CN113613997B - 竖直起降(vtol)航空器 - Google Patents

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Abstract

一种竖直起降(VTOL)航空器(100)，具有：一机翼结构，该机翼结构具有右侧前机翼和左侧前机翼(20、22)；以及右侧后机翼和左侧后机翼(30、32)，在盒式机翼构造中，各右侧机翼(20、30)被连接，且各左侧机翼(22、32)被连接；其中各机翼(20、22、30、32)具有一固定前缘(100)和至少一个可移动的尾部控制面(110)，而且其中各机翼(20、22、30、32)具有至少一个马达舱(195)，马达舱(195)可枢转地安装到固定前缘(100)的下侧，并且牢固地固定到尾部控制面(110)。

Description

竖直起降(VTOL)航空器
技术领域
本公开涉及一种竖直起降(VTOL，竖直起飞和降落、垂直起降)航空器(aircraft，飞行器、飞机)。具体而言，本发明涉及具有客运和/或军事和/或海军应用的VTOL航空器。
背景技术
VTOL航空器能够竖直起降，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，其通常用于军事用途。有利的是，VTOL航空器允许在有限的空间内起降，这消除了对大型跑道的需求，并允许在小空间(诸如船甲板、以及建筑物和其它结构上的停机坪等)内起降。
直升机是一种升力和推力都由旋翼(rotor，转子)提供的航空器。与直升机相关的若干议题在一些应用中可能存在问题，诸如高等级的噪音输出等。与直升机相关的这样一个缺点涉及对飞行至关重要的旋翼设计。在该设计中通常没有冗余，这意味着该(或各)旋翼的操作是至关重要的。由于缺乏冗余，规定旋翼和传动系的所有部件都必须采用大的安全系数，这大大增加了直升机的重量和制造成本。
电动航空器由于各种商业和安全原因而越来越受关注。近年来，通常使用围绕节圆直径间隔开的多个电动旋翼的无人机技术已经有很大的发展。无人机通常使用电动旋翼来操作，各电动旋翼围绕大体竖直的轴线旋转。
当无人机在交付小的有效负载方面正变得具有商业可行性时，由于旋翼的竖直旋转轴线，它们通常被限制在相对较低的飞行速度。此外，它们趋于具有相当低的每次电池充电行程范围。
倾斜机翼航空器是可行的，并且通常根据用于起降的竖直螺旋桨轴线的原理来操作，而且机翼被构造(配置)成在螺旋桨具有用于起降的竖直轴线的构造和螺旋桨具有用于向前飞行的水平轴线的构造之间倾斜。
上述的倾斜机翼布置提供了在可用净空间有限的区域(诸如航空母舰和停机坪等)中起降的优势。另外，倾斜机翼航空器能够提供与常规螺旋桨驱动的固定机翼飞机相当的飞行速度。
倾斜机翼航空器通常具有电动马达或燃气涡轮发动机，用于驱动直接安装在机翼上的螺旋桨或涵道风扇(ducted fans，管道风扇)。整个机翼在竖直和水平之间旋转，使推力矢量从竖直倾斜到水平并返回。
作为定义，“推力线”也称作“推力矢量”，其是螺旋桨的推力，并且与螺旋桨的旋转轴线大致相同。“铰接线(hinge line)”是铰接转动的轴线。
现有的倾斜机翼航空器存在若干固有的缺点。一个缺点涉及控制机翼在起飞/降落构造和向前飞行构造之间的倾斜角所需的致动器和轴承或其它此类机构。致动器还可用于在向前飞行期间将机翼锁定在期望的倾斜度。然而，实际上，致动器和轴承给航空器增加了显著的重量。这导致可运输的诸如人员或货物等的有效负载量的减少。此外，由于机翼倾斜致动系统和轴承的关键特性，该组件必须设计有足够的冗余度，以降低灾难性故障的风险。
Lilium Aviation公司目前正在设计和测试一种电动VTOL喷气式飞机，其品牌名称为Lilium JetTM。其原型机旨在作为一种轻型通勤航空器，供两名乘客乘坐，具有两个机翼和大约36个电动马达。
Lilium JetTM型号航空器的缺点涉及电动马达，该电动马达为封闭式风扇型电动马达。这种布置是高度能量密集的，导致对于给定的电池尺寸可能的飞行范围减小了。
此外，封闭式风扇只能在硬质表面(诸如指定的降落坪和跑道等)上进行起飞和降落操作。这限制了航空器的可用性，并阻止其在非硬质表面(诸如公园、田地和花园等)上进行起飞和降落操作期间被操作。对于军事应用，这是不可取的，并且不适合在偏远地区临时降落。
另一种概念VTOL航空器是Joby Aviation公司的S2 electricTM。这种设计具有固定的机翼，各机翼上安装有多个电动马达，优选四个电动马达。四个附加电动马达安装在后稳定器或尾部。这种概念航空器的缺点是，各电动马达都是独立驱动的，各电动马达都需要一个单独的致动器。如上所述，这需要致动电动马达系统的显著的额外重量。
盒式机翼(box wing，箱翼)航空器也被称作普朗特(Prandtl)的“最佳机翼系统”，其是这样一种机翼结构，其中通常有竖直分开并由多个小翼(winglet)连接的上机翼和下机翼，当从前面观察时其形成一个封闭的盒体。这些机翼也可以以一种结构水平地分开，其中上机翼位于下机翼前方，并且可替换地，下机翼位于上机翼前方。
盒式机翼具有一个特别的优点，即它减小了由升力引起的阻力(诱导阻力)，该阻力在低速和高升力系数下占支配地位，并且机翼的高度与机翼的跨度之间具有很强的关系。由于更复杂的气动弹性设计要求和潜在的复杂失速行为(stall behaviour)，盒式机翼尚未被广泛采用。
