CN113453982A - 垂直起降飞机 - Google Patents

Abstract

一种垂直起降飞机，包含数个发动机组件，每个配置用以沿着所述发动机组件的推力的一相应的轴线通过空气经过所述发动机组件的运动来产生推力；以及一机翼，其中1)在所述飞机运行期间，推力轴线的取向每个都固定在一恒定的相应俯仰角，所述恒定的相应俯仰角倾斜于所述机翼的一俯仰取向；2)所述数个发动机组件可以一起操作以在一悬停模式中完全支撑所述飞机，也在一前飞模式中推进所述飞机向前；以及3)所述机翼不与任何直圆柱体交汇，所述直圆柱体以任何发动机组件为中心且具有一中央纵向轴线对齐所述发动机组件的推力的轴线，以及具有一半径与所述发动机组件的一螺旋桨的半径相等。

Description

垂直起降飞机

相关申请案

本申请基于35USC§119(e)要求2018年12月31日申请的美国临时申请案第62/786,564号的优先权，其全部内容通过引用合并于此。

技术领域及背景技术

本发明涉及空降及飞行器的技术领域，以及特别是涉及一种电动的飞机，具有垂直起飞和着陆以及静止飞行的能力。

多旋翼直升机飞机(multicopter aircraft)设计采用多个动力源驱动的螺旋桨来提供垂直升力及/或水平推力。多旋翼飞机用于及/或建议用于，包括货物及/或乘客运送的一应用范围。

实用的多旋翼直升机是由诸如计算机控制及/或传感电子、相对较轻重量级且强力的电动发动机、电池存储能量重量比的改善，及/或使用相对较轻的发电机产生电力的改善等技术而可以实现的。

多旋翼直升机带来的好处特别是，减少或消除在起飞之前产生水平速度的需要。从一固定机翼产生的升力有效率地将前进动量转换成垂直推力，可维持一飞机在高处。几个已建构和提出的飞机设计使用螺旋桨产生的推力与在前飞中一固定机翼所产生的升力将垂直起飞及/或着陆能力结合。

发明内容

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种飞机，其包括：数个发动机组件，每个配置用以沿着所述发动机组件的推力的一相应的轴线通过空气经过所述发动机组件的运动来产生推力；以及一机翼；其中在所述飞机运行期间，推力轴线的取向每个都固定在一恒定的相应俯仰角，所述恒定的相应俯仰角倾斜于所述机翼的一俯仰取向；所述数个发动机组件可以一起操作以在一悬停模式中完全支撑所述飞机，也在一前飞模式中推进所述飞机向前；以及每个发动机组件被定位，在当气流沿着所述推力的所述相应的轴线的一方向上进入所述发动机组件之前或离开所述发动机组件之后在所述发动机组件的一半径内所述机翼不交汇所述气流。

根据本揭露的一些实施例，在从所述数个发动机组件的推力所产生的超过55公里/小时的一速度时，所述机翼被配置用以在前飞期间提供支撑所述飞机的重量所需的升力的至少25％。

根据本揭露的一些实施例，在所述数个发动机组件的推力所产生的一速度，所述机翼提供支撑所述飞机所需的升力的至少50％来抵抗前飞期间的重力加速度。

根据本揭露的一些实施例，所述推力轴线定向于远离所述机翼的所述俯仰取向约55°至80°之间。

根据本揭露的一些实施例，所述推力轴线定向于远离所述机翼的所述俯仰取向约65°至70°之间。

根据本揭露的一些实施例，所述机翼沿着所述飞机的一滚轴线被定位在所述数个发动机组件的至少两个之间。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件中的至少一个位在所述飞机的一重心前面且在所述机翼之下，以及所述数个发动机组件中的至少一个位在所述飞机的所述重心之后并在所述机翼之上。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件包括至少一发动机组件，沿着所述飞机的一滚动轴线附接至所述飞机的一重心的两侧。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件可操作以在所述飞机的地面静止悬停期间完全支撑所述飞机。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件可操作以提供水平推力至所述飞机，同时完全支撑所述飞机的重量。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件可操作以提供水平推力至所述飞机，同时完全支撑所述飞机抵抗重力的向下加速度，且同时所述飞机以所述机翼在其最有效的攻角进行俯仰。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件中的每一个被安装在相对于所述机翼的所述俯仰取向上相同的倾斜俯仰角。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件中的至少两个被安装在所述机翼的一翼展内。

根据本揭露的一些实施例，所述机翼被配置用以在前飞期间提供小于100％的支撑所述飞机的重量所需的升力。

根据本揭露的一些实施例，所述飞机被配置用以使用来自所述数个发动机组件的推力以所述机翼在其最有效的攻角从一悬停取向旋转一俯仰角至一前飞取向，同时所述数个发动机组件完全支撑所述飞机抵抗重力的向下加速度。

根据本揭露的一些实施例，所述飞机被配置用以使用来自所述数个发动机组件的推力通过向上仰起所述飞机的一鼻部将停在平地的所述飞机从一接地取向旋转一俯仰角至一悬停取向。

根据本揭露的一些实施例，所述飞机被配置用以使用来自所述数个发动机组件的推力以所述机翼在其最有效的攻角通过向下倾斜所述飞机的一鼻部从一悬停取向旋转一俯仰角至一前飞取向。

根据本揭露的一些实施例，所述飞机被限定尺寸为携带至少一人类乘客。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件是数个转子，所述数个转子包括一动力源和通过所述动力源转动的一螺旋桨。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件通过所述机身被附接至所述飞机。

根据本揭露的一些实施例，所述推力轴线与所述机翼的所述俯仰取向之间的倾斜俯仰角小于75°。

根据本揭露的一些实施例，所述动力源包括一电动发动机，共轴对齐所述螺旋桨。

根据本揭露的一些实施例，所述推力轴线与所述机翼的所述俯仰取向之间的倾斜俯仰角大于45°。

根据本揭露的一些实施例，当所述飞机静止在地面上时，所述地面与所述起落架的一接触平面倾斜于所述机翼的所述俯仰取向以及所述数个发动机组件的所述推力轴线。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种从地面发射一飞机以前飞的方法，包括：从所述飞机的一完全接地的位置开始，从所述飞机的数个发动机组件在倾斜地面的一俯仰角上施加推力；将来自所述飞机的所述数个发动机组件的所述推力重新定向至垂直于地面的一俯仰角，同时保持与地面接触；以及重新定向来自倾斜于地面的所述数个发动机组件的所述堆力，以水平地加速所述飞机；其中所述数个发动机组件被附接至所述飞机的一框架，并且每次重新定向包含重新定向所述飞机的所述框架。

根据本揭露的一些实施例，所述飞机包含一固定机翼，相对于所述飞机质量的至少50％固定在取向上，且包含转动所述机翼，通过所述飞机的旋转，从倾斜于其水平飞行取向的一完全接地的俯仰角位置，当所述飞机在空中时，到达比其水平飞行取向更倾斜的一俯仰角，然后在所述飞机的向前运动期间，到达所述飞机的所述水平飞行取向。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种飞机的自倾斜转子安装组件，其包括：一枢轴转杆，附接至所述飞机，且配置用以相对于所述飞机绕着平行于所述飞机的一俯仰轴线的一枢转轴线进行枢轴旋转；以及数个转子，安装在所述枢转轴线两侧的所述枢轴转杆上；其中所述数个转子可操作用以使所述枢轴转杆绕着所述枢转轴线进行枢轴旋转。

根据本揭露的一些实施例，相对于所述飞机的所述枢轴转杆的一枢转角度范围被机械地限制在一更水平的角度与一更垂直的角度之间，所述更水平的角度将推力从所述数个转子引向一更垂直的方向，所述更垂直的角度将推力从所述数个转子引向一更水平的方向。

根据本揭露的一些实施例，所述枢转轴线位于所述飞机的一重心之后以及所述飞机的一气动升力中心，且被配置使得悬停飞行期间，所述飞机的重量将所述枢轴转杆保持在所述更水平的角度，且使得所述飞机的向前运动期间，所述气动升力减轻所述飞机的所述重量，允许所述枢轴转杆以一俯仰向下的方向旋转而不向下倾斜所述飞机。

根据本揭露的一些实施例，所述枢被配置有一阻力，当所述数个转子操作使所述转杆绕着所述枢转轴线进行枢轴旋转时，减慢枢轴旋转。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种可变桨叶桨距转子，其包括：一第一电动机和一第二电动机，各者包含一定子和一转子，且每个电动机彼此共轴排列；数个螺旋桨叶片，每个附接至所述第一电动机和所述第二电动机的各者的所述转子；其中所述数个螺旋桨叶片的一间距根据所述第一电动机和所述第二电动机的所述数个转子的一相对角位置改变。

根据本揭露的一些实施例，所述数个转子的所述相对角位置中的一变化诱导由以下组成的族群之一者：所述数个螺旋桨叶片中的各者所安装的各个齿轮的转动；以及所述数个螺旋桨叶片中的各者所安装的各个杠杆的移动。

根据本揭露的一些实施例，所述枢轴转杆通过在相对于飞机的一俯仰向下的方向旋转而在所述更水平的角度与所述所述更垂直的角度之间转换。

根据本揭露的一些实施例，所述数个螺旋桨叶片间距被配置为在小于一秒内将叶片间距从一最小间距调整到一最大间距。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种有翼飞机的受保护的螺旋桨，其包括一护具，在一螺旋桨的一旋转平面内围绕所述螺旋桨；其中所述护具被塑形为一斜圆柱体，所述斜圆柱体具有一顶侧和一底侧，使得在所述护具的一前侧和一尾侧的壁是从上到下大致平行于所述飞机的一机翼平面被定向，且所述护具的任一侧边上的壁从上到下倾斜于所述飞机的所述机翼平面被定向。

根据本揭露的一些实施例，所述护具的所述前侧和所述尾侧被塑形成具有一翼型截面，每个具有一相对更钝的前缘，以及一相对更锥形的后缘。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种电动机，其包括一转子和一定子；其中所述定子包含数个单独绕线线圈，间隔围绕所述定子的一圆周；以及其中所述数个单独绕线线圈中的各者：被不缠绕任何其他线圈的一相应导线缠绕；以及围绕所述定子的所述圆周而占据一单一位置；以及其中所述数个单独绕线线圈全部被配置用以接收功率同时作用于所述转子。

根据本揭露的一些实施例，所述单独绕线线圈的所述单一位置没有被其他所述单独绕线线圈内部分隔为数个部位。

根据本揭露的一些实施例，所述电动机包括每个单独绕线线圈的一相应控制器，所述相应控制器配置用以根据所述转子的一相对位置选择递送至所述线圈的一电流强度和一电流极性中的至少一者。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种电池供电的飞机，其包括：一机身，围绕所述飞机的一重心；数个电池单元；数对电动的转子，每对所述转子彼此成对角安装于所述重心的相对侧，且每对所述转子沿着绕所述重心的一周围被所述数对中至少另一对的转子分隔开；其中每个电池单元提供功率到所述数对电动的转子中的其中一对的两个转子。

根据本揭露的一些实施例，所述数对电动的转子中的每一对通过多于一个的所述数个电池单元供电。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种多旋翼飞机，其包括：一机身；数个转子，附接至所述机身；以及数个单独操作的飞行控制器单元，每个飞行控制器单元包含一相应的惯性测量单元(IMU)，其中所述数个转子中的各者通过一相应的飞行控制单元基于来自所述飞行控制单元的所述相应的惯性测量单元的测量被分别控制。

根据本揭露的一些实施例，所述数个飞行控制器单元中的各者彼此接收来自所述飞行控制器单元的所述相应的惯性测量单元的测量。

根据本揭露的一些实施例，所述数个飞行控制器单元相互联接，从而使每一者可获得整体飞机飞行状态的一相同估计。

根据本揭露的一些实施例，每个单独绕线线圈被配置以作为所述转子的位置的一传感器来操作，以及所述相应控制器基于从所述单独绕线线圈的传感器的测量递送电流至所述线圈。

根据本揭露的一些实施例，每个飞行控制器单元基于整体飞机飞行状态的一相同估计发布命令，所述命令是针对实现一相同的整体飞机飞行状态。

根据本揭露的一些实施例，每个飞行控制器单元被配置用以发布命令，所述命令通过自身惯性测量单元的测量且相对于整体飞机飞行状态的所述相同估计的变化而被修改，以及其中所述修改包括一调整，所述调整是因应于所述多旋翼飞机的一框架的弯曲。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种多旋翼飞机，其包含：一机身；数个转子，附接至所述机身，每个转子包括数个反转、共轴安装的螺旋桨；以及一飞行控制器；其中所述飞行控制器被配置用以通过调整所述数个转子的各者中仅单一所述螺旋桨的旋转速度在所述飞机上宣称偏航权限。

根据本揭露的一些实施例，所述数个转子中的各者被倾斜以在一偏航方向上引导一部分的转子推力。

根据本揭露的一些实施例，所述飞行控制器被配置用以调整偏航推力和偏航扭矩同时起到每个调整都诱导在相同方向上偏航的效果。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种飞机，其包括：数个发动机组件，每个配置用以沿着所述发动机组件的推力的一相应的轴线通过空气经过所述发动机组件的运动来产生推力；以及一机翼；其中：所述数个发动机组件可共同操作以在一悬停模式中完全支撑所述飞机，以及在一前飞模式中推进所述飞机向前；所述数个发动机组件被安装在所述机翼的一机翼翼展内；以及每个发动机组件被定位在气流沿着推力的所述相应的轴线及在所述发动机组件的一半径内进入所述发动机组件之前或离开所述发动机组件之后，所述机翼不交汇气流的位置，同时所述数个发动机组件在倾斜于所述机翼的一俯仰取向的俯仰角上进行操作。

根据本揭露的一些实施例，所述数个发动机组件包括安装在所述机翼之前和之下的数个发动机组件，以及安装在所述机翼之后和之上的数个发动机组件。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种多旋翼飞机，在悬停及前飞模式中均可操作，其包括：一机身；数个空气动力学表面附接至所述机身，包括至少数个产生水平升力的表面以及数个垂直投影偏航稳定的表面；数个转子附接至所述机身；以及一飞行控制器；其中所述飞行控制器被配置用以在所述悬停模式中宣称连续偏航权限，以通过调整所述数个转子的旋转速度来偏航稳定所述飞机，也配置用以在所述前飞模式中停止调整所述数个转子的所述旋转速度来偏航稳定所述飞机。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种飞机，其包括：数个发动机组件，每个配置用以沿着所述发动机组件的推力的一相应的轴线通过空气经过所述发动机组件的移动来产生推力；以及一机翼；其中：所述飞机质量至少50公斤；在所述飞机运行期间，推力轴线的取向每个都被固定在一恒定的相应俯仰角，所述恒定的相应俯仰角倾斜于所述机翼的一俯仰取向；以及所述数个发动机组件可以一起操作以在一悬停模式中完全支撑所述飞机，也在一前飞模式中推进所述飞机向前。

根据本揭露的一些实施例的一方面，提供一种设定一飞机的数个发动机组件的推力向量的方法，其包括：提供数个螺旋桨，所述螺旋桨具有一峰值效率，用于提供推力同时在一选定空速移动垂直通过空气，规划一巡航速度飞行周期，使所述飞机在高于所述选定空速的一速度；以及在一角度设定所述数个发动机组件的数个推力向量，所述角度被选定以恢复至少一部分效率损失，所述效率损失是由于高于所述选定空速的所述速度行驶而造成。

除非另有定义，否则本文使用的所有技术及/或科学术语具有与普通技术人员对本发明有关的技术领域中所通常理解的相同含义。虽然类似或等同于本文描述的那些方法与材料可以用在本发明实施例的实践或测试中，示例性方法及/或材料仍进行说明如下。在冲突的情况下，专利说明书，包括定义，将控制。此外，材料、方法和举例仅是说明性的，非意指其必要限制。

所属技术领域的技术人员知道，本发明的各个方面可以实现为系统、方法或计算机程序产品。因此，本发明的各个方面可以具体实现为以下形式：完全的硬件实施方式、完全的软件实施方式(包括固件、驻留软件、微代码等)，或硬件和软件方面结合的实施方式，这里可以统称为“电路”、“模块”或“系统”(例如，一种方法可以使用“计算机电路”来实现)。此外，在一些实施例中，本发明的各个方面还可以实现为在一个或多个计算机可读介质中的计算机程序产品的形式，所述计算机可读介质中包含计算机可读的程序代码。本发明的实施例的方法及/或系统的实施方式可以涉及到手动地、自动地或以其组合的方式执行或完成所选任务。再者，根据本发明的所述方法及/或系统的一些实施例中实际仪器及装备，几个所选任务可通过硬件、软件或固件，及/或其组合而被执行，例如，使用一操作系统。

例如，可以将用于执行根据本发明的一些实施例的所选任务的硬件实现为一芯片或一电路。作为软件，可以将根据本发明的实施例的所选任务实现为由计算机使用任何适当操作系统执行的多个软件指令。在本发明的示例性实施例中，由一数据处理器(这里也称为“数位处理器(digital processor)”，指的是使用数字位元组进行操作的数据处理器)来执行如本文所述的根据方法及/或系统的示例性实施例的一个或多个任务，诸如用于执行多个指令的计算平台。可选择地，所述数据处理器包括用于存储指令及/或数据的一易失性储存器及/或用于存储指令及/或数据的非易失性储存器，例如，一磁硬盘及/或一可移除媒体。可选择地，也提供了一种网络连接。可择选地也提供一显示器及/或一使用者输入设备，如一键盘或一鼠标。这些实现中的任何一个在本文中更一般地称为计算机电路的实例。

本发明的一些实施例可利用一个或多个计算机可读的任何组合。本发明的一些实施例可利用一个或多个计算机可读的任何组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或计算机可读存储介质。一计算机可读存储介质例如可以是，但不限于，一电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、设备或装置，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(a non-exhaustive list)将包括以下各项：具有一个或多个导线的电连接、一便携式计算机盘、一硬盘、一随机存取存储器(RAM)、一只读存储器(ROM)、一可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、一光纤、一便携式光盘只读存储器(CD-ROM)、一光存储装置、一磁存储装置，或者上述的任意合适的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(a non-exhaustive list)将包括以下各项：具有一个或多个导线的电连接、一便携式计算机盘、一硬盘、一随机存取存储器(RAM)、一只读存储器(ROM)、一可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、一光纤、一便携式光盘只读存储器(CD-ROM)、一光存储装置、一磁存储装置，或者上述的任意合适的组合。在本文件的上下文中，一计算机可读存储介质可以是容纳或存储一程序的任何有形介质，所述程序可以被一指令执行系统、设备或者装置使用或者与其结合使用。一计算机可读存储介质还可以包含或存储供此类程序使用的信息，例如，以所述计算机可读存储介质记录的方式构建的数据，以便一计算机程序可以访问它，例如一个或多个表单、清单、阵列、数据树及/或另一种数据结构。在此，以可检索为数字位元组的形式记录数据的一计算机可读存储介质也称为一数位存储器。应当理解，在一些实施例中，一计算机可读存储介质可选地也用作一计算机可写存储介质，在本质上不是只读的一种计算机可读存储介质的情况下，及/或在唯读状态。

在本文，一数据处理器被称为“被配置”来执行数据处理动作，只要它耦合到一计算机可读存储器以从那里接收指令及/或数据、处理它们，及/或将处理结果存储在相同或另一个计算机可读存储存储器。执行的处理(可选地对数据)由指令指定。处理行为可以另外或替代地由一个或多个其他术语指代；例如：比较、估计、确定、计算、识别、关联、存储、分析、选择及/或转换。例如，在一些实施例中，一数位处理器从一数位存储器接收指令和数据，根据所述指令处理所述数据，及/或将处理结果存储在所述数位存储器中。在一些实施例中，“提供”处理结果包括传输、存储及/或呈现处理结果中的一项或多项。呈现可选地包括在一显示器上显示、通过声音指示、在打印输出上打印或以其他方式以人类感官能力可获取的形式给出结果。

一计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。一计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。

