CN100423991C - 一种飞行器及空中运输的方法与运输载荷的系统 - Google Patents

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Abstract

已公布的飞行器包括具有第一和第二末端的悬挂结构，空运装置和有效载荷装置。空运装置包括引擎机舱和尾杆，枢轴耦合于悬挂结构的第一末端，且有效载荷装置耦合到所述悬挂结构的第二末端。这样所述尾杆能枢轴耦合于有效载荷装置，可以便利地允许尾杆呈现特定飞行模式中所需要的方向。在垂直或盘旋飞行中，尾杆能以基本平行于悬挂结构的方向从空运装置悬挂且最小化对于来自空运装置的因机翼所产生的下降气流的阻力。在水平飞行中，尾杆能正交于悬挂结构，在能生成俯仰和偏航运动以控制和稳定水平飞行的方向上向后延伸。也公布了有益的变更和方法。

Description

一种飞行器及空中运输的方法与运输载荷的系统
技术领域
本发明涉及飞行器，特别涉及具有悬挂结构、空运装置和有效载荷装置的飞行器以及空中运输方法。
背景技术
垂直起飞和降落(VTOL)飞机长期以来受到关注，因为它们除了可以进行水平方向飞行外，能盘旋飞行并且没有飞机跑道就能进行飞行变换。飞机的一个或更多空运装置具有推进器(例如螺旋桨，倾动式喷射机引擎)，其可生成总空气动力。这种空气动力可以看作是通过这里称作“空运中心”的一个单点的垂直(即与重力相反)和水平(即平行于地面)矢量的组合。对于VTOL飞机，为了在盘旋或垂直飞行中稳定且可控制，空气动力的垂直矢量必须通过其质心。
传统的单螺旋桨直升机通过使它们的质心直接位于螺旋桨下面(螺旋桨的数目通常被认为是螺旋桨轴的数目，而不管给定的“螺旋桨”是否包括单一的一组桨片或一对反向旋转的桨片组)满足这种需要。然而，这种配置妨碍了这种飞机空运在水平飞行中以由固定机翼所产生的空运而对于轴向流倾斜它的螺旋桨。相反，必须在边缘气流中依靠螺旋桨自身低效的空运，其螺旋桨空间只够可用于轻微倾斜，以产生一些水平的空速。
作为一种折衷方案，飞行器已经开发成包括在相对翼尖上的可倾斜的螺旋桨。这种结构有很大的缺点，可能主要是桨片与中心线机身的可能冲突限制了成对共面螺旋桨的直径，使其比类似的单一螺旋桨一半还要小。使用一对较小直径的螺旋桨有损于其效率，导致产生的盘旋推进力小于具有类似引擎动力的单一螺旋桨所产生的70％，但是产生的机翼下降气流速度要多出40％多。
因此，需要有VTOL飞行器使用单螺旋桨，以用于稳定垂直飞行和盘旋，以及在水平飞行中具有由固定机翼所生成的空运的有效的轴向流。也需要有一种VTOL飞行器，不管使用的空运装置类型，其具有对于在水平飞行和垂直飞行或盘旋飞行之间的变换的改进的控制。
发明内容
根据本发明的不同方面飞行器包括具有第一末端和第二末端的基本为刚体的悬挂结构，空运装置和有效载荷装置。空运装置包括引擎机舱(通常容纳一个或更多个引擎)和尾杆，并且枢轴耦合于悬挂结构的第一末端。有效载荷装置耦合到所述结构的第二末端。因此尾杆能枢轴耦合于有效载荷装置，这样有益地允许尾杆在特定飞行模式中呈现需要的方向。
根据本发明特别有利的方面，空运装置能使用螺旋桨作为推进子系统提供空气动力。在一种飞行模式中，其中这样的动力主要是反重力(垂直飞行或盘旋飞行)，在基本平行悬挂结构的方向尾杆可以从空运装置悬挂且最小化对于来自空运装置的因机翼所产生下降气流的阻力。在一种由螺旋桨(或其它适合的推进子系统)提供基本平行于地面(水平飞行)的空气动力的飞行模式中，尾杆能正交于悬挂结构，并在能生成俯仰或盘旋运动以控制和稳定水平飞行的方向上向后延伸。
在本发明的一种方法中，有效载荷装置枢轴耦合于具有推进子系统(即螺旋桨)和尾杆的空运装置，这样尾杆和有效载荷装置自由独立地绕平行轴相对于空运装置枢轴旋转。在所述方法中空运装置有多种操作模式。在第一种模式中，推进子系统提供主要反重力的空气动力。换言之，此动力有大于任何水平矢量组合的垂直矢量，关于地面给定一个正规标架。在第一种模式至少一部分中，尾杆在基本垂直方向闭锁于有效载荷装置。在某点由固定翼提供空运，所述空运装置转变成第二种模式，其中，推进子系统提供主要平行于地面的空气动力，即具有比组合的水平向量更小的垂直向量。在第二种模式至少一部分中，尾杆从有效载荷装置释放并且允许独立于有效载荷装置而枢轴转动。释放后，尾杆可以呈现水平飞行所要求的向后延伸的方向。
上述概要不包括所述发明所有方面的详尽列表。事实上，本发明者企图使本发明包括能实践于上述总结中不同方面的所有适合组合的所有系统和方法，也包括下面详细描述的已公开和在应用权利要求中特别指出的系统和方法。这样的组合有特别的优势，并没有在上面的概要中特别叙述。
附图说明
图1是根据所述发明不同方面的飞行器在垂直飞行和水平飞行模式间变换的透视图.
图2是图1中飞行器分解透视图.
图3是图1中飞行器装载配置的透视图.
图4是图1中飞行器在空运装置操作之前展开配置的透视图.
图5是图1中飞行器空运装置初始操作期间的透视图.
图6是图1中飞行器盘旋在要运输的有效载荷上面空运装置操作期间的透视图.
图7是图1中飞行器在具有图6中运输的有效载荷时垂直飞行模式中空运装置操作期间的透视图.
图8是图1中飞行器具有图6运输的有效载荷载时水平飞行模式中空运装置操作期间的透视图.
图9包括图9A和图9B，是图2中飞行器的有效载荷上固定装置的剖面图，所述飞行器具有闭锁于和释放于有效载荷装置的尾杆.
图10包括图10A、10B和10C，是图1中飞行器在水平飞行和变换到垂直飞行两个阶段的示意图.
优选示范实施例描述
根据所述发明不同方面VTOL飞行器在垂直和水平模式中使用尾杆以帮助有效且稳定的飞行.参考图1可以更好地理解，例如，这样的飞行器100包括悬挂结构110，有效载荷装置130，以及包括引擎机舱128和尾杆140的空运装置120.悬挂结构110的一个末端113枢轴耦合空运装置120，而相对的末端115枢轴耦合有效载荷装置130.空运装置120进一步包括空气动力学的空运结构150.
