CN104918853A - 在翼尖装有两个涵道风扇并在机身上装有一个水平涵道风扇的转换式飞行器 - Google Patents

在翼尖装有两个涵道风扇并在机身上装有一个水平涵道风扇的转换式飞行器 Download PDF

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Abstract

转换式飞行器翼尖具有两个涵道风扇，机身具有一个水平安定面。转换式飞行器包括一个机身(F)、一对分布在机身(F)两侧的机翼(A1，A2)和分别放置在每个翼尖(A1，A2)的第一个和第二个发动机舱(N1，N2)，每个发动机舱都包含一个相对机身(F)而言可以转动的涵道风扇(R1，R2)。发动机舱(N1，N2)至少包含第一个和第二个活动折翼(V1，V2)，分别放置在第一个发动机舱(N1)涵道风扇(R1)的出口和第二个发动机舱(N2)涵道风扇(R2)的出口。该转换式飞行器的发明为直升机和飞机执行飞行任务尤其在民用安全、救援、公共运输或私人交通方面提供了有利的解决方案。

Description

在翼尖装有两个涵道风扇并在机身上装有一个水平涵道风扇的转换式飞行器
本发明旨在改进涵道风扇转换式飞行器。
此类飞行器在机身的两侧装有涵道风扇，其整体被称为“发动机舱”。将发动机舱设置在不同的位置，飞行器既可以像直升飞机一样低速度垂直移动(称为“直升飞机”模式)，也可以像飞机一样高速水平移动(称为“飞机”模式)。
这类飞行器与直升飞机和对转子不加整流罩的飞行器相比，具有以下的优点:提供一种多种用途的推进方式、体积不大、噪声小、更加稳定和制造简单。
虽然目前已经做出了许多涵道风扇转换式飞行器的样机，但是由于一些技术上的原因，没有一个可以进入系列生产的阶段。
事实上，对这类飞行器的控制是亟待解决的问题，因为对转子所加的整流罩遇到气流时会产生升力。从直升飞机模式转换到飞机模式时，整流罩的位置将发生变化，这将从本质上改变升力和飞行器整体正面阻力的分布和强度。其特性的明显变化使得控制难以掌握。尽管已经设想出了一些控制***和补偿***，但实践证明这些***太复杂和/或效率有限，难以使飞行器从样机阶段走向系列生产阶段。
此外，在飞机模式时，当前进速度达到一定数值时，整流罩的表面将不可避免地产生很大的正面阻力，这使得飞行器的性能与飞机相比受到限制。
最后，发动机舱的重量以及其承受的空气动力，对飞行器的结构和重量都会产生不良的影响。
因此，有需要推出一种至少可以限制或者解决如上所述的缺点其中之一的涵道风扇转换式飞行器。
具体地说，本发明的目的是推出一种涵道风扇转换式飞行器，对其控制在效率上和可靠性上都有所改善，同时又符合飞行器认证的标准，从而可以实现系列生产和大批量生产。此外，其设计有利于计算出发动机舱合理的尺寸以提高飞行器在所有飞行阶段的性能。
为此，本发明提出的转换式飞行器包括一个机身，至少一个水平固定在机身头部或尾部的涵道风扇，称之为“水平涵道风扇”，由一个水平安定面和一个方向舵组成的尾翼，至少两个放置在机身两侧的机翼，在翼尖至少安装第一个和第二个发动机舱。这些发动机舱可以沿着与机身平行的轴线转动，每个发动机舱都包含一个涵道风扇，并在涵道出口装有折翼，以确保对飞行器的控制。
这种设计的优点是多方面的。首先，由于使用两个发动机舱和一个水平涵道风扇，当飞行器处于悬停的时候有三个支撑点，可以保证飞行器在这个飞行阶段在水平方向有一个完美的稳定性。
