CN111148693A

CN111148693A - 垂直起降飞行器

Info

Publication number: CN111148693A
Application number: CN201880063363.6A
Authority: CN
Inventors: 洪承一
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2017-09-28
Filing date: 2018-09-27
Publication date: 2020-05-12
Also published as: JP2020535079A; US20200255135A1; WO2019066484A1; US11148800B2; KR101803059B1

Abstract

本发明涉及一种垂直起降飞行器，根据本发明的一个实施例，所述垂直起降飞行器包括：飞行机身(F)，所述飞行机身上安装有主机翼(3)和辅助机翼(W1、W2)；一对前推进器(7)，分别安装在所述飞行机身(F)的两侧，以在水平和垂直方向上可调整；后推进器(9)，安装在设置于所述飞行机身(F)的后部的所述辅助机翼(W1、W2)上，以在水平和垂直方向上可调整；前侧和后侧的可变部件(11、13)，安装在所述飞行机身(F)和所述辅助机翼(W1、W2)上，以使得所述前推进器(7)和所述后推进器(9)在水平或垂直方向上可调整；以及控制单元(50)，用于控制所述前侧和后侧的可变部件(11、13)。

Description

垂直起降飞行器

技术领域

本发明涉及一种垂直起降飞行器，更具体地，该垂直起降飞行器可以在起降时同时集中前推进器和后推进器向后的推力，使得后推进器和前推进器一样也可以改变推力方向，并且可以通过检测前推进器和后推进器之间出现的推进力不平衡的情况，适当地控制前推进器和后推进器的推进力，在推进力不平衡的情况下，由于前推进器是两个且后推进器是一个，起飞时前推进器的推进力的增加大于后推进器的推进力的增加。

背景技术

由于工业社会的迅速发展，使用飞机作为交通工具的比例逐渐增加。

然而，除了能够垂直起降的直升机以外，由于需要一定长度的跑道，土地保全成本增加，以及需要较长的前往机场的时间，其他飞行器并未普及。

此外，在山区建设飞机场存在许多困难，并且由于飞行器噪音会引起民愤。

因此，人们对可以自由起降而不受场地的很大影响的飞行器越来越感兴趣。

开发了各种类型的垂直起降飞行器，并且在专利申请No.10-2015-7006351中公开了其示例。

相关技术中的飞行器包括机翼(320)；倾斜型倾斜推进单元(420)，用于在至少大致垂直于所述飞行器的方向的推力矢量方向与作为整体纵轴的推力矢量方向之间提供可变推力；以及控制单元(1290)，配置为向所述倾斜型推进单元的控制器(1410)发出控制命令，以控制所述飞行器的加速度。

这种飞行器在起降期间垂直地控制推力矢量方向，并且在飞行期间沿纵向方向采用倾斜方法。

然而，由于如上所述的相关技术具有所述后推进器的推力方向为固定向下的结构，因此在起降期间通过集中向下的推力，前推进器和后推进器都可以轻松地起飞和降落，但是存在一个问题，在飞行期间仅由前推进器在纵向上产生推力，而后推进器不能通过后推进器固定在飞行器机身上的结构产生推力。

另外，美国专利申请公开号US2012/0091257中公开的飞行器具有仅能够使前推进器倾斜并且后推进器固定的结构。

因此，当飞机起飞和降落时，前后推进器均被操纵，但是由于后推进器是简单的负载，使得在起飞后的飞行过程中不会通过固定在飞行器机身上而产生向前的推力，因此后推进器对产生飞行推力的贡献很小。

发明内容

技术问题

因此，由于提出本发明以解决上述问题，本发明的目的是提供一种垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器可以通过改变后推进器和前推进器的推力方向，在飞行和起降期间集中后推进器和前推进器的推力向后，并可以解决由于前推进器和后推进器数量不同而导致的推进力不平衡。

另外，本发明将进一步提出一种装置，该装置可以消除产生的扭矩，以便于解决具有奇数旋翼的飞行器例如三旋翼系统的问题，同时保持本发明的优点。

即，可以提供一种通过设置后转子和设置在前、后或侧向的多个转子，并通过旋转方向相反来消除产生的扭矩。

另一方面，本发明中要解决的技术问题不限于上述技术问题，并且本领域技术人员将从以下描述中清楚地理解未提及的其他技术问题。

解决问题

为了实现上述目的，根据本发明的一个实施例，一种垂直起降飞行器包括：飞行机身F，所述飞行机身上安装有主机翼3和辅助机翼W1、W2；一对前推进器7，分别安装在所述飞行机身F的两侧，以在水平和垂直方向上可调整；后推进器9，安装在设置于所述飞行机身F的后部的所述辅助机翼W1、W2上，以在水平和垂直方向上可调整；前侧和后侧的可变部件11、13，安装在所述飞行机身F和所述辅助机翼W1、W2上，以使得所述前推进器7和所述后推进器9在水平或垂直方向上可调整；以及控制单元50，用于控制所述前侧和后侧的可变部件11、13。

