CN111225853A - 用于电动竖直起降(vtol)航空器的机翼倾斜致动系统 - Google Patents

用于电动竖直起降(vtol)航空器的机翼倾斜致动系统 Download PDF

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Abstract

一种竖直起降(VTOL)航空器(10)，包括机身(24)，第一前机翼和第二前机翼(20、22)，和第一后机翼和第二后机翼(30、32)，每个机翼具有固定前缘(25、35)和绕大致水平的轴线枢转的尾部控制面(50)。电动旋翼(60)安装至机翼(20、22、30、32)，电动旋翼(60)与尾部控制面(50)一起在第一位姿与第二位姿之间枢转，在第一位姿中每个旋翼(60)具有大致竖直的旋转轴线，并且在第二位姿中每个旋翼(60)具有大致水平的旋转轴线；其中，机翼(20、22、30、32)的至少一个具有第一电动旋翼和第二电动旋翼(60)，均安装成具有不平行的旋转轴线，使得第一电动旋翼的推力线和第二电动旋翼的推力线不同。

Description

用于电动竖直起降(VTOL)航空器的机翼倾斜致动系统
技术领域
本公开涉及一种用于电动竖直起降(VTOL)航空器的机翼倾斜致动系统。特别地，本发明涉及用于具有客运和/或军事应用的电动VTOL航空器的机翼倾斜致动系统和机构。
背景技术
VTOL航空器能够竖直地或以接近竖直的某个角度起降。这种类型的航空器包括直升机和某些固定机翼航空器，通常用于军事应用。有利地，VTOL航空器允许在有限的空间内起降，这消除了对大跑道的需要，并且允许在较小的空间以及诸如船甲板和建筑物及其它结构上的停机坪上进行起降。
直升机是升力和推力都由旋翼提供的一种航空器。与直升机相关联的一些问题在某些应用中可能是成问题的，诸如高水平的噪音输出。与直升机相关联的这种缺点之一涉及对于飞行来说至关重要的旋翼设计。在其设计中通常没有冗余，这意味着该(或每个)旋翼的运行至关重要。没有冗余意味着旋翼和传动系统的所有部件必须具有较大的安全系数，这显著增加了直升机的重量和制造成本。
出于各种商业和安全原因，电动航空器越来越受关注。近年来，关于无人机技术已经有了许多发展，无人机技术通常利用围绕节圆直径间隔开的多个电动旋翼。无人机通常由电动旋翼运行，每个电动旋翼均围绕大致竖直的轴线旋转。
虽然无人机对于运输较小的有效载荷来说在商业上日益变得可行，但是由于旋翼的竖直旋转轴线，它们通常受限于相对较低的飞行速度。此外，它们倾向于在每次电池充电期间具有相当低的行程范围。
倾转机翼航空器是可用的，并且通常根据用于起降的竖直螺旋桨轴线的原理来操作，并且机翼被构造为在螺旋桨具有用于起降的竖直轴线的构造与螺旋桨具有用于前飞的水平轴线的构造之间倾斜。
上面提到的倾转机翼布置提供了在具有有限的可用空闲空间的区域(诸如航空母舰和停机坪)中起降的优势。另外，倾转机翼航空器能够提供与传统螺旋桨驱动的固定机翼飞机相比拟的飞行速度。
倾转机翼航空器通常具有电动机或燃气涡轮发动机，所述电动机或燃气涡轮发动机用于驱动直接安装至机翼的螺旋桨或管道风扇。整个机翼在竖直和水平之间旋转，以使推力矢量从竖直到水平倾斜以及返回。
通过定义，“推力线”(也被称为“推力矢量”)是螺旋桨的推力，并且与螺旋桨的旋转轴线近似相同。“铰链线”是铰链旋转轴线。
现有的倾转机翼航空器有一些固有的缺点。一个缺点与用于控制机翼在起/降构造与前飞构造之间的倾角角度所需的致动器和轴承或其它此类机构有关。致动器还可以用于在前飞期间将机翼锁定在期望的倾角。然而，实际上，致动器和轴承会显著增加航空器的重量。这导致诸如人员或货物之类的可以被运输的有效载荷量的减少。此外，由于机翼倾斜致动系统和轴承的关键特性，该组件必须被设计成具有足够的冗余度以减少灾难性故障的风险。
目前，Lilium Aviation(百合航空)正在设计和测试电动VTOL喷气机(electricVTOL jet)，其商标为Lilium JetTM。该原型机旨在作为轻型通勤航空器，供两名乘客使用，它具有两个机翼和大约36个电动机。
