CN216994844U - 一种垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器包括：机身、两个第一动力组件和固定尾翼。所述机身的两侧设置有机翼；两个所述第一动力组件对称安装在所述机身两侧的所述机翼上；所述第一动力组件包括倾转旋翼和固定旋翼；所述固定尾翼包括高置尾翼和连接尾翼；所述高置尾翼通过所述连接尾翼连接于两个所述第一动力组件的上方，以避开所述机翼的下侧洗流区。本实用新型垂直起降飞行器可以改善现有技术中垂直起降飞行器尾翼结构利用效率较低的问题。

Description

一种垂直起降飞行器

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，具体涉及一种垂直起降飞行器。

背景技术

近年来，城市空中出行成为航空圈热点讨论话题，各式各样的EVTOL飞行器(电动垂直起降)概念方案层出不穷。顾名思义电动垂直起降载人飞行器，可以像直升机一样，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。然而，现有EVTOL载人飞行器的尾翼设计存在结构利用效率较低的问题，因此需要提供一种垂直起降飞行器以解决上述问题。

实用新型内容

鉴于以上现有技术的缺点，本实用新型提供一种垂直起降飞行器，以改善现有技术中垂直起降飞行器尾翼结构利用效率较低的问题。

为实现上述目的及其它相关目的，本实用新型提供一种垂直起降飞行器，包括：机身、两个第一动力组件和固定尾翼。所述机身的两侧设置有机翼；两个所述第一动力组件对称安装在所述机身两侧的所述机翼上；所述第一动力组件包括设倾转旋翼和固定旋翼；所述固定尾翼包括高置尾翼和连接尾翼；所述高置尾翼通过所述连接尾翼连接于两个所述第一动力组件的上方，以避开所述机翼的下侧洗流区。

在本实用新型一实施例中，所述连接尾翼的翼面呈水平设置，所述连接尾翼包括两个所述倾斜尾翼，两个所述倾斜尾翼对称连接在所述高置尾翼的两侧，且背离所述高置尾翼的一侧倾斜向下分别与所述机身两侧的所述第一动力组件相连接。

在本实用新型一实施例中，所述垂直起降飞行器还包括安装在所述机身的尾部的尾推旋翼。

在本实用新型一实施例中，所述垂直起降飞行器还包括尾推倾转装置，所述尾推旋翼安装在所述尾推倾转装置的倾转端。

在本实用新型一实施例中，所述第一动力组件包括第一撑杆、倾转旋翼和固定旋翼；所述第一撑杆安装在所述机翼上，且延伸方向与所述机身的延伸方向相平行；所述倾转旋翼安装在所述第一撑杆靠近机头的一端，并在起飞位和巡航位之间倾转和锁定；所述固定旋翼安装在所述第一撑杆靠近机尾的一端。

在本实用新型一实施例中，所述倾转旋翼包括旋翼装置和倾转驱动装置，所述旋翼装置转动安装在所述第一撑杆上，所述倾转驱动装置驱动所述旋翼装置在所述起飞位和所述巡航位之间转动和锁定。

在本实用新型一实施例中，所述旋翼装置包括第一旋翼和第一旋翼驱动装置，所述第一旋翼为五叶桨。

在本实用新型一实施例中，所述垂直起降飞行器还包括两个第二动力组件，两个所述第二动力组件对称安装在所述机身两侧的所述机翼上，并分别位于其对应的所述第一动力组件的外侧。

在本实用新型一实施例中，所述第二动力组件包括第二撑杆和两个固定旋翼；所述第二撑杆安装在所述机翼上，且延伸方向与所述机身的延伸方向相平行；两个所述固定旋翼分别安装在所述第二撑杆的两端。

在本实用新型一实施例中，所述固定旋翼包括折叠旋翼和折叠旋翼驱动装置；所述折叠旋翼包括固定桨叶和浮动桨叶，在所述折叠旋翼驱动装置驱动下，所述固定桨叶和所述浮动桨叶呈交叉状态旋转，在所述折叠旋翼驱动装置停止工作时，所述固定桨叶和所述浮动桨叶闭合，且所述固定桨叶和所述浮动桨叶的延伸方向与飞行器的航向相一致。

