飞行器和用于操作飞行器的方法与流程

1.本发明涉及一种飞行器以及一种用于操作飞行器的方法。


背景技术：

2.例如公开文件de 20 2018 104 722 u1从现有技术中是已知的。所述公开文件描述了一种飞行器，该飞行器具有框架结构和布置在该框架结构上的多个提升旋翼，借助于该多个提升旋翼可以产生竖直向上指向的主升力和推进力。提供的是，还提供了喷气式涡轮机，该喷气式涡轮机的推力射流可以被引导成使得可以产生基本上平行于该主升力取向的次级升力，该次级升力可以叠加在该主升力上。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提出一种具有优于已知飞行器的优点的飞行器，该飞行器可以根据需要缩放，特别是关于其有效负载缩放，并且还能够实现特别有效的操作。
4.根据本发明，这通过具有权利要求1的特征的飞行器来实现。飞行器的特征在于，当飞行器按预期操作时，以截面观察，翼部在一侧由下部第一轮廓表面限定，并且在另一侧由上部第二轮廓表面限定，第一轮廓表面在翼型过渡点处与第一轮廓表面汇合，其中，第一轮廓表面包绕至少一个进气开口，并且第二轮廓表面围绕至少一个出气开口，并且该飞行器包括具有空气递送装置的驱动装置，该空气递送装置被提供和被设计成用于通过该至少一个进气开口吸入空气并且用于通过该至少一个出气开口排出该进入的空气，其中，该至少一个出气开口至少部分地被偏转元件重叠，该偏转元件与第二轮廓表面一起限定出气间隙，出气间隙被流动连接至出气开口。
5.原则上，该飞行器可以根据需要设计，例如该飞行器是无人驾驶飞行器的形式，或者优选地是飞行器的形式。飞行器应理解为在地球大气中飞行的交通工具。为此，其表示用于运输人、货物等的运输移动设备。因此，飞行器旨在并且被设计成用于客运和/或货运。飞行器比空气重并且具有驱动装置或动力驱动装置，使得飞行器作为整体可以被称为飞行器。在非常一般的意义上，飞行器比空气重并且产生用于其飞行所需的具有非旋转升力表面的动态升力。
6.根据本发明的飞行器具有翼部，其中，应理解的是，还可以使用多个翼部，该多个翼部优选地尤其经由飞行器的结构彼此连接。在后一种情况中，以下陈述适用于翼部，优选地适用于多个翼部或适用于每个翼部。当以截面观察时，翼部由两个轮廓表面限定，即由第一轮廓表面和第二轮廓表面限定。第一轮廓表面和第二轮廓表面在相对的方向上限定翼部，特别是相对于翼部或飞行器的纵向中心轴线限定翼部。当飞行器按预期操作时，第一轮廓表面布置在底部并且第二轮廓表面布置在上方，因此第一轮廓表面位于飞行器的面向地面的一侧上，而第二轮廓表面布置在飞行器的背离地面的一侧上。
7.以截面观察，第一轮廓表面和第二轮廓表面在翼型过渡点处会聚并且因此在翼型过渡点处彼此汇合。翼型过渡点例如是线，特别是具有连续路线和/或连续线的线，或者沿
着线连续地延伸。连续的线表示线是独立的，即，线的起点对应于线的终点，并且起点和终点连续地彼此连接。例如，线可以是直线。然而，优选为圆形或圆环形或椭圆形。翼型过渡点可以对应于翼部外侧或者存在于翼部外侧上。翼部的外侧表示翼部离纵向中心轴线最远的点或位于该点处。例如，翼型过渡点是翼部过渡边缘，在该翼部过渡边缘处，以截面观察，第一轮廓表面和第二轮廓表面不连续地彼此邻接并且汇合到彼此中。
8.当第一轮廓表面和第二轮廓表面在翼型过渡点处会聚时，它们可以在截面中与翼型过渡点相对的翼部内侧处彼此间隔开，具体地，它们在翼部内侧上彼此间隔开。第一轮廓表面和第二轮廓表面在翼部内侧的方向上从翼型过渡点开始(例如以截面观察)远离彼此延伸，使得它们在翼部内侧上比在翼型过渡点处距彼此的距离更大。在这方面，以截面观察，翼型过渡点在任何情况下都比翼部内侧更靠外，特别地，翼型过渡点与纵向中心轴线进一步间隔开。特别优选的是，第一轮廓表面与第二轮廓表面之间的距离从翼型过渡点开始在翼部内侧的方向上连续地增大。为此目的，相应地设计和/或布置这两个轮廓表面。然而，还可以提供的是，第一轮廓表面和第二轮廓表面在翼部的内侧上彼此连续地汇合。利用翼部的这种配置，可实现特别低的湍流并且因此实现空气通过进气开口的无损失流入。
9.飞行器具有进气开口和出气开口。在飞行器操作期间，空气通过进气开口吸入并通过出气开口排出。为此目的，该进气开口和该出气开口是彼此流动连接的，使得通过该进气开口吸入的空气随后通过该出气开口排出。可以提供的是，仅存在单个进气开口。可替代地，实施了多个进气开口。这相应地适用于出气开口，使得存在单个出气开口或多个出气开口。如果在本说明书的背景下提及该出气开口，则对应的陈述总是适用于该至少一个出气开口，并且反之亦然，并且——在若干出气开口的情况下——适用于出气开口中的每一个。类似地，对于出气开口的陈述总是适用于至少一个出气开口，并且反之亦然，并且——在若干出气开口的情况下——适用于若干出气开口中的每一个。在这个意义上，一方面，进气开口和至少一个进气开口的表述，以及另一方面，出气开口和至少一个出气开口的表述各自被提供有相同的含义。
