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CN114026023B - 垂直起降式飞行器和相关控制方法 - Google Patents

垂直起降式飞行器和相关控制方法 Download PDF

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CN114026023B
CN114026023B CN202080045689.3A CN202080045689A CN114026023B CN 114026023 B CN114026023 B CN 114026023B CN 202080045689 A CN202080045689 A CN 202080045689A CN 114026023 B CN114026023 B CN 114026023B
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Abstract

描述了一种能够垂直起降的飞行器，其包括被构造为产生沿着第一轴线定向的第一推力的第一推进单元；被构造为产生沿着第二轴线定向的第二推力的第二推进单元；第一推进单元和第二推进单元可以彼此独立地操作；第一轴线和第二轴线相对于飞行器的第一纵向方向彼此倾斜；第一轴线和第二轴线相对于飞行器是固定的。

Description

垂直起降式飞行器和相关控制方法
相关申请的交叉引用
本专利申请要求于2019年4月23日提交的欧洲专利申请第19170690.2号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及一种能够垂直起降的飞行器。
背景技术
自二十世纪下半叶以来，航空业就意识到需要能够垂直起降并具有足够高的巡航速度从而能够在更短的时间内覆盖中长程航线的飞行器。
这种需求的部分解决方案包括直升机和推力换向式飞机，然而它们并非没有缺陷。
直升机的有效最高速度大约为350km/h。
推力换向式飞机基本上包括：
-沿着第一轴线延伸的机身；以及
-沿着第二轴线延伸并对围绕第二轴线倾斜的相应的发动机进行支撑的一对机翼。
更具体而言，当发动机被设置为使相应的第三旋转轴线与前述的第一轴线和第二轴线正交时使推力换向式飞机采取直升机构造。
另外，当发动机被设置为使相应的第三轴线平行于第一轴线时使推力换向式飞机采取飞机构造。
由于需要使发动机围绕第二轴线倾斜来在直升机构造与飞机构造之间进行转变，因此从结构角度来看推力换向式飞机特别复杂。
为满足这一需求而提出的另一种解决方案包括垂直起降(VTOL)飞行器。
其具有带有可定向排气喷嘴的发动机，以使合成推力在起降期间指向竖直方向或者在水平飞行期间指向水平方向。
尽管VTOL飞行器具有普及性和有效性，但其结构构造特别复杂。这是因为需要根据飞行器的起降/飞行状态对发动机的推力方向进行选择性定向。
因此，业内意识到需要确保飞行性能与推力换向式飞机和具有可定向推力的飞行器相当并同时从结构和操作角度来看不太复杂并具有尽可能低的重量和成本的垂直起降式飞行器。
EP-A-3354560描述了一种多旋翼机，其基本上包括：
-机身；
-设置在机身的第一侧部上的一对第一推进单元；以及
-设置在机身的与第一侧部相对的第二侧部上的一对第二推进单元。
每个第一(第二)推进单元基本上包括可围绕彼此倾斜的相应的旋转轴线旋转的两个旋翼。
因此，每个第一(第二)推进单元的旋翼相应地产生相应地定向在彼此倾斜的第一方向和第二方向上的第一推力和第二推力。
前述的第一推力和第二推力具有定向在通过第一方向和第二方向限定的平面中的推力矢量。
通过控制每个第一(第二)推进单元的旋翼的转速和/或调节关联的桨叶的桨距，可以对方向进行定向并调节由第一(第二)推进单元产生的总推力矢量的模量。
第一(第二)推进单元还具有相对于飞行器的纵向方向彼此不同的倾角。
US-A-2014/0158815公开了一种根据权利要求1的零过渡垂直起降飞行器以及一种根据权利要求26的控制方法。
WO-A-2018/038822公开了一种具有宽翼展旋翼构造的多旋翼飞行器。在各种实施方式中，多旋翼飞行器包括机身和多个旋翼。多个旋翼包括内旋翼和外旋翼，内旋翼基本上被外旋翼或机身包围。内旋翼和外旋翼可以至少部分地基于它们相对于机身的布置而倾斜。
US-B-9,764,833公开了一种旋翼安装梁组件，其具有可释放地附接在私人飞行器的机翼上的旋翼安装梁、一个或多个垂直升力旋翼以及一个或多个旋翼控制器组件。每个旋翼的控制器组件定位在旋翼安装梁上，使得来自旋翼的下洗流导致跨过控制器组件的气流增加，以冷却控制器组件的部件。旋翼控制器外壳包括空气入口和空气出口，以允许气流穿过外壳来冷却控制器部件。相对于旋翼桨叶的路径定位空气入口，使得来自旋翼的下洗流最大化地流入空气入口。外壳的结构包括用于增加穿过外壳的气流的特征。
US-A-2005/0230524公开了一种垂直起降飞行器，其具有相对于飞行器产生基本竖直向上的推力的多个推力产生器；驱动推力产生器的第一原动机；以及乘员座椅。至少一个推力产生器设置在飞行器的前部区段或飞行器的后部区段处，并且其余的一个或多个推力产生器设置在没有设置所述至少一个推力产生器的后部区段或前部区段处。原动机和乘员座椅的乘坐表面设置在飞行器的前部区段处的至少一个推力产生器与飞行器的后部区段处的至少一个推力产生器之间，并且位于低于所有推力产生器的位置。垂直起降飞行器的重心低于飞行器的中心并且在飞行器飞行时由于推力产生器产生的推力而下垂。
US2,828,929公开了一种无翼飞行器，其包括形成有向上延伸的后部的主体构件、穿过主体部分形成的第一管道和第二管道。管道以大约30度的角度相对于彼此形成倒Y形。倒V形沿着主体构件延伸，更靠后的管道与所述向上延伸的后部一起形成翼面。该翼面在飞行位置提供升力，第一推进装置安装在第一管道中，第二推进装置安装在第二管道中，并且气动控制装置安装在所述主体构件上以控制飞行器进行俯仰、偏航和滚转。
CN-A-109263906公开了一种复合式机翼，其包括机翼主体、马达和螺旋桨。机翼主体与常规机翼相同，但是没有副翼结构。
US935,884公开了一种涵道风扇飞行器，其能够在飞行中以固有的稳定性相对于地面进行受控的竖直上升和受控的竖直下降。
US2006/0226281描述了一种多旋翼机，其包括：
-机身；以及
-设置在机身的两侧并且可相对于机身倾斜的多个旋翼。
WO-A-2018/075412描述了一种多旋翼机，其包括：
-机身；
-以悬臂方式从机身的彼此相对的相应的两侧突出的一对机翼；
-通过其中一个机翼支撑的多个第一旋翼，它们沿着该机翼的延伸方向对齐设置并具有相对于彼此倾斜的相应的第一轴线；以及
-通过另一个机翼支撑的多个第二旋翼，它们沿着该机翼的延伸方向对齐设置并具有相对于彼此倾斜的相应的第二轴线。
CN-A-105539835公开了一种复合翼垂直起降飞行器，其采用特殊的垂直动力单元和一体式结构设计。根据该发明提供的方案，该复合翼垂直起降飞行器的优点是飞行器的最大偏航控制力矩大幅提高，避免了偏航控制饱和对于飞行器姿态控制的负面影响，提高了飞机的稳健性；此外，尾梁的技术方案有利于提升飞行器的总体性能。
WO-A-2019/126612公开了一种自主式货箱提取和输送系统，其对选定的货箱进行定位并操纵无人驾驶的飞行器靠近货箱以进行提取。该飞行器将自身定位成使用抓握机构接合货箱，并且响应于与货箱的接合而将货箱朝向飞行器缩回。当货箱朝向飞行器缩回时，提取机构内的重量传感器感测货箱的重量和重量分布，并且可以调整货箱在飞行器上的位置以优化飞行器的飞行操作或在地面上更换货箱并提醒操作员货箱太重或重量分布不当。在将货箱与飞行器配合时，耦合机构将货箱锁定或固定到飞行器上以用于进一步的飞行和/或地面操作。
发明内容
本发明的目的是构造一种能够以简单且廉价的方式满足前述需求的能够垂直起降的飞行器。
由于本发明涉及根据权利要求1所述的能够垂直起降的飞行器，本发明实现了上述目的。
