CN109606673A - 具有可互换的有效载荷模块的倾转旋翼式飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有竖向起飞及着陆飞行模式和向前飞行模式的倾转旋翼式飞行器。该飞行器包括具有机翼的机体，机翼具有在相反两侧设置的翼梢。梢端吊杆从翼梢纵向延伸。前旋翼联接至梢端吊杆的前端部，并且后旋翼联接至梢端吊杆的后端部，前旋翼能够在其中前旋翼位于梢端吊杆上方的竖向升力取向与其中前旋翼位于梢端吊杆前方的向前推力取向之间可逆地倾转，后旋翼能够在其中后旋翼位于梢端吊杆下方的竖向升力取向与其中后旋翼位于梢端吊杆后方的向前推力取向之间可逆地倾转，多个有效载荷模块中的一者以可互换的方式联接至机体，其中，每个有效载荷模块具有相应的功能。

Description

具有可互换的有效载荷模块的倾转旋翼式飞行器

技术领域

本公开总体上涉及具有向前飞行模式和竖向起飞及着陆飞行模式的飞行器，并且具体地涉及具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的用于运输可互换的有效载荷模块的倾转旋翼式飞行器。

背景技术

固定翼飞行器——比如飞机——能够使用机翼进行飞行，机翼响应于飞行器的向前空速而产生升力，该升力由来自一个或更多个喷气发动机或螺旋桨的向前推力产生。机翼具有翼型横截面，翼型横截面在飞行器向前移动时使空气向下偏转，从而产生支撑飞机飞行的竖向升力。然而，固定翼飞行器需要用于起飞和着陆的跑道。

与固定翼飞行器不同，竖向起飞和着陆(VTOL)飞行器不需要跑道。而是，VTOL飞行器能够竖向起飞、悬停和着陆。VTOL飞行器的一个示例是直升机，直升机是具有向飞行器提供竖向升力和向前推力的一个或更多个旋翼的旋翼飞行器。直升机旋翼不仅可以实现悬停、竖向起飞和竖向着陆，而且还可以实现向前飞行、向后飞行和横向飞行。这些特性使得直升机高度通用于固定翼飞行器可能无法进行起飞和着陆的拥挤区域、孤立区域或偏远区域。然而，直升机通常缺乏固定翼飞行器的向前空速。

倾转旋翼机是VTOL飞行器的另一示例。倾转旋翼式飞行器利用能够操作成在向前推力取向与竖向升力取向之间进行转换的可倾转旋翼系统。该旋翼系统能够相对于固定翼倾转成使得相关联的螺旋桨具有用于竖向起飞、悬停和竖向着陆的大体水平的旋转平面以及用于向前飞行的大体竖向的旋转平面，其中，固定翼提供升力。以此方式，倾转旋翼式飞行器将直升机的竖向升力能力与固定翼飞行器的速度和航程相结合。

发明内容

在第一方面，本公开涉及一种具有竖向起飞及着陆飞行模式和向前飞行模式的飞行器。该飞行器具有包括机翼的机体，所述机翼具有在相反两侧设置的第一翼梢和第二翼梢。第一梢端吊杆和第二梢端吊杆分别从第一翼梢和第二翼梢纵向延伸。梢端吊杆中的每个梢端吊杆均具有前端部和后端部。第一前旋翼和第二前旋翼分别联接至第一梢端吊杆的前端部和第二梢端吊杆的前端部。第一前旋翼和第二前旋翼能够在其中第一前旋翼和第二前旋翼位于相应的第一梢端吊杆和第二梢端吊杆上方的竖向升力取向与其中第一前旋翼和第二前旋翼位于相应的第一梢端吊杆和第二梢端吊杆前方的向前推力取向之间可逆地倾转。第一后旋翼和第二后旋翼分别联接至第一梢端吊杆的后端部和第二梢端吊杆的后端部。第一后旋翼和第二后旋翼能够在其中第一后旋翼和第二后旋翼位于相应的第一梢端吊杆和第二梢端吊杆下方的竖向升力取向与其中第一后旋翼和第二后旋翼位于相应的第一梢端吊杆和第二梢端吊杆后方的向前推力取向之间可逆地倾转。多个有效载荷模块中的一者以可互换的方式联接至机体，其中，每个有效载荷模块中均具有相应的功能。

在某些实施方式中，飞行控制系统可以以可操作的方式与前旋翼和后旋翼相关联并且能够操作成独立地控制旋翼中的每个旋翼，包括控制在竖向升力取向与向前推力取向之间进行的转换。在这样的实施方式中，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、自主飞行控制或它们的任何组合来操控旋翼的操作。在一些实施方式中，有效载荷模块可以是载人模块。在其他实施方式中，有效载荷模块可以是无人模块。在某些实施方式中，有效载荷模块能够操作成在飞行期间被投掷。在一些实施方式中，有效载荷模块可以是燃料模块、货物模块、武器模块、通信模块和/或传感器模块。

在某些实施方式中，前旋翼可以反向旋转并且后旋翼可以反向旋转，以控制竖向起飞及着陆飞行模式中的横摆。在一些实施方式中，第一梢端吊杆的前旋翼和后旋翼可以反向旋转并且第二梢端吊杆的前旋翼和后旋翼可以反向旋转，以控制竖向起飞及着陆飞行模式中的横摆。在某些实施方式中，第一尾翼组件和第二尾翼组件可以分别联接至第一梢端吊杆的后端部和第二梢端吊杆的后端部，使得第一尾翼组件和第二尾翼组件在向前飞行模式中以上洗流进行操作。在一些实施方式中，动力系统可以包括电能源和以可操作的方式与旋翼中的每个旋翼相关联的至少一个电动马达。在某些实施方式中，前旋翼可以具有能够操作成使向前飞行模式中的阻力减小的折叠式旋翼叶片，并且后旋翼可以具有固定桨距式旋翼叶片。