10.进气开口由第一轮廓表面构成并且出气开口由第二轮廓表面构成。这应被理解为具体地意味着，进气开口由翼部的内侧上的第一轮廓表面的侧面限定，并且出气开口由翼部的内侧上的第二轮廓表面的侧面限定。具体地，第一轮廓表面在各自情况下以环形方式围绕进气开口并且第二轮廓表面在各自情况下以环形方式围绕出气开口。然而，还可以提供的是，该进气开口延伸穿过第一轮廓表面和/或出气开口延伸穿过第二轮廓表面。
11.飞行器具有驱动装置，该驱动装置进而具有空气递送装置。这被提供和被设计成当飞行器按预期操作时沿出气开口的方向从入口开口输送空气，并且在此程度上用于通过进气开口吸入空气并通过进气开口排出空气。现在，以如下方式大地测量地布置飞行器：当飞行器按预期操作时，第一轮廓表面布置在下方，并且第二轮廓表面布置在上方。换言之，第一轮廓表面面向地面，而第二轮廓表面背离地面。这意味着驱动装置将空气从飞行器的下侧输送到其上侧。该驱动装置被提供和被设计成用于将空气从翼部的第一侧输送至翼部的第二侧，翼部的第一侧在第一轮廓表面的侧部的下侧，翼部的第二侧在第二轮廓表面的侧部的上侧。
12.然而，为了产生升力并实现飞行操作，偏转元件至少部分地与出气开口重叠。偏转元件用于使通过出气开口离开的空气偏转，并且为此目的，与第二轮廓表面一起限定与出
气开口流动连接的出气间隙。由于偏转元件与第二轮廓表面一起限定出气间隙，离开该出气开口并且随后被送到出气间隙的空气通过出气间隙至少部分地平行于或完全平行于第二轮廓表面而排出。这在第二轮廓表面上形成空气膜，该空气膜沿翼型过渡点的方向在第二轮廓表面上流动。出气间隙因此被提供和被设计成特别是用于平行于第二轮廓表面的空气排放和用于在第二轮廓表面上形成空气膜。
13.最后，在翼型过渡点处，空气膜从第二轮廓表面或从整个飞行器撕开，以便随后继续以自由喷射气流的形式(即，沿地面方向)流动。这种自由喷射气流导致涡流。在翼部的内侧，通过进气开口的空气的吸入通过以吸入空气流的形式将空气吸入到进气开口而支撑涡流的形成。以截面观察，自由喷射气流现在从支撑涡流的一侧沿自由喷射气流方向流动，并且在支撑涡流的另一侧上，吸入气流沿吸入方向流动，其中，自由喷射气流方向和吸入方向各自与支撑涡流相切并且指向不同的方向，特别是彼此相对的方向。因此，至少通过自由喷射气流形成支撑涡流。此外，进气流可以(可选地)有助于涡流的形成。支撑涡流优选地至少部分地位于第一轮廓表面下方，也就是说具体地位于第一轮廓表面与地面之间。
14.在撕开点处，以截面观察，从第二轮廓表面撕下空气膜。这可以对应于翼型过渡点或者与翼型过渡点间隔开。平均而言，基于翼部的内侧或出气间隙沿着第二轮廓表面与翼型过渡点之间的距离，一方面的翼部的内侧或出气间隙与另一方面的撕开点之间的距离(同样沿着第二轮廓表面)为至少50％、至少60％、至少70％、至少80％或至少90％。空气膜特别优选地沿着第二轮廓表面向上流动至翼型过渡点。
15.作用在飞行器上的升力通过不同的作用机构实现。一方面，由于空气从出气间隙排出，空气膜存在于翼部的上侧，由于空气膜的高流速，根据伯努利方程式，空气膜导致与翼部的下侧相比的负压。由于第二轮廓表面侧部上的空气的流速大于第一轮廓表面侧部上的空气的流速，第二轮廓表面侧部上的压力小于第一轮廓表面侧部上的压力。第一轮廓表面的一部分上的压力与第二轮廓表面的一部分上的压力之间的压力差，即翼部的下侧和顶部之间的压力差已经导致升力的一部分作用在飞行器上。一旦支撑涡流存在，该升力的另一部分就由支撑涡流提供。显然，只有在飞行器与地面之间存在足够距离时才能形成支撑涡流。为了使用由支撑涡流产生的升力，因此首先必须使飞行器与地面保持距离。这优选地借助于相对于地面提升飞行器的机械提升设备来完成。
16.使用支撑涡流至少部分地提供升力使得飞行器能够以特别节能的方式操作，因为以相对低的能量产生和保持支撑涡流是可能的，该能量显著小于立即提升飞行器所需的能量。支撑涡流还导致飞行器在空气中的特别高的稳定性，因为支撑涡流占据大体积的空气或者为飞行器产生大量气垫。翼部以及在此程度上飞行器可以根据需要关于承载能力来缩放，因为支撑涡流也可以根据需要来缩放。支撑涡流以潜在涡流的方式设计。
