CN110869276A

CN110869276A - 竖向起降的机身

Info

Publication number: CN110869276A
Application number: CN201880037402.5A
Authority: CN
Inventors: V·彼得罗夫
Original assignee: Wing Power Co Ltd
Current assignee: Wing Power Co Ltd
Priority date: 2017-04-27
Filing date: 2018-03-16
Publication date: 2020-03-06
Anticipated expiration: 2038-03-16
Also published as: JP2022103349A; US10252798B2; WO2018200093A1; US20190225333A1; EP3615420A4; US20180312251A1; JP7414310B2; JP7080500B2; EP3615420A1; CN110869276B; US10556679B2; JP2020524106A; JP2024019668A; US20200277051A1; US10967969B2

Abstract

本发明描述了被配置成用于在向前飞行与竖向起飞和降落之间的稳定的飞行中过渡的机身。在一个实施例中，飞机可以包括机体、从机体的相对的侧延伸的相对的机翼以及多个发动机。至少一个发动机可以被安装到相对的机翼中的每个，并且包括多个发动机中的至少一个的每个相对的机翼的至少一部分可以相对于机体围绕与机体的纵向轴线不垂直且成横向的旋转轴线旋转。以所描述的方式包括多个发动机中的至少一个的机翼的旋转部分可以在竖向飞行和向前飞行之间提供稳定且平滑的过渡。

Description

竖向起降的机身

相关申请的交叉参考

本申请要求享有2017年4月27日提交的美国临时申请No.62/490,814的权益，该美国临时申请的全部内容通过引用合并于此。

技术领域

本公开涉及飞机和飞行器的领域。更具体地，本公开涉及一种能够借助安装在可旋转机翼上的发动机而竖向起飞和降落的机身。

背景技术

在向前飞行中会可靠且高效的是具有较高纵横比的固定机翼的机身，所述机翼例如是牢固地附接到机体(fuselage)的机翼，其中机翼的横向延伸长度或跨度明显大于其前和后缘或弦之间的距离。这些机身也会具有若干缺点，包括在低速下机动困难以及需要用于起飞和降落的跑道或其它跳动。解决这些问题的先前尝试已经包括具有倾转(tilting)机舱的机身，所述倾转机舱容纳马达、发动机或其它推力产生部件，以更好地在低速下控制飞机和允许用于短距起降(STOL)或竖向起降(VTOL)操作。然而，在这种配置中，较高纵横比的固定机翼会是不利的。例如，在STOL或VTOL操作期间，较长的固定机翼会是难以操纵的，这是由于通过其质量远离飞机的重心延伸而产生较大惯性矩。此外，可以由使机翼以将其最大表面积呈现为前缘的方式运动而导致重要的空气动力阻力。诸如下降气流等的竖向取向的阵风也会对较长的固定机翼产生重大影响。

解决较高纵横比的固定机翼机身的问题的其它先前尝试已经包括使包括发动机或其它推力产生部件的整个机翼组件围绕翼尖之间延伸的翼展轴线倾转。尽管这样的设计可以帮助减轻上述由使机翼在与其预期迎角基本正交的方向上运动所导致的空气动力损失，但是由于延伸的机翼的较大惯性矩，这样的设计会仍然难以操纵。此外，倾转的机翼会受到水平取向的阵风针对机翼的倾转表面区域的冲击。

可以实现STOL或VTOL操作的具有倾转发动机和倾转机翼两者的机身的现有配置在从起飞或降落配置过渡到向前飞行配置期间也经受不稳定。因此，这种飞机经常表现出双峰操作包络线，并且不能在起飞或下降范围与高速向前飞行范围之间的任何速度下稳定地或无限期地操作。

具有较高纵横比的固定机翼机身的又一个缺点是在地面运输期间需要具有在休止时的大量的储存空间和大量的间隙。解决这些问题的先前尝试已经包括各种机翼折叠和倾转机构。然而，这些机构经常是为地面储存或运输定制的并且在飞行期间无法操作来实现例如竖向起飞和降落等。

因此，需要提供高效向前飞行以及竖向起飞和降落的改进的机身。还需要可以在这种操作模式之间平滑且稳定地过渡的改进的机身。

发明内容

本公开总体上提供了机身，所述机身解决了先前尝试的缺点，并且使得能够随同竖向起飞和降落一起进行高效的向前飞行。一般而言，本文描述的实施例可以通过采用倾转机翼和推进单元的独特配置来实现这种通用性能，从而实现较大的飞行包络线，其包含在一定速度范围内的悬停和向前飞行两方面。

本文描述的机身可以在紧凑且可操纵的悬停或慢速配置(例如，与多旋翼无人机、直升机或其它悬停飞机类似)与能够高效地进行水平飞行的提升机翼配置(例如，与固定机翼飞机类似)之间执行重复的飞行中变换。在悬停或慢速配置中，飞机的重量可以基本由其推进单元的推力支撑，所述推进单元可以联接至倾转的机翼，使得它们也可以倾转以更加竖向地指引其推力。在向前飞行配置中，飞机的重量可以基本通过由机翼产生的升力支撑，并且推进推力可以被更加水平地指引。此外，也可以采用连续范围的中间倾转位置来提供不同水平的由推力或机翼发展的提升力。本文公开的机身提供了在飞行中的这两个操作模式之间平滑且稳定地过渡和/或在中间模式中无限期地操作的独特能力。

在某些实施例中，这些性能特性可以通过利用在倾斜(slanted)轴线(即，与飞机的纵向轴线或横向轴线偏斜(oblique)的轴线)上枢转的折叠机翼结构来实现。这种折叠运动可以依据机翼的倾转而使每个机翼的前缘在向上或向前方向上取向。此外，在倾转配置中，机翼可以沿着飞机的机体延伸，以减小由它们的质量、它们在悬停期间的空气动力冲击以及对于储存或地面运输所需的空间所产生的惯性矩。此外，在某些实施例中，以这种方式折叠的机翼的一部分可以包括联接至其的推进单元，以便随着机翼倾斜或折叠而可以在水平方向和竖向方向之间重新指引推力。

本文描述的机身设计可以以各种规模中的任一个来体现。例如，这些设计可以适于在诸如无人机或遥控飞机的小型飞机以及能够运输人员和货物的大型飞机中应用。并且可以采用多种推进技术，包括电动马达、内燃机、涡轮等。

在一个方面中，提供了一种飞机，其可以包括机体、从所述机体的相对侧延伸的相对的机翼以及多个发动机。相对的机翼中的每个都可以安装有至少一个发动机。此外，包括多个发动机中的至少一个的每个相对的机翼的至少一部分可以相对于机体围绕与机体的纵向轴线不垂直且成横向的旋转轴线旋转。

本文描述的每个实施例都可以具有多个附加特征和/或变型，所有这些均处于本公开的范围内。例如，在某些实施例中，在包含机体的纵向轴线和在相对的机翼的端部之间延伸的轴线的平面中投影的、在机体的纵向轴线和旋转轴线之间的第一角可以是介于约35°和约55°之间。在某些实施例中，第一角可以是约45°。此外，在某些实施例中，在包含在相对的机翼的端部之间延伸的轴线且与机体的纵向轴线垂直的平面中投影的、在相对的机翼的端部之间延伸的轴线和旋转轴线之间的第二角是介于约35°和约55°之间。在某些实施例中，第二角可以是约45°。

