阅读说明：本技术 飞行器 (Aircraft with a flight control device ) 是由 陈健元 于 2017-05-09 设计创作，主要内容包括：一种飞行器,其可以包括第一机翼结构。该飞行器还可以包括第一螺旋桨和第二螺旋桨,该第一螺旋桨和第二螺旋桨沿着第一机翼结构布置。飞行器还可以包括第二机翼结构,该第二机翼结构被布置为与第一机翼结构相交,以形成交叉构造。飞行器还可以包括第三螺旋桨和第四螺旋桨,该第三螺旋桨和第四螺旋桨沿着第二机翼结构布置。在飞行器的悬停取向,第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可以与第一机翼结构的横轴垂直的相应平面中成非垂直的角度,并且第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可以与第二机翼结构的横轴垂直的相应平面中成非垂直的角度。(An aircraft may include a first wing structure. The aircraft may further include a first propeller and a second propeller arranged along the first wing structure. The aircraft may further comprise a second wing structure arranged to intersect the first wing structure to form a cross-over configuration. The aircraft may further include a third propeller and a fourth propeller arranged along the second wing structure. In a hover orientation of the aircraft, respective propeller rotation axes of the first and second propellers may be non-perpendicularly angled in respective planes that may be perpendicular to a transverse axis of the first wing structure, and respective propeller rotation axes of the third and fourth propellers may be non-perpendicularly angled in respective planes that may be perpendicular to a transverse axis of the second wing structure.)

飞行器

技术领域

各实施方式总体涉及飞行器、组装飞行器的方法以及用于组装飞行器的一套零件。

背景技术

能够垂直起降(VTOL)的飞行器、例如诸如20世纪50年代的XFV-1的尾座式飞机，通常将同一组飞行控制用于垂直和水平飞行这两者，并且表示实现转换飞行的最直接方式。然而，在飞行员在垂直飞行期间面向上的情况下，例如在降落期间进行视觉评估可能是困难的。

进一步地，尾座式飞机具有其他技术问题。例如，它们往往容易倾倒，例如当在风中降落时。这是由于相对于尾座尺寸的高重心而引起的。为了解决该问题，可以安装大跨度的起落架，或者可以加大尾座的跨度，以覆盖地面上的更宽区域。这些措施通常增加重量和气动阻力，这转而危害飞机的性能(例如巡航持续时间)。

能够VTOL的另一种飞行器将是具有倾斜机翼或倾斜旋翼构造的飞机。这些飞机在转换期间通常保持水平。由此，这些构造将致使飞机适于载客。然而，具有倾斜机翼或倾斜旋翼构造的飞机将需要用于直升机模式和飞机模式飞行的单独组的飞行控制，这导致它们的开发和实现的高复杂性。

另一方面，无人驾驶飞行器(UAV)或无人机不载客或飞行员。因此，能够VTOL的飞机的乘客和飞行员相关限制不适用于UAV。

然而，还存在与UAV的自主转换的开发有关的另外问题。典型的转换操纵通常跨大范围的空速和攻角。当覆盖大范围的值的变量与其他变量的组合相乘时，该变量的存在可能潜在地导致大规模气动数据库，以便充分覆盖转换包络线。这在开发自主转换时，将招致由诸如风洞测试、CFD等生成的大量努力和成本。另外，高度非线性气动特性以及稳定性特性在高攻角范围内的变化将需要开发复杂的、非线性控制策略和算法，这进一步增加开发努力的复杂性。

PCT国际公报号W02013/048339中公开了一种已知的四旋翼无人驾驶飞行器。所描述的四旋翼无人驾驶飞行器能够垂直起降(VTOL)以及在垂直飞行模式(或直升机模式)与水平飞行模式(或飞机模式)之间转换。然而，四旋翼无人驾驶飞行器的操作限制是它在悬停或直升机模式飞行期间在偏航上具有弱控制权，偏航控制也是飞机模式飞行中的侧滚控制。悬停期间的偏航控制比悬停期间的俯仰或侧滚控制相对更弱，因为俯仰或侧滚可能对力矩臂效应有影响，以增强控制力，但偏航控制仅可以使用差动转矩。进一步地，偏航的操纵性可以由作为翼展的结果的偏航的大惯性力矩来限制或减小，翼展通常为飞机的最长维数。在直升机模式期间的偏航(或飞机模式期间的侧滚)的弱控制权往往劣化飞机的可控性，特别是在侧风中悬停(这是重要的实际操作场景)时。

PCT国际公报号WO2016/013933中公开了另一种已知四旋翼无人驾驶飞行器。四旋翼无人驾驶飞行器包括在主机翼结构上的可旋转左右翼尖部分，这些翼尖部分可旋转，以便改善水平飞行模式下的侧滚控制和垂直飞行模式下的偏航控制。然而，使左右翼尖部分旋转将需要另外的机构，这些机构增加飞机系统的复杂性、重量以及成本。它还引入另外的故障模式，这危害飞机系统的可靠性。另外的旋转还将增加控制参数的数量，由此增加控制无人驾驶飞行器的复杂性。

US 2005/0178879中公开了另一种已知的VTOL。提出一种单机翼结构，该单机翼结构在各个相对翼尖处具有多对螺旋桨(一个在单机翼结构上方，一个在单机翼结构下方)，该单机翼结构利用分别在单机翼结构上方和下方的螺旋桨以离水平的稍微向上和向下角来实现，以便增大有效俯仰转矩。

发明内容

根据各种实施方式，提供了一种飞行器。该飞行器可以包括第一机翼结构。该飞行器还可以包括第一螺旋桨和第二螺旋桨，该第一螺旋桨和第二螺旋桨沿着第一机翼结构布置。该飞行器还可以包括第二机翼结构，该第二机翼结构被布置为与第一机翼结构相交，以形成交叉构造。该飞行器还可以包括第三螺旋桨和第四螺旋桨，该第三螺旋桨和第四螺旋桨沿着第二机翼结构布置。在飞行器的悬停取向，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可以与第一机翼结构的横轴垂直的相应平面中成非垂直的角度，并且第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可以与第二机翼结构的横轴垂直的相应平面中成非垂直的角度。

