CN107792357B - 产生俯仰控制力矩的倾斜涵道风扇式飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种产生俯仰控制力矩的倾斜涵道风扇式飞行器。在一些实施方式中，飞行器包括机身，机身具有前部部分和后部部分。第一涵道风扇和第二涵道风扇由机身的前部部分支撑。第一涵道风扇和第二涵道风扇能够相对于机身在竖向起飞及着陆模式中的大致水平取向与向前飞行模式中的大致竖向取向之间倾斜。具有后部部位的尾桁从机身的后部部分延伸。在尾桁的后部部位中设置有横流风扇，并且横流风扇能够操作成产生俯仰控制力矩。

Description

产生俯仰控制力矩的倾斜涵道风扇式飞行器

技术领域

本公开总体上涉及能够操作成在向前飞行模式与竖向起飞及着陆模式之间转变的飞行器，并且特别地涉及具有安装在尾桁的后部部位中并且能够操作成产生俯仰控制力矩的可变推力横流风扇的倾斜涵道风扇式飞行器。

背景技术

固定翼飞行器比如飞机能够使用机翼飞行，这些机翼响应于飞行器的由来自一个或更多个喷气发动机或螺旋桨的推力产生的向前空速而产生升力。机翼通常具有在飞行器向前移动时使空气向下偏斜的翼型截面，从而产生用以在飞行中支撑飞行器的升力。然而，固定翼飞行器通常需要用于起飞和着陆的数百或数千英尺长的跑道。

与固定翼飞行器不同，竖向起飞及着陆(VTOL)飞行器不需要跑道。VTOL飞行器而是能够竖向地起飞、悬停和着陆。VTOL飞行器的一个示例是直升机，该直升机是具有向飞行器提供升力和推力的一个或更多个旋翼的旋翼飞行器。旋翼不仅能够实现悬停和竖向起飞及着陆，而且还能够实现向前飞行、向后飞行和横向飞行。这些属性使直升机高度广泛地用于拥堵地区、隔离地区或偏远地区。然而，直升机由于后行叶片失速和前行叶片压缩的现象通常缺乏固定翼飞行器的向前空速。

倾转旋翼飞行器试图通过包括一组能够基于正在进行的操作来改变其旋转平面的倾转浆(proprotors)来克服这个缺点。倾转旋翼飞行器使用倾转浆产生升力和推进力，其中倾转浆通常联接至在固定翼的端部附近安装的短舱。短舱相对于固定翼旋转，使得倾转浆具有用于竖向起飞、悬停和着陆的大致水平的旋转平面、以及在向前飞行中巡航时的大致竖向的旋转平面，其中，固定翼提供升力并且倾转浆提供向前推力。以这种方式，倾转旋翼飞行器将直升机的竖向提升能力与固定翼飞行器的速度和范围相结合。然而，倾转旋翼飞行器使用敞开地暴露的倾转浆，这可能会呈现出许多缺点。例如，敞开地暴露的倾转浆在飞行期间能够导致叶片梢部的推力损失，推力矢量能力受到限制，以及使用压力差来增大推力受到限制。

发明内容

在第一方面，本公开涉及一种飞行器，该飞行器包括机身，机身具有前部部分和后部部分。第一涵道风扇和第二涵道风扇由机身的前部部分支撑。第一涵道风扇和第二涵道风扇能够相对于机身在竖向起飞及着陆模式中的大致水平取向与向前飞行模式中的大致竖向取向之间倾斜。具有后部部位的尾桁从机身的后部部分延伸。在尾桁的后部部位中设置有横流风扇，并且横流风扇能够操作成产生俯仰控制力矩。

在一些实施方式中，俯仰控制力矩可以是由横流风扇产生的俯仰控制推力，比如可变俯仰控制推力或可逆俯仰控制推力。在某些实施方式中，俯仰控制力矩能够操作成在飞行操纵比如悬停、竖向起飞、竖向着陆及其间的转变期间将飞行器保持处于大致水平姿态。在竖向起飞及着陆模式中，能够响应于第一涵道风扇和第二涵道风扇的推力矢量来控制偏航，以及/或者能够响应于独立地调节第一涵道风扇和第二涵道风扇的总螺距来控制侧滚。在向前飞行模式中，能够响应于独立地调节第一涵道风扇和第二涵道风扇的总螺距来控制偏航。

在一些实施方式中，横流风扇可以是可变推力横流风扇，该可变推力横流风扇可以包括横流风扇组件，该横流风扇组件具有纵向轴线并且包括第一驱动器板和第二驱动器板，在第一驱动器板与第二驱动器板之间可旋转地安装有多个叶片。叶片可以从纵向轴线径向向外设置，使得当横流风扇组件绕纵向轴线旋转时，叶片具有大致圆形的行进路径。所述多个叶片能够在多个俯仰角构型之间移动。联接至所述多个叶片的控制组件能够操作成改变所述多个叶片的俯仰角构型以产生可变推力。在这样的实施方式中，所述多个俯仰角构型可以包括至少一个向上的推力构型、中立构型和至少一个向下的推力构型。而且，在这样的实施方式中，控制组件可以包括控制凸轮，该控制凸轮能够操作成相对于横流风扇组件平移，以改变所述多个叶片的俯仰角构型。控制凸轮可以相对于横流风扇组件旋转或者不旋转。

在第二方面，本公开涉及一种飞行器，该飞行器包括机身，机身具有前部部分和后部部分。第一涵道风扇和第二涵道风扇由机身的前部部分支撑。第一涵道风扇和第二涵道风扇能够相对于机身在竖向起飞及着陆模式中的大致水平取向与向前飞行模式中的大致竖向取向之间倾斜。具有第一后部部位和第二后部部位的尾桁从机身的后部部分延伸。在尾桁的第一后部部位中设置有第一横流风扇，并且第一横流风扇能够操作成产生俯仰控制力矩。在尾桁的第二后部部位中设置有第二横流风扇，并且第二横流风扇能够操作成产生偏航控制力矩。

在一些实施方式中，第一后部部位位于第二后部部位的后方。在某些实施方式中，俯仰控制力矩可以是由第一横流风扇产生的可逆俯仰控制推力，以及/或者偏航控制力矩可以是由第二横流风扇产生的可逆偏航控制推力。在某些实施方式中，横流风扇可以是可变推力横流风扇。