17.翼部优选地在截面上是对称的，例如甚至是旋转对称的。基本上，在翼部的两个不同配置之间可以做出区分。根据第一实施例，翼部是直的，并且在此以截面观察，翼部相对于对称轴线对称地配置。在本说明书的上下文中，对称轴线也被称为纵向中心轴线。在截面中，该对称轴线优选地居中地延伸穿过进气开口和出气开口。因此，第一轮廓表面和第二轮廓表面从翼型过渡点在对称轴线的方向上延伸到翼部的内侧，该翼部的内侧优选地限定进气开口和/或出气开口。在对称轴线的相对侧上，第一轮廓表面和第二轮廓表面依次从(另一)翼部内侧延伸至(另一)翼型过渡点，第一轮廓表面和第二轮廓表面依次会聚在该(另
一)翼型过渡点处。为此，翼型过渡点彼此相距一定距离，尤其彼此平行地延伸。它们优选地各自是直的。当以截面观察时，飞行器相对于进气开口和/或出气开口或者相对于居中延伸穿过进气开口和/或出气开口的对称轴线对称。在这种配置中，支撑涡流是圆柱形的。
18.然而，飞行器的第二实施例是优选的，根据该第二实施例，翼部是圆形或椭圆形的，使得飞行器例如以飞盘的方式被设计。该圆形翼部优选地相对于纵向中心轴线旋转对称，其中纵向中心轴线代表当以截面观察时该翼部的镜像轴线。翼型过渡点优选地相对于纵向中心轴线在周向方向上连续地形成。翼型过渡点优选地在周向方向上具有连续恒定的曲率，使得翼型过渡点最终循环地延伸。在这方面，翼部相对于纵向中心轴线是环形的。在飞行器的第二实施例的情况下，支撑涡流是环形的，其中，环形被理解为圆的旋转本体，特别是被理解为绕翼部的纵向中心轴线的旋转本体。在周向方向上封闭的支撑涡流的这种设计使得飞行器的飞行操作能够特别节能。
19.具体地，以截面观察，出气开口并且——优选地——翼部至少部分地被偏转元件重叠。偏转元件例如在径向方向上相对于翼部的纵向中心轴线在径向方向上向外延伸，即特别地从纵向中心轴线的方向开始。在偏转元件的第一变型中，偏转元件在径向方向上与翼部重叠至少5％、至少10％、至少15％或至少20％，并且在这方面仅部分且小于50％。在第二变型中，其与翼部重叠超过至少50％、至少60％、至少70％、至少80％或至少90％，并且因此仅部分但大部分重叠。在使得能够特别有效地提供引起升力的空气的第三变体中，偏转元件从纵向中心轴线开始在径向方向上与翼部完全重叠，具体地，偏转元件在径向方向上突出超过翼部。例如，偏转元件以如下方式设计：出气间隙由翼型过渡点或撕开点来限定。例如，如以截面观察的，出气间隙在外侧包围翼部，并且作为偏转元件与翼部之间的环形间隙存在。在该情况下，出气间隙具体地完全位于垂直于纵向中心轴线的假想平面中。在这方面，空气在地面方向上的竖直方向上通过出气间隙离开。
20.本发明的进一步改进提供的是，至少一个进气开口被居中地布置在第一轮廓表面中和/或该至少一个出气开口被居中地布置在第二轮廓表面中。换言之，进气开口或出气开口在截面中的对应的轮廓表面中、特别在相对于该纵向中心轴线的纵向截面中居中地形成。这意味着，在飞行器的飞行操作期间，流出出气开口的空气特别是以空气膜的形式流动越过第二轮廓表面的大部分或甚至整个轮廓表面。例如，空气平均流动越过在第二轮廓区域的至少50％、至少60％、至少70％、至少80％或至少90％。因为当环境空气流动越过第二轮廓表面时，空气膜吸收或夹带环境空气，特别是由于由于其比环境空气的流速更高的流速而存在的吸入效应，所以当空气膜流动越过第二轮廓表面上时，空气膜的质量流增加。这意味着，最终产生支撑涡流的自由喷射气流至少暂时地具有比空气膜刚从出气开口或出气间隙离开时的更大的质量流。这进一步提高了飞行器的能量效率。
21.本发明的进一步改进提供的是，翼部相对于纵向中心轴线是环形的并且该轮廓表面在轴向方向上的区域中是彼此间隔开的，如在纵向截面中所见的。这特别适用于飞行器的上述第二实施例。据此，翼部是环形的，并且优选地相对于纵向中心轴线旋转对称。在相对于纵向中心轴线的纵向截面中看，轮廓表面在轴向方向上彼此部分地间隔开，即远离它们会聚的翼型过渡点。通过飞行器的这种配置，前述特别节能的飞行操作成为可能。
22.本发明的进一步改进提供的是，至少一个进气开口和至少一个出气开口经由在翼部的截面中居中地形成的流动通道而流动连接，其中，空气递送装置的导管螺旋桨布置在
流动通道中，以便能够绕旋转轴线旋转。区段进而优选地被理解为相对于翼部的纵向中心轴线的纵向区段。在流动方面将进气开口与出气开口彼此连接的流动通道优选地自始至终具有恒定流动的横截面或恒定流动的横截面面积。最终，这意味着进气开口和出气开口具有相同的流动横截面面积。
23.进气开口相对于纵向中心轴线在周向方向上由第一轮廓表面连续地限定，使得第一轮廓表面形成翼部内侧上的进气开口的边缘。与此类似，第二轮廓表面在周向方向上连续地包围出气开口，使得第二轮廓表面在翼部的内侧上形成出气开口的边缘。进气开口的边缘优选地连续地位于假想的第一平面中，而出气开口的边缘优选地连续地位于假想的第二平面中。这两个假想平面具体地被布置成彼此平行并且优选地各自垂直于纵向中心轴线。相应地，进气开口的法向方向和出气开口的法向方向被布置成平行于该纵向中心轴线或与该纵向中心轴线重合。
