CN109305357A - 具有四边形连杆机构的双倾转翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种具有竖向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双倾转翼组件，双倾转翼组件相对于机身具有竖向升力取向和向前推力取向，双倾转翼组件包括通过四边形连杆机构联接在一起并且联接至机身的前翼和后翼，分布式推进系统联接至双倾转翼组件并且包括联接至前翼的多个前推进组件和联接至后翼的多个后推进组件，飞行控制系统可操作地与分布式推进系统和双倾转翼组件相关联，飞行控制系统能够操作成对推进组件中的每个推进组件独立地进行控制并且能够操作成使双倾转翼组件在竖向升力取向与向前推力取向之间转变。

Description

具有四边形连杆机构的双倾转翼飞行器

技术领域

本公开总体上涉及具有向前飞行模式和竖向起降飞行模式的飞行器，并且具体地，涉及使用四边形连杆机构来将机翼联接在一起以用于在向前飞行模式与竖向起降飞行模式之间同步转变的双倾转翼飞行器。

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，竖向起降(VTOL)飞行器不需要跑道。替代地，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竖向起降，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以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VTOL操作期间由于与固定机翼产生的滑流干扰而通常遭受低效率下载的问题。

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竖向起降时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升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。倾转翼设计使得由螺旋桨产生的滑流能够大致沿机翼的翼弦方向行进，从而，与倾转旋翼飞行器相比，在较小尺寸上冲击机翼并且提高了竖向升力的效率。然而，已经发现，倾转翼飞行器在悬停期间可能难以控制并且通常需要在机尾安装推力站以在VTOL操作期间产生俯仰控制力矩。

发明内容

在第一方面中，本公开涉及一种具有竖向起降飞行模式和向前飞行模式的飞行器。飞行器包括机身和双倾转翼组件，双倾转翼组件相对于机身具有竖向升力取向和向前推力取向。双倾转翼组件包括前翼、后翼和四边形连杆机构。四边形连杆机构将前翼联接至后翼，并且四边形连杆机构将前翼和后翼联接至机身。分布式推进系统联接至双倾转翼组件。分布式推进系统包括联接至前翼的多个前推进组件和联接至后翼的多个后推进组件。飞行控制系统可操作地与分布式推进系统和双倾转翼组件相关联。飞行控制系统能够操作成对推进组件中的每个推进组件独立地进行控制并且能够操作成使双倾转翼组件在竖向升力取向与向前推力取向之间转变。

在一些实施方式中，在双倾转翼组件的竖向升力取向和向前推力取向两者中，由前推进组件产生的滑流可以大致沿前翼的翼弦方向行进，并且由后推进组件产生的滑流可以大致沿后翼的翼弦方向行进。在某些实施方式中，前翼的入射角与后翼的入射角在双倾转翼组件的竖向升力取向与向前推力取向之间的转变期间保持大致一致。在一些实施方式中，四边形连杆机构可以包括：固定连杆，固定连杆由机身形成；输入连杆，输入连杆联接在固定连杆与前翼和后翼中的一者之间；浮动连杆，浮动连杆联接在前翼与后翼之间；以及输出连杆，输出连杆联接在固定连杆与前翼和后翼中的另一者之间。在这些实施方式中，同步连杆可以联接在前翼与后翼之间，以在双倾转翼组件于竖向升力取向与向前推力取向之间转变期间保持前翼的入射角与后翼的入射角大致一致。同样，在这些实施方式中，旋转致动器可操作地布置在飞行控制系统与输入连杆之间，以使双倾转翼组件在竖向升力取向与向前推力取向之间转变。

