1.本发明涉及一种飞行器，尤其一种全电动的、可垂直地起飞和降落(vertical take-off and landing，vtol)的飞行器，以及一种用于生产这种飞行器的有利的方法。


背景技术：

2.vtol在航空航天技术中跨语言地指如下任何类型的飞机、无人机或火箭，其能够基本垂直地且无需起飞和降落跑道的情况下升起和再次着陆。这个通称术语在下文中被广义地使用，其不仅包括带有机翼的固定翼飞机，而且同样包括旋翼飞机(如直升旋翼机、自转旋翼机、螺旋桨旋翼机)和混合式飞机(如复合式直升旋翼机或组合式旋翼机)以及可垂直升降的飞机。此外，还包括能够在特别短的距离内起飞和降落(short take-off and landing，stol)、在短的距离内起飞但垂直地降落(short take-off and vertical landing，stovl)、或垂直地起飞但水平地降落(vertical take-off and horizontal landing，vthl)的飞行器。
3.ep 2 193 993a2公开了一种螺旋桨涵道，该螺旋桨涵道大体上由环形的构件组合而成。
4.wo 2005/032939 a1提出，根据模块化系统来生产一种呈部段结构方式的螺旋桨涵道。
5.us 7,712,701 b1以及cn 205770158 u描述了由单独的周向部段生产的螺旋桨涵道。