24.空气递送装置的导管螺旋桨被布置并且可旋转地安装在流动通道中。导管螺旋桨被提供和被设计成在飞行器的飞行操作期间通过进气开口吸入空气并沿出气开口的方向输送空气，使得通过进气开口吸入的空气随后离开出气开口。导管螺旋桨表示空气递送装置的叶轮，该空气递送装置的叶轮被设计为轴向叶轮。除了导管螺旋桨之外，空气递送装置可具有引导轮，引导轮被布置在导管螺旋桨的下游并用于将流过它的空气与纵向中心轴线平行地对准。导管螺旋桨以如下方式被整体布置：一方面，导管螺旋桨极其有效地工作，因为导管螺旋桨的叶片尖端处的流动损失减小，另一方面，导管螺旋桨被可靠地保护免受损坏。
25.本发明的进一步改进提供的是，该出气开口经由连接通道流动连接到该出气间隙，以截面观察，该连接通道存在于第二轮廓表面与偏转元件之间。该连接通道在截面中、特别在相对于该纵向中心轴线的纵向截面中一方面由第二轮廓表面限定并且另一方面由偏转元件(也就是说在相对侧上)限定。连接通道优选相对于上述流动通道成角度，使得流动经过连接通道的空气的主流方向与流经流动通道的空气的主流方向成角度，即围成一个大于0
°
且小于180
°
的角度。该角度优选为至少45
°
且至多135
°
、至少60
°
且至多120
°
、至少70
°
且至多110
°
、至少80
°
且至多100
°
或约90
°
或恰好90
°
。
26.类似于出气间隙，连接通道优选地连续地形成，并且特别地，在相对于纵向中心轴线的周向方向上不中断地形成，使得第二轮廓表面上的空气膜也连续并且不中断地形成。因此，特别有效地产生支撑涡流。当然，然而，可以存在薄腹板，偏转元件借助于该薄腹板连接至翼部。从流体观点来看，这些腹板以如下方式被设计：尽管如此仍可以采取不间断的连接通道和不间断的出气间隙。
27.本发明的进一步改进提供的是，连接通道具有在出气间隙的方向上增加或减少的横截面，使得连接通道是以喷嘴的方式设计。根据流动通道内空气的流速，连接通道可以在出气间隙的方向上加宽或渐缩。连接通道的形状特别地以如下方式被选择：出气间隙或空气膜中的空气在其已经通过出气间隙出现之后立即具有期望的流速。该流速优选地在亚音速范围内，从而不会预期由于流动冲击等对飞行器产生负面的机械影响。连接通道以喷嘴的形式的设计使得飞行器能够有效地操作。
28.本发明的进一步改进提供的是，出气间隙被设计成具体地在相对于纵向中心轴线的圆周方向上是连续的。以上已经指出。这样的配置使得能够均匀地产生空气膜，并且因此
使得能够特别有效地激发支撑涡流。
29.本发明的进一步改进提供的是，第二轮廓表面具有起始于翼型过渡点的第一区域和邻接该第一区域并且限定出气间隙的第二区域，其中第一区域是弯曲的、特别是连续的，并且——在截面中看——第二区域是弯曲的或平坦的。第二轮廓表面因此具有第一区域，并且第二区域特别地仅由第一区域和第二区域构成。优选地，第一区域和第二区域均以环形的方式配置，其中，第一区域在相对于纵向中心轴线的周向方向上包围第二区域。第一区域直接邻接第二区域，具体地，第一区域无缝地且连续地汇合到第二区域中。
30.在截面中，特别是在相对于纵向中心轴线的纵向截面中，第二轮廓表面的第一区域是弯曲的，即在相对于纵向中心轴线的径向方向上远离偏转元件向外弯曲。这意味着，第二轮廓表面与第一区域中的偏转元件之间在轴向方向上的距离也随着径向方向上的距离增加而增加。第一区域特别优选地是连续弯曲的，也就是说以截面或纵向截面观察具有不同于零的连续曲率。
31.该第二区域还可以是弯曲的，例如部分地或连续地。然而，它还可以是完全平坦的，或者——可替代地——可以是部分弯曲的并且部分平坦的。例如，当以截面观察时，第二区域与偏转元件重叠。另一方面，第一区域存在于远离偏转元件或偏转元件外部的径向方向上。将第二轮廓表面分成第一区域和第二区域使得能够实现特别有利的空气流，使得在第二轮廓表面上扫过的空气膜在从翼部撕开之后以特别有效的方式产生支撑涡流。
32.本发明的进一步改进提供的是，以截面观察，第一轮廓表面在第二轮廓表面的方向上相对于翼型过渡点部分地凹入，使得形成涡旋腔室，该涡旋腔室周围被翼型过渡点包围。截面进而优选地被理解为相对于纵向中心轴线的纵向截面。例如，第一轮廓表面相对于翼型过渡点的部分凹入通过第一轮廓表面和/或凹部的曲率、即特别是台阶的形成来实现。在曲率的情况下，曲率的曲率半径优选地被选择成使得其大于所产生的支撑涡流的半径或者大致地或精确地对应于此。
