相關(guān)申請的交叉引用

本申請要求2014年5月7日提交的美國臨時專利申請?zhí)?1/989,935的權(quán)益，其出于所有目的通過引用被完整并入本文。

背景技術(shù)：

機(jī)場正變得越來越有必要位于市區(qū)附近以解決乘客的需要和在城市之間的其他旅行的需要。然而，由于固定機(jī)翼飛行器進(jìn)行安全起飛和著陸所需的長跑道和廣闊的空間，因而機(jī)場占地相當(dāng)大。對于中小型城市，建造這樣的機(jī)場也是在成本上不允許的。其中，在大城市能夠較好的負(fù)擔(dān)機(jī)場的建造，但城市機(jī)場所呈現(xiàn)出的噪音、污染和安全問題是成問題的。因此，在航空產(chǎn)業(yè)中長期以來都需要有小的、價格實(shí)惠的、垂直起飛和著陸(verticaltake-offandlanding,vtol)的飛行器，其可以起飛、降落，和被容納在商業(yè)和住宅地產(chǎn)的相對小的地片上。

歷史上，航空業(yè)認(rèn)為直升機(jī)將實(shí)現(xiàn)小的、價格適中的、垂直起降的飛行器的需求。不料，由于直升機(jī)的控制系統(tǒng)、大直徑的旋翼，以及較慢的速度和有限的范圍，直升機(jī)仍然是特殊用途的飛行器。直升機(jī)控制系統(tǒng)包括連續(xù)調(diào)整旋翼俯仰(pitch)的復(fù)雜的機(jī)制。這種控制系統(tǒng)的建設(shè)和維護(hù)費(fèi)用昂貴。此外，直升機(jī)是出了名的難飛，需要專門的飛行訓(xùn)練，特別是相較于固定翼飛行器。此外，大直徑暴露的旋翼提出了嚴(yán)重的安全和操作挑戰(zhàn)。直升機(jī)也遭受了其有限的能力以飛行到任何接近固定翼飛機(jī)的速度和范圍。因此，傳統(tǒng)的直升機(jī)技術(shù)是不適合解決重要的操作和用戶的需求和要求。

幾十年來，已經(jīng)有不少嘗試將直升機(jī)的垂直起降和懸停的能力與固定翼飛機(jī)的速度、范圍和舒適度結(jié)合。然而，除了兩架軍用飛行器，英國鷂式噴氣機(jī)和美國空軍的f-35，傾轉(zhuǎn)旋翼類的飛行器似乎是接近faa認(rèn)證和商業(yè)化生產(chǎn)的僅有的結(jié)合的垂直起降/固定翼的飛行器。然而，傾轉(zhuǎn)旋翼只能升空和垂直降落，因?yàn)樾順~在向前飛行的配置中會沖擊地面。因此，傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的總重量小于固定翼飛行器，它能夠在跑道上起飛。較大的發(fā)動機(jī)/旋翼裝配也削弱了其被被固定至的機(jī)翼的空氣動力特性。這在降低了性能的同時，還進(jìn)一步降低了緊急滑翔著陸是必要的情況中的安全性。這在傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器中特別成問題，因?yàn)樵诋?dāng)旋翼被垂直定位時，在起飛后不久滑翔著陸成為必須，以及在“轉(zhuǎn)翼式”飛行器中，當(dāng)旋翼和機(jī)翼被垂直定位時，在起飛后不久滑翔著陸也成為必須。此外，由于其規(guī)模和復(fù)雜性，傾轉(zhuǎn)旋翼不能作為商用市場上輕便、快速、結(jié)構(gòu)緊湊且經(jīng)濟(jì)實(shí)惠的飛行器的基礎(chǔ)(從物理或工程的角度來看)。

