CN108238232A - 可垂直起飞和着陆、垂直和水平飞行及在空中产生能量的飞行器 - Google Patents

Abstract

一种飞行器，包括：沿第一方向布置的主体；沿大致垂直于第一方向的第二方向布置在主体上并彼此相对地布置的两个主翼；分别联接至主翼并适于控制主翼彼此独立地倾斜的两个主翼倾斜控制单元；分别布置在主翼上的两个主推进单元；沿大致垂直于第一方向的第二和第三方向布置在主体后方的尾翼；沿第三方向布置在尾翼上的方向舵；适于控制方向舵倾斜的方向舵倾斜控制单元；布置在主体后方的尾部推进单元；适于控制尾部推进单元倾斜的尾部倾斜控制单元；适于向主推进单元和尾部推进单元提供动力的动力单元；和位置控制单元，其适于控制主翼倾斜控制单元、主推进单元、方向舵倾斜控制单元、尾部推进单元、尾部倾斜控制单元以调节飞行器在空中的位置。

Description

可垂直起飞和着陆、垂直和水平飞行及在空中产生能量的飞 行器

对相关申请的交叉引用

本申请要求2016年12月27日提交的美国专利申请No.15/391,700和2017年9月27日提交的韩国专利申请No.10-2017-0125497的优先权，通过参引的方式将这两个申请的全文结合入本文中。

技术领域

各种实施方式涉及航空航天工程，并且更具体地涉及一种具有能够互相独立地倾斜的固定翼的飞行器。各种实施方式可应用于自主或受控的载人和无人飞行器。

背景技术

当今，在多种规格的飞行器中公开了具有短距或垂直起飞和着陆能力的固定翼飞行器。对于小型固定翼飞行器的情况，存在众多不同的用于实现短距或垂直起飞和着陆能力的已知技术。

固定翼飞行器在不使用跑道的情况下起飞的一种可能的方式是辅助起飞措施。该辅助起飞措施通过向飞行器提供初始冲量以升空来执行。

一旦升空，飞行器的控制系统便可联合电机起作用以便使得其在飞行操作中保持稳定和平衡。

该技术的缺点在于，有时可能需要特殊的弹射装置来实现固定翼飞行器的安全发射，由此使起飞更耗时和复杂。其它缺点可以是固定翼飞行器在发射失败的情况下受损的风险。

对于完全无辅助的起飞，可以针对起飞采用的一种可能的方式是倾斜转子方案。在倾斜转子构型中，在起飞和飞行状态期间机翼是固定的并且仅电机可以移动。在该方案中，当飞行器仍触地时，转子的推力垂直于地面，以便推动飞行器以执行与旋转翼飞行器相似的垂直起飞。一旦升空，倾斜转子飞行器的转子可旋转其位置，以便向机翼中提供推力或拉力以产生将飞行器保持在空中所需的升力。

虽然该措施可以在没有任何额外的辅助的情况下执行起飞，但它由于起飞期间的空气动力阻力而有很大的缺陷。由于机翼可保持在同一构型中，所以其表面提供了巨大的空气动力阻力，从而使需要推开的空气量大得多，并且因此电机所需的推力量明显更高。

可以使用的另一方案为倾斜机翼和固定转子。在此构型中，转子始终指向同一方向，但机翼具有倾斜一定度数的选择。该倾斜机翼构型以与倾斜机翼转子构型非常相似的方式执行起飞。倾斜机翼和固定转子的方案与倾斜转子方案的主要差别和优点在于，由于倾斜机翼和固定转子的方案的机翼呈垂直形式，所以可减小空气动力阻力并且因此为飞行器的系统提供更好的稳定性。

该倾斜机翼和固定转子的方案的主要缺点是飞行器系统能够达到升空所需的升力的量。稳定起飞过程通常需要飞行器的系统具有4个电机，其结果是消耗了许多储存在飞行器中的能量并且因此缩短了其飞行时间。

飞行器利用电力操作，并且因此需要用于调整和控制飞行器系统的动力的程序以避免能量的快速耗尽。固定翼和旋转翼构型的小型飞行器的能量源通常是电池。

对公众开放的、以及用于军事和民用用途的大部分飞行器都利用电力作为其能量源。因此，必须在飞行器上安装电池以提供长的时间飞行并且使飞行器的系统能够高效地操作。安装在飞行器上的电池越大，飞行器起飞和飞行中所需要的能量消耗越多。这导致由飞行器的电池提供的动力和飞行器中消耗的动力之间的折衷，因为电池给飞行器增加了显著的重量，并且因此需要更高能量来提供足以将飞行器保持在空中所需的升力。

为了控制能量消耗，大部分电力操作的飞行器中包括飞行器电池管理系统。飞行器的该系统在存在多个电池组的情形中更为有用，并且电池的放电和充电两者都需要控制方案。

在四转子构型中，飞行器的所有升力都来自于电机，这引起电池极快地消耗。在固定翼构型中，升力不仅来自于电机，而且来自于机翼与自由空气流的相互作用。由于该事实，电机所需的动力量将要低得多。

