CN1906086A - 飞行器 - Google Patents

Abstract

一飞行器具有一机身(1)和一用来产生可规定的升力与机身(1)偶联的推进器装置(2)，由此，推进器装置(2)包括多个推进器叶片(3)，它们围绕一枢转轴线(4)可转动到一预定的叶片角。推进器叶片(3)安装成围绕一旋转轴线(5)转动，在推进器叶片转动过程中，可变化推进器叶片角而产生升力。推进器叶片(3)的对应枢轴轴线(4)基本上平行于旋转轴线(5)延伸。

Description

飞行器

技术领域

本发明的种种实施例涉及一飞行器，它具有一机身以及和与机身偶联以便产生一种规定的升力的推进装置，推进装置包括多个推进器叶片，而推进器叶片可围绕一轴线以预定的叶片角旋转。

背景技术

已有技术的这类飞行器具有种种形式和尺寸。具体来说，直升飞机是众所周知的，其中，通过一个或多个旋翼围绕一基本上垂直的轴旋转，由此产生一力(旋翼推力)。该力的垂直分量对直升飞机提供升力。通过控制推进器叶片的定位，可从垂直轴中得出旋翼推力，它可产生旋翼推力的水平分量。旋翼推力的该水平分量用作一推进力，它也可用来侧向地或向后地移动直升飞机。诸叶片可围绕一轴线转动到一预定的角度，以产生一顺桨效果。一直升飞机的旋翼通常相对于其旋转轴线沿径向布置。

种种已有技术的飞行器具有一个或多个旋翼，各具有两个或更多个沿径向布置的旋翼叶或叶片，各个叶片的一端固定到一旋转轴和/或一旋翼毂上。旋翼的叶片在一圆形区域上回转，圆形区域的法线与沿直升飞机机身的纵向或横向轴线的公共垂直轴线平行和/或同轴，或旋翼的叶片只转过垂直轴线几度。该基本构造原理在已有的直升飞机中产生种种飞行静力学和飞行动力学的缺点。

已有技术直升飞机的一个缺点在于，这些直升飞机的机身只能向前、向后或侧向地操纵，而且该种运动与机身的俯仰运动或滚动偶联。因此，当保持机身处于一垂直的定向(即，不倾斜机身)时，不能沿所有方向操纵机身。

当直升飞机正在被操纵时，机身的至少两个位置轴线总发生倾斜。对比之下，一卫星可实现这样的运动操纵，其中，卫星的所有三个位置轴线保持平行。对于已有技术的直升飞机不可能有如此的“移位操纵”。

已有技术直升飞机的另一缺点在于，它们包括上述所谓的“头顶上承载的旋翼”，其中，推进器叶片和推进器叶片所移动通过的圆形区域都大大延伸超出直升飞机前面和侧面。其结果，这些直升飞机必须与障碍物保持足够的距离，因此，不能与目标相靠接(例如，将人或货物装载到直升飞机内)。将人或货物装载到直升飞机内迄今只能在机身下面进行。这限制了直升飞机在营救和救助工作中的能力。

再者，许多已有技术直升飞机仅使用一个头顶式的旋翼。这导致空气对直升飞机桨叶所产生的阻力造成反应力而产生转矩。该转矩试图令直升飞机永久地围绕机身的垂直轴线转动。为此，通常使用一第二旋翼(例如，一尾部旋翼)来补偿该转矩。这种尾部旋翼易于造成麻烦，常常是直升飞机坠毁和着陆坠毁的原因。

已有技术的直升飞机还存在诸多问题，因为在飞行过程中，直升飞机的某些叶片抵抗航空气流而移动，而另一些叶片则随航空气流而移动，这样，空气就不同地通过直升飞机的各叶片。因此，在定向飞行过程中气流速度的变化改变了直升飞机的飞行动力学特性。尤其是在直升飞机向前飞行得很快时，推进器叶片抵抗航空气流的运动导致气流偏离推进器叶片的前边缘开始。空气中推进器叶片的运动速度成了推进器叶片的圆形路径速度和航空气流速度两者的组合。

这限制了直升飞机速度和承载能力实用性组合的可能，限制了叶片转数和气流速度实用性组合，它们被限制在这样一个范围内，即，推进器叶片的末端仍未进入超音速的范围因此不能被冲击波所损坏的程度。

随朝向航空气流运动的叶片(从旋翼圆的内部起)部分地从推进器叶片的后边缘逆向流动。这适用于以下情形推进器叶片的所有部分：即，朝向航空气流的推进器叶片的圆形路径速度小于航空气流本身的流速的所有部分。随着气流速度的增加，这些叶片逐渐地减小对直升飞机升力的贡献，并在直升飞机飞行舱和/或机身上造成取决于空气速度的滚动运动，这必定影响到直升飞机的特性。

该问题导致已有技术直升飞机典型的最大速度限制在大约400km/h。随着直升飞机气流速度的增加，它还导致能耗增加，这对于直升飞机的空气速度或承载能力都不利。因此，今天的直升飞机在其飞行特性上能耗非常不经济，由此，其飞行范围仅在1000km内。

直升飞机是通过调节推进器叶片的攻角来控制的，而有些试验性的直升飞机还通过倾斜直升飞机的旋翼轴线(例如，旋转轴线)，来控制直升飞机。遗憾地是，由于推进器叶片必须周期地和联合地进行调节，所以，不利地必须要有一昂贵的旋转斜盘控制和一复杂的旋翼头结构。该复杂结构使目前提供的旋翼头还不能超过8个叶片，以及使旋翼头的承载能力不超过60吨。

典型的直升飞机原理上是摆锤式的，其中，机身从旋翼头下垂，并在旋翼头下方摆动。机身的飞行姿态取决于动态飞行条件(例如，视直升飞机是从事向前、向后、侧向飞行还是盘旋飞行)。机身的飞行姿态不能独立于动态飞行条件来设定，例如，直升飞机不能成90度直冲。然而，已经对具有可倾斜的旋翼头的直升飞机进行了试验。然而，这些试图仍导致更加易坏和复杂的驱动结构。

发明概要

本发明的目的是提供一飞行器，其中，上述诸多问题中至少一个问题得以消除，并可通过一简单的结构来予以实现。

根据本发明，有待解决的该任务通过一如权利要求1所述的飞行器得以解决。一具有这些特征的飞行器是这样进行装备和形成的：推进器叶片定位成使它们可围绕一旋转轴转动。当推进器叶片被转动时，也可调节推进器叶片角以产生升力。推进器叶片各自的枢轴轴线也基本上平行于旋转轴定位。

在本发明中，已经认识到上述类型的飞行器不必一定要是装备有头顶式旋翼的直升飞机，其中，推进器叶片以及推进器叶片的枢轴轴线基本上围绕直升飞机的旋转轴沿径向地布置。此外，还认识到，由于推进器叶片的定位能使它们可围绕旋转轴转动，由此，推进器叶片的枢轴轴线基本上平行于旋转轴定位，所以，可实现一结构特别简单的推进装置。换句话说，枢轴轴线和旋转轴基本上平行地定位成使推进器叶片在转动时，以平行的方式围绕同一旋转轴运动。当推进器叶片围绕旋转轴转动时，可以改变叶片角度以产生一被控制的升力。力和推力方向取决于推进器叶片角的设定。

根据本发明飞行器的一个实施例，不必使用头顶式的旋翼，因为该种头顶式旋翼通常延伸超过飞行器机身很远，因此，难于接近机身，也阻碍机身例如靠近一建筑物实现相靠接的可能性。