Lilium JetTM型航空器的缺点与电动机有关，所述电动机是封闭式风扇型电动机。这种布置是高能耗的，导致给定电池尺寸下减少的可能飞行范围。
此外，封闭式风扇只能运行用于在硬质表面(诸如指定的停机坪和跑道等)上起降。这限制了航空器的可用性，并阻碍了航空器在起降期间在非硬质表面(诸如公园、田地和花园)上运行。对于军事应用而言，这是不期望的，并且不能迎合临时降落在偏远地区的需求。
另一个概念的VTOL航空器是Joby Aviation的S2 electricoTM。这种设计具有固定机翼，在每个机翼上安装有多个(优选地是四个)电动机。在后稳定器或尾部安装有四个额外的电动机。该概念航空器的缺点在于，每个电动机被独立地致动，从而需要用于每个电动机的分开的致动器。如上所述，这对于致动电机系统需要显著的额外重量。
发明内容
本发明的目的是基本上克服或至少改善上述缺点中的一个或多个，或提供有用的替代方案。
本发明的概述
在第一方面中，本发明提供了一种竖直起降(VTOL)航空器，其包括：
机身；
第一前机翼和第二前机翼，安装至机身的相对侧；
第一后机翼和第二后机翼，安装至机身的相对侧；
每个机翼具有固定前缘和围绕大致水平的轴线枢转的尾部控制面；
安装至机翼的多个电动旋翼(rotors)，所述电动旋翼与尾部控制面一起在第一位姿(position)与第二位姿之间枢转，在第一位姿中每个旋翼具有大致竖直的旋转轴线，在第二位姿中每个旋翼具有大致水平的旋转轴线；
其中，机翼中的至少一个具有第一电动旋翼和第二电动旋翼，它们每个均被安装成具有不平行的旋转轴线，使得第一电动旋翼的推力线和第二电动旋翼的推力线不同。
第一电动旋翼的推力线优选地成角度，以在铰链线上方通过，并且第二电动旋翼的推力线成角度，以在铰链线下方通过。
第一电动旋翼的旋转轴线相对于穿过控制面的首部和尾部的平面优选地向上成角度，并且第二电动旋翼的旋转轴线相对于穿过控制面的首部和尾部的平面向下成角度。
当第一电动机和第二电动机以相同的旋转速度运行时，由第一电动机和第二电动机中的每一个产生并作用在控制面上的转动力矩优选地彼此抵消。
第一电动机和第二电动机优选枢转地安装至固定前缘的下侧。
第一电动旋翼和第二电动旋翼中的每一个的远端优选地固接至尾部控制面。
在第二方面中，本发明提供了一种竖直起降(VTOL)航空器，其包括：
机身；
第一前机翼和第二前机翼，安装至机身的相对侧；
第一后机翼和第二后机翼，安装至机身的相对侧；
每个机翼具有固定前缘和围绕大致水平的轴线枢转的尾部控制面；
安装至机翼的多个电动旋翼，所述电动旋翼与尾部控制面一起在第一位姿与第二位姿之间枢转，在第一位姿中每个旋翼具有大致竖直的旋转轴线，并且在第二位姿中每个旋翼具有大致水平的旋转轴线；
其中，机翼中的至少一个具有相对于机翼的上表面和下表面偏移的第一电动旋翼和第二电动旋翼。
优选地，第一电动旋翼定位在机翼的下表面下方，并且第二电动旋翼定位在机翼的上表面上方。
电动旋翼优选地沿着机翼分布在位于机翼的下表面下方和交替地位于机翼的上表面上方的位置处。
每个前机翼的距机身最远的远端部分优选地通过连接构件连接至相邻后机翼的远端部分，从而限定箱形机翼结构。
每个前机翼优选地通过一个或多个支柱或拉杆连接至相邻后机翼。
控制面优选地枢转通过大约80度和100度的范围。控制面优选地枢转通过大约90度的范围。
在第三方面中，本发明提供了一种竖直起降(VTOL)航空器，其包括：
机身；
第一前机翼和第二前机翼，安装至机身的相对侧；
第一后机翼和第二后机翼，安装至机身的相对侧，每个前机翼通过远端连接构件或支柱连接到相邻后机翼，以限定箱状机翼或支柱支撑机翼(strut braced wing)结构；
每个机翼具有固定前缘和围绕大致水平的轴线枢转的尾部控制面；