根据所述发明不同方面空运装置包括任何比重大于空气适于生成空气动力的结构，空气动力包括没有在任何外部支撑结构施加相应力或依赖空气静力学浮力的向上分量.空运装置可以从适当配置的推进子系统，空气动力学空运结构或由两者共同生成这样的动力.例如，如图2中分解透视图所示，空运装置120包括装在桨毂126(其从引擎机舱128的一个末端延伸)上的螺旋桨200和空气动力学空运结构150.
根据所述发明不同方面，机舱引擎通常是具有空气动力学流线外形的结构，它用作空运装置和悬挂结构，以及尾杆和空运装置其它部分之间的枢轴连接件的中枢点.引擎机舱通常包括一个或更多个引擎，变速箱，和空运装置可用作驱动推进子系统的其它结构.然而，如果需要的话，引擎机舱可适当地省去一些或所有这样的结构，如推进子系统使用在其桨片上具有倾斜式喷气机引擎的螺旋桨.如在此所用的一样，术语“引擎机舱”包括完整的结构，其不只是包括通常的但不是必需的用于保护和空气动力的外壳，而且包括枢轴地将空运装置耦合到悬挂装置和枢轴地将尾杆耦合到空运装置的剩余部分的任何内部结构.
螺旋桨是推进子系统特别有益的类型，包括装在桨毂上的任何机翼桨片配置，配置适合于桨片在轴上绕桨毂旋转，并因此生成平行于所述轴的空气动力.例如，螺旋桨200基本包括两组螺旋桨桨片210、220.组210包括桨片212、214、216而组220包括桨片222、224、226.桨片组210、220独立绕桨毂126旋转，配置允许组以相反方向旋转，因此压制他们各自产生的关于通过引擎机舱128和桨毂126的轴的力矩.引擎机舱128中分离的涡轮轴引擎驱动螺旋桨200的桨片组210、220.
任何适合支撑一组螺旋桨桨片绕轴旋转的结构都可用作桨毂。例如，桨毂126包括一对同轴扭力轴(未显示)和两组可闭锁的枢轴耦合器310，320(图3).每个同轴扭力轴将来自由空运装置的引擎机舱128里面的一个引擎或更多个引擎所驱动(未显示)的变速箱的机械能量耦合到螺旋桨桨片组210、220.
推进子系统的许多其它类型可以适当地用于产生包括向上分量的空气动力，包括本申请相同发明人共同拥有的2001年10月12日递交的待审专利申请No.09/076348的那些实施例10、100、200和1600，其被参考引入，并在此作为‘348申请。
空运结构150包括机翼板152、154，枢轴地耦合于尾杆140固定的中央螺旋桨部分141的相对侧。机翼板152、154包括用于在垂直和水平飞行模式变换中增加空运的局部范围副翼155、156。根据本发明不同方面空气动力空运结构不限于示范机翼板152、154而可以是产生主要向上的空气动力的任何适合结构，其适合于特定的飞行器目的，水平通过通常是周围空气的流动的介质。其它空气动力空运结构的示例包括‘348申请的实施例10、100、200和6800所使用的那些。
螺旋桨200以陀螺动力平衡方式产生空气动力，由适当的燃料转换器(或任何其它适合的能量存储源，例如电池)转换为机械能量。对于这样的平衡性，飞行器在垂直飞行中改进了俯仰和偏航控制。陀螺动力学理论预言在受到一力矩作用时，陀螺仪将以垂直于所应用的力矩的角度移动一角位移。一种压制这种效果的方法是放置另一个陀螺仪在与第一个陀螺仪相同的轴上，陀螺仪以同一速率在相反方向上旋转。使用这种方法，桨片组220反向于桨片组210旋转的操作可以达到陀螺动力学平衡的应用目的。不像由一组桨片组成的陀螺螺旋桨，陀螺仪动力学平衡系统不会歪曲俯仰和偏航力矩的效果。没有这样的歪曲改善了俯仰和偏航控制。
参考图2可以更好地理解，示范性飞行器100的尾杆140枢轴地耦合到空运装置120，大约在空运装置引擎机舱128上部的中央，通过未显示的机械结构。用于这样耦合的适当结构包括，例如中央机翼141前缘处的铰链。
尾杆140和空运装置120之间的枢轴耦合器不严格需要尾杆140具有所需要的垂直飞行中垂直方向定向和水平飞行的水平延伸能力，因为尾杆140能够相对于有效载荷装置130而自由枢轴旋转(和空运装置120一起)。然而，尾杆140枢轴地耦合于空运装置120时，能对螺旋桨200进行不同方向定位。如图1所示，例如尾杆140可自空运装置120大致水平延伸，当螺旋桨200(图2)垂直定向但是由飞行器100的水平飞行产生基本水平空气流。尾杆140和空运装置120之间枢轴耦合器的另一个好处在于，如图3-4所示，引擎机舱128能沿着有效载荷装置130垂直定位，尾杆140和悬挂结构110大致水平定位在引擎机舱128和有效载荷130之间.
空运装置120包括起落装置229(图2)其当飞行器100为已装载配置时支撑空运装置120，参考图3进一步讨论.起落装置229可以是例如一套具有充分尺寸和结构完整性以支撑空运装置120重量的轮子，或设计成适合成对容器的固定结构.
根据本发明的不同方面悬挂结构包括任何适合从空运装置悬挂有效载荷的结构.例如，悬挂结构110包括一对拉力部件112、114，由适宜材料(例如碳石墨)以适合的结构构造制成(例如有空气动力学横截面的模压空心管道，可选地包括燃料管、机械和/或电子能量和控制电缆)，用以在飞行器100所有期望的飞行条件中从空运装置120悬挂有效载荷装置130和有效载荷190.
在示范性飞行器100中，空运装置120通过刚性的悬挂结构110耦合于有效载荷装置130.拉力部件112、114的刚性有助于在装载和最初的展开配置中维持飞行器100结构完整性.如下所述，那些配置分别如图3和图4所示。根据本发明不同方面悬挂结构可以具有很多有利的变化，参考‘348申请中第96段(偏航控制)和第104-105、107、111-112、128-130和135段(阻尼弹性结构)可以更好地理解。
有利地，根据本发明不同方面垂直空运飞行器的悬挂结构当限制它不能关于两正交轴旋转时，可以枢轴地关于一轴耦合于空运装置.通过允许关于一个轴旋转和限制关于其它轴的旋转，这样的配置允许悬挂的有效载荷装置在与空运装置共同的面内运动，同时防止有效载荷基本侧面背离所述平面.例如，悬挂结构110末端115的轴承127允许有效载荷装置130向前和向后运动但是限制侧面运动.这样，允许的运动的平面平行于水平飞行的方向，且结果飞行器100享有翻转稳定性.
