具有大体设计为空气静力浮力体的机身的飞机

本发明涉及一种飞机，其具有一大体设计成空气静力浮力体的机 身以及铰接在机身上的、设有螺旋桨的、并构成驱动装置的联合的浮 力-推进装置，后者分别可在浮力位置和推进位置之间摆动。在浮力 位置，各螺旋桨旋转平面大体是水平的，而对各螺旋桨轴加载的相应 驱动装置的输出轴大体是竖直的；在推进位置，各螺旋桨旋转平面大 体是竖直的，而对各螺旋桨轴加载的相应驱动装置的输出轴大体是水 平的。

设有移动驱动装置的空气静力飞机例如作为齐柏林飞船已知已 很久。这种飞船由于其空气静力的浮力特性而可以大体竖直起飞和降 落，然而，由于它大部分比空气轻，因此在每次定靠时都必须系牢在 地面上。此外，这种飞船控制相当缓慢，因为由于它缓冲的速度和小 的空气动力控制面而具有小的自控性，即控制运动具有很大的反应惯 性。虽然，已知在早期飞船用围绕横轴可相当缓慢摆动的主驱动装置 和横向作用的辅助驱动装置来支持空气动力的控制，虽然这一控制减 小了飞船的回转圆，但是不允许飞船有“点状准确的”灵活性。具有 细长流线体形的飞船的另一缺点是其极高的侧风敏感性，这就要将飞 船系牢在地面，使得它如同一小船在浮标旁在风中旋转，为此一般需 要锚固式杆。

此外已知垂直起飞的飞机，其驱动装置可从具有水平螺旋浆旋转 平面的竖直浮力位置和从具有竖直螺旋浆旋转平面的水平推进位置 摆出来。具有可摆动的驱动装置的垂直起飞的飞机的问题是要控制在 驱动装置摆动时产生的离心力，该离心力经由稳定的支撑结构支撑在 飞机的机翼和机身上。由于上述离心力，驱动装置只能相当缓慢地摆 动。控制这种垂直起飞的飞机基本上同样是用空气动力的控制装置。 在这种飞机垂直起飞时，由于驱动装置必须产生整个飞机的浮力，因 此除了飞机自重外可运输的载荷是很有限的。

因此，本发明的任务是提出一种上述类型的飞机，它将空气静力 的飞机的优点和垂直起飞的飞机的优点结合在一起，从而能够将大的 负荷运输很长的距离，同时又能快速和精准地着陆，而为此毋需特殊 的地面基础设施。

这一任务是这样解决的，即各个螺旋浆旋转平面可相对于对螺旋 桨轴加载的相应驱动装置的输出轴朝四周倾斜。

除了基本上设计为驱动装置可绕横向轴摆动外，螺旋桨旋转平面 的上述可倾斜性实现了飞机的推力矢量控制，它反应快，在飞机起飞 和降落时也能提供非常灵活的控制性能。由于这一推力矢量控制(在 足够的驱动功率的前提下)能够使具有空气静力的浮力体的飞机基本 上点准确地着陆。为此获得了下述优点，即飞机可以在相当小的野外 着陆场下降，因此例如可在工厂的仓库装上荷载并直接在接收方放 下。

转子平面的倾斜基于作用在螺旋桨叶片上的空气动力而实现对各 个螺旋桨叶片的各迎角的单独调节。这样只有推进、提升和控制用的 推力矢量作为力引入机身。在推力矢量快速建立时产生的反作用转 矩，例如相应驱动机或螺旋桨的离心力矩支持在周围的空气中，而不 支持在飞机的结构上。按这一方式，螺旋桨平面相对于输出轴也可以 在很大的角度范围沿每一方向很快地倾斜，而不必将由离心力矩引起 的反作用力传递到机身上。螺旋桨旋转平面相对于对螺旋桨轴加载的 相应驱动装置的输出轴的倾角可以为±20°和±50°之间，优先为±25°和 ±35°之间，最好为30°。由于本发明飞机的推力矢量控制不仅在推进位 置而且在驱动装置的浮力位置工作，因此，在驱动装置运行时的短暂 的着陆定顿只需要很少的费用将飞机系牢在地面上，因为反应快的推 力矢量控制即使在有侧风或风暴时也能使飞机在着陆场位置稳定。因 此，本发明以飞机与着陆场的形状或设置在地面上的着陆装置例如锚 固件无关，可以牢固系住飞机。虽然如此，在驱动装置切断，飞机长 时间停留时需要将飞机按已知的方式系牢在地面上。这可以通过锚固 在飞机下侧整体成型的着陆脚或借助于安装在机身上的最好是中央控 制的侧风系统来实现。本发明飞机的反应快的推力矢量控制允许从飞 机的悬浮状态中接收载荷和位点准确地放下载荷，而不必使飞机着 陆。

在本发明的一个特别有利的结构中，机身被同时设计为空气动力 的浮力体。为此，机身在巡航中除了空气静浮力外也产生空气动力浮 力。

在本发明的飞机中可以取消与飞行压头有关的主动操纵的空气 动力控制装置，因此不必设置高度或侧向导向机构，后者会提高飞机 的侧风敏感性和风暴敏感性，仍管在起飞和着陆阶段飞行速度很低时 对飞机的控制没有明显的附带作用，因此对飞机的控制只由推力矢量 控制承担。因此飞机可以设计成简单的造型。