根据各种实施方式，提供了一种组装飞行器的方法。该方法可以包括以下步骤：设置第一机翼结构。该方法还可以包括以下步骤：沿着第一机翼结构设置第一螺旋桨和第二螺旋桨。该方法还可以包括以下步骤：设置与第一机翼结构相交的第二机翼结构，以形成交叉构造。该方法还可以包括以下步骤：沿着第二机翼结构设置第三螺旋桨和第四螺旋桨。在飞行器的悬停取向，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可以与第一机翼结构的横轴垂直的相应平面中成非垂直的角度，并且第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可以与第二机翼结构的横轴垂直的相应平面中成非垂直的角度。

根据各种实施方式，提供了一种用于组装飞行器的套件。该套件可以包括第一机翼结构。该套件还可以包括第一螺旋桨和第二螺旋桨，该第一螺旋桨和第二螺旋桨适于沿着第一机翼结构布置，使得在飞行器的悬停取向，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可以与第一机翼结构的横轴垂直的相应平面中成非垂直的角度。该套件还可以包括第二机翼结构，该第二机翼结构适于与第一机翼结构相交，以形成交叉构造。该套件还可以包括第三螺旋桨和第四螺旋桨，该第三螺旋桨和第四螺旋桨适于沿着第二机翼结构布置，使得在飞行器的悬停取向，第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以在可以与第二机翼结构的横轴垂直的相应平面中成非垂直的角度。

附图说明

在附图中，同样的附图标记通常贯穿不同视图提及相同的零件。附图不是必须为等比例，重点反而是通常置于例示本发明的原理。在以下描述中，参照以下附图描述各种实施方式，附图中：

图1示出了根据各种实施方式的、处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停取向)的飞行器；

图2示出了根据各种实施方式的、处于水平飞行模式(或飞机模式)的图1的飞行器；

图3示出了根据各种实施方式的、处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停取向)的图1的飞行器的放大图；

图4示出了根据各种实施方式的、处于水平飞行模式(或飞机模式)的图1的飞行器的放大图；

图5示出了根据各种实施方式的图1的飞行器的转换操纵的示意图；

图6示出了根据各种实施方式的图1的飞行器的转换操纵的另一个变型例的示意图；以及

图7示出了根据各种实施方式的图1的飞行器的转换操纵的又一个变型例的示意图。

具体实施方式

下面在设备的背景下描述的实施方式对于各方法类似有效，反之亦然。此外，将理解，可以组合下面描述的实施方式，例如，一个实施方式的一部分可以与另一个实施方式的一部分组合。

应理解，术语“在……上”、“在……上方”、“顶部”、“底部”、“下”、“侧”、“后”、“左”、“右”、“前”、“侧面”、“侧部”、“上”等，当在以下描述中使用时，是为了方便且帮助理解相对位置或方向而使用，而不旨在限制任何装置或结构或任何装置或结构的任何部分的取向。另外，单数形式“一”、“一个”和“所述”包括复数参考，除非上下文另外清楚地指示。类似地，词语“或”旨在包括“和”，除非上下文另外清楚地指示。

已经提供了飞行器或飞机或无人驾驶飞机或无人驾驶飞行器的各种实施方式来解决至少一些更早识别的问题。

图1示出了根据各种实施方式的、处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停取向)的飞行器100。图2示出了根据各种实施方式的、处于水平飞行模式(或飞机模式)的图1的飞行器100。如图1和图2所示，飞行器100的各种实施方式可以是四旋翼飞翼。虽然图1示出了处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停取向)的飞行器100，但飞行器100还可以坐在地面上，以便以该取向垂直升降。因此，飞行器100可以不需要用于起落架的另外的重量或结构。图2中示出了处于飞机模式取向的飞行器100。如图所示，飞行器100可以被构造为为了高巡航效率而并入高纵横比单翼机机翼。根据各种实施方式，飞行器100可以是飞机或无人驾驶飞机或无人驾驶飞行器。根据各种实施方式，飞行器100能够进行垂直飞行模式(或直升机模式或悬停取向)和/或水平飞行模式(或飞机模式)。

如图1和图2所示，飞行器100可以包括第一机翼结构110。第一机翼结构110可以被构造为在飞行器100处于水平飞行模式(或飞机模式)时提供提升力。根据各种实施方式，第一机翼结构110可以包括翼型结构。根据各种实施方式，第一机翼结构110可以包括磨圆的前缘111和锐利的后缘113。根据各种实施方式，第一机翼结构110的第一面115和第一机翼结构110的第二面117可以具有对称曲率。根据各种实施方式，第一机翼结构110的第一面115和第一机翼结构110的第二面117可以具有非对称曲率。根据各种实施方式，第一机翼结构110可以具有高纵横比，其中，第一机翼结构110的翼展平方与机翼面积的比可以较高，使得第一机翼结构110可以较长且纤细，这导致更高的巡航效率、更高效的空气动力特性以及更低的诱导阻力系数。根据各种实施方式，第一机翼结构110可以具有低纵横比，使得飞行器100可以满足期望的紧凑要求。

如图所示，飞行器100的第一机翼结构110的机翼平台可以朝向相应的翼尖112、114成锥形。因此，第一机翼结构110的弦长可以沿着第一机翼结构110的跨度变化，并且第一机翼结构110的弦长可以朝向相应的翼尖112、114变窄。根据各种实施方式，飞行器100的第一机翼结构110的机翼平台可以包括其他几何构造，包括但不限于矩形构造、椭圆形构造、弯曲风筝构造或德尔塔构造。如从前面看到的机翼还可以并入笔直的水平翼展的变化，包括但不限于上反角翼、下反角翼、鸥翼或反鸥翼。

如图所示，飞行器100还可以包括第一螺旋桨120和第二螺旋桨130。第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以沿着第一机翼结构110布置。因此，第一螺旋桨120可以布置在沿着第一机翼结构110的第一位置122处，并且第二螺旋桨130可以布置在沿着第一机翼结构110的第二位置132处。沿着第一机翼结构110的第一位置122可以处于从第一机翼结构110的中间116朝向第一翼尖112测量的预定距离处。沿着第一机翼结构110的第二位置132可以处于沿从第一机翼结构110的中间116朝向第二翼尖114的相反方向测量的预定距离处。根据各种实施方式，第一位置122与第一机翼结构110的中间116之间的距离可以与第二位置132与第一机翼结构110的中间116之间的距离相同。

