個人飛的制造方法
【專利摘要】通過多個垂直升力轉(zhuǎn)子、縱排機(jī)翼以及前向推力推進(jìn)器的組合，允許一種安全、安靜、易于控制、高效并且緊湊的飛機(jī)配置。升力轉(zhuǎn)子與前翼和尾翼結(jié)合，對于垂直和水平飛行允許升力中心與重心的平衡。該機(jī)翼和多個轉(zhuǎn)子系統(tǒng)具有對于盤旋、過渡或巡航飛行容忍有效載荷重量的相對大的變化的能力，同時還提供垂直推力冗余。該推進(jìn)系統(tǒng)使用多個升力轉(zhuǎn)子和尺寸小到足以屏蔽潛在的葉片打擊的前向推力推進(jìn)器，并且為乘客提供增加的感知和真實(shí)安全性。使用多個獨(dú)立的轉(zhuǎn)子提供了冗余并且消除了可能使得該飛行器在飛行中不可操作的單點(diǎn)故障模式。
【專利說明】個人飛機(jī)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本文的公開整體涉及被配置為提供安全的操作同時實(shí)現(xiàn)健壯的控制的個人飛機(jī)。具體地，所述實(shí)施方式包括具有垂直起飛和著陸能力的飛機(jī)，其以受控的方式提供垂直和水平推力以便盤旋、過渡和巡航飛行。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)需要提供垂直和前向推力，以垂直地起飛和著陸以代替使用跑道來在地面上使機(jī)翼增長到足夠的速度以提供足夠的升力。在垂直方向中產(chǎn)生的推力為飛行器提供升力；水平地產(chǎn)生的推力提供前向運(yùn)動。垂直起飛和著陸(VTOL)飛機(jī)可以產(chǎn)生垂直和水平推力，并且能夠以平衡的方式控制這些力。
[0003]旋翼飛機(jī)或直升機(jī)是一種常見類型的VTOL飛機(jī)。直升機(jī)具有用于提供垂直和水平推力的大型轉(zhuǎn)子。為了使轉(zhuǎn)子在大的空速范圍內(nèi)執(zhí)行該雙重功能，轉(zhuǎn)子通常非常復(fù)雜。取決于飛行器的的狀況，轉(zhuǎn)子葉片必須處于360度方位旋轉(zhuǎn)的不同的方向角度，以提供需要的推力。因此，轉(zhuǎn)子的葉片方向角具有集體變化和循環(huán)變化。獨(dú)立于360度旋轉(zhuǎn)方位角度，均等地集體變化該變每個葉片的角度。以360度旋轉(zhuǎn)方位角度的函數(shù)循環(huán)變化葉片攻角。循環(huán)的控制允許在不同的方向中傾斜轉(zhuǎn)子并且因此向前、向后、向左或向右地導(dǎo)向轉(zhuǎn)子的推力。該導(dǎo)向提供控制力在水平面中移動直升機(jī)并且響應(yīng)于干擾如陣風(fēng)。
[0004]直升機(jī)轉(zhuǎn)子是巨大的并且不能免受附近障礙物的打擊。另外，它們使用機(jī)械上復(fù)雜的系統(tǒng)來控制集體葉片角度和循環(huán)葉片角度。該轉(zhuǎn)子在機(jī)械上是復(fù)雜的并且需要維護(hù)。該轉(zhuǎn)子基本上低速旋轉(zhuǎn)；這導(dǎo)致轉(zhuǎn)子與發(fā)動機(jī)之間的沉重的傳動裝置。該傳動裝置或變速箱降低了飛行器有效載荷潛力和飛行器安全性。因?yàn)檎麄€飛行器系統(tǒng)的機(jī)械復(fù)雜度，許多部件是單個故障點(diǎn)。由于該缺少冗余，需要頻繁的檢查和維護(hù)以保持飛行器安全。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本文描述的實(shí)施方式提供具有這樣一種配置的個人飛機(jī)，其安全、安靜并且有效的并且易于控制、高度緊湊并且能夠利用到前向飛行或從其的過渡來完成垂直起飛和著陸。在一個實(shí)施方式中，該飛機(jī)配置包括多個轉(zhuǎn)子，其被定向?yàn)樘峁┯糜谄痫w、向前向飛行過渡或從其過渡以及著陸期間的升力和控制的垂直推力。轉(zhuǎn)子在固定的非平面的方向中附接到機(jī)身。轉(zhuǎn)子的方向提供飛機(jī)的橫向的并且在一些實(shí)施例中中前部和尾部的控制，而不需要改變姿態(tài)，并且當(dāng)飛機(jī)在巡航時將對流動的干擾最小化。在不同的實(shí)施方式中，轉(zhuǎn)子具有前向、后向、左向和右向方向，并且沿機(jī)身的左舷和右舷側(cè)縱向地定位，兩個或更多個轉(zhuǎn)子位于每個側(cè)上。
[0006]機(jī)身承載可變重量的有效載荷。飛機(jī)具有在飛行器的前部和后部的縱排機(jī)翼。機(jī)翼在巡航期間提供升力和控制，并且一個或多個推進(jìn)器提供前向推力。垂直升力轉(zhuǎn)子與前部和后部縱排機(jī)翼的組合界定轉(zhuǎn)子，允許飛行器的重心的移動，同時仍然使得飛行器能夠維持垂直和水平飛行控制。前翼和尾翼還被定位為提供邊界以免對升力轉(zhuǎn)子的外來物體破壞(FOD)。包括升降舵和副機(jī)翼的控制表面用于通過調(diào)整升力的中心，另外通過改變攻角和姿態(tài)，在飛行期間補(bǔ)償飛機(jī)的CG的改變。垂直升力轉(zhuǎn)子設(shè)置在CG周圍，并且每個轉(zhuǎn)子的推力是可調(diào)整的，這在CG切換的情況下在允許在垂直飛行中升力中心的重定位。
