CN111247066B - 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)，包括机身以及第一前机翼和第二前机翼(20、22)，每个机翼(20、22)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(50)。航空器(10)包括第一电动机和第二电动机(60)，每个均具有旋翼(70)，电动旋翼(70)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(70)具有大致竖直的旋转轴线，在第二位姿中每个旋翼(70)具有大致水平的旋转轴线，控制系统(90)被构造成在不同的旋转速度下选择性运行第一电动机(60)和第二电动机(60)，以产生转动力矩，从而使控制面(60)围绕枢转轴线(33)枢转。

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。
VTOL航空器的另一个概念是ElectronFlightTM倾斜旋翼系统。该系统具有两个固定机翼，两个固定机翼具有竖直轴线电动机，永久地安装在每个机翼的首侧和尾侧。此外，每个机翼的外部具有枢转板，两个旋翼安装在枢转板上。旋翼由不同的推力致动，从而无需专用的致动系统。
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，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，每个均具有旋翼，所述电动机安装至每个机翼，电动机和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；
控制系统，用于控制每个电动机；
其中，控制系统被构造成以不同的旋转速度选择性地运行第一电动机和旋翼以及第二电动机和旋翼，以产生转动力矩，从而使控制面围绕枢转轴线枢转。
第一电动机和旋翼的推力线相对于第二电动机和旋翼的推力线优选有角度地偏移。
第一电动机和旋翼优选地定位在控制面上方，并且第二电动机和旋翼定位在控制面下方，以使得第一电动机和旋翼的推力线相对于第二电动机和旋翼的推力线大致平行且偏移。
响应于使控制面在第一位姿与第二位姿之间移动的命令，控制系统优选使第一电动机在比第二电动机更高的旋转速度下运行，
进一步地，其中，响应于使控制面在第二位姿与第一位姿之间移动的命令，通过控制系统使第一电动机在比第二电动机更低的旋转速度下运行。
在一个实施例中，每个机翼具有至少两个电动机，每个电动机具有旋翼，电动机和旋翼均成对布置，具有推力线，当成对的电动机和旋翼在大致相等的旋转速率旋转时，推力线抵消任何转动力矩。
在一个实施例中，每个机翼具有两个旋翼，具有更小的致动器以提供冗余。
在悬停模式中，控制系统优选地被构造成以合适的速度旋转每个电动机和旋翼，从而产生所有电动机和旋翼的组合推力，所述组合推力等于航空器和有效载荷的总质量乘以重力加速度。
竖直起降(VTOL)航空器优选地进一步包括制动器、小型致动器或夹紧装置，以将控制面保持在期望的第一位姿和第二位姿。
制动器、小型致动器或夹紧装置优选地由控制系统运行。
竖直起降(VTOL)航空器优选地进一步包括安装至机身的相对侧的第一后机翼和第二后机翼，其中每个前机翼的离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，限定了箱形机翼结构。
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，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；
具有第一可变桨距螺旋桨的第一电动机，具有第二可变桨距的第二螺旋桨，第一电动机和第二电动机被安装至每个机翼，第一可变桨距螺旋桨和第二可变桨距螺旋桨与尾部控制面一起在第一位姿与第二位姿之间枢转，在第一位姿中每个螺旋桨具有大致竖直的旋转轴线，并且在第二位姿中每个螺旋桨具有大致水平的旋转轴线；
控制系统，用于控制每个可变螺距螺旋桨的旋转速度和/或叶片桨距；
其中，控制系统被构造成改变第一螺旋桨相对于第二螺旋桨的桨距以产生转动力矩，从而使控制面围绕枢转轴线枢转。
电动机优选地是无刷DC电动机，其响应于来自控制系统的电子速度控制器的改变开关频率而改变速度。
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至图7至图10任一个的航空器的机翼的安装布置的示意性侧视图，其旋翼处于水平(前飞)位姿；
图11B是图11A的安装布置的立体图；
图11C是示出了用于将电动机安装至图7至图10任一个的航空器的机翼的安装布置的示意性侧视图，其旋翼处于竖直(起降)旋翼位姿；
图11D是图11C的安装布置的立体图；
图12A至图12D是示意性横截面视图，其描绘了针对图7至图11任一个的航空器的机翼布置在竖直与水平之间的转换；
图13是第一和第二实施例中任一个的电动机安装布置的示意性视图；
图14是处于起降构造的本发明的八旋翼竖直起降(VTOL)航空器的立体图；和
图15是处于前飞构造的本发明的八旋翼竖直起降(VTOL)航空器的立体图。
