具有倾斜推进器的垂直起飞和着陆能力飞机的制作方法

1.本发明涉及一种具有水平和垂直推进器的能够超短距/垂直起飞和着陆(hyper
‑
stol/vtol)的飞机。


背景技术：

2.全球范围内，诸如uber air之类的个人航空和空中乘车共享正在上升。用空降公司的话来说，“oem和初创公司都在争分夺秒地争取在2025年之前推出首架电动垂直起飞和着陆(evtol)飞机”[1]。用于实现evtol的许多机身很大程度上基于固定翼和多旋翼飞机的组合，也称为“quadplane”[2]。已知这种类型的飞机具有垂直起飞和着陆的优势，明显更高的巡航速度以及能够在目的地垂直着陆的能力[2]。quadplane的设计建立在飞机上，但至少增加了4个用于垂直飞行的旋翼/螺旋桨[2]。换句话说，水平巡航飞行和垂直飞行都有单独的推进力。因此，通常，当quadplane悬停时，它的水平飞机状推进器是不活动的。同样，当所述quadplane在水平飞行模式下使用机翼升力在空中巡游时，其强大的类似直升机的垂直推进系统将处于非活动状态，并且贡献为零。从我们的角度来看，这是低效且未优化的。其他使飞机能够悬停并执行垂直飞行的机身配置是基于倾斜机翼和倾斜旋翼的飞机，其中包括可旋转的推进单元，这些单元在技术上通常比quadplane[3,4]更复杂。
[0003]
我们提出了一种具有“串联旋翼稳定器”的固定翼飞机(飞机)的概念，作为在悬停和垂直飞行过程中有效利用水平和垂直推进力来克服quadplane设计局限性的有效解决方案(马来西亚专利申请号pi 2020000674)。在悬停和垂直飞行期间，飞机采取一种被称为“鹞式”的抬头姿态，俯仰角为正，因此水平推进器和垂直推进器都可以通过矢量分解对升力有贡献。如果水平和垂直推进力都具有相等的推力输出，则所述飞机通常将以45
°
的俯仰角起飞或悬停。这种飞机的示例性实施例如图1所示。然而，尽管这种俯仰角对于无人驾驶飞机的应用来说是很好的，但对于有人驾驶的飞机或载有乘客的飞机来说可能有点不舒服。


技术实现要素：

[0004]
因此，本发明的目的是试图减小配备有“串联旋翼稳定器”的飞机的起飞和悬停俯仰角。
[0005]
在马来西亚专利申请号pi 2020000674中，水平推进器的推力矢量基本平行于飞机的纵向轴线，如图1所示。本发明的一个显著特征是，在悬浮和vtol期间，水平推进器的推力矢量向上倾斜一个角度φ，导致垂直推力分量更大，从而减小了俯仰角ρ。这是通过在悬停和vtol期间向水平推进器施加倾角φ来实现的。倾角τ也可应用于垂直推进器，以帮助进一步减小悬停和vtol期间的倾角ρ。
[0006]
本发明的飞机的实施例包括飞机机身，该飞机机身可分为前部和后部。飞机机身还包括至少一对带有副翼的机翼，用于侧倾控制；至少一对水平推进器，其在悬停和vtol期间相对于飞机纵向轴线具有为0.5
°
至80
°
的正倾角φ；以及至少两个垂直推进器，其可以分
为前部单元和后部单元，至少一个前垂直推进器位于飞机机身的前部，至少一个后垂直推进器位于飞机机体的后部，其中前垂直推进器和后垂直推进器在围绕飞机的纵向轴线的大致横向对称的位置上。实施例中的飞机机身还可包括至少一个机身。至少一个水平推进器可安装在机翼的每一侧，其中水平推进器的推力矢量基本平行于相应机翼的弦线，因此，其上安装有水平推进器的机翼的迎角θ等于推进器的倾角φ。换句话说，在本发明中，θ＝φ总是正确的，反之亦然。还应注意，在hyper
‑
stol期间，水平推进器(104a，104b)的倾角φ可能保持在0.5
°
至80
°
的范围内。
[0007]
此外，根据本发明，每个机翼可具有一个或多个副翼或升降副翼，用于侧倾控制，但应至少有一个副翼浸没在水平推进器产生的强螺旋桨冲刷中，以帮助确保在垂直飞行和悬停期间进行有效的侧倾控制。因此，水平推进器应当以这样的方式安装使得所述副翼能够暴露于由水平推进器所产生的强气流中，以帮助确保在深机翼失速状态下进行足够的侧倾控制。因此，水平推进器应位于副翼的前方。
