CN214190098U - 一种垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及垂直起降飞行器技术领域，特别涉及一种垂直起降飞行器。所述尾翼设置在所述机身的尾部，所述第一机翼和所述第二机翼分别设置在所述机身的两侧；所述升力系统包括至少两组旋翼组件，所述第一机翼和所述第二机翼上各设置至少一组所述旋翼组件，所述第一机翼上的所述旋翼组件数量与所述第一机翼上的所述旋翼组件数量相等；所述推力系统包括推力螺旋桨，所述推力螺旋桨设置在所述机身的尾部。采用升力系统和推力系统的复合翼布局方式，飞行器在完成垂直起飞后，升力系统和推力系统共同作用实现多旋翼模式向固定翼模式的过渡转换，最终实现以固定翼模式巡航，巡航效率比起纯多旋翼飞行器高，更有利于远距离飞行。

Description

一种垂直起降飞行器

技术领域

本实用新型涉及垂直起降飞行器技术领域，特别涉及一种垂直起降飞行器。

背景技术

近年来，国家对航空事业发展的扶持力度正逐渐加大，适航政策逐步出台，航空事业发展迅速；此外，地面出行交通拥挤现象愈演愈烈，城市空中出行的概念逐渐出现，权衡不同类型飞行器与城市空中出行的契合度，垂直起降载人飞行器脱颖而出。顾名思义垂直起降载人飞行器，可以无需跑道在停机坪直接进行起飞和着陆，这极大地降低了飞行器对基础设施的依赖程度；因为需要实现载人出行，飞行器对安全性的要求都是无人机无法比拟的。

飞行器的垂直起降功能存在多种不同的实现方式，比如：复合翼布局，多旋翼布局，倾转旋翼布局等。受限于载人飞行器对安全性的要求、当前的适航法规尚未对该类型飞行器有明确的适航审定要求以及动力系统的技术能力等，选择哪一种飞行器的布局，布局的细节上如何设计需要仔细权衡。现有技术中，有部分飞行器使用多旋翼布局。但是多旋翼飞行器巡航效率低，受制于电芯技术，此类飞行器航程过低，不适合远距离运输，商业前景受限。还有部分飞行器使用倾转旋翼布局。使用倾转旋翼的布局首先，会加大从多旋翼向固定翼阶段转换的困难程度；其次，倾转旋翼所附加的一套倾转机构想要满足安全性、可靠性指标会需要更高的成本，更长的研发周期；最后，倾转旋翼布局为保证螺旋桨效率，必然需要螺旋桨空中变距。额外的倾转机构加上变距机构会增加整机重量。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是的垂直起降飞行器布局难度大、成本高问题。

为解决上述技术问题，本申请实施例公开了一种垂直起降飞行器，包括：机身、推力系统和升力系统，

所述机身上设有尾翼和机翼，所述尾翼设置在所述机身的尾部，所述机翼包括第一机翼和第二机翼，所述第一机翼和所述第二机翼分别设置在所述机身的两侧；

所述升力系统包括至少两组旋翼组件，所述第一机翼和所述第二机翼上各设置至少一组所述旋翼组件，所述第一机翼上的所述旋翼组件数量与所述第二机翼上的所述旋翼组件数量相等；

所述推力系统包括推力螺旋桨，所述推力螺旋桨设置在所述机身的尾部。

进一步的，每组所述旋翼组件包括两个升力螺旋桨，两个所述升力螺旋桨通过撑杆设置在所述机翼上，两个所述升力螺旋桨分别设置在所述撑杆的两端。

进一步的，所述升力系统包括四组所述旋翼组件，所述第一机翼和所述第二机翼上各设置两组所述旋翼组件；

所述第一机翼上的所述撑杆设置位置与所述第二机翼上的所述撑杆设置位置关于所述机身对称。

进一步的，所述旋翼组件还包括升力电机，所述撑杆的两端设有电机安装结构，所述升力电机通过所述电机安装结构设置在所述撑杆的端部，所述升力螺旋桨与所述升力电机的输出轴连接。