推进器叶片的枢轴轴线基本上可以彼此等距离地定位。这使得推进器叶片能围绕旋转轴具有一均匀的和平衡的运动过程。再者，沿着同样的思路，推进器叶片的枢轴轴线基本上可定位成使之各自相对于旋转轴等距离地定位。

推进器叶片的枢轴轴线可以定位成不仅基本上平行于旋转轴，而且也可彼此基本上平行。因此，可实现推进器叶片结构围绕旋转轴的均匀和准对称的实施例。

为了特别简单和安全地标定推进器叶片的角度，推进器叶片的枢轴轴线可根据推进器叶片的质心进行定位。枢轴轴线可准确地延伸通过推进器叶片的横截面形状的质心。

推进器叶片的中性位置，在此位置中，推进器叶片在围绕旋转轴转动过程中不产生推力或空气转移，此中性位置可根据推进器叶片相对于旋转轴的横截面形状的凹陷曲线产生。叶片的横截面形状可以几乎完全地位于一假想的圆柱形的圆柱形壁内。这样一个转动的圆柱形不会产生推力和空气转移。

各叶片的枢轴轴线可从推进器叶片的横截面形状中垂直地伸出，因此，可准平行或同轴于推进器叶片的纵向轴线。

为了安全地控制和旋转推进器叶片围绕枢轴轴线的转动，推进器叶片可至少在一端上包括一控制轴。控制轴可用作推进器叶片围绕枢轴轴线转动的接触点。控制轴可垂直于推进器叶片横截面形状延伸并定位在枢轴轴线的前面或后面(从推进器叶片围绕旋转轴线转动的方向观看)。叶片可通过控制轴进行连接，并通过控制轴可调节推进器叶片的攻角(或叶片角)。可采用正和负的叶片角(相对于推进器叶片的中性位置)。如上所述，推进器叶片的中性位置意味着，当推进器叶片围绕旋转轴转动时，没有停滞空气从推进器叶片转移。而是推进器叶片可以直接穿过空气。控制轴和枢轴轴线之间的距离规定了推进器叶片角调节时的平移比。

为了特别安全地储存和运动推进器叶片，推进器叶片的一端可转动地附连到一驱动部件上，或可转动地安装在驱动部件内。因此，驱动部件可围绕旋转轴线以结构上简单的方式转动，或可转动地定位在旋转轴线上。为此目的，驱动部件可包括一承载轴或一中空轴，它可与偏离推进器叶片的一侧对齐。

在一比较简单的实施例中，驱动部件可构造成一驱动皮带轮、驱动盘或驱动环，推进器叶片可枢转地附连到这样的驱动部件上。

枢轴轴线或叶片可以垂直于驱动部件、驱动皮带轮、驱动盘或驱动环定位。而且推进器叶片或枢轴轴线可定位在承载轴的相对侧上。此外，枢轴轴线可沿着驱动部件、驱动皮带轮、驱动盘或驱动环的边缘安排成布置在一个圆内。枢轴轴线可较佳地定位成它们等距离地间隔开。平行推进器叶片的结构由此可形成一圆柱形的旋翼组件。

原则上，根据要求可有任意多个叶片定位在驱动部件上或圆柱形旋翼组件上，这视驱动部件的直径和推进器叶片的宽度而定。各个叶片可定位成其枢轴轴线垂直于驱动部件，这样，使它可围绕其枢轴轴线枢转。

驱动部件的承载轴或中空轴可从驱动部件或从驱动皮带轮和/或驱动盘的表面垂直地延伸。为了确保驱动部件安全地操作，驱动部件可与齿形皮带、链条或圆形齿的齿轮偶联。为此，驱动部件可包括一邻近于驱动部件的圆周或圆形边缘或位于承载轴的周长上的圆形齿结构。因此，承载轴可构造成一驱动轴的形式。

为了安全地将推进器叶片偶联到驱动部件上，驱动部件可包括凹陷或通道，以便储存推进器叶片的枢轴。或者，驱动部件可包括用于推进器叶片控制轴的凹陷或通道。控制轴的尺寸可定为延伸通过驱动部件内的凹陷或通道。凹陷或通道可构造成切口、孔或槽。具体来说，用于推进器叶片控制轴的凹陷或通道可以构造成长形孔(较佳地为弧形)。

为了限制驱动部件的重量，驱动部件可包括槽、凹陷、通道、切口、孔或长条切口，以使驱动部件可具有一星形、圆形或轮辐形的外貌。

为了安全地调节推进器叶片角度，驱动部件可结合一控制构件一起工作，以调节围绕其枢轴轴线的推进器叶片。借助于控制轴的运动，控制构件可单独地造成推进器叶片角的姿态。由此，控制构件可从推进器叶片和/或驱动部件的转动中脱离。换句话说，控制构件不随推进器叶片围绕旋转轴线的转动而转动。在一比较简单的实施例中，控制构件可安装在旋转轴线上。

为了安全地控制枢转轴，控制构件可包括一摆线齿轮。原则上，控制构件可相对于旋转轴在一导向器中位移，以便达到推进器叶片角的安全设定或预设定。控制构件还可安装和/或导向成可沿垂直于旋转轴线的所有方向移动某一距离或幅值。

在一特别简单的实施例中，为了这种十字工作台的导向，导向器可包括两个彼此垂直布置的线性导向器。或者，在一同样简单的实施例中，导向器可包括一连接到一线性导向构件的转动导向构件(例如，呈一可延伸的枢转杆导向器的形式)。

作为另一较佳的实施例，控制组件可包括两个可转动的控制部分，它们呈一双偏心盘控制构件的形式。以上所述的控制构件的诸元件可以描述为控制盘。偏心盘构件的优点在于，它可直接地定位在驱动部件的承载轴或中空轴上，或被承载轴或中空轴所支承。

为了彼此独立地和安全地控制或移动偏心盘控制构件的偏心盘，各个偏心盘可连接到一驱动器。具体来说，偏心盘控制构件的两个偏心盘可分别地各连接到一驱动器上。

一偏心盘控制构件可包括两个偏心盘：一个内偏心盘，它可使其偏心凸轮孔通过轴承安装在驱动部件的承载轴上；以及一外偏心盘，它可围绕或邻近于内偏心盘的外面安装在轴承上。外偏心盘的偏心凸轮孔可包含内偏心盘。控制构件可以安装在(或运行在)外偏心盘上的轴承上，和/或可相对于外偏心盘中心地定位。在这样一种结构中，两个偏心盘可彼此围绕地自由地转动和/或在彼此内转动。如果偏心盘变得受扭转，则控制构件可解决该问题。偏心盘的偏心度应这样进行选择：对于偏心盘的一相对角度姿态，外偏心盘的支点对应于驱动部件的承载轴的支点。如果当围绕驱动部件的承载轴转动时，在此相对角度姿态中的偏心盘彼此可顺利地运行，则控制构件的状态保持不变，并处于不偏移的方向中。

偏心盘控制构件可用来产生如下所述的控制作用：当控制构件脱开时，由于偏心盘的彼此角度定向，尽管彼此未啮合，但偏心盘转动到一特殊的角度，该角度对应于旋翼组件叶片的挠曲的所要求的方向。其后，两个偏心盘相对于彼此相互转动，其中，外偏心盘转过的角度约是内偏心盘转过角度的两倍。因此，外偏心盘的转动速度是内偏心盘转动速度的两倍。由此，沿所要求的方向产生一挠曲，它正比于偏心盘的转角T方位角。该双偏心盘控制因此是一矢量控制，其中，首先设定挠曲角的挠曲方向，然后，设定挠曲角的大小。各个控制指令和/或各个预定控制位置(“控制杆位置”)可被赋予一挠曲和/或挠曲方向的角度。

