具有倾斜翼配置的垂直起降飞机的制作方法

本申请要求2016年5月18日提交的且题为“verticaltakeoffandlandingaircraftwithtilted-wingconfigurations”的美国临时申请no.62/338,273的优先权，通过引用将其并入本文中。本申请还要求2016年5月18日提交的且题为“autonomousaircraftforpassengerorcargotransportation”的美国临时申请no.62/338,294的优先权，通过引用将其并入本文中。

背景技术：

垂直起降(vtol)飞机相较需要跑道的其他类型的飞机提供各种优点。但是，vtol飞机的设计可能很复杂，使得设计用于承载乘客或货物的成本效益好和安全的vtol飞机具有挑战性。作为示例，直升机是已经常规地被用于运输乘客和货物的常见vtol飞机。一般说来，直升机使用大旋翼来产生提升力和先前推力,需要旋翼的高速操作。旋翼的设计可能很复杂，并且旋翼的故障可能是灾难性的。此外，大旋翼的高速操作产生大量噪音，噪音可能成为妨害并且潜在地限制直升机被准许进行操作的地理区域。直升机的制造和操作还是昂贵的，需要大量的燃料、维护和熟练飞行员的服务。

由于常规直升机的弊端和成本，电力驱动的vtol飞机(例如电动直升机和无人飞机(uav))已经被考虑用于某些乘客承载和货物承载应用。使用电力来产生推力和提升力可以帮助在一定程度上降低噪音，但是设计能够容纳许多应用(包括运输乘客或货物)所需的重量而不过度地限制飞机的航程的电动vtol飞机已经证明具有挑战性。另外，如果vtol飞机可以被设计为自导航，无需人类飞行员的服务，则可以降低操作花费。但是，安全性是最重要的问题，并且许多消费者由于安全性原因而害怕自导航飞机。

迄今，在现有技术中存在对于自导航、电力驱动的vtol飞机未解决的需要，其安全、低噪音并且在相对长的航程上对于货物承载和乘客承载的操作成本效益高。

附图说明

参考以下附图可以更好地理解本公开。附图中的元件没有必要相对彼此按规定比例，而是重点在于清楚地示出本公开的原理。

图1描绘了根据本公开的一些实施例的自导航vtol飞机的透视图。

图2a描绘了具有用于控制侧滚和俯仰而被致动的飞行控制表面的自导航vtol飞机(例如图1描绘的自导航vtol飞机)的前视图。

图2b描绘了自导航vtol飞机(例如图2a描绘的自导航vtol飞机)的透视图。

图3是示意了vtol飞机(例如图1描绘的vtol飞机)的各种部件的框图。

图4是示意了根据本公开的一些实施例的飞行控制致动系统(例如图3描绘的飞行控制致动系统)的框图。

图5描绘了根据本公开的一些实施例的自导航vtol飞机(例如图1描绘的自导航vtol飞机)的透视图。

图6描绘了自导航vtol飞机(例如图5描绘的自导航vtol飞机)的顶视图，其处于悬停配置，其中机翼倾斜成使得来自机翼安装的推进器的推力大致垂直。

图7描绘了根据本公开的一些实施例的在向前飞行配置和悬停配置之间转换的自导航vtol飞机(例如图1描绘的自导航vtol飞机)的透视图。

图8描绘了根据本公开的一些实施例的用于自导航vtol飞机(例如图1描绘的自导航vtol飞机)的机翼的侧视图。

图9描绘了图8的机翼在机翼旋转之后的侧视图。

图10描绘了根据本公开的一些实施例的自导航vtol飞机(例如图1描绘的自导航vtol飞机)的透视图。

图11描绘了根据本公开的一些实施例的自导航vtol飞机(例如图10描绘的自导航vtol飞机)的透视图。

图12描绘了根据本公开的一些实施例的自导航vtol飞机(例如图5描绘的自导航vtol飞机)的侧视图。

图13描绘了根据本公开的一些实施例的处于悬停配置的自导航vtol飞机的顶视图。

具体实施例

本公开总体上涉及具有倾斜机翼配置的垂直起降(vtol)飞机。根据本公开一些实施例的自导航、电动、vtol飞机具有串翼配置，其中一个或多个推进器被安装在提供推进器冗余性的布置中的每个机翼上，允许在一个或多个推进器或其他飞行控制设备发生故障的情况下保持足够的推进和控制。该布置还允许推进器被电力驱动，同时能够以相对低的桨叶速度提供充足的推力，这具有与减少噪音。

此外，每个机翼被设置为倾斜，从而在飞机在向前飞行配置和悬停配置之间转换时使推进器旋转。就这方面而言，对于向前飞行配置，推进器被定位成提供向前推力而同时吹动机翼上方的空气以便改善机翼的提升特性(例如，升阻比)并且还有助于保持机翼动力学大致线性，从而降低失速的可能性。对于悬停配置，使机翼倾斜以便将推进器定位成提供向上推力以控制飞机的垂直运动。当处于悬停配置时，机翼和推进器可以从垂直方向偏移以提供高效的偏航控制。

特别地，在悬停配置中，推进器可以稍微从垂直方向偏移，以便生成可以用于引起绕偏航轴线的运动的水平推力分量，这可能是所期望的。机翼还可以具有可运动飞行控制表面，可以调整该可运动飞行控制表面以重取向来自推进器的气流从而在悬停配置中提供附加的偏航控制。这些相同的飞行控制表面可以用于在向前飞行配置中提供俯仰和侧滚控制。在从悬停配置到向前飞行配置的转换期间，可以调整机翼的倾斜以保持机翼大致与飞机的飞行路径对准，以进一步帮助保持机翼的动态力学线性并且防止失速。

因此，可以实现具有提高的安全性和性能的自导航、电动、vtol飞机。使用本文描述的配置，可以设计安全且低噪音的自导航、电动、vtol飞机。根据本申请的教导所设计的示例性飞机可以具有小的占用空间(例如，约11米的尖端到尖端的翼展)和质量(例如，约600千克)并且能够以90节的速度在多达80千米的航程上支持约100千克的有效载荷。另外，这样的飞机可以被设计为产生相对低的噪音量，例如当飞机处于约100英尺高度时在地面测量的约61分贝的噪音。相同或相似设计可以用于其他大小、重量和性能特性的飞机。