33.涡旋腔室在轴向方向上向上由第一轮廓表面界定并且在径向方向上从翼型过渡点向外界定。在径向向内的方向上，涡旋腔室优选地延伸远至进气开口。涡流腔室用于在飞行器的飞行操作期间在特定区域中接纳支撑涡流，并且稳定和定位支撑涡流，特别是在径向方向上。由于借助于涡旋腔室定位支撑涡旋，实现了特别有效的升力的产生。
34.本发明的进一步改进提供的是，当以截面观察时，第一轮廓表面和第二轮廓表面在相同的方向上至少部分地弯曲。相同方向上的曲率应理解为具有相同符号的曲率。以此方式，实现了飞行器的特别节省材料和节约重量的设计。例如，提供的是，第一轮廓表面具有从翼型过渡点开始直到翼部内侧或者直到进气开口的连续恒定的曲率。附加地或可替代地，第一轮廓表面具有变化的曲率，特别是从翼型过渡点开始在翼部内侧的方向上减小的曲率。
35.例如，第一轮廓表面直接在翼型过渡点处的曲率大于第二轮廓表面的曲率。然而，在翼部内侧的方向上，第一轮廓表面的曲率减小，例如减小到0的曲率。特别优选地，以截面或纵向截面观察，第一轮廓表面在距翼型过渡点一定距离处具有直航向，其中，假想平面接纳优选地垂直于纵向中心轴线的第一轮廓表面的该直航向。在该直航向的区域中，第一轮廓表面特别优选地限定出气间隙。以此方式，实现了特别有效的空气流动。
36.本发明的进一步改进提供的是，在翼型过渡点处的第二轮廓表面以相对于直线以
至少0
°
且至多60
°
的角度汇合到第一轮廓表面中，该直线垂直于连续地接纳翼型过渡点的假想平面。这在截面中(优选地在相对于该纵向中心轴线的纵向截面中看到的)是特别真实的。假想平面应一致地适应翼型过渡点。此外，它特别优选地垂直于纵向中心轴线。该直线进而垂直于假想平面并且在此方面优选地被布置成平行于该翼部的纵向中心轴线。
37.紧接在翼型过渡点处，第二轮廓表面与直线形成至少0
°
且至多60
°
的角度。因此可以提供的是，第二轮廓表面平行于该直线汇合到第二轮廓表面中。然而，该角度优选大于0
°
。例如，该角度为至少15
°
且至多60
°
、至少30
°
且至多50
°
、或近似0
°
或精确0
°
、近似30
°
或精确30
°
、或近似50
°
或精确50
°
。在前述角度范围中，可靠地防止空气膜从第二轮廓表面的过早脱离，使得产生的自由喷射气流特别有效地形成支撑涡流。
38.本发明的进一步改进提供的是，偏转元件可以被移位以用于出气间隙的流动横截面面积的全局改变和/或局部改变。偏转元件可以以如下方式(特别是通过控制驱动器)移位，使得出气间隙的尺寸改变，即全局地和/或局部地改变。出气间隙或出气间隙的流动横截面面积的全局改变应理解为是指出气间隙或流动横截面面积的大小在出气间隙的整个范围上均匀地改变，即，增加或减少。另一方面，局部改变意味着仅在某些区域中增大或减小出气间隙或流动横截面积。例如，对于局部改变，偏转元件以如下方式被移位：在一些区域中出气间隙被扩大并且在一些区域中出气间隙被减小。通过改变出气间隙的流动横截面面积，可以以简单的方式控制飞行器，尤其是飞行器的飞行方向。
39.本发明的进一步改进提供的是，偏转元件与该第二轮廓表面之间的距离可以均匀地改变，以便全局地改变出气间隙的流动横截面面积。均匀改变应理解为是指出气间隙的均匀扩大或均匀减小。例如，为此目的，偏转元件平行于翼部的纵向中心轴线移位，即，远离第二轮廓表面以便扩大出气表面并且朝向第二轮廓表面以便减小流动横截面表面。这能够通过调节支撑涡流的涡流强度来特别有效地控制飞行器。
40.本发明的进一步改进提供的是，偏转元件可以相对于该第二轮廓表面倾斜，以便局部地改变出气间隙的流动横截面面积。通过使偏转元件倾斜，出气间隙被局部地改变，特别是部分地扩大和部分地减小。倾斜例如相对于翼部的纵向中心轴线发生。偏转元件优选地被设计成使得通过偏转元件相对于纵向中心轴线的平行对准并且在此方面的角度0
°
，出气间隙相对于纵向中心轴线在圆周方向上具有始终恒定的大小。相反，当角度改变时，发生流动横截面面积的局部改变。同样，这种配置能够特别有效地控制飞行器。
41.本发明的进一步改进提供的是，各自具有控制翅片的第一控制元件和/或第二控制元件从第一轮廓表面和/或从第二轮廓表面延伸。第一控制元件和第二控制元件用于(即通过影响空气膜和/或涡流)控制飞行器。能够提供的是，仅存在第一控制元件，而不存在第二控制元件，或者仅存在第二控制元件，而不存在第一控制元件。然而，还可以提供的是，实施第一控制元件和第二控制元件两者。控制元件中的每一个具有控制翅片，该控制翅片例如被设计为类似板或翼。在后一种情况下，控制翅片可相对于其轮廓弦对称或具有流体轮廓。源自第一轮廓表面的第一控制元件用于直接影响支撑涡流，而源自第二轮廓表面的第二控制元件直接影响空气膜并因此仅间接影响涡流。根据控制元件的迎角，支撑涡流和/或空气膜偏转，从而以有效的方式实现对飞行器的控制。控制元件可以附加地或作为偏转元件的可移位性的可替代物来实施。第二控制元件例如布置在第二轮廓表面的第二区域中或者被支撑在该第二轮廓表面中。
