具有包括气动优化的罩部的推力产生单元的多旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及一种多旋翼飞行器，其具有在纵向方向上延伸的构架，并且具有用于在预定的推力方向上产生推力的至少一个推力产生单元，其中至少一个推力产生单元包括与至少一个旋翼组件相关联的罩部。

背景技术：

例如，从文献ep2551190a1、ep2551193a1、ep2551198a1、ep2234883a1、wo2015/028627a1、us3262657、usd678169s、us6568630b2、us8393564b2、us7857253b2、us7946528b2、us8733690b2、us2007/0034738a1、us2013/0118856a1、de102013108207a1、gb905911、cn202728571u以及cn201306711u中已知多种传统的多旋翼飞行器。从现有技术中还已知其他的多旋翼飞行器，例如波音公司ch-47型纵列式旋翼直升机、贝尔公司xv-3型倾转旋翼飞行器、贝尔公司xv-22型具有涵道旋翼的四倾转旋翼机以及所谓的无人机、特别是四旋翼无人机(quaddrone)，例如文献us2015/0127209a1、de102005022706a1以及kr101451646b1中描述的那些。此外，还存在多旋翼飞行器的研究和虚构作品，例如空中客车公司、意大利设计公司以及奥迪公司研发的pop.upnext型跨界机动车、北京亿航创新科技有限公司研发的亿航184型自主控制飞行器、德国e-volo有限公司研发的volocoptervc200型多旋翼直升机、jobyaviation公司研发的垂直起降(vtol)式飞行器s2、德国skyflyer科技有限公司研发的skyflyersfmkii以及阿凡达电影中出现的多旋翼直升机。

这些传统多旋翼飞行器中的每一个都配备有设置为用于在多旋翼飞行器的操作期间在预定的推力方向上产生推力的两个以上的推力产生单元。总体上，每个推力产生单元都包括一个以上的旋翼或螺旋桨，并且通常被设计为用于特定的飞行条件。举例来说，被设计为飞机螺旋桨的推力产生单元在巡航条件下以其最佳状态操作，而被设计为复合式直升机的螺旋桨的推力产生单元实质上适用于悬停或向前飞行条件，同时例如实现所谓的尾旋翼的推力产生单元被特别设计为用于悬停条件。

在所有这些例子中，相应的推力产生单元都是针对在轴向气流条件下(即，在至少大致沿着旋翼轴线或指定的一个以上的旋翼或螺旋桨的旋转轴线定向并因此称为轴向气流方向的气流方向上)的操作进行优化。然而，如果相应的推力产生单元在横向气流条件下(即，在横向于指定的一个以上的旋翼或螺旋桨的旋翼轴线定向并因此称为非轴向气流方向的气流方向上)操作，则推力产生单元的相应效率通常大大降低。

举例来说，在具有两个以上的推力产生单元的多旋翼飞行器的操作情况下，推力产生单元例如将会在垂直起飞阶段中经受轴向气流条件。随后，由推力产生单元产生的相应的推力矢量例如可以通过相应地旋转推力产生单元而在预定方向上倾斜，使得多旋翼飞行器获得速度并且离开当前的悬停条件，从而转变为推力产生单元经受横向气流条件的向前飞行。然而，有利于轴向气流条件的各个涵道或罩部在横向气流条件下因产生相对较大量的阻力而是不利的。换言之，涵道或罩部在悬停中提供的基本优点在向前飞行中变为缺点，其随着多旋翼飞行器在向前飞行中相应的前进速度的增加而加剧。

尽管如此，应注意的是，在轴向气流条件下，涵道式旋翼或螺旋桨(即，设置有涵道或罩部的旋翼或螺旋桨)与具有相当的整体尺寸(即，直径和平均弦长)的等效的孤立式或非涵道式旋翼或螺旋桨(即，没有涵道或罩部的旋翼或螺旋桨)相比效率高出约25％-50％。换言之，涵道或罩部的存在增大了指定推力产生单元在恒定所需功率下相应产生的推力。因此，传统的推力产生单元经常设置有完全被封闭在关联的涵道或罩部中的一个以上的旋翼或螺旋桨。这种典型构造利用相应的旋翼或螺旋桨引起的速度而还从涵道或罩部产生推力。

总体上，涵道或罩部由围绕旋翼或螺旋桨设置的封闭的环形表面限定，以提高旋翼或螺旋桨的相应的气动特性和性能。传统的涵道或罩部通常是不可旋转的，即，不可倾斜，并且高度被选择为使得指定的旋翼或螺旋桨被完全封闭在其中。

然而，由于涵道或罩部必须具有用于封闭关联的旋翼或螺旋桨的一定的高度或长度并因而尺寸相对较大，因此涵道或罩部因其尺寸而增加了相应的多旋翼飞行器的总重量，并且由于涵道或罩部不能倾斜来调节基本推力矢量方向，因此例如在向前飞行过程中(即，在横向气流条件下)进一步增大了气动阻力。气动阻力的增大对于设置有电力驱动的发动机的多旋翼飞行器来说尤为关键，因为在设计相应所需的电驱动系统的尺寸时必须考虑气动阻力，并且另外其直接影响可实现的飞行时间。

换言之，虽然产生额外的推力是使用涵道或罩部所带来的重要优点，但是由于涵道或罩部产生额外的气动阻力，因此涵道或罩部在向前飞行中(即，在横向气流条件下)是十分不利的。额外的气动阻力与涵道或罩部的高度与宽度的乘积所限定的相应的迎风面积成正比例。

因此，为了改进传统涵道或罩部的设计并因而改进基本气动特性和性能进行了相当多的尝试。通常，这种尝试仅集中于涵道或罩部本身，而没有考虑到用于将所需发动机附接在涵道或罩部内或用于将涵道或罩部安装于多旋翼飞行器的相应构架所需要的关联的结构支撑件。然而，这些关联的结构支撑件和所需发动机通常引起高达相应多旋翼飞行器的总气动阻力的70％，而该飞行器的占据明显较大面积的构架几乎不对该总气动阻力产生影响。

此外，除了气动阻力之外，还必须考虑涵道或罩部的其他设计要求。特别地，必须考虑基本气动升力和所产生的静载荷、形状精度、基本本征模式(eigenmodes)或动态刚度、噪声产生以及发动机和结构一体化。

更具体地，关于气动升力和所产生的静载荷，相应涵道或罩部可被构造为使得它们适于在它们各自的前缘区域上形成大量升力。然而，这种巨大的升力在前缘区域处产生显著的弯矩。然而，这种显著的弯矩在前缘区域处引起显著的形变，这和对涵道或罩部与封闭在其中的旋翼或螺旋桨之间的小公差的基本需求相冲突。为了避免这种显著的形变，指定的涵道或罩部可以通过具有适当厚度的相应剪切材料或者通过在涵道或罩部内包括额外的静叶片而被覆盖。然而，这种设计尺度(measurements)有悖于所要求的轻量化设计或噪声产生的减少。

