CN106573678B - 适于垂直起飞和水平飞行的飞行器 - Google Patents

Abstract

一种适于垂直起飞和着陆的飞行器，使用一组安装在机翼上的推力产生元件和一组安装在尾部的旋翼用于起飞和着陆。一种适于旋翼处于旋转、起飞姿势的垂直起飞然后转变至旋翼旋转到典型水平形态的水平飞行路径的飞行器。在所有飞行模式下，飞行器使用它的安装在机翼上的旋翼和螺旋桨的不同形态来减小阻力。

Description

适于垂直起飞和水平飞行的飞行器

技术领域

本发明涉及动力飞行，并且更具体地，涉及具有可枢转旋翼和可收拢旋翼桨叶的垂直起飞和着陆飞机。

背景技术

大致存在三种类型的垂直起飞和着陆(VTOL)形态：机翼型形态，其机身具有可旋转机翼和引擎，或具有带矢量推力引擎用于垂直和水平平移飞行的固定机翼；直升机型形态，其机身具有安装在上方的旋翼，所述旋翼提供升力和推力；和管道型形态，其机身具有管道旋翼系统，所述管道旋翼系统提供平移飞行以及垂直起飞和着陆能力。

当机翼提供升力时，在垂直起飞场景中起飞所需的推力量大大超过在向前飞行期间保持同一飞行器在空中所需的推力。从垂直起飞模式转变到水平向前飞行模式所需的推力量也可以相当高。因此，如果在飞行期间不存在改变功率传输范式的可能性，则在功率要求之间可能存在不匹配。

为了在垂直起飞和向前飞行两种模式下提供效率，必须对过去的系统做出改进。所谓垂直起飞和着陆飞机将效率结合到所有使用模式中。

发明内容

一种适于垂直起飞和着陆的飞行器，使用一组安装在机翼上的推力产生元件和一组安装在尾部的旋翼用于起飞和着陆。一种适于旋翼处于旋转、起飞姿势的垂直起飞然后转变至旋翼旋转到典型水平形态的水平飞行路径的飞行器。在所有飞行模式下，飞行器使用它的安装在机翼上的旋翼和螺旋桨的不同形态来减小阻力。

