用于机翼系统的纺织机翼结构以及运输设备的制作方法

1.本发明涉及一种根据权利要求1的前序部分所述的机翼系统。本发明还涉及一种根据权利要求11的前序部分所述的运输设备。


背景技术：

2.目前追求将个人交通从陆地扩展到空中。为此已知飞行出租车，其也称为自主飞行的出租车。但飞行出租车的缺点在于它们不能代替家庭轿车。
3.为了借助同一交通工具为整个家庭在较长距离上实现尽可能快且舒适的点到点个人交通，可飞行的家庭汽车应满足特定标准：用于至少四人的座位供应，足够用于四人且包括行李在内的可能的载重量。此外，力求超过300km的飞行航程。应提供日常适用性，以便能够使用普通停车楼或洗车线。理想的是，能飞的汽车应能够在日常生活中完全代替轿车，从而不需要双重购置成本。为了确保最大空气动力学效率和与此相关的最低消耗，固定翼飞机是优选的选择。理想的是，飞行汽车提供短距离起降(stol，英文为short take-off&landing)的特性，以便最大化可使用的机坪数量。
4.这些要求基于基本特征已经排除了一些方案。除了短距离起降特性外，还有具有垂直起降(vtol，英文为vertical take off and landing)特性的飞行汽车。但垂直起降特性是次要的，因为一方面在德国不允许在机场和公司场所之外的外部起飞和降落。在其它国家、如瑞士或法国，这可能是允许的。即使在可垂直起降的飞机的情况下，也需要驶向机场进行起飞和降落。但在机场，垂直起降特性与短距离起降特性相比几乎没有优势。与水平起降(htol，英文为horizontal take off&landing)相比，垂直起降特性通常要求更复杂的技术和更高的马达功率。但这在巡航飞行中是不利的，减少了航程并且还增加了运行、保养、维修和购置的成本。
5.大多数已知的飞行汽车设计方案不能或不得在普通道路上行驶。由于飞行出租车不能随处起飞和降落，因而它不能满足“借助同一交通工具为整个家庭在较长距离上实现舒适的点到点个人交通”的要求。因此，希望一种能够简单地改装成固定翼飞机的汽车。但它应能够在准备行驶的状态中如普通的轿车一样被使用。已知的设计方案不适合作为日常适用的家庭轿车。现有的固定翼飞机设计方案在行驶模式中不足的主要原因是机翼(或支承面，)的安置。
6.us 4,725,021中公开了一种可充气的机翼，该机翼由一对逐渐变细的、锥形可充气的软管形成，所述软管切向地相互连接。软管还通过上增强板和下增强板相互连接，所述增强板具有相应的纵向边缘，所述纵向边缘位于延伸穿过相关软管的相同的中心直径平面内。增强板由刚性增强材料、如凯芙拉(kevlar)制成，该材料在软管排空时可在平行于机翼的翼展轴线(spannweitenachse)的方向上折叠。刚性增强材料与充气的软管共同作用，以便将由充气压力引起的拉应力从软管传递到增强板上。多个刚性弓形件——其这样成形，使得它们定义支承面——沿翼展轴线彼此间隔开并且与上增强板和下增强板连接。为了稳定弓形件，沿它们的后缘和前缘使用拉绳。
7.wo 002017076498 a1描述了一种飞行器，该飞行器包括机身单元和可充气的支承面单元，该支承面单元在未充气的状态中设置在机身单元中并且可通过充气从机身单元出来而定位在支承面位置中。支承面单元在未充气的状态中卷起到机身单元中并且可通过充气从机身单元展开。
8.在cn000001847089a中描述了一种具有充气塑料棒的机翼结构作为机翼，其包括充气棒，这些充气棒可控制控制襟翼的位置。为此描述了六个在机翼和控制襟翼(steuerklappe)之间的连接处的六个充气棒，其中三个设置在上侧并且三个设置在下侧，从而通过对一侧的棒充气并从相对置侧的棒排出气体，可将控制襟翼的位置在排气的棒的方向上调节。
9.由us 10,676,172b1已知一种用于飞机的可以压缩空气充气的机翼结构，该机翼结构可从折叠的收纳位置充气到使用位置中。机翼结构包括彼此间隔开的、可用压缩空气填充的椽条(sparren)作为支承结构。机翼结构用于在飞机降落过程中增大机翼面积。
10.us 3,473,761教导了一种具有气动、即填充有气体的机翼结构的飞机，以改善强度重量比。为此机翼具有多个封闭的软管，这些软管刚性地固定在机翼结构中，沿机翼结构的纵向方向彼此间隔开地设置。


技术实现要素：

11.本发明的任务在于提供一种新型的可收纳的机翼结构以及一种运输设备，它们在提高运行安全性和减小收纳空间的同时实现类似的载重能力。
12.上述任务通过权利要求1的全部教导以及通过根据权利要求11的运输设备来解决。本发明的有利设计方案在从属权利要求中要求保护。
13.典型的机翼结构具有一个或多个翼梁、蒙皮、翼肋和桁条。纺织机翼的结构原则上是相同的。在现有技术中，仅已知以气体填充的压力软管。但这不允许高压力，因为破裂的软管具有很高的潜在危险，甚至保护装备也不能为紧邻的人提供足够的保护。
14.本发明的技术方案涉及一种纯纺织结构，其能够吸收所有作用在飞机支承面上的力。这种纯纺织结构尤其是可以用作飞机支承面的翼梁。这些翼梁由一些压力腔的布置结构(尤其是以纺织软管束的形式)形成，这些软管被填充处于高压下的液体、如水并且借助抗拉且低伸长率的带这样连接，使得所述复合结构能够与软管中的压力成正比地吸收高力矩。机翼包含一个或多个这样的翼梁或压力腔来吸收负荷。为了实现形状稳定的机翼轮廓，优选附加地使用多个压力腔或压力软管，它们接管翼肋和桁条的任务。围绕所有支承和成型的软管的纺织外罩形成机翼的光滑表面。在相同的压力下，填充液体的软管中存在的潜在危险要比填充气体的软管中小得多。如果填充液体的软管失效，则基于液体的低的可压缩性或不可压缩性和压力软管的低的伸长率而只会流出少量液体。这些液体被主机翼的外罩“接住”，从而不会对人员造成危险。