进一步的，所述机身上还设有舱门；所述升力螺旋桨的运动轨迹构成旋转平面，所述旋转平面与水平面具有预设角度的夹角，所述旋转平面靠近所述机身的一侧高于所述舱门。

进一步的，所述预设角度为5°-20°。

进一步的，所述飞行器还包括起落架，所述起落架设置在所述机身底部，所述起落架用于支撑所述机身。

进一步的，所述起落架为前三点式起落架。

进一步的，所述机翼为上单鸥翼；和/或，

所述舱门通过开启机构与所述机身连接，所述开启机构包括铰链轴和限位器，所述舱门能够绕所述铰链轴转动，所述限位器用于限制所述舱门的打开程度；

进一步的，所述旋转平面靠近所述机身的一侧与所述起落架的底部具有预设距离。

所述机身上设有舱门框，所述铰链轴设置在所述舱门框的上沿，所述铰链轴与水平面具有预设夹角，所述舱门能够绕所述铰链轴转动。

采用上述技术方案，本申请实施例所述的垂直起降飞行器具有如下有益效果：

本申请实施例所述的垂直起降飞行器，采用升力系统和推力系统的复合翼布局方式，飞行器在完成垂直起飞后，升力系统和推力系统共同作用实现多旋翼模式向固定翼模式的过渡转换，最终实现以固定翼模式巡航，巡航效率比起纯多旋翼飞行器高，更有利于远距离飞行。控制原理简单，实现难度低，研发周期短，降低研发成本。此外，飞行器使用“升力系统+推力系统”的复合翼布局，在多旋翼模式向固定翼模式过渡的阶段依靠更少的机械结构以及电气结构，操控简单、效率高，在保证安全性、可靠性指标的前提下减轻结构重量，降低制造成本。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请一个实施例的垂直起降飞行器结构示意图；

图2为本申请一个实施例的升力系统结构示意图；

图3为本申请一个实施例的升力螺旋桨与乘员位置关系示意图；

图4为本申请一个实施例的限位器失效时舱门运动轨迹与周边结构位置关系示意图；

图5为本申请一个实施例的乘员与升力螺旋桨旋转平面的空间位置关系示意图；

以下对附图作补充说明：

10-机身；101-第一机翼；102-第二机翼；103-水平尾翼；104-垂直尾翼；105-舱门；201-撑杆；202-升力螺旋桨；203-升力电机；204-旋转平面；301-推力螺旋桨；40-起落架。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

此处所称的“一个实施例”或“实施例”是指可包含于本申请至少一个实现方式中的特定特征、结构或特性。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“顶”、“底”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含的包括一个或者更多个该特征。而且，术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

现有的垂直起降固定翼飞行器主要实现方式之一为多旋翼类型以及倾转旋翼类型，多旋翼类型的典型代表有亿航216，Volocopter等，然而上述飞行器巡航效率低，受制于电芯技术，此类飞行器航程过低，不适合远距离运输，商业前景受限。倾转旋翼类型的典型代表是美国的V-22“鱼鹰”倾转旋翼机。起降时通过特殊机构改变旋翼的方向。倾转旋翼类型飞行器需要额外的机构，增加了飞行器重量，降低了可靠性，缩短了飞行器的航程。

如图1所示，本申请实施例公开了一种垂直起降飞行器，包括：机身10、推力系统和升力系统，机身10上设有尾翼和机翼，尾翼设置在机身10的尾部，机翼包括第一机翼101和第二机翼102，第一机翼101和第二机翼102分别设置在机身10的两侧；升力系统包括至少两组旋翼组件，第一机翼101和第二机翼102上各设置至少一组旋翼组件，第一机翼101上的旋翼组件数量与第一机翼101上的旋翼组件数量相等；推力系统包括推力螺旋桨301，推力螺旋桨301设置在机身10的尾部。