附图说明

为了更彻底地理解本公开的特征和优点，现参照详细描述以及所附的示意图，其中不同附图中的对应附图标记表示对应部件，在附图中：

图1A至图1C是根据本公开的实施方式的利用涵道风扇和可变推力横流风扇系统的倾斜涵道风扇式飞行器的示意图；

图2、图3A、图3B和图4是根据本公开的实施方式的利用涵道风扇和可变推力横流风扇系统在各个轴线上施加力矩的倾斜涵道风扇式飞行器的各种等距视图；

图5是根据本公开的实施方式的可变推力横流风扇系统的等距视图；

图6A至图6C是根据本公开的实施方式的可变推力横流风扇系统的侧视图；

图7A至图7C是根据本公开的实施方式的可变推力横流风扇系统的具有各种俯仰角的叶片的侧视图；

图8是根据本公开的实施方式的可变推力横流风扇系统的叶片的俯视图；

图9A至图9E是根据本公开的实施方式的产生可变推力的可变推力横流风扇系统的叶片的示意图；

图10是示出根据本公开的实施方式的输入位置与可变推力横流风扇系统的推力的图表；

图11是根据本公开的实施方式的可变推力横流风扇系统的等距视图；

图12是根据本公开的实施方式的用于可变推力横流风扇系统的壳体的等距视图；

图13是根据本公开的实施方式的可变推力横流风扇系统的等距视图；

图14是根据本公开的实施方式的具有控制表面的倾斜涵道风扇式飞行器的等距视图；

图15A至图15H是根据本公开的实施方式的倾斜涵道风扇式飞行器在相继的飞行操作情景中的示意图；

图16是根据本公开的实施方式的利用可变推力横流风扇系统的倾斜涵道风扇式飞行器的等距视图；

图17是根据本公开的实施方式的利用两个可变推力横流风扇系统的倾斜涵道式风扇飞行器的等距视图；以及

图18是根据本公开的实施方式的利用尾部涵道风扇的倾斜涵道风扇式飞行器的俯视图。

具体实施方式

尽管下面详细讨论了制造和使用本公开的各种实施方式，但应当理解的是，本公开提供了可以在各种各样的特定环境中实施的许多能够应用的发明构思。本文中所讨论的特定实施方式仅仅是说明性的，并且不限定本公开的范围。为清楚起见，在该说明书中可能没有对实际实施方案的所有特征都进行描述。显然应当理解的是，在任何这种实际实施方式的开发过程中都必须做出许多具体的实施决定，以实现开发者的特定目标，比如符合体系相关和业务相关的限制，这些限制随实施方案的不同而不同。此外，应当理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但仍然是那些受益于本公开的本领域普通技术人员的常规工作。

在本说明书中，在描述附图中的装置时，可以参照各个部件之间的空间关系以及部件的各方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本公开之后将认识到的，本文中所描述的装置、构件、设备等可以以任何期望的取向定位。因此，由于本文中所描述的装置可以以任何期望的方向定向，因而使用比如“在…上方”、“在…下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或描述这些部件的各方面的空间取向应当被理解成描述这些部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向。

参照附图中的图1A至图1C，示意性示出了倾斜涵道风扇式飞行器，并且该倾斜涵道风扇式飞行器整体上指示为10。飞行器10包括机身12。机身12具有后部部分13，尾桁14从该后部部分13沿向后的方向延伸。飞行器10具有左侧部16和右侧部18。如本文所使用的，术语“左”和“右”除非另有说明，否则分别指飞行器的左舷侧和右舷侧。飞行器10包括机翼20和机翼22，所述机翼20、22中的每个机翼均从机身12的前部部分23延伸。涵道风扇24可旋转地联接至机翼20的远端26。同样地，涵道风扇28可旋转地联接至机翼22的远端30。涵道风扇24、28由机身12的前部部分23支撑。如本文中所使用的，术语“联接”可以包括直接联接或通过包括移动的机械连接件和不移动的机械连接件的任何方式的间接联接。每个涵道风扇24、28均包括围绕或部分包围转子毂组件36、38的涵道32、34，多个叶片组件40、42分别从转子毂组件36、38径向延伸。叶片组件40、42可以被共同操纵以选择性地控制飞行器10的方向、推力和升力。实际上，叶片组件40、42的总螺距可以彼此独立地控制，以允许每个涵道风扇24、28具有不同推力。例如，涵道风扇24的叶片组件40的总螺距可以高于或低于涵道风扇28的叶片组件42的总螺距，使得由每个涵道风扇24、28产生的推力彼此不同。

每个涵道风扇24、28还包括水平支撑件44、46和竖向支撑件48、50，其中，水平支撑件44、46和竖向支撑件48、50此外还可以分别向涵道风扇24、28提供结构支撑。飞行器10还包括驱动系统52，该驱动系统52包括发动机与变速器54以及传动轴56、58、60。发动机与变速器54位于飞行器10的机身12中。在一些实施方式中，发动机与变速器54向分别使转子毂组件36、38旋转的传动轴56、58提供扭矩和旋转能。在其他实施方式中，每个涵道风扇24、28均可以包括短舱(未示出)，所述短舱中的每个短舱均可以容纳向转子毂组件36、38提供扭矩和旋转能的发动机。

涵道32、34可以为涵道风扇24、28的各部件(包括转子毂组件36、38和叶片组件40、42)提供保护。由于在飞行期间由涵道结构提供的压力差，因此涵道32、34还可以提供升力增大或推力增大。在一些实施方式中，涵道32、34还可以用作机翼表面，以在向前飞行模式期间提供附加的升力。例如，涵道32、34中的每个涵道的全部圆周或一部分圆周可以具有翼型形状。在一些实施方式中，转子毂组件36、38可以沿彼此相反的方向旋转，以用于飞行器10的扭矩平衡。

涵道风扇24、28各自能够相对于机身12在如图1A和1B中所示的水平位置与如图1C中所示的竖向位置之间倾斜。涵道风扇24、28在竖向起飞及着陆模式期间处于水平位置中。竖向起飞及着陆模式可以被认为包括飞行器10的悬停操作。涵道风扇24、28在飞行器10的向前飞行模式期间处于竖向位置中。在向前飞行模式中，涵道风扇24、28将其相应的推力沿向后的方向指引以向前推进飞行器10。飞行器10在图1A和图1B的竖向起飞及着陆模式构型期间能够操作以沿所有方向飞行，但飞行器10在处于图1C的向前飞行模式构型时能够实现更快的向前飞行。涵道风扇24、28可以通过延伸穿过机翼20、22的可旋转轴(未示出)在竖向位置与水平位置之间倾斜，并且能够响应于来自飞行员或其他地方的命令而旋转。

尾桁14的后部部位62包括可变推力横流风扇系统64，该可变推力横流风扇系统64能够操作成产生可变推力以提供绕飞行器10的轴线的力矩。特别地，可变推力横流风扇系统64产生能够选择性地沿向上或向下的方向指引的可逆推力，以控制飞行器10的俯仰。在一些实施方式中，可变推力横流风扇系统64在竖向起飞及着陆模式期间为飞行器10提供俯仰控制推力。由可变推力横流风扇系统64产生的可变推力还可用于在涵道风扇24、28从图1A和图1B的水平位置倾斜至图1C的竖向位置倾斜时保持飞行器10的大致水平姿态，或者，由可变推力横流风扇系统64产生的可变推力还可用于在涵道风扇24、28从图1C的竖向位置向图1A和图1B的水平位置倾斜时保持飞行器10的大致水平姿态。

在一些实施方式中，可变推力横流风扇系统64沿着尾桁14的纵向轴线安装以产生俯仰控制力矩。可变推力横流风扇系统64可以提供多方向的——包括双向的——且可变强度的俯仰控制推力，以为飞行器10提供俯仰控制。可变推力横流风扇系统64能够通过驱动系统52而围绕中心纵向轴线旋转。发动机与变速器54向传动轴60提供扭矩和旋转能。传动轴60可以是单个长轴或一系列较短的轴，并且可以优选地具有挠性联轴器以允许挠曲。传动轴60机械地联接至可变推力横流风扇系统64。应当指出的是，由于发动机54在飞行操作期间优选地以恒定的旋转速度或速率操作，因此变速器54中的传动装置用于将发动机的输出调节成用于可变推力横流风扇系统64的最佳旋转速度。在其他实施方式中，发电机(未示出)可以机械地联接至发动机54。发电机可以为能够操作成使传动轴60和可变推力横流风扇系统64以大致恒定的旋转速度旋转的马达(未示出)供以电力。在其他实施方式中，可变推力横流风扇系统64可以用液压马达进行操作或旋转。

可变推力横流风扇系统64具有响应于传动轴60的旋转而旋转的多个叶片66。可变推力横流风扇系统64的叶片66可以基于变速器54的传动比以与转子毂组件36、38的速度成比例的恒定速度旋转。可变推力横流风扇系统64的叶片66以恒定的速度旋转是有利的，这是由于这消除了能够实现可变速度旋转所必需的附加系统以及相关的复杂性。可变推力横流风扇系统64允许在不带来由先前的俯仰控制机构或推进系统引起的不利的阻力量的情况下进行俯仰控制。