存在被設(shè)計(jì)用于達(dá)到高速的另一類垂直起落飛行器—即，具有額外的部件的直升機(jī)以提高速度，例如，螺旋槳，被稱為“混合直升機(jī)”。西科斯基公司的x2技術(shù)飛行器和avx飛行器公司的同軸旋翼/雙涵道風(fēng)扇(dualductedfan)技術(shù)都被包括在這一類中。西科斯基公司和avx飛行器并非用于商業(yè)化生產(chǎn)，但被設(shè)計(jì)成能夠?qū)崿F(xiàn)高速，比傾轉(zhuǎn)旋翼之外的任何固定翼飛行器具有更高的垂直起降和懸停能力。但是，類似于傾轉(zhuǎn)旋翼，這些混合直升機(jī)具有在起飛和著陸過程中用于提升的標(biāo)準(zhǔn)的較大的直升機(jī)槳葉，而不是在起飛和著陸過程中用于提升的較小的較安全的涵道風(fēng)扇。各種原型或試驗(yàn)的具有旋轉(zhuǎn)的涵道風(fēng)扇的飛行器在20世紀(jì)中期被用于飛行。然而，發(fā)動機(jī)和風(fēng)扇沒有提供用于貨物或乘客的足夠的升力，而這些飛行器遭受了顯著可控性問題。

許多現(xiàn)有技術(shù)的垂直起降飛行器的設(shè)計(jì)遭受了廣泛的一些列類似的弊端，其阻礙它們作為日常通勤飛行器被廣泛的接受。另一個弊端是在起飛和懸停模式中，很多這樣的設(shè)計(jì)需要若干倍的馬力來將飛行器保持在空中。因此，在懸停和向前、水平飛行中，這種飛機(jī)都遭受了相對高的燃油消耗率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明內(nèi)容被提供以用簡化的方式介紹概念的選擇，其在下面在詳細(xì)描述中會被進(jìn)一步描述。本發(fā)明內(nèi)容，以及上述背景，不旨在標(biāo)識所要求保護(hù)的主題的關(guān)鍵方面或基本方面。另外，本發(fā)明內(nèi)容不旨在用作確定所要求保護(hù)的主題的范圍的輔助。

根據(jù)本技術(shù)，飛行器是根本上不同于現(xiàn)有飛行器的設(shè)計(jì)。特別是，本飛行器的實(shí)施方式呈現(xiàn)了固定翼、涵道風(fēng)扇、垂直起降的飛行器，其使用了一組獨(dú)特配置的三角形涵道風(fēng)扇。這向?qū)嵱玫娘w行器提供了具有競爭力的速度、范圍，以及為乘客提供了舒適性，以及大量的載重能力。

在各種實(shí)施方式中，飛行器包括機(jī)身，其具有前端部分、后端部分、以及在前端部分和后端部分之間延伸的中心部分。機(jī)身定義了飛行器的中心縱向軸線。一對機(jī)翼從機(jī)身側(cè)向向外延伸。向下排氣的、涵道升力風(fēng)扇被布置在機(jī)身內(nèi)，在飛行器的俯仰軸和機(jī)身的后端部分之間。至少一個可伸縮和可合攏的蓋子，其相對于涵道升力風(fēng)扇在打開和關(guān)閉位置之間選擇性地移動。一對涵道升力/推力風(fēng)扇被耦接到一對機(jī)翼，使得風(fēng)扇被放置在飛行器的滾動軸的相對側(cè)彼此對稱，并且在俯仰軸的前方。這對涵道升力/推力風(fēng)扇在提供垂直升力的第一位置和提供水平推力的第二位置之間被可選擇地、可旋轉(zhuǎn)地移動。

在一些實(shí)施方式中，每個飛行器機(jī)翼的前緣部分包括曲線形風(fēng)扇凹槽。一對涵道升力/推力風(fēng)扇的每一個被可轉(zhuǎn)動地設(shè)置在曲線形風(fēng)扇凹槽內(nèi)。因此，該曲線形風(fēng)扇凹槽被成形為近似涵道升力/推力風(fēng)扇的周緣部分的形狀。飛行器的實(shí)施方式放置涵道升力風(fēng)扇，并且將該對涵道升力/推力風(fēng)扇相對于彼此圍繞飛行器的重力的中心成三角形放置。來自每對涵道升力/推力風(fēng)扇的推力時獨(dú)立可控的，以提供飛行器的翻滾控制。來自機(jī)身的后部的升力風(fēng)扇的推力是可控的以提供飛行器的俯仰控制。

