CN111051197B - 不对称飞行器 - Google Patents

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Abstract

一种飞行器，该飞行器包括：第一机翼结构；和第二机翼结构，该第二机翼结构在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置在朝向第一机翼结构的第一翼尖的方向上从第一机翼结构的横轴的中点偏移。该飞行器还可包括第一组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排布置，该部分在第一机翼结构的横轴的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸。飞行器还可包括第二组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排布置，该第一部分从第一机翼结构的第一面延伸。飞行器还可包括第三组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排布置，该第二部分从第一机翼结构的第二面延伸。

Description

不对称飞行器
技术领域
实施方式总体涉及不对称飞行器、组装不对称飞行器的方法以及用于组装不对称飞行器的一套零件。
背景技术
能够垂直起降(VTOL)的飞行器，例如诸如20世纪50年的XFV-1的尾座式飞机，通常将同一组飞行控制用于垂直和水平飞行，并且表示实现过渡飞行的最直接方式。然而，在飞行员在垂直飞行期间面向上的情况下，例如在降落期间进行视觉评估可能是困难的。
进一步地，尾座式飞机具有其他技术问题。例如，它们往往容易倾倒，例如当在风中降落时。这是由于相对于尾座尺寸的高重心引起。为了解决该问题，可以安装大跨度的起落架，或者可以加大尾座的跨度，以覆盖地面上的更宽区域。这些措施通常增加重量和气动阻力，这转而危害了飞机的性能(例如巡航持续时间)。
能够VTOL的另一种飞行器将是具有倾斜机翼或倾斜旋翼构造的飞机。这些飞机在过渡期间通常保持水平。由此，这些构造将致使飞机适于载客。然而，具有倾斜机翼或倾斜旋翼构造的飞机将需要用于直升机模式和飞机模式飞行的单独组的飞行控制，这导致它们的开发和实现的高复杂性。
另一方面，无人驾驶飞行器(UAV)或无人机不载客或飞行员。因此，能够VTOL的飞机的乘客和飞行员相关限制不适用于UAV。
然而，还存在与UAV的自主过渡的开发有关的另外问题。典型过渡操纵通常跨大范围的空速和攻角。当在与其他变量的组合中覆盖大范围的值的变量相乘时，这些变量的存在可能潜在地导致大规模气动数据库，以便充分覆盖过渡包络线。这在开发自主过渡时，将招致由诸如风洞测试、CFD等生成的大量努力和成本。另外，高度非线性气动特性以及稳定性特性在高攻角范围内的变化将需要开发复杂的非线性控制策略和算法，这进一步增加开发努力的复杂性。
PCT国际公报号WO2013/048339中公开了一种已知四旋翼无人驾驶飞行器。所描述的四旋翼无人驾驶飞行器可以能够垂直起降(VTOL)以及在垂直飞行模式(或直升机模式)与水平飞行模式(或飞机模式)之间过渡。然而，四旋翼无人驾驶飞行器的操作限制是在螺旋桨中的一个发生故障的情况下，对于相应的控制轴完全丧失可控性。
在PCT国际公报号WO2015/099603中公开了一种无人驾驶飞行器，该无人驾驶飞行器被提出来通过具有三对同轴且反向旋转的螺旋桨来提供冗余，以解决螺旋桨故障的场景。然而，驱动每对同轴且反向旋转的螺旋桨的每对马达都涉及复杂的机构。所公开的该三对同轴且反向旋转的螺旋桨构造的操作限制还在于：它在悬停或直升机模式飞行期间在偏航上具有弱控制权，偏航控制也是飞机模式飞行中的侧滚控制。悬停期间的偏航控制可能较弱，因为偏航控制只能使用差动转矩。在直升机模式期间的偏航(或飞机模式期间的侧滚)的弱控制权往往劣化飞机的可控性，特别是在侧风中悬停(这是重要的实际操作场景)时。
发明内容
根据各种实施方式，提供了一种飞行器，该飞行器包括：第一机翼结构；和第二机翼结构，该第二机翼结构在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置在朝向第一机翼结构的第一翼尖的方向上从第一机翼结构的横轴的中点偏移。该飞行器还可包括第一组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排布置，该部分在第一机翼结构的横轴的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸。该飞行器还可包括第二组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排布置，该第一部分从第一机翼结构的第一面延伸。该飞行器还可包括第三组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排布置，该第二部分从第一机翼结构的第二面延伸。
根据各种实施方式，提供了一种组装飞行器的方法。该方法可以包括：设置第一机翼结构；以及设置第二机翼结构，该第二机翼结构在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置从第一机翼结构的中点朝向第一机翼结构的第一翼尖偏移。该方法还可以包括以下步骤：设置第一组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排布置，该部分在第一机翼结构的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸。该方法还可以包括：设置第二组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排布置，该第一部分从第一机翼结构的第一面延伸。该方法还可以包括：设置第三组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排布置，该第二部分从第一机翼结构的第二面延伸。
根据各种实施方式，提供了一种用于组装飞行器的套件。套件可以包括：第一机翼结构；和第二机翼结构，该第二机翼结构适于在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置从第一机翼结构的中点朝向第一机翼结构的第一翼尖偏移。套件还可以包括第一组至少两个螺旋桨，该第一组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排，该部分在第一机翼结构的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸。套件还可以包括第二组至少两个螺旋桨，该第二组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排，该第一部分从第一机翼结构的第一面延伸。套件还可以包括第三组至少两个螺旋桨，该第三组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排，该第二部分从第一机翼结构的第二面延伸。
附图说明
在附图中，同样的附图标记通常贯穿不同视图指代相同的零件。附图不是必须为等比例，重点反而通常在于例示本发明的原理。在以下描述中，参照附图描述各种实施方式，在附图中：
图1示出了根据各种实施方式的、处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停方位)的飞行器；
图2示出了根据各种实施方式的、处于水平飞行模式(或飞机模式)的图1的飞行器；
图3示出了根据各种实施方式的图1的飞行器的螺旋桨的旋转方向；
图4示出了根据各种实施方式的图1的飞行器的飞机方位中的螺旋桨的相对定位；
图5示出了根据各种实施方式的图1的飞行器的过渡操纵的示意图；
图6示出了根据各种实施方式的图1的飞行器的过渡操纵的另一个变型例的示意图；
图7示出了根据各种实施方式的图1的飞行器的过渡操纵的又一个变型例的示意图；
图8示出了根据各种实施方式的飞行器；
图9示出了根据各种实施方式的图8的飞行器的一部分的放大图；
图10示出了根据各种实施方式的飞行器；
图11示出了根据各种实施方式的飞行器；
图12示出了根据各种实施方式的飞行器；
图13示出了根据各种实施方式的、处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停方位)的飞行器；
图14示出了根据各种实施方式的、处于水平飞行模式(或飞机模式)的图13的飞行器。
具体实施方式
下面在设备的背景下描述的实施方式对于各方法类似有效，反之亦然。此外，将理解，可以组合下面描述的实施方式，例如，一个实施方式的一部分可以与另一个实施方式的一部分组合。
应理解，术语“在……上”、“在……上方”、“顶部”、“底部”、“下”、“侧”、“后”、“左”、“右”、“前”、“侧面”、“上”、“下”、等，当在以下描述中使用时，是为了方便且帮助理解相对位置或方向而使用，而不旨在限制任何装置或结构或任何装置或结构的任何部分的方位。另外，单数形式“一”、“一个”包括复数参考，除非上下文另外清楚指示。类似地，词语“或”旨在包括“和”，除非上下文另外清楚指示。
已经提供了飞行器或飞机或无人驾驶飞机或无人驾驶飞行器的各种实施方式来解决更早识别的问题中的至少一些。
各种实施方式提出了一种在机械上实施简单同时提供冗余特征的构造。各种实施方式还可以并入另外特征，以增强在直升机模式或悬停方位或垂直飞行模式下的偏航(在飞机模式或飞机方位或水平方位也为侧滚)的控制能力，这在PCT国际公报号WO2015/099603中公开的无人驾驶飞行器中不可行。