可变推力横流风扇系统64通过响应于来自致动器组件68的命令改变可变推力横流风扇组件64的叶片66的倾斜或迎角来产生可变且可逆的俯仰控制推力，包括在向上或向下的方向上的推力。制动器组件68可以接收来自驾驶舱70中的飞行员的或其他来源的输入，以操作可变推力横流风扇系统64，从而控制飞行器10的俯仰，包括但不限于补偿机身12上的由位于水平位置与竖向位置之间的倾斜涵道风扇24、28所引起的扭矩。致动器组件68可以以多种方式——包括经由机械致动、液压致动或在线传飞控环境中的电子致动——使可变推力横流风扇系统64的部件移动。在一些实施方式中，由可变推力横流风扇系统64产生的气流和推力两者大致垂直于传动轴60，并且因此相对于飞行器10处于大致横向的方向上。而且，尽管所示的实施方式示出了可变推力横流风扇系统64，但在其他实施方式中，可变推力横流风扇系统64可包括不具有可变推力能力的横流风扇。

举几个示例来说，可以使用可变推力横流风扇系统64的其他飞行器实施方案包括倾转旋翼飞行器、混合飞行器、无人飞行器、旋翼机和各种直升机构型。所示的实施方式还可以用在飞机上。应当理解的是，尽管飞行器特别非常适于实施本公开的实施方式，但非飞行器的交通工具和设备也可以实施各实施方式。

参照附图中的图2、图3A、图3B和图4，示意性示出了在各个轴线上施加力矩的倾斜涵道风扇式飞行器，并且该倾斜涵道风扇式飞行器整体上指示为100。具体参照图2，飞行器100被示出为在涵道风扇104、106于竖向起飞及着陆模式期间处于水平位置时施加绕轴线102的力矩以用于控制飞行器100的侧滚。叶片组件108、110的相应总螺距可以独立地改变或调节，使得涵道风扇104、106中的每个涵道风扇的推力输出可以彼此不同。通过独立地控制叶片组件108、110的总螺距使涵道风扇104、106的推力彼此不同，产生了绕轴线102的力矩，该力矩可以用于控制使飞行器100侧滚并稳定。如图2中所示，叶片组件110的总螺距大于叶片组件108的总螺距，使得由涵道风扇106产生的推力112大于由涵道风扇104产生的推力114。其结果是沿箭头116所指示的方向产生了绕轴线102的力矩。相对地，可以通过将叶片组件108的总螺距设定成大于叶片组件110的总螺距使得涵道风扇104产生比涵道风扇106所产生的推力大的推力而沿与箭头116相反的方向产生绕轴线102的力矩。

参照图3A和图3B，在竖向起飞及着陆模式期间产生了绕飞行器100的轴线118的力矩以控制飞行器100的偏航。飞行器100的偏航可以响应于涵道风扇104、106的推力矢量而被控制。特别地，由涵道风扇104、106产生的相应推力的方向彼此偏移，以产生绕轴线118的力矩。具体参照图3A，涵道风扇104向后倾斜，使得由此产生的推力矢量120处于向后偏置的方向，并且涵道风扇106向前倾斜，使得由此产生的推力矢量122处于向前偏置的方向，从而沿箭头124所指示的方向产生了绕轴线118的力矩。现参照图3B，涵道风扇104向前倾斜，使得由此产生的推力矢量120处于向前偏置的方向，并且涵道风扇106向后倾斜，使得由此产生的推力矢量122处于后向偏置的方向，从而沿箭头126所指示的方向产生了绕轴线118的力矩。通过以这种方式产生绕轴线118的力矩，飞行器100的偏航可以被控制。推力矢量120、122可以彼此偏移的程度可以根据所需的绕轴线118的力矩或扭矩的程度而窄范围地变化或宽范围地变化。

参照图4，可变推力横流风扇系统128被示出为在竖向起飞及着陆模式期间为飞行器100产生俯仰控制推力。由可变推力横流风扇系统128产生的俯仰控制力矩可以用于在悬停期间以及在飞行器100于向前飞行模式与竖向起飞及着陆模式之间转变时保持飞行器100的大致水平姿态。由可变推力横流风扇系统128产生的俯仰控制推力是在向上或向下的方向上的可变且可逆的推力，该可变且可逆的推力产生绕轴线130的力矩。特别地，可变推力横流风扇系统128可产生向上的推力132使得尾桁134相对于轴线130升高。相对地，可变推力横流风扇系统128可产生向下的推力136，使得尾桁134相对于轴线130降低。向上的推力132和向下的推力136可以具有在操作环境下所需的任何强度，以调节绕轴线130的俯仰或力矩。

参照附图中的图5、图6A至图6C、图7A至图7C和图8，示意性示出了包括其各种构型的可变推力横流风扇系统，并且该可变推力横流风扇系统整体上指示为200。可变推力横流风扇系统200是图4中的可变推力横流风扇系统128的众多实施方式中的一个实施方式。可变推力横流风扇系统200包括横流风扇组件202。横流风扇组件202包括前部驱动器板204和后部驱动器板206，该前部驱动器板204和该后部驱动器板206联接至传动轴208并且能够通过传动轴208来旋转。横流风扇组件202还包括叶片210a至210g。每个叶片210a至210g均具有相应的前端部212a至212g和相应的后端部214a至214g。叶片210a至210g中的每个叶片的前端部212a至212g可旋转地联接至前部驱动器板204的后侧部。叶片210a至210g的后端部214a至214g可旋转地联接至后部驱动器板206的前侧部216。因此，当传动轴208使前部驱动器板204和后部驱动器板206旋转时，叶片210a至210g可在围绕传动轴208旋转的同时旋转或枢转。在所示的实施方式中，横流风扇组件202连同叶片210a至210g一起沿箭头217所指示的方向旋转。

前部驱动器板204形成有连接孔218a至218g。驱动器板206也形成有在所示的实施方式中不可见的对应的连接孔。如图8中最佳地看到的，叶片210a的前端部212a包括前部驱动器销222并且叶片210a的后端部214a包括后部驱动器销224。叶片210b至210g包括类似的前部驱动器销和后部驱动器销。前部驱动器销中的每个前部驱动器销均能够插入在前部驱动器板204的相应的连接孔218a至218g内并能够在这些相应的连接孔218a至218g内旋转。同样地，后部驱动器销中的每个后部驱动器销均能够插入在后部驱动器板206中所形成的相应的连接孔内并能够在这些相应的连接孔内旋转。在所示的实施方式中，驱动器销222、224与相应的端盖226、228成一体或联接至这些相应的端盖226、228，如图8中最佳地看到的。在另一实施方式中，驱动器销222、224可以是纵向延伸穿过叶片210a的本体的轴(未示出)的相反的端部。

可变推力横流风扇系统200包括控制凸轮230，该控制凸轮230能够相对于横流风扇组件202、特别是相对于前部驱动器板204沿着轴线232移动。在所示的实施方式中，控制凸轮230以与横流风扇组件202大致相同的速度和方向217旋转。控制凸轮230联接至叶片210a至210g。具体地，控制凸轮230通过连杆234a至234g联接至叶片210a至210g。特别参照图5中的连杆234a，连杆234a具有内端部236和外端部238。连杆234a的外端部238固定地联接至叶片210a的前部驱动器销222，并且因此叶片210a相对于连杆234a不旋转。类似地，连杆234b至234g中的每个连杆均固定地联接至叶片210b至210g中的相应的一个叶片，如所示。