如果机身具有基本为圆形的平面图，则一方面在相同长度时由于 其体积要比传动结构的飞船的之字型形状大而具有明显较高的浮 力，这间接导致较大的有用负荷；另一方面，在相同体积时，外壳的 无价值的表面减少，这导致重量减少和摩擦阻力的降低。此外，由此 也明显减少了侧风敏感性。

如果机身具有基本为椭圆形的横截面，从而明显降低水平飞行时 的流动阻力，则是有利的。

如果机身的横截面具有大致为椭圆形的非对称形状，即形成上壳 的上部要比形成下壳的平坦的下部更加拱起，则机身在巡航及水平位 置时除了空气静力浮力外还有动力浮力，这可以在起飞和着陆时利用 到的转子浮动。此外，不同的拱起度平衡了非对称的有争议的机身的 上壳和下壳中的结构负荷。

机身最好至少在赤道范围具有一轮圈状的加固环，它形成机身的 水平加固，因为它吸收了上壳和下壳的径向力，此外例如在迎流侧支 持了出现在飞身上的风滞压力。

如果加固环的横截面的外周围具有部分椭圆的形状，则是特别有 利的。这样加固环的截面适合赤道范围的机身横截面的形状。

其它有利的结构是加固环在夹层结构中具有纤维结合的材料。这 样，在高强度和低重量时获得了所要求的弹性，这一弹性允许加固环 在预定的极限内变形。由于这一弹性变形，例如由驱动装置支撑结构 引入加固环的力和扭矩可以由机身外壳结构承受并继续传递。在压力 作用下椭圆形的机身的尽可能大的力臂和固有的形状稳定性尤其适 用。轮圈状的加固环的首要任务是吸收从外壳结构至机身的水平加固 件的径向力。

由此合成的压力由两个整体成形在加固环中的具有很高耐压强 度的支撑件承受是有利的。在上述支撑件上最好也锚固着机身的上壳 和下壳。

为了限定要求的径向弹性，加固环至少具有一个最好设计成构架 结构的支撑架，该支撑架的横截面最好基本上为三角形，其中的两个 角由整体形成在加固环中的支撑件形成，三角形的顶点指向机身内 侧。

如果支撑架至少部分整体形成在加固环中，则是有利的。

按照本发明的另一有利的结构，如果每两个驱动装置共同固定在 一个最好是非刚性安装在机身上的支撑结构上，则在起飞和着陆阶段 由各驱动机的提升推力和悬挂安装的螺旋桨轴引起的弯曲力矩直接 从一个驱动装置导向另一个，而且是将力通过整个机身结构传递。这 两个驱动装置相互支撑在它们的支撑结构上。

各驱动装置和/或它们的支撑结构连同驱动装置最好经推力支柱 而相互非刚性连接，以形成一个驱动装置支撑架，后者由于其非刚性 连接而可以交叉和扭曲。

驱动装置和/或其支撑结构最好非刚性地安装在轮圈状的加固环 上。按这一方式，驱动装置整合在驱动装置支承架中，后者非刚性地 安装在轮圈状的加固环上。通过这一结构，由各驱动装置引起的力大 部分经驱动装置支撑架传递，从而加固环和机身外壳结构由上述的传 递而减轻负荷。此外，由此支持了振动技术上的脱开。

如果前驱动装置和后驱动装置分别离纵向中间平向间隔不同的 距离，则保证后驱动装置不处于前驱动装置的涡漩尾迹中。

此外，或作为另一种方案，前后驱动装置也可以安装在飞机的不 同高度，以便获得尚要改善的效果。

在本发明的一个特别有利的结构中，飞机设有四个驱动装置，它 们最好成双设置在支撑结构上。最好分别在围绕飞机的圆形平面图的 假想的四角或部分穿过圆形平面图的四角的范围设置一个驱动装置 (或者根据驱动装置的数目而且不同的角)。

在每个驱动装置中最好设置两个相互平行运转的驱动机。

这样在每个驱动装置内获得冗余，而在一个驱动装置的驱动机故 障时在只有很小推力损失时也能可靠地运行整个驱动装置。这样提高 了飞机的运行可靠性，因为整个驱动装置的完全故障由于有双倍的驱 动机而大为减少。设置四个这样的双倍驱动装置提供了完全的驱动冗 余，即使在带最大起飞质量起飞时，即垂直飞行时有一个驱动机故 障。在起飞时，如果一个驱动装置故障，则只有两个对角线相对的驱 动装置提供浮力，在最大起飞质量时也能保持很小的下降速度。其中 可以使用第三个有运行能力的驱动装置来稳定飞机防止绕横轴和纵 轴摇动。在这种驱动装置损失时，如果已经达到足够的飞行高度，则 可以在巡航中进行转变。在巡航中，按要求的方式设有四个驱动装置 的飞机在一个驱动装置完全停机时也保留完全的飞行性和可操纵 性，因为在这种情况下保证在飞机的每一侧相对于纵向中间平面尚有 一个驱动装置起作用，其中第三个起作用的驱动装置用于飞行状态调 节。