如图2所示，空运装置120有装载到引擎机舱侧面枢轴耦合到管112、114的顶端的轴承127.另外，有效载荷装置130包括枢轴耦合到管112、114底部终端的轴承137.这样空运装置120悬挂枢轴耦合到悬挂结构110的末端115，而有效载荷装置130枢轴耦合到悬挂结构110相对的末端113。
根据本发明不同方面，当从一个部件到另一个部件传送侧面力时，结构部件间的枢轴使用任何允许两个部件间轴向旋转的结构类型。这样结构的示例是包括一个至少是(或包括)轴的第一部件和耦合到第一部件的第二部件的传统轴承，这样轴自由旋转但不相对于第二部件侧向移动。另一个示例如‘348申请的图4中部件102和附随的文本。其它枢轴结构类型包括球窝式的装置和长度灵活的电缆。
示例性有效载荷装置130进一步包括：在每边具有整流板131的顶部132；乘员舱134；上部构架部件136；下部构架部件135；前盖138；后盖139；和有效载荷稳定结构133。20英尺标准货物容器的重量的承载从它底部的四个角，通过下部构架部件135到上部构架部件136，向上通过悬挂结构110(图6-8)。乘员舱134包括用于一个或更多个机组人员的保证驾驶可见度的透明的座舱盖，和相适度座椅，控制和环境舒适系统(未显示)。构架部件135和136当不用时能向上折叠并且放在顶部132下侧整流板131里。
可根据本发明不同方面构建和操作许多可能的替换实施例，其包括任何适合大小的无人飞行器(例如小于正常人)，携带多于一个货物容器作为有效载荷的有人机或无人飞行器，配置携带多个乘客的飞行器，以及具有为其有效载荷装置一整体部分的有效载荷或具有承载于其有效载荷装置封闭内部的有效载荷的飞行器。
参照图3-4-5-6-7-1-8的序列可以更好地理解飞行器100运输有效载荷190的示例性方法。
图3说明了在示例性方法中发生任何飞行之前的飞行器100(机翼板152部分剖面图)。可闭锁的枢轴耦合装置310、320分别装载在桨片组210、220和桨毂126之间为了所说明的紧凑的装载配置使桨片方向平行于尾杆140。在一个示例性的配置中，螺旋桨200(图2)的半径大约40英尺。而尾杆140和悬挂结构110每个都有大约40英尺长。这种尺寸的好处是显而易见的，当注意到，飞行器100是安放在测量尺寸为44乘50英尺的标准海军武器升运机(elevator)330对角的方向。空运装置120与有效载荷130并排放置在支撑表面(升运机330)，并且被尾杆140竖直把持，其枢轴纽闭锁于有效载荷130。
另一个好处来源于螺旋桨200半径略小于悬挂结构110的长度。在这种情况下，螺旋桨能便利地加载于靠近枢轴耦合的地方(引擎机舱128)。如图8所示，在这种情况下，操作螺旋桨200几乎扫过最大可能的面积，并且因此产生最大可能的效率，在水平飞行模式螺旋桨桨片尖部不会撞击有效载荷装置130。
图4说明从图3装载的配置展开后的飞行器100，但是空运装置120没有可操作性，仍然由起落装置229支持且被尾杆140竖直把持。桨片212、214、216和桨片222、224、226完全展开，每组桨片关于桨毂126以相等的间距扩展。就像对反向旋转同轴螺旋桨所期望的一样，两组中的桨片有相对的翼弦外形，图4中说明了具有桨片214、220的示例。机翼板152、154在他们最低的重力位能处从他们的枢轴连接件悬挂到中心机翼141。有效载荷稳定结构133向后倾斜，易于在有效载荷130的背部垂下以使其在水平飞行中稳定。
参考图5可以更好地理解，飞行器100的操作方法的继续，空运装置120离开支撑表面420并以弧形510绕有效载荷130，直到它开始悬挂有效载荷装置130。在示例性实施例中空运装置120最初的动作可能通过有效载荷130和悬挂结构110的末端113之间的枢轴耦合以及尾杆140和空运装置120之间的枢轴耦合产生。当在运动期间将尾杆140闭锁在有效载荷130上，就像优选的那样，当空运装置120以弧形510移动时，尾杆140有助于空运装置120和有效载荷130之间机械连接结构的完整性(全部结构类似于平行四边形)。
图6说明飞行器100盘旋在有效载荷190的上空，空运装置120运作于垂直模式中，产生主要的反重力空气动力。尾杆140在大致垂直的方向适当地闭锁于有效载荷130。在图6配置中尾杆140只是仅仅偏离垂直方向大约5度。在这种配置中，当飞行器100降落在有效载荷190上面时，尾杆140可以与悬挂结构110合作以支持任何空运装置120推下或剪切有效载荷190的作用力。在那点上，上部支撑构架136旋转从顶部132的凹处扩展.当有效载荷装置130要接触敏感的外部负载例如集装箱燃料，飞行器100和外部负载都能在有效载荷装置130接触负载之前接地.
在更替的方法中，飞行器100起飞之前可以安放或悬挂于适合的支撑，在类似图4-6所示的位置，在飞行器100飞行之前允许有效载荷190装在有效载荷装置130上.‘348申请的图27-32、41-45和图50-52说明了这样结构的示例.
端盖138、139分别包括适于有效载荷190前端和后端的空气动力学流线型结构.任何适合减少有效载荷190在飞行器100水平飞行期间风阻力的结构都可使用.例如，端盖138、139可由内部翼肋加固的弹性薄片制成.更替的选择包括膨胀结构，其填充的压缩空气可来自内部泵或以利用移动和静止流体之间的压力差方式收集的周围的空气.
根据本发明的不同方面任何适合类型的固定装置可用来将尾杆闭锁于有效载荷装置.这样的一个固定装置可放置于接近尾杆末端的地方，直接与有效载荷装置进行机械连接.更替地，所述闭锁装置可以在尾杆和有效载荷之间的枢轴点上或接近枢轴点.参考图9A和图9B可以更好地理解，飞行器100使用了在有效载荷装置130乘员舱134后端上的固定装置900.
固定装置900包括悬垂底座910，其能将适合的固定装置，完整构造等连接在(1)底座910的底部912的有效载荷装置130的顶部132(图2)，或(2)底座910的背面的乘员舱134的后端，或(3)两者.底座910支撑在轴930上装棘齿的凸轮920，其逆向安装有效载荷装置130.凸轮920易于顺时针方向移动，从图9A中(凸块向下和向后延伸)说明的方向到图9B(凸块向前和向下延伸)中说明的方向.棘齿(未显示)阻止凸轮920反时针移动除非有一个适合的传动装置(未显示)释放凸轮920.
如图7说明，尾杆140底端包括共同连接尾翼吊杆142、144后端的横档720.如图9A-9B系列图中说明，在固定装置900闭锁操作中，横档720以顺时针方向推动凸轮920并且紧固在凸轮920的向下凸块和底座910内壁之间.当因此紧固时，横档720保持尾杆140闭锁于有效载荷装置130上。一个传动装置(未显示)可以在计算机或操作员控制下释放凸轮920，绕轴930反时针旋转且从有效载荷装置130释放尾杆140，因此允许140独立于有效载荷装置130枢轴转动.
