專利名稱：偏轉(zhuǎn)翼旋翼的垂直起降的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種用于垂直起降航空器的機翼，以及一種用于垂直起降航空器的機身。此外，本發(fā)明涉及一種用于垂直起降的航空器，其包括機翼和機身。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：
本發(fā)明的目的在于，獲得能夠例如在沒有跑道情況下起飛和降落的航空器。因此，過去已經(jīng)進行了對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較大的螺旋槳或噴氣發(fā)動機所產(chǎn)生的。由于較高的阻力，螺旋槳在航空器移動飛行中存在不利之處。此外，如果垂直起降航空器被構造成固定翼航空器，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，駕駛非常復雜。垂直起降航空器成為現(xiàn)實的示范性概念為“Harrier (鷂式戰(zhàn)斗機)”或者“F-35LightningII (F-35閃電II)”。兩者由于需要復雜的控制系統(tǒng)和較高的煤油消耗而是非常低效的。對于能夠懸停飛行的航空器，有效解決方案通過直升機完成，使用例如較大的機翼面積。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)動機(例如螺旋槳)以及用于產(chǎn)生在移動模式中加速航空器到期望移動速度的另一發(fā)動機。取決于所預定的速度，可使用噴氣式或螺旋槳式發(fā)動機。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的一個目的是，提供一種更高效的垂直起降航空器。該目的通過根據(jù)獨立權利要求的主題實現(xiàn)。通過從屬權利要求描述本發(fā)明有利的實施方式。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翼。該機翼可安裝到機身，從而機翼可繞著機翼縱向機翼軸線傾斜，并且機翼可繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)，該第二軸線并不同于縱向機翼軸線。該機翼適于在固定翼飛行模式中機翼并不繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。該機翼還適于在懸停飛行模式中該機翼相對于其在固定翼飛行模式中的定向而繞著縱向機翼軸線傾斜，并且該機翼繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。根據(jù)另一示范性實施方式，提出一種用于垂直起降航空器的機身。該機身適于上述機翼被安裝到該機身。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)上述機翼的第一機翼，和根據(jù)上述機翼的第二機翼。此外，該航空器包括如上所述的機身。第一機翼包括第一機翼縱向軸線，且第二機翼包括第二機翼縱向軸線，其中，第一機翼沿著第一機翼縱向軸線從機身延伸，并且第二機翼沿著第二機翼縱向軸線從機身延伸。第一機翼可繞著第一機翼縱向軸線以第一旋轉(zhuǎn)方向而傾斜，并且第二機翼可繞著第二機翼縱向軸線以第二旋轉(zhuǎn)方向而傾斜。在另一示范性實施方式中，航空器可包括第三機翼或更多機翼。第三或更多機翼例如可伸縮。在固定翼模式下，這些機翼例如可形成雙層。這些機翼可繞著第二軸線順時針或逆時針旋轉(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:通過將機翼和機身相對于彼此布置以啟動固定翼飛行，而將航空器轉(zhuǎn)換到固定翼飛行模式。此外，該方法包括:通過將機翼繞著縱向機翼軸線傾斜以及通過將機翼繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)以啟動懸停飛行，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。該方法包括將機翼安裝到機身，使得機翼可繞著機身的第二軸線而旋轉(zhuǎn)。此外，本方法包括將機翼安裝到機身，使得機翼可繞著機翼的縱向機翼軸線而傾斜。在固定翼飛行模式中，在沒有機翼與機身之間相對運動的情況下將機翼固定到機身，從而通過航空器的向前運動由穿過空氣運動的機翼產(chǎn)生提升。在懸停飛行模式中，機翼繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)，從而由于機翼旋轉(zhuǎn)穿過空氣，即使在沒有航空器穿過空氣的相對運動的情況下，產(chǎn)生了提升。由此，通過旋轉(zhuǎn)機翼穿過空氣，可實現(xiàn)懸停飛行模式，例如直升機。機身可與機翼一起繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)?？蛇x地，機翼可相對于機身旋轉(zhuǎn)，從而在懸停飛行模式下僅機翼旋轉(zhuǎn)以產(chǎn)生提升。此外，如果機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，即角動量守恒)。因此，通過本發(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，可以結合每種飛行模式的各自優(yōu)點。例如，固定翼飛行航空器在巡航飛行期間更高效，即當航空器穿過空氣運動的時候。另一方面，在航空器的懸停模式中，機翼旋轉(zhuǎn)，諸如機翼或直升機的葉片，從而機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)生提升的推進發(fā)動機相比，由于具有較大的機翼長度，這更加高效。例如，已知的垂直起落航空器通過發(fā)動機功率以及通過機翼旋轉(zhuǎn)的氣動升力產(chǎn)生提升。機翼包括縱向機翼軸線，其中，縱向機翼軸線是例如連接翼根與翼尖的軸線。例如，機翼可通過翼根安裝到機身，其中，翼尖限定了機翼的自由端?？v向機翼軸線可例如與機翼的前緣或后緣平行。此外，縱向機翼軸線可以是大約垂直于機身縱向軸線的軸線。該機翼可包括空氣動力的翼輪廓，其包括迎空氣的前緣以及空氣流遠離其的機翼后緣。上述航空器可包括第一機翼和第二機翼，其中，每個機翼通過其根端連接到航空器的機身。第一機翼和第二機翼中的每個機翼包括單個且分開的第一縱向軸線和第二縱向軸線。