CN117529434A - 能够悬停的可转换的飞行器的系列和用于构造能够悬停的可转换的飞行器的方法 - Google Patents

Abstract

本发明描述了可转换的飞行器(1、1’)的系列，所述飞行器具有包括限定第一轴线(Y)的机身(2)的核心体(100)；第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼、第四旋翼、第五旋翼和第六旋翼(20a、20b、21a、21b、22a、22b)能围绕相应的第一轴线、第二轴线、第三轴线、第四轴线、第五轴线和第六轴线(B、C、D、E、F、G)旋转，并且能彼此独立地操作以相应地产生彼此独立的第一推力值、第二推力值、第三推力值、第四推力值、第五推力值和第六推力值(T1、T2、T3、T4、T5、T6)；核心体(100)包括相应的半机翼(3)和空气动力学表面(9)的第一部分和第二部分(11、17)并且每个模块(110、120、130、140)包括相应的半机翼(3)和空气动力学表面(9)的第三部分和第四部分(12、18)。

Description

能够悬停的可转换的飞行器的系列和用于构造能够悬停的可 转换的飞行器的方法

相关申请的交叉引用

本专利申请要求2021年6月18日提交的第21180435.6号意大利专利申请的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及飞行器的系列，其可在悬停飞行或沿着主要竖直轨迹飞行的第一构造与第二向前飞行或巡航构造之间转换。

本发明还涉及一种用于构造可转换的飞行器的方法。

背景技术

在航空领域，飞机通常用于高巡航速度(特别是大于150节)和高海拔(高于30,000英尺)。在巡航速度和高海拔下，飞机使用固定翼来产生维持飞机所需的升力。只有通过使飞机在相当长的跑道上加速才能获得该升力的足够值。这样的跑道对于允许该相同的飞机着陆也是必要的。

相比之下，直升机的巡航速度通常比飞机低，并且直升机通过主旋翼桨叶的旋转产生维持所需的升力。因此，直升机无需水平速度并使用特别小的表面即可着陆/起飞。此外，直升机能够以相对较低的海拔和速度悬停和飞行，因此操纵特别灵活，适合高要求的操纵，例如在山区或海上救援人员。

然而，直升机在最大作业高度(约20000英尺)和最大作业速度(不能超过150节)方面存在固有的限制。

为了满足对具有与直升机相同的操纵灵活性和使用灵活性的飞行器的需求并且同时克服上述固有限制，已知了垂直升降飞机，其构成一种类型的可转换的飞行器。

专利申请US-B-10,011,349中描述了垂直升降飞机的例子。

更详细地，上述申请中描述的垂直升降飞机主要包括：

-沿着纵向的第一轴线延伸的机身；以及

-一对半机翼，它们从机身的彼此相对的相应的部分成悬臂突出，并且具有与机身相对并且沿着与纵向的第一轴线基本上正交的横向的第二轴线对齐的相应的自由端部。

该垂直升降飞机还包括：

-容纳相应的马达的一对发动机舱；以及

-一对旋翼，它们能围绕相应的第三轴线旋转并且可操作地连接至相应的马达。

旋翼能围绕第四轴线相对于机翼倾斜，第四轴线优选地平行于第二轴线。

垂直升降飞机还能够选择性地呈现：

-第一“直升机”构造，其中旋翼布置成相应的第三轴线基本上竖直并与垂直升降飞机的第一轴线正交并且与相应的马达正交；或者

-第二“飞机”构造，其中旋翼布置成相应的第三轴线基本上平行于相同的垂直升降飞机的第一轴线并且与相应的发动机同轴。

最近，已经开发出几项关于采用电力推进的可转换的飞行器的提案。

其中，专利申请WO-A-2020/105045描述了一种可转换的飞行器，其主要包括：

-沿着飞行器的纵向方向伸长的机身；

-从机身的相应侧成悬臂突出的一对半机翼；以及

-机尾的由形成V形的两个空气动力学表面形成的部分。

WO-A-2020/105045中描述的飞行器还包括：

-两对第一旋翼，这两对第一旋翼的轴线相对于机身固定，并且这两对第一旋翼布置成形成围绕飞行器重心的多边形；

-两对第二旋翼，这两对第二旋翼的轴线相对于机身倾斜。

更详细地，第一旋翼和第二旋翼可彼此独立地控制，以便提供可彼此独立地调节的相应的第一推力和第二推力。

一对第二旋翼布置在相应的半机翼的自由端部，而另一对第二旋翼布置在机尾部分的相应的空气动力学表面的自由端部。

第二旋翼能在第一位置和第二位置之间倾斜，在第一位置，相应的第二轴线布置成与飞行器的纵向方向正交并提供竖直推力，在第二位置，相应的第二轴线布置成与飞行器的纵向方向平行并提供与飞行器的前进方向平行的推力。

因此，飞行器可以选择性地呈现：

-第一构造，其中第二旋翼布置在第一位置并与第一旋翼配合以提供维持飞行器所需的竖直推力；以及

-第二构造，其中第二旋翼布置在第二位置并提供使飞行器向前移动所需的水平推力，而第一旋翼和半机翼提供维持飞行器所需的竖直推力。

本领域需要实现一种能够简单地重新构造且操作尽可能少的可转换的飞行器，以便能够执行长距离任务或能够减少消耗或能够实现高性能飞行。

US-A-2016/236775公开了一种垂直起降飞行器。该垂直起降飞行器包括具有机翼的机身，机翼具有翼型，翼型具有翼型弦线并且机翼具有翼展。该飞行器还包括至少一个向前推力旋翼，该向前推力旋翼具有限定在翼型弦线和向前推力旋翼的旋转轴线之间的水平推力偏移角。该飞行器还包括多个垂直推力旋翼，该多个垂直推力旋翼中的每一个都具有限定在翼型弦线和垂直推力旋翼的旋转平面之间的垂直推力偏移角。垂直推力偏移角在3度和10度之间。向前推力旋翼的旋转轴线和多个垂直推力旋翼的旋转平面限定均小于水平推力偏移角的多个相关推力角。