根据各种实施方式，第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以被构造或定向为在第一机翼结构110的前缘111之前或前面的位置处旋转，以便一起工作来生成用于使飞行器100沿使得第一机翼结构110的前缘111可以穿透空气的方向移动的推力。

如图1所示，第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以被构造为使得在飞行器100的悬停取向，第一螺旋桨120的第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨130的第二螺旋桨旋转轴134可以成非垂直的角度。进一步地，第一螺旋桨120的第一螺旋桨旋转轴124可以成角度为在第一平面中非垂直，该第一平面至少大致垂直于第一机翼结构110的横轴。第二螺旋桨130的第二螺旋桨旋转轴134可以成角度为在第二平面中非垂直，该第二平面至少大致垂直于第一机翼结构110的横轴。第一机翼结构110的横轴可以是从翼尖112向翼尖114穿过第一机翼结构110的轴线。如图所示，第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134可以成角度为沿相反方向非垂直，使得第一螺旋桨120和第二螺旋桨130中的每一个可以被定向以引起沿相同第一力矩方向围绕偏航轴的力矩。

根据各种实施方式，第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134可以固定地成角度为在相应平面中非垂直。因此，第一螺旋桨120可以安装或安置到第一机翼结构110，使得第一螺旋桨旋转轴124可以相对于第一机翼结构110固定。第二螺旋桨120也可以安装或安置到第一机翼结构110，使得第二螺旋桨旋转轴134可以相对于第一机翼结构110固定。

根据各种实施方式，第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134可以成角度为沿相同方向非垂直，使得第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以被定向以在飞行器100处于悬停取向时引起围绕偏航轴的相反力矩。

根据各种实施方式，第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134可以形成至少大致第一对偏斜线。根据各种实施方式，当第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134成角度为沿相同方向非垂直时，第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134可以至少大致彼此平行。

如图所示，飞行器100还可以包括第二机翼结构140。根据各种实施方式，第二机翼结构140可以包括翼型结构。根据各种实施方式，第二机翼结构140可以包括磨圆的前缘141和锐利的后缘143。根据各种实施方式，第二机翼结构140的第一面145和第二机翼结构140的第二面147可以具有对称曲率。根据各种实施方式，飞行器100的第二机翼结构140的平台可以为矩形，使得第二机翼结构140可以包括从一个翼尖142到另一个翼尖144的均匀横截面。根据各种实施方式，第二机翼结构140的平台可以包括其他几何构造，包括但不限于锥形构造、椭圆形构造或德尔塔构造。根据各种实施方式，第二机翼结构140可以是外挂架或翅等。

根据各种实施方式，第二机翼结构140可以与第一机翼结构110相交，使得第一机翼结构110和第二机翼结构140可以形成交叉构造或“+”构造或正交构造。因此，第一机翼结构110和第二机翼结构140可以形成类似十字的结构，使得第一机翼结构110可以是十字的直段，并且第二机翼结构140可以是十字的横段。因此，第二机翼结构140可以至少大致垂直于第一机翼结构110，反之亦然。由此，第二机翼结构140可以将第一机翼结构110分离或划分成两部分。类似地，第一机翼结构110可以将第二机翼结构140分离或划分成两部分。

根据各种实施方式，第二机翼结构140可以在第一机翼结构110的中间116与第一机翼结构110相交。因此，第一机翼结构110由第二机翼结构140分成的两部分可以是相等的部分。根据各种实施方式，第二机翼结构140由第一机翼结构110分成的两部分也可以是相等的部分。

根据各种实施方式，第一机翼结构110可以包括单个连续结构。根据各种实施方式，第二机翼结构140也可以包括单个连续结构，并且可以***到并穿过第一机翼结构110，使得第二机翼结构140可以通过穿过第一机翼结构110来将第一机翼结构110划分或界定或分离成两部分。根据各种实施方式，第二机翼结构140可以包括两个单独部分，这两个单独部分耦合到第一机翼结构110，使得第二机翼结构140的两个单独部分可以跨第一机翼结构110接合，以将第一机翼结构110划分或界定或分离成两部分。

根据各种实施方式，第二机翼结构140可以在第一螺旋桨120与第二螺旋桨130之间的、沿着第一机翼结构110的位置处与第一机翼结构110相交。因此，第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以沿着由第二机翼结构140分离的、第一机翼结构110的不同部分布置。因此，第一螺旋桨120可以沿着在第二机翼结构140的一侧上的、第一机翼结构110的一部分布置，并且第二螺旋桨130可以沿着在第二机翼结构140的另一侧上的、第一机翼结构110的另一部分布置。

如图1和图2所示，飞行器100还可以包括沿着第二机翼结构140布置的第三螺旋桨150和第四螺旋桨160。因此，第三螺旋桨150可以布置在沿着第二机翼结构140的第一位置152处，并且第四螺旋桨160可以布置在沿着第二机翼结构140的第二位置162处。沿着第二机翼结构140的第一位置152可以处于从第二机翼结构140的中间146朝向翼尖142测量的预定距离处。沿着第二机翼结构140的第二位置162可以处于沿从第二机翼结构140的中间146朝向翼尖144的相反方向测量的预定距离处。根据各种实施方式，第一位置152与第二机翼结构140的中间146之间的距离可以与第二位置162与第二机翼结构140的中间146之间的距离相同。

根据各种实施方式，第三螺旋桨150和第四螺旋桨160可以被构造或定向为在第二机翼结构140的前缘141之前或前面的位置处旋转，以便一起工作来生成用于使飞行器100沿使得第二机翼结构140的前缘141可以穿透空气的方向移动的推力。

