专利名称：飞行器的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器，带有一个机身和至少两个安装在机身上的升力体，它们基本上为空心圆柱体结构并具有多个通过升力体的圆周延伸的旋翼翼片，其中，升力体的圆周通过至少一个导向面而部分覆盖。
背景技术：
特别是这种飞行器具有一种旋翼结构的特殊升力体系统，并带有基本上与飞行器的纵轴平行的旋转轴。在此方面，每个旋翼都具有一定量的并类似于机翼的旋翼翼片，它们基本上处于两个类似于圆盘的端部，在使升力体(旋翼)旋转一整圈期间，旋翼翼片的中轴以作为半径的旋转轴间距进行圆周运动，而且旋翼翼片最好在旋转一整圈期间可以在其位置上单独变化。因此在旋翼翼片的每个瞬间位置上均可以对飞行器产生一定的力作用(例如升力、横向力)。
人们做了各种各样的努力将飞机的优点与直升机的优点相结合。在此方面特别有意义的是直升机的特点是可以垂直起降或者需要时还可以在空中停留，例如为了营救人员或完成特殊的运输和对接飞行任务或者类似情况。现有直升机的缺点是技术耗费很高，特别是在旋翼控制方面以及旋转的旋翼例如在与像树梢或者悬崖峭壁轻微接触时具有极大的坠机危险。恰恰是在像阿尔卑斯山脉这样的飞行条件尤其危险，因为一方面要求飞行位置尽可能靠近例如悬崖峭壁，而另一方面那怕是最轻微的接触都会造成严重后果；因此只能在保持相应大的安全距离情况下工作。直升机的另一缺点是即使在巡航时也会产生很高的动力燃料消耗。
为避免这些缺点，已开发出了所谓VTOL型或者STOL型飞行机，它们在结构上基本类似于飞机，但通过各种技术措施具备了可以垂直起降或者至少利用超短起降跑道的能力。
例如EP 0918686A公开了这种解决方案。该文献介绍了一种飞机，它基本上通过横流旋翼构成。按照这种方式，可以通过相应的射流转向产生垂直向下的空气射流，以便可以使飞行器垂直起飞。为巡航可以将推力作为相应转向。
这种公开解决方案中的缺点一方面是对升力产生最佳化的支承面具有很高的空气阻力，特别是在较高的飞行速度时动力燃料消耗非常大，而且飞行器整体上具有相当大的跨距，为此则需要很大空间并在空间很窄的情况下不能或者很难使用。
US 4519562A文献中已对其他飞行器作了介绍。其解决方案复杂且效率不高，从而这种系统无法实施。US 6261051B中介绍的旋翼也不适合实际应用的垂直起降飞行器使用。
DE 196 34 522 A文献中已公开了使用由改进后的横流鼓风机产生升力的另一种飞行器。除了没有直接看出的这种飞行器功能能力问题外，在这里同样存在着上述缺点。
US 6016992 A公开了另一种采用横流旋翼作为驱动部件的飞行器。这里也是通过横流旋翼在飞行方向上产生一种非常大的截面，而且占地面积高，类似于上述解决方案中那样的情况。
US 3361386A文献公开了另一种具有垂直起降能力的飞行器。对于这种飞机应考虑装备变化很大的机翼，其开口对着排气口。由于这种系统在系统上效率很差，因而动力燃料的消耗也极高。
接近这种现有技术状况的还有那种水上飞行器的驱动方案，Voith-Schneider型驱动装置人所皆知。这种著名的驱动系统约有75年历史，其区别基本上在于，各叶片的回转运动在转盘旋转一整圈时按一固定的动力来进行。因此，推进力始终只能处于唯一的方向。与此不同的是，这里提出的本发明升力体与第一力分量，例如与始终不变的垂直升力分量无关，可以在横向上产生第二力分量。
