[0002] 本申请要求于2017年5月22日申请的，申请号为62/509666的美国临时
专利申请、于2017年5月22日申请的，申请号为62/509674的美国临时专利申请、和于2018年4月12日申请的，申请号为62/656971的美国临时专利申请的优先权，其公开内容通过引用并入本文。
技术领域
背景技术
[0004] 背景技术的描述包括可有助于理解本发明的信息。这并不承认本文提供的任何信息是
现有技术或与当前要求保护的发明相关，或者具体或隐含地引用的任何专利公开是现有技术。
[0005] 对电动运输的需求相当大。由于充电
电池的当前限制(
能量密度-220Wh/Kg-300 Wh/Kg、放电深度、充电/放电速率和
循环寿命问题)，电池供电车辆(忽视慢速短程车辆，例如
高尔夫球车)进入市场的一般顺序如下：
[0006] ·
汽车-汽车是采用电
力的最简单的车辆。汽车可以使用重型电池，电池的耗电率相对较低，并且只要电池电量耗尽，就可以安全地停止运行。
[0007] ·动力滑翔机-这里的动力装置用于发动安全的滑翔机。
[0008] ·固定翼训练机-可用于短时飞行，在具有专业教练、维护和管理服务的成熟机场中进行操作。
[0009] ·私人拥有的固定翼飞行器-这是继汽车之后最简单的交通工具，因为其直接
起飞和着陆，机翼升力与阻力比高。
[0010] ·电动VTOL(eVTOL)-由于
悬停所需功率大，尤其是在还需要高速高效巡航的情况下，更是如此，因此挑战更大。
[0011] 目前eVTOL变得更具挑战性，因为市场从“专业运输”机(在设施配备齐全的航站楼之间进行短途(25至60英里)飞行)转向“城市机动”飞行器(进行长途飞行，其中至少经过一个设施差的降落点)。UberTM发布的信息例证了上述这点需求，且该需求再次体现在了现有技术的
附图1A和附图1B中。图1A是即将到来的 拟议的混合电动垂直起降(eVTOL)飞行器的城市运输市场的
概念图。图1B是此类飞行器的开发和运营计划时间表。
[0012] 安全性和效率可能是开发eVTOL飞行器以满足该市场的两个最关键因素。为了实现高安全性，许多现有技术更多地关注使用六个，八个甚至更多个独立操作的旋翼的飞行器。一旦这种飞行器上有任何一个旋翼发生故障，其他旋翼很有可能能够实现安全着陆。即使是四旋翼飞行器也不被认为是特别容错的，因为单个旋翼的故障会导致飞行器坠毁。
[0013] 正在使用这种多旋翼策略来设计几种建议的
原型飞行器。例如，图2A和2B是艺术家对现有技术的16旋翼VolocopterTM的再现，图3是现有技术的8旋翼EhangTM的照片，图4是TM现有技术的8旋翼CityAirbus 的照片。然而，所有这些设计都是有问题的，因为旋翼不会从垂直升力倾转到前进推进
位置，并且没有机翼。这种组合在前飞中效率极低，这将飞行器限制在相对较短的航程内。
[0014] 正在开发一些仍然使用这种多旋翼策略的eVTOL飞行器，但是增加了机翼以提高前飞行效率。例如，图5是艺术家对现有技术的36旋翼LiliumTMeVTOL的再现，其中旋翼绕前翼和后翼倾斜。制造商声称其航程为300km，时速为300km/hr。然而，该飞行器仍然存在问题，因为高的桨盘负载会导致低功率负载(每单位重量的高安装功率)，从而降低效率和航程，并产生很强的噪声。
[0015] 不使旋翼绕机翼倾转，而可以使旋翼相对于机翼布置在固
定位置，并使机翼倾转。该策略的一个示例如图6所示，其是艺术家对8旋翼AirbusTMA3 Vahana的再现。该飞行器是有问题的，因为为了在从垂直升力转变到向前飞行的过程中获得非常高的功率要求，损失了向前飞行中的高效率。在这种转变过程中，机翼发挥了大型气闸(减速板)的作用。
[0016] 还可以使旋翼绕一个或多个固定翼倾转。尽管没有照片，但图7是JobyTM6旋翼eVTOL概念的
计算流体动力学(CFD)流量解决方案的图像。该飞行器解决了上面提到的一些问题，但是采用多旋翼策略意味着旋翼相对较小。这必然意味着桨盘负载较高，从而导致功率负载(单位重量的高安装功率)较低和噪声很强。
[0017] 现有技术似乎已经想到的唯一其他解决方案是将垂直提升旋翼与前向推进旋翼/螺旋桨分开。该解决方案的思路在于使用不同的升力和巡航推进系统，以针对其特定功能对每个系统进行优化。图8是艺术家对AuroraTMeVTOL概念的再现，它使用八个提升旋翼和一个朝后的螺旋桨。这种设计存在问题，因为复制式推进系统需要的
硬件更重且价格更高；由于调整巡航动力装置的
水平巡航，这种复制式推进系统的机翼巡航具有边际爬升率；并且由于设计更高的巡航升力系数(机翼较小)的优化，机翼
失速速度的裕度可能较小(阵
风进入和恢复)。例如：如果以130mph的速度飞行，则速度为20Ft/sec的垂直阵风将使迎
角增加6度，可能在有效升力系数0.9时使小机翼失速，而在CL＝0.5时不会使较大机翼失速。
[0018] 图9A和9B示出了艺术家对类似设计，TerrafugiaTMeVTOL的构想。该设计在复制式推进系统方面也具有上述缺点，而且，双倾转旋翼构造没有提供用于旋翼飞行中的
俯仰控制的方法。
[0019] 现有技术中的
电机安装还指向具有小
扭矩要求的小旋翼。例如，图10示出了AirbusTMA3VahanaTM的电机安装。电机以
直接驱动配置进行布置，其中电机和螺旋桨以相同的转速旋转。对于具有大扭矩要求的大旋翼，这种简单的推进系统解决方案是有问题的。
[0020] 由于所涉及的物理原因，设计多旋翼eVTOL相对简单，该多旋翼eVTOL在短航程内承载的有效
