專利名稱：偏轉(zhuǎn)翼旋翼的垂直起降的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于垂直起降航空器的機(jī)翼，以及一種用于垂直起降航空器的機(jī)身。此外，本發(fā)明涉及一種用于垂直起降的航空器，其包括機(jī)翼和機(jī)身。此外，本發(fā)明涉及一種控制用于垂直起降的航空器的方法，以及涉及一種生產(chǎn)用于垂直起降航空器的方法。
背景技術(shù)：
本發(fā)明的目的在于，獲得能夠例如在沒(méi)有跑道情況下起飛和降落的航空器。因此，過(guò)去已經(jīng)進(jìn)行了對(duì)于所謂垂直起降航空器(VTOL)的若干研制。傳統(tǒng)垂直起降航空器需要垂直推力，用于產(chǎn)生垂直升降。用于垂直起飛的最終推力是通過(guò)較大的螺旋槳或噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的。由于較高的阻力，螺旋槳在航空器移動(dòng)飛行中存在不利之處。此外，如果垂直起降航空器被構(gòu)造成固定翼航空器，該主翼可在懸停飛行中干擾氣流，從而甚至必須需要更多的推力。而且，駕駛非常復(fù)雜。垂直起降航空器成為現(xiàn)實(shí)的示范性概念為“Harrier (鷂式戰(zhàn)斗機(jī))”或者“F-35LightningII (F-35閃電II)”。兩者由于需要復(fù)雜的控制系統(tǒng)和較高的煤油消耗而是非常低效的。對(duì)于能夠懸停飛行的航空器，有效解決方案通過(guò)直升機(jī)完成，使用例如較大的機(jī)翼面積。在已知的系統(tǒng)中，航空器包括用于垂直提升航空器的發(fā)動(dòng)機(jī)(例如螺旋槳)以及用于產(chǎn)生在移動(dòng)模式中加速航空器到期望移動(dòng)速度的另一發(fā)動(dòng)機(jī)。取決于所預(yù)定的速度，可使用噴氣式或螺旋槳式發(fā)動(dòng)機(jī)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的一個(gè)目的是，提供一種更高效的垂直起降航空器。該目的通過(guò)根據(jù)獨(dú)立權(quán)利要求的主題實(shí)現(xiàn)。通過(guò)從屬權(quán)利要求描述本發(fā)明有利的實(shí)施方式。根據(jù)本發(fā)明的第一方面，提出一種用于垂直起降航空器的機(jī)翼。該機(jī)翼可安裝到機(jī)身，從而機(jī)翼可繞著機(jī)翼縱向機(jī)翼軸線傾斜，并且機(jī)翼可繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)，該第二軸線并不同于縱向機(jī)翼軸線。該機(jī)翼適于在固定翼飛行模式中機(jī)翼并不繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。該機(jī)翼還適于在懸停飛行模式中該機(jī)翼相對(duì)于其在固定翼飛行模式中的定向而繞著縱向機(jī)翼軸線傾斜，并且該機(jī)翼繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，提出一種用于垂直起降航空器的機(jī)身。該機(jī)身適于上述機(jī)翼被安裝到該機(jī)身。根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提出一種用于垂直起降的航空器。該航空器包括:根據(jù)上述機(jī)翼的第一機(jī)翼，和根據(jù)上述機(jī)翼的第二機(jī)翼。此外，該航空器包括如上所述的機(jī)身。第一機(jī)翼包括第一機(jī)翼縱向軸線，且第二機(jī)翼包括第二機(jī)翼縱向軸線，其中，第一機(jī)翼沿著第一機(jī)翼縱向軸線從機(jī)身延伸，并且第二機(jī)翼沿著第二機(jī)翼縱向軸線從機(jī)身延伸。第一機(jī)翼可繞著第一機(jī)翼縱向軸線以第一旋轉(zhuǎn)方向而傾斜，并且第二機(jī)翼可繞著第二機(jī)翼縱向軸線以第二旋轉(zhuǎn)方向而傾斜。在另一示范性實(shí)施方式中，航空器可包括第三機(jī)翼或更多機(jī)翼。第三或更多機(jī)翼例如可伸縮。在固定翼模式下，這些機(jī)翼例如可形成雙層。這些機(jī)翼可繞著第二軸線順時(shí)針或逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)。根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供一種控制用于垂直起降的航空器的方法。該方法包括:通過(guò)將機(jī)翼和機(jī)身相對(duì)于彼此布置以啟動(dòng)固定翼飛行，而將航空器轉(zhuǎn)換到固定翼飛行模式。此外，該方法包括:通過(guò)將機(jī)翼繞著縱向機(jī)翼軸線傾斜以及通過(guò)將機(jī)翼繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)以啟動(dòng)懸停飛行，而將航空器轉(zhuǎn)換到懸停飛行模式。根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供一種生產(chǎn)用于垂直起降的航空器的方法。該方法包括將機(jī)翼安裝到機(jī)身，使得機(jī)翼可繞著機(jī)身的第二軸線而旋轉(zhuǎn)。此外，本方法包括將機(jī)翼安裝到機(jī)身，使得機(jī)翼可繞著機(jī)翼的縱向機(jī)翼軸線而傾斜。在固定翼飛行模式中，在沒(méi)有機(jī)翼與機(jī)身之間相對(duì)運(yùn)動(dòng)的情況下將機(jī)翼固定到機(jī)身，從而通過(guò)航空器的向前運(yùn)動(dòng)由穿過(guò)空氣運(yùn)動(dòng)的機(jī)翼產(chǎn)生提升。在懸停飛行模式中，機(jī)翼繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)，從而由于機(jī)翼旋轉(zhuǎn)穿過(guò)空氣，即使在沒(méi)有航空器穿過(guò)空氣的相對(duì)運(yùn)動(dòng)的情況下，產(chǎn)生了提升。由此，通過(guò)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼穿過(guò)空氣，可實(shí)現(xiàn)懸停飛行模式，例如直升機(jī)。機(jī)身可與機(jī)翼一起繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)?？蛇x地，機(jī)翼可相對(duì)于機(jī)身旋轉(zhuǎn)，從而在懸停飛行模式下僅機(jī)翼旋轉(zhuǎn)以產(chǎn)生提升。此外，如果機(jī)翼在懸停飛行模式下旋轉(zhuǎn)，則產(chǎn)生用于穩(wěn)定航空器的穩(wěn)定力矩(例如回轉(zhuǎn)力矩，即角動(dòng)量守恒)。因此，通過(guò)本發(fā)明提供了一種垂直升降的航空器，其將固定翼飛行模式航空器與懸停飛行模式航空器的概念組合在一起。因此，可以結(jié)合每種飛行模式的各自優(yōu)點(diǎn)。例如，固定翼飛行航空器在巡航飛行期間更高效，即當(dāng)航空器穿過(guò)空氣運(yùn)動(dòng)的時(shí)候。另一方面，在航空器的懸停模式中，機(jī)翼旋轉(zhuǎn)，諸如機(jī)翼或直升機(jī)的葉片，從而機(jī)翼自身在懸停飛行模式中產(chǎn)生升力。與已知垂直起落航空器中產(chǎn)生提升的推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，由于具有較大的機(jī)翼長(zhǎng)度，這更加高效。例如，已知的垂直起落航空器通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)功率以及通過(guò)機(jī)翼旋轉(zhuǎn)的氣動(dòng)升力產(chǎn)生提升。機(jī)翼包括縱向機(jī)翼軸線，其中，縱向機(jī)翼軸線是例如連接翼根與翼尖的軸線。例如，機(jī)翼可通過(guò)翼根安裝到機(jī)身，其中，翼尖限定了機(jī)翼的自由端。縱向機(jī)翼軸線可例如與機(jī)翼的前緣或后緣平行。此外，縱向機(jī)翼軸線可以是大約垂直于機(jī)身縱向軸線的軸線。該機(jī)翼可包括空氣動(dòng)力的翼輪廓，其包括迎空氣的前緣以及空氣流遠(yuǎn)離其的機(jī)翼后緣。上述航空器可包括第一機(jī)翼和第二機(jī)翼，其中，每個(gè)機(jī)翼通過(guò)其根端連接到航空器的機(jī)身。第一機(jī)翼和第二機(jī)翼中的每個(gè)機(jī)翼包括單個(gè)且分開(kāi)的第一縱向軸線和第二縱向軸線。在懸停飛行模式中，第一縱向機(jī)翼軸線和第二縱向機(jī)翼軸線可定向?yàn)榛旧掀叫?。