VTOL应用的盒式机翼有潜力提供一种用于倾斜机翼和旋翼的方便安装结构与盒式机翼几何形状相结合的组合，其在飞行的高功率过渡阶段减少由于升力引起的阻力。
发明目的
本发明的一个目的是基本上克服或至少改善上述缺点中的一个或多个，或提供一种有用的替代方案。
发明内容
在第一方面，本发明提供一种竖直起降(VTOL)航空器，具有：
一机翼结构，其具有右侧前机翼和左侧前机翼；以及
右侧后机翼和左侧后机翼，在盒式机翼构造中，各右侧机翼被连接，且各左侧机翼被连接；
其中各机翼具有一固定前缘和至少一个可移动的(moveable，可运动的)尾部控制面，
而且，其中各机翼具有至少一个含有马达的马达舱(pod，吊舱)，马达舱可枢转地安装到固定前缘的下侧，并且牢固地固定到尾部控制面。
该竖直起降(VTOL)航空器更优选地包括一机械致动器，其被构造成使马达舱和尾部控制面围绕固定前缘的铰接点枢转。
该致动器优选地包括一机械驱动旋转臂和一连杆。
该旋转臂优选地具有连接到马达舱的致动器马达的近端，旋转臂具有连接到连杆的近端的远端，连杆的远端可枢转地连接到固定前缘。
该竖直起降(VTOL)航空器更优选地包括位于固定前缘和尾部控制面之间的一前缘槽。
该竖直起降(VTOL)航空器更优选地包括一上槽盖，其铰接地安装到固定前缘的上侧，其中，上槽盖在向前飞行构造中大体上覆盖前缘槽，而在起飞和降落构造中，前缘槽至少部分地未被覆盖。
该竖直起降(VTOL)航空器更优选地包括一下槽盖，其铰接地安装到固定前缘的下侧，所述下槽盖在向前飞行构造中大体上覆盖前缘槽，而在起飞和降落构造中，前缘槽至少部分地未被覆盖。
优选地，下槽盖的后侧和上槽盖的后侧彼此邻接，以在固定前缘、上槽盖和下槽盖之间限定一封闭容积。
优选地，下槽盖的后侧和上槽盖的后侧是可移动的，并且构造成相对于彼此滑动。
优选地，上槽盖是弯曲的，具有凹面，该凹面在向前飞行构造中通常面向下。
优选地，下槽盖是弯曲的，具有大体“S”的曲线轮廓，在向前飞行构造中具有邻近前缘的一面向上的凹面和邻近后缘(trailing side，尾缘)的一面向下的凹面。
优选地，上槽盖由两个或更多个铰接连接的(hingedly connected)构件限定，以实现围绕大致平行于机翼纵轴线延伸的轴线枢转的活节连接(articulated connection)。
优选地，上槽盖由一柔性构件限定和/或通过一柔性构件连接到固定前缘，该柔性构件由诸如玻璃纤维复合材料等的材料制成，其围绕大致平行于机翼纵轴线延伸的轴线是柔性的。
优选地，各机翼具有至少两个含有马达的马达舱，第一马达具有旋翼，该第一马达的旋翼具有相对于控制面向下倾斜的旋转轴线，第二马达具有旋翼，该第二马达的旋翼具有相对于控制面向上倾斜的旋转轴线，以致第一马达和第二马达具有不同的推力线。
优选地，第一马达和第二马达在不同的转速下选择性地操作，以产生使控制面相对于固定前缘旋转的转矩(turning moment)。
在第二方面，本发明提供一种竖直起降(VTOL)航空器，具有：
一机翼结构，其具有右侧前部安装的机翼和左侧前部安装的机翼；以及
右侧后部安装的机翼和左侧后部安装的机翼，各右侧机翼被连接，且各左侧机翼被连接，以限定盒式机翼结构；
各机翼具有一固定前缘和至少一个可移动的尾部控制面，并且各机翼具有第一马达和第二马达，所述马达枢转地安装到固定前缘，并且牢固地固定到尾部控制面；以及
一机械致动器，其被构造为选择性地使各马达和尾部控制面围绕固定前缘的铰接点枢转；
其中第一马达具有一旋翼，该第一马达的旋翼具有相对于控制面向下倾斜的旋转轴线，且第二马达具有一旋翼，该第二马达的旋翼具有相对于控制面向上倾斜的旋转轴线，以致第一马达和第二马达具有不同的推力线。
优选地，多个连接构件接合位于航空器同一侧的各机翼的尖端(tip，末梢)，各连接构件由固定到前机翼的第一臂、固定到后机翼的第二臂、和位于第一臂和第二臂的接合处的中间弯部限定。
优选地，多个连接构件接合位于航空器同一侧的各机翼的尖端，各连接构件具有在前机翼和后机翼之间延伸的大致线性的本体部分。
优选地，连接构件的第一臂限定用于存储电池、燃料或其它设备的舱。
优选地，舱是能选择性地移除和互换的。
优选地，舱提供了构造成用于水上降落和起飞的浮力浮体。
优选地，远端马达位于各前机翼的尖端区域处或其附近，远端马达通常位于连接构件的前方。
优选地，航空器的高度与跨度之比在以下范围内：
在水平飞行构造中为0.14至0.3；以及
在竖直飞行构造中为0.3至0.6。
优选地，尾部控制面的轮廓长度为机翼总弦长的约50％至约70％。
在第三方面，本发明提供一种控制竖直起降(VTOL)航空器的方法，所述竖直起降航空器具有机翼结构，该机翼结构具有右侧前部安装的机翼和左侧前部安装的机翼，以及右侧后部安装的机翼和左侧后部安装的机翼，各机翼具有一第一马达和一第二马达，各马达可枢转地安装到一固定前缘，并牢固地固定到一可移动的尾部控制面，第一马达和第二马达各具有有着不同推力线的旋翼，该方法包括以下步骤：
机械地致动多个可移动的尾部控制面中的一个，以选择性地使各马达和尾部控制面围绕所述固定前缘的一铰接点枢转；和/或
空气动力地致动所述可移动的尾部控制面，以选择性地使各马达和尾部控制面围绕固定前缘的铰接点枢转，
其中空气动力地致动所述可移动的尾部控制面的步骤包括以不同的转速操作第一马达和第二马达。
