具有产生升力的机身的飞行器

本发明涉及一种新型的飞行器，特别是一种表现为新的形状特征 的飞行器。

传统的飞行器具有一个圆柱形的用于乘客或载运货物的机身，一 个用于升力的承载机翼和用于维持飞行稳定性的尾翼。机翼具有一个 巨大的伸展度，因而具有的缺点是，由于大的弯曲力矩产生大的作用 力并且因此机翼必须建造得笨重牢固。在传统的飞行器中可利用的容 积相对于外部的轮廓尺寸和被利用的表面而言是较小的。通过巨大机 翼产生的升力则由于这种附加的重量又被部分地抵消了。

也已经描述了所谓的飞翼(Flying wings)，其中构造机身，以 便这个机身也产生升力。尾翼被省去了。人们甚至可以这样地设想并 将机身完全组合设置在机翼中，以便产生更好的飞行能力。在尾翼飞 行器中飞行能力是由机翼而俯仰控制以及纵向稳定性是由尾翼完成 的，然而一个无尾的飞行器则所有三个任务必须由机翼实现。机翼的 一个主要部分必须承担这些任务并且可以不被配置用于产生升力。因 此就必需一个比在有尾翼飞行器时更大的机翼表面。

因为飞翼只具有一个短的尾翼杠杆臂，飞翼对于重心位置是很敏 感的。由于参数的耦合，它们是很难设计。

在高速时一个飞行器的机翼可以被保持得很小。甚至可能的是， 构造飞行器的机身，以便机身在高的飞行速度时本身就可以产生所需 的升力。在这种情况下机翼变得完全不必要了。这种飞行器则被称为 升力体。升力体则由于该升力表面之较小的伸展度而具有缺点是，在 大的迎角时所感应的阻力可能变得非常高。这种结构之另外的缺点 是，在起飞和着陆时需要一个高的速度。

现在基于现有技术本发明目的是，提供一种飞行器，它具有较小 的伸展度，而同时具有良好的滑翔持性。

本发明的另一个目的是实现一个良好的可控制性。

本发明的另一个目的是实现该动力装置设置的尽可能高的效率。

本发明的另一个目的是实现用于最重要飞行阶段(起飞，爬高飞 行，巡航飞行等)之运转和动力装置的尽可能高的效率。

本发明的另一个目的是在起飞和着陆时尽可能地防止将外部杂物 吸入到动力装置中。

本发明的另一个目的是建造一种飞行器，其中通过动力装置设备 造成的附加阻力可被减小。

本发明的另一个目的是构造设计飞行器的空气动力性能和因此它 的形状应，以便提供许多位置用于安装驱动装置和所有的系统，以及 这些安装的位置可以被应用于使重心匹配。

本发明的另一个目的是使运行成本和传统的飞行器相比被减小。

本发明的另一个目的是在一个事故情况中提高乘客的幸存机会。

本发明的另一个目的是使这种飞行器的噪声排放减小。

本发明的另一个目的是提高经济性好的巡航速度。

本发明的另一个目的是减小该最小速度并因此使这种飞行器的起 飞和着陆速度下降。

本发明的另一个目的是实现尽可能好的飞行能力，特别是在慢飞 时的飞行能力。

本发明的另一个目的是减小在整个速度范围内的平衡力。

这些目的借助一种具有独立权利要求的特征的飞行器实现。优选 的实施例则在从属权利要求中描述。

特别地这些目的通过一种如下的飞行器实现，它具有：一个产生 升力的机身和两个机翼，机身的平面轮廓线在第一个五分之一中和最 后五分之一中是渐进收敛的，其中两个机翼在一个水平平面中的投影 面积小于整个升力面积的40％，位于机身的最后五分之一处的一个尾 翼，