附图说明

图1是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行下的飞行器的透视图。

图2是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的侧视图。

图3是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的俯视图。

图4是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的前视图。

图5是根据本发明的第一实施例的处于起飞形态下的飞行器的透视图。

图6是根据本发明的第一实施例的处于起飞形态下的飞行器的前视图。

图7是根据本发明的第一实施例的处于起飞形态下的飞行器的侧视图。

图8是根据本发明的第一实施例的处于转变形态下的飞行器的透视图。

图9是示出根据本发明的机翼的转变的一系列视图。

图10是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行下的且机翼旋翼桨叶收拢的飞行器的透视图。

图11是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的且机翼旋翼桨叶收拢的飞行器的前视图。

图12是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的且机翼旋翼桨叶收拢的飞行器的俯视图。

图13是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的且机翼旋翼桨叶收拢的飞行器的侧视图。

图14是根据本发明的一些实施例的为了清晰移除了前盖的机翼旋翼的透视图。

图15是根据本发明的一些实施例的为了清晰移除了前盖的机翼旋翼的前视图。

图16是根据本发明的一些实施例的其桨叶展开的机翼旋翼的侧视图。

图17是根据本发明的一些实施例的其桨叶收拢的机翼旋翼的侧视图。

图18是根据本发明的一些实施例的其桨叶收拢的机翼旋翼的侧视图。

图19是根据本发明的一些实施例的其桨叶收拢的机翼旋翼的侧视图。

图20是根据本发明的一些实施例的其桨叶收拢的机翼旋翼的侧视图。

图21是根据本发明的一些实施例的尾部旋翼的透视图。

图22是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行形态下的尾部旋翼的侧视图。

图23是根据本发明的一些实施例的处于起飞形态下的尾部旋翼的侧视图。

图24是根据本发明的一些实施例的处于收拢形态下的尾部旋翼及其展开机构的侧视图。

图25是根据本发明的一些实施例的离开收拢形态的尾部旋翼及其展开机构的侧视图。

图26是根据本发明的一些实施例的离开收拢形态的尾部旋翼及其展开机构的侧视图。

图27是根据本发明的一些实施例的处于展开形态下的尾部旋翼及其展开机构的侧视图。

图28是根据本发明的一些实施例的处于展开形态下的尾部旋翼及其展开机构的前视图。

图29是根据本发明的第二实施例的处于起飞形态下的飞行器的透视图。

图30是根据本发明的第二实施例的处于起飞形态下的飞行器的前视图。

图31是根据本发明的第二实施例的处于起飞形态下的飞行器的侧视图。

图32是根据本发明的第二实施例的处于起飞形态下的飞行器的俯视图。

图33是根据本发明的第二实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的透视图。

图34是根据本发明的第二实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的前视图。

图35是根据本发明的第二实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的侧视图。

图36是根据本发明的第二实施例的处于向前形态下的飞行器的俯视图。

图37是示出根据本发明的一些实施例的嵌套桨叶的侧视图。

图38是根据本发明的一些实施例的旋翼桨叶延伸的展开旋翼单元的侧视图。

图39是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行模式中的具有两个桨叶组的旋翼单元的侧视图。

图40是根据本发明的一些实施例的处于起飞模式中的具有两个桨叶组的旋翼单元的侧视图。

图41是根据本发明的一些实施例的电动马达的前视图。

图42是根据本发明的一些实施例的电动马达中的定向离合器的局部视图。

图43是根据本发明的一些实施例的电动马达中的定向离合器的局部视图。

图44是根据本发明的一些实施例的电动马达中的定向离合器的局部截面图。

图45是根据本发明的第三实施例的处于起飞形态下的飞行器的透视图。

图46是根据本发明的第三实施例的处于起飞形态下的飞行器的前视图。

图47是根据本发明的第三实施例的处于起飞形态下的飞行器的俯视图。

图48是根据本发明的第三实施例的处于起飞形态下的飞行器的侧视图。

图49是根据本发明的第四实施例的飞行器的透视图。

图50是根据本发明的第四实施例的处于起飞形态下的飞行器的前视图。

图51是根据本发明的第四实施例的处于起飞形态下的飞行器的俯视图。

图52是根据本发明的第四实施例的处于起飞形态下的飞行器的侧视图。

图53是根据本发明的第四实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的透视图。

图54是根据本发明的第四实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的俯视图。

图55是根据本发明的第四实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的前视图。

图56是根据本发明的第四实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的侧视图。

具体实施方式

虽然一直期望垂直起飞和着陆(VTOL)飞机，但是实现这些飞机的折中方案将它们的有效性和采用性限制于某些有利可图的市场(niches)。VTOL所需的推力显著高于维持水平飞行所需的推力。在转变到向前飞行期间也可能需要垂直起飞推力。一旦进入向前飞行，飞机的机翼提供升力，代替在VTOL期间和在转变期间由马达输送的功能。在起飞期间而不是在向前飞行期间所需的推力产生元件在向前飞行期间可以改变，使得它们传递较小的阻力到飞行系统上。

在一些方面中，飞行器可以使用由电动马达提供动力的装有桨叶的螺旋桨以便在起飞期间提供推力。螺旋桨/马达单元可以被称为旋翼组件。在一些方面中，飞行器的机翼可以旋转，且前边缘面向上，使得螺旋桨为起飞和着陆提供垂直推力。在一些方面中，机翼上的马达驱动的螺旋桨单元本身可以相对于固定机翼旋转，使得螺旋桨为起飞和着陆提供垂直推力。马达驱动的螺旋桨单元的旋转可以允许通过使螺旋桨和电动马达两者旋转来定向地改变推力，因此不需要对环绕旋转接头或通过旋转接头的扭矩驱动进行任何平衡(gimbaling)或其它方法。

在一些方面中，一些或所有安装在机翼上的马达驱动的旋翼在转变到水平飞行之后适于将旋翼桨叶向后折叠到收拢位置中，在收拢位置中，桨叶嵌套在相邻的机舱主体中的凹槽中。仅用一些提供向前推力的旋翼，嵌套桨叶可以导致飞行器的显著较小的阻力，同时也允许显著减小的功率使用。