如图1所示，第三螺旋桨150和第四螺旋桨160可以被构造为使得在飞行器100的悬停方向，第三螺旋桨150的第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨160的第四螺旋桨旋转轴164可以成非垂直的角度。进一步地，第三螺旋桨150的第三螺旋桨旋转轴154可以在第三平面中成非垂直的角度，该第三平面至少大致垂直于第二机翼结构140的横轴。第四螺旋桨160的第四螺旋桨旋转轴164可以在第四平面中成非垂直的角度，该第四平面至少大致垂直于第二机翼结构140的横轴。第二机翼结构140的横轴可以是从翼尖142向翼尖144穿过第二机翼结构140的轴线。如图所示，第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164可以沿相反方向成非垂直的角度，使得第三螺旋桨150和第四螺旋桨160中的每一个可以被定向为引起沿相同的第二力矩方向围绕偏航轴的力矩。第二力矩方向可以与第一力矩方向相反。

根据各种实施方式，第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164可以固定地成角度为在相应平面中非垂直。因此，第三螺旋桨150可以安装或安置到第二机翼结构140，使得第三螺旋桨旋转轴154可以相对于第二机翼结构140固定。第四螺旋桨160也可以安装或安置到第二机翼结构140，使得第四螺旋桨旋转轴164可以相对于第二机翼结构140固定。

根据各种实施方式，第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164可以沿相同方向成非垂直的角度，使得第三螺旋桨150和第四螺旋桨160可以被定向为在飞行器100处于悬停取向时引起围绕偏航轴的相反力矩。

根据各种实施方式，第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164可以形成至少大致第二对偏斜线。根据各种实施方式，当第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164沿相同方向成非垂直的角度时，第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164可以至少大致平行于彼此。

根据各种实施方式，第三螺旋桨旋转轴154可以成非垂直的角度，使得第三螺旋桨旋转轴154可以与第一螺旋桨旋转轴124汇聚或相交或交叉。根据各种实施方式，第四螺旋桨旋转轴164也可以成非垂直的角度，使得第四螺旋桨旋转轴164可以与第二螺旋桨旋转轴134汇聚或相交或交叉。

根据各种实施方式，第三螺旋桨150和第四螺旋桨160可以沿着由第一机翼结构110分离的、第二机翼结构140的不同部分布置。因此，第一机翼结构110可以在第三螺旋桨150与第四螺旋桨160之间的、沿着第二机翼结构140的位置处与第二机翼结构140相交。因此，第三螺旋桨150可以沿着在第一机翼结构110的一侧上的、第二机翼结构140的一部分布置，并且第四螺旋桨160可以沿着在第一机翼结构110的另一侧上的、第二机翼结构140的另一部分布置。

根据各种实施方式，飞行器100可以没有飞行控制面。因此，飞行器100可以没有副翼、升降舵、方向舵、扰流片、襟翼、缝翼或减速板中的一个或多个或组合。根据各种实施方式，飞行器100的第一机翼结构110和第二机翼结构140可以没有飞行控制面。

根据各种实施方式，飞行器100还可以在第一机翼结构110的中间116包括机身170。机身170可以在第一机翼结构110的中间116与第一机翼结构110融接。因此，飞行器100可以没有第一机翼结构110与机身170之间的清楚分界线。因此，第一机翼结构110可以与机身179平滑地融接，并且第一机翼结构110与机身170之间的过渡可以没有陡峭的边缘。

根据各种实施方式，飞行器100可以没有尾桁或可以是无尾的。因此，飞行器100可以没有从机身170的后部延伸的尾部组件或尾桁。

根据各种实施方式，第一机翼结构110的后缘113的一部分和第二机翼结构140的后缘143的一部分可以对齐并包含在用于接触地面的同一平面中。根据各种其他实施方式，第一机翼结构110可以具有从后缘113伸出的突出结构，并且第二机翼结构140可以具有从后缘143伸出的突出结构。后缘113和后缘143的突出结构的尖端可以包含在用于与地面接触的平面中。因此，飞行器100可以被定向为坐落在地面上，例如，在起飞之前或在降落之后，第一机翼结构110的后缘113的对齐部分和第二机翼结构140的后缘143的对齐部分贴靠地面，或者后缘113和后缘143的的突出部分与地面接触。因此，飞行器100可以在坐落方向上垂直升降。

图3示出了根据各种实施方式的、处于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停取向)的飞行器100的放大图。图4示出了根据各种实施方式的、处于水平飞行模式(或飞机模式)的飞行器100的放大图。根据各种实施方式，在飞行器100的悬停取向(或直升机模式)，第一螺旋桨旋转轴124、第二螺旋桨旋转轴134、第三螺旋桨旋转轴154以及第四螺旋桨旋转轴164可以成非垂直的角度，使得第一螺旋桨120、第二螺旋桨130、第三螺旋桨150以及第四螺旋桨160中的每一个可以定向为引起围绕悬停取向的飞行器100的偏航轴的力矩。

如图3和图4所示，飞行器100可以包括在第一机翼结构110上的一对马达126、136。在第一机翼结构110上的该对马达126、136可以以相等且相反的倾斜安装。根据各种实施方式，飞行器100可以包括在第二机翼结构140上的一对马达156、166。在第二机翼结构140上的该对马达156、166也可以以相等且相反的倾斜安装。因此，如图3所示，当飞行器100处于悬停取向时，第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134可以沿相反方向成非垂直的角度，使得第一螺旋桨120和第二螺旋桨130中的每一个可以被定向为引起沿相同第一力矩方向围绕偏航轴的力矩。进一步地，第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164可以沿相反方向成非垂直的角度，使得第三螺旋桨150和第四螺旋桨160中的每一个可以被定向为引起沿相同第二力矩方向围绕偏航轴的力矩。第二力矩方向可以与第一力矩方向相反。

根据各种其他实施方式，在第一机翼结构110上的一对马达126、136可以以相等且相同的方向倾斜安装(未示出)，使得当飞行器100处于悬停取向时，第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134可以沿相同方向成非垂直的角度。在第二机翼结构140上的一对马达156、166可以以相等且相同的方向倾斜安装(未示出)，使得当飞行器100处于悬停取向时，第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164可以沿相同方向成非垂直的角度。