在某些实施方式中，四边形连杆机构可以是平面四边形连杆机构。在一些实施方式中，四边形连杆机构可以是凸四边形连杆机构。在某些实施方式中，四边形连杆机构可以是非Grashof(曲柄存在的条件)四边形连杆机构。在一些实施方式中，四边形连杆机构可以包括：固定连杆，固定连杆由机身形成；第一输入连杆和第二输入连杆，第一输入连杆和第二输入连杆联接在固定连杆与前翼和后翼中的一者之间，第一浮动连杆和第二浮动连杆，第一浮动连杆和第二浮动连杆联接在前翼与后翼之间；以及第一输出连杆和第二输出连杆，第一输出连杆和第二输出连杆联接在固定连杆与前翼和后翼中的另一者之间。在这些实施方式中，第一同步连杆和第二同步连杆可以联接在前翼与后翼之间，以在双倾转翼组件于竖向升力取向与向前推力取向之间转变期间保持前翼的入射角与后翼的入射角大致一致。

在某些实施方式中，推进组件中的每个推进组件可以包括：短舱，短舱能够操作成联接至前翼和后翼中的一者；电动马达，电动马达布置在短舱内；旋翼毂，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；以及推进旋翼，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。在一些实施方式中，电能源可以布置在机身内，以向推进组件中的每个推进组件提供电能。在某些实施方式中，电能产生系统可以布置在机身内，以向推进组件中的每个推进组件提供电能。在这些实施方式中，电能产生系统可以包括至少一个内燃发动机并且可以包括发电机。在一些实施方式中，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、自主飞行控制及其组合中的至少一者来命令推进组件和/或双倾转翼组件的操作。

在第二方面中，本公开涉及一种具有竖向起降飞行模式和向前飞行模式的飞行器。飞行器包括机身和双倾转翼组件，双倾转翼组件相对于机身具有竖向升力取向和向前推力取向。双倾转翼组件包括前翼、后翼和四边形连杆机构。四边形连杆机构将前翼联接至后翼，并且四边形连杆机构将前翼和后翼联接至机身。分布式推进系统联接至双倾转翼组件。分布式推进系统包括联接至前翼的多个前推进组件和联接至后翼的多个后推进组件。飞行控制系统可操作地与分布式推进系统和双倾转翼组件相关联。飞行控制系统能够操作成对推进组件中的每个推进组件独立地进行控制并且能够操作成使双倾转翼组件在竖向升力取向与向前推力取向之间转变。四边形连杆机构包括由机身形成的固定连杆、联接在固定连杆与前翼和后翼中的一者之间的输入连杆、联接在前翼与后翼之间的浮动连杆和同步连杆、以及联接在固定连杆与前翼和后翼中的另一者之间的输出连杆。同步连杆于双倾转翼组件在竖向升力取向与向前推力取向之间转变期间保持前翼的入射角与后翼的入射角大致一致。

附图说明

为了更完整地理解本公开的特征和优点，现在参照详细描述以及附图，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1H是根据本公开的实施方式的双倾转翼飞行器的示意图；

图2是根据本公开的实施方式的双倾转翼飞行器的推进和控制系统的框图；

图3A至图3I是根据本公开的实施方式的处于顺序飞行操作情境的双倾转翼飞行器的示意图；以及

图4是根据本公开的实施方式的双倾转翼飞行器的控制系统的框图。

具体实施方式

尽管下面详细描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。本文中描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公开之后将认识到的，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。如本文所使用的，术语“联接”可以包括直接联接或通过任何方式的间接联接，包括通过移动和/或非移动机械联接件。

参照附图中的图1A至图1H，示出了具有双倾转翼组件的飞行器10的各种视图。在示出的实施方式中，飞行器10具有机身12，该机身12示出为包括用于飞行员、乘员和/或货物的舱。机身12的延伸机尾是尾梁14，该尾梁14支承示出为T形尾的尾翼16，尾翼16具有可以包括一个或更多个升降舵和方向舵的水平稳定器和竖向稳定器，以辅助飞行器10在向前飞行期间的俯仰稳定性和偏航稳定性。在其他实施方式中，尾翼16可以是V形尾、传统尾、十字尾、双尾、三尾或具有其他合适的尾部设计。