优选地，机械地致动的步骤包括旋转机械驱动的一旋转臂，该旋转臂具有连接到第一马达和第二马达其中之一的致动器马达的近端，且该旋转臂具有连接到连杆的近端的远端，连杆的远端可枢转地连接到固定前缘。
附图说明
现在将参考附图通过特定示例来描述本发明的优选实施例，其中：
图1是根据第一实施例的VTOL航空器的机翼部分的示意图；
图2A是根据第二实施例的VTOL航空器的机翼部分的示意图；
图2B是根据第三实施例的VTOL航空器的机翼部分的示意图；
图2C是根据第三实施例的VTOL航空器的机翼部分的示意图；
图3示出了与第一和第二实施例中的任一个的VTOL航空器机翼部分一起使用的马达安装布置，其中机翼处于向前飞行构造；
图4A是图3的马达安装布置的仰视立体图；
图4B是图3的马达安装布置的俯视立体图；
图5示出了与第一和第二实施例中的任一个的VTOL航空器机翼部分一起使用的马达安装布置，其中机翼处于起飞或降落构造；
图6A是图5的马达安装布置的俯视立体图；
图6B是图5的马达安装布置的仰视立体图；
图7示出了与第一和第二实施例中的任一个的VTOL航空器机翼部分一起使用的马达安装布置，其中机翼处于起飞或降落构造，并且包括有螺旋桨；
图8是图7的马达安装布置的俯视立体图；
图9是根据第三实施例的机翼部分的仰视立体图，该机翼部分具有处于起飞或降落构造的两个马达；
图10是根据图9的机翼部分的仰视立体图，具有处于向前飞行构造的两个马达；
图11A是图9的机翼部分在第一构造中的侧视图；
图11B是图10的机翼部分的侧视图；
图12是根据本发明第一实施例的盒式机翼VTOL航空器的立体图；
图13是根据本发明第二实施例的盒式机翼VTOL航空器的立体图；
图14是根据本发明第三实施例的用于在水上降落的盒式机翼VTOL航空器的立体图；
图15是图14的盒式机翼VTOL航空器的侧视图；
图16是图14的盒式机翼VTOL航空器的前视图；
图17是根据本发明第四实施例的盒式机翼VTOL航空器在向前飞行构造中的立体图；
图18示出了根据图17的在起飞和降落飞行构造中的盒式机翼VTOL航空器；
图19是图17的盒式机翼VTOL航空器的侧视图；
图20是图17的VTOL航空器的仰视立体图；
图21是根据第五实施例的VTOL航空器的前视立体图和后视立体图；
图22是根据第六实施例的VTOL航空器的立体图；
图23示出了第四实施例的水平飞行中的高度与跨度之比；
图24示出了第四实施例的竖直飞行中的高度与跨度之比；
图25示出了第五实施例的水平飞行中的高度与跨度之比；
图26示出了第五实施例的竖直飞行中的高度与跨度之比；
图27示出了第六实施例的制造概念的视图；
图28示出了第六实施例的三个视图；
图29和图30示出了利用曲线轨道机构的尾部控制面旋转系统；
图31a至图31c示出了在不同旋转阶段中基于线性致动器的尾部控制面旋转系统；
图32示出了由单轨系统致动的辅助控制面；
图33示出了由双轨系统致动的辅助控制面；
图34示出了由被铰接的连杆致动的辅助控制面；
图35示出了巡航飞行期间用于上槽盖的控制机构；
图36示出了在过渡飞行期间图35的控制机构；以及
图37是在起飞/降落构造中的机翼的前视图。
具体实施方式
本申请公开了VTOL航空器10的若干个实施例。在航空器10的各实施例中，机翼结构都是盒式机翼结构，并且机翼20、22、30、32均由固定前缘100和可移动的尾部控制面110(trailing control surface，后舵面)限定。
参照图1，各机翼20、22、30、32具有固定前缘100，其固定在机身55的航空器底盘或另一结构部件上。各固定前缘100可以是连续的单件结构，其穿过机身55以限定相应的左侧机翼和右侧机翼20、22、30、32的结构部件。
固定前缘100可以制造成具有不同的横截面轮廓。例如，参照图1，固定前缘的横截面具有圆形的泪滴状轮廓，该轮廓是弯曲的，并且在上游侧具有更锐利的轮廓，而在下游侧具有更平缓的弯曲轮廓。然而，应认识到也可以设想其它的横截面，如下面将要讨论的那样。此外，固定前缘100可以是中空的。固定前缘100可由碳纤维或具有适当强度、刚度和亮度的另一复合材料制成。固定前缘100可使用高容量技术，如挤出(extrusion)、复合材料拉挤成型(composite pultrusion)或缠绕成型(filament winding)，以及使用具有铝合金或复合材料的常规机翼结构来制造。
航空器10的各实施例将盒式机翼结构与具有可移动控制面/襟翼110和固定前缘100的机翼结构相结合，所述可移动控制面/襟翼的轮廓长度约为机翼弦长的50-70％。
尾部控制面110可相对于固定前缘100在向前飞行构造(例如图10)与起飞和降落构造(例如图9)之间移动。重要的是，固定前缘100不会相对于机身55旋转或以其它方式移动。控制面110能够在水平飞行模式(图11B)和竖直飞行模式(图11A)之间旋转大约80度到100度的范围，并且优选大约90度。
尾部控制面110直接连接到具有马达200和旋翼70的推进舱195，从而倾斜推进舱195会使尾部控制面110或襟翼偏转。
参考图11A和11B，竖直起降(VTOL)航空器10包括多个马达200，其可以是电动马达或气动马达(gas powered motors)。各马达200具有螺旋桨或旋翼70。各马达200的推进舱或壳体195安装在可移动控制面110的下表面附近，通常在固定前缘100的前面(上游)。