在一些实施例中，多个发动机可以包括至少四个发动机，并且相对的机翼的相对于机体旋转的每个部分都可以安装有至少两个发动机。可以利用多种发动机类型中的任一种。例如，在某些实施例中，多个发动机中的每个都可以是电动发动机。而且，在这样的实施例中，飞机还可以包括多个电池，并且每个电池都可以被安装到与多个发动机中的一个相邻的相对的机翼中的一个。在其它实施例中，多个发动机中的每个都可以是涡轮机和内燃机中的任一个。

在某些实施例中，相对的机翼中的每个都可以包括从机体延伸的固定部分和在固定部分的外侧的旋转部分。此外，在某些实施例中，每个固定部分的外侧端部都可以相对于机体的纵向轴线偏斜。在某些实施例中，相对的机翼的每个旋转部分都可以在第一配置和第二配置之间旋转，在所述第一配置中机翼的前缘和后缘之间的轴线与机体的纵向轴线平行，在所述第二配置中机翼的前缘和后缘之间的轴线与机体的纵向轴线垂直。此外，在某些实施例中，当机翼处于第二配置中时，相对的机翼的每个旋转部分的前缘都可以面向上。

更进一步地，在一些实施例中，相对的机翼的每个旋转部分都可以在第一配置和第二配置之间旋转，在所述第一配置中在旋转部分的内侧端部与外侧端部之间延伸的轴线与机体的纵向轴线垂直，在所述第二配置中在旋转部分的内侧端部与外侧端部之间延伸的轴线与机体的纵向轴线平行。如以上类似地指出的，在某些实施例中，当机翼处于第二配置中时，相对的机翼的每个旋转部分的前缘都可以面向上。更进一步地，在某些实施例中，多个发动机中的每个都可以从安装其的机翼偏移，以便当每个机翼都处于第一配置中时，安装到该机翼的至少一个发动机可以布置在该机翼与机体之间。

在一些实施例中，飞机还可以包括至少一个降落支撑件，其联接至相对的机翼的每个旋转部分的尾部部分。降落支撑件可以具有多种形式中的任一种。例如，在某些实施例中，降落支撑件可以是轮、浮子和腿部中的任一个。在一些实施例中，降落支撑件可以是联接至发动机中的一个的轮，使得发动机可以使轮旋转。

可以采用各种机构来提供旋转部分相对于相对的机翼中的每个的固定部分的运动。例如，在某些实施例中，相对的机翼中的每个的固定部分和旋转部分都可以通过枢转接头联接。此外，在某些实施例中，枢转接头可以被布置在每个相对的机翼的前导部分中。在一些实施例中，相对的机翼中的每个都还可以包括致动器，以控制旋转部分相对于固定部分的旋转。在某些实施例中，致动器可以包括通过连杆机构联接至旋转部分的丝杠。在其它实施例中，致动器可以包括各种齿轮、液压致动器、电动致动器等中的任一个。

飞机的相对的机翼可以具有各种形状和尺寸。例如，在某些实施例中，相对的机翼可以具有翼型形状。这样的机翼可以在飞机向前飞行期间产生升力。然而，在其它实施例中，机翼可以具有可替代的形状。例如，在某些实施例中，机翼可以是不产生升力的翼梁。示例可以包括圆柱状翼梁、腹板式翼梁等。

在另一方面，提供了一种竖向起飞或降落的方法，所述方法可以包括使安装有发动机的机翼的至少一部分相对于机体围绕与机体的纵向轴线不垂直且成横向的旋转轴线旋转以使发动机和机翼的前缘竖向地取向来用于悬停。所述方法还可以包括：致动发动机以产生竖向升力，以及使安装有发动机的机翼的至少一部分旋转以使发动机和机翼的前缘水平地取向来用于向前飞行。

与上述飞机一样，能够有许多变型和附加特征。例如，在某些实施例中，当机翼竖向地取向时，机翼的前缘可以面向上。

在一些实施例中，使机翼的至少一部分旋转以使发动机和机翼的前缘竖向地取向可以包括使机翼的至少一部分围绕布置在机翼的前导部分中的枢转接头枢转。机翼的至少一部分的旋转可以以多种方式实现。例如，在某些实施例中，使机翼的至少一部分旋转以使发动机和机翼的前缘竖向地取向可以包括液压地致动这种旋转和电动地致动这种旋转中的任一者。

在一些实施例中，所述方法还可以包括暂停机翼的至少一部分的旋转，使得机翼和发动机处于竖向和水平取向之间以在悬停和向前飞行之间过渡。

上述特征或变型中的任一个可以以许多不同的组合被应用于本发明的任何特定方面或实施例。对任何特定组合的明确叙述的缺乏仅是由于避免了在本总结中的重复。

附图说明

通过参考以下详细的描述、所附权利要求书和附图，将更好地理解本公开的其它特征、方面和优点，其中元件未按比例绘制，从而更清楚地示出细节，其中贯穿若干视图相同的附图标记表示相似的元素，并且其中：

