CN116802120A - 飞行器 - Google Patents

Abstract

飞行器10具有机身26、至少一个机翼20、用于向前飞行的推进装置18、以及至少两对臂12。每个臂支撑至少一个旋翼16，所述旋翼16为了竖直起飞和降落(VTOL)提供动力，并且每个臂12处于展开位置以进行竖直起飞或悬停，并且转变到缩回位置以使用至少一个机翼进行向前飞行，臂12重新转变到展开位置以进行竖直降落或悬停。

Description

飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器的一个或多个特征。

本发明发现与有人驾驶飞行器(MAV)或无人驾驶飞行器(UAV)有关的应用，诸如遥控或计算机控制/引导的UAV(UAV通常可以被称为“无人机”)。

背景技术

混合的竖直起降(VTOL)和固定机翼航空器是已知的。这种航空器通常在悬停、起飞和降落时使用VTOL进行飞行，并且在航空器向前飞行期间使用固定机翼。

有利的是，混合的VTOL和固定机翼航空器可以通过远程控制、机载计算机引导进行操作或操纵。

众所周知，在向前飞行期间缩回VTOL螺旋桨以减少阻力从而提高燃料效率，并且建立航空器的空气动力学轮廓，以提供改进的控制、飞行稳定性和更有效的飞行。此外，VTOL螺旋桨的缩回将有助于减少飞行器的雷达信号特征。

机载系统的冗余在有人或无人驾驶飞行器上可能是重要的。特别是对于UAV，机载系统的冗余可以帮助确保持续飞行，并且在一个系统失效的情况下至少确保“返回原点”功能。

将理解的是，本发明的一种或多种形式有利地提供了方便的布置，用于在VTOL和向前飞行和/或流线型化和/或飞行器系统中的冗余和/或操作有人或无人驾驶飞行器之间进行转变。

针对该背景以及与之相关联的问题和困难，开发出本发明。

发明内容

本发明的一个方面提供了一种飞行器，所述飞行器具有：机身和至少一个机翼；

用于所述飞行器的向前飞行的推进装置；

至少两对臂，每个所述臂支撑至少一个旋翼(rotor)，其中每个所述旋翼被提供动力，以使所述飞行器进行竖直起飞和降落(VTOL)；以及

其中，每个所述臂能够在用于竖直起飞或悬停的展开位置和向前飞行期间的缩回位置之间缩回。

每个所述臂还能够在向前飞行期间的缩回位置展开到用于悬停和/或竖直降落的展开位置。

所述至少一个机翼和所述机身可以提供混合机翼结构。例如，至少一个机翼和机身可以提供连续结构。混合机翼主体(BWB)、也称为混合主体或混合机翼主体(HWB)是一种固定机翼航空器，在飞行器的机翼和主体之间没有明确的分界线。该航空器具有明显的机翼和机身结构，这些结构平滑地混合在一起，而没有明显的分界线。BWB结构可以是无尾翼也可以不是无尾翼。

所述机身可以包括凹部，该凹部用于在相应的臂缩回时接收所述臂。

可以提供至少一个门，以在相应的臂接收在所述凹部内时覆盖所述臂。

在所述飞行器的第一侧上的臂可以缩回到第一个所述凹部中，并且在所述飞行器的第二侧上的臂可以缩回到第二个所述凹部中。

所述飞行器可以包括左前臂、右前臂、左后臂和右后臂。

所述左前臂和所述左后臂可以缩回到第一个所述凹部(例如，在飞行器的左侧)中。所述右前臂和所述右后臂可以缩回到第二个所述凹部(例如，在飞行器的右侧)中。

所述臂可以形成前部对和后部对，其中，所述前部对由左前臂和所述右前臂形成，并且所述后部对由所述左后臂和所述右后臂形成。

每对臂(前部对或后部对)在延伸或缩回时，可以相对于另一对臂以不同的速率和不同的旋转速率移动。

位于每个臂的端部处的旋翼在至少部分缩回和/或展开所述臂期间与飞行器的纵向轴线对准。

旋翼的对准优选地通过感测来进行，诸如通过使用至少一个位置传感器、例如至少一个旋转传感器来进行，所述至少一个旋转传感器用于检测相应旋翼和/或相关联马达和/或相关联驱动带的旋转位置。