EP-A-3470332公开了一种多旋翼飞行器，其具有机身和安装到机身上的至少一个机翼，所述至少一个机翼具有布置在所述至少一个机翼的翼展方向上的至少四个推力产生单元，其中该至少四个推力产生单元中的每一个都包括被容纳在相关联的护罩中的至少一个旋翼组件，该相关联的护罩被集成到该至少一个机翼中。护罩限定空气管道，该空气管道在轴向上由空气入口区域和空气出口区域界定，其中空气入口区域在空气管道的周向方向上呈现出至少两个不同的空气动力学轮廓。

EP-A-3667875公开了一种转换器和一种包括该转换器的电路装置。该转换器包括：电感器，该电感器包括第一端部和第二端部；以及与电感器连接的切换电路。切换电路包括：第一开关，用于控制第一端部与连接到转换器的电池之间的连接；第二开关，用于控制第二端部与被配置为从电池输出通过电感器产生的电流的电流输出端部之间的连接；第三开关，用于控制第二端部与被配置为输出从电池产生的电压的电压输出端部之间的连接；以及第四开关，用于控制第二端部与被配置为接收电压以对电池充电的电压输入端部之间的连接。

EP-A-3656669公开了一种垂直起降的多旋翼飞行器，其具有机身和至少八个推力产生单元，所述至少八个推力产生单元中的每一个被设置为用于在相关联的预定推力方向上产生推力，其中所述至少八个推力产生单元中的至少四个推力产生单元形成第一推力产生单元子组件，并且所述至少八个推力产生单元中的至少四个其他推力产生单元形成第二推力产生单元子组件，第一推力产生单元子组件可独立于第二推力产生单元子组件进行操作。

US-A-2009/166477公开了一种具有或不具有机翼翘曲飞行(warp flight)控制的可折叠的嵌套机翼结构。US-A-2009/166477还公开了在飞行期间保持机翼伸展的结合装置、用于嵌套可折叠机翼的机翼构造方法以及用于可折叠机翼的控制表面。

EP-A-798207公开了用于飞行器的几种创新系统，并且公开了结合有这些系统的飞行器。特征包括：(一个或多个)内装发动机，该发动机具有用于转动机翼螺旋桨的皮带传动系统；集成滑行浮筒(ski pontoon)和轮子组件的复合起落架；用于起落架和/或螺旋桨的枢转安装电枢，该枢转安装电枢提供多种可能的起落架和/或螺旋桨构造；以及复合机翼结构，该复合机翼结构具有在飞行时允许飞行器的翼展几乎增加一倍的可伸展的机翼翼板。包含这些特征的飞行器与传统的多发动机飞行器相比将具有多种安全优势，并且能够在飞行过程中进行修改，从而允许在雪、硬表面(跑道)和水中的任何一种上着陆。

WO-A-2018/209911公开了一种具有可折叠的固定机翼且基于双管道风机动力系统的垂直起降无人飞行器。该无人飞行器采用以横向的机尾推进布置布置在机尾部分的双管道风机动力系统，用于为垂直起降提供升力以及为水平飞行提供推进力。通过以一定角度布置在管道出口处的控制伺服平面，提供矢量推力以实现快速姿态变化。机翼采用可折叠的机翼构造，当飞行器垂直起飞/低速飞行时，机翼折叠以减小受到侧风的正面区域，而当飞行器水平飞行时，机翼膨胀以获得更大的升力。通过将机翼布置成在特定的管道气流区域内，以优化的方式组合管道和单个机翼，使得在机翼的后边缘处产生康达效应(Coandaeffect)，以提高其性能。飞行器的飞行运行有多种模式，包括垂直起降和高速巡航。VTOL飞行器在悬停/低速飞行期间具有优越的空气动力学效率，在起飞和着陆/悬停期间具有抗湍流能力，并且实现低功耗、低噪音、高安全性和可靠性。