发明内容

在一个实施方式中，一种飞行器可包括：沿第一方向布置的主体；沿大致垂直于第一方向的第二方向布置在主体上的两个主翼，两个主翼彼此相对地布置；分别联接至主翼并且适于控制主翼彼此独立地倾斜的两个主翼倾斜控制单元；分别布置在主翼上的两个主推进单元；沿大致垂直于第一方向的第二和第三方向布置在主体的后方的尾翼；沿第三方向布置在尾翼上的方向舵；适于控制方向舵倾斜的方向舵倾斜控制单元；布置在主体的后方的尾部推进单元；适于控制尾部推进单元倾斜的尾部倾斜控制单元；适于向主推进单元和尾部推进单元提供动力的动力单元；和位置控制单元，该位置控制单元适于控制主翼倾斜控制单元、主推进单元、方向舵倾斜控制单元、尾部推进单元、尾部倾斜控制单元以调节飞行器在空中的位置。

主翼可属于对称构型。尾翼在第二方向上可彼此相对地布置并且属于对称构型。

在飞行器沿第三方向飞行的期间，主翼倾斜控制单元和尾部倾斜控制单元可使主翼和尾翼倾斜，以使得主推进单元和尾部推进单元提供推力和升力。

在飞行器在由第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，主翼倾斜控制单元和尾部倾斜控制单元可使主翼和尾翼倾斜，以使得主推进单元和尾部推进单元提供推力和升力。

在飞行器在由第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，尾部推进单元可关停并且可通过气流产生电力。在飞行器在由第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，动力单元由尾部推进单元充电。

在飞行器在由第一和第二方向形成的空间内飞行或沿第三方向飞行的期间，主翼倾斜控制单元使主翼沿相同方向倾斜，以使得飞行器进行俯仰运动。

在飞行器在由第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，方向舵倾斜控制单元使方向舵倾斜，以使得飞行器进行横摆运动。

在飞行器在由第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，主翼倾斜控制单元使主翼沿相反的方向倾斜，以使得飞行器进行翻滚运动。

在飞行器沿第三方向飞行的期间，主翼倾斜控制单元可使主翼沿反的方向倾斜，以使得飞行器进行横摆运动。

在飞行器沿第三方向飞行的期间，主推进单元可提供彼此不同的推进力，以使得飞行器进行翻滚运动。

位置控制单元可包括：适于存储基准位置值的存储器；适于通过感测飞行器的当前位置来生成当前值的感测单元；和位置修正单元，该位置修正单元适于通过将基准位置值与当前位置值进行比较来生成修正值，并且向主翼倾斜控制单元、主推进单元、方向舵倾斜控制单元、尾部推进单元和尾部倾斜控制单元提供修正值。

附图说明

图1示出了根据本公开的一个实施方式的飞行器的垂直起飞位置。

图2示出了根据本公开的一个实施方式的改变其飞行模式的飞行器。

图3示出了根据本公开的一个实施方式的处于水平飞行模式中的飞行器。

图4示出了处于水平飞行模式中的飞行器的俯仰运动。

图5示出了处于水平飞行模式中的飞行器的横摆运动。

图6示出了处于水平飞行模式中的飞行器的翻滚运动。

图7示出了根据本公开的一个实施方式的处于垂直飞行模式中的飞行器。

图8示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的俯仰运动。

图9示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的横摆运动。

图10示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的翻滚运动。

图11示意性地示出了图1的飞行器中所包括的控制系统。

图12至20示出了主翼与主翼的致动器之间的连接的各种实施方式。

图21示出了行星齿轮装置的壳体的一个实施方式。

图22示出了图21的截面。

图23示出了适于使尾部电机倾斜的结构的一个实施方式。

图24示出了采用涡轮螺旋桨发动机作为飞行器的推进发动机的飞行器。

图25示出了采用涡扇发动机作为飞行器的推进发动机的飞行器。

图26示出了采用喷气发动机作为飞行器的推进发动机的飞行器。

图27示出了采用管道风扇发动机作为飞行器的推进发动机的飞行器。

具体实施方式

下面可参考附图更详细地说明各种实施方式。然而，本发明可以以不同形式实施并且不应被解释为限于本文中陈述的实施方式。确切而言，提供这些实施方式以使本公开可以全面和完整，并且可向本领域技术人员充分传达本发明的范围。附图不一定按比例绘制，并且在一些情形中，可能放大了比例以便清楚地图示实施方式的特征。在本公开全文中，在本发明的各附图和实施方式中附图标记直接对应于同样的零部件。还应注意，在本说明书中，“连接的/联接的”不仅指一个构件与另一构件直接联接、而且指通过中间构件与另一构件间接联接。此外，只要在句子中未明确地提到，单数形式可包括复数形式。应当容易理解的是，本公开中的“在……上”和“在……上方”的含义应当以最宽泛的方式阐释，使得“在……上”不仅指“直接在某物上”，而且指在其间存在中间特征(多个)或层(多个)的情况下“在某物上”，并且“在……上方”不仅指直接位于某物的顶部上，而且指在其间存在中间特征(多个)或层(多个)的情况下位于某物的顶部上。