载荷(小于500磅)较小。对于更大的有效载荷重量和商业上理想的航程，使用多旋翼的策略越来越成问题。与使用较少数量的大旋翼相比，使用更多数量的小旋翼所获得的桨盘面积更小，且使用更多数量的小旋翼使每架飞行器重量要求的功率越多，很难在悬停时发出较低的噪声，因为总旋翼桨盘面积较小会导致桨叶尖
马赫数变高，和/或会导致宽弦桨叶数较大，同时使动力丧失后的自转飞行更加危险，因为自转下降率与旋翼桨盘载荷的平方根成比例增加，且从高下降率中恢复是危险的。
[0021] 使用少量较大的旋翼(两个，三个或四个旋翼)可以解决上面讨论的一些问题，但是这种方法与普遍的观点完全相反。其中不同的一点是，优化垂直升力所需的特性与优化前飞所需的特性非常不同。另外，本领域的普通技术人员反对使用更少数量的旋翼，因为这样做的后果是一旦任何旋翼出现故障都有可能损害安全性，同时还会使eVTOL效率低下。另外，这些问题不能通过具有单独的提升和向前推进系统来充分解决。
[0022] 仍然需要一种
垂直起飞和降落旋翼飞行器，这种旋翼飞行器能够使用不超过四个旋翼的一体式提升和向前推进系统安全地载运至少500磅的有效载荷，同时全部旋翼由当前技术电池供电。
[0023] 本文的所有专利公开都以相同的程度通过引用并入，就好像每个单独的专利公开或专利申请被具体地和单独地指示通过引用并入一样。当在并入的参考文献中术语的定义或用法与本文提供的术语的定义不一致或相反时，本文提供的该术语的定义适用，而参考文献中该术语的定义则不适用。
[0024] 在一些
实施例中，用于描述和要求保护本发明某些实施例的表示成分的量，诸如浓度、反应条件等的性质的数字应理解为在某些情况下通过术语“约”进行修饰。因此，在一些实施例中，书面描述和所附
权利要求书中列出的数值参数是近似值，这些近似值可以根据特定实施例寻求获得的所需性质而变化。在一些实施例中，数值参数应根据报告的有效数字的数量并通过应用普通的舍入技术来解释。尽管阐述本发明的一些实施例的宽范围的数值范围和参数是近似值，但具体实施例中列出的数值尽可能精确地报告。在本发明的一些实施例中呈现的数值可能包含某些误差，这些误差必然由其各自的测试测量中发现的标准偏差引起。
[0025] 如本文的
说明书和随后的权利要求中所使用的，除非上下文另有明确规定，否则“一”，“一个”和“该”的含义包括复数指代。此外，如在本文的描述中所使用的，除非上下文另有明确规定，否则“在……中”含有包括“在……内”和“在……上”。
[0026] 本文中对数值范围的描述仅旨在用作单独提及落入该范围内的每个单独值的简写方法。除非本文另有说明，否则将各个单独的值并入本说明书中，如同其在本文中单独叙述一样。除非本文另有说明或上下文明显矛盾，否则本文所述的所有方法均可以任何合适的顺序进行。本文的某些实施例提供的任何和所有示例或示例性语言(例如“例如”)的使用仅旨在更好地说明本发明，而不是对要求保护的本发明的范围构成限制。说明书中的任何语言都不应被解释为表示对于本发明的实践必不可少的任何未要求保护的要素。除非清楚表述了相反含义，否则所有范围包含其端值，同时开放式范围应被解释为受到商业上可行的实施例的开放端的限制。
[0027] 本文公开的本发明的替代元件或实施例的分组不应解释为限制。可以单独提及和保护每个组成员，或者可以将每个组成员与本文中发现的组中的其它成员或其它元件任意组合来进行保护。出于方便和/或可专利性的原因，可以将一个或多个组成员包含在组中或从组中删除。当出现任何这样的包含或删除时，本说明书在此被认为包含经
修改的组，从而实现所附权利要求中使用的所有马库什组的书面描述。
[0028] 如本文所使用的，并且除非上下文另有明确规定，否则术语“连接到”旨在包括直接连接(其中两个彼此连接的元件彼此
接触)和间接连接(其中至少一个另外的元件位于两个元件之间)。因此，术语“连接到”和“与……连接”同义使用。
[0029] 以下讨论提供了本发明主题的许多示例实施例。尽管每个实施例代表发明元素的单个组合，但是依然认为本发明主题包括所公开元素的所有可能的组合。因此，如果一个实施例包括元素A、B和C，第二实施例包括元素B和D，那么即使没有明确地说明，本发明主题也被认为包括A、B、C或D的其他剩余组合。
发明内容
[0030] 本发明的主题提供了装置、系统和方法，其中，电动垂直起降(eVTOL)飞行器经工程设计，可以使用数量减少的(例如2至4个)变速刚性(非铰接)旋翼来运载至少500磅(约227公斤)物体。
[0031] 通过优选实施例的详细描述和附图，本发明主题的各种目的、特征、方面和优点将变得更加显而易见，附图中相同的数字表示相同的组件。
附图说明
[0032] 图1A是即将到来的 拟议的混合电动垂直起降(eVTOL)飞行器的城市运输市场的概念图。
[0033] 图1B是根据图1A的飞行器的现有技术的开发和运行计划时间表。
[0034] 图2A和2B是艺术家对现有技术的16旋翼VolocopterTM的再现。
[0035] 图3是艺术家对现有技术的8旋翼EhangTM的再现。
[0036] 图4是艺术家对现有技术的8旋翼CityAirbusTM的再现。
[0037] 图5是艺术家对现有技术的36旋翼LiliumTMeVTOL的再现，其中旋翼绕前翼和后翼倾转。
[0038] 图6是艺术家对现有技术的8旋翼AirbusTMA3 VahanaTM的再现
[0039] 图7是用于现有技术JobyTM6旋翼eVTOL概念飞行器的计算流体动力学(CFD)流动解决方案的图像。
[0040] 图8是艺术家对AuroraTMeVTOL概念飞行器的再现，它使用八个提升旋翼和一个朝后的螺旋桨。