图1描绘了根据本公开的一些实施例的vtol飞机20。飞机20是自主或自导航的，原因在于其能够在电子控制器的指令下空运乘客或货物到选择的目的地而无需人类飞行员的辅助。当在本文中使用时，“自主”和“自导航”同义并且将会被可互换地使用。另外，飞机20被电力驱动，从而有助于降低操作成本。可以设想提供电能的任何常规方式。如果期望，可以对飞机进行配置以给乘客提供飞行控制以使得乘客可以至少临时地导航飞机而不是唯一地依赖于控制器进行的自导航。

如图1所示，飞机20具有串翼配置，具有靠近机身33的后部安装的一对后翼25、26和一对前翼27、28，前翼还可以称为前置翼(canard)，其靠近机身33的前部安装。每个机翼25-28具有弯度并且当空气在机翼表面上方流动时生成提升力(在y方向上)。后翼25、26安装得比前翼27、28高以便将它们保持于前翼27、28的尾流之外。

在串翼配置中，飞机20的重心位于后翼25、26和前翼27、28之间以使得在向前飞行中由来自后翼25、26的提升力生成的力矩抵消由来自前翼27、28的提升力生成的力矩。这样，飞机20能够在不需要水平稳定器的情况下实现俯仰稳定性，否则水平稳定器将生成在向下方向上的提升力，从而不高效地抵消机翼生成的提升力。在一些实施例中，后翼25、26具有与前翼27、28相同的翼展、展弦比和平均翼弦，但是在其他实施例中，机翼的大小和配置可以不同。

前翼27、28可以被设计为例如通过以下来比后翼25、26生成更大的提升力：通过具有稍微更高的迎角或与后翼25、26不同的其他机翼特性。作为示例，在一些实施例中，前翼27、28可以被设计为在向前飞行中承载飞机的总负载的约60％。具有稍微更高的迎角还有助于确保前翼27、28在后翼25、26之前失速，从而提供增加的稳定性。就这方面而言，如果前翼27、28在后翼25、26之前失速，则由于失速导致的前翼27、28上的减小的提升力会使得飞机20向前俯仰，这是因为重心位于前翼27、28和后翼25、26之间。在这样的情况下，飞机的机头的向下运动会减小前翼27、28上的迎角，从而打断失速。

在一些实施例中，每个机翼25-28具有使得其能够相对于机身33倾斜的倾斜机翼配置。就这方面而言，如将会在下面更详细地描述的，机翼25-28可旋转地耦接到机身33，以使得它们可以相对于机身33动态地倾斜，从而提供垂直起降(vtol)能力和其他功能，例如偏航控制和改善的空气动力学，这将会在下面更详细地描述。

多个推进器41-48安装在机翼25-28上。在一些实施例中，在每个机翼25-28上安装两个推进器，共计八个推进器41-48，如图1所示，但是在其他实施例中其他数量的推进器41-48是可能的。另外，不需要将每个推进器安装在机翼上。作为示例，飞机20可以具有通过不生成提升力的结构(例如，杆或其他结构)耦接到机身33的一个或多个推进器(未示出)，例如在前翼27、28和后翼25、26之间的位置处。这样的推进器可以通过使将推进器耦接到机身33的杆或其他结构旋转或通过其他技术而相对于机身33旋转。

对于向前飞行，机翼25-28和推进器41-48如图1所示的方式定位，以使得由推进器41-48生成的推力大致水平(在x方向上)以使飞机20向前运动。另外，每个推进器41-48安装在相应的机翼25-28上并且定位在机翼的前缘之前以使得推进器吹动机翼的表面上方的空气，从而改善机翼的提升特性。例如，推进器41、42安装在机翼25上并且吹动机翼25的表面上方的空气；推进器43、44安装在机翼26上并且吹动机翼26的表面上方的空气；推进器45、46安装在机翼28上并且吹动机翼28的表面上方的空气；并且推进器47、48安装在机翼27上并且吹动机翼27的表面上方的空气。推进器叶片的旋转除了生成推力之外还增加机翼25-28周围气流的速度，以使得机翼25-28对于飞机20的给定空速生成更多提升力。在其他实施例中，可以使用其他类型的推进设备来生成推力，并且不需要使每个机翼25-28具有推进器或安装在其上的其他推进设备。

在一些实施例中，推进器41-48的叶片大小设置成使得几乎每个机翼25-28的整个长度被推进器41-48吹动。作为示例，推进器41、42的叶片联合起来横跨几乎机翼25的整个宽度，以使得在机翼25的整个宽度上或几乎整个宽度(例如约90％或更多)上空气被推进器41、42吹动。另外，其他机翼26-28的推进器43-48的叶片类似地横跨几乎机翼26-28的整个宽度，以使得在每个机翼26-28的整个宽度上或几乎整个宽度上空气被推进器43-48吹动。这样的配置有助于增加针对被吹动的机翼在上文描述的性能改进。但是，在其他实施例中，空气可以在任何机翼25-28的较小宽度上被吹动，并且不需要使空气在每个机翼25-28上方被吹动。

技术邻域中已知，当翼面(airfoil)正生成气动升力时，一般由在机翼上方经过的气流形成涡流(称为“翼尖涡流”)并且涡流在翼尖从机翼滚落。这样的翼尖涡流与大量的诱导阻力关联，诱导阻力一般随着翼尖涡流增加而增加。

每个后翼25、26的端部形成大致在垂直方向上延伸的相应的小翼75、76。在不同实施例中，小翼75、76的形状、大小和取向(例如，角度)可以不同。在一些实施例中，小翼75、76是平坦翼面(没有弯度)，但是其他类型的小翼也是可能的。本领域中已知，小翼75、76可以通过使翼尖附近的气流平滑，帮助减小翼尖涡流的强度来减小阻力。小翼75、76还通过生成倾向于在向前飞行期间抵抗偏航的气动力来提供绕偏航轴线的侧向稳定性。在其他实施例中，不需要使用小翼75、76，并且可以使用其他技术来控制偏航或稳定偏航。另外，除了后翼25、26之外，小翼也可以形成在前翼27、28上；或者小翼可以形成在前翼27、28而非后翼25、26上。。