[0008]
在悬停和垂直飞行期间，水平推进器和垂直推进器都通过矢量的解析来贡献升力。根据本发明，在垂直飞行期间使水平推进器处于倾角φ会导致起飞和悬停俯仰角ρ的减小，这将特别有利于载人飞行应用。
[0009]
在本发明的优选实施例中，倾角以及因此水平推进器安装在其上的机翼的迎角是可重构的/可变的，以提供满足飞行要求的灵活性。但是，迎角的变化可以手动或自动进行，即当飞机停在吊架(hanger)内时，机翼的迎角可以手动设定，并使用螺母和螺栓固定到位，或者在空中时可以改变。在本发明中主要用于短途飞行的飞机，例如10公里，可以手动设置并锁定机翼的迎角为 12
°
。对于长距离飞行(例如500km的飞行距离)，当飞机在地面上时，迎角可以手动配置为 5
°
。这使飞机适应不断变化的需求，并提供了优先考虑舒适性和垂直飞行性能而不是水平飞行性能的可能性，反之亦然。
[0010]
在本发明的实施例中，飞机机身还可包括至少一个用于在水平飞行模式期间进行俯仰稳定性和控制的气动表面，其示例为水平稳定器、倒v形尾翼和三角形的机翼，所有这些都为将通过本文描述的本发明的各种实施例来举例说明。在使用水平稳定器的情况下，根据应用的性质，整个水平稳定器可用于促动俯仰控制，或者水平稳定器可具有用于空气动力学俯仰控制的升降器。在水平飞行模式(巡航飞行)中飞机的向前推力由水平推进器提供。另外，水平推进器可以基于各种驱动器，例如电动机、涡轮发动机(包括涡轮螺旋桨发动机和涡轮喷气发动机)、内燃发动机和太阳能发动机。
[0011]
与传统的倾斜翼飞机相比，期望本发明的飞机在vtol模式下能够更好地应对阵风。这是因为倾斜机翼飞机的垂直倾斜机翼代表较大的表面积，以供侧风推向[5]。在大风条件下，具有差推力偏航的本发明在vtol模式下也可以具有更好的权限。
[0012]
本发明的飞机的所有实施例都能够进行垂直起飞和着陆(vtol)以及超短距起飞和着陆(hyper
‑
stol)。
[0013]
现在将参考附图，其中相同的附图标记始终表示相同的元件。通过示例而非限制的方式提供前面公开。
附图说明
[0014]
图1是根据马来西亚专利申请号pi 2020000674的包括两个垂直推进器(或旋翼稳
定器)的示例性飞机的侧视图；
[0015]
图2是根据本发明的包括一对水平推进器的示例性飞机的透视图，每个水平推进器具有 6
°
的固定倾角；
[0016]
图3是根据本发明的处于悬停姿态的侧视图，其示出了与图2类似的示例性飞机，其俯仰角为ρ，并且分别向水平和垂直推进器施加了倾角φ和t，并且相关联的力作用在其上；
[0017]
图4(a)示出了本发明的飞机的实施例，该飞机包括椭圆形机身、一对上机翼和一对下机翼，它们在悬停和vtol期间具有45
°
的迎角；
[0018]
图4(b)示出了如图4(a)所示的实施例的侧视图；
[0019]
图4(c)是图4(a)中所示实施例的透视图，并且根据本发明，其包括用于长途飞行的倒v形尾翼；
[0020]
图4(d)是图4(a)所示实施例的另一透视图，它示出了下机翼具有45
°
的迎角，并且各个副翼向上偏转了45
°
，以影响水平飞行模式下的推进器的合成推力矢量；
[0021]
图4(e)是图4(a)所示实施例的透视图，其包括多个下机翼，每个下机翼还包括副翼；
[0022]
图5(a)示出了本发明的实施例，其中机身包括四个垂直推进器和一对水平推进器，机翼的迎角为20
°
；
[0023]
图5(b)是如图5(a)所示的实施例的底视图；
[0024]
图6(a)是本发明的实施例的透视图，其包括三角形的翼和倒置的垂直稳定器；
[0025]
图6(b)是如图6(a)所示的实施例的机身的前部附近的放大图；
[0026]
图6(c)是图6(a)所示实施例的侧视图。
具体实施方式
[0027]