不管使用固定装置的具体类型，有效载荷装置闭锁于尾杆将其固定在大致平行于悬挂装置110的方向上.这种配置阻止了飞行器侧向运动中尾杆重复地撞击有效载荷装置.当尾杆放在表面时，也允许悬挂装置110和尾杆机械合作以支撑空运装置的作用力.而且，随着有效载荷190的前向重心，枢轴闭锁的尾杆140被向上推向于空运装置120.对于可接受的有效载荷前向重心的限制被强加以确保垂直飞行模式中充分的螺旋桨上仰控制的权利，平衡枢轴闭锁尾杆140产生的俯冲力矩.
当尾杆没有闭锁于有效载荷装置上时，它可以在一定角度范围内关于正交于通过悬挂结构110的第一和第二末端的轴的旋转轴自由旋转.示范性空运装置120包括一个经由倾斜吊杆143关于引擎机舱128耦合到枢轴尾杆140的传动装置(未显示).参考图11-13可以更好地理解.尾杆140和空运装置120枢轴耦合的另一个好处，下面参考系列图10A-10B-10C进行的讨论，在于在连接处的一个传动装置(未显示)能影响螺旋桨120的倾斜和初始化从水平到垂直飞行的变换.
就像上面参考图10C所述，飞行器100甚至在垂直模式飞行中也能水平移动，尽管不具备水平飞行模式的效率和速度.例如，图7说明了具有附带有效载荷190的有效载荷装置130的飞行器100在垂直飞行模式中以适度的速度水平移动.在垂直飞行模式中，尾杆140能在大致平行于悬挂结构110的方向上悬挂于空运装置120，如图6所示.这种配置最小化对于来自空运装置120的因机翼所产生向下气流的阻力.
有效载荷稳定结构133在有效载荷装置130的后端垂下，在一个位置上与由飞行器100的前向运动(箭头710所示)产生的气流相互作用，且因此稳定有效载荷装置130的俯仰和偏航，例如下面所述.气流也向后推(a)尾杆140，其在这点可以自由地相对于有效载荷装置130枢轴旋转，和(b)空气动力空运结构150的机翼板152、154，它因此开始呈现大致正交尾杆140的扩展的操作位置.方便地，不需要用传动装置将机翼板152、154移动到此位置，尽管如有需要可以使用.
图1说明飞行器100在图7中所示的垂直飞行模式和图8中所示的水平飞行模式之间的转换。在这点上，空气动力空运结构150完全位于操作位置且正在生成由空运装置120产生的空运作用力的重要部分。在一个具体的示例中，转换中的水平速度大约是122哩/小时。
图8表示飞行器100在完全水平的飞行模式。在这种模式中，空气动力空运结构150有效地生成从空运装置120的大部分空运力以保持飞行器100的空运。除了空运装置120轻微向上的斜度产生微小的上升力，螺旋桨200严格作为水平推进设备以(a)通过空气拉动空气动力学空运结构150以致结构150能产生空运力，并且(b)将飞行器100移动到它的目的地。在一个具体示例中，水平飞行模式中水平速度大约是312哩/小时。
如上所述，空运装置120枢轴地耦合于悬挂结构110上部末端115轴承(未显示)周围。因此，空运装置120能呈现垂直或水平方向。飞行器100因此能操作在垂直飞行模式中，其中，空运装置120产生主要反重力的垂直空气动力，或水平飞行模式，其中，空运装置120产生主要平行于地面的空气动力。图1说明了飞行器100在两种模式中的变换。
在垂直飞行模式中，尾杆140能大致正交于悬挂结构110，如图8中所述。在这种配置中，尾杆140在能生成俯仰和偏航力矩以控制和稳定水平飞行以及能抵消空气动力空运结构150所产生的力矩的方向上向后延伸。
根据本发明不同方面尾杆包括任何适于与一端气流相互作用以产生关于相对末端的力矩的结构。可以以可移动的控制表面或固定机翼被动地与气流相互作用。更替地或附加地，气流相互作用可以使用一个或更多个空气动力的激活发生器，例如尾部螺旋桨。参考图2可以更好地理解，例如，尾杆140是一种使用具有稳定舵和水平尾部的垂直稳定器以被动地与气流相互作用的类型，所述气流来源于由螺旋桨200或飞行器100水平飞行中机翼产生的向下气流，或两者均有。
根据本发明不同方面控制表面包括任何可用于适当地影响飞行器的侧滚、俯仰、偏航的稳定器、副翼、升降舵(elevator)、方向舵、尾部或修整设备。例如，尾杆140包括具有方向舵145、147的垂直稳定器146、148和安装在垂直稳定器146、148顶部的水平尾部149。尾部149有部分跨越其上的30％翼弦的升降舵410(图4)。尾杆140进一步包括分别附着有垂直稳定器146、148的尾翼吊杆142(图2)和144(图4)。
参考图8中飞行器100的水平飞行说明，可以更好地理解尾杆40抵消由空气动力学空运结构150产生力矩的操作。空气动力空运结构150(最好参考图2)的机翼152、154由于飞行器100的前向运动产生空运，其主要来源于空运装置120大致平行于地面(未显示)空气动力。空运装置120盘旋中产生空气动力，来自空气动力空运结构150的升力可看作通过在此称作“空运中心点”的垂直向量810。这点略微移置在悬挂结构110末端115的后部，其中空运装置120枢轴耦合于悬挂结构110。
具有抓住的有效载荷190的有效载荷装置130的重量向悬挂结构110施加向下力820，与来自空气动力空运结构150的升力相反以保持航空器100空运。空运结构150中心和悬挂结构110的末端115的枢轴点之间的水平置换导致关于此点产生力矩810，此力矩向下作用以俯仰飞行器100。
放置在尾杆140的水平尾部149的升降舵410，如图4所示，能关于尾部149稍微向上或向下(例如加或减20度)定向。为了抵消来自空气动力空运结构150的向下俯仰力矩，升降舵410能向上定向且与飞行器100向前运动所述产生的气流相互作用，以生成反向的向上的俯仰力矩840。
参考系列图10A-10B-10C可以更好地理解，飞行器100可以使用在在尾杆140和引擎机舱128之间的枢轴耦合(未显示)的传动装置(未显示)，以倾斜螺旋桨200和从水平飞行模式(如图8、图10A)转换到具有水平速度(如图7、10C)的垂直飞行模式。在水平飞行模式中(图10A)，尾杆140尾部149便利地与从飞行器100水平运动产生的气流互相作用以抵消具有如上所述向上俯仰力矩的空气动力空运结构150的向下俯仰力矩。
为了初始化向垂直飞行模式的转换，所述传动装置在尾杆140上应用了相对于引擎机舱128的反时针(从图10B的透视的观察者角度)力矩，而升降舵410(图4)轻微调整以增加向上力矩。结果是尾杆140维持它关于地面(未显示)的方向和引擎机舱128关于尾杆140顺时针旋转，带动螺旋桨200成为垂直方向.如图10C所示，通过螺旋桨200轻微向上倾斜和尾杆140在后面托尾，飞行器100能在垂直飞行模式中水平方向移动，其中尾部149能影响俯仰以及方向舵145、147(图2)能影响偏航.