安装至机翼的多个电动旋翼，所述电动旋翼与尾部控制面一起在第一位姿与第二位姿之间枢转，在第一位姿中每个旋翼具有大致竖直的旋转轴线，在第二位姿中每个旋翼具有大致水平的旋转轴线。
机翼中的至少一个优选地具有相对于机翼的上表面和下表面偏移的第一电动旋翼和第二电动旋翼。
第一电动旋翼优选地定位在机翼的下表面下方，并且第二电动旋翼优选地定位在机翼的上表面上方。
电动旋翼优选地沿着机翼分布在位于机翼的下表面下方和交替地位于机翼的上表面上方的位置处。
机翼中的至少一个优选地具有第一电动旋翼和第二电动旋翼，其中第一电动旋翼的推力线成角度，以在铰链线上方通过，并且第二电动旋翼的推力线成角度，以在铰链线下方通过。
电动旋翼优选地定位在每个机翼的下侧。
附图说明
现在将参考附图借助于具体示例描述本发明的优选实施例，在附图中：
图1是描绘了处于起降构造的本发明的竖直起降(VTOL)航空器的示意图；
图2是描绘了处于第二前飞构造的图1的VTOL航空器的示意图；
图3是示出了用于在竖直(起降)旋翼位姿中将电动机安装到图1和图2的航空器机翼的安装布置的示意图；
图4是图3的布置的另一示意图，其中旋翼处于部分倾斜位姿；
图5是图3的布置的另一示意图，其中旋翼处于另一倾斜位姿；
图6是图3的布置的另一示意图，其中旋翼处于水平(前飞)位姿；
图7是描绘VTOL航空器的另一实施例的立体图；
图8是图7的机翼布置的侧视图；
图9是图7的机翼布置的俯视图；
图10是图7的机翼布置的立体图，其中旋翼叶片被收起；
图11A是示出了用于将电动机安装到航空器机翼的安装布置的示意性侧视图(竖直的旋翼轴线)；
图11B是图11A的安装布置的立体图；
图11C是示出了图11A的安装布置的示意性侧视图，但是旋翼轴线是竖直的；
图11D是图11C的安装布置的立体图；
图12是示意性横截面视图，其描绘了对于图7至图11D中任一个的航空器的机翼布置，在竖直和水平之间的转换；
图13是处于停放构造的航空器的立体示意图，其中出入舱门打开；
图14是航空器的侧视图，其中旋翼被描绘为处于竖直轴线位姿；
图15是航空器的俯视图，其中旋翼被描绘为处于水平轴线位姿；
图16是航空器的立体图，其中旋翼被描绘为处于竖直轴线位姿；和
图17是航空器的前视图，其中旋翼被描绘为处于水平轴线位姿。
具体实施方式
公开了一种竖直起降(VTOL)航空器10。如附图所描绘的，在优选实施例中具有两对机翼。即，前机翼20、22和后机翼30、32。每个前机翼20、22被附接到机身24的横向相对区域(laterally opposing region，侧向相对区域)。相似地，每个后机翼30、32被附接到机身24的横向相对区域。在附图所示的实施例中，航空器10被描绘为单座或双座航空器10。然而，也可以设想更大的多人的实施例。航空器10可以由飞行员从内部控制，或者替代地，它可以是远程控制的。
在附图所示的实施例中，前机翼20、22和后机翼30、32的远端部分与连接构件或腹板42连接，使得两对机翼20、22、30、32限定箱形机翼或闭合机翼结构。
在另一个实施例(未示出)中，前机翼20、22和后机翼30、32可以是由拉杆或支柱连接的支柱支撑机翼。支柱支撑机翼通常比传统悬臂机翼更轻。
尽管本文所描述的VTOL航空器10是箱形机翼或支柱支撑航空器10，但是本领域技术人员将理解，航空器10可以是传统的悬臂机翼航空器，其中前机翼20、22和后机翼30、32是分开的且不相互连接。此外，航空器10可以仅具有一对机翼。
参照附图，前机翼20、22与后机翼30、32竖直地分开，使得前机翼20、22竖直地位于后机翼30、32下方。
如图2所描绘的，后机翼30、32的尖端部分40向下和向后延伸。该机翼尖端部分或小翼40有助于减少机翼尖端涡旋。小翼40可以包括一个或多个轮子39(图13和图14)，用于在静止时以及在起降期间支撑航空器10。航空器10还具有另一轮子或一组轮子41，其定位在机身24下方，通常在机身24的前部附近。这样，后轮39和前轮41位于等腰三角形的顶点处。通过将后轮39定位在小翼40上，上述等腰三角形的宽度被最大化，从而增加了航空器10的稳定性。
