推力换向式飞机和相关控制方法与流程

相关申请的交叉引用

本专利申请要求2018年12月28日提交的欧洲专利申请第18248242.2号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。

本发明涉及一种推力换向式飞机以及一种相关控制方法。

背景技术：

在航空工业中，飞机通常用于较高的巡航速度，特别是150节以上，并且处于较高的高度，例如30000英尺以上。对于较高的巡航速度和高度，飞机使用固定翼来产生将飞机保持在空气中所需的升力。仅可通过使飞机在十分长的跑道上进行加速来提供足够的升力。这些跑道还需要允许飞机进行降落。

相反地，直升机通过主旋翼的桨叶的旋转来产生所需升力。因此，直升机可以不需要水平速度来进行起飞/降落，并且使用十分小的区域。此外，直升机能够进行悬停并且在相对较低的高度和速度下飞行，由此特别容易控制并且适用于严苛的操控，例如山地或海上救援操作。

然而，直升机在最大运行高度(约为20000英尺)和最大运行速度(不能超过150节)方面具有固有限制。

为了满足能够具有与直升机相同的操控性以及使用便捷性并同时克服上述的固有限制的航空器的需求，已知推力换向式飞机。

更详细地，已知类型的推力换向式飞机基本上包括：

-沿着第一纵向轴线延伸的机身；

-一对悬臂式机翼，它们从机身的相对两侧上突出并且具有与机身相对的相应的自由端部并且沿着基本上与第一纵向轴线正交的第二横向轴线对齐；

-承载相应的发动机并且相对于关联的机翼被固定的一对短舱；以及

-可围绕相应的第三轴线旋转并且操作性地连接至相应的发动机的一对旋翼。

在这种实施方案中，例如在贝尔v-280型航空器中，旋翼可相对于关联的发动机和短舱以及关联的机翼围绕与第二轴线平行的相关第四轴线倾转。

推力换向式飞机还能够选择性地呈现出：

-“飞机”构造，其中旋翼被设置为相应的第三轴线基本上平行于推力换向式飞机的第一轴线；或者

-“直升机”构造，其中旋翼被设置为相应的第三轴线基本上垂直于且横切于推力换向式飞机的第一轴线。

由于倾转旋翼的可能性，推力换向式飞机能够像直升机一样、即在基本上与推力换向式飞机的第一纵向轴线垂直的方向上进行起降，而不需要跑道。

此外，推力换向式飞机还能够在崎岖地形上进行起降并且不会产生与城市地区不匹配的噪声水平。

另外，推力换向式飞机能够在设置成直升机构造时进行悬停。

推力换向式飞机还可以在飞机构造中达到并保持约为250-300节的巡航速度以及约为30000英尺的飞行高度。

这种巡航速度比限定了直升机的最大巡航速度的约150节要大得多。

类似地，上述高度比直升机的常规情况大得多并且使推力换向式飞机能够设置成飞机构造来避免较低高度下的云层和大气扰动特征。

通过已知的方式，航空器的机翼各自包括以固定的方式连接至机身的翼盒以及可动附件。

这些可动附件被铰接在主体上从而限定对应的机翼的相应的后缘。

这些可动附件的例子包括副翼和襟翼。

副翼适于控制航空器的滚转，即，航空器相对于机身的纵向轴线的斜度。

为此，副翼相对于机身在彼此相反的方向上倾斜，从而增大一个机翼的升力并减小另一个机翼的升力。

相反地，襟翼都在相同的方向上倾斜，从而增大或减小机翼所产生的整体升力。

为了减小整体尺寸，还已知将副翼和襟翼结合在单一的可动附件中，在航空工业中称为襟副翼。

襟副翼在航空器的起飞或降落阶段中用作为襟翼，即，减小或增大机翼所产生的升力。

