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CN114423679A - 垂直起降飞行器 - Google Patents

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CN114423679A
CN114423679A CN202080046183.4A CN202080046183A CN114423679A CN 114423679 A CN114423679 A CN 114423679A CN 202080046183 A CN202080046183 A CN 202080046183A CN 114423679 A CN114423679 A CN 114423679A
Authority
CN
China
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aircraft
support member
aircraft system
wing
rotor
Prior art date
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Pending
Application number
CN202080046183.4A
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English (en)
Inventor
格雷戈尔·维布勒·米基奇
亚历克斯·斯托尔
乔本·贝维尔特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Geoby Flight Ltd
Original Assignee
Geoby Flight Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
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Pending legal-status Critical Current

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Abstract

本飞行器可以包含：机身、倾斜机构、有效载荷壳体，并且可以任选地包含碰撞衰减器、一组地面支撑构件(例如，吊架)、一组动力源以及一组控制元件。所述机身可以包含：一组旋翼和一组支撑构件。

Description

垂直起降飞行器
相关申请的交叉引用
本申请要求于2019年4月25日提交的美国临时申请第62/838,773号的权益，其通过引用整体并入本文。本申请要求于2020年2月28日提交的美国临时申请第62/983,445号的权益，其通过引用整体并入本文。
本申请涉及于2019年12月9日提交的美国申请第16/708,280号、于2019年6月3日提交的美国申请第16/430,163号以及于2019年5月10日提交的美国申请第16/409,653号，其各自通过引用整体并入本文。
技术领域
本发明总体上涉及航空领域，并且更具体地涉及航空领域中的一种新的和有用的飞行器。
附图说明
图1A是从俯视图看处于悬停布置中的系统的变型的示意图。
图1B是从俯视图看图1A中的系统的变型在向前布置中的示意图。
图1C是图1A中的系统的变型在悬停布置中的侧视图。
图1D是图1B中的系统的变型在向前布置中的侧视图。
图2是将旋翼在向前配置与悬停配置之间变换的系统的变型的示意图。
图3A和图3B分别是从俯视图和侧视图看所述系统的变型的示意图，示出了飞行器的各个轴线。
图4A-4H各自是从前视图看处于向前布置中的机身的不同变型的示意图。
图5A-5F各自是从俯视图看处于悬停布置中的旋翼布置的不同变型的示意图。
图6A是处于向前布置中的飞行器的变型的侧视示意图，其中升力矢量轴线与重量矢量对准，并且向前推力矢量轴线与阻力矢量对准。
图6B是处于悬停布置中的飞行器的变型的侧视示意图，其中升力矢量轴线与重量矢量对准。
图7是旋翼的变型的侧视图。
图8A、8B和8C是分别在横向支撑构件前方、后方以及与横向支撑构件相交的反横向支撑构件的变型的侧视图。
图9是所述方法的变型的流程图。
图10A和10B分别是处于向前布置中的系统的第一变型和第二变型的前视示意图。
图11A是包含乘客区域的有效载荷壳体的变型的侧视示意图。
图11B是包含乘客区域的有效载荷壳体的变型的侧视示意图。
图12A是处于悬停配置的包含后旋翼的飞行器的变型的俯视示意图。
图12B是处于向前配置的包含后旋翼的飞行器的变型的俯视示意图。
图12C是处于悬停配置的包含后旋翼的飞行器的变型的侧视示意图。
图12D是处于向前配置的包含后旋翼的飞行器的变型的侧视示意图。
图13A-C分别是在向前配置、过渡配置以及悬停配置中相对于机翼的旋翼桨盘攻角的变型的示意图。
图14A、14B和14C分别是处于悬停配置的飞行器的变型的俯视示意图、处于向前配置的变型的俯视示意图，以及处于悬停配置的变型的侧视示意图。
图15A、15B和15C分别是处于悬停配置的飞行器的变型的俯视示意图、处于向前配置的变型的俯视示意图，以及处于悬停配置的变型的侧视示意图。
图16A、16B和16C分别是处于悬停配置的飞行器的变型的俯视示意图、处于向前配置的变型的俯视示意图，以及处于悬停配置的变型的侧视示意图。
图17A、17B和17C分别是处于悬停配置的飞行器的变型的俯视示意图、处于向前配置的变型的俯视示意图，以及处于悬停配置的变型的侧视示意图。
图18A-F是包含上反翼的飞行器的变型的前视示意图。
图19A-F是包含下反翼的飞行器的变型的示意性前视图。
图20A-D是实例性旋翼旋转方向的示意图。
图21是包含隔热货物区域的实例性有效载荷壳体的侧视示意图。
图22A是机身的变型的侧视截面图，示出了横向支撑构件与反横向支撑构件之间的连接。
图22B是机身的变型的局部示意图。
图22C是机身的变型的示意图。
图23A-B分别是处于向前配置和悬停配置中的飞行器的变型的等距视图。
图24A-B分别是处于向前配置和悬停配置中的飞行器的变型的等距视图。
图25A-B分别是处于悬停配置和向前配置中的飞行器的变型的俯视图。
图25C-D分别是处于悬停配置和向前配置中的飞行器的变型的前视图。
图25E-F分别是处于悬停配置和向前配置中的飞行器的变型的侧视图。
图25G是处于向前配置中的飞行器的变型的侧视图。
具体实施方式
以下对本发明的优选实施例的描述并非旨在将本发明限制于这些优选实施例，而是旨在使得本领域的任何技术人员能够制造和使用本发明。
1.概述。
飞行器100可以包含：机身101、倾斜机构110、有效载荷壳体120，并且可以任选地包含碰撞衰减器150、一组地面支撑构件(例如，吊架)160、一组动力源170以及一组控制元件180。机身可以包含：一组旋翼130和一组支撑构件140。然而，飞行器100另外或替代地可以包含任何其它合适的一组部件。图1A-1D示出了飞行器100的第一实例。图25A-F示出了飞行器的第二实例。
如本文关于飞行器或其它方面利用的术语“旋翼”可以指代旋翼、螺旋桨和/或任何其它合适的旋转气动致动器。虽然旋翼可以指代利用铰接的或半刚性叶毂的旋转气动致动器(例如，其中桨叶与叶毂的连接可以是铰接的、柔性的、刚性的和/或以其它方式连接)并且螺旋桨可以指代利用刚性叶毂的旋转气动致动器(例如，其中桨叶与叶毂的连接可以是铰接的、柔性的、刚性的和/或以其它方式连接)，但是当在本文使用时没有明确或暗示此区别，并且“旋翼”的使用可以指代任一配置和铰接的或刚性桨叶的任何其它合适配置，和/或桨叶与中央构件或叶毂的连接的任何其它合适配置。同样，“螺旋桨”的使用可以指代任一配置，和铰接的或刚性桨叶的任何其它合适配置，和/或桨叶与中心构件或叶毂的连接的任何其它合适配置。因此，倾转旋翼飞行器被称为偏转桨飞行器(tilt-propelleraircraft/tilt-prop aircraft)，和/或以其它方式适当地提及或描述。
如本文关于飞行器100或其它方面利用的术语“重心”(CoG)可以指代主体或系统的重量可以被认为起作用的点，并且可与本文的术语“质心”(CoM)互换(例如，在重力基本上均匀的假设下)。飞行器的CoG可以指代处于任何合适状态和/或配置中的飞行器CoG：装载和/或空载；向前、过渡和/或竖直配置；没有和/或没有附接有效载荷壳体的机身；和/或任何其它合适的飞行器状态或配置。
如本文利用的术语“升力中心”(CoL)可以指代由飞行器零部件-主要由机翼、旋翼、控制表面和/或气动学机身零部件(例如，货舱外部)、但是另外或替代地由其它飞行器部件产生的所有升力的总和产生关于CoL的零净力矩，并且总升力(例如，由飞行器部件共同产生)将在大气中时通过CoL起作用的点。CoL可以与CoG相同，与CoG并置，在CoG的前方，在CoG的后方，在CoG的外侧，在CoG的内侧，和/或以其它方式相对于CoG定位。CoL(和/或CoL相对于CoG的位置)可以通过控制旋翼、倾斜机构、控制表面以将CoG移位以考虑飞行器上的不同质量分布(例如，乘客、货物、燃料等)来控制和/或调整，和/或以其它方式进行控制。在第一特定实例中，调整对旋翼的控制，使得CoL基本上与CoG相同(或以其它方式位于竖直轴线上)，从而导致稳定的向前飞行。
关于旋翼、机翼、翼面或其它方面的术语“气动学中心”可以指代气动学力矩不随飞行器姿态的变化而变化的点。气动学中心可以在与CoL相同的位置中或者可以在与CoL不同的位置中。下文中对CoL的提及同样适用于气动学中心，或者被不同地对待。