在第二方面中，本公开涉及一种具有竖向起飞及着陆飞行模式和向前飞行模式的飞行器。该飞行器包括纵向延伸的机身。机翼从机身横向地延伸并且具有在相反两侧远离机身设置的第一翼梢和第二翼梢。梢端吊杆中的每个梢端吊杆均具有前端部和后端部。第一前旋翼和第二前旋翼分别联接至第一梢端吊杆的前端部和第二梢端吊杆的前端部。第一前旋翼和第二前旋翼能够在其中第一前旋翼和第二前旋翼位于相应的第一梢端吊杆和第二梢端吊杆上方的竖向升力取向与其中第一前旋翼和第二前旋翼位于相应的第一梢端吊杆和第二梢端吊杆前方的向前推力取向之间可逆地倾转。第一后旋翼和第二后旋翼分别联接至第一梢端吊杆的后端部和第二梢端吊杆的后端部。第一后旋翼和第二后旋翼能够在其中第一后旋翼和第二后旋翼位于相应的第一梢端吊杆和第二梢端吊杆下方的竖向升力取向与第一后旋翼和第二后旋翼位于相应的第一梢端吊杆和第二梢端吊杆后方的向前推力取向之间可逆地倾转。

附图说明

为了更全面地理解本发明的特征和优点，现在参照本发明的详细描述以及附图，在附图中，不同附图中的对应的附图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具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的用于运输可互换的有效载荷模块的倾转旋翼式飞行器的示意图；

图2是根据本公开的实施方式的用于具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的用于运输可互换的有效载荷模块的倾转旋翼式飞行器的推进及控制系统的框图；

图3A至图3L是根据本公开的实施方式的在顺序飞行操作情景中的具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的用于运输可互换的有效载荷模块的倾转旋翼式飞行器的示意图；

图4是根据本公开的实施方式的用于具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的用于运输可互换的有效载荷模块的倾转旋翼式飞行器的控制系统的框图；

图5A至图5B是使用根据本公开的实施方式的具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的倾转旋翼式飞行器来运输可互换的有效载荷模块的运输过程的框图；

图6是根据本公开的实施方式的具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的倾转旋翼式飞行器在有效载荷模块投掷操作期间的示意图；

图7是与根据本公开的实施方式的具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的倾转旋翼式飞行器一起使用的具有多个隔区的可互换的有效载荷模块的示意图；以及

图8A至图8G是与根据本公开的实施方式的具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的倾转旋翼式飞行器的可互换的有效载荷模块一起使用的具有不同功能的各种有效载荷包装件的等距视图。

具体实施方式

尽管下面对本公开的各种实施方式的实现和使用进行了详细描述，但是应当理解的是，本公开提供了可以在各种具体情况下实施的许多适用的发明构思。本文中所描述的具体实施方式仅是说明性的，而非限制本公开的范围。为清楚起见，在本公开中可能没有对实际实施方案的所有特征都进行描述。显然应当理解的是，在任何这种实际实施方式的开发中都必须做出许多具体的实施决定，以实现开发者的特定目标，例如符合体系相关和业务相关的限制，这些限制随实施方案的不同而不同。此外，应当理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但仍然会是那些受益于本公开的本领域普通技术人员的常规工作。

在说明书中，在描述附图中的装置时，可以参照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、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，因而使用诸如“在…上方”、“在…下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或者描述这些部件的各方面的空间取向应当分别被理解成描述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。如本文中所使用的，术语“联接”可以包括通过任何手段、包括移动的机械连接和/或非移动的机械连接的直接或间接联接。

参照附图中的图1A至图1H，描绘了具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的倾转旋翼式飞行器10的各种视图。在所图示的实施方式中，飞行器10承载多个纵向延伸的有效载荷模块12中的一者，有效载荷模块12可以可互换地联接至飞行器10并由飞行器10运输。在其他实施方式中，有效载荷模块12可以表示作为飞行器10的永久部件的机身。在任一情况下，有效载荷模块12可以是载人模块、无人模块、燃料模块、货物模块、武器模块、通信模块、传感器模块等以及它们的组合。飞行器10包括相对于有效载荷模块12横向延伸的机翼14。机翼14具有响应于飞行器10的向前空速而产生升力的翼型横截面。在所图示的实施方式中，机翼14包括襟副翼14a、14b，襟副翼14a、14b提供用于在向前飞行期间对例如飞行器10的俯仰和侧倾进行控制的空气动力学表面。机翼14还包括在相反两侧远离有效载荷模块12设置的翼梢14c、14d。机翼14优选地由高强度且轻质量的材料——例如，金属、聚合物、玻璃纤维、碳以及它们的组合——形成。

飞行器10包括分别从翼梢14c、14d纵向延伸的一对梢端吊杆16a、16b。梢端吊杆16a包括前端部18a和后端部20a。梢端吊杆16b包括前端部18b和后端部20b。梢端吊杆16a、16b优选地由高强度且轻质量的材料——比如，金属、聚合物、玻璃纤维、碳以及它们的组合——形成。梢端吊杆16a的后端部20a支承尾翼组件22a，尾翼组件22a提供水平稳定器和/或竖向稳定器并且可以包括在飞行器10的向前飞行期间对俯仰控制和横摆控制进行辅助的方向舵和/或升降舵。同样地，梢端吊杆16b的后端部20b支承尾翼组件22b，尾翼组件22b提供水平稳定器和/或竖向稳定器并且可以包括在飞行器的向前飞行期间对俯仰控制和横摆控制进行辅助的方向舵和/或升降舵。机翼14和梢端吊杆16a、16b优选地包括能够操作成容纳通信线路比如电力电缆、数据电缆等的内部通路。机翼14和梢端吊杆16a、16b以及各种框架、支承件、纵梁、桁条、舱壁、翼梁、翼肋、蒙皮等合起来可以被认为是飞行器10的机体24。

飞行器10能够操作成在如图1A、图1C、图1E、图1G中最佳所示的竖向升力取向与如图1B、图1D、图1F、图1H中最佳所示的向前推力取向之间进行转换。在图示的实施方式中，机体24联接有分布式推进系统。该分布式推进系统包括可以永久地安装或者能够独立地附接至机体24并能够从机体24拆卸的多个推进组件26。如所图示的，分布式推进系统包括四个独立操作的推进组件26a、26b、26c、26d。推进组件26a、26b分别联接至梢端吊杆16a、16b的前端部18a、18b并且可以被称为前推进组件26a、26b。推进组件26c、26d分别联接至梢端吊杆16a、16b的后端部20a、20b并且可以被称为后推进组件26c、26d。前推进组件26a能够在其中旋翼28a位于梢端吊杆16a上方的竖向升力取向与其中旋翼28a位于梢端吊杆16a前方的向前推力取向之间可逆地倾转。类似地，前推进组件26b能够在其中旋翼28b位于梢端吊杆16b上方的竖向升力取向与其中旋翼28b位于梢端吊杆16b前方的向前推力取向之间可逆地倾转。后推进组件26c能够在其中旋翼28c位于梢端吊杆16a下方的竖向升力取向与其中旋翼28c位于梢端吊杆16a后方的向前推力取向之间可逆地倾转。类似地，后推进组件26d能够在其中旋翼28d位于梢端吊杆16b下方的竖向升力取向与其中旋翼28d位于梢端吊杆16b后方的向前推力取向之间可逆地倾转。在所图示的实施方式中，当推进组件26a、26b、26c、26d处于向前推力取向时，旋翼28a、28b作为牵引式螺旋桨进行操作并且旋翼28c、28d作为推动式螺旋桨进行操作。