飛行器的實(shí)施方式包括動力裝置，其被設(shè)置在機(jī)身內(nèi)并且可操作地與一對涵道升力/推力風(fēng)扇和升力風(fēng)扇耦接。在一些這樣的實(shí)施方式中，動力裝置包括多個發(fā)動機(jī)，其可操作地與單個動力傳輸系統(tǒng)耦接，其與一對涵道升力/推力風(fēng)扇和升力風(fēng)扇耦接。第一輸出軸和第二輸出軸，從可操作地耦接至多個發(fā)動機(jī)的齒輪箱沿著相反的方向橫向地延伸，并且被耦接至與一對涵道升力/推力風(fēng)扇相關(guān)聯(lián)的減速齒輪箱。第三輸出軸從齒輪箱向后延伸并且與減速齒輪箱耦接，其與包含在機(jī)身中的后方升力風(fēng)扇相關(guān)聯(lián)。

在本系統(tǒng)和方法的這些和其他方面在考慮本文中的詳細(xì)描述和附圖之后將會是顯而易見的。然而，應(yīng)該理解的是，本發(fā)明的范圍應(yīng)由以下給出的權(quán)利要求所確定，而不是由給出的主題是否解決在背景技術(shù)中提及的任何或所有問題來確定或是否包括發(fā)明內(nèi)容中所述的任何特征或方面來確定。

附圖說明

本發(fā)明的非限制性的和非窮盡的實(shí)施方式，包括最佳的實(shí)施方式，參考下列附圖被描述，其中相似的附圖標(biāo)記指代各個視圖中的類似的部分，除非另有說明。

圖1描繪了本技術(shù)的垂直起降的飛行器的一個實(shí)施方式的立體圖以及垂直起降的飛行器可以被配置用于向前飛行的一種方式。

圖2描繪了圖1所示的垂直起降的飛行器的立體圖，并且描繪了垂直起降的飛行器可以被配置用于著陸或起飛的一種方式。

圖3描繪了圖1所示的垂直起降的飛行器的正視圖。

圖4描繪了圖2所示的垂直起降的飛行器的正視圖。

圖5描繪了圖1所示的垂直起降的飛行器的俯視圖。

圖6描繪了圖2所示的垂直起降的飛行器的俯視圖。

圖7描繪了圖1所示的垂直起降的飛行器的側(cè)視圖。

圖8描繪了圖2所示的垂直起降的飛行器的側(cè)視圖。

圖9描繪了圖2所示的垂直起降的飛行器的后視圖，并且進(jìn)一步地描繪了采用主體風(fēng)扇下的葉片以提供偏航控制的實(shí)施方式。

圖10描繪了圖2所示的垂直起降的飛行器的立體剖面圖，并且進(jìn)一步說明了發(fā)動機(jī)以及其進(jìn)氣口和排氣口可以相對于機(jī)身和垂直起降飛行器的端口的風(fēng)扇被放置的一種方式。

圖11描繪了圖10所示的垂直起降的飛行器的俯視的剖面圖。

圖12描繪了圖10所示的垂直起降的飛行器的側(cè)面剖視圖。

圖13描繪了本技術(shù)的垂直起降的飛行器的實(shí)施方式的透視示意圖，并且說明了發(fā)動機(jī)和傳輸系統(tǒng)可以被耦接至涵道風(fēng)扇的一種方式。

圖14描繪了發(fā)動機(jī)和動力傳輸系統(tǒng)的等距視圖，其被配置用于與本技術(shù)的垂直起降的飛行器的實(shí)施方式一起使用。

圖15示出了本技術(shù)的垂直起降的一個實(shí)施方式以及乘客客艙的一種配置的示意性立體圖。

圖16示出了本技術(shù)的垂直起降的另一個實(shí)施方式以及乘客客艙的另一種配置的示意性立體圖。

具體實(shí)施方式

下面將參考附圖更詳細(xì)地描述實(shí)施方式，附圖形成了實(shí)施方式的一部分并以圖解的方式示出了具體的示例性實(shí)施方式。這些實(shí)施方式足夠詳細(xì)地被公開，以使本領(lǐng)域技術(shù)人員能夠?qū)嵺`本發(fā)明。然而，實(shí)施方式可以不同的形式被實(shí)現(xiàn)，并且不應(yīng)該被解釋為限于在這里闡述的實(shí)施方式。因此，下面的詳細(xì)描述不應(yīng)被視為具有限制意義。

