CN110506003B - 具有垂直起飞和着陆能力的模块化飞行器及其操作方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞行器包括机身模块(104)和支撑至少四个转子组件(302)的至少两个垂直提升转子模块(300)。每个转子组件(302)由转子桁(308)支撑，该转子桁(308)具有至少一个桁自由端和桁安装部分。每个转子组件(300)具有安装在桁自由端上的至少一个垂直提升转子(304)。每个桁安装部分可移除地耦连到机身模块(104)。垂直提升转子模块(304)被配置为使得当耦连到机身模块(104)时，一对转子组件(300)位于机身模块(104)的横向相对侧面中的每个上，并且每对转子组件(300)分别位于机翼中心部分(208)的前方和后方。一对机翼(200)被配置为可移除地耦连到机翼中心部分(208)。该飞行器包括可移除地耦连到机身主体(104)的向前推力模块(122)。

Description

具有垂直起飞和着陆能力的模块化飞行器及其操作方法
优先权
本申请要求2017年5月8日提交的美国序列号62/502,768的优先权。
技术领域
本公开总体涉及飞行器配置，并且更具体地涉及可现场配置以用于垂直起飞和着陆能力的无人机。
背景技术
无人机(UAV)越来越多地用于在民用、商用和军事应用中执行各种功能。例如，UAV可被实施用于递送有效载荷、执行诸如消防管理的紧急服务、定位鱼群、收集用于监视和侦察的成像数据，以及其他功能。对于某些应用，期望UAV可容易地运输到远程位置，并且能够使用最少数量的工具和/或紧固件在现场(例如陆地或海洋)进行快速组装和拆卸。
另外，期望能够在专用跑道可能不可用的环境(例如，山区、海上)中发射和收回UAV。在一种方法中，可使用便携式弹射发射器来发射固定翼UAV，并使用具有垂直悬挂在栓柱上的收回绳的便携式收回系统来收回固定翼UAV。UAV可包括翼尖机构，当UAV飞向收回绳时，该翼尖机构闩锁在收回绳上，从而使UAV停止。虽然不需要专用跑道，但便携式弹射发射器和便携式收回系统增加了操作无人机的成本和复杂性。
可看出，本领域需要一种能够在不需要专用跑道的情况下发射和收回的飞行器，并且不需要专门的地面支持装备，诸如便携式弹射发射器或便携式收回系统。飞行器优选地提供作为固定翼飞行器操作的选项，以提高耐久性、范围、有效载荷、速度和实用升限方面的能力。
发明内容
本公开具体地解决了与无人机相关联的上述需求，本公开提供一种具有机身模块的飞行器，该机身模块具有机身主体和具有横向相对中心部分侧面的机翼中心部分。该飞行器包括多个垂直提升转子模块，该多个垂直提升转子模块共同支撑多个转子组件。每个转子组件由转子桁(rotor boom)支撑，该转子桁具有至少一个桁自由端和桁安装部分。每个转子组件具有安装在桁自由端上的至少一个垂直提升转子。每个转子桁的桁安装部分被配置为可移除地耦连到机身模块。垂直提升转子模块被配置为使得当耦连到机身模块时，至少一对转子组件位于机身模块的横向相对侧面中的每个上，并且每对转子组件分别位于机翼中心部分的前方和后方。该飞行器进一步包括一对机翼，该一对机翼被配置为分别靠近横向相对中心部分侧面可移除地耦连到机翼中心部分。另外，该飞行器包括可移除地耦连到机身主体的向前推力模块。
还公开一种操作具有垂直提升转子模块的飞行器的方法。该方法包括通过将每个垂直提升转子模块的转子桁的桁安装部分可移除地耦连到飞行器的机身模块，从而将垂直提升转子模块可移除地耦连到飞行器。垂直提升转子模块共同支撑如上所述的至少四个转子组件。该方法另外包括将一对机翼可移除地耦连到机身模块的机翼中心部分的横向相对中心部分侧面。如上所述，机身模块包括用于飞行器向前推进的向前推力模块。
另外，公开一种改进飞行器的操作的方法。该方法包括使用至少四个转子组件执行飞行器的垂直起飞，该至少四个转子组件由可移除地耦连到飞行器的机身模块的至少两个垂直提升转子模块支撑。如上所述，每个转子组件由转子桁支撑，该转子桁具有至少一个桁自由端和桁安装部分，该桁安装部分被配置为可移除地耦连到机身模块。如上所述，飞行器包括可移除地耦连到机身模块的机翼中心部分的一对机翼、可移除地耦连到机身主体的向前推力模块。
飞行器的进一步的示例包括机身模块，该机身模块具有机身主体和具有横向相对中心部分侧面的机翼中心部分。该飞行器另外包括一对旋翼机模块，每个旋翼机模块具有支撑在翼梢上的陀螺仪组件，该翼梢被配置为可移除地耦连到机翼中心部分的中心部分侧面。每个陀螺仪组件具有用于产生垂直推力的陀螺仪转子。横向相对中心部分侧面被配置为与能够在飞行期间支撑飞行器的一对机翼现场组装，作为将一对旋翼机模块现场组装到机翼中心模块的横向相对中心部分侧面的替代方案。该飞行器另外包括可移除地耦连到机身主体的向前推力模块。
还公开了一种改进飞行器的操作的方法。该方法包括通过将每个旋翼机模块中的翼梢可移除地耦连到机翼中心部分的横向相对中心部分侧面中的一个，从而将一对旋翼机模块可移除地耦连到飞行器。每个旋翼机模块具有支撑在翼梢上的陀螺仪组件。另外，每个陀螺仪组件具有用于产生垂直推力的陀螺仪转子。如上所述，横向相对中心部分侧面被配置为现场组装到用于在飞行期间支撑飞行器的一对机翼，作为一对旋翼机模块的替代方案。该飞行器还具有用于飞行器的向前推进的向前推力模块。
另外公开了一种操作具有一对旋翼机模块的飞行器的方法。该方法包括预旋转一对旋翼机模块各自的一对陀螺仪组件的各自的一对陀螺仪转子。如上所述，旋翼机模块中的每个均具有可移除地耦连到机身模块的横向相对中心部分侧面中的一个的翼梢。中心部分侧面被配置为可移除地接纳能够在飞行期间支撑飞行器的一对机翼，作为可移除地接纳一对旋翼机模块的替代方案。该方法另外包括使用旋翼机模块执行飞行器的基本垂直的起飞。另外，该方法包括通过在飞行器的垂直起飞后以下述方式增加向前推力模块的向前推力来过渡到向前飞行，该方式使飞行器向前运动，至少直到达到一定的向前空速，在该向前空速下，陀螺仪转子能够维持飞行器的高度。
已经讨论的特征、功能和优点可在本公开的各种实施例中独立地实现，或可在其他实施例中组合，其进一步的细节可参考下面的描述和附图看出。
附图说明
参照附图，本公开的这些和其他特征将变得更加显而易见，在附图中相似的数字始终指代相似的零件，并且其中：
图1是处于组装状态的无人机(UAV)的示例的透视图，并且其中UAV包括机身模块，该机身模块具有与一对机翼和尾翼的一对尾桁可移除地耦连的机翼中心部分；
图2是处于拆卸状态的图1的UAV的透视图，其示出机翼中心部分与机翼中的每个之间以及机翼中心部分与尾桁中的每个之间的现场接头的位置；
图3是进一步的示例中的图1的UAV的透视图，其示出每个尾桁和尾翼的垂直尾部之间的现场接头的替代位置；
图4是处于拆卸状态并且具有共同支撑四(4)个转子组件的两(2)个垂直提升转子模块的UAV的示例的透视图，并且其中垂直提升转子模块中的每个被配置为在机翼和机翼中心部分之间的现场接头处可移除地耦连到机身模块；
图5是处于组装状态的图4的UAV的顶部透视图；
图6是处于组装状态的图4的UAV的底部透视图；
图7是处于组装状态的图4的UAV的俯视图；
图8是处于组装状态的图4的UAV的正视图；
图9是处于组装状态的图4的UAV的侧视图；
图10是处于部分拆卸状态的UAV的示例的透视图，其示出四(4)个垂直提升转子模块，每个垂直提升转子模块在四(4)个对应的现场接头处可移除地耦连到机身模块；
图11是处于组装状态的图10的UAV的顶部透视图；
图12是处于组装状态的图10的UAV的俯视图；
图13是处于组装状态的图10的UAV的正视图；
图14是处于组装状态的图10的UAV的侧视图；
图15是组装具有垂直提升转子模块的UAV的方法的流程图；
图16是操作具有垂直提升转子模块的UAV的方法的流程图；
图17是处于拆卸状态并且具有两(2)个旋翼机模块的UAV的示例的透视图，每个旋翼机模块具有支撑在翼梢上的陀螺仪转子，该翼梢被配置为在机翼和机翼中心部分之间的现场接头处可移除地耦连到机身模块；
图18是处于组装状态的图17的UAV的透视图；
图19是处于组装状态的图18的UAV的俯视图；
图19A是陀螺仪转子中的一个的转子叶片中的一个的剖视图，并且示出转子叶片的可调转子叶片桨距角；
图20是处于组装状态的图18的UAV的正视图；
图21是处于组装状态的图18的UAV的侧视图；
图22是支撑在地面上的图18的UAV的进一步实施例的正视图，并且进一步示出一对预旋转器地面支架，每个预旋转器地面支架具有外部预旋转器马达，用于在UAV垂直起飞之前预旋转每个陀螺仪转子；
图23是垂直起飞后图22的UAV的正视图；
图24是组装具有旋翼机模块的UAV的方法的流程图；
图25是操作具有旋翼机模块的UAV的方法的流程图。
具体实施方式
现在参照附图，其中示出附图是为了说明本公开的优选和各种实施例的目的，图1示出作为无人机102(UAV)提供的呈固定翼配置并以组装状态示出的飞行器100的示例的透视图。UAV 102可具有相对小的尺寸和低的总重量，并且被配置为现场组装和拆卸成若干个轻量部件和/或模块，该部件和/或模块可被包装到一个或多个相对小的运输箱(未示出)中以允许通过陆地、海上或空中将UAV 102运送到任何位置。一旦处于期望的位置，可使用连结结构(未示出)和/或诸如剪切销(未示出)和/或机械紧固件(未示出)的紧固机构来快速组装部件和/或模块。例如，UAV 102包括一对机翼200，该一对机翼200具有凸/凹适配器(未示出)或连结器翼梁214(图2)，以用于将机翼200分别在各自的一对现场接头128处(例如，图2至图3)可移除地耦连到机身模块104的机翼中心部分208的相对侧。
UAV 102还包括尾翼150，该尾翼150被配置为经由多个现场接头128(例如，图2至图3)耦连到机翼中心部分208。在现场组装完成之后，可使用便携式弹射发射器(未示出)将图1的UAV 102作为固定翼飞行器发射，而不需要专用跑道。在任务完成时，可使用便携式收回系统(未示出)来收回图1的UAV 102。例如，UAV 102可飞向并闩锁在悬挂在便携式收回系统的栓柱(未示出)上的收回绳(未示出)上，从而避免了对跑道的需要。