其中该飞行器之纵向上中间的型廓具有一个负的凸弯结构，

其中该机翼的纵向型廓是正凸弯形的。

通过这种结构配置，该机身(或机身的骨架)被稍微朝下方凸弯， 同时机翼(或机翼的骨架)是至少部分地向上凸弯的。

这还具有的优点是，提高了稳定性，其中因为旋流(涡流)不会 非对称地经过机翼绽开的。

当机翼之最大翼展处于机身长度的50-60％之间时，就可以实现飞 行器的横截面沿着飞行器的纵轴线的最佳空气动力学分布。但是因此 会发生该压力中心和中性点并依此还有该重心位于相对远地靠前的位 置上，即在机身长度大约39％的地方。这样可能产生飞行器的保持平衡 的问题，因为动力装置被安置在重心的后边。另一问题是由于主起落 机构的高度所导致的，因为这个主起落机构正是被安置在重心之后边 相对靠近的位置上。

现在这个问题按照本发明如此解决，即，构造飞行器的形状，使 中性点/压力中心并因此还有重心被安置在较远的后边。由此提高了飞 机的稳定性。

因此按照本发明机翼的最大翼展可以安置在机身长度的60％和80％ 之间，但最好是在66％和80％之间。因此压力中心并由此还有重心就向 后移动。依此该飞行器可以更容易维持平衡，因为此时动力装置可以 安置在更接近重心的位置上。因此在装入所述系统和动力装置时存在 更多的活动空间用于平衡飞行器的保持。这个位于相对远靠后边的重 心的另一个优点在于，该方案可以通过一个短的主起落机构实现，从 而又产生在重量和空气阻力方面的优点。

按照本发明，该稳定性还可通过一种如此的飞行器实现，它具有： 一个产生升力的机身，其最大翼展处在整个长度的第三和第四五分之 一中并且其平面轮廓在第一五分之一和最后五分之一中是渐进收敛 的，并且具有机翼。两个机翼在一个水平平面中投影的面积小于整个 升力表面在一个水平平面中投影的40％，优选为小于30％，在一个另外 优选的变型方案中小于20％。机翼位于所述机身整个长度之第三和第四 五分之一中。该飞行器具有一个位于机身之最后五分之一上的升降 舵，其翼展最好计为在机身之第三或第四五分之一中翼展的至少90％。

本发明飞行器与公知的飞行器的区别还在于，一个沿着传统的飞 行器之纵轴线的新颖的升力表面分布。

在飞行器连同机翼的第三和第四五分之一的升力面积和飞行器的 第一和第二五分之一升力面积之间的比例优选处于1.5和3.0之间， 同时在飞行器连同机翼的所述第三和第四五分之一的升力面积和机身 的最后五分之一的升力面积之间的比例处于5.0和15之间。但是该机 身的最后五分之一的升力面积大致等于或甚至稍小于该飞行器的第一 五分之一的升力面积。

这种结构具有优点是，它可以很紧凑。通过这个较小的翼展-其通 过一个产生升力的机身和小的机翼可被实现-在该结构上作用的力矩 就小于在传统的飞行器的情况，因此，承载结构可被建造得更轻型并 尽管如此还保持稳定性。

这种结构另外的优点是，飞行器的横截面沿着飞行器纵轴线的近 乎理想的分布能实现一个在跨音速区域中更高经济性的巡航速度。

此外在一个优选的变型方案中，构造该空气动力性能和因此该飞 行器的形状，以便该主起落机构可以被构造得尽可能地短和轻便。

该机翼是小的和水平的，或几乎水平的。两个机翼在一个垂直平 面中投影的面积小于两个机翼在一个水平平面中投影的面积的60％。因 为设有一个尾翼，这样的飞行器可以容易地被控制。代替机翼上的横 向舵，只通过该升降舵的相互偏离就可实现这个围绕纵轴线的控制。