本申请实施例所述的垂直起降飞行器，使用“升力系统+推力系统”的复合翼布局，在实现从多旋翼模式向固定翼模式过渡时，不需要像倾转旋翼布局一样控制倾转角度、速度、改变螺旋桨桨距，相比较倾转旋翼构型可以省去倾转机构、螺旋桨变距机构一系列机械结构以及电气设备，在保证安全性、可靠性指标的前提下成本更低，结构重量更低。同时控制原理简单，研发周期更短，实现难度低，研发成本更低。飞行器在完成垂直起飞后通过多旋翼模式向固定翼模式的过渡转换，能够以固定翼模式巡航，巡航效率比起纯多旋翼飞行器高，更有利于远距离飞行。

本申请实施例中，如图1所示，该垂直起降飞行器为垂直起降固定翼飞行器，固定翼飞行器具有速度快、机动性好、能耗低、巡航效率高等优点。该垂直起降飞行器的机身10上设有机翼和尾翼，机翼设置在机身10的两侧，尾翼设置在机身10的尾部，可选的，尾翼包括水平尾翼103和垂直尾翼104，其中垂直尾翼104可以有一个或多个，可以与水平尾翼103垂直，也可以倾斜布置在水平尾翼103上。优选的，该飞行器采用H形尾翼，即机身10两侧分别安装有一个端部设有垂直尾翼104的连接杆，水平尾翼103安装在连接杆的末端，连接杆上的垂直尾翼104垂直于水平尾翼103，可选的，垂直尾翼104与连接杆一体成型。升力系统采用多旋翼的形式设置在机翼上，升力系统包括两组或更多组旋翼组件，旋翼组件的数量为偶数个，平均设置在机身10两侧的第一机翼101和第二机翼102上。为了保证飞行器的飞行性能，优选的，第一机翼101和第二机翼102上分别设置两组旋翼组件。进一步的，第一机翼101和第二机翼102上分别设置四组旋翼组件，这样设置升力系统具备升力系统间的冗余，当升力系统中的部分旋翼组件出现故障时，剩余部分旋翼组件依然可以保证飞行器正常起降，使飞行器具有更高的安全性。每组旋翼组件包括至少一个升力螺旋桨202，若旋翼组件中有多个升力螺旋桨202，多个升力螺旋桨202可通过支架连接在一起，支架可以为撑杆201、支撑座等可以扩展升力螺旋桨202布置空间的连接结构。例如，升力螺旋桨202通过撑杆201吊装在机翼上。在一些实施例中，多个升力螺旋桨202还可以直接设置在机翼上，如机翼上设有升力螺旋桨202连接结构，用于安装升力螺旋桨202。推力系统包括一个至多个推力螺旋桨301，推力螺旋桨301设置在机身10尾部，在飞行器飞行时为飞行器提供水平加速度。优选的，推力系统设有一个推力螺旋桨301，该推力螺旋桨301设置在机身10的尾部，其旋转平面与机身垂直。飞行器起飞后会由多旋翼模式向固定翼模式进行过渡转换，在转换过程中需要推力系统提供动力使飞行器加速，随着飞行速度的增加整机产生的升力将逐渐升高，直至整机产生等同于重力的升力，转换过程中升力系统提供的升力会逐渐降低，油门信号不断降低，最终升力系统完全关闭，完成两种模式的过渡转换。上述复合翼布局方式，可以支持飞行器以固定翼模式进行巡航，巡航效率将远高于纯多旋翼飞行器。此外，“升+推”布局进行多旋翼模式向固定翼模式过渡转换时操控简单，实现难度低，结构简单，可靠性高。

如图1所示，每组所述旋翼组件包括两个升力螺旋桨202，两个所述升力螺旋桨通过201设置在所述机翼上，两个升力螺旋桨202分别设置在撑杆201的两端。

本申请实施例中，每组旋翼组件中的两个升力螺旋桨202通过撑杆201连接起来，撑杆201固定在机翼上，可选的，撑杆201设置在机翼的上表面；可选的，撑杆201设置在机翼的下表面。撑杆201与机身10的对称面平行或不平行均可，优选的，撑杆201平行于机身10的对称面。撑杆201与机翼采用连接可靠性较高的方式连接，可选的，撑杆201与机翼通过紧固件进行机械连接，如螺钉连接；可选的，撑杆201与机翼通过焊接连接；可选的，撑杆201与机翼一体成型。