通过用垂直提升转子模块300(例如，图4)现场组装飞行器100并且通过重新配置尾翼150以反映图4至图14所示并在下面描述的配置，图1的UAV 102有利地可现场配置，以用于垂直起飞和着陆(VTOL)能力。垂直提升转子模块300共同支撑多个转子组件302，每个转子组件302具有至少一个垂直提升转子304(图4)，该垂直提升转子304由垂直提升马达306(图4)驱动，从而为UAV 102提供VTOL能力选项，同时机翼200保持固定翼飞行器的操作能力。在图4至图14所示的配置中的任一种中，通过现场移除垂直提升转子模块300并现场重新组装尾翼150以反映图1中所示的配置，飞行器100可现场配置回常规固定翼配置(即，没有VTOL能力(图1))。
在图17至图23所示的进一步的实施例中，图1的UAV 102可以是可现场配置的，以用于通过用一对旋翼机模块400现场替换一对机翼200并且通过重新配置尾翼150来实现垂直或接近垂直的起飞和着陆能力，如图17至图23所示并在下面更详细地描述。如图17至图23所示，旋翼机模块400中的每个具有支撑在翼梢402上的陀螺仪转子406，该翼梢402被配置为现场组装到机翼中心部分208。每个陀螺仪转子406具有转子毂324和多个转子叶片322，该多个转子叶片322可自由旋转以产生垂直推力。例如，当在通过内部陀螺仪马达410或外部预旋转器马达412预旋转陀螺仪转子406之后将转子平面320(例如，转子叶片322的旋转平面)的转子平面倾斜角321(图21)调整为正桨距角时，陀螺仪转子406可产生垂直推力。另外，响应于在向前推力模块122的推进力下在飞行器100的向前运动期间气流通过陀螺仪转子406，陀螺仪转子406产生垂直推力，如下面更详细描述的。通过用一对机翼200现场替换一对旋翼机模块400并现场重新组装尾翼150以反映图1所示的配置，图17至图23的配置可现场配置回常规固定翼配置(图1)。
图1至图14和图17至图23的UAV 102包括机身模块104，该机身模块104具有机身主体114和安装到机身主体114的机翼中心部分208。在一些示例中，机翼中心部分208可在可被配置为现场接头128(未示出)的机翼-机身接合面(未示出)处可移除地耦连到机身主体114。机翼中心部分208可以以允许调整机翼中心部分208相对于机身主体114的前后位置的方式耦连到机身主体114，以允许在机身模块104的不同有效载荷舱中宽范围的有效载荷能力，同时将飞行器重心(未示出)维持在飞行器提升件中心(未示出)的预定前后范围内，而不需要压舱物(未示出)。机身模块104具有机身前端106和机身后端108并且限定纵向轴线110。机身主体114被示出为沿机身主体114的长度的一部分具有圆角方形横截面形状。然而，机身主体114可以各种不同的横截面形状中的任一种形状(例如圆柱形或椭圆形的横截面形状)被提供。
参照图1至图14和图17至图23，机身模块104可包括一个或多个有效载荷舱，以用于容纳各种有效载荷。例如，机身模块104可包括位于机身前端106附近的前有效载荷舱116和通常位于机翼中心部分208下方或下面的中心有效载荷舱120。机身模块104还可包括一个或多个航空电子设备舱(未示出)。成像系统118可容纳在前有效载荷舱116内，并且可包括各种不同类型的传感器中的任一种，诸如分别用于红外成像和/或可见光成像的红外传感器和/或电光传感器。可替代地或另外地，成像系统118可包括静态相机、视频相机和各种传感器中的任一种。在一些示例中，机身模块104可包括用于容纳成像装置和/或传感器中的一个或多个的转台。
如图1至图14和图17至图23所示，UAV 102包括向前推力模块122，该向前推力模块122可在机身后端108处可移除地耦连到机身主体114，如图所示。可替代地，向前推力模块122可以可移除地耦连到机身前端106(未示出)，或UAV 102可包括在机身前端106处和机身后端108处的向前推力模块122。向前推力模块122包括发动机124，诸如用于驱动螺旋桨126的内燃发动机124，但是螺旋桨126可由电动马达驱动。在一些示例中，每个转子组件302可包括专用电池(未示出)，以用于为向前推力模块122的电动马达提供电力。在其他示例中，每个电动马达可由位于机身模块104的中心有效载荷舱120中的一个或多个电池供电。可替代地，飞行器100可包括主动力系统(未示出)，以在耦连到飞行器100时向垂直提升转子模块300的垂直提升马达306提供动力，或当现场配置VTOL能力时(例如，图4至图14)，动力模块(未示出)可组装到飞行器100。可替代地，向前推力模块122的发动机124可以是用于驱动螺旋桨126的涡轮发动机，或向前推力模块122的发动机124可以是被配置为通过喷射推进提供向前推力的涡轮喷气发动机。
UAV 102还包括尾翼150，该尾翼150具有被配置为在机身主体114的相对侧上从机翼中心部分208向后延伸的一对尾桁152(例如，左桁和右桁)。尾桁152可通常为中空管状结构，其长度足以在宽范围的重心位置内为UAV 102提供纵向(例如，俯仰)稳定性。当UAV 102处于组装状态时(例如，图1、图5至图9、图11至图14和图18至图23)，每个尾桁152可大致平行于纵向轴线110取向。尾翼150进一步包括被配置为分别从图1的UAV 102配置的一对尾桁152的桁后端156向上延伸的一对垂直尾部158。在所示的示例中，每个垂直尾部158可相对于垂直方向以向内倾斜的角度(例如，10度)向上延伸。然而，每个垂直尾部158可相对于垂直方向以+45°和-45°之间的任何角度向上延伸。尾翼150包括在垂直尾部158的自由端之间延伸的水平尾部162。每个垂直尾部158可包括具有一个或多个螺纹孔(未示出)或螺纹接收部(例如，未示出)的配件(未示出)，该螺纹孔或螺纹接收部被配置为接纳用于将水平尾部162的相对侧可移除地耦连到该对垂直尾部158的自由端的一个或多个机械紧固件(未示出-螺栓、螺钉等)。
参照图2至图3，其示出处于拆卸状态的UAV 102的透视图，该透视图示出了用于将机翼200附接到机翼中心部分208的现场接头128的位置，并且示出了两种不同配置，尾翼150可通过该两种不同配置耦连到机翼中心部分208。例如，图2示出尾翼150的配置，其中尾桁152中的每个的桁前端154被配置为在现场接头128处可移除地耦连到机翼中心部分208，该现场接头128位于机翼中心部分208的每一个横向相对的中心部分侧面210处。可使用外部可接入的机械紧固件(未示出)将尾桁152稳固到机翼中心部分208，从而将尾桁152中的每个在现场接头128处可移除地耦连到机翼中心部分208。例如，尾桁152中的每个的桁前端154可包括至少一个向前面向的剪切销(未示出)，该向前面向的剪切销被配置为将形成在包括的配件(未示出)中的剪切销孔口(未示出)与位于机翼中心部分208的横向相对侧面上的翼肋212接合。另外，桁前端154或机翼中心部分208可包括大致平行于尾桁152取向的螺纹孔(未示出)，以用于接纳外部可接入的机械紧固件(例如，六角螺钉(Allen screw))，该机械紧固件用于在将尾桁152现场组装到飞行器100模块期间将尾桁152牢固地稳固到机翼中心部分208。并入到桁接合面164中的剪切销和外部可接入的机械紧固件和任选的结构特征(未示出)的组合可防止尾桁152相对于机翼中心部分208的移动。图2中的垂直尾部158各自固定地耦连或不可移除地附接到尾桁152的桁后端156。如上所述，水平尾部162在垂直尾部158的自由端之间延伸，并且可在一对现场接头128处可移除地耦连到自由端。
图3示出尾翼150的替代配置，其中尾桁152中的每个的桁前端154固定地耦连到机翼中心部分208，并且垂直尾部158中的每个均被配置为在现场接头128处可移除地耦连到桁后端156。例如，垂直尾部158中的每个可包括向前延伸的桁节段160，该桁节段160被配置为使用一个或多个外部可接入的机械紧固件(未示出)和/或通过使用套管配件(未示出)在现场接头128处可移除地耦连到桁后端156，该套管配件被配置为在桁后端156和桁节段160上延伸并夹紧(例如，通过机械紧固件)在桁后端156和桁节段160上。图2至图3中的每幅图还示出水平尾部162被配置为在分别在垂直尾部158的自由端处的一对现场接头128处可移除地耦连到垂直尾部158。
在图2至图3中，还示出现场接头128，其用于将机翼200靠近横向相对中心部分侧面210可移除地耦连到机翼中心部分208。每个机翼200具有翼根204和翼尖202。机翼200可包括从翼尖202向上延伸的小翼206。可替代地，小翼206可从翼尖202向下延伸(未示出)。每个机翼200可使用连结结构和/或硬件连结到机翼中心部分208。在所示的示例中，每个机翼200可包括从翼根204向内突出的连结器翼梁214。机翼中心部分208可包括形成在翼肋212中并且被配置为接纳用于将机翼200耦连到机翼中心部分208的连结器翼梁214的连结器翼梁腔216。一旦机翼200的连结器翼梁214插入连结器翼梁腔216中，就可以以某种方式安装和/或操纵一个或多个外部可接入的机械紧固件(未示出)，以将机翼200锁定到机翼中心部分208。可通过移除或脱离在将机翼200组装到机翼中心部分208期间安装的任何外部可接入的机械紧固件来实现从机翼中心部分208移除每个机翼200，并且当机翼200与机翼中心部分208分离时，将连结器翼梁214滑出连结器翼梁腔216。
参照图4至图6，图4示出处于拆卸状态的UAV 102的示例的透视图。UAV 102具有两(2)个垂直提升转子模块300，该垂直提升转子模块300共同支撑四(4)个转子组件302，从而实现UAV 102的VTOL能力。图5至图6示出处于组装状态的UAV 102。在图4至图6中，每个转子组件302由转子桁308支撑。如上所述，每个转子组件302具有至少一个垂直提升转子304，该垂直提升转子304由垂直提升马达306驱动，该垂直提升马达306固定地安装在转子桁308的桁自由端310上。在本文公开的UAV 102配置中的任一种中，垂直提升转子304中的一个或多个可被配置为由垂直提升马达驱动的反向旋转转子(未示出)。每个垂直提升转子304可包括转子毂324和多个转子叶片322。每个转子桁308的桁安装部分312被配置为在现场接头128的位置处可移除地耦连到机身模块104。在这个方面，每个转子桁308被配置为可移除地耦连到机身主体114(图10至图14)或机身模块104的机翼中心部分208的横向相对中心部分侧面210中的一个(图4至图9)。