在懸停飛行模式中，第一縱向機翼軸線和第二縱向機翼軸線可定向為基本上平行。在固定翼飛行模式中，第一縱向機翼軸線和第二縱向機翼軸線也可彼此平行地延伸。在另一實施方式中，第一縱向機翼軸線和第二縱向機翼軸線可彼此非平行地延伸，從而在第一縱向機翼軸線與第二縱向機翼軸線之間設置角度。如果第一縱向機翼軸線和第二縱向機翼軸線包括彼此之間的角度，則第一機翼和第二機翼可包括后掠翼，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，或者無人駕駛航空器(UAV)。該航空器可例如為無人駕駛飛機(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。機身展現(xiàn)了航空器的主體，其中，通常航空器的重心位于機身的區(qū)域中。根據(jù)本發(fā)明，該機身可以是機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，機身可以是機翼的一部分，并且機身可包括等于機翼的翼弦線(例如寬度)的寬度?？蛇x地，機身包括長于連接前緣和后緣的機翼翼弦線(例如寬度)的長度。該機身包括機頭和尾部部分。在一個示范性實施方式中，第二軸線可以是機身的縱向機身軸線。在一個示范性實施方式中，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身軸線地延伸。機翼可固定到機身，以便機翼并不相對于機身繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。由此，在懸停飛行模式中，機翼和機身繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)，來產(chǎn)生提升。尤其地，在懸停飛行模式中，機翼和機身一起繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)，來產(chǎn)生提升。在一替選實施方式中，機翼安裝到機身，從而機翼繞著第二軸線相對于機身旋轉(zhuǎn)，進而在懸停飛行模式中，機翼可旋轉(zhuǎn)來產(chǎn)生提升，并且機身并不繞著第二軸線旋轉(zhuǎn)。此外，另一機翼可沿著縱向機身軸線附接到機身。根據(jù)另一示范性實施方式，該機翼包括軸承環(huán)和/或支承環(huán)，其中，形成該軸承環(huán)/支承環(huán)用來被夾緊到機身的表面，以將機翼安裝到機身。當產(chǎn)生機翼繞著機身的旋轉(zhuǎn)時，需要機翼的一些部分圍繞機身并且不貫穿機身，例如用于固定的目的。該機以可旋轉(zhuǎn)固定到機身的圓周表面。尤其地，所必要的是，在機翼與機身的表面之間形成可移動(例如滑動)的連接。這種可移動連接可通過使用軸承環(huán)和/或支承環(huán)而實現(xiàn)。該軸承環(huán)可以是用于被固定到機翼的閉合或開口環(huán)。該軸承環(huán)可滑動地夾緊到機身的外表面，其中，軸承環(huán)與機身之間形成了滑動軸承。除了滑動軸承之外，軸承環(huán)與機身的外表面可適于形成球軸承，以便減小磨損。該軸承環(huán)可相對于支承環(huán)滑動，其中，該支承環(huán)可固定到機身，不可滑動。根據(jù)另一個示范性實施方式，軸承環(huán)可滑動安裝到機身，可沿著機身的表面在第二軸線的方向上滑動。該機翼包括第一螺栓和第二螺栓。該機翼通過第一螺栓被安裝到機身，并且該機翼通過第二螺栓安裝到軸承環(huán)，從而通過軸承環(huán)沿著第二軸線的預定運動機翼可在固定翼飛行模式與懸停飛行模式之間傾斜。本示范性實施方式描述了堅固的機械系統(tǒng)，其用于在固定翼飛行模式與懸停飛行模式之間轉(zhuǎn)換機翼。該第一螺栓被安裝到機翼以及機身。該機翼可繞著第一螺栓旋轉(zhuǎn)。此夕卜，第一螺栓也可繞著機身旋轉(zhuǎn)。第二螺栓被安裝到軸承環(huán)和機翼，其中，第二螺栓可相對于機翼和軸承環(huán)旋轉(zhuǎn)。由此，如果第一螺栓和第二螺栓被固定至機翼上的隔開位置，則第一螺栓相對于第二螺栓的相對運動導致機翼繞著縱向機翼軸線的傾斜。由此，通過沿著第二軸線(縱向機身軸線)移動軸承環(huán)，第一螺栓和第二螺栓由于繞著共同旋轉(zhuǎn)中心的不同固定點而相對于彼此移動，從而機翼可傾斜。通過將機翼螺栓固定到機身，實現(xiàn)了可調(diào)的且堅固的機械系統(tǒng)。根據(jù)另一示范性實施方式，機翼包括伺服電動機。該機翼可通過螺栓連接到機身。伺服電機例如可通過轉(zhuǎn)動螺栓而控制機翼的傾斜。根據(jù)另一示范性實施方式，軸承環(huán)可滑動地安裝到機身，可沿著機身的表面在縱向機身軸線(例如第二軸線)的方向上滑動。機身的導向槽適于可滑動接合機翼的第一螺栓。機身適于保持軸承環(huán)，該機翼通過第二螺栓安裝至該軸承環(huán)，其中，軸承環(huán)可沿著縱向機身軸線而滑動地安裝到機身。導向槽由此形成，以便第二螺栓沿著導向槽路線可移動預定運動。可替換地或可附加地，另一導向槽可布置在軸承環(huán)中，從而機翼的第二螺栓通過另一導向槽接合。第一螺栓可直接且不滑動地固定到機身，或者第一螺栓可移動地固定到機身的上述導向槽中。例如，在導向槽的第一末端處，機翼處于啟動固定翼飛行模式的位置，其中，如果第一螺栓沿著導向槽的路線而滑動到導向槽的第二末端，機翼處于啟動懸停飛行模式的位置。為了實施機械螺栓-槽連接，導向槽可在第一末端處并且在第二末端處各設置第二凹槽，其中，第一螺栓卡在第一或第二凹槽中，以便產(chǎn)生堅固的機械連接。未拴上機構(unlatch mechanism)可迫使第一螺栓離開第一凹槽或第二凹槽，以將機翼位置從懸停飛行模式改變到固定翼飛行模式。根據(jù)另一示范性實施方式，機身包括尾翼，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，越過尾翼的氣流可用來控制航空器的飛行方向。此外，在懸停飛行模式下，旋翼可將氣流引導到尾翼，其中，該尾翼可使用通過的空氣，以在懸停飛行模式下穩(wěn)定和控制航空器。例如，尾翼可布置在機身機頭或機身尾部處。在另一示范性實施方式中，尾翼可旋轉(zhuǎn)地安裝到機身，從而尾翼在懸停飛行模式下可繞著縱向機身軸線旋轉(zhuǎn)，用來減小由機身中旋轉(zhuǎn)機翼所導致的扭矩。尤其地，在懸停飛行模式中機翼的旋轉(zhuǎn)對機身產(chǎn)生扭矩，從而由于機翼的旋轉(zhuǎn)，機身自身開始旋轉(zhuǎn)。