具体的发明涉及VTOL型飞行器的其他实施方式，它们装备有旋转的升力体，其旋转轴基本上与飞行器的纵轴保持平行。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞行器，它可以垂直起飞和垂直降落，可以在空中处于悬浮状态，具有缓慢的前进、后退、向左舷或者右舷平行的侧向运动以及顺时针或逆时针环绕垂直轴的旋转运动这些运动能力，它同时适用于高巡航速度。通过对飞行器的外部几何形状的选择，保证从悬浮状态过渡到高巡航速度的前进运动。特别是在技术耗费低的同时能达到动力燃料高经济性。另一要求涉及满足最高的安全技术标准，在发动机完全停机的情况下也能使飞行器安全降落。此外，可采用护板对旋转的升力体进行保护，从而使飞行器距障碍物(例如悬崖峭壁、高楼墙体)非常近时也能灵活操纵，而且即使在飞行器与障碍物接触时，依靠升力体的防撞旋转部件也能可靠防止坠落。另一要求是驾驶员同样可以借助于弹射座椅安全而且无撞击地离开飞行器。
依据本发明而得以实现这一解决方案，即升力体通过至少一个动力源驱动，并且各自具有一个基本上与飞行器的纵轴平行的汽缸轴。在此方面，每个旋翼具有一定数量并类似于机翼的旋翼翼片，它们基本上这样设置在两个类似于圆盘的端体上，当升力体(旋翼)旋转一整圈时，旋翼翼片的中轴与作为半径的旋转轴间距构成圆周运动，而且旋翼翼片最好在旋转一整圈时可以在其位置上单独变化。因此在旋翼翼片的每个瞬间位置上均可以对飞行器产生一定的力作用(例如升力、横向力)。这种位置的变化可以整体形式完成，但旋翼翼片的后段也可以独立于前段进行回转，以此来达到一种各自优化的机翼形状。
为此可通过适当选择升力体在飞行器上的设置，应使驾驶舱上部的空间畅通无阻，从而驾驶员可以借助于弹射座椅安全而无撞击离开飞行器(例如这一点例如在直升机上则是不可能的)。
对于军用领域来说，这种升力体配置还提供了其它可能性，确切地说用于侦察目的，可将雷达或其他光学仪器设置在飞行器上。采用这种飞行器可不必离开保护的区域，无需事先利用与飞行器方便而灵活相接的侦察装置，例如可将其保持悬浮状态并做垂直升高随后重新回落，以掌握和判断该地区后面的情况。
依据本发明的解决方案即使在低速或者悬浮飞行情况下也能灵活操纵飞行器，而无需改变动力源的转速，因为升力的方向和强度通过旋翼翼片的控制可以在很大范围内进行改变。由此而达到极大的使用灵活性。
通过升力体与机身平行安装可以同时达到多个优点。一方面升力体可以具有相当大的直径，而没有过多增加前进方向的截面大小，在高速巡航时动力燃料需求也很低。另一方面，本发明飞行器的结构非常紧凑，因此不仅减少了飞机库或者此类的占地面积，而且还具有非常的灵活性。例如这样可以在林间空地或者在市内的建筑物之间这种直升机由于预先规定的旋翼直径而不再可能降落的地方降落。此外，旋翼形升力体结构上特别坚固，并除了旋翼翼片外一般不包括其他运动部件，从而可减少技术耗费。通过将升力体安装在直接靠近机身的区域内，而旋翼悬挂装置的机械负荷非常小，从而可以形成一种有利于节省动力燃料的轻型结构。
如果将升力体设置在机身上部区域的话，各部件会形成一种空间上特别经济型结构。此外，由此可达到一种航空动力学上特别有益的结构，因为进气区可以完全自由和无阻碍地环流通过飞行器的其他部件。
本发明另一特别有益的实施方式在于，升力体通过燃气轮机进行对流驱动。与直升机相类似，这里在使用燃气轮机的情况下也形成一种特别有益的功率自重比。本发明中与直升机相比其额外的优点是，旋转升力体的转速明显高于常用直升机旋翼的转速，从而大大减少了传动机构结构上的开支。根据结构规格、用途和安全规定，两个旋翼可以由一个共用的燃气轮机驱动，或者可以为每个升力各安装一个燃气轮机。
特别是升力体的效率由此得到了进一步提高，在旋翼上可运动的旋翼翼片由至少一个固定轴和两个可彼此独立运动的旋翼翼片部分组成，以便使旋翼翼片的几何形状在某一个瞬间和在任何实际位置上均能与当时的状况最佳配合，由此无论是升力还是横向力均得到优化并将阻力降到最低限度。