在固定翼飛行模式中，第一縱向機(jī)翼軸線和第二縱向機(jī)翼軸線也可彼此平行地延伸。在另一實(shí)施方式中，第一縱向機(jī)翼軸線和第二縱向機(jī)翼軸線可彼此非平行地延伸，從而在第一縱向機(jī)翼軸線與第二縱向機(jī)翼軸線之間設(shè)置角度。如果第一縱向機(jī)翼軸線和第二縱向機(jī)翼軸線包括彼此之間的角度，則第一機(jī)翼和第二機(jī)翼可包括后掠翼，尤其是前掠翼，掠翼、斜翼或可變掠翼(可變翼)。此外，該機(jī)翼可包括控制表面，例如副翼。根據(jù)本發(fā)明的航空器可以是有人駕駛的航空器，或者無(wú)人駕駛航空器(UAV)。該航空器可例如為無(wú)人駕駛飛機(jī)(drone)，其例如包括大約Im到4m (米)的翼展，該翼展具有大約4kg到6kg (千克)的重量。機(jī)身展現(xiàn)了航空器的主體，其中，通常航空器的重心位于機(jī)身的區(qū)域中。根據(jù)本發(fā)明，該機(jī)身可以是機(jī)翼安裝到其的較小本體，從而航空器可以定義為所謂的飛翼式航空器。尤其地，機(jī)身可以是機(jī)翼的一部分，并且機(jī)身可包括等于機(jī)翼的翼弦線(例如寬度)的寬度?？蛇x地，機(jī)身包括長(zhǎng)于連接前緣和后緣的機(jī)翼翼弦線(例如寬度)的長(zhǎng)度。該機(jī)身包括機(jī)頭和尾部部分。在一個(gè)示范性實(shí)施方式中，第二軸線可以是機(jī)身的縱向機(jī)身軸線。在一個(gè)示范性實(shí)施方式中，第二軸線可包括縱向軸線之間的角度，并且可不平行于縱向機(jī)身軸線地延伸。機(jī)翼可固定到機(jī)身，以便機(jī)翼并不相對(duì)于機(jī)身繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。由此，在懸停飛行模式中，機(jī)翼和機(jī)身繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)，來(lái)產(chǎn)生提升。尤其地，在懸停飛行模式中，機(jī)翼和機(jī)身一起繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)，來(lái)產(chǎn)生提升。在一替選實(shí)施方式中，機(jī)翼安裝到機(jī)身，從而機(jī)翼繞著第二軸線相對(duì)于機(jī)身旋轉(zhuǎn)，進(jìn)而在懸停飛行模式中，機(jī)翼可旋轉(zhuǎn)來(lái)產(chǎn)生提升，并且機(jī)身并不繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。此外，另一機(jī)翼可沿著縱向機(jī)身軸線附接到機(jī)身。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，該機(jī)翼包括軸承環(huán)和/或支承環(huán)，其中，形成該軸承環(huán)/支承環(huán)用來(lái)被夾緊到機(jī)身的表面，以將機(jī)翼安裝到機(jī)身。當(dāng)產(chǎn)生機(jī)翼繞著機(jī)身的旋轉(zhuǎn)時(shí)，需要機(jī)翼的一些部分圍繞機(jī)身并且不貫穿機(jī)身，例如用于固定的目的。該機(jī)以可旋轉(zhuǎn)固定到機(jī)身的圓周表面。尤其地，所必要的是，在機(jī)翼與機(jī)身的表面之間形成可移動(dòng)(例如滑動(dòng))的連接。這種可移動(dòng)連接可通過(guò)使用軸承環(huán)和/或支承環(huán)而實(shí)現(xiàn)。該軸承環(huán)可以是用于被固定到機(jī)翼的閉合或開(kāi)口環(huán)。該軸承環(huán)可滑動(dòng)地夾緊到機(jī)身的外表面，其中，軸承環(huán)與機(jī)身之間形成了滑動(dòng)軸承。除了滑動(dòng)軸承之外，軸承環(huán)與機(jī)身的外表面可適于形成球軸承，以便減小磨損。該軸承環(huán)可相對(duì)于支承環(huán)滑動(dòng)，其中，該支承環(huán)可固定到機(jī)身，不可滑動(dòng)。根據(jù)另一個(gè)示范性實(shí)施方式，軸承環(huán)可滑動(dòng)安裝到機(jī)身，可沿著機(jī)身的表面在第二軸線的方向上滑動(dòng)。該機(jī)翼包括第一螺栓和第二螺栓。該機(jī)翼通過(guò)第一螺栓被安裝到機(jī)身，并且該機(jī)翼通過(guò)第二螺栓安裝到軸承環(huán)，從而通過(guò)軸承環(huán)沿著第二軸線的預(yù)定運(yùn)動(dòng)機(jī)翼可在固定翼飛行模式與懸停飛行模式之間傾斜。本示范性實(shí)施方式描述了堅(jiān)固的機(jī)械系統(tǒng)，其用于在固定翼飛行模式與懸停飛行模式之間轉(zhuǎn)換機(jī)翼。該第一螺栓被安裝到機(jī)翼以及機(jī)身。該機(jī)翼可繞著第一螺栓旋轉(zhuǎn)。此夕卜，第一螺栓也可繞著機(jī)身旋轉(zhuǎn)。第二螺栓被安裝到軸承環(huán)和機(jī)翼，其中，第二螺栓可相對(duì)于機(jī)翼和軸承環(huán)旋轉(zhuǎn)。由此，如果第一螺栓和第二螺栓被固定至機(jī)翼上的隔開(kāi)位置，則第一螺栓相對(duì)于第二螺栓的相對(duì)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致機(jī)翼繞著縱向機(jī)翼軸線的傾斜。由此，通過(guò)沿著第二軸線(縱向機(jī)身軸線)移動(dòng)軸承環(huán)，第一螺栓和第二螺栓由于繞著共同旋轉(zhuǎn)中心的不同固定點(diǎn)而相對(duì)于彼此移動(dòng)，從而機(jī)翼可傾斜。通過(guò)將機(jī)翼螺栓固定到機(jī)身，實(shí)現(xiàn)了可調(diào)的且堅(jiān)固的機(jī)械系統(tǒng)。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，機(jī)翼包括伺服電動(dòng)機(jī)。該機(jī)翼可通過(guò)螺栓連接到機(jī)身。伺服電機(jī)例如可通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)螺栓而控制機(jī)翼的傾斜。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，軸承環(huán)可滑動(dòng)地安裝到機(jī)身，可沿著機(jī)身的表面在縱向機(jī)身軸線(例如第二軸線)的方向上滑動(dòng)。機(jī)身的導(dǎo)向槽適于可滑動(dòng)接合機(jī)翼的第一螺栓。機(jī)身適于保持軸承環(huán)，該機(jī)翼通過(guò)第二螺栓安裝至該軸承環(huán)，其中，軸承環(huán)可沿著縱向機(jī)身軸線而滑動(dòng)地安裝到機(jī)身。導(dǎo)向槽由此形成，以便第二螺栓沿著導(dǎo)向槽路線可移動(dòng)預(yù)定運(yùn)動(dòng)。可替換地或可附加地，另一導(dǎo)向槽可布置在軸承環(huán)中，從而機(jī)翼的第二螺栓通過(guò)另一導(dǎo)向槽接合。第一螺栓可直接且不滑動(dòng)地固定到機(jī)身，或者第一螺栓可移動(dòng)地固定到機(jī)身的上述導(dǎo)向槽中。例如，在導(dǎo)向槽的第一末端處，機(jī)翼處于啟動(dòng)固定翼飛行模式的位置，其中，如果第一螺栓沿著導(dǎo)向槽的路線而滑動(dòng)到導(dǎo)向槽的第二末端，機(jī)翼處于啟動(dòng)懸停飛行模式的位置。為了實(shí)施機(jī)械螺栓-槽連接，導(dǎo)向槽可在第一末端處并且在第二末端處各設(shè)置第二凹槽，其中，第一螺栓卡在第一或第二凹槽中，以便產(chǎn)生堅(jiān)固的機(jī)械連接。未拴上機(jī)構(gòu)(unlatch mechanism)可迫使第一螺栓離開(kāi)第一凹槽或第二凹槽，以將機(jī)翼位置從懸停飛行模式改變到固定翼飛行模式。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，機(jī)身包括尾翼，其用于控制在固定翼飛行和懸停飛行下的飛行方向。尾翼可包括水平尾翼和/或垂直尾翼，其中，每個(gè)尾部元件包括可控制的控制表面。由此，在固定翼飛行模式下，越過(guò)尾翼的氣流可用來(lái)控制航空器的飛行方向。此外，在懸停飛行模式下，旋翼可將氣流引導(dǎo)到尾翼，其中，該尾翼可使用通過(guò)的空氣，以在懸停飛行模式下穩(wěn)定和控制航空器。例如，尾翼可布置在機(jī)身機(jī)頭或機(jī)身尾部處。在另一示范性實(shí)施方式中，尾翼可旋轉(zhuǎn)地安裝到機(jī)身，從而尾翼在懸停飛行模式下可繞著縱向機(jī)身軸線旋轉(zhuǎn)，用來(lái)減小由機(jī)身中旋轉(zhuǎn)機(jī)翼所導(dǎo)致的扭矩。