專利名稱：：可變換式飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明涉及專用航空領(lǐng)域并可無區(qū)別地用于帶有機(jī)載駕駛員的常規(guī)飛行器和沒有機(jī)載駕駛員(無人駕駛)的高度自動飛行器(無人駕駛飛行器(UAV)、無人作戰(zhàn)飛行器(UCAV)、無人宇宙空間監(jiān)視(UAS))
技術(shù)領(lǐng)域：
在航空領(lǐng)域，已知由德事隆貝爾直升機(jī)公司(BellHelicopterTextron)和波音航空工業(yè)(Boeingaeronauticindustries)研發(fā)的可變換式(convertible)飛行器V22魚鷹(Osprey)(2006年1月2日，^Wa"o"『ee/t&Tec/mo/ogy第56頁」。此外，德事隆貝爾直升機(jī)公司還研發(fā)了無人駕駛飛行器UASTR918鷹眼(EagleEye)，該飛行器的航空學(xué)方案與V22Osprey類似(2006年1月2日，Jv/a"owffeeA:cfeiS/acerec/zwo/ogy第36頁j。V22魚鷹型客戶兩易型飛行器的缺點如下a)在翼端各安裝有兩個重型發(fā)動機(jī)，翼展等于軸線和發(fā)動機(jī)之間的距離；這要求翼結(jié)構(gòu)具有很大剛性，大大增加結(jié)構(gòu)的重量。b)V22魚鷹發(fā)動機(jī)和TR918鷹眼轉(zhuǎn)子必須通過放置在翼結(jié)構(gòu)上的機(jī)械傳動機(jī)構(gòu)保持同步，增加整個結(jié)構(gòu)的重量。c)發(fā)動機(jī)和轉(zhuǎn)子放置在各翼的端部處。發(fā)動機(jī)、轉(zhuǎn)子和傳動機(jī)構(gòu)是強(qiáng)有力的震動和噪聲的來源。d)魚鷹型系統(tǒng)不確保轉(zhuǎn)子(發(fā)動機(jī))失效和/或破壞情況下的飛行穩(wěn)定性和安全性。e)該魚鷹型航空力學(xué)系統(tǒng)的翼展必須不延伸到一定限度以上。如果翼展超過該限度，氣動彈性震動的問題就無法解決。f)魚鷹型系統(tǒng)不能像常規(guī)方案飛行器那樣以相對低的速度飛行或著陸。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是解決可變換式飛行器的技術(shù)問題并提供沒有上述缺點的推力換向式飛行器的航空力學(xué)方案。這種問題主要通過如權(quán)利要求1所述的裝置來解決。本發(fā)明提供幾個相關(guān)優(yōu)點。主要優(yōu)點之一是本發(fā)明增加可變換式飛行器的效率和安全性。本發(fā)明使具有同軸線轉(zhuǎn)子的發(fā)動機(jī)的重心與可變換式飛行器的重心重合。推力換向式飛行器的翼展和翼表面可以所要求的特征設(shè)計和構(gòu)造，所述特征為起飛和著陸的速度、距離、飛行高度。本發(fā)明的其它優(yōu)點、特征和操作模式將從以示例而非限制目的給出的其某些實施例的以下詳細(xì)說明書中顯現(xiàn)出來。參照附圖，附圖中圖1示出三角形翼可變換式飛行器的第一實施例的平面圖；圖2示出可變換式飛行器的推進(jìn)裝置的平面圖和剖視圖；圖3和4分別示出圖1的可變換式飛行器的正視圖和側(cè)視圖；圖5示出三角形翼可變換式飛行器的第二實施例的平面圖；圖6和7分別示出圖5的可變換式飛行器的第二實施例的正視圖和側(cè)視圖8和9分別示出可變換式飛行器的第三實施例的正視圖和平面圖；圖10示出具有渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的可變換式飛行器的推進(jìn)裝置的平面圖和剖視圖10a示出圖IO的推進(jìn)裝置的沿方向A的視圖11示出可變換式飛行器的推進(jìn)裝置的動力單元和操作裝置的示意性平面圖12示出具有氣動力方案的可變換式飛行器的側(cè)視圖13和14分別示出具有三個機(jī)身的可變換式飛行器的實施例的平面圖和側(cè)視圖。