现可这样实施控制：将控制分成相继离散的多个控制位置。当赋予的挠曲角传输到下一个赋予的挠曲角时，且赋予的挠曲角大小传输到下一个赋予的挠曲角大小时，有一从一个控制位置连续地到下一个控制位置的逐渐的转变。

选择的离散划分越精确，则提供的控制就越精确和/或同步。偏心盘由此可通过两个驱动器进行调节，例如，两个步进电机。一个驱动器保持，并同时转动内偏心盘，而另一个驱动器保持，并同时转动外偏心盘。此外，各偏心盘可设置有一齿轮轮缘，其中，驱动器可啮合一小齿轮。当推进器叶片在控制程序外面转动时，偏心盘不移动。

为了安全地安装和/或导向控制轴，控制构件可具有包括一环形槽或圆形槽以便接纳推进器叶片的控制轴。当推进器叶片围绕旋转轴线转动时，控制轴可在环形槽或圆形槽内回转。在另一简单的实施例中，控制构件可构造成一控制环或控制盘。在该实施例中，一环形槽或一圆形槽可形成在控制环或控制盘的外部区域内。

现在当驱动部件在转动时，如果控制构件通过控制构件的导向而沿一特定方向移动，则推进器叶片的控制轴(它可在一环形槽或圆形槽内回转)将循环地跟从该挠曲。这形成了一循环的叶片调节。回转一次时，推进器叶片的控制轴从其中性位置一度移动到最大正向位置，还一度移动到其最大负向位置。在这两个极端挠曲位置之间，推进器叶片的控制轴两次通过其中性位置。在两个中性位置中(它们在控制构件的环形槽路径上彼此交叉)，停滞空气不从推进器叶片中转移。因为推进器叶片的运动方向沿着圆形路径反向，停滞空气在两个极端位置处沿相同方向最大地转移。

推进器叶片的极端位置是位于移动轴线上或沿控制构件运动方向的位置。其结果，中性位置出现在它们彼此移位90度的位置处。如果推进器叶片的控制轴在推进器叶片处定位在推进器叶片枢轴轴线的前面(从推进器叶片转动方向观看)，则控制构件的移动方向与由空气转移预先确定的推力方向相同。如果推进器叶片的控制轴定位在枢轴轴线的后面，则结果相反。

为了增加推进装置的效率，环形槽或控制环可具有偏离一圆形的结构。因此，不强制其一定要具有圆形结构的环形槽或控制环。例如，其它结构可提供一攻角的函数，它取决于旋转角，或叠加的攻角函数。这样的技术可用来改变推进装置的效率。此外，攻角函数可正比于表达式a-cos(x)w，其中，“a”是推进器叶片攻角的度数，而“w”较佳地是一整数，且较佳地为11。

换句话说，控制环或环形槽的形式可以进一步优化，以便提高推进器叶片围绕一转轴转动的效率，或一圆柱形旋翼组件的效率。为此目的，在另一实施例中，它提供一依赖于转角的攻角函数的角a-cos(x)w。这可用来替代一圆形的环形槽或替代一圆形的控制环。这仅仅是优化围绕一转轴转动的推进器叶片或圆柱形旋翼组件的效率的能力的一个例子。实际上，环形槽的形式更加合适。它们提供叠加的攻角函数，因为圆柱形旋翼组件的效率或围绕一旋转轴转动的推进器叶片的效率不对最大柱形回转旋翼组件或叶片的成本进行优化。

这种环形槽形式或控制环形式或叶片轨道可从一圆(基圆)与圆上的两个或四个周期性和对称性的“突出”重叠而形成。这样，基圆可能的交迭函数的曲线可以内切，而一正方形可以外切。因此，就存在有多个曲线。在一非正式的近似中，可以构思考虑一围绕圆的正方形。

这种交迭曲线的简单实例如下：对于两个突起的(凸起)椭圆，以及对于四个凸起的外摆线和星形线，或带有圆角的简单正方形或矩形。如果采用与圆形很不同的非圆形控制环或环形槽，则推进器叶片或圆柱形旋翼组件的控制应予以改变。可采用两个控制构件，它们彼此靠近或一个在另一个前面，或采用相同或略微不同形式的槽形环，它们可用于圆柱形旋翼组件的一端或两端处。叶片枢轴轴线(叶片旋转轴线)围绕槽环内延伸，所述槽环邻近于驱动盘和/或导向盘并相对于盘固定。在另一槽环(控制环)内延伸的是推进器叶片控制轴或叶片偶联轴。该槽环仍可相对于驱动盘或导向盘转动和移位。

如果不用为坐落推进器叶片枢轴之用的钻孔，驱动盘和导向盘可另行装备径向槽或长孔，推进器叶片枢轴可在该孔内径向地滑动。从而驱动盘和导向盘具有驱动/附连盘的特征。在此包括成对的控制构件和/或槽环的实施例中，推进器叶片枢轴和推进器叶片控制轴可以被控制和沿径向移动。显然，代替圆柱形旋翼组件或叶片结构，推进器叶片可在一圆柱形旋翼组件上移动，该组件例如可以是椭圆体、外摆线和星形线，或具有圆角的正方形或具有圆角的矩形的横截面路径。

在一简单的实施例中，驱动部件的承载轴或中空轴较佳地可构造成中心地延伸通过控制构件。控制构件于是可集中地定位在驱动部件后面或下面。驱动部件的承载轴(它可同时用作驱动轴)，可通过控制构件。因此驱动部件和控制构件可彼此平行地定位。在作为驱动盘的驱动部件和作为控制环的控制构件的一实施例中，驱动盘的圆形区域可定位成与控制环所处平面平行或共平面。

当驱动盘转动时，推进器叶片的控制轴的端部可在控制构件的环形槽或圆形槽中运动而没有游隙。在此实施例中，控制轴通过驱动部件或驱动盘插入。此无游隙的插入例如，可通过控制轴的端部设置在其中的一合适的皮带轮支承来实现。在最简单的实施例中，该皮带轮支承可借助于两个径向容易传递的抗摩擦的轴承来形成，两个轴承设置在控制轴的端部上。一个抗摩擦的轴承与其中一个环形槽内壁保持压力接触，而另一个抗摩擦轴承与相对的另一个环形槽内壁保持压力接触。

推进器叶片的循环调节可借助于已知的用于桨划驱动的摆线齿轮形成，所述桨划驱动起源于船舶的推进技术，例如，Schneider-Voith式驱动。然而，这些众所周知的构造原理不适用于快速转动的旋翼组件，因为桨划控制机构控制高惯性的质量，其循环的加速度导致高的反应力和振动。然而，本发明确保最小的质量加速度，因为推进器叶片只围绕其纵向轴线循环地加速，且没有其它控制机构必须循环地加速。

对于特别稳定的飞行特征，推进器装置可包括至少两个围绕一旋转轴可转动的推进器叶片的结构。由此，可避免不需要的围绕飞行器的垂直轴线的扭矩。

为了产生一安全的升力，旋转轴线可以定位在一大致水平的平面内。这可沿一垂直方向实现最大的推力转换。

在飞行器的一特别狭窄的结构中，旋转轴线可沿着向前的飞行方向平行于机身纵向轴线定位。在另一个实施例中，旋转轴线可沿着向前的飞行方向垂直于机身纵向轴线定位。原则上，上述旋转轴线的两种布置结构都有利于飞行器的飞行稳定性。