[0007]由于垂直升力轉(zhuǎn)子的多個數(shù)量和獨(dú)立性，垂直推力是冗余的，并且即使任意單個轉(zhuǎn)子出故障，推力和控制任然可用。由于存在用于提供大控制力的多個垂直轉(zhuǎn)子，轉(zhuǎn)子更加小，即使在陣風(fēng)條件中也對于操作具有更快的響應(yīng)速率。在一個實(shí)施方式中，獨(dú)立的電動機(jī)和控制器對每個垂直升力轉(zhuǎn)子加電，以提供升力系統(tǒng)冗余來對抗一個或多個升力轉(zhuǎn)子的故障。在其他實(shí)施方式中，垂直推力轉(zhuǎn)子嵌入在管道中，管道隱藏轉(zhuǎn)子并且提供增加的升力。其他實(shí)施方式相對開放，利用保護(hù)護(hù)套作為防護(hù)以防止與其他物體接觸并且防止針對轉(zhuǎn)子的F0D。與同軸垂直升力轉(zhuǎn)子結(jié)合的保護(hù)防護(hù)為高效的飛行提供低的巡航阻力。在不同的實(shí)施方式中使用低葉尖速垂直升力轉(zhuǎn)子，以在起飛、過渡和著陸期間提供低的城市噪聲。具有低前翼和帶有小翼的高尾翼的實(shí)施方式提供高的空氣動力學(xué)效率，同時還提供飛機(jī)的偏航穩(wěn)定性。在一些實(shí)施方式中，當(dāng)盤旋時或當(dāng)在地面上時，機(jī)翼折疊以提供緊湊的飛行器占地。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0008]圖1是根據(jù)一個實(shí)施方式的個人飛機(jī)飛行器的俯視圖。
[0009]圖2示出了根據(jù)一個實(shí)施方式的個人飛機(jī)飛行器的第二視圖。
[0010]圖3示出了根據(jù)一個實(shí)施方式的個人飛機(jī)飛行器的正視圖。
[0011]圖4示出了根據(jù)一個實(shí)施方式的個人飛機(jī)飛行器的左側(cè)視圖。
[0012]圖5是示出了根據(jù)一個實(shí)施方式的飛行計(jì)算機(jī)的方框圖。
[0013]圖6是示出了根據(jù)一個實(shí)施方式從垂直起飛過渡到前向飛行的方法的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0014]圖1示出了根據(jù)一個實(shí)施方式的個人飛機(jī)100。飛機(jī)100包括具有固定方向的垂直升力轉(zhuǎn)子組件IOla和101b(統(tǒng)稱為101)、前向飛行推進(jìn)器103、前翼104、具有小翼106a和106b (統(tǒng)稱為106)的尾翼105、護(hù)欄IlOa和IlOb (統(tǒng)稱為110)、駕駛員座艙區(qū)域112和機(jī)身107。機(jī)身107還包括起落架、飛行計(jì)算機(jī)和動力源(未顯示)，在下文進(jìn)一步描述它們中的每一個。圖2示出了個人飛機(jī)100的第二視圖，飛機(jī)100包括推進(jìn)吊桿114、左舷側(cè)主起落架202和前起落架204。圖3示出了個人飛機(jī)100的正視圖，其中，左舷起落架202a、右舷起落架202b和前起落架204是可見的。圖4示出了根據(jù)一個實(shí)施方式的飛機(jī)100的左(左舷)側(cè)的視圖。
[0015]在不同的實(shí)施方式中，飛機(jī)100的尺寸被設(shè)置為容納單個飛行員和個人貨物。例如，在不同的實(shí)施方式中，飛機(jī)從鼻部到它的最尾部表面的長度在15到20英尺之間，并且它的翼展在15到20英尺之間。在可替換的實(shí)施方式中，飛機(jī)可以更長或更短、更寬或更窄，如將是本領(lǐng)域的熟練技術(shù)人員所了解的，而不會背離本文所述的原理。
[0016]在不同的實(shí)施方式中主要由合成材料構(gòu)造飛機(jī)100。由碳纖維合成材料制造機(jī)身107和機(jī)翼104，105。在可替換的實(shí)施方式中，機(jī)翼可以具有附接到碳纖維合成機(jī)翼蒙皮的內(nèi)部和外部的金屬零件或肋部。在一些實(shí)施方式中，機(jī)翼蒙皮可以包括由與其他合成材料如凱夫拉爾合成的碳纖維制造的合成材料。在其他可替換的實(shí)施方式中，機(jī)身可以包括由鋼或鋁制造的金屬構(gòu)架，具有覆蓋該構(gòu)架的合成蒙皮。在該實(shí)施方式中可以由碳纖維、凱夫拉爾或本領(lǐng)域技術(shù)人員所理解的其他合成材料制造合成機(jī)身蒙皮。在一個實(shí)施方式中，駕駛員座艙窗戶是聚碳酸酯的，但是也可以使用其他輕質(zhì)透明塑料。由開凱夫拉爾和碳纖維合成物制造護(hù)欄110。
[0017]轉(zhuǎn)子組件101包括在一個實(shí)施方式中半徑為16英尺的并且由碳纖維合成材料制造并且在可替換的實(shí)施方式中由附接到鋁制輪轂的碳纖維合成葉片制造的轉(zhuǎn)子。在其他實(shí)施方式中，由附接到鋁制輪轂的木制葉片或附接到碳纖維合成輪轂的木制葉片制造轉(zhuǎn)子。轉(zhuǎn)子可以是栓鎖到電機(jī)組件上的單件。下文進(jìn)一步描述轉(zhuǎn)子組件101。
[0018]飛機(jī)100包括前翼104和尾翼105。為了維持最小長度和寬度并且使CG處在轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的中心，前翼和尾翼在跨度上相似。尾翼被后掠并且在它的末端上具有小翼106。小翼提供橫向穩(wěn)定性并且降低由于尾翼上的升力而導(dǎo)致的阻力。將機(jī)翼后掠改進(jìn)了飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性并且增加了小翼的橫向穩(wěn)定性的益處。在一些實(shí)施方式中，尾翼可以折疊，并且因此保持與具有非后掠尾翼的飛機(jī)相同的總飛行器長度。另外，尾翼后掠提供更多空間以便將轉(zhuǎn)子裝入。在不同的實(shí)施方式中，前翼104也在基本上比尾翼105更低的點(diǎn)處，附接到機(jī)身107。非平面翼升力系統(tǒng)使得機(jī)翼能夠在巡航飛行期間發(fā)展高效的升力。在一個實(shí)施方式中，給定到機(jī)身的附接限制，兩個機(jī)翼之間的垂直間隔被選擇為盡可能大。通過將機(jī)翼垂直間隔最大化，降低前翼與尾翼之間的不利的空氣動力學(xué)相互作用。因此，由于飛行器的升力而導(dǎo)致的阻力被顯著地降低例如與單個共面機(jī)翼升力系統(tǒng)相比被降低15-20%。