图1示出了根据各种实施方式的、处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停方位)的飞行器100。图2示出了根据各种实施方式的、处于水平飞行模式(或飞机模式或飞机方位)的图1的飞行器100。虽然图1示出了处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停方位)的飞行器100，但飞行器100还可以坐在地面上，以便以该方位垂直升降。因此，飞行器100可以不需要用于起落架的另外重量或结构或气动阻力。如图1和图2所示，飞行器100的各种实施方式可以是六旋翼飞翼，该飞翼包括六个螺旋桨，每个螺旋桨均由其自己的马达驱动，与飞翼不对称地布置。因此，可以在飞行器100的各种实施方式中提供冗余，因为任何一个马达的故障都不会导致关于飞行器100的各个控制轴的可控性完全丧失。图2中示出了处于飞机模式方位的飞行器100。如图所示，飞行器100可以被构造为为了高巡航效率而并入高纵横比单翼机机翼。根据各种实施方式，飞行器100可以是飞机或无人驾驶飞机或无人驾驶飞行器。根据各种实施方式，飞行器100可以能够进行垂直飞行模式(或直升机模式或悬停方位)和/或水平飞行模式(或飞机模式或飞机方位)。
如图1和图2所示，飞行器100可以包括第一机翼结构110。第一机翼结构110可以被构造为在飞行器100处于水平飞行模式(或飞机模式或飞机方位)时提供升力。根据各种实施方式，第一机翼结构110可以包括翼型结构。根据各种实施方式，第一机翼结构110可以包括磨圆的前缘111和锐利的后缘113。根据各种实施方式，第一机翼结构110的第一面115和第一机翼结构110的第二面117可以具有对称曲率。第一表面115可以在第一机翼结构110的一侧上，而第二表面117可以在第一机翼结构110的相对侧上。根据各种实施方式，第一机翼结构110的第一面115和第一机翼结构110的第二面117可以具有非对称曲率。根据各种实施方式，第一机翼结构110可以具有高纵横比，其中，第一机翼结构110的翼展平方与机翼面积的比可以较高，使得第一机翼结构110可以较长且纤细，这导致更高的巡航效率、更高效的空气动力特性以及更低的诱导阻力系数。根据各种实施方式，第一机翼结构110可以具有低纵横比，使得飞行器100可以满足期望的紧凑要求。
如图所示，飞行器100的第一机翼结构110的机翼平台可以朝向相应翼尖112、114成锥形。因此，第一机翼结构110的弦长可以沿着第一机翼结构110的跨度而变化，并且第一机翼结构110的弦长可以朝向相应翼尖112、114变窄。根据各种实施方式，飞行器100的第一机翼结构110的机翼平台可以包括其他几何构造，包括但不限于矩形构造、椭圆形构造、弯曲风筝构造或Δ构造。如从前面看到的机翼还可以并入笔直水平翼展的变化，包括但不限于上反角、下反角、鸥翼或反鸥翼。
如图所示，飞行器100还可以包括第二机翼结构120。根据各种实施方式，第二机翼结构120可以包括翼型结构。根据各种实施方式，第二机翼结构120可以包括磨圆的前缘121和锐利的后缘123。根据各种实施方式，第二机翼结构120的第一面125和第二机翼结构120的第二面127可以具有对称曲率。根据各种实施方式，飞行器100的第二机翼结构120的平台可以为矩形，使得第二机翼结构120可以包括从一个翼尖122到另一个翼尖124的均匀横截面。根据各种实施方式，第二机翼结构120的平台可以包括其他几何构造，包括但不限于锥形构造、椭圆形构造或Δ构造。根据各种实施方式，第二机翼结构120可以是外挂架或翅等。
根据各种实施方式，第二机翼结构120可以在位置118处与第一机翼结构110垂直相交，该位置在朝向第一机翼结构110的第一翼尖的方向上从第一机翼结构110的横轴119的中点116偏移。第一翼尖可以是第一机翼结构110的翼尖112或翼尖114中的任一个。如图1和图2例示，第一翼尖可以是第一机翼结构110的翼尖112，并且第二翼尖可以是第一机翼结构110的翼尖114。根据各种其他实施方式(未示出)，第一翼尖可以是第一机翼结构110的翼尖114，并且第二翼尖可以是第一机翼结构110的翼尖112。第一机翼结构110的横轴119可以是从翼尖112向翼尖114穿过第一机翼结构110的轴线。因此，第二机翼结构120可以与第一机翼结构110相交，使得第一机翼结构110和第二机翼结构120可以形成十字构造或“+”构造或正交构造。因此，飞行器100可以是不对称飞行器。根据各种实施方式，第一机翼结构110和第二机翼结构120可以形成类似十字或“+”的结构，使得第一机翼结构110可以是十字的直段，并且第二机翼结构120可以是十字的横段，该横段横穿或穿过第一机翼结构110。第二机翼结构120可以在从第一机翼结构110的中间位移的位置处与第一机翼结构110交叉，使得第二机翼结构120可以将第一机翼结构110分离或划分成两个不相等的部分，例如更长的部分和更短的部分。因此，第二机翼结构120可以是两个突起，每个突起在第一机翼结构110的第一半部内的除了第一机翼结构110的中间之外的位置处从第一机翼结构110的相应侧或表面115、117突出。因此，第一机翼结构110可以将第二机翼结构120分离或划分成两部分，该两部分可以是两个相等的部分。进一步地，第二机翼结构120和第一机翼结构110可以至少大致彼此垂直。
根据各种实施方式，第一机翼结构110可以包括单个连续结构。根据各种实施方式，第二机翼结构120也可以包括单个连续结构，并且可以插入到并穿过第一机翼结构110，使得第二机翼结构120可以通过穿过第一机翼结构110来将第一机翼结构110划分或界定或分离成两部分。根据各种实施方式，第二机翼结构120可以包括两个单独部分，这两个单独部分耦合到第一机翼结构110，使得第二机翼结构120的两个单独部分可以跨第一机翼结构110接合，以将第一机翼结构110划分或界定或分离成两部分。
如图1和图2所示，飞行器100还可以包括第一组130至少两个螺旋桨131、132，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构110的一部分并排布置。第一机翼结构的所述部分110可以是第一机翼结构110的与包含第二机翼结构120的第一机翼结构110的一半相对的另一半。因此，如图1和图2所示，第一机翼结构110的所述部分可以是在第一机翼结构110的横轴119的中点116与第一机翼结构110的第二翼尖114之间延伸的一部分。因此，飞行器100可以包括一组螺旋桨131、132，该组螺旋桨包括两个或更多个螺旋桨(或多个螺旋桨)，这些螺旋桨布置在第一机翼结构110的第二半部上或沿着第一机翼结构110的第二半部单独分布。第一组130螺旋桨131、132中的每个螺旋桨131、132可以沿着第一机翼结构110的第二半部的长度并排或沿着彼此的边或在彼此旁边或并肩排成一行地布置，使得螺旋桨131、132可面向相同方向。例如，如图所示，飞行器100可包括第一组130两个螺旋桨131、132，该组螺旋桨沿着第一机翼结构110的第二半部的前缘111并肩排成一行，使得两个螺旋桨131、132可面向前缘111的前方，相应的螺旋桨旋转轴处于并排构造。
如图1和图2所示，飞行器100还可以包括第二组140至少两个螺旋桨141、142，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构120的第一部分126并排布置，该第一部分从第一机翼结构110的第一面115延伸。因此，飞行器可以包括一组螺旋桨141、142，该组螺旋桨包括两个或更多个螺旋桨(或多个螺旋桨)，这些螺旋桨布置在第二机翼结构120的第一半部上或沿着第二机翼结构120的第一半部单独分布。第二组140螺旋桨141、142中的每个螺旋桨141、142可以沿着第二机翼结构120的第一半部的长度并排或沿着彼此的边或在彼此旁边或并肩排成一行地布置，使得螺旋桨141、142可面向相同方向。例如，如图所示，飞行器100可包括第二组140两个螺旋桨141、142，该组螺旋桨沿着第二机翼结构120的第一半部的前缘121并肩排成一行，使得两个螺旋桨141、142可面向前缘121的前方，相应的螺旋桨旋转轴处于并排构造。
如图1和图2所示，飞行器100还可以包括第三组150至少两个螺旋桨151、152，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构120的第二部分128并排布置，该第二部分从第一机翼结构110的第二面117延伸。第一机翼结构110的第二面117和第一机翼结构110的第一面115可以彼此相对。因此，飞行器可以包括一组螺旋桨151、152，该组螺旋桨包括两个或更多个螺旋桨(或多个螺旋桨)，这些螺旋桨布置在第二机翼结构120的第二半部上或沿着第二机翼结构120的第二半部单独分布。第三组150螺旋桨151、152中的每个螺旋桨151、152可以沿着第二机翼结构120的第二半部的长度并排或沿着彼此的边或在彼此旁边或并肩排成一行地布置，使得螺旋桨151、152可面向相同方向。例如，如图所示，飞行器100可包括第三组150两个螺旋桨151、152，该组螺旋桨沿着第二机翼结构120的第二半部的前缘121并肩排成一行，使得两个螺旋桨151、152可面向前缘121的前方，相应的螺旋桨旋转轴处于并排构造。
图3示出了根据各种实施方式的图1的飞行器100的螺旋桨的旋转方向。图3中示出了从飞机模式或飞机方位或水平飞行模式下的飞行器的前面看到的螺旋桨旋转的方向。根据各种实施方式，第一组130至少两个螺旋桨、第二组140至少两个螺旋桨以及第三组150至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨131、141、151可以沿第一方向旋转。进一步地，第一组130至少两个螺旋桨、第二组140至少两个螺旋桨以及第三组150至少两个螺旋桨中的每组的外螺旋桨132、142、152可以沿第二方向旋转。第二方向可以与第一方向相反。第一方向可以是逆时针方向，而第二方向可以是顺时针方向，反之亦然。如图所示，外螺旋桨132、142、152可以沿相同方向(例如，沿顺时针方向)转动。内螺旋桨131、141、151可以沿相反方向(例如，沿逆时针方向)转动。螺旋桨131、132、141、142、151、152的十字构造或方位当从飞行器100的前面看时，可以使得直升机模式下的通常多旋翼控制能够直接转变为飞机模式下的通常侧滚、俯仰以及偏航控制。