如图1所示，升力系统包括四组旋翼组件，第一机翼101和第二机翼102上各设置两组旋翼组件；第一机翼101上的撑杆201设置位置与第二机翼102上的撑杆201设置位置关于机身10对称。

本申请实施例中，每个机翼上分别设置两个撑杆201，每个撑杆201的端部分别设有一个升力螺旋桨202。靠近机身10设置的两个撑杆201尾部设有垂直尾翼104，水平尾翼103与两个垂直尾翼104连接在一起，形成H形尾翼结构。

如图2所示，旋翼组件还包括升力电机203，撑杆201的两端设有电机安装结构，升力电机203通过电机安装结构设置在撑杆201的端部，升力螺旋桨202与升力电机203的输出轴连接。

本申请实施例中，“升+推”复合翼布局中，旋翼组件的升力螺旋桨202通过撑杆201安装在机翼上，推力系统的推力螺旋桨301安装在机身10尾部。升力螺旋桨202和推力螺旋桨301均与电机的输出轴连接实现驱动。升力系统的升力电机203设置在撑杆201的两端，推力系统的推力电机设置在机身10尾部。所有动力系统都通过布置于机身10内部的能源系统供电，飞行器在垂直起降时依靠升力系统提供升力。

如图1所示，机身10上还设有舱门105；升力螺旋桨202的运动轨迹构成旋转平面204，旋转平面204与水平面具有预设角度的夹角，旋转平面204靠近机身10的一侧高于舱门105。

如图2和图3所示，本申请实施所述的垂直起降飞行器为载人飞行器，为保证乘员的安全，升力螺旋桨202采用向外倾斜布局的方式，即机身10左侧的升力螺旋桨202左倾布置，机身10右侧的升力螺旋桨202右倾布置。由于升力螺旋桨202安装在升力电机203的输出轴上，可选的，为使升力螺旋桨202外倾布置，使电机在电机整流罩内倾斜布置。升力螺旋桨202的旋转平面204高于舱门105，这种布置方式可以使升力螺旋桨202得旋转平面204避开乘员，一方面可保证乘员上下飞行器时的安全，另一方面最大程度地降低了转子爆破给乘员带来伤害的可能性，提高安全性。如图3所示，图3中示出了升力螺旋桨202的旋转平面204以及座舱内的乘员，可以明显地看出螺旋桨的旋转平面204可以避开乘员，保障了乘员的安全。此外，升力螺旋桨202采用向外倾斜布局，升力螺旋桨202在旋转时产生的合力存在水平方向的分量，在飞行器需要偏航时可通过调整各升力系统的输出信号，产生偏航力矩，这可以提高飞行器侧向的操纵性。

预设角度为5°-20°。

本申请实施例中，为保证升力系统的效率，升力螺旋桨202的倾斜角度不宜过大，可选的，升力螺旋桨202的旋转平面204与水平面的角度为5°-20°，进一步的，优选为10°-15°。

如图1所示，飞行器还包括起落架40，起落架40设置在机身10底部，起落架40用于支撑机身10。

本申请实施例中，飞行器的机身10底部设有起落架40，当飞行器在地面上时，起落架40用于支撑机身10。起落架40可以为滑橇式起落架40、多点支撑式起落架40等。

如图5所示，起落架40为前三点式起落架40。

本申请实施例中，正常情况下，垂直起降飞行器无需滑跑，选择滑橇式起落架40足以满足功能要求，然而本申请实施例的布局设计中，出于安全性备份，在飞行器机身10的底部设置三点式起落架40，起落架40上设置有轮胎。保留了飞行器以固定翼模式滑跑着陆的可能性，给紧急情况下飞行器的安全着陆提供额外的选择，可以提高飞行器的安全性。