连杆234a的内端部236在控制凸轮230的随动件槽240a处可滑动地联接至控制凸轮230。类似地，连杆234b至234g的内端部在控制凸轮230的随动件槽240b至240g处联接至控制凸轮230。随动件槽240a至240g允许连杆234a至234g的内端部相对于控制凸轮230同心地移动，同时约束连杆234a至234g的内端部沿径向方向移动。再次参照作为所有连杆234a至234g的代表的连杆234a，连杆234a的内端部236包括随动件销242a，该随动件销242a至少部分地插入随动件槽240a并能够与随动件槽240a滑动地接合。实际上，随动件销242a可以沿着随动件槽240a的全部长度或一部分长度滑动。在一些实施方式中，随动件销242a可以在连杆234a的位于控制凸轮230的相反侧的两个部分之间延伸。类似地，连杆234a至234g中的每个连杆的内端部上的随动件销242a至242g以与针对连杆234a所描述的方式相同或类似的方式与其相应的随动件槽240a至240g可滑动地接合。具体参照图6A，控制凸轮230为具有中心点244和半径246的大致圆形。随动件槽240a至240g中的每个随动件槽均形成圆的至少一部分或圆弧，并具有中心点244和半径248。在所示的实施方式中，控制凸轮230的半径246大于随动件槽240a至240g的半径248。控制凸轮230、连杆234a至234g和随动件销242a至242g可以一起被认为是联接至叶片210a至210g的控制组件。

特别参照图7A，叶片210a具有前缘250和弦线252。弦线252从叶片210a的前缘250延伸至后缘254。弦线252具有长度L。在一些实施方式中，前部驱动器销222可以位于与前缘250相距约L/4或四分之一弦的距离处。在其他实施方式中，无论是否使用了前部驱动器销222，叶片210a均能够围绕与前缘250相距L/4的点旋转。在又一些其他实施方式中，前部驱动器销222或叶片210a的旋转点可以位于沿着弦线252的任何地方。叶片210a至210g中的每个叶片均可以具有与关于图7A中的叶片210a所描述的旋转点或前部驱动器销相同或相似的布置的旋转点或前部驱动器销。

在所示的实施方式中，叶片210a至210g相对于与其所联接的相应的连杆234a至234g形成锐角。特别地参照图7A，连杆234a具有中央线256。在叶片210a的弦线252与连杆234a的中央线256之间形成的角258是锐角。在其他实施方式中，角258可以是另一类型的角，比如钝角。控制凸轮230在所示的实施方式中被示出为圆形，然而，本公开的控制凸轮可以是能够实现所示的实施方式中所描述的一些或全部控制凸轮功能的任何形状。例如，控制凸轮230可以呈不规则形状，但仍然形成随动件槽240a至240g。

横流风扇组件202以及因此叶片210a至210g可以根据应用具有任何长度。改变叶片210a至210g的长度可以有助于适应叶片210a至210g中的每个叶片上的离心载荷。借助于非限制性示例，叶片210a至210g可以是约一英寸或更多英寸或者一英尺或更多英尺。此外，尽管所示的实施方式示出了横流风扇组件202具有七个叶片210a至210g，但横流风扇组件202可以根据特定的应用而具有大于七或小于七的任何数目的叶片。每个叶片所附的连杆、随动件槽、随动件销或其他部件的数目也可以随着叶片数目的改变而变化。根据说明性实施方式，叶片210a至210g优选地呈适于提供推力的形状。借助于非限制性示例，叶片210a至210g可以呈翼型形状、弧形形状或泪滴形状。叶片210a至210g还可以是沿着每个叶片的弦线对称或非对称的。叶片210a至210g可以具有适于承受特定应用的离心载荷的任何厚度或硬度，并且可以由任何适当的材料形成，包括金属比如铝以及复合材料比如碳环氧树脂。叶片210a至210g可以是中空的或实心的并且可以使用任何适当的制造方法来形成。

为了产生推力，叶片210a至210g可以响应于控制凸轮230沿着轴线232的运动而移动成无数个俯仰角构型中的一个俯仰角构型。控制凸轮230能够相对于前部驱动器板204移动，并且特别地，控制凸轮230能够沿着与前部驱动器板104大致平行的平面移动或平移到无数个位置中。通过沿着轴线232行进，控制凸轮230经由连杆234a至234g使叶片210a至210g旋转。尽管叶片210a至210g中的每个叶片均可以具有不同的俯仰角，但所有的叶片210a至210g的位置在集体意义上被称为俯仰角构型。在一些实施方式中，控制组件能够操作成改变叶片210a至210g的俯仰角构型以选择性地沿多个方向——包括第一方向和相反的第二方向——产生推力。

在所示的实施方式中，叶片210a至210g沿着圆形的行进路径260以沿由箭头217指示的逆时针方向的方式旋转。根据俯仰角构型，每个叶片210a至210g在每次回转期间在围绕圆形行进路径260的任意特定点处可以具有正的、负的或为零的俯仰角。叶片210a示出为在图7A中具有大致为零的俯仰角，在图7B中具有正的俯仰角并且在图7C中具有负的俯仰角。特别地参照图7A，圆形行进路径260是前部驱动器销222行进所沿的路径。还示出了叶片210a的切线投影262。出于参照的目的，切线投影262在圆形行进路径260与前部驱动器销222交叉的点处与圆形行进路径260相切。切线投影262也可以是与叶片210a的旋转点的圆形行进路径相切的线。在图7A中，叶片210a可以被认为具有大致为零的或极小的俯仰，这是由于叶片210a的切线投影262与弦线252之间的角度大致为零或非常接近于零。

参照图6B和图7B，叶片210a示出为具有正俯仰角。由于后缘254被偏置离开圆形行进路径260的中心点265并且弦线252与切线投影262之间形成的角264是非零的，因此叶片210a具有正俯仰角。参照图6C和图7C，叶片210a具有负俯仰角，这是由于叶片210a的后缘254被朝向圆形行进路径260的中心点265偏置并且弦线252与切线投影262之间形成的角264是非零的。

参照图6A至图6C，示出了控制凸轮230的三个位置，在图6A中，控制凸轮230与传动轴208、前部驱动器板204和圆形行进路径260大致同心。在此状态下，叶片210a至210g处于中立构型，并且叶片210a至210g中的每个叶片在围绕圆形行进路径260的每次旋转期间具有大致为零的俯仰，如图7A中所示。当叶片210a至210g处于中立构型时，所有的叶片210a至210g具有为零的迎角，并且因此在任一方向上都不产生推力。

参照图6B，叶片210a至210g由于控制凸轮230相对于飞行器移动至向上的位置而处于向下的推力构型。在向下的推力构型中，叶片210a至210g中的每个叶片的俯仰角在围绕圆形行进路径260的每次回转期间在正俯仰角与负俯仰角之间波动，使得由此产生向下的推力。当控制凸轮230处于使叶片210a至210g处于向下推力位置的位置中时，叶片210a至210g关于控制凸轮230偏心地旋转。控制凸轮230在处于向下推力位置中时也关于传动轴208和横流风扇组件202两者的旋转轴线是偏心的。而且，当处于所示的实施方式的向下的推力位置时，同控制凸轮230的最底部边缘与前部驱动器板204的最底部边缘的靠近程度相比，控制凸轮230的最顶部边缘与前部驱动器板204的最顶部边缘靠的更近。控制凸轮230沿与当叶片210a至210g沿着圆形行进路径260旋转时产生的推力相反的方向移动。

叶片210a、210b、210g位于圆形行进路径260的顶部部分上并且各自具有根据它们在旋转循环的相应位置而变化的正俯仰角。在所有的叶片210a至210g中，位于圆形行进路径260的大致最顶部的叶片210a具有最大的正俯仰角。随着每个叶片210a至210g移动进入或者移动离开所示出的叶片210a所处的大致最顶部位置，每个叶片210a至210g逐步地移动达到或移动离开叶片210a的该最大正俯仰角。