此外，所述垂直起降飞行器还可以包括间隔调节单元50，设置在所述一对前推进器7之间，以使每个前可变部件11在水平方向上相对于所述飞行机身移动，其中所述间隔调节单元50包括：滑轨52，设置在所述飞行机身F的底部，用于可滑动地支撑一对前动力源27，驱动单元54设置在所述一对所述前动力源27之间，通过推动或拉动在水平方向上移动所述前动力源27，以及间隔调节模块M3，所述间隔调节模块与所述控制单元60相连接，并根据飞行速度通过按压所述驱动单元54来控制所述一对所述前动力源27的行进距离。

此外，所述可变部件可以包括用于调整所述前推进器7的前可变部件11和用于调整所述后推进器9的后可变部件13，所述前可变部件11可以包括：前可变动力源27，能够执行旋转运动并且安装在所述飞行机身F的内部的两侧，以及前可变框架29，一端连接到所述前可变动力源的输出轴上、而另一端连接到所述前推进器7上的，以使得所述前推进器7以预定角度旋转从而在水平方向或垂直方向上可调整；所述后可变部件13可以包括：后可变动力源31，能够执行旋转运动并且安装在所述一对所述辅助机翼W1、W2中的一个辅助机翼W1上，第一后可变框架33，一端连接到所述后可变动力源31的输出轴上、另一端连接到所述后推进器9上，以及第二后可变框架35，一端可旋转地连接到所述一对所述辅助机翼W1、W2中的另一个辅助机翼W2上、另一端可旋转地连接到所述后推进器9上，以使得所述后推进器9以预定角度旋转从而在水平方向或垂直方向上可调整。

此外，所述后推进器9可以包括一体地连接在第一和第二后可变框架33、35之间的后引导件41，以及通过安装在所述后引导件41的内部而产生推力的后推进器组件40，所述后推进器组件40包括产生用于推动动力的后驱动源43，通过安装在所述后驱动源43的输出轴上产生推力的后螺旋桨42，以及将所述后驱动源43连接并固定到所述后引导件41的内圆周面的后支撑框架44。

此外，所述控制单元50可以包括能够控制所述前可变动力源的前可变控制模块52，能够控制所述后可变动力源的后可变控制模块54，以及计算单元56，所述计算单元检测所述前可变控制模块和后可变控制模块54的当前旋转角度，并通过安装在所述前可变框架和后可变框架上的旋转角度传感器58所接收到的输出值和目标旋转角度相比较，来调节旋转角度。

此外，所述滑轨52可以固定设置在所述飞行机身F上的下轨道59，以及连接至所述下轨道59的上侧的滑块(Slider)60，所述前动力源27安装在在所述滑块60的上侧。

此外，所述后推进器9可以包括一体地连接在第一和第二后可变框架33、35之间的后引导件41，以及安装在所述后引导件41的内部以产生推力的后推进器组件40，所述后推进器9设置为多个，多个所述后推进器9中的第一后推进器的后推进器组件40a和多个所述后推进器9中的第二后推进器的后推进器组件40b的旋转方向相反以消除产生的扭矩。

此外，多个后推进器组件40以串联，或并联，或至少一部分串联和并联相混合的方式布置。

发明的有益效果

首先，由于不仅前推进器而且后推进器都可以改变推力方向，因此，可以在飞行以及起飞、降落期间集中所述前推进器和后推进器的推力向后。

如上所述，具有如下优点：通过采用所述前推进器和后推进器的推力可调整的结构，所述后推进器能够产生推力而不限于负载的作用，在同类型飞机的情况下，通过将所述推力分为三个部分从而将每个推进器配置为较小的输出推进器，根据推进器的各种尺寸的减小从而减小所产生的空气阻力，能够提高能量效率，通过采用防止在所述前推进器或后推进器发生突然掉落故障的情况下的功能可以提高飞行稳定性。

其次，具有如下优点：通过检测在起飞期间前推进器的推进力的增加大于后推进器的推进力的增加，适当地控制前推进器和后推进器的推力，并且由于前推进器是两个，而后推进器是一个，可以产生前推进器和后推进器之间的推进力的不平衡。