发明内容

本发明的目的是实现可转换的飞行器的系列，其允许以简单且经济的方式满足上述需求中的至少一个。

根据本发明，上述目的通过权利要求1所要求保护的可转换的飞行器的系列来实现。

本发明还涉及权利要求14所要求保护的用于构造可转换的飞行器的方法。

附图说明

为了更好地理解本发明，下面仅通过示例并结合附图描述七个优选的非限制性实施方式，在附图中：

-图1是布置在第一构造的根据本发明的规定实现的系列的可转换的飞行器的第一实施方式的立体图；

-图2是布置在第二构造的图1的飞行器的立体图；

-图3是布置在第二构造的图1和图2的飞行器的前视图；

-图4是布置在第二构造的图1至图3的飞行器的侧视图；

-图5示出了图1至图4的飞行器的第一细节；

-图6a至图6h示出了图1至图5的飞行器的相应的控制操纵；

-图7a至图7f示出了图1至图5的飞行器的相应的紧急操纵；

-图8示出了图1至图5的飞行器的不同架构所共用的核心体；

-图9以立体图示出了图1至图8的飞行器的第一架构；

-图10以立体图示出了图9中的飞行器的第一架构的一些部件，为了清楚起见，一些部分被移除；

-图11示意性示出了以图9和图10中的第一架构实现的推进系统；

-图12以立体图示出了图1至图8的飞行器的第二架构；

-图13以立体图示出了图1至图8的飞行器的第三架构；

-图14以立体图示出了图9中的飞行器的第二架构和第三架构的一些部件，为了清楚起见，一些部分被移除；

-图15示意性示出了以图13和图14的第二架构和第三架构实现的推进系统；

-图16以立体图示出了图1至图8的飞行器的第四架构的一些细节；

-图17以部分分解放大比例且根据第一视角的立体图示出了图16的第四架构；

-图18以第二视角的立体图示出了图16和图17的第四架构；

-图19以立体图示出图16至图18的第四架构；

-图20是布置在第一构造的根据本发明的规定实现的系列的可转换的飞行器的第二实施方式的立体图；以及

-图21是布置在第二构造的图20中的飞行器的立体图。

具体实施方式

参照图1至图19，1表示能够悬停的飞行器。

更详细地，飞行器1可选择性地在以下构造之间切换：

-第一构造(图1)，其中它执行悬停操纵或沿着主要竖直的轨迹向前移动；以及

-第二构造(图2)，其中它处于向前飞行状态并且沿着主要水平的轨迹行进。

必须指出的是，在下面的当前公开内容中，诸如“上”、“下”、“在前面”、“在后面”等表述是参照图1和图2所示的垂直升降飞机1的向前飞行状态或“悬停”而使用的。

可以识别与飞行器1成一体并始于飞行器1本身的重心O的三个轴线，它们由以下轴线组成：

-该飞行器1的纵向轴线Y；

-与轴线Y正交的轴线X；和

-与轴线X、Y正交的轴线Z。

以已知的方式，飞行器1围绕轴线Y、X、Z的旋转与以下操纵相关联：

-滚转，即围绕轴线Y的旋转(图6b和图6f)；

-俯仰，即围绕轴线X的旋转(图6c和图6g)；

-偏航，即围绕轴线Z的旋转(图6d和图6h)。

飞行器1主要包括：

-机身2，其沿着轴线Y伸长并限定飞行器1的机头4和机尾5；

-一对半机翼3，它们从机身2的相应的相互相对的侧壁62横向于轴线Y成悬臂延伸；以及

-机尾部分6，其从机身2的机尾5横向于机身2成悬臂突出。

参照正常的向前飞行操作状态，飞行器1在从机尾5到机头4的方向上前进。

半机翼3旨在向飞行器1提供第一升力值，该第一升力值适于维持布置在第二构造的飞行器1。

半机翼3包括与机身2相对的相应的自由端部15。

半机翼3延伸至机身2上方。

在所示的情况下，半轴3包括：

-相应的根部部分11，其从机身2的相应的侧壁62成悬臂突出，并且从机身2朝向相应的自由端部15彼此岔开；以及

-布置在机身2上方的相应的端部部分12，其限定相应的端部15并且基本上彼此平行。

机尾部分6优选地是T形的并且又包括：

-旨在为布置在第二构造的飞行器1提供横向稳定性的尾翼7；以及

-一对空气动力学表面8，其从尾翼7的相应的相互相对的侧成悬臂突出，包括相应的自由端部16，并且适于产生第二升力/下压力值以为布置在第二构造的飞行器1本身确保期望程度的纵向稳定性。

优选地，飞行器1还包括一对鸭式空气动力学表面9，它们从机身2的机头4的相应的相互相对的侧成悬臂突出，并且适于产生第三升力/下压力值以为布置在第二构造的飞行器1本身确保期望程度的纵向稳定性。

空气动力学表面9又包括：

-相应的根部部分17，其从机身2的相应的侧壁62成悬臂突出并连接至机身2的相应的侧壁62；以及

-相应的端部部分18，其布置在对应的根部部分17的相对于机身2的相对侧。

特别地，根部部分17和端部部分18彼此共面。

在所示的情况下，半机翼3的翼展L1大于空气动力学表面8的翼展L2。

空气动力学表面9的翼展L2大于空气动力学表面8的翼展L3。

在图3所示的情况下，空气动力学表面8的翼展在空气动力学表面9的翼展的40％和50％之间。

空气动力学表面9的翼展在半机翼3的翼展的70％和90％之间。

在本说明书中，术语“翼展”是指相应的半机翼3和空气动力学表面8、9的相对的自由端部17、18之间的距离。

空气动力学表面9布置在半机翼3下方。半机翼3布置在空气动力学表面8下方。

在所示的情况下，空气动力学表面8包括相应的附件14，附件14可移动地连接至该空气动力学表面8以调节第二升力值并有助于飞行器1的控制。

飞行器1还包括：

-一对旋翼20a、20b，它们能够相对于机身2围绕相应的固定轴线B、C旋转；

-一对旋翼21a、21b，它们能够相对于机身2围绕相应的固定轴线D、E旋转；以及

-一对旋翼22a、22b，它们能够围绕相应的轴线F、G旋转并且能在飞行器1处于第一构造时呈现的第一位置和飞行器1处于第二构造时呈现的第二位置之间相对于轴线H倾斜。

在所示的情况下，旋翼22a、22b的轴线F、G可相对于轴线H朝向机头4或机尾5相对于轴线Z倾斜大约十五度。

飞行器1还包括控制单元71(图11和图15)，其在输入处接收由机组人员、自动驾驶仪或远程控制系统提供的多个控制信号，并且被编程为提供多个命令作为输出以命令旋翼20a、20b；21a、21b；22a、22b，使得它们提供相关推力Tl、T2；T3、T4；T5、T6的期望值(图6a至图6h)。

更详细地，控制单元71被编程为命令旋翼20a、20b；21a、21b；22a、22b产生相应的独立的推力Tl、T2；T3、T4；T5、T6。

更具体地，控制单元71被编程为当飞行器1处于第一构造时或者当飞行器1处于第二构造时，命令旋翼20a、20b；21a、21b；产生相应的推力T1、T2(T3、T4)，这些推力的合力平行于轴线Z。

控制单元71被编程为在预定的操作条件下并且当飞行器1处于第一构造时命令旋翼20a、20b；21a、21b产生相应的零推力Tl、T2；T3、T4。

轴线B、C；D、E和F、G关于轴线Y对称布置。

在所示的情况下，轴线B、C、D和E彼此平行并且平行于轴线Z。

当飞行器1布置在第一构造时，轴线B、D、F；C、E、G平行于轴线Y彼此对齐。

轴线H平行于轴线X。

当旋翼22a、22b布置在第一位置时，轴线F、G布置成平行于轴线Z。

当旋翼22a、22b布置在第二位置时，轴线F、G布置成与轴线B、C；D、E正交并且与轴线Y平行。

当飞行器1布置在第一构造时或者当飞行器1布置在第二构造时，推力Tl、T2；T3、T4具有平行于相应的轴线B、C；D、E并且平行于轴线Z的主分量。

当飞行器1布置在第一构造时，推力T5、T6具有平行于轴线B、C；D、E和轴线Z的主要分量，而当飞行器1布置在第二构造时，推力T5、T6具有平行于轴线Y的主要分量。