术语“旋翼的几何中心”可以指代绝对或相对点(例如，相对于跨倾斜轴线的所有位置的机身)，其使到3维空间中或投影平面(例如，竖直/横向平面、正平面、顶平面等)中距所有旋翼(例如，旋翼叶毂)的中心的距离的总和最小化。替代地，旋翼的几何中心可以指代旋翼的平均位置、与每个旋翼对等距的点，和/或可以以其它方式适当地限定。
如本文利用的术语“推力中心”(CoT)可以指代可以采取合成推力或总推力来作用的位置(量值和方向，后者有时称为‘推力线’)。CoT可以通过控制旋翼、倾斜机构和/或阻力诱导部件(例如，货舱、起落架等)来控制和/或调整。在第一特定实例中，CoT通过飞行器的CoG起作用(例如，与CoG对准)，并且没有力矩导致飞行器俯仰、偏航或侧倾。在第二特定实例中，CoT不通过飞行器的CoG起作用，并且有合成力矩将导致飞行器俯仰、偏航或侧倾(除非被另一飞行器力矩抵消)。
如本文利用的术语“基本上”可以表示：确切地、近似地、在预定阈值或公差内，和/或具有任何其它合适的含义。
在实例中，本文所述的系统和方法的部件可以与于2014年3月14日提交的美国申请第14/218,845号和/或于2018年3月18日提交的美国申请第14/662,085号中所述的飞行器一起使用、被其替换和/或与其组合。然而，所述系统和方法可以以其它方式配置。
2.益处。
所述技术的变型可以提供若干益处和/或优点。
首先，所述技术的变型可以在处于向前和/或过渡飞行模式时利用飞行器的旋翼产生升力。通过利用较大的旋翼桨叶面积(和/或较大的旋翼桨盘面积)并调整桨距和RPM，旋翼除了提供向前推力之外还可以增大在向前飞行模式下由飞行器的气动学轮廓产生的升力。利用旋翼产生升力可以增大由飞行器的气动学轮廓(例如，机翼/支撑构件几何形状、机身几何形状等)产生的升力，或者以其它方式产生足够多升力以在向前配置中支撑飞行器。
第二，变型可以利用更短和/或更硬的支撑构件(例如，机翼)，这可以改进飞行器的操纵特性(例如，更紧密的转弯半径，更小的所需着陆区等)。具有更短/更硬的支撑构件的变型降低了旋振可能削弱和/或破坏翼并导致不令人满意/危险的乘坐体验的风险。在利用相对于总旋翼面积更小的机翼面积的变型中，降低旋振风险可以是特别有益的，因为更小的翼面截面可能导致刚度减小。具有更短/更硬支撑构件的变型可以减小飞行器的总轮廓(例如，飞行器的尺寸-特别是宽度)，可以降低成本，并且可以减小飞行器的阻力。
第三，利用旋翼产生升力的变型可以减少或消除飞行器上的附加控制表面(例如，襟翼、副翼、方向升降舵、升降舵、方向舵等)，因为每个旋翼处的推力和马达扭矩是可控的(由此间接地控制升力)，由此能够在向前飞行期间进行俯仰、偏航和/或侧倾控制。在一些变型中，飞行器不需要倾斜飞行就能在向前配置中转动，因为一组反横向支撑构件和/或旋翼可以(例如，在侧滑中)产生横向气动力和/或净偏航力矩以改变飞行器的航向。第一、第二和第三特定变型可以独立地或共同地减少和/或消除飞行器上的任何合适的一组控制表面，使得能够利用旋翼产生升力，在飞行器不倾斜飞行的情况下改变航向，和/或消除任何合适的一组控制表面。在第一特定实例中，可以关于垂直于平均旋翼轴线的轴线实现完全控制权限-可以通过旋翼的推力重新分布来实现围绕这些轴线的角加速度。沿着主旋翼轴线，可以经由将转矩重新分布到各个马达来实现旋转，使得保持所需的总轴向推力。另外，如果旋翼轴线相对于彼此略微倾斜(例如，不同的攻角、相对于机翼的不同攻角)，则推力在它们之间的重新分布也可能沿所有旋翼的平均轴线产生附加力矩。然而，旋翼可以以其它方式适当地产生升力。
第四，本技术的变型可以利用相对于飞行器宽度的较大总旋翼桨盘面积和/或相对于机翼面积的较大旋翼桨叶面积，这可以减小飞行器的声学轮廓。对每个单独的旋翼(例如，对给定的旋翼桨盘直径)使用大的桨叶面积允许低的旋翼桨尖速度(例如，相对于有效旋翼桨盘直径的旋翼的桨尖速度，其以马赫数(Mach.3)等表示，这可以减小飞行器的声学轮廓。另外，每个单独旋翼的大旋翼桨叶面积能够使得旋翼能够在向前飞行期间更有效地操作以产生升力(如上文所讨论)。然而，飞行器可以以其它方式适当地减小声学轮廓和/或包含其它合适的旋翼。
第五，所述技术的变型利用非结构有效载荷壳体，这允许有效载荷壳体更轻且具有更低成本。在此类变型中，支撑构件(和/或抗扭箱)可以布置在有效载荷壳体的上方和/或后方，以避免侵犯有效载荷壳体空间，从而为乘客/货物提供更多空间，并且减少/消除对有效载荷壳体中的附加结构支撑的需要。在利用非结构有效载荷壳体的变型中，有效载荷壳体中的部件数量可以减少，因为电池、主电气架构、控制系统、传感器和其它部件可以移动到飞行器的其它零部件(例如，机翼、支撑构件、机舱等)。在变型中，有效载荷壳体可以是非结构的，因为它不需要支撑起落架负载，因为飞行器并未利用常规的起落架。相反，机舱上的吊架(其在悬停配置中延伸到地面)提供可靠、轻量且低成本的装置以将飞行器支撑在地面上，并且由于其流线型几何形状而可以进一步在向前飞行中提供气动学优点。机舱上的吊架直接将起落架负载传递到支撑构件(例如，机身)，而不引导它们穿过有效载荷壳体。在变型中，有效载荷壳体可以是非结构的，因为机身的支撑结构(例如，一组结构构件)可以为飞行器部件提供结构刚性和附接点。然而，可以以其它方式实现非结构有效载荷壳体。在利用非结构有效载荷壳体的技术的变型中，有效载荷壳体可以是模块化的、可拆卸的和/或可重新配置的，以允许更快装载/卸载货物(例如，乘客、货物等)，这可以改进飞行器的正常运行时间。另外，模块化的、可拆卸的和/或可重新配置的有效载荷壳体可能能够实现吊舱的地面运输的附加方式，诸如牵引、车辆运输或其它模式的模块运输。此外，利用模块化和/或可重新配置的有效载荷壳体选项的变型可以使得能够切换飞行器机架以用于更快的充电和/或加燃料以进一步提高操作效率。
第六，所述技术的变型可以最大程度地减少故障点，因为飞行器能够在倾斜机构的任何定向上着陆，其中一个或多个旋翼不可操作，和/或一个或多个控制表面不可操作。在特定实例中，如果倾斜机构被卡在和/或锁定在向前配置与悬停配置之间，则飞行器仍然可以通过利用有效载荷壳体以相对于地面的角度(例如，向上偏斜/俯仰)竖直地重新定向旋翼(例如，通过控制飞行器向上的俯仰)而着陆。在变型中，由于飞行器上的冗余旋翼的数量和分布，这是可能的，但是也可以以其它方式实现。所述技术的变型可以利用碰撞衰减器来确保当在有效载荷壳体的偏斜定向上着陆时(例如，如果倾斜机构在向前配置与悬停配置之间出现故障)保护乘客和/或货物。
第七，所述技术的变型在所有飞行模式中提供改进的稳定性、微调和/或机动性。变型可以通过在向前飞行模式中将(向前)推力的中心与阻力(和/或重力)的中心以及升力的中心与重力的中心进行轴线对准并且在悬停模式中将升力(例如，竖直旋翼推力)的中心与重量矢量进行轴线对准来实现这种稳定性。一个或多个轴线的轴线对准可以通过(例如，自动地)微调旋翼的推力和/或升力分布(诸如通过旋翼之间的动力分布、旋翼桨叶的致动和/或其它合适的控制)来实现。在变型中，旋翼的几何中心(例如，平均叶毂位置)在向前飞行模式中(例如，具有或不具有选择性动力供应)基本上与(向前)推力和/或阻力中心对准，以便最大程度地减少所需的微调，实现均匀动力分配，和/或维持控制权限(例如，所需的动力重新分布不超过阈值，动力重新分布在马达的连续操作工况内)。在其它变型中，旋翼的几何中心可以与质量中心不对准；在这些变型中，旋翼可以被选择性地提供动力(例如，选择性地重新分布动力)以将旋翼的推力和/或升力分布调整成微调状态。在特定实例中，旋翼布局可以被选择成尽管存在这种未对准但是跨旋翼上基本上相等地分配动力(例如，以维持控制权限和效率；最大程度地减少微调)，或以其它方式布置。另外，包含更小/更硬支撑构件(例如，机翼)的变型提供了改进的操纵特性，因为它们可以执行更紧密的转弯并且需要更小的面积以便着陆。在一些变型中，飞行器不需要倾斜飞行就能在向前(和悬停/过渡)飞行模式期间转弯，这可以改进乘客的操纵和/或乘坐舒适性。
然而，所述技术的变型可以另外或替代地提供任何其它合适的益处和/或优点。
3.系统。
飞行器100可以包含：机身、倾斜机构、有效载荷壳体，并且可以任选地包含碰撞衰减器、一组地面支撑构件(例如，吊架)、一组动力源以及一组控制元件。然而，飞行器100可以另外包含任何其它合适的一组部件。
飞行器100可以是任何合适类型的飞行器。飞行器100优选地是斜翼飞行器(例如，将横向支撑构件相对于有效载荷壳体倾斜的其它类似配置的飞行器)，但是可以另外或替代地是倾斜旋翼飞行器、旋翼飞行器、螺旋桨飞行器、固定翼飞行器、轻于空气的飞行器、重于空气的飞行器和/或任何其它合适的飞行器。飞行器可以操作为：垂直起降(VTOL)、短距起降(STOL)、短距起飞垂直降落(STOVL)、起飞类似的固定翼飞行器、着陆类似的固定翼飞行器和/或以任何其它合适的方式操作。飞行器可以是有人驾驶的、无人驾驶的(例如，自主的、遥控驾驶的等)、货机、客机、无人机和/或合适类型的飞行器。飞行器优选地可在向前配置、悬停配置和过渡配置(例如，在向前与悬停之间)之间操作，但是可以另外或替代地可在滑行(例如，地面操作)配置中操作，和/或以其它方式适当地配置。图2示出了向前配置和悬停配置的实例。