技术实现要素：

6.本发明提供一种飞行器(尤其全电动的、如上所述可垂直地起飞和降落的飞行器)、以及一种用于生产这种交通工具的方法。
7.根据本发明的方案基于这样的认识，即：可以在城市环境中使用的vtol飞行器需要在不同的位置和取向上的驱动单元，这些驱动单元一方面能够应对每个飞行阶段(起飞、爬升、巡航以及降落)，然而另一方面不超过可操作的单独部件的数量。
8.在此，为了向上推进飞行器，代替自由运转的旋翼而提出被整合到机翼中的涵道螺旋桨(ducted fans)，该涵道螺旋桨在航空技术之外例如是从气垫船或风扇艇已知的。空气通道(duct)——下文被称作涵道——的圆柱形的壳体减小了由于在这样的涵道螺旋桨的叶尖处的涡流而产生的推进损耗。
9.根据本发明，螺旋桨的涵道具有不同的入口区域和出口区域，其被设计成使得可以借助共用的、然而模块化地构造的工具来制造这些涵道。此方案的优点在于获得了成本节约。
10.本发明的其他有利的设计方案在下文中给出。因此，这些出口区域能够在所有的结构变体中均一致地或镜像地成形。因此，工具的下部部件可以通用地使用并且仅通过与适配的上部部件进行组合来制造单独的涵道。
11.最后，这些涵道可以具有带有插入件(insert)的蜂窝芯，这些涵道多层地被涂覆以碳纤维增强的塑料。因此，蜂窝芯和插入件能够多次被用于不同的变体。
12.总体上，本发明在此公开下述1、10的技术方案，下述2-9为本发明的优选技术方案：
13.1.一种飞行器，
14.其特征在于：
[0015]-该飞行器具有机翼(10)，该机翼具有整合的涵道螺旋桨(11-20)，并且
[0016]-这些涵道螺旋桨(11-20)各自具有涵道(11，14)，该涵道由入口区域(11)和出口区域(14)组合而成。
[0017]
2.根据上述1所述的飞行器，
[0018]
其特征在于：
[0019]-这些涵道螺旋桨(11-20)具有该涵道(11，14)的不同的结构变体(x，y)，并且
[0020]-所述出口区域(14)在所有结构变体(x，y)中彼此相同地或镜像地成形。
[0021]
3.根据上述1或2所述的飞行器，
[0022]
其特征在于：
[0023]-所述涵道(11，14)具有带有插入件(16)的蜂窝芯(15)，并且
[0024]-所述涵道(11，14)多层地被涂覆以碳纤维增强的塑料。
[0025]
4.根据上述1至3之一所述的飞行器，
[0026]
其特征在于：
[0027]-这些涵道螺旋桨(11-20)各自包括导向格栅(12)和由该导向格栅(12)承载的电动马达(13)，并且
[0028]-所述出口区域(14)具有用于嵌入该导向格栅(12)的凹口(20)。
[0029]
5.根据上述1至4之一所述的飞行器，
[0030]
其特征在于：
[0031]-所述涵道(11，14)各自具有环绕的刚性环(17，18，19)。
[0032]
6.根据上述1至5之一所述的飞行器，
[0033]
其特征在于：
[0034]-该飞行器包括大体上竖直的螺旋桨，这些螺旋桨用于产生推进力。
[0035]
7.根据上述1至6之一所述的飞行器，
[0036]
其特征在于：
[0037]-这些竖直的螺旋桨是另外的涵道螺旋桨(11-20)。
[0038]
8.根据上述1至7之一所述的飞行器，
[0039]
其特征在于：
[0040]-这些电动马达(13)各自包括整合的控制器。
[0041]
9.根据上述1至8之一所述的飞行器，
[0042]
其特征在于：
[0043]-该飞行器能够选择性地被完全自主地控制。
[0044]
10.一种用于生产根据上述1至9之一所述的飞行器的方法，其特征在于：
[0045]-所述涵道(11，14)各自由专用的入口区域(11)和通用的出口区域(14)组合而成，
并且
[0046]-这些涵道螺旋桨(11-20)以不同的安装位置被插入到该机翼(10)中。
附图说明
[0047]
在附图中展示并且在下文中更详细地描述本发明的实施例。
[0048]
图1示出具有半透明的板和外蒙皮的机翼的等距视图。
[0049]
图2示出不具有马达的机翼的涵道螺旋桨的等距视图。
[0050]
图3示出与图2相对应的从高处看的视图。
[0051]
图4示出具有部分透明的入口和出口的螺旋桨的等距视图。
[0052]
图5示出具有插入件的两个涵道的蜂窝芯的等距视图。
[0053]
图6示出在不同的结构变体中的两个涵道部件的正视图。
[0054]
图7示出具有部分透明的入口和出口的完整的涵道的与图5相对应的视图。
[0055]
图8至图10示出涵道与导向格栅之间的接合连接。
具体实施方式
[0056]
图1展示了用于选择性地完全自主的或手动控制的飞行器的机翼(10)的结构，该机翼被梁和肋部大致分成四个象限。在这四个象限中的三个象限中各自整合有涵道螺旋桨，该涵道螺旋桨的布置在涵道(11)内的导向格栅(12)承载中央的电动马达(13)。为此，这三个圆柱形的电动马达(13)均径向地与相应的导向格栅(12)相拧接，其方式为使得该导向格栅的由碳纤维增强的塑料(cfk)制成的支柱能够以轴对称且旋转对称的布置方式从相对的侧面承载电动马达(13)。
[0057]
在所展示的配置中，每个导向格栅(12)的这些支柱中的两个支柱彼此平行地沿机翼(10)的流动方向延伸并且切向地置于所属的电动马达(13)两侧。连接至颊板的各两个梁与相应其他颊板的与马达(13)正相对的梁互相补充形成英式十字或倾斜十字并且加固电动马达(13)，使得导向格栅(12)吸收在马达平面上的所有水平力。如可以隐约从图示中看到的，导向格栅(12)的支柱为此具有与电动马达(13)的高度大约相对应的宽度。
[0058]
图2和图3展示了涵道(11)的不同的结构变体(x，y)。根据本发明，该变体方案可以通过在图4中借助结构变体y所展示的模块化系统来实现，根据该模块化系统，涵道(在此：11，14)由入口区域(11)和出口区域(14)组合而成，在所有的结构变体(x，y)中这些入口区域和出口区域可以由具有通用的下部部件的工具来制造。
[0059]
图5展示了由具有插入件(16)的蜂窝芯(15)构成的单独的涵道(11，14)的结构，这些涵道优选地在组装后多层地被涂覆以cfk。就本发明而言，cfk可以被理解成如下任何复合材料：在该复合材料中，碳纤维被嵌入到塑料基质中，该塑料基质用于连接纤维以及填充间隙。在此，在不背离本发明的范围的情况下，除了常规的环氧树脂，也可以考虑将其他的硬质塑料或热塑料作为基质。
[0060]
如图6展示的，在本实施方式中这种模块化的方案得益于涵道(11，14)的几何关系：每个涵道(11，14)均需要专用的入口区域(11)，而在所有的结构变体(x，y)中出口区域(14)在几何形状上是完全一致或全等的，因此可以通过平行移位、旋转、镜像或上述一致性映射(kongruenzabbildung)或移动的结合而使出口区域转移至彼此之中。
[0061]
由专用的入口区域(11)和通用的出口区域(14)比如“组合而成”的涵道(11，14)可以藉由在图7中所示类型的多件式的环(17，18，19)被加固。结合图8、图9以及图10展示了：借助这两个结构变体的两个示例性涵道(在此：11，14，19)，最终可以如何将所属的导向格栅借助于出口区域(14)的径向凹口(20)根据图示从下方接合到该径向凹口中。
[0062]
在本实施方式中，电动马达(13——图1)被实施为具有整合的控制器的、空气冷却的内部转子。应理解的是，在替代性设计方案中例如可以在不背离本发明的范围的情况下使用外部转子或液体冷却装置。例如duffy,michael等人公开了另外的示例性的选项：propulsion scaling methods the era of electric flight(电动飞行时代的推进缩放方法).见：2018aiaa/ieee electric aircraft technologies symposium(eats).ieee，2018.第1-23页。