如本文中所描述的，每个推进组件26a、26b、26c、26d是独立可控的，使得某些推进组件26a、26b、26c、26d在分布式推进系统内的操作改变能够实现在VTOL操作期间对飞行器10的俯仰、横摆和侧倾控制。例如，通过改变前推进组件26a、26b相对于后推进组件26c、26d的推力输出，实现了俯仰控制。作为另一示例，通过改变推进组件26a、26c相对于推进组件26b、26d的推力输出，实现了侧倾控制。改变特定推进组件26a、26b、26c、26d的推力输出可以通过改变相应的旋翼28a、28b、28c、28d的旋转速度和/或叶片桨距来实现。应指出的是，推进组件26a、26b、26c、26d中的一些推进组件或全部推进组件可以包括固定桨距式旋翼。替代性地，推进组件26a、26b、26c、26d中的一些推进组件或全部推进组件可以包括能够操作成用于总桨距控制和/或周期桨距控制的旋翼。在一个实施方案中，前推进组件26a、26b具有总桨距控制装置，并且后推进组件26c、26d具有固定桨距式旋翼。飞行器10在VTOL操作期间的横摆控制或扭矩平衡可以通过使前推进组件26a、26b反向旋转并使后推进组件26c、26d反向旋转来实现。替代性或另外地，飞行器10在VTOL操作期间的横摆控制或扭矩平衡可以通过使梢端吊杆16a的推进组件26a、26c反向旋转并使梢端吊杆16b的推进组件26b、26d反向旋转来实现。飞行器10的扭矩不平衡还可以通过利用推进组件26a、26b、26c、26d中的一者或更多者的差动纵向推力矢量和/或利用推进组件26a、26b、26c、26d中的一者或更多者的扭矩偏移来控制。应指出的是，由于旋翼速度的改变和/或叶片桨距的改变会影响飞行器10的扭矩平衡，因而可能需要在不同条件下实施不同的扭矩平衡技术。

推进组件26a、26b、26c、26d可以优选地是标准化且可互换的单元，所述单元最优选地是能够容易地安装至飞行器10以及从飞行器10移除的线路可更换单元。另外，线路可更换单元的使用在发现推进组件中的一者有故障的情况下在维修情况方面是有益的。在这种情况下，可以通过简单的操作——比如，卸下结构构件的螺栓、断开通信线路以及其他适合的操作——将故障的推进组件与飞行器10断开联接。接着可以通过联接通信线路、用螺栓将结构构件连接在一起以及其他适合的操作而将另一推进组件附接至飞行器10。

如图2中最佳所示的，每个推进组件26均包括短舱38，短舱38容置一个或更多个电池30、电动马达32、驱动系统34、旋翼毂36和电子节点40，电子节点40例如包括控制器42、传感器44和通信元件46以及适用于推进组件的操作的其他部件。每个推进组件26还均包括旋翼28，旋翼28具有以固定的方式附接至旋翼毂36的多个旋翼叶片。旋翼叶片可以具有固定桨距或能够操作成用于桨距改变、包括例如总桨距改变和/或周期桨距改变。另外，每个推进组件26能够操作成获得独立的推力矢量。

在所图示的实施方式中，飞行器10具有电能源，该电能源被描绘为容置在机体24——比如机翼14和/或梢端吊杆16a、16b——内或者可以容置在有效载荷模块12——即，可互换的有效载荷模块12和固定实施的有效载荷模块12两者——内的基于液体燃料的电能产生系统48。电能产生系统48优选地包括一个或更多个内燃发动机50。电能产生系统48还包括被描绘为液体燃料源52的一个或更多个燃料箱。在操作中，使用内燃发动机50来驱动发电机54以产生电能。该电能经由机体24内的通信线路56被供给至每个推进组件26以直接对电动马达32供以动力以及/或者用于贮存在电池30内。这种类型的混合动力系统是有益的，因为液体燃料的能量密度超过电池的能量密度，从而实现飞行器10更好的持久性。

替代性或另外地，机体24和/或有效载荷模块12可以容置可用作推进组件26的电能源的一个或更多个电池58。电池58可以由电能产生系统48充电以及/或者可以在地面站处被充电。电池58也可以以可互换的方式被移除并且安装成能够实现有效的再加燃料，这在飞行器10的仅有的电能源为电池58的实施方式中可能是特别有益的。在一个示例中，每个可互换的有效载荷模块可以容纳电池58以使得每当新的有效载荷模块12联接至飞行器10时飞行器10被完全再充电。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可以提供备用电力源以使得飞行器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26可以包括在同一液压流体系统内进行操作的液压马达，其中，一个或更多个高压液压源或发电机容置在机体24和/或有效载荷模块12内以为液压马达中的每个液压马达提供动力。

在所图示的实施方式中，飞行器10具有优选地容置在机体24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——优选地为冗余飞行控制系统、并且更优选地为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。三重冗余飞行控制系统60的使用在飞行控制系统60发生故障的情况下改善飞行器10的整体安全性和可靠性。飞行控制系统60优选地包括非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态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以对分布式推进系统的操作进行控制的一组计算机指令。飞行控制系统60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现。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：内部存储存储器比如随机存取存储器、非易失性存储器比如只读存储器、可移动存储器比如磁存储存储器、光存储存储器、固态存储存储器或其他合适的存储器存储实体。飞行控制系统60可以是基于微处理器的系统，该系统能够操作成执行呈机器可执行指令形式的程序代码。另外，飞行控制系统60能够经由可包括有线连接和无线连接两者的专有加密网络、公共加密网络、因特网或其他合适的通信网络而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接收传感器数据并将飞行命令信息发送至电子节点40，使得每个推进组件26可以被单独且独立地控制和操作。在载人和无人任务两者中，飞行控制系统60可以自主地控制飞行器10的飞行操作的一些方面或所有方面。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。远程系统能够操作成从飞行控制系统60接收飞行数据并向飞行控制系统60提供命令，以在载人和无人任务两者中实现对飞行器10的飞行操作的一些方面或所有方面的远程飞行控制。在载人任务中，位于飞行器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，以使得机载飞行员能够对飞行器10的飞行操作的一些方面或所有方面进行控制。特别地，飞行器10在竖向升力取向与向前推力取向之间进行的转换可以响应于机载飞行员飞行控制、远程飞行控制、自主飞行控制以及它们的组合来实现。

