CN109018320A - X形倾转翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种具有垂直起降飞行模式和向前飞行模式的飞行器。该飞行器包括机身和X形倾转翼，该X形倾转翼能够相对于机身在竖向升力取向与向前推力取向之间旋转。该X形倾转翼具有以相反的方式布置的V形机翼构件，所述V形机翼构件各自具有第一机翼部段和第二机翼部段。在竖向升力取向上，每个V形机翼构件的第一机翼部段和第二机翼部段大致处于同一水平面中。在向前推力取向上，每个V形机翼构件的第一机翼部段和第二机翼部段大致处于同一竖向平面中。分布式推进系统附接至X形倾转翼使得多个推进组件附接至每个机翼部段。飞行控制系统以可操作的方式与分布式推进系统相关联以独立地控制推进组件的每个推进组件。

Description

X形倾转翼飞行器

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垂直起降飞行模式之间转变的飞行器，并且具体地涉及具有响应于自主飞行控制、远程飞行控制、机载飞行员飞行控制和/或其组合而操作的分布式推进系统的X形倾转翼飞行器。

背景技术

诸如飞机之类的固定翼飞行器能够使用响应于飞行器的向前空速而产生升力的机翼进行飞行，飞行器的向前空速是通过来自一个或更多个喷射发动机或推进器的推力产生的。机翼通常具有翼型横截面，该翼型横截面在飞行器向前运动时使空气向下偏流，从而产生升力以支承处于飞行中的飞行器。然而，固定翼飞行器通常需要用于起飞及着陆的数百或数千英尺长的跑道。

与固定翼飞行器不同的是，垂直起降(VTOL)飞行器不需要跑道。相反，VTOL飞行器能够竖向地起飞、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与垂直起降，而且能够实现向前飞行、向后飞行及侧向飞行。这些属性使直升机在固定翼飞行器可能无法起飞和着陆的拥挤地区、隔离地区或偏远地区中高度通用。然而，直升机通常缺乏固定翼飞行器的向前空速。

倾转旋翼飞行器是VTOL飞行器的另一示例。倾转旋翼飞行器使用推进旋翼来产生升力和推进力，所述推进旋翼通常联接至安装在固定翼的端部附近的短舱。短舱相对于固定翼旋转使得推进旋翼具有用于竖向起飞、悬停和着陆的大致水平的旋转平面和用于向前飞行的大致竖向的旋转平面，其中，固定翼提供升力并且推进旋翼提供向前推力。以这种方式，倾转旋翼飞行器将直升机的竖向升降能力与固定翼飞行器的速度和航程结合。然而，倾转旋翼飞行器在垂直起降期间由于由固定翼造成的干扰而经常遭受低效率下洗。

VTOL飞行器的又一示例是倾转翼飞行器，该倾转翼飞行器的特征在于可旋转的机翼，该可旋转的机翼对于向前飞行是大致水平的并且对于垂直起降旋转至大致竖向方向。螺旋桨联接至旋转机翼以为起飞和着陆提供所需的竖向推力并且在向前飞行期间提供所需的向前推力以产生来自机翼的升力。倾转翼设计使得来自螺旋桨的滑流能够在机翼的最小尺寸上冲击机翼，因此，与倾转旋翼飞行器相比，倾转翼设计提高了竖向推力效率。然而，由于竖向倾转的机翼为侧风提供了大的表面区域，这通常要求倾转翼飞行器具有周期旋翼控制或额外推力站以产生力矩，因此在悬停期间更难控制倾转翼飞行器。

发明内容

在第一方面中，本公开涉及一种具有垂直起降飞行模式和向前飞行模式的飞行器。该飞行器包括机身和X形倾转翼，该X形倾转翼能够相对于机身在竖向升力方向与向前推力方向之间旋转。该X形倾转翼具有以相反的方式布置的V形机翼构件，所述V形机翼构件各自具有第一机翼部段和第二机翼部段。在竖向升力取向上，每个V形机翼构件的第一机翼部段和第二机翼部段大致处于同一水平面中。在向前推力取向上，每个V形机翼构件的第一机翼部段和第二机翼部段大致处于同一竖向平面中。分布式推进系统附接至X形倾转翼使得多个推进组件附接至每个机翼部段。飞行控制系统以可操作的方式与分布式推进系统相关联以独立地控制推进组件中的每个推进组件。

在一些实施方式中，推进组件中的每个推进组件可以包括：短舱，该短舱能够操作成联接至X形倾转翼；电动马达，该电动马达布置在短舱内；旋翼毂，该旋翼毂机械地联接至电动马达并且能够操作成响应于电动马达的操作而旋转，推进旋翼，该推进旋翼机械地联接至旋翼毂并且能够操作成与旋翼毂一起旋转。在某些实施方式中，可以在机身内布置电能产生系统以向推进组件的每个推进组件提供电能。在这样的实施方式中，电能产生系统可以包括发电机和至少一个内燃机。此外，在这样的实施方式中，推进组件中的每个推进组件可以包括布置在短舱内的至少一个电池，所述至少一个电池由电能产生系统充电。