在图4至图9的示例中，转子桁308被配置为纵向转子桁314，每个纵向转子桁314具有桁安装部分312，该桁安装部分312被配置为使用连结结构和/或硬件靠近中心部分侧面210可移除地耦连到机翼中心部分208。例如，每个纵向转子桁314的桁安装部分312和机翼中心部分208的横向相对侧面可并入具有凸轮销(未示出)和凸轮销接纳件(未示出)的凸/凹型适配器(未示出)，以将桁安装部分312锁定到机翼中心部分208。在一些示例中，每个纵向转子桁314的桁安装部分312可被放置成与机翼200的翼根204直接接触并且与机翼中心部分208的横向相对侧面直接接触。以这种方式，转子桁308中的每个可有效地夹紧在机翼200的翼根204和机翼中心部分208的横向相对侧面之间。在另一个示例中，从每个机翼200的翼根204突出的连结器翼梁214可延伸穿过形成在转子桁308的桁安装部分312中的连结器翼梁腔216，并进入形成在机翼中心部分208的横向相对侧面上的翼肋212中的连结器翼梁腔216中，从而捕获翼根204和机翼中心部分208之间的桁安装部分312。可理解的是，可使用各种连结结构和/或硬件中的任一种(诸如销、凸轮、螺纹紧固件和其他类型的耦连机构)将转子桁308机械耦连到机翼中心部分208。
在图4至图9中，纵向转子桁314被示出为大致平行于机身主体114的纵向轴线110取向。当耦连到机翼中心部分208时，每个纵向转子桁314的一部分从机翼中心部分208向前延伸，并且每个纵向转子桁314的一部分从机翼中心部分208向后延伸。纵向转子桁314的在机翼中心部分208的后方延伸的部分被示出为大致平行于尾桁152，但是在机翼中心部分208的后方延伸的部分也可以是横向向外、横向向内、向上和/或向下成角度的。纵向转子桁314的在机翼中心部分208的后方延伸的部分被示出为自尾桁152横向向外成角度，但是纵向转子桁314的在机翼中心部分208的后方延伸的部分可平行于尾桁152，或向上或向下成角度，尽管未示出，但是纵向转子桁314中的每个可以以笔直的配置提供。
在图4至图9中，纵向转子桁314中的每个具有相对的一对桁自由端310和位于桁自由端310之间的桁安装部分312。转子组件302中的两个分别安装在纵向转子桁314的相对的桁自由端310上。除了垂直提升转子304的旋转方向之外，转子组件302可彼此相同。两个纵向转子桁314可被配置为彼此的镜像。然而，在未示出的示例中，纵向转子桁314可相同地配置。尽管被示出为具有方形横截面形状，但是本文公开的UAV示例中的任一个中的转子桁308可具有除方形之外的横截面形状，诸如圆形横截面形状。转子桁308中的每个可以是中空的以减轻重量并且容纳一个或多个系统线路，诸如用于向垂直提升马达306提供电力的电力电缆、用于控制垂直提升马达306和/或垂直提升转子304的操作的电信号线路(例如，电气布线)，以及其他类型的系统线路。此类系统线路可在桁附接部分处具有穿通连接器和/或快速释放配件，其中每个转子桁308耦连到机身模块104。
尽管图4至图9示出呈具有支撑总共四(4)个转子组件302的一对垂直提升转子模块300的配置的UAV 102，但是UAV 102可被配置为与支撑任何数量的转子组件302的任何数量的垂直提升转子模块300进行现场组装。例如，多个垂直提升转子模块300可被配置成支撑总共六(6)个转子组件302、总共八(8)个转子组件302，或任何数量的转子组件302。优选地，转子组件302被布置成使得在机身主体114的每个横向侧面上具有相等数量的转子组件302，并且在机翼中心部分208的前方和后方具有相同数量的转子组件302。
参照图6，其示出图4的UAV 102的下侧，示出了尾翼150的配置，其中当垂直提升转子模块300耦连到飞行器100时，垂直尾部158从尾桁152大致向下延伸。相比之下，在图1至图3的UAV 102配置中，尾翼150以这样的方式配置，该方式使得当从飞行器100中省略垂直提升转子模块300时，垂直尾部158从尾桁152大致向上延伸。在这个方面，尾翼150借其组装到飞行器100的现场接头128可允许垂直尾部158的选择性取向，这取决于UAV 102是作为常规固定翼飞行器(例如，图1至图3)操作还是作为具有VTOL能力的飞行器100(例如，图4至图14和图17至图23)操作。组装如图1至图3所示的尾翼150，使得垂直尾部158向上延伸，导致水平尾部162定位在相对高的位置，以避免干扰便携式弹射发射器(未示出)的发射硬件。相比之下，将尾翼150组装成图4至图14所示的配置使得垂直尾部158向下延伸防止了向前推力模块122的螺旋桨126接触地面。另外，组装尾翼150使得垂直尾部158向下延伸允许垂直尾部158在垂直或接近垂直的起飞和着陆期间在地面上支撑飞行器100的后端。
参照图4至图14，UAV 102可包括可移除地耦连(例如，在现场接头128处)到一对垂直尾部158的一对尾部延伸部166。尾部延伸部166中的每个可从垂直尾部158向下延伸，并且当垂直提升转子模块300耦连到飞行器100时，可在表面上支撑飞行器100的后端。除了支撑飞行器100之外，尾部延伸部166可增加尾部表面积以改善飞行器100的方向控制和/或稳定性。图4至图14中还示出鼻部支撑件112，该鼻部支撑件112可以可移除地耦连到机身模块104，用于支撑飞行器100的前端。当安装时，鼻部支撑件112可从机身模块104向下延伸。虽然被示出为固定在适当方位中，但是在一些实施例中，鼻部支撑件112可缩回到机身主体114中。鼻部支撑件112可具有空气动力学横截面形状，以在飞行器100的向前飞行期间减小气动阻力。
参照图7，其示出处于组装状态的图4的UAV 102的俯视图。在所示的示例中，垂直提升转子模块300被配置为使得当耦连到机翼中心部分208时，一对转子组件302位于机身主体114的横向相对侧面中的每个上。每对转子组件302分别位于机翼中心部分208的前方和后方，从而产生包括左前转子、右前转子、左后转子和右后转子的四边形图案。左前转子和右后转子可被配置为在彼此相同的方向上旋转，并且可与右前转子和左后转子的旋转方向相反。然而，垂直提升转子模块300可被配置为使得所有垂直提升转子304在相同方向上旋转。
参照图8至图9，其分别示出处于组装状态的图4至图7的UAV 102的正视图和侧视图。在所示的示例中，垂直提升转子模块300被配置为使得当耦连到机翼中心部分208时，当从端部或从侧面观察飞行器100时，垂直提升转子304的转子平面320高于机翼上表面。配置垂直提升转子模块300使得垂直提升转子304处于比机翼上表面更高的高度可降低在UAV102的向前飞行期间经过机翼200的气流的破坏量。
在未示出的实施例中，垂直提升转子模块300可以以具有总共四(4)个纵向转子桁314的配置被提供，每个纵向转子桁314具有桁自由端310和桁安装部分312。每个纵向转子桁314的桁安装部分312可被配置为在横向相对中心部分侧面210中的一个附近独立地可移除地耦连到机翼中心部分208。例如，纵向转子桁314中的每个的桁自由端310可直接耦连到机翼中心部分208。四个(4)纵向转子桁314可以以这样的方式安装，该方式使得在机翼中心部分208的横向相对中心部分侧面210的每个上，纵向转子桁314中的一个在从机翼中心部分208向前的方向上延伸，并且纵向转子桁314中的一个在从机翼中心部分208向后的方向上延伸。纵向转子桁314中的每个的桁自由端310可各自支撑转子组件302，该转子组件302包括垂直提升马达306和垂直提升转子304。对于具有四(4)个单独纵向转子桁314的UAV102，该对机翼200可被配置为可移除地耦连成分别与机翼中心部分208的横向相对中心部分侧面210直接接触，类似于图2至图3中所示的布置，其中每个机翼200具有连结器翼梁214，该连结器翼梁214被配置为插入形成在机翼中心部分208中的连结器翼梁腔216中。
现在参照图10至图14，其示出UAV 102的实施例，其中转子桁308被配置为不平行于机身主体114的纵向轴线110取向的横向转子桁316。图10示出处于部分拆卸状态的UAV102，其中横向转子桁316与机身主体114未耦连，并且机翼200被示出在横向相对中心部分侧面210上的一对现场接头128处耦连到机翼中心部分208。另外，尾翼150被示出组装到UAV102。机翼200可以以类似于图2至图3中所示并且如上所述的机翼附接配置的方式可移除地耦连到机翼中心部分208。尾翼150可以以图4所示并且如上文所述的方式在多个现场接头128处组装。尾部延伸部166可组装到垂直尾部158，如图4所示。鼻部支撑件112可以可移除地耦连到机身主体114，如图10至图11所示并且如上关于图4至图5所述。
图10示出四(4)个垂直提升转子模块300，每个垂直提升转子模块300在四(4)个对应的现场接头128处可移除地耦连到机身模块104。横向转子桁316中的每个具有桁自由端310和桁安装部分312。每个横向转子桁316的桁自由端310可支撑转子组件302，该转子组件302包括垂直提升马达306，垂直提升马达306用于可旋转地驱动上述垂直提升转子304。横向转子桁316中的每个的桁安装部分312被配置为在现场接头128处独立地耦连到机身主体114。在所示的示例中，每个横向转子桁316的桁安装部分312可被配置为插入转子桁插槽318中。然而，每个横向转子桁316的桁安装部分312可以以各种不同的手段中的任一种耦连到机身主体114，该手段可为诸如以桁附接结构(未示出)或并入到机身主体114中的硬点(未示出)耦连到机身主体114和/或通过使用剪切销、外部可接入的机械紧固件或各种附接机构中的任一种耦连到机身主体114。
图11示出处于组装状态的图10的UAV 102，示出了横向转子桁316从机身主体114沿着与机身主体114的纵向轴线110不平行的方向横向向外延伸。横向转子桁316中的每一个均被示出为从桁安装部分312向上延伸。如图12所示，位于机翼中心部分208前方的横向转子桁316被示出为向前成角度。位于机翼中心部分208后方的横向转子桁316被示出为向后成角度。图10至图14的UAV 102配置的转子组件302与图4至图9的UAV 102配置的转子组件302处于相同的相对位置。
图13至图14分别是处于组装状态的图10的UAV 102的正视图和侧视图。横向转子桁316被配置为使得当耦连到机身主体114时，当从端部或从侧面观察飞行器100时，垂直提升转子304的转子平面320高于机翼200上表面。除了横向转子桁316之外，图10至图14的UAV102配置可被配置为基本类似于如上所述的图4至图9的UAV 102配置，并且可具有与本文所述相同或类似的功能能力。例如，图10至图14的UAV 102配置包括现场接头128，该现场接头128允许尾翼150以使得垂直尾部158向下取向的方式被组装到机身模块104。另外，尾部延伸部166可以可移除地耦连到垂直尾部158中的每个以支撑飞行器100的后端，并且鼻部支撑件112可以可移除地耦连到机身主体114以支撑飞行器100的前端。