本技術(shù)的實(shí)施方式，由于它們涉及到垂直起降飛行器10，基本上被描繪在圖1-16中。特別參考圖1-9、圖15和16，垂直起降飛行器10的實(shí)施方式包括機(jī)身12，其具有前端部分14、后端部分16，以及在前端部分14和后端部分16之間延伸的中心部分18。機(jī)身12的各種實(shí)施方式是細(xì)長的，定義了垂直起降飛行器10的中心縱向滾軸x。在至少一些實(shí)施方式中，機(jī)身12被提供為具有41英尺長和具有寬度78英寸的客艙。在一些實(shí)施方式中，如在圖15和16中所描繪的，機(jī)身12的前端部分14可以被配置為有乘客以及飛行控制艙室。在各種實(shí)施例中，圖15所描繪的，乘客和飛行控制艙室可被配置用于五人。這可以包括一到兩名機(jī)組成員和三到四名乘客。在乘客和飛行控制艙室的后方，垂直起降飛行器10可以包括存儲或載重艙。在其它實(shí)施方式中，垂直起降飛行器可以被增加大小以容納更多的人和/或載重。例如，圖16描繪了一個實(shí)施方式，其中乘客和飛行控制艙室可以被配置用于總共六個人。這可能包括一到兩名機(jī)組人員和四到五名乘客。

一對機(jī)翼，特別是第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22，被相對于機(jī)身12被固定在固定的位置。該第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22的每一個由前緣部分24、后緣部分26、根端部28以及相對的尖端部分30所定義。第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22的根端28分別與機(jī)身12的中心部分18耦接，使得第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22從機(jī)身12側(cè)向向外延伸。在至少某些實(shí)施方式中，第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22是掠翼設(shè)計(jì)，向垂直起降飛行器提供38英尺翼展和約240平方英尺的翼區(qū)。在某些實(shí)施方式中，機(jī)翼提供了垂直起降飛行器10小于80kts的失速速度。

參考圖2和圖6，垂直起降飛行器10的各種實(shí)施方式包括向下排氣的、涵道升力風(fēng)扇32，其被置于機(jī)身12內(nèi)，在垂直起降飛行器10的俯仰軸線z和機(jī)身12的后端部分16之間。如在此使用的這個術(shù)語，“涵道風(fēng)扇”僅僅是當(dāng)空氣通過涵道(duct)或護(hù)罩時加速空氣的系統(tǒng)。相較于沒有涵道時所發(fā)生的，該涵道用于主要誘導(dǎo)額外的空氣量流動通過風(fēng)扇槳葉。相較于無涵道的風(fēng)扇或螺旋槳而言，這增加了“推力”，這是反應(yīng)的力用于空氣的加速。具體參照圖2和圖6，通過多槳葉風(fēng)扇36，空氣通過水平涵道34被加速。在所描繪的實(shí)施方式中，水平涵道34被定義為穿過機(jī)身12的開口，在垂直起降飛行器10的俯仰軸線z的后面以及機(jī)身12的后端部分16的前方?？梢栽O(shè)想，水平涵道34和機(jī)身12可一體成型或作為固定在固定位置的相對于彼此分離的結(jié)構(gòu)。