一计算机可读介质上包含的程序代码及/或其使用的数据可以用任何适当的介质传输，包括但不限于无线、有线、光纤电缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。

用于执行本发明的一些实施例中的操作的计算机程序代码可用一个或多个编程语言的任何组合来编写，包括诸如Java、Smalltalk、C++或与其类似的一面向对象的编程语言(object oriented programming language)和常规的过程编程语言，如“C”编程语言或类似的编程语言。所述程序代码可以完全地在使用者的计算机上执行、部分地在使用者计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在使用者计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在后者涉及远程计算机的情形中，所述远程计算机可以通过任意种类的网络，包括一局域网(LAN)或一广域网(WAN)连接到所述使用者计算机，或者，可以连接到一外部计算机(例如，利用互联网服务提供商来通过互连网连接)。

下面将参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)和计算机程序产品的流程图及/或方框图描述本发明的一些实施例。应当理解的是，所述流程图及/或所述方框图的每个方框，以及所述流程图及/或方框图中的各方框的组合，都可以由计算机程序指令实现。这些计算机程序指令可以提供给一通用计算机、专用计算机或其它可编程数据处理设备的一处理器，以生产出一种机器，使得通过所述计算机或其它可编程数据处理装置的所述处理器执行的这些计算机程序指令，创造实现所述流程图及/或所述方框图中的一个或多个方框中指定的多个功能/动作的多个工具。

这些计算机程序指令也可以存储在一计算机可读介质中，因此可指挥一计算机、其它可编程数据处理装置，或其它设备以一特定方式行使它们的功能，使得存储在所述计算机可读介质中的所述指令产生出包括实现流程图及/或方框图中的一个或多个方框中所指定的功能/动作的指令的一制造品(articleofmanufacture)。

所述计算机程序指令也可以被加载到一计算机、其它可编程数据处理设备或其它装置上，以促使在所述计算机、其它可编程数据处理设备或其它装置上执行一系列操作步骤以产生一计算机实现过程，使得在所述计算机、其它可编程装置或其它装置上执行的所述指令提供用于实现在流程图及/或方框图的一个或多个方框中所指定的功能/动作的过程。

附图说明

在此描述本发明的一些实施例，仅通过举例的方式，参照随附的图式以及图像。现以具体参照附图详细说明，强调所示细节是通过举例的方式以及为了发明实施例的说明性讨论的目的。在这点上，结合附图所做的描述会使得本领域的技术人员明显可知本发明的实施例可以如何实施。

在附图中：

图1A示意性地表示根据本揭露的一些实施例的一飞机，包含一转子驱动的机翼，其具有数个转子被定向在相对于所述机翼的一水平飞行俯仰轴线取向的一固定斜角上；

图1B示意性地表示根据本揭露的一些实施例的一螺旋桨驱动的机翼，所述机翼附接至一飞机机身，具有数个转子被定向在相对于所述机翼的一水平飞行水平取向的一固定斜角上；

图1C示意性地表示根据本揭露的一些实施例中分别通过一飞机的前转子、后转子和一机翼上方的气流，所述飞机具有数个转子在数个固定斜角上被定向至所述机翼；

图1D示意性地表示根据本揭露的一些实施例，一飞机上起落架的一排列，所述飞机包含一机翼，所述机翼具有数个转子被定向在相对于一水平飞行俯仰轴线取向的一固定斜角上；

图1E至1G示意性地表示根据本揭露的一些实施例的转子驱动的飞机，其包含一机翼，所述机翼具有数个转子被定向在相对于所述机翼的一水平飞行俯仰轴线取向的一固定斜角上；

图1H至1O示意性地表示根据本揭露的一些实施例的转子驱动的飞机，其包含一机翼和机身，具有数个转子被定向在相对于所述机翼的一水平飞行俯仰轴线取向的一固定斜角上；

图1P示意性地表示根据本揭露的一些实施例的一转子驱动的飞机，其包含一机翼和双机身，具有数个转子被定向在相对于所述机翼的一取向的一固定斜角上；

图1Q示意性地表示根据本揭露的一些实施例的一转子驱动的飞机，其包含一机翼和四人座机身，具有数个转子被定向在相对于所述机翼的一取向的一固定斜角上；

图2至4示意性地说明根据本揭露的一些实施例，一飞机的一过渡转子取向机构；

图5至6示意性地说明根据本揭露的一些实施例，一飞机的一过渡转子取向机构；

图7至9示意性地表示根据本揭露的一些实施例的电动发动机的排列，通过在所述电动机的两个部位之间施加差动推力，可以在螺旋桨转动期间改变螺旋桨叶片的一攻角；

图10A至10C示意性地表示根据本揭露的一些实施例，在起飞及/或着陆操作期间飞机姿态的变化；

图10D至10F示意性地说明根据本揭露的一些实施例，一飞机与前转子和后转子在相对于彼此的不同角度上；

图10G至10I示意性地说明根据本揭露的一些实施例，一飞机与前转子和后转子在相对于彼此的不同角度上；

图11A至11E示意性地说明根据本揭露的一些实施例的一飞机，配置用于载人飞行，且包含一机翼，具有数个转子被定向在相对于所述机翼的一水平飞行俯仰轴线取向的一固定斜角上；

图12A是一流程图，示意性概述根据本揭露的一些实施例一种在飞机起飞期间重新定向一飞机的方法；

图12B是一流程图，示意性概述根据本揭露的一些实施例一种在飞机着陆期间重新定向一飞机的方法；

图13是根据本揭露的一些实施例的一电动机(如此)的一示意性方框图；

图14A至14C示意性地表示根据本揭露的一些实施例，一飞机的一有角度的螺旋桨护具；

图15示意性地表示根据本揭露的一些实施例，连接到数个发动机的数个电池单元的动力连接；

图16示意性地说明根据本揭露的一些实施例的一飞机，可选地配置用于载人飞行，且包含一机翼，具有数个转子，所述数个转子连同数个辅助转子被取向在相对于所述机翼的一水平飞行俯仰轴线取向的一固定斜角上；以及

图17示意性地表示根据本揭露的一些实施例的一分布式飞行控制系统的一控制单元。

具体实施方式

本发明涉及空降及飞行器领域，且更特别是，涉及一电动的飞机，具有垂直起飞和着陆以及静止飞行的能力。

概述

本揭露的一些实施例的一广义方面，涉及一无人或有人驾驶的有翼飞行器(飞机)，其包含数个被供电的螺旋桨定向在倾斜于所述飞机的至少一机翼的取向的一固定角度。本文中，此种配置特征被称为一“固定倾斜翼转角度”，其进一步的细节和定义在下文中描述。举例来说，一机翼相对于一螺旋桨的一“斜角”可选地选自5°至45°之间的范围，约15°至30°之间的范围，及/或约20°至25°之间的范围。

在一些实施例中，所述飞机被配置用于垂直起飞、倾斜起飞(本文考虑如下定义的一种类型的垂直起飞)，及/或短距离起飞。在一些实施例中，所述飞机被配置用于垂直着陆及/或短距离着陆。

飞机垂直起飞及/或着陆的潜在优点包括减少使用所述飞机所需的土地面积、减少起飞和着陆所需空间的专业化(例如，一停车场也可以是一着陆点)，及/或增加起飞和着陆的安全性(例如靠近地面的速度较低)。固定机翼(非旋转机翼)飞机的潜在优点包括仅靠空气就可以从向前运动产生高效可靠的升力。

飞机设计试图结合VTOL(垂直起降)能力与固定(非旋转)机翼飞行协助。注意到的是，术语“固定机翼”在本领域中用来表示“不围绕一中心旋转而产生升力的一种机翼”，与例如一直升机、多旋翼直升机或自转旋翼机的数个转子相反，且这是此处使用的术语的含义。下文描述了与术语“固定”的其他用途相关的含义。

VTOL和固定机翼组合的努力有几个相关的潜在问题及/或解决。从广义上讲，这些问题包括垂直/水平飞行过渡的可靠性、增加的机械复杂性、增加的自重，以及使用一非旋转机翼飞机实现垂直和前飞混合所需的工程妥协所产生的其他惩罚。

一些设计简单地提供了单独的垂直和水平取向的推进器(接受增加的自重)。相比之下，并可能避免一固定机翼VTOL飞机在前飞期间“浪费”的垂直推力能力，已提出及/或实施动态和静态过渡解决方案。动态实现允许推力相对于所述飞机本身的机身重新指向，例如，通过使一转子的安装可旋转，及/或通过使用挡板。然而，动态解决方案与增加的机械复杂性以及飞行过渡期间的潜在安全问题特别相关。此外，解决这些问题还伴随着监管复杂性和费用的潜在增加。

也已经提出及/或实施诸如尾翼的静态过渡解决方案，其中整个飞机大致上从一垂直取向的状态过渡90°到一水平取向的状态—整个过程中使用相同的推进器，首先垂直定向以提供起飞升力，然后逐渐倾斜以增加水平速度，倾斜增加直到获得足够的升力以完成向飞机巡航取向的90°过渡。过渡反转以允许着陆，增加了安全取消所述飞机的前进速度的复杂性而不会错过目标着陆区。

随着新技术的出现，以前不可用或未被注意的解决方案可能会变得可行。例如，随着越来越多的小但仍然有力的电动机的出现，增加电力存储能力以补充它们，以及便宜和复杂的控制电子设备，多种由数个螺旋桨联接的电动机(以下称“转子”)提供动力的飞机已经、正在且预计将被开发。在这一领域的努力本文中统称为“多旋翼技术”。

一固定机翼产生的升力可以与多旋翼技术一起使用已经得到一些认可(例如，根据上述设计方法)。

发明人惊奇地发现，具有一固定和倾斜翼转角度的一固定(非旋转)机翼，可选地与本文所述的其他设计特征结合，为飞行阶段包括前飞(巡航)、起飞及/或着陆提供潜在优势(特别是但不仅限于与多旋翼技术结合时)。特别是，飞机限定尺寸够大以携带货物及/或乘客带来潜在优势，例如，飞机的一未装载质量为50公斤或更多，及/或一装载质量为120公斤或更多；可选地包括可携带数个乘客的尺寸，例如，2、3、4、6、8、10个或更多个乘客。特别是对这些尺寸范围或以上的飞机，考虑到安全性、稳健性、简单、可靠性、范围、效率、备用电源及/或控制的反应能力是意义重大的，例如不仅涉及基本功能，还涉及监管批准及/或市场接受度。

在所述飞机的一前飞模式中，在一些实施例中，从所述机翼产生的升力平行且相反于重力拉力的方向，同时从被供电的螺旋桨产生的升力被定向在一个既向前又向上的方向上。此操作模式提供在利用被供电的螺旋桨单独产生升力上的能量效率的潜在优势，只要机翼产生的升力被配置为比其重量和阻力所贡献的飞行负担能贡献更多的飞行协助。由于所述机翼(至少在标准运行下)不携带所述飞机的所有重量，其可选地被设计成比一全机翼支撑设计更轻、更薄及/或更小，潜在增加机翼净贡献飞行协助。转子操作及/或设计也接收一潜在优点，只要固定机翼升力发展出足够的前进速度以提供飞行协助后，转子就可选地在一较低的推力状态运行。可选地，当对持续性转子推力输出的要求被降低时，转子部件(例如，电动机及/或螺旋桨)可减少重量、动力及/或速度。

在一些实施例中，所述飞机配置有一多旋翼设计，其中飞机控制(稳定化和调动)被是通过对所述飞机的数个转子施加差动推力来发挥的。飞行控制软件可以减少或消除前飞期间偏航、翻滚及/或俯仰的飞行表面稳定化的需求。减少的飞行控制表面前在增加了效率。相反的，飞行控制软件可选地配置用以减少(且可选地完全停止)在一或更多轴线上在更高速度的稳定性控制的宣称，当所述飞机的空气动力学特性宣称他们自身时。例如，包含一后安装的垂直稳定器的一飞机可能被保护免于在一充分高的向前速度下偏航；瞬时偏航趋向于将所述稳定器的垂直面带入一取向，气流推动直到恢复所述向前面对的偏航取向。类似地，一气动俯仰角是可选地通过一主机翼和水平稳定器(或其他包含多个机翼的配置)之间的力平衡所建立的，倾向于将飞机俯仰保持在足够窄的范围内，其中所述飞行软件可以在前飞期间放弃断言俯仰控制。在一或多轴线中可以根据测量的向前速度自动或手动触发稳定性的一降低及/或消除(即，降低及/或消除飞行软件控制的断言)。

所述固定机翼可选地自身不包括多个控制表面。这样具有设计简单及/或重量的潜在优势。可替换地，所述固定机翼包括数个控制表面，例如一或多台转子的发动机失去动力时用于紧急控制，及/或用于增加机动性。

然而，潜在的好处不仅限于对前飞特性的影响；不同的固定和倾斜翼转角度配置也具有不同的潜在优势。

发明人已经意识到，一些潜在的短飞行飞机应用平衡了前飞和悬停的类似能量预算要求(例如，能量预算要求在彼此的大约两倍以内)。相对长且高效率的前飞被相对短但较低效率的悬停飞行所平衡，特别是在将能量预算的安全性裕度部分分配给悬停飞行时。对于两个预定点之间的飞行，这种分配是一个合理的选择，因为可能会遇到对一安全性裕度的需求，因为在着陆点的阻碍条件需要所述飞机盘旋及/或调动于悬停以避免及/或等待出所述阻碍条件。因此，例如，假设大约4分钟的悬停能力(包括安全性裕度)，可以提供30分钟的前飞能力。在一些实施例中，悬停飞行的功率大约是前飞的五倍(例如，由于缺乏气动升力的优势)，导致前飞和悬停飞行能量预算的一正常平衡约为3：2的比率。

本揭露的一些实施例的一方面，涉及配备有一倾斜翼转角度的一飞机的前飞，其中所述转子相对于所述机翼被安装，从而他们的推力冲刷引出所述机翼在前飞期间遇到的气流。在一些实施例中，所述倾斜翼转角度是固定的。

在一些实施例中，所述数个转子被安装在所述机翼翼展内(例如，相较于所述机翼的尖端更靠近所述机身)在一些实施例中，所述安装配置包含至少一转子其中心安装在所述机翼下方及前方，以及至少一转子其中心安装在所述机翼上方及后方。在此配置中，可选地，所述数个转子被安装以占据一通常平面配置，相对于所述机翼的取向倾斜(围绕所述俯仰轴线)。

在本揭露的一些实施例中，机翼和螺旋桨都在巡航前飞期间产生升力(例如，以大于约55公里/小时的一速度)；例如，所述机翼产生至少10％的升力、25％的升力、30％的升力、50％的升力，“大部分升力”(大于50％的升力)，或70％的升力；以所述数个螺旋桨提供剩余的升力，包括至少10％的升力。从这些例子中，所述机翼产生的升力占前飞中总升力的一相对大的比例是一个潜在的优势(例如，大部份升力)，由于机翼升力的使用，可选地减少使用一垂直定向部件转子推力以保持空降的必要性，同时前飞所需的垂直定向推力和水平定向推力的总和一般保持低于所述水平静止悬停飞行所需的所述垂直定向推力。

只要转子和机翼都用于产生升力，将它们的放置和配置成避免干扰彼此的升力产生功能对它们是一种潜在优势。螺旋桨和机翼都打算在一空气层流中操作(至少在他们最初遇到它时)；湍流，当它发生时，往往会引入对飞机的性能很重要的振动和效率损耗。所述螺旋桨的主冲刷是湍流，被定向在与推力方向一致。机翼也会在尾流中留下湍流。因此，机翼和螺旋桨的操作都可能受益于保持它们的“输出”(尾流/冲刷)远离彼此的“输入”(前缘/进气)。在本文中，出于提供描述的目的，一机翼如所述为了避免干扰一转子的推力，只要它不与以所述转子为中心的一直圆柱体相交汇，所述直圆柱体具有一中央纵向轴线与所述转子产生的推力的一轴线对齐(或其他类型的发动机组件)，且其半径等于所述转子的螺旋桨、涡轮叶片、射流流出孔或其他主气流产生/气流塑形部件的半径。所述机翼与由此圆柱体外侧的一发动机组件诱导的空气扰动的交汇被考虑为，至少出于描述的目的，不干扰发动机组件推力。

所述转子的位置中心的横向位置(即它们沿俯仰轴线从飞机中心远离的距离)可选地以所述飞机为中心到所述飞机的机翼翼展外。不以飞机为中心的数个转子最好成对提供(两侧各一个)，以保持平衡和均衡飞行压力。潜在地，一多旋翼飞机(例如，一多旋翼直升机有六或更多转子)继续安全飞行(可选地以适当的调整来控制)，即使一个或多个转子不起作用或甚至丢失。

将发动机安装在所述机翼翼展内的一个特别的好处是减少安装压力—安装件可选地更短，例如，较少的杠杆作用施加到将它们连接到飞机其余部分的接合处。避免在机翼尖端上或从机翼尖端安装发动机(作为另一个例子)也可能使所述机翼本身构造得更轻，从而可能节省自重。飞行稳定性可能通过彼此远离的安装而得到增强，尽管这也易于增加安装上的杠杆压力。通过在所述机身前后安装发动机，一些实施例的所述安装件仍然保持简短，利用所述机身本身的刚性。

再者，只要所述机翼和所述转子在定位上是相互独立的，所述机翼可以设计得尽可能长及/或薄以适合其提供升力的功能，无需考虑将其延伸到所述转子的冲刷中，或考虑加强支持所述转子本身及/或将这些转子的推力转给所述飞机。

在所述机翼的前头与后端安装发动机的概念允许所述飞机(至少在一些飞行条件下)以一无翼多旋翼飞机的飞行特性行动，具有所述转子之间支撑的重心(包括在垂直于重力拉力的一平面内之间)。在相同的配置中，所述机翼(至少在快速前飞中)也可以在重心处或附近发挥自身升力。

本揭露的一些实施例的一方面涉及配备一固定倾斜翼转角度的一飞机的起飞及/或着陆模式。一固定倾斜翼转角度在支持的此类模式范围的方面提供了特别的潜在优势，例如，通过提供适当配置的起落架。

在所述飞机的一垂直起飞模式中，在一些实施例中，所述数个螺旋桨被定向(例如，通过整个飞机的俯仰轴线旋转)以施加与重力拉力平行且相反的升力(根据所述固定斜角，顺带倾斜所述机翼的取向远离其水平前飞的取向)。此模式可以被用来在一悬停模式中升高或降低所述飞机，包括起飞或着陆而不在地面行驶。垂直起飞是没有地面行驶及/或没有产生固定机翼升力。可选地，垂直起飞之前是一个调动，该调动使所述螺旋桨水平，所述螺旋桨最初被所述飞机的一侧抬高而倾斜同时另一侧保持与地面接触。

在所述飞机的一倾斜起飞模式中，所述飞机在倾斜于地面的方向上发射(没有地面行驶及/或没有事先产生显着的固定机翼升力)。可选地，所述螺旋桨最初定向在倾斜于地面的一角度(“倾斜”)，以及倾斜起飞的方向是垂直于所述螺旋桨的取向。可选地，所述机翼在倾斜起飞期间被倾斜到水平前飞的取向。然而，倾斜起飞没有限制以排除其他机翼向前俯仰-倾斜(飞机鼻部进一步下俯)或向后俯仰-倾斜(飞机鼻部进一步上仰)。

在倾斜起飞期间，所述倾斜的螺旋桨产生向前推力与升力推力。充足的起飞推力的过渡发生得足够快，以至于向前推力不会在地面上造成向前行驶，也导致向前加速度足够弱，以至于在起飞的速度下，所述机翼的贡献小于作用在所述飞机上的升力的10％。如果发生了向前行驶，可能包含偶然的运动，因为在一推力上升周期期间克服地面摩擦。可选地，在倾斜起飞中的向前行驶的距离小于所述飞机的长度。