本发明涉及一种能够超短距/垂直起飞和着陆(hyper
‑
stol/vtol)的固定翼飞机(飞机)，其具有水平推进器和垂直推进器的可重构信任矢量。
[0028]
图2是根据本发明的示例性飞机的透视图。飞机包括飞机机身(airframe)(100)。飞机机身100可分为前部和后部。所述飞机机身(100)还包括至少一个机身(fuselage)(101)、至少一对机翼(102)，所述机翼(102)在悬停和垂直起飞和着陆期间具有正迎角，范围在0.5
°
至80
°
之间；在每个机翼(102)上至少安装有水平推进器(104a，104b)；至少两个垂直推进器(106a，106b)，其可以分为前部单元和后部单元，至少一个前垂直推进器(106a)位于飞机机身前部且位于所述飞机机身的重心(c.g.)的前部，至少一个后垂直推进器(106b)位于飞机机身(101)的后部，并且在所述飞机机身的重心的后面，其中所述前垂直推进器和后垂直推进器在绕着图2中所示的飞机的纵向轴线的大致横向对称的位置上。在此示例性飞机中，一个水平推进器(104a，104b)安装到机翼的每一侧，其中水平推进器的推力矢量基本平行于相应机翼(102)的弦线，因此这意味着φ，水平推进器(104a，104b)的倾角等于θ，机翼(102)的迎角。在该实施例中，当飞机静止在地面上时，迎角被手动固定为6
°
，并通过螺母和螺栓固定到机身(101)，而在空中时，角保持6
°
。在水平飞行模式(巡航飞行)期间，飞机的向前推力由水平推进器(104a，104b)提供。水平推进器(104a，104b)可以基于各种驱动器，诸如电动机、涡轮发动机、内燃发动机和太阳能发动机。两个垂直推进器(106a，106b)优
选地位于距c.g基本上相等的距离处，以获得最佳的俯仰控制性能。此外，在该示例中，串联垂直推进器(106a，106b)具有反向旋转的旋翼以抵消转矩效应，并且相同的原理可以应用于水平推进器(104a，104b)。
[0029]
每个机翼(102)至少包括用于侧倾控制的副翼(108)。水平推进器(104a，104b)的安装方式应使所述副翼(108)暴露于水平推进器(104a，104b)产生的强气流中，以帮助确保在深机翼失速状态下(如悬停、垂直着陆和超短距起飞)的充分侧倾控制。因此，水平推进器(102a，102b)应位于副翼(108)的前面，并且在该特定示例中，水平推进器(102a)安装在机翼(102)的前缘附近。
[0030]
在悬停和垂直飞行期间，水平推进器(104a，104b)和垂直推进器(106a，106b)经由矢量的分解对升力做出贡献。根据本发明，在垂直飞行期间机翼(102)具有正的迎角会导致起飞角和悬停俯仰角的减小，这将特别有利于载人飞行应用。机翼(102)的迎角是可重新配置的。迎角的改变既可以在飞机处于地面时手动进行，也可以在飞机在空中时自动进行。
[0031]
该示例性飞机的飞机机身(100)至少包括一个气动表面，用于在水平飞行模式期间俯仰稳定性和控制，形式为鸭翼构型的水平稳定器(110)。在该示例中，如图2所示，几乎整个水平稳定器(110)都用于启动俯仰控制。将水平稳定器(110)用于巡航飞行期间的俯仰控制允许垂直推进器(106a，106b)被关闭，从而提高了效率并扩大了行程范围。可选地，飞机机身(100)可以包括至少一个垂直稳定器(112)，该稳定器对于滑翔时的方向稳定性或在水平推进器(104a，104b)发生故障并且无法提供用于偏航控制的推力差的情况下有用。可以具有一个以上的垂直稳定器(112)。垂直稳定器(112)可以进一步包括舵(114)，尽管模拟表明飞机仍然可以仅使用副翼而不使用舵(114)来令人满意地转弯。图2示出了安装在垂直稳定器(112)的顶部上的垂直推进器(106a，106b)的至少后部单元(106b)。可以使用水平推进器(104a，104b)的不同推力来实现垂直飞行模式期间的偏航控制。
