CN108698683A - 在空中、水、及地面环境中安全操作的稳定性得到提升的通用汽车 - Google Patents

Abstract

本发明的通用汽车***具有一升力体，该升力体由若干相互连接的模块组成，该若干模块被配置为可形成升力体的动力学可行的轮廓，该升力体包括前端中央模块、后模块和可移动地连接于前端中央模块的若干推力矢量模块，该若干推力矢量模块可操作地与与其对应的推进机构连接。在不同操作模式和在空中、水及地面环境的相互转换时，为了安全和稳定操作的需要，该推力矢量模块可被控制相对于升力体移动(以倾斜模式和/或转换模式)，来指挥和驱动至少一推进机构。

Description

在空中、水、及地面环境中安全操作的稳定性得到提升的通用 汽车

相关专利申请

本发明是基于2015年8月31日提交的申请号为62/212312的临时专利申请。

技术领域

本发明涉及汽车运输行业，尤其涉及在自动和远程驾驶控制的状态下，可在空中、海洋及地面环境中运行的无人机或载人机。

本发明还涉及一种在空中、水或地面环境中运行稳定性和安全性都得到提升的汽车，汽车还具有动态控制机制，通过动态地操纵(被动和/或主动地)汽车的特征来实时控制倾斜、转动或偏航力矩，该特征可选自：推力中心、与重心相关的推力的力矩臂、推力的方向、汽车的气动中心、气流压力的中心、汽车的重心及上述的组合。

此外，本发明涉及一设计有升力体的通用汽车***，升力体由若干相互连接的模块组成，该模块形成升力体的空气动力学的轮廓。通用汽车***包括前端中央模块、后模块和可移动地连接于前端中央模块的若干推力矢量模块，该若干推力矢量模块可操作地连接于与与其对应的推进机构。在不同操作模式和在空中、水中及地面环境的相互转换时，为了安全和稳定操作的需要，该若干推力矢量模块相对于升力体动态地移动(以倾斜模式和/转换模式)，来指导和驱动至少一推进机构。

本发明还涉及一具有推进***的通用汽车，推进***能够推进汽车或使汽车减速，且推进***包括一倾斜短舱操作机构，倾斜短舱操作机构调节升力体结构的一个相应的模块，来适应空中、水或地面的操作模式。

此外，本发明涉及无人或载人飞行器，且尤其涉及，通过使用升力体的空气动力使飞机获得预期的飞行操作状态。通过结合受控的升力体空气动力和驱动矢量推进***，该***通过允许水平飞行(通常优选在巡航或游荡期间)和垂直飞行(通常优选为驻地停悬、起飞和/或者着陆)，扩展了航空***的功能，同时实现了在垂直飞机操作模式和水平飞行操作模式之间的无缝安全转换。

本发明还涉及一通用汽车，在短跑道(或无跑道)上、停机坪上较多汽车、且高流通量时，该通用汽车的空气动力的和/或向量的推进特质允许汽车运行。

背景技术

能够垂直和水平飞行的飞行器通常可分为垂直起飞和降落(VTOL)、短距起飞和降落(STOL)、短距起飞和垂直降落(STOVL)、垂直起飞和短距着陆(VTOSL)、或垂直/短距起飞和降落(V/STOL)平台。所述飞行器在从起飞状态转换为着陆飞行状态的过程中通常不能使用气动升力。

现有的垂直/短距起飞和降落平台还存在其他的缺点：倾转旋翼和倾转机翼概念在直升机***和飞机***中通常只能发挥一半的效率。

申请号为US 1,981,700、US 1,981,701、US 2,062,148、US 2,108,093、US 2,430,820、US 2,438,309及US 2,481,379的美国专利均描述了具有特定形状的升力体飞行器。然而，这些飞机***的设计既不能垂直起飞和降落(VTOL)，也不能垂直飞行或悬空飞行。而且，这些***的控制能力仅局限于操纵气流以控制侧倾力矩，和通过驱动后缘操纵面来控制倾斜和偏航。现有***操作的其他局限取决于推进***以固定的方式安装于飞机上。

一些现有的飞机被设计为具有倾转旋翼和倾转机翼。这些飞机具有的不足主要来源于以空气动力学为基础的飞行(飞机的飞行模式)和动力升力(直升机的飞行模式)之间的折中妥协。一方面，对有效的气动升力的需要主要来自大面积的产生有效升力的表面和前进速度。另一方面，在悬空飞行的操作模式中，当飞机的地面速度是零时，由是动力升力***来产生所有的升力。

这两个相矛盾的飞行操作模式(飞机和直升机)本质为，有效动力升力有利于若干大的、未扭曲的、灵活的叶片，该叶片移动大量的空气，此时可用的升力必定超过(或者至少等于)飞机的重量，然而，用于产生有效气动升力的推力优选地由小的、扭曲的、且坚硬的螺旋桨产生，螺旋桨仅需要克服飞机通过产生朝向地面的速度而带来的阻力。从本质上讲，这些飞行操作模式的整体缺陷是截然相反的，并且实现飞机的机制也存在本质的矛盾。

倾斜机翼和倾斜旋翼飞行器、及其开发人员试图平衡飞机操作模式和直升机操作模式的效率。例如，需要若干大型叶片来进行盘旋或垂直起飞和着陆。然而，当转换到飞机飞行模式时，即使该若干大型叶片正试图将整个飞机向前移动，该若干大型叶片也会产生巨大的阻力。

另外，悬停时所需要的该若干大型叶片也对飞机与地面间隙、可用的翼展、结构稳定性、整体机械的复杂性和安全性产生极大的影响。相反，一小型的螺旋桨却最适合飞机的该飞行模式，不能高效地移动所需体积的空气，通过一单独的动力升力来抵消飞机的重量。因此，现有的倾转机翼和倾转旋翼飞行器不使用小型螺旋桨。

同时，对终点飞行模式的运行方式进行优化，例如，飞机模式和直升机模式，是非常具有挑战性的，两种飞行模式之间的转换更加危险。倾斜过程中的位于90度(处于直升机模式)和0度(处于飞机模式)之间的任意临时角度，和动力升力和空气动力升力(反之亦然)之间的传递经常会产生航空问题。

例如，在起飞倾斜时，从90度到0度，由于推力矢量从垂直方向(90度)移动到水平(0度)方向，力的升力矢量分量会减小。

进一步地，地面速度不能满足预期的启动升力，启动升力从有限的可用的翼区域产生(如果可用翼区域不在失速攻角)。

此外，飞机在飞行和垂直着陆时，由飞行模式转换到直升机模式的过程中，会发生具有复杂的失速特征的气动现象。在直升机的操作模式下，叶片失速时，螺旋桨需要转动以使飞机的飞行模式更高效并实现更高速的水平飞行。这就是所谓的涡环状态，即旋翼被其滑流所包裹。在前进速度较低时，处于或高于一设定的下降速率时，该叶片失速现象会发生。这种不可逆的失速状态意味着转换到垂直飞行或垂直降落是非常危险的，下降速率需要与升力的突然丧失相一致。因此，从一个旋翼产生升力到其他组件来产生升力之间的不协调会导致了一个突然的翻滚力矩，这可能导致灾难性的结果。

早在1964年，上述危险已被各种项目标记，例如，以美国国家航空和宇宙航行局(NASA)的LVT XC-142A机翼倾斜项目举例来说，该项目不恰当的飞行特征包括：机翼倾斜角度在35度到80度之间不稳定的标准、高磁盘加载、过度下降、由于驱动轴而过度振动、及由于机翼弯曲而带来的驱动轴损坏。在目前的技术时代，军事使用的倾斜旋翼V-22鱼鹰，具有许多气动问题。

