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CN116034075A - 一种垂直起降飞机，用于控制垂直起降飞机的方法和系统 - Google Patents

一种垂直起降飞机，用于控制垂直起降飞机的方法和系统 Download PDF

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CN116034075A CN202180047735.8A CN202180047735A CN116034075A CN 116034075 A CN116034075 A CN 116034075A CN 202180047735 A CN202180047735 A CN 202180047735A CN 116034075 A CN116034075 A CN 116034075A
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Abstract

本发明涉及一种垂直起降(VTOL)飞机、一种控制VTOL飞机的方法以及一种用于控制VTOL飞机的控制系统。飞机包括机体，机体具有沿横向轴线延伸的机翼，并且机翼连接到机身，机身在飞机的纵向轴线之间延伸，以及尾翼或前翼。电动旋翼阵列固定安装在机体上。前和后内燃机可枢转地安装在机身上，并且可在提升位置和推进位置之间移动，在提升位置，前旋翼和后旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，前旋翼和后旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行。前旋翼和后旋翼在垂直飞行期间为飞机提供大部分或全部垂直升力。

Description

一种垂直起降飞机，用于控制垂直起降飞机的方法和系统
技术领域
本发明涉及飞行器或飞机，特别是垂直起降飞机，以及用于控制所述飞机的方法和系统。
背景技术
几十年来，飞机或飞行器一直被用来将重达数百公斤的有效载荷从一个地点空运到另一个地点，例如，分布在数百公里甚至数千公里以外的地点。
一种传统的固定翼飞机通常包括机身，机身在其后部终止于尾翼中，尾翼具有一对固定翼，固定翼包括所述机身的侧面并横向于飞机的纵向轴线延伸。作为对尾翼配置的替代，一些固定翼飞机具有前翼配置，其中前翼设置在飞机机身前部附近。包括一个或多个发动机(特别是内燃机)的合适的推进组件通常向飞机提供向前推进，使得为翼型的机翼在地面上达到特定速度后向飞行器提供合适的升力。尽管是以相对低的燃料成本提升大型和重型有效载荷的简单和可靠的手段，上述类型的传统固定翼飞机需要相对较长的跑道，以达到实现期望升力所需的速度。这使得它很难在人口稠密的地区使用。此外，有效载荷在使用中由于其前进速度而难以与传统固定翼飞机一起部署。
为此目的，垂直起降(VTOL)飞行器或飞机有利地消除了需要跑道才能在空中飞行的要求，并且能够以相对精确的采用几乎没有或零前进速度的方式将有效载荷提升和部署到位置。VTOL飞机通常是有人或无人驾驶的，能够垂直和水平飞行。特别是，这些飞机垂直起飞和降落，并且一旦在空中就能够水平飞行。
直升机是载人VTOL飞机的示例性实施例，其具有连接到合适的推进组件的机身，推进组件包括一个或多个内燃机，内燃机连接到一个或更多个马达，马达为直升机提供升力和推力。直升机能够举起中等尺寸和/或重量的有效载荷，并在末端位置部署所述有效载荷，由于直升机的悬停能力，因此几乎没有前进速度。然而，直升机通常没有机械故障冗余，在整个飞行过程中具有高功耗，由于低速和高功率需求，直升机航程较短，并且具有复杂的机械故障风险。
具有VTOL能力的无人机(UAV)，例如多旋翼飞行器，通常包括连接到机身的电机阵列，并且由于多旋翼飞行器的悬停能力，无人机能够提升通常较重的有效载荷，并在末端位置部署所述有效载荷，且前进速度很小甚至没有。电机通常由可充电电池组供电，并且因此由于当前电池技术的存储容量，其飞行时间有限。此外，多旋翼飞行器通常在整个飞行过程中具有高功耗，并且以相对低的飞行速度飞行，这与有限的飞行时间相结合，导致多旋翼飞行器具有相对低的航程。
包括内燃机和电驱动旋翼的混合飞机是已知的。例如，US 2019/263519 A1公开了一种混合飞机或无人机，其包括内燃机和电动旋翼，其中内燃机配置为除了电动旋翼之外还提供混合飞机的垂直飞行，以便增加飞机在空中的续航能力或时间量，这通常受到为电动旋翼供电的电池的电池存储容量的阻碍。尽管解决了使用电动旋翼带来的耐久性问题，US 2019/263519A1中公开的混合飞机没有试图最大化混合飞机可以携带和运输的有效载荷，这至少从商业和资源节约的角度来看是重要的。
EP 3116781 A1公开了一种混合无人空中多旋翼飞行器，该飞行器具有内燃机和电动旋翼，并且具有改进的DC电源供应系统。与US 2019/263519一样，EP 3116781 A1的公开利用内燃机来解决与电动旋翼相关的耐久性问题。然而，EP 3116781 A1的公开将交流发电机连接到消耗燃料的内燃机，以向DC电源供应系统供电，DC电源供应系统继而驱动电动旋翼。
其他混合飞行器或飞机，例如在US 2017/300066 A1和WO 2019/190263中公开的那些，公开了利用内燃机和电动旋翼的各种混合布置，以解决仅具有电动旋翼的飞行器的稳定性和耐久性问题。
发明人已经识别出本文所述类型的传统混合飞机的一个缺点是，它们没有解决使飞机的有效载荷能力最大化的问题。如本文所公开的本发明的主要目的是最大化混合飞机可以运输的有效载荷，以提供不同的混合飞机。
为简洁起见，在本文件中，术语“飞机”、“飞行器”和“无人机”应理解为相同的意思。
发明内容
根据本发明的一个方面，提供了一种垂直起降(VTOL)飞机，其中该飞机包括：
机体，机体具有沿横向轴线延伸的至少一个或至少一对机翼，机翼可操作地连接到机身，机身具有在飞机的纵向轴线之间延伸的前端和后端，以及位于机身的后端附近的尾翼或位于机身的前端附近的前翼；
电动旋翼阵列，电动旋翼阵列可操作地安装到机体上以向飞机提供稳定性和/或垂直升力，其中电动旋翼固定地安装到机体上，并且由一个或多个合适的电机驱动；
前旋翼，前旋翼可枢转地安装到机身的所述前端，其中前旋翼可绕平行于横向轴线的轴线在提升位置(lift position)和推进位置(propulsion position)之间移动，在提升位置，前旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，前旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行；以及
后旋翼，后旋翼可枢转地安装到机身的所述后端，其中后旋翼可绕平行于横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在提升位置，后旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，后旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行，其中前旋翼和后旋翼中的一个或两个由一个或多个合适的内燃(IC)机驱动，并且其中在垂直飞行期间前旋翼和后旋翼处于所述提升位置的情况下，前旋翼和后旋翼向飞机提供大部分或全部垂直升力。
前旋翼可枢转地安装在机身和前翼(canard)之间；或者其中后旋翼可枢转地安装在机身和尾翼(empennage)之间。这样，在前翼配置的情况下，前旋翼可在前翼和机身的前端之间的区域内以枢轴方式自由移动。类似地，在尾翼配置的情况下，后旋翼可在尾翼和机身后端之间的区域内以枢轴方式自由移动。
本文公开的飞机可以是无人机。
前旋翼和后旋翼可配置为向飞机提供主要垂直升力，并且其中电动旋翼可配置为至少在垂直飞行期间向飞机提供基本稳定性。电动旋翼可配置为向飞机提供辅助垂直升力。然而，辅助垂直升力几乎可以忽略不计。换句话说，垂直升力的大部分或全部可由前和后旋翼提供，电动旋翼提供稳定性。应当理解，电动旋翼可以在悬停操纵期间提供稳定性。
电动旋翼阵列可以间隔开的配置安装到机体，其中电动旋翼可操作地共面并且位于第一平面中，并且其中前旋翼和后旋翼位于第二平面和第三平面中，当前旋翼和后旋翼在使用中操作到提升位置时，第二平面和第三平面基本上与第一平面共面和/或与第一平面平行。在一个示例性实施例中，第二和第三平面可以夹持第一平面。在一个示例性实施例中，第一、第二和第三平面可以是平行的，并且沿着垂直轴线在不同的高度处间隔开。
在一个示例性实施例中，前旋翼和后旋翼可配置为沿相反方向旋转。这样，它们在垂直轴上的合成扭矩量为零，从而允许在悬停期间保持偏航稳定性和控制。
飞机可包括驱动地连接到前旋翼的前IC发动机和驱动地连接到后旋翼的后IC发动机，其中前发动机和后发动机与前旋翼和后旋翼一样位于机身的相对间隔开的前端和后端附近。内燃机可配置为燃烧高能量密度燃料。在一个示例性实施例中，发动机可以是燃料燃烧内燃机。燃料可以是汽油，因此发动机可以是汽油内燃机。然而，燃料可以是配置为驱动内燃机的任何可燃燃料。前旋翼和后旋翼可以纵向间隔开。
在其他示例性实施例中，飞机可以包括一个或多个IC发动机，IC发动机驱动地连接到前旋翼和后旋翼。
前和后发动机可沿纵向轴线离飞机的重心等距定位。此外，提供本文所述升力的前旋翼和后旋翼的推力可以匹配。通过这种方式，来自与飞机重心等距的前和后旋翼的匹配推力不会对飞机施加俯仰或滚转力。