具體實施例方式參照圖1至4，可以看出三角形翼可變換式飛行器的第一實施例，它主要包括-三角形翼l;前機(jī)身12;兩安定翼13，兩安定翼各具有舵18;制成兩部分的升降舵14，升降舵14還可用作副翼；兩機(jī)艙15，其包括主起落架20.和電動機(jī)械控制裝置。三角形翼1包括圓孔2，其中心與飛行器的重心相一致。在孔2內(nèi)，外部環(huán)4懸掛于水平和橫向鉸鏈3。在外部環(huán)4內(nèi)部，吸氣環(huán)6懸掛于縱向鉸鏈5。在環(huán)6的中心處設(shè)有推進(jìn)器艙9，推進(jìn)器艙9固定到型材(section)梁7和8的結(jié)構(gòu)上。型材梁7和8的軸線基本上垂直。型材梁7和8與環(huán)6剛性連接。參照圖2，可變換式飛行器具有兩個同軸對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子10和11。各轉(zhuǎn)子具有可變節(jié)距的四葉片螺旋槳。外部環(huán)6能夠以相對于翼1的XZ平面的角度co借助于電動機(jī)械裝置安裝。角度co是XY平面上推進(jìn)矢量(推力)和垂直于翼1的XZ平面的Y軸線之間的角度。對于垂直起飛，o>=0。對于最大速度情況下的飛行，co=90°。理論上，角度co范圍可從0至i180。。推進(jìn)矢量(推力)可借助于電動機(jī)械機(jī)構(gòu)相對于Y軸線傾斜到在YZ平面上的角度Y。推進(jìn)矢量的角度co和Y的控制提供可變換式飛行器在以下所有情況下穩(wěn)定性和可操縱性的顯著增加在直升機(jī)情況下和在飛機(jī)情況下。根據(jù)本發(fā)明的可變換式飛行器的很大優(yōu)點是推進(jìn)矢量(推力)總是延伸穿過飛行器的重心，而該矢量的方向是可變的。型材梁7和8處的副翼16和17用于豎直起飛和著陸期間和低速飛行期間飛行器的精確控制，低速時其它空氣動力學(xué)控制裝置是無效的。對應(yīng)于圖1至4的該實施例中的可變換式飛行器可作為直升機(jī)起飛和著陸并在0=90。的位置以最大速度作為飛機(jī)飛行(圖3)。圖5、6、7分別示出在機(jī)艙15上方翼上安裝有兩個吊架21的可變換式飛行器的平面圖、正視圖和側(cè)視圖；在可變換式飛行器的該實施例中，橫向鉸鏈3的軸線相對于翼1的平面升高，使得豎直位置(co-90。)的外部環(huán)4具有相對于地面的保證間隙，如圖6和7所示。在該實施例中，可變換式飛行器可像常規(guī)飛機(jī)那樣起飛和著陸；這對運(yùn)輸大負(fù)荷(貨物)是有用的。根據(jù)本發(fā)明的可變換式飛行器可以大攻角飛行，因為就位(00=90°)的轉(zhuǎn)子能以足夠快的量將空氣運(yùn)送到翼1的頂面上以防止氣流脫離翼1的表面。圖5和6中所示實施例的可變換式飛行器可通過以0=90°-110°的角度定位轉(zhuǎn)子而進(jìn)行短距離起飛和著陸。圖8和9分別示出用于長距離和/或長時間飛行和/或大載荷(貨物)運(yùn)輸選擇的可變換式飛行器的實施例正視圖和平面圖。在該實施例中，可變換式飛行器包括具有較大翼展的第二翼22:翼22的左部和右部通過鉸鏈46與吊架21的結(jié)構(gòu)連接，鉸鏈46用于調(diào)節(jié)翼22相對于翼1的平面的俯仰。電子機(jī)構(gòu)47用于控制翼22的俯仰。可變換式飛行器的該實施例中的三角形翼1的翼展可比圖1和5的可變換式飛行器的兩個第一實施例延伸得少(圖5)。圖9中的翼1具有升降舵14和設(shè)置在翼22上的副翼23。圖10和10a示出固定到型材梁7和8的型材形式結(jié)構(gòu)的渦輪螺槳發(fā)動機(jī)的安裝的示意圖。軸向壓縮機(jī)24、渦輪25、型材梁結(jié)構(gòu)內(nèi)的排氣管道7、用于排氣的扇形出口腔27。圖10a示出沿方向A(圖10)截取的視圖，其中有用于將廢氣排出到環(huán)6的結(jié)構(gòu)內(nèi)的四個腔27。角度y必須不超過30。的傾斜以消除翼1的表面和廢氣之間的接觸可能性。在該構(gòu)型中，翼1的表面通過由螺旋槳產(chǎn)生的大空氣層與廢氣隔開。