根据本公开的实施例的推进系统、能量储存方案和飞行构型可应用于许多类型的飞行器。本公开的实施方式也可应用于自主或受控的载人和无人飞行器。

图1示出了根据本公开的一个实施方式的飞行器的垂直起飞位置。

参照图1，根据本公开的实施方式的飞行器可包括设置在主体3的两侧的两个主翼4和7。两个主翼电动机2和8可分别以牵引式构型设置在主翼4和7上。主翼致动器5和6可分别设置在主体3与主翼4和7之间。主翼致动器5和6可彼此独立地操作。因此，主翼4和7可彼此独立地倾斜。由于主翼4和7的独立倾斜，主翼电动机2和8的推力方向可被彼此独立地控制。主翼电动机2和8以及联接至主翼电动机2和8的主翼螺旋桨可分别以牵引式构型设置在主翼4和7的前方。

根据本公开的实施例的飞行器还可包括设置在主体3的后方的水平翼11和12以及垂直翼13。

在垂直翼13上可设置有方向舵14。方向舵14可由设置在垂直翼13与方向舵14之间的垂直尾部致动器15控制。

在水平翼11和12之间可设置有尾部电机10以及尾部螺旋桨。尾部电机10可向根据本公开的实施方式的飞行器提供水平和垂直推力。尾部电机10的倾斜可由布置在水平翼11和12之间的尾部致动器9控制。尾部电机10可属于推进式构型。

各对主翼4和7以及水平翼11和12可属于对称的锥形直掠构型。

根据本公开的实施方式的飞行器可由设置在其中的多个单电池组(未图示)提供动力。

图1示出了根据本公开的实施方式的飞行器的垂直起飞和着陆位置。

参照图1，飞行器可利用布置在主体3的前方和后方的起落架16作为支承保持在着陆位置。在飞行器起飞期间，主翼4和7以及尾部电机10可通过主翼致动器5和6以及尾部致动器9旋转到垂直方向。主翼电动机2和8以及尾部电机10可起动以向飞行器提供最大推力和升力。在飞行器着陆期间，主翼4和7以及尾部电机10可被保持在垂直构型中而没有任何倾斜，而主翼电动机2和8以及尾部电机10可改变它们的推力和升力以使飞行器安全着陆到地面。在着陆完成后，飞行器可利用起落架16作为支承保持在着陆位置。电子设备和所有主要构件可布置在飞行器的前端1和主体3中。

在主体3中可布置有作为飞行器的动力源的第一和第二电池组。主翼电动机2和8以及尾部电机10可由第一和第二电池组供电。在飞行器起飞期间，第一和第二电池组中的一者可向尾部电机10供电，并且第一和第二电池组中的另一者可向主翼电动机2和8供电。

图2示出了根据本公开的一个实施方式的改变其飞行模式的飞行器。

图2示出了正在将其飞行模式从垂直飞行模式改变为水平飞行模式的飞行器。一旦飞行器离地并且达到足够高的高度，主翼致动器5和6以及尾部致动器9可使主翼4和7以及尾部电机10逐渐倾斜，以使得飞行器可将其飞行模式从垂直飞行模式改变为水平飞行模式。

图3示出了根据本公开的一个实施方式的处于水平飞行模式中的飞行器。

参照图3，一旦处于水平飞行模式中并且在于飞行器水平飞行期间达到一定速度之后，尾部电机10便可关闭，并且在主翼电动机2和8继续运行的同时开始用作发电机。由尾部电机10提供的能量可充入第一和第二电池组中此刻留下的能量较少的一者，而另一者可至少向主翼电动机2和8提供能量。由于飞行器的模式切换为水平飞行模式，从飞行器的前方流到后方的气流可使尾部电机10的螺旋桨旋转以产生电力，由此，该电力充入第一和第二电池组中。

第一和第二电池组中的一者可向主翼电动机2和8供电，并且第一和第二电池组中的另一者可向尾部电机10供电。在第一和第二电池组之中，剩余电力较多的一者可切换以向主翼电动机2和8提供剩余电力。飞行器还可包括可用于其紧急着陆的附加电源。

一旦切换为水平飞行模式，飞行器就可仅利用主翼电动机2和8飞行。在水平飞行模式中，飞行器可被提供以来自主翼4和7(其平行于主体3倾斜)的升力。

图4示出了处于水平飞行模式中的飞行器的俯仰运动。

图4示出了处于水平飞行模式中的飞行器的俯仰操作。在水平飞行模式下的俯仰操作期间，主翼致动器5和6可使主翼电动机2和8倾斜到需要升力的方向上。在此情形中，主翼致动器5和6可通过旋转到同一方向上来提供飞行器的俯仰。如图4所示，当主翼4和7通过主翼致动器5和6向上倾斜时，由主翼电动机2和8产生的推力可包括上升垂直分量，其推力使得飞行器的头部抬起并且提供向上倾斜/俯仰。相反，当主翼4和7通过主翼致动器5和6向下倾斜时，由主翼电动机2和8产生的推力可包括下降垂直分量，其推力下压飞行器的头部并且提供向下倾斜/俯仰。在主翼电动机2和8的俯仰操作期间，在必要时可再次从尾部电机10提供主推力。