马达200可以安装在固定前缘100的足够前方，使得旋翼70的叶片可以向后折叠并保持与机翼结构不接触。然而，一优选实施例使用具有可变桨距(pitch)机构的非折叠旋翼叶片。也可以替代地使用固定桨距叶片。
在本发明的一些实施例中，如图1所示，机翼20、22、30、32包括上槽盖130。参照图1，前缘槽135由位于固定前缘100和尾部控制面110之间的间隙限定。在下降时，前缘槽135增加了升力系数并减小了在高倾斜角下的抖振。
上槽盖130通过一个或多个铰链(hinge)或某种其它的柔性连接被安装到固定前缘100上，位于固定前缘100的上侧。如图1的左上部所示。在向前飞行模式中，槽盖130通常覆盖在固定前缘100和尾部控制面110之间限定的间隙，从而固定前缘100、槽盖130和尾部控制面110的组合一起在机翼20、22、30、32的上侧限定大体连续的翼型表面。
当尾部控制面110向下倾斜(图1的顶部中央部分)时，槽盖130也向下倾斜。槽盖130可以是自由移动的或弹簧偏压的。替代地，槽盖130可以通过与尾部控制面110连接的联动装置(linkage，连杆机构)(未示出)来致动。在更进一步的版本中，槽盖130可由马达或齿轮系或其它致动机构致动。
槽盖130的长度为整个机翼弦长的约10％至50％。在一个实施例中，槽盖130后缘位于巡航飞行中层流分离发生点的后面。在另一个实施例中，槽盖130后缘具有锯齿状边缘，以重新激励(re-energise)并重新附接层流。
在图2A所示的变型中，具有一上槽盖130和一附加的下槽盖150。下槽盖150还通过一个或多个铰链连接到固定前缘100。同样，下槽盖150可以是自由移动的、弹簧偏压的、或以其它方式机械致动的。
如图2A的左上部所示，在向前飞行模式中，上槽盖130和下槽盖150均覆盖在固定前缘100和尾部控制面110之间限定的间隙或前缘槽135，从而固定前缘100、槽盖130、150和尾部控制面110的组合一起在机翼的上侧和机翼的下侧限定大体上连续的翼型表面。
可以为槽盖130、150提供导轨，以确保它们与尾部控制面110保持所需的关系。
槽盖130、150在巡航飞行条件下减小阻力，并在控制面110偏转到大角度时引导气流。固定前缘可以具有弯曲或圆形的后部，使得当控制面110倾斜到接近竖直时，上表面相对光滑。替代地，它可以具有相对平直的后缘。
参照图2A和2B，在公开的另一个实施例中，上槽盖131和下槽盖151在尾部(下游)侧彼此邻接，以限定下游顶点，并且在固定前缘100、上槽盖131和下槽盖151之间限定封闭容积。如图所示，在这种布置中，上槽盖131具有面向下的凹面。下槽盖151具有一呈“S”曲线轮廓的轮廓，该轮廓具有与前缘相邻的面向上的凹面和与后缘相邻的面向下的凹面。
参照图2C，上槽盖131可以由两个或更多个构件133、137限定，所述构件铰接连接以实现活节连接，这有助于上槽盖131和下槽盖151在尾部控制面110的移动过程中相对于彼此移动。替代地，上槽盖131可以用铰链附接到固定前缘100上，该铰链由柔性部分限定，该柔性部分诸如为玻璃纤维复合材料而不是一个或两个分立的(discrete，独立的)铰链。
上槽盖131可以被机械地致动，以在竖直和水平飞行期间提供用于控制目的的上表面阻流板(spoiler)。
在这种布置中，活节连接(articulation)围绕大致平行于机翼20、22、30、32的纵向轴线延伸的轴线发生。上槽盖131和下槽盖151的下游边缘可以彼此连接，但也可以例如用轨道和滑块或其它能够使下游边缘相对于彼此平移的机械连接而相对于彼此自由滑动。图2B示出了在控制面110在向前飞行构造与起飞和降落构造之间的不同运动阶段，上槽盖131和下槽盖151的下游边缘如何相对于彼此运动。
在图9和图10的实施例中，固定前缘100的下游侧具有由上部纵向延伸突起154和相邻的下部纵向延伸突起156限定的通道152。在向前飞行模式中，通道152可以嵌套控制面110的上游边缘，如图10所示。
参照图3，各机翼包括至少一个马达200。马达200可以是电动马达。替代地，马达可以是内燃机，例如涡轮螺旋桨发动机或活塞发动机。在又另一种布置中，航空器10可以具有电动马达和内燃机的组合200。
马达舱或壳体195在铰接点230处安装到固定前缘100。铰接点230由远离固定前缘100的下侧向下延伸的凸耳或其它这样的突起限定。马达壳体195具有螺旋桨或旋翼叶片70所在的近端(参见图7)和以固定关系安装到尾部控制面110上的远端。因此，尾部控制面110与马达壳体195一起枢转。在一个实施例中，铰接机构可以集成到马达舱或壳体195结构中，以进一步减轻结构重量。
铰接点的位置在固定前缘100的弦的下方且在该弦的10-50％之间，而且具有增加总机翼面积并打开前缘槽135的作用，该前缘槽以与开槽前缘相似的方式操作。这具有增加机翼20、22、30、32的总升力的作用。
以两种不同的方式提供用于控制尾部控制面110的运动的控制系统。首先，如图3所示，由致动器250提供机械致动。致动器250由机械驱动的旋转臂260和连杆270限定。连杆270的一端可枢转地固定到旋转臂260，且还可枢转地固定到固定前缘100。旋转臂260由电动致动器马达280或其它这样的驱动系统驱动。当旋转臂260被机械地驱动时，角度Φ可以被选择性地改变。例如，在图3所示的实施例中，当尾部控制面110处于向前飞行构造时，Φ可以约为90度。