在机身的下部最好设计成输送货物的货舱，在货舱下方一个最好 设计成板状的着陆脚可以移出。

在一个有利的实施例中，货舱设有至少一个斜面，其中最好在两 个相互背离的侧面设有两个斜面。设置一个斜面使飞机的装载和卸载 容易，而在相互背离的两侧设置两个斜面可以在所谓的滚装作业中快 速地装载和卸载。

如果在货舱的下方，在其四周的范围向下指向地设置一个可气动 移出的膜盒状的环状凸起作为着陆脚，则通过由环状凸起构成的着陆 脚可以缓冲着陆冲击，并且由于小的面积压力而也可以在未加固的基 础上着陆。为了调整确定的高度，气动可移出的环状凸起具有一体的 高度限制。

在本发明的另一结构中，在机身赤道范围的前部设置一个最好部 分为双层结构的客舱，这样飞机可作为乘客运输工具使用。

其中，客舱最好悬挂在轮圈状的加固环中，最好也悬挂在驱动装 置支撑架的支持结构中。

在一个优选结构中，在机身赤道范围的后部设置一个行李舱和货 舱。行李舱和货舱设置在飞机的后部连同设置在飞机前部的客舱而尽 可能使飞机基本平衡。

行李舱和货舱最好悬挂在轮圈状的加固环中，最好也悬挂在驱动 装置支撑架的后支撑结构中。

在一个有利的改进中，在下壳中设置一个在下壳中一体形成的中 央体，在其下侧最好设计一个可气动移出的膜盒状的环状凸起作为着 陆脚。

如果中央体这样悬挂在由上壳和下壳组成的机身的外壳结构 中，即它在硬性着陆时能向上弹起，则可以缓冲客舱、行李舱和货舱 以及驱动装置支撑架，避免了客舱的着陆冲击，从而避免了乘客的着 陆冲击，以及行李舱和货舱以及驱动装置支撑架的着陆冲击。

中央体最好至少设有一个用于从外部接近的斜面。

如果客舱和行李舱以及货舱经未包壳的输送支柱与中央体连 接，则提供了在中央体和客舱以及行李舱、货舱之间的相对于周围的 机身内腔未防护的连接途径。如果输送支柱和中央体之间的连接被设 计成非刚性的，则中央体可以弹起。其中至少设置两个最好三个输送 支柱。

在另一个有利的实施例中，机身具有一个支撑结构和一外壳，其 中，机身外壳至少在上壳范围的一部分可以加热。加热，尤其是对朝 向机身内侧的上壳一侧的加热可以去除机身外壳上的冰，从而在坏天 气时明显提高了飞机的运行安全性。

机身外壳的可加热段最好设计成双壁形，并由热空气或另种一种 比机身环境热的气体按需要流过。为此不仅能使用驱动装置的废热， 也能设置独立的加热装置。如果机身外壳内的压力是可调的，则是有 利的。这种结构支持了机身外壳有效地去冰，从而支持了飞机在坏天 气时的可靠飞行。

在本发明又一特别有利的实施例中，设置一中央调节，最好是数 字调节，以便单独或共同控制所有驱动装置的螺旋桨叶片的迎角，最 好只用于飞行状态调节，以及在垂直起飞和着陆中、水平巡航中以及 在上述两种状态中的飞行控制。中央调节用于飞机的所有运行状态， 保证了稳定的飞行性能，从而减轻了飞机驾驶员的任务。

作为中央调节的冗余设有一附加的人工飞行控制，在中央调节故 障的情况下能够使驾驶员稳定飞机的性能。

本发明飞机的推力矢量控制由具有至少一个螺旋桨的驱动装置 提供，其中，螺旋桨旋转平面设计成可相对于对螺旋桨轴加载的驱动 机的输出轴倾斜，其中螺旋桨的旋转运动的均匀性可这样实现，即螺 旋桨轴和对螺旋桨轴加载的驱动机的输出轴最好经由双万向接头相 互铰接。通过本发明的驱动装置的这一结构获得了与螺旋桨旋转平面 在浮力位置和推进位置之间的摆动状态无关的螺旋桨旋转平面以假 想圆盘的形状附加地朝四周有效倾斜，这样实现了推力矢量的快速和 立即的有效改变。驱动装置具有相对于驱动机的输出轴可朝四周倾斜 的螺旋桨旋转平面的这种特殊结构不仅可用于本申请中所述的飞 机，也能用于一般的飞机例如飞船，其条件是由旋转的驱动装置引起 的推力矢量能快速地改变其作用方向。

对于尤其在飞机中的实际应用，除了高灵活的推力矢量控制用的 前述的性能外，螺旋桨驱动装置具有下列优点：

-螺旋桨平面可以与飞行状态或飞行位置无关地始终垂直于入 流方向指向。

-在侧风入流时可以建立补偿的平衡推力分量。

-在螺旋桨平面倾斜入流时没有弯曲力矩作用在螺旋桨轴上，因 为螺旋桨平面的摆动力矩在循环单独调节叶片时被消除。

如果将螺旋桨的桨毂经由万向节环安装成万向的，从而推力矢量 控制能实现螺旋桨旋转平面的倾斜，则是有利的。

在驱动装置的一个有利的改进结构中，螺旋桨叶片无水平铰和竖 直铰或等效作用的弹性件而安装在相应的螺旋桨桨毂上。

各螺旋桨叶片的迎角最好借助于摆动轮盘公共调节，以及相对于 螺旋桨旋转平面单独调节。这样布置的螺旋桨叶片和经摆动轮盘对其 迎角的控制实现了螺旋桨旋转平面直接跟踪迎角变化的倾斜，从而获 得了控制飞机用的要求的推力矢量改变。