在本实用新型一实施例中，在每一所述倾转旋翼处于起飞位时，所述固定旋翼的设置位置和所述倾转旋翼的设置位置围绕所述飞行器的整机重心呈中心对称布置。

在本实用新型一实施例中，所述倾转旋翼和/或所述固定旋翼的桨叶旋转面不通过所述机身上的乘员舱。

在本实用新型一实施例中，所述倾转旋翼和/或所述固定旋翼的旋转轴线自下而上沿所述机翼的展向向背离所述机身侧倾斜。

在本实用新型一实施例中，在悬停在地面上时，所述固定旋翼内的旋翼高度和/或处于所述起飞位时所述倾转旋翼内的旋翼的离地高度大于等于1.9m。

在本实用新型一实施例中，所述机身的底部设置有三点式起落架，兼具滑跑起降功能。

在本实用新型一实施例中，所述机身的尾部设置有货物装卸舱门，方便货物及担架等运输。

在本实用新型一实施例中，所述机身的侧面设置有乘员舱门，以便上下乘客。

本实用新型垂直起降飞行器，通过高置尾翼和连接尾翼分别与机身两侧的第一动力组件相连接，具有较大的气流托浮面，极大的提高了固定尾翼的结构利用效率。并且该固定尾翼中，高置尾翼设置于机翼下侧的洗流区上方，能够适当避开机翼下洗流区，可以提升尾翼气动稳定性。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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实用新型的一些实施例，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为本实用新型垂直起降飞行器一实施例的三维示意图；

图2为本实用新型垂直起降飞行器一实施例的三维示意图；

图3为本实用新型垂直起降飞行器一实施例的俯视图；

图4为本实用新型垂直起降飞行器一实施例的后视图；

图5为本实用新型垂直起降飞行器一实施例的三维轴测图；

图6为本实用新型垂直起降飞行器一实施例的侧视图；

图7为本实用新型垂直起降飞行器一实施例中第一动力组件的结构示意图。

元件标号说明

10、机身；11、货物装卸舱门；12、乘员舱门；20、机翼；30、固定尾翼；31、高置尾翼；32、倾斜尾翼；40、第一动力组件；41、第一撑杆；42、倾转旋翼；421、旋翼装置；4211、第一旋翼；4212、第一旋翼驱动装置；422、倾转驱动装置；43、第一固定旋翼；431、折叠旋翼；432、折叠旋翼驱动装置；44、旋转轴线；50、第二动力组件；51、第二撑杆；52、第二固定旋翼；60、尾推旋翼；70、尾推倾转装置；80、起落架。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本实用新型的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本实用新型的其它优点与功效。本实用新型还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本实用新型的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。还应当理解，本实用新型实施例中使用的术语是为了描述特定的具体实施方案，而不是为了限制本实用新型的保护范围。下列实施例中未注明具体条件的试验方法，通常按照常规条件，或者按照各制造商所建议的条件。

当实施例给出数值范围时，应理解，除非本实用新型另有说明，每个数值范围的两个端点以及两个端点之间任何一个数值均可选用。除非另外定义，本实用新型中使用的所有技术和科学术语与本技术领域的技术人员对现有技术的掌握及本实用新型的记载，还可以使用与本实用新型实施例中所述的方法、设备、材料相似或等同的现有技术的任何方法、设备和材料来实现本实用新型。

须知，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”及“一”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本实用新型可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本实用新型可实施的范畴。