该驾驶舱最好被安置在机身上侧的一个隆起形的加厚结构中，其 中所述的加厚结构与所述机身同样长。这样的结果是，在驾驶舱和机 身之间的干扰阻力被最小化。

下面借助附图描述本发明技术方案的优选实施例。

图1表明了机身的平面图，

图1bis表明了机身平面轮廓的一个可选择的实施例，

图2表明了具有机翼的机身，

图2bis表明了具有机翼的机身之可选择的实施例，

图3表明了具有无过渡地组合一体的机翼的机身，

图3bis表明了具有无过渡地组合一体之机翼的机身可选择的实施 例，

图4表明了具有无过渡地组合一体的机翼的并具有一个升降舵的 机身，

图4bis表明了具有无过渡地组合一体之机翼的并具有一个升降舵 的机身的可选择的实施例，

图5表明了具有机身、无过渡地组合一体的机翼及一个无过渡地 组合一体的升降舵的整个飞行器之三个不同的视图，

图5bis表明了具有机身、无过渡地组合一体的机翼及一个无过渡 地组合一体的升降舵的整个飞行器的可选择实施例的三个不同的视 图，

图6表明了飞行器的一个侧视图，

图7表明了飞行器的一个主视图，

图8表明了机身的纵向的、负凸弯形的型廓，

图9表明了机身之纵向的、正凸弯形的型廓。

一个椭圆形的升力分布是用一个平面机翼产生升力的最有效形 式。具有小伸展度的机翼对于收敛及后掠的大范围来说具有几乎椭圆 形的升力分布。具有大伸展度的机翼就这方面而言则是更难办许多， 因为它不是非常需要用机翼的另外的收敛或机翼之并非完全正确的锯 齿形结构以改变这个升力分布。

当流动可以三维方式环绕流过该机体时，则环流体的有害的阻力 是最小的。

基于这种考虑，因而有利的方式是，设置该升力表面，即它可以 三维方式被环流。

由此有利的是，该升力表面的轮廓线具有一个空气动力学的型 廓。因此气流不仅在该升力表面的上方及下方流动，而且还在侧向围 绕升力表面地流动。图1表明了一个机身的平面轮廓的例子，该机身 作为升力表面起作用并按照这个原理被构型。图1bis则表明了另一个 实施例。

在这种情况下机身之平面图符合一个对称型廓，其厚度(翼展) 对应于长度的50％。此处表明一个在30和60％之间的数值是有利的， 最好在40和50％之间。

所描述的基本形状的平面图和侧面图具有两个空气动力学的型 廓，其与传统的飞行器不同，传统飞行器中只有侧向型廓是有利的符 合空气动力学的。

借助这种平面图，所述有害的阻力是最小的。但是这个感应的阻 力通过小的伸展度却是大的。在侧向边缘大约平行延伸的地方亦即大 致在最大翼展11的位置上在小的迎角情况下可产生压力平衡。空气从 升力表面下表面流到升力表面上表面上。这个效应在到达最大翼展之 前已经发生。当迎角越大并因此该升力也越大的话，则在越远地前面 开始该空气从升力表面下侧流动到升力表面上侧。因此必须精确地在 这个位置上固定一个较小的机翼2。依此可以使感应的阻力明显地减 小。按照本发明所述机身和机翼的升力表面显现出如图2和2bis描述 的那样。

该机翼前缘是在里边明显地朝前指向的并且具有一个从前向后首 先凹入及然后凸出的形状。空气动力学的试验已经表明，飞行特性最 佳的是，这个所述的曲线在凹入分段和凸出分段之间的转折点23处的 切线相对飞行器之纵轴线12的夹角在一在10°和55°之间，最好在25° 和55°之间，这个转折点23大致位于机翼前缘的中点处。

机翼2的后缘20则与前缘不同地在机翼尖部22处相对飞行器之 纵轴线成直角。在一个变型方案中，该后缘具有一个相对飞行器纵轴 线12的在45°和135°之间的夹角，最好在60°和120°之间，更优选在 70°和110°之间，特别优选在80°和100°之间。因此边缘涡流不会被向 里边拉动。

为了使干扰阻力保持尽可能得少，在机身和机翼2之间的过渡结 构构造得无过渡(图3及3bis)。因此不能精确地说出，机身终结在 哪里和机翼2开始在哪里。依此有害的干扰阻力的起因被相当大程度 上避免了。机身和机翼就可以设置为一个单元体。