在另外参照图4至图9的情况下参照图15，图15示出组装具有垂直提升转子模块300的UAV 102的方法500的流程图。方法500的步骤502包括通过将每个垂直提升转子模块300的转子桁308的桁安装部分312可移除地耦连到飞行器100的机身模块104，将至少两个垂直提升转子模块300可移除地耦连到飞行器100。在上述图4至图14的示例中，垂直提升机转子模块300共同支撑四(4)个转子组件302。每个转子组件302由转子桁308支撑，该转子桁308具有桁安装部分312和至少一个桁自由端310。如上所述并在图7和图12中示出的，垂直提升转子模块300被配置为使得当耦连到机身模块104时，一对转子组件302位于机身主体114的横向相对侧面中的每个上。另外，每对转子组件302分别位于机身模块104的机翼中心部分208的前方和后方。
对于其中转子桁308被配置为大致平行于机身主体114的纵向轴线110取向的纵向转子桁314的UAV 102实施例，将垂直提升转子模块300可移除地耦连到飞行器100的步骤502包括将每个纵向转子桁314的桁安装部分312以下述方式可移除地耦连到机翼中心部分208，该方式使得纵向转子桁314大致从机翼中心部分208向前和向后延伸。如图4至图9所示，对于具有总共两(2)个纵向转子桁314的UAV 102配置，每个纵向转子桁314的桁安装部分312位于相对的一对桁自由端310之间。每个桁自由端310均支撑转子组件302。将每个转子桁308的桁安装部分312可移除地耦连到机翼中心部分208的步骤包括将一对纵向转子桁314中的每个的桁安装部分312在现场接头128的位置处可移除地耦连到机翼中心部分208的相对中心部分侧面210中的一个。在一个示例中，可将桁安装部分312放置成与机翼中心部分208的中心部分侧面210中的一个直接物理接触。虽然未示出，但是每个桁安装部分312可通过剪切销、机械紧固件和/或其他硬件或结构稳固到中心部分侧面210。在本文公开的示例中的任一个中，一旦转子桁308组装到飞行器100，转子桁308就可不可移动地固定就位，直到从飞行器100拆卸为止。
在将纵向转子桁314稳固到机翼中心部分208之后，该方法可包括步骤504，即通过一对水平转子桁308的桁安装部分312，将一对机翼200分别可移除地耦连到机翼中心部分208的横向相对中心部分侧面210。例如，每个机翼200的连结器翼梁214可延伸穿过形成在桁安装部分312中的连结器翼梁腔216，之后将连结器翼梁214插入形成在机翼中心部分208的翼肋212中的连结器翼梁腔216中。然而，机翼200可通过替代手段稳固到机翼中心部分208，并且不限于使用连结器翼梁214。
在未示出的实施例中，纵向转子桁314可包括总共四(4)个单独的纵向转子桁314。在这种布置中，将每个转子桁308的桁安装部分312可移除地耦连到机翼中心部分208的步骤可包括将总共四(4)个纵向转子桁314中的每个的桁安装部分312靠近机翼中心部分208的横向相对中心部分侧面210中的一个可移除地耦连到机翼中心部分208。四(4)个纵向转子桁314中的每个可在现场接头128处以某种方式与机翼中心部分208直接物理接合，该方式使得在横向相对中心部分侧面210中的每个上，纵向转子桁314中的一个在向前方向上延伸，并且纵向转子桁314中的一个在向后方向上延伸。在一些示例中，每个纵向转子桁314的桁安装部分312可在现场接头128位置处稳固到机翼中心部分208，该现场接头128位置允许一对机翼200以图2至图3所示的方式可移除地耦连到机翼中心部分208的横向相对中心部分侧面210。
参照图10至图14，其示出具有横向转子桁316的UAV 102配置，将每个转子桁308的桁安装部分312可移除地耦连到机翼中心部分208的步骤包括将每个横向转子桁316的桁安装部分312以某种方式可移除地耦连到机身主体114，该方式使得横向转子桁316中的每个沿着不平行于机身主体114的纵向轴线110的方向从机身主体114横向向外延伸。对于如图10所示的示例UAV 102，横向转子桁316包括总共四(4)个横向转子桁316，每个横向转子桁316具有桁自由端310和桁安装部分312。在未示出的实施例中，四(4)个单独的横向转子桁316可相同地配置并且可各自支撑转子组件302。将每个横向转子桁316的桁安装部分312可移除地耦连到机身主体114的步骤包括将两(2)个横向转子梁在机翼中心部分208前方的位置处耦连到机身主体114的横向相对侧面中的每个，并将剩余的两(2)个横向转子梁在机翼中心部分208后方的位置处耦连到机身主体114的横向相对侧面，如图10至图14所示。横向转子桁316中的每个可在现场接头128处独立地可移除地耦连到机身主体114。例如，每个横向转子桁316的桁安装部分312可插入到并入机身主体114中的转子桁插槽318中。可替代地或另外地，每个横向转子桁316的桁安装部分312可在机身前端106和机身后端108中的每个处与机身模块104的横向相对侧面上的一对结构硬点(未示出)接合。
在未示出的UAV 102配置中，横向转子桁316可包括总共两个(2)横向转子桁316，每个横向转子桁316具有相对的一对桁自由端310和位于桁自由端310之间的桁安装部分312。这种横向转子桁316可相对于纵向轴线110大致垂直地取向。例如，横向转子桁316中的每个可在机翼中心部分前方的位置处延伸穿过机身主体114的顶部，并且另一个横向转子桁316可在机翼中心部分208后方的位置处延伸穿过机身主体114的顶部。将两(2)个横向转子桁316中的每个的桁安装部分312可移除地耦连到机身主体114的步骤可包括将两(2)个横向转子桁316中的一个在机翼中心部分208前方的位置(诸如靠近机身模块104前方)处可移除地耦连(例如，在一对现场接头128处)到机身主体114，并且将两(2)个横向转子桁316中的剩余一个在机翼中心部分208后方的位置(诸如靠近机身后端108)处可移除地耦连(例如，在另一对现场接头128处)到机身主体114。
对于图10至图14的UAV 102配置，方法500可包括以图2至图3中所示和上文所述的方式将一对机翼200可移除地耦连到机翼中心部分208。例如，如上所述，机翼200中的每个的连结器翼梁214可插入形成在机翼中心部分208的每个横向相对侧面中的连接器翼梁腔216中。在这个方面，可将机翼200中的每个放置成分别与机翼中心部分208直接物理接触。
在图4至图14所示的UAV 102配置中的任一种中，方法500包括将尾翼150可移除地耦连到机翼中心部分208。例如，图4示出其中一对垂直尾部158可移除地耦连到一对尾桁152的桁后端156的布置。如上所述，尾桁152中的每个的桁前端154可固定地(例如，不可移除地)耦连到机翼中心部分208，如图3至图14所示。尾桁152中的每个的桁后端156可耦连到桁节段160，该桁节段160可从垂直尾部158中的每个向前突出。外部或内部套管配件(未示出)可将桁后端156和桁节段160联结在一起，以便将垂直尾部158稳固到尾桁152。然而，垂直尾部158可以以各种不同的布置中的任一种稳固到尾桁152，并且不限于使用套管配件。在图2的实施例中，尾翼150可被配置为使得一对尾桁152中的每个的桁前端154在相应的一对现场接头128处可移除地耦连到机翼中心部分208。在这种布置中，尾桁152可被配置为使得桁前端154能够耦连到机翼中心部分208，使得垂直尾部158向上延伸(例如，图1至图3)或向下延伸(例如，图4至图14)。
在这个方面，当从飞行器100中省略垂直提升转子模块300时，方法500包括以使得垂直尾部158中的每个从尾桁152向上延伸的方式附接尾翼150。当垂直提升转子模块300被耦连到飞行器100时，该方法包括以使得垂直尾部158中的每个从尾桁152向下延伸的方式附接尾翼150。当垂直尾部158从尾桁152向下延伸时，该方法可包括将尾部延伸部166可移除地耦连到每个垂直尾部158，以在表面上支撑飞行器100的后端。另外，当垂直提升转子模块300被耦连到飞行器100时，该方法可包括将鼻部支撑件112可移除地耦连到飞行器100的机身前端106，以支撑飞行器100的前端。该方法可包括当垂直提升转子模块300耦连到飞行器100时执行的附加操作。例如，该方法可包括在机身模块104的有效载荷舱中的一个或多个中安装电池(未示出)或动力模块(未示出)，以用于向垂直提升转子模块300的垂直提升马达306提供电力。
无论桁前端154是可移除地耦连(图2)还是固定地连接(图3至图4)到机翼中心部分208，尾翼150均可被配置为现场组装，使得当UAV 102处于如图4至图14所示的VTOL配置时垂直尾部158从尾桁152向下延伸，并且尾翼150可现场组装，使得在UAV 102呈如图1至图3所示的常规固定翼配置时垂直尾部158从尾桁152向上延伸。该方法进一步包括将水平尾部162可移除地耦连到一对垂直尾部158，以用于互连垂直尾部158，如图4所示和上面所述。
图16是改进具有垂直提升转子模块300的飞行器100的操作的方法600的流程图。如上所述，飞行器100可现场配置为能够VTOL的飞行器100(即，图4至图14)或没有VTOL能力的常规固定翼飞行器(例如图1至图3)。本方法600公开了具有VTOL能力的飞行器100的操作。
方法600的步骤602包括在悬停飞行中执行垂直起飞并使飞行器100能够操作。垂直起飞可被描述为在飞行器100起飞之前无飞行器100的向前运动(例如，相对于地面)的情况下将飞行器100垂直提升离开表面(例如，地面、道路、坡道、跑道、船甲板、平台)。飞行器100可被配置为在悬停飞行中操作，在该悬停飞行期间，垂直提升转子模块300能够使用至少四个转子组件302至少将飞行器100维持在基本恒定的高度，该转子组件302由可移除地耦连(通过现场接头128)到飞行器100的机身模块104的至少两个垂直提升转子模块300支撑。如上所述，垂直提升转子模块300被配置为使得当通过转子桁308耦连到机身模块104时，一对转子组件302位于机身主体114的横向相对侧面中的每个上，并且每对转子组件302分别位于机翼中心部分208的前方和后方。