在一特别简单的实施例中，多个推进器叶片可形成分别围绕一个旋转轴线的可转动的旋翼，由此，推进器装置可包括至少两个这样的旋翼。

为了形成稳定的飞行姿态，旋翼可沿着纵向轴线方向交错地布置。至少一个这样的旋翼可定位在机身的各纵向侧上。然而，也可以这样构思，可以有许多个旋翼定位在机身的各纵向侧上。在一具有多个旋翼的实施例中，可产生一较强的升力，由此，利用该飞行器可运输较重的荷载。

为了避免不希望的扭矩，至少两个旋翼可沿相对方向转动。

在一简单的实施例中，至少两个旋翼定位在机身各纵向侧上，而诸旋转轴线可横贯旋翼对齐其自身。因此，最后，实现一种旋翼的结构，其旋转轴线垂直于沿向前飞行方向的机身纵向轴线。

为了多方面地和个别地控制飞行器，各个旋翼可单独地进行控制，在一简化控制的情形中，多个旋翼可以相同的方式一起进行控制。

由于旋翼的工作原理，它是通过围绕一旋转轴线转动叶片而进行操作，所以，产生一沿垂直于旋翼纵向轴线和/或旋转轴线方向的升力和/或推进力。旋翼(作为驱动)和/或其旋转轴线因此可平行于和/或同轴于机身处的飞行器的横向轴线定位。然而，为了在静力上达到理想的飞行状态并实现一特别稳定的系统，应采用至少两个旋翼。诸旋翼应沿机身的纵向轴线的方向交错地布置，即有一个旋翼位于机身的各侧上。为了避免不希望的扭矩，两个旋翼组件可沿相对方向转动。位于纵向轴线同一高度上的两个旋翼可定位在飞行器的质心处。根据旋翼组件是沿相同方向还是沿相对方向转动，可围绕机身的横向轴线或围绕机身的垂直轴线产生一扭矩。在这样的情形中，将不提供必要的飞行静力稳定性。

当考虑到丧失旋翼组件使用的可能性时，本发明的一特别安全的实施例包括使用四个旋翼组件。每两个旋翼组件可以设置在机身的两侧上，且彼此横贯，和/或可形成一公共的旋翼组件的纵向轴线和/或旋转轴线。这样一对旋翼组件可设想用于机身前部和后部。

通过使用沿机身纵向轴线方向的两个和/或四个旋翼组件，飞行器可执行向前和向后的操纵而没有俯仰运动。为此，前和后旋翼或旋翼对所产生的推力必须均匀地加以控制。另一方面，前和/或后的操纵可通过来自前或后驱动的变化推力予以实现。然后，这再次导致一围绕机身横向轴线的扭矩，因此，导致众所周知的俯仰运动，通过推力矢量的力平行四边形分解分析，可产生沿向前或向后方向的分量。

上述用于向前和向后操纵同样可适用于本发明的侧向的操纵。侧向的操纵可通过变化左或右旋翼组件和/或左或右驱动器的推力予以实现。因此，导致一围绕机身纵向轴线的扭矩，然后，从随之发生的滚动运动可产生侧向的推力矢量。

在另一实施例中，可产生飞行器的一侧向运动，而没有一滚动运动。为此，推进器叶片借助于一驱动轴顺流交距地安装在远离驱动部件的端部处，位于导向装置处或导向装置内。这样一导向装置可吸收从循环的空气转移中产生的转动叶片的弯曲力距，并可吸收旋转的离心力。推进器叶片或圆柱形旋翼组件的结构可随导向装置旋转相当高的转数。导向装置还可吸收更多的推力反应力和/或产生更多的向前推力和升力推力。

导向装置基本上可类似于(较佳地呈盘形)驱动部件的方式进行构造。此时，导向装置可呈一导向盘的形式。

导向装置可由一中心支承轴或一中空轴支承，中空支承轴位于驱动部件和导向装置之间并偶联到驱动部件上。因此，导向装置可构造成随驱动部件转动。导向装置和驱动部件可借助于一轴或旋转轴实现偶联。支承轴、中空轴的纵向轴线、轴线或旋转轴线可通过驱动部件和导向装置的中心延伸，由此，支承轴或中空轴的纵向轴线与旋翼组件的纵向轴线和/或旋转轴线相一致。

导向装置或导向盘的支承轴对应于驱动部件或驱动盘的承载轴。可以把支承轴看作为驱动部件的承载轴的导向装置的侧向延伸部。由于支承轴或中空轴承载和/或推进导向装置，它也可起导向装置的驱动轴的作用。

为了使飞行器产生特别简单的侧向运动而不导致滚动运动，导向装置可设置一包括旋翼叶片的导向旋翼。该旋翼叶片可以结构上简单的方式连接到导向装置。旋翼叶片可以径向地定位在导向装置的毂和导向装置的边缘之间。为此，导向装置可包括合适的通道和/或承载座。这样的导向旋翼可对应于传统直升飞机的尾部旋翼且在结构上原理相同。

导向旋翼可围绕一延伸通过旋转轴线的连接件推进。这样的连接件可包括一连接杆，它被支承轴和驱动部件的承载轴所导向。导向旋翼可通过连接杆和曲柄进行附连。旋翼组件的导向旋翼可使飞行器作侧向运动而不导致滚动运动。此外，所有导向旋翼可相对于其推力进行相同的控制。

飞行器围绕机身的垂直轴线作的转动操纵，既可通过旋翼组件的不均匀推力也可通过导向旋翼实现。此外，推力只需来自两个旋翼组件或导向旋翼，它们位于相对侧上，且不属于同一对的旋翼组件。

为了使飞行器上升或下降，可均匀地控制前后驱动的上升推力。爬升推力的增加可通过增加推进器叶片角和/或通过增加旋翼组件的转数来实现。这就是使本发明和传统直升飞机之间的差异变得明显的所在。传统直升飞机是在联合地增加推进器叶片角和/或增加旋翼的转数上产生其爬升推力的。然而，根据本发明，爬升推力借助于循环的叶片控制来达到。

为了控制机身飞行姿态和/或配平，前或后和/或侧向驱动的推力可以不同地进行控制。不管飞行器动态飞行状态如何，本发明能通过配平能力保持不同飞行姿态。

本发明的一个实施例可达到传统直升飞机相同的飞行动态条件，而不需利用联合的叶片控制。因此，本发明飞行器具有一显著地简单得多的结构。此外，本发明的该实施例可以实现完全解偶运动和/或纯平移运动的方式实现操纵，或实现与俯仰和/或滚动无关的位移的操纵。这样的操纵或运动对于传统直升飞机是不可能的。此外，机身的飞行姿态可以配平。直升飞机可在围绕机身横向轴线全360°总范围内稳定地处于所有位置。由于根据本发明一实施例的飞行器可具有两个或四个旋翼组件，而对于每个旋翼组件基本上可具有任意数量的推进器叶片，所以可达到较高的升力推力，因此，与传统的直升飞机相比，可运输较高的有效载荷。