图1示出根据本文提供的教导的机身的不同机翼配置的示意图；

图2示出处于向前飞行配置中的机身的一个实施例的透视图；

图3示出处于竖向起飞和降落配置中的图2的机身的透视图；

图4示出处于第一过渡配置中的图2的机身的透视图；

图5示出处于第二过渡配置中的图2的机身的透视图；

图6示出图1的机身的俯视图；

图7示出处于竖向起飞和降落配置中的图1的机身的透视图；

图8示出根据本文提供的教导的推进单元的一个实施例的详细视图；

图9示出配备有起降轮的竖向起飞和降落的机身的一个实施例的透视图；

图10示出图9的机身的侧视图；

图11示出配备有起降轮的竖向起飞和降落的机身的另一个实施例的透视图；

图12示出图11的机身的侧视图；

图13示出为水上降落而配备的竖向起飞和降落的机身的又一个实施例的透视图；

图14示出竖向起飞和降落的机身的可替代的实施例的俯视图；

图15示出竖向起飞和降落的机身的又一个实施例的俯视图；

图16示出在飞行反馈控制强度与机翼过渡角之间的关系的一个实施例；

图17A示出竖向起飞和降落的机身的一个实施例的侧视图，其强调了在纵向延伸的竖向平面中投影的枢转轴线A；

图17B示出图17A的机身的前视图，其强调了在横向延伸的竖向平面中投影的枢转轴线A；

图17C示出图17A的机身的俯视图，其强调了在水平平面中投影的枢转轴线A；

图18示出枢转接头的一个实施例的、在图17A的线B-B上的剖视图；

图19示出枢转接头的另一个实施例的、在图17A的线B-B上的剖视图；

图20示出枢转接头的又一个实施例的、在图17A的线B-B上的剖视图；

图21示出枢转接头的又一个实施例的、在图17A的线B-B上的剖视图；

图22A示出处于笔直配置中的图21的枢转接头的俯视透视图；

图22B示出沿着图21的枢转轴线A看到的、处于笔直配置中的图21的枢转接头；

图23A示出处于中间配置中的图21的枢转接头的俯视透视图；

图23B示出沿着图21的枢转轴线A看到的、处于中间配置中的图21的枢转接头；

图24A示出处于完全铰接配置中的图21的枢转接头的俯视透视图；

图24B示出沿着图21的枢转轴线A看到的、处于完全铰接配置中的图21的枢转接头；

图25示出机身的机翼致动器组件的一个实施例的部分透明的俯视图；

图26A示出机身的机翼致动器组件的另一个实施例的部分透明的俯视图；

图26B示出沿着图26A的线C-C截取的图26A的机翼致动器组件的部分透明的视图；

图27A示出机身的机翼和致动器组件的又一个实施例的部分透明的俯视图；

图27B示出图27A的机翼的前视图；

图27C示出图27A的机翼的侧视图；

图28A示出沿着图26A的线C-C截取的图27A的机翼的部分透明的视图；

图28B示出沿着图27A和图27C的线E-E截取的图27A的机翼的剖视图；以及

图29示出双梁机身机翼的一个实施例的部分透明的俯视图。

具体实施方式

现在将描述一些示例性实施例以提供对本文公开的机身的结构、功能、制造和使用的原理的整体理解。这些实施例的一个或多个示例在附图中示出。本领域的技术人员将理解，本文具体地描述和附图中示出的实施例是非限制性的示例性实施例，并且本发明的范围仅由权利要求书限定。与一个示例性实施例结合示出或描述的特征可以与其它实施例的特征组合。这样的修改和变型旨在被包括在本发明的范围内。

另外，就在所公开的实施例的描述中使用线性、圆形或其它尺寸而言，这些尺寸并不旨在限制可以被利用的形状的类型。本领域的技术人员将认识到，对于任何几何形状而言，可以容易地确定这种线性、圆形或其它尺寸的等效物。此外，在本公开中，实施例的相似编号的部件通常具有类似的特征。更进一步地，整体结构及其部件的尺寸和形状可以非常大地变化，并且至少取决于各种其它相互作用的部件的预期应用、尺寸和形状等。如上所述，本文描述的机身被明确地预料到用于在各种尺度下使用，例如，在小型无人驾驶无人机或遥控飞机中以及在能够运输人员和/或货物的大型飞机中使用。最后，就诸如竖向、水平等的方向术语而言，它们旨在传达部件或名义操作方向之间的相对关系。能够的是在一些配置和/或操纵中本文描述的机身可以被取向成使得例如参考的“竖向”表面实际上可能相对于重力成不同的角度等。

如上所述，本公开包括能够高效地向前飞行以及慢速机动和悬停以实现竖向起飞和降落(VTOL)的机身的各种实施例。在某些实施例中，本文描述的机身可以包括机体，例如，单个长形机体，其可以在巡航飞行期间基本水平地延伸。机体可以包括从其延伸的相对的机翼，并且每个机翼都可以包括内部固定部分和外部折叠或倾转部分。每个机翼的外部部分都可以被配置为相对于内部部分围绕与飞机的纵向和/或横向轴线倾斜或偏斜的轴线(例如，长形机体的纵向轴线或与长形机体垂直的横向延伸的轴线)枢转、折叠或倾转。每个内机翼部分的机翼面积都可以是相对小的，以允许在悬停飞行期间在没有明显的拖曳力的情况下有竖向地指引的气流。相反，每个机翼的外部部分都可以具有较大的机翼面积，但是每个机翼的外部部分都可以被配置为倾转的，使得其前缘在悬停飞行期间竖向地面向上并且在向前飞行期间水平地面向前。每个机翼的外部部分都可以承载一个或多个推进单元或推力产生部件，使得它们也可以在悬停飞行期间的竖向取向与向前飞行期间的水平取向之间运动。每个机翼的外部部分都可以代表机翼组件和/或飞机重量的重要部分，并且当处于向前飞行配置中时，外机翼部分可以与内机翼部分合并以产生不间断的机翼表面。

图1示出根据本公开的教导的机身的一个实施例在其各种操作模式下的示意图。例如，机身100A被示出处于悬停、慢速机动和具有VTOL能力的配置中。在这种配置中，机翼102已经相对于机身104倾转，使得它们与机体的长度平行延伸并且使得其前缘竖向地面向上或面朝机身的上表面。在该配置中，联接至机翼102的各种推力产生部件106也被竖向地取向，并且可以与四旋翼无人机的四个马达类似地起作用，以允许在任何方向上进行稳定的悬停飞行和相对慢速的操纵。

从由机身100A所示的悬停配置，机翼102可以如由机身100B所示倾转以开始过渡到由机身100C所示的向前飞行配置。机翼102和推力产生部件106的新颖的倾转设计可以允许从悬停配置100A在空气动力学上良性地无缝过渡到典型的向前飞行配置100C，在所述向前飞行配置100C中机翼102以其前缘水平地面向前的方式完全地发展。在向前飞行配置中，机翼产生升力以支撑机身的重量，并且延长的飞行范围可以通过快速且在空气动力学上高效的飞行来实现。此外，在配置之间的过渡可以在任何方向上继续进行，并且可以在悬停配置100A与向前飞行配置100C之间的任何中间步骤处无限期地暂停，以实现可变程度的可操纵性和飞行速度。

现在参照图2，提供机身10的一个实施例，所述机身10允许向前飞行以及竖向起飞和降落。在某些实施例中，机身10可以包括机体12和附接到机体12的一对长形机翼14A和14B，以及各种俯仰和偏航稳定器17中的任一个。一个或多个发动机16A、16B、16C、16D可以被安装在一对长形机翼14A和14B上。如下文更详细地描述的，长形机翼14A和14B可以是可围绕相对于机身的主要轴线倾斜或偏斜的轴线旋转的，即，可以供机身围绕其侧倾的机体的纵向轴线L_R、可以供机身围绕其俯仰的横向轴线L_P以及可以供机身围绕其偏航的竖向轴线Y。由于该机翼枢转配置，机身10可以由发动机16A、16B、16C、16D沿向前方向被推进，而同时长形机翼14A和14B在向前飞行配置(图2)中产生升力，并且在VTOL配置(图3)中发动机16A、16B、16C、16D可以升起机身10以使其悬停、执行竖向起飞和降落或在慢速下操纵。