如图1A、图1C、图1E、图1G中最佳所示的，飞行器10具有竖向起飞及着陆飞行模式，在竖向起飞及着陆飞行模式中，分布式推进系统处于其竖向升力取向，其中，前推进组件26a的旋翼28a位于梢端吊杆16a上方，前推进组件26b的旋翼28b位于梢端吊杆16b上方，后推进组件26c的旋翼28c位于梢端吊杆16a下方，并且后推进组件26d的旋翼28d位于梢端吊杆16b下方。在这种构型中，考虑到飞行器10的姿态，每个旋翼28a、28b、28c、28d具有大体水平取向。飞行控制系统60独立地控制和操作每个推进组件26a、26b、26c、26d以产生升力以及提供俯仰控制、横摆控制和侧倾控制。在所图示的构型中，由前推进组件26a、26b产生的弯转洗流(propwash)仅受到梢端吊杆16a、16b的前端部18a、18b的阻碍而对机体24产生最小的向下载荷。由后推进组件26c、26d产生的弯转洗流完全未受到机体24的阻碍并且因此没有对机体24产生向下载荷。推进组件26a、26b、26c、26d在机体24上的这种独特构型为飞行器10提供了高升力效率。

如图1B、图1D、图1F、图1H中最佳所示的，飞行器10具有向前飞行模式，在向前飞行模式中，分布式推进系统处于其向前推力取向，其中，前推进组件26a的旋翼28a位于梢端吊杆16a前方，前推进组件26b的旋翼28b位于梢端吊杆16b前方，后推进组件26c的旋翼28c位于梢端吊杆16a后方，并且后推进组件26d的旋翼28d位于梢端吊杆16b后方。考虑到飞行器10的姿态，每个旋翼28a、28b、28c、28d具有大体竖向取向。飞行控制系统60独立地控制和操作每个推进组件26a、26b、26c、26d以产生所需的推力，其中，机翼14提供升力并且包括作为襟副翼14a、14b和尾翼组件22a、22b的空气动力学表面以提供俯仰、横摆和侧倾控制。在所图示的构型中，由前推进组件26a、26b产生的弯转气流(propwash)大体沿机翼14的弦向方向行进，并且由后推进组件26c、26d产生的弯转气流完全不受机体24的阻碍。由于机体24的构型，尾翼组件22a、22b在向前飞行模式中以机翼14的上洗流(upwash)进行操作。例如，尾翼组件22a、22b在向前飞行模式中以约1.0与约1.3之间的动态压力比进行操作，这有助于飞行器10在向前飞行模式中的稳定性。另外，由于向前飞行模式中的推力要求与竖向起飞及着陆飞行模式的升力要求相比降低，因而在向前飞行期间，飞行控制系统60可以降低推进组件26a、26b、26c、26d中的一些推进组件或所有推进组件的旋转速度。替代性或另外地，飞行控制系统60可以在向前飞行期间关闭推进组件26a、26b、26c、26d中的某些推进组件，在这种情况下、相关联的旋翼叶片可以被允许作风车般旋转、可以被锁定以防止旋转或者可以被折叠并锁定。例如，飞行控制系统60可以在向前飞行期间关闭前推进组件26a、26b而操作后推进组件26c、26d。

接下来参照附图中的图3A至图3L，描绘了飞行器10的顺序飞行操作情景。如本文中所描述的，有效载荷模块12选择性地附接至机体24，使得单个机体可以随时间针对多个任务而以可操作的方式联接至多个有效载荷模块以及与多个有效载荷模块断开联接。如图3A中最佳所示的，有效载荷模块12定位在当前位置处——比如，在工作场所处、在军事战区中，在航空母舰的飞行甲板或其他地方——的表面上。在所图示的实施方式中，有效载荷模块12包括能够实现有效载荷模块12的地面运输的可伸缩轮组件。在其他实施方式中，有效载荷模块12可以包括滑动件或者可以具有另一合适的地面接合件。如所图示的，机体24当前在其所有推进组件26都运行的竖向起飞及着陆模式中处于位于有效载荷模块12附近的接近模式。例如，机体24可能已经从中途位置被派遣以执行将有效载荷模块12从当前位置运输至目的地的任务。机体24可以响应于基于预先编程到飞行控制系统60中的飞行计划的自主飞行控制而进行操作，或者可以响应于远程飞行控制进行操作。在任一情况下，机体24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有效载荷模块12的当前位置。

如图3B中最佳所示，机体24已经与有效载荷模块12连接以产生机械联接并且在一些实施方式中在机体24与有效载荷模块12之间产生通信信道。如图3C中最佳所示的，有效载荷模块12由以VTOL模式进行操作的机体24完全支撑。一旦有效载荷模块12附接至机体24，机体24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它们的任何组合。例如，在载人任务中，可能需要在某些操纵——比如起飞和着陆——期间利用位于有效载荷模块12内的飞行员的机载飞行员飞行控制，但是在向前飞行时依赖于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26中的每个推进组件在飞行操作期间都能够被独立控制。例如，如图3C中最佳所示的，为了在VTOL操作——包括在悬停期间的俯仰、侧倾和横摆控制——期间帮助稳定，可能需要调节如本文中所描述的推进组件26中的一个或更多个推进组件的推力输出、扭矩输出和/或推力矢量。在竖向到达期望高度之后，飞行器10可以开始从竖向起飞向向前飞行转换。如图3C至图3E中最佳所示的，当飞行器10从竖向起飞及着陆飞行模式转换至向前飞行模式时，前推进组件通过从指向上的取向向指向前的取向倾转而从如图3C中最佳所示的竖向升力取向转换至如图3E中最佳所示的向前推力取向。同样地，后推进组件通过从指向下的取向向指向后的取向倾转而从如图3C中最佳所示的竖向升力取向转换至如图3E中最佳所示的向前推力取向。应指出的是，飞行器10在该转换期间保持大体水平的姿态，以保证飞行器10中承载的乘客、机组人员和/或货物的安全性和舒适性。

