CN115515853A - 垂直起飞和着陆的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及垂直起飞和着陆的飞机的设计。一种垂直起飞和着陆的(VTOL)飞机，包括：机身、尾翼、一对机翼、推进动力设备，以及具有螺旋桨的两个提升动力设备，所述提升动力设备设置在位于机身的两侧上的吊架上，吊架具有两个旋转轴线并可固定在适当的位置。用于提升动力设备的吊架的旋转轴线沿偏航方向是倾斜的，并且设计成允许提升动力设备装载在机身槽中。提升动力设备的旋转轴线相对于吊架倾斜从而允许提升动力设备在起飞和着陆模式下沿俯仰方向旋转，并且在起飞和着陆模式下在被投射到飞机的对称平面上时位于VTOL飞机的重心区域中或重心的上方。提升动力设备在被折叠到机身中时相对于吊架旋转，使得提升动力设备的叶片的旋转平面保持基本平行于机身槽的区域中机身的理论轮廓。结果是减小了空气动力学阻力和重量并且增加了VTOL飞机的飞行范围和飞行持续时间。

Description

垂直起飞和着陆的飞机

技术领域

本发明涉及航空领域，特别地涉及垂直起飞和着陆的飞机结构。本发明可用于飞机、直升机、推力换向式飞机、无人机的所有传统应用领域。

背景技术

已知的是包括以下部件的垂直起飞和着陆(VTOL)飞机(俄罗斯专利号：2682756C1，IPC B64C37/00—2019年3月21日，Bul.No.9，推力换向式飞机)：机身；一对机翼，即前翼和后翼；动力设备，包括发动机和螺旋桨；起落架；吊架，构造为可旋转；两个提升动力设备，位于在机身的每侧上的吊架上，具有两个俯仰/偏航姿态角自由度，并且构造为锁定在必要的位置并在水平飞行时向前或向后折叠到机身槽中。推进动力设备位于吊架上，该吊架具有一个俯仰姿态角自由度并构造为锁定在必要的位置的，或者牢固地固定在机身的前段或后段中。

该技术方案的缺点是：在推进动力设备故障的情况下或者如果推进动力设备被牢固地固定，那么垂直起飞和着陆的飞机在起飞和着陆模式中会静态地不稳定；由于推进动力设备在吊架上沿着俯仰姿态角旋转的能够性而导致推进动力设备吊架的技术较复杂并且重量较大；当推进动力设备使用内燃机(活塞式发动机或喷气式发动机)时，由于这些发动机的低功率响应和非线性传递函数，在推进动力设备中使用可变螺距螺旋桨或可调节喷嘴变得必要，这显著增加了控制系统的技术复杂性并增加了空重，降低了水平飞行中的空气动力学品质，降低了推进动力设备的可靠性并增加了推进动力设备的技术复杂性。如果推进动力设备位于机身上和吊架尾翼的后缘上，那么如果推进动力设备在起飞和着陆模式中撞击地面，则很可能损坏该推进动力设备。

与所要求保护的技术方案最接近的是包括以下部件的垂直起飞和着陆的飞机(俄罗斯专利号：2700154C1，IPC B64C37/00—2019年9月12日，Bul.No.26，垂直起飞和着陆的飞机)：机身；尾翼；一对机翼，即前翼和后翼；两个提升动力设备，位于在机身的每侧上的吊架上，吊架具有两个旋转轴线，并能够将吊架锁定在必要的位置；以及推进动力设备。提升动力设备吊架沿着偏航姿态角旋转的轴线相对于相关的坐标系倾斜，并且设计成确保将提升动力设备折叠到机身槽中。提升动力设备沿着俯仰姿态角旋转的轴线相对于吊架倾斜以能够确保提升动力设备在起飞和着陆飞行模式中沿着俯仰姿态角旋转。提升动力设备设计成确保能够相对于两个吊架旋转轴线进行联合旋转而将吊架折叠到机身槽中，其中提升动力设备将它们的螺旋桨向下转动。当提升动力设备缩回到机身槽中时，螺旋桨被锁定。这确保了在水平飞行时将提升动力设备缩回到机身中的高可靠性。此专利被视是原型。