在图10中的示意图，引擎机舱128也可理解成飞行器100的重心.垂直于螺旋桨200平面的空气动力通过质心.引擎机舱128优选锁定在空气动力空运结构150下面，当机翼板152、154(图2)为10％平均空气动力翼弦时.
便利地，有效载荷装置130通过悬挂于具有关于一个轴旋转约束的空运装置120使飞行器100侧面稳定.在这种悬挂配置中，有效载荷190增加了包括平行部件112、114(图2)的平面内的惯量力矩.结果，悬挂的有效载荷190增加了关于垂直于所述平面的轴的稳定性.
重力趋向于有效载荷装置130在空运装置120下面的位置，这样降低了重心且提高了摆动稳定性.这种行为符合已接受的飞行器设计理论，即摆动稳定性(也称作侧面稳定或翻转稳定)对于具有低重心的“高机翼”飞机提高了。与这些传统教学相反，空运装置120俯仰稳定性增加不是主要因为悬挂结构110和有效载荷130的增加.相反，大量的有效载荷130被认为其在俯仰中的行为象是在旋转轴上的质点.俯仰稳定性和空运装置120的控制因此不受附加的悬挂结构和有效载荷装置130的影响，而水平飞行中(图9)翻转或摆动稳定性和垂直飞行中的偏航稳定性增强了.
参考下面的标记段落可更好地理解示范性飞行器100不同特性.在不需这些特性的好处的变形中，其可适当被忽略或修改，同时保留如上所述本发明不同方面的好处.可能的例外是，没有引入参考数字的结构元素在附图中不作说明.除非另有说明，这些引用数字的结构特性均在图2中说明.
有效载荷装置-将有效载荷装置130优化以捕获和流线型化20英尺MILVAN容器的示例性有效载荷190.有效载荷装置130可以在飞行中重新配置以捕获和部分地流线型化40英尺国际标准化组织集装箱(ISO).绞盘放置在乘员舱下面以附着吊起的货物.具有集装箱燃料、燃料泵、流线型底部的特定的MILVAN可用作自配置运送操作。回收协助系统的飞行器部分放置在悬挂结构110附着点上有效载荷装置130的任一边。有效载荷装置130也可在没有外部载荷的情况下对其操作。
乘员舱-乘员舱134有一个4英尺高、4英尺进深、3英尺宽的导向器。用油压减震器将整个单体乘员舱安放在有效载荷装置130上以减少降落冲击，且可从紧急出口被抛射，其包括海洋回收中具有确定浮力的回收降落伞。然后乘员舱134变成独立的回收设备。也可提供用于远程合作导向的装置。
通用飞行控制-飞行器100允许单个飞行员从乘员舱134或远程操作控制台进行操作。通过螺旋桨和固定的表面控制产生控制动量，飞行器100从垂直转换到水平飞行模式时螺旋桨循环控制逐渐停止。为简明驾驶舱程序设计了转换和电力管理系统。所有标准和紧急的程序都可由一个驾驶员控制。
驾驶舱控制-驾驶舱控制包括纵向的/侧面的操作杆，聚合型电力控制杆，和用于飞行员和远程操作员的踏板。油门包括控制副翼155、156的控制杆和用于螺旋桨调节器手动超驰的桨片俯仰调节器手舵。电力控制杆上的三位置转换开关控制引擎机舱的变换角度。
螺旋桨控制-在垂直飞行模式中，俯仰力矩来自对于螺旋桨200桨片的纵向循环俯仰变化的应用，和翻转运动来自横向循环俯仰变化的应用。同时电力控制杆上下运动增大或减小引擎动力和螺旋桨桨片聚合俯仰以提供垂直推力控制。差速器螺旋桨聚合俯仰在垂直飞行模式中产生偏航力矩和在水平飞行模式中产生翻转力矩。
固定控制-升降舵410(图4)在所有飞行模式中都是激活的。在从垂直到水平飞行模式的变换中，当空气动力空运结构150卸载螺旋桨，通过逐渐停止循环俯仰控制，和通过分段进行从踏板控制到横向操作杆控制的差速器聚合控制获得所需要的控制响应。机翼板152、154分别有局部副翼155、156，用于在变化中增加升力。
飞行模式变化-变换系统安装在变速箱且只有在垂直和水平飞行模式变换中才激活。所述系统啮合倾斜吊杆143以在水平模式拉动空气动力空运结构150下面的引擎机舱128，或在垂直模式逐渐释放引擎机舱128.由多余的具有液压发动机和电力伺服阀的线性传动装置提供力.当没有激活时变换系统脱离倾斜吊杆143.在变换系统失败时，自动机械节气阀临时啮合倾斜吊杆143以调节引擎机舱128的运动为垂直模式.
电力管理-电力管理驾驶舱控制包括一对油门和电力控制杆.聚合操作杆型电力控制杆放置在飞行员左边与传统的直升机总距操纵杆有同样的动作感觉.随着引擎启动和检验，每个调速控制杆挂于电力控制杆.然后，在垂直飞行模式中电力控制杆动作同时改变螺旋桨电力设置。然而，在水平飞行模式，当聚合倾斜输入作为引擎机舱倾斜角度的函数逐渐停止时，电力控制杆只控制引擎的电力设置.另外，螺旋桨聚合俯仰调节器的自动输入简化了电力管理，所述螺旋桨聚合俯仰调节器可以调整以维持飞行员选择的螺旋桨每分钟转数(RPM).
电力设备-两个Rolls-Royce AE1107涡轮轴发动机引擎和同轴变速箱放置在中心线型引擎机舱128中.同轴变速箱提供的功能类似于KamovKa-32A直升机中的变速箱.全部引擎功率是12,300马力和传输功率是10,209马力.
有效载荷装置偏航稳定子系统-偏航传感器安装在悬挂结构110上以提供控制信息.反馈环将悬挂结构110上偏航张力转换成有效载荷稳定结构113方向舵的校正力矩，因此，矫准了空运装置120和有效载荷装置130且阻止偏航偏差.飞行员可以超驰具有踏板控制的偏航稳定子系统，或在较低的飞行速度用正常的外部负载使其停用.