飞行器100限定各种几何特征。飞行器限定如图3A-3B所示的主几何轴线，其包含：竖直轴线105(例如，偏航轴线)、纵向轴线104(例如，侧倾轴线)以及横向轴线103(例如，俯仰轴线)。竖直轴线、纵向轴线和横向轴线可以被限定为使得它们在飞行器102的重心(CoG)处相交，并且围绕前述轴线中的任一个的纯力矩使飞行器100分别围绕竖直轴线、纵向轴线和横向轴线旋转。然而，三个主轴线可以另外或替代地在几何上(例如，基于飞行器在一个或多个维度上的对称线、基于穿过飞行器的任意线等)参考或不参考CoG来限定。例如，轴线可以在飞行器的几何中心处相交。飞行器的螺旋桨各自限定以螺旋桨的旋转轴线为中心的桨盘面积，并且桨盘面积由远离旋转轴线延伸的无限桨盘平面所包含。在飞行器的变型中，多个旋翼中的每一个的桨盘平面可以与多个推进组件的剩余部分的任何合适子集共同延伸。在第一实例中，在第一变型的悬停配置中，每个桨盘平面可以与每个其它桨盘平面共同延伸。在第二实例中，每个桨盘平面可以与另一推进组件的桨盘平面对称地跨飞行器的纵向轴线共同延伸，并且从每个其它推进组件的桨盘平面移位(例如，偏移)。螺旋桨轴线可以与马达轴线和/或其它螺旋桨轴线同轴，与马达轴线和/或其它螺旋桨轴线不同轴，共面，不共面，和/或以其它方式相对于马达轴线和/或其它螺旋桨轴线适当地定向。然而，多个推进组件的螺旋桨轴线和/或桨盘平面可以以其它方式相对于彼此适当地布置。
飞行器100可以在任何合适的声学范围内操作。飞行器优选地在最大dB水平以下操作，但是可以另外或替代地在不同飞行配置(例如，向前、过渡、悬停、滑行)中的不同声学范围内操作，和/或被配置成在不同的声学范围内操作(例如，诸如当接近人群、城市中心时，以遵守变化的规章限制等)。变型可以利用相对于飞行器宽度的较大总旋翼桨盘面积和/或相对于机翼面积的较大旋翼桨叶面积，这可以减小飞行器的声学轮廓。在变型中，各个旋翼桨盘直径在飞行器宽度的10％至40％之间，但是可以是飞行器宽度的10％、20％、30％、40％、＞40％和/或＜10％-采用多个这样的旋翼可以使得有效旋翼桨盘直径(例如，与各个旋翼的总组合旋翼桨盘面积具有相同面积的单个理论桨盘)为飞行器宽度的＞40％、诸如＜40％、50％、60％、70％，80％、90％、100％、120％、150％、200％、250％和/或＞250％。类似地，对每个单独的旋翼(例如，对给定的旋翼桨盘直径)使用大的桨叶面积(例如，总暴露表面积、桨叶平台面积等)允许低的旋翼桨尖速度(例如，相对于有效旋翼桨盘直径的旋翼的桨尖速度，其以马赫数(Mach.3)表示，这可以减小飞行器的声学轮廓。单个旋翼桨叶面积(例如，被定义为在旋翼桨盘的径向方向上集成的翼弦并乘以旋翼上的桨叶的数量，沿桨叶的半径的集成的翼弦，或以其它方式定义)和/或总旋翼桨叶面积(例如，用于旋翼、用于运载器等的所有各个旋翼桨叶面积的总和)优选地在翼面积的10％至200％之间，但是可以是相对于翼面积的<5％、10％、20％、30％、50％、75％、100％、150％、200％、＞200％，范围在其间，和/或任何其它合适的比例。在特定实例中，总旋翼桨叶面积可以是10平方米。在第二特定实例中，机翼面积可以是8平方米，而翼展可以是10米。在此类变型中，飞行器可以被配置成以悬停模式在声学范围内在以下最小dB水平下操作：小于30、40、50、55、60、65、70、75、80、85、90、95、100、105、110或任何其它合适的dB水平；以及40、45、50、55、60、65、70、75、80、85、90、95、100、105、110、115、120、大于120的最大dB水平或任何其它合适的dB水平。在此类变型中，飞行器可以被配置成以向前模式在适当的声学范围内在以下最小dB水平下操作：小于10、30、40、50、55、60、65、70、75、80、85、90、95、100、105、110或任何其它合适的dB水平；以及40、45、50、55、60、65、70、75、80、85、90、95、100、105、110、115、120、大于120的最大dB水平、范围在其间和/或任何其它合适的dB水平。声学范围可以类似地通过将该声学范围变换为EPNL标度(EPNdB)、A加权(dBA)、C加权(dBC)、Z加权、CNEL、NDL、SEL、SENEL、Leq、Lmax和/或在0m、10m、25m、50m、100m、150m、200m、300m、500m、1000m的距离和/或任何其它适当的接近度下测量的噪声级的其它表达来确定；替代地，上述针对声学范围讨论的数字可以应用于上述噪声级表达。
飞行器100可以具有任何合适的质量和/或质量限制(例如，空载质量、有载质量、最大起飞质量等)。飞行器质量可以是：.1kg、.25kg、.5kg、.75kg、1kg、2kg、3kg、5kg、10kg、50kg、200kg、500kg、1000kg、1250kg、1500kg、1750kg、2000kg、2250kg、2500kg、3000kg、3500kg、5000kg、10000kg、25000kg、大于25000kg、小于.1kg、小于1kg、1-5kg、5-10kg、小于10kg、小于1000kg、小于3500kg、小于10000kg、大于25000kg和/或任何其它合适的质量。货物/有效载荷质量容量可以是：.1kg、.25kg、.5kg、.75kg、1kg、2kg、3kg、5kg、10kg、50kg、200kg、500kg、1000kg和/或任何其它合适的质量。燃料和/或电池质量可以是：.1kg、.25kg、.5kg、.75kg、1kg、2kg、3kg、5kg、10kg、50kg、200kg、500kg、1000kg和/或任何其它合适的质量。燃料和/或电池容量可以限定任何合适的飞行器范围，其可以是＜1mi、1mi、5mi、10mi、20mi、50mi、100mi、150mi、200mi、250mi和/或任何其它合适的飞行器范围。
在变型中，旋翼通过使飞行器的一个或多个旋翼的推力轴线倾斜5-7度(例如，主动地、被动地，诸如通过安装角度等)产生升力，从而产生垂直于进入气流方向的升力，而必要动力有一定的增加以维持相同推力。升力乘以向前速度与维持0向前推力所需的动力的比率是L/De(升力对等效阻力)指标-这对于结构性支撑和/或变换气动学飞行器部件(例如，旋翼、机翼、控制表面等)可以为大约20。机身可以任选地提供与模块化部件附件(诸如有效载荷壳体附件)的附接点。飞行器可以包含一个或多个机身。每个机身优选地包含支撑结构，但是另外或替代地可以包含任何其它合适的部件。支撑结构可以包含一组支撑构件，并且可以用于安装该组旋翼(例如，在向前模式与悬停模式之间)、模块化部件、倾斜机构和/或任何其它合适的部件。
在变型中，飞行器100的旋翼用于提供推力(例如，与运动方向对准的力、在运动方向上推进飞行器的力)和/或升力(例如，与重力相反的力、与推力正交的力等)。旋翼优选地提供升力以维持飞行器的飞行，所述升力在所有飞行配置中等于或大于飞行器重量，然而旋翼可以另外或替代地在飞行配置(包含向前(和/或过渡)配置)中(例如，与一组机翼结合)提供所需升力的一部分。图7示出了实例性旋翼。旋翼可以单独地或共同地提供：在向前飞行期间维持飞行器高度所需的升力或在飞行期间由飞行器产生的总升力的300％、200％、150％、120％、110％、95％、90％、75％、50％、40％、30％、20％、10％、5％、大于或小于前述百分比、或任何适当比例。旋翼可以另外或替代地单独地或共同地提供：在向前飞行、升空(例如，起飞)、过渡操作和/或任何其它合适的操作模式期间推进飞行器所需的力的500％、250％、150％、120％、110％、95％、90％、75％、50％、40％、30％、20％、10％、5％、或任何其它合适的比例。旋翼可以另外地或替代地单独地或共同地提供：在悬停飞行期间推进飞行器所需的升力和/或推力的300％、150％、120％、110％、95％、90％、75％、50％、40％、30％、20％、10％、5％或任何合适的比例。
旋翼可以提供与旋翼桨盘相对于以下各项的攻角相关联的升力：在向前飞行期间的进入气流、飞行器的纵向轴线、飞行器的机翼(例如，机翼截面的翼弦线146)和/或其它参考轴线或平面。旋翼桨盘相对于机翼(例如，机翼的翼弦线146)的攻角可以是＜0°、0°、1°、3°、5°、7°、9°、11°、13°、15°、由上述值界定的任何范围，和/或任何其它合适的角度。图13A示出了旋翼桨盘相对于机翼191的攻角的实例。旋翼桨盘的攻角可以是＜0°、0°、1°、3°、5°、7°、9°、11°、13°、15°、17°、20°、＞20°、由上述值界定的任何范围，和/或任何其它合适的角度。图13B示出了旋翼桨盘192的攻角的实例。可以限定(例如，测量)相对于旋翼的旋转轴线、马达的旋转轴线、与旋翼桨盘平面133正交的矢量和/或任何其它合适的参考(相对于机翼或其它方面)的旋翼桨盘攻角。旋翼的攻角优选地基于飞行器的倾斜机构和/或俯仰的变换而变换。优选地，旋翼桨盘平面在悬停配置中基本上平行于横向/纵向平面(俯仰/侧倾平面)，并且在向前配置(和/或悬停配置)中相对于竖直/横向平面(偏航/俯仰平面)倾斜。因此，当在向前配置与悬停配置之间过渡时，倾斜机构优选地将机翼变换达90度减去旋翼桨盘攻角(图13C中示出了实例)，然而，当在向前配置与悬停配置之间过渡时，倾斜机构可以将机翼变换达90度加上旋翼桨盘攻角，在向前配置与悬停配置之间确切地变换达90度，和/或任何其它合适的变换角度。在特定变型中，在向前配置与悬停之间的变换可以包含倾斜越过竖直方向(例如，产生向后的推力矢量)以便阻止运载器向前运动。
每个旋翼优选地包含叶毂，其将旋翼桨叶136连接到推进系统。推进系统可以刚性地联接到机身(例如，机翼)结构和/或机舱，或者可以经由旋翼倾斜机构或铰接连杆联接，所述旋翼倾斜机构或铰接连杆被配置成相对于机翼变换旋翼，改变攻角和/或改变相对于机翼的侧倾角。推进系统优选地是电动马达(例如，能够提供70kW连续功率)，其可以集成到叶毂或与叶毂分离且不同。替代地，推进系统可以是内燃机(ICE)、涡轮发动机、混合电力发动机和/或任何其它合适的推进系统。在变型中，一个或多个旋翼可以经由轴、旋转联接器、交联器和/或其它合适的机构联接和/或连结到同一推进系统。叶毂优选地限定旋翼的旋转轴线。在特定实例中，飞行器可以包含多个推进组件，每个推进组件包含：电动马达和螺旋桨，所述螺旋桨围绕旋转轴线可旋转地联接到电动马达。在第二特定实例中，叶毂可以位于旋翼的几何中心处和/或限定旋翼的几何中心。