[0041] 图9A和9B示出了艺术家对TerrafugiaTMeVTOL飞行器的构思。
[0042] 图10示出了现有技术的AirbusTMA3 VahanaTM的电机安装。
[0043] 图11是根据本文的发明构思的优选VTOL飞行器的示意性透视图。
[0044] 图12是图11的飞行器的尺寸和参数表。
[0045] 图13A和13B分别是图11的飞行器的示意性俯视尺寸图和侧视尺寸图。
[0046] 图13C是描述图11的飞行器的可能的座位布置和计算的重量的表。
[0047] 图13D和13E是图11的飞行器的示意性立体图，其中
门和舱口打开。
[0048] 图13F是图11的飞行器的开放式后舷梯的示意性侧视图。
[0049] 图13G是图11的飞行器的侧截面的示意图。
[0050] 图14是可与图11的飞行器一起使用的开缝
襟翼的示意性侧视图，该开缝襟翼以四个不同的位置示出。
[0051] 图15A是可以与图11的飞行器一起使用的外翼折叠特征的示意性透视图。
[0052] 图15B是在图11的飞行器中处于折叠方向的图15A的外翼的示意性主视图。
[0053] 图15C是图11的飞行器的示意性俯视图，其中外翼处于折叠方向，使得飞行器可安装在直径为45'的投影圆形停机坪中。
[0054] 图16A是描述作为图11的飞行器的无量纲径向站的函数所计算的旋翼几何形状和特性的表。
[0055] 图16B-16E是描绘图11的飞行器的所建议的旋翼桨叶的所计算的束翼向弯曲
刚度，弦向弯曲刚度，扭转刚度和单位长度
质量的图。
[0056] 图17是描绘图11的飞行器根据旋翼速度在零度的集体控制设置下计算的最低桨叶固有
频率的图。
[0057] 图18是图11的飞行器在
指定的径向站处的旋翼桨叶的五个横截面机翼轮廓的示意图。
[0058] 图19A是可与图11的飞行器一起使用的驱动系统的第一示意性透视图，该飞行器封装在
流线型
机舱中，位于机翼飞行所需的位置处。
[0059] 图19B是可与图11的飞行器一起使用的驱动系统的局部的第二示意性透视图。
[0060] 图20是描绘图11的飞行器的电机速度对电机重量的计算后的影响的图。
[0061] 图21A是可与图11的飞行器一起使用的优选的独立桨叶控制(IBC)配置的垂直横截面示意图。
[0062] 图21b是可与图11的飞行器一起使用的替代性优选的独立桨叶控制(IBC)配置的垂直横截面示意图。
[0063] 图22是图11的飞行器的示意性立体图，该飞行器具有根据图21A或21B所示的独立桨叶控制(IBC)
致动器，还具有四叶主旋翼和四叶副旋翼。
[0064] 图23A是可与图11的飞行器一起使用的机舱的示意性截面图，其中，电池设置在机翼下方，且位于机舱内部。
[0065] 图23B是可与图11的飞行器一起使用的机舱和机翼的示意性截面图，其中，电池设置在机翼内。
[0066] 图24A-24G是根据本文发明构思的替代性优选VTOL飞行器的示意性立体图。此版本没有副旋翼。
[0067] 图25A和25B是图24A-24G的替代VTOL飞行器的示意性垂直横截面图，描绘了可与图13G的4旋翼配置相比的3排座椅。
[0068] 图26是图24A-24G的2旋翼替代VTOL飞行器的尺寸和参数表。
具体实施方式
[0069] 本发明的主题提供了装置、系统和方法，其中，电动垂直起降(eVTOL)飞行器被设计成使用数量减少的(2至4个)变速刚性(非铰接式)旋翼(通常组装成主旋翼和副旋翼)，来运载至少500磅(约227公斤)物体。无论是主旋翼和副旋翼，旋翼优选为倾转旋翼，使得一个或多个旋翼在旋翼飞行(例如，垂直起飞等)期间提供大量的升力(例如，70％等)，并且旋翼可以是倾斜的以在机翼飞行中提供向前的推力(或空气
制动)。
[0070] 在一些设想的实施例中，每个旋翼可以由其自身的一个或多个电机驱动，并且在其他设想的实施例中，多个旋翼可以由单个电机驱动。在特别优选的实施例中，单个旋翼可以由三个电机驱动。还可以设想，不同的电机可以由不同的
电池组供电，或者多个电机可以由单个电池组供电。
[0071] 术语“电池”和“电池组”在本文中可互换使用，其是指一个或多个产生电的化学电池。电池优选利用锂
离子化学物质，并且具有约100kWh/lb的比
能量密度。其他设想的电
池化学物质包括锂
聚合物和锂金属。
[0072] 非铰接式旋翼是优选的，因为在VTOL和机翼巡航飞行中，可以通过改变各个桨叶角来施加力矩，控制飞行器的俯仰。桨叶角度控制优选地通过独立桨叶控制致动器来实现，所述独立桨叶控制致动器优选地安装在它们各自的桨叶内，轴向地安装在俯仰轴上。至少在第一主旋翼和第二主旋翼中的每一个上使用的独立桨叶控制系统在旋翼上的桨叶之间施加差分集体
螺距，使得旋翼推力保持大致恒定，同时轴转矩增加到高于没有差分集体所需的转矩。可以在未决的临时申请中找到详细信息，这些未决的临时专利申请为62/513930(Tigner)“用于
气动制动目的的轴向飞行中的螺旋桨或旋翼(A Propeller or Rotor in Axial Flight for the Purpose of Aerodynamic Braking)”，以及62/513925(Tigner)“通过使用独立桨叶控制提高旋翼飞行器动力响应的敏捷性(Use of Individual Blade Control to Enhance Rotorcraft Power Response Quickness)”，所述临时专利申请中的每一个的全部内容均通过引用并入本文。