參照圖1、2、5、6和9，一組鉸接的“蛤殼式(clamshell)”門蓋或氣窗(louver)37可與水平涵道34的底部出口開口相關(guān)聯(lián)，并且可伸縮的蓋子38可與頂部入口開口相關(guān)聯(lián)。底部門蓋37和可伸縮的蓋子38將在各種實(shí)施方式中被提供，以選擇性地在打開位置(在圖1和5中描繪)和關(guān)閉位置(在圖2和6中描繪)之間移動。特別是，底部門蓋37和可伸縮的蓋子38將被布置在打開位置，在那個位置升力風(fēng)扇36被操作以通過水平涵道產(chǎn)生提升推力。在一些實(shí)施方式中，底部門蓋37和可伸縮的蓋子38將被放置在關(guān)閉位置，當(dāng)垂直起降的飛行器在向前飛行中被操作，在該關(guān)閉位置，來自風(fēng)扇36的提升推力是不期望的或不需要的?？梢灶A(yù)期的是，底部門蓋37和可伸縮的蓋子38可以在前后伸縮或在相反的、側(cè)向的方向上伸縮的多個部件中被提供。單個的可伸縮的蓋子38也可以被使用，其在各種已知的方法上前后伸縮。在又一實(shí)施方式中，可以預(yù)期的是底部門蓋37和可伸縮的蓋子38可以作為多個氣窗被提供，其在關(guān)閉和基本上打開的位置之間旋轉(zhuǎn)。在一個這樣的實(shí)施方式中，一個或多個氣窗39可樞轉(zhuǎn)地直接耦接到升力風(fēng)扇36的下方并且在打開和關(guān)閉的位置以及它們之間的離散的點(diǎn)之間可移動。在關(guān)閉位置，氣窗39形成底部門蓋37的一部分以關(guān)閉水平涵道34的底部出口開口。這減少了底部門該37的外側(cè)面板的尺寸。在垂直起降飛行器10的懸停飛行的過程中氣窗39被設(shè)置在打開位置。氣窗39和飛行控制的可操作的機(jī)械的或電子的耦接，如方向舵踏板或類似物，使得當(dāng)在打開位置時氣窗的選擇性的角度設(shè)置。在水平涵道34的底部出口開口下方的選擇性的角度位置可以被用于偏轉(zhuǎn)水平涵道34的推力輸出并且向垂直起降飛行器10提供偏航控制的方面。

參照圖1-8，垂直起降飛行器10的實(shí)施方式包括一對涵道升力/推力風(fēng)扇。特別是，該描繪的實(shí)施方式包括第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42，其分別與第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22耦接。在各實(shí)施方式中，第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42包括六英尺直徑的五個槳葉旋翼41。旋翼41的實(shí)施方式額定超過700馬力。可以預(yù)期的是，旋翼41的尺寸可以根據(jù)垂直起降飛行器10的尺寸和期望的性能特性來增加或減少。在一些實(shí)施方式中，旋翼41內(nèi)的槳葉的距離可以根據(jù)所期望的輸出性能進(jìn)行變化。來自升力/推力風(fēng)扇40和42的推力在各種實(shí)施方式中是獨(dú)立可控的。

第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42彼此對稱地被置于垂直起降飛行器10的翻滾軸x的兩側(cè)，并且在俯仰軸z的前方。以這種方式，并且在所有的一些實(shí)施方式中，升力風(fēng)扇32和一對涵道升力/推力風(fēng)扇40和42相對于彼此圍繞以下至少一個被放置成三角形：第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22的升力的中心；升力風(fēng)扇32和涵道升力/推力風(fēng)扇40和42的升力的中心；以及垂直起降飛行器10的重力的中心。第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42與第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22耦接，使得它們選擇性地、可旋轉(zhuǎn)地在第一位置和第二位置之間移動，其中在第一位置它們提供垂直升力(圖2)以及在第二位置它們提供水平推力(圖1)。在一些實(shí)施方式中，第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升降/推力風(fēng)扇42在第一和第二位置之間旋轉(zhuǎn)，通過使用機(jī)械的、液壓的，或電機(jī)的能夠引起移動的致動器，當(dāng)遭受到顯著外力時，以及在需要時將裝配鎖定在一個位置。