一旦飞行器10完成向向前飞行模式的转换，推进组件26中的某些推进组件可以以降低的速度进行操作或者关闭，因为向前飞行模式中的推力要求与竖向起飞及着陆飞行模式的推力要求相比降低。例如，如图3F中最佳所示的，前推进组件已经关闭并且旋翼叶片已经折叠以减小阻力。替代性地，在前推进组件已经关闭之后，旋翼叶片可以呈旋翼毂被解除锁定的羽状形状，从而允许旋翼作风车般旋转或者旋翼可以在不折叠的情况下被锁定而不能旋转。

当飞行器10开始接近其目的地时，关闭的或以降低的速度进行操作的任何推进组件26被重新启用以提供完全的推进能力，如在3G中最佳所示的。飞行器10现在可以开始其从向前飞行模式向竖向起飞及着陆飞行模式的转换。如图3G至3I中最佳所示的，当飞行器10从向前飞行模式转换至竖向起飞及着陆飞行模式时，前推进组件通过从指向前的取向向指向下的取向倾转而从如图3G中最佳所示的向前推力取向转换至如图3I中最佳所示的竖向升力取向。同样地，后推进组件通过从指向后的取向向指向下的取向倾转而从如图3G中最佳所示的向前推力取向转换至如图3I中最佳所示的竖向升力取向。应指出的是，飞行器10在该转换期间保持大体水平的姿态，以保证飞行器10中承载的乘客、机组人员和/或货物的安全性和舒适性。一旦飞行器10已经完成向竖向起飞及着陆飞行模式的转换，如图3I中最佳所示的，飞行器10可以开始竖向下降至其目的地位置处的着陆表面。有效载荷模块12现在可以降低其轮组件以为使飞机10着陆提供地面支撑，如图3J中最佳所示。机体24现在与有效载荷模块12断开联接，如图3K中最佳所示。在将有效载荷模块12运输至目的地处并在目的地处释放有效载荷模块12之后，机体24可以离开目的地到另一位置，并且有效载荷模块12可以使用轮组件被重新定位到期望的位置以实现地面运输，如图3L中最佳所示。

另外参照附图中的图4，框图描绘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。在所图示的实施方式中，系统100包括基于主计算机的三个子系统；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，本公开的飞行器可以响应于由飞行控制系统108生成的命令而自主地进行操作，飞行控制系统108优选地包括非暂态计算机可读存储介质，非暂态计算机可读存储介质包括能够由处理器执行的一组计算机指令。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现的三重冗余系统。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，包括但不限于：内部存储存储器比如随机存取存储器、非易失性存储器比如只读存储器、可移动存储器比如磁存储存储器、光存储存储器、固态存储存储器或其他合适的存储器存储实体。飞行控制系统108可以是基于微处理器的系统，该系统能够操作成执行呈机器可执行指令形式的程序代码。另外，飞行控制系统108能够经由可包括有线连接和无线连接两者的专有加密网络、公共加密网络、因特网或其他合适的通信网络而选择性地连接至其他计算机系统。

在所图示的实施方式中，飞行控制系统108包括命令模块110和监视模块112。本领域技术人员应理解的是，由飞行控制系统108执行的这些及其他模块可以以各种形式——包括硬件、软件、固件、专用处理器以及它们的组合——来实现。飞行控制系统108接收来自各种源的输入，所述各种源包括：内部源，比如为传感器114、控制器116、推进组件118、120、122、124和飞行员系统104；以及外部源，比如远程系统106、全球定位系统卫星或其他定位系统等。例如，飞行控制系统108可以从飞行员系统104和/或远程系统106接收包括任务的开始位置和结束位置的飞行计划。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的各种操作模式——包括竖向起飞及着陆飞行模式、悬停飞行模式、向前飞行模式以及它们之间的转换——期间，命令模块110向控制器116提供命令。这些命令使得能够独立操作每个推进组件118、120、122、124，包括例如控制旋翼的旋转速度、改变旋翼叶片的桨距、调节推力矢量等。另外，这些命令使得飞行器10能够在竖向升力取向与向前推力取向之间进行转换。飞行控制系统108接收来自控制器116和每个推进组件118、120、122、124的反馈。该反馈是由监视模块112进行处理的，监视模块112可以向命令模块110和/或控制器116提供校正数据和其他信息。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、位置传感器等还向飞行控制系统108提供信息以进一步增强自主控制能力。

飞行控制系统108的一些自主控制能力或全部自主控制能力可以由远程飞行控制系统106增强或取代。远程系统106可以包括可在通用计算机、专用计算机或具有存储器和处理能力的其他机器上实现的一个或更多个计算系统。例如，计算系统可以包括一个或更多个存储器存储模块，包括但不限于：内部存储存储器比如随机存取存储器、非易失性存储器比如只读存储器、可移动存储器比如磁存储存储器、光存储存储器、固态存储存储器或其他合适的存储器存储实体。计算系统可以是基于微处理器的系统，该系统能够操作成执行呈机器可执行指令形式的程序代码。另外，计算系统能够经由可包括有线连接和无线连接两者的专有加密网络、公共加密网络、因特网或其他合适的通信网络而连接至其他计算机系统。通信网络可以是局域网、广域网、因特网或任何其他类型的网络，这些网络连接多个计算机以通过使用适当的通信技术——比如传输控制协议/网际协议、文件传输协议、超文本传输协议、网际协议安全协议、点对点隧道协议、安全套接层协议或其他合适的协议——而经由网络消息来实现各种通信模式。远程系统106经由包括有线连接和无线连接两者的通信链路130与飞行控制系统108进行通信。

远程系统106优选地包括构造成显示与本公开的一个或更多个飞行器有关的信息的一个或更多个飞行数据显示装置126。显示装置126可以构造成任何合适的形式，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合适类型的显示器。远程系统106还可以包括音频输出与输入装置，比如麦克风、扬声器和/或音频端口，从而允许操作员与例如飞行器10上的飞行员进行通信。如果使用触摸屏显示器实施方案，则显示装置126还可以用作远程输入装置128，但是也可以替代性地使用其他远程输入装置，比如键盘或操纵杆，以允许操作员响应于远程控制而向正被操作的飞行器提供控制命令。