叶片迎角的循环改变如同直升飞机转子中一样经由摆动轮盘实 现。然而不同的是，螺旋桨叶片的根部在螺旋桨平面的动态摆动过程 之后不再被循环调节到垂直于入流方向的平面内，因为与直升机固定 的螺旋桨毂不同，本发明的螺旋桨桨毂连同螺旋桨旋转平面相对于输 出轴摆动。在本发明的上述实施例中，摆动轮盘、螺旋桨桨毂和螺旋 桨叶片在摆动过程之后又在相互平行的平面内旋转。

原则上螺旋桨旋转平面相对于对螺旋桨轴加载的相应驱动机的 输出轴的倾角可以是±20°和±50°之间，优先是±25°和±35°之间，最好 是±30°，如前面所述。然而，如果螺旋桨旋转平面相对于对螺旋桨轴 加载的相应驱动机的输出轴的倾角为大于±45°，则在驱动机适当倾斜 安装在飞机上时，只要通过螺旋桨旋转平面的倾斜就可调节浮力位置 和推进位置。

然而，最好设置一个摆动机构用来将驱动装置固定在飞机上，允 许驱动装置围绕摆动轴在浮力位置和推进位置之间摆动。在浮力位 置，输出轴大体竖直指向，而在推进位置，输出轴大体水平指向。飞 机在垂直飞行和水平飞行之间的每一过渡阶段，螺旋桨旋转平面从水 平位置(浮力位置)摆动到竖直位置(推进位置)同样是螺旋桨叶片 的单独的迎角调节经由流体动力实现，并使驱动机的输出轴围绕摆动 轴例如一根平行于飞机横轴的轴线摆动。

最好设置一个跟踪装置，它跟踪由于作用在螺旋桨上的流体动力 和由此引起的离心力产生的驱动装置尤其是螺旋桨旋转平面的摆动 运动，并最好无反作用力地支持这一摆动运动。其中，该跟踪装置以 很缓慢的调节速度(约系数5)跟踪螺旋桨旋转平面的摆动运动。该 摆动运动是由于作用在螺旋桨上的流体动力(在飞机上应用时是空气 动力)和由此引起的离心力而产生的。

在另一结构形式中，螺旋桨桨毂安装在一单根轴的倾斜接头中， 其倾斜轴线垂直于驱动装置的摆动轴延伸，因此，螺旋桨桨壳绕倾斜 轴线的可倾斜性连同驱动装置绕其摆动轴的可摆动性就允许螺旋桨 旋转平面沿所有方向倾斜，其中，跟踪绕驱动装置的摆动轴的摆动运 动的跟踪装置的调节速度与流体动力引起的螺旋桨旋转平面的倾斜 运动的调节速度大致相同，以便获得一种基本上无反作用的摆动运 动。在这一结构型式中，取消了上述的螺旋桨桨毂的万向节的支承。

在一个优选的改进结构中，在螺旋桨桨毂中整体形成一个设计成 行星齿轮箱的减速箱。该减速箱从驱动机的输出轴最好经由双万向接 头或同步接头而承受旋转，并在减小输出轴的转速后输给螺旋桨桨 毂。为此使螺旋桨驱动装置的双万向接头或同步接头减轻很大的力 矩，后者尤其是在大直径的螺旋桨运行时可能产生。

本发明驱动装置的这一结构，基于其由螺旋桨叶片的迎角的可变 节距的调节所引起的螺旋桨旋转平面的倾斜，保证了螺旋桨旋转平面 无反作用地从其当前位置移出，从而保证无反作用地改变推力矢量。 因此在这一结构中没有离心力作用在机身上，从而在要求灵活的飞行 控制和飞行状态调节的快速推力矢量改变时也可以消取昂贵的和笨 重的支撑结构以及对机身的加强。

此外，本发明涉及一种控制带螺旋桨驱动装置的飞机的方法，其 中，每个螺旋桨的各个叶片的迎角可单独循环调节，因此，螺旋桨旋 转平面无反作用地由于空气动力和由此引起的离心力而倾斜。这一方 法能反应快速地控制螺旋桨飞机，从而尤其在低飞行速度的范围能够 比传统的经由升降舵、方向舵和横向舵的空气动力的控制更快地改变 方向。