根据各种实施方式，螺旋桨131、132、141、142、151、152以及相应马达的定位可能受制于平衡的考虑。为了平衡的考虑，力矩臂可以相对于飞行器100的横向重心(CG)。横向CG可以是飞行器100的整体CG的左右分量。仅为了例示性目的且并非旨在限制，飞行器100的实施方式可具有与第一机翼结构110的横轴119的中点116重合的横向CG，如图4所示。因此，如图4所示的飞行器100可以在飞行器100的纵轴109和第一机翼结构110的横轴119的相交处具有横向CG。飞行器100的纵轴109可以是飞行器100的机身170的纵轴。
根据各种其他实施方式(未示出)，飞行器100的各种实施方式的横向CG可以处于其他位置。通常，对于对称飞机，飞行稳定性和控制考虑主要只涉及飞机的纵向CG。纵向CG可以是飞机整体CG的前后分量。对于根据各种实施方式的不对称飞行器100，还可以从飞行稳定性和控制考虑来确定根据各种实施方式的飞行器100的横向CG的位置。
图4示出了根据各种实施方式的、当飞行器100的横向CG与第一机翼结构110的横轴119的中点116重合时的、螺旋桨131、132、141、142、151、152在飞机方位上的相对定位。参照图4所例示的相对定位，当所有六个螺旋桨131、132、141、142、151、152产生相同量的推力时，围绕飞机方位的飞行器100的偏航轴的力矩平衡将要求：
x1＝2x2   (1)
根据各种实施方式，x1可以是第一组130至少两个螺旋桨的内螺旋桨131和外螺旋桨132与横向CG的平均距离，该横向CG是如图4所示的实施方式中的第一机翼结构110的横轴119的中点116。进一步地，x2可以是第二机翼结构120与横向CG的偏移距离，该横向CG再次是如图4所示的实施方式中的第一机翼结构110的横轴119的中点116。因此，第一组130至少两个螺旋桨中的螺旋桨131、132与横向CG(即，如图4所示的实施方式中的第一机翼结构110的中点116)的平均距离可以是第二机翼结构120与横向CG(即，如图4所示的实施方式中的第一机翼结构110的中点116)的偏移距离的两倍。
进一步地，围绕飞行器100的俯仰轴的俯仰力矩的平衡将要求第二组140至少两个螺旋桨中的内螺旋桨141和第三组150至少两个螺旋桨中的内螺旋桨151与第一机翼结构110等距隔开。因此，第二组140至少两个螺旋桨中最靠近第一机翼结构110的第一面115的螺旋桨141和第三组150至少两个螺旋桨中最靠近第一机翼结构110的第二面117的螺旋桨151可以与第一机翼结构110的相应表面115、117等距。相同的原理适用于外螺旋桨142、152。因此，第二组140至少两个螺旋桨中的外螺旋桨142和第三组150至少两个螺旋桨中的外螺旋桨152可以与第一机翼结构110等距隔开。因此，第二组140至少两个螺旋桨中最远离第一机翼结构110的第一面115的螺旋桨142和第三组150至少两个螺旋桨中最远离第一机翼结构110的第二面117的螺旋桨152可以与第一机翼结构110的相应表面115、117等距。
根据各种实施方式，飞行器100可以包括控制器。控制器可以被构造为根据如此处描述的控制螺旋桨131、132、141、142、151、152的飞行控制原理来实施各种飞行控制算法，以便在直升机模式或飞机模式下控制飞行器100的俯仰、偏航和侧滚，而且在飞行器100的各种飞行操纵期间提供稳定性增强和飞行稳定。控制器可以被理解为任意种类的逻辑实施实体，该逻辑实施实体可以为执行在存储器、固件或其任意组合中存储的软件的专用电路或处理器。由此，控制器可以为硬接线逻辑电路或可编程逻辑电路，诸如可编程处理器，例如，微处理器(例如，复杂指令集计算机(CISC)处理器或精简指令集计算机(RISC)处理器)。控制器还可以为执行软件(例如，任意种类的计算机程序，例如，使用诸如例如Java的虚拟机代码的计算机程序)的处理器。根据各种其他实施方式，用户还可以在不使用控制器的情况下手动校正飞行器100的飞行中的失衡。用户可以基于如此处描述的飞行控制原理或基于直觉来手动校正飞行中的失衡。
参照图3和图4，飞机模式飞行中的飞行器100的飞行控制原理可以根据以下内容。
为了在飞机模式下进行俯仰控制，可以将飞行器100或飞行器100的控制器构造为在第二组140至少两个螺旋桨与第三组150至少两个螺旋桨之间生成差动推力。例如，为了产生机头向下俯仰力矩，可以操作或引导第二组至少两个螺旋桨中的每个螺旋桨141、142，以将推力增大量ΔT，并且可以操作或引导第三组至少两个螺旋桨中的每个螺旋桨151、152，以将推力减小相同量ΔT。
为了在飞机模式下进行偏航控制，可以将飞行器100或飞行器100的控制器构造为在某种意义上相等地改变第二组140至少两个螺旋桨中的螺旋桨141、142和第三组150至少两个螺旋桨中的螺旋桨151、152的推力，并且被构造为在相反的意义上改变第一组130至少两个螺旋桨中的螺旋桨131、132的推力。例如，为了产生向右改变航向的偏航力矩，可以操作或引导第二组140至少两个螺旋桨中的螺旋桨141、142以及第三组150至少两个螺旋桨中的螺旋桨151、152中的每一个，以将推力增大量ΔT，并且可以操作或引导第一组130至少两个螺旋桨中的每个螺旋桨131、132，以将推力减小相同量ΔT。因此，
产生的偏航控制力矩＝4·ΔT·x2+ΔT·(x1+Δx)+ΔT·(x1-Δx)
＝4·ΔT·x2+2ΔT·x1   (2)
从方程(1)，知道x1＝2x2，代入方程(2)，
产生的偏航控制力矩＝8·ΔT·x2   (3)
根据各种实施方式，各种选项可用于飞机模式下的侧滚控制。根据在飞机模式下的侧滚控制的选项，飞行器100或飞行器100的控制器可以被构造为在第一组130至少两个螺旋桨、第二组140至少两个螺旋桨以及第三组150至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨131、141、151与外螺旋桨132、142、152之间生成差动推力。例如，为了在飞机模式下产生侧滚力矩使得右翼向下侧滚而左翼向上侧滚，可以操作或引导每个顺时针旋转的外螺旋桨132、142、152，以将推力增大量ΔT，并且可以操作或引导逆时针旋转的内螺旋桨131、141、151，以将推力减小相同量ΔT。
然而，当在飞机模式下基于上述内容控制侧滚时，由于第一组130至少两个螺旋桨中的内螺旋桨131和外螺旋桨132与飞行器100的偏航轴的距离差，可能产生少量的残余偏航力矩。在由此右翼向下侧滚而左翼向上侧滚的上述示例中，可能产生向左的残余偏航力矩，并且该力矩可以通过下式给出：
残余偏航力矩＝ΔT(x1+Δx)-ΔT(x1-Δx)
＝2·ΔT·Δx
根据各种实施方式，在飞行器100的飞机方位中，飞行器100可以被构造为生成围绕飞行器100的侧滚轴的控制力矩，使得该控制力矩可以不具有偏航和俯仰残余分量中的任一项或两项。
根据各种实施方式，可以通过少量的偏航控制来校正残余偏航力矩，该偏航控制对应于从方程(3)如下确定的校正增量推力ΔTcorr。
8·ΔTcorr·x2＝2·ΔT·Δx
Figure BDA0002395293000000131
因此，在飞行器100的飞机方位中，当飞行器100被操作为通过在第一组130至少两个螺旋桨、第二组140至少两个螺旋桨以及第三组150至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨131、141、151与外螺旋桨132、142、152之间生成差动推力来生成侧滚力矩时，飞行器100或飞行器100的控制器可以被构造为补偿所产生的残余偏航力矩。进一步地，飞行器100或飞行器100的控制器可以被构造为向第二组140至少两个螺旋桨和第三组150至少两个螺旋桨中的每组的螺旋桨141、142、151、152施加校正推力调节ΔTcorr，并且被构造为向第一组130至少两个螺旋桨中的螺旋桨131、132反向施加校正推力调节ΔTcorr。
根据与上述选项类似的在飞机模式下的侧滚控制的另一个选项，飞行器100或飞行器100的控制器可以被构造为在第一组130至少两个螺旋桨、第二组140至少两个螺旋桨以及第三组150至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨131、141、151与外螺旋桨132、142、152之间生成差动推力。然而，为了解决所产生的残余偏航力矩，采用不同的方法。在该选项中，第一组130至少两个螺旋桨中的螺旋桨131、132中的任一个或两个可以以可以消除残余偏航力矩的校正推力δTcorr来增量。然而，这可能导致残余推力，该残余推力又可能需要小的油门输入校正。使第一组130至少两个螺旋桨中的两个螺旋桨131、132增量的示例例示如下。
因此，为了消除残余偏航力矩，可以将飞行器100或飞行器100的控制器构造为向第一组130至少两个螺旋桨中的内螺旋桨131和外螺旋桨132中的任一个或两个施加校正推力调节。例如，可以将外螺旋桨132的推力的增加ΔT减小δTcorr。还可以将内螺旋桨131的推力的减小ΔT减小δTcorr。为了产生零残余偏航力矩，δTcorr被确定为：
(ΔT-δTcorr)(x1+Δx)-(ΔT+δTcorr)(x1-Δx)＝0
Figure BDA0002395293000000141
在消除残余偏航力矩时，可能产生2δTcorr的残余推力减少，该减少可以通过小油门输入来校正。油门输入可以使螺旋桨131、132、141、142、151、152的所有马达的功率同时升高或降低相等量。根据各种实施方式，可以应用校正油门输入来增加所有六个螺旋桨131、132、141、142、151、152的推力，每个推力增加的量等于残余推力减少除以螺旋桨的数量，或者δTcorr/3。
因此，飞行器100或飞行器100的控制器可以被构造为向所有螺旋桨131、132、141、142、151、152施加校正油门输入，每个螺旋桨的推力都通过一个值来调节，该值等于要校正的残余推力的相等分数，即，残余推力除以螺旋桨的数量。因此，飞行器100或飞行器100的控制器可被构造为通过以下方式来补偿由向第一组130至少两个螺旋桨中的内螺旋桨131和外螺旋桨132施加校正推力调节而产生的残余推力：向飞行器施加校正油门输入，以将所有螺旋桨131、132、141、142、151、152的相应推力调节相等量。