前旋翼和后旋翼中的每一个的功率至少是电动旋翼中的一个的两倍。在许多情况下，前和后旋翼的功率可能比电动旋翼大很多倍。
应注意的是，垂直飞行的大部分推力(75-100％)可由前旋翼和后旋翼提供。由于内燃机及其燃料的高功率重量比(kW.hrs/kg)，提供由内燃机提供动力以用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼是有利的。电动旋翼可以连接到一个或多个电化电池或电池，这些电池或电池为电动旋翼阵列提供大约五到十五分钟的运行。在一个示例性实施例中，大约是五分钟，这导致五分钟的垂直飞行时间。
不同地定义是，电动旋翼由电源(例如，本文所述的电池)供电，该电源配置为在小于前旋翼和后旋翼能够由一个或多个内燃机供电的持续时间的持续时间内为电动旋翼供电。电动旋翼的总运行时间可以是特定任务中飞机的飞行时间的一小部分，其中前旋翼和后旋翼在任务飞行时间的持续时间内被供电。由于电动旋翼主要提供稳定性，因此无需为其提供电池电源以在整个任务中运行，而仅用于垂直飞行。因此，这减少了为电动旋翼供电所需的电池的尺寸，从而最大化了飞机在使用中可能运输的有效载荷。
电动旋翼阵列可包括多个电动旋翼，电动旋翼连接到机身、机翼、小翼、尾翅、尾翼或前翼以及机身的一个或多个吊杆中的一个以上。电动旋翼可等距定位和/或连接至机体。
电动旋翼的大小或功率可能与离飞机重心的距离成反比。在这方面，电动旋翼离飞机的重心越远，它们就越小和/或功率越小，与它们离飞机重心越近相比。在这方面，飞机的前和后旋翼可能比电动旋翼更接近飞机的重心。电动旋翼阵列可以包括基本上类似的电动旋翼。
在一个示例性实施例中，电动旋翼阵列可以包括四个电动旋翼，它们位于机体中心的假想四边形的相邻角。四边形可以是正方形，使得电动旋翼彼此等距离地隔开。
应注意，飞机可包括四个三相交流(AC)电机，每个电机驱动连接到每个电动旋翼。DC电池功率可通过ESC(电子速度控制器)转换为AC。在一些示例性实施例中，飞机可以包括多于四个的电机和/或旋翼。例如，飞机可包括分别驱动连接到六个或八个旋翼的六个或八个电机。电机可以由能量存储设备(诸如可充电电池，例如锂离子电池)供电。锂离子电池和无刷电机比燃烧燃料的IC电机具有优势，因为它们具有非常高的瞬时能量密度W/kg。然而，它们具有非常低的总能量密度kW.hrs/kg。因此，由于相对较低的能量密度，需要更大的电池用于更长的使用，并且这些更大电池的重量降低了飞机的有效载荷能力。在这方面，在尽可能多的飞行中使用高能量密度燃料和内燃动力旋翼有利地减少了对更大和更重电池的需求。
为简洁起见，本文中使用的术语“旋翼”可以理解为螺旋桨叶片，在电动旋翼的情况下，该螺旋桨叶片由电池供电的合适的AC电机驱动，而在前旋翼和后旋翼的情况中，该旋翼由燃烧燃料的合适的IC发动机驱动。然而，在上下文显而易见的情况下，本领域技术人员将理解，术语“旋翼”可理解为包括推进器叶片以及驱动连接到推进器叶片的电机和/或发动机。
电机具有足够的扭矩和响应时间，以准确、快速地改变其每分钟转数(RPM)，从而在垂直飞行期间保持稳定性。通过这种方式，飞机能够保持稳定垂直飞行所需的快速和连续修正。这与内燃机不同，内燃机对节气门变化的响应时间慢，并且不能在多旋翼配置中保持稳定性。因此，本文所述的配置最大化了IC旋翼和发动机的推力和升力优势以及电动旋翼和电机的更精细的控制概要，使得当IC旋翼提供大部分推力时，电动旋翼在提升期间不受相对较重的IC旋翼的负担。类似地，在垂直飞行期间，IC旋翼在稳定飞机时的缓慢响应是由更精确控制的电机来解决的。通过这种方式，内燃机(IC)前和后旋翼提升飞机，而小得多的电机平衡飞机。这意味着电机可以非常小并且非常轻，具有更小的动力电池(例如，它们的锂离子电池的大小可以刚好适合短时间的悬停，例如大约2分钟等)。因此，当飞机像正常的固定翼飞机一样过渡到向前飞行时，它以电动悬停电机的形式承受的重量损失非常小。该特征使更高的有效载荷能够在更长的时间(更长的耐久性)内被承载更长的距离。
该飞机可以包括适当的处理器，处理器配置为：
接收和/或拦截飞机控制信号，飞机控制信号包括到电动旋翼阵列和/或前旋翼和后旋翼的升力和/或稳定性指令，以在垂直飞行期间分别控制飞机的升力和/或稳定性；以及
使用升力指令控制前旋翼和后旋翼，以在垂直飞行期间为飞机提供大部分或全部垂直升力；以及
使用稳定性指令控制电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间为飞机提供稳定性。
处理器可以是飞机的机载处理器。处理器可以配置为拦截来自飞机的飞行控制模块的控制信号，该飞行控制模块可操作以控制至少垂直飞行。
如本文所述，术语“垂直飞行”可理解为包括垂直飞行(即，从地球中心径向向外)以及悬停和悬停操纵(即，在空中保持相对空间静止)。在一些示例性实施例中，电动旋翼阵列仅在垂直飞行的悬停和/或悬停操纵期间接合，以向飞机提供稳定性。
处理器可以配置为：
处理所接收/拦截的飞机控制信号以确定升力和/或稳定性指令；以及
分离用于控制电动旋翼阵列和/或前旋翼和后旋翼的升力和/或稳定性指令。
在本发明的一个示例性实施例中，处理器配置为从包括皮托管、转速表、加速计、陀螺仪、磁力计、全球定位系统(GPS)、热电偶和高度计的组中选择的传感器接收信息。
处理器可以配置为生成包括升力和/或稳定性指令的适当控制信号。控制信号可以控制电动旋翼阵列和/或前旋翼和后旋翼。为此，处理器可以配置为将升力指令转换为配置为控制IC发动机的节流阀的指令，以便提供所需的期望升力。这是因为用于控制垂直飞行的飞机控制信号可能仅用于电机。
在一个示例性实施例中，前旋翼和后旋翼可以通过矢量控制安装件安装到机身，该矢量控制安装件有助于在提升位置和推进位置之间对前旋翼和后旋翼进行矢量控制。矢量控制安装件可以是相同的，尽管一个向上枢转/倾斜，一个向下枢转/倾转。在使用中，向上枢转/倾斜安装件可操作地连接到机身和前旋翼，以使前旋翼向上枢转。在使用中，向下枢转/倾斜安装件可操作地连接到机身和后旋翼，以使后旋翼向下枢转。每个控制安装件可包括合适的齿条和小齿轮安装件，其配置为由合适的致动器(例如伺服电机)致动，以在使用中在提升位置和推进位置之间精确地移动前旋翼和后旋翼。控制安装件可有助于将前旋翼和后旋翼锁定到提升位置和推进位置之间的期望位置，并包括提升位置和推动位置。
可操作地将前旋翼连接到机身的矢量控制安装架可配置为将前旋翼从推进位置向上枢转到提升位置。相反，可操作地将后旋翼连接到机身的矢量控制安装架可配置为将后旋翼从推进位置向下枢转到提升位置。这样，当飞机处于垂直飞行时，前旋翼位于机翼上方的第二平面中，后旋翼位于机翼下方的第三平面中。
后旋翼可以是用于水平飞行的推进器配置，并可在垂直飞行期间向下定向。在移动至提升位置期间，后旋翼可通过尾翼或尾翼所限定的平面下方。
为了清楚起见，横向轴线可以是飞机的俯仰轴，或者平行于俯仰轴的轴。类似地，纵向轴线可以是滚动轴线。如本文所述的垂直轴线可以平行于电动旋翼绕之旋转的轴，以及当处于提升位置时前旋翼和后旋翼绕之旋转的轴，并且可以是飞机的偏航轴或平行于偏航轴的轴。
在一个示例性实施例中，前旋翼和后旋翼可以在从飞机前部观察时围绕纵向轴线沿逆时针方向稍微偏离垂直轴线。特别地，当从飞机的前部观察时，前旋翼和后旋翼可以围绕纵向轴线沿逆时针方向从垂直轴线略微倾斜大约1.8度。这种配置抵消了由于IC旋翼和/或其相关IC电机接近尾翼而导致的飞机上的不对称气流造成的任何偏航影响。
根据本发明的另一方面，提供了一种用于控制垂直起降(VTOL)飞机的方法，飞机包括：机体，机体具有沿横向轴线延伸的至少一个或至少一对机翼，机翼可操作地连接到机身，机身具有在飞机的纵向轴线之间延伸的前端和后端，以及位于机身的后端附近的尾翼或位于机身的前端附近的前翼；电动旋翼阵列，电动旋翼阵列可操作地安装到机体上，以向飞机提供垂直稳定性和/或升力，其中电动旋翼固定地安装到机体上，并由一个或多个合适的电机驱动；前旋翼，前旋翼可枢转地安装到机身的前端，其中前旋翼可绕平行于横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在提升位置，前旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，前旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行；以及后旋翼，后旋翼可枢转地安装到机身的后端，其中后旋翼可绕平行于横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在提升位置，后旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，后旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行，其中前旋翼和后旋翼中的一个或两个由一个或多个合适的内燃机驱动，其中方法包括：
控制前旋翼和后旋翼，使其可在用于水平飞行的推进位置和用于垂直飞行的提升位置之间移动；以及
控制前旋翼和后旋翼，以在垂直飞行期间在前旋翼和后旋翼处于提升位置时向飞机提供大部分或全部垂直升力。
方法还包括以下步骤：
接收和/或拦截包括升力和/或稳定性指令的飞机控制信号，以在垂直飞行期间控制飞机的升力和/或者稳定性；