本发明还涉及一种根据权利要求26所述的用于能够垂直起降的飞行器的控制方法。
附图说明
为了更好地理解本发明，在下文中仅通过非限制性举例的方式并参照附图描述了十四个优选实施方式，在附图中：
-图1是根据本发明的原理构造的能够垂直起降的飞行器的第一实施方式的处于起降位置的前视图；
-图2是图1的飞行器的俯视图；
-图3是图1和图2的飞行器的侧视图；
-图4至图6是图1至图3的飞行器在悬停状态下执行相应的飞行操作期间的立体图；
-图7至图9是图1至图3的飞行器在向前飞行状态下执行相应的飞行操作期间的立体图；
-图10是图1至图9的飞行器在起降状态下的侧视图；
-图11是图1至图10的飞行器在向前飞行状态下的侧视图；
-图12和图13分别是根据本发明的能够垂直起降的飞行器的第二实施方式的前视图和俯视图；
-图14和图15分别是仅出于说明目的示出的能够垂直起降的飞行器的第三实施方式在悬停状态和向前飞行状态下的侧视图；
-图16是根据本发明的能够垂直起降的飞行器的第四实施方式的立体图；
-图17是根据本发明的能够垂直起降的飞行器的第五实施方式的立体图；
-图18是图17的能够垂直起降的飞行器的一些部件的从底部观察的放大立体图；
-图19是根据本发明的能够垂直起降的飞行器的第六实施方式的立体图；
-图20是根据本发明的能够垂直起降的飞行器的第七实施方式的立体图；
-图21至图25分别是根据本发明的能够垂直起降的飞行器的第八、第九、第十、第十一、第十二实施方式的侧视图；
-图26是根据本发明的能够垂直起降的飞行器的第十三实施方式的后视图，为了清楚起见去除了一些部分；
-图27示意性示出了根据本发明的第十三实施方式的能够垂直起降的飞行器的操作步骤；
-图28是根据本发明的能够垂直起降的飞行器的第十四实施方式的后视图，为了清楚起见去除了一些部分；并且
-图29示意性示出了根据本发明的第十四实施方式的能够垂直起降的飞行器的操作步骤。
具体实施方式
参照图1至图11，附图标记1表示根据本发明的第一实施方式构造的垂直起降飞行器。
更具体而言，飞行器1能够像普通飞行器一样在基本竖直的方向上起飞和降落并且在向前飞行中进行巡航。
飞行器1也能够悬停。
飞行器1还能够短距离起降。
飞行器1基本上包括：
-机身2，其具有彼此相对的头部3和尾部4；
-以悬臂方式从机身2的尾部4突出的固定尾翼5；以及
-通过机身2承载的多个旋翼6a、6b和6c；6d、6e和6f。
飞行器1还包括一对机翼8a和8b，它们设置在机身2的两侧并以悬臂方式从机身2突出。
可以确认出与飞行器1成一体并以飞行器1的重心为原点的一组三条轴线，包括：
-平行于机身2的延伸方向的轴线Y；
-与Y轴正交的轴线X；以及
-与X-Y轴正交的轴线Z。
飞行器1围绕Y-X-Z轴的旋转与以下操作关联：
-滚转，即围绕Y轴旋转(图5和图8)；
-俯仰，即围绕X轴旋转(图4和图7)；以及
-偏航，即围绕Z轴旋转(图6和图9)。
特别参照图10和图11，还可以确认出与地面成一体的一对轴线，包括：
-竖直地设置并对应于飞行器1的向上/向下运动方向的轴线V；以及
-水平地设置并对应于飞行器1的向前飞行方向的轴线O。
在所示的例子中，机翼8a和8b包括设置在与机身2相对的相应的自由翼梢处的相应的翼梢小翼9。
更具体而言，翼梢小翼9从相应的机翼8a和8b的与机身2相对的部分突出，并且在所示的例子中向上突出。
飞行器1还包括多个起落架10，它们设置在机身2下方并且适于在飞行器1起飞之前和后续着陆之后搁置在地面上。
特别地，旋翼6a、6b和6c设置在机身2的第一侧部上，而旋翼6d、6e和6f设置在机身2的与第一侧部相对的第二侧部上。
更具体而言，参照飞行器1的俯视图(图2)，旋翼6a、6b和6c设置在机身2的左侧部上，而旋翼6d、6e和6f设置在机身2的右侧部上。
旋翼6a、6b和6c按从头部3朝向尾部4的顺序设置。
类似地，旋翼6d、6e和6f按从头部3朝向尾部4的顺序设置。
旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f特别是各自包括：
-能围绕相应的轴线E、F、G、H、I和J旋转的桨毂11；以及
-相对于对应的轴线E、F、G、H、I和J径向地以悬臂方式从桨毂11突出的多片桨叶12。
旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f彼此独立地操作。
更具体而言，旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f产生可彼此独立调节的相应的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6。
推力T1、T2、T3、T4、T5和T6具有分别平行于对应的旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f的轴线E、F、G、H、I和J的相应的施加方向。
旋翼6a和6d的轴线E和H彼此平行并与Y轴限定角度α。
类似地，旋翼6b和6e的轴线F和I彼此平行并与Y轴限定角度β。
旋翼6c和6f的轴线G和J彼此平行并与Y轴限定角度γ。
推力T1和T4彼此平行并相对于Y轴倾斜角度α。
推力T2和T5彼此平行并相对于Y轴倾斜角度β。
推力T3和T6彼此平行并相对于Y轴倾斜角度γ。
角度α、β和γ从Y轴扩展到旋翼6a和6d的相应的轴线E和H、旋翼6b和6e的相应的轴线F和I以及旋翼6c和6f的相应的轴线G和J。
在所示的情况下，角度α小于角度β并且角度β小于角度γ。
因此，角度α、β、γ彼此不同。
旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f优选是电驱动的。替代地，旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f可以由内燃机、混合式电动-燃烧推进系统或液压马达驱动。
旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f可以具有固定的桨距但是可变的角速度、固定的桨距和恒定的角速度、或者可变的桨距和可变的角速度。
在飞行器1的操作期间，轴线E、F、G、H、I和J相对于飞行器1的X-Y-Z轴是固定的。
因此，相关的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6的施加方向相对于飞行器1的X-Y-Z轴保持固定。
相反，推力T1、T2、T3、T4、T5和T6的模量和方向可彼此独立地调节。
以这种方式，可以不使相应的旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f相对于飞行器1旋转而是通过简单地调节推力T1、T2、T3、T4、T5和T6的模量和方向来调节施加在飞行器1上的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6的推力矢量T的模量和方向。
在所示的实施方式中，旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f相对于X-Y-Z轴保持固定位置。
飞行器1还包括：
-可由飞行员或自动驾驶仪操作的控制器16(仅在图10中示意性示出)；
-控制单元17(仅在图10中示意性示出)，其由控制器16操作并操作性地连接至旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f来调节相应的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6的模量和方向，从而产生具有所需的模量和方向的推力矢量T。
在本说明书中，术语“控制单元”是指任何机械或电子式电传操纵系统，其被设计为将控制器16转换为旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6的调节规则。
