專利名稱：驅(qū)動(dòng)的飛行器、尤其構(gòu)造為全翼飛機(jī)并且/或者帶有較小的雷達(dá)訊號(hào)的飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種根據(jù)權(quán)利要求1的前序部分所述的驅(qū)動(dòng)的飛行器，即帶有機(jī)身和機(jī)翼體(Rumpf- und Tragfluegelkorpus)及至少一個(gè)驅(qū)動(dòng)流道(Antriebsstroemungspassage),其從在機(jī)體表面處指向前的空氣入口經(jīng)由噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(Strahltriebwerk)穿過(guò)機(jī)體伸延至在機(jī)體表面處向后通出的推進(jìn)噴嘴(Schubduese)。
背景技術(shù)：
作為這樣的這 種類型的飛行器的示例，這里列舉戰(zhàn)略性遠(yuǎn)程轟炸機(jī)“NorthropB-2 Spirit”(圖1)以及無(wú)人駕駛的試驗(yàn)性戰(zhàn)斗機(jī)(英語(yǔ)unmanned combat air vehicle,UCAV) “Boeing X-45” (圖 2)和 “Northrop Grumman X-47 Pegasus”(圖 3)。前面僅示例性地列舉的飛行器共同的是，它們具有兩個(gè)彼此相聯(lián)系的特點(diǎn)，即一方面機(jī)身和機(jī)翼體的或多或少“最小化的”造型(相應(yīng)于所謂的全翼飛機(jī)原理(Nurflueglerprinzip))和另一方面較小的雷達(dá)訊號(hào)(Radarsignatur)。較低的雷達(dá)訊號(hào)、等同于借助于雷達(dá)發(fā)現(xiàn)飛行器的可能性較低，例如可通過(guò)吸收能量的涂漆(Anstrich)、外殼接縫(Aussenhautfuge)的傳導(dǎo)能量的密封(或多或少代替許多小的維護(hù)活門(mén)(Wartungsklappe))、將負(fù)載安置在處于內(nèi)部的艙(Schacht)中(代替作為外部負(fù)載)和另外的措施來(lái)完成或要求。尤其地，飛行器(其僅應(yīng)具有極其小的雷達(dá)訊號(hào))必須具有帶有機(jī)體表面和棱邊的針對(duì)性的取向或回避的非常簡(jiǎn)單的外部幾何構(gòu)造。不利地布置的面例如豎直取向的側(cè)尾翼面(Seitenleitwerksflaeche)引起如此多的雷達(dá)反向散射(Radarrueckstreuung)Jl!得不再可達(dá)到極其低的訊號(hào)。由于該理由，在較小的雷達(dá)訊號(hào)方面在機(jī)身和機(jī)翼體的造型(其至少近似遵守全翼飛機(jī)原理且因此不具有特別明顯的機(jī)身或在機(jī)身與機(jī)翼之間具有流線型的過(guò)渡)中得出突出的優(yōu)點(diǎn)。按照信號(hào)特別有利的基本幾何結(jié)構(gòu)應(yīng)顯現(xiàn)帶有一定的后緣掠角(Hinterkantenpfeilung)的簡(jiǎn)單的三角構(gòu)造(Deltakonfiguration),其不具有明顯的機(jī)身，并且根據(jù)可能性應(yīng)可展開(kāi)。雖然也可考慮帶有尖角的后緣，例如帶有成所謂的Lambda構(gòu)造(例如參見(jiàn)圖1和2)的機(jī)翼的機(jī)體。然而在這樣的Lambda構(gòu)造中已產(chǎn)生在雷達(dá)訊號(hào)方面一定程度的惡化。為了獲得極其小的雷達(dá)訊號(hào)，因此簡(jiǎn)單的三角構(gòu)造(例如參見(jiàn)圖3)是明顯更好的解決方案。飛行器主體的前述的且對(duì)于獲得較小的雷達(dá)訊號(hào)有利的盡管非絕對(duì)必要的造型或基本幾何結(jié)構(gòu)(尤其例如根據(jù)如在圖3中的類型顯而易見(jiàn))大多具有極端惡化的飛行特性直至空氣動(dòng)力學(xué)上不穩(wěn)定的飛行性能的缺點(diǎn)。背景是，在該機(jī)體設(shè)計(jì)中所謂的空氣動(dòng)力學(xué)的中性點(diǎn)在飛行方向上觀察相對(duì)遠(yuǎn)地處于前面。在考慮該要求的情況下，即飛行器的質(zhì)量重心(Massenschwerpunkt)因此必須同樣相對(duì)遠(yuǎn)地處于前面，良好地充分利用飛行器主體的(特別在后部的區(qū)域中充足地供使用的)容積是困難的，因?yàn)楸仨毐M可能以高密度的部件(例如(多個(gè))發(fā)動(dòng)機(jī)(Triebwerk)、(多個(gè))武器艙、裝備、(多個(gè))燃料箱等)來(lái)填充前部的區(qū)域，而必須以較小密度的部件(例如空氣管路、噴管等)來(lái)填充后部的區(qū)域。這在實(shí)踐中然而不是如此簡(jiǎn)單可能的，因?yàn)闉榇嗽谇安康臋C(jī)體區(qū)域中太少的空間供使用且各個(gè)部件當(dāng)然不能完全任意地被分布在機(jī)體中。與此相關(guān)聯(lián)的特別的問(wèn)題對(duì)于開(kāi)頭所提及的類型的已知的飛行器在借助于從空氣入口出發(fā)經(jīng)由噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)穿過(guò)機(jī)體伸延至推進(jìn)噴嘴的驅(qū)動(dòng)流道驅(qū)動(dòng)的方面產(chǎn)生。在該已知的飛行器中，這些驅(qū)動(dòng)流道中的一個(gè)或多個(gè)逆著飛行方向伸延通過(guò)飛行器主體。如果現(xiàn)在(相對(duì)密實(shí)的)發(fā)動(dòng)機(jī)出于上面提到的原因被相對(duì)遠(yuǎn)地布置在前面，則空氣入口相應(yīng)地同樣相對(duì)遠(yuǎn)地位于前面，然而這對(duì)于較小的雷達(dá)訊號(hào)極其有害的。在較小的雷達(dá)訊號(hào)方面，處于前面的空氣入口就此而言是問(wèn)題最大的部件，因?yàn)橐源诵纬傻目涨?Kavitaet)傾向于又將入射的雷達(dá)波在非常寬的區(qū)域(Aspektbereich)中福射。