CN108473199B - 具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法。根据本发明的重航空器式的竖直起降的飞行器包括圆形对称的空气动力学机身(1)，该空气动力学机身具有位于空气动力学轮廓的弦上、并支撑飞行器的部件的内部加强平台(2)；还包括至少四个竖直插管式推进器(3a)、(3b)、(3c)、(3d)，其相对于运载器机身(1)的中心竖直轴线对称布置，而且也相对于预定飞行轴线和运载器机身(1)的横向轴线对称布置，推进器(3a)和(3c)具有相同的旋转方向且与推进器(3b)和(3d)的旋转方向相反；具有相反的旋转方向且平行对称于预定飞行轴线放置在其两侧上的至少两个水平插管式推进器(4)；矢量喷管(5)，其中每个矢量喷管用于每个水平推进器(4)并提供水平插管式推进器(4)的射流的矢量定向；电源装置(6)，其设计成提供操作所有机载发动机和电气和电子设备所必需的电力；电子控制和飞行管理模块(7)；以及着陆架(9)，该着陆架用于促进飞行器与地面之间的接触。

Description

具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法

本发明涉及一种具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法。

存在许多方式和已知的具有竖直起降能力的飞行器。

已知例如，文献US2003/0098388A1公开了一种竖直起降设备，其示出了竖直方向上的驱动装置以及水平方向上的推进装置。

已知的工艺和具有竖直起降能力的飞行器通常具有以下缺点：

-飞行过程中能耗或燃料消耗高，导致自主能力受限；

-直升机和UAV多旋翼装置，飞行是在推力/重量比高于1的条件下进行的；

-巡航速度低；

-操纵空间有限；

-起降期间竖直起飞的飞行器具有非常低的操纵能力；

-竖直起飞的飞行器很难实现从竖直飞行转变到水平飞行；

-负载相对较小。

另外从专利RO110221中可知一种可用于航空航天工业的承载空气动力学轮廓。

在RO110221中对其进行了公开，其内容通过引证并入本文，根据所述专利的权利要求1至3的空气动力学轮廓也通过引证并入本文，简言之，由单位弦[0,1]中的任意帧s(x)以及在所述范围内的正可微函数g(x)限定自身的轮廓，g(x)表示轮廓的一半厚度并且满足任何竖直截面中的空气动力学轮廓的以下两个条件：

i)半厚度与前边缘中的骨架相切并且延伸；

ii)轮廓是双向的，围绕在弦的中间竖直的轴线而对称，即s(x)＝s(1-x)和g(x)＝g(1-x)。

本发明消除了所提到的许多缺点，允许实现具有竖直起降能力的飞行器的简单、经济、快速和有操纵性的可能性，从竖直飞行平稳转变到水平飞行并且具有更大的飞行自主性。

根据独立权利要求及其从属权利要求，本发明通过提供飞行器及其操作方法解决了现有技术的许多缺点。

更具体地说，在第一方面，本发明提供了一种具有竖直起降的飞行器，其由圆形对称承载空气动力学机身组成，其具有位于空气动力学轮廓的弦上并支撑飞行器部件的内部加强平台。该飞行器具有对称于承载体声音(body sound)的中心轴线与预设的飞行轴线和水平轴线斜体支架的至少四个插管式竖直推进器。相对的推进器具有相同的旋转方向以及与具有相反的旋转方向的至少两个插管式水平推进器相反的连接点。该飞行器具有平行于飞行前的轴线和其任一侧的矢量喷管，每个矢量喷管用于水平推进器并通过电源、蓄电池向插管式水平推进器的射流提供矢量定向，该电源、蓄电池设计成提供必要的电力来操作机载的所有发动机和电气和电子设备。该飞行器具有电子控制和飞行管理模块以及着陆架，该着陆架促进飞行器和地面之间的联系。

本发明的优选实施例由具有专利RO110221中限定的空气动力学轮廓的形状的飞行器表示。

根据本发明的飞行器可以飞行起升三种起升模式，即：

-由插管式竖直推进器产生的起升模式下的飞行，这种起升类型是装置的降起阶段的特征，并且其推力/重量比大于1；

-由插管式水平推进器飞行产生的动力起升模式下的飞行，在该飞行过程中，机器由于其通过空气的移动而产生的支撑力而被保持在空气中，并且推力/重量比低于1；

-在使用插管式竖直推进器以及插管式水平推进器获得的联合起升模式下飞行，该状态是从起飞到巡航和从巡航阶段到着陆的转变的特征，并且该装置的推力/重量比是可变的，从高值变为低值，反之亦然。

在第二方面，本发明描述了一种操作根据本发明的飞行器的方法，其包括对起飞、着陆和飞行预定巡航阶段的描述、对执行这些步骤所需的操纵的描述以及对飞行装置能够进行的其他操纵的描述。

根据本发明的飞行器及其操作程序的其他特征是所附的从属权利要求的主题。

根据本发明的具有竖直起降的飞行器具有以下优点：

-其竖直起降；

-在巡航模式下，飞行器像飞机一样推力/重量比低于1；

-由于采用了混合动力驱动(对于配备有此系统的版本)，其表现出低燃料消耗；

-其具有优于所有已知飞行器的操纵能力；

-其在所有飞行模式(亚音速、跨音速和超音速)下具有非常好的飞行性能；

-由于对称性的概念，其制造成本较低；

-其重量轻，从而不需要控制表面和气动控制；

-其具有高操作可靠性；

-其增加了安全操作。

该飞行器可以在有人驾驶式或无人机(UAV)机组人员飞行、客运、航空旅行、出租飞机、航空监督、航测、材料的快速交付、具有有人驾驶装置或无人机的军事应用、亚轨道飞行的飞行器等中具有多种用途。