请参阅图1至图7,本实用新型提供一种垂直起降飞行器，包括：机身10、两个第一动力组件40和固定尾翼30。所述机身10的两侧设置有机翼20；所述两个第一动力组件40对称安装在所述机身10两侧的所述机翼20上；所述第一动力组件40包括倾转旋翼42和第一固定旋翼43；在本实施例中，所述倾转旋翼42安装在机翼20的前侧，所述第一固定旋翼43位于机翼20的后侧；在一些其它的实施例中，也可以倾转旋翼42安装在机翼后侧，第一固定旋翼43安装在机翼20的前侧。所述固定尾翼30包括高置尾翼31和连接尾翼(两个倾斜尾翼32)，所述高置尾翼31通过所述连接尾翼连接于两个所述第一动力组件40的上方，以避开所述机翼20的下侧洗流区。本实用新型垂直起降飞行器通过高置尾翼31和连接尾翼分别与机身10两侧的第一动力组件40相连接，具有较大的气流托浮面，极大的提高了固定尾翼30的结构利用效率。并且该固定尾翼30中，高置尾翼31设置于机翼20的下侧洗流区上方，能够适当避开机翼20下洗流区，可以提升尾翼气动稳定性以改善现有技术中垂直起降飞行器尾翼结构利用效率较低的问题。

请参阅图1和图2，在本实用新型一实施例中，所述第一动力组件40还包括第一撑杆41。所述第一撑杆41安装在所述机翼20的下侧，且延伸方向与所述机身10的延伸方向相平行；所述倾转旋翼42和所述第一固定旋翼43分别位于机翼20的前后两侧。所述倾转旋翼42安装在所述第一撑杆41靠近机头的一端，并能够在起飞位和巡航位之间倾转和锁定；所述第一固定旋翼43安装在所述第一撑杆41靠近机尾的一端。

请参阅图在本实用新型一实施例中，所述倾转旋翼42包括旋翼装置421和倾转驱动装置422，所述旋翼装置421转动安装在所述第一撑杆41上，所述倾转驱动装置422驱动所述旋翼装置421在所述起飞位和所述巡航位之间转动和锁定。在起飞时，倾转驱动装置422驱动所述旋翼装置421到达起飞位，此时旋翼装置421的转轴竖直向上或斜向上设置，旋翼装置421内的旋翼为飞行器提供垂直起飞的动力。在本实用新型一实施例中，机翼20与机身10、机翼20与第一撑杆41、第一撑杆41与固定尾翼30之间的连接均采用光滑曲面倒角过渡，使整个飞行器保持流线型设计。

请参阅图1和图5，在本实用新型一实施例中，所述旋翼装置421包括第一旋翼4211和第一旋翼驱动装置4212，所述第一旋翼为具有五个叶片的五叶桨，五个叶片以转轴为中心沿圆周均布。这极大的降低了整个飞行包线内旋翼的转速，从而降低了旋翼的噪音。然而本领域技术人员可以理解的是若不考虑较佳的降噪性能，也可以采用其它桨叶设置形式。

本实用新型高置尾翼31、连接尾翼的设置方式及宽度不受限定，如图4所示，所述连接尾翼包括两个所述倾斜尾翼32，两个所述倾斜尾翼32对称连接在所述高置尾翼31的两侧，且背离所述高置尾翼31的一侧倾斜向下分别与所述机身10两侧的所述第一动力组件40相连接；所述高置尾翼31设置在所述机身10的尾部，并位于所述机翼20的下洗流区上方，所述两个倾斜尾翼32对称连接在所述高置尾翼31的两侧，且背离所述高置尾翼31的一侧倾斜向下分别与所述机身10两侧的所述第一动力组件40相连接。当高置尾翼31较窄时，沿机尾至机头方向视图，两侧的倾斜尾翼32在沿展向延伸的竖直面上的投影呈近似倒“V”字形连接，若高置尾翼31较宽，固定尾翼30在竖直面上的投影也可呈无底等腰梯形状设置，其中高置尾翼31为上底，两侧倾斜尾翼32分别为等腰梯形的两腰，两倾斜尾翼32的下侧与机身10两侧的第一撑杆41连接，以形成稳定的连接关系。在本实用新型一实施例中，所述高置尾翼31的翼面水平设置。如图6所示，为了减少气流阻力，固定尾翼在沿机身延伸方向的竖直面上的投影自高置尾翼31向机头侧倾斜并与第一撑杆41连接。