襟副翼在需要航空器执行滚转操作时用作为副翼，即，减小一个机翼的升力并增大另一个机翼的升力。

为了在推力换向式飞机处于飞机构造时提高机翼的气动效率，需要尽可能地减少气流在机翼与相应的可动附件之间的交界面处的任何干扰。

换句话说，需要确保气流在机翼与相应的可动附件之间的交界面处以干扰最少的方式流动。

更具体地，机翼的后缘与可动附件之间的每个孔隙都会导致航空器机翼所产生的整体阻力大幅增加，这对航空器的有效载荷和性能产生不利的影响。

为了减少这些不利效果，us5,094,412描述了一种配备有襟副翼的推力换向式飞机。每个襟副翼都包括被铰接在关联的机翼的后缘上的关联的前缘。

对于每个机翼，这种推力换向式飞机还包括介于相应的机翼与对应的襟副翼之间的密封元件，其适于在对应的襟副翼操作时封闭它们之间的孔隙。

特别地，该推力换向式飞机包括用于每个机翼的连接结构，其被构造为在襟副翼操作时针对襟副翼的预定的角位置将关联的密封元件设置在上述孔口的封闭位置中。

每个机翼还包括端部翼梁，其设置在关联的后缘那一侧上并且在与机翼的延伸方向正交的平面中具有扁平的截面。

上述的方案存在改进空间。

特别地，密封元件限定了额外的元件，这要求特定的占用空间以及专用的连接结构。

在本领域中意识到针对可动附件的不同的倾斜角度对每个翼盒与关联的可动附件之间的交界面的气动特性进行优化并同时尽可能地限制机翼变的笨重并且简化制造的需求。

针对所设置的可动附件，在本领域中还意识到除了能够控制处于“飞机”构造的推力换向式飞机之外还能够在推力换向式飞机处于“直升机”构造时尽可能少地干扰旋翼的动作所产生的下洗流的需求。

在短舱相对于机翼被固定并且旋翼可相对于关联的短舱倾转的前述实施方案中更加重了这种需求。

事实上，在这种方案中，短舱有十分大的表面暴露在旋翼的下洗流中，因此在“直升机”构造中降低了旋翼的效率并且导致需要更大的旋翼，这具有整体笨重的显著问题。

xp055391132公开了一种倾转旋翼演示机。

us-a-2017/305565公开了一种用于倾转旋翼航空器的推进系统，其具有通过机体支撑的发动机以及操作性地耦合至发动机的固定齿轮箱。内部和外部基座通过机体支撑并且定位在机翼上方。挂架组件被旋转地耦合在内部与外部基座之间。挂架组件包括具有输入齿轮的心轴齿轮箱、操作性地耦合至输入齿轮的主轴以及操作性地与主轴一起旋转的推进旋翼(proprotor)组件。心轴齿轮箱可围绕转换轴线旋转，从而在直升机与飞机模式之间选择性地操作倾转旋翼航空器。可围绕转换轴线旋转的公共轴被构造为从固定齿轮箱的输出齿轮向心轴齿轮箱的输入齿轮传递扭矩。内部和外部基座各自包括提供与挂架组件的牢固耦合的轴颈轴承。

us-a-2018/305037公开了一种用于航空器的燃料系统。该燃料系统包括燃料单元，其具有包括第一侧部的多个侧部以及具有紧固端部和自由端部的至少一个可变形夹具。紧固端部耦合至燃料单元的第一侧部并且自由端部与航空器的构架重叠，使得燃料单元的第一侧部被定位为靠近构架。至少一个可变形夹具是可变形的，以允许燃料单元响应于航空器的撞击而独立于构架之外移动，由此保护燃料单元不因撞击而损坏。

fr-a-2791634公开了一种倾转翼航空器。该航空器具有短舱，其具有与旋翼一起倾转的前部以及接收发动机的固定的后部。倾转式前部具有下整流罩，其在飞机模式中在后方通过重新弯曲的盖体延长。该盖体在发动机处于直升机模式时提供了平滑的流动表面。