从以下本发明的非限制性实施例的描述中，本发明的这些和其他特征将变得清晰明确，其中图1至41为：

图1是根据本发明的在实施例中具有平面拱腹和外部水平推进发动机的设备的全视图；

图2在本领域中是已知的(RO110221)，并且其代表双路/双向空气动力学轮廓；

图3是示出为具有沿着飞行轴线的主截面和通过其中一个水平推进器的第二截面的设备的视图；

图4是竖直于飞行轴线以及横向的插管式推进器的布置和其旋转方向的俯视图；

图5是穿过竖直插管式推进器的截面；

图6是竖直推进器的轴线相对于装置的中心对称轴线的定位图；

图7是分为四个组对的带有八个竖直起升推进器的版本；

图8是飞行器的拱腹视图，示出了水平插管式推进器的布置，在该版本中将这些推进器置于承载体外部；

图9是通过成型拱腹版本的承载体的截面图，其中水平插管式推进器放置在该承载体内；

图10是水平插管式推进器的发动机位于飞行轴线附近并且矢量喷管间隔开的实施例；

图11是示出可通过矢量喷管使射流取向的锥体的视图；

图12是电子控制和飞行管理模块的实施例的图示，其中两个导向单元部件位于可沿着飞行轴线倾斜的同一移动支架上；

图13是设备的入射角的推导的图示；

图14是入射角的推导的另一个图示；

图15是飞行过程的主要阶段的示意图；

图16是如何使用矢量喷管进行俯仰移动的示意图；

图17是使用矢量喷管进行左偏航移动；

图18是使用矢量喷管进行右偏航移动；

图19是使用矢量喷管进行右滚转运动；

图20是通过矢量喷管进行向左滚转运动；

图21是飞行器的一个实施例，其中其设置有竖直于飞行轴线的位于承载体内的横向双路插管式推进器；

图22示出了飞行器的一个实施例，其中其设置有位于承载体侧面外侧的单向横向插管式推进器；

图23示出了飞行器的一个实施例，其中其设置有火箭发动机，每个火箭发动机配备有一对插管式推进器，以一起形成混合式推进器对；

图24示出了其中设置有用于操纵的水平和竖直双向推进器的飞行器的实施例，该推进器布置在承载体内并且竖直插管式推进器用舱口封闭；

图25示出了使用水平操纵推进器执行水平平移的组合偏航操纵；

图26示出了其中设置有水平和竖直双向操纵推进器，竖直操纵推进器放置在X中，并且竖直起降系统被放置于横截面的飞行器的实施例；

图27示出了其中设置有水平和竖直双向操纵推进器，竖直操纵推进器和竖直起降推进器均放置在X中的飞行器的实施例；

图28示出了其中设置有两个竖直于飞行轴线的操纵水平双向推进器的飞行器的实施例；

图29示出了其中设置有仅具有操纵双向推进器的插管式竖直推进器的飞行器的实施例；

图30示出了利用涡轮喷气发动机执行水平推进的飞行器的实施例；

图31示出了其中用脉冲式喷气发动机进行水平推进的飞行器的实施例；

图32示出了具有水平混合动力推进器的飞行器的实施例，其中热力发动机是经典的活塞式或旋转式发动机Wankel；

图33示出了涡轮轴型构建的实施例中的热力发动机为涡轮喷气发动机的水平混合动力推进器的飞行器的实施例；

图34示出了用于高海拔飞行的飞行器的实施例，该飞行器装配有用于水平推进的射程火箭发动机和冲压式喷气发动机，和具有用于竖直和侧向操纵的频繁重启模式的火箭发动机；

图35示出了用于亚轨道高度飞行的飞行器的一个实施方式，该飞行器配备有用于起飞的射程火箭发动机，和用于水平推进的火箭发动机，以及具有用于竖直和侧向操纵的频繁重启模式的火箭发动机；

图36示出了亚轨道飞行器的轮廓示例，该亚轨道飞行器具有轮廓成型成用于重新进入大气的拱腹；

图37示出了亚轨道飞行过程的主要阶段；

图38示出了具有气流倍增器(air amplifier)(柯恩达喷射器)的设备的实施例；

图39是设备的平衡如何通过承载体内的一些部件的三维移动而工作的图示；

图40示出了具有可变轮廓的支撑体；

图41示出了将板连接到移动盖帽的细节。

以下将参考附图描述本发明的实施例。

根据本发明的具有起降的飞行器在图1中以概览的版本示出。图2示出了根据本领域现有技术的专利RO110221中描述的空气动力学轮廓。

图3示出了沿着飞行轴线的主要部分和其中一个水平推进器中的次要部分；该飞行器包括具有空气动力学双向轮廓的圆形承载体1、放置在双向轮廓的弦上的内部平台2、至少四个竖直插管式推进器(“导管风扇”)，相对于承载体的中心、飞行器的飞行轴线以及其水平横向轴线三者对称地布置。该飞行器还包括4个水平插管式推进器，其水平放置且与设备的飞行轴线平行对称，还包括可以是三维定向的两个矢量喷管5，每个矢量喷管5用于一个水平插管式推进器，两个喷管中的每一个借助于两个致动器y和z来操作，其中一个y执行喷管的水平移动，而另一个z执行喷管的竖直移动。还包括一组蓄电池6、电子控制和飞行管理模块7、六个调速器8(每个都服务与一个插管式推进器)和着陆架9。具有竖直起降的飞行器在其无人驾驶版本中可以使用远程无线电控制装置10从地面进行控制，或者可以使用机载的装置对其有人驾驶版本导航。

兼具机翼和机身作用的承载体1具有圆形对称形状，主要目的是在达到飞行器的一定水平速度后确保其空气动力承载能力。图2中的承载体的轮廓属于RO110221专利中公开的空气动力学轮廓族，并且由单元弦[0,1]上的任意帧s(x)以及以上述间隔的可微函数g(x)限定，g(x)是轮廓的一半厚度并且在任何竖直截面中满足以下两个条件：

i)半厚度与前边缘和延伸边缘中的骨架相切；

ii)轮廓是双向的，围绕在弦的中间竖直轴线而对称，即s(x)＝s(1-x)和g(x)＝g(1-x)。

承载体1在外侧和内侧都设置有成型开口i，其为竖直插管式推进器3提供空气入口以及其喷射。在承载体1的下侧，两个水平插管式推进器4相对于预定飞行轴线平行对称地放置，但是根据所选择的空气动力学轮廓，它们也可以被放置在承载体1内。

在其弦上的承载体1内部的是内部平台2。其被放置在空气动力学轮廓的弦上，并被设计成为安装该单元的部件并赋予其刚度以提供必要的支撑。因此，在内部平台2上放置了一组蓄电池6、电子飞行模块7、调速器8以及用于竖直插管式推进器3的固定件。为了飞行器的良好平衡，电子飞行模块7以及蓄电池组6将围绕设备的竖直轴线即内部平台2对称放置和分组。如果承载体的下侧的轮廓是平坦的，则该腹部的内侧构成内部平台2。

称为流线型推进器或“导管风扇”的竖直插管式推进器3相对于承载体1的竖直中心轴线对称布置，并且关于飞行轴线和横向轴线对称，该横向轴线垂直于飞行航程并且通过承载体1中心，如图4。

竖直插管式推进器3的旋转方向及其位置与四旋翼“X”的类似，推进器a和c的旋转方向相同，与推进器b和d的旋转方向相反，并且连接插管式推进器a和c或b和d的线分别在承载体1的对称中心相交。竖直插管式推进器3由管制成，该管使由推进器本身和驱动推进器的电动机构成的组件流线化，如图5。竖直插管式推进器3尽可能远离承载体1的轴线放置并且尽可能靠近其边缘，但仍然使得它们保持流线型地完全进入机身1的结构中，而不会产生明显的湍流并因此影响较少的可用于产生浮力的区域。竖直推进器3由电动机驱动，但是在某些实施例中，也可以使用具有活塞或Wankel型发动机的热力发动机，或者在一些实施例中，我们甚至可以使用涡轮喷射器来超控单元电动机-推进器。

竖直插管式推进器3被设计成确保飞行器的起飞和竖直着陆，以在飞行器机身产生的载荷力位移不足以确保设备在该起升模式下的操作时，保持其支撑，而且还提供在飞行器的巡航模式下的特定操纵。插管式推进器电机的电动机由一组蓄电池6供电。竖直插管式推进器3的发动机的动力必须提供高于飞行器能够竖直起降的推力/重量比。由电子控制和飞行管理模块7以及调速器8制定竖直插管式推进器3的命令。由于这些插管式推进器必须提供足以起飞的张力，为了提高其入口和出口的效率(“桨盘载荷”)唇缘，m和n(图5)将被成形为使得通过柯恩达效应增加空气在上表面的表面上的吸附能力，并且同时，排出的流具有更高的分散面积。而且，为了增加设备的稳定性，竖直插管式推进器3的轴线可以以与载体1的竖直中心轴线均匀对应的角度倾斜(图6)。

而且，为了在飞行体的拱腹上获得更高效的大吸流以便在其表面上产生更好的低压分布，可以使用八个竖直插管式推进器3，这些推进器成四对围绕机器的轴线对称布置，一对部件推进器具有相同的旋转方向，相对方向的成对推进器具有相同的旋转方向，并且以相反方向封闭，见图7。它们可以更有效地吸收飞行器上侧的空气，并显著提高机器的竖直牵引力，而不会增加太多的重量。一对部件推进器具有共同的顺序，它们以相同的速度操作，并且以这种方式，飞行器保持与四个推进器相同的飞行特性。