图5示出了处于水平飞行模式中的飞行器的横摆运动。

图5示出了处于水平飞行模式中的飞行器的横摆操作。在水平飞行模式中，垂直尾部致动器15可使方向舵14沿顺时针方向旋转以使飞行器沿逆时针方向旋转。相反，垂直尾部致动器15可使方向舵14沿逆时针方向旋转以使飞行器沿顺时针方向旋转。在一个实施方式中，飞行器可通过改变相应的主翼电动机2和8的输出功率来执行横摆操作。

图6示出了处于水平飞行模式中的飞行器的翻滚运动。

图6示出了处于水平飞行模式中的飞行器的翻滚操作。在翻滚操作期间，主翼致动器5和6可使主翼电动机2和8沿彼此相反的方向倾斜。飞行器可根据主翼4和7的倾斜方向来沿顺时针方向或逆时针方向翻滚。如图6所示，当主翼致动器5和6使右主翼7沿向上的方向倾斜并且使左主翼4沿向下的方向倾斜时，由右主翼电机8产生的推力可包括上升垂直方向、而由左主翼电机2产生的推力可包括下降垂直方向。这些方向相反的推力可通过使飞行器的主体3沿顺时针方向翻滚(在我们从其前方观察飞行器的情形下)来使飞行器翻滚。相反，当主翼致动器5和6使右主翼7沿向下的方向倾斜并且使左主翼4沿向上的方向倾斜时，由右主翼电机8产生的推力可包括下降垂直方向、而由左主翼电机2产生的推力可包括上升垂直方向。这些方向相反的推力可通过使飞行器的主体3沿逆时针方向翻滚(在我们从其前方观察飞行器的情形下)来使飞行器翻滚。

图7示出了根据本公开的一个实施方式的处于垂直飞行模式中的飞行器。

图7示出了沿垂直方向上升或下降的飞行器。在从水平飞行模式切换为垂直飞行模式期间，尾部电机10可再次起动，并且尾部电机10以及主翼电动机2和8可向飞行器提供升力。在垂直飞行模式中，升力可仅取决于由主翼电动机2和8以及尾部电机10提供的推力。当飞行器变成处于垂直飞行模式下时，尾部电机10可停止用作发电机，并且开始用作电机以再次向飞行器提供升力。在垂直飞行模式中，飞行器可调节主翼电动机2和8以及尾部电机10的输出，并且主翼致动器5和6以及尾部致动器9在必要时可通过使主翼4和7以及尾部电机10倾斜(其将飞行器稳定在垂直飞行模式中)来控制主翼4和7以及尾部电机10的推力方向。在垂直飞行模式中，主翼致动器5和6以及尾部致动器9可通过使主翼4和7以及尾部电机10独立地倾斜来为飞行器提供俯仰、横摆和平移运动。垂直飞行模式中的平移运动可类似于飞行器在飞行模式切换期间的运动。如图2所示，主翼致动器5和6以及尾部致动器9可使现在处于垂直方向上的主翼4和7以及尾部电机10逐渐倾斜，并且因此主翼电动机2和8以及尾部电机10可产生水平方向的推力分量。

图8示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的俯仰运动。

图8示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的俯仰操作。在垂直飞行模式中，飞行器可被提供以来自主翼电动机2和8以及尾部电机10的升力。在垂直飞行模式中，当布置在飞行器前方的主翼电动机2和8的输出增加、或布置在飞行器后方的尾部电机10的输出减少时，飞行器的头部如图8所示向上提升，并且因此飞行器可执行向上倾斜/俯仰操作。相反，在垂直飞行模式中，当布置在飞行器前方的主翼电动机2和8的输出减少、或布置在飞行器的后方的尾部电机10的输出增加时，飞行器的头部向下提升，并且因此飞行器可执行向下倾斜/俯仰操作。

图9示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的横摆运动。

图9示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的横摆操作。在垂直飞行模式中，当主翼致动器5和6分别使主翼电动机2和8沿相反的方向倾斜时，飞行器可在水平平面内沿顺时针或逆时针方向旋转。如图9所示，当主翼致动器5和6使主翼4和7独立地倾斜以使得右主翼7的前方面向飞行器的后方并且左主翼4的前方面向飞行器的前方时，从右主翼电机8提供的推力可包括指向飞行器后方的水平分量、并且从左主翼电机2提供的推力可包括指向飞行器前方的水平分量。这些相反的水平分量可使飞行器在水平面上沿顺时针方向旋转(在我们从上方观察飞行器的情形下)，从而向飞行器提供横摆运动。相反，当主翼致动器5和6使主翼4和7独立地倾斜以使得右主翼7的前方面向飞行器的前方并且左主翼4的前方面向飞行器的后方时，从右主翼电机8提供的推力可包括指向飞行器前方的水平分量、并且从左主翼电机2提供的推力可包括指向飞行器后方的水平分量。这些相反的水平分量可使飞行器在水平面上沿逆时针方向旋转(在我们从上方观察飞行器的情形下)，从而向飞行器提供横摆运动。

