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您当前的位置： 用于飞行器的翼组结构以及具有这种翼组结构的飞行器的制作方法
2021-02-15 16:02:56|
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本发明涉及一种根据权利要求1的前序部分所述的用于飞行器、特别是用于载货和/或载客飞行器、优选具有多个分布式布置的电动旋翼的垂直起降多旋翼形式的飞行器的翼组结构，该翼组结构包括数个翼肋，其中，第一数目的翼肋至少主要沿第一方向布置，而第二数目的翼肋至少主要沿第二方向布置，该第二方向与第一方向正交取向。
本发明还涉及一种根据权利要求24所述的飞行器，特别是载客和/或载客飞行器，优选具有多个分布式电动旋翼的垂直起降多旋翼形式的飞行器。
背景技术：
在下文中，术语“航空器”和“飞行器”用作同义词。术语“旋翼”和“螺旋桨”也同样如此。在本发明的上下文中，飞行器是由(人类)飞行员控制还是独立飞行(自动驾驶)无关紧要。
现有技术中公知一些航空器，其中航空器的主要结构采用空气动力设计，例如参阅ep3243747a1。该文献中描述的能够垂直起降的航空器从垂直飞行变为水平飞行时可能改变其整体定向。因此，该文献中将上述主要结构描述为具有连接翼肋的圆形框架，其始终迎对入流空气。在悬停飞行中，流过该结构的空气特别是由布置于其上的旋翼加速。航空器在正向飞行中的飞行速度与之相加。然而，相对于空气动力覆罩的入流方向却基本不变。
us9,896,200b2揭示了一种航空器，其中旋翼的方位可变，或旋翼以可枢转的方式支承。(主要)结构(或桨翼)的入流方向保持基本恒定，特别是在垂直飞行与水平飞行之间进行比较时。
另外，us2007/215746a1揭示了一种航空器，该航空器具有基本圆形的不可转结构，该结构因相应的空气动力设计而在正向飞行期间产生升力。尽管该结构的空气动力设计在正向飞行中具有一定优势，但它尤其在垂直飞行或悬停飞行中会因入流方向改变而表现出明显的缺陷。
就整个航空器的方位(参阅ep3243747a1)或者仅就其附接有旋翼的部分、例如旋翼或桨翼(参阅us9,896,200b2)对航空器的调节和控制工作在飞行变化过程中相对更高且相应更加复杂。仿桨翼廓型产生升力的结构零件(参阅us2007/215746a1)仅在很小的所谓迎角范围内才能具有较高的空气动力效率，即良好的(期望)环流性能。确切而言，它们的缺陷在于在更高或更低攻角下的障碍面过大，特别是在垂直飞行或悬停飞行期间，甚至表现出空气动力方面的劣势。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种用于航空器或飞行器的翼组结构，利用该翼组结构可以避免上述缺陷，以便采用简单的措施有利地影响航空器的飞行性能，特别是垂直起降航空器的飞行性能。
本发明用以达成上述目的的解决方案为具有权利要求1所述特征的用于飞行器的翼组结构以及具有权利要求24所述特征的飞行器。
根据本发明构思的有利改进方案参阅从属权利要求。
本发明涉及一种用于飞行器、特别是用于载货和/或载客飞行器、优选具有多个分布式布置的电动旋翼的垂直起降多旋翼形式的飞行器的翼组结构，该翼组结构包括数个翼肋，其中，第一数目的翼肋至少主要沿第一方向布置，而第二数目的翼肋至少主要沿第二方向布置，该第二方向与第一方向正交取向。其特征在于，至少第二数目的翼肋的横截面具有空气动力廓型；和/或这些翼肋至少在相邻的翼肋之间成对地借由连接结构、优选由单独的连接区段相互连接，其中，该连接结构或连接区段具有空气动力廓型。
在此情形下，这些翼肋可以基本上布置在一个平面内，其中，第一数目的翼肋至少主要在第一方向上布置于或平行于该平面，而第二数目的翼肋至少主要在第二方向上布置于或平行于该平面。但本发明不限于这种翼肋布置。