飞行器10包括双倾转翼组件18，该双倾转翼组件18能够操作成在如图1A、图1C、图1E和图1G中最佳地观察到的竖向升力取向与如图1B、图1D、图1F和图1H中最佳地观察到的向前推力取向之间转变。双倾转翼组件18包括前翼20和后翼22，前翼20和后翼22中的每一者均具有翼型横截面，该翼型横截面响应于飞行器10的向前空速而产生升力。在示出的实施方式中，前翼20包括翼梢小翼20a、20b，并且后翼22包括翼梢小翼22a、22b，翼梢小翼20a、20b以及翼梢小翼22a、22b减小向前飞行期间的翼尖涡流，以减小相关联的阻力、增大升力并且增大飞行器10的航程。前翼20和后翼22优选地由高强度且轻质材料形成、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、碳带或其组合形成。前翼20和后翼22优选地包括内部通路，该内部通路能够操作成容纳比如电缆和数据线缆等的通信线路。前翼20和后翼22可以包括可以用于产生并控制飞行器10在向前飞行期间的侧倾的一个或更多个副翼。

在示出的实施方式中，分布式推进系统联接至双倾转翼组件18。该分布式推进系统包括多个推进组件24，所述多个推进组件24可以永久地安装或者能够以独立的方式附接至双倾转翼组件18并且能够从双倾转翼组件18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24。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的推进组件，包括四个、八个、十六个或其他适合数量的独立的推进组件24。前翼20的推进组件24可以被称为前推进组件，并且后翼22的推进组件24可以被称为后推进组件。在示出的实施方式中，推进组件24以中翼构型定位。在其他实施方式中，推进组件24可以以高翼构型、低翼构型或其适合的组合定位，比如前推进组件以低翼构型定位并且后推进组件以高翼构型定位。

如本文所描述的，每个推进组件24能够被独立控制成使得分布式推进系统内的某个推进组件24的操作变化使飞行器10在VTOL操作期间实现俯仰控制、偏航控制及侧倾控制。例如通过改变后推进组件24中的至少一些后推进组件相对于前推进组件24中的至少一些前推进组件的推力输出，实现俯仰控制。作为另一示例，通过改变飞行器10的右侧的推进组件24中的至少一些推进组件相对于飞行器10的右侧的推进组件24中的至少一些推进组件的推力输出，实现侧倾控制。改变推进组件24的推力输出可以通过改变相关联的推进旋翼叶片的旋转速度和/或改变相关联的推进旋翼叶片的叶片间距来实现。飞行器10的偏航控制通过改变推进组件24中的使推进旋翼叶片沿顺时针方向旋转的至少一些推进组件相对于推进组件24中的使推进旋翼叶片沿逆时针方向旋转的至少一些推进组件的转矩输出来实现。在示出的实施方式中，当从上述图1G中观察时，前推进组件24沿顺时针方向旋转而后推进组件24沿逆时针方向旋转。除了偏航控制，该构型为飞行器10提供了转矩平衡。在其他实施方式中，推进组件24可以以其他构型旋转。

推进组件24可以优选地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安装至双倾转翼组件18以及从双倾转翼组件18移除的外场可更换单元(line replaceable unit)。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的推进组件与双倾转翼组件18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双倾转翼组件18。

如图2中最佳地观察到的，每个推进组件24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24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。推进旋翼叶片可以具有固定的叶片间距或者能够操作成用于叶片间距变化，包括例如总叶片间距变化和/或周期叶片间距变化。另外，每个推进组件24能够通过例如使相应的推进旋翼38的旋转平面倾转而操作成用于独立的推力矢量。