尤其地，在懸停飛行模式中機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)對(duì)機(jī)身產(chǎn)生扭矩，從而由于機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)，機(jī)身自身開(kāi)始旋轉(zhuǎn)。因此，通過(guò)尾翼的旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生了反向的扭矩，從而平衡旋轉(zhuǎn)機(jī)翼所導(dǎo)致的扭矩。因而，可防止在懸停飛行模式下機(jī)身的旋轉(zhuǎn)。根據(jù)航空器的另一示范性實(shí)施方式，第一機(jī)翼的第一旋轉(zhuǎn)方向不同于第二機(jī)翼的第二旋轉(zhuǎn)方向。尤其地，如果第一機(jī)翼從機(jī)身的一側(cè)延伸，并且第二機(jī)翼從機(jī)身的相反側(cè)延伸，以及第一機(jī)翼和第二機(jī)翼繞著縱向機(jī)身軸線旋轉(zhuǎn)，則所必需的是，各自的機(jī)翼邊緣，也就是機(jī)翼的前緣，移動(dòng)穿過(guò)空氣，從而通過(guò)翼輪廓產(chǎn)生提升。因此，為了航空器從固定翼飛行模式轉(zhuǎn)換到懸停飛行模式，第一機(jī)翼可繞著第一機(jī)翼縱向軸線在第一旋轉(zhuǎn)方向上旋轉(zhuǎn)大約60° (度)到120°，尤其是大約90°，并且第二機(jī)翼繞著第二機(jī)翼縱向軸線在第二旋轉(zhuǎn)方向上傾斜大約60° (度)到120°，優(yōu)選大約90°，該第二旋轉(zhuǎn)方向是與第一旋轉(zhuǎn)方向相反的方向。在可替換的實(shí)施方式中，同樣可能的是，第一旋轉(zhuǎn)方向和第二旋轉(zhuǎn)方向是相同的。根據(jù)本發(fā)明的另一示范性實(shí)施方式，航空器包括用于產(chǎn)生推力的推進(jìn)系統(tǒng)，從而航空器在固定翼飛行模式和/或懸停飛行模式下被驅(qū)動(dòng)。推進(jìn)系統(tǒng)可包括螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，火箭推進(jìn)單元和/或噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)裝置中的每個(gè)可位于和安裝到機(jī)身或機(jī)翼。一個(gè)或多個(gè)推進(jìn)裝置和/或推進(jìn)單元可安裝到機(jī)身和/或每個(gè)機(jī)翼。此外，螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)可通過(guò)電能或燃料驅(qū)動(dòng)，例如氫或者煤油。必要的燃料箱或者電池可安裝在機(jī)身中或機(jī)翼中?？砂惭b供給線路系統(tǒng)，從而尤其是電力或燃料可直接從燃料箱或電池被引導(dǎo)到各推進(jìn)裝置。由此，電池或燃料箱可被安裝到所期望的位置，與推進(jìn)裝置間隔開(kāi)，從而可實(shí)現(xiàn)航空器的有利平衡點(diǎn)調(diào)整。此外，航空器被設(shè)計(jì)成提供自旋轉(zhuǎn)特性。自旋轉(zhuǎn)指的是通過(guò)機(jī)翼產(chǎn)生提升，甚至當(dāng)航空器并不由推進(jìn)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)時(shí)。尤其地，如果推進(jìn)裝置發(fā)生故障，航空器可使用機(jī)翼的自旋轉(zhuǎn)提升，以減慢其下降并且以可控的方式降落。為了啟動(dòng)航空器的自旋轉(zhuǎn)特性，航空器的控制單元可在自旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)期間控制由自旋轉(zhuǎn)機(jī)翼產(chǎn)生的提升和航空器空速。尤其地，控制單元例如控制機(jī)翼的傾斜位置(斜角)和/或轉(zhuǎn)速。自旋轉(zhuǎn)特性依賴于懸停飛行模式下穿過(guò)機(jī)翼的空氣速度的保持。在自旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)期間，通過(guò)航空器的下降提供空速。在一個(gè)示范性實(shí)施方式中，推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)裝置可安裝在機(jī)身的尾部中。在推進(jìn)裝置是螺旋槳或渦輪螺旋槳的情況下，有利的是，將推進(jìn)裝置安裝到機(jī)身機(jī)頭或安裝到機(jī)翼。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，航空器包括空氣分配系統(tǒng)，其安裝在機(jī)身的內(nèi)部以及第一機(jī)翼和/第二機(jī)翼的內(nèi)部。第一機(jī)翼和/或第二機(jī)翼包括至少一個(gè)噴嘴部分，其用于將吹出空氣，從而可產(chǎn)生推力。由此產(chǎn)生了葉端噴口設(shè)置。該推進(jìn)系統(tǒng)包括吸氣單元，其安裝到航空器，從而空氣被吸入到機(jī)身內(nèi)部并且供給到空氣分配系統(tǒng)。該空氣分配系統(tǒng)布置在機(jī)翼和/或第二機(jī)翼的內(nèi)部，從而所供給的空氣被引導(dǎo)到噴嘴部分。通過(guò)本示范性實(shí)施方式，吸入單元可安裝到相對(duì)于航空器的平衡點(diǎn)有利的位置。在產(chǎn)生推力的噴嘴部分處，僅需要安裝非常輕的和小型的噴嘴，所壓縮的供給空氣可通過(guò)空氣分配系統(tǒng)而被引導(dǎo)至該噴嘴。例如，如果噴嘴部分布置在各機(jī)翼的尖端處，重的空氣吸入單元可安裝到機(jī)身。沒(méi)有更重和復(fù)雜的安裝裝置必須安裝到機(jī)翼，除了包含或形成噴嘴的小孔。由此，可產(chǎn)生非常輕的且平衡的推進(jìn)系統(tǒng)。例如，噴嘴所產(chǎn)生的推力可導(dǎo)致在固定翼飛行模式下航空器的推進(jìn)。在該模式中，噴嘴部分的推力方向可以是平行的，以及可包含基本上相同的推力方向。在懸停飛行模式下，機(jī)翼可在相反的方向上傾斜，從而例如兩個(gè)噴嘴部分在彼此相反的方向上產(chǎn)生推力，一個(gè)噴嘴部分安裝到左第一機(jī)翼處，另一個(gè)噴嘴部分安裝到第二右機(jī)翼處。因而，如果例如在第一方向上在第一機(jī)翼尖端處產(chǎn)生推力，并且在第二機(jī)翼的相反尖端處在與第一機(jī)翼處的第一推力方向的相反方向上產(chǎn)生推力，則產(chǎn)生第一機(jī)翼和第二機(jī)翼繞著縱向機(jī)身軸線的旋轉(zhuǎn)。通過(guò)旋轉(zhuǎn)，可啟動(dòng)懸停飛行模式。尤其地，沒(méi)有大質(zhì)量必須安裝到機(jī)翼以及機(jī)翼的尖端。因此，由機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)以及固定到機(jī)翼的這些質(zhì)量所導(dǎo)致的離心力可被減小，從而可使用較好且較輕的材料。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，第一機(jī)翼和/或第二機(jī)翼包括多個(gè)噴嘴部分，其連接到空氣分配系統(tǒng)，用于吹出空氣，從而可產(chǎn)生推力。多個(gè)噴嘴部分中的每一個(gè)可通過(guò)這種方式控制，即，可分別調(diào)節(jié)由多個(gè)噴嘴部分中每個(gè)噴嘴所產(chǎn)生的推力。因此，每個(gè)噴嘴的推力方向可獨(dú)立地調(diào)節(jié)，從而固定翼飛行模式以及懸停飛行模式下航空器的飛行方向和穩(wěn)定性可被控制和穩(wěn)定。尤其地，在懸停飛行模式與固定翼飛行模式之間的過(guò)渡狀態(tài)中，可以是其中航空器仍舊非常慢的位置，從而沒(méi)有產(chǎn)生固定翼的傾斜，并且機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)可能已經(jīng)非常慢，從而通過(guò)機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)未產(chǎn)生足夠的提升。因此，為了穩(wěn)定過(guò)渡狀態(tài)中的航空器，噴嘴的推力方向可產(chǎn)生航空器的穩(wěn)定性，直到機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)在懸停飛行模式中足夠高，或者直到在固定翼飛行模式下航空器穿過(guò)空氣的速度足夠快以產(chǎn)生提升。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，該推進(jìn)系統(tǒng)包括第一推進(jìn)單元和第二推進(jìn)單元，第一推進(jìn)單元安裝到第一機(jī)翼用于產(chǎn)生第一推力，第二推進(jìn)單元安裝到第二機(jī)翼用于產(chǎn)生第二推力，從而航空器在固定翼飛行模式下可被驅(qū)動(dòng)。