧视图；
－图7示出了根据本发明的实施例的推力产生单元的部分透明的侧视图；
－图8示出了根据本发明的另一实施例的推力产生单元的部分透明的侧视图；
－图9示出了根据本发明的又一实施例的推力产生单元的部分透明的侧视图；
－图10示出了根据本发明的又一实施例的推力产生单元的部分透明的侧视图；
－图11示出了根据本发明的又一实施例的推力产生单元的示意图；
－图12示出了处于正常飞行模式中的根据本发明的多旋翼飞行器的实施例的侧视立体图；以及
－图13示出了处于正常飞行模式中的根据本发明的多旋翼飞行器的另一实施例的侧视立体图。
具体实施方式
图1示出了带有飞行器机体2的多旋翼飞行器1。飞行器机体2限定了支承结构，该支承结构在下文中也被称作多旋翼飞行器1的机身。
机身2具有纵向1a上的延伸部和横向1b上的延伸部，且优选地限定内容积2a，内容积2a至少适用于乘客运输，使得多旋翼飞行器1作为整体适于乘客运输。内容积2a优选地还适于容纳作业电气设备，比如是多旋翼飞行器1运行所需的能量储存***。
应指出的是，本领域技术人员能轻易地得到适用于乘客运输以及容纳作业电气设备的内容积2a的示例性构造，且这总体上被认为是符合关于乘客运输的适用法令和认证需要。因而，由于内容积2a的这些构造不是本发明的一部分，故而为了简洁起见对其不进行描述。
根据一方面，多旋翼飞行器1包括多个推力产生单元3。优选地，多个推力产生单元3包括至少两个且优选地四个推力产生单元3a、3b、3d、3d。推力产生单元3a、3b、3c、3d被实施用于在运行中产生推力(图3中的9)，使得多旋翼飞行器1能够悬停在空气中以及以任何向前或向后方向飞行。
优选地，推力产生单元3a、3b、3c、3d结构上连接至机身2。例如，这通过多个结构支承件4来实现。更具体地，推力产生单元3a优选地经由结构支承件4a连接至机身2、经由机构支承件4b连接至推力产生单元3b、经由结构支承件4c连接至推力产生单元3c、并经由结构支承件4d连接至推力产生单元3d，其中，结构支承件4a、4b、4c、4d限定多个结构支承件4。
优选地，至少一个推力产生单元3a、3b、3c、3d包括相关的护壳，以改善下方的空气动力学性能并增加运行安全性。例如，多个护壳单元6被示出带有四个分离的护壳6a、6b、6c、6d。示意性地，护壳6a与推力产生单元3a相关联，护壳6b与推力产生单元3b相关联，护壳6c与推力产生单元3c相关联，护壳6d与推力产生单元3d相关联。
护壳6a、6b、6c、6d可由简单的片状金属制成。替代地，它们可具有复杂的几何形状，比如以下参考图5所描述的几何形状。
此外，护壳6a、6b、6c、6d可与结构支承件4a、4b、4c、4d一起连接至机身2，从而加强推力产生单元3a、3b、3c、3d与机身2之间的连接。替代地，可能仅护壳6a、6b、6c、6d连接至机身2。
根据一方面，至少一个且优选地每个推力产生单元3a、3b、3c、3d装备有至少两个旋翼组件。例如，推力产生单元3a装备有两个旋翼组件7a、8a，推力产生单元3b装备有两个旋翼组件7b、8b，推力产生单元3c装备有两个旋翼组件7c、8c，推力产生单元3d装备有两个旋翼组件7d、8d。旋翼组件7a、7b、7c、7d示意性地限定了多个上旋翼组件7，旋翼组件8a、8b、8c、8d示意性地限定了多个下旋翼组件8。
多个上旋翼组件7和下旋翼组件8优选地借由多个齿轮箱整流罩5连接至多个机构支承件4。示意性地，上旋翼组件7a和下旋翼组件8a借由齿轮箱整流罩5a连接至结构支承件4a，上旋翼组件7b和下旋翼组件8b借由齿轮箱整流罩5b连接至结构支承件4b，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c借由齿轮箱整流罩5c连接至结构支承件4c，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d借由齿轮箱整流罩5d连接至结构支承件4d.
优选地，上旋翼组件7a、7b、7c、7d中的每个限定了相关联的上旋翼平面(图6中的21)，下旋翼组件8a、8b、8c、8d中的每个限定了相关联的下旋翼平面(图6中的22)。优选地，上旋翼组件7a、7b、7c、7d和下旋翼组件8a、8b、8c、8d限定了分别容纳在护壳6a、6b、6c、6d中的成对的上下旋翼组件7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d，使得相关联的上旋翼平面和下旋翼平面(图6中的21、22)位于多旋翼飞行器1的护壳6a、6b、6c、6d内部。
根据一方面，多旋翼飞行器1包括飞行器操作结构和冗余安全架构。飞行器操作结构优选地适于多旋翼飞行器1在无故障运行模式中的运行，冗余安全架构优选地至少适于多旋翼飞行器1在飞行器操作结构的故障情形中的运行。特别地，冗余安全架构设置成优选地符合关于乘客运输的适用法令和认证需要。
优选地，飞行器操作结构包括上旋翼组件7a、7b、7c、7d和下旋翼组件8a、8b、8c、8d的至少第一部分，冗余安全架构包括上旋翼组件7a、7b、7c、7d和下旋翼组件8a、8b、8c、8d的至少第二部分。优选地，每个推力产生单元3a、3b、3c、3d的上下旋翼组件7a、8a、7b、8b、7c、8c、7d、8d中的第一个与飞行器操作结构相关联，而第二个与冗余安全架构相关联。例如，上旋翼组件7a、7b、7c、7d与飞行器操作结构相关联，下旋翼组件8a、8b、8c、8d与冗余安全架构相关联。因而，至少在上旋翼组件7a、7b、7c、7d故障的情形中，下旋翼组件8a、8b、8c、8d操作多旋翼飞行器1，从而避免例如其坠落。
然而，应指出的是，上旋翼组件7a、7b、7c、7d与飞行器操作结构相关联且下旋翼组件8a、8b、8c、8d与冗余安全架构相关联的上述构造仅作为示例来描述而不用于将本发明限制于此。替代地，类似可能有并设想替代的关联方式。例如，旋翼组件7a、7c、8b、8d可与飞行器操作结构相关联，而旋翼组件8a、8c、7b、7d与冗余安全架构相关联，等等。由此，本领域技术人员可轻易地得到替代的关联方式，这些可被类似地想到并被认为是本发明的一部分。
图2示出了带有连接至机身2的推力产生单元3a、3b、3c、3d的图1中的多旋翼飞行器1。推力产生单元3a、3b、3c、3d分别包括上下旋翼组件7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d，它们优选地沿迭合的旋翼轴线(图3和图4中的12)并排构造布置。优选地，上旋翼组件7a、7b、7c、7d布置在下旋翼组件8a、8b、8c、8d上方，使得上下旋翼组件7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d叠置，即沿迭合的旋翼轴线(图3和图4中的12)一个布置在另一个上方。然而，还可类似地设想替代的构造，比如以下参考图11所描述的。
如可从图2中进一步见到的，推力产生单元3a、3b、3c、3d全部示例性地相对于机身2横向布置，即沿其纵向1a看去布置在机身2的左侧或右侧。示意性地，如图2中所示，左侧对应于机身2的下侧，右侧对应于机身2的上侧。此外，机身2被示例性地实施使得横向布置的推力产生单元3a、3b、3c、3d限定至少大致的梯形。