例如，当至少一个传感器感测到旋翼的长轴基本上平行于纵向轴线时(例如，用于缩回和/或展开)，旋翼被停止。

在延伸或缩回所述臂时，前部臂对和后部臂对可以同步移动，使得每个臂对以基本上相同的速度移动通过相同的对称运动范围。

每对臂内的前部臂对和后部臂对在延伸和缩回期间可以以基本上相同的速度移动通过相同的对称运动范围。

推进装置可以包括至少两个动力单元，诸如第一动力单元和第二动力单元。每个动力单元可以与另一个动力单元相同。

另选地，动力单元可以在性能上彼此不同。例如，第一动力单元可以包括以高效率运行的发动机，而第二动力单元可以是停止运行的发动机。

动力单元可以是旋转内燃机、燃气涡轮发动机或电动发动机中的至少一种。例如，第一动力单元可以是旋转内燃机，而第二动力单元可以是电动发动机或涡轮机或风扇发动机。

推进装置可以包括至少一个由至少两个动力单元提供动力的风扇。

空气速度(优选向前的空气速度)和/或动力单元(rpm)速度可以用于提供信号以打开每个门并将每对臂收进每个凹部/开口中。

空气速度和/或动力单元(rpm)速度可以用于提供信号以打开每个所述门并且将每对臂从每个开口伸出。

该信号可以由位置传感器提供，该位置传感器指示电动马达、臂和/或旋翼中的一个或多个的位置，诸如相对于彼此和/或相对于机身和/或机翼的位置。

位置传感器可以是偶极磁体和霍尔效应位置传感器的组合。

位置传感器可以向电子速度控制器提供位置信息。

控制器接收旋翼位置信息，以在臂的缩回或展开期间保持旋翼的相对位置，以确保旋翼按要求对准。

电动马达可以通过孔定位到每个臂。

这些孔具有槽，从而允许调整电动马达的位置，并且允许调整驱动带的张力。

电动马达可以附接到安装板，该安装板可以附接到所述臂中的至少一个上。

安装板可以具有孔，以允许调整驱动带的位置和张力。

所述至少一个旋翼可以是两个彼此反向旋转的旋翼。

至少一个门可以与相应臂的运动相关地打开和关闭。

至少一个门可以是两个门，这两个门打开并允许相应臂以协调的方式延伸以进行起飞和降落。

在向前飞行期间收起相应的臂时，两个门可以关闭。

所述臂可以铰链到凹部内的相应点。

铰链可以具有上附接支架和下附接支架。

上附接支架和下附接支架可以通过保持轴承和紧固件附接到臂。

上附接支架和下附接支架可以使用紧固件或粘合剂附接到机身内的相应凹部。

臂的机身端部可以被分叉，以提供空间用于安装至少两个马达并调整相应的驱动带。

臂的分叉端部可以具有可移除支柱，以提高臂的结构刚性。

臂的移动可以由驱动突缘来进行，所述驱动突缘在预定位置处刚性地附接到每个臂，其中推杆连接到驱动突缘，使推杆能够相对于驱动突缘旋转。

推杆的相对端部可以连接到惰臂，其中该连接使得推杆相对于惰臂旋转，其中惰臂的另一端连接到附接支架以限制围绕基本上竖直枢转轴线的运动。

臂可以具有附接支架，其中附接支架可以通过紧固件或粘合剂附接到机身内的凹部的内部。

惰臂可以附接到线性致动器，其中线性致动器相对于惰臂和附接支架旋转。

线性致动器可以通过紧固件或粘合剂附接到机身内的相应开口，以允许相应臂进行延伸或缩回。

线性致动器可以由电动马达、液压压力或气动压力提供动力。

线性致动器可以具有集成的位置传感器，其中集成的位置传感器提供线性致动器的杆的瞬时位置。

至少一个门可以通过至少两个铰链附接到机身，其中至少一个铰链可以是致动器铰链。

致动器铰链可以具有机身附接突缘和门致动突缘；其中机身附接突缘被紧固或结合到机身；其中门致动突缘被紧固或结合到相应门；其中机身附接突缘和门致动突缘通过销附接以进行旋转，其中至少两个铰链中的至少一个可以是非致动器铰链。