該第一推進(jìn)單元和第二推進(jìn)單元可通過(guò)螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭推進(jìn)單元、上述噴嘴或渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)所形成，它們可由燃料、壓縮空氣或電能所驅(qū)動(dòng)。該電能可由太陽(yáng)能所產(chǎn)生。此外，推進(jìn)單元可由噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)所形成，該噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)可例如由煤油或氫所驅(qū)動(dòng)。如果第一推進(jìn)單元安裝到第一(右)機(jī)翼并且第二推進(jìn)單元例如安裝到第二 (左)機(jī)翼，兩個(gè)推進(jìn)單元可用來(lái)在固定翼飛行模式下產(chǎn)生航空器的推力和推進(jìn)。該推進(jìn)系統(tǒng)可還包括安裝到機(jī)翼的多個(gè)推進(jìn)單元。根據(jù)航空器的另一示范性實(shí)施方式，第一推進(jìn)單元和第二推進(jìn)單元可安裝到第一機(jī)翼和/或第二機(jī)翼，從而第一推力和第二推力產(chǎn)生第一機(jī)翼和/或第二機(jī)翼繞著縱向機(jī)身軸線或第二軸線的旋轉(zhuǎn)，來(lái)啟動(dòng)懸停飛行。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，第一推進(jìn)單元和第二推進(jìn)單元可如此控制，S卩，第一推力和第二推力可獨(dú)立于彼此而被調(diào)節(jié)。尤其地，如果第一推進(jìn)單元安裝到第一機(jī)翼而第二推進(jìn)單元安裝到第二機(jī)翼，以及如果第一推進(jìn)單元在第一方向上產(chǎn)生第一推力而第二推進(jìn)單元在相反于第一方向的第二方向上產(chǎn)生第二推力，則可產(chǎn)生機(jī)翼繞著縱向機(jī)身軸線或第二軸線的旋轉(zhuǎn)。通過(guò)將推進(jìn)單元(例如上述噴嘴)安裝到機(jī)翼，通過(guò)所謂的〃葉端噴口 〃設(shè)置可產(chǎn)生機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)。由此，按照這種葉端噴口設(shè)置，通過(guò)將推進(jìn)單元和/或噴嘴安裝到機(jī)翼，在機(jī)翼中產(chǎn)生推進(jìn)力(推力)。尤其地，無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng)扭矩(驅(qū)動(dòng)力矩)必須從例如機(jī)身或航空器的另一中央部分轉(zhuǎn)移到各機(jī)翼的尖端，該尖端通常與該中央部分間隔開(kāi)。由此，并不需要尾部旋翼來(lái)抑制由布置在中央位置的推進(jìn)裝置或單元的驅(qū)動(dòng)力矩所產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩影響。此外，如果在第一推進(jìn)單元和第二推進(jìn)單元繞著第二軸線的圓周路線的一個(gè)部分中產(chǎn)生更少的動(dòng)力，則產(chǎn)生了迫使航空器在預(yù)定方向漂移的推進(jìn)力。尤其地，為了在懸停飛行模式中產(chǎn)生這種漂移，在推進(jìn)單元繞著機(jī)身的圓周路線的一個(gè)期望部分處，當(dāng)各推進(jìn)單元每次經(jīng)過(guò)該期望部分時(shí)，第一推進(jìn)單元和第二推進(jìn)單元可被關(guān)掉或者減少，從而在該預(yù)定期望的部分中產(chǎn)生較少的推力。術(shù)語(yǔ)"漂移"可在本發(fā)明中表示航空器在基本上水平的方向上的運(yùn)動(dòng)，該基本上水平方向例如垂直于提升方向或垂直方向。此外，懸停飛行模式中航空器的漂移也可通過(guò)改變縱向機(jī)翼軸線相對(duì)于縱向機(jī)身軸線的角度而實(shí)現(xiàn)。例如，如果該縱向機(jī)翼軸線垂直于該縱向機(jī)身軸線，則可實(shí)現(xiàn)垂直提升。如果縱向機(jī)翼軸線包括除了90°之外的角度，則可通過(guò)機(jī)翼繞著機(jī)身的旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生提升，其中，該提升方向包括垂直分量和水平分量，從而取決于縱向機(jī)翼軸線與縱向機(jī)身軸線之間的角度而可實(shí)現(xiàn)懸浮模式下航空器的漂移和運(yùn)動(dòng)。例如，可設(shè)置位置傳感器，其中，該位置傳感器檢測(cè)第一推進(jìn)單元的位置和第二推進(jìn)單元的位置。在該圓周的期望部分處，傳感器順序地降低各經(jīng)過(guò)第一或第二推進(jìn)單元的推進(jìn)功率。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，第一推進(jìn)單元和第二推進(jìn)單元可安裝到第一機(jī)翼和/或第二機(jī)翼，從而第一推進(jìn)單元與第二推進(jìn)單元中的至少一個(gè)是可傾斜的，例如繞著縱向機(jī)翼軸線而傾斜，從而第一推力的方向和第二推力的方向可相對(duì)于彼此而被調(diào)節(jié)。由此，在懸停飛行模式或者固定翼飛行模式以及尤其在懸停飛行模式與固定翼飛行模式之間的狀態(tài)下，該航空器可通過(guò)可調(diào)節(jié)的推力方向而被穩(wěn)定。通過(guò)調(diào)節(jié)第一推進(jìn)單元和第二推進(jìn)單元，同樣也可以在懸停飛行模式下調(diào)節(jié)機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)，以及在懸停飛行模式下產(chǎn)生水平方向上的漂移。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，航空器包括驅(qū)動(dòng)單元，其中，該驅(qū)動(dòng)單元如下地被布置在航空器處，即，驅(qū)動(dòng)力矩施加到第一機(jī)翼和/或第二機(jī)翼，使第一機(jī)翼和第二機(jī)翼繞著縱向機(jī)身軸線旋轉(zhuǎn)，以啟動(dòng)懸停飛行。驅(qū)動(dòng)單元可限制不產(chǎn)生推力的電機(jī)。例如，該驅(qū)動(dòng)單元可以是電動(dòng)機(jī)，該電動(dòng)機(jī)繞著機(jī)身驅(qū)動(dòng)機(jī)翼。例如，第一機(jī)翼和第二機(jī)翼可附接到軸承環(huán)。例如，軸承環(huán)可形成電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子部件。該機(jī)身可形成電動(dòng)機(jī)的定子。由此，通過(guò)分別將動(dòng)力提供給轉(zhuǎn)子和/或定子，而實(shí)現(xiàn)了軸承環(huán)的旋轉(zhuǎn)以及因此機(jī)翼繞著機(jī)身的旋轉(zhuǎn)。通過(guò)使用驅(qū)動(dòng)單元來(lái)產(chǎn)生機(jī)翼繞著機(jī)身的旋轉(zhuǎn)，可減輕重量并降低噪音。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，該航空器還包括控制單元，其用來(lái)在固定翼飛行模式和懸停飛行模式下控制該航空器。例如，該控制單元可由航空器中的飛行員控制。此外，該控制單元可設(shè)計(jì)為用于遠(yuǎn)程控制。由此，航空器的操作者可處于地面上并且例如可通過(guò)遠(yuǎn)程控制來(lái)控制該航空器。此外，在另一示范性實(shí)施方式中，控制單元可被編程，以便航空器(自動(dòng)地)遵循程序預(yù)定飛行路線。由此，操作者并不是必須的，從而航空器自己找到其路線。為了提供冗余的系統(tǒng)，可采用多個(gè)控制單元。進(jìn)而，可實(shí)現(xiàn)更加堅(jiān)固的系統(tǒng)。為了提供一種堅(jiān)固的遠(yuǎn)程控制系統(tǒng)，航空器可包括超過(guò)一個(gè)的接收器，其用來(lái)接收來(lái)自操作者的控制信號(hào)。例如，一個(gè)接收器可安裝到第一推進(jìn)單元，而第二接收器可安裝到第二推進(jìn)單元，從而每個(gè)接收器分別接收來(lái)自操作者的控制信號(hào)。因此，不必在例如機(jī)身中設(shè)置中央接收器，例如這將需要至推進(jìn)單元的較長(zhǎng)信號(hào)線路和復(fù)雜控制機(jī)構(gòu)。