通过具有用于产生飞行器前进运动推力的附加驱动装置可以达到特别高的巡航速度。这对于更小的巡航速度来说本身是可行的也足够了，通过升力体可调整的旋翼翼片产生前进运动，在这种前进运动中飞行器进入向前下沉位置并从产生的升力中算出推进力。然而巡航速度在这种情况下会受到限制，从而为提高巡航速度应优先使用附加的驱动装置。这种驱动装置例如可以作为双路式涡轮喷气发动机。起飞和降落过程由此得到支持，即安装附加的驱动装置并可回转。一方面，如果驱动装置射流垂直向下的话，由此可以提高升力，另一方面，通过相应控制回转角可以额外提高灵活操纵性。
垂直起飞或在降落和悬浮飞行时的动力燃料消耗关键是受所转换的空气量所影响。因此特别有益的是，升力体至少延伸至机身长度的40％，最好是至少70％以上。
按照这种方式，可以在预先规定横截面面积的情况下取得升力体最大可能达到的升力功率。
特别是由此改进了在悬浮飞行中和起飞或降落时的灵敏性，即在排气口的区域内装有可调整的导向叶片。在低飞行速度情况下，控制可能性很大程度上会受尾翼影响，从而通过可单独调整的旋翼翼片产生足够的操纵灵敏性。为使飞行器也可以环绕垂直轴线旋转，与此相关特别要优先选择可调型旋翼翼片安装在两个成对对流的升力体上，并由可以彼此独立操作的两部分组成。可环绕飞行器的横向轴回转的其他可调整的导向叶片特别是在可精确控制的悬浮状态下进行前进和后退运动。
此外，特别优先选择具有外护板的升力体，作为防止旋翼翼片与固定障碍物相撞的机械保护结构。这意味着护板不仅为容纳旋翼轴的轴承结构，而且还以机械上相应坚固的方式构成，以防止飞行器以低的相对速度与障碍物相撞时使升力体受到损坏。
下面借助附图示出的实施方式对本发明进行详细说明。其中图1以均角投影图示出依据本发明飞行器第一实施方式的示意图；图2示出图1飞行器的侧视图；图3示出图1飞行器沿图2线段A A的剖面；图4示出图1飞行器沿图2线段A-A的剖面，带有升力体为高巡航速度所具有的打开或关闭护板的视图；图5示出图1飞行器的前视图；图6示出图1飞行器的俯视图；图7和图7b示意示出图1飞行器的升力体；图8、图8a和图8b示出图1飞行器升力体的配备、旋转方向和工作原理；图9、图9a和图9b示出在横截面中带有两个可运动部分的旋翼翼片，处于图1飞行器中立、最大和负升力的升力位置；图10、图10a、图10b、图10c和图10d示出沿图1飞行器升力体旋转方向所选择位置上进行旋翼翼片调整；图11示出升力体的变化，带有图1飞行器旋翼翼片的整体旋翼翼片和机械调整；图12示出升力体的各升力，为达到图1中飞行器在空中的稳定平衡；图12a和图12b示出图1中飞行器单个和总质量重心的结构；图13示出图1飞行器向前倾斜的位置，为取得缓慢前进的前进驱动分力；图14、图14a、图14b、图14c和图14d为升力体结构和旋翼翼片的调整，产生图1中飞行器横向运动的侧向力；图15为产生横向飞行器纵轴的成对反向作用的力分量，以便进行飞行器环绕垂直轴的旋转运动；图16、图16a、图16b和图16c为一种带有“双倍”长度和可限制旋翼翼片的升力体的延伸产品，产生图1飞行器的不同升力或横向力；图17为旋翼片在做自由落体下降飞行时的调整，便于升力体在图1中飞行器马达失灵后的自转。
图18和图18a-18g示出一种带有仅两个升力体的飞行器实施方式，升力体对流驱动，连续设置在飞行器的中轴上；图19、图19a和图19b示出一种飞行器的实施方式，带有利用一个共用旋转轴的对流横流旋翼系统；图20示出依据本发明飞行器的示意图，带有与飞行器简单而方便连接的侦察装置的设置；图21示出本发明另一实施方式的正视图；图22示出图21实施方式的俯视图；图23示出图21实施方式的均角投影图；图24示出本发明另一实施方式的侧视图；图25示出图24实施方式的前视图；图26示出用于说明旋翼翼片控制的示意图；图27示出图26的局部放大图；具体实施方式