在一些实施例中，推进器41、44、45、48中的至少一些是安装在翼尖处的(翼尖安装，wing-tipmount)。也就是说，推进器41、44、45、48分别安装在机翼25-28的端部，在翼尖附近，以使得这些推进器41、44、45、48吹动翼尖上方的空气。当从飞机20的正面观察时，在前翼27、28的端部处的推进器45、48的叶片分别逆时针和顺时针旋转。这样，推进器45、48的叶片在经过翼尖时(即，在推进器45、48的外侧上)，它们在向下方向上运动，并且这样的叶片在推进器45、48的内侧上经过机翼27、28时，它们在向上方向上运动。本领域中已知，推进器在推进器叶片向下运动的一侧上生成下洗(downwash)(即，空气在向下方向上的偏转)并且在推进器叶片向上运动的一侧上生成上洗(即，空气在向上方向上的偏转)。在机翼上方流动的上洗趋向于增加机翼的在其上上洗流动的部分的有效迎角，从而常常使得这样的部分生成较多提升力，而在机翼上方流动的下洗趋向于减少机翼的在其上下洗流动的部分的有效迎角，从而常常使得这样的部分生成较少提升力。

由于推进器45、48的叶片旋转的方向，推进器45、48中的每一个在其内侧上生成上洗而在其外侧上生成下洗。机翼27、28在其内侧上在推进器45、48之后的部分(在图2a中由参考箭头101、102指示)由于来自推进器45、48的上洗而生成增加的提升力。另外，由于将推进器45、48设置在翼尖处，所以每个推进器45、48的下洗的很大部分不经过前翼27、28而是在从翼尖向外侧的区域(在图2a中由参考箭头103、104指示)中流动。这样，对于每个前翼27、28，由来自推进器45、48中的一个的上洗实现增加的提升力而不遭致来自下洗的提升力的想当的减少，从而产生较高的升阻比。

出于可控性原因(这将在下面更详细地描述)，设计飞机20以使得后翼25、26上的外推进器41、44不在相同方向上旋转其叶片并且前翼27、28上的外推进器45、48不在相同方向上旋转其叶片可能是理想的。这样，在一些实施例中，外推进器44、45在与推进器41、48的方向相反的逆时针方向上旋转其叶片。在这样的实施例中，将推进器41、44设置在翼尖处不会具有与针对前翼27、28的外推进器45、48在上面描述的相同性能益处。但是，吹动小翼75、76上的空气提供至少一些与小翼75、76关联的性能改进。更具体地，来自推进器41、44的上洗在接近小翼75、76的提升力的方向的方向上。这允许小翼75、76针对期望的稳定性水平被设计成较小，导致来自小翼75、76的较小阻力。此外，在对于其前翼27、28被设计成提供比后翼25、26更多的提升力的实施例(如上所述)中，选择前翼27、28上的外推进器45、48来实现与翼尖安装关联的性能益处导致更高效的配置。就这方面而言，当被应用于生成较大提升力的机翼时这样的性能益处具有较大的整体效果。

机身33包括框架52，可移除乘客模块55和机翼25-28安装在框架52上。乘客模块55具有底板(图1中未示出)，至少一个乘客的至少一个座椅(图1中未示出)安装在底板上。乘客模块55还具有乘客可以看透的透明座舱罩63。如将会在下面更详细地描述的，乘客模块55可以从框架52移除并且用不同的模块(例如，货物模块)替换以改变飞机20的功用，例如从载客改变到载货。

如图1所示，示意的飞机具有起落支柱(本文称为“后支柱”)，其在空气动力学上被设计为提供绕偏航轴线的侧向稳定性。就这方面而言，后支柱83在向前飞行期间形成一平坦翼面(没有弯度)，该平坦翼面生成倾向于抵抗偏航的气动力。在其他实施例中，可以根据期望，后支柱83可以形成其他类型的翼面。在图1描绘的实施例中，每个后支柱83形成相应起落滑撬81的一部分，起落滑撬81具有由水平条84连接到支柱83的前支柱82。在其他实施例中，起落架可以具有其他配置。例如，不是使用滑撬81，后支柱可以耦接到轮子。使用后支柱83来提供侧向稳定性允许减小小翼75、76的大小，从而减小小翼75、76引起的阻力，而同时仍然获得期望的偏航稳定性水平。在一些实施例中，每个小翼75、76的高度等于或小于推进器半径(即，从推进器旋转中心到推进器尖端的距离)，以便保持小翼75、76的提升表面在推进器滑流内。

如图1所示，机翼25-28分别具有铰接的飞行控制表面95-98，用于在向前飞行期间控制飞机20的侧滚和俯仰。图1示出了飞行控制表面95-98中的每一个处于中性位置，对于该中性位置每个飞行控制表面95-98与机翼表面的其余部分对齐。这样，当飞行控制表面处于中性位置时气流不被飞行控制表面显著地重取向或中断。每个飞行控制表面95-98可以向上旋转，这具有减少提升力的效果，并且每个飞行控制表面95-98可以向下旋转，这具有增加提升力的效果。

在一些实施例中，后翼25、26的飞行控制表面95、96可以用于控制侧滚，前翼27、28的飞行控制表面97、98可以用于控制俯仰。就这方面而言，为了使飞机20侧滚，可以在向前飞行期间以相反方式控制飞行控制表面95、96，以使得飞行控制表面95、96中的一个向下旋转而另一个飞行控制表面95、96向上旋转，如图2a和2b所示，这取决于飞机20要在哪个方向上侧滚。向下旋转的飞行控制表面95增加提升力，而向上旋转的飞行控制表面96减少提升力，以使得飞机20朝向向上旋转的飞行控制表面96所位于的一侧侧滚。这样，飞行控制表面95、96可以在向前飞行中用作副翼。

飞行控制表面97、98在向前飞行期间可以一致地被控制。当期望增加飞机20的俯仰时，飞行控制表面97、98都向下旋转，如图2a和2b所示，从而增加机翼27、28的提升力。该增加的提升力使得飞机20的机头向上仰。相反，当期望飞机20下俯时，飞行控制表面97、98都向上旋转，从而减少机翼27、28的提升力。该减少的提升力使得飞机20的机头向下府。这样，飞行控制表面97、98可以在向前飞行中用作升降舵。

要注意，在其他实施例中，可以以其他方式使用飞行控制表面95-98。例如，可以使飞行控制表面97、98作用副翼而使飞行控制表面95、96用作升降舵。另外，可以使任意飞行控制表面95-98在一个时间段期间被用于一个目的(例如，作为副翼)而在另一个时间段期间被用于另一目的(例如，作为升降舵)。实际上，如在下面会更详细地描述的，取决于机翼25-28的取向，可以使飞行控制表面95-98中的任一个控制偏航。

