CN102458988B - 具有λ盒状机翼结构的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种具有λ盒状机翼结构的飞行器，其包括机身(1)、推进***(5)、连接到所述机身(1)的顶侧前部的第一一对后掠机翼(2)、在所述机身(1)的所述后掠机翼(2)的连接部的后面处连接到所述机身(1)的下侧后部的第二一对前掠机翼(3)、和第三一对大致竖直的机翼(4)，所述前掠机翼(3)的翼尖通过所述大致竖直的机翼(4)在所述后掠机翼(2)的翼展的中间点处连接到所述后掠机翼(2)的下侧，所述后掠机翼(2)具有比所述前掠机翼(3)高的展弦比的展弦比，从而使得后掠机翼(2)在不损害所述后掠机翼的重量的情况下具有减小的诱导阻力。

Description

具有λ盒状机翼结构的飞行器

技术领域

本发明涉及一种具有限定为盒状或封闭框架的机翼结构的飞行器，所述框架减小上升诱导阻力(lift-induceddrag)并提供飞行器的改进的结构效率以及降低地面上感到的发动机噪声。

背景技术

在飞行器设计领域中经济效率是一个重要因素。近来，飞行器的环境影响也已经变成包括在设计过程中的一个重要因素。通常，可以认为当飞行器具有低燃料消耗时，经济效率和环境效率被提高。降低飞行器的燃料消耗的主要贡献因素是较低的空气动力学阻力、较低的结构重量和较高的推进效率。

飞行器的空气动力学阻力可以被解释为飞行器传递给该飞行器在其内移动的空气的单位长度能量，并且事实上是与飞行器的移动相反的力，从而使得由推进***提供的推力在稳定和水平飞行中必须相同。

各种物理现象对空气动力学阻力的产生有贡献，从而产生在飞行器设计过程中分析的各种阻力，主要地包括：

摩擦阻力，所述摩擦阻力由动能到边界层或空气的传递产生，其中所述边界层或空气包围飞行器的壳体并变成在飞行器后面留下的湍流空气尾迹。摩擦阻力以速度的平方增加并与与外部气流接触的面积(wettedarea)成比例，所述与外部气流接触的面积是飞行器外壳暴露于外部气流的表面面积。为了降低摩擦阻力，理想的是减少飞行器的与外部气流接触的面积。

诱导阻力或上升诱导阻力是一种每当有限尺寸的运动目标改变遇到的气流的方向时出现的阻力。由于机翼使迎面空气向下改变方向以产生升力，因此在飞行器中典型地出现这种阻力。与其它参数保持相同，当飞行器俯仰角增加时，诱导阻力也增加。

飞行器升力由于机翼的上表面上的气流加速而产生，从而在机翼的上表面与下表面上流动的空气之间产生压力差。在有限翼展的机翼上，在翼尖周围的一些空气从下表面流动到上表面，从而产生在飞行器机翼后面作为尾迹的翼尖旋涡。被翼尖旋涡吸收的动能最终从飞行器的推进***中被提取，因此为阻力的形式。与无限翼展相比，这些翼尖旋涡还改变机翼周围的气流，从而降低机翼的效率以生成升力，因此需要更高的迎角来补偿，并总的空气动力学力向后倾斜。机翼上的诱导阻力与飞行速度的平方成反比，即，如果飞行器的速度增加，由机翼每单位时间偏转空气的总质量增加，机翼上的诱导阻力减小。

诱导阻力一方面取决于机翼平面形状，而另一方面取决于飞行器速度。高展弦比机翼，即，长又细的机翼产生较小的诱导阻力。然而，在这些长又细的机翼中，尤其是在翼根处提升力产生大悬臂载荷，因此产生大弯矩，从而导致增加结构的机翼和飞行器重量。

细长机翼增加的重量在航空器到飞行器的早期被引入，所述飞行器包括由支柱和钢索支撑的多个机翼，通常为双翼机设计。随着能够获得新材料，飞行器设计发展成单翼机结构，且作为低诱导阻力与可接受结构重量之间的妥协，机翼展弦比约为10。