在所描述的實(shí)施方式中，第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22的每一個的前緣部分44包括曲線形風(fēng)扇凹槽46。第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42的每一個被可旋轉(zhuǎn)地放置在曲線形風(fēng)扇凹槽46內(nèi)。如所描繪的，本技術(shù)的實(shí)施方式將曲線形風(fēng)扇凹槽46成形為近似第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42的周緣部分的形狀。以這種方式，該第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42可被水平設(shè)置在曲線形風(fēng)扇凹槽46的套子(nest)內(nèi)。曲線形凹槽46允許第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42被置于后方，緊密靠近垂直起降飛行器10的俯仰軸z。前緣部分44包括相對的成對的裝配肩48，其向前突出以接近于在第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42上的樞軸點(diǎn)樞轉(zhuǎn)地嚙合第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42。在一些實(shí)施方式中，第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22設(shè)置有后掠。這使得第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42被定位在根端28與第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22的相對尖端部分30的中間。當(dāng)?shù)谝簧?推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42的位置從第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22的尖端部分30向內(nèi)移動時，整個第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22需要更少的結(jié)構(gòu)性穩(wěn)固支撐，這減少了垂直起降飛行器10的整體的重量。

參考圖10-14，垂直起降飛行器10包括動力裝置以及電力傳輸系統(tǒng)，其提供電力至升力風(fēng)扇32、第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42。能夠預(yù)期的是，單獨(dú)的發(fā)動機(jī)可被用來將電力提供給垂直起降飛行器10。然而，所描繪的實(shí)施方式包括第一發(fā)動機(jī)50和第二發(fā)動機(jī)52，其被彼此分開放置在第一機(jī)翼20和第二機(jī)翼22之間的機(jī)身12內(nèi)。在一個具體的實(shí)施方式中，第一發(fā)動機(jī)50和第二發(fā)動機(jī)52各自至少與具有超過2,000馬力的最大額定海平面功率的發(fā)動機(jī)相匹敵。如在圖10和11所描繪的，一對相對的naca式空氣入口涵道54從第一發(fā)動機(jī)50和第二發(fā)動機(jī)52向前穿過機(jī)身。一對排氣口56從第一發(fā)動機(jī)50和第二發(fā)動機(jī)52的通過并且穿過機(jī)身12的中心部分18的相對側(cè)。

進(jìn)一步參考圖14，與垂直起降飛機(jī)10一起使用的示例性電力傳輸系統(tǒng)包括齒輪箱58，其接收來自第一發(fā)動機(jī)50和第二發(fā)動機(jī)52的電力輸出。在所描繪的實(shí)施方式中，第一輸出軸60和第二輸出軸62從齒輪箱58橫向地延伸，并嚙合第一減速齒輪64和第二減速齒輪66，其分別與第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42相關(guān)聯(lián)。第三輸出軸68從齒輪箱58向后延伸并與升力風(fēng)扇32相關(guān)聯(lián)的第三減速齒輪69嚙合。在各種實(shí)施方式中，可以設(shè)想，本文所描述的輸出軸可以被提供為雙軸、同軸的軸，其提供冗余至電力傳輸系統(tǒng)。

