CN108688791A - 用于重量和平衡管理的可移动机翼 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于重量和平衡管理的可移动机翼。本发明提供一种飞行器，其包括具有纵向轴线的机身，机翼组件，以及将机身可操作地连接到机翼组件的机身定位机构。机身定位机构可操作以在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在平行于纵向轴线的纵向方向上相对于机翼组件移动机身。当飞行器用于飞行时，确定飞行器的重心相对于升力中心的位置。机身可相对于机翼组件移动，以使重心处于距升力中心的距离的允许范围内，从而平衡飞行器用于飞行。机身定位机构可以是自动化的以允许在飞行器的飞行期间调整机身位置。

Description

用于重量和平衡管理的可移动机翼

技术领域

本公开整体涉及飞行器，并且更具体地涉及具有用于重量和平衡管理的可移动机翼的飞行器，该可移动机翼通过将飞行器的重心相对于升力中心移位来补偿有效载荷的重量和位置，而不需要压舱物或者减少对压舱物的需要。

背景技术

飞行器的重量和平衡是影响其飞行安全的最关键因素。重心(COG)相对于飞行器的升力中心(COL)不在允许极限内的飞行器飞行起来既低效又危险。正确的重量和平衡控制的责任开始于设计飞行器的工程师和设计师，并且延伸到维护飞行器的航空技术人员、负责装载飞行器上的有效载荷和燃料的装卸长并且最终到操作飞行器的飞行员。

在确定飞行器的重量和平衡时，两个要素是至关重要的：飞行器的总重量不得大于飞行器的特定构造和型号以及其应承担的飞行操作的特定类型所允许的最大总重量；以及其重心或飞行器所有重量被认为集中的点相对于其升力中心或平均气动弦长的位置必须保持在飞行器的特定操作重量允许的范围内。重量和重心决定了飞行器的稳定性、控制、性能和其他飞行特性。在先前已知的飞行器中，当重心相对于升力中心位于允许范围之外时，添加压舱物以平衡飞行器。压舱物具有重量并且位于飞行器内的位置，该位置将重心相对于升力中心移位到允许范围内。尽管平衡了飞行器，但是当飞行器达到最大起飞重量限制时，压舱物对有效载荷和燃料携带能力产生了负面影响。对燃料或有效载荷能力没有积极影响的飞行器重量的增加导致飞行器能力和效率的净降低。

发明内容

在本公开的一个方面中，公开了一种飞行器。该飞行器包括具有纵向轴线的机身、机翼组件以及将机身可操作地连接到机翼组件的机身定位机构。机身定位机构可操作成在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在平行于纵向轴线的纵向方向上相对于机翼组件移动机身。

在本公开的另一方面中，公开了一种用于平衡飞行器的方法。飞行器包括机身和安装在其上的机翼组件，机翼组件用于使机身在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在平行于机身的纵向轴线的纵向方向上相对于机翼组件移动。该方法包括准备飞行器飞行，确定飞行器沿纵向轴线的重心位置，确定重心是否在距飞行器的升力中心的纵向距离允许范围内，以及响应于确定重心不在距升力中心的纵向距离允许范围内，调整机身的纵向位置以使重心处于距升力中心的纵向距离允许范围内。

在本公开的另外方面中，公开了一种机身定位机构，其用于在平行于机身的纵向轴线的纵向方向上相对于飞行器的机翼组件移动飞行器的机身。机身定位机构包括安装在机身上且平行于纵向轴线的机身定位导轨，以及安装在机身定位导轨上并且可在纵向方向上在多个离散位置之间在机身定位导轨上移动的凸轮支架组件。凸轮支架组件可操作地连接到机翼组件，使得凸轮支架组件沿机身定位导轨的运动有利于机身在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在纵向方向上的运动。

附加的方面由本专利的权利要求限定。

附图说明

图1是根据本公开的具有机身和机翼组件的飞行器的等距视图；

图2是没有有效载荷的图1的飞行器的侧视图，并且其中机身相对于机翼组件处于第一纵向位置；

图3是机身内具有有效载荷的图1的飞行器的侧视图，并且其中机身处于第一纵向位置；

图4机身内具有有效载荷的图1的飞行器的侧视图，并且其中机身相对于机翼组件处于第二纵向位置；

图5是图1的飞行器的中央部分的放大等距视图，其中中央机翼是透明的，以露出根据本公开的机身定位机构的实施例；

图6是图1的飞行器的中央部分的顶视图，其中中央机翼是透明的，以露出图5的机身定位机构；

图7是图1的飞行器的中央部分的放大等距视图，其中机翼组件被移除以露出根据本公开的机身定位机构的替代实施例；

图8是图1的飞行器的中央部分的前视图，其中机翼组件被移除以露出图7的机身定位机构；

图9是通过图7的线9-9截取的飞行器的中央部分的剖视图，并且该剖视图示出图7的机身定位机构的前部机翼连接组件，其中凸轮支架组件被锁定到中央机翼摆动肋组件和机身定位导轨；

图10是图9的飞行器的剖视图，其中凸轮支架组件从中央机翼摆动肋组件解锁并且从机身定位导轨解锁；

图11是图9的飞行器的剖视图，其中凸轮支架组件在机身定位导轨上锁定就位，并且从中央机翼摆动肋组件解锁；

图12是图9的飞行器的剖视图，其中凸轮支架组件在机身定位导轨上锁定就位，并且处于锁定到中央机翼摆动肋组件上的第一阶段；

图13是图9的飞行器的剖视图，其中凸轮支架组件在机身定位导轨上锁定就位，并且处于锁定到中央机翼摆动肋组件上的中间阶段；

图14是通过图7的线14-14截取的飞行器的中央部分的剖视图，并且该剖视图示出图7的机身定位机构的后部机翼连接组件；

图15是图9的飞行器的剖视图，其中机身定位机构的另外的替代实施例具有可旋转地安装在机身上的螺旋轴和具有凸轮支架组件的前部机翼连接组件，该凸轮支架组件具有接收和接合螺旋轴的凸轮支架底座；以及

图16是用于定位图1的飞行器的机翼组件的根据本公开的飞行器平衡程序的流程图。

具体实施方式

图1示出无人飞行器(UAV)10或无人驾驶飞机形式的示例性飞行器10，其中可实现根据本公开的可移动机身。在说明性示例中，飞行器10可包括机身12，机身12具有在前端处的机头14和在后端处的尾部16，尾部16具有发动机外壳，以驱动推进器18并且产生用于飞行器10的推力。纵向轴线20从机头14到尾部16穿过机身12，并且垂直于纵向轴线20的横向轴线22从机翼顶端延伸到机翼顶端。飞行器10还包括由中央机翼26形成的机翼组件24，中央机翼26具有在横向方向上从中向外延伸的左翼28和右翼30，以及向后延伸并且具有安装在两者间的尾翼36的左桁梁32和右桁梁34。机身12可以以允许机身12平行于纵向轴线20向前和向后移动的方式安装到机翼组件24。当将有效载荷添加到飞行器10或者从飞行器10移除有效载荷(其将重心移位到飞行器10的重心在升力中心的太前部或太后部的位置)时，机身12的位置可用于平衡飞行器10并且将飞行器10的重心放置在距机翼组件24产生的升力中心的距离允许范围内。

图2至图4示出根据本公开将机身12相对于机翼组件24定位的操作原理。图2可表示在添加要在飞行期间运输的有效载荷之前的飞行器10。在本示例中，为了清楚起见，飞行器10的重心40沿纵向轴线20定位并且在横向轴线22上居中。飞行器10的升力中心42出现在由飞行器10的部件产生的所有升力的总和平衡的地方。升力中心42主要由来自机翼26、28、30、38的升力决定，但是机身12的其他控制表面和空气动力学零件也影响升力中心42的大小和位置。在该示例中，升力中心42位于机翼组件24中的已知位置。重心40相对于升力中心42的位置将确定飞行器10的飞行特性。通常，重心40应当沿纵向轴线20定位在距升力中心42的纵向距离允许范围44内。重心40在允许范围44之外的纵向位置将导致不稳定的飞行。如图2所示，在机翼组件24处于第一纵向位置的情况下，重心40位于升力中心42的前方，但在允许范围44内。