波或可压缩阻力：现代高速飞行器以接近音速大约0.8马赫(即，十分之八音速)的速度航行。在此高速下，气流被机翼的外形加速，从而使得局部流动速度非常接近音速或在音速以上，这又由于空气压缩和膨胀的不可逆效应而产生动能损失。这是另一种形式的空气动力学阻力，尤其是以接近音速或在音速以上的速度下飞行，由于可压缩效果，这被公知为波或可压缩阻力。已经公知的是因为自从20世纪中期波阻力可以通过将机翼设计成具有后掠角使得局部气流在具有由于后掠角的翼弦而减少的表面厚度的机翼周围移动而被显著减小，而机翼在结构上被视为具有其实际厚度。

由于飞行器必须在稳定飞行中提供足够的空气动力升力以支撑该飞行器的重量，因此显而易见的是对于给定飞行器结构和有效载荷，越重的飞行器将具有越大的阻力，并且具有越大的燃料消耗，结构效率或轻便的理想的设计特点以提高飞行器的经济效率。

飞行器的动力装置的总推进效率的一个测量是提供每单位时间给定推力所需的燃料质量。对于在航空中使用的诸如涡轮喷气发动机、涡轮风扇喷气发动机、螺旋桨风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、活塞发动机等的热发动机来说，总推进效率不仅取决于内部机器的设计和发动机热力循环的操作温度，而且还相反地取决于排气的速度与飞行器的速度的比值。因此，为了增加飞行器发动机的推进效率，理想的是增加将线性动量施加给空气的诸如螺旋桨、风扇、无涵道风扇的元件的直径，使得对于给定推力，即，每单位时间的动量传递，质量流增加，而排气速率下降。在过去的十年中，这导致飞行器发动机的直径的连续增加到难以将发动机定位在机翼下方的传统位置的程度。

对飞行器的环境效率的另外考虑是沿着飞行轨迹产生的噪声特征，尤其在飞行器最靠近地面的起飞和着陆阶段。增加推进元件的直径还有助于降低发动机发出的噪声。如果由发动机发出的噪声可以通过飞行器的结构被屏蔽，则可以使得听到的噪音降低。

典型的现代高速大运输飞行器往往是单翼机结构，且具有大约10的展弦比的单个机翼或翼面，并且机翼后掠角大约为30至40度，具有大直径的发动机从机翼下面悬挂或连接到机身的后部。该结构在过去几十年期间发展，并已经变得被高度优化。然而，基于先前的讨论，显而易见的是如果在不会恶化超载重量的情况下增加机翼展弦比或如果可以减少飞行器的与外部气流接触的总面积，例如移除尾翼中对升力的产生没有直接贡献的稳定元件，则可以根据燃料消耗进一步进行改进。如果飞行器结构可以容纳更大直径的发动机，则总推进效率将会增加。

同样地，设计改进可以与通过更大直径的发动机或通过有助于屏蔽发动机对地面噪声的飞行器结构而获得的地面上感知到的噪音的减少相关联。

不同的发明人已经对追求实现上述一些飞行器设计而改进的飞行器原理的研制做出了贡献。

例如，文献WO2004/074093公开了一种掠翼盒型飞行器，该飞行器包括连接到机身后上部的前掠机翼、连接到机身向前下部的后掠角机翼，使得该机翼结构限定用于提供飞行器静态飞行稳定性的空气动力通道。该结构的优点在于两个机翼都有助于产生升力，从而移除传统结构的水平稳定表面，其中所述表面虽然提供了稳定性，但是却增加了摩擦阻力。此外，由于机翼在翼尖处连接，因此每一个机翼的翼尖旋涡往往互相抵消，这减少了机翼的升力产生***的诱导阻力。从结构观点来看，在翼尖处连接机翼在机翼之间提供相互扭转支撑，这会有助于降低重量。然而，其中后翼比前翼高的飞行器结构易于产生公知的严重失速的问题，其中在高迎角下与前翼分离的气流可能会使后翼截止，从而产生持久的且难以恢复的飞行器姿态和升力损失。另外，发动机位于机身中，使得在飞行器进行迅速加速的情况下，由发动机引入的惯性载荷将必须通过机身被传递给机翼，从而导致重量增加。此外，起落架还在机翼之间位于机身的下部中，使得在以高竖向加速度着陆的情况下，机身必须抵抗由机翼引入的弯矩和起落架支撑结构处的局部载荷，这也需要重载结构。还必须注意的是在该结构中，由于在发动机与地面之间具有直接噪声路径，因此没有实现发动机噪声屏蔽。

