CN113291466A - 固定翼短距起降飞机及其相关方法 - Google Patents

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Abstract

本发明的名称是固定翼短距起降飞机以及相关方法。飞机包括机体，该机体包括后部机翼组件和位于后部机翼组件前方的前部机翼组件、后部多个吹气旋翼组件和前部多个吹气旋翼组件，该后部多个吹气旋翼组件可操作地耦接后部机翼组件并配置为将空气吹过后部机翼组件以在后部机翼组件中引起升力，该前部多个吹气旋翼组件可操作地耦接前部机翼组件并配置为将空气吹过前部机翼组件以在前部机翼组件中引起升力。方法包括通过利用前部多个吹气旋翼组件将空气吹过前部机翼组件以在前部机翼组件中引起升力和通过利用后部多个吹气旋翼组件将空气吹过后部机翼组件以在后部机翼组件中引起升力。

Description

固定翼短距起降飞机及其相关方法
技术领域
本发明内容一般地涉及短距起降飞机。
背景技术
在航空工业中，人们对无需使用大型跑道就可以起降的飞机具有强烈且日益增长的兴趣。例如，多种军事和城市空中移动操作希望在不提供常规固定翼飞机起降所需跑道长度的环境中利用航空。传统上，对不需使用大型跑道即可运行的飞机的需求已经通过垂直起降(VTOL)飞机解决，例如其中通过升力旋翼实现升力的直升机、多旋翼以及复式旋翼和机翼配置。尽管VTOL飞机可以在没有跑道的情况下起降，但VTOL飞机的效率通常较低，在较低的飞行速度下运行，并且相对于固定翼飞机产生高水平的噪音。
短距起降(short-takeoff-and-landing，STOL)飞机是被认为作为解决常规固定翼飞机跑道限制的解决方案的另一类飞机。与VTOL飞机不同，STOL飞机通常是固定翼飞机，其利用(leverage)多种空气动力学原理(例如低机翼载荷)，以允许STOL飞机以较短的跑道起降。总的来说，相对于VTOL飞机，STOL飞机倾向于更高的效率，并且在更高的飞行速度下运行；但是，由于与VTOL相比要求较长的跑道，因此在某些环境中STOL飞机的应用仍然受到限制。
最近的STOL飞机设计利用吹气升力(blown-lift)效应来减少起飞距离，其中利用一系列旋翼将空气吹过飞机的固定翼并在其上产生升力。但是，考虑到能够实现短起飞距离，现有的吹气升力STOL飞机设计倾向于轻机翼载荷，这可使飞机更容易受到风干扰，并导致着陆期间较低的控制权。因此，由于对着陆分散(landing dispersion)的较低控制权而导致需要更大的着陆距离，可能限制了现有的吹气升力STOL飞机的应用。因此，存在对更加可控并且可以更精确控制起降的STOL飞机的需求。
发明内容
本文公开了具有多个吹气表面(blown surface)的固定翼短距起降飞机以及用于操作飞机的相关方法。飞机包括机体，该机体包括后部机翼组件(rear wing assembly)和前部机翼组件(forward wing assembly)，该前部机翼组件位于后部机翼组件的前方的机体内。飞机进一步包括后部多个吹气旋翼组件和前部多个吹气旋翼组件，该后部多个吹气旋翼组件接近后部机翼组件的前缘区域可操作地耦接后部机翼组件，其中，后部多个吹气旋翼组件配置为将空气吹过后部机翼组件以在后部机翼组件中引起升力，该前部多个吹气旋翼组件接近前部机翼组件的前缘区域可操作地耦接前部机翼组件，其中前部多个吹气旋翼组件配置成将空气吹过前部机翼组件以在前部机翼组件中引起升力。
方法包括通过利用前部多个吹气旋翼组件将空气吹过前部机翼组件以在固定翼短距起降飞机的前部机翼组件中引起升力，该前部多个吹气旋翼组件接近前部机翼组件的前缘区域可操作地耦接所述前部机翼组件。方法进一步包括通过利用后部多个吹气旋翼组件将空气吹过后部机翼组件以在飞机的后部机翼组件中引起升力，该后部多个吹气旋翼组件接近后部机翼组件的前缘区域可操作地耦接后部机翼组件。
附图说明
图1是示意性地表示根据本公开内容的飞机的示意图。
图2是根据本公开内容的实例飞机的等距视图。
图3是图2的实例飞机的俯视图。
图4是图2的实例飞机的正视图。
图5是图2的实例飞机的侧视图。
图6是巡航配置中所示的图2的实例飞机的另一个等距视图。
图7根据本公开内容的另一个实例飞机的等距视图。
图8是示意性地表示可以在根据本公开内容的飞机中使用的实例控制器的示意图。
图9是示意性地表示根据本公开内容操作飞机的方法的流程图。
具体实施方式
本文讨论了具有多个吹气表面的固定翼短距起降飞机以及相关方法。图1-9提供了根据本公开内容的飞机100、飞机100的电气***20以及用于操作飞机100的相关方法500的实例。用于相似或至少基本上相似目的的元件在图1-9的每一个中都用相似的数字标记，并且本文中这些元件可以不参考图1-9中的每一个进行详细地讨论。类似地，在图1-9的每一个中不可能标记所有元件，但是为了一致性，本文中可以使用与其相关的附图标记。本文参考图1-9中的一个或多个讨论的元件、部件和/或特征在不脱离本公开内容的范围的前提下可被包括在图1-9的任何一个中和/或与图1-9中的任何一个一起使用。
图1示意性地表示根据本公开内容的飞机100，图2-6示出了实例飞机100，其在本文中被指示并称为飞机700，图7示出了实例飞机100，其在本文中被指示并称为飞机800，并且图8示意性地表示了飞机100的实例电气***20。通常，在图1中，以实线示出了可能包括在飞机100的给定(即，具体)实例中的元件，而以虚线示出了飞机100的给定实例中任选的元件。但是，图1中实线所示的元件并不是本公开内容的飞机100的所有实例所必需的，并且在不脱离本公开内容的范围内，从飞机100的具体实例中可以省略图1中实线所示的元件。以下讨论集中于图1中飞机100的示意性表示；但是，适当时并为了促进理解飞机100，在图2-6和图7中分别参考了飞机700和800的说明性、非排他性实例。实例飞机700和800是非排他性的并且不将飞机100限于图2-7的实例。也就是说，根据本公开内容的飞机100可以并入参照图1和图8的示意性表示和/或图2-7的实例及其变型中示出和讨论的飞机100的任何数量的多种实例、配置、特性、性质等，而无需包括所有此类实例、配置、特征、性质等。为了简洁起见，关于飞机700和800可能不会讨论、说明和/或标记每个讨论的部件、零件、部分、实例、区域或其变型；然而，在本公开内容的范围内，飞机700和800可利用飞机100的所讨论的特征、变型等。同样，根据本公开内容的其他飞机100可以利用飞机700和800具体说明和讨论的实例。
首先参考图1，飞机100包括机体110，该机体110包括前部机翼组件200和后部机翼组件300。飞机100还包括前部多个吹气旋翼组件410和后部多个吹气旋翼组件420，该前部多个吹气旋翼组件410可操作地耦接前部机翼组件200，该后部多个吹气旋翼组件420可操作地耦接后部机翼组件300。在一些实例中，飞机100包括前部机翼组件200和后部机翼组件300可操作地耦接的机身120。在一些实例中，机身120包括配置为接收有效载荷的内部容积，并且任选地包括配置为允许进入机身120的内部容积的一个或多个检修门130。飞机100进一步可以包括尾翼组件150、起落架组件140和/或一个或多个飞行控制表面160。
飞机100可以采取任何合适的形式，其包括商用飞机、军用飞机、私人飞机、货机、客机或任何其他合适的飞机。同样，飞机100可以是有人驾驶的飞机、半自主飞机、自主飞机和/或遥控飞机。
飞机100可描述为短距起降(STOL)飞机。例如，飞机100可以配置为在城市环境中操作和/或可以配置为利用小于40米的跑道起降。飞机100是固定翼飞机，其中前部机翼组件200和后部机翼组件300固定地定位于机体110内(而不是在机体11内枢转)，和/或非旋转地固定在机体110中。同样地，在一些实例中，前部吹气旋翼组件410和后部吹气旋翼组件420可相对于各自机翼组件固定地定位，和/或不配置为相对于各自机翼组件枢转。换句话说，在一些实例中，每个前部吹气旋翼组件410和/或每个后部吹气旋翼组件420包括配置为绕旋转轴404旋转的吹气旋翼400。在一些实例中，旋转轴404是固定旋转轴。在这样的实例中，旋转轴404可以相对于各自机翼组件的弦翼(chord)固定、相对于机体110固定、和/或相对于飞机100的纵向轴线82固定。根据以上所述，飞机100可以与包括枢转的机翼和/或旋翼的有翼的垂直起降(有翼-VTOL)飞机不同。
如图1中示意性示出的，飞机100可以被描述为具有纵向轴线82，该纵向轴线以从飞机100的尾部区域114通过飞机100的机头区域112的正方向在中央延伸通过飞机100。在本公开内容中，第一结构可以被称为前部结构和/或被称为第二结构的前方。在这种情况下，第一结构可以以沿着从第二结构的纵向轴线82的正方向位于飞机100内。同样地，第三结构可以被称为后部结构和/或第四结构的后方。在此上下文中，第四结构可以以沿着从第三结构的纵向轴线82的正方向位于飞机100内。
另外地或可选地，在本公开内容中，具体的结构可以被称为具有左部分和/或右部分。同样，具体的结构可以被称为左结构或右结构。在此上下文中，当从上方观察，或者在诸如图2中的俯视图中示出飞机100时，左结构或左部分可以位于飞机100内纵向轴线82的左侧。类似地，当从上方观察或以俯视图示出飞机100时，右结构或右部分可位于飞机100内纵向轴线82的右侧。
如图1所示，飞机100包括机体110，该机体110包括后部机翼组件300和前部机翼组件200，其中前部机翼组件200位于机体110内的后部机翼组件300的前方。飞机100包括后部多个吹气旋翼组件420，该后部多个吹气旋翼组件420相对(即，邻近)后部机翼组件300的前缘区域330可操作地耦接，并且配置为将空气吹过后部机翼组件300以在后部机翼组件300中引起升力。飞机100进一步包括前部多个吹气旋翼组件410，该前部多个吹气旋翼组件410相对(即，邻近)前部机翼组件200的前缘区域230可操作地耦接，并且配置成将空气吹过前部机翼组件200以在前部机翼组件200中引起升力。在一些实例中，前部多个吹气旋翼组件410的每个吹气旋翼组件和/或后部多个吹气旋翼组件420的每个吹气旋翼组件另外地配置为向后推进空气以在飞机100中引起推力。
如本文所讨论的，前部多个吹气旋翼组件410也可以被称为前部组的吹气旋翼组件、前部吹气旋翼组件、前部吹气旋翼和/或前部吹气推进器组件。同样地，如本文所讨论的，后部多个吹气旋翼组件420也可以被称为后部组的吹气旋翼组件、后部吹气旋翼组件、后部吹气旋翼和/或后部吹气推进器组件。在本文讨论的一些实例中，一般参考吹气旋翼组件和/或多个吹气旋翼组件。在这样的实例中，关于一般的吹气旋翼组件和/或一般的多个吹气旋翼组件所讨论的特征、属性、功能和/或要素可以包含在前部吹气旋翼组件和后部吹气旋翼组件中的每一个和/或任何一个中，和/或为前部吹气旋翼组件和后部吹气旋翼组件中的每一个和/或任何一个各自的。换句话说，在一些实例中，前部吹气旋翼组件和后部吹气旋翼组件包括共同的特征、属性、功能和/或要素，其可以被一般性地讨论为包含在吹气旋翼组件和/或多个吹气旋翼组件中和/或为吹气旋翼组件和/或多个吹气旋翼组件各自的。
在本文所讨论的一些实例中，可以关于一个或多个“各自的”要素(例如各自的机翼组件、各自的吹气旋翼组件和/或各自的吹气旋翼组件)来描述一个或多个要素。在这样的实例中，术语“各自的”可以指第一要素和/或第一组要素，其在本文中被讨论为与第二要素和/或与第二组要素有关、可操作地耦接和/或以其他方式相互作用。
在一些实例中，前部吹气旋翼组件410和/或后部吹气旋翼组件420配置为吹动空气、推进空气和/或引导空气射流穿过各自机翼组件的下表面和上表面。考虑到这一点，前部机翼组件200和后部机翼组件300每个可以描述为限定由各自的吹气旋翼组件吹气的一个或多个吹气表面。因此，如本文所讨论的，前部机翼组件200也可以被称为前部吹气表面，而后部机翼组件300也可以被称为后部吹气表面。
在一些实例中，前部机翼组件200包括一个或多个飞行控制表面160，该飞行控制表面160配置为引导空气流过前部机翼组件200，例如由前部吹气旋翼组件410吹动的空气，以便于促进操纵飞机100。例如，前部机翼组件200的飞行控制表面160可以被配置为选择性地且可操作地引导空气的射流和/或调节其速度，其由前部吹气旋翼组件引导穿过前部机翼组件200的下表面和上表面，以控制通过前部吹气旋翼组件410在前部机翼组件200中引起的升力和通过前部吹气旋翼组件410在飞机100中引起的推力。如图1中所示，在一些实例中，前部机翼组件200的飞行控制表面160包括一个或多个前部襟翼240，在一些这样的实例中，每个前部襟翼240限定前部机翼组件200的后缘(trailing edge)232的至少一部分。
类似地，在一些实例中，后部机翼组件300包括一个或多个飞行控制表面160，该飞行控制表面160配置为引导空气流过后部机翼组件300，例如由后部多个吹气旋翼组件420吹动的空气，以便于促进操纵飞机100。例如，后部机翼组件300的飞行控制表面160可以配置为选择性地且可操作性地引导空气的射流和/或调节其速度，其由后部吹气旋翼组件420引导穿过后部机翼组件300的下表面和上表面，以控制后部吹气旋翼组件420在后部机翼组件300中引起的升力和通过后部吹气旋翼组件420在飞机100中引起的推力。例如，如图1所示，在一些实例中，后部机翼组件300包括一个或多个后部襟翼340，后部襟翼可以限定后部机翼组件300的后缘332的内侧部分(inboard portion)360。另外地或可选地，后部机翼组件300包括一个或多个副翼350，副翼可以限定后部机翼组件300的后缘332的外侧部分(outboard portion)362。
如本文所讨论的，在一些实例中，每个飞行控制表面160包括一个或多个飞行控制表面致动器162，该飞行控制表面致动器162配置为可操作地并且选择性地调节飞行控制表面160，以便于通过飞行控制表面160控制选择性和可操作的引导空气的射流。在一些实例中，每个飞行控制表面160中包括的一个或多个飞行控制表面致动器162被配置为选择性地且独立地操作，以便于调节各自的飞行控制表面160，任选地独立于任何其他飞行控制表面160。
如本文参考图9和方法500更详细地讨论的，在一些实例中，选择性地且可操作地控制前部吹气旋翼组件410和/或后部吹气旋翼组件420以促进操纵飞机100。如图1所示，在一些实例中，每个前部吹气旋翼组件410和/或每个后部吹气旋翼组件420包括吹气旋翼400，该吹气旋翼400配置为围绕旋转轴404旋转以将空气吹过各自的机翼组件。在一些这样的实例中，每个前部吹气旋翼组件410和/或每个后部吹气旋翼组件420进一步包括马达402，该马达402配置为各自的吹气旋翼400的旋转提供动力。在一些这样的实例中，每个马达402是电动的和/或包括电动机。
在飞机100的运行期间，前部吹气旋翼组件410、后部吹气旋翼组件420和/或其子集可以输出被控制以引起升力和/或推力的吹气功率(blowing power)。在一些实例中，每个前部吹气旋翼组件410、每个后部吹气旋翼组件420和/或其子集可描述为被配置为输出差动吹气功率(differential blowing power)，其中具体吹气旋翼组件或吹气旋翼组件的子集的吹气功率可独立于其他吹气旋翼组件可操作地和选择性地控制。例如，响应于独立的运行，每个前部吹气旋翼组件410、每个后部吹气旋翼组件420和/或其子集可以被配置为输出差动吹气功率以控制飞机100中俯仰力矩100、飞机100的偏航力矩、飞机100的滚动力矩和/或飞机100的速度中的一个或多个。
作为更具体的实例，在一些实例中，通过控制针对各自马达的功率来可操作性地控制具体吹气旋翼的差动吹气功率。作为仍一个更具体的实例，当给各自的马达402是电动的时，可以通过控制针对各自马达402的电力来可操作地控制具体吹气旋翼的差动吹气功率。
飞机100包括任何合适数量的前部吹气旋翼组件410，其实例包括至少4个前部吹气旋翼组件、至少6个前部吹气旋翼组件、至少8个前部吹气旋翼组件和/或至多10个前部吹气旋翼组件。飞机100还包括任何合适数量的后部吹气旋翼组件420，其实例包括至少6个后部吹气旋翼组件、至少8个后部吹气旋翼组件、至少10个后部吹气旋翼组件、至少12个后部吹气旋翼组件和/或至多20个后部吹气旋翼组件。
如图1中示意性地表示的，在一些实例中，前部机翼组件200和后部机翼组件300沿飞机100的长度和/或纵向轴线82以纵向间隔612隔开。在一些实例中，前部机翼组件200和后部机翼组件300跨飞机的重心纵向隔开，其中前部机翼组件200位于机体110内的重心的前方和后部机翼组件300位于机体110内的重心的后方。如关于图3中的实例飞机700可能更清楚地示出的，纵向间隔612可以被限定为在纵向轴线82和/或对其的投影(虚线所示)处的前部机翼组件200的后缘232和在纵向轴线82和/或对其的投影(虚线所示)处的后部机翼组件300的前缘区域330之间的间隔。换句话说，飞机100可被描述为包括与后部吹气表面纵向隔开的前部吹气表面。这样的配置可以允许飞机100相对于传统的STOL飞机以较短的跑到起飞，这至少部分地是由于具有前部吹气面和后部吹气面导致的飞机100可使用的大的俯仰力矩。更具体地，在起飞期间，可利用前部吹气旋翼组件410在前部机翼组件200中可操作地产生升力，和因此在飞机100的机头区域的升力，从而允许相对于传统STOL飞机更陡峭的起飞俯仰角。作为更具体的实例，由前部吹气旋翼组件410在前部机翼组件200中引起的升力可以使飞机100利用至多20米、至多30米、至多40米、至多50米、60米和/或至多100米的跑道长度起飞。换句话说，飞机100可以被配置为利用上述定义的跑道长度起飞。