图10示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的翻滚运动。

图10示出了处于垂直飞行模式中的飞行器的翻滚操作。在垂直飞行模式中，飞行器可通过下述操作而被提供以翻滚运动：调节主翼电动机2和8的输出，同时，由主翼电动机2和8以及尾部电机10提供的推力被保持在垂直方向上而不使主翼4和7以及尾部电机10倾斜。当增加右主翼电机8的输出并且减少左主翼电机2的输出时，飞行器可沿顺时针方向翻滚(在我们从前方观察飞行器的情形下)。相反，当减少右主翼电机8的输出并且增加左主翼电机2的输出时，飞行器可沿逆时针方向翻滚(在我们从前方观察飞行器的情形下)。

图11示意性地示出了图1的飞行器中所包括的控制系统。

飞行器的控制系统可包括内部存储器。代表飞行器的基准位置的基准位置值可被预先存储在该内部存储器中。

控制系统还可包括加速计和陀螺仪。加速计和陀螺仪可检测飞行器在空中的当前位置。为了减小加速计和陀螺仪对噪声的脆弱性，控制系统还可包括诸如扩展卡尔曼滤波器的噪声滤波器。

控制系统还可包括位置修正单元。例如，位置修正单元可以是比例-积分(PI)控制器。位置修正单元可将存储在内部存储器中的基准位置值与通过加速计和陀螺仪检测出的飞行器在空中的当前位置的值进行比较。位置修正单元可基于该比较来计算误差值。误差值可代表待修正的飞行器在空中的位置。位置修正单元可向主翼致动器5和6、尾部致动器9、垂直尾部致动器15、主翼电动机2和8以及尾部电机10提供误差值。

主翼致动器5和6、尾部致动器9、垂直尾部致动器15、主翼电动机2和8以及尾部电机10可控制主翼电动机2和8以及尾部电机10的推力、主翼4和7、尾部电机10和方向舵14的倾斜度，以便补偿所提供的误差值。通过调节倾斜(角度)和推力以修正飞行器的位置，可在飞行模式期间稳定飞行器。

图12至19示出了主翼4和7与主翼致动器5和6之间的连接关系的各种实施方式，这些连接关系的目的是为了提供主翼4和7的独立倾斜，这些连接关系不限制本公开的实施方式的范围。

图12示出了主翼4和7与主翼致动器5和6之间的连接的一个实施方式。

根据本公开的一个实施方式，主翼4和7可彼此分开地设置以便其独立倾斜。主翼致动器5和6可构造成使主翼4和7倾斜并将主翼4和7与主体3结合。主翼致动器5和6可安装在主体3上。主翼4和7可分别直接联接至主翼致动器5和6的旋转轴线。主翼致动器5和6可彼此独立地操作。因此，主翼致动器5和6可分别使主翼4和7独立地倾斜。

图13示出了主翼4和7与主翼致动器5和6之间的连接的一个实施方式。

主翼4和7与主翼致动器5和6旋转轴线之间的直接连接可能需要安全保障，因为该直接连接以局限在一小面积内的方式将主翼4和7联接至主体3并且支撑主翼4和7的重量以及主翼4和7在空中经历的空气阻力。该安全保障可通过外部金属杆18来实施。外部金属杆18可以是管。外部金属杆18可分别穿透主翼4和7以及主体3的一部分。主翼4和7可分别由外部金属杆18固定。

外部金属杆18可由内金属杆17支承，内金属杆17各自的外径与外部金属杆18中相应一者的内径相同。在内金属杆17分别插入外部金属杆18中的情况下，外部金属杆18可适于自由回转。具有较小外径的内金属杆17可固定在主体3上，并且外金属杆18可适于分别沿着内金属杆17的外表面独立和自由地回转。因此，位于外金属杆18内部的内金属杆17除了分别支承主翼4和7以保持它们就位之外还可保证主翼4和7的独立倾斜。

可在主体3内部分别为外部金属杆18提供齿轮19。主翼4和7的倾斜可由布置在主体3上的主翼致动器5和6控制。齿轮20也可分别设置在主翼致动器5和6上。齿轮19和20可彼此联锁并且根据传动比而沿彼此相反的方向回转。因此，当主翼致动器5和6旋转一角度时，主翼致动器5和6的齿轮20可回转相同的角度。因此，外部金属杆18的齿轮19可分别根据传动比而沿与主翼致动器5和6的齿轮20相反的方向回转。因为外部金属杆18连同齿轮19一起回转，固定在外部金属杆18上的主翼4和7可分别根据齿轮19和20的传动比而沿与主翼致动器5和6的齿轮20相反的方向旋转，这使主翼4和7倾斜。

图14示出了主翼4和7与主翼致动器5和6之间的连接的一个实施方式。

图15示出了主翼4和7与主翼致动器5和6之间的连接的一个实施方式。

可能需要很大的力来使主翼4和7在空中倾斜。这是因为倾斜操作应当通过比由主翼4和7的主翼电动机2和8产生的推力与主翼4和7所遭受的空气阻力之和还要大的力来进行。在一个实施方式中，为了平顺的倾斜操作，可设置多个主翼致动器5和6以提供足以执行倾斜操作的力。如图14所示，多个主翼致动器5和6可串联联接至齿轮20。如图15所示，多个主翼致动器5和6可并列联接至齿轮20。齿轮19和20的传动比可变化以便调节主翼4和7的倾斜度。