图3示出处于竖向起飞和降落配置中的机身10，其中每个长形机翼14A、14B的外机翼段20相对于内机翼段18旋转。在这种竖向起飞和降落配置中，发动机16A、16B、16C、16D可以沿向上方向被取向，并且外机翼段20也可以被竖向地取向，使得外机翼段20的竖向朝向的表面积最小。换句话说，外机翼段20的预期的前缘26被指向上方。在这种配置中，竖向取向的发动机16A、16B、16C、16D可以竖向地提升机身10并且允许机身悬停。在悬停期间或在慢速时对飞机的精确控制可以需要足够的横向和竖向推力幅度和可变性，以克服由湍流气流带来的不利影响。直升机通过利用转子盘的循环且集中的控制来实现所需的性能包络(即，随着叶片完成旋转以期望的方式产生推力不对称性，改变每个转子叶片的俯仰和相对应的升力)。作为另一个示例，由电动马达驱动的四旋翼飞机(例如，四旋翼飞行器)可以借助马达功率的电子节流来实现悬停可控性。在图3中所示的悬停、VTOL或低速飞行配置中，可以采用任一个控制方案。例如，在所示的实施例中，四个马达16A、16B、16C、16D可以形成类似四旋翼的推进系统。如图所示，推进器16A、16B、16C、16D可以当机翼14A、14B被折叠时在悬停期间布置在正方形图案中。因此，由每个马达16A、16B、16C、16D产生的推力可以被调制以控制飞行和产生任何期望的推力不对称性，其引起期望的通过空气的运动。相反，如图2中所示，在向前飞行中，马达16A、16B、16C、16D的节流阀可以对准和产生与空速的方向平行的推力。

图4和图5示出各种中间配置，其中每个机翼14A、14B的第二或外机翼段20可以朝向向前飞行配置被至少部分地旋转、倾转或折叠，以允许机身10悬停，同时也允许机身10沿向前方向运动。在图4的配置中，例如，每个机翼14A、14B的外部段20都连同与其联接的发动机16A、16B、16C、16D一起已经开始远离图3的VTOL配置朝向图2的向前飞行配置旋转。

为了继续过渡到向前飞行配置，每个长形机翼14A、14B的外机翼段20都可以进一步朝向完全向前的飞行配置旋转，其中内机翼段18和外机翼段20形成不间断的机翼表面。图5示出处于第二中间机翼配置中的机身10，所述第二中间机翼配置可以例如用于实现比图3和图4的配置中会能够实现的速度高的速度和/或比其高效的向前飞行性能。如上所述，由机翼和推进单元相对于机体枢转的方式可以实现稳定的飞行中过渡，并且允许机身10有利地无限期地维持任何中间机翼配置以实现期望的性能特征，例如，必要的水平速度，以便避免机翼失速。

每个机翼14A、14B的外机翼段20的继续前进可以使外机翼段20与内机翼段18对准以形成不间断的机翼表面，如图2所示。这可以表示完全过渡到适用于高速向前飞行的向前飞行配置，在所述向前飞行配置中发动机16A、16B、16C、16D产生向前推力并且机翼14A和14B在机身10上产生升力。

图6示出图2至5的实施例的俯视图，相对的机翼处于枢转运动的每个极端处，例如，左机翼14B处于悬停或VTOL配置中并且右翼14A处于向前飞行配置中。如上所述，一对长形机翼14A、14B中的每个都可以包括可以与机体12相邻固定的第一内机翼段18以及可以被可旋转地附接到第一机翼段18的第二外机翼段20。第一机翼段18可以包括位于第一机翼段18的远侧端部24处的枢轴22。第二机翼段20可以可旋转地与第二机翼段20的前缘26相邻地附接到枢轴22。第二机翼段20可以包括与第一机翼段18的成角度的外边缘或远侧边缘30的形状符合的成角度的内边缘或近侧边缘28。第二机翼段20相对于第一机翼段18的旋转轴线A可以相对于机身10的上述主要轴线偏斜(例如，供机身围绕其侧倾的纵向轴线L_R以及供机身围绕其俯仰的横向轴线L_P)。例如，在某些实施例中，第二机翼段20相对于第一机翼段18的旋转轴线A相对于横向轴线L_P可以是介于约35°和55°之间，使得随着第二机翼段20相对于第一机翼段18旋转，第二机翼段20朝向机体12向内掠过。即，机翼可以从图6中的机翼段14A的位置运动到图6中的机翼段14B的位置。机翼接头的几何形状可以在向前飞行配置和悬停配置之间过渡期间容许流向螺旋桨的气流畅通无阻。这也可以在图2和图3中所示的悬停位置和向前飞行位置之间的任何中间位置(例如，参见图4和图5的中间位置)处使得机翼的偏斜或折叠能够无限期地暂停。

每个机翼14A、14B的外机翼段20都可以承载一个或多个推进器或其它推进单元以及燃料电池(例如，电池、喷气燃料等)。参照图6和图7，一个或多个发动机16A、16B、16C、16D可以被安装在一对长形机翼14A、14B中的每个上。在一个实施例中，四个发动机可以被安装到一对长形机翼14A、14B。在长形机翼14A、14B中的每个上，一个发动机(例如，发动机16A、16C)可以朝向枢轴22安装在第一机翼段18和第二机翼段20之间，而第二发动机(例如，发动机16B、16D)可以被安装在一对长形机翼14A、14B中的每个的翼尖32与第一发动机之间。在另一个实施例中，如下面结合图14所描述的，一对长形机翼14A、14B中的每个都可以仅包括安装在其上的一个发动机(例如，在一对长形机翼14A、14B中的每个的中点附近)。推进器、发动机或其它推进单元可以由一个或多个涡轮螺桨发动机、涡轮机、电动马达或用于有人驾驶飞机和无人驾驶飞行器且对有人驾驶飞机和无人驾驶飞行器已知的其它各种合适的发动机形成。此外，发动机中的每个的输出都可以例如通过利用循环且集中的控制或者通过改变马达中的每个的速度被可独立地调节的。

在某些实施例中，每个外机翼段20的重量都可以约为飞机总重量的1/3。这种分布可以允许飞机的重心在向前飞行期间接近机翼气压的中心，而在悬停的同时也接近推力矢量。在将电动马达用作推进单元的一些实施例中，用于为马达供电的一个或多个电池也可以被定位在机翼上。如图8中所示，例如，电池80可以被容纳在机舱82或其它壳体中，所述机舱82或其它壳体也包装安装在机翼段20上的电动马达16。以这种方式相对于马达16布置电池80可以具有许多优点，包括，例如，通过在过渡到悬停配置期间使机身的重心向后运动来改进重量分布、减小机翼的枢转接头上的应力(例如，通过使载荷远离机体朝向每个机翼的压力的中心运动)、减小螺旋桨振动(例如，将电池和螺旋桨共置可以创建具有增大的共振频率的较坚硬的马达支撑结构)、减小电气布线的长度和重量以及提高对于维护和/或更换的便利性。马达16可以包括转子84，所述转子84可以当由马达通过空气旋转时产生推力。

如图9至图12中所示，可以在每个长形机翼14A、14B的后缘90上形成一个或多个降落支撑件，以便当机身10处于竖向起飞和降落配置中时，降落支撑件朝向机身10下方的表面设置以在降落期间支撑机身10。降落支撑件可以由起降轮、浮子或其它各种支撑件中的一个或多个形成。图9至图12的折叠的机翼配置可以允许用于飞机的道路运输，这是因为折叠了机翼的飞机的宽度可以是完全延伸的机翼跨度的一小部分。在图9至图12的实施例中，一个或多个轮92可以被可收回地安装在每个机翼14A、14B的马达整流罩94中。在某些实施例中，例如，图9至图10的实施例，轮92可以被安装在每个马达整流罩94中以例如在飞机10的四个拐角处提供支撑。在这样的实施例中，轮的子集或全部可以被配置为沿着与轮旋转轴线垂直的方向旋转以允许转向，或者可以通过使在飞机的一侧上的轮的速度与在飞机的另一侧上的轮的速度不匹配来实现转向。