倾斜起飞后，所述飞机可选地在空气中重新定向在一垂直推力(水平螺旋桨)模式，取消或不取消在最初起飞期间发展的前进速度。倾斜起飞可被视为属于垂直起飞的类别(且本文一般这样处理)，只要垂直起飞与其他飞机发射模式相比的一个区别特点是不依赖于一固定机翼在向前运动中的升力发展。因此，“垂直起飞”此处包括倾斜起飞，除了特别涉及地面静止悬停的描述之外。

着陆逆转了起飞的取向阶段，然而可能存在降低或取消地面速度的调动。如果在着陆前未完全取消，所述着陆会“倾斜”，且所述飞机在地面上时至少部份减速。术语“垂直着陆”，此处包括从有无明显固定机翼升力产生的一空降状态着陆(例如，小于总升力的10％)，即使在地面接触时存在一非零的地面速度。然而，这里所描述的实施例可被假设为在一小目标上，例如，一着陆点，着陆之前进入一地面静止悬停状态，以避免“瞬间刹车”的任何建议。初次接地后(例如，在一地面静止悬停状态下碰触地面)，一飞机可重新定向当其进一步稳定时，造成所述数个转子回到一倾斜状态。

垂直/倾斜着陆和起飞都归入此处缩写的VTOL(垂直起飞及/或着陆，注意到的是，缩写通常用连接词“和(and)”定义)。缩写VTOL应该被理解为对一飞机能力的描述，而不是仅仅将其限制为垂直起飞和着陆；也不应将缩写VTOL理解为宣称垂直起飞和垂直着陆必然相连。

非垂直起飞或着陆运行的一个例子：在此所述的飞机的一些实施例的一短距离起飞模式中，所述飞机在起飞前沿地面滑行一小段距离。此处，一“短距离起飞模式”被固定机翼协助，具有足以使所述机翼贡献总升力的至少10％的起飞空速。在一些实施例中，一飞机能进行一短距离着陆，其中所述飞机在向前运动中碰触地面，具有由一固定机翼产生的其剩余升力的至少10％。出于定义的目的，一短距离起飞允许一飞机在开始一起飞滑跑的450公尺内越过一15公尺的障碍物。

本揭露的一些实施例的一方面涉及一有翼飞机，配置有被供电的螺旋桨，定向在倾斜于所述机翼的一固定角度，其中，在一着陆状态，所述螺旋桨也保持在对地的一斜角。

上面简要提到的基本“尾坐式”设计可能会使乘员及/或货物旋转一个90°的位置，这可能会令人不舒服及/或导致货物明显位移。例如，通过一旋转座椅或隔间来缓解这种极端的角度变化，可能需要克服机身、客舱及/或驾驶舱设计挑战。

在本揭露的一些实施例中，一开始就避免了如此巨大的旋转。例如，前飞至悬停飞行取向调整与所述固定倾斜翼转角度相同，优选是小于45°，以及例如，在15°至30°之间的范围，及/或在约20°至25°之间的范围内。在一些实施例中，几度的座位或隔间倾斜可能会进一步减少所述飞机的内容物所经历的有效角度变化。

相较于一纯固定机翼升力，在前飞期间持续依赖用于升力的转子推力表示了升力效率可能被减少—但从无机翼的一多旋翼驱动飞机的一基线考虑，在升力效率取得方面仍有潜在优势。

此外，当飞机内容物相对于地面经历取向差异时，存在潜在优势。

发明人已经意识到，二态过渡的一个令人惊讶的替代方案是三态过渡，其可选地是使用一转子驱动的飞机实现的，所述飞机具有机翼和在数个斜角互相定向的转子。可替换地，在一些实施例中，可选择性地避免起飞及/或着陆的取向过渡。

在一些实施例中，起飞时或起飞后不久，一飞机首先从一着陆状态，具有远离垂直被倾斜的数个转子(及/或净结合转子推力向量)，过渡至一中间垂直起飞状态，具有垂直的数个转子及/或所述净结合转子推力向量(可选地从起落架还触碰地面开始)。接着，起飞及/或取得足够高度之后，所述飞机过渡到一第三位置，具有数个转子及/或净结合转子推力向量再次远离垂直被倾斜—可选地在与所述着陆状态相同的取向，或在另一个取向。然后，在一些实施例中，座位或其他飞机容纳的布置被制成是对所述飞机的接地配置最舒适。只在起飞期间有此取向的一个中断，以及接着，在正常飞行期间，恢复所述舒适的取向。

在垂直起飞的一倾斜起飞模式变体中，甚至不需要一中间中断；可选地在从接地的飞机过渡到完全前飞全程保持相同的取向。此具有在起飞期间减少飞机内容物的一最大倾斜角度的一潜在优势。

着陆时，顺序相反。从悬停状态(例如，具有垂直定向的转子)过渡到着陆状态(例如，具有从垂直倾斜的转子)可选地在空中(在所述飞机触地之前可能简要分出水平加速度允许陆地刹车)，或者在接触地面之后发生。

如前所述，地面上乘员的座位位置可选地在起飞前以及飞行期间都相同，将“倾斜座位”的阶段留给垂直起飞、着陆以及可能在着陆前降低速度的时期。可选地，在每种情况下，座位取向仍然存在一些差异。例如，在前飞的所述飞机是对那些坐在里面的人“最舒适的”取向，同时所述数个转子根据所述固定倾斜翼转角度被向前倾斜。在地面上时，所述飞机从此角度稍微后倾(例如，在约1°至10°的范围内)，给予所述乘员一种缓和斜倚的感觉。需要理解的是，可以使用可调座椅角度的一和缓的范围(例如，最高约10°至15°)来进一步修改座位角度；然而被认为是合适的。

在一些实施例中，通过对转子安装臂和起落架的相对长度的一适当选择，达到被倾斜的转子着陆状态。特别注意到的是，将一前置转子置于所述机翼下方具有潜在影响，使其非常靠近地面，在那里它可能更容易受到灰尘及/或碎石相互作用。可选地，更长的起落架及/或适度的“后倾”被用来缓和这个漏洞。可选地，所述起落架自身是可调的以改变所述飞机在地面上的取向(例如，向前倾用于货物装载及/或乘客登机；起飞前向后倾以保持前转子离开地面)。

在一些实施例中，所述飞机的减速包含减少所述飞机向前倾。在此配置中，所述机翼可能成为一刹车，至少在更高的速度下。可选地，反转飞机转子俯仰(经过一垂直净推力向量的位置)以加入进一步减速。可选地，控制所述飞机偏航通过约半转，同时维持至少一部分其向前定位的转子俯仰，之后它在空中向后飞行时减速一段时间。在空速下降到足以使机翼不超过控制系统补偿能力的情况下破坏飞机的稳定后，这种调动可选择地被执行。

可选地(例如，在自动及/或自动协助驾驶下)，水平减速(可选地当向后飞时)在飞机触地的大约同时减少地面速度至0。这样的一潜在优势是在降落期间维持一更水平的飞机，其可增加乘员舒适度及/或降低货物位移及/或所述飞机不平衡的风险。

在一些实施例中，提供了辅助发动机(可选地相对低供电)，其按需要激活，为悬停、水平调动、加速、减速及/或相反推力的平衡提供额外的推力(特别在着陆及/或起飞)。此为一潜在优势，允许了减少倾斜调整的低加速调动(例如，俯仰)。所述辅助发动机选地是轻的，以减小它们的自重惩罚。可选地，它们被安装以在快速前飞时，使它们的叶片顺桨、缩回、及/或旋出气流以减少阻力。可选地，它们在前飞期间运行以制造额外的推力；可选地它们是逆向使用的，例如，在着陆调动期间。在一些实施例中，辅助引擎是一种方便，但不是调动或以其他方式维持飞机的适航性所必需的。在一些实施例中，辅助引擎，例如，为了稳定提供冗余。例如，碰撞等事件(例如，与高的地面障碍物碰撞，损坏多个发动机安装臂，及/或携带多个发动机的一发动机安装臂)可能使一些主发动机不作用而足以制造剩余的发动机不能完全弥补的飞行不稳定性。辅助发动机在这种情况下可被激活，以帮助维持至少一部分的飞行稳定性，例如，足以平衡所述飞机够长时间以执行一紧急着陆。

例如，在一8-发动机(或另一种)共轴排列中，有2台发动机在每个臂上，来自例如一竿子的外部冲击可使在相同臂上的2台发动机失去作用，以及所述飞行器将失去稳定性并可能倾覆。有了额外2台发动机，可以在此类事件中维持住稳定性。

本揭露的一些实施例的一方面涉及一种飞机的一自倾斜转子安装组件，其包含数个转子安装在一枢轴转杆上以及所述枢轴转杆的一枢轴固定架(在此也称为合页)的各边；其中所述数个转子可操作以绕着所述枢轴固定架以及一俯仰轴线进行枢轴旋转。

在一些实施例中，所述枢轴转杆的一枢转角度范围限定在介于一相对睡平取向与一相对垂直取向之间。所述取向通过改变所述枢轴固定架各侧上的所述数个转子的相对功率被选定，导致了通过改变所述数个转子的相对功率可在两种模式之间选择转换的一双稳态机制。在一模式中，所述枢轴转杆针对所述枢转角度范围的更水平侧被锁定，以及在另一个模式中，所述枢轴转杆针对所述枢转角度范围的更垂直侧被锁定。

在一些实施例中，部分模式切换控制是通过使用施加在所述飞机的重心和升力上的力来实现的。在一些实施例中，所述飞机的重心及其升力气动中心都位于所述枢轴固定架的枢转中心的前方。所述枢轴转杆的一枢转角度范围受到限制，使得在悬停飞行中，所述飞机的重量将所述机身与枢轴转杆锁定在适合产生悬停推力的相对取向上。一旦向前飞行产生的升力缓解了所述枢轴的重力，所述枢轴转杆就会旋转到一更垂直的取向(例如，通过适当调整前核后转子的相对功率)，而所述飞机其余部分的俯仰在空气动力学的数个力的作用下保持稳定。可选地，对所述枢转角度范围还有另一个限制，从而一适当的平衡转子推力也将安装组件“锁定”到一固定的前飞配置中。

可选地，一枢轴转杆定位在所述飞机的两侧边，且所述枢轴转杆被连接在它们之间，以形成一单一枢轴框架。可选地，枢轴转杆例如通过飞行控制软件机械上未链接且协调的。可选地，一单一枢轴转杆被固定在一个位置(例如，在飞机后面)，在该位置上，所述数个转子可以自由移动而不会与飞机主体发生碰撞。

在一些实施例中，所述枢轴固定架被定位使得枢轴中心纵向偏移到所述自倾斜转子安装组件的重心前面。在一发动机关闭状态下，所述自倾斜转子安装组件因此在重力作用下趋于顺时针旋转；从侧面看，左边是飞机的正面。这种旋转趋势是机械地将转子保持在一个适合悬停飞行的取向的位置，例如，随着所述转子启动，所述转子推力向量最初垂直指向下。一旦在空中，所述枢轴固定架的重心不再控制所述枢轴固定架的姿态，而是由差动推力控制。

在一些实施例中，飞机机身和机翼的一重心被放置在枢轴中心的前方。因此，随着所述飞机在所述转子的推力下升起，所述飞机机身和机翼倾向于在一俯仰向下的方向上旋转。这种俯仰向下的运动也倾向于将所述枢轴固定架拉向一俯仰向下的方向，因为相较于所述机身，它不能在一相对上仰的方向上进一步移动。结果，即使力的成因不同，所述自倾斜转子安装组件和所述机身机翼组件仍以它们在地面上的大致相同的关系锁定在一起。

整架飞机的倾斜可以通过命令前转子相比后转子不同的相对推力来控制，包括平衡重心的任何趋势以使整架飞机向下倾斜的推力。

此时，所述转子被重新定向以发挥向前推力。随着速度的增加，所述机翼相应地开始产生向前的升力，升力中心也在枢转中心的前方(以及在一些实施例中，所述机翼和机身的重心的前方)。此升力解除了所述飞机的重量施加在所述枢轴固定架上的“锁”。从这一点来说，相对前转子递送至后转子的相对多的推力倾向于旋转所述枢轴固定架直接进入一更垂直定向，而不遵循所述飞机机身和机翼，因为这些现在被机翼升力的力保持相对向上俯仰。

可选地，旋转过渡的速度受所述枢轴阻力的限制；例如，对枢轴转动的一摩擦(例如，表面摩擦及/或施加的粘度)及/或惯性(例如，施加飞轮)阻力，从而使所述枢轴固定架的俯仰旋转运动减慢(例如，保持在逐步重新定向)。在垂直着陆的准备中，可选地提供相对于下(前)转子减低的功率给上(后)转子，使它们返回悬停位置。随着空速下降，飞机的重量回到由所述枢轴固定架支撑，恢复悬停锁定。

本揭露的一些实施例的一方面涉及一种可变桨叶桨距，其包含两个共轴的电动机。在一些实施例中，所述两个共轴的电动机每个以合页附接到所述转子的所述螺旋桨叶片的底座的不同部分。各电动机的电气转子部分的相对位置的变化转化为螺旋桨叶片间距的变化。在一些实施例中，只有一个所述电动机直接附接在叶片上。叶片的旋转由一齿轮(例如，棘轮和小齿轮)机构驱动，并与另一电动机的一电气转子部分的相对位置相连。在一些实施例中，所述叶片间距在其整个范围内(例如，从一最小间距到一最大间距)在不到一秒的时间内是可变的。间距变化的范围是，例如，大约5°、10°、15°或其他范围。

本揭露的一些实施例的一方面涉及一种螺旋桨护具，所述螺旋桨护具被塑形以使得当它定向至一个倾斜于它所包围的螺旋桨的方向时施加一个减小的空气动力学阻力。在一些实施例中，所述螺旋桨护具的壁一般塑形为一斜圆柱体，选择圆柱体的倾斜度，使所述螺旋桨护具的壁的各个径向截面都指向沿着所述飞机的水平前飞方向。在一些实施例中，至少部分的螺旋桨护具的壁形成一个翼型，可选地是被塑形以产生升力的一翼型。

本揭露的一些实施例的一方面涉及一种电动机，包含数个单独绕线线圈，其中每个单独缠绕线圈占据所述电动机的一定子周围的一个单一位置(例如，不被另一个线圈介入而与自身分开)。在一些实施例中，每个线圈也充当一个电及/或磁力传感器及/或与一个电及/或磁力传感器相关联，所述传感器检测所述转子的磁铁的角度位置。对于每个单独的线圈，一相应的单独线圈控制器基于感测选择传送到所述线圈的电流的极性及/或强度。

可选地，多个单独缠绕线圈被配置以协调作为所述电动机的一单相(例如，同时施加大致相同水平和极性的电动势)，即使它们的线圈没有电性相互联接。可选地，即使它们的相应控制器没有相互接通，它们也协调以作为所述电动机的一单相。

可选地，所有单独缠绕线圈同时运行，以对所述电动机的转子施加力。这是一个潜在的优势，让一电动机在一给定数量的线圈上施加更大的峰值力。虽然部件数量可能成倍增加，但每个部件本身可能比其他所需更轻，例如，由于一单个线圈的功率处理要求降低。另一个潜在优势是一单个线圈的损耗(例如，由于短路)并不一定会阻止所述电动机运行。另一个潜在优势是线圈本身可以降低的复杂性及/或成本来制造。另一个潜在优势是，作为电动机维护的一部分，可以在电动机中单独更换线圈。

本揭露的一些实施例的一方面涉及数个电池单元功率输送的布置，使得数个电池单元中的每一个都为一不同且对应的一组转子供电，各组转子由位在所述飞机的对角相对的角落的数个转子组成。在一些实施例中，这种配置可以潜在地防止由于一单个电池单元失去动力而导致的飞机不稳定性，从而导致对角相对的推力突然不平衡。

在一些实施例中，具有数个螺旋桨以及驱动所述螺旋桨的一相应的数个动力单元的数个转子可选择地由所述数个动力单元的各者的一不同的电池单元供电。据此，在一些实施例中，有两个电池单元配置用以对每个转子供电，每个电池单元也为对角相对的转子的一动力单元供电。在此，这也称为一“对角走线”的电源配置。

所述数个转子是“对角相对”的，使得递送的推力的对角相对的转子之间的不平衡会趋于绕着一旋转对角轴线旋转所述飞机，大约垂直于对角线相对的转子所安装的对角线。所述旋转对角轴线如此接近地通过剩余的转子，以至于它们需要提供至少两倍于所述不平衡的推力差值的推力变化，以提供一个矫正的稳定推力，可选地甚至更多：例如：五倍、十倍或更多倍的推力。需要注意的是，对角相对的转子也是一组“平衡作用”的数个转子中的转子，本文中如图15相关的所述。

因此：例如，当一对对角相对的转子的一个动力单元(例如，数个动力单元中的一个)完全停止功能时，该对之外可能没有任何可以及时修正其自身推力的转子以克服推力不平衡，推力不平衡可能接着会在对角相对的该对转子之间形成。在一些实施例中，(例如，在一个配置中，包含所述飞机的四个角落的每一个角落的转子)，所述转动对角轴线基于一个转子的故障可能通过相当靠近所述剩余的转子小组，因此它们中甚至没有一个可操作用以递送足以控制的一抗衡推力以维持飞机的稳定性。因此，这些剩余的转子小组也可能无法提供即使是从相对较小的及/或短暂失衡的恢复。例如，在一些实例中，如果一对中的一个转子小组具有一显着的功率故障(例如，失去其所有功率的一半)，则启动围绕所述对角轴线的旋转。一旦感测到旋转(例如，通过与飞机的控制系统相连的一惯性测量单元)，一正常的飞机响应，在一些实施例中，就是降低另一个(对角相对的)转子小组的功率。然而，在被感知到之前，旋转已经产生了一定量的动量；以及在任何情况下，功率的控制可能不会立即减少，及/或试图恢复稳定性可能会导致飞机姿态的振荡。对于具有更大动量的一较重飞机来说，这可能是一个特殊的问题。虽然即使这种情况也不一定是不可恢复的(例如，飞机本身的重心可能吊得足够低以帮助防止翻转)，但至少对于一些故障模式而言，消除或减少控制延迟的风险是一种潜在优势，所述控制延迟可允许建立围绕所述对角轴线的旋转及/或旋转动量。

使用对角走线的电源配置，涉及电池单元功率损耗的故障模式(例如，连接损耗或电池单元本身的功能故障)可能是自平衡的，在这个意义上功率损耗本质上是在对角相对的转子之间同时发生，因此推力平衡开始作为故障本身的一固有部分，而不管一飞行控制器是否感测到旋转的发生及/或命令矫正。

在一些实施例中，一转子的动力单元的功率损耗(例如，由于电池单元故障)由转子的一控制器感知。这可以选择性地被使用作为一信号以自动开始向所述转子的另一个动力单元增加功率(例如，甚至在感测到飞机姿态改变之前)。这具有潜在的好处，例如，可以减少因应于一功率损耗故障模式时的控制延迟)。可选地，所述信号引起的功率增加部分是短暂的；例如，所述信号的影响随着时间的推移而减少，有利于基于姿态感知的控制。瞬态具有潜在的优势以允许更即时的反应能力(例如，减少一故障后飞行平衡的损耗)，而不会引入一个永久性的新因素，所述新因素本身可干扰重新建立飞行平衡。

可选地，所述信号被传播以用于其他转子的控制，例如，(可选地，瞬时)命令或确认一对角相对的转子的一动力单元的关机或功率降低。这对于减少因应于损坏的控制延迟具有一潜在优势，例如，所述损坏仅影响一个转子的电源连接。

本揭露的一些实施例的一方面涉及多个飞行控制器单元的布置，因此数个转子的各个都在其对应的飞行控制器的控制之下。可选地，每个飞行控制器都安装在它所控制的数个转子的位点，且可选地包含自身的惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU)。这为稳健性提供了一个潜在优势，因为一单个飞行控制器的故障仅影响一个转子的控制。这也提供了一潜在优势，用于减少例如由于支柱及/或机架弯曲而可能产生的飞行控制共振，因为每个转子都处于一飞行控制器的控制之下，所述飞行控制器具有测量因机架弯曲而造成的转子姿态中相同局部变化的惯性测量单元。

