能垂直起飞的飞行设备的制作方法

本发明涉及一种能垂直起飞的飞行设备，例如类似于四轴飞行器。

背景技术：

对于许多应用而言所期望的是，提供一种飞行设备，所述飞行设备能够从最小的小面积中起飞从而例如不需要专门的大面积的飞机场。此外，对于特定的应用目的而言需要如下飞行设备，所述飞行设备是灵活的并且能够精确地操纵，并且所述飞行设备优选能够立刻悬停(Schwebeflug)并且在这种情况下能够具有良好的悬停飞行特性。

例如使用飞行设备用于空中监控和空中侦查，所述飞行设备应能够在令人感兴趣的目的地上方悬停并且在此应例如能够拍摄航拍图像。在一个替选的应用中，能垂直起飞的飞行设备能够用于飞向对于人或者其它机器而言难以进入的区域，例如在救灾应用的范围中，以便例如能够将物品如工具、食品或者药品运输到这种区域中，其中所述飞行设备有时也能够称为VTOL(Vertical Take-Off and Landing，垂直起落飞机)。

此外对于这种应用而言研发如下飞行设备，其中四个或更多个装配有螺旋桨和至少一个进行驱动的马达的螺旋桨或者旋翼分别用于基本上竖直向上地推进，以便能够以这种方式垂直地升高飞行设备或使所述飞行设备悬停。

设有四个这种旋翼的飞行设备也称为四轴飞行器、四旋翼飞行器、四螺旋桨遥控直升机、四旋翼直升机或者悬浮平台。一般而言，这种具有多于三个用于升力的旋翼的飞行设备称为多轴飞行器，其中除了四轴飞行器外，具有三个旋翼的变型形式(三轴飞行器)、具有六个旋翼的变型形式(六轴飞行器)或者具有八个旋翼的变型形式(八轴飞行器)也是常用的。这种飞行设备通常以无人驾驶的方式运行并且能够与之相应地是小的。部分地，这些飞行设备也称为遥控无人驾驶飞机。

通过整个飞行设备或一个或多个旋翼轻微倾斜于水平线，在这种飞行设备中也能够用于一定的推进，其中由旋翼产生的推进倾斜于竖直线。倾斜在四旋翼飞行器和多轴飞行器中在借助于电动机运行时通常通过电动机的转速控制装置来调节。也就是说，设备的飞行调节器经由转速来调节各个螺旋桨的推进。由此能够控制各个推进，使得飞行设备能够上升和下降，或能够向前、向后或者向侧面倾斜。但是，通过这种有针对性的转速变化，不仅改变推进而且改变了马达和螺旋桨的转矩或角动量。由此围绕系统的竖直轴线产生转矩。该转矩能够顺时针作用或者逆时针作用。以这种方式在飞行设备的竖直轴线中的控制是可行的。在此，这种电驱动的多轴飞行器在没有叶片调节的情况下利用角动量的或者涡旋的变化。

然而这种飞行设备具有如下缺点：随着飞行设备的尺寸增大，越来越难以充分大地改变角动量。

技术实现要素：

由此出发，本发明的目的是，提供一种改进的飞行设备。

该目的通过根据本发明的飞行设备实现。有利的实施方式在下文中描述。

所述目的通过一种飞行设备实现，所述飞行设备具有承载结构和至少四个升降旋翼。升降旋翼中的每一个固定在承载结构上并且具有至少一个螺旋桨。升降旋翼构成为，使得升降旋翼的至少一个螺旋桨转动所在的转动平面相对于通过承载结构展开的平面倾斜。

本发明基于如下基本思想：通过螺旋桨平面的歪斜或者倾斜充分利用正弦效应。除了固有的升降分量外，通过转动平面的倾斜产生垂直于升降分量的推进分量。该推进分量垂直于升降分量作用并且在相应的升降旋翼的转速变化时增强飞行设备的角动量(Drehimpuls)。通过增强角动量能够更好地控制飞行设备，更确切地说，通过较小的力耗费就已经能够实现控制，或能够在力耗费相同的情况下控制较大的飞行设备。