下面借助于实施例参考附图对本发明作进一步的说明。其中：

图1处于巡航状态的客运型式的本发明飞机，

图2客运型式的本发明飞机的等高剖视图，

图3处于在无地面设施着陆状态的客运型式的本发明的飞机，

图4处于在无地面设施着陆状态的货运型式的本发明的飞机，

图5货运型式的本发明飞机的等高剖视图，

图6货运型式的本发明飞机的剖切俯视图，其具有一个前后驱动 装置用的支撑架，

图7具有加固环和支撑结构的本发明飞机的局部剖开的侧视图片 断，

图8可倾斜的驱动装置的第一实施例的局剖侧视图，

图9可倾斜的驱动装置的第二实施例的局剖侧视图。

图1表示处于巡航状态的本发明飞机的客运型式的侧视图。飞机 具有一个大体设计为空气静力的浮力体的机身1。机身1主要充有比 空气轻的气体，最好是氦气。

机身1设计成旋转的椭圆，从而具有大致为圆形的轮廓和椭圆形 的横截面。机身1相对于其赤道面的上部，其被称为上壳2，要比位 于赤道面下方的、称为下壳3的机身1的下部拱起更多，下部设计得 较为平坦，因此，与上壳2相比具有较小的高度。

尽管机身1在平面图中被设计成圆形，但它沿飞行方向具有一定 的前端，该前端由鼻状地安装在机身1的赤道圆周上的驾驶舱4限 定。机身1的赤道圆周的前半部设有在机身壁上构成的双层客舱38 的上层窗口5(图2)。下层另一排设计为全景窗6的窗口设置在机 身1的最前部分在驾驶舱4的下方和其侧面。在机身1的两侧设置两 个前驱动装置7、8以及两个后驱动装置9、10。

前驱动装置7、8分别设有一个沿飞行方向向前指向的螺旋桨11、 12，它们被设计成牵引式螺旋桨，其叶片11’，12’设计成如同传统螺 旋桨飞机的叶片。螺旋桨的直径在直升飞机的螺旋桨的直径范围。

后驱动装置9、10具有一个相对于飞行方向向后指向的螺旋桨 13、14，它们被设计成推进式螺旋桨。后驱动装置9、10的螺旋桨叶 片13’，14’同样设计成直升飞机类型，后螺旋桨13，14的直径大致 与前螺旋桨11、12的直径相同。

前驱动装置7、8经各自的横向控制杆15、16或18、19以及纵 向控制杆17或20安装在机身上。

后驱动装置9、10经各自的横向控制杆21、22或24、25以及各 自的纵向控制杆23或26安装在机身上。

前驱动装置7、8位于赤道面的上方，后驱动装置9、10位于机 身1的赤道面的下方。

图2表示客运型式的本发明飞机的等高的剖视图，其中，上壳2 的机身外壳2’绝大部分被剖去，下壳3的机身外壳3’在左边后驱动装 置9的范围被剖去。

在机身1的赤道范围设置了一个轮圈状的加固环27，其在上边缘 和下边缘分别具有一个环状的耐压支撑件28、29。在环状的支撑件 28、29之间设置一环状的壁30，它将前支撑件28和后支撑件29相 互连接在一起。加固环27的结构下面借助于图7还要作详细的说明。

前驱动装置7、8经一个构架状的前支撑结构31相互连接，其中， 前上横向控制杆15、18和前下横向控制杆16、19构成前支撑结构31 的构件。

后驱动装置9、10经后支撑结构32相互连接，其中，后横向控 制杆21、22、24、25构成后支撑结构的构件。

每一侧的前纵向控制杆17、20与飞机同一侧的后纵向控制杆 23、26相连接，其中，在各自的连接部位设置一个构架状结构33、 34，以便平衡驱动机构不同的高度位置，从而平衡其纵向控制杆的不 同高度位置。

纵向控制杆17、23或20、26连同有关的构架状连接结构33或 34分别构成左推力支柱36或右推力支柱37。

前支撑结构31、后支撑结构32、左前纵向控制杆17、左后纵向 控制杆23、它们的左构架状连接结构33、右前纵向控制杆20、右后 纵向控制杆26和它们的右构架状连接结构34共同构成驱动支撑架 35，它将四个驱动装置7、8、9、10相互连接在一起，其中，各自的 纵向控制杆17、23、24、26与相应的支撑结构31、32非刚性连接， 以使允许驱动支撑架35的扭转和交叉。

驱动支撑架35在前后支撑结构31、32以及左右推力支柱36、37 的范围非刚性地悬挂在轮圈状的加固环27上，以便允许在驱动支撑 架35和轮圈状的加固环27之间的扭转。

在机身1的前部设有半环形的乘客舱38，它悬挂在轮圈状的加固 环27和驱动支撑架35、尤其是其前支撑结构31上。乘客舱38的窗 口5设计在加固环27的前部，在其环形壁上。

在机身1的下部设有货物和乘客行李箱用的行李舱和货舱39。行 李舱和货舱39悬挂在加固环27和后支撑结构32上。在行李舱和货 舱39的下侧设有井筒40，它从行李舱和货舱39的底部通至下壳3 的壁。井筒40的下侧可被一个安装在下壳3壁中的活板41封闭。一 个图2中未示出的绳索牵行机或提升机设置在行李舱和货舱39的井 筒40的范围，以便将货物从行李舱和货舱39下降至着陆场的表面， 或将货物从那里输送到飞机内。