在其它实施例中，例如，图11和图12的实施例，至少一个轮110可以被包括在机体12中。根据实施例，可以使用包括在机体12中的轮或其它降落支撑件来代替或结合机翼14A、14B上的降落支撑件。在图11和图12的实施例中，例如，前轮110与安装在发动机16B、16D的发动机整流罩94中的轮92结合使用。这可以为在地面上的飞机高效地提供支撑，并且在某些实施例中，前轮110可以是可旋转的以容许在地面运输中转向。然而，在其它实施例中，可以以其它方式例如通过非对称地控制飞机的每一侧上的轮92的速度来实现转向。

折叠的机翼配置也可以被配置成用于水上降落和运输。例如，机身10的机翼14A、14B可以是有浮力的并且是水密的，以使机身在水上平衡，如图13中所示。因为每个马达16A、16B、16C、16D都面朝上，所以在这种实施例中仅需要在每个机翼14A、14B的后缘90附近的副翼接头/连杆机构是防水的。在水为载体的实施例中，可以通过使两个机翼部分地展开以产生既水平地又竖向地指引的推力来产生水平推进。此外，在一些实施例中，包括轮、浮子、浮桥等在内的降落支撑件可以被包含到机体12中，以代替被包含到机翼中的结构或者与其结合地起作用。在某些实施例中，诸如水下螺旋桨等的各种水推进机构可以被包含到机身中。这样的部件可以被联接至与机身联接的机体、机翼或任何浮桥等中的任一个。

机身10的上述实施例包括四个推进单元16A、16B、16C和16D，但是在其它实施例中，可以采用不同数量的推进单元。例如，在某些实施例中，可以采用较大数量的推进单元，例如，六个、八个、十个等。在其它实施例中，可以采用较小数量的推进单元。例如，并且如上所述，在某些实施例中，如在直升机中，与马达16A、16B、16C、16D中的一个或多个相关联的螺旋桨可以被配置成用于循环和/或集中的转子控制。在某些实施例中，提供这种类型的控制可以允许减少马达的数量。如图14所示，例如，机身10’可以包括分别安装到机翼14A’和14B’的两个马达16A’和16B’，它们从机体12’延伸。马达16A’、16B’中的每个都可以包括具有叶片的螺旋桨，所述叶片被配置成用于循环且集中的桨距变化，以使得能够在机翼和转子如由机翼14B’所示倾转的情况下进行悬停和低速飞行。在向前飞行配置中，如由图14中的机翼14A’所示，螺旋桨叶片的桨距可以保持恒定(但是如果在其它实施例中期望的话，也可以改变)。注意到，在本文描述的任何实施例中，可以采用多种不同的推进技术。例如，代替利用上述的电动马达16，马达、推进器或推进单元16’可以是内燃机、涡轮螺桨发动机、涡轮机或用于有人驾驶飞机和无人驾驶飞行器且对有人驾驶飞机和无人驾驶飞行器已知的其它各种合适的发动机中的任一个。

根据本文提供的教导的机身的又一些其它实施例可以利用可替代的发动机和/或机翼配置。例如，图15示出利用鸭式翼配置的机身1500的另一个实施例，其中水平稳定器1502A、1502B布置在主提升翼1504A、1504B的前方。在所示的实施例中，机翼1504A、1504B可以通过从机体延伸的支柱1508A、1508B联接至机体1506。每个支柱1508A、1508B的外部端部都可以包括枢转接头1510A、1510B，所述枢转接头联接至机翼1504A、1504B并且限定枢转轴线A、A’。枢转轴线A、A’可以相对于纵向或侧倾轴线L_R、横向或翼梁或俯仰轴线L_P以及竖向或偏航轴线Y(从图15的平面延伸)中的任一个以偏斜的角度形成，如上所述。机翼1504A、1504B围绕枢转轴线A、A’相对于支柱1508A、1508B和机体1506的运动可以以本文描述的任何方式例如通过机翼致动器组件来控制。

在机身1500中值得注意的是，机翼1504A、1504B被配置为当从图15中的机翼1504A的VTOL配置运动到机翼1504B的向前飞行配置时相对于机体1506向下枢转出来。这与图2至图5中所示的机身10的机翼运动相反，其中每个机翼14A、14B的外部段20都在从VTOL配置过渡到向前飞行配置期间相对于机体12向上和向外运动。还要注意的是，每个发动机或推进单元1512都被容纳在机舱1514中，所述机舱1514经由塔架1516安装到机翼1504A、1504B中的一个。这使发动机从机翼偏置并且将发动机定位成使得在图15中的机翼1504A的VTOL或悬停配置中，发动机1512被布置在机翼与机体1506之间。在某些实施例中，这可以意味着螺旋桨直径1518也布置在机翼与机体之间，从而保护螺旋桨叶片以防撞击外侧物体。应当理解，这种偏置发动机的配置也可以与本文描述的机身的其它实施例一起使用，在所述偏置发动机的配置中所述发动机在竖向飞行配置中被布置在机翼与机体之间。

虽然本文描述的机身能够贯穿在向前飞行配置和悬停配置之间的过渡实现稳定的飞行，但是在某些实施例中飞行控制系统可以用于在悬停和慢速飞行期间实现稳定。关于采用多个发动机和倾转的发动机的四旋翼飞机和其它飞行器，示例性飞行控制系统在本领域中是已知的。通常，这些系统采用比例积分微分(PID)控制反馈回路以响应使用各种传感器(例如，陀螺仪、高度计、GPS和其它位置数据等)检测到的飞机速度、姿态、高度和其它飞行参数来调制每个发动机或其它推进单元的节流阀。如图16中所示，根据本文提供的教导的机身可以基于机身的配置(例如，机翼相对于机体的过渡角1604)来调制这种飞行反馈控制1602的强度。例如，当机身处于悬停配置1606中(如图3所示)时，飞行控制系统可以施加显著的反馈控制，并且随着机翼过渡到向前飞行配置1608(如图2所示)，这种控制的强度可以降低。反馈控制强度的改变可以以多种方式进行。例如，在所示的实施例中，随着机翼在各种配置之间枢转或倾转，反馈控制强度以线性方式减小。

图17至图29更详细地示出机翼枢转接头和致动器组件的各种实施例。如上所述，当飞机在空中时，枢转机构可以允许用于在悬停与向前飞行之间过渡。此外，枢转接头沿着相对于飞机的主要轴线倾斜或偏斜的配置可以在飞行模式之间提供平滑且稳定的过渡，并且允许使机翼在各种中间位置中的任一个处暂停，同时无限期地维持稳定的飞行。虽然存在有许多不同的实施例以用于形成枢转接头并且致动机翼部件在其附近的运动，但是通常枢转接头可以在内机翼部分的外部尖端处定位在机翼的翼梁线上。机翼翼梁是机翼的主要结构构件，其从机体横向地或顺翼展方向延伸至翼尖。通过将接头放置在翼梁线上，可以在内机翼段与外机翼段之间承载应力和扭矩。枢转接头也可以利用中空轴以在机身/内机翼与外机翼之间承载电气和/或液压管线。