关于形状精度，基本设计必须考虑到涵道或罩部一般是小公差部件。更具体地，设计的基本公差越小，对于指定的涵道或罩部的性能和气流可获得的有益效果越好。封闭在涵道或罩部中的旋翼或螺旋桨的相应旋翼桨叶之间实现的间隙的典型尺寸在桨尖与涵道或罩部之间约为4mm。总体上，通过关联的静叶片来确保形状精度。然而，公知的是所设置的静叶片的数量对多旋翼飞行器的气动阻力和噪声产生具有不利影响。

关于本征模式和动态刚度，必须考虑的是，由于通常仅支撑在涵道或罩部的一侧上的结构支撑件的相应的基本长度，因此将涵道或罩部附接至多旋翼飞行器的关联的构架上的上述结构支撑件表现出不利的振动特性。然而，这在相应的多旋翼飞行器的重量、飞行舒适度和疲劳载荷方面表现出显著缺陷。

关于噪声产生，必须考虑的是，这是相应的多旋翼飞行器用于运送乘客(例如，用作空中出租车)的情况下的重要标准。换言之，对于这种空中出租车，相应当局会要求减少噪声的产生的特定结构。在这方面，必须注意的是用于将涵道或罩部附接至多旋翼飞行器的相应构架和/或用于将所需发动机附接在涵道或罩部内所需的结构支撑件根据定义与关联的旋翼或螺旋桨所产生的下洗气流交叉，因此是噪声源。这在这些结构支撑件相对于发动机的旋翼桨毂径向延伸的情况下尤为严重。

最后，关于发动机和结构的一体化，必须注意的是由于必须确保许多次要要求(例如，可达性和可维护性)，因此发动机的一体化总是十分复杂。另一方面，必须确保结构和疲劳强度、刚度、气动阻力和冷却装置一体化的可行性。然而，在传统设计中，冷却装置(例如，热交换器)的一体化通常十分复杂。

文献us2012/0012692a1描述了一种具有多个推力产生单元的多旋翼飞行器。在该多旋翼飞行器的每一侧，具有四个垂直升力旋翼的推力产生单元都设置在保护罩部内，该保护罩部也称作围栏。每个垂直升力旋翼都安装于推进臂上，该推进臂设置在罩部的中心位置处并且定向为至少实质上平行于多旋翼飞行器的纵向延伸部。更具体地，单一的推进臂被安装在每个罩部内部并且支撑与其相关联的所有四个垂直升力旋翼。此外，每一个推进臂都通过三个关联的支杆被附接于多旋翼飞行器的构架，该支杆也将罩部安装至构架。垂直升力旋翼可设置有关联的电力发动机。然而，在这种多旋翼飞行器中，垂直升力旋翼仅仅用于升起飞行器，而它们不参与向前飞行，因此，在横向气流条件下不需要它们进行操作。

技术实现要素：

因此，本发明的目的是提供一种在横向气流条件下表现出改进的气动特性和性能的新型的多旋翼飞行器。

通过一种包括下述特征的多旋翼飞行器实现了这个目的。更具体地，根据本发明，提供了一种多旋翼飞行器，其具有在纵向方向上延伸的构架并且具有用于在预定的推力方向上产生推力的至少一个推力产生单元。至少一个推力产生单元包括罩部，该罩部与包括至少一个电力发动机的至少一个旋翼组件相关联。罩部限定通过进气区域和出气区域在轴向上界定的圆柱形空气涵道。承载梁至少在圆柱形空气涵道的前缘区域处被安装至罩部，使得承载梁被设置在圆柱形空气涵道内部并且被定向为至少实质上平行于纵向方向。至少一个电力发动机被安装于承载梁。

应注意的是，术语“罩部”应理解为同时包含术语“涵道”和“罩部”。换言之，在本发明的上下文中，术语“罩部”可互换地指代涵道或罩部。

有利地，本发明的多旋翼飞行器的至少一个推力产生单元被实现为一种被遮罩的多旋翼组件结构，其在横向气流条件下(即，在本发明的多旋翼飞行器的向前飞行中)使气动阻力显著减小。这种气动阻力的显著减小至少部分地通过罩部自身的优选设计、特别是通过圆柱形空气涵道在圆周方向上的进气区域的基本波浪形几何形状而引起。

更具体地，至少一个推力产生单元的罩部以及所有关联元件优选是轴向不对称的，即，在罩部的方位角ψ上是不对称的。换言之，罩部的设计基于关于所有关联元件的可变因子，即：

·作为方位角ψ的函数的高度；

·作为方位角ψ的函数的进气区域半径；

·作为方位角ψ的函数的出气区域半径；和/或

·作为方位角ψ的函数的额外的升力表面的设置。

特别地，罩部的可变高度在垂直起飞与悬停之间的权衡以及向前飞行方面带来了显著优势，在垂直起飞与悬停之间的权衡中基本效率随着罩部高度的增加而增加，并且在向前飞行中基本阻力随着罩部高度的减小而减小，因为这减小了罩部的相应的阻力面积。

优选地，罩部在本发明的多旋翼飞行器的悬停和向前飞行情况期间被用作额外的升力装置，并因此有利地允许减小本发明的多旋翼飞行器的相应功耗。此外，罩部可对容纳在其中的旋翼组件提供遮罩作用，并因此有利地允许减小地面上相应的旋翼噪声印迹。

根据一个方面，例如，通过被网格封闭，至少一个推力产生单元可设置有异物保护部，从而保护容纳在其中的旋翼组件免受异物影响。例如，通过防止人员的手部接触到旋转部件，这种异物保护部有利地防止了人员的错误使用和意外事故，由此使本发明的多旋翼飞行器的至少一个推力产生单元的操作安全等级提高。

有利地，通过为本发明的多旋翼飞行器的至少一个推力产生单元设置限定不同的旋翼平面的至少两个旋翼组件，旋翼组件可以定位在彼此上方并且以反向旋转的方式旋转，从而产生一种推力产生单元，该推力产生单元提供提高的安全等级并且允许减小本发明的多旋翼飞行器的总体尺寸，从而得到相对较小的飞行器，因为两个或多个旋翼平面可以结合在单一的推力产生单元中。

根据一个方面，本发明的多旋翼飞行器的至少一个推力产生单元的具有圆柱形空气涵道的罩部辅助电力发动机并且有利地产生了额外的升力。这在整体上提高本发明的多旋翼飞行器及其电力发动机的基本效率方面是重要的。