尾坐式飞机的设计和功能也需要改进。20世纪50年代，美国海军(USN)的试验品康维尔XFY高跷(XFY Pogo)和洛克希德XFV-1都是尾坐式飞机，都具有垂直起飞和着陆功能。尾坐式的分类是指飞机在垂直方向完全地通过尾部(后部)坐下。在不同程度上，高跷和XFV-1都具有飞行转换的困难(尤其是在高速度水平飞行后转换为静止的垂直方向)、机械复杂、安全问题，还具有一额外的缺点，即在垂直飞行时，阵风会造成严重的破坏。即使在静止时，在大风的情况下，起落架***的狭窄的尾部和飞机的高重心(CG)都会使尾坐式飞机易翻倒。

在该领域，一直都需要能够在飞行操作模式和直升机操作模式下安全操作，且安全转换(反之亦然)的飞机***，此时，飞行操作模式和直升机操作模式之间的相矛盾也有效地得到平衡。另外，还需要为升力体提供一推进***来提高飞机的性能，该推进***可提供高于升力体表面的气流，以在垂直飞机操作模式和水平飞行操作模式相互转换时，提供持久的升力，除了(代替)控制后缘操纵面的运动，还可在飞机上安装其他部件来执行翻滚、倾斜和偏航。

发明内容

因此，本发明的目的在于提供一先进的航空汽车，通过引入有效的垂直/短距起飞和降落(V/STOL)能力，使该航空汽车具有增强的飞行包线，该垂直/短距起飞和降落(V/STOL)能力可使汽车在飞机操作模式和垂直操作模式下不妥协地且平衡地操作，并在该两个模式下安全地转换。

本发明的另一个目的是提供一个坚固的飞行器，该飞行器能够短距起飞、短距降落、垂直起飞、和/或垂直降落，该飞行器紧凑、易制造，能够持续的垂直和水平飞行、盘旋、能够以任意序列高效、安全地在垂直状态和水平飞行状态转换、从固定和/或移动平台运载的能力，而且，在起飞和/或着陆过程中，启动区/着陆区地面质量和/或地形类型并没有太大影响。

本发明进一步的目的是提供能够垂直/短距起飞和降落(V/STOL)的飞行器，垂直/短距起飞和降落是基于将升力体概念和推力矢量概念相结合，来解决飞行模式转换中的倾转机翼和倾转旋翼的缺陷，通过以下两种方式实现：(a)利用升力体的优点在大攻角制造升力，并提供良好的失速性能，同时最大化升力区域为飞机提供有用的升力，且(b)在转换过程中，即使在高角度，基于升力体的有效升力来减缓对推进***的需要。因此，目标***可通过小螺旋桨***或大直径叶片***来进行垂直飞行并安全地转换。

空气动力可用的升力体与推力矢量的融合可使子***显著地整合和模块化，并提供了对终端用户，尤其在无人驾驶汽车行业，具有高吸引力的大操作范围。而推力矢量提供了大部分(或者全部)的稳定性和控制，由于机翼后缘表面不需要移动来作为主要的飞行控制方式，使得在制造中和/或以终端用户友好的方式，该目标发明的体积较小的汽车可计算和管理划分子***。

本发明的目的还包括提供的目标汽车在飞行转换状态中可高效率地产生升力，使得推进***的功耗/消耗动力减少，有利于汽车可行驶里程、飞行包线、整体性能、汽车重量、允许的任务类型、车载电子、和/或推进***。

本目标***的另一个想望的目标是较佳地将汽车的升力体与推力矢量相结合，来引入上述坐式飞机所没有的特征。该目标***具有坐式飞机一样操作，还加入了沿与地面的接触点旋转从而形成伏卧位置的特征。或者，在起飞时可从俯卧位置转换到半垂直或垂直方向。在执行飞行模式转换(从垂直方向或转换为垂直方向)的过程中，汽车通过尾部静止的能力，进一步减少了过去几十年中垂直/短距起飞和降落(V/STOL)的负面(甚至是灾难性的)事件。

此外，本发明***的一重要目标是将汽车的活动短舱作为着陆机构/装置，着陆机构/装置可将汽车通过其顶部表面或底部表面处于伏卧位置，阵风吹向升力体区域。由于汽车的横向表面存在面向风向的最小的表面积，大部分或完全地沿汽车的横(跨向)轴线方向的风会围绕着汽车流动。

与将矢量推力、倾斜推进和着陆装置相整合的方式相一致，本目标***的另一目标是为处于伏卧位置的目标汽车提供各种地面运动模式。通过旋转短舱，且推进***提供矢量推力，使得目标汽车可向前滑行、后退、转弯和原地旋转。在运行中，如果着陆轮是主动驱动的，目标***将支持坦克式的转向和操纵。如果，或者，只有短舱旋转(短舱不通过推进***提供的推力来旋转)，本目标***可被修改为俯卧爬行。

通过结合目标汽车的优点，以使上述目标的实现成为可能(在其他的创新步骤中)，该优点包括空气动力学可行的升力体、至少一倾斜短舱、及重量轻和坐式概念，因此，一全新的汽车类型出现，通过对升力体增加新的功能，使得汽车可克服现有的具有倾斜旋翼/机翼的汽车的低效率和安全问题，该新功能包括坐式设计特征和系绳飞行设计特征。

一方面，本发明提供一种通用汽车，用于在未压缩的和平衡的空气中、水中及地面上以不同的操作模式飞行，并在空气中、水中及地面上进行安全的转换，所述通用汽车包括一升力体，该升力体由若干协作模块组成，每一协作模块形成具有基本的气动轮廓的升力体。

若干升力体模块可移动地相互连接来形成模块化的升力体。所述升力体的若干升力体模块包括至少一推力矢量模块和可操作地连接至该至少一推力矢量模块的至少一推进机构。该推力矢量模块被动态控制以影响至少一推进机构的位置和运行，从而获得对汽车位置和操作的控制，同时控制在不同操作模式之间的转换。

至少一(或更多)推力矢量模块可包括一个倾斜短舱模块，该倾斜短舱模块设有推进机制，并可移动地绕一沿所述升力体的侧边延伸的轴转动。

升力体可被设计为具有轻质的且相互配合的上升力体表面(壳)和下升力体表面(壳)，当上升力体表面可移动地与下升力体表面连接时，上升力体表面和下升力体表面共同形成内部空间。所述升力体还包括一中央前端模块和连接至该中央前端模块的后模块。所述倾斜短舱模块可移动地(可转动地或可转换地)安装于中央前端模块的每一侧边，使得所述至少一推进机构对称地或非对称地沿一可控方向运动。

每个中央前端模块、后模块和至少一倾斜短舱模块都可形成有一底壳和一顶壳，顶壳和底壳通过各自的边缘处相结合，当顶壳和底壳相连接时顶壳和底壳形成内部容纳。内部容纳可作为载荷容纳部或用于容纳汽车元件，汽车元件选自：航空电子***、传感器***、武器***、导航和制导***、通信***、电力***、储能装置、载荷***、载荷、推进***、燃料电池、起落架***、对接***、系缆***、飞行辅助***、避碰***、减速***、飞行终止***、压载***、浮力***、机械***及电子设备中的一种。

短舱模块具有一长度，该长度选自为：与所述中央前端模块的长度相匹配，与所述升力体的长度(从前端到后端)相匹配，及与介于所述中央前端模块的长度和所述升力体的长度之间。

所述推进机构位于所述至少一短舱模块的前端，并倾斜地沿所述短舱模块的轴移动。

所述汽车还包括至少一稳定模块，该稳定模块被置于与所述后模块相协作。该稳定模块相对于后模块表面呈竖直、水平、下反角、或上反角方向设置。其中所述尾翼和后模块之间的配合为刚性固定配合或可展开的配合。

至少有一电机可以设置于任意升力体模块内的内部容纳部中。例如，马达可设于短舱内，并与推进机构可操作地连接。

所述推进机构被控制沿与其它的推进机构相反的旋转方向运行，从而于升力体上方产生具有相反的旋涡流场的气流。

受所述推力矢量模块影响的所述操作模式包括短距起飞、短距着陆、常规起飞、常规着陆、外部辅助起飞、外部辅助着陆、及以上的组合。所述推力矢量模块被配置为通过控制汽车的转动、倾斜及横摆力矩来控制汽车的横向和/或纵向位置。