还应该注意的是，飞行器也可以使用大量竖直插管式推进器飞行，这些推进器可以如上所述以分组方式操作。使用大量的竖直插管式推进器3将会有静态分配起升。

对于飞行器的某些版本，可以使用由电动可逆电动机驱动的双向推进器。因此竖直插管式推进器3可以向下和向上引导射流，从而增加飞行器的操纵能力。因此，机器可以围绕其飞行轴线旋转并且使用竖直插管双向推进器3执行倒飞，该竖直插管双向推进器3在其转向角度超过水平面90度之后，在使飞行器绕飞行轴线转动的同时反转其旋转方向。此外，以同样的方式，飞行器也可以围绕横向轴线旋转。这种操纵在本领域中被认为是配备有可逆发动机和双向推进器的四旋翼的特征。

水平插管式推进器4在预定飞行轴线的两侧水平对称地布置并与其平行，见图8。水平插管式推进器4用于水平推进飞行器。这些插管式推进器提供飞行器的水平牵引力，以便获得起升力，允许在其水平移动期间以相应的速度设定动态支撑。当水平插管式推进器4是平坦的时，其可以位于安装在飞行器的拱腹上的承载体外部，可以完全放置在承载体内，当拱腹如图9所示成型时，矢量喷管5位于其外侧，或者它们可以部分地位于支撑其的机身内并部分位于其外部。在水平插管式推进器4放置在承载体1外部的情况下，它们可以平行于内部平台2安装，内部平台2的外部构成承载体1的拱腹或者可以以一定角度倾斜安装，使得当在巡航模式下飞行时，飞行器可能具有最佳的入射角并且水平插管式推进器4的轴线的方向与飞行器的飞行方向一致。

水平插管式推进器4与竖直插管式推进器具有相似的结构，但有以下区别：管较长，入口为高速成型空气入口，并且后部设有用于喷射5的会聚矢量喷管5。

优选地，相对的水平推进器4的旋转方向消除任何伪点。由于插管式推进器4用于巡航飞行，它们的推力将根据所需的性能来选择。如果飞行器很小并且用于短途飞行，则水平推进器4可以由电动机驱动，如果用于长距离飞行，则电动机可以用活塞热力发动机或Wankel型发动机11或混合动力驱动系统12来代替。对于高速，水平插管式推进器4可以用涡轮喷气发动机13或甚至冲压式喷气发动机或火箭发动机来代替。用于中等巡航速度的替代发动机版本是脉冲反应器发动机14。将分开描述这些版本。

为了更好地平衡飞行器，水平插管式推进器的电机可以如图10所示布置在飞行器的中心竖直轴线附近，并且矢量喷管将被放置在彼此更大的距离处，以便更有效地产生处理飞行器所需的力矩，并且因此插管式推进器的管将具有弯曲的形状。当插管式推进器位于承载体内时，该实施例是最适合的。

图11呈现了飞行器的一个实施例，其中矢量喷管5展示会聚形式，并且可以同时竖直和水平移动，并且可以沿任何方向引导容纳发生器在插管式推进器4的轴线上相交的锥体P内的射流。这些锥体的发生器的角度受到相应矢量喷管的类型和构造方法的技术限制。插管式推进器4的长度将足够大，使得穿过矢量喷管5的流不与承载体1的边缘相互作用。喷管使用两个致动器y和z水平和竖直移动，该两个致动器y和z使用喷杆在竖直平面和水平面上移动喷管。实现矢量喷管的该实施例在现有技术中是已知的，但是也可以使用更复杂的矢量喷管，诸如具有这种牵引力的喷气式飞行器所使用的那些。

矢量喷管5设计用于确保飞行器在由水平插管式推进器4产生的动力起升中的飞行模式中的主要操纵。

蓄电池组6具有确保机载所有发动机和电气和电子设备所需的电力的作用。蓄电池组可以作为所有发动机单元的单一电源操作，或者每个电动机作为电源操作，这样可以具有一个不同的蓄电池或一个不同的蓄电池组。蓄电池的总功率必须足以提供电力来操作机载的电气和电子设备，以提供起飞所需的动力至竖直推进器的发动机，同时提供用于推进的水平推进器的发动机所需的动力直到达到在此之后的巡航速度。仅在维持巡航速度、操纵飞行和电气和电子设备的操作时消耗电力，以及将足以移动返回起升模式并执行着陆操纵的存储电能标记为预留。由于飞行器在起飞阶段需要更高的功率，这意味着蓄电池的快速放电率并满足这种需求，同时还可以使用蓄电池，也可以使用超级电容器。它们重量轻、具有高密度功率，并在短时间内提供起飞和升起时所需的电力以达到巡航速度。蓄电池可以由任何可以提供电力并适合于这种用途的电源来代替。一个实例是轻质燃料电池。

电子控制和飞行管理模块7的作用是经由接收器/发射器接口接受机载或地面的指令、解释它们，然后电子命令飞行器的集群和装置，使得它们忠实地执行飞行员的命令。电子控制和飞行管理模块7可以为此目的而构建，或者可以由已经在市场上售卖的具有开源平台的导向单元组成，诸如Arduino/Ardupilot、OpenPilot、Paparazzi、Pixhawk、Aeroquad、Mikrokopter、KKMulticopter等。电子控制和飞行管理模块7基本上由电子平台组成。该电子平台包含电子微处理器、电子存储器和用于输入/输出数据的接口，它们一起形成可编程复合体，即所谓的机载计算机。除了该机载计算机之外，电子控制和飞行管理模块7还包含以下基本电子设备：陀螺仪、加速计、磁力计、气压计。通过其他接口和输入/输出端口，电子控制和飞行管理模块7还可以连接到其他附加装置，诸如用于测量距离地面、GPS装置、蓝牙、WiFi、摄像机等，并且也可以接收发动机转速上的监控数据、温度传感器、电池充电传感器等的超声波装置。通过输出接口，电子飞行模块7根据从飞行员接收到的指令将命令传输给调速器8，并且默认传输给插管式推进器3和4以及喷管5的发动机，并且还可以通过输入/输出端口接收反馈信息。

一般来说，市场上售卖的导向单元已经配备有装置的各种自动稳定器功能并自动保持某些飞行特性，诸如陀螺仪稳定或自动保持行驶高度或与地面的距离、行驶速度等。

为了操作单元及其结构以及使用已经在市场上售卖的导向单元，电子控制和飞行管理模块7可以主要由两个如上所述的导向单元组成，其中第一个15将以命令竖直插管式推进器3的四旋翼模式而管理飞行器的维持，并且第二导航单元16将用于控制水平推进，即水平插管式推进器4和喷管5。这两个导向单元可由驾驶员独立命令，也可经由接口统一操作，该接口在两个单元之间传输数据并整合和协调场地。

两个导向单元将按照制造商的指示位于飞行器的对称中心、沿着飞行器的飞行轴线定向，并共同地一个布置在另一个之上。所述导向单元将被安装在移动支架17上，所述移动支架17可以经由伺服发动机18以可更改的角度在飞行轴线的方向上倾斜至飞行器的水平轴线，见图12。可以实现一个实施例，通过该实施例可将移动保持器17沿任何方向倾斜，该支架位于沿三个轴线枢转的平衡环系统上。