门致动突缘可以具有用于第二线性致动器的附接点，以相对于门致动突缘旋转。

第二线性致动器可以使用销附接到安装支架，以相对于安装支架进行旋转，其中安装支架通过紧固件附接到机身内的开口的内部部分。

本发明的一个方面提供一种飞行器，该飞行器具有：推进装置，该推进装置包括至少两个发动机，所述至少两个发动机被布置和配置成为至少一个推进装置提供动力。

至少两个发动机为至少一个推进装置提供动力，用于使飞行器向前飞行，所述至少一个推进装置诸如为至少一个螺旋桨、风扇或管道式风扇。

推进装置可以包括由至少两个发动机通过至少一个带提供动力的至少一个管道式风扇、风扇或螺旋桨。至少一个带可以是单个驱动带或多个带。

至少一个带可以是蛇形带。

至少两个发动机可以各自操作性地耦合到至少一个离合器。每个所述发动机可以操作性地耦合到相应的离合器。

至少一个离合器允许至少两个发动机在另一个发动机关闭并且相应离合器凭惯性前进(或滑行，freewheel)时有一个发动机开启(驱动)。

至少一个离合器连接到至少两个驱动带轮，其中至少一个离合器允许至少两个驱动带轮中的一个驱动带轮在至少两个发动机中的一个发动机关闭时凭惯性前进。

离合器可以以不同的功率值操作至少两个发动机。

至少一个离合器可以包括滚子(或(Sprag))型离合器。

感测到的飞行器的向前空气速度或向前空气速度的变化可以用于提供信号以

-打开飞行器的机身上的至少一个门和/或延伸一对收起的臂；和/或

-缩回并收起这对臂并关闭门。

推进装置可以安装处于气流中的机身上。

推进装置可在起飞和降落期间被收起，以获得更大的空气动力学轮廓。

推进装置可以由支撑装置(arrangement)、诸如支柱组件来支撑，以将推进装置安装到机身。

支撑装置、诸如支柱组件可以具有至少两个支柱，并且优选地以倒“V”形结构布置。

推进装置优选地位于至少两个发动机的上方。

至少两个支柱可以包括固定的结构部件和可移除的整流罩。可移除的整流罩优选是流线型的，特别是相对于飞行器的前进方向而言是流线型的。

固定的结构部件优选是刚性的，用于附接至少两个发动机。

在使用中，至少一个公共驱动带可以位于固定的结构部件和可移除的整流罩之间。

可移除的整流罩可以被移除以允许更换或维修至少一个公共驱动带。

优选地，使用惰轮张紧至少一个公共驱动带。优选地，至少两个发动机被整流罩覆盖，其中整流罩优选是气流平滑的，以便为螺旋桨/风扇附近的空气提供空气动力学流道。

飞行器上包括至少一个电池，以在VTOL期间为飞行器供电。例如，在向前飞行期间，飞行器不处于VTOL模式，并且至少一个电池处于充电模式，以在置于VTOL模式时进行充电准备。

当对电池进行充电时，电池优选在向前飞行期间进行充电。充电可以更新在完全向前飞行之前的起飞/悬停期间使用的电池电量。

充电可以优选地提供到至完全电量所需的最大时限或至少足以使飞行器着陆的最大时限。例如，最大的电池电量输送时限可以是在全功率输送下2-10分钟。

种操作飞行器的方法，所述方法包括：

在飞行器的向前飞行期间：

a)通过缩回竖直升降旋翼臂，将飞行器转变到向前飞行模式，以实现完全向前飞行，或

b)通过延伸竖直升降旋翼臂将飞行器转变到竖直降落模式。

一种操作飞行器的方法，该方法包括在飞行器的向前飞行期间，将支撑升降旋翼的臂从延伸位置转变到缩回位置，或者在缩回位置和展开位置之间转变。

一种操作飞行器的方法，该方法可以包括：

a)延伸支撑升降旋翼的臂，以进行竖直起飞；

b)使飞行器上升并产生向前飞行；以及

c)缩回臂和旋翼。

一种操作航空飞行器的方法，该方法可以包括：

a)在向前飞行期间，将支撑升降旋翼的臂延伸到延伸位置；

b)减少向前飞行推进力，并且增加来自升降旋翼的升力；

c)在所述臂延伸并且所述升降旋翼提供下降动力的情况下，将飞行器下降到降落位置。

每个所述旋翼臂可以支撑至少一个旋翼。

至少一个旋翼可以在缩回和收起之前停止旋转。一旦相应的转臂至少部分地缩回，则至少一个旋翼可以开始旋转。

优选地，每个所述臂在其上支撑至少两个所述旋翼。每个所述旋翼作为具有叶片的基本上水平的旋翼，用于竖直升降和/或悬停。

每个所述旋翼可以由相应的马达、诸如电动马达提供动力以进行旋转。因此，由一个臂支撑的两个旋翼可以各自由相应的马达驱动。

所述臂的缩回和延伸优选地由气动装置、液压装置或电气装置提供动力。

相应臂的缩回可以包括枢转缩回和/或伸长缩回。同样地，延伸(展开)可以包括枢转展开和/或伸长延伸。

可以提供旋翼位置感测。例如，对于相应的旋翼和/或臂的缩回和/或收起，可以感测相应旋翼的旋转位置，并且在相应臂的缩回和/或展开期间保持期望的旋转位置。

相应旋翼的位置感测可以通过传感器(诸如旋转编码器、霍尔效应传感器、光学传感器、磁传感器或其两个或更多个的组合)进行。

可以为每个马达提供位置感测，诸如通过感测马达的旋翼或定子相对于基准的位置来提供位置感测。

在随附的权利要求书和前面的发明描述中，除非由于明确的语言或必要的暗示而在上下文中另有要求，否则词语“包括”或诸如“包括有”或“包括了”的变体是在包含的意义上使用的，即指明所述特征的存在，但不排除在本发明的各种实施例中存在或附加进一步的特征。