图3示出在有效载荷46已经被装载到机身12中之后的飞行器10。如图2所示，当飞行器10为空时，有效载荷46位于重心40的位置的前方。如图所示，有效载荷46具有足够的质量以使重心40沿纵向轴线20向前移位并且在重心40相对于升力中心42的允许范围44之外。通常在机身的纵向位置相对于机翼固定的先前的飞行器中，可在重心40后方将压舱物添加飞行器，以将重心40向后移动来平衡飞行器并且实现期望的飞行特性。由于压舱物的额外重量，以降低的燃料效率为代价进行平衡。然而，在根据本公开的飞行器10中，机身12和对应的重心40可经由根据本公开的适当的机身定位机构沿纵向轴线20向后移动到图4中所示出的位置，其中重心40相对于升力中心42再次在允许范围44内。因此，飞行器10可具有期望的性能，而不会由于压舱物的附加重量而牺牲燃料效率。

图5和图6示出具有机身定位机构50的飞行器10的第一实施例，机身定位机构50允许调整机身12相对于机翼组件24的纵向位置。参考图5，中央机翼26是透明的以暴露机身定位机构50的部件。所示出的机身定位机构50包括前部机翼连接组件52和后部机翼连接组件54。前部机翼连接组件52包括成形为与机身12的外表面的轮廓相匹配的机身支架56和安装在机身支架56上的翼肋58。翼肋58进而被安装到中央机翼26的支撑结构(诸如中央机翼前部舱壁60)，使得前部机翼连接组件52相对于机翼组件24静止。翼肋58可通过两个或更多个剪切销62连接到机身支架56。后部机翼连接组件54包括后部剪切销支架64，其通过一个或多个剪切销68连接到中央机翼26的支撑结构(诸如中央机翼后部舱壁66)，使得后部机翼连接组件54也相对于机翼组件24静止。利用这种布置，剪切销62、68可通过倾向于在相反的方向上移动部件的在机身12和机翼组件24上的力承载在飞行器10的飞行期间产生的所有剪切载荷。

通过提供穿过机身12的平行于纵向轴线20对齐的成排的孔70、72，可改变机身12的位置。如在图6的顶视图中最佳看到的那样，机身支架安装孔70在机身12的左侧上布置成两排74、76，并且在机身12的右侧上布置成两排78、80。剪切销支架孔72在机身12的顶部上布置成两排82、84并且跨越机身12的中心线。机身支架56和后部剪切销支架64上的对应孔86、88间隔开以在机翼组件24可安装到机身12的多个离散位置处与孔70、72对齐。当机身12被定位时，紧固件90可通过孔70、72、86、88从机身12的内部延伸出来，使得机翼组件24可在机身12内占据最小空间的情况下附接并且防止损坏机身12内的部件。

当有效载荷46(图3和图4)被放置在机身12内时，准备飞行器10用于飞行的地面工作人员可评估并且确定飞行器10的重心40的位置是否已经沿纵向轴线20移位，并且如果是的话，飞行器10的移位的重心40是否在距升力中心42的距离的允许范围44内。如上所述，在先前的飞行器中，将附加的压舱物放置在机身12中以平衡有效载荷并且将飞行器的重心移回到距升力中心的允许距离内。利用根据本公开的机身定位机构50，在不进一步增加飞行器10的重量的情况下，通过将飞行器10的重心40朝向机翼组件24的升力中心42移位以平衡飞行期间的力来减少或消除对压舱物的需要。例如，如果有效载荷位于飞行器10的正常重心40的前方，则机身12可向后移动并且固定在最后部的孔70、72处以重新定位重心40，并且反之亦然。如果在机身移动到最大前部或后部位置之后，飞行器10的重心40仍然在距升力中心42的允许范围44之外，则有效载荷46可在机身12内重新定位，或者可添加压舱物，但是压舱物的量可少于机身12的位置不能调整的可比较的飞行器中所需的压舱物的量。

图7和图8示出机身定位机构100的替代实施例，机身定位机构100允许在多个离散位置之间调整机身12的位置，而不需要进入机身12的内部以移除和重新安装机身定位机构50的紧固件90。机身定位机构100利用安装到机身12的顶部的导轨系统，诸如皮卡汀尼(picatinny)导轨系统。参考图7，其中为清楚起见移除了机翼组件24，如图所示的机身定位机构100包括安装在机身12上的机身定位导轨102、在机身定位机构100的前端处的前部机翼连接组件104以及在机身定位机构100的后端处的后部机翼连接组件106。前部机翼连接组件104包括凸轮支架组件108，凸轮支架组件108具有可在定位导轨102上滑动的凸轮支架底座110和安装在凸轮支架底座110上的凸轮支架112。定位导轨102具有多个齿114，所述多个齿114布置成平行于机身12的纵向轴线20的两排，并且沿所述两排均匀地间隔开。定位导轨102具有带倾斜的侧向边缘的大致T形的横截面(图8)，该横截面被具有与定位导轨102互补的形状的凸轮支架底座110的导轨凹槽116接收并与其接合，其中侧向夹爪接合所述倾斜的侧向边缘，所以凸轮支架组件108可沿定位导轨102滑动但不会被提离定位导轨102。成排的齿114在横向方向上间隔开以容纳紧固件118，紧固件118将凸轮支架112固定到可延伸到导轨凹槽116中的凸轮支架底座110。凸轮支架组件108可在纵向方向上在定位导轨102上滑动，并且凸轮支架底座110还包括凸轮支架组件锁定机构，凸轮支架组件锁定机构可选择性地接合和脱离定位导轨102，从而以下面更充分讨论的方式将凸轮支架组件108锁定在适当位置或者解锁凸轮支架组件108。凸轮支架组件锁定机构的锁定和解锁由凸轮支架底座释放杠杆120控制，凸轮支架底座释放杠杆120在图7和图8中被示出为处于锁定位置。

前部机翼连接组件104还包括中央机翼摆动肋组件130，中央机翼摆动肋组件130连接到中央机翼26的支撑结构(诸如上面讨论的中央机翼前部舱壁60)，并且被凸轮支架组件108选择性地接合，以沿纵向轴线20相对于机翼组件24定位机身12。如图所示的中央机翼摆动肋组件130包括中央机翼摆动肋132，中央机翼摆动肋132连接到中央机翼前部舱壁60或中央机翼26的其他支撑结构。中央机翼摆动肋132被配置为诸如以下面更充分描述的方式由凸轮支架112接合并且锁定在凸轮支架112上。左摆动杆134和右摆动杆136通过限定摆动杆134、136的旋转轴线的对应销138、140枢转地连接到中央机翼摆动肋132。可分别通过被接收在中央机翼摆动肋132的螺纹孔(未示出)中并且向外延伸超出中央机翼摆动肋132的底部表面的摆动杆限制螺栓142、144控制摆动杆134、136朝向中央机翼摆动肋132的旋转。