文献美国专利第4,365,773号公开了一种飞行器，所述飞行器具有机身、从垂直尾翼向外延伸的一对第一机翼、以及在正视图中比一对第一机翼低的方式从机身的向前部分向外延伸的一对第二机翼，且所述一对机翼与飞行器机身一起呈现双三角形形状或菱形形状。该结构的具体优点在于连接后的机翼在前视图中形成菱形形状，使得所述机翼在弯曲以及扭转时相互支撑，这可以导致较轻的机翼结构，尽管与传统的结构相比可能会具有相当重的翼片和后机身。然而，其中后翼高于前翼的这种飞行器结构也倾向于具有严重失速的公知问题。

文献美国专利第4,053,125号提供了一种与已经公开的类似的连接翼型结构。

权利要求1的前序部分所基于的文献美国专利第6,340,134号公开了一种飞行器机翼结构，该飞行器机翼结构具有产生减小的诱导阻力的高展弦比机翼。该文献公开了一种包括主翼和高展弦比辅助机翼的结构，这些主翼和辅助机翼通过至少两个支柱连接。该结构还包括在俯仰运动状态下控制飞行器所需的水平稳定面和升降舵。美国专利第6,340,134号的飞行器实际上用作为翼半式的双翼机飞行器，其中下翼基本上小于上翼，并主要用作对支柱的支撑。虽然由此结构可以预期诱导阻力的明显减小，但是与传统的结构相同，保留由水平稳定面产生的摩擦阻力。使用结构有效的下翼以提供对上翼的支撑是一种在不会产生严重重量损失的情况下至少具有非常高的展弦比的机翼的促进因素。根据感知到的发动机噪声，由于发动机位于机翼下面，因此提供所述发动机与地面之间的直接噪声路径，因此该结构也等同于传统的飞行器结构。另外，两个机翼大致平行的事实由于机翼的空气动力干扰可能会导致以高速飞行时可压缩阻力的增加，从而在所述机翼之间形成流动通道。

本发明旨在解决上述缺点。

发明内容

根据本发明，公开了一种飞行器，该飞行器包括机身1、推进***5、连接到机身1的顶侧前部的第一一对后掠机翼2、在所述机身1的后掠机翼2的连接部的后面的点处连接到机身1的下侧后部的第二一对前掠机翼3、和第三一对大致竖直的机翼4，以及前掠机翼3的翼尖通过大致竖直的机翼4在所述后掠机翼2的翼展的中间点处连接到后掠机翼2的下侧，后掠机翼2具有比前掠机翼3的展弦比高的展弦比，这使得后掠机翼2在不需要损害其重量的情况下具有减小的诱导阻力，这是因为后掠机翼的最大弯矩由于前掠机翼3通过竖直的机翼4提供给后掠机翼2的结构支撑而被减小。

根据本发明，后掠机翼2和前掠机翼3具有能够在所述后掠机翼2与前掠机翼3之间提供水平间隔的掠角，由于机翼2，3的空气动力相互作用所述间隔减小在所述飞行器高速飞行中的可压缩的阻力，这还有助于飞行的稳定性和控制性。

此外，根据本发明的飞行器结构的后掠机翼2和前掠机翼3的水平前伸角(horizontalstagger)在不需要水平稳定面的情况下为飞行器提供足够的纵向稳定性和控制性，从而使得整体的与外部气流接触的面积减少，因此使摩擦阻力降低。

此外，根据本发明的λ盒状机翼结构，后掠机翼2的升力中心位于飞行器的重心的前面，且前掠机翼3的升力中心位于飞行器的重心的后面，该结构有助于为所述飞行器提供静态稳定性。

此外，本发明的具有λ盒状机翼结构的飞行器包括推进***5，所述推进***位于前掠机翼3的上侧，使得由推进***5的排气向下发出的噪声被所述前掠机翼3拦截，所述前掠机翼用作在飞行器飞行期间减小地面感知到的噪声的防噪罩。