圖11示出在機(jī)艙33內(nèi)安裝有電動機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)和同軸對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子11和12的示意性平面圖。兩個動力單元29(電動機(jī))-30(發(fā)電機(jī))安裝在吊架21的機(jī)艙內(nèi)，電纜在型材8的結(jié)構(gòu)內(nèi)延伸并連結(jié)機(jī)艙33的電動機(jī)。電動機(jī)32和減速齒輪31用于控制推進(jìn)矢量(推力)的角度co。用于控制角度y的同樣的電動機(jī)械機(jī)構(gòu)安裝在外部環(huán)4的結(jié)構(gòu)內(nèi)。使用用于螺旋槳的電動機(jī)可顯著減輕飛行器重量、簡化螺旋槳控制并增加飛行安全性，因為在兩動力單元之一損壞的情況下其對飛行器飛行不會造成嚴(yán)重的危險。圖12示出可變換式飛行器的空氣動力學(xué)方案Yw-翼22的升力，Xw-翼22的氣動阻力，Ya和Xa分別是翼1的升力和氣動阻力Yf和Xf分別是具有翼1的前部的前部機(jī)身12的升力和氣動阻力。G-飛行器重量13-具有方向舵18的安定翼。u。-飛行期間空氣的相對速度。a廣翼1的攻角。af翼22的攻角。T-推進(jìn)矢量(推力)，|3=a「aw飛行期間，所有的空氣動力學(xué)特性、慣性、推力和重量處于平衡。由于翼1的頂面保持在速度Ur的螺旋槳的氣流下，且翼22保持在遠(yuǎn)小于CCf的最優(yōu)Otvv的攻角，根據(jù)本發(fā)明的可變換式飛行器可以大角度(Xf以低速Uoo飛行且產(chǎn)生足夠的升力。圖13和14分別示出具有客艙的可變換式飛行器的平面圖和側(cè)視圖，其中35-駕駛艙，36、39-客艙，39-動力單元隔艙，37-側(cè)機(jī)身，l-小翼展翼，22-大翼展翼，4和6-分別是螺旋槳(同軸線轉(zhuǎn)子)的外部環(huán)和吸氣環(huán)13-安定翼，18-方向舵，40-水平尾翼面，41-升降舵，42、43-分別是前門和后門44、45-客艙窗。、在該實施例中，可變換式飛行器具有三個機(jī)身前機(jī)身和帶有動力單元隔艙(38)及客艙(39)的兩個側(cè)機(jī)身(37)。飛行器的三個機(jī)身尺寸設(shè)置成使飛行器的重心與推進(jìn)系統(tǒng)(環(huán)4和6)的中心重合。翼1的翼展等于推進(jìn)系統(tǒng)的環(huán)4的直徑。對其上述實施例中的每個可計算可變換式飛行器的最重要的特征。可用以下公式計算推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)力T=Xipco2D4，以kg為單位其中p-飛行高度處的空氣密度，(kgsec2/m4)oo-轉(zhuǎn)子的角速度，(rad/sec)D-轉(zhuǎn)子直徑，(m)5d-無量綱系數(shù)，取決于轉(zhuǎn)子的空氣動力學(xué)特征?？捎靡韵鹿接嬎惝a(chǎn)生推力T所需要的馬達(dá)功率)^X2P①3d5，(kgm/sec)其中X2-無量綱系數(shù)，取決于力和轉(zhuǎn)子的其它空氣動力學(xué)特征。在豎直起飛時，T=G，其中G是飛行器重量。其中H"X2.在《航空航天原始資料集2006(AerospaceSourceBook2006)》(2006年1月16日，」v/a"owfTeeA:在S尸aceTec/mo/ogy)中，公開了關(guān)于當(dāng)今直升機(jī)和傾斜轉(zhuǎn)子的所有技術(shù)數(shù)據(jù)。通過分析這些數(shù)據(jù)我們可得出結(jié)論從統(tǒng)計學(xué)上來說，對重型和中重型直升機(jī)『/GW7.5mAec。對于輕型直升機(jī)『/G-22,5m/^c。這些數(shù)據(jù)對應(yīng)于co=121/sec或頻率f=2rps(120rpm)。