CN110914148A - Stol飞行器 - Google Patents

Abstract

一种电动STOL飞行器，该电动STOL飞行器具有专用电机，该专用电机被通电以将可移动的起落架展开，该起落架被驱动以推动短距起飞，并随着飞行器在降落时接近着陆时向下主动旋转以接合跑道表面。在降落过程中，前起落架和后起落架或二者可以在制动的情况下被驱动和致动，从而缩短降落距离，每个起落架驱动轮均具有专用的电动机和同轴的制动器。

Description

STOL飞行器

技术领域

本发明最一般地涉及一种固定翼飞行器，更具体地涉及电动固定翼飞行器，并且进一步更具体地涉及STOL电动飞行器，该STOL电动飞行器适用于城市环境中的极短距起降。

背景技术

如今游览任何一个大的城市地区，就几乎会立即遇到交通问题。使用地面交通工具(公共汽车、小轿车、出租车)的短途驾乘会比悠闲地走过相同的路线和距离花费更长的时间。地铁和火车拥挤不堪，且因此令人不愉快。人口增长和城市移民的模型及预测表明，问题将只会变得更严重。

因此，进行相当多的活动来设计交通工具替代方案，以减少现有***上的负荷。一种解决方案是利用我们上方的几乎完全未开发的城市空间——街道和建筑物上方的天空。

主要是由技术公司、点对点驾乘共享公司以及飞行器公司以疯狂的步伐来进行目前的工作和研究，以提出并设计适合在城市“空中出租车”***中使用的飞行器。空客、波音、谷歌、Pipistrel(蝙蝠飞机公司)、美国航空航天局以及其它公司纷纷投入精力。无一例外，这些公司的早期和原型设计源自现有的垂直起降(VTOL)无人机和直升机设计，包括倾斜机翼、涵道式风扇、直升机、回旋陀螺仪、倾斜旋翼等等。明确的意图是飞行器能够利用建筑物的顶部作为空港。还设想了高度分层的城市交通管制区来实现这种用途。

我们可能会在十年内看到实现功能完全的城市空中移动***。可以获得新的大功率电动机和动力管理控制器来用于航空。正研究新的空中交通管理硬件和人工智能***，以控制各个飞行器并实现与***中的其它飞行器的安全隔离。无人驾驶和可选地有人驾驶的飞行器(OPA)以及其它类型的自主航空控制也正在开发中。然而，所提出的在城市环境中使用的飞行器设计无一例外均是VTOL类型的。

遗憾的是，迄今为止已知的VTOL飞行器(包括电动飞行器)具有许多缺点，最突出的是在起降时产生高噪声并消耗大量的能量。因此，可能希望提供一种更常规的飞行器，以实现用于空中出租车或城市空中移动***的VTOL设计的相同目的。

对于VTOL飞行器的替代是短距起降(STOL)飞行器。这些飞行器很常见，与常规飞行器相比，它们的主要优点是它们能够从短跑道上运行。自19世纪50年代以来，它们已广泛用于军事运输，并且在偏远的荒野地区用作“丛林”飞机。STOL飞行器的不足之处在于降落通常不适用于城市环境。

因此，需要一种改进的STOL飞行器，该STOL飞行器能够使用长度相当短的建筑物顶部跑道而在城市环境中安静且节能地运行。

发明内容

本发明的飞行器包括新颖类型的起落架，该起落架使得飞行器可能在大约60米或更短距离内实现短距起飞和平稳的短距降落。针对本发明的飞行器及其先进的起落架的应用是用于全电动STOL飞机，该全电动STOL飞机能够在几乎所有的气候条件下实现高巡航速度(最高达400km/hr)(250mph)。

加速度和减速度以地球引力或“g”为单位来表述。加速度对时间的导数(或者加速率/减速率的变化)称为“急动度”，并且以g/sec来测量。

如果加速率/减速率是渐进的、平稳的并且不间断的，则大多数人容易承受超过2g的加速率/减速率而不会感到惊慌或不适。商用客机降落具有相当低的减速度，但具有高的急动度。即使在低的0.5g下，颠簸和碰撞也会使一些人感到震颤和惊慌。