從前面到發(fā)動(dòng)機(jī)上“投射的雷達(dá)觀測(cè)(Radarblick) ”因此也是關(guān)鍵的，因?yàn)樾D(zhuǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)部件導(dǎo)致反射的雷達(dá)訊號(hào)的調(diào)制并且以該方式可以使飛行器的識(shí)別(連同飛行器類型的辨識(shí))成為可倉(cāng)泛?？諝馊肟诘牧硪还逃袉?wèn)題是，其在偏航角(Schiebewinkel)下產(chǎn)生側(cè)向力，其取決于聯(lián)接的驅(qū)動(dòng)流道的質(zhì)量流量和入口的形狀。尤其相對(duì)遠(yuǎn)地在前面安裝的空氣入口因此在偏航(Schiebeflug)中產(chǎn)生使飛行器不穩(wěn)定的偏航力矩(Giermoment),其無(wú)論如何必須被平衡且尤其在缺少側(cè)尾翼時(shí)可導(dǎo)致在飛行穩(wěn)定性方面的嚴(yán)重問(wèn)題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是對(duì)于開(kāi)頭所提及的類型的飛行器使在機(jī)體的造型方面更大的設(shè)計(jì)自由成為可能，尤其使根據(jù)帶有相對(duì)于已知的飛行器改善的飛行特性的全翼飛機(jī)的類型的機(jī)體成為可能，并且/或者獲得飛行器的雷達(dá)訊號(hào)的減小。根據(jù)本發(fā)明的飛行器特征在于，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的至少一部分、尤其整個(gè)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行器的飛行方向上觀察布置在空氣入口之前并且驅(qū)動(dòng)流道具有適合于此地構(gòu)造和布置的彎曲截段。本發(fā)明的基本思想在于放棄空氣入口和噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的傳統(tǒng)的相對(duì)布置并且使這些部件的位置相互“解耦”。相對(duì)于傳統(tǒng)的飛行器，在根據(jù)本發(fā)明的飛行器中噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)向前并且/或者空氣入口向后轉(zhuǎn)移。有利地，飛行器的質(zhì)量重心因此可向前轉(zhuǎn)移，這尤其對(duì)于帶有相對(duì)遠(yuǎn)地處于前面的空氣動(dòng)力學(xué)的中性點(diǎn)的機(jī)身和機(jī)翼體來(lái)說(shuō)飛行穩(wěn)定性提高(或飛行不穩(wěn)定性減小)。利用本發(fā)明，因此顯著緩解了這樣的機(jī)體構(gòu)形的穩(wěn)定性問(wèn)題。根據(jù)就此而言有趣的實(shí)施形式，例如設(shè)置成，機(jī)體大致以全翼飛機(jī)造型來(lái)構(gòu)造。在一更特別的實(shí)施形式中，前機(jī)翼棱邊(優(yōu)選地相應(yīng)大致直線地)以正的掠角(優(yōu)選地至少40° )延伸直至飛行器的頭部，而后機(jī)翼棱邊(優(yōu)選地相應(yīng)大致直線地)以負(fù)的掠角(優(yōu)選地在10°與30°之間的范圍中)延伸直至飛行器的尾部。原則上，在本發(fā)明中噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和空氣入口的位置幾乎可任意地來(lái)選取或與飛行器的所希望的空氣動(dòng)力學(xué)的和/或雷達(dá)訊號(hào)適宜的特性相匹配。在噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和空氣入口的預(yù)設(shè)的位置中那么可確定連接這些部件的流道以及將噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)與推進(jìn)噴嘴連接的流道。這些流道的精確的走向在一定的界限中可自由選擇。原則上，僅空氣入口、噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和推進(jìn)噴嘴的位置應(yīng)作為這些流道的“固定點(diǎn)”來(lái)考慮。因?yàn)閲姎馐桨l(fā)動(dòng)機(jī)的至少一部分在飛行器的飛行方向上觀察布置在空氣入口之前，驅(qū)動(dòng)流道必須具有至少兩個(gè)用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向的彎曲截段。至少一個(gè)彎曲截段是必需的，以便將進(jìn)入的空氣供給給噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的入口(例如壓縮機(jī)級(jí))。倘若噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)在此設(shè)置在“正常的安裝位置”中、即以逆著飛行方向的推進(jìn)方向(Schubrichtung),則在該供給流道的區(qū)域中已需要兩個(gè)彎曲截段。倘若噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)不是精確地在飛行方向上(更精確地說(shuō)反平行于所希望的推進(jìn)方向)來(lái)安裝，在噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)與推進(jìn)噴嘴之間的通道中的另一彎曲截段可以是必需的。倘若噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)然而在“倒轉(zhuǎn)的安裝位置”中、即以發(fā)動(dòng)機(jī)出口(例如燃燒室，必要時(shí)帶有后燃器(Nachbrenner))向前定向，貝U—個(gè)彎曲截段已足以將進(jìn)入的空氣供給給發(fā)動(dòng)機(jī)入口。然而，在該情況中至少第二彎曲截段在發(fā)動(dòng)機(jī)出口與推進(jìn)噴嘴之間的流道中是必需的。應(yīng)理解的是，驅(qū)動(dòng)流道的彎曲截段(以及其余的截段)應(yīng)盡可能流動(dòng)優(yōu)化地、即以較小的流動(dòng)阻力來(lái)構(gòu)造和布置。在一實(shí)施形式中設(shè)置成，驅(qū)動(dòng)流道的至少一個(gè)、尤其全部彎曲截段設(shè)置流動(dòng)轉(zhuǎn)向大致180°。其中轉(zhuǎn)向角尤其應(yīng)落在160°至200°的范圍中，例如在170°至190°的范圍中。