相反，在图5中，角度已经增加到大约250度至280度，并且在该位置，尾部控制面110处于竖直起飞和降落构造。旋转臂260由致动器250机械地驱动，以在不同的飞行构造之间选择性地移动尾部控制面110。应当理解，可以具有不同的连杆构造，采用其它的连杆270的角度。
在马达壳体195中包括集成的致动器允许机翼倾斜精细控制，以便能够在机翼上分布重量，并且降低了整个倾斜系统的质量和复杂性。
应当理解，尽管上面已经描述了致动器250的一种版本，但是可以设想其它布置，例如齿轮系或凸轮和凸轮从动件的布置。下面描述致动装置的一些这样的实施例。
图29和图30示出了基于曲线轨道机构300的铰接旋转系统。如图30所示，轨道310是弯曲的，并且以齿条320的形式设置。齿轮330与齿条320啮合，并且齿轮330安装在或以其它方式固定至尾部控制面110或马达壳体。齿轮330由旋转致动器驱动，该旋转致动器使马达舱和尾部控制面110旋转。轨道机构300包括通道340，并且该通道340用于支撑一对滚轮350，滚轮又被安装到尾部控制面110或马达壳体。当齿轮330沿着齿条320移动时，滚轮350使尾部控制面110遵循曲线路径。图29和图30可以利用机械制动来减少静止时的致动器负载。
线性致动器400的另一实施例在图31a至图31c中示出。诸如液压缸或气压缸等的线性致动器400被附接到固定于前缘100的杠杆410。线性致动器400驱动尾部控制面110。这种布置提供了一个紧凑的马达舱组件，并减少来自马达舱组件上的致动器的力矩。
图32至图34公开了被致动的辅助控制面530，并示意性地示出了其处于不同的位置。该辅助控制面530用于扩展有效机翼面积，以在过渡飞行期间最大化升力。它用于在过渡飞行期间偏转气流以使升力最大化，而在巡航飞行中缩回以减小阻力来最大化升力效率。
在图32的实施例中，旋转致动器使齿轮500旋转，该齿轮500与连接到曲线轨道520的齿条510啮合。辅助控制面530通过一组滚子540附接到轨道。该机构允许辅助控制面530围绕大的有效铰接位置旋转。
这允许在部署期间进行更大的平移运动，以最大化有效机翼面积。
图33公开了用于控制辅助控制面530的双轨道组件的实施例。具体地，在该实施例中，旋转致动器使得与第一轨道570上的齿条560啮合的齿轮550旋转。辅助尾部控制面530的平移由第一轨道570限定。固定联接件(link，连杆)580连接至第二轨道590，以限定辅助尾部控制面530的角度。这种布置允许辅助尾部控制面530在部署过程中的任何点(point，位置)处具有最佳的位置和角度。
在一替代实施例中，图34公开了一种铰接联接组件，其包括旋转臂600和用于控制辅助尾部控制面530的杠杆臂610。在该实施例中，辅助尾部控制面530固定到旋转臂600上，该旋转臂围绕固定销620枢转，而且杠杆臂610驱动辅助尾部控制面530旋转。
图35公开了阻流板或上槽盖650，其可以由线性或旋转致动器660机械地驱动。在巡航飞行期间，上槽盖650可以用于破坏升力。替代地，在巡航飞行中，它可用于进行直接升力控制和飞行控制(翻滚俯仰，roll pitch)。
相反，在过渡飞行期间，如图36所示，上槽盖650可用于破坏升力。上槽盖650也可用于在过渡飞行期间增加升力。上槽盖650还可用于减轻过渡飞行期间的阵风影响。
除了由致动器250提供的机械致动之外，还提供了气动致动以移动控制面110，如下所述。
参照图11A和图11B，马达200的旋转轴线不平行。具体地，对于每对马达200而言，各奇数马达200具有相对于控制面110向下倾斜的旋转轴线XX，并且各偶数马达60具有相对于控制面110向上倾斜的旋转轴线YY。也就是说，各马达200安装成具有不同的推力线(见图37)。以这种方式，马达200中的一个具有倾向于顺时针旋转控制面110的推力线，而另一个马达具有倾向于逆时针旋转控制面110的推力线。当该对马达200以相似的转速一致地操作时，力矩抵消，并在竖直飞行模式下实现稳定。
通过使每对马达200中的每一马达200以不同的转速旋转，转矩可以产生围绕铰接点230的力矩，以相对于固定前缘100选择性地枢转控制面110。这在本文中称为控制面110的气动致动。
这为控制面110提供了空气动力控制。移动控制面110的动力由一个或多个机械致动和气动致动的组合获得。这可以因飞行模式而异。
控制面110可以是沿着机翼20、22、30、32的整个长度连续延伸的单个表面。替代地，各机翼20、22、30、32可以具有一个或多个独立的枢转控制面110，使得控制面110能够独立于其它控制面110围绕前缘100枢转。
马达200和控制面110有两种可能的安装布置：
a)各马达200可枢转地连接至固定前缘100其中之一，且控制面110固定至马达200的马达舱或外壳195(如图所示)；或
b)控制面110可枢转地连接至固定前缘100其中之一，且控制面固定至马达200的马达舱或外壳195。
航空器10可以为各马达200提供单独调节的电源。这允许将不同的电压和/或频率输送到各马达，因此各马达60可以选择性地产生可变的功率输出，以实现所需的飞行条件(例如向左和向右转弯)以及前述空气动力控制面110的致动。
