CN108502151A - 带有至少两个旋翼组件和护壳的推力产生单元 - Google Patents

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Abstract

用于沿预定方向产生推力的推力产生单元(3d)，包括至少两个旋翼组件(7d、8d)和容纳至少两个旋翼组件(7d、8d)中的至多一个的护壳(6d)，其中，护壳(6d)限定了圆柱形风道(20)，圆柱形风道由空气入口区域(20e)和空气出口区域(20f)轴向地界定，且其中，空气入口区域(20e)在圆柱形风道(20)的周向上具有起伏的几何形状。该推力产生单元具有横向气流条件下的改善的空气动力学特性和性能。

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，推力产生单元包括至少两个旋翼组件和护壳。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，推力产生单元包括至少两个旋翼组件和护壳。
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。
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。
文献US 5 150 857 A描述了一种无人飞行器(UAV)，该无人飞行器具有围绕成对的同轴多桨叶反向旋转旋翼的环形机身。环形机身限定了涵道或护壳，且具有构造成提供高悬停效率的翼型并产生提供高升力的压力分布。翼型是对称的且适于反作用于在向前平飞中带涵道的旋转类型UAV所经历的非期望的上仰力矩。然而，由环形机身限定的对称涵道或护壳具有向前飞行中、即在横向气流条件中的上述缺点。
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，其具有横向气流条件下的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，根据本发明用于在预定方向上产生推力的推力产生单元包括至少两个旋翼组件和容纳至少两个旋翼组件中的至多一个的护壳。护壳限定了圆柱形风道，圆柱形风道由空气入口区域和空气出口区域轴向地界定，其中，空气入口区域在圆柱形风道的周向上呈现起伏的几何形状。
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带护壳的多旋翼组件构造，该构造导致横向气流条件下、例如在使用本发明的推力产生单元的给定多旋翼飞行器的向前飞行中显著减小的阻力。该显著减小的阻力不仅由于在护壳中容纳至少两个旋翼组件中的至多一个而使得护壳的总高度可显著减小所导致，还由于本发明的护壳、特别是圆柱形风道的周向上的空气入口区域的起伏的几何形状设计本身所导致。
更具体地，本发明的护壳和所有相关联的元件优选地轴向不对称、即在护壳的方位角ψ上不对称。换言之，护壳基于相对于所有相关联元素的可变因素来设计，即：
·高度与方位角ψ；
·空气入口区域半径与方位角ψ；
·空气出口区域半径与方位角ψ；和/或
·附加升力面的布置与方位角ψ。
特别地，护壳的可变高度允许显著的优势，即在竖直起飞和悬停与向前飞行之间的平衡，在竖直起飞和悬停中，随着护壳高度的增加，基本效率增加，在向前飞行中，随着护壳的高度减小，由于这减小了护壳的相应阻力面积，基本阻力减小。
此外，本发明的推力产生单元的重量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，同时在轴向气流条件中、即在相应多旋翼飞行器的悬停飞行中具有相当的性能。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空气入口区域所产生，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空气入口区域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，从而保护容纳在其中的至少两个旋翼组件中的至多一个远离外来物体。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，圆柱形风道的高度沿圆柱形风道的轴向被限定在空气出口区域与空气入口区域之间，该高度在圆柱形风道的周向上变化，其中，沿圆柱形风道的周向变化的高度限定了空气入口区域的起伏的几何形状。
根据另一优选实施例，圆柱形风道在周向上包括前缘和直径上相对的后缘，且包括左舷侧肩部和直径上相对的右舷侧肩部，其中，左舷侧肩部和右舷侧肩部分别沿圆柱形风道的周向布置在前缘与后缘之间，且其中，前缘处的高度小于左舷侧肩部和/或右舷侧肩部处的高度。
根据另一优选实施例，后缘处的高度小于左舷侧肩部和/或右舷侧肩部处的高度。
根据另一优选实施例，后缘处的高度小于前缘处的高度。
根据另一优选实施例，左舷侧肩部和/或右舷侧肩部处的高度在从0.05*D至0.5*D的范围中选择，其中，D限定了圆柱形风道的直径。