本发明的重要方面在于，罩部并因此至少一个推力产生单元在本发明的多旋翼飞行器中的适当的结构一体化。更具体地，至少一个推力产生单元优选包括载荷承载框架，该载荷承载框架包括用于安装至少一个电力发动机的承载梁。这种承载梁有利地将载荷从至少一个电力发动机传递到至少一个推力产生单元的关联的前部梁和后部梁，并且在多旋翼飞行器的构架的纵向方向上加固圆柱形空气涵道或罩部，从而通过将圆柱形空气涵道支撑在其最大载荷位置处而防止操作中的椭圆化。此外，由于其平行于本发明的多旋翼飞行器的构架的纵向延伸部的纵向定向，承载梁仅通过完全可忽略的方式影响本发明的多旋翼飞行器的总气动阻力。特别地，由于承载梁不是相对于指定旋翼组件的旋翼叶片径向设置，因此在其对噪声排放的影响方面表现出显著的优势。

此外，前部梁和后部梁连接至承载梁，优选将至少一个推力产生单元的罩部附接至本发明的多旋翼飞行器的构架。前部梁和后部梁可设置有连续凸缘，从而相对于弯曲载荷尽可能地坚固。此外，如果扭转载荷必须被考虑到并且是重要的，则可以将封闭外形应用于前部梁和后部梁或它们的连续凸缘限定的相应支撑结构。

优选地，前部梁和后部梁位于圆柱形空气涵道外部。因此，它们可以有利地通过任何方式气动地成形，而不对至少一个推力产生单元的下洗气流产生不利作用。优选地，前部梁和后部梁被集成到至少一个推力产生单元的罩部中。

根据一个方面，实施具有上述罩部的至少一个推力产生单元有利地实现了电力发动机和冷却装置的一体化。更具体地，由于圆柱形空气涵道内部纵向设置的承载梁，至少一个电力发动机可以偏心地(即，在承载梁的侧面)集成。这允许承载梁用作连续弯曲梁，而不具有任何锥度和剖面变化。这在刚度、应力和疲劳方面具有显著优势。此外，承载梁提供了也沿着横向气流方向定向的较大面积，因此提供和实现了用于电力发动机的较大冷却面积，然而，这不提高本发明的多旋翼飞行器的总气动阻力。

此外，至少一个推力产生单元的罩部可在气动特性和性能方面得到优化，因为其可以被设计为提供额外的升力。特别地，罩部的前缘区域可被设计为提供这种额外的升力。

根据一个方面，承载梁在圆柱形空气涵道内部偏心地设置，并且至少实质上与圆柱形空气涵道的剖面共面。

根据另一个方面，承载梁是悬臂。

根据又一个方面，承载梁还在圆柱形空气涵道的后缘区域处被安装至罩部。

根据另一个方面，承载梁是棒状的并且从前缘区域延伸至后缘区域。

根据又一个方面，罩部包括将承载梁连接至构架的前部梁和后部梁，前部梁和后部梁设置在圆柱形空气涵道外部。

根据另一个方面，前部梁包括前部凸缘，其中后部梁包括后部凸缘，前部凸缘和后部凸缘附接至构架。

根据又一个方面，前部梁和前部凸缘一体形成，并且后部梁和后部凸缘同样一体形成。优选地，前部凸缘和后部凸缘一体形成。

根据另一个方面，圆柱形空气涵道被设置为封闭式周边构造或开放式周边构造。罩部在开放式周边构造中在圆柱形空气涵道的后缘区域处在预定的开口角度的范围内至少部分地断开。

根据又一个方面，罩部在圆柱形空气涵道的前缘区域处设置有额外的升力表面。

根据另一个方面，至少一个电力发动机偏心地安装至承载梁。

根据又一个方面，进气区域在圆柱形空气涵道的圆周方向上呈现出波浪形几何形状。圆柱形空气涵道在圆周方向上包括前缘区域和完全相对的后缘区域、左舷侧横向区域和完全相对的右舷侧横向区域，其中左舷侧横向区域和右舷侧横向区域分别在圆柱形空气涵道的圆周方向上设置在前缘区域与后缘区域之间。前缘区域处的高度优选小于左舷侧横向区域和/或右舷侧横向区域处的高度。

根据另一个方面，圆柱形空气涵道在圆柱形空气涵道的轴向方向上具有在出气区域与进气区域之间限定的、在圆柱形空气涵道的圆周方向上变化的高度。在圆柱形空气涵道的圆周方向上变化的高度限定了进气区域的波浪形几何形状。

根据又一个方面，后缘区域处的高度小于左舷侧横向区域和/或右舷侧横向区域处的高度。

根据另一个方面，后缘区域处的高度小于前缘区域处的高度。

有利地，本发明的多旋翼飞行器的至少一个推力产生单元的罩部允许减小本发明的多旋翼飞行器的相应的总尺寸。此外，防止了接近被遮罩的推力产生单元的人员受到伤害。另外，可以安全可靠地防止推力产生单元在操作中受到异物损坏，例如鸟击或线击。另外，可以提高本发明的多旋翼飞行器在空中撞击情况下的总体操作安全性。

此外，可以通过减小操作中的相应的旋翼叶片载荷、减小总功耗、减少相应的噪声排放和改善本发明的多旋翼飞行器的悬停和向前飞行中的功能而改进相应的气动特性、声学特性以及性能。另外，可以减小至少一个推力产生单元的基本所需直径。此外，通过罩部本身提高了本发明的多旋翼飞行器的升力，潜在减小了本发明的多旋翼飞行器所需的总功率。

应注意的是，虽然在上文中参考具有多旋翼组件的多旋翼结构描述了本发明的飞行器，但是其也可以被实现为具有多个螺旋桨组件的多螺旋桨结构或多螺旋桨和多旋翼的结构。更具体地，虽然旋翼通常被完全铰接，但是螺旋桨通常完全不被铰接。然而，它们都可用于产生推力，因此都可以用于实现根据本发明的多旋翼飞行器的推力产生单元。因此，本说明书中任何关于旋翼或旋翼结构的参考都应同样理解为关于螺旋桨和螺旋桨结构的参考，使得本发明的多旋翼飞行器同样可被实现为多螺旋桨和/或多螺旋桨和多旋翼飞行器。

换言之，本发明原则上涉及一种多重推力构造，其具有：旋翼/螺旋桨，其限定了可被选择为独立地定位在彼此顶部的旋翼/螺旋桨平面；用于封闭其中最多一个旋翼/螺旋桨的任何旋转部件的罩部；驱动每个旋翼/螺旋桨的至少一个电力发动机，其中每个发动机都可被隔离，以提高所提供的安全等级，并且其中优选在电池和电力发动机之间存在逻辑连接部，该逻辑连接部优选包括在故障情况下提高安全等级的冗余设计，并且其中优选设置有在故障情况下具有适当安全等级的电池冗余布局。