在一些方面中，使用具有两个同轴螺旋桨的延伸机舱，使得在向前飞行期间使用一个螺旋桨，并且在垂直起飞和着陆期间使用另一个螺旋桨。VTOL螺旋桨可以适于在向前飞行期间嵌套其桨叶。在一些方面中，延伸机舱可以停留在机翼的末端处，或在后V形尾部元件的端部处，并且适于旋转使得VTOL螺旋桨在起飞和着陆期间提供垂直推力。在一些方面中，每一个同轴螺旋桨具有其自身的电动马达。在一些方面中，同轴螺旋桨由相同的电动马达驱动。在一些方面中，电动马达具有定向离合器，使得在马达沿第一方向旋转的同时一个螺旋桨被驱动，并且在马达沿第二方向旋转的同时另一个螺旋桨被驱动。

在一些方面中，附接到机翼的马达驱动的旋翼适于将马达和旋翼的质量放置在机翼的显著前面。在一些方面中，该向前位置允许旋翼旋转到垂直推力取向，垂直推力取向的空气流主要在机翼的前边缘的前面，减小在VTOL操作期间由机翼产生的空气流冲击。在一些方面中，旋翼和马达的质量的该向前位置允许不寻常的机翼形态(诸如前掠翼)，这些不寻常机翼形态的可能的缺点在较高的重力机动飞行期间通过该质量布置部分地或完全减轻。

在一些方面中，飞行器的质量平衡可以通过质量(诸如电池质量)的移动而改变。在一些方面中，当单个相对于多乘客负载被支撑时，可以调节电池质量以保持平衡。在一些方面中，自动响应于飞行器内的传感器，可以调节质量平衡。在一些方面中，电池质量可以分布在两个或更多个电池组之间。电池组可以安装成使得响应于在飞行器的平衡中的改变，它们的位置在飞行期间改变。在一些方面中，飞行器的飞行控制系统可以感测在垂直起飞和着陆期间的差别推力要求，并且可以移动电池质量以便实现遍及旋翼组件的更多的平衡推力分布。在一些方面中，如果在转变或垂直起飞和着陆期间存在旋翼组件故障，则电池质量可以移动，再次平衡各种剩余的功能旋翼的推力要求。

在本发明的第一实施例中，如在图1-4中看到的，看到飞行器100处于第一向前飞行形态下，如仅在已经从垂直起飞形态转变之后将看到的。在另一向前飞行模式中，安装在机翼上的旋翼的桨叶将收缩并且嵌套，如下文所讨论的。飞机主体101支撑左翼102和右翼103。马达驱动的旋翼单元106包括可以收缩并且嵌套到机舱主体中的螺旋桨107。向后延伸的飞机主体101还附接到凸起的后稳定器104。后稳定器具有附接到其的后马达105。在一些方面中，后马达也可以具有前桨毂或桨毂盖，为了说明性目的，一些图省略了前桨毂或桨毂盖。

如在图3中的俯视图中所看到的，机翼102、103部分前掠。根据本发明的实施例的飞行器可以包括部分或完全前掠机翼，且顺翼展方向分布的质量位于前边缘的前面。在前掠机翼设计中常常看到的发散的气动弹性扭曲因机翼前面的悬臂式质量的存在而大大减小，所述悬臂式质量产生反向力矩。如在图2和图3中看到的，机翼旋翼组件106安装在机翼前边缘的前面，并且因此也在机翼的中性轴线的前面。

图5-7示出处于垂直起飞和着陆形态下的飞行器100，使得旋翼的推力被向上导引。机翼102、103已经相对于主体101环绕枢轴108旋转。在一些实施例中，机翼利用横穿过机身101的结构固定到彼此。如在图7中的侧视图中看到的，虽然机翼旋翼107由于机翼的旋转使它们的推力针对垂直起飞重定向，但是后旋翼105由于它们相对于后稳定器104的旋转而使它们的推力重定向。虽然在上文中被提及为枢轴，但是机翼附接到飞行器主体可能使用适于维持机翼和旋翼组件的质量的向前位置的连杆。

图21-28示出后旋翼的形态。后旋翼从收拢的向前飞行形态展开至展开的垂直起飞位置以及各种中间位置可以使用展开机构来实现，所述展开机构使旋翼相对于后稳定器旋转。图22示出后旋翼单元105的收拢的向前飞行形态。在一些实施例中，后机舱部分115可以刚性地安装到后稳定器。桨毂盖114和马达盖113为机舱的前部分提供空气动力表面。螺旋桨111延伸过桨毂盖114。在如图23中以及在图28中的局部前视图中看到的完全展开位置，马达110、马达盖113、桨毂盖114和螺旋桨111已经旋转至适于提供垂直推力的位置。在铰接接头的外侧上的电动马达/螺旋桨组合体允许将螺旋桨刚性安装到马达，甚至当螺旋桨相对于后机舱部分通过各种姿态移动时，刚性安装也被维持。利用这样的形态，来自马达的旋转功率不必被平衡或以其它方式传递遍及旋转接头。