[0073] 在优选实施例中，飞行器具有主旋翼和副旋翼。主旋翼包括多个桨叶和桨毂，这些桨叶和桨毂被构造成提供力矩，该力矩至少为旋翼半径的旋翼最大升程时间的6％，更优选为旋翼半径的至少9％，最优选为旋翼半径的至少12％。
[0074] 为了在不超过四个旋翼以及目前可获得的电池技术的情况下实现商业上可行的飞行持续时间、升力和其他特性，至少主旋翼需要相对较大。因此，每个主旋翼被配置为提供低于10psf的桨盘载荷，并提供高于8lb/HP的悬停功率载荷。
[0075] 更优选地，每个主旋翼被配置为提供低于6psf的桨盘载荷，并提供高于10lb/HP的悬停功率载荷。其他设想的飞行器实施例具有低于8lb/HP的功率载荷。
[0076] 此外，为了在旋翼和机翼飞行中实现高旋翼效率，在大范围的旋翼转速(RPM)(例如20％到100％)上持续运行旋翼是有必要的，设想的实施例利用美国专利6007298(Karem)“最佳速度
旋翼机”(OSR)和6641365(Karem)“最佳速度倾转旋翼机”(OSTR)中公开的旋翼设计。
[0077] 使用OSR和OSTR中的教导，本文所设想的飞行器优选地实现每片桨叶的襟翼刚度，该襟翼刚度不小于100，优选200，乘以以英尺为单位的旋翼直径的乘积的四次方，其中从旋翼旋转中心测得的旋翼半径的30％处测得以lbs-in2为单位的襟翼刚度。
[0078] 同样，使用OSR和OSTR中的教导，每个以磅为单位的桨叶重量优选地不超过以立方英尺为单位的旋翼直径乘以0.004的乘积。
[0079] 设想具有第一和第二主旋翼的实施例包括至少一个可选的第一辅助旋翼，每个第一辅助旋翼的桨盘面积不大于每个主旋翼的50％。在更加优选的实施例中，每个第一辅助旋翼的桨盘面积不大于每个主旋翼的40％。辅助旋翼的尺寸不比都相同。
[0080] 所述一个或多个辅助旋翼也优选地是刚性(非铰接式)旋翼，其被配置为通过改变各个桨叶的桨距来产生俯仰力矩。至少第一辅助旋翼有利地被配置为提供最大飞行器俯仰力矩，该最大飞行器俯仰力矩不大于主旋翼的集体总飞行器俯仰力矩能力。
[0081] 对于每个旋翼，旋转桨毂、相应的桨毂
轴承、
齿轮箱和电机安装夹具都一起配置为集成旋翼驱动系统。优选实施例中，每个主旋翼包括三个独立控制的电机，这三个独立控制的电机连接至单个齿轮箱。三个独立控制的电机通过冗余提供了安全益处，此外，对于变速旋翼所需的高扭矩输出，该配置是一种轻量的解决方案。
[0082] 优选实施例包括机翼，该机翼承载至少第一和第二旋翼，每个旋翼都设置在旋翼组件中，该旋翼组件构造成相对于机翼倾斜至少90°。在特别优选的实施例中，相应的
电动机或其他动力装置构造成随旋翼组件一起倾斜。至少主旋翼是敞开的，即，当旋翼倾斜时，它们不受周向空气导带的限制。
[0083] 与旋翼一样，机翼相对于飞行器和有效载荷的重量而言相对较大。例如，优选地，机翼的大小和尺寸设计成使机翼载荷不高于40psf，并且机翼失速速度不高于90KIAS。特别优选地，机翼被配置为使机翼载荷不高于20psf，并且机翼失速速度不高于50KIAS。优选的机翼还被配置为在从完全旋翼机载水平飞行到完全机翼机载水平飞行的过渡中提供不小于20KIAS的飞行速度裕度，并且提供不小于10的机翼巡航升力/阻力比。特别优选的机翼进一步配置为提供不小于40KIAS的过渡飞行速度裕度。
[0084] 为了进一步降低飞行器失速速度，优选的机翼装有致动的开缝襟翼。在特别优选的构造中，襟翼可用于提供飞行器侧倾控制。机翼优选配置有带有控制系统的机翼末端部分，以及将机翼末端调整到20-90度之间的反角的电动或其它致动器，以：(a)减少悬停时机翼的向下载荷；(b)在侧风时为
滑行提供侧倾
支撑；(c)束缚飞行器。
[0085] 本文所讨论的机翼、旋翼以及其他部件和特征优选地被设计成使得飞行器可以在最大重量下以3g的重量飞行而不会损失高度或速度，但是如果旋翼出现故障，飞行器仍可保持低的持续自转下降速率。优选的实施例具有小于1,000ft/min的持续的自转下降速率。
[0086] 在一些实施例中，至少第一电池或其他电源设置在机翼中。而且，在一些实施例中，
起落架从
机身和机翼中的至少一个延伸。
[0087] 在另一个优选实施例中，至少第一电池或其他电源设置在主旋翼机舱中。
[0088] 设想具有
尾翼和/或前翼的实施例，尾翼和/或前翼中的每一个优选地具有升力表面，该升力表面的面积在机翼的面积的10％至100％之间。
[0089] 设想的实施例包括载人飞行器和
无人飞行器。因此，有机身的地方，就可以具有客舱，该客舱具有至少一个可供人坐的座位。
[0090] 还设想了足以在没有机载人类飞行员的情况下飞行飞行器的
电子控件。
[0091] 图11是根据本文的发明构思的优选VTOL飞行器的透视图。该飞行器具有机翼1101、静态机舱1102、倾斜机舱1103、机身1150、尾翼面1130和第一倾斜旋翼系统1110。一个特别优选的实施例包括第一倾斜辅助旋翼系统1140。
[0092] 旋翼系统1110包括旋翼桨叶1120。旋翼桨叶为刚性的无铰接式类型，包括例如在美国专利No.6641365(Karem)中描述的桨叶。旋翼系统共同提供如箭头1113和力矩1114所示的推力。力矩和力可以通过使桨叶围绕沿桨叶1120的长度延伸的
羽轴1121旋转来控制。围绕羽轴1121的俯仰角由箭头1122表示。旋翼桨叶的尖端沿着由圆圈1116表示的旋转轨迹。旋翼桨叶1120和倾斜机舱1103可以沿着箭头1111表示的路径围绕倾斜轴1112倾斜。为说明倾斜旋翼功能，右侧机舱处于机翼飞行方向，而左侧机舱处于旋翼飞行方向。在典型的操作过程中，机舱将处于相似的方向。