由彎曲截段引起的流動(dòng)走向的彎曲可單軸地或雙軸地來(lái)設(shè)置。本發(fā)明的另外的優(yōu)點(diǎn)通過(guò)空氣入口的位置因此能夠向后轉(zhuǎn)移而產(chǎn)生。由于處于這樣的空氣入口與(相對(duì)遠(yuǎn)地布置在前面的)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)之間的且相對(duì)輕的(不那么密實(shí)的)流道，有利于質(zhì)量重心的有利的前移。此外，利用相對(duì)遠(yuǎn)地布置在后面的空氣入口可緩解開(kāi)頭所提及的產(chǎn)生不穩(wěn)定的偏航力矩的問(wèn)題。對(duì)于該情況，即空氣入口設(shè)置在飛行器的橫向伸展部中間，類似的適用于其它的可能使不穩(wěn)定的俯仰力矩。在一實(shí)施形式中設(shè)置成，機(jī)體表面具有減小飛行器的雷達(dá)訊號(hào)的造型。在該方面，尤其根據(jù)全翼飛機(jī)設(shè)計(jì)和/或帶有以(優(yōu)選地)三角或(不那么優(yōu)選地)Lambda幾何結(jié)構(gòu)的機(jī)翼的造型是有利的。如果至少對(duì)于(特別關(guān)鍵的)前部的區(qū)域中、即在“從前面的雷達(dá)觀測(cè)”中存在訊號(hào)，其相應(yīng)于小于在相同尺寸和基本幾何結(jié)構(gòu)的飛行器的傳統(tǒng)的造型中會(huì)得出的面積的10%、尤其小于1%的雷達(dá)反向散射面積，那么尤其應(yīng)存在“減小雷達(dá)訊號(hào)的”造型。在該方面，根據(jù)本發(fā)明使空氣入口能夠向后轉(zhuǎn)移提供另一重大優(yōu)點(diǎn)，即這樣的空氣入口至少在前面的區(qū)域中現(xiàn)在難以(如果能的話)借助于雷達(dá)來(lái)識(shí)別。此外，如果空氣入口從雷達(dá)儀中可看見(jiàn)，那么通過(guò)在空氣流入通道的走向中存在的彎曲截段也有效地阻止了到噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)上的直接的雷達(dá)觀測(cè)。在本發(fā)明中所設(shè)置的(至少一個(gè))彎曲截段在該方面一定程度上具有附加的用途。在一實(shí)施形式中設(shè)置成，空氣入口在飛行方向上觀察布置在飛行器的質(zhì)量重心之后并且/或者在機(jī)體的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心(Flaechenschwerpunkt)之后。因此，在飛行穩(wěn)定性和較低的雷達(dá)訊號(hào)方面可獲得特別大的優(yōu)點(diǎn)。在一實(shí)施形式中設(shè)置成，空氣入口的通入口(Muendung)在其外側(cè)上由機(jī)體的向前漸縮的、例如縮成尖的區(qū)域來(lái)限制。這一方面是對(duì)于空氣入口的低雷達(dá)訊號(hào)有時(shí)有利的造型。此外，該設(shè)計(jì)在盡可能有效的空氣入口方面具有流動(dòng)技術(shù)上的優(yōu)點(diǎn)。向后變寬的機(jī)體區(qū)域?yàn)榱魅氲目諝馓峁┮欢ǖ摹靶谐?Lauflaenge) ”，在其到達(dá)驅(qū)動(dòng)流道的例如相對(duì)緊地布置在空氣入口之后的彎曲截段之前。在一實(shí)施形式中設(shè)置成，驅(qū)動(dòng)流道至少一部分雙重地、對(duì)稱于機(jī)體的豎直的縱向中心平面來(lái)構(gòu)造。備選于“雙重的”構(gòu)造，也可考慮三重、四重等的構(gòu)造。在一實(shí)施方案變體中，多個(gè)驅(qū)動(dòng)流道包括所屬的空氣入口、噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和可能還有推進(jìn)噴嘴完全彼此分離地來(lái)布置。在另一實(shí)施方案變體中，至少一個(gè)空氣入口和/或流道的至少一個(gè)截段和/或至少一個(gè)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和/或至少一個(gè)推進(jìn)噴嘴被應(yīng)用為用于兩個(gè)(或多個(gè))這樣的驅(qū)動(dòng)流道的共同的部件。這可以以簡(jiǎn)單的方式通過(guò)在流道的區(qū)域中合適地布置的分支部(Verzweigung)和結(jié)合部(Zusammenfuehrung)來(lái)實(shí)現(xiàn)。根據(jù)驅(qū)動(dòng)流道(如上面所述在飛行器中也可安置有多個(gè))的一實(shí)施形式，其包括
-聯(lián)接到空氣入口處的用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向的第一彎曲截段，
-聯(lián)接到第一彎曲截段處的且在飛行方向上延伸的用于在飛行方向上流動(dòng)導(dǎo)向的第一縱向截段，
-聯(lián)接到第一縱向截段處的用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向的第二彎曲截段，和-聯(lián)接到第二彎曲截段處的且逆著飛行方向延伸的用于逆著飛行方向流動(dòng)導(dǎo)向的第二縱向截段。概念“在飛行方向上延伸的截段”在此應(yīng)意味著，所涉及的截段在飛行方向上觀察消除了一定距離。對(duì)此不是強(qiáng)制必需的是，所涉及的截段(精確地)平行于飛行方向伸延。而是也可考慮與飛行器的飛行方向或縱向有角度的走向，其中，這樣的角度然而優(yōu)選地相對(duì)小(例如小于30° ,尤其小于20° )。在一特別的實(shí)施形式中，第一縱向截段和/或第二縱向截段大致直線地伸延。在該實(shí)施形式的一特別的改進(jìn)方案中，驅(qū)動(dòng)流道在此具有兩個(gè)彎曲截段，其相應(yīng)設(shè)置了流動(dòng)轉(zhuǎn)向大約180° (例如在170°至190°的范圍中)。對(duì)于噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的具體的布置或定向也存在不同的可能性。在開(kāi)頭所提及的帶有第一和第二縱向截段及第一和第二彎曲截段的實(shí)施方案的一優(yōu)選的實(shí)施方案變體中例如設(shè)置成，第一縱向截段包含噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。