图1-图6示出的飞行器由带有纵轴1a的机身1和四个与该纵轴1a平行并且优先设置在重心点3上的升力体2、3、4和5组成，升力通过侧护板6防止与固体定碍物相撞。众所周知，在尾部区域9内有一个高度导向器11和一个侧部导向器10，最好还有动力源，例如一个或者两个燃气轮机和传动机构以及附加的动力源(这里没有详细介绍)，例如作为双路式涡轮喷气发动机结构，可以使飞行器具有高巡航速度或在相应的可回转结构情况下支持起降过程，可用起落架或类似的支架12将飞行器支承在地面上，并借助于纵向筋板13、14将飞行器的尾部与前端相连，该筋板13、14拥有利于流量的截面或者重量优化的桁架结构，此外，用纵向筋板和侧面护板从而强升力体2的支撑提供了一种坚固结构。
从图2中可以看出其长度比，据此，旋转升力体2、3、4、5的长度大致相当于飞行器总长度的50％，最好30-70％。从图3中可以看到环绕旋转轴7a、7b对流旋转的并带有旋转方向20a、20b的升力体2、3、4、5和用于产生升力所要求的旋翼翼片8。为在动力燃料经济合理的同时提高巡航速度可考虑安装一个附加动力源，在此暂不做详细介绍，为降低空气阻力，在高巡航速度时不能产生所要求升力的升力体2、3、4、5，并借助于飞行器上有利于流量的覆盖护板覆盖。依据图4，这种覆盖护板可以作为紧凑型表面40a、40b构成(例如图4中所示升力体处于最佳上于打开状态)，或做成金属薄片40a′、40b′、41a′、41b′体系，该薄片有选择地做成相关护板或者为无阻碍的空气流。
如图7中所示，升力体2、3、4、5基本上由旋转轴7、两个端部圆盘2a-2b，3a-3b，4a-4b，5a-5b组成，带有直径D23b和一定数量(最好4-10)的旋翼翼片8，设置在两个端部圆盘(例如2a-2b)上，并可环绕转向轴8a运动，在旋转一整圈时可形成半径R 23的环形轨道23a。旋翼翼片t8e的深度取决于整体结构的尺寸大小，大约为环形轨道半径R23的30-50％，旋翼翼片8的长度L8d最好约为飞行器总长度的25-35％左右。在工作状态下，升力体以额定转速(最好为750-3000l/min)环绕旋转轴7旋转，并在旋转一整圈时旋翼翼片8在每个瞬间位置上分别按与半径R23的环形轨道23a的切线23b进行调整，从而在上下极限位置区域内可以产生最大升力，而且在两个垂直的极限位置上流动阻力仅作用于旋翼翼片。飞行器上升力体旋转方向20应优先选择对流方式。
图8详细介绍了其流动状况，其中，根据旋翼翼片的几何形状机翼理论是关键，依据该理论在确定相对速度的情况下，分别在所调整的旋翼翼片的下方和上部产生压强增高和低压。作用于旋翼翼片的相应力分量来自这两个压力分量。在升力体2、3、4、5以额定转速旋转一整圈时相对于环形轨道23a的切线23b相应调整旋翼翼片的情况下，优先从上部吸入环境空气18a，在旋转升力体18b中压缩，然后向下吸入19a并挤压出19b。图9、图9a和图9b说明了改进后的实施方案。在该实施方案中，旋翼翼片8由至少三个部件组成，确切地说是一个固定的转向轴8a、一个可运动的旋翼翼片凸缘8b和一个可运动的旋翼翼片尖8c。正常工作情况下，旋翼翼片凸缘8b以角α21a，最好+/-3°-10°可相对于环形轨道23a的切线回转，旋翼翼片尖8c按角度β21b，最好+/-3°-10°可相对于环形轨道23a的切线回转。在“自转”的特殊情况下，旋翼翼片尖和旋翼翼片凸缘按＞90°，最好105°回转。依据图9a，如果在上部极限位置上的额定转速时，旋翼翼片凸缘8b按角度α＜0°和旋翼翼片尖8c按角度β＞0°分别与环形轨道23a的切线方向23b做相关调整，在升力体旋转轴7的方向上可以产生垂直的力分量Fa 22，而依据图9b，如果在上部极限位置上的额定转速时，旋翼翼片凸缘8b按角度α＞0°和旋翼翼片尖8c按角度β＜0°分别与环形轨道23a的切线方向23b做相关调整的话，在逆升力体旋转轴7的方向上可以产生垂直的力分量Fa 22。图10详细说明了两个对流驱动的升力体，以便产生在额定转速时的一种最大升力，并对旋翼翼片在不同位置时的最佳调整。图10a(图10的局部放大图W)表达了在离开中心垂直位置后进入上环形轨道时旋翼翼片凸缘和旋翼翼片尖的角关系，图10b(图10的细部X)示出在环形轨道上部极限位置上旋翼翼片凸缘和旋翼翼片尖的角度关系，图10c(图10的局部放大Y)说明了进入中心位置前在上部环形轨道上旋翼翼片凸缘和旋翼翼片尖的角度关系，图10d(图10的细部Z)表达了在环形轨道下部极限位置上旋翼翼片凸缘和旋翼翼片顶尖的角度关系。