技术实现要素：

本发明的目的在于一种推力换向式飞机的实施方式，其能够以简单且经济的方式满足上述的至少一种需求。

根据本发明，该目的通过权利要求1中要求保护的推力换向式飞机来实现。

本发明还涉及一种在权利要求12中要求保护的用于控制推力换向式飞机的方法。

附图说明

为了更好地理解本发明，下文中仅通过举例的方式并且借助于附图描述了非限制性的优选实施方式，其中：

-图1是根据本发明的教导做出的推力换向式飞机的俯视图，其处于“直升机”构造并且包括根据第一实施方式的原理制成的一对机翼；

-图2是图1的推力换向式飞机处于“飞机”构造的俯视图；

-图3是图1和图2的推力换向式飞机的前视图，示出了左机翼处于“直升机”构造并且右机翼处于“飞机”构造；

-图4是处于第一操作构造的图1至图3的机翼的沿着图1的线iv-iv截取的剖面；

-图5是处于第二操作构造的图1至图4的机翼的沿着图2的线v-v截取的剖面；

-图6是处于第二操作构造的图1至图5的机翼的分解侧视图；

-图7是图1至图6的机翼的立体图，其中为了清楚而移除了一些部分；

-图8是不同视角下的图1至图7的机翼的另外的立体图，其中为了清楚而移除了一些部分；并且

-图9是处于“直升机”构造并且包括根据另一个实施方式制成的一对机翼的推力换向式飞机的俯视图。

具体实施方式

参考图1至图8，附图标记1表示航空器、特别是推力换向式飞机。

推力换向式飞机1基本上包括：

-具有纵向延伸轴线a的机身2；

-分别从机身2的彼此相对的两侧上伸出并且横切于轴线a的一对悬臂式机翼3；

-容纳没有示出的相应的发动机并且相对于对应的机翼3被固定的一对短舱4；以及

-操作性地连接至相应的发动机的一对旋翼5。

机身2还包括设置在前部的头部12和尾部13，它们沿着轴线a彼此相对。

相应的机翼3的自由边缘9与机身2相对并且沿着与轴线a正交的轴线e对齐。

应注意，词语“在前部”、“尾部”、“纵向”、“侧”、“上方”、“下方”等等在本说明书中用于表示图1-3所示的推力换向式飞机1的向前飞行的常规方向。

更详细地，每个旋翼5都基本上包括：

-其可围绕轴线b旋转的驱动轴；

-通过驱动轴驱动进行旋转的桨毂7；以及

-铰接在桨毂7上的多片桨叶8。

旋翼5可相对于关联的机翼3和关联的短舱4围绕轴线c倾转。

轴线c横切于轴线a和轴线b。

轴线c还平行于轴线e。

推力换向式飞机1可以选择性地设置为：

-“直升机”构造(如图1所示)，其中旋翼5的轴线b与轴线a和轴线c正交；以及

-“飞机”构造(如图2所示)，其中旋翼5的轴线b与轴线a平行并且与轴线c正交。

由于旋翼5是相同的，因此在下文中将仅参考单独的旋翼5。

桨叶8沿着相应的轴线延伸并且包括相应的自由翼梢11。

在旋转期间，旋翼5的桨叶8的自由翼梢11以一个假想圆周为轨迹运行，其在本说明书的下文中表示为旋翼盘10。

由于机翼3是相同的，因此为了说明的简洁，在下文中将参考推力换向式飞机1的单独的机翼3。

更详细地，机翼3包括：

-翼盒20；以及

-一对可动附件21和22，它们独立地铰接在翼盒20上、特别是围绕轴线e被铰接在翼盒20上。

此外，旋翼5设置在机翼3的边缘9处。

特别地，可动附件21和22沿着轴线e从机身2朝向旋翼5一个接一个地设置。

特别地，参考图1所示的“直升机”构造，可动附件21和22设置在旋翼5的下方。

换句话说，可动附件21和22设置在通过平行于轴线b延伸旋翼盘10而获得的假想圆柱体内部。

更具体地，可动附件21设置在旋翼盘10的下方，即，设置在桨叶8具有最大切向速度并且旋翼5所产生的下洗流的作用更大的区域中。

翼盒20包括(图7)：

-位于与轴线e正交且平行于轴线a延伸的相应的平面上的多条肋25a和25b；

-多条翼梁26a、26b和26c，它们平行于轴线e延伸、与肋25a和25b正交并且彼此沿着轴线a间隔开；以及

-适于向翼盒20赋予具有所需气动形状的翼型28的形状的盖板27。

相应地，盖板27限定了：

-面朝头部12并且平行于轴线e延伸的前缘29；

-后缘30，其面朝尾部13、平行于轴线e延伸并且相对于轴线a与前缘29相对；

-在下文中被定义为顶表面31的气动造型的第一表面，其在前缘29与后缘30之间延伸；以及