根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，航空器還包括至少一個(gè)傳感器，其用于測(cè)量航空器的飛行參數(shù)和/或航空器的環(huán)境參數(shù)，其中，該傳感器可連接到控制單元，以將所測(cè)量的傳感器數(shù)據(jù)傳送到控制單元。通過(guò)測(cè)量航空器的飛行參數(shù)和環(huán)境參數(shù)，航空器可自動(dòng)飛行，并且可例如響應(yīng)飛行參數(shù)和環(huán)境參數(shù)的改變而自動(dòng)修正飛行力學(xué)(flight mechanics)。例如，如果風(fēng)向已經(jīng)改變的話，航空器可自動(dòng)修正飛行路線。此外，用于環(huán)境參數(shù)的傳感器可包括照相機(jī)、紅外照相機(jī)或其他記錄裝置，從而航空器例如可用作為偵察機(jī)。尤其地，該航空器可用作為無(wú)人駕駛飛機(jī)。為了在航空器飛行期間提供從固定翼飛行模式到懸停飛行模式的平滑轉(zhuǎn)換，機(jī)翼傾斜并且機(jī)翼(以及例如機(jī)身)開(kāi)始繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。在轉(zhuǎn)換期間，航空器可在垂直方向上飛行，直到機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)足夠快(例如200到300rpm)，以產(chǎn)生足夠的提升，來(lái)防止航空器失速。為了提供從懸停飛行模式到固定翼飛行模式的平滑轉(zhuǎn)換，機(jī)翼的旋轉(zhuǎn)可被降低，并且航空器例如通過(guò)航空器的失速而被加速。在失速期間，機(jī)翼是傾斜的。當(dāng)達(dá)到足夠的速度時(shí)，機(jī)翼通過(guò)其空氣動(dòng)力輪廓而產(chǎn)生提升。代替通過(guò)重力加速航空器，推進(jìn)系統(tǒng)可加速航空器來(lái)防止失速。按照另一示范性實(shí)施方式，該航空器包括重量穩(wěn)定系統(tǒng)。該重量穩(wěn)定裝置可包括重量部件，其可相對(duì)于機(jī)翼和/或機(jī)身而被移動(dòng)。因此，航空器的重心可被調(diào)節(jié)。例如，重量部件可移動(dòng)到機(jī)身的機(jī)頭部分或者移動(dòng)到機(jī)身的尾部部分，從而機(jī)身可包括相對(duì)于機(jī)翼的相對(duì)對(duì)準(zhǔn)和預(yù)定傾斜角度。由此，可實(shí)現(xiàn)期望的飛行形態(tài)和適當(dāng)?shù)娘w行穩(wěn)定性。例如，在懸停飛行模式與固定翼飛行模式之間的改變期間，重心可被移動(dòng)，用于穩(wěn)定航空器。尤其地，在懸停飛行模式下在機(jī)身的尾部部分中可更多地調(diào)整重心，從而機(jī)身通常垂直對(duì)準(zhǔn)并且機(jī)翼包括傾斜位置，其中，繞著第二軸線的旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生了期望的提升。在固定翼飛行模式下，重心可更多移動(dòng)到機(jī)身的機(jī)頭部分，以在固定翼模式下實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行形態(tài)，從而機(jī)身通常水平對(duì)準(zhǔn)并且機(jī)翼傾斜以產(chǎn)生期望的沖角(即，固定翼模式下機(jī)翼弦和迎面流之間的角度)。此外，為了通過(guò)安裝到機(jī)身的照相機(jī)記錄景觀，可能將機(jī)身對(duì)準(zhǔn)到期望位置，從而也優(yōu)化照相機(jī)的對(duì)準(zhǔn)。航空器可在懸停飛行模式或者固定翼飛行模式下降落和起飛。在懸停飛行模式下，并不必需跑道。航空器可包括例如安裝到機(jī)身和/或安裝到機(jī)翼的起落架。起落架包括簡(jiǎn)單的靜態(tài)支撐架，用于在不移動(dòng)航空器的情況下將航空器支撐在地面上。此外，起落架可包括輪子，從而航空器可在地面上被驅(qū)動(dòng)。由此，在固定翼模式下在跑道上常規(guī)起飛或者降落是可能的。此外，起落架可包括使得航空器能夠水面起飛和降落的單元。這些單元可包括空氣緩沖器或其他提升體。在另一示范性實(shí)施方式，機(jī)身包括潛水艙，其是用于注入水的管接頭，從而航空器也在水下被驅(qū)動(dòng)。然后，懸停飛行模式下旋轉(zhuǎn)機(jī)翼可形成船用推進(jìn)器，來(lái)在水下驅(qū)動(dòng)航空器。此外，根據(jù)另一示范性實(shí)施方式，該機(jī)身和/或機(jī)翼包括用于存儲(chǔ)附加負(fù)載的存儲(chǔ)空間，例如貨物或附加設(shè)備。此外，設(shè)置了傳輸系統(tǒng)，燃料、電能和數(shù)據(jù)通過(guò)該傳輸系統(tǒng)而從機(jī)翼傳送到機(jī)身，反之亦然。燃料和電能可機(jī)械地傳送，例如通過(guò)電傳導(dǎo)環(huán)離合器。數(shù)據(jù)被光地或無(wú)線地傳輸。必須注意的是，已經(jīng)參照不同的主題描述了本發(fā)明的實(shí)施方式。尤其地，參照裝置型權(quán)利要求描述了一些實(shí)施方式，而參照方法型權(quán)利要求描述了其他的實(shí)施方式。然而，除非另外說(shuō)明，除了屬于一種類型的主題的特征的任意組合之外，本領(lǐng)域的技術(shù)人員從上面和下面的描述中將推斷出，不同主題特征之間的任意組合，尤其地，裝置型權(quán)利要求的特征和方法型權(quán)利要求的特征通過(guò)本申請(qǐng)被公開(kāi)。


本發(fā)明上述方面以及另外的方面從將在下面描述的實(shí)施方式的示例中更加明顯，并且參照實(shí)施方式的示例進(jìn)行說(shuō)明。將參照實(shí)施方式的示例更加詳細(xì)地描述本發(fā)明，但是本發(fā)明并不僅限于此。圖1圖釋了根據(jù)本發(fā)明的示范性實(shí)施方式的航空器，其中，航空器處于懸停飛行模式；圖2示意性圖釋了根據(jù)本發(fā)明的航空器，其中，航空器處于固定翼飛行模式；圖3示出了根據(jù)本發(fā)明的示范性實(shí)施方式的航空器的一個(gè)示范性實(shí)施方式，其中，示出了機(jī)翼和機(jī)身的機(jī)械連接系統(tǒng)；圖4示出根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)示范性實(shí)施方式的航空器的葉端噴口推進(jìn)系統(tǒng)的示意圖；圖5是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)示范性實(shí)施方式的具有處于固定翼飛行模式的機(jī)翼的航空器；
圖6示出了根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)示范性實(shí)施方式的具有處于懸停飛行模式的機(jī)翼的航空器；以及圖7示出了根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)示范性實(shí)施方式的航空器的整體視圖。
具體實(shí)施例方式附圖中的圖釋是示意性的。注意，在不同的附圖中，類似或相同的部件具有相同的附圖標(biāo)記。圖1示出了用于垂直起降運(yùn)載工具110的機(jī)翼100。機(jī)翼100可安裝到機(jī)身103，以便機(jī)翼100可繞著機(jī)翼100的縱向機(jī)翼軸線104傾斜，以及該機(jī)翼100可繞著不同于該縱向機(jī)翼軸線104的第二軸線105 (例如，其可以是縱向機(jī)身軸線105)而旋轉(zhuǎn)。在固定翼飛行模式下，機(jī)翼100適于不繞著第二軸線105旋轉(zhuǎn)，并且其中，在懸停飛行模式下，機(jī)翼100適于相對(duì)于其在固定翼飛行模式下的定向而繞著縱向機(jī)翼軸線104傾斜，并且機(jī)翼100繞著第二軸線105旋轉(zhuǎn)。尤其地，圖1示出了用于在懸停模式下垂直起降的航空器110。在圖1的示范性實(shí)施方式中，機(jī)翼100包括第一(左)機(jī)翼101和第二 (右)機(jī)翼102。第一機(jī)翼101包括縱向機(jī)翼軸線，且第二機(jī)翼102包括第二縱向機(jī)翼軸線。在圖1中所示的懸停飛行模式中，第一機(jī)翼縱向軸線和第二機(jī)翼縱向軸線與縱向機(jī)翼軸線104平行。換句話說(shuō)，在懸停飛行模式下，第一機(jī)翼101和第二機(jī)翼102形成了旋翼，例如直升機(jī)旋翼。第一機(jī)翼101從機(jī)身沿著第一縱向機(jī)翼軸線延伸，并且第二機(jī)翼102從機(jī)身103沿著第二縱向機(jī)翼軸線延伸。