第三，通过设置所述间隔调节单元50并根据飞行速度适当地调节两个前推进器之间的间隔可以有效地飞行。

第四，在本发明中，可以附加地使用能够消除产生的扭矩的装置，以便解决具有奇数旋翼的飞行器例如三旋翼系统的问题，同时保持本发明的优点。

即，可以提供一种消除产生的扭矩的方法，该方法通过将后推进器的转子和设置在前、后或侧向的另外的一个转子的旋转方向相反，以消除产生的扭矩。

另一方面，在本发明中可获得的效果不限于上述效果，本领域技术人员根据以下描述将清楚地理解未提及的其他效果。

附图说明

图1是示出根据本发明的一个实施例的垂直起降飞行器的透视图。

图2是示出图1中所示的垂直起降飞行器处于起降状态时的底部透视图。

图3是示出图1中所示的垂直起降飞行器的飞行状态图。

图4是示出用于改变图1中所示的垂直起降飞行器的前推进器的前可变部件的前视图。

图5是示出用于改变图1中所示的垂直起降飞机的后推进器的后可变部件的前视图。

图6是示出图1中所示的垂直起降飞行器的平面图。

图7是示出图1中所示的垂直起降飞行器的侧视图。

图8是示出图1中所示的垂直起降飞行器的后视图。

图9是示出用于控制图1中所示的垂直起降飞行器的前推进器和后推进器的调整角度的控制单元的框图。

图10是示出作为本发明的另一个实施例的推进力校正单元的结构的示意性框图。

图11是示出作为本发明的另一个实施例的通过内部调节部件调节两个前推进器之间的间隔的状态的图。

图12是示出前动力源设置在图11中所示的滑轨上的状态的图。

图13a和图13b示出了根据本发明的一个实施例的垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器采用配置有多个后推进器的结构来消除产生的扭矩。

图14示出了通过配置多个后推进器并应用于图13a和图13b中的垂直起降飞行器，以消除产生的扭矩的示例。

具体实施方式

在下文中，将参照附图详细描述根据本发明的实施例的垂直起降飞行器。

如图1至图8所示，根据本发明，垂直起降飞行器1包括：飞行机身F，该飞行机身上安装有主机翼3和辅助机翼W1、W2；一对前推进器7，分别安装在飞行机身F的两侧，以在水平和垂直方向上可调整；后推进器9，安装在设置于飞行机身F的后部的辅助机翼W1、W2上，以便在水平和垂直方向上可调整；前侧和后侧的可变部件11、13，安装在飞行机身F和辅助机翼W1、W2上，以使得前推进器7和后推进器9在水平或垂直方向上可调整；控制单元50，用于控制前可变部件和后可变部件11、13；以及推进力校正单元60，通过校正推进力的差保证稳定起飞，其中推进力的差是通过检测前推进器7和后推进器9的推进力而产生的差。

在具有这种结构的垂直起降飞行器1中，一对前推进器7可以通过安装在飞行器机身F的两侧而可调整。即，垂直起降飞行器1在起降过程中通过朝向地面方向调整前推进器7而产生向下的推力，并在飞行过程中通过向前调整而产生向后推力。

由于这些前推进器7中的每一个都安装在左侧和右侧，所以它们的结构相同，因此，将描述一个前推进器7。

前推进器7包括一体式安装在将在下面描述的前可变框架29上的前引导件17；以及通过安装在前引导件17内部而产生推力的前推进器组件20。

因此，根据前可变框架29在水平方向或垂直方向上的旋转，通过前推进器组件20和前引导件17的旋转，可以同时调整前推进器7的推力方向。

更具体地，前引导件17用于支撑前推进器组件20，并且通过前可变框架29同时连接至飞行机身F。

前引导件17具有设置为上部和下部开放的圆环形状，并且在周向上具有封闭结构。因此，当安装在其中的前推进器组件20产生推力时，推力通过开放位置输出。

毕竟，前引导件17用于支撑前推进器组件20，并且同时用于将推力集中在一个方向上。

用于产生推力作用的前推进器组件20包括产生用于推力的动力的前驱动源21；通过安装在前驱动源21的输出轴上而产生推力的前螺旋桨23；以及前支撑框架25，前支撑框架25通过连接到前引导件17的内圆周面而固定前驱动源21。

前驱动源21可以是能够使前螺旋桨23旋转的任何类型，并且包括，例如发动机，马达等。

通过将前螺旋桨23连接至前驱动源21，当驱动发动机或马达时，通过前螺旋桨23旋转产生推力。

如上所述，前推进器7通过前可变部件11可调整地安装在飞机器机身的两侧，并且在起飞、降落或飞行期间在水平方向或垂直方向上调整前推进器7。

即，可变部件包括用于调整前推进器7的前可变部件11；以及用于调整后推进器9的后可变部件13。前可变部件11可以通过将前推进器7可旋转地连接至飞行机身F，使得在必要时在水平方向或垂直方向上调整前推进器7。