在向前飞行期间，也可以通过推进器41-48来控制俯仰、侧滚和偏航。作为示例，为了控制俯仰，控制器110可以调整前翼27、28上推进器45-48的叶片速度。叶片速度的增加使前翼27、28上方空气的速度增加，从而增加前翼27、28上的提升力，并且因此增加俯仰。相反，叶片速度的减少使前翼27、28上方空气的速度减少，从而减少前翼27、28上的提升力，并且因此减少俯仰。推进器41-44可以被类似地控制以提供俯仰控制。此外，增加飞机20一侧上的叶片速度而减少另一侧上的叶片速度可以通过增加一侧上的提升力而减少另一侧上的提升力来导致侧滚。还可以使用叶片速度来控制偏航。具有用于飞行控制的冗余机制有助于提高安全性。例如，在一个或多个飞行控制表面95-98发生故障的情况下，控制器110可以被配置为通过使用推进器41-48的叶片速度来缓解故障。

应当要强调的是，上述机翼配置，包括推进器41-48和飞行控制表面95-98的布置以及机翼25-28的大小、数量和设置仅为可以用于控制飞机的飞行的机翼配置的类型的示例。在阅读本公开之后，对上述机翼配置的各种修改和改变对于本领域普通技术人员来说将是显而易见的。

参考图3，可以在机载控制器110的指令和控制下来操作飞机20，机载控制器110可以以硬件或硬件、软件和固件的任意组合来实现。控制器110可以被配置为通过控制至少推进器41-48、机翼25-28和飞行控制表面95-98来控制飞机20的飞行路径和飞行特性，这将在下面更详细地描述。

控制器110耦接到多个电机控制器221-228，其中每个电机控制器221-228被配置为基于来自控制器110的控制信号而控制相应推进器41-48的叶片速度。如图3所示，每个电机控制器221-228耦接到驱动对应的推进器41-48的相应电机231-238。当控制器110确定调整推进器41-48的叶片速度时，控制器110传输由对应的电机控制器221-238用来设置推进器的叶片的旋转速度的控制信号，从而控制推进器41-48所提供的推进力。

作为示例，为了设置推进器41的叶片速度，控制器110将指示期望的叶片速度的控制信号传输到耦接到推进器41的对应的电机控制器221。作为响应，电机控制器221提供用于控制电机231的至少一个模拟信号以使得其适当地驱动推进器41来取得期望的叶片速度。可以以类似方式控制其他推进器42-48。在一些实施例中，每个电机控制器221-228(连同其对应的电机231-238)直接在其所耦接到的相应推进器41-48之后安装在机翼25-28内。另外，通过将一部分气流引导通过机翼和热耦接到电机控制器221-228和电机231-238的热沉(未示出)上方，使得电机控制器221-228和电机231-238被被动地冷却。

控制器110还耦接到飞行控制致动系统124，飞行控制致动系统124被配置为在控制器110的指令和控制下控制飞行控制表面95-98的运动。图4描绘了飞行控制致动系统124的实施例。如图4所示，系统124包括多个电机控制器125-128，其分别耦接到控制飞行控制表面95-98的运动的多个电机135-138。控制器110被配置为提供控制信号，该控制信号可以用于：可以根据需要设置飞行控制表面95-98的位置。

作为示例，为了设置飞行控制表面95的位置，控制器110将指示期望的位置的控制信号传输到耦接到飞行控制表面95的对应的电机控制器125。作为响应，电机控制器125提供用于控制电机135的至少一个模拟信号以使得其适当地将飞行控制表面95旋转到期望的位置。可以以类似方式控制其他飞行控制表面96-98。

如图3所示，为了在其控制功能方面辅助控制器110，飞机20可以具有多个飞行传感器133，其耦接到控制器110并且给控制器110提供关于控制器110可以进行哪些控制决策的各种输入。作为示例，飞行传感器133可以包括空速传感器、姿态传感器、航向传感器、高度计、垂直速度传感器、全球定位系统(gps)接收器或可以用于对驾驶和导航飞机20进行控制决策的任何其他类型的传感器。

飞机20还可以具有碰撞避免传感器136，其用于检测地形、障碍物、飞机和可能造成碰撞威胁的其他物体。控制器110被配置为使用来自碰撞避免传感器136的信息来控制飞机20的飞行路径以便避免与传感器136感测到的物体碰撞。

如图3所示，飞机20可以具有用户接口139，其可用于接收来自用户(例如乘客)的输入并且向用户提供输出。作为示例，用户接口139可以包括键盘、小键盘、鼠标或能够接收来自用户的输入的其他设备，并且用户接口139可以包括显示设备或扬声器以向用户提供视觉或音频输出。在一些实施例中，用户接口139可以包括触敏显示设备，其具有能够显示输出和接收触摸输入的显示屏。如将在下面更详细地描述的，用户可以利用用户接口139进行各种目的，例如选择或以其他方式指定飞机20飞行的目的地。

飞机20还具有无线通信接口142，用于实现与外部设备的无线通信。无线通信接口142可以包括一个或多个射频(rf)无线电设备、蜂窝无线电设备或用于在远距离上进行通信的其他设备。作为示例，在飞行期间，控制器110可以从远程位置接收指令或信息并且然后基于这样的指令或信息控制飞机20的操作。控制器110还可以包括短距离通信设备，例如蓝牙设备，用于在短距离上进行通信。作为示例，用户可以使用无线设备(例如蜂窝电话)来代替用户接口139或除了用户接口139之外提供输入。用户可以使用长距离通信或替代地使用短距离通信(例如，当用户物理地在飞机20处时)来与控制器110通信。

如图3所示，控制器110耦接到机翼致动系统152，机翼致动系统152被配置为在控制器110的指令和控制下旋转机翼25-28。此外，控制器110耦接到推进器俯仰制动系统155，将在下面更详细描述推进器俯仰制动系统155。

图3进一步示出，飞机20具有电力系统163，用于对飞机20的各种部件供电，包括控制器110、电机控制器221-228、125-128和电机231-238、135-138。在一些实施例中，用于驱动推进器41-48的电机231-238唯一地由来自系统163的电力供电，但是在其他实施例中，可以使用其他类型的电机231-238(例如，供给燃料的电机)。