在机身的中部设置一个圆柱形的中央体42，它竖在下壳3的下侧 上构成的着陆脚43上并经过未包壳的输送连杆44、45、46与乘客舱 38和行李舱和货舱39相连。中央体42至少伸至赤道面的范围或略微 超出，然而在中央体42的上侧和上壳2的壁之间留有明显的竖向间 距。中央体42这样悬挂在由上壳2、下壳3和加固环27构成的机身 1的套筒结构上，使得其在飞机硬性着陆时能向上弹起，从而能缓冲 乘客舱38、行李舱和货舱39以及驱动支撑架35，其中，输送杆44、 45、46与中央体42非刚性相连，以便它们也能够弹起。

在下壳3的下部设置一个未包壳的通道47，从中央体42径向向 外延伸至下壳3的壁或外壳3’，通道47可由一个在下壳3的壁中构 成的通道斜面48关闭。在中央体42内部设置有梯子和/或升降机， 它们将通道47高度上的中央体42的下登机区与输送杆44、45、46 的通道区相连。

此外，从图2可以看出，驱动装置7、8、9、10设计成有角度的， 其中驱动机49、50、51、52分别设置成垂直于通过中央体和驾驶舱 延伸的飞机的纵向中间平面，最好是水平的。前驱动机49、50与各 自的前上横向控制杆15或18同轴取向，而后驱动机51、52与各自 相应的后下横向控制杆22或25同轴取向。因此，驱动机49、50、51、 52的轴线位于平行于飞机的赤道面的平面内。

每个驱动机49、50、51、52经一个在图中未示出的锥齿轮传动 装置分别与相应的驱动装置的前部53、54或后部55、56相连，锥齿 轮传动装置的各输入轴与相应的驱动机的输出轴相连，传动各螺旋桨 的传动轴位于一个与各传动机构的旋转轴成直角的平面内。为此，在 图2中传动轴处于水平位置。每个驱动装置7、8、9、10中的锥齿轮 传动装置可从图2中的驱动装置7、8、9、10的成角度的结构中看到。

每一驱动装置7、8、9、10安装成可绕它们相应的驱动机49、50、 51、52的旋转轴线旋转，这样前驱动装置7、8的图2中处于水平的 各前段53、54或各后驱动装置9、10的图2中处于水平的后段55、 56可在图2所示的水平方向和垂直方向之间摆动。传动机构的相应传 动轴分别位于各段内。

图3中表示处于着陆后的状态的飞机的侧视图，其中，各传动轴 所处的驱动装置7、8、9、10的段53、54、55、56摆动到垂直位置。 因此，在图3中驱动装置7、8、9、10的各螺旋桨旋转平面是水平延 伸，因此图3同时也表示了驱动装置的起飞和着陆位置。

此外，在图3中可以看到行李舱和货舱39的打开的活板41以及 通向中央体42的通道47的放下的通道斜面48。在机身1的下壳3 的下方可以看到一膜盒式的环状凸起57，它从下壳3的下壁向下移 出，已着陆的飞机支撑在上述环形凸起上，其中该环形凸起57用作 着陆脚。

此外，从图3中可以看出，前驱动装置7和未示出的前驱动装置 8相对于图1所示的巡航位置向上转动，这样，螺旋桨11的平面位于 相应的驱动机49的上方，后驱动装置9的螺旋桨13的平面同样如同 不可看到的后驱动装置10一样位于相应的驱动机51的下方。各螺旋 桨平面的不同的位置是由前螺旋桨为牵引式螺旋桨而后螺旋桨为推 进式螺旋桨引起的，因此，用图3所示的装置不仅能使前驱动装置， 而且能使后驱动装置产生向上的推力。

图4表示本发明飞机的一个实施例，它被设计成货运型式，如同 图3中用于客运型式一样处于运行状态。在货运型式中没有在客运型 式中设置的窗口5和7。为此，在下壳3中设计有图5中所示的、在 平面图中大体为八角形的货舱58(图5)。货舱58在其底部设有与 平面图相适应的向下指向的膜盒状环形凸起59。该凸起具有客运型式 中的环形凸起57相同的用于着陆脚的功能，然而其所界定的适应于 货舱平面图的底面要大于客运型式的环形凸起57。

此外，在图4所示的货运型式中设置有一个在下壳3的壁中的前 斜面60和一个后斜面61。前后斜面从前方和后方通过前通道62或后 通道63通向货舱58(图5)，这样就能容易地同时对货舱58进行装 货和卸货。

图5再次给出了本发明飞机的局部剖开的等高视图，其中，图5 的视图原则上与图2的客运型式的视图相同。这一型式中的驱动支撑 架64的结构也基本上与客运型式的驱动支撑架35相同。具有上壳2 和下壳3以及轮圈状加固环27的机身1基本上与图2中所示的客运 型式相同，为了避免重复，因此有关结构基本相同的结构件以及结构 基本相同的驱动装置的说明请参阅图2的说明。货舱58基本上位于 机身1的下壳3范围，货舱58的上壁与上壳2的上壁明显隔开，以 便货舱58也能弹起，从而使驱动支撑架64缓冲。货舱58的高度最 大为飞机总体高度的四分之一。