由于机翼尖端(wing tip，翼梢、翼尖)通过连接构件或腹板42连接，固定前缘100形成从前机翼20、22到后机翼30、32的连续结构。这种结构连接提供了足够的刚度，其能够设计不同的机身55构造，并有可能对于若干种非常不同的机身55构造来使用一种标准机翼构造。
这种连续结构提供了足够的刚度和硬度，使得航空器10能够承受任何单一的发动机故障，而不会产生有害的弹性变形。该结构可以被设计为使其不依赖于机身55的刚度到能够减轻机身55结构重量的程度。
在附图所示的实施例中，有两对机翼。亦即，前机翼20、22和后机翼30、32。前机翼20、22中的每一个附接到(或延伸穿过)机身200的横向相对区域。类似地，后机翼30、32中的每一个都连接到(或延伸穿过)机身55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。但是，还可设想更大的多人实施例。航空器10可以由飞行员从内部控制，或替代地，其可以被远程控制。
在附图所示的实施例中，前机翼20、22和后机翼30、32的远侧部分与连接构件或腹板42连接，使得两对机翼20、22、30、32限定盒式机翼或封闭机翼结构。也就是说，在前机翼20、22和后机翼30、32之间的机翼尖端处有一连接构件42，且从顶部和前部观察时，该构件具有封闭轮廓。在一些实施例中，例如图12和图21，连接构件42可以是大致笔直的构件。相比之下，在图13至图20和图22的实施例中，连接构件42是非线性的。
在另一实施例中(未示出)，前机翼20、22和后机翼30、32可以是与拉杆或支柱连接的支柱支撑机翼。
虽然本公开所述的VTOL航空器10是一种盒式机翼或支柱支撑航空器10，但本领域技术人员将理解，航空器10可以是一种传统的悬臂机翼航空器，其中前机翼20、22和后机翼30、32是分离的，且不相互连接。此外，航空器10可以只有单对机翼。
在图17和图18所示的实施例中，后机翼30、32位于机身55上方，这意味着后机翼30、32的长度增加，因此在向前飞行模式下可产生的可用升力增加。后机翼展开(wingspan，机翼跨度)的中央部分31是固定的，不包括可移动的控制面。
前机翼20、22和后机翼30、32在竖直方向上分开，使得前机翼20、22在竖直方向上位于后机翼30、32的下方。特别地，前机翼20、22位于后机翼30、32的下方和前方。这提供了若干优点，并确保该机翼位置为竖直提升推进马达200和旋翼70组合提供有效的安装。
如图23至图26所示，前机翼20、22低(且后机翼30、32高)意味着高度与跨度之比随着旋翼从水平旋转到竖直而增加。高度与跨度之比较高的盒式机翼具有较低的诱导阻力，该诱导阻力可有效地用于VTOL航空器。高度与跨度之比在以下范围内：
在水平飞行构造中为0.14至0.3；以及
在竖直飞行构造中为0.3至0.6。
如图12的实施例所示，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流(翼尖涡)。小翼40可包括一个或多个轮子，用于在航空器静止时以及起飞和降落期间支撑航空器10。图12的航空器10还具有另一个轮子或一组轮子，位于机身55下方，通常靠近机身55的前部。这样，后轮和前轮定位在等腰三角形的顶点上。通过将后轮定位在小翼40上，使上述等腰三角形的宽度最大化，从而提高航空器10的稳定性。
在图9和图10以及图37所示的实施例中，机翼20、22、30、32中的至少一个具有第一马达和第二马达200，其围绕旋翼210的旋转轴线彼此纵向偏移。
如图9和图10所示，机翼调整显示了在起飞机翼位置(图9)和向前飞行机翼位置(图10)之间转换时，马达200和控制面110的倾角变化。如这些图所示，前缘100是固定的，并且是不可枢转的。相反，马达200和控制面110一致地枢转。
参考图3，当控制面110达到最终水平位置时，对于向前飞行，固定前缘100和控制面110之间可能发生接合，以防止控制面110进一步枢转。替代地，马达舱或壳体195可与固定前缘100的底面接合。
在图14至图21所示的实施例中，各机翼20、22、30、32上安装有两个马达200。然而，附加的马达200可被安装到航空器10上，例如，在机翼20、22、30、32、机身55的机头或机翼连接构件42上。
通过使用较少数量的马达200，可以增大旋翼210的直径。从正面观察时，旋翼叶片70的直径可能与相邻旋翼叶片70重叠。为了适应重叠，马达60被安装成使得每组旋翼叶片70相对于相邻组的旋翼叶片(相对于旋转轴线)纵向偏移，从而防止相邻旋翼70之间接触，同时允许部署大直径旋翼。
参考图14至图16，示出了用于可能水上降落和起飞应用的航空器的一实施例，例如以用于海上部署的军用航空器10的形式。在这些实施例中，垫(pad)400通过充当稳定浮子，具有允许水上降落的潜力。这对于正常水上降落和紧急情况的某些应用可能是有用的。在水上降落是有用(帮助)的特定应用中，如接起和放下人员，水上是最佳降落位置的区域，或需要用于从水中接起和放下设备或人员，或部署传感器或设备，如吊放声纳。
在这些实施例中，降落垫400可以用于容纳能量存储系统，该能量存储系统包括更多的电池(batteries)、燃料电池(fuel cells)(例如，带氢燃料罐的氢燃料电池)和带燃料罐的涡轮发电机。
在图22的实施例中，电池/燃料舱410位于接合前机翼20、22和后机翼30、32的连接构件或腹板42内。此外，在本实施例中，前机翼20、22上的最外层马达200以低阻力方式位于电池/燃料舱410前面、在机翼尖端处或附近，以便在向前飞行期间燃料舱410位于旋翼70区域的后面和内部。