在一些实施例中，所述飞行控制器单元共享飞行数据(例如IMU数据)，这样每个飞行控制器都可以访问描述所述飞机的一当前飞行状态的相同飞行数据。因此，每个飞行控制器单元都可以访问整个飞机飞行状态的一相同描述。可选地，来自每个飞行控制器单元的IMU的数据被组合成飞机飞行状态的一单一估计，对所述数个飞行控制器单元中的各者使用一相同的组合方法(例如，包含相同的演算法和可选地用于平均的权重，及/或处理例外，例如异常数据，的相同排除方法)。

可选地，每个飞行控制器单元仍然特别考虑由其自身的IMU测量的飞行数据，以生成对其特定转子的控制命令及/或评估这些控制命令的结果。在一些实施例中，例如，一飞行控制器可选地发布针对所述飞机的整体飞行状态的控制命令(例如，根据共享的飞行数据计算，可选地所有飞行控制器单元相同)。然而，所述飞行控制器可选择地将特别的权重归于来自它自己的IMU的飞行数据，以确定命令的即时影响—例如姿态变化的速率—这可能在导致飞机飞行状态的一总体变化之前部分被局部机架弯曲吸收。这个决定可选地影响所述飞行控制器调整控制输出，可能有助于减震或防止控制振荡。

本揭露的一些实施例的一方面涉及一种多旋翼飞机的偏航控制，其中数个转子包含数个共轴安装的反转螺旋桨。

在本揭露的一些实施例中，偏航控制是通过对旋转动量变化的反应来发挥，因为转子叶片被加速/减速，以及/或通过旋转转子的阻力将旋转传递给空气质量。在本文中，这被称为“偏航扭矩(yaw torque)”。附加或可替换地，数个转子被定向在围绕所述滚动轴线的一倾斜(及/或，可选地围绕一轴线，所述轴线垂直于大致在所述转子与所述飞机的重心之间延伸的一轴线)。所述倾斜是相对于所述飞机平行于所述滚动轴线的一中线轴线向内或向外倾斜几度(例如，5°或更少)。这潜在地为所述转子提供了可用于辅助偏航控制的推力分量，在本文中称为“偏航推力”。优选地，所述倾斜在所述偏航方向上转移推力的分量，所述分量大约等于或低于所述转子的能力以补偿使用偏航扭矩。

可选地，在单螺旋桨转子设计的情况下，选定倾斜的方向，使偏航推力加入到偏航扭矩。例如，顺时针旋转的转子(如从上方看)被增加以逆时针方向施加偏航扭矩。相同的转子也被定向以指向，所以它们的推力的增加也会导致逆时针偏航。

通常优选能够在不影响施加在其他方向上的力的效果的情况下发挥偏航控制—例如，不引起俯仰、翻滚或高度的变化。据此，通常对转子进行控制，从而在抗衡位置(例如，彼此对角相对)中的转子同时增加旋转/推力的一比率，以避免所述飞机滚动或俯仰。为了避免高度改变，来自提供偏航扭矩/偏航推力增加的转子的额外推力通过减少来自其他转子的推力来平衡，通常提供在相反方向上的偏航扭矩/偏航推力的转子—这种减少本身优选是对角平衡的。因此，对一顺时针方向(例如)的偏航控制可选地通过增加，例如，所有逆时针旋转转子和减少顺时针旋转转子，来实现。

在一些实施例中，转子布置有由多个共轴排列的螺旋桨，例如每一个转子有两个反转共轴排列的螺旋桨。这样的排列可以提供使用偏航推力的偏航控制，但是如果两个共轴的螺旋桨以更快的速度旋转，它们会彼此抗衡抵消偏航扭矩效应，可能会减少有用的偏航控制。反之，如果(例如)顺时针的螺旋桨旋转得较快，而逆时针的螺旋桨旋转得较慢，则偏航推力的净变化减少，并且可能会损害使用偏航推力的偏航控制。尤其是在较重的飞机及/或有限的能量预算下，偏航权限的损耗对任何一种影响都可以成为一个显着的缺陷。减少有用的偏航转向力可能，例如，削弱飞机的能力以控制其偏航取向对抗风力，即使当飞机本身是地面静止的；这是安全性及/或低速调动能力的一潜在问题。即使在静止的空气中，减慢偏航调动可能会增加飞行的特别是一悬停阶段的时间，这既是(1)一种能量消耗非常快的飞行阶段，也是(2)一种可能被认为已分配给它的飞行储备能量的飞行阶段，因此也从飞机的额定航程中减去。

在本揭露一些实施例中，数个飞行控制器被配置为(至少在正常情况下)对每一个转子中两个螺旋桨的仅一个施加偏航扭矩，所述转子具有共轴排列的数个螺旋桨，这样每个转子都被控制以一起增加或减少偏航推力和偏航扭矩这两者。因此，如果一转子被安装有提供顺时针取向偏航推力的一倾斜，则其逆时针旋转的螺旋桨将被转得更快，以同时增加顺时针偏航扭矩和顺时针偏航推力。顺时针旋转的螺旋桨速度保持不变—因为旋转速度加快，可以抵消通过偏航扭矩带来的偏航权限，以及旋转慢一些，可以抵消通过偏航推力带来的偏航权限。

与转子对角地(例如)安装的一配对转子优选地同样受到控制，以保持净力，使得俯仰/翻滚不受干扰。因此高度也被保持，被倾斜以提供逆时针取向偏航推力的数个转子优选在净推力中被降低通过具体减少它们的顺时针旋转的螺旋桨的转动，而不是它们的逆时针旋转的螺旋桨。这具有在受控方向上增加偏航轴线周围的净推力的进一步效果。

在一些实施例中，被控制的螺旋桨全部是它们的各转子的顶层的螺旋桨，或者全部是底层的螺旋桨。例如，在包含一偶数个转子组成的一转子配置中，每个转子具有一顶部螺旋桨顺时针旋转，以及底部螺旋桨逆时针旋转，每个转子与具有相反配置的两个转子相邻(反之亦然)，而且每个转子与被倾斜以在其自身相反方向上施加偏航推力的两个转子是相邻的。每个转子的情况中用来控制的螺旋桨在与所述转子的偏航推力施加的方向相反的一方向上旋转。在偏航控制中可以排除一个或多个转子；例如，在一奇数数量的转子的情况下。

可选地，例如，所述飞机的相对两侧的发动机向相反方向倾斜，在相对侧的转子具有反转相关从顶到底的顺序的顺时针和逆时针旋转的螺旋桨(以及所述顶到底的顺序是可选地左/右和前/后颠倒)。

在一些实施例中，飞行控制可选地在前飞期间超过一定的空速时放弃主动施加偏航权限，除非收到飞行员的命令。这对于具有足够垂直投影的空气动力学表面以引起所述飞机固有偏航稳定性的实施例是允许的。

定义

此处，在垂直于重力取向的平面内的前飞运动被称为“水平前飞”，或“平行于地面”的飞行。当提及“飞行”而没有其他修饰时，应理解为“水平前飞”。

当飞机处于水平前飞时，所述飞机的一机翼被称为是水平的，或平行于“地面”、“地球的平面”或“地平面”，无论所述机翼的实际形式或其任何截面如何被定向。例如，在机翼水平前飞期间，一种上掠机翼仍被称为“与地面平行”，以及一“水平机翼”(在其“水平飞行俯仰取向”)则取决于在恒定高度的空气流的方向，而不是在前飞的语境中翼弦取向及/或攻角细节。在此，参照水平飞行及/或机翼水平前飞中的一机翼是指一理想化条件，其中所述机翼的取向平行于平坦地面，且升力平衡重力。在恒定速度下，阻力平衡在前飞方向上的水平推力。这不一定是前飞的真实情况，取决于飞行阶段和例如飞机装载等飞行条件，但可以作为参考。

相比之下，“机翼的取向”，具体应理解为所述机翼的翼弦的俯仰取向，是在机翼前缘与前导缘之间被测量的(以及一机翼的“俯仰取向”意同取向)。由于翼弦在不同截面处的俯仰可能略有不同，“一机翼的取向”更具体是指所述翼弦的平均、弦长加权的取向。在包含数个机翼的实施例的情况下，为所有机翼的弦取向的机翼和弦长加权平均计算所述取向。如果机翼的弦取向是可变的(例如，它的形状是可变的)，则所指弦更特别可应用于在联合效率最高的巡航速度下前飞期间最有效的机翼配置。

通常，一机翼被定向以在一前飞动作期间产生其理想(最有效)的攻角，所述前飞动作在机翼的弦取向约0°至12°范围内。在飞机的额定巡航速度下在静止空气中移动时，所述理想的攻角在整个机翼的升力对阻力比的方面是最有效的。

明确地说：一“倾斜翼转角度”是相对于一机翼取向而测量的，而机翼取向是由所述飞机的机架的固有特性决定，而与一特定飞行的细节无关。在本文中，关于飞机，除非另有特别说明，取向与角度(以及其变化)更具体是指相对于所述飞机的所述俯仰轴线的取向/角度。取向/成角度的偏航和滚动部件被明确称为必要的。

在此，一“转子(rotor)”应默认理解为包含为飞机提供动力推力的一单元；例如，包含一螺旋桨、一动力源，和螺旋桨相连的一轴，所述动力源转动，使所述螺旋桨转动。关于能够产生推力的元件，本文还使用术语“发动机”和“发动机组件”。一般来说，一发动机(作为一推力产生装置)可以实施作为一转子，或另一种推进装置，如一涡轮机或喷射机。在此，“发动机组件”是指这种意义上的一推力产生装置。反之，在本文中提及一转子时，应理解为所述转子是可选地用另一种类型的发动机组件(例如，喷射机或涡轮机)代替，除非描述特别涉及特定于螺旋桨的性能方面，例如反旋的螺旋桨及/或螺旋桨俯仰角。一转子的螺旋桨的取向平面可以理解是垂直于其推力的净方向；对于使用无螺旋桨的推力产生装置的实施例，可以将“螺旋桨的平面”改为“与推力的净方向垂直的平面”。

在术语“发动机(motor)”特别指一动力源之处，例如一电动发动机(而不是推力产生元件/发动机组件总体)，则特别是指“发动机(本身)”及/或另有说明，该术语具体指一动力源。

动力源可以包含例如一电动发动机(本身)、一内燃机或一涡轮机。以电力或燃料形式向所述动力源提供能源的布置与所述动力源分开考虑。反之，提到一飞机的一“螺旋桨(propeller)”，则是指存在一动力源，所述螺旋桨通过一旋转轴附接在所述动力源上，但此处所用的术语“螺旋桨”并不包括所述动力源。不排除一单一动力源可以为大于一个螺旋桨提供动力，或者相反，一个螺旋桨由多个动力源提供动力。出于描述的目的，此处采用螺旋桨和动力源一对一关系的默认约定，但描述了一些实施例，例如，一单一螺旋桨由一复合动力源操作，例如一电动机，通过两个共线的定子/转子对携带动力至一单一螺旋桨。注意到的是，“转子”除了上述给出的含义外，是用于构成一电动机的组成部分的术语。在此，此替代意义表示，例如，通过指定转子是一电动发动机的一部分，及/或与相应的定子配对。

所谓“一螺旋桨的取向”，这里指的是螺旋桨在其中旋转的平面，且这里所说的“一发动机的取向”，是指所述螺旋桨的轴的旋转的轴线的取向(因此，与螺旋桨的取向成直角)。被定向在倾斜于一螺旋桨的所述取向的一机翼因此也倾斜于所述发动机的所述取向，尽管例如它可能与所述螺旋桨的取向成30°，与所述发动机的取向成60°。具体地，本文中一机翼相对于一螺旋桨的一“斜角”可选地选自5°至45°的范围内、10°至35°的范围内、约15°至30°的范围内，及/或在20°至25°的范围内。在此处相关所描述的实施例中讨论包括不同角度选择的潜在优势的效果。

再者，除非另有说明，此处所指的成角分量是围绕俯仰轴线。

这里描述的几个特定实施例被描述为具有一固定倾斜翼转角度。在此，对取向之间的一角度(例如，螺旋桨和机翼)的描述作为“固定”，功能上指定为是所述角度在飞机实施例的操作过程中不会改变，以及特别是，不会作为过渡所述飞机的一部分在前飞和起飞/着陆模式之间改变。在结构上，在一些实施例中，两个部件之间的一固定角度是通过所述飞机部件的互连(例如，使用静态支柱和紧固件)提供的，而非提供给飞行中修改部件的相对取向。不排除可以通过在地面上重新配置飞机来转换所述固定角度。将角度描述为“固定”的示例不排除允许在飞行期间诸如支柱等构件由于施加在飞机上的力的变化而发生一定程度弯曲的实施例。该术语也不排除包括可移动机翼控制表面的实施例；例如“固定”的是所述机翼的主体，因为它的取向是由取向设定的，机翼的基部在所述取向上贴在飞机机身上。在一些实施例中，“固定”的意思是相对于所述飞机的质量的至少50％是不动的。

这里的角度与一倾斜翼转角度的关系(即相对于所述螺旋桨的一平面所相关于述机翼的一角度)也可用于一倾斜的机翼轴线推力角(指垂直所述螺旋桨定向的一转子的一推力轴线)。这个角度定义为90°减去所述固定倾斜翼转角度。因此变换的所述角度仍然指的是相同的实际配置。在被一挡板偏转的转子推力的情况下，仍应认为“所述转子的”所述推力轴线与所述转子螺旋桨的平面的取向成直角。

一固定和倾斜翼转角度的优点可能包括机械简单、降低风险、成本及/或具有此特征的飞机的重量。然而，应该理解，无论是固定的还是不固定的，一倾斜翼转角度也存在潜在的优势。因此，在一些实施例中被描述为“固定”的机翼转子和机翼推力角度是选择性地实现的(在一些替代实施例中)取而代之的是那个相同的特定角度为一可用的，在前飞中优选使用的，但不固定的配置；也就是说，所述角度在飞行中是可变的。这样的实施例，无论在何处明确提及，都具有一“可变”的倾斜翼转角度。应从明确给出的“固定”角度示例中理解此类互补实施例的教导不改变“固定”的含义。相反，在此描述为包含一固定的倾斜翼转角度的任何实施例是对其他实施例的补充，这些实施例在巡航前飞使用一可变的倾斜翼转角度。

一倾斜翼转角度(固定或可变)具有潜在优势，在一些实施例中，在于(与一固定机翼共同)一固定桨距的螺旋桨设计，共同优化以提供飞机飞行的前飞和悬停模式中的推力。可选地一转子(或一组转子)可操作在相对于提供悬停(例如，净垂直)推力的机翼的一第一取向(或一组取向)和相对于提供用于前飞的推力的一分量的所述机翼的一至少第二取向(或一组取向)中可操作。取向转换(从悬停模式到前飞模式)可选地是通过任何合适的角度；在一些实施例中，所述取向转换通过一角度与本文所述的固定和倾斜翼转角度的所述倾斜翼转角度的尺寸大小大致相同，例如，从5°至45°之间的范围内，在10°至35°之间的范围内，在大约15°至30°之间的范围内，及/或在大约20°至25°之间的范围内选择的角度。

可选地，转换范围相对较小(例如，在大约5°、10°或其他角度的范围内)。可选地，这提供了一个潜在优势，通过确保转子位于一安全且其整个物理上可行的移动范围内完全具有可飞行取向的能力，同时保留通过“微调”所述角度获得的增加悬停及/或飞行效率的潜在优势，例如，根据飞机的当前负载及/或其他飞行条件。

角度转换机构可选地包括，例如，任何合适的齿轮、缆线及/或连动机构。一小角度机构具有与某些类型的角度转换机构配合使用的潜在优势；例如，仅提供几度(例如，小于10°)的致动动作的一滑杆联动可能比允许一完整90°动作的一联动更轻、更简单、不那么突兀及/或更坚固，或甚至一更小的动作范围，例如45°。特别是，一转子可以使用多根联动杆安装，并可选地通过相对于彼此缩短或延长所述杆的方式被倾斜。一两杆安装(举例)可能使用更少的材料实现类似于一单杆安装的刚性。根据需要为具有可转换角度的转子的实施例可选地提供具有灵活性和松弛度的动力缆线/及软管连接到转子。

相应地，结合上述的一些元件：在一些实施例中，提供有一种无人驾驶或有人驾驶的飞行器，具有三个或更多的螺旋桨和一或多个机翼，其中所述机翼在飞行时与地平面平行，并且发动机相对于所述机翼固定成一角度，因此在前飞中，部分发动机推力创造升力，且部分拉动所述飞机向前。在起飞及/或着陆过程中，所述飞机可选地利用螺旋桨平行于地面悬停(即所述飞机能够垂直起飞和着陆)。

除了涉及具有明确要求一特定运行模式的特征的飞机的实施例之外，本文描述的飞机的实施例是可选地有人及/或无人驾驶的；且飞机可选地是从飞行器、地面、及/或以自动模式飞行被操作。

除了涉及具有明确要求的一特定发动机类型的特征的飞机的实施例之外，本文描述的飞机实施例的发动机是可选地，例如，电动、内燃及/或涡轮发动机(举例)。

除了涉及具有明确要求的一特定推力推进类型的特征的飞机的实施例之外，本文描述的飞机实施例的空气推力推进是可选地，例如，由螺旋桨、涵道风扇、喷射引擎及/或火箭助推器来提供。

本揭露的一些实施例的一方面涉及一种飞机，其设计用于同时进行悬停飞行和前飞，其中至少50％的其前飞水平推力是从被定向倾斜于所述机翼的转子传递的。在一些实施例中，这个斜角大约在20°到25°之间。可选地，所述斜角是固定的。可选地，所述斜角是可调的。可选地，将大约20°至25°之间的斜角范围调整为从该范围之外的另一个角度前飞。

发明人已经意识到，虽然一成倾斜角度的转子将其推力的很大一部分垂直引导(减少了它对前飞推力的贡献)，但水平推力效率有可能恢复，否则会在更高的速度下损失，特别是对于包含螺旋桨叶片的一转子，所述螺旋桨叶片也能产生有效的悬停推力。固定的螺旋桨叶片通常具有最大效率的一相关自由流空速。当自由流空速增加到超过这个速度时，可以说叶片失去了它们的“咬合力”—它们不能把尽可能多的能量传递给它们拉动通过的空气，因为空气已经移动得太快了。一更高的叶片间距可能会提高高速性能；例如，可变间距叶片通常设计为在更快的空速下增加它们的叶片间距。

悬停使用的螺旋桨叶片特别是，可选地包含相对低叶片间距的区域(以减少/避免在低自由流空速度下失速)，即使这种低间距可能会降低在相对高自由流空速下(例如，巡航前飞)的有效功率自由气流速度。一转子的取向(例如，包含这种叶片的一个)更接近水平意味着所述螺旋桨“看到”一个较慢的气流，因为只有一部分的总向前空气速度是被引导平行于所述转子的推力轴线。这潜在地允许一相对悬停优化(低速优化的)螺旋桨叶片以在高空气速度下提供有效水平的向前推力，例如，以被定向以在一完全水平的方向上产生推力的一等效螺旋桨的大约两倍的速度(为了一给定效率)。

在没有对一特定操作理论的承诺的情况下，发明人已经发现，将具有一悬停能力的螺旋桨的取向定在一角度介于大约20°至25°之间倾斜于前飞方向可能特定利用了这种螺旋桨的特性。

可选地，一特定的飞机设计有一特定的最佳巡航速度，被优化例如，通过选择机翼/转子角度、螺旋桨叶片间距，及/或机翼设计；在例如，重量、所需范围、所需的空中时间、可用的能量预算及/或所需的能量储备的约束内。本揭露的一些实施例的典型巡航空速在30至130节之间(约55公里/小时至240公里/小时之间)。在设计巡航速度的大约50％产生的机翼升力的一典型量约为飞机重量的25％。在设计巡航速度的大约75％产生的机翼升力的一典型量约为飞机重量的50％。在巡航速度，产生的机翼升力的一典型量为飞机重量的大约70％至90％。