第一機(jī)翼101通過(guò)第一旋轉(zhuǎn)方向可繞著第一縱向機(jī)翼軸線104傾斜，而且第二機(jī)翼102通過(guò)第二旋轉(zhuǎn)方向可繞著第二縱向機(jī)翼軸線104傾斜。第一機(jī)翼101和第二機(jī)翼102繞著各縱向機(jī)翼軸線104的傾斜由繞著縱向機(jī)翼軸線104的箭頭表示。此外，在圖1中示出了第一機(jī)翼101和第二機(jī)翼102包括各自的前緣，其中，該前緣被定向在機(jī)翼101、102的旋轉(zhuǎn)方向上，相反于后緣。機(jī)翼100、101、102的圓周運(yùn)動(dòng)(旋轉(zhuǎn)方向)由圖1中的箭頭表示。為了在懸停飛行模式下產(chǎn)生提升，機(jī)翼100、101、102可與機(jī)身103—起繞著第二軸線105旋轉(zhuǎn)，或者獨(dú)立于機(jī)身103而旋轉(zhuǎn)。然后，與機(jī)翼100、101、102相比，機(jī)身103可不具有轉(zhuǎn)速或者具有較低的轉(zhuǎn)速。此外，在圖1中，第一推進(jìn)單元107靠近第一機(jī)翼101的尖端被安裝，而第二推進(jìn)單元108被安裝到第二機(jī)翼102的尖端部分。在圖1的示范性實(shí)施方式中，推進(jìn)單元107、108是螺旋槳。在其他示范性實(shí)施方式中，例如也可使用噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)或渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)。如圖1中所示，推進(jìn)單元107、108的螺旋槳產(chǎn)生推力，其中，第一推進(jìn)單元107的第一推力方向在相對(duì)于由第二推進(jìn)單元108產(chǎn)生的第二推力方向的相反方向上。由此產(chǎn)生了扭矩，這使得機(jī)翼101、102繞著第二軸線105旋轉(zhuǎn)，例如，繞著機(jī)身103的縱向機(jī)身軸線105。轉(zhuǎn)速可大約是200到300 rpm (轉(zhuǎn)/分)，以在懸停飛行模式下產(chǎn)生用于提升航空器110的提升。此外，圖1示出了機(jī)身103，其包括尾翼106，例如其具有四個(gè)控制表面。尾翼106可在懸停飛行模式和/或固定翼飛行模式下平衡該機(jī)身110。此外，尾翼106可控制航空器110的飛行方向。在示范性實(shí)施方式中，尾翼106可繞著縱向軸線105旋轉(zhuǎn)。尾翼106的這種旋轉(zhuǎn)可產(chǎn)生扭矩，其抑制由機(jī)翼101、102旋轉(zhuǎn)對(duì)機(jī)身103產(chǎn)生的扭矩。圖2示出了處于固定翼飛行模式下的航空器110。在固定翼飛行模式下，第一機(jī)翼101和第二機(jī)翼102繞著縱向機(jī)翼軸線104傾斜，由此例如第一機(jī)翼101的翼弦線504 (見(jiàn)圖5)和第二機(jī)翼102的翼弦線504例如分別基本上與機(jī)身103的縱向機(jī)身軸線105相平行。相比于如圖1所示的懸停飛行模式，第一推進(jìn)單元107和第二推進(jìn)單元108同樣繞著各自的第一翼101或各自的第二翼102傾斜。第一推進(jìn)單元107和第二推進(jìn)單元08也可獨(dú)立于機(jī)翼101、102傾斜。在固定翼飛行模式下，第一推進(jìn)單元107產(chǎn)生第一推力，且第二推進(jìn)單元108產(chǎn)生第二推力，其中，第一推力和第二推力通常彼此平行地指向。由此，產(chǎn)生用于驅(qū)動(dòng)航空器100的推進(jìn)。在該固定翼飛行模式下，與懸停飛行模式下漂移或運(yùn)動(dòng)相比，航空器110更加高效地飛行穿過(guò)空氣。尾翼106用于控制航空器110的飛行方向。圖3示出了處于懸停飛行模式下的航空器110。第一機(jī)翼101和第二機(jī)翼102每個(gè)安裝到軸承環(huán)301。軸承環(huán)301可封套機(jī)身103的表面。因此，并不必需提供機(jī)翼100、101、102穿過(guò)機(jī)身103的運(yùn)行路線(run)，由于機(jī)翼100、101、102相對(duì)于機(jī)身103旋轉(zhuǎn)，這導(dǎo)致了一些問(wèn)題并且需要復(fù)雜的機(jī)械解決辦法。軸承環(huán)301可將機(jī)翼100、101、102夾緊到機(jī)身103的表面。因此，可實(shí)現(xiàn)機(jī)翼100、101、102到機(jī)身103的輕且堅(jiān)固的固定。此外，可產(chǎn)生用于使機(jī)翼100在懸停飛行模式與固定翼飛行模式之間傾斜的機(jī)械系統(tǒng)。兩個(gè)螺栓，即第一螺栓501 (見(jiàn)圖5)和第二螺栓502 (見(jiàn)圖5)可在機(jī)翼100的根端處安裝到機(jī)翼100的前端。每個(gè)螺栓501、502從前端朝著機(jī)身103的方向而延伸到機(jī)身103。第一螺栓501可旋轉(zhuǎn)地安裝到機(jī)身103，并且第二螺栓502可旋轉(zhuǎn)的安裝到軸承環(huán)301。第一螺栓501可固定到機(jī)身103，由此機(jī)身103的導(dǎo)向槽302封套第一螺栓501。導(dǎo)向槽302的路線被描述為在懸停飛行模式與固定翼飛行模式之間的機(jī)翼110、101、102運(yùn)動(dòng)期間第一螺栓501的期望路線。如果軸承環(huán)301可滑動(dòng)地沿著機(jī)身103被移動(dòng)，第一螺栓501沿著導(dǎo)向槽302的路線移動(dòng)。在軸承環(huán)301沿著機(jī)身103的運(yùn)動(dòng)期間，導(dǎo)向槽302限定了第一螺栓501的限定運(yùn)動(dòng)。當(dāng)沿著機(jī)身103移動(dòng)軸承環(huán)301時(shí)，第一螺栓501在導(dǎo)向槽302內(nèi)部移動(dòng)，以便機(jī)翼100、101、102傾斜到期望位置。由此，導(dǎo)向槽302的路線限定了各機(jī)翼100、101、102的傾斜運(yùn)動(dòng)。圖4示意性圖釋了處于固定翼飛行模式下的航空器110。此外，示出了用于航空器110的葉端噴口推進(jìn)系統(tǒng)。在機(jī)身103的機(jī)頭部分可形成進(jìn)氣口，其中，吸氣單元401將空氣吸入機(jī)身103內(nèi)部?？諝夥峙湎到y(tǒng)可將被吸入的空氣引導(dǎo)至噴嘴部分402，這些噴嘴部分位于機(jī)翼100、101、102的后緣。噴嘴部分402將所吸入的空氣吹到周圍，以便產(chǎn)生推力。通過(guò)所產(chǎn)生的推力，產(chǎn)生了航空器110的推進(jìn)。當(dāng)在懸停飛行模式下傾斜機(jī)翼100時(shí)，右機(jī)翼101的噴嘴部分402和左機(jī)翼102的噴嘴部分402可產(chǎn)生相反方向的推力，從而實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼100、101、102繞著機(jī)身的旋轉(zhuǎn)?？筛郊踊蛘呖商鎿Q地，機(jī)身推進(jìn)單元403可安裝在機(jī)身103的尾部中。例如，機(jī)身推進(jìn)單元403為噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，渦旋螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)或螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)。示出尾翼106處于機(jī)身103的尾部部分中，以便可控制航空器110。圖5和圖6圖釋了航空器110的配合機(jī)構(gòu)，用于相對(duì)于機(jī)身103而傾斜機(jī)翼100。圖5示出了固定翼模式下的航空器設(shè)置，其中，機(jī)翼100的翼弦線504通常平行于第二軸線105，例如縱向機(jī)身軸線。圖6示出了處于懸停飛行模式下的航空器設(shè)置，其中，翼弦線504包括相對(duì)于第二軸線105的大約60°到120°的角度。如圖5所示，第一螺栓501可樞轉(zhuǎn)地將機(jī)翼100固定到機(jī)身103，其中，在圖5的示范性實(shí)施方式中，第一螺栓501相對(duì)于機(jī)身103不可橫向移動(dòng)。如圖3中所不的實(shí)施方式中所示，可選地或另外地，通過(guò)機(jī)身103的導(dǎo)向槽302，第一螺栓501被滑動(dòng)地接合。第二螺栓502將機(jī)翼100固定到軸承環(huán)301。因此，軸承環(huán)301可包括環(huán)狀部件，其具有另一導(dǎo)向槽503，第二螺栓502可滑動(dòng)地接合到該導(dǎo)向槽503。