具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1所示，本发明提供了一种收展翼与悬挂复用的eVTOL飞车的具体实施例，包括整流壳体1、动力系统2、机舱系统3、收展翼系统4以及前起落架系统5；

所述机舱系统3位于整流壳体1的前部壳体内，所述机舱系统3内设置有驾驶设备301和座椅302；

所述动力系统2位于整流壳体1的后部壳体内，所述整流壳体1的后部壳体的宽度和高度均大于整流壳体1的前部壳体，所述整流壳体1的后部壳体的前后两端具有允许气流穿过动力系统2的开口；

所述收展翼系统4包括固设于整流壳体1的前部壳体下方两侧的支撑部401，每个支撑部401上均铰接有能够沿水平方向前后摆动的大挠度机翼402，所述大挠度机翼402的自由端转动设置有电机车轮403，所述电机车轮403能够支撑整流壳体1后方，且电机车轮403的轮毂呈螺旋桨排布方式设置；

所述前起落架系统5包括设置于整流壳体1的前部壳体下方内部的旋转轴501，设置于整流壳体1的前部壳体内的电机503，所述电机503控制旋转轴501的旋转角度，所述旋转轴501的两端伸出整流壳体1的前部壳体，且位于整流壳体1的前部壳体外的旋转轴501的两端分别设置有朝前延伸的大挠度起落架502，所述大挠度起落架502的前端转动设置有刹车轮506，所述刹车轮506能够支撑整流壳体1前方。

在本实施例中，动力系统2可采用申请号为202110271364.5的发明名称为：涡旋式氢焰磁流体发电/喷气发动一体机及发电方法的专利。当然，本领域技术人员可根据实际需要采用其他结构形式的动力部件。

如图6、7所示，本发明进一步提供了整流壳体1的一种具体实施方式，即所述整流壳体1的后部壳体的后端上缘两侧分别设置有机身尾部垂直翼101，两侧的机身尾部垂直翼101的上部呈合拢状，且两侧的机身尾部垂直翼101的上端之间设置有机身尾部水平尾翼102，所述机身尾部水平尾翼102的中部与整流壳体1的后部壳体的后端下缘之间设置有分流板103，所述分流板103与机身尾部水平尾翼102、相邻的机身尾部垂直翼101之间形成涵道，且每个涵道内均设置有涵道风扇104。

其中机身尾部垂直翼101与机身尾部水平尾翼102连接（一体成型或后期焊接），中部被分流板103隔断。所述涵道风扇104呈左右对称的方式分布于动力系统2的发动机尾部，两个涵道风扇104通过从上向外旋转将整流壳体1的后部壳体上方的气流吸入后排出，提高整流壳体1的后部壳体上表面气流稳定性，使得整流壳体1上表面形成升力面。

具体的，所述分流板103将整流壳体1的后部壳体的后端开口分为两个区域，每个区域的中部以下沿上下方向均排布设置有机身尾部导流板105，所有机身尾部导流板105均能够调整翻转角度。机身尾部导流板105位于涵道下部，能够尽可能的避免与涵道内的涵道风扇104所形成的气流产生相互干扰，增强了飞控稳定性。

如图5所示，本发明进一步提供了旋转轴501与电机503之间的连接方式，即所述旋转轴501与电机503之间通过蜗轮蜗杆机构504相连接。具体的，所述旋转轴501的中部同轴设置有涡轮机构，电机503的输出端同轴设置有蜗杆机构，涡轮机构和蜗杆机构相互配合，进而驱动旋转轴501的转动，进一步的带动大挠度起落架502沿上下方向做旋转运动。

具体应用时，所述旋转轴501位于收展翼系统4前方。本实施例中的，刹车轮506位于大挠度起落架502的前端，且刹车轮506的轴部配置有相应的刹车机构。

进一步的，所述电机503与机身之间设置有缓冲阻尼器505。在本实施例中，所述缓冲阻尼器505与机身之间呈固连设置，所述缓冲阻尼器505与电机503之间呈活动连接方式。当大挠度起落架受到冲击时，涡轮机构反推蜗杆机构向后移动挤压缓冲阻尼器505，起到减震作用。起飞时大挠度起落架502充当脚踏板机构；巡飞状态下大挠度起落架502在动力系统2的涡轮风扇作用下成为纵翼升力面。

具体的，如图8所示，所述大挠度机翼402的内部具有中空的腔体，大挠度机翼402的翼梢呈封闭结构，大挠度机翼402的翼根与整流壳体1的后部壳体内部相连通，且大挠度机翼402的翼根与整流壳体1的后部壳体密封连接，所述大挠度机翼402的前缘呈封闭结构，大挠度机翼402的后缘上方具有允许气流进入的吸气缝隙404。其中，大挠度机翼402的后缘向上、向前弯曲形成吸气缝隙404，通过吸气缝隙404进入大挠度机翼402内的气流进一步进入整流壳体1的后部壳体内，提升动力系统2内的气流量。

在本实施例中，所述支撑部401位于整流壳体1的前部壳体和后部壳体之间的过渡位置，大挠度机翼402沿支撑部401做旋转运动，具体为收回和展开两种状态，当大挠度机翼402向后收回时，与电机车轮403相配合充当车辆底盘悬挂，当向前展开后时，可由销锁机构锁定充当前掠飞翼。