[0032]
一组主起落架(gear)(116)位于飞机的后部，在所述飞机的重心之后。带轮的主起落架(116)和前起落架(118)可用于hyper
‑
stol和涉及跑道地面侧倾的紧急着陆。考虑到飞机的垂直起飞和着陆(vtol)能力，主起落架(116)和前起落架(118)可以配备用于水上操作的浮子或用于雪地操作的滑雪板。
[0033]
本发明中的垂直推进器(106a，106b)可以接受可变俯仰或固定俯仰(pitch)的旋翼(rotor)，然而，为了机械简单和降低维护成本，所述垂直推进器(106a，106b)的旋翼优选为固定俯仰的。这同样适用于水平推进器(104a，104b)。这意味着每个垂直推进器(106a，106b)只能在一个方向上施加空气动力。具有固定俯仰旋翼的垂直推进器(106a，106b)通过差动推力驱动飞机的俯仰控制。
[0034]
另外，串联垂直推进器(106a，106b)可用于在起飞和着陆期间向飞机提供部分升力，从而有助于降低向前的空速，从而导致超短的起飞/着陆距离。如马来西亚专利申请号pi 2018500050中所述的，在某些条件下，不需要使用倾斜翼或倾斜旋翼就可以进行垂直起飞和着陆。
[0035]
现在参考图3，图3示出了本发明中的飞机执行悬停以便深入了解作用在飞机上的使悬停和vtol飞行成为可能的力。飞机以ρ的俯仰角悬停(hovering)。每个水平推进器(104a，104b)产生推力t1。每个垂直推进器(106a，106b)产生推力t2。这架飞机的全重(auw)为w。为便于说明，我们考虑一下t2＝t1的情况。如上所述的，机翼(102)的迎角为θ＝φ，垂
直推进器(106a，106b)的倾角为，相对于飞机的垂直轴线测得。注意，所述垂直轴线平行于飞机的偏航轴线。
[0036]
考虑到飞机悬停时力的水平分量，可以得出
[0037]
t1·
cos(ρ φ)＝t2·
sin(ρ t).
[0038]
现在，考虑力的垂直分量，可以得到
[0039]
t1·
sin(ρ φ) t2·
cos(ρ t)＝0.5
×
w.
[0040]
在如图3所示的ρ＝16
°
,φ＝40
°
,和t＝18
°
的情况下
[0041][0042]
综上所述，矢量分析表明，当俯仰角ρ为16
°
时，且当水平推进器(104a，104b)和垂直推进器(106a，106b)产生相同的推力时，即t1＝t2＝0.30w，达到稳定的悬停状态。因此，本发明的飞机的所有实施例都能够进行垂直起飞和着陆(vtol)以及超短距起飞和着陆(hyper
‑
stol)。一种实现hyper
‑
stol的方法是简单地通过在保持俯仰角ρ和倾角φ和t的同时增加t1/t2的比率。注意，如果本发明中的实施例能够悬停和vtol飞行，那么它当然也能够执行hyper
‑
stol。
[0043]
如果马来西亚专利申请号pi 2020000674中提出的使φ＝0
°
,和t＝0，则悬停所需的俯仰角将为45
°
。
[0044]
矢量分析的值得注意和有趣的结果如下：
[0045]
1.φ＝45
°ꢀꢀꢀ
τ＝45
°ꢀꢀ
ρ＝0
°ꢀꢀꢀ
t1＝t2＝0.3536w
[0046]
2.φ＝45
°ꢀꢀꢀ
τ＝45
°ꢀꢀ
ρ＝10
°
t1＝0.4096w,t2＝0.2868w
[0047]
3.φ＝12
°ꢀꢀꢀ
τ＝12
°ꢀꢀ
ρ＝33
°
t1＝t2＝0.3536w
[0048]
4.φ＝50
°ꢀꢀꢀ
τ＝0
°ꢀꢀꢀ
ρ＝20
°
t1＝t2＝0.266w
[0049]
5.φ＝70
°ꢀꢀꢀ
τ＝20
°ꢀꢀ
ρ＝5
°ꢀꢀꢀ
t1＝0.3287w,t2＝0.2013w
[0050]
6.φ＝80
°ꢀꢀꢀ
τ＝0
°ꢀꢀꢀ
ρ＝5
°ꢀꢀꢀ
t1＝t2＝0.251w
[0051]
结果
‑
1表明，当φ和τ均为45
°
时，飞机应能够以0
°