相對(duì)于噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)例如布置在第二縱向截段中的優(yōu)點(diǎn)在于，在噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)之后的走向中產(chǎn)生的流動(dòng)損失比在發(fā)動(dòng)機(jī)入口之前的流動(dòng)損失或高的流動(dòng)阻力能更好地“控制”(可通過(guò)更高的發(fā)動(dòng)機(jī)功率補(bǔ)償)。在一實(shí)施形式中設(shè)置成，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的至少一部分、尤其整個(gè)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行方向上觀察布置在飛行器的質(zhì)量重心之前并且/或者在機(jī)體的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心之前。這使對(duì)于機(jī)身和機(jī)翼體的原本有問(wèn)題的造型能夠特別大程度地改善飛行特性。這里說(shuō)明的類型的飛行器的優(yōu)選的應(yīng)用是用作尤其帶有非常大程度(例如大于99%)地減小雷達(dá)訊號(hào)的機(jī)體幾何結(jié)構(gòu)的無(wú)人駕駛的偵察機(jī)和/或戰(zhàn)斗機(jī)(UAV或UCAV)。


接下來(lái)根據(jù)實(shí)施例參考附圖來(lái)進(jìn)一步說(shuō)明本發(fā)明。其中 圖1顯示了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的飛行器(Northrop B-2 Spirit),
圖2顯示了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的另一飛行器(Boeing X-45)，
圖3顯示了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的另一飛行器(Northrop Grumman X-47 Pegasus),
圖4顯示了根據(jù)本發(fā)明的一實(shí)施例的飛行器，
圖5在側(cè)視圖中顯示了帶有所強(qiáng)調(diào)的細(xì)節(jié)的圖4的飛行器，
圖6在俯視圖中顯示了帶有所強(qiáng)調(diào)的細(xì)節(jié)的圖4的飛行器，
圖7顯示了在圖4的飛行器中的驅(qū)動(dòng)流道的設(shè)計(jì)幾何構(gòu)造的示意性的圖示，
圖8顯不了根據(jù)一修改的實(shí)施例的相應(yīng)于圖7的圖不，
圖9顯不了根據(jù)另一修改的實(shí)施例的相應(yīng)于圖7的圖不，以及 圖10顯不了根據(jù)另一修改的實(shí)施例的相應(yīng)于圖7的圖不。
具體實(shí)施例方式圖1至3顯示了這里感興趣的類型的從現(xiàn)有技術(shù)中已知的飛行器的一些示例。這些飛行器I中的每個(gè)包括帶有機(jī)體表面3的機(jī)身和機(jī)翼體2。此外，每個(gè)飛行器I包括至少一個(gè)驅(qū)動(dòng)流道4，其從在機(jī)體表面3處指向前(正的X方向)的空氣入口 5經(jīng)由噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)6穿過(guò)機(jī)體2伸延至在機(jī)體表面3處向后通出的推進(jìn)噴嘴7。如從圖1至3中可見(jiàn)，機(jī)體2相應(yīng)根據(jù)“全翼飛機(jī)”的類型來(lái)構(gòu)造，帶有在幾乎不可識(shí)別的機(jī)身與布置在其兩側(cè)的機(jī)翼之間的流線型的過(guò)渡。機(jī)體2的該特別的造型用于或多或少地急劇減小相應(yīng)的飛行器I的雷達(dá)訊號(hào)。就此而言，不尋常的前緣掠角和后緣掠角或后緣的W形的鋸齒(圖1和2)也重要。因此，從前面或后面撞擊到相應(yīng)的飛行器上的雷達(dá)波不被向前或向后反射回，而是被向側(cè)面(在非常窄的角度范圍中)反射。為了獲得極其小的雷達(dá)訊號(hào)，然而通常相對(duì)于其它造型優(yōu)先考慮三角構(gòu)造(圖3)。在圖中標(biāo)出的坐標(biāo)系統(tǒng)表示了相應(yīng)的飛行器的飛行方向或縱向“X”、橫向“y”和高度方向“z”。在圖3中示出的飛行器I (帶有“三角-基本形狀”)中的嚴(yán)重問(wèn)題在于，所謂的空氣動(dòng)力學(xué)的中性點(diǎn)在飛行方向上觀察相對(duì)遠(yuǎn)地處在體積重心之前?？諝鈩?dòng)力學(xué)的中性點(diǎn)的位置在此通過(guò)機(jī)體2的特別的造型來(lái)限定，而質(zhì)量重心的位置決定性地通過(guò)將相對(duì)密實(shí)的部件如噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)6和燃料儲(chǔ)存箱安置在中間的和后部的機(jī)體區(qū)域中來(lái)限定。在此應(yīng)考慮的是，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)6應(yīng)布置在所關(guān)聯(lián)的空氣入口 5之后且空氣入口 5又不特別遠(yuǎn)地布置在前面，因?yàn)闄C(jī)體表面3的由該空氣入口 5形成的不連續(xù)性此外通過(guò)從前面到飛行體I上“投射的雷達(dá)觀測(cè)”將可相對(duì)良好地識(shí)別?？諝馊肟?5在相應(yīng)的機(jī)體2的上側(cè)上的在圖1至3的飛行器I中顯而易見(jiàn)的布置雖然導(dǎo)致了其對(duì)于雷達(dá)輻射(其例如從地面雷達(dá)出發(fā)從斜下方撞擊到飛行器I上)的遮蔽。然而對(duì)于水平地或傾斜地從上面射入的雷達(dá)輻射(例如由空中支持的(Iuftgestuetzt)雷達(dá)系統(tǒng)發(fā)出)不產(chǎn)生這樣的遮蔽。在質(zhì)量重心方面非常不利的在X方向上觀察的在空氣入口 5與噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)6之間的距離的增大在所示出的飛行器I中由此產(chǎn)生，即就在空氣入口 5的通入口之后設(shè)置有帶有相對(duì)大的結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度的虹吸管式地彎曲的區(qū)域，以便阻止直接的到發(fā)動(dòng)機(jī)6上的雷達(dá)觀測(cè)。