图22的这种布置在高速巡航飞行中提供了减小的阻力，因为集成单元的机翼尖端阻力和马达舱阻力小于单独的机翼尖端和马达舱195。此外，图22的布置减少了在竖直飞行模式下的旋翼堵塞，因为外侧螺旋桨仅将高压空气推到较小的机翼区域上。
这种布置还减轻了结构重量，因为机翼尖端中的质量可用于减小飞行中机翼结构上的弯矩，从而提供更轻的整体结构。
这种布置也有可能允许在机翼尖端上安置热插拔电池，这将减少飞行之间的停机时间。替代地，航空器10可以针对不同的储能选项被重新构造，诸如一种构造中的电池，和作为另一种构造的氢燃料电池(带有350或700巴的气态氢罐的氢燃料罐)。这可能是工厂的型号选择或终端用户的操作选择。
此外，图22的实施例增加了紧急情况下的乘客安全性，因为燃料/能量位于机翼尖端，并且在发生火灾时远离乘员，且在紧急降落时，大质量物体也远离机舱。
有利地，盒式机翼结构比相同尺寸的传统机翼在空气动力上更有效率，并且在结构上能更有效率(因此更轻)。
有利地，盒式机翼结构提供了额外的刚度。
有利地，当与传统的倾斜机翼飞机相比，航空器10减少了所需的轴承和倾斜结构的重量。这是因为传统的倾斜机翼需要具有可旋转的刚性结构的、单一的、大的轴承副(航空器机身两侧各有一个)。
有利地，航空器10为运输和空中监视应用提供一种简单的低成本的VTOL航空器10。航空器10减轻了类似系统的重量和复杂性。由于简单的连续机翼结构的使用和分布式倾斜轴承/铰链的简单性，其可以以较低的成本制造。开发不同构造的成本较低，因为该结构不需要扭转刚性的(torsionally stiff，抗扭转的)机身。这使得其能够被设计成使得相同的基本机翼和推进系统能够具有若干种具有明显不同的机身舱的构造。盒式机翼构型中机翼尖端的结构连接降低了对机身55扭转刚度的需要，并简化了机身55结构。实际上，这允许不同构造的机身55具有相同或非常相似的机翼20、22、30、32结构。
有利地，航空器20允许该结构对于给定的有效载荷具有较低的重量。
图27示出了航空器20的主要结构部件的组装示例。在这种布置中，前机翼20、22和后机翼30、32各自都是单一的。前机翼20、22延伸通过形成在机身55中的通道，并由夹具56保持。上机翼30、32由“V”形支架57支撑。连接构件42各自单独地形成，并且通常为“L”形。
尽管已经参考特定示例描述了本发明，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 (26)

1.一种竖直起降(VTOL)航空器，具有：
一机翼结构，其具有右侧前机翼和左侧前机翼；以及
右侧后机翼和左侧后机翼，在盒式机翼构造中，各右侧机翼被连接，且各左机侧翼被连接；
其中，各机翼具有一固定前缘和至少一个能移动的尾部控制面；
而且，其中各机翼具有至少一个具有马达的马达舱，所述马达舱被枢转地安装到所述固定前缘的下侧，并且牢固地固定到所述尾部控制面。
2.如权利要求1所述的竖直起降(VTOL)航空器，还包括一机械致动器，其被构造成使所述马达舱和尾部控制面围绕所述固定前缘的铰接点枢转。
3.如权利要求2所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述机械致动器包括一机械驱动旋转臂和一连杆。
4.如权利要求3所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述旋转臂具有连接到所述马达舱的致动器马达的近端，且所述旋转臂具有连接到所述连杆的近端的远端，而且所述连杆的远端被枢转地连接到所述固定前缘。
5.如权利要求1-4中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，还包括一前缘槽，其位于所述固定前缘和所述尾部控制面之间。
6.如权利要求5所述的竖直起降(VTOL)航空器，还包括一上槽盖，其被铰接地安装到所述固定前缘的上侧，其中，在向前飞行构造中所述上槽盖大体上覆盖所述前缘槽，而在起飞和降落构造中所述前缘槽至少部分地未被覆盖。
7.如权利要求6所述的竖直起降(VTOL)航空器，还包括一下槽盖，其被铰接地安装到所述固定前缘的下侧，在向前飞行构造中所述下槽盖大体上覆盖所述前缘槽，而在起飞和降落构造中，所述前缘槽至少部分地未被覆盖。
8.如权利要求7所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述下槽盖的后侧和所述上槽盖的后侧彼此邻接，以在所述固定前缘、所述上槽盖和所述下槽盖之间限定一封闭容积。
9.如权利要求8所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述下槽盖的后侧和所述上槽盖的后侧是能移动的，并且被构造成相对于彼此滑动。
10.如权利要求7所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述上槽盖是弯曲的，具有凹面，在向前飞行构造中所述凹面大体面向下。
11.如权利要求7所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述下槽盖是弯曲的，具有大体“S”的曲线轮廓，在向前飞行构造中具有邻近前缘的面向上的凹面和邻近后缘的面向下的凹面。