-在下文中被定义为底表面32的气动造型的第二表面，其在与顶表面31相对的一侧上在前缘29与后缘30之间延伸。

翼梁26a、26b和26c从后缘30到前缘29按序地设置。

附件21和22被设置在翼盒20的后缘30的那一侧上。

附件21、22各自限定了相应的翼型35、36，并且相应地包括：

-铰接在翼盒20上的相应的端壁41或42；

-与壁41或42相对的相应的后缘43或44；

-在下文中被定义为顶表面45或46的相应的气动造型的表面，其在相应的壁41或42与关联的后缘43或44之间延伸；以及

-在下文中被定义为底表面47或48的相应的气动造型的表面，其在与对应的顶表面45或46相对的一侧上在相应的壁41或42与关联的后缘43或44之间延伸。

附件22平行于轴线e被铰接在翼盒20上。

当推力换向式飞机1处于“飞机”构造时(图2)，附件22像襟副翼一样进行控制。

更具体地，附件22通常设置在图2所示的中立位置，其中顶表面46和底表面48限定了翼盒20的顶表面31和底表面32的相应的延伸部。

此外，附件22可以选择性地从中立位置移动到第一升高操作位置和第二降低操作位置。

特别地，通过将一个附件22设置在第一升高位置并且将另一个附件22设置在第二降低位置，能够在航空器1上产生围绕轴线a的滚转力矩。

相反地，通过将两个附件22都设置在相应的第一升高操作位置或者第二降低操作位置，相应地减小或增大了机翼3所产生的整体升力。

优选地，当推力换向式飞机1超过特定的巡航速度时，附件22可以选择性地设置在介于相应的中立位置与第一升高操作位置之间的相应的第三操作位置，从而限定减速板。

在所示的例子中，中立位置与第一升高操作位置之间的角度为30度。中立位置与第二降低操作位置之间的角度为30度。中立位置与第三升高操作位置之间的角度约为5度。

当推力换向式飞机1处于“直升机”构造时(图1)，附件22被设置在第四降低位置。

优选地，附件22在第四降低位置与中立位置之间运动的角度α可根据“直升机”模式下的推力换向式飞机1的前进速度而变化。

上述运动的最大角度α大于第二降低操作位置与中立位置之间的附件22所限定的角度，并且在所示的例子中等于70度。

在推力换向式飞机1从“飞机”构造转变为“直升机”构造或相反地转变之后进行附件22从中立位置到第四降低位置的运动。

替代地，在推力换向式飞机1的前进速度下降到阈值以下时进行这种运动。

有利地，附件21被铰接在翼盒20上并且可选择性地在以下位置之间移动：

-第一中立位置(图5)，其在推力换向式飞机1处于“飞机”构造时实现并且其中其限定了翼盒20的延伸部；以及

-第二降低操作位置(图4)，其在推力换向式飞机1处于“直升机”构造时实现并且其中其与翼盒20一起限定了可以使旋翼5产生的下洗流从其中通过的开口50。

在第一中立位置中(图5)，翼型35和28彼此邻接，并且顶表面45和底表面47的靠近后缘43的部分限定了翼盒20的顶表面31和底表面32的相应的延伸部。

在第二降低操作位置中(图4)，翼型35和28彼此分离，并且顶表面45和底表面47分别与翼盒20的顶表面31和底表面32分离。

翼梁26a在与轴线e正交的平面中弯曲并且附件21的壁41被设置为在附件21处于第一中立位置时在整个长度上抵靠翼梁26a。

附件21的顶表面45在附件21处于第二降低操作位置时(图4)限定了翼梁26a的延伸部。

开口50在与前缘29相对的一侧上打开并且通过两个彼此连续的肋25b界定，并且翼梁26a的部分53在肋25b之间延伸。

翼盒20的后缘30在该开口50处中断。

附件21在其被设置在第一中立位置时(图5)被至少部分地容纳在开口50内。

更具体地，壁41以及顶表面45和底表面47的靠近壁41的部分在附件21被设置在第一中立位置时被容纳在开口50内。

壁41还具有面对后缘43的弯曲部，其在与轴线e正交的平面中获得的截面中从顶表面45朝向底表面47延续。

当附件21设置在第一中立位置时，气流沿着翼盒20流动并且附件21不会实际上受到任何干扰，从而在推力换向式飞机1处于飞机构造时优化机翼3的特性。

相反地，当附件21设置在第二降低操作位置时，旋翼5产生的下洗流沿着翼梁26a流动并且穿过开口50。因此，附件21以基本上受限的方式干扰旋翼5产生的下洗流，从而在推力换向式飞机1处于“直升机”构造时优化机翼3的特性。