在对本揭露的至少一个实施例进行详细说明之前，应当理解本揭露的应用并不一定限于下文所述及/或附图说明的结构细节和组成部分的排列及/或方法。当前揭露中描述的特征，包括本发明的特征，能够用于其他实施例或以各种方式实践或执行。

固定机翼-固定发动机安装排列：

现在参照图1A，示意性地代表了根据本揭露的一些实施例的一种飞机，包含一转子驱动的机翼120，具有数个转子102定向在相对于所述机翼120的一俯仰轴线取向131的一固定斜角。还参照到图1B，其示意性地表示了根据本揭露的一些实施例附接在一飞机机身140上的一螺旋桨驱动的机翼121，具有数个转子102以相对于所述机翼121的取向131的一固定斜角。视图显示为所述飞机在水平前飞期间按所示方向定向。在两个图中，显示固定的倾斜翼转角度130(绕着所述俯仰轴线)介于螺旋桨取向132与机翼取向131之间；所示的角度是一个例子，且在一些实施例中，例如，从5°至45°之间的范围内，10°至35°之间的范围内，大约15°至30°之间的范围内及/或在大约20°至25°之间的范围内选定。

图1A示出了一种配置，其中成对的前后转子102被固定到所述机翼120上，在一队中的每个转子102通过一单个相应的前臂110A或后臂附接至机翼120而被固定，从而定位于所述转子102之间。在图1A中—作为本文其他附图所示的实施例—在一些实施例中，每个转子102包含一或更多个螺旋桨104，以及一或更多个发动机103作为动力源。在一些实施例中，一转子102包含数个反转螺旋桨。这是平衡扭矩力的一个潜在优势。可选地，一机身(未示出)被附接至机翼120。

图1B示出了一种飞机配置，包括一机身140，至少一个后转子102通过一后臂110B以相对于机翼120的一固定斜角附接到所述机身上，并有一对前转子102，每一个通过一相应的前/侧臂110附接。可选地，每个转子包含数个螺旋桨和动力源。

图1A至1B中所示的特征包括置于低于所述机翼120的前装转子102和置于所述机翼120上方的后装转子102。这种配置减少或防止了机翼120上方，以及进入转子102(前后)的气流损坏，即使(如图1A所示)所有转子位在沿着一前到后的轴线上(与所述滚动轴线平行)。在完全前飞中，所述转子102和所述机翼120均提供升力。为在悬停及/或低速飞行中保持高度，可增加对转子102的功率，及/或转子102可被重新定向(通过重新定向所述飞机，例如，包括机翼120的重新取向)使螺旋桨取向132例如，大致平行于地面。

因此，通过机翼120提供的升力对于将所述飞机保持在空中不是必需的，但可以提供(以机翼阻力为代价)额外的升力以抵消由于转子102的推力角度向前倾引起的升力损失(对于任何特定的某功率)。可选地，建立单独以转子102运行为适航，因此永远不会依赖机翼120来承受所述飞机的全部重量。可选地，这允许机翼120被设计成更小、更薄及/或更轻的结构，从而潜在地减少阻力及/或负载。

在一些实施中，在所述重心向前安装的数个转子(例如包含数个发动机和数个螺旋桨)具有不同的多个倾斜角(在任何轴线，可选地包括所述俯仰轴线)及/或与安装在重心的后部的所述转子关联的不同的螺旋桨几何形状(例如发动机和螺旋桨)。此选项可用于这里描述的所有飞机实施例。

在一些实施例中，一飞行器(飞机)设计将机翼制造的升力中心置于飞机重心的前方或后方。这可能会导致所述飞行器在前飞期间发展的一向上或向下俯仰力矩。在一些实施例中，这是通过飞行控制指令来补偿的，例如升力中心在重心后方的情况下，向前发动机的功率较大，后发动机的功率较小，反之升力中心在重心前方亦然。此选项可用于此处描述的所有飞机实施例，但关于具有一特征的飞机实施例除外，所述特征需要将升力中心功能性放置在所述飞机的重心处。

可选地，前飞时需要额外动力的重心向前或后侧的螺旋桨和发动机的设计及/或倾斜角，前飞性能相对优化(例如，通过动力源强度及/或螺旋桨设计)，而在前飞时需要较小功率的重心前或后侧的螺旋桨和发动机的设计/或倾斜角可以为了悬停性能被优化。这可能会提高整体性能。

螺旋桨设计优化，在一些实施例中，包含对螺旋桨叶片的(可选地固定)间距角度的设计进行调整，以在一较高的相对空气通过速度或一较低的相对空气通过速度下相对较好地优化效率。例如，所述螺旋桨在一第一(垂直)空速时具有一峰值效率，但其旨在用于以高于此的一速度的飞行中。在一些实施例中，与前飞的方向相比，通过将其倾斜到一个斜角，重新获得一部分的螺旋桨效率。相应地，通过这种倾斜定向输给前飞的推力效率至少是可选地部分被夺回了。

在一些实施例中，为前飞性能优化的一螺旋桨叶片间距角度包含一部分如此陡峭的俯仰角(即，对于一给定速率的自由流空速产生如此大的一前进比)，它在悬停飞行期间失速。例如，一前飞优化的螺旋桨叶片的失速区至少为叶片长度的20％、至少为叶片长度的30％，或至少为叶片长度的50％。通常，失速区从所述叶片的一径向向内部分向外延伸(例如，附接到所述螺旋桨桨毂的一侧)。在一典型的失速角，所述攻角与叶片或机翼弦的取向相差约15°或更大。

例如，在一些实施例中，重心前或后的螺旋桨比相对侧的螺旋桨被给定一相对更大的叶片间距角度(及/或更大的失速区)。在一些实施例中，位在重心较近或较远的螺旋桨比距离所述俯仰角重心较远的螺旋桨被给定一具有相对较大的叶片间距角度(及/或更大的失速区)(这些组内的其中一组螺旋桨是可选地位于俯仰角重心的同一侧或不同侧)。更特别的是，在一些实施例中，在悬停过程中，与离重心相对较远的螺旋桨相比，相对较靠近重心的螺旋桨是相对优化的(例如，通过俯仰角的选择)，以递送有效的高推力。可选地进一步配置的螺旋桨利用它们的相对机械优势用来递送一较低的悬停推力(例如，由于失速损耗及/或通过控制螺旋桨旋转速度)。

在一些实施例中，前后转子安装在从所述重心沿所述滚动轴线的不同距离处(例如悬停飞行的不同距离，及/或其他飞行角度)。这可能会影响使用什么相对的推力来维持一特定的俯仰角。例如，从较接近重心的一转子通过推力施加在所述飞机主体上的扭矩可选地由另一个使用一较低推力的转子从重心进一步施加的扭矩来抗衡。在一些实施例中，这轮流用于允许为向前推力优化的一转子形成角度以产生比为产生悬停推力优化的一转子更少的向下推力(例如，在着陆期间)。在一些实施例中，通过将飞机设计为具有更靠近一更接近水平的转子的重心，从转子提供的前飞总推力，具有一更接近垂直的飞行中推力取向，与具有一更接近水平的飞行中推力取向相比减少了前飞总推力。可替换地，在一些实施例中，通过将它们放置在离所述飞机重心相对较大的距离来补偿所述更接近水平的推力转子的垂直推力的损耗。可选地，飞行控制软件被配置为根据重心的差异，例如由于负载重量及/或分布的差异，以及/或乘客及/或货物在飞行过程中的移动可能发生的，来调整功率。这些调整可选地是明确编程的，及/或确定的，例如通过使用自动感应所述飞机姿态的反应能力来响应命令的转子功率。

需要注意的是，在空气动力学表面的升力中心在向前运动期间也可有助于位移所述飞机的一“有效”重心，在实施例中，气动升力中心偏离所述飞机的静止重心。

在一些实施例中，一个相对低推力的“悬停辅助”发动机沿着从所述滚动轴线相对较远离所述重心放置，例如，至少比重心另一侧的抗衡发动机更远2倍、3倍或4倍。这潜在地提供了一种辅助，允许与悬停辅助发动机位于重心同一侧的主发动机以更接近推力水平的姿态安装，为前飞效率提供一潜在优势。可选地，所述悬停辅助发动机是凹入的，在流线型整流罩中携带，可翅化(例如，相对于气流方向可展平)、可折叠及/或可伸缩以减少前飞期间的阻力。可选地，一较低的功率要求保持所述悬停辅助发动机及其安装足够轻，从而通过水平推力效率的增加来证明自重及/或阻力惩罚是合理的。在一些实施例中，所述悬停辅助发动机不要求为所述飞机的适航性运行；而是提供了一个可选的替代方案以调动，例如减速及/或悬停，否则所述飞机将在其被定位在一不同及/或更可变的俯仰角时执行。

需要特别注意的是，当前及后转子安装在不同的俯仰取向(姿态)时，所述悬停模式可能既不是与地面水平的螺旋桨的类型，也不是例如所述螺旋桨的数个平面会合形成一V或倒V形。在此，这样的配置应考虑产生一推力方向等效于一“地面水平”的转子取向，其所有共享一个共同的俯仰取向，就推力的净方向而言：由于通过组合所有转子产生的推力与地面正交。

现参照图1C，其示意性地表示根据本揭露的一些实施例，空气流152、151、150分别通过前转子102A、后转子102B，以及一飞机的一机翼120上方，所述飞机具有转子102A、102B以数个固定斜角被定向于所述机翼120。

在本揭露的一些实施例中，以使进出所述数个螺旋桨的气流不受所述机翼干扰或所述机翼的气流干扰最小的方式定位所述数个发动机(例如，转子102A、102B)。例如，没有任何发动机将空气引导至及/或在一机翼表面的方向上，及/或没有任何发动机具有指向一机翼表面的一推力向量。此外，在一些实施例中，定位所述数个转子使得可能被例如是机翼涡流干扰的空气不会通过所述数个转子。例如，如图1C所示，前转子102A被安装在机翼120下方和前方的臂161上(这些转子应理解为至少一个被安装在所述飞机的两个侧边上)，以及后转子102B(也位于飞机的两个侧边上)被安装在机翼120上方和后方的臂160上。除了位于所述机翼前方之外，前转子102A被定位在所述飞机的一重心的前方；除了被定位在所述机翼后面，后转子102B102B被定位在所述飞机的一重心后面。

前飞期间气流到所述机翼120时不受螺旋桨104的尾流干扰(或受最小干扰)，且进出螺旋桨104的气流不受所述机翼120干扰。悬停期间，进出螺旋桨104的气流不受机翼120的干扰(或受最小干扰)。

这种避免相互干扰(例如，将转子组装到延伸远离机身140及/或机翼120表面的臂上)对于一固定机翼混合转子飞机用于固定机翼的升力及/或向前推力产生部件的效率具有一潜在优势。

现参照图1D，其示意性地代表根据本揭露的一些实施例的起落架163、164的一种布置，所述飞机包含一机翼120，具有数个转子102被定向在相对于机翼取向131的一固定斜角。

在一些实施例中，起落架163、164安装在支撑发动机的数个臂161、160上(例如，转子102A、102B)。起落架可选地是，例如，打滑、脚架或轮式类型且飞行期间可选地可收起。

也可以注意到，在所示的着陆配置中，地平面165和转子102A、102B的螺旋桨的间距132之间的角度134是倾斜的，并且地平面165与机翼120的间距133之间的角度133也是倾斜的。在一些实施例中，这导致了一着陆的飞机俯仰取向在所述飞机的悬停飞行俯仰与所述飞机的完全前飞取向之间。此处讨论了例如，与图10A至10F相关的不同的飞机取向角度及/或相对于彼此的个别元件的取向的关系、特征及潜在优势。

现在参照图1E至1G，其示意性代表了根据本揭露的一些实施例的转子驱动的飞机，其包含一机翼120带有数个转子102被定向在相对于所述机翼120的一取向131的一固定斜角。

图1E至1F各自示出了一种配置，其中成对的前和后转子102固定到所述机翼120上，每个转子102通过附接到机翼120的一单一相应的前臂110A或后臂110B固定，从而位于该对所述转子102之间。每个转子在一些实施例中包含一个或多个螺旋桨104，以及一个或多个发动机103作为动力源。可以在机翼或其边缘的任何位置使用任意数量的这种对。在图1E中，两对转子中每一对分别安装在机翼120的各自的尖端(外缘)上；在图1F中，机翼120的中间有一对被增加的转子。图1F和图1E的区别是增加了两个转子。应该理解的是，可选地添加更多的转子(例如，为了支撑更重的机翼主体)，如图所示。

图1G示出了安装在杆110A、110B上的一单对中翼安装转子102与一对附加的转子102的组合，每个转子102均通过一杆110C附接到所述机翼120的一相应外缘，所述杆110C大致平行于机翼120的俯仰轴线延伸而不是朝向前或后方延伸。

现参照图1H至1O，其示意地代表根据本揭露的一些实施例的一种转子驱动的飞机，所述飞机包含一机翼121和机身140，带有数个转子102相对于所述机翼121的一取向被定向在一固定斜角。

发动机可选地直接附接到所述飞行器的任何合适的部分，例如：机身或机身延伸部(包括在本文中也称为“臂”或“杆”的结构)、机翼、机翼之间的或在机翼和机身之间，及/或在垂直表面或稳定器上的支撑支柱。

注意到的是，图1H的顶置和后掠机翼设计在几个方面类似于图11A至11C所示的设计—两个转子102安装在数个臂110A前头且部分在所述机身140下方(和完全在机翼121下方)，以及安装在数个臂110B上、在机身前后的两个转子102。在机身140上安装机翼121。前臂可以选择为两个独立的臂或一单杆，例如，交叉在鼻部上。

图1I至1M说明其中一些发动机103和螺旋桨104安装在垂直稳定器110C上的配置示例。

图1N至1O说明了数个配置示例，其中发动机安装在机翼121、124之间的数个杆110E、110G上，以及可选地多机翼或鸭翼类型配置中这些杆的延伸部。数个臂可以连接两个机翼，或者一机翼和一稳定器；以及发动机可以安装在两个表面之间的臂上。

现参照图1P，其示意性地表示根据本揭露的一些实施例的一转子驱动的飞机，包含一机翼121和双机身140A、140B，带有转子102、102C相对于所述的机翼121的一取向被定向在一固定斜角。图1P的所述飞机包括两个乘客的座位150在两个机身部分140A、140B中的每一个。注意到的是，对转子螺旋桨的相同大小没有特别要求；例如，转子102C的螺旋桨104C可选的比转子102的螺旋桨104更大。

现参照图1Q，其示意性地表示根据本揭露的一些实施例的一种转子驱动的，包含一机翼121和四个座位机身140C、140B，具有数个转子102相对于所述机翼121的一取向被定向在一固定斜角。转子102及其安装支柱的细节被省去，以允许显示在机身140C内排列四个座位150。

图1E至1Q包括具有多达六个转子的实施例。应当理解，根据所述飞机的尺寸及/或重量的要求，可选择添加更多的转子(例如，用于支撑一较重的飞机)。例如，在一些实施例中，图1O的机身140被拉长，根据需要沿着杆110G添加了附加的转子102。不要求在同一条杆上增加附加的转子102；例如，它们可以添加到额外的支柱或杆上。还要强调的是，没有要求所有的转子102共平面，也没有要求它们都相对于一机翼121、124共享相同的倾斜取向；例如，不同的取向配置描述于相关的图10A至10I。

应当理解，所示安装选项可应用于具有尾翼、鸭翼、多机翼或其他稳定升或力产生元件的飞行器，包括未明确示出的此类元件的配置。

机动过程中相关元件取向和姿态变化：

现参照图10A至10C，其示意性地代表根据本揭露的一些实施例，在起飞及/或着陆运行期间飞机姿态的变化。

图10A表示地面上的一飞机1015。在所示的示例中，前转子1022A和后转子1022B都定向至主机翼1025和可选的次机翼1026相同的倾斜俯仰角(可选地作为飞机尾翼的一部分实施)。可选地，它们被定向在不同的俯仰角；相同的俯仰角用于描述目的。

还示出了后起落架和前起落架支架1023、1024、机身1025和可变姿态(“斜倚”)驾驶舱座椅1021。驾驶舱座椅1021通常代表飞机客舱内的排列允许对乘员及/或货物进行姿态角调整，与所述飞机的整体倾斜无关。

示意的椅子1001对应于驾驶舱座椅1021的姿态。机翼平面1002对应于主机翼1025的俯仰取向(可选地平行于可选的次机翼1026的所述俯仰取向)。螺旋桨平面1003表示平行于数个转子1022A、1022B的所述螺旋桨取向。地面接触平面1004代表一个平面，在该平面内，着陆滑架1023、1024进行地面接触。虽然起落架支架1024、1023可选地在多个位置之间移动(例如，在飞行期间缩回)，但为了描述的目的，它们被示为是固定的。

在图示的例子中，所显示的机翼-转子俯仰角的倾斜度为45°。当所述飞机1015着陆时，所述起落架支架1023、1024被配置成以机翼平面1002倾斜于地面(约15°)的角度保持飞机，并且螺旋桨平面1003以一相反倾斜(约30°)倾斜于地面。示意的椅子1001以一垂直位置示出。可选地示意的椅子1001并非严格垂直，而是“舒适地”垂直，例如，与提供给客舱乘员的优选可见度及/或人体工程学相关。

图10B显示了所有相同的元件，它们的相对角度也相同，在悬停的一段时间及/或在初始起飞/着陆与向上仰起(鼻部朝上)约30°的整个飞机接触期间。水平定向螺旋桨平面1003，从而引导推力向量1010(对应于来自转子1022A、1022B的推力)垂直向下(对应于向上升力的产生)。机翼平面1002被倾斜出其有用的倾斜取向，以在飞行期间提供升力，且在悬停期间对飞行特性无关紧要。示意的椅子1001向后倾斜约30°。为了比较，一典型的客机爬升角度是可选地，大约15至20°(也存在典型的25°爬升的商用飞机)。可选地，驾驶舱座椅1021本身可以从所示位置向前倾斜，例如，最多约15°，在起飞期间，完全保持在正常的客机爬升角度范围内。

图10C再次显示相同的元件，具有大多数相对角度保持不变，除了示意的椅子1001A(和对应的驾驶舱座椅1021)从其较早的取向(由虚线指示仍显示示意的椅子1001)向前倾斜了大约15°。飞机1015被定向至一完全向前飞行的姿态，从着陆取向向下俯仰约30°。将数个转子1022A、1022B定向在与地面成一45°角，它们的推力在水平推力1012和垂直推力1011之间大致相等地被分散。机翼1025的向前空气速度导致升力(与向下推的向量1013的方向相反)，以及一少量的阻力(与向前推的向量1014的方向相反)。

特别注意的是，客舱乘员可选地可以在+15°到-30°范围内遭遇俯仰变化(没有椅子或其他客舱调整)，并且只有它们(如所示)在大约0°到-30°的范围。可在±30°范围内调整的椅子可以进一步降低此范围至，例如，0°和-15°之间。此外，所述典型的着陆和巡航前飞姿态特别是，可选地保持在0°，即使所述转子1022A、1022B在运行过程中摇摆通过一总俯仰角约45°—最大斜倚时期被隔离到起飞及/或着陆的时期。此外，从着陆到前飞过渡可选地通过更有限的角度发生—从图10A的着陆取向直接到图10C的前飞取向进一步向前俯仰约15°(鼻部向下)。这可能使乘客根本不会遭受姿态改变(例如，如果椅子倾斜与前飞俯仰的过渡同步)。特别但不排除飞机座位上相对较少乘客(例如，1、2或3排乘客)，所述飞机的接地配置可选地具有不同高度的多排座椅，例如，相差约20至50厘米或者更多。对于明显更长的飞机(例如，4排或更多排座位)，这可能会带来不便，因此可选地使用座位的一更水平的接地配置。在悬停飞行中，如此长的飞机上的座位区(连同飞机本身)可能会重新定向，因此例如，在所述座位之间引导一走道的乘客客舱地板向后倾斜；在前飞中，同一个乘客客舱地板向前倾斜。