请参阅图1、图2，在本实用新型一实施例中，所述垂直起降飞行器还包括安装在所述机身10的尾部的尾推旋翼60，尾推旋翼60安装在固定尾翼30的下方，且在平飞阶段转轴与机身10延伸方向相平行。这样高置的固定尾翼30能适当避开机翼20下洗流区及尾推旋翼滑流区，可以提升尾翼气动稳定性。当飞行器处于巡航阶段时，前侧两套倾转旋翼42向前倾转，并结合尾推旋翼60提供前飞推力，形成三平飞动力布局，此布局解决了纯倾转旋翼42布局可靠性差的问题，即使倾转系统故障，飞机也能正常起降及平飞，又兼顾了倾转旋翼42气动性能优秀的特点。

需要说明的是，本实用新型中尾推旋翼60可以为现有一切合适的尾推旋翼60结构。本实施例中，所述尾推旋翼60可倾转安装在机身10的尾部，垂直起降飞行器还包括尾推倾转装置70。所述尾推旋翼60安装在所述尾推倾转装置70的倾转端，在地面停车时，也可以将尾推旋翼60向上倾转，这样不仅可以避免地面人员接触到尾推旋翼，从而减小意外伤害的可能性，而且尾推旋翼60向上倾转后，也方便从尾部舱门上下货物或者进出担架。需要说明的是，本实用新型中的尾推倾转装置70可以为现有一切能够实现旋翼转轴在水平位和竖直位之间倾转和锁定的倾转装置类型。

在本实用新型一实施例中，所述垂直起降飞行器还包括两个第二动力组件50，所述两个第二动力组件50对称安装在所述机身10两侧的所述机翼20上，并分别位于所述第一动力组件40的外侧。所述第二动力组件50包括第二撑杆51和两个第二固定旋翼52；所述第二撑杆51安装在所述机翼20的下侧，且延伸方向与所述机身10的延伸方向相平行；所述两个第二固定旋翼52分别位于所述机翼20前后两侧的第二撑杆51两端，并受驱动装置驱动开启或关闭。本实用新型中这种单机翼20大展弦比、尾推旋翼60、四撑杆，两个倾转旋翼42、六个固定旋翼的布局方式，不仅可以使垂直起降飞行器具备固定翼飞机的长航时功能，解决单纯多旋翼飞行器续航时间短的问题，而且使此布局飞行器具备垂直起降功能，可以解决固定翼飞行器需要借助跑道滑跑起降且需要复杂综合保障的问题。

并且，本实用新型中，在倾转旋翼技术不成熟的情况下，为追求适航安全性，在机翼前侧同时设置固定旋翼和倾转旋翼的布局形式，不仅解决了复合翼与倾转旋翼构型兼容的问题，而且也具有较高的安全性能。起降阶段可利用两个倾转旋翼和六个固定旋翼垂直起降，起降转平飞阶段只开启尾推加速，完全平飞后再倾转机翼前侧的两个倾转旋翼，因此既具备“纯复合翼+尾推”控制难度低的特点，又具备倾转旋翼后气动阻力小的优点。

请参阅图7，在本实用新型一实施例中，所述第一固定旋翼43和第二固定旋翼52均包括折叠旋翼431和折叠旋翼驱动装置432。本实用新型中的折叠旋翼驱动装置432可以为电机、或电机与减速机的组合形式，折叠旋翼431可以为现有一切合适的固定旋翼形式，但较佳地，所述折叠旋翼431包括固定桨叶(未标识)和浮动桨叶(未标识)，当飞行器处于悬停阶段时，在所述折叠旋翼驱动装置驱动下，所述固定桨叶和所述浮动桨叶呈交叉状态“十”字形旋转。当飞行器处于水平巡航阶段时，在所述折叠旋翼驱动装置停止工作时，所述固定桨叶和所述浮动桨叶闭合呈顺气流的“一”字形，且所述固定桨叶和所述浮动桨叶的延伸方向与飞行器航向相一致，并且在各个固定桨叶中最上侧的固定桨叶或浮动桨叶在高度方向上低于或沿机翼20的上表面设置，此种设置方式可以减少巡航过程中的阻力。需要说明的是，本实用新型中固定桨叶和浮动桨叶在转动时交叉状态旋转，在停止时折叠的实现方式可以通过现有一切合适的折叠旋翼形式实现，在此不再赘述。当然本领域技术人员可以理解的是，若不考虑最佳的实施方式，本实用新型中也可以仅在第一动力组件40或所述第二动力组件50的所述固定旋翼中采用上述固定桨叶和浮动桨叶的可折叠叶片形式。