根据各种实施方式，第一机翼结构110上的一对马达126、136的倾角不需要等于第二机翼结构140上的一对马达156、166的倾角。因此，第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134中的每一个可以以第一角度大小成非垂直的角度，并且第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164中的每一个可以以第二角度大小成非垂直的角度，其中，第一角度大小可以与第二角度大小不同。

根据各种实施方式，第一机翼结构110上的两个马达126、136之间的间距可以不等于第二机翼结构140上的两个马达156、166之间的间距。因此，沿着第一机翼结构110的第一螺旋桨120和第二螺旋桨130中的每一个可以与第二机翼结构140隔开第一距离，并且沿着第二机翼结构140的第三螺旋桨150和第四螺旋桨160中的每一个可以与第一机翼结构110隔开第二距离，其中，第一距离可以与第二距离不同。

根据各种实施方式，第一螺旋桨120可以直接耦合到第一马达126，第二螺旋桨130可以直接耦合到第二马达136，第三螺旋桨150可以直接耦合到第三马达156，并且第四螺旋桨160可以直接耦合到第四马达166。因此，当飞行器100在悬停时处于平衡状态时，由于第一机翼结构110上的一对马达126、136的倾角和间距的组合产生的偏航力矩可以等于第二机翼结构140上的一对马达156、166的偏航力矩并与其相反。类似地，当飞行器100处于飞机模式时，这同样可以适用于飞机模式侧滚力矩。

根据各种实施方式，具有螺旋桨120、130、150、160的马达126、136、156、166的倾斜安装和间距的组合可以产生直升机模式下的偏航控制力和飞机模式下的侧滚控制力的增强。

图4示出了从飞机模式下的飞行器100的前面看到的螺旋桨旋转的方向。根据各种实施方式，第一螺旋桨120和第二螺旋桨130中的每一个可以被构造为沿第一旋转方向旋转。因此，第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以沿顺时针或逆时针二者之一的相同方向一起旋转。根据各种实施方式，第三螺旋桨150和第四螺旋桨160中的每一个可以被构造为沿第二旋转方向旋转。因此，第三螺旋桨150和第四螺旋桨160可以沿顺时针或逆时针二者之一的相同方向一起旋转。根据各种实施方式，第二旋转方向可以与第一旋转方向相反。

根据各种其他实施方式，第一机翼结构110上的第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以被构造为沿相反旋转方向旋转。第二机翼结构140上的第三螺旋桨150和第四螺旋桨160可以被构造为沿相反旋转方向旋转。根据各种实施方式，当第一螺旋桨旋转轴124和第二螺旋桨旋转轴134沿相同方向成非垂直的角度时，第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以被构造为沿相反旋转方向旋转。进一步地，当第三螺旋桨旋转轴154和第四螺旋桨旋转轴164沿相同方向成非垂直的角度时，第三螺旋桨150和第四螺旋桨160可以被构造为沿相反旋转方向旋转。

如图4所示，第一机翼结构110上的第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以逆时针旋转，而第三螺旋桨150和第四螺旋桨160可以顺时针旋转。当从飞行器100的前面看时，螺旋桨120、130、150、160的“+”构造或取向可以使得直升机模式下的通常的四旋翼控制能够直接转换到飞机模式下的通常侧滚、俯仰以及偏航控制。

根据各种实施方式，可以创建飞机模式飞行中的飞行器100的飞行控制原理，使得俯仰可以由第二机翼结构140上的第三螺旋桨150与第四螺旋桨160之间的差动推力来控制；偏航(在直升机模式飞行或悬停取向时变成侧滚)可以由第一机翼结构110上的第一螺旋桨120与第二螺旋桨130之间的差动推力来控制；侧滚(在直升机模式飞行或悬停取向时变成偏航)可以由第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130与第二机翼结构上的一对螺旋桨150、160之间的差动推力来控制。

因此，可以分离俯仰、偏航以及侧滚控制，并且可以仅将一组飞行控制效应器用于垂直飞行模式(或直升机模式或悬停取向)和水平飞行模式(或飞机模式)。另外，可以不需要另外的控制面或倾斜机构。上述特征可以导致开发能够转换的不依赖跑道的飞机的明显简化。

根据各种实施方式，飞行器100可以被构造为具有低重心。图1中可以示出用于固有低重心位置的特征和构造。如图所示，飞行器100的底座相对于低重心可以有固有的宽度。这可以提高飞行器对在包括但不限于地面工作、在风中降落或侧滚飞船甲板的情形下倾倒的鲁棒性。飞行器100用于低重心的其他特征可以包括：没有尾桁；机身可以融接到第一机翼结构中，并且无法延伸为显著超过第一机翼结构；并且用于第三螺旋桨150和第四螺旋桨160的第二机翼结构可以被构造为对齐或定位在地面上。因此，第二机翼结构也可以在地面上支撑飞行器100，这导致不需要另外的起落架。第二机翼结构的另外的功能可以是提供飞机模式飞行的方向稳定性。

优选地，描述了第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130之间和第二机翼结构上的一对螺旋桨150、160的差动推力可以导致这些对螺旋桨之间的差动转矩，从而导致在应用于直升机模式或悬停取向时的偏航控制力矩。

根据各种实施方式，用于第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130的一对马达126、136以及用于第二机翼结构140上的一对螺旋桨150、160的一对马达156、166可以以不同的倾斜安装或构造。因此，当处于悬停取向时，对于沿相同方向转动的各对螺旋桨(第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130或第二机翼结构140上的一对螺旋桨150、160二者之一)，可以生成沿相反方向偏航的自然趋势。各对马达可以以不同的倾斜来安装，以便增加自然偏航趋势。

参照图3，作为在第一机翼结构110上具有一对螺旋桨120、130的示例，如从悬停取向的顶部看到的该对螺旋桨120、130的旋转可以为逆时针的。这可以产生沿顺时针方向偏航的自然趋势。各对马达126、136可以以不同的倾斜来安装，以便增加顺时针偏航的自然趋势。例如，马达126可以从第一机翼结构110的第一面115倾斜或倾倒，并且马达136可以从第一机翼结构110的第二面117倾斜或倾倒。当增大第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130的推力以产生顺时针偏航控制力矩时，可以看到第一机翼结构110上的该对螺旋桨120、130的差异倾斜增大了顺时针偏航控制力矩。反过来对于第二机翼结构140上的一对螺旋桨150、160也是如此。如从顶部看到的，该对螺旋桨150、160的旋转可以为顺时针的。这可以产生沿逆时针方向偏航的自然趋势。各对马达156、166可以以不同的倾斜来安装，以便增加逆时针偏航的自然趋势。例如，马达156可以从第二机翼结构140的第二面147倾斜或倾倒，并且马达166可以从第一机翼结构110的第一面145倾斜或倾倒。