因此，通過尾翼的旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生了反向的扭矩，從而平衡旋轉(zhuǎn)機翼所導致的扭矩。因而，可防止在懸停飛行模式下機身的旋轉(zhuǎn)。根據(jù)航空器的另一示范性實施方式，第一機翼的第一旋轉(zhuǎn)方向不同于第二機翼的第二旋轉(zhuǎn)方向。尤其地，如果第一機翼從機身的一側(cè)延伸，并且第二機翼從機身的相反側(cè)延伸，以及第一機翼和第二機翼繞著縱向機身軸線旋轉(zhuǎn)，則所必需的是，各自的機翼邊緣，也就是機翼的前緣，移動穿過空氣，從而通過翼輪廓產(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，第一機翼可繞著第一機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°，并且第二機翼繞著第二機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)明的另一示范性實施方式，航空器包括用于產(chǎn)生推力的推進系統(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。推進系統(tǒng)可包括螺旋槳發(fā)動機，渦輪螺旋槳發(fā)動機，火箭推進單元和/或噴氣式發(fā)動機。推進系統(tǒng)的推進裝置中的每個可位于和安裝到機身或機翼。一個或多個推進裝置和/或推進單元可安裝到機身和/或每個機翼。此外，螺旋槳發(fā)動機可通過電能或燃料驅(qū)動，例如氫或者煤油。必要的燃料箱或者電池可安裝在機身中或機翼中?？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到各推進裝置。由此，電池或燃料箱可被安裝到所期望的位置，與推進裝置間隔開，從而可實現(xiàn)航空器的有利平衡點調(diào)整。此外，航空器被設計成提供自旋轉(zhuǎn)特性。自旋轉(zhuǎn)指的是通過機翼產(chǎn)生提升，甚至當航空器并不由推進系統(tǒng)驅(qū)動時。尤其地，如果推進裝置發(fā)生故障，航空器可使用機翼的自旋轉(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)機動期間控制由自旋轉(zhuǎn)機翼產(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機翼的空氣速度的保持。在自旋轉(zhuǎn)機動期間，通過航空器的下降提供空速。在一個示范性實施方式中，推進系統(tǒng)的推進裝置可安裝在機身的尾部中。在推進裝置是螺旋槳或渦輪螺旋槳的情況下，有利的是，將推進裝置安裝到機身機頭或安裝到機翼。根據(jù)另一示范性實施方式，航空器包括空氣分配系統(tǒng)，其安裝在機身的內(nèi)部以及第一機翼和/第二機翼的內(nèi)部。第一機翼和/或第二機翼包括至少一個噴嘴部分，其用于將吹出空氣，從而可產(chǎn)生推力。由此產(chǎn)生了葉端噴口設置。該推進系統(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)布置在機翼和/或第二機翼的內(nèi)部，從而所供給的空氣被引導到噴嘴部分。通過本示范性實施方式，吸入單元可安裝到相對于航空器的平衡點有利的位置。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空氣分配系統(tǒng)而被引導至該噴嘴。例如，如果噴嘴部分布置在各機翼的尖端處，重的空氣吸入單元可安裝到機身。沒有更重和復雜的安裝裝置必須安裝到機翼，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系統(tǒng)。例如，噴嘴所產(chǎn)生的推力可導致在固定翼飛行模式下航空器的推進。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，機翼可在相反的方向上傾斜，從而例如兩個噴嘴部分在彼此相反的方向上產(chǎn)生推力，一個噴嘴部分安裝到左第一機翼處，另一個噴嘴部分安裝到第二右機翼處。因而，如果例如在第一方向上在第一機翼尖端處產(chǎn)生推力，并且在第二機翼的相反尖端處在與第一機翼處的第一推力方向的相反方向上產(chǎn)生推力，則產(chǎn)生第一機翼和第二機翼繞著縱向機身軸線的旋轉(zhuǎn)。通過旋轉(zhuǎn)，可啟動懸停飛行模式。尤其地，沒有大質(zhì)量必須安裝到機翼以及機翼的尖端。因此，由機翼的旋轉(zhuǎn)以及固定到機翼的這些質(zhì)量所導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)另一示范性實施方式，第一機翼和/或第二機翼包括多個噴嘴部分，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。多個噴嘴部分中的每一個可通過這種方式控制，即，可分別調(diào)節(jié)由多個噴嘴部分中每個噴嘴所產(chǎn)生的推力。因此，每個噴嘴的推力方向可獨立地調(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渡狀態(tài)中，可以是其中航空器仍舊非常慢的位置，從而沒有產(chǎn)生固定翼的傾斜，并且機翼的旋轉(zhuǎn)可能已經(jīng)非常慢，從而通過機翼的旋轉(zhuǎn)未產(chǎn)生足夠的提升。因此，為了穩(wěn)定過渡狀態(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空氣的速度足夠快以產(chǎn)生提升。根據(jù)另一示范性實施方式，該推進系統(tǒng)包括第一推進單元和第二推進單元，第一推進單元安裝到第一機翼用于產(chǎn)生第一推力，第二推進單元安裝到第二機翼用于產(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。該第一推進單元和第二推進單元可通過螺旋槳發(fā)動機、火箭推進單元、上述噴嘴或渦輪螺旋槳發(fā)動機所形成，它們可由燃料、壓縮空氣或電能所驅(qū)動。該電能可由太陽能所產(chǎn)生。此外，推進單元可由噴氣式發(fā)動機所形成，該噴氣式發(fā)動機可例如由煤油或氫所驅(qū)動。