该垂直起飞和着陆的飞机的缺点是：将提升动力设备不合理地折叠到机身中，其结果是，在水平飞行时用于折叠提升动力设备的槽占据了机身的大部分内部空间，这导致机身中段较大、机身重量较大并且阻力较大，从而最终减小飞行范围和飞行持续时间；在起飞和着陆模式中不使用推进动力设备导致起飞重量减小，从而最终减小有效载荷以及飞行范围和飞行持续时间；无法保护推进动力设备不与地面接触，这导致垂直起飞和着陆的飞机的可靠性较低。

发明内容

所要求保护的发明的目的是制造一种用于运输的垂直起飞和着陆的飞机，该飞机稳定，设计简单，在所有飞行模式下均能保持平衡，并且能够水平飞行、垂直起飞和着陆以及悬停在适当的位置。所要求保护的垂直起飞和着陆的飞机的用途在于能够从最小尺寸的场地上起飞和着陆至最小尺寸的场地，并且由于能够将有效载荷输送到尽能够靠近消费者的地方而减少了运输时间。

所要求保护的发明的技术效果是减小垂直起飞和着陆的飞机的空重，减小阻力，增加燃料负载和有效载荷，增加垂直起飞和着陆的飞机的飞行范围和飞行持续时间，并且增加垂直起飞和着陆的飞机的可靠性。

所要求保护的发明的技术效果是通过获得一种包括以下部件的垂直起飞和着陆的飞机而实现的：机身；至少一个尾翼；一对机翼，即前翼和后翼；至少一个推进动力设备；两个提升动力设备，提升动力设备具有螺旋桨，位于在机身的每侧上的吊架上，吊架具有两个旋转轴线，并且能够将吊架锁定在必要位置，其中，用于提升动力设备的吊架的沿着偏航姿态角的旋转轴线相对于相关的坐标系倾斜并设计成确保将提升动力设备折叠到机身槽中，并且提升动力设备的旋转轴线相对于吊架倾斜从而能够确保提升动力设备在起飞和着陆飞行模式中沿着相关坐标系的俯仰姿态角进行旋转，并且其特征在于：

在起飞和着陆飞行模式中提升动力设备的旋转轴线在投射至垂直起飞和着陆的飞机的俯仰平面上时位于垂直起飞和着陆的飞机的重心区域中或者位于垂直起飞和着陆的飞机的重心上方，

提升动力设备在被折叠到机身中时相对于其吊架旋转，使得提升动力设备的叶片的旋转平面基本平行于机身槽的区域中的机身理论轮廓，具有螺旋桨或没有螺旋桨的推进动力设备位于吊架尾翼的后缘上或机身的后段中，同时后翼也位于机身的后段中，并且螺旋桨或推进动力设备的喷嘴位于后翼的上方，

起落架是三柱式的，其中主起落架具有单个旋转轴线并且能够锁定在起落架附接到机身的位置处，或者起落架仅是尾起落架，该尾起落架安装在机翼上或机身的后段中。

在所要求保护的技术方案的特定实施方式中，提升动力设备是基于电动机、或者基于内燃活塞式发动机、或者基于喷气式发动机而制造的，并具有折叠的固定螺距螺旋桨或可变螺距螺旋桨。

在所要求保护的技术方案的特定实施方式中，提升动力设备的螺旋桨的锁设计成在三个位置进行锁定：螺旋桨自由旋转、确保单向旋转的锁定，以及完全锁定。

在所要求保护的技术方案的特定实施方式中，通过以下方式来实现提升动力设备螺旋桨的锁定：将关闭的提升动力设备转动到螺旋桨旋转平面与锁定止动销相交的位置，然后使螺旋桨的轴旋转并且折叠螺旋桨的叶片以将螺旋桨的叶片放置在锁定止动销上，同时另一个叶片能够自由转动或者能够利用闩锁进行锁定，此后，提升动力设备相对于两个旋转轴线转动而最终被折叠以放置在机身槽中。