图11描述了升力体的简化实施方式。该实施方式与上述实施方式的区别在于，旋翼翼片8可整体环绕转向轴回转，并在机械上可以利用连杆28控制，该连杆结构作为杆状结构或者其它结构形式，用于传递拉力和压力。在一优先实施方案中，连杆设置在两个端部圆盘2a-2b，...5a-5b内的特殊月牙板29、30内，为在额定转速时产生最佳的升力，在升力体2、3、4、5环绕旋转轴7以旋转方向20和各自实际的转角δ31旋转一整圈期间，使旋翼翼片8调整在上极限位置按以度角α′21c，在下极限位置上按角度α″21d＞α′21c和在两个侧面极限位置上可以分别垂直，也就是与环形轨道23a的切线方向平行。通过在横向27X上相应调整月牙板29、30来达到用于产生侧向运动或环绕飞行器垂直轴旋转运动的侧向力，其中，在保持升力体转速情况下其升力保持不变。由于调整月牙板29、30从而在垂直方向27z上改变了中心位置27升力因此而受到影响，中轴27y与旋转轴7平行。依据这种实施方案装备升力体的飞行器甚至可以完全受机械控制。
图12-图12b描述了在空中稳定的平衡位置，即每个单独的升力体2、3、4、5可以产生单独的升力A1-A435a、35b、35c和35d，并因此在任何情况下，均能保持对总质量m33的总质量重心S32上或由驾驶舱m133a的分质量的分质量重心与飞行器后部区域m233b的分质量32b的分重心间距32a，与总质量m33对各种情况的总质量重心的分重心间距S234b和侧向中心间距S334c的平衡。因此随时可以对变化了的平衡位置做出反应。
在达到借助于旋转的升力体2、3、4、5可以进入的规定高度位置后，由此可以从悬浮状态过渡到缓慢的前进运动或后退运动，即飞行器进入倾斜位置(图13)，并可以从升力体所产生的升力35a、35b中得出力分量35a′、35b′，可以产生加速前进或后退，而垂直的力分量35a″、35b″能使飞行器继续垂直保持平衡。
飞行器横向与纵轴的运动在悬浮状态下可以对旋翼翼片向旋翼翼片运动轨道23a的切线方向23b进行特殊调整。图14说明了以速度vx36进行的横向运动，其完成方法是，即依据图14a使处于垂直极端位置上的旋翼翼片进入相应的倾斜位置21，从而从一个方向吸入空气18a并几乎横穿飞行器压出19b；在这里应使用机翼理论。图14b说明了处于中心点的旋翼翼片位置，而依据图14c旋翼翼片位置会向飞行器施加远离旋转轴的力分量Fq 22，并形成以速度vx36进行从右向左的运动，依据图14d所示在逆时针方向，在旋转轴的方向上会对飞行器施加力分量Fq 22，并产生以速度vx36从左向右的运动。依据图15通过在升力体的前后区域内成对反向产生力分量Fq 22，能够在悬浮状态下以顺时针或逆时针方向环绕飞行器垂直轴1b产生一种旋转运动36a。
如果取代四个仅使用两个成对对流并且带有双倍长度2L 8d的升力体2、3，那么也可以达到与前述同样的效果和机动性(图16)。在这种实施方式中，旋翼翼片可环绕回转轴8a做弹性变形。旋翼翼片凸缘8b和旋翼翼片尖8c可以在两端平行移动或者不平行移动。图16a为旋翼翼片的中心位置(图16的剖面II-II)，依据图16b(图16的剖面I-I)和图16c(图16的剖面III-III)该位置在旋翼翼片的两端逆向运动时产生。因此，在采用仅两个逆向旋转升力体的实施方式中，可以校正飞行中的不同重心位置，以较低的飞行速度进行前进和后退运动并可以环绕垂直轴进行旋转运动。