在一个实施方式中，旋翼20a、20b；21a、21b；22a、22b具有固定的桨距。

优选地，旋翼20a、20b；21a、21b；22a、22c由各自的电动马达驱动。

飞行器1还包括：

-一对支撑件30a、30b，用于以相对于相应的空气动力学表面9固定的方式支撑相应的旋翼20a、20b；

-一对支撑件31a、31b，用于以相对于机身2固定的方式支撑相应的旋翼21a、21b；以及

-一对支撑件32a、32b，用于以相对于轴线H倾斜的方式将相应的旋翼22a、22b支撑到相应的半机翼3。

优选地，参照相同的半机翼3的延伸方向，支撑件32a、32b与相应的半机翼3的端部15间隔开。

更准确地说，支撑件32a、32b由相应的半机翼3的相应的根部部分11承载。

参照相同的空气动力学表面9的延伸方向，支撑件30a、30b与相应的空气动力学表面9的自由端部间隔开。

特别地，支撑件30a、30b被构造为从相应的空气动力学表面9向下成悬臂突出到机头4前面的相应杆。

在所示的情况下，支撑件30a、30b固定在对应的空气动力学表面9的相应的根部部分17上。

轴线B、C布置在机头4前面。

支撑件31a、31b被构造为从机身2的相应的侧壁62横向于尾翼7成悬臂突出到相应的半机翼3后面和相应的空气动力学表面8的前面的杆。

旋翼21a、21b布置在尾翼7的侧面且在相应的空气动力学表面8下方，并且在相应的半机翼3后方。

轴线D、E布置在相应的空气动力学表面8前面。

支撑件32a、32b包括：

-相应的杆33a、33b，它们以固定的方式从相应的半机翼3向前成悬臂突出；以及

-相应的销34a、34b，它们能围绕平行于轴线H的对应的杆33a、33b旋转并围绕相应的轴线F、G支撑相应的旋翼22a、22b。

销34a、34b沿着轴线Y插置在相应的半机翼3与机头4之间。

当飞行器1布置在第一构造时或者当飞行器1布置在第二构造时，旋翼22a、22b沿着轴线Y插置在相应的半机翼3与机头4之间。

当飞行器1布置在第一构造时，旋翼22a、22b布置在相应的半机翼3上方，并且当飞行器1布置在第二构造时，旋翼22a、22b布置在相应的半机翼3前面。

尾翼7从机身2的机尾5的上侧和下侧延伸。

飞行器1还包括(图3和图4)：

-由相应的空气动力学表面9承载的一对第一滑架45；以及

-由尾翼7承载的滑架46，该滑架46位于与空气动力学表面9相对的位置。

优选地，机身2限定舱室60和用于进入舱室60的多个开口61。

舱室60可容纳机组人员或乘客或待运输的仪器或货物，这取决于飞行器1的使用方式。

开口61位于机身3的侧壁62处。

此外，开口61布置在沿着轴线Y在半机翼3与空气动力学表面9之间界定的区域63中。

当飞行器1以第一构造布置在地面上时，飞行器1限定用于进入开口61的过道64。过道64沿着轴线Y被界定在半机翼3与空气动力学表面9之间，并且平行于轴线B、C被界定在地面与布置在第二位置的旋翼22a、22b的支撑件32a、32b之间(图5)。

由于旋翼20a、20b被布置在相关空气动力学表面9前面并且旋翼22a、22b被布置在相关半机翼3a、3b上方，因此过道64在乘客登机/下机和/或行李的装载/卸载期间是畅通的并且容易进入。

参照图6a至图6d和第一构造，飞行器1如下被控制。

在稳定状态条件下，推力T1、T2、T3、T4、T5、T6使飞行器1能够以一定程度的冗余被维持(图6a)。

为了执行滚转操纵(图6b)，控制单元71被编程为命令旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b使得推力T1、T3、T5高于(低于)推力T2、T4、T6。

例如，旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b被控制单元71命令为增大(减小)推力T1、T3、T5并且减小(增大)推力T2、T4、T6。

这会产生三个符号一致的T1-T2；T3-T4和T5-T6的推力差，这些推力差产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线Y旋转。

为了执行俯仰操纵(图6c)，控制单元71被编程为命令旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b，使得推力Tl、T2彼此相等并且高于(低于)彼此相等的推力T3、T4。

例如，旋翼20a、20b、21a、21b被命令为增大(减小)推力T1、T2并且减小(增大)推力T3、T4。

这会产生两个符号一致的推力差T1-T3和T2-T4，这些推力差产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线X旋转。

为了执行偏航操纵(图6d)，控制单元71被编程为将旋翼22a的轴线F定向为朝向机头4(的相反侧)并且将旋翼22b的轴线G定向为朝向机尾5(的相反侧)。

这会产生推力T5、T6的两个平行于轴线Y且彼此不一致的分量，这些分量产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线Z旋转。

参照图6e至图6h和第二构造，飞行器1如下被控制。

在稳定状态条件下(图6e)，控制单元71被编程为命令旋翼20a、20b，使得相应的推力T1、T2确保飞行器1的正确配平—即，根据飞行器1所需的速度和重量条件正确调节总体升力/下压力值—同时旋翼T5、T6被停用，使得推力T3、T4为零。

为了执行滚转操纵(图6f)，控制单元71被编程为命令旋翼20a、20b使得推力T1高于(低于)推力T2。

例如，旋翼20a、20b被命令为增加(减小)推力T1并减小(增加)推力T2。

这会产生推力差T1-T2，该推力差产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线Y旋转。

为了执行俯仰操纵(图6g)，控制单元71被编程为命令旋翼20a、20b、22a、22b以增大(减小)彼此相等的推力T1、T2并且调节彼此相等的推力T5、T6。

这会产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线X旋转。

为了执行偏航操纵(图6h)，控制单元71命令旋翼22a、22b使得推力T1大于(小于)推力T6。

例如，旋翼22a、22b被控制单元71控制为使得推力T5大于(小于)推力T6。

这会产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线Z旋转。

此外，控制单元71被编程为随着旋翼22a、22b的轴线F、G逐渐接近与轴线Y平行的状态并且飞行器1的速度增加，减小旋翼20a、20b；21a、21b的推力T1、T2；T3、T4。

根据本发明的系列包括多个飞行器1，这些飞行器具有模块化构造并且适于根据操作需要重新构造，以便每个飞行器呈现彼此不同的多种架构。

更详细地，飞行器1可以呈现：

-第一架构(图9至图11)，其优选地用于城市交通和客运应用；

-第二架构(图12、图14和图15)，其中它被用作通用类飞行器；

-第三架构(图13、图14和图15)，其中它用于运送VIP乘客；或者

-第四架构(图16至图19)，其中它用作遥控飞行器。

更详细地，该系列包括所有飞行器1共用的核心体100(图8)。

有利地，该系列包括可与核心体100对接以便相应地实现第一、第二、第三和第四飞行器架构1的多个模块110；120、130；和140；核心体100包括半机翼3和空气动力学表面9的相应的根部部分11、17；每个模块110、120、130、140还包括(图9、图12、图13和图19)：