叶片210c、210d、210e、210f各自位于叶片210a至210g的圆形行进路径260的底部部分上。位于圆形行进路径260的底部部分上叶片210c、210d、210e、210f各自具有变化的负俯仰角。每个叶片210a至210g在其到达圆形行进路径260的最底部点时具有其最大的负俯仰角。叶片210a至210g的俯仰角在圆形行进路径260的最左侧点和最右侧点处大致为零，由此在水平方向上引起大致为零的推力。叶片210a至210g中的每个叶片在沿着圆形行进路径260的每次回转期间两次具有大致为零的俯仰角，即在圆形行进路径260的最左侧点和最右侧点处均具有大致为零的俯仰角。总之，图6B中示出的叶片210a至210g的向下的推力构型在叶片210a至210g沿由箭头217所指示的方向旋转时对飞行器产生了向下的推力。

参照图6C，控制凸轮230已经相对于飞行器从图6A的中立位置向下移动以使叶片210a至210g移动到向上的推力构型中。在向上的推力构型中，叶片210a至210g沿着箭头217旋转以为飞行器产生向上的推力。类似于图6B中示出的向下的推力构型，在向上的推力构型中，在围绕圆形行进路径260的每次回转期间，叶片210a至210g改变俯仰角。特别地，在向上的推力构型中，叶片210a至210g中的每个叶片在围绕圆形行进路径260的每次回转期间在正俯仰角与负俯仰角之间波动。

在向上的推力构型中，控制凸轮230已经沿与由叶片210a至210g所产生的向上的推力相反的方向移动。而且，控制凸轮230的最顶部点与前部驱动器板204的最顶部点之间的距离大于控制凸轮230的最底部点与前部驱动器板204的最底部点之间的距离。向上的推力构型中的圆形行进路径260相对于控制凸轮230是偏心的。在向上的推力构型中，控制凸轮230相对于传动轴208和横流风扇组件202的旋转轴线也是偏心的。在向上的推力构型中，位于圆形行进路径260的底部部分上的叶片210c、210d、210e各自具有彼此不同的正俯仰角。位于圆形行进路径260的顶部部分上的叶片210a、210b、210f、210g各自具有变化的负俯仰角。叶片210a至210g当处于每次回转的最左侧点或最右侧点处时具有大致为零的俯仰角，由此在所示的实施方式中产生大致为零的水平推力。叶片210a至210g中的每个叶片在沿着圆形行进路径260的每次回转期间，两次具有大致为零的俯仰角，即在圆形行进路径260的最左侧点和最右侧点处均具有大致为零的俯仰角。

在图6B和图6C中示出的向下的推力构型和向上的推力构型中，每个叶片210a至210g均可以产生大约沿着位于每个叶片的四分之一弦点与圆形行进路径260的中心点265之间的径向线的升力或推力。由每个叶片210a至210g产生的推力可以与各个叶片的迎角或俯仰角成比例。飞行器的飞行员可以通过以所描述的方式改变控制凸轮230的横向位置来改变可变推力横流风扇系统200的推力。本文中描述的在方向上相反的向下的推力和向上的推力由单个横流风扇组件202产生，该横流风扇组件202以大致等于传动轴208的旋转速度的大致恒定的速度旋转。实际上，控制凸轮230可以处于沿着轴线232的无数个位置中以产生沿向下的或向上的方向的无数的可能的推力强度。通过以这种方式从飞行器的尾桁产生可逆推力，飞行器的飞行员可以通过控制控制凸轮230的位置管理飞行器在飞行期间的俯仰。

接下来参照附图中的图9A至图9E和图10，示意性示出了可变推力横流风扇系统，并且该可变推力横流风扇系统整体上指示为300。可变推力横流风扇系统300包括被示出为处于各种俯仰角构型的多个叶片302a至302h，所述各种俯仰角构型响应于从飞行器的飞行员或从其他地方接收到的输入而改变。图9A至图9E示出了具有左部部分304a和右部部分304b的尾桁壳体304。所示出的截面是从飞行器后方的位置观察到的。在所示的实施方式中，应当指出的是，叶片302a至302h相对于与它们所附接的相应的连杆形成钝角。如以上所讨论的，叶片302a至302h可以与它们相应的连杆形成钝角或锐角。而且，在所示的实施方式中，叶片302a至302h在飞行器飞行期间以大致恒定的速度沿逆时针方向旋转。

具体地参照图9C，叶片302a至302h在控制凸轮(未示出)与叶片302a至302h的圆形行进路径306大致同心时处于中立的俯仰角构型。可以接收来自飞行器的飞行员的使控制凸轮从中立位置偏移的输入。例如，该输入可以是飞行器驾驶舱中的一个或更多个开关、按钮或其他控制件。开关、按钮或其他控制件可以允许被表示为图10的x轴上连续集的改变程度的输入强度。特别地，开关、按钮或其他控制件可以允许从-100％至100％的范围内的输入以及-100％与100％之间的点。举几个示例来说，输入控制件的其他示例包括控制杆、旋钮、滑块、语音控制件、触摸屏控制件或电子输入，其中，控制凸轮可以通过输入控制件而被移动以产生可逆推力。这些输入控制件中的每个输入控制件均可以允许在图10的x轴线上表示的输入位置的连续集。以这种方式，由可变推力横流风扇系统300产生的可逆推力可以具有由源自飞行器的驾驶舱或其他地方的输入位置确定的方向和强度。

在叶片302a至302h具有中立俯仰角构型的本示例中，产生大致为零的推力。示出了当控制凸轮处于中立构型时作为控制凸轮的中心点的中立位置中心点308。此外，源自飞行器的输入控制件的输入位置可以在0％处，如由图10中的点310所指示的。移至图9A，由处于所描绘的俯仰角构型的叶片302a至302h产生最大的向下推力312。在这种向下的推力构型中，最大的向下推力312在可变推力横流风扇系统的推力范围(-100％至100％)的-100％处，如由图10中的点314所指示的。最大的向下推力312对应于上述示例性输入控制件中的一种输入控制件的为-100％的输入位置。

在图9A的最大的向下推力的构型中，控制凸轮已经从控制凸轮的中立位置316向下移动至最大许可程度。通过相对于控制凸轮的中心点318示出中立位置中心点308而示意性地示出控制凸轮已经移动的距离。还应当指出的是，控制凸轮已经沿与由叶片302a至302h产生的推力相同的方向移动。这与图5、图6A至图6C、图7A至图7C和图8中所示的控制凸轮沿与由可变推力横流风扇系统的叶片产生的推力相反的方向移动的说明性实施方式相反。就其他因素而言，控制凸轮相对于推力方向移动的方向可以由每个叶片与其相应的连杆之间的角度是锐角还是钝角而确定。空气流过叶片302a至302h，如由高密度气流箭头320所指示的。应当指出的是，空气沿与由叶片302a至302h产生的推力相反的方向流过叶片302a至302h。

移至图9B，叶片302a至302h保持处于向下的推力俯仰角构型。然而，控制凸轮比其在图9A中更靠近中立位置316，由此产生比图9A中的最大的向下推力312小的中等的向下推力322。随着叶片302a至302h的最大俯仰角减小并且流过可变推力横流风扇系统300的气流减小——如由减小密度的气流箭头324所指示，产生了减小的推力。通过相对于控制凸轮的中心点318示出中立位置中心点308而示意性地示出控制凸轮已经移动的距离。参照图10，中等的向下推力322是最大的向下推力312的约20％，如由点326所指示的。在所示的实施方式中，-50％的输入位置产生为最大的向下推力312的约20％的中等的向下推力322。