[0093] 机翼1101将载荷从旋翼系统传递到机身1150。机身1150设计为运载有效载荷和乘客，并包含包括起落架在内的各种系统。
[0094] 图12是优选实施例的尺寸和参数表，其中“*”表示
湍流。该表所述的优选实施例被设计用于大约1100磅的额定有效载荷和4767磅的基本任务起飞重量。机翼面积为250平方英尺，产生的机翼载荷为19.1psf。包括旋翼洗流对机身的影响时，总桨盘面积为849平方英尺，使悬停盘载荷为6.62lb/ft2。
[0095] 图13A和13B分别示出了与图11所示的飞行器一致的优选实施例的尺寸图的俯视图和侧视图。1310是连接至机身1150的主起落架轮。1311是连接至机身1150的前起落架轮。先前编号的所有元件均如上所述。
[0096] 图13B是侧视图，示出了优选实施例飞行器的2个向上打开的前舱门1312，类似汽车的4个门1313和1314以及行李舱1315，其具有3种可能配置：a)带有1名飞行员和4位乘客的空中出租车，b)最多可容纳8位乘客的家庭用途，以及c)可折叠后排座椅和代替行李舱的可选舷梯的货运/急救用途。家庭用途配置具有1,350磅的有效载荷能力，旨在像大SUV一样可以容纳一家人，唯一不同的点在于，与4门SUV相比，SUV有4个门，而该飞行器具有2个前舱门，等于提供6个门。
[0097] 图13C是描述优选飞行器的座位布置和计算的重量的表。
[0098] 1,350磅的有效载荷容量，在装载3排座位时所需的装载灵活性，尤其是在行李舱或后舷梯的后部载荷400磅时，会导致飞行器C.G.变宽(负载向量)至8.5英寸(机翼平均
空气动力弦的13.2％)。在旋翼飞行中，通过优选实施例辅助旋翼的强力俯仰控制组合和刚性主旋翼的俯仰力矩可提供飞行器
稳定性以及控制这样宽的C.G.变换；而在机翼飞行中，通过大尾翼升降仓的有效俯仰控制组合与刚性主旋翼的俯仰力矩可提供飞行器稳定性以及控制这样宽的C.G.变换。
[0099] 图13D和13E示出了门和舱口打开的优选实施例的飞行器的示意图。
[0100] 图13F示出了后舷梯1316打开。前起落架1311可选地具有可变的高度，从而允许将机身调整到地面角度，从而在舷梯开口处提供额外的间隙。
[0101] 图13G示出了具有与图13C一致的建议的座椅布置的机身的侧视图。设想了供以后使用的电子设备1317，这种电子设备能在没有机载人类飞行员的情况下使飞行器飞行。
[0103] 本文设想的飞行器设计用于有效的垂直和巡航飞行。此外，此类飞行器设计用于提供安全飞行，并且在全机翼飞行和旋翼飞行之间的过渡飞行条件下(其被称为“过渡”)表现良好。
[0104] 垂直飞行所需的旋翼推力约为有效巡航飞行所需的10倍。优选的实施例飞行器使用美国专利6641365(Karem)中描述的变速旋翼，以高效地从低速机翼飞行中的100RPM转变到12,000英尺处的悬停时的460RPM。旋翼的空气动力学设计对悬停和巡航飞行的最佳特性作了让步，其中这种旋翼中悬停和巡航飞行的转速范围为5：1。需要具有多种
翼型设计的组合，这些翼型设计在各个迎角、扭转角和弦分布范围内具有线性升力特性，其平衡垂直和巡航飞行。截面翼型设计和分析工具(例如XFOIL)可用于设计和研究达到所需特性的翼型。用于巡航的旋翼分析
软件(例如XROTOR)和用于悬停旋翼性能的软件(例如CHARM(CDI))可用于优化旋翼几何形状，以获得所需的性能特征。所得的优选旋翼几何形状在图16A中的表格中给出，而翼型截面在图18中给出。
[0105] 为了有效的巡航飞行，期望升力阻力比至少高达10。通过使用计算
流体力学(CFD)程序(例如STAR-CCM+)，可以根据实际考虑因素(例如推进力和有效载荷的体积以及结构要求)来分析和
迭代优化形状，从而将机身和机舱的阻力降至最低。可以使
用例如前述XFOIL的翼型工具对机翼翼型进行优化。与机翼优化有关的考虑因素包括在巡航阻力、垂直飞行向下载荷、过渡最大升力和结构要求之间进行妥协。
[0106] 如图14的剖面图所示，一种增加过渡期间的最大升程而不会对巡航阻力产生负面影响的优选方法是开缝襟翼。该图包括多个襟翼偏转角位置：最大向上偏转(-8)，无偏转(0)，最大CL(+22)和最大向下偏转(+65)。襟翼1401绕简单的
铰链1404旋转。当缩回(位置0)时，与单个元件的翼型相比，襟翼1401引起最小的附加阻力。当展开至最佳的高升角(位置+22)，会露出一个狭缝，该狭缝使来自第一元件1402下侧的气流能够通过襟翼元件1401。在优选实施例中，襟翼和狭缝的形状设计成以提供对小偏转角的线性升力响应，从而使开缝襟翼还能够作为飞行器侧倾控制的副翼进行精确控制。优选的开缝襟翼从机身侧到翼尖沿翼展方向延伸，其中在推进系统机舱处有中断。襟翼分为多个翼展方向部分，以减少机翼
变形引起的
应力。襟翼铰链从机翼表面偏移，使得当襟翼向下偏转时，狭缝打开。柔性的上表面
密封件1403在襟翼处于其缩回位置时使阻力最小化。
[0107] 机翼eVTOL飞行中最关键的飞行安全阶段是以安全前进速度从全旋翼机载过渡到机翼机载。这在狂风和低海拔城市环境中尤其重要。与现有技术不同，大型主旋翼和大机翼面积的结合使用可提供安全的过渡。