有利地，通过设置上述本发明的多旋翼飞行器的至少一个推力产生单元，可以几乎完全消除承载旋翼组件的至少一个电力发动机的承载梁所产生的气动阻力。仍然由至少一个电力发动机产生的相应的气动阻力可以有利地减至最小，因为可以容易地集成平滑气动附接件的安装。此外，在罩部本身上产生的气动阻力被有利地在形成其主要部分的相应位置处得到支撑，从而可以有利地防止圆柱形空气涵道的形变和椭圆化。此外，承载梁的几何形状优选适应关联的静态要求(即，承载梁围绕整体横向或侧向轴线的弯曲)，并且导致将承载梁实现为在垂直方向上更高而不是在横向或侧向方向上更宽。因此，承载梁的几何形状不再显著影响气动特性。

此外，应注意的是，升力的主要部分形成在罩部的相应的前缘区域处。有利地，在这个前缘区域处直接支撑和产生对应的载荷。更具体地，由于在设计空间方面在前缘区域中的优选涵道设计，本发明的支撑结构表现出承受载荷的足够惯性，而不具有明显的弯曲或扭转形变。因此，载荷被直接支撑，而不会将静叶片或关联的外侧承载梁上的基本载荷路径引导至多旋翼飞行器的主要结构。

另外，与传统的静叶片不同，本发明的多旋翼飞行器的支撑结构实质上设置在每个罩部的圆柱形涵道外部。因此，其可呈现出不会阻挡旋翼或螺旋桨的下洗气流区域中的额外表面的滴状气动形状，否则将会降低多旋翼飞行器的所需效率。

如上文已经描述的那样，在罩部上和罩部中产生载荷的位置通过根据本发明的方面定向的、具有非常刚性的载荷路径的承载梁直接支撑和连接。这确保了在没有任何另外的静叶片的情况下的形状精度，这会不利于噪声产生和气动阻力。这对于在圆柱形空气涵道与关联的旋翼之间保持所需气隙是必要的。

有利地，本发明的多旋翼飞行器的、在轴向两侧上受到支撑的承载梁相对于传统的单一悬臂梁方案表现出改善的振动特性。弯曲和扭转模式都被显著地向上移动，这是十分有利的，因为较高的本征模式通常不太重要。

此外，有利的是不需要额外的定子。至少一个电力发动机有利地偏心地安装至承载梁，使得相应的旋翼叶片不会与发动机或承载梁径向交叉。这两种尺度极大地有助于减少旋翼的噪声产生。

有利地，电力发动机可以容易地通过两个合适的肋被集成于承载梁。因此，在至少一个电力发动机的至少180°的范围内确保了维护和安装的通道。这对于中心安装的发动机是不可行的，因为对于这些发动机，梁必须分解为框架结构，以集成发动机。然而，这会产生重量和刚度方面的显著缺陷，并且发动机周围几乎360°的通道都被阻挡，这不是根据本发明的情况。

最后，冷却装置一体化也是十分有利的。可以沿着承载梁的指定上部凸缘设置相应的热交换器。由于多旋翼飞行器的基本飞行姿态，这确实仅在一定程度上增大了计划的气动阻力，并且还被气流充分覆盖。

有利地，本发明的多旋翼飞行器被设计为用于运送乘客，并且特别地适合且适于城市地区操作的认证。其优选易于飞行、具有多重冗余度、满足当局的安全性要求、设计成本低并且仅产生相对较小的噪声。优选地，本发明的多旋翼飞行器具有轻量化设计的相对较小的旋翼尺寸以及固定的迎角，并且虽然这些旋翼特征导致相对较低的惯性和操作中不可调节的扭矩，但是本发明的多旋翼飞行器也适于实现紧急着陆。

根据一个方面，本发明的多旋翼飞行器能够悬停并且包括分散式推进系统。其更优选设计有自旋能力，这在其他要求之外是必要的，以便满足有关安全故障模式的当局法规，例如far和easa法规，对于整个多旋翼飞行器来说，安全故障模式相当于每飞行小时的故障约为1×10^-7次。在航空领域，这些安全等级通常由所谓的设计保证等级(dal)a至d限定。

优选地，本发明的多旋翼飞行器满足当局运送乘客所需的规定安全等级。这优选通过下列的组合和关联来实现：

·每个推力产生单元有至少两个独立的旋翼组件；

·冗余的、隔离的电池布局；

·冗余的电源和线束布局；

·基本电力管理的物理分离和隔离；

·冗余的、隔离的电力发动机；以及

·旋翼组件的俯仰角控制和/或rpm控制。

在下文的描述中参照附图通过举例的方式概述本发明的优选实施方式。在这些附图中，相同的或相同功能的部件和元件标有相同的附图标记和字符，并因此仅在下文的描述中描述一次。

附图说明

图1示出根据本发明的一个方面的多旋翼飞行器的侧视图，其具有包括罩部的多个示例性推力产生单元；

图2示出图1的多旋翼飞行器的简化部分的立体图，示出了示例性罩部的构造细节；

图3示出图1的多旋翼飞行器的简化部分的立体图，示出了图2的示例性罩部具有电力发动机；

图4示出图2和图3的罩部的局部透明的侧视图；

图5示出根据一个方面的图4的罩部的立体图；

图6示出图4和图5的罩部的俯视图；

图7示出图4至图6的罩部的示例性剖面；

图8示出根据第一变型的图4至图6的罩部的俯视图；

图9示出图1的多旋翼飞行器的简化部分的立体图，其具有图8的根据第一变型的示例性罩部并且具有电力发动机；以及

图10示出图1的多旋翼飞行器的简化部分的立体图，其具有根据第二变型的示例性双体式罩部并且具有两个电力发动机。

具体实施方式

图1示出根据本发明的具有飞行器构架2的多旋翼飞行器1。飞行器构架2限定也在下文中称为多旋翼飞行器1的“机身”的支撑结构。

机身2具有：纵向方向1a上的延伸部，其示意性地通过箭头1a表示，其也示例性表示多旋翼飞行器1的向前飞行方向；横向方向(图2、图3、图9以及图10中的1b)上的延伸部；以及垂直方向1c上的延伸部。优选地，机身2连接至合适的起落架2b。示意性地，合适的起落架2b是滑橇式起落装置。然而，也可考虑诸如轮式起落装置的其他合适的起落架2b。

优选地，机身2设置有外壳体13，其限定至少适于运送乘客的内部容积体2a，使得多旋翼飞行器1整体适于运送乘客。内部容积体2a优选还适用于容纳操作和电气设备，例如操作多旋翼飞行器1所需的储能系统。

应注意的是，适合运送乘客且还适合容纳操作和电气设备的内部容积体2a的示例性构造是本领域技术人员可以容易地得到的，并且通常被实施为遵守与乘客运送有关的当局法规和认证要求。因此，由于这样的内部容积体2a的这些构造不是本发明的一部分，为了简明扼要而不对它们进行详细描述。