在摆动杆134、136的与销138、140相反的端部处，左摆动杆垫146和右摆动杆垫148(图8)通过销150、152可旋转地连接到摆动杆134、136。摆动垫146、148具有面向并接合机身12并且具有与机身12的外表面互补的形状的凹表面。销150、152限定了摆动垫146、148的旋转轴线，该旋转轴线平行于由销138、140限定的摆动杆134、136的旋转轴线。销150、152可分别具有围绕其缠绕的扭转弹簧154、156。扭转弹簧154、156以将摆动垫146、148偏压分开的方式接合摆动垫146、148以接收机身12，从而实现机身12和机翼组件24的简单组装。利用这种布置，摆动垫146、148接合机身12的外表面，使得中央机翼摆动肋132设置在定位导轨102上方。可调整摆动杆限制螺栓142、144以将中央机翼摆动肋132设定在定位导轨102上方的期望高度处。利用这种配置，通过沿机身12的外表面滑动摆动垫146、148可调整机翼组件24的纵向位置，直到机翼组件24处于期望的位置。

凸轮支架组件108和中央机翼摆动肋组件130被配置为锁定在一起以相对于机翼组件24将机身12锁定就位，并且在机身12的重新定位期间解锁且可分离。在所示实施例中，通过凸轮锁160和相关联的凸轮闩锁杠杆162从凸轮支架112的外部控制组件108、130的锁定和解锁。凸轮锁160具有从凸轮支架112向外延伸的凸轮锁六角头164。凸轮锁六角头164被配置为由能够施加扭矩的工具(未示出)接合，以使凸轮锁160在锁定位置和解锁位置之间旋转。凸轮锁六角头164是六角形的，使得管扳手、活动扳手、套筒扳手等可附接并且施加扭矩。凸轮锁六角头164可具有任何其他适当的配置，从而允许通过适当的工具接合以及在锁定位置和解锁位置之间旋转。

图9是凸轮支架组件108、中央机翼摆动肋组件130以及机身12和定位导轨102的对应部分的剖视图。在该附图中，凸轮支架组件108接合并且被锁定到中央机翼摆动肋组件130。凸轮支架底座释放杠杆120处于其锁定位置，使得凸轮支架组件108不能沿定位导轨102滑动。凸轮支架底座释放杠杆120可操作地连接到底座锁定杆170，底座锁定杆170设置在凸轮支架底座110的锁定杆狭槽172内并且可在其内滑动。当凸轮支架底座释放杠杆120移动到其锁定位置时，底座锁定杆170向下滑动并且设置在定位导轨102的相邻齿114之间，以将凸轮支架组件108固定在图9的位置中。如图9中进一步所示，定位导轨102通过多个紧固件174固定到机身12，并且导轨垫板176可附接在机身12的内表面处以向机身12提供附加的结构支撑。

凸轮支架底座110的锁定机构是示例性的，并且发明人设想了替代的锁定机构。例如，2013年10月29日授予Bobro的美国专利No.8,567,105公开了一种接口安装装置，其被配置为用于附接到诸如本文所示和所描述的机身定位导轨102的导轨。当凸轮支架底座110被配置为根据Bobro专利的接口安装装置时，接合定位导轨102的夹爪122(图8)中的一个相对于凸轮支架底座110固定，并且另一个夹爪124(图8)是可操作地连接到凸轮支架底座释放杠杆120的可移动夹紧夹爪124。当凸轮支架底座释放杠杆120处于锁定位置时，可移动夹紧夹爪124锁定在适当位置并且接合定位导轨102以将凸轮支架组件108保持在定位导轨102上。当凸轮支架底座释放杠杆120处于解锁位置时，可移动夹紧夹爪124自由地回缩到凸轮支架底座110中并且释放定位导轨102，因此凸轮支架组件108可旋转离开定位导轨102。在该实施例中，底座锁定杆170永久地固定在图9的向下位置中，并且在固定夹爪122接合定位导轨102时插在相邻的齿114之间，并且凸轮支架组件108旋转以使定位导轨102与可移动夹紧夹爪124接合，由此保持凸轮支架组件108沿定位导轨102和纵向轴线20固定。可以设想另外替代的凸轮支架底座配置。

凸轮锁160包括凸轮锁圆柱形主体180，凸轮锁圆柱形主体180从凸轮锁六角头164(未示出)延伸，并且穿过凸轮支架112的孔182设置在凸轮支架内并且可在凸轮支架内旋转。凸轮锁圆柱形主体180具有凸轮锁主体通孔184，凸轮锁主体通孔184相对于凸轮锁圆柱形主体180的纵向中心偏移，使得当凸轮锁圆柱形主体180在凸轮支架通孔182内旋转时，凸轮锁主体通孔184沿机身12的纵向轴线20的位置将改变。凸轮锁臂186在凸轮锁套筒垫圈188和凸轮锁头部垫圈190之间延伸。凸轮锁臂186具有在一个端部处的头部、在相反的端部处的螺纹部分以及在其之间的柄部分。凸轮锁套筒垫圈188具有套筒垫圈通孔192，凸轮锁臂186的螺纹部分和柄部分穿过套筒垫圈通孔192，并且凸轮锁臂186的头部接合该套筒垫圈通孔192。凸轮锁头部垫圈190具有内螺纹头部垫圈通孔194，内螺纹头部垫圈通孔194接收凸轮锁臂186的螺纹部分。垫圈188、190也可具有用于固定螺钉(未示出)的开口，该固定螺钉可被拧紧以接合凸轮锁臂186并且将其锁定在通孔192、194内的适当位置，以保持垫圈188、190之间的期望间隔。当组件108、130锁定在一起时，为调整垫圈188、190之间的距离和存在于凸轮锁臂186中的张力，可拧松固定螺钉，并且诸如螺丝刀或套筒扳手的工具可插入穿过凸轮支架112中的进入开口195以使凸轮锁臂186在螺纹的适当方向上旋转，从而移动凸轮锁头部垫圈190朝向或者远离凸轮锁套筒垫圈188。

凸轮锁套筒垫圈188设置在凸轮锁主体通孔184内，并且可在其内旋转。然而，凸轮锁圆柱形主体180的配置将决定凸轮锁套筒垫圈188以及相应地凸轮锁臂186和凸轮锁头部垫圈190的旋转的量。凸轮锁臂186的螺纹部分和柄部分延伸穿过凸轮锁臂狭槽196，凸轮锁臂狭槽196围绕凸轮锁圆柱形主体180从锁定表面198到解锁表面200周向延伸超过180°。如图所示，当凸轮支架组件108被锁定时，锁定表面198设置在凸轮锁臂186上方。在该位置中，锁定表面198防止凸轮锁臂186和凸轮锁套筒垫圈188在如图所示的逆时针方向上旋转。同时，凸轮锁臂186防止凸轮锁160在顺时针方向上进一步旋转，并且防止由于凸轮锁主体通孔184的偏移和凸轮锁套筒垫圈188朝向中央机翼摆动肋132向回移动而松开凸轮支架组件108和中央机翼摆动肋132之间的夹紧。凸轮锁160通过由凸轮闩锁杠杆弹簧202如图所示顺时针旋转的凸轮闩锁杠杆162保持在锁定位置，使得凸轮闩锁杠杆顶端204设置在凸轮锁圆柱形主体180的外表面中的锁定凹口206中。凸轮闩锁杠杆162可通过弹簧销208或其他适当的枢转机构可旋转地安装到凸轮支架112。

中央机翼摆动肋132被配置为接收凸轮锁臂186和凸轮锁头部垫圈190，以将中央机翼摆动肋组件130固定到凸轮支架组件108。中央机翼摆动肋132具有凸轮锁接收狭槽210，凸轮锁接收狭槽210具有头部垫圈接收部分212和锁臂接收部分214，头部垫圈接收部分212的宽度大于凸轮锁头部垫圈190的宽度，锁臂接收部分214的宽度小于凸轮锁头部垫圈190的宽度但是大于凸轮锁臂186的螺纹部分的外径。头部垫圈接收部分212和锁臂接收部分214之间的过渡部限定与凸轮锁头部垫圈190接合的头部垫圈接合表面216，以防止凸轮锁头部垫圈190被拉动通过锁臂接收部分214。