在示出的实施方式中，飞行器10具有示出为基于液体燃料的电能产生系统48的电能源，该电能产生系统48容置在机身12内。电能产生系统48优选地包括示出为内燃发动机50a、50b的冗余内燃发动机。电能产生系统48还包括示出为液体燃料源52a、52b的一个或更多个燃料箱。在操作中，内燃发动机50a、50b中的一者或两者被用于驱动发电机54以产生电能。该电能经由双倾转翼组件18内的通信线路56供给至推进组件24以直接地为电动马达32供电以及/或者用于储存在电池30内。由于液体燃料的能量密度超过了电池的能量密度而使得飞行器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。

替代性地或另外，机身12可以容置一个或更多个电池58，所述一个或更多个电池58可以用作用于推进组件24的电能源。机身安装式电池58可以通过电能产生系统48被充电和/或可以在地基站被充电。电池58也可以可互换地被移除及安装，以在飞行器10的其中电能源是基于电池的实施方式中能够有效地补充能源。在具有电池58和电能产生系统48两者的实施方式中，电池58可以提供备用的电源，以使飞行器10能够在电能产生系统48发生故障的情况下安全着陆。作为另一替代方案，推进组件24可以包括在共用的液压流体系统内操作的液压马达，其中一个或更多个高压液压源或发电机容置在机身12内以向每个液压马达提供动力。

在示出的实施方式中，飞行器10具有容置在机身12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分布式推进系统的操作。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、诸如只读存储器的非易失性存储器、诸如磁性存储的存储器的可移动存储器、光存储的存储器、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24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24可以被单独且独立地控制及操作。另外，飞行控制系统60与双倾转翼组件18的致动系统——如布置在机身12内的单个旋转致动器64——通信，该单个旋转致动器64能够操作成使双倾转翼组件18在竖向升力取向与向前推力取向之间转变。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。在有人驾驶任务中，飞行器10内的飞行员可以从飞行控制系统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。特别地，双倾转翼组件18的在竖向升力取向与向前推力取向之间的转变可以响应于机载飞行员飞行控制、远程飞行控制、自主飞行控制及其组合而实现。

如图1A、图1C、图1E和图1G中最佳地观察到的，飞行器10具有竖向起降飞行模式，在竖向起降飞行模式中，双倾转翼组件18处于其竖向升力取向中，在该竖向升力取向中，在考虑到飞行器10的姿态的同时，前翼20和后翼22各自具有大致竖向的取向。飞行控制系统60对每个推进组件24独立地进行控制及操作，以产生升力并提供俯仰控制、偏航控制和侧倾控制。在示出的构型中，由前推进组件24产生的向下的滑流大致沿前翼20的翼弦方向行进，并且由后推进组件24产生的向下的滑流大致沿后翼22的翼弦方向行进。此外，如图1C中最佳地观察到的，推进组件24的相对于机身12的外侧位置使机身12上的向下的滑流最小化。这些特征共同改进了飞行器10的提升效率。

如图1B、图1D、图1F和图1H中最佳地观察到的，飞行器10具有向前飞行模式，在向前飞行模式中，双倾转翼组件18处于其向前推力取向中，在该向前推力取向中，在考虑到飞行器10的姿态的同时，前翼20和后翼22各自具有大致水平的取向。飞行控制系统60对每个推进组件24独立地进行控制及操作，以产生所需的推力，其中前翼20和后翼22提供升力，并且其中，空气动力学表面——比如升降舵、方向舵和副翼——提供俯仰控制、偏航控制和侧倾控制。在示出的构型中，由前推进组件24产生的向后的滑流大致沿前翼20的翼弦方向行进，并且由后推进组件24产生的向后的滑流大致沿后翼22的翼弦方向行进。由于与竖向升降飞行模式的推力要求相比，向前飞行模式中的推力要求减小，在向前飞行期间，飞行控制系统60可以减小推进组件24中的一些推进组件或全部推进组件的旋转速度。替代性地或另外，飞行控制系统60在向前飞行期间可以关闭推进组件24中的某些推进组件，在这种情况下，可以允许相关联的推进旋翼叶片进行风车式旋转，相关联的推进旋翼叶片可以被锁定以防止旋转或可以折叠并锁定。