如上所述，枢转轴线可以相对于机身10的一个或多个主要轴线形成倾斜角。图17A至图17C示出相对于机身10的枢转轴线及其侧倾主要轴线L_R、俯仰主要轴线L_P和偏航主要轴线Y的一个实施例的各种透视图。在图17A的侧视图中，可以看到，当枢轴轴线A被投影到附图的平面中时，枢轴轴线A与纵向或侧倾轴线L_R以及竖向或偏航轴线Y两者形成倾斜角。在某些实施例中，在枢轴轴线A与竖向或偏航轴线Y之间的角θ₁可以介于约35度和约55度之间。在某些实施例中，在枢转轴线A与纵向或侧倾轴线L_R之间的角θ₂可以类似地介于约35度和约55度之间。在某些实施例中，角θ₁、θ₂可以每个都为约45度。

图17B示出具有这些轴线的投影的机身10的前视图。如图所示，枢转轴线A、A’可以每个都相对于机身的横向或俯仰轴线L_P(其也可以与机翼的翼梁轴线相对应)形成倾斜角θ₃。在某些实施例中，角θ₃可以介于约35度和约55度之间。更具体地，在某些实施例中，角θ₃可以为约45度。

图17C示出具有这些轴线的投影的机身10的俯视图。如图所示，枢转轴线A、A’可以每个都相对于机身的纵向或侧倾轴线L_R形成倾斜角θ₄。在某些实施例中，角θ₄可以介于约35度和约55度之间。更具体地，在某些实施例中，角θ₄可以为约45度。

图18示出枢转接头1800的一个实施例，所述枢转接头1800可以用于容许机身的外机翼相对于机身的内机翼和机体倾转或折叠。接头限定内机翼部分18与外机翼部分20之间的界面，并且可以沿着翼梁、横向或俯仰轴线L_P定位，所述轴线L_P沿着内机翼翼梁1802和外机翼翼梁1804延伸。第一翼梁插入件1806可以联接至内机翼18的翼梁1802的外部端部或远侧端部，并且第二翼梁插入件1808可以联接至外机翼20的翼梁1804的内部端部或近侧端部。第一翼梁插入件1806可以包括形成在其中的孔1810，所述孔1810可以接纳中空螺栓1812，所述中空螺栓1812可以限定枢转轴线A，外机翼20可以相对于内机翼18和机体12围绕所述枢转轴线A运动。第二翼梁插入件1808可以包括形成在其中的孔1814，所述孔1814可以接纳一个或多个轴承组件1816，所述一个或多个轴承组件1816可以确保内机翼部分18和外机翼部分20相对于彼此对准和减小摩擦运动。如上所述，螺栓1812的中空孔1818可以用于使部件穿过旋转接头，例如，电气布线、燃料软管、液压软管等。各种部件可以由多种材料形成。例如，中空螺栓可以由钢、钛或其它具有足够强度的材料形成。诸如翼梁、翼梁插入件等的其它部件可以由多种材料中的任一种形成，包括钢、钛、碳纤维或其它已知的材料。

图19示出与图18中所示的接头1800类似的枢转接头1900的可替代实施例，但是其使用低摩擦垫圈代替轴承组件。例如，类似的第一翼梁插入件1902可以联接至内机翼翼梁1802，并且第二翼梁插入件1904可以联接至外机翼翼梁1804。形成在第一翼梁插入件1902中的孔1906可以接纳由钢、钛等形成的中空螺栓1908，围绕所述中空螺栓1908可以布置第二翼梁插入件1904。低摩擦垫圈1910可以围绕螺栓1908布置在第二翼梁插入件1904的任一侧上，以便随着外机翼20相对于内机翼18围绕枢转轴线A枢转而帮助减小摩擦。低摩擦垫圈可以由多种已知材料中的任一种形成，包括例如油浸烧结青铜。

图20示出枢转接头2000的又一个实施例，所述枢转接头2000采用U形夹销和滚珠轴承以借助沿着机翼翼梁吸收较高应力的能力来促进较低摩擦运动。注意到，图20的接头2000是与图18和图19中所示的接头颠倒。这种倒置例如可以说明在飞机左翼中使用的接头与在飞机右翼中使用的接头相比的差异。接头2000也可以以图18和图19的方式绘制，并且这两种配置都处于本发明的范围内。返回参照图20，与上述枢转接头类似，第一翼梁插入件2002联接至内机翼翼梁1802，并且第二翼梁插入件2004联接至外机翼翼梁1804。第一翼梁插入件2002的突出臂2006、2008接纳第二翼梁插入件2004的内部端部或近侧端部2010，并且U形夹销2012可以沿着枢转轴线A通过形成在臂2006、2008和端部2010中的每个中的对准孔插入。轴承2014、2016可以围绕销2012布置并且相对于第一翼梁插入件2002的臂2006、2008锚固，以确保销对准并且减小在内机翼部分和外机翼部分相对运动期间的摩擦。

如图所示，枢转轴线A可以与竖向轴线2018形成角θ₅，所述竖向轴线2018可以与偏航轴线Y平行。在某些实施例中，角θ₅可以介于约25°和约45°之间。在所示的实施例中，例如，该角可以为约35度。回顾一下，图20被示出为处于与枢转轴线A正交的平面中，如17A中所示。因此，当投影到这些附图的各种平面中时，图20中所示的角可以产生上述的图17A至图17C的角。

图21示出与U形夹接头2000类似的枢转接头2100的另一个实施例。接头2100可以包括联接至第一翼梁1802的第一翼梁插入件2102和联接至第二翼梁1804的第二翼梁插入件2104。第一翼梁插入件2102和第二翼梁插入件2104可以分别具有臂2106、2108，所述臂2106、2108被配置为彼此交接，使得U形夹销、螺栓或其它固定构件2110可以通过形成在臂2106、2108中的对准孔布置。在某些实施例中，对准孔和U形夹销2110可以限定枢转轴线A，所述枢转轴线A可以与横向或俯仰轴线L_P偏移了约55°。

图22A至图24B示出处于直线配置(例如，图22A和图22B)、中间配置(图23A和图23B)和完全铰接配置(图24A和图24B)中的枢转接头2100的示例性运动。图22A、图23A和图24A的视图是沿着偏航轴线Y向下看的俯视图。图22B、图23B和图24B的视图是沿着图21的枢转轴线A截取的。在一个实施例中，机翼围绕枢转接头2100的运动可以通过将箭头2200用作前缘指示器来形象化。在图22A中，前缘在页面的平面中指向上，如在向前飞行配置(例如，图2)中的机身的俯视图中。随着机翼在向VTOL配置过渡中倾斜(例如，图4)，前缘指示器2200从页面的平面向上运动出并且向外/向后枢转，如图23A中。最后，当机翼被完全枢转到悬停配置(例如，图3)时，前缘指示器2200在俯视图中直接指向页面外，如在图24A中。