通过使用升力指令控制前旋翼和所述前旋翼，以在垂直飞行期间向飞机提供大部分或全部垂直升力，以及
通过使用稳定性指令来控制电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间为飞机提供稳定性。
此外，方法可以包括：
处理所接收/拦截的飞机控制信号以确定升力和/或稳定性指令；以及
分离用于控制电动旋翼阵列和/或前旋翼和后旋翼的升力和/或稳定性指令。
方法可以包括以下步骤：拦截来自适当的飞行控制器的飞机控制信号，该飞行控制器仅用于控制电机和/或旋翼。为此，方法可以包括将升力指令转换成控制前旋翼和后旋翼的格式。
电动旋翼阵列可以间隔开的配置安装到机体，其中电动旋翼可操作地共面并且位于第一平面中，其中方法包括将前旋翼和后旋翼移动到提升位置以用于垂直飞行，其中在提升位置中，前旋翼和后旋翼分别位于第二平面和第三平面中，当前旋翼和后旋翼操作到提升位置时，第二平面以及第三平面基本上与第一平面共面和/或与第一平面平行。
根据本发明的另一方面，提供了一种用于控制垂直起降(VTOL)飞机的控制系统，飞机包括机体，机体具有沿横向轴线延伸的至少一个或至少一对机翼，机翼可操作地连接到机身，机身具有在飞机的纵向轴线之间延伸的前端和后端，以及位于机身的后端附近的尾翼或位于机身的前端附近的前翼；电动旋翼阵列，电动旋翼阵列可操作地安装到机体上，以向飞机提供垂直稳定性和/或升力，其中电动旋翼固定地安装到机体上，并由一个或多个合适的电机驱动；前旋翼，前旋翼可枢转地安装到机身的前端，其中前旋翼可绕平行于横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在提升位置，前旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，前旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行；以及后旋翼，后旋翼可枢转地安装到机身的后端，其中后旋翼可绕平行于横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在提升位置，后旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，后旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行，其中前旋翼和后旋翼中的一个或两个由一个或多个合适的内燃机驱动，其中系统包括：
存储设备；
处理器，处理器连接到存储设备，处理器配置为：
控制前旋翼和后旋翼在用于水平飞行的推进位置和用于垂直飞行的提升位置之间移动；以及
控制前旋翼和后旋翼，以在垂直飞行期间在前旋翼和后旋翼处于提升位置的情况下，向飞机提供大部分或全部垂直升力。
处理器可以配置为：
接收和/或拦截包括升力和/或稳定性指令的飞机控制信号，以在垂直飞行期间控制飞机的升力和/或者稳定性；
通过使用升力指令控制前旋翼和前旋翼，以在垂直飞行期间向飞机提供大部分或全部垂直升力，以及
通过使用稳定性指令来控制电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间为飞机提供稳定性。
处理器可以配置为：
处理所接收/拦截的飞机控制信号以确定升力和/或稳定性指令；以及
分离用于控制电动旋翼阵列和/或前旋翼和后旋翼的升力和/或稳定性指令。
处理器还可以配置为将升力指令转换成控制前旋翼和后旋翼的格式。电动旋翼阵列可以间隔开的配置安装到机体，其中电动旋翼可操作地共面并且位于第一平面中，其中处理器配置为将前旋翼和后旋翼移动到提升位置以用于垂直飞行，其中在提升位置中，前旋翼和后旋翼分别位于第二平面和第三平面中，当前旋翼和后旋翼操作到提升位置时，第二平面以及第三平面基本上与第一平面共面和/或与第一平面平行。
根据本发明的又一示例实施例，提供了一种存储非临时计算机可执行指令的非临时计算机可读存储介质，当由与垂直起降(VTOL)飞机远程通信或机载的适当处理器执行时，飞机包括：机体，机体具有沿横向轴线延伸的至少一个或至少一对机翼，机翼可操作地连接到机身，机身具有在飞机的纵向轴线之间延伸的前端和后端，以及位于机身的后端附近的尾翼或位于机身的前端附近的前翼；电动旋翼阵列，电动旋翼阵列可操作地安装到机体上，以向飞机提供垂直稳定性和/或升力，其中电动旋翼固定地安装到机体上，并由一个或多个合适的电机驱动；前旋翼，前旋翼可枢转地安装到机身的前端，其中前旋翼可绕平行于横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在提升位置，前旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，前旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行；以及后旋翼，后旋翼可枢转地安装到机身的后端，其中后旋翼可绕平行于横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在提升位置，后旋翼被定向以向飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，后旋翼被定向以向飞机提供向前推力以用于水平飞行，其中前旋翼和后旋翼中的一个或两个由一个或多个合适的内燃机驱动，使至少一个处理器执行如上所述的方法步骤。
根据本发明的又一示例实施例，提供了一种用于控制垂直起降(VTOL)飞机的方法，其中方法包括：
接收和/或拦截飞机控制信号，飞机控制信号包括升力和/或稳定性指令，以在垂直飞行期间控制飞行的升力和/或稳定性；
处理所接收/拦截的飞机控制信号以确定升力和/或稳定性指令；
分离升力和/或稳定性指令；
将升力指令转换成控制由一个或多个内燃机驱动的一个或更多个内燃(IC)旋翼的格式；
生成包含转换的升力指令的合适的升力指令信号，以控制一个或多个IC旋翼，以在垂直飞行期间向飞机提供大部分或全部垂直升力，以及
生成包含分离的稳定性指令的合适的稳定性指令信号，以控制电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间向飞机提供稳定性。
根据本发明的另一方面，提供了一种用于控制垂直起降(VTOL)飞机的系统，其中系统包括：
存储设备；以及
至少一个处理器，处理器配置为：
接收和/或拦截飞机控制信号，飞机控制信号包括升力和/或稳定性指令，以在垂直飞行期间控制飞机的升力和/或稳定性；
处理所接收/拦截的飞机控制信号以确定升力和/或稳定性指令；
分离升力和/或稳定性指令；
将升力指令转换成控制由一个或多个内燃机驱动的一个或更多个内燃(IC)旋翼的格式；
生成包含转换的升力指令的合适的升力指令信号，以控制一个或多个IC旋翼，以在垂直飞行期间向飞机提供大部分或全部垂直升力，以及
生成包含分离的稳定性指令的合适的稳定性指令信号，以控制电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间向飞机提供稳定性。
根据本发明的另一方面，提供了一种存储非瞬时计算机可执行指令的非瞬时计算机可读存储介质，当由适当的处理器执行时，指令使得处理器：
接收和/或拦截飞机控制信号，飞机控制信号包括升力和/或稳定性指令，以在垂直飞行期间控制飞机的升力和/或稳定性；
处理所接收/拦截的飞机控制信号以确定升力和/或稳定性指令；
分离升力和/或稳定性指令；
将提升指令转换成控制由一个或多个内燃机驱动的一个或更多个内燃(IC)旋翼的格式；
生成包含转换的升力指令的合适的升力指令信号，以控制一个或多个IC旋翼，以在垂直飞行期间向飞机提供大部分或全部垂直升力，以及
生成包含分离的稳定性指令的合适的稳定性指令信号，以控制电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间向飞机提供稳定性。
根据本发明的另一方面，提供了一种飞机，其包括如本文所述的可操作地连接到其上的系统。
根据本发明的又一方面，提供了一种操作包括电动旋翼和内燃旋翼的混合飞机的方法，其中，电动旋翼由电机驱动，并且内燃旋翼由内燃机驱动，其中方法包括：
使用内燃旋翼和电动旋翼以用于垂直飞行；以及
使用内燃旋翼以用于水平飞行。
应当理解，本文中关于本发明的一个方面的描述经过必要的修改后适用于本发明的其他方面。
附图说明
图1显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的正面透视图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；
图2显示了一个根据本发明的示例性实施例的VTOL飞机的后部透视图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；
图3显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的侧视图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼，相对的侧视图具有相似的轮廓；
图4显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的后视图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；