在一些实施方式中，推进组件中的每个推进组件可以是外场可更换单元。在某些实施方式中，推进组件中的每个推进组件可以包括与飞行控制系统通信的电子节点，该电子节点能够操作成对相应的推进组件的操作进行控制。在一些实施方式中，飞行控制系统可以是冗余飞行控制系统或三重冗余飞行控制系统。在某些实施方式中，飞行控制系统可以响应于机载飞行员飞行控制、远程飞行控制、自主飞行控制和/或其组合而命令推进组件的操作。

在一些实施方式中，机身可以包括能够选择性地附接至机体的吊舱组件。在某些实施方式中，推进组件可以包括具有顺时针旋转的推进旋翼的多个第一推进组件和具有逆时针旋转的推进旋翼的多个第二推进组件。在一些实施方式中，推进组件可以包括在向前飞行模式中利用的多个第一推进组件和能够操作成在向前飞行模式中关闭的多个第二推进组件。在这样的实施方式中，多个第一推进组件可以是外侧推进组件并且多个第二推进组件可以是内侧推进组件。此外，在这样的实施方式中，多个第二推进组件可以包括具有叶片的推进旋翼，所述叶片能够操作成顺桨并锁定以防止在向前飞行模式中旋转和/或允许在向前飞行模式中进行风车式旋转。在某些实施方式中，多个推进组件可以包括多个推力矢量推进组件。

在第二方面中，本公开涉及一种具有垂直起降飞行模式和向前飞行模式的飞行器。该飞行器包括：机体；吊舱组件，该吊舱组件能够选择性地附接至机体；以及X形倾转翼，该X形倾转翼能够相对于机体在竖向升力取向与向前推力方向之间旋转。该X形倾转翼具有以相反的方式布置的V形机翼构件，所述V形机翼构件各自具有第一机翼部段和第二机翼部段。在竖向升力取向上，每个V形机翼构件的第一机翼部段和第二机翼部段大致处于同一水平面中。在向前推力取向上，每个V形机翼构件的第一机翼部段和第二机翼部段大致处于同一竖向平面中。分布式推进系统附接至X形倾转翼使得多个推进组件附接至每个机翼部段。飞行控制系统以可操作的方式与分布式推进系统相关联以独立地控制推进组件中的每个推进组件。

在一些实施方式中，分布式推进系统可以包括电能产生系统，该电能产生系统包括发电机和至少一个内燃机，该电能产生系统布置在机体内并且能够操作成向推进组件中的每个推进组件的至少一个电池和/或电动马达提供电能。在某些实施方式中，飞行控制系统可以是与每个推进组件的电子节点通信的冗余飞行控制系统或三重冗余飞行控制系统，该飞行控制系统能够操作成响应于机载飞行员飞行控制、远程飞行控制、自主飞行控制和/或其组合而对相应的推进组件的操作进行控制。在一些实施方式中，吊舱组件可以是乘客吊舱组件。

附图说明

为了更完整的理解本公开的特征和优点，现在参照详细说明以及附图，其中，不同附图中的对应的标记指代对应的部件，并且在附图中：

图1A至图1F是根据本公开的实施方式的飞行器的示意图；

图2是用于根据本公开的实施方式的飞行器的推进和控制系统的框图；

图3A至图3L是根据本公开的实施方式的处于顺序飞行操作情境的飞行器的示意图；

图4A至图4B是根据本公开的实施方式的飞行器的示意图；

图5A至图5B是根据本公开的实施方式的飞行器的示意图；

图6A至图6C是示出根据本公开的实施方式的飞行器的推进组件与X形倾转翼之间的连接的各种视图；

图7是根据本公开的实施方式的飞行器控制系统的框图。

具体实施方式

尽管下面详细论述了本公开的各种实施方式的形成和使用，但应当理解的是，本公开提供了许多可以在各种具体情况下实施的可应用的发明构思。本文中论述的具体实施方式仅仅是说明性的而并不限制本公开的范围。为了清楚起见，在本公开中可能没有描述实际实施方式的所有特征。当然应当理解的是，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方式决定，以实现开发者的特定目标，比如符合随实施方式的不同而变化的系统相关和业务相关的限制。此外，应当理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但是将是那些从本公开的受益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，可以参考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申请之后将认识到的，本文中所描述的装置、构件和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”或其他类似的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为描述的是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1F，示出了具有X形倾转翼的飞行器10的各种视图。在所示出的实施方式中，飞行器10具有机身12，该机身12被示出为吊舱组件14，该吊舱组件14选择性地附接至机体16。机体16具有尾翼18，该尾翼18包括水平稳定器和竖向稳定器——比如一个或更多个升降舵与方向舵——以辅助飞行器10的俯仰稳定性和偏航稳定性。在其他实施方式中，飞行器10可以具有整体式机身，其中，客舱不能够与机体分离。飞行器10包括X形倾转翼20，该X形倾转翼20能够相对于机体16在如图1A、图1C和图1E中最佳地观察到的竖向升力取向与如图1B、图1D和图1F中最佳地观察到的向前推力取向之间旋转。X形倾转翼20具有以相反的方式布置的V形机翼构件22a、22b，所述V形机翼构件22a、22b联接至轴22c或与轴22c形成整体，该轴22C延伸穿过机体16的上部部分。致动器(不可见)能够操作成接合轴22c以使得X形倾转翼20相对于机体16在竖向升力取向与向前推力取向之间旋转。V形机翼构件22a具有机翼部段24a、24b，并且V形机翼构件22b具有机翼部段24c、24d。