图25至图28示出用于致动外机翼部分20相对于内机翼部分18和机体12的运动的各种机构。参照图25，从机身10上方示出用于使第二或外机翼段20相对于第一或内机翼段18旋转的机翼致动器组件36的一个实施例。在所示的实施例中，致动器组件36包括丝杠38以及安装在丝杠移动件(traveler)39与外机翼部分20上的连杆安装件42之间的连杆机构40。马达44或其它致动器可以使丝杠38旋转，由此促使移动件39沿着丝杠38的长度运动，如由箭头41所示。随着移动件39沿着丝杠38的长度运动，联接至丝杠38的连杆机构40可以促使第二外机翼段20在向前飞行配置(例如，图2)与第二竖向起飞和降落配置(例如，图3)之间旋转。

图25的机械连杆机构和丝杠驱动器仅是根据本文提供的教导的机翼致动器组件的一个示例。在图26A和图26B中所示的机翼致动器组件2600的另一个实施例中，利用旋转齿轮来控制外机翼部分20相对于内机翼部分18的运动。如图所示，马达2602可以布置在外机翼部分20内，从而可以使驱动齿轮2604旋转，所述驱动齿轮2604可以与形成在内机翼部分18上的固定齿轮齿条2606啮合。这可以促使驱动齿轮2604沿箭头2608的方向围绕齿条2606的圆周行进，如在沿着图26A中的线C-C截取的图26的视图中所示。因为马达2602和驱动齿轮2604可以联接到外机翼部分20，所以驱动齿轮2604围绕齿条2606的运动可以促使外机翼部分20相对于内机翼部分18围绕枢转轴线A旋转。尽管所示的实施例示出联接至外机翼部分20的驱动齿轮2604和马达2602，但是在其它实施例中该布置可以颠倒，使得这些部件联接至内机翼部分18，并且齿轮齿条2606被形成在外机翼部分20上或联接至外机翼部分20。此外，可以采用包括各种尺寸的齿轮的各种不同的齿轮系中的任一个来实现本文描述的机翼运动。

图27A至图28B示出机翼致动器组件2700的又一个实施例，其利用相对的液压、气动、电动或其它线性致动器来实现外机翼部分20相对于内机翼部分18围绕枢转轴线A的枢转或折叠运动。如图所示，在内机翼18和外机翼20之间的枢转接头可以被形成在翼梁或横向轴线L_P上，并且该接头可以被配置成使得当投影到附图的平面中时该接头以倾斜角θ₆倾斜。在所示的实施例中，角θ₆可以是约45度，但是也能够是其它角度，如上所述。枢转接头也可以相对于轴线L_P以及其它轴线(例如，竖向或偏航轴线Y和纵向或侧倾轴线L_R)以倾斜角形成。例如，如在图27B的前视图中所示，枢转轴线A可以相对于翼梁、横向或俯仰轴线L_P以角θ₇布置，并且在某些实施例中，当投影到附图的平面中时该角也可以是约45度。图27C还示出当投影到侧视图竖向平面中时相对于偏航或竖向轴线Y以角θ₈形成的枢转轴线A。在这种视图中，在某些实施例中，角θ₈也可以是约45度。

参考图27A至图28A，机翼致动器组件2700可以包括在其第一端部2802处联接至内机翼18的第一线性致动器2702和在其第一端部2804处联接至外机翼20的第二线性致动器2704。第一线性致动器2702的第二端部2806和第二线性致动器2704的第二端部2808可以联接至环状物2810，所述环状物2810布置在内机翼18和外机翼20之间并且被配置为围绕枢转轴线A旋转。联接至第一线性致动器2702和第二线性致动器2704的联接件2806、2808可以布置在环状物2810的相对的侧上。在某些实施例中，联接件可以沿径向方向(例如，图28A的平面)和轴向方向(例如，沿着枢转轴线A)布置在相对的侧上。

图28B示出沿着图27A和图27C中所示的E-E线截取的剖视图，其更详细地示出机翼致动器组件2700和枢转接头。如图所示，布置在内机翼翼梁1802与外机翼翼梁1804之间的枢转接头可以包括分别联接至内翼梁1802和外翼梁1804的内翼梁插入件2812和外翼梁插入件2814，并且所述枢转接头包括形成在其中的孔，所述孔可以接纳沿着枢转轴线A延伸的螺栓、销或其它连接构件2816。环状物2810可以围绕连接销或构件2816布置在内翼梁插入件2812和外翼梁插入件2814之间。在图中还可见到联接至第一线性致动器2702和第二线性致动器2704(在图28B中不可见)的联接件2806、2808。此外，推力轴承2818可以布置在各种部件之间，以容许部件相对于彼此围绕枢转轴线A进行减小的摩擦运动。在操作中，第一线性致动器2702和第二线性致动器2704两者的致动都可以将力通过联接件2802、2804施加在内机翼18和外机翼20上并且促使外机翼20相对于内机翼18围绕枢转轴线A运动。在图28B中还示出的是在附图的平面中在枢转轴线A和横向轴线L_P之间形成的角θ₅。在某些实施例中，该角可以介于约25°至约45°之间，以产生上述在图17A至图17C中的角。例如，在某些实施例中，角θ₅可以是约35°(例如，35.2°)，以促使图17A至图17C的角θ₁至θ₄每个都为约45°。

图29示出机翼2900的一个实施例，其包括可以例如用于高应力应用的两个翼梁。高应力应用的示例可以包括那些采用低轮廓翼型机翼设计的应用(例如，在与机翼弦线垂直的方向上的较小机翼厚度或尺寸)，这是由于机翼的减小的厚度可以使得其更容易受到应力。高应力应用的另一个示例可以是被配置成经受高G力(例如，高达5Gs和更高)的机身。如上所述，机翼2900可以被分为固定至机体的内机翼18和枢转地联接至机体的外机翼20。例如，枢转接头2902可以布置在第一内翼梁2904和第一外翼梁2906之间。枢转接头2902可以提供以用于外机翼20相对于内机翼18围绕枢转轴线A的运动，并且枢转接头2902可以利用在此描述的且例如在图18至图24B中示出的任何实施例。

机翼2900还可以包括从第一翼梁偏移的第二翼梁，例如，所述第二翼梁布置在第一翼梁与机翼的后缘90之间。第二翼梁可以被分为第二内翼梁2906和第二外翼梁2908。第二内翼梁2906和第二外翼梁2908可以被配置成彼此刚性地联接，使得应力可以在不中断的情况下被承载。在所示的实施例中，例如，平移的锁定销2910可以布置在形成在翼梁2906、2908中的凹部中。当处于向前飞行配置中时，形成在翼梁2906、2908中的凹部可以被对准并且锁定销可以沿着图29中的箭头2912平移以待横过内机翼18和外机翼20之间的界面2914布置。结果，第二内翼梁2906和第二外翼梁2908可以被高效地连结为跨越内机翼18和外机翼20的整个长度的单个翼梁。为了使机翼枢转到VTOL或其它中间配置中，锁定销2910可以被平移到界面2914的一侧，由此将第二内翼梁2906和第二外翼梁2908分离，以随着外机翼20相对于内机翼18围绕接头2902和枢转轴线A枢转而允许这些部件分离。

