專利名稱：飛行裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行裝置，它具有至少一個被驅(qū)動的臥設(shè)在殼體中的旋翼，由該旋翼可產(chǎn)生一個大于飛行裝置重量的浮力，以及一個產(chǎn)生在主飛行方向上的驅(qū)動力的驅(qū)動裝置，其中殼體基片上是圓翼結(jié)構(gòu)的，在旋翼的區(qū)域中具有空氣導(dǎo)向裝置，用來影響旋翼射流，使得借助了空氣導(dǎo)向裝置可以控制飛行裝置在懸停飛行中的方向和位置，圓翼在有入流作用下產(chǎn)生動態(tài)浮力。這種類型的飛行裝置曾在歐洲專利公開文獻(xiàn)Nr0303410中有過描述。
試驗(yàn)曾表明，這種飛行裝置的在主飛行方向上的飛行速度被限制在較低的速度上。當(dāng)飛行速度較高時，旋翼射流和圓翼上的入流就相互產(chǎn)生不利的影響(圓翼是由殼體形成的)，使得飛行裝置在達(dá)到一定的速度后就會陷入一個不穩(wěn)定的飛行狀態(tài)。圓翼上的流動情況至今在很大程度上還是不清楚的，在圓翼在中央由旋翼射流流過的情況則更是如此。
本發(fā)明的任務(wù)是，對上述飛行裝置進(jìn)行結(jié)構(gòu)改進(jìn)，使得除了被控制的是停飛行外，還可以在高速度下充分利用圓翼的動態(tài)浮力進(jìn)行一種被驅(qū)動的滑行飛行。
這一任務(wù)由權(quán)利要求書中所列特性來解決。
本發(fā)明人采用通流的圓翼進(jìn)行的試驗(yàn)已表明，通過旋翼流動可以這樣影響動態(tài)浮力，即在達(dá)到一定的速度之后，在沿飛行方向上，在前部區(qū)域上的浮力大大增大而在后部區(qū)域上的浮力大大減小。在這一速度之后不可能通過相應(yīng)地偏轉(zhuǎn)旋翼射流來補(bǔ)償這種效應(yīng)。另一方面面，在懸停飛行中則只有通過偏轉(zhuǎn)旋翼射流來實(shí)現(xiàn)控制。
令人驚奇的是，通過偏轉(zhuǎn)旋翼射流來實(shí)現(xiàn)控制和主要通過旋翼實(shí)現(xiàn)浮力和驅(qū)動力所處的速度范圍是與可以通過控制裝置的入流產(chǎn)生足夠的動態(tài)控制力以補(bǔ)償所述的對通流圓翼的影響或效應(yīng)所處的速度范圍相互相交的。這一過渡范圍可以使速度范圍進(jìn)一步擴(kuò)大，在這范圍中圓翼本身就可以產(chǎn)生一個足夠大的動態(tài)浮力，從而不需要旋翼的作用(或貢獻(xiàn))，由此圓翼上不再有通流發(fā)生。
在低速度范圍中，浮力和驅(qū)動力以及控制都僅由旋翼射流實(shí)現(xiàn)，在高的速度范圍中，浮力由關(guān)閉的圓翼上的入流動態(tài)地實(shí)現(xiàn)，而在過渡范圍中是一種“混合”狀態(tài)，即不僅旋翼射流，而且控制裝置或圓翼上的入流都對控制和產(chǎn)生浮力起作用。
下面根據(jù)兩個實(shí)施例并對照附圖描述本發(fā)明。


圖1為飛行裝置第一實(shí)施例的側(cè)視圖，圖2為圖1所示飛行裝置的前視圖，圖3為圖1所示飛行裝置的俯視圖，圖4為旋翼區(qū)域和中央艙的部分俯視圖，圖5為通過相應(yīng)區(qū)域的中軸的截面視圖，圖6為薄片場的一個示意視圖，圖7為飛行裝置的第二實(shí)施例的俯旋圖，圖8為圖7所示飛行裝置的前視圖，圖9為圖8所示飛行裝置的側(cè)視圖，圖10為薄片場的第二種實(shí)施例的示意11為過渡飛行(或飛行轉(zhuǎn)變)時受力情況的示意圖。