每个机翼部段24a、24b、24c、24d均具有翼型横截面，该翼型横截面响应于飞行器10的向前空速而产生升力。X形倾转翼20优选地由高强度和轻质材料形成、比如可以由多个材料层固化在一起而形成的玻璃纤维织物、碳织物、玻璃纤维带、碳带及其组合形成。机翼部段24a、24b、24c、24d优选地包括中央通路，该中央通路能够操作成容纳比如电缆和数据线缆等的通信线路。在所示出的实施方式中，分布式推进系统联接至X形倾转翼20。该分布式推进系统包括多个可互换的推进组件26a至26l，所述推进组件26a至26l能够以独立的方式附接至X形倾转翼20并且能够从X形倾转翼20拆卸。如所示出的那样，该分布式推进系统包括十二个独立操作的推进组件26a至26l。然而，在其他实施方式中，飞行器10的分布式推进系统可以具有其他数量的独立推进组件，包括四个、八个、十六个或其他适合数量的独立推进组件。如在图1D中最佳地观察到的，推进组件26a至26c与26g至26i通过螺栓连接或其他适合的技术能够以高翼构型牢固地附接至X形倾转翼20，并且推进组件26d至26f与26j至26l通过螺栓连接或其他适合的技术能够以低翼构型牢固地附接至X形倾转翼20。在其他实施方式中，推进组件26a至26l可以以包括中翼构型的其他构型附接至X形倾转翼20。

推进组件26a至26l优选为标准化的且可互换的单元，该标准化的且可互换的单元最优选地是能够容易地从X形倾转翼20安装和移除的外场可更换单元(line replaceableunit)。另外，在推进组件中的一者被发现故障的情况下的维护情形中使用外场可更换单元是有益的。在这种情况下，可以通过简单的操作比如松开结构构件的螺栓、将通信线路断开连接以及其他适合的过程来将故障推进组件与X形倾转翼20断开联接。然后，可以通过联接通信线路、将结构构件螺栓连接在一起以及其他适合的过程来将另一个推进组件附接至X形倾转翼20。

如图2中最佳地观察到的，每个推进组件26均包括短舱28，该短舱28容置有一个或更多个电池30、电动马达32、驱动系统34、旋翼毂36和电子节点40，该电子节点40包括例如控制器42、传感器44和通信元件46以及适于在推进组件的运行中使用的其他部件。每个推进组件26还包括推进旋翼38，该推进旋翼38具有能够牢固地附接至旋翼毂36的多个推进旋翼叶片。所述叶片优选地能够操作成用于总距控制，并且可以另外地能够操作成用于周期桨距控制。作为替代，叶片的桨距可以是固定的，在这种情况下，推力通过改变推进旋翼的旋转速度来确定。优选地，每个推进组件26均能够通过例如使推进旋翼38的旋转平面倾转而操作成用于独立的推力矢量。

在所示出的实施方式中，飞行器10具有基于流体燃料的电能产生系统48，该电能产生系统48容置在机体16内。电能产生系统48优选地包括示出为内燃机50a、50b的冗余内燃机。电能产生系统48还包括示出为流体燃料源52a、52b的一个或更多个燃料箱。在操作中，内燃机50a、50b中的一者或两者被用于驱动发电机54以产生电能。该电能经由X形倾转翼20内的通信线路56供给至推进组件26以直接地为电动马达32供电或用于储存在电池30内。由于流体燃料的能量密度超过了电池的能量密度使得飞行器10获得更大的续航时间，因此这种类型的混合动力系统是有益的。

在所示出的实施方式中，飞行器10具有容置在机体16内的飞行控制系统60。飞行控制系统60、比如数字飞行控制系统优选地是冗余飞行控制系统，并且更优选地是包括三个独立的飞行控制计算机的三重冗余飞行控制系统。使用三重冗余飞行控制系统60在飞行控制系统60发生故障的情况下提高了飞行器10的整体安全性和可靠性。飞行控制系统60优选地包括非暂时性计算机可读存储介质，该非暂时性计算机可读存储介质包括能够由一个或更多个处理器执行的一组计算机指令，所述一个或更多个处理器用于控制多功能推进系统的操作。可以在一个或更多个通用计算机、专用计算机或具有存储器和处理能力的其他机器上实施飞行控制系统60。例如，飞行控制系统60可以包括一个或更多个存储器存储模块，所述一个或更多个存储器存储模块包括但不限于内部存储的存储器比如随机访问存储器、非易失性存储器比如只读存储器、可移动存储器比如磁性存储的存储器、光存储器、固态存储的存储器或其他适合的存储器存储实体。飞行控制系统60可以是能够操作成对机器可执行的指令形式的程序代码进行执行的基于微处理器的系统。另外，飞行控制系统60可以经由专有加密网络、公共加密网络、因特网或可以包括有线连接和无线连接两者的其他适合的通信网络而能够选择性地连接至其他计算机系统。