在图9A和图9B中所示的向下的推力构型中，由于每个叶片302a至302h遵循圆形行进路径306，因此叶片302a至302h在横流风扇组件的每次回转期间在正俯仰、零俯仰、负俯仰、零俯仰以及回到正俯仰之间转变。随着叶片302a至302h接近圆形行进路径306的最顶部点，叶片具有逐渐增大的正俯仰，从而在圆形行进路径306的最顶部点处达到最大的正俯仰。此后，随着叶片302a至302h从圆形行进路径306的最顶部点回退，叶片具有逐渐减小的正俯仰，从而在圆形行进路径306的最左侧点附近达到零俯仰。随着叶片302a至302h接近圆形行进路径306的最底部点，叶片具有逐渐增大的负俯仰，从而在圆形行进路径306的最底部点处达到最大负俯仰。此后，随着叶片302a至302h从圆形行进路径306的最底部点回退，叶片具有逐渐减小的负俯仰，从而在圆形行进路径306的最右侧点附近达到零俯仰。每个叶片302a至302h在横流风扇组件的每次回转中重复该循环。

参照图9E，由处于所描绘的俯仰角构型的叶片302a至302h产生最大的向上推力328，该最大的向上推力328对应于图10中的点330以及-100％至100％的连续集中的100％位置。当叶片302a至302h产生最大的向上推力328时，控制凸轮已经从中立位置316向上移动最大许可距离。通过相对于控制凸轮的中心点318示出中立位置中心点308而示意性地示出控制凸轮已经移动的距离。在所示的实施方式中，控制凸轮的向上移动对应于向上的推力。由叶片302a至302h产生的向上的推力与流过叶片302a至302h的如由高密度气流箭头332所指示的气流方向相反。如图10中所示，最大的向上推力328对应于上述示例性输入控制件中的一种示例性输入控制件的为100％的输入位置。

最终，参照图9D，叶片302a至302h在所描绘的俯仰角构型中产生中等的向上推力334。该中等的向上推力334小于最大的向上推力328。特别地，中等的向上推力334是最大的向上推力328的约20％，如由图10中的点336所指示的。与处于图9E的最大的向上推力构型相比，控制凸轮更靠近中立位置316。通过相对于控制凸轮的中心点318示出中立位置中心点308而示意性地示出控制凸轮已经移动的距离。为了实现中等的向上推力334，输入位置已经设定在上述示例性输入控制件中的一种示例性输入控制件的50％处，如图10中所示。随着叶片302a至302h的最大俯仰角减小并且流过可变推力横流风扇系统300的气流减小——如由减小密度的气流箭头338所指示，产生了减小的推力。

在图9D和图9E中所示的向上的推力构型中，由于每个叶片302a至302h遵循圆形行进路径306，因此叶片302a至302h在横流风扇组件的每次回转期间在正俯仰、零俯仰、负俯仰、零俯仰以及回到正俯仰之间转变。随着叶片302a至302h接近圆形行进路径306的最底部点，叶片具有逐渐增大的正俯仰，从而在圆形行进路径306的最底部点处达到最大的正俯仰。此后，随着叶片302a至302h从圆形行进路径306的最底部点回退，叶片具有逐渐减小的正俯仰，从而在圆形行进路径306的最右侧点附近达到零俯仰。随着叶片302a至302h接近圆形行进路径306的最顶部点，叶片具有逐渐增大的负俯仰，从而在圆形行进路径306的最顶部点处达到最大负俯仰。此后，随着叶片302a至302h从圆形行进路径306的最顶部点回退，叶片具有逐渐减小的负俯仰，从而在圆形行进路径306的最左侧点附近达到零俯仰。每个叶片302a至302h在横流风扇组件的每次回转中重复该循环。

图9A至图9E示出了基于叶片302a至302h的俯仰角构型的推力的变化，其中，叶片302a至302h的俯仰角构型响应于控制凸轮的运动而变化。如所示和描述的，由可变推力横流风扇系统300产生的推力在强度和方向——向上的方向或向下的方向——两者方面是可变的，并且因此是可逆的。尽管在图9A至图9E中已经示出了叶片302a至302h的五个俯仰角构型，但本领域技术人员应理解的是，通过使控制凸轮沿着横向于飞行器的行进方向的轴线的无数个可能的点移动，叶片302a至302h可以具有无数个俯仰角构型，从而产生无数个推力强度。实际上，参照图10，推力强度和推力方向可以根据所示的曲线变化，包括根据曲线上任意点变化。以这种方式，飞行员可以改变输入控制件的输入位置以改变由可变推力横流风扇组件系统300产生的推力强度和推力方向，从而管理飞行器的俯仰。尽管已经描绘和描述了特定的输入与力矩曲线，但本领域技术人员应理解的是，用于特定实施方案的输入与力矩曲线将基于如下因素而改变：所述因素包括尺寸、形状和用于形成叶片的材料、叶片的数目、横流风扇系统的旋转速度和其他参数。

现参照附图中的图11，示意性示出了可变推力横流风扇系统，该可变推力横流风扇系统整体上指示为400。在所示的实施方式中，可变推力横流风扇系统400包括多个叶片，仅叶片402a至402d是可见的，其中，叶片中的每个叶片均被分成七个叶片部段。每个叶片402a至402d的叶片部段由分隔器板404a至404f分开，分隔器板404a至404f以规则的间隔设置在前部驱动器板406与后部驱动器板408之间。分隔器板404a至404f中的每个分隔器板均与前部驱动器板406和后部驱动器板408两者大致平行。此外，分隔器板404a至404f可以是与前部驱动器板406和后部驱动器板408大致相同的形状。每个分隔器板404a至404f对每个叶片402a至402d的相邻部段进行分隔。例如，分隔器板404a将叶片402c的叶片部段410、412进行分隔。通过将叶片402a至402d分隔成较小的叶片部段，分隔器板404a至404f可以增加叶片402a至402d对由横流风扇组件的旋转产生的离心力的耐受性。致动器组件(未示出)比如图1B中的致动器组件68可以以多种方式——包括经由机械致动、液压致动或线传飞控环境中的电子致动——使控制凸轮414移动，以便使用如上所述的输入控制件来改变叶片402a至402d的俯仰角构型。

参照附图中的图12，示意性示出了用于可变推力横流风扇系统的壳体组件，该壳体组件整体上指示为500。壳体500提供了用于可变推力横流风扇系统的移动部的封罩并且壳体500迫使气流遵循预定的路径。壳体500可以安装在飞行器的尾桁中或与尾桁一体地形成。在所示的实施方式中，壳体500包括顶部壳体涵道502，该顶部壳体涵道502可以在尾桁的顶侧开放。壳体500还包括底部壳体涵道504，该底部壳体涵道504可以开放至尾桁的底侧。顶部壳体涵道502和底部壳体涵道504允许空气穿过壳体500，使得可以根据上述所示的实施方式产生推力。每个壳体涵道502、504均包括多个纵向板条506，以提供对可变推力横流风扇系统的气流和推力的方向控制。板条506可以是能够基于来自飞行员的输入而调节或移动的，以能够实现推力矢量操作。例如，板条506可以是倾斜的，使得由可变推力横流风扇系统产生的向上的推力具有向左的分量或向右的分量，从而除了对飞行器提供俯仰控制之外，还对飞行器提供偏航控制。

替代性地或此外，壳体涵道502、504可以包括与板条506大致垂直的横向板条，以用于对可变推力横流风扇系统的气流和推力的附加方向控制。此外，尽管壳体500被示出为在其顶侧和底侧具有相反设置的壳体涵道，但本公开的壳体可以具有其他位置和其他取向的壳体涵道，包括在本公开的可变推力横流风扇系统周围设置的左壳体涵道、右壳体涵道或两个或更多个壳体涵道的任何组合。壳体500还能够绕尾桁的纵向轴线旋转，使得可以在自纵向轴线起的任何径向方向上产生可逆推力。在允许交替推力模式的实施方式中，可以允许控制凸轮沿除飞行器的横移竖向轴线以外的方向行进，以实现可变推力。例如，可以允许控制凸轮对角地或水平地行进，以产生可变推力横流风扇系统的期望的推力方向和推力强度。通过允许围绕尾桁的所有径向方向上的推力，飞行员可以对飞行器的偏航和俯仰两者进行控制。