在操作中，所述推力矢量模块可控地部署于该推进机构产生推力的位置，使得汽车减速。

该汽车还包括可移动地安装于汽车的上部结构。当需要将该上部结构拆除(和/或传递)时，所述推力矢量模块受控地部署一位置使得推进机构产生推力，以将上部结构与汽车分离。

在危机情况下或有意终止飞行时，所述至少一推力矢量模块受控地旋转至推进机构击打汽车的至少一模块的位置，以减小灾难。

该通用汽车还可包括一着陆装置，当开启着陆操作模式时该着陆装置展开。

另外，通过交替地驱动一对倾斜短舱(不驱动推进机构)，以启动处于俯卧位置的爬行操作模式，使得所述短舱模块具有地面可操作性。而且，所述若干推力矢量模块用于推动汽车在不同的操作模式下运行，该操作模式包括在空中、地面上、地面下、水上、水下、及以上的组合中运行。

所述若干推力矢量模块被设置为沿顺时针方向旋转或逆时针方向旋转，具有推进机构的每一推力矢量模块可沿两个方向旋转。推力矢量模块的推进机构可作为推进器或牵引机操作。

另一方面，本发明还提供一种在平衡的空气中、水中及地面上以不同的操作模式运行，并在空气中、水中及地面上安全转换的通用汽车的操作方法。该目标方法包括以下步骤：于升力体上配置若干相互配合的模块，该若干模块被塑型从而使升力体模块具有基本的气动轮廓，

配置至少一升力体模块作为推力矢量模块，该推力矢量模块与至少一推进机构相结合，及

控制所述至少一推力矢量模块来影响所述至少一推进机构的位置和运行，来动态地控制汽车的位置和操作模式、及在上述操作模式之间的转换。

所述目标方法还包括：

在一操作模式下操作飞机，所述操作模式包括垂直飞行、盘旋飞行、机载垂直飞行、水平飞行，垂直起飞(初始和最终的静止位置包括垂直位置和水平爬行位置，垂直位置包括静止于升力体的至少一模块的机翼后缘，水平爬行位置包括静止于升力体的至少一模块的预设区域)、及

在起飞和着陆过程中，转换为爬行位置或从爬行位置转换为其他位置、及从垂直方向转换为依靠升力体的顶部表面或底部表面的爬行位置。

在该方法中，所述操作模式还包括：释放、发射、捕获、及在静止或移动的平台着陆，所述平台包括至少一结构，如一悬挂***、一吊钩***、支架***、导轨***、网***、及安装在主汽车的拖车，所述主汽车包括一表面、一次表面、及空中结构、两栖结构、或海洋结构。

该目标方法还包括以下步骤：

将一马达设于该推力矢量模块来使汽车飞行、推动地面上的汽车、推动在流体介质上的汽车、及推动在流体介质中的汽车，或者

于汽车上设置一导航***，并使用该导航***为在飞行中的汽车、经过流体介质中的汽车、或在地面上的汽车导航，或

于汽车上设置一控制***，并使用该控制***控制在飞行中的汽车、通过流体介质的汽车、或在地面上的汽车。

该目标方法还包括以下步骤：

将推力矢量模块配置为一多功能的可活动的推力模块，

于升力体上设置至少一多功能中心升力体模块、至少一多功能后升力体模块、至少一多功能垂直模块、及至少一多功能水平模块，于该至少一多功能的推力模块、中心升力体模块、后升力体模块、垂直模块、及水平模块的内部或外部安装至少一元件，其中，所述元件选自载荷、武器、应对***、通信***、压载***、传感***、悬架***、制动***、减震***、安全气囊、降落伞、若干减速装置、若干传动装置、若干转向装置、若干振动器、若干起落架装置、若干进料装置、若干卸料装置、电磁铁装置、飞行辅助设备、运动辅助设备、操纵协助装置、若干对接装置、锚定装置、夹持装置、握持装置、抓取装置、漂行装置、回收装置、捕获装置、及以上的组合，该若干对接装置与各自的对接基地电连接或不进行电连接。

该目标方法还包括以下步骤：

通过减轻损失模式来操作汽车以减小汽车模块的损失。由一机制触发损失减轻操作模式，该机制选自飞行员触发、自动驾驶触发，观察者触发、感应触发、减速触发、加速触发、雷达触发、应答器触发、交通控制者触发、碰撞触发、及以上的组合中的一种。

该目标方法还包括以下步骤：

由一机制触发飞行终止操作模式，该机制为飞行员触发、自动驾驶触发，观察者触发、感应触发、减速触发、加速触发、雷达触发、应答器触发、交通控制者触发、碰撞触发、及以上的组合中的一种。

该目标方法还包括以下步骤：

对升力体进行若干防护处理，该防护处理选自为：防弹、防裂、防爆、防热、防火、及防砂。

该目标的方法中，该推进机构选自为若干螺旋桨、若干涡轮、若干推进器、若干风扇及若干火箭，该推进机构能够在气体或流体介质中加速、燃烧、辉光、发电，该推进机构为自包含的、基于燃料电池、混合动力、通过泵或齿轮传动，将若干该推进机构安装于升力体的预设位置，升力体被定位和驱动以控制汽车转动、倾斜、及横摆力矩。

该目标的方法进一步包括以下步骤：

通过内部和/或外部的若干物体的平移、和/或旋转、和/或振动，沿横向轴、纵向轴、或同时沿横向和纵向轴线来操纵汽车的重心，以控制汽车的稳定性。

本发明目标的这些以及其他目的和优点会在本申请的具体实施方式和附图中进行详细说明。

附图说明

图1A、1B、1C是本发明一实施例的目标飞机***的的透视图，汽车的所有表面均与推进***连接(参图1A)，或汽车的所有表面均与推进***可拆卸地连接(参图1B-1C)；

图2A是图1A-1C所示的飞机的前视图，图2B-2E是可替换的升力体的剖视图；

图3A是图1A-1C所示的飞机的顶视图，该飞机具有可替换的水平尾翼结构(参图3B-3E)。

图4A是图1A-1C所示的飞机的侧视图，图4B-4E示出了该飞机的可替换的垂直尾翼结构。

图5A是一实施例的具有推力矢量能力的目标飞机的透视图，图5B-5E示出了该目标飞机可替换的实施例；

图6A示出了一实施例的目标飞机的透视图，该目标飞机的多向的短舱具有活动能力，图6B-6D为替代实施例；

图7A及其细节图(图7B-7I)为多功能的短舱***的视图；

图8A-8F为与短舱***相关的负载应用的若干细节图；

图9A-9B为一实施例的目标汽车***的示意图，该活动短舱部署有安全装置；

图10A-10E为推进***的替代实施例；

图11为一实施例的具有安装面/凸起的目标***的透视图；

图12A-12B为两个实施例的操纵流体流动的方法。

图13A-13B为操纵目标汽车的重心的方法的替代实施例；

图14A-14B为具有操纵气动性能、汽车稳定性、及/或汽车控制的能力的目标***的替代实施例；

图15为一实施例的利用拴绳组件的目标***；

图16A-16E为不同模式的汽车，该汽车与地面接触并具有尾翼着陆能力(参图16C)；

图17A-17E为包括前段和尾部段的目标汽车的替代实施例，该前段和尾部段沿跨向枢纽线转动；

图18A-18E示出了具有大尺寸的交错设置的螺旋桨的目标汽车的替代实施例；

图19为一实施例的包括着陆装置的目标***的示意图，该着陆装置与升力体12脱离；

图20A为固定发射和着陆结构的示意图，该固定发射和着陆结构由图20B-20D的三个移动发射实施例支撑；

图21为通过交替地驱动其短舱，目标汽车在爬行过程中的位置变化图；

图22示出了目标***的一爬行实施例，可从地面转换到流体介质，再到飞行。

图23A-23B为二实施例的可用海上航行的目标***的示意图；

图24为一实施例的轮式目标汽车的示意图，该目标汽车可借助推力滑行；

图25为一实施例的处于起飞飞出阶段的轮式目标汽车的示意图；

图26A-26B为一实施例的与图1A-1C示出的飞机相关的目标***的示意图，该目标***还具有用于表面操作或浸没操作的流体推进器；

图27A-27C示出了具有活动短舱的目标***的三个实施例，该活动短舱还安装有流体推进器；

图28A-28B示出了目标***的两个实施例，其中，流体射出器/流体推进器被安装于升力体后段；

图29为一实施例的具有辅助汽车部署能力的目标***的示意图；及

图30为一实施例的可携带人或动物的目标***的示意图。

具体实施方式

现有的飞机设计中，汽车的效能和多功能性是汽车的子***和交叉功能相集合的结果。以目标***的设计和操作为基础的理念并不局限使用具有特有的功能的子***，而是可使用具有多种功能的子***。例如，在若干已提出的实施例中，若干推力矢量短舱与起落架和/或载荷舱相集合。车身不仅作为主要升力产生部件，还可作为航空电子设备和/或负载划分区，升力体的后缘、及水平尾翼和垂直尾翼、和/或后车体都可作为起重装置使用。