此外，水平涵道风扇的存在可以使飞行器的重心在相当宽的范围内变化，从而非常有利于负荷的纵向分布。
在飞行的所有阶段，安装在整流罩出口的折翼可以以差动的方式运行。不管在飞行的任何阶段当飞行器侧翻、偏航或俯仰时，折翼的独立运行功能再加上水平涵道风扇的作用，为飞行器提供一些控制和做精确且简单的补偿的可能性。尤其是在转换阶段，转子的旋转轴从垂直方向变到水平方向，发动机舱的推力中心和飞行器的重心不再对齐，水平涵道风扇可以保证飞行器纵向轴的稳定。
控制***的复杂性被简化到最小，而且可靠性得得改进。实际上，使用两个发动机舱并在每个机舱上安放用于控制的折翼，是装配涵道风扇转换式飞行器的最小配置，因为很明显，仅仅使用一个可调节方向的发动机舱来推动和控制这一类飞行器是不可以考虑的。
此外，安放在发动机舱出口的折翼，不管在飞行的任何阶段，都可以处在充足的气流中。因此，不管飞行器以什么速度飞行，其控制都能得到保证。
另一方面，机翼的存在可以在其内放置发动机舱的驱动***和功率传输***，存放燃油或其它能源，而不占用驾驶舱的空间。
最后，这种设计与常规飞机接近，使得飞行器既可以垂直起降，也可以在跑道上水平起降，并确保水平飞行时空气动力的稳定性。
本设计在许多方面与传统的技术相似，比如在财政预算方面和通过民航当局认证方面。因此，本发明提供了一种在满足可靠性和成本要求并通过认证的前提下系列生产转换式飞行器的可能性。
此外，作为可选，本发明至少具有以下的特征之一：
飞行器在机身上装有一个热力发动机，最好放置在机翼的后面，它通过机械传动的方式驱动安置在发动机舱内的转子。
每个发动机舱都包含一个功率传输箱和能改变转子叶片受力角度的装置，这就使它们能够在相同功耗的条件下给出不同的推力。
作为可选，飞行器装配一个与热力发动机连接的发电机、一个蓄电***、一个变压***和一个给发动机舱里的电动马达供电的***。
飞行器的特征在于，热力发动机通过一个开口向机身的上方排放废气，这可以将排气的噪声向上方扩散，因此，对于地面上的观察者来说其噪声将明显地降低。
飞行器在机身上方位于机翼前面的地方开有两个进气口，用于给热力发动机供给空气以保证***的冷却。
机翼被固定在位于机身上部的位置，作为优选，它们被连接在机身顶部。高位固定机翼可以增加发动机舱的尺寸，从而使推进***的总推力保持恒定。同时，它使得进入机舱更方便，并可以提高飞行员和乘客的可见度。
机翼向与飞行器的机身接近垂直的方向延伸。作为另一种可能，它们可以向后展开形成一个箭头。
飞行器拥有一个常规的尾翼，由一个称为水平安定面的水平面和一个称为方向舵的垂直面组成。水平安定面装配升降舵，方向舵装配转向舵。
作为优选，飞行器拥有一个这样的尾翼：一个水平安定面和两个放置在水平安定面每个尽头的方向舵。水平安定面装配升降舵，方向舵装配转向舵。这样的设计允许我们在机身的两端装配一个水平涵道风扇，从而在飞行器飞行时获得最佳的空气动力功效。以这种方式，水平尾翼在转换阶段将受到发动机舱的吹击，使其在风力不足的情况下也能正常工作。
此外，水平涵道风扇放置在机身的末端，处于湍流的气流中，这使得它对飞行器空气动力阻力的影响不大。
作为可选，飞行器配备一个V型尾翼，称为“蝴蝶型尾翼”，水平安定面和方向舵被两个形成V型的平面取代，由于它们是活动的，故既是升降舵也是转向舵。这种布局与上面谈到的布局一样，允许在机身上放置一个水平涵道风扇。
