CN109515674B - 混合动力垂直起降运载工具 - Google Patents

Abstract

一种混合动力垂直起降运载工具，其具有：气囊，其被构造为提供静升力；机身，其被连接到气囊并且具有至少一对延伸自机身的相对侧的翼从而通过移动产生动升力；以及推力产生装置，其位于各个翼上并且被构造为与各个翼一起围绕横向于气囊的纵向轴线的轴线转动以提供垂直起飞或降落能力。理想地，气囊提供负的静升力以加强低速和地面上的稳定性。

Description

混合动力垂直起降运载工具

本申请是申请人为“伊根飞艇公司”的进入中国国家阶段日期为2015年12月28日的申请号为201480037063.2的发明名称为“混合动力垂直起降运载工具”的专利申请(国际申请日为2014-06-26，国际申请号为PCT/US2014/044457)的分案申请。

相关申请的交叉引用

按照35 U.S.C.§119(e)，本申请要求2013年6月27日提交的美国临时申请No.61/840,145的优先权，该申请的内容通过引用全部纳入此文。

技术领域

本公开涉及能够飞行的运载工具，尤其是涉及具有组合的升起方法的有人驾驶和无人驾驶运载工具，该组合的升起方法包括动力升起和移位上浮。

背景技术

飞行器是能够飞行的运载工具并且包括比空气轻的飞行器，以及诸如固定的和可移动的翼式飞行器和诸如直升机等的旋翼机等的比空气重的飞行器，其中该比空气轻的飞行器能够上升并且通过使用所包含的重量比空气轻的气体能够保持悬停，其中上述空气被上述气体取代，其中，该翼式飞行器使用由翼在空气中的移动而产生的动力提升。各个类型的飞行器具有其各自的优点和缺点。

为了使用不同模式的起飞的优点，已经提议将翼与比空气轻的飞行器组合。例如，美国专利No.6,311,925描述了用于运输货物的飞艇和方法，该飞艇具有位于飞艇气囊中的支撑结构，该飞艇气囊被连接到从飞艇向外延伸的螺旋桨或机翼。该设计试图避免负载的机翼直接向飞艇气囊示例的结构限制。虽然在机翼上使用喷气辅助式涡轮螺旋桨发动机，但是该设计不能充分使用一起产生的并且与涡轮螺旋桨发动机组合的两种形式的升力。此外，部分因为气囊被设计为提供足够的升力以克服飞行器的重量，即，气囊具有正的静升力，因而该设计不使用固翼飞行器的垂直起降(vertical takeoff or landing，VTOL)的能力。

具有正的静升力的一个缺点是在大风情况下在地面上或者靠近地面很难控制比空气轻的飞行器。另一缺点是此种运载工具必须具有大的阻力引入轮廓，从而保持足够的气体以提供必要的静升力。此外，该设计的前进速度被限定为基本上50节或更少。

因此，需要能够组合静升力和动升力的飞行器，其中，在不过度向气囊加压的情况下能够获得增大的空速并且所述飞行器在大风的条件下提供改进的动力控制以及靠近地面时的可操作性。另外，此种航空器应该提供安全的发动机熄火性能，从而保证货物和乘客在发动机熄火降落的情况下不受到伤害。

发明内容

本公开涉及一种混合动力飞行器，该飞行器使用由气体产生的静升力(在此情况下是静升力)，结合由响应于各个翼上的推力产生装置(例如，螺旋桨，风扇，喷气机等)而在空气中移动的机翼产生的升力。

根据本公开的一个方面，提供一种运载工具，该运载工具包括：

第一升力装置，其能够提供静升力；

第二升力装置，其能够通过移动提供动升力；以及

系统，其被构造为产生推力并且被联接到第二升力装置，第二升力装置和推力产生系统能够一起围绕横向于运载工具的纵向轴线的轴线转动从90度至180度范围内的角度。

根据本公开的另一方面，提供上述的运载工具，其中，第二升力装置包括在运载工具的相反的第一侧和第二侧上的第一翼和第二翼，第一翼和第二翼分别具有连接到其上的各自的推力产生装置，并且第一翼和第二翼中的每一个被构造为独立于第一翼和第二翼中的另一个而分别围绕横向轴线转动。