考虑到两个单元布置在平行平面上并共同安装，各单元的传感器具有相同的值，因此当两个单元之间的飞行管理交换发生时，飞行器将保持其轨迹和位置。

如果飞行员在飞行器上，则电子控制和飞行管理模块7或者通过直接装置与飞行员直接通信，或者经由与位于地面上的控制台通信的接收器/发射器(无线电/GSM/等)接口进行通信。

该飞行器可以执行自主预编程飞行，而无需在飞行过程中进行人工干预。

电子控制和飞行管理模块7将被安排为在电磁力变得低于重量的水平速度下降时，所述模块自动命令进入竖直插管式推进器3的操作以补充起升力或者完全转变到由竖直插管式推进器3产生的起升飞行状态3。当模块的传感器会注意到由于飞行员命令而导致的高度下降时，将触发此指令。此外，电子飞行模块将被编程，以便在巡航飞行期间警告飞行员(无论是在地面还是在飞行器上)，如果偶然发现机载电量不足以实现飞行，并且飞行员忽略这些警告，那么无论飞行员的指令如何，飞行模块都会自动启动着陆程序。

作为飞行器的附加安全措施，其还可以设置有在发生问题时自动触发的着陆降落伞，由于此，不能再通过机载装置安全地执行着陆。

调速器8被设计成根据飞行员经由电子控制和飞行管理模块7传输的指令来确保插管式推进器的电动机的操作。考虑到我们指的是飞行器，将根据安全操作发动机所需的安全系数进行选择或构造这些调速器。

着陆架9将促进飞行器与地面之间的接触。其将足够高以防止在起飞阶段在飞行器的拱腹上形成不希望的湍流。优选地，其将整体收缩。此外，其可以设有轮子。

无线电遥控器10被设计为经由无线电波传输基于地面的飞行员的命令(在飞行器从地面操作的实施例中)。

飞行程序如下：

飞行的第一阶段是飞行器的竖直起飞。通过命令在地面上或飞行器上的飞行员，通过关闭竖直插管式推进器3而启动起飞阶段，而不打开水平推进器4。在该飞行阶段，飞行器起飞并且基本上被处理为经典的四旋翼/多旋翼，使用竖直推进器在起升方案下飞行。在现有技术中已知获得该飞行状态中的操纵的方式，并且因此可以通过不对称地改变竖直插管式推进器3的速度，并且为了通过同时增加或减少竖直插管式推进器3的速度，如同在任何四旋翼中一样进行俯仰、滚转、偏航移动和水平平移。该飞行阶段通过模块7的导向单元15进行管理。

飞行的第二阶段是从使用竖直插管式推进器获得的起升模式到通过使用水平插管式推进器移动飞行器穿过空气而获得的承载强度，从而获得的动力起升模式的转变。为了快速进入动力起升模式，有必要获得适当的入射角。可以通过三种方式来实现这种入射角的变化：

-改变入射角的第一种方式是通过将包括两个导向单元15和16的控制模块和飞行管理模块7以期望的角度α倾斜到内部平台2到预定的飞行方向而获得的，从而改变导向单元的水平度地标。由于市场上售卖的导向单元在工厂被编程以保持地面的水平度，因此，导向单元15将命令同时增加推进器a和b的速度，同时推进器c和d的速度降低，这将导致飞行器以相同的角度α倾斜以及飞行器的向后移动。为了补偿机器的这种向后移动，在倾斜导向单元15的同时，水平插管式推进器4(其矢量喷管保持在中间位置)将其速度增加至其中触觉力的水平分量超过牵引力的水平分量的值，这是由于向后移动飞行器的竖直推进器的不对称速度导致的，因此导致飞行器以期望的入射角向前移动，如图13所示。如果导向单元15的高度保持功能是激活的，则可以实现对飞行器推进器产生的所有牵引力及其重量的补偿，从而实现具有倾斜角α(alpha)的命令的盘旋。

-获得入射角的第二种方式类似于第一种，仅在控制和飞行管理模块7的倾斜的同时，其以相同的角度和两个矢量喷管5向上定向，见图14。

在该飞行阶段，飞行管理从导向单元15转移到导向单元16。由于导向单元15和导向单元16具有相同的倾斜角，因此在两个导向单元之间的飞行管理转移时，飞行器的轨迹和位置将被保持。

飞行的第三阶段是动力起升模式飞行。在该阶段中，水平插管式推进器4将以大于或等于获得动态支撑的速率的速度给飞行器提供动力，并且在获得该速度时，竖直插管式推进器3的速度将下降到零，它们不再需要实现支撑。

将使用矢量喷管5进行飞行器的主要操纵，并且竖直推进器3也可以仅用于一些额外的操纵。在该飞行阶段，将通过导向单元16完成飞行管理。

第四飞行阶段是从动力起升模式飞行转变到由竖直推进器产生的起升飞行模式。在飞行器的速度降低到动态支撑减少的值之后，飞行器使用控制和飞行管理模块7自动切换到通过打开竖直插管式推进器3获得的另一起升模式。竖直推进器将与水平推进器4同时操作一段时间，直到水平推进器最终将其推力降至零。在此期间，模块7位于与内部平台2平行的平面内，以获得飞行器的零入射角，飞行器自身平行于地面定向。在该飞行阶段，飞行管理从单元转移到导向单元16再转移到导向单元15。

飞行的第五阶段是竖直着陆，该装置将仅使用竖直插管式推进器3以任何四旋翼/多旋翼的已知方式着陆。该飞行阶段通过导向单元15进行管理。飞行程序的五个主要阶段如图15所示。

另外需要注意的是，如果飞行器配备有着陆架(配备有轮子)，其可以像经典飞行器一样起降。

在动力起升模式飞行期间，将使用矢量喷管5进行飞行器的主要操纵。因此，通过同时竖直向上或向下的相同方向的定向，获得俯仰移动，见图16。通过将矢量喷管水平定位到左侧，获得飞行器左侧的转向移动，见图17，并通过将喷管水平定向到右侧，获得飞行器右侧的转向移动，见图18。通过同时在相反的方向上竖直地同时定向矢量喷管，实现飞行器的滚转移动。因此，通过向上定向右矢量喷管，同时向下定向左矢量喷管，如图19所示，获得向右滚转移动；通过将右喷管向下定向，同时左喷管向上定向，获得飞行器的左滚转移动，如图20所示。通过在锥体p内任意方向上同时定向矢量喷管，如上所述获得组合移动。

飞行器的回转也可以通过水平插管式推进器的不对称牵引来实现，但是当通过上述手段无法实现转弯时，这种操纵将仅在紧急情况下使用。在水平推进器发动机故障的情况下，由此产生的不对称牵引力可以通过矢量喷管进行补偿，方法是找到能发现与损坏的特定发动机部件以相似方式工作的相对部分，操纵类似于使用漂移方向的经典飞行器的补偿操纵。

在动力起升飞行状态期间，飞行器的可操纵性可通过竖直插管式推进器3来补充，所述竖直插管式推进器3可相对于飞行方向执行竖直或倾斜平移操纵，而不需要修改飞行器的入射角。此外，三个竖直插管式推进器可以在巡航飞行期间操作其他命令，其与喷管5产生的操纵相结合，可以提供优于现有飞行器的飞行器可操纵性。因此，使用双向竖直插管式推进器3可以增强飞行器的可操纵性，其可以更快速地执行诸如托诺(tono)、成圈和倒飞的飞行等操纵动作，并且快速地转换到较低的高度而不改变入射角。