[0019]小翼106位于尾翼105的尖端處，以提供由于尾翼上的升力而導(dǎo)致的降低的阻力以及偏航或方向穩(wěn)定性和控制。為了足夠的穩(wěn)定性而建立小翼的特定形狀，如本領(lǐng)域的熟練技術(shù)人員將理解的。在一些實(shí)施方式中，如圖3中所示，小翼向下延伸并且通過降低飛機(jī)的側(cè)滑角與氣流在飛機(jī)上產(chǎn)生的偏航力矩之間的耦合來提供改善的可控制性。
[0020]在一個實(shí)施方式中，縱排機(jī)翼系統(tǒng)具有接頭，其中，每個機(jī)翼上的機(jī)翼尖端在該接頭處折疊，允許飛機(jī)100裝入受約束的空間中。例如，在一個實(shí)施方式中，折疊機(jī)翼使得飛機(jī)100能夠存儲在8英尺乘以7英尺乘以16英尺的空間中，或者由典型的單個汽車車庫所提供的空間中。在一個實(shí)施方式中，尾翼105具有8.4度的反角。在其他實(shí)施方式中，反角在-10到10度之間的范圍中。
[0021]垂直升力轉(zhuǎn)子組件101安裝在飛機(jī)100的每個側(cè)上。在一個實(shí)施方式中，推進(jìn)吊桿114 (圖2)固定到機(jī)身107的每個側(cè)。在該實(shí)施方式中，前向飛行推進(jìn)器103附接到吊桿114的后端，并且垂直升力轉(zhuǎn)子組件101安裝在吊桿114的頂部。利用支柱116將推進(jìn)吊桿114附接到機(jī)身107。支柱116被定位為使得來自轉(zhuǎn)子的下降氣流不撞擊支柱。在一些實(shí)施方式中，存在三個用于將每個吊桿連接到機(jī)身的支柱。在可替換的實(shí)施方式中，存在一個或兩個用于將每個吊桿連接到機(jī)身的支柱。在其他實(shí)施方式中，支柱可以前掠，后掠、上掠或下掠，以改善吊桿到機(jī)身的附接。例如，在一個可替換的實(shí)施方式中，垂直地定向的支撐結(jié)構(gòu)在盤旋期間從垂直升力轉(zhuǎn)子負(fù)載提供增加的彎曲剛度。
[0022]每個垂直升力轉(zhuǎn)子組件101包括轉(zhuǎn)子和發(fā)動機(jī)。轉(zhuǎn)子可以包括附接到輪轂的葉片，或者可以被制造為具有集成的輪轂的單個零件。輪轂提供中心結(jié)構(gòu)，葉片連接到該中心結(jié)構(gòu)，并且在一些實(shí)施方式中，被制造成包覆發(fā)動機(jī)的形狀。發(fā)動機(jī)包括旋轉(zhuǎn)部分和靜止部分。在一些實(shí)施方式中，旋轉(zhuǎn)部分與靜止部分是同心的，被稱為徑向通量發(fā)動機(jī)。在該實(shí)施方式中，靜止部分可以形成發(fā)動機(jī)的外環(huán)，被稱為內(nèi)道發(fā)動機(jī)，或者靜止部分可以形成發(fā)動機(jī)的內(nèi)環(huán)，被稱為外道發(fā)動機(jī)。在其他實(shí)施方式中，旋轉(zhuǎn)部分和靜止部分是平的并且被設(shè)置為彼此相對，被稱為軸向通量發(fā)動機(jī)。在一些實(shí)施方式中，發(fā)動機(jī)部分是低輪廓的，因而整個發(fā)動機(jī)裝入轉(zhuǎn)子的輪轂中，當(dāng)前向飛行時呈現(xiàn)對氣流更低的阻力。轉(zhuǎn)子附接到發(fā)動機(jī)的旋轉(zhuǎn)部分。發(fā)動機(jī)的靜止部分附接到推進(jìn)吊桿114。在一些實(shí)施方式中，發(fā)動機(jī)是永磁體發(fā)動機(jī)并且受電動機(jī)控制器控制。電動機(jī)控制器以精確的順序?qū)㈦娏魉偷桨l(fā)動機(jī)，以允許轉(zhuǎn)子以希望的速度或希望的扭矩來轉(zhuǎn)動。
[0023]如所述，飛機(jī)100在每個側(cè)包括多個轉(zhuǎn)子組件101。在水平巡航期間，垂直升力轉(zhuǎn)子生成與由前向飛行推進(jìn)器103所生成的推力獨(dú)立的推力。垂直升力轉(zhuǎn)子提供足夠的推力以將飛機(jī)提升離開地面并且維持控制。在一個實(shí)施方式中，每個轉(zhuǎn)子生成比盤旋所需更多的，例如40%，的推力，以在飛行包線的所有部分中維持控制。通過選擇直徑、葉弦和葉片傾角分布來優(yōu)化轉(zhuǎn)子，以在盤旋或低速飛行狀態(tài)時利用最小功耗提供需要的推力。在各種實(shí)施方式中，一半的轉(zhuǎn)子在一個方向中旋轉(zhuǎn)并且另一半的轉(zhuǎn)子在相反方向中旋轉(zhuǎn)，以平衡飛機(jī)上的反扭矩。在一些實(shí)施方式中，在飛機(jī)的左舷和右舷側(cè)上直接彼此交叉的轉(zhuǎn)子具有相反的旋轉(zhuǎn)方向。在其他實(shí)施方式中，彼此直接交叉的轉(zhuǎn)子具有相同的旋轉(zhuǎn)方向。在一些實(shí)施方式中，可以單獨(dú)地調(diào)諧轉(zhuǎn)子以解決轉(zhuǎn)子之間的或者機(jī)身與轉(zhuǎn)子之間的不同的相互作用。在該實(shí)施方式中，調(diào)諧包括調(diào)整葉片上的傾角或翼弦分布，以解決有利的或不利的相互作用并且從轉(zhuǎn)子實(shí)現(xiàn)必要的性能。