本公开的各种机身有利地允许用于从竖向起飞和降落配置过渡到向前飞行配置。在竖向起飞和降落配置中，安装到机翼枢转机翼部分的各种部件的重量可以位于靠近机体的位置，由此减小由远离机身的重心布置的质量所产生的任何惯性矩。此外，枢转机翼部分可以在其前缘面向上的情况下在基本竖向的方向上取向，由此在竖向飞行期间在机翼上允许无阻碍的且最大效率的流动。另外，联接至机翼的推进单元可以在竖向方向上取向，从而借助其推力支撑飞行器的重量。相反地，在向前飞行配置中，联接至机翼的发动机可以旋转并且进一步远离机身的重心运动，由此在向前飞行期间产生更大的稳定性并且使在水平方向上的推进单元推力向量化，以在机翼产生气动升力来支撑飞行器的重量的同时最大限度地提高效率。

为了说明和描述的目的，已经给出了本公开的优选实施例的前述描述。所描述的优选实施例并不旨在是详尽的或将本公开的范围限制为所公开的精确形式。鉴于以上教导，能够有额外的修改或变型。选择和描述这些实施例是努力提供对本公开的原理及其实际应用的最佳说明，从而使本领域的普通技术人员能够在各种实施例中借助如适用于预料的特定用途的各种修改方案来利用本公开中揭示的概念。所有这样的修改方案和变型方案当根据公平、合法和公平地授予它们的广度来解释时处于由所附权利要求书确定的本公开的范围内。

Claims

1.一种飞机，其包括：

机体；

从所述机体的相对两侧延伸的相对的机翼；

多个发动机，其中，所述相对的机翼中的每个安装有至少一个发动机；

其中，包括所述多个发动机中的至少一个的每个相对的机翼的至少一部分相对于所述机体围绕与所述机体的纵向轴线不垂直且成横向的旋转轴线旋转。

2.根据权利要求1所述的飞机，其中，在包含所述机体的纵向轴线和在所述相对的机翼的端部之间延伸的轴线的平面内投影的、在所述机体的所述纵向轴线和所述旋转轴线之间的第一角是介于约35°和约55°之间。

3.根据权利要求2所述的飞机，其中，所述第一角为约45°。

4.根据权利要求2所述的飞机，其中，在包含在所述相对的机翼的端部之间延伸的所述轴线且与所述机体的所述纵向轴线垂直的平面中投影的、在所述相对的机翼的端部之间延伸的所述轴线和所述旋转轴线之间的第二角是介于约35°和约55°之间。

5.根据权利要求4所述的飞机，其中，所述第二角为约45°。

6.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述多个发动机包括至少四个发动机，并且所述相对的机翼的相对于所述机体旋转的每个部分都安装有至少两个发动机。

7.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述多个发动机中的每个都是电动发动机。

8.根据权利要求7所述的飞机，还包括多个电池，其中，每个电池都被安装到与所述多个发动机中的一个相邻的所述相对的机翼中的一个。

9.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述多个发动机中的每个都是涡轮机和内燃机中的任一者。

10.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述相对的机翼中的每个都包括从所述机体延伸的固定部分和在所述固定部分的外侧的旋转部分。

11.根据权利要求10所述的飞机，其中，每个固定部分的外侧端部都相对于所述机体的所述纵向轴线偏斜。

12.根据权利要求10所述的飞机，其中，所述相对的机翼的每个旋转部分都在第一配置和第二配置之间旋转，在所述第一配置中所述机翼的前缘和后缘之间的轴线与所述机体的所述纵向轴线平行，在所述第二配置中所述机翼的所述前缘和所述后缘之间的所述轴线与所述机体的所述纵向轴线垂直。

13.根据权利要求12所述的飞机，其中，当所述机翼处于所述第二配置中时，所述相对的机翼的每个旋转部分的所述前缘都面向上。

14.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述多个发动机中的每个都从安装其的所述机翼偏移，以便当每个机翼都处于所述第一配置中时，安装到所述机翼的所述至少一个发动机被布置在所述机翼与所述机体之间。

15.根据权利要求10所述的飞机，其中，所述相对的机翼的每个旋转部分都在第一配置和第二配置之间旋转，在所述第一配置中在所述旋转部分的内侧端部与外侧端部之间延伸的轴线与所述机体的所述纵向轴线垂直，在所述第二配置中在所述旋转部分的所述内侧端部与所述外侧端部之间延伸的所述轴线与所述机体的所述纵向轴线平行。

16.根据权利要求15所述的飞机，其中，当所述机翼处于所述第二配置中时，所述相对的机翼的每个旋转部分的所述前缘都面向上。

17.根据权利要求10所述的飞机，还包括至少一个降落支撑件，其联接至所述相对的机翼的每个旋转部分的尾部部分。

18.根据权利要求17所述的飞机，其中，所述降落支撑件是轮、浮子和腿部中的任一者。

19.根据权利要求17所述的飞机，其中，所述降落支撑件是联接至所述发动机中的一个的轮，使得所述发动机能够使所述轮旋转。

20.根据权利要求10所述的飞机，其中，所述相对的机翼中的每个的所述固定部分和所述旋转部分都通过枢转接头联接。

21.根据权利要求20所述的飞机，其中，所述枢转接头被布置在每个相对的机翼的前导部分中。

22.根据权利要求10所述的飞机，其中，所述相对的机翼中的每个都还包括致动器，以控制所述旋转部分相对于所述固定部分的旋转。

23.根据权利要求22所述的飞机，其中，所述致动器包括丝杠，所述丝杠通过连杆机构联接至所述旋转部分。

24.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述相对的机翼具有翼型形状。

25.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述机翼是不产生升力的翼梁。

26.一种竖向起飞或降落的方法，所述方法包括：

使安装有发动机的机翼的至少一部分相对于机体围绕与所述机体的纵向轴线不垂直且成横向的旋转轴线旋转，以使所述发动机和所述机翼的前缘竖向地取向以用于悬停；

致动所述发动机以产生竖向升力；以及

使安装有所述发动机的所述机翼的所述至少一部分旋转，以使所述发动机和所述机翼的前缘水平地取向以用于向前飞行。

27.根据权利要求26所述的方法，其中，当所述机翼竖向地取向时，所述机翼的前缘面向上。

28.根据权利要求26所述的方法，其中，使所述机翼的所述至少一部分旋转以使所述发动机和所述机翼的所述前缘竖向地取向包括使所述机翼的所述至少一部分围绕布置在所述机翼的前导部分中的枢转接头枢转。

29.根据权利要求26所述的方法，其中，使所述机翼的所述至少一部分旋转以使所述发动机和所述机翼的所述前缘竖向地取向包括液压地致动这种旋转和电动地致动这种旋转中的任一者。

30.根据权利要求26所述的方法，还包括，暂停所述机翼的所述至少一部分的旋转，使得所述机翼和所述发动机处于竖向和水平取向之间，以在悬停和向前飞行之间过渡。