图24-27示出马达和螺旋桨相对于后机舱以及相对于飞行器的后尾部结构的一系列位置。由于后旋翼单元的铰接部分开始其展开，所以在图25中能够看到的是，连杆首先将铰接部分向前展开，这与仅绕单个枢转点枢转截然相反。多杆连杆允许使用单个致动器用于该复杂布置。图26示出在后旋翼单元上升到后机舱的顶部上方并且实现如图27中所看到的完全展开时的后旋翼单元。利用多杆连杆，包括马达、螺旋桨和桨毂盖的铰接部分的运动在完全展开的位置处几乎水平。由于旋翼的推力方向在完全展开位置中是垂直的，所以为多杆杠杆的展开提供功率的致动器不必偏移或抵消旋翼的推力。

图9示出如在从起飞转变到向前飞行模式期间或从向前飞行模式转变到垂直起飞和着陆模式期间将看到的机翼和后旋翼的各种位置。在垂直起飞之后，旋翼从提供垂直推力的形态转变经过朝水平方向旋转的位置。随着飞行器的前进速度增加，机翼开始产生升力，使得不需要那么多的垂直推力来维持高度。利用足够的前进速度，升力由机翼维持，并且向前飞行所需的推力能够通过更少的旋翼提供。在一些方面中，机翼上升至垂直起飞形态，且使用适于随着机翼达到展开使机翼枢转向前滑动的连杆。这允许通过在VTOL形态下将安装在机翼上的旋翼组件定位成更远实现在VTOL与向前飞行模式之间重心位置的更有利的折中。

图10-13示出根据本发明的一些实施例的飞行器100的向前飞行形态。安装在机翼上的旋翼106的螺旋桨桨叶已经收拢并且嵌套在沿着机舱的凹槽内。由于向前飞行需要比垂直起飞显著更小的推力，所以许多单独的马达和旋翼在向前飞行期间可以被去激活。为了减小阻力，桨叶可以向后折叠到收拢位置中。为了进一步减小阻力，机舱可以具有凹槽，使得折叠的桨叶适于嵌套在凹槽内，在向前飞行期间产生非常低阻力机舱。后旋翼105可以用来在该向前飞行形态期间提供向前推力。

图14示出从完全展开形态收拢到完全收拢形态时的可收拢桨叶组的一组前视图。桨叶沿着机舱嵌套到凹槽中，使得可收拢桨叶组为简单的机舱提供有效的受潮面积。图15示出根据一些实施例的从完全展开形态收拢到收拢形态时的安装在机翼上的旋翼单元。注意的是，可以包括电动马达、桨叶组和桨毂盖的旋翼组件本身总体上可以展开，如例如在图38中看到的。在一些方面中，旋翼组件的展开利用连杆，诸如图38的连杆209，连杆将旋翼布置到垂直位置，但同时将旋翼向前推动并且远离机舱的剩余主体。推动远离机舱的剩余主体减小机翼中的来自相关联的旋翼的向下运动中的向下负载。

图16-20示出当安装在机翼上的旋翼106的桨叶107向下折到收拢位置中时的一系列位置。图16示出完全展开的螺旋桨桨叶107，如在垂直起飞和着陆中以及在转变到水平向前飞行期间将使用的。因此，随后的图示出向下折叠至收拢位置的桨叶107。如在图20中看到的，桨叶107装配在机舱中的凹槽116内，产生低阻力形态117。

在第一实施例的示例性形态下，飞行器具有8个旋翼并且重900kg。旋翼直径是1.3米，每个旋翼的推力是1100N。在海平面处马达的连续每分钟转数(rpm)是1570rpm，最大是1920rpm。翼幅是8.5米。电池质量是320kg，并且每个马达的质量是20公斤。巡航速度是320km/h。每个马达的连续盘旋轴功率是29kW。