在圖1中所示的實(shí)施方式中，顯示了在每個側(cè)的四個垂直升力轉(zhuǎn)子組件101。在可替換的實(shí)施方式中，更多或更少的垂直升力轉(zhuǎn)子提供垂直升力和控制。當(dāng)每個側(cè)出現(xiàn)至少兩個轉(zhuǎn)子時，即使當(dāng)一個轉(zhuǎn)子故障時，也保留產(chǎn)生關(guān)于重心平衡的垂直升力的能力。這是通過減少與故障的轉(zhuǎn)子相反的象限上的推力來實(shí)現(xiàn)的。當(dāng)每個側(cè)出現(xiàn)三個轉(zhuǎn)子時，可獲得關(guān)于所有三個軸或者飛行的方向的控制。隨著每個側(cè)的轉(zhuǎn)子數(shù)量增力口，任意一個轉(zhuǎn)子的損失導(dǎo)致垂直推力的總損失減少。然而，利用每對額外的轉(zhuǎn)子，增加了復(fù)雜度以及可能導(dǎo)致故障的概率以及增加了成本和重量。
[0024]在一個實(shí)施方式中，每個側(cè)的兩個垂直升力轉(zhuǎn)子組件101位于CG的前面并且兩個位于CG的后面。這樣，在盤旋時轉(zhuǎn)子的升力的中心共同位于飛機(jī)100的重心。該配置允許機(jī)身107中的有效載荷的縱向或橫向定位的變化。飛行計(jì)算機(jī)500獨(dú)立地修改由每個垂直升力轉(zhuǎn)子產(chǎn)生的推力，提供平衡的垂直升力、或者可替換地，不平衡的升力以提供控制。
[0025]在一些實(shí)施方式中，轉(zhuǎn)子方向提供飛機(jī)的橫向和縱向控制，而無需改變姿態(tài)。因?yàn)槊總€轉(zhuǎn)子組件101被安裝到傾斜外部、內(nèi)部、前部、或后部，所以轉(zhuǎn)子推力的合適的組合導(dǎo)致水平面中的凈力以及所需要的垂直提升力。當(dāng)例如靠近地面操縱時這是有用的。另外，在葉片變得損壞或分離的轉(zhuǎn)子故障的情況中，不同的傾斜角使得另一個轉(zhuǎn)子更不可能被損壞，因此使得設(shè)計(jì)更加容忍故障。方向還被選擇為當(dāng)飛機(jī)巡航時對氣流的干擾最小化。在一些實(shí)施方式中，向前、向后、向左和向右改變轉(zhuǎn)子的方向，使得飛機(jī)能夠在任意方向中操縱，而無需改變姿態(tài)。在其他實(shí)施方式中，僅向左和向右改變方向，使得在巡航期間對氣流的干擾最小化，但是意味著飛機(jī)在不改變姿態(tài)的情況下僅可以一側(cè)到另一側(cè)地而不能前后地操縱。在一個實(shí)施方式中，利用每個側(cè)四個轉(zhuǎn)子，轉(zhuǎn)子從前到后被定向?yàn)?0度向外、10度向內(nèi)、10度向內(nèi)和10度向外。[0026]前向飛行推進(jìn)器103提供用于到前向飛行的過渡、爬升、下降和巡航的推力。在一個實(shí)施方式中，沿尾翼105的跨度安裝兩個或更多個前向推力推進(jìn)器103。在可替換的實(shí)施方式中，單個前向推力推進(jìn)器在跨度的中心安裝到機(jī)身107的尾部上。在其他實(shí)施方式中，一個或更多個推進(jìn)器安裝到機(jī)翼或者推進(jìn)吊桿的前面作為牽引機(jī)推進(jìn)器。推進(jìn)器可以在相反的方向中旋轉(zhuǎn)，因而轉(zhuǎn)動它們所需要的扭矩不產(chǎn)生飛機(jī)上的凈扭矩。并且，可以不同地改變兩個推進(jìn)器的推力，以提供偏航控制力矩。關(guān)于機(jī)翼的定位導(dǎo)致對推進(jìn)器的更少的流入干擾。機(jī)身上的單個推進(jìn)器的使用允許更少的組件和更少的重量，但是具有不同尺寸的發(fā)動機(jī)并且具有包括來自機(jī)身的干擾的流入。在一個實(shí)施方式中，前向推進(jìn)器是固定俯仰的。當(dāng)飛行器緩慢地移動并且在空氣中受到轉(zhuǎn)子的推力的支持時以及當(dāng)飛機(jī)快速地移動并且完全受機(jī)翼的升力的支持時，翼弦和傾角分布被優(yōu)化以提供足夠的推力以用于加速和爬升。另外，翼弦和傾角分布被選擇為在飛機(jī)的巡航速度上提供有效的推力。在其他實(shí)施方式中，前向推進(jìn)器利用可變俯仰機(jī)制，其允許根據(jù)飛行狀況調(diào)整每個葉片的傾角。
[0027]通過由功率系統(tǒng)供能的電動機(jī)驅(qū)動垂直升力轉(zhuǎn)子和前向推進(jìn)器。在一個實(shí)施方式中，功率系統(tǒng)包括附接到用于每個發(fā)動機(jī)的一個或多個發(fā)動機(jī)控制器的電池。在一個實(shí)施方式中，電池包括位于飛機(jī)的機(jī)身中的一個或多個模塊。在其他實(shí)施方式中，電池模塊位于推進(jìn)吊桿中。電池提供DC電壓和電流，該DC電壓和電流被發(fā)動機(jī)控制器轉(zhuǎn)變?yōu)槭拱l(fā)動機(jī)旋轉(zhuǎn)的AC信號。在一些實(shí)施方式中，電池包括鋰聚合物電池單元，其并聯(lián)并且串聯(lián)連接在一起以生成所需要的電壓和電流?？商鎿Q地，可以使用其他化學(xué)電池單元。在一個實(shí)施方式中，電池單元連接成93個電池單元串列，并且這些串列中的6個串列并聯(lián)連接。在其他實(shí)施方式中，電池單元將與更多或更少的電池單元串聯(lián)連接并且將與更多或更少的電池單元并聯(lián)連接。在可替換的實(shí)施方式中，由包括具有小的基于烴的燃料引擎和小電池的混合電動系統(tǒng)的動力系統(tǒng)對轉(zhuǎn)子和推進(jìn)器供能。烴引擎提供前向飛行的延伸的范圍并且可以將電池系統(tǒng)再充電。