应该在小的升力系数时实现具有小伸展度的飞机的最佳飞行能力 (在最大的升阻比的意义而言)。为此力矩系数也必须是很小，因为 否则的话平衡阻力则变得过大。

按照本发明这个问题如此解决，即，纵向上中间的型廓是大致对 称的。这点例如被如此实现，即，飞行器的纵向型廓没有或只有一个 负的凸弯形(图8)。机翼的纵向型廓可以稍微是正凸弯形的(图9)。

机身和机翼的型廓具有一个不同的零升力迎角。设置机翼之型廓 和机身的型廓，以便两者在飞行器之一个确定的迎角时没有产生升 力。这如此实现，即，机翼的型廓被配置为具有一个比机身的型廓要 小几度的迎角。

作为优选，在机翼的型廓和机身之型廓之间的调节角度差大致对 应于零升力迎角的总和。在一个变型方案中在机翼的型廓和机身之型 廓之间的调节角差大致对应于零升力迎角的差值。

在一个变型方案中该机翼也具有一个对称的型廓，但具有一个比 机身要小的迎角。

从机身的对称的或负凸弯形的型廓(具有正的力矩系数)到机翼 的正凸弯的型廓(具有负的力矩系数)的过度是光滑的。

而且在机翼的小迎角和机身的较大迎角之间的改变是逐渐实现 的。

通过应用没有或只有很小凸弯形的型廓就可以使平衡阻力保持得 很小。

通过这一措施还另外实现，通过机身和机翼构成的升力表面在一 个较大速度范围上具有一个很小的力矩系数。这还因此导致较小的平 衡力和相应的良好飞行能力。

这一措施的另外优点是改进了慢速飞行时的飞行能力和飞行特 性。这是因为机翼的通过3-D(维)环流经过机身所感应的迎角是大于 机身的迎角的。为了此时防止在机翼上的流动的过早的分离或者使之 延迟则有利的是，前缘在这个区域中被向下拉伸亦即采用一个具有正 凸弯形的型廓的机翼，并且另外该机翼的迎角被选择为小于机身的迎 角。

该压力分布通过这一改变就不受负面影响了，因为在具有小伸展 度的机翼时该升力分布在锯齿形结构及平面图的一个大范围上是相当 大程度上椭圆形的。

为了使飞行器可以控制，则必需一个尾翼4。该杠杆臂必须是足够 长，以便用小的控制力可以产生一个足够大的力矩。另外，较长的杠 杆臂具有的另一个优点是，平衡阻力被减小。为了能确保这一点，有 利的是尾翼4被安置在机身的尽可能远的靠后位置上，如图4所示。

为了不出现干扰阻力，还在此处致力于一种在机身和尾翼之间的 光滑过度结构。因此该飞行器显示出如图5或5bis所描述的那样。

不能被精确限定的是，机身1终止在哪里和升降舵4开始在哪里。 当升降舵4的翼展被选择得足够大时甚至可能的是，该升降舵4也可 以承担横向舵的功能。

该驾驶舱1可以作为组成部分地一体组合在机身1中。有利的方 式是，如图5所描述的那样，驾驶舱1和机身具有一个长度，及在驾 驶舱和机身之间的过渡结构被光滑造型设置。

在机身和机翼上的压力分布则在相同的机翼/机身厚度时实际上 是等同的。而该变化只是很小的。这就意味着，只存在很小的或不存 在干扰阻力。

一个尽可能平坦的升力分布亦即用于该整个升力表面的一个尽可 能保持不变的升力系数具有另外的优点是，由此与在一个具有不规则 升力分布并因此具有大升力系数之区域的升力表面之情况相比只有在 高速度时才发生干扰/冲击波的形成问题。

本发明的设计方案具有几个空气动力学的优点：

通过具有前缘的强烈后掠的造型可获得一个高的临界马赫数。这 就意味着，巡航速度是在声速附近，因此与传统的具有大伸展度之机 翼的飞行器相比巡航速度被提高了并因此旅行时间可被缩短。通过升 力表面之特别的造型和在整个飞行器上光滑的过度结构，有害的阻力 (除了感应的阻力外)也变得小于传统的飞行器。