-对应的半机翼3的相应的端部部分12；以及

-对应的空气动力学表面9的相应的端部部分18。

这样，半机翼3和空气动力学表面9根据表明第一、第二、第三和第四架构的特性的飞行包线被优化。

核心体100进一步包括：

-机身2、机尾部分6和尾翼7(图8)以及旋翼20a、20b；21a、21b；22a、22b；以及

-全电力推进系统70，用于对旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b进行彼此独立的命令(图9和图10)。

该系统70更详细地包括(图11)：

-控制单元71，其适于在输入处接收飞行器1的控制信号；以及

-多个电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b，其由控制单元71命令并且适于命令相应的旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b使得它们产生相应的推力Tl、T2、T3、T4、T5、T6。

该系统70还包括多个电池81，其为电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b提供电力。

参照图9，模块110为飞行器1提供第一架构。

模块110限定舱室60，舱室60形成用于乘客和相关行李的舱室。舱室60可通过过道64进入以进行乘客登机/下机和行李装载/卸载的操作。

参照图11和图13，模块120、130相应地为飞行器1提供第二架构和第三架构。

特别地，类似于模块110，模块120、130限定用于乘客和相关行李的舱室60。舱室60可通过过道64进入。

模块120、130包括混合动力推进系统75(图14和图15)，混合动力推进系统75包括系统70的部件。

模块120、130的系统75特别地包括：

-系统70；

-第一区段76；以及

-第二区段77。

区段76又包括：

-热力发动机80，例如柴油发动机；以及

-多个发电机81，其由热力发动机80驱动并选择性地可与电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b连接。

区段77又包括：

-热力发动机90；以及

-多个发电机91，其由热力发动机90驱动并且选择性地可与电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b连接。

特别地，热力发动机90具有大于热力发动机80的最大功率。

类似地，发电机91具有大于发电机82的最大功率。

优选地，当飞行器1在短时间间隔内处于第一构造并且旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b必须在短时间间隔内产生大功率时，控制单元71被编程为将发电机91或电池81电连接到电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b。

当飞行器1在长时间间隔内处于第一构造并且旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b必须在上述长时间间隔内产生大功率时，控制单元71被编程为将由相应的热力发动机80、90提供动力的发电机82、91电连接至对应的电动马达72a、72b、73a、73b，74a、74b。

当飞行器1处于第二构造时，控制单元71被编程为连接热力发动机80。热力发动机80驱动发电机82，发电机82为电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b提供电力，并且优选地通过发电机82对电池81再充电。

在紧急情况和随后的热力发动机80、90故障的情况下，控制单元71被编程为将电池81电连接至电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b。

参照图16至图19，模块140为飞行器1提供第四架构。

更详细地，与模块130类似，模块140包括热力发动机80和90以及发电机91、82。

模块140的系统75与模块120、130的系统完全相同。

模块140还限定了配备有可折叠到舱室60中的滑动坡道的货物容纳舱室60。

替代地，舱室60容纳(图17和图18)：

-子模块141，其占据用于大尺寸有效负载的整个舱室60；或者

-一对子模块142，每个子模块占据舱室60的一半体积并限定相应的紧凑尺寸的有效负载，例如，当飞行器1处于第一构造时为旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b供电的附加电池85；或者

-子模块142和子模块143，子模块143与子模块142类似，但设置有用于对布置在机身2的腹部10的电池81、85充电的插座144。

下面参照图6a描述根据本发明的该系列的飞行器1的操作。

飞行器1布置在第一构造着陆和起飞，其中旋翼22a、22b布置在第一位置中，在该第一位置，相关推力T5、T6方向平行于轴线Z(图6a)。

飞行器1以第二构造向前移动，其中旋翼22a、22b布置在第二位置，在该第二位置，相应的推力T5、T6平行于轴线Y布置。

在第一构造中，维持飞行器1所需的升力由旋翼20a、20b；21a、21b和22a、22b提供。

为了执行滚转操纵(图6b)，控制单元71被编程为命令旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b使得推力T1、T3、T5高于(低于)推力T2、T4、T6。

这会产生三个符号一致的T1-T2；T3-T4和T5-T6的推力差，这些推力差产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线Y旋转。

为了执行俯仰操纵(图6c)，控制单元71被编程为命令旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b使得推力T1、T2彼此相等，高于(低于)彼此相等的推力T3、T4。

这会产生两个符号一致的推力差T1-T3和T2-T4，这些推力差产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线X旋转。

为了执行偏航操纵(图6d)，控制单元71被编程为命令旋翼22a使得轴线F朝向机头4(的相反侧)定向，并且命令旋翼22b使得轴线G朝向机尾5(的相反侧)定向。

这会产生推力T5、T6的两个平行于轴线Y且彼此不一致的分量，这些分量产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线Z旋转。

在飞行器从第一构造转变到第二构造期间，控制单元71被编程为随着旋翼20a、20b的轴线F、G逐渐接近与轴线Y平行的状态并且飞行器1的速度增加，减小旋翼20a、20b；21a、21b的推力T1、T2；T3、T4。

在图6e所示的第二构造中，维持飞行器1所需的升力主要由半机翼3提供。旋翼20a、20b；21a、21b可以可选地被停用。

更详细地，旋翼20a、20b的推力T1、T2确保飞行器1的正确配平—即，基于飞行器1所需的速度和重量条件调节总体升力/下压力值—同时旋翼21a、21b被停用，使得推力T3、T4为零。

为了执行滚转操纵(图6f)，控制单元71控制旋翼20a、20b使得推力T1高于(低于)推力T2。

这会产生推力差T1-T2，该推力差产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线Y旋转。

为了执行俯仰操纵(图6g)，控制单元71控制旋翼20a、20b、22a、22b，以便增大(减小)彼此相等的推力T1、T2并调节彼此相等的推力T5、T6。

这会产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线X旋转。

为了执行偏航操纵(图6h)，控制单元71控制旋翼22a、22b使得推力T1大于(小于)推力T6。

这会产生扭矩并因此使飞行器围绕轴线Z旋转。

当飞行器1处于第二构造时，附件14可以以彼此一致或不一致的方式相对于相对空气动力学表面8移动，并且因此有助于飞行器1的控制。

特别地，附件14的一致运动导致围绕轴线X的扭矩并且增加第二升力值。

相反，附件14的不一致运动导致在飞行器1上产生围绕轴线Y的扭矩。

在飞行器1布置在第二构造时旋翼20a、20b；22a、22b中的一个或两个发生故障的情况下(图7d)，控制单元71使旋翼22a、22b旋转到相应的第一位置，并且增加旋翼20a、20b、21a、21b(可选地仍在运行)的推力T1、T2、T3、T4以及旋翼22a、22b的推力T5、T6(图7a)。