15.根据本发明提出一种机翼系统，其包括可收纳的空气动力学机翼结构，该机翼结构具有至少一个由柔性材料制成的压力密封的管状压力腔，所述压力腔优选沿机翼结构的翼展延伸，并且所述机翼系统包括抗撕裂的、包裹机翼结构的外皮蒙面材料，其特征在于，机翼结构的所述至少一个压力腔可填充液体，并且所述机翼系统包括高压泵系统，尤其是所述液体在高压下、尤其是在50bar以上、尤其是在100bar以上、尤其是在150bar以上保持
在压力腔中。
16.适宜的是，压力腔被加载压力腔的材料所能承受的最大压力，。因此，压力腔可被加载略低于压力腔的爆裂压力的压力。
17.相应的压力腔尤其是管状的，即例如构造为软管。
18.多个压力腔可以在经填充的状态中并排和/或叠置延伸地设置。由此实现适合用于机翼结构的支承框架。
19.为了在机翼结构的良好的可卷起性或可折叠性的同时确保其良好的稳定性，优选可以借助(优选纺织的)拉带将压力腔相互固定或在经填充的状态中将其拉紧。此外，就可制造性而言，这种设计方案可以相对简单地实现。
20.此外，为了确保机翼结构的改善的稳定性，一些压力腔横向于机翼结构的翼展以及另外的压力腔(23)曲折形或之字形地在横向于翼展的方向上沿机翼结构延伸。
21.为了在机翼结构的未填充以及填充的状态中优选在横向于翼展的方向上沿机翼结构固定压力腔的位置，压力腔可以区段地通过拉紧线相互连接。由此，尤其是可改善机翼结构在展开状态中的表面稳定性。拉紧线的优点是，它们在机翼结构的卷起或折叠过程中不干扰该过程。
22.管状压力腔例如可以具有软管的形式或是软管。如果在机翼结构中设置多个压力腔，则有利的是，可以为各个压力腔设置分开的液体回路。
23.机翼的支承元件是翼梁或者说压力腔。在由实心材料制成的、在一侧被夹紧的悬臂翼梁(krag-balken)中，当加负荷于自由端部时，拉力施加在负荷侧(lastseite)上并且压力施加在相对置侧上。在填充液体的软管中液体吸收压力并且负荷侧上的纤维吸收拉力。但这仅有限地适用于单个软管，因为首先发生织物的平行四边形移动，在其中在小的偏转下仅出现小的反作用力。这是因为从矩形开始的平行四边形的面积在小的移动下仅略微缩小。因此，在一个软管的内部容积因其填充有不可压缩的液体而几乎保持恒定的情况下，沿周向方向延伸的纬纱纤维被拉伸。但这在小的偏转下仅略微发生。因此，单个压力软管吸收力矩的能力也很小。
24.为了抵抗平行四边形移动，可以为翼梁设置由例如四个平行的耐高压软管形成的束。有利的是，每两个叠置的软管仅区段地在彼此邻接的部段中借助带拉紧或借助织物包裹，该织物具有至少两个线系统(fadensystem)，它们相对于翼梁的纵向轴线以45
°
的角度延伸。在该拉紧中，翼梁是否由总共四个、六个或更多的软管形成也是不重要的，因为这些软管分别是成对连接的。
25.为了进一步提高力矩吸收，还可以附加地沿翼梁的纵向方向安装带，这些带在上侧或下侧上平行地延伸一段距离并且从特定的翼展位置起倾斜向下或向上被引导并被固定在相对置的一侧上。这些带中的多个带可以分布在翼梁的长度上。这种布置的结果是，即使在小的偏转下带也已经承受强烈的拉力并因此增大了偏转阻力。此外，例如在汽车上的夹紧部附近上侧和下侧的多个平行的带减少承受拉力侧的伸长。以此方式，这些带通过在偏转情况下同样大的拉力补偿水压。由此，软管束能够与带一起有利地实现力矩吸收，该力矩吸收与软管内部的水压成正比。
26.压力软管在一侧完全卸载时可吸收的理论上的最大横向力fmax为
液体的压力fd＝pa等于压力p与软管横截面积a、翼梁b的高度和作用力h的杠杆的乘积。
27.实际上带可能伸长，这导致力矩吸收的劣化。如果上侧和下侧上的带在机翼的未偏转状态中已经通过水压而伸长，则机翼的偏转不会立即导致带在远离负荷侧的完全卸载。因此，负荷侧上的有效拉力减小仍施加在远离负荷侧上的拉力。带的伸长率越小，在小的偏转下就越接近理论上的最大横向力fmax。
28.在纺织机翼中有利的是，机翼的翼肋或纵向隔框也由压力软管和张紧带组成。中间的翼梁是主翼梁。该主翼梁承受大部分的空气动力，这些空气动力在机翼中作用在翼弦(或翼厚，)的四分之一处。如果负荷需要，则可以附加地增加一个前和/或后翼梁。但前和后翼梁一起仅承受小部分的负荷并且主要用于轮廓的形状稳定性。
29.为了成型翼鼻，可以使用以低压空气填充的压力腔或软管。由于这些软管非常靠近机翼的中间平面，因此杠杆臂很小。出于该原因，它们几乎不会有助于吸收空气动力。因此，对于它们基于较低的重量且对刚性的较低要求使用空气作为压力介质。适宜的是，压力水平在3至5bar的范围内，因而其处于不危险的低范围内。鼻部处的压力软管以更低的压力填充，因为该压力软管适宜的是不具有圆形横截面，以便在机翼的鼻部处形成轮廓。为了以该布置结构实现定义的翼鼻半径，可能需要将填充空气的压力腔或软管插入一个粗网眼的网中，该网在张紧状态中产生希望的形状。
30.适宜的是，机翼系统可以包括襟翼该襟翼包括由柔性材料制成的压力密封的管状压力腔，襟翼借助抗拉的带固定在机翼结构上，这些带从机翼结构的后缘垂直于翼梁延伸到襟翼的前缘，使得在机翼结构的后缘和襟翼的前缘之间形成间隙，在该间隙中平行于机翼结构的后缘设置有优选呈压力软管形式的至少两个促动器压力腔，至少一个促动器压力腔设置在所述带之上并且至少一个促动器压力腔设置在所述带之下。