为了适应广泛的个人舒适度水平，起飞和降落须确保平稳且没有震荡、颠簸、松动、晃动以及碰撞。实现短距离起飞的一种直接而有效的方式是简单地加速或者驱动飞机达到起飞速度。本发明的飞行器采用驱动轮，该驱动轮被定位在重心(COG)的最后方以防止后倾。然而，由于驱动轮在COG后面，因此飞机在起飞时较不易拉起。为了平衡期望的性能特征，使用在起飞时有效地驱动机头向上的机动化前起落架而在起飞滑行结束时实现拉起。同一个机动化机构用于软着陆。

STOL降落也是有挑战的。降落距离不仅必须较短，而且飞机必须始终击中非常狭窄的着陆标记，与此同时，在起伏不定的状况中快速前进并且大幅减速。即使采用先进的机器人控制，在遵循平稳无颠簸路径的同时也无法实现这一点。那么，这是怎么做到的呢？

本发明的飞行器包括传感器，这些传感器包络(envelope)飞机，并且在该飞机通入到着陆区时精确地测量到地面的距离。当该飞机在±0.5米(20英寸)的目标高度上通过着陆区之上时，机动化起落架快速地展开并缩近飞机与地面之间的距离。机轮稳固地着陆，但并不使得飞机弹跳。前起落架在COG前方良好地触地，并且飞机的整个重量立即从机翼偏移并转移到机轮上，而无需在紧急制动期间考虑机头着地而翻转。设置在起落架撑杆的外端上的前机轮进行接管以使飞机减速，并且支腿将飞机的机体轻缓地降低到休止位置。

从结合附图考虑的以下描述中，将更好地理解作为本发明特征的其它新颖特点，例如操作的组织和方法，以及本发明的进一步目的和优点，在附图中，通过示例来说明本发明的优选实施例。然而，应该明确理解的是，附图仅仅是用于说明和描述，并非旨在限制本发明。特别在权利要求书中指出表征本发明的具有新颖性的各种特点，权利要求书附于本公开并且形成本公开的一部分。本发明不在于这些单独特征中的任何一个，而是在于针对特定功能的其所有结构的特定组合。

附图说明

当考虑本文的以下详细描述时，将更好地理解本发明，并且除了上文阐述的那些以外的目的将变得明显。这种描述参照了附图，其中：

图1是示出了飞行中的带有两个乘客的本发明的STOL飞行器的前上方斜视图；

图2是沿着图1的剖面线2-2截取的示意性的左侧剖视图，该视图不包括框架构件的后部分和尾翼；

图3是沿着图2的剖面线3-3截取的详细的左侧剖视图，示出了前起落架驱动机构的一部分；

图4是示出了前起落架的两个臂和驱动前起落架驱动器的右前上方斜视图；

图5是示出了处于滑行构造中的飞行器的左前上方斜视图；

图6是在飞机接近降落区时处于降落构造中的飞行器的侧视图，示出了在即将与地面接触之前处于接近最大向下展开的位置处的前起落架；

图7是左侧视图，图示了在降落程序中途的前起落架和后起落架的操作和构造；

图8是左侧视图，示出了处于滑行构造以及拉起起飞前构造(pre-rotationtakeoff configuration)中的起落架；

图9是左侧视图，图示了前起落架的操作，该前起落架在起飞时的拉起期间驱动飞行器机头向上；

图10是左侧视图，示出了在降落期间处于着陆前构造中的替代性的起落架结构，其中，前起落架和后起落架最大程度地向下展开；

图11是其侧视图，图示了在降落程序中途的前起落架和后起落架的操作和构造；

图12是其左侧视图，示出了处于滑行构造以及拉起起飞前构造中的起落架；

图13是其左侧视图，图示了前起落架的操作，该前起落架在起飞时的拉起期间驱动飞行器机头向上；

图14是沿着飞机的纵向中线截取的示意性的局部剖面左侧视图并且示出了飞行中的飞行器，但从该视图中排除了飞机的后部和尾翼；

图15是处于完全缩回和收起构造中的前起落架和后起落架的左前上方斜视图；

图16是左上方斜视图，示出了前起落架和后起落架的结构和操作元件；

图17是左侧后方斜视图，示出了关于本发明的起落架的起飞程序；

图18是流程图，示出了在起飞程序期间由飞行器控制***所监测的状况以及所采取的动作；

图19是左前方斜视图，示出了关于本发明的起落架的降落程序；并且

图20是流程图，示出了在降落程序期间由飞行器控制***所监测的状况以及所采取的动作。

具体实施方式

首先参照图1到图15，其中，在各个视图中，相同的附图标记指代相同的部件，在附图中示出了一种新型且改进的STOL飞行器，该STOL飞行器在这里总体上以附图标记100指代。