优选地，螺旋桨的转动平面相对于通过承载结构展开的平面向内或者向外倾斜。转动平面的倾斜优选从飞行设备的中点起向内或向外，也就是说，在从上方观察飞行设备时，在飞行设备的或飞行姿态的正常定向时朝向飞行设备的重心或远离飞行设备的重心。

优选地，螺旋桨的转动平面垂直于沿着飞行设备的主飞行方向的纵轴线向内或向外倾斜。当存在优先方向时，这对于倾斜而言是有利的。优选地，飞行设备的所有升降旋翼的螺旋桨具有相同的倾斜方向，也就是说，所有螺旋桨的转动平面要么向外要么向内倾斜。在此，螺旋桨的转动平面都能够以相同的角度倾斜。替选地，优选两个在对角线上相对置的升降旋翼的转动平面也能够相对于例如另外两个升降旋翼以不同的角度倾斜。

飞行设备优选具有主飞行方向，所述主飞行方向确定飞行设备的纵轴线。在飞行设备的近似转动对称的构造中，也就是说，在中央的机身和例如四个以90度的角度设置在其上的升降旋翼中，限定主飞行方向，在上文中提到的纵轴线沿着所述主飞行方向定向。在飞行设备的伸展的构造中，飞行设备通常具有主飞行方向，其中不应排除飞行设备也能够逆着固有的主飞行方向或沿着另一方向飞行。

为了通过螺旋桨的转动平面的倾斜实现增强角动量，一个特定的方向是有利的，因为在径向上向内或向外倾斜时该效果可能被消除。通过螺旋桨的转动平面垂直于飞行设备的纵轴线倾斜，也就是说，垂直于飞行设备的主飞行方向倾斜，产生优选竖直的推进分量，所述推进分量能够充分用于飞行设备的偏航(Gieren)。与因用于偏航的转速变化而引起的传统的纯角动量变化相反，通过螺旋桨的转动平面的同时倾斜来增强转矩并且甚至更大的飞行设备由此可简单的偏航，也就是说，围绕竖直轴线旋转。优选地，通过竖直的、由转动平面的倾斜产生的推进力分量并且通过角动量变化引起如下转矩，所述转矩优选沿着相同的方向作用。这具有下述优点：通过竖直的推进力分量来增强因角动量变化而产生的转矩。

优选地，倾斜是固定的。优选地，倾斜是预先设置的或者固定预设的。这具有下述优点：对于升降旋翼的倾斜不需要铰接等。

优选地，可由升降旋翼产生的上升力的总和基本上通过飞行设备的重心。为了实现飞行设备围绕飞行设备的重心偏航，可由升降旋翼产生的上升力的总和使各一对升降旋翼被选择为，使得这些升降旋翼相对于飞行设备的重心在对角线上相对置。更确切地说，在四旋翼飞行器、即具有四个升降旋翼的飞行设备中，两个关于四旋翼飞行器的重心相对置的、即关于重心在对角线上相对置的升降旋翼例如分别形成一对。一对升降旋翼的这两个升降旋翼优选分别类似地被控制。另一对升降旋翼相应地来逆向控制，也就是说，在提高第一旋翼对的转速以产生转矩时，例如为了使飞行设备在悬停状态中停留在相同的高度上，进行第二旋翼对的相应的转速降低。通过第一旋翼对的转速提高，除了沿着旋转方向的推进力矩外也提高上升力。为了例如在悬停飞行时反作用于该上升力，相应地降低第二旋翼对的转速。由此抵消了上升力并且此外降低了第二旋翼对的转矩，也就是说，第一旋翼对的逆向推进力矩不那么强地沿着所期望的旋转方向作用。

优选地，通过至少两个关于飞行设备的重心在对角线上相对置的升降旋翼的转速变化，可产生围绕飞行设备的竖直轴线的转矩。螺旋桨优选倾斜为，使得所述螺旋桨能够产生围绕竖直轴线的转矩。

优选地，通过升降旋翼产生的转矩的总和在悬停飞行时近似为零。在不受干扰的悬停飞行时，因此消除力差。由此，所引起的转矩和所引起的力在X-Y平面中为零。

优选地，在通过升降旋翼产生的转矩的总和不等于零时，飞行设备可以围绕偏航轴旋转。在有针对性地调节转速时或者推进变化时，产生力对，所述力对相应地产生围绕竖直轴线的转矩。而所有力的总和在X-Y平面中保持为零。