圖1至3示出了飛行裝置第一實(shí)施例的殼體及控制裝置(尾翼)的外部結(jié)構(gòu)，這種飛行裝置載人數(shù)定為六人。艙1設(shè)置在旋翼殼2的中央，并向上和向下延伸，超出旋翼殼。該艙中設(shè)置六人座位(包括兩個駕駛員的座位)以及驅(qū)動透平了(也參看圖3)。
驅(qū)動透平了可有選擇地驅(qū)動一臥設(shè)的旋翼4(參見圖4，5)或者一個水平作用的螺旋槳5。旋翼2有一個在飛行裝置懸停飛行中被旋翼射流穿過的環(huán)形空氣導(dǎo)向區(qū)域6和一個在外部與之相鄰接的殼體部分7，該部分構(gòu)成一個具有浮力型面的卵形圓翼。“圓翼”這一概念應(yīng)是指其翼展跨距基本上等于其長度的機(jī)翼結(jié)構(gòu)形式。在殼體部分7的外部裝有一個分開的后部控制裝置(尾翼)8，8′，它位于旋翼射流的作用范圍之外。該旋翼射流在飛行裝置懸停飛行時流過圓翼并在向前運(yùn)動時與圓翼交疊。尾翼8，8′上裝有升降舵9，9′和方向舵10，10′，用于控制飛行裝置的滑行和懸停飛行到滑行之間的過渡，這還要詳細(xì)說明。此外還可設(shè)置位于前面的穩(wěn)定翼11，11′。尾翼也可以與(擴(kuò)大的)圓翼制成一體。殼體上還裝有一個可折疊起來的運(yùn)行架12。
由圖4和5可看到該實(shí)施例中旋翼4的機(jī)械結(jié)構(gòu)和其驅(qū)動裝置。旋翼片21固定在一個環(huán)形的箱形座20上，位于8的外部，旋翼片的控制定位角被調(diào)定好。根據(jù)旋翼片的布局和旋翼轉(zhuǎn)速大小的不同，旋翼片可設(shè)得多些或必要時也可少些。在箱形座上裝有一個具有內(nèi)齒環(huán)的滾子軸承22，它裝在一個差動傳動裝置26的從動軸25上。差動傳動裝置的另一從動軸(未示出)則傳動水平作用的螺旋槳5。對用于旋翼的從動軸25進(jìn)行制動，可使旋翼轉(zhuǎn)速下降，直到停止，以便將驅(qū)動轉(zhuǎn)矩經(jīng)差動傳動裝置部分地或全部傳遞到螺旋槳5上或者沿反向進(jìn)行。在懸停飛行時驅(qū)動透平3只對旋翼4作用，此時旋翼保持在被驅(qū)動的滑動飛行狀態(tài)并且驅(qū)動力矩全部傳遞到螺旋槳5上。
在旋翼4下面的一個第一平面上裝有一個靜力學(xué)流動導(dǎo)向系統(tǒng)的導(dǎo)向葉片14。這些導(dǎo)向葉片14沿徑向在艙1和旋翼殼體外部殼體部體7之間延伸，其功能在于接受旋翼射流的轉(zhuǎn)動分量并建立一個壓力增大區(qū)，而由位于下面的可擺動的薄片15對該壓力區(qū)卸載。此外導(dǎo)向葉片14還構(gòu)成支承殼體結(jié)構(gòu)的一部分。在該實(shí)施體中，共設(shè)置了30個這種徑向?qū)蛉~片14，對圓翼起到了良好的加強(qiáng)作用。
在旋翼4下面的一個第二平面上設(shè)置了可擺動的薄片15，用于控制旋翼射流的出口方向和出口速度。在本實(shí)施例中，這些薄片大部分都是設(shè)置在飛行方向的橫向上。正如還要說明的那樣，該薄片布置是分成一些單獨(dú)的場(或區(qū)域)，在這些場中，借助于伺服侍動的操縱桿16可使薄片集體平行地或成對相對地擺動(見圖6)。
旋翼4上面由一個在主飛行方向有平行牽條17的柵蓋保護(hù)。
如已提及的那樣，本發(fā)明的飛行裝置具有多個不同的飛行狀態(tài)，可相互交疊地轉(zhuǎn)變，這對安全運(yùn)行是不不可少的。