飞行器100的优选实施例实现了短距起降，而不管是有人驾驶还是无人驾驶(就如同遥控无人机飞行中那样)。在具有最短起降距离的优选实施例中，航空电子***控制关键的起落架运动和总体起落架构造，以使起落架位置与以下状况中的一种或多种相协调，所述状况包括高度、空速、对地速度以及跑道位置。

根据本发明，STOL飞行器100包括中心机身110，该中心机身110支撑左机翼120和右机翼120'。尾翼(尾部机翼组件)190包括升降舵191。该尾翼可以是高机翼、低机翼或中间机翼设计中的任一种。

在优选的实施例中，机身110部署有球形驾驶舱115，并且能够提供货舱或能够延伸以提供货舱(cargo bay)。该机身包括轴向地布置的后框架构件111，该后框架构件111在远端111b处支撑所述尾部组件，其中，近端111a被结合在所述球形驾驶舱上方的公共机翼结合部处。

在优选的实施例中，前起落架150在降落过程中展开以吸收能量，并且前起落架和后起落架的构造和操作实现短的起飞距离。

前起落架150优选在机身110的相反的左侧和右侧上包括一对撑杆151/151'，每个撑杆均具有图3中所示的驱动机构。

优选的起降模式进一步通过机身和其它重部件的构造来实现，这些重部件将重心(COG)定位在前起落架和后起落架之间。

两个前起落架撑杆151、151'和后起落架撑杆156分别由单独的电机、优选由电动机驱动。

前起落架150和后起落架155连接到球形驾驶舱115。如图1和图4至图5中所示，前起落架150包括一对线性撑杆151/151'，这一对撑杆151/151'在近端处由旋转接头152联接到机身或驾驶舱115，其中，该远端以旋转接合的方式支撑至少一个机轮161/161'。

后起落架155部署有线性撑杆156，并且在远端处包括机轮162，并使用旋转接头或联轴器157与机身110或驾驶舱115枢转连接。机轮162由直列式电机(未示出)驱动，以使飞行器加速而进行起飞。优选地，它通过地空制短(GAMS)起落架1500而与前起落架150的运动操作地协调。

成功的短跑道降落要求飞行器机轮在降落区中的狭窄范围内着陆。对于最小潜在跑道长度的要求可能在十分之一秒的量级上。这意味着实现这种精确度的方式是使起落架在所需的精确时刻“到达”地面，这意味着该起落架相对于降落状况数据而主动地向下旋转，该降落状况数据涉及在跑道上方的高度、在降落区中的位置、对地速度、垂直速度，等等。在飞行器接近跑道时，航空电子控制***使起落架向下旋转以接合地面，然后起落架会以其它方式在下滑路径上接触地面而使飞机减速。

该解决方案的其它部分是消除机翼负载，并且将重量转移到起落架上，从而通过机轮制动来维持高减速。随着速度下降，难以在空气动力学上实现高减速。因此，关键要求是在空中启动并产生尽可能多的向前水平减速并在降落期间维持这种减速。

GAMS起落架1500采用了电机1520，以定位前起落架150和后起落架155。同一组件包括盘式制动器1530，以耗散垂直下降能量。细长的并且相对长的起落架臂或撑杆151/151'和156被设定尺寸以适应各种各样的进场状况，并且确保该飞行器在着陆和滑跑时不会弹跳或晃动。

当前起落架150处于距地面一定距离的范围内而使得这些前起落架在下降时将接触地面时，前起落架150将机轮支撑撑杆151向下展开。感测这种接触，使得机翼然后能够主动且快速地卸去升力(例如，使用扰流板)，所以，垂直减速被前起落架制动器以及机轮制动器吸收，这些机轮制动器吸收水平减速。

在起落架展开时的长轮距(前机轮161和后机轮162之间的距离)可以有利于起飞时的加速，但对于起飞时的拉起是不利的。轮式交通工具的加速和减速需要长轮距，其中，重心接近中线。对于简单快速登机的需求会引入进一步的挑战。在没有动力辅助的情况下，具有长轮距的飞行器无法起飞。因此，采用相同的GAMS动力单元来驱使飞行器拉起而起飞。