此外，可以在飞行器上装配副翼和/或在机翼上装配折翼。上述的所有这些空气动力面被称为“常规控制装置”。
发动机舱拥有一个或数个折翼，其摆动可以是对称的，也可以是不对称的。
发动机舱及其折翼放置在翼尖，可以以最大的力矩控制和补偿飞行器，从而可以减小它们的尺寸和对控制***功率的要求。
第一个和第二折翼是可以摆动的。它们的摆动轴分别与第一个和第二个发动机舱的转动轴接***行。
折翼几乎可以占据发动机舱的全部内部空间，以提高效率。
水平涵道风扇固定在机身的前端或后端，两个折翼可以被独立地操作，从而可以通过改变转子叶片的受力角度或者转子的速度来改变推力。
作为优选，水平涵道风扇的旋转由一个或多个电动马达来驱动。
飞行器装有与折翼、尾翼的活动面、翼尖的涵道风扇和水平涵道风扇相连的控制和传输***。
作为第二套设计方案，水平涵道风扇放置在飞行器的头部，尾翼为T型。这种尾翼由一个方向舵和一个固定在方向舵顶端的水平安定面组成，它们分别装配升降舵和转向舵。这种尾翼的优点是，它不处在发动机舱产生的气流当中，从而仅仅受飞行器水平移动时所产生的气流的影响。这种尾翼可以提供一种与发动机舱相对独立的控制源，从而可以加强对飞行器的控制。
飞行器还拥有两个前翼，又称为鸭翼，分别位于机身前部的两侧，以平衡飞行器在水平飞行时的空气动力。
作为优点，这种三面设计(前翼、机翼和水平安定面)可以将机翼和发动机舱放置在离驾驶舱更远的后部，从而增加乘客侧面的可见度，并能在悬停时执行各种类型的任务，尤其是涉及公民安全的任务。
本发明的其它特征、目的和优点将在下文中详细阐述，并附有示意图。比如：
示意图1是根据本发明制造的第一个样机的立体图，发动机舱处于飞机模式的位子。
示意图2是根据本发明制造的第一个样机的立体图，发动机舱处于直升飞机模式的位子。
示意图3是示意图1中显示的飞行器的俯视图。
示意图4是示意图1中显示的飞行器的侧视图。
示意图5是根据本发明制造的第二个样机的立体图，该飞行器拥有一个T型尾翼和两个前翼。
图6是根据本发明制造的样机的一个发动机舱的立体图。
在不同的示意图中，同一部件使用唯一和相同的标注。
示意图1至4显示的是第一个飞行器的样机。这架飞行器包括一个机身F和两个安放在机身F上部的机翼A1和A2，机身F是长形的，由机头和机尾限定其长度。此外，飞行器包含一对安置在机身两侧的发动机舱N1和N2，和一个固定的水平涵道风扇1。飞行器拥有一个由一个水平安定面S1和两个方向舵D1和D2组成的尾翼，水平安定面和方向舵分别装配一个升降舵P1和两个转向舵G1和G2。其特征在于，两个进气口E1和E2以及热力发动机M废气的排放口H均位于机身F的上方。
示意图5显示的是第二个飞行器的样机。这架飞行器包括一个机身F和两个安放在机身F上部的机翼A1和A2，机身F是长形的，由机头和机尾限定其长度。此外，飞行器包含一对安置在机身两侧的发动机舱N1和N2，和一个固定的水平涵道风扇1。飞行器拥有一个由一个方向舵D3和一个固定在方向舵上端的水平安定面S2组成的T型尾翼，方向舵和水平安定面分别装配一个转向舵G3和两个升降舵P2和P3。飞行器还包含两个分布在机身两侧位于水平涵道风扇1和驾驶舱之间的前翼W1和W2。
参照示意图1、2、3、4、和5所示，每个发动机舱N1和N2都是飞行器的推进装置。每个发动机舱都包含一个整流罩内圈C1和C2和至少一个转子R1和R2，转子上装有叶片并能在整流罩内圈C1和C2里旋转。