本公开的飞行器的一些自主飞行控制和/或远程飞行控制或全部自主飞行控制和/或远程飞行控制可以由来自飞行员系统104的机载飞行员飞行控制来增强或取代。飞行员系统104可以与自主系统102集成或者是独立系统，该独立系统可以是优选地包括非暂态计算机可读存储介质，非暂态计算机可读存储介质包括能够由处理器执行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实现的一组计算机指令。飞行员系统104可以包括一个或更多个存储器存储模块，存储器存储模块包括但不限于：内部存储存储器比如随机存取存储器、非易失性存储器比如只读存储器、可移动存储器比如磁存储存储器、光存储存储器、固态存储存储器或其他合适的存储器存储实体。飞行员系统104可以是基于微处理器的系统，该系统能够操作成执行呈机器可执行指令形式的程序代码。另外，飞行员系统104能够经由可包括有线连接和无线连接两者的专有加密网络、公共加密网络、因特网或其他合适的通信网络而连接至其他计算机系统。飞行员系统104可以经由优选地包括有线连接的通信信道136与飞行控制系统108进行通信。

飞行员系统104优选地包括构造成向机载飞行员显示信息的驾驶舱显示装置132。驾驶舱显示装置132可以构造成任何合适的形式，包括例如诸如液晶显示器、发光二极管显示器等之类的一个或更多个显示屏或包括例如显示面板、仪表板显示器、增强现实显示器等的任何其他类型的合适的显示器。飞行员系统104还可以包括音频输出与输入装置，比如麦克风、扬声器和/或音频端口，从而允许机载飞行员与例如空中交通管控或远程系统的操作员进行通信。如果使用触摸屏显示器实施方案，则驾驶舱显示装置132还可以用作飞行员输入装置134，然而，也可以替代性地使用其他用户接口设备以允许机载飞行员响应于例如包括控制面板、机械控制装置或其他控制装置的机载飞行员控制向正被操作的飞行器提供控制命令。如对于本领域普通技术人员而言明显的是，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以及它们的组合的飞行控制协议来进行操作。

现在参照附图中的图5A至图5B，现在将描述用于将有效载荷模块通过空运从当前位置运输至目的地的过程的一个实施方式。该过程的第一步骤涉及接收运输服务提供商对运输服务的请求，如图5A的框200中所指示的。该请求可以由需要运输有效载荷模块的人员通过电话网络做出，并且该请求被运输服务提供商处的运营商接收，在这种情况下，运营商将请求记录到运输服务提供商计算系统中。替代性地，该请求可以由运输服务提供商计算系统通过数据通信网络从需要运输的人员的计算机设备——比如台式计算机或移动计算设备——直接接收。一旦在运输服务提供商计算系统中接收到运输请求，就从例如在枢纽机场或其他运输服务提供商位置处进行维护的一组机体中选择机体，如框202中所指示的。运输服务提供商计算系统接着生成飞行计划，如框204中所指示的，飞行计划至少包括有效载荷模块的当前位置和有效载荷模块的目的地位置。下一步骤涉及将飞行计划从运输服务提供商计算系统发送至所选择的机体的飞行控制系统，如框206中所指示的。根据运输服务提供商计算系统和所选则的机体的相对位置，该通信可以经由有线通信和/或无线通信网络、比如局域网、无线局域网、因特网或其他合适的网络进行。

用于运输有效载荷模块的过程的本实施方式的其余步骤由所选择的有效载荷模块的飞行控制系统执行，如图5B中最佳所示。下一步骤涉及将飞行计划上传到所选择的有效载荷模块的飞行控制系统中，如框208中所指示。机体现在可以响应于自主飞行控制、远程飞行控制或它们的组合进行操作。无论飞行控制模式如何，下一步骤是将所选择的机身从运输服务提供商位置派遣至待被运输的有效载荷模块的当前位置，如框210中所指示的。该步骤可以涉及：离开运输服务提供商位置，选择到达有效载荷模块的当前位置的飞行路径，识别接近有效载荷模块的当前位置的着陆区域、执行接近以及着陆，接着将机体相对于有效载荷模块定位以实现机体与有效载荷模块之间的附接。下一步骤是将机体联接至有效载荷模块，如框212中所指示的。将机体联接至有效载荷模块的过程可以是自主的、手动的或它们的组合。在任何情况下，联接过程包括形成机械连接并且优选地在机体与有效载荷模块之间建立通信信道。

机体现在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它们的组合进行操作。一旦有效载荷模块被正确地联接至机体，机体就以竖向起飞及着陆模式将有效载荷模块提升到空中，如框214中所指示的。在竖向起飞期间，有效载荷模块优选地保持在大体水平的姿态并且分布式推进系统的推进组件中的每个推进组件使用例如本文中所描述的选择性总桨距和选择性推力矢量而独立地进行操作。一旦机体以竖向起飞及着陆模式达到期望的高度，下一步骤是将机体从竖向起飞及着陆模式转换至向前飞行模式，如框216中所指示的。

一旦处于向前飞行模式，下一步骤是将有效载荷模块运输至期望的目的地位置，如框218中所指示的。根据诸如行进距离和环境条件之类的因素，在向前飞行期间可能需要如本文中所描述的那样关闭某些推进组件。当机体接近目的地时，下一步骤是将机体从向前飞行模式转换至竖向起飞及着陆模式，如框220中所指示的。下一步骤是将机体着陆在目的地处，如框222中所指示的。该步骤可以涉及识别着陆区并以竖向起飞及着陆模式进行接近。一旦位于地面上，机体可以在目的地位置处释放有效载荷模块，如框224中所指示的。之后，下一步骤是将机体从有效载荷模块的目的地返回至运输服务提供商位置，如框226中所指示的。

如本领域技术人员应理解的，参照图5A至图5B所描述的用于将有效载荷模块通过空运从其当前位置运输至目的地的过程仅仅是本公开的机体可以执行的许多任务中的一个示例。尽管所描述的任务包括往返于运输服务提供商位置以提供对单个有效载荷模块的运输，但是本公开的机体可以替代性地在单次行程中为多个有效载荷模块提供顺序的运输事件而在每两个运输事件之间不返回至运输服务提供商位置。同样地，本公开的机体可以在单次任务期间通过多个起飞及着陆事件将单个有效载荷模块运输至多个位置。因此，本领域技术人员将认识到的是，本公开的机体可以执行涉及运输各种载人和无人的有效载荷模块的一系列有用且通用的任务。