所示出的類型的飛行器的非常不利的飛行特性造成飛行不穩(wěn)定性，其簡(jiǎn)言之可與標(biāo)槍(Dartpfeil)的飛行不穩(wěn)定性相比，其被“倒過(guò)來(lái)”投射。相應(yīng)地，如果不通過(guò)復(fù)雜的航空電子設(shè)備持久地來(lái)修正飛行位置，所示出的飛行器I將墜落。對(duì)此，必須發(fā)出持久地合適的控制指令到為此設(shè)置的部件(例如在機(jī)翼處的可調(diào)節(jié)的控制面等)處。接下來(lái)，參考圖4至10說(shuō)明了相對(duì)地在飛行特征和/或在低的雷達(dá)訊號(hào)方面改善的飛行器的一些實(shí)施例。圖4說(shuō)明了一種飛行器10(例如無(wú)人駕駛的飛機(jī))，其如前面已說(shuō)明的已知的飛行器那樣具有帶有機(jī)體表面14的機(jī)身和機(jī)翼體12及至少一個(gè)驅(qū)動(dòng)流道、這里兩個(gè)驅(qū)動(dòng)流道16-1 和 16-2。這兩個(gè)驅(qū)動(dòng)流道16-1、16-2對(duì)稱于機(jī)體12的豎直的縱向中心平面來(lái)布置。接下來(lái)因此僅更精確地闡述(左邊的)驅(qū)動(dòng)流道16-1的結(jié)構(gòu)。另一(右邊的)驅(qū)動(dòng)流道16-2具有相同的結(jié)構(gòu)。驅(qū)動(dòng)流道16-1從在機(jī)體表面14處指向前(X方向)的空氣入口 18-1出發(fā)經(jīng)由噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20-1伸延至在機(jī)體表面14處向后通出的推進(jìn)噴嘴22-1。在實(shí)施形式中多重設(shè)置的、然而在其作用上類似的部件(諸如所提及的空氣入口、發(fā)動(dòng)機(jī)等)的附圖標(biāo)記被編號(hào)(相應(yīng)通過(guò)連字符和連續(xù)的數(shù)字來(lái)補(bǔ)充)。接下來(lái)還通過(guò)未補(bǔ)充的附圖標(biāo)記來(lái)參考各個(gè)這樣的部件或參考這樣的部件的總體。飛行器10的特點(diǎn)在于，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20-1在飛行方向X上觀察布置在所關(guān)聯(lián)的空氣入口 8-1之前(而不在之后)并且驅(qū)動(dòng)流道16-1具有適合于此地構(gòu)造和布置的彎曲截段。在所示出的實(shí)施例中，驅(qū)動(dòng)流道16-1包括
-聯(lián)接到空氣入口處8-1的用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向的第一彎曲截段24-1，其中，這里在豎直的x-z平面中設(shè)置有單軸的流動(dòng)轉(zhuǎn)向180°，
-聯(lián)接到第一彎曲截段24-1處的且在飛行方向(正的X方向)上延伸的用于在飛行方向上流動(dòng)導(dǎo)向的第一縱向截段26-1，其中，這里設(shè)置有或多或少精確地在X方向上的走向且該第一縱向截段26-1包含噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20-1,其延伸基本上要求截段26-1的整個(gè)結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度，
-聯(lián)接到第一縱向截段26-1處的用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向的第二彎曲截段，其中，這里然而在水平的x-y平面中同樣設(shè)置有轉(zhuǎn)向180°，
-聯(lián)接到第二彎曲截段28-1處的且逆著飛行方向(負(fù)的X方向)延伸的用于逆著飛行方向流動(dòng)導(dǎo)向的第二縱向截段30-1，其中，這里如對(duì)于第一縱向截段那樣設(shè)置有基本上精確地在(負(fù)的)x方向上的走向，使得兩個(gè)縱向截段26-1和30-1在橫向y上觀察彼此并排地且平行或反平行于正的X方向伸延。有利地，飛行器10的質(zhì)量重心M相對(duì)遠(yuǎn)地處于前面并因此靠近空氣動(dòng)力學(xué)的中性點(diǎn)N。由此導(dǎo)致對(duì)于根據(jù)全翼飛機(jī)造型構(gòu)造的機(jī)體12的更高的穩(wěn)定性或明顯改善的飛行特性。在該方面，此外空氣入口 18相對(duì)遠(yuǎn)地向后轉(zhuǎn)移是有利的。這減小了可能出現(xiàn)的不希望的偏航力矩、尤其在偏航角下。在圖4中此外繪出機(jī)體12的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心的位置且以G來(lái)表示。輪廓12的造型在所示出的實(shí)施例中用于減小飛行器10的雷達(dá)訊號(hào)。就此而言，空氣入口 18的布置同樣是最有利的，因?yàn)槠溆商幱诟懊娴妮喞獏^(qū)域更好地相對(duì)于雷達(dá)輻射來(lái)遮蔽，并且(通過(guò)彎曲截段24-1)非常有效地阻止到噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20-1上的直接的雷達(dá)觀測(cè)。所示出的帶有向后轉(zhuǎn)移的空氣入口 18和“倒轉(zhuǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝”的飛行器10因此以優(yōu)雅的方式排除了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的飛行器的開(kāi)頭所闡述的問(wèn)題。如果噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20的至少一部分布置在空氣入口 18之前，那么這些優(yōu)點(diǎn)已產(chǎn)生。