飞机100的可操纵性至少部分地由前部吹气表面和后部吹气表面之间的纵向间隔612确定。例如，较短的纵向间隔612可以在机体110上引起较低的最大动态载荷，和/或减少交通工具惯性，而较大的纵向间隔612可以通过前部机翼组件200和后部机翼组件300的升力差异来增加飞机100中引起的俯仰力矩。另外地或可选地，当检修门130位于前部机翼组件200和后部机翼组件300之间时，纵向间隔612为飞机100上装载和从飞机100卸载的有效载荷提供空间。考虑到这一点，飞机100包括任何合适值的纵向间隔612，其可以被定义为飞机100的总长度的阈值分数。作为实例，阈值分数可以是至少20％、至少30％、至少40％、至少50％、至少60％、至多70％、至多75％、至多80％和/或至多100％。
另外地或可选地，飞机100的可操纵性至少部分地由前部机翼组件200的总延伸长度270相对于后部机翼组件300的总延伸长度(total extensive length)370确定。例如，总延伸长度270相对于总延伸长度370可以影响飞机100的空气动力学中心。如本文所讨论的，具体机翼组件的总延伸长度可以被限定为沿机翼组件的前缘测量的机翼组件的长度。如图1所示，在一些实例中，前部机翼组件200包括前部左机翼部分220和前部右机翼部分210。在这样的实例中，前部机翼组件200的总延伸长度270包括沿着前部左机翼部分220的前缘测量的前部左机翼部分220和沿着前部右机翼部分的前缘测量的前部右机翼部分210的组合长度。同样，当后部机翼组件300包括后部右机翼部分310和后部左机翼部分320时，后部机翼组件的总延伸长度370包括沿后部右机翼部分310的前缘测量的后部右机翼部分310和沿后部左机翼部分320的前缘测量的后部左机翼部分320的组合长度。
在一些实例中，前部机翼组件200的总延伸长度270被限定为后部机翼组件300的总延伸长度370的阈值分数，该阈值分数的实例包括至少10％、至少15％、至少20％、至少30％、至少40％、至少50％、至少60％、至多70％、至多80％、至多90％和/或至多100％。在一些实例中，选择总延伸长度270比总延伸长度370的阈值分数，以使飞机100的空气动力学中心与飞机100的重心重合。例如，前部机翼组件200的总延伸长度270小于后部机翼组件300的总延伸长度370可能是有益的。在这样的实例中，前部机翼组件200是鸭翼组件，并且后部机翼组件300是主翼组件。
如关于图4中的实例飞机700示意性示出的，飞机100的每个前部吹气旋翼组件410和/或每个后部吹气旋翼组件420可以被描述为具有旋压直径450，该旋压直径450在本文中被限定为在吹气旋翼旋转期间，由各自吹气旋翼400清除(clear)的总直径。在这样的实例中，将任何具体吹气旋翼组件的旋压直径选择为具有任何合适的值。可以将具体吹气旋翼组件的旋压直径选择为与任何其他吹气旋翼组件的旋压直径相同或不同。在一些实例中，前部吹气旋翼组件410每个具有相同的旋压直径，并且后部吹气旋翼组件420每个具有相同的旋压直径。在一些这样的实例中，前部吹气旋翼组件410的旋压直径被选择为与后部吹气旋翼组件420的旋压直径相同。可选地，在一些其他这样的实例中，前部吹气旋翼组件410的旋压直径被选择为与后部吹气旋翼组件420的旋压直径不同。
在一些实例中，前部吹气旋翼组件410限定了累积旋压直径，该累积旋压直径是前部吹气旋翼组件410的旋压直径的总和。在一些实例中，将前部吹气旋翼组件的累积旋压直径选择为前部机翼组件200的总延伸长度270的阈值分数。该阈值分数的实例包括至少50％、至少60％、至少70％、至少80％、至多90％和/或至多95％。前部吹气旋翼组件410的累积旋压直径比总延伸长度270的阈值分数可至少部分地限定前部机翼组件200的吹气长度百分比。前部机翼组件200的吹气长度百分比可以被限定为由前部吹气旋翼组件410所吹气的前部机翼组件200的长度的百分比，并且可以至少部分地确定可以由前部吹气旋翼组件410在前部机翼组件200中生成的升力的最大量。例如，较大的阈值分数或吹气长度百分比可能会增加可以由前部吹气旋翼组件410在前部机翼组件200中生成的升力的最大量，而较小的阈值分数可能会减少可以由前部吹气旋翼组件410在前部机翼组件200中生成的升力的最大量。
类似地，在一些实例中，后部吹气旋翼组件420限定了累积旋压直径，该累积旋压直径可以被选择为后部机翼组件300的总延伸长度370的阈值分数。该阈值分数的实例包括至少50％、至少60％、至少70％、至少80％、至多90％和/或至多95％。如本文关于前部机翼组件所讨论的，后部吹气旋翼组件420的累积旋压直径比总延伸长度370的阈值分数可至少部分地限定后部机翼组件300的吹气表面长度，其可以至少部分地确定可以由后部吹气旋翼组件420在后部机翼组件300中生成的升力的最大量。
前部吹气旋翼组件410和后部吹气旋翼组件420可包括任何合适的累积旋压直径。作为实例，前部吹气旋翼组件410包括的累积旋压直径可等于或小于后部吹气旋翼组件420的累积旋压直径。
如关于图3中的实例飞机700示意性示出的，飞机100的前部机翼组件200可以被描述为在由前部吹气旋翼组件410吹气的区域内具有前部机翼组件200的平均吹气宽度276(即，平均弦翼长度)。同样，飞机100的后部机翼组件300可以被描述为在由后部吹气旋翼组件420吹气的区域内具有后部机翼组件300的平均吹气宽度376(即，平均弦翼长度)。前部机翼组件200和后部机翼组件300每个可包括任何合适的平均吹气宽度。作为实例，前部机翼组件200的平均吹气宽度276可以等于、大于或小于后部机翼组件300的平均吹气宽度376。
在一些实例中，前部机翼组件200的平均吹气宽度276至少部分地确定了前部吹气旋翼组件410在前部机翼组件200中可引起的最大升力。同样，在一些实例中，后部机翼组件300的平均吹气宽度376至少部分地确定了后部吹气旋翼组件420在后部机翼组件300中可引起的最大升力。考虑到这一点，在一些实例中，飞机100被配置使得每个前部吹气旋翼组件410的旋压直径和/或每个后部吹气旋翼组件420的旋压直径至多是各自的机翼组件的平均吹气宽度的最大阈值。在一些实例中，前部吹气旋翼组件410和/或后部吹气旋翼组件420的旋压直径相对于各自的机翼组件的平均吹气宽度至少部分地确定了由吹气旋翼组件以给定的吹气功率引起的升力和推力的相对量。例如，相对于各自的机翼组件的平均吹气宽度，每个具有较大旋压直径的较少数量的吹气旋翼组件通常相对于每个具有较小旋压直径的较大数量的吹气旋翼组件会在飞机中引起更大的推力，和在各自的机翼组件中引起较小的升力。也就是说，当各自的吹气旋翼组件的旋压直径比机翼组件的平均吹气宽度的阈值分数超过某个值时，机翼组件在有效引导来自各自的吹气旋翼组件的空气上可能变得越来越低效。作为实例，飞机100可以被配置为使得每个前部吹气旋翼组件的旋压直径为前部机翼组件200的平均吹气宽度276的至多20％、至多30％、至多40％、至多50％、至多60％、至多70％、至多80％和/或至多90％。另外地或可选地，飞机100可以被配置为使得每个后部吹气旋翼组件420的旋压直径为后部机翼组件300的平均吹气宽度376的至多20％、至多30％、至多40％、至多50％、至多60％、至多70％、至多80％和/或至多90％。
如关于图4中的实例飞机700示意性示出的，飞机100的前部机翼组件200可以被描述为包括平均吹气厚度272，其可以由在由前部吹气旋翼组件410吹气的区域内的前部机翼组件200的前缘区域230的平均厚度限定。同样，飞机100的后部机翼组件300可被描述为包括由后部吹气旋翼组件420吹气的后部机翼组件300的前缘区域330的平均吹气厚度372(即，平均厚度)。在一些实例中，飞机100被配置为使得前部吹气旋翼组件410和/或后部吹气旋翼组件420的旋压直径相对于各自的机翼组件的平均吹气厚度具有具体值。作为实例，飞机100可以被配置为使得每个前部吹气旋翼组件410的旋压直径450是前部机翼组件200的平均吹气厚度272的阈值分数，该阈值分数的实例包括至多120％、至多130％、至多140％、至多150％、至多200％和/或至多300％。同样，飞机100可配置为使得每个后部吹气旋翼组件420的旋压直径450是后部机翼组件300的平均吹气厚度372的阈值分数，该阈值分数的实例包括至多120％、至多130％、至多140％、至多150％、至多200％和/或至多300％。
如图4中参考实例飞机700进一步所示的，每个前部吹气旋翼组件410可以相对于前部机翼组件200定位，使得每个前部吹气旋翼组件410的旋压直径450的一部分在前部机翼组件200的前缘区域230上方延伸和每个前部吹气旋翼组件410的旋压直径450的一部分在前缘区域230下方延伸。同样，每个后部吹气旋翼组件420可以相对于后部机翼组件300定位，使得每个后部吹气旋翼组件420的旋压直径450的一部分在后部机翼组件300的前缘区域330上方延伸，和每个后部吹气旋翼组件420的旋压直径450的一部分在前缘区域330下方延伸。
在一些实例中，相对于在前缘区域230上方延伸的旋压直径450的部分，一个或多个前部吹气旋翼组件410的旋压直径450的较大部分在前端区域230下方延伸是有益的。作为实例，一个或多个前部吹气旋翼组件410的旋压直径450的至少60％、至少70％、至少80％和/或至少90％可以在前缘区域230下方延伸和/或一个或多个前部吹气旋翼组件410的旋压直径450的至多5％、至多10％、至多20％、至多30％和/或至多40％可以在前缘区域230上方延伸。类似地，在一些实例中，相对于在前缘区域330上方延伸的旋压直径450的部分，一个或多个后部吹气旋翼组件420的旋压直径450的较大部分在前端区域330下方延伸是有益。作为实例，一个或多个后部吹气旋翼组件420的旋压直径450的至少60％、至少70％、至少80％和/或至少90％可以在前缘区域330下方延伸和/或一个或多个后部吹气旋翼组件420的旋压直径450的至多5％、至多10％、至多20％、至多30％和/或至多40％可以在前缘区域330上方延伸。
继续参考图4中的实例飞机700，在飞机100的一些实例中，前部机翼组件200和后部机翼组件300沿飞机100的高度以垂直间隔622隔开。可以测量垂直间隔622为沿前部机翼组件200或后部机翼组件300中较短者的延伸长度在前部机翼组件200的上表面282和后部机翼组件300的下表面384之间的最小垂直间隔。对于其中前部机翼组件200和后部机翼组件300被垂直间隔622隔开的一些实例，后部机翼组件300位于机体110内的比前部机翼组件200的水线更高的水线处。
在一些实例中，将前部机翼组件200定位在机体110内从后部机翼组件300的垂直间隔622处允许前部机翼组件200的对流尾流(convected wake)被引导到后部机翼组件300的下方。考虑到这一点，在一些实例中，飞机100被配置为使得每个前部吹气旋翼组件410的旋压直径450与每个后部吹气旋翼组件420的旋压直径450在垂直方向上不重叠。作为更具体的实例，如关于图4中的实例飞机700所示的，后部吹气旋翼组件420的旋压直径450可以限定最大垂直范围452，该最大垂直范围452在后部吹气旋翼组件420的旋压直径450的最高454垂直范围和最低456垂直范围之间垂直测量。在这样的实例中，飞机100可以被配置为使得前部机翼组件200和后部机翼组件300之间的垂直间隔622是最大垂直范围452的阈值分数，该阈值分数的实例包括至少90％、至少100％、至少110％、至少130％、至少150％、至少200％、至多300％和/或至多400％。
回头主要参考图1，但也参考图3中的实例飞机700，如本文所讨论的，在一些实例中，前部机翼组件200和/或后部机翼组件300包括一个或多个飞行控制表面160。每个飞行控制表面160可以配置为引导空气流过各自的机翼组件，例如由各自的吹气旋翼组件吹动的空气，以便于操纵飞机。更具体地，在一些实例中，前部机翼组件200包括一个或多个前部襟翼240，在一些这样的实例中，该前部襟翼240限定前部机翼组件200的后缘232的至少一部分。前部襟翼240可以配置为选择性地和可操作地上下调节，例如，以便于控制前部机翼组件200中的升力。在一些实例中，后部机翼组件300包括一个或多个后部襟翼340，在一些实例中，该后部襟翼340限定后部机翼组件300的后缘332的内侧部分360。另外或可选地，后部机翼组件300包括一个或多个副翼350，在一些实例中，该副翼350限定后部机翼组件300的后缘332的外侧部分362。在一些实例中，副翼350和/或后部襟翼340被配置为可操作地上下调节，例如，以便于控制后部机翼组件300的各自部分中的升力。
如本文所讨论的，在一些实例中，前部机翼组件200包括前部左机翼部分220和前部右机翼部分210。在这样的实例中，前部吹气旋翼组件410包括可操作性地耦接前部左机翼部分310的吹气旋翼组件414的前部左子集以及可操作地耦接前部右机翼部分210的吹气旋翼组件412的前部右子集。同样，在一些实例中，后部机翼组件300包括后部右机翼部分310和后部左机翼部分320。在这样的实例中，后部吹气旋翼组件420包括可操作性地耦接后部左机翼部分320的吹气旋翼组件424的后部左子集以及可操作地耦接后部右机翼部分310的吹气旋翼组件422的后部右子集。
当前部机翼组件200包括前部左机翼部分220和前部右机翼部分210，并且进一步包括前部襟翼240时，前部襟翼240包括前部右襟翼242和前部左襟翼244，该前部右襟翼242限定前部右机翼部分210的后缘232的至少一部分，该前部左襟翼244限定前部左机翼部分220的后缘232的至少一部分。在一些这样的实例中，前部左襟翼244被配置为引导空气流过前部左机翼部分220，例如由吹气旋翼组件414的前部左子集吹动的空气，并且前部右襟翼242被配置为引导空气流过前部右机翼部分210，例如由吹气旋翼组件412的前部右子集吹动的空气。例如，前部左襟翼244可以配置为控制由吹气旋翼组件414的前部左子集在前部左机翼部分220中引起的升力，和前部右襟翼242可以配置为控制由吹气旋翼组件412的前部右子集在前部右机翼部分210中引起的升力。
在一些实例中，前部左襟翼244和前部右襟翼242被配置为一致地操作，以便于控制飞机100中的俯仰力矩。另外地或可选地，在一些实例中，前部左襟翼244和前部右襟翼242被配置为独立地操作，以便于控制飞机中的滚动力矩。
继续参考图1和图3，当后部机翼组件300包括后部左机翼部分320和后部右机翼部分310，并且进一步包括后部襟翼340时，后部襟翼340包括后部右襟翼342和后部左襟翼344，该后部右襟翼342可限定后部右机翼部分310的后缘332的内侧部分360，该后部左襟翼344可限定后部右机翼部分310的后缘332的内侧部分360。在一些实例中，吹气旋翼组件424的后部左子集包括吹气旋翼组件的后部左内侧子集(inboard subset)444，并且吹气旋翼组件422的后部右子集包括吹气旋翼组件的后部右内侧子集442。在一些实例中，后部右襟翼342被配置为引导空气流过后部右机翼部分310的内侧部分360，例如，由吹气旋翼组件442的后部右内侧子集吹动的空气，并且后部左襟翼344被配置为引导空气流过后部左机翼部分320的内侧部分360，例如，由吹气旋翼组件444的后部左内侧子集吹动的空气。
在一些实例中，后部左襟翼344和后部右襟翼342被配置为一致地操作，以便于控制飞机100中的俯仰力矩。另外地或可选地，后部左襟翼344和后部右襟翼342被配置为独立地操作，以便于控制飞机100中的滚动力矩。
当后部机翼组件300包括后部右机翼部分310和后部左机翼部分320，并且进一步包括副翼350时，副翼包括可限定后部左机翼部分320的外侧部分362的左副翼354和可限定后部右机翼部分310的外侧部分362的右副翼352。在一些实例中，吹气旋翼组件422的后部右子集包括吹气旋翼组件432的后部右外侧子集(outboard subset)并且吹气旋翼组件424的后部左子集包括吹气旋翼组件434的后部左外侧子集。在一些实例中，左副翼354被配置为引导空气流过后部左机翼部分320的外侧部分362，例如由吹气旋翼组件434的后部左外侧子集吹动的空气，并且右副翼352被配置为引导空气流过后部右机翼部分310的外侧部分362，例如由吹气旋翼组件432的后部右外侧子集吹动的空气。
在一些实例中，左副翼354和右副翼352被配置为一致地操作。另外地或可选地，左副翼354和右副翼352被配置为独立地操作，以便于控制飞机100中的滚动力矩。
如在图1中示意性示出的，并且对于在图2和图3中的实例飞机700较少地示意性示出的，在一些实例中，机体110包括机身120。机身120可以被配置为接收和/或运输有效载荷124，例如货物和/或人类乘客。在一些这样的实例中，机身120包括内部容积122，该内部容积122被配置为接收和/或运输有效载荷124。在一些实例中，内部容积122被配置为加压的和/或包括用于运输人类乘客的加压舱室。在一些实例中，机身120另外地或可选地包括驾驶舱118，其可沿着机身120的机头区域定位。在一些这样的实例中，驾驶舱118包括用于飞机100的飞行员控制的飞行控制中心。