在旋翼翼片回转运动有足够调整可能的情况下，例如在高于临界飞行高度时动力源中断后下降飞行时，升力体可以自转并由此安全降落。图17说明了如果飞行器以降落速度40在自由落体情况下垂直向下坠落，那么要相应调整角度α21和相对气流41以及升力体的旋转方向。
图18描述了带有两个反向旋转升力体2、3飞行器的另一实施方式，其中，图18a和图18b分别为侧视图和正视图。两个反向旋转的升力体沿飞行器的中轴和旋转轴前后部量。图18c为图18a的剖面I-I，图中说明了升力体2、3旋转轴的支承结构和侧护板。图18d为图18a的剖面II-II，图18e则为图18a的剖面III-III，从中可以看出两个前后升力体的位置和旋转方向，图中说明了常见的悬浮状态或上升飞行。图18f为图18a的剖面II-II，图18g为图18a的剖面III-III，在该位置上旋翼翼片例如在动力源中断后的自由降落飞行过程中达到自转。
图19为飞行器的另一实施方式，适用于垂直起降过程，但采用作为横流旋翼构成的升力体36、37、38、39。图19a为这种飞行器的俯视图，图19b为依据图19剖面I-I的视图。在该实施方式中使用了所谓的横流旋翼，具有外部的导流装置6，它们相应可调节并因此可以达到的几乎不受限制的灵活操纵(前进运动、后退运动、横向运动、环绕垂直轴的旋转运动)。这些升力体36、37、38、39为横流旋翼结构，各由两个圆形端部圆盘组成并带有大量旋翼翼片36a、37a和环绕旋转轴旋转。在这优选的实施方式中，为提高流动技术的效率，各在一个外部横流旋翼36内插入一个带有对流旋转方向高小内部横流旋翼37。
由于飞行器的上面不存在旋转机组这一事实从而造成驾驶员在需要时也可以无危险和安全地借助于弹射座椅离开飞行器。此外，依据图20在飞行器的上面应考虑有一个侦察装置43的成套装置(雷达、光学传感器...)，需要时可以在飞行器的悬浮状态下借助于挠性连接44垂直升高并随后再重新收回。这一切在下述情况中很有意义，即将该飞行器用于军事目的，避开敌方的雷达波束低空飞行，并借助地形或者建筑物群的掩护，掌握例如防护地区后面的军事形势，取代充满危险的突然“出现”，仅需将侦察装置43垂直升高，掌握军事形势并随后再将侦察装置利用挠性连接安全收回到飞行器的机身内。
图21中飞行器由带有纵轴1a的机身1和两个设置在该纵轴1a上的横流旋翼2和3组成。在机身的尾部区域内以大家熟悉的方式安装一个升降尾翼11和垂直尾翼10。起落架46将飞行器支承在地面上。在横流旋翼2、3后面尾翼4、5的区域内装有两个双路式喷气涡流发动机47，以此产生前进运动。
从图22中可以看出，横流旋翼2、3的长度L1大致相当于整个飞行器长度L的50％。
图25以剖面局部放大来描述的飞行器的结构。旋翼2、3沿圆周配有大量叶片8。在圆周上旋翼2、3各自通过第一导向面49和第二导向面50覆盖。在此方面，第一导向面49作为机身1的外表面部分，而第二导向面50则作为导流板。通过在箭头51方向旋转横流旋翼2、3来感应气流，从而空气沿箭头52吸入并在箭头53的方向排出。旋翼2、3的上部开口区域因此用作为进气口54，下部开放区域作为排气口55使用。通过向下排出空气量的冲量整体上对飞行器产生一个升力，它通过箭头56所指方向并在相应的设计情况下能将飞行器从地面升起。
旋翼2、3的下面具有可调导向叶片17，它们在图24的实施方式中由多个部分17a、17b、17c组成，可以环绕与飞行器的纵轴平行的轴独自回转。由此通过导向叶片17也可以使飞行器环绕垂直轴1b旋转。事实证明，安装在排气口55下面的导向叶片17可以在箭头53方向可相应改变空气射流方向。在图6所示的位置上，通过运动导向叶片17的回转可产生用箭头56所指的左舷力分量。在横流旋翼的内部装有用于提高气流导向的导向叶片58。导向叶片58可以进行运动，从而在高效率情况下提高了灵活操纵性。