类似地，在飞行器1布置在第二构造时一个或两个旋翼22a、22b发生故障的情况下(图7e)，控制单元71使旋翼22a、22b旋转到相应的第一位置，并且增加旋翼20a、20b、21a、21b的推力T1、T2、T3、T4以及可选地仍然运行的旋翼22a、22b的推力T5、T6(图7b)。

这样，在临时补偿旋翼20a、22a的缺失推力T1、T5之后，飞行器1呈现其能够安全着陆的第一构造。

在飞行器1处于第一构造时发生故障的情况下(图7c)，控制单元71使旋翼22a、22b旋转到相应的第二位置(图7f)。这样，飞行器1可以有效地滑翔以到达着陆地点。

在根据本发明的系列的第一架构(图9至图11)中，飞行器1用于舱室60内的城市交通和客运应用，并且模块110与核心体100对接。

当飞行器1布置在第一构造时，乘客和行李(如果有的话)通过过道64进入舱室60。

控制单元71在输入处接收飞行器1的控制信号，并因此命令电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b，以便从相应的旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b获得相应的所需的推力T1、T2、T3、T3、T4、T5、T6。

电池81为电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b提供电力。

在根据本发明的系列的第二架构和第三架构中(图12至图15)，飞行器1实现通用类飞行器或者被部署用于VIP乘客运输，并且相应的模块120、130与核心体100对接。

在这两种情况下，乘客和行李都被容纳在舱室60内。

当飞行器1在短时间间隔内处于第一构造时，热力发动机90向发电机91提供机械动力。

电池81和发电机91向驱动相应的旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b旋转的电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b提供电力。

如果第一悬停飞行构造所需的高功率需要较长的时间间隔，则热力发动机80、90都向相应的发电机82、91提供机械功率。发电机82、91又电连接至驱动相应的旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b旋转的电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b。

当飞行器1转变到巡航飞行所需的功率低于第一构造中所需的功率的第二构造时，热力发动机90停用并且热力发动机80单独驱动电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b并对电池81进行再充电。

在热力发动机80、90发生故障的情况下，电池81专门为电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b提供动力。

在根据本发明的系列的第四架构(图16至19)中，飞行器1被部署为能够进行长时间任务的远程操作的飞行器。根据操作需要，子模块141、子模块142或者子模块141和子模块143容纳在舱室60内。

参照图20和图21，1’表示根据本发明的另外的实施方式的飞行器。

飞行器1’与飞行器1相似，下面将仅就其与飞行器1的不同之处描述该飞行器1’；在可能的情况下，润滑系统1、1’的相同或等效部分将由相同的附图标记来标记。

特别地，飞行器1’与飞行器1的不同之处在于，机尾部分6’是十字形的，并且支撑件31a、31b从尾翼7的相应的侧壁成悬臂突出。

空气动力学表面8’布置在相应的旋翼21a、21b下方。

空气动力学表面8’支撑相应的旋翼21a、21b并且具有可在以下位置之间移动的相应的整流罩13’：

-第一位置，其中相应的弦(cord)具有基本上与轴线X、Y正交的平放位置，该平放位置在飞行器1处于第一构造时呈现，以便限制对向下引导并由旋翼21a、21b产生的空气流的干扰(图21)；以及

-第二位置，其中相应的弦具有基本上与轴线Z、X正交的平放位置，该平放位置在飞行器1处于第二构造时呈现(图19)并且在该平放位置，旋翼21a、21b被关闭或停用。

整流罩13’至少部分地容纳相应的支撑件31a、31b并且能够相对于所述支撑件31a、31b在相应的第一位置和第二位置之间移动。

飞行器1’与飞行器1的不同之处还在于，附件14’布置在相应的空气动力学表面9上，而不是布置在相应的空气动力学表面8上。

飞行器1’的操作与飞行器1的操作不同之处在于，当飞行器1’从第二构造转变到第一构造时以及从第一构造转变到第二构造时，整流罩13’相对于相关的空气动力学表面8’从相应的第一位置移动到相应的第二位置以及从相应的第二位置移动到相应的第一位置。

根据对飞行器系列1、1’和根据本发明的方法的特征的检查，其允许获得的优点是显而易见的。

特别地，该系列的每个飞行器1、1’包括共同的核心体100和分别与第一、第二、第三或第四架构相关联并与所述核心体100对接的相应的模块110、120、130、140。

这样，可以重新构造飞行器1、1’，使得其能够执行不同类型的载人作业任务，例如城市模式部署(第一架构)、作为通用飞行器部署(第二架构)或作为VIP类运输机部署(第三架构)所需的那些任务类型。

同样，飞行器1、1’可以容易地重新构造为遥控飞行器(第四架构)。

每个模块110、120、130、140特别地包括对应的半机翼3和空气动力学表面9的相应的端部部分12、18。

这样，每个模块110、120、130、140基于相应的作业任务来优化飞行器1、1’的第一、第二、第三和第四架构的空气动力学行为。

核心体100还包括可再充电的电源81和可操作地连接至旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b的电动马达72a、72b、73a、73b、74a、74b。

这样，可以使用相同的核心体100通过使用模块110来制造全电动推进飞行器或通过使用模块120、130来制造混合动力推进飞行器。

显然，可以对本文描述和示出的飞行器1、1’的系列和方法进行改变，然而不背离由权利要求限定的保护范围。

特别地，飞行器1、1’可以包括代替旋翼22a、22b的一个或多个以化石燃料为燃料的反应发动机或喷气发动机，该反应发动机或喷气发动机相对于机身2固定，并且被构造为在向前飞行条件下产生平行于轴线Y的推力。