在所要求保护的技术方案的特定实施方式中，两个提升动力设备确保能够向前或向后折叠到机身槽中。

在所要求保护的技术方案的特定实施方式中，推进动力设备是基于电动机、或者基于内燃活塞式发动机、或者基于喷气式发动机而制造的，具有或没有螺旋桨，同时螺旋桨是实心的或折叠的、固定螺距或可变螺距的，具有或没有环形扩散器。

在所要求保护的技术方案的特定实施方式中，推进动力设备位于机身的前段中或机翼上。

在所要求保护的技术方案的特定实施方式中，飞机实现为具有降落伞和三柱起落架或者没有起落架。

由给定的特征组合确定的优点是：由于提升动力设备螺旋桨的叶片的更紧凑的折叠，所要求保护的垂直起飞和着陆的飞机的空气动力学特性得到改进，并且因此减小了用于折叠的提升动力设备的槽的尺寸，其结果是，垂直起飞和着陆的飞机在水平飞行时机身中段减小并且空气动力学品质提高，从而增加了飞行范围和飞行持续时间。此外，由于在起飞和着陆飞行模式中使用推进发动机，因此增加了燃料负载和有效载荷，从而降低了货物运输成本并增加了飞行范围和飞行持续时间。此外，由于将推进动力设备定位在更受保护的位置并且排除了螺旋桨和推进动力设备的喷嘴与地面之间的接触，因此增加了垂直起飞和着陆的飞机的可靠性。

附图说明

本发明的细节、特征和优点从以下描述中得出，该描述体现了所要求保护的解决方案并且包括示出以下内容的附图：

图1：垂直起飞和着陆的飞机在起飞和着陆飞行模式下在大约0度的俯仰姿态角下的一般视图。推进动力设备位于吊架尾翼上，并且包括电动机、或内燃活塞式发动机、或具有螺旋桨的喷气式发动机。飞机具有尾起落架。

图2：垂直起飞和着陆的飞机在起飞和着陆飞行模式下在大约90度的俯仰姿态角下的一般视图。推进动力设备位于吊架尾翼上，并且包括电动机、或内燃活塞式发动机、或具有螺旋桨的喷气式发动机。主起落架具有单个旋转轴线，并且能够锁定在起落架附接到机身的位置处。

图3：垂直起飞和着陆的飞机在水平飞行中的一般视图。推进动力设备位于机身的后段中，并且包括电动机、或内燃活塞式发动机、或具有螺旋桨的喷气式发动机，该螺旋桨具有环形扩散器。没有起落架。提升动力设备向前缩回。机身槽盖被设计成用于折叠提升动力设备并与用于提升动力设备的吊架组合。使用锁定止动销和闩锁来锁定提升动力设备螺旋桨的叶片。

图4：垂直起飞和着陆的飞机在水平飞行中的一般视图。推进动力设备位于机身的前段中。起落架是三柱式的。提升动力设备向后折叠到机身槽中。提升动力设备螺旋桨的叶片的U形锁。

附图中的标号表示以下术语：

1-机身；2-前翼；3-后翼；4-尾翼；5-提升动力设备；6-推进动力设备；7-差动气动力舵；8-差动气动力舵；9-用于提升动力设备的吊架；10-用于折叠提升动力设备的机身槽；11-在空间上的吊架的旋转轴线；12-在空间上的提升动力设备的旋转轴线；13-降落伞；14-起落架；15-提升动力设备的螺旋桨的叶片的锁；16-第一锁定表面；17-第二锁定表面；18-止动销；19-主起落架；20-前起落架；21-尾起落架；附图还示出了重心(GC)。