参照附图中的图6，描绘了有效载荷模块的投掷顺序。例如，这可能表示载人飞行任务或货物卸载任务中的紧急事件，比如在飓风或其他自然灾害后向偏远地区运送人道主义物资。在一个示例中，如果机体24上的传感器指示与机体24的持续可操作性相关的危急情况，飞行控制系统可以基于机载飞行员命令、远程命令和/或自主命令启动有效载荷模块投掷顺序。根据投掷命令，机体24释放有效载荷模块12。在释放有效载荷模块12的同时或者在释放有效载荷模块12之后，有效载荷模块12使一个或更多个降落伞70a、70b展开。优选地，降落伞70a、70b可以是具有空气动力学单元结构的翼伞式降落伞，该空气动力学单元结构响应于进入的空气流而膨胀并且提供可操纵性和受控的下降速率两者以使有效载荷模块12在表面上或在水中的着陆冲击最小化。在这种情况下，有效载荷模块12优选地是不透水的。

继续机体24上的关键状况的示例，并且在机体24甚至在有效载荷模块12被投掷之后不能继续飞行的情况下，机体24及其燃料供应装置将可能远离有效载荷模块12着陆，因此，使得有效载荷模块12的乘客和/或机组人员遭受火灾和/或其他危害的风险最小化。然而，一旦有效载荷模块12被投掷，重量的减小可以使机体24能够继续飞行并执行受控的下降和着陆。在这种情况下，机体24可以被预编程以返回至归属基地或者被实时操控以飞行至由远程操作员或飞行控制系统自主地确定的安全位置。优选地，安全位置可以靠近有效载荷模块12的着陆位置。

参照图7，示出了多个可互换的有效载荷模块300a、300b、300c，所述多个可互换的有效载荷模块300a、300b、300c能够操作成接纳与本公开的具有可向上倾转的前旋翼和可向下倾转的后旋翼的飞行器一起使用的多个可互换的有效载荷包装件。有效载荷模块300a、300b、300c的底面302a、302b、302c分别包括中央模块化隔区306a、306b、306c和侧模块化隔区308a、308b、308c、310a、310b、310c。在所图示的实施方式中，侧模块化隔区位于中央模块化隔区的两侧并且还相对于彼此并排。中央模块化隔区定尺寸成与侧模块化隔区不同，从而允许模块化隔区接纳不同尺寸的有效载荷包装件。在一个非限制性示例中，侧模块化隔区可以用于传感器和空对地武器，而中央模块化隔区可以用于超大尺寸的有效载荷，比如鱼雷和空对空武器。尽管有效载荷模块300a、300b、300c已经被描绘和描述为在特定构型中具有三个模块化隔区，但是本领域普通技术人员应理解的是，本公开的有效载荷模块可以具有包括具有其他数目的模块化隔区的构型——比如，不具有模块化隔区的构型——的其他构型。本领域技术人员将理解的是，所图示的构型仅是许多有效载荷模块的实施方案中的一种，并且本公开的有效载荷模块可以采用广泛的具体实施方案。

另外参照图8A至图8C，示出了具有不同相应功能的各种有效载荷包装件。这些有效载荷包装件能够以可互换的方式插入定尺寸成接纳所图示的有效载荷包装件的侧模块化隔区308a、308b、308c、310a、310b、310c中。图8A图示了能够承载由机体24使用的燃料箱或燃料袋的燃料包装件312。图3B图示了激光雷达(LIDAR)包装件314和声纳浮标发射器包装件316。声纳浮标发射器包装件316可以具有任何尺寸，比如30“G”尺寸。LIDAR包装件314和声纳浮标发射器包装件316分别是允许飞行器10执行侦察操作的空中侦察和反潜作战包装件。图3C图示了武器包装件318，武器包装件318包括安装在舱门324的内表面322上的导弹320。在一个非限制性示例中，导弹320是空对地导弹，比如Hellfire导弹或JAGM导弹。

另外参照图8D至图8G，示出了具有不同相应功能的各种有效载荷包装件。这些有效载荷包装件以可互换的方式插入定尺寸成适于接纳所图示的有效载荷包装件的中央模块化隔区306a、306b、306c中。图8D示出了包括短程空对空导弹330——比如AIM-9响尾蛇导弹——的武器包装件328。图8E示出了包括货钩334以及用于燃料或其他货物的存储容量的组合包装件332。组合包装件比如组合包装件332允许将多于一个的功能集成到单个有效载荷包装件中。图8F示出了侦察包装件336，比如360度表面雷达或多光谱传感器。图8G图示了反潜作战包装件338。在所图示的实施方式中，反潜作战包装件338包括MK50鱼雷。图8A至图8G中示出的有效载荷包装件的广泛功能和因此各种有效载荷模块300a、300b、300c的广泛功能是本公开的飞行器所支持的许多功能的示例。有效载荷包装件在模块化隔区中是可互换的，并且有效载荷模块在机体24上是可互换的，从而允许本公开的飞行器通过简单地交换有效载荷模块来执行有效载荷模块的各种功能并实现广泛的操作任务。

出于图示和描述的目的，已经呈现了本公开的各实施方式的前述描述。这并非意在是穷举的或将本公开限于所公开的精确形式，并且鉴于以上教示，改型和变型是可能的或者可以根据本公开的实践来获知。选择并描述各实施方式以说明本公开的原理及其实践应用，进而使本领域技术人员能够在各种实施方式中使用本公开以及通过适于所设想的特定用途的各种改型来使用本公开。可以在不背离本公开的范围的情况下对各实施方式的设计、操作条件和设置做出其他替换方式、改型、变型和省略。对本领域技术人员而言，当参照说明书时，说明性实施方式的这些改型和组合以及其他实施方式将是明显的。因此，所附权利要求意在涵盖任意这些改型或实施方式。

Claims (20)

1.一种具有竖向起飞及着陆飞行模式和向前飞行模式的倾转旋翼式飞行器，所述飞行器包括：

机体，所述机体包括机翼，所述机翼具有在相反两侧设置的第一翼梢和第二翼梢；

第一梢端吊杆和第二梢端吊杆，所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆分别从所述第一翼梢和所述第二翼梢纵向延伸，所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆各自均具有前端部和后端部；