横流旋翼2、3原则上可以通过活塞发动机进行驱动，但优先通过图中没有说明的燃气轮机进行驱动。
从图26可以看出，各旋翼翼片8通过拉杆60可环绕旋转点61旋转。拉杆60被支承在一共用的星形汇接点62上，该汇接点可相对于轴63任意移动。由此可以调整任意方向上的总流动量。旋翼翼片8通过销子64在月牙板65内导向，以保证其相应的稳定性。
从图27中可以看出，可以单独调整旋翼翼片8的端部66。与端部66连接的杠杆67具有一个在第二月牙板69内导向的销子68，旋翼翼片8具有个对称的机翼造型，从而提高了运输能力和效率。旋翼翼片8整体上被调整得越大，端部66的附加调整以及旋翼翼片8的总成型也就越大。
本发明介绍了一种具有垂直起飞和垂直降落能力的飞行器，在悬浮状态下可以几乎不受限制地灵活操纵，在达到动力燃料经济合理性的同时可提供高巡航速度，并能使驾驶员在需要情况下安全离开飞行器并在飞行器的上部安装灵活方便的侦察装置。
权利要求
1.飞行器，带有一个机身(1)和至少两个安装在机身(1)上的升力体(2、3、4、5)，它们基本上为空心圆柱体结构并具有许多延伸过升力体(2、3、4、5)圆周的旋翼翼片(8)，其中，升力体(2、3、4、5)的圆周通过至少一个导向面(49、50)部分覆盖，其特征在于，升力体(2、3、4、5)通过至少一个动力源驱动并具有一个基本上平行与飞行器的纵轴(1a)的气缸轴。
2.按权利要求1所述的飞行器，其特征在于，导向面(49、50)至少部分由机身(1)的外表面构成。
3.按权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，旋翼的圆周通过第一导向面(49)和第二导向面(50)部分覆盖，从而在这些导向面(49、50)之间构成一个进气口(14)和一个排气口(15)。
4.按权利要求1-3之一所述的飞行器，其特征在于，旋翼翼片(8)可移动并优先环绕其纵轴线回转。
5.按权利要求1-4之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)设置在飞行器的重心点上端。
6.按权利要求1-5之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)为空心圆柱体并可对流旋转。
7.按权利要求1-6之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)通过燃气轮机驱动。
8.按权利要求1-7之一所述的飞行器，其特征在于，为提高巡航速度具有一个附加的驱动装置。
9.按权利要求8所述的飞行器，其特征在于，附加的驱动装置可进行旋转，以便可以在起飞、降落或者其他机动动作时提供附加的支持。
10.按权利要求1-9之一所述的飞行器，其特征在于，飞行器带有两个升力体(2、3)，它们沿飞行器的纵轴(1a)连续对流旋转。
11.按权利要求1-9之一所述的飞行器，其特征在于，飞行器带有两个升力体(2、3)，其中轴相互平行。
12.按权利要求1-9之一所述的飞行器，其特征在于，飞行器带有四个升力体(2、3、4、5)构成，其中，各有两个升力体(2、3、4、5)对流旋转并且相互平行。
13.按权利要求1-12之一所述的飞行器，其特征在于，在升力体(2、3、4、5)的内部各有至少一个导向叶片(18)。
14.按权利要求13所述的飞行器，其特征在于，导向叶片(18)在旋翼(2、3)的内部可调整。
15.按权利要求1-14之一所述的飞行器，其特征在于，在排气口(15)的区域内装有可调导向叶片(17)。
16.按权利要求15所述的飞行器，其特征在于，导向叶片(17)由两个，最好三个部分(17a、17b、17c)组成，以便可以环绕垂直轴(1b)旋转。