在本实施例中，所述大挠度机翼402的翼梢薄、翼根厚。且电机车轮403的轮毂的螺旋桨排布方式呈螺旋桨扇叶形式。当电机车轮403旋转时，轮毂的螺旋桨具有螺旋桨吸气作用。

如图6所示，所述整流壳体1的前部壳体的后端中上部通过至少三根支撑杆106与整流壳体1的后部壳体的前端内缘中上部相连接，所述述整流壳体1的前部壳体的后端下部与整流壳体1的后部壳体的前端内缘下部封闭连接。

如图11所示，展开的大挠度机翼402从内向外呈逐渐向上设置。

如图9所示，所述整流壳体1的前部壳体与整流壳体1的前部壳体的下缘齐平。

进一步的，所述整流壳体1的后部壳体上表面从前向后呈逐渐向下倾斜的流线弧形。

具有应用时，机舱系统3还包括伞舱303、行李舱304、车门305，其中座椅302的布置方式是三人纵列座椅。本实施例中，机舱系统3位于整流壳体1的前部壳体内，整流壳体1即机身，伞舱303、驾驶设备301、座椅302、行李舱304依次从前到后布置，其中每一排的座椅302对应一个车门305，沿机头方向的前两个车门305朝前开，后方的车门305朝后开，行李舱304的舱门朝上开。流线型的机舱在动力系统2的涡轮风扇吸气作用下成为升力面。

下面给出本实施例中收展翼与悬挂复用的eVTOL飞车的具体使用方法：

垂直起降工作过程：

（1）飞车水平停放（如图9所示状态），前起落架系统5中电机503驱动涡轮蜗杆机构504旋转带动大挠度起落架502向后展开，将飞车支撑到大角度起飞状态（如图11所示）；

（2）动力系统2工作，动力系统2的涡轮叶片从机身前方吸气经过发电后尾气向下喷出，推动飞车起飞，当飞车离地后，收展翼系统4中左右对称分布的电机车轮403向外侧旋转，通过螺旋桨轮毂吸气产生推力带动大挠度机翼402展开，大挠度机翼402后缘吸气缝隙404将大挠度机翼402尾部气流吸入到中空腔体的大挠度机翼402中最终通过整流壳体1的后部壳体进入动力系统2，通过边界层吞吸的作用下实现大仰角起飞；

（3）当大挠度机翼完全展开后，前起落架系统5的大挠度起落架502在电机503以及涡轮蜗杆机构504作用下收回，并通过飞控系统中机身尾部导流板105向下偏转将机身整体调平进入巡飞状态（如图10所示），电机车轮403外转抵消翼尖效应。

（4）当需要降落时，飞控系统中机身尾部导流板105向上偏转，机头扬起大角度，同时动力系统降低工作功率，机身开始下降，当下降到离地1米时，收展翼系统4中电机车轮403停转，在重力作用下大挠度机翼402收回，同时前起落架系统5中电机503及涡轮蜗杆机构504驱动大挠度起落架502向后旋转；

（5）当大挠度机翼402与大挠度起落架502收完成动作后，动力系统2加大工作功率，保证机体不会因大挠度机翼402收回机体升力减小而失速，同时飞控系统动态调整机身姿态保证平稳降落，在降落瞬间，由于机身重力与地面产生冲击，大挠度机翼402与大挠度起落架502作为弹性阻尼结构起到减震作用，同时大挠度起落架502带动电机503及涡轮蜗杆机构504向后运动挤压缓冲阻尼器505，起到减振缓冲作用，完成降落（如图11所示）。

短距起降过程：

（1）飞车水平停放（如图9所示状态），在刹车机构作用下，刹车轮506不动，电机503及涡轮蜗杆机构504与电机车轮503同时动作，将车体支撑到小角度起飞状态（如图2所示）；

（2）动力系统2的发动机工作，向后喷气，大挠度起落架502在电机503及涡轮蜗杆机构504作用下蹬地助力起飞，机身离地，电机车轮403反转带动大挠度机翼402展开，飞控系统将机身调平进入巡飞状态（如图10所示）；

（3）当需要降落时，飞控系统调节机身下俯，当机身降落到一定高度时，飞控系统调节机身扬起小角度，同时电机车轮403反转带动大挠度机翼402向后收回，电机503及涡轮蜗杆机构504驱动大挠度起落架502向下展开，刹车轮506、电机车轮403触地；

（4）在触地瞬间，由于机身重力与地面产生冲击，大挠度机翼402与大挠度起落架502作为弹性阻尼结构起到减震作用，同时大挠度起落架502带动电机503及涡轮蜗杆机构504向后运动挤压缓冲阻尼器505起到减振缓冲作用，完成降落。

飞控过程：

（1）主动控制

俯仰控制：机身尾部导流板105上下偏转产生俯仰力矩控制机身俯仰；

偏航控制：收展翼系统4中左右对称分布的电机车轮403差速产生偏航力矩控制机身偏航；

横滚：左右对称分布的机身尾部导流板105独立偏转即一上一下偏转产生横滚力矩控制机身横滚。

（2）被动控制

俯仰稳定：机身尾部水平尾翼102被动控制俯仰稳定；

偏航稳定：机身尾部垂直翼101被动控制偏航稳定；

横滚稳定：展开的大挠度机翼402从内向外呈逐渐向上设置，因此展开后的大挠度收展翼402呈V型状，被动控制横滚稳定性。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。