在一实施例中，其中，旋翼组件的纵向轴线和/或旋转轴平行和/或与机身横向轴线同轴，但仍然有一明显缺点，即气流鼓吹在推进器叶片上，诸叶片逆航空气流移动，且它们以不很有效和变化的方式朝向航空气流移动，这视转数和空气速度而定。此外，对于该种结构还存在另外的有缺点，空气速度添加到推进器叶片的路径速度上，这样，最大空气速度仍然非常有限。这些缺点可在本发明以下的实施例中加以解决。为此，旋翼组件的纵向轴线和/或旋转轴线不再平行地和/和与机身横向轴线同轴地定位。而是，它们可平行于和/或与机身横向轴线同轴地定位。一个这样的推进装置可使用至少两个旋翼组件，它们彼此前后布置并共享一旋翼组件纵向轴线和/或旋转轴线，以产生必要的操纵扭矩。当只使用两个旋翼组件时，两个旋翼可彼此前后地定位，且位于机身的顶上。当只使用四个旋翼组件时，四个旋翼也可侧向地布置，使两个旋翼彼此前后地布置在机身一侧上。各对彼此前后定位的旋翼组件，可以彼此相邻和/或彼此交叉，然后可沿相对方向转动以避免不希望的扭矩。

在本发明的一特别有效的实施例中，彼此相邻或前后地定位的叶片或旋翼可以以准镜面对称布置的方式定位。这里，也可以说旋翼组件呈一连接的和反射的“彼此前后的”布置。对于该实施例，两个旋翼组件只需一个导向元件。而且，由于旋翼组件可在一公共导向装置上偶联，和/或可逆的支承轴线可牢固地彼此偶联，所以，只驱动一个驱动部件就足够了。然而，在该只具有一个驱动的实施例中，只有通过循环的叶片调节和不再控制转数，才可对两个旋翼实现操纵的扭矩。除此之外，由对着旋翼叶片的空气阻力造成的扭矩不再由旋翼组件的分离的相对的推进转动进行补偿。

根据本发明的一实施例可以实现飞行器的更大的简化，因为推进器叶片两端处的各个控制构件可分别独立于各个其它的控制构件而操作。例如，可只使用一个旋翼组件，但这一组件当然包括两个控制构件或控制环。然后，叶片其各端处可附连在一驱动部件上，或附连到一控制装置上，并具有在控制构件内或环形槽内导向的其各端。在此应用中，垂直于旋翼组件纵向轴线和/或旋转轴线的操纵扭矩，可通过推进器叶片的循环扭转而实现，通过两个控制构件或控制环相对于彼此的一相对移位可发生扭转。因此，推进器叶片角和推进器叶片的选择的推力将从推进器叶片的一端到另一端恒定地变化。在飞行器的上述实施例中，是通过个别旋翼组件的不同的总推力矢量产生操纵扭矩的一带有扭转控制的旋翼组件可类似于两个单独控制的旋翼组件工作。

与飞行操纵相关的推力产生随平行和/或同轴于机身的纵向轴线的旋翼组件的纵向轴线或旋轴轴线的对齐而变化。侧向移位操纵或围绕机身垂直轴线的转动操纵不再借助于导向旋翼实现，它们现可以只借助于旋翼组件的推力控制来实现。然而，向前的移位操纵不再借助于旋翼组件，它们现可以只通过导向旋翼执行。可避免通过偶联的俯仰运动达到飞行器推力的通常做法。相反，在获得飞行器推力的更加能量有效的方法中，相对较弱的导向旋翼(真实平移运动的情形中)可被强的变化俯仰推进器所替换。

在本发明的此实施例中，包括驱动部件的一传动系可包括：一可变俯仰的推进器；一具有与机身附连的轴驱动的涡轮机，往复移动的涡轮轴一前控制构件或前控制环；前旋翼组件的驱动件或驱动盘，前平行叶片，一带有双向支承轴的导向装置或导向盘；后平行叶片；后旋翼组件的一驱动部件或驱动盘；一后控制构件或后控制环；以及接纳后旋翼组件的驱动件驱动盘的带有机身附连件的后承载轴接纳件，由此，可变化俯仰的推进器位于涡轮轴上的前面，第一驱动部件或第一驱动盘的承载轴也偶联到涡轮后面的运转的涡轮轴上。驱动系上的涡轮代替了用于前驱动部件或前驱动盘所必要的带有机身附连件的承载轴接纳件。

或者，驱动涡轮可定位在机身内或机身上，并通过一传动机构推进驱动系。在此实施例中，一驱动涡轮可推进两个侧向驱动系，或者，当使用两个驱动涡轮时，它们可简单地与一传动装置偶联，以便防止驱动涡轮的失去。

在本发明的一实施例中，至少一个驱动涡轮可定位在飞行器的机身内。这可确保驱动涡轮受到保护。

驱动涡轮安排在机身内具有进一步的优点，即，涡轮排气可以从机身侧向地直接引导到旋翼或旋翼上方。在旋翼上方和从其中自产生的负压由此可通过涡轮废气的引入而得到局部地平衡。必要的自产生的驱动动力可稍许降低驱动功率的消耗。热的涡轮废气可防止旋翼组件可能的冻结，同时，热的涡轮废气可形成旋涡和向下分流，以使它们不能到达其它涡轮的任何其它的涡轮入口，并导致其它涡轮的停止运行。

可变俯仰的推进器必须这样布置：两个向前和向后的推力可借助于其推进器叶片调节而获得。为了进一步降低动力的消耗，一可变俯仰的推进器或一推进器可定位在旋翼组件的前面以及该旋翼组件的后面。前推进器可安排成为一曳拉的推进器，而后推进器可安排成为一压力推进器。在可变俯仰推进器或推进器之间，例如，在曳拉推进器和压力推进器之间，两个或多个旋翼组件可彼此前后地定位。

在飞行器的盘旋飞行中，可操作上述两个推进器，以使它们彼此推压。两个推进器可对盘旋飞行进行调节，以使它们的推进效果互相补偿，但施加了旋翼组件或各自的旋翼组件的附加空气质量。

推进器还可用来部分地补偿扭矩。它基本上补偿一剩余的扭矩。剩余扭矩来自于旋翼的转动和/或反应空气的阻力。基本上未予补偿的扭矩是在使用仅一个控制扭转的旋翼组件时产生的(见如上所述)。此外，推进器转动可以借助于一反向齿轮机构设定成沿旋翼组件转动的相对方向转动。对于仅一有个驱动系的本发明的一实施例的较小的飞行器来说，该扭矩的调和是特别有意义的。

在本发明的另一实施例中，在机身处可包括至少一个机翼或辅助机翼，旋翼组件附连到所述机翼上，或旋翼组件可从所述机翼悬挂下来。

来自于空气阻力所引起或未予补偿的扭矩，在根据本发明实施例的飞行器上没有像在传统直升飞机上那样的严重影响。在一传统的直升飞机中，该扭矩必须绝对地得到补偿，通常用一第二旋翼，例如是一尾部旋翼，以便防止机身围绕其垂直轴线连续地转动。在本发明一实施例中，围绕垂直轴线的这样的扭矩不会发生。对应的扭矩仅围绕机身的纵向轴线发生，且至多所有的扭距全导致机身的侧向摆动偏移。一根据本发明的一实施例的飞行器在飞行静力学上比传统直升飞机要稳定得多。

由于旋翼组件的纵向轴线或旋转轴线相对于机身的纵向轴线呈平行和/或同轴定向，所以，直升飞机在向前运动过程中，直升飞机的驱动速度的速度分量连同旋翼路径速度一起被取消。这是因为两个速度分量是彼此垂直的缘故。