如果第一推進單元安裝到第一(右)機翼并且第二推進單元例如安裝到第二 (左)機翼，兩個推進單元可用來在固定翼飛行模式下產(chǎn)生航空器的推力和推進。該推進系統(tǒng)可還包括安裝到機翼的多個推進單元。根據(jù)航空器的另一示范性實施方式，第一推進單元和第二推進單元可安裝到第一機翼和/或第二機翼，從而第一推力和第二推力產(chǎn)生第一機翼和/或第二機翼繞著縱向機身軸線或第二軸線的旋轉(zhuǎn)，來啟動懸停飛行。根據(jù)另一示范性實施方式，第一推進單元和第二推進單元可如此控制，S卩，第一推力和第二推力可獨立于彼此而被調(diào)節(jié)。尤其地，如果第一推進單元安裝到第一機翼而第二推進單元安裝到第二機翼，以及如果第一推進單元在第一方向上產(chǎn)生第一推力而第二推進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)生機翼繞著縱向機身軸線或第二軸線的旋轉(zhuǎn)。通過將推進單元(例如上述噴嘴)安裝到機翼，通過所謂的〃葉端噴口 〃設置可產(chǎn)生機翼的旋轉(zhuǎn)。由此，按照這種葉端噴口設置，通過將推進單元和/或噴嘴安裝到機翼，在機翼中產(chǎn)生推進力(推力)。尤其地，無轉(zhuǎn)動扭矩(驅(qū)動力矩)必須從例如機身或航空器的另一中央部分轉(zhuǎn)移到各機翼的尖端，該尖端通常與該中央部分間隔開。由此，并不需要尾部旋翼來抑制由布置在中央位置的推進裝置或單元的驅(qū)動力矩所產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩影響。此外，如果在第一推進單元和第二推進單元繞著第二軸線的圓周路線的一個部分中產(chǎn)生更少的動力，則產(chǎn)生了迫使航空器在預定方向漂移的推進力。尤其地，為了在懸停飛行模式中產(chǎn)生這種漂移，在推進單元繞著機身的圓周路線的一個期望部分處，當各推進單元每次經(jīng)過該期望部分時，第一推進單元和第二推進單元可被關掉或者減少，從而在該預定期望的部分中產(chǎn)生較少的推力。術語"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動，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改變縱向機翼軸線相對于縱向機身軸線的角度而實現(xiàn)。例如，如果該縱向機翼軸線垂直于該縱向機身軸線，則可實現(xiàn)垂直提升。如果縱向機翼軸線包括除了90°之外的角度，則可通過機翼繞著機身的旋轉(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，從而取決于縱向機翼軸線與縱向機身軸線之間的角度而可實現(xiàn)懸浮模式下航空器的漂移和運動。例如，可設置位置傳感器，其中，該位置傳感器檢測第一推進單元的位置和第二推進單元的位置。在該圓周的期望部分處，傳感器順序地降低各經(jīng)過第一或第二推進單元的推進功率。根據(jù)另一示范性實施方式，第一推進單元和第二推進單元可安裝到第一機翼和/或第二機翼，從而第一推進單元與第二推進單元中的至少一個是可傾斜的，例如繞著縱向機翼軸線而傾斜，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，該航空器可通過可調(diào)節(jié)的推力方向而被穩(wěn)定。通過調(diào)節(jié)第一推進單元和第二推進單元，同樣也可以在懸停飛行模式下調(diào)節(jié)機翼的旋轉(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)另一示范性實施方式，航空器包括驅(qū)動單元，其中，該驅(qū)動單元如下地被布置在航空器處，即，驅(qū)動力矩施加到第一機翼和/或第二機翼，使第一機翼和第二機翼繞著縱向機身軸線旋轉(zhuǎn)，以啟動懸停飛行。驅(qū)動單元可限制不產(chǎn)生推力的電機。例如，該驅(qū)動單元可以是電動機，該電動機繞著機身驅(qū)動機翼。例如，第一機翼和第二機翼可附接到軸承環(huán)。例如，軸承環(huán)可形成電動機的轉(zhuǎn)子部件。該機身可形成電動機的定子。由此，通過分別將動力提供給轉(zhuǎn)子和/或定子，而實現(xiàn)了軸承環(huán)的旋轉(zhuǎn)以及因此機翼繞著機身的旋轉(zhuǎn)。通過使用驅(qū)動單元來產(chǎn)生機翼繞著機身的旋轉(zhuǎn)，可減輕重量并降低噪音。根據(jù)另一示范性實施方式，該航空器還包括控制單元，其用來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，該控制單元可設計為用于遠程控制。由此，航空器的操作者可處于地面上并且例如可通過遠程控制來控制該航空器。此外，在另一示范性實施方式中，控制單元可被編程，以便航空器(自動地)遵循程序預定飛行路線。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)，可采用多個控制單元。進而，可實現(xiàn)更加堅固的系統(tǒng)。為了提供一種堅固的遠程控制系統(tǒng)，航空器可包括超過一個的接收器，其用來接收來自操作者的控制信號。例如，一個接收器可安裝到第一推進單元，而第二接收器可安裝到第二推進單元，從而每個接收器分別接收來自操作者的控制信號。因此，不必在例如機身中設置中央接收器，例如這將需要至推進單元的較長信號線路和復雜控制機構。根據(jù)另一示范性實施方式，航空器還包括至少一個傳感器，其用于測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，以將所測量的傳感器數(shù)據(jù)傳送到控制單元。通過測量航空器的飛行參數(shù)和環(huán)境參數(shù)，航空器可自動飛行，并且可例如響應飛行參數(shù)和環(huán)境參數(shù)的改變而自動修正飛行力學(flight mechanics)。例如，如果風向已經(jīng)改變的話，航空器可自動修正飛行路線。此外，用于環(huán)境參數(shù)的傳感器可包括照相機、紅外照相機或其他記錄裝置，從而航空器例如可用作為偵察機。尤其地，該航空器可用作為無人駕駛飛機。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，機翼傾斜并且機翼(以及例如機身)開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，直到機翼的旋轉(zhuǎn)足夠快(例如200到300rpm)，以產(chǎn)生足夠的提升，來防止航空器失速。