根据各种实施方式，第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130的差异倾斜可以与第二机翼结构140上的一对螺旋桨150、160的差异倾斜不同。根据各种实施方式，对于第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130以及第二机翼结构140上的一对螺旋桨150、160，提供以差异倾斜操作的力矩臂的一对马达之间的间距也可以不同。根据各种实施方式，当飞行器100在悬停时处于平衡状态时，由于第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130的倾角和间距的组合产生的偏航力矩可以等于由于第二机翼结构140上的一对螺旋桨150、160产生的偏航力矩并与其相反。因此，第一螺旋桨120、第二螺旋桨130、第三螺旋桨150以及第四螺旋桨160可以被构造为使得当飞行器100在平衡状态下悬停时，第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以生成沿第一力矩方向围绕偏航轴的组合力矩，该组合力矩等于由第三螺旋桨150和第四螺旋桨160生成的沿第二力矩方向围绕偏航轴的组合力矩。

根据各种实施方式，第一螺旋桨120、第二螺旋桨130、第三螺旋桨150以及第四螺旋桨160可以被构造为使得当飞行器100悬停以生成偏航力矩时，第一螺旋桨120和第二螺旋桨130可以生成沿第一力矩方向围绕偏航轴的组合力矩，该组合力矩与由第三螺旋桨150和第四螺旋桨160生成的沿第二力矩方向围绕偏航轴的组合力矩不同。

上面描述了第一机翼结构110上的一对螺旋桨120、130的倾角和间距与第二机翼结构140上的一对螺旋桨150、160的倾角和间距之间的关系。这同样可以适用于飞行器100处于飞机模式时的飞机模式侧滚力矩。

根据各种实施方式，除对以倾角安装马达126、136、156、166的简单适配器之外，还可以在不使用另外的马达、机构、致动器或装置的情况下实现偏航控制力的促发。因此，各种实施方式提供了一种用于特别是在侧风中悬停时增强可控性的节约成本的技术。

根据各种实施方式，飞行器100可以包括在第一机翼结构110上的至少一对螺旋桨120、130。飞行器100可以包括在第二机翼结构140上的至少一对螺旋桨150、160。根据各种实施方式，飞行器100可以包括在第一机翼结构110上的两对或更多对螺旋桨。飞行器还可以包括在第二机翼结构140上的两对或更多对螺旋桨。根据各种实施方式，可以平衡随后的螺旋桨对之间的转矩。例如，在相应第一机翼结构110和第二机翼结构140上的各随后的螺旋桨对可以沿相反方向旋转。

根据各种实施方式，可以提供一种组装飞行器的方法。方法可以包括以下步骤：设置如这里描述的飞行器100的各种部件，并且还可以包括以下步骤：根据如这里描述的飞行器100构造各种部件。

根据各种实施方式，可以提供一种组装飞行器的一套零件。该套零件可以包括适于或构造为形成如这里描述的飞行器100的各种零件。

根据各种实施方式，飞行器可以使用垂直爬升且然后由圆圈操纵来从垂直飞行模式(或直升机模式或悬停取向)转换到水平飞行模式(或飞机模式)。圆圈操纵可以是飞机在特技表演中使用的操纵的典型，并且仅涉及线性空气动力学。贯穿转换操纵，攻角在线性失速前范围内。可以不要求处理复杂非线性高攻角空气动力学的特性、以及在开发用于自主转换的气动模型期间的稳定性特性的复杂变化。此外，因为转换仅使用小范围的攻角和飞行速度，所以可以非常显著地减小充分覆盖转换包络线所需的气动数据库的尺寸连同生成该数据库所需的成本和努力。这些可以导致明显降低用于自主转换开发的气动建模的高复杂性。

图5示出了根据各种实施方式的飞行器100的转换操纵的示意图。如图所示，转换操纵可以包括五个阶段。在阶段501中，飞行器100可以垂直起飞。在阶段503中，飞行器100可以达到至少失速速度，可以形成径向向内方向上的气动升力，并且可以发起圆圈操纵。在阶段505中，飞行器100可以转换为倒飞。在阶段507中，飞行器100可以转换为向下飞行。在阶段509中，飞行器100可以转换为正常飞机模式飞行。参照图5，动力要求在阶段503可能最严格，该阶段可能涉及垂直爬升飞行。飞行器100的动力装置可能必须被定尺为提供穿过该阶段的足够动力。根据各种实施方式，飞行器100可以包括可商购燃料电池或混合燃料电池系统。混合燃料系统可以包括锂聚合物电池，这些电池为更严格的垂直和转换飞行阶段提供动力，随后燃料电池可以开始用于飞机模式巡航飞行。

在下文中，描述了示例，该示例例示了用于在阶段503确定最大功率的方法。在该示例中，可以使用到V_stall的爬升(由此升力系数C_L＝C_Lmax)。方法还可以用于到高于V_stall的速度的爬升(C_L<C_Lmax)。

从F＝ma开始，左手侧表示由下式给出的净向上力：

推力减去重量减去气动阻力

推力是要确定的所需值。重量已知。气动阻力例如可以保守地使用在V_stall时出现的最大值(

(对应于C_Lmax的C_D))。这可以确保所需推力的一些尺寸加大，从而允许安全裕度。以该简化方式考虑气动阻力可以往往导致所需的推力，该推力可以为比省略气动阻力的推力多大约10％。另选地，气动阻力可以用时变动态压力和升力系数来表达。虽然更确切，但增加的复杂性似乎不值得，因为气动阻力可能不是所需推力的重要贡献者。因此，在该描述中可以使用考虑气动阻力的前者更简单方法。