可选地，通过缓慢减速、利用空气动力学阻力、逐渐减小向前俯仰及/或在一部分的减速阶段期间偏航整个飞机以向后飞行，保持客舱乘员/货物在着陆前减速期间所经历的向前姿态变化在一最低值。下降到着陆通常从完全悬停可能仍使乘员/货物遭到完全-30°倾斜(在本例中)。在一些实施例中(例如，用滚动起落架)，以低地速下降到着陆(可选地向后)可能会进一步减少经历这种倾斜，因为这一着陆方法在条件上被视为是优选的。

值得注意的是，当机翼升力(相反的向量1013)支配向下的转子推力向量1011时，效率潜在地增加，并且更多的转子推力被引导到水平的转子推力向量1012。因此，通过在飞行的一些阶段接受额外的乘员倾斜可以实现潜在优势，以换取转子1022A、1022B的一更前倾的飞行取向。

现参照图12A，是一流程图，示意地描绘了根据本揭露的一些实施例一种在飞机起飞期间重新定向一飞机的方法。描述的所述飞机包含一机翼和相对于所述机翼120的一俯仰取向被定向在一固定斜角的数个转子(例如，关于图1A至1B、10A至10F及/或11A至11C所描述的)。

在方框1210，在一些实施例中，一飞机的装载/登机是在地面飞机上进行的，而所述飞机的螺旋桨是在一地面倾斜的取向；例如关于图1C及/或10A的描述。例如螺旋桨的角度可选自约10°至35°、15°至30°或其他角度的范围内。可选地，所述飞机的一机翼也倾斜于地面被定向，例如大约10°至35°、15°至30°或其他角度范围。可选地，相对于地面定向所述螺旋桨和机翼在相反的斜角，因此它们与地面的相对斜角加总得到它们相对于彼此的斜角。

在方框1212，在一些实施例中，发生起飞的第一阶段。此阶段是可选的，且包含所述飞机的重新定向，而所述起落架的一部分既与地面接触，又保持地面静止。在一些实施例中，这包含向后俯仰所述飞机，直到所述飞机的螺旋桨—最初倾斜于地面定向—大致平行于地面被定向。在一些实施例中，这也增加了所述机翼相对于地面的俯仰角。

在方框1214，在一些实施例中，发生起飞的一第二阶段。所述飞机离开地面并悬停。如果所述飞机在与地面接触时没有如方框1212中描述的那样被重新定向，可选地在一短时间内横向加速之后它会在空中被重新定向。在悬停飞行期间，所述飞机被可选地带到任何合适的高度，为过渡到前飞做准备。方框1214对于本发明的一些实施例也是可选的；在一些这样的实施例中，起飞是直接从接地到前飞，绕过悬停。然而，悬停时获得高度的一个潜在优势是降低与附近地面的物体碰撞的风险，及/或在开始前飞之前重新定向所述飞机的机会，这可能可以避免一旦获得了前进速度之后需要更广的转弯调动。

在方框1216，在一些实施例中，前飞随之而来。在一些实施例中，前飞的过渡包含调整后部和前部转子(或其他推进装置)的功率比。这诱导了飞机倾斜，伴随着净推力分量在一水平方向上的重新导向。前飞的过渡可选地发生在这样的一功率状态期间，在该功率状态下，飞机始终通过向下导向的转子推力支撑，其完全足以保持所述飞机空降(例如，防止向下加速及/或保持高度)。随着前进速度的发展，所述机翼产生升力。可选地调整前转子及后转子功率的比值，以保持一目标间距。可选地，例如，一旦到达巡航前飞的一目标高度，直到所述机翼上方的气流提供至少维持高度所需的升力的一部分，转子功率就会降低。这可能提供增加的效率，使用单独的转子推力来提供垂直推力。

现参照图12B，其是一流程图，示意地描绘了根据本揭露的一些实施例一种在飞机着陆期间重新定向一飞机的方法。所描述的飞机包含一机翼和相对于所述机翼120的一俯仰取向被定向在一固定斜角的数个转子(例如关于图1A至1B、10A至10F及/或11A至11C所描述的)。

在方框1220，在一些实施例中，所述飞机处于前飞，例如，如关于图12A的方框1216所描述的。

在方框1222，在一些实施例中，在着陆的一第一阶段期间，取消向前速度。这是使用多种技术中的一种或多种可选地执行的，例如关于图10A至10C所描述的。在大多数情况下，向前速度的取消包含所述转子的一俯仰取向，以减少或重新引导水平推力的一个分量。一些技术可能会附加或可替换地通过偏航整个飞机重新定向所述转子。取消向前速度是可选的，在一些实施例中，例如，当要进行一滚动着陆时。

在方框1224，在一些实施例中，在着陆的一第二阶段期间，所述飞机在降落的同时悬停，其水平速度被取消。在这种情况下，所述螺旋桨取向通常与地面平行。如果螺旋桨定向不同(例如，在俯仰)，它们的净水平推力向量被控制为零，允许所述飞机保持静止。

在方框1226，在一些实施例中，所述飞机恢复到图12A的方框1210所描述的状态。

现参照图10D至10F，其示意性地说明了根据本揭露的一些实施例的一飞机1035，具有前转子1032A和后转子1032B在相对于彼此不同的角度。还参照到图10G至10I，其示意性说明了根据本揭露的一些实施例的一种飞机1055，具有前转子1052A和后转子1052B在相对于彼此的不同角度。在图10D至10F中，所述转子相对于彼此倾斜，使得它们的平面在所述飞机上方或下方相交相对较低。在图10G至10I中，所述转子相对彼此倾斜，使得它们的平面在飞机上或飞机上方相交相对较高。图10D至10I的其他元件可选地与例如，相关图10A至10C描述的相同。相对倾斜可选自最大约7°的范围(例如，5°)，这足以产生潜在的显着性能微调优势(可选地，用于前后发动机的悬停/前飞性能的差动微调)，同时保持足够的倾斜相似性，使发动机在悬停和前飞模式中都轻松协同运作。可选地，从不同的范围内选择相对倾斜，例如，高达约15°、30°或其他角度。然而，这些范围内的较大差异可能会导致一或多种飞行模式的控制复杂性增加，及/或减少性能返回，这取决于正在优化飞机的性能特征。

如上所述，例如，关于图1A至1B，前和后转子1032A、1032B、1052A、1052B可以以彼此不同的固定角度定向(分别对应于俯仰平面1042、1043、1052、1053)，以及机翼1025和机翼平面1002。可选地在着陆状态(图10D、10G)、悬停状态(如图10E、10H)及/或全前飞(如图10F、10I)之间的过渡角仍然与相应的相同取向配置一样小，如图10A至10C所示。

可选地，两组转子1032A、1032B、1052A、1052B在悬停飞行期间以相等功率且相对俯仰角(相对于水平)运行，且可选地它们对悬停推力的贡献相等，使它们各自的垂直推力相互抵消(例如，如图10E、10H所示)。这种悬停状态在控制特性上可能与一全转子垂直配置不同，因为这样的功率调整以及受功率影响的姿态调整都会对尝试悬停期间的水平推力产生影响。控制编程及/或电子设备优选地根据这一点的考虑相应地配置。可选地，悬停时使用不相等的功率及/或不相等的相对俯仰角。可选地，沿着所述滚动轴线的一同侧的重心的数组转子包括设置在不同取向的转子(例如，在一个取向上的两个外转子，在另一个取向的中间转子)，以及所述推力向量的净方向通过对所述转子不同的供电方式来控制。电传飞行控制逻辑用于简化此类配置的控制输入。

图10F、10I显示飞机1035、1055在一全前飞姿态。转子1032B(后，图10F)或1052A(前，图10I)被定向以产生更接近水平的推力，而转子1032A、1052B被定向以产生更接近垂直的推力。取决于机翼1025所提供的升力有多少，转子1032A、1052B可选地大大地向后节流，例如，降低到足以控制及/或保持水平飞行的一功率。相比之下，转子1032B或1052A的几乎所有推力都可以提供向前推力。注意到的是，与完全垂直于前飞的方向相比，相对于前飞的方向保持一定的斜角通过保持一较低的前进比提供一潜在优势，并且在高速下可能具有更大的效率。

如果飞机1035、1055在机翼1025产生足够的升力以保持其空降(或以其他方式机翼1025受到失速的影响)之前意外旋转到一前飞俯仰，则飞机1035、1055有可能返回一稳定飞行模式，例如通过增加功率给转子1032A、1052B和可选地摇动俯仰角向后，使转子1032B、1052A也贡献更多的升高推力。

可选地，重新假设转子-足够的升力(可选地包含仅来自转子的升力，足以维持高度及/或防止向下加速)从一完全前飞俯仰(具有水平的机翼用于提供飞行升力)进行而不需要同时改变角度，或者不要求角度改变超过，例如，大约5°的俯仰角。这并不排除可能发生的任何进一步的角度变化，因为转子推力在一新的平衡俯仰中平衡飞机：“不要求”的限制是指提供推力的瞬时垂直分量的水平足以平衡所述飞机的重量并防止高度损耗及/或向下加速。

在一些实施例中，可以在飞行向前取向中调整转子推力，以减轻机翼失速而不改变取向，从一无空速条件、一低空速条件(例如小于30公里/小时)，及/或从低于机翼失速速度10至20公里/小时之间的一空速条件下。在一些实施例中，位于飞机重心前后的多组转子产生了相对于彼此倾斜小于45°、小于30°或小于15°的一角度的净推力向量俯仰。

载人飞机设计：

现参照图11A至11E，其示意性地说明根据本揭露的一些实施例可选地为载人飞行配置的一飞机1100，并且包含一机翼1120和转子1102，所述转子1102相对于所述机翼1120的一俯仰取向被定向在一固定斜角。

在一些实施例中，飞机1100包含向上倾斜的机翼1121、可选地尖端带有机翼小翼1122，以及可选地安装在顶部机身1140。提供乘客/机组人员隔间1141(例如一两人机组人员隔间)是可选的具有大视角的，可选地包括一个透明的座舱盖，延伸低到飞机的鼻部附近，以增加在向后俯仰角度上的向下及/或向前视野，例如在悬停期间可能假设的。在一些实施例中，通过将仪表集中在中心线附近，例如使用一面板显示器1142作为一仪表显示器及/或用户界面，有助于形成一低矮的座舱盖。

后转子1102安装在机翼1121向后上方延伸的臂1110B上。前转子安装在机翼1121向前下方延伸的臂1110A上，可选地将所述前转子1102(例如，电动发动机1103的中心)置中在机身1140下。高机翼设计是一潜在优势，允许底部转子安装在机身1140下方不太远；例如，转子螺旋桨1104的叶片可选地超过所述机身1140的底部。

在一些实施例中，起落架支架1162安装在前臂1110A上。后起落架支架1161通过专用支柱可选地附接到机身1140。

飞机1100的入口可选的是通过所述飞机的前驾驶舱窗户1143周围定义的门，这些门是可选地的被绞接的，例如，靠近所述飞机的前部或沿飞机的中心线，以便在开门时向上摆动。附加或可替换地，在一些实施例中，到飞机1100及/或飞机1100的一货舱的入口位于机身1140的后面和下方，例如沿着底面1144。可选地，底面1144被配置为一个门1145(图11D)，其通过向下摆动打开，可选地形成一斜坡及/或楼梯。当门1145处于其正常打开配置并且飞机1100完全接地时，这种楼梯的踏板被定向成水平放置(平行于由所述起落架的触地表面限定的一平面)。

附加或可替换地，飞机1100的入口由包含一侧门入口的配置提供，例如，楼梯1147(其可选地从机身向下折叠)及/或门口1148(显示为打开一上升配置；可选地门口1148朝不同方向打开)。当飞机1100处于其正常接地配置时，楼梯1147的踏板被定向成水平放置。注意到的是，楼梯通道是可选地为本文所述的一载客尺寸的飞机的任何实施例所提供的。一般来说，楼梯踏板被配置以使得当飞机完全接地时，它们以平行于地面的踏板来部署。在一些实施例中，这导致了一种带有踏板和机翼及/或踏板和转子的配置，每个踏板都相对于另一个倾斜。

转子1102和机翼1121的相对倾斜俯仰角可以在图11A置11C中的任何一个中看到。在图11C中，示出了平行于螺旋桨1104的平面定向的一平面1160，其斜穿过所述机翼。在所示的实施例中，此平面还在大约相等的位置处与每个转子1102交汇。这是一个可选特征；在一些实施例中，所述转子平面是偏移且平行的。可选地，转子平面也互相倾斜，例如本文中关于图10D至10I所述。

现参照图16，其示意性地说明根据本揭露的一些实施例的一飞机1600，可选地为载人飞行而配置的，且包含一机翼1621，具有数个转子1602，相对于所述机翼1621的一俯仰轴线取向被定向在一固定斜角，伴随辅助转子1605。

在一些实施例中，辅助转子1605安装在机翼1621上，可选地与机翼成一个斜角。所述斜角可以与转子1602的倾斜转翼角相同，或另一个斜角，例如，一斜角被调整为考虑到来自转子1605的气流撞击机翼1621的部分推力向量1621。

在一些实例实施中，根据需要激活辅助转子1605，为悬停、水瓶调动、加速、减速及/或相对推力的平衡提供额外的推力(特别是在着陆及/或起飞时，以及可选地转子1602中的一个或多个故障)。在图16的配置中，转子1605是特别适合的，用于提供辅助悬停推力，因为完全前飞中它们的使用会直接对机翼1621的表面施加向下的推力。因此，所述螺旋桨的辅助转子1605可选地配置有适合低空速的叶片俯仰角。

可选地，辅助转子1605配置用以在快速前飞期间顺桨、缩回及/或旋出气流，以减少阻力。在完全前飞期间，转子1605的螺旋桨叶片可选择地保持在对机翼1620的气动性能影响最小的位置。例如，转子1605的螺旋桨叶片处于它们最垂直的位置及/或垂直于机翼1621附近的表面。可选地，两个叶片螺旋桨被用于转子1605。虽然这可能会导致在快速前飞期间这些转子的振动增加，但振动影响例如客舱的舒适度可选地通过在起飞、着陆及/或紧急情况下操作这些转子，可以最小化。

辅助转子1605比转子1602可选择地更轻(例如，发动机功率及/或重量大约一半；叶片更少的螺旋桨，例如两个叶片对四个叶片)，减少了它们的自重损耗。可选地，辅助转子1605比转子1602的螺旋桨叶片相对较短(潜在地减少了前飞过程中它们的寄生阻力)，并且可选地它们在操作时以更高的每分钟旋转数旋转，可能有助于补偿较小的叶片尺寸。

可选地，前飞期间可激活辅助转子1605，以产生额外的推力；可选地，它们正在反转以备使用，例如，在着陆调动期间。在一些实施例中，辅助引擎是一个方便及/或安全性元件，但不是调动或以其他方式提供飞机正常适航性所必需的。在一些实施例中，辅助引擎1605提供了冗余，例如，用于稳定化。例如，一碰撞事件(例如，与一高大的地面障碍物的碰撞，损坏多个转子-安装臂1610A、1610B，及/或带有多个转子的转子-安装臂)可能会导致大量的主要转子1602不可用而足以制造飞行不稳定性，而剩余的转子1602不能完全补偿。在这样的条件下，辅助转子1605被可选地激活，以在这样的状况下帮助维持至少一部分飞行稳定性，例如，足以平衡所述飞机保持足够长的时间来执行一紧急着陆。通常，一个四转子的配置如果减少到三转子的配置，在悬停时会变得极其难以稳定，而五、六个或更多数量的转子通常在转子损耗时能够很容易地稳定。

关于能量预算的考虑，辅助转子1605通过减少对至少一些转子1602的悬停飞行推力产生要求而潜在地提供优势，从而将它们设计成用于更高效的前飞(例如，具有一较大的叶片间距)，及/或在悬停飞行期间以较低的功率运行(例如，使用一较小的螺旋桨失速区)。飞机降落后，可选地，辅助转子1605的螺旋桨平行于机翼旋转收起。对于一两叶片螺旋桨配置，这可能减少了辅助转子螺旋桨对地面运行及/或障碍物的干扰。

飞机1600显示无起落架；起落架是可选地被提供，例如，如图11A至11C所示，或在其他配置中。与图11A至11C的飞机相比，飞机1600将垂直稳定平面放置在垂直稳定器1622上，而不是在机翼尖端稳定器上。在一些实施例中，垂直稳定器1622赋予前飞中的飞机1600足够的气动稳定性，用于偏航稳定的主动飞行控制(例如，通过调整转子螺旋桨速度及/或转子推力)为了前飞被可选地关闭。

机身1640和乘客/机组人员隔间1641可选地对应于机身1140和乘客/机组人员隔间11140。

平衡倾斜发动机安装子框架：

现参照图2至4，其示意性地说明根据本揭露的一些实施例一飞机200的一个过渡-转子取向机构。

在一些实施例中，机翼1B在飞行过程中平行于地球平面(翼级)俯仰并固定在一机身1A上，形成一机翼机身组件1。一或多个发动机(例如，转子)8固定在一子框架2上，所述子框架2附接到所述机翼机身组件1，具有一合页3，允许它绕所述飞行器的俯仰轴线旋转。

在一些实施例中，子框架2可以在合页3上自由旋转，但是一摩擦装置限制了旋转速度。

在一些实施例中，所述子框架2的旋转角度被机械地限制为相对于所述机翼和机身1的一最大俯角，并且机身1使发动机8推力与所述空中飞行器的向前轴线6对齐，然而这角度可以小于或大于准确的向前取向。

子框架2的旋转角度，在一些实施例中，被机械地限制为相对于所述机翼和机身的一最大仰角，其中发动机8的推力向上，并仅稍微向前对齐所述飞行器200的所述垂直轴线5。

所述机身和机翼上的所述合页纵向位置在所述机身和机翼组件1的重心7的后面。

在一些实施例中，所述子框架2上的所述合页3纵向位置在所述子框架2的重心前方。快速前飞中，所述机身和机翼组件的升力4的中心是重心向前。

慢速飞行期间，起飞、着陆和悬停(图2)，来自机翼1B的升力13是小的，且重力10和发动机垂直升力9之间的平衡在合页3周围的绞接力占主导地位，导致所述机身机翼组件1在俯下方向11上旋转，并相对于所述子框架2以其最大俯仰向下取向平衡。

在此取向上，所述子框架2产生升力使所述飞行器以机身1A和机翼1B的纵向轴线相对于地球平面略微向上仰起的一角度15悬停。

悬停时，所述飞行器的稳定性和调动受到控制，在一些实施例中，通过一电子飞行控制器对所述发动机进行差动推力调节。

前飞开始时，整个飞行器200采用差动推力控制，以俯下到的一角度，其中在该角度，所述机身1A和机翼1B的纵向轴线与地球平面平行。由于所述发动机8推力的此取向部分被引导向前，所述飞行器200将开始向前飞行。

随着前进速度的增加(图3)，所述机身和机翼组件1产生的升力13变得越来越强，直到升力中心相对于所述合页3施加的扭矩大于静态平衡时重力10相对于合页3所施加的相反扭矩。此时，机身1A和机翼1B施加在所述合页3上的上仰扭矩造成所述机身1A和机翼1B相对于所述合页的一上仰旋转12。

合页摩擦装置，在一些实施例中，可选地减慢了这种旋转。

飞行控制器配置为感知所述合页旋转，例如通过所述合页3上的一传感器、子框架2及/或机身机翼组件1上的取向传感器。所述飞行控制器选择地采用差动推力14改变所述子框架2的取向以补偿且消除所述机身和机翼上仰。

图4显示了巡航速度的一配置，其中力平衡造成所述子框架完全下俯到其机械停止点6。

减速过程与加速相反。

前飞时，所述飞行器姿态可选地由差动推力及/或操纵表面控制。

飞行控制系统，在一些实施例中，包含数个传感器，感测所述机身机翼组件1和子框架2的姿态(俯仰取向)，以及它们之间的角度。这可以通过合页3上的传感器及/或子框架2及/或机身机翼组件1上的传感器来完成。