根据用于飞机模式下的侧滚控制的另一个选项，为了避免生成残余偏航力矩，可以不使用第一组130至少两个螺旋桨中的螺旋桨131、132。因此，飞行器100或飞行器100的控制器可以被构造为仅在第二组140至少两个螺旋桨和第三组150至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨141、151与外螺旋桨142、152之间生成差动推力。然而，这样，侧滚控制能力可能被减小三分之一。
因此，在飞行器100的飞机方位中，飞行器100或飞行器100的控制器可以被构造为通过以下方式来生成侧滚力矩：在第二组140至少两个螺旋桨和第三组150至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨141、151与外螺旋桨142、152之间生成差动推力，并且停止使用第一组130至少两个螺旋桨中的螺旋桨131、132。
参照图3和图4，可以看到，螺旋桨131、132、141、142、151、152的十字构造或方位当从飞行器100的前面查看时，可以使得飞机模式的侧滚、俯仰以及偏航控制能够直接转变为直升机模式下的对应侧滚、俯仰以及偏航控制。
根据各种实施方式，在水平飞行模式(或飞机模式或飞机方位)中，可以完全分离俯仰和偏航控制，而侧滚控制可以与偏航控制或推力稍微结合。进一步地，可以仅将一组飞行控制效应器用于水平飞行模式(或飞机模式或飞机方位)和垂直飞行模式(或直升机模式或悬停方位)这两者。另外，可以不需要另外的控制面或倾斜机构。各种实施方式还可以在动力装置故障的情况下提供冗余。上述特征可以导致开发能够过渡的不依赖跑道的飞机的高复杂性的明显降低。
根据各种实施方式，飞行器100可以被构造为具有低重心。图1中可以示出用于固有低重心位置的特征和构造。如图所示，飞行器100的底座相对于低重心可以固有地宽。这可以提高飞行器对在包括但不限于地面工作、在风中降落或侧滚船舶甲板的情形下倾倒的鲁棒性。飞行器100用于低重心的其他特征可以包括：没有尾衍；机身可以融接到第一机翼结构110中，并且无法延伸为显著超过第一机翼结构110；并且用于第二组140至少两个螺旋桨和第三组150至少两个螺旋桨的第二机翼结构120的后缘123可以被构造为对齐或定位在地面上。因此，第二机翼结构120也可以在地面上支撑飞行器100，这导致不需要另外的起落架。第二机翼结构120的另外功能可以是提供飞机模式飞行的方向稳定性。
根据各种实施方式，每个螺旋桨131、132、141、142、151、152可以由相应的马达独立地驱动，以在动力装置发生故障的情况下提供冗余。在该构造中，机械布置可以比具有同轴机构简单得多。
根据各种实施方式，飞行器100还可以在第一机翼结构170的中间116包括机身170。机身170可以在第一机翼结构110的中间116与第一机翼结构110融接。因此，飞行器100可以没有第一机翼结构110与机身170之间的清楚分界线。因此，第一机翼结构110可以与机身179平滑地融接，并且第一机翼结构110与机身170之间的过渡可以没有陡峭的边缘。
根据各种实施方式，飞行器100可以没有尾衍或可以是无尾的。因此，飞行器100可以没有从机身170的后部延伸的尾部组件或尾衍。
根据各种实施方式，第一机翼结构110的后缘113的一部分和第二机翼结构120的后缘123的一部分可以对齐并包含在用于接触地面的同一平面中。根据各种其他实施方式，第一机翼结构110可以具有从后缘113伸出的突出结构，并且第二机翼结构120可以具有从后缘123伸出的突出结构。后缘113和后缘123的突出结构的尖端可以包含在用于与地面接触的平面中。因此，飞行器100可以被定向为坐在地面上，例如，在起飞之前或在降落之后，第一机翼结构110的后缘113的对齐部分和第二机翼结构140的后缘123的对齐部分贴靠地面，或者后缘113和后缘123的的突出部分与地面接触。因此，飞行器100可以以坐方位垂直升降。
根据各种实施方式，飞行器100可以使用垂直爬升且然后由圆圈操纵来从垂直飞行模式(或直升机模式或悬停方位)过渡到水平飞行模式(或飞机模式或飞机方位)。圆圈操纵可以是飞机在特技表演中使用的操纵的典型，并且仅涉及线性空气动力学。贯穿过渡操纵，攻角可以在线性失速前范围内。可以不需要处理复杂非线性高攻角空气动力学的特性、以及在开发用于自主过渡的气动模型期间的稳定性特性的复杂变化。此外，因为过渡仅使用小范围的攻角和飞行速度，所以可以非常显著地减小充分覆盖过渡包络线所需的气动数据库的尺寸连同生成该数据库所需的成本和努力。这些可以导致明显降低用于自主过渡开发的气动建模的高复杂性。
图5示出了根据各种实施方式的飞行器100的过渡操纵的示意图。如图所示，过渡操纵可以包括五个阶段。在阶段501中，飞行器100可以垂直起飞。在阶段503中，飞行器100可以达到至少失速速度，可以形成径向向内方向上的气动升力，并且可以发起圆圈操纵。在阶段505中，飞行器100可以过渡为倒飞。在阶段507中，飞行器100可以过渡为向下飞行。在阶段509中，飞行器100可以过渡为正常飞机模式飞行。参照图5，动力要求在阶段503可能最严格，该阶段可能涉及垂直爬升飞行。飞行器100的动力装置可能必须被定尺为提供穿过该阶段的足够动力。根据各种实施方式，飞行器100可以包括可商购燃料电池或混合燃料电池系统。混合燃料电池系统可以包括锂聚合物电池，这些电池为更严格的垂直和过渡飞行阶段提供动力，随后燃料电池可以开始用于飞机模式巡航飞行。
在下文中，描述了示例，该示例例示了用于在阶段503确定最大动力的方法。在该示例中，可以使用到Vstall的爬升(由此升力系数CL＝CLmax)。该方法还可以用于到高于Vstall的速度的爬升(CL＜CLmax)。
从F＝ma开始，左手侧表示由以下给出的净向上力：
推力减去重量减去气动阻力
推力是要确定的所需值。重量已知。气动阻力可以例如保守地使用在Vstall处出现的最大值(
Figure BDA0002395293000000171
(对应于CLmax的CD))。这可以确保所需推力的稍微过大，从而确保所需推力的安全裕度。以该简化方式考虑气动阻力可以往往导致所需的推力，该推力可以为比省略气动阻力的推力多大约10％。另选地，气动阻力可以在时变动态压力和升力系数方面来表达。虽然更确切，但增加的复杂性似乎不值得，因为气动阻力可能不是所需推力的重要贡献者。因此，在该描述中使用考虑气动阻力的前者更简单的方法。
对于右手侧(ma)，质量已知。加速度可以通过指定达到Vstall的安全爬升海拔来确定。均匀加速的运动的运动学将给出
Figure BDA0002395293000000181
现在可以确定在到海拔H的垂直爬升中达到Vstall所需的推力，因为重量、气动阻力以及加速度现在全部已知。
如果知道然后对于给定螺旋桨在Vstall处所需的推力，则例如可以从螺旋桨性能表确定所需的螺旋桨每分钟转数和动力。
如图5例示，由θ描述各种点处的循环圆圈操纵。作为θ的函数的升力系数CL可以从沿径向应用的牛顿第二定律来确定。
考虑由图5中的θ描述的沿着圆圈飞行路径的一般位置。
空气动力升力(径向向内，＝q*S*CL)+W*sinθ＝(m*V2)/R
Figure BDA0002395293000000182
在左手侧上，第一项表示径向向内作用的气动升力。第二项是重量的径向分量。右手侧是质量和径向加速度的乘积。
旋转半径R可以在θ＝0时的操纵开始时确定。此时，仅气动升力用于发起圆圈飞行路径。而且，速度＝Vstall，并且CL＝CLmax。
在圆圈飞行路径的其他点处，0°＜θ＜180°(在图5中的阶段503与阶段507之间)，重量现在具有也对径向加速度有贡献的径向分量。气动升力可以从θ＝0°时的初始值减小，由此在范围0°＜θ＜180°内，CL＜CLmax，这是线性空气动力学的状态。
在阶段507之后，重量的径向分量从气动力的径向分量减去，这在阶段509处将径向加速度逐渐减小到零，水平飞行从那里继续前进。
图6示出了根据各种实施方式的飞行器100的圆圈操纵的另一个变型例的示意图。如图所示，过渡操纵可以包括三个阶段。在阶段601中，飞行器100可以垂直起飞。在阶段603中，飞行器100可以达到至少失速速度，可以形成径向向内方向上的气动升力，并且可以发起圆圈操纵。在阶段605中，飞行器100可以过渡为正常飞机模式飞行。
与图5的操纵的主要不同是在阶段603，可能需要负(而不是正(如在图5的阶段503中))攻角来产生发起圆圈操纵的径向向内力。
获得CL对θ的分析将与之前相同，CLmax和Vstall的值对应于负攻角。还将例示是CL保持在线性范围内。
因为在图6的阶段603使用负攻角来发起操纵，所以可以产生的力通常小于使用正攻角的之前的示例，因为负CLmax的大小通常小于正CLmax的大小。这可以导致操纵半径大于图5的操纵半径。
图7示出了根据各种实施方式的飞行器100的圆圈操纵的又一个变型例的示意图。如图所示，过渡操纵可以包括三个阶段。在阶段701中，飞行器100可以悬停在直升机模式下。在阶段703中，可以由重量辅助飞行器100，并且飞行器可以向下俯冲。在阶段705中，飞行器100可以从俯冲上拉，以过渡为正常飞机模式飞行。
与图5和图6的操纵的主要不同是可以不再需要到发起过渡操纵的至少失速速度的垂直爬升的高动力要求。飞行器100可以仅需要在操纵开始时处于静止悬停。这可以减小飞行器100的动力装置的尺寸和重量。
图8和图9示出了根据各种实施方式的飞行器200。根据各种实施方式，飞行器200可以被构造为增强也是飞机模式侧滚的直升机模式偏航的控制能力。根据各种实施方式，各个螺旋桨231、232、241、242、251、252的各个马达可以以差动倾斜固定地安装，使得分别对于第一机翼结构210上的第一组230至少两个螺旋桨以及第二机翼结构220上的第二组240至少两个螺旋桨和第三组250至少两个螺旋桨，各个旋转轴可以倾斜，如图8和图9例示。
对于沿相同方向转动的每组三个螺旋桨(例如，包括根据图8的外螺旋桨232、242、252的顺时针组的三个螺旋桨、以及包括内螺旋桨231、241、251的逆时针组的三个螺旋桨)，可能存在沿相反方向偏航的自然趋势。根据各种实施方式，用于各个螺旋桨的各个马达可以以差动倾斜固定地安装，以便增加自然偏航趋势。