附图说明

下面将参照附图来描述本发明的一个或多个实施例，在附图中：

图1示出了本发明的一个实施例的正面轮廓的示意图。

图2示出了本发明的图1的实施例的底部轮廓的示意图。

图3示出了本发明的另一实施例的正面轮廓的示意图。

图4示出了本发明的图3的实施例的底部轮廓的示意图。

图5示出了图1的实施例的一个臂的示意性侧剖视图。

图6是图5中的电动马达的放大侧剖视图。

图7是图6的示出了电动马达的设置的示意图。

图8是图5的实施例的示意性侧剖视图。

图9是图5的实施例的示意性倾斜侧视图。

图10是图1的实施例的旋翼和相关联组件的示意图。

图11是图1的实施例的门的示意图。

图12是图11的实施例的门操作机构的侧面示意图。

图13是本发明的一个实施例的风扇操作机构的分解示意图。

图14是风扇操作机构的侧向截面的部分分解示意图。

图14A是风扇操作机构的底部视图。

图14B是风扇操作机构的侧向视图。

图14C是通过图14B的中心线的侧剖视图。

图14D是图14的风扇操作机构的主视图。

图14E是根据本发明的一个实施例的风扇操作机构的侧面截面的部分分解示意图。

图14F是图14E的风扇操作机构的底部视图。

图14G是图14E的风扇操作机构的侧向视图。

图14H是通过图14G的中心线的侧剖视图。

图14I是图14E的风扇操作机构的主视图。

图15是示出本发明的一个实施例的操作流程图。

图16是本发明的一个实施例中前臂的缩回的仰视图。

图17是图16的实施例中后臂的缩回的仰视图。

图18是示出本发明的另一实施例的操作流程图。

图19是图7的实施例的分解图，示出了位置传感器的定位。

图20是示出系统的控制方面的控制流程图。

具体实施方式

应当理解的是，对每个实施例都进行了具体描述，并且本发明不应解释为限于任何一个实施例的任何具体特征或元件。本发明也不应被解释为限于若干实施例或与实施例有关的描述的变型的任何特征。

图1示出了飞行器10在空中的悬停模式或在地面上的静止模式。朝向内侧端具有四个臂12，在每个臂12的端部处，具有至少一个电动马达14。电动马达14继而为至少一个旋翼16提供动力，旋翼16可以是双同轴反向旋转的旋翼布置或者是单个旋翼。所示的实施例是前一种类型的旋翼16。

风扇18在向前飞行模式中推动飞行器10。固定机翼20一旦处于向前飞行模式就提供升力。

图2示出了图1的底侧。门22覆盖机身26内的开口24。在飞行器10落地期间和/或在悬停飞行期间，门22可以打开。

电动马达14诸如通过驱动带操作旋翼，以产生竖直升力(VTOL模式)。

当达到最小前进空速时，飞行器10发出信号使臂12缩回，并且飞行器仅使用固定机翼20进行动力飞行。

参照图19，该信号优选地由位置传感器提供，该位置传感器指示电动马达14和/或相应旋翼16的旋转位置。

这样的定位传感优选地使用偶极子磁体148和霍尔效应位置传感器152来提供，偶极子磁体148结合到磁体支座150，该磁体支座优选同轴地附接到相应的电动马达轴(未示出)，霍尔效应位置传感器152与偶极子磁体148同轴地附接到固定安装板34。

参照图20的流程图，位置反馈信息从传感器提供到电子速度控制器(未示出)。臂12的延伸和缩回优选地由液压动力供应和控制系统154执行，该系统154通过柔性液压软管156连接到线性致动器56。

向前推进力由风扇18和其发动机28中的至少一个发动机供应。油箱200提供了用于油供应的储器，以用于发动机28的润滑。空气入口112是用于发动机128和发动机舱的进气口。来自空气入口112的空气将空气送到空气箱210，空气箱210内具有空气过滤器(未示出)。空气入口112还将空气送到管道220，管道220向发动机舱提供新鲜空气的馈送。

飞行器管理系统158为飞行器10提供控制功能，包括：指导自动驾驶仪160；根据需要指导致动处理和控制模块162，以便协调由自动驾驶仪160提供的VTOL功能；以及指导由致动处理和控制模块162控制的臂12的缩回/延伸功能。

飞行器管理系统158通过信号连接装置164连接到液压动力供应与控制系统154，信号连接装置164用于接收系统监测参数。致动处理和控制模块162提供对臂12的缩回和延伸过程的控制，该控制协调了对线性致动器56和旋翼16的位置的控制。飞行器管理系统158通过控制信号166连接到致动处理和控制模块162，并且还通过系统监测信号168接收系统监测参数。致动处理和控制模块162通过控制数据信号170连接到液压动力和控制系统154。旋转位置变换器172连接到惰臂52和惰轮附接支架54，用于确定惰臂52的位置。已知惰臂52的位置将分别确保在向前飞行或VTOL模式期间臂12的协调缩回/延伸。

旋转位置转换器172通过信号连接装置174连接到致动处理和控制模块162，使得旋转位置转换器172可以向致动处理和控制模块162提供惰臂52的位置数据。

每个电动马达14都可以由磁场定向控制模块176控制。每个磁场定向控制模块176都通过双向控制数据链路178连接到致动处理和控制模块162。双向控制数据链路允许命令和反馈参数在磁场定向控制模块176和致动处理和控制模块162之间共享，用于电动马达14和旋翼16的位置控制。

每个磁场定向控制模块176都向其正在控制的相关联电动马达14提供动力。该动力优选地通过柔性电线180提供。磁场定向控制模块176通过位置反馈信号182从霍尔效应位置传感器152接收位置反馈。