当机体110包括机身120时，前部机翼组件200和后部机翼组件300可以可操作地耦接机身120。更具体地，如图3的实例所示，前部机翼组件200可操作地耦接后部机翼组件300的前方的机身120，在其间具有延伸的纵向间隔612。在一些这样的实例中，飞机100被配置为使得机身120支撑有效载荷124，有效载荷124的重心位于前部机翼组件200和后部机翼组件300之间和/或在纵向间隔612内。换句话说，沿机身120的长度纵向隔开前部机翼组件200和后部机翼组件300允许有效载荷124的重心支撑在接近飞机100的升力中心的机身120内。
一般而言，相对于不包括与后部吹气表面纵向间隔开的前部吹气表面的传统吹气升力(blown-lift)STOL飞机，沿机身120的长度和/或在机体110内纵向隔开前部机翼组件200和后部机翼组件300提供了多个优点。首先，将后部机翼组件300位于有效载荷的质心后方的机体110内，在空气动力学和结构二者上使后部机翼组件300的位置与有效载荷124的位置发生冲突。另外地，与位于有效载荷124的质心的上方或下方相反，将后部机翼组件定位在有效载荷124的质心的后方减少了飞机100的高度要求，从而减少了阻力(drag)和起落架宽度要求。
继续参考图1和图3，在一些实例中，机身120包括一个或多个检修门130，该检修门130被配置为允许进入机身120的内部容积。机身120可以包括任何合适数量的检修门130，并且检修门130可以位于沿机身120的任何合适的位置。在飞机100的一些实例中，并且在图3所示的飞机700的具体实例中，机身120包括至少两个检修门130，该检修门130沿机身120的相对的横向侧区域121位于前部机翼组件200和后部机翼组件300之间。在一些实例中，每个检修门130被配置为向后枢转打开，以便于遮蔽从后部吹气旋翼组件420的至少一部分的进出机身120。另外地或可选地，例如在实例飞机700中，每个检修门130包括前部检修门部分132，该前部检修门部分被配置为向前枢转打开以遮蔽前部吹气旋翼组件410的至少一部分。
如在图1中示意性表示的，并在图5中对于实例飞机700较少示意性示出的，在一些实例中，飞机100包括起落架组件140。在一些实例中，起落架组件140被配置为在地面600上支撑飞机100。在一些实例中，起落架组件140被配置为在起降期间在地面600上支撑飞机100。考虑到这一点，在一些实例中，起落架组件包括一个或多个轮子146，该轮子被配置为允许飞机100沿着地面600滚动，例如在起降期间。
在一些实例中，起落架组件140包括前部起落架部分142和后部起落架部分144。在一些这样的实例中，前部起落架部分142定位于接近前部机翼组件200下方的机体110内并且后部起落架部分144定位于接近后部机翼组件300下方的机体110内。在一些实例中，将起落架组件140的前部部分142和后部部分144分别定位于前部机翼组件和后部机翼组件的下方，提高了飞机100在起降期间的稳定性，同时允许飞机100以陡峭的上仰角起飞，例如本文更详细地讨论的。作为更具体的实例，当机体110包括机身120时，前部起落架部分142可以可操作性地耦接接近前部机翼组件200下方的机身120，并且后部起落架部分144可以可操作地耦接接近后部机翼组件300下方的机身120。
现在具体参考图5，在飞机100的一些实例中，机身120包括锥形后部区域126。在一些实例中，机身120包括锥形后部区域126，使得当飞机100以陡峭的上仰角起飞时机身120的后部不会碰到地面600。换句话说，在一些实例中，锥形后部区域126通过允许飞机100以陡峭的上仰角起飞来降低对跑道的要求。如图5中所示，在一些实例中，飞机100限定了上仰间隙角128。上仰间隙角128可以至少部分地由后部起落架部分144的纵向位置、后部起落架部分144的垂直高度和锥形后部区域126的锥度确定。更具体地，当以侧面轮廓(例如，图5的透视图)观察飞机100，并且飞机100由前部起落架部分142和后部起落架部分144在地面600上支撑时，上仰间隙角128被限定为在地面600与在后部起落架部分144的地面接触点145与机身120的下面的最尾部点123之间延伸的线之间形成的角度。在本公开内容的范围内，飞机100包括任何合适值的上仰间隙，使得飞机100可以任何合适的上仰角起飞。上仰间隙角128的实例包括至少15°、至少20°、至少25°、至少30°、至少35°、至多40°和/或至多45°。
回到图1，在一些实例中，飞机100包括喷气发动机180，该喷气发动机180可操作地耦接机体110。当包括在内时，喷气发动机180被配置为在飞机100中提供和/或引起喷气推力，以便于推进飞机100。在一些实例中，当飞机100在更长的飞行持续时间和/或距离上操作时，喷气发动机180是有益的，因为相对于仅由吹气旋翼组件提供的飞行速度，喷气发动机180可以允许飞机100具有更高的飞行速度。鉴于以上情况，并且如本文中更详细地讨论的，在一些实例中，当飞机100处于巡航配置和/或已经达到巡航高度时，喷气发动机180可以用于推进飞机100。考虑到这一点，在一些实例中，喷气发动机180被配置为在飞机100运行期间的任何合适的时间启动，例如当飞机100已经达到巡航高度和/或在飞机100转变为巡航配置期间。
喷气发动机180可以安装在机体110内的任何合适的位置，其包括任何合适类型的喷气发动机，并由任何合适的动力源提供动力。在一些实例中，喷气发动机180包括涡轮风扇喷气发动机。在一些实例中，喷气发动机180是电动的、汽油动力的和/或混合动力的。作为实例，当机体110包括机身120时，喷气发动机180可以可操作地耦接机身120。图7中的实例飞机800示出了包括喷气发动机180的飞机100的具体实例。如本实例中所示，发动机180安装在后部机翼组件300后方的机身120上方。换句话说，在该实例中，喷气发动机180包括机身上方(over-fuselage)安装的喷气发动机180。
如图1中示意性示出的，在一些实例中中，机体110包括尾翼组件150。当其包含在机体110中时，尾翼组件150被配置为稳定和/或促进操纵飞机100。尾翼组件150包括任何合适类型的尾翼组件，这在本公开内容的范围内。合适的尾翼组件类型的实例包括T型尾翼的尾翼组件、机身安装的尾翼组件和/或V型尾翼的尾翼组件。在一些实例中，尾翼组件150包括一个或多个飞行控制表面，例如一个或多个襟翼和/或一个或多个舵。对于其中飞机100包括机身上方安装的喷气发动机的实例，尾翼组件150可以配置为与机身上方安装的喷气发动机兼容。
图2-6和图7的实例飞机700和800二者分别示出了尾翼组件150的具体实例。如这些实例中所示，尾翼组件150沿着机体110的尾部区域114设置，并且包括V型尾翼的尾翼组件152。尾翼组件150可包括一个或多个飞行控制表面160和一个或多个飞行控制表面致动器162，其可用于操纵飞机100。更具体地，在一些实例中，尾翼组件包括一个或多个舵154，该舵154限定尾翼组件150的后缘区域，并且可以被配置为控制流过尾翼组件150的空气。飞机800包括机身上方安装的喷气发动机180，并且V型尾翼的尾翼组件152被配置为与喷气发动机180兼容。更具体地说，飞机800的V型尾翼的尾翼组件152可防止喷气发动机的排气180干扰了尾翼组件150的操作和/或功能。
尽管在一些实例中，飞机100包括尾翼组件，但在其他实例中，飞机100被配置为独立于尾翼组件进行操作，因此可能不包括尾翼组件。更具体地，由前部机翼组件和后部机翼组件限定的纵向隔开的吹气表面，连同各自的吹气旋翼组件和各自的飞行控制表面，可以为飞机100提供足够的飞行稳定性，使得不需要尾翼组件。
更广泛地，前部机翼组件200连同前部吹气旋翼组件410，以及后部机翼组件300连同后部吹气旋翼组件420可以被描述限定四区域推力矢量配置(four-zone thrust-vectoring configuration)。换句话说，当飞机100包括前部左机翼部分和前部右机翼部分以及后部左机翼部分和后部右机翼部分时，前部左机翼部分、前部右机翼部分、后部左机翼部分和后部右机翼部分中的每一个可以被描述为飞机100在空间上隔开的飞行区域。包括在每个机翼部分中的各自的飞行控制表面的选择性的和独立的致动，以便于控制由吹气旋翼组件的各自的子集引起的升力和推力，允许对飞机100的四个空间上隔开的区域进行推力矢量控制。类似地，与四个空间上隔开的区域相关联的吹气旋翼组件的每个子集的吹气功率的选择性的和独立的致动也允许对飞机100的四个空间上隔开的区域进行推力矢量控制。与传统吹气升力STOL飞机(其包括单个主吹气机翼)相比，飞机100的四区域推力矢量配置允许对飞机100的俯仰力矩、偏航力矩、滚动力矩进行精确控制(即，高控制权)。因此，尽管在一些实例中，期望飞机100包括尾翼组件，但飞机100不需要尾翼组件，这至少部分是由于飞机100的四区域推力矢量配置提供的精确的控制和稳定性。
此外，与传统的吹气升力STOL相比，飞机100可能提供减少的着陆分散，这至少部分是由于四区域推力矢量配置提供的高控制权。换句话说，四区域推力矢量配置可促进飞机100的受控着陆。作为更具体的实例，飞机100可以被配置为以至多30米、至多40米、至多50米、至多60米和/或至多100米的跑道长度着陆。
在一些实例中，飞机100被配置为可操作地和选择性地转变为巡航配置和/或在巡航配置中操作。在一些实例中，在起飞和降落之间，和/或当飞机100达到巡航高度时利用巡航配置。在一些实例中，巡航配置被配置为增加飞机100的效率、增加飞机100的飞行速度和/或减少飞机100上的阻力。
图6和图7示出了飞机700和800的巡航配置190的实例。如所示，在一些实例中，一个或多个前部吹气旋翼组件410每个包括被配置为折叠成低轮廓配置460的吹气旋翼400。同样，在一些实例中，一个或多个后部吹气旋翼组件420包括配置为折叠成低轮廓配置460的吹气旋翼400。换句话说，飞机100可以包括任何合适数量的具有吹气旋翼400的吹气旋翼组件，该吹气旋翼400配置为折叠成低轮廓配置。当将吹气旋翼400配置为折叠成低轮廓配置时，各自的吹气旋翼组件包括配置为选择性地且可操作地促进将吹气旋翼400折叠成低轮廓配置的一个或多个折叠致动器。当处于低轮廓配置460时，吹气旋翼400可被折叠使得其叶片大体上与旋转轴404对准。将吹气旋翼400折叠成低轮廓配置460可减少由吹气旋翼400施加在飞机上的阻力，例如，通过减少吹气旋翼400的有效直径。在一些实例中，将吹气旋翼400折叠成低轮廓配置460任选地包括停止吹气旋翼400的旋转。在一些实例中，吹气旋翼400被配置为被动地折叠成低轮廓配置460，例如下降到低于阈值旋转速度的结果。在其他实例中，吹气旋翼400被配置成主动地折叠成低轮廓配置460，例如可操作地控制的致动器的结果。
当飞机100处于巡航配置190时，任何适当数量的前部吹气旋翼组件的吹气旋翼400可以处于低轮廓配置460。同样，当飞机100处于巡航配置190时，任何合适数量的后部吹气旋翼组件420的吹气旋翼400可以处于低轮廓配置460。如图6和图7所示，在一些实例中，当飞机100处于巡航配置190时，每个前部吹气旋翼组件410的吹气旋翼400处于低轮廓配置460。在一些实例中，当飞机100处于巡航配置190时，后部吹气旋翼组件420的子集的每个吹气旋翼400处于低轮廓配置460。如图6的具体实例所示，当飞机100处于巡航配置190时，后部吹气旋翼组件442、444的每个内侧子集的至少一个吹气旋翼可以处于低轮廓配置460，并且后部吹气旋翼组件432、434的外侧子集可以处于规则或吹气配置。通过使吹气旋翼组件的内侧子集处于低轮廓配置，可以减少机身120内的噪声水平。
对于其中飞机100包括喷气发动机180的实例，将飞机100转变为巡航配置190可以包括激活喷气发动机180。在一些这样的实例中，巡航配置190包括处于低轮廓配置460的前部吹气旋翼组件410的每个吹气旋翼400和后部吹气旋翼组件420的每个吹气旋翼400，如图7中结合实例飞机800所示的。
回到图2，在一些实例中，飞机100包括一个或多个动力源50，该动力源50被配置为向飞机100的多种致动器供应动力，所述致动器例如使前部吹气旋翼组件410和/或后部吹气旋翼组件420的吹气旋翼旋转的马达402。作为另一实例，当飞机100包括喷气发动机180时，动力源50任选地被配置为向喷气发动机180供应动力。另外地或可选地，一个或多个动力源50被配置为供应动力以致动飞行控制表面致动器162，该飞行控制表面致动器162调节一个或多个飞行控制表面160。作为实例，当前部吹气旋翼组件410和/或后部吹气旋翼组件420的马达402包括电动机时，动力源50可以向马达402供应电力。在一些实例中，飞机100是全电动飞机并且动力源50仅包括电池。在一些实例中，动力源50另外地或可选地包括液体燃料(例如，石油基喷气燃料)，以便于向喷气发动机180提供动力。在一些这样的实例中，飞机100是混合动力飞机，其由电池和燃料提供动力。动力源50可以位于飞机内的任何合适的位置。作为实例，一个或多个动力源50可沿着机身120和/或在机身120内定位。另外地或可选地，一个或多个动力源50可沿着前部机翼组件200和/或后部机翼组件300和/或在前部机翼组件200和/或后部机翼组件300内定位。作为还另一实例，一个或多个动力源50可以定位于一个或多个动力源50被配置为向其供应动力的部件内。作为更具体的实例，一个或多个动力源50可以定位于一个或多个马达402或其马达组件内。
在一些实例中，飞机100另外地包括控制器10，该控制器10被编程为控制飞机100的多种致动器(例如，吹气旋翼组件、吹气旋翼组件的马达402、飞行控制表面致动器162、吹气旋翼折叠致动器和/或喷气发动机180)。当其被包括在内时，控制器10包括存储器单元44和处理单元42。存储器单元44存储计算机可读指令(软件)并且处理单元42响应于多种输入执行存储的计算机可读指令以进行多种计算机功能，诸如以响应于飞机100的俯仰力矩、偏航力矩和/或滚动力矩的期望变化选择性地调节一个或多个飞行控制表面160。
在一些实例中，当其被包括在内时，存储器单元44包括非易失性(在本文中也称为“非暂时性”)存储器46(例如，ROM、PROM和EPROM)和/或易失性(在本文中也称为“暂时性”)存储器45(例如RAM、SRAM和DRAM)。处理单元42包括集成电路，该集成电路包括现场可编程门阵列(FPGA)、专用集成电路(ASIC)、数字信号处理器(DSP)、微处理器、微控制器、可编程阵列逻辑(PAL)和复杂可编程逻辑设备(CPLD)中的一个或多个。
如将在下面更详细地描述的，控制器10被编程为执行多种方法，诸如图9中示意性表示的方法500。
图8示意性地示出了包括在飞机100的电气***20的实例中的控制器10。具体地，图8示出了一个或多个动力源50和控制器10如何电耦接飞机100的多种致动器(例如，飞行控制表面致动器162和马达402)的一些以控制致动器操作的实例。
图8中示意性示出的电气***是飞机100中可以包括的电气***的实例。部件之间的电气连接以虚线显示，部件之间的机械连接以实线显示。在该实例中，电气***20包括一个或多个动力源50、控制器10以及由控制器控制的多种致动器。在图8的实例中，仅示出了前部吹气旋翼组件410、配置为前部吹气旋翼组件410提供动力的马达402、前部机翼组件200的飞行控制表面160(例如前部襟翼)和用于致动飞行控制表面160的一个或多个飞行控制表面致动器162。然而，图8描绘了电气***20的说明性、非排他性实例，并且在许多实例中，电气***20包括另外的致动器，例如未在图8的实例中示出的用于致动其他飞行控制表面(例如后部襟翼，另外的前部襟翼和和/或后部副翼)的飞行控制表面致动器，以及用于致动另外的吹气旋翼组件(例如，其他前部吹气旋翼组件和后部吹气旋翼组件)的致动器。此外，如本文所讨论的，本公开内容不限于用于控制飞机100的实例图8的电气***20，和控制器10和/或动力源50被另外地或可选地用来控制飞机100的其他部件和/或实例，和/或可以限定其他***(例如液体燃料输送***)与图8中所示的相关部分。
一个或多个飞行控制表面致动器162被配置为选择性地调节前部襟翼240，以便于通过例如通过向上枢转或向下枢转前部襟翼240来引导空气流过前部机翼组件200。飞行控制表面致动器162包括一个或多个机电、气动和液压的致动器，其配置为被控制器10电控制。在图8的实例中，前部吹气旋翼组件410的马达402是电动机。马达402配置为选择性地且可操作地使前部吹气旋翼组件410的吹气旋翼400围绕旋转轴404旋转，以控制前部吹气旋翼组件410的吹气功率，以便于调节通过前部吹气旋翼组件410吹过前部机翼组件200的空气和/或以便于调节通过前部吹气旋翼组件410在飞机100中引起的推力和/或在前部机翼组件200中引起的升力。
控制器10处于与一个或多个动力源50、一个或多个飞行控制表面致动器162以及马达402电通信(例如，有线和/或无线通信)。控制器10从一个或多个动力源50接收电力，并根据控制方案选择性地将一个或多个动力源50提供的电力分配给飞行控制表面致动器162和马达402。具体地，下面关于图9讨论的方法500描述了一种实例控制方案，该实例控制方案可以被控制器10利用以调节供应至飞行控制表面致动器162和马达402中的一个或多个的电力的量。
更一般地，在图8的实例中，控制器10将命令信号(例如，数字信号)发送到马达402以及一个或多个飞行控制表面致动器162中的一个或多个，以调节其操作。如上所述，控制器10被编程为以基于接收到的输入执行多种动作，诸如控制上述致动器。具体地，控制器10包括存储在非暂时性存储器46中的计算机可读指令，其中该计算机可读指令包括用于控制马达402和一个或多个飞行控制表面致动器162中的一个或多个的指令。处理单元42被配置为执行存储的计算机可读指令以控制马达402和一个或多个飞行控制表面致动器162中的一个或多个的操作。