根据一个方面，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包括至少两个并且优选四个推力产生单元3a、3b、3c、3d。如通过举例的方式示出的那样，推力产生单元3a、3b、3c、3d被表现为用于在操作中在箭头9所示的方向上生成推力产生气流，从而产生推力矢量9a表示的推力，使得多旋翼飞行器1能够在表面10的上空悬停。通过改变推力矢量9a的方向，多旋翼飞行器1可执行前向、后向或侧向飞行。

如下文中参照图2详细描述的那样，推力产生单元3a、3b、3c、3d在结构上连接至机身2。优选地，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少一个包括关联的罩部，以便改进基本气动特性并且提高操作安全性。举例来说，罩部6c与推力产生单元3c关联，并且罩部6d与推力产生单元3d关联。罩部6c、6d示意性地限定多个罩部6，并且可以由简单的金属板制成。然而，根据一个方面，罩部6c、6d具有复杂的几何形状，例如下文参照图4描述的那样。

应注意的是，推力产生单元3a、3b、3c、3d全都示例性地相对于机身2横向设置，即，在机身2的纵向方向1a上观察设置在机身2的左侧或右侧。因此，在图1中仅推力产生单元3c、3d可见，而推力产生单元3a、3b被机身2遮挡。然而，根据一个方面，推力产生单元3a、3b被表现为相对于推力产生单元3d、3c轴向对称，其中机身2的纵向方向1a上的纵向中心轴线限定对称轴线。因此，下文中仅更详细描述推力产生单元3c、3d和它们的构成元件，而为了简明扼要省略了推力产生单元3a、3b的更详细说明。

应注意的是，这种示例性设置仅通过举例的方式描述，并且不将本发明限定于此。相反，其他设置也是可行的并且通常是可想到的。例如，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的两个可以分别设置在机身2的前部和后部等等。

根据一个方面，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少一个并且优选每一个都配备有至少两个旋翼组件。举例来说，推力产生单元3c配备有两个旋翼组件7c、8c，并且推力产生单元3d配备有两个旋翼组件7d、8d。旋翼组件7c、7d示意性限定多个上旋翼组件7，并且旋翼组件8c、8d示意性限定多个下旋翼组件8。

优选地，上旋翼组件7c、7d设置在下旋翼组件8c、8d上方，使得上旋翼组件和下旋翼组件7c、8c；7d、8d通过叠合的旋翼轴线12彼此堆叠，即设置在彼此顶部。然而，也可想到替代构造，例如轴向移位的旋翼轴线。

更具体地，多个上旋翼组件7中的每一个都优选限定第一旋翼轴线，并且多个下旋翼组件8中的每一个都优选限定第二旋翼轴线。优选地，第一旋翼轴线和第二旋翼轴线各自如上所述那样叠合，即同轴设置，使得多个上旋翼组件7和下旋翼组件8限定多个同轴设置的旋翼轴线12。示意性地，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c限定第一和第二叠合旋翼轴线，它们共同称为旋翼轴线12c，并且上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定第一和第二叠合旋翼轴线，它们共同称为旋翼轴线12d。然而，也可想到其他构造。例如，旋翼轴线可以彼此平行地设置等等。

多个上旋翼组件7和下旋翼组件8优选通过关联的多个发动机5驱动，该发动机优选表现为电力发动机。示意性地，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c通过电力发动机5c驱动，并且上旋翼组件7d和下旋翼组件8d通过电力发动机5d驱动。然而，应注意的是，发动机可以分别通过能够在操作中产生扭矩的任何合适的发动机来实施，例如涡轮机、柴油发动机、火花点燃式发动机(otto-motor)、电力发动机等等。

优选地，上旋翼组件7和下旋翼组件8中的至少一个被容纳在多个罩部6的相应的关联罩部内部。示意性地，下旋翼组件8c、8d分别容纳在罩部6c、6d内部。上旋翼组件7c、7d示例性地定位在罩部6c、6d外部并且在图1中示意性地定位在其上方。

图2示出图1的多旋翼飞行器1具有在纵向方向1a、垂直方向1c以及横向方向1b上延伸的机身2。然而，与图1相比，机身2仅显示为桁架结构14，该桁架结构14示意性设置有能量供应部15。

将机身2表示为桁架结构14的意图在于简化下文所述的图1的推力产生单元3、且具体来说它们的罩部6到机身2的本发明的安装和附接的说明。然而，应注意的是，仅图1的具有罩部6d的推力产生单元3d代表图1的多旋翼飞行器1的所有推力产生单元3和所有罩部6被更详细示出。

根据一个方面，推力产生单元3d的罩部6d限定了圆柱形空气涵道20并且包括前缘区域20a和后缘区域20b。仅为了清楚起见，应注意的是，前缘区域20a是位于罩部6d(即，圆柱形空气涵道20)的边缘处的部分，其在多旋翼飞行器1的向前飞行过程中在纵向方向1a上相对于后缘区域20b设置在上游位置。

圆柱形空气涵道20在轴向上通过进气区域(图4中的20e)和出气区域(图4中的20f)界定。前缘区域20a优选设置有额外的升力表面27。

根据图2所示的方面，推力产生单元3d的罩部6d的圆柱形空气涵道20被设置为封闭式周边构造。换言之，罩部6d设置为环状形式。

优选地，承载梁4e至少在圆柱形空气涵道20的前缘区域20a处安装至罩部6d。承载梁4e优选至少实质上并优选完全地设置在圆柱形空气涵道20内部。根据本发明，承载梁4e至少实质上(即，在预定的制造公差内)定向为平行于机身2的纵向方向1a。如所示，承载梁4e优选还在圆柱形空气涵道20的后缘区域20b处安装至罩部6d。

根据一个方面，承载梁4e偏心地设置在圆柱形空气涵道20内部并且在机身2的垂直方向1c上观察时至少实质上(即，在预定制造公差内)与圆柱形空气涵道20的剖面共面。应注意的是，承载梁4e的偏心设置使得承载梁4e优选不穿过圆柱形空气涵道20的旋转中心或对称中心。

优选地，承载梁4e为棒状并且从前缘区域20a延伸至后缘区域20b。根据一个方面，承载梁4e实现了下文中参照图3详细说明的发动机承载件11。

承载梁4e优选连接至机身2。因此，罩部6d或推力产生单元3d根据一个方面在结构上连接至机身2。总体上，图1的多旋翼飞行器1的所有罩部6或所有推力产生单元3都优选在结构上通过相同的方式连接至机身2，因此为了简明扼要在下文中仅更详细地说明罩部6d或推力产生单元3d与机身2的结构连接。