每个旋翼可以包含一组旋翼桨叶136，其用于当它们通过流体(例如，空气)旋转时产生气动力，所述流体可以用于推进飞行器。每个旋翼可以包含任何合适数量的旋翼桨叶。优选地，每个旋翼包含5个旋翼桨叶，但是替代地，每个旋翼包含2、3、4、6个或六个以上的旋翼桨叶。旋翼桨叶可以具有任何合适的桨叶截面和/或气动学轮廓。在第一特定实例中，旋翼桨叶是在于2019年12月9日提交的美国申请第16/708，280号中描述的旋转翼面桨叶，所述申请通过引用整体并入本文。然而，旋翼桨叶可以以其它方式配置。
旋翼桨叶可以限定任何适当的翼展方向几何形状。优选地，旋翼桨叶的上表面通常为鱼形椭圆几何形状，但是可以另外或替代地朝向桨尖渐缩(例如，减小跨桨叶的端部的旋转翼面翼弦长)，具有恒定的截面面积，具有可变截面面积，和/或具有任何其它适当的几何形状。锥角在翼面的前缘、后缘上、在旋转翼面的内部上和/或在桨尖处可以是相同的或不同的。旋转翼面的桨尖可以具有任何适当的几何形状。桨尖可以是平的、圆形的或尖的，并且可以是点、边缘、面和/或其它合适的几何形状。旋转翼面可以具有任何适当的顶锥角。桨尖可以是下反角的，上反角的，不成角度的和/或任何合适的角度。旋转翼面可以具有任何适当的扭转角。扭转角优选地沿着旋转翼面的翼展改变有效桨叶攻角。桨叶扭转角优选地限定在最内截面与外(桨尖)截面之间，但是可以限定在任何两个截面之间、是桨叶的一段和/或处于任何合适的角度。
旋翼桨叶可以具有围绕旋转轴线的任何适当的角间距。优选地，旋翼桨叶围绕旋转轴线均匀地间隔开，但是可以替代地围绕旋转轴线不均匀地间隔开(例如，用于减轻声音)。在第一特定实例中，旋翼桨叶是围绕旋转轴线的空间，如在于2019年6月3日提交的美国申请第16/430，163号中所述，所述申请通过引用整体并入本文。然而，这些旋翼桨叶可以以其它方式布置。
旋翼桨叶可以限定任何适当长度(例如，桨叶长度)的翼展。可以相对于截面翼弦长(L)、独立于翼弦长和/或任何合适的长度来设置翼展的尺寸。翼展可以是：1L、5L、10L、15L、20L、25L、50L、＜5L、5-25L、25-50L、＞50L、＜5cm、5cm、10cm、25cm、30cm、35cm、40cm、45cm、50cm、60cm、70cm、80cm、90cm、1m、1.25m、1.5m、1.75m、2.5m、5m、10m、15m、20m、5-25cm、25-50cm、50-100cm、0.1m-15m、1-2m、1-4m、5-10m、10-20m、＞20m，和/或任何其它合适的长度。在特定实例中，旋翼桨叶限定3米的旋翼桨盘直径。
飞行器上的单独旋翼优选地与处于相同配置的相同旋翼桨叶一起操作，但是可以替代地包含不同的：旋翼桨叶数量、旋翼桨叶长度(或旋翼桨盘的半径)、旋翼桨叶间距、旋翼桨叶截面，和/或其它不同特性。
旋翼可以包含桨叶俯仰机构137，其用于改变旋翼桨叶(例如，相对于流体流)的攻角。旋翼可以包含单个俯仰机构，或与每个旋翼相关联的多个俯仰机构，诸如：每个旋翼一个俯仰机构，每个旋翼多个俯仰机构，每个桨叶一个俯仰机构，和/或每个旋翼有任何其它合适数量的桨叶俯仰机构。俯仰机构可以独立地致动桨叶或同时致动多个桨叶。俯仰机构可以是：集成到旋翼叶毂中，连接/安装到旋翼叶毂上，和/或与旋翼叶毂分开。优选地，俯仰机构可以是机电致动的，但是可以另外或替代地是液压、气动和/或地面可调的(通过人类操作员或其它输入调整)。俯仰机构可以在有限或无限数量的位置之间操作。俯仰机构可以是：可控俯仰螺旋桨(CPP)、倾斜盘、地面可调旋翼和/或其它俯仰机构。在第一变型中，桨叶俯仰机构是倾斜盘。在第二变型中，桨叶俯仰机构是一组机电致动器。在第三变型中，旋翼不包含俯仰机构，并且由旋翼产生的升力通过改变RPM来控制。
旋翼可以包含机舱138，其用作旋翼的结构安装。机舱还可以用作一个或多个推进部件(例如，马达、发动机等)和/或动力源的包装。机舱优选地是气动学有效形状(例如，泪珠形)，其在向前配置中朝向机舱的尾部渐缩。机舱优选地用作将旋翼连接到机身的支撑构件节点，并且可以连接到1个、2个、3个或多于3个支撑构件。在第一变型中，机舱可以连接到支撑构件的端点。在第二变型中，机舱可以平分支撑构件。在第三变型中，机舱可以直接集成到支撑构件中和/或支撑构件可以直接集成到机舱中(例如，起落架吊架、地面支撑构件等)。机舱优选地相对于横向支撑构件(和/或机翼或其它安装部件)固定，但是替代地可以相对于机翼和/或倾斜机构旋转、滑动或以其它方式致动。在特定实例中，机舱安装在横向支撑构件的外侧终端(例如，左翼和/或右翼、机翼的外侧端)和反横向支撑构件的竖直终端(例如，上端和/或下端)处。在第二特定实例中，机舱可以安装到支撑构件的前缘或侧面，靠近机翼末端(例如，机翼端部)。然而，机舱可以具有任何其它合适的一组特征和/或装置。
在变型中，旋翼的子集(例如，所有旋翼、在向前配置中最靠近地面的旋翼、后旋翼等)可以在一个或多个配置中被收回和/或捕获在机舱内，并且由桨叶俯仰机构和/或收回机构致动。在第一实例中，最靠近地面的旋翼在固定翼式着陆期间或之后缩回，以保护旋翼和/或保护人免受暴露的桨叶的伤害。
旋翼优选地是未封闭的(例如，没有捕获桨尖，没有流入筛管，没有风扇管道等)，但是在另外的或替代的变型中，可以是封闭的(例如，作为管道风扇中的管道，围绕桨盘区域的周边封闭在整流罩内等)和/或在流入和/或流出路径中包含固定筛管。旋翼罩/管道可以连接到机舱和/或以其它方式安装到机身。
该组旋翼可以在飞行器和/或机身上具有任何合适的布置。旋翼可以相对于飞行器的轴线在空间上均匀地或不均匀地分布，但是可以另外地或替代地相对于(例如，围绕)：飞行器质量(例如，围绕重心)、升力产生轴线、飞行器几何形状(例如，飞行器几何中心)、机身几何形状(例如，机身几何中心)均匀或不均匀地分布，和/或以其它方式分布或布置。旋翼优选地关于飞行器和/或机身的横向平面对称，但是可以另外或替代地关于横向平面不对称。该组内的旋翼可以是：共面的，偏移的(例如，竖直地，横向地，纵向地，成角度的等)，或以其它方式相对于该组中的其它旋翼布置。在实例中，旋翼相对于飞行器或机身的纵向轴线均匀地分布在左侧和右侧，但是也可以以其它方式配置。旋翼、叶毂、旋翼桨盘平面(和/或扫掠区域)和/或其它合适的旋翼参考可以是：共面的，彼此偏移的(例如，在平行平面中)，偏斜的(例如，螺旋桨轴线可以相对于彼此偏斜)，和/或在向前、悬停、过渡和/或其它操作模式中以其它方式配置。在第一变型中，远端(外侧)旋翼从近端(内侧)旋翼凹入(向后布置，在向前配置中朝向飞行器后部偏移)，其实例在图14A-C和图17A-C中示出。在第二变型中，近侧(内侧)旋翼从远侧(外侧)旋翼凹入(向后布置，在向前配置中朝向飞行器后部偏移)，其实例在图15A-C中示出。在第三变型中，内侧和外侧旋翼桨盘平面是共面的，其实例在图16A-C中示出。
在一个或多个操作模式中，旋翼可以具有相对于倾斜轴线112和/或CoG的任何合适的布置。一个或多个旋翼(例如，旋翼叶毂)可以：在倾斜轴线的前方，在倾斜轴线的后方，在倾斜轴线的上方，在倾斜轴线的下方，沿着倾斜轴线布置，和/或在向前和/或悬停配置中相对于倾斜轴线适当地布置。一个或多个旋翼(例如，旋翼叶毂)可以：在CoG的前方，在CoG的后方，在CoG的上方，在述CoG的下方，沿着横向轴线布置，和/或在向前和/或悬停配置中相对于CoG适当地布置。在第一实例中，一组旋翼(和/或对应的旋翼叶毂)在向前配置中布置在倾斜轴线和/或CoG的下方(例如，相对于竖直方向)并且在悬停配置中布置在倾斜轴线和/或CoG的上方。在第二实例中，一组旋翼(和/或对应的旋翼叶毂)在向前配置中布置在倾斜轴线和/或CoG的前方并且在悬停配置中布置在倾斜轴线和/或CoG的后方。
旋翼可以相对于机翼具有任何合适的布置。旋翼可以在机翼的前方，在机翼的后方，在机翼的上方，在机翼的下方，布置在机翼的内侧部分上，布置在机翼的外侧部分上，在机翼的边界投影内(例如，用作风扇管道的机翼等)，和/或在向前和/或悬停配置中以其它方式相对于机翼适当地布置。旋翼可以相对于有效载荷壳体或机身具有任何合适的布置。旋翼(和/或旋翼叶毂)可以在有效载荷壳体或机身的侧视边界投影的上方、下方、前方、后方和/或内部。
该组旋翼可以限定一个或多个旋翼对，其中每一对中的旋翼在悬停配置和/或向前配置中布置(例如，完全布置、大部分布置)在飞行器的一个或多个轴线的相对侧上(例如，顶部/底部旋翼对、左/右旋翼对、前/后旋翼对)。飞行器可以包含任何合适数量的旋翼对。飞行器可以包含：2、3、4或4对以上的旋翼。在特定实例中，飞行器每侧包含三个旋翼：三个左旋翼和三个右旋翼。然而，旋翼对可以以其它方式限定，并且旋翼可以以其它方式分组。图18A-F和图19A-F示出了包含附加的顶部/底部翼对和/或左/右旋翼对的机身的实例。
在向前配置中，该组旋翼优选地包含在飞行器(和/或机身或飞行器几何中心)的重心(CoG)上方的一个旋翼对和在其下方的一个旋翼对，但是另外或替代地可以包含：在CoG和/或机身或飞行器几何中心上方和/或下方一个以上的旋翼对(例如，上方2个和下方1个，上方2个和下方2个)，在CoG和/或机身或飞行器几何中心上方没有旋翼对，在CoG和/或机身或飞行器几何中心下方没有旋翼对，或以其它方式布置。优选地，在向前配置中(例如，对于最大负载的飞行器，对于空载飞行器，在指定的CoG范围内)，一个旋翼对在竖直方向上与CoG居中对准。另外或替代地，飞行器可以包含与CoG对准的多个旋翼对，一个旋翼对在横向轴线(例如，与CoG相交的横向轴线)的前方，一个旋翼对在横向轴线的后方，一个旋翼对中的一个旋翼在横向轴线(例如，与CoG相交的横向轴线)的前方，一个旋翼对中的一个旋翼在横向轴线的后方，和/或飞行器可以以其它方式被适当地配置。