垂直起降飛行器10包括通過各種飛行操作來操作垂直起降飛行器10的飛行控制系統(tǒng)。飛行操作的方面將被監(jiān)控，并且在某些情況下，直接由飛行控制計(jì)算機(jī)控制。與飛行控制計(jì)算機(jī)相關(guān)聯(lián)的處理器將接收來自一個或多個相關(guān)聯(lián)的系統(tǒng)的數(shù)據(jù)輸入。例如，飛行控制系統(tǒng)的實(shí)施方式包括多個導(dǎo)頻輸入，將數(shù)據(jù)發(fā)射到飛行控制計(jì)算機(jī)。這些導(dǎo)頻輸入包括，但不限于，來自飛行控制桿的俯仰和翻滾命令，來自方向舵踏板的偏航，配平命令，以及來自發(fā)動機(jī)油門控制的電力命令。在各種實(shí)施方式中，飛行控制系統(tǒng)可操作地與飛行器控制表面耦接，其包括升降舵、副翼，和方向舵。在一些實(shí)施方式中，飛行控制系統(tǒng)可操作地與涵道升力/推力風(fēng)扇以及升力風(fēng)扇耦接，以一種允許飛行器控制表面、涵道升力/推力風(fēng)扇40和42、以及升力風(fēng)扇36的在功能上的選擇性控制的方式。在一些這樣的實(shí)施方式中，飛行控制系統(tǒng)允許涵道升力/推力風(fēng)扇40和42、以及升力風(fēng)扇36的風(fēng)扇槳距、功率或旋轉(zhuǎn)速度的選擇性控制。垂直起降飛行器10的實(shí)施方式進(jìn)一步包括運(yùn)動傳感器/加速計(jì)，用于測量在x、y和z軸的飛行器加速度?？梢蕴峁┧俾释勇輧x來接收和中繼有關(guān)俯仰、偏航和翻滾的旋轉(zhuǎn)角的數(shù)據(jù)。一個或多個傳感器檢測起落架70伸縮和展開狀態(tài)。各種外圍系統(tǒng)提供環(huán)境數(shù)據(jù)到飛行控制計(jì)算機(jī)，包括高度計(jì)、空氣數(shù)據(jù)傳感器系統(tǒng)、空速管(pitot-staticprobe)和總溫度探針。來自這樣的外圍系統(tǒng)的數(shù)據(jù)在飛行控制計(jì)算機(jī)中被處理，其可在一個或多個相關(guān)聯(lián)的存儲器存儲系統(tǒng)內(nèi)存儲這種數(shù)據(jù)。一個或多個顯示器或多功能顯示器向機(jī)組人員中繼該飛行控制的狀態(tài)。

垂直起降飛行器10的實(shí)施方式包括緊急降落傘系統(tǒng)用于在垂直起降飛行器10遭受完全的或顯著的推進(jìn)故障或沒有足夠的空速來執(zhí)行滑翔迫降時使用。一些這樣的實(shí)施方式包括一個或多個降落傘，其主要在垂直起降飛行器10處于懸停模式或在低速行進(jìn)的情況下被使用。緊急降落傘系統(tǒng)的實(shí)施方式在機(jī)身12內(nèi)的艙室內(nèi)固定降落傘，鄰近其后端部分16。支撐降落傘電纜被耦接到機(jī)體。在一些實(shí)施方式中，，如果發(fā)動機(jī)斷電或垂直起降飛行器10在懸停模式變得不穩(wěn)定，緊急降落傘通過飛行員輸入由飛行員部署或自動地通過飛行控制計(jì)算機(jī)被部署。在一些實(shí)施方式，緊急降落傘系統(tǒng)部署火箭，其從機(jī)身12以某角度射出并在相反的方向上拉動降落傘的末端，從而部署艙罩(canopy)。如果垂直起降飛行器10正在向前飛行，飛行控制計(jì)算機(jī)可以被編程以從一個或多個控制傳感器接收數(shù)據(jù)，以確定在速度很快的情況下降落傘的部署是否需要延遲。

垂直起降飛行器10的飛行控制系統(tǒng)，如上所述，簡化了垂直起飛和著陸的操作，以及在懸停模式和向前飛行模式之間轉(zhuǎn)換。例如，操作者啟動垂直起飛，通過將升力/推進(jìn)風(fēng)扇置于第一、起飛位置以使得其推力朝向地面，如圖2中所示。操作者使得飛行員輸入啟動開始模式。在飛行控制計(jì)算機(jī)內(nèi)接收的數(shù)據(jù)驅(qū)動底部門蓋37以及可伸縮的蓋子38以移動為打開位置。啟動序列然后啟動升力風(fēng)扇32、第一升力/推力風(fēng)扇40,和第二升力/推力風(fēng)扇42。飛行控制系統(tǒng)允許風(fēng)扇達(dá)到怠速狀態(tài)。當(dāng)升力風(fēng)扇32，第一升力/推力風(fēng)扇40，和第二升力/推力風(fēng)扇42的推力到達(dá)確定的值或更大時，操作者采用來自與飛行控制系統(tǒng)相關(guān)聯(lián)的飛行員輸入的懸停模式。升力風(fēng)扇32、第一升力/推力風(fēng)扇40，和第二升力/推力風(fēng)扇42的推力被增加，直至垂直起降飛行器10升空。