如图1和图4所示，机翼为上单鸥翼；和/或，舱门105通过开启机构与机身10连接，开启机构包括铰链轴和限位器，舱门105能够绕铰链轴转动，限位器用于限制舱门105的打开程度；机身10上设有舱门105框，铰链轴设置在舱门105框的上沿，铰链轴与水平面具有预设夹角，舱门105能够绕铰链轴转动。

本申请实施例中，机翼采用上单鸥翼的形式，能够提高设置在机翼上的升力螺旋桨202旋转平面204的离地高度，降低乘员进出飞行器时受到升力螺旋桨202伤害的可能性。飞行器舱门105设计成斜向前开的形式，舱门105与机身10通过铰链连接，并可沿铰链轴自由旋转，通过限位器限制舱门105的开合程度。舱门105采用斜向前开的形式，一旦限位器失效，舱门105开合的运动轨迹不会与周边结构发生碰撞，可以保证在舱门105限位器失效的时候，舱门105不会与周边螺旋桨、撑杆201、机翼结构发生碰撞，保证了结构的安全性。如图4所示，图4中示出了在限位器失效的情况下舱门105可能的活动轨迹以及升力螺旋桨202的旋转平面204，可以直观地看出舱门105在限位器失效的情况下也不会与周边结构发生碰撞，提高了结构的安全性。

旋转平面204靠近机身10的一侧与起落架40的底部具有预设距离。

本申请实施例中，为进一步保证乘员安全，升力螺旋桨202的旋转平面204靠近机身10一侧，即旋转平面204的最高点与地面的距离高于绝大部分成年人身高。同时上述距离的设定还应权衡起落架40高度、机身10尺寸、机翼形式等因素。例如，设计旋转平面204靠近机身10一侧与地面的距离为2.03m以上，这一高度可以使身高为1.9m的乘员(据统计，身高高于1.9m的成年人不超过2％)能够安全进出飞行器。如图5所示，图5中示出了一个身高1.9m乘员与飞行器高度的关系，可以明显地看出桨平面将不存在伤害到乘员的可能性。合适的升力螺旋桨202旋转平面204离地高度，可以降低乘员进出飞行器时受到升力螺旋桨202伤害的可能性，同时，桨盘所在的高度不会对乘员造成心理压力，使飞行器更容易被乘员接受。

本申请实施例所述的垂直起降飞行器完成飞行任务的具体过程如下：

起飞阶段：升力电机203接收指令，带动升力螺旋桨202转动，升力系统提供垂直起飞所需的动力，起飞至合适高度。

过渡阶段一：这一阶段需要完成多旋翼模式向固定翼模式的过渡转换，即飞行器仅依靠升力系统提供的动力飞行转换为飞行器仅依靠推力系统提供的动力飞行。在起飞至合适高度后，启动推力系统给飞行器进行水平加速，由飞机与来流相对速度而产生的升力随着飞行速度的增加而逐渐升高，对应需要升力系统提供的升力逐渐降低，直至飞机维持正常飞行不在需要依靠升力系统提供动力，飞行器转换为固定翼模式。

爬升阶段：飞行器依靠推力系统提供的动力进行爬升，爬升至设计的巡航高度。

巡航阶段：飞行器为完成飞行任务而飞往目的地，该阶段飞行器会维持某一巡航速度，进行高效的水平飞行。

下降阶段：飞行器在快接近目的地时提前进入下降阶段，降至合适高度准备进行固定翼模式向多旋翼模式的转换。

过渡阶段二：飞行器从固定翼模式向多旋翼模式的过渡转换，为后续以多旋翼模式进行垂直降落做准备。该阶段进行飞行器的水平减速，启动升力系统，升力系统提供的升力逐渐升高，直至最终仅由升力系统提供动力维持飞行器飞行。