电力系统163具有分布式电源，包括在各个位置处安装在框架52上的多个电池166。电池166中的每一个耦接到电力调节电路169，其从电池166接收电力并且调节这样的电力(例如，调节电压)以分配到飞机20的电气部件。特别地，电力调节电路169联合来自多个电池166的电力以为飞机的电气部件提供至少一个直流(dc)电力信号。如果电池166中的任一个发生故障，则其余电池166可以用于满足飞机20的电力需求。

如上所述，控制器110可以以硬件、软件或其任意组合来实现。在一些实施例中，控制器110包括至少一个处理器和用于在处理器上运行以便实现本文描述的控制器110的控制功能的软件。在其他实施例中，控制器110的其他配置是可能的。要注意，可以使控制功能分布在多个处理器(例如多个机载处理器)上，并且使控制功能分布在多个位置上。作为示例，一些控制功能可以在一个或多个远程位置处执行，并且可以通过无线通信接口142(图3)或其他方式在这样的远程位置和飞机20传送控制信息或指令。

如图3所示，控制器110可以存储或者访问飞行数据210，控制器110可以使用飞行数据210来控制飞机20。作为示例，飞行数据210可以限定能够由乘客或其他用户选择的一个或多个预定飞行路径。使用飞行数据210，控制器110可以被配置为使飞机20自导航以沿选择的飞行路径飞行以便到达期望的目的地，这将会在下面更详细地描述。

如上所述，在一些实施方例中，机翼25-28被配置为在控制器110的指令和控制下旋转。图1示出针对本文称为“向前飞行配置”的配置中的向前飞行而定位的机翼25-28，在向前飞行配置中，当进行向前飞行需要时，机翼25-28被定位成生成充足的气动升力以抵消飞机20的重量。在这样的向前飞行配置中，机翼25-28大致定位成接近水平，如图1所示，以使得每个机翼25-28的弦具有用于高效地生成向前飞行的提升力的迎角。由机翼25-28生成的提升力可以如所期望地足以维持飞行。

当需要时，例如当飞机20接近其目的地时，机翼25-28可以旋转以便将机翼25-28的配置从图1所示的向前飞行配置转变为本文称为“悬停配置”的配置，从而有助于执行垂直起降。在悬停配置中，机翼25-28被定位成使得由推进器41-48生成的推力足以抵消飞机20的重量，这对于垂直飞行可能是期望的。在这样的悬停配置中，机翼25-28被定位成接近垂直，如图5所示，使得来自推进器41-48的推力大致向上指向，以抵消飞机20的重量，从而取得期望的垂直速度，但是推力可以具有针对可控性的与垂直方向的小偏移，这将会在下面更详细地描述。飞机20在悬停配置中在机翼25-28旋转成使得来自推进器的推力大致垂直的顶视图由图6示出。

图7描绘了飞机20，其在向前飞行配置和悬停配置之间转换。如图7所示，机翼25-28相对于垂直方向以约45°的角度定位。在这种状态下，飞机20的重量可以通过由机翼产生的显著升力分量和由推进器41-48产生的显著推力分量来抵消。也就是说，可以通过来自机翼25-28的气动升力的垂直分量和由推进器41-48产生的推力的垂直分量来维持飞行。当机翼25-28旋转以从向前飞行配置转换到悬停配置，例如进行垂直降落时，来自翼25-28的升力的垂直分量通常减小，而来自推进器41-48的推力的垂直分量通常增加，从而补偿升力垂直分量的减小以实现期望的垂直速度。相反，当机翼25-28旋转以从悬停配置转换到向前飞行配置，例如进行垂直起飞时，来自推进器41-48的推力的垂直分量通常减小，而来自机翼25-28的垂直分量通常增加，从补偿推力的垂直分量的减小以实现期望的垂直速度。

值得注意的是，在从悬停配置到向前飞行配置的转换期间，机翼25-28的旋转允许机翼25-28的取向被改变，使得机翼25-28的迎角被调整为随着气流方向的变化高效地产生升力。具体地，机翼25-28可以旋转成使得当飞行路径从用于起飞的基本垂直路径变为用于向前飞行的基本水平路径时，机翼25-28可以保持与飞行路径的方向基本对齐。

在这方面，图8示出了当机翼25被定位在悬停配置中时的侧视图。在起飞时的垂直飞行期间，气流的近似方向由参考箭头301表示。当执行垂直起飞时，气流的方向从参考箭头301所示的方向逐渐变化到基本水平的方向，如参考箭头304所示。参考箭头306表示从垂直飞行到向前飞行的任意点处的气流方向。从图8中可以看出，如果机翼25的取向没有改变，则机翼25的迎角随着飞机20从垂直飞行转换到向前飞行而增加。随着迎角增加，机翼25的表面上的气流变得更加中断，降低了机翼的升阻比，直到机翼25最终失速。然而，通过在转换期间连续旋转机翼25一个与气流方向的变化相对应的量，可以将迎角保持在更理想的范围内，以高效地产生升力并防止失速。在这方面，图9示出了机翼25从图8所示的位置旋转之后的情况。通过比较图8和图9可以看出，机翼25在到向前飞行的转换期间(例如当图9中的参考箭头306指示气流方向时)可以具有与垂直飞行期间(例如当气流方向由图8中的参考箭头301指示时)的迎角类似的迎角。

此外，当飞机20在起飞期间从垂直飞行转换到向前飞行时，控制器110可以使机翼25-28旋转，使得每个机翼25-28的迎角保持在期望的范围内以获得最佳机翼性能。具体地，控制器110可以使翼25-28旋转，使得它们保持与飞行路径的方向基本对齐，以努力使每个机翼25-28的迎角在最佳范围内基本保持恒定，从而防止或减少与机翼25-28的气流分离并且在转换期间保持每个机翼25-28的机翼动力学基本线性。此外，用推进器41-48在机翼25-28上方吹气增加了机翼25-28上方的气流速度，并有助于减小有效迎角。因此，使用被吹气的机翼25-28增强了机翼性能并且有助于确保机翼动力学在转换期间保持基本线性，从而防止或减少与机翼25-28的气流分离。

在从向前飞行到悬停飞行的转换中，当飞行路径从水平变为垂直并且当机翼25-28向上旋转以便将推进器41-48定位成在悬停配置中进行垂直飞行时，可能快速到达失速的临界迎角。通过减小有效迎角，使用推进器41-48在机翼25-28上方吹气有助于在转换期间保持机翼动力学基本上线性的持续时间比没有被吹气的机翼的配置情况下将可能的持续时间长，从而有助于在转换期间保持可控性。