参照图14的侧视图，小翼40和连接构件42共同限定了机翼组件的通常T形部分。
参照图13至图17的实施例，机舱可以通过门或舱门82出入，门或舱门借助于铰链85在顶部铰接在乘员上方。如图13至图18中实施例所示，具有两个铰链85，并且舱门82向上打开。
用于固接舱门82的上部定位的铰链85的布置和向上打开的舱门82提供了若干功能优点。首先，该构造允许用户从航空器10的前部出入机舱，而无需靠近旋翼70。这种布置使得从航空器10退出特别简单，因为用户仅需从坐立位姿站起并且向前移动，离开航空器10。
向上打开的舱门82还提供了进入和退出时的改进的防雨保护，因为舱门在打开时通常保持在机舱上方。
此外，舱门82允许机舱的前部定位得靠近下方地表面。从下方地表面进入机舱的步幅高度(step height)约为250mm，与其它轻型航空器相比，这在进入/退出的舒适度和容易程度方面都有了很大的改进。
再次参照图2，每个小翼40的近侧连接到连接构件42，该连接构件连结相邻的前机翼20和后机翼30。另一连接构件42在机身24的相对侧上连结相邻的前机翼22和后机翼32。
每个前机翼20、22和后机翼30、32具有固定前缘25、35。前缘25、35具有呈翼型的一部分的形状的弯曲轮廓。重要的是，前缘相对于机身24不会旋转或以其它方式移动。
在每个固定前缘25、35的尾侧，前机翼20、22和/或后机翼30、32具有可枢转地安装的副翼或控制面50。每个控制面50在用于起降的大致竖直构造(如图1所示)与用于前飞的大致水平构造(如图2所示)之间枢转。
控制面50可以是沿机翼20、22、30、32的整个长度连续延伸的单个表面。替代地，每个机翼20、22、30、32可以具有一个或多个独立枢转的控制面50，使得控制面50能够与其它控制面50无关地围绕前缘25、35枢转。
竖直起降(VTOL)航空器10包括多个电动机60。每个电动机60具有螺旋桨或旋翼70。如图所描绘的，每个电动机60的本体部分62安装得邻近于可移动的控制面50的上表面或者下表面，通常安装在固定前缘25、35的前部。控制面50能够旋转通过大约80至100度之间的范围，并且优选地对于水平飞行模式(图2)和竖直飞行模式(图1)均能旋转通过近似90度。
电动机60可以安装在固定前缘25、35的足够前部，以使得旋翼叶片能够向后折叠并保持避开机翼结构。然而，优选实施例使用具有可变桨距机构的非折叠旋翼70。也可以使用固定桨距叶片。
电动机60和控制面50具有两种可能的安装布置：
a)每个电动机60可以可枢转地连接至固定前缘25、35其中之一，并且控制面50固接到电动机60的本体部分62；或者
b)控制面50可以可枢转地连接至固定前缘25、35其中之一，并且控制面固接到电动机60的本体部分62。
每个电动机60均与控制面50一起围绕前缘25、35在第一位姿与第二位姿之间枢转，在第一位姿中每个电动机60的旋翼具有大致竖直的旋转轴线，在第二位姿中每个电动机60的每个旋翼具有大致水平的旋转轴线。
在图1至图6所描绘的实施例中，机翼20、22、30、32的至少一个具有第一电动机和第二电动机60，第一电动机和第二电动机关于穿过控制面50的平面相对于彼此偏移。在图1至图6所示的实施例中，这是通过将电动机60定位在机翼20、22、30、32的相对的上侧和下侧来实现的。在图1-图6中所描绘的实施例中，每个机翼具有四个电动机60。即，以交替构造在机翼20、22、30、32上方安装两个电动机60以及在机翼20、22、30、32下方安装两个电动机60。在另一个实施例中，每个机翼20、22、30、32具有两个电动机60。
电动机60及其安装吊架均被安装至枢转的控制面50。每个电动机60围绕铰接点33旋转。四个电动机60安装成具有不同的推力线。具体地，两个电动机60具有倾向于使控制面50水平旋转的推力线，并且另外两个电动机具有倾向于使机翼20、22、30、32竖直旋转的推力线。当所有四个电动机60一致地运行时，力矩抵消，并且在竖直飞行模式下实现了稳定。