在本实用新型一实施例中，在每一所述倾转旋翼42处于起飞位时，所述第一固定旋翼43、第二固定旋翼52和所述倾转旋翼42的设置位置围绕所述飞行器的整机重心呈中心对称布置。这样在倾转旋翼42处于起飞位置时，若单一动力系统失效情况下，可关闭中心对称的另一动力系统，从而保障飞机能安全悬停降落，满足“单一失效不允许导致任何灾难性故障的发生”的动力系统的适航要求。

请参阅图4，在本实用新型一实施例中，所述倾转旋翼42和/或所述固定旋翼的旋转轴线44自下而上沿机翼20的展向向背离所述机身10侧倾斜，以使所述倾转旋翼42和/或所述固定旋翼的桨叶旋转面不通过所述机身10上的乘员舱。虽然仅倾转旋翼42或固定旋翼的桨叶旋转面不通过所述机身10上的乘员舱已经能够具有保护乘员舱的作用，但较佳地，在实施例中，两个所述倾转旋翼42和六个所述固定旋翼的旋转轴线44自下而上沿两侧机翼20的展向向背离所述机身10侧倾斜，以使所有的所述倾转旋翼42和所述固定旋翼的桨叶旋转面均不通过所述机身10上的乘员舱。较佳地，在本实用新型一实施例中，两个所述倾转旋翼42和六个所述固定旋翼的旋转轴线44自下而上沿展向向背离所述机身10侧倾斜，且与竖直线的夹角α为3°～30°，该角度范围既可以满足旋翼的桨叶旋转面不通过所述机身10上的乘员舱，最大程度降低旋翼转子爆破对乘员的伤害，而且在飞行器需要偏航或者抗侧风飞行时可通过调整各动力系统的输出信号，产生偏航力矩或水平方向的分力，这可以提高起降阶段旋翼模式下抗侧风性能及侧向操纵性，能够提供足够的动力和航行稳定性。

在本实用新型一实施例中，在悬停在地面上时，六个所述固定旋翼内的旋翼的离地高度和两个倾转旋翼42处于所述起飞位时所述倾转旋翼42内的旋翼的离地高度，以及尾推旋翼60竖直向上倾转时旋翼的离地高度均大于等于1.9m。这降低了旋翼在乘员进出飞行器时对乘员造成伤害的可能性。

在本实用新型一实施例中，所述机身10的底部设置有三点式起落架80，兼具滑跑起降功能。且在所述机身10的尾部设置有货物装卸舱门11，可以方便货物及担架等运输。所述机身10的侧面设置有乘员舱门12，可以方便上下乘客。

本实用新型垂直起降飞行器在垂直起降时机翼20前缘两个第一动力组件40内的倾转旋翼42倾转至向上的方向，与第一动力组件40和第二动力组件50内的固定旋翼形成8轴8桨的布局，从而提供垂直起降升力。起飞后会由多旋翼模式向固定翼模式进行过渡转换：该过程一方面需要机翼20前缘倾转旋翼42逐渐向机头前向倾转，且逐渐增大其动力系统功率，另一方面，尾推倾转至水平状态并开启。此时机翼20前缘2组倾转旋翼42动力产生垂直方向拉力分量及前进方向拉力分量，垂直方向分量+机翼20前缘固定旋翼的升力和机翼20后缘固定旋翼产生的升力绕着飞机重心平衡，而前进方向拉力分量+尾推推力使飞机逐渐加速前飞，此时飞机机翼20产生的升力将逐渐升高，直至固定翼模式升力等于重力。转换过程中六个固定旋翼系统提供的升力会逐渐降低，油门信号不断降低，最终完全关闭，飞行器以固定翼模式进行平飞，平飞动力由机翼20前缘倾转旋翼+尾推提供，从而完成两种模式的过渡转换。