根据本公开的又一方面，提供上述的运载工具，其中，第一升力装置包括气囊，该气囊被构造为保持气体，该气体能够向运载工具提供移位浮力；以及还包括舱体，该舱体能够连接到气囊并且该舱体具有连接到其上的第二升力装置。

根据本公开的又一方面，提供上述的运载工具，其中，舱体被构造为机身，并且第二升力装置包括在横向于气囊的纵向轴线的方向上从机身延伸的第一翼和第二翼。

根据本公开的又一方面，提供上述的运载工具，其中，第一翼和第二翼分别被构造为一起或者独立地或者一起和独立地围绕横向于气囊的纵向轴线的轴线转动。可选地，翼可以具有前掠，从而当翼使得发动机转动为面向上时，该发动机被定位成高于地面。

根据本公开的又一方面，提供上述的运载工具，其中，各个推力产生装置包括螺旋桨，该螺旋桨被安装到各个翼上并且被构造为当翼围绕横向轴线转动时与翼一起移动。

根据本公开的又一方面，提供上述的运载工具，其中，各个翼被构造为围绕翼的横向于运载工具的纵向轴线的纵向轴线转动。理想地，多个翼一起或独立地围绕翼的横向于气囊的纵向轴线的纵向轴线在从90度至180度的范围内转动。在一些构造中，该翼能够转动从180度至270度以及大于270度的角度。

根据本公开的又一方面，提供上述的运载工具，其中，运载工具包括第三翼以及第四翼，该第三翼被安装为在与第一翼相同的方向上从机身延伸，第四翼被安装在机身上从而在与第二翼的方向相同的方向上延伸。

根据本公开的又一方面，提供上述的运载工具，其中，第三翼和第四翼与第一翼和第二翼共面，并且第三翼和第四翼分别包括连接到其上的各自推力产生装置。

根据本公开的另一方面，提供一种运载工具，其中，机身能够容纳乘客。可选地，机身被构造为容纳乘客货物，并且运载工具能够被控制员或远程自动控制系统远程地控制，诸如地面上的系统，或者空气中的、空间中的、陆地上的或者水面上的另一运载系统中的系统。

附图说明

因为当接合附图时从下文的说明书中这些特征和优点将变得更好理解，因而本公开的前述和其他特征和优点将变得更加容易领会，其中：

图1是根据本公开形成的混合动力垂直起降运载工具的第一替换实施例和第二替换实施例的等轴测图；

图2-4分别是如图2-7所示的第一实施例的运载工具的透视侧视图、俯视图和前视图，其中引擎舱在朝前的取向上；

图5-8分别是第一实施例的透视等轴测图、侧视图、俯视图和前视图，其中引擎舱被向后转90度或者在垂直取向上；

图9是第一实施例的运载工具客舱的放大等轴测图；

图10是第一实施例的尾部结构上的安装为用于轨道运动的后部螺旋桨的放大等轴测图；

图11至13是用于第一实施例的飞行包线、爬升速度和爬升速度-发动机熄火图表；

图14是示出第一实施例的运载工具操作的多个阶段的侧视图；

图15至17分别是运载工具的第二实施例的侧视图、俯视图和前视图；

图18是第二实施例的运载工具客舱和引擎舱的放大侧视图；

图19和20是运载工具的第二实施例的飞行包线、爬升速度图表。

具体实施方式

在下文的说明中，提及了特定的具体细节从而提供多种公开实施例的全面理解。然而，相关领域的技术人员将意识到可以在不具有这些具体细节的一个或多个的情况下或者利用其它方法、部件、材料等实现这些实施例。在其他示例中，在下文中未示出或未说明如下的结构或部件以避免造成对实施例的不必要的模糊说明：已知的结构或部件，或者与航空器以及航空器推进和控制系统以及空中交通管制相关的结构或部件，包括但不限于发动机、螺旋桨、诸如副翼等的控制表面、方向舵、升降舵、引擎舱、自动驾驶仪、远程指挥运载工具等。