本发明的飞机，当用于无人机***使用时，可能被用于满足不同终端用户的需求，如，但不局限于，安全监控、危机缓解、灾难援助、科学传感、用于研究和发展其他子***的感知平台、运输、载荷运输、通信、和其他和平时期任务或战时任务。

以下以具有无人机***的目标***的若干优选实施例为例进行说明。然而，本发明也可应用于无人机或有人驾驶机。

图1A为一实施例的基础模型，该基础模型具有一完全固定的飞机结构(整个汽车的升力体是被动式的，并依照生产中的目标设计来进行组装)，该飞机结构通过展示的关键***的驱动状况和/或对升力体进行的修改而进行了改进。例如，一特定的推进装置在此被描述。然而，目标***中加入的推进***还可进一步地包括螺旋桨、涡轮或风机，要么是复数要么是成对配置或者作为一个单独的部件、具有任意的扇叶数、具有或不具有反向旋转、集中或偏离、具有任意的直径和/或扭曲/倾斜、机身和/或吊舱和/或短舱和/或顶部安装、固定安装和/或可发动、按序列安装和/或并列安装、对称安装或不对称安装、和/或被配置为牵引机(拉出器)和/或推进器。

图1A至30为本发明一实施例的目标飞机***10的示意图，该目标飞机***10包括一升力体12，升力体12具有前部(模块)14和尾部(模块)16，前部14和后部16被塑型化来获得气动升降形状，并将前导缘18与左腹侧缘20和右腹侧缘22连接。升力体12还被塑形为具有机身跨向后缘24，该机身跨向后缘24被塑形为具有左水平面26和右水平面28。

该前部14设有左短舱30和右短舱30。该飞机***还包括一对转子34和36。左转子34驱动左螺旋桨38，且右马达36驱动右螺旋桨40。

一左竖面42和一右竖面44形成于机身跨向后缘24上，并包括安装于飞机***10的尾翼或尾巴。水平导缘46(左)和水平导缘48(右)形成于升力体12的后部16。参图1A-1C，左腹侧缘20和右腹侧缘22之间存在一过渡段，且水平前缘46和水平前缘48也存在过渡段。

飞机***10沿中心水平轴(中心线)50对称，中心水平轴50沿水平方向(水平方向为飞行的特定方向)延伸。中心线50在此被称为标准弦线。其他所有的参考弦线均与标准弦线50平行。一跨向线52沿与标准弦线50垂直的方向延伸，并跨越于飞机10的左右边之间。

车身12可被设计为具有若干升力体模块。参图1A-1C，前身模块14和后身模块16可拆卸地相互连接。若干其他的模块通过升力体12的任意方向和位置的剖面或剖弧线所显示。

若干升力体模块相互连接时，升力体模块可被塑造为具有气动外形，以形成升力体12。

升力体12可从底壳13和顶壳15开始制造(参图1B)，底壳13和顶壳15为低重量的刚性结构，底壳13和顶壳15通过各自的周缘相连接。

参图1C，同样地，所有的升力体模块(前端中央模块，后模块，短舱模块)都可从相应的底壳19和顶壳21开始制作。

任意提供的升力体模块都可容纳至少一，或任何多个的，汽车部件23，汽车部件23可包括以下元件的一种或多种的组合，航空电子设备、导航和制导***、安全***、通信***、传感***、推进***、机械***、动力***、武器、***物、起落架装置、停靠***、燃料箱、燃料电池、载荷、电子产品、和微电子机械***(MEMs)。

图2A是图1A-1C所示的飞机10的前视图，图2B、2C、2D、2E示出了可替换的升力体的剖视结构。图2B示出了位于垂直轴54和水平轴56的交叉中心一个小凸起，水平轴56在升力体12的边58和边60之间延伸。图2C示出了一个不包括任何凸起的干净的横截面，图2D示出了偏离垂直轴54和水平轴56的凸起，图2E示出了凹设于横截面的凹部，该凹部偏离垂直轴54。任意多个横截面具有任意多个特征，包括，但不局限于，对称、非对称、集中或偏离水平轴或垂直轴的凸起或凹陷、任意尺寸、任意形状、或上述特征的任意组合，上述特征都可加入到该目标***设计中。升力体的横截面的厚度和宽度通常可为一般变量参数，这取决于升力体的横截面的位置和角度。

图3A是图1A-1C所示的飞机10的顶视图，图3B、3C、3D、3E示出了可替换的水平尾翼的结构图。图3B示出了一水平尾翼62，该水平尾翼62的全翼展比飞机机身12的最大的跨度短，图3C示出了一水平尾翼62，该水平尾翼62的全翼展比飞机机身12的最大的跨度长，图3D示出了一后掠的水平尾翼***，且图3E示出了一水平尾翼尖端64，水平尾翼尖端64可提高气动性能和汽车的功能性。

图3B-3E展示的尾翼的细节仅代表尾翼的四个实施例，其他不同的结构加入到目标设计中，包括，但不局限于，水平尾翼62的形状可以设置为对称或不对称、具有或不具有前缘后掠、具有或不具有后缘后掠、具有相同的或不同的弦长、厚度和后掠、具有或不具有填角、具有或不具有倒角、具有或不具有翼剖面、坚硬、可充气、可更换、可展开、安装于升力体后具有或不具有下反角或上反角、或上述特征的任意组合。

参图3A，左竖尾翼42和右竖尾翼44之间的距离可在全跨线的长度和零距离之间变换，零距离时，飞机可具有一个的中心垂直尾翼或偏离中心的垂直尾翼。

图4A是图1A-1C所示的飞机的侧视图，图4B、4C、4D、4E示出了可替换的垂直尾翼的结构图。图4B示出了具有圆筒形状的垂直尾翼66，图4C示出了一垂直尾翼66，该垂直尾翼66具有前缘后掠和后缘后掠，图4D示出了非对称的、圆形的、后掠的垂直尾翼66，和图4E示出了示出了后掠的、硬角的垂直尾翼，该垂直尾翼具有隐藏式尾轮。

值得注意的是，图4B-4E中所提供的细节只是垂直尾翼66的4个可供选择的实施例，任意的变化包括，但不局限于，垂直尾翼的形状可为对称或或不对称、具有或不具有前缘后掠、具有或不具有后缘后掠、具有相同的或不同的弦长和/或厚度、具有或不具有填角、具有或不具有倒角、具有或不具有整体车轮或自位轮或起落架装置、具有或不具有翼剖面、坚硬、可充气、可更换、可展开、安装于升力体后具有或不具有下反角或上反角，上述所列特征均或上述所列特征的任意组合包含在目标飞机***10的发明构思中。

图5A示出了一较佳实施例的目标飞机***10的透视图，通过为升力体12提供一个或两个倾斜短舱模块70，72，使得该目标飞机***10具有推力矢量能力。

与图5A-5E所示的实施例相一致，飞机的升力体12包括能够上仰和俯冲的左短舱模块70和能够上仰和俯冲的右短舱模块72。至少一短舱倾摆机构将右短舱模块72与前中心体模块74连接，且至少一短舱倾摆机构将左短舱模块70与中心模块74连接，使得倾斜动作可整齐地或相互独立的进行。