然而，应指出的是，该示例性布置仅作为示例来描述，且还可能有并类似地设想其它布置。例如，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的两个可分别布置在机身2的前部段和后部段处，等等。
图3示出了处于示例性无故障运行模式中的图1和图2中的多旋翼飞行器1。在该示例性无故障运行模式中，多个推力产生单元3借由多个上旋翼组件7和/或下旋翼组件8产生沿推力产生气流方向9的气流，多个上旋翼组件7和/或下旋翼组件8适合于使多旋翼飞行器1从地面10起飞。
多个上旋翼组件7中的每个限定了第一旋翼轴线，多个下旋翼组件8中的每个限定了第二旋翼轴线。优选地，第一旋翼轴线和第二旋翼轴线是各自迭合的、即同轴布置的，使得多个上旋翼组件7和下旋翼组件8限定了多个同轴布置的旋翼轴线12。示意性地，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c限定了被共同称作旋翼轴线12c的第一迭合和第二迭合的旋翼轴线，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定了被共同称作旋翼轴线12d的第一迭合和第二迭合的旋翼轴线。
优选地，多个推力产生单元3以多个纵向倾角11在多旋翼飞行器1的纵向1a上倾斜，从而在向前飞行期间减小多旋翼飞行器1的在纵向1a上的总体倾斜度，并增加多旋翼飞行器1的可操纵性。多个纵向倾角11示意性地被限定在多旋翼飞行器1的竖直参考线10a与多个同轴布置的旋翼轴线12之间。优选地，多个纵向倾角11的可能且所实现的数量取决于所设置的推力产生单元的基础数量。
更具体地，根据一方面，多个推力产生单元3中的至少一个以第一纵向倾角在多旋翼飞行器1的纵向1a上倾斜，第一纵向倾角限定在多旋翼飞行器1的竖直参考线10a与多个推力产生单元3中的该至少一个推力产生单元的第一迭合的旋翼轴线和第二迭合的旋翼轴线之间。第一纵向倾角优选地包括在-45°至+80°之间的范围中，且优选地等于7°。
示意性地，多个推力产生单元3中的推力产生单元3c以第一纵向倾角11a倾斜，第一纵向倾角11a限定在竖直参考线10a与旋翼轴线12c之间，其中，第一纵向倾角11a优选地包括在-45°至+80°之间的范围中，且优选地等于7°。然而，应指出的是，图1和图2中的多个推力产生单元3中的推力产生单元3a优选地也以第一纵向倾角11a倾斜。
根据一方面，多个推力产生单元3中的至少一个以第二纵向倾角在多旋翼飞行器1的纵向1a上倾斜，第二纵向倾角限定在竖直参考线10a与多个推力产生单元3中的该至少一个推力产生单元的第一迭合的旋翼轴线和第二迭合的旋翼轴线之间。第二纵向倾角优选地也包括在-45°至+80°之间的范围中，且优选地等于7°。
示意性地，多个推力产生单元3中的推力产生单元3d以第二纵向倾角11b倾斜，第二纵向倾角11b限定在竖直参考线10a与旋翼轴线12d之间，其中，第二纵向倾角11b优选地包括在-45°至+80°之间的范围中，且优选地等于7°。然而，应指出的是，图1和图2中的多个推力产生单元3中的推力产生单元3b优选地也以第二纵向倾角11b倾斜。
图4示出了图3中的带有机身2的多旋翼飞行器1，示意性地，机身2宽度为2b。机身2的宽度2b被限定为正交于多旋翼飞行器1的纵向1a测量的机身2的相应最外左侧表面与最外右侧表面之间的最大距离。
根据图3，多旋翼飞行器1被示出处于示例性无故障运行模式中，其中，多个推力产生单元3借由多个上旋翼组件7和下旋翼组件8产生沿推力产生气流方向9的气流。上旋翼组件7c和下旋翼组件8c限定了旋翼轴线12c，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定了旋翼轴线12d。
此外，上旋翼组件7a和下旋翼组件8a示例性地限定了被共同称作旋翼轴线12a的第一迭合的旋翼轴线和第二迭合的旋翼轴线，上旋翼组件7b和下旋翼组件8b限定了被共同称作旋翼轴线12b的第一迭合的旋翼轴线和第二迭合的旋翼轴线。应指出的是，旋翼轴线12a、12b、12c、12d优选地如所描述的那样实施，从而减小多旋翼飞行器1的总体复杂性、***重量以及几何尺寸。
优选地，多个推力产生单元3以多个横向倾角13在多旋翼飞行器1的横向1b上倾斜，从而提供减小的阵风敏感性并增加多旋翼飞行器1的可操纵性。多个横向倾角13示意性地被限定在多旋翼飞行器1的竖直参考线10a与多个同轴布置的旋翼轴线12之间。优选地，多个横向倾角13的可能且所实现的数量取决于所设置的推力产生单元的基础数量。
更具体地，根据一方面，多个推力产生单元3中的至少一个以第一横向倾角在多旋翼飞行器1的横向1b上倾斜，第一横向倾角限定在多旋翼飞行器1的竖直参考线10a与多个推力产生单元3中的该至少一个推力产生单元的第一迭合的旋翼轴线和第二迭合的旋翼轴线之间。第一横向倾角优选地包括在-45°至+80°之间的范围中，且优选地等于5°。
示意性地，多个推力产生单元3中的推力产生单元3a以第一横向倾角13a倾斜，第一横向倾角13a限定在竖直参考线10a与旋翼轴线12a之间，其中，第一横向倾角13a优选地包括在-45°至+80°之间的范围中，且优选地等于5°。然而，应指出的是，图1和图2中的多个推力产生单元3中的推力产生单元3c优选地也以第一横向倾角13a倾斜。
根据一方面，多个推力产生单元3中的至少一个以第二横向倾角在多旋翼飞行器1的横向1b上倾斜，第二横向倾角限定在多旋翼飞行器1的竖直参考线10a与多个推力产生单元3中的该至少一个推力产生单元的第一迭合的旋翼轴线和第二迭合的旋翼轴线之间。第二横向倾角优选地包括在-45°至+80°之间的范围中，且优选地等于5°。
示意性地，多个推力产生单元3中的推力产生单元3b以第二横向倾角13b倾斜，第二横向倾角13b限定在竖直参考线10a与旋翼轴线12b之间，其中，第二横向倾角13b优选地包括在-45°至+80°之间的范围中，且优选地等于5°。然而，应指出的是，图1和图2中的多个推力产生单元3中的推力产生单元3d优选地也以第二横向倾角13b倾斜。
图5示出了前述附图中的推力产生单元3d，推力产生单元3d带有其上旋翼组件7d、其下旋翼组件8d、其齿轮箱整流罩5d和其护壳6d，用于进一步示出其示例性构造。然而，应指出的是，前述附图中的推力产生单元3a、3b、3c优选地包括类似的构造，出于简洁起见，推力产生单元3d仅作为所有推力产生单元3a、3b、3c、3d的代表被描述。
示意性地，护壳6d具有内表面20a和外表面20b，外表面20b具有外直径20f。示例性地，护壳6d还限定了前缘20d和后缘20e。优选地，在内表面20a、外表面20b、前缘20d以及后缘20e之间限定内容积20c。该内容积20c可例如用作前述附图的多旋翼飞行器1的电池***的储存容积。
护壳6d可由简单的压制弯曲金属片材制成，使得内表面20a和外表面20b基本上彼此平行，即相对于彼此具有几乎恒定的距离。然而，护壳6d也可能具有复杂的几何形状。示意性地，护壳6d容纳上旋翼组件7d和下旋翼组件8d。