空运装置阵风和负载缓和系统-在地面模式操作中，自动控制空运装置120以最小化在闭锁尾杆140的压力.安装在闭锁固定装置有效载荷装置130上的张力传感器测量有效载荷装置130施加在尾杆140上的滚动和偏航力矩.螺旋桨控制反馈环在螺旋桨200上产生等效力矩，从尾杆140上释放张力.对于具有滚动甲板的高海况，螺旋桨200跟踪没有加压于尾杆140的接地的有效载荷装置130的旋转.飞行员对于空运轻外部负载，或具有稳定甲板的无风空气，可以不使空运装置120阵风和负载缓和系统。
螺旋桨每分钟转数(RPM)调节器-螺旋桨RPM调节器可用于所有模式以简化电力管理。它是一个闭环系统通过控制聚合桨片俯仰维持飞行员所选的RPM。在垂直飞行模式中，来自RPM调节器的聚合俯仰输入附加于来自电力控制杆的聚合俯仰输入和来自控制操作杆的差速聚合俯仰输入之上。在水平飞行模式，当需要维持飞行员所选RPM时，主要的聚合俯仰输入来自RPM调节器。这是由于以下事实，在变换期间，来自电力控制杆的聚合俯仰输入逐渐停止，只有一小部分来自控制操作杆的差速聚合俯仰输入保留在水平飞行模式中用作滚动控制。飞行员可以手动超驰RPM调节器。
燃料系统-燃料通过包含在固定中心机翼部分141的轻型、抗碰撞、4,000镑容量燃料装置供应给引擎。重力燃料补给通过加油口盖完成。外部燃料通过特定的24,000镑燃料容量MILVAN成形容器供应。位于容器最低点的冗余、电力驱动的推进泵通过悬挂结构110左边软管运送燃料到在引擎机舱128内的燃料装置。更替地，可使用以利用移动和静止流体之间的压力差的方式而收集的周围环境空气来泵抽燃料。特定的MILVAN和有效载荷装置130之间的界面可以快速释放燃料连接和快速释放电力连接。悬挂结构110中的软管在两端具有枢轴连接以允许在引擎机舱128和有效载荷装置130可自由的枢轴运动。
液压系统-飞行器100有三个独立的传输驱动液压系统。每个系统的泵调整到传输离合器螺旋桨侧以使全部的液压动力能提供给两个关闭的引擎，只要螺旋桨运转在标准速度范围。液压系统为循环控制、聚合控制、RPM调节器、升降舵和热交换风机提供动力。
电力系统-电力系统由双直流和双交流子系统组成，其具有充分容量以满足具有一个引擎输出的峰值负载要求。在正常操作中电池连接每个直流总线。电池组提供独立的发动机启动能力。直流电通过悬挂结构110右边内的配电总线运送到有效载荷装置130。有效载荷装置130的交流电通过两个稳态换流器供应。
环境控制系统-环境控制系统为乘员舱134提供热、通风、空气调节、窗户扫雾器、和乘员供氧。加热由电动加热器提供。环境空气入口阀能引入自然的空气使得乘员舱134通风新鲜空气。电力驱动入口风扇能在所有飞行条件中提供需要的气流。噪声和振动控制结构或设备也能根据需要包括在内。
单壳机身结构-机翼板152、154，垂直稳定器146、148，方向舵145、147，水平尾部149，升降舵410(图4)和有效载荷稳定结构133，和乘员舱134都是传统的单壳机身结构。吊杆142、143、144由刚性的管状金属制成。悬挂结构110由高抗张强度复合材料制成。有效载荷装置130有用于支撑有效载荷190(图6)的高抗张强度的上部和下部构架部件135、136和用于将有效载荷190封装为流线型的轻型空气动力端盖138、139。
降落传动装置-有效载荷190提供它自己的降落传动装置。当没有附加的负载，有效载荷装置130不需要任何特定的降落传动装置就可支撑自己。引擎机舱128包括在休息模式中提供支持和当接近休息模式在阵风或甲板运动中吸收冲击的两足降落传动装置127。每个立柱认为可以支撑15,000镑。
尾杆和悬挂结构闭锁-在地面模式和垂直飞行模式中，尾杆140以固定装置910(图9A和图9B)闭锁于有效载荷装置130。变换到前向飞行即水平飞行模式，开始于轴720从固定装置910释放和尾杆140随着气流自由旋转。当不啮合时，固定装置910回复到捕获状态，如图9A所示。在从水平到垂直飞行模式的反向变化中，固定装置910重新捕获尾杆140。悬挂结构110可以在轴承137(图2)自由地枢轴于有效载荷装置130，但是当轴720释放时有效载荷装置130的角度是固定的且当尾部闭锁啮合时则再次释放。
有效载荷装置-有效载荷装置130由承载部件和空气动力部件的负载组成。枢轴支撑构架136，其从ISO集装箱(图6中负载190)的较低角落携带负载到悬挂结构110。空气动力部件是顶部132、有效载荷稳定结构133、边和端盖138、139。端盖138、139有至较低构架部件135上较低端的枢轴附件和至顶部132螺旋起重器附件。随着螺旋起重器旋转，端盖转变成超过顶部边缘上端并且旋转上部支撑构架部件136。每个端盖138、139都有闭锁用于支撑ISO集装箱的角。起重螺旋和闭锁是电力传动的。可折叠边能随着旋转支撑构架部件136打开。在操作中(图6)，垂直飞行模式中的飞行器将有效载荷装置130降低到有效载荷190上。然后螺旋起重器旋转以降低端盖138、139，构架部件135、136和侧面到有效载荷190上。闭锁夹持端盖138、139和部件136至ISO集装箱的角。在集装箱固定之后，随着端盖138、139充气为流线型，飞行器100起飞并且变换为巡航，即水平飞行模式(图8)。飞行器100运载有效载荷190到它的目的地并且反相操作以释放有效载荷190和旋转端盖138、139为用于返航的水平位置。有效载荷装置130在飞行中能重新配置以容纳20英尺或者40英尺的ISO集装箱。在飞行中可以展开或收起互相叠盖的构架部件135、136。对于特大型负载操作，货物网可通过完整的绞车紧贴于有效载荷装置130。回收协助系统的飞行器部分从悬挂结构110(附着点)末端113的有效载荷装置130的任一边配置两个用于回收到容器上或直到船甲板上的乘客缆索。飞行器100使用特定的流线型MILVAN燃料容器可自行配置。