如在图3至图6中描绘的，机翼调整的顺序，示出了当在起飞机翼位姿与前飞机翼位姿之间转换时电动机60和控制面50的倾角的改变。如那些图中所示，前缘25、35是固定的并且是非枢转的。相反，电动机60和控制面50一致地枢转。
参照图6，当机翼到达最终的水平位姿以进行前飞时，前缘25、35与控制面50之间的接合防止机翼20、22、30、32进一步枢转。这种情况的发生是因为机翼20、22、30、32和控制面50具有互补的接合表面。
在图7至图12中示出了本发明的第二实施例。在该实施例中，四个电动机60均安装在机翼20、22、30、32的下方。具体地，每个电动机60铰接地固接至机翼20、22、30、32下方的位置，其可用于形成前缘狭槽72，进一步提高了升力系数并减少了在下降中在大倾斜角度下的抖振(buffet)。
前缘狭槽72是前缘25、35与倾斜控制面50之间的间隙。狭槽72在图3、图4、图5中可见并且在图6中处于关闭位置。在图11A中也可以看到前缘狭槽72。
参照图8，在这种布置中，电动机60的旋转轴线不平行。具体地，对于每对电动机60，每个奇数电动机60具有相对于控制面50向下倾斜的旋转轴线XX，并且每个偶数电动机60具有相对于控制面50向上倾斜的旋转轴线YY。以这种方式，电动机60其中之一具有倾向于使控制面50顺时针旋转的推力线，并且另一电动机具有倾向于使控制面50逆时针旋转的推力线。当一对电动机60以相似的旋转速度一致地运行时，力矩抵消，并且在竖直飞行模式下实现了稳定。
航空器10向每个电动机60提供了单独调节的电力供应。这允许向每个电动机传递不同的电压，并且因此，可由每个电动机60选择性地产生可变功率输出，以实现期望的飞行状态，诸如左转弯和右转弯。
此外，电动机60的独立电力使电动机60能够用于使定位在机翼20、22、30、32的尾缘上的控制面50倾斜。
图11A至图11D示出了安装至机翼20、22、30、32其中之一的下侧的电动机60的侧视图。铰接板28连接至固定前缘25、35，并且向下延伸。电动机60在铰接点33处枢转地连接至铰接板28。螺旋桨70和吊架结构固定到控制面50，所述控制面围绕铰接点33旋转。
在第二实施例中，具有安装在机翼下侧的电动机60，图11A至图11D中描绘的机翼调整的顺序示出了当在竖直起飞机翼位姿与水平前飞机翼位姿之间转换时电动机60和控制面50的倾角的改变。以与第一实施例相同的方式，前缘25、35是固定的且不枢转，并且电动机60和控制面50一致地枢转。
图12是示意性横截面视图，其描绘了用于图7至图11D中任一个的机翼布置的竖直与水平之间的转换。如该图所示，示出了前机翼和后机翼之间的竖直和水平间隔。图12还描绘了每个机翼上相邻电动机的推力线不平行，这导致围绕铰接点33的力矩，该力矩可以选择性地用于旋转至控制面50。
在图1至图17所描绘的实施例中，两个或四个电动机60安装至每个机翼20、22、30、32。然而，额外的电动机60安装至航空器10，例如安装在机翼20、22、30、32上，机身24的鼻部上或机翼连接构件42上。
在图15至图17所描绘的实施例中，两个电动机60安装至每个机翼20、22、30、32。通过采用较少数量的电动机60，旋翼70的直径可以增大。如图17的实施例所示，当从正面观察时，旋翼叶片70的直径与相邻旋翼叶片重叠。为了适应该重叠，电动机60被安装成使得每组旋翼叶片相对于相邻组的旋翼叶片(相对于旋转轴线)在纵向上偏移，从而尽管允许部署较大直径的旋翼，也可防止相邻旋翼之间接触。如图15所示。
在一个实施例中，铰链机构可以被集成到电动机吊舱结构中，从而进一步减小结构重量。另一个可能的改进是，当具有多个电动机吊舱时，每个吊舱都容纳有铰链轴承(hinge bearing)。
参照图10，当不在使用中时，电动机60的旋翼70的叶片可以向下折叠。此外，当处于前飞模式中时，一些旋翼叶片60可以向下并向后折叠，因为与起降相比，在前飞模式中通常需要较少的推进功率。