在一些实例中，本公开内容提及控制飞机100中的俯仰力矩、偏航力矩和滚动力矩中的一个或多个。如关于图2中的实例飞机700所示，俯仰力矩96、偏航力矩94和滚动力矩92是依据主轴线80限定的。主轴线80可以看作是右手轴线***。为了清楚起见，图2示出了位于飞机100上方的主轴线80，但是，在下面的讨论中，主轴线80的原点应被认为定位于飞机100的重心处。如所示，主轴线80包括纵向轴线(即，X轴)82，其平行于飞机100的长度并且朝向机头区域112正向延伸。主轴线80还包括横向轴线86(即，Y轴)，其大体上平行于前部机翼组件200和后部机翼组件300并垂直于纵向轴线82延伸。主轴线80进一步包括垂直轴线84(即Z轴)，其垂直于纵向轴线82，大体上垂直于前部机翼组件200和后部机翼组件300，并且当纵向轴线82和横向轴线86所形成的表面正交于重力时，平行于重力延伸。
如本文所讨论的，飞机100围绕垂直轴线84的旋转被称为偏航，飞机100围绕纵向轴线82的旋转被称为滚动，和飞机100围绕横向轴线86的旋转被称为俯仰。因此，本文所讨论的俯仰力矩96、偏航力矩94和滚动力矩92指的是飞机100中的力矩，该力矩促使飞机100围绕各自的主轴线旋转，如本文所讨论的。在一些实例中，以下讨论提及正向和负向俯仰力矩、滚动力矩和/或偏航力矩。如本文所限定的，关于相应的主轴线，由负号或正号指示的旋转方向与右手法则一致。
图9提供了流程图，该流程图表示用于根据本公开内容操作飞机的方法500的说明性、非排他性实例。在图9中，一些步骤以虚线框示出，指示这些步骤可以是任选的或可以对应于根据本公开内容的方法500的任选版本。就是说，并非所有根据本公开内容的方法都必须包括实心框中所示的步骤。从本文所讨论理解的，图9的方法和步骤不是限制性的，并且其他方法和步骤，包括具有多于或少于所示步骤数量的方法在本公开内容的范围内。方法500的每个步骤或部分可以利用飞机100和/或在本文中关于1-8进行了详细讨论的其特征、功能和/或部分来执行。同样，在不脱离本公开内容的范围的情况下，本文中参照图8所讨论的飞机的任何特征、功能和/或结构可被包括在图1-8的飞机100中和/或在图1-8的飞机100中利用。
在一些实例中，如上所讨论的控制器10被编程为执行在图9中示出的和/或本文讨论的方法和步骤中的一个或多个。在一些实例中，用于执行本文描述的多个步骤和/或方法的指令作为计算机可读指令存储在控制器10的非暂时性存储器中。控制器10的处理单元42被配置为执行计算机可读指令以执行图9中所示的一个或多个步骤和方法。在其他实例中，用于执行本文所述的多种步骤和/或方法的指令被与飞机100远程地存储，诸如在配置为可被远程控制的飞机100的实例中。
如图9中所示，用于操作飞机的方法500包括在502处通过利用前部多个吹气旋翼组件将空气吹过前部机翼组件在飞机的前部机翼组件中引起升力。用于操作飞机的方法500进一步包括在504处通过利用后部多个吹气旋翼组件将空气吹过后部机翼组件在飞机的后部机翼组件中引起升力。在一些实例中，方法500包括在506处通过利用前部吹气旋翼组件向后吹动空气在飞机中引起推力，和/或在508处通过利用后部吹气旋翼组件向后吹动空气在飞机中引起推力。在一些实例中，用于操作飞机的方法500包括在510处操纵飞机，如在本文中更详细讨论的。在一些实例中，方法500包括在570处将飞机转变为巡航配置和/或在580处用喷气发动机在飞机中引起喷气推力。
如本文参考图1-7更详细地讨论的，飞机是固定翼STOL飞机。前部吹气旋翼组件接近前部机翼组件的前缘区域可操作地耦接前部机翼组件，和后部吹气旋翼组件接近后部机翼组件的前缘区域可操作地耦接后部机翼组件。如本文中进一步讨论的，飞机包括机体，并且前部机翼组件定位于机体内的后部机翼组件的前方。
在一些实例中，前部机翼组件定位于飞机重心前方的机体内，并且后部机翼组件定位于飞机重心后方的机体内。在一些实例中，对图9和方法500的讨论指定了控制在前部机翼组件中的升力和控制在后部机翼组件中的升力可操作地导致在飞机中引起俯仰力矩。应当理解，在一些实例中，在前部机翼组件中引起升力和在后部机翼组件中引起升力可操作地导致在飞机中引起相反的俯仰力矩，因为前部机翼组件和后部机翼组件跨飞机的重心纵向间隔开。因此，作为说明性实例，在一些实例中，前部机翼组件中增大的升力可操作地导致飞机中的正俯仰力矩，和在一些实例中，后部机翼组件中增大的升力可操作地导致飞机中的负俯仰力矩。可以将类似的逻辑应用于控制前部机翼组件和/或后部机翼组件的左机翼部分和右机翼部分(其相对于飞机的重心在至少部分相反的方向上延伸)中的升力和/或推力。
在一些实例中，对图9和方法500的讨论指定了方法500的具体步骤(例如在510处操纵的具体调节步骤)“可操作地导致”控制飞机控制的一个或多个相应实例。在一些实例中，可操作地导致控制飞机控制的一个或多个相应实例的方法500的具体步骤也可被理解为被执行以实现或产生飞机控制的一个或多个相应实例。换句话说，在一些实例中，执行方法500的具体步骤包括控制飞机控制的一个或多个相应实例。
继续参考图9，方法500包括在502处利用前部吹气旋翼组件在前部机翼组件中引起升力。在一些实例中，在502处引起升力包括提供在飞机的前部部分中引起升力。在一些实例中，在502处的引起包括增加飞机的高度。在一些实例中，在502处的引起包括在飞机起飞期间执行在502处的引起，以便于在飞机中引起正俯仰力矩、增加飞机的高度和/或促进从飞机从跑道上升起。如本文中所指示的，正俯仰力矩是指沿垂直轴线84在负方向上推动机头区域的俯仰力矩。在一些实例中，执行在502处的引起允许飞机以至多30米、至多40米、至多50米、至多60米和/或至多100米的跑道长度起飞。另外地或可选地，在502处的引起包括在飞机空运时的任何合适时间执行该引起，例如本文关于510处的操纵更详细地讨论。作为另一个实例，执行在502处的引起包括在飞机着陆期间执行该引起。
在方法500中以任何合适的时机(timing)或顺序执行在502处的利用前部吹气旋翼组件在前部机翼组件中引起升力。作为实例，可以在504处的引起之前、与在504处的引起基本上同时、与在506处的引起和/或508处的引起基本上同时、在510处的操纵之前和/或与在510处的操纵基本上同时来执行在502处的引起。换句话说，在飞机运行期间以任何适合的时机执行在502处的引起。
如所提到的，方法500包括在504处利用后部吹气旋翼组件在后部机翼组件中引起升力。在504处的引起以方法500内的任何合适的顺序或时机来执行。作为实例，可以在502处的引起之前、与在502处的引起基本上同时、与在506处的引起和/或508处的引起基本上同时、在510处的操纵之前和/或与在510处的操纵基本上同时来执行在504处的引起。换句话说，在飞机运行期间以任何适合的时机执行在506处的引起。在一些实例中，在504处的引起包括在飞机的后部部分中引起升力。在一些实例中，在504处的引起包括增加飞机的高度。
在一些实例中，在504处的引起包括在飞机起飞期间执行在504处的引起，以便于在飞机的后部部分引起升力、增加飞机的高度和/或促进飞机从跑道升起。在一些实例中，执行在504处的引起允许飞机以至多30米、至多40米、至多50米、至多60米或至多100米的跑道长度起飞。另外地或可选地，在一些实例中，在飞机空运时的任何适合时间执行504处的引起。作为另一实例，方法500可以包括在飞机着陆和/或飞机下降期间执行504处的引起，以便于在飞机中引起负俯仰力矩。如本文所指示，负俯仰力矩是指沿垂直轴线84在正方向上推动飞机机头的俯仰力矩。
在502处的利用前部吹气旋翼组件在前部机翼组件中引起升力包括利用任何合适数量、部分或组的前部吹气组件。在一些实例中，在502处的引起包括利用多个前部吹气旋翼组件中的每个前部吹气旋翼组件。在其他实例中，在502处的引起包括利用前部吹气旋翼组件的一个或多个子集。类似地，在504处的利用后部吹气旋翼组件在后部机翼组件中引起升力包括利用任何合适数量、部分或子集的后部吹气旋翼组件。在一些实例中，在504处的引起包括利用每个后部吹气旋翼组件，和在其他实例中，在504处的引起包括利用后部吹气旋翼组件的一子或多个子集。
当在飞机着陆期间执行在502处的引起和/或在504处的引起时，可以执行在502处的引起和/或在504处的引起以允许飞机的受控着陆和/或减少飞机的着陆分散。在一些实例中，执行在502处的引起和/或在504处的引起以抵消着陆期间存在的可变风。在一些实例中，执行在502处的引起和/或执行在504处的引起允许飞机利用至多30米、至多40米、至多50米、至多60米和/或至多100米的跑道长度着陆。
如图9中的示意性表示的，在一些实例中，方法500包括通过在506处利用前部多个吹气旋翼组件向后吹动空气在飞机中引起推力。当其包括在方法500中时，在506处的引起可以在方法500内以任何合适时机或顺序执行。作为实例，可以在508处的利用后部吹气旋翼组件引起推力之前、基本上同时和/或之后执行在506处的引起。作为更多实例，后部吹气旋翼组件执行感应推力之前，基本上同时和/或之后执行在506处的引起。可以与在502处的利用前部吹气旋翼组件在前部机翼组件中引起升力基本上同时执行该引起。另外地或可选地，在510处的操纵期间的任何合适时机执行在506处的引起。
在一些实例中，在506处的利用前部吹气旋翼组件在飞机中引起推力可操作地导致或包括增加飞机的速度。考虑到这一点，在一些实例中，方法500包括在飞机起飞期间执行该引起。另外地或任选地，在飞机空运时的任何合适时间执行在506处的引起，例如，以便于增加飞机的飞行速度。作为更具体的实例，在飞机以正俯仰角定向时执行在506处的引起可以可操作地导致飞机在高度上爬升。
如所提到的，在一些实例中，方法500包括在508处通过利用后部多个吹气旋翼组件向后吹动空气在飞机中引起推力。当其包括在方法500中时，在508处的引起在方法500内以任何合适顺序或时机执行。在一些实例中，在508处的引起与在504处的利用后部吹气旋翼组件在后部机翼组件中引起升力和/或在510处的操纵期间基本上同时执行。作为更多实例，可以在506处的引起之前、基本上同时和/或之后执行在508处的引起。在一些实例中，在508处的引起包括增加飞机的速度，并且可以出于本文关于在506处的引起讨论的类似原因执行。
如本文关于在502处的引起升力和在504处的引起升力所讨论的，在506处的引起推力和在508处的引起推力包括利用任何合适数量、子集或部分的各自的吹气旋翼组件。在一些实例中，在506处的引起推力包括利用前部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件。在其他实例中，在506处的引起推力包括利用前部吹气旋翼组件的一个或多个子集。类似地，在一些实例中，在508处的引起推力包括利用后部吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件，和在其他实例中，在508处的引起推力包括利用后部吹气旋翼组件的一个或多个子集。
继续参考图9，方法500任选地包括在510处操纵飞机。当其包括在方法500中时，在510处的操纵包括被执行以如期望操纵飞机的其任何合适的子步骤、操作和/或顺序。当其包括在方法500中时，在510处的操纵和/或其子步骤的任何合适的顺序或部分以方法500内的任何合适顺序或时机执行。换句话说，当其包括在方法500内，在510处的操纵和/或其子步骤的任何合适顺序或部分在飞机的操作期间以任何合适时机执行。作为实例，在510处的操纵和/或其子步骤的任何合适顺序或部分可以在飞机起飞期间、在飞机着陆期间和/或在飞机空运时的任何合适时间执行。
在一些实例中，在510处的操纵包括调节前部吹气旋翼组件、后部吹气旋翼组件和/或其子集中的一个或多个的吹气功率。如本文参考图1-8更详细讨论的，在一些实例中，一个或多个前部吹气旋翼组件和/或一个或多个后部吹气旋翼组件包括配置为旋转以吹动空气和/或推进空气的吹气旋翼。在一些这样的实例中，一个或多个前部吹气旋翼组件和/或一个或多个后部吹气旋翼组件包括配置为各自的吹气旋翼的旋转提供动力的马达。
在一些实例中，调节吹气功率包括调节任何合适数量或子集或部分的前部吹气旋翼组件和/或后部吹气旋翼组件的吹气旋翼(一个或多个)的旋转速率。在一些实例中，调节吹气功率包括调节引导至任何合适数量、子集或部分的前部吹气旋翼组件和/或后部吹气旋翼组件的马达(一个或多个)的功率量，以便于调节各自的吹气旋翼(一个或多个)的旋转速度(一个或多个)。如本文所讨论的，在一些实例中，一个或多个吹气旋翼马达是电动机和/或是电动的。因此，在一些实例中，调节吹气功率包括调节引导至任何合适数量、部分或子集的前部吹气旋翼组件和/或后部吹气旋翼组件的马达(一个或多个)的电力量。
在一些实例中，在510处的操纵包括调节一个或多个飞行控制表面。如本文中更详细地讨论的，在一些实例中，飞机包括前部襟翼、后部襟翼、副翼和/或尾翼舵中的一个或多个。因此，在一些实例中，在510处的操纵包括例如通过选择性地致动各自的飞行控制表面致动器来调节前部襟翼、后部襟翼、副翼和/或尾翼舵中的一个或多个。
作为更具体的实例，并且继续参考图9的实例，在510处的操纵可以包括在520处的调节前部吹气旋翼组件的吹气功率、在522处的调节后部吹气旋翼组件的吹气功率和/或在524处的调节后部吹气旋翼组件的外侧子集的吹气功率。另外地或可选地，在510处的操纵可包括在530处的调节前部襟翼、在532处的调节后部襟翼、在536处的调节尾翼舵(一个或多个)和/或在534处的调节副翼。
如所提到的，在一些实例中，在510处的操纵包括在520处的调节前部吹气旋翼组件的吹气功率。如图9中所示的，在一些实例中，在520处的调节包括或可操作地导致：在540处的控制由前部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。另外地或可选地，在520处的调节包括或可操作地导致在550处的控制在前部机翼组件中引起的升力。
在一些实例中，在520处的调节包括增加前部吹气旋翼组件的吹气功率，和在其他实例中，在520处的调节包括减少前部吹气旋翼组件的吹气功率。对于其中在520处的调节包括增加吹气功率的一些实例，在520处的调节可操作地导致在540处的增加由前部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力，并且对于其中在520处的调节包括减少吹气功率的一些实例，在520处的调节可操作地导致减少由前部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。另外地或可选地，对于其中在520处的调节包括增加吹气功率的一些实例，在520处的调节包括在550处的增加由前部吹气旋翼组件在前部机翼组件中引起的升力，并且对于其中在520处的调节包括减少吹气功率的一些实例，在520处的调节包括在550处的减少由前部吹气旋翼组件在前部机翼组件中引起的升力。在一些实例中，在550处的增加在前部机翼组件中的升力可操作地导致在506处的在飞机中的正俯仰力矩，和在一些实例中，在550处的减少在前部机翼组件中的升力可操作地导致在560处的在飞机中的负俯仰力矩。
在一些实例中，执行在520处的调节吹气功率以在560处控制在飞机中的俯仰力矩。换句话说，在一些实例中，在520处的调节可操作地导致或包括在560处的控制在飞机中的俯仰力矩。作为更具体的实例，对于其中在520处的调节包括增加吹气功率以便于可操作地导致在550处的增加升力的一些实例，在520处的调节也可操作地导致或包括在560处的引起在飞机中的正俯仰力矩。作为另一个更具体的实例，对于其中在520处的调节包括减少吹气功率以便于可操作地地导致在550处的减少升力的一些实例，在520处的调节也可操作地导致或包括在560处的引起在飞机中的负俯仰力矩。
如图9进一步所示的，在一些实例中，在510处的操纵包括在522处的调节后部吹气旋翼组件的吹气功率。在一些实例中，在522处的调节吹气功率可操作地导致在542处的控制由后部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。另外地或可选地，在一些实例中，在522处的调节吹气功率包括在552处的控制由后部吹气旋翼组件在后部机翼组件中引起的升力。在552处的调节可包括增加或减少后部吹气旋翼组件的吹气功率。
如本文参考在520处的调节所讨论的，在一些实例中，当调节包括增加吹气功率时，在520处的调节可操作地导致在552处的增加由后部吹气旋翼组件在后部机翼组件中引起的升力，和/或在542处的增加由后部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。在一些实例中，当在522处的调节包括减少后部吹气旋翼组件的吹气功率时，在522处的调节可操作地导致在552处的减少由后部吹气旋翼组件在后部机翼组件中引起的升力，和/或在542处的减少由后部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。
在一些实例中，执行522处的调节以在560处控制在飞机中的俯仰力矩。换句话说，在一些实例中，在520处的调节可操作地导致或包括在560处的控制在飞机中的俯仰力矩。作为更具体的实例，当在522处的调节包括减少后部吹气旋翼组件的吹气功率以便于减少在后部机翼组件中的升力时，在522处的调节可以可操作地导致或包括在560处的引起在飞机中的正俯仰力矩。类似地，当在522处的调节包括增加后部吹气旋翼组件的吹气功率以便于增加在后部机翼组件中的升力时，在522处的调节可以可操作地导致或包括在560处的引起在飞机中的负俯仰力矩。