根据另一优选实施例，圆柱形风道的空气入口区域的空气入口区域半径在圆柱形风道的周向上变化，其中，空气入口区域半径在前缘、后缘、左舷侧肩部和右舷侧肩部中的至少两者之间变化。
根据另一优选实施例，圆柱形风道的空气出口区域的空气出口区域半径在圆柱形风道的周向上变化，其中，空气出口区域半径在前缘、后缘、左舷侧肩部和右舷侧肩部中的至少两者之间变化。
根据另一优选实施例，圆柱形风道的后缘至少基本张开且设置有加强元件。
根据另一优选实施例，圆柱形风道的后缘装备有襟翼。
根据另一优选实施例，圆柱形风道的前缘设置有附加升力面。
根据另一优选实施例，至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件布置在圆柱形风道外部且相邻于圆柱形风道的空气入口区域，其中，护壳容纳至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件。
根据另一优选实施例，第一旋翼组件限定了第一旋翼轴线，第二旋翼组件限定了第二旋翼轴线，第一旋翼轴线和第二旋翼轴线同轴布置。
根据另一优选实施例，第一旋翼轴线和第二旋翼轴线以包括在-60°至+60°之间的范围中的相关联的倾角倾斜。
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示出了带有多个示例性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示出了向前飞行期间的图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示出了带有根据本发明的护壳的、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正视图；
－图7示出了在图1至图4中的多旋翼飞行器的竖直起飞和向前飞行期间的图5和图6中的推力产生单元的部分透明的侧视图；
－图8示出了图5至图7中的护壳的部分透明的侧视图；
－图9示出了图8中的护壳的立体图；
－图10示出了图8和图9中的护壳的俯视图；
－图11示出了图8至图10中的护壳的示例性截面图；
－图12示出了在图1至图4中的多旋翼飞行器的竖直起飞和向前飞行期间的图5和图6中的推力产生单元的部分透明的侧视图；
－图13示出了图表，示出了用于控制图1至图4中的多旋翼飞行器的示例性控制方法；
－图14示出了根据第一变型例的图8和图10中的护壳的俯视图；
－图15示出了带有图8至图10的根据第二变型例护壳的、图5和图6推力产生单元的部分透明的侧视图；
－图16示出了在图1至图4中的多旋翼飞行器的竖直起飞期间、图15中的护壳的俯视图；
－图17示出了在图1至图4中的多旋翼飞行器的向前飞行期间、图15中的护壳的俯视图。
图1示出了带有根据本发明的飞行器机体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、经由结构支承件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。然而，根据一方面，护壳6a、6b、6c、6d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连接至多个结构支承件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7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7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。例如，所有上旋翼组件7a、7b、7c、7d和下旋翼组件8a、8b、8c、8d可与飞行器操作结构和/或冗余安全架构等相关联。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，比如轴向位移旋翼轴线。
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而不用于将本发明限制于此。替代地，其它布置也是有可能的且也可设想类似类似布置。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。
然而，还可类似地设想其它构造。例如，各旋翼轴线可平行于彼此布置，等等。
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。
多旋翼飞行器1再次被示例性地示出处于无故障运行模式中，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。如以上参考图3所描述的，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优选地实施成减小多旋翼飞行器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。