飞行控制，在一些实施例中，被配置成命令差动推力保持机身机翼组件1或子框架2的一目标姿态(俯仰取向)，或两者姿态的组合的功能的一角度。

可选地，所述飞行器包含固定在机身机翼组件上的附加发动机。在一些实施例中，附加发动机具有相对于前飞轴线的垂直和上推力，且仅用于悬停和垂直起飞及着陆。可选地，所述附加发动机的位置取向倾斜于所述机翼1B的取向，例如，如相关图1A至1O所述。

附加的发动机可选地用来控制所述机身机翼组件的姿态。所述合页可以是无摩擦的，特别是如果使用辅助发动机。反之，一或多个可转向发动机可选地主要用于调整所述机身机翼组件姿态。这种使用是可选地在飞行过程中的选定时刻被激活；例如，在着陆调动期间，使用一辅助推力能力提供了可变间距调动的一可选替代方案。在前飞期间转向让路(例如，到水平取向)可能会节省阻力；可选地，通过以正向或反向推力模式操作所述可转向发动机以将它们移动到它们的角度限制来执行转向。

飞行器200的发动机(例如)可包括但不限于是电动、内燃及/或涡轮。本飞行器的空气推力推进可包括但不限于螺旋桨、涵道风扇、喷气引擎及/或火箭助推器。

独立推力控制倾斜子框架：

现参照图5至6，其示意性地说明了根据本揭露的一些实施例，一飞机500的一过渡转子取向机构。

在一些实施例中，有人驾驶及/或无人驾驶飞机500包含4个或更多的螺旋桨和一或多个机翼，其中机翼501B被配置为平行于地球平面俯仰以在飞行期间提供升力并固定到一机身501A。发动机504的一部分被固定在所述机身机翼组件501，使得这些发动机的推力沿空中飞行器的垂直轴线大致向上对齐(然而，此角度可选的比准确的向上取向更小或更大)。发动机505的另一部分被固定在一子框架502上，所述子框架502通过一合页503附接到所述机翼机身组件501上，所述合页503允许子框架502围绕所述飞行器俯仰轴线旋转。

所述子框架502在所述合页上在一个机械限制的角度到相对于所述机翼501B和机身501B的一最大仰角之间自由旋转，其通常使发动机机505的推力与所述飞行器500的向前轴线对齐。可选地，此角度小于或大于所述飞机的准确向前轴线取向。

所述子框架502的旋转角度被机械地限制为相对于所述机翼501B和机身501A的一最小俯角，在所述俯角，发动机505的推力沿所述空中飞行器500的垂直轴线一般向上对齐500。可选地，此角度小于或大于准确的向上取向。

子框架502上的所述合页503位于使得当所述子框架发动机推力向上时，所述合页向前有一或多个发动机505，且所述合页向后有一或多个发动机。所述飞行控制器可以通过合页上的传感器、子框架和机身机翼组件上的取向传感器或以上几种方式的组合来感知所述合页的旋转。所述飞行控制器可以对所述子框架发动机向前和后施加差动推力，以改变所述子框架的取向。

在起飞(图6)、着陆和悬停过程中，在一些实施例中，所述飞行控制器对子框架发动机施加差动推力以保持所述子框架发动机505的推力取向总体向上。例如，通过对子框架合页503向前的发动机505施加更多的推力，并对所述子框架合页503后面的发动机505施加较小的推力，或任何相对推力保持子框架502“固定”在其最小俯角(及/或最接近水平)。

在此取向，所述子框架发动机505和所述固定发动机504在一方向上产生升力，使所述飞行器以垂直于地球平面(即，在它们的前取向中)被纵向定向的机身501A和机翼501B进行悬停。悬停时，所述飞行器的稳定性和调动使用所述固定发动机504与所述子框架发动机505的总推力之间的差动推力来控制。一电子飞行控制器调节此差动推力。

为了开始前飞(图5)，在所述子框架发动机505之间施加与上述相反的一相对平衡的差动推力使所述子框架502向前倾斜。这导致所述飞行器500开始向前飞行。随着速度的增加，所述机翼501B产生升力来维持所述飞行器500进行空降。在一些实施例中，所述固定发动机504的推力减小，使所述子框架2的角度变小，直到其推力引导向前。

在前飞期间，所述飞行器姿态由所述固定发动机504之间的差动推力、控制表面(例如机翼501B的)及/或所述子框架502的角度及/或总推力变化来控制，如上所述。

可选地，在前飞期间，一些控制配置允许固定发动机504停止。飞行器500的发动机(例如，即动力源)可选地包含例如电动、内燃及/或涡轮动力源。飞行器500的空气推力推进可选地包含例如螺旋桨、涵道风扇、喷气发动机及/或火箭助推器。

可变桨距螺旋桨：

现参照图7至9，其示意性地代表了根据本揭露的一些实施例的电动发动机布置，藉此可以在螺旋桨旋转期间通过在所述电动机700的两个部分之间施加推力来改变螺旋桨叶片705、706的一攻角。

在一些实施例中，采用修改叶片角度根据空气通过所述螺旋桨的轴流速以优化螺旋桨效率和功率。可选地，在此描述的任何飞机实施例(例如，图1A至1O、10A至11E及/或16的实施例)设置有可变俯仰角叶片。

电动机700(这是一个“发动机本身”；即，用于移动螺旋桨705A、706A的一动力源)，在一些实施例中，包含具有极点的两个定子701、702，其上缠绕有导线线圈以创建一磁场来转动一永磁体转子703、704。

两个定子701、702一个固定在另一个(接下来的两个)之前。两个定子701、702可以具有相似或不同的尺寸和电特性。

在每一个定子701、702周围，一相应的自由旋转转子703、704被安装在轴承或其他允许旋转的联轴器上(需要清楚的是，转子703、704是举例电动机700的机电部件，而不是独立的推进单元)；每个转子带有面向所述定子线圈的永磁体。两个转子703、704可以具有相似或不同的尺寸和磁特性。

在一些实施例中，在一个转子703上，叶片705A、705B(图8、9)附有自由旋转的合页707，所述合页707允许一方向上的旋转，其可以导致相对于所述叶片705A、705B的旋转平面的所述叶片攻角改变。

每个叶片705A还连接到第二转子704，例如，通过一杠杆705铰接到所述第二转子704，或通过一带齿机构706，包含例如具有齿部的一齿轮或齿轮的部分与另一个齿轮或所述第二转子704上的齿轮部分啮合。

与第二转子704的连接被配置为使得两个转子703、704之间的位置差异造成所述叶片705A、705B的攻角的改变。

从一电子发动机控制器单元向每个定子701、702提供功率。通过一电子控制器命令两个电子发动机控制器单元的输出功率。

所述电子控制器接收来自例如所述飞行器控制及/或来自一电子控制器的油门和螺旋桨俯仰命令。

在一些实施例中，所述控制器向所述两个电子发动机控制器发出分开的功率水平命令。可选地，两个单元提供的功率加总等于油门命令所需的推力。可选地在不拘任何特定操作理论的情况下，所述两个电子发动机控制器之间(即施加其上)的功率差异(即功率的变化)导致俯仰命令所需的一螺旋桨俯仰角进行调整。附加或可替换地，在不拘任何特定操作理论的情况下，改变所述控制器命令的分开的功率水平会改变施加在底座螺旋桨叶片上的力，从而调整所述螺旋桨俯仰角。可选地，所述电动机中的一个比其他的强得多，并施加导致叶片旋转和推力产生的大部分力。较弱的电动机足够强以克服(通过其与叶片的联动的杠杆作用)倾向于扭曲所述螺旋桨叶片的力，当它在空气中移动时。

这种可变间距的方法可以用于带有螺旋桨的一电动发动机被用来在空气或水中产生推力的其他应用中。

可选地，一传感器用于控制及/或确认所述俯仰角。

在一些实施例中，每个单独的叶片都接收自己的间距角控制的定子/转子组合，例如，一个主动力定子/转子组和四个间距控制的定子/转子组，四个叶片中每个都有一组。机械联动被配置为彼此不同以适应不同的相对叶片-定子/转子位置。在一些实施例中，这种个性化的叶片姿态控制被操作以在旋转期间连续改变叶片间距，以实现循环叶片控制能力，就像一直升机的那些。直升机使用循环叶片控制来改变翻滚和俯仰。虽然一多旋翼直升机可以通过其转子的差动运行来实现翻滚/俯仰控制，但循环叶片控制的加入可能允许，例如，位于一个更靠内位置(靠近重心)的转子在姿态控制上比以其他方式实现可以发挥一更大的作用。

可选的电动发动机设计及控制方式：

现参照图13，这是根据本揭露的一些实施例的一电动机1300(像这样的)的示意方框图。带括号的方框表示多次被包含在发动机中的单元。

在一些实施例中，一电动机1300(如此；也可以是，例如，图7的电动发动机700)包含至少一个定子(例如，定子1302)，带有导线的数个线圈1311和一转子1301(即电动机1300的一转子部件)包含类似于普通无刷电动发动机的永磁体1308；然而，与普通电动无电刷发动机不同的是，当前描述的电动机的实施例的定子上的每个线圈1311由其自身的导线缠绕，所述导线不连接到其他线圈1311。在普通无电刷发动机中，几个线圈由一单一导线缠绕以创建一个相位，并且相位以不同的对结合(例如，三相发动机的六个成对和极性组合中的每一个)相互连接，以依次在圈中推动所述定子。

此外，在一些实施例中，每个线圈1311都有自己的控制器单元1312，包含电源开关组件。开关组件可选地可在一确定的极性或反向极性对所述线圈供电之间切换，以在线圈边缘产生北极或南极磁场，或断开线圈的电源。这三个选项之间的开关可以以非常高的速率反复切换，例如高达数千赫兹。

每个线圈1311上的每个开关单元的目标状态依次由逻辑电路及/或控制微处理器1313来确定。

可选地，一逻辑电路或控制微处理器1313可以安装在每个线圈的每个控制器单元上，及/或在一中央逻辑电路或控制微处理器(例如如图所示)连接并控制所有线圈的电源开关单元。

来自电池或其他外部源1314的动力通过连接到所有线圈控制单元的正极性和负极性DC总线分配到所有线圈控制单元。

可选地，转子位置传感器1315(例如普通无电刷发动机中已知的任何一或多种类型)可用于确定相对于定子1302的转子1301位置，以允许逻辑电路或微处理器1314在发动机1300运行期间定时切换开关。可选地，通过感测在任何当前未被供电的线圈1311上产生的电流(使用反电动势)来确定功率。

与普通无电刷发动机相比，发动机1300的一个潜在优势是所有线圈都可以在大部分时间为发动机供电，而普通三相无电刷发动机在任何给定时刻只有2/3的线圈被通电。相对于普通无电刷发动机，这潜在地增加发动机的每单位重量的本发明发动机的扭矩和功率。

在一些实施例中，其他潜在优势包括通过消除线圈之间的走线和所述发动机外的相线并连接到一外部控制器来减轻重量及/或降低功率损耗。

另一个潜在优势是，与常见的无刷电动发动机一样，电动机控制器的故障导致电动机故障，电动发动机1300包括冗余，其中一线圈控制器1312的故障导致部分功率降低，大约与所述发动机1300的额定功率除以线圈1311的数量成正比。

对于制造也有一些潜在的优势：普通发动机的制造过程需要整个发动机机绕线，而发动机1300很容易由相同且分开的线圈1311组装而成，每个线圈都有自己的控制单元1312。也可以更换一单一线圈1311用于维护而无需展开并重新绕线整个发动机1300。

发动机1300可选地配置有定子1302作为其内部部件，以及在外侧的永磁体转子1301，或外侧为定子1302，内侧为永磁体1301，或者定子1302和转子1301在沿发动机1300的一转动轴线的一方向上一个在另一个的上面，或在普通无电刷发动机使用的任何其他相对位置。

可以使用任何尺寸和数量的定子线圈1311和转子磁铁对1308。

螺旋桨护具：

现参照图14A至14C，其示意性地代表根据本揭露的一些实施例一飞机的一个有角度螺旋桨护具1401。

图14A示出了转子安装1400，包括转子护具1401伴随转子1402。转子1402包含至少一个发动机1406和相关的螺旋桨叶片1405。在一些实施例中，转子护具1401定向在大约与螺旋桨1402相同的平面。

图14B显示从所述飞机的一侧看到的转子护具1401。图14C显示从所述飞机前方看到的转子护具1401，且略高于转子护具1401。在一些实施例中，转子护具1401具有截面相对扁平的一前段1401A，其具有一水平较长(水平径向)垂直较短的形状。可选地，这近似于一翼或似翼的横截面。可选地，此似翼的横截面以其最优攻角与所述飞机的一机翼120的最佳攻角相同而定向。

转子护具1401的中段1401B更加垂直被定向，在一些实施例中—即垂直较长水平较短(在一水平径向)。后段1401C可选地在横截面变平，例如，塑形成与前段1401A相同的形状。转子护具1401的整体形状可以理解为大致包含一个短斜圆柱体，其中所述短圆柱体的顶部和底部相对于彼此在一个方向上偏移。可选地，所述偏移允许转子护具1401在前飞方向呈现一最小轮廓。

转子护具1401的潜在优势包括通过所述螺旋桨护具1401最小化阻力，甚至是从所述螺旋桨护具1401的一升力的潜在贡献。在一些实施例中，整个转子安装1400包含数个转子(例如，一叠两个反转螺旋桨)。转子护具1401可选择地倾斜，因此也与所述螺旋桨以一微斜角相交，例如，在前面与下转子齐平，在后面与上转子齐平。

协调电力递送：

现参照图15，其示意性地表示根据本揭露的一些实施例，多个电池单元1501A、1501B、1501C、1501D连接数个发动机1502A、1502B、1502C、1502D、1503A、1503B、1503C、1503D的动力连接。所述发动机以近似于一飞机周边的物理放置显示；在任何合适的配置中，所述电池单元的物理放置是可选的。发动机被配对为反转双转子组件，即1502A和1503A、1502B和1503B、1502C和1503C以及1502D和1503D。

本揭露的几个实施例描述了发动机布置，包括位于所述飞机的成对角相对角落的发动机。当所述飞机的单个角落的一个转子或数个转子变弱或无法运行时，就会发生一种潜在的不稳定飞行模式。在这种模式下，在可以断言控制以防止这种情况发生之前，在相对角落的所述转子或数个转子可以提供充足的推力来翻转飞机。例如，如果发动机1502B停止工作，则从发动机150C施加的任何推力将倾向于绕着大致平行于发动机502A和1502D之间的一直线延伸的一轴线旋转整个飞机。

在一电动系统中，电池故障是可能发生转子的故障的一种方式。在本揭露的一些实施例中，转子电源分布在多个电池单元之间，使电池单元故障是成组的影响到转子，在飞机稳定中起到相互平衡的作用。可选地(例如，如图15所示)，数个分开的电池单元为每个转子组供电。

因此，例如，发动机1502B和1502C共同附接到电池单元1501A；发动机1503B和1503B共同附接到电池单元1501D。发动机1502A和1502D共同连接到电池单元1501B；发动机1503A和1503D共同附接到电池单元1501C。任何单一电池单元的故障都会使剩余的转子组仍然平衡运行。为了在此描述的目的，一组“平衡作用”的转子被定位使得它们从相对于所述飞机的重心和由其前飞运动的法线方向设置的参照框架起作用：即，从所述重心偏移远离所述飞机的前方延伸到其后方的一中心轴线，以及远离横向于所述中心轴线的一水平轴线。在一些实施例中，平衡作用的转子在它们之间至少有一个转子，例如，因为如果它们没有，它们将倾向于允许在它们之间延伸一不受控制的旋转对角轴线。

飞行控制器：

现参照图17，其示意性地表示了根据本揭露的一些实施例，一分布式飞行控制系统的一控制单元1700。

在一些实施例中，控制单元1700的所有元件都提供给每个单独的转子(并且可选地一多螺旋桨转子的每个发动机/螺旋桨的子单元)。这提供了一个潜在优势，即一单一飞行控制器1701故障仅严重影响一单一发动机的运行。

在一些实施例中，飞行控制器1701包含一可选的惯性测量单元1702(IMU)、用于执行速率计算1703(在三个空间轴线的每一个中)及/或基于从惯性测量单元1702接收的飞行测量数据1714的姿态计算1704的模块、从其他飞行控制器1701接收的飞行测量数据1711，和从一中央惯性测量单元接收的可选地飞行测量数据1712。在每个控制单元1700包含一单独的IMU的实施例中，飞行测量数据1713被输出到其他飞行控制器。

当前计算速率1715和姿态1716被转发以命令计算单元1705，其使用这些连同控制输入1718(例如，从一控制杆、任务控制器及/或姿态命令接收的)来产生提供给发动机控制器1706的一功率命令1710。发动机控制器1706继而控制一发动机的功率(例如，一转子的一动力源)1707。可选地，与功率命令1710一起传递的控制命令包括发动机1707的运行的其他方面，例如叶片间距、包含数个螺旋桨的一转子的螺旋桨的差动控制，或其他控制方面。

在一些实施例中，每个飞行控制器1701都位于安装在靠近所述发动机1707的位置。因此，通过惯性测量单元1702感测自动考虑了机架及/或支柱柔性(飞机框架的柔性)，这潜在地提高控制响应时间及/或精度。例如，当给出一发动机命令时，一中央惯性测量单元可能不会感知到完全及/或立即的转子推力的取向改变，因为通过一安装支柱的弯曲吸收了一些所述转子推力姿态变化。将惯性测量单元1702定位在靠近发动机1707可能会减少这种类型的感测偏斜。

可选地，使用传感器数据的一平均值或其他组合及/或选择。在一些实施例中，所述飞机的一目标状态对于所有飞行控制器1701都是相同的，并且基于所有飞行控制器1701可以访问的所述飞机的一估计的当前飞行状态。在一些实施例中，计算所述估计的当前飞行状态例如，通过一中央控制器，其接收来自所述飞机的飞行控制器的输入，并将结果发回给它们。附加或可替换地，使用来自同一公共群组的惯性测量单元1702的飞行数据1711在每个单独的飞行控制器1701计算整体飞机的所述估计的当前飞行状态；可选地所有惯性测量单元1702。可选地，来自一或多个惯性测量单元1702的数据被排除在计算之外，例如，因为它无法与来自其他IMU的飞行数据相关联，或出于其他原因。

在一些实施例中，速率和姿态计算优先考虑本地IMU数据1714，但使用与其他可用IMU数据1711、1712的比较来验证它。在一些实施例中，来自本地IMU1714的数据在更动态的飞行期间(控制输入的变化，例如)被赋予了特别的优先权和/或相关性，潜在地增加了响应速度及/或减少了控制共振。

就姿态而言，姿态计算模块1704可选地使用所有可用的输入的一平均或其他组合及/或选择(例如，与正常预期的测量可变性一致的最极端感测姿态)，潜在地避免姿态感测偏斜导致不同的转子调动所述飞机到不同的姿态。

当发现本地数据与其他输入的共识存在不合理的差异时(例如，与大多数其他输入的差异在物理上不切实际的量，假设所述机架完好无损)，则可选地忽略它以有利于其他可用的数据。类似地，当来自其他数据源的个别输入产生与大多数其他数据源相矛盾的不合理读数时，它们可选地被忽略。

可选地，其他可用的IMU数据1711、1712允许本地飞行控制器1701做出更复杂的控制决定，例如，考虑其他控制单元1700可能如何反应。可选地，转子被配置为用以互相提供“看门狗”信号，指示它们继续功能的状态，以及/或当它们发生故障及/或部分无法正常运行时相互报告。可选地，所述飞行控制系统模块在感知到一或多个转子停止报告时，进入更完全依赖独立控制(或可替换地，更完全依赖集中控制)的回退模式/或正常运行。可选地，选择中央控制和独立控制中的哪一个取决于检测到的故障模式。