同时具备优良的操纵能力，其仍然可以产生额外的空中操纵能力，而目前的飞行器在巡航飞行时不存在例如水平平移而不改变入射角。

通过将横向双向插管式推进器19放置在竖直于飞行轴线的水平面内，并穿过定位在承载体1内的飞行器的竖直对称轴线，见图21，飞行器可以能够水平平移，该水平平移与上述操纵能力相结合，通过使用竖直插管式推进器3而获得。并且可由水平插管式推进器4借助于矢量喷管5产生的俯仰、滚转和偏航移动可确保飞行器操纵能力优于所有已知飞行器。并且，为了能够进一步提高飞行器的侧向操纵能力，横向双向插管式推进器19的管端将设置有三维矢量喷管20和21，其可以在锥体z内导向，并且可以独立于飞行器的其他操纵装置控制该整个侧操纵，或者与其连接。为了确保足够量的必需空气的入口，横向插管式推进器19的管在矢量喷管附近的每个端部处设置有阀或开口q和r，所述阀或舱口通过朝向管内部的凹陷操作，以确保吸入将在管的另一端喷射的足够量的空气。

竖直于飞行轴线放置在壳体1的内侧上的横向插管式推进器19的管将具有朝向外背部和拱腹的弯曲形状，以避开壳体的中心，但是为了保持对称于飞行轴。

双向插管式推进器19可以由位于其两侧的承载体1的外部的两个单独的单向插管侧推进器22和23代替，它们可能位于一些流线型的凹槽中，见图22，可以通过将它们安装在平衡环型设备中而三维地转向。它们可以单独操作，也可以相互组合操作，也可以与飞行器的其他操纵装置单独或同时一起操作。除了横向平移移动外，这些插管式单个推进器还可以促进飞行器的其他复杂操纵：竖直平移或带有竖直分量的平移、带有偏航分量的移动、滚转移动或滚转部件，还可以帮助补充牵引力或制动飞行器等。

为了让装置突然操纵或者甚至突然加速或制动，位于承载体1外侧的两个横向单向双向插管式单个推进器22和23可以用两个重启火箭发动机代替，每个重启火箭发动机用于装配有矢量喷管或者装配有完全安装在平衡环式机构上的火箭发动机的每个侧板。

如果所需的飞行器必须具有快速起飞能力以及能够突然执行操纵的能力，则可以增加火箭发动机。由于火箭发动机服务时间短，虽然它们可以产生非常高的牵引力，但它们将与一个推进器成对安装，实际上形成一对混合推进物，然后在正常飞行操纵中使用插管式推进器，并且如果需要非常迅速地起飞和/或执行突然操纵，火箭发动机r可以单独使用或与双插管式推进器一起使用。这种火箭发动机可以提供与航天器(反作用控制系统-RCS)类似的平行反应和控制系统，该航天器可以独立操作或与飞行器的其他操纵装置一起操作，见图23。

可以使用各种类型的发动机，诸如单组元推进剂火箭发动机(例如肼或过氧化氢)、双组元推进剂或冷气体型。

可以有三种方制动飞行器：

-通过减小水平插管式推进器4的牵引力或甚至通过反转它们对于双向推进器版本的旋转；

-通过使用矢量喷管5增加飞行器的入射角；

-根据飞行器的设计，通过将矢量喷管20和21向前对准横向双向插管式推进器19，或侧面单个单向插管式推进器22和23。

如果四个水平插管式推进器由可逆电动机触发，则可以安装调速器8，后者可以反向操作发动机，产生使飞行器迅速减速的反推力。此外，飞行器的制动能力可以通过由螺杆操作的经典气动制动表面来补充。

在图24中示出允许更大可操纵性的飞行器的实施例还允许在巡航飞行期间用竖直插管式推进器3闭合舱口盖t。该版本具有一些水平双向插管式推进器(称为水平操纵推进器24)，该水平操纵推进器24在飞行器的轴线上水平竖直和对称地布置到其端部。推进器24a竖直于飞行轴线，并且推进器24b平行于飞行轴线，并且这些水平操纵推进器中的每一个都与竖直双向插管式推进器(称为竖直操纵推进器25)匹配，并且竖直布置在水平操纵推进器附近，还竖直于飞行器的轴线。所有这些推进器都在飞行器1的外壳内。竖直操纵推进器的直径较小并且功率低于竖直插管式推进器3，因为它们的主要目的是在动力起升飞行模式期间提供设备的竖直平移操纵、俯仰或滚转。竖直操纵推进器25布置在所谓的交叉系统中，该交叉系统位于与其竖直的飞行轴线上并且位于横向轴线上，且与其竖直，与设置在X系统中的竖直插管式推进器3相对。竖直操纵推进器可以在竖直推进器3起飞时提供额外的动力，后者在达到巡航速度时将用舱口关闭，以确保更好的飞行器的空气动力学特性。考虑到该实施例允许使用竖直推进器3的舱口封闭，它们可以被设计成具有更大的直径以便在这种情况下具有更高的效率，它们也可以被热力发动机训练或者用涡轮喷气发动机替代，但是操纵推进器将由电动机驱动。水平操纵推进器24将提供飞行器的水平平移以及其偏航操纵。值得注意的是，水平操纵推进器24可以通过它们的操纵组合非常迅速地改变飞行器的飞行方向，接着一对相对的推进器执行平移操纵，喷射方向相同，并且另一对执行偏航移动，具有相反的喷射方向，见图25。然而，平行于飞行器的飞行轴线的水平操纵推进器24b可以在需要水平移动时提供额外的牵引力。

在另一个实施例中，飞行器也可以具有类似于具有水平和竖直操纵推进器的飞行器样式，飞行器形式可以通过竖直插管式推进器3与竖直操纵推进器25的位置变换来实现，并且水平双向操纵推进器24保持其如上述版本中的位置。因此，竖直插管式推进器3将布置在交叉系统中，该交叉系统位于与其竖直的飞行轴线上并位于横向轴线上并与其垂直，并且竖直操纵推进器25将被布置在X系统中，见图26。考虑到竖直推进器3将在巡航飞行期间与舱口t一起关闭，从而沿着飞行轴线获得较低的气动干扰。

另一个实施例是竖直插管式推进器3和操纵推进器25在同一X系统中的布置，将竖直双向分流推进器25放置到承载体的边缘。因此，在巡航飞行期间可以获得更大的支承表面和更低的涡流，见图27。

给予飞行器可操纵性增加的相对简单的实施例是其中我们具有竖直插管式推进器3和设置有矢量喷管5的水平推进器4的实施例，其中仅添加了一对水平双向横向操纵推进器，即垂直放置在飞行轴线24a上的水平双向横向操纵推进器，见图28。

设计用于低生产成本或用于小型无线电控制版本但仍保持良好操纵能力的飞行器的非常简单的实施例可以通过在双向实施例中仅将推进和操纵系统从竖直推进器3进行构造来获得，水平横向双向推进器24a和水平插管式推进器4具有与推进器24a相同的尺寸和结构特征。通过放弃矢量喷管5，无论水平行驶方向如何，其都能产生具有明显对称性和空气动力特性的飞行器，见图29。

可以根据不同使用方式在若干变型中降低该飞行器的重量。

首先，增加现有技术水平推进器中的飞行器的范围对于用热力发动机代替水平电力传动系是必要的。因此，或者采用热电混合动力驱动或者用涡轮喷气发动机完全替代水平插管式推进器而让水平插管式推进器的电动发动机将被传统的热活塞发动机或Wankel型发动机所代替，见图30。

因此，机载蓄电池的数量大幅减少，为储存液体燃料提供了空间。尽管人们可以将热力发动机用于竖直插管式推进器3，但是优选的是它们的发动机是电动的，因为它们具有小质量、非常短的时间响应和高可靠性。考虑到竖直插管式推进器3在起降阶段仅在有限的时间段内被最大限度地使用，电动实现版本是优选的。