[0028]在不同的實(shí)施方式中由保護(hù)護(hù)欄110保護(hù)垂直升力轉(zhuǎn)子組件101，以避免意外的葉片打擊。在一些實(shí)施方式中，保護(hù)護(hù)欄被設(shè)計(jì)為通過提供增加的升力將靠近護(hù)欄的所有轉(zhuǎn)子的推力最大化。在該實(shí)施方式中，護(hù)欄110被成形為使得由轉(zhuǎn)子系統(tǒng)101在護(hù)欄上引起的氣流在護(hù)欄110上造成向上的力。這是通過選擇橫截面形狀以及關(guān)于用于生成向上的力的護(hù)欄的垂直的角度來實(shí)現(xiàn)的。在一些實(shí)施方式中，護(hù)欄被設(shè)計(jì)為通過將旁觀者與轉(zhuǎn)子的噪聲屏蔽來降低轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的明顯的噪聲。在這些實(shí)施方式中，利用常規(guī)吸聲材料來填充或者利用常規(guī)吸聲材料來涂覆護(hù)欄。在一些實(shí)施方式中，飛機(jī)100不包括護(hù)欄110。
[0029]如所示的，多個獨(dú)立受控的轉(zhuǎn)子的使用提供了冗余的升力系統(tǒng)。例如即使一個或幾個單獨(dú)的組件故障，包括六個或更多個轉(zhuǎn)子的系統(tǒng)也允許利用安全的操作的盤旋和垂直上升/下降而無需前向空速。
[0030]圖5是根據(jù)一個實(shí)施方式的飛行計(jì)算機(jī)500的方框圖。飛行計(jì)算機(jī)500位于飛機(jī)100上一般位于機(jī)身107中。飛行計(jì)算機(jī)500包括轉(zhuǎn)子控制模塊502、推進(jìn)器控制模塊504、位置傳感器接口 506和數(shù)據(jù)庫508。位置傳感器接口 506可通信地耦接到飛機(jī)的儀器并且接收傳感器數(shù)據(jù)，在一個實(shí)施方式中傳感器數(shù)據(jù)包括飛機(jī)的位置、海拔、姿態(tài)和速度。轉(zhuǎn)子控制模塊502接收來自位置傳感器接口 506以及來自駕駛員座艙中的控制輸入的數(shù)據(jù)，并且確定每個垂直升力轉(zhuǎn)子101需要多少推力以實(shí)現(xiàn)指令的響應(yīng)。轉(zhuǎn)子控制模塊502獨(dú)立地命令每個轉(zhuǎn)子組件101，以產(chǎn)生所確定的需要推力。在轉(zhuǎn)子故障的情況中，轉(zhuǎn)子控制模塊502調(diào)整推力要求以補(bǔ)償損失的轉(zhuǎn)子。推進(jìn)器控制模塊504接收來自位置傳感器接口 506以及來自駕駛員座艙中的控制輸入的數(shù)據(jù)，確定每個推進(jìn)器103需要多少前向推力，并且命令推進(jìn)器產(chǎn)生所需要的推力。如本領(lǐng)域熟練技術(shù)將明白的，數(shù)據(jù)庫508包括用于過渡期間的上升和下降的編程軌跡，并且可以包括用于飛機(jī)100的導(dǎo)航和控制的附加特征。飛行計(jì)算機(jī)500還包括其他組件和模塊，以執(zhí)行導(dǎo)航和飛行操作，并且這是本領(lǐng)域熟練技術(shù)人員已知的，但是與本描述沒有密切關(guān)系。
[0031]圖6示出了根據(jù)一個實(shí)施方式從垂直飛行過渡到前向飛行的方法。剛開始，飛行計(jì)算機(jī)500的轉(zhuǎn)子控制模塊502向轉(zhuǎn)子供能。在一個實(shí)施方式中，在起飛的該初始階段將相等的功率應(yīng)用于每個轉(zhuǎn)子。在可替換的實(shí)施方式中，在起飛的該初始階段將不同的功率應(yīng)用于每個轉(zhuǎn)子，以助于從傾斜或在側(cè)風(fēng)中起飛。位置傳感器接口 506接收604來自飛機(jī)儀器的姿態(tài)和海拔數(shù)據(jù)。在達(dá)到606最小海拔例如高于地平面200英尺時，推進(jìn)器控制模塊504激活608前向推進(jìn)器并且在一些實(shí)施方式中激活它們在駕駛員座艙內(nèi)部的控制輸入。這防止飛機(jī)在地面障礙物可能引起安全危險(xiǎn)的海拔處在功率之下被前向加速。在可替換的實(shí)施方式中，供能的前向推進(jìn)不需要最小海拔。在其他實(shí)施方式中，最小海拔是可調(diào)整的和/或可改寫的。例如高大的樹木可能在開始加速之前需要更高的初始升高。
[0032]在一些實(shí)施方式中，飛行員將初始海拔編程到飛行計(jì)算機(jī)500中?？商鎿Q地，飛行員使用飛行控制輸入來指示希望更高的海拔。如果610需要額外的海拔，則位置傳感器接口 502確定612飛機(jī)的姿態(tài)和速度并且轉(zhuǎn)子控制模塊502根據(jù)需要單獨(dú)地調(diào)整614到轉(zhuǎn)子的功率以維持垂直推力和水平方向。
[0033]在610飛機(jī)100到達(dá)希望的初始海拔之后，位置傳感器接口 506確定616飛機(jī)的前向速度是否足夠大以生成升力即飛機(jī)的速度是否大于它的失速速度。如果否，則飛行計(jì)算機(jī)500確定618從轉(zhuǎn)子需要多少升力，并且應(yīng)用620需要的功率。在一個實(shí)施方式中，需要的升力的量是考慮到機(jī)翼生成的升力而維持飛機(jī)的海拔所需要的量。隨著速度增加，機(jī)翼發(fā)展升力并且垂直升力轉(zhuǎn)子需要的推力減少。在一個實(shí)施方式中，調(diào)整來自轉(zhuǎn)子的推力以在過渡期間維持最佳軌跡并且拒絕由于相互作用或環(huán)境影響如陣風(fēng)導(dǎo)致的任意干擾。在一個實(shí)施方式中，最佳軌跡在飛行之前確定并且被飛行計(jì)算機(jī)500存儲在數(shù)據(jù)庫508中。飛行計(jì)算機(jī)500繼續(xù)確定622飛機(jī)的姿態(tài)、海拔和速度并且調(diào)整轉(zhuǎn)子功率直到達(dá)到希望的速度或者機(jī)翼生成升力的最小水平為止。在616速度大于失速速度即足夠高以使得機(jī)翼可以支持飛機(jī)的整體重量或者在可替換的實(shí)施方式中達(dá)到不同的最小速度之后，完全地停用624垂直升力轉(zhuǎn)子。