本实用新型垂直起降飞行器，通过高置尾翼和两个倾斜尾翼分别与机身两侧的第一动力组件相连接形成一梯形结构，具有较大的气流托浮面，极大的提高了固定尾翼的结构利用效率。并且该固定尾翼中，高置尾翼设置于机身的尾部上方，高置的尾翼能够适当避开机翼下洗流区，可以提升尾翼气动稳定性。所以，本实用新型有效克服了现有技术中的一些实际问题从而有很高的利用价值和使用意义。上述实施例仅例示性说明本实用新型的原理及其功效，而非用于限制本实用新型。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本实用新型的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本实用新型所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本实用新型的权利要求所涵盖。

Claims (10)

1.一种垂直起降飞行器，其特征在于，包括：

机身，所述机身的两侧设置有机翼；

两个第一动力组件，两个所述第一动力组件对称安装在所述机身两侧的所述机翼上；所述第一动力组件包括倾转旋翼和固定旋翼；

固定尾翼，所述固定尾翼包括高置尾翼和连接尾翼；所述高置尾翼通过所述连接尾翼连接于两个所述第一动力组件的上方，以避开所述机翼的下侧洗流区。

2.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述高置尾翼的翼面呈水平设置，所述连接尾翼包括两个倾斜尾翼，两个所述倾斜尾翼对称连接在所述高置尾翼的两侧，且背离所述高置尾翼的一侧倾斜向下分别与所述机身两侧的所述第一动力组件相连接。

3.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述垂直起降飞行器还包括安装在所述机身的尾部的尾推旋翼。

4.根据权利要求3所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述垂直起降飞行器还包括尾推倾转装置，所述尾推旋翼安装在所述尾推倾转装置的倾转端。

5.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述第一动力组件还包括第一撑杆；所述第一撑杆安装在所述机翼上，且延伸方向与所述机身的延伸方向相平行；所述倾转旋翼安装在所述第一撑杆靠近机头的一端，并在起飞位和巡航位之间倾转和锁定；所述固定旋翼安装在所述第一撑杆靠近机尾的一端。

6.根据权利要求5所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述倾转旋翼包括旋翼装置和倾转驱动装置，所述旋翼装置转动安装在所述第一撑杆上，所述倾转驱动装置驱动所述旋翼装置在所述起飞位和所述巡航位之间转动和锁定。

7.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述垂直起降飞行器还包括两个第二动力组件，两个所述第二动力组件对称安装在所述机身两侧的所述机翼上，并分别位于其对应的所述第一动力组件的外侧。

8.根据权利要求7所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述第二动力组件包括第二撑杆和两个固定旋翼；所述第二撑杆安装在所述机翼上，且延伸方向与所述机身的延伸方向相平行；两个所述固定旋翼分别安装在所述第二撑杆的两端。

9.根据权利要求1至8任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述固定旋翼包括折叠旋翼和折叠旋翼驱动装置；所述折叠旋翼包括固定桨叶和浮动桨叶，在所述折叠旋翼驱动装置驱动下，所述固定桨叶和所述浮动桨叶呈交叉状态旋转，在所述折叠旋翼驱动装置停止工作时，所述固定桨叶和所述浮动桨叶闭合，且所述固定桨叶和所述浮动桨叶的延伸方向与飞行器的航向相一致。

10.根据权利要求9所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述倾转旋翼和/或所述固定旋翼的旋转轴线自下而上沿所述机翼的展向向背离所述机身侧倾斜,以使所述倾转旋翼和/或所述固定旋翼的桨叶旋转面不通过所述机身上的乘员舱。

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