图5显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的前视图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；
图6显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的俯视图或平面图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；
图7显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的仰视图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；
图8显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的正面透视图，该飞机具有配置用于水平飞行的前旋翼和后旋翼；
图9显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的后部透视图，该飞机具有配置用于水平飞行的前旋翼和后旋翼；
图10显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的侧视图，该飞机具有配置用于水平飞行的前旋翼和后旋翼，相对的侧视图具有相似的轮廓；
图11显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的后视图，该飞机具有配置用于水平飞行的前旋翼和后旋翼；
图12显示了一个根据本发明示例性实施例的VTOL飞机的前视图，该飞机具有配置用于水平飞行的前旋翼和后旋翼；
图13显示了一个根据本发明示例性实施例的矢量控制安装件的透视图，该矢量控制安装件具有配置用于水平飞行的前旋翼和后旋翼；
图14显示了一个根据本发明示例性实施例的飞行控制系统的框图；
图15显示了一个根据本发明示例实施例的控制VTOL飞机的方法的高级框图；
图16显示了一个根据本发明示例性实施例的控制VTOL飞机的方法的另一高级框图；
图17显示了一个根据本发明示例性实施例的另一VTOL飞机的正面透视图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；
图18显示了一个根据本发明示例性实施例的另一VTOL飞机的正面透视图，该飞机具有配置用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；
图19显示了一个根据本发明示例性实施例的另一VTOL飞机的正面透视图，该飞机具有用于垂直飞行的前旋翼和后旋翼；以及
图20显示了一个计算机系统示例形式的机器示意图，其中可以执行用于使机器执行本文讨论的任何一个或多个方法的一组指令。
具体实施方式
提供本发明的以下描述作为本发明的使能教导。相关领域的技术人员将认识到，可以对所描述的实施例进行许多改变，同时仍然获得本发明的有益结果。还将明显的是，通过选择本发明的一些特征而不使用其他特征，可以获得本发明的某些期望的益处。因此，本领域技术人员将认识到，对本发明的修改和适应是可能的，并且在某些情况下甚至是期望的。因此，提供以下描述作为本发明的原理的说明而不是对其的限制。
应当理解，短语“例如”、“诸如”及其变体描述了当前公开的主题的非限制性实施例。在说明书中对“一个示例性实施例”、“另一示例性实施例”、“一些示例性实施例”或其变体的引用意味着结合实施方式描述的特定特征、结构或特性包括在当前公开的主题的至少一个实施例中。因此，短语“一个示例性实施例”、“另一示例性实施例”、“一些示例性实施例”或其变体的使用不一定指同一实施例。
除非另有说明，本文所述主题的一些特征(为了清楚起见，在单独的实施例的上下文中对其进行了描述)也可以在单个实施例中组合提供，只要它们落入所附权利要求中任一项的范围内。类似地，在单个实施例的上下文中描述的本文公开的主题的各种特征也可以单独提供或以任何合适的子组合提供，只要它们落入所附权利要求中的任何一项的范围内。
此处使用的标题仅用于组织目的，不旨在限制说明书或权利要求的范围。为简洁起见，“可以”一词是在允许意义上使用的(即，意味着“有潜力”)，而不是强制性意义上使用(即，“必须”)。
词语“包括(include)”、“包括(including)”和“包括(includes)”，以及词语“包含(comprises)”、“包含(comprising)”和“包含(comprises)”分别表示包括但不限于。此外，如本文所用，术语“连接”可指连接在一起的两个或多个部件，无论该连接是永久的(例如，焊接的)还是临时的(例如螺栓连接、螺纹连接)、直接的或间接的(即，通过中介)、机械的、化学的、光学的或电气的。
此外，如本文所用，“水平”飞行是指在基本上平行于地面(即海平面)的方向上飞行，而“垂直”飞行则是指从地球中心基本上径向向外飞行。应该理解，轨迹可能包括“水平”和“垂直”飞行矢量的组成部分。此外，术语“悬停(hover)”或“悬停(hovering)”可以理解为保持在基本相同的垂直和水平空间位置。本公开上下文中的“垂直”飞行将被理解为包括“悬停(hover)”和“悬停(hovering)”，这将从本文的公开内容中理解。
参考附图的图1至图7，其中根据本发明示例实施例的VTOL飞机通常由参考数字10表示。VTOL飞机10通常可以是无人机，但是应当理解，本公开中的任何内容都不排除将本文所包含的教导扩展到有人机。VTOL飞机10有利地能够垂直飞行(包括垂直起飞和着陆、稳定和稳定的悬停)；以及能够水平飞行(包括水平固定翼飞行)，以便远距离携带和运送有效载荷。例如，在从始发目的地到交货目的地并返回始发目的地(即100公里回程或任务)约50公里距离的任务中，有效载荷约为50公斤。
尽管飞机10包括多个部件(电气、电子、机械、气动和/或液压)、电路、致动器、机械连杆等，但为了便于说明，这些未被更详细地示出或讨论，但对于本发明领域的技术人员来说是显而易见的。
飞机10包括机体12，机体12包括沿纵向轴线A延伸的机身14(见图6和图7)、沿横向轴线B延伸的细长固定翼16(见图6、图7)和尾翼18，固定翼16中心地连接到机身14。机体12主要由复合轻质材料制造，以使重量最小化。例如，机体12由具有高密度聚苯乙烯芯的玻璃纤维和碳纤维构成。
机翼16具有长度相等的左翼部分16.1和右翼部分16.2。机翼16通常具有高纵横比，并且呈翼型的形式，以便于如本文所述的飞机10的升力并因此便于飞机10的飞行。因此，机翼16可以是具有顶面和底面以及前缘和后缘的常规飞机机翼的形状，在使用中，当空气经过该机翼时，这些前缘和后缘有助于提升。
虽然示出了单个机翼16，但是应当注意，两个或更多个部件可以连接在一起以形成机翼16。在一个示例性实施例中，左翼部分16.1和右翼部分16.2各自独立地连接到机身14。此外，尽管未示出，但将理解，在本文描述的本发明的一些示例实施例中，机翼16可以包括位于机翼16的左翼和右翼部分16.1、16.2、特别是邻近机翼16的后缘中的合适的可控副翼，以便以常规方式使用。
机身14具有沿纵向轴线A在前端14.1和相对的后端14.2之间延伸的主体。在本示例性实施例中，机身14连接到着陆组件24，该着陆组件24有助于飞机10与地面接合，例如在地面上着陆。组件24可以包括常规方式的轮子，例如一对轮子。替代地或附加地，组件24可以是固定框架状组件，如人们通常在直升机上发现的那样。机身14可配置为在使用中可连接到适当的线束以携带有效载荷。
尾翼18典型地由一对间隔开的机舱状吊杆20、22限定，该吊杆连接到机翼部分16.1、16.2，并沿着平行于纵向轴线A的轴线延伸，位于机身14的侧面。尾翼18包括一对间隔开的垂直稳定器26、28，它们由连接在它们之间的水平稳定器30横跨。
飞机10还包括电动旋翼34…40的阵列32，其被驱动地连接到合适的电机(未示出)。因此，飞机10是多旋翼结构，特别是具有四个旋翼34…40的四旋翼结构，每个旋翼布置在以机身12为中心的假想正方形S的角C上。旋翼34可以是左前旋翼34，旋翼36可以是左后旋翼36，旋翼34可以为右前旋翼38，旋翼40可以是右后旋翼40。
旋翼34…40各自驱动地连接到三相无刷交流电机，该电机能够非常精确地控制速度和转矩。这使得电动旋翼34…40非常适合于精确控制以保持悬停稳定性。电机依次由可充电电池(未显示)供电，例如锂离子电池。旋翼34…40和它们的电池相对于前旋翼和后旋翼(下面讨论)较小，以便最大化由飞机10运输的有效载荷。尽管未示出，但在一些示例性实施例中，电机可以由来自机载燃料燃烧发电机的功率驱动。
旋翼34…40可由合适的现成飞行控制器控制。
虽然未示出电机，但对电动旋翼34…40的参考和控制将被理解为对驱动所述电动旋翼34…40的电动机的控制。因此，应注意，除非另有说明，否则对旋翼34…40的引用可包括对驱动所述旋翼34……40的电机的引用。如图4和图5所示，旋翼34…40围绕平行于垂直或偏航轴线Y的轴线旋转。