优选地，护壳6d构造有支承结构16，支承结构16可由简易压制弯曲的金属片材制成。支承结构16优选地设置有内容积，该内容积例如可用作前述附图中的多旋翼飞行器1的电池***的储存容积。示意性地，护壳6d、且更具体是支承结构16容纳至多一个下旋翼组件、例如下旋翼组件8d。示意性地，下旋翼组件8d包括至少两个、例如三个旋翼桨叶19a、19b、19c，用于在运行中产生推力。类似地，上旋翼组件7d优选地也包括至少两个、例如三个旋翼桨叶18a、18b、18c，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14b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且并非本发明的一部分，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适于在运行中围绕第一旋翼轴线12e沿第一旋转方向15a旋转。类似地，下旋翼组件8d适于在运行中围绕旋翼轴线12d沿第二旋转方向15b旋转，旋翼轴线12d示意性地限定了第二旋翼轴线。示意性地，第一旋转方向15a和第二旋转方向16b优选地彼此相反。
根据一方面，第一旋翼轴线12e和第二旋翼轴线12d可以相关联的倾角21a、22a相对于护壳6d的相应纵向倾斜，该纵向示意性地对应于第二旋翼轴线12d。相关联的倾角21a、22a优选地包括在-60°至+60°之间的范围中。更具体地，相关联的倾角21a优选地包括在-10°至+45°之间的范围中，相关联的倾角22a优选地包括在-5°至+5°之间的范围中。示意性地，第一旋翼轴线12e且因而上旋翼组件7d以例如约为30°的相关联的倾角21a相对于第二旋翼轴线12d且因而下旋翼组件8d倾斜。
至少上旋翼组件7d、且更具体的是其旋翼桨叶18a、18b、18c可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也可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。
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。
优选地，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。
根据一方面，护壳6d限定了圆柱形风道20，圆柱形风道20由支承结构16示意性地径向界定。圆柱形风道20优选地由空气入口区域20e和空气出口区域20f轴向地界定。在圆柱形风道20外部且优选地相邻于圆柱形风道20的空气入口区域20e优选地布置有第一旋翼组件7d。
应指出的是，风道20仅作为示例被指定为“圆柱形”风道，而不用于相应地限制本发明。换言之，尽管“风道”的“圆柱形”形状意味着从空气入口区域20e至空气出口区域20f沿整个风道20的相等半径，但可类似地设想替代的构造。例如，风道20可呈截头锥体形式，使得其半径在空气出口区域20f中比在空气入口区域20e中更大，等等。因此，应理解到，表述“圆柱形风道”还意于涵盖风道20的这种替代性构造。
空气入口区域20e优选地沿圆柱形风道20的周向呈现起伏的几何形状。更具体地，该起伏的几何形状意味着当沿空气入口区域20e在圆柱形风道20的周向上运动时，执行起伏动作或波浪状运动。
示意性地，护壳6d、即圆柱形风道20具有前缘20a和后缘20b。仅出于清楚起见，应指出的是，前缘20a是护壳6d、即圆柱形风道20的在图1至图4中的多旋翼飞行器的向前飞行期间相对于后缘20b布置在上游位置中的边缘。此外，护壳6d、即圆柱形风道20优选地具有位于空气入口区域20e处的左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d。
更具体地，在护壳6d、即圆柱形风道20的周向上，前缘20a直径上与后缘20b相对，且左舷侧肩部20c直径上与右舷侧肩部20d相对。此外，左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d各自在护壳6d、即圆柱形风道20的周向上布置在前缘20a与后缘20b之间。
图6示出了图5中的推力产生单元3d，用于进一步示出空气入口区域20e的起伏的几何形状，推力产生单元3d带有其上旋翼组件7d、其下旋翼组件8d和其限定圆柱形风道20的护壳6d，圆柱形风道20优选地由空气入口区域20e和空气出口区域20f轴向地界定。图6还示出了上旋翼组件7d相对于下旋翼组件8d以相关联的倾角21a倾斜。
图7示出了图5和图6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围绕其各自的旋翼轴线12e、12d旋转。优选地，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定分离的旋翼平面21、22，以达到所需的安全等级和令人满意的飞行机械性能。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*DR至2*DR之间的范围中，且优选地等于0.17*D，其中，DR限定了第二旋翼组件8d的直径。