更详细地，控制单元17被编程为产生推力矢量T，以允许进行垂直起降、悬停、向前飞行以及飞行器1的前述操作状态之间的任何过渡。
控制单元17被编程为选择性地将飞行器1设置为以下姿态：
-优选在起降状态和悬停状态下采取的第一姿态(图10)，其中推力矢量T平行于V轴并朝上；或者
-优选在向前飞行状态下采取的第二姿态(图11)，其中推力矢量T具有平行于O轴并从尾部指向头部3的分量和平行于V轴并朝上的分量。
控制单元17还被编程为基于控制器16选择性地将飞行器1设置为第一姿态和第二姿态之间的多个中间姿态(未被示出)，其中推力矢量T具有平行于V轴的分量和平行于O轴的分量。
优选地，飞行器1通过围绕平行于X轴的轴线进行俯仰而从第一姿态转换到第二姿态或者反过来转换。
在所示的情况下，飞行器1通过从尾部4向头部3定向的旋转(即，通过下俯操作)而从第一姿态转换到第二姿态。
特别地，控制单元17被编程为通过旋翼6a和6b；6c和6d；6e和6f的不同的操作构造将飞行器1设置并保持为第一姿态。
更具体而言，在第一操作构造中(图10)：
-将旋翼6b和6e定向成使得相应的轴线F和I平行于方向V并且相应的推力T2和T5彼此相等、平行于方向V并朝上；
-将旋翼6a和6d定向成使得相应的轴线E和H相对于方向V倾斜角度δ1并且相应的推力T1和T4彼此相等；并且
-将旋翼6c和6f定向成使得相应的轴线G和J相对于方向V倾斜角度ω1并且相应的推力T3和T6彼此相等。
更具体而言，控制单元17被编程为产生推力T1和T4；T3和T6的模量，使得推力T1和T4的平行于O轴的分量与推力T3和T6的平行于O轴的分量相等且相反。
控制单元17还被编程为产生推力T1和T4；T3和T6的模量，使得推力T1和T4；T3和T6的平行于V轴的分量和推力T2；T5的平行于V轴的分量之和等于将飞行器1保持为第一姿态所需的平行于V轴的力。
在第二操作构造(未被示出)中，旋翼6b和6e产生的推力T2和T5平行于方向V并且旋翼6a和6d；6c和6f被停用。
控制单元17还被编程为根据下面通过举例的方式描述的非限制性方法来控制旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f并调节相应的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6，从而控制设置为第一姿态的飞行器1的俯仰、滚转和偏航。
参照图4，控制单元17被编程为通过增加(减小)旋翼6a和6d(6c和6f)的推力T1和T4(T3和T6)和减小(增加)旋翼6c和6f(6a和6d)的推力T3和T6(T1和T4)来控制处于第一姿态的飞行器1的俯仰。以这种方式，产生了围绕X轴的俯仰力矩。
参照图5，控制单元17被编程为通过增加(减小)旋翼6a、6b和6c(6d、6e和6f)的推力T1、T2和T3(T4、T5和T6)来控制设置为第一姿态的飞行器1的滚转。以这种方式，产生了围绕Y轴的滚转力矩。
参照图6，控制单元17被编程为通过增加(减少)旋翼6a、6c和6e(6b、6d和6f)的推力T1、T3和T5(T2、T4和T6)来控制设置为第一姿态的飞行器1的偏航。以这种方式，产生了围绕Z轴的偏航力矩。
控制单元17还被编程为通过旋翼6a和6b；6c和6d；6e和6f的不同的操作构造将飞行器1设置为第二姿态。
更具体而言，在第三操作构造中(图11)：
-将旋翼6a和6d定向成使得相应的轴线E和H相对于V轴倾斜彼此相等的相应的角度δ2，并产生彼此相等、具有相同模量并且具有平行于O轴的从尾部4指向头部3的第一分量和平行于V轴的朝上的第一分量的相应的推力T1和T4；
-将旋翼6b和6e定向成使得相应的轴线F和I相对于V轴倾斜比旋翼6c和6f的轴线G、J的对应的角度ω2更大的第二角度，并产生彼此相等、具有相同的模量并且具有平行于O轴的从尾部4指向头部3的第二分量和平行于V轴并朝上的第二分量的相应的推力T2和T5；并且
-将旋翼6c和6f定向成使得相应的轴线G和J以及相应的推力T3和T6平行于V轴。
在所示的例子中，推力T1和T4的模量大于推力T2和T5的模量。
控制单元17被编程为根据下面通过举例的方式描述的非限制性方法来控制旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f并调节相应的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6，从而控制设置为第二姿态的飞行器1的俯仰、滚转和偏航(图7、图8和图9)。
参照图7，控制单元17被编程为通过增加(减小)旋翼6c和6f(6a和6d)的推力T3和T6(T1和T4)和减小(增加)旋翼6a和6d(6c和6f)的推力T1和T4(T3和T6)来控制处于第二姿态的飞行器1的俯仰。以这种方式，产生了围绕X轴的俯仰力矩。
参照图8，控制单元17被编程为通过增加(减小)旋翼6b和6c(6e和6f)的推力T2和T3(T5和T6)来控制设置为第二姿态的飞行器1的滚转。以这种方式，产生了围绕Y轴的滚转力矩。
参照图9，控制单元17被编程为通过增加(减小)旋翼6a(6d)的推力T1(T4)来控制设置为第二姿态的飞行器1的偏航。以这种方式，产生了围绕Z轴的滚转力矩。
从飞行器处于第一姿态的状态(图10)、例如处于起飞或悬停阶段开始描述其操作。
在这种情况下，旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f被控制为使得相应的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6的推力矢量T基本平行于V轴。
例如，在这种情况下，控制单元17根据前面描述的第一或第二构造来控制旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6。
在该第一姿态下，例如，如相应的图4、图5和图6示出和之前描述的那样，控制单元17通过调节相应的旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6产生围绕X-Y-Z轴的相应的力矩来控制俯仰、滚转和偏航。
在本发明的一个实施方式中，飞行器1通过围绕X轴倾斜、即通过施加围绕X轴的力矩来从第一姿态(图10)转换到第二姿态(图11)。
该力矩使飞行器1进行下俯，即头部3降低且尾部4抬高。
此时，飞行器1处于第二姿态并且机翼8a和8b根据飞行器1的向前速度产生平行于V轴的特定的直接升力值。
在这种情况下，旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f被控制为使得相应的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6的推力矢量T具有平行于O轴的、在飞行器上产生向前的推力的分量以及平行于V轴并等于飞行器1的重量的分量，他们与机翼8a和8b产生的升力一起实现持续飞行。
例如，在这种情况下，控制单元17根据前述的第三或第四构造来控制旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6。
在该第二姿态下，例如，如相应的图7、图8和图9示出和之前描述的那样，控制单元17通过调节相应的旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f的推力T1、T2、T3、T4、T5和T6产生围绕X-Y-Z轴的相应的力矩来控制俯仰、滚转和偏航。
当需要使飞行器1返回到第一姿态时，控制单元17首先产生使飞行器1上仰、即头部3抬高且尾部4降低的围绕X轴的力矩，直到达到图10所示的状态。
此后，控制单元17控制旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f使得推力矢量T再次平行于V轴定向并且飞行器1再次处于第一姿态，其在该姿态下可以进行着陆。