发动机舱N1和N2相对机身F而言是可以转动的，它们转动的位置处在机翼A1和A2的端部，转动轴与机身F的纵向轴线严格垂直。
作为优选，机翼A1和A2是固定的，向与飞行器的机身F接近垂直的方向延伸，如示意图1至5所示，它们位于高位。
作为优选，发动机舱N1和N2分别位于机翼A1和A2的翼尖，这可以使转子R1和R2的旋转轴处于最高的位置。机翼A1和A2相对机身处于高位，再加上发动机舱N1和N2处于机翼的端部，允许发动机舱拥有最大限度的尺寸，从而可以获得更大的推力。本发明设计的飞行器相对机翼处于低位的结构而言对机舱的入口2和3有所改进。此外，飞行员和乘客的可见度也大大地提高。
从控制的角度来看，发动机舱的这种定位使得它相对飞行器重心的力矩更大，并从很大的程度上降低气流与机身的相互作用。
如示意图1所示，该机的设计使得当发动机舱处于第一个位置的时候，转子R1和R2在接近水平的方向转动。飞行器可以在接近水平的方向飞行，能达到最大的速度。
如示意图2所示，该机的设计使得当发动机舱N1和N2处于第二个位置的时候，转子R1和R2在接近垂直的方向转动。因此，飞行器可以垂直起降、悬停或在水平方向做接近目标的慢飞。
作为优选，发动机舱(N1，N2)可以在约为95度的角度范围内从直升飞机模式转换成飞机模式，并可以在飞行的任何阶段在这个角度范围内的自由变换。
示意图6显示了发动机舱N1的结构，发动机舱N2与其相同。发动机舱N1有一个保护罩4，其中包含与转子R1相连的功率传输齿轮，或者，在使用混合推进的情况下包含电动马达。发动机舱N1包含一个被整流罩的内圈C1所限定的转子盘。保护罩4通过一个两头固定在整流罩C1上的横梁T1固定在整流罩C1上。有利的是，发动机舱N1包含另一个横梁T2，在整流罩C1的内部形成一个十字架，从而使得发动机舱N1更坚硬，也使得转子R1更牢固。动力传输轴放置在横梁T1中。
相对于机翼A1而言，发动机舱N1只能做一个唯一的转动，该转动轴与机身F垂直。这将大大地简化发动机舱的运动学，从而增加飞行器的可靠性并减轻其推进***的重量。
参照图1、2、3、4和5所示，飞行器至少包含两个分别与发动机舱N1和N2相连的折翼V1和V2，它们分别放置在转子R1和R2的气流出口。围绕一个唯一的轴线每个折翼V1和V2确定一个空气动力面，用于改变发动机舱出口的空气流量。
折翼V1和V2相对发动机舱N1和N2而言是可以摆动的。作为优选，折翼V1和V2的摆动轴与机身F垂直。因此，折翼V1的摆动轴与发动机舱N1和N2的转动轴接***行。
作为特征，位于机身F两侧分别属于发动机舱N1和N2的折翼V1和V2，可以以不对称的方式运行。在此发明中，我们说的不对称并不强求或排除活动的幅度相同。因此，可以仅仅操作两个折翼V1和V2中的其中一个，或者以相同的幅度、相同或相反的摆向操作两个折翼V1和V2，再或者以不同的幅度、相同或相反的摆向操作两个折翼V1和V2。
每个折翼V1和V2变化将改变飞行器的行为。按照设计要求，折翼V1和V2可以使飞行器从一个平衡状态过渡到另一个平衡状态，从而有助于对飞行器的控制和/或对空气动力的补偿。
如示意图4所示，飞行器在机身F内装有一个热力发动机M，作为优选，它靠近机翼A1和A2，用于驱动转子R1和R2。