在如图9中所示的锁定位置中，凸轮支架组件108和定位导轨102之间以及凸轮支架组件108和中央机翼摆动肋组件130之间的接合将中央机翼摆动肋132以及对应地机身12和机翼组件24沿纵向轴线20锁定在固定位置。在飞行期间，机身12和机翼组件24上的力可倾向于使凸轮支架112和中央机翼摆动肋132垂直于纵向轴线20相对于彼此在相反的方向上移动。在这种情况下，通过提供从凸轮支架112向后延伸并且接收在中央机翼摆动肋132的剪切销镗孔222内的衬套220内的前部剪切销218，防止横过凸轮支架112和中央机翼摆动肋132之间的界面的凸轮锁臂186上的剪切应力。当所述力施加到凸轮支架112和中央机翼摆动肋132时，通过前部剪切销218承载基本上所有的力和对应的剪切应力。

图10示出经解锁且与中央机翼摆动肋组件130分开的凸轮支架组件108，为清楚起见省略了该中央机翼摆动肋组件130。通过围绕弹簧销208如图所示逆时针旋转凸轮闩锁杠杆162来解锁凸轮支架组件108，所以凸轮闩锁杠杆顶端204从锁定凹口206脱离。凸轮锁160已经通过适当的工具接合并且从图9所示的位置逆时针旋转大约250°。当凸轮锁160经过180°旋转时，凸轮锁套筒垫圈188处于最大后部位置，最大后部位置为凸轮锁头部垫圈190提供距头部垫圈接合表面216的间隙。当凸轮锁160继续逆时针旋转到所示的解锁位置时，解锁表面200接合凸轮锁臂186和凸轮锁头部垫圈190并且将它们从凸轮锁接收狭槽210中提升出来并且进入回缩位置中。凸轮支架112还包括弹簧偏压柱塞224，弹簧偏压柱塞224从凸轮支架侧壁226向内延伸以形成与凸轮锁臂186接合的止动器，从而将凸轮锁臂186保持在解锁且回缩位置。

图10还示出从定位导轨102解锁的凸轮支架组件108。凸轮支架底座释放杠杆120移动到图10中看不见的解锁位置。凸轮支架底座释放杠杆120的运动使得底座锁定杆170向上滑动到锁定杆狭槽172中并脱离与定位导轨102的齿114的接合。利用上述Bobro专利底座，凸轮支架底座释放杠杆120释放可移动夹紧夹爪124，使得凸轮支架组件108可旋转离开定位导轨102。对于本领域技术人员来说显而易见的是，凸轮支架组件108可移动到底座锁定杆170在相邻的齿114之间对齐的多个离散位置中的任一个。例如，在图11中，凸轮支架组件108已经沿定位导轨102向前移动到底座锁定杆170在一对相邻的齿114之间对齐的位置。在凸轮支架组件108就位的情况下，凸轮支架底座释放杠杆120移回到锁定位置，以使得底座锁定杠杆170在相邻齿114之间向下滑动，或者锁定可移动夹紧夹爪。在凸轮支架组件108锁定在适当位置的情况下，中央机翼摆动肋组件130连同机翼组件24正沿机身12朝向凸轮支架组件108滑动，或者反之亦然。

在图12中，凸轮支架组件108处于锁定到中央机翼摆动肋组件130上的第一阶段。凸轮锁臂186已经被推动经过柱塞224并且顺时针旋转进入中央机翼摆动肋132的凸轮锁接收狭槽210。当凸轮锁臂186旋转时，凸轮锁头部垫圈190由头部垫圈接合表面216接合。头部垫圈接合表面216具有将凸轮锁头部垫圈190引导到凹面部分232的初始凸起部分230。当凸轮锁160被上紧时，凹面部分232将接合并且保持凸轮锁头部垫圈190。

图13示出处于中间锁定阶段的凸轮支架组件108，其中凸轮锁160已经顺时针旋转大约90°。由于凸轮锁主体通孔184的偏移，凸轮锁臂186和垫圈188、190已经纵向向前移动，并且凸轮锁头部垫圈190与头部垫圈接合表面216的凹面部分232接合，以将中央机翼摆动肋组件130拉向凸轮支架组件108。最后，返回到图9，凸轮锁160旋转到完全锁定的位置。凸轮锁臂186和垫圈188、190处于最大前部位置处，并且锁定表面198防止凸轮锁臂186在逆时针方向上旋转。当凸轮锁160旋转到锁定位置时，锁定凹口206的前缘旋转经过凸轮闩锁杠杆顶端204，并且凸轮闩锁杠杆弹簧202顺时针旋转凸轮闩锁杠杆162，并且将凸轮闩锁杠杆顶端204旋转到锁定凹口206中以防止凸轮锁160在逆时针方向上朝向解锁位置向回旋转。

返回到图7，后部机翼连接组件106与前部机翼连接组件104一起工作以将机翼组件24锁定在期望位置中。后部机翼连接组件106包括后部剪切销支架组件240和机翼剪切销块242。后部剪切销支架组件240包括安装在剪切销支架底座246上的后部剪切销支架244。剪切销支架底座246可具有与凸轮支架底座110类似的配置，其具有接收定位导轨102的导轨凹槽248和可在锁定位置与解锁位置之间移动的剪切销底座释放杠杆250。如在图14的剖视图中所见，后部剪切销支架244通过紧固件118固定到剪切销支架底座246。如图所示，底座锁定杆252可在锁定杆狭槽254内滑动以在如图所示的设置在相邻齿114之间的锁定位置与在剪切销底座释放杠杆250移动到其解锁位置时回缩在锁定杆狭槽254内的解锁位置之间移动。利用Bobro专利底座，安装锁杆252交替地锁定和解锁可移动夹紧夹爪122。后部剪切销256从后部剪切销支架244向后延伸并且被机翼剪切销块242的剪切销镗孔260中的衬套258接收。

机翼剪切销块242安装在机翼组件24的结构部件(诸如中央机翼后部舱壁66)上。因此，机翼剪切销块242保持距中央机翼摆动肋132固定距离。当机身12的纵向位置被调整并且凸轮支架组件108沿定位导轨102重新定位并被重新锁定时，后部剪切销支架组件240在其被重新定位和就位时沿定位导轨102移动相同的距离，以使后部剪切销256被机翼剪切销块242接收。类似于凸轮支架112和中央机翼摆动肋132，机身12和机翼组件24上的力可倾向于使得后部剪切销支架244和机翼剪切销块242垂直于纵向轴线20相对于彼此在相反方向上移动。当所述力施加到后部剪切销支架244和机翼剪切销块242时，基本上所有的力和对应的剪切应力由后剪切销256承载。在后部剪切销支架244和机翼剪切销块242之间保持间隙，以确保纵向载荷传输通过凸轮支架组件108/中央机翼摆动肋组件130接口。

图15示出机身定位机构270的另外的替代实施例，其中机身12的纵向位置的调整是自动的并且能够在飞行器10在空中时允许调整机身12的位置。在机身定位机构270中，定位导轨102由具有外螺旋螺纹274的螺旋轴272代替，并且通过具有前轴轴承278的前部螺纹支架276和具有后轴轴承282的后部螺纹支架280安装到机身12。机身定位机构270还包括安装在机身12上并且可操作地连接到螺旋轴272的轴驱动装置284。轴驱动装置284可致动以使螺旋轴272围绕平行于纵向轴线的螺旋轴旋转轴线在任一方向上旋转，从而使得机身定位机构270在任一方向上平行于纵向轴线20移动机身12。轴驱动装置284可以是能够使螺旋轴272在第一螺旋轴旋转方向和第二螺旋轴旋转方向上旋转的任何适当的驱动机构，诸如旋转致动器、步进马达、伺服马达等。