参照图12和图13，附图标记1’表示根据本发明的第二实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1’与飞行器1相似，在下文中将仅描述与后者的不同之处；在可能的情况下，飞行器1、1’的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
特别地，飞行器1’与飞行器1的不同之处在于两个另外的旋翼6g’和6h’设置在机身2的第一侧部上并且两个另外的旋翼6i’和6j’设置在机身2的第二侧部上。
旋翼6g’和6h’产生沿着相应的轴线K和L定向的相应的推力T7和T8，并且旋翼6i’和6j’产生沿着相应的轴线M和N定向的相应的推力T9和T10。
更详细而言，旋翼6g’和6h’(6i’和6j’)平行于Y轴介于旋翼6b和6c(6e和6f)之间。
推力T7和T9彼此平行并相对于Y轴倾斜角度ζ。
推力T8和T10彼此平行并相对于Y轴倾斜角度ε。
角度ζ和ε从Y轴扩展到旋翼6g’和6h’的相应的轴线K和L以及旋翼6i’和6j’的相应的轴线M和N。
在所示的例子中，角度α、β、ζ、ε和γ从飞行器1’的头部3朝向尾部4逐渐增大。
控制单元17被编程为以彼此独立的方式且独立于推力T1、T2、T3、T4、T5和T6之外调节旋翼6g’和6h’沿着相应的轴线K和L产生的第一推力以及旋翼6i’和6j’沿着相应的轴线M和N产生的第二推力。
飞行器1’的操作与飞行器1的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图14和图15，附图标记1”表示仅出于示意性目的示出的根据第三实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1”与飞行器1的不同之处在于其不包括旋翼6b和6e，因此仅包括设置在机身2的第一侧部上的两个旋翼6a和6c以及设置在机身2的第二侧部上的两个旋翼6d和6f。
飞行器1”的操作与飞行器1的操作的不同之处在于，当飞行器1”处于第一姿态时(图14)：
-将旋翼6a和6d定向成使得相应的轴线E和H相对于V轴倾斜角度δ3并且相应的推力T1和T4彼此相等；并且
-将旋翼6c和6f定向成使得相应的轴线G和J相对于方向V倾斜相同的角度δ3并且相应的推力T3和T6彼此相等、推力T1和T4的模量相等并且相对于V轴与推力T1和T4对称。
特别地，推力T1和T4以及T3和T6具有平行于O轴的、彼此相等且相反的相应的分量。
控制单元17被编程为产生推力T1和T4以及T3和T6，使得平行于V轴的相应的分量的总和等于将飞行器1”保持为第一姿态所需的平行于V轴的力。
此外，飞行器1”的操作与飞行器1的操作的不同之处在于，当飞行器1”处于第二姿态时(图15)：
-将旋翼6a和6d定向成使得相应的轴线E和H产生彼此相等、具有相同的模量并且具有平行于O轴的从尾部4指向头部3的第一分量和平行于V轴的朝上的第二分量的相应的推力T1和T4；并且
-将旋翼6c和6f定向成使得相应的轴线G和J产生彼此相等、具有相同的模量并且具有平行于O轴的从头部3指向尾部4的第二分量和平行于V轴的朝上的第二分量的相应的推力T3和T6。
上述平行于O轴的第一分量彼此相反并且它们的代数和对应于推力矢量T的平行于O轴的分量，这提供了飞行器1”向前飞行所需的推力。相反，上述平行于V轴的第二分量是一致的并且它们的代数和对应于推力矢量T的平行于V轴的分量，这能够在向前飞行期间与机翼8a和8b提供的升力一起维持飞行器1”。
优选地，控制单元17被编程为产生具有比推力T3和T6更大的模量的推力T1和T4。
参照图16，附图标记1”’表示根据本发明的第四实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1”’与飞行器1相似，在下文中将仅描述与后者的不同之处；在可能的情况下，飞行器1、1”’的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1”’与飞行器1的不同之处在于采用鸭翼构造。
更详细而言，飞行器1”’包括从机身2的相应的侧部横向地突出的一对气动表面100”’。
气动表面100”’从机身2的头部3突出。
气动表面100”’具有平行于轴线X的长度，该长度小于对应的机翼8a、8b的平行于轴线X的长度。
旋翼6a、6d设置在相应的气动表面100”’处。
特别地，每个气动表面100”’包括：
-连接至头部3的根部端部101”’；
-与相应的根部端部101”’相对的自由端部102”’；以及
-在相应的端部101”’、102”’之间延伸的主要部分103”’。
旋翼6a、6d设置在相应的气动表面100”’的主要部分103”’处。
在图16所示的实施方式中，旋翼6a、6d具有护罩。
飞行器1”’的操作与飞行器1的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图17，附图标记1””表示根据本发明的第五实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1””与飞行器1”’相似，在下文中将仅描述与后者的不同之处；在可能的情况下，飞行器1”’、1””的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1””与飞行器1”’的不同之处在于旋翼6a、6d设置在相应的气动表面100””的自由端部102””处。
参照图18，飞行器1””包括由相应的气动表面100””支撑的一对附加的前起落架110””。
特别地，飞行器1””包括一对框架111””，它们连接至相应的旋翼6a、6d的相应的护罩112””并设置在对应的气动表面100””的相应的自由端部102””处。
每个框架111””都在相应的护罩112””下方支撑相应的起落架110””。
替代地，在未在图中示出的不同的方案中，起落架110””是滑橇型的，其具有被包括在所述滑橇结构中的轮子。
起落架110””可以与一种传统的飞行器类似，例如：尾橇式、四轮式、三轮式或多轮式小车式起落架。
飞行器1””的操作与飞行器1”’的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图19，附图标记1””’表示根据本发明的第六实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1””’与飞行器1””不同，在下文中仅描述飞行器1””、1””’之间的不同之处；在可能的情况下，飞行器1””、1””’的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1””’与飞行器1””的不同之处在于通过相应的端部102””’承载的旋翼6a、6d没有护罩。
此外，飞行器1””’与飞行器1””的不同之处在于端部102””’是平面的并且位于与轴线X正交的相应的平面中。
飞行器1””’的操作与飞行器1””的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图20，附图标记1”””表示根据本发明的第七实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1”””与飞行器1””’相似，在下文中将仅描述飞行器1”””、1””’的不同之处；在可能的情况下，飞行器1”””、1””’的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1”””与飞行器1””’的不同之处在于端部102”””在与机身2相对的一侧上具有诸如整流罩的表面。详细地，该整流罩可以是图17所示的飞行器1””的护罩的一部分，也可以是用于相应的旋翼6a、6d的局部壳体。此外，该整流罩可以被成形为凹面，以均匀地部分地包裹旋翼6a、6d的区域。