42.本发明的进一步改进提供的是，第一控制元件和/或第二控制元件经由共用耦接元件驱动耦接至飞行器的控制驱动器。控制驱动器用于调节控制元件。它在驱动技术方面仅经由共用耦接元件间接地连接到控制元件。为此目的，一方面控制元件并且另一方面控制驱动器作用在耦接元件上。特别地，控制驱动器在距控制元件一定距离处作用在耦接元件上。这使得能够通过控制驱动器同时调节控制元件。偏转元件还可以附加地或作为可替代物连接到耦接元件。
43.本发明的进一步改进提供的是，耦接元件在各自情况下经由球形接头和杠杆臂耦接至第一控制元件和/或第二控制元件和/或控制驱动器。控制元件和/或控制驱动器中的每一个被分配有球形元件和杠杆臂，就驱动技术而言，它们借助于该杠杆臂被连接到控制驱动器。球形接头的使用确保了通过控制驱动器对控制元件的极其灵活的调节。
44.本发明的进一步改进提供的是，耦接元件被设计作为控制环。控制环优选地连续地且完全地在周向方向上包围翼部的纵向中心轴线。它抓取第一控制元件和第二控制元件(如果有的话)两者以便将它们耦接到控制驱动器。控制环以如下方式被布置：该控制环不仅可以描述相对于纵向中心轴线在圆周方向上的旋转运动，而且还可以倾斜并且因此呈斜盘的形式。这使得能够通过控制驱动器实现前述控制元件的灵活致动。
45.本发明的进一步改进提供的是，控制驱动器具有多个致动驱动器，就驱动技术而言，该多个致动驱动器各自在相距彼此一定距离处耦接到耦接元件。优选地，致动器彼此均匀地间隔开，使得在两个致动器的情况下，它们以180
°
的距离与耦接元件接合，在三个致动器的情况下，以120
°
的间距与耦接元件接合，以及在四个致动器的情况下，以90
°
的间距与耦接元件接合。多个致动器的使用能够使耦接元件不仅相对于纵向中心轴线在周向方向上移位，而且在径向方向上移位，从而实现对已经描述的控制元件的灵活调节。
46.本发明还涉及一种用于操作飞行器的方法，特别是根据在本说明书的背景下做出的陈述的飞行器。提供的是，飞行器具有翼部，从截面观察，当飞行器按预期操作时，翼部一方面由下部第一轮廓表面限定，并且另一方面由上部第二轮廓表面限定，上部第二轮廓表面在翼型过渡点处与第一轮廓表面汇合，其中，第一轮廓表面围绕至少一个进气开口并且第二轮廓表面围绕至少一个出气开口，并且飞行器具有带有空气递送装置的驱动装置，空气递送装置被操作为通过至少一个进气开口吸入空气并且通过至少一个出气开口排出进入的空气，其中，正在操作的至少一个出气开口至少部分地被偏转元件重叠，偏转元件与第二轮廓表面一起限定出气间隙，该出气间隙被流动连接到出气开口，使得空气平行于第二轮廓表面排出。
47.已经指出飞行器的这种配置或这种程序的优点。飞行器及其操作方法两者都可以根据本说明书的上下文中的陈述来改进，从而在这方面参考它们。
48.本发明的进一步改进提供的是，借助于驱动装置，空气通过进气开口在一个入口方向上以进气流的形式被吸入，并通过出气间隙在相对于进气方向成角度的出口方向上以如下方式排出：空气在翼型过渡点处在自由喷射气流方向上形成自由喷射气流，从而在进气流和自由喷射气流之间形成支撑涡流，其至少部分地存在于第一轮廓表面下方。这也已经被讨论。
附图说明
49.下面参考附图中所示的实施例更详细地解释本发明，而不限制本发明。这示出了：
50.图1是在相对于纵向中心轴线的纵向截面中的飞行器的第一实施例的示意图；
51.图2是第二实施例中的飞行器的简化示意图；以及
52.图3是第三实施例中的飞行器的示意图。
具体实施方式
53.图1示出了第一实施例中的飞行器1的示意图，该飞行器1具有至少一个翼部2，翼部2的横截面相对于翼部2的纵向中心轴线3为圆形或环形。支撑表面2在相对于纵向中心轴线3的轴向方向上在第一方向上由第一轮廓表面4限定并且在第二方向上由第二轮廓表面5限定。轮廓表面4和轮廓表面5中的每一个本身是环形的。这两个轮廓表面4和5在翼型过渡点6处汇合，其中，当以截面观察时，轮廓表面4和5之间的过渡在此点处优选地是不连续的。因此，轮廓表面4和5优选地在翼型过渡点6处共同地形成边缘。为此目的，翼型过渡点6是几何圆的形式，第一轮廓表面4以第一角度张开放到该几何圆中并且第二轮廓表面5以不同于第一角度的第二角度张开放到该几何圆中。