31.作为用于空气动力学控制襟翼、例如用于副翼和/或着陆襟翼的促动器，可以使用填充液体的压力腔或压力软管。适宜的是，用于操作襟翼的制动器在当前描述的机翼结构的结构方式中同样设计成可卷起的。襟翼借助抗拉的带固定，这些带沿机翼的纵向方向(即沿推进方向)从机翼的后缘延伸至襟翼的前缘，从而在后缘和前缘之间留有间隙。在该间隙中平行于机翼的后缘设置有至少两个低压软管，至少一个低压软管设置在固定带之上并且至少另一个低压软管设置在固定带之下。当两个低压软管都填充一半液体时，则它们可完全填满间隙。适宜的是，促动器压力腔可填充液体并且可借助于液体压力来控制。如果上部和下部促动器压力腔的液体之间存在压力差，则襟翼向液体压力较低的促动器压力腔方向倾斜。例如如果襟翼应向下偏转，则将液体从下部促动器压力腔泵送到上部促动器压力腔中或从下部软管泵送到上部软管中。由此下部促动器压力腔的厚度减小并且上部促动器压力腔的厚度增大，从而将襟翼向下压。在该控制中还有利的是，促动器压力腔沿襟翼的整个前缘延伸，因此只需要很小的压力，以便在偏转的状态中补偿在悬挂处通过空气动力产生的力矩。
32.优选机翼系统可以包括用于机翼结构的收纳空间，机翼结构在空的状态中可定位在所述收纳空间中并且机翼结构在经填充的状态中可从收纳空间出来而定位在支承面位
置中。如果所有压力腔都排空，则整个支承面可卷起或折叠并且仅具有小的例如约2cm的厚度并且因此在该状态中需要小的收纳空间。出于安全原因，可以在机翼系统中设置例如包括降落伞的整体救援系统。适宜的是，该援救系统可以在收纳空间中安置在飞行器重心位置附近。
33.本发明的重要特征包括可折叠的结构，该结构可以折叠成多层地或卷起地收纳在飞机汽车顶部上的一个相对薄的壳体中。合理的配置可以是上单翼飞机(hochdecker)。这种结构能实现空气动力学最有效的固定翼飞机配置并且因此在飞行中实现尽可能低的消耗。此外，通过用于每个软管的分开的高压液体回路提供了高的故障安全性。纺织机翼具有高的损伤容限，因为它在例如通过阵风折弯之后再次以不受限制的载重能力展开。在行驶模式中，机翼系统的特点是低重量。纺织控制襟翼也可以集成到机翼中。例如通过在长度上可改变的软管横截面，可以使负荷能力适应不同要求。液体适合作为压力介质，因为液体几乎不可压缩并且因此当软管破裂时几乎不膨胀。因此，即使在软管中存在非常高的、尤其是超过150bar的压力，液体在压力腔或软管失效时也几乎不膨胀。如果填充空气的软管在相同的压力下破裂，则这在很大范围内是不可接受的危险。但当压力下降时，织物软管的过度拉伸的纤维再次收缩。因此，尽管如此仍可能出现喷束状的液体流出。然而，破裂软管的水喷束可有利地被包裹整个机翼的蒙面材料挡住。出于该原因有利的是，蒙面材料由比通常用的更抗撕裂的材料、例如抗撕裂的合成纤维制成。芳酰胺、尤其是凯芙拉适合于此。因此，对于附近人员而言，填充液体的压力腔或压力软管有利地提供比填充气体的压力腔或压力软管更高的运行安全性。此外，飞行所需技术的集成没有限制作为“普通”家庭汽车的使用。
34.有利的是，机翼系统可以包括尾翼支架，该尾翼支架可转动地支承在机翼结构的一半翼弦的高度上。
35.即使是未填充的机翼的重量也可能如此之高，以至于不是每个人都能在安装时舒适地操作它。因此，可能需要一种支承负荷的安装辅助装置。尾翼支架可以有利地用作用于机翼的安装辅助装置。为此目的，尾翼支架可以设计为可分的并且在车辆的中间可转动地支承在一半翼弦(或翼厚)的高度上。通过沿尾翼支架纵向轴线的可分性，可分别将一个半部作为用于运输工具相应侧的机翼结构的安装辅助装置。适宜的是，尾翼支架可以具有向下开口的u形型材，该u形型材可以在三个节段中伸缩式地移动到彼此之中，一个滑动件沿纵向方向可移动地嵌入所述u形型材的间隙中。适宜的是，一个支架可固定在该滑动件上，该支架可通过翼尖上的一个管被引导并且可防扭转地固定。该管沿着该卷起的机翼的轴线延伸。在插入支架之后，该支架沿着侧向伸出的尾翼支架向翼尖方向移动。如果支架到达机翼支撑件的位置，则机翼支撑件作为另外的支柱被固定。一旦机翼结构完全展开，则其可以被填充液体并被置于压力之下，从而机翼结构可以自支承其自重。然后，可以拆卸和收纳安装辅助装置的支架。也可以向后、逆着运输设备的前进方向翻转尾翼支架并且借助销(或螺栓)将其与另一侧机翼的尾翼支架的另一半部连接。在汽车底部下的尾翼支架的支撑件被向后拉出并固定在尾翼支架上后，尾翼就可以展开。出于重量原因并且基于较小的翼展和较小的空气动力，尾翼可以被填充空气。为此可以设置压缩机，该压缩机基于其尺寸也可以安置在尾翼支架的末端中。这具有显著简化结构的优点，因为不需要沿着尾翼支架输送液体。因此，高压液体回路可以保持得尽可能紧凑。
36.反之，适宜的是，机翼结构可以在卷起之前被抽真空。然后将安装辅助装置插入翼
尖处的管中并防扭转地固定。可以设置电动马达，其安装在安装副轴装置的管上并确保使机翼结构卷起，在此期间尾翼支架上的滑动件向翼根方向移动。
37.此外可以规定，具有较小直径的第二管状压力腔与第一压力腔同轴地被引入第一管状压力腔中，使得在第二压力腔中存在比在第一压力腔中更高的液体压力。通过使用双壁的压力腔或压力软管可以有利地补偿一个压力腔或一个压力软管的不足的抗压强度。如果将具有略小直径的同样抗压的第二压力腔或第二压力软管同轴地引入针对p
max