在一个优选的实施例中，多个电动机提供降落和飞行推进。

在另一优选的实施例中，至少一个起落架机轮在地面上驱动飞机以达到升空速度。然后，驱动起落架的撑杆部分，以在升空时提供向上推力。来自起落架的向上推力附加于由机翼提供的升力。图3的GAMS机构是提供这一功能的优选机构。

飞行器100的优选实施例预期具有60米或更短的跑道长度要求。

在图3中详细地了图示了GAMS动力单元1500，其中，支撑在轭架1510上的电机1520具有轴1540，该轴1540由滚珠螺杆接头1550支撑。后起落架撑杆被构造为形式1的杆件，该杆件以旋转接头联轴器作为支点。轴1540a的端部被快速地推抵于(在箭头102的方向上)后轮撑杆156的臂1571上，从而使该撑杆旋转并驱使机轮162向下。电机1520的旋转由盘式制动器1530停止。

在降落时，轴1540在相反的方向上移动，从而使该电机反转以在撑杆156向上移动时吸收降落能量，其中，该能量还被盘式制动器1530吸收。降落能量还能够由一个或多个常规减振器(例如，各种形式的弹簧)以及主动悬架***及其组合所吸收，这些主动悬架***可以部署电磁致动器。这种能量吸收***能够具有线性能量吸收和非线性能量吸收的任意组合。

所述GAMS动力单元还操作成通过使撑杆151/151'旋转来提升和展开前机轮161/161'。前机轮撑杆151/151'各自具有横向轴153/153'的联轴器，该横向轴的联轴器随着所铰接的联轴器1560被滚珠螺杆致动器臂1580旋转而旋转，该滚珠螺杆致动器臂1580又联接到滚珠接头1550，该滚珠接头1550接纳带螺纹轴1540，该带螺纹轴1540连接到电机1520。其它电机驱动螺旋桨、起落架、控制表面以及机轮来进行地面推进，并且由模块化电池140供电，该模块化电池140能够快速互换以迅速周转。

能量源或动力源140提供能量以对电机135/135'提供动力。驱动一个或多个螺旋桨130/130'的一个或多个主电机(可以是两个电机135和135')安装在左机翼120和右机翼120'上。模块化电池140是优选的动力源。模块化电池140可以安装到机身110或飞行器，使得在发生火灾或任何其它迫在眉睫的危险状态或状况时，能够迅速地丢弃该模块化电池。动力源140可以是一种固态电池以及燃料电池和用于燃料电池的氢源。替代地，该动力源可以是驱动内燃机的液态燃料，该内燃机又通过驱动电动发电机(即，发电机)产生电力。

还应当意识到，优选的是，通过乘员座椅和该电力源的居中放置，使COG设置在前起落架150和后起落架155之间。

优选地，通过使电池在机身内纵向地平移来支撑该电池，从而相对于来自乘员或货物的负载来调节COG。电池、货物容纳装置(以及其它重部件)在机身110和驾驶舱115内的放置适当地定位了COG。

可选的货舱优选是一个模块，该模块形成机身上的外蒙皮的在驾驶舱后方的部分。

接下来查看图15，示出了前起落架模块和后起落架模块，该前起落架模块和后起落架模块各自被与机身隔离地且物理地移除，并且被示出为处于完全缩回构造中，就像该前起落架模块和后起落架模块在飞行器处于中途飞行巡航操作中呈现的那样。

现在参照图16，示出了起落架结构和操作驱动***的实施例的细节。这里并未保留之前视图中用于类似元件的附图标记，而是，为类似的之前标识的结构以及为新标识的详细特征提供新的附图标记。

图16示出了：在一个实施例中，前起落架组件和后起落架组件在结构上连接到飞行器机身200，并且相对于该飞行器机身200操作以形成适合于STOL操作的***。机身200(为方便起见，这里被任意示出为不确定大小的一部分)支撑并连接到前起落架模块250和后起落架模块350。该机身分别包括内表面或内侧202、纵向定向的中心槽204以及左和右(左舷和右舷)承窝(sockets)206、208。前起落架模块250通过左舷承窝206和右舷承窝208***作地且枢转地连接到机身和该机身的内侧202。