机身定位机构270还包括凸轮支架组件286和基本上如上所述的中央机翼摆动肋组件130，凸轮支架组件286是凸轮支架组件108的修改型式。在该实施例中，使用相同的附图标记标识与上述那些相似的元件。在凸轮支架组件286中，凸轮支架112安装到凸轮支架底座288，凸轮支架底座288被配置为接收并且接合螺旋轴272。凸轮支架底座288具有纵向延伸穿过凸轮支架底座288的螺旋通道290。凸轮支架组件286可包括类似于中央机翼摆动肋组件130的摆动杆134、136和摆动垫146、148的定位装置(未示出)，该定位装置与机身12接合以将凸轮支架组件286保持在如图15所示的直立位置中。螺旋通道290包括与螺旋轴272的外螺旋螺纹274啮合的内螺旋螺纹292。虽然没有示出，但是后部剪切销支架244可安装在具有用于接收和接合螺旋轴272的类似配置的剪切销支架底座上。

由于螺旋螺纹274、292的啮合，当轴驱动装置284使螺旋轴272在第一方向上旋转时，机身12将向前移动，并且当轴驱动装置284使螺旋轴272在相反的方向上旋转时，机身12将向后移动。由于机身定位机构270不需要人工干预来移动机身12，如同机身定位机构50、100所需的那样，因此如果需要，轴驱动装置284可在飞行期间被致动以重新定位机身12。由于燃料被发动机烧掉并且飞行器10的重心40移动远离燃料箱，或者有效载荷的一部分或全部从机身12被递送，如果有效载荷46在起飞后移位并且移动飞行器10的重心40，则这种飞行中重新定位可以是必要的。可影响飞行中的位置调整以相对于升力中心42将重心40移动到允许范围44中。

工业实用性

本文所示和描述的机身定位机构50、100、270便于调整机身12的纵向位置，以平衡飞行器10的重心40和升力中心42，从而补偿由飞行器10承载的有效载荷46的质量和位置的变化，储存在飞行器10中的燃料和其他载荷因素引起的重心40的位置和大小的变化。图16示出可用于确定何时调整机身12的纵向位置以使重心40处于升力中心42的允许范围44内的示例性飞行器平衡程序300。在本文讨论的飞行器10中，机身12对飞行器10的升力贡献最小，因此升力中心42集中在机翼组件24上的固定位置处。重心40的位置的允许范围44也是已知的，并且可在机翼组件24上加工、雕刻或以其他方式指示。

平衡程序300可在飞行器10准备好飞行的方框302处开始。根据即将到来的飞行的要求，飞行准备可包括将有效载荷46装载到机身12中，或者从机身12移除有效载荷46。如上所述，有效载荷46的重量和位置影响飞行器10的重心40的位置。在一些应用中，机身12和机翼组件24可具有模块化设计，使得具有不同配置和能力的不同机身12可与给定机翼组件24一起使用。例如，不同的机身12可具有不同的传感器和其他设备，用于检查飞行器10将在其上飞行的区域并且收集与被检查的区域相关的视频和其他数据。在其他具体实施中，机身12可具有不同的能力用于在飞行期间运输和部署有效载荷46，诸如飞行器10可运输包裹在并且沿飞行路线的投递位置处落下包裹的情况。在准备飞行器10期间，将使用所实现的定位机构(诸如上述的机身定位机构50、100、270中的一种)相对于机翼组件24定位机身12。在实现机身定位机构100的情况下，例如，凸轮支架组件108和后部剪切销支架组件240沿定位导轨102定位，并且凸轮支架组件108被夹紧到中央机翼摆动肋组件130，其中后部剪切销256插入剪切销镗孔260中。

一旦飞行器10在方框302处准备好用于飞行，程序300的控制就转到方框304，在该处确定准备好的飞行器10的重心40的纵向位置。可通过任何适当的手段确定重心40的位置。例如，飞行器10可包括用于感测飞行器10内的重量分布的传感器(未示出)，并且具有测量的负载的传感器信号可通过控制器自动使用或由技术人员手动使用以计算重心40的位置。当有效载荷46被加载时并且当机身12为空时，可使用相同的处理。如果飞行器10由两个或更多个提供可用于计算重心40的位置的重量测量值的磅秤(未示出)支持，则可执行类似的计算。在其他具体实施中，设置飞行器10以进行飞行的技术人员可根据先前的计算或经验知道飞行器10为空时重心40的大致位置。如果添加有效载荷46，则技术人员可使用有效载荷46的质量和位置来确定考虑到有效载荷46的重心40的经调整的位置。

在另外的替代方法中，在机翼组件24上加工平衡点，平衡点代表如上所述的允许范围44的前部限制和后部限制。通过在允许范围44的每个端部处的平衡点处平衡飞行器10可确定重心40的大致位置。当重心40在允许范围44内时，飞行器10在被支撑在后部平衡点处时将向前倾斜，并且在被支撑在前部平衡点处时将向后倾斜。如果飞行器10在两个平衡点处均向前倾斜，则重心40在允许范围44的前方，并且如果飞行器10在两个平衡点处均向后倾斜，则重心40在允许范围44的后方。用于确定重心40的位置的其他替代策略对于本领域技术人员来说将是显而易见的。

在方框304处确定重心40的纵向位置之后，并且在如上所述已知升力中心42的位置和允许范围44的情况下，可确定需要调整机身12的位置以平衡飞行器10。控制可转到方框306以确定重心40是否在允许范围44内。如果重心40在允许范围44内，那么机身12不必移动以平衡飞行器10。在这种情况下，控制可转到平衡程序300的结尾，并且平衡程序300可终止。

如果重心40不在允许范围44内，则机身12必须移动以平衡飞行器10。控制可转到方框308以调整机身12的纵向位置，从而使重心40在机身最大位置之间和允许范围44内移动。在实现机身定位机构50的情况下，前部机翼连接组件52和后部机翼连接组件54分别重新定位并与不同组的孔70、72对齐。对于机身定位机构100，底座110、246被解锁，所以前部机翼连接组件104和后部剪切销支架组件240可沿定位导轨102移动，并且底座110、246重新锁定，其中估计重心40在允许范围44内。在具有机身定位机构270的具体实施中，轴驱动装置284被致动以旋转螺旋轴272并且将机身12移动到新的位置。在机身12移动到新的位置并且锁定在新位置中之后，平衡程序300的控制可返回到方框304以确定飞行器10的重心40的新位置，并且可返回到方框306以确定重心40的新的位置是否在允许范围44内。该迭代过程以及对机身12并且对应地对重心40的位置的调整可继续，直到在方框308处重心40在允许范围44内，此时平衡程序300将终止，直到飞行器10的重心40的下一个改变。

利用自动定位机构诸如机身定位机构270，平衡程序300可在飞行期间连续地或以周期性间隔地执行，以连续地监视重心40的位置，并且根据需要调整机身12的位置以在整个飞行过程中保持飞行器10的平衡。自动定位机构还提供了在重心40已经或将要移位并且可确定位置调整的量的飞行期间在可预测时间调度机身12的位置的调整的能力。例如，在飞行期间可测量或估计飞行器10的燃料使用量，并且基于该数据计算对飞行器10的重心40的影响。基于燃料箱的位置，当使用燃料时，重心40可随时间向前或向后移动。可预先计算重心40将接近允许范围44的一个端部的点，并且机载控制器可致动机身定位机构270的轴驱动装置284以将重心40朝向升力中心42往回移动。在其他应用中，将改变由飞行器10承载的有效载荷46的事件的时间可以是已知的，并且机身12的位置的对应调整可被调度为同时发生。例如，飞行器10可正在运输可在飞行期间部署的辅助UAV，从而导致由飞行器10承载的有效载荷46的瞬时变化。在包裹投递应用中，可沿飞行路径在调度的位置处从飞行器10部署包裹，并且可预先计划对机身12的位置的调整，以对应于包裹部署，并且将重心40保持在允许范围44内。对于其中重心40的位置可相对于升力中心42改变的其他可预测情况，可执行类似的飞行中位置调整计划。