旋翼34…40固定地安装在吊杆20、22上，并在使用中为飞机10提供垂直升力和/或稳定性，如本文所述。特别地，旋翼34、36安装在吊杆20上，使得当从顶部和底部观察时，旋翼34和36夹持左翼部分16.1(见图6和7)，并且旋翼38、40安装在吊杆22上，使得当从顶部和底部观察时，旋翼38和40夹持右翼部分16.2(见图6和7)。不同地，旋翼34、36是安装在左吊杆20上的左旋翼34、36，而旋翼38、40是安装在右吊杆22上的右旋翼38、40。驱动旋翼34…40的电机和为电机供电的电池可以形成相应旋翼组件的一部分，并安装到机体12(未示出)。阵列32通常以共面方式定位。特别是，旋翼34…40都以共面方式可操作地位于可操作的第一平面P1中，如图3所示。旋翼34…40围绕在旋翼的中心并平行于垂直轴线Y的轴线J旋转(见图3)。旋翼组件的电池可配置为提供电动旋翼34…40的至少5分钟的运行，这导致飞机上的重量减小，从而使有效载荷最大化。
飞机10还包括可枢转地安装到机身14的前端14.1的前旋翼44。前旋翼44可绕平行于横向轴线B的轴线D(见图7)在如图1至图7所示的提升位置以及如图8至图12所示的推进位置之间移动，特别是可枢转，在提升位置，前旋翼44定向为向飞机10提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，前旋翼44定向为飞机10提供向前推力以用于水平飞行。在提升位置，旋翼44绕其旋转的轴线K(见图3)与垂直或偏航轴线Y基本平行，如图4和5所示。在推进位置，旋翼44围绕其旋转的轴线K与纵向轴线A平行和/或对齐(见图10)。
飞机10还包括可枢转地安装到机身14的后端14.1的后旋翼46。后旋翼46可绕平行于横轴B的轴线E(见图6)在如图1至图7所示的提升位置以及如图8至图12所示的推进位置之间移动，特别是可枢转，在提升位置，后旋翼46定向为向飞机10提供垂直升力以用于垂直飞行，在推进位置，后旋翼46定向为向飞机10提供向前推力以用于水平飞行。在提升位置，旋翼46绕其旋转的轴线G(见图3)与垂直或偏航轴线Y基本平行，如图4和5所示。在推进位置，旋翼46围绕其旋转的轴线G与纵向轴线A平行和/或对齐(见图10)。后旋翼46是一种用于水平飞行的推进器结构，并且在垂直飞行过程中沿箭头F(见图3)的方向向下引导，穿过尾翼18下方。这与前旋翼44相反，前旋翼44是用于水平飞行的牵引器配置，并且在垂直飞行期间沿箭头G的方向向上引导(见图3)。
在提升位置，旋翼44通常位于第二平面P2(见图3)，第二平面的高度低于第一平面P1。类似地，在提升位置，旋翼46位于第三平面P3中，第三平面的高度低于第二平面P2。在一个示例性实施例中，虽然在附图中看不到，前旋翼44和后旋翼46从飞机前部观察时绕纵向轴线沿逆时针方向从垂直轴线略微倾斜约1.8度。
旋翼44、46驱动连接到一对内燃(IC)电机或发动机(未示出)，这些电机或发动机能够比电动旋翼34…40更高的推力。在一些示例性实施例中，驱动旋翼34…40的电机的功率小于驱动旋翼44、46的IC发动机的功率的一半。以这种方式，旋翼44、46在垂直飞行期间为飞机10提供大部分或全部推力和/或升力，而旋翼34…40为飞机10进行稳定性控制。在水平飞行中，旋翼44、46提供所有的驱动推力，以推进飞机10，由于其固定翼结构(几乎是旋翼44、46在垂直飞行期间所用燃料的1/6)，因此燃料消耗较低。
IC发动机与燃料源(如装汽油的油箱)连通。因此，IC电机是汽油发动机。虽然未示出IC发动机，但对旋翼44、46的参考和控制将被理解为对驱动所述旋翼44、46的IC发动机的控制，例如对其节气门的控制。为此，应当注意，对旋翼44、46的引用可以包括对驱动所述转子44、46的IC发动机的引用，除非本领域技术人员另有说明或显而易见。在一些示例性实施例中，只有与IC发动机驱动连接的旋翼44、46能够以本文所述的方式移动。然而，没有什么可以阻止部件或整个IC发动机和旋翼44、46的位移，因为情况可能以本文所设想的单一单元的方式。与IC驱动旋翼44、46相关联的燃料供应、适当的节流装置、变速器等可以以平衡的方式连接到机体12。
为了平衡飞机10，前旋翼44和后旋翼46位于距飞机10的重心等距离的位置。即使是驱动前旋翼44和后旋翼46的IC电机，也以与飞机10的重心等距的方式沿轴线A纵向间隔开。
前旋翼44和后旋翼46通常通过矢量控制安装件48安装到机身14上，矢量控制安装件48将旋翼44、46连接到机身14，并且矢量控制安装件48可操作以在本文所述的推进位置和提升位置之间精确地引导旋翼44、46的移动，如附图所示。如图13所示，安装件48可连接到机身14和旋翼44、46，并通过合适的伺服电机(未显示)进行电子控制，以移动旋翼44、46。特别地，安装件48包括经由铰链接头H连接到机身14的电驱动齿条和小齿轮组件，铰链接头H允许旋翼44、46和/或IC发动机以90度的弧形行进，这根据需要将旋翼44、46从其原始推力线移动到原始推力线上方或下方的新位置。围绕铰链H(图13)运行的齿条和小齿轮组件48.1(见图13)为旋翼44、46提供了3个三角形支撑点，具有高减速传动比，允许在高扭矩下精确定位旋翼44、46。旋翼44、46可连接到吊杆48.2，吊杆48.2由安装件48的齿条和小齿轮组件48.1控制，以绕铰链H枢转。
内置于安装件48的控制中的闭环反馈传感器装置提供旋翼44、46方位的准确反馈，特别是指示其(旋翼44、46的)空间坐标或安装件48致动程度的信息，这些信息又与旋翼44、46的空间方位相关联。以这种方式，安装件48使得旋翼44、46能够在提升位置和推进位置之间精确、可靠和可锁定地移动。
旋翼34…40和44、46各自包括一个或多个螺旋桨叶片，其可以是常规叶片。应当理解，在水平飞行期间，旋翼34…40处于不工作状态，即在水平飞行过程中不旋转，而旋翼44、46在垂直和水平飞行中都工作。
现在还参考附图的图14，其中用于例如上述飞机10的飞机的控制系统通常由参考数字50表示。系统50通常控制飞机10的操作，因此可以集成到机体12中。
系统50包括存储器存储设备52和处理器54，处理器54配置为执行与飞机10的无人驾驶飞行相关联的各种数据处理和控制操作。
处理器54可以是以通过对输入数据进行操作并生成输出来执行动作的可编程处理器形式执行一个或多个计算机程序的一个或更多个处理器。处理器54可以是任何类型的具有数据处理能力的电子设备，包括(通过不限制的示例)通用处理器、图形处理单元(GPU)、数字信号处理器(DSP)、微控制器、现场可编程门阵列(FPGA)、特定应用集成电路(ASIC)，或任何其他包括任何类型的一个或多个处理器或其任何组合的电子计算设备。为简洁起见，除非另有指示，否则描述为由系统50执行的步骤可以是由处理器54有效执行的步骤，反之亦然。
存储器存储设备52可以是计算机可读介质的形式，存储器存储设备52包括系统存储器，并且包括随机存取存储器(RAM)设备、高速缓冲存储器、非易失性或备份存储器，例如可编程或闪存、只读存储器(ROM)等。此外，设备52可以被认为包括物理上位于系统10中其他地方的存储器存储，例如处理器52中的任何高速缓冲存储器以及用作虚拟存储器的任何存储容量，例如存储在大容量存储设备上。
可由处理器54执行的计算机程序可以用任何形式的编程语言编写，编程语言包括编译或解释语言、声明性或过程性语言，并且可以以任何形式部署，包括作为独立程序或作为适合在计算环境中使用的模块、组件、子例程、对象或其他单元。计算机程序可以被部署为由一个处理器54或由多个处理器54执行。
计算机程序可以存储在存储器存储52中或者存储在处理器30中提供的存储器中。尽管本文未示出或讨论，但本领域技术人员将理解，系统10可包括多个逻辑部件、电子器件、驱动电路、外围设备等，本文为简洁起见未描述。
处理器54通常配置为从包括多个传感器的传感器阵列56接收传感器数据，多个传感器配置为向处理器54提供数据，以使处理器54能够在使用中控制飞机10的飞行和/或将信息中继到地面站(未示出)。为此，系统54可以包括适当的通信模块，例如射频通信模块，以便于在使用中在飞机10和地面站之间进行通信。来自地面站的通信可以是远程控制飞机10，例如垂直起飞和降落、悬停、水平飞行。在一个示例性实施例中，处理器54可以配置为从地面控制站接收指令，并且配置为生成适当的控制信号以响应于此以常规方式控制飞机54的致动器58。然而，应当理解，在本文所公开的当前配置中，甚至诸如由处理器54远程接收的悬停指令之类的常规指令同样使得产生适当的控制信号以使旋翼44、46以本文所述的方式枢转，以向飞机10提供主要推力，并产生适当的控制信号来控制旋翼34…40，以同时提供稳定性。
替代地或附加地，处理器54配置为将飞行信息中继到地面控制站，以便除了飞行计划和超控控制之外，监视地面上的过程。
传感器阵列56可以包括从包括皮托管、转速表、加速计、陀螺仪、磁力计、全球定位系统(GPS)、热电偶和高度计的组中选择的传感器。传感器阵列56可以向处理器54提供与相应传感器相关联的数据，以控制致动器58。处理器54配置为产生合适的控制信号以控制致动器58，致动器58选自包括以下的组：驱动旋翼44、46的一对IC发动机；在推进位置和提升位置之间移动旋翼44、46的矢量控制安装件48；驱动旋翼34…40的电机；以及传统的飞机飞行部件，如副翼、升降舵、方向舵等。
处理器54可以包括合适的飞行控制器处理器，或者可以与合适的飞行控制器处理器通信，该处理器配置为以常规方式控制飞机10的飞行，特别是悬停操纵。对于悬停操纵，这些飞行控制器运行反馈回路，该反馈回路接收来自多个传感器的数据并生成飞机控制信号，以通过合适的推力和稳定指令来控制飞行器10的旋翼。在一个示例性实施例中，处理器54可以配置为拦截飞机控制信号，从控制信号中分离推力和稳定指令，并将推力指令引导到IC电机以控制旋翼44、46以提供所需的推力，并且将稳定指令引导到可操作地连接到旋翼34…40的电机以稳定飞行器。