作为根据图8的示例，利用顺时针组的三个螺旋桨，即，外螺旋桨232、242、252，从顶部看，螺旋桨232、242、252的旋转可以是顺时针的。这可以产生在逆时针意义上偏航的自然趋势。因此，用于该组三个螺旋桨中的各个螺旋桨232、242、252的各个马达可以以差动倾斜固定地安装，以便增加逆时针偏航的自然趋势。因此，当增大该顺时针旋转组的螺旋桨的推力以产生逆时针偏航控制力矩时，可以看到，各个马达的差动倾斜增加了控制力矩。反过来对于逆时针组的三个螺旋桨(即，内螺旋桨231、241、251)也是这样。
根据各种实施方式，在飞行器200的悬停方位中，第一组230至少两个螺旋桨中的螺旋桨231、232的相应螺旋桨旋转轴233、234可以在相应的平面中非垂直地成角度，这些平面可以至少大致垂直于第一机翼结构210的横轴219。进一步地，在飞行器200的悬停方位中，第二组240至少两个螺旋桨中的螺旋桨241、242的相应螺旋桨旋转轴243、244以及第三组250至少两个螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴253、254也可以在相应的平面中非垂直地成角度，这些平面可以垂直于第二机翼结构220的横轴229。
根据各种实施方式，第一组230至少两个螺旋桨、第二组240至少两个螺旋桨以及第三组250至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨231、241、251的相应的螺旋桨旋转轴可以在相应方向上非垂直地成角度，使得当飞行器200处于悬停方位时，各个内螺旋桨231、241、251可以被定向为引起在相同的第一力矩方向上围绕偏航轴的力矩。例如，当内螺旋桨231、241、251逆时针旋转时，内螺旋桨231、241、251的相应螺旋桨旋转轴可以在相应方向上非垂直地成角度，使得各个内螺旋桨231、241、251的方位可以在相应的方向上，这些方向可以有助于或补充或促进或增强或增加悬停方位的飞行器200的顺时针偏航控制力矩的生成。
根据各种实施方式，第一组230至少两个螺旋桨、第二组240至少两个螺旋桨以及第三组250至少两个螺旋桨中的每组的外螺旋桨232、242、252的相应的螺旋桨旋转轴可以在相应方向上非垂直地成角度，使得当飞行器200处于悬停方位时，各个外螺旋桨232、242、252可以被定向为引起在相同的第二力矩方向上围绕偏航轴的力矩。第二力矩方向可以与第一力矩方向相反。例如，当外螺旋桨232、242、252顺时针旋转时，外螺旋桨232、242、252的相应螺旋桨旋转轴可以在相应方向上非垂直地成角度，使得各个外螺旋桨232、242、252的方位可以在相应的方向上，这些方向可以有助于或补充或促进或增强或增加悬停方位的飞行器200的逆时针偏航控制力矩的生成。
因此，第一组230至少两个螺旋桨、第二组240至少两个螺旋桨以及第三组250至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨231、241、251和外螺旋桨232、242、252的相应螺旋桨旋转轴可以沿相反方向非垂直地成角度，使得每组230、240、250至少两个螺旋桨的内螺旋桨231、241、251和外螺旋桨232、242、252可以被定向为引起绕悬停方位的飞行器200的偏航轴的相对力矩。
根据各种实施方式，在飞行器200的悬停方位中，当第一组230至少两个螺旋桨、第二组240至少两个螺旋桨以及第三组250至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨231、241、251和外螺旋桨232、242、252的相应螺旋桨旋转轴以相同的大小非垂直地成角度并生成相同量的推力时，由于第一组230至少两个螺旋桨的内螺旋桨231和外螺旋桨232具有不同长度的力矩臂，因此可能产生残余偏航力矩。
因此，各个马达的倾角以及各个螺旋桨231、232、241、242、251、252的相应螺旋桨旋转轴可以被构造为使得它们可以不相同，并且倾角可以从偏航力矩的平衡确定。例如，假设第二组240至少两个螺旋桨和第三组250至少两个螺旋桨中的每个螺旋桨241、242、251、252可以在其相应的意义上倾斜量θ。为了避免如所述地(参考悬停方位)生成残余偏航力矩，第一组230至少两个螺旋桨中的螺旋桨231、232的倾角可以为零或θ，在螺旋桨231、232中的一个或两个处校正增量倾斜δθ。下面例示了在两个螺旋桨231、232处应用校正的示例。可以将外螺旋桨232的倾角减小δθ，并且对于内螺旋桨231，可以增大δθ。为了使用小角度假设在每个螺旋桨231、232的推力为T时确定用于零残余偏航力矩的δθ，
T(θ-δθ)(x1+Δx)-T(θ+δθ)(x1-Δx)＝0
Figure BDA0002395293000000221
根据飞行器200的各种实施方式，在飞行器200的悬停方位中，飞行器200可以被构造为生成围绕飞行器200的偏航轴的控制力矩，使得该控制力矩可以不具有侧滚和俯仰残余分量中的一项或两项。
根据各种实施方式，第一组230至少两个螺旋桨的内螺旋桨231的螺旋桨旋转轴可以以第一角度大小非垂直地成角度，第一组230至少两个螺旋桨的外螺旋桨232的螺旋桨旋转轴可以以第二角度大小非垂直地成角度，并且第二组240至少两个螺旋桨和第三组250至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨241、242、251、252的相应螺旋桨旋转轴可以以相同的第三角度大小非垂直地成角度。
根据各种实施方式，第一角度大小可以大于第三角度大小，并且第二角度大小可以小于第三角度大小。根据各种其他实施方式，第一角度大小可以小于第三角度大小，并且第二角度大小可以大于第三角度大小。
根据各种实施方式，第一角度大小、第二角度大小以及第三角度大小可以相等。
因此，除了以相应的倾角安装各个螺旋桨231、232、241、242、251、252的相应马达的简单适配器之外，根据各种实施方式的飞行器200可以实现偏航控制能力的促进而无需使用另外的马达、机构、致动器或装置。因此，各种实施方式可以提供一种用于特别是在侧风中悬停时增强可控性的划算的技术。
根据各种实施方式，飞行器100或飞行器200的各个螺旋桨可以安装有可变俯仰机构，以确保在悬停以及飞机模式飞行两者的高效操作。因此，第一组130、230至少两个螺旋桨、第二组140、240至少两个螺旋桨以及第三组150、250至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨可以包括可变俯仰螺旋桨。
图10示出了根据各种实施方式的飞行器300。根据各种实施方式，各个螺旋桨331、332、341、342、351、352可以安装有直升机型滑盘，滑盘可以产生使各个螺旋桨331、332、341、342、351、352的相应旋转轴倾斜的循环控制。进一步地，当将螺旋桨安装在具有长力矩臂的位置时，可以进一步增加直升机模式偏航(也是飞机模式侧滚)的控制能力。如图10所示，第一组330至少两个螺旋桨的内螺旋桨331和外螺旋桨332可以安装在第一机翼结构310的翼尖314附近，因此可以具有长力矩臂。另外，受制于如先前在方程(1)中描述的平衡考虑，第二机翼结构320连同其第二组340至少两个螺旋桨和第三组350至少两个螺旋桨中的对应螺旋桨341、342、351、352可一起定位为尽可能靠近相对翼尖312。根据各种实施方式，飞行器300在悬停方位中可以操作为生成围绕飞行器300的偏航轴的控制力矩，使得该控制力矩可以不具有侧滚和俯仰残余分量中的一项或两项。
因此，根据各种实施方式的飞行器300可以包括滑盘，该滑盘耦合到第一组330至少两个螺旋桨、第二组340至少两个螺旋桨以及第三组350至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨331、332、341、342、351、352。进一步地，飞行器300或飞行器300的控制器可以被构造为使第一组330至少两个螺旋桨、第二组340至少两个螺旋桨以及第三组350至少两个螺旋桨中的每组的相应螺旋桨331、332、341、342、351、352的相应滑盘倾斜，使得第一组330至少两个螺旋桨、第二组340至少两个螺旋桨以及第三组350至少两个螺旋桨中的每组的相应螺旋桨331、332、341、342、351、352的相应螺旋桨旋转轴可以倾斜，以在处于悬停方位时沿相同力矩方向引起绕飞行器的偏航轴的力矩。根据各种实施方式，在如图10所示的悬停方位中，第一组330至少两个螺旋桨中的螺旋桨331、332的滑盘可以倾斜，使得至第一组330至少两个螺旋桨中的螺旋桨331、332的相应螺旋桨旋转轴可以在相应平面中非垂直地成角度，这些平面沿相同的第一方向垂直于第一机翼结构310的横轴319。进一步地，第二组340至少两个螺旋桨和第三组350至少两个螺旋桨中的螺旋桨341、342、351、352的滑盘可以倾斜，使得螺旋桨341、342、351、352的相应螺旋桨旋转轴可以沿相同的第二方向并且在垂直于第一机翼结构310的横轴319的平面中非垂直地成角度。包含螺旋桨341、342、351、352的所有旋转轴的平面也可以包含第二机翼结构320。因此，包含螺旋桨341、342、351、352的所有旋转轴的平面可以平行于包含第一组330至少两个螺旋桨中的螺旋桨331、332的相应旋转轴的相应平面。根据各种实施方式，第二方向可以与第一方向相反。因此，在该构造中，飞行器300可以利用由于第一机翼结构310的翼展产生的长力矩臂，来生成绕飞行器300的偏航轴的控制力矩。