前起落架模块分别包括左舷撑杆或支腿252以及右舷撑杆或支腿254。每个支腿均在远端处包括：球节256、258，该球节256、258在球节枢轴260、262处枢转地连接到所述支腿；前支架264、266(后者未示出)，该前支架264、266在支架枢轴268、270(后者未示出)处枢转地联接到所述球节；罩272、274，该罩272、274在罩枢轴276、278处枢转地连接到前支架，并且终止于驱动轮280、282中，这些驱动轮280、282被旋转地设置在轮轴284、286(左舷侧的不可见)上。为每个机轮(再说一次，左舷侧的不可见)提供驱动***/电机288、290。可以设置有翻盖式门292、294，以在飞行中封围机轮。

每个前起落架撑杆252、254(左舷和右舷)均终止为内侧可旋转的展开/缩回的轮轴300、302，每个轮轴分别穿过机身承窝(左舷承窝206和右舷承窝208)布置。每个轮轴均由导螺杆304、306驱动，该导螺杆304、306利用轴针/轴柱联轴器308、310枢转地连接到该轮轴。该联轴器和轮轴形成钟形曲柄312、314。

电动机316、318利用耳轴/托架安装件320、322安装到机身内侧202，该耳轴/托架安装件320、322将它们相应的导螺杆延伸以使对应的撑杆缩回，或者该耳轴/托架安装件320、322将它们相应的导螺杆缩回以使相应的撑杆展开或延伸。电机的耳轴在枢转点324、326(后者并不清楚可见)处枢转。针对起落架撑杆的展开/缩回以及这些起落架撑杆的相应驱动轮的电机控制位于下文更充分描述的***航空电子设备中。

在图16中所示的实施例中，后起落架模块350包括后支腿撑杆352，该后支腿撑杆352具有从动后轮354，该从动后轮354通过一个组件被旋转地联接到该撑杆，该组件包括穿过后轮叉358布置的轮轴356。后轮驱动***360***作地连接到后轮。后轮叉358通过叉枢轴/万向节枢轴364被枢转地联接到后轮万向节362。此外，万向节364通过万向节枢轴/撑杆枢轴366被枢转地联接到后撑杆352。后轮整流罩368部分地封围后轮，这种封围选择性地由尾部整流罩门368a完成。

类似于前起落架，该后起落架由撑杆驱动***370驱动，在各实施例中，该撑杆驱动***370是电动机。该电动机利用电机耳轴372安装在机身内侧上，该电机耳轴372枢转地安装在耳轴托架374上。该电机驱动导螺杆376，该导螺杆376接合后撑杆U形夹378，以使该撑杆绕后撑杆轴380枢转，该后撑杆轴380设置在耳轴载架382中。电机控制同样位于下文更充分描述的航空电子控制***中。

现在通过参照图6到图13、图17和图19，可以观察到刚刚描述的起落架模块的操作，其中，示出了在降落和起飞程序期间的一系列动态自适应的起落架构造。

因此，首先查看图17且同时返回参照图9，示出了该飞行器在起飞程序期间的构造。图17中的程序随着时间的推移从右向左进行。在本发明的飞行器的最右侧的示意图400中，能够观察到起落架处于滑行构造402中。同时启用前轮转向和后轮转向，并且可以根据需求选择性地驱动这些机轮。在中间视图406中，飞行器的起落架处于其地面滑跑构造408中，这类似于所述滑行构造，不同之处在于前起落架具有受限的转向并且后轮被驱动并且其转向被锁定。当飞机达到并且然后超过预定的起落架增强的拉起速度(rotation speed)410时，起落架控制***使前起落架向下旋转到拉起构造(rotation configuration)412，以驱动飞行器机头向上，从而增大迎角并且动态地且快速地增大升力。在图9中更清楚地示出了拉起构造412。

接下来查看图19，然后返回查看图6到图9和图11到图13，示出了与典型的降落相对应的一系列起落架构造，该典型的降落可使用本发明的有利的动态主动起落架来实现。图19示出了展开构造。在巡航飞行420中，在巡航飞行构造422下，前起落架撑杆和后起落架撑杆完全缩回并且折叠在机身下面。然后，在飞行器达到最终进场后期430时，前起落架被启动并且展开到进场构造432中。这可以表征为“前伸”构造。在实现这种构造之前以及在实现这种构造时，飞行***控件使该飞行器对准进场矢量和下滑道(approach vector andglide slope)，并且将该飞行器放置到该进场矢量和下滑道上，这会使得该飞行器能够安全地降落到STOL跑道上。然后，当该飞行器通过目标云(target cloud)440时，前起落架撑杆和后起落架撑杆均快速地向下延伸。这里所称的“目标云”是围封预定体积的空域的虚拟包络部，当该飞行器满足某些参数(例如，对地速度)时，该预定体积的空域由进场跑道入口(runway threshold)上方和附近的一系列可能的安全降落位置限定。在各实施例中，该目标云可以是具有10米×10米×1米尺寸的长方体空域。当检测到飞行器位置442正处于该目标云中时，该动态主动起落架朝向跑道向下“到达”444以使前起落架机轮和后起落架机轮更快速地与跑道接触。该飞行器然后快速地降速到滑跑和滑行构造446，其中，前起落架撑杆完全向前延伸，并且后起落架完全向后延伸448。