在本文中，术语“空气动力廓型”是指这样一种廓型，即当其以给定的迎角α、特别是相对于所述平面的迎角α迎风时，其横截面形状经受垂直于入流的非零空气动力升力。因此，从该定义的意义上而言，圆形廓型并非空气动力廓型。此外，“空气动力廓型”是指针对给定迎角α、特别是相对于上述平面的迎角α的廓型升阻比(升力与空气阻力之比)尽量最大，即大于偏离该给定迎角α的迎角。
本发明在相应的设计中采用“空气动力廓型”能够获得以下优势：1.减小正向飞行中对圆柱形翼肋廓型的阻力；2.尽量增大正向飞行中的升力(在所谓廓型的设计点，参阅下文)；3.同时尽量减小悬停飞行或垂直飞行中的障碍(下压力)(参见下文)。
为了从垂直飞行状态变换到水平飞行状态，在垂直起降多旋翼航空器的情况下，其包括多个分布式布置的旋翼，优选电动旋翼，这些旋翼至少部分地布置在一个平面(旋翼平面)内，通过相应地调控不同旋翼的转速激发整个飞行器前倾。由此，入流空气在翼组结构上相对于旋翼平面的迎角α有所改变。
翼组结构或其中存在的至少一些翼肋或连接区段就应具有根据本发明的空气动力廓型。这样，一方面，通过翼组结构或翼肋或连接区段尽量减小空气阻力。另一方面，根据本发明，所述空气动力廓型会在飞行器的正向飞行中产生升力。这里，术语“翼组结构”是指载荷传递在结构上明确必要的结构(对照仅用于产生升力的桨翼)。这种翼组结构应采用空气动力方面有利的设计。
因此，根据本发明，一种飞行器、特别是载货和/或载客飞行器、优选具有多个分布式布置的电动旋翼的垂直起降多旋翼形式的飞行器包括根据本发明的翼组结构，用于至少承载旋翼。
作为优选实施例，在本申请人公司出产的
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，所述空气动力廓型构造成当入流基本上横向于第二数目的翼肋的展向时产生升力。这样就能显著改善飞行器的飞行性能。
在根据本发明的翼组结构的另一改进方案中可以规定，第一方向基本上对准飞行器的正向飞行方向。
本发明优选提出一种垂直起降航空器的结构元件(翼肋、连接结构)的特殊空气动力优化廓型设计，该设计在较大的迎角范围内的最佳设计点或升阻比略有偏差。
升阻比与滑翔角γ有关。滑翔角γ表示飞行器在非推进状态(滑翔飞行)相对于水平面向下滑翔的角度。这是飞行器的机翼廓型的特性值。该滑翔角的切线是所述的升阻比e。滑翔比为升阻比e的倒数。升阻比指定飞行器在静止空气中降落1米飞行高度时的横平/水平滑翔米数。
在根据本发明的翼组结构的相应改进方案中可以规定，当第二数目的翼肋在入流时的迎角α、特别是相对于所述平面展向的(迎)角α的角度范围约为-15°<α<+15°，优选-10°<α<+10°，最优选-5°<α<+5°，所述空气动力廓型的升阻比基本恒定(或具有正面效应)，其中，α＝0°表示入流平行于根据本发明的翼组结构的最佳迎角。就此而言，“基本恒定”是指在所述角度范围内，升阻比仅约降-50％，优选仅约降-25％，特别优选仅约降10％。
与之相应地，在空气动力方面优化翼组结构或翼肋的设计，以便在关于最佳设计点o(其可与平行于入流的最佳攻角相重合)的较大迎角α范围内，优选在+/-15°的范围内，最优选在+/-10°的范围内，特别优选在+/-5°的范围内，该设计的升阻比与设计点o处的最佳升阻比相差(或比其减小)至多50％，优选仅约25％，特别优选10％。
“设计点o”一般是指确定或特别适合(设计)其翼组结构或空气动力廓型的运行点或运行状态，就此尤其应顾及标称入流方向，并应顾及飞行器在正向飞行中的方向/倾度以及旋翼下洗气流的叠加。
现有技术中公知一些廓型，在其升阻比l/d((l)ift/(d)rag-升力/阻力)关于迎角α的变化曲线中，仅在相对较小的迎角α范围内具有绝对高的升阻比，超出这一范围时，升阻比急剧下降，即升力作用丧失。