降落阶段：飞行器在多旋翼模式下垂直降落至指定停机坪，完成飞行任务。

本申请实施例所述的垂直起降载人飞行器，提出了一种便于通过适航审定并达到更理想经济效应的复合翼构型布局，即“升力系统+推力系统”的复合翼布局。这种复合翼布局在从多旋翼模式向固定翼模式过渡时比起倾转旋翼布局更简单可控，实现难度低。机翼采用上单鸥翼布局，升力螺旋桨202旋转平面204的设计高度综合考虑起落架40、轮胎等变形等因素影响，保证高度高于绝大多数乘员的身高，降低升力螺旋桨202在乘员进出飞行器时对乘员造成伤害的可能性。升力螺旋桨202采用向外倾斜布置，使整个升力螺旋桨202的旋转平面204不会通过座舱内乘员位置，最大程度降低螺旋桨转子爆破对乘员的伤害；此外倾斜的升力螺旋桨202也可以提升飞行器多旋翼模式下的侧向操纵性。舱门105设计为斜向前开的形式，可以保证在舱门105限位器损坏的情况下舱门105不会与周围的旋翼、撑杆201、机翼等发生碰撞，使整机结构的安全性更高。选用前三点式起落架40布局，保证在特殊情况下飞行器无法垂直降落时，飞行器具备滑跑降落的能力，极大地提升了载人飞行器的安全性。

以上所述仅为本申请的较佳实施例，并不用以限制本申请，凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种垂直起降飞行器，其特征在于，包括：机身(10)、推力系统和升力系统，

所述机身(10)上设有尾翼和机翼，所述尾翼设置在所述机身(10)的尾部，所述机翼包括第一机翼(101)和第二机翼(102)，所述第一机翼(101)和所述第二机翼(102)分别设置在所述机身(10)的两侧；

所述升力系统包括至少两组旋翼组件，所述第一机翼(101)和所述第二机翼(102)上各设置至少一组所述旋翼组件，所述第一机翼(101)上的所述旋翼组件数量与所述第二机翼(102)上的所述旋翼组件数量相等；

每组所述旋翼组件包括两个升力螺旋桨(202)，两个所述升力螺旋桨通过撑杆(201)设置在所述机翼上，两个所述升力螺旋桨(202)分别设置在所述撑杆(201)的两端；

所述机身(10)上还设有舱门(105)；所述升力螺旋桨(202)的运动轨迹构成旋转平面(204)，所述旋转平面(204)与水平面具有预设角度的夹角，所述旋转平面(204)靠近所述机身(10)的一侧高于所述舱门(105)；

所述推力系统包括推力螺旋桨(301)，所述推力螺旋桨(301)设置在所述机身(10)的尾部。

2.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述升力系统包括四组所述旋翼组件，所述第一机翼(101)和所述第二机翼(102)上各设置两组所述旋翼组件；

所述第一机翼(101)上的所述撑杆(201)设置位置与所述第二机翼(102)上的所述撑杆(201)设置位置关于所述机身(10)对称。

3.根据权利要求2所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述旋翼组件还包括升力电机(203)，所述撑杆(201)的两端设有电机安装结构，所述升力电机(203)通过所述电机安装结构设置在所述撑杆(201)的端部，所述升力螺旋桨(202)与所述升力电机(203)的输出轴连接。

4.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述预设角度为5°-20°。

5.根据权利要求4所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括起落架(40)，所述起落架(40)设置在所述机身(10)底部，所述起落架(40)用于支撑所述机身(10)。

6.根据权利要求5所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述起落架(40)为前三点式起落架(40)。

7.根据权利要求5或6任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述机翼为上单鸥翼；和/或，

所述舱门(105)通过开启机构与所述机身(10)连接，所述开启机构包括铰链轴和限位器，所述舱门(105)能够绕所述铰链轴转动，所述限位器用于限制所述舱门(105)的打开程度；

所述机身(10)上设有舱门(105)框，所述铰链轴设置在所述舱门(105)框的上沿，所述铰链轴与水平面具有预设夹角，所述舱门(105)能够绕所述铰链轴转动。

8.根据权利要求7所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述旋转平面(204)靠近所述机身(10)的一侧与所述起落架(40)的底部具有预设距离。

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