双倾转翼组件18包括四边形连杆机构70，该四边形连杆机构70将前翼20联接至后翼22并且还将前翼20和后翼22联接至机身12。如在图1B中最佳地观察到的，四边形连杆机构70包括两组相对地布置的四边形连杆机构部段70a、70b。四边形连杆机构部段70a与四边形连杆机构部段70b大致相似，因此，为了简洁，仅公开了四边形连杆机构部段70a相关的某些特征。然而，本领域技术人员将基于四边形连杆机构部段70a的在本文中公开的内容完全领会对四边形连杆机构部段70b的理解。如在图1E至图1F中最佳地观察到的，四边形连杆机构部段70a包括由机身12形成的固定连杆72。在示出的实施方式中，四边形连杆机构部段70a包括联接在固定连杆72与后翼22之间的输入连杆74a。输入连杆74a可操作地联接至可旋转轴76，可旋转轴76优选地延伸穿过机身12并将输入连杆74a联接至四边形连杆机构部段70b的输入连杆74b，如在图1B中最佳地观察到的。轴76联接至致动器64，以使双倾转翼组件18能够在竖向升力取向与向前推力取向之间转变。输入连杆74a与后翼22具有固定的关系并通过支架78a联接至后翼22。

在示出的实施方式中，四边形连杆机构部段70a包括联接在固定连杆72与前翼20之间的输出连杆80a。输出连杆80a与前翼20具有旋转关系并且通过支架84a联接至前翼20。在示出的实施方式中，输出连杆80a可操作地联接至可旋转轴82，可旋转轴82优选地延伸穿过机身12并将输出连杆80a联接至四边形连杆机构部段70b的输出连杆80b。在其他实施方式中，输出连杆80a和输出连杆80b可以在固定连杆72处具有独立的转动接头。四边形连杆机构部段70a还包括联接在前翼20与后翼22之间的浮动连杆86a。浮动连杆86a在支架78a处与后翼22和输入连杆74a具有旋转关系。同样，浮动连杆86a在支架84a处与前翼20和输出连杆80a具有旋转关系。在其他实施方式中，输入连杆可以联接在固定连杆与前翼之间，并且输出连杆可以联接在固定连杆与后翼之间。

固定连杆72、输入连杆74a、输出连杆80a和浮动连杆86a一起形成可移动的闭链连杆，该闭链连杆由通过四个接头连接成环的四个连杆构成。在示出的实施方式中，由于每个接头均是转动接头，因此四边形连杆机构部段70a可以被认为是平面四边形连杆机构。而且，在示出的实施方式中，由于四边形连杆机构部段70a中相邻连杆之间的内角总是小于180度，因此相邻连杆不会彼此交叉，并且四边形连杆机构部段70a的一个对角线的长度仅在四边形连杆机构部段70a的另一对角线长度减小时增大，四边形连杆机构部段70a可以被认为是凸四边形连杆机构。此外，在示出的实施方式中，由于最短连杆——输入连杆74a——和最长连杆——浮动连杆86a——的长度之和大于其余的两个连杆——固定连杆72和输出连杆80a——的长度之和，因此，不满足Grashof条件(曲柄存在的条件)，最短连杆不能相对于相邻连杆完全旋转，并且四边形连杆机构部段70a可以被认为是非Grashof四边形连杆机构。在其他实施方式中，固定连杆、输入连杆、输出连杆和/或浮动连杆可以具有形成其他闭链连杆的其他构型，包括具有不同属性的其他四边形连杆机构。