除非上下文要求，否则在全篇说明书和权利要求中，单词“包含”以及其变体以与排他的或穷举的意义相反的包括的意义理解，也就是说，是“包括，但不限于”的意义。上述说明也同样适用于单词“包括”和“具有”。

该说明书的全篇所提及的“一个实施例”或者“实施例”是指结合实施例而说明的特定特征、结构或特点被包含在至少一个实施例中。因此，在说明书的全文中在多个地方出现的短语“在一个实施例中”或“在实施例中”没有必要全部指代相同的实施例。此外，特定特征、结构或特点可以以任何适当的方式在一个或多个实施例中组合。

首先参考图1，图1以附图标记100表示的第一混合动力运载工具A和作为前者放大版本的并且以附图标记200表示的第二混合动力运载工具B的形式示出了本公开的两个相关实施例。因为这些混合动力运载工具体现了飞机和软式气艇的两者的特征，所以这些运载工具将被统称为“运载工具”(plimp)。应当理解，虽然运载工具的两种版本在本文中被示出和说明，但是可以使用对本领域的技术人员而言已知的公开特征和额外特征来开发用于多种应用的其他版本。在合适的地方，两个实施例所共用的部件和组件将以相同的附图标记说明。

总体上从图1中看出，运载工具100具有气囊102形式的第一升力装置以及第一翼和第二翼(左翼和右翼)104、106形式的第二升力装置，该第一翼和第二翼104、106横向地延伸自连接到气囊102的机身108。从机身108向后突出的是单尾桁110，该单尾桁110在其后端112a具有水平稳定器114。水平稳定器114具有自由端116，该自由端116具有从各自的自由端116向上突出的垂直稳定器118、120。

通过安装到各自的电动机124的一对螺旋桨122来提供推力，其中引擎舱126中的电动机124位于各个翼104、106上。方向控制部分地通过安装在尾桁110的后端112上的轨道尾部螺旋桨128来提供。理想地，各个翼104、106能够围绕其纵向轴线转动，从而将螺旋桨从水平推进位置转动到垂直推进位置，如下文中更加详细地说明的那样，这能够提供额外的方向控制。为了将运载工具100支撑在地上，使用延伸自机身108的轮130。

运载工具设计被构造为在空气动升力和空气静升力之间提供分离。平衡这两种类型的升力是重要的，因为太大的气体静力升力将使得运载工具在低空速或零空速时无法管理，诸如当运载工具在大风的情况下着地时。相反地，太小的空气动升力将迫使使用超大的发动机以用于垂直起降(VTOL)操作。运载工具的另一因素是大多数运载工具的气囊在没有较重的内部加固件或者贯穿式框体的情况下不够结实而不能承载机翼负载。在圆形气囊截面的构造中，在不设置使得重量增加的内部结构或者分段气囊的情况下，是不可能将翼连接到气囊的。其他考虑包括使用航空器类型的起落架，从而提供直接起飞以及在接触地面的同时螺旋桨转动到水平姿势的能力。另外，垂直稳定器必须足够大以提供稳定并且若需要的话提供控制，该垂直稳定器能够是方向舵形式。将这些控制表面附接到船体通常导致外部支撑和复杂的船体构造以及膨胀。