飞行控制系统60经由有线和/或无线通信网络62与每个推进组件26的电子节点40进行通信。飞行控制系统60从电子节点40接收传感器数据并向电子节点40发送飞行命令信息，使得每个推进组件26a至26l可以被单独且独立地控制和操作。在有人驾驶任务和无人驾驶任务两者中，飞行控制系统60可以自主地控制用于飞行器10的飞行操作的一些方面或全部方面。飞行控制系统60还能够操作成经由无线通信协议与一个或更多个远程系统进行通信。该远程系统能够操作成接收来自飞行控制系统60的飞行数据并向飞行控制系统60提供命令以使得在有人驾驶任务和无人驾驶任务两者中能够对用于飞行器10的飞行操作的一些方面或全部方面进行远程飞行控制。如图1A至图1F中所示，飞行器10包括作为乘客吊舱组件示出的吊舱组件14，该吊舱组件14能够选择性地附接至机体16。在附接的情况下，可以在吊舱组件14与机体16之间建立一个或更多个通信通道。例如，快速断开连接式线束可以联接在吊舱组件14与机体16之间以允许吊舱组件14内的飞行员从飞行控制系统60接收飞行数据并向飞行控制系统60提供命令来确保对用于飞行器10的飞行操作的一些方面或全部方面进行机载飞行员控制。

如图1A中最佳地观察到的，飞行器10具有垂直起降模式。如所示出的那样，X形倾转翼20处于其竖向升力构型中，在该竖向升力构型中，在考虑到飞行器10的姿态的同时，V形机翼构件22a的机翼部段24a、24b和V形机翼构件22b的机翼部段24c、24d布置在大致相同的水平面中。如所指出的那样，飞行控制系统60独立地控制并操作每个推进组件26a至26l。在一个示例中，飞行控制系统60能够操作成独立地控制总距并调节每个推进组件26a至26l的推力矢量，这在竖向起飞、竖向着陆和悬停期间有利于稳定飞行器10。如图1B中最佳地观察到的，飞行器10具有向前飞行模式。如所示出的那样，X行倾转翼20处于其向前推力构型中，在该向前推力构型中，在考虑到飞行器10的姿态的同时，V形机翼构件22a的机翼部段24a、24b和V形机翼构件22b的机翼部段24c、24d布置在大致相同的竖向平面中。在所示出的实施方式中，推进组件26a至26f的推进旋翼叶片逆时针旋转，同时推进组件26g至26l的推进旋翼叶片顺时针旋转，以平衡飞行器10的扭矩。在其他实施方式中，推进组件26a至26l可以以其他构型旋转。

接下来参照附图中的图3A至图3I，示出了飞行器10的顺序飞行操作情境。如本文中所论述的，乘客吊舱组件14能够选择性地附接至机体16使得单个机体可以以可操作的方式联接至多个乘客吊舱组件和与多个乘客吊舱组件断开联接以便随着时间的推移进行多个任务。如图3A中最佳地观察到的，吊舱组件14定位在当前位置——比如在吊舱组件所有者的家中、在利用吊舱组件运输的企业中、在军事战区中、在航空母舰的飞行甲板上或其他位置——处的表面上。在所示出的实施方式中，吊舱组件14包括可收回轮，该可收回轮能够实现吊舱组件14的地面运输。如所示出的那样，机体16当前处于靠近吊舱组件14的进场模式中，其中，X形倾转翼20处于竖向升力取向，并且其中，所有推进组件26正在运行。在一个示例中，机体16可能已经从运输服务提供商调度至取回地并且吊舱组件14从当前位置运输至目的地。机体16可以响应于基于预编程到机体16的飞行控制系统60中的飞行计划的自主飞行控制而操作，或者机体16可以响应于远程飞行控制而操作。在任一种情况下，机体16能够操作成使用例如全球定位系统信息或其他基于位置的系统信息来识别吊舱组件14的当前位置。

如图3B中最佳地观察到的，机体16已经完成其进场并且已经接合吊舱组件14以在机体16与吊舱组件14之间形成机械联接和通信通道。X形倾转翼20保持在竖向升力取向上，并且其中，所有推进组件26都在运行。如图3C中最佳地观察到的，吊舱组件14已经收回其机轮并且在悬停或竖向飞行中完全由机体16支承。X形倾转翼20保持在竖向升力取向上，并且其中，所有推进组件26都在运行。一旦吊舱组件14附接至机体16，机体16的飞行控制系统就可以响应于自主飞行控制、远程飞行控制、机载飞行员飞行控制或其任何组合。例如，可能期望在某些操纵期间比如起飞和着陆期间利用机载飞行员飞行控制，但是在悬停、向前飞行和/或向前飞行操作与VTOL操作之间的转变期间依靠远程飞行控制或自主飞行控制。