如上所述，飞行器100包括一对机翼200，该一对机翼200在横向相对中心部分侧面210上的一对现场接头128处可移除地耦连到机身模块104的机翼中心部分208。机翼200可在飞行器100由向前推力模块122向前推进时产生气动升力。在一些示例中，机翼200可被配置为产生足以在以下条件下将飞行器100的水平飞行维持在期望操作高度的气动升力量：(1)当垂直提升转子模块300未耦连到飞行器100(例如，图1至图3)时，和(2)当垂直提升转子模块300耦连到飞行器100(例如，图4至图14)并且垂直提升转子304不旋转和/或不产生垂直推力时。然而，在其他示例中，机翼200可被配置为产生仅结合垂直提升转子304产生的垂直推力就足以将飞行器100的水平飞行维持在期望的操作高度的气动升力量。飞行器100的期望操作高度可被描述为当被配置为常规固定翼飞行器100(例如，图1)时飞行器100的最大高度。
在一些示例中，操作飞行器100的方法可包括以相对低的旋转速度(例如，以怠速)操作向前推力模块122的发动机124，以在飞行器100的垂直起飞之前确认发动机124的标称操作。在垂直起飞期间，飞行器控制系统(例如，机载系统或自动驾驶仪-未示出)可被配置为调整转子叶片322的桨距以补偿在飞行器100的垂直上升期间由向前推进模块的向前推力引起的任何扰动。可替代地，可通过远程控制来手动控制转子叶片322的桨距。
仍然参照图16，操作飞行器100的方法600可包括当飞行器100已经上升到期望高度时将飞行器100从悬停飞行过渡到向前飞行的步骤604。在本公开中，悬停飞行可被描述为在飞行期间飞行器100的质量仅由转子组件302产生的垂直推力支撑的飞行。将飞行器100从悬停飞行过渡到向前飞行可包括控制转子组件302，并且使飞行器100以一种方式使飞行器100倾斜成俯冲取向(未示出)，以实现飞行器100至少以一定的向前空速向前运动，在该向前空速下，机翼200能够支撑处于至少水平飞行的飞行器100的质量，而不需要来自四个转子组件302的垂直推力的帮助。在一个实施例中，机翼200能够支撑飞行器100的空速可以是当被配置为常规固定翼飞行器100时(图1至图3)飞行器100的巡航速度的至少大约70％的空速。
从悬停飞行到向前飞行的过渡可进一步包括停止垂直提升转子304的旋转(例如，通过远程控制手动或通过自动驾驶仪)，同时诸如通过增加(例如，从空转)向前推力模块122的螺旋桨126的旋转速度来增加向前推力模块122的向前推力。从悬停飞行到向前飞行的过渡可进一步包括允许飞行器100的前端变成俯冲取向，使得飞行器100以稳定的风向标机动动作俯冲并且在向前推力模块122的增加的动力(例如，手动施加或通过自动驾驶仪)下引起向前空速增加。空速可增加直到达到向前空速，在该向前空速下机翼200产生能够维持飞行器100水平飞行的气动升力量。在一些示例中，可通过由机翼200产生的气动升力和由垂直提升转子304产生的垂直推力的组合维持飞行器100的水平飞行。从悬停飞行到向前飞行的过渡可在自动驾驶仪的控制下或通过对飞行器100的现有控制系统进行预编程来执行，以实现平稳过渡。
仍参照图16，操作飞行器100的方法600可包括将飞行器100从向前飞行过渡到着陆的步骤606。从向前飞行到着陆的过渡可包括从向前飞行到悬停飞行的过渡，并且可涉及在向前推力模块122的动力下使飞行器100飞行到接近着陆区域(未示出)上方或正上方。另外，从向前飞行到着陆的过渡可包括启动转子组件302和/或增加垂直提升转子304的旋转速度以产生能够在悬停飞行中支撑飞行器100的垂直推力量。过渡可进一步包括减小向前推力模块122的向前推力，诸如将向前推力模块122的螺旋桨126的旋转速度降低到怠速(例如，通过远程控制手动或通过自动驾驶仪)。在一些示例中，过渡可任选地包括当飞行器100在着陆区域的表面上方的预定高度(例如，小于10英尺)内时停止向前推力模块122的发动机124，以避免无意地将飞行器100移出期望着陆区域。可替代地，发动机124可保持运行直到降落之后。过渡另外可包括控制垂直提升转子304的旋转速度以降低飞行器100的高度，直到垂直着陆在表面上，此时可关闭向前推力模块122的发动机124。在一些示例中，可在基本上无飞行器100的水平移动的情况下执行垂直着陆，该水平移动可能以其他方式由向前推力模块122的向前推力引起。在飞行器100的垂直起飞和/或着陆期间，该方法可包括在鼻部支撑件112和一对垂直尾部158或尾部延伸部166上支撑飞行器100，如图8至图9和图13至图14所示。
在飞行器100的操作期间，多个垂直提升马达306可由控制系统(未示出)以允许对垂直提升马达306中的每个进行协调或独立控制的方式进行控制(例如，远程或预编程)。用于垂直提升马达306的控制系统可独立于飞行器100的现有飞行控制系统，或用于垂直提升马达306的控制系统可集成到飞行器100的现有飞行控制系统中。在一个实施例中，可控制垂直提升转子304来以这样的方式产生不同的垂直推力，该方式使飞行器100沿着飞行器100的前后方向和/或沿着飞行器100的横向方向平移。另外地或可替代地，垂直提升转子304可以以产生不同推力的方式控制以使飞行器100围绕飞行器100的侧倾轴线(即，纵向轴线110)、俯仰轴线(横向轴线)和/或偏航轴线(即垂直轴线)旋转。
现在参照图17至图23，其示出飞行器100的进一步的示例，该飞行器100可在图1至图3中所示的常规固定翼配置和具有一对旋翼机模块400的VTOL或近VTOL配置(图17至图23)之间现场配置，该一对旋翼机模块400被配置为可移除地耦连到机翼中心部分208。图17示出作为以拆卸状态示出的UAV 102的飞行器100。图18至图21示出处于组装状态的图17的UAV 102。旋翼机模块400中的每个包括陀螺仪组件404和翼梢402。每个陀螺仪组件404可支撑在翼梢402的翼尖202上。陀螺仪组件404可固定地耦连到翼梢402的翼尖202。然而，在其他示例中，陀螺仪组件404可以可移除地耦连到翼尖202。在进一步的示例中，每个陀螺仪转子406的转子叶片322可以是可折叠的，使得所有转子叶片322聚集在一起并在相同的总体方向(未示出)上取向，以减小陀螺仪转子406的占用空间，从而简化将旋翼机模块400包装到一个或多个运输箱(未示出)中以与其他模块(例如，机身模块104、尾翼150等)一起运输。
每个翼梢402被配置为在翼梢402的翼根204处可移除地耦连到机翼中心部分208。例如，每个翼梢402可包括连结器翼梁214，该连结器翼梁214从翼根204突出并且被配置为插入形成在位于机翼中心部分208的每个横向相对侧面处的翼肋212中的连结器翼梁腔216中，该插入方式类似于如图2至图3所示并且如上面描述的将机翼200现场组装到机翼中心部分208。然而，翼梢402可被配置为通过除了连结器翼梁214之外的手段可移除地耦连到机翼中心部分208。例如，翼梢402可通过外部可接入的机械硬件(诸如一个或多个销、凸轮、螺纹紧固件或其他机翼200附接硬件或结构)机械耦连到机翼中心部分208。
参照图19至图21，旋翼机模块400可被配置为使得当翼梢402耦连到机翼中心部分208时，陀螺仪转子406以并排布置定位，如图19所示。另外，翼梢402被配置为使得当耦连到机翼中心部分208时，每个翼梢402取向成二面角(图20)，使得每个陀螺仪转子406的转子平面320高于飞行器100的其他结构(例如，向前推力模块122的旋转螺旋桨126)。将每个陀螺仪转子406的转子平面320定位成高于飞行器100的其他结构可实现每个陀螺仪转子406的最大直径。在一些示例中，每个翼梢402可包括从翼尖202向下(例如，以一非垂直角度)延伸的小翼206。小翼206可通过减小诱导阻力来改善机翼200的气动性能和/或可提供用于安装天线的位置，诸如用于控制飞行器100和与机载系统的通信。
图17至图23中所示的UAV 102配置可具有机身模块104，该机身模块104被配置为类似于图1至图14中所示并如上描述的UAV 102的机身模块104。例如，图17至图23的UAV102的机身模块104可具有机身主体114和可固定地安装到如上所述的机身主体114的机翼中心部分208。另外，UAV 102可包括如上所述的向前推力模块122，该向前推力模块122可在机身后端108处可移除地耦连到机身主体114。另外，UAV 102可包括具有一对尾桁152的尾翼150，该尾桁152从机翼中心部分208向后延伸。尾翼150进一步包括分别与尾桁152相关联的一对垂直尾部158。
尾翼150借以组装到飞行器100的现场接头128允许垂直尾部158的选择性取向，这取决于UAV 102是作为常规固定翼飞行器(例如，图1至图3)操作还是作为具有VTOL或近VTOL能力的飞行器100(例如，图17至图23)操作。如上所述，尾翼150可被配置为组装到机翼中心部分208，使得当旋翼机模块400耦连到飞行器100时(例如，图4至图14和图17至图23)，垂直尾部158通常从尾桁152向下延伸，并且当从飞行器100中省略旋翼机模块400时(例如，图1至图3)，垂直尾部158通常从尾桁152向上延伸。另外，尾翼150包括可以可移除地耦连到垂直尾部158的水平尾部162(图17)，并且可进一步包括可现场耦连到垂直尾部158的尾部延伸部166，以及可现场耦连到机身主体114的鼻部支撑件112，如图17所示并如上所述。
仍然参照图17至图23，每个旋翼机模块400具有固定地耦连到如上所述的翼梢402的陀螺仪组件404。每个陀螺仪组件404具有用于产生垂直升力的陀螺仪转子406。陀螺仪转子406可以是可自由旋转的，并且可被配置为响应于气流通过陀螺仪转子406(诸如在飞行器100例如在由向前推力模块122产生的向前推力下向前运动期间)而旋转。陀螺仪转子406的旋转可产生垂直推力以支撑飞行器100的质量，如下面更详细描述的。机翼200的翼梢的尺寸可设计并且配置为产生气动升力以增大由陀螺仪转子406的旋转产生的垂直推力(即，垂直升力)。陀螺仪转子406可被配置为在相反方向上旋转以降低在垂直尾部158中以其他方式需要的表面积要求，用于防止飞行器100的扭矩引起的偏航。
参照图20，每个陀螺仪组件404可包括内部陀螺仪马达410，该内部陀螺仪马达410可集成到陀螺仪组件404中，以用于诸如在发射之前旋转陀螺仪转子406。内部陀螺仪马达410可以是相对小的电动马达。在一个实施例中，每个电动马达可由可与电动马达同处一地的一个或多个电池供电。可替代地，电池可安装在机身模块104的有效载荷舱中，诸如安装在中心有效载荷舱120内。可替代地或另外地，飞行器100可包括用于向内部陀螺仪马达410提供电力的电力模块(未示出)。陀螺仪马达408可被配置为在飞行器100升空之前将相应的陀螺仪转子406预旋转到预定的旋转速度。例如，陀螺仪马达408可将陀螺仪转子406预旋转到一定的旋转速度，该旋转速度是将飞行器100的质量提升离开地面并且任选地爬升到期望高度所需的旋转速度的大约100％。