附图说明

本发明的上述目的和多个附带优点当参照结合附图的以下详细说明随着对其更好的理解而变得更加清楚，其中：

图1显示了根据本发明的一个优选实施例的具有限定为盒状或封闭框架的机翼装置的飞行器的立体图；

图2显示了根据本发明的一个优选实施例的具有限定为盒状或封闭框架的机翼装置的飞行器的俯视图；

图3显示了根据本发明的一个优选实施例的具有限定为盒状或封闭框架的机翼装置的飞行器的侧视图；

图4显示了根据本发明的一个优选实施例的具有限定为盒状或封闭框架的机翼装置的飞行器的正视图；

图5表示根据本发明的优选实施例的飞行器的部分侧视图，其中示出了推进***的发动机中的一个、主起落架和前掠翼的内部结构；以及

图6显示了根据本发明的另一实施例的具有限定为盒状或封闭框架的机翼装置的飞行器的俯视图，该飞行器包括连接到所述飞行器的机身的另外的水平稳定面(horizontalstabilizingsurfaces)。

具体实施方式

根据第一方面，本发明涉及一种飞行器，该飞行器包括：机身1；第一一对后掠机翼2，所述后掠机翼连接到机身1的顶侧前部；第二一对前掠机翼3，所述前掠机翼连接到机身1的下侧后部；第三一对大致竖直的机翼4，所述竖直的机翼4将前掠机翼3的最远翼尖连接到一对后掠机翼2的翼展的中间点；推进***5，所述推进***连接到一对前掠机翼3；起落架***6；至少一个大致竖直的机翼7，所述竖直的机翼连接到机身1的后部，并为飞行器提供航向稳定性和控制性。

前掠机翼3的翼尖通过大致竖直的机翼4在所述后掠机翼2的翼展的中间点处连接到后掠机翼2的下侧，从而用作后掠机翼2和前掠机翼3的结构接点，并被设计成在后掠机翼2与前掠机翼3之间传递载荷/力，所述机翼4被设计成用作前掠机翼3的空气动力翼刀或翼片以减小通常在机翼的翼尖处产生的空气动力旋涡的强度，使得诱导的所述前掠机翼3的空气动力学阻力被减小。

前掠机翼3在飞行器飞行的航行部分期间提供沿向上方向的空气动力。

根据本发明，并如图2中可以更加清楚地所示，与前掠机翼3的展弦比相比，后掠机翼2具有更高的展弦比，所述展弦比被限定为翼展的平方除以机翼面积(展弦比表示机翼多长多细)。由于后掠机翼2的诱导阻力比传统的机翼(传统的机翼的展弦比大约为十)的诱导阻力低得多，因此这使得该后掠机翼在空气动力学上非常有效，且由于该后掠机翼的最大弯矩由于前掠机翼3通过竖直的机翼4提供给细长后掠机翼2的结构支撑被非常显著减小而不需要损害该后掠机翼的重量。前掠机翼3被设计成在结构上有效以为后掠机翼2提供弯曲支撑，并且还承受由推进***5和位于所述前掠机翼3下侧的起落架***6的主要部件引入的载荷。前掠机翼3的结构的有效性由具有相对厚机翼来实现，使得承载壳体的内部载荷被减小，这导致翼弦或机翼长度变长，并因此导致展弦比减小。如果机翼的翼尖为无约束的，则前掠机翼3减小的展弦比通常产生高诱导空气动力学阻力，但是在本发明中，竖直的机翼4用作空气动力翼刀(aerodynamicfence)，从而将前掠机翼3的上表面与下表面分隔开，并因此降低翼尖旋涡和相关联的诱导阻力的强度。

后掠机翼2的高展弦比以及机翼4作为用于前掠机翼3的空气动力翼刀的使用使具有本发明的机翼结构的飞行器降低整体诱导阻力。另外，在本发明的优选实施例中没有另外的水平稳定面作为所述一对机翼2和一对机翼3的水平前伸角以提供足够的纵向稳定性和控制性，使得与传统的结构相比减少整体的与外部气流接触的面积(wettedarea)，因此降低摩擦阻力。所述一对机翼2和一对机翼3的掠角以及在机翼之间提供稳定性与控制性所需的间隔还对接近音速的高速飞行有益。因此可以说具有本发明的称作λ盒状结构的机翼结构的飞行器由于类似于λ符号的外形的所述机翼结构的外形而获得空气动力学阻力的整体减小。