第一前旋翼和第二前旋翼，所述第一前旋翼和所述第二前旋翼分别联接至所述第一梢端吊杆的前端部和所述第二梢端吊杆的前端部，所述第一前旋翼和所述第二前旋翼能够在其中所述第一前旋翼和所述第二前旋翼位于相应的所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆上方的竖向升力取向与其中所述第一前旋翼和所述第二前旋翼位于相应的所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆前方的向前推力取向之间可逆地倾转；以及

第一后旋翼和第二后旋翼，所述第一后旋翼和所述第二后旋翼分别联接至所述第一梢端吊杆的后端部和所述第二梢端吊杆的后端部，所述第一后旋翼和所述第二后旋翼能够在其中所述第一后旋翼和所述第二后旋翼位于相应的所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆下方的竖向升力取向与其中所述第一后旋翼和所述第二后旋翼位于相应的所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆后方的向前推力取向之间可逆地倾转；以及

多个有效载荷模块中的一者以可互换的方式联接至所述机体；

其中，所述多个有效载荷模块中的每一者具有相应的功能。

2.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，还包括以可操作的方式与所述前旋翼和所述后旋翼相关联的飞行控制系统，所述飞行控制系统能够操作成独立地控制所述旋翼中的每个旋翼，包括控制所述竖向升力取向与所述向前推力取向间的转换。

3.根据权利要求2所述的倾转旋翼式飞行器，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、自主飞行控制以及它们的组合中的至少一者来操控所述旋翼的操作。

4.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，其中，联接至所述机翼的所述有效载荷模块还包括载人模块。

5.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，其中，联接至所述机翼的所述有效载荷模块还包括无人模块。

6.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，其中，联接至所述机翼的所述有效载荷模块能够操作成在飞行期间被投掷。

7.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，其中，联接至所述机翼的所述有效载荷模块选自包括燃料模块、货物模块、武器模块、通信模块和传感器模块的组。

8.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，其中，所述前旋翼反向旋转，并且其中，所述后旋翼反向旋转，以控制所述竖向起飞及着陆飞行模式中的横摆。

9.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，其中，所述第一梢端吊杆的前旋翼和后旋翼反向旋转，并且其中，所述第二梢端吊杆的前旋翼和后旋翼反向旋转，以控制所述竖向起飞及着陆飞行模式中的横摆。

10.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，还包括分别联接至所述第一梢端吊杆的后端部和所述第二梢端吊杆的后端部的第一尾翼组件和第二尾翼组件，所述第一尾翼组件和所述第二尾翼组件在所述向前飞行模式中以上洗流进行操作。

11.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，还包括动力系统，所述动力系统包括电能源和以可操作的方式与所述旋翼中的每个旋翼相关联的至少一个电动马达。

12.根据权利要求1所述的倾转旋翼式飞行器，其中，所述前旋翼还包括能够操作成使所述向前飞行模式中的阻力减小的折叠式旋翼叶片，并且其中，所述后旋翼还包括固定桨距式旋翼叶片。

13.一种具有竖向起飞及着陆飞行模式和向前飞行模式的倾转旋翼式飞行器，所述飞行器包括：

纵向延伸的机身；

机翼，所述机翼从所述机身横向地延伸并且具有在相反两侧远离所述机身设置的第一翼梢和第二翼梢；

第一梢端吊杆和第二梢端吊杆，所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆分别从所述第一翼梢和所述第二翼梢纵向延伸，所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆各自具有前端部和后端部；

第一前旋翼和第二前旋翼，所述第一前旋翼和所述第二前旋翼分别联接至所述第一梢端吊杆的前端部和所述第二梢端吊杆的前端部，所述第一前旋翼和所述第二前旋翼能够在其中所述第一前旋翼和所述第二前旋翼位于相应的所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆上方的竖向升力取向与其中所述第一前旋翼和所述第二前旋翼位于相应的所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆前方的向前推力取向之间可逆地倾转；以及

第一后旋翼和第二后旋翼，所述第一后旋翼和所述第二后旋翼分别联接至所述第一梢端吊杆的后端部和所述第二梢端吊杆的后端部，所述第一后旋翼和所述第二后旋翼能够在其中所述第一后旋翼和所述第二后旋翼位于相应的所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆下方的竖向升力取向与其中所述第一后旋翼和所述第二后旋翼位于相应的所述第一梢端吊杆和所述第二梢端吊杆后方的向前推力取向之间可逆地倾转。

14.根据权利要求13所述的倾转旋翼式飞行器，还包括飞行控制系统，所述飞行控制系统以可操作的方式与所述前旋翼和所述后旋翼相关联，所述飞行控制系统能够操作成独立地控制所述旋翼中的每个旋翼，包括控制所述竖向升力取向与所述向前推力取向间的转换。

15.根据权利要求14所述的倾转旋翼式飞行器，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、自主飞行控制以及它们的组合中的至少一者来操控所述旋翼的操作。

16.根据权利要求13所述的倾转旋翼式飞行器，其中，所述前旋翼反向旋转，并且其中，所述后旋翼反向旋转，以控制所述竖向起飞及着陆飞行模式中的横摆。

17.根据权利要求13所述的倾转旋翼式飞行器，其中，所述第一梢端吊杆的前旋翼和后旋翼反向旋转，并且其中，所述第二梢端吊杆的前旋翼和后旋翼反向旋转，以控制所述竖向起飞及着陆飞行模式中的横摆。

18.根据权利要求13所述的倾转旋翼式飞行器，还包括分别联接至所述第一梢端吊杆的后端部和所述第二梢端吊杆的后端部的第一尾翼组件和第二尾翼组件，所述第一尾翼组件和所述第二尾翼组件在所述向前飞行模式中以上洗流进行操作。

19.根据权利要求13所述的倾转旋翼式飞行器，还包括动力系统，所述动力系统包括电能源和以可操作的方式与所述旋翼中的每个旋翼相关联的至少一个电动马达。

20.根据权利要求13所述的倾转旋翼式飞行器，其中，所述前旋翼还包括能够操作成使所述向前飞行模式中的阻力减小的折叠式旋翼叶片，并且其中，所述后旋翼还包括固定桨距式旋翼叶片。