当其包括在510处的操纵中时，在520处的调节前部吹气旋翼组件的吹气功率和/或在522处的调节后部吹气旋翼组件的吹气功率以方法500内的任何合适顺序和时机执行。在一些实例中，在520处的调节包括保持前部吹气旋翼组件的吹气功率，和在一些实例中，在522处的调节包括保持后部吹气旋翼组件的吹气功率。在一些实例中，在510处的操纵包括基本上同时增加在520处的前部吹气旋翼组件和在522处的后部吹气旋翼组件的吹气功率，并随后保持前部吹气旋翼组件和后部吹气旋翼组件的吹气功率，以便于增加飞机的高度和/或速度。
继续参考图9，在一些实例中，在510处的操纵包括在524处的调节后部吹气旋翼组件的外侧子集的吹气功率。如本文中更详细地讨论的，在一些实例中，后部吹气旋翼组件包括外侧子集，该外侧子集接近后部机翼组件的前缘的外侧部分可操作地耦接后部机翼组件。在一些这样的实例中，后部吹气旋翼组件包括可操作地耦接后部左机翼部分的后部左外侧子集和可操作地耦接后部右机翼部分的后部右外侧子集。
考虑到这一点，在一些实例中，在524处的调节包括调节吹气旋翼组件的后部左外侧子集的吹气功率。另外地或可选地，在524处的调节包括调节吹气旋翼组件的后部右外侧子集的吹气功率。在一些实例中，在524处的调节包括彼此独立地调节吹气旋翼组件的后部左外侧子集和后部右外侧子集的吹气功率。
如本文参考在520处的调节和在522处的调节所讨论的，在524处的调节可以包括增加或减少后部吹气旋翼组件的外侧子集的吹气功率。在一些实例中，执行在524处的调节以在544处控制由后部吹气旋翼组件的外侧子集在后部机翼组件的外侧部分中引起的推力。换句话说，在一些实例中，在524处的调节可操作地导致或包括在544处的控制在后部机翼组件的外侧部分中引起的推力。在一些实例中，执行在524处的调节以在562处控制偏航力矩。换句话说，在一些实例中，在524处的调节可操作地导致或包括在562处的控制在飞机中的偏航力矩。
更具体地，在一些实例中，在524处的调节包括增加吹气旋翼组件的后部左外侧子集的吹气功率，在一些实例中，其可操作地导致在544处的增加由吹气旋翼组件的后部左外侧子集在后部左机翼部分的外侧部分中引起的推力。在一些实例中，在544处的增加后部左机翼部分的外侧部分中的推力可操作地导致在562处的在飞机中的正偏航力矩。因此，在一些实例中，在524处的调节包括增加吹气旋翼组件的后部左外侧子集的吹气能力，以引起在飞机中的正偏航力矩。
在一些实例中，在524处的调节包括减少吹气旋翼组件的后部左外侧子集的吹气功率，在一些实例中，其可操作地导致在544处的减少由吹气旋翼组件的后部左外侧子集在后部左机翼部分的外侧部分中引起的推力。在一些实例中，在544处的减少后部左机翼部分的左外侧部分中的推力可操作地导致在562处的在飞机中的负偏航力矩。因此，在一些实例中，在524处的调节包括减少吹气旋翼组件的后部左外侧子集的吹气功率，以在562处引起在飞机中的负偏航力矩。
类似地，在一些实例中，在524处的调节包括增加或减少吹气旋翼组件的后部右外侧子集的吹气功率。在这样的实例中，在524处的增加吹气旋翼组件的后部右外侧子集的吹气功率可以可操作地导致或包括在544处的增加后部右机翼部分中的推力，这可以可操作地导致在562处的在飞机中的负偏航力矩。因此，在一些实例中，在524处的调节包括增加吹气旋翼组件的后部右外侧子集的吹气功率，以在562处引起在飞机中的负偏航力矩。同样，在一些实例中，在524处的调节包括减少吹气旋翼组件的后部右外侧子集的吹气功率，在一些这样的实例中，其可操作地导致在544处的减少后部右机翼部分中的推力和在562处的在飞机中的正偏航力矩。因此，在一些实例中，在524处的调节包括减少吹气旋翼组件的后部右外侧子集的吹气功率，以在562处引起在飞机中的正偏航力矩。
继续参考图9，在一些实例中，在510处的操纵包括调节飞机的一个或多个飞行控制表面。如本文所讨论的，在一些实例中，飞机包括尾翼组件，和在一些这样的实例中，尾翼组件包括一个或多个舵，该舵可被配置为控制在尾翼组件中的升力。
在一些实例中，在510处的操纵包括在536处的调节一个或多个尾翼舵。在一些实例中，在536处的调节可操作地导致或包括在556处的控制尾翼组件的一个或多个部分中的升力，和在一些这样的实例中，在556处的控制可操作地导致或包括在562处的控制在飞机中的偏航力矩。因此，在一些实例中，执行在536处的调节以在562处控制在飞机中的偏航力矩。
当其包括在方法500中时，在536处的调节可以以方法500内的任何合适顺序或时机执行。在一些实例中，在536处的调节与在524处的调节后部吹气旋翼组件的外侧子集的吹气功率基本上同时执行。换句话说，在一些实例中，在536处的调节和在524处的调节基本上同时执行，以在562处控制飞机的偏航力矩。
如本文所讨论的，在一些实例中，飞机包括限定前部机翼组件的后缘的一个或多个前部襟翼。当其包含在飞机中时，前部襟翼被配置为引导空气流过前部机翼组件，例如前部吹气旋翼组件吹动的空气。更具体地，在一些实例中，前部襟翼被配置为通过各自组的一个或多个飞行控制表面致动器来上下调节，以便于控制前部机翼组件中的升力和/或由前部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。
如图9中示意性表示的，在一些实例中，在510处的操纵包括在530处的调节前部襟翼。在一些实例中，在530处的调节包括向上调节前部襟翼，和在其他实例中，调节包括向下调节前部襟翼。在一些实例中，在530处的调节可操作地导致或包括在550处的控制前部机翼组件中的升力，例如由前部吹气旋翼组件引起的升力，和在一些实例中，在530处的调节可操作地导致或包括控制由前部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。在一些实例中，在530处的调节可操作地导致或包括在560处的控制在飞机中的俯仰力矩。
作为更具体的实例，当在530处的调节包括向下调节前部襟翼时，在530处的调节可以可操作地导致或包括在550处的增加前部机翼组件中的升力，和/或在540处的减少由前部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。如本文所讨论的，在一些实例中，在550处的增加在前部机翼组件中的升力可操作地导致在560处的在飞机中的正俯仰力矩。在一些实例中，在530处的调节包括向下调节前部襟翼以在560处引起在飞机中的正俯仰力矩。
类似地，当在530处的调节包括向上调节前部襟翼时，在530处的调节可以可操作地导致或包括在550处的减少前部机翼组件中的升力和/或在540处的增加推力。如本文所讨论的，在一些实例中，在550处的减少前部机翼组件中的升力可操作地导致在560处的在飞机中的负俯仰力矩。因此，在一些实例中，在530处的调节包括向上调节前部襟翼以在560处引起在飞机中的负俯仰力矩。
在530处的调节可以在飞机操作期间的任何合适时机执行。在一些实例中，在起飞期间执行在530处的向下调节前部襟翼，和/或为了增加飞机高度，在一些实例中，与在520处的增加前部吹气旋翼组件的吹气功率基本上同时执行在530处的向下调节前部襟翼。在一些实例中，当飞机达到巡航高度时，执行在530处的向下调节前部襟翼。在一些实例中，在530处的调节包括将前部襟翼保持在期望的偏转，以便于在550处保持前部机翼组件中的升力。
如本文所讨论的，在一些实例中，飞机包括可限定后部机翼组件的后缘的内侧部分的一个或多个后部襟翼。在一些实例中，后部襟翼被配置为引导空气流过后部机翼组件，例如由后部吹气旋翼组件的内侧子集吹动的空气。
如图9示意性表示的，在一些实例中，在510处的操纵包括在532处的调节后部襟翼。在530处的调节可以包括向上调节后部襟翼或向下调节后部襟翼。在一些实例中，在532处的调节可操作地导致在552处的控制后部机翼组件中的升力，例如由后部吹气旋翼组件的内侧子集引起的升力。另外地或可选地，在532处的调节包括在542处的控制由后部吹气旋翼组件在飞机中引起的推力。在一些实例中，在532处的调节可操作地导致或包括在560处的控制在飞机中的俯仰力矩。
作为更具体的实例，当在532处的调节包括向下调节后部襟翼时，在532处的调节可以可操作地导致在542处的增加后部机翼组件中的升力，和/或减少由后部吹气旋翼组件的内侧子集在飞机中引起的推力。当在532处的调节包括向上调节后部襟翼时，在532处的调节可以可操作地导致或包括在542处的减少后部机翼组件中的升力，和/或增加由后部吹气旋翼组件的内侧子集在飞机中引起的推力。如本文所讨论的，在一些实例中，增加后部机翼组件中的升力可操作地导致引起在飞机中的负俯仰力矩，和在一些实例中，减少后部机翼组件中的升力可操作地导致引起在飞机中的正俯仰力矩。因此，在一些实例中，执行在532处的向下调节后部襟翼以引起在飞机中的负俯仰力矩，和执行在532处的向上调节后部襟翼以引起在飞机中的正俯仰力矩。
另外地或可选地，在一些实例中，一旦飞机达到巡航高度，便执行在532处的向上调节后部襟翼。作为另一实例，在一些实例中，在532处的向下调节后部襟翼与在530处的向下调节前部襟翼基本上同时执行，这可在飞机起飞期间被执行和/或被执行以增加飞机的高度。因此，如本文所讨论的，在飞机的操作期间以任何合适时机执行在532处的调节。
如本文所讨论的，在一些实例中，飞机包括可以限定后部机翼组件的后缘的外侧部分的副翼。在一些实例中，副翼被配置为引导空气流过后部机翼组件的外侧部分，例如由后部吹气旋翼组件的外侧子集吹动的空气。在一些这样的实例中，副翼包括限定后部左机翼部分的后缘的外侧部分的左副翼和限定后部右机翼部分的后缘的外侧部分的右副翼。
继续参考图9，在一些实例中，在510处的操纵包括在534处的调节副翼。在一些实例中，在534处的调节包括调节左副翼，和在一些实例中，在534处的调节包括调节右副翼。在一些实例中，在534处的调节包括彼此独立地调节左副翼和右副翼。在一些实例中，在534处的调节包括向上或向下调节右副翼和/或左副翼。在一些实例中，在534处的调节可操作地导致或包括在554处的控制后部机翼组件的外侧部分中的升力。在一些实例中，在554处的控制后部机翼组件的外侧部分中的升力可操作地导致在564处的控制在飞机中的滚动力矩。因此，在一些实例中，执行在534处的调节以在564处控制在飞机中的滚动力矩。
作为更具体的实例，当在534处的调节包括向下调节左副翼时，在534处的调节可操作地导致或包括在554处的增加后部左机翼部分的外侧部分中的升力，例如由后部吹气旋翼组件的左外侧子集引起的升力。作为另一实例，当在534处的调节包括向上调节左副翼时，在534处的调节可以可操作地导致或包括在554处的减少后部左机翼部分的外侧部分中的升力，例如由后部吹气旋翼组件的左外侧子集引起的升力。在一些实例中，增加后部左机翼部分的外侧部分中的升力可操作地导致在564处的在飞机中的正滚动力矩，和在一些实例中，减少后部左机翼部分的外侧部分中的升力可操作地导致在564处的在飞机中的负俯仰力矩。因此，在一些实例中，在534处的调节包括向下调节左副翼以在564处引起在飞机中的正滚动力矩，和在一些实例中，在534处的调节包括向上调节左副翼以在564处引起在飞机中的负滚动力矩。
类似地，当在534处的调节包括向下调节右副翼时，在534处的调节可操作地导致或包括增加或减少后部右机翼部分的外侧部分中的升力，例如由后部吹气旋翼组件的右外侧子集引起的升力。在一些实例中，增加或减少后部右机翼部分的外侧部分中的升力可操作地分别导致在564处的引起在飞机中的负滚动力矩或正滚动力矩。因此，在一些实例中，在534处的调节包括向下调节右副翼以在564处引起在飞机中的负滚动力矩，和在一些实例中，在534处的调节包括向上调节右副翼以在564处引起在飞机中的正滚动力矩。
在一些实例中，在534处的调节包括基本上同时调节左副翼和右副翼，以便于在飞机中引起期望的滚动力矩。
如本文关于在520和522处的调节所讨论的，在530处的调节前部襟翼、在532处的调节后部襟翼和/或在534处的调节副翼可以包括将各自的飞行控制表面保持在期望的偏转。
如本文所讨论的，在510处的操纵的子步骤的任何子集或部分可以以任何合适的顺序执行，以便于操纵飞机通过期望的操作。作为实例，可以执行在510处的操纵以操纵飞机通过起飞和/或着陆。
更具体地，在一些实例中，操纵飞机通过起飞包括在520处的增加前部吹气旋翼组件的吹气功率以在550处增加在前部机翼组件中引起的升力并在540处增加在飞机中引起的推力；在530处的向下调节前部襟翼以在550处增加前部机翼组件中引起的升力并在560处引起在飞机中的正俯仰力矩；在522处的增加后部吹气旋翼组件的吹气功率以在552处增加后部机翼组件中引起的升力并在542处增加在飞机中引起的推力；和响应在540和542处引起的推力以及在550和552处引起的升力来控制飞机沿着跑道表面和远离跑道表面的加速度。
在一些实例中，操纵飞机通过着陆包括在520处的降低前部吹气旋翼组件的吹气功率以在540处减少在飞机中的推力；在522处的降低后部吹气旋翼组件的吹气功率以在542处减少在飞机中的推力；在530处的向下调节前部襟翼以在550处增加在前部机翼组件中引起的升力；和在532处的向下调节后部襟翼以在552处增加后部机翼组件中的升力。
如本文参考图6和图7所讨论的，在一些实例中，飞机被配置为选择性地转变为巡航配置。更具体地，在一些实例中，一个或多个前部吹气旋翼组件和/或一个或多个后部吹气旋翼组件包括吹气旋翼，该吹气旋翼被配置为选择性地折叠成低轮廓配置——例如在飞机处于巡航配置时。另外地或可选地，在一些实例中，飞机包括喷气发动机，该喷气发动机被配置为在飞机处于巡航配置时激活。
如图9所示，在一些实例中，方法500包括在570处的将飞机转变为巡航配置。在570处的将飞机转变为巡航配置可以在方法和/或飞机的操作期间以任何合适顺序或时机来执行。作为实例，在起飞后，一旦飞机已经达到巡航高度，和/或着陆之前，可以执行在570处的转变。作为更多实例，可以在504处的引起之后、在508处的引起之后和/或在580处的引起之前执行在570处的转变。
在一些实例中，在570处的转变包括将任何合适数量或部分的前部吹气旋翼组件的吹气旋翼(一个或多个)选择性地折叠成低轮廓配置，和在一些实例中，在570处的转变包括将任何合适数量或部分的后部吹气旋翼组件的吹气旋翼(一个或多个)选择性地折叠成低轮廓配置。作为更具体的实例，在570处的转变任选地包括将前部吹气旋翼组件的每个吹气旋翼选择性地折叠成低轮廓配置。另外地或可选地，在570处的转变包括将吹气旋翼组件的内侧子集的每个吹气旋翼折叠成低轮廓配置。作为另一实例，在570处的转变可以包括将前部吹气旋翼组件的每个吹气旋翼和后部吹气旋翼组件的每个吹气旋翼折叠成低轮廓配置。
在一些实例中，在570处的转变包括向上调节前部襟翼和向上调节后部襟翼，以便于减少飞机上的阻力。在一些实例中，在570处的转变包括激活喷气发动机。
如图9所示，在一些实例中，方法500包括在580处的利用喷气发动机在飞机中引起喷气推力。在580处的引起可以在方法500内以任何合适顺序或时机执行。在一些实例中，在570处的转变之后和/或基本上与其同时执行在580处的引起。更具体地，对于其中在570处的转变包括激活喷气发动机的实例，在580处的引起在570处的激活之后执行。
在一些实例中，在580处的引起包括通过增加喷气发动机的推进功率在飞机中引起喷气推力。在一些实例中，在580处的引起包括增加飞机的飞行速度。作为更具体的实例，在前部吹气旋翼组件的至少一部分和/或后部吹气旋翼组件的至少一部分被折叠成低轮廓配置时，和/或在飞机处于巡航配置时，可以执行在580处的引起以向飞机提供推力。
在以下列举的段落中描述了根据本公开内容的发明主题的说明性、非排他性实例：
A1.飞机，其包括：
机体，其包括后部机翼组件和位于后部机翼组件前方的前部机翼组件；
后部多个吹气旋翼组件，其接近后部机翼组件的前缘区域可操作地耦接后部机翼组件，其中后部多个吹气旋翼组件被配置为将空气吹过后部机翼组件以在后部机翼组件中引起升力；和
前部多个吹气旋翼组件，其接近前部机翼组件的前缘区域可操作地耦接前部机翼组件，其中前部多个吹气旋翼组件被配置为将空气吹过前部机翼组件以在前部机翼组件中引起升力。
A1.1段落A1的飞机，其中飞机是固定翼飞机，其中前部机翼组件非旋转地固定在机体内，并且其中后部机翼组件非旋转地固定在机体内。
A2.段落A1-A1.1的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件和后部多个吹气旋翼组件进一步被配置为向后推进空气以在飞机中引起推力。
A3.段落A1-A2的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件和后部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件被配置为独立地操作。
A4.段落A3的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件和后部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件被配置为响应于独立的操作输出差动吹气功率以控制下面的一个或多个：
(i)飞机中的俯仰力矩；
(ii)飞机中的偏航力矩；
(ii)飞机中的滚动力矩；和
(iv)飞机的速度。