在运载工具的设计中，还考虑到飞艇设计的政府要求，这些要求来自美国联邦航空局(FAA)和例如德国LFLS，这些规定要求：

1.气囊在运行中需要免受由于暴风雨、腐蚀和摩擦而引起的强度的劣化或损失。

2.气囊必须在支撑用于所有飞行和地面情况以及局部气动压力的极限设计负载的同时被设计成受压，这必须被包括在对压力的确定中。

3.气囊织物必须具有不小于极限负载的4倍的极限强度，通过与最大负载结合由最大设计内部压力来确定该极限负载。

4.用于支撑诸如机身等的部件的内部或外部或者内部和外部悬挂系统，必须被设计为对于所有的飞行条件而言以均匀的方式将合成负载传递和分布到气囊。

针对于气囊的设计，图2至4利用侧视图、俯视图和前视图示出了运载工具100的透视视图，其中马达引擎舱126是水平的朝前取向。从图2和3中可以看出，利用连接到气囊102的结构支撑件134的撑杆132来支撑尾桁110。形成在气囊102中的分别是前副气囊136和后副气囊138。这些副气囊136、138是用在飞艇设计中以提供压舱物的已知结构。理想地，这些副气囊是位于气囊102的主船体内部的填充有空气的气囊或者袋。因为空气与氦气相比具有较重的重力或重量，所以副气囊充入空气使得运载工具下降，并且放出空气使得运载工具上升，或者与翼104、106的向前运动或者由推进系统所提供的推力的任何向上矢量组合而有助于上升，在此情况下，推进系统是位于引擎舱126中的推进马达。也应当理解副气囊136、13被用于控制运载工具100的平飞(水平矫正)。

从图3的俯视图中可以更清楚地看出，翼104、106具有前掠。使用前掠翼104、106使得当处于垂直飞行位置时螺旋桨122比地面高。这是出于安全考虑而被使用，并且也为了将螺旋桨定位成更加靠近船体或气囊102的垂直中线，从而当空气被推挤为围绕船体和进入螺旋桨中时，减小空气动力干扰。此外，翼14、106的不同转动使得飞行员更容易通过将一个翼定向成前下并且另一个翼定向成后下而使得运载工具转向，这将使得运载工具围绕垂直轴线转动。

在考虑运载工具的操作环境时，假定氦气具有97.5％的纯度以及0.01304磅/立方英尺的密度。在大气温度为77华氏温度和70.2％湿度的日常夏天中，形成的升力是大约57磅/立方英尺氦气。如果设计目标是用于10000英尺操作的74％的丰满度，那么将有49.6磅/1000立方英尺的升力。副气囊136、138必须是内部体积的26％。使用一般的飞艇，尾部尺寸是主船体体积(V)的13％，并且尾部尺寸是13％V⁶⁶⁶。由于缩放效应，将产生15％的船体减阻作用。

用于推进的马达能够从现存的电动马达修改，该电动马达具有8英寸直径，12英寸长度，加上30磅的控制器而为25千克(55磅)的重量，以及在控制器增加55％的重量的情况下，5分钟的140千瓦(187BHP)将产生3.4马力/磅。

对于较大的运载工具300，需要两个600马力的马达，该马达的重量是每个大约180磅(其中控制器重100磅)。假定对于较大模型，电池的重量是运载工具100中电池的重量的3.2倍并且尺寸是运载工具100中电池的尺寸的1.5倍。对于运载工具300版本中的低速效能，研究表明9.1英尺的螺旋桨尺寸是优选的。

提供用于马达的电池动力理想地来自锂离子电池，该锂离子电池具有0.2kw-h/kg的能量密度。下个5年的电池发展的预测表明潜在的能量密度是1kw-h/kg。电池体积是大约0.5kw-h/liter，这等于500kw-h/m³。对于运载工具100，这将导致大约5.9英尺直径的螺旋桨尺寸。

虽然可以使用导管风扇，导管风扇位于软式气艇上和遥控模型上，但是因为导管风扇在巡航期间由于导管的阻力、流量约束益处的减少和较低的期望推力而是低效的，所以导管风扇很少用在实际的飞行器上。另外，在叶片尖端和导管之间必须维持高度间隙。还存在导管自身加上安装件的重量、阻力和维修的问题，以及为了使用此种导管风扇，对于额外设计、分析和测试的需求。当阻力和重量作为考虑因素时，当阻力和重量被设计为用于最大100节的空速时，导管风扇的优点在50节左右时消散或消失。

用于运载工具100、300的电池的实际尺寸将取决于所担当的任务和阻力计算。理想地，船体和副气囊材料被假定为CT35HB芳纶合成材料，该合成材料具有较低的气体渗透性，出色的低温效能以及出色的压力保持力。使用该材料，船体气囊重量将大约是0.0326磅/平方英尺。考虑到悬链线和多方面重量，气囊重量将增加大约10％。下表A提供了用于升力和重量的规格说明。