第一種飛行狀態(tài)是懸停飛行。浮力、運(yùn)動和位置控制受旋翼射流來影響，亦即，射流在薄片布置的各個場中受到的節(jié)流或方向改變而會影響上述各項(xiàng)。圖6中示出薄片布置的第一個實(shí)施例。各單個場由羅馬數(shù)字標(biāo)注。
如果一個場中的薄片從一個垂直位置集體地平行擺動，則對旋翼射流的一部分產(chǎn)生或強(qiáng)或弱的偏轉(zhuǎn)作用。相應(yīng)的反動矢量則產(chǎn)生一個水平的分力，該分力可用著驅(qū)動力或控制力。如果薄片成對地相對擺動則這種水平分力不會產(chǎn)生，而在相關(guān)場中的浮力則下降。
按照這一原理，在懸停飛行中通過相應(yīng)地調(diào)節(jié)薄片就可以影響飛行裝置的位置和運(yùn)動。
其中場Ⅻ和Ⅵ具有平行擺動的薄片用于產(chǎn)生沿著或逆著主飛行方向的驅(qū)動力。場Ⅲ和Ⅸ具有在不同方向的平行擺動的薄片中同樣也對產(chǎn)生驅(qū)動力起作用。
八個場Ⅰ、Ⅱ、Ⅳ、Ⅴ、Ⅶ、Ⅷ和Ⅹ、Ⅺ集體地起著控制飛行裝置垂直運(yùn)動的作用，為此，薄片要成對地相對擺動，以便在沒有水平分量下對浮力施加影響。場Ⅰ和Ⅺ以及Ⅴ和Ⅶ對抗地共同作用對繞橫軸的重疊傾斜(趨勢)進(jìn)行影響。例如如果在場Ⅰ和Ⅺ中薄片大約關(guān)閉一些的話，由于浮力下降，飛行裝置則會繞橫軸向前傾斜等等。為了重疊地控制繞縱軸的傾斜，按照相應(yīng)的方式將對場Ⅱ和Ⅳ以及Ⅹ和Ⅷ進(jìn)行對抗性地(相克地地)控制。
最后，場ⅩⅣ和ⅩⅢ用于在薄片平行擺動時產(chǎn)生側(cè)面移動動。
對薄片的偏轉(zhuǎn)控制原則下是從敞開位置進(jìn)行的，此時垂直運(yùn)動和水平運(yùn)動控制的位置控制是重疊的。由此旋翼射流在整個范圍上都起作用，并且不會出現(xiàn)強(qiáng)的局部壓力波動，而這種壓力波動會導(dǎo)致對旋翼葉片的沖擊。
由此方法可在懸停飛行中達(dá)到直至55公里/小時左右的速度。如已陳述的那樣，此時出現(xiàn)了由旋翼射流流過的圓翼上逐漸所增強(qiáng)的入流，使圓翼前端上的浮力的增加要比其后端上大得多。速度在約35公里/小時后，尾翼8，8′的作用逐漸增大，以補(bǔ)償這一力矩矩。
速度在約55公里/小時到約90公里/小時之間出現(xiàn)一過渡狀態(tài)。最遲在這速度范圍中飛行裝置至少由螺旋槳5部分地驅(qū)動，該螺旋槳構(gòu)成了一個與旋翼射流無關(guān)的驅(qū)動機(jī)構(gòu)。在這種飛行狀態(tài)下，薄片的控制影響逐漸減弱而更多地由尾代替，該尾翼位于旋翼側(cè)面外部從而不受射出的旋翼射流的影響。由此可以產(chǎn)生一種控制作用，來補(bǔ)償圓翼上分布不均勻的浮力，并且獨(dú)立于旋翼射流和圓翼上的入流。
從約90公里/小時至最大速度(約400公里/小時)(根據(jù)SLSC-海平面標(biāo)準(zhǔn)條件)，最多將完全由螺旋槳5產(chǎn)生驅(qū)動力而由圓翼產(chǎn)生浮力。薄片被關(guān)閉，旋翼則不起作用。從而圓翼不在被射流流過。由尾翼8，8′按常規(guī)方式承擔(dān)其控制功能。顯然，驅(qū)動力除了由螺旋槳5產(chǎn)生外也可以由其它方式產(chǎn)生。如果采用一種稱為可逆轉(zhuǎn)透平作為驅(qū)動機(jī)構(gòu)，那么在滑行飛行時該透平可直接用著噴氣發(fā)動機(jī)。
如前已述，尾翼8，8′及11，11′可以在懸停飛行中射流流過圓翼時對圍繞橫向軸的逐漸增大的力矩進(jìn)行補(bǔ)償，直到在沒有旋翼射流的作用下產(chǎn)生一個足夠的動態(tài)浮力，之后過渡到被驅(qū)動的滑行飛行狀態(tài)，由此可在很經(jīng)濟(jì)的方式下實(shí)現(xiàn)很高的飛行速度。