压力设计的压力腔中或压力软管中，则内部的压力腔或内部的压力软管可以被加载两倍的最大压力，即2
·
p
max
。为此只需要使在两个压力腔或压力软管之间的小间隙中存在最大压力p
max
，因为压力腔或压力软管的每个壁上的最大压力差分别不得超过最大压力p
max
。
38.并列地，本发明要求保护一种运输设备，其用作在空中前进的飞行器并且用作在陆地上前进的车辆，所述运输设备包括根据权利要求1至5中任一项所述的机翼系统，该机翼系统优选安装在运输设备的上侧上。
39.根据本发明的机翼系统设置在用于在陆地上前进的运输设备上、尤其是汽车上具有的优点是：以简单的方式实现stol能力。与传统的飞机相比，存在相对大的行驶机构(或起落架)，其可以被附加地驱动。这可以有助于在启动时加速运输设备，以便因此更快地达到升起速度。汽车的制动设备、尤其是具有abs系统的制动设备基于轿车轮胎与小型飞机的轮胎相比大的且轮廓化的支承面而允许在着陆之后更快速地减速。
40.传统的内燃机可有利地用于陆地行驶和飞行。在一种设计方案中，例如可以用内燃机驱动螺旋桨。
41.适宜的是，在运输设备中至少一个用于机翼系统的液体的容器可以相对于在陆地上前进时的地表(untergrund)设置在地面附近，尤其是在运输设备的朝向地表的半部中，优选在运输设备的与机翼系统相对置的半部中，所述至少一个容器设置用于在作为用于在陆地上前进的车辆运行期间容纳液体并且所述机翼系统设置用于在作为用于在空中前进的飞行器运行期间容纳液体。此外，运输设备可以包括泵系统，用于将液体从所述至少一个容器泵送到机翼系统中。为了能够进一步减少所需的液体量，例如可以通过使用高抗拉纤维来施加更高的液体压力，这又允许压力腔或压力软管的更小的横截面。
42.有利的是，在一种设计方案中运输设备可以包括至少一个用于前进的电动马达以及作为能量载体的氧化还原液流电池，所述氧化还原液流电池包括电解质，该电解质可以在根据权利要求1的高压下填充到机翼系统的机翼结构的所述至少一个压力腔中。适宜的是，运输设备可以包括至少一个电动马达以用于前进。该电动马达例如可以设置用于实现将力传递切换到轮胎的轴上以便在陆地上前进或切换到至少一个螺旋桨上以便在飞行驱动中前进。
43.可以特别有利的是，电解质包括阳极电解液和阴极电解液，并且运输设备中包括至少两个分开的、优选靠近地面的容器以及机翼系统中的至少两个压力腔，为所述压力腔设置分开的液体回路，从而对于阳极电解液或阴极电解液分别设置至少一个容器或至少一个压力腔。
44.作为替代方案，也可以使用这样的氧化还原液流电池，在其中仅使用一种液态电解质(阳极电解液)并且反应伙伴是空气(如环境空气)。例如在此涉及钒氧氧化还原液流电池。
45.适宜的是，阳极电解液可以用作一个机翼结构的压力介质并且阴极电解液可以用作另一第二机翼结构的压力介质。作为替代方案，同样存在这样的可能性，即当一个机翼结构内存在多个压力腔时，这些压力腔可以填充阳极电解液或阴极电解液，从而可以在一个机翼结构、即在运输设备一侧的机翼内容纳阳极电解液和阴极电解液。因此，例如可以补偿阳极电解液和阴极电解液之间的量或重量的不平衡。
46.此外，如果仅存在唯一的电解质(阳极电解液)，则分开的压力区域或分开的机翼结构仅可用唯一的电解质填充。
47.为了使压力介质同时可以用作氧化还原液流电池的能量源，有利的是，压力介质可以在运行中进行更换。为此，一个翼梁的两个垂直地叠置的压力软管可以在翼尖处连接。它们因此形成一个水平的u形件，从而电解质可以在翼根处被泵送到压力软管之一中并且又在翼根处从另一个压力软管流出。如果例如翼梁(该翼梁总共包括四个软管)上侧或下侧上的两个并排的软管连接，则在一对软管时效时，翼梁可能将失去其几乎所有的载重能力。相反，如果两个叠置的软管中的压力下降，则翼梁仅失去其一半的载重能力。为了给原电池供应电解质，将所有翼梁的所有以u形相互连接的压力软管依次逐个地打开并且使其这样被穿流，直至电解质被完全更换。适宜的是，始终只有一个u形件打开，而其它u形件是封闭的，以便在电解质回路中出现压降时仅失去翼梁该部分的载重能力。然后关闭一个u形件的阀并且打开下一个u形件的阀。有利的是，翼肋和/或桁条的较薄的压力软管也可以是该回路的组成部分。适宜的是，电解质也可以用作用于襟翼的促动器的工作介质，但该电解质在飞行中不参与更换，因为这可能成本太高且过于危险。这具有的优点是，其可以被视为着陆后的备用能量。
48.为了满足对飞行汽车的要求，即对于车辆要求低重心并且对于飞行器要求高重心，有利的是可以使用液态能量载体。但液态能量载体不得被消耗，从而其体积在整个飞行时间上用作压力介质。该能量载体可以在行驶运行中被泵送到靠近地面的储箱中并且在飞行运行中用作用于纺织机翼的压力介质。这对于作为高翼单翼机(schulterdecker)的设计方案尤为有利。有利的是，机翼结构所需的液体体积可以与基于所需容量(或功率)需要的电解质的量一致。例如可以提供约500升的量。
49.此外适宜的是，电解质可以是不易燃且不易爆的。此外，也可以提供对环境不造成问题的电解质。另一个优点是，可根据情况装载或更换电解质。因此，电解质例如可以以简单的方式进行加注。即使在小的航程下，这也可以实现短暂的加注停靠(tankstopp)。
50.由于对于机翼不需要额外的液体、例如水，另一优点是可能的重量减轻和随之而来的可能的有效负荷的提高。此外，与车辆中的蓄电池不同，机翼中的电解质有利地也不有助于翼根处的特别关键的力矩。