的俯仰角进行垂直起飞和着陆，即飞机处于水平位置，水平推进器和垂直推进器均会产生推力大约等于飞机总重量w的35％。如果现在如结果
‑
2所示将起飞俯仰角ρ增加到10
°
，则每个垂直推进器只能预期输出为0.2868w的推力，以便维持稳定的悬停。另一方面，每个水平推进器应输出约0.4w的更大推力。这是一种高效的设计，因为除了为垂直飞行提供推力外，强大的水平推进器还可以用于高速巡航。结果
‑
5是另一个可以实际实现的有趣结果。
[0052]
结果
‑
3还是另一个有趣的结果，因为它表明12
°
的迎角可用于涉及中等空速的垂直和水平飞行，因此机翼(102)可以简单地锁定在机身(101)上的位置。分析表明，对于50
°
及以上的迎角，每个推进器所需的推力接近0.25w。请注意，在结果
‑
6中，φ＝80
°
大约是最大可能值，因为如果φ＝90
°
，则将没有来自水平推进器(104)的推力贡献，并且副翼(108)上没有螺旋桨冲刷时，将没有侧倾控制。
[0053]
图4(a)是根据本发明的飞机的实施例的透视图，其中飞机机身(100)包括机身(101)，并且机身(101)的形状基本上是椭圆形的。飞机机身(100)包括至少一对机翼(102)。在该示例性飞机中，每个机翼(102)还包括上机翼(102u)和下机翼(102l)，其中上机翼(102u)是具有固定迎角的固定机翼，并且它们主要用于水平飞行。根据本发明，在悬停和vtol期间，下机翼(102l)的迎角θ以及因此水平推进器(104a，104b)的倾角φ在0.5
°
至80
°
的范围内。根据本发明，在hyper
‑
stol期间，水平推进器(104a，104b)的倾角可以保持在0.5
°
至80
°
的范围内。然而，在该示例性飞机中，在垂直飞行和水平飞行期间，θ和因此φ固定为45
°
。每个下机翼(102l)包括至少一个水平推进器(104a，104b)和至少一个副翼(108)。此外，每个下机翼(102l)的翼展与各个水平推进器(104a，104b)的旋翼的直径几乎相同。这是因为下机翼(102l)的主要功能是用于慢速或垂直飞行。根据本发明，水平推进器(104a，104b)应定位在副翼(108)的前面，并且在该特定示例中，它们安装在机翼(102l)的前缘附近。根据本发明，水平推进器(104a，104b)的倾角φ基本上等于安装水平推进器(104a，104b)的下机翼(102l)的迎角θ。
[0054]
图4(b)是如图4(a)所示的示例性飞机的侧视图。椭圆机身(101)包括水平主轴线(101ha)。所述椭圆机身包括上前部，下前部，上后部和下后部。上前部与下前部之间由水平主轴线(101ha)隔开。该示例性飞机包括至少一个设置在椭圆形机身(101)的下前部上的前垂直推进器(106a)，以及至少一个设置在椭圆形机身(101)的上后部上的后垂直推进器(106b)。如图4(b)所示，垂直推进器(106a，106b)的倾角度τ为45
°
。推力矢量t1和t2也显示在图4(b)中。
[0055]
在τ＝45
°
和φ＝45
°
的情况下，起飞俯仰角ρ为0
°
。这意味着在这种配置下，飞机能够在机身基本水平的情况下执行vtol。飞机机身(100)还包括驾驶舱挡风玻璃(120)。椭圆机身(101)的设计很吸引人，因为至少一个前垂直推进器(106a)可以安装在驾驶舱挡风玻璃(120)下方，因此有助于保持飞行员的视野清晰。如图4(b)所示的实施例是紧凑的，并且可以适用于短途飞行。机身(101)还包括至少一部分在后部的附接点(122)，以将尾部组件附接作为长途飞行应用的一种选择。
[0056]
图4(c)是处于基本水平飞行模式的飞机的透视图，其中前垂直推进器(106a)和后垂直推进器(106b)都缩回到机身(101)中以提高空气动力学效率。垂直推进器(106a，106b)被容纳在具有一对侧向滑动的舱门(119)的隔室内。尾部组件包括至少一个支撑结构(124)、倒置的v形尾翼(126)，其在水平飞行模式期间提供组合的俯仰和偏航功能。倒置的v形尾翼(126)还包括控制表面(128)。在转变为水平飞行模式后，如图4(c)所示，可以手动或自动将下机翼(102l)的迎角θ减小至例如3