图5A示出的短舱倾斜机构75可完全地容纳于倾斜短舱模块70，72中，或完全地容纳于前端中央模块74中。而且，短舱倾斜机构75的若干部件可嵌入至倾斜短舱模块70，72中和前端中央模块74中，在控制***77的控制下，他们的合作功能会使一个或多个倾斜短舱模块70，72发生启动和/或旋转。控制***77还可占用短舱模块70，72或前端中央模块74的内部空间、或分布至整个***。

前端中央模块74和后身模块16可相互连接，并允许左短舱模块70和右短舱模块70自由地运行或分别沿各自的旋转轴76，78旋转。

左短舱模块70和其端面82及右短舱模块72和其端面824都是多用途的结构，这会在下文中进行详细地说明。

尽管图5A-5E给出了一个实施例，一对称的左右短舱结构，配置有非对称的左短舱结构和右短舱结构，或配置有独立的或非独立的展开机构也包括在该目标***中。

图5B是图5A的正侧视图，其中，目标飞机***10处于静止状态，以下简称为伏卧位置。在该实施例中，至少一短舱70被启动以相对于车体12倾斜，其端面82(沿跨度线52延伸或沿接近跨度线52的方向延伸)可作为一个接触点或起落架装置。

可选地，参图5D-5E，短舱可沿任意的弦长延伸。值得注意的是，所有实施例都包括至少一或多个活动短舱，活动短舱也可具有其它的额外的功能，这在后文中进行详细说明。

图5C-5E代表可替换的短舱驱动机构，该短舱驱动机构具有与图5A所示实施例相似的推力矢量。图5C示出了具有倾斜短舱模块70，72(升力体12的每边设有一个)的一实施例。在图5C所示的实施例中，若干水平尾翼62和若干竖直尾翼66不会与短舱一起倾斜。

图5D的实施例中，升力体12的每一侧的倾斜短舱70，72均超过整个弦线的长度，且在该侧的固定的水平尾翼62和竖直尾翼66会与短舱一起倾斜。

图5E是图5D所示的***的变换，其中汽车10的车身段86位于若干垂直尾翼66之间，车身段86也部署有短舱驱动。参图5E，该实施例可具有相互坚固地卡接的能力，使得两个相互独立的倾斜短舱70，72根据需要可称为一体，或根据需要相脱离而保持独立性。

图6A示出了目标飞机10的透视图，目标飞机10具有多向的推力矢量短舱***。图6B是图6A所示***的顶视图，且图6C是从图6B中至少一或多个短舱90，92的截面图，短舱90，92启动时可提供旋转至多方位的功能，分别于短舱90，92上设置旋转短舱头94，96，短舱头围绕轴98旋转，使得发动短舱90，92可旋转至多个方位。另外，短舱90，92的基底100可被驱动为沿轴102旋转。

可替代地，参图6D，通过将球形接头结构连接于旋转短舱104和固定的短舱基底106之间，来获得一相似的多向的推力矢量功能。

图7A是图5B所示实施例的等距视图，具有至少一(或多个)多功能倾斜短舱110。图7B-7I分别示出了倾斜短舱110的普通视图和透视图，倾斜短舱110具有贴覆至活动短舱(或短舱)的多种设备，设备的属性包括，但不局限于，固定的、可展开、可发动、可伸缩、在内部安装或外部安装、安装于短舱尾部的表面或短舱的其他表面、伸出短舱尾部的表面或短舱的其他表面、被动或被驱动(被提供有动力)、具有或不具有传感能力、具有或不具有信息收集能力、具有或不具有能量收集装置、具有或不具有操纵功能或可操作性的功能、具有或不具有飞行增稳能力、具有或不具有与地面、其他结构、其他飞机或其他外部***交互或通信的能力、具有或不具有与其他结构、装置或***对接的能力、或者上述属性的任意组合。

图7B示出了具有可伸缩的着陆架***112的倾斜短舱110，图7C示出了一密封的短舱尾部表面114，短舱尾部表面114可被或者不被进行表面处理，从而与预设的接触表面交互作用，图7D示出了具有可展开的起落架116的倾斜短舱110，起落架116延伸穿过短舱110的尾部表面114，图7E示出了具有固定的、内嵌的轮子118的倾斜短舱110，轮子118延伸穿过短舱110的尾部表面114。图7F示出了具有爪状的抓取/锚定***120的倾斜短舱110，抓取/锚定***120从倾斜短舱110的尾部表面114延伸，可被用于，例如(但不局限于)，固定汽车、具有类似栖息的能力、及收集样本或地面取样110。图7G示出了具有延伸钩122的倾斜短舱110，延伸钩122延伸穿过尾部表面114并环绕短舱，以作为，但不局限于，钩子、悬空吊钩、或刹车件。图7H示出了一短舱尾部表面114，该短舱尾部表面114具有电源和数据连接端口124，且图7I示出了具有坦克履带类型的装置126的倾斜短舱110，坦克履带类型的装置126环绕短舱110的尾部表面114、上表面128和下表面130延伸。值得注意的是，安装于倾斜短舱110的任何附件或***可能会接触到任何其他对象或表面，或与任何其他对象或表面相互作用，该任何附件或***可包括，但不局限于，以下特点，悬浮、润湿、侦查、传感、旋转、操纵、收集、栖息、停靠及机动。

图8A-8F示出了图7A所示的至少一或多个驱动机舱的额外的被建议有的负载功能，且其实施例在图7B-7I中示出。图8A示出了一改进的短舱模块134，该短舱模块134形成有容纳部136，该容纳部136可用于容纳若干***，如航空电子设备、安全***、通信***、推进***、机械***、动力***、燃料箱、燃料电池、或其他通用的载荷或电子装置。

图8B示出了具有载荷部署***138的短舱134，载荷部署***138可进行载荷的传递，例如，三个内置的箱子140，以串行/并联的方式容纳于短舱134内的容纳部。

图8C示出了多个载荷容纳部142，例如，管状载荷144。然而，容纳部可具有任意的形状，可并联设置或串联设置。

图8D示出了具有外部负载部署***146(或负载挂载点)的短舱134，外部负载部署***146安装于短舱134的表面128。图8E示出了一短舱134，该短舱134的载荷容纳部136可从驱动门(表面)148显露出。

图8F示出了具有短舱载荷容纳部136的短舱134，短舱载荷容纳部136混合有若干上述实施例中提到的特征，如，举例来说，以串行/并联的方式传递有效载荷(图8B)、内部(图8A、8B、8E)和外部(图8E)容纳区域，和多级传递机制150，该多级传递机制150包括载荷接收机(盒)152，其可被驱动来显露出嵌入式的负载挂载点。

图9A-9B示出了该目标汽车10的两个实施例，其中至少一个(或多个)活动短舱156部署有安全装置158。图9A示出了目标飞机10的一实施例，在危机的情况下，飞行终止序列可能会被起动，以期望可减少损失。参图9A，飞机10具有转动的活动短舱156，使得至少一(或多个)推进设备160破坏性地与飞机10的至少一(或多个)部件卡合。此时，至少一(或多个)安全气囊类的或能量吸收装置158被部署以减轻能量转移的影响。该能量吸收装置158，如果被空气/气体充气，在溅落时可提供浮力。图9B示出了该目标飞机10另一实施例，此时发生了飞行终止的场景。如图所示，通过利用至少一或多个降落伞162(或其他减速设备)，以控制下降速度。

图10A-10E示出了具有不同结构和操作方法的推进***的五个实施例。图10A示出了具有推进***166的目标***10，推进***166安装于短舱170的车身168上。推力矢量能力通过与活动短舱170相应的模式被部署。

图10B示出了具有推进***172的目标***，推进***172安装于被笼罩的或位于管中的活动短舱。图10B中，笼罩物(或管道)的后缘176可额外地作为着陆装置，使得在本实施例中目标***可在伏卧位置静止。