有利地，航空器10允许用于每个电动机60的较小的分布式铰链轴承，这可以是冗余的，并且具有更小的直径(因此更轻)。
本发明可以提供一种开槽的前缘，该开槽的前缘极大地减少了在下降过程中倾转机翼航空器所经历的抖振。
额外的电动机(未示出)可以安装到除机翼之外的结构上，诸如机身，以便产生额外的升力和/或前进速度。
有利地，箱状机翼结构比相同尺寸的传统机翼在空气动力学上更有效，并且在结构上更有效(因此更轻)。
有利地，箱形机翼结构提供了额外的刚度。
有利地，与传统的倾转机翼航空器相比，航空器10减小了所需的轴承和倾斜结构的重量。这是因为传统的倾转机翼需要具有旋转的刚性结构的单个大型轴承对(航空器机身的两侧的各一个)。
尽管已经参考具体示例描述了本发明，但是本领域技术人员将理解，本发明可以以许多其它形式实施。

Claims (21)

1.一种竖直起降(VTOL)航空器，包括：
机身；
第一前机翼和第二前机翼，安装至所述机身的相对侧；
第一后机翼和第二后机翼，安装至所述机身的相对侧；
每个机翼具有固定前缘和围绕大致水平的轴线枢转的尾部控制面；
安装至所述机翼的多个电动旋翼，所述电动旋翼与所述尾部控制面一起在第一位姿与第二位姿之间枢转，在所述第一位姿中每个旋翼具有大致竖直的旋转轴线，在所述第二位姿中每个旋翼具有大致水平的旋转轴线；
其中，所述机翼中的至少一个具有第一电动旋翼和第二电动旋翼，每个电动旋翼均安装成具有不平行的旋转轴线，使得所述第一电动旋翼的推力线和所述第二电动旋翼的推力线不同。
2.根据权利要求1所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一电动旋翼的推力线成角度地在铰链线上方通过，并且所述第二电动旋翼的推力线成角度地在所述铰链线下方通过。
3.根据权利要求1或2所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一电动旋翼的旋转轴线相对于穿过所述控制面的首部和尾部的平面向上成角度，并且所述第二电动旋翼的旋转轴线相对于穿过所述控制面的首部和尾部的平面向下成角度。
4.根据前述权利要求中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，当所述第一电动机和所述第二电动机以相同的旋转速度运行时，由所述第一电动机和所述第二电动机中的每一个产生并作用在所述控制面上的转动力矩彼此抵消。
5.根据前述权利要求中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一电动机和所述第二电动机枢转地安装至所述固定前缘的下侧。
6.根据权利要求5所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一电动旋翼和所述第二电动旋翼中的每一个的远端固接至所述尾部控制面。
7.一种竖直起降(VTOL)航空器，包括：
机身；
第一前机翼和第二前机翼，安装至所述机身的相对侧；
第一后机翼和第二后机翼，安装至所述机身的相对侧；
每个机翼具有固定前缘和围绕大致水平的轴线枢转的尾部控制面；
多个电动机，所述电动机均具有安装至所述机翼的旋翼，电动旋翼与所述尾部控制面一起在第一位姿与第二位姿之间枢转，在所述第一位姿中每个旋翼具有大致竖直的旋转轴线，在所述第二位姿中每个旋翼具有大致水平的旋转轴线；
其中，所述机翼中的至少一个具有相对于所述机翼的上表面和下表面偏移的第一电动旋翼和第二电动旋翼。
8.根据权利要求7所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一电动旋翼定位在所述机翼的下表面下方，并且所述第二电动旋翼定位在所述机翼的上表面上方。
9.根据权利要求7或8所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述电动旋翼沿所述机翼分布在位于所述机翼的下表面下方和交替地位于所述机翼的上表面上方的位置处。