根据一个方面，罩部6d构造为具有支撑结构16，支撑结构16可以通过简单的压制的弯曲的金属板或有点复杂的结构和材料(例如纤维增强聚合物结构)制成。支撑结构16优选具有例如可以用作至少部分地用于多旋翼飞行器1的电池系统的储存容积体的内部容积体。

支撑结构16优选至少部分地包含合适的结构支撑件4，该结构支撑件4被设置为用于将罩部6d或推力产生单元3d安装至机身2。由于如上所述罩部6d或推力产生单元3d代表所有罩部6或推力产生单元3而被示出，因此这意味着罩部6或推力产生单元3中的每一个都优选通过表现为与结构支撑件4类似的关联的结构支撑件而安装至机身2。

结构支撑件4并因此罩部6d优选包括前部梁4a和后部梁4b以及承载梁4e。前部梁4a和后部梁4b优选将承载梁4e连接至机身2。前部梁4a和后部梁4b优选与承载梁4e一体形成或至少与其刚性附接。

根据一个方面，前部梁4a和后部梁4b设置在圆柱形空气涵道20外部。优选地，前部梁4a和后部梁4b设置在罩部6d内部，即设置在支撑结构16内部。

示意性地，罩部6d的、设置有连接至承载梁4e的前部梁4a和后部梁4b的部分限定了圆柱形空气涵道20的内侧部分，即靠近机身2的部分。罩部6d的余下部分在下文中称为“涵道的外侧半部”并且标有附图标记21。该涵道的外侧半部21有利地在多旋翼飞行器1的操作中提供额外的升力。

优选地，前部梁4a包括前部凸缘4c并且后部梁4b包括后部凸缘4d。前部凸缘4c和后部凸缘4d优选刚性安装至机身2。

前部梁4a和前部凸缘4c优选一体形成或者至少刚性地安装到彼此上。类似地，后部梁4b和后部凸缘4d优选一体形成或者至少刚性地安装到彼此上。此外，前部凸缘4c和后部凸缘4d可一体形成或者至少刚性地安装到彼此上。

根据一个方面，前部凸缘4c和后部凸缘4d连接至机身2的关联的凸缘4f。优选地，前部凸缘4c和后部凸缘4d刚性地但可移除地安装至凸缘4f。凸缘4d可与机身2一体形成或至少刚性地安装到其上。

前部凸缘4c和后部凸缘4d可刚性地安装到与推力产生单元3a的罩部6a相关联的相应的前部梁和后部梁上或与该前部梁和后部梁一体形成。然而，罩部6a可同样设置有与推力产生单元3d的罩部6d的前部凸缘4c和后部凸缘4d类似的、分离的前部凸缘和后部凸缘，并且它们又安装至机身2的凸缘4f。

下面参照图4至图8更详细描述这种推力产生单元3d的罩部6d的更具体的示例性实现方式。

图3示出具有图1和图2的机身2的多旋翼飞行器1具有设置为上文参照图2描述的封闭式周边构造的推力产生单元3d的罩部6d。应注意的是，如上文参照图2所描述的那样，具有罩部6d的推力产生单元3d再次代表所有推力产生单元3或罩部6被示出并且附接至机身2的凸缘4f。此外，类似于图2的图示，机身2被示出为容纳能量供应部15的桁架结构14。

根据一个方面，罩部6d设置有表现为图2的承载梁4e的发动机承载件11。图1的至少一个电力发动机5d优选如所示安装至承载梁4e或发动机承载件11。

优选地，电力发动机5d偏心地安装至承载梁4e或发动机承载件11。更具体地，如上文参照图2所述的那样，发动机承载件11偏心地安装于圆柱形空气涵道20或罩部6d的内部。换言之，发动机承载件11安装至罩部6d，使得其被设置为平行于从前缘区域20a至后缘区域20b横跨罩部6d的中心线或对称轴线18，但是不与电力发动机5d的旋转轴线12d交叉。然而，中心线18与旋转轴线12d交叉并且被定向为至少实质上平行于机身2的纵向方向1a。

应注意的是，电力发动机5d到发动机承载件11上的偏心安装指的是电力发动机5d安装至发动机承载件11，使得电力发动机5d仅横向地与发动机承载件11接触，即，电力发动机5d的横向位置19安装到发动机承载件11上。换言之，电力发动机5d仅有一侧与发动机承载件11接触。因此，电力发动机5d具有实质上能够用于在操作中冷却电力发动机5d的周边。

图4示出图2和图3的推力产生单元3d的、限定了圆柱形空气涵道20的罩部6d的示意图，用于示出根据本发明的一个方面的气动改进的构造。示意性地，圆柱形空气涵道20在径向上通过图2和图3的支撑结构16界定。

圆柱形空气涵道20优选在轴向上通过进气区域20e和出气区域20f界定。在圆柱形空气涵道20外部，并且优选在圆柱形空气涵道20的进气区域20e的上方和附近，优选设置有图1的第一旋翼组件7d。

应注意的是，空气涵道20仅通过举例的方式指定为“圆柱形”空气涵道，因此不用于限制本发明。换言之，虽然空气涵道的“圆柱形”形状表明沿着空气涵道20从进气区域20e到出气区域20f的半径都相同，但是也可想到替代的构造。例如，空气涵道20可呈现出截头锥体的形式，例如使得其半径在进气区域20f处比在出气区域20e处更大等等。因此，应理解的是，表述“圆柱形空气涵道”指的是也包含空气涵道20的这种替代构造。

进气区域20e优选在圆柱形空气涵道20的圆周方向上呈现出波浪形几何形状。更具体地，这种波浪形几何形状表示在沿着进气区域20e在圆柱形空气涵道20的圆周方向上移动时，执行波浪形运动或波状运动。

在推力产生单元3d的操作中，进气区域20e优选用作空气收集器，并因此在下文中为了简明扼要也被称为圆柱形空气涵道20的“收集器20e”。出气区域20f可以但是非必要地被表现为和用作扩散器，并因此在下文中为了简明扼要也被称为圆柱形空气涵道20的“扩散器20f”。

圆柱形空气涵道20并且特别是罩部6d包括图2和图3的前缘区域20a和后缘区域20b。此外，罩部6d(即，圆柱形空气涵道20)优选包括位于进气区域20e处的左舷侧横向区域20c和右舷侧横向区域20d。

更具体地，前缘区域20a在罩部6d(即，圆柱形空气涵道20)的圆周方向上与后缘区域20b完全相对，并且左舷侧横向区域20c与右舷侧横向区域20d完全相对。此外，左舷侧横向区域20c和右舷侧横向区域20d分别在罩部6d(即，圆柱形空气涵道20)的圆周方向上设置在前缘区域20a与后缘区域20b之间。