对于右手侧(ma)，质量已知。加速度可以通过指定达到V_stall的安全爬升海拔H来确定。均匀加速的运动的运动学将给出

现在可以确定在到海拔H的垂直爬升中达到V_stall所需的推力，因为重量、气动阻力以及加速度现在全部已知。

如果知道在V_stall处所需的推力，则对于给定螺旋桨，例如可以从螺旋桨性能表确定所需的螺旋桨每分钟转数和功率。

如图5例示，由θ描述各种点处的循环圆圈操纵。作为θ的函数的升力系数C_L可以从沿径向应用的牛顿第二定律来确定。

考虑由图5中的θ描述的沿着圆圈飞行路径的一般位置。

如果在径向上取F＝ma，则在θ方面的一般方程为：

空气动力升力(径向向内，＝q*S*C_L)+W*sinθ＝(m*V²)/R

在左手侧上，第一项表示径向向内作用的气动升力。第二项是重量的径向分量。右手侧是质量和径向加速度的乘积。

旋转半径R可以在θ＝0时在操纵开始时确定。此时，仅气动升力用于发起圆圈飞行路径。而且，速度＝V_stall，并且C_L＝C_Lmax。

在圆圈飞行路径的其他点处，0°<θ<180°(在图5中的阶段503与阶段507之间)，重量现在具有也对径向加速度有贡献的径向分量。气动升力可以从θ＝0°时的初始值减小，由此在范围0°<θ<180°内，C_L<C_Lmax，这是线性空气动力学的规则。

在阶段507之后，重量的径向分量从气动力的径向分量减去，这在阶段509处将径向加速度逐渐减小到零，水平飞行从那里继续前进。

图6示出了根据各种实施方式的飞行器100的圆圈操纵的另一个变型例的示意图。如图所示，转换操纵可以包括三个阶段。在阶段601中，飞行器100可以垂直起飞。在阶段603中，飞行器100可以达到至少失速速度，可以形成径向向内方向上的气动升力，并且可以发起圆圈操纵。在阶段605中，飞行器100可以转换为正常飞机模式飞行。与图5的操纵的主要不同是在阶段603，可能需要负(而不是正(如在图5的阶段503中))攻角来产生发起圆圈操纵的径向向内力。

获得C_L对θ的分析将与之前相同，C_Lmax和V_stall的值对应于负攻角。还将例示是C_L保持在线性范围内。

因为在图6的阶段603使用负攻角来发起操纵，所以可以产生的力通常小于使用正攻角的之前示例，因为负C_Lmax的幅值通常小于正C_Lmax的幅值。这可以导致操纵半径大于图5的操纵半径。

图7示出了根据各种实施方式的飞行器100的圆圈操纵的又一个变型例的示意图。如图所示，转换操纵可以包括三个阶段。在阶段701中，飞行器100可以悬停在直升机模式下。在阶段703中，可以由重量辅助飞行器100，并且飞行器可以向下俯冲。在阶段705中，飞行器100可以从俯冲上拉，以转换为正常飞机模式飞行。与图5和图6的操纵的主要不同是可以不再需要到发起转换操纵的至少失速速度的垂直爬升的高动力要求。飞行器100可以仅需要在操纵开始时处于静止悬停。这可以减小飞行器100的动力装置的尺寸和重量。

根据各种实施方式，可以提供一种飞行器。飞行器可以包括第一机翼结构。飞行器还可以包括第一螺旋桨和第二螺旋桨，该第一螺旋桨和第二螺旋桨沿着第一机翼结构布置。飞行器还可以包括第二机翼结构，该第二机翼结构被布置为与第一机翼结构相交，以形成十字构造。飞行器还可以包括第三螺旋桨和第四螺旋桨，该第三螺旋桨和第四螺旋桨沿着第二机翼结构布置。在飞行器的悬停取向，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以成角度为在可以与第一机翼结构的横轴垂直的相应平面中非垂直，并且第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以成角度为在可以与第二机翼结构的横轴垂直的相应平面中非垂直。

根据各种实施方式，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以沿相反方向成非垂直的角度，使得第一和第二螺旋桨中的每一个可以被定向为引起沿相同第一力矩方向围绕偏航轴的力矩。进一步地，第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以沿相反方向成非垂直的角度，使得第三和第四螺旋桨中的每一个可以被定向为引起沿相同第二力矩方向围绕偏航轴的力矩。根据各种实施方式，第一力矩方向可以与第二力矩方向相反。

根据各种实施方式，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以沿相同方向成非垂直角度，使得第一和第二螺旋桨可以被定向为引起围绕偏航轴的相反力矩。进一步地，第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以沿相同方向成非垂直的角度，使得第三和第四螺旋桨可以被定向为引起沿相反力矩方向围绕偏航轴的相反力矩。

根据各种实施方式，第一和第二螺旋桨的螺旋桨旋转轴可以至少大致平行于彼此。

根据各种实施方式，第三和第四螺旋桨的螺旋桨旋转轴可以至少大致平行于彼此。

根据各种实施方式，第一螺旋桨、第二螺旋桨、第三螺旋桨以及第四螺旋桨可以被构造为使得当飞行器悬停以生成偏航移动时，第一和第二螺旋桨可以生成沿第一组合力矩方向围绕偏航轴的组合力矩，该组合力矩可以与由第三和第四螺旋桨生成的、沿第二组合力矩方向围绕偏航轴的组合力矩不同。根据各种实施方式，第一组合力矩方向可以与第二组合力矩方向相反。

根据各种实施方式，第一螺旋桨、第二螺旋桨、第三螺旋桨以及第四螺旋桨可以被构造为使得当飞行器悬停在平衡状态时，第一和第二螺旋桨可以生成沿第一组合力矩方向围绕偏航轴的组合力矩，该组合力矩等于与由第三和第四螺旋桨生成的、沿第二组合力矩方向围绕偏航轴的组合力矩。根据各种实施方式，第一组合力矩方向可以与第二组合力矩方向相反。