通过前缘的强烈后掠，在高的迎角时，如它一般在起飞和着陆时 发生的那样，将在升力表面上侧上产生涡流，类似于一个三角形机翼 那样。这些涡流可产生附加的升力，因此对于本发明的飞行器来说就 可以放弃如着陆襟翼等的附加升力辅助装置。这还通过相对较小的单 位表面载荷变得更加有利，这种较小的单位表面载荷则能实现甚至在 小的升力系数时适度的起飞及着陆速度。

在三角形机翼时这些涡流在确定的条件就可能发生绽开(Vortex Burst)，因此在这个位置上的升力就突然下降。在使用三角形机翼时 不对称绽裂过程产生的滚动/偏转运动(Departure)是一个问题，特 别对于容忍度而言。

本发明飞行器的形状就能解决这个问题，因为这个发生涡流绽裂 的位置通过前缘的造型被限定了且被以对称方式稳定化了。首先前缘 的后掠度随着渐大的翼展而加大。这使涡流的产生变得有利。因此从 翼展的一个确定的位置起翼展的后掠又变小。该涡流大致在那里即前 缘的后掠又变小的地方、也有可能稍稍在那后边的地方发生绽裂。

通过前缘的几何造型，该涡流崩裂就因此被稳定了。

慢飞特性通过这种涡流受到决定性地影响。迎角越大，则在升力 表面上侧上的涡流生成就越强。因此本发明飞行器具有更有利的慢飞 特性。

但是在起飞和着陆时高于在传统的飞机的迎角可能是一个缺陷。 因此，该起落机构就变得更长，这导致更大重量和更大空气阻力。这 个缺陷可以如此地被最小化，即，升力表面被造型，使中性点/压力中 心并因此还有该重心在相对远地靠后边位置上。可例如由此实现，即， 机翼的最大翼展的位置设置在该机身长度的60％至80％的地方，最好在 66.66％至80％的位置上。依此该起落机构就可以安置在较远地后边位 置上并相应地被设置得短些。

因为该升降舵机构在相应的配置方案中还可以被应用为横向舵， 故不再需要在机身上或机翼上固定一个横向舵了。这样就能实现一个 只有很少运动构件(控制表面)的结构方案了。

通过长的杠杆臂，在升降舵上就只必需一个小的作用力以为了平 衡该力矩。因此在升降舵上的驱动力在升力表面的适当的设计方案情 况下(具有很小或甚至没有凸弯形的型廓，或者也可是用于机身的型 廓的负的凸弯形和一个正凸弯的型廓，其用于具有比机身型廓更小迎 角的机翼)是相对较小的，从而产生一个微小的平衡阻力。而且在这 样的结构方案中也不需要人造的稳定装置了。

通过大的升力表面还存在一个小的Ca(三维)-升力系数并因此存 在柔和的及小的压力变化。依此可以实现一个至少部分的层状边界 层，所以阻力被减小。这则通过缺少一个前机身以及光滑延伸的前缘 来实现。该左边的和右边的前缘10从飞行器的尖端至最大翼展分别构 成一个具有两个转折点的光滑线条。此外不仅横向的横截面而且该从 飞行器之尖端至最大翼展的横向型廓(线)长度都是光滑及不间断延 展的。因此不会如一个传统的飞机那样产生干扰，在传统的飞机中机 身的边界层可能在承载机翼的边界层中引起干扰并且该边界层从层流 方式变到涡流方式，因此摩擦阻力增大了。

此外有利的方式是，机身和机翼的型廓的最大厚度被安置在相对 远的靠后位置上。而且这有助于至少部分方式的层流维持，首先在前 面的区域中，因为使压力最小值向后边移位了。