具体实施方式

所提出的垂直起飞和着陆的飞机包括：机身(1)，用于放置有效载荷、控制系统的元件和其他系统的元件；前翼(2)和后翼(3)；尾翼(4)；提升动力设备(5)，包括放置在位于机身侧面上的旋转吊架(9)上的发动机和螺旋桨，以确保在起飞/着陆模式下的提升动力；推进动力设备(6)，包括发动机和螺旋桨(或不具有螺旋桨)，并且位于机身的前段或机身的后段中，或者位于吊架尾翼上，或者成对地位于机翼上；前翼的差动气动力舵(7)和/或后翼的差动气动力舵(8)，确保在水平飞行中控制垂直起飞和着陆的飞机；机身槽(10)，用于折叠提升动力设备；提升动力设备的螺旋桨的叶片的锁(15)；用于提升动力设备的吊架具有两个旋转轴线，配置为确保在必要的位置进行锁定：吊架的旋转轴线(11)和提升动力设备的旋转轴线(12)，其使得能够在起飞和着陆飞行模式下相对于俯仰/偏航姿态角旋转提升动力设备，并且在水平飞行时使提升动力设备缩回到机身中。

本发明具有几个特性：在起飞和着陆飞行模式中提升动力设备的旋转轴线在投射至垂直起飞和着陆的飞机的对称轴线上时，位于垂直起飞和着陆的飞机的重心区域中或者被提升到垂直起飞和着陆的飞机的重心上方，这自动地确保了提升动力设备压力中心在投射至垂直起飞和着陆的飞机的对称轴线上时位于重心上方，并且使得所要求保护的垂直起飞和着陆的飞机在起飞和着陆飞行模式中在所有俯仰姿态角度下都静态地稳定。随着俯仰姿态角增加，提升动力设备向前偏转大约相同的角度，从而确保静态平衡：提升动力设备产生的推力矢量应该通过垂直起飞和着陆的飞机的重心。

用于提升动力设备的吊架的旋转轴线(11)相对于XOY平面中的相关坐标系的Y轴倾斜α角。在数值上，α角等于在折叠位置中吊架对称轴线和机身中心线之间的角度。数值范围是从负10度到10度。从后面看时，右吊架的旋转轴线逆时针旋转γ角，而左吊架的旋转轴线顺时针旋转相同的γ角。在数值上，γ角等于在起飞和着陆飞行模式中吊架轴线与机身中心线之间的角度。数值范围是从负15度到15度。提升动力设备的旋转轴线(12)相对于吊架倾斜，以便确保提升动力设备在起飞和着陆飞行模式中沿着俯仰姿态角旋转。

在一个实施方式中，提升动力设备按如下方式缩回到机身中：螺旋桨的叶片沿着吊架用锁(15)来锁定，并且相对于两个吊架轴线共同旋转以缩回到机身槽中，并且提升动力设备在被折叠以放置在机身中时相对于吊架旋转，使得提升动力设备的螺旋桨的叶片的旋转平面基本平行于机身槽的区域中的机身理论轮廓，从而将提升动力设备的螺旋桨的叶片放置在机身槽中，并且用盖封闭机身槽。

在另一实施方式中，通过以下方式来实现提升动力设备的螺旋桨的锁定：将关闭的提升动力设备转动到螺旋桨旋转平面与锁定止动销相交的位置，然后使螺旋桨的轴旋转并折叠螺旋桨的叶片以放置在锁定止动销上，同时使另一个叶片自由转动或能够利用闩锁锁定，之后，提升动力设备相对于两个旋转轴线转动而最终被折叠以放置在机身槽中，并且提升动力设备在被折叠以放置在机身槽中时相对于吊架旋转，使得提升动力设备的螺旋桨的叶片的旋转平面基本平行于机身槽的区域中的机身理论轮廓，从而将提升动力设备的螺旋桨的叶片放置在机身槽中，并且用盖封闭机身槽。