相反，为了驱动水平推进器4，优选使用热力发动机，因为液体燃料具有每质量单位(W/kg)更高的储存能量值，并且在飞行期间消耗燃料，从而有利于飞行器，并且还考虑到巡航飞行在推力/重量子单元下进行的事实，以这种方式实现了飞行器范围的显著增加。另外，热力发动机的类型和喷气发动机的主要使用可以实现高速行驶，包括超音速。

对于速度较低的飞行器，热力发动机可以采用传统的活塞，但特别适用于旋转式Wankel型，它们特别适合于其轻重量和低振动。目前，UAV设备领域通常使用的Wankel发动机的范围足够大。

喷气发动机的一个特殊变型是脉冲反应器发动机，见图31。其提供了轻重量、低燃料消耗率和高可靠性。这种发动机变型可能主要用于平均行驶速度。

适合平均速度飞行器需求的一款出色的发动机是混合动力热电11。因此，水平插管式推进器的每个热力发动机10将与推进器26的同一轴一起与发电机-电动机27耦接，从而执行混合动力传动系组件，见图32。发电机-电动机将通过离合器28连接到推进器，并且热力发动机反过来将通过另一离合器29耦接到推进器。因此，根据飞行模式，插管式推进器可以由热力发动机或电动推进器或者同时由两者移动。在热力发动机10的操作期间，当两个离合器都接合时，其同时将电动发电机27的轴线移动，电动发电机27的轴线可以作为发电机在飞行的第一部分中操作，从而对机载蓄电池6进行再充电。当电力丰富的发电机作为电动机通过控制装置30时需要推进器，从而有助于减轻热力发动机的负担或帮助其增加牵引力。当电量下降到可同时确保飞行可操纵性所需的能量和确保机器从该飞行高度着陆的预定阈值时，发动机将切换回发电机模式将电池再充电至满容量。因此，在飞行期间，将有足够的机载电力来确保所有需要电动机贡献的飞行操纵以及包括紧急情况在内的所有情况下的着陆操纵。为此，控制和飞行管理模块7将被编程以管理电动发电机的操作模式以保证这些需求。这两个离合器提供了这样的可能性，即在某些情况下或者通过热力发动机或者仅通过电动机就可以为飞行器供电。较小的飞行器可能缺乏两个离合器，热力发动机/发电机发动机组件固定地一起操作。

对于用于更高速度的混合动力装置，活塞热力发动机或Wankel型发动机可以由涡轮轴式涡轮喷气发动机31代替，该涡轮轴式涡轮喷气发动机31与电动机/发电机耦接的主轴在高速状态32下操作，见图33。发动机的轴可以是共用的，或者热力发动机和电动机的两个轴线可以通过离合器33耦接。

对于打算用于高速度和高高度的飞行器，也可以使用用于起飞和加速阶段的射程火箭发动机(助推器)34，而不是水平插管式推进器4冲压式喷气发动机或超音速燃烧冲压喷气发动机35，见图34。另外，对于飞行器的平移移动和其他操纵，竖直插管式推进器3和横向插管式推进器19将分别由重启火箭发动机36b和36c代替。射程火箭发动机34被设计成将飞行器运载到启动冲压式喷气发动机所需的速度和高度，并且在后者接受推进任务之后，额外的火箭发动机(助推器)将增大。为了进行操纵，冲压式喷气发动机35设置有典型用于火箭发动机的带翼片的矢量喷管。

对于亚轨道飞行，只能使用配备有火箭发动机的变型。在这种情况下，冲压式喷气发动机35也将被具有矢量喷管的重启火箭发动机36a所代替。因此，对于在巡航飞行期间的推进和操纵，飞行器将使用具有可转向喷射器36a和用于修正轨迹竖直火箭发动机36b和横向水平火箭发动机36c的操纵的火箭发动机，见图35。在这种配置下，飞行器可以用于亚轨道飞行，因为其可以具有适当的盘形形状，见图36。为了制动和精确定位飞行器，可以使用对于航天器反应控制系统(RCS)来说是典型的响应和控制系统。

为了实现亚轨道飞行，飞行器将被设置用于具有火箭34的起飞和加速阶段射程，并且其将如同传统航天器一样直接从竖直位置发射，或者水平地使用可以进一步设置有电磁载体车的倾斜坡道或者在较高的高度使用运载飞行器。

亚轨道飞行的阶段将通过周期性地改变入射角来实现，飞行器不时在较高密度的大气层中反弹，从而在约100公里的高度处进行跳跃的亚轨道导航。可以利用竖直重启火箭36b或者利用具有矢量喷管36a的水平重启火箭的喷管来改变入射角。为了使热气不影响飞行器的外壳，可以使用具有直线型或锥形气动塞式的可转向喷管类型的火箭发动机。

将使用拱腹和竖直火箭36b实现制动以重新进入亚轨道版本飞行器的密集大气。拱腹通过其形状将实现与空气摩擦产生的空气动力制动和散热，并且竖直火箭发动机36b将使飞行器减速并且将控制飞行器进入大气的角度和位置。在将飞行器减速至对应于着陆阶段的最后阶段的速度之后，将使用着陆伞。

图37示出了从倾斜坡道起飞飞行器时的版本中的飞行顺序。

特定的实施例是可通过用机载的空气压缩机提供动力的柯恩达喷射器代替所有插管式推进器和其他操纵装置而获得的一个实施例，见图38。因此，将有一台操作压缩机的发动机，而该压缩机反过来则通过可控压力容器为飞行器的柯恩达喷射器提供动力。因此，飞行器的起升、推进和操纵系统将由以下部件组成：

-空气压缩机37

-压力容器38

-可调节阀39

-竖直喷射器40

-水平推进喷射器41

-水平喷射器42的矢量喷管

-进气口43

-可选的-横向三维可转向喷射器或设置有矢量喷管。

该实施例的功能如下：空气压缩机37由进气口43供给并且压缩进入压力容器38的空气，该压力容器38在必要时供给压缩空气，使得压缩空气的压力不低于喷射器所需要的必要的压力。控制和飞行管理7经由可调节叶片39命令将压缩空气分配到竖直柯恩达喷射器40和水平喷射器41。可调节阀39被设计成根据从模块7接收的命令在压力下向喷射器提供空气，所述阀起到与设置有电动机的实施例的插管式推进器的发动机的调速器8类似的作用。

飞行程序与具有插管式推进器或喷气式飞行器的实施例的飞行程序相同。

在飞行期间，飞行器可以通过放置在飞行器的竖直轴线上或其附近的一些较大质量部件的竖直移动(诸如蓄电池组6)来维持或改变重心。该组件可以通过将相应的重物放置在借助已经在市场上出售的装置(例如蜗杆轴、致动器等)在竖直方向上驱动的移动支架44上来实现。同时，可移动载体44可在纵向或横向方向上水平滑动，从而可根据设备的平衡需要来三维地移动重心，见图39。

飞行器的对称形状还允许构建具有可更改形式的承载体的可能性。这将允许飞行器适应不同的速度和高度模式。在这方面，可更改的承载体由其固定板45、球形盖帽46的上表面、拱腹47的球形盖帽和两个盖帽48的精确机构组成。盖帽48的精确机构固定在内部平台2上，并且其可以同时或独立地向上或向下移动两个盖帽，从而改变外侧或拱腹的形状见，图40。为了获得适当的曲率，盖帽将在板的两个平面下滑动。为了实现从盖帽的表面到板的表面的平稳转变，后者将由具有诸如图41的形状的可弹性变形的材料制成，其中端部切割成锯齿形。这些盖帽将由刚性材料制成，并将在仪表板的下切边缘上滑动。为了保持良好的形状轮廓，板和盖帽的接合点(k)将覆盖有可膨胀材料49聚酯型-聚氨酯、共聚物氨纶型、莱卡、弹性纤维或Darlexx或其他具有类似性能的材料。

