r>[0047]示意图5是根据本发明制造的第二个样机的立体图，该飞行器拥有一个T型尾翼和两个前翼。
[0048]图6是根据本发明制造的样机的一个发动机舱的立体图。
[0049]在不同的示意图中，同一部件使用唯一和相同的标注。
[0050]示意图1至4显示的是第一个飞行器的样机。这架飞行器包括一个机身F和两个安放在机身F上部的机翼Al和A2，机身F是长形的，由机头和机尾限定其长度。此外，飞行器包含一对安置在机身两侧的发动机舱NI和N2，和一个固定的水平涵道风扇I。飞行器拥有一个由一个水平安定面SI和两个方向舵Dl和D2组成的尾翼，水平安定面和方向舵分别装配一个升降舵Pl和两个转向舵Gl和G2。其特征在于，两个进气口 El和E2以及热力发动机M废气的排放口 H均位于机身F的上方。
[0051]示意图5显示的是第二个飞行器的样机。这架飞行器包括一个机身F和两个安放在机身F上部的机翼Al和A2，机身F是长形的，由机头和机尾限定其长度。此外，飞行器包含一对安置在机身两侧的发动机舱NI和N2，和一个固定的水平涵道风扇I。飞行器拥有一个由一个方向舵D3和一个固定在方向舵上端的水平安定面S2组成的T型尾翼，方向舵和水平安定面分别装配一个转向舵G3和两个升降舵P2和P3。飞行器还包含两个分布在机身两侧位于水平涵道风扇I和驾驶舱之间的前翼Wl和W2。
[0052]参照示意图1、2、3、4、和5所示，每个发动机舱NI和N2都是飞行器的推进装置。每个发动机舱都包含一个整流罩内圈Cl和C2和至少一个转子Rl和R2，转子上装有叶片并能在整流罩内圈Cl和C2里旋转。
[0053]发动机舱NI和N2相对机身F而言是可以转动的，它们转动的位置处在机翼Al和A2的端部，转动轴与机身F的纵向轴线严格垂直。
[0054]作为优选，机翼Al和A2是固定的，向与飞行器的机身F接近垂直的方向延伸，如示意图1至5所示，它们位于高位。
[0055]作为优选，发动机舱NI和N2分别位于机翼Al和A2的翼尖，这可以使转子Rl和R2的旋转轴处于最高的位置。机翼Al和A2相对机身处于高位，再加上发动机舱NI和N2处于机翼的端部，允许发动机舱拥有最大限度的尺寸，从而可以获得更大的推力。本发明设计的飞行器相对机翼处于低位的结构而言对机舱的入口 2和3有所改进。此外，飞行员和乘客的可见度也大大地提高。
[0056]从控制的角度来看，发动机舱的这种定位使得它相对飞行器重心的力矩更大，并从很大的程度上降低气流与机身的相互作用。
[0057]如示意图1所示，该机的设计使得当发动机舱处于第一个位置的时候，转子Rl和R2在接近水平的方向转动。飞行器可以在接近水平的方向飞行，能达到最大的速度。
[0058]如示意图2所示，该机的设计使得当发动机舱NI和N2处于第二个位置的时候，转子Rl和R2在接近垂直的方向转动。因此，飞行器可以垂直起降、悬停或在水平方向做接近目标的慢飞。
[0059]作为优选，发动机舱(N1，N2)可以在约为95度的角度范围内从直升飞机模式转换成飞机模式，并可以在飞行的任何阶段在这个角度范围内的自由变换。
[0060]示意图6显示了发动机舱NI的结构，发动机舱N2与其相同。发动机舱NI有一个保护罩4，其中包含与转子Rl相连的功率传输齿轮，或者，在使用混合推进的情况下包含电动马达。发动机舱NI包含一个被整流罩的内圈Cl所限定的转子盘。保护罩4通过一个两头固定在整流罩Cl上的横梁Tl固定在整流罩Cl上。有利的是，发动机舱NI包含另一个横梁T2，在整流罩Cl的内部形成一个十字架，从而使得发动机舱NI更坚硬，也使得转子Rl更牢固。动力传输轴放置在横梁Tl中。
[0061]相对于机翼Al而言，发动机舱NI只能做一个唯一的转动，该转动轴与机身F垂直。这将大大地简化发动机舱的运动学，从而增加飞行器的可靠性并减轻其推进系统的重量。
[0062]参照图1、2、3、4和5所示，飞行器至少包含两个分别与发动机舱NI和N2相连的折翼Vl和V2，它们分别放置在转子Rl和R2的气流出口。围绕一个唯一的轴线每个折翼Vl和V2确定一个空气动力面，用于改变发动机舱出口的空气流量。
[0063]折翼Vl和V2相对发动机舱NI和N2而言是可以摆动的。作为优选，折翼Vl和V2的摆动轴与机身F垂直。因此，折翼Vl的摆动轴与发动机舱NI和N2的转动轴接近平行。