另一所關(guān)注的參數(shù)是轉(zhuǎn)子的每個空氣單元的負(fù)荷通過分析《航空航天原始資料集2006》中的數(shù)據(jù)，我們可得出結(jié)論從統(tǒng)計學(xué)上來說，對于重型和中型直升機(jī)p-40kg/m2;對于輕型直升機(jī)p-20kg/m2;對于V22魚鷹p-120kg/m2;對于BA609,p-80kg/m2。BA609推力換向式飛行器具有D=8m的轉(zhuǎn)子和G=7476kg的重量。V22推力換向式飛行器具有D=11.4m的轉(zhuǎn)子和G=24475kg的重量。從以上公式推出p=4G/7tD2=4T/7tD2=(4xip/兀)(coD)2從統(tǒng)計數(shù)據(jù)我們可以看出值(COD)對于直升機(jī)類型所述的組是常數(shù)。隨著轉(zhuǎn)子直徑D增加，對于較重的直升機(jī)(Q)D)更大。推力換向式飛行器V22和BA609的轉(zhuǎn)子分別具有比直升機(jī)轉(zhuǎn)子的直徑小的直徑D。為了符合參數(shù)(p)的值，對于直升機(jī)該值比該參數(shù)大得多，這些推力換向式飛行器的轉(zhuǎn)子具有參數(shù)co的較高值((D-251/sec)。圖13、14所示該實施例中根據(jù)本發(fā)明的可變換式飛行器可具有類似于重型直升機(jī)的參數(shù)co和D。在對應(yīng)于圖1、3、4禾口5、6、7禾卩8、9的輕型UAV/UCAV飛行器的實施例中，可變換式飛行器可具有較小的轉(zhuǎn)子直徑和較高的角速度COo從TsAGI(俄國，.莫斯科，中央航空流體力學(xué)學(xué)院(CentralAerohydrodynamicInstitute))進(jìn)行的實驗研究中已知在環(huán)內(nèi)包含螺旋槳的推進(jìn)器可產(chǎn)生40%至120%的推力增加。因此，根據(jù)我們提出的構(gòu)型的推力換向式飛行器會在起飛和著陸期間具有相當(dāng)量的推力增加。在葉片數(shù)量增加時轉(zhuǎn)子直徑減小。通過速度改變系統(tǒng)來優(yōu)化轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速(rpm)是很重要的。在巡航期間，在基本上水平的飛行中推進(jìn)所需要的動力可能為豎直起飛所需要的動力的1/10。因此，在基本上水平飛行期間燃油消耗顯著降低，提供延長巡航范圍的選擇。表1示出其不同實施例中可變換式飛行器的潛在特征。表1從表1中的數(shù)據(jù)可得出可變換式飛行器在所有其實施例中呈現(xiàn)比當(dāng)今飛行器有利得多的技術(shù)特征。<table>tableseeoriginaldocumentpage13</column></row><table><table>tableseeoriginaldocumentpage14</column></row><table>權(quán)利要求1.一種可變換式飛行器，包括-主體，所述主體與至少一個基本上三角形的翼(1)成一體，所述主體具有凹陷(2)，所述凹陷的中心與所述飛行器的重心基本上一致；-推進(jìn)系統(tǒng)，所述推進(jìn)系統(tǒng)與所述主體相關(guān)聯(lián)以使其相對于所述主體在所述凹陷(2)內(nèi)選擇性地樞轉(zhuǎn)，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括·推力轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)；·主馬達(dá)裝置(33、9)，所述主馬達(dá)裝置用于操作所述推力轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)；以及·用于調(diào)節(jié)所述推進(jìn)系統(tǒng)相對于所述主體的樞轉(zhuǎn)的裝置(31、32)，適于改變由所述轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)產(chǎn)生的推力的斜度；其中整個組件使得所述轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)的轉(zhuǎn)動軸線的斜度與所述樞轉(zhuǎn)相關(guān)聯(lián)地可變，從而瞬時產(chǎn)生的推力籍此矢量地穿過所述飛行器的所述重心。