表A

航空电子和飞行控制将满足所有的用于通信和航行设备的FAA要求。理想地，将提供自主飞行和航行能力。用于航空电子设备的所需硬件的重量位于40-66磅的范围内，该范围大约是一般的两座通常航空飞行器的重量的3倍。飞行控制必须被完全致动以能够实现无人驾驶飞行，并且将存在大约135磅的电子伺服系统，该电子伺服系统使用其自身电池动力以用于无人驾驶飞行。

范围计算假设用于起飞的最大推力将被使用大约2分钟并且降落将持续大约1/2分钟。推力的33％将被虚度。虽然飞行器需要20分钟的待机时间，但是因为降落是垂直地完成的，因而运载工具100将具有大约5分钟的待机时间。在5000英尺的高度以85节的速度巡航时，将需要75％的推力。400磅的电池将提供大约13分钟的巡航时间，这等于大约25海里的距离。如果运载工具的毛重是3050磅，那么这需要添加额外的600磅电池，从而以45海里/小时的速度进行大约23分钟的巡航。

在未来数年，额外的电池能量密度改进的情况下，如果电池能量密度提高到当前技术的4倍，则在电池重量为780磅的情况下，距离将可以增加到200海里。利用额外的重量节省或者通过增大螺旋桨尺寸以允许3230磅的总毛重，可能达到200海里的距离。以下的表B示出了用于两个电池重量和体积的能量密度、电池体积、动力以及效率数据。

表B

图5至8示出了垂直起降构造的运载工具100，在该构造中，翼104、106和翼所连接的具有马达124和螺旋桨128的引擎舱126已经向上转动90度，从而来自螺旋桨122的推力是垂直的。这是垂直起降模式中的用于起飞和降落的理想构造。然而，翼104、106能够被转动到多个取向，同时或者独立地将推力引向期望的方向以用于水平和垂直移动以及横摆(偏航)，即，围绕垂直轴线的移动。理想地，翼在围绕翼的纵向轴线的从90度至180度的范围内转动，该纵向轴线横向于气囊的纵向轴线。在一些构造中，翼能够转动180度以上，转动到270度并且转动大于270度的角度。

图9示出了在串联双座乘客构造中的机身108，与用在当前软式气艇上的座舱类似。在该设计中，翼104、106被连接到机身而不是气囊。因此，应力被机身而不是被气囊承载。从图9看出，操纵杆142被定位在一对座椅140之前，并且能够被构造为被滑动到左边或右边以在运载工具100的各侧上向驾驶员提供座位。

如图10所示是轨道尾部螺旋桨128的细节图，该尾部螺旋桨128被安装为围绕水平轴线转动并且围绕横向轴线枢转，从而有助于控制运载工具100的方向性运动。虽然传统飞机控制表面，诸如副翼、方向舵和升降舵等，在飞行期间能够被使用，其中，翼104、106产生升力，但是在慢速或静态飞行中，尾部螺旋桨128提供围绕所有三个控制轴线(航向倾角、横滚和偏航)操作运载工具100的能力。应当理解用于尾部螺旋桨的导管风扇设计也可以被用在特定的设计中。

图11至13是使用在本文所讨论的设计规格的运载工具100的飞行包线、爬升速度、爬升速度-发动机熄火性能。如果在任何高度、尺寸和阻力的运载装置处的两个发动机都熄火，那么运载装置将以最大26英尺/秒的速度下降。相比而言，这不是非常快，因为军用飞机在24英尺/秒的下降速度的情况下经受零损伤。乘客和货物在该程度的发动机熄火性能之下将是安全的。无论高度如何，乘客和货物都将是安全的，因为运载工具将不会以大于26英尺/秒的速度下降，26英尺/秒是相对较慢的(＝19mph(英里/小时))。

接着参考图14，示出了仅用于运载工具100的起飞的期望飞行路径。在螺旋桨向上转动90度以用于垂直起飞的情况下，运载工具100上升到大约50英尺，在该点或者在上升期间，使用尾部螺旋桨128，航向倾角将增大到30度，以提供大约30度的爬升角。随着运载工具100继续从50英尺爬升到400英尺并且从起飞点向前移动700英尺或更远，通过将螺旋桨向前转动，然后开始向前移动。应当理解，根据该构造，运载工具能够达到最大45度或更大的爬升角。