优选地，两个在对角线上相对置的升降旋翼分别具有相对于至少另外两个在对角线上相对置的升降旋翼相反的转动方向。通过不同的转动方向，飞行设备能够保持在悬停飞行中，而飞行器可能不会持续地自身围绕竖直轴线旋转。在四旋翼飞行器中，这两个旋翼对的升降旋翼产生相反定向的转矩，使得飞行设备不具有自转。仅在至少一个旋翼对的转速变化时，才产生所期望的转矩，并且飞行设备如所期望的那样围绕竖直轴线旋转，也就是说，所述飞行设备偏航。

优选地，通过升降旋翼的转动平面的倾斜，存在垂直于升降分量的推进分量。

优选地，升降旋翼沿着飞行设备的纵轴线的方向离飞行设备的重心越远，升降旋翼的通过推进分量增大的转矩就越大。如果倾斜的升降旋翼沿着纵轴线的方向、即平行于纵轴线距重心的距离等于零，也就是说，在重心处或在重心附近，那么重心中的推进分量垂直于主飞行方向作用。由此不产生转矩或者仅产生非常小的转矩，所述转矩能够用于飞行设备围绕竖直轴线的旋转。升降旋翼沿着纵轴线的方向距飞行设备的重心的距离越大，推进力矩的作用就越大，所述推进力矩能够通过升降旋翼的转动平面的倾斜被充分利用。

优选地，升降旋翼构成为，使得转动平面相对于升降旋翼的由马达驱动的旋翼轴是静止的。

优选地，升降旋翼的螺旋桨叶片与旋翼轴刚性地连接。通过升降旋翼的螺旋桨叶片与旋翼轴的刚性连接，升降旋翼的简单的构造是可行的。上升力的改变在此通过转速变化实现并且不通过调节，即螺旋桨叶片围绕螺旋桨叶片的纵轴线旋转来实现。

优选地，升降旋翼中的每一个由电动机驱动。电动机的电能在此能够通过中央的发电机、即借助于例如内燃机提供或者通过电池提供。通过中央的发电机例如内燃机例如能够驱动另一驱动器，例如具有推式螺旋桨或者拉式螺旋桨的推进式驱动器。推进式驱动器在此例如能够经由内燃机的轴驱动或者经由电动机驱动。

优选地，飞行设备是VTOL(Vertical Take-Off and Landing，垂直起落飞机)。VTOL能够使用飞行设备的升降旋翼用于起飞和降落。对于在巡航飞行中的推动式驱动器而言例如能够使用另一推式或者拉式驱动器。

优选地，飞行设备是有人驾驶的或者无人驾驶的飞行设备。

附图说明

在附图中，通常相同的附图标记涉及不同的视图上的相同的部件。附图不一定是按比例的；而是通常着重于图解说明本发明的原理。在下述附图中，参考下述附图描述本发明的不同的实施方式，其中示出：

图1示出飞行设备的第一实施方式的立体图；

图2示出飞行设备的一个实施方式的简化图的不同视图；

图3示出飞行设备的一个实施方式的力的视图；

图4示出在飞行设备的一个实施方式的简化图的不同的飞行机动动作中的力分布；

图5示出飞行设备的一个实施方式的所引起的力的视图；以及

图6示出飞行设备的一个实施方式的控制设计的视图。

具体实施方式

下述详细的描述参考所附的附图，所述附图为了阐述而示出具体的细节和实施方式，在所述细节和实施方式中能够实行本发明。

词“示例性地”在这里以含义“作为一个实例、情况或者图解说明”来使用。在这里作为“示例性地”来描述的每个实施方式或者设计方案不一定设计为相对于其它实施方式或设计方案是优选的或者有利的。

在下述详细描述中参考所附的附图，所述附图形成该描述的一部分并且在所述附图中为了图解说明示出具体的实施方式，在所述实施方式中能够执行本发明。在这方面，参照所描述的(多个)附图的定向来使用方向术语如“上”、“下”、“前”、“后”、“更靠前”、“更靠后”等。因为实施方式的部件能够在大量不同的定向中定位，所以方向术语用于图解说明并且绝不是限制性的。应理解的是，能够使用其它的实施方式并且实行结构上的或者逻辑上的改变，而不脱离本发明的保护范围。应理解的是，在这里所描述的不同的示例性的实施方式的特征能够彼此组合，只要未另作具体说明。下述详细的描述由此不理解为是限制性的，并且本发明的保护范围通过所附的权利要求来限定。