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，機翼的旋轉(zhuǎn)可被降低，并且航空器例如通過航空器的失速而被加速。在失速期間，機翼是傾斜的。當達到足夠的速度時，機翼通過其空氣動力輪廓而產(chǎn)生提升。代替通過重力加速航空器，推進系統(tǒng)可加速航空器來防止失速。按照另一示范性實施方式，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，其可相對于機翼和/或機身而被移動。因此，航空器的重心可被調(diào)節(jié)。例如，重量部件可移動到機身的機頭部分或者移動到機身的尾部部分，從而機身可包括相對于機翼的相對對準和預定傾斜角度。由此，可實現(xiàn)期望的飛行形態(tài)和適當?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，用于穩(wěn)定航空器。尤其地，在懸停飛行模式下在機身的尾部部分中可更多地調(diào)整重心，從而機身通常垂直對準并且機翼包括傾斜位置，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，重心可更多移動到機身的機頭部分，以在固定翼模式下實現(xiàn)穩(wěn)定飛行形態(tài)，從而機身通常水平對準并且機翼傾斜以產(chǎn)生期望的沖角(即，固定翼模式下機翼弦和迎面流之間的角度)。此外，為了通過安裝到機身的照相機記錄景觀，可能將機身對準到期望位置，從而也優(yōu)化照相機的對準。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身和/或安裝到機翼的起落架。起落架包括簡單的靜態(tài)支撐架，用于在不移動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。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。在另一示范性實施方式，機身包括潛水艙，其是用于注入水的管接頭，從而航空器也在水下被驅(qū)動。然后，懸停飛行模式下旋轉(zhuǎn)機翼可形成船用推進器，來在水下驅(qū)動航空器。此外，根據(jù)另一示范性實施方式，該機身和/或機翼包括用于存儲附加負載的存儲空間，例如貨物或附加設備。此外，設置了傳輸系統(tǒng)，燃料、電能和數(shù)據(jù)通過該傳輸系統(tǒng)而從機翼傳送到機身，反之亦然。燃料和電能可機械地傳送，例如通過電傳導環(huán)離合器。數(shù)據(jù)被光地或無線地傳輸。必須注意的是，已經(jīng)參照不同的主題描述了本發(fā)明的實施方式。尤其地，參照裝置型權利要求描述了一些實施方式，而參照方法型權利要求描述了其他的實施方式。然而，除非另外說明，除了屬于一種類型的主題的特征的任意組合之外，本領域的技術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，裝置型權利要求的特征和方法型權利要求的特征通過本申請被公開。


本發(fā)明上述方面以及另外的方面從將在下面描述的實施方式的示例中更加明顯，并且參照實施方式的示例進行說明。將參照實施方式的示例更加詳細地描述本發(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)明的示范性實施方式的航空器的一個示范性實施方式，其中，示出了機翼和機身的機械連接系統(tǒng)；圖4示出根據(jù)本發(fā)明的一個示范性實施方式的航空器的葉端噴口推進系統(tǒng)的示意圖；圖5是根據(jù)本發(fā)明的一個示范性實施方式的具有處于固定翼飛行模式的機翼的航空器；
圖6示出了根據(jù)本發(fā)明的一個示范性實施方式的具有處于懸停飛行模式的機翼的航空器；以及圖7示出了根據(jù)本發(fā)明的一個示范性實施方式的航空器的整體視圖。
具體實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記。圖1示出了用于垂直起降運載工具110的機翼100。機翼100可安裝到機身103，以便機翼100可繞著機翼100的縱向機翼軸線104傾斜，以及該機翼100可繞著不同于該縱向機翼軸線104的第二軸線105 (例如，其可以是縱向機身軸線105)而旋轉(zhuǎn)。在固定翼飛行模式下，機翼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，機翼100適于相對于其在固定翼飛行模式下的定向而繞著縱向機翼軸線104傾斜，并且機翼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的示范性實施方式中，機翼100包括第一(左)機翼101和第二 (右)機翼102。第一機翼101包括縱向機翼軸線，且第二機翼102包括第二縱向機翼軸線。在圖1中所示的懸停飛行模式中，第一機翼縱向軸線和第二機翼縱向軸線與縱向機翼軸線104平行。換句話說，在懸停飛行模式下，第一機翼101和第二機翼102形成了旋翼，例如直升機旋翼。第一機翼101從機身沿著第一縱向機翼軸線延伸，并且第二機翼102從機身103沿著第二縱向機翼軸線延伸。第一機翼101通過第一旋轉(zhuǎn)方向可繞著第一縱向機翼軸線104傾斜，而且第二機翼102通過第二旋轉(zhuǎn)方向可繞著第二縱向機翼軸線104傾斜。第一機翼101和第二機翼102繞著各縱向機翼軸線104的傾斜由繞著縱向機翼軸線104的箭頭表示。此外，在圖1中示出了第一機翼101和第二機翼102包括各自的前緣，其中，該前緣被定向在機翼101、102的旋轉(zhuǎn)方向上，相反于后緣。機翼100、101、102的圓周運動(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，機翼100、101、102可與機身103—起繞著第二軸線105旋轉(zhuǎn)，或者獨立于機身103而旋轉(zhuǎn)。然后，與機翼100、101、102相比，機身103可不具有轉(zhuǎn)速或者具有較低的轉(zhuǎn)速。此外，在圖1中，第一推進單元107靠近第一機翼101的尖端被安裝，而第二推進單元108被安裝到第二機翼102的尖端部分。在圖1的示范性實施方式中，推進單元107、108是螺旋槳。