54.第一轮廓表面4围绕进气开口7并且第二轮廓表面5围绕出气开口8。进气开口7和出气开口8经由流动通道9彼此流动连接，其中，空气递送装置11的导管螺旋桨10可旋转地安装在流动通道9中。空气递送装置11是飞行器1的驱动装置12的一部分。可以清楚地看到，第一轮廓表面4存在于飞行器1的面向地面13的一侧上，而第二轮廓表面5背离地面13。在此示出了在正常和预期飞行操作期间的飞行器1。
55.进气开口7和出气开口8相对于纵向中心轴线3居中地定位并且在径向方向上翼部的的内侧14分别被第一轮廓表面4和第二轮廓表面5围绕。流体地连接进气开口7和出气开口8的流动通道9例如是呈柱体的形式，特别是呈圆柱体的形式，并且特别优选地呈直圆柱体的形式。进气开口7和出气开口8特别优选地具有相同的流动横截面。进气开口7布置在飞行器1的下侧，出气开口8设置在飞行器1的上侧。出气开口8至少部分地(本文所示的实施例中完全地)由偏转元件15重叠，该偏转元件15与第二轮廓表面5一起限定出气间隙16。因此，当以纵向截面观察时，出气间隙16位于偏转元件15与第二轮廓表面5之间。
56.出气间隙16经由连接通道17流动连接至出气开口8，其中，连接通道17还至少部分地由偏转元件15和第二轮廓表面5限定。在此示出的实施例中，出气间隙16和连接通道17两者相对于纵向中心轴线3在圆周方向上连续地形成并且各自完全包围纵向中心轴线3。根据所展示的实施例，连接通道17的流动截面在出气间隙16的方向上减小，使得连接通道17是喷嘴的形式并且出气间隙16代表该喷嘴的孔口。
57.偏转元件15可以以如下方式被移位：可以局部地和/或全局地改变出气间隙16的流动横截面面积。为此目的，就驱动技术而言，偏转元件15耦接至例如飞行器1的控制驱动器(在此未示出)。附加地或可替代地，就驱动技术而言，多个第一控制元件18连接至控制驱动器。除了第一控制元件18之外或作为第一控制元件18的可替代物，可存在第二控制元件(这里未示出)。第一控制元件18基于第一轮廓表面4；第二控制元件基于第二轮廓表面5。控制元件18各自具有控制翅片19并且各自经由杠杆臂(在此未示出)和球形接头(也未示出)与耦接元件20驱动连接，该耦接元件20例如呈现为控制环。耦接元件20用于将控制元件18
驱动连接到控制驱动器，特别是控制驱动器的若干致动驱动器，其在此未示出。
58.在飞行器1的飞行操作期间，驱动装置12以如下方式被操作：空气从飞行器1的下侧沿其上侧的方向被输送，或者以如下方式吸入：空气在进入方向上以进气流21的形式穿过进气开口7并且在出气开口8的方向上被递送穿过流动通道9的方式被递送。被递送的空气通过出气开口8被排出并且通过连接通道17被馈送到出气间隙16。空气以如下方式以空气膜22的形式在出口方向上通过出气间隙16排出：空气膜22抵靠在第二轮廓表面5。为此目的，空气膜22优选地平行于第二轮廓表面5施加至出气间隙16。
59.由于科恩达()效应，空气膜22沿着第二轮廓表面5延伸直至翼型过渡点6。在此，空气膜22从翼部2脱离，并且作为自由喷射气流23依次流动到飞行器1的下侧，即沿自由喷射方向。在此，自由喷射气流23激发支撑涡流24，该支撑涡流24为飞行器1提供至少部分升力。支撑涡流24由进气流21加强。可以看到，自由喷射气流23和进气流21两者均各自与支撑涡流24相切。由于翼部2的环形形状，所形成的支撑涡流24具有环形形状。为了清楚起见，仅在翼部2的一侧上示出支撑涡流24。当然，然而，支撑涡流24优选地在圆周方向上完全地且连续地围绕纵向中心轴线3。由于空气膜22的高速度，它对周围空气产生抽吸作用。这意味着当空气膜22在第二轮廓表面5上方流动时，另外的空气被供应至空气膜22。这由箭头25指示。
60.为了实现支撑涡流24在翼部2下方的精确定位，在翼部2上形成了涡流腔室26，该涡流腔室26在径向方向上向外由翼型过渡点6限定。涡流腔室26例如由第一轮廓表面4的曲率或凹部形成。为了实现围绕第二轮廓表面5穿过空气膜22的特别有利的流动，第二轮廓表面5在翼型过渡点6处以角度α汇合到第一轮廓表面4中，其相对于平行于纵向中心轴线3的直线27穿过翼型过渡点6而确定。直线27特别地垂直于连续接纳翼型过渡点6的假想直线。
61.应指出的是，在此描述为环形翼部2的翼部2的配置仅代表有利的实施例。翼部2还可以基本上是直的并且在这种情况下具有例如所示的横截面。原则上，所描述的优点也可以用这种配置来实现。
62.图2以简化方式示意性地示出飞行器1的第二实施例，其中，为了清楚起见，示出了一些元件。原则上，第二实施例对应于第一实施例，因此参考相应的陈述，并且在下文中仅讨论区别之处。一方面，这是由于角度α为负值或大于180。例如，夹角α为至少270
°
且小于360
°
。可替代地，夹角α为至少300
°
且至多345
°
或至多330
°