在本发明的范围中，术语“连接”、“连上”以及“耦联”不仅用于描述直接的连接而且用于描述间接的连接、直接的或者间接的连上以及直接的或者间接的耦联。在附图中，相同的或者类似的元件设有相同的附图标记，只要这是适宜的。

图1示出飞行设备1的第一示例性的实施方式的三维视图。飞行设备1具有承载结构2和至少四个升降旋翼3。升降旋翼3中的每一个固定在承载结构2上并且具有至少一个螺旋桨4。升降旋翼3构成为，使得升降旋翼3的至少一个螺旋桨4转动所在的或者四个升降旋翼3的螺旋桨4转动所在的转动平面5相对于通过承载结构2展开的平面21倾斜。螺旋桨4的转动平面5的倾斜在图2中详细地示出。

在图1中示出的示例性的飞行设备1此外对于快速的向前飞行而言具有推进式驱动器。然而在此所描述的本发明与飞行设备1的驱动器的类型无关并且也能够应用于如下飞行设备1，在所述飞行设备中升降旋翼3也用于快速的向前飞行。

图2示出飞行设备1的一个示例性的实施方式的简化图的不同视图。飞行设备1的承载结构2在图2a和2b中示出的示例性的实施方式中减小到最小，以便能够更好地示出螺旋桨(未一起示出)的转动平面5相对于通过承载结构2展开的平面21的倾斜。

图2a示出飞行设备1的三维视图。升降旋翼3的螺旋桨的转动平面5垂直于飞行设备1的纵轴线A-A’向外倾斜。通过转动轴线的歪斜或倾斜，升降旋翼3的推进分量不再达到100％地向上作用，而是包含向外定向的推进分量。作用力的视图在其它图3至5中一般性地并且针对不同的飞行情况示出。

图2b是图2a中的飞行设备1沿着纵轴线A-A’的方向从位置A起的视图。在此可以明确地看到，升降旋翼3的螺旋桨(未示出)的转动平面5相对于通过飞行设备1的承载结构2展开的平面21向外倾斜。倾斜方向从飞行设备1的重心处垂直于纵轴线A-A’向外定向。如通过力矢量所表明的那样，由于倾斜，升降旋翼3的推进分量不仅向上而且垂直于纵轴线A-A’、即向外起作用。通过转动平面5的倾斜，利用正弦效应(Sinuseffekt)。在此重要的是，存在优先方向。螺旋桨不应简单地径向向外作用，因为随后所述效应可能撤除。螺旋桨进而转动平面5倾斜为，使得其能够产生围绕竖直轴线的转矩。所引起的推进分量、即竖直的和水平的推进分量的总和垂直于转动平面5作用、即以角度α轻微地从竖直线向外倾斜地作用。

图3示出飞行设备1的一个示例性的实施方式的力的视图。在图3中示出的飞行设备1中，一起示出升降旋翼3、3’的螺旋桨4的转动方向。在此，升降旋翼3的、即两个在对角线上相对置的升降旋翼3的螺旋桨4的转动方向顺时针定向。另外两个在对角线上相对置的升降旋翼3’的螺旋桨4的转动方向逆时针定向。通过升降旋翼3、3’的螺旋桨4的不同的转动方向，能够抵消升降旋翼3、3’的转矩。每个升降旋翼3、3’除了沿着Z方向、即竖直地作用的推进分量Fz外，由于螺旋桨4的转动平面5的歪斜或倾斜而具有沿着Y方向、即水平地作用的推进分量Fy。

所引起的推进分量从这两个推进分量Fz和Fy的相加中产生。在有针对性地调节升降旋翼3、3’的转速并且伴随其产生推进变化时，总是产生力对，所述力对相应产生围绕竖直轴线B-B’的转矩。