在本发明的第二实施例中，如在图29-32中的垂直起飞形态下看到的，飞行器200使用前掠固定机翼202、203，具有不同类型的旋翼适于垂直起飞和着陆以及向前飞行两者。飞机主体201支撑左翼202和右翼203。机翼上的马达驱动的旋翼组件206、207包括可以收拢并且嵌套到机舱主体中的螺旋桨。向后延伸的飞机主体201还附接到凸起的后稳定器204。后稳定器具有附接到其的后旋翼组件205、208。看到飞行器200具有并排的两个乘客座椅以及在主体201下方的起落装置。虽然示出了两个乘客座椅，但是在本发明的不同的实施例中可以容纳其它数量的乘客。

如在图32中的俯视图中看到的，机翼202、203是前掠的。根据本发明的实施例的飞行器可以包括部分或完全前掠机翼，且顺翼展方向分布的质量位于前边缘的前面。在前掠机翼设计中常常看到的发散的气动弹性扭曲因机翼前面的悬臂式质量的存在而大大减小，所述悬臂式质量产生反向力矩。在图32的俯视图中还看到的是，安装在机翼上的马达驱动的旋翼单元随着它们的机舱并且从它们的机舱向前延伸，使得在垂直起飞模式下的空气流大致不受到机翼的干扰。类似地，安装在后稳定器上的马达驱动单元的螺旋桨随着它们的机舱并且从它们的机舱向前延伸，使得在垂直起飞模式下的空气流大致不受到后稳定器的干扰。在图38中可以看到可以用来使旋翼在垂直形态下延伸的连杆的图示。

前掠翼形态的另一个方面是，它允许将机翼202、203在它们可能已经被附接的位置稍微后方安装到主体201。向后附接允许连接机翼的翼梁横穿飞行器主体的内部到乘客座椅的后方。铰接旋翼处于VTOL模式下的前掠翼的进一步的方面是垂直旋翼的前斜罩量，这通过加长这些旋翼关于重心的力矩臂来改进对于给定的机翼根位置的垂直和转变飞行中的纵向控制权。这在VTOL模式期间在后安装旋翼之一发生故障的情况下是尤其有用的。另外，受到该形态的影响的更均匀的纵向旋翼分布减小维持水平垂直飞行所需的马达的最高扭矩，在万一单个或旋翼发生故障的最糟的情况下，允许马达大小减小。

在一些方面中，安装在机翼上的旋翼的一部分可以适于在向前飞行形态下使用，而其它安装在机翼上的旋翼可以适于在有规律的向前飞行期间完全地收拢。飞行器200可以在右翼203上具有四个旋翼并且在左翼202上具有四个旋翼。每个机翼上三个旋翼组件可以具有安装在机翼上的旋翼206，所述安装在机翼上的旋翼206对于垂直起飞和着陆适于向上翻到展开位置中，在转变到向前飞行期间朝收拢位置向后移动，然后在向前飞行期间将它们的桨叶收拢，并且嵌套。第四旋翼组件207可以包括用于向前飞行的第二组桨叶，如下文所讨论的。类似地，每个后稳定器204可以具有安装到其的两个旋翼单元，这两个旋翼单元都适于在垂直起飞和着陆以及转变模式期间使用，但是其中的一个旋翼单元适于在向前飞行期间作为低阻力机舱完全收拢。

多模式安装在机翼上的旋翼单元207适于使用第一组桨叶212用于向前飞行，并且使用第二组件桨叶213用于VTOL和转变飞行模式。向前飞行桨叶212可以与VTOL桨叶213共轴线，并且可以附接在相同的机舱的不同的端部处。在VTOL桨叶被铰接到VTOL飞行模式的垂直位置的情况下，在机舱内可能存在两个马达，每个桨叶组一个马达。类似地，多模式后安装旋翼单元210适于使用第一组桨叶211用于向前飞行，以及使用第二组桨叶214用于VTOL和转变飞行模式。向前飞行桨叶211可以与VTOL桨叶214共轴线，并且可以附接在相同的机舱的不同的端部处。在VTOL桨叶被铰接到VTOL飞行模式的垂直位置的情况下，在机舱内可能存在两个马达，每个桨叶组一个马达。