图6到图8示出了处于图17的那些构造中间的构造。图6示出了在达到目标云时的飞行器起落架构造。图7示出了在垂直下降能量被起落架吸收时的起落架。图8示出了在起落架达到滑行构造时的构造。

图10到图12示出了处于一些起落架构造中的替代性的起落架组件，这些起落架构造依次对应于图6到图9中所示的起落架构造。首先，应当注意到，突出的替代特征包括后起落架机轮162，该后起落架机轮162能够绕在后起落架撑杆156的远端处的枢轴旋转，从而增强在降落期间的“到达”特征。前起落架机轮具有类似的特征，以使这些前起落架机轮能够在飞机接近跑道时枢转并向下延伸。

在优选的实施例中，航空电子***与螺旋桨和机轮驱动件协同控制起落架的展开，以实现关于位置和速度的精确运动，从而充分发挥STOL的优势。这种航空电子控制***能够进行远程控制或无人机控制、以及自主控制或半自主控制。更相关地，该起落架***控制可以是飞行员控制的，或者在无人驾驶/自主控制的实施例中，可以由机载***航空电子设备控制或从集中控制***被远程地控制。

图18示出了在起飞程序500期间由控制***所监测的状况以及所采取的动作。理解并且假定了机舱状况、乘员安全检查、根据空港/机场以及区域交通来调度滑行运动和起飞运动等等，且因此这里不做阐述。相反，重点是飞行器起落架在促进短距起飞方面所起的作用。然而，应当指出的是，所有飞行前活动都可以由***控件单独处理，或者由***控件结合机组人员的动作来处理。例如，在准备飞行时，关闭飞行器的门，将飞机从装载构造切换到滑行构造，并且机舱和任何乘员都准备好飞行。起落架和襟翼被构造成用于进行地面滑跑502，并且飞机然后滑向跑道504。飞机然后进入跑道上并且与跑道中心线对准506。向螺旋桨508施加全动力。采用驱动轮动力以根据需要补充加速510，直到达到拉起速度512。在此时，使机翼和襟翼根据风况、飞行器装载以及可用跑道长度而以常规方式展开514。与此同时或就在这之后，前起落架撑杆被向下驱动，以推动飞行器机头向上516达到最佳迎角，从而将负载转移到机翼上，以进入并通过地面效应并且以较高的高度自由飞行518。起落架被向上拉(机轮向上)520，并且该飞机然后被构造522成根据避开障碍物、保持避开城市交通管制区中的其它交通以及实现水平飞行高度所需的爬升需求而实现最佳爬升性能。该起落架然后完全缩回到巡航飞行构造524中，并且该飞行器前往其目的地。

图20示出了在飞行器接近其目的地时并且在目的地处的降落程序600期间由飞行器控制***所监测的状况以及所采取的动作。当该飞行器进入机场/空港交通模式602时，调节604该飞行器的速度和襟翼构造。当获准降落并且被引导到最终进场上时，该飞行器转向最终进场航向并且与跑道中心线对准606。飞行器传感器然后锁定到降落目标(上述目标云)上608，并且前起落架向外伸出610并且准备好在着陆之前立即进行动态调节。响应于空中状况和风力状况以及飞行器飞行状况(负载、对地速度、风向、当前的飞行控制构造等)进行进一步的微调612。根据需要展开全襟翼614。前起落架撑杆中的传感器测量到所述目标云的接近距离616，并且当该飞行器在预定距离内时，启用精确的距离测量传感器618。当该飞行器在目标云内时，这些传感器搜索并向控制***发出信号620。作为响应，该起落架被立即向下展开以“到达”地面622。起落架撑杆独立地移动以补偿飞行器侧倾或俯仰624。该过程继续进行直至着陆626，这时，扰流板被致动628，并且负载完全从机翼转移到起落架630。减速继续进行632，应用制动器634，并且吸收和调节垂直下降能量，以使降落平稳度最大并且使颠簸最小化636。一旦实现足够低的速度，起落架就移动到滑行构造中638。该飞行器将快速地达到最大减速640，并且该飞行器将继续以滑行速度进行短暂滑跑642。使襟翼缩回644，并且飞机滑出跑道646，准备好卸载并且为下一次飞行做准备。