图15至18示出了本公开的第二实施例，在该实施例中，运载工具200被设计为运载12个乘客或10-12个货物箱(3.3平方英尺)，总的有效负载是2400磅。从图15至18中可以看出，运载工具200具有较大的气囊202，该气囊包括前副气囊204和后副气囊206。运载工具200将具有100英尺至200英尺范围内的长度，并且更优选地是150英尺长。加大的机身208被连接到气囊202并且具有延伸自该机身的尾桁210以及分别具有左翼212和右翼214。在各个翼的端部处是被容纳在引擎舱220中的电动马达218驱动的螺旋桨216。支柱222支撑气囊202上的尾桁210并且提供用于水平稳定器224、垂直稳定器226和尾部螺旋桨228的支撑。较大轮230延伸自加大的机身208，如图18更加清晰地示出。机身208被加大以并行的布置方式，即，在每排2个座位的6排中运载12个乘客。可移除的电池组能够被储存在机身208之下以提供用于控制、航行和推进系统的动力。

图18也更加详细地示出了引擎舱220的取向，该取向从向前的水平位置向上转动90度以到达垂直取向。理想地，具有马达218和螺旋桨216的引擎舱220与翼212、214组合地转动，其中引擎舱220被连接到翼212、214。翼能够一起转动或者独立转动以能够完成用于运载工具200的多种控制构造。

图19和20分别示出了用于运载工具200的飞行包线、爬升速度。

如从前文中容易理解那样，运载工具100、200是设计用于小型货物运输和局部乘客运输的飞机-软式气艇形式的混合动力运载工具。电动动力提升非刚性空气移动被提供，所述电动动力提升非刚性空气移动从空气动力以及从来自气囊的流体静力升力来获得该运载工具的升力的绝大部分。因为试图在小地方使用该运载工具，所以在最大的重量下的垂直起降能力必须被提供。

尤其是在大风情况下，计算机化自动化飞行控制系统可以被设置成包含降落终端导航。然而，在来自地面位置的无线通信直接提供或者经由卫星中继器所提供的控制的情况下，期望能够使用无人驾驶飞行，尤其是用于运货应用。使用预编程飞行路线的机载控制系统还能够被包含在控制系统中。

理想地，在具有零空速控制能力以及使用轮的滚动短距起降(short takeoff orlanding，STOL)能力的情况下，运载工具100具有垂直起降能力。运载工具100的优选长度是50英尺，但是设计限制和功能因素可能需要其位于50英尺到90英尺的范围内。理想地，运载工具100将具有大约500磅的无人驾驶有效负载，或者可选的两个乘客加上行李的有效负载。电动动力经由电池或者燃料电池或者本领域的技术人员已知的其他装置被提供以用于推进马达。在设计最大速度为90英里/小时并且距离为200英里的情况下，该运载工具能够提供货物运输和乘客运输，以及观光和其他商业活动。

当在地面上时，运载工具100、200被设计为被拴在停泊站，使用传统的拴紧设备而被拴紧，或者停靠在吊架中。理想地，经由电磁锚定系统能够完成停泊，该电磁锚定系统使得运载工具利用最少的地面工作人员的协助，如果需要，而被分离，如果地面工作人员的协助存在的化。例如，飞行员或地面控制员将能够经由与电磁锚定系统的RF或硬件有线连接而远程地分离运载工具。由动力驱动的电磁体将被定位在机身中或者翼中，或者两者中，并且被构造为在地面上与运载工具相关的单个位置或者多个位置处与停泊站相互作用。

如从前文中容易理解那样，本公开提供混合动力飞行器，该飞行器使用由气体产生的静升力，和由在空气中移动的机翼(例如，一个或多个固定翼或旋转翼)以及各个翼上的推力产生装置(例如，螺旋桨、风扇、喷气装置等)一起产生的升力。

理想地，运载工具被设置为包括：第一升力装置，其能够提供静升力；第二升力装置，其能够通过在空气中移动而提供动升力；以及系统，其被构造为产生推力并且被联接到第二升力装置，第二升力装置和推力产生系统能够一起围绕横向于运载工具的纵向轴线的轴线转动从90度至180度范围内的角度。轨道尾部螺旋桨提供方向性控制和稳定性。