本领域技术人员将理解，由处理器54生成的控制信号可以配置为直接和/或经由合适的中间电致动器来控制致动器58。例如，在IC发动机的情况下，控制信号可以配置为控制合适的电子可致动节气门。
在使用中，参考图1至图13，大约50kg的有效载荷(未示出)通常以有效载荷连接至飞机10的重心或邻近飞机10的重心的方式连接至飞机10的机身14。这可以通过连接到机体12(特别是机身14的线束)、附接到机身14的外壳等。
飞机10或者根据来自处理器54的指令自主控制，处理器54可选地与飞行控制器处理器(一些实施例，处理器54包括所述飞行控制器处理器)连接，或者经由经由地面控制器接收的信号远程控制。相反，飞机10由来自处理器54和地面控制器的指令的组合来控制。地面控制器可以是向飞机10远程发送控制信号以控制飞机10的自动控制器或人工控制器。
在任何情况下，飞机10在接收到包含在适当指令信号中的适当指令时都是可致动的，以能够垂直飞行，这包括垂直起飞、悬停和垂直降落的操纵，其中旋翼44、46绕轴线D和E枢转至提升位置，分别通过适当的致动器接收来自处理器54的信号，处理器54操作安装件48。
当提升时，如果旋翼44、46处于图8至图12所示的推进位置，则旋翼44和46沿箭头G和F的方向枢转，换言之，沿以安装件48的铰链H为中心的轴线D和E的逆时针方向枢转至图1至图7所示的提升位置。旋翼44、46同时沿逆时针方向旋转，使得轴K和G移动大约90度，以在处于推进位置时与它们的位置基本垂直，平行于轴J和Y。当由IC发动机致动时，旋翼44、46提供大部分(如果不是全部的话)推力，以在垂直飞行中将飞机10提升离地面位于地面上方的期望高度。当旋翼44、46被致动时，电动旋翼34…40也被致动，通常与旋翼44、46同时致动，以在所述起飞期间为飞机10提供稳定性，从而平衡和抵消旋翼44、46的原始推力和/或有效载荷的重量。特别地，为了抵消旋翼44、46的原始推力和/或由有效载荷重量分布不关于飞机10的重心对称引起的力矩的任何不匹配。
一旦达到所需的高度，旋翼44、46就通过矢量控制安装件48以矢量方式枢转到推进位置，在该推进位置，旋翼44和46提供向前的推力以将飞机10向前推向其目的地，从而实现水平飞行。旋翼44、46可以基本上同时在提升位置和推进位置之间枢转。这可能是在垂直飞行和水平飞行之间的过渡期间，反之亦然。在这方面，旋翼46沿箭头M(见图10)的方向绕轴线D枢转，与旋翼46沿图8至图12所示的推进位置绕轴线E枢转基本同时，其中旋翼44、46在推进位置彼此平行，如图8至12所示。旋翼44、46的轴线K和G与轴线A对齐。在水平飞行中，特别是当飞机10高于机翼16的失速速度时，电动旋翼34…40的阵列32被锁定以防止旋转，因此不使用或不致动。
在到达其目的地时，如由合适的GPS单元和/或地面控制器所确定的，旋翼44、46再次经由安装件48枢转到提升位置，并经由提供主推力的旋翼44、46和提供稳定性的旋翼34…40以受控方式下降到预定高度，在该预定高度中，飞机被控制悬停，例如，以展开有效载荷。应当理解，在推进和提升位置之间枢转时，后旋翼46在尾翼18和机身14的尾端部分14.2之间的空隙之间枢转。为此，吊杆20、22可具有使尾翼18与机身14充分隔开的长度，以便于后旋翼46的移动。
在有效载荷展开之后，然后控制飞机10上升到巡航高度，其中旋翼44、46移动到推进位置，在该推进位置飞机10行进到其原始和/或下一目的地。
一旦其任务完成且飞机10处于其初始位置并着陆，旋翼44、46枢转到提升位置并由旋翼34…40控制，从而在飞机10返回地面时提供稳定性。
现在将参考框图，其中示出了根据本发明示例性实施例的示例方法。本文所述的方法可以由飞机10和/或控制系统50执行，如本文所述，以便于举例说明其操作。然而，任何内容都不排除本文所述方法采用本文未描述的其他飞机和/或控制系统的使用。
参考附图中的图15，其中用于控制飞机10的方法的高级框图通常由附图标记60表示。
方法60可以响应于从地面控制器和/或处理器54接收适当的控制信号，响应于进行从包括垂直飞行(垂直起飞、垂直着陆和悬停)和水平飞行的组中选择的特定操纵。
根据所需的操纵，方法60包括在块62处控制前旋翼44和后旋翼46，使其基本上以本文所述的方式在用于水平飞行的推进位置和用于垂直飞行的提升位置之间移位。
方法60还包括在块64处控制前旋翼44和后旋翼46，以在前旋翼和后旋翼处于提升位置的垂直飞行期间为飞机10提供大部分垂直升力。尽管未示出，方法60还包括控制旋翼34…40以在垂直飞行期间提供稳定性控制和/或升力。应当理解，旋翼34…40的升力，换言之，由旋翼34……40提供给飞机10的升力，可以是由旋翼44、46提供的升力的一小部分。
参考附图中的图16，其中方法的另一流程图通常由参考数字70表示。如本文所述，方法70可以由处理器54执行。
方法70可以包括在块72处接收和/或拦截飞机控制信号，该飞行器控制信号包括升力和/或稳定性指令，以在垂直飞行期间控制飞行器10的升力和/或者稳定性。如上所述，这些信号可以来自常规飞行控制器，该常规飞行控制器被配置为为某些空中操纵(例如悬停)提供飞行控制。来自常规飞行控制器的信号假设飞机中提供的所有电机都匹配，因此控制信号包含推力和稳定指令。
方法70包括在块74处处理所接收/拦截的飞行器控制信号，以确定并分离包含在飞行器控制信号中的那些指令，指令在块76处是升力指令，而指令在块80处是稳定性指令。
方法70然后包括在块78处生成适当的升力指令信号，以控制一个或多个IC转子，从而在垂直飞行期间向飞机提供推力。方法70有利地包括将提升指令转换成控制与旋翼44、46相关联的IC发动机的格式的步骤。这是因为所接收的飞机控制信号假定旋翼44、46是电动的。因此，升力指令信号可以配置为控制与IC发动机相关联的适当节气门体以实现所需的推力。
方法70包括在块82处生成包含分离的稳定性指令的合适的稳定性指令信号，以控制与旋翼34…40相关联的电机，从而在垂直飞行期间为飞机10提供稳定性。
然后，方法70包括在块84处，将生成的信号发送到相应的发动机/电机，或发送到相关联的控制电路和/或设备。
参考附图的图17至图19，根据本发明的示例性实施例的飞机的替代配置通常分别由参考数字200、300和400表示。
飞机200、300、400基本上类似于本文所述的飞机10，因此在飞机10的描述中使用的相同参考数字将用于表示相似的部件。类似地，除非本领域技术人员另有规定或理解，否则上文提供的关于飞机10的解释(包括使用描述)可以在必要的修改后应用于本文描述的飞机200、300、400。
转到图17和18，飞机200、300与飞机10的不同之处在于，电动旋翼232、332的阵列的位置不同。
在图17中，电动旋翼34和38设置在与上述吊杆20、22类似的吊杆上，而其余的电动旋翼236和240设置在与飞机200的尾翼218相邻的翼片218.1、218.2上。
在图18中，电动旋翼334和338设置在飞机300的机翼316的小翼316.1、316.2上，而电动旋翼336和340设置在与飞机300的尾翼318相邻的翼片318.1、318.2上。
在图19中，飞机400与飞机10、200、300的不同之处在于，它不包括尾翼，而是包括前翼450，并且是典型的前翼结构。这里电动旋翼434和438设置在飞机400的机翼416的小翼416.1、416.2上，而电动旋翼436和440设置在与飞机400的前翼450相邻的翼片318.1、318.2上。在操作中，应当理解，前旋翼44设置在机身14和前翼40之间，并且可在前翼450和机身14之间的区域中在两者之间移动。
从上文中可以理解，电动旋翼32、232、332、432的阵列可以以不同的配置布置在机体上，以在垂直飞行(特别是悬停)期间提供本文所述的期望稳定性。此外，电动旋翼离重心越远，如本文所述，在垂直飞行期间实现飞机所需稳定性的可能性就越小。
现在参考附图的图20，图20示出了计算机系统100的示例中的机器的示意性表示，在该计算机系统100中，可以执行用于使机器执行本文所讨论的方法中的任何一个或多个的一组指令。在其他示例实施例中，机器作为独立设备运行，或者可以连接(例如联网)到其他机器。在联网的示例性实施例中，机器可以在服务器－客户端网络环境中以服务器或客户端机器的身份运行，或者作为对等(或分布式)网络环境中的对等机器运行。该机器可以是个人计算机(PC)、平板电脑、机顶盒(STB)、个人数字助理(PDA)、蜂窝电话、网络设备、网络路由器、交换机或网桥，或者能够执行指定该机器要采取的动作的一组指令(顺序或其他)的任何机器。此外，虽然为了方便起见仅示出了单个机器，但术语“机器”也应被视为包括单独或联合执行一组(或多组)指令以执行本文讨论的任何一个或多个方法的任何机器集合，包括虚拟机。
在任何情况下，示例计算机系统100包括经由总线108彼此通信的处理器102(例如，中央处理单元(CPU)、图形处理单元(GPU)或两者)、主存储器104和静态存储器106。计算机系统100还可以包括视频显示单元110(例如，液晶显示器(LCD)或阴极射线管(CRT))。计算机系统100还包括字母－数字输入设备112(例如，键盘)、用户界面(UI)导航设备114(例如，鼠标或触摸板)、磁盘驱动单元116、信号生成设备118(例如，扬声器)和网络接口设备120。