在第一特定实例中，与安装到反横向支撑构件的端部的旋翼相关联的旋翼叶毂和/或旋翼桨盘的最低点在有效载荷壳体(例如，机舱、机身等)的基部下方延伸和/或在起落架下方延伸(例如，在向前配置中在起落架的位置处延伸，在着陆配置中在起落架的最低点处延伸等)。
在悬停配置中，所有旋翼对都优选地竖直地位于CoG上方(装载的和/或空载的)和/或飞行器几何中心上方，但是另外或替代地，一个或多个旋翼或旋翼对可以竖直地布置在CoG和/或飞行器几何中心的下方。在悬停配置中，一个旋翼对优选地在纵向或竖直方向上与CoG和/或机身或飞行器几何中心居中地对准，但是另外或替代地：一个以上的旋翼对可以在纵向或竖直方向上与CoG和/或机身或飞行器几何中心居中地对准，至少一个旋翼对可以在CoG和/或机身或飞行器几何中心的前方并且至少一个旋翼对可以在其后方，一个旋翼对中的一个旋翼可以在横向轴线(例如，与CoG或几何中心相交的横向轴线)的前方并且旋翼对中的一个旋翼可以在其后方，和/或多个旋翼/旋翼对可以以其它方式布置。然而，飞行器可以以其它方式适当地配置。
该组旋翼可以包含一个或多个不成对旋翼(例如，对于奇数个旋翼：3、5、7等)。不成对旋翼可以：相对于倾斜机构居中地定位(例如，位于由纵向轴线和竖直轴线限定的矢状平面中)，位于飞行器的机头，位于飞行器的机尾/舵后部，和/或以其它方式适当地定位。
优选地，在向前配置中，所有旋翼和/或旋翼对都纵向地布置在倾斜机构的倾斜轴线的前方，但是替代地，一个或多个旋翼和/或旋翼对位于倾斜轴线的后方。优选地，在悬停配置中，所有旋翼和/或旋翼对都竖直地布置在倾斜机构的倾斜轴线上方，但是替代地，一个或多个旋翼和/或旋翼对位于倾斜轴线的下方。在特定实例中，倾斜机构的倾斜轴线位于飞行器的CoG的上方(沿着竖直轴线)和后方(沿着纵向轴线)。
在第一特定实例中：在水平(例如，向前)飞行中，所有旋翼(和/或旋翼对)和/或机身的升力的组合气动学中心(例如，包含：机翼、由有效载荷壳体几何形状产生的升力等)与飞行器的CoG基本上纵向对准(例如，穿过CoG；与重力轴线或竖直轴线形成0度、＜1度、＜2度、＜3度、＜5度、＜10度的角度，和/或任何其它合适的角度；从CoG纵向地偏移一定的偏移距离；等)。在第二特定实例中，与有效载荷壳体的机尾(或有效载荷壳体吊舱)连接的后旋翼组位于倾斜轴线的后方。
旋翼可以限定与飞行器在任何飞行模式和/或飞行器配置中的阻力矢量和/或重量矢量具有任何适当的关系的任何适当的推力矢量和/或升力矢量。优选地，在向前配置中(例如，在水平飞行期间)，向前推力矢量基本上与阻力轴线对准，并且升力矢量基本上与重量矢量对准(图6A示出了实例)，然而，升力和/或向前推力矢量可以分别相对于重量和/或阻力矢量替代地偏移，偏斜和/或以其它方式定向。在悬停配置中，升力矢量(或竖直推力矢量)基本上与重量矢量对准(图6B示出了实例)，但是可以相对于重量矢量替代地偏移，偏斜和/或以其它方式定向。在特定实例中，倾斜轴线从升力和/或推力的中心偏移并且布置在机舱区域外部，同时仍然提供在向前飞行中基本上与阻力矢量对准的推力矢量和在悬停中基本上与CoG对准的升力矢量。在第二特定实例中，从CoG延伸穿过竖直/纵向平面中的倾斜轴线的线相对于竖直和/或纵向轴线限定了45度角。在第三特定实例中，倾斜轴线可以以非零角度(例如，45度)布置在重心的后方和上方(和/或前方和下方)，使得所有旋翼的平均推力中心在悬停和向前飞行中仍然可以与重心对准。
旋翼可以顺时针、逆时针或以其组合旋转(例如，其中旋翼的子集顺时针旋转而其余部分逆时针旋转)。在操作中，旋翼可以始终在旋翼的相应旋转方向上旋转，(例如，基于飞行器配置、飞行器旋转或导航等)切换旋转方向，停止旋转和/或以其它方式操作。旋翼的一半优选地在一个方向上旋转，而另一半反向(例如，在另一个方向上)旋转；然而，旋翼可以以其它方式分布在这两个方向之间。每侧(左/右)至少一个旋翼优选地顺时针旋转(并且一个旋翼逆时针旋转)，在横向支撑构件上方的至少一个旋翼(例如，在向前配置中)优选地顺时针旋转(并且一个旋翼逆时针旋转)，和/或在横向支撑构件下方的至少一个旋翼顺时针旋转(并且一个旋翼逆时针旋转)；然而，飞行器可以在任何前述分组中包含两个、两个以上、零个或任何合适数量的旋翼。可以选择旋翼旋转方向的分布，以在一个或多个推进组件出现故障的情况下实现连续的飞行操作和/或着陆能力。所有旋翼都优选地在所有飞行模式和/或飞行配置(例如，向前、过渡、悬停等)被提供动力；然而，在变型中，旋翼的子集可以在一个或多个飞行模式期间(例如，在向前飞行期间、在改变航向时等)是无动力的-这可以节省能量和/或改进航向控制权限。
图20A-D示出了顺时针和逆时针旋翼的实例性分布。
飞行器100的支撑构件用于支撑有效载荷壳体并在旋翼之间传输结构负载。在变型中，该组支撑构件(或其中的子集)可以用于在向前配置中(例如，在水平飞行期间)产生升力。在第一特定实例中，横向支撑构件在向前配置中产生小于阈值比例的飞行器升力，诸如小于：100％、95％、90％、75％、50％、40％、30％、20％、10％、5％、和/或任何其它比例的飞行器(必要的)升力。在第二特定实例中，横向支撑构件基本上不产生升力(例如，小于5％、小于1％等)。在第三特定实例中，横向支撑构件在翼展的一部分或整体上方不具有翼面轮廓几何形状。在第四特定实例中，该组的一个或多个支撑构件产生阻力或与升力或推力相反的气动力。
该组支撑构件优选地包含多个支撑构件，但是另外或替代地可以包含单个支撑构件(例如，整体件)。该组支撑构件可以具有任何合适的布置。支撑构件可以在以下各项处具有端点：旋翼机舱、倾斜机构、有效载荷壳体外部、其它支撑构件和/或飞行器上的其它部件。支撑构件优选地刚性地连接端点(例如，机械地结合、集成、紧固等)，但是替代地，一个或多个端点可以可旋转地连接(例如，相对于倾斜机构枢转，相对于有效载荷壳体枢转，相对于机身的其余部分枢转等)和/或以其它方式连接。支撑构件可以连接飞行器上的任意数量的端点节点(例如，2个端点节点)。在一个实例中，支撑构件组优选地包含至少2个反横向支撑件和1个横向支撑件。然而，该组支撑构件可以包含处于任何适当配置的任何数量的支撑构件。
在第一变型-双四边形变型中-支撑构件在飞行器的每一侧形成闭合四边形几何形状(例如，关于矢状面成镜像)，其中四边形的三个角节点位于旋翼机舱处，并且第四角节点(例如，通过附加构件)将旋翼机舱连接到倾斜机构或倾斜机构之外的延伸部。图4D示出了双四边形变型的特定实例。图4H示出了双四边形变型的第二特定实例。
在第二变型-蝴蝶结变型中-支撑构件形成外多边形，其中在旋翼机舱中的每一个处具有拐角(图5A-5F示出了连接不同数量的旋翼的多边形几何形状的实例)，并且横向支撑件将远侧(在横向方向上)旋翼机舱连接到倾斜机构。在第一实例中，横向支撑跨越单个连续构件。在第二实例中，横向支撑件横跨有效载荷壳体分开并且在任一侧连接到倾斜机构。拉杆变型在有效载荷壳体的相对侧上包含两个相对的横向支撑构件，这两个相对的横向支撑构件在向前配置中形成外多边形的上部构件和下部构件，并且在悬停配置中形成外多边形的前部构件和后部构件。两个相对的横向支撑构件之间的距离可以超过有效载荷壳体的长度和高度(例如，达间隙距离，诸如50cm)，以避免在向前与悬停之间的过渡期间与有效载荷壳体碰撞，但是可以以其它方式确定尺寸。图4B示出了拉杆变型的特定实例。
在第三变型-空间框架变型中-不同的支撑构件在每个机舱与倾斜机构之间延伸(例如，对于N个旋翼，N个支撑构件将N个旋翼连接到倾斜机构)。附加的横向支撑件连接这两个最上面的(在向前配置中)机舱，并且附加的一组支撑构件形成闭合多边形，其中旋翼机舱中的每一个作为端点在飞行器的同一侧上(例如，对于六个旋翼：左侧和右侧的三角形)。图4A示出了空间框架变型的特定实例。
在第四变型-交叉变型中-交叉变型包含横跨在左最外侧机舱与右最外侧机舱之间的一组横向支撑构件，以及将旋翼的其余部分连接到该组横向支撑构件的反横向支撑构件。该组横向支撑构件可以是单个横跨横向支撑构件(图4E示出了实例)，或者可以包含连接在倾斜机构的任一侧的左构件和右构件(图4G示出了实例)。替代地，横向支撑构件的每一侧上的端点可以连接到另一个反横向支撑构件(例如，对于图5F中所示的8个旋翼实例)。
在第五变型-横梁变型中-机舱如在交叉变型中那样连接，其中上部机舱(在向前配置中)通过附加支撑件连接。该支撑件可以连接到倾斜机构、该组横向支撑构件(来自交叉变型)，或连接到从倾斜机构延伸的梁。图4F示出了横梁变型的实例。
在第六变型中，飞行器可以包含2、3、4、5、6、8、10、12、14个和/或如前述变型中的一个变型中所述般布置的任何其它合适数量的旋翼(例如，具有附加的左/右旋翼对、顶部/底部和/或前/后旋翼对)和/或以其它方式合适地布置。
该组支撑构件可以相对于有效载荷壳体、倾斜机构、其它支撑构件和/或其它参考点具有任何合适的角度。支撑构件可以相对于矢状平面垂直延伸(直线向外)，或者限定下反角(图10B和图19A-F示出了实例)、上反角(图10A和图18A-F示出了实例)、向前扫掠角、向后扫掠角。角度可以是：0°、5°、10°、15°、20°、30°、45°、60°、70°、75°、80°、85°、90°、0-15°、15-30°、30-60°、60-75°、75-90°和/或任何其它合适的角度。支撑构件和/或机身结构的形状可以是：倒置鸥形、鸥形，上反角、下反角和/或任何其它合适的形状或几何形状。