17.按权利要求1-16之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)至少可延伸超过机身(1)长度的40％，最好70％。
18.按权利要求1-17之一所述的飞行器，其特征在于，具有其他可调整的导向叶片(19)，它们在悬浮状态下可以进行前进运动或后退运动。
19.按权利要求1-18之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)的第二导向面(50)作为防止旋翼翼片(8)与固定障碍物相撞的机械保护结构。
20.按权利要求1-19之一所述的飞行器，其特征在于，各升力体(2、3、4、5)的旋翼翼片(8)可单独调整，以便能够产生升力和侧向力以及能够补偿不同的重心位置。
21.按权利要求1-20之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)具有护板(40、41)，作为紧凑型护板或者作为薄板体系，它们一方面可确保畅通的空气流量并且为提高限制升力体(2、3、4、5)效率的巡航速度降低流量损失。
22.按权利要求1-20之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)侧面具有保护外壳(6)，它们保证有畅通的空气流量，在需要情况下可防止旋转升力体(2、3、4、5)与固定障碍物相撞。
23.按权利要求1-22之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)具有旋翼翼片(8)，其结构类似于机翼结构和环绕转向轴(8a)整体运动。
24.按权利要求1-22之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)具有旋翼翼片(8)，其结构类似于机翼结构并且其后部可独立于前部环绕转向轴(8a)运动。
25.按权利要求23或24之一所述的飞行器，其特征在于，具有给升力体(2、3、4、5)的旋翼翼片(8)安装一个共用调整装置。
26.按权利要求23-25之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)的旋翼翼片(8)在结构上基本对称。
27.按权利要求1-26之一所述的飞行器，其特征在于，升力体(2、3、4、5)完全由一个旋转轴(7)、两个端部圆盘(2a、2b)和旋翼翼片(8)组成。
28.按权利要求1-27之一所述的飞行器，其特征在于，在飞行器的上部没有任何旋转机组，从而在需要情况下飞行员可以借助于弹射座椅安全离开飞行器或者将专用侦察装置(43)垂直升入高空并重新收回。
29.按权利要求1-28之一所述的飞行器，其特征在于，至少一个升力体(2、3、4、5)作为横流旋翼。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器，带有一个机身(1)和至少两个安装在机身(1)上的升力体(2、3、4、5)，它们基本上为空心圆柱体结构并拥有多个通过升力体(2、3、4、5)的圆周延伸的旋翼翼片(8)，其中，升力体(2、3、4、5)的圆周通过至少一个导向面(49、50)而部分覆盖。在动力燃料经济性的同时，由此可达到极限回转半径、尺寸紧凑，即升力体(2、3、4、5)通过至少一个动力源驱动并分别具有一个基本上与飞行器的纵轴线(1a)平行的气缸轴。
文档编号B64C29/00GK1738743SQ200380105554
公开日2006年2月22日 申请日期2003年12月18日 优先权日2002年12月18日
发明者M·舒瓦格, W·弗莱切特纳 申请人:Iat21创新航空技术有限公司