在其他示范性實施方式中，例如也可使用噴氣發(fā)動機或渦輪螺旋槳發(fā)動機。如圖1中所示，推進單元107、108的螺旋槳產(chǎn)生推力，其中，第一推進單元107的第一推力方向在相對于由第二推進單元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，這使得機翼101、102繞著第二軸線105旋轉(zhuǎn)，例如，繞著機身103的縱向機身軸線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示出了機身103，其包括尾翼106，例如其具有四個控制表面。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身110。此外，尾翼106可控制航空器110的飛行方向。在示范性實施方式中，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，其抑制由機翼101、102旋轉(zhuǎn)對機身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，第一機翼101和第二機翼102繞著縱向機翼軸線104傾斜，由此例如第一機翼101的翼弦線504 (見圖5)和第二機翼102的翼弦線504例如分別基本上與機身103的縱向機身軸線105相平行。相比于如圖1所示的懸停飛行模式，第一推進單元107和第二推進單元108同樣繞著各自的第一翼101或各自的第二翼102傾斜。第一推進單元107和第二推進單元08也可獨立于機翼101、102傾斜。在固定翼飛行模式下，第一推進單元107產(chǎn)生第一推力，且第二推進單元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)動航空器100的推進。在該固定翼飛行模式下，與懸停飛行模式下漂移或運動相比，航空器110更加高效地飛行穿過空氣。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。第一機翼101和第二機翼102每個安裝到軸承環(huán)301。軸承環(huán)301可封套機身103的表面。因此，并不必需提供機翼100、101、102穿過機身103的運行路線(run)，由于機翼100、101、102相對于機身103旋轉(zhuǎn)，這導致了一些問題并且需要復雜的機械解決辦法。軸承環(huán)301可將機翼100、101、102夾緊到機身103的表面。因此，可實現(xiàn)機翼100、101、102到機身103的輕且堅固的固定。此外，可產(chǎn)生用于使機翼100在懸停飛行模式與固定翼飛行模式之間傾斜的機械系統(tǒng)。兩個螺栓，即第一螺栓501 (見圖5)和第二螺栓502 (見圖5)可在機翼100的根端處安裝到機翼100的前端。每個螺栓501、502從前端朝著機身103的方向而延伸到機身103。第一螺栓501可旋轉(zhuǎn)地安裝到機身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可固定到機身103，由此機身103的導向槽302封套第一螺栓501。導向槽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翼110、101、102運動期間第一螺栓501的期望路線。如果軸承環(huán)301可滑動地沿著機身103被移動，第一螺栓501沿著導向槽302的路線移動。在軸承環(huán)301沿著機身103的運動期間，導向槽302限定了第一螺栓501的限定運動。當沿著機身103移動軸承環(huán)301時，第一螺栓501在導向槽302內(nèi)部移動，以便機翼100、101、102傾斜到期望位置。由此，導向槽302的路線限定了各機翼100、101、102的傾斜運動。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的葉端噴口推進系統(tǒng)。在機身103的機頭部分可形成進氣口，其中，吸氣單元401將空氣吸入機身103內(nèi)部?？諝夥峙湎到y(tǒng)可將被吸入的空氣引導至噴嘴部分402，這些噴嘴部分位于機翼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。通過所產(chǎn)生的推力，產(chǎn)生了航空器110的推進。當在懸停飛行模式下傾斜機翼100時，右機翼101的噴嘴部分402和左機翼102的噴嘴部分402可產(chǎn)生相反方向的推力，從而實現(xiàn)了機翼100、101、102繞著機身的旋轉(zhuǎn)?？筛郊踊蛘呖商鎿Q地，機身推進單元403可安裝在機身103的尾部中。例如，機身推進單元403為噴氣發(fā)動機，渦旋螺旋槳發(fā)動機或螺旋槳發(fā)動機。示出尾翼106處于機身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的配合機構，用于相對于機身103而傾斜機翼100。圖5示出了固定翼模式下的航空器設置，其中，機翼100的翼弦線504通常平行于第二軸線105，例如縱向機身軸線。圖6示出了處于懸停飛行模式下的航空器設置，其中，翼弦線504包括相對于第二軸線105的大約60°到120°的角度。如圖5所示，第一螺栓501可樞轉(zhuǎn)地將機翼100固定到機身103，其中，在圖5的示范性實施方式中，第一螺栓501相對于機身103不可橫向移動。如圖3中所不的實施方式中所示，可選地或另外地，通過機身103的導向槽302，第一螺栓501被滑動地接合。第二螺栓502將機翼100固定到軸承環(huán)301。因此，軸承環(huán)301可包括環(huán)狀部件，其具有另一導向槽503，第二螺栓502可滑動地接合到該導向槽503。當沿著機身103移動軸承環(huán)301時，機翼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向槽503通常在垂直于第二軸線105的方向上滑動。為此，機翼進行繞著旋轉(zhuǎn)軸線的旋轉(zhuǎn)，該旋轉(zhuǎn)軸線對應于第一螺栓501的旋轉(zhuǎn)軸線，直到到達機翼100的期望位置。另一導向槽503的邊緣限制了第二螺栓在另一導向槽503中的相對運動，從而軸承環(huán)301相對于機身103的相對運動也被限制。因此，另一導向槽503的長度限定了軸承環(huán)301相對于機身103的運動長度，從而可調(diào)節(jié)機翼100相對于機身103所限定的旋轉(zhuǎn)和所限定的開始和結束位置。