当飞行器10通过飞行器管理系统158通过通信信号184向自动驾驶仪160发出命令以在VTOL模式下操作时，则自动驾驶仪160将通过通信信号186(例如双向信号布置)命令磁场定向控制模块176控制电动马达14。

在任何时间点处，飞行器管理系统158都可以仅命令自动驾驶仪160或致动处理和控制模块162向磁场定向控制模块176提供命令信号，从而防止自动驾驶仪160和致动处理和控制模块162两者同时向磁场定控制模块176提供命令信号。

图3和图4从上面(图3)和下面(图4)示出了飞行器10在臂12的缩回模式下飞行。

图5示出了带有旋翼16的臂12的结构。在该实施例中，电动马达14不是叠置的，而是彼此偏移以减小飞行器10的整体轮廓。旋翼16附接到具有螺旋桨毂组件30的轴(未示出)，该轴具有滚动元件轴承(未示出)和紧固到每个旋翼16的驱动轮(未示出)。

每个旋翼16由电动马达14中的安装在臂12的与旋翼16相对端部处并由带32驱动的一个电动马达驱动。每个电动马达14都可以如图6所示附接到安装板34，或者电动马达14可以直接附接到臂12中的附接孔36，如图7所示。通过将电动马达14附接到安装板34，带槽的孔(未示出)将安装板34附接到臂12，使得电动马达14可以平移并且被调整以提供所需的带32张力。

在电动马达14直接附接到臂12中的带槽的孔36的情况下，这也允许电动马达14平移并且被调整以提供所需的带32张力。

图8和图9示出了臂12的端部38在铰链端处分叉，以便于安装和移除电动马达14并且调整带32。图7中所示的可移除支柱40可以安装在分叉端部38和臂12之间，以提供附加的结构刚度。

图10示出了使用任何适当的机械紧固件或粘合剂将用于每个臂12的上附接支架42和下附接支架44附接到机身26中的内部结构框架46。致动驱动突缘48被刚性地附接到每个臂12，从而使得推杆50以使推杆50相对于致动驱动突缘48旋转的方式被机械地连接。

继续参照图10，惰臂52以使推杆50相对于该惰臂52旋转的方式连接到推杆50的另一端。惰臂52的另一端连接到惰轮附接支架54，以便将运动限制为围绕基本上竖直的枢轴线。惰轮附接支架54通过机械紧固件或粘合剂附接到机身26中的内部结构框架46。在推杆50的附近，线性致动器56附接到惰臂52，推杆50以使得线性致动器56相对于惰臂52旋转的方式附接到惰臂52。当处于向前飞行模式中时，这允许臂12缩回或延伸。使用机械紧固件或粘合剂将致动器附接支架58附接到内部结构框架46。

线性致动器56以限制围绕基本上竖直轴线的运动并允许线性致动器56相对于致动器附接支架58旋转的方式附接到致动器附接支架58。线性致动器56可以由电动马达、液压压力或气动压力提供动力。为了即时确定致动器杆60的位置，线性致动器56可以具有集成的位置传感器(未示出)。这允许在缩回和延伸期间协调臂12的运动。

参照图11，用于储存臂12的门22在缩回时利用至少两个铰链组件附接到机身26。铰链组件中的至少一个是致动器铰链组件62，该致动器铰链组件62包括机身附接突缘64和门致动突缘66，参照图12。

机身附接突缘64被机械地紧固或结合到机身26，并且门致动突缘66被机械地紧固或结合到门22。门铰链销68附接突缘64、66，以提供门铰链旋转点。

门致动突缘66具有用于门线性致动器72的门附接点70，使得门线性致动器72可以相对于门致动突缘66旋转。门线性致动器72利用销76附接到安装支架74，从而使得门线性致动器72相对于安装支架74旋转。安装支架74利用机械紧固件附接到内部结构框架46。参照图11，一个或多个铰链组件可以是非致动器铰链组件78，该非致动器铰链组件78没有用于附接线性致动器的设置。

参照图13、图14、图14A至14D，在这些图中示出了由风扇18提供向前推进力的实施例以及其操作和部件，并且参照图14E至14I，与其中具有一个以上的进气口112的图14、图14A至14D的实施例相比，图14E至14I示出了其中空气入口112是单个进口的实施例。在风扇18提供推进力的实施例中，风扇18将具有螺旋桨86和管道88。风扇发动机28可以是一个发动机或多个发动机。风扇发动机28安装到发动机框架80，该发动机框架80是刚性的。风扇18的安装是通过突出到气流中的支柱组件96进行的。

对于风扇18位于风扇发动机28上方的实施例，支柱组件96将具有两个分离的臂，这两个分离的臂呈倒“V”形，如图13所示。支柱组件96的每个臂具有两部分，一个是固定的结构部分98并且一个是可移除的空气动力支柱整流罩100。

可移除的支柱整流罩100允许在带32在支柱组件96的固定的结构部分98和可移除的支柱整流罩100之间运行时安装和/或更换带32。

固定的结构部分98还为风扇发动机28提供了刚性点以进行附接。螺旋桨毂组件30还包括位于风扇毂102和风扇头部104上的整流罩，风扇毂102和风扇头部104两者在空气动力学上都适合处于气流中。