因此，根据本发明一实施例的飞行器能比传统的直升飞机获得显著高的最大空气速度。原则上，涡轮螺旋桨飞行器的最大空气速度对于根据本发明的实施例的飞行器来说也是可能的。而且根据本发明实施例的飞行器还可望比具有相同驱动动力的涡轮螺旋桨飞行器飞得甚至更快，因为根据本发明实施例的飞行器不包括飞机的尾部单元或飞机的机翼，后者会产生附加的空气阻力，而根据本发明实施例的飞行器并不如此。根据本发明实施例的飞行器具有传统直升飞机和传统飞机的飞行动态特性，因此，可像一直升飞机或一飞机那样飞行(从飞行动态特性的角度看)。根据本发明一实施例的飞行器的飞行操作比传统直升飞机基本上更加节能，因为随着空气速度的增加，不会引起滚动力距的增加。因此，根据本发明实施例的飞行器避免了在引言部分内所述的传统直升飞机的所有众所周知的缺点。此外，因为有可平行于和/或同轴于机身纵向轴线地安排旋翼组件的能力，所以，两个或多个旋翼组件可彼此前后地侧向定位，并彼此侧向地相毗邻而邻近于机身。因此，可形成大的机身具有约200吨的承载能力，或者，承载200个乘客以上的能力。

相靠接的操纵以及运输、营救和救助的困难操纵，根据本发明实施例的飞行器都可实现，因为具有上述的优点并因为没有高悬、头顶承载的旋翼。对于困难的运输、营救和救助操纵，机身可装备一相接的组件，它可用来装载或卸载所运输的货物和/或允许人员乘载在飞行器中或从飞行器中出来。在一结构相对比较简单的本发明的实施例中，该相靠接组件可包括一隧道、一桥架或一篮。为了让驾驶员座舱可以容易观察到相靠接的组件，相靠接的组件可定位在机身的前端。

根据本发明的飞行器可在其鼻首处装备有一逃生管道或一接受箱，它们可用来允许逃生人员、动物或货物进入到飞行器。它还能在相靠接之后，便于辅助或营救力量和或货物下飞机。这是一个很大的优点，因为例如在多层建筑物中，出于安全的原因，辅助和营救力量可不使用电梯，如果必要的话，只能被迫使用楼梯在许多楼层之间运输设备。

考虑到飞行器安全地与一建筑物相靠接，一相靠接的组件可较佳地包括一隧道形的引导装置。该类型的引导装置可附连到一建筑物上，并构造成可偶联到飞行器上，以用作进入飞行器的入口。这可便于飞行器的有效地相靠接。

考虑到飞行器可特别稳定地偶联到一建筑物或入口，该靠接的组件可包括一锁定机构。这种锁定机构可包括例如位于相靠接组件上的阳的锁定装置构件和位于入口上的阴的锁定装置构件。

换句话说，一飞行器可包括一相靠接组件，它准确地配装在导向装置内或入口内或用于该目的的锁定装置内。这些导向装置、入口，或锁定装置可例如设置在逃生窗、紧急门、逃生入口，或位于高楼外面的任何其它形式的紧急出口。飞行器可将自身相靠接和锚固在这些位置，打开合适的紧急或逃生出口，卸载人员、动物，或货物，然后疏散卸载的人员、动物，或货物上车船。

该相靠接组件可包括一隧道形导向装置，它适于全部地接纳一靠鼻首。当靠接鼻首滑入带有阳的锁定构件的隧道形的导向装置内时，对靠接鼻首可被导入位于隧道形导向装置端部处的阴锁定构件内。例如，该阴锁定构件可以是一对称的三点结构或4点结构，它们围绕隧道形导向装置端部处的进入开口的周缘布置。锁定机构的锁定和/或开锁可由本发明的飞行器机电地进行操作，或通过连杆机械地操作。例如，锁定装置可以是钩形锁、一扩展的锁定装置、一槽形锁、一栓锁，或一横向杆锁，例如，它们呈一辊子、销或叉锁的形式。

隧道形导向装置的入口可由一舱口盖、一门或窗玻璃关闭，它们可从外面予以打开。导向装置可传输到建筑物内，这样，它在建筑物外面连接地锁定到建筑物的前面，因此不妨碍视觉。在高耸的建筑物中，这样的导向装置可安装在建筑物的所有侧面上，并可安装在预定数量的楼层上。同样地，导向装置可安装在固定的或转动的臂上。一个这样的结构在离岸的钻井平台、矿井平台、制造厂或海中大型船舶中更显得有利。对于正常运输人员或货物，这些导向装置可同样地可用于高楼或诸如机场的终端之类的高塔内。根据本发明的飞行器的上述技术优点，对于传统的民用和军用飞行操作来说，可带来经济上、后勤上和战略上的优点。

由于根据本发明的飞行器在原理上可运输与中程或远程飞行器相同的货物重量或相同数量的乘客，并还显现相对高的空速和航程，根据本发明的飞行器在中程和远程飞行器的飞行领域中应起到一相当的竞争者的作用，同时，提供相当的生态上、经济上和后勤上的诸多优点。根据本发明的飞行器通过垂直的下降飞行可从相当的高度降落在跑道上，并可还以同样方式起飞。这避免了传统飞机在邻近跑道周围的居民区所产生的众所周知的噪音污染。

根据本发明的飞行器不需花费昂贵的地面建筑，例如，带有宽大的飞机跑道的机场设施。因此，可减少与根据本发明的飞行器相关的运输成本，飞行器可飞行到任何希望到达的城市并直接地到达城市中心，即使城市没有机场也能达到目的。空中航线的网络可以用最少的地面建筑形成。这对于没有条件来发展包括传统机场在内的国家的经济发展特别有利。

在长距离飞行运行中(例如，越洋)，与传统飞机不同，根据本发明的飞行器可着陆在海洋中的航空母船上，以便进行维护、加油或作紧急降落。本发明的飞行器可以低速实现在水上或陆上的紧急降落，由此，避免了基于水上紧急降落相关的飞机损坏，以及与强制着陆在地面上相关的经常发生的飞机损坏。本发明的飞行器比传统的中程和远程飞机更加安全。

由于本发明飞行器有较高的承载能力、高操纵性和靠接性，它可完成救助和营救活动，这对于传统直升飞机来说是不可能的。利用本发明，纽约世贸中心攻击中的受伤害者则可从那时不能接近的楼层中救出。较之于目前可供的运输手段，利用本发明，可更加好和更加快地完成对危急或受灾区域的供应或疏散。

在军事应用中，本发明的飞行器使得新的、基本上更有效的操作和战略成为可能。例如，根据本发明的飞行器，大量的物资或部队移动通过直接运输到军事目标地区可以基本上较快地实现，而这在目前的技术中只有通过缓慢的组合的运输路线，例如，使用船只和/或大型飞机和/或地面运输才可能实现。而通过本发明的飞行器可以通过更快地直接运送到军事目标地区而达到时间和金钱的节省具有巨大的军事战略的重要性。例如，在军事行动的框架内，不再需要占据和保卫机场。在公海上的任意地点可对大型航海舰艇进行供应，不需等待供应船只，或者启用供应船只来转运。

附图说明

存在着以有利的方式应用和扩展本发明技术的种种可能性。为此目的，一方面，可参阅附后的权利要求书，另一方面，可根据附图参阅以下根据本发明的一飞行器的优选实施例的所作的解释。结合对本发明飞行器的优选实施例的解释，将参照附图来描述本发明一般的优选实施例和其它诸方面。在以下的附图中：