无论所选择的飞行控制模式如何，推进组件中的每个推进组件在飞行操作期间均能够以独立的方式控制。例如，为了在包括俯仰控制、侧滚控制和偏航控制的悬停期间帮助稳定以及执行侧向操纵和前/后操纵，可能期望调节一个或更多个推进组件的推力矢量。如图4A中最佳地观察到的，推进组件26a至26l中的每一者的推力矢量已经通过将每个推进旋翼的旋转平面倾转大约十度来调节。所示出的推力矢量调节可以为期望的操纵提供相对于侧风或侧向推力的悬停稳定。优选地，每个推进旋翼均能够沿任何方向倾转，从而使得推力矢量锥(thrust vector cone)内的推力矢量能够相对于中心线轴线分解。在一些实施方式中，推力矢量锥相对于中心线轴线的最大角度可以在约10度与约30度之间。在其他实施方式中，推力矢量锥相对于中心线轴线的最大角度可以在约15度与约25度之间。在另外的实施方式中，推力矢量锥相对于中心线轴线的最大角度可以为约20度。在另一示例中，如图4B中最佳地观察到的，仅外侧推进组件26a、26d、26i、26l的推力矢量被调节了大约十度。此外，所示出的推力矢量调节可以为期望的操纵提供相对于侧风或侧向推力的悬停稳定。对于本领域的普通技术人员来说明显的是，推进组件26a至26l中的任何一者或更多者的推力矢量可以在0度与最大角度之间进行调节以实现期望的结果。

在竖向上升至期望的高度之后，飞行器10可以开始从竖向起飞向向前飞行转变。如图3C至图3F中最佳地观察到的，当飞行器10从垂直起降模式转变至向前飞行模式时，为了吊舱组件14中承载的乘客、机组人员和/或货物的安全性和舒适性，X形倾转翼20相对于机体16旋转从而使吊舱组件14保持在大致水平的姿态中。在所示出的实施方式中，这是通过单个致动器使在X形倾转翼20的V形机翼构件之间延伸的轴进行旋转而实现的。在其他实施方式中，X形倾转翼20的V形机翼构件中的每个V形机翼构件的旋转可以是独立的和/或可以被多个致动器控制。

一旦飞行器10完成向向前飞行模式的转变，由于与垂直起降模式的推力要求相比向前飞行模式中的推力要求减小，所以推进组件中的某些推进组件可以被关闭。例如，如图5A中最佳地观察到的，内侧推进组件26b至26c、26e至26h、26j至26k已经被关闭。在所示出的实施方式中，所关闭的推进旋翼的叶片已经被顺桨并且旋翼毂已经被锁定成防止推进旋翼的旋转，由此减小阻力。在另一示例中，如图5B中最佳地观察到的，内侧推进组件26b至26c、26e至26h、26j至26k也已经被关闭。在这种情况下，推进旋翼的叶片已经顺桨，但旋翼毂没有被锁定，这使得推进旋翼可以进行风车式旋转，从而减少阻力。

当飞行器10开始其至目的地的进场时，如图3G中最佳地观察到的，内侧推进组件26b至26c、26e至26h、26j至26k重新接合以提供全部推进能力。飞行器10现在可以开始其从向前飞行模式向垂直起降模式的转变。如图3G至图3J中最佳地观察到的，在从向前飞行模式向垂直起降飞行模式的转变期间，为了吊舱组件14中所承载的乘客、机组人员和货物的安全性和舒适性，X形倾转翼20相对于机体16旋转从而使吊舱组件14保持在大致水平姿态中。一旦飞行器10已经完成向垂直起降飞行模式的转变，如图3J中最佳地观察到的，飞行器10可以开始其向目的地位置——比如在吊舱组件所有者的家中、在利用吊舱组件运输的企业中、在军事战区中、在航空母舰的飞行甲板上或其他位置——处的表面的竖向下降。如图3K中最佳地观察到的，吊舱组件14已经展开其起落架并停留在表面上。如果需要的话，飞行器10现在可以进行地面操纵。如图3L中最佳地观察到的，在完成任何地面操纵的情况下，机体16可以与吊舱组件14断开接合并离开目的地以去往另一位置。

参照附图中的图6A至图6C，现在将对推进组件26与X形倾转翼20之间的连接进行论述。如本文中所论述的，每个推进组件26均为分布式推进系统的元件，其中，推进组件作为外场可更换单元以可互换的方式附接至X形倾转翼20。X形倾转翼20包括多个支柱、比如支柱74，所述多个支柱在推进组件26与X形倾转翼20之间设置支架(standoff)。通过在推进组件26与X形倾转翼20之间设置支架，与中翼实施方案相比，飞行器10的空气动力学通过在各种飞行操纵期间有效地创建用以提供升力的更多的机翼表面而被改进。支柱74包括具有螺栓形式的凸缘76。如图6B中最佳地观察到的，支柱74包括示出有两个电力插孔80a、80b和两个数据或通信插孔82a、82b的接口面板78。如所示出的那样，插孔80a、80b、82a、82b与面板78大致齐平或与面板78成为一体。对于本领域的普通技术人员应当明显的是，本公开的每个支柱将包括具有类似插孔的类似面板。另外，尽管已经示出和描述了插孔的具体布置，但本领域普通技术人员应当理解的是，本公开的支柱在其他布置中可以具有其他数量的插孔。