尽管本公开示出了联接至主翼致动器5和6的主翼电动机2和8以及齿轮19和20的实施方式以说明具有能够独立倾斜的主翼4和7的飞行器，但本公开的实施方式的范围将不局限于此。例如，各种致动器如液压缸和气缸21、连杆24和25、行星齿轮装置26至29、齿条和小齿轮30、线性电机等可应用于飞行器。

图16示出了主翼4和7与液压缸和气缸21之间的连接的一个实施方式。

主体3中的外部金属杆18可分别经其结构22以及销23联接至液压缸和气缸21的活塞。外部金属杆18以及液压缸和气缸21的活塞可经销23彼此联接，并且因此外部金属杆18以及液压缸和气缸21的活塞可在旋转的同时彼此固定。主翼4和7的倾斜可由布置在主体3中的液压缸和气缸21控制。外部金属杆18可随着液压缸和气缸21推动和拉动其活塞而旋转。当液压缸和气缸21拉动其活塞时，经销23联接至活塞的外部金属杆18也可被拉动并且因此外部金属杆18可沿顺时针方向旋转。当液压缸和气缸21推动其活塞时，经销23联接至活塞的外部金属杆18也可被推动并且因此外部金属杆18可沿逆时针方向旋转。因此，可使联接至外部金属杆18的主翼4和7倾斜。主翼4和7的倾斜程度可取决于液压缸和气缸21将其活塞分别推动和拉动了多少。在一个实施方式中，可设置有多个液压缸和气缸21以便提供更大的动力。多个液压缸和气缸21可以以串联或并列的方式彼此联接。

图17示出了包括主翼4和7、长连杆24、短连杆25以及主翼致动器5和6的结构的连接的一个实施方式。

主体3中的外部金属杆18可分别经其结构22和销23联接至长连杆24。长连杆24可分别经其它销23联接至短连杆25。短连杆25可联接至主翼致动器5和6。外部金属杆18、长连杆24、短连杆25以及主翼致动器5和6可经销23彼此联接，并且因此外部金属杆18、长连杆24和短连杆25可在旋转的同时彼此固定。主翼4和7的倾斜可由布置在主体3中的长连杆24、短连杆25以及主翼致动器5和6控制。联接至长连杆24的外部金属杆18可随着主翼致动器5和6通过旋转短连杆25而推动和拉动长连杆24而旋转。当主翼致动器5和6使短连杆25沿顺时针方向旋转时，长连杆24可被拉动并且因此联接至长连杆24的外部金属杆18可沿顺时针方向旋转。当主翼致动器5和6使短连杆25沿逆时针方向旋转时，长连杆24可被推动并且因此联接至长连杆24的外部金属杆18可沿逆时针方向旋转。因此，可使联接至外部金属杆18的主翼4和7倾斜。主翼4和7的倾斜程度可取决于主翼致动器5和6分别通过旋转短连杆25而将长连杆24推动和拉动了多少。在一个实施方式中，可设置有多个主翼致动器5和6以及长连杆24和短连杆25以便提供更大的动力。多个主翼致动器5和7以及长连杆24和短连杆25可以以串联或并置方式彼此联接。

图18示出了包括主翼4和7、齿条和小齿轮30以及液压缸和气缸21的结构的连接的一个实施方式。

适于根据齿条和小齿轮30的齿条的平移运动而旋转的齿条和小齿轮30的小齿轮可被如此地实施：在主体3的内部，齿轮19分别设置在外部金属杆18上。齿条和小齿轮30的齿条可联接至液压缸和气缸21。随着液压缸和气缸21推动和拉动活塞，齿条和小齿轮30的齿条可进行平移运动。齿条和小齿轮30的齿条的平移运动可使与齿条和小齿轮30的齿条联锁的齿条和小齿轮30的齿轮19旋转。齿条和小齿轮30的齿轮19的旋转可使联接至齿条和小齿轮30的齿轮19的外部金属杆18旋转，这使主翼4和7倾斜。主翼4和7的倾斜程度可取决于液压缸和气缸21将活塞推动和拉动了多少。适于移动齿条和小齿轮30的齿条的液压缸和气缸21可由线性电机代替。

图19示出了主翼4和7与主翼致动器5和6之间的连接的一个实施方式。

主翼4和7与单个外部金属杆18之间的直接连接不足以支承主翼4和7并使其倾斜。可通过多个外部金属杆18来实现安全保障。在主翼4和7倾斜时，多个外部金属杆18可分散来自主翼4和7的大量负荷。在主翼4和7倾斜时，多个外部金属杆18可防止其弯曲以及外部金属杆18与主翼4和7之间的打滑。根据本发明的一个实施方式，多个外部金属杆18可穿透主翼4和7并且在主翼4和7的内部支承主翼4和7。在主翼4和7的端部处，连接器31可将多个外部金属杆18结合在一起。连接器31可以是朝向主体3的管形杆。连接器31结合参考图12至18描述的实施方式可用于倾斜主翼4和7。