2.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述主體一體地具有三角翼(1)，所述三角翼具有凹陷(2)，所述凹陷的中心與所述飛行器的重心基本上一致。3.如權(quán)利要求1或2所述的飛行器，其特征在于，所述推力轉(zhuǎn)子系統(tǒng)具有對轉(zhuǎn)的雙轉(zhuǎn)子(10、11)。4.如權(quán)利要求3所述的飛行器，其特征在于，所述雙轉(zhuǎn)子包括兩個對轉(zhuǎn)的螺旋槳(10、11)。5.如權(quán)利要求1至4中一項所述的飛行器，其特征在于，所述推進(jìn)系統(tǒng)通過萬向節(jié)系統(tǒng)(4、6、3、5)連接到所述主體，從而因此選擇性地在所述凹陷(2)內(nèi)樞轉(zhuǎn)并使所述推力的方向成比例地變化。6.如權(quán)利要求5所述的飛行器，其特征在于，所述萬向節(jié)系統(tǒng)包括通過橫向鉸鏈(3)可轉(zhuǎn)動地連接到所述飛行器的所述主體的第一外部環(huán)(4);以及通過縱向鉸鏈(5)可轉(zhuǎn)動地連接到所述外部環(huán)(4)的第二內(nèi)部環(huán)(6)。7.如權(quán)利要求6所述的飛行器，其特征在于，所述第一外部環(huán)(4)通過所述調(diào)節(jié)裝置(31、32)圍繞所述鉸鏈(3)的轉(zhuǎn)動使所述推力圍繞所述飛行器的所述主體的基本上橫向的軸線(Z)的第一角(co)成比例地轉(zhuǎn)動。8.如權(quán)利要求6或7所述的飛行器，其特征在于，所述第二內(nèi)部環(huán)(6)通過所述調(diào)節(jié)裝置(31、32)圍繞所述鉸鏈(5)的轉(zhuǎn)動使所述推力圍繞所述飛行器的所述主體的基本上縱向的軸線(X)的第二角(Y)成比例地轉(zhuǎn)動。9.如權(quán)利要求6至8中一項所述的飛行器，其特征在于，所述橫向鉸鏈(3)的轉(zhuǎn)動軸線基本上垂直于所述飛行器的所述主體的所述基本上縱向的軸線(X.)并矢量地穿過所述飛行器的所述重心。10.如權(quán)利要求6至9中一項所述的飛行器，其特征在于，所述縱向鉸鏈(5)的轉(zhuǎn)動軸線基本上垂直于所述橫向較鏈(3)的所述轉(zhuǎn)動軸線。11.如權(quán)利要求1至10中一項所述的飛行器，其特征在于，用于運(yùn)行所述推力轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)的所述主馬達(dá)裝置(33)—體形成在所述馬達(dá)艙(9)之一中，所述馬達(dá)艙通過轉(zhuǎn)軸與所述推力轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)關(guān)聯(lián)。12.如從屬于權(quán)利要求5至10中一項的權(quán)利要求11所述的飛行器，其特征在于，所述馬達(dá)艙與所述萬向節(jié)系統(tǒng)制成一體。13.如從屬于權(quán)利要求6至10中一項的權(quán)利要求12所述的飛行器，其特征在于，所述馬達(dá)艙(9)通過基本上梁形的結(jié)構(gòu)件(7、8)與所述第二內(nèi)部環(huán)(6)制成一體。14.如權(quán)利要求6至13中一項所述的飛行器，其特征在于，所述用于調(diào)節(jié)所述推進(jìn)系統(tǒng)相對于所述主體的樞轉(zhuǎn)的裝置包括轉(zhuǎn)動所述第一外部環(huán)(4)和所述第二內(nèi)部環(huán)(6)的電動機(jī)械裝置(31、32)，以改變所述推力的方向。