由于飛行裝置在滑行時所需驅(qū)動功率最小，因此當(dāng)飛行裝置在一定情況下超負(fù)荷時不可能采用“懸停飛行”和“過渡飛行”運(yùn)動方式，而通過螺旋槳驅(qū)動力進(jìn)行的滑行和常規(guī)起飛則總是可能的。因此加滿油的重載的飛行裝置總是可以在滑行飛行狀態(tài)下起飛并經(jīng)過較長時間的飛行后過渡到懸停飛行狀態(tài)，此時燃料的重量也足夠地減少。
圖7-11中示出了本發(fā)明飛行裝置的第二個有利的實(shí)施例。與圖1-6中所示實(shí)施例相比，它有一些不同之處，它可以尤其從圖710中看出。
如圖7所示，在該實(shí)施例中，螺旋槳5′位于飛機(jī)的機(jī)翼前部上上，由兩個透平3′和3″驅(qū)動，透平的驅(qū)動力通過傳動機(jī)構(gòu)27傳遞給螺旋槳5′。這種驅(qū)動例如可以直接進(jìn)行或通過合適的減速機(jī)構(gòu)完成。旋翼的驅(qū)動機(jī)構(gòu)(此種情況下旋翼有11個葉片21)在一個驅(qū)動軸上運(yùn)行，該驅(qū)動軸例如由合適的聯(lián)結(jié)件與傳動機(jī)構(gòu)27相連，這種聯(lián)結(jié)件例如可以是油或磁鐵聯(lián)結(jié)件，通過它，旋翼在被驅(qū)動的滑行狀態(tài)時將與透平脫開。為了控制螺旋槳5′的進(jìn)給量可以例如改變其葉片的定位角。這種力的傳遞方式中可以取消上述差動傳動機(jī)構(gòu)。
驅(qū)動透平3′和3″裝在飛行裝置前端頂部使飛行裝置的重心點(diǎn)前移，改善了過渡階段的飛行性，如圖11所示。如已陳述，旋翼射流和圍繞飛行裝置流動的空氣共同作用，在這一飛行階段將使得圓翼前部的浮力增大而后部的浮力減小。由此產(chǎn)生一轉(zhuǎn)矩(pitch)，這在圖11中也箭頭p表示。這一轉(zhuǎn)矩將通過前部穩(wěn)定翼11，11′的相應(yīng)的定位角和升降舵9，9′來抑制。如果飛機(jī)重心點(diǎn)位于飛機(jī)浮力中心前面，那么就會形成一個附加的轉(zhuǎn)矩，該轉(zhuǎn)矩與調(diào)整作用p相反，而支持穩(wěn)定翼11，11′和升降舵9，9′的作用。
由圖10可見第二實(shí)施例中薄片的布置情況。與第一實(shí)施例不同同，此處會部的薄片都是徑向設(shè)置的，并且也是分能獨(dú)立的場(控制區(qū)段Ⅰ′-Ⅻ′)，可以單獨(dú)控制。這十二個區(qū)段結(jié)構(gòu)基本相同同。這種橫塊式結(jié)構(gòu)使得其結(jié)構(gòu)簡化，同時也簡化了替換部件的倉貯和維護(hù)。例如某一損壞的區(qū)域可以取掉而用功能完好的區(qū)段替換。
在懸停飛行中對進(jìn)給量進(jìn)行精細(xì)的控制，在本例中首先是通過調(diào)節(jié)場Ⅲ′和Ⅸ′中的薄片定位角來進(jìn)行的，而側(cè)向移動主要由場Ⅻ′和Ⅵ′來控制?？刂聘×梢韵蟮谝粚?shí)施例中那樣將薄片成對地相對運(yùn)動進(jìn)行調(diào)節(jié)。
對進(jìn)給量進(jìn)行粗調(diào)則通過螺旋槳5′的葉片定位角的調(diào)節(jié)來完成。