在所要求保护的技术方案的实施方式中，单个推进动力设备位于机身的前段中，或机身的后段中，或位于吊架尾翼上。

在所要求保护的技术方案的实施方式中，至少两个推进动力设备成对地位于机身的前段中或机身的后段中，或者位于吊架尾翼上，或者位于前翼上，或者位于后翼上。

该装置操作如下：所要求保护的垂直起飞和着陆的飞机具有三种飞行模式：起飞和着陆模式、加速模式和水平飞行模式。

在起飞和着陆飞行模式中，使用提升动力设备来控制垂直起飞和着陆的飞机：共同的推力和推力差、吊架的来回移动、吊架的差动移动、在俯仰姿态通道中使用提升动力设备的共同旋转和在俯仰姿态通道中使用提升动力设备的差动旋转，以及推进动力设备的共同推力。

在所要求保护的技术方案的实施方式中(图1)，装配有推进式螺旋桨的推进动力设备位于吊架尾翼上。后翼位于尾翼下方，并且保护推进动力设备的螺旋桨不与地面接触。尾起落架位于后翼上或者机身的后段中，并且向下和向后延伸超过垂直起飞和着陆的飞机的外部尺寸。当起飞时，垂直起飞和着陆的飞机开启所有发动机，通过提升动力设备将俯仰姿态角增加到最大90度，开启推进发动机以达到起飞所需的推力，然后起飞。使用提升动力设备控制垂直起飞和着陆的飞机，并且推进动力设备以恒定速度运行，从而提供额外的静态推力。

在另一实施方式中(图2)，垂直起飞和着陆的飞机装配有三柱起落架，并且主起落架具有一个俯仰姿态角自由度并构造为锁定在必要位置。当起飞时，垂直起飞和着陆的飞机开启所有发动机，增加俯仰姿态角，此时垂直起飞和着陆的飞机相对于主起落架的铰链旋转大约90度并且将俯仰姿态角增加到大约90度，同时主起落架的轮被制动，然后垂直起飞和着陆的飞机开启推进发动机以达到所需的推力并起飞。垂直起飞和着陆的飞机通过与前一种情况相同的方式被控制。

在技术方案的另一实施方式中(图4)，垂直起飞和着陆的飞机装配有具有前轮的传统三柱起落架。当起飞时，垂直起飞和着陆的飞机使用制动的起落架轮站立，然后开启所有发动机，使用提升动力设备来将俯仰姿态角增加到设计所允许的最大值，然后启动推进动力设备的发动机以达到所需的推力，并且以滑跑方式起飞或小俯仰姿态角竖直地起飞。为了悬停在适当的位置，提升动力设备通过使提升动力设备向后倾斜而产生反向推力来补偿推进动力设备的水平推力分量。此外，在起飞之后，俯仰姿态角与前一种情况一样可以增加到大约90度。

最大起飞俯仰姿态角为大约90度，并且取决于垂直起飞和着陆的飞机的设计和在起飞和着陆期间的风量二者。通过使用提升动力设备并且沿着俯仰姿态角和偏航姿态角倾斜机身来实现风力补偿。

对于本技术方案的所有实施方式，着陆可以按照与起飞顺序相反的顺序进行，即以给定的俯仰姿态角盘旋并随后着陆，或者如果飞行重量允许的话，也能够在推进动力设备关闭或空转的情况下以高达15度的俯仰姿态角进行着陆。如果起飞重量较小，也能够在俯仰姿态角高达15度且不使用推进动力设备的情况下进行起飞。

在起飞之后，俯仰姿态角逐渐减小，使得同时产生水平推力，并且提升动力设备的推力矢量沿着垂直起飞和着陆的飞机在GC区域中的侧向投影进行传递(图2)，这确保了垂直起飞和着陆的飞机加速到最小水平飞行速度。

在达到最小水平飞行速度之后，关闭提升动力设备。使用锁沿着吊架锁定叶片，并且通过每个吊架相对于两个旋转轴线的联合旋转使提升动力设备缩回到机身槽中。最后，用盖封闭每个槽。

当处于水平飞行时(图3)，提升动力由机翼产生，推力由推进动力设备产生，并且使用差动舵(其可以安装在前翼和/或后翼上)来控制飞机。如果推进动力设备故障，则能够通过提升动力设备来着陆，或者通过使用差动舵滑翔来着陆，或者通过降落伞(如果有的话)来着陆。