與根據(jù)圖4的圖示不同，即例如空氣入口 18相對(duì)于噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20也可被布置在更前面，直至到(在X方向上觀察)在發(fā)動(dòng)機(jī)入口 32與發(fā)動(dòng)機(jī)出口 34之間的區(qū)域中。然而通常更好的是一布置，如所示出的那樣，在其中整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)20布置在空氣入口 18之前。概念“噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)”這里(與驅(qū)動(dòng)流道的其余截段相區(qū)分)應(yīng)標(biāo)明了該區(qū)域，在其中安置了對(duì)于在所涉及的發(fā)動(dòng)機(jī)類型中的流動(dòng)介質(zhì)(空氣或燃燒產(chǎn)物)的加速所必需的部件。對(duì)于通用的發(fā)動(dòng)機(jī)類型，這是至少一個(gè)增壓器級(jí)或壓縮機(jī)級(jí)、接著的燃燒室和最后還聯(lián)接的渦輪(用于驅(qū)動(dòng)該至少一個(gè)增壓器級(jí)或壓縮機(jī)級(jí))。在所示出的實(shí)施例中，空氣入口 18非常有利地不僅位于質(zhì)量重心M之后而且(緊緊)在幾何的面重心G之后。相對(duì)地，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20在所示出的實(shí)施例中完全位于幾何的面重心G之前且噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20的至少一部分位于質(zhì)量重心M之前。與根據(jù)圖4 (在其中驅(qū)動(dòng)流道雙重地(單獨(dú)的驅(qū)動(dòng)流道16-1和16-2)、對(duì)稱于機(jī)體12的豎直的縱向中心平面來(lái)構(gòu)造)的圖示不同，也可非對(duì)稱于豎直的縱向中心平面布置有一個(gè)或多個(gè)驅(qū)動(dòng)流道。同樣不同于根據(jù)圖4的圖示，即例如也可(優(yōu)選地)對(duì)稱或(不那么優(yōu)選地)非對(duì)稱于豎直的縱向中心平面設(shè)置有僅僅唯一的驅(qū)動(dòng)流道。為了建立對(duì)稱性，第一和第二彎曲截段24和28可在x-z平面中相應(yīng)設(shè)置彎曲的流動(dòng)走向。這樣的布置在中心的驅(qū)動(dòng)流道此外例如可被與至少一對(duì)彼此對(duì)稱的、偏心布置的驅(qū)動(dòng)流道(例如如在圖4中所示)相組
八
口 o在圖4中僅示例性地示出的布置幾何結(jié)構(gòu)或拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的其它的可能的修改方案例如從下面還進(jìn)一步給出的與圖7至10相聯(lián)系的說(shuō)明中得出。圖5和6中再次以側(cè)視圖(圖5)或俯視圖(圖6)說(shuō)明了帶有直接聯(lián)接在其處的第一彎曲截段24的空氣入口 18的非常遠(yuǎn)地處于后面的布置。在這些圖中可良好地識(shí)別出空氣入口 18的通入口在其外側(cè)上如何由機(jī)體12的向前縮成尖的區(qū)域來(lái)限制。因此，在彎曲截段24到達(dá)之前對(duì)進(jìn)入的空氣有利地提供一定的行程?？s成尖的機(jī)體區(qū)域的兩個(gè)側(cè)棱鑒于減小雷達(dá)訊號(hào)如從圖6中顯而易見(jiàn)的那樣平行于側(cè)前的機(jī)翼棱邊來(lái)定向?？諝馊肟?18的通入口或其棱邊也不同于所示出的實(shí)施例地來(lái)造型。通入口棱邊平行于后面的(代替前面的)機(jī)翼棱邊的定向例如也可以是對(duì)于較小的雷達(dá)訊號(hào)有利的。在圖5中，在彎曲截段24處此外可識(shí)別出相當(dāng)普遍地對(duì)于在本發(fā)明的范圍中所設(shè)置的彎曲截段有利的特點(diǎn)。其在于，所涉及的彎曲截段(這里彎曲截段24)為了獲得一定的轉(zhuǎn)向角度(“理論轉(zhuǎn)向角”，這里180° )在第一伸延區(qū)域中設(shè)置了轉(zhuǎn)向略微更大的角度(這里大約190°，通常例如直至比“理論轉(zhuǎn)向角”大20%)而在直接聯(lián)接于此的第二伸延區(qū)域中設(shè)置了相對(duì)小的、相反的彎曲(這里大約-10° )。(該特點(diǎn)也在圖7至10的示意性的圖示中表明。)因此可在一定的豎直的結(jié)構(gòu)空間要求的情況下相對(duì)于連續(xù)均勻的彎曲(例如為了獲得180°彎曲的半圓形)有利地減小流動(dòng)阻力。概括地，在根據(jù)圖4至6的實(shí)施例中與現(xiàn)有技術(shù)相區(qū)別空氣入口 18向后轉(zhuǎn)移，而噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20在倒過(guò)來(lái)的安裝位置中(在后面帶有壓縮機(jī)級(jí)或增壓器級(jí))向前轉(zhuǎn)移?？諝馊肟?18經(jīng)由特別設(shè)計(jì)于良好的效率的180°彎管(Kruemmer)(第一彎曲截段24)與噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20相連接。發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣經(jīng)由另一 180°彎管(第二彎曲截段28)到達(dá)反平行于噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20伸延的噴管(縱向截段30)中。優(yōu)選地，推進(jìn)噴嘴22 (或單個(gè)推進(jìn)噴嘴22-1與22-2的組合)如所示出的那樣是平型噴嘴(Flachduese)，優(yōu)選地帶有偏航矢量控制。在一有利的改進(jìn)方案中，驅(qū)動(dòng)流道16在它的直至噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20的區(qū)域中、即例如尤其在空氣入口 18的區(qū)域中包括至少一個(gè)空氣支路。在相關(guān)的部位處分出的空氣例如可設(shè)置用于冷卻目的。備選地或附加地，該空氣可被供給給在“噴管”(縱向截段30)的區(qū)域中的所謂的噴射器或推進(jìn)噴嘴22。為此，未示出的空氣流道例如可從空氣入口 18出發(fā)伸延至推進(jìn)噴嘴22。有利地，對(duì)于這樣的空氣流道得出相對(duì)小的長(zhǎng)度。此外，因此可避免損害較小的雷達(dá)訊號(hào)的輔助空氣入口。利用本發(fā)明，可實(shí)現(xiàn)帶有極其小的雷達(dá)訊號(hào)和盡管如此相對(duì)良好的飛行特性的飛行器。尤其可獲得例如下列優(yōu)點(diǎn)