根据各种实施方式，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以成角度为以第一角度大小非垂直，并且第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以成角度为以第二角度大小非垂直。根据各种实施方式，第一角度大小可以与第二角度大小不同。根据各种实施方式，第一角度大小可以等于第二角度大小。

根据各种实施方式，第一和第二螺旋桨可以被构造为沿第一旋转方向旋转，并且第三和第四螺旋桨可以被构造为沿第二旋转方向旋转。根据各种实施方式，第二旋转方向可以与第一旋转方向相反。

根据各种实施方式，沿着第一机翼结构的相应第一和第二螺旋桨可以与第二机翼结构隔开第一距离，并且沿着第二机翼结构的相应第三和第四螺旋桨可以与第一机翼结构隔开第二距离。根据各种实施方式，第一距离可以与第二距离不同。根据各种实施方式，第一距离可以等于第二距离。

根据各种实施方式，飞行器可以没有飞行控制面。

根据各种实施方式，飞行器还可以包括机身，该机身在第一机翼结构的中间与第一机翼结构融接。

根据各种实施方式，飞行器可以没有尾桁。

根据各种实施方式，第一机翼结构的后缘的一部分和第二机翼结构的后缘的一部分可以对齐并包含在用于接触地面的同一平面中。

根据各种实施方式，第一机翼结构可以包括从第一机翼结构的后缘伸出的突出部分，并且第二机翼结构可以包括从第二机翼结构的后缘伸出的突出部分，并且第一和第二机翼结构的突出部分的相应尖端可以被构造为在飞行器处于悬停取向时将飞行器支撑在地面上。

根据各种实施方式，飞行器可以包括沿着第一机翼结构布置的两对或更多对螺旋桨，这些螺旋桨可以被构造为使得平衡随后的螺旋桨对之间的转矩。

根据各种实施方式，飞行器可以包括沿着第二机翼结构布置的两对或更多对螺旋桨，这些螺旋桨可以被构造为使得平衡随后的螺旋桨对之间的转矩。

根据各种实施方式，可以提供一种组装飞行器的方法。该方法可以包括以下步骤：设置第一机翼结构。该方法还可以包括以下步骤：沿着第一机翼结构设置第一螺旋桨和第二螺旋桨。该方法还可以包括以下步骤：将第二机翼结构设置为与第一机翼结构相交，以形成十字构造。该方法还可以包括以下步骤：沿着第二机翼结构设置第三螺旋桨和第四螺旋桨。在飞行器的悬停取向，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以成角度为在可以与第一机翼结构的横轴垂直的相应平面中非垂直，并且第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以成角度为在可以与第二机翼结构的横轴垂直的相应平面中非垂直。

根据各种实施方式，方法还可以包括以下步骤：构造如这里描述的飞行器。

根据各种实施方式，提供了一种用于组装飞行器的套件。该套件可以包括第一机翼结构。该套件还可以包括第一螺旋桨和第二螺旋桨，该第一螺旋桨和第二螺旋桨适于沿着第一机翼结构布置，使得在飞行器的悬停取向，第一和第二螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以成角度为在可以与第一机翼结构的横轴垂直的相应平面中非垂直。该套件还可以包括第二机翼结构，该第二机翼结构适于与第一机翼结构相交，以形成十字构造。该套件还可以包括第三螺旋桨和第四螺旋桨，该第三螺旋桨和第四螺旋桨适于沿着第二机翼结构布置，使得在飞行器的悬停取向，第三和第四螺旋桨的相应螺旋桨旋转轴可以成角度为在可以与第二机翼结构的横轴垂直的相应平面中非垂直。

根据各种实施方式，套件的第一机翼结构可以包括机身，该机身在第一机翼结构的中间与第一机翼结构融接。

根据各种实施方式，套件的相应零件可以被构造为形成如这里描述的飞行器。

各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器已经解决与高重心以及开发用于自主转换开发的气动模型的潜在高成本和复杂性有关的、尾座式飞机的一些技术问题。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以保持尾座式飞机的优点，解决它们的技术问题，并且对四旋翼飞机的稳定化的近来技术发展有影响。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以解决尾座式飞机的直升机模式或悬停飞行(在飞机模式飞行中变成侧滚控制)的弱偏航控制力。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器具有是重要操作操纵的、侧风条件期间的增强悬停或垂直降落能力。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器通过安装具有不同倾角的马达来具有增强的偏航控制力。各种实施方式已经提供了一种方法或技术，该方法或技术提高实际上不涉及另外机械复杂性的偏航控制力，因此是用于增强偏航控制力的划算手段。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器在不必安装另外机构或遭受另外复杂性和可靠性问题的情况下具有增强的偏航控制力。

各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以保持尾座式飞机的优点，并入解决尾座式飞机的技术问题的另外特征，具有增强的控制力(特别是对于在侧风中悬停)，并且对当前技术发展有影响。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以不需要发射或回收设备、跑道或倾斜结构。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以具有单组飞行控制、垂直和水平飞行的相同控制概念以及侧滚、俯仰和偏航的分离飞行控制，这些表示超过倾斜旋翼和倾斜机翼飞机的高复杂性的明显降低。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以具有用于稳定地面处理、风中降落或侧滚飞船甲板固有地低的中心位置。这可以解决在尾座式飞机中发现的容易倾倒。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器在动力装置故障的情况下可以具有冗余。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器被构造为仅使用线性范围的攻角来完成转换。这可以导致开发自主转换的高成本、努力以及复杂性的明显降低。可以大大减小用于充分覆盖转换包络线的气动数据库的尺寸(以及生成该数据库的成本)。这还可以使得在高攻角区域处出现的高度非线性且复杂的空气动力学的特征描述和分析、以及实现对该区域的自主控制的复杂算法的开发变得不必要。各种实施方式已经提供了一种飞行器，该飞行器可以具有用于高持续时间动力装置(例如，燃料电池、重油发动机等)的选项。

虽然已经参照具体实施方式具体示出并描述了本发明，但本领域技术人员应理解，可以在不偏离如由所附权利要求限定的本发明的范围的情况下，在本发明内进行形式和细节的各种变化、修改、变更。由此，本发明的范围由所附权利要求来指示，因此，预期包含在权利要求的等效意义和范围内的所有变更。