可移除的支柱整流罩100还可以包括风扇毂整流罩102的可移除部分。

根据正在使用的实施例，可移除的尾部整流罩盖106可以形成可移除的支柱整流罩100的一部分，或者可移除的尾部整流罩盖106可以与可移除的支柱整流罩100分开，或者其甚至可以不存在。

在由风扇18提供推进力的实施例中，附接盖108将刚性地附接到支柱96的固定结构部分98、发动机框架80和管道88(如果安装)。

此外，还具有可移除的前整流罩盖110，其可以包括一个或多个用于发动机冷却的空气入口112，并且其可以向风扇发动机28提供感应空气。

可移除的前整流罩盖110和可移除的后整流罩盖106当被移除时，将提供通路以使发动机冷却剂系统114、发动机控制电气线路116、发动机排气系统118、燃料供应软管120、发动机感应系统122以及正在使用的任何其他服务或系统断开。整个风扇发动机28组件通过紧固件124紧固到机身26。

带32将风扇发动机28连接到风扇18。带32可以是一个带或多个平行带，并且优选的是蛇形驱动带。

如果需要，惰轮(未示出)是任选的，用于张紧带32。

按照标准的风扇设置，风扇18具有带轴承92的风扇轴90和轴驱动带轮94。

每个风扇发动机28都具有驱动带轮82，以将风扇发动机28连接到带32。

在一个实施例中，离合器84附接到每个驱动带轮82，从而允许驱动带轮82从风扇发动机28断开。在另一个实施例中，可以为每个风扇发动机28使用单独的带32，然后离合器84将处于风扇18的毂30中。

离合器84可以是机械离合器，由此当离合器84被启动时，该离合器可以将驱动带轮82与风扇发动机28完全断开，或者离合器84可以是滚子(或斜撑(Sprag))型离合器，当风扇发动机28未在运行时(即在VTOL期间)，该滚子或斜撑型离合器使驱动带轮82能够自由旋转，并且当风扇发动机28正在操作并且轴转数足以使其被驱动时使驱动带轮82能够锁定并驱动。

使用离合器84的优点是，其允许风扇发动机28以彼此不同的动力水平操作，并且另外允许任一风扇发动机28在不需要时被关闭。

这也意味着，如果其中一个风扇发动机28发生了故障，则离合器84将允许从其余的风扇发动机28向风扇18输送动力，从而使得飞行器10保持向前飞行。

参照图15和图18，将描述飞行器10的飞行方法。为了从地面126起飞，飞行器10处于伸展模式，其中所有四对臂12都延伸出，而没有收在开口24中，门22打开以使臂12能够延伸。

然后飞行器10由臂12上的电动马达14提供动力以产生竖直升力。然飞行器10然后竖直向上移动，如图15中的箭头128所示，而达到清除任何障碍物所需的安全最小高度。

一旦达到该最小高度，主推进系统就启动，即风扇发动机28开启并将飞行器10加速到最小预定飞行速度。飞行器10现在是向前飞行，并且最小预定飞行速度向飞行器10发出信号，以缩回臂12并将这些臂12收在开口24内，并且随后关闭门22。

图16和17中示出了其中臂12被缩回和收起的方式。在初始起飞130时，臂12被示出为延伸。在达到最小预定飞行速度132时，所有螺旋桨16都停止，并且使其长轴与气流基本上平行。

在136处，现在竖直升力已经停止，并且来自风扇18的前推力已经开始，在飞行器10的前部处的臂12(即在飞行器10的前部区域处在飞行器10的相对两侧上的臂对134)然后朝向飞行器10的后部移动。臂对12的移动基本上是以相同的速率进行的，其中螺旋桨在移动期间与气流方向保持对准。

在138处，前部臂对134已经缩回并且充分旋转，以允许后部臂对140开始旋转并且缩回到开口24中，而不干扰前部臂对134，其中后部臂对140朝向开口24的前部区域移动。同样，所有的螺旋桨16在运动期间都与气流保持对准。在142和144处，前部臂对134已经到达缩回位置，而后部臂对140仍在向他们的缩回位置移动。

在146处，后部臂对140已经在开口24中缩回成与前部臂对134基本上平行。在此部位处，门22然后能够被关闭，并且飞行器10在向前飞行中飞行。

参照图18，示出了飞行器10的降落。为了使飞行器10降落，相反地执行了在起飞和向前飞行方面概述的方法。也就是说，门22打开，后部臂对140首先从开口24延伸，基本上是在同一时间，从前面区域朝向飞行器10的后部延伸。一旦这些臂延伸得足够远，则前部臂对134从开口24延伸，从而从开口24的后部朝向飞行器10的前面区域延伸出。然后关闭风扇发动机28，同时开启电动马达14，以将飞行器10的速度降低到最小飞行速度，并使飞行器10达到悬停状态。然后，飞行器10被减速，并开始完全依靠臂12的螺旋桨16进行其竖直下降。一旦飞行器10到达并接触到地面126，飞行器就会使其电动马达14为关闭的螺旋桨16提供动力。