更具体地，如图4所示，前可变部件11包括安装在飞行机身F的内部的两侧上的前动力源27，前动力源27可以执行旋转运动；以及前可变框架29，通过将一端连接到前动力源27的输出轴并且将另一端连接到前推进器7，以使前推进器7以预定角度旋转从而在水平方向或垂直方向上可调整。

前动力源27可以包括能够产生旋转力的任何类型，例如，马达，发动机等。前动力源27设置有输出轴，并且具有能够沿正向或反向旋转的结构。例如，在发动机的情况下，输出轴的旋转方向可以通过变速器正向或反向上改变而变化。

此外，在马达的情况下，通过改变电源的供应方向，输出轴可以沿正向和反向可变地旋转。

输出轴通过前可变框架29一体地连接至前推进器7的前引导件17。

因此，当驱动动力源时，前可变框架29通过输出轴在水平方向或垂直方向上旋转而调整，使得前引导件17和前推进器组件20也可以调整。

另一方面，后推进器9设置在飞行机身F的后部，以在水平或垂直方向上产生推力。

后推进器9通过后可变部件13可调整地设置在辅助机翼W1、W2之间，辅助机翼W1、W2布置在一对主机翼的后方。

后推进器9和后可变部件13具有与前推进器7和前可变部件11相同的结构，但是连接到辅助机翼W1、W2的结构有所不同，因此省略重复的描述。

后推进器9可以通过后可变部件13的支撑而在水平方向或垂直方向上可调整，后可变部件13将在下文进行描述。

如图5所示，后可变部件13包括第一后可变框架33，该第一后可变框架33通过将一端连接至一个辅助机翼W1中的后可变动力源31的输出轴上，并将另一端固定至后推进器9，使后推进器9以预定角度旋转，从而能够在水平方向或垂直方向调整后推进器9；以及第二后可变框架35，其中一端可旋转地连接到一对辅助机翼W1、W2中的另一个辅助机翼W2，并且另一端可旋转地连接到后推进器9。

因此，当驱动后可变动力源31时，后推进器9可以通过第一后可变框架33以预定角度旋转而在水平或垂直方向上可调整。

此时，可变动力源包括发动机或马达，并且旋转角度可以调节，使得后推进器9的方向可以在起飞、降落或飞行以及方向改变期间可调整。

第二后可变框架35的两端分别通过轴承等连接至后推进器9以及辅助机翼W1、W2。因此，当后推进器9旋转时，第二后可变框架35可旋转地支撑后推进器9。

在上文中，描述了后推进器9通过第一后可变框架旋转，但是本发明不限于此，并且后推进器9可以通过第二后可变框架35旋转。

后推进器9包括安装在第一后可变框架33和第二后可变框架35之间的后引导件41；以及通过安装在后引导件41内而产生推力的后推进器组件40。

后引导件41用于支撑后推进器组件40，并且同时可旋转地连接到第一和第二后可变框架33、35。

后引导件41具有设置为上部和下部开放的圆环形状，并且在周向上具有封闭结构。因此，当安装在其中的后推进器组件40产生推力时，推力通过开放位置输出。

毕竟，后引导件41用于支撑后推进器组件40，并且同时用于将推力集中在一个方向上。

后推进器组件40用于产生推力，并且包括产生用于推力动力的后驱动源43；通过安装在后驱动源43的输出轴上而产生推力的后螺旋桨42；以及通过将后驱动源43连接并固定到后引导件41的内圆周面的后支撑框架44。

后驱动源43可以是能够使后螺旋桨42旋转的任何类型，并且包括，例如发动机，马达等。

通过将后螺旋桨42连接至后驱动源43，当驱动发动机或马达时，可以通过后螺旋桨42旋转产生推力。

如上所述，后推进器9通过后可变部件13可变地安装在一对辅助机翼W1、W2之间，并且在起飞、降落或飞行期间在水平方向或垂直方向上调整后推进器9。

另一方面，如图9所示，用于控制前可变部件和后可变部件的控制单元50可以通过控制前可变部件11的前可变动力源27和后可变部件13的后可变动力源31来调节前推进器和后推进器的旋转角度。