根据各种其他实施方式(未示出)，第一组330至少两个螺旋桨中的螺旋桨331、332的滑盘可以倾斜，使得第一组330至少两个螺旋桨中的螺旋桨331、332的相应螺旋桨旋转轴可以在相应平面中非垂直地成角度，这些平面沿相同的方向垂直于第一机翼结构310的横轴319。进一步地，第二组340至少两个螺旋桨和第三组350至少两个螺旋桨中的螺旋桨341、342、351、352的滑盘可以倾斜，使得螺旋桨341、342、351、352的相应螺旋桨旋转轴可以在垂直于第二机翼结构320的横轴329的相应平面中非垂直地成角度。因此，包含第二组340至少两个螺旋桨和第三组350至少两个螺旋桨中的螺旋桨341、342、351、352的相应螺旋桨旋转轴的相应平面可以垂直于包含第一组330至少两个螺旋桨中的螺旋桨331、332的相应螺旋桨旋转轴的相应平面。进一步地，第二组340至少两个螺旋桨中的螺旋桨341、342的螺旋桨旋转轴可以在与第三组350至少两个螺旋桨中的螺旋桨351、352的螺旋桨旋转轴相反的方向上倾斜。
根据各种实施方式，飞行器100可以没有飞行控制面。因此，飞行器100可以没有副翼、升降舵、方向舵、扰流片、襟翼、缝翼或减速板中的一个或多个或组合。根据各种实施方式，飞行器100的第一机翼结构110和第二机翼结构140可以没有飞行控制面。
图11示出了根据各种其他实施方式的飞行器400。根据各种实施方式，飞行器可以安装有用于飞行控制的另外手段的控制面460。控制面460可以包括副翼、升降舵、方向舵、扰流片、襟翼、缝翼或减速板。如图所示，可以在第一机翼结构410上设置诸如升降副翼的控制面(用于飞机模式飞行中的俯仰和侧滚控制)，并且可以在第二机翼结构420上设置诸如方向舵的控制面(用于飞机模式飞行中的偏航控制)。根据各种实施方式，飞行器400在悬停方位中可以操作为生成围绕飞行器300的偏航轴的控制力矩，使得该控制力矩可以不具有侧滚和俯仰残余分量中的一项或两项。
图12示出了根据各种实施方式的飞行器500。根据各种实施方式，第一组530至少两个螺旋桨、第二组540至少两个螺旋桨以及第三组550至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨531、532、541、542、551、552可以是可折叠的。因此，受制于推进力和飞行控制的持续充分性，为了减小气动阻力，可以折叠某些螺旋桨。如图12所示，可以折叠第一组530至少两个螺旋桨的内螺旋桨531、第二组540至少两个螺旋桨的外螺旋桨542以及第三组550至少两个螺旋桨的外螺旋桨552。因此，这样，飞行器500在悬停方位中可以生成围绕飞行器500的偏航轴的控制力矩，使得该控制力矩可以不具有侧滚和俯仰残余分量中的一项或两项。
图13和图14分别示出了根据各种实施方式的处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停方位)和水平飞行模式(或飞机模式或飞机方位)的飞行器600。如图所示，飞行器600可以包括：第一机翼结构610；和第二机翼结构620，该第二机翼结构在一位置处与第一机翼结构610垂直相交，该位置在朝向第一机翼结构610的第一翼尖612的方向上从第一机翼结构610的横轴619的中点616偏移。飞行器600还可包括第一组630至少两个螺旋桨631、632，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构610的一部分布置，该部分在第一机翼结构610的横轴619的中点616与第一机翼结构610的第二翼尖614之间延伸。飞行器600还可以包括第二组640至少两个螺旋桨641、642，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构620的第一部分布置，该第一部分从第一机翼结构610的第一面615延伸。飞行器600还可以包括第三组650至少两个螺旋桨651、652，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构620的第二部分布置，该第二部分从第一机翼结构610的第二面617延伸。
根据各种实施方式，图13和图14的飞行器600与图1和图2的飞行器100的不同之处可以在于：每组630、640、650至少两个螺旋桨的螺旋桨631、632、641、642、651、652可沿着相应机翼结构的相应部分以重叠且交错的构造分离地分布并布置。如图所示，第一组630至少两个螺旋桨的内螺旋桨631和外螺旋桨632的相应旋转平面可以彼此重叠，并且可以以交错布置横向隔开。因此，如图13和图14所示，在飞行器600的飞机方位中，外螺旋桨632可以沿着第一机翼结构610从内螺旋桨631朝向第二翼尖614横向地布置，并且外螺旋桨632从第一机翼结构610的前缘611来看可以在内螺旋桨631的前头或前面或之前。根据各种其他实施方式(未示出)，内螺旋桨631从第一机翼结构610的前缘611来看可以在外螺旋桨632的前头或前面或之前。
进一步地，如图所示，第二组640至少两个螺旋桨的内螺旋桨641和外螺旋桨642的相应旋转平面可以彼此重叠，并且可以以交错布置横向隔开。因此，在飞行器600的飞机方位中，外螺旋桨642可以沿着第二机翼结构620的第一部分从内螺旋桨641朝向第二机翼结构620的第一翼尖624横向布置，并且外螺旋桨642从第二机翼结构620的前缘621来看可以在内螺旋桨641的前头或前面或之前。根据各种其他实施方式(未示出)，内螺旋桨641从第二机翼结构620的前缘621来看可以在外螺旋桨642的前头或前面或之前。
此外，如图所示，第三组650至少两个螺旋桨的内螺旋桨651和外螺旋桨652的相应旋转平面可以彼此重叠，并且可以以交错布置横向隔开。因此，在飞行器600的飞机方位中，外螺旋桨652可以沿着第二机翼结构620的第二部分从内螺旋桨651朝向第二机翼结构620的第二翼尖622横向布置，并且外螺旋桨652从第二机翼结构620的前缘621来看可以在内螺旋桨651的前头或前面或之前。根据各种其他实施方式(未示出)，内螺旋桨651从第二机翼结构620的前缘621来看可以在外螺旋桨652的前头或前面或之前。
根据各种实施方式，可以提供组装各种实施方式的飞行器100、200、300、400、500、600的方法。该方法可以包括以下步骤：设置第一机翼结构；设置第二机翼结构，该第二机翼结构在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置从第一机翼结构的中点朝向第一机翼结构的第一翼尖偏移；设置第一组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排布置，该部分在第一机翼结构的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸；设置第二组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排布置，该第一部分从第一机翼结构的第一侧延伸；以及设置第三组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排布置，该第二部分从第一机翼结构的第二侧延伸。方法还可以包括以下步骤：根据各个实施方式构造各个飞行器100、200、300、400、500、600。
根据各种实施方式，可以提供组装各种实施方式的飞行器100、200、300、400、500、600的套件。该套件可以包括：第一机翼结构；和第二机翼结构，该第二机翼结构适于在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置从第一机翼结构的中点朝向第一机翼结构的第一翼尖偏移。该套件还可以包括第一组至少两个螺旋桨，该第一组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排，该部分在第一机翼结构的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸。该套件还可以包括第二组至少两个螺旋桨，该第二组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排，该第一部分从第一机翼结构的第一侧延伸。该套件还可以包括第三组至少两个螺旋桨，该第三组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排，该第二部分从第一机翼结构的第二侧延伸。该套件的各个部分可以被构造为形成根据各个实施方式的各个飞行器100、200、300、400、500、600。
根据各种实施方式，提供了一种飞行器，该飞行器包括：第一机翼结构；和第二机翼结构，该第二机翼结构在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置在朝向第一机翼结构的第一翼尖的方向上从第一机翼结构的横轴的中点偏移。该飞行器还可包括第一组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排布置，该部分在第一机翼结构的横轴的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸。该飞行器还可包括第二组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排布置，该第一部分从第一机翼结构的第一面延伸。该飞行器还可包括第三组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排布置，该第二部分从第一机翼结构的第二面延伸。
根据各种实施方式，在飞行器的悬停方位中，飞行器可以被构造为生成围绕飞行器的偏航轴的控制力矩，使得该控制力矩可以不具有侧滚和俯仰残余分量中的一项或两项。
根据各种实施方式，第一组至少两个螺旋桨中的螺旋桨与第一机翼结构的横向重心的平均距离可以是第二机翼结构与第一机翼结构的横向重心的偏移距离的两倍。
根据各种实施方式，第二组至少两个螺旋桨中最靠近第一机翼结构的第一面的螺旋桨和第三组至少两个螺旋桨中最靠近第一机翼结构的第二面的螺旋桨可以与第一机翼结构的相应表面等距。
根据各种实施方式，第二组至少两个螺旋桨中最远离第一机翼结构的第一面的螺旋桨和第三组至少两个螺旋桨中最远离第一机翼结构的第二面的螺旋桨可以与第一机翼结构的相应表面等距。