根据一方面，上旋翼组件7d包括至少两个、示意性地三个旋翼桨叶18a、18b、18c，用于在运行中产生推力。类似地，下旋翼组件8d优选地也包括至少两个、示意性地三个旋翼桨叶19a、19b、19c，用于在运行中产生推力。
此外，优选地设置至少一个第一发动机14a用于在运行中驱动旋翼桨叶18a、18b、18c、即上旋翼组件7d，并设置至少一个第二发动机14b用于在运行中驱动旋翼桨叶19a、19b、19c、即下旋翼组件8d。至少一个第一发动机14a优选地与以上参考图1描述的飞行器操作结构相关联，至少一个第一发动机14a优选地与以上参考图1描述的冗余安全架构相关联。示意性地，至少一个第一发动机14a和第二发动机14b布置在齿轮箱整流罩5d内部，并因而被齿轮箱整流罩5d所包围。
应指出的是，可选地，一个或多个齿轮箱可被引入至少一个第一发动机14a和第二发动机14b与旋翼桨叶18a、18b、18c或19a、19b、19c之间。通过可选地引入一个或多个齿轮箱，至少一个第一发动机14a和第二发动机14b的运行效率可能由于其转速增加而增加。
还应指出的是，至少一个第一发动机14a和第二发动机14b可能通过能够在运行中产生转矩的任何合适的发动机实现，发动机诸如是涡轮、柴油(狄塞尔)发动机、等容循环(奥托)马达、电机等等，且发动机可连接至旋翼桨叶18a、18b、18c或19a、19b、19c，用于在运行中旋转这些旋翼桨叶18a、18b、18c或19a、19b、19c、即上旋翼组件7d或下旋翼组件8d。然而，由于这些发动机对于本领域技术人员而言是熟知的，出于简洁起见，不更详细地描述这些发动机。
优选地，上旋翼组件7d适于在运行中沿第一旋转方向15旋转。类似地，下旋翼组件8d适于在运行中沿第二旋转方向16旋转。示意性地，第一旋转方向15和第二旋转方向16优选地彼此相反。
根据一方面，至少上旋翼组件7d、且更具体的是其旋翼桨叶18a、18b、18c设置有可选的桨距变化量17。类似地，下旋翼组件8d、即其旋翼桨叶19a、19b、19c优选地也设置有这种可选的桨距变化量。在这种情形中，可在运行中借由桨距变化、借由RPM(转速)变化或借由桨距变化和RPM变化的组合来实现对所产生的沿图3和图4中的推力产生气流方向9的气流的控制。
与此相反，如果上旋翼组件7d和下旋翼组件8d不设置有这种可选的桨距变化，例如，如果旋翼桨叶18a、18b、18c或19a、19b、19c被实施为固定桨距桨叶，则不能执行借由桨距变化在运行中对所产生沿图3和图4中的推力产生气流方向9的气流进行控制。在这种情形中，仅可使用RPM变化来控制运行中由上旋翼组件7d和下旋翼组件8d所产生的沿图3和图4中的推力产生气流方向9的气流。
根据一方面，每个上旋翼组件7d和下旋翼组件8d具有单独的尺寸，且直径为图4中的机身宽度2b的0.05至6倍，下文中为了简单起见将该直径标示为W。换言之，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d中的每个的直径优选地在0.05*W至6*W的范围内，且优选地等于1.5*W。
图6示出了带有上旋翼组件7d和下旋翼组件8d的图5中的推力产生单元3d的示意图，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d布置在护壳6d内部，且优选地限定分离的旋翼平面21、22，从而达到所需安全等级和令人满意的飞行力学性能。示意性地，旋翼平面21、22一个布置在另一个上方。优选地，旋翼平面21、22之间的预定距离包括在0.01*D至2*D之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，D限定了第二旋翼组件8d的直径。
运行中，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d分别被至少一个第一发动机14a和第二发动机14b驱动，至少一个第一发动机14a和第二发动机14b布置在齿轮箱整流罩5d中。如上所述，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d优选地围绕旋翼轴线12d旋转，旋翼轴线12由与上旋翼组件7d相关联的第一旋翼轴线和与下旋翼组件8d相关联的第二旋翼轴线8d共同限定。
根据本发明的一方面，这些第一旋翼轴线和第二旋翼轴线可能以相关联的倾角21a、22a倾斜。相关联的倾角21a、22a优选地包括在-60°至+60°之间的范围中，且优选地等于0°。
然而，如果相关联的倾角21a、22a被选择使得旋翼平面21、22相交，则上旋翼组件7d和下旋翼组件8d在运行中相互交错。这可能允许用来主动地旋转关于对应的旋翼平面21、22的至少一个第一发动机14a和第二发动机14b，从而改变基础的方向、即推力向量23。替代地，旋翼轴线12d由此可能以相关联的倾角21a、22a中的一个倾斜。
在推力产生单元3d的运行中，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d围绕旋翼轴线12d的旋转产生了通过旋翼平面21、22的空气流入量23a和空气流出量23b。空气流入量23a和空气流出量23b本身产生了推力且还通过作用在护壳6d上而产生了附加推力。这将导致由推力向量23所示的总推力，从而将允许图1至图4中的多旋翼飞行器1升起(起飞)。应指出的是，在同一推力等级下，至少一个第一发动机14a和第二发动机14b驱动上旋翼组件7d和下旋翼组件8d所需的相应功率量将显著低于驱动没有护罩6d的上旋翼组件7d和下旋翼组件8d所需的功率。
然而，在向前飞行期间或在发生基本水平的阵风时，沿示例性无气流方向23c的气流作用在护壳6d上、即作用在其外表面20b上。这在推力产生单元3d上、并因而在图1至图4中的多旋翼飞行器1上导致沿方向23c的不期望的阻力，这对于多旋翼飞行器1的相应功率损耗是不利的。
图7示出了本发明的推力产生单元3d，推力产生单元3d构造成在推力向量23的方向上产生推力且包括至少两个旋翼组件7d、8d和护壳6d，护壳6d示意性地限定根据图5中的内容积20c、前缘20d和后缘20e。至少两个旋翼组件7d、8d中的每个限定了其相关联的旋翼平面21或22。此外，至少两个旋翼组件7d、8d中的每个限定了其相关联的旋翼轴线12d。
例如，至少两个旋翼组件7a、8d的旋翼轴线12d同轴布置。替代地，它们可能以相关联的倾角21a、22a相对于推力向量23的方向倾斜。相关联的倾角21a、22a优选地包括在-60°至+60°之间的范围中，且优选地等于0°。
第一旋翼组件7d优选地设置用于在推力产生单元3d的无故障运行模式中运行，第二旋翼组件8d优选地设置用于至少在第一旋翼组件7d的故障情形中运行。然而，应指出的是，第一旋翼组件7d不一定要设置用于在推力产生单元3d的无故障运行模式中运行，第二旋翼组件8d不一定要设置用于至少在第一旋翼组件7d的故障情形中运行。替代地，第二旋翼组件8d可配置成用于在推力产生单元3d的无故障运行模式中运行，第一旋翼组件7d可配置成用于至少在第二旋翼组件8d的故障情形中运行。此外，第一旋翼组件7d和第二旋翼组件8d可配置成在无故障运行模式中一起运行，等等。