在有效载荷46将重心40移动到机身12将被要求移动超过机身最大位置中的一个以使重心40处于允许范围44内并且平衡飞行器10的位置处的情况下可出现这些情况。为处理这些情况，可修改平衡程序300以将机身12移动到机身定位机构50、100、270的最大前部或后部位置，无论哪一个都使重心40最接近允许范围44。在机身12移动之后，压舱物可被装载到机身12中，以与先前已知的飞行器类似的方式完成平衡飞行器10。压舱物可具有质量并且被定位成使重心40在允许范围44内移动。飞行器10的重量可通过压舱物来增加，但是在大多数情况下，移动机身12和重心40的能力可将平衡飞行器10所需的压舱物减少到小于具有相对于机翼固定的机身的先前已知的飞行器所需的压舱物。虽然前面的文字阐述了许多不同实施例的详细描述，但是应该理解，保护的法律范围由本专利最后提出的权利要求的词语限定。详细描述仅被解释为示例性的，并且没有描述每个可能的实施例，因为描述每个可能的实施例即使不是不可能也是不切实际的。可使用当前技术或在本专利申请日之后开发的技术来实现许多替代实施例，这些替代实施例仍然落入限定保护范围的权利要求的范围内。

此外，本公开包括根据以下条款的实施例：

条款1.一种飞行器，其包括：

机身，其具有纵向轴线；

机翼组件；以及

机身定位机构，其可操作地将所述机身连接到所述机翼组件，其中所述机身定位机构可操作以在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在平行于所述纵向轴线的纵向方向上相对于所述机翼组件移动所述机身。

条款2.根据条款1所述的飞行器，其中所述机身定位机构包括：

前部机翼连接组件，其连接到所述机翼组件；

穿过所述机身的多个第一机身孔，其布置在平行于所述纵向轴线的第一机身孔排中；以及

第一紧固件，其延伸穿过所述多个第一机身孔中的一个并且接合所述前部机翼连接组件以将所述机翼组件连接到所述机身，其中通过改变所述第一紧固件延伸穿过其的所述多个第一机身孔中的一个，所述机身的纵向位置在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间移动。

条款3.根据条款2所述的飞行器，其中所述机身定位机构包括：

后部机翼连接组件，其连接到所述机翼组件；

穿过所述机身的多个第二机身孔，其布置在平行于所述纵向轴线的第二机身孔排中；以及

第二紧固件，其延伸穿过所述多个第二机身孔中的一个并且接合所述后部机翼连接组件以将所述机身连接到所述机翼组件，其中所述多个第二机身孔中的每个在所述纵向方向上与所述多个第一机身孔中的一个按照孔空间长度对应。

条款4.根据条款1所述的飞行器，其中所述机身定位机构包括：

机身定位导轨，其安装在所述机身上并且平行于所述纵向轴线；以及

前部机翼连接组件，其包括凸轮支架组件，所述凸轮支架组件安装在所述机身定位导轨上，并且可在所述纵向方向上在多个离散位置之间移动，其中所述凸轮支架组件可操作地连接到所述机翼组件，使得所述凸轮支架组件沿所述机身定位导轨的运动有利于所述机身在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间在所述纵向方向上的运动。

条款5.根据条款4所述的飞行器，其中所述凸轮支架组件包括凸轮支架组件锁定机构，所述凸轮支架组件锁定机构交替地接合所述机身定位导轨以沿所述机身定位导轨将所述凸轮支架组件保持在纵向位置中，并且从所述机身定位导轨脱离以允许所述凸轮支架组件在所述纵向方向上沿所述机身定位导轨在所述多个离散位置之间移动。

条款6.根据条款4所述的飞行器，其中所述前部机翼连接组件包括可操作地连接到所述机翼组件的中央机翼摆动肋组件，并且其中所述凸轮支架组件包括凸轮锁臂，所述凸轮锁臂可在锁定位置和解锁位置之间移动，在所述锁定位置中，所述凸轮锁臂接合所述中央机翼摆动肋组件以将所述凸轮支架组件锁定到所述中央机翼摆动肋组件，从而一起在所述纵向方向上移动，在所述解锁位置中，所述凸轮锁臂从所述中央机翼摆动肋组件脱离，以允许所述凸轮支架组件和所述中央机翼摆动肋组件在所述纵向方向上独立地移动。

条款7.根据条款6所述的飞行器，其中所述凸轮支架组件包括安装在所述凸轮锁臂的螺纹部分上的凸轮锁头部垫圈，并且其中所述中央机翼摆动肋组件包括凸轮锁接收狭槽和头部垫圈接合表面，当所述凸轮锁臂移动到所述锁定位置时，所述凸轮锁接收狭槽接收所述凸轮锁臂和所述凸轮锁头部垫圈，所述头部垫圈接合表面接合所述凸轮锁头部垫圈以防止所述凸轮锁头部垫圈被拉动通过所述凸轮锁接收狭槽。

条款8.根据条款6所述的飞行器，其中所述机身定位机构包括后部机翼连接组件，所述后部机翼连接组件包括：

后部剪切销支架组件，其具有从其向后延伸的后部剪切销，其中所述后部剪切销支架组件安装在所述机身定位导轨上并且可在所述纵向方向上在其上移动；以及

机翼剪切销块，其可操作地连接到所述中央机翼摆动肋组件后部的所述机翼组件，使得所述机翼剪切销块与所述机翼组件一起在纵向方向上移动，并且其中所述机翼剪切销块包括剪切销镗孔，所述剪切销镗孔接收并且接合所述后部剪切销，使得当所述机身和所述机翼组件上的力导致所述后部剪切销支架组件和所述机翼剪切销块在垂直于所述纵向轴线的相反方向上移动时，所述后部剪切销承载所产生的剪切载荷。

条款9.根据条款1所述的飞行器，其中所述机身定位机构包括：

具有外螺旋螺纹的螺旋轴，其平行于所述纵向轴线安装在所述机身上并且可围绕螺旋轴旋转轴线旋转；

安装在所述机身上的螺杆马达，其连接到所述螺旋轴并且可致动以使所述螺旋轴在第一螺旋轴旋转方向和与所述第一螺旋轴旋转方向相反的第二螺旋轴旋转方向上旋转；以及

凸轮支架组件，其具有带内螺旋螺纹的螺旋通道，所述螺旋通道接收所述螺旋轴，其中所述螺旋通道的所述内螺旋螺纹与所述螺旋轴的所述外螺旋螺纹啮合，使得当所述螺旋轴在所述第一螺旋轴旋转方向上旋转时，所述机身平行于所述纵向轴线向前移动，并且当所述螺旋轴在所述第二螺旋轴旋转方向上旋转时，所述机身平行于所述纵向轴线向后移动，并且其中所述凸轮支架组件可操作地连接到所述机翼组件，使得由于所述螺旋轴的旋转引起的所述机身的运动有利于所述机身在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间的运动。

条款10.根据条款9所述的飞行器，其中所述机身定位机构包括可操作地连接到所述机翼组件的中央机翼摆动肋组件，并且其中所述凸轮支架组件包括凸轮锁臂，所述凸轮锁臂可在锁定位置和解锁位置之间移动，在所述锁定位置中，所述凸轮锁臂接合所述中央机翼摆动肋组件以将所述凸轮支架组件锁定到所述中央机翼摆动肋组件，从而一起在所述纵向方向上移动，在所述解锁位置中，所述凸轮锁臂从所述中央机翼摆动肋组件脱离，以允许所述凸轮支架组件和所述中央机翼摆动肋组件在所述纵向方向上独立地移动。