根据各种实施方式，第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨可以沿第一方向旋转，并且第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的外螺旋桨可以沿第二方向旋转。第二方向可以与第一方向相反。
根据各种实施方式，在飞行器的飞机方位中，当飞行器被操作为通过在第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨与外螺旋桨之间生成差动推力来生成侧滚力矩时，飞行器可以被构造为补偿所产生的残余偏航力矩。
根据各种实施方式，飞行器可以被构造为向第二组和第三组至少两个螺旋桨中的每组的螺旋桨施加校正推力调节，并且对第一组至少两个螺旋桨的螺旋桨反向地施加校正推力调节。
根据各种实施方式，飞行器可以被构造为向第一组至少两个螺旋桨中的内螺旋桨和外螺旋桨施加校正推力调节。
根据各种实施方式，飞行器还可被构造为通过向飞行器的所有螺旋桨施加校正油门输入来补偿残余推力，该残余推力由于向第一组至少两个螺旋桨中的内螺旋桨和外螺旋桨施加校正推力调节而产生。
根据各种实施方式，在飞行器的飞机方位中，飞行器可以被构造为通过以下方式来生成侧滚力矩：在第二组和第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨与外螺旋桨之间生成差动推力，并且停止使用第一组至少两个螺旋桨。
根据各种实施方式，在飞行器的悬停方位中，第一组至少两个螺旋桨中的螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在相应的平面中非垂直地成角度，这些平面可以垂直于第一机翼结构的横轴。进一步地，第二组和第三组至少两个螺旋桨中的螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可垂直于第二机翼结构的横轴的相应平面中非垂直地成角度。
根据各种实施方式，第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以沿相应方向非垂直地成角度，使得相应内螺旋桨可以被定向为引起沿相同第一力矩方向围绕偏航轴的力矩。
根据各种实施方式，第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的外螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以沿相应方向非垂直地成角度，使得相应外螺旋桨可以被定向为引起沿相同第二力矩方向围绕偏航轴的力矩。第二力矩方向可以与第一力矩方向相反。
根据各种实施方式，第一组至少两个螺旋桨的内螺旋桨的螺旋桨旋转轴可以以第一角度大小非垂直地成角度，第一组至少两个螺旋桨的外螺旋桨的螺旋桨旋转轴可以以第二角度大小非垂直地成角度。进一步地，第二和第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨和外螺旋桨中的每一个的相应螺旋桨旋转轴可以以第三角度大小非垂直地成角度。
根据各种实施方式，第一角度大小可以大于第三角度大小，并且第二角度大小可以小于第三角度大小。根据各种其他实施方式，第一角度大小可以小于第三角度大小，并且第二角度大小可以大于第三角度大小。
根据各种实施方式，第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨可包括可变俯仰螺旋桨。
根据各种实施方式，飞行器还可包括滑盘，该滑盘耦合到第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨。
根据各种实施方式，在悬停方位中，飞行器可以被构造为使第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的相应螺旋桨的相应滑盘倾斜，使得第一、第二以及第三组螺旋桨中的每组的相应螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以倾斜，以引起在相同的力矩方向上围绕飞行器的偏航轴的力矩。
根据各种实施方式，飞行器还可以包括飞行控制面。
根据各种实施方式，飞行器可以没有飞行控制面。
根据各种实施方式，第一、第二以及第三组至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨可折叠。
根据各种实施方式，飞行器还可以包括机身，该机身在第一机翼结构的中点处与第一机翼结构融接。
根据各种实施方式，提供了一种组装飞行器的方法。该方法可以包括以下步骤：设置第一机翼结构；以及设置第二机翼结构，该第二机翼结构在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置从第一机翼结构的中点朝向第一机翼结构的第一翼尖偏移。该方法还可以包括以下步骤：设置第一组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排布置，该部分在第一机翼结构的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸。该方法还可以包括以下步骤：设置第二组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排布置，该第一部分从第一机翼结构的第一面延伸。该方法还可以包括以下步骤：设置第三组至少两个螺旋桨，其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排布置，该第二部分从第一机翼结构的第二面延伸。
根据各种实施方式，该方法还可以包括以下步骤：根据如此处描述的各种实施方式构造飞行器。
根据各种实施方式，提供了一种用于组装飞行器的套件。该套件可以包括：第一机翼结构；和第二机翼结构，该第二机翼结构适于在一位置处与第一机翼结构垂直相交，该位置从第一机翼结构的中点朝向第一机翼结构的第一翼尖偏移。该套件还可以包括第一组至少两个螺旋桨，该第一组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第一机翼结构的一部分并排，该部分在第一机翼结构的中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸。该套件还可以包括第二组至少两个螺旋桨，该第二组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第一部分并排，该第一部分从第一机翼结构的第一面延伸。该套件还可以包括第三组至少两个螺旋桨，该第三组至少两个螺旋桨适于布置为其相应的螺旋桨旋转轴沿着第二机翼结构的第二部分并排，该第二部分从第一机翼结构的第二面延伸。
根据各种实施方式，套件的相应零件可以被构造为根据如此处描述的各种实施方式形成飞行器。
各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器已经解决与高重心以及开发用于自主过渡开发的气动模型的潜在高成本和复杂性有关的、尾座式飞机的一些技术问题。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以保持尾座式飞机的优点，解决它们的技术问题，利用多旋翼飞机的稳定化的近来技术发展，并且并入冗余特征。此外，各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以是在机械上简单的，但是当在侧风中悬停时仍然提供增强的控制能力。
各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以保持尾座式飞机的优点并且并入解决尾座式飞机的技术问题的另外特征。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器在动力装置故障的情况下可以具有冗余。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以具有增强的控制能力，尤其是用于在侧风中悬停，并且各种实施方式可以机械简单地实现上述目的。
各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以不需要发射或回收设备、跑道或倾斜结构。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以具有单组飞行控制、垂直和水平飞行的相同控制概念以及侧滚、俯仰和偏航的分离飞行控制，这些表示对于倾斜旋翼和倾斜机翼飞机的高复杂性的明显降低。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以具有用于稳定地面处理、风中降落或侧滚飞船甲板固有低的重心位置。这可以解决在尾座式飞机中发现的易倾倒的问题。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器被构造为仅使用线性范围的攻角来完成过渡。这可以导致开发自主过渡的高成本、努力以及复杂性的明显降低。可以大大减小用于充分覆盖过渡包络线的气动数据库的尺寸(以及生成该数据库的成本)。这还可以使得在高攻角区域处出现的高度非线性且复杂的空气动力学的特征描述和分析、或实现对该区域的自主控制的复杂算法的开发变得不必要。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以具有用于高持续时间动力装置(例如，燃料电池、重油发动机等)的选项。
虽然已经参照具体实施方式具体示出并描述了本发明，但本领域技术人员应理解，可以在不偏离如由所附权利要求限定的本发明的范围的情况下，在本发明内进行形式和细节的各种变化、修改、变更。由此，本发明的范围由所附权利要求来指示，因此，预期包含在权利要求的等效意义和范围内的所有变更。

Claims (23)

1.一种飞行器，该飞行器包括：
第一机翼结构；
第二机翼结构，该第二机翼结构在一位置处与所述第一机翼结构垂直相交，该位置在朝向所述第一机翼结构的第一翼尖的方向上从所述第一机翼结构的横轴的中点偏移；