-對(duì)于信號(hào)關(guān)鍵的入口被設(shè)置在飛行器的后部的區(qū)域中，由此其由結(jié)構(gòu)(機(jī)體)本身很大程度上遮蔽入射的雷達(dá)波，特別在重要的前面的下部的區(qū)域中。-同時(shí)阻止對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的直接觀測(cè)。-入口的結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度可被明顯增大并且與處于前面的入口相比提供更多空間用于吸收雷達(dá)的措施。-特別重的發(fā)動(dòng)機(jī)可被進(jìn)一步向前轉(zhuǎn)移而特別輕的入口向后。這根據(jù)重心有利地起作用且非常明顯地改善了結(jié)構(gòu)的充分利用，如上面所說(shuō)明的那樣。-入口處的側(cè)向力(其在前面的位置中導(dǎo)致了不穩(wěn)定的偏航力矩)特別對(duì)于在啟動(dòng)時(shí)大的特定的質(zhì)量流量在該情況中產(chǎn)生了偏航運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定化，由此該構(gòu)造在整個(gè)飛行包線(Flugenvelope)中至少容易穩(wěn)定。由此，所需要的偏航控制勢(shì)能和調(diào)節(jié)器耗費(fèi)顯著減少。-用于噴嘴等的噴射器(所有特別輕的部件)和冷卻流在缺少訊號(hào)的構(gòu)造中不應(yīng)經(jīng)由處于外面的輔助入口而是從發(fā)動(dòng)機(jī)入口來(lái)供應(yīng)。在處于后面的入口中，供給管路非常短。-在入口處正確設(shè)計(jì)180°彎管的情況中，彎管損失可被保持得較小，使得入口效率也良好。接下來(lái)，參考圖7至10示例性地說(shuō)明了在(多個(gè))驅(qū)動(dòng)流道的區(qū)域中布置幾何結(jié)構(gòu)的一些修改。圖7再次顯示了圖4至6的已說(shuō)明的實(shí)施例的原則上的布置幾何結(jié)構(gòu)。在該實(shí)施方案中，在橫向(y方向)上彼此分離地設(shè)置有兩個(gè)單獨(dú)的驅(qū)動(dòng)流道16-1和16-2。相應(yīng)地，設(shè)置有兩個(gè)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20-1和20-2。其相應(yīng)“倒過(guò)來(lái)安裝”，也就是說(shuō)其發(fā)動(dòng)機(jī)入口 32在縱向(X方向)上相應(yīng)處于其發(fā)動(dòng)機(jī)出口 34之后(也參見(jiàn)圖4)。圖8至10以相應(yīng)于圖7的示意性的圖示顯示了一些可能的修改。對(duì)于起相同作用的部件在此使用相同的附圖標(biāo)記，相應(yīng)通過(guò)用于實(shí)施形式的區(qū)分的小寫(xiě)字母來(lái)補(bǔ)充。在接下來(lái)的說(shuō)明中，主要僅研究與已說(shuō)明的實(shí)施例的區(qū)別而其余以此明確地參照之前的實(shí)施例的說(shuō)明。圖8顯示了相對(duì)于圖7修改的布置幾何結(jié)構(gòu)，在其中噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20a不布置在第一縱向截段26a的區(qū)域中而布置在第二縱向截段30a的區(qū)域中。相應(yīng)地，該噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20a設(shè)置在“正常的安裝位置中”。該修改在流動(dòng)損失方面通常比圖7的幾何結(jié)構(gòu)更不利，然而在一定的應(yīng)用情況中也可帶來(lái)優(yōu)點(diǎn)。根據(jù)圖7和8的設(shè)計(jì)的另一可能的修改在于，多個(gè)驅(qū)動(dòng)流道不完全分離地來(lái)構(gòu)造，而是部分地通過(guò)共同利用的部件。由此，例如代替在圖7和8中分離地示出的兩個(gè)推進(jìn)噴嘴，備選地也可設(shè)置有唯一的共同用于兩個(gè)驅(qū)動(dòng)流道的推進(jìn)噴嘴，其通過(guò)流動(dòng)結(jié)合部(“Y形件”)聯(lián)接到向后伸延的縱向截段30-1和30-2處。圖9說(shuō)明了一類似的修改，在其中這樣的流動(dòng)結(jié)合部已直接布置在兩個(gè)彎曲截段28b-l和28b-2之后，其又通到共同利用的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)20b中。圖10顯示了相對(duì)于根據(jù)圖7的實(shí)施形式的另一修改，在其中第二彎曲截段28c-l和28c-2如在圖7中那樣處于x-y平面中，然而該流動(dòng)在y方向上觀察不朝向飛行器中心而是朝向飛行器外部轉(zhuǎn)向。備選于或附加于在圖7至10中所示的“雙重的”驅(qū)動(dòng)流道，所涉及的飛行器例如也可裝備有“單重的”驅(qū)動(dòng)流道。對(duì)于根據(jù)圖7至10的實(shí)施形式共同的是，第一彎曲截段和第二彎曲截段相應(yīng)設(shè)置了單軸彎曲的流動(dòng)轉(zhuǎn)向。然而這絕對(duì)不是強(qiáng)制的。與此相區(qū)別，第一彎曲截段和/或第二彎曲截段例如可設(shè)置雙軸的彎曲。此外，對(duì)于根據(jù)圖7至10的實(shí)施例共同的是，第一彎曲截段相應(yīng)設(shè)置了在豎直的x-z平面中的彎曲而第二彎曲截段相應(yīng)設(shè)置了在水平的x-y平面中的彎曲。這也不是強(qiáng)制的。原則上，相應(yīng)的彎曲軸線(例如在雙軸的彎曲中“主彎曲軸線”)可或多或少任意地且很大程度上彼此獨(dú)立地來(lái)設(shè)置。在一特別的實(shí)施形式中，與根據(jù)圖7至10的示例相區(qū)別，例如設(shè)置成，不僅第一彎曲截段而且第二彎曲截段主要設(shè)置在x-z平面中的彎曲或者主要在x-y平面中的彎曲。相當(dāng)普遍地重要的僅是，驅(qū)動(dòng)流道的所有的彎曲的“聯(lián)合(Verkettung) ”整體上導(dǎo)致，空氣流動(dòng)(在空氣入口處)從它的在負(fù)的X方向上的定向出發(fā)經(jīng)由驅(qū)動(dòng)流道的部分地彎曲的走向最終又在負(fù)的X方向上定向地離開(kāi)飛行器主體(在(多個(gè))推進(jìn)噴嘴處)。