条款11.一种用于平衡具有机身和安装在其上的机翼组件的飞行器的方法，所述方法用于在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在平行于所述机身的纵向轴线的纵向方向上相对于所述机翼组件移动所述机身，所述方法包括：

准备所述飞行器用于飞行；

确定所述飞行器沿所述纵向轴线的重心的位置；

确定所述重心是否在距所述飞行器的升力中心的纵向距离的允许范围内；以及

响应于确定所述重心不在距所述升力中心的纵向距离的所述允许范围内，调整所述机身的纵向位置以使所述重心处于距所述升力中心的纵向距离的所述允许范围内。

条款12.根据条款11所述的方法，其中所述飞行器包括将所述机身可操作地连接到所述机翼组件的前部机翼连接组件，并且其中调整所述机身的所述纵向位置包括：

将所述前部机翼连接组件从所述机身分离；

重新定位所述前部机翼连接组件和所述机身以使所述重心处于距所述升力中心的纵向距离的所述允许范围内；以及

将所述前部机翼连接组件重新附接到所述机身。

条款13.根据条款11所述的方法，其中所述飞行器包括安装在所述机身上并且平行于所述纵向轴线的机身定位导轨，以及前部机翼连接组件，所述前部机翼连接组件包括凸轮支架组件，所述凸轮支架组件安装在所述机身定位导轨上并且可在所述纵向方向上在多个离散位置之间移动，并且具有凸轮支架组件锁定机构，所述凸轮支架组件锁定机构交替地接合所述机身定位导轨以将所述凸轮支架组件保持在所述纵向位置中，并且从所述机身定位导轨脱离以允许所述凸轮支架组件在所述纵向方向上沿所述机身定位导轨在所述多个离散位置之间移动，其中所述凸轮支架组件可操作地连接到所述机翼组件，使得所述凸轮支架组件沿所述机身定位导轨的运动有利于所述机身在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间在所述纵向方向上的运动，并且其中调整所述机身的所述纵向位置包括：

从所述机身定位导轨解锁所述凸轮支架组件锁定机构；

相对于所述凸轮支架组件和所述机翼组件移动所述机身，以使所述重心处于距所述升力中心的纵向距离的所述允许范围内；以及

将所述凸轮支架组件锁定机构锁定到所述机身定位导轨。

条款14.根据条款13所述的方法，其中所述凸轮支架组件可拆卸地附接到所述机翼组件，并且其中调整所述机身的所述纵向位置包括：

在从所述机身定位导轨解锁所述凸轮支架组件锁定机构之前，将所述凸轮支架组件从所述机翼组件分离；

在将所述凸轮支架组件从所述机翼组件分离之后，沿所述机身定位导轨移动所述凸轮支架组件，并且移动到平衡位置，以使所述重心处于距所述升力中心的纵向距离的所述允许范围内；

将所述凸轮支架组件锁定机构锁定到所述机身定位导轨；

将所述机翼组件沿所述机身滑动到所述凸轮支架组件的所述平衡位置；以及

将所述凸轮支架组件附接到所述机翼组件以相对于所述机翼组件将所述机身保持就位。

条款15.根据条款11所述的方法，其中所述飞行器包括：具有外螺旋螺纹的螺旋轴，其安装在平行于所述纵向轴线的所述机身上，并且可围绕螺旋轴旋转轴线旋转；螺杆马达，其连接到所述螺旋轴，并且可致动以在第一螺旋轴旋转方向和与所述第一螺旋轴旋转方向相反的第二螺旋轴旋转方向上旋转所述螺旋轴；以及凸轮支架组件，其具有接收所述螺旋轴的带内螺旋螺纹的螺旋通道，其中所述螺旋通道的所述内螺旋螺纹与所述螺旋轴的所述外螺旋螺纹啮合，使得当所述螺旋轴在所述第一螺旋轴旋转方向上旋转时，所述机身平行于所述纵向轴线向前移动，并且当所述螺旋轴在所述第二螺旋轴旋转方向上旋转时，所述机身平行于所述纵向轴线向后移动，并且其中所述凸轮支架组件可操作地连接到所述机翼组件，使得由于所述螺旋轴的旋转引起的所述机身的运动有利于所述机身在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间在所述纵向方向上的运动，其中调整所述机身的所述纵向位置包括致动所述螺杆马达以使得所述螺旋轴在所述第一螺旋轴旋转方向或所述第二螺旋轴旋转方向上旋转，从而移动所述机身以使所述重心处于距所述升力中心的纵向距离的所述允许范围内。

条款16.一种机身定位机构，其用于在平行于所述机身的纵向轴线的纵向方向上相对于飞行器的机翼组件移动所述飞行器的机身，所述机身定位机构包括：

机身定位导轨，其安装在所述机身上并且平行于所述纵向轴线；以及

凸轮支架组件，其安装在所述机身定位导轨上，并且可在所述纵向方向上在多个离散位置之间在所述机身定位导轨上移动，其中所述凸轮支架组件可操作地连接到所述机翼组件，使得所述凸轮支架组件沿所述机身定位导轨的运动有利于所述机身在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在所述纵向方向上的运动。

条款17.根据条款16所述的机身定位机构，其中所述凸轮支架组件包括凸轮支架组件锁定机构，所述凸轮支架组件锁定机构交替地接合所述机身定位导轨以沿所述机身定位导轨将所述凸轮支架组件保持在纵向位置中，并且从所述机身定位导轨脱离以允许所述凸轮支架组件在所述纵向方向上沿所述机身定位导轨在所述多个离散位置之间移动。

条款18.根据条款16所述的机身定位机构，其包括可操作地连接到所述机翼组件的中央机翼摆动肋组件，其中所述凸轮支架组件包括凸轮锁臂，所述凸轮锁臂可在锁定位置和解锁位置之间移动，在所述锁定位置中，所述凸轮锁臂接合所述中央机翼摆动肋组件以将所述凸轮支架组件锁定到所述中央机翼摆动肋组件，从而一起在所述纵向方向上移动，在所述解锁位置中，所述凸轮锁臂从所述中央机翼摆动肋组件脱离，以允许所述凸轮支架组件和所述中央机翼摆动肋组件在所述纵向方向上独立地移动。

条款19.根据条款18所述的机身定位机构，其中所述凸轮支架组件包括安装在所述凸轮锁臂的螺纹部分上的凸轮锁头部垫圈，并且其中所述中央机翼摆动肋组件包括凸轮锁接收狭槽和头部垫圈接合表面，当所述凸轮锁臂移动到所述锁定位置时，所述凸轮锁接收狭槽接收所述凸轮锁臂和所述凸轮锁头部垫圈，所述头部垫圈接合表面接合所述凸轮锁头部垫圈以防止所述凸轮锁头部垫圈被拉动通过所述凸轮锁接收狭槽。

条款20.根据条款16所述的机身定位机构，其中所述机身定位机构包括后部机翼连接组件，所述后部机翼连接组件包括：

后部剪切销支架组件，其具有从其向后延伸的后部剪切销，其中所述后部剪切销支架组件安装在所述机身定位导轨上并且可在所述纵向方向上在其上移动；以及

机翼剪切销块，其可操作地连接到所述前部机翼连接组件后部的所述机翼组件，使得所述机翼剪切销块与所述机翼组件一起在纵向方向上移动，并且其中所述机翼剪切销块包括剪切销镗孔，所述剪切销镗孔接收并且接合所述后部剪切销，使得当所述机身和所述机翼组件上的力导致所述后部剪切销支架组件和所述机翼剪切销块在垂直于所述纵向轴线的相反方向上移动时，所述后部剪切销承载所产生的剪切载荷。