在本发明中，如果在已平衡和稳定条件下飞行的飞行器由于在飞行中可能遇到骤风而受到迎角的俯仰(pitch-up)干扰，则前掠机翼3中的升力增加将大于后掠机翼2中的升力增加，使得最终的俯仰力矩往往降低飞行器的前端，这是静态稳定性的主要条件。上述论证要求后掠机翼2的升力中心位于飞行器的重心的前面，且前掠机翼3的升力中心位于飞行器的重心的后面，以及在本发明中根据所述机翼的掠角和所述机翼与机身1的连接位置通过机翼的几何布置来实现此。然后可以看到在提供正升力并以提供自然静态稳定性的方式布置而成的两对机翼2、3的情况下，不需要另外的水平稳定面。

通过使后掠机翼2上的位于所述后掠机翼2的内侧部分处并靠近机身1的控制面10和位于前掠机翼3的靠近机身1的内侧部分处的控制面9的方向充分偏转获得飞行器的俯仰控制和修正，其中这些控制面10能够向下偏转以在起飞运行期间产生俯仰力矩，以协助飞行器的离地升空旋转，而这些控制面9能够向上偏转以在起飞运行期间产生俯仰扭矩，以协助飞行器的起飞旋转。因此，为了在起飞运行期间使飞行器产生旋转，控制面10必须向下偏转，而控制面9必须向上偏转。从以上论述可知，显然在本发明的一个优选实施例中不需要不对升力做贡献但是在传统的结构中所需的提供稳定性的另外的水平稳定面。因此，可以减小本发明的具有λ盒状机翼结构的飞行器的整体的与外部气流接触的面积，且摩擦阻力被相关地减小，因此提高燃料效率。

在本发明的另一个实施例中，飞行器可以另外包括位于机身1的后部中的大致水平的一对机翼14，这些机翼14能够绕垂直于飞行器的对称平面的轴线偏转以为所述飞行器提供俯仰控制，该结构适于根据本发明的优选实施例需要额外的稳定性或控制性的情况。

在本发明的又一个实施例中，飞行器可以另外包括位于机身1的前部中的大致水平的一对机翼15，这些机翼15能够绕垂直于飞行器的对称平面的轴线偏转以为所述飞行器提供俯仰控制，该结构适于根据本发明的优选实施例的需要额外稳定性或控制性的情况。

通过安装在后掠机翼2的外部上的后缘控制面8提供低速下飞行器的侧滚或横滚控制。

飞行器的推进***5典型地包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、或无涵道风扇发动机中的至少两种发动机5，所述发动机5结构上连接到前掠机翼3的上侧，并被定位成使得所述前掠机翼3用作防噪罩，所述防噪罩减小在飞行器飞行期间由所述发动机5的排气在地面上产生的所感知到的噪声。当由发动机5产生的排气的噪声以在30与75度之间的角度20发出的向下部分被在这种情况下用作防噪罩的前掠机翼3的上侧拦截时，可实现该感知到的噪声的减少或屏蔽，其中该角度20从排气射流的对称轴线测量。

位于机身1后面的大致竖直的机翼7用作翼片以为飞行器提供航向稳定性和控制性。

起落架***6包括连接到前机身1的下部的至少一个支腿、和连接到前掠机翼3的下侧的两个支腿(如图1所示)。起落架***6的前掠机翼3的下侧的至少两个支腿和发动机5连接到前掠机翼3的同一结构加强杆11，使得在以高竖向加速度着陆的情况下由发动机5引入的惯性载荷通过飞机机架内由起落架支腿间隔和发动机安装要求所允许的最短的可能荷载路径被传递给起落架***6的至少两个支腿和地面。

由于推进***5在前掠机翼3上的位置，可以获得小地面间隙、或从机身1的下侧到地面的小距离，从而允许在不需要起落架***6的长且重的支腿的情况下安装大直径发动机。这种小地面间隙和在机身1的后部缺少水平稳定面使得本发明的飞行器λ盒状机翼结构尤其适于在机身1的下部处安装可收缩的扶梯16(图3)以允给旅客直接进入飞行器的内部，而不需要额外的地面设备。

虽然已经结合优选实施例充分说明了本发明，但是显而易见的是可以引入在本发明的保护范围内的修改，且将此不视为由这些实施例进行限制，而是有以下权利要求的内容进行限制。

Claims (14)