權(quán)利要求
1.一種飛行器，其帶有機(jī)身和機(jī)翼體(12)及至少一個(gè)驅(qū)動(dòng)流道(16)，所述驅(qū)動(dòng)流道 (16)從在機(jī)體表面(14)處指向前(+X)的空氣入口(18)經(jīng)由噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20)伸延穿過(guò)所述機(jī)體(12)至在所述機(jī)體表面(14)處向后(-X)通出的推進(jìn)噴嘴(22)，其特征在于，所述噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20)的至少一部分、尤其整個(gè)所述噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20) 在所述飛行器(10)的飛行方向(+X)上觀察布置在所述空氣入口(18)之前且所述驅(qū)動(dòng)流道(16)具有適合于此地構(gòu)造和布置的彎曲截段(24，28)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述空氣入口(18)在飛行方向上觀察布置在所述飛行器(10)的質(zhì)量重心(M)之后并且/或者在所述機(jī)體(12)的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心(G)之后。
3.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，所述空氣入口(18)的通入口在其外側(cè)上由所述機(jī)體(12)的向前漸縮的、例如縮成尖的區(qū)域來(lái)限制。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，所述驅(qū)動(dòng)流道(16)至少一部分雙重地、對(duì)稱于所述機(jī)體(12)的豎直的縱向中心平面來(lái)構(gòu)造。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，所述驅(qū)動(dòng)流道(16)包括-聯(lián)接到所述空氣入口(18)處的用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向的第一彎曲截段(24)，-聯(lián)接到所述第一彎曲截段(24)處的且在飛行方向(+X)上延伸的用于流動(dòng)導(dǎo)向的第一縱向截段(26)，-聯(lián)接到所述第一縱向截段(26)處的用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向的第二彎曲截段(28)，和 -聯(lián)接到所述第二彎曲截段(28)處的且逆著飛行方向(-X)延伸的用于流動(dòng)導(dǎo)向的第二縱向截段(30)。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛行器，其中，所述第一縱向截段(26)包含所述噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20)。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，所述噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20)的至少一部分、尤其整個(gè)所述噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20)在飛行方向(+X)上觀察布置在所述飛行器的質(zhì)量重心(M)之前并且/或者在所述機(jī)體(12)的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心(G)之N / .刖。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，所述彎曲截段(24，28)中的至少一個(gè)具有用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向確定的第一角度的第一伸延區(qū)域和直接聯(lián)接到其處的用于流動(dòng)轉(zhuǎn)向小于第一角度的第二角度的帶有相反的彎曲方向的第二伸延區(qū)域。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器(10)，其帶有機(jī)身和機(jī)翼體(12)且?guī)в兄辽僖粋€(gè)驅(qū)動(dòng)流道(16)，驅(qū)動(dòng)流道(16)從在機(jī)體表面(14)處指向前(+x)的空氣入口(18)經(jīng)由噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20)伸延穿過(guò)機(jī)體(12)至在機(jī)體表面(14)處向后(-x)通出的推進(jìn)噴嘴(22)。噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20)的至少一部分、尤其整個(gè)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(20)在飛行器(10)的飛行方向(+x)上觀察布置在空氣入口(18)之前且驅(qū)動(dòng)流道(16)具有適合于此地構(gòu)造和布置的彎曲截段(24,28)。
文檔編號(hào)B64D27/16GK103038132SQ201180029410
公開(kāi)日2013年4月10日 申請(qǐng)日期2011年6月14日 優(yōu)先權(quán)日2010年6月16日
發(fā)明者B.比希勒, J.多恩瓦爾德, G.維德金德 申請(qǐng)人:伊德斯德國(guó)股份有限公司