在向前飞行配置和悬停配置之间的转换期间，控制器110还配置成调整推进器41-48的叶片俯仰。在这方面，对于向前飞行，通常希望推进器叶片具有高俯仰(即，叶片的高迎角)，并且，对于悬停飞行，通常希望推进器叶片具有低俯仰(即，叶片的低迎角)。在一些实施例中，推进器41-48由可变俯仰推进器来实现，可变俯仰推进器具有可由推进器俯仰致动系统155(图3)的机械部件调整的叶片俯仰，推进器俯仰致动系统155在控制器110的指令和控制下操作。在这方面，控制器110控制推进器俯仰致动系统155，使得在向前飞行配置和悬停配置之间的转换期间调整叶片俯仰，使得叶片针对飞机的配置所设想的飞行配置而被设置到适合的俯仰。

要注意，推进器叶片的旋转方向(此后称为“叶片方向”)可以基于各种因素进行选择，包括当飞机20处于悬停配置时的可控性。在一些实施例中，机身33一侧上外推进器41、45的叶片方向与机身33另一侧上外推进器44、48的叶片方向成镜像。也就是说，外推进器41与外推进器48对应并且具有相同的叶片方向。另外，外推进器44与外推进器45对应并且具有相同的叶片方向。此外，对应的外推进器44、45的叶片方向与对应的外推进器41、48的叶片方向相反。这样，外推进器41、44、45、48形成推进器的镜像四元布置，具有一对在相同方向上使其叶片旋转的对角线上相对的推进器41、48和一对在相同方向上使其叶片旋转的对角线上相对的推进器44、45。

在图5所示的示例性实施例中，选择外推进器41、48用于顺时针叶片方向(当从飞机20的正面观看时)，并且选择外推进器44、45用于逆时针叶片方向(当从飞机20的正面观看时)，以便实现对于推进器45、48的先前在上面描述的翼尖安装的益处。但是，如果期望，可以颠倒这样的选择，以使得推进器41、48的叶片逆时针方向旋转而推进器44、45的叶片顺时针方向旋转。

此外，机身33一侧上内推进器42、46的叶片方向与机身33另一侧上内推进器43、47的叶片方向成镜像。也就是说，内推进器42与内推进器47对应并且具有相同的叶片方向。另外，内推进器43与内推进器46对应并且具有相同的叶片方向。此外，对应的内推进器43、46的叶片方向与对应的内推进器42、47的叶片方向相反。这样，内推进器42、43、46、47形成推进器的镜像四元布置，具有一对在相同方向上使其叶片旋转的对角线上相对的推进器42、47和一对在相同方向上使其叶片旋转的对角线上相对的推进器43、46。在其他实施例中，飞机20可以具有任意数量的推进器的四元布置，并且不需使推进器41-48定位成本文所述的镜像四元布置。

在图5所示的示例性实施例中，选择对应的内推进器42、47用于逆时针叶片方向(当从飞机20的正面观看时)，并且选择对应的内推进器43、46用于顺时针叶片方向(当从飞机20的正面观看时)。这种选择具有确保推进器42、43的内侧上后翼25、26的一些部分由于来自推进器42、43的上洗在推进器42,43的外侧上机翼25、26的一些部分之前失速的优点。这有助于在迎角增加的情况下保持依附到机翼25、26(飞行控制表面95、96位于该机翼25、26表面)的气流，从而有助于在临近失速时保持飞行控制表面95、96起作用以控制飞机20。但是，如果期望，可以颠倒这样的选择，以使得推进器42、47的叶片顺时针方向旋转而推进器43、46的叶片逆时针方向旋转，如图13所示。另外，在其他实施例中，其他叶片方向组合也是可能的。

通过在每个四元布置中使叶片方向成镜像(如上所述)，可以实现某些可控性益处。例如，对应的推进器(例如，镜像的四元布置内的一对在对角线上相对的推进器)可以生成趋向于抵消或消除的力矩，以使得可以根据需要平衡飞机20。可以选择性地控制推进器41-48的叶片速度以实现期望的侧滚、俯仰和偏航力矩。作为示例，可以将对应的推进器的设置和配置设计成(例如，将对应的推进器定位在距飞机的重心的大约相同距离处)使得在其叶片以某些速度(例如，以大约相同的速度)旋转时其俯仰和侧滚力矩抵消。在这样的情况下，可以以大约相同的速率或以其他方式改变(例如，增加或减少)对应的推进器的叶片速度，用于控制偏航的目的(这将在下面更详细地描述)，而不引起导致飞机20分别绕侧滚轴线和俯仰轴线的位移的侧滚和俯仰力矩。通过控制所有推进器41-48使得其侧滚和俯仰力矩抵消，控制器110可以改变至少一些推进器的速度以产生期望的偏航力矩，而不导致飞机20绕侧滚轴线和俯仰轴线的位移。类似地，通过不同地改变推进器41-48的叶片速度可以引起期望的侧滚和俯仰运动。在其他实施例中，可以使用其他技术来控制侧滚、俯仰和偏航力矩。

在任一推进器41-48发生故障的情况下，可以调整保持操作的其他推进器的叶片速度以便适应发生故障的推进器同时保持可控性。在一些实施例中，控制器110存储预定义数据(本文此后称为“推力比(thrustratio)数据”)，其指示要由推进器41-48针对某些操作条件(例如，期望的侧滚、俯仰和偏航力矩)和推进器操作状态(例如，哪些推进器41-48进行操作)提供的期望推力(例如，最优推力比)。基于该推力比，控制器110被配置为根据哪些推进器41-48当前正在进行操作来控制推进器41-48的叶片速度，以取得最优推力比，以便减少由推进器41-48提供的总推力，并且因此减少由推进器41-48消耗的总功率同时取得期望的飞机运动。作为示例，对于悬停飞行，可以确定对于给定量的总推力取得最大偏航力矩的推力比。

在一些实施例中，推力比数据是分别与推进器41-48的某些操作状态关联的矩阵或其他数据结构的形式。例如，一个矩阵可以用于所有推进器41-48都进行操作的状态，另一个矩阵可以用于一个推进器(例如，推进器42)已经发生故障的状态，并且又另一个矩阵可以用于另一个推进器(例如，推进器43)已经发生故障的状态。可以存在至少一个矩阵与每个可能的推进器操作状态关联。