示例性地，右前的升降旋翼3中的沿着Z方向的推进分量作为虚线示出。沿着Y方向的推进分量通过实线示出并且所引起的推进分量以点划线示出。在悬停飞行时，各个升降旋翼3的推进分量Fz的总和产生沿着Z方向的总推进分量并且相当于飞行设备1的重力。

升降旋翼3的推进分量越大，升降旋翼3就沿着飞行设备1的纵轴线A-A’的方向离飞行设备1的重心S越远。更确切地说，通过水平的推进分量Fy产生的转矩的作用越大，沿着飞行设备1的纵向方向A-A’距重心S的距离d就越大。

图4示出在飞行设备1的一个示例性的实施方式的简化图的不同的飞行机动动作中的力分布。在图4中示出的示例性的实施方式中，飞行设备1的原本的承载机构为了更好的视图仅简略示出。

在此，图4a示出飞行设备1在悬停飞行时的旋转。施加在各个升降旋翼3、3’上的转矩通过箭头示出。升降旋翼3、3’的各个马达控制装置7经由飞行调节器6、例如飞行控制计算机(FCC)控制，使得提高两个相对置的升降旋翼3的转速。为了此外在悬停飞行时将飞行设备1保持在相同的高度上，相应地降低另外两个升降旋翼3’的转速。竖直的推进分量的总和因此保持相同。升降旋翼3处的竖直的推进分量的增大产生围绕飞行设备1的竖直轴线的转矩。

图4b示出飞行设备1的悬停飞行。施加在各个升降旋翼3、3’上的转矩通过箭头示出。升降旋翼3、3’的转矩都是相同大的。竖直的推进分量的总和对于悬停飞行而言保持相同。在不受干扰的悬停飞行中，消除力差。所引起的转矩和所引起的力在X-Y平面中为零。在有针对性地调节转速时或推进变化时，总是产生力对，所述力对相应产生围绕竖直轴线的转矩。

图5示出飞行设备1的一个示例性的实施方式的所引起的力的视图。

在不受干扰的悬停飞行中，消除力差ΔF。由此所引起的转矩和所引起的力在X-Y平面中为零。在有针对性地调节转速时并且与其关联的推进变化时，总是产生力对，所述力对相应产生围绕竖直轴线的转矩。而所有力的总和在X-Y平面中保持为零。

图6示出飞行设备1的一个示例性的实施方式的控制设计的视图。

在图6中示出的飞行设备1具有承载结构2，所述承载机构具有两个承载面22。承载面22装配有升降舵23或副翼(Querruder)24。承载面22在快速的向前飞行时产生上升力从而改进飞行设备的空气动力学从而改进飞行设备的航程。为了横向控制，飞行设备1此外具有方向舵25或尾翼。对升降舵23、副翼24和方向舵25的控制经由飞行调节器6来进行。飞行调节器6与升降旋翼3、3’的电动机的马达控制装置7连接，以便控制提升旋翼3、3’的转速。为了快速的巡航飞行，飞行设备1具有推进式螺旋桨27，所述推进式螺旋桨经由驱动机构26驱动。对推进式螺旋桨27的转速的控制从而与其关联地对驱动机构26的功率的调节例如经由飞行调节器6进行。驱动机构26例如是直接驱动推进式螺旋桨27的内燃机并且产生用于升降旋翼3的电动机的运行的电流。替选地，在未示出的示例性的实施方式中推进式螺旋桨27也能够间接地经由电动机来驱动，所述电动机例如经由驱动机构26或者电池供给电流。在另一未示出的示例性的实施方式中，飞行设备1为了快速的巡航飞行也能够设有拉式螺旋桨。

虽然主要参照特定的实施方式示出和描述本发明，但是本领域技术人员要理解的是，关于设计方案和细节能够实行大量的改变，而不脱离本发明的本质和范围，如通过所附的权利要求所限定的那样。本发明的范围由此通过所附的权利要求来确定，从而考虑包括落入权利要求的字义和等效范围中的所有变化。

附图标记列表

1 飞行设备

2 承载结构

21 平面

22 承载面

23 升降舵

24 副翼

25 方向舵

26 驱动机构

27 推进式螺旋桨

3、3’ 升降旋翼

4 螺旋桨

5 转动平面

6 飞行调节器

7 马达控制装置

S 重心

A-A’ 纵轴线

B-B’ 竖直轴线