如图6C中最佳地观察到的，每个推进组件26包括凸缘86。每个凸缘86具有与凸缘76的螺栓形式匹配的螺栓形式，使得推进组件26可以以可互换的方式螺栓连接至支柱74中的任一个支柱以在推进组件26与支柱74形成机械连接。每个推进组件26包括接口面板88，该接口面板88示出有两根电力线缆90a、90b和两根数据线缆或通信线缆92a、92b。电力线缆90a、90b能够操作成与电力插孔80a、80b联接以在机体16与推进组件26之间建立电连接。例如，这些连接使得来自机体16的电能产生系统48的电力能够被供给至推进组件26内的部件，比如电子节点40、电动马达32、电池30和/或其他电气部件。

通信线缆92a、92b能够操作成与通信插孔82a、82b联接以在机体16与推进组件26之间建立数据通信。例如，这些连接使得飞行控制系统60能够与电子节点40通信以向推进组件26提供命令和控制信息并接收来自推进组件26的传感器信息和反馈信息。对于本领域普通技术人员应当明显的是，本公开的每个推进组件将包括具有类似线缆的类似面板。此外，尽管已经示出和描述了线缆的具体布置，但本领域普通技术人员应当理解的是，本公开的推进组件在优选地与本公开的支柱的对应的插孔相匹配的其他布置中可以具有其他数量的线缆。

另外参照附图中的图7，框图示出了能够操作成与本公开的飞行器10一起使用的飞行器控制系统100。在所示出的实施方式中，系统100包括三个基于主计算机的子系统；即，机体系统102、乘客吊舱组件系统104和远程系统106。如本文中所论述的那样，本公开的飞行器可以响应于由飞行控制系统108产生的命令而自主地操作，该飞行控制系统108优选地包括具有一组能够由处理器执行的计算机指令的非暂时性计算机可读存储介质。飞行控制系统108可以是在一个或更多个通用计算机、专用计算机或具有存储器和处理能力的其他机器上实施的三重冗余系统。例如，飞行控制系统108可以包括一个或更多个存储器存储模块，所述一个或更多个存储器存储模块包括但不限于内部存储的存储器比如随机访问存储器、非易失性存储器比如只读存储器、可移动存储器比如磁性存储的存储器、光存储器，固态存储的存储器或其他适合的存储器存储实体。飞行控制系统108可以是能够操作成对机器可执行指令形式的程序代码进行执行的基于微处理器的系统。另外，飞行控制系统108可以经由专有加密网络、公共加密网络、互联网或可以包括有线连接和无线连接两者的其他适合的通信网络而能够选择性地连接至其他计算机系统。

在所示出的实施方式中，飞行控制系统108包括命令模块110和监测模块112。本领域技术人员应当理解的是，由飞行控制系统108执行的这些模块和其他模块可以以包括硬件、软件、固件、专用处理器及其组合的各种形式来实施。飞行控制系统108接收来自各种源的输入，所述源包括内部源比如传感器114、控制器116和推进组件118至122以及外部源比如乘客吊舱组件系统104、远程系统106以及全球定位系统卫星或其他位置定位系统等。例如，飞行控制系统108可以接收飞行计划，该飞行计划包括来自乘客吊舱组件系统104和/或远程系统106的用于任务的开始位置和结束位置。此后，飞行控制系统108能够操作成自主地控制本公开的飞行器的飞行的所有方面。

例如，在飞行器10的包括垂直起降飞行模式、悬停飞行模式、向前飞行模式以及它们之间的转变的各种操作模式期间，命令模块110向控制器116提供命令。这些命令使得每个推进组件118至122能够进行独立操作包括例如使推进旋翼旋转、改变推进旋翼叶片的桨距、调节由推进旋翼产生的推力矢量等。飞行控制系统108接收来自控制器116和每个推进组件118至122的反馈。该反馈通过可以向命令模块110和/或控制器116供应校正数据和其他信息的监测模块112处理。传感器114，比如定位传感器、姿态传感器、速度传感器、环境传感器、燃料传感器、温度传感器以及位置传感器等也向飞行控制系统108提供信息以进一步提高自主控制能力。