与之相对地，在本发明范围内有利使用的廓型的特征在于，如上所述，因升阻比的变化曲线在较大的迎角α范围内相对平缓，能够在较大的迎角范围内改善升力作用。
这类廓型设计尤其能够在较大的迎角范围内寻求针对空气动力设计的折衷，这对于所述飞行器根据飞行姿态更改迎角而言是必要条件。
在根据本发明的翼组结构的另一改进方案中可以规定，当d表示廓型厚度且i表示廓型长度时，优选基本垂直于所述平面，优选基本上在所述平面内或平行于所述平面，空气动力廓型的相对廓型厚度d/i大于或等于0.2，优选大于或等于0.3，最优选等于0.45。
针对垂直起降的飞行器，诸如本申请人公司出产的
在根据本发明的翼组结构的又一改进方案中可以规定，所述空气动力廓型在底侧上、特别是在关于所述平面的底侧上具有近似s形的外廓。
这样的外廓在“s”的两半之一的区域内限定一个空腔或(凹入)回槽，这可以引起控制下的气流分离。这会改进廓型的空气动力特性，即，通过分离虚拟地增加廓型的位移厚度和动量厚度。这样就能虚拟地增长正向飞行中的廓型，从而产生更高的升力。但该虚拟区域在悬停飞行或垂直升降飞行时并不存在，因而障碍面更小。
在根据本发明的翼组结构的另一有利改进方案中可以相应地规定，优选在所述空气动力廓型面向正向飞行方向的后侧，该空气动力廓型在底侧、特别是相对于所述平面的底侧的外廓具有凹入区域。这样进一步以期望方式改进廓型的空气动力特性。
在根据本发明的翼组结构的附加改进方案中可以规定，所述空气动力廓型特别是关于所述平面呈非对称构造。特别是廓型可以构造成在其上侧相对较平，仅略微弯曲，而在其底侧具有明显更大的曲率，视情况匹配于上述s形和/或部分凹形的曲线。这样以期望的方式提供对廓型的空气动力特性的额外改进。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中还可规定，所述空气动力廓型采用如图5或图5a所示的特殊构造。本申请人的研究表明，这种廓型以特别有利的方式结合了上述特性。
在根据本发明的翼组结构的相当优选的改进方案中可以规定，所述空气动力廓型采用第二数目的翼肋的覆罩的形式构造；或者第二数目的翼肋的基体以其外表面根据空气动力廓型成形。因此无需在空气动力上起效地设计或改造翼组结构的翼肋。确切而言，可以使用经验证的现有翼肋形状，而仅增设空气动力上起效的覆罩。这样还能改善制造灵活性。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中还可规定，第一数目的翼肋具有对称的廓型，优选圆形、特别是是卵形或椭圆形的廓型，最优选关于所述平面对称和/或与之垂直。在本说明书的上下文中，这种廓型就尽量减小空气阻力的空气动力方面视为不起作用或为中性。
在根据本发明的翼组结构的进一步改进方案中可以规定，(中性)廓型采用第一数目的翼肋的覆罩的形式构造，或者第一数目的翼肋的基体以其外表面根据(中性)廓型成形。确切而言，可以使用经验证的现有翼肋形状，而仅增设空气动力上起效的覆罩。这同样也能改善制造灵活性。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，在关于第一方向(优选正向飞行方向)的第一角度范围内、优选关于第一方向对称的第一角度范围内、最优选关于第一方向成约-45°(+315°)至约+45°的第一角度范围内取向的那些翼肋构造为第一数目的翼肋。在该范围内，同样优先采用尽量降低空气阻力的空气动力上中性的翼肋。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，在关于第一方向(优选正向飞行方向)的第二角度范围内、优选关于第二方向对称的第二角度范围内、最优选关于第一方向成约+45°至约+135°以及约+225°至约+315°的第二角度范围内取向的那些翼肋构造为第二数目的翼肋。