第一组至少两个螺旋桨，所述第一组至少两个螺旋桨具有沿着所述第一机翼结构的一部分并排布置的相应的螺旋桨旋转轴，该部分在所述第一机翼结构的所述横轴的所述中点与所述第一机翼结构的第二翼尖之间延伸；
第二组至少两个螺旋桨，所述第二组至少两个螺旋桨具有沿着所述第二机翼结构的第一部分并排布置的相应的螺旋桨旋转轴，该第一部分从所述第一机翼结构的第一面延伸；以及
第三组至少两个螺旋桨，所述第三组至少两个螺旋桨具有沿着所述第二机翼结构的第二部分并排布置的相应的螺旋桨旋转轴，该第二部分从所述第一机翼结构的第二面延伸,其中，相应的螺旋桨的相应的马达以差动倾斜固定地安装，使得相应的旋转轴被倾斜以产生偏航；以及
其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨的相应的螺旋桨旋转轴沿相应的方向非垂直地成角度，使得相应的内螺旋桨被定向为引起沿相同第一力矩方向围绕偏航轴的力矩；和/或
其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的外螺旋桨的相应的螺旋桨旋转轴沿相应的方向非垂直地成角度，使得相应的外螺旋桨被定向为引起沿相同第二力矩方向围绕所述偏航轴的力矩，并且其中，所述第二力矩方向与所述第一力矩方向相反。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在所述飞行器的垂直飞行模式中，所述飞行器被构造为生成围绕所述飞行器的所述偏航轴的控制力矩，使得所述控制力矩不具有侧滚和俯仰残余分量中的一项或两项。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述第一组至少两个螺旋桨中的所述螺旋桨与所述第一机翼结构的横向重心的平均距离是所述第二机翼结构与所述第一机翼结构的所述横向重心的偏移距离的两倍。
4.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述第二组至少两个螺旋桨中最靠近所述第一机翼结构的所述第一面的螺旋桨和所述第三组至少两个螺旋桨中最靠近所述第一机翼结构的所述第二面的螺旋桨与所述第一机翼结构的相应的表面等距。
5.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述第二组至少两个螺旋桨中最远离所述第一机翼结构的所述第一面的螺旋桨和所述第三组至少两个螺旋桨中最远离所述第一机翼结构的所述第二面的螺旋桨与所述第一机翼结构的相应的表面等距。
6.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨沿第一方向旋转，并且所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的外螺旋桨沿第二方向旋转，所述第二方向与所述第一方向相反。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其中，在所述飞行器的水平飞行模式中，当所述飞行器被操作为通过在所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的所述内螺旋桨和所述外螺旋桨之间生成差动推力来生成侧滚力矩时，所述飞行器被构造为补偿所产生的残余偏航力矩。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述飞行器被构造为向所述第二组至少两个螺旋桨和所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的所述螺旋桨施加校正推力调节，并且向所述第一组至少两个螺旋桨的所述螺旋桨反向地施加所述校正推力调节。
9.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述飞行器被构造为向所述第一组至少两个螺旋桨中的所述内螺旋桨和所述外螺旋桨施加校正推力调节。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述飞行器还被构造为通过向所述飞行器的所有螺旋桨施加校正油门输入来补偿残余推力，该残余推力由向所述第一组至少两个螺旋桨中的所述内螺旋桨和所述外螺旋桨施加所述校正推力调节而产生。
11.根据权利要求6所述的飞行器，其中，在所述飞行器的水平飞行模式中，所述飞行器被构造为通过以下方式来生成侧滚力矩：在所述第二组至少两个螺旋桨和所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的所述内螺旋桨和所述外螺旋桨之间生成差动推力，并且停止使用所述第一组至少两个螺旋桨。
12.根据权利要求6所述的飞行器，其中，在所述飞行器的所述垂直飞行模式中，所述第一组至少两个螺旋桨中的所述螺旋桨的所述相应的螺旋桨旋转轴在垂直于所述第一机翼结构的所述横轴的相应的平面中非垂直地成角度，并且其中，所述第二组至少两个螺旋桨和第三组至少两个螺旋桨中的所述螺旋桨的所述相应的螺旋桨旋转轴在垂直于所述第二机翼结构的横轴的相应的平面中非垂直地成角度。
13.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述第一组至少两个螺旋桨的所述内螺旋桨的所述螺旋桨旋转轴以第一角度大小非垂直地成角度，所述第一组至少两个螺旋桨的所述外螺旋桨的所述螺旋桨旋转轴以第二角度大小非垂直地成角度，并且其中，所述第二组至少两个螺旋桨和所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的所述内螺旋桨和所述外螺旋桨中的每一个的所述相应的螺旋桨旋转轴以第三角度大小非垂直地成角度。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述第一角度大小大于所述第三角度大小并且所述第二角度大小小于所述第三角度大小，或者所述第一角度大小小于所述第三角度大小并且所述第二角度大小大于所述第三角度大小。
15.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨包括可变俯仰螺旋桨。
16.根据权利要求1或2所述的飞行器，还包括飞行控制面。
17.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述飞行器没有飞行控制面。
18.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的每个螺旋桨可折叠。
19.根据权利要求1或2所述的飞行器，还包括机身，该机身在所述第一机翼结构的所述中点处与所述第一机翼结构融接。
20.一种组装飞行器的方法，所述方法包括：
设置第一机翼结构；
设置第二机翼结构，该第二机翼结构在一位置处与所述第一机翼结构垂直相交，该位置从所述第一机翼结构的中点朝向所述第一机翼结构的第一翼尖偏移；
设置第一组至少两个螺旋桨，所述第一组至少两个螺旋桨具有沿着第一机翼结构的一部分并排布置的相应的螺旋桨旋转轴，该部分在第一机翼结构的所述中点与第一机翼结构的第二翼尖之间延伸；
设置第二组至少两个螺旋桨，所述第二组至少两个螺旋桨具有沿着所述第二机翼结构的第一部分并排布置的相应的螺旋桨旋转轴，该第一部分从所述第一机翼结构的第一面延伸；以及
设置第三组至少两个螺旋桨，所述第三组至少两个螺旋桨具有沿着所述第二机翼结构的第二部分并排布置的相应的螺旋桨旋转轴，该第二部分从所述第一机翼结构的第二面延伸，其中，相应的螺旋桨的相应的马达以差动倾斜固定地安装，使得相应的旋转轴被倾斜以产生偏航；以及
其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨的相应的螺旋桨旋转轴沿相应的方向非垂直地成角度，使得相应的内螺旋桨被定向为引起沿相同第一力矩方向围绕偏航轴的力矩；和/或
其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的外螺旋桨的相应的螺旋桨旋转轴沿相应的方向非垂直地成角度，使得相应的外螺旋桨被定向为引起沿相同第二力矩方向围绕所述偏航轴的力矩，并且其中，所述第二力矩方向与所述第一力矩方向相反。
21.根据权利要求20所述的方法，还包括：构造根据权利要求1至19中任意一项所述的飞行器。
22.一种组装飞行器的套件，所述套件包括：
第一机翼结构；
第二机翼结构，该第二机翼结构适于在一位置处与所述第一机翼结构垂直相交，该位置从所述第一机翼结构的中点朝向所述第一机翼结构的第一翼尖偏移；
第一组至少两个螺旋桨，该第一组至少两个螺旋桨适于布置为具有并排沿着所述第一机翼结构的一部分的相应的螺旋桨旋转轴，该部分在所述第一机翼结构的所述中点与所述第一机翼结构的第二翼尖之间延伸；
第二组至少两个螺旋桨，该第二组至少两个螺旋桨适于布置为具有并排沿着所述第二机翼结构的第一部分的相应的螺旋桨旋转轴，该第一部分从所述第一机翼结构的第一面延伸；以及
第三组至少两个螺旋桨，该第三组至少两个螺旋桨适于布置为具有并排沿着所述第二机翼结构的第二部分的相应的螺旋桨旋转轴，该第二部分从所述第一机翼结构的第二面延伸,其中，相应的螺旋桨的相应的马达以差动倾斜固定地安装，使得相应的旋转轴被倾斜以产生偏航；以及
其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的内螺旋桨的相应的螺旋桨旋转轴沿相应的方向非垂直地成角度，使得相应的内螺旋桨被定向为引起沿相同第一力矩方向围绕偏航轴的力矩；和/或
其中，所述第一组至少两个螺旋桨、所述第二组至少两个螺旋桨以及所述第三组至少两个螺旋桨中的每组的外螺旋桨的相应的螺旋桨旋转轴沿相应的方向非垂直地成角度，使得相应的外螺旋桨被定向为引起沿相同第二力矩方向围绕所述偏航轴的力矩，并且其中，所述第二力矩方向与所述第一力矩方向相反。
23.根据权利要求22所述的套件，其中，所述套件的相应的部分被构造为形成根据权利要求1至19中任意一项所述的飞行器。
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