从前文中，将会看到：在本发明的最基本方面中，本发明是一种STOL飞行器，该STOL飞行器包括：机身，该机身具有左舷侧和右舷侧；至少一个固定机翼，该至少一个固定机翼联接到机身并且从左舷侧和右舷侧中的每一个横向地延伸；至少一个螺旋桨，该至少一个螺旋桨联接到机身或所述至少一个固定机翼，以提供推力；动力设备，该动力设备用于为所述至少一个螺旋桨提供动力；前起落架模块和后起落架模块，该前起落架模块和后起落架模块***作地联接到机身，前起落架模块和后起落架模块中的每一个均包括至少一个可旋转的起落架撑杆，其中，机轮设置在所述至少一个可旋转的起落架撑杆的远端上；起落架电机，该起落架电机用于独立地驱动前起落架撑杆和后起落架撑杆；以及控制***，该控制***用于控制起落架电机，以展开和缩回前起落架撑杆和后起落架撑杆；其中，该控制***被编程为使所述起落架撑杆中的一个或多个响应于飞行器飞行状况以及位置数据而旋转，所述飞行器飞行状况和位置数据包括空速、对地速度以及相对于跑道的位置。

本发明的各实施例的优点来自优选地将电动机专用于所有的驱动机构以提高可靠性并减少维护，因为这消除了燃料管路和液压管路，所述燃料管路和液压管路易于随着时间的推移而发生泄漏和故障。这样的泄漏会在飞机跑道上造成滑移危险，并降低飞行器在有限空间内安全减速的能力。

前述的公开内容足以使相关领域的技术人员无需过度实验即可实施本发明。

虽然本文详细示出和公开的特定飞行器完全能够达到目的并提供本文所述的优点，但应理解，它仅是本发明的当前优选实施例的举例说明，并且，除了所附权利要求书中限定的以外，并不意图限制本文中所示的结构或设计的细节。例如，本领域技术人员将意识到，起落架的有利特征(在接近着陆时“到达”跑道表面的特征)可以通过替代的机械结构来实现，例如伸缩式起落架撑杆或者如下的撑杆：这些撑杆在沿着撑杆的长度的一个位点处被铰接，该位点远离机身处的连接部。因此，本发明的适当范围应当仅由所附权利要求书的最宽泛的解释来确定，以涵盖所有这种变型以及与附图中示出和说明书中所描述的等效的所有关系。

Claims (20)

1.一种飞行器，包括：

机身；

一对相反的固定机翼，所述一对相反的固定机翼联接到所述机身的相反两侧，并且从所述机身的所述相反两侧横向地延伸；

一个或多个螺旋桨，所述一个或多个螺旋桨联接到所述机翼和所述机身中的至少一个，以提供轴向指向的推力，从而向前推进所述飞行器；

一个或多个电机，所述一个或多个电机用于驱动所述螺旋桨；

至少一个动力源，所述至少一个动力源联接到所述一个或多个电机，以向所述一个或多个电机供应能量；以及

三个或更多个可缩回且可展开的起落架模块，所述三个或更多个可缩回且可展开的起落架模块联接到所述机身和所述机翼中的一个或多个，并且是可操作的以在降落期间旋转，从而吸收所述飞行器的垂直下降能量并减小对于飞行器乘员的冲击，所述起落架模块包括近侧起落架模块和远侧起落架模块；

其中，所述飞行器的重心设置在所述近侧起落架模块和所述远侧起落架模块之间。

2.根据权利要求1所述的飞行器，还包括起落架控制***，所述起落架控制***是操作的以在接近降落时使起落架下降，从而使得降落的反作用垂直力主要被所述起落架吸收。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，至少一个起落架模块包括线性撑杆构件，所述线性撑杆构件在近端处由旋转接头联接到所述机身，其中，远端以旋转接合的方式支撑至少一个机轮。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述线性撑杆构件是可操作的以在起飞期间旋转，从而提供所述机身的拉起和提升。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述线性撑杆构件具有电机驱动的机轮，以在起飞期间使所述飞行器在地面上加速。