图6表示图4和5的货运型式的剖切平面视图，其中，在沿飞行 方向看去的右侧表示了前右驱动装置8和后右驱动装置10处于其竖 直飞行位置(具有水平的螺旋桨平面)，沿飞行方向看去的左侧驱动 装置，左前驱动装置7和左后驱动装置9处于巡航位置(具有竖直的 螺旋桨平面)。这一具有不同转向的驱动装置的图示只是用于更好的 理解，而不代表实际的飞行状态。

驱动装置基于浮力的分配最好设置在纵向方向，这样，在垂直起 飞时所有驱动装置Arot的浮力重心和机身体积Aaerostat的空气静 力浮力的合力通过飞机的质量重心G。质量的分布和空气静力学的浮 力Aaerostat的分布最好这样来布置，即质量重心G在空心静力浮力 中心前这样远，即在例如因燃料耗尽而使所有驱动装置停机后，在预 选的低的飞行速度时能建立飞行力学稳定的滑行。相应地，在图6中 描述了用各名称表示的点，Aaerodyn表示空气动力的合成浮力的作用 点，Aaerostat表示机身体积的空心静力的浮力的作用点，Arot表示 所有驱动装置的浮力重心，G表示飞机的质量重心。

在图6中可以清楚看出，各横向控制杆15，16；18，19；21，22； 24，25相对于飞机的横向轴y从设置在机身内的前支撑结构31的中 间段或设置在机身内的后支撑结构32的中间段起略微向外指向，即 从前支撑结构31向前和从后支撑结构32向后成角度。在图1的侧视 图中可以看到巡航状态的螺旋桨平面相对于通过飞机横向轴的竖直 平面的倾斜位置。倾斜位置的作用是环绕飞机的空气流大致轴向地流 过巡航状态(图1)的处于正常位置的螺旋桨。

图7表示本发明的飞机在赤道范围的局剖侧视图片断。加固环27 具有一管环的上支撑件28和一管状的下支撑件29，它们在壁30的上 周缘或下周缘上层压在夹层状的环状壁30中。壁30的轮廓部分椭圆 状地外凸。上壳2的机身外壳2’以及下壳3的机身3’通过适当的紧固 装置固定在上支撑件28或下支撑件29上。为此，各支撑件28、29 具有一个不同于图7所示的圆形的适当形状的横截面形状，而能将各 机身外壳的相应紧固件安装在相应的上支撑件28或下支撑件29上。

机身外壳由适当柔性材料制成，例如用于飞船的那种。本申请中 所选用的名称上壳和下壳并不意味着刚性结构，而只是表示处于低压 状态的机身的几何形状。

上壳2设计成双壁，其中，内壳2”与外壳2’隔开，并形成一个 通道。在上支撑件28中构成的排气孔65通入上述通道。外壳2’和内 壳2”之间构成的空间也可以子午线状地分成多个通道。在上壳2的 最高点，在外壳2’中设置一个未示出的中心上排气孔。这样通过上支 撑件28输入的热空气可以从孔65流入内壳2”和外壳2’之间构成的 通道内，并从中心上排气孔再次逸出，其中，热空气加热外壳2’，从 而能使外壳除冰。

此外，图7表示了构架状的支撑架66，它安装在加固环27的径 向内侧，并在拉入环形内支撑件67的情况下将上支撑件28和下支撑 件29连接在一起。支撑架66用于加强加固环27。

为了控制，没有传统空气动力学控制装置的飞机具有特殊的驱动 装置7、8、9、10，它们由于具有可倾的螺旋桨旋转平面113的特殊 设计的转子头部110而可借助于螺旋桨来进行推力矢量控制。

这种驱动装置的转子头部110以及其变型将在下面参考图8和9 说明。

在图8中表示了驱动装置7、8、9、10中的一个驱动装置的本发 明转子头部的第一实施例。转子头部在其图8的下部具有一个螺旋桨 支架的设计成空心圆筒形的前段101或驱动装置外壳，它与本发明飞 机的前驱动装置7、8的前段53、54或后驱动装置9、10的后段55、 56相同。

在前段101的内部同轴设置一个圆柱形的内辅助支撑管102，它 经过环状的间隔垫103与圆筒形的前段101相连。

圆柱形的内辅助支撑管102的内部同轴经轴承可旋转地安装一根 轴104。轴104是图2示意所示的驱动机49、50、51、52之一的输 出轴。它可以与相应的驱动机的旋转轴同轴设置，或者如同图1～7 中的例子经一锥齿轮传动装置与驱动机的旋转轴相连。此外，轴104 可以是设置在驱动机后的减速器或主传动箱的输出轴。

在螺旋桨支架的圆筒形前段101或驱动装置外壳的自由端，在前 段101的空心圆筒形的外壳内可转动地安装一个万向节环106。万向 节环106的旋转轴106’与圆筒形前段101的纵轴101’成直角。万向节 环106按已知的方法经支承螺栓107、108支承在空心圆筒形的前段 101上。

在万向节环106的内部借助于两个在空心圆柱形支撑管109的下 端径向相对的两侧轴向凸起的连接板111将螺旋桨桨毂110的圆柱形 支撑管109可旋转地安装在万向节环106中。连接板111和空心圆柱 形支撑管109绕着转动的倾斜轴111’垂直于空心圆柱形支撑管109的 纵轴109’，并垂直于万向节环106的旋转轴106’。按这一方式形成一 个外万向接头112，其中心点由轴线101’，106’和111’的交点构成。 该万向接头允许螺旋浆平面113相对于螺旋桨支架的前段101或驱动 装置外壳的纵轴101’沿任意方向倾斜，上述纵轴同时构成输出轴104 的旋转轴104’。