螺旋桨-螺旋桨200的圆盘面积是5,026平方英尺。在垂直飞行模式中，螺旋桨圆盘平面平行于有效载荷装置130的顶部132。在水平飞行模式中，螺旋桨中心线固定在空气动力空运结构150中心线下10度处，于是为机翼板152、154提供的轴向推力接近最大空运系数。在水平飞行中，组210、220中的桨片尖部应该离开有效载荷装置130大约1.5英尺。组210中的桨片尖部应该离开机翼板大约9英尺。
结构配置和材料-整个飞行器(又只在具体实施例中)的最大毛重大约是74,000镑。三个重要的结构组件是吊杆142、143、144，作为整体的尾杆140，和悬挂结构110。尾杆140在起飞和降落时提供结构支持。在从休息模式到接地垂直飞行模式转换中，尾杆140闭锁于有效载荷装置130。悬挂结构110提供与尾杆140压缩支撑相反的张力支撑，共同形成了刚性的关于滚动轴的悬臂以吸引由于阵风和船甲板运动产生的滚动和偏航力矩。悬挂结构110以适当的安全裕度提供充分的抗张强度，以在150哩/小时的垂直飞行模式中支撑37,000镑有效载荷，和在350哩/小时水平飞行模式中支撑30,000镑有效载荷。倾斜吊杆有充分的抗张强度以在变换到水平飞行模式过程中拖拉机翼下面的变速箱，和充足的刚性以与吊杆142、143、144连接以阻止螺旋桨旋转诱使尾部摆动。有效载荷装置130有充足抗张强度的构架135、136以支撑40英尺的、37,000镑重的ISO集装箱，和足够的刚度以抵挡在海况5甲板上降落集装箱的冲击。在水平飞行模式中，固定中心机翼部分141为了增加的结构完整性向下锁住变速箱和可折叠机翼板152、154。
自转-螺旋桨200具有低圆盘载重，因此能操作在自转模式中用于减少降落速度的紧急降落。在所有动力损失的情况中，飞行器100能自动地回复到自转模式。螺旋桨200的桨片212-226回复到自转俯仰、故障自动保险转换调节装置启动，机翼板152、154锁定释放，和升降舵410(图4)旋转上升。支撑乘员舱134和两足降落变速箱127的油压减震器在设计毛重时能被用来抵挡自转下沉速度。
引擎安全性-桨片组210、220由被证明是高可靠度的中心安装引擎驱动。连接一对引擎到一对桨片组210、220上的同轴变速箱允许在一个引擎失效的情况下由任一个引擎发动两个桨片组。引擎速度减少传动装置中超限离合器能自动地从驱动系统断开失效引擎，这样允许可用动力的有效使用。由于引擎机舱128中的同轴变速箱使得单个引擎的性能、稳定性和控制与在低能量设置中的两个引擎的操作类似。水平飞行模式和变换能像通常那样完成，但是单一引擎盘旋(垂直飞行模式)然后被限制为低负载载重。变换机制简单且依靠自然的空气动力。在动力完全损失的情况下，以自转自动完成从水平飞行到垂直飞行模式的变化。
系统安全性-飞行器的设计中包括适当级别的液压系统和电子系统的冗余和安全性。飞行员警告和预告系统能提供视觉和/或声音的检测系统故障指示，例如液压系统压力损失，螺旋桨控制偏差，引擎着火，闭锁失效等。在飞行中将结合仪器以监视负载和关键地点(例如控制联接、控制面等)的位置。
示范性飞行器100的其它特性和变化可以参考在此参考引入的www.baldwintechnology.com的内容，以更好地理解。
关于本发明和权利要求范围的公告
本发明者认为随申请递交的权利要求中所引述的方面和方法的不同因素是有优点的，可能甚至对于本发明的特定实施是关键的。然而，本发明者没有把具体因素当作“本质的”，除非在某一具体权利要求中特别地提出。例如，一项要求空气动力空运结构而不是枢轴耦合机翼板的权利要求关心于配置任何适合类型空气动力空运结构(例如单固定机翼、结构自由机翼)的飞行器，而不管是否系统使用这样的机翼板。
已经以优选实施例和通常的相关方法描述了本发明，本发明人预期优选实施例和方法的变更和改变对本领域的技术人员基于对说明的阅读和对附图的研究，其将变得显而易见。例如，使用一对围绕中心轴的桨片俯仰控制杆的桨毂，或其它开放式结构能替代图2中的桨毂126。
可以包括额外的结构，或者其它操作进程，然而仍然实践本发明声明的没有参考这样的结构或进程的不同方面。例如，螺旋桨可以是“可变化的几何形”类型，其在垂直和水平飞行模式中都可以很好的工作，就像公布的Yuriy在2001年1月23日递交的美国专利申请序列号No.2002/0098087和Hager等人2000年2月1日出版的美国专利6,019,578和Byrnes等人2003年6月17日出版的6,578,793中所公开的，所有这些都在此参考引入。(在此参考的专利和专利申请可能其本身也参考引入文献，并且这样的文献也在此参考引入。)“可变化的几何形”的螺旋桨的另一个示例使用具有多元素机翼的桨片。所述桨片包括能在较慢的垂直模式操作中扩展以增加表面面积和在水平飞行模式中收起以允许有效的高速操作的副翼，其中螺旋桨被认为产生有效的轴向推力。而且，机翼板152、154可以移去以减轻空运装置和为垂直飞行模式中短期的拖拉飞行增加有效载荷重量。
因此，既不是上述优选实施例中的描述也不是摘要来定义或者约束本发明。而是，已发布的权利要求来各个定义本发明。本发明的每个变化只被各个权利要求和它的等效物所引用的限制所限制，不会被权利要求中没有描述的其它术语限制。
另外，本发明的各方面特别指出在使用术语学的权利要求中，本发明者认为其具有最宽广的合理的解释；35U.S.C§112(6)更具体的解释只是意指于这些实例，其中确切地引用了术语“方法”和“步骤”.例如，术语“地面”广泛使用以表明是在飞行器的下面的地球表面的一部分(或可想象的地球外星体的表面)，而不管表面是实际干燥的陆地或水体。另一个示例，术语“正交”用于表明两个结构彼此方向大约是90度，不需要结构体任何轴的严格的垂直方向或交叉.
单词“包括”“包含”“具有”意图作为没有明确限度的术语，与每个示例后所附的短语“至少”有同样的意义.一分句使用术语“因此”仅仅描述任何权利要求中的限制结果，在权利要求中可以出现也可以不提出额外的限制.在权利要求中和上面的描述中，两个可选择因素之间的连词“或者”意味着“和/或”，且这样不表示因素互相排斥，除非上下文或具体陈述另外表示.