[0108] 在优选实施例中(具有2个副旋翼)，使用大旋翼会导致桨盘加载，从而产生低噪音(350RPM，旋翼尖端马赫数小于0.35)，有效的稳定悬停以及在495RPM下的2g的旋翼操纵。结合具有22度开缝襟翼的大型(250Ft^2)机翼，飞行器被设计为可在飞行器重量为4,767磅时提供50KIAS的失速速度。旋翼速度为550RPM时，飞行器可以完全以旋翼机载(零机翼和尾翼升力)，速度为90KIAS，比最小机翼飞行速度高40KIAS，并且可以承载2.5g的瞬时旋翼升力。在90KIAS时，飞行器的机翼升力为3.25g。这些巨大的裕度避免了大多数由低升力引起的飞行事故和极端天气下以低速度飞行和过渡所引起的控制事故。
[0109] 折叠外翼
[0110] 图15A描绘了外翼折叠特征。外翼1501绕铰链线1503相对于内翼1502折叠，并且该折叠动作由折叠致动器(未示出)控制。折翼致动装置设计用于承受飞行和地面载荷。它的翼尖处有一个
弹簧悬挂滑轨1504，在着陆时该弹簧悬挂防滑
块1504与地面接触。有效飞行所需的大翼展和可接受的过渡特性使飞行器对地面的侧风和阵风敏感。翼尖防滑块为飞行器提供了额外的地面稳定性和安全性。翼尖还包括固定功能部件(未显示)，用于在停放时固定飞行器。在旋翼飞行中，由于向下载荷与旋翼-机翼分离距离成反比，因此减少了由于外翼上的旋翼冲刷而引起的向下载荷。图15B示出了外翼折叠了的飞行器的主视图。另外，折叠的飞行器可以容纳在较小的停机区域中。图15C示出了该飞行器的俯视图，该飞行器适合于停放在直径45英寸的投影圆形停机坪中。
[0111] 桨叶设计
[0112] 图16A给出了作为无量纲径向站的函数的旋翼几何形状和特性。图18示出了在指定的径向站处的旋翼桨叶的横截面翼型轮廓。
[0113] 图16B描绘了示例性实施例的旋翼桨叶从根部的径向站0到尖端的径向站1的襟翼向，或正常至弦的弯曲刚度。图16C描绘了示例性实施例的旋翼桨叶从根部的径向站0到尖端的径向站1的滞后或弦向弯曲刚度。图16D描绘了示例性实施例的旋翼桨叶从根部的径向站0到尖端的径向站1的扭转刚度。图16E描绘了示例性实施例的旋翼桨叶从根部的径向站0到尖端的径向站1的每单位长度的质量。图16F描绘了示例性实施例的旋翼桨叶从根部的径向站0到尖端的径向站1的相对于桨叶桨距轴线的弦向cg位置。
[0114] 图16C-E描绘了所提出的实施例桨叶的束翼向弯曲刚度，弦向弯曲刚度和扭转刚度。需要高刚性质量比，以在较大的旋翼速度范围内运行旋翼时不会出现结构性动力学问题。所提出的实施例桨叶的桨叶质量分布在图20F中示出。为了避免气动弹性不稳定性，旋翼桨叶的弦向质心不能比桨叶桨距或羽轴更靠后。如图16F所示，发现实施例的旋翼桨叶在操作条件下没有出现气弹性不稳定性，并且质心平衡。
[0115] 图17描绘了在零的共同设定下作为旋翼速度的函数的最低桨叶固有频率。从原点发出的射线描绘了旋翼的1/rev，2/rev…10/rev谐波频率。工作速度范围标记在水平轴上。图16A-F的刚度和质量分布是对旋翼桨叶固有频率的主要影响。在整个工作范围内，固有频率彼此之间保持良好分离。由于具有高刚度和重量设计，固有频率比一般的旋翼桨叶高得多。在整个工作范围内，第一襟翼模式保持在旋翼的3/rev励磁频率之上，而阻尼较小的第一滞后模式则保持在4/rev励磁频率之上。在主旋翼励磁频率3/rev之上的这种分离使得能在较宽的旋翼速度范围内运行，而不会遇到过多的振动载荷或由于共振引起的振动。
[0116] 可以使用旋翼动力仿真和优化软件程序(例如，CHARM和CAMRAD)来迭代所描述的所需特性的旋翼桨叶设计。
有限元分析(FEA)软件可用于更高保真度的结构分析，而CFD代码可用于更高保真度的空气动力学分析和改进。
[0117] 优选的辅助旋翼和桨叶的设计遵循与直径较小的主旋翼相同的性能限制。
[0118] 桨毂驱动系统
[0119] 驱动系统封闭在流线型机舱中，如图19A所示，位于机翼飞行所需的位置处。旋翼的旋
转轴显示为X-X，飞行方向显示为箭头A。根据定义，倾转旋翼飞行器需要将旋翼的推力轴从水平飞行状态旋转到垂直上升状态。该角度不小于90度，可以是105度或者更高。机舱的前部(包括所有驱动元件)倾斜的轴线示出为Y-Y。
[0120] 桨叶柄1901安装在
滑动轴承容纳环1902中，用
螺栓将滑动轴承容纳环1902固定到旋转的桨毂1903上，该桨毂1903支撑在大直径轴承1904上。三个电机1905围绕桨毂中心对称设置。其中一个电机1906截面1906在图中示出。输出太阳齿轮1907通过斜撑
离合器1908驱动。行星齿轮1909安装在行星齿轮架1910中，该行星齿轮架1910与输出
小齿轮1911相连。三个相同的输出小齿轮与环形齿轮1912
啮合。桨毂载荷通过中间结构1913由桨毂轴承承载，中间结构1913通过粘结和
铆接固定到机身
单体复合结构的机舱中。
外壳结构在铰链点
1917处连接至机舱，倾斜的致动桁架1916在致动器连接
支架1917处连接两个机舱元件。电子电机
驱动器箱1918单独
包装以实现冗余，其中相连接件1919与电机连接。示出了电机液体冷却连接1920，以及油箱1921。所示的替代旋转倾斜致动器1922安装在旋转的横轴上。
[0121] 图19B描绘了图19A中所描绘的流线型机舱局部的替代透视图。图19B提供了安装在滑动轴承容纳环1902中的桨叶柄1901的详细视图，以及滑动轴承容纳环1902到旋转桨毂1903的螺栓连接的详细视图，旋转桨毂1903支撑在大直径轴承1904上。
[0122] 整个旋翼桨毂，包括与电驱动装置连接的桨叶滑动轴承和桨距致动系统，形成了整体组件。该系统显示为三桨叶布置；其他桨叶编号也类似地安装。通过组件解决从旋转