6.一种STOL飞行器，包括：

机身，所述机身具有左舷侧和右舷侧；

至少一个固定机翼，所述至少一个固定机翼联接到所述机身，并且从所述左舷侧和所述右舷侧中的每一个横向地延伸；

至少一个螺旋桨，所述至少一个螺旋桨联接到所述机身或所述至少一个固定机翼，以提供推力；

动力设备，所述动力设备用于为所述至少一个螺旋桨提供动力；

前起落架模块和后起落架模块，所述前起落架模块和所述后起落架模块被可操作地联接到所述机身，所述前起落架模块和所述后起落架模块中的每一个均包括至少一个可旋转的起落架撑杆，其中，在所述至少一个可旋转的起落架撑杆的远端上设置有机轮；

起落架电机，所述起落架电机用于独立地驱动所述前起落架撑杆和所述后起落架撑杆；以及

控制***，所述控制***用于控制所述起落架电机，以将所述前起落架撑杆和所述后起落架撑杆展开和缩回；

其中，所述控制***被配置成使得所述起落架撑杆中的一个或多个响应于飞行器飞行状况和位置数据而旋转，所述飞行器飞行状况和位置数据包括空速、对地速度以及相对于跑道的位置。

7.根据权利要求6所述的STOL，其中，所述前起落架撑杆或所述后起落架撑杆的所述机轮中的至少一个是电机驱动的。

8.根据权利要求7所述的STOL，其中，所述至少一个前起落架撑杆或所述后起落架撑杆的所述机轮中的每一个均是电机驱动的。

9.根据权利要求6所述的STOL，其中，所述前起落架包括左舷起落架撑杆和右舷起落架撑杆，所述左舷起落架撑杆和右舷起落架撑杆中的每一个均旋转地联接到所述机身。

10.根据权利要求9所述的STOL，其中，所述前起落架撑杆被独立地控制，并且能够彼此独立地被展开和缩回。

11.根据权利要求9所述的STOL，其中，所述控制***被编程为在起飞期间将所述至少一个前起落架撑杆向下驱动，以增大所述飞行器的迎角。

12.根据权利要求9所述的STOL，其中，所述控制***被配置成在降落期间将所述至少一个前起落架撑杆向下驱动，以加快所述前起落架撑杆的机轮接触地面。

13.根据权利要求9所述的STOL，其中，所述控制***被配置成在降落期间将所述前起落架撑杆和所述后起落架撑杆向下驱动，以加快所述前起落架撑杆和所述后起落架撑杆的机轮接触地面。

14.根据权利要求9所述的STOL，其中，所述控制***被配置成在降落期间将所述前起落架撑杆和所述后起落架撑杆向下驱动，以加快所述前起落架撑杆和所述后起落架撑杆的机轮接触地面。

15.根据权利要求14所述的STOL，其中，所述控制***被配置成使所述起落架在降落时着陆之后旋转，以吸收能量。

16.根据权利要求6所述的STOL，其中，所述至少一个动力设备是电动动力设备。

17.一种电动STOL飞行器，包括：

机身；

固定机翼，所述固定机翼联接到所述机身；

至少三个电动起落架模块，所述至少三个电动起落架模块被可操作地联接到所述机身，所述起落架模块中的每一个均包括可旋转的撑杆，所述撑杆具有设置在外端部上的机轮；

电力源，所述电力源布置在所述机身中；

至少一个螺旋桨，所述至少一个螺旋桨安装在所述机身上或所述机翼上；

至少一个动力设备，所述至少一个动力设备电联接到所述电力源，以为所述至少一个螺旋桨提供动力；

航空电子控制***，所述航空电子控制***用于选择性地展开所述至少三个起落架模块，包括：向下展开所述前起落架，以在起飞时引起拉起；以及，主动地向下展开所述起落架模块中的一个或多个，以在降落时缩近与跑道的距离，并在着陆之后缩回以吸收能量。

18.根据权利要求17所述的飞行器，其中，所述起落架撑杆中的至少一个包括设置在外端部上的驱动轮。

19.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述前起落架模块和所述后起落架模块中的每一个起落架模块的至少一个机轮包括驱动轮。

20.根据权利要求17所述的飞行器，其中，所述航空电子控制***使所述起落架模块中的至少一个模块在降落时响应于飞行器飞行状况和相对于跑道的位置而下降。

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