将提升动力设备的螺旋桨的叶片进行锁定的第一变型是(见图4)：提升动力设备螺旋桨的锁是U形支架，该锁的旋转轴线平行于螺旋桨旋转平面并垂直于吊架的纵向轴线，并能够在三个位置中进行锁定：螺旋桨自由旋转、确保单向旋转的锁定，以及完全锁定。操作顺序如下：使用冲压气流阻止螺旋桨旋转。将锁移动到中间位置，在该中间位置中，第一锁定表面(16)与螺旋桨的叶片相接触。在发动机轴上，启动扭矩，从而将叶片按压到锁的第一锁定表面上。从发动机轴上移除扭矩，第二锁定表面(17)与螺旋桨叶片相接触，从而使锁沿着吊架将叶片最终锁定在该位置中。此后，通过相对于两个旋转轴线旋转，提升动力设备最终被折叠以放置在机身槽中，并且提升动力设备在被折叠以放置在机身中时相对于吊架旋转，使得提升动力设备的螺旋桨的叶片的旋转平面基本平行于机身槽的区域中的机身理论轮廓，从而将提升动力设备的螺旋桨的叶片放置在槽盖下方，并且用盖封闭槽。

在所要求保护的技术方案的特定实施方式中，通过以下方式来实现提升动力设备的螺旋桨的锁定：将关闭的提升动力设备转动到螺旋桨旋转平面与锁定止动销(参见附图)相交的位置，然后使螺旋桨的轴旋转并且折叠螺旋桨的叶片以将其放置在锁定止动销上，同时使另一个叶片自由转动或者能够利用闩锁进行锁定，此后，提升动力设备相对于两个旋转轴线转动而最终被折叠以放置在机身槽中，并且提升动力设备在被折叠以放置在机身槽中时相对于吊架旋转，使得提升动力设备的螺旋桨的叶片的旋转平面基本平行于机身槽的区域中的机身理论轮廓，从而将提升动力设备的螺旋桨的叶片放置在槽盖下方，并且用盖封闭槽。

本发明具有几个主要的实施方式：

-所有动力设备都装配有电动机。在这种情况下，允许使用固定螺距螺旋桨。该实施方式允许与三柱起落架或者传统起落架一起使用，或者与主起落架具有一个俯仰姿态角自由度的起落架一起使用，或者与没有主起落架而具有仅放置在后翼上或机身的后段中的尾起落架的起落架一起使用。该设计简单且可靠。在推进动力设备中，可以使用可变螺距螺旋桨。在这种情况下，实现了推进动力设备在整个速度范围内的最大效率；

-提升动力设备装配有电动机，并且推进动力设备包括活塞式发动机或喷气式发动机。允许使用任何类型的起落架。在推进动力设备中，允许使用固定螺距螺旋桨和可变螺距螺旋桨二者。在后一种情况下，实现了推进动力设备在整个速度范围内的高效率。在这一实施方式中，实现了优于原型的最大优点。使用由内燃活塞式发动机产生的推力，即使具有固定螺距螺旋桨，也将节省提升动力设备高达30％的电力消耗。这将导致电池重量减少以及燃料负载和有效载荷增加，或者实现悬停时间增加；

-所有动力设备都装配有内燃活塞式发动机或喷气式发动机。在这种情况下，推进动力设备与前一种情况相同。提升动力设备装配有折叠式可变螺距螺旋桨。建议使用起落架以防止灰尘吸入进气口；

-一个或几个推进动力设备包括不带螺旋桨的喷气式发动机。在这种情况下，提升动力设备装配有电动机或装配有内燃机(活塞式发动机或喷气式发动机)。为了以超音速飞行速度飞行，根据空气动力学要求和布局考虑，垂直起飞和着陆的飞机可以具有两个尾翼。建议使用起落架以防止灰尘吸入进气口；