如上所述，护壳6d限定了圆柱形风道20，圆柱形风道20由空气入口区域20e和空气出口区域20f轴向地界定。下旋翼组件8d布置在护壳6d内部，上旋翼组件7d布置在护壳6d外部、即圆柱形风道20外部，且优选地相邻于空气入口区域20e。
在推力产生单元3d的运行中，空气入口区域20e优选地作用为空气收集器，且因而在下文中出于简明起见也被称作“收集器20e”。空气出口区域20f可能但不一定被实施且作用为扩散器，且因而在下文中出于简明起见也被称作“扩散器20f”。
图7的部分(A)示出了图1至图4中的多旋翼飞行器1在轴向气流条件下、即在竖直起飞和悬停期间推力产生单元3d的示例性运行。然而，与图5和图6相反，旋翼轴线12e、12d示例性地彼此同轴布置。
示意性地，在轴向气流条件下，轴向气流23a经由收集器20e进入圆柱形风道20中、借由上旋翼组件7d和下旋翼组件8d被加速、并经由扩散器20f离开圆柱形风道20。应指出的是，由于气流23a至少大致平行于同轴布置的旋翼轴线12e、12d定向，故而气流23a被称作“轴向”气流。
轴向气流23a本身产生推力并进而通过作用在护壳6d、即圆柱形风道20上而产生附加推力。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，图5和图6中的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。
图7的部分(B)示出了图1至图4中的多旋翼飞行器1在横向气流条件下、即在向前飞行期间推力产生单元3d的示例性运行。示意性地，旋翼轴线12e、12d仍根据部分(A)彼此同轴地布置，但现在横向气流23b经由收集器20e进入圆柱形风道20中、借由上旋翼组件7d和下旋翼组件8d被加速、并经由扩散器20f离开圆柱形风道20。应指出的是，由于气流23a至少大致沿横向于同轴布置的旋翼轴线12e、12d的方向定向，故而气流23a被称作“横向”气流。
为了允许带有根据部分(B)的推力产生单元3d的图1至图2中的多旋翼飞行器1向前飞行，优选地，使用RPM变化量来控制圆柱形风道20中的横向气流23b。更具体地，优选地，上旋翼组件7d围绕旋翼轴线12e旋转，其旋转速度比下旋翼组件8d围绕旋翼轴线12d旋转的高。因而，仍在部分(A)中示出的由推力向量23所示的总推力的基本方向将重新定向成部分(C)中所示，从而允许图1至图4中的多旋翼飞行器1的向前飞行。
图7的部分(C)示出了根据本发明的图1至图4的多旋翼飞行器1在横向气流条件下、即在向前飞行期间推力产生单元3d的另一示例性运行，其中，根据部分(B)的横向气流23b经由收集器20e进入圆柱形风道20、借由上旋翼组件7d和下旋翼组件8d被加速、且经由扩散器20f离开圆柱形风道20。然而，与部分(B)相反，如上参考图5和图6所描述的，旋翼轴线12e现以倾角21a倾斜。因而，推力向量23如示例性示出的那样重新定向，从而允许图1至图4中的多旋翼飞行器1的改善的向前飞行条件。
图8示出了图5和图6中的带有护壳6d的推力产生单元3d的另一示意图，护壳6d限定圆柱形风道20，圆柱形风道20优选地由收集器20e和扩散器20f轴向地界定且包括前缘20a、后缘20b、左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d。然而，出于简明起见，省略了上旋翼组件7d和下旋翼组件8d的图示。
根据一方面，圆柱形风道20具有沿圆柱形风道20的轴向、限定在扩散器20f与收集器20e之间的高度，该高度沿圆柱形风道20的周向变化。该高度在圆柱形风道20的周向上变化，并因而如以上参考图5所述限定了收集器20e的起伏的几何形状。
更具体地，前缘20a处的高度24a优选地小于左舷侧肩部20c和/或右舷侧肩部20d处的高度24c。此外，后缘20b处的高度24b优选地小于左舷侧肩部20c和/或右舷侧肩部20d处的高度24c。此外，后缘20b处的高度24b优选地小于前缘20a处的高度24a。根据一方面，左舷侧肩部20c和/或右舷侧肩部20d处的高度24c在从0.05*D至0.5*D的范围中选择，其中，D限定了圆柱形风道20的直径、优选的是内直径(图10中的20g)。
根据一方面，圆柱形风道20的收集器20e的半径沿圆柱形风道20的周向变化。换言之，收集器20e优选地不设有平坦的上边缘、即其背离扩散器20f指向的边缘，而是带有钝圆的上边缘。优选地，出于简明起见在下文中也被称作为“收集器半径”的收集器20e的半径在前缘20a、后缘20b、左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d中的至少两者之间变化。