即，控制单元50包括能够控制前可变动力源27的前可变控制模块52；能够控制后可变动力源31的后可变控制模块54；以及计算单元56，计算单元56检测前可变控制模块和后可变控制模块54的当前旋转角度，并通过安装在前可变框架和后可变框架上的旋转角度传感器58所接收到的输出值和目标旋转角度相比较，来调节旋转角度。

因此，在起飞和降落期间，控制单元50通过将信号发送至前可变动力源和后可变动力源驱动前可变框架和后可变框架旋转，然后控制前推进器和后推进器相对于地面的推力方向。

在飞行期间，控制单元50通过将信号发送至前可变动力源和后可变动力源并驱动前可变框架和后可变框架旋转，然后控制前推进器和后推进器朝向后方的推力方向。

此时，如果需要，控制单元50可以独立地控制前推进器和后推进器的推力方向。

如上所述，前推进器7可调整地安装在在飞行机身F的两侧，并且后推进器9可调整地安装在一对辅助机翼W1、W2之间，从而易于起飞和降落或飞行。

另一方面，推进力校正单元60可以解决由于在前推进器7和后推进器9之间产生的推进力的差异导致的在飞机起降期间的不稳定性。

即，如图1和图10所示，由于其中前推进器7为两个而后推进器9为一个而设置为三角形形状，因此在起降期间，前推进器的推进力大于后推进器的推进力。

因此，飞行器的尾部可以被向上举起，这最终可以在飞行器倾斜的状态下执行起飞和降落。

在该问题中，当前推进器和后推进器的数目相同时，例如，当存在两个前推进器和两个后推进器时，几乎不会出现推进力的差异。但是，在本发明中，为了减小水平飞行时的空气阻力，在将两个推进器布置成前推进器，同时布置一个推进器作为后推进器，并且将后推进器布置在上述两个推进器之间的结构中，前推进器和后推进器之间的推进推力出现差异。

因此，在两个前推进器的每一个上分别安装液位传感器，并且后推进器上也安装有液位传感器，使得当飞行器的前推进器由于推进力的差异而倾斜时，通过检测推进力可以校正推进力。

更具体地，推进力校正单元60包括第一液位传感器S1，通过安装在两个前推进器上来检测水平倾斜；第二液位传感器S2，通过安装在一个后推进器上来检测水平倾斜；计算模块M1，通过检测水平倾斜并连接到第一液位传感器S1和第二液位传感器S2来检测倾斜的方向，并计算沿倾斜方向安装的推进器的推进力的校正值；以及输出模块M2，基于计算模块M1计算出的倾斜度差而向倾斜方向上的推进器传递信号来增加旋转力，从而防止倾斜。

第一液位传感器S1和第二液位传感器S2均安装到推进器以检测水平倾斜，并且可以应用各种类型的传感器。例如，可以使用陀螺仪型传感器。

计算模块M1通过比较从每个液位传感器传送的斜率值来检测倾斜方向。计算模块M1是指诸如微型处理器的电路元件等，该电路元件通过指令来输入和处理数据。

因此，当检测倾斜方向时，计算模块M1检测沿倾斜方向安装的推进器的当前旋转速度。

当前旋转速度可以通过感应安装在推进器上的旋转轴的旋转速度来检测。

如上所述，当在倾斜方向上检测到推进器的旋转速度时，计算与该旋转速度相对应的推进力。此时，由于推进力的值小于另一个推进器的推进力的值，因此计算出用于使推进器与另一个推进器平衡的推进力。

计算模块M1计算与计算出的推进力相对应的旋转速度的数值，并且使得通过输出模块M2向相应的推进器传送信号而获得的旋转速度的数值进行旋转来增加输出。

另一方面，在本发明的垂直起降飞行器中，由于两个前推进器7和一个后推进器9布置成三角形，所以在飞行、起飞和降落期间由两个前推进器7产生的气流也会影响后推进器9。

即，由于从两个前推进器7向后方喷射的两个气流处于扩散状态，因此部分推进力通过与后推进器9碰撞而被削弱。

特别地，当增加飞行速度时，更多的气流进一步冲击后推进器9。

因此，根据飞行速度，可以额外地安装间隔调节单元50，该间隔调节单元50可以适当地调整前推进器7的间隔。

更具体地，如图11和图12所示，间隔调节单元50具有这样的结构，在该结构中安装在两个前推进器7中的每一个上的前可变部件11相对于飞行器机身在水平方向上移动。

即，设置在机身底部，用于可滑动地支撑一对前动力源27的滑轨52；设置在一对前动力源27之间，通过推动或拉动前动力源27在水平方向上移动的驱动单元54；以及间隔调节模块M3，间隔调节模块与控制单元相连接，并根据飞行速度通过按压驱动单元54来控制一对前动力源27的行进距离。