51.特别有利的是，压力腔的液体回路中的液体可附加地作为冷却液被引入冷却回路之内，所述机翼结构可用作热交换器。为此机翼结构的压力腔可以形成冷却回路的一部分。大的翼面适合用于排出热量，该热量还有助于支承面的除冰。作为替代方案有利的是，根据电解质的热稳定性，电解质也可以用作例如用于电动马达的冷却液。为此可以在发生器上设置具有热交换器的闭合的高压回路。
附图说明
52.下面借助附图详细阐述本发明的适宜的设计方案。附图如下：
53.图1a-图1h示出用于将运输设备从车辆改装成飞行器的各个步骤；
54.图2示出机翼结构的示意性剖面图；
55.图3a-图3b以横截面示出机翼结构的示意性细节图；
56.图4a-图4b示出控制襟翼借助促动器压力腔的偏转的示意图；
57.图5示出机翼结构的示意性俯视图；
58.图6a-图6b示出借助拉紧线拉紧翼梁压力腔的示意图；
59.图7a-图7d示出借助拉带拉紧压力腔的示意图；
60.图8a-图8b示出机翼支撑件在机翼结构上的连接的示意图；
61.图9示出翼梁的实验确定的最大力矩随偏转变化的图表；和
62.图10a-图10b示出用于将机翼系统实现到运输设备上的设计计算。
具体实施方式
63.在图1a中示出处于安装在运输设备1上的状态中的机翼系统10。在图1b中示出的机翼系统包括收纳空间30，机翼结构20以未填充的且卷起的状态安置在该收纳空间中。此外，在收纳空间30中还安置有尾翼支架40。该尾翼支架可以如图1c所示从收纳空间20中向上枢转并且随后向外枢转。在完全折起状态中，尾翼支架40的短的图1c所示的垂直的部分水平地放置在运输设备1的车顶上。该短垂直部分从车顶中间的固定点向前延伸至铰链，尾翼支架的三个伸缩件开始于该铰链处。尾翼支架40包括空气压缩机和尾翼促动器。尾翼支架40可转动地支承并且在图1d中以向外枢转的状态示出，使得尾翼支架平行于机翼结构20的主轴线定向。尾翼支架40在安装机翼结构20期间用作起吊装置以进行安装辅助并且为此目的设计成可分的并且在车辆1的中间大致可转动地支承在一半翼弦的高度上。尾翼支架40包括两个可连接的半部，从而为每个机翼侧提供尾翼支架40的一个半部作为安装辅助装置。
64.尾翼支架40由向下开口的u形型材制成，其可以在三个节段42中伸缩式地移动到彼此之中。用作主翼的机翼结构20的末端包括一个用于安装辅助装置的、呈管形式的容纳部45。所述安装辅助装置包括用于卷起和展开的电动马达46、支架44和滑动件43，所述滑动件从下方悬挂在伸缩式尾翼支架40中。机翼结构20的织物在安装和拆卸时不应损坏车辆1侧面，也不应拖在地面上。滑动件43沿纵向方向可移动地嵌入。将支架44固定在该滑动件上，支架可以通过翼尖处的容纳部45被引导并且可防扭转地固定。该容纳部沿着卷起的机翼结构20的卷起和展开轴线定位。在插入支架44后，该支架沿着侧向伸出的尾翼支架40向翼尖方向移动。此外，设置有机翼支撑件31。一旦滑动件43连同固定的支架44和容纳部45达到机翼支撑件31的高度，则将该机翼支撑件作为另外的支柱进行固定。
65.一旦机翼结构20完全展开，则用液体填充该机翼结构并使其置于压力下，从而机翼结构20自支承其自重。然后拆卸并收纳安装辅助装置的支架44。图1f示出向后翻转的尾翼支架40，从而其指向运输设备1的后向方向。尾翼支架40借助销与另一侧的尾翼支架40的半部连接。
66.图1g示出尾翼支架的在运输设备1底部下方的支撑件如何向后被拉出并固定在尾
翼支架40上。尾翼可以设计为v形尾翼。基于较小的翼展和较小的负荷，尾翼仅由填充压缩空气的软管形成。在未展开的状态，它卷起地位于一个盒内，该盒还包含促动器。在图1h中示出展开的并且充气的尾翼。也设置有螺旋桨50，其可以例如设计为双叶推进螺旋桨50。该螺旋桨是可折叠的并且在轿车模式中支架被折叠到以虚线示出的隆起部中。螺旋桨50本身折起地安置在保险杠后面的一个横向于车辆1且与地面水平的凹口中。
67.相反，在卷起之前将机翼结构20抽真空，以便实现尽可能小的包装尺寸。随后，将支架44插入翼尖20处的容纳部45中并防扭转地固定。然后，支架44容纳部45处的电动马达46确保机翼结构20卷起，在此期间尾翼支架40上的滑动件43向翼根方向移动。
68.在图2中以横截面示出机翼结构20。该机翼结构包括多个压力腔21，这些压力腔设计为翼梁压力软管并且以大约150bar的压力填充液体。翼梁压力腔21形成机翼结构20的支承元件。在图2中示例性示出机翼结构20前部区域中的两个压力腔21、中部区域中的六个压力腔21和后部区域中的四个支承的压力腔21。整个机翼结构20连同压力腔21被外皮蒙面材料22包裹。该外皮蒙面材料22用作机翼结构20的外罩并且具有空气动力学特性。它还满足喷射防护的功能，例如在压力腔21破裂的情况下。适宜的是，外皮蒙面材料22由抗撕裂的合成纤维制成，如芳纶，如凯芙拉。为了形状稳定性，除了承担翼梁功能的压力腔21外，还设置有翼肋压力腔23，其承担机翼结构20中的翼肋和隔框的功能。这些翼肋压力腔23同样以大约150bar的压力填充液体。为了轮廓的附加的形状稳定性，机翼结构20还具有拉紧线24。这些抗拉的拉紧线24沿纵向方向被拉紧，以确保轮廓的形状稳定性。