壳体500可以用于实现允许更有效的推力的压力差。在一些示例中，使用这样的压力差能够实现对推力的80％-100％的提高。壳体500还比如通过防止物体撞击叶片而为可变推力横流风扇系统的叶片提供保护。壳体500还通过在人与叶片之间形成屏障来防止受伤。

参照附图中的图13，示意性示出了可变推力横流风扇系统，该可变推力横流风扇系统整体上指示为600。可变推力横流风扇系统600包括可旋转地联接至驱动器板604、606的多个叶片602a至602h。叶片602a至602h经由驱动器销610a至610h固定地联接至相应的连杆608a至608h。与先前所示的实施方式相反，控制凸轮612相对于横流风扇组件614和传动轴616是不旋转的。控制凸轮612而是包括一个连续的随动件槽618，随动件销620a至620h可以沿着该连续的随动件槽618移动。控制凸轮612、连杆608a至608h、驱动器销610a至610h和随动件销620a至620h可以一起被认为是联接至叶片602a至602h的控制组件。如上述实施方式中所述，控制凸轮612的运动使叶片602a至602h移动成不同的俯仰角构型，以在两个或更多个方向上提供可变推力以及可逆推力。

参照附图中的图14，示意性示出了在向前飞行模式中的倾斜涵道风扇式飞行器，该倾斜涵道风扇式飞行器整体上指示为700。当飞行器700处于向前飞行模式中时，涵道风扇702、704位于竖向位置中。由涵道风扇702、704产生的推力沿飞行器700后方的方向引导以能够实现向前飞行。飞行器700包括使得飞行器700能够控制绕轴线706的俯仰、绕轴线708的偏航以及绕轴线710的侧滚的若干控制表面。具体地，飞行器700包括可旋转地安装在尾桁的后部部分上、并且特别地能够旋转地安装在尾翼714a、714b上的升降舵712a、712b。升降舵712a、712b可以升高或降低以施加绕轴线706的力矩，从而控制飞行器700的俯仰。飞行器700还包括方向舵716a至716d。方向舵716a、716b可移动地安装在涵道风扇702的竖向支撑件718上，并且方向舵716c、716d可移动地安装在涵道风扇704的竖向支撑件720上。方向舵716a至716d可以独立地或共同地从一侧移动向另一侧，以施加绕轴线708的力矩，从而控制飞行器700的偏航。飞行器700还包括分别可旋转地安装在涵道风扇702、704的水平支撑件724、726上的副翼722a、722b。副翼722a、722b可以彼此独立地升高或降低，以施加绕轴线710的力矩，从而控制飞行器700的侧滚。

在其他实施方式中，飞行器700在向前飞行模式期间的偏航可以通过独立地改变或调节涵道风扇702、704的叶片组件728、730的总螺距使涵道风扇702、704的相应推力不同来控制。例如，可以通过使叶片组件730的总螺距相对于叶片组件728的总螺距增大而相对于由涵道风扇702产生的推力增大由涵道风扇704产生的推力。以这种方式独立地使涵道风扇702、704的总螺距不同允许施加绕轴线708的力矩，从而控制飞行器700的偏航。

接下来参照附图中的图15A至图15H，描绘了倾斜涵道风扇式飞行器800的相继的飞行操作情景。在图15A至图15H中，飞行器800从接地模式、竖向起飞模式、向前飞行模式、竖向着陆模式并且然后转变回至接地模式。从图15A开始，飞行器800位于地面上，其中，起落架802被展开。涵道风扇804、806可以关闭，如在飞行器800处于储存状态时，或者涵道风扇804、806可以以低速或怠速模式操作，该模式产生不足以将飞行器800提升离开地面的推力。

在图15B中，涵道风扇804、806具有增大的旋翼速度以将飞行器800提升离开地面，使得飞行器800处于竖向起飞模式。起落架802已经升到飞行器800的机身中。可以如图2、图3A、图3B和图4中所描述的那样控制飞行器800在竖向起飞模式时的俯仰、偏航和侧滚。在图15C中，涵道风扇804、806从水平位置转变至竖向位置，以能够实现从竖向起飞模式向向前飞行模式的转变。当涵道风扇804、806从水平位置向竖向位置倾斜时，可变推力横流风扇系统808可以产生沿向上或向下的方向的可逆且可变的推力，以使飞行器800的机身保持水平姿态。在图15D和图15E中，涵道风扇804、806处于竖向位置中，飞行器800处于向前飞行模式中。在一些实施方式中，飞行器800在处于向前飞行模式时的俯仰、偏航和侧滚可以使用多个控制表面来控制，如图14中所述。

参照图15F，飞行器800通过将涵道风扇804、806往回向水平位置倾斜而从向前飞行模式转变至竖向着陆模式。再次，可变推力横流风扇系统808可以用于在转变期间控制飞行器800的俯仰，以使飞行器800的机身保持水平姿态。在图15G中，飞行器800处于竖向着陆模式中，如由处于水平位置中的涵道风扇804、806所指示。当期望竖向着陆时，可以减少涵道风扇804、806的推力，并且起落架802可以被展开，使得飞行器800可以接地，如图15H中所示。

参照附图中的图16，示意性示出了利用可变推力横流风扇组件来控制俯仰和偏航两者的倾斜涵道风扇式飞行器，该倾斜涵道风扇式飞行器整体上指示为900。位于尾桁906的后部部位904处的可变推力横流风扇系统902通过允许控制凸轮在竖向方向和水平方向上的运动来产生向上、向下、向左和/或向右的方向的推力。因此，不仅可以在竖向起飞及着陆模式期间控制俯仰，而且还可以在这样的操作模式以及向前飞行模式期间控制偏航。在这些实施方式中，类似于图12中的壳体500的壳体可以包括四个壳体涵道：顶部壳体涵道908、左壳体涵道910、底部壳体涵道(未示出)和右壳体涵道(未示出)。在其他实施方式中，用于可变推力横流风扇系统902的壳体可以像图12中的壳体500那样包括两个壳体涵道，所不同的是该壳体能够在竖向取向与水平取向之间旋转。在处于竖向取向时，壳体可以允许向上方向的推力和向下方向的推力以控制俯仰。在处于水平取向时，壳体可以允许向左方向的推力和向右方向的推力以控制偏航。壳体的旋转可以由来自飞行员或其他地方的输入来控制。

参照附图中的图17，示意性示出了利用两个可变推力横流风扇系统的倾斜涵道风扇式飞行器，该倾斜涵道风扇式飞行器整体上指示为1000。飞行器1000包括分别位于尾桁1010的后部部位1006、1008处的两个可变推力横流风扇系统1002、1004。后部部位1008位于后部部位1006的后部。位于可变推力横流风扇系统1004前部的可变推力横流风扇系统1002产生偏航控制力矩，在所示的实施方式中，该偏航控制力矩是沿向左方向或向右方向的可逆水平偏航控制推力以在向前飞行模式以及竖向起飞及着陆模式期间控制飞行器1000的偏航。飞行器1000还包括可变推力横流风扇系统1004，该可变推力横流风扇系统1004产生沿向上或向下的方向的可逆的竖向俯仰控制推力以产生俯仰控制力矩，从而在飞行器1000的各种操作模式中控制飞行器1000的俯仰。在一些实施方式中，可变推力横流风扇系统1002、1004两者可以由延伸穿过尾桁1010并以大致恒定的速度旋转的单个传动轴来驱动。每个可变推力横流风扇系统1002、1004还可以包括类似于图12中的壳体500的双向壳体，其中，该双向壳体具有分别水平地延伸或竖向地延伸的壳体涵道。