此外，軸承環(huán)301包括導向槽505，其具有通常平行于軸承環(huán)301沿著機身103的路線。導向槽505接合第一螺栓501。如果軸承環(huán)301沿著機身朝向第一螺栓501的方向而移動，導向槽505的邊緣限制軸承環(huán)沿著機身103的另一運動，從而也限制機翼100的另一旋轉(zhuǎn)。由此，導向槽505的尺寸確定了機翼100的傾斜角度。圖6示出了處于懸停飛行模式的航空器110。機翼100以這種方式傾斜，即通過機翼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。該機身103包括耦接部件702，機翼100、軸承環(huán)301和/或機身環(huán)701耦接到該耦接元件。軸承環(huán)301可安裝到機身環(huán)701 (支承環(huán))。機身環(huán)701可旋轉(zhuǎn)地連接到機身103。第一螺栓501被固定到機身環(huán)701。機身環(huán)701尤其可繞著耦接部件702旋轉(zhuǎn)。此外，概括地說，機翼100可包括第一機翼101和第二機翼102，這些機翼可例如通過各第一螺栓501而安裝到機身環(huán)701，并且通過各第二螺栓502而例如安裝到軸承環(huán)301。如圖5和6中所示，第一機翼101可根據(jù)軸承環(huán)301沿著第二軸線105的運動方向而順時針旋轉(zhuǎn)。第二機翼102相對于第一機翼101從機身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的運動方向而逆時針地旋轉(zhuǎn)，反之亦然。換句話說，第一機翼101所安裝到的第二螺栓502可沿著第一方向在另一導向槽503的內(nèi)部移動，并且第二機翼102所安裝到另一第二螺栓502可沿著第二方向在另一導向槽503的內(nèi)部移動。此外，如圖7中所示，尾翼106可固定到機身103的尾部部分。將注意的是，術語〃包括〃并不排除其他部件或者步驟，并且〃 一 〃或者〃 一個〃并不排除多個。同樣，可將與不同實施方式相關聯(lián)描述的元件進行結合。應當注意的是，權利要求中的附圖標記將并不看作是對權利要求范圍的限制。附圖標記列表:
100機翼101第一機翼102第二機翼103機身104縱向機翼軸線105縱向機身軸線，第二軸線106尾翼107第一推進單元108第二推進單元110航空器301軸承環(huán)302導向槽401吸氣單元402噴嘴部分403機身推進單元501第一螺栓502第二螺栓503另一導向槽504翼弦線 505導向槽701支承環(huán)702耦接部件
權利要求
1.一種用于垂直起降航空器的機翼(100)， 其中，所述機翼(100)安裝到機身(103)，以使所述機翼(100)可繞著所述機翼(100)的縱向機翼軸線(104)傾斜，并且以使所述機翼(100)可繞著不同于所述縱向機翼軸線(104)的第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)， 其中，所述機翼(100)以這種方式適應，即在固定翼飛行模式下所述機翼(100)并不繞著所述第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)，以及 其中，所述機翼(100)還以這種方式適應，即在懸停飛行模式下所述機翼(100)可相對于其在固定翼飛行模式下的定向而繞著所述縱向機翼軸線(104)傾斜，并且所述機翼(100)繞著所述第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)。
2.如權利要求1所述的機翼(100)， 其中，所述機翼(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身(103)的表面，用于將所述機翼(100)安裝到所述機身(103)。
3.如權利要求2所述的機翼(100)， 其中，所述軸承環(huán)(301)可滑動地安裝到所述機身(103)，以沿著所述機身(103)的表面在所述第二軸線(105)的方向上可滑動， 其中，所述機翼(100)包括第一螺栓(501)和第二螺栓(502)，以及其中，所述機翼(100)可通過所述第一螺栓(501)安裝到所述機身(103)，并且所述機翼(100)可通過所述第二螺栓(502)而安裝到所述軸承環(huán)(301)，以便通過所述軸承環(huán)(301)沿著所述第二軸線(105)的預定運動，所述機翼(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身(103)， 其中，所述機身以這種方式適應，即如權利要求1到3中任一項所述的機翼(100)可安裝到所述機身(103)。
5.如權利要求4所述的機身(103)， 其中，所述機翼的軸承環(huán)(301)可滑動地安裝到所述機身(103)，以沿著所述機身(103)的表面在縱向機身軸線(105)方向上可滑動， 其中，所述第一螺栓(501)連接到所述機身(103)，以將所述機翼(100)安裝到所述機身(103)，以及 其中，所述機身(103)適于保持所述軸承環(huán)(301 )，所述機翼(100)通過所述第二螺栓(502)而安裝到所述軸承環(huán)。
6.如權利要求4或5所述的機身(103)， 其中，所述機身(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.如權利要求6所述的機身(103)， 其中，所述尾翼(106)可旋轉(zhuǎn)地安裝到所述機身(103)，以便所述尾翼(106)在懸停飛行模式下可繞著所述縱向機身軸線(105)旋轉(zhuǎn)，以減小所述機身(103)中旋轉(zhuǎn)機翼(100)所導致的扭矩。
8.—種用于垂直起降的航空器(110 )，所述航空器(110 )包括如權利要求1到3中任一項所述的第一機翼(101)， 如權利要求1到3中任一項所述的第二機翼(102)，以及 如權利要求4到7中任一項所述的機身(103)， 其中，所述第一機翼(101)包括第一縱向機翼軸線(104)，并且所述第二機翼(102)包括第二縱向機翼軸線(104)，其中，所述第一機翼(101)沿著第一縱向機翼軸線(104)從所述機身(103)延伸，所述第二機翼(102)沿著第二縱向機翼軸線(104)從所述機身(103)延伸， 其中，所述第一機翼(101)可繞著第一縱向機翼軸線(104)以第一旋轉(zhuǎn)方向而傾斜，以及 其中，所述第二機翼(102)可繞著第二縱向機翼軸線(104)以第二旋轉(zhuǎn)方向而傾斜。