[0034]為了將飛機(jī)100從前向飛行過渡到垂直飛行，推進(jìn)器控制模塊504降低前向推進(jìn)器103的推力以降低速度。隨著飛機(jī)100的速度降低，轉(zhuǎn)子控制模塊502自動地命令轉(zhuǎn)子開始生成垂直升力。垂直升力轉(zhuǎn)子需要的推力隨著機(jī)翼上的升力的減少而增加。由轉(zhuǎn)子控制模塊502響應(yīng)于來自位置傳感器接口 506的讀數(shù)，調(diào)整來自轉(zhuǎn)子的推力，以在過渡期間例如基于存儲在數(shù)據(jù)庫508中的軌跡維持由飛行計(jì)算機(jī)確定的最佳軌跡，并且拒絕由于相互作用或環(huán)境影響如陣風(fēng)導(dǎo)致的任意干擾。最終，前向速度是零或者近似零并且垂直升力轉(zhuǎn)子提供所有升力。飛行器然后經(jīng)由來自飛行員的下降命令或者通過飛行計(jì)算機(jī)500自動地降低到單獨(dú)的轉(zhuǎn)子的功率以維持希望的下降速率和水平方向，而下降到地面。[0035]如所述的，機(jī)翼104和105在一些實(shí)施方式中折疊。一些實(shí)施方式中，機(jī)翼折疊位于負(fù)載小的地方，例如在跨度的50%的的舷外，以允許更輕重量的鉸鏈。在其他實(shí)施方式中，前翼不折疊。在其他情況中，機(jī)翼折疊，因而飛機(jī)可以裝入8英尺寬的空間如典型的單個車輛車庫中?？商鎿Q的實(shí)施方式還包括以其他方式折疊前翼例如在機(jī)身下面或沿機(jī)身的側(cè)以剪刀運(yùn)動的方式。通過在前翼的中心的用于允許關(guān)于中心樞軸點(diǎn)的后向旋轉(zhuǎn)的樞軸和銷來實(shí)現(xiàn)該剪刀折疊。該實(shí)施方式允許機(jī)翼關(guān)于單個點(diǎn)的關(guān)節(jié)聯(lián)接以在機(jī)翼結(jié)構(gòu)深度最大的位置處降低重量，并且使得前翼能夠通過電機(jī)致動器完全地折疊到飛行器側(cè)，以在盤旋或在地面時提高更好的飛行員可視性。在一個包括剪刀折疊前翼的實(shí)施方式中，起落裝置包括單個前輪204，其具有兩個主后起落架輪202。
[0036]在一個實(shí)施方式中，飛機(jī)100能夠以前翼和尾翼折疊的方式起飛和著陸。在垂直飛行中以在機(jī)翼折疊的方式起飛和著陸通過減少的機(jī)翼升力性能和更短的機(jī)翼間距，減少了由于不穩(wěn)定的風(fēng)力條件而導(dǎo)致的飛行器的陣風(fēng)響應(yīng)。因?yàn)樵诒P旋飛行中不需要而僅在前向飛行中需要機(jī)翼升力，所以能夠不伸展機(jī)翼直到等到從達(dá)到離地面足夠的海拔為止。對于可用的地面起飛和著陸空間和風(fēng)力條件不利的一些操作，避免地面機(jī)翼伸展是有利的。在開始前向飛行之前，電機(jī)致動器提供致動力來伸展機(jī)翼。
[0037]在一個實(shí)施方式中，控制表面位于前翼折疊301和尾翼折疊302的內(nèi)部，以允許折疊，而在折疊鉸鏈機(jī)構(gòu)的舷外無需控制線以通過更少的移動部件來提供更少的機(jī)械復(fù)雜度。在前向飛行期間，控制表面空氣動力學(xué)地提供俯仰、翻滾和偏航控制，因而除了處于低或零前向速度之外，不需要垂直升力轉(zhuǎn)子的控制。需要更大的前向飛行控制響應(yīng)的其他實(shí)施方式還具有機(jī)翼折疊機(jī)構(gòu)的舷外的控制表面。其他實(shí)施方式僅具有在機(jī)翼的舷外部分上的控制表面。
[0038]起落裝置202、204設(shè)置有輪子，以允許飛機(jī)在地面上時移動。一個前向主起落裝置204和兩個后主起落裝置202提供更低的阻力并且更少的在前翼上的升力干擾。在其他實(shí)施方式中，起落裝置是滑橇并且不具有輪子，因?yàn)轱w機(jī)能夠以不具有前向移動的方式起飛和著陸?？商鎿Q的實(shí)施方式包括兩個前主起落裝置和一個后主起落裝置，以允許前起落裝置寬間隔地分開以便地面穩(wěn)定性。在一些實(shí)施方式中，一些或全部輪子安裝有允許驅(qū)動輪子的電動機(jī)。該電動機(jī)允許飛行器在地面上時被自推進(jìn)。
[0039]除了上文具體描述的實(shí)施方式之外，本領(lǐng)域熟練技術(shù)人員將明白可以另外在其他實(shí)施方式中實(shí)施本發(fā)明。例如在一個可替換的實(shí)施方式中，飛機(jī)100被設(shè)計(jì)為容納兩個或更多個乘員。在該實(shí)施方式中，翼展更大，轉(zhuǎn)子具有更大的直徑，并且機(jī)身107更寬。在一個可替換的實(shí)施方式中，飛機(jī)100是能夠以沒有飛行員或乘客的方式飛行的無人飛行器。無乘客的實(shí)施方式具有額外的控制系統(tǒng)，其通過地面鏈路或通過預(yù)先確定的飛行路徑軌跡提供方向控制輸入以代替飛行員。