當(dāng)沿著機(jī)身103移動(dòng)軸承環(huán)301時(shí)，機(jī)翼100繞著第一螺栓501和第二螺栓502旋轉(zhuǎn)，其中，第二螺栓502可另外地沿著另一導(dǎo)向槽503通常在垂直于第二軸線105的方向上滑動(dòng)。為此，機(jī)翼進(jìn)行繞著旋轉(zhuǎn)軸線的旋轉(zhuǎn)，該旋轉(zhuǎn)軸線對(duì)應(yīng)于第一螺栓501的旋轉(zhuǎn)軸線，直到到達(dá)機(jī)翼100的期望位置。另一導(dǎo)向槽503的邊緣限制了第二螺栓在另一導(dǎo)向槽503中的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，從而軸承環(huán)301相對(duì)于機(jī)身103的相對(duì)運(yùn)動(dòng)也被限制。因此，另一導(dǎo)向槽503的長(zhǎng)度限定了軸承環(huán)301相對(duì)于機(jī)身103的運(yùn)動(dòng)長(zhǎng)度，從而可調(diào)節(jié)機(jī)翼100相對(duì)于機(jī)身103所限定的旋轉(zhuǎn)和所限定的開(kāi)始和結(jié)束位置。此外，軸承環(huán)301包括導(dǎo)向槽505，其具有通常平行于軸承環(huán)301沿著機(jī)身103的路線。導(dǎo)向槽505接合第一螺栓501。如果軸承環(huán)301沿著機(jī)身朝向第一螺栓501的方向而移動(dòng)，導(dǎo)向槽505的邊緣限制軸承環(huán)沿著機(jī)身103的另一運(yùn)動(dòng)，從而也限制機(jī)翼100的另一旋轉(zhuǎn)。由此，導(dǎo)向槽505的尺寸確定了機(jī)翼100的傾斜角度。圖6示出了處于懸停飛行模式的航空器110。機(jī)翼100以這種方式傾斜，即通過(guò)機(jī)翼100的旋轉(zhuǎn)以及例如軸承環(huán)301繞著第二軸線105的旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生提升。尤其地，翼弦線504包括相對(duì)于第二軸線105的大約60°到120°的傾斜角度。圖7示出了如圖5和6中所示的航空器110的整體視圖。該機(jī)身103包括耦接部件702，機(jī)翼100、軸承環(huán)301和/或機(jī)身環(huán)701耦接到該耦接元件。軸承環(huán)301可安裝到機(jī)身環(huán)701 (支承環(huán))。機(jī)身環(huán)701可旋轉(zhuǎn)地連接到機(jī)身103。第一螺栓501被固定到機(jī)身環(huán)701。機(jī)身環(huán)701尤其可繞著耦接部件702旋轉(zhuǎn)。此外，概括地說(shuō)，機(jī)翼100可包括第一機(jī)翼101和第二機(jī)翼102，這些機(jī)翼可例如通過(guò)各第一螺栓501而安裝到機(jī)身環(huán)701，并且通過(guò)各第二螺栓502而例如安裝到軸承環(huán)301。如圖5和6中所示，第一機(jī)翼101可根據(jù)軸承環(huán)301沿著第二軸線105的運(yùn)動(dòng)方向而順時(shí)針旋轉(zhuǎn)。第二機(jī)翼102相對(duì)于第一機(jī)翼101從機(jī)身103在相反的方向上延伸，并且可根據(jù)軸承環(huán)301沿著第二軸線105的運(yùn)動(dòng)方向而逆時(shí)針地旋轉(zhuǎn)，反之亦然。換句話說(shuō)，第一機(jī)翼101所安裝到的第二螺栓502可沿著第一方向在另一導(dǎo)向槽503的內(nèi)部移動(dòng)，并且第二機(jī)翼102所安裝到另一第二螺栓502可沿著第二方向在另一導(dǎo)向槽503的內(nèi)部移動(dòng)。此外，如圖7中所示，尾翼106可固定到機(jī)身103的尾部部分。將注意的是，術(shù)語(yǔ)〃包括〃并不排除其他部件或者步驟，并且〃 一 〃或者〃 一個(gè)〃并不排除多個(gè)。同樣，可將與不同實(shí)施方式相關(guān)聯(lián)描述的元件進(jìn)行結(jié)合。應(yīng)當(dāng)注意的是，權(quán)利要求中的附圖標(biāo)記將并不看作是對(duì)權(quán)利要求范圍的限制。附圖標(biāo)記列表:
100機(jī)翼101第一機(jī)翼102第二機(jī)翼103機(jī)身104縱向機(jī)翼軸線105縱向機(jī)身軸線，第二軸線106尾翼107第一推進(jìn)單元108第二推進(jìn)單元110航空器301軸承環(huán)302導(dǎo)向槽401吸氣單元402噴嘴部分403機(jī)身推進(jìn)單元501第一螺栓502第二螺栓503另一導(dǎo)向槽504翼弦線 505導(dǎo)向槽701支承環(huán)702耦接部件
權(quán)利要求
1.一種用于垂直起降航空器的機(jī)翼(100)， 其中，所述機(jī)翼(100)安裝到機(jī)身(103)，以使所述機(jī)翼(100)可繞著所述機(jī)翼(100)的縱向機(jī)翼軸線(104)傾斜，并且以使所述機(jī)翼(100)可繞著不同于所述縱向機(jī)翼軸線(104)的第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)， 其中，所述機(jī)翼(100)以這種方式適應(yīng)，即在固定翼飛行模式下所述機(jī)翼(100)并不繞著所述第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)，以及 其中，所述機(jī)翼(100)還以這種方式適應(yīng)，即在懸停飛行模式下所述機(jī)翼(100)可相對(duì)于其在固定翼飛行模式下的定向而繞著所述縱向機(jī)翼軸線(104)傾斜，并且所述機(jī)翼(100)繞著所述第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)。
2.如權(quán)利要求1所述的機(jī)翼(100)， 其中，所述機(jī)翼(100 )包括軸承環(huán)(301)， 其中，形成所述軸承環(huán)(301)用于被夾緊到所述機(jī)身(103)的表面，用于將所述機(jī)翼(100)安裝到所述機(jī)身(103)。
3.如權(quán)利要求2所述的機(jī)翼(100)， 其中，所述軸承環(huán)(301)可滑動(dòng)地安裝到所述機(jī)身(103)，以沿著所述機(jī)身(103)的表面在所述第二軸線(105)的方向上可滑動(dòng)， 其中，所述機(jī)翼(100)包括第一螺栓(501)和第二螺栓(502)，以及其中，所述機(jī)翼(100)可通過(guò)所述第一螺栓(501)安裝到所述機(jī)身(103)，并且所述機(jī)翼(100)可通過(guò)所述第二螺栓(502)而安裝到所述軸承環(huán)(301)，以便通過(guò)所述軸承環(huán)(301)沿著所述第二軸線(105)的預(yù)定運(yùn)動(dòng)，所述機(jī)翼(100)可在固定翼飛行模式和懸停飛行模式之間傾斜。
4.一種用于垂直起降航空器的機(jī)身(103)， 其中，所述機(jī)身以這種方式適應(yīng)，即如權(quán)利要求1到3中任一項(xiàng)所述的機(jī)翼(100)可安裝到所述機(jī)身(103)。
5.如權(quán)利要求4所述的機(jī)身(103)， 其中，所述機(jī)翼的軸承環(huán)(301)可滑動(dòng)地安裝到所述機(jī)身(103)，以沿著所述機(jī)身(103)的表面在縱向機(jī)身軸線(105)方向上可滑動(dòng)， 其中，所述第一螺栓(501)連接到所述機(jī)身(103)，以將所述機(jī)翼(100)安裝到所述機(jī)身(103)，以及 其中，所述機(jī)身(103)適于保持所述軸承環(huán)(301 )，所述機(jī)翼(100)通過(guò)所述第二螺栓(502)而安裝到所述軸承環(huán)。
6.如權(quán)利要求4或5所述的機(jī)身(103)， 其中，所述機(jī)身(103)包括尾翼(106)，其用于在固定翼飛行模式和懸停飛行模式下控制飛行方向。
7.如權(quán)利要求6所述的機(jī)身(103)， 其中，所述尾翼(106)可旋轉(zhuǎn)地安裝到所述機(jī)身(103)，以便所述尾翼(106)在懸停飛行模式下可繞著所述縱向機(jī)身軸線(105)旋轉(zhuǎn)，以減小所述機(jī)身(103)中旋轉(zhuǎn)機(jī)翼(100)所導(dǎo)致的扭矩。