10.根据前述权利要求中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，每个前机翼的距所述机身最远的远端部分通过连接构件连接到相邻后机翼的远端部分，限定箱形机翼结构。
11.根据前述权利要求中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，每个前机翼通过一个或多个支柱或拉杆连接至相邻后机翼。
12.根据前述权利要求中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述控制面枢转通过大约80度和100度的范围。
13.根据权利要求12所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述控制面枢转通过大约90度的范围。
14.一种竖直起降(VTOL)航空器，包括：
机身；
第一前机翼和第二前机翼，安装至所述机身的相对侧；
第一后机翼和第二后机翼，安装至所述机身的相对侧，每个前机翼通过远侧连接构件或一个或多个支柱连接到相邻后机翼，以限定箱状机翼或支柱支撑机翼结构；
每个机翼具有固定前缘和围绕大致水平的轴线枢转的尾部控制面；
安装至所述机翼的多个电动旋翼，所述电动旋翼与所述尾部控制面一起在第一位姿与第二位姿之间枢转，在所述第一位姿中每个旋翼具有大致竖直的旋转轴线，在所述第二位姿中每个旋翼具有大致水平的旋转轴线。
15.根据权利要求14所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述机翼中的至少一个具有相对于所述机翼的上表面和下表面偏移的第一电动旋翼和第二电动旋翼。
16.根据权利要求14至15中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述电动旋翼沿所述机翼分布在位于所述机翼的下表面下方和交替地位于所述机翼的上表面上方的位置处。
17.一种竖直起降(VTOL)航空器，包括：
机身；
第一前机翼和第二前机翼，安装至所述机身的相对侧，每个机翼具有固定前缘和围绕大致水平的枢转轴线枢转的尾部控制面；
第一电动机和第二电动机，每个电动机均具有旋翼，所述电动机被安装至每个机翼，电动旋翼与所述尾部控制面一起在第一位姿与第二位姿之间枢转，在所述第一位姿中每个旋翼具有大致竖直的旋转轴线，在所述第二位姿中每个旋翼具有大致水平的旋转轴线，
用于控制每个电动机的控制系统；
其中，所述控制系统被构造成以不同的旋转速度选择性地运行所述第一电动机和所述第二电动机，以产生转动力矩，从而使所述控制面围绕枢转轴线枢转。
18.根据前述权利要求中的任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，每个旋翼相对于安装在同一机翼上的相邻旋翼关于所述旋翼的旋转轴线纵向偏移。
19.根据权利要求18所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，当在垂直于所述旋翼的旋转轴线延伸的平面中观察时，每个旋翼外径相对于相邻旋翼外径重叠并且安装在同一机翼上。
20.根据前述权利要求中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述机身具有机舱，所述机舱能通过门进出，所述门面向前并在上部区域处铰接以向上打开。
21.根据权利要求1至20中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一后机翼和所述第二后机翼均包括向下和向后延伸的小翼，所述小翼具有用于支撑所述航空器的一个或多个轮子。
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