陀螺仪转子406中的每个可具有转子毂324，该转子毂324具有用于控制转子叶片322的转子叶片桨距角323(即，迎角)的共同桨距控制件。在升空之前的预旋转期间，转子叶片322可调整并保持固定在转子叶片桨距角323(例如，图19A)，这使转子叶片322产生大约为零的净垂直推力。产生零净垂直推力可防止转子叶片322在机架上产生对应的相反扭矩。在一个示例中，陀螺仪转子406的转子叶片桨距角323可设置在大约+1度和-4度之间(例如，在大约0度和-2度之间)，其可以是一种范围，在该范围内，转子叶片产生零净垂直推力。在本公开中，可参考转子叶片的几何特征来测量转子叶片桨距角323。例如，转子叶片桨距角323可被描述为垂直于陀螺仪转子406的旋转轴线(未示出)的平面(未示出)与转子叶片322的局部弦线(未示出)之间的角度。局部弦线可被描述为从叶片后缘(未示出)的最后点(相对于叶片旋转期间迎面而来的气流的方向)延伸到叶片前缘(未示出)的最前点。如可以理解的是，弦线可专用于转子叶片322的气动横截面。对于沿转子叶片322的长度扭曲(未示出)的转子叶片322，转子叶片桨距角323可被描述为在从叶片尖端(未示出)观察转子叶片时，转子叶片322的一端处的弦线与转子叶片322的相对端处的弦线之间的角度。可替代地，在本公开中，可参考转子叶片322的气动特性来测量转子叶片桨距角323。例如，转子叶片桨距角323可根据弦线和在旋转期间经过转子叶片322的相对风(未示出)的方向来定义。无论转子叶片桨距角323的测量方式如何，优选地以使转子叶片322在升空之前的转子叶片322的预旋转期间产生零净垂直推力的转子叶片桨距角323保持转子叶片322。
一旦陀螺仪转子406在预旋转期间以期望的旋转速度旋转，转子叶片桨距角323(图19A)就可快速(例如，在若干秒内)增加到并固定在一定的角度，该角度使转子叶片322以一定的量产生垂直推力，所述量的垂直推力使飞行器100提升离开地面，并且任选地另外使飞行器100在飞行器100过渡到向前飞行之前上升到预定高度。例如，转子叶片桨距角323可增加一定量，使得飞行器100在开始向向前飞行过渡之前提升离开地面并上升到若干英尺到100英尺的高度。在一个示例中，转子叶片桨距角323可增加到并保持在5-40度范围内的正角度，并且更优选地在20-30度内，并且可使转子叶片322产生将飞行器100提升离开地面的垂直推力。在升空之后并且在向向前飞行过渡期间，转子叶片桨距角323可减小并固定在适合于飞行器100在持续高度处向前飞行的角度。例如，转子叶片桨距角323可减小并固定在大约正0.5-10度的范围内的角度(例如，在1-3度内)，并且可在飞行的余下期间(包括着陆期间)保持固定在这样的转子叶片桨距角323。
在向前推力模块122的推进动力下飞行器100的向前运动使转子叶片322旋转并产生垂直升力以支撑飞行器100的质量。如下所述，两个陀螺仪转子406的转子平面倾斜角321(图21)可以以便于在向前飞行期间和飞行器100着陆期间对飞行器100进行方向控制的方式进行控制。例如，图20是飞行器的正视图，其示出陀螺仪转子406的转子平面倾斜角321可以以使飞行器100向左或向右侧倾的方式调整。图21是飞行器100的侧视图，其示出转子平面倾斜角321可以以使飞行器向上或向下俯仰以改变高度的方式调整。
转子毂324可允许转子叶片322的总体桨距控制到无限数量的转子叶片桨距角323，或诸如通过在转子毂324中使用弹簧机构(未示出)，转子毂324可限于离散数量的转子叶片桨距角323。在一些示例中，每个陀螺仪转子406的转子毂324处的内部电动马达可作为发电机(未示出)操作，以用于诸如当下降时和/或当飞行器100由向前推力模块122推进并引起陀螺仪转子406旋转时为飞行器100产生电力。在其他示例中，内部电动马达可被配置为在飞行期间的紧急情况下或当飞行器100在边缘飞行条件下操作时提供垂直推力。
参照图22至图23，在UAV 102的进一步的示例中，每个陀螺仪组件404可被配置为使得陀螺仪转子406可通过一对外部预旋转器马达412预旋转。外部预旋转器马达412可以是电动马达，诸如可商购获得的电钻马达。每个外部预旋转器马达412可具有垂直向上突出的轴416，以用于接合到形成在陀螺仪转子406的转子毂324的下端中的垂直取向的毂座插槽418中。每个外部预旋转器马达412可支撑在预旋转器地面支架414上，该支架可支撑在地面上。在陀螺仪马达408的轴416分别接合到陀螺仪转子406的毂插槽418中的情况下，外部预旋转器马达412可将陀螺仪转子406预旋转到能够产生将飞行器100提升离开地面所需的垂直推力量的旋转速度。在通过外部预旋转器马达412进行预旋转期间，转子叶片322可被设置到0至-2度的转子叶片桨距角323(图19A)，如上所述。在达到期望的旋转速度后，每个陀螺仪转子406的转子毂324可将转子叶片桨距角323增加到大约20-30度的正角度，从而使飞行器100产生垂直推力并将飞行器100提升离开地面，如图23所示，此时当飞行器100上升时，轴416滑出毂插槽418。
对于图17至图23的UAV 102配置，转子毂324被配置为允许以桨距(图21)和侧倾(图20)的方式控制陀螺仪转子406的转子平面倾斜角321(图21)，以用于在飞行期间提供飞行器100的桨距控制和侧倾控制的主要来源，如上所述。诸如水平尾部162的尾翼150可任选地包括一个或多个可移动表面，诸如升降舵(未示出)，以用于增加通过调整转子平面倾斜角321提供的桨距控制。翼梢402可包括可通过调整转子平面倾斜角321增加侧倾控制的副翼(未示出)或其他控制表面。如果用于转子平面倾斜角321的倾斜控制的转子毂324发生故障，则飞行器100的一个或多个控制表面(例如，翼梢402的副翼)可为飞行器100提供侧倾控制。
图24是组装具有如图17至图23所示的旋翼机模块400的UAV 102的方法700的流程图。有利地，图17至图23中所示的飞行器配置也可现场配置为无VTOL能力的如图1至图3所示的常规固定翼飞行器。如上所述，旋翼机模块400中的每个包括支撑陀螺仪组件404的翼梢402。该方法的步骤702包括通过将旋翼机模块400中的每个的翼梢402耦连到飞行器100的机翼中心部分208的横向相对中心部分侧面210中的一个，来将一对旋翼机模块400可移除地耦连到飞行器100。如上所述，翼梢402被配置为诸如通过将每个翼梢402的连结器翼梁214插入形成在机翼中心部分208的横向相对侧面中的一个中的连结器翼梁腔216中，从而机械地耦连到机翼中心部分208。可替代地或另外地，可使用外部可接入的机械硬件(未示出)(诸如剪切销、螺纹紧固件和/或其他硬件)将翼梢402中的每个连结到机翼中心部分208。
如上所述，飞行器100包括多个现场接头128，该现场接头128允许飞行器100与旋翼机模块400组装，如图17至图23所示，可替代地，现场接头128允许飞行器100与一对机翼200组装以形成图1至图3中所示的常规固定翼飞行器。尾翼150可如上所述通过多个现场接头128组装到飞行器100，如图17所示。在这个方面，该方法可包括通过将一对垂直尾部158分别耦连到一对尾桁152的桁后端156来将尾翼150可移除地耦连到机翼中心部分208，如图17所示。可替代地，对于图2所示的尾翼150实施例，该方法可包括将尾桁152中的每个的桁前端154可移除地耦连到机翼中心部分208。在图2的实施例中，尾桁152中的每个具有固定地耦连到桁后端156的垂直尾部158。该方法另外可包括将水平尾部162可移除地耦连到一对垂直尾部158中的每个，该一对垂直尾部158分别从一对尾桁152向外延伸。如上所述，尾部延伸部166可以可移除地耦连到垂直尾部158以用于支撑飞行器100的后端。另外，如上所述，鼻部支撑件112可以可移除地耦连到机身前端106，以用于支撑飞行器100的前端。在起飞和/或着陆之前，飞行器100可支撑在鼻部支撑件112上和一对尾部延伸部166上。
在UAV 102的一些示例中，将旋翼机模块400可移除地耦连到飞行器100的步骤702包括可移除地耦连旋翼机模块400，该旋翼机模块400的每个陀螺仪组件404包括内部陀螺仪马达410。如上所述，内部陀螺仪马达410可集成在陀螺仪转子406中的每个的转子毂324中，并且可允许陀螺仪转子406的预旋转以便于飞行器100的垂直升空。可替代地，对于图22至图23中所示的UAV 102实施例，将旋翼机模块400可移除地耦连到飞行器100的步骤702包括可移除地耦连旋翼机模块400，该旋翼机模块400的每个陀螺仪转子406可通过外部预旋转器马达412预旋转。如图22至图23所示并如上所述，每个外部预旋转器马达412可由预旋转器地面支架414支撑。每个外部预旋转器马达412可具有轴416，该轴416向上突出并且被配置为接合形成在陀螺仪转子406的转子毂324的下端中的毂插槽418，以用于陀螺仪转子406的预旋转。当飞行器100提升离开地面时，外部预旋转器马达412中的每个被配置为与陀螺仪转子406的毂插槽断开耦连。
图25是增强如图17至图23所示的具有旋翼机模块400的UAV 102的操作的方法800的流程图。在飞行器100的垂直起飞之前，方法800可包括步骤802，即以相对低的旋转速度(例如，以怠速)旋转向前推力模块122的螺旋桨126，以确认在飞行器100起飞之前发动机124的标称操作。方法800的步骤804包括预旋转一对旋翼机模块400各自的一对陀螺仪转子406。预旋转陀螺仪转子406的步骤804可包括预旋转每个陀螺仪组件的陀螺仪转子406，其中将转子叶片322调整到转子叶片桨距角323，该转子叶片桨距角323引起每个陀螺仪转子406产生零净垂直升力。例如，在上述预旋转示例中，转子叶片桨距角323可被调整并且固定在大约+1度和-4度之间，这可以是一个范围，在该范围内，转子叶片322产生零净垂直推力，以允许陀螺仪转子406在不将飞行器100提升离开地面的情况下增加旋转速度。