飞行控制系统108的自主控制能力的一部分或全部可以由远程飞行控制系统106增强或取代。远程系统106可以包括可以在通用计算机上、专用计算机上或其他具有存储器和处理能力的机器上实施的一个或计算系统。例如，该计算系统可以包括一个或更多个存储器存储模块，所述一个或更多个存储器存储模块包括但不限于内部存储的存储器比如随机访问存储器、非易失性存储器比如只读存储器、可移动存储器比如磁性存储的存储器、光存储器、固态存储的存储器或其他适合的存储器存储实体。该计算系统可以是能够操作成对机器可执行指令形式的程序代码进行执行的基于微处理器的系统。另外，该计算系统可以经由专有加密网络、公共加密网络、互联网或可以包括有线连接和无线连接两者的其他适合的通信网络连接至其他计算机系统。通信网络可以是局域网、广域网、因特网或联接多个计算机的任何其他类型的网络，以使得使用适合的通信技术——比如传输控制协议/互联网协议、文件传输协议、超文本传输协议、互联网协议安全协议、点对点隧道协议、安全套接字层协议或其他适合的协议——的经由网络报文的各种通信模式成为可能。远程系统106经由通信链路124与飞行控制系统108通信，该通信链路124可以包括有线连接和无线连接两者。

远程系统106优选地包括一个或更多个飞行数据显示设备126，所述一个或更多个飞行数据显示设备126配置为显示与本公开的一个或更多个飞行器有关的信息。显示设备126可以以任何适合的形式配置，包括例如液晶显示器、发光二极管显示器、阴极射线管显示器或任何适合类型的显示器。远程系统106还可以包括音频输出和输入设备，比如允许操作者与例如吊舱组件上的飞行员进行通信的麦克风、扬声器和/或音频接口。如果使用触摸屏显示器实施方案，则显示设备126也可以用作远程输入设备128，然而，其他远程输入设备比如键盘或操纵杆可以替代性地被用于允许操作者向响应于远程控制而操作的飞行器提供控制命令。

本公开的飞行器的自主和/或远程飞行控制的一部分或全部可以通过来自已附接的包括系统104的乘客吊舱组件的机载飞行员飞行控制而被增强或取代。乘客吊舱组件系统104优选地包括具有一组能够由处理器执行的计算机指令的非暂时性计算机可读存储介质并且可以由通用计算机、专用计算机或具有存储器和处理能力的其他机器来实施。乘客吊舱组件系统104可以包括一个或更多个存储器存储模块，所述一个或更多个存储器存储模块包括但不限于包括但不限于内部存储的存储器比如随机访问存储器、非易失性存储器比如只读存储器、可移动存储器比如磁性存储的存储器、光存储器、固态存储的存储器或其他适合的存储器存储实体。乘客吊舱组件系统104可以是能够操作成对机器可执行指令形式的程序代码进行执行的基于微处理器的系统。另外，乘客吊舱组件系统104可以经由专有加密网络、公共加密网络、因特网或可以包括有线连接和无线连接两者的其他适合的通信网络而能够连接至其他计算机系统。乘客吊舱组件系统104经由优选地包括有线连接的通信通道130与飞行控制系统108通信。

乘客吊舱组件系统104优选地包括驾驶舱显示设备132，该驾驶舱显示设备132配置为向机载飞行员显示信息。驾驶舱显示设备132可以以任何适合的形式配置，包括例如配置为一个或更多个显示屏比如液晶显示器、发光二极管显示器等或任何其他适合的显示器类型包括例如显示器面板、仪表板显示器、增强现实显示器等。乘客吊舱组件系统104还可以包括音频输出和输入设备，比如允许机载飞行员与例如远程系统的操作者进行通信的麦克风、扬声器和/或音频接口。如果使用触摸屏显示器实施方案，则驾驶舱显示设备132也可以用作飞行员输入设备134，然而，其他用户界面设备可以替代性地用于允许机载飞行员向正在响应于机载飞行员控制而操作的飞行器提供控制命令，其他用户界面设备包括例如控制面板、机械控制设备或其他控制设备。对于本领域的普通技术人员来说应当明显的是，通过使用系统100，本公开的飞行器可以响应于包括自主飞行控制、远程飞行控制或机载飞行员飞行控制及其组合的飞行控制协议而操作。

已经出于说明和描述的目的呈现了本公开的实施方式的前述描述。本公开的实施方式的前述描述不意在是穷尽的或将本公开限制于所公开的具体形式，并且根据以上教示的改型和变型是可能的或者可以从本公开的实践获得改型和变型。实施方式被选择和描述以便说明本公开的原理及其实际应用，从而使本领域的技术人员能够在各种实施方式中利用本公开并且能够与如适于所设想的特定用途的各种改型一起使用。在不背离本公开的范围的情况下，可以在实施方式的设计、操作条件和布置中进行其他替代、修改、改变和省略。在参照说明书的情况下，说明性的实施方式以及其他实施方式的这种改型和组合对于本领域的技术人员而言将是明显的。因此，所附的权利要求书意在涵盖任何这种改型或实施方式。

Claims (20)

1.一种具有垂直起降飞行模式和向前飞行模式的飞行器，所述飞行器包括：

机身；

X形倾转翼，所述X形倾转翼能够相对于所述机身在竖向升力取向与向前推力取向之间旋转，所述X形倾转翼具有以相反的方式布置的V形机翼构件，所述V形机翼构件各自具有第一机翼部段和第二机翼部段；

