用于飞行器的翼组结构以及具有这种翼组结构的飞行器制造技术

本发明专利技术提出一种用于飞行器的翼组结构以及具有这种翼组结构的飞行器，翼组结构还是用于飞行器(1)、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(6)的垂直起降多旋翼形式的飞行器的翼组结构(3)，该翼组结构包括数个翼肋(4、4a、4b)，其中，第一数目的翼肋(4a)至少主要沿第一方向(R1)布置，而第二数目的翼肋(4b)至少主要沿第二方向(R2)布置，该第二方向(R2)与第一方向(R1)正交取向，该翼组结构(3)的特征在于，至少第二数目的翼肋(4b)的横截面具有空气动力廓型；和/或这些翼肋(4、4a、4b)至少在相邻的翼肋(4、4a、4b)之间成对地借由连接结构、优选由单独的连接区段(3a)相互连接，其中，该连接结构或连接区段(3a)具有空气动力廓型。

【技术实现步骤摘要】
用于飞行器的翼组结构以及具有这种翼组结构的飞行器
本专利技术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。本专利技术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。
技术介绍
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。在本专利技术的上下文中，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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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。根据本专利技术构思的有利改进方案参阅从属权利要求。本专利技术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。但本专利技术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。本专利技术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专利技术的空气动力廓型。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，根据本专利技术，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，根据本专利技术，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专利技术的翼组结构，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的已知设计中，翼肋固定在客舱或货仓上方，这些翼肋形成翼组结构并在外侧通过由相应区段组成的基本上圆形的连接结构而相互连接。马达-旋翼组件附接到翼肋或翼组结构，该组件通过旋翼的旋转而产生升力，从而能够飞行。根据本专利技术，至少一些翼肋采用空气动力上起效的构造，在相应的改进方案中，替选地或附加地，连接结构(或其至少一部分)也采用空气动力上起效的构造。在根据本专利技术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。在根据本专利技术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。本专利技术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。在根据本专利技术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专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器(1)、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(6)的垂直起降多旋翼形式的飞行器的翼组结构(3)，所述翼组结构包括数个翼肋(4、4a、4b)，其中，第一数目的翼肋(4a)至少主要沿第一方向(R1)布置，而第二数目的翼肋(4b)至少主要沿第二方向(R2)布置，所述第二方向(R2)与所述第一方向(R1)正交取向，/n其特征在于，/n至少所述第二数目的翼肋(4b)的横截面具有空气动力廓型；和/或/n所述翼肋(4、4a、4b)至少在相邻的翼肋(4、4a、4b)之间成对地借由连接结构、优选由单独的连接区段(3a)相互连接，其中，所述连接结构或连接区段(3a)具有空气动力廓型。/n

【技术特征摘要】
20190521 DE 102019113548.61.一种用于飞行器(1)、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(6)的垂直起降多旋翼形式的飞行器的翼组结构(3)，所述翼组结构包括数个翼肋(4、4a、4b)，其中，第一数目的翼肋(4a)至少主要沿第一方向(R1)布置，而第二数目的翼肋(4b)至少主要沿第二方向(R2)布置，所述第二方向(R2)与所述第一方向(R1)正交取向，
其特征在于，
至少所述第二数目的翼肋(4b)的横截面具有空气动力廓型；和/或
所述翼肋(4、4a、4b)至少在相邻的翼肋(4、4a、4b)之间成对地借由连接结构、优选由单独的连接区段(3a)相互连接，其中，所述连接结构或连接区段(3a)具有空气动力廓型。


2.根据权利要求1所述的翼组结构(3)，其中，至少所述第二数目的翼肋(4b)基本上布置在共同的平面(E)中，优选所述第一数目的翼肋(4a)和/或所述连接区段(3a)也布置在共同的平面(E)中。


3.根据权利要求1或2所述的翼组结构(3)，其中，所述空气动力廓型构造用于产生升力。


4.根据权利要求1至3中任一项所述的翼组结构(3)，其中，所述第一方向(R1)基本上对准所述飞行器(1)的正向飞行方向。


5.根据权利要求1至4中任一项所述的翼组结构(3)，其中，当所述第二数目的翼肋(4b)在入流时的迎角α、特别是相对于根据权利要求2所述的平面(E)展向的迎角α的角度范围为-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。


6.根据权利要求1至5中任一项所述的翼组结构(3)，其中，当d表示廓型厚度且I表示廓型长度时，所述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0.3，最优选等于0.45。


7.根据权利要求1至6中任一项所述的翼组结构(3)，其中，所述空气动力廓型在底侧、优选在根据权利要求2所述的平面(E)的底侧具有近似S形的外廓。


8.根据权利要求1至7中任一项所述的翼组结构(3)，其中，优选在所述空气动力廓型面向根据权利要求4所述的正向飞行方向的后侧，所述空气动力廓型在底侧、优选在根据权利要求2所述的平面(E)的底侧的外廓具有凹入区域(KB)。


9.根据权利要求1至8中任一项所述的翼组结构(3)，其中，所述空气动力廓型采用非对称构造，优选关于根据权利要求2所述的平面(E)非对称；和/或其中，所述空气动力廓型构造有：特别是在其底侧近似S形的廓线；和/或在其底侧部分凸起和部分凹入的廓线；和/或曲率半径相对较大的较平翼头(FN)；和/或相对较厚的廓型厚度，d/I>0.2，优选d/I>0.3，特别优选d/I＝0.45；和/或后下区段中的凹入区域(KB)。


10.根据权利要求1至9中任一项所述的翼组结构(3)，其中，所述空气动力廓型构造成所述第二数目的翼肋(4b)的覆罩(4”)的形式；或其中，所述第二数目的翼肋(4b)的基体以其外表面根据所述空气动力廓型成形。


11.根据权利要求1至10中任一项所述的翼组结构(3)，其中，所述第一数目的翼肋(4a)具有对称的廓型，优选圆形、特别是是卵形或椭圆形的廓型，最优选关于根据权利要求2所述的平面(E)对称并与之垂直。


12.根据权利要求11所述的翼组结构(3)，其中，所述廓型构造成所述第一数目的...

【专利技术属性】
技术研发人员：M·哈姆斯，U·舍弗林，M·凯勒，S·米斯纳，
申请(专利权)人：沃科波特有限公司，
类型：发明
国别省市：德国;DE