针对推力换向式飞机1的“飞机”构造，机翼3的后缘通过翼盒20的后缘30以及位于肋25a和25b之间的附件22的后缘44来限定，并且通过位于肋25b之间的附件21的后缘43来限定。

此外，翼盒20限定了：

-隔室51，其通过翼梁26a和26b以及顶表面31和底表面32的位于这些翼梁26a和26b之间的部分来界定；以及

-隔室52，其通过翼梁26b和26c以及顶表面31和底表面32的位于这些翼梁26b和26c之间的部分来界定。

隔室51限定了燃料箱的一部分。

隔室52容纳将旋翼5彼此连接的互连轴55。

特别地，在与轴线e正交的平面中，翼梁26a具有c形截面并且翼梁26b和26c具有i形截面。

此外，翼梁26a在与轴线e正交的平面中具有面向后缘30的弯曲部，其从翼盒20的顶表面31延续到底表面32。

推力换向式飞机1还包括：

-控制单元70(仅在图6中示意性地示出)；

-多个、在所示的例子中为三个驱动机构(因为它们不构成本发明的一部分，因此不进行详细描述)，它们在功能上连接至控制单元70，以使附件22在相应的中立位置与操作位置之间移动；以及

-一对驱动机构75(图4-6和8)，它们在功能上连接至控制单元70，以使附件21在相应的第一中立位置与第二操作位置之间移动。

更详细地，驱动机构75设置在附件21的相对两个侧缘上，如图8所示。

每个驱动机构75都包括：

-杠杆80，其在介于翼梁26a与26b之间的位置中围绕底表面32所限定的轴线f被铰接在翼盒20上，并且围绕轴线g被铰接在附件21的壁41上；以及

-长度可变的伸缩式致动器81，其通过控制单元70来控制，在介于翼梁26a与后缘30之间的位置中相对于设置在翼盒20的底表面32上的轴线h被铰接，并且在轴线f与g之间的中间位置中围绕轴线i被铰接在杠杆80上。