然而，根据一方面且与以上参考图5和图6描述的推力产生单元3d的实施例相反，护壳6d现优选地容纳至少两个旋翼组件7d、8d中的至多一个。更具体地，优选地，至少两个旋翼组件7d、8d中的至少一个、且示意性的是第一旋翼组件7d布置在护壳6d的内容积20c之外。优选地，第一旋翼组件7d面向护壳6d的前缘20d。此外，根据一方面，第二旋翼组件8d布置在护壳6d的内容积20c内部。
图8示出了图7中的推力产生单元3d，推力产生单元3d构造成在推力向量23的方向上产生推力且包括至少两个旋翼组件7d、8d和护壳6d，护壳6d示意性地限定内容积20c、前缘20d和后缘20e且示意性地具有外直径20f。至少两个旋翼组件7d、8d中的每个限定了其相关联的旋翼平面21或22。此外，至少两个旋翼组件7d、8d中的每个限定了其相关联的旋翼轴线12d，两者的旋翼轴线12d都示例性地同轴布置。此外，第二旋翼组件8d布置在护壳6d的内容积20c内部。
然而，根据一方面且与以上参考图7描述的推力产生单元3d的实施例相反，现设置附加护壳6e。优选地，附加护壳6e容纳第一旋翼组件7d。
示意性地，附加护壳6e也限定了前缘和后缘。为了简洁，类似于护壳6d，附加护壳的前缘用附图标记20d标示，附加护壳6e的后缘用附图标记20e标示。示意性地，附加护壳6e的后缘20e面向护壳6d的前缘20d。
根据一方面，第一旋翼组件21和第二旋翼组件22的相关联的旋翼平面21、22之间的预定距离24包括在0.01*D至2*D之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，D限定了第二旋翼组件8d的直径。优选地，护壳6d和附加护壳6e彼此间隔开偏移量25，偏移量25包括在0.01*D至2*D之间的范围中。偏移量25优选地等于0.17*D。
附加护壳6e的前缘20d与由第一旋翼组件7d限定的旋翼平面21之间的距离26优选地包括在-1*D至1*D之间的范围中。优选地，距离26等于-0.08*D。应指出的是，如果距离26包括在-1*D至0的范围中，则第一旋翼组件7d将布置在附加护壳6e外部，且优选地面向前缘20d。优选地，护壳6d和附加护壳6e各自具有高度27a或27b，高度27a或27b包括在0.04*D至1*D之间的范围中。
根据一方面，护壳6d的外直径20f小于至少两个旋翼组件7d、8d中的至少一个旋翼组件的直径、例如第二旋翼组件8d的直径。然而，应指出的是，该特征在图8中未示出，但当结合图7或特别是图9观察时，本领域技术人员可轻易地理解。
应指出的是，在如图8和图7中所示的推力产生单元3d的构造中，如以上参考图6所描述的向前飞行中相应不期望的阻力被减小，且由推力产生单元3d的护壳或附加护壳6e、其它非旋转构件所产生的推力(该推力添加至由至少两个组件7d、8d以及其旋转构件所产生的推力)增加推力产生单元3d的相应效率，该效率被限定为T*Vi/PTOT，其中，T是由至少两个旋翼组件7d、8d中的一个所产生的推力，Vi是其所引发的速度，PTOT是推力产生单元3d所需的总功率。
图9示出了图7中的推力产生单元3d，推力产生单元3d构造成在推力向量23的方向上产生推力且包括至少两个旋翼组件7d、8d和护壳6d，护壳6d示意性地限定内容积20c、前缘20d和后缘20e。至少两个旋翼组件7d、8d中的每个限定了其相关联的旋翼平面21或22。此外，至少两个旋翼组件7d、8d中的每个限定了其相关联的旋翼轴线12d，两者的旋翼轴线12d都示例性地同轴布置。此外，第一旋翼组件7d布置在护壳6d的内容积20c外部且面向护壳6d的前缘20d。
然而，根据一方面且与以上参考图7描述的推力产生单元3d的实施例相反，护壳6d现布置在第一旋翼组件7d与第二旋翼组件8d之间，而不容纳第一旋翼组件7d与第二旋翼组件8d中的一个。换言之，第二旋翼组件8d现也布置在护壳6d的内容积20c外部。优选地，第二旋翼组件8d面向护壳6d的后缘20e。此外，如上所述，护壳6d的外直径(图8中的20f)可小于至少两个旋翼组件7d、8d中的至少一个旋翼组件的直径。
图10示出了图8中的推力产生单元3d，推力产生单元3d构造成在推力向量23的方向上产生推力且包括至少两个旋翼组件7d、8d和护壳6d，护壳6d带有其关联的内容积20c。至少两个旋翼组件7d、8d中的每个限定了其相关联的旋翼平面21或22。
然而，根据一方面且与以上参考图8描述的推力产生单元3d的实施例相反，推力产生单元3d现还包括限定相关联的旋翼平面30的至少一个上中间旋翼组件29和/或限定相关联的旋翼平面32的至少一个下中间旋翼组件31。相关联的旋翼平面30、32示意性地被布置在旋翼平面21、22之间。
由此，至少一个上中间旋翼组件29和/或下中间旋翼组件31以及至少两个旋翼组件7d、8d限定至少四个分离的旋翼平面30、32、21、22。这允许进一步增加所提供的安全等级和令人满意的飞行力学性能。
应指出的是，所有上旋翼组件7d、29和下旋翼组件8d、31都示意性地容纳在护壳6d中，即在其内容积20c内部。然而，替代地，仅下旋翼组件8d、31可容纳在护壳6d中，而上旋翼组件7d、29容纳在图8中的附加护壳6e中。又替代地，两个旋翼组件7d、8d可如图9中所示布置在护壳6d外部，而仅上中间旋翼组件29和下中间旋翼组件31容纳在护壳6d中。又替代地，根据图7，仅下旋翼组件8d、31可容纳在护壳6d中，而上旋翼组件7d、29布置在护壳6d外部。
图11示出了图5中的带有上旋翼组件7d和下旋翼组件8d的推力产生单元3d的示意图，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d优选地限定分离的旋翼平面21、22。运行中，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d被至少一个第一发动机14a和第二发动机14b驱动。至少一个第一发动机14a优选地适于使上旋翼组件7d围绕第一上旋翼轴线33旋转，至少一个第二发动机14b优选地适于使下旋翼组件8d围绕第二下旋翼轴线34旋转。
然而，与图5相反，第一旋翼轴线33和第二旋翼轴线34间隔开、即彼此隔开预定的旋翼轴线位移35。该位移35可沿前述附图中的多旋翼飞行器1的纵向1a和/或沿其横向1b指向。
图12示出了处于正常飞行模式中的根据本发明的多旋翼飞行器1的实施例的侧视立体图。除非另外声明，否则以下所使用的附图标记指代前述实施例中相似的构件和结构。
图12中的多旋翼飞行器1具有至少一个前推力产生单元3a、3c和至少一个后推力产生单元3b、3d。在图12中，至少一个前推力产生单元3a、3c和至少一个后推力产生单元3b、3d中的全部都具有至少一个相应护壳6a、6c、6b和6d。
示意性地，多旋翼飞行器1具有多个前推力产生单元3a、3c和后推力产生单元3b、3d。示意性地，横向于多旋翼飞行器1的纵向1a，多旋翼飞行器1具有相等量的星侧(starside)上的推力产生单元(例如3c、3d)与舷侧(board side)上的推力产生单元(例如3a、3b)。