在具有这样的结构的间隔调节单元50中，滑轨52配置有固定地设置在机身上的下轨道59；以及连接至下轨道59的上侧的滑块60，前动力源27安装在滑块60的上侧。

因此，由于前动力源27固定在滑块60的上部，当外力作用在前动力源27上时，前动力源27能够沿水平方向向前或向后运动。

驱动单元54配置有分别与一对前动力源27连接的一对活塞56，以及驱动一对活塞56的一对气缸58。

此时，气缸58包括气压缸或液压缸。

因此，当驱动气缸58时，随着活塞56向前或向后移动，一对前动力源27被拉动或推动。

毕竟，连接到一对前动力源27的两个前推进器7在水平方向上向前或向后移动，从而可以适当地调节它们之间的间隔。

此时，间隔调整模块M3接收从控制单元发送的飞行速度信号，并且可以基于该信号适当地调整两个前推进器7之间的间隔。

因此，驱动单元54由间隔调节模块M3产生的信号驱动，并且当飞行速度高时，前推进器7产生的气流较长，从而影响后推进器，增加两个前推进器7之间的间隔使得该影响最小化。

相反，当飞行速度慢时，从前推进器7产生的气流相对较短，因此对后推进器的影响较小，使得两个前推进器7之间的间隔相对较窄。

如上所述，在本发明中，由于间隔调节单元50设置在垂直起降飞行器上，并且根据飞行速度来适当地调整两个前推进器7之间的间隔，所以可以进行有效的飞行。

用于消除扭矩的本发明的实施方式

另一方面，基于上述的本发明中的三旋翼飞行器的特性，由于具有奇数旋翼的飞行器在与推进器旋转方向相反的方向上产生反作用力，因此可能难以控制飞机。

为此，还使用了直升机的尾翼。

另外，由于高速旋转的圆形物体产生与旋转轴成直角的扭矩，这被称为陀螺效应，并且飞机可能变得不稳定，因此需要诸如尾翼的附加控制。

因此，在本发明中，为了保持本发明的优点，同时解决具有奇数转子的飞行器，例如三旋翼系统的问题，可以额外地使用能够消除所产生的扭矩的装置。

即，可以应用一种消除产生的转矩的方法，该方法通过将后推进器的转子和设置在前方、后方或侧方的另外的一个转子的旋转方向相反来消除产生的扭矩。

图13a和图13b示出了根据本发明的一个实施例的垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器采用配置多个后推进器的结构来消除产生的扭矩，并且图14示出了多个后推进器应用于图13a和图13b中的垂直起降飞行器的示例，以消除产生的扭矩。

参考图13a，图13b和图14，由于前推进器7的构造，前可变部件和后可变部件11、13等的构造与上述构造相同，因此，为了简化说明而省略了多余的描述，并且将对后推进器9的差异化结构进行描述。

参考图13a，图13b和图14，根据本实施例的后推进器9设置在第一后可变框架33和第二后可变框架35之间的后支撑框架44上。

特别地，后推进器9配置有多个后推进器组件40。

在附图和实施例中，在假设后推进器组件40为两个的情况下进行描述，但是可以用更多数量的后推进器组件40来实现。

因此，多个后推进器组件40包括多个后螺旋桨42和多个后驱动源43。

参考图13a，图13b和图14，第一后驱动源43a包括第一后驱动源43a。

此外，第二后螺旋桨42b包括第二后驱动源43b。

此时，通过操作第一后驱动源43a和第二后驱动源43b，第一后驱动源43a和第二后螺旋桨42b沿不同方向旋转以消除产生的扭矩。

当旋转物体的旋转轴的方向变化时，会发生不易于直观地理解的神秘物理现象。陀螺仪就是一个典型的例子。

即，如果将陀螺仪中心轴的一端放在固定点上，然后在中心轴保持水平的状态下静止不动，则当惯性轮不旋转时，中心轴的另一端会因重力而下降。

但是，在惯性轮旋转时会发生完全不同的现象。在中心轴为水平的状态下，圆周运动绕固定点继续进行，旋转的中心轴的这种运动称为进动。

因此，在本发明中，基于陀螺仪的原理，可以在平行设置多个螺旋桨的状态下消除沿不同方向旋转产生的扭矩。

另一方面，在本实施例中，基于多个后推进器组件40并联连接的假设进行了说明，但本发明的内容不限于此，也可以将多个后推进器组件40串联或串联和并联相混合。

根据本发明的技术效果

普通飞机在起降时需要较长的跑道，而直升机式飞机或三旋翼飞机，四旋翼飞机，六旋翼飞机以及以无人机为代表的直升机类型等仅以推进器的推力飞行，因此，与飞机相比，它们在驾驶时的动力效率和速度方面存在显著差异。