该组支撑构件可以以任何合适的方式组装在一起以形成机身(或机身的一部分，诸如支撑结构)，并且这种情况的实例在图4A-4H中示出。优选地，支撑构件被布置成使得它们具有不相交的抗扭箱148，使得刚度不会由于内部结构/几何形状的不规则性而减小，然而支撑构件可以替代地相交(图8C中示出了实例)，具有嵌套几何形状外部几何形状，和/或以其它方式布置。优选地，反横向支撑构件布置在横向支撑构件的前方(图8A示出了实例)，但是可以另外或替代地布置在横向支撑构件的后方(图8B示出了实例)。两个支撑构件之间的连接件可以具有任何适当的几何形状，它们可以是：圆角的，具有恒定半径的弓形、具有可变半径的弓形、倒角的、气动学优化的，和/或以其它方式连接的。连接件可以与支撑构件(例如，相同的部件)、相同材料(例如，复合材料)的不同部件或不同材料(例如，紧固或结合到抗扭箱的铝角撑板)集成。在利用复合结构的变型中，部件可以在相同的复合叠层中制造，制造可以包含用于外部支撑结构的不同复合叠层，或者部件可以以其它方式制造/结合。在变型中，两个以上的支撑构件可以在单个端点、节点或连接件处连接和/或相交。
在第一变型中，抗扭箱148可以占据支撑构件截面轮廓的截面的一部分，使得相交的支撑构件可以具有不相交的抗扭箱。图22A示出了实例。
支撑构件可以具有任何外部几何形状。支撑构件优选地具有对称的翼面截面，但是替代地可以具有不对称的翼面截面；气动学有效形状，诸如圆形/弓形前缘，和厚度朝向后缘渐缩(例如，尖的，平的等)；刚度驱动几何形状(例如，圆形截面、六边形截面等)；非气动学几何形状；矩形、卵形、圆形、三角形和/或任何其它合适的截面几何形状。支撑构件可以是：直的、具有恒定截面、弓形(例如，弯曲的、弓状的)、锥形的(例如，在锥体的方向上沿着翼展的截面面积减小)、非锥形的(例如，恒定的截面轮廓)、鸥翼(或倒鸥翼)形状、成角度的，和/或具有任何其它合适的翼展方向形状。横向支撑构件可以是直的、弯曲的和/或沿纵向轴线弯曲的，和/或限定任何其它合适的几何形状。
在特定变型中，支撑构件可以是翼145，并且可以包含：左翼、右翼、顶翼、前翼、后翼、底翼、横跨机身的整个宽度的机翼。
该组支撑构件可以具有任何合适的内部结构。优选地，支撑构件包含抗扭箱，其在支撑构件内部集成或连接以提供扭转刚度/刚性。抗扭箱具有管状结构，可以具有与支撑构件(例如，支撑外部的肋和翼梁)相同的截面轮廓，或具有不同的截面轮廓，诸如：圆形、正方形、六边形、矩形和/或任何其它合适的几何形状。优选地，抗扭箱具有在径向、横向、纵向、竖直、偏斜或其它方向上延伸的梁/支撑件的内部网格，而且也可以具有蜂巢、3D蜂巢、棱柱、波形图案、肋/翼梁和/或其它内部结构。然而，支撑构件可以是：实心的(例如，实心梁)、空壳，包含内部桁架，或以其它方式构造。支撑构件(和内部结构)优选地由复合材料(例如，碳纤维、玻璃纤维等)制成，但是另外或替代地可以包含金属或金属合金(例如，钢或铝)、塑料、其任何组合，和/或任何其它合适的材料。
该组支撑构件可以包含任何合适数量的横向支撑构件142。该组支撑构件可以包含：1个、2个、3个、4个、5个、6个或6个以上的横向支撑构件。优选地，如本文提及的“横向”支撑构件是指相对于飞行器或机身的矢状平面限定大于45度的角度(即，垂直于矢状平面或比平行更接近垂直)的支撑构件。然而，横向构件可以另外或替代地是：与矢状平面限定大于45度、50度、60度、75度、80度、85度的角度的支撑构件、确切地垂直于矢状平面的支撑构件、确切地平行于正平面的支撑构件、支撑构件和/或以其它方式适当地限定。该组支撑构件可以包含每侧任何合适数量的横向支撑构件，诸如每侧一个、每侧两个、每侧三个，和/或任何其它合适的数量。该组支撑构件可以包含在飞行器的相对侧上的机翼之间的刚性连接件，或者左侧和右侧可以是分开的(例如，左翼和右翼可以由倾斜机构独立地致动；图24A-B示出了实例)。
横向支撑构件可以单独或共同地限定飞行器的任何合适的机翼面积。机翼面积可以指代：机翼的竖直投影、在翼展方向上集成的翼弦长、机翼的上表面的面积，和/或以其它方式适当地限定。然而，机翼面积可以另外适当地限定。
该组支撑构件可以包含任何合适数量的反横向支撑构件144(例如，竖直支撑构件)。该组支撑构件可以包含：1个、2个、3个、4个、5个、6个或6个以上的反横向支撑构件。优选地，如本文提及的反横向支撑构件是指在向前配置中相对于矢状平面限定小于45度的角度(即，平行于矢状平面或比垂直更接近平行)的支撑构件；然而，用于限定反横向支撑构件的阈值可以另外或替代地是与矢状平面限定小于5度、10度、15度、20度、30度、40度的角度的支撑构件、确切地平行于矢状平面的支撑构件、垂直于横向支撑构件的支撑构件、并非横向支撑构件的任何支撑构件，和/或以其它方式适当地限定。矢状平面(例如，纵向平面)可以沿着以下各项延伸：有效载荷壳体的纵向和竖直轴线、机翼或横向支撑构件的翼展和翼弦，或以其它方式限定。反横向支撑构件144优选地安装到横向支撑构件，但是也可以以其它方式安装。每个反横向支撑构件优选地延伸超过相应安装部件的第一侧和第二侧(例如，宽面、宽表面)(例如，在向前配置中在横向支撑构件的上方和下方)，但是可以另外或替代地：延伸超过安装部件的单侧，包含布置在安装部件的宽表面或横向平面的相对侧上的第一端和第二端(例如，包围横向支撑构件的翼展和翼弦)，或以其它方式布置。
在特定变型中，飞行器包含横向支撑构件(例如，机翼)和安装到横向支撑构件并由横向支撑构件完全支撑的反横向支撑构件。在特定变型中，一个或多个旋翼可以在横向支撑构件的外侧安装到横向支撑构件，在反横向支撑构件的内侧安装横向支撑构件，安装到反横向支撑构件(在反横向支撑构件与横向支撑构件之间的连接的上方和/或下方)，安装到反横向支撑构件的端部，安装到横向支撑构件的端部，和/或以其它方式布置。
在特定变型的第一实例中，所述机身包含：左翼；右翼；左反横向支撑构件，所述左反横向支撑构件联接到所述左翼；以及右反横向支撑构件，所述右反横向支撑构件联接到所述右翼；所述左反横向支撑构件的第一端布置在所述左翼的上方，并且所述左反横向支撑构件的第二端布置在所述左翼的下方。所述右反横向支撑构件的第一端布置在所述右翼的上方，并且所述右反横向支撑构件的第二端布置在所述右翼的下方。在特定变型的第一实例中，所述机身进一步包含：左外侧推进组件，所述左外侧推进组件在所述左反横向支撑构件的外侧安装到所述左翼；右外侧推进组件，所述右外侧推进组件在所述右反横向支撑构件的外侧安装到所述右翼；第一内侧推进组件和第二内侧推进组件，所述第一内侧推进组件和所述第二内侧推进组件分别安装到所述左反横向支撑构件的所述第一端和所述第二端；以及第三内侧推进组件和第四内侧推进组件，所述第三内侧推进组件和所述第四内侧推进组件分别安装到所述右反横向支撑构件的所述第一端和所述第二端；其中所述多个推进组件中的每一个包括：电动马达；以及螺旋桨，所述螺旋桨围绕旋转轴线可旋转地联接到所述电动马达。左翼可以包含从倾斜机构延伸到左外侧推进组件的抗扭箱，而左反横向支撑构件可以包含从第一推进组件延伸到第二推进组件的反横向抗扭箱。优选地，反横向抗扭箱不与机翼中的抗扭箱相交；然而，反横向抗扭箱可以替代地与机翼的抗扭箱相交，形成为单个部件，和/或以其它方式实施。左机翼中的抗扭箱可以终止于倾斜机构(图22B示出了实例)，终止于推进组件的机舱节点，从左外侧推进组件延伸到右外侧推进组件(图22C示出了实例)，或以其它方式配置。
该组支撑构件可以任选地包含任何合适数量的地面支撑构件。地面支撑构件用于将飞行器支撑在地面上(和/或在滑行配置中)。地面支撑构件可以集成到机身中，连接到倾斜机构，连接和/或集成到旋翼机舱中，和/或以其它方式实施。优选地，地面支撑构件在倾斜机构的悬停配置中延伸到地面(例如，在有效载荷壳体下方)，但是替代地总是延伸到有效载荷壳体的下方(例如，连接到倾斜机构的与有效载荷壳体相同的零部分)，和/或以其它方式将飞行器支撑在地面上。地面支撑构件可以任选地被阻尼(例如，用橡胶、可压缩弹簧等阻尼)和/或包含滚轮(例如，用于地面滑行)，但是可以替代地包含滑道(例如，用于水陆)和/或以其它方式实施。优选地，地面支撑构件在三个或更多个点处接触地面(例如，4个点、6个点，对于N个旋翼机舱，在N个点处接触等)，但是可以以其它方式配置。
飞行器100可以包含倾斜机构，所述倾斜机构用于将旋翼在向前配置与悬停配置之间变换。倾斜机构可以任选性地调整攻角，改变上反角，以其它方式致动支撑构件和/或旋翼位置。倾斜机构优选是机电的，但是也可以通过气动、液压和/或其它致动来操作。倾斜机构致动可以通过旋转、线性致动、旋转与线性致动的组合或其它致动来实现。倾斜机构优选地集成到支撑构件(例如，横向支撑构件的中间段)中，但是替代地可以安装到支撑构件，安装到多个支撑构件，安装到机身，安装到有效载荷壳体，与有效载荷壳体集成和/或以其它方式实施。当倾斜机构安装多个支撑件时，倾斜机构可以以下各种方式致动多个支撑构件：独立地，共同地，和/或以任何其它合适的关系。连接到倾斜机构的支撑构件可以是：悬臂式，悬垂式，双悬垂式，桁架式(通过附加的支撑构件/连接件)和/或以其它方式连接。有效载荷壳体(和/或货舱)优选地悬挂在倾斜机构上，但是可以另外或替代地集成到、结合到、紧固到和/或以其它方式连接到倾斜机构。倾斜机构可以结合到机身中，其中吊舱附接到机身的与机翼分离的剩余零部件，其中倾斜机构致动完全包含在机身内。替代地，倾斜机构可以与机身分离。在第一变型中，倾斜机构连接到有效载荷壳体和横向支撑构件的中间段。在第二变型中，倾斜机构的左侧连接到左横向支撑构件的端部，而倾斜机构的右侧连接到右横向支撑构件的端部。在第二变型的第一实例中，倾斜机构连接到有效载荷壳体的顶部。在第二变型的第二实例中，倾斜机构集成到有效载荷壳体(和/或机身)的外部。