69.在图3a和图3b中以横截面示出机翼结构20的前部区段或后部区段的细节图。在图3a中示出三个翼鼻压力软管15。两个画成圆形的翼鼻压力软管15以大约3至5bar填充。尖端处的翼鼻压力软管17以大约0.5bar填充。它们用于维持机翼结构20的轮廓形状。此外，它们还可以用于为机翼除冰，其方式是，使热空气穿流它们。网16围绕翼鼻压力软管15设置，这有助于轮廓形状的形状稳定性。网16用于使翼鼻处的翼鼻压力软管17保持形状。在图3b中，在机翼结构20的后部区段中安装有襟翼25。该襟翼借助带26这样固定在机翼结构20的后部区段上，使得形成间隙27。在该间隙27中设置有两个促动器压力腔28a、28b，其中一个促动器压力腔28a设置在带26之上并且一个促动器压力腔28b设置在带26之下。所述促动器压力腔28a、28b以大约0.5bar的低压填充。它们提供襟翼25的可卷起控制的可能性。基于促动器压力腔28a、28b的大表面，只需要上压力腔和下压力腔之间的小压力差来进行控制。间隙27以及促动器压力腔28a、28b被弹性外罩29围住，该外罩用作间隙覆盖物并且也具有空气动力学特性。
70.在图4a和图4b中示出控制襟翼25借助促动器压力腔28a、28b的偏转的示意图。通过将水从一侧泵送到另一侧来使控制襟翼25偏转，从而例如在向下偏转时上部软管28a包含的水比下部软管更多，如图4a所示。基于固定带26的高抗拉强度和促动器软管28a、28b的大接触表面，可以产生所需的力矩。
71.图5示出机翼结构20的俯视图。翼鼻压力软管15沿机翼结构20的前缘延伸。压力腔21沿机翼结构20的整个纵向轴线延伸。机翼结构20中间的翼肋压力软管23相对于机翼结构20的纵向轴线以约45
°
角呈之字形图案延伸。定位在机翼结构的前端和后端处的翼肋压力软管23曲折形地延伸并且交替地固定在上部和下部翼梁压力腔21上。机翼结构20中间的拉紧线24沿机翼结构20的纵向方向延伸并且用于形成翼肋的压力软管的形状稳定性。定位在
机翼结构的前端和后端处的拉紧线24相对于机翼结构20的纵向方向以45
°
或90
°
角呈现y形。它们用于将翼肋压力软管23在高压下的填充状态中也保持在所示的形状中。
72.在图6a和图6b中示出翼梁压力腔21的可能的拉紧。翼梁压力腔21在此在左端被固定，从而右端、尤其是区段r是自由端。第一种可能性在图6a中以侧视图和所属的俯视图示出。在此使用单独的拉紧线。在侧视图中在区段r中以实线示出的拉紧线24表示用于向下加载翼梁的右侧自由端的拉紧线24。在侧视图中在区段r中以虚线示出的拉紧线表示用于向上加载翼梁的右侧自由端的拉紧线的类似走向。第二种可能的设计方案在图6b中示出。压力腔21的编织物包套在此由相对于压力腔21纵向轴线成45
°
角的线制成。在上侧和下侧上，这些线通过橡胶涂层与压力软管21连接。有利的是，每两个叠置的软管仅区段地在彼此邻接的部段中借助带拉紧(例如如图6a所示在机翼长度上的约10次拉紧)或借助45
°
织物包裹(如图6b所示)。在该拉紧中，翼梁是否由总共四个、六个或更多的软管构成也无关重要，因为它们始终仅成对地连接。
73.图7a-d示出借助拉带18拉紧压力腔21的示意图。这些拉带18用于提高机翼结构20的扭转强度。以实线示出的拉带18用于吸收右旋力矩。为清楚起见，以虚线示出用于吸收左旋力矩的拉带18的位置。在图7a中示出机翼结构20的概览。在图7b中详细示出围绕机翼结构20前部区域中的压力腔21的拉带18。拉带18从右侧以双股逆时针在上部压力腔21上方延伸。拉带18的双股在下部压力腔21处分开，使得拉带18的一股顺时针延伸并且第二股在图7b中逆时针围绕下部压力腔21延伸。在图7c中详细示出围绕机翼结构20后部区域中的压力腔21的拉带18。拉带18从左侧以双股沿着下部压力腔21下方逆时针延伸。拉带18的双股在上部压力腔21处分开，使得拉带18的一股顺时针延伸并且第二股逆时针围绕图7c中的上部压力腔21延伸。在图7d中详细示出围绕机翼结构20中间区域中的压力腔21的拉带18。从左侧从前部压力腔21而来的拉带18以双股沿着左下部压力腔21下方延伸。拉带18的双股在中下部压力腔21处分开，使得在图7d中拉带18的一股顺时针延伸并且第二股逆时针围绕中下部压力腔21延伸。从右侧从后部压力腔21而来的拉带18以双股在右上部压力腔21上方延伸。拉带18的双股在中上部压力腔21处分开，从而在图7d中拉带18的一股顺时针延伸并且第二股逆时针围绕中上部压力腔21延伸。
74.在图8a和图8b中示出机翼支撑件在机翼结构上的连接的示意图。在图8a中以侧视图并且在图8b中以从下方看的视图示出机翼支撑件。在图8a中在压力腔21上安装有拉紧线34，这些拉紧线u形地铺设在翼梁的两个叠置的压力软管21上并且向下从机翼轮廓伸出。这些拉紧线34穿过一个用作机翼支撑件的压板33并且随后借助一个销32固定。当翼梁压力软管21被填充但尚未处于最大压力下时，该销32被推过拉紧线34的回线。压力软管21的膨胀使容纳部的拉紧线34张紧并确保与机翼支撑件的压板33的固定连接。
75.本公开内容还明确地包括单个特征组合(子组合)以及不同实施方式的一些特征的可能的、未在附图中示出的组合。
76.应在实验中确定真实的翼梁与理论最大值相比可吸收多少力矩。为此确定最大横向力f
max,real
与理论值f
max
之比，对此适用：之比，对此适用：值尤其是取决于所使用材料在负荷下的伸长率(dehnung)。因此它不是通用值。软管的纤维和带越抗拉，值就越高。尽管如此，对于初步设计计算来说，知道这个因数的数量级仍十分重要。此外，翼梁可能具有不希望的失效模式，如纵向弯曲(或屈曲，ausknicken)，因此以原始尺寸进行测试十分
重要。为在此记录的实验使用的翼梁具有4m的长度。