在一个实施例中，预旋转陀螺仪转子406的步骤804可包括使用内部陀螺仪马达410预旋转每个陀螺仪组件404的陀螺仪转子406，该内部陀螺仪马达410可集成到陀螺仪组件404中。在上述实施例中，每个内部陀螺仪马达410可被配置为相对小的电动马达。可替代地，在图22至图23所示的实施例中，预旋转陀螺仪转子406的步骤804可包括使用支撑在预旋转器地面支架414上的外部预旋转器马达412来预旋转每个陀螺仪组件404的陀螺仪转子406。如上所述，每个外部预旋转器马达412可被配置为在飞行器100的垂直起飞期间与陀螺仪马达408断开耦连。同样如上所述，在陀螺仪转子406的预旋转期间，转子叶片322可被设置到转子叶片桨距角323，该转子叶片桨距角323防止陀螺仪转子在机架上产生垂直升力和相关联的扭矩力。在一些示例中，陀螺仪转子406可被预旋转到一定的旋转速度，该旋转速度是在飞行器100向前运动之前实现飞行器100的垂直升空所需的旋转速度的至少100％。
方法800的步骤806包括在陀螺仪转子406的预旋转之后执行飞行器100的基本垂直的起飞。在这个方面，步骤806可包括快速(例如，在若干秒内)增加一定量的转子叶片322的转子叶片桨距角323(图19A)，该一定量使飞行器100提升离开表面(例如，地面)。例如，转子叶片桨距角323可从在预旋转期间产生零净升力的角度增加到正桨距角，该正桨距角使飞行器100基本上垂直地提升离开地面并且任选地在飞行器100开始向前飞行之前使飞行器100上升到预定高度。在上述示例中，陀螺仪转子406的转子叶片322可被调整到高达正30度的转子叶片桨距角323。在一些示例中，可在升空之前基本无飞行器100的向前运动的情况下执行飞行器100的垂直升空。如上所述，在升空之后，转子叶片桨距角323可减小到相对小的桨距角，该相对小的桨距角可以是正桨距角，并且可在剩余飞行期间保持固定在这样的桨距角。
方法800的步骤808包括在飞行器100的垂直起飞之后将飞行器100过渡到向前飞行。可通过增加向前推力模块122的向前推力(诸如通过增加向前推力模块122的螺旋桨126的旋转速度)来促进飞行器100过渡到向前飞行。在一些示例中，可在升空期间飞行器100与表面分离的同时增加螺旋桨126的旋转速度。可增加螺旋桨126的旋转速度，至少直到飞行器100达到一定的向前空速，在该向前空速下，陀螺仪转子406能够将飞行器100维持在期望的高度。过渡到向前飞行可包括将转子叶片桨距角减小一定量，该量允许陀螺仪转子406在以向前空速移动时将飞行器100维持在一定高度。如上所述，每个陀螺仪转子406被配置为在旋转期间响应于在飞行器100的向前运动期间气流经过陀螺仪转子406而产生垂直推力。在一些示例中，翼梢402可产生少量气动升力，以在飞行器100的向前运动期间增加由陀螺仪转子406产生的垂直升力。
如上所述，陀螺仪转子406中的每个包括转子毂324，该转子毂324被配置为允许以在飞行期间允许飞行器100的桨距控制(图21)和侧倾控制(图20)的方式控制转子平面倾斜角321(图21)。在这个方面，可通过控制(例如，通过远程控制或预编程)螺旋桨126的旋转速度以及控制陀螺仪转子406的转子平面倾斜角321来促进对飞行器100的方向、姿态、空速和高度的控制。另外，可通过偏转飞行器100可包括的一个或多个飞行控制表面(例如，副翼)来增强飞行器100的桨距控制和/或侧倾控制。
在飞行器100从向前飞行过渡到垂直或接近垂直着陆中，该方法可包括在向前推力模块122的向前推力下朝向着陆区域(未示出)以受控下降的方式使飞行器100飞行，同时使用由陀螺仪组件404产生的垂直推力支撑飞行器100的质量。例如，在接近着陆区域后，该方法可包括使飞行器100俯冲，作为增加陀螺仪转子406的旋转速度并且然后增加以桨距计的转子平面倾斜角321(图21)，同时诸如通过降低螺旋桨126的旋转速度(例如，降低到怠速)来减小向前推力模块122的向前推力，以降低飞行器100的向前速度。着陆操作可包括在着陆区域上方相对低的高度处使飞行器100闪亮信号装置(flare)，在此期间，可通过紧接在降落之前急剧增加(例如，以桨距计)转子平面倾斜角321来增加陀螺仪转子406的旋转速度，以进一步降低飞行器100的垂直下降速率和/或显著减慢飞行器100的向前运动。在一些示例中，可以以这样的方式控制陀螺仪转子406和向前推力模块122，该方式使得紧接在飞行器100着陆在着陆区域的表面上之前停止飞行器100的向前运动。在着陆期间，该方法可包括将飞行器100支撑在鼻部支撑件112上和一对尾部延伸部166上。然而，飞行器100可被配置为在着陆期间能够进行相对少量的横向运动和/或向前运动。
本公开所属领域的受益于前述描述和相关附图中呈现的教导的技术人员将想到本公开的许多修改和其他配置。本文描述的配置旨在是说明性的，而不旨在是限制性的或穷举的。尽管本文采用了特定术语，但它们仅以一般性和描述性意义使用，而不是出于限制的目的。

Claims (26)

1.一种飞行器，其包括：
机身模块，所述机身模块具有机身主体和具有横向相对中心部分侧面的机翼中心部分；
一对机翼，每个机翼具有翼根，所述机翼分别在所述横向相对中心部分侧面中的一个侧面附近可移除地耦连到所述机翼中心部分；
至少两个垂直提升转子模块，所述至少两个垂直提升转子模块共同支撑至少四个转子组件，每个转子组件由转子桁支撑，所述转子桁具有至少一个桁自由端和具有桁安装部分的纵向转子桁，每个转子组件具有安装在所述桁自由端上的至少一个垂直提升转子，每个转子桁的所述桁安装部分被配置为可移除地耦连到所述机身模块，所述垂直提升转子模块被配置为使得当耦连到所述机身模块时，一对所述转子组件位于所述机身模块的横向相对侧面中的每个侧面上，并且每对所述转子组件分别位于所述机翼中心部分的前方和后方，所述桁安装部分可移除地耦连在所述机翼中心部分和所述翼根之间，并且每个纵向转子桁从所述机翼中心部分向前和向后延伸，并且使得一对所述垂直提升转子分别位于所述横向相对中心部分侧面上，并且一对所述垂直提升转子分别位于所述机翼中心部分的前方和后方；
尾翼，所述尾翼包括：
能够从所述机翼中心部分向后延伸的一对尾桁；
一对垂直尾部，其能够分别耦连到所述一对尾桁的桁后端；
能够分别在所述一对垂直尾部的自由端之间延伸的水平尾部；
当从所述飞行器省略所述垂直提升转子模块时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向上延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的上方；
当所述垂直提升转子模块被耦连到所述飞行器时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向下延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的下方；以及
向前推力模块，其可移除地耦连到所述机身主体。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述桁安装部分被配置为以如下方式在所述中心部分侧面附近可移除地耦连到所述机翼中心部分：使得所述纵向转子桁从所述机翼中心部分基本向前和向后延伸。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述机身模块具有纵向轴线；
所述转子桁包括横向转子桁，每个所述横向转子桁具有桁安装部分，所述桁安装部分被配置为以如下方式可移除地耦连到所述机身主体：使得所述横向转子桁从所述机身主体沿着不平行于所述机身主体的所述纵向轴线的方向横向向外延伸；并且
所述一对机翼被配置为可移除地耦连成分别与所述机翼中心部分的所述横向相对中心部分侧面直接物理接触。
4.根据权利要求1所述的飞行器，所述飞行器进一步包括：
尾翼，所述尾翼包括被配置为从所述机翼中心部分向后延伸的一对尾桁，并包括对应的一对垂直尾部和被配置为在所述一对垂直尾部之间延伸的水平尾部，所述尾桁中的每个具有桁前端和桁后端，所述尾翼以以下两种配置中的一种配置耦连到所述机翼中心部分：
所述尾桁中的每个的所述桁前端固定地耦连到所述机翼中心部分，并且所述垂直尾部各自被配置为可移除地耦连到所述尾桁中的一个的所述桁后端；和
所述尾桁中的每个的所述桁前端被配置为可移除地耦连到所述机翼中心部分，并且所述垂直尾部各自固定地耦连到所述尾桁中的一个的所述桁后端。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其中：
所述尾桁中的每个具有桁后端，所述桁后端具有垂直尾部；并且
所述尾翼包括水平尾部，所述水平尾部被配置为可移除地耦连在所述一对垂直尾部之间。
6.根据权利要求5所述的飞行器，其中：
当从所述飞行器省略所述垂直提升转子模块时，以使得所述垂直尾部从所述尾桁大致向上延伸的方式来配置所述尾翼；并且
当所述垂直提升转子模块被耦连到所述飞行器时，以使得所述垂直尾部从所述尾桁大致向下延伸的方式来配置所述尾翼。
7.一种操作飞行器的方法，所述方法包括：
通过将每个垂直提升转子模块的纵向转子桁的桁安装部分可移除地耦连到机翼中心部分的横向相对中心部分侧面中的一个侧面，将一对垂直提升转子模块可移除地耦连到机身模块的所述机翼中心部分，每个纵向转子桁从所述机翼中心部分向前和向后延伸，每个纵向转子桁具有所述桁安装部分和一对桁自由端，每个桁自由端支撑至少一个垂直提升转子，所述一对垂直提升转子模块被配置为使得当耦连到所述机翼中心部分时，一对所述垂直提升转子分别位于所述机翼中心部分的所述横向相对中心部分侧面上，并且一对所述垂直提升转子分别位于所述机翼中心部分的前方和后方；
将尾翼可移除地耦连到所述机翼中心部分，所述尾翼包括：
从所述机翼中心部分向后延伸的一对尾桁；
一对垂直尾部，其能够分别耦连到所述一对尾桁的桁后端；
能够分别在所述一对垂直尾部的自由端之间延伸的水平尾部；
当从所述飞行器省略所述一对垂直提升转子模块时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向上延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的上方；
当所述一对垂直提升转子模块被耦连到所述飞行器时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向下延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的下方；以及
将一对机翼可移除地耦连到所述机身模块的所述机翼中心部分的横向相对中心部分侧面，使得每个纵向转子桁可移除地耦连在所述机翼中心部分和一个机翼的翼根之间，所述机身模块具有机身主体，并且向前推力模块耦连到所述机身主体以用于所述飞行器的向前推进。