隨著垂直起降飛行器10以穩(wěn)定的方式懸停，操作者從與飛行控制計(jì)算器相關(guān)聯(lián)的飛行員輸入選擇巡航模式。信號被從飛行控制計(jì)算機(jī)發(fā)送以逐漸傾斜第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42從第一位置移動到第二位置，以便產(chǎn)生向前的移動力。當(dāng)垂直起降飛行器10加速到向前飛行時，升力在機(jī)翼上被產(chǎn)生并且垂直起降飛行器10巡航，具有第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42被引導(dǎo)向后。然后操作者可以通過控制桿和轉(zhuǎn)向踏板執(zhí)行手動操作。同時，或在替代方式中，飛行操作可以留給自動操作，其基于從與飛行控制計(jì)算機(jī)相關(guān)聯(lián)的外圍傳感器和系統(tǒng)接收的數(shù)據(jù)來執(zhí)行。

本技術(shù)的垂直起降飛行器10提供了處置起飛和著陸的飛行器，其可以高速巡航并且不需要用于起飛和著陸的跑道，因?yàn)槠淇梢詮牡孛娲褐痫w并垂直著陸在地面上。在至少一些實(shí)施方式中，垂直起降飛行器10具有小于5000磅的總重量(空)。各種實(shí)施方式中的垂直起降飛行器承受超過6000磅的最大垂直起降起飛重量。垂直起降飛行器10的這樣的實(shí)施方式可以以10度爬升角的240kts的巡航速度在垂直起飛的90秒以內(nèi)達(dá)到約2,000英尺的高度，3海里的下降范圍。的高空有當(dāng)需要時，垂直起降飛行器10也可以執(zhí)行短距起落(stol)或常規(guī)的起飛和著陸。本技術(shù)的實(shí)施方式允許在跑道上小于700英尺的起飛和降落，具有第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42處于第一位置(向前飛行)，具有超過7000磅的最大短距起落起飛重量。起飛跑道距離可縮短到大約300英尺，其中第一升力/推力風(fēng)扇40和第二升力/推力風(fēng)扇42在第一位置和第二位置之間被向上旋轉(zhuǎn)40度。在這樣的實(shí)施方式中，垂直起降飛行器將提供1200海里的美國公務(wù)航空協(xié)會(nbaa)目視飛行(vfr)范圍和1100海里的nbaa儀表飛行(ifr)范圍(在240ktas巡航速度，在29000英尺的高度被計(jì)算的)。

盡管本技術(shù)用某些特定結(jié)構(gòu)、材料和方法步驟來加以描述，但可以理解的是，所附權(quán)利要求所界定的發(fā)明不必局限于所述的特定結(jié)構(gòu)、材料和/或步驟。實(shí)際上，所述的特定方面和步驟只是用來實(shí)施所要求的本發(fā)明的形式。由于在不偏離本發(fā)明的精神和范圍的情況下可實(shí)施本發(fā)明的多個實(shí)施方式，因此本發(fā)明以下文所附的權(quán)利要求為準(zhǔn)。除非另外指明，所有在說明書(除了權(quán)利要求書)中使用的數(shù)字和表達(dá)，例如那些表示尺寸、物理特征等等，被理解為在所有情形下由術(shù)語“大約”修飾。至少，不試圖限制對權(quán)利要求等同原則的應(yīng)用，在說明書或權(quán)利要求中敘述的由術(shù)語“大約”修飾的每一個數(shù)值參數(shù)應(yīng)該至少是鑒于敘述的有效位的數(shù)字并通過應(yīng)用四舍五入技術(shù)來解釋的。此外，本文所公開的所有范圍要理解為包括敘述任何和全部子范圍的權(quán)利要求或在其中包含的所有或單個值并為其提供支持。例如，所陳述的1到10的范圍應(yīng)該被認(rèn)為包括所有在最小值1和最大值10之間并包括最小值1和最大值10的任何范圍和全部子范圍或單個的值；也即，所有的由最小值1或者更大的數(shù)開始并由最大值10或更小的數(shù)結(jié)束的子范圍(例如，5.5到10，2.34到3.56，等等)或者任何從1到10的值(例如3，5.8，9.9994等等)。