在示出的实施方式中，四边形连杆机构部段70a包括联接在前翼20与后翼22之间的同步连杆88a。同步连杆88a大致位于浮动连杆86a的前方和上方。同步连杆88a在支架84a处与前翼20具有旋转关系并且在支架78a处与后翼22具有旋转关系。在示出的实施方式中，同步连杆88a于双倾转翼组件18在竖向升力取向与向前推力取向之间转变期间保持前翼20的入射角与后翼22的入射角大致一致，这可以被称为用于前翼20和后翼22的机翼同步保持的一致入射角，这在双倾转翼组件18于竖向升力取向与向前推力取向之间转变期间保持空气动力稳定方面对飞行器10是有益的。优选地，同步连杆88a具有外壳90a，并且浮动连杆86a具有外壳92a，外壳90a与外壳92a嵌套在一起以形成大致翼型形状的组件。外壳90a和外壳92能够操作成在双倾转翼组件18于竖向升力取向与向前推力取向之间转变期间相对于彼此适当地平移。外壳90a和外壳92a的翼型形状组件在飞行器10的向前飞行期间特别有益。

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。如图3A中最佳地观察到的，飞行器10定位在当前位置——比如在机场、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。双倾转翼组件18处于竖向升力取向，其中，所有推进组件24正在运行。飞行器10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组合而操作。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被控制。例如，如在图3B中最佳地观察到的，为了在悬停期间的包括俯仰控制、侧倾控制和偏航控制的VTOL操作期间辅助稳定，如在本文中所讨论的，可能期望调节一个或更多个推进组件24的推力输出、转矩输出和/或推力矢量。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3B至图3E中最佳地观察到的，当飞行器10从竖向起降飞行模式转变成向前飞行模式时，双倾转翼组件18从竖向升力取向——如在图3B中最佳地观察到的——转变成向前推力取向——如在图3E中最佳地观察到的。注意的是，为了飞行器10中所承载的乘员、机组人员和/或货物的安全性和舒适性，飞行器10在该转变期间保持在大致水平的姿态中。另外，由于包括同步连杆88a、88b的四边形连杆机构70的各种连杆的构型(见图1B)，前翼20的入射角与后翼22的入射角在转变期间保持大致一致，如在图3C至图3D中最佳地观察到的。优选地，双倾转翼组件18的转变由飞行控制系统60控制，该飞行控制系统60向在输入连杆74a、74b之间延伸的单个致动器64的旋转轴76提供命令。在其他实施方式中，前翼20的旋转和后翼22的旋转可以是独立的和/或可以由多个致动器控制。

一旦飞行器10完成向向前飞行模式的转变，由于与竖向起降飞行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24中的某些推进组件可以以减小的速度运行或者被关闭。例如，某些内侧推进组件24可以在这种情况下被关闭，推进旋翼叶片可以在旋翼毂被锁定的情况下被顺桨以及/或者被折叠，以防止推进旋翼的旋转，由此减小阻力。替代性地，推进旋翼叶片可以被顺桨，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开始进入目的地时，被关闭或以低速运行的任何推进组件24被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竖向起降飞行模式的转变。如图3E至图3H中最佳地观察到的，双倾转翼组件18从向前推力取向——如在图3E中最佳地观察到的——转变至竖向升力取向——如在图3H中最佳地观察到的。需注意的是，在该转变期间，为了飞行器10中所承载的乘客、机组人员和/或货物的安全性和舒适性，飞行器10保持在大致水平姿态中。另外，由于包括同步连杆88a、88b的四边形连杆机构70的各种连杆的构型(见图1B)，前翼20的入射角与后翼22的入射角在转变期间保持大致一致，如在图3F至图3G中最佳地观察到的。

一旦飞行器10已经完成向竖向起降飞行模式的转变，如图3H中最佳地观察到的，飞行器10可以开始其向目的地位置——比如同一机场或其他机场、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3I中最佳地观察到的，飞行器10已经着陆并停留在表面上。如果需要的话，飞行器10现在可以进行地面操纵。