图20示出了包括主翼4和7、行星齿轮装置26至29以及主翼致动器5和6的结构的连接的一个实施方式。

行星齿轮装置26至29可分别包括太阳齿轮26、行星齿轮27、齿圈28和行星架29。齿圈28可以是固定的，且主翼致动器5和6可使太阳齿轮26旋转。然后，行星齿轮27可沿与太阳齿轮26的旋转方向相反的方向旋转，同时沿与太阳齿轮26的旋转方向相同的方向沿着太阳齿轮26和齿圈28的表面回转。因此，行星齿轮27可经行星架29提供方向与太阳齿轮26的旋转方向相同的旋转输出。行星齿轮27的数量可变化。行星架29可将行星齿轮27保持在预定距离处，并且通过支承行星齿轮27的旋转轴线来保持它们一起回转。太阳齿轮26和多个行星齿轮27可分别具有其旋转轴线，并且因此太阳齿轮26和多个行星齿轮27可经轴承联接至外部金属杆18，这提高了适于倾斜的主翼4和7的结构稳定性。如图20所示，除了在相同轴线上联接至太阳齿轮26的外部金属杆18之外，其它外部金属杆18可在相同轴线上联接至行星齿轮27。增加的外部金属杆18也可联接至行星架29并且可随着行星齿轮27的回转而经行星架29连同行星齿轮27一起回转。多个外部金属杆18可牢固地支承主翼4和7以进行倾斜。外部金属杆18的数量可取决于行星齿轮27的数量。行星架29的旋转速度可取决于太阳齿轮26的旋转速度以及太阳齿轮26和齿圈28的齿数。

行星齿轮装置26至29的太阳齿轮26可直接联接至主翼致动器5和6，这类似于参考图12描述的实施方式。参照图20，轴承32可支承外部金属杆18并且可防止外部金属杆18的弯曲。轴承32可联接至主体3。可按需在各旋转轴线上设置多个轴承32，以防止旋转轴线的振动并改善旋转轴线的平顺旋转，以使得旋转轴线不是从内部而是从其外部得到支承。轴承32可适用于所有公开的实施方式。

图21示出了行星齿轮装置26至29的壳体的一个实施方式。

具有能够倾斜的主翼4和7的飞行器的考虑之一是主翼4和7与主体3之间的气流。在一般的飞行器中，当主翼以一体形式固定在主体上时，空气沿着主体和主翼的表面自然流动。然而，为了实现主翼的倾斜，主翼应当与主体物理地分离。主体与主翼之间的间隙中的气流可对在空中高速运行的飞行器产生不利的影响。图21示出了壳体的一个实施方式，所述壳体适于在对根据本发明的实施方式的飞行器应用行星齿轮装置26至29时减小主体3与主翼4和7之间的间隙。行星架29可以是行星齿轮装置26至29的输出轴线。因此，主翼4和7可随着行星架29旋转而倾斜。如图21所示，圆盘型行星架33可设置成包围齿圈28。圆盘型行星架33可在其侧面上具有外凸缘，其类似于火车轮。主翼4和7可固定在圆盘型行星架33上。主翼4和7、圆盘型行星架33、太阳齿轮26和行星齿轮27可经外部金属杆18彼此联接。主体3的表面34可具有孔。孔可具有内凹型缘边以允许圆盘型行星架33的凸缘与其配合，并且在圆盘型行星架33的侧面上包围圆盘型行星架33。孔可具有合适的尺寸，使得圆盘型行星架33平顺地旋转。根据本发明的一个实施方式，圆盘型行星架33与主翼4和7之间的接触面可与主体3的表面34对齐，并且因此主翼4和7可在主体3的表面34与主翼4和7之间没有间隙的情况下倾斜。尽管彼此配合的外凸型凸缘和内凹型缘边可具有小的间隙，但其方向与主体3的表面34上的气流垂直并相反，可减少气流向主体3中的流入。

图22示出了图21的截面。

参照图22，圆盘型行星架33可在齿圈28不接触主体3的表面34的情况下将行星齿轮27联接至主翼4和7，由此平顺地旋转。如图22所示，彼此配合的圆盘型行星架33的外凸缘和主体3的孔的内凹型缘边形成小的间隙，其方向与主体3的表面34上的气流垂直并相反。

图23示出了适于使尾部电机10倾斜的结构35的一个实施方式。

参照图23，尾部电机10和尾部致动器9可布置在结构35上。尾部致动器9可具有齿轮20。结构35可经轴承32和具有齿轮36的圆柱型杆联接至主体3。具有齿轮36的圆柱型杆可固定在主体3上。圆柱型杆的齿轮36可与尾部致动器9的齿轮20联锁。由于圆柱型杆的齿轮36固定在主体3上，所以圆柱型杆的齿轮36不可以旋转。因此，当尾部致动器9使齿轮20旋转时，齿轮20可绕圆柱型钢的齿轮36回转。随着齿轮20绕圆柱型杆的齿轮36回转，该结构可相对于圆柱型杆旋转，其使得尾部电机10倾斜。尾部电机10的倾斜度可取决于尾部致动器9的齿轮20和圆柱型杆的齿轮36的传动比以及尾部致动器9的齿轮20旋转了多少。