1.一种飞行器，包括机身(1)、推进***(5)、连接到所述机身(1)的顶侧前部的第一一对后掠机翼(2)、在所述机身(1)的所述后掠机翼(2)的连接部后面的点处连接到所述机身(1)的下侧后部的第二一对前掠机翼(3)、和第三一对大致竖直的机翼(4)，

其特征在于，

所述前掠机翼(3)的翼尖通过所述大致竖直的机翼(4)在所述后掠机翼(2)的翼展的中间点处连接到所述后掠机翼(2)的下侧，所述后掠机翼(2)具有比所述前掠机翼(3)的展弦比高的展弦比，这使得当所述后掠机翼的最大弯矩由于所述前掠机翼(3)通过所述竖直机翼(4)提供给所述后掠机翼(2)的结构支撑而被减小时，所述后掠机翼(2)在不损害所述后掠机翼的重量的情况下具有减小的诱导阻力；

所述飞行器还包括起落架***(6)，所述起落架***包括连接到前侧的机身(1)的下部的至少一个支腿和连接到所述前掠机翼(3)的下侧的两个支腿，所述前掠机翼(3)的下侧的至少两个支腿和推进***(5)连接到所述前掠机翼(3)的同一结构加强杆(11)上，使得在以高竖直加速度着陆的情况下由所述推进***(5)引入的惯性载荷通过飞机机架内由起落架支腿间隔和发动机安装要求所允许的最短的可能荷载路径被传递给所述起落架支腿。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述后掠机翼(2)和所述前掠机翼(3)具有使得在所述后掠机翼(2)与所述前掠机翼(3)之间提供水平间隔的掠角，由于所述后掠机翼(2)和所述前掠机翼(3)的空气动力相互作用所述间隔减小在所述飞行器高速飞行中的可压缩的阻力。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述后掠机翼(2)和所述前掠机翼(3)的水平前伸角在不需要水平稳定面的情况下为所述飞行器提供足够的纵向稳定性和控制性。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述后掠机翼(2)的升力中心位于所述飞行器的重心的前面，所述前掠机翼(3)的升力中心位于所述飞行器的重心的后面，这种配置有助于为所述飞行器提供静态稳定性。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述推进***(5)位于所述前掠机翼(3)的上侧，使得由所述推进***(5)的排气向下发出的噪声被所述前掠机翼(3)拦截，所述前掠机翼(3)用作在飞行器飞行期间减小地面上感知到的噪声的防噪罩。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，由所述推进***(5)的排气发出并以在30°与70°之间的角度(20)向下发出的噪声被用作防噪罩的所述前掠机翼(3)的上侧拦截，其中所述角度(20)是从排气射流(12)的对称轴线测量。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述推进***(5)包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机或无涵道风扇发动机中的至少两种发动机(5)。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述后掠机翼(2)包括位于所述后掠机翼(2)的内侧部分处并靠近所述机身(1)的控制面(10)，使得这些控制面(10)能够向下偏转以在起飞运行期间产生俯仰力矩，从而协助所述飞行器的离地升空旋转。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述前掠机翼(3)包括位于所述前掠机翼(3)的内侧部分处且靠近所述机身(1)的控制面(9)，这些控制面(9)能够向上偏转以在起飞运行期间产生俯仰力矩，从而协助所述飞行器的离地升空旋转。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述前掠机翼(3)在所述飞行器的飞行的航行部分期间沿向上方向提供空气动力。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述后掠机翼(2)包括为所述飞行器提供横滚或侧滚控制的后缘控制面(8)。

12.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括可收缩的旅客扶梯(16)，所述可收缩的旅客扶梯位于所述机身(1)的后侧下部以在没有地面设备的帮助的情况下允许进入所述飞行器的内部。

13.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括连接到所述机身(1)的后部的一对机翼(14)，所述机翼(14)通过能够绕垂直于所述飞行器的对称平面的轴线旋转而为所述飞行器提供额外的静态纵向稳定性以及纵向控制性。

14.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括连接到所述机身(1)的前部的一对机翼(15)，所述机翼(15)通过能够绕垂直于所述飞行器的对称平面的轴线旋转而为所述飞行器提供额外的静态纵向稳定性以及纵向控制性。