在变型中，倾斜机构可以通过变换角194变换机翼(或横向支撑构件)，所述变换角可以是＞95°、95°、92°、90°、89°、87°、85°、80°、75°、＜75°、由前述角度界定的任何范围，和/或任何其它合适的角度。
倾斜机构可以在飞行器上相对于CoG、主轴线(例如，横向、纵向，竖直)和/或任何其它合适的参考具有任何合适的布置。倾斜机构优选地沿着飞行器的横向轴线居中，关于飞行器的矢状平面对称，和/或以其它方式横向地位于飞行器上。倾斜机构优选地限定倾斜轴线，倾斜机构围绕所述倾斜轴线枢转/旋转。倾斜轴线优选地在以下位置的上方和/或后方：飞行器CoG(图23A-B示出了实例)、有效载荷的CoG、乘客区域(图11A-B示出了实例)、有效载荷壳体和/或飞行器上的其它参考。另外或替代地，倾斜轴线可以围绕横向(俯仰)轴线和/或CoG居中，在其前方和/或下方，或以其它方式适当地定位。在第一变型中，倾斜轴线位于有效载荷壳体的上部，在有效载荷壳体的上方，和/或以其它方式不侵犯有效载荷壳体空间。在第二变型中，倾斜轴线延伸穿过有效载荷壳体壁的厚度，但是不延伸到乘客和/或货物所在的有效载荷壳体的一部分中。在第三变型中，倾斜轴线位于有效载荷壳体的上方。
在第一特定实例中，倾斜机构的左部件和倾斜机构的右部件分别将左支撑构件组和右支撑构件组围绕倾斜轴线相对于有效载荷壳体枢转(图10B中示出了实例)。
在第二特定实例中，倾斜机构的左部件和倾斜机构的右部件分别将左支撑构件组围绕第一倾斜轴线枢转和将右支撑构件组围绕第二倾斜轴线枢转，其中第一倾斜轴线和第二倾斜轴线位于同一平面内。
倾斜机构可以任选地与锁定机构结合操作，所述锁定机构用于防止有效载荷壳体、机身、支撑构件、旋翼和/或其它部件在倾斜机构出现故障时以不受控制或非预期的方式旋转。优选地，锁定机构默认到锁定位置(例如，在电力故障场景中)，其不需要连续电力就能保持倾斜机构的角位置。锁定机构可以包含：不可反向驱动机构(例如，棘轮、蜗轮等)，液压锁定、气动锁定、外部制动机构(诸如，盘式制动器)和/或其它锁定机构。在电力故障场景中，如果机身的左侧和右侧关于倾斜轴线的相对角位置超过预定阈值(例如，1度、3度、5度等)，则锁定机构可以响应于用户输入和/或基于任何其它事件驱动而接合。
倾斜机构可以另外用于使横向支撑构件(例如，左翼、右翼、机翼等)围绕俯仰轴线(例如，横向轴线)变换。倾斜机构可以使横向支撑构件旋转＞95°、95°、92°、90°、89°、87°、85°、80°、75°、＜75°、由前述角度界定的任何范围，和/或任何其它合适的角度。
倾斜机构可以另外或替代地与一个或多个旋翼倾斜机构结合操作，所述一个或多个旋翼倾斜机构可以使一组后旋翼、外侧旋翼和/或其它旋翼独立于机身的其余部分枢转(例如，围绕不同于倾斜轴线的轴线枢转)。在特定实例中，旋翼倾斜机构是在于2019年5月10日提交的美国申请第16，409，653号中描述的机构，所述申请通过引用整体并入本文。然而，可以使用任何其它合适的倾斜机构。
在第一变型中，左翼和右翼相对于彼此固定。在第一实例中，抗扭箱延伸穿过倾斜机构并将左翼连接到右翼。在第二实例中，每个机翼包含在倾斜机构处刚性连接的抗扭箱。在第三实例中，倾斜机构可以包含连接到左翼的左致动器、连接到右翼的右致动器，以及防止左致动器和右致动器相对运动(例如，超过阈值等)的互锁装置。互锁装置可以是默认锁定或默认解锁的，可以是被动的或主动的，可以是机械的或机电的，或者可以是任何其它合适类型的互锁装置。
在第二变型中，左翼和右翼可以相对于俯仰轴线独立地变换，这可以实现附加的侧倾控制权限(例如，无倾斜飞行转弯、更紧密的转弯半径等)。这可以呈现附加的故障模式-一个或两个机翼的倾斜控制功能的丧失-诸如对于具有人类乘客的飞行器或三重冗余飞行器，这可以通过系统中的附加冗余来减轻。在安全性不太关键的飞行器(例如，无人驾驶飞行器、自主飞行器、配送飞行器等)中，倾斜控制的丧失可以通过控制增强、紧急着陆减轻，和/或以其它方式减轻或不减轻。
在第三特定变型中，飞行器的倾斜机构可以通过将飞行器的左翼和/或右翼(以及安装在其上的所有推进组件)独立地倾斜来改变由机翼产生的气动力和来自旋翼的净推力(和/或升力)。左翼和右翼的独立致动可以产生净偏航力矩，同时平衡侧倾力矩，由此能够在飞行器不倾斜飞行的情况下改变航向。
飞行器可以包含有效载荷壳体联接机构，其用于将有效载荷壳体连接到倾斜机构。有效载荷壳体联接器可以包含将有效载荷壳体连接到倾斜机构、支撑构件结构和/或其它飞行器结构元件的机械联接器。有效载荷壳体联接器可以包含多个电连接件，其连接：传感器、飞行员控件、HVAC、照明和/或有效载荷壳体中需要电连接的其它装备。电连接件可以包含电线管理(例如，滑环连接器或类似物)以避免在向前与悬停之间的过渡期间使电线受力、疲劳和/或损坏。在包含模块化有效载荷壳体吊舱的变型中，有效载荷壳体联接机构可以选择性地将有效载荷壳体与机身、飞行器结构的其余部分和/或各种电气端点(例如，电池、马达等)连接和断开。
飞行器100可以包含有效载荷壳体，其用于保护和运送飞行器有效载荷。有效载荷可以包含：1个或多个人类乘客(例如，2个)和/或行李、包裹、货物、食品配送，和/或与飞行器操作相关的其它装备。优选地，有效载荷包含3个或更多个人类乘客(例如，3、4、5、6、6个以上)，并且可以任选地包含飞行员(连同飞行员输入控制机构)。另外或替代地，飞行器可以被远程操纵和/或自主操作。
在第一变型中，飞行器是配送无人机，并且有效载荷壳体直接向用户或中间人(例如，服务站、车辆、分发中心、配送人员等)运送诸如食物或用户货物等包裹。
在第二变型中，飞行器是航拍无人机。有效载荷壳体运送用于扫描区域和/或执行成像服务的相机。飞行器可以任选地被配备有用于存储图像的机载存储器和/或可以被配备成将成像数据流式传输到用户或远程系统。
在第三变型中，飞行器用于空中散布(aerial dispersion)。有效载荷壳体可以被装备成运送化学剂(例如，杀虫剂)、动物(例如，活鱼)、有机微粒(例如，种子、土壤)、水，和/或其它有效载荷。有效载荷壳体可以任选地包含散布系统，其用于经由加压或气溶胶喷雾、释放舱口或其它散布装置喷射有效载荷。机舱、货舱和/或有效载荷壳体可以：包含隔热122(诸如在图21的实例中)或不隔热，包含温度调节(例如，经由加热和/或冷却系统)或不调节(例如，没有机载加热和/或冷却系统)，是气密的或不气密的，包含窗户或不包含窗户(例如，或以其它方式不光学连接到飞行器外部)，包含内部接收器(或其它飞行员输入机构)或不包含内部接收器(或其它飞行员输入机构)，包含货舱，包含捆绑带，容纳电池组或其它动力源，和/或包含任何其它合适的特性/特征。有效载荷壳体可以任选地包含盖121，其可以用于诸如在有效载荷装载和/或卸载期间选择性地允许进入内部。盖可以是蛤壳、鸥翼、侧开(例如，像车门)、滑动、卡扣、铰接、底板和/或其它合适的盖。盖可以另外或替代地用于形成有效载荷壳体的外部轮廓的一部分或整体，并用于封闭和/或保护有效载荷(例如，乘客、配送货物等)。
在特定变型中，有效载荷壳体包含模块化吊舱，其用于从飞行器的其余部分上拆卸，以允许模块化和可重新配置性。吊舱可以连接和/或断开：自动地、部分自动地(例如，飞行员发起序列)、手动地和/或以任何其它合适的方式。在特定实例中，吊舱在对准机构的辅助下连接(图9示出了实例性方法)，所述对准机构可以基于以下各项进行操作：计算机视觉；物理对准特征，诸如锥形凹槽/通道、参考框架或键，和/或其它自定位几何形状；方差容忍连接(例如，可以容忍：＜1mm偏差、＜5mm偏差、＜1cm偏差、＜3cm偏差、＜5cm偏差等)；和/或任何其它合适的机构。与模块化吊舱相结合操作的有效载荷壳体联接机构可以利用任何合适的机械紧固件和/或机械联接技术(例如，以实现夹紧、保持、闩锁等)，诸如：磁性紧固件、液压致动器、气动致动器、机电致动器、弹簧辅助致动器和/或以其它方式紧固或固定模块化吊舱。
飞行器100可以任选地包含碰撞衰减器，其用于减轻对飞行器和/或有效载荷的碰撞影响。碰撞衰减器可以位于吊舱的后部(图11A示出了实例)、乘客区域的下方、乘客区域的前方、有效载荷壳体的前方、有效载荷壳体的底部、有效载荷壳体的侧面，和/或任何其它适当的位置。碰撞衰减器可以安装在机身或有效载荷壳体的内部、外部、集成到机身或有效载荷壳体的结构中，和/或以其它方式安装。在第一变型中，碰撞衰减器是被动的：有效载荷壳体的一个或多个部分是可压扁的，可折叠的和/或可变形的，以减轻有效载荷(例如，乘客)在碰撞场景中承受的力/加速度。飞行器的可压扁部分可以是与有效载荷壳体的其余部分相同或不同的材料。它们可以由以下各项构成：泡沫、铝(例如，呈蜂窝结构)、弹簧钢和/或其它材料。在第二变型中，碰撞衰减器可以包含在碰撞时展开的自充气气垫(例如，气囊)或其它主动安全系统。
飞行器100可以任选地包含一组动力源，其用于向该组旋翼提供动力。优选地，动力源包含一个或多个电池(例如，布置成电池组)，但是另外或替代地可以包含燃料电池、液体燃料(例如，汽油、柴油、喷气燃料等)和/或任何其它合适的动力源。动力源可以容纳在：机舱内部、机身中、有效载荷壳体的外部、有效载荷壳体的内部、尾翼中、支撑构件的内部、安装到支撑构件、安装到机身的专用外壳中，和/或任何其它适当的位置。
在变型中，动力源可以是可热插拔的，可移除的，可替换的和/或可互换的。在动力源包含一个或多个电池组的特定实例中-电池组可以被配置成在飞行器上充电，被配置成在飞行器之外充电(例如，为了充电而移除)，被配置成由充满电的电池组替换，和/或以其它方式被配置。此类变型可以增加飞行器正常运行时间，减少充电时间，减少飞行器上所需的零部件计数，和/或以其它方式提高操作效率。