优选地，前缘20a处的收集器半径25a在从0.01*D至0.25*D的范围中选择，后缘20b处的收集器半径25b在从0至0.25*D的范围中选择，左舷侧肩部20c和/或右舷侧肩部20d处的收集器半径25c在从0.01*D至0.25*D的范围中选择。如上所述，D限定了圆柱形风道20的直径、优选的是内直径(图10中的20g)。
类似地，圆柱形风道20的扩散器20f的半径可沿圆柱形风道20的周向变化。换言之，扩散器20f不一定如所示的那样设有平坦的下边缘、即其被离收集器20e指向的边缘，而是带有钝圆的下边缘。优选地，出于简明起见在下文中也被称作为“扩散器半径”的扩散器20f的半径在前缘20a、后缘20b、左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d中的至少两者之间变化。
优选地，前缘20a处的扩散器半径26a在从0至0.1*D的范围中选择，后缘20b处的扩散器半径26b在从0至0.1*D的范围中选择，左舷侧肩部20c和/或右舷侧肩部20d处的扩散器半径26c在从0至0.1*D的范围中选择。同样，如上所述，D限定了圆柱形风道20的直径、优选的是内直径(图10中的20g)。
图9示出了图5至图8中的护壳6d，护壳6d限定圆柱形风道20，圆柱形风道20优选地由收集器20e和扩散器20f轴向地界定且包括前缘20a、后缘20b、左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d。根据一方面，前缘20a设置有附加升力面27。
图10示出了图5至图8中的护壳6d，护壳6d限定圆柱形风道20，圆柱形风道20包括前缘20a、后缘20b、左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d。示意性地，圆柱形风道20的直径且更具体的是内直径D用附图标记20g来标示。此外，圆柱形风道20、即护壳6d的方位角(azimuth)ψ用附图标记20h来标示。例如，假设的是，方位角ψ如所示的沿护壳6d的顺时针方向定义，并从后缘20b起计使得在后缘20b处ψ＝0。
图11示出了护壳6d的四个示例性截面，护壳6d限定圆柱形风道20，圆柱形风道20优选地由收集器20e和扩散器20f轴向地界定且包括前缘20a、后缘20b、左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d。每个截面对应于护壳6d在图10中给定的方位角ψ处的剖视图。
更具体地，第一剖视图示出了沿图10中的剖切线A－A的方向观察的方位角ψ＝180°处的护壳6d的示例性截面。第一剖视图示出了护壳6d的前缘20a，其设置有图9中的附加升力面27。例如，收集器20e如上参考图8所述的那样设置在前缘20a处且带有倒圆的上边缘，而扩散器20f示意性地设置有平坦的下边缘。
第二剖视图示出了沿图10中的剖切线A－A的方向观察的方位角ψ＝0°处的护壳6d的示例性截面。该第二剖视图示出了护壳6d的后缘20b。例如且如上参考图8所述的，收集器20e设置在后缘20b处且带有倒圆的上边缘，且扩散器20f示意性地设置有倒圆的下边缘。
第三剖视图示出了沿图10中的剖切线B－B的方向观察的方位角ψ＝90°处的护壳6d的示例性截面。该第三剖视图示出了护壳6d的左舷侧肩部20c。例如，收集器20e如上参考图8所述的那样设置在左舷侧肩部20c处且带有倒圆的上边缘，而扩散器20f示意性地设置有平坦的下边缘。
第四剖视图示出了沿图10中的剖切线B－B的方向观察的方位角ψ＝270°处的护壳6d的示例性截面。该第四剖视图示出了护壳6d的右舷侧肩部20d。例如，收集器20e如上参考图8所述的那样设置在右舷侧肩部20d处且带有倒圆的上边缘，而扩散器20f示意性地设置有平坦的下边缘。
图12示出了根据图7的部分(C)的图5和图6中的推力产生单元3d，其带有护壳6d、上旋翼组件7d和下旋翼组件8d。上旋翼组件7d围绕旋翼轴线12e旋转运行且限定旋翼平面21，下旋翼组件8d围绕旋翼轴线12d旋转运行且限定旋翼平面22。如上所述，旋翼轴线12e相对于旋翼轴线12d倾斜。
更具体地，图12示出了用于借由RPM变化来控制推力产生单元3d的示例性控制方法。换言之，如果例如上旋翼组件7d以高于下旋翼组件8d的转速Ω1的转速Ω2运行，则推力向量23以相关联的推力定向角ε相对于示例性参考平面28a倾斜，推力定向角ε用附图标记28来标示。如图12中的左侧所示，只要相关联的推力定向角ε小于90°、即ε<90°，图1至图4中的多旋翼飞行器1就向前飞行运行。然而，如图12中的右侧所示，如果相关联的推力定向角ε等于90°、即ε＝90°，图1至图4中的多旋翼飞行器1则悬停或竖直起飞运行。
然而，应指出的是，该功能还取决于上旋翼组件7d和下旋翼组件8d的具体实施方式。更具体地，所需的转速差可例如根据上旋翼组件与下旋翼组件之间的桨距差或旋翼轴线12e和旋翼轴线12d之间的倾斜度等而变化。然而，详细的功能被认为是本领域技术人员容易获得的，因此不是本发明的主题。因此，出于简明起见而省略对其更详细的描述。