作为任选，飞行器装有一台发电机B，它与热力发动机M连接，可以为发动机舱(N1，N2)中保护罩(J1，J2)内的电动马达供电。
如示意图1、2、3和4所示，飞行器的起落架包括一个前起落架10和一个由两个起落装置组成的中心起落架11。在特殊的情况下，飞行器可以拥有一个由两个金属滑橇组成的固定起落架。
作为任选，对于以上描述的飞行器的控制策略至少包括以下特征之一：
发动机舱(N1，N2)的位置在机身(F)两侧总是对称的。对侧翻、俯仰和偏航的控制，是通过以差动或对称的方式操作折翼(V1，V2)和尾翼上传统的控制装置(P1，P2，D1，D2，D3)以及通过改变水平涵道风扇(1)的推力来实现的。与一个发动机舱旋转的情况相比这些控制方法的惯性几乎为零，控制的精度得到很大的提高。
根据飞行的不同阶段，两个发动机舱(N1，N2)产生不对称的推力会导致偏航和侧翻。为此，要么使位于机身(F)两侧的转子(R1，R2)的转速产生不对称，要么使位于机身(F)两侧的转子(R1，R2)的叶片受力角度不对称。在特定的情况下，改变转子(R1，R2)叶片的受力角度并保持转子(R1，R2)的转速不变，有利于改进对飞行器控制的反应度。
操作折翼(V1，V2)时为了节省的能量，不管向相同或相反的方向摆动，它们的幅度大致相同。
折翼(V1，V 2)的摆动、转子(R1，R 2)叶片的受力角度或其功率、水平涵道风扇(1)和常规的控制装置(P1，P2，D1，D2，D3)都以机械和/或电和/或电子的方式联合实现，从而可以实现在所有的飞行阶段对飞行器的高效高质量的控制和补偿。
特别是，这种联合控制方法使对飞行器的控制在速度很低和很高之间有一致性。速度很低的时候，常规的控制装置(P1，P2，D1，D2，D3)是无效的因为没有空气经过它们的受力面。但是，一旦飞行器的速度足够快的时候，他们将与折翼(V1，V2)、转子(R1，R2)和水平涵道风扇(1)一起控制飞行器。
在特定的情况下，对飞行器三个轴的控制可以通过以下方法获得：
在本申请中，当一个折翼(V1，V2)摆动后其后缘与摆前相比向尾翼方向(向上)移动了，我们认为它是向后(向上)摆的。相反地，当一个折翼(V1，V2)摆动后其后缘与摆前相比向机头方向(向下)移动了，我们认为它是向前(向下)摆的。
偏航控制
对折翼(V1，V2)作非对称的操作、转子(R1，R2)产生不对称的推力和尾翼的转向舵(D1，D2，D3)，可以对飞行器偏航时进行控制。
在直升飞机模式时，如示意图2所示，当发动机舱N1的折翼向后摆，而发动机舱N2的折翼向前摆时，飞行器的机头转向发动机舱N2一侧。
在飞机模式时，如示意图1所示，发动机舱从垂直方向转到了水平方向。如此，发动机舱N1的推力更大导致向发动机舱N2一侧偏航。
特别有利的是，在飞行的所有阶段，折翼(V1，V2)的摆动和转子(R1，R2)产生不对称的推力与尾翼上的转向舵(D1，D2，D3)是联合使用的，以控制飞行器的偏航。
侧翻控制
对折翼(V1，V2)进行不对称操作和转子(R1，R2)产生不对称的推力，可以对飞行器侧翻时进行控制。
在直升飞机模时，发动机舱N1的推力更大会导致向发动机舱N2一侧侧翻，反之亦然。
在飞机模式时，当折翼V1向上摆而折翼V2向下摆的时候，飞行器向发动机舱N2一侧侧翻，就像一个常规的飞机一样。
俯仰控制
对折翼(V1，V2)作对称操作、转子(R1，R2)产生不对称的推力、水平涵道风扇(1)和升降舵(P1，P2)，可以对飞行器俯仰时进行控制。