在输出轴104的自由端范围设置两个直径相对的内部的下回转轴 承114、114’，其中安装一根径向穿过输出轴104的轴115，其旋转 轴线115’与输出轴104的旋转轴线104’成直角。旋转轴线104’本身 与前段101的纵向轴线101’同轴延伸。轴115为了在其中间构成一个 下万向接头(沿纵向看)而设置两个侧轴颈116，其旋转轴线116’与 旋转轴线115’成直角。

在轴颈116上分别可旋转地安装一根从空心的输出轴104的自由 端延伸出的连接轴118，它的背离轴颈116的一端支承在轴颈117上。 轴颈117的旋转轴线117’平行于旋转轴线116’。为了在轴119的中心 (沿纵向看)构成一个上万向接头将轴颈117侧向安装在轴119上， 其旋转轴线119’垂直于旋转轴线117’地延伸。

轴119可旋转地安装在两个内部上回转轴承120、120’中，它们 设置在螺旋桨轴121的自由端的范围。螺旋桨轴121的旋转轴线121’ 垂直于螺旋桨旋转平面113和旋转轴线119’。

按这一方式构成一内部的双万向接头122，其万向节十字头定位 成与外万向接头112的中心点等距。这样就做到了在螺旋桨旋转平面 113倾斜时，输出轴104的旋转轴和连接轴118以及连接轴118和螺 旋桨轴121之间的角度总是大小相同并与螺旋桨旋转轴113的倾角之 半相同。输出轴104的旋转从这样构成的双万向接头均匀地传递到螺 旋桨旋转平面113任意倾斜位置的螺旋桨轴121上。

螺旋桨轴121的旋转轴线121’和输出轴104的旋转轴线104’在外 万向接头112的中心相交，也就是说，在万向节环106的转动轴线106’ 和连接板111的倾斜轴线111’的交点。

在螺旋桨桨毂116中设置一行星齿轮箱123，其中心轮与螺旋桨 轴121相连，在空心轮124上安装螺旋桨叶片125。行星齿轮箱123 的行星轮安装在行星轮架上，后者与圆柱形的支撑管109固定连接。

螺旋桨叶片125、125’是这样安装在空心轮124上，即可以调节 螺旋桨叶片125、125’的迎角。为此，每个螺旋桨叶片125、125’经相 应的上调节杆126、126’借助于各自的上万向球接头128，128’与摆动 轮盘127铰接。摆动轮盘127由一个内支承环129和一个外支承环130 组成，其中上万向球接头128、128’设置在内支承环129上。环状摆 动轮盘127的平面延伸通过外万向接头112的中点，它也可以与螺旋 桨桨毂错开。

在摆动轮盘127的外支承环130上设置有下万向球接头131、 131’，其上支承着下调节杆132，132’，它们沿着螺旋桨支架的前段 101或驱动装置外壳延伸，并可经由相应的活塞-缸体单元133、133’ 轴向调节。活塞-缸体单元133、133’设置在前段101外，但是它们 也可以设置在管状前段101的内部，在前段和圆柱形的内辅助支撑管 102之间。

借助于活塞-缸体单元133，133’、下调节杆132、132’、摆动轮 盘127和上调节杆126、126’，不仅可以单独调节每个螺旋桨叶片 125、125’的迎角，而且经由上述调节机构同样可以共同调节螺旋桨 叶片的迎角，其量为所有螺旋桨叶片具有共同的迎角差。

图9表示图8的转子头部的变型，其中的外万向接头112由一个 简单的围绕轴线旋转的接头代替，如同下面借助于与图8的转子头部 的差别所说明的一样。

在螺旋桨支架的前段101或驱动装置外壳的图9的上自由端设置 一个连接板134，后者从圆柱形的前段101的自由端的端侧沿前段101 的纵向凸起，并设置在前段101的对角线相对的两侧。在下连接板134 上可转动地安装螺旋桨桨毂的圆柱形支撑管109的连接板111，其 中，倾轴111’垂直于前段101的纵向轴线101’。按这一方式形成一个 倾斜接头134’。为此，轴线101’和111’分别与将驱动装置固定在飞机 上的紧固装置135的转动轴线135’成直角延伸。

在这一转子头部中，螺旋桨的旋转平面113同样可以沿每一个任 意的方向倾斜，因为，转动轴线135’提供了自由度，该自由度在图8 的实施例中由万向节环106的转动轴106’提供。

在图8所示的具有外万向接头112的实施例中也设置有围绕转轴 135’可转动的紧固装置135。

本发明不限定在上述的实施例，它只用于一般性解释本发明的核 心构思。在保护范围内，本发明的装置也可以不同于上述的结构形式 实施。本发明的装置具有特别的特征，这些特征表现为权利要求的各 特征的组合。

权利要求书，说明书和附图中的标号只用于更好地理解本发明， 而不应限制保护范围。