图10C示出了具有多推进机构182的短舱180，多推进机构182包括若干推进装置184。多推进机构182通过短舱180的移动而被驱动。图10C所示的实施例中，可在飞机10上安装任意数量的推进装置184，推进装置184都可独立地驱动，与短舱的展开相同步。将推进装置184连接于短舱180的支撑结构186可旋转或过渡以获得进一步的自由度。

图10D示出了具有至少一或多个推进装置184，188的目标***，推进装置184，188安装于不与汽车运行方向相对齐的方向。推进装置184可安装于倾斜短舱180上。可替代地，推进装置188可固定地或推力向量地，集中地或偏离地嵌入至升力体12中，且可被用于飞机10的机动性或其他种类的稳定性和控制性的操纵，包括在气流中的稳定位置。

图10E示出了复合短舱190，复合短舱190具有车体分段192，车体分段192可将复合短舱190围绕升力体12的部位194旋转。然而，图10A-10E的实施例示出了安装有若干推进装置的短舱，需注意到，该推进装置可被安装到至少一或多个短舱、升力体段或任意组合的其他位置。

图11还示出了目标飞机10的其他实施例的透视图，该目标飞机10包括至少一(或多个)表面延伸件198，表面延伸件198位于至少一或多个短舱模块200上。安装所述表面延伸件198和延伸件202的方法可包括，但不局限于，固定的、动作的、展开的、可拆卸的、或可分离的凸起。表面延伸件198，202可用于控制汽车10的航空动力、稳定性、可控性(或任意组合)。表面延伸件198，202还可与至少一或多个载荷、承力点、传感器、其他装置、其他子***、其他对接机构、或任意组合共同操作。

图12A-12B示出了目标***中操作流体流动的方法的两个实施例。图12A示出了一个实施例，其中至少一或多个表面皮肤操纵器206被使用。在本实施例中，虽然速度制动类表面206可作为一个例子而被示出，其他对于空气流体流动控制的安排也可以被用到，包括部署表面皮肤操纵器(被动的或被驱动)，这会进一步操纵围绕短舱表面或升力体的气动流或边界层流动。表面操纵器206包括，但不局限于，粗糙化表面、纹理、起泡、波动、凹陷、细缝、插槽、台阶、和其它涡生成设备。

图12A还示出了至少一或多个门208，门108显露其他子***或传感器。

图12B还示出了目标飞机***10的一个实施例，其中至少一(多个)内部管道210尽可能地将前缘气流转移到飞机的其他部位，使得能量可进入到汽车的周围边界层的其他位置。进一步地，可将能量注入到周围气流的方法包括以下组合，但不局限于，通过管道输送气流、排气、吸入、振动、加热、冷却、及微电子机械***(MEMs)。

图13A-13B示出了两个实施例的操纵目标汽车***10的重心的方法。图13A示出了一实施例，其中至少一跨向腔(导槽)210允许内部块(压载)212进行跨向运动，使得重心可向旁边转移，来操纵汽车的稳定性和/或控制性。跨向转移块***214还可进一步被用于调节重力分布不对称时的平衡，重力分布不对称可能是由于丢弃至少一或多个负载和/或子***导致的。

图13B示出了一实施例目标飞机***10，其中弦向腔或导槽216允许内部块218沿弦向运动，使得重心沿纵向偏移，来控制飞机的稳定性。除了由于抛弃一个或多个负载和/或子***导致重力分布不对称时调节平衡外，弦向转移块***220还可进一步被用于帮助竖直操作模式和水平操作模式之间的转换。

图13A-13B描述了单个导槽210，216。然而，容纳一个或多个块的、安装在任意方向的多个导槽可用于本***中。这可会提供子***重心的管理，还可使块或若干块212，218以任意自由度来移动，从而获得上述结果。

图14A-14B示出了两个实施例的目标飞机***10，该目标飞机***10还可控制气动性能和汽车稳定性。图14A示出了一个(或多个)腹侧缘表面驱动器222，腹侧缘表面驱动器222可用于控制升力体12的拱度和跨度。图14B示出了一个或多个固定的或可展开的膜，该膜可为织物或圈套224，织物或圈套224沿腹侧缘226被收容，腹侧缘226可沿水平面前缘228的跨向延伸。值得注意的是，这些装置可进一步地成对地和沿标准弦线对称地安装。

图15示出了一实施例的目标飞机***10，其中汽车12通过拴绳230与一固定的或移动的连接件232连接，连接件232可以是在空中、接地、两栖、在水中。除了拴绳的结构，承载拴绳结构，拴绳230可带电、携带光纤、其他信号携带部件、或以上任意的组合。拴绳连接件234可设于任意的位置，使得连接件234具有卡接的能力，也具有解除卡接的能力。

该拴绳操作方法不仅可提供拴绳飞行能力还具有解除拴绳以执行飞行指令的优点。另外，至少一或多个拴绳230可与至少一或多个拖曳对象232连接，拖曳对象232通过汽车12被运输。拖曳对象232可包括单个、或多个、或以下特征的组合：多个载荷，例如，网、旗帜、标志、目标物、捕捉装备或其他的汽车。

图16A-16C示出了关于汽车与着陆面236相接触的多个实施例。具体地，图16A-16C示出了推力矢量短舱238控制汽车的方向时，尾翼着陆端如何与着陆面226配合。如图所示，当连续地看图16A-16C时，可观察到起飞的各个状态。观察到从着陆转换到伏卧位置。值得注意的是，图16B示出了向左转换的动作，汽车10具有通过升力体的任一边转换到竖直方向或从竖直方向转换的能力。

图16D示出了至少一伸缩式着陆装置240，该伸缩式着陆装置240可伸缩地从旋转的短舱238脱离，这可能，例如，支撑汽车10以使汽车10位于一临时的角度以使表面倾斜度或不平、辅助到竖直方向或从竖直方向开始转换、或以上两者的结合。为了便于操作、维修、感应汽车周围环境、或以上的组合，该伸缩式着陆装置240还可进一步被用于将汽车以一预期的角度被支撑。

图16E示出了一实施例中至少一或多个登陆器附件242，登陆器附件242可设于汽车10的其他部位。例如，登陆器附件可从汽车的升力体12延伸、和/或从尾部244延伸。登陆器附件244可包括若干属性，属性为以下能力的任意的组合：展开能力、收缩能力、驱动、坚硬及投弃能力。

图17A示出了具有一固定的尾部段246的目标飞机***10的顶视图。图17B-17E示出了可替换的可活动的后车身表面。图17B示出了设于升力体后段250的全动式水平表面248。图17C示出了分开的后段(252a和252b)，其分别由跨向枢纽线254a，254b与升力体前段256的连接。

图17D示出了全动式水平表面258a，258b，其分别沿枢纽线254a，254b枢接于竖直表面。

图17E示出了一跨向枢纽线254，跨向枢纽线254将升力体前段256和后段252相互可转动地连接。值得注意的是，图17C和图17E示出的跨向枢纽线转动，以操纵整车的拱度。另外，沿跨向方向对其他的车身段进行分区也被涉及，以对目标汽车10进行进一步的塑形操作。

图18A示出了目标***10的多叶片推进的实施例，它的操作包括将超大型螺旋桨260交错设置，使得超大型螺旋桨260不会相互碰撞。图18B示出了通过一作动***264将推进***260贴覆于短舱262。推进***260沿着螺旋桨的中心轴266转换，且可被动的或被驱动。

参图18B，作动***264包括一阻尼和悬挂***266，阻尼和悬挂***266允许整个推进***260向前移动或移动至螺旋桨交错的飞机的尾部。这样，提供的推进器260的转速应该与交错的螺旋桨的转速不一致？推进组件可离开表面、前进或后退，以避免螺旋桨发生碰撞。