另外参照附图中的图4，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，自主系统102、飞行员系统104和远程系统106。如本文中所描述的那样，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诸如随机访问存储器的内部存储的存储器、诸如只读存储器的非易失性存储器、诸如磁性存储的存储器的可移动存储器、光存储的存储器、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、推进组件118至122、双倾转翼组件124和飞行员系统104——以及外部源——比如远程系统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飞行员系统104和/或远程系统106的针对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的包括竖向起降飞行模式、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，包括例如控制推进旋翼的旋转速度、改变推进旋翼叶片的叶片间距、调节由推进旋翼产生的推力矢量等。另外，这些命令实现了双倾转翼组件124的在竖向升力取向与向前推力取向之间的转变。飞行控制系统108接收来自控制器116、每个推进组件118至122以及双倾转翼组件124的反馈。该反馈通过可以向命令模块110和/或控制器116供给校正数据和其他信息的监测模块112被处理。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诸如随机访问存储器的内部存储的存储器、诸如只读存储器的非易失性存储器、诸如磁性存储的存储器的可移动存储器、光存储的存储器、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、点对点通道协议、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130与飞行控制系统108通信，该通信链路130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音频输入设备，比如允许操作者与例如飞行器10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/或远程飞行控制中的一部分或全部可以通过来自飞行员系统104的机载飞行员飞行控制而被增强或取代。飞行员系统104可以与自主系统102集成为一体或者可以是单独的系统，飞行员系统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和处理能力的其他机器来实施。飞行员系统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诸如随机访问存储器的内部存储的存储器、诸如只读存储器的非易失性存储器、诸如磁性存储的存储器的可移动存储器、光存储的存储器、固态存储的存储器或其他适合的存储器存储实体。飞行员系统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，飞行员系统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。飞行员系统104经由优选地包括有线连接的通信通道136与飞行控制系统108通信。

飞行员系统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——或任何其他适合类型的显示器，包括例如显示器面板、仪表板显示器、增强现实显示器等。飞行员系统104还可以包括音频输出和音频输入设备，比如允许机载飞行员与例如远程系统的空中交通控制或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被操作。

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)

1.一种具有竖向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；

双倾转翼组件，所述双倾转翼组件相对于所述机身具有竖向升力取向和向前推力取向，所述双倾转翼组件包括前翼、后翼和四边形连杆机构，所述四边形连杆机构将所述前翼联接至所述后翼，并且所述四边形连杆机构将所述前翼和所述后翼联接至所述机身；

分布式推进系统，所述分布式推进系统联接至所述双倾转翼组件，所述分布式推进系统包括联接至所述前翼的多个前推进组件和联接至所述后翼的多个后推进组件；以及

飞行控制系统，所述飞行控制系统可操作地与所述分布式推进系统和所述双倾转翼组件相关联，所述飞行控制系统能够操作成对所述推进组件中的每个推进组件独立地进行控制，并且能够操作成使所述双倾转翼组件在所述竖向升力取向与所述向前推力取向之间转变。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述双倾转翼组件的所述竖向升力取向和所述向前推力取向两者中，由所述前推进组件产生的滑流大致沿所述前翼的翼弦方向行进，并且由所述后推进组件产生的滑流大致沿所述后翼的翼弦方向行进。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述双倾转翼组件于所述竖向升力取向与所述向前推力取向之间转变期间，所述前翼的入射角与所述后翼的入射角保持大致一致。

4.根据权利要求1所述飞行器，其中，所述四边形连杆机构还包括：

固定连杆，所述固定连杆由所述机身形成；

输入连杆，所述输入连杆联接在所述固定连杆与所述前翼和所述后翼中的一者之间；

浮动连杆，所述浮动连杆联接在所述前翼与所述后翼之间；以及

输出连杆，所述输出连杆联接在所述固定连杆与所述前翼和所述后翼中的另一者之间。

5.根据权利要求4所述的飞行器，还包括同步连杆，所述同步连杆联接在所述前翼与所述后翼之间，以保持所述前翼的入射角与所述后翼的入射角在所述双倾转翼组件的所述竖向升力取向与所述向前推力取向之间转变期间大致一致。