此外，虽然不需要跑道，但是动力效率和可操纵性显着降低。

由于可调整推进器配置有两个前推进器和一个后推进器，本说明书中提出的垂直起降飞行器是利用飞机和直升机发明的。

下文中的垂直起降飞行器，相关技术中的垂直起降(VTOL)飞行器包括由以双引擎垂直起降飞行器为代表的美军操作的大力神飞机，韩国航天局开发的飞机等。在三旋翼型中，主要方法为前可变推进器和后推进器是固定的，并且在行驶时不工作。

近年来，以多种方式开发了四旋翼类型。

在下文中，将对比分析飞机与根据本发明的垂直起降飞行器不同的效果。

(1)双旋翼型垂直起降(VTOL)飞行器与本发明的比较

双旋翼垂直起降(VTOL)飞行器以不稳定的起降行为而闻名。作为一个典型的例子，是美国军方的大力神由于频繁的事故而被贬为寡妇制造者。

此外，存在一个问题，因为推进器足够大到与直升机相比，所以不易于高速驾驶。

另一方面，由于所提出的发明在后部装备有倾斜的旋翼，因此在起飞和降落期间易于进行更稳定的操作。

即，可以将本发明与自行车和三轮车进行比较。

此外，通过在后部增加一个旋翼，通过在保持相同总功率的同时减小前推进器的尺寸，可以减小飞行过程中的空气阻力，并且可以同时促进相对的高速飞行。

另外，当前后旋翼的控制系统相同时，即使任何一个控制系统发生故障，也可以像相关技术的飞机一样进行滑动和着陆来提高稳定性。

(2)三旋翼型垂直起降(VTOL)飞行器与本发明的比较

由于相关技术的三旋翼方法中的后旋翼是固定类型的，并且除了起飞和降落之外，仅在飞行期间可以用作负载，因此，本发明在动力效率方面是优越的。

此外，与双旋翼方法一样，如果两个前旋翼中的任何一个发生故障，后旋翼固定类型的垂直起降(VTOL)飞机不仅难以保证起飞和着陆，而且难以保证飞行。

(3)四旋翼型垂直起降(VTOL)飞行器与本发明的比较

四旋翼方法的驱动性能或动力效率没有差异。

然而，当复制本专利的最必要内容的前后旋翼的控制系统时，一侧的控制系统发生故障，即使在四旋翼飞机的情况下控制系统以相同的方式复制，由于前系统发生故障时飞行重心发生变化，因此不易于与本专利的三旋翼方法相比较。

本发明的上述实施例可以通过各种手段来实现。例如，可以通过硬件，固件，软件或其组合来实现本发明的实施例。

为了通过硬件实现，根据本发明实施例的方法可以通过一个或多个ASIC(专用集成电路)，DSP(数字信号处理器)，DSPD(数字信号处理设备)，PLD(可编程逻辑设备)，FPGA(现场可编程门阵列)，处理器，控制器，微控制器，微处理器等来实现。

在通过硬件或软件实施的情况下，根据本发明实施例的方法可以以执行上述功能或操作的模块，程序或功能的形式来实施。可以将软件代码存储在存储单元中并由处理器驱动。存储单元位于处理器内部或外部，并且可以通过各种已知方式与处理器交换数据。

已经提供了如上所述的公开的本发明的优选实施例的详细描述，以使本领域技术人员能够实施和实践本发明。尽管以上参考本发明的优选实施例进行了描述，但是本领域技术人员将理解，在不脱离本发明的范围的情况下可以对本发明进行各种修改和改变。例如，本领域技术人员可以以彼此组合的方式来使用上述实施例中描述的每个配置。因此，本发明不旨在限于本文所介绍的实施例，而是旨在给出与本文中公开的原理和新颖性特征相一致的最广泛范围。

在不脱离本发明的思想和基本特征的情况下，本发明可以以其他特定形式实施。因此，以上详细描述不应解释为在所有方面的限制，而应被认为是说明性的。本发明的范围应该由所附权利要求的合理解释来确定，并且在本发明的等同范围内的所有改变都包括在本发明的范围内。本发明不旨在限于本文所介绍的实施例，而是旨在给出与本文中公开的原理和新颖性特征相一致的最广泛范围。另外，权利要求中不具有明确引用关系的权利要求可以组合以形成实施例，或者可以在提交后通过修改作为新的权利要求包括在内。