根据一个方面，圆柱形空气涵道20在圆柱形空气涵道20的轴向方向上具有限定在扩散器20f与收集器20e之间的高度，该高度在圆柱形空气涵道20的圆周方向上变化。这种变化的高度如下文所述那样限定了收集器20e的波浪形几何形状。

更具体地，前缘区域20a处的高度24a优选小于左舷侧横向区域20c和/或右舷侧横向区域20d处的高度24c。此外，后缘区域20b处的高度24b优选小于左舷侧横向区域20c和/或右舷侧横向区域20d处的高度24c。另外，后缘区域20b处的高度24b优选小于前缘区域20a处的高度24a。根据一个方面，左舷侧横向区域20c和/或右舷侧横向区域20d处的高度24c在0.05*d到0.5*d的范围内选择，其中d限定了圆柱形空气涵道20的直径、优选内直径(图6中的20g)。

根据一个方面，圆柱形空气涵道20的收集器20e具有在圆柱形空气涵道20的圆周方向上变化的半径。换言之，收集器20e优选没有平直的上部边缘(即，其远离分离器20f指向的边缘)，而是具有圆形的上部边缘。优选地，收集器20e的半径(在下文中为了简明扼要也称为“收集器半径”)在前缘区域20a、后缘区域20b、左舷侧横向区域20c以及右舷侧横向区域20d中的至少两个之间不同。

优选地，在0.01*d到0.25*d的范围内选择前缘区域20a处的收集器半径25a，在0至0.25*d的范围内选择后缘区域20b处的收集器半径25b，并且在0.01*d到0.25*d的范围内选择左舷侧横向区域20c和/或右舷侧横向区域20d处的收集器半径25c。如上文已经描述的那样，d限定圆柱形空气涵道20的直径、优选内直径(图6中的20g)。

同样，圆柱形空气涵道20的扩散器20f可具有在圆柱形空气涵道20的圆周方向上变化的半径。换言之，扩散器20f不一定如所示那样设置平直的下部边缘(即，其远离收集器20e指向的边缘)，而是设置有圆形的下部边缘。优选地，扩散器20f的半径(在下文中为了简明扼要也称为“扩散器半径”)在前缘区域20a、后缘区域20b、左舷侧横向区域20c以及右舷侧横向区域20d中的至少两个之间不同。

优选地，在0到0.1*d的范围内选择前缘区域20a处的扩散器半径26a，在0至0.1*d的范围内选择后缘区域20b处的扩散器半径26b，并且在0到0.1*d的范围内选择左舷侧横向区域20c和/或右舷侧横向区域20d处的扩散器半径26c。再次，如上文已经描述的那样，d限定圆柱形空气涵道20的直径、优选内直径(图6中的20g)。

图5示出限定了圆柱形空气涵道20的图4的罩部6d，其优选在轴向上通过收集器20e和扩散器20f界定，并且包括前缘区域20a、后缘区域20b、左舷侧横向区域20c以及右舷侧横向区域20d。前缘区域20a设置有额外的升力表面27。

图6示出限定了圆柱形空气涵道20的图2至图5的罩部6d，其包括根据图4和图5的前缘区域20a、后缘区域20b、左舷侧横向区域20c以及右舷侧横向区域20d。示意性地，圆柱形空气涵道20的直径、更具体地内直径d标有附图标记20g。此外，圆柱形空气涵道20(即，罩部6d)的方位角ψ标有附图标记20h。举例来说，假设方位角ψ如所示那样在罩部6d的顺时针方向上限定并且从后缘区域20b开始转动，使得在后缘区域20b处ψ＝0。

图7示出限定了圆柱形空气涵道20的图4至图6的罩部6d的示例性剖面，其优选在轴向上通过收集器20e和扩散器20f界定，并且包括前缘区域20a、后缘区域20b、左舷侧横向区域20c以及右舷侧横向区域20d。每个剖面都对应于图6的指定方位角ψ处的罩部6d的剖视图。

更具体地，第一剖视图示出在图6的切割线a-a的方向上观察的方位角ψ＝180°处的罩部6d的示例性剖面。该第一剖视图示出罩部6d的设置有额外的升力表面27的前缘区域20a。举例来说，收集器20e如上文参照图4所述在前缘区域20a处设置有圆形的上部边缘，而扩散器20f示意性地设置有平直的下部边缘。

第二剖视图示出在图6的切割线a-a的方向上观察的方位角ψ＝0°处的罩部6d的示例性剖面。该第二剖视图示出罩部6d的后缘区域20b。通过举例的方式并且如上文参照图4所述的那样，收集器20e在后缘区域20b处设置有圆形的上部边缘并且扩散器20f设置有圆形的下部边缘。

第三剖视图示出在图6的切割线b-b的方向上观察的方位角ψ＝90°处的罩部6d的示例性剖面。该第三剖视图示出罩部6d的左舷侧横向区域20c。举例来说，收集器20e如上文参照图4所述在左舷侧横向区域20c处设置有圆形的上部边缘，而扩散器20f示意性地设置有平直的下部边缘。

第四剖视图示出在图6的切割线b-b的方向上观察的方位角ψ＝270°处的罩部6d的示例性剖面。该第四剖视图示出罩部6d的右舷侧横向区域20d。举例来说，收集器20e如上文参照图4所述在右舷侧横向区域20d处设置有圆形的上部边缘，而扩散器20f示意性地设置有平直的下部边缘。

图8示出限定了圆柱形空气涵道20的图4至图7的罩部6d，其包括前缘区域20a、后缘区域20b、左舷侧横向区域20c以及右舷侧横向区域20d。然而，与根据图4至图7的罩部6d的实现不同，圆柱形空气涵道20的后缘区域20b现在至少实质上打开。优选地，圆柱形空气涵道20在后缘区域20b处在例如30°至180°的预定的开口角度28的范围内打开。换言之，圆柱形空气涵道20设置有罩部开口，其通过预定的开口角度28限定并因此在下文中也使用附图标记28表示。

图9示出具有图1的机身2的多旋翼飞行器1，其具有与图2和图3不同地现在设置为开放式周边构造的推力产生单元3d的罩部6d。在开放式周边构造中，罩部6d在圆柱形空气涵道20的后缘区域20b处在上文参照图8描述的预定的开口角度28的范围内至少部分地断开。

应注意的是，开放式周边构造与上文参照图2和图3描述的封闭式周边构造相比是有利的，因为其允许进一步减小罩部6d上的不期望的气动阻力。事实上，根据图2和图3处于封闭式周边构造的罩部6d处的气动阻力的主要部分形成在圆柱形空气涵道20的后缘区域20b处。因此，通过在预定的开口角度28的范围内断开后缘区域20b，可以显著减小气动阻力。