机身优选地包含机舱、支撑构件(以及支撑构件之间的连接件)和/或任何其它结构部件。在第一特定实例中，机身可以包含结构有效载荷壳体，其中倾斜机构集成到有效载荷壳体中。在第二特定实例中，机身包含尾翼(例如，具有一组控制表面，具有一组后旋翼等)。图12A-D示出了包含尾翼的飞行器的实例。
飞行器100可以包含各种飞行控制元件以促进飞行控制和操作，所述飞行控制元件可以包含控制表面和/或控制致动器。例如，飞行器100可以包含起落架(例如，可伸缩起落架、动力/无动力轮、固定起落架、机舱吊架等)、飞行控制表面(例如，襟翼、升降舵、副翼、方向舵、方向升降舵、扰流器、缝翼、减速板等)、飞行仪表(例如，高度计、航速表和测量装置、竖直速度指示器和测量装置、指南针、姿态仪和测量装置、航向指示器和测量装置、转弯指示器和测量装置、飞行指引系统、导航系统和任何其它合适的仪表)和任何其它合适的部件。各种部件可以以任何合适的方式联接到飞行器100；例如，飞行控制表面可以联接到机身和/或机尾的部分和/或由其限定；飞行仪表可以布置在飞行器100的有效载荷壳体(例如，驾驶舱)内和/或布置在远程操作位置(例如，遥控设施、远程领航位置等)；或以其它方式布置。
在变型中，飞行器的有效载荷壳体(例如，有效载荷壳体吊舱、内置于机身中的有效载荷壳体等)可以包含尾翼，所述尾翼包含任何合适的一组飞行控制表面。
飞行器可以任选地包含尾翼，所述尾翼用于通过平衡向前配置中的气动力矩来稳定飞行器。尾翼可以包含一组稳定器123，其可以包含横向稳定器(例如，后翼)和/或竖直稳定器(例如，尾翼)。横向稳定器优选地不包含升降舵(或方向升降舵)或其它致动器，但是替代地可以包含升降舵或其它控制表面。竖直稳定器或不包含方向舵或其它致动器，但是可以替代地包含方向舵或其它控制表面。从竖直和/或横向稳定器消除控制表面可以减少重量，减少故障模式的数量，减少飞行器复杂性(例如，总零件计数)，改进可制造性和/或赋予任何其它合适的益处。稳定器可以集成到有效载荷壳体/机舱中，安装到有效载荷壳体，或者以其它方式适当地连接到飞行器。在变型中，尾翼可以是选择性地可附接/可拆卸的(例如，在强风条件下选择性地附接等)，可以与有效载荷壳体一起形成和/或通过与有效载荷壳体相同的工艺制造，可以单独地制造(由与有效载荷壳体相同或不同的材料制造)并且连接到有效载荷壳体，和/或以其它方式安装。
所述系统和/或方法的实施例可以包含各种系统部件和各种方法工艺的每种组合和排列，其中本文描述的方法和/或工艺的一个或多个例项可以通过和/或使用本文描述的系统、元件和/或实体的一个或多个例项异步地(例如，顺序地)、并发地(例如，并行地)或以任何其它合适的顺序来执行。
本领域技术人员将从前面的详细描述和附图以及权利要求中认识到，在不脱离由所附权利要求限定的本发明的范围的情况下，可以对本发明的优选实施例进行修改和改变。

Claims (20)

1.一种电动飞行器系统，其包括：
·有效载荷壳体；
·联接到所述有效载荷壳体的机身，所述机身包括：
·左翼，所述左翼限定第一宽表面；
·右翼，所述右翼限定第二宽表面；
·安装到所述左翼的左支撑构件，所述左支撑构件包括布置在所述第一宽表面的相对侧上的第一端和第二端；以及
·安装到所述右翼的右支撑构件，所述右支撑构件包括布置在所述第二宽表面的相对侧上的第一端和第二端；以及
·多个推进组件，所述多个推进组件包括：
·左外侧推进组件，所述左外侧推进组件在所述左支撑构件的外侧安装到所述左翼；
·右外侧推进组件，所述右外侧推进组件在所述右支撑构件的外侧安装到所述右翼；
·第一内侧推进组件和第二内侧推进组件，所述第一内侧推进组件和所述第二内侧推进组件分别安装到所述左支撑构件的所述第一端和所述第二端；以及
·第三内侧推进组件和第四内侧推进组件，所述第三内侧推进组件和所述第四内侧推进组件分别安装到所述右支撑构件的所述第一端和所述第二端；并且
·其中所述多个推进组件中的每一个包括：
·电动马达；以及
·螺旋桨，所述螺旋桨围绕旋转轴线以相对于翼弦线的固定攻角可旋转地联接到所述电动马达，所述固定攻角限定在所述旋转轴线与所述翼弦线之间，其中所述固定攻角是非零的。
2.根据权利要求1所述的电动飞行器系统，其中所述固定攻角在3度至9度之间。
3.根据权利要求1所述的电动飞行器系统，其进一步包括倾斜机构，所述倾斜机构将所述左翼和所述右翼可旋转地联接到所述有效载荷壳体，所述倾斜机构被配置成通过将所述左翼和所述右翼在第一位置与第二位置之间旋转来将所述电动飞行器系统在向前配置与悬停配置之间变换。
4.根据权利要求3所述的电动飞行器系统，其中所述左翼包括从所述倾斜机构延伸到所述左外侧推进组件的扭转加强构件，其中所述左支撑构件包括从所述第一推进组件延伸到所述第二推进组件的反横向扭转加强构件，其中所述反横向扭转加强构件不与所述扭转加强构件相交。
5.根据权利要求3所述的电动飞行器系统，其中每个推进组件的所述螺旋桨限定桨盘区域和包含所述桨盘区域的桨盘平面，其中每个推进组件的所述螺旋桨在所述桨盘区域的中心处包括毂，其中在所述向前配置中，所述第二内侧推进组件和所述第四内侧推进组件的所述毂在所述有效载荷壳体的基部下方。
6.根据权利要求5所述的电动飞行器系统，其中所述电动飞行器系统限定质心、延伸穿过所述质心的横向轴线、延伸穿过所述质心的竖直轴线、以及包含所述横向轴线和所述竖直轴线的横向竖直平面，其中在所述向前配置中，所述第一内侧推进组件的所述毂和所述左外侧推进组件的所述毂布置在所述横向竖直平面的相对侧上。
7.根据权利要求6所述的电动飞行器系统，其中所述倾斜机构被配置成使所述左翼和所述右翼围绕倾斜轴线旋转，其中所述倾斜轴线在所述质心的后方。
8.根据权利要求6所述的电动飞行器系统，其中所述左翼和所述右翼是下反角的。
9.根据权利要求3所述的电动飞行器系统，其中所述倾斜机构被配置成使所述左翼和所述右翼在所述向前配置与所述悬停配置之间旋转小于90度。
10.根据权利要求1所述的电动飞行器系统，其中所述电动飞行器系统不包括升降舵、副翼或方向舵。
11.根据权利要求1所述的电动飞行器系统，其中所述电动飞行器系统限定重量矢量并且被配置成在飞行期间产生与所述重量矢量相反的净升力矢量，其中所述推进组件被配置成在向前飞行期间产生所述净升力矢量的至少25％。
12.根据权利要求1所述的电动飞行器系统，其中所述电动飞行器系统被配置成在向前飞行期间在不倾斜飞行的情况下改变所述电动飞行器系统的航向。
13.根据权利要求1所述的电动飞行器系统，其中所述推进组件被配置成同时再生电能并产生关于所述飞行器质心的净力矩。
14.一种电动飞行器系统，所述电动飞行器系统在向前飞行期间产生与所述电动飞行器系统的重量矢量相反的净升力矢量，所述电动飞行器系统包括：
·有效载荷壳体；
·左翼，所述左翼限定第一宽表面；
·右翼，所述右翼限定第二宽表面；
·安装到所述左翼的左支撑构件，所述左支撑构件包括布置在所述第一宽表面的相对侧上的第一端和第二端；以及
·安装到所述右翼的右支撑构件，所述右支撑构件包括布置在所述第二宽表面的相对侧上的第一端和第二端；以及
·多个推进组件，所述多个推进组件包括：
·一组外侧推进组件，所述一组外侧推进组件安装在所述左支撑构件和所述右支撑构件的外侧；以及
·一组内侧推进组件，所述一组内侧推进组件安装到所述左支撑构件和所述右支撑构件；
·其中所述推进组件被配置成在向前飞行期间协作地产生包括大于所述净升力矢量的10％的净螺旋桨升力矢量。
15.根据权利要求14所述的电动飞行器系统，其中所述左翼和所述右翼协作地限定总投影翼面积，其中所述推进组件的螺旋桨协作地限定总投影桨叶面积，其中所述总投影桨叶面积在所述总投影翼面积的50％至200％之间。
16.根据权利要求14所述的电动飞行器系统，其中所述多个推进组件的每个螺旋桨包括五个桨叶。
17.一种电动飞行器系统，其包括：
·有效载荷壳体；
·左翼，所述左翼限定第一宽表面；
·右翼，所述右翼限定第二宽表面；
·安装到所述左翼的左支撑构件，所述左支撑构件包括布置在所述第一宽表面的相对侧上的第一端和第二端；以及
·安装到所述右翼的右支撑构件，所述右支撑构件包括布置在所述第二宽表面的相对侧上的第一端和第二端；
·倾斜机构，所述倾斜机构将所述左翼和所述右翼连接到所述有效载荷壳体，所述倾斜机构被配置成将所述左翼和所述右翼相对于所述有效载荷壳体独立地旋转；以及
·多个推进组件，所述多个推进组件包括：
·左外侧推进组件，所述左外侧推进组件在所述左支撑构件的外侧安装到所述左翼；
·右外侧推进组件，所述右外侧推进组件在所述右支撑构件的外侧安装到所述右翼；
·第一内侧推进组件和第二内侧推进组件，所述第一内侧推进组件和所述第二内侧推进组件分别安装到所述左支撑构件的所述第一端和所述第二端；以及
·第三内侧推进组件和第四内侧推进组件，所述第三内侧推进组件和所述第四内侧推进组件分别安装到所述右支撑构件的所述第一端和所述第二端。
18.根据权利要求17所述的电动飞行器系统，其中所述左翼包括从所述倾斜机构延伸到所述左外侧推进组件的扭转加强构件，其中所述左支撑构件包括从所述第一推进组件延伸到所述第二推进组件的反横向扭转加强构件，其中所述反横向扭转加强构件不与所述扭转加强构件相交。
19.根据权利要求17所述的电动飞行器系统，其中所述电动飞行器系统被配置成在向前飞行期间在不倾斜飞行的情况下改变所述电动飞行器系统的航向。
20.根据权利要求19所述的电动飞行器系统，其中所述电动飞行器系统不包括升降舵、副翼或方向舵。
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