[0040]雖然在【具體實(shí)施方式】的環(huán)境中提供了本文的描述，但是本領(lǐng)域熟練技術(shù)人員將明白從本文提供的教導(dǎo)可以推導(dǎo)許多可替換的實(shí)施方式。此外，在所撰寫的描述中，組件的具體命名、術(shù)語的大寫、屬性、數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)或任意其他結(jié)構(gòu)或編程方案不是強(qiáng)制性的或者重要的，除非另外注明是這樣，并且實(shí)現(xiàn)所述發(fā)明或它的特征的機(jī)制可以具有不同的名稱、格式或協(xié)議。此外，可以經(jīng)由硬件和軟件的組合或者完全地在硬件元件中實(shí)現(xiàn)包括飛行計(jì)算機(jī)500的組件的系統(tǒng)的一些方案。并且，本文所述的不同的系統(tǒng)組件之間的具體功能劃分不是強(qiáng)制性的；可以改為由多個組件執(zhí)行由單個組件或系統(tǒng)組件執(zhí)行的功能，并且可以改為由單個組件執(zhí)行由多個組件執(zhí)行的功能。類似地，步驟方法的執(zhí)行次序不是強(qiáng)制性的，除非另外注明或者邏輯上需要這樣。
[0041 ] 利用術(shù)語如“選擇”或“計(jì)算”或“確定”等等的討論涉及計(jì)算機(jī)系統(tǒng)或類似的電子計(jì)算設(shè)備(其操作并且轉(zhuǎn)換被表示為計(jì)算機(jī)系統(tǒng)存儲器或寄存器或其他該信息存儲、傳輸或顯示設(shè)備中的物理(電子)量的數(shù)據(jù))的動作和過程。
[0042]所描述的實(shí)施方式的電子組件可以具體地被構(gòu)造為用于需要的目的或者可以包括由存儲在計(jì)算機(jī)中的計(jì)算機(jī)程序選擇性地激活或重配置的一個或多個通用計(jì)算機(jī)。該計(jì)算機(jī)程序可以存儲在計(jì)算機(jī)可讀存儲介質(zhì)中，如但不限于任意類型盤片包括軟盤、光盤、DVD、CD-ROM、磁光盤、只讀存儲器(ROM)、隨機(jī)訪問存儲器(RAM)、EPROM、EEPR0M、磁卡或光卡、專用集成電路(ASIC)或適用于存儲電子指令的任意類型介質(zhì)中，并且它們中的每個耦接到計(jì)算機(jī)系統(tǒng)總線。
[0043]最后，應(yīng)該注意，主要為了可讀性和說明性的目的來選擇說明書中使用的語言，并不是為了界定或限制本發(fā)明主題而選擇。因此，本文的公開用于說明而不是限制本發(fā)明的范圍。
【權(quán)利要求】
1.一種個人飛機(jī)，包括: 具有縱軸和垂直軸的機(jī)身； 前翼，所述前翼耦接到所述機(jī)身并且位于所述飛機(jī)的重心前部； 尾翼，所述尾翼耦接到所述機(jī)身并且位于所述飛機(jī)的重心后部； 左舷推進(jìn)吊桿，所述左舷推進(jìn)吊桿耦接到所述機(jī)身并且沿所述機(jī)身的左舷側(cè)與所述機(jī)身的所述縱軸基本上平行地定向； 左舷推進(jìn)器，所述左舷推進(jìn)器耦接到所述左舷推進(jìn)吊桿并且被適配為提供前向推力；耦接到所述左舷推進(jìn)吊桿的第一多個轉(zhuǎn)子，所述第一多個轉(zhuǎn)子被設(shè)置為與所述機(jī)身的所述縱軸基本上平行，每個轉(zhuǎn)子耦接到發(fā)動機(jī)并且被適配為在主要沿所述垂直軸的方向中提供推力； 右舷推進(jìn)吊桿，所述右舷推進(jìn)吊桿耦接到所述機(jī)身并且沿所述機(jī)身的右舷側(cè)與所述機(jī)身的所述縱軸基本上平行地定向； 右舷推進(jìn)器，所述右舷推進(jìn)器耦接到所述右舷推進(jìn)吊桿并且被適配為提供前向推力；耦接到所述右舷推進(jìn)吊桿的第二多個轉(zhuǎn)子，所述第二多個轉(zhuǎn)子被設(shè)置為與所述機(jī)身的所述縱軸基本上平行，每個轉(zhuǎn)子耦接到發(fā)動機(jī)并且被適配為在主要沿所述垂直軸的方向中提供推力； 其中，耦接到所述多個轉(zhuǎn)子的每個發(fā)動機(jī)被適配為與其他發(fā)動機(jī)獨(dú)立地受控制；并且其中，所述第一多個轉(zhuǎn)子中的至少一個轉(zhuǎn)子與所述第二多個轉(zhuǎn)子中的至少一個轉(zhuǎn)子在一個方向中被耦接，以在不位于所述垂直軸上的方向中提供推力的非零分量。
2.如權(quán)利要求1所述的個人飛機(jī)，其中，所述第一多個轉(zhuǎn)子包括至少4個轉(zhuǎn)子并且所述第二多個轉(zhuǎn)子包括至少4個轉(zhuǎn)子。`
3.如權(quán)利要求1所述的個人飛機(jī)，還包括飛行計(jì)算機(jī)，所述飛行計(jì)算機(jī)耦接到所述機(jī)身并且被適配為: 確定所述個人飛機(jī)的當(dāng)前方向； 確定所述個人飛機(jī)的希望方向；并且 根據(jù)所述個人飛機(jī)的所述當(dāng)前方向與所述個人飛機(jī)的所述希望方向之間的差，獨(dú)立地命令附接到所述轉(zhuǎn)子的所述多個發(fā)動機(jī)中的每一個發(fā)動機(jī)。
4.如權(quán)利要求3所述的個人飛機(jī)，其中所述飛行計(jì)算機(jī)還包括: 位置傳感器接口，所述位置傳感器接口被適配為接收指示所述飛機(jī)的位置、海拔、姿態(tài)和速度的傳感器數(shù)據(jù)；以及 轉(zhuǎn)子控制模塊，耦接到所述位置傳感器接口，所述轉(zhuǎn)子控制模塊被適配為確定從所述多個轉(zhuǎn)子中的每個轉(zhuǎn)子中所需要的推力量以實(shí)現(xiàn)所述希望方向，并且獨(dú)立地命令所述多個發(fā)動機(jī)中的每個發(fā)動機(jī)產(chǎn)生所確定的需要推力。