图1示出根据本发明的一飞行器的第一示范实施例的示意性的前视图、后视图、俯视图和侧视图，

图2示出根据本发明的一飞行器的第二示范实施例的示意性的前视图、后视图、俯视图和侧视图，

图3示出图2的飞行器的示意性的前视图、俯视图和侧视图，图中，飞行器具有一设置在机身前部的靠接组件，

图4是推进器装置的推进器叶片的示意性的截面图，

图5是用于推进器叶片的驱动盘的平面图，

图6是一具有一圆环形槽和一偏心盘导向器的控制环的平面图，

图7是显示(用虚线)处于其中性位置的带有控制环的驱动盘的平面图，

图8是显示(也用虚线)处于一操作位置的带有控制环的驱动盘的平面图，由此，推力朝向箭头的方向，

图9是根据本发明的一飞行器的另一示范实施例的示意性的侧视图，以及

图10是图9的示范实施例的示意性的前视和后视图。

具体实施方式

图1示出根据本发明的一飞行器的第一示范实施例的示意性的前视图、后视图、俯视图和侧视图。飞行器包括一机身1和一与机身1偶联的用来产生一可规定的升力的推进器装置2。推进器装置2包括多个推进器叶片3，推进器叶片3可围绕一枢轴轴线4枢转到一预定的叶片角度。推进器叶片3安装成围绕一旋转轴5转动，当推进器叶片转动时，可对推进器叶片角进行调节以产生升力。此外，推进器叶片3的对应的枢轴轴线4基本上平行于旋转轴线5定位。推进器叶片3的枢转轴线4也基本上彼此平行地定位。

此外，枢轴轴线4彼此等距离地定位，并设置成离旋转轴线5距离的相等。

叶片3的一端通过其枢轴轴线4可转动地附连到一驱动部件7上，或可转动地安装在驱动部件7内。各叶片3包括一作为攻点的控制轴6，以便围绕枢轴轴线4枢转推进器叶片3。驱动部件7包括一承载轴8。

在如图所示的示范实施例中，推进器叶片3形成一旋翼组件15，即，围绕一个旋转轴线5对应地可转动，由此，该推进装置2包括一总数为四个的这样的旋翼组件15。两个旋翼组件15定位在机身1的各纵向侧上。由此，旋转轴线5与旋翼组件15相对地对齐。

图2示出根据本发明一飞行器的第二示范实施例的示意的前视图、后视图、俯视图和侧视图。在此示范的实施例中，旋翼组件15平行于沿向前飞行方向延伸的机身1的纵向轴线定位。旋翼组件15的叶片3的扭矩受控制，并在两端处包括一控制构件，以便控制所述控制轴。

有一导向旋翼17邻近于导向装置16定位，以便作向前运动或向后运动。导向旋翼17包括多个旋翼叶片18。对于图中所示的示范实施例，两个轴端功率驱动涡轮机定位在顶上。

图3示出图2中所示一飞行器的示范实施例的示意性的前视图、俯视图和侧视图，其中，一靠接组件19附连到机身1，以便装卸货物和/或装卸人员。靠接组件19设计为一逃生管。

图4示出一推进器叶片3的横截面外形的示意图。枢轴线4在图中可见其位于一侧上，而控制轴6可见位于另一侧上。

图5示出一设计成一驱动盘的驱动部件7的示意平面图，驱动盘包括一承载轴8。驱动部件7包括一用来接纳推进器叶片3的枢转轴线4的通道9。此外，驱动部件7包括用于推进器叶片3的控制轴6的通道10。通道10设计为弧形的细长孔。出于减轻重量的原因，驱动部件7具有通道11。

图6是一控制构件12的示意平面图，该控制构件12呈一具有一环形槽14的控制环的形式，该环形槽在控制环的外边缘的区域内延伸，以便控制一推进器叶片3的控制轴6。为了使控制元件12相对于旋转轴线5可移动，控制构件12可在一导向器内移动，该导向器呈一偏心盘导向器13的形式。在一示范的实施例中，控制元件12平行于驱动部件7定位，这样，一推进器叶片3的控制轴6延伸通过驱动部件7内的通道10，并进入控制元件12的环形槽14内。

图7示出驱动部件7的一结构的示意平面图，旋翼组件15的控制构件12定位在旋翼组件15后面。控制构件12仅用虚线表示，且只在其外边界区域内。图7中的控制构件12处于其中性位置，由此，通过推进器叶片3没有产生推力和空气转移。推进器叶片3的横截面外形朝向旋转轴5呈下凹弧形。叶片3基本上布置在一假想的圆柱形内，它由推进器叶片3的曲率形成。

在图8中，控制构件12借助于导向器相对于旋转轴5移位。一推力沿推力方向20产生。借助于控制构件12，可以认识到图8中循环叶片调节器的原理，由此，推进器叶片3在驱动部件7相对于控制构件12的一次圈转动过程中，在其极端的挠度之间周期变距一次。推进器叶片3的两个极端挠曲位置实际上位于一直线上，该直线延伸通过旋转轴线5并由推力方向20所限定。当位置移过90度时，推进器叶片3再次处于其中性位置，其中，它们不产生一推力或任何空气转移。图8中所示的示范实施例中的推进器叶片3的转动方向是顺时针方向。

图9示出根据本发明的一飞行器的另一示范实施例的示意侧视图，该飞行器具有一机身1，由此，一曳拉推进器21定位在旋翼组件15的前面，而一压力推进器22定位在另一旋翼组件15的后面。此外，涡轮出口23邻近于旋翼组件15的区域内定位。

图10示出图9的示范实施例的示意性前视图和后视图，由此，机翼24或辅助机翼邻近于机身1定位。旋翼组件15附连到机翼24或从机翼中悬挂下来。曳拉推进器21定位在旋翼组件15的前面，而压力推进器22定位在旋翼组件15的后面。

关于本发明飞行器其它进一步有利的实施例，为了避免重复，可见描述中的一般部分以及附后的权利要求书。

最后，要重申的是，上述根据本发明的飞行器的诸实例只是为了用来讨论和说明本发明的装置。然而，本发明并不限于这些实施例。

Claims (62)

1.一飞行器具有一机身(1)和一与机身(1)偶联的用来产生一可规定的升力的推进器装置(2)，在此，推进器装置(2)包括多个推进器叶片(3)，而推进器叶片(3)可围绕一枢轴轴线(4)枢转到一预定的叶片角度，

其特征在于，推进器叶片(3)安装成可围绕一旋转轴线(5)转动，当推进器叶片正在转动时，对推进器叶片角可进行调节以产生升力，推进器叶片(3)的对应的枢轴轴线(4)基本上平行于旋转轴线(5)定位。

2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，推进器叶片(3)的对应的枢轴轴线(4)基本上彼此等距离地定位。

3.如权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，推进器叶片(3)的枢轴轴线(4)基本上离旋转轴线(5)相同的距离对应地定位。

4.如权利要求1至3所述的飞行器，其特征在于，推进器叶片(3)的枢轴轴线(4)基本上彼此平行地定位。

5.如权利要求1至4所述的飞行器，其特征在于，各对应推进器叶片(3)的枢轴轴线(4)定位成通过推进器叶片(3)的质心。

6.如权利要求1至5所述的飞行器，其特征在于，推进器叶片(3)的横截面形状是朝向旋转轴线(5)的凹陷的弧形。

7.如权利要求1至6所述的飞行器，其特征在于，推进器叶片(3)至少在一端上包括一控制轴(6)，控制轴用作使推进器叶片(3)围绕枢轴轴线(4)转动的接触点。

8.如权利要求1至7所述的飞行器，其特征在于，推进器叶片(3)可转动地安装在邻近于驱动部件(7)的一端处或位于驱动部件(7)内。

9.如权利要求8所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)围绕旋转轴线(5)转动，或可转动地安装在旋转轴线(5)上。

10.如权利要求8或9所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)包括一承载轴(8)或中空轴。

11.如权利要求8至10所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)是一驱动皮带轮、驱动盘或驱动环。