本发明的另一个优点在于，周长直至飞行器长度的大约中点是光 滑地增大的。这就导致一个薄的边界层，从而这又有利于产生较少的 空气阻力。

较小的单位表面载荷与均匀的压力分布还一起导致机身上一个小 的最小Cp。这个还能实现跨音速区域中的高速飞行，同时不会出现冲 击。这个效应还可以借助应用所谓的超临界型廓而被改善，这些超临 界型廓是特别地为了高速巡航飞行而研发改型的。

本发明的另外的优点是，这些由大容积产生的涉及动力装置安装 的方案。如果每个动力装置被配置一个单独固定的进口的话，则在起 飞和爬高飞行时产生一个推力损失，而在巡航飞行中与之相反产生阻 力，因为一部分空气必须在外边围绕进口环绕流动。

这个问题按照本发明如此解决，即，动力装置设备6被集成在机 身1中，如从图6可看出的。这个因为由总体设计方案所获得的巨大 内部容积成为可能。

使动力装置6在机身中能实现将辅助空气进口61设置在机身上侧 上(承载表面上侧)。借助这个上边的空气进口，该推力就可以在起 飞，爬高飞行时或当需要一个最大的功率强度时被最大化。在巡航飞 行时上边的辅助空气进口61就被在机身上侧关闭，因此只有较小的、 在机身下侧(承载表面)上安置的空气进口60被应用了。因此驱动的 总效率被提高了，因为一方面在承载表面下侧上的边界层是较薄的， 并且因为另一方面在下侧上的局部的入流马赫数是明显小于在上侧上 的入流马赫数。

该辅助-空气进口61最好是被平行地集成在上侧的型廓中。被关 闭时它们在机身上侧上形成一个近似平滑的外表面。为了它们在巡航 飞行时自动地关闭，它们最好设有未示出的自动止回板或止回阀。一 旦在止回阀62之外侧上的压力变得小于内侧上的压力时例如在巡航飞 行时，则这些板被关闭。但是在起飞时该阀门则通过负压被自动地打 开，因此更多空气进入动力装置中并且实现一个最大的推力。

上边和下边进口的空气流被集中一起地导入到一个在机身中组合 设置的空气箱62中。在下侧上的这个或这些进口60的空气流被导入 到该空气箱的中心，同时上辅助空气进口61的空气流通过一个环缝隙 或环表面64被向里边导流。这个环缝隙64的后边缘设有一个大半径 的唇凸缘。这个进口唇凸缘是为了气流在动力装置进口不发生分裂所 必需的。

在一个变型方案中该下进口60在起飞航行时被关闭，因此尽可能 没有污染物被吸入到动力装置中。这个进口例如只要该起落机构是伸 出来的，就可以被关闭。

通过空气箱62具有环缝隙64和环表面的这种结构方案就可以实 现流入到动力装置6中空气的均匀的速度分布。作为对此的变型或补 充也可以在空气箱中应用一个导流叶片和/或一个环缝隙。

这个或这些动力装置的废气出口63安置在机身1的末端并最好具 有一个圆形的或大致圆形的横截面。在两个动力装置的情况下每个出 口具有一个半圆形的横截面，因此该出口横截面总体又是圆形的。

该结构的另一优点是，在驾驶舱3的后边可以设置一个未示出的 横梁。在传统的飞机设计方案情况下这个就是一个问题。因为经常在 机身下边被设置一个加强梁，但是它会导致一个附加的空气阻力。