将理解的是，虽然在某些地方参照陆地调节设备描述了所附的特定实施例，但是本发明也可应用于其他地面/陆地接合设备。

应当理解的是，如果本文提及任何现有技术，则这种提及并不构成承认该现有技术构成澳大利亚或任何其他国家的本领域的公知常识的一部分。

在随附的权利要求书和前面对本发明的描述中，除非上下文因明确的语言或必要的暗示而另有要求，否则词语“包括”或者诸如“包括了”或“包括有”的变体在包含的意义上使用，即指明所述特征的存在，但不排除在本发明的各种实施例中存在或附加进一步的特征。

Claims (61)

1.一种飞行器，所述飞行器具有：

机身和至少一个机翼；

用于所述飞行器的向前飞行的推进装置；

至少两对臂，每个所述臂支撑至少一个旋翼，其中每个所述旋翼被提供动力，以用于所述飞行器的竖直起飞和降落(VTOL)；以及

其中，每个所述臂能够在用于竖直起飞或悬停的展开位置和在向前飞行期间的缩回位置之间收缩。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，每个所述臂能够从向前飞行期间的缩回位置展开到用于悬停和/或竖直降落的展开位置。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个机翼和所述机身提供了混合机翼结构或混合机翼主体(BWB)结构。

4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述飞行器优选地在所述机身处包括凹部，所述凹部用于在至少一个所述臂缩回时接收述臂。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，至少一个门能够被提供，以覆盖所述凹部和/或在相应的臂被接收在所述凹部内时覆盖所述相应的臂。

6.根据权利要求4或5所述的飞行器，其中，在所述飞行器的第一侧上的臂能够缩回到第一个所述凹部中，并且在所述飞行器的第二侧上的臂能够缩回到第二个所述凹部中。

7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述飞行器具有左前臂、右前臂、左后臂和右后臂。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述左前臂和所述左后臂被配置为缩回到第一个所述凹部中，和/或所述右前臂和所述右后臂被配置为缩回到第二个所述凹部中。

9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述臂提供了前部对和后部对，其中，所述前部对由所述左前臂和所述右前臂提供，并且所述后部对由所述左后臂和所述右后臂提供。

10.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，每对臂被配置为在延伸或缩回时以与另一对臂不同的速率和不同的旋转速率移动。

11.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，在至少部分缩回和/或展开所述臂期间，所述旋翼与所述飞行器的纵向轴线对准。

12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述旋翼的对准是通过使用至少一个位置传感器来进行的。

13.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述至少一个位置传感器包括至少一个旋转传感器，所述至少一个旋转传感器用于检测相应旋翼和/或相关联马达和/或相关联驱动带的旋转位置。

14.根据权利要求12或13所述的飞行器，其中，当至少一个所述传感器感测到相应旋翼的长轴在所述臂的缩回和/或展开期间基本上平行于所述飞行器的纵向轴线时，相应旋翼被停止。

15.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述前部臂对和所述后部臂对被配置为在延伸或缩回所述臂时同步移动。

16.根据权利要求15所述的飞行器，其中，每对臂以基本上相同的速度移动通过对称的运动范围。

17.根据权利要求15所述的飞行器，其中，每对臂内的所述前部臂对和所述后部臂对在延伸和缩回期间以基本上相同的速度移动通过相同的对称运动范围。

18.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述推进装置包括至少两个动力单元，诸如第一动力单元和第二动力单元。

19.根据权利要求18所述的飞行器，其中，每个动力单元与另一个动力单元相同，或者所述动力单元的性能或类型彼此不同。

20.根据权利要求18或19所述的飞行器，其中，所述动力单元包括旋转内燃机、燃气涡轮发动机或电动发动机中的至少一种。

21.根据权利要求18至20中任一项所述的飞行器，其中，所述推进装置包括至少一个由所述至少两个动力单元提供动力的风扇。

22.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，空气速度和/或动力单元速度用于提供信号，以打开每个门并且将每对臂收进每个凹部/开口中。

23.根据权利要求22所述的飞行器，其中，所述空气速度和/或动力单元速度用于提供信号，以打开每个所述门并且将每对臂从每个开口延伸出。

24.根据权利要求22或23所述的飞行器，其中，所述信号由位置传感器提供，所述位置传感器指示一个或多个电动马达和/或所述旋翼的位置。

25.根据权利要求24所述的飞行器，其中，所述位置传感器包括偶极子磁体和霍尔效应位置传感器的组合。

26.根据权利要求1所述的飞行器，其中，用于为相应的所述旋翼提供动力的至少一个电动马达位于相应的所述臂上。

27.根据权利要求26所述的飞行器，其中，所述电动马达的位置被配置为能够调整。

28.根据权利要求27所述的飞行器，其中，用于将驱动从所述至少一个马达传送到相应旋翼的带的张力被配置为能够调整。

29.根据权利要求26至28中任一项所述的飞行器，其中，所述至少一个电动马达被附接到安装板，所述安装板安装到所述臂中的至少一个上。

30.根据权利要求29所述的飞行器，其中，所述安装板具有孔，用于调整驱动带的位置和张力。

31.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述至少一个旋翼包括两个反向旋转的旋翼。

32.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述臂中的至少一个的机身端部被分叉，以提供空间用于安装至少两个马达并调整相应的驱动带。