12.如权利要求8至11所述的飞行器，其特征在于，枢轴轴线(4)在驱动部件(7)或驱动皮带轮或驱动盘的边缘处或驱动环的边缘处安排成一圆形。

13.如权利要求8至12所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)包括凹陷或通道(9)，用来接纳推进器叶片的枢轴轴线(4)。

14.如权利要求8至13所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)包括凹陷或通道(10)，用于推进器叶片(3)的控制轴(6)。

15.如权利要求14所述的飞行器，其特征在于，用于推进器叶片(3)的控制轴(6)的凹陷或通道(10)构造成长形、较佳地呈弧形的孔。

16.如权利要求8至15所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)包括凹陷、切口或通道(11)。

17.如权利要求8至16所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)结合一控制构件(12)一起工作，以调节围绕其枢轴轴线(4)的推进器叶片(3)。

18.如权利要求17所述的飞行器，其特征在于，通过推进器叶片(3)和/或驱动部件(7)的转动，使控制构件(12)脱离。

19.如权利要求17或18所述的飞行器，其特征在于，控制构件(12)安装在旋转轴线(5)上。

20.如权利要求17至19所述的飞行器，其特征在于，控制构件(12)包括一摆线齿轮。

21.如权利要求17至20所述的飞行器，其特征在于，控制构件(12)可在一导向器内相对于旋转轴线(5)移动。

22.如权利要求21所述的飞行器，其特征在于，导向器包括两个垂直布置的线性导向器，它们呈十字工作台导向器的形式。

23.如权利要求21所述的飞行器，其特征在于，导向器包括一连接到一线性导向器的可转动的导向器，它呈一可延伸的和可枢转的导向器的形式。

24.如权利要求21所述的飞行器，其特征在于，导向器包括两个可转动的控制部分，它们呈一双偏心盘控制构件(13)的形式。

25.如权利要求24所述的飞行器，其特征在于，偏心盘控制构件(13)的两个偏心盘各与一驱动器相连。

26.如权利要求17至25所述的飞行器，其特征在于，控制构件(12)包括一环形槽(14)或圆形槽，用来接纳推进器叶片(3)的控制轴(6)。

27.如权利要求17至26所述的飞行器，其特征在于，控制构件(12)是一控制环或一控制盘。

28.如权利要求26或27所述的飞行器，其特征在于，环形槽(14)或控制环包括一非圆形部分。

29.如权利要求28所述的飞行器，其特征在于，非圆形部分提供一依赖于转角的攻角函数，或提供一叠加的攻角函数。

30.如权利要求29所述的飞行器，其特征在于，攻角函数正比于表达式a-cos(x)w，其中，“a”是推进器叶片(3)的攻角的度数，而“w”是一整数，且较佳地为11。

31.如权利要求17至30所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)的承载轴(8)或中空轴可较佳地构造成中心地通过控制构件(12)延伸。

32.如权利要求17至31所述的飞行器，其特征在于，驱动部件(7)和控制构件(12)彼此平行地定位。

33.如权利要求1至32所述的飞行器，其特征在于，驱动装置(2)包括围绕一旋转轴线(5)的可转动推进器叶片(3)的至少两个结构。

34.如权利要求1至33所述的飞行器，其特征在于，一个或多个旋转轴线(5)基本上定位在水平平面内。

35.如权利要求1至34所述的飞行器，其特征在于，一个或多个旋转轴线(5)平行于向前飞行方向的机身(1)的纵向轴线定位。

36.如权利要求1至34所述的飞行器，其特征在于，一个或多个旋转轴线(5)垂直于向前飞行方向的机身(1)的纵向轴线定位。

37.如权利要求1至36所述的飞行器，其特征在于，多个推进器叶片(3)形成一围绕一个旋转轴线(5)转动的旋翼(15)，由此，推进器装置(2)包括至少两个这样的旋翼(15)。

38.如权利要求37所述的飞行器，其特征在于，旋翼(15)沿纵向轴线方向交错排列。

39.如权利要求37或38所述的飞行器，其特征在于，至少一个旋翼(15)定位在机身(1)的各纵向侧上。

40.如权利要求37至39所述的飞行器，其特征在于，至少两个旋翼(15)彼此沿相对方向转动。

41.如权利要求37至40所述的飞行器，其特征在于，至少两个旋翼(15)定位在机身(1)的各纵向侧上，对应的旋翼(15)的旋转轴线(5)对齐在飞行器的对应纵向侧上。

42.如权利要求37至41所述的飞行器，其特征在于，各旋翼(15)单独地进行控制。

43.如权利要求37至42所述的飞行器，其特征在于，多个旋翼(15)以同样方式一起控制。

44.如权利要求8至43所述的飞行器，其特征在于，推进器叶片(3)借助于一枢轴(4)顺流交距地安装在远离驱动部件(7)的一侧处，或安装在一导向器装置(16)内。

45.如权利要求44所述的飞行器，其特征在于，导向器装置(16)基本上与驱动部件(7)相同的形式，较佳地呈盘形状。

46.如权利要求44或45所述的飞行器，其特征在于，导向器装置(16)定位成与驱动部件(7)一起转动。

47.如权利要求44至46所述的飞行器，其特征在于，导向器装置(16)和驱动部件(7)借助于一轴或旋转轴(5)而偶联。

48.如权利要求44至47所述的飞行器，其特征在于，导向器装置(16)与包括多个旋翼叶片(18)的导向器旋翼(17)相联系。

49.如权利要求48所述的飞行器，其特征在于，旋翼叶片(18)连接到导向器装置(16)。

50.如权利要求48或49所述的飞行器，其特征在于，导向器旋翼(17)围绕一延伸通过旋转轴线(5)的连接件而被推进。

51.如权利要求1至50所述的飞行器，其特征在于，紧挨着定位或彼此前后地定位的推进器叶片(3)或旋翼(15)，它们实际上成准镜面对称地定位。

52.如权利要求17至51所述的飞行器，其特征在于，在推进器叶片(3)的两端处，各控制构件(12)独立于每个控制构件(12)而操作。

53.如权利要求37至52所述的飞行器，其特征在于，至少一个驱动涡轮定位在飞行器的机身(1)内。

54.如权利要求53所述的飞行器，其特征在于，涡轮的排出废气从机身(1)侧向地引导直接，朝向旋翼(15)或越过旋翼(15)。

55.如权利要求37至54所述的飞行器，其特征在于，一个可变间距的推进器(21、22)定位在旋翼组件(15)的前面以及在该旋翼组件(15)的后面。

56.如权利要求55所述的飞行器，其特征在于，在多个可变间距的推进器或多个推进器(21、22)之间，两个或多个旋翼组件(15)彼此前后地定位。

57.如权利要求37至56所述的飞行器，其特征在于，一机翼或辅助机翼(24)附连邻近于机身(1)，一个或多个旋翼组件(15)附连到或悬挂在机翼或辅助机翼。

58.如权利要求1至57所述的飞行器，其特征在于，机身(1)装备有一对接组件(19)，运输的货物从该靠接组件(19)进行装卸，和/或人员通过该靠接组件进入或退出飞行器。

59.如权利要求58所述的飞行器，其特征在于，靠接组件(19)呈一隧道、一桥架或一篮子。

60.如权利要求58或59所述的飞行器，其特征在于，靠接组件(19)定位在机身(1)的前端。

61.如权利要求58至60所述的飞行器，其特征在于，对接组件(19)设置有一大致隧道形的入口。

62.如权利要求58至61所述的飞行器，其特征在于，靠接组件(19)包括一用来偶联到一建筑物或入口的锁定机构。

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