作为一项附加安全措施，飞行器将配备有如果出现问题会自动被触发的着陆降落伞，但因此无法使用机载装置安全着陆。

Claims (41)

1.一种重航空器式的竖直起降的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：空气动力学的对称圆形的承载体（1），所述承载体具有位于空气动力学轮廓的弦上的、用于支撑所述飞行器的部件的加强的内部平台（2）；至少四个竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d），这些推进器关于所述承载体（1）的中心竖直轴线对称布置，而且也关于预定飞行轴线和所述承载体（1）的横向轴线对称布置，第一竖直插管式推进器（3a）和第三竖直插管式推进器（3c）具有相同的旋转方向且与第二竖直插管式推进器（3b）和第四竖直插管式推进器（3d）的旋转方向相反；至少两个水平插管式推进器（4），具有相反的旋转方向且平行对称于所述预定飞行轴线并放置在所述预定飞行轴线的两侧上；矢量喷管（5），对于每个水平插管式推进器（4）有一个矢量喷管，并所述矢量喷管提供所述水平插管式推进器（4）的射流的矢量定向；电源装置（6），设计成提供操作所有发动机和机载的电气和电子设备所必需的电力；电子控制和飞行管理模块（7）；以及着陆架（9），用于促进所述飞行器与地面之间的接触。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述承载体（1）具有由单位弦区间[0,1]中的任意帧s（x）和以前述区间[0,1]的正可微函数g（x）定义的空气动力学轮廓，g（x）是所述空气动力学轮廓的一半厚度，所述空气动力学轮廓在任何竖直截面中满足以下两个条件：

i）半厚度与其前边缘和延伸边缘中的骨架相切；

ii）轮廓是双向的，对称于垂直于弦的中央的轴线，即s（x）=s（1-x）并且g（x）=g（1-x）。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器由所述飞行器上的机载飞行员驾驶或由位于地面上的飞行员通过无线电遥控器来驾驶。

4.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述电源装置（6）由蓄电器或一个或多个燃料电池组成。

5.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）和所述水平插管式推进器（4）是双向的并且它们都能在两个方向上旋转。

6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）设置有成型为使用柯恩达效应而进气和喷射（i）的开口。

7.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器具有八个竖直插管式推进器，这些竖直插管式推进器分组为四对并以X系统布置，一对竖直插管式推进器中的每一个部件具有相同的旋转方向，相邻的对具有相反的旋转方向，并且相对的对具有相同的旋转方向。

8.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述水平插管式推进器（4）和所述竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）由电动机、活塞式热力发动机、旋转式热力发动机或其组合驱动。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器设置有热电混合动力推进器（11），所述水平插管式推进器（4）的热力发动机（10）耦接至具有电动机发电机（27）的推进器的相同的轴（26），以便提供整体混合动力推进系统，其中在巡航飞行期间所述电动机发电机（27）操作为发电机以对蓄电池再充电并且确保用于操纵和着陆的电力，或者当多余的电力累积时操作为电动机以减轻所述热力发动机（10）的负担或补充其动力。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，由热力发动机（10）和水平插管式推进器（4）组成的组件由与所述电动机发电机（27）耦接至相同主轴的涡轮轴型涡轮喷气发动机（31）代替。

11.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述水平插管式推进器（4）及其相关联的电动机由喷气发动机（13）代替。

12.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述水平插管式推进器（4）及其相关联的电动机由脉冲式喷气发动机（14）代替。

13.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器另外设置有定位在所述承载体（1）内的双向横向插管式推进器（19），所述双向横向插管式推进器放置在垂直于穿过所述飞行器的对称轴线的飞行轴线的水平面内并设置有三维矢量喷管（20、21），并且该双向横向插管式推进器（19）的管具有阀或舱口（q、r）并设置在每个端部处且在三维矢量喷管之前，所述阀或舱口通过凹穴通向所述管，以提供足够量的将在所述管的另一端部处喷射的进气。

14.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还设置有两个三维可转向的插管式单独推进器（22、23），这两个插管式单独推进器离所述承载体的中心对称地布置在所述承载体的横向轴线上，在水平面内并垂直于所述飞行轴线，并在所述承载体的横向限位处位于所述承载体（1）的外侧。

15.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，火箭发动机设置有三维可转向的火箭发动机，该三维可转向的火箭发动机离所述承载体的中心对称放置在垂直于所述飞行轴线的横向轴线上，在水平面内并位于所述承载体（1）的内侧或外侧的侧端部处。

16.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括附加操纵系统，该附加操纵系统包括放置在水平面内的两个水平双向操纵推进器（24a），这两个水平双向操纵推进器平行于所述飞行器的横向轴线而对称布置在该横向轴线两侧，并放置在所述承载体（1）的端部处。

17.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器在水平面内包括附加操纵系统，所述附加操纵系统包括放置在所述载体（1）内部的两对水平双向操纵推进器（24a、24b），第一对水平双向操纵推进器（24a）在所述承载体的两侧上平行于所述飞行器的横向轴线水平对称地布置，且装配到所述承载体（1）的端部处，并且第二对水平双向操纵推进器（24b）在所述承载体的两侧上平行于所述飞行器的飞行轴线被对称放置在相同的水平面内，并放置在所述承载体（1）的端部处。

18.根据权利要求17所述的飞行器，其特征在于，在巡航飞行期间用一些舱口（t）封闭所述竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）的入口和出口，并且所述飞行器另外设置有分别竖直地布置并且垂直于所述飞行器的飞行轴线布置在所述飞行器的横向轴线上的四个竖直操纵推进器（25），每个竖直操纵推进器被放置在每个所述水平双向操纵推进器附近。

19.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述竖直操纵推进器（25）以X系统布置，并且具有与所述竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）在相同半径上的旋转中心。

20.根据权利要求18所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器设置有重新起动火箭发动机（r），该重新起动火箭发动机与构成所述飞行器的水平插管式推进器和竖直插管式推进器的所有发动机或部分、或全部喷气式发动机成对安装，从而形成发动机的混合对。

21.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述电子控制和飞行管理模块（7）由两个导向单元组成，第一导向单元（15）管理通过使用竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）获得的所述飞行器的四旋翼支撑，而第二导向单元（16）用于管理水平推进命令，即，水平插管式推进器（4）和喷管（5），两个导向单元位于所述飞行器的对称中心并沿着所述飞行器的飞行轴线定向并一个接一个一体地安装在移动支架（17）上，所述移动支架能沿着所述飞行轴线的方向或者具有可变角度的任何其他方向而向所述飞行器的水平面倾斜。

22.根据权利要求18所述的飞行器，其特征在于，全部或部分的水平插管式推进器和竖直插管式推进器或所述飞行器的全部或部分喷气发动机由柯恩达型喷射器的气流倍增器替换。

23.根据权利要求14所述的飞行器，其特征在于，在为高的速度和高的高度设计的应用中，所述水平插管式推进器（4）由冲压式喷气发动机（35）和设置有矢量喷管的火箭发动机替换，用发动机导弹代替竖直插管式推进器，并用火箭发动机代替三维可转向的所述插管式单独推进器（22、23），并且所述飞行器另外设置有火箭射程电动机（34），以用于起飞和降落伞着陆。