图18C示出了一个小型的推进器270，推进器270与较大的交错螺旋桨***260相连设置。推进器260和推进器270都沿着短舱262的推力轴266设置。该“小孩”推进器270可被驱动或自由旋转，且可被用于不同的操作模式，例如，额外推力的来源、寄生阻力装置、可产生动力的辅助动力单元、直列式大螺旋桨的螺旋推进器转速操纵或清洗操作、或上述的任意组合，寄生阻力装置可操纵推力平衡、或操纵偏航、转动、倾斜及控制的任意组合。

图18D示出了汽车前段，汽车前段设有与两个推进短舱262连接的推进轭***272。推进轭***272约束短舱262进行统一的运动。轭***272安装于一驱动连接件274，该驱动连接件274与升力体后段276连接。

图18E示出了驱动连接件274允许的运动自由度，轭***可控制汽车转动和倾斜。

图19示出了着陆装置280从飞机10的升力体12脱离的一实施例。图19示出了一浮筏隔振***，着陆装置280可包括，但不局限于，滑板、车轮、衬垫、夹子、或框架。进一步地，着陆装置280可以，但不局限于，装载、展开、驱动、旋转、充气、放气、掷荷、或上述任意的组合。

图20A示出了固定发射和着陆结构，随后又增加了三个移动发射的实施例。如图20所示，目标***包括通过一释放连接件284贴附于一发射结构282的汽车10。

图20B示出了一实施例，其中目标汽车10由发射结构286运输，发射结构286通过288悬挂安装到主汽车290。

图20C示出了一实施例，其中飞机10通过一附件***292由主汽车10进行外部运输。图20D具有图20C所示的实施例的相同特征，两者的区别在于飞机10是设于内部的。

值得注意的是，飞机10可从固定发射结构或移动发射结构进行发射，可与主汽车进行电连接，可手动或远程释放，且可利用或不利用发射辅助机构。进一步地，图20B-20D所示的主汽车290是以地面为基地的，该飞机发明也可寄生于其他汽车、平台或结构，被归类为，但不限于，空中、陆地、表面、水陆两栖、水下、地下或海洋。

图21说明了目标***的其它优选实施例，该目标***通过交替地驱动若干短舱294，使得汽车10爬行。该爬行能力允许汽车向前爬行、向后爬行、转弯和原地旋转。

图22示出了一个爬行的实施例，可从地面转换到流体介质，再转换到飞行。在图22中，汽车10最初在提供的地区(表面)处于静止状态(位置1)，通过活动短舱旋转(不带推力)，飞机开始爬行(位置2)，并接着进入流体(位置3)，并浮于表面(位置4)。在接下来的位置(位置5)，飞机通过其推进***于流体上航行，开始起飞(位置6)，离开流体介质(位置7)，进入飞行操作模式，并执行一任务计划(位置8)。值得注意的是，该转换可从相反的顺序进行，当汽车10开始降落到流体表面，再离开流体介质到达陆地。进一步地，还可利用汽车10的不同的起落架机构来执行进入流体介质和离开流体介质，利用，例如，但不限于，爬行、轮式或踏板或轨道***、或可替换地利用爬行、和轮式或踏板或轨道***，汽车可通过主推进***提供的推力来进行滑行。

图23A-23B示出了两个在海上应用中有用的实施例。图23A示出了一实施例，其中飞机10与浮标200相配合，例如，通过绳索302。与其他船舶结构、容器、汽车、人工制造的或自然存在的、淹没的、位于水平面的、高于水平面的或其他任意组合的配合，可包括，但不局限于，对接站、对接升降机、对接钩、或停靠站。

图23B显示了通过绳索302相配合的机制，其中汽车10是淹没的。值得注意的是，浮标300在图23A-23B中已经被使用，其他任意提供的船舶结构或类似船舶的结构、汽车、或容器、无人和载人、人造的或自然存在的、静止或动态的，也在本发明的考虑范围内。

图24示出了一实施例的轮式汽车10，轮式汽车10具有安装于汽车10的车轮304，推进器306产生推力以推动汽车10向前滑行。该用于滑行的“推动”方式让汽车10形成较安全的转换模式，使得旋转推进装置306可设于汽车10的后部，且绝大部分的或全部远离鼻子308或行进方向。该“推动”方式可降低飞机的机首着地而翻转的可能。

图25示出了一实施例的处于起飞飞出阶段的轮式飞机，其中，在大部分(所有的)牵引机的模式中，短舱上的推进器306设于前部。

图26A示出了与图1A中的全固定飞机相关的一实施例，其中一或多个用于在流体介质表面或流体介质内部操作的流体推进器也安装于内部，使得飞机10可在两栖或海洋应用中对转动、倾斜及偏航三者中任意组合进行控制。图26A示出了两个流体进口310，两个流体进口310具有相对应的内部导管312，每一内部导管312通向一阀门和推进器装置314，推进器装置314加速和指挥流体流入各自的端口316，端口316设于升力体121的任一表面。

图26B是图26B所示***的剖面图，其示出了进入和流出的气流，其中阀门***318允许一平衡的流出气体(左)或一单个的、顶部或底部的路径来使气流流出(右)。需注意，液体推进***可包括若干入口、若干出口、若干导向阀和若干推进元件。进一步地，流出的流体可产生平衡或不平衡的推力，推力可使在不同的情况下汽车可沿汽车的任一或多个体轴转换或旋转。

图27A-27C示出了三个活动短舱概念的实施例，其中，流体推进器安装于活动短舱，以使在两栖或海洋应用中汽车10可进行转动、倾斜及偏航控制三者的任意组合。图27A示出了一凹陷式的流体推进器320，流体穿过进入区域322并从出口区域324流出。由于汽车漂浮在流体介质326的表面，图27A示出了汽车在流体介质326上或流体介质326中航行的能力，且短舱330的尾部328淹没在流体介质326中。

图27B示出了活动短舱330进一步包括若干内部直通流体推进器，其中流体进口332通过各自的内部管道导通至出口334，出口334设于短舱表面的上方和下方。

图27C显示了汽车10的中心部分334进一步包括若干内部直通流体推进器336，其中流体进入口338通过各自的内部管道连通至出口340，出口340设于升力体表面的上方和下方。注意，对于适用的实施例，无论是固定的还是活动的短舱，流体推进器的运动可进一步带来潜水功能，此时，通过提供至少一(多个)内部(外部)水箱，可在流体介质中进行三维操作，水箱还可被装满流体来进一步操作汽车的浮力。

图28A-28B示出了目标汽车的两个实施例，其中一个或多个流体射出器或流体推进器被安装于升力体后段。图28A示出了还包括流体推进器342(固定的或活动的)的一实施例，该流体推进器342安装于汽车10的尾部。图28B示出了还包括凹设于升力体后段的流体推进器的一实施例。该实施例具有流体进口和内部流体推进器344和尾部出口345，其可在上方、下方或升力体后段进行流体交换。

图29示出了还部署有至少一辅助汽车350的目标汽车10的一实施例。飞行器10还可去除子***或变形，也在本发明的保护范围之内，使得一辅助汽车(或汽车)350还部署有全新的能力。该可部署的汽车(或汽车)350可(或不可)重新安装，使得空中汽车10可再次组装。此外，至少一辆或多部辅助汽车350可通过其他部件或整个汽车贴附到其他子***。图30说明了目标***10的一个实施例，该目标***10还包括运输至少一个乘员352的能力，该乘员352可能是残疾的。

尽管本发明已经以详细的形式和实施例进行了描述，凡是在本发明的发明构思下所作的，不包含在上述描述内容中的修改，均包括在本发明的附属权利要求内。例如，功能等效元件可用于替代明确显示和描述的特征，特定特征可独立于其它特征而使用，且在一定情况下，元件特定的位置也可反转或***，所有在本发明的发明构思和保护范围下的特征可写入从属权利要求中。

Claims (29)

1.一种通用汽车，用于在未压缩的和平衡的空气中、水中及地面上以不同的操作模式行驶，并在空气中、水中及地面上进行安全的转换，其特征在于，所述通用汽车包括：

一升力体，该升力体由若干协作模块组成，该若干协作模块共同形成升力体的基本的气动轮廓，其中，所述若干升力体模块中的至少两个升力体模块可移动地相互锁合，

所述若干升力体模块包括至少一推力矢量模块和可操作地连接至该至少一推力矢量模块的至少一推进机构，其中，该至少一推力矢量模块被动态控制以影响至少一推进机构的位置和运行，使得汽车到达所需的位置，并获得至少一操作模式。