6.根据权利要求4所述的飞行器，还包括旋转致动器，所述旋转致动器可操作地布置在所述飞行控制系统与所述输入连杆之间并且能够操作成使所述双倾转翼组件在所述竖向升力取向与所述向前推力取向之间转变。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述四边形连杆机构还包括平面四边形连杆机构。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述四边形连杆机构还包括凸四边形连杆机构。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述四边形连杆机构还包括非Grashof四边形连杆机构。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述四边形连杆机构还包括：

固定连杆，所述固定连杆由所述机身形成；

第一输入连杆和第二输入连杆，所述第一输入连杆和所述第二输入连杆联接在所述固定连杆与所述前翼和所述后翼中的一者之间；

可旋转轴，所述可旋转轴联接所述第一输入连杆和所述第二输入连杆；

第一浮动连杆和第二浮动连杆，所述第一浮动连杆和所述第二浮动连杆联接在所述前翼与所述后翼之间；以及

第一输出连杆和第二输出连杆，所述第一输出连杆和所述第二输出连杆联接在所述固定连杆与所述前翼和所述后翼中的另一者之间。

11.根据权利要求10所述的飞行器，还包括第一同步连杆和第二同步连杆，所述第一同步连杆和所述第二同步连杆联接在所述前翼与所述后翼之间，以保持所述前翼的入射角与所述后翼的入射角在所述双倾转翼组件于所述竖向升力取向与所述向前推力取向之间转变期间大致一致。

12.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包括：

短舱，所述短舱能够操作成联接至所述前翼和所述后翼中的一者；

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。

13.根据权利要求1所述的飞行器，还包括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的电能源。

14.根据权利要求1所述的飞行器，还包括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的电能产生系统，所述电能产生系统包括至少一个内燃发动机并且包括发电机。

15.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来命令所述推进组件和所述双倾转翼组件的操作。

16.一种具有竖向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；

双倾转翼组件，所述双倾转翼组件相对于所述机身具有竖向升力取向和向前推力取向，所述双倾转翼组件包括前翼、后翼和四边形连杆机构，所述四边形连杆机构将所述前翼联接至所述后翼，并且所述四边形连杆机构将所述前翼和所述后翼联接至所述机身；

分布式推进系统，所述分布式推进系统联接至所述双倾转翼组件，所述分布式推进系统包括联接至所述前翼的多个前推进组件和联接至所述后翼的多个后推进组件；以及

飞行控制系统，所述飞行控制系统可操作地与所述分布式推进系统和所述双倾转翼组件相关联，所述飞行控制系统能够操作成对所述推进组件中的每个推进组件独立地进行控制，并且能够操作成使所述双倾转翼组件在所述竖向升力取向与所述向前推力取向之间转变；

其中，所述四边形连杆机构包括由所述机身形成的固定连杆、联接在所述固定连杆与所述前翼和所述后翼中的一者之间的输入连杆、联接在所述前翼与所述后翼之间的浮动连杆和同步连杆、以及联接在所述固定连杆与所述前翼和所述后翼中的另一者之间的输出连杆；并且

其中，所述同步连杆保持所述前翼的入射角与所述后翼的入射角在所述双倾转翼组件于所述竖向升力取向与所述向前推力取向之间转变期间大致一致。

17.根据权利要求16所述的飞行器，还包括旋转致动器，所述旋转致动器可操作地布置在所述飞行控制系统与所述输入连杆之间并且能够操作成使所述双倾转翼组件在所述竖向升力取向与所述向前推力取向之间转变。

18.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述推进组件中的每个推进组件包括：

短舱，所述短舱能够操作成联接至所述前翼和所述后翼中的一者；

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。

19.根据权利要求16所述的飞行器，还包括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的电能产生系统，所述电能产生系统包括至少一个内燃发动机并且包括发电机。

20.根据权利要求16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来命令所述推进组件的操作。