Claims

1.一种垂直起降飞行器，包括：

飞行机身(F)，所述飞行机身上安装有主机翼(3)和辅助机翼(W1、W2)；

一对前推进器(7)，分别安装在所述飞行机身(F)的两侧，以在水平和垂直方向上可调整；

后推进器(9)，安装在设置于所述飞行机身(F)的后部的所述辅助机翼(W1、W2)上，以在水平和垂直方向上可调整；

前侧和后侧的可变部件(11、13)，安装在所述飞行机身(F)和所述辅助机翼(W1、W2)上，以使得所述前推进器(7)和所述后推进器(9)在水平或垂直方向上可调整；以及

控制单元(50)，用于控制所述前侧和后侧的可变部件(11、13)。

2.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，还包括：

间隔调节单元(50)，设置在所述一对前推进器(7)之间，以使每个前可变部件(11)在水平方向上相对于所述飞行机身移动，

其中，所述间隔调节单元(50)包括：

滑轨(52)，设置在所述飞行机身(F)的底部，用于可滑动地支撑一对前动力源(27)，

驱动单元(54)，设置在所述一对前动力源(27)之间，通过推动或拉动而在水平方向上移动所述前动力源(27)，以及

间隔调节模块(M3)，所述间隔调节模块(M3)与所述控制单元(60)相连接，并根据飞行速度通过按压所述驱动单元(54)来控制所述一对所述前动力源(27)的行进距离。

3.根据权利要求2所述的垂直起降飞行器，

其中，所述可变部件包括用于调整所述前推进器(7)的前可变部件(11)和用于调整所述后推进器(9)的后可变部件(13)，

所述前可变部件(11)包括：

前可变动力源(27)，能够执行旋转运动并且安装在所述飞行机身(F)的内部的两侧，以及

前可变框架(29)，一端连接到所述前可变动力源的输出轴上、而另一端连接到所述前推进器(7)上，以使得所述前推进器(7)以预定角度旋转从而在水平方向或垂直方向上可调整；

所述后可变部件(13)包括：

后可变动力源(31)，能够执行旋转运动并且安装在所述一对所述辅助机翼(W1、W2)中的一个辅助机翼(W1)上，

第一后可变框架(33)，一端连接到所述后可变动力源(31)的输出轴上、而另一端连接到所述后推进器(9)上，以及

第二后可变框架(35)，一端可旋转地连接到所述一对辅助机翼(W1、W2)中的另一个辅助机翼(W2)上、而另一端可旋转地连接到所述后推进器(9)上，其中，所述后推进器(9)以预定角度旋转从而在水平方向或垂直方向可调整。

4.根据权利要求3所述的垂直起降飞行器，

其中，所述后推进器(9)包括一体地连接在第一和第二后可变框架(33、35)之间的后引导件(41)，以及通过安装在所述后引导件(41)的内部而产生推力的后推进器组件(40)，

所述后推进器组件(40)包括产生用于推动动力的后驱动源(43)，通过安装在所述后驱动源(43)的输出轴上产生推力的后螺旋桨(42)，以及将所述后驱动源(43)连接并固定到所述后引导件(41)的内圆周面的后支撑框架(44)。

5.根据权利要求3所述的垂直起降飞行器，

其中，所述控制单元(50)包括能够控制所述前可变动力源的前可变控制模块(52)，能够控制所述后可变动力源的后可变控制模块(54)，以及计算单元(56)，所述计算单元检测所述前可变控制模块和后可变控制模块(54)的当前旋转角度，并通过安装在所述前可变框架和后可变框架上的旋转角度传感器(58)所接收到的输出值和目标旋转角度相比较，来调节旋转角度。

6.根据权利要求2所述的垂直起降飞行器，

其中，所述滑轨(52)包括固定设置在所述飞行机身(F)上的下轨道(59)，以及连接至所述下轨道(59)的上侧的滑块(Slider、60)，所述前动力源(27)安装在在所述滑块(60)的上侧。

7.根据权利要求3所述的垂直起降飞行器，

其中，所述后推进器(9)包括一体地连接在第一和第二后可变框架(33、35)之间的后引导件(41)，以及安装在所述后引导件(41)的内部以产生推力的后推进器组件(40)，所述后推进器(9)设置为多个，多个所述后推进器(9)中的第一后推进器的后推进器组件(40a)和多个所述后推进器(9)中的第二后推进器的后推进器组件(40b)的旋转方向相反以消除产生的扭矩。

8.根据权利要求7所述的垂直起降飞行器，

其中，多个后推进器组件(40)以串联，或并联，或至少一部分串联和并联相混合的方式布置。