。这意味着，第二轮廓表面5在翼型过渡点6处汇合到第一轮廓表面4中之前从翼部的外侧开始再次接近纵向中心轴线3，第二轮廓表面在该外侧上与纵向中心轴线3距离最大。
63.另一个区别在于进气开口7相对于纵向中心轴线3在轴向方向上与连续地容纳翼型过渡点6的假想平面明显地间隔开。例如，当在轴向方向上观察时，该距离是该平面与第二轮廓表面5或距离该平面最远的出气开口之间的轴向距离的至少20％、至少30％、至少40％或至少50％。其结果是，进气开口7被布置成与该平面远离相应的距离，使得便于支撑涡流的形成。
64.在以下事实中可以看到另一个区别：第二轮廓表面5不是连续弯曲的，而是由第一区域28和第二区域29构成。在截面中看到的第一区域28从翼型过渡点6开始直接延伸到第二区域29。当以截面观察时，它优选地是连续弯曲的。然而，当以截面观察时，第二区域29是平面的或者具有与第一区域28不同的曲率。例如，当以截面观察时，第一区域28与第二区域
29之间的过渡是不连续的。然而，可替代地，它还可以被连续地设计。
65.应注意，所提及的每个区别均适用于第一实施例。这些区别不一定总是相互结合地出现。
66.图3示出了第三实施例中的流体本体1的示意图。基本上，再次参考以上陈述，并且下面仅讨论与第一实施例和第二实施例的区别。区别主要在于以下事实：当以截面观察时，偏转元件15完全与翼板2重叠，使得偏转元件15从翼部2的纵向中心轴线3开始在径向方向上延伸到超过翼部的外侧。进气开口7和出气开口8优选地位于假想平面中，该假想平面是彼此平行间隔开的并且垂直于纵向中心轴线3并且从相对侧支承抵靠翼部2。进气开口7所在的平面被布置在下侧并且出气开口8所在的平面被布置在翼部2的上侧。
67.出气间隙16呈环形间隙的形式并且完全容纳在垂直于纵向中心轴线3的假想平面中。该假想平面优选地位于进气开口7和出气开口8的平面之间，特别是更靠近前者。然而，它还可以存在于空气输入开口的远离出气开口8的一侧上。所描述的实施例能够实现空气从出气开口8到出气间隙16的特别有效的引导，特别是无需利用柯恩达(coanda)效应。流体连接出气开口8与出气间隙16的连接通道17在截面上看具有流动横截面，该流动横截面至少在截面上、特别是连续地不断减小，其中出气间隙16中的流动横截面小于出气开口8处的流动横截面。完全任选地，可以提供的是，偏转元件15具有多个空气引导网。空气引导网从偏转元件15的基体开始并且突出到连接通道17中。空气引导网在径向方向上延伸并且优选地相对于纵向中心轴线3在圆周方向上均匀分布。空气引导网用于引导从出气开口8进入连接通道17的空气。它们减少了由于空气递送装置11(在此未示出)而可能具有的空气中的漩涡。此外，在此所示的实施例中，空气递送装置11优选地紧固到偏转元件15，并且特别地仅经由偏转元件紧固到支撑表面2。
68.在第三实施例中，飞行器1的控制也优选地通过第一控制元件18和/或第二控制元件(这里未示出)进行。第一控制元件18和第二控制元件可根据上述解释配置。在第二控制元件的情况下，可以特别优选地在翼部2和偏转元件15两者上实施安装。因此第二控制元件一方面可转动地安装在翼部2上并且另一方面可转动地安装在偏转元件15上。然而，可替代地，还可以仅在翼部2或偏转元件15上进行安装，使得控制元件或用于支承控制元件的轴与偏转元件15或翼部2间隔开。
69.完全可选地，还可以提供的是，与第一实施例相比，省略了第一控制元件18和/或第二控制元件。例如，通过使形成翼部2的一部分并从翼部2的基体开始的控制元件移位和/或变形来控制飞行器1。控制元件在基体的位于径向方向外侧的一侧上被布置和/或铰接到该基体。通过使控制元件相对于基体移位和/或旋转，穿过出气间隙16离开的空气能够被偏转，并且因此能够控制飞行器1。控制元件可以优选地独立于彼此移位和/或旋转。然而，它们还可以彼此耦接，使得例如借助于共用的致动器发生移位和/或旋转。
70.应当指出，关于第三实施例的解释也可以用于第一实施例和第二实施例。因此，还可以提供的是，例如，根据所描述的区别，偏转元件15与翼部2完全重叠，但是代替控制元件，存在第三实施例的可选控制元件。当然，还可以存在偏转元件，但偏转元件15仅部分地与翼部2重叠。就此而言，偏转元件也可以用在第一实施例或第二实施例的背景下。
71.所描述的飞行器1在所有实施例中具有优势：由于使用支撑涡流24来提供升力的至少一部分，所以飞行器1极其节能地工作。此外，借助于可移位的偏转元件15和/或控制元
件18，可以及其精确地控制飞行器1。特别地，飞行器1可以类似于直升机在空中盘旋。然而，它可以实现非常高的速度，因为与直升机相比，它不受转子的叶片尖端处的最大流速的限制。