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被描绘为单座航空器10。然而，可以设想更大的多人的实施例。
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。
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。
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。前缘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11C、图11D所示)与用于前飞的大致水平构造(如图11A、图11B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。
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(例如图11C)；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。在附图所示的实施例中，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。然而，在图14和图15中所示的实施例中，每个机翼具有两个电动机60。
电动机60及其安装吊架均被安装至枢转的控制面50。所有电动机围绕铰接点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10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和图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。
参照图8，在这种布置中，电动机的旋转轴线不平行。具体地，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，两个电动机60具有倾向于使控制面50顺时针旋转的推力线，并且另两个电动机具有倾向于使控制面50逆时针旋转的推力线。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。
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是安装至机翼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。
在该实施例中，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12A-图12D是示意性横截面视图，其描绘了用于图7至图11D任一个的机翼布置的竖直与水平之间的转换。图12A-图12D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。
在附图所描绘的优选实施例中，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70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。
传统的倾转机翼航空器需要致动器来使机翼倾斜。相反，本文公开的VTOL航空器10的实施例使用电动机推力来使控制面50旋转。这通过具有安装在机翼倾斜轴线的两侧(即机翼上方和下方)的电动机来实现，或者替代地，具有相对于其它电动机成角度倾斜的一些电动机来实现，以实现不同的、成角度偏移的推力线，如图7所示。下面将描述运行。
电动机60优选地是无刷DC电动机，其通过改变开关频率来改变速度。该开关频率由控制系统90中的电子速度控制器(ESC)控制。电动机60实际上是永磁AC电动机，但是来自ESC的输入是DC，所以它们通常被称为无刷DC)。电动机60的运行使得从ESC输入的更高频率导致更高的螺旋桨速度，而从ESC输入的更低频率导致更低的螺旋桨速度。
实际上，如果开关频率相等，则力矩将被平衡。
第一实施例–安装在机翼上方和下方的电动机
参照图1至图6所描绘的实施例，通过提高定位在机翼的控制面50上方的电动机60的旋转速度，控制系统能够提高由上部螺旋桨70产生的推力。同时，通过减小定位在机翼的控制面50下方的电动机60的速度能减小由下部螺旋桨70产生的推力。其结果是转动力矩使控制面50旋转至大致水平的前飞模式。
相反，通过减小定位在机翼的控制面50上方的电动机60的速度并提高定位在机翼的控制面50下方的电动机60的速度，其结果是转动力矩使控制面50旋转到竖直(起降)构造。
使用控制软件中的混合算法来控制电动机60，这确保机翼该部段上的所有电动机60的总输出产生稳定飞行所需的总推力，但仍能够按照命令使机翼从竖直向水平倾斜，并且返回。
制动器或夹紧装置或小型致动器用于将控制面50保持在期望的竖直或水平构造中。
第二实施例–安装有角推力矢量偏移的电动机
参照图7至图13所描绘的实施例，通过提高具有向下倾斜的推力线XX的电动机60的旋转速度，控制系统能够提高由上部螺旋桨70产生的推力。同时，通过减小具有向上倾斜的推力线YY的两个电动机60的速度，减小由那些螺旋桨70产生的推力。结果是转动力矩使控制面50旋转到大致水平、前飞模式。