飞行器1”””的操作与飞行器1””’的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图21，附图标记1”””’表示根据本发明的第八实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1”””’与飞行器1相似，在下文中将仅描述飞行器1”””’、1的不同之处；在可能的情况下，飞行器1”””’、1的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1”””’与飞行器1的不同之处在于角度α在25度与60度之间的范围内，优选为40度。
此外，角度β在75度与105度之间的范围内，优选为90度。
最后，角度γ在75度与100度之间的范围内，优选为95度。
优选地，在相应的范围内对角度α、β、γ进行选择，以使它们彼此不同。
优选地，旋翼6b、6e设置在机身2的上部。详细地，机翼8a、8b在机身2的上部相对于Z轴从机身2的相应的侧部突出。更详细地，优选机翼8a、8b各自被构造为至少部分地保持相应的旋翼6e和6b。
飞行器1”””’的操作与飞行器1的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图22，附图标记1””””表示根据本发明的第九实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1””””与飞行器1相似，在下文中将仅描述飞行器1””””、1之间的不同之处；在可能的情况下，飞行器1””””、1的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1””””与飞行器1的不同之处在于角度α在75度与100度之间的范围内，优选为95度。
此外，角度β在75度与100度之间的范围内，优选为90度。
角度γ在25度与65度之间的范围内，优选为45度。
优选地，在相应的范围内对角度α、β、γ进行选择，以使它们彼此不同。
最后，机翼8a、8b从机身2的相应的侧部的中间部分突出。
优选地，旋翼6b、6e设置在机身2的上部。详细地，机翼8a、8b在机身2的上部相对于Z轴从机身2的相应的侧部突出。更详细地，优选机翼8a、8b各自被构造为至少部分地保持相应的旋翼6e和6b。
飞行器1””””的操作与飞行器1的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图23，附图标记1””””’表示根据本发明的第十实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1””””’与飞行器1相似，在下文中将仅描述飞行器1””””’、1之间的不同之处；在可能的情况下，飞行器1””””’、1的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1””””’与飞行器1的不同之处在于角度α在70度与95度之间的范围内，优选为85度。
此外，角度β在25度与55度之间的范围内，优选为40度。
角度γ在65度与95度之间的范围内，优选为85度。
优选地，在相应的范围内对角度α、β、γ进行选择，以使它们彼此不同。
优选地，旋翼6b、6e设置在靠近Y轴的位置。
最后，机翼8a、8b从机身2的相应的侧部突出。详细地，机翼8a、8b在靠近Y轴的位置处从机身2的相应的侧部突出。优选地，机翼8a、8b各自被构造为至少部分地保持相应的旋翼6e和6b。
飞行器1””””’的操作与飞行器1的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图24，附图标记1”””””表示根据本发明的第十一实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1”””””与飞行器1相似，在下文中将仅描述飞行器1”””””、1之间的不同之处；在可能的情况下，飞行器1”””””、1的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1”””””与飞行器1的不同之处在于角度α在25与60度之间的范围内，优选为40度。
此外，角度β在75度与100度之间的范围内，优选为90度。
角度γ在75度与100度之间的范围内，优选为95度。
优选地，在相应的范围内对角度α、β、γ进行选择，以使它们彼此不同。
优选地，旋翼6b、6e相对于Y轴设置在下部的位置。更优选地，旋翼6a、6d和6b、6e相对于Y轴设置在下部的位置。
最后，机翼8a、8b从机身2的相应的侧部突出，优选相对于Y轴位于下部的位置或者位于所述机身2的下部中。
飞行器1”””””的操作与飞行器1的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图25，附图标记1”””””’表示根据本发明的第十二实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1”””””’与飞行器1相似，在下文中将仅描述飞行器1”””””’、1之间的不同之处；在可能的情况下，飞行器1”””””’、1的相同或等效的部件将使用相同的附图标记标出。
飞行器1”””””’与飞行器1的不同之处在于角度α在75度与100度之间的范围内，优选为90度。
此外，角度β在45度与75度之间的范围内，优选为60度。
角度γ在25度与60度之间的范围内，优选为40度。
优选地，在相应的范围内对角度α、β、γ进行选择，以使它们彼此不同。
优选地，旋翼6b、6e设置在机身2的下部位置。
最后，机翼8a、8b从机身2的相应的侧部突出，优选位于所述机身2的下部中。
飞行器1”””””’的操作与飞行器1的操作相似，因此不进行详细描述。
参照图26和图27，附图标记1””””””表示根据本发明的第十三实施方式的能够垂直起降的飞行器。图26示意性示出了飞行器1””””””的后视图。
飞行器1””””””与飞行器1的不同之处在于旋翼6a、6d的轴线E、H；旋翼6b、6e的轴线F、I(未被示出)；以及旋翼6c、6f的轴线G、J相对于彼此倾斜。
更详细地说，轴线E、H；F、I；G、J相对于Z轴对称设置。
更确切地说，轴线E、H；F、I；G、J相对于Z轴从起落架10朝向机翼8a、8b或从飞行器1””””””的下部朝向飞行器1””””””的上部彼此平行于Z轴向上发散。
在所示的实施方式中，轴线E、H；F、I和G、J与X轴限定了相等的锐角ε1，其在75度与85度之间的范围内并且优选等于80度。
飞行器1””””””的操作与飞行器1的操作的不同之处在于从推力T1、T4；T2、T5；T3、T6不产生任何偏航扭矩的构造开始控制偏航角，使得(图27)：
-旋翼6a沿第一方向(在图27中为顺时针)旋转，并且旋翼6d沿第二方向(在图27中为逆时针)旋转；
-旋翼6c沿第二方向旋转，并且旋翼6f沿第一方向旋转；
-旋翼6a产生的推力T1采用第一值，并且旋翼6d产生的推力T4采用大于第一值的第二值；
-旋翼6c产生的推力T3采用第二值，并且旋翼6d产生的推力T6采用第一值。
以这种方式，推力T1、T4之间的矢量和在第一方向上具有第一分量T4x-T1x，并且推力T3、T6之间的矢量和在与第一方向相反的第二方向上具有分量T3x-T6x。
平行于X轴的第一分量T4x-T1x和第二分量T3x-T6x产生围绕轴线Z的偏航扭矩C1，这允许根据需要来调节飞行器1””””””的偏航角。
所产生的围绕轴线Z的偏航扭矩C1的方向取决于第一方向和第二方向的取向。
此外，由于通过沿相同的第二方向旋转的相应的旋翼6d、6c产生比推力T1、T6更大的推力T4、T3，因此产生了具有平行于轴线Z的分量的反作用扭矩C2。