特别地，致动器81包括套筒93和相对于套筒93滑动的活塞94。

在所示的例子中，轴线f、g、h和i彼此平行并且平行于轴线e。

另外，每个驱动机构75的轴线h和f都设置在固定在相应的肋25b上的相应的支架77和76上。

每个驱动机构75还包括：

-通过附件21承载并且配备有辊子83的臂82；以及

-槽84，其在与轴线e正交的平面中具有c形截面并且在介于翼梁26a与后缘30之间的位置中通过翼盒20来限定。

辊子83随着附件21从第二降低位置到第一中立位置的运动而在槽84内滑动。

翼盒20还包括一对止动元件85，它们限定了在附件21处于第一位置时通过相应的臂82所承载的对应的突出部87接合的相应的支座86。

特别地，每个突出部87都在与关联的臂82横切的方向上从辊子83伸出。

每个驱动机构75还包括：

-连接杆90，其围绕轴线h被铰接在翼盒20上并且相应的致动器81围绕轴线j被铰接在其上；以及

-一对杆91，它们围绕关联的轴线i被铰接在关联的连接杆90上，并且围绕轴线f被铰接在翼盒20和杠杆80上。

轴线j平行于相应的轴线f、g、h和i。

驱动机构75的杠杆80通过杆92彼此连接(如图8所示)，从而在一个驱动机构75失效的情况下确保附件21正确地移动。

如图8所示，每个驱动机构75的致动器81和杠杆80都位于与轴线e正交的相应的平面中，并且彼此平行且间隔开。

通过沿着对应的轴线i延伸并且连接至相应的致动器81和杠杆80的关联的销89(图8)来实现每个驱动机构75的致动器81与杠杆80之间围绕轴线i的铰接。

每个驱动机构75的槽84都沿着对应的轴线e介于对应的致动器81与杠杆80之间。

每个驱动机构75的槽84都在关联的臂82那一侧上打开并且通过关联的肋25b限定。

每个槽84都从由翼盒20的顶表面31限定的关联的支座86延伸直到设置在翼盒20的底表面32下方的自由端部88处。

更具体地，每个槽84都具有在与轴线e正交的平面中面对后缘30的弯曲部，其从关联的支座86延续到关联的端部88。

每个驱动机构75的致动器81都沿着对应的轴线e介于相应的杆91之间。

当附件21处于中立位置时(图5)，每个驱动机构75的致动器81、杠杆80、杆91和轴线g都被包含在由关联的槽84在与轴线e正交的平面中所占据的空间内。

优选地，每个驱动机构75的致动器81、杠杆80和杆91的延伸部的轴线都基本上彼此平行。

相反地，当附件21被设置在相应的第二降低操作位置中时(图4)，轴线g在与轴线e正交的平面中在与相应的槽84的止动元件85相对的自由端部88处被设置在下方。

在这种情况下，轴线g和臂82优选在与轴线e正交的平面中设置在端部88的下方。

机翼3还包括整流罩95(仅在图4和5中示意性示出)，其在附件21处于第一中立位置时容纳驱动机构75，从而限制其对多推力换向式飞机1的空气动力学的影响。

该整流罩95适当地被构造为当附件21在第一中立位置与第二降低操作位置之间移动时允许降低附件21并且允许驱动机构75的运动。

在没有示出的一个实施方式中，当推力换向式飞机1处于飞机构造时，附件21可以选择性地设置在相应的第三升高操作位置(没有示出)，从而限定减速板。

附件21的每个第一中立位置都成角度地介于相应的第二降低操作位置与相应的第三升高操作位置之间。

下文中从图1(图2)所示的推力换向式飞机1的“飞机”构造开始并且参考单一的机翼3来详细描述推力换向式飞机1的功能。

在这种情况下，旋翼5的轴线b与轴线a平行并且与轴线c正交。

在这种“飞机”构造中，附件21被设置在第一中立位置并且附件22像襟副翼那样受到控制。

在这个第一中立位置中，附件21的壁41抵靠翼梁26a，并且附件21的前部接合在开口50中。

换句话说，附件21限定了翼盒20的延伸部。此外，驱动机构75被容纳在整流罩95内。

因此，气流沿着翼盒20流动并且附件21不会实际上受到任何干扰，从而在推力换向式飞机1处于飞机构造时优化机翼3的特性。

更详细地，附件22通常设置在图2所示的中立位置，并且可选择性地移动至第一升高操作位置或第二降低操作位置。

特别地，如果需要相应的减小或增大机翼3产生的升力，则两个附件22都设置在相应的第一升高操作位置或第二降低操作位置中。在这些情况下，附件22用作为襟翼。相反地，如果需要在推力换向式飞机1上产生围绕轴线a定向的滚转运动，则一个附件22被设置在第一升高位置并且另一个附件22被设置在第二降低位置。在这些情况下，第二附件22像传统的副翼那样起作用。

在特殊的飞行操作条件下，附件21和22被选择性地设置在相应的第三升高操作位置，它们在此处限定减速板。

在需要在“直升机”构造下操作推力换向式飞机1的情况下，旋翼5围绕轴线c朝向机身2的尾部13旋转90度。在这种旋转结束时，轴线b与轴线a和轴线c正交(图1)。

在这种情况下，旋翼5产生的下洗流撞击机翼3的限定附件21和22的部分。这种下洗流产生了使推力换向式飞机1能够在“直升机”构造下起飞以进行飞行所需的升力。

另外，翼盒20的开口50设置在旋翼盘10的下方，即，设置在旋翼5产生的这种下洗流更强烈的区域中。

在这种“直升机”构造中，附件21被设置在第二降低操作位置并且附件22被设置在第四降低位置。

随着附件21被设置在相应的第二降低操作位置(图4)，旋翼5产生的下洗流流过附件21打开的开口50。此外，该气流在基本上无干扰的情况下沿着翼梁26a和实际上限定了延伸部的附件21的顶表面45流动。

该气流还流过通过机翼3界定并且通过设置在第四降低位置中的附件22打开的开口。

控制单元70通过驱动机构75使附件21在第一中立位置与第二降低操作位置之间移动。类似地，控制单元70通过没有示出并且不构成本发明的一部分的驱动机构使附件22在中立位置、第一升高操作位置、第二降低操作位置、第三升高位置和第四降低位置之间移动。

更具体地，如果没有示出的飞行员或自动驾驶系统启动了推力换向式飞机1从“飞机”构造到“直升机”构造的转变，则控制单元70使附件21从第一中立位置(图5)移动到第二降低操作位置(图4)并且使附件22移动到第四降低操作位置。