当飞行器是可以载人的载人飞行器时，适于通过螺旋桨来提供推力的主翼电动机2和8以及尾部电机10可由诸如涡轮螺旋桨发动机37、涡扇发动机38、喷气发动机39和管道风扇发动机40的各种推进发动机代替。

图24示出了采用涡轮螺旋桨发动机37作为飞行器的推进发动机的飞行器。

图25示出了采用涡扇发动机38作为飞行器的推进发动机的飞行器。

图26示出了采用喷气发动机39作为飞行器的推进发动机的飞行器。

图27示出了采用管道风扇发动机40作为飞行器的推进发动机的飞行器。

如上所述，根据本公开的一个实施方式，在水平飞行模式中，飞行器可从沿平行于其主体3方向倾斜的主翼4和7获得大量升力。

根据本公开的一个实施方式，相比于升力，飞行器可将电机的推力更多地集中在推进力上，这与被意图相比于推进力而言更多地将电机的推力集中在升力上的现有直升机设计或倾斜转子设计的飞行器不同。因此，在水平飞行模式中，根据本公开的一个实施方式的飞行器可比现有的直升机设计或倾斜转子设计的飞行器具有更大的速度和能量效率。

根据本公开的一个实施方式，在水平飞行模式中，飞行器可仅使用主翼电动机2和8来产生推力，同时使用尾部电机10作为发电机以将电池充电。

根据本公开的一个实施方式，飞行器在垂直飞行模式中可在没有跑道的情况下垂直地起飞和着陆。

根据本公开的一个实施方式，飞行器可具有更大的能量效率和更长的飞行时间。

根据本公开的一个实施方式，飞行器可在不需要外部控制的情况下自行稳定。

根据本公开的一个实施方式，飞行器可从能够倾斜的主翼4和7获得另外的升力。

尽管已出于说明目的描述了各种实施方式，但对本领域的设计人员来说将显而易见的是，可以做出各种变更和修改而不脱离如在所附权利要求中限定的本发明的精神和范围。

Claims (11)

1.一种飞行器，包括：

沿第一方向布置的主体；

沿大致垂直于所述第一方向的第二方向布置在所述主体上的两个主翼，所述两个主翼彼此相对地布置；

分别联接至所述主翼并且适于控制所述主翼彼此独立地倾斜的两个主翼倾斜控制单元；

分别布置在所述主翼上的两个主推进单元；

沿大致垂直于所述第一方向的第二方向和第三方向布置在所述主体的后方的尾翼；

沿所述第三方向布置在所述尾翼上的方向舵；

适于控制所述方向舵倾斜的方向舵倾斜控制单元；

布置在所述主体的后方的尾部推进单元；

适于控制所述尾部推进单元倾斜的尾部倾斜控制单元；

适于向所述主推进单元和尾部推进单元提供动力的动力单元；和

位置控制单元，所述位置控制单元适于控制所述主翼倾斜控制单元、所述主推进单元、所述方向舵倾斜控制单元、所述尾部推进单元、所述尾部倾斜控制单元以调节所述飞行器在空中的位置。

2.根据权利要求1所述的飞行器，

其中，所述主翼属于对称构型；并且

其中，所述尾翼在第二方向上彼此相对地布置并且属于对称构型。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述飞行器沿第三方向飞行的期间，所述主翼倾斜控制单元和所述尾部倾斜控制单元使所述主翼和所述尾翼倾斜，以使得所述主推进单元和尾部推进单元提供推力和升力。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述飞行器在由所述第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，所述主翼倾斜控制单元和所述尾部倾斜控制单元使所述主翼和所述尾翼倾斜，以使得所述主推进单元和尾部推进单元提供推力和升力。

5.根据权利要求1所述的飞行器，

其中，在所述飞行器在由所述第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，所述尾部推进单元关停并且通过气流产生电力，并且

其中，在所述飞行器在由所述第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，所述动力单元由所述尾部推进单元充电。

6.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述飞行器在由所述第一和第二方向形成的空间内飞行或沿所述第三方向飞行的期间，所述主翼倾斜控制单元使所述主翼沿相同方向倾斜，以使得所述飞行器进行俯仰运动。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述飞行器在由所述第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，所述方向舵倾斜控制单元使所述方向舵倾斜，以使得所述飞行器进行横摆运动。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述飞行器在由所述第一和第二方向形成的空间内飞行的期间，所述主翼倾斜控制单元使所述主翼沿相反的方向倾斜，以使得所述飞行器进行翻滚运动。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述飞行器沿所述第三方向飞行的期间，所述主翼倾斜控制单元使所述主翼沿相反的方向倾斜，以使得所述飞行器进行横摆运动。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述飞行器沿所述第三方向飞行的期间，所述主推进单元提供彼此不同的推进力，以使得所述飞行器进行翻滚运动。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述位置控制单元包括：

适于存储基准位置值的存储器；

适于通过感测所述飞行器的当前位置来生成当前位置值的感测单元；和

位置修正单元，所述位置修正单元适于通过将所述基准位置值与所述当前位置值进行比较来生成修正值，并且向所述主翼倾斜控制单元、所述主推进单元、所述方向舵倾斜控制单元、所述尾部推进单元和所述尾部倾斜控制单元提供所述修正值。