°
。
[0057]
通过使副翼(108)向上偏转，可以有效地减小水平推进器(104a，104b)的推力矢量的倾角。为了提高这种偏转的效率，如图4(d)所示，在各个下机翼(102l)上的多个水平推进器(104a，104b)的旋翼比单个水平推进器(104a，104b)的旋翼小。提高该方法效率的另一种可能的方法是使每个下机翼(102l)进一步包括多个下机翼(102l)，每个下机翼(102l)至少包括一个副翼(108)，如图4(e)所示。因为对于该示例性飞机，θ＝45
°
，所以副翼(108)在图4(d)和4(e)中向上偏转45
°
。该方法的优点在于，水平推进器(104a，104b)不涉及倾斜，并且仅相对较大的副翼(108)的偏转用于控制水平推进器(104a，104b)的合成推力矢量。期望该技术适用于θ具有45
°
或更小的值。
[0058]
控制飞机俯仰的另一种方法是使用重量转移方法。同样，在水平飞行期间启动飞机转弯(侧倾加偏航的组合)的另一种方法是在上翼(102u)上使用扰流板，而不是副翼(108)。由于具有在水平飞行期间影响俯仰、侧倾和偏航的能力，因此可以省去可选的尾部组件，从而形成了一种非常紧凑的适用于个人航空的vtol飞机，该飞机有可能在自己的后院起飞和着陆。
[0059]
图5(a)示出了根据本发明的飞机的另一实施例的透视图。所述飞机的飞机机身(100)包括尾后构造的水平稳定器(110)，并且水平稳定器(110)具有用于在水平飞行期间进行空气动力俯仰控制的升降器(111)。该示例性飞机包括四个垂直推进器(106a1、106a2、106b1、106b2)，这些推进器布置成使得它们展示出侧向对称性，不同之处在于它们位于距飞机纵向轴线一定距离的位置，如图5(b)的仰视图所示。
[0060]
再次参考图5(a)，前垂直推进器(106a1、106a2)和后垂直推进器(106b1、106b2)经由支撑结构(130)连接到相应机翼(102)，使得机翼102的迎角影响水平推进器104a，104b的倾角和垂直推进器106a1、106a2、106b1、106b2的倾角。换句话说，垂直推进器(106a1、106a2、106b1、106b2)的倾角的变化，δτ＝δφ＝δθ。
[0061]
在图5(a)中，τ＝φ＝θ＝20
°
，因此，飞机预期以俯仰角ρ为25
°
悬停。该实施例的独特优点在于，每当机翼(102)的迎角θ改变时，垂直推进器(106a1、106a2、106b1、106b2)与水平推进器(104a，104b)一起倾斜。
[0062]
至少一组主起落架(116)可以基本上放置在垂直推进器(106b1、106b2)的后部单元的后面，以防止垂直推进器(106b1、106b2)的后部单元的旋翼受到地面冲击。这种布置的安全优势在于，随着飞机向上俯仰起飞，后垂直推进器(106b1、106b2)的旋翼进一步远离地面，直到达到一定的俯仰角。
[0063]
传统飞机通常要求将主起落架放置在靠近飞机c.g.以便在起飞时旋转。但是，主起落架组(116)可以放置在在飞机重心之后很远的地方。在本发明中，由于是串联旋翼稳定器提供了独特性，在于它为飞机提供了部分升力，从而使起飞旋转成为可能。这对于本发明的所有实施例都是正确的。另一个含义在于，主起落架(116)和前起落架(118)对于垂直起飞和着陆不是必不可少的，并且基于“腹部着陆”的方案是可能的，特别是对于轻型auw应用(例如小型无人飞机)而言。
[0064]