在一些方面中，用来为VTOL和转变模式提供推力的所有桨叶在向前飞行期间收拢，并且在向前飞行期间不同的桨叶用来提供推力。在一些方面中，取决于VTOL或向前飞行模式是否被使用，单个马达被用来为不同的桨叶组提供功率。在一些方面中，两个桨叶组被放置在同轴形态下，使得它们由例如单个机舱支撑。

图33-36示出处于向前飞行模式中的飞行器200，其中所有VTOL桨叶已经收拢，并且嵌套在凹槽中，使得机舱呈现低阻力。在向前飞行模式下，看到所有VTOL桨叶收拢的安装在机翼上的旋翼单元206、207。类似地，安装在后部的旋翼单元205、208也将它们自己的VTOL桨叶收拢。多模式后旋翼组件205的向前飞行桨叶组211和多模式机翼旋翼组件207的向前飞行桨叶组212用来在向前飞行期间提供推力。

图39和图40示出在针对两个桨叶组共享单个马达的同轴结构中的马达和旋翼单元260，所述马达和旋翼单元260适于使用第一组桨叶261用于向前飞行模式以及使用第二组桨叶263用于VTOL和转变模式。在该示例中，两个桨叶都由相同的电动马达提供动力。电动马达可以适于具有定向离合器，使得当马达沿第一方向旋转时，向前飞行桨叶261接合，并且VTOL桨叶263空转。在向前飞行期间，VTOL桨叶264可以收拢并且可以嵌套在凹槽264中。在VTOL和转变模式期间，马达可以沿第二方向旋转，使得VTOL桨叶264接合，并且向前飞行桨叶261脱离。在VTOL模式下，马达和旋翼组件可以被铰接，使得旋翼和马达提供垂直推力，且整个马达和离合器单元以及两组桨叶都在定位机构的外侧，使得与桨叶推力相关的机械功率不需要横过万向接头。

图41-44示出具有定向离合器266、267的马达265，当马达沿第一方向旋转时，所述定向离合器266、267适于为第一组桨叶提供功率，并且当马达沿第二方向旋转时，所述定向离合器266、267适于为第二组桨叶提供功率。在一些方面中，VTOL桨叶组和向前飞行桨叶组可以朝向不同的方向被定向，使得它们两者都沿相同的方向提供推力，但是当马达沿第一方向旋转时，一组被接合，并且当马达沿第二方向旋转时，第二组被接合。

在本发明的第三实施例中，如在图45-48中的垂直起飞形态下看到的，飞行器300使用前掠机翼302、303，具有不同类型的旋翼适于垂直起飞和着陆以及向前飞行两者。飞机主体301支撑左翼302和右翼303。机翼上的马达驱动的旋翼组件306、307包括可以收拢并且嵌套到机舱主体中的螺旋桨。向后延伸的飞机主体301还附接到凸起的后稳定器304。后稳定器具有附接到其的后旋翼组件305、308。飞行器300适于并排的两个乘客座椅以及在主体301下方的起落装置。

安装在机翼上的旋翼单元306、307在起飞和着陆模式期间适于提供垂直推力。内旋翼单元306适于使用如图38中所看到的连杆展开成VTOL形态。内机翼旋翼单元306的桨叶当处于向前飞行形态下时适于收拢，且桨叶嵌套到机舱中的凹槽中。翼尖旋翼单元307适于相对于机翼旋转，使得机舱无论是在VTOL或是在向前飞行形态下都维持其形状。使用VTOL桨叶313用于VTOL和转变模式，并且使用向前飞行桨叶312用于向前飞行，且VTOL桨叶收拢并且被嵌套。维持其形状的机舱允许使用单个马达为桨叶组中的任一组提供功率。马达可以使用定向离合器，使得马达方向判定桨叶组中的哪一个被提供动力。

类似地，内尾部旋翼单元308的桨叶当处于向前飞行形态下时适于收拢，且桨叶嵌套到机舱中的凹槽中。后尖旋翼单元305适于相对于机翼旋转，使得机舱无论是在VTOL或是在向前飞行形态下都维持其形状。使用VTOL桨叶314用于VTOL和转变模式，并且使用向前飞行桨叶311用于向前飞行，且VTOL桨叶收拢并且被嵌套。

在第三实施例的示例性形态下，飞行器具有12个旋翼并且重900kg。旋翼直径是1.1米，且每个旋翼的推力是736N。在海平面处马达的连续每分钟转数(rpm)是1850rpm，最大是2270rpm。翼幅是8.9米。电池质量是320kg，并且每个马达的质量是9公斤。巡航速度是320km/h。每个马达的连续盘旋功率是19kW。