2.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，所示至少一推力矢量模块包括一短舱模块，该短舱模块设有至少一推进机构，并可移动地绕一沿所述升力体的侧边延伸的轴转动。

3.如权利要求2所述的通用汽车，其特征在于，所述升力体还包括一中央前端模块和与该中央前端模块相结合的后模块，及

其中，所述至少一推力矢量模块包括可移动地结合至所述中央前端模块的每一侧边的短舱模块，使得所述至少一推进机构对称地或非对称地沿一可控方向运动。

4.如权利要求3所述的通用汽车，其特征在于，每一短舱模块具有一长度，该长度选自为：与所述中央前端模块的长度相匹配、与所述升力体的长度相匹配、及介于所述中央前端模块的长度和所述升力体的长度之间中的一种。

5.如权利要求2所述的通用汽车，其特征在于，所述推进机构位于所述至少一短舱模块的前端，并倾斜地沿所述至少一短舱模块的轴移动。

6.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，还包括至少一稳定模块，该稳定模块被置于与所述后模块相协作的竖直、水平、下反角、或上反角方向，

其中，所述至少一稳定模块和后模块之间的配合为刚性固定配合或可展开的配合。

7.如权利要求3所述的通用汽车，其特征在于，至少一升力体模块包括至少一设于升力体模块内的载荷容置部。

8.如权利要求3所述的通用汽车，其特征在于，还包括至少二推进机构，其中，所述至少一推进机构被控制沿与另一推进机构相反的旋转方向运行，从而于升力体上方产生具有相反的旋涡流场的气流。

9.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，受所述至少一推力矢量模块影响的所述操作模式包括短距起飞、短距着陆、常规起飞、常规着陆、外部辅助起飞、外部辅助着陆、及以上的组合。

10.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，进一步包括至少一汽车元件，该汽车元件选自为航空电子***、传感器***、武器***、导航和制导***、通信***、电力***、储能装置、载荷***、载荷、推进***、燃料电池、起落架***、对接***、系缆***、飞行辅助***、避碰***、减速***、飞行终止***、压载***、浮力***、机械***及电子设备中的一种，及

其中，至少一升力体模块内设有内部容纳，及

所述至少一汽车元件封装于该至少一升力体模块的内部容纳。

11.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，所述至少一推力矢量模块被配置为通过控制汽车的转动、倾斜及横摆力矩来控制汽车的横向和/或纵向位置。

12.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，所述至少一推力矢量模块可控地部署于该推进机构产生推力的位置，使得汽车减速。

13.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，还包括可移动地安装于汽车的上部结构，其中，所述至少一推力矢量模块用于限定推进机构的位置和旋转方向，以产生将上部结构与汽车分离的推力。

14.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，在危机情况下或有意终止飞行时，所述至少一推力矢量模块受控地旋转至推进机构击打汽车的至少一模块的位置，以减小灾难。

15.如权利要求3所述的通用汽车，其特征在于，所述若干短舱模块被设置为具有地面可操作性，通过交替地驱动所述若干短舱及启动处于俯卧位置的爬行操作模式。

16.如权利要求1所述的通用汽车，其特征在于，所述至少一推力矢量模块用于推动汽车在一操作模式下运行，该操作模式包括在空中、地面上、地面下、水上、水下、及以上的组合中运行。

17.如权利要求3所述的通用汽车，其特征在于，所述若干推力矢量模块的所述若干推进装置被设置为沿顺时针方向旋转或逆时针方向旋转，和顺时针方向和逆时针方向交替旋转。

18.一种在平衡空气中、水及地面上以不同的操作模式运行，并在空气中、水及地面上节省转换的通用汽车的操作方法，包括以下步骤：

于一升力体上配置若干相互配合的模块，该若干模块被塑型以使升力体具有一基本的气动轮廓，

配置至少一升力体模块作为推力矢量模块，该推力矢量模块与至少一推进机构以可操作的方式相结合，及

控制所述至少一推力矢量模块来影响所述至少一推进机构的位置和运行，来动态地控制汽车的位置和操作模式、及在上述操作模式之间转换；

其中，所述操作模式包括垂直飞行、盘旋飞行、机载垂直飞行、水平飞行，垂直起飞，其中，初始和最终的静止位置包括垂直位置和水平爬行位置，垂直位置包括静止于升力体的至少一模块的机翼后缘，水平爬行位置包括静止于升力体的至少一模块的预设区域。

19.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

将一马达设于该至少一推力矢量模块上来启动该至少一推进机构，以使汽车飞行、推动汽车于地面上、于流体介质上、及在流体介质中运行。

20.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

于汽车上设置一导航***，并使用该导航***为在飞行中的、流体介质中的、或在地面上的汽车导航。

21.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

于汽车上设置一控制***，并使用该控制***控制在飞行中的、通过流体介质的、或在地面上的汽车。

22.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

将至少一推力矢量模块配置为一多功能的可活动的推力模块，

于升力体上设置至少一多功能中心升力体模块、至少一多功能后升力体模块、至少一多功能垂直模块、及至少一多功能水平模块，

于该至少一多功能的推力模块、中心升力体模块、后升力体模块、垂直模块、及水平模块的内部或外部安装至少一元件，其中，所述至少一元件选自为：

载荷、武器、应对***、通信***、压载***、传感***、悬架***、制动***、减震***、安全气囊、降落伞、若干减速装置、若干传动装置、若干转向装置、若干振动器、若干起落架装置、若干进料装置、若干卸料装置、电磁铁装置、飞行辅助设备、运动辅助设备、操纵协助装置、若干对接装置、锚定装置、夹持装置、握持装置、抓取装置、漂行装置、回收装置、捕获装置、及以上的组合中的一种，该若干对接装置与各自的对接基地电连接或不进行电连接。

23.如权利要求24所述的方法，其特征在于，还包括：

由一机制触发损失减轻操作模式，该机制选自为：飞行员触发、自动驾驶触发，观察者触发、感应触发、减速触发、加速触发、雷达触发、应答器触发、交通控制者触发、碰撞触发、及以上的组合中的一种。

24.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

由一机制触发飞行终止操作模式，该机制选自为：飞行员触发、自动驾驶触发，观察者触发、感应触发、减速触发、加速触发、雷达触发、应答器触发、交通控制者触发、碰撞触发、及以上的组合中的一种。

25.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

通过以下的至少一种操作模式来操纵汽车，所述操作模式包括：释放、发射、捕获、及在静止或移动的平台着陆，其中，所述平台包括至少一结构，一悬挂***、一吊钩***、一支架***、一导轨***、一网***、及一安装在主汽车的拖车，所述主汽车包括一表面、一次表面、及空中结构、两栖结构、或海洋结构。

26.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

对升力体进行若干防护处理，该防护处理选自为：防弹、防裂、防爆、防热、防火、及防砂。

27.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

安装至少一推进机构，该推进机构选自为若干螺旋桨、若干涡轮、若干推进器、若干风扇及若干火箭，该推进机构能够在气体或流体介质中加速、燃烧、辉光、发电，该推进机构为自包含的、基于燃料电池、混合动力、通过泵或齿轮传动，该若干该推进机构安装于升力体的预设位置，及

通过该推进机构控制汽车转动、倾斜、及横摆力矩。

28.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：

将该汽车与流体或地面相接触，并执行救生功能，该救生功能包括提供工具、用品、营养、医疗援助、寻找地雷、发现和引爆简易***装置或地雷，提供通讯、导航、定位、作为救生装置提供协助、部署救生艇、及将遇险人员拖到安全的地方。

29.如权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括：通过内部和/或外部的若干物体的平移、旋转、振动、或上述的结合，沿横向轴、纵向轴、或同时沿横向和纵向轴线来操纵汽车的重心，以控制汽车的稳定性。