因此，在该范围内，同样优先采用空气动力学上起效的翼肋。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，在关于第一方向(优选正向飞行方向)的第三角度范围内、优选关于该方向对称的第三角度范围内、最优选关于该第一方向成约+135°至约+225°的第三角度范围内取向的那些翼肋构造为第一数目的翼肋。在该范围内，同样优先采用尽量降低空气阻力的空气动力上中性的翼肋。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，其余的翼肋、即在关于第一方向的约+45°至约+135°和/或约+225°至约+315°的角度范围内取向的那些翼肋构造为第二数目的翼肋。在这些范围内，基于气流条件采用空气动力上起效的翼肋经证实特别高效。这对应于上文已定义的第二角度范围。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，第一数目的翼肋在第一角度范围或第三角度范围内均具有相同的空气动力廓型，并优先地尽量减小空气阻力。经证实，这样的优势不仅是出于对称性原因。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，第一数目的翼肋在第一角度范围或第三角度范围内具有翼肋间相异的空气动力廓型。以此方式，可以考虑各个翼肋关于第一方向的不同取向来增强所能达成的效果。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，翼肋始自中央固定结构并以它们各自的第一端固定到该中央固定结构。该固定可以采用可脱离的构造，以便拆卸飞行器进行运输。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，翼肋至少在相邻的翼肋之间成对地以它们各自的第二自由端相互连接。这样就能使结构稳定化。优选地，翼肋具有相同的长度，从而存在可由圆弧形弯曲区段组成的圆环形连接结构。
根据本发明可以规定，作为翼肋的替选或附加方案，优选如上所述，连接结构、特别是区段(圆弧形弯曲区段)本身又具有空气动力廓型。同样如上所述，这可以限制到关于第一方向(正向飞行方向)的某些角度范围。以此方式，可以实现附加的升力效果。
在根据本发明的翼组结构的改进方案中可以规定，翼肋构造成优选自中央固定结构开始以树枝状向外分支。经证实，这种设计方案的优势在于，尤其能够实现双六角形旋翼排列。
在根据本发明的翼组结构的相应改进方案中可以规定，所述翼肋构造并设置用于承载飞行器的驱动单元，这些驱动单元优选均具有至少一个旋翼和一个用于驱动旋翼的马达单元。
在根据本发明的翼组结构的另一改进方案中可以规定，存在布置于翼组结构上的数个旋翼以及布置于翼组结构上的数个用于驱动旋翼的马达。这样的冗余设计能够提高操作安全性。
在根据本发明的飞行器的又一改进方案中可以规定，至少其中一些旋翼布置在所述平面上方。经证实，这种布置在飞行和安全技术方面特别有利。
在根据本发明的飞行器的改进方案中也可规定，客舱和/或货舱布置在所述平面下方。以此方式，所述飞行器即使在恶劣的天气条件下也能运载人员和/或货物。
下面将再度在上下文中单独指出上文已经部分提及的本发明特别有利的设计方案。
在已知的
本发明优选提出，在空气动力上优化这些翼肋和/或布置于翼肋之间的连接结构的廓型设计，使其在较大的迎角范围内减小其最佳设计点/升阻比的偏差，从而产生升力。
由于
在此情形下，翼组结构或翼肋和/或连接元件的空气动力廓型优选在(旋翼)平面的圆周上变化，这取决于关于正向飞行的位置，其中，特别是在前部区域(-45°<β<45°)和后部区域(135°<β<225°)具有相似的廓型，而在驾驶舱的右侧区域(45°<β<135°)和左侧区域(225°<β<315°)可以又具有其他但同样彼此相似的廓型。