分布式推进系统，所述分布式推进系统附接至所述X形倾转翼，所述分布式推进系统包括附接至每个机翼部段的多个推进组件；以及

飞行控制系统，所述飞行控制系统以可操作的方式与所述分布式推进系统相关联并且能够操作成独立地控制所述推进组件中的每个推进组件；

其中，在所述竖向升力取向上，每个V形机翼构件的所述第一机翼部段和所述第二机翼部段大致处于同一水平面中；

其中，在所述向前推力取向上，每个V形机翼构件的所述第一机翼部段和所述第二机翼部段大致处于同一竖向平面中。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述推进组件中的每个推进组件还包括：

短舱，所述短舱能够操作成联接至所述X形倾转翼；

电动马达，所述电动马达布置在所述短舱内；

旋翼毂，所述旋翼毂机械地联接至所述电动马达并且能够操作成响应于所述电动马达的操作而旋转；以及

推进旋翼，所述推进旋翼机械地联接至所述旋翼毂并且能够操作成与所述旋翼毂一起旋转。

3.根据权利要求2所述的飞行器，所述飞行器还包括电能产生系统，所述电能产生系统布置在所述机身内并且能够操作成向所述推进组件中的每个推进组件提供电能。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述电能产生系统还包括发电机和至少一个内燃机。

5.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述推进组件中的每个推进组件还包括布置在所述短舱内的至少一个电池，并且其中，由所述电能产生系统提供的电能为所述电池充电。

6.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述推进组件中的每个推进组件还包括外场可更换单元。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述推进组件中的每个推进组件还包括与所述飞行控制系统通信的电子节点，所述电子节点中的每个电子节点能够操作成对相应的推进组件的操作进行控制。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述飞行控制系统还包括冗余飞行控制系统和三重冗余飞行控制系统中的至少一者。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述飞行控制系统响应于机载飞行员飞行控制、远程飞行控制、自主飞行控制及其组合中的至少一者而命令所述推进组件的操作。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述机身还包括能够选择性地附接至机体的吊舱组件。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述多个推进组件还包括具有顺时针旋转的推进旋翼的多个第一推进组件和具有逆时针旋转的推进旋翼的多个第二推进组件。

12.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述多个推进组件还包括在所述向前飞行模式中利用的多个第一推进组件和能够操作成在所述向前飞行模式中关闭的多个第二推进组件。

13.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述多个第一推进组件还包括外侧推进组件，并且所述多个第二推进组件还包括内侧推进组件。

14.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述多个第二推进组件还包括具有叶片的推进旋翼，所述叶片能够操作成顺桨并锁定以防止在所述向前飞行模式中旋转。

15.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述多个第二推进组件还包括具有叶片的推进旋翼，所述叶片能够操作成顺桨并允许在所述向前飞行模式中进行风车式旋转。

16.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述多个推进组件还包括多个推力矢量推进组件。

17.一种具有垂直起降飞行模式和向前飞行模式的飞行器，所述飞行器包括：

机体；

吊舱组件，所述吊舱组件能够选择性地附接至所述机体；

X形倾转翼，所述X形倾转翼能够相对于所述机体在竖向升力取向与向前推力取向之间旋转，所述X形倾转翼具有以相反的方式布置的V形机翼构件，所述V形机翼构件各自具有第一机翼部段和第二机翼部段；

分布式推进系统，所述分布式推进系统附接至所述X形倾转翼，所述分布式推进系统包括附接至每个机翼部段的多个推进组件；以及

飞行控制系统，所述飞行控制系统以可操作的方式与所述分布式推进系统相关联并且能够操作成独立地控制所述推进组件中的每个推进组件；

其中，在所述竖向升力取向上，每个V形机翼构件的所述第一机翼部段和所述第二机翼部段大致处于同一水平面中；

其中，在所述向前推力取向上，每个V形机翼构件的所述第一机翼部段和所述第二机翼部段大致处于同一竖向平面中。

18.根据权利要求17所述的飞行器，其中，所述分布式推进系统还包括电能产生系统，所述电能产生系统包括发电机和至少一个内燃机，所述电能产生系统布置在所述机体内并且能够操作成向所述推进组件中的每个推进组件提供电能，并且其中，所述推进组件中的每个推进组件还包括电气系统，所述电气系统包括电动马达和至少一个电池。

19.根据权利要求17所述的飞行器，其中，所述飞行控制系统还包括冗余飞行控制系统和三重冗余飞行控制系统中的至少一者；

其中，所述推进组件中的每个推进组件还包括与所述飞行控制系统通信的电子节点，并且所述电子节点中的每个电子节点能够操作成对相应的推进组件的操作进行控制；以及

其中，所述飞行控制系统响应于机载飞行员飞行控制、远程飞行控制、自主飞行控制及其组合中的至少一者而命令所述推进组件的操作。

20.根据权利要求17所述的飞行器，其中，所述吊舱组件还包括乘客吊舱组件。