磁盘驱动单元116包括存储一组或多组指令和数据结构(例如，软件124)的非暂时性机器可读介质122，该一组或更多组指令和结构体现由本文所述的方法或功能中的任何一个或更多个或由本文所述的方法或功能中的任何一个或更多个使用。在计算机系统100执行软件124期间，软件124还可以完全或至少部分地驻留在主存储器104内和/或处理器102内，主存储器104和处理器102也构成机器可读介质。
软件124还可以利用许多众所周知的传输协议(例如HTTP)中的任何一种经由网络接口设备120在网络126上发送或接收。
尽管在示例实施例中机器可读介质122被示为单个介质，术语“机器可读介质”可以指存储一组或多组指令的单个介质或多个介质(例如，集中式或分布式存储器存储，和/或相关联的高速缓存和服务器)。术语“机器可读介质”还可以被理解为包括能够存储、编码或携带由机器执行的一组指令的任何介质以及使得机器执行本发明的任何一个或多个方法的任何介质，或携带由这样一组指令使用或与之相关联的数据结构的任何介质。因此，术语“机器可读介质”可被视为包括但不限于固态存储器、光学和磁性介质以及载波信号。
本文公开的本发明方便地提供了一种具有固定翼的多旋翼飞机，该固定翼使得多旋翼飞机的垂直起降(VTOL)能力与固定翼飞机的耐久性和速度相结合，但具有比本文所设想类型的传统混合VTOL飞机大得多的有效载荷能力。
特别地，当需要最大推力但从倾斜到垂直的机身安装的汽油转子获得大部分推力，并通过四个外部垂直电动转子实现悬停稳定性和平衡时如本文所述的本发明在悬停操纵中使用所有旋翼(IC旋翼和电动旋翼)。这意味着电动旋翼可以非常小，非常轻，并且它们的锂离子电池的尺寸可以刚好适合短时间的悬停。在这方面，当飞机从垂直飞行过渡到前向飞行时，作为正常的固定翼飞机，它以悬停旋翼的形式承受的重量损失非常小。这是本文公开的飞机与其他现有技术设计之间的关键区别，其中这种不同将允许更高的有效载荷和更长的耐久性。
一旦本文所公开的飞机已经转变为向前飞行，其仅由其高展弦比机翼产生的升力支撑，其能量需求约为悬停所需能量的1/6。这种能量是从水平设置的机身汽油旋翼中的一个或两个获得的，并以适度和经济的巡航功率设置来最大化航程。实现远程飞行任务的关键是确保通过尽可能少地携带VTOL升力旋翼形式的“自重”来最大化有效载荷。本公开通过将电动旋翼及其电池组的尺寸尽可能小来实现这一点。如上所述，应当理解，对电动旋翼的引用可以理解为连接到电机的电动旋翼。类似地，IC旋翼可以被理解为连接到IC发动机的IC旋翼。在这方面，本领域技术人员将理解，除非另有规定和/或根据本说明书的上下文对本领域技术人员显而易见，术语“旋翼”和“电机”的使用可以互换使用。
最后，与汽油发动机相比，锂离子电池组和无刷电机具有非常大的优点和非常大的缺点，它们具有非常高的瞬时能量密度W/kg，但具有非常低的总能量密度kW.hrs/kg。本文公开的本发明利用了这一关键优点，并通过电动和汽油发动机的相对尺寸及其使用方法消除了缺点，其中电机在垂直飞行期间主要提供稳定性，前旋翼和后旋翼为垂直和水平飞行提供主要推力。
总之，本文所公开的本发明的主要优点是与其他相比可能具有更大的有效载荷，并且通过混合电动和IC驱动的旋翼以及它们的相对尺寸以及所有旋翼在悬停期间(这是需要最高功率(推力)的飞行阶段)提供向上推力的事实来实现。
悬停时的自重最小化(因为所有旋翼都提供推力，所以没有)。因为电气硬件较小，在前向飞行中自重最小化。
在水平或向前飞行中，功率(推力)要求在悬停期间所需功率的10-25％之间。这是由于固定翼飞机在向前飞行时比旋翼飞机效率更高，这是众所周知的。在飞行的这一阶段，前旋翼和后旋翼中的一个或两个提供向前推力。在飞行的这一阶段不使用电动旋翼，因此电动旋翼是自重。然而，由于它们(以及它们的电池体积小)，它们对有效载荷几乎没有负面影响。
在前向飞行中，飞机作为常规固定翼飞机飞行。

Claims (32)

1.一种垂直起降(VTOL)飞机，其中所述飞机包括：
机体，所述机体具有沿横向轴线延伸的至少一个或至少一对机翼，所述机翼可操作地连接到机身，所述机身具有在所述飞机的纵向轴线之间延伸的前端和后端，以及位于所述机身的所述后端附近的合适尾翼或位于所述机身的所述前端附近的合适前翼；
电动旋翼阵列，所述电动旋翼阵列可操作地安装到所述机体上以向所述飞机提供稳定性和/或垂直升力，其中所述电动旋翼固定地安装到所述机体上，并且由一个或多个合适的电机驱动；
前旋翼，所述前旋翼可枢转地安装到所述机身的所述前端，其中所述前旋翼可绕平行于所述横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在所述提升位置，所述前旋翼被定向以向所述飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在所述推进位置，所述前旋翼被定向以向所述飞机提供向前推力以用于水平飞行；以及
后旋翼，所述后旋翼可枢转地安装到所述机身的所述后端，其中所述后旋翼可绕平行于所述横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在所述提升位置，所述后旋翼被定向以向所述飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在所述推进位置，所述后旋翼被定向以向所述飞机提供向前推力以用于水平飞行，其中所述前旋翼和所述后旋翼中的一个或两个由一个或多个合适的内燃机驱动，并且其中在垂直飞行期间所述前旋翼和后旋翼处于所述提升位置的情况下，所述前旋翼和所述后旋翼向所述飞机提供大部分或全部垂直升力。
2.根据权利要求1所述的飞机，其中所述前旋翼可枢转地安装在所述机身和所述前翼之间；或者其中所述后旋翼可枢转地安装在所述机身和所述尾翼之间。
3.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述飞机包括适当的处理器，所述处理器配置为：
接收和/或拦截飞机控制信号，所述飞机控制信号包括对所述电动旋翼阵列和/或所述前旋翼和所述后旋翼的升力和/或稳定性指令，以在垂直飞行期间分别控制所述飞机的升力和/或稳定性；以及
使用所述升力指令控制所述前旋翼和所述后旋翼，以在垂直飞行期间为所述飞机提供大部分或全部垂直升力；以及
使用所述稳定性指令控制所述电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间为所述飞机提供稳定性。
4.根据权利要求3所述的飞机，其中所述处理器配置为：
处理所述接收/拦截的飞机控制信号以确定所述升力和/或稳定性指令；以及
分离用于控制所述电动旋翼阵列和/或所述前旋翼和所述后旋翼的所述升力和/或稳定性指令。
5.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述前旋翼和所述后旋翼由内燃机驱动，并为所述飞机提供主要的垂直升力，并且其中至少在垂直飞行期间，所述电动旋翼为所述飞机提供主要的稳定性。
6.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中所述电动旋翼由电源供电，所述电源配置为在一持续时间内为所述电动旋翼供电，所述持续时间小于所述前旋翼和所述后旋翼能够由所述一个或多个内燃机供电的持续时间。
7.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述前旋翼和所述后旋翼中的每一个的功率至少是所述电动旋翼中的一个的两倍，并且由前内燃机和后内燃机驱动。
8.根据权利要求7所述的飞机，其中，所述前旋翼和所述后旋翼和/或所述前内燃机和所述后内燃机与所述飞机的重心等距离地定位。
9.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述电动旋翼阵列包括连接到所述机体的三个、四个、六个或八个电动旋翼。
10.根据权利要求9所述的飞机，其中，所述电动旋翼阵列包括四个电动旋翼，所述四个电动旋翼位于相对于所述机体对称定位的假想四边形的相邻角处，使得所述电动旋翼彼此等距间隔。
11.根据权利要求1至8中任一项所述的飞机，其中，所述电动旋翼阵列包括多个电动旋翼，所述多个电动旋翼连接到所述机身、所述机翼、所述尾翼或所述前翼中的一个或多个以及所述机体的吊杆中的一个或多个。
12.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述电机的尺寸或功率与离所述飞机的重心的距离成反比。
13.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述电动旋翼阵列包括基本上相似的电动旋翼。
14.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中所述电动旋翼阵列以间隔开的配置安装到所述机体，其中所述电动旋翼可操作地共面并且位于第一平面中，并且其中所述前旋翼和所述后旋翼位于第二平面和第三平面中，当所述前旋翼和所述后旋翼在使用中操作到所述提升位置时，所述第二平面和所述第三平面与所述第一平面基本共面和/或与所述第一平面平行。
15.根据权利要求14所述的飞机，其中，当所述前旋翼和所述后旋翼在使用中操作到所述提升位置时，所述第二平面和所述第三平面夹持所述第一平面，或者其中所述第一、第二和第三平面在不同的高度处垂直间隔开。