这里优选在空气动力上优化翼组结构或翼肋的设计，使其在极大的迎角α范围内、例如在+/-15°的范围内、优选在+/-10°的范围内、最优选在+/-5°的范围内关于最佳设计点的升阻比与设计点中的最佳升阻比的偏差不超过10％。
这类廓型设计尤其能够在较大的迎角范围内寻求针对空气动力设计的折衷，这对于所述飞行器根据飞行姿态更改迎角而言是必要条件。
这明确涵盖这样的设计：例如通过在各翼肋的码长(纵伸)上进行扭曲，单独调整翼肋之间以及翼肋之内的攻角。在某些飞行器中，旋翼的下洗气流根据位置而相对增强，因此有利的是，空气动力廓型的最佳攻角在翼肋长度上变化(例如，扭曲)。
另外，鉴于悬停飞行，尽量减小廓型的纵横比的优势在于，使得悬停飞行时因旋翼的下洗气流而产生下压力(即，download)的寄生面最小化。因此，本发明提出的空气动力廓型或覆罩的特征在于相对较小的纵横比或较厚的廓型厚度(廓型厚度与廓型长度之比超过20％，甚至超过30％)，从而该空气动力廓型与纵横比明显更大的常用的空气动力廓型存在显著区别。
附图说明
下面结合附图参照多个实施例的描述获得本发明的更多特点和优势。
图1示出不带旋翼的飞行器中的翼组结构的俯视图；
图2示出图1中的飞行器带有旋翼的侧视图；
图3示出图2中的飞行器处于正向飞行状态；
图4示出纵横比相对较大的现有空气动力廓型；
图5示出廓型高度相对较高的空气动力廓型；
图5a示出图5中的廓型的精确曲线图；
图6示出升阻比随迎角变化的关系曲线图；以及
图7示出根据本发明的翼肋覆罩的可行技术方案。
具体实施方式
图1示出本申请人的产品中垂直起降多旋翼飞行器形式的载货和/或载客飞行器1，其具有多个分布式布置的电动旋翼(为清楚起见，图1中未示出)。附图标记2表示相关联的马达单元或(电动)马达，其中优先地，每个马达单元2配属有一个旋翼。飞行器1具有用于马达/旋翼的翼组结构3，该翼组结构3具有多个翼肋4，它们基本上布置于一个平面e(平行于旋翼平面)内并自中央固定结构1a开始以树枝状(y形)向外分支。图1示出该平面e的俯视图。在翼组结构3的外缘处，相邻的翼肋4在它们的自由端区域内成对地经由以圆弧形弯曲区段3a形式的连接结构而相互连接。客舱5布置在该平面e下方。第一数目的翼肋4至少主要沿第一方向r1布置于或平行于平面e，该第一方向r1与飞行器1的正向飞行方向相符(参见图1所示的x坐标)。在图1中，这些翼肋标有附图标记4a。与之相对，第二数目的翼肋4至少主要沿第二方向r2布置于或平行于平面e，该第二方向r2与第一方向r1正交取向(y坐标)。在图1中，这些翼肋标有附图标记4b。至少第二数目的翼肋4b的横截面中具有空气动力廓型，下面将对此予以详述。翼肋4关于x轴对称布置，因此仅就半图来说明翼肋4。
图2示出图1中的飞行器1以及旋翼6处于悬停飞行状态，为清楚起见，图中仅标出其中几个旋翼。在悬停飞行中，旋翼6产生在附图标记a处以箭头指示的下洗气流，从而当下洗气流a与飞行器1的结构部件(例如翼组结构3或翼肋4和区段3a)相互作用时，产生下压力(即，download)。
图3示出图2中的飞行器处于正向飞行状态。为了从图2所示的垂直(悬停)飞行变为图3所示的水平飞行状态，在多旋翼飞行器垂直起降的情况下，通过相应地调控不同旋翼6的转速来激发整个飞行器1前倾。由此，如图所示，入流空气在翼组结构3上相对于(旋翼)平面e的迎角α有所改变。附图标记v表示飞行器1的飞行速度或入流空气的速度。附图标记a’处的箭头象征旋翼6的区域内(在正向飞行方向上)产生的空气流。由于飞行器1的前倾与旋翼6引起的下洗气流的共同作用，在翼组结构3或翼肋4的区域内获得有效的迎角α+x。