上述的多种实施例能够被组合以提供其他实施例。例如，运载工具的尺寸能够被加大或减小以满足本文所公开的技术的特定应用的操作规定。另外，运载工具能够被修改以用在水上、雪上和冰上以及诸如平板拖车、船等的运载工具上。在上面详述的说明书的启示下可以对实施例作出这些和其他改变。

Claims (12)

1.一种运载工具，包括：

气囊，所述气囊被构造为容纳气体，以向运载工具提供移位浮力；

第一翼和第二翼，所述第一翼和第二翼提供动升力，并且分别具有安装到其上的各自的推力产生装置；

舱体，所述舱体连接到气囊并且使得第一翼和第二翼在舱体的相反侧连接到舱体，而未连接到气囊；

尾桁，所述尾桁从舱体向后延伸；和

水平稳定器和至少一个垂直稳定器，所述水平稳定器从尾桁延伸并且所述至少一个垂直稳定器从所述水平稳定器延伸，舱体包括机身，并且第一翼和第二翼在横向于气囊的纵向轴线的方向上从机身延伸，第一翼和第二翼中的每个被构造成围绕气囊的横向轴线独立于第一翼和第二翼中的另一个分别转动各自的推力产生装置，使得与移位浮力分离的动升力在垂直起降模式中被各自的推力产生装置提供。

2.根据权利要求1所述的运载工具，其中，第一翼和第二翼被构造为具有前掠。

3.根据权利要求1所述的运载工具，其中，各个翼被构造为在从90度至180度并且包括180度的范围内转动。

4.根据权利要求1所述的运载工具，还包括第三翼以及第四翼，所述第三翼被安装为在与第一翼相同的方向上从机身延伸，所述第四翼被安装在机身上从而在与第二翼的方向相同的方向上延伸。

5.根据权利要求4所述的运载工具，其中，第三翼和第四翼与第一翼和第二翼共面，并且第三翼和第四翼分别包括联接到其上的各自的推力产生装置。

6.根据权利要求4所述的运载工具，其中，机身能够容纳乘客。

7.根据权利要求4所述的运载工具，其中，机身被构造为容纳货物。

8.一种用于空中运输的混合动力垂直起降(VTOL)运载工具，包括：

机身，所述机身被构造为容纳乘客和货物；

气囊，所述气囊被连接到机身以提供静升力；

第一升力产生翼和第二升力产生翼，所述第一升力产生翼和第二升力产生翼位于机身的相反的第一侧和第二侧，所述第一升力产生翼和第二升力产生翼分别具有安装在其上的各自的推力产生装置，并且第一升力产生翼和第二升力产生翼中的每一个都被构造为独立于第一升力产生翼和第二升力产生翼中的另一个而分别围绕横向于机身的纵向轴线的轴线围绕横向轴线转动各自的推力产生装置达到最大180度的角度，使得与静升力分离的动升力在垂直起降模式中被各自的推力产生装置提供；

尾桁，所述尾桁从舱体延伸，所述尾桁具有后端；和

轨道尾部螺旋桨，所述轨道尾部螺旋桨安装在尾桁的后端上，所述轨道尾部螺旋桨被构造为围绕水平轴线转动并且围绕横向轴线枢转，从而有助于对运载工具进行方向控制。

9.根据权利要求8所述的运载工具，其中，第一升力产生翼和第二升力产生翼具有前掠。

10.根据权利要求8所述的运载工具，其中，各个推力产生装置包括由发动机驱动的螺旋桨，所述发动机被安装到相应的升力产生翼上并且被构造为当所述升力产生翼围绕横向轴线转动时与所述升力产生翼一起移动。

11.根据权利要求8所述的运载工具，其中，每个升力产生翼被构造为在从90度至180度并且包括180度的范围内转动。

12.根据权利要求8所述的运载工具，还包括水平稳定器和至少一个垂直稳定器，所述水平稳定器位于尾桁的后端上并且所述至少一个垂直稳定器位于所述水平稳定器的后端上。

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