-推进动力设备的螺旋桨可以安装在环形扩散器中。在这种情况下，也可额外保护推进动力单元以免撞击地面；

-有两种用于锁定提升动力设备螺旋桨的叶片的方法。方法1：一种安装在发动机旁边的双面锁，具有三个位置：

1)螺旋桨的叶片的自由旋转，在该位置，提升动力设备的螺旋桨能自由旋转；

2)确保单向旋转的锁定(仅从一侧限制螺旋桨旋转)；

3)完全锁定(从两侧限制螺旋桨旋转)。

方法2通过以下方式来实现：使提升动力设备相对于旋转轴线(12)转动并且通过使螺旋桨的轴旋转来折叠一个螺旋桨叶片以将其放置在锁定止动销上，这之后应该使用单面锁来锁定另一个叶片，该单面锁具有两个位置：螺旋桨的叶片的自由旋转和完全锁定，或者使另一个叶片自由转动。

Claims (8)

1.一种垂直起飞和着陆的飞机，包括：机身；至少一个尾翼；一对机翼，即前翼和后翼；至少一个推进动力设备；两个提升动力设备，所述提升动力设备具有螺旋桨，位于在所述机身的每侧上的吊架上，所述吊架具有两个旋转轴线并且能够将所述吊架锁定在必要位置中，其中，用于所述提升动力设备的吊架的沿着偏航姿态角的旋转轴线相对于相关的坐标系倾斜并设计成确保能够将所述提升动力设备折叠到机身槽中，并且所述提升动力设备的旋转轴线相对于所述吊架倾斜从而能够确保所述提升动力设备在起飞和着陆飞行模式中沿着相关坐标系的俯仰姿态角旋转，其特征在于：

在所述起飞和着陆飞行模式中所述提升动力设备的旋转轴线在投射至所述垂直起飞和着陆的飞机的俯仰平面上时位于所述垂直起飞和着陆的飞机的重心区域中或者位于所述垂直起飞和着陆的飞机的重心上方，

所述提升动力设备在被折叠到所述机身中时相对于其吊架旋转，使得所述提升动力设备的叶片的旋转平面基本平行于所述机身槽的区域中的机身理论轮廓，

具有螺旋桨或没有螺旋桨的所述推进动力设备位于吊架尾翼的后缘上或所述机身的后段中，同时所述后翼也位于所述机身的后段中，并且所述螺旋桨或推进动力设备的喷嘴位于所述后翼的上方，

起落架是三柱式的，其中主起落架具有单个旋转轴线并且能够锁定在起落架附接到所述机身的位置处，或者起落架仅是尾起落架，所述尾起落架安装在所述机翼上或所述机身的后段中。

2.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述提升动力设备是基于电动机、或者基于内燃活塞式发动机、或者基于喷气式发动机而制造的，并具有折叠的固定螺距螺旋桨或可变螺距螺旋桨。

3.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述提升动力设备的螺旋桨的锁被设计成确保在三个位置中进行锁定：螺旋桨自由旋转、确保单向旋转的锁定，以及完全锁定。

4.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，通过以下方式来实现所述提升动力设备的螺旋桨的锁定：将关闭的所述提升动力设备转动到螺旋桨旋转平面与锁定止动销相交的位置，然后使螺旋桨的轴旋转并且折叠螺旋桨的叶片以将螺旋桨的叶片放置在所述锁定止动销上，同时另一个叶片能够自由转动或者能够利用闩锁进行锁定，此后，所述提升动力设备相对于两个旋转轴线转动而最终被折叠以放置在所述机身槽中。

5.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，两个所述提升动力设备能够向前或向后折叠到所述机身槽中。

6.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述推进动力设备是基于电动机、或者基于内燃活塞式发动机、或者基于喷气式发动机而制造的，具有或没有螺旋桨，同时所述螺旋桨是实心的或折叠的、固定螺距或可变螺距的，具有或没有环形扩散器。

7.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述推进动力设备位于所述机身的前段中或所述机翼上。

8.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述飞机实现为具有降落伞和三柱起落架或者没有起落架。

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