每个矩阵可以基于针对其与之关联的推进器操作状态所执行的测试来限定，以便导出可以由控制器110用于确定对于这样的操作状态的期望推力的一组表达式(例如系数)。作为示例，对于给定操作状态(例如，特定推进器41-48发生故障)，可以执行测试以确定对于进行操作的推进器的最优推力比以便保持飞机20平衡。与这样的操作状态关联的矩阵可以被限定为使得当指示期望的飞行参数的值(例如，指示期望量的偏航力矩的值，指示期望量的俯仰力矩的值，指示期望量的侧滚力矩的值和指示期望量的总推力的值)在数学上与矩阵组合时，结果提供指示每个进行操作的推进器的最优推力的至少一个值以便获得期望的飞行参数。这样，在确定飞机20在操作期间的期望飞行参数之后，控制器110可以确定飞机20的当前推进器操作状态并且然后基于这样的操作状态和一个或多个飞行参数分析推力比数据以确定用于控制至少一个推进器41-48的值。作为示例，控制器110可以被配置为将指示期望的飞行参数的值和与飞机20的当前推进器操作状态相关联的矩阵组合，以便确定用于控制每个操作的推进器41-48的至少一个值。要注意，用于监测推进器41-48的操作状态的电机控制器221-228(图3)或传感器(未具体示出)可以通知控制器110关于当前哪些推进器41-48进行操作的信息。

图10和11示出了用于旋转如本文所述的机翼25-28的机翼致动系统152的示例性部件。如图10和11所示，机翼致动系统152包括多个线性致动器260，其分别耦接到后翼25、26和前翼27、28。作为示例，具有杆262的线性致动器260耦接到后翼25、26并且在控制器110的指令和控制下使后翼25、26旋转。杆262穿过旋转元件263，机翼25、26的翼梁264也穿过旋转元件263。机翼25、26耦接到翼梁264，使得它们随着翼梁264被线性致动器260旋转而旋转。在这方面，线性致动器260被设计成线性地移动杆262，并且杆262的线性运动被转换成翼梁264的旋转运动，从而使机翼25、26相对于机身33旋转。耦接到前翼27、28的线性致动器260设计成使前翼27、28以相同方式旋转。在其他实施例中，用于旋转机翼25-28的其他类型的设备和配置也是可能的。图10和11还示出了可用于飞机20的示例性电池166，并且图10示出了为了说明的目的从机身33移除了电池166。电池166的其他配置和位置也是可能的。

注意，在一些实施例中，飞机20不具有用于控制偏航的方向舵，尽管在其他实施例中飞机20可能具有方向舵。在图1所示的实施例中，对于向前飞行由小翼75、76和后支柱83提供了偏航稳定性，并且不需要方向舵。此外，有用于针对悬停飞行控制偏航的各种技术可，这将在下面更详细地描述。

作为示例，来自推进器电机231-238的差动扭矩可用于在悬停配置中控制偏航。在这方面，由于空气阻力作用在推进器41-48的旋转叶片上，所以旋转的推进器41-48通过旋转其叶片的电机231-238在飞机20上施加扭矩。该扭矩通常随旋转速度而变化。通过不同地改变推进器41-48中的至少一些推进器的速度，可以通过旋转的推进器41-48产生差动扭矩，以使飞机20偏航，或者换句话说，绕其偏航轴线旋转。

注意，为了进行偏航控制而通过差动扭矩可施加的力的量受到限制。此外，增加推进器41-48的效率以减小诸如空气阻力的寄生力具有减小推进器41-48可施加到飞机20的差动扭矩量的效果。在至少一些实施例中，在差动扭矩之外或代替差动扭矩，飞机20被设计成使用其他技术来提供偏航控制。

作为示例，通过使用机翼25-28可相对于机身33旋转的倾斜翼配置(如上所述)，控制器110可被配置为选择性地倾斜翼25-28以在飞机20处于悬停配置时提供偏航控制。通过控制机翼倾斜，控制器110可以将推进器41-48定位成使得它们的推力矢量具有期望的水平分量。考虑到支撑飞机20的重量所需的推力矢量的大小，即使是从垂直方向偏移的小偏移，例如大约10°或更小，也可以引起用于控制偏航的显著侧向力。在这方面，如果假设飞机20具有八个推进器41-48，如图5所示，并且具有大约600千克的质量，则每个推进器41-48可以配置成提供足够的推力以支撑由飞机质量的大约1/8或大约75千克产生的重量。使机翼25-28倾斜成使得推进器推力矢量的方向距垂直方向仅几度导致推力矢量的水平分量相对于所提供的总推力小，但是在偏航控制方面是显著的。

注意，图5和图12描绘了在机翼25-28从垂直方向稍微倾斜角度α之后的飞机20，使得每个推进器41-48产生的推力被定向为在从垂直方向偏移几度的方向上。特别地，后翼25、26在朝向飞机20的后部的方向上略微倾斜，使得由推进器41-44产生的推力相对于垂直方向成小角度。在这方面，来自推进器41-44的推力的水平分量在负(-)x方向上。而且，前翼27、28在朝向飞机20的前部的方向上倾斜，使得由推进器45-48产生的推力相对于垂直方向成小角度。因此，来自推进器45-48的推力的水平分量在正(+)x方向上。

在一些实施例中，每个推进器41-48的取向相对于它安装在其上的机翼是静止的，使得推进器41-48相对于其机翼产生的推力方向是恒定的。因此，为了使推进器41-48在从垂直方向偏移的方向上取向(如上所述)，推进器的机翼充分倾斜以将推进器41-48定位在期望的取向上。在其他实施例中，推进器41-48可以设计成相对于它被安装在其上的机翼倾斜或以其他方式移动，以帮助控制推进器相对于机身33的取向。

有多种不同方式可以在倾斜时(如图5所示)控制推进器41-48。作为示例，可以增加飞机20一侧上的一个或多个推进器41、42、45、46的叶片速度，可以减少飞机20另一侧上的一个或多个推进器43、44、47、48的叶片速度，以使飞机20在一个方向上偏航。例如，可以增加推进器41、42、47、48的叶片速度，并且可以减少推进器43、44、45、46的叶片速度，以便产生用于使飞机20在一个方向上偏航的水平推力分量。替代地，可以增加推进器43、44、45、46的叶片速度，并且可以减少推进器41、42、47、48的叶片速度，以便产生用于使飞机20在相反方向上偏航的水平推力分量。在其他示例中，用于控制偏航的其他技术也是可能的。作为示例，改变后翼25、26或前翼27、28的倾斜角度会改变移动的机翼上的推进器的水平推力分量，从而导致偏航运动的变化。