[0064]作为特征，位于机身F两侧分别属于发动机舱NI和N2的折翼Vl和V2，可以以不对称的方式运行。在此发明中，我们说的不对称并不强求或排除活动的幅度相同。因此，可以仅仅操作两个折翼Vl和V2中的其中一个，或者以相同的幅度、相同或相反的摆向操作两个折翼Vl和V2，再或者以不同的幅度、相同或相反的摆向操作两个折翼Vl和V2。
[0065]每个折翼Vl和V2变化将改变飞行器的行为。按照设计要求，折翼Vl和V2可以使飞行器从一个平衡状态过渡到另一个平衡状态，从而有助于对飞行器的控制和/或对空气动力的补偿。
[0066]如示意图4所示，飞行器在机身F内装有一个热力发动机M，作为优选，它靠近机翼Al和A2，用于驱动转子Rl和R2。
[0067]作为任选，飞行器装有一台发电机B，它与热力发动机M连接，可以为发动机舱(NI, N2)中保护罩(Jl，J2)内的电动马达供电。
[0068]如示意图1、2、3和4所示，飞行器的起落架包括一个前起落架10和一个由两个起落装置组成的中心起落架11。在特殊的情况下，飞行器可以拥有一个由两个金属滑橇组成的固定起落架。
[0069]作为任选，对于以上描述的飞行器的控制策略至少包括以下特征之一:
[0070]发动机舱(NI，N2)的位置在机身(F)两侧总是对称的。对侧翻、俯仰和偏航的控制，是通过以差动或对称的方式操作折翼(VI，V2)和尾翼上传统的控制装置(Pl，P2，Dl,D2，D3)以及通过改变水平涵道风扇(I)的推力来实现的。与一个发动机舱旋转的情况相比这些控制方法的惯性几乎为零，控制的精度得到很大的提高。
[0071]根据飞行的不同阶段，两个发动机舱(NI，N2)产生不对称的推力会导致偏航和侧翻。为此，要么使位于机身(F)两侧的转子(Rl，R2)的转速产生不对称，要么使位于机身(F)两侧的转子(Rl，R2)的叶片受力角度不对称。在特定的情况下，改变转子(Rl，R2)叶片的受力角度并保持转子(R1，R2)的转速不变，有利于改进对飞行器控制的反应度。
[0072]操作折翼(VI，V2)时为了节省的能量，不管向相同或相反的方向摆动，它们的幅度大致相同。
[0073]折翼(VI，V 2)的摆动、转子(Rl，R 2)叶片的受力角度或其功率、水平涵道风扇
(I)和常规的控制装置(P1，P2，D1，D2，D3)都以机械和/或电和/或电子的方式联合实现，从而可以实现在所有的飞行阶段对飞行器的高效高质量的控制和补偿。
[0074]特别是，这种联合控制方法使对飞行器的控制在速度很低和很高之间有一致性。速度很低的时候，常规的控制装置(Pl，P2，Dl, D2，D3)是无效的因为没有空气经过它们的受力面。但是，一旦飞行器的速度足够快的时候，他们将与折翼(VI，V2)、转子(Rl，R2)和水平涵道风扇(I) 一起控制飞行器。
[0075]在特定的情况下，对飞行器三个轴的控制可以通过以下方法获得:
[0076]在本申请中，当一个折翼(VI，V2)摆动后其后缘与摆前相比向尾翼方向(向上)移动了，我们认为它是向后(向上)摆的。相反地，当一个折翼(V1，V2)摆动后其后缘与摆前相比向机头方向(向下)移动了，我们认为它是向前(向下)摆的。
[0077]偏航棹制
[0078]对折翼(VI，V2)作非对称的操作、转子(Rl，R2)产生不对称的推力和尾翼的转向舵(Dl，D2，D3)，可以对飞行器偏航时进行控制。
[0079]在直升飞机模式时，如示意图2所示，当发动机舱NI的折翼向后摆，而发动机舱N2的折翼向前摆时，飞行器的机头转向发动机舱N2 —侧。
[0080]在飞机模式时，如示意图1所示，发动机舱从垂直方向转到了水平方向。如此，发动机舱NI的推力更大导致向发动机舱N2 —侧偏航。
[0081]特别有利的是，在飞行的所有阶段，折翼(V1，V2)的摆动和转子(R1，R2)产生不对称的推力与尾翼上的转向舵(D1，D2，D3)是联合使用的，以控制飞行器的偏航。
[0082]侧翻棹制
[0083]对折翼(VI，V2)进行不对称操作和转子(Rl，R2)产生不对称的推力，可以对飞行器侧翻时进行控制。
[0084]在直升飞机模时，发动机舱NI的推力更大会导致向发动机舱N2