机架到机舱结构的四个主要载荷是桨叶襟翼载荷、桅杆力矩、推力或升力矢量以及驱动扭矩。大直径承载力矩的轴承将旋转的桨毂元件连接至机舱结构。大型的缓慢旋转的旋翼产生了驱动条件，在该条件下，旋翼的转矩/速度特性远远超出了直接
驱动电机的能力。图20示出了电机速度对电机重量的影响的总结分析，表明对于恒定功率，带齿轮减速的高速电机可随着齿轮比的增加而减小重量，并且通过多路复用电机来进一步减小重量。由于飞行安全至关重要，因此多路复用的电机可提供完整的电气冗余。通过在每个电机
输出轴上都布置一个
单向离合器(“斜撑”离合器)，还可以提供一定程度的机械冗余。所示的系统具有三个电机，但适用于更大数量的电机。
[0123] 用于eVTOL提升旋翼的直接驱动电机的典型应用具有多个优点。它很简单，并且简单性带来固有的可靠性。而且，它不会额外增加变速箱的重量。但是，也可以通过增加电机的RPM并使输出级搭上齿轮来减轻重量。通过以固定功率交换RPM的扭矩，可以大大减轻重量。由于随着尺寸减小冷却能力有限，因此重量减轻是有限制的。因此，为了优化重量，直接驱动和齿轮电机之间的选择取决于所需的功率输出和所需的RPM。在较低的输出RPM下，
齿轮传动具有重量优势，而在较高的RPM下，直接驱动的重量优势更明显。图20示出了在优选实施例中的电机的重量和主旋翼的300HP额定输出的驱动力。在这种情况下，重量断点接近2000RPM。在优选实施例中，大功率悬停时的主旋翼RPM为400-460，大功率机翼爬升中的RPM为350，因此显然更喜欢齿轮传动的旋翼驱动器。
[0124] 在设计中并入多个电机具有多个优点。A)更多的电机可以更有效地减轻重量。
散热能力与电机的表面积成正比，而(固定RPM的)功率与电机的体积成正比，进而与电机的重量成正比。表面积体积比越大，冷却效果越好。在最小重量主要由冷却能力决定的情况下，更多的电机可提供更好的重量效率，因为它们具有更高的表面积体积比。B)可以通过冗余来提高可靠性。在一个或多个驱动电机发生故障时可以维持可接受的输出功率的配置中，通过冗余可以提高整体可靠性。但是，许多电机的复杂性会降低可靠性。
[0125] 齿轮比越高，重量减轻越有效。因为齿轮箱的重量由高扭矩输出级驱动至一阶，所以齿轮箱的重量与齿轮比无关。如图20所示，电机的重量与RPM成反比。然而，随着尺寸的减小，重量减轻受到散
热能力降低的限制。此外，电机RPM还存在一些实际限制，包括：在高
离心力下保持磁体(对于该设计类型的电机)，可用轴承速度的限制以及电机换向的电子
开关速度的限制。
[0126] 在当前示例中，20：1的齿轮比减轻了重量，同时限制了非常高的电机RPM的挑战。在其他设想的实施例中，齿轮箱可具有3：1、5：1、10：1、20：1或30：1的比率。
[0127] 在总齿轮比接近或超过20：1的情况下，需要两个阶段的齿轮减速，以实现高速电机的全部重量减轻益处。每个电机都配备有行星减速器组，该行星减速器组驱动连接到桨毂的环形齿轮。组件的所有功能都经过了优化，以实现最小的重量，例如，使用与单个大环形齿轮啮合的三个驱动小齿轮，可最大程度地减小环形齿轮的端面宽度，从而节省材料。
[0128] 电机、其驱动器电子设备和变速箱都需要冷却。用于冷却电机和电子设备的首选流体是水/乙二醇，另外液-油
热交换器用于冷却变速箱油。变速箱油包含在位于变速箱壳体下端的
油底壳中。
[0129] 示出的机舱倾斜系统为包含3个线性致动器，提供机舱60度的aft.和提供剩下55度的fwd.致动器的系统。替代系统是通过四
连杆机构操作的高扭矩旋转致动器的应用。参考文献中引用了详细描述了其操作要领的旋转致动器，(US7871033(Karem等人)。
[0130] 独立桨叶控制
[0131] 在优选实施例中，独立桨叶控制(IBC)致动器2101能够精确独立地控制旋翼桨叶的轨迹。通过独立地控制桨叶角度，可以控制旋翼力矩和力。除了图22中的第一倾斜旋翼系统2210和第一倾斜辅助旋翼系统2240是4桨叶旋翼应用之外，图22与图11相似。4桨叶旋翼的IBC致动的应用使机翼飞行中产生飞行器制动(旋翼反推力)而不会引入较大的桨毂力矩。上文描述了与图11类似编号的所有元件。可以在未决的临时申请中找到详细信息，这些未决的临时专利申请为62/513930(Tigner)“用于气动制动目的的轴向飞行中的螺旋桨或旋翼(A Propeller or Rotor in Axial Flight for the Purpose of Aerodynamic Braking)”，以及62/513925(Tigner)“通过使用独立桨叶控制提高旋翼飞行器动力响应的敏捷性(Use of Individual Blade Control to Enhance Rotorcraft Power Response Quickness)”，所述临时专利申请中的每一个的全部内容均通过引用并入本文。
[0132] 图21A示出了优选的IBC配置。设计方法是将电动致动器定位在桨叶本身内，并将电动致动器定位成使致动器和桨叶滑移轴同时存在。必须满足某些桨叶设计条件，以使上述方法变得可行。OSTR旋翼桨叶应具有很大的优势，即在襟翼弯曲和超前滞后方面具有较高的刚度，这会导致桨叶根部弦长和厚度大大超过传统旋翼桨叶。所得的桨叶翼梁是空心的并且具有足够的直径，可轻松容纳圆柱形电动致动器。结合
减速齿轮箱，可以看出，电机驱动器可以将桨叶以旋转的方式连接至桨毂，而无需机械连杆，并且可以像其他飞行控制致动器一样对电动驱动器精确地进行命令和控制。此类致动的总称是独立桨叶控制(IBC)，它允许使用全新的，优化的桨叶方位角和桨距角矩阵。这样做具有空气动力学优势。