参照附图中的图18，示意性示出倾斜涵道风扇式飞行器，该倾斜涵道风扇式飞行器整体上指示为1100。飞行器1100包括尾部涵道风扇1102，在这些实施方式中，尾部涵道风扇1102替代了可变推力横流风扇系统。在一些实施方式中，尾部涵道风扇1102可以通过改变叶片组件1104的总螺距而产生可逆推力。由尾部涵道风扇1102可以产生沿向上或向下的方向的推力以控制飞行器1100的俯仰。在其他实施方式中，尾部涵道风扇1102能够绕穿过机身1106的中心的纵向轴线旋转，使得尾部涵道风扇1102可以在自这样的纵向轴线起的所有径向方向上产生可逆推力，从而使得尾部涵道风扇1102能够使用宽范围的推力矢量来控制飞行器1100的偏航和俯仰。

出于示出和描述的目的，已经呈现了本公开的各实施方式的上文描述。其目的不是穷举性的或使本公开受限于所公开的精确形式，并且鉴于上文教示，各改型和变型是可能的，或可以根据公开的实践来获得。为了解释本公开的各原理和其实践应用，各实施方式被选择和描述，以使得本领域技术人员能够采用适于所预计的特定用途的本公开的各个实施方式以及各种改型。可以在不背离本公开的范围的情况下在设计、操作状态和各实施方式的设置方面做出其他替换方式、改型、改变和省略。对本领域技术人员而言，当参照说明书时，示意性实施方式的各种改型和组合以及其他实施方式将是明显的。因此，所附权利要求意在涵盖任意这些改型或各实施方式。

Claims (18)

1.一种飞行器，包括：

机身，所述机身具有前部部分和后部部分；

第一涵道风扇和第二涵道风扇，所述第一涵道风扇和所述第二涵道风扇由所述机身的所述前部部分支撑，并且所述第一涵道风扇和所述第二涵道风扇能够相对于所述机身在竖向起飞及着陆模式中的大致水平取向与向前飞行模式中的大致竖向取向之间倾斜；

尾桁，所述尾桁从所述机身的所述后部部分延伸并且具有后部部位；以及

可变推力横流风扇系统，所述可变推力横流风扇系统设置在所述尾桁的所述后部部位中并且能够操作成产生俯仰控制力矩，

所述可变推力横流风扇系统包括：

横流风扇组件，所述横流风扇组件具有纵向轴线并且包括第一驱动器板和第二驱动器板，在所述第一驱动器板与所述第二驱动器板之间可旋转地安装有多个叶片，所述多个叶片从所述纵向轴线径向向外设置，使得当所述横流风扇组件绕所述纵向轴线旋转时，所述多个叶片具有大致圆形的行进路径，所述多个叶片能够在多个俯仰角构型之间移动；以及

控制组件，所述控制组件联接至所述多个叶片，所述控制组件包括控制凸轮，所述控制凸轮形成有一个或多个随动件槽并且能够操作成相对于所述横流风扇组件平移，以改变所述多个叶片的俯仰角构型，

其中，所述横流风扇组件能够操作以响应于所述控制凸轮相对于所述横流风扇组件向上平移而沿第一方向和第二方向中的一个方向产生推力，并且还能够操作以响应于所述控制凸轮相对于所述横流风扇组件向下平移而沿所述第一方向和所述第二方向中的另一方向产生推力，所述第一方向与所述第二方向相反。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述俯仰控制力矩还包括由所述可变推力横流风扇系统产生的俯仰控制推力。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述俯仰控制力矩还包括由所述可变推力横流风扇系统产生的可变俯仰控制推力。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述俯仰控制力矩还包括由所述可变推力横流风扇系统产生的可逆俯仰控制推力。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述俯仰控制力矩能够操作成在悬停期间将所述飞行器保持处于大致水平姿态。

6.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述俯仰控制力矩能够操作成在于所述竖向起飞及着陆模式与所述向前飞行模式之间的转变期间将所述飞行器保持处于大致水平姿态。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述多个俯仰角构型包括至少一个向上的推力构型、中立构型和至少一个向下的推力构型。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述控制凸轮能够操作成与所述横流风扇组件一起旋转。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述控制凸轮相对于所述横流风扇组件不能够旋转。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在竖向起飞及着陆模式中，能够响应于所述第一涵道风扇和所述第二涵道风扇的推力矢量来控制偏航。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在竖向起飞及着陆模式中，能够响应于独立地调节所述第一涵道风扇和所述第二涵道风扇的总螺距来控制侧滚。

12.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在向前飞行模式中，能够响应于独立地调节所述第一涵道风扇和所述第二涵道风扇的总螺距来控制偏航。

13.根据权利要求1所述的飞行器，还包括：

致动器组件，所述致动器组件能够操作地联接至所述控制凸轮，所述致动器组件能够操作以使所述控制凸轮相对于所述横流风扇组件平移，从而改变所述多个叶片的俯仰角构型以产生可变推力。

14.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述横流风扇组件能够操作以基本恒定的旋转速度旋转。

15.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述控制凸轮包括多个同心随动件槽。

16.一种飞行器，包括：

机身，所述机身具有前部部分和后部部分；

第一涵道风扇和第二涵道风扇，所述第一涵道风扇和所述第二涵道风扇由所述机身的所述前部部分支撑，并且所述第一涵道风扇和所述第二涵道风扇能够相对于所述机身在竖向起飞及着陆模式中的大致水平取向与向前飞行模式中的大致竖向取向之间倾斜；

尾桁，所述尾桁从所述机身的所述后部部分延伸并且具有第一后部部位和第二后部部位；

第一可变推力横流风扇系统，所述第一可变推力横流风扇系统设置在所述尾桁的所述第一后部部位中并且能够操作成产生俯仰控制力矩；以及

第二可变推力横流风扇系统，所述第二可变推力横流风扇系统设置在所述尾桁的所述第二后部部位中并且能够操作成产生偏航控制力矩，

所述第一可变推力横流风扇系统和所述第二可变推力横流风扇系统均包括：

横流风扇组件，所述横流风扇组件具有纵向轴线并且包括第一驱动器板和第二驱动器板，在所述第一驱动器板与所述第二驱动器板之间可旋转地安装有多个叶片，所述多个叶片从所述纵向轴线径向向外设置，使得当所述横流风扇组件绕所述纵向轴线旋转时，所述多个叶片具有大致圆形的行进路径，所述多个叶片能够在多个俯仰角构型之间移动；以及

控制组件，所述控制组件联接至所述多个叶片，所述控制组件包括控制凸轮，所述控制凸轮形成有一个或多个随动件槽并且能够操作成相对于所述横流风扇组件平移，以改变所述多个叶片的俯仰角构型，

其中，所述第一可变推力横流风扇系统的所述横流风扇组件能够操作以响应于所述控制凸轮相对于所述横流风扇组件向上平移而沿向上方向和向下方向中的一个方向产生推力，并且还能够操作以响应于所述控制凸轮相对于所述横流风扇组件向下平移而沿所述向上方向和所述向下方向中的另一方向产生推力，以及

其中，所述第二可变推力横流风扇系统的所述横流风扇组件能够操作以响应于所述控制凸轮相对于所述横流风扇组件向左平移而沿向左方向和向右方向中的一个方向产生推力，并且还能够操作以响应于所述控制凸轮相对于所述横流风扇组件向右平移而沿所述向左方向和所述向右方向中的另一方向产生推力。

17.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述第一后部部位位于所述第二后部部位的后方。

18.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述俯仰控制力矩还包括由所述第一可变推力横流风扇系统产生的可逆俯仰控制推力，并且所述偏航控制力矩还包括由所述第二可变推力横流风扇系统产生的可逆偏航控制推力。

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