Claims (37)

1. 一种飞行器，其包括：
(a)本质刚性的悬挂结构，其具有第一末端和第二末端；
(b)空运装置，其枢轴耦合到所述悬挂结构的第一末端且包括：(1)引擎机舱(2)枢轴耦合到所述引擎机舱的尾杆；和
(c)有效载荷装置，其耦合到所述悬挂结构的第二末端。
2. 权利要求1所述飞行器，其中所述引擎机舱容纳一对引擎。
3. 权利要求1所述飞行器，其进一步包括空气动力空运结构，所述空气动力空运结构的尺寸设置成在水平飞行中从所述空运装置提供大部分的向上力。
4. 权利要求3所述飞行器，其中所述空气动力空运结构包括一对枢轴耦合的机翼板，其中每个所述板能选择性地呈现(a)基本平行于所述尾杆，和(b)从所述尾杆基本正交延伸，中的任何一方向。
5. 权利要求1所述飞行器，其中所述空运装置进一步包括尾杆传动装置，其被耦合以关于所述引擎机舱枢轴所述尾杆。
6. 权利要求1所述飞行器，其中所述空运装置进一步包括安装在所述引擎机舱一末端的桨毂上的螺旋桨。
7. 权利要求6所述飞行器，其中所述空运装置进一步包括尾杆传动装置，其被耦合以关于所述引擎机舱枢轴所述尾杆。
8. 权利要求6所述飞行器，其中所述螺旋桨实质上由两组螺旋桨桨片组成，所述组独立绕所述桨毂旋转。
9. 权利要求8所述飞行器，其中所述螺旋桨半径稍小于所述悬挂结构第一末端和第二末端之间的距离。
10. 权利要求8所述飞行器，其进一步包括每一所述桨片和所述桨毂之间的可闭锁枢轴耦合，因此为了所述飞行器紧密的装载，所述桨片能可选择性地定向为平行于所述尾杆。
11. 权利要求10所述飞行器，其中所述螺旋桨半径大约40英尺、且所述尾杆长度大约40英尺，因此为了在标准海军武器升运机上的所述飞行器紧凑的装载，所述桨片能可选择性地定向为平行于所述尾杆。
12. 权利要求6所述飞行器，其中所述尾杆包括水平稳定器和升降舵。
13. 权利要求12所述飞行器，其中所述尾杆进一步包括垂直稳定器和方向舵。
14. 权利要求6所述飞行器，其进一步包含连接到所述尾杆和有效载荷装置之一和可闭锁耦合所述尾杆于所述有效载荷装置的固定装置，其中当闭锁到所述有效载荷装置时，所述尾杆固定于基本平行所述悬挂结构的方向。
15. 权利要求14所述飞行器，其中当所述尾杆闭锁到所述有效载荷装置并且安放在表面时，所述空运装置由所述尾杆部分地支持。
16. 权利要求6所述飞行器，其中所述空运装置是：
(a)：绕正交于通过所述悬挂结构的第一末端和第二末端的轴的旋转轴，在至少一个预先确定的角度范围内，可自由旋转；并且
(b)：基本被限制平行于所述旋转轴方向的相对于所述悬挂结构第一末端的运动。
17. 权利要求6所述飞行器，其中所述有效载荷装置缺少在飞行中支撑其自身重量的结构，且至少有从所述空运装置悬挂的其重量的重要部分。
18. 权利要求17所述飞行器，其中所述有效载荷装置包括垂直稳定器和方向舵。
19. 权利要求17所述飞行器，其中所述有效载荷装置包括装运容器支撑，其彼此间隔大约20英尺且距所述悬挂结构的第二末端大约10英尺。
20. 权利要求6所述飞行器，其进一步包括空气动力空运结构，所述空气动力空运结构的尺寸设置成使得在水平飞行中从所述空运装置提供大部分的向上力，且包括一对枢轴耦合的机翼板，其中每个所述板都能选择性地呈现(a)基本地平行于所述尾杆，和(b)从所述尾杆基本正交延伸，中的任何一方向。
21. 权利要求20所述飞行器，其中：
(a)所述螺旋桨实质上由两组绕所述桨毂独立旋转的螺旋桨桨片组成；
(b)所述螺旋桨半径稍小于所述悬挂结构第一末端和第二末端之间的距离；并且
(c)所述空运装置进一步包括尾杆传动装置，其被耦合以关于所述桨毂枢轴所述尾杆。
22. 一种空中运输方法，其包括：
(a)提供包括推进子系统和尾杆的空运装置；
(b)提供枢轴耦合到所述空运装置的有效载荷装置，使得所述尾杆和有效载荷装置可自由地绕第一轴独立地彼此相互枢轴旋转；
(c)在第一模式中操作所述空运装置，其中它的推进子系统提供主要反重力的空气动力；
(d)在第一模式的至少一部分中，在基本垂直的方向上闭锁所述尾杆到所述有效载荷装置；
(e)转变所述空运装置到第二模式，其中它的推进子系统提供主要平行于地面的空气动力；并且
(f)在第二模式的至少一部分中，从所述有效载荷装置释放所述尾杆，因此允许它独立于所述有效载荷装置而枢轴转动。
23. 权利要求22所述方法，其中提供所述空运装置包括提供螺旋桨作为推进子系统。
24. 权利要求23所述方法，其中：
(a)提供所述空运装置包括提供一对桨片组作为所述螺旋桨；和
(b)操作所述空运装置包括在与另一组桨片相反的方向旋转一组桨片。
25. 权利要求23所述方法，其进一步包括，在第一模式中操作所述空运装置之前，靠着所述有效载荷装置在支撑表面安放所述空运装置。
26. 权利要求25所述方法，其中：
(a)所述空运装置通过刚性悬挂结构枢轴耦合于所述有效载荷装置；并且
(b)所述方法进一步包括，在第一模式开始时，移动所述空运装置离开支撑表面且关于所述有效载荷装置以弧形移动，直到它开始悬挂所述有效载荷装置。
27. 权利要求26所述方法，其进一步包括：
(a)提供一对枢轴耦合于所述尾杆的机翼板；和
(b)在移动所述空运装置之前，从(1)基本平行于所述尾杆的装载位置到(2)与所述尾杆基本正交延伸的展开位置，打开所述机翼板。
28. 权利要求23所述方法，其中悬挂所述有效载荷进一步包括限制所述有效载荷关于与第一轴正交的所有轴的枢轴运动。
29. 权利要求23所述方法，其进一步包括，操作所述空运装置之前，在一表面上安放与所述尾杆闭锁的所述有效载荷装置，其中所述空运装置至少部分地由所述尾杆支撑。
30. 权利要求23所述方法，其中释放所述尾杆包括允许所述尾杆在一角度范围内绕与通过所述空运装置和所述有效载荷装置之间的轴正交的旋转轴旋转。
31. 权利要求30所述方法，其进一步包括，在释放所述尾杆后，关于所述空运装置枢轴驱动所述尾杆。
32. 权利要求30所述方法，其进一步包括，释放所述尾杆后，用水平稳定器和升降舵控制所述尾杆的俯仰。
33. 权利要求30所述方法，其进一步包括，释放所述尾杆后，用垂直稳定器和方向舵控制所述尾杆的偏航。
34. 权利要求23所述方法，其中提供所述空运装置进一步包括提供一对枢轴耦合到所述尾杆的机翼板，所述方法进一步包括：
(a)当所述尾杆闭锁到所述有效载荷装置时，所述机翼板定向为基本平行于所述尾杆；
(b)当所述尾杆从所述有效载荷装置释放时，所述机翼板从所述尾杆基本正交延伸。
35. 权利要求23所述方法，其进一步包括：
(a)允许所述空运装置，在至少预先确定的角度范围内，绕与通过所述悬挂结构的第一末端和第二末端的轴正交的旋转轴自由旋转；和
(b)基本限制所述空运装置在平行于所述旋转轴的方向上相对所述悬挂结构的第一末端的运动。
36. 一种运输有效载荷的系统，包括：
(a)一包括螺旋桨和尾杆的空运装置；
(b)枢纽耦合于所述空运装置的有效载荷装置，使得所述尾杆和有效载荷装置可自由地绕第一轴独立地彼此相互枢轴旋转；
(c)装置，其用于操作所述空运装置的所述螺旋桨以提供空气动力；
(d)装置，其用于定向所述空运装置以在需要的方向上产生空气动力；
(e)装置，其用于可选择地(1)在基本垂直的方向上闭锁所述尾杆到所述有效载荷装置和(2)从所述有效载荷装置释放所述尾杆，因此允许它独立于所述有效载荷装置而枢轴转动。
37. 权利要求36所述系统，其进一步包括装置，用于：
(a)允许所述空运装置在至少预先确定的角度范围内，绕与通过所述悬挂结构第一末端和第二末端的轴正交的旋转轴自由旋转；
(b)基本限制所述空运装置在平行于所述旋转轴的方向上相对所述悬挂结构的第一末端的运动。
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