更详细地，在附件21的第一中立位置中，每个驱动机构75的突出部87都接合支座86并且杠杆80被设置为基本上平行于致动器81和连接杆90。

从这种构造开始，如图5所示，控制单元70控制每个致动器81的活塞94相对于相应的套筒93的延伸量。这使得杠杆80在逆时针方向上围绕轴线f旋转(参考图4)，并因此使得壁41和附件21在逆时针方向上围绕可动轴线g旋转。

这使得辊子83在逆时针方向上进入到槽84内，直到到达端部88为止。

以完全类似的方式，在附件21必须从第二降低操作位置移动到第一中立位置的情况下，控制单元70从图4的状态开始控制相应的致动器81的活塞94在套筒93内的滑动。这使得杠杆80在逆时针方向上围绕轴线f旋转(参考图4)，并因此使得壁41和附件21在逆时针方向上围绕可动轴线g旋转。

因此，辊子83在逆时针方向上进入到相应的槽84内，直到接合相应的止动元件85为止。在这种情况下，附件21处于第一中立位置，如图5所示。

杆92在一个致动器81失效的情况下确保杠杆80正确地移动。

此外，附件21在设置在第二降低操作位置中时穿过相邻整流罩95之间的间隙。

参考图9，示出了具有根据另一个实施方式的机翼3’的推力换向式飞机1。

机翼3’类似于机翼3，并且在下文中将仅描述其不同之处；在可能的情况下，机翼3和3’的相同或等同的部件将用相同的附图标记表示。

特别地，机翼3’与机翼3的不同之处在于附件21’延伸到短舱4处，并且附件22’在靠近短舱4的位置中被设置在附件21’内。

通过检查根据本发明的推力换向式飞机1和控制方法的特征，可以得到的优点是显而易见的。

特别地，附件21、21’可在以下位置之间选择性地移动：

-相应的第一中立位置，其在所述推力换向式飞机1处于飞机构造时实现并且其中其限定了翼盒20的延伸部；以及

-相应的第二降低操作位置，其在推力换向式飞机1处于直升机构造时实现并且其中其与翼盒20一起限定了可以使所述旋翼5产生的所述下洗流从其中通过的开口50。

因此，流过翼盒50和设置在第一中立位置中的附件21的气流不会实际上受到任何干扰，从而在推力换向式飞机1处于“飞机”构造时优化了机翼3和3’的效率。

与本说明书的背景技术部分中讨论的已知方案不同，在不使用额外的密封元件的情况下实现了这种效率提升。因此，机翼3和3’的整体笨重程度减小并且整体设计被特别简化。

由于附件21被部分地容纳在翼盒20所限定的开口50中，机翼3和3’的这种效率提升被进一步增强。机翼3和3’的效率的进一步提升源自于在机翼3和3’处于第一中立位置时被容纳在整流罩95内的驱动机构75，由此限制了机翼3和3’的翼型的阻力。

此外，如图4所示，附件21的顶表面45在附件21处于第二降低操作位置并且推力换向式飞机1处于“直升机”构造时限定了翼梁26a的延伸部。

以这种方式，旋翼5产生的下洗流穿过开口50并且沿着翼梁26a和有效地限定了翼梁26a的延伸部的附件21的顶表面45流动。因此，附件21以十分受限的方式干扰旋翼5产生的下洗流，从而即使在推力换向式飞机1处于“直升机”构造时也优化了机翼3的特性。

这种效果由于附件21被定位在来自旋翼5的下洗流达到最大强度水平之处的旋翼盘10的下方而被特别地增强。

此外，这种效果与已知方案相比能够减小旋翼5的所需直径并且能够增大机翼3的翼弦，其中机翼3沿着轴线a的尺寸受到限制，从而不会在推力换向式飞机1处于“直升机”构造时过度地干扰旋翼5产生的这种下洗流。

考虑到推力换向式飞机1的短舱4相对于机翼3固定并因此干扰上述气流，上述方案被认为是特别有利的。换句话说，通过基本上不干扰旋翼5产生的下洗流的附件21的积极效果补偿了与短舱4干扰的消极效果。

显而易见的是，可以在不脱离权利要求中限定的范围的情况下对本文所述的推力换向式飞机1和方法做出修改和变化。

特别地，壁41可以设置为在有限的一部分长度上、例如仅在顶表面31和底表面32处抵住翼梁26a。