被定向为与偏航扭矩C1方向相同的反作用扭矩C2使飞行器1””””””的偏航更容易并对其产生帮助。
此外，可以根据特定操作期间所需的偏航角度比或者例如根据飞行器1””””””的平衡控制(CG位置)或者为了将围绕轴线Y的滚转与围绕轴线Z的偏航相结合而方便地通过与旋翼6a、6d或6c、6f相同的方式对旋翼6b、6e(未在图26和图27中示出)进行控制。因此，推力T2、T5等于推力T1、T4(或T3、T6)。
参照图28和图29，附图标记1””””””’表示根据本发明的第十四实施方式的能够垂直起降的飞行器。
飞行器1””””””’与飞行器1的不同之处在于轴线E、H；F、I和G、J相对于轴线Z从起落架10朝向机翼8a、8b或从飞行器1””””””’的下部朝向飞行器1””””””’的上部彼此平行于Z轴向上会聚。
在所示的实施方式中，轴线E、H；F、I和G、J与X轴限定了相等的锐角ε2，其在75度与85度之间的范围内并且优选等于80度。
飞行器1””””””’的操作与飞行器1””””””的操作相似，因此不进行详细描述。
通过对根据本发明的飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’和控制方法的特性进行检查，可以由此实现的优点是显而易见的。
特别地，旋翼6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g’和6h’的轴线E、F、G、H、I、J、K、L、M和N相对于飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’是固定的。
换句话说，与直升机或推力换向式飞机不同，飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’可以在无需改变推力T1、T2、T3、T4、T5、T6、T7、T8、T9和T10的斜度的情况下进行起飞、降落、悬停、向前飞行或采取任何飞行状态，并且与已知类型的VTOL飞行器不同不需要对发动机排气的方向进行定向。
这是因为飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’可以通过简单地改变推力T1、T2、T3、T4、T5、T6、T7、T8、T9和T10的模量和方向来调节它们的推力矢量T，而无需改变轴线E、F、G、H、I、J、K、L、M和N相对于飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’的取向。
因此，飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’制造特别简单并且比本说明书中的背景技术部分指出的已知类型的飞行器更轻。
另外，可以通过在第一姿态和第二姿态下简单地调节推力T1、T2、T3、T4、T5、T6、T7、T8、T9和T10来控制飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’围绕Y轴的横滚、围绕X轴的俯仰和围绕Z轴的偏航。这可以消除或至少显著减少对额外的控制表面的需求。
此外，飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’是特别有效的。这是因为在每种飞行状态下旋翼6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g’和6h’都帮助产生飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’进行飞行所需的升力和/或推力并为其赋予关于X-Y-Z轴的可操纵性。以这种方式，基本上所有的推力T1、T2、T3、T4、T5、T6、T7、T8、T9和T10对操作飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’来说都是有利的，从而减少了不必要的气动阻力的存在。
而且，飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’几乎没有设计约束，因此可认为是特别通用的。更具体而言，具有不同的几何结构和形状和/或不同类型的机翼8a和8b和/或用于旋翼6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g’和6h’的燃烧或混合式或液压驱动的驱动器的机身2可在基本上不影响旋翼6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g’和6h’的定位和尺寸的情况下用于飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’。
由于旋翼6a、6b、6c、6d、6e、6f、6g’和6h’彼此独立地驱动和调节，因此飞行器1、1’特别适用于分布式电推进系统，其在冗余以及减少重量和复杂性方面具有明显的优势。
飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’在向前飞行状态下相对于悬停状态采取更加下俯的姿态，从而实现更好的乘客舒适度。
图26和图27所示的飞行器1””””””(图28和图29所示的飞行器1””””””’)的旋翼6a、6d的轴线E、H；旋翼6b、6e的轴线F、I；以及旋翼6c、6f的轴线G、J相对于轴线Z彼此发散(会聚)。
因此，可以控制旋翼6a、6d使得推力T1、T4的矢量和的第一分量T4x-T1x指向平行于轴线X的第一方向并且推力T3、T6的矢量和的第二分量T3x-T6x指向与第一方向相反的第二方向。
以这种方式，第一分量T4x-T1x和第二分量T3x-T6x产生平行于轴线Z的偏航扭矩C1，其可用于控制飞行器1””””””、1””””””’的偏航角。
此外，由于沿相同的第二方向旋转的旋翼6d、6c产生比推力T1、T6更大的推力T4、T3，因此在与偏航扭矩C1相同的方向上产生反作用扭矩C2，从而增大产生的偏航扭矩并使飞行器1””””””、1””””””’的偏航更容易。
另外，在与偏航扭矩C1相同的方向上产生的反作用扭矩C2允许通过比飞行器1的旋翼6a、6b、6c、6d、6e和6f的非发散或非会聚式构造更低的能量来控制飞行器1””””””、1””””””’围绕轴线Z的偏航角。
最后，很明显，可以在不背离权利要求限定的范围的情况下对本文阐述的飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’和控制方法做出修改和变换。
特别地，飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1””””’、1”””””、1”””””’、1””””””、1””””””’可以被设计为在机身2中容纳机组人员或者进行远程遥控从而限定OVA。在最后一种情况下，机身2将被设计为容纳各种类型的装备。
此外，不同的飞行状态所需的推力矢量T可以通过与上述内容不同的推力T1、T2、T3、T4、T5、T6、T7、T8、T9和T10的矢量和来获得。
此外，飞行器1”’、1””’、1”””可以包括未被示出的与起落架110””类似的起落架。
最后，仅通过非限制性举例的方式，可以在图1、图12、图14、图16、图17、图19、图20、图21、图22、图24所示的飞行器1、1’、1”’、1””、1””’、1”””、1”””’、1””””、1”””””上实现相对于Z轴彼此会聚或发散的轴线E、H；F、I；G、J。

Claims (27)

1.一种能够垂直起降的飞行器，其包括：
-第一推进单元，其被构造为产生沿着第一轴线定向的第一推力；以及
-第二推进单元，其被构造为产生沿着第二轴线定向的第二推力，
所述第一推进单元和所述第二推进单元被构造为以彼此独立的方式操作，以通过可以相对于彼此独立地调节的方式产生所述第一推力和所述第二推力，