9.如權利要求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.如權利要求8和9所述的航空器(110)，還包括: 推進系統(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。
11.如權利要求10所述的航空器(110)， 其中，所述推進系統(tǒng)可安裝到所述機身(103 )。
12.如權利要求10或11所述的航空器(110)， 其中，所述推進系統(tǒng)可安裝在所述機身(103)的尾部中。
13.如權利要求10到12中任一項所述的航空器(110)，還包括: 空氣分配系統(tǒng)，其安裝到所述機身(103)的內(nèi)部和所述第一機翼(101)和/或所述第二機翼(102)的內(nèi)部， 其中，所述第一機翼(101)和/或所述第二機翼(102)包括至少一個噴嘴部分(402)，用于吹出空氣從而產(chǎn)生推力， 其中，所述推進系統(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)布置在所述第一機翼(101)和/或所述第二機翼(102)的內(nèi)部，以便所供給的空氣被引導到所述噴嘴部分(402)。
14.如權利要求13所述的航空器(110)， 其中，所述第一機翼(101)和/或所述第二機翼(102)包括多個噴嘴部分(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.如權利要求14所述的航空器(110)， 其中，所述多個噴嘴部分(402)中的每一個以這種方式可控制，即可分別調(diào)節(jié)由所述多個噴嘴部分(402)中的每一個產(chǎn)生的推力。
16.如權利要求10到15中任一項所述的航空器(110)， 其中，所述推進系統(tǒng)包括第一推進單元(107)和第二推進單元(108)，所述第一推進單元安裝到所述第一機翼(101)以產(chǎn)生第一推力，所述第二推進單元安裝到所述第二機翼(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)動的。
17.如權利要求16所述的航空器(110)，其中，所述第一推進單元(107)和所述第二推進單元(108)可被安裝到所述第一機翼(101)和/或所述第二機翼(102)，使得所述第一推力和所述第二推力產(chǎn)生所述第一機翼(101)和/或所述第二機翼(102)繞著所述第二軸線(105)的旋轉(zhuǎn)，以啟動懸停飛行。
18.如權利要求16或17所述的航空器(110)， 其中，所述第一推進單元(107)和所述第二推進單元(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.如權利要求16到18中任一項所述的航空器(110)， 其中，所述第一推進單元(107)和所述第二推進單元(108)以所述第一推進單元(107)和所述第二推進單元(108)中至少一個可傾斜的方式安裝到所述第一機翼(101)和/或所述第二機翼(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于彼此調(diào)節(jié)。
20.如權利要求8到19中任一項所述的航空器(110)，還包括: 驅(qū)動單元， 其中，所述驅(qū)動單元以這種方式布置至所述航空器(110)處，即驅(qū)動力矩施加到所述第一機翼(101)和/或所述第二機翼(102)1從而繞著所述第二軸線105旋轉(zhuǎn)所述第一機翼(101)和所述第二機翼(102)，來啟動懸停飛行。
21.如權利要求8 到20中任一項所述的航空器(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.如權利要求21所述的航空器(110)， 其中，所述控制單元被設計成用于遠程控制。
23.如權利要求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)遵循所編程的預定飛行路線。
24.如權利要求21到23中任一項所述的航空器(110)，還包括: 至少一個傳感器，其用于測量所述航空器(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: 通過相對于彼此布置所述機翼(100)和所述機身(103)而將所述航空器(I 10)轉(zhuǎn)換到固定翼飛行模式下，從而啟動固定翼飛行，以及 通過將所述機翼(100)繞著縱向機翼軸線(104)傾斜以及通過將所述機翼(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: 將機翼(100)安裝到機身(103)，以使所述機翼(100)可繞著所述機身(103)的第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)， 將所述機翼(100)安裝到所述機身(103)，以使所述機翼(100)可繞著機翼(100)的縱向機翼軸線(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翼(101)，第二機翼(102)和機身(103)。第一機翼(101)包括第一縱向機翼軸線(104)，并且第二機翼(102)包括第二縱向機翼軸線(104)。第一機翼(101)沿著第一縱向機翼軸線(104)從機身(103)延伸，而第二機翼(102)沿著第二縱向機翼軸線(104)從機身(103)延伸。第一機翼(101)可繞著第一縱向機翼軸線(104)以第一旋轉(zhuǎn)方向傾斜，并且第二機翼(102)可繞著第二縱向機翼軸線(104)以第二旋轉(zhuǎn)方向傾斜。機翼(101、102)適于在固定翼飛行模式下機翼(101、102)并不繞著第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)。機翼(101、102)還適于在懸停飛行模式下繞著縱向機翼軸線(104)相對于其在固定翼飛行模式下的定向而傾斜，并且機翼(100)繞著第二軸線(105)旋轉(zhuǎn)。
文檔編號B64C39/02GK103180208SQ201180045183
公開日2013年6月26日 申請日期2011年9月16日 優(yōu)先權日2010年9月17日
發(fā)明者約翰內(nèi)斯·賴特 申請人:約翰內(nèi)斯·賴特