在给出的推力产生单元3a、3c、3b、3d中设置有上旋翼组件7d和下旋翼组件8d。上旋翼组件7d和下旋翼组件8d分别具有第一旋翼轴线21a和第二旋翼轴线34。
在图12中，第一旋翼轴线21a以相关联的第一倾角21a相对于推力的预定方向23倾斜。示意性地，在给出的推力产生单元3a、3c、3b、3d中，一个布置在另一个上方的旋翼平面21、22也以相对于关联的第一倾角21a的余角相对于彼此倾斜。
图12示出了各自带有上旋翼组件7d和下旋翼组件8d的推力产生单元3a、3c、3b、3d，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定了分离的旋翼平面21、22。
图12示出第一倾角21a是纵向的且包括在+1°至+60°的范围中。第一旋翼组件7d布置在护壳的内容积外部。
第二旋翼组件8d布置在对应的护壳6d的内容积20c内部。此外，第二旋翼组件8d以相关联的第二倾角22a相对于预定方向23倾斜。图12中的第二倾角22a的范围小于第一倾角21a的范围。
一般说来，第二旋翼轴线22d以相关联的第二倾角22a相对于预定方向23倾斜，使得第二倾角22a的范围小于第一倾角21a的范围。在图12中的实施例中，相对于预定方向没有第二倾角，因而第二倾角等于0°。
图13示出了根据本发明的多旋翼飞行器1的另一实施例，该实施例有些类似于图12中的实施例。因而，除非另外声明，否则以下所使用的附图标记指代前述实施例中相似的构件和结构。
图13中的多旋翼飞行器1具有至少一个前推力产生单元3a、3c和至少一个后推力产生单元3b、3d。在图13中，仅至少一个前推力产生单元3b、3d具有至少一个相应护壳6b、6d。至少一个前推力产生单元3b、3d中的第二旋翼组件8d布置在对应的护壳6d的内容积20c内部。至少一个前推力产生单元3b、3d中的第一旋翼组件7d布置内容积20c外部。
示意性地，多旋翼飞行器1具有多个前推力产生单元和后推力产生单元3a、3c、3b、3d。在图13中，横向于多旋翼飞行器1的纵向1a，多旋翼飞行器1具有相等量的星侧(starside)上的推力产生单元(例如3c、3d)与舷侧(board side)上的推力产生单元(例如3a、3b)。
在该实施例中，前推力产生单元3b、3d具有至少一个相应护壳6b、6d。更显著地，在图13中，所有后推力产生单元3a、3c都具有两者都脱离护壳的上旋翼组件7d、8d、即使得上旋翼组件7d和下旋翼组件8d的旋翼平面21、22都不被机身2a包围。
根据图12，所有前推力产生单元和后推力产生单元3a、3c、3b、3d都分别以相关联的第一倾角21a相对于推力的预定方向23倾斜。图13示出第一倾角21a是纵向的且包括在+1°至+60°的范围中。此外，第二旋翼组件8d以相关联的第二倾角22a相对于预定方向23倾斜。图13中的第二倾角22a的范围小于第一倾角21a的范围，例如等于约0°。在图12或13的示例中，第一倾角21a的角度值例如在5°至30°之间、优选地在10°至20°之间、更优选地约为15°、例如为17°。
最后，应指出，对本发明的上述方面的修改也被看作是所要求保护的本发明的一部分。
附图标记列表
1 多旋翼飞行器
1a 飞行器纵向
1b 飞行器横向
2 飞行器机体
2a 飞行器机体内容积
2b 飞行器机体宽度
3 推力产生单元
3a,3b,3c,3d 推力产生单元
4 推力产生单元结构支承件
4a,4b,4c,4d 推力产生单元结构支承件
5 齿轮箱整流罩
5a,5b,5c,5d 齿轮箱整流罩
6 护壳单元
6a,6b,6c,6d,6e 护壳
7 上旋翼组件
7a,7b,7c,7d 上旋翼组件
8 下旋翼组件
8a,8b,8c,8d 下旋翼组件
9 推力产生气流方向
10 地面
10a 竖直或垂直参考线
11 纵向倾角
11a,11b 纵向倾角
12 旋翼轴线
12a,12b,12c,12d 旋翼轴线
13 横向倾角
13a,13b 横向倾角
14a 上旋翼组件发动机
14b 下旋翼组件发动机
15 上旋翼组件旋转方向
16 下旋翼组件旋转方向
17 桨距变化量
18a,18b,18c 上旋翼组件旋翼桨叶
19a,19b,19c 下旋翼组件旋翼桨叶
20a 护壳内表面
20b 护壳外表面
20c 护壳内容积
20d 护壳前缘
20e 护壳后缘
20f 护壳外直径
21 上旋翼组件旋翼平面
21a 上平面倾角
22 下旋翼组件旋翼平面
22a 下平面倾角
23 推力向量
23a 气流流入方向
23b 气流流出方向
23c 无气流流动方向
24 各旋翼平面之间的距离
25 上护壳和下护壳偏移距离
26 前缘与旋翼平面之间的距离
27a,27b 护壳高度
28 旋翼组件直径
29 上中间旋翼组件
30 上中间旋翼组件旋翼平面
31 下中间旋翼组件
32 下中间旋翼组件旋翼平面
33 上旋翼组件旋翼轴线
34 下旋翼组件旋翼轴线
35 旋翼轴线位移

Claims (16)

1.一种推力产生单元(3d)，用于在预定方向(23)上产生推力，所述推力产生单元包括护壳(6d)和至少两个旋翼组件(7d、8d)，
其中，所述护壳(6d)限定了内容积(20c)，且其中，所述至少两个旋翼组件(7d、8d)中的第一旋翼组件(7d)限定了第一旋翼轴线(12c)，所述至少两个旋翼组件(7d、8d)中的第二旋翼组件(8d)限定了第二旋翼轴线(12d)，
其特征在于，所述第一旋翼轴线(12c)以相关联的第一倾角(21a)相对于所述预定方向(23)倾斜，所述第一倾角(21a)是纵向的且包括在+1°至+60度之间的范围中，且所述第一旋翼组件(7d)布置在所述护壳(6d)的所述内容积(20c)外部；
所述第二旋翼轴线(12d)以相关联的第二倾角(22a)相对于所述预定方向(23)倾斜，使得所述第二倾角(22a)的范围小于所述第一倾角(21a)的范围。
2.根据权利要求1所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第二旋翼组件(8d)布置在所述护壳(6d)的所述内容积(20c)外部。
3.根据权利要求2所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述护壳(6d)包括前缘(20d)和后缘(20e)，其中，所述第一旋翼组件(7d)面向所述前缘(20d)，且其中，所述第二旋翼组件(8d)面向所述后缘(20e)。
4.根据权利要求2所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述护壳(6d)的外直径(20f)小于所述至少两个旋翼组件(7d、8d)中的至少一个旋翼组件的直径。
5.根据权利要求1所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第二旋翼组件(8d)布置在所述护壳(6d)的所述内容积(20c)内部。
6.根据权利要求5所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述护壳(6d)包括前缘(20d)和后缘(20e)，其中，所述第一旋翼组件(7d)面向所述前缘(20d)。