图13示出了示例性RPM偏置控制图表29，示出了图1至图4中的多旋翼飞行器的运行。图表29示意性地包括飞行模式轴29a和转速轴29b。
在图表29中，示意性地示出了两根曲线30、31。曲线30例示了图12中的上旋翼组件7d的转速Ω2，曲线31例示了图12中的下旋翼组件8d的转速Ω1。
如用箭头32a所指示的，当图1至图4中的多旋翼飞行器1的运行开始时，上旋翼组件7d优选地以转速Ω2运行，转速Ω2低于下旋翼组件8d的转速Ω1。因而，图1至图4中的上旋翼飞行器1以相关联的悬停模式运行、即悬停。
随后，上旋翼组件7d的转速Ω2优选地增加，且下旋翼组件8d的转速Ω1优选地减小。于是，如用箭头32b所指示的，当上旋翼组件7d以高于下旋翼组件8d的转速Ω1的转速Ω2运行时，图1至图4中的多旋翼飞行器1以相关联的向前飞行模式运行。
图14示出了图5至图12中的护壳6d，护壳6d限定圆柱形风道20，圆柱形风道20包括前缘20a、后缘20b、左舷侧肩部20c和右舷侧肩部20d。然而，与根据图5至图12的护壳6d的实施方式相反，现圆柱形风道20的后缘20b至少基本上张开且仅设置有加强元件33。优选地，圆柱形风道20在后缘20b处以例如30°至60°的预定的张开角33a张开，该张开角对应于加强元件33的延伸角。
图15示出了根据图7的部分(C)的图5和图6中的推力产生单元3d，其带有护壳6d、上旋翼组件7d和下旋翼组件8d。护壳6d包括前缘20a和后缘20b。上旋翼组件7d围绕旋翼轴线12e旋转运行且限定旋翼平面21，下旋翼组件7d围绕旋翼轴线12d旋转运行且限定旋翼平面22。
如上所述，旋翼轴线12e相对于旋翼轴线12d倾斜。在图15中，相对于水平参考面34来阐明该倾斜。更具体地，旋翼轴线12e以用附图标记34a来标记的相关联的倾角α相对于水平参考平面34倾斜，且旋翼轴线12d示意性地垂直于水平参考平面34，如由用附图标记34b来标示的相关联的倾角β所示。
此外，根据一方面且与根据图5至图12的护壳6d的实施方式相反，后缘20b现装备有优选地设计为机翼的襟翼35。襟翼35优选地可围绕相关联的旋转轴线35d旋转，且以实线被示出处于示例性悬停位置35a中，而以虚线被示出处于示例性向前飞行位置35b中。
图16示出了图15中的推力产生单元3d的护壳6d，其在后缘20b处设置有襟翼35。示意性地，襟翼35在护壳6d的后缘20b处跨过延伸角35c、即在延伸角35c上延伸。例如，襟翼35被示出处于图15中的其示例性悬停位置35a中。
图17示出了图15中的推力产生单元3d的护壳6d，其在后缘20b处设置有襟翼35，根据图16，襟翼35在护壳6d的后缘20b处跨过延伸角35c、即在延伸角35c上延伸。例如，襟翼35现被示出处于图15中的其示例性向前飞行位置35b中。
最后，应指出，对本发明的上述方面的修改也属于本领域技术人员的常识之内，且因而被看作是本发明的一部分。
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 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
15a 上旋翼组件旋转方向
15b 下旋翼组件旋转方向
16 支承结构
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
20 风道
20a 前缘
20b 后缘
20c 左舷侧肩部
20d 右舷侧肩部
20e 收集器
20f 扩散器
20g 风道内直径(D)
20h 风道方位角(ψ)
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 悬停气流方向
23b 向前飞行气流方向
24a 风道前缘的总高度(HL)
24b 风道后缘的总高度(HT)
24c 风道侧肩部的总高度(HS)
25a 风道前缘处的收集器半径(CRL)
25b 风道后缘处的收集器半径(CRT)
25c 风道侧肩部处的收集器半径(CRS)
26a 风道前缘处的扩散器半径(DRL)
26b 风道后缘处的扩散器半径(DRT)
26c 风道侧肩部处的扩散器半径(DRS)
27 附加升力面
28 推力定向角(ε)
28a 参考平面
29 RPM偏置控制图表
29a 飞行模式轴线
29b 转速
30 上旋翼组件转速(Ω2)
31 下旋翼组件转速(Ω1)
32a 悬停模式
32b 向前飞行模式
33 加强元件
33a 加强元件延伸角
34 旋翼组件倾斜参考平面
34a 上旋翼组件倾角(α)
34b 下旋翼组件倾角(β)
35 襟翼
35a 襟翼悬停位置
35b 襟翼向前飞行位置
35c 襟翼延伸角
35d 襟翼旋转轴线

Claims (15)

1.一种用于沿预定方向(23)产生推力的推力产生单元(3d)，包括至少两个旋翼组件(7d、8d)和容纳所述至少两个旋翼组件(7d、8d)中的至多一个的护壳(6d)，其中，所述护壳(6d)限定了圆柱形风道(20)，所述圆柱形风道由空气入口区域(20e)和空气出口区域(20f)轴向地界定，且其中，所述空气入口区域(20e)在所述圆柱形风道(20)的周向上具有起伏的几何形状。