图49-52示出处于起飞形态下的飞行器400的第四实施例。看到旋翼组件展开到垂直起飞形态下的箱翼设计。

图53-56示出处于向前飞行形态下的飞行器400的第四实施例。如所看到的，旋翼组件旋转到向前飞行形态下。旋翼组件的桨叶中的一些已经收拢以减小向前飞行模式下的阻力。

在一些方面中，根据本发明的实施例的飞行器从地面起飞，且垂直推力来自已经展开到垂直形态下的旋翼组件。由于飞行器开始以获得高度，旋翼组件可以开始向前倾斜以便开始向前加速。由于飞行器获得向前速度，机翼上的空气流产生升力，使得旋翼对于使用垂直推力维持高度变得不必要。一旦飞行器已经达到足够的前进速度，在起飞期间用于提供垂直推力的一些或所有桨叶可以沿着它们的机舱收拢。支撑旋翼组件的机舱可以具有凹槽，使得桨叶可以嵌套到凹槽中，大大减小已脱离的旋翼组件的阻力。

如从上文的描述显然，宽范围的实施例可以根据本文给定的描述构造，并且本领域的技术人员将容易想起附加优点和修改。因此，本发明在其更广泛的方面不被限制于所示出和描述的特殊细节和说明性示例。因此，在不脱离申请人的一般发明的精神或范围的情况下，可以根据这样的细节做出偏离。

Claims (3)

1.一种适于垂直起飞和水平飞行的飞行器，所述飞行器包括：

主机身；

右侧机翼，所述右侧机翼联结到所述主机身的右侧，所述右侧机翼包括前掠翼，

一个或多个右侧旋翼组件，其中所述一个或多个右侧旋翼组件中的每一个通过展开机构附接到所述右侧机翼，所述展开机构适于将所述右侧旋翼组件从前向水平飞行形态展开至垂直起飞形态，所述展开机构封装在旋翼安装机舱内，当处于所述前向水平飞行形态时，所述旋翼安装机舱覆盖所述展开机构和电动马达，右侧旋翼组件中的每一个均包括螺旋桨和电动马达，并且其中所述一个或多个右侧旋翼组件突出到所述右侧机翼的前边缘的前面；和

右侧翼尖旋翼组件，所述右侧翼尖旋翼组件包括电动马达和螺旋桨，所述右侧翼尖旋翼组件附接到所述右侧机翼的翼尖，所述右侧翼尖旋翼组件适于从前向水平飞行形态展开至垂直起飞形态；

左侧机翼，所述左侧机翼联结到所述主机身的左侧，所述左侧机翼组件包括前掠翼；

一个或多个左侧旋翼组件，其中一个或多个左侧旋翼组件通过展开机构附接到所述左侧机翼，所述展开机构适于将所述左侧旋翼组件从前向水平飞行形态展开至垂直起飞形态，所述展开机构封装在旋翼安装机舱内，当处于所述前向水平飞行形态时，所述旋翼安装机舱覆盖所述展开机构和电动马达，左侧旋翼组件中的每一个均包括螺旋桨和电动马达，并且其中，所述一个或多个左侧旋翼组件突出到所述左侧机翼的前边缘的前面；以及

左侧翼尖旋翼组件，所述左侧翼尖旋翼组件包括电动马达和螺旋桨，所述左侧翼尖旋翼组件附接到所述左侧机翼的翼尖，所述左侧翼尖旋翼组件适于从前向水平飞行形态展开至垂直起飞形态；

其中，所述右侧机翼旋翼组件的质心在所述右侧机翼的前边缘的前面，并且所述左侧机翼旋翼组件的质心在所述左侧机翼的前边缘的前面，所述右侧翼尖旋翼组件的质心在所述右侧机翼的前边缘的前面，并且所述左侧翼尖旋翼组件的质心在所述左侧机翼的前边缘的前面。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述右侧机翼旋翼组件和所述左侧机翼旋翼组件包括螺旋桨桨叶，所述螺旋桨桨叶适于从展开形态枢转到收拢形态。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其中，收拢的螺旋桨桨叶停留在旋翼安装机舱内的凹槽中。

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