7.根据权利要求5所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，设置附加护壳(6e)，所述附加护壳容纳所述第一旋翼组件(7d)。
8.根据权利要求7所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述护壳(6d)和所述附加护壳(6e)各自的高度(27a、27b)包括在0.04*D至1*D之间的范围中，其中，D限定了所述第二旋翼组件(8d)的直径。
9.根据权利要求7所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述护壳(6d)和所述附加护壳(6e)彼此间隔开一偏移量(25)，所述偏移量包括在0.01*D至2*D之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，D限定了所述第二旋翼组件(8d)的直径。
10.根据权利要求7所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述附加护壳(6e)包括远离所述护壳(6d)的前缘(20d)，其中，所述前缘(20d)与由所述第一旋翼组件(7d)限定的旋翼平面(21)之间的距离(26)包括在-1*D至1*D之间的范围中，且优选地等于-0.08*D，其中，D限定了所述第二旋翼组件(8d)的直径，且其中，如果所述距离(26)包括在-1*D至0之间的范围中，则所述第一旋翼组件(7d)布置在所述附加护壳(6e)外部，优选地面向所述前缘(20d)。
11.根据权利要求7所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第一旋翼组件(7d)和所述第二旋翼组件(8d)中的每个限定了相关联的旋翼平面(21、22)，其中，所述第一旋翼组件(7d)和所述第二旋翼组件(8d)的所述相关联的旋翼平面(21、22)之间的预定距离(24)包括在0.01*D至2*D之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，D限定了所述第二旋翼组件(8d)的直径。
12.根据权利要求1所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第一旋翼组件(7d)和所述第二旋翼组件(8d)中的每个限定了相关联的旋翼平面(21、22)，其中，所述第一旋翼组件(7d)和所述第二旋翼组件(8d)的所述相关联的旋翼平面(21、22)之间的预定距离(24)包括在0.01*D至2*D之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，D限定了所述第二旋翼组件(8d)的直径。
13.根据权利要求1所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第一旋翼组件(7d)包括至少两个旋翼桨叶(18a、18b、18c)，所述第二旋翼组件(8d)包括至少两个旋翼桨叶(19a、19b、19c)。
14.根据权利要求1所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第一旋翼组件(7d)适于在运行中沿第一旋转方向(15)旋转，所述第二旋翼组件(8d)适于在运行中沿第二旋转方向(16)旋转。
15.根据权利要求1所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第二倾角(22a)等于0°。
16.一种多旋翼飞行器(1)，包括根据前述权利要求中任一项所构造的至少一个推力产生单元(3d)。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111874220A (zh) * 2019-05-03 2020-11-03 波音公司 多旋翼旋翼机
CN113165732A (zh) * 2018-11-30 2021-07-23 斯凯卡诺公司 具有增强俯仰控制和可互换部件的航空器

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10513333B2 (en) * 2017-01-14 2019-12-24 Spydar Sensors, Inc. Ducted fan propulsion engine
US11634211B2 (en) * 2017-06-07 2023-04-25 Joseph R. Renteria Aircraft with linear thruster arrangement
WO2019210128A2 (en) * 2018-04-27 2019-10-31 Aai Corporation Variable pitch rotor assembly for electrically driven vectored thrust aircraft applications
US20200282847A1 (en) * 2018-10-25 2020-09-10 Dawei Dong Helicopter using electric propeller torque arm as a power source to drive a main rotor
US11130568B2 (en) 2018-11-08 2021-09-28 Textron Innovations Inc. Autonomous thrust vectoring ring wing pod
EP3699470B1 (en) 2019-02-22 2022-11-09 Uponor Innovation AB Insulated pipe
EP3730404B1 (en) * 2019-04-23 2021-08-18 LEONARDO S.p.A. Vertical take-off and landing aircraft and related control method
CN113784890B (zh) 2019-04-26 2024-02-27 阿尔捷利集团公司 混合旋翼式飞行器
USD938860S1 (en) * 2020-05-22 2021-12-21 Liying Bao Unmanned aerial vehicle
JP1672470S (zh) * 2020-06-26 2020-11-16
USD985425S1 (en) * 2020-07-24 2023-05-09 Sang Hyun Lee Drone
US11634216B2 (en) 2020-09-29 2023-04-25 Textron Innovations Inc. Ducted fan assembly for an aircraft
US11479338B2 (en) 2020-09-29 2022-10-25 Textron Innovations Inc. Ducted fan assembly with blade in leading edge