8.—種用于垂直起降的航空器(110 )，所述航空器(110 )包括如權(quán)利要求1到3中任一項(xiàng)所述的第一機(jī)翼(101)， 如權(quán)利要求1到3中任一項(xiàng)所述的第二機(jī)翼(102)，以及 如權(quán)利要求4到7中任一項(xiàng)所述的機(jī)身(103)， 其中，所述第一機(jī)翼(101)包括第一縱向機(jī)翼軸線(104)，并且所述第二機(jī)翼(102)包括第二縱向機(jī)翼軸線(104)，其中，所述第一機(jī)翼(101)沿著第一縱向機(jī)翼軸線(104)從所述機(jī)身(103)延伸，所述第二機(jī)翼(102)沿著第二縱向機(jī)翼軸線(104)從所述機(jī)身(103)延伸， 其中，所述第一機(jī)翼(101)可繞著第一縱向機(jī)翼軸線(104)以第一旋轉(zhuǎn)方向而傾斜，以及 其中，所述第二機(jī)翼(102)可繞著第二縱向機(jī)翼軸線(104)以第二旋轉(zhuǎn)方向而傾斜。
9.如權(quán)利要求8所述的航空器(110)， 其中，所述第一旋轉(zhuǎn)方向不同于所述第二旋轉(zhuǎn)方向。
10.如權(quán)利要求8和9所述的航空器(110)，還包括: 推進(jìn)系統(tǒng)，其用于產(chǎn)生推力，以便所述航空器(110)在固定翼飛行模式和/或懸停飛行模式下被驅(qū)動(dòng)。
11.如權(quán)利要求10所述的航空器(110)， 其中，所述推進(jìn)系統(tǒng)可安裝到所述機(jī)身(103 )。
12.如權(quán)利要求10或11所述的航空器(110)， 其中，所述推進(jìn)系統(tǒng)可安裝在所述機(jī)身(103)的尾部中。
13.如權(quán)利要求10到12中任一項(xiàng)所述的航空器(110)，還包括: 空氣分配系統(tǒng)，其安裝到所述機(jī)身(103)的內(nèi)部和所述第一機(jī)翼(101)和/或所述第二機(jī)翼(102)的內(nèi)部， 其中，所述第一機(jī)翼(101)和/或所述第二機(jī)翼(102)包括至少一個(gè)噴嘴部分(402)，用于吹出空氣從而產(chǎn)生推力， 其中，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括吸氣單元(401)，其安裝到所述航空器(110)，以便空氣被吸入到所述機(jī)身(103)內(nèi)并且供給到所述空氣分配系統(tǒng)， 其中，所述空氣分配系統(tǒng)布置在所述第一機(jī)翼(101)和/或所述第二機(jī)翼(102)的內(nèi)部，以便所供給的空氣被引導(dǎo)到所述噴嘴部分(402)。
14.如權(quán)利要求13所述的航空器(110)， 其中，所述第一機(jī)翼(101)和/或所述第二機(jī)翼(102)包括多個(gè)噴嘴部分(402)，其連接到所述空氣分配系統(tǒng)，以吹出空氣從而可產(chǎn)生推力。
15.如權(quán)利要求14所述的航空器(110)， 其中，所述多個(gè)噴嘴部分(402)中的每一個(gè)以這種方式可控制，即可分別調(diào)節(jié)由所述多個(gè)噴嘴部分(402)中的每一個(gè)產(chǎn)生的推力。
16.如權(quán)利要求10到15中任一項(xiàng)所述的航空器(110)， 其中，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括第一推進(jìn)單元(107)和第二推進(jìn)單元(108)，所述第一推進(jìn)單元安裝到所述第一機(jī)翼(101)以產(chǎn)生第一推力，所述第二推進(jìn)單元安裝到所述第二機(jī)翼(102)以產(chǎn)生第二推力，以使所述航空器(110)在固定翼飛行中是可驅(qū)動(dòng)的。
17.如權(quán)利要求16所述的航空器(110)，其中，所述第一推進(jìn)單元(107)和所述第二推進(jìn)單元(108)可被安裝到所述第一機(jī)翼(101)和/或所述第二機(jī)翼(102)，使得所述第一推力和所述第二推力產(chǎn)生所述第一機(jī)翼(101)和/或所述第二機(jī)翼(102)繞著所述第二軸線(105)的旋轉(zhuǎn)，以啟動(dòng)懸停飛行。
18.如權(quán)利要求16或17所述的航空器(110)， 其中，所述第一推進(jìn)單元(107)和所述第二推進(jìn)單元(108)以這種方式可控制，即所述第一推力和所述第二推力被彼此分別地調(diào)節(jié)。
19.如權(quán)利要求16到18中任一項(xiàng)所述的航空器(110)， 其中，所述第一推進(jìn)單元(107)和所述第二推進(jìn)單元(108)以所述第一推進(jìn)單元(107)和所述第二推進(jìn)單元(108)中至少一個(gè)可傾斜的方式安裝到所述第一機(jī)翼(101)和/或所述第二機(jī)翼(102)，使得所述第一推力的方向和所述第二推力的方向可相對(duì)于彼此調(diào)節(jié)。
20.如權(quán)利要求8到19中任一項(xiàng)所述的航空器(110)，還包括: 驅(qū)動(dòng)單元， 其中，所述驅(qū)動(dòng)單元以這種方式布置至所述航空器(110)處，即驅(qū)動(dòng)力矩施加到所述第一機(jī)翼(101)和/或所述第二機(jī)翼(102)1從而繞著所述第二軸線105旋轉(zhuǎn)所述第一機(jī)翼(101)和所述第二機(jī)翼(102)，來(lái)啟動(dòng)懸停飛行。
21.如權(quán)利要求8 到20中任一項(xiàng)所述的航空器(110)，還包括:控制單元，其用于在固定翼飛行模式與懸停飛行模式下控制所述航空器(110)。
22.如權(quán)利要求21所述的航空器(110)， 其中，所述控制單元被設(shè)計(jì)成用于遠(yuǎn)程控制。
23.如權(quán)利要求21或22所述的航空器(110)， 其中，所述控制單元可被編程，以使所述航空器(110)遵循所編程的預(yù)定飛行路線。
24.如權(quán)利要求21到23中任一項(xiàng)所述的航空器(110)，還包括: 至少一個(gè)傳感器，其用于測(cè)量所述航空器(110)的飛行參數(shù)和/或所述航空器(110)的環(huán)境參數(shù)，其中，所述傳感器連接到所述控制單元，以將所測(cè)量的傳感器數(shù)據(jù)傳送到所述控制單元。
25.一種用于垂直起落的航空器(110)的控制方法，所述方法包括: 通過(guò)相對(duì)于彼此布置所述機(jī)翼(100)和所述機(jī)身(103)而將所述航空器(I 10)轉(zhuǎn)換到固定翼飛行模式下，從而啟動(dòng)固定翼飛行，以及 通過(guò)將所述機(jī)翼(100)繞著縱向機(jī)翼軸線(104)傾斜以及通過(guò)將所述機(jī)翼(100)繞著第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)，而將所述航空器(110)轉(zhuǎn)換到懸停飛行模式下，以啟動(dòng)懸停飛行。
26.—種用于垂直起落的航空器(110)的生產(chǎn)方法,所述方法包括: 將機(jī)翼(100)安裝到機(jī)身(103)，以使所述機(jī)翼(100)可繞著所述機(jī)身(103)的第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)， 將所述機(jī)翼(100)安裝到所述機(jī)身(103)，以使所述機(jī)翼(100)可繞著機(jī)翼(100)的縱向機(jī)翼軸線(104)傾斜。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于垂直起降的航空器(110)。該航空器包括第一機(jī)翼(101)，第二機(jī)翼(102)和機(jī)身(103)。第一機(jī)翼(101)包括第一縱向機(jī)翼軸線(104)，并且第二機(jī)翼(102)包括第二縱向機(jī)翼軸線(104)。第一機(jī)翼(101)沿著第一縱向機(jī)翼軸線(104)從機(jī)身(103)延伸，而第二機(jī)翼(102)沿著第二縱向機(jī)翼軸線(104)從機(jī)身(103)延伸。第一機(jī)翼(101)可繞著第一縱向機(jī)翼軸線(104)以第一旋轉(zhuǎn)方向傾斜，并且第二機(jī)翼(102)可繞著第二縱向機(jī)翼軸線(104)以第二旋轉(zhuǎn)方向傾斜。機(jī)翼(101、102)適于在固定翼飛行模式下機(jī)翼(101、102)并不繞著第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)。機(jī)翼(101、102)還適于在懸停飛行模式下繞著縱向機(jī)翼軸線(104)相對(duì)于其在固定翼飛行模式下的定向而傾斜，并且機(jī)翼(100)繞著第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)。
文檔編號(hào)B64C39/02GK103180208SQ201180045183
公開(kāi)日2013年6月26日 申請(qǐng)日期2011年9月16日 優(yōu)先權(quán)日2010年9月17日
發(fā)明者約翰內(nèi)斯·賴特 申請(qǐng)人:約翰內(nèi)斯·賴特