为此，折翼(V1，V2)在机身F的两侧总是对称的。
在直升飞机模式时，水平涵道风扇(1)推力的增大和/或两个折翼(V1,V2)向后摆会产生机头下沉。相反，当两个折翼(V1,V2)向前摆，或者水平涵道风扇(1)的推力减小的时候，飞行器上仰。
在飞机模式时，折翼(V1,V2)向上摆会导致上仰，而折翼(V1,V2)向下摆会导致机头下沉。
特别有利的是，折翼(V1，V2)的摆动和尾翼上的升降舵(P1，P2)是联合使用的，以控制飞行器的俯仰。
作为任选，水平涵道风扇可以与自动驾驶或别的电子***相连，以保证飞行器在悬停或者从直升飞机模式转换到飞机模式的过程中是平稳的。这使飞行员的驾驶工作更加轻松，而且稳定性也更好。
过渡期间的控制
为了更好地理解下文，转子(R1，R2)的“转动角度”指的是，转子(R1，R2)在直升飞机模式时的转动轴与机身F的水平轴之间的角度。
在一般情况下，折翼(V1，V2)摆动所产生的效果取决于发动机舱(N1，N2)的定位。当转动角度小于45度时，折翼(V1，V2)的摆动在大多数情况下会引起偏航并伴随着侧翻。当发动机舱(N1，N2)的转动角度大于45度时，在大多数情况下会引起侧翻并伴随着偏航。当转动角度是45度时，会在相同的程度上引起侧翻和偏航。
在一般情况下，转子(R1，R2)不对称的推力产生的效果取决于发动机舱(N1，N2)的定位。当转动角度超过45度时，不对称的推力在大多数情况下会引起偏航并伴随着侧翻。当转动角度小于45度时，在大多数情况下会引起侧翻并伴随着偏航。当转动角度是45度时，会在相同的程度上引起侧翻和偏航。
只有将所有的控制手段联合使用，才能补偿或取消不受欢迎的效果。
通过发动机舱(N1，N2)的转动来控制偏航、侧翻和俯仰。
作为备选模式，也是一种紧急模式，发动机舱(N1，N2)可以互相独立地工作。飞行员可以将发动机舱(N1，N2)设为独立。它们在相对于机身(F)纵轴大约95度的角度范围内作对称或不对称的转动，可以用来控制飞行器，原理同折翼(V1，V2)。
补偿
折翼(V1，V2)的摆动、发动机舱(N1，N2)的任何转动、转子(R1，R2)推力的所有不对称变化、水平涵道风扇1推力的任何变化，如上所述，都可用于空气动力学补偿，以使飞行器在飞行的任何时刻都处于稳定的平衡状态。
发动机舱(N1，N2)诱导的效果
在本设计中，发动机舱(N1，N2)的转动产生两个不受欢迎的效果，称为诱导，有必要进行补偿。首先是发动机舱(N1，N2)转动时的陀螺旋进动，其结果是，当发动机舱从后向前转时诱导机头下沉，当发动机舱从前向后转时诱导上仰。第二个是发动机舱(N1，N2)的升力随着转动角度的不同而变化，根据飞行器前进速度的不同，空气流冲击发动机舱(N1，N2)并由此产生的升力因受力角度和产生的推力的不同而变化。
为了补偿这两个诱导效应，我们设计的飞行器飞允许以差动的方式操作折翼(V1，V2)以及改变转子(R1，R2)和水平涵道风扇1的推力。飞行器可以利用电子辅助装置优化控制。
因此，本发明提供一种既能基本上和飞机飞行时一样快和有效又能像直升飞机悬停那样方便控制的飞行器，此外，由于其机翼处于高位再加上涵道风扇，它既可以像直升飞机一样垂直起降，又能像飞机一样起降。
此外，本飞行器还便于飞行器下降时保持恒速，像飞机一样，下降时机身在很大程度上会向前倾斜。直升飞机在这种情况下将加速因此将不得不马上改变航线。飞行器的这个能力使它可以在下降时保持可见度、速度和准确度。