飞行器1、1’可以不包括空气动力学表面8。

支撑件31a、31b可以从相应的半机翼3而不是从机身2的相应的侧壁62向后成悬臂突出。

轴线B、C；D、E可以不平行于轴线Z并且可以相对于轴线Z倾斜一定角度，该角度在-15度和+15度之间的范围内。特别是，轴线B、C(D、E)可以在机身2上方或下方在轴线Z处会聚。

旋翼20a、20b、21a、21b、22a、22b中的至少一些或全部可具有可变桨距。

Claims (14)

1.一种飞行器(1、1’)的系列，所述系列能够基于所述飞行器(1、1’)的运行需要而转换和构造成各自互不相同的架构；

所述系列的每个所述飞行器(1、1’)包括：

-所有所述架构共用的核心体(100)；

-机身(2)，其限定所述飞行器(1、1’)的纵向的第一轴线(Y)并限定所述飞行器(1)的机头(4)和机尾(5)；

-第一旋翼(20a)和第二旋翼(20b)，它们能够相应地围绕相对于所述机身(2)固定的第二轴线(B)和第三轴线(C)旋转，并且能够彼此独立地操作以相应地产生彼此独立的第一推力值(T1)和第二推力值(T2)；

-第三旋翼(21a)和第四旋翼(21b)，它们能够相应地围绕相对于所述机身(2)固定的第四轴线(D)和第五轴线(E)旋转，并且能够彼此独立地操作以相应地产生彼此独立的第三推力值(T3)和第四推力值(T4)；

所述第二轴线(B)、所述第三轴线(C)、所述第四轴线(D)和所述第五轴线(E)彼此平行；

所述第二轴线(B)和所述第三轴线(C)相应地相对于所述第一轴线(Y)对称地布置在所述机身(2)的彼此相对的第一侧壁和第二侧壁(62)所在侧；

所述第四轴线(D)和所述第五轴线(E)相应地相对于所述第一轴线(Y)对称地布置在所述机身(2)的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)所在侧；

所述系列的每个所述飞行器(1、1’)还包括：

-由相应的所述半机翼(3)承载的第五旋翼(22a)和第六旋翼(22b)，所述第五旋翼(22a)和所述第六旋翼(22b)能够相应地围绕第六轴线(F)和第七轴线(G)旋转，并且能够彼此独立地操作以相应地产生彼此独立的第五推力值(T5)和第六推力值(T6)；

所述第六轴线(F)和所述第七轴线(G)相应地相对于所述第一轴线(Y)对称地布置在所述机身(2)的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)上；

每个所述飞行器(2)还包括：

-一对半机翼(3)，它们从相互相对的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)横向于所述第一轴线(Y)成悬臂延伸；

-一对空气动力学表面(9)，它们从所述机头(4)的相互相对的两侧成悬臂突出；

其特征在于，所述系列包括多个模块(110；120、130、140)，所述模块能与所述核心体(100)对接，以便相应地实现第一飞行器架构、第二飞行器架构、第三飞行器架构和第四飞行器架构；并且所述系列的每个飞行器(1、1’)的所述核心体(100)还包括：

-相应的半机翼(3)的一对第一部分(11)，所述一对第一部分(11)布置在所述机身(2)的彼此相对的相应的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)上，并且在使用中产生第一升力或下压力值；以及

-相应的空气动力学表面(9)的一对第二部分(17)，所述一对第二部分(17)布置在彼此相对的相应的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)上并且在使用中产生第二升力或下压力值；

每个所述模块(110、120、130、140)包括：

-相应的第三部分(12)，其可释放地连接至对应的所述半机翼(3)的相应的第一部分(11)；以及

-相应的第四部分(18)，其可连接至对应的所述空气动力学表面(9)的相应的第二部分(17)，使得所述半机翼(3)和所述空气动力学表面(9)根据表明相应的所述第一架构、所述第二架构、所述第三架构、所述第四架构的特性的飞行包线被优化；

所述第一部分(11)和所述第二部分(17)限定从所述机身(2)的相应的侧壁(62)成悬臂突出的对应的所述半机翼(3)和所述空气动力学表面(9)的相应的根部部分；

所述第三部分(12)和所述第四部分(18)限定对应的所述半机翼(3)和所述空气动力学表面(9)的相应的自由端部(15)，并且布置在相应的所述第一部分(11)和所述第二部分(17)的根据所述半机翼(3)的对应的延伸方向相对于所述机身的相对侧上。

2.根据权利要求1所述的系列，其特征在于，参照在使用中布置在所述第二构造的所述飞行器(1、1’)的正常飞行位置，每个所述飞行器(1、1’)的所述第二空气动力学表面(9)布置在所述半机翼(3)的前面。

3.根据权利要求1或2所述的系列，其特征在于，所述核心体(100)包括：

-布置在所述机身(2)的机尾(6)处的尾翼(7)；以及

-一对第三空气动力学表面(8)，它们从所述尾翼(7)的相应的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)成悬臂突出并且适于在使用中产生第三升力/下压力值。

4.根据前述任一项权利要求所述的系列，其特征在于，每个飞行器(1、1’)的所述核心体(100)包括：

-可再充电的电源(81)；以及

-多个电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)，它们可操作地连接至所述第一旋翼(20a)、所述第二旋翼(20b)、所述第三旋翼(21a)、所述第四旋翼(21b)、所述第五旋翼(22a)和所述第六旋翼(22b)。

5.根据权利要求4所述的系列，其特征在于，所述模块(110)限定用于城市交通的飞行器(1、1’)，并且所述电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)能够在使用中仅由所述电源(81)供电。

6.根据权利要求4所述的系列，其特征在于，所述模块(120、130)限定混合动力推进系统(74)；

所述模块(120、130)包括：

-控制单元(71)；

-被构造为产生第一机械功率值的第一热力发动机(80)；

-被构造为产生大于所述第一机械功率值的第二机械功率值的第二热力发动机(90)；

-被构造为产生第一电功率值的第一发电机(82)，所述第一发电机选择性地电连接至所述电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)并且可由所述第一热力发动机(80)操作；以及

-被构造为产生大于所述第一值的第二电功率值的第二发电机(91)，所述第二发电机选择性地电连接至所述电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)并且可由所述第二热力发动机(80)操作；

所述控制单元(71)被编程为：

-当所述飞行器(1、1’)在第一时间间隔内布置在所述第一构造时，将所述第二发电机(91)和所述电源(81)电连接至所述电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)；或者