示意性地，仅通过举例的方式并因此不限制本发明，预定的开口角度28约为180°。换言之，在所示例子中，图1至图3所示的罩部6d的后缘区域20b完全断开。优选地，图1至图3所示的罩部6d的后缘区域20b通过两个气动成形的纵向延伸部22a、22b替换。后者分别示例性表现为图4的右舷侧横向区域20d和左舷侧横向区域20c的横向延续部。

根据一个方面，推力产生单元3d或罩部6d再次设置有发动机承载件11。然而，与图2和图3不同，发动机承载件11不再通过图2和图3的、在圆柱形空气涵道20的前缘区域20a和后缘区域20b处安装至罩部6d的承载梁4e来实现，因为后缘区域20b断开。相反地，承载梁4e被悬臂17替换，悬臂17仅在圆柱形空气涵道20的前缘区域20a处安装至罩部6d，并且悬臂17现在表现为发动机承载件11。

因此，如所示，图1的至少一个电力发动机5d现在优选安装至悬臂17或发动机承载件11。优选地，电力发动机5d偏心地安装至推力产生单元3d的悬臂17或发动机承载件11。

应注意的是，如上文参照图2所述的那样，具有罩部6d的推力产生单元3d再次代表所有推力产生单元3或罩部6被示出并且附接至机身2的凸缘4f。此外，类似于图2的图示，机身2被示出为容纳能量供应部15的桁架结构14。

另外，应注意的是，罩部6d、特别是罩部6d的前缘区域20a以及机身2或结构支撑件4的凸缘4f的前部现在易受到相对较高的弯曲力，其不再能通过后缘区域20b来补偿。事实上，由于后缘区域20b断开，因此不再能够在开放式周边构造中进行通过支撑结构4、特别是部分地通过图2的前部梁4b和后部凸缘4d进行的来自至少一个电力发动机5d的载荷传递。因此，需要另外的补偿手段来保证推力产生单元3d的可靠且稳固的操作。

因此，根据一个方面，罩部6d不仅在其前缘区域20a处设置有额外的升力表面27，而且还设置有被构造为支撑更高的弯曲力的扭力箱23。沿着切割线a-a的剖视图示出扭力箱23的示例性实施方式或气动外形，其优选实施为翼状。

有利地，机身2处的凸缘4f或者安装至机身2的凸缘4f处的结构支撑件4也可设置有扭力箱23。换言之，扭力箱23从罩部6d延伸至结构支撑件4，使得可以通过进一步扩大扭力箱23而实现更好的弯曲力补偿。

图10示出多旋翼飞行器1，其具有仅示意性实施为桁架结构14并且包括图9的、设置为开放式周边构造的推力产生单元3d的罩部6d的机身2。然而，与图9不同，推力产生单元3d现在被设置为互连的、双体式推力产生单元，即，串列式推力产生单元，其具有现在形成罩部6d的示例性的两个互连的或串列的罩部。更具体地，罩部6d现在在俯视图中表现为e形形式，而在图9中罩部6d在俯视图中表现为c形形式。

事实上，根据一个方面，图10的串列式e形罩部6d仅包括两个根据图9的单一的、串列式c形罩部6d，它们通过合适的互连区域6e而互连，使得它们相对于彼此横向设置。

优选地，形成罩部6d和互连区域6e的两个横向设置或串列的罩部的前缘区域20a以及安装至机身2的凸缘4f的结构支撑件4现在表现为图9的扭力箱23。此外，形成e形串列式罩部6d的每一个c形罩部现在都设置有连接至关联的电力发动机5的关联的发动机承载悬臂17。

然而，应注意的是，虽然根据图10的罩部6d仅示出形成罩部6d且限定推力产生单元3d的两个横向设置或串列的罩部，但是同样可想到形成罩部6d的多于两个的横向设置的罩部。此外，应再次注意的是，罩部6d仅通过举例的方式示出并且代表图1的所有罩部6。

最后，应注意的是，本发明的上述方面的变型也属于本领域技术人员的常规理解，并因此也可认为是本发明的一部分。举例来说，图1的推力产生单元3a和3d可以实施为参照图10所述那样具有e形罩部的串列式推力产生单元，而图1的推力产生单元3b和3c可表现为参照图9所述那样的单一的c形罩部。此外，应注意的是，上文参照图2和图3所述的具有封闭式周边构造的罩部的推力产生单元也可表现为串列式推力产生单元，其中实施了根据图10的两个以上横向设置的罩部。换言之，可通过使用封闭式周边构造的罩部代替开放式周边构造的罩部来实现图10。最后，还应注意的是，在单一的多旋翼飞行器上，例如图1的多旋翼飞行器1，可以使用封闭式周边构造和开放式周边构造混合的罩部。此外，在如图10所示的构造中，其中使用了串列式罩部，一个以上的罩部可以实施为开放式周边构造，而一个以上的其他罩部可以实施为封闭式周边构造。例如，在具有三个罩部的推力产生单元中，中间的罩部可以表现为开放式周边构造，而两个外侧的罩部表现为封闭式周边构造，反之亦然。

附图标记列表

1多旋翼飞行器

1a飞行器纵向方向和向前飞行方向

1b飞行器横向方向

1c飞行器垂直方向

2飞行器构架

2a飞行器构架的内部容积体

2b起落架

3推力产生单元

3a，3b，3c，3d推力产生单元

4推力产生单元的结构支撑件

4a前部梁

4b后部梁

4c前部凸缘

4d后部凸缘

4e发动机承载梁

4f凸缘

5发动机

5a，5c，5d电力发动机

6罩部单元

6a，6c，6d罩部

6e罩部互连区域

7上旋翼组件

7c，7d上旋翼组件

8下旋翼组件

8c，8d下旋翼组件

9推力产生气流方向

9a推力矢量

10地面

11发动机承载件

12旋翼轴线

12c，12d旋翼轴线

13外壳体

14桁架结构

15能量供应部

16支撑结构

17发动机承载件悬臂

18从前缘到后缘的中心线

19横向位置

20空气涵道

20a前缘区域

20b后缘区域

20c左舷侧横向区域

20d右舷侧横向区域

20e收集器

20f扩散器

20g空气涵道内直径(d)

20h空气涵道方位角(ψ)

21涵道的外侧半部

22a，22b纵向延伸部

23扭力箱

24a空气涵道前缘的总高度(hl)

24b空气涵道后缘的总高度(ht)

24c空气涵道横向区域的总高度(hs)

25a空气涵道前缘处的收集器半径(crl)

25b空气涵道后缘处的收集器半径(crt)

25c空气涵道横向区域处的收集器半径(crs)

26a空气涵道前缘处的扩散器半径(drl)

26b空气涵道后缘处的扩散器半径(drt)

26c空气涵道横向区域处的扩散器半径(drs)

27额外的升力表面

28罩部开口和开口角度