16.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述前旋翼和所述后旋翼通过有助于对所述前旋翼和所述后旋翼进行矢量控制的矢量控制安装件安装到所述机身。
17.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述前旋翼和所述后旋翼在从所述飞机的前部观察时围绕所述纵向轴线沿逆时针方向略微偏离垂直轴线。
18.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述前旋翼和所述后旋翼从所述飞机的前部观察时围绕所述纵向轴线沿逆时针方向从垂直轴线略微倾斜约1.8度。
19.一种用于控制垂直起降(VTOL)飞机的方法，所述飞机包括：机体，所述机体具有沿横向轴线延伸的至少一个或至少一对机翼，所述机翼可操作地连接到机身，所述机身具有在所述飞机的纵向轴线之间延伸的前端和后端，以及位于所述机身的所述后端附近的合适尾翼或位于所述机身的所述前端附近的合适前翼；电动旋翼阵列，所述电动旋翼阵列可操作地安装到所述机体上，以向所述飞机提供垂直稳定性和/或升力，其中所述电动旋翼固定地安装到所述机体上，并由一个或多个合适的电机驱动；前旋翼，所述前旋翼可枢转地安装到所述机身的所述前端，其中所述前旋翼可绕平行于所述横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在所述提升位置，所述前旋翼被定向以向所述飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在所述推进位置，所述前旋翼被定向以向所述飞机提供向前推力以用于水平飞行；以及后旋翼，所述后旋翼可枢转地安装到所述机身的所述后端，其中所述后旋翼可绕平行于所述横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在所述提升位置，所述后旋翼被定向以向所述飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在所述推进位置，所述后旋翼被定向以向所述飞机提供向前推力以用于水平飞行，其中所述前旋翼和后旋翼中的一个或两个由一个或多个合适的内燃机驱动，其中所述方法包括：
控制所述前旋翼和所述后旋翼，使其可在用于水平飞行的推进位置和用于垂直飞行的提升位置之间移动；以及
控制所述前旋翼和所述后旋翼，以在垂直飞行期间在所述前旋翼和所述后旋翼处于所述提升位置时向所述飞机提供大部分或全部垂直升力。
20.根据权利要求19所述的方法，其中所述方法包括以下步骤：
接收和/或拦截包括升力和/或稳定性指令的飞机控制信号，以在垂直飞行期间控制所述飞机的升力和/或者稳定性；
通过使用所述升力指令控制所述前旋翼和所述前旋翼，以在垂直飞行期间向所述飞机提供大部分或全部垂直升力，以及
通过使用所述稳定性指令来控制所述电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间为所述飞机提供稳定性。
21.根据权利要求20所述的方法，其中所述方法包括：
处理所述接收/拦截的飞机控制信号以确定所述升力和/或稳定性指令；以及
分离用于控制所述电动旋翼阵列和/或所述前旋翼和所述后旋翼的所述升力和/或稳定性指令。
22.根据权利要求20或21所述的方法，其中，所述方法包括将所述升力指令转换成控制所述前旋翼和所述后旋翼的格式。
23.根据权利要求19至22中任一项所述的方法，其中所述电动旋翼阵列以间隔开的配置安装到所述机体，其中所述电动旋翼可操作地共面并且位于第一平面中，其中所述方法包括将所述前旋翼和所述后旋翼移动到所述提升位置以用于垂直飞行，其中在所述提升位置，所述前旋翼和后旋翼分别位于第二平面和第三平面中，当所述前旋翼和所述后旋翼操作到所述提升位置时，所述第二平面和所述第三平面与所述第一平面基本共面和/或与所述第一平面平行。
24.根据权利要求23所述的方法，其中当所述前旋翼和所述后旋翼操作到所述提升位置时，所述第二平面和所述第三平面夹持所述第一平面，或者其中所述第一、第二和第三平面在不同的高度处垂直间隔开。
25.根据权利要求20或21所述的方法，其中所述方法包括响应于所述确定的升力指令，基本上同时控制所述前旋翼和所述前旋翼在所述提升位置和推进位置之间可枢转地移位。
26.一种用于控制垂直起降(VTOL)飞机的控制系统，所述飞机包括：机体，所述机体具有沿横向轴线延伸的至少一个或至少一对机翼，所述机翼可操作地连接到机身，所述机身具有在所述飞机的纵向轴线之间延伸的前端和后端，以及位于所述机身的所述后端附近的尾翼或位于所述机身的所述前端附近的前翼；电动旋翼阵列，所述电动旋翼阵列可操作地安装到所述机体上，以向所述飞机提供垂直稳定性和/或升力，其中所述电动旋翼固定地安装到所述机体上，并由一个或多个合适的电机驱动；前旋翼，所述前旋翼可枢转地安装到所述机身的所述前端，其中所述前旋翼可绕平行于所述横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在所述提升位置，所述前旋翼被定向以向所述飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在所述推进位置，所述前旋翼被定向以向所述飞机提供向前推力以用于水平飞行；以及后旋翼，所述后旋翼可枢转地安装到所述机身的所述后端，其中所述后旋翼可绕平行于所述横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在所述提升位置，所述后旋翼被定向以向所述飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在所述推进位置，所述后旋翼被定向以向所述飞机提供向前推力以用于水平飞行，其中所述前旋翼和后旋翼中的一个或两个由一个或多个合适的内燃机驱动，其中所述系统包括：
存储设备；
处理器，所述处理器连接到所述存储设备，所述处理器配置为：
控制所述前旋翼和所述后旋翼在用于水平飞行的推进位置和用于垂直飞行的提升位置之间移动；以及
控制所述前旋翼和所述后旋翼，以在垂直飞行期间在所述前旋翼和所述后旋翼处于提升位置的情况下，向所述飞机提供大部分或全部垂直升力。
27.根据权利要求26所述的系统，其中所述处理器配置为：
接收和/或拦截包括升力和/或稳定性指令的飞机控制信号，以在垂直飞行期间控制所述飞机的升力和/或者稳定性；
通过使用所述升力指令控制所述前旋翼和所述前旋翼，以在垂直飞行期间向所述飞机提供大部分或全部垂直升力，以及
通过使用所述稳定性指令来控制所述电动旋翼阵列，以在垂直飞行期间为所述飞机提供稳定性。
28.根据权利要求27所述的系统，其中所述处理器配置为：
处理所述接收/拦截的飞机控制信号以确定所述升力和/或稳定性指令；以及
分离用于控制所述电动旋翼阵列和/或所述前旋翼和所述后旋翼的所述升力和/或稳定性指令。
29.根据权利要求27或28所述的系统，其中，所述处理器配置为将所述升力指令转换成控制所述前旋翼和所述后旋翼的格式。
30.根据权利要求26至29中任一项所述的系统，其中所述电动旋翼阵列以间隔开的配置安装到所述机体，其中所述电动旋翼可操作地共面并且位于第一平面中，其中所述处理器配置为将所述前旋翼和所述后旋翼移动到所述提升位置以用于垂直飞行，其中在所述提升位置，所述前旋翼和所述后旋翼分别位于第二平面和第三平面中，当所述前旋翼和所述后旋翼操作到所述提升位置时，所述第二平面和所述第三平面与所述第一平面基本共面和/或与所述第一平面平行。
31.根据权利要求30所述的系统，其中当所述前旋翼和所述后旋翼操作到所述提升位置时，所述第二平面和所述第三平面夹持所述第一平面，或者其中所述第一、第二和第三平面在不同的高度处垂直间隔开。
32.一种存储非临时计算机可执行指令的非临时计算机可读存储介质，当由与垂直起降(VTOL)飞机远程通信或机载的适当处理器执行时，所述飞机包括：机体，所述机体具有沿横向轴线延伸的至少一个或至少一对机翼，所述机翼可操作地连接到机身，所述机身具有在所述飞机的纵向轴线之间延伸的前端和后端，以及位于所述机身的所述后端附近的尾翼或位于所述机身的所述前端附近的合适前翼；电动旋翼阵列，所述电动旋翼阵列可操作地安装到所述机体上，以向所述飞机提供垂直稳定性和/或升力，其中所述电动旋翼固定地安装到所述机体上，并由一个或多个合适的电机驱动；前旋翼，所述前旋翼可枢转地安装到所述机身的所述前端，其中所述前旋翼可绕平行于所述横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在所述提升位置，所述前旋翼被定向以向所述飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在所述推进位置，所述前旋翼被定向以向所述飞机提供向前推力以用于水平飞行；以及后旋翼，所述后旋翼可枢转地安装到所述机身的所述后端，其中所述后旋翼可绕平行于所述横向轴线的轴线在提升位置和推进位置之间移动，在所述提升位置，所述后旋翼被定向以向所述飞机提供垂直升力以用于垂直飞行，在所述推进位置，所述后旋翼被定向以向所述飞机提供向前推力以用于水平飞行，其中所述前旋翼和后旋翼中的一个或两个由一个或多个合适的内燃机驱动，使所述至少一个处理器执行根据权利要求19至25中任一项所述的方法步骤。
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