图6(a)示出了根据本发明的飞机的又一实施例的透视图，其中至少一对机翼具有三角形形状，以实现俯仰稳定性和控制。每个机翼(102)包括至少一个水平推进器(104a，104b)和至少一个升降副翼(103)。该实施例也适用于高速应用，因此水平推进器(104a，104b)应当优选地是能够将飞机推进到高空速的那些类型，例如涡轮喷气发动机和涡轮风扇。每个水平推进器(104a，104b)包括推力矢量喷嘴(105)，该推力矢量喷嘴(105)具有两个自由度，以在悬停和基本垂直的起飞和着陆期间致动侧倾和偏航控制。在众所周知的三角翼设计变体中，有裁剪三角翼、复合三角翼、弯箭头三角翼和卵形三角翼[6]。在该实施例中，至少垂直稳定器(112)安装在飞机机身(100)的后部上并且在飞机机身(100)下方。该飞机还在各自的翼尖处具有两个垂直稳定器(112)。
[0065]
类似于图4所示的实施例，该飞机的机身(101)还包括储藏室(115)，如图6(b)的特写视图所示。根据本发明，储藏室(115)使得垂直推进器(106a，106b)能够缩回以提高空气动力学效率。每个储藏室(115)至少具有在前后方向上滑动的舱口盖(119)。
[0066]
图6(c)示出了如图6(a)所示的飞机的侧视图。它示出了属于飞机左侧的水平推进器(104a)的推力矢量喷嘴(105)相对于飞机的纵向轴线向下旋转了45
°
。这又使水平推进器(104a)的倾角φ的有效值如图6(c)所示大致为45
°
。
[0067]
可以预见的是，如果飞空中有重的燃料负载或有效载荷，以致飞机的auw超过垂直推进器(106a，106b)和水平推进器(104a，104b)的总垂直推力分量，则超短距起飞由于机翼
产生升力的贡献而是一个更合适、更有效的选择。
[0068]
已经出于说明和描述的目的给出了本发明的前述描述。此外，该描述无意将本发明限制为本文公开的形式。因此，与上述教导以及相关领域的技术和知识相对应的变型和修改都在本发明的范围内。上文描述的实施例还旨在解释已知的实践本发明的最佳方式，并使本领域的其他技术人员能够以这样的实施例或其他实施例和由本发明的特定应用或特定用途所要求的各种修改，来利用本发明。旨在将所附权利要求解释为包括现有技术所允许的程度的替代实施例。
[0069]
参考文献:
[0070]
1.m.francesco(2020)is the urban air mobility industry ready for take
‑
off？https://www.airborne.com/urban
‑
air
‑
mobility
‑
the
‑
rise
‑
of
‑
evtol
‑
vehicles/
[0071]
2.ardupilot dev team(2019)quadplane overview.https://ardupilot.org/plane/docs/quadplane
‑
overview.html
[0072]
3.d.z.morris(2017)the v
‑
22osprey:a crash decades in the making.https://fortune.com/2017/08/05/v22
‑
osprey
‑
crash
‑
australia/
[0073]
4.devry university(2020)drones:description&thesis.https://www.coursehero.com/file/p2mea4o/there
‑
are
‑4‑
types
‑
of
‑
drones
‑
majorly
‑
used
‑
namely
‑
fixed
‑
wing
‑
drone
‑
that
‑
has
‑
long/#/doc/qa
[0074]
5.wikipedia(2019)tiltwing.https://en.wikipedia.org/wiki/tiltwing
[0075]
6.wikipedia(2020)delta wing.https://en.wikipedia.org/wiki/delta_wing.