还应当理解，除非在本文明确地定义术语，否则并不旨在明确地或通过暗示地限制该术语的含义超出其一般含义或普通含义，并且此类术语不应被解释为限制在基于本专利任何部分所做出的任何陈述(除了权利要求的语言之外)的范围内。就本专利所附的权利要求书中详述的任何术语在本文中以与单个含义相一致的方式被引用而言，其仅仅是为了清楚起见而进行，以便不使读者混淆，并且其并非旨在通过暗示或其他方式将这种权利要求术语限于该单个含义。

Claims (10)

1.一种飞行器(10)，其包括：

机身(12)，其具有纵向轴线(20)；

机翼组件(24)；以及

机身定位机构(50)，其将所述机身操作地连接到所述机翼组件，其中所述机身定位机构能够操作成在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在平行于所述纵向轴线(20)的纵向方向上相对于所述机翼组件移动所述机身。

2.根据权利要求1所述的飞行器(10)，其中所述机身定位机构(50)包括：

前部机翼连接组件(52)，其连接到所述机翼组件(24)；

穿过所述机身(12)的多个第一机身孔(70)，其布置在平行于所述纵向轴线(20)的第一机身孔排(74)中；以及

第一紧固件(90)，其延伸穿过所述多个第一机身孔中的一个并且接合所述前部机翼连接组件以将所述机翼组件连接到所述机身，其中通过改变所述第一紧固件延伸穿过的所述多个第一机身孔中的所述一个，所述机身的纵向位置在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间移动。

3.根据权利要求2所述的飞行器(10)，其中所述机身定位机构(50)包括：

后部机翼连接组件(54)，其连接到所述机翼组件(24)；

穿过所述机身(12)的多个第二机身孔(72)，其布置在平行于所述纵向轴线(20)的第二机身孔排(82)中；以及

第二紧固件(90)，其延伸穿过所述多个第二机身孔中的一个并且接合所述后部机翼连接组件以将所述机身连接到所述机翼组件，其中所述多个第二机身孔中的每一个在所述纵向方向上与所述多个第一机身孔中的一个按照孔空间长度对应。

4.根据权利要求1所述的飞行器(10)，其中所述机身定位机构(50)包括：

机身定位导轨(102)，其安装在所述机身(12)上并且平行于所述纵向轴线(20)；以及

前部机翼连接组件(104)，其包括凸轮支架组件(108)，所述凸轮支架组件(108)安装在所述机身定位导轨上并且在所述纵向方向上在多个离散位置之间可动，其中所述凸轮支架组件操作地连接到所述机翼组件(24)，使得所述凸轮支架组件沿所述机身定位导轨的运动有利于所述机身在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间在所述纵向方向上的运动。

5.根据权利要求4所述的飞行器(10)，其中所述凸轮支架组件(108)包括凸轮支架组件锁定机构，所述凸轮支架组件锁定机构交替地接合所述机身定位导轨(102)以沿所述机身定位导轨将所述凸轮支架组件保持在纵向位置中和从所述机身定位导轨脱离以允许所述凸轮支架组件在所述纵向方向上沿所述机身定位导轨在所述多个离散位置之间移动。

6.一种用于平衡具有机身(12)和安装在其上的机翼组件(24)的飞行器(10)的方法(300)，所述方法用于在机身最大前部位置和机身最大后部位置之间在平行于所述机身的纵向轴线(20)的纵向方向上相对于所述机翼组件移动所述机身(12)，所述方法包括：

准备(302)所述飞行器用于飞行；

确定(304)所述飞行器沿所述纵向轴线的重心(40)的位置；

确定(306)所述重心是否在距所述飞行器的升力中心(42)的纵向距离允许范围内；以及

响应于确定所述重心不在距所述升力中心的所述纵向距离允许范围内，调整(308)所述机身的纵向位置以使所述重心处于距所述升力中心(42)的所述纵向距离允许范围内。

7.根据权利要求6所述的方法(300)，其中所述飞行器(10)包括将所述机身(12)操作地连接到所述机翼组件(24)的前部机翼连接组件(52)，并且其中调整所述机身的所述纵向位置包括：

使得所述前部机翼连接组件从所述机身分离；

重新定位所述前部机翼连接组件和所述机身以使所述重心(40)处于距所述升力中心(42)的所述纵向距离允许范围内；以及

将所述前部机翼连接组件重新附接到所述机身。

8.根据权利要求6所述的方法(300)，其中所述飞行器(10)包括安装在所述机身(12)上并且平行于所述纵向轴线(20)的机身定位导轨(102)，以及前部机翼连接组件(52)，所述前部机翼连接组件(52)包括凸轮支架组件(108)，所述凸轮支架组件(108)安装在所述机身定位导轨(102)上并且可在所述纵向方向上在多个离散位置之间移动并且具有凸轮支架组件锁定机构，所述凸轮支架组件锁定机构交替地接合所述机身定位导轨以将所述凸轮支架组件保持在所述纵向位置中和从所述机身定位导轨脱离以允许所述凸轮支架组件在所述纵向方向上沿所述机身定位导轨在所述多个离散位置之间移动，其中所述凸轮支架组件操作地连接到所述机翼组件(24)，使得所述凸轮支架组件沿所述机身定位导轨的运动有利于所述机身在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间在所述纵向方向上的运动，并且其中调整所述机身的所述纵向位置包括：

从所述机身定位导轨解锁所述凸轮支架组件锁定机构；

相对于所述凸轮支架组件和所述机翼组件移动所述机身，以使所述重心处于距所述升力中心的所述纵向距离允许范围内；以及

将所述凸轮支架组件锁定机构锁定到所述机身定位导轨。

9.根据权利要求8所述的方法(300)，其中所述凸轮支架组件(108)被可拆卸地附接到所述机翼组件(24)，并且其中调整所述机身(12)的所述纵向位置包括：

在从所述机身定位导轨(102)解锁所述凸轮支架组件锁定机构之前，将所述凸轮支架组件从所述机翼组件分离；

在将所述凸轮支架组件从所述机翼组件分离之后，沿所述机身定位导轨移动所述凸轮支架组件，并且移动到平衡位置，以使所述重心(40)处于距所述升力中心(42)的所述纵向距离允许范围内；

将所述凸轮支架组件锁定机构锁定到所述机身定位导轨；

将所述机翼组件沿所述机身滑动到所述凸轮支架组件的所述平衡位置；以及

将所述凸轮支架组件附接到所述机翼组件以相对于所述机翼组件将所述机身保持就位。

10.根据权利要求6所述的方法(300)，其中所述飞行器(10)包括：具有外螺旋螺纹(274)的螺旋轴(272)，其安装在平行于所述纵向轴线(20)的所述机身(12)上并且围绕螺旋轴旋转轴线可旋转；螺杆马达(284)，其连接到所述螺旋轴，并且能够致动成在第一螺旋轴旋转方向和与所述第一螺旋轴旋转方向相反的第二螺旋轴旋转方向上旋转所述螺旋轴；以及凸轮支架组件(108)，其具有接收所述螺旋轴的带内螺旋螺纹(292)的螺旋通道(290)，其中所述螺旋通道的所述内螺旋螺纹与所述螺旋轴的所述外螺旋螺纹啮合，使得当所述螺旋轴在所述第一螺旋轴旋转方向上旋转时所述机身平行于所述纵向轴线向前移动，并且当所述螺旋轴在所述第二螺旋轴旋转方向上旋转时所述机身平行于所述纵向轴线向后移动，并且其中所述凸轮支架组件操作地连接到所述机翼组件(24)，使得由于所述螺旋轴的旋转引起的所述机身的运动有利于所述机身在所述机身最大前部位置和所述机身最大后部位置之间在所述纵向方向上的运动，其中调整所述机身的所述纵向位置包括致动所述螺杆马达以使得所述螺旋轴在所述第一螺旋轴旋转方向或所述第二螺旋轴旋转方向上旋转，从而移动所述机身以使所述重心(40)处于距所述升力中心(42)的所述纵向距离允许范围内。