-当所述飞行器(1、1’)在大于所述第一时间间隔的第二时间间隔内布置在所述第一构造时，将所述第二发电机(91)和所述第一发电机(82)和所述电源(81)电连接至所述电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)。

7.根据权利要求6所述的系列，其特征在于，所述控制单元(71)被编程为，当所述飞行器(1、1’)在大于所述第一时间间隔的第二时间间隔内布置在所述第二构造时，将所述第一发动机(80)电连接至所述发电机(82)和/或对所述电源(81)进行再充电。

8.根据权利要求6或7所述的系列，其特征在于，所述控制单元(71)被编程为，在所述第一热力发动机(80)和所述第二热力发动机(90)中之一发生故障的情况下，将所述电源(81)电连接至所述电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)。

9.根据权利要求6至8中任一项所述的系列，其特征在于，所述模块(140)限定遥控飞行器。

10.根据权利要求9所述的系列，其特征在于，所述模块(140)包括单个第一子模块(141)，所述第一子模块限定整个有效负载并占据整个所述舱室(60)；和/或

其特征在于，所述模块(140)包括可与所述电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)电连接的可再充电的另外的电源(85)；

所述控制单元(71)被配置为当所述飞行器(1)布置在所述第一构造时，将所述另外的电源(85)电连接至所述电动马达(72a、72b、73a、73b、74a、74b)。

11.根据权利要求10所述的系列，其特征在于，所述模块(140)至少包括第二子模块(142)，所述第二子模块仅占据所述舱室(60)的一部分并且容纳所述另外的电源(85)。

12.根据权利要求11所述的系列，其特征在于，所述模块(140)包括占据所述舱室(60)的剩余部分的第三子模块(143)；所述子模块(143)包括用于所述飞行器(1、1’)的公用设施(81)的电源插座(144)；所述电源插座(144)可从所述机身(2)的外部接近。

13.根据前述任一项权利要求所述的系列，其特征在于，所述第六轴线(F)和所述第七轴线(G)能相对于所述机身(2)倾斜；

所述系列的每个所述飞行器(1、1’)能在以下构造之间切换：

-第一悬停或起飞/着陆飞行构造，其中所述第六轴线(F)和所述第七轴线(G)布置成与所述第一轴线(Y)正交；以及

-第二向前飞行构造，其中所述第六轴线(F)和所述第七轴线(G)布置成平行于所述第一轴线(Y)或相对于所述第一轴线(Y)倾斜。

14.一种用于构造飞行器(1、1’)的方法，所述飞行器(1、1’)能基于所述飞行器(1、1’)的操作需要而构造成各自互不相同的架构；

所述飞行器(1、1’)包括：

-所有所述架构共用的核心体(100)；

-机身(2)，其限定所述飞行器(1、1’)的纵向的第一轴线(Y)并限定所述飞行器(1)的机头(4)和机尾(5)；

-第一旋翼(20a)和第二旋翼(20b)，它们能够相应地围绕相对于所述机身(2)固定的第二轴线(B)和第三轴线(C)旋转，并且能够彼此独立地操作以相应地产生彼此独立的第一推力值(T1)和第二推力值(T2)；

-第三旋翼(21a)和第四旋翼(21b)，它们能够相应地围绕相对于所述机身(2)固定的第四轴线(D)和第五轴线(E)旋转，并且能够彼此独立地操作以相应地产生彼此独立的第三推力值(T3)和第四推力值(T4)；

所述第二轴线(B)、所述第三轴线(C)、所述第四轴线(D)和所述第五轴线(E)彼此平行；

所述第二轴线(B)和所述第三轴线(C)相应地相对于所述第一轴线(Y)对称地布置在所述机身(2)的彼此相对的第一侧壁和第二侧壁(62)所在侧；

所述第四轴线(D)和所述第五轴线(E)相应地相对于所述第一轴线(Y)对称地布置在所述机身(2)的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)所在侧；

所述飞行器(1、1’)还包括：

-由相应的所述半机翼(3)承载的第五旋翼(22a)和第六旋翼(22b)，所述第五旋翼(22a)和所述第六旋翼(22b)能够相应地围绕第六轴线(F)和第七轴线(G)旋转，并且能够彼此独立地操作以相应地产生彼此独立的第五推力值(T5)和第六推力值(T6)；

所述第六轴线(F)和所述第七轴线(G)相应地相对于所述第一轴线(Y)对称地布置在所述机身(2)的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)所在侧；

所述飞行器(2)还包括：

-一对半机翼(3)，它们从相互相对的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)横向于所述第一轴线(Y)成悬臂延伸；

-一对空气动力学表面(9)，它们从所述机头(4)的相互相对的两侧成悬臂突出；

其特征在于，包括将与所述飞行器(1、1’)的相应的所述架构相关联的模块(110、120、130、140)连接至所述核心体(100)的步骤；

所述系列的每个飞行器(1、1’)的所述核心体(100)至少包括：

-相应的半机翼(3)的一对第一部分(11)，所述一对第一部分(11)布置在所述机身(2)的彼此相对的相应的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)上，并且在使用中产生第一升力或下压力值；以及

-相应的空气动力学表面(9)的一对第二部分(17)，所述一对第二部分(17)布置在所述机身(2)的彼此相对的相应的所述第一侧壁和所述第二侧壁(62)上并且在使用中产生第二升力或下压力值；

每个所述模块(110、120、130、140)包括：

-相应的第三部分(12)，其可释放地连接至对应的所述半机翼(3)的相应的第一部分(11)；以及

-相应的第四部分(18)，其可连接至对应的所述空气动力学表面(9)的相应的第二部分(17)，使得所述半机翼(3)和所述空气动力学表面(9)根据表明相应的所述第一架构、所述第二架构、所述第三架构、所述第四架构的特性的飞行包线被优化；

所述第一部分(11)和所述第二部分(17)限定从所述机身(2)的相应的侧壁(62)成悬臂突出的对应的所述半机翼(3)和所述空气动力学表面(9)的相应的根部部分；

所述第三部分(12)和所述第四部分(18)限定对应的所述半机翼(3)和所述空气动力学表面(9)的相应的自由端部(15)，并且布置在相应的所述第一部分(11)和所述第二部分(17)的根据所述半机翼(3)的对应的延伸方向相对于所述机身的相对侧上。