本发明飞行器具有下面另外的优点：

结构上

-构架的很小的弯曲应力，

-结构的重量较小，

-较长的尾翼杠杆臂，

-较小的控制表面就足够了。

安全性

-不再需要人造的稳定装置，

-不存在如传统飞行器那样的气流分离，

-表面对于变化相对不敏感的，飞行安全性还以冰沉积物 (Eisansatz)被确保。

-这种机翼结构不必承担着陆冲击，因为这个着陆冲击被从起落 机构直接导入到机身构架中了。

维护/运行

-由于很少的结构件只需微小的维护花费，

-无需人造的稳定结构，无需昂贵的电子器件，

-由于紧凑的结构方式只需很少的飞机库位置。

噪声排放/环境

-没有着陆襟翼，因此在着陆飞行时的噪声产生不是很大。

-用于起飞和爬高飞行的动力装置的进口61被安置在机翼上侧。 该动力装置因此在这个噪声临界的飞行阶段要比传统的动力总成配置 向下方排放更少的噪声。

-动力燃料可以更好地被分配，由于平衡阻力可以通过动力燃料 的泵送或有序的排空被尽可能地保持在最小。

-可以携带更多的动力燃料，同时不需要造成阻力的副油箱。

-该机翼具有一个高的抗颤动性能，这是因为基于几何结构因素 的高刚性、较小的结构质量和优选省去了横向舵。在这种结构方案情 况下，可以说不产生弯曲力矩。因此构架的重量可以保持得很小。

-通过这种较小的结构重量，在总体重量中载货的份额变得明显 地高于在传统飞机中的结果。因此，每千克的输送的货物动力燃料消 耗/变得低于在传统之飞机。

飞行器的抗撞击性能

在本发明的飞行器中可以在机身上分配很大部分的结构重量。这 个飞行器可以因此被建造得比传统的飞行器更稳定，从而乘客的安全 性在轻微的事故时被提高了。

因为升力表面只具有一个较小的翼展并另外具有一个比传统的飞 行器的机翼明显大的结构高度，故作用在结构上的力和力矩要小于在 传统的飞行器的情况。该动力装置6安置在大容积的升力本体中，并 且既不被机翼2也不被细长的架子所支承。

由于较小的起飞和着陆速度，因此在一个摔机着陆的情况下对乘 客的危害也是微小的。该动力燃料在离开起落机构和动力装置的安装 点较远的位置上。该动力装置不像许多传统的多发动机飞行器那样安 置在充满动力燃料之机翼的下方。

相对于纯粹的飞翼-飞行器而言本发明结构具有的优点是，本飞行 器的空气动力学特性如纵向稳定性和纵向控制性，侧向稳定性和侧向 控制性都被改进了。机身的容积是明显地高大了，同时空气动力学效 率没有受影响。所允许的重心区域也明显地更大了。

本发明设计方案具有另外的优点在于，可以比一般圆柱形机身有 明显更大的容积，因此为每个乘客提供的位置被扩大了或者可以运送 庞大的载荷。对于这个装备的安装也提供了更多供使用的位置，因此 用于维护的可触及性也被改善了。

整个容积V-其在本发明飞行器中应用于结构，系统，乘客空间， 载货空间，驾驶舱，起落机构，油箱等-具有如下的相对长度L(12) 和相对飞行器包括机翼之最大翼展l的关系式： $V=\frac{L·l·\sqrt{L·l}}{k},$ 其中因数k是在10和60之间，一般是在30附近。

在相同的动力装置功率情况下与一个传统的飞行器相对比，可以 因此更快速地运送更多的使用体积。

此外本飞行器最好具有一个λ＜3的伸展度(λ＝l2/S，其中l是 机翼翼展和S是升力面积)。

可能的是，构造一个具有较小伸展度的飞行器，该飞行器由前述 特征的大多数的一个组合方案所构成。因此借助升力表面的造型可以 使感应的及有害的阻力被减小并且该升降舵可以被附加地配置，以便 进一步地减小有害的阻力。通过这个或这些动力装置被组成体在机身 中可以实现该进口/动力装置组合设置的最佳效率。这样一个飞行器则 在巡航飞行时需要很小的功率，因为一方面由于这种紧凑的结构方案 重量是较小的，另一方面空气阻力通过前述的措施也变得很小了。另 外这样一个飞行器制造简便，因为它不需要着陆襟翼或类似装置了， 仅仅是为了控制需要横向舵，升降舵和方向舵。一个体育运动飞机例 如可以通过一个在尾部上的涡轮机被驱动。因此机身的环绕流动只是 最小地被干扰。

显然可以想到许多关于所述特征的各种组合方案。

这个要求保护的飞行器可以足够大，以运送乘客和/或货物，或者 也可以被构造为模型飞行器，无人飞行器，靶机等。