2.根据权利要求1所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述圆柱形风道(20)的高度(24a、24b、24c)沿所述圆柱形风道(20)的轴向被限定在所述空气出口区域(20f)与所述空气入口区域(20e)之间，所述高度在所述圆柱形风道(20)的周向上变化，其中，沿所述圆柱形风道(20)的周向变化的所述高度(24a、24b、24c)限定了所述空气入口区域(20e)的起伏的几何形状。
3.根据权利要求2所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述圆柱形风道(20)在周向上包括前缘(20a)和直径上相对的后缘(20b)，且包括左舷侧肩部(20c)和直径上相对的右舷侧肩部(20d)，其中，所述左舷侧肩部(20c)和所述右舷侧肩部(20d)分别沿圆柱形风道(20)的周向布置在所述前缘(20a)与所述后缘(20b)之间，且其中，所述前缘(20a)处的所述高度(24a)小于所述左舷侧肩部(20c)和/或所述右舷侧肩部(20d)处的所述高度(24c)。
4.根据权利要求3所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述后缘(20b)处的所述高度(24b)小于所述左舷侧肩部(20c)和/或所述右舷侧肩部(20d)处的所述高度(24c)。
5.根据权利要求3所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述后缘(20b)处的所述高度(24b)小于所述前缘(20a)处的所述高度(24a)。
6.根据权利要求3所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述左舷侧肩部(20c)和/或所述右舷侧肩部(20d)处的所述高度(24c)在从0.05*D至0.5*D的范围中选择，其中，D限定了所述圆柱形风道(20)的直径(20g)。
7.根据权利要求3所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述圆柱形风道(20)的所述空气入口区域(20e)的空气入口区域半径(25a、25b、25c)在所述圆柱形风道(20)的周向上变化，其中，所述空气入口区域半径(25a、25b、25c)在所述前缘(20a)、所述后缘(20b)、所述左舷侧肩部(20c)和所述右舷侧肩部(20d)中的至少两者之间变化。
8.根据权利要求3所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述圆柱形风道(20)的所述空气出口区域(20f)的空气出口区域半径(26a、26b、26c)在所述圆柱形风道(20)的周向上变化，其中，所述空气出口区域半径(26a、26b、26c)在所述前缘(20a)、所述后缘(20b)、所述左舷侧肩部(20c)和所述右舷侧肩部(20d)中的至少两者之间变化。
9.根据权利要求3所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述圆柱形风道(20)的所述后缘(20b)至少基本张开且设置有加强元件(33)。
10.根据权利要求3所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述圆柱形风道(20)的所述后缘(20b)装备有襟翼(35)。
11.根据权利要求3所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述圆柱形风道(20)的所述前缘(20a)设置有附加升力面(27)。
12.根据权利要求1所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述至少两个旋翼组件(7d)中的第一旋翼组件(7d)布置在所述圆柱形风道(20)外部且相邻于所述圆柱形风道(20)的所述空气入口区域(20e)，其中，所述护壳(6d)容纳所述至少两个旋翼组件(8d)中的第二旋翼组件(8d)。
13.根据权利要求12所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第一旋翼组件(7d)限定了第一旋翼轴线(12d)，所述第二旋翼组件(8d)限定了第二旋翼轴线(12d)，所述第一旋翼轴线(12d)和所述第二旋翼轴线(12d)同轴布置。
14.根据权利要求13所述的推力产生单元(3d)，
其特征在于，所述第一旋翼轴线(12d)和所述第二旋翼轴线(12d)以包括在-60°至+60°之间的范围中的相关联的倾角(21a、22a)倾斜。
15.一种多旋翼飞行器(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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