A4.1段落A1-A4的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件包括吹气旋翼组件的前部左子集和吹气旋翼组件的前部右子集，该前部左子集可操作地耦接前部机翼组件的前部左机翼部分，该前部右子集可操作地耦接前部机翼组件的前部右机翼部分，其中后部多个吹气旋翼组件包括吹气旋翼组件的后部左子集和吹气旋翼组件的后部右子集，该后部左子集可操作地耦接后部机翼组件的后部左机翼部分，该后部右子集可操作地耦接后部机翼组件的后部右机翼部分；和
其中吹气旋翼组件的前部左子集、吹气旋翼组件的前部右子集、吹气旋翼组件的后部左子集和吹气旋翼组件的后部右子集的每个被配置为独立地操作以允许对飞机进行四区域推力矢量控制。
A5.段落A1-A4.1的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件和后部多个吹气旋翼组件是电动的。
A6.段落A1-A5的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件和后部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件包括由各自的马达提供动力的吹气旋翼，并且其中每个吹气旋翼被配置为响应于从各自的马达接收动力旋转以吹动空气。
A6.1段落A6的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件的每个马达和后部多个吹气旋翼组件的每个马达是电动机。
A7.段落A6-A6.1的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件的一个或多个的吹气旋翼的被配置为选择性地折叠成低轮廓配置。
A8.段落A6-A7的任一中的飞机，其中后部多个吹气旋翼组件的一个或多个的吹气旋翼被配置为选择性地折叠成低轮廓配置。
A9.段落A6-A8的任一中的飞机，其中每个吹气旋翼被配置为在固定的旋转轴上旋转，其中固定的旋转轴相对于飞机的纵向轴线被固定。
A10.段落A1-A9的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件包括至少4个前部吹气旋翼组件、至少6个前部吹气旋翼组件、至少8个前部吹气旋翼组件或至多10个前部吹气旋翼组件。
A10.1段落A10的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件包括6个吹气旋翼组件。
A11.段落A1-A10.1的任一中的飞机，其中后部多个吹气旋翼组件包括至少6个后部吹气旋翼组件、至少8个后部吹气旋翼组件、至少10个后部吹气旋翼组件、至少12个后部吹气旋翼组件或至多18个后部吹气旋翼组件。
A11.1段落A11的飞机，其中后部多个吹气旋翼组件包括12个吹气旋翼组件。
A12.段落A1-A11.1的任一中的飞机，其中飞机进一步包括可操作地耦接机体的喷气发动机。
A13.段落A1-A12的任一中的飞机，其中机体进一步包括具有被配置为接收有效载荷的内部容积的机身，并且其中前部机翼组件和后部机翼组件可操作地耦接机身。
A14.段落A13的飞机，其中机身被配置为支撑有效载荷，该有效载荷重心位于前部机翼组件和后部机翼组件之间的。
A15.段落A13-A14的任一中的飞机，当从属于段落A12时，其中喷气发动机安装在机身上方。
A16.段落A13-A15的任一中的飞机，其中机身包括一个或多个检修门，其配置为允许进入机身的内部容积。
A17.段落A16的飞机，其中一个或多个检修门的每个检修门沿机身定位于前部机翼组件和后部机翼组件之间。
A18.段落A16-A17的任一中的飞机，其中一个或多个检修门的至少一个门被配置为向后枢转打开以遮蔽后部多个吹气旋翼组件的至少一部分。
A19.段落A16-A17的任一中的飞机，其中一个或多个检修门的至少一个检修门包括后部检修门部分和前部检修门部分，该后部检修门部分被配置为向后枢转打开以遮蔽从后部多个吹气旋翼组件的至少一部分进出机身，该前部检修门部分被配置为向前枢转打开以遮蔽从前部多个吹气旋翼组件的至少一部分进出机身。
A20.段落A13-A19的任一中的飞机，当从属于段落A13时，其中机身包括锥形后部区域以允许飞机以陡峭的上仰角起飞。
A21.段落A20的飞机，其中飞机限定了上仰间隙角，并且其中上仰间隙角为至少10度、至少15度、至少20度和至少30度。
A22.段落A1-A21的任一中的飞机，其中飞机进一步包括被配置为在地面上支撑飞机的起落架组件。
A23.段落A22的飞机，其中起落架组件包括位于机体内接近前部机翼组件的下方的前部部分和位于机体内接近后部机翼组件下方的后部部分。
A24.段落A1-A23的任一中的飞机，其中前部机翼组件和后部机翼组件以纵向间隔沿飞机的长度被纵向隔开。
A25.段落A24的飞机，其中纵向间隔被限定为飞机总长度的阈值分数，并且其中该阈值分数为至多75％。
A26.段落A1-A25的任一中的飞机，其中后部机翼组件位于机体内的比前部机翼组件的水线更高的水线处。
A27.段落A1-A26的飞机，其中前部机翼组件是鸭翼组件。
A28.段落A1-A27的任一中的飞机，其中前部机翼组件和后部机翼组件以垂直间隔沿飞机的高度被隔开。
A29.段落A1-A28的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件和后部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼具有旋压直径。
A29.1段落A29的飞机，其中每个前部吹气旋翼组件的旋压直径的至少80％在前部机翼组件的前缘区域下方延伸和每个前部吹气旋翼组件的旋压直径的至多20％在前部机翼组件的前缘区域上方延伸，并且其中每个后部吹气旋翼组件的旋压直径的至少80％在后部机翼组件的前缘区域下方延伸和每个后部吹气旋翼组件的旋压直径的至多20％在后部机翼组件的前缘区域上方延伸。
A30.段落A29的飞机，当从属于A28时，其中前部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件的旋压直径与后部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件的旋压直径垂直上不重叠。
A31.段落A29的飞机，当从属于段落A28时，其中垂直间隔被限定为后部多个吹气旋翼组件的旋压直径的最大范围的阈值分数。
A32.段落A29-A31的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件的累积旋压直径是前部机翼组件的总延伸长度的阈值分数，其中阈值分数为至少50％、至少60％、至少70％、至少80％、至少90％或至多95％。
A32.1段落A32的飞机，其中阈值分数限定前部机翼组件的吹气表面百分比。
A33.段落A29-A32的任一中的飞机，其中后部多个吹气旋翼组件的累积旋压直径是后部机翼组件的总延伸长度的阈值分数，其中阈值分数为至少50％、至少60％、至少70％、至少80％、至少90％或至多95％。
A33.1段落A33的飞机，其中阈值分数限定了后部机翼组件的吹气表面百分比。
A34.段落A29-A33.1的任一中的飞机，其中前部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件的旋压直径是前部机翼组件的平均吹气宽度的阈值分数，其中阈值分数为至多20％、至多30％、至多40％、至多50％、至多60％、至多70％、至多80％或至多90％。
A34.1段落A34的飞机，其中阈值分数为至多50％。
A35.段落A29-A34.1的任一中的飞机，其中后部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件的旋压直径是后部机翼组件的平均吹气宽度的阈值分数，其中阈值分数为至多20％、至多30％、至多40％、至多50％、至多60％、至多70％、至多80％或至多90％。
A35.1段落A35的飞机，其中阈值分数为至多50％。
A36.段落A1-A35.1的任一中的飞机，其中机体进一步包括沿机体的尾部区域定位的尾翼组件。
A37.段落A36的飞机，其中尾翼组件与机身上方安装的喷气发动机兼容。
A38.段落A36-A37的任一中的飞机，其中尾翼组件是V型尾翼的尾翼组件。
A39.段落A1-A35的任一中的飞机，其中飞机被配置为独立于尾翼组件进行操作。
A40.段落A1-39的任一中的飞机，其中前部机翼组件包括：
具有前部左襟翼的前部左机翼部分，其限定前部左机翼部分的后缘的至少一部分；
具有前部右襟翼的前部右机翼部分，其限定前部右机翼部分的后缘的至少一部分；和
其中前部多个吹气旋翼组件包括可操作地耦接前部左机翼部分的吹气旋翼组件的前部左子集和可操作地耦接前部右机翼部分的吹气旋翼组件的前部右子集。
A41.段落A40的飞机，其中前部左襟翼被配置为通过引导由吹气旋翼组件的前部左子集吹过前部左机翼部分的空气来控制前部左机翼部分中引起的升力，和其中前部右襟翼被配置为通过引导由吹气旋翼组件的前部右子集吹过前部右机翼部分的空气来控制前部右机翼部分中引起的升力。
A42.段落A1-A41的任一中的飞机，其中后部机翼组件包括：
后部右机翼部分，其包括限定后部右机翼部分的后缘的内侧部分的后部右襟翼；
后部左机翼部分，其包括限定后部左机翼部分的后缘的内侧部分的后部左襟翼；和
其中后部多个吹气旋翼组件包括可操作地耦接后部左机翼部分的吹气旋翼组件的后部左子集和可操作地耦接后部右机翼部分的吹气旋翼组件的后部右子集，并且其中吹气旋翼组件的后部左子集包括吹气旋翼组件的后部左内侧子集和吹气旋翼组件的后部右子集包括吹气旋翼组件的后部右内侧子集。
A43.段落A42的飞机，其中后部左襟翼被配置为通过引导由吹气旋翼组件的后部左内侧组件吹过后部左机翼部分的空气来调节在后部左机翼部分中引起的升力和后部右襟翼被配置为通过引导由吹气旋翼组件的后部右内侧组件吹过后部右机翼部分的空气来调节在后部右机翼部分中引起的升力。
A44.段落A42-A43的任一中的飞机，其中后部右机翼部分进一步包括限定后部右机翼部分的后缘的外侧部分的右副翼，并且其中后部左机翼部分进一步包括限定后部左机翼部分的后缘的外侧部分的左副翼。
A44.1段落的飞机A44，其中左副翼被配置为通过引导由后部多个吹气旋翼组件的左外侧子集吹过后部左机翼部分的空气来调节在后部左机翼部分中引起的升力和右副翼被配置为通过引导由后部多个吹气旋翼组件的右外侧子集吹过后部右机翼部分的空气来调节在后部右机翼部分中引起的升力。
A45.段落A1-A44.1的任一中的飞机，其进一步包括控制器，该控制器包括：
非暂时性存储器，其包括用于执行段落B1-B28中任一项的方法的计算机可读指令；和
处理器，其用于执行计算机可读指令以执行段落B1-B28中任一项的方法。
A46.段落A1-A45的任一中的飞机，其中飞机是自主飞机。
A47.段落A1-A46的任一中的飞机，其中飞机是遥控飞机。
A48.段落A1-A47的任一中的飞机，其中飞机被配置为利用至多30米、至多35米、至多40米、至多50米、至多60米或至多100米的跑道长度起飞。
A49.段落A1-A48的任一中的飞机，其中飞机被配置为利用至多30米、至多35米、至多40米、至多50米、至多60米或至多100米的跑道长度着陆。
A50.段落A1-A49的任一中的飞机，其中前部机翼组件连同前部多个吹气旋翼组件以及后部机翼组件连同后部多个吹气旋翼组件限定四区域推力矢量配置。
A51.段落A50的飞机，其中四区域推力矢量配置促进飞机的受控着陆。
A52.段落A1-A51的任一中的飞机，其中由前部多个吹气旋翼组件在前部机翼组件中引起的升力允许飞机利用至多30米的跑道长度起飞。
B1.操作飞机的方法，该方法包括：
利用前部多个吹气旋翼组件将空气吹过前部机翼组件在飞机的前部机翼组件中引起升力，该前部多个吹气旋翼组件接近前部机翼组件的前缘区域可操作地耦接前部机翼组件；和
利用后部多个吹气旋翼组件将空气吹过后部机翼组件在飞机的后部机翼组件中引起升力，该后部多个吹气旋翼组件接近后部机翼组件的前缘区域可操作地耦接后部机翼组件。
B1.1段落B1的方法，其中飞机是固定翼飞机，其中前部机翼组件非旋转地固定在飞机的机体内，并且其中后部机翼组件非旋转地固定在机体内。
B2.段落B1-B1.1的任一中的方法，进一步通过利用前部多个吹气旋翼组件向后推进空气在飞机中引起推力和通过利用后部多个吹气旋翼组件向后推进空气在飞机中引起推力。
B3.段落B1-B2的任一中的方法，进一步包括，通过调节前部多个吹气旋翼组件的吹气功率操纵飞机。
B4.段落B3的方法，其中调节前部多个吹气旋翼组件的吹气功率包括下面至少一项：
(i)增加前部多个吹气旋翼组件的吹气功率以在飞机中引起正俯仰力矩；和
(ii)减少前部多个吹气旋翼组件的吹气功率以在飞机中引起负俯仰力矩。
B5.段落B3-B4的任一中的方法，其中前部多个吹气旋翼组件是电动的，并且其中调节前部多个吹气旋翼组件的吹气功率包括调节针对前部多个吹气旋翼组件的电力。
B6.段落B1-B5的任一中的方法，进一步包括通过调节前部机翼组件的前部襟翼以引导通过前部多个吹气旋翼组件吹过前部机翼组件的空气来操纵飞机。
B7.段落B6的方法，其中调节前部襟翼包括以下至少一项：
(i)向下调节前部襟翼以增加在前部机翼组件中引起的升力；
(ii)向下调节前部襟翼以在飞机中引起正俯仰力矩；
(iii)向上调节前部襟翼以减少在前部机翼组件中引起的升力；和
(iv)向上调节前部襟翼以在飞机中引起负俯仰力矩。
B8.段落B1-B7的任一中的方法，进一步包括通过调节后部机翼组件的后部襟翼以引导通过后部多个吹气旋翼组件的内侧子集吹过后部机翼组件的空气来操纵飞机。
B9.段落B8的方法，其中调节后部襟翼包括下面至少一项：
(i)向下调节后部襟翼以增加在后部机翼组件中引起的升力；
(ii)向下调节后部襟翼以在飞机中引起负俯仰力矩；
(iii)向上调节后部襟翼以减少在后部机翼组件中引起的升力；和
(iv)向上调节后部襟翼以在飞机中引起正俯仰力矩。
B10.段落B1-B9的任一中的方法，进一步包括，通过调节后部多个吹气旋翼组件的吹气功率来操纵飞机。
B11.段落B10的方法，其中调节后部多个吹气旋翼组件的吹气功率包括下面至少一项：
(i)增加后部多个吹气旋翼组件的吹气功率以增加在后部机翼组件中引起的升力；和
(ii)增加后部多个吹气旋翼组件的吹气功率以在飞机中引起负俯仰力矩。
B12.段落B10-B11的任一中的方法，其中后部多个吹气旋翼组件是电动的，并且其中调节后部多个吹气旋翼组件的吹气功率包括调节针对后部多个吹气旋翼组件的电力。
B13.段落B1-B12的任一中的方法，进一步包括通过调节副翼以引导通过后部多个吹气旋翼组件的外侧子集吹过后部机翼组件的外侧部分的空气来操纵飞机，该副翼包括后部机翼组件的后缘的外侧部分。
B14.段落B13的方法，其中调节副翼包括控制通过后部多个吹气旋翼组件的外侧子集在后部机翼组件的外侧部分中引起的升力。
B15.段落B13-B14的任一中的方法，其中后部机翼组件包括左机翼部分和右机翼部分，其中副翼包括限定左后部机翼部分的后缘的外侧部分的左副翼和限定右后部机翼部分的后缘的外侧部分的右副翼，其中后部多个吹气旋翼组件包括可操纵地耦接左后部机翼部分的外侧位置的后部左外侧子集和可操纵地耦接右后部机翼部分的外侧位置的后部右外侧子集，并且其中操纵飞机进一步包括下面至少一项：
(i)向下调节左副翼以增加通过吹气旋翼组件的后部左外侧子集在后部左机翼部分的外侧部分中引起的升力；
(ii)向下调节右副翼以增加通过吹气旋翼组件的后部右外侧子集在后部右机翼部分的外侧部分中引起的升力；
(iii)向下调节左副翼以在飞机中引起正滚动力矩；
(iv)向下调节右副翼以在飞机中引起负滚动力矩；
(v)向上调节左副翼以在飞机中引起负滚动力矩；和
(vi)向上调节右副翼以在飞机中引起正滚动力矩。
B16.段落B1-B15的任一中的方法，进一步包括通过调节后部多个吹气旋翼组件的外侧子集的吹气功率操纵飞机。
B17.段落B16的方法，其中调节后部多个吹气旋翼组件的外侧子集的吹气功率包括控制通过后部多个吹气旋翼组件的外侧子集在后部机翼组件的外侧部分中引起的推力。
B18.段落B16-B17的任一中的方法，其中后部多个吹气旋翼组件包括可操纵地耦接后部机翼组件的左后部机翼部分的外侧部分的后部左外侧子集和可操纵地耦接后部机翼组件的右后部机翼部分的外侧部分的后部右外侧子集，并且其中操纵飞机进一步包括下面至少一项：
(i)增加吹气旋翼组件的后部左外侧子集的吹气功率以在飞机中引起正偏航力矩；
(ii)增加吹气旋翼组件的后部右外侧子集的吹气功率以在飞机中引起负偏航力矩；
(iii)减少吹气旋翼组件的后部左外侧子集的吹气功率以在飞机中引起负偏航力矩；和
(iv)减少吹气旋翼组件的后部右外侧子集的吹气功率以在飞机中引起正偏航力矩。
B19.段落B18的方法，进一步包括调节限定飞机的尾翼组件的一个或多个后缘部分的一个或多个舵，以控制尾翼组件中的升力和飞机中的偏航力矩。
B20.段落B1-B19的任一中的方法，进一步包括增加前部多个吹气旋翼组件和后部多个吹气旋翼组件的一个或多个的吹气功率以增加在飞机中的推力。
B21.段落B20的方法，其中增加前部多个吹气旋翼组件和后部多个吹气旋翼组件的一个或多个的吹气功率包括增加飞机的速度。
B22.段落B1-B21的任一中的方法，其中飞机进一步包括喷气发动机，并且其中方法进一步包括通过增加喷气发动机的推进功率引起飞机中的喷气推力，其中引起喷气推力包括增加飞机的速度。