与直升飞机的转子相比，发动机舱在悬停时提供相同的功率/推力比，因此，在这个飞行阶段与直升飞机有相同的能力。与直升机不同的是，飞行器的空气动力结构，可以确保它通过空气动力学表面获得升力，因此可以在低功耗的前提下达到相当的速度，从而使用起来更加经济。此外，在水平飞行时转子向前定位可以获得比直升飞机大得多的速度。
悬停时使用三点推力，飞行器特别稳定。此外，不管在任何飞行阶段它都提供许多控制和补偿措施，与直升飞机相比，结构更加简单，因此可靠性更高。
另外，飞行器的噪音是很有限的，因为其排气口位于机身的上部，再者，涵道风扇螺旋桨发出的高频声音会迅速消散在空气中，对人类听觉的干扰不大。
本发明的飞行器为以下应用提供了一个特别有优势的解决方案:公民安全、急救、公共或私人运输以及所有通常由直升飞机和飞机执行的任务。
作为例子但不受此局限，本发明的飞行器的翼展为9米，机长为8.50米，空载重量为1.1吨，发动机功率为350马力；它的装载能力大约为450公斤。在典型的情况下，它可接受一个飞行员和三个乘客，或者一个飞行员和1立方米的货载。如果飞行速度约为每小时160海里，飞行距离约为800海里。
当然，本发明并不局限于上面所描述的样机，正如在设计时就考虑到的，应用范围很广阔。

Claims (8)

1.转换式飞行器包括一个机身(F)、一对分布在机身(F)两侧的机翼(A1，A2)和分别放置在每个翼尖的第一个和第二个发动机舱(N1，N2)，每个发动机舱都包含一个相对机身(F)而言可以转动的涵道风扇(R1，R2)。发动机舱至少包含第一个和第二个活动折翼(V1，V2)，分别设置在第一个发动机舱(N1)涵道风扇(R1)的出口和第二个发动机舱(N2)涵道风扇(R2)的出口。其特征在于，在机身(F)的端部至少有一个水平放置的涵道风扇(1)，在机身(F)上至少安装有一台热力发动机(M)，空气通过至少一个开口(E1,E2)从机身(F)的上方给热力发动机供气，其废气通过至少一个开口(H)向机身(F)的上方排放。
2.根据权利要求1所述的转换式飞行器，其机翼(A1，A2)处于高位。
3.根据以上权利要求中任意一条所述的转换式飞行器，包含两个分布在机身(F)两侧的前翼(W1，W2)。
4.根据以上权利要求中任意一条所述的转换式飞行器，包含至少由一个水平安定面(S2)和至少由一个方向舵(D3)所组成的尾翼，水平安定面和方向舵分别装配至少一个升降舵(P2)和至少一个转向舵(D3)。
5.根据以上权利要求中任意一条所述的转换式飞行器，至少装有一台热力发动机(M)，它通过机械传动驱动发动机舱(N1，N2)里的转子(R1，R2)。
6.根据以上权利要求中任意一条所述的转换式飞行器，每个发动机舱(N1,N2)都包含一个保护罩(4,5)，其中装有一个机械式功率传输箱和一个改变转子(R1,R2)叶片受力角度的装置。
7.根据权利要求6所述的转换式飞行器，至少有一台发电机(B)与至少一台热力发动机(M)和至少一个储电***连接，并可以为保护罩(4,5)内的电动马达供电。
8.根据以上权利要求中任意一条所述的转换式飞行器，每个折翼(V1，V2)几乎占据了发动机舱(N1，N2)的全部内部空间。
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