77.对于试验，使用内径为38mm、重量为500g/m、壁厚为4mm、爆裂压力为150bar的gh snowblast造雪机进料软管作为压力软管。在我们自己的测试中，爆裂压力平均最高为165bar。对于拉紧带，使用宽度为25mm、厚度为2mm、在10kn拉力下断裂伸长率为40kn、伸长率为3.8％且重量为41g/m的goku 2hybrid 2.5cm slack mountain slackline。软管的耐压末端结束件由推入到软管中的管构成。这些管设有两个沟纹，以用于推到软管上的夹紧卡箍。在一侧上设有压力接口，另一侧则借助末端结束件(endabschluss)封闭。在翼梁的自由端部上安装有一个末端件，该末端件固定软管的四个末端结束件并且具有拉紧带的夹紧部，这些拉紧带相对于压力软管的轴线以45
°
角度延伸。为了不因翼梁末端件的重量而歪曲翼梁上的力矩测量，在测量中借助配重来补偿翼梁末端件的重量。在翼梁的被夹紧的一侧上设置有压力接口和以45
°
角安装的拉紧带的容纳部。除了靠近翼尖的区域外，作用在支承面上的空气动力在整个翼展上是恒定的。在以45
°
角安装的拉紧带的一些交叉点上设有夹子，它们有助于翼梁的形状稳定性。
78.测量使翼梁偏转特定量所需的力。为此使翼梁在翼梁的中心以每梯级5cm的固定梯级偏转并确定其反作用力。该力在图9中的图表中示出。所述力在此被换算成围绕翼梁的固定夹紧部的力矩，相对于理论上可能的最大力矩，且在上侧上的带完全卸载的情况下。在吸收负荷的带的不同引导的情况下进行两轮测量。两条具有大虚线宽度的虚线曲线属于被证实为最佳的布置。为完整起见，也示出第一轮测量的曲线(细虚线宽度)，其中简单地只有一个带平行于上侧或下侧被拉紧。从测量中认识到，翼梁可吸收的力随着偏转线性增大。此外，清楚的是，在此使用的最大偏转还不足以达到最大力，在该最大力下上侧上的拉紧带不再吸收拉力。从该值起，力或力矩分量(momentanteil)将不再随着进一步偏转而增加。效率或力矩分量显然不取决于压力，而只取决于偏转。但翼梁所能承受的力的绝对值与压力直接成正比。
79.基于这些测量结果，在接下来的设计计算中假设这相当于图9的图表中“60bar，第二次测试(60bar，2.test)”的渐近最大值的估计值。该值因此意味着，上侧上的拉紧带在此情况下仍吸收水压的20％。这20％必须由下侧的拉紧带补偿，从而对于负荷吸收仅剩余如下力矩，该力矩通过对水压的剩余60％的补偿由下侧的拉紧带吸收。在在此使用的拉紧带的引导和夹紧中不出现不希望的失效模式，例如在偏转时翼梁的侧向弯曲。
80.对于设计，假设车辆重量为2200kg。该值也包括飞行运行所需的机翼结构。在设计机翼结构时，假设提供机翼支撑件，这对于小型飞机来说是常见的。设计计算的最终结果在图10a-b中示出。由此表明，利用目前已有的材料可以实现用于预期应用的纺织机翼。通过制造专门适用于该应用目的的软管，例如在整个长度上具有减小的横截面，能够减少水量。如果使用更耐压的软管、如石墨烯涂层纤维，则可以显著减少水量。由此需要更小的软管横截面，这有利地显著降低了飞行状态中的机翼重量。
81.附图标记列表
82.1运输设备
83.10机翼系统(支承面系统)
84.15翼鼻压力软管(圆形)
85.16网(包围翼鼻压力软管)
86.17翼鼻压力软管
87.18拉带
88.20机翼结构
89.21压力腔(翼梁)
90.22外皮蒙面材料
91.23翼肋压力腔
92.24拉紧线
93.25襟翼
94.26带
95.27间隙
96.28促动器压力腔
97.29弹性外罩
98.30收纳空间
99.31机翼支撑件
100.32销
101.33压板(机翼支撑件)
102.34拉紧线(机翼支撑件)
103.40尾翼支架
104.41u形型材
105.42节段
106.43滑动件
107.44支架
108.45容纳部
109.46电动马达(安装辅助装置)
110.50螺旋桨

技术特征：
1.机翼系统(10)，该机翼系统包括：可收纳的、尤其是可卷起和/或可折叠的空气动力学机翼结构(20)，该机翼结构具有由柔性材料制成的压力密封的管状的至少一个压力腔(21、23)，所述压力腔优选沿机翼结构(20)的翼展延伸；抗撕裂的、包裹机翼结构(20)的外皮蒙面材料(22)，其特征在于，机翼结构(20)的所述至少一个压力腔(21、23)能填充液体，并且所述机翼系统(10)包括高压泵系统，尤其是所述液体在高压下、尤其是在50bar以上、尤其是在100bar以上、尤其是在150bar以上保持在压力腔(21)中。2.根据权利要求1所述的机翼系统(10)，其特征在于，所述机翼系统(10)包括用于机翼结构(20)的收纳空间(30)，机翼结构(20)在空的状态中能定位在所述收纳空间(30)中，并且机翼结构(20)在经填充的状态中能从收纳空间(30)出来而定位到支承面位置中。3.根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，其特征在于，所述机翼系统(10)包括襟翼(25)，该襟翼包括由柔性材料制成的压力密封的管状的压力腔(21、23)，尤其是所述襟翼(25)借助抗拉的带(26)固定在机翼结构(20)上，所述带(26)沿机翼结构(20)的纵向方向从机翼结构(20)的后缘延伸至襟翼(25)的前缘，尤其是使得在机翼结构(20)的后缘与襟翼(25)的前缘之间形成间隙(27)，在该间隙(27)中平行于机翼结构(20)的后缘设置有至少两个促动器压力腔(28a、28b)，尤其是至少一个促动器压力腔(28a)设置在所述带(26)之上并且至少一个促动器压力腔(28b)设置在所述带之下。