B23.段落B1-B22的任一中的方法，进一步包括将飞机选择性地转变为巡航配置。
B24.段落B23的方法，其中前部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件包括吹气旋翼，并且其中选择性地转变包括将前部多个吹气旋翼组件的至少一个子集的每个吹气旋翼折叠成低轮廓配置。
B25.段落B23-B24的任一中的方法，其中所述后部多个吹气旋翼组件的每个吹气旋翼组件包括吹气旋翼，其中后部多个吹气旋翼组件包括吹气旋翼组件的内侧子集，并且其中选择性地转变包括将该内侧子集的每个吹气旋翼折叠成低轮廓配置。
B26.段落B23-B25的任一中的方法，其中选择性地转变包括向上调节前部襟翼和向上调节后部襟翼的一个或多个。
B27.段落B1-B26的任一中的方法，进一步包括通过以下操纵飞机通过起飞：
(i)增加前部多个吹气旋翼组件的吹气功率以增加在前部机翼组件中引起的升力和在飞机中引起推力；
(ii)向下调节前部襟翼以增加由前部多个吹气旋翼组件在前部机翼组件中引起的升力和增加飞机中的俯仰力矩；
(iii)增加后部多个吹气旋翼组件的吹气功率以增加在后部机翼组件中的升力和在飞机中引起推力；和
(iv)响应在飞机中的推力、在前部机翼组件中引起的升力和在后部机翼组件中引起的升力，控制飞机沿着跑道表面和远离跑道表面的加速度。
B28.段落B1-B27的任一中的方法，进一步包括通过下面操纵飞机通过着陆：
(i)降低前部多个吹气旋翼组件的吹气功率以减少在飞机中的推力；
(ii)降低后部多个吹气旋翼组件的吹气功率以减少在飞机中的推力；
(iii)向下调节前部襟翼以增加在前部机翼组件中的升力；和
(iv)向下调节后部襟翼以增加在后部机翼组件中的升力。
B29.段落B1-B29的任一中的方法，其中飞机包括段落A1-A52的任一中的飞机。
如本文所用，术语“适应的”和“配置的”是指元件、部件或其他主题被设计和/或旨在执行给定的功能。因此，术语“适应的”和“配置的”的使用不应解释为意味着给定的元件、部件或其他主题仅仅是“能够”执行给定的功能，而是该元件、部件和/或其他主题为执行功能的目的而专门选择、创建、实施、利用、编程和/或设计的。被叙述为适应于执行具体功能的元件、部件和/或其他叙述的主题可另外地或可选地被描述为被配置为执行该功能，反之亦然，这也是在本公开内容的范围内。类似地，被叙述为被配置为执行具体功能的主题可以另外地或可选地被描述为可操作以执行该功能。
如本文所用，放置在第一实体和第二实体之间的术语“和/或”是指(1)第一实体，(2)第二实体和(3)第一实体和第二实体之一。用“和/或”列出的多个实体应以相同的方式解释，即如此结合的实体中的“一个或多个”。除了通过“和/或”条款所明确标识的实体以外，任选地可以存在其他实体，无论与那些明确标识的实例有关或无关。因此，作为非限制性实例，当与开放式语言(例如“包含”)结合使用时，对“A和/或B”的引用是指：在一个实例中，仅为A(任选地包括除B以外的实体)；在另一实例中，仅为B(任选地包括除A以外的实体)；在又另一个实例中，A和B二者(任选地包括其他实体)。这些实体可以指元件、动作、结构、步骤、操作、值等。
本文公开的装置的各种公开的要素和方法的步骤并不是根据本公开内容的所有装置和方法所必须的，并且本公开内容包括本文所公开的多种要素和步骤的所有新颖且非显而易见的组合和子组合。此外，本文公开的多种要素和步骤中的一个或多个可以限定独立的发明主题，该发明主题与所公开的装置或方法的整体是分开和分离的。因此，不需要将这样的发明主题与本文明确公开的具体的装置和方法相关联，并且这样的发明主题可能在本文没有明确公开的装置和/或方法中发现功用。
[1]本公开内容包括下面条款中所述的主题：
条款1.一种固定翼短距起降飞机(100)，其包括：
机体(110)，其包括后部机翼组件(300)和位于所述后部机翼组件(300)前方的前部机翼组件(200)，其中所述前部机翼组件(200)非旋转地固定在所述机体(110)内，并且其中所述后部机翼组件(300)非旋转地固定在所述机体(110)内；
后部多个吹气旋翼组件(420)，其接近所述后部机翼组件(300)的前缘区域(330)可操作地耦接所述后部机翼组件(300)，其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)被配置为将空气吹过所述后部机翼组件(300)以在所述后部机翼组件(300)中引起升力；和
前部多个吹气旋翼组件(410)，其接近所述前部机翼组件(200)的前缘区域(230)可操作地耦接所述前部机翼组件(200)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)被配置为将空气吹过所述前部机翼组件(200)以在所述前部机翼组件(200)中引起升力。
条款2.根据条款1所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件包括吹气旋翼(400)，其被配置为在固定的旋转轴上旋转，并且其中所述固定的旋转轴相对于所述飞机(100)的纵向轴线(82)被固定。
条款3.根据条款2所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件包括吹气旋翼(400)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的一个或多个的所述吹气旋翼(400)被配置为选择性地折叠成低轮廓配置(460)，并且其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)的一个或多个的所述吹气旋翼(400)被配置为选择性地折叠成低轮廓配置(460)。
条款4.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)包括12个吹气旋翼组件。
条款5.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)包括6个吹气旋翼组件。
条款6.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述机体(110)进一步包括具有配置为接收有效载荷(124)的内部容积(122)的机身(120)，其中所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)可操作地耦接所述机身(120)并且沿所述机身(120)的长度被纵向隔开，其中所述机身(120)包括被配置为允许进入所述机身(120)的所述内部容积(122)的一个或多个检修门(130)，其中所述一个或多个检修门(130)的每个检修门(130)沿所述机身(120)定位于所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)之间，其中所述一个或多个检修门(130)的每个检修门(130)包括后部检修门部分和前部检修门部分，所述后部检修门部分被配置为向后枢转打开以遮蔽从所述后部多个吹气旋翼组件(420)的至少一部分进出所述机身(120)，所述前部检修门部分被配置为向前枢转打开以遮蔽从所述前部多个吹气旋翼组件(410)的至少一部分进出所述机身(120)。
条款7.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)以纵向间隔(612)沿所述飞机(100)的长度隔开，其中所述纵向间隔(612)被限定为所述飞机(100)的总长度的阈值分数，其中所述阈值分数为至多75％。
条款8.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件具有旋压直径(450)，并且其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)与所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)垂直上不重叠。
条款9.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件包括具有旋压直径(450)的吹气旋翼(400)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)是所述前部机翼组件(200)的平均吹气宽度(276)的阈值分数，并且所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)是所述后部机翼组件的平均吹气宽度(376)的阈值分数，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)的所述阈值分数为至多50％，并且其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)的所述阈值分数为至多50％。
条款10.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述后部机翼组件(300)包括：
后部右机翼部分(310)，其包括后部右襟翼(342)和右副翼(352)，所述后部右襟翼(342)限定所述后部右机翼部分(310)的后缘(332)的内侧部分(360)，和所述右副翼(352)限定所述后部右机翼部分(310)的所述后缘(332)的外侧部分(362)；和
后部左机翼部分(320)，其包括后部左襟翼(344)和左副翼(354)，所述后部左襟翼(344)限定所述后部左机翼部分(320)的后缘(332)的内侧部分，和所述左副翼(354)限定所述后部左机翼部分(320)的所述后缘(332)的外侧部分(362)；
其中所述后部左襟翼(344)被配置为通过引导由所述后部多个吹气旋翼组件(420)的左内侧子集(444)吹过所述后部左机翼部分(320)的空气来调节在所述后部左机翼部分(320)中引起的升力，和所述后部右襟翼(342)被配置为通过引导由所述后部多个吹气旋翼组件(420)的右内侧子集(442)吹过所述后部右机翼部分(310)的空气来调节在所述后部右机翼部分(310)中引起的升力；和
其中所述左副翼(354)被配置为通过引导由所述后部多个吹气旋翼组件(420)的左外侧子集(434)吹过所述后部左机翼部分(320)的空气来调节在所述后部左机翼部分(320)中引起的升力，和所述右副翼(352)被配置为引导由通过所述后部多个吹气旋翼组件(420)的右外侧子集(432)吹过所述后部右机翼部分(310)的空气来调节在所述后部右机翼部分(310)中引起的升力。
条款11.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述飞机(100)被配置为利用至多35米的跑道长度起降。
条款12.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件被配置为独立地操作；和
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件被配置为响应于独立的操作输出差动吹气功率以控制下面的一个或多个：
(i)所述飞机(100)中的俯仰力矩(96)；
(ii)所述飞机(100)中的偏航力矩(94)；
(ii)所述飞机(100)中的滚动力矩(92)；和
(iv)所述飞机(100)的速度。
条款13.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)包括可操作地耦接所述前部机翼组件(200)的前部左机翼部分(220)的吹气旋翼组件的前部左子集(414)和可操作地耦接所述前部机翼组件(200)的前部右机翼部分(210)的吹气旋翼组件的前部右子集(412)，其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)包括可操作地耦接所述后部机翼组件(300)的后部左机翼部分(320)的吹气旋翼组件的后部左子集(424)和可操作地耦接所述后部机翼组件(300)的后部右机翼部分(310)的吹气旋翼组件的后部右子集(422)；并且其中吹气旋翼组件的所述前部左子集(414)、吹气旋翼组件的所述前部右子集(412)、吹气旋翼组件的所述后部左子集(424)和吹气旋翼组件的所述后部右子集(422)的每个被配置为独立地操作以允许对所述飞机(100)进行四区域推力矢量控制。
条款14.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)和所述后部多个吹气旋翼组件(420)是电动的。
条款15.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述飞机(100)进一步包括可操作地耦接所述机体(110)的喷气发动机(180)。
条款16.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述机体(110)进一步包括具有被配置为接收有效载荷(124)的内部容积(122)的机身(120)，并且其中所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)可操作地耦接所述机身(120)；和
其中所述机身(120)进一步包括配置为允许进入所述机身(120)的所述内部容积(122)的一个或多个检修门(130)，并且其中所述一个或多个检修门(130)的至少一个门被配置为向后枢转打开以遮蔽所述后部多个吹气旋翼组件(420)的至少一部分。
条款17.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述机体(110)进一步包括具有被配置为接收有效载荷(124)的内部容积(122)的机身(120)，其中所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)可操作地耦接所述机身(120)，其中所述机身(120)包括锥形后部区域(126)以允许所述飞机(100)以陡峭的上仰角起飞，其中所述飞机(100)限定上仰间隙角，并且其中所述上仰间隙角为至少15度。
条款18.根据前述条款的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼具有旋压直径(450)，并且其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)与所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)垂直上不重叠。
条款19.一种固定翼短距起降飞机(100)，其包括：
机体(110)，其包括后部机翼组件(300)和位于所述后部机翼组件(300)前方的前部机翼组件(200)，其中所述前部机翼组件(200)非旋转地固定在所述机体(110)内，并且其中所述后部机翼组件(300)非旋转地固定在所述机体(110)内；
后部多个吹气旋翼组件(420)，其接近所述后部机翼组件(300)的前缘区域(330)可操作地耦接所述后部机翼组件(300)，其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)被配置为将空气吹过所述后部机翼组件(300)以在所述后部机翼组件(300)中引起升力；和
前部多个吹气旋翼组件(410)，其接近所述前部机翼组件(200)的前缘区域(230)可操作地耦接所述前部机翼组件(200)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)被配置为将空气吹过所述前部机翼组件(200)以在所述前部机翼组件(200)中引起升力；
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件包括吹气旋翼(400)，其被配置为在固定的旋转轴上旋转，并且其中所述的固定的旋转轴相对于所述飞机(100)的纵向轴线(82)被固定；
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的一个或多个的所述吹气旋翼(400)被配置为选择性地折叠成低轮廓配置(460)，并且其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)的一个或多个的所述吹气旋翼(400)被配置为选择性地折叠成低轮廓配置(460)；
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件具有旋压直径(450)，并且其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)与所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)垂直上不重叠；
其中每个吹气旋翼(400)具有旋压直径(450)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)是所述前部机翼组件(200)的平均吹气宽度(276)的阈值分数，并且所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)是所述后部机翼组件(300)的平均吹气宽度(376)的阈值分数，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)的所述阈值分数为至多50％，并且其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)的所述阈值分数为至多50％；