12.如权利要求6所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述上槽盖由铰接连接的两个或更多个构件限定，以实现围绕大致平行于所述机翼的纵轴线延伸的轴线枢转的活节连接。
13.如权利要求6所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述上槽盖由一柔性构件限定和/或通过一柔性构件连接到所述固定前缘，所述柔性构件由围绕大致平行于所述机翼的纵轴线延伸的轴线具有柔性的材料制成。
14.如权利要求1-4中任一项所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，各机翼具有至少两个具有马达的马达舱，第一马达具有旋翼，所述第一马达的旋翼具有相对于所述尾部控制面向下倾斜的旋转轴线，第二马达具有旋翼，所述第二马达的旋翼具有相对于所述尾部控制面向上倾斜的旋转轴线，以致所述第一马达和所述第二马达具有不同的推力线。
15.如权利要求14所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述第一马达和所述第二马达在不同的转速下选择性地操作，以产生使所述尾部控制面相对于所述固定前缘旋转的转矩。
16.一种竖直起降(VTOL)航空器，具有：
一机翼结构，其具有右侧前部安装的机翼和左侧前部安装的机翼；以及
右侧后部安装的机翼和左侧后部安装的机翼，各右侧机翼被连接，且各左侧机翼被连接，以限定盒式机翼结构；
各机翼具有一固定前缘和至少一个能移动的尾部控制面，并且各机翼具有第一马达和第二马达，所述马达被枢转地安装到所述固定前缘，且牢固地固定到所述尾部控制面；以及
一机械致动器，其被构造为选择性地使各马达和尾部控制面围绕所述固定前缘的铰接点枢转；
其中所述第一马达具有一旋翼，所述第一马达的旋翼具有相对于所述尾部控制面向下倾斜的旋转轴线，所述第二马达具有一旋翼，所述第二马达的旋翼具有相对于所述尾部控制面向上倾斜的旋转轴线，以致所述第一马达和所述第二马达具有不同的推力线。
17.如权利要求16所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，多个连接构件接合位于所述航空器同一侧的各机翼的尖端，各连接构件由固定到前机翼的第一臂、固定到后机翼的第二臂、和位于所述第一臂和所述第二臂的接合处的中间弯部限定。
18.如权利要求16或17所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，多个连接构件接合位于所述航空器同一侧的各机翼的尖端，各连接构件具有在前机翼和后机翼之间延伸的大致线性的本体部分。
19.如权利要求17所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述连接构件的第一臂限定用于存储电池、燃料或其它设备的舱。
20.如权利要求19所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述舱是能选择性移除和互换的。
21.如权利要求17所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述连接构件的第一臂限定舱，所述舱提供了构造成用于水上降落和起飞的浮力浮体。
22.如权利要求17所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，远端马达位于各前机翼的尖端区域处或附近，所述远端马达大体位于所述连接构件的前方。
23.如权利要求16或17所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述航空器的高度与跨度之比在以下范围内：
在水平飞行构造中为0.14至0.3；以及
在竖直飞行构造中为0.3至0.6。
24.如权利要求16或17所述的竖直起降(VTOL)航空器，其中，所述尾部控制面的轮廓长度为所述机翼的总弦长的约50％至约70％。
25.一种控制竖直起降(VTOL)航空器的方法，所述竖直起降航空器具有一机翼结构，所述机翼结构具有右侧前部安装的机翼和左侧前部安装的机翼，以及右侧后部安装的机翼和左侧后部安装的机翼，各机翼具有第一马达和第二马达，各马达能枢转地安装到一固定前缘，并牢固地固定到能移动的尾部控制面，所述第一马达和所述第二马达各具有有着不同推力线的旋翼，该方法包括以下步骤：
机械地致动多个能移动的尾部控制面其中之一，以使各马达和所述尾部控制面围绕所述固定前缘的一铰接点选择性地枢转；和/或
空气动力地致动所述能移动的尾部控制面，以使各马达和所述尾部控制面围绕所述固定前缘的所述铰接点选择性地枢转，
其中，空气动力地致动的步骤包括以不同的转速操作所述第一马达和所述第二马达。
26.如权利要求25所述的方法，其中，机械地致动的步骤包括旋转一机械驱动旋转臂，所述旋转臂具有连接到所述第一马达和所述第二马达其中之一的致动器马达的近端，且所述旋转臂具有连接到连杆的近端的远端，而且所述连杆的远端能枢转地连接到所述固定前缘。
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