5.如權(quán)利要求4所述的個人飛機(jī)，其中，所述飛行計(jì)算機(jī)進(jìn)一步包括: 耦接到所述位置傳感器接口的推進(jìn)器控制模塊，所述推進(jìn)器控制模塊被適配為確定從每個推進(jìn)器所需要的前向推力的量，并且命令所述推進(jìn)器產(chǎn)生所需要推力。
6.如權(quán)利要求4所述的個人飛機(jī)，還包括: 包括用于所述飛機(jī)的上升和下降的編程軌跡的數(shù)據(jù)庫。
7.如權(quán)利要求1所述的個人飛機(jī)，其中，由多個支柱將所述左舷推進(jìn)吊桿和所述右舷推進(jìn)吊桿中的每一個耦接到所述機(jī)身。
8.一種飛機(jī)，包括: 機(jī)身； 前翼，所述前翼耦接到所述機(jī)身并且位于重心前部； 尾翼，所述尾翼耦接到所述機(jī)身并且位于所述重心后部； 在所述機(jī)身的左舷側(cè)上位于所述前翼與所述尾翼之間的第一多個升力轉(zhuǎn)子，所述第一多個中的至少一個具有第一傾斜并且所述多個中的至少一個具有第二傾斜； 在所述機(jī)身的右舷側(cè)上位于所述前翼與所述尾翼之間的第二多個升力轉(zhuǎn)子，所述第二多個中的至少一個具有第三傾斜并且所述多個中的至少一個具有第四傾斜； 推進(jìn)器，所述推進(jìn)器耦接到所述機(jī)身并且被適配為提供前向推力；以及飛行計(jì)算機(jī)，所述飛行計(jì)算機(jī)耦接到所述機(jī)身并且被適配為獨(dú)立地控制由所述第一多個升力轉(zhuǎn)子中的每個升力轉(zhuǎn)子和所述第二多個升力轉(zhuǎn)子中的每個升力轉(zhuǎn)子提供的推力的量。
9.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，其中，所述第一多個升力轉(zhuǎn)子中的轉(zhuǎn)子數(shù)量是4并且所述第二多個升力轉(zhuǎn)子中的轉(zhuǎn)子數(shù)量是4。
10.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，其中，所述第一多個升力轉(zhuǎn)子中的轉(zhuǎn)子數(shù)量是3并且所述第二多個升力轉(zhuǎn)子中的轉(zhuǎn)子數(shù)量是4。
11.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，其中，所述尾翼包括小翼特征。
12.如權(quán)利要求11所述的個人飛機(jī)，其中，所述小翼被定向在基本上向上垂直的方向中。
13.如權(quán)利要求11所述的個人飛機(jī)，其中，所述小翼被定向在基本上向下垂直的方向中。
14.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，其中，由電動機(jī)驅(qū)動所述升力轉(zhuǎn)子。
15.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，還包括在所述飛機(jī)的所述左舷側(cè)上的第一護(hù)欄以及在所述飛機(jī)的所述右舷側(cè)上的第二護(hù)欄，每個護(hù)欄基本上與所述安裝吊桿平行并且在所述多個轉(zhuǎn)子的舷外側(cè)上耦接到所述機(jī)身。
16.如權(quán)利要求15所述的個人飛機(jī)，其中，所述護(hù)欄被適配為降低所述飛機(jī)的噪聲排放。
17.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，其中，所述前翼和尾翼不共面。
18.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，其中，所述機(jī)翼是可折疊的。
19.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，其中，自動駕駛儀提供無人操作。
20.如權(quán)利要求8所述的個人飛機(jī)，其中，所述升力轉(zhuǎn)子葉片具有固定俯仰。
21.—種飛機(jī),包括: 機(jī)身； 前翼，所述前翼耦接到所述機(jī)身并且位于重心前部； 尾翼，所述尾翼耦接到所述機(jī)身并且位于所述重心后部； 第一安裝吊桿，所述第一安裝吊桿耦接到所述機(jī)身的左舷側(cè)； 第二安裝吊桿，所述第二安裝吊桿耦接到所述機(jī)身的右舷側(cè)； 第一多個升力轉(zhuǎn)子，每個轉(zhuǎn)子安裝在在所述機(jī)身的左舷側(cè)上的所述前翼與所述尾翼之間的所述第一安裝吊桿上，所述第一多個中的至少一個具有第一傾斜并且所述多個中的至少一個具有第二傾斜； 第二多個升力轉(zhuǎn)子，每個轉(zhuǎn)子安裝在在所述機(jī)身的右舷側(cè)上的所述前翼與所述尾翼之間的所述第二安裝吊桿上，所述第二多個中的至少一個具有第三傾斜并且所述多個中的至少一個具有第四傾斜；第一推進(jìn)器，所述第一推進(jìn)器耦接到所述第一安裝吊桿并且被適配為提供前向推力；第二推進(jìn)器，所述第二推進(jìn)器耦接到所述第二安裝吊桿并且被適配為提供前向推力；以及飛行計(jì)算機(jī)，所述飛行計(jì)算機(jī)耦接到所述機(jī)身并且被適配為獨(dú)立地控制由所述第一多個升力轉(zhuǎn)子中的每個升力轉(zhuǎn)子和所述第二多個升力轉(zhuǎn)子中的每個升力轉(zhuǎn)子提供的推力的量。`
【文檔編號】B64C3/10GK103796917SQ201280045400
【公開日】2014年5月14日 申請日期:2012年7月19日 優(yōu)先權(quán)日:2011年7月19日
【發(fā)明者】I·克羅 申請人:吉.埃羅公司