[0133] 另外，必须通过折叠使从事舰载作战的军用
直升机更为紧凑。折叠现有技术的现有旋翼桨叶并保持变桨连杆的完整性导致机械零件布置复杂。本发明消除了这种复杂性。桨叶内部的致动器设计的唯一新要求是
电缆线以折角弯曲。目前就可以轻松满足这个要求。
[0134] 空心桨叶翼梁2101插入桨毂2102的接收孔中，该桨毂2102通过
内圈2104上的轴承2103支撑桨叶，内圈2104通过密封件2105密封。如果需要折叠，则桨叶和桨毂部分绕铰链
2106旋转。一个电机
定子2107，或两个电机定子2107和2108在尾翼轴承2110和旋翼轴承
2111的引导下使旋翼2109运转。
编码器2112基于静态参考通过固定芯2113检测电机的旋翼位置和桨叶角位置。电机驱动齿轮箱2114，该齿轮箱2114通过
紧固件2115固定到桨叶根部。
齿轮箱反作用扭矩由挠性
联轴器2116承载，其目的在于使齿轮箱与力距引起的偏转隔离，该偏转由桨叶襟翼和超前滞后载荷引起。离心载荷和力矩引起的径向载荷由
圆锥滚子轴承2117承载。桨叶致动扭矩通过
花键2117反作用，而离心力则通过
螺母2119反作用。柔性电气连接电缆2120承载来自滑环2121的电机动力和控制力信息，滑环绕桨毂
旋转轴2122(由XX轴显示)旋转，而滑环的静态部分由机身结构2123支撑。
冷却液流和
回流管路2124通过
旋转接头2125供给。
[0135] 图21B示出了替代的组件布局。如果不需要折叠旋翼桨叶，并且通过刚性滑动轴承相对于桨毂严格控制桨叶滑行轴，则俯仰致动器可以安装在桨毂上，而不是安装在桨叶上。在这种布置中，由一个或多个电机、减速齿轮箱和所需的
传感器以及连接
导线组成的致动器组件连接到桨毂。这种连接是扭转刚性的，但对齐方式灵活，可以承受高载荷桨叶固有的挠曲。花键输出
驱动盘与桨叶内部的啮合花键配合。将一组致动器共同安装在一体式桨毂上具有实用的系统优势，因为致动器可以与公共驱动器、电源和冷却路径电连接。
[0136] 圆柱形桨叶翼梁2131支撑在外侧滑动轴承组件中，该外侧滑动轴承组件由轴承固定环2132、
外圈2133、滚子和
保持架2134、内圈2135和密封件2136组成。桨叶根部用内隔板2137稳定，用
铆钉2138固定。隔板在2139处内部花键连接，用于从柔性驱动
波纹管2140传递扭矩。这是将卸下的桨片收回到固定致动器上时的分离点。
[0137] 分裂桨叶固位夹2141将内侧根部配件2142固定到内侧滑动
轴承外圈2143上。圆锥滚子和保持架2144在内圈2145上运行，内圈2145由密封件2146密封。轴承预紧力由2147年的盘形弹簧2147提供，盘形弹簧2147在推力
垫圈2148上运行。
[0138] 桨叶离心力由致动器壳体2149反作用，该致动器壳体由紧固件套件2150保持在位，该紧固件套件还将静态
铁心2151固定到旋转桨毂组件2152上。静态铁心同时承载电机定子绕组2153和位置编码器2154。电机旋翼2155被支撑在轴颈轴承2156和
尾轴承2157中，并驱动减速齿轮箱2158。
[0139] 附接到非旋转的机身结构的管状扩展件2159带有滑环2160，该滑环通过固定
线束2161向致动器提供
电流和控制
信号。
[0140] 电池
[0141] 在图23A的机舱横截面图中示出了优选的电池安装方式。电池2301设置在机翼2302下方并且位于机舱2303内部。飞行方向由方框箭头B表示。机舱的后部容积包含足够的容积以包括电力推进系统所需的冷却系统的部分。或者，如图23B所示，电池2311可以容纳在机翼结构2312中。示出的电池2311的横截面尺寸小于图23A中的电池，但是由于电池2311被长翼2321包围，从而具有相同的容积。因此，与主要优选实施例相比，机舱2313要小得多，且阻力也更小。或者，具有内燃
发动机和发电机(混合动力)的机舱布置可用于为电机和其他飞行器系统提供动力，并提供更长的航程。
[0142] 替代配置
[0143] 图24A-G示出了没有辅助旋翼的替代性优选实施例。与具有辅助旋翼和大尾翼面积的最佳实施例相比，该优选实施例在旋翼飞行中利用了主旋翼2401的强大俯仰控制，而在机翼飞行中利用了长控制臂鸭翼表面2411的俯仰控制，从而使飞行器的重量减轻，阻力减小，安装功率和成本减少，提供飞行器相同的性能，但在过渡和阵风中飞行器控制减少，并且C.G.变换的容纳水平降低，且有效载荷多功能性减少(无货物坡道和减少的行李
箱体积和重量)。
[0144] 替代性优选实施例的特征在于机身2421、机翼2431、旋翼桨叶2401和鸭翼2411。内部构造类似于主要优选实施例。机身有3排座位：前排2501、中排2502和后排2503。
[0145] 虽然二旋翼替代配置的客舱容积与具有四旋翼的飞行器的客舱容积相当，但其机翼阻力通过以下方式减小了：a)机翼面积从250Ft^2减小至140Ft^2，b)没有尾部，c)没有辅助旋翼机舱，d)机身连接到客舱后方的机翼附件(较低的前部区域)，e)机身
层流选择广泛，以及f)由于巡航重量(由于机身更轻，电池更小，预估重量也减轻了817磅)减小，巡航阻力得以减小。
[0146] 图25A和25B示出了2旋翼替代配置的内侧轮廓，展示了与4旋翼配置相当的3排座椅。图26是两旋翼替代配置的尺寸和参数表。
[0147] 修改项
[0148] 对于本领域的技术人员而言显而易见的是，除了已经描述的那些修改之外，在不脱离本文的发明构思的情况下，还可以进行更多的修改。因此，本发明主题仅受到所附权利要求书的限制。