24.根据权利要求17所述的飞行器，其特征在于，为了执行飞行操纵，所述飞行器仅使用两对水平双向操纵推进器（24a、24b），以及双向型的竖直插管式推进器。

25.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述承载体（1）具有能变形的形状，由具有上表面（45）的球形盖帽的固定板（44）、拱腹（46）的球形盖帽和这两个球形盖帽的固定到所述内部平台（2）的致动器（47）构成，该致动器能同时地或独立地上下移动这两个球形盖帽，从而改变所述上表面或所述拱腹的形状，这些球形盖帽在飞行器仪表板的两个计划下滑动。

26.根据权利要求25所述的飞行器，其特征在于，为了获得从所述球形盖帽的表面到所述板的平缓转变，所述板由具有锯齿形切割边缘的可弹性变形材料制成，并且接触部分连接器（k）在外侧覆盖有可膨胀材料。

27.一种操作根据权利要求1至26中任一项所述的飞行器的方法，包括以下步骤：通过竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）在静态起升模式下起飞和操作，并且在达到飞行高度时，经由水平插管式推进器（4）进行水平移动，以及通过与各个水平插管式推进器（4）一起提供的矢量喷管（5）和/或通过所述竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d），所述飞行器以其进入巡航模式所必需的入射角定向，并且在所述飞行器进入巡航模式之后，将使用所述矢量喷管（5）执行主要操纵，通过电子控制和飞行管理模块（7）能控制所有推进装置。

28.一种飞行根据权利要求21所述的飞行器的方法，其特征在于，通过以所述电子控制和飞行管理模块（7）的角度α将飞行方向倾斜至所述内部平台（2）来实现所述飞行器的入射角，同时增加所述水平插管式推进器（4）的速度，直到其产生足以沿着所述飞行器的飞行路径运动的张力。

29.一种飞行根据权利要求21所述的飞行器的方法，其特征在于，通过以所述电子控制和飞行管理模块（7）的期望角度α将飞行方向倾斜到所述内部平台（2）来实现所述飞行器的入射角，同时所述矢量喷管（5）在竖直平面上向上以相同角度α同时定向，并增加所述水平插管式推进器（4）的速度，直到其产生足以移动所述飞行器的飞行方向的张力。

30.一种飞行根据权利要求1或2所述的飞行器的方法，其特征在于，在以四旋翼飞行模式起飞之后，通过改变入射角来实现使用竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）执行的从起升飞行模式到动力起升模式的所述飞行器的转变阶段，所述入射角与所述水平插管式推进器（4）的速度增加相关，该速度增加为增加至在相应入射角处获得动力起升模式的速度。

31.一种飞行根据权利要求21所述的飞行器的方法，其特征在于，在结束由所述竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）产生的从起升飞行模式到通过所述水平插管式推进器（4）获得的起升动态模式的转变之后，维持所述飞行器的自动稳定的功能，这通过在动力起升飞行期间分离所述第一导向单元（15）的自动稳定功能、并由所述飞行器的自动稳定功能的所述第二导向单元（16）进行接管而实现。

32.一种飞行根据权利要求1所述的飞行器的方法，其特征在于，在动力起升模式下，俯仰运动通过所述矢量喷管（5）在相同竖直方向上向上或向下同时定向来实现，偏航运动是通过在相同的水平方向上同时定向所述矢量喷管（5）来实现的，并且通过在竖直的相反方向上同时定向所述矢量喷管（5）来实现滚转运动。

33.一种飞行根据权利要求13所述的飞行器的方法，其特征在于，所述方法进一步执行以下操纵，通过在将三维矢量喷管（20、21）保持在中间位置的同时在一个或另一个方向上操作双向横向插管式推进器（19）而在水平面中进行向左或向右的平移运动，通过在任一方向操作所述双向横向插管式推进器（19）以及三维矢量喷管（20、21）竖直地以相等的角度定向但以相反方向定向，进行向左或向右的滚转运动，以及通过在任一方向上激活所述双向横向插管式推进器（19）以及三维矢量喷管（20、21）以相等水平角度定向但以相反方向定向，进行向左或向右的偏航运动。

34.一种飞行根据权利要求14所述的飞行器的方法，其特征在于，所述方法还执行以下操纵，通过在将第一插管式单独推进器（22）和第二插管式单独推进器（23）保持在中间位置的同时操作所述第一插管式单独推进器（22）或所述第二插管式单独推进器（23），而在水平面内进行向左或向右的平移运动；通过伴随地操作所述第一插管式单独推进器（22）和第二插管式单独推进器（23）以及通过将它们在所需方向上定向在竖直平面中，而进行向左或向右的滚转运动，通过伴随地操作所述第一插管式单独推进器（22）和第二插管式单独推进器（23）以及通过将它们在所需方向上定向在水平面中，而进行向左或向右的转动运动；通过将该两个插管式单独推进器以相同方向和相同角度竖直定向，来进行竖直平移运动；通过以相反方向和不同角度对准该两个插管式单独推进器并通过使用该两个插管式单独推进器的不同速度来进行如前描述运动的组合；以及通过将所述第一插管式单独推进器（22）和第二插管式单独推进器（23）定向在相同的平面中并以在相同角度定向在运动的相反方向上，进行制动操纵。

35.一种飞行根据权利要求1或2所述的飞行器的方法，其特征在于，制动阶段是通过所述矢量喷管（5）的同时竖直向上移动来增加所述飞行器的入射角而实现的。

36.一种飞行根据权利要求5所述的飞行器的方法，其特征在于，制动阶段是通过反转所述水平插管式推进器（4）的旋转方向从而反转其牵引力来实现的。

37.一种飞行根据权利要求17所述的飞行器的方法，其特征在于，制动阶段是通过反转所述水平双向操纵推进器的旋转方向从而反转其牵引力来实现的。

38.一种飞行根据权利要求13所述的飞行器的方法，其特征在于，通过将所述三维矢量喷管（20、21）以及所述双向横向插管式推进器（19）向前定向来执行制动阶段。

39.一种飞行根据权利要求14所述的飞行器的方法，其特征在于，制动阶段是通过定向侧部的单向三维可转向的插管式单独推进器（22、23）来实现的。

40.一种飞行根据权利要求1或2所述的飞行器的方法，其特征在于，通过将所述飞行器重新定位在与下甲板的平面平行的平面中，而使用电子控制和飞行管理模块（7）执行由竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）产生的从动力起升飞行模式到起升飞行的转变阶段，完成从第二导向单元（16）到第一导向单元（15）的飞行管理的转变，并且所述水平插管式推进器（4）的速度在增加所述竖直插管式推进器（3a、3b、3c、3d）的速度的同时降低，以保持所述飞行器的高度直到所述飞行器的水平速度为零，此后所述飞行器将以特定已知的四旋翼方式着陆。

41.一种飞行根据权利要求23所述的飞行器的方法，其特征在于，所述飞行器用于进行亚轨道飞行，

- 所述飞行器从竖直位置或从斜坡的起飞和加速是通过射程火箭来实现的，

- 所述飞行器运动到达平流层高度，通过在高空大气中跳跃来实现合适的速度，通过使用水平火箭（36a）的矢量喷管来周期性地改变入射角而获得跳跃，并且

- 所述飞行器的再进入是通过足够扩大所述入射角来完成的，从而有效地将拱腹与竖直火箭（36b）保持结合，并且所述竖直火箭与水平操纵火箭（36c）一起将所述飞行器以期望的入射角保持在期望路径上，然后在降落伞的帮助下进行着陆的最后一部分。

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