33.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，线性致动器被配置为展开和/或缩回至少一个所述臂。

34.根据权利要求33所述的飞行器，其中，所述线性致动器由电动马达、液压压力或气动压力提供动力。

35.根据权利要求33或34所述的飞行器，其中，所述线性致动器具有位置传感器，其中所述位置传感器提供所述线性致动器的杆的瞬时位置。

36.一种飞行器，所述飞行器具有：推进装置，所述推进装置包括至少两个发动机，所述至少两个发动机被布置和配置成为至少一个推进装置提供动力。

37.根据权利要求36所述的飞行器，其中，所述至少两个发动机为所述至少一个推进装置提供动力，用于使所述飞行器向前飞行，所述至少一个推进装置诸如为至少一个螺旋桨、风扇或管道式风扇。

38.根据权利要求36或37所述的飞行器，其中，所述推进装置包括由所述至少两个发动机通过至少一个带提供动力的至少一个管道式风扇、风扇或螺旋桨。

39.根据权利要求38所述的飞行器，其中，所述至少一个带包括单个驱动带或多个带。

40.根据权利要求36至39中任一项所述的飞行器，其中，所述至少两个发动机操作性地耦合到至少一个离合器，或者至少一个所述发动机操作性地耦合到相应的离合器。

41.根据权利要求40所述的飞行器，其中，所述离合器允许至少两个驱动带轮中的一个在所述至少两个发动机中的一个发动机关闭时凭惯性前进。

42.根据权利要求40或41所述的飞行器，其中，所述离合器包括滚子(或斜撑)型离合器。

43.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述推进装置在起飞和降落期间被收起。

44.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述推进装置由支撑装置支撑。

45.根据权利要求44所述的飞行器，其中，所述支撑装置包括至少两个呈倒“V”配置的支柱。

46.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，在所述飞行器上包括至少一个电池，以在VTOL期间为所述飞行器供电。

47.根据权利要求46所述的飞行器，其中，在向前飞行并且所述飞行器不处于VTOL模式期间，所述至少一个电池处于充电模式，以在被置于VTOL模式时进行充电准备。

48.一种操作飞行器的方法，所述方法包括：

在所述飞行器的向前飞行期间：

a)通过缩回竖直升降旋翼臂，将所述飞行器转变到向前飞行模式，以进行完全向前飞行，或者

b)通过延伸所述竖直升降旋翼臂，将所述飞行器转变到竖直降落模式。

49.一种操作飞行器的方法，该方法包括在所述飞行器的向前飞行期间，将支撑升降旋翼的臂从延伸位置转变到缩回位置，或者在缩回位置和展开位置之间转变。

50.一种操作飞行器的方法，该方法能够包括：

A)延伸支撑升降旋翼的臂，以进行竖直起飞；

b)使所述飞行器上升并产生向前飞行；以及

c)缩回所述臂和所述旋翼。

51.一种操作飞行器的方法，该方法能够包括：

a)在向前飞行期间，将支撑升降旋翼的臂延伸到延伸位置；

b)减少向前飞行推进力，并且增加来自所述升降旋翼的升力；

c)在所述臂延伸并且所述升降旋翼提供下降动力的情况下，将所述飞行器下降到降落位置。

52.根据权利要求48至51中任一项所述的方法，其中，每个所述旋翼臂支撑至少一个旋翼。

53.根据权利要求52所述的方法，其中，所述至少一个旋翼在缩回之前或在缩回期间停止旋转。

54.根据权利要求48至53中任一项所述的方法，其中，所述臂的缩回和延伸是由气动装置、液压装置或电气装置提供动力的。

55.根据权利要求54所述的方法，其中，相应的一个或多个臂的缩回包括枢转缩回和/或伸长缩回。

56.根据权利要求54或55所述的方法，其中，延伸/展开包括枢转式展开和/或伸长延伸。

57.根据权利要求48至56中任一项所述的方法，该方法包括旋翼位置感测。

58.根据权利要求57所述的方法，其中，为了缩回和/或收起相应的旋翼和/或臂，感测相应旋翼的旋转位置，并且在相应臂的缩回和/或展开期间保持所期望的旋转位置。

59.根据权利要求57或58所述的方法，其中，相应的旋翼的位置感测是由传感器进行的。

60.根据权利要求59所述的方法，其中，所述传感器包括旋转编码器、霍尔效应传感器、光学传感器、磁传感器中的一个或多个，或其两个或更多个的组合。

61.根据权利要求60所述的方法，其中，为每个马达提供位置感测，诸如通过感测所述马达的转子或定子相对于基准的位置来提供位置感测。