4.根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，其特征在于，所述机翼系统(10)包括尾翼支架(40)，该尾翼支架(40)可转动地支承，尤其是可转动地支承在机翼结构(20)的一半翼弦的高度上，尤其是所述尾翼支架(40)具有向下开口的u形型材(41)，该u形型材能在多个节段(42)、尤其是三个节段(42)的情况中尤其是伸缩式地移动到彼此中，尤其是滑动件(43)沿纵向方向可移动地嵌入所述u形型材(41)中，支架(44)能固定在所述滑动件上，所述支架能通过容纳部(45)被朝向尾翼支架(40)的尖端引导。5.根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，其特征在于，具有较小直径的优选为管状的第二压力腔(21)与第一压力腔(21)同轴地被引入优选为管状的第一压力腔(21)中，尤其是使得在第二压力腔(21)中存在比在第一压力腔(21)中更高的液体压力。6.根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，其特征在于，所述压力腔(21、23)是管状的。7.根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，其特征在于，多个压力腔(21、23)设置为在经填充的状态中彼此并排地和/或叠置地延伸。8.根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，其特征在于，所述压力腔(21、23)借助拉带(18、26)相互拉紧。9.根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，其特征在于，所述压力腔(21)横向于机翼结构(20)的翼展延伸，和/或所述压力腔(23)在横向于翼展的方向上曲折形或之字形地沿机翼结构(20)延伸。10.根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，其特征在于，为了提高机翼结构
的形状稳定性，所述压力腔(21、23)通过拉紧线(24)相互连接。11.运输设备(1)，所述运输设备用作在空中前进的飞行器并且用作在陆地上前进的车辆，其特征在于，所述运输设备(1)包括根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，该机翼系统优选安装在运输设备(1)的上侧上。12.根据权利要求11所述的运输设备(1)，其特征在于，至少一个用于所述机翼系统(10)的液体的容器相对于在陆地上前进时的地表设置在地面附近，尤其是设置在运输设备(1)的朝向地表的半部中，优选设置在运输设备(1)的与机翼系统(10)相对置的半部中，所述至少一个容器设置用于在作为用于在陆地上前进的车辆运行期间容纳液体，并且所述机翼系统(10)设置用于在作为用于在空中前进的飞行器运行期间容纳液体，以及所述运输设备包括泵系统，以用于将液体从所述至少一个容器泵送到机翼系统(10)中。13.根据前述权利要求11至12中任一项所述的运输设备(1)，其特征在于，所述运输设备(1)包括至少一个优选用于前进的电动马达以及作为能量载体的氧化还原液流电池，所述氧化还原液流电池包括电解质，该电解质能在根据权利要求1的高压下被填充到机翼系统(10)的机翼结构(20)的所述至少一个压力腔(21、23)中。14.根据权利要求13所述的运输设备(1)，其特征在于，所述电解质包括阳极电解液和阴极电解液，并且所述运输设备(1)包括至少两个分开的优选靠近地面的容器以及机翼系统(10)中的至少两个压力腔(21、23)，为所述压力腔(21、23)设置分开的液体回路，从而对于阳极电解液或阴极电解液分别设置至少一个容器或至少一个压力腔(21、23)，或者所述电解质包括阳极电解液，并且所述运输设备(1)包括至少一个优选靠近地面的容器以及机翼系统(10)中的至少一个压力腔(21、23)。15.根据权利要求11至14中任一项所述的运输设备(1)，其特征在于，所述压力腔(21、23)的液体回路中的液体能附加地作为冷却液被引入冷却回路之内，所述机翼结构(20)能用作热交换器。

技术总结
本发明涉及一种机翼系统(10)，其包括可收纳的、尤其是可卷起和/或可折叠的空气动力学机翼结构(20)，该机翼结构具有由柔性材料制成的压力密封的管状的至少一个压力腔(21)，所述压力腔优选沿机翼结构的翼展延伸，并且所述机翼系统包括抗撕裂的、包裹机翼结构的外皮蒙面材料(22)，其特征在于，机翼结构的所述至少一个压力腔(21)能填充液体，并且所述机翼系统包括高压泵系统，所述液体在高压下、尤其是在50bar以上、尤其是在100bar以上、尤其是在150bar以上保持在压力腔(21)中。本发明还涉及一种运输设备(1)，其用作在空中前进的飞行器和用作在陆地上前进的车辆，其特征在于，所述运输设备(1)包括根据前述权利要求中任一项所述的机翼系统(10)，该机翼系统优选安装在运输设备(1)的上侧上。设备(1)的上侧上。设备(1)的上侧上。


技术研发人员：巴斯蒂安
受保护的技术使用者：巴斯蒂安
技术研发日：2021.12.23
技术公布日：2023/7/12