翼组结构3或其中存在的至少一些翼肋4、4a、4b就应具有根据本发明的空气动力廓型。这样，一方面，通过翼组结构3或翼肋4、4a、4b尽量减小空气阻力。另一方面，根据本发明的空气动力廓型会在飞行器1的正向飞行中产生升力，以支持飞行运动。
优选地，这一过程涉及第二数目的翼肋4b(参见图1)，而第一数目的翼肋4a大致沿正向飞行方向r1取向，可以具有中性的空气动力廓型，例如椭圆形，以尽量减小空气动力阻力。
此外，基于上述飞行器1的对称性，翼肋4在关于飞行器1的竖轴线以平面e(参见图1)中限定的角度β的一定范围内具有相同的廓型，其中，正向飞行方向r1的值对应于β＝0°。
特别是翼肋4在前部区域(-45°<β<45°)和后部区域(135°<β<225°)优选具有相似或相同的廓型，而翼肋4在驾驶舱5的右侧区域(45°<β<135°)和左侧区域(225°<β<315°)可以具有其他但同样彼此相似的廓型。
图4示出纵横比i’/d’相对较大的常规空气动力廓型，而图5示出本发明范围内优先采用的空气动力廓型(又见图5a)。该空气动力廓型的下述特征可以是共同或单独且或多或少突出的特征，其中包括：底侧上近似s形(即，s形反翘)廓线具有部分凸起和部分凹入的廓线；具有大曲率半径的平头fn(左下区域)；相对较厚的廓型厚度：d/i>0.2，优选>0.3。特定而言，由于控制下的气流分离，后下区域中的“凹部”(凹入区域kb)对期望的空气动力性能具有良好的作用。
此外，比较图4所示的廓型与图5和图5a所示的廓型时，应当注意，图5和图5a所示的廓型也保持绝对更短(i<i’)。特定而言，就垂直起降飞行器而言，诸如本申请人公司的产品
图5a采用相应的坐标更精确地示出图5所示的廓型。如上所述的最佳设计点o(平行于x轴(横坐标)的标称入流)位于所示坐标系的原点。
图6概括性示出图5和图5a所示的廓型在附图标记b处的升阻比(升力l与空气阻力d之比：e＝l/d)随迎角α的变化。为了进行比较，附图标记a处的曲线示出现有技术中升阻比e(l/d)关于迎角α的曲线。如图所示，升阻比曲线与曲线a相对应的已知廓型在绝对值方面可以具有高(较高)的升阻比，但这仅在相对较小的迎角α范围内。
与之相比，在b处示出本文参照图5和图5a提出的廓型的相应廓线。在相对较大的迎角α范围内，升阻比的变化曲线相对平缓，即，廓型在较大范围内具有基本恒定的升阻比，这与图3所示的条件相符，而且可变的倾角或气流与结构之间可变的相对角度能够确保几乎恒定的空气动力条件。oa和ob表示各自的最佳设计点。
出于图5或图5a中的廓型，图7示出翼组结构3和翼肋4或4b的可行设计方案的横截剖视图。根据这种设计方案，实际的翼肋或翼组结构4’(特别是翼肋4b)具有圆形横截面且布置于内部。它的外部被覆罩4”包围，该覆罩4”具有图5和图5a所示廓型的形状。以此方式，可以使用常规的部件并日后在空气动力方面对其予以改进；替选地，基体、特别是第二数目的翼肋4b可以直接在其外表面上根据空气动力廓型成形。
圆弧形的弯曲区段3a形式的连接结构(参见图1)也可以具有空气动力廓型，如前所述，优先在沿正向飞行方向布置在前部区域(例如-45°<β<45°)或后部区域(135°<β<225°)的区段中。这二者之间可以布置有圆弧形弯曲区段3a的椭圆形横截面的区域。廓型形状之间的过渡可以采用连续(流线型)构造。这一点同样适用于翼肋4(4a、4b)。树枝状翼肋4的不同分支可以具有不同的廓型。根据角位置β，廓型可以具有不同的突出程度。
原则上，在图1所示的飞行器中，翼肋4相对于第一方向r1仅有几个不同的角度，即，外侧翼肋4为0°(或180°)、60°和120°，且内侧翼肋4为30°、90°和150°。据此，优选仅存在几种不同的廓型形状，它们特别是可以取决于所述的角度和/或附接在飞行器中的位置(前、后、两侧)。
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