还可以相对于图5所示的实施例不同地倾斜机翼25-28。作为示例，后翼25、26可以在朝向飞机20的前部的方向上倾斜，使得来自推进器41-44的推力的水平分量在正x方向上，并且前翼27、28可以在朝向飞机20后部的方向上倾斜，使得来自推进器45-48的推力的水平分量在负(-)x方向上。

注意，使前翼27、28和后翼25、26在相反方向上倾斜，如图5所示，允许推进器推力矢量被用于控制偏航而不会使飞机20沿其侧滚轴线(例如，在x方向上)水平移动。在这方面，推进器推力可以产生使得飞机20绕其偏航轴线旋转的力矩，同时推力矢量的水平分量相互抵消。因此，控制器110可以将推进器叶片速度设置成使得在推力矢量的水平分量消除的同时引起偏航，使得飞机20不沿其侧滚轴侧向移动。如果在悬停配置中需要沿其侧滚轴线的侧向移动，则后翼25、26或前翼27、28可以倾斜，或者所有机翼25-28可以在相同方向上倾斜，使得推力矢量的水平分量在相同的方向上(即，在正(+)或负(-)x方向上，这取决于所需的倾斜方向)。例如，如果期望的目的地靠近飞机的起飞位置，则在悬停配置中使用机翼倾斜控制用于向前飞行的推进力以飞行到目的地可能是具有成本效益的。在这样的示例中，推进器推力矢量的垂直分量抵消交通工具的重量并控制飞机的垂直速度，而推进器推力矢量的水平分量控制交通工具的水平速度。

在一些实施例中，后翼25、26被配置为一致地旋转，并且前翼27、28被配置为一致地旋转。在这样的实施例中，可以使用相同的机械部件(例如，单个电机或线性致动器)来旋转两个后翼25、26，并且可以使用相同的机械部件(例如，单个电机线性致动器)来旋转两个前翼27、28。使用相同的部件来旋转多个机翼有助于节省重量，从而节省电力。然而，在其他实施例中，每个机翼25-28可以独立于其他机翼旋转。作为示例，为了使飞机20在一个方向上偏航，在飞机20一侧上的机翼25、27可以在一个方向上旋转，而在飞机20另一侧上的机翼26、28在相反的方向上旋转。在这样的实施例中，推进器20的叶片速度可以是相同的，并且飞机20的侧向旋转速度(即，偏航速度)可以通过机翼倾斜的角度来控制。如果需要，推进器20的叶片速度也可以改变，以提供额外的偏航控制。

另外，当在悬停配置中时，控制器110可以选择性地控制飞行控制表面95-98，以便控制偏航(例如，增强由推进器41-48或其他部件提供的偏航控制)。在这方面，致动飞行控制表面95-98使得其从中性位置枢转通常使来自安装在同一机翼25-28上的一个或多个推进器41-48的气流重新定向。作为示例，在图5中，当飞行控制表面97处于中性位置时，来自推进器47、48的空气通常由机翼27在参考箭头351所示的方向上引导。通过致动飞行控制表面97，如图5所示，来自推进器47、48的至少一些气流在参考箭头352所示的方向上重新定向。气流的动量在飞机20上施加力，该力通常在与气流离开飞机20时的方向相反方向上。通过改变气流的方向，飞行控制表面97改变由气流的动量施加在飞机20上的力的方向。因此，控制器110可以通过控制飞行控制表面95-98的位置来控制偏航。作为示例，控制器110可以使飞机20一侧上的飞行控制表面96、97在一个方向上从中性旋转并且同时使飞机20相对侧上的飞行控制表面97、98在相反方向上旋转，以增加或减少飞机20绕偏航轴线的旋转运动。

在其他示例中，飞行控制表面95-98可以以其他方式致动，以按照任何期望的方式控制偏航。实际上，可以以任何方式控制任何飞行控制表面95-98，并且飞行控制表面95-98在悬停配置中的操作不必与它们在向前飞行配置中的操作相对应。作为示例，如果飞行控制表面95、96作为向前飞行配置中的副翼操作以使得它们在相反方向上旋转，则不必在悬停配置中控制飞行控制表面95、96以在相反方向上旋转。也就是说，飞行控制表面95-98可由控制器110独立控制。

因此，本文所述的vtol飞机20的各种实施例相对于其他vtol飞机(例如直升机)提供了类似的优点，例如，如果需要，允许飞机20独立于机场操作。然而，通过在允许用于向前飞行的低尖端速度的布置中使用电动推进器，由本文所述的vtol飞机20产生的噪音可以小很多。此外，如上所述使用多个推进器提供了显著提高安全性的推进和飞行控制冗余，并且对由推进器吹气的倾斜机翼的使用改善了空气动力学并且使得更容易控制飞机20，从而简化了飞机的设计。通过飞机的空气动力学和控制的高效设计，飞机20的性能和航程可以显著增加，以实现用于各种空中运输应用的具有成本效益的解决方案。

前述内容仅仅是对本公开的原理的说明，并且本领域技术人员可以在不脱离本公开的范围的情况下进行各种修改。提供上述实施例是出于说明而非限制的目的。除了在此明确描述的那些之外，本公开还可以采用许多形式。因此，要强调的是，本公开不限于明确公开的方法、系统和装置，而是旨在包括在所附权利要求的精神内的变型和修改。仅作为示例，在自导航、电动vtol飞机的背景下，在上面的各种实施例中描述了倾斜翼配置。然而，对于其他类型的飞机，可以采用这种倾斜翼配置(以及本文所述的飞机20的其他方面)。

作为另一个例子，可以进行装置或过程参数(例如，尺寸、配置、部件、过程步骤顺序等)的变化以进一步优化如本文所示和所述的所提供的结构、装置和方法。在任何情况下，本文描述的结构和设备以及相关方法具有许多应用。因此，所公开的主题不应限于本文所述的任何单个实施例，而应在根据所附权利要求的宽度和范围上进行解释。