然而，至少正常、完全或几乎完全依赖于自己的传感器读数，对每个飞行控制器在简单及/或飞行特性可分析性上是一潜在优势。在任何情况下，这些可以被理解为本质上集体“感知”控制系统其余部分的组合行为。只要每个单独的飞行控制器1701“知道”它自己的IMU数据应该处于什么状态以响应一给定的一组控制输入1718，它可以采取行动来增加功率、降低功率或以其他方式控制发动机1707以移动所述飞机的速度和取向到该目标状态。

在本发明的一些实施例中，一飞行控制器1701(可选地，另一种飞行控制器配置)被配置以通过控制一转子的仅一个螺旋桨旋转方向的旋转速度来控制偏航，所述转子包含多个反转螺旋桨。可选地，所述数个转子被定向在所述偏航方向上引导一些推力的一倾斜。这种控制方法潜在地允许偏航推力和偏航扭矩都被使用于施加偏航权限，例如概述中所述。

一般：

预计在本申请专利有效期内，将开发出许多驱动推力发电的发动机的相关动力源；术语动力源的范围旨在预先包括所有此类新技术。

如在本文中所使用的关于数量或数值的术语“约(about)”是指“在…的±10％以内”。

术语“包含”(comprises)、“包含”(comprising)、“包括”(includes)、“包括”(including)、“具有”(having)和其词形变化是指“包括但不限于”。

术语“由...组成”(consisting of)意指“包括并且限于”。

术语“基本上由......组成”(consisting essentially of)是指组合物、方法或结构可包括额外的成分、步骤及/或部件，但只有当额外的成分、步骤及/或部件实质上不改变所要求保护的组合物、方法或结构的基本特征和新特征。

如本文所使用的，单数形式的一(a,an,the)包含复数形式，除非上下文另有明确说明。例如，术语一化合物(a compound)或至少一化合物(at least one compound)可以包括多种化合物，包括其混合物。

用语“实例(exemple)”和“示例(exemplary)”在本文中用于表示“作为示例(serving as an example)、实例(instance)或例证(illustration)”。任何被描述为一实例或示例的实施例不一定被解释为优于或胜过其他实施例及/或排除来自其他实施例的特征结合。

用语可选地(可选地)在本文中用于表示在一些实施例中提供的，而不是在其他实施例中提供的。本揭露的任何特定实施例可包括多个可选特征，除非这些特征冲突。

如本文所使用的术语“方法”是指用于完成一给定任务的方式、手段、技术和程序，包括但不限于化学、药理学、生物学、生物化学和医学领域的从业者已知或很容易从已知方式、手段、技术和程序开发的那些方式、手段、技术和程序。

如本文所使用，术语“治疗(treating)”包括消除、基本上抑制、减慢或逆转一病症的进展，基本上改善一病症的临床或美学上的症状或基本上预防一病症的临床或美学症状的出现。

在整个申请中，本发明在一范围形式中的可呈现各种实施例。但应当理解是，范围形式的描述仅仅是为了方便和简化，不应被解释为对本发明的范围的强行限制。因此，范围的描述应当被认为已经具体公开了所有可能的子范围以及范围内的单个数值。例如，范围的描述，例如“从1至6”应考虑到具有具体公开的子范围，如“从1至3”、“从1至4”、“从1至5”、“从2至4”、“从2至6”、“从3至6”等，以及在所述范围内的个别数字，例如1、2、3、4、5及6。不论范围的多宽皆适用。

每当本文指出一数值范围(例如“10-15”、“10至15”，或任何组的数字，由这些另一个这样的范围指示链接的任何一对数字)其意在包括任何数字(分数或整数)在指示的范围限制内，包括范围限制，除非上下文另有明确规定。短语在第一指示数字和第二指示数字的“范围(range)/范围内(ranging)/范围之间(ranges between)”，以及“范围(range)/范围内(ranging)/范围从(ranged from)”一第一指示数字“到(to)”、“最高到(up to)”、“直到(until)”或“通过(through)”(或另一个这样的范围指示术语)一第二指示数字，在本文中可互换地使用，并且意在包括所述第一和第二指示数字，以及其间的所有分数和整数。

尽管本揭露已经结合具体实施例进行了描述，但显然的，许多替换、修改和变化对于本领域的技术人员将是清楚明白的。因此，本揭露意在涵盖落入所附权利要求的精神和范围内的所有替换、修改和变化。

所有在此说明书中所述的公开刊物、专利以及专利申请案在此并入它们的全文于本说明书中，以供参照至每一个单一公开文件、专利或专利申请案所特定且单一指示于此并入参照的相同范围。此外，任何参照资料的援引文献或定义在此申请中不应被解释为承认这个参照资料可作为本发明的已知技术。关于其章节标题被使用的情况下，不应被解释为必要的限制。

应理解的是，本发明的某些特征，为了清楚起见在分开的实施例的上下文中描述，也可以在单个实施例中被组合提供。相反地，本发明的各种特征，为了简洁起见，在单个实施例的上下文中描述，也可以单独地或以任何合适的子组合，或如适用于本发明的任何其他描述的实施例提供。在各种实施例的上下文中描述的某些特征不应被认为是所述实施例的必要特征，除非所述实施例在没有所述元件的情况下是无作用的。

此外，本申请的任何优先权文件在此以其全文引用的方式并入本文。

Claims (50)

1.一种飞机，其特征在于：所述飞机包含：

数个发动机组件，每个配置用以沿着所述发动机组件的推力的一相应的轴线通过空气经过所述发动机组件的运动来产生推力；以及

一机翼；

其中：

在所述飞机运行期间，推力轴线的取向每个都固定在一恒定的相应俯仰角，所述恒定的相应俯仰角倾斜于所述机翼的一俯仰取向；

所述数个发动机组件可以一起操作以在一悬停模式中完全支撑所述飞机，也在一前飞模式中推进所述飞机向前；以及

每个发动机组件被定位，在当气流沿着所述推力的所述相应的轴线的一方向上进入所述发动机组件之前或离开所述发动机组件之后在所述发动机组件的一半径内所述机翼不交汇所述气流。

2.如权利要求1所述的飞机，其特征在于：在从所述数个发动机组件的推力所产生的超过55公里/小时的一速度时，所述机翼被配置用以在前飞期间提供支撑所述飞机的重量所需的升力的至少25％。

3.如权利要求2所述的飞机，其特征在于：在所述数个发动机组件的推力所产生的一速度，所述机翼提供支撑所述飞机所需的升力的至少50％来抵抗前飞期间的重力加速度。

4.如权利要求1至3任一项所述的飞机，其特征在于：所述推力轴线定向于远离所述机翼的所述俯仰取向约55°至80°之间。

5.如权利要求4所述的飞机，其特征在于：所述推力轴线定向于远离所述机翼的所述俯仰取向约65°至70°之间。

6.如权利要求1至5任一项所述的飞机，其特征在于：所述机翼沿着所述飞机的一滚轴线被定位在所述数个发动机组件的至少两个之间。

7.如权利要求1至6任一项所述的飞机，其特征在于：所述数个发动机组件中的至少一个位在所述飞机的一重心前面且在所述机翼之下，以及所述数个发动机组件中的至少一个位在所述飞机的所述重心之后并在所述机翼之上。

8.如权利要求1至7任一项所述的飞机，其特征在于：所述数个发动机组件包括至少一发动机组件，沿着所述飞机的一滚动轴线附接至所述飞机的一重心的两侧。

9.如权利要求1至8任一项所述的飞机，其特征在于：所述数个发动机组件可操作以在所述飞机的地面静止悬停期间完全支撑所述飞机。

10.如权利要求9所述的飞机，其特征在于：所述数个发动机组件可操作以提供水平推力至所述飞机，同时完全支撑所述飞机的重量。

11.如权利要求10所述的飞机，其特征在于：所述数个发动机组件可操作以提供水平推力至所述飞机，同时完全支撑所述飞机抵抗重力的向下加速度，且同时所述飞机以所述机翼在其最有效的攻角进行俯仰。

12.如权利要求1至11任一项所述的飞机，其特征在于：所述数个发动机组件中的至少两个被安装在所述机翼的一翼展内。

13.如权利要求1至12任一项所述的飞机，其特征在于：所述机翼被配置用以在前飞期间提供小于100％的支撑所述飞机的重量所需的升力。

14.如权利要求1至13任一项所述的飞机，其特征在于：所述飞机被配置用以使用来自所述数个发动机组件的推力以所述机翼在其最有效的攻角从一悬停取向旋转一俯仰角至一前飞取向，同时所述数个发动机组件完全支撑所述飞机抵抗重力的向下加速度。

15.如权利要求1至14任一项所述的飞机，其特征在于：所述飞机被配置用以使用来自所述数个发动机组件的推力通过向上仰起所述飞机的一鼻部将停在平地的所述飞机从一接地取向旋转一俯仰角至一悬停取向。

16.如权利要求15所述的飞机，其特征在于：所述飞机被配置用以使用来自所述数个发动机组件的推力以所述机翼在其最有效的攻角通过向下倾斜所述飞机的一鼻部从一悬停取向旋转一俯仰角至一前飞取向。

17.如权利要求1至16任一项所述的飞机，其特征在于：所述飞机被限定尺寸为携带至少一人类乘客。

18.如权利要求1至17任一项所述的飞机，其特征在于：所述飞机包含一机身，附接至所述机翼，且其中所述数个发动机组件通过所述机身被附接至所述飞机。

19.如权利要求1至18任一项所述的飞机，其特征在于：所述推力轴线与所述机翼的所述俯仰取向之间的倾斜俯仰角小于75°。

20.如权利要求1至19任一项所述的飞机，其特征在于：所述推力轴线与所述机翼的所述俯仰取向之间的倾斜俯仰角大于45°。

21.如权利要求1至20任一项所述的飞机，其特征在于：所述飞机包含起落架，其中当所述飞机静止在地面上时，所述地面与所述起落架的一接触平面倾斜于所述机翼的所述俯仰取向以及所述数个发动机组件的所述推力轴线。

22.一种从地面发射一飞机以前飞的方法，其特征在于：所述方法包含：

从所述飞机的一完全接地的位置开始，从所述飞机的数个发动机组件在倾斜地面的一俯仰角上施加推力；

将来自所述飞机的所述数个发动机组件的所述推力重新定向至垂直于地面的一俯仰角，同时保持与地面接触；以及

重新定向来自倾斜于地面的所述数个发动机组件的所述堆力，以水平地加速所述飞机；

其中所述数个发动机组件被附接至所述飞机的一框架，并且每次重新定向包含重新定向所述飞机的所述框架。

23.如权利要求22所述的方法，其特征在于：所述飞机包含一固定机翼，相对于所述飞机质量的至少50％固定在取向上，且包含转动所述机翼，通过所述飞机的旋转，从倾斜于其水平飞行取向的一完全接地的俯仰角位置，当所述飞机在空中时，到达比其水平飞行取向更倾斜的一俯仰角，然后在所述飞机的向前运动期间，到达所述飞机的所述水平飞行取向。

24.一种飞机的自倾斜转子安装组件，其特征在于：所述自倾斜转子安装组件包含：

一枢轴转杆，附接至所述飞机，且配置用以相对于所述飞机绕着平行于所述飞机的一俯仰轴线的一枢转轴线进行枢轴旋转；以及

数个转子，安装在所述枢转轴线两侧的所述枢轴转杆上；

其中所述数个转子可操作用以使所述枢轴转杆绕着所述枢转轴线进行枢轴旋转。

25.如权利要求24所述的自倾斜转子安装组件，其特征在于：相对于所述飞机的所述枢轴转杆的一枢转角度范围被机械地限制在一更水平的角度与一更垂直的角度之间，所述更水平的角度将推力从所述数个转子引向一更垂直的方向，所述更垂直的角度将推力从所述数个转子引向一更水平的方向。

26.如权利要求25所述的自倾斜转子安装组件，其特征在于：所述枢转轴线位于所述飞机的一重心之后以及所述飞机的一气动升力中心，且被配置使得悬停飞行期间，所述飞机的重量将所述枢轴转杆保持在所述更水平的角度，且使得所述飞机的向前运动期间，所述气动升力减轻所述飞机的所述重量，允许所述枢轴转杆以一俯仰向下的方向旋转而不向下倾斜所述飞机。

27.如权利要求24至26任一项所述的自倾斜转子安装组件，其特征在于：所述枢被配置有一阻力，当所述数个转子操作使所述转杆绕着所述枢转轴线进行枢轴旋转时，减慢枢轴旋转。

28.一种可变桨叶桨距转子，其特征在于：所述可变桨叶桨距转子包含：

一第一电动机和一第二电动机，各者包含一定子和一转子，且每个电动机彼此共轴排列；

数个螺旋桨叶片，每个附接至所述第一电动机和所述第二电动机的各者的所述转子；

其中所述数个螺旋桨叶片的一间距根据所述第一电动机和所述第二电动机的所述数个转子的一相对角位置改变。

29.如权利要求28所述的可变桨叶桨距转子，其特征在于：所述数个转子的所述相对角位置中的一变化诱导由以下组成的族群之一者：

所述数个螺旋桨叶片中的各者所安装的各个齿轮的转动；以及

所述数个螺旋桨叶片中的各者所安装的各个杠杆的移动。

30.如权利要求28至29任一项所述的可变桨叶桨距转子，其特征在于：所述数个螺旋桨叶片间距被配置为在小于一秒内将叶片间距从一最小间距调整到一最大间距。

31.一种有翼飞机的受保护的螺旋桨，其特征在于：所述受保护的螺旋桨包含一护具，在一螺旋桨的一旋转平面内围绕所述螺旋桨；

其中所述护具被塑形为一斜圆柱体，所述斜圆柱体具有一顶侧和一底侧，使得在所述护具的一前侧和一尾侧的壁是从上到下大致平行于所述飞机的一机翼平面被定向，且所述护具的任一侧边上的壁从上到下倾斜于所述飞机的所述机翼平面被定向。

32.如权利要求31所述的受保护的螺旋桨，其特征在于：所述护具的所述前侧和所述尾侧被塑形成具有一翼型截面，每个具有一相对更钝的前缘，以及一相对更锥形的后缘。

33.一种电动机，其特征在于：所述电动机包含：

一转子和一定子；

其中所述定子包含数个单独绕线线圈，间隔围绕所述定子的一圆周；以及

其中所述数个单独绕线线圈中的各者：

被不缠绕任何其他线圈的一相应导线缠绕；以及

围绕所述定子的所述圆周而占据一单一位置；以及

其中所述数个单独绕线线圈全部被配置用以接收功率同时作用于所述转子。

34.如权利要求33所述的电动机，其特征在于：所述单独绕线线圈的所述单一位置没有被其他所述单独绕线线圈内部分隔为数个部位。

35.如权利要求33至34任一项所述的电动机，其特征在于：所述电动机包含每个单独绕线线圈的一相应控制器，所述相应控制器配置用以根据所述转子的一相对位置选择递送至所述线圈的一电流强度和一电流极性中的至少一者。

36.一种电池供电的飞机，其特征在于：所述电池供电的飞机包含：

一机身，围绕所述飞机的一重心；

数个电池单元；

数对电动的转子，每对所述转子彼此成对角安装于所述重心的相对侧，且每对所述转子沿着绕所述重心的一周围被所述数对中至少另一对的转子分隔开；

其中每个电池单元提供功率到所述数对电动的转子中的其中一对的两个转子。

37.如权利要求36所述的电池供电的飞机，其特征在于：所述数对电动的转子中的每一对通过多于一个的所述数个电池单元供电。

38.一种多旋翼飞机，其特征在于：所述多旋翼飞机包含：

一机身；

数个转子，附接至所述机身；以及

数个单独操作的飞行控制器单元，每个飞行控制器单元包含一相应的惯性测量单元；

其中所述数个转子中的各者通过一相应的飞行控制单元基于来自所述飞行控制单元的所述相应的惯性测量单元的测量被分别控制。

39.如权利要求38所述的多旋翼飞机，其特征在于：所述数个飞行控制器单元中的各者彼此接收来自所述飞行控制器单元的所述相应的惯性测量单元的测量。

40.如权利要求38至39任一项所述的多旋翼飞机，其特征在于：所述数个飞行控制器单元相互联接，从而使每一者可获得整体飞机飞行状态的一相同估计。

41.如权利要求38至40任一项所述的多旋翼飞机，其特征在于：每个飞行控制器单元基于整体飞机飞行状态的一相同估计发布命令，所述命令是针对实现一相同的整体飞机飞行状态。

42.如权利要求40至41任一项所述的多旋翼飞机，其特征在于：每个飞行控制器单元被配置用以发布命令，所述命令通过自身惯性测量单元的测量且相对于整体飞机飞行状态的所述相同估计的变化而被修改，以及其中所述修改包含一调整，所述调整是因应于所述多旋翼飞机的一框架的弯曲。

43.一种多旋翼飞机，其特征在于：所述多旋翼飞机包含：

一机身；

以及

一飞行控制器；

其中所述飞行控制器被配置用以通过调整所述数个转子的各者中仅单一所述螺旋桨的旋转速度在所述飞机上宣称偏航权限。

44.如权利要求43所述的多旋翼飞机，其特征在于：所述数个转子中的各者被倾斜以在一偏航方向上引导一部分的转子推力。

45.如权利要求44所述的多旋翼飞机，其特征在于：所述飞行控制器被配置用以调整偏航推力和偏航扭矩同时起到每个调整都诱导在相同方向上偏航的效果。

46.一种飞机，其特征在于：所述飞机包含：

数个发动机组件，每个配置用以沿着所述发动机组件的推力的一相应的轴线通过空气经过所述发动机组件的运动来产生推力；以及

一机翼；

其中：

所述数个发动机组件可共同操作以在一悬停模式中完全支撑所述飞机，以及在一前飞模式中推进所述飞机向前；

所述数个发动机组件被安装在所述机翼的一机翼翼展内；以及

每个发动机组件被定位在气流沿着推力的所述相应的轴线及在所述发动机组件的一半径内进入所述发动机组件之前或离开所述发动机组件之后，所述机翼不交汇气流的位置，同时所述数个发动机组件在倾斜于所述机翼的一俯仰取向的俯仰角上进行操作。

47.如权利要求46所述的飞机，其特征在于：所述数个发动机组件包含安装在所述机翼之前和之下的数个发动机组件，以及安装在所述机翼之后和之上的数个发动机组件。

48.一种多旋翼飞机，在悬停及前飞模式中均可操作，其特征在于：所述多旋翼飞机包含：

一机身；

数个空气动力学表面附接至所述机身，包含至少数个产生水平升力的表面以及数个垂直投影偏航稳定的表面；

数个转子附接至所述机身；以及

一飞行控制器；

其中所述飞行控制器被配置用以在所述悬停模式中宣称连续偏航权限，以通过调整所述数个转子的旋转速度来偏航稳定所述飞机，也配置用以在所述前飞模式中停止调整所述数个转子的所述旋转速度来偏航稳定所述飞机。

49.一种飞机，其特征在于：所述飞机包含：

数个发动机组件，每个配置用以沿着所述发动机组件的推力的一相应的轴线通过空气经过所述发动机组件的移动来产生推力；以及

一机翼；

其中：

所述飞机质量至少50公斤；

在所述飞机运行期间，推力轴线的取向每个都被固定在一恒定的相应俯仰角，所述恒定的相应俯仰角倾斜于所述机翼的一俯仰取向；以及

所述数个发动机组件可以一起操作以在一悬停模式中完全支撑所述飞机，也在一前飞模式中推进所述飞机向前。

50.一种设定一飞机的数个发动机组件的推力向量的方法，其特征在于：所述方法包含以下步骤：

提供数个螺旋桨，所述螺旋桨具有一峰值效率，用于提供推力同时在一选定空速移动垂直通过空气，

规划一巡航速度飞行周期，使所述飞机在高于所述选定空速的一速度；以及

在一角度设定所述数个发动机组件的数个推力向量，所述角度被选定以恢复至少一部分效率损失，所述效率损失是由于高于所述选定空速的所述速度行驶而造成。

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