相反，通过减小具有向下倾斜的推力线XX的电动机60的速度，并提高具有向上倾斜的推力线YY的电动机60的速度，结果是转动力矩使控制面50旋转到竖直(起降)构造。
航空器10的另一实施例在每个控制面50上具有4、6或2n(n＝1,2,3,4…)个电动机60，使得倾斜机构具有冗余，因而任何单个电动机故障都不会阻止机翼旋转。
有利地，航空器10的实施例不需要大型或重型致动器来旋转倾转机翼构造航空器10的机翼。部件的数量也可能减少，从而提高了系统的可靠性。
现在将描述示例。参照图7和图13，所示实施例的每个机翼20、22、30、32具有四个电动机60，总共具有十六个电动机60。
T1＝螺旋桨和电动机1的推力(P1)
T2＝螺旋桨和电动机2的推力(P2)
Tn＝螺旋桨和电动机n的推力(Pn)
T16＝螺旋桨和电动机16的推力(P16)
当电动机60处于竖直轴线构造(例如，图12A)时，总悬停推力＝T1+T2+T3+.....+T16
对于平衡的悬停，重量＝质量*g(重力加速度)
W＝T1+T2+T3+.....+T16
每个电动机60产生的推力可以由控制系统通过提高或减小每个螺旋桨70的速度来改变，这可以通过向电动机电子速度控制器(ESC)发送提高或减小电动机60的旋转速度的信号来实现。替代地，可以使用可变桨距螺旋桨，通过改变螺旋桨的螺距来改变推力。
机翼1上的推力＝Tw1＝T1+T2+T3+T4
机翼2上的推力＝Tw2＝T5+T6+T7+T8
机翼3上的推力＝Tw3＝T9+T10+T11+T12
机翼4上的推力＝Tw4＝T13+T14+T15+T16
在稳定状态下悬停：
W＝Tw1+Tw2+Tw3+Tw4
使用传统的多旋翼稳定算法，改变每个电动机60的速度以相对于干扰进行稳定，并且差动推力用于使航空器10俯仰和滚转。
在悬停模式中，机翼20、22、30、32可以是自由的或使用另一种机构夹紧。
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 (8)

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，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，每个机翼均安装有所述第一电动机和第二电动机，所述电动机和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，
控制系统，用于控制每个电动机；
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旋翼以及所述第二电动机和旋翼，以产生转动力矩，从而使所述控制面围绕枢转轴线枢转，
其中，响应于使所述控制面在所述第一位姿与所述第二位姿之间移动的命令，所述控制系统使所述第一电动机在比所述第二电动机更高的旋转速度下运行，
并且其中，响应于使所述控制面在所述第二位姿与所述第一位姿之间移动的命令，所述控制系统使所述第一电动机在比所述第二电动机更低的旋转速度下运行。
2.根据权利要求1所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一电动机和旋翼的推力线相对于所述第二电动机和旋翼的推力线成角度地偏移。
3.根据权利要求1所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一电动机和旋翼定位在所述控制面上方，所述第二电动机和旋翼定位在所述控制面下方，使得所述第一电动机和旋翼的推力线相对于所述第二电动机和旋翼的推力线大致平行且偏移。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，每个机翼具有至少两个电动机，每个电动机均具有旋翼，所述电动机和所述旋翼均成对布置并具有推力线，当成对的所述电动机和所述旋翼在大致相等的旋转速率下旋转时，所述推力线抵消任何转动力矩。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，在悬停模式下，所述控制系统被构造成使每个电动机和旋翼在合适的速度下旋转以产生所有电动机和旋翼的组合推力，所述组合推力等于航空器和有效载荷的总质量乘以重力加速度。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，进一步包括制动器、小型致动器或夹紧装置，以将所述控制面保持在期望的第一位姿和第二位姿。
7.根据权利要求6所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述制动器、小型致动器或夹紧装置由所述控制系统运行。
8.根据权利要求1至3中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，进一步包括安装至所述机身的相对侧的第一后机翼和第二后机翼，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至相邻后机翼的远端部分，从而限定了箱形机翼结构。
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