USD971341S1 (en) * 2021-01-10 2022-11-29 MerchSource, LLC Drone
US11661192B2 (en) * 2021-02-12 2023-05-30 Aerbots, Inc. Drones and drone systems
US11840351B2 (en) * 2021-04-05 2023-12-12 Beta Air, Llc Aircraft for self-neutralizing flight
US11801934B2 (en) * 2021-04-23 2023-10-31 Rohr, Inc. Acoustic redirection systems and methods for urban air mobility vehicles
WO2024035714A1 (en) * 2022-08-09 2024-02-15 Pete Bitar Compact and lightweight drone delivery device called an arcspear electric jet drone system having an electric ducted air propulsion system and being relatively difficult to track in flight

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4004759A (en) * 1974-07-16 1977-01-25 Dornier System Gmbh Vertically-flying aircraft
CN1249720A (zh) * 1997-01-04 2000-04-05 赫尔曼·孔克勒 具有大体设计为空气静力浮力体的机身的飞机
WO2004065208A2 (en) * 2003-01-23 2004-08-05 Ufoz Llc Quiet vertical takeoff and landing aircraft using ducted, magnetic induction air-impeller rotors
CN1519169A (zh) * 2003-07-04 2004-08-11 凯 彭 滚轮式双层旋翼直升飞行器
US20060226281A1 (en) * 2004-11-17 2006-10-12 Walton Joh-Paul C Ducted fan vertical take-off and landing vehicle
WO2006112578A1 (en) * 2005-04-20 2006-10-26 Won-Sup Oh Vertical take-off and landing aircraft
US20100108801A1 (en) * 2008-08-22 2010-05-06 Orville Olm Dual rotor helicopter with tilted rotational axes
US20100264256A1 (en) * 2009-04-16 2010-10-21 The Trustees Of The University Of Pennsylvania Counter-rotational inertial control of rotorcraft
KR20110055842A (ko) * 2009-11-20 2011-05-26 순천대학교 산학협력단 동축반전용 덕트 시스템을 이용한 비행체
CN102829325A (zh) * 2011-06-17 2012-12-19 气体产品与化学公司 压缩气体分配***中的压力循环管理
CN103010463A (zh) * 2012-12-26 2013-04-03 南京航空航天大学 高速共轴倾转双旋翼飞翼机
US20140151494A1 (en) * 2012-11-30 2014-06-05 Eurocopter Deutschland Gmbh Vertical take-off and landing (vtol) aerial vehicle and method of operating such a vtol aerial vehicle
CN104787316A (zh) * 2015-04-17 2015-07-22 何春旺 多旋翼飞行器

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB905911A (en) 1957-11-19 1962-09-12 Maurice Louis Hurel Improvements in aircraft having a lift producing rotor disposed in a supporting surface
US3350035A (en) 1964-08-19 1967-10-31 Ernest W Schlieben Vtol with cylindrical wing
US3584810A (en) * 1969-05-08 1971-06-15 Gen Dynamics Corp Stacked rotor vtol aircraft
US5150857A (en) 1991-08-13 1992-09-29 United Technologies Corporation Shroud geometry for unmanned aerial vehicles
US6270038B1 (en) 1999-04-22 2001-08-07 Sikorsky Aircraft Corporation Unmanned aerial vehicle with counter-rotating ducted rotors and shrouded pusher-prop
GB2360752A (en) 2000-04-01 2001-10-03 Glyn Jones Helicopter without tail rotor
US6568630B2 (en) 2001-08-21 2003-05-27 Urban Aeronautics Ltd. Ducted vehicles particularly useful as VTOL aircraft
US7032861B2 (en) 2002-01-07 2006-04-25 Sanders Jr John K Quiet vertical takeoff and landing aircraft using ducted, magnetic induction air-impeller rotors
GB2389826B (en) 2002-06-22 2006-08-23 John Edward Randell Craft propulsion
ITTO20030588A1 (it) * 2003-07-30 2005-01-31 Fiat Ricerche Macchina volante.