8.根据权利要求7所述的方法，其中所述转子桁包括纵向转子桁，将每个转子桁的所述桁安装部分可移除地耦连到所述机翼中心部分的步骤包括：
以如下方式将每个纵向转子桁的所述桁安装部分可移除地耦连到所述机翼中心部分：使得所述纵向转子桁从所述机翼中心部分大致向前和向后延伸；和
将所述一对机翼分别可移除地耦连到所述机翼中心部分的所述横向相对中心部分侧面，使得所述纵向转子桁中的每个的所述桁安装部分位于机翼和横向相对中心部分侧面之间。
9.根据权利要求7所述的方法，其中所述转子桁包括横向转子桁，将每个转子桁的所述桁安装部分可移除地耦连到所述机翼中心部分的步骤包括：
以一种方式将每个横向转子桁的所述桁安装部分可移除地耦连到所述机身模块，所述方式使得所述横向转子桁沿着不平行于所述机身模块的纵向轴线的方向从所述机身模块横向向外延伸；和
将所述一对机翼可移除地耦连成分别与所述机翼中心部分的所述横向相对中心部分侧面直接接触。
10.根据权利要求7所述的方法，所述方法进一步包括：
通过执行以下步骤中的一个来将尾翼可移除地耦连到所述机翼中心部分：
将一对垂直尾部可移除地耦连到一对尾桁的桁后端，每个所述尾桁具有固定地耦连到所述机翼中心部分的桁前端；和
将一对尾桁中的每个的桁前端可移除地耦连到所述机翼中心部分，所述尾桁中的每个具有垂直尾部，所述垂直尾部固定地耦连到所述尾桁中的一个的桁后端。
11.一种改进飞行器的操作的方法，所述方法包括：
使用至少四个转子组件执行所述飞行器的垂直起飞，所述至少四个转子组件由可移除地耦连到所述飞行器的机身模块的至少两个垂直提升转子模块支撑，每个转子组件由转子桁支撑，所述转子桁具有至少一个桁自由端和桁安装部分，每个桁自由端支撑至少一个垂直提升转子，每个转子桁的所述桁安装部分被配置为可移除地耦连到所述机身模块，所述垂直提升转子模块被配置为使得当耦连到所述机身模块时，一对所述转子组件位于所述机身模块的每个横向相对侧面上，并且每对所述转子组件分别位于所述机身模块的机翼中心部分的前方和后方，每个纵向转子桁从机翼中心部分向前和向后延伸，并且使得一对所述垂直提升转子分别位于横向相对中心部分侧面上，并且一对所述垂直提升转子分别位于所述机翼中心部分的前方和后方；
所述飞行器包括：
可移除地耦连到所述机身模块的机翼中心部分的一对机翼；
尾翼，所述尾翼包括：
能够从所述机翼中心部分向后延伸的一对尾桁；
一对垂直尾部，其能够分别耦连到所述一对尾桁的桁后端；
能够分别在所述一对垂直尾部的自由端之间延伸的水平尾部；
当从所述飞行器省略所述垂直提升转子模块时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向上延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的上方；以及
当所述垂直提升转子模块被耦连到所述飞行器时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向下延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的下方；以及
可移除地耦连到机身主体的向前推力模块。
12.根据权利要求11所述的方法，所述方法进一步包括：
通过执行以下操作来将所述飞行器从悬停飞行过渡到向前飞行：
以一种方式控制所述至少四个转子组件以实现所述飞行器至少以一定的向前空速向前运动，在所述向前空速下，所述一对机翼能够支撑所述飞行器；
停止所述垂直提升转子的旋转，并增加所述向前推力模块的向前推力；
允许所述飞行器的前端下降，同时在所述向前推力模块的动力下增加所述向前空速；和
使用由所述一对机翼产生的气动升力来支撑所述飞行器。
13.根据权利要求11所述的方法，所述方法进一步包括：
通过执行以下步骤来使所述飞行器从向前飞行过渡到着陆：
在所述向前推力模块的动力下，使所述飞行器飞行到着陆区域上方附近；
启动所述至少四个转子组件并增加所述垂直提升转子的旋转速度，直到能够支撑处于悬停飞行的所述飞行器；
减少所述向前推力模块的向前推力；和
控制所述垂直提升转子的所述旋转速度以降低所述飞行器的高度直至着陆。
14.根据权利要求11所述的方法，所述方法进一步包括：
在所述飞行器的起飞和着陆中的至少一个期间，将所述飞行器支撑在所述飞行器的鼻部支撑件和一对垂直尾部上；
所述鼻部支撑件从所述机身模块的机身前端向下延伸；并且
所述一对垂直尾部从可移除地耦连到所述机翼中心部分的对应的一对尾桁向下延伸。
15.一种飞行器，其包括：
机身模块，其具有机身主体和具有横向相对中心部分侧面的机翼中心部分；
一对旋翼机模块，每个所述旋翼机模块具有支撑在翼梢上的陀螺仪组件，所述翼梢被配置为可移除地耦连到所述中心部分侧面，每个陀螺仪组件具有用于产生垂直推力的陀螺仪转子，所述横向相对中心部分侧面被配置为与能够在飞行期间支撑所述飞行器的一对机翼现场组装，以作为所述一对旋翼机模块的替代方案；
尾翼，所述尾翼包括：
能够从所述机翼中心部分向后延伸的一对尾桁；
一对垂直尾部，其能够分别耦连到所述一对尾桁的桁后端；
能够分别在所述一对垂直尾部的自由端之间延伸的水平尾部；
当从所述飞行器省略一对垂直提升转子模块时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向上延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的上方；
当所述一对垂直提升转子模块被耦连到所述飞行器时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向下延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的下方；以及
向前推力模块，其可移除地耦连到所述机身主体。
16.根据权利要求15所述的飞行器，其中：
每个陀螺仪组件包括用于在所述飞行器垂直起飞之前预旋转所述陀螺仪转子的内部陀螺仪马达。
17.根据权利要求15所述的飞行器，其中：
每个陀螺仪组件被配置为使得所述陀螺仪转子能够由外部预旋转器马达预旋转，所述外部预旋转器马达支撑在预旋转器地面支架上并且被配置为在所述飞行器的垂直起飞期间与所述陀螺仪转子断开耦连。
18.根据权利要求15所述的飞行器，所述飞行器进一步包括：
所述尾翼包括被配置为从所述机翼中心部分向后延伸一对尾桁，并包括对应的一对垂直尾部和被配置为在所述一对垂直尾部之间延伸的水平尾部，所述尾桁中的每个具有桁前端和桁后端，所述尾翼以以下两种配置中的一种配置耦连到所述机翼中心部分：
所述尾桁中的每个的所述桁前端固定地耦连到所述机翼中心部分，并且所述垂直尾部各自被配置为可移除地耦连到所述尾桁中的一个的所述桁后端；和
所述尾桁中的每个的所述桁前端被配置为可移除地耦连到所述机翼中心部分，并且所述垂直尾部各自均固定地耦连到所述尾桁中的一个的所述桁后端。
19.根据权利要求15所述的飞行器，其中：
所述尾桁中的每个具有桁后端，所述桁后端具有从其向外延伸的垂直尾部；并且
所述尾翼包括水平尾部，所述水平尾部被配置为可移除地耦连在一对所述垂直尾部之间。
20.根据权利要求15、16、17、18或19中任一项所述的飞行器，其中：
当从所述飞行器省略所述旋翼机模块并且所述机翼被耦连到所述机翼中心部分时，所述尾桁各自被配置为以如下方式可移除地耦连到所述机翼中心部分：使得所述垂直尾部从所述尾桁向上延伸；并且
当所述旋翼机模块被耦连到所述机翼中心部分并且从所述飞行器省略所述机翼时，所述尾桁各自被配置为以如下方式可移除地耦连到所述机翼中心部分：使得所述垂直尾部从所述尾桁向下延伸。
21.一种操作飞行器的方法，所述方法包括：
预旋转一对旋翼机模块各自的一对陀螺仪组件的各自的一对陀螺仪转子，所述一对旋翼机模块中的每个均具有翼梢，所述翼梢可移除地耦连到机身模块的机翼中心部分的横向相对中心部分侧面中的一个，所述中心部分侧面被配置为可移除地接纳能够在飞行期间支撑所述飞行器的一对机翼，以作为可移除地接纳所述一对旋翼机模块的替代方案；
使用所述旋翼机模块执行所述飞行器的基本垂直起飞；和
通过在所述飞行器的垂直起飞后以一种方式增加向前推力模块的向前推力来过渡到向前飞行，该方式使所述飞行器向前运动至少直到达到一定的向前空速，在所述向前空速下，所述陀螺仪转子能够维持所述飞行器的高度；
其中所述飞行器包括：
尾翼，所述尾翼包括：
从所述机翼中心部分向后延伸的一对尾桁；
一对垂直尾部，其能够分别耦连到所述一对尾桁的桁后端；
能够分别在所述一对垂直尾部的自由端之间延伸的水平尾部；
当从所述飞行器省略一对垂直提升转子模块时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向上延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的上方；以及
当所述一对垂直提升转子模块被耦连到所述飞行器时，所述一对垂直尾部被取向为从所述尾桁向下延伸，并且所述水平尾部在所述尾桁的下方。
22.根据权利要求21所述的方法，其中预旋转所述陀螺仪转子的步骤包括：
使用集成在所述陀螺仪组件中的内部陀螺仪马达预旋转每个陀螺仪组件的所述陀螺仪转子。
23.根据权利要求21所述的方法，其中预旋转所述陀螺仪转子的步骤包括：
使用外部预旋转器马达预旋转每个陀螺仪组件的所述陀螺仪转子，所述外部预旋转器马达被配置为在所述飞行器的所述垂直起飞期间与所述陀螺仪转子断开耦连。
24.根据权利要求21所述的方法，所述方法进一步包括执行以下步骤：
在使用所述陀螺仪转子支撑所述飞行器的同时，在所述向前推力模块的向前推力下使所述飞行器以受控下降的方式朝向着陆区域飞行；和
为所述陀螺仪转子中的每个增加以桨距计的转子平面倾斜角，同时以一种方式减小所述向前推力模块的所述向前推力，以在使所述飞行器着陆之前减慢所述飞行器的向前运动。
25.根据权利要求21所述的方法，其中预旋转所述陀螺仪转子并执行所述基本垂直起飞的步骤分别包括：
预旋转每个陀螺仪组件的所述陀螺仪转子，其中将所述陀螺仪转子的转子叶片调整到转子叶片桨距角，所述转子叶片桨距角使每个陀螺仪转子产生零净垂直升力；和
将所述转子叶片桨距角增加使所述飞行器基本垂直升空的量。
26.根据权利要求21所述的方法，其中过渡到向前飞行的步骤包括：
将转子叶片桨距角减小一定量，所述一定量允许所述陀螺仪转子在以所述向前空速移动时维持所述飞行器的所述高度。
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