上述兩個實(shí)施例展示了這種新型飛行裝置的一些實(shí)施可能性，但其它的變型也完成是可能的。例如穩(wěn)定翼和尾翼的形式和布置可在很寬的范圍內(nèi)變化。重要的是首先至少控制和穩(wěn)定機(jī)構(gòu)的一部分應(yīng)設(shè)置在旋翼射流的作用之外，以便尤其是在過渡飛行中保證能有良好的控制可能性。
在這種飛行裝置的所有實(shí)施類型中，應(yīng)使直升飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)與扁平型飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)相結(jié)合，使得兩種飛行狀態(tài)之間的過渡狀態(tài)能以安全的方式實(shí)現(xiàn)之。由圖1，2，5中可看到，本發(fā)明的六座位結(jié)構(gòu)飛行裝置的長度和“跨度”基本上與常規(guī)六座位飛機(jī)的值相等的，例如分別為10-15米的范圍內(nèi)。因此在被驅(qū)動的滑行飛行狀態(tài)下這種飛行裝置可與扁平型飛機(jī)相比較，但又具有附加的懸停飛行的優(yōu)點(diǎn)，從而能進(jìn)行相應(yīng)于直升飛機(jī)的飛行操作。所述結(jié)構(gòu)也尤其合適于用于定航行飛行的中型客機(jī)。
權(quán)利要求
1.一種飛行裝置，具有至少一個被驅(qū)動的臥設(shè)在殼體(2)中的旋翼(4)，由它可產(chǎn)生一個大于飛行裝置重量的浮力，以及一個產(chǎn)生在主飛行方向驅(qū)動力的驅(qū)動機(jī)構(gòu)，其中殼體(2)基本上是圓翼結(jié)構(gòu)，在旋翼范圍中有空氣導(dǎo)向機(jī)構(gòu)(14，15)，用于影響旋翼射流，使之與空氣導(dǎo)向機(jī)構(gòu)一起對懸停飛行中的飛行裝置的位置進(jìn)行控制，圓翼(2)在有入流時產(chǎn)生一動態(tài)浮力，其特征是，在旋翼射流的作用范圍之外設(shè)有控制裝置(8，8′，11，11′)，用于產(chǎn)生動態(tài)控制力以便影響飛行裝置在主飛行向上的縱向傾斜。
2.按權(quán)利要求1的飛行裝置，其特征是，控制裝置(8，8′，11，11′相對于主飛行方向是設(shè)置在旋翼射流的側(cè)面外部。
3.按前述權(quán)利要求中之一的飛行裝置，其特征是，控制裝置(8，8′，11，11′)從側(cè)面裝在旋翼(4)的下面和/或前面的殼體(2)上。
4.按前述權(quán)利要求中之一的飛行裝置，其特征是，驅(qū)動機(jī)構(gòu)設(shè)計的能實(shí)現(xiàn)這樣的水平速度，在該速度下飛行裝置的動態(tài)浮力超過飛行裝置的重量。
5.按前述權(quán)利要求中之一的飛行裝置，其特征是，借助于空氣導(dǎo)向裝置，可以影響旋翼射流產(chǎn)生沿主飛行方向上的力，使得驅(qū)動機(jī)構(gòu)至少部分地由空氣導(dǎo)向裝置來構(gòu)成。
6.按前述權(quán)利要求中之一的飛行裝置，其特征是，至少設(shè)置一個主飛行方向上產(chǎn)生力的驅(qū)動組件(5，5′)，該驅(qū)動組件基本上獨(dú)立于旋翼射流，驅(qū)動機(jī)構(gòu)至少部分地由至少一個驅(qū)動組件來構(gòu)成。
7.按前述權(quán)利要求中之一的飛行裝置，其特征是，空氣導(dǎo)向裝置在旋翼區(qū)域中具有一種可擺動的薄片(15)的布置，它們分成可單獨(dú)操縱的控制區(qū)段(Ⅰ至ⅩⅣ，Ⅰ′至Ⅻ′)，以便影響旋翼射流，在懸停飛行中全部的薄片(15)或多或少地被打開以便讓旋翼射流通過。