US7857253B2 (en) 2003-10-27 2010-12-28 Urban Aeronautics Ltd. Ducted fan VTOL vehicles
US7802755B2 (en) 2004-03-10 2010-09-28 Poltorak Alexander I Rotating wing aircraft with tip-driven rotor and rotor guide-ring
US9434471B2 (en) 2005-04-14 2016-09-06 Paul E Arlton Rotary wing vehicle
EP1831073A2 (en) 2004-12-22 2007-09-12 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for utilizing stored electrical energy for vtol aircraft thrust enhancement and attitude control
US7946528B2 (en) 2005-04-15 2011-05-24 Urban Aeronautics, Ltd. Flight control system especially suited for VTOL vehicles
DE102005022706A1 (de) 2005-05-18 2006-11-23 Dolch, Stefan, Dipl.-Ing. (FH) Hubschrauber mit einer Kamera
US8720814B2 (en) 2005-10-18 2014-05-13 Frick A. Smith Aircraft with freewheeling engine
US7510142B2 (en) 2006-02-24 2009-03-31 Stealth Robotics Aerial robot
US20100270419A1 (en) 2007-12-14 2010-10-28 Raphael Yoeli Redundancies and flows in vehicles
US8387911B2 (en) 2008-07-25 2013-03-05 Honeywell International Inc. Ducted fan core for use with an unmanned aerial vehicle
US8342441B2 (en) 2008-09-02 2013-01-01 Urban Aeronautics Ltd. VTOL vehicle with coaxially tilted or tiltable rotors
CN201306711Y (zh) 2008-11-04 2009-09-09 王国良 二甲醚环保节能专用燃烧器
US8733690B2 (en) 2009-08-24 2014-05-27 Joby Aviation, Inc. Lightweight vertical take-off and landing aircraft and flight control paradigm using thrust differentials
KR101217804B1 (ko) 2010-06-01 2013-01-22 (주)선택이앤티 하방 조정프로펠러형 비행체
NZ607121A (en) 2010-07-19 2015-02-27 Zee Aero Inc Personal aircraft
EP2551198B1 (en) 2011-07-29 2013-11-13 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Convertiplane
PL2551190T3 (pl) 2011-07-29 2014-04-30 Agustawestland Spa Zmiennopłat
EP2551193B1 (en) 2011-07-29 2016-04-13 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Convertiplane
USD678169S1 (en) 2011-09-19 2013-03-19 Zee.Aero Inc. Aircraft
US8602942B2 (en) 2011-11-16 2013-12-10 Zee.Aero Inc. Centrifugal de-clutch
DE102013108207A1 (de) 2013-07-31 2015-02-05 E-Volo Gmbh Fluggerät, insbesondere Multicopter
DE102013109392A1 (de) 2013-08-29 2015-03-05 Airbus Defence and Space GmbH Schnellfliegendes, senkrechtstartfähiges Fluggerät
US20150127209A1 (en) 2013-11-05 2015-05-07 King Fahd University Of Petroleum And Minerals Bird repellent system
US9783291B2 (en) 2014-04-18 2017-10-10 Propulsive Wing, LLC Hybrid axial/cross-flow fan multi-rotor aerial vehicle
DE102014213215A1 (de) 2014-07-08 2016-01-14 Lilium GmbH Senkrechtstarter
KR101451646B1 (ko) 2014-07-16 2014-10-16 (주)테크맥스텔레콤 다기능 덕트형 무인비행체
US10399674B2 (en) 2014-07-28 2019-09-03 Insitu, Inc. Systems and methods countering an unmanned air vehicle
DE102015006511A1 (de) 2015-05-26 2016-12-01 Airbus Defence and Space GmbH Senkrechtstartfähiges Fluggerät
WO2018083839A1 (ja) 2016-11-04 2018-05-11 英男 鈴木 垂直離着陸可能飛行体、垂直離着陸可能飛行体のコントローラ、制御方法及び制御プログラム

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4004759A (en) * 1974-07-16 1977-01-25 Dornier System Gmbh Vertically-flying aircraft
CN1249720A (zh) * 1997-01-04 2000-04-05 赫尔曼·孔克勒 具有大体设计为空气静力浮力体的机身的飞机
WO2004065208A2 (en) * 2003-01-23 2004-08-05 Ufoz Llc Quiet vertical takeoff and landing aircraft using ducted, magnetic induction air-impeller rotors
CN1519169A (zh) * 2003-07-04 2004-08-11 凯 彭 滚轮式双层旋翼直升飞行器
US20060226281A1 (en) * 2004-11-17 2006-10-12 Walton Joh-Paul C Ducted fan vertical take-off and landing vehicle
WO2006112578A1 (en) * 2005-04-20 2006-10-26 Won-Sup Oh Vertical take-off and landing aircraft
US20100108801A1 (en) * 2008-08-22 2010-05-06 Orville Olm Dual rotor helicopter with tilted rotational axes
US20100264256A1 (en) * 2009-04-16 2010-10-21 The Trustees Of The University Of Pennsylvania Counter-rotational inertial control of rotorcraft
KR20110055842A (ko) * 2009-11-20 2011-05-26 순천대학교 산학협력단 동축반전용 덕트 시스템을 이용한 비행체
CN102829325A (zh) * 2011-06-17 2012-12-19 气体产品与化学公司 压缩气体分配***中的压力循环管理
US20140151494A1 (en) * 2012-11-30 2014-06-05 Eurocopter Deutschland Gmbh Vertical take-off and landing (vtol) aerial vehicle and method of operating such a vtol aerial vehicle
CN103010463A (zh) * 2012-12-26 2013-04-03 南京航空航天大学 高速共轴倾转双旋翼飞翼机
CN104787316A (zh) * 2015-04-17 2015-07-22 何春旺 多旋翼飞行器

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113165732A (zh) * 2018-11-30 2021-07-23 斯凯卡诺公司 具有增强俯仰控制和可互换部件的航空器
CN113165732B (zh) * 2018-11-30 2022-10-28 斯凯卡诺公司 具有增强俯仰控制和可互换部件的航空器
CN111874220A (zh) * 2019-05-03 2020-11-03 波音公司 多旋翼旋翼机

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