所述第一轴线和所述第二轴线相对于所述飞行器的第一纵向轴线彼此倾斜，
相应的所述第一推力和所述第二推力的所述第一轴线和所述第二轴线相对于所述飞行器是固定的，
所述飞行器还包括沿着所述第一纵向轴线彼此相对地设置的头部和尾部，
所述第一推进单元沿着所述第一纵向轴线介于所述头部与所述第二推进单元之间，所述第二推进单元沿着所述第一纵向轴线介于所述第一推进单元与所述尾部之间，
所述第一轴线和所述第二轴线相对于所述飞行器的所述第一纵向轴线彼此倾斜彼此不同的相应的第一角度和第二角度，
所述第一角度从所述第一轴线朝向所述头部定向，所述第二角度从所述第一轴线朝向所述头部定向，
所述飞行器还包括控制单元，其被编程为选择性地将所述飞行器设置为以下姿态：
-在使用中在起降和/或悬停状态期间采取的第一姿态，其中所述飞行器能沿着在使用中竖直地设置的第二轴线移动，所述推力矢量在所述第一姿态下平行于所述第二轴线并且朝上；以及
-在使用中在向前飞行状态期间采取的第二姿态，其中所述飞行器能沿着与所述第二轴线横切的第三轴线移动，所述推力矢量在所述第二姿态下具有平行于所述第三轴线且从所述尾部朝向所述头部定向的分量以及平行于所述第二轴线且朝上的分量，
所述飞行器能通过平行于第四轴线进行倾斜而在所述第一姿态和所述第二姿态之间移动，
所述控制单元被编程为选择性地将所述飞行器设置为处于所述第一姿态和所述第二姿态之间的多个中间姿态并且其中所述推力具有平行于所述第二轴线的分量和平行于所述第三轴线的分量，
其特征在于，所述飞行器还包括沿着所述第一纵向轴线介于所述第一推进单元和所述第二推进单元之间的第三推进单元，
所述第三推进单元在使用中沿着相对于所述第一纵向轴线倾斜第三角度的第三轴线产生第三推力，
所述第三角度通过所述第三轴线朝向所述头部定向，
所述第一推进单元、所述第二推进单元和所述第三推进单元中的每一个都包括对称地定位在机身的相对两侧上的相应的第一旋翼、第二旋翼和第三旋翼，
所述控制单元操作性地连接至所述第一推进单元、所述第二推进单元和所述第三推进单元来调节相应的所述第一推力、所述第二推力和所述第三推力的模量和方向，以产生具有所需的模量和方向的推力矢量，并且
所述第三角度大于所述第一角度且小于所述第二角度。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在所述第一姿态下，所述第一推进单元或所述第二推进单元中的至少一个推进单元被构造为被停用，并且所述第一推进单元或所述第二推进单元或所述第三推进单元中的另一个推进单元在使用中产生平行于所述第二轴线的相应的所述第一推力或所述第二推力。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在所述第一姿态下，所述第一推进单元和所述第二推进单元相对于所述第二轴线设置在彼此相对的相应的两侧上，所述第二轴线在所述飞行器在使用中处于所述第二姿态时垂直于所述第一纵向轴线。
4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述第一推进单元和所述第二推进单元相对于所述第二轴线对称地设置。
5.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述第一推进单元和所述第二推进单元被构造为受到控制来产生彼此模量相等的相应的所述第一推力和所述第二推力。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其包括用于有效载荷的外壳，所述第一推进单元和所述第二推进单元设置在所述外壳的第一侧部上，并且其中所述飞行器包括设置在所述外壳的与所述第一侧部相对的第二侧部上的至少一个另外的第一推进单元和至少一个另外的第二推进单元；
和/或其特征在于，所述第一推进单元是能围绕相应的第一轴线旋转的旋翼。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，其包括另外的第一推进单元和另外的第二推进单元，
所述第一推进单元和所述另外的第一推进单元包括被构造为产生沿着相应的第一轴线定向的相应的第一推力的相应的所述第一旋翼，所述第一旋翼能围绕相应的第一轴线旋转，
所述第二推进单元和所述另外的第二推进单元包括被构造为产生沿着相应的第二轴线定向的相应的第二推力的相应的所述第二旋翼，所述第二旋翼能围绕相应的第二轴线旋转，
所述第一旋翼和所述第二旋翼被构造为以彼此独立的方式操作，以通过可以相对于彼此独立地调节的方式产生所述第一推力和所述第二推力，
所述飞行器还包括：
-机身，其限定所述外壳并具有所述头部和所述尾部；以及
-一对机翼，它们设置在所述机身的侧面并以悬臂方式从所述机身突出，
所述第一旋翼沿着所述第一纵向轴线介于所述头部与所述第二旋翼之间，所述第二旋翼沿着所述第一纵向轴线介于所述第一旋翼与所述尾部之间，
所述飞行器还包括另外的第三推进单元，
所述第三推进单元和所述另外的第三推进单元包括沿着所述第一纵向轴线介于所述第一旋翼和所述第二旋翼之间的相应的所述第三旋翼，
所述第三旋翼在使用中产生沿着相对于所述第一纵向轴线倾斜所述第三角度的相应的第三轴线的相应的第三推力，所述第三旋翼能围绕相应的第三轴线旋转，
所述第三角度通过所述第三轴线朝向所述头部定向，
所述飞行器通过所述第一旋翼、所述第二旋翼和所述第三旋翼的第一操作构造被设置为所述第一姿态，其中：
-将所述第二旋翼定向成使得相应的第二轴线平行于所述第二轴线并且相应的第二推力彼此相等；
-将所述第一旋翼定向成使得相应的第一轴线相对于所述第二轴线倾斜第四角度并且相应的第一推力彼此相等；并且
-将所述第三旋翼定向成使得相应的第三轴线相对于所述第二轴线倾斜第五角度并且相应的第三推力彼此相等，
所述飞行器通过所述第一旋翼、所述第二旋翼和所述第三旋翼的第二操作构造被设置为所述第二姿态，其中：
-将所述第一旋翼定向成使得相应的第一轴线相对于所述第二轴线倾斜彼此相等的相应的另外的第三角度并产生彼此相等、具有相同的模量并具有平行于第三轴线的从所述尾部指向所述头部的第一分量和平行于所述第二轴线的第一分量的相应的第一推力；
-将所述第二旋翼定向成使得相应的所述第二轴线相对于所述第二轴线倾斜比所述第三旋翼的所述第三轴线的对应的第五角度更大的相应的第四角度，并产生彼此相等、具有相同的模量并具有平行于所述第三轴线的第二分量和平行于所述第二轴线的第二分量的相应的推力；并且
-将所述第三旋翼定向成使得相应的第三轴线和相应的所述推力平行于所述第二轴线。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其具有鸭翼构造，所述鸭翼构造包括在所述头部处从机身横向地突出的一对气动表面。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述第一旋翼通过相应的所述气动表面支撑。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述第一旋翼通过所述气动表面的与所述机身相对的相应的自由端部支撑。
11.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述气动表面包括相应的自由端部，并且其中每个所述第一旋翼都介于所述机身与相关的所述自由端部之间。
12.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述第一旋翼具有护罩。
13.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，相应的所述自由端部是平面的。
14.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，相应的所述自由端部在与所述机身相对的一侧上是凹形的。
15.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，其包括通过相应的所述气动表面支撑的一对附加起落架。