8.按權(quán)利要求7的飛行裝置，其特征是，至少在控制區(qū)段(Ⅰ-ⅩⅣ，Ⅰ′-Ⅻ)的一部分中，薄片(15)是可以成對相對地擺動，使旋翼射流沒有在旋翼軸橫向上的分量。
9.按權(quán)利要求7或8的飛行裝置，其特征是，所有區(qū)段(Ⅰ′-Ⅻ′)的結(jié)構(gòu)基本相同。
10.按權(quán)利要求7，8或9的飛行裝置，其特征是，可擺動的薄片(15)在徑向上延伸。
11.按權(quán)利要求7或8的飛行裝置，其特征是，可擺動的薄片(15)在多數(shù)控制區(qū)段(Ⅰ-Ⅻ)中是在主飛行方向的橫向上延伸的。
12.按權(quán)利要求7-11中之一的飛行裝置，具有一個被驅(qū)動的旋翼，其特征是，空氣導(dǎo)向裝置具有一個靜力空氣流導(dǎo)向系統(tǒng)(14)，它設(shè)置在旋翼平面和可擺動薄片裝置之間，以便承受旋翼的旋轉(zhuǎn)分量。
13.按權(quán)利要求12的飛行裝置，其特征是，流動導(dǎo)向系統(tǒng)(14)由一些徑向布置的導(dǎo)向葉片構(gòu)成。
14.按權(quán)利要求13的飛行裝置，其特征是，徑向布置的導(dǎo)向葉片(14)是殼體支承結(jié)構(gòu)的一部分。
15.用于控制按前述任一權(quán)利要求所述之飛行裝置的方法，其中設(shè)有了一個懸停飛行階段，一個滑行飛行階段和一個過渡階段，其特征是，在懸停飛行階段浮力由旋翼產(chǎn)生，位置和運(yùn)動基本上由空氣導(dǎo)向裝置通過控制旋翼射流來實(shí)現(xiàn)，在滑行飛行階段，驅(qū)動力由驅(qū)動裝置實(shí)現(xiàn)，浮力由圓翼型殼體的入流實(shí)現(xiàn)，控制則由控制裝置來實(shí)現(xiàn)現(xiàn)，其中在過渡階段該控制既由空氣導(dǎo)向裝置又由控制裝置重疊地來實(shí)現(xiàn)。
16.按權(quán)利要求15的方法，其特征是，在過渡階段，旋翼射流的影響縱向傾斜的力基本通過控制裝置來補(bǔ)償。
17.按權(quán)利要求15或16的方法，其特征是，在過渡階段為了偏轉(zhuǎn)旋翼射流相對于主飛行方向調(diào)整空氣導(dǎo)向裝置。
18.按權(quán)利要求15-17中之一的方法，其特征是，空氣導(dǎo)向裝置在旋翼區(qū)域中具有可擺動的薄片裝置，其特征是，在滑行飛行階段，可擺動的薄片是關(guān)閉的，一起構(gòu)成一個基本上關(guān)閉的平面。
全文摘要
該飛行裝置具有一個被驅(qū)動的臥設(shè)在殼體(2)中的旋翼，可由它產(chǎn)生大于飛行裝置重量的浮力。殼體基本上為圓翼結(jié)構(gòu)。旋翼區(qū)域中設(shè)有空氣導(dǎo)向裝置，用于影響旋翼射流，從而控制懸停飛行中的位置和運(yùn)動。飛行裝置可由懸停飛行過渡到被驅(qū)動的滑行飛行。為了實(shí)現(xiàn)這種過渡和滑行設(shè)置了控制裝置(8，8′，11，11′)，以動態(tài)地產(chǎn)生控制力。這些控制裝置也可以與(增大的)圓翼合成一體?？刂蒲b置從側(cè)面裝在旋翼射流作用范圍之外的殼體上或其中。在被驅(qū)動的滑行飛行中驅(qū)動力由螺旋槳(5)實(shí)現(xiàn)，浮力由圓翼型面實(shí)現(xiàn)。
文檔編號B64C39/06GK1080253SQ9310065
公開日1994年1月5日 申請日期1993年1月29日 優(yōu)先權(quán)日1992年1月29日
發(fā)明者弗朗茲·布赫 申請人:飛盤操作有限公司