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件被配置为独立地操作，并且其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件被配置为响应于独立的操作输出差动吹气功率以控制下面的一个或多个：
(i)所述飞机(100)中的俯仰力矩(96)；
(ii)所述飞机(100)中的偏航力矩(94)；
(ii)所述飞机(100)中的滚动力矩(92)；和
(iv)所述飞机(100)的速度；和
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)和所述后部多个吹气旋翼组件(420)是电动的。
条款20.一种操作固定翼短距起降飞机(100)的方法(500)，所述方法(500)包括：
通过利用前部多个吹气旋翼组件(410)将空气吹过前部机翼组件(200)在所述飞机(100)的前部机翼组件(200)中引起(502)升力，所述前部多个吹气旋翼组件(410)接近所述前部机翼组件(200)的前缘区域(230)可操作地耦接所述前部机翼组件(200)；和
通过利用后部多个吹气旋翼组件(420)将空气吹过后部机翼组件(300)在所述飞机(100)的后部机翼组件(300)中引起(504)升力，所述后部多个吹气旋翼组件(420)接近所述后部机翼组件(300)的前缘区域(330)可操作地耦接所述后部机翼组件(300)；其中所述前部机翼组件(200)非旋转地固定在所述飞机(100)的机身(110)内，并且其中所述后部机翼组件(300)非旋转地固定在所述机身(110)内。

Claims (20)

1.一种固定翼短距起降飞机(100)，其包括：
机体(110)，其包括后部机翼组件(300)和位于所述后部机翼组件(300)前方的前部机翼组件(200)，其中所述前部机翼组件(200)非旋转地固定在所述机体(110)内，并且其中所述后部机翼组件(300)非旋转地固定在所述机体(110)内；
后部多个吹气旋翼组件(420)，其接近所述后部机翼组件(300)的前缘区域(330)可操作地耦接所述后部机翼组件(300)，其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)被配置为将空气吹过所述后部机翼组件(300)以在所述后部机翼组件(300)中引起升力；和
前部多个吹气旋翼组件(410)，其接近所述前部机翼组件(200)的前缘区域(230)可操作地耦接所述前部机翼组件(200)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)被配置为将空气吹过所述前部机翼组件(200)以在所述前部机翼组件(200)中引起升力。
2.根据权利要求1所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件包括吹气旋翼(400)，其被配置为在固定的旋转轴上旋转，并且其中所述固定的旋转轴相对于所述飞机(100)的纵向轴线(82)被固定。
3.根据权利要求2所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件包括吹气旋翼(400)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的一个或多个的所述吹气旋翼(400)被配置为选择性地折叠成低轮廓配置(460)，并且其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)的一个或多个的所述吹气旋翼(400)被配置为选择性地折叠成低轮廓配置(460)。
4.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)包括12个吹气旋翼组件。
5.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)包括6个吹气旋翼组件。
6.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述机体(110)进一步包括具有配置为接收有效载荷(124)的内部容积(122)的机身(120)，其中所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)可操作地耦接所述机身(120)并且沿所述机身(120)的长度被纵向隔开，其中所述机身(120)包括被配置为允许进入所述机身(120)的所述内部容积(122)的一个或多个检修门(130)，其中所述一个或多个检修门(130)的每个检修门(130)沿所述机身(120)定位于所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)之间，其中所述一个或多个检修门(130)的每个检修门(130)包括后部检修门部分和前部检修门部分，所述后部检修门部分被配置为向后枢转打开以遮蔽从所述后部多个吹气旋翼组件(420)的至少一部分进出所述机身(120)，所述前部检修门部分被配置为向前枢转打开以遮蔽从所述前部多个吹气旋翼组件(410)的至少一部分进出所述机身(120)。
7.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)以纵向间隔(612)沿所述飞机(100)的长度隔开，其中所述纵向间隔(612)被限定为所述飞机(100)的总长度的阈值分数，其中所述阈值分数为至多75％。
8.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件具有旋压直径(450)，并且其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)与所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)垂直上不重叠。
9.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件包括具有旋压直径(450)的吹气旋翼(400)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)是所述前部机翼组件(200)的平均吹气宽度(276)的阈值分数，并且所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)是所述后部机翼组件的平均吹气宽度(376)的阈值分数，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)的所述阈值分数为至多50％，并且其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)的所述阈值分数为至多50％。
10.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述后部机翼组件(300)包括：
后部右机翼部分(310)，其包括后部右襟翼(342)和右副翼(352)，所述后部右襟翼(342)限定所述后部右机翼部分(310)的后缘(332)的内侧部分(360)，和所述右副翼(352)限定所述后部右机翼部分(310)的所述后缘(332)的外侧部分(362)；和
后部左机翼部分(320)，其包括后部左襟翼(344)和左副翼(354)，所述后部左襟翼(344)限定所述后部左机翼部分(320)的后缘(332)的内侧部分，和所述左副翼(354)限定所述后部左机翼部分(320)的所述后缘(332)的外侧部分(362)；
其中所述后部左襟翼(344)被配置为通过引导由所述后部多个吹气旋翼组件(420)的左内侧子集(444)吹过所述后部左机翼部分(320)的空气来调节在所述后部左机翼部分(320)中引起的升力，和所述后部右襟翼(342)被配置为通过引导由所述后部多个吹气旋翼组件(420)的右内侧子集(442)吹过所述后部右机翼部分(310)的空气来调节在所述后部右机翼部分(310)中引起的升力；和
其中所述左副翼(354)被配置为通过引导由所述后部多个吹气旋翼组件(420)的左外侧子集(434)吹过所述后部左机翼部分(320)的空气来调节在所述后部左机翼部分(320)中引起的升力，和所述右副翼(352)被配置为引导由通过所述后部多个吹气旋翼组件(420)的右外侧子集(432)吹过所述后部右机翼部分(310)的空气来调节在所述后部右机翼部分(310)中引起的升力。
11.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述飞机(100)被配置为利用至多35米的跑道长度起降。
12.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件被配置为独立地操作；和
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件被配置为响应于独立的操作输出差动吹气功率以控制下面的一个或多个：
(i)所述飞机(100)中的俯仰力矩(96)；
(ii)所述飞机(100)中的偏航力矩(94)；
(ii)所述飞机(100)中的滚动力矩(92)；和
(iv)所述飞机(100)的速度。
13.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)包括可操作地耦接所述前部机翼组件(200)的前部左机翼部分(220)的吹气旋翼组件的前部左子集(414)和可操作地耦接所述前部机翼组件(200)的前部右机翼部分(210)的吹气旋翼组件的前部右子集(412)，其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)包括可操作地耦接所述后部机翼组件(300)的后部左机翼部分(320)的吹气旋翼组件的后部左子集(424)和可操作地耦接所述后部机翼组件(300)的后部右机翼部分(310)的吹气旋翼组件的后部右子集(422)；并且其中吹气旋翼组件的所述前部左子集(414)、吹气旋翼组件的所述前部右子集(412)、吹气旋翼组件的所述后部左子集(424)和吹气旋翼组件的所述后部右子集(422)的每个被配置为独立地操作以允许对所述飞机(100)进行四区域推力矢量控制。
14.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)和所述后部多个吹气旋翼组件(420)是电动的。
15.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述飞机(100)进一步包括可操作地耦接所述机体(110)的喷气发动机(180)。
16.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述机体(110)进一步包括具有被配置为接收有效载荷(124)的内部容积(122)的机身(120)，并且其中所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)可操作地耦接所述机身(120)；和
其中所述机身(120)进一步包括配置为允许进入所述机身(120)的所述内部容积(122)的一个或多个检修门(130)，并且其中所述一个或多个检修门(130)的至少一个门被配置为向后枢转打开以遮蔽所述后部多个吹气旋翼组件(420)的至少一部分。
17.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述机体(110)进一步包括具有被配置为接收有效载荷(124)的内部容积(122)的机身(120)，其中所述前部机翼组件(200)和所述后部机翼组件(300)可操作地耦接所述机身(120)，其中所述机身(120)包括锥形后部区域(126)以允许所述飞机(100)以陡峭的上仰角起飞，其中所述飞机(100)限定上仰间隙角，并且其中所述上仰间隙角为至少15度。
18.根据前述权利要求的任一项所述的飞机(100)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼具有旋压直径(450)，并且其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)与所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)垂直上不重叠。
19.一种固定翼短距起降飞机(100)，其包括：
机体(110)，其包括后部机翼组件(300)和位于所述后部机翼组件(300)前方的前部机翼组件(200)，其中所述前部机翼组件(200)非旋转地固定在所述机体(110)内，并且其中所述后部机翼组件(300)非旋转地固定在所述机体(110)内；
后部多个吹气旋翼组件(420)，其接近所述后部机翼组件(300)的前缘区域(330)可操作地耦接所述后部机翼组件(300)，其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)被配置为将空气吹过所述后部机翼组件(300)以在所述后部机翼组件(300)中引起升力；和
前部多个吹气旋翼组件(410)，其接近所述前部机翼组件(200)的前缘区域(230)可操作地耦接所述前部机翼组件(200)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)被配置为将空气吹过所述前部机翼组件(200)以在所述前部机翼组件(200)中引起升力；
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件包括吹气旋翼(400)，其被配置为在固定的旋转轴上旋转，并且其中所述的固定的旋转轴相对于所述飞机(100)的纵向轴线(82)被固定；
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的一个或多个的所述吹气旋翼(400)被配置为选择性地折叠成低轮廓配置(460)，并且其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)的一个或多个的所述吹气旋翼(400)被配置为选择性地折叠成低轮廓配置(460)；
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件具有旋压直径(450)，并且其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)与所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件的所述旋压直径(450)垂直上不重叠；
其中每个吹气旋翼(400)具有旋压直径(450)，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)是所述前部机翼组件(200)的平均吹气宽度(276)的阈值分数，并且所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)是所述后部机翼组件(300)的平均吹气宽度(376)的阈值分数，其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)的所述阈值分数为至多50％，并且其中所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼(400)的所述旋压直径(450)的所述阈值分数为至多50％；
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件被配置为独立地操作，并且其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)的每个吹气旋翼组件和所述后部多个吹气旋翼组件(420)的每个吹气旋翼组件被配置为响应于独立的操作输出差动吹气功率以控制下面的一个或多个：
(i)所述飞机(100)中的俯仰力矩(96)；
(ii)所述飞机(100)中的偏航力矩(94)；
(ii)所述飞机(100)中的滚动力矩(92)；和
(iv)所述飞机(100)的速度；和
其中所述前部多个吹气旋翼组件(410)和所述后部多个吹气旋翼组件(420)是电动的。
20.一种操作固定翼短距起降飞机(100)的方法(500)，所述方法(500)包括：
通过利用前部多个吹气旋翼组件(410)将空气吹过前部机翼组件(200)在所述飞机(100)的前部机翼组件(200)中引起(502)升力，所述前部多个吹气旋翼组件(410)接近所述前部机翼组件(200)的前缘区域(230)可操作地耦接所述前部机翼组件(200)；和
通过利用后部多个吹气旋翼组件(420)将空气吹过后部机翼组件(300)在所述飞机(100)的后部机翼组件(300)中引起(504)升力，所述后部多个吹气旋翼组件(420)接近所述后部机翼组件(300)的前缘区域(330)可操作地耦接所述后部机翼组件(300)；其中所述前部机翼组件(200)非旋转地固定在所述飞机(100)的机体(110)内，并且其中所述后部机翼组件(300)非旋转地固定在所述机体(110)内。
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