16.根据权利要求15所述的飞行器，其特征在于，所述附加起落架设置在相应的所述第一旋翼下方。
17.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述第一轴线和/或所述第二轴线和/或所述第三轴线相对于彼此倾斜。
18.根据权利要求17所述的飞行器，其特征在于，所述第一轴线和/或所述第二轴线和/或所述第三轴线相对于与所述第一纵向轴线和所述第四轴线正交的第五轴线对称。
19.根据权利要求18所述的飞行器，其特征在于，所述第一轴线和/或所述第二轴线和/或所述第三轴线相对于所述第五轴线从起落架向所述机翼向上地会聚或发散。
20.根据权利要求19所述的飞行器，其特征在于，所述第一轴线和/或所述第二轴线和/或所述第三轴线与所述第四轴线限定了范围为75到85度的锐角的第六角度。
21.根据权利要求20所述的飞行器，其特征在于，所述第六角度为80度。
22.一种对能够垂直起降的飞行器进行控制的方法，其包括以下步骤：
i)通过第一推进单元产生沿着第一轴线定向的第一推力；
ii)通过能够独立于所述第一推进单元之外操作的第二推进单元产生沿着第二轴线定向的第二推力；以及
iii)彼此独立地调节所述第一推力和所述第二推力，所述第一轴线和所述第二轴线相对于所述飞行器的第一纵向轴线彼此倾斜；
iv)保持相应的所述第一推力和所述第二推力的所述第一轴线和所述第二轴线相对于所述飞行器固定，
所述飞行器还包括沿着所述第一纵向轴线彼此相对地设置的头部和尾部，
所述第一推进单元沿着所述第一纵向轴线介于所述头部与所述第二推进单元之间，所述第二推进单元沿着所述第一纵向轴线介于所述第一推进单元与所述尾部之间，
所述第一轴线和所述第二轴线相对于所述飞行器的所述第一纵向轴线彼此倾斜彼此不同的相应的第一角度和第二角度，
所述第一角度从所述第一轴线朝向所述头部定向，所述第二角度从所述第一轴线朝向所述头部定向，
所述第一角度小于所述第二角度，
所述方法还包括以下步骤v)：通过操作性地连接至所述第一推进单元、所述第二推进单元和第三推进单元的控制单元来调节相应的所述第一推力、所述第二推力和第三推力的模量和方向，以产生具有所需的模量和方向的推力矢量，
所述控制单元被编程为选择性地将所述飞行器设置为以下姿态：
-在起降和/或悬停状态期间采取的第一姿态，其中所述飞行器能沿着在使用中竖直地设置的第二轴线移动，所述推力矢量在所述第一姿态下平行于所述第二轴线并且朝上；以及
-在向前飞行状态期间采取的第二姿态，其中所述飞行器能沿着与所述第二轴线横切的第三轴线移动，所述推力矢量在所述第二姿态下具有平行于所述第三轴线且从所述尾部朝向所述头部定向的分量以及平行于所述第二轴线且朝上的分量，
所述步骤v)包括以下步骤：
vi)：使所述飞行器围绕与所述第一纵向轴线横切的第四俯仰轴线倾斜，以使所述飞行器在所述第一姿态和所述第二姿态之间移动；
vii)将所述飞行器设置为处于所述第一姿态和所述第二姿态之间的多个中间姿态并且其中所述推力具有平行于所述第二轴线的分量和平行于所述第一纵向轴线的分量，
其特征在于，所述方法包括以下另外的步骤：
viii)使所述第三推进单元平行于所述第一纵向轴线介于所述第一推进单元和所述第二推进单元之间，所述第一推进单元、所述第二推进单元和所述第三推进单元中的每一个都包括对称地定位在机身的相对两侧上的相应的第一旋翼、第二旋翼和第三旋翼；
ix)通过所述第三推进单元产生沿着相对于所述第一纵向轴线倾斜第三角度的第三轴线的所述第三推力，并且
所述第三角度大于所述第一角度且小于所述第二角度。
23.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，其包括以下步骤x)：当所述飞行器处于所述第一姿态时使所述第一推进单元或所述第二推进单元中的至少一个推进单元停用并通过所述第一推进单元或所述第二推进单元或所述第三推进单元中的另一个推进单元产生平行于所述第二轴线的相应的所述第一推力或所述第二推力。
24.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，其包括步骤xi)：调节所述第一推力和所述第二推力的模量以控制围绕所述第一纵向轴线、围绕与所述第一纵向轴线横切并与所述飞行器成一体的第四轴线以及围绕与所述第四轴线横切的第五轴线进行的旋转。
25.根据权利要求24所述的方法，其包括以下步骤：
xii)通过所述第一推进单元和另外的第一推进单元产生沿着相应的第一轴线定向的相应的第一推力，所述第一推进单元和所述另外的第一推进单元具有能围绕相应的所述第一轴线旋转的相应的所述第一旋翼；
xiii)通过所述第二推进单元和另外的第二推进单元产生沿着相应的第二轴线定向的相应的第二推力，所述第二推进单元和所述另外的第二推进单元具有能够独立于所述第一旋翼之外操作的相应的所述第二旋翼，所述第二旋翼能围绕所述相应的所述第二轴线旋转；并且
所述飞行器还包括：
-所述机身，其具有所述头部和所述尾部；以及
-一对机翼，它们设置在所述机身的侧面并以悬臂方式从所述机身突出，
所述方法还包括以下步骤：xii)使相应的第三推进单元和另外的推进单元的所述第三旋翼平行于所述第一纵向轴线介于所述第一旋翼与所述第二旋翼之间；
xiv)通过所述第三旋翼产生沿着相对于所述第一纵向轴线倾斜所述第三角度的相应的第四轴线的相应的第三推力；
xv)通过所述第一旋翼、所述第二旋翼和所述第三旋翼的第一操作构造将所述飞行器设置为所述第一姿态，其中：
-将所述第二旋翼定向成使得相应的第二轴线平行于所述第二轴线并且相应的第二推力彼此相等，
-将所述第一旋翼定向成使得相应的第一轴线相对于所述第二轴线倾斜第一角度并且相应的第一推力彼此相等，并且
-将所述第三旋翼定向成使得相应的第四轴线相对于所述第二轴线倾斜另外的第二角度并且相应的第三推力彼此相等；
xvi)通过所述第一旋翼、所述第二旋翼和所述第三旋翼的第二操作构造将所述飞行器设置为所述第二姿态，其中：
-将所述第一旋翼定向成使得相应的第一轴线相对于所述第二轴线倾斜彼此相等的相应的另外的第三角度并产生彼此相等、具有相同的模量并具有平行于第三轴线的从所述尾部指向所述头部的第一分量和平行于所述第二轴线的第一分量的相应的第一推力；
-将所述第二旋翼定向成使得相应的所述第二轴线相对于所述第二轴线倾斜比所述第三旋翼的所述第三轴线的对应的第五角度更大的相应的第四角度，并产生彼此相等、具有相同的模量并具有平行于所述第三轴线的第二分量和平行于所述第二轴线的第二分量的相应的第二推力；并且
-将所述第三旋翼定向成使得相应的第三轴线和相应的所述推力平行于所述第二轴线。
26.根据权利要求25所述的方法，其特征在于，所述第一旋翼中的一个第一旋翼和所述第三旋翼中的一个第三旋翼设置在所述机身的相同的第一侧部上，
其中所述第一旋翼中的另一个第一旋翼和所述第三旋翼中的另一个第三旋翼设置在所述机身的与所述第一侧部相对的相同的第二侧部上，
所述方法包括以下步骤：
xvii)控制所述第一旋翼产生的所述第一推力以产生沿着所述第四轴线的第四差动推力；以及
xviii)控制所述第三旋翼产生的所述推力以产生与所述第四差动推力相对地定向并沿着所述第四轴线的第五差动推力，
所述第四差动推力和所述第五差动推力在所述飞行器上产生沿着所述第五轴线的扭矩。
27.根据权利要求26所述的方法，其特征在于，其包括以下步骤：
xix)通过具有相同的第一值的第四推力驱动所述第一旋翼中的所述一个第一旋翼和所述第三旋翼中的所述另一个第三旋翼沿相同方向旋转；以及
xx)以具有比所述相同的第一值更大的相同的第二值的推力驱动所述第一旋翼中的所述另一个第一旋翼和所述第三旋翼中的所述一个第三旋翼沿与所述第一旋翼中的所述一个第一旋翼和所述第三旋翼中的所述另一个第三旋翼的旋转方向相反的相同的另一个方向旋转。
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