15.如權(quán)利要求14所述的飛行器，其特征在于，所述轉(zhuǎn)動裝置包括減速齒輪(31)和與所述鉸鏈(3、5)協(xié)作的電動機(jī)(32)。16.如權(quán)利要求1至15中一項所述的飛行器，其特征在于，所述主馬達(dá)裝置(33)是渦輪螺旋槳型的。17.如從屬于權(quán)利要求6至15中一項的權(quán)利要求16所述的飛行器，其特征在于，所述萬向節(jié)系統(tǒng)包括用于為所述渦輪螺旋槳吸入助燃空氣的空氣入口。18.如權(quán)利要求17所述的飛行器，其特征在于，用于所述渦輪螺旋槳的所述空氣入口一體形成在所述第二內(nèi)部環(huán)(6)內(nèi)。19.如權(quán)利要求16、17或18中一項所述的飛行器，當(dāng)權(quán)利要求16從屬于權(quán)利要求13至15中一項時，其特征在于，所述結(jié)構(gòu)件(7、8)基本上是型材條形且所述渦輪螺旋槳主馬達(dá)裝置包括壓縮機(jī)(24)、渦輪(25)和所述梁(7)的型材形式的結(jié)構(gòu)內(nèi)形成的排氣管(26)。20.如權(quán)利要求19所述的飛行器，其特征在于，包括所述排氣的出口腔(27)，所述出口腔一體形成在所述第二內(nèi)部環(huán)(6)中以與所述排氣管(26)關(guān)聯(lián)。21.如權(quán)利要求20所述的飛行器，其特征在于，所述出口腔(27)位于所述第二內(nèi)部環(huán)(6)的角度扇形(2p)內(nèi)，所述角度扇形包括在相對于其中形成所述排氣管(26)的所述梁(7)的所述型材形式結(jié)構(gòu)的軸線的+30°至-30°范圍內(nèi)。22.如權(quán)利要求13至21中一項所述的飛行器，其特征在于，在所述基本上梁形的結(jié)構(gòu)件(7、8)上施加有可由安裝在所述馬達(dá)艙(9)上的控制裝置控制的副翼(16、17)。23.如權(quán)利要求6至22中一項所述的飛行器，其特征在于，所述橫向鉸鏈(3)安裝在吊架(21)上，所述吊架安裝在所述翼(1)上方一定的高度處，使得對于所述推力圍繞所述飛行器的所述主體的基本上橫向的軸線(z)的具有所述第一角(co)的任何一個值的轉(zhuǎn)動的布置，對于所述外部環(huán)(4)可采用的所有相應(yīng)構(gòu)型，所述外部環(huán)(4)無論如何都與所述起飛/著陸表面間隔開，因此不會形成干涉。24.如權(quán)利要求23所述的飛行器，其特征在于，當(dāng)處于對應(yīng)于基本上等于90。的所述第一角(co)的構(gòu)型時，所述外部環(huán)(4)與所述起飛/著陸表面間隔開。25.如權(quán)利要求23或24所述的飛行器，其特征在于，所述吊架(21)是兩個且相對于所述飛行器的所述主體的基本上縱向的軸線(X)基本上對稱地設(shè)置。26.如權(quán)利要求25所述的飛行器，其特征在于，對于所述兩個吊架(21)中的每一個，通過相應(yīng)的橫向軸線固定基本上梯形的另一翼(22)，從而實現(xiàn)所述飛行器的翼展增長。27.如權(quán)利要求26所述的飛行器，其特征在于，所述另一翼(22)的所述俯仰角可通過連接到致動裝置(47)的橫向鉸鏈(46)來調(diào)節(jié)。28.如權(quán)利要求1至15和22至27中一項所述的飛行器，其特征在于，所述主馬達(dá)裝置是電動機(jī)裝置(33)。29.如從屬于權(quán)利要求23至27中一項的權(quán)利要求28所述的飛行器，其特征在于，所述電動機(jī)裝置(33)通過傳輸線(34)與安裝在與所述吊架(21)對應(yīng)的相應(yīng)機(jī)艙上的動力單元(29、30)電連接。30.如權(quán)利要求29所述的飛行器，其特征在于，所述動力單元包括電動機(jī)(29)和發(fā)電機(jī)(30)。31.如權(quán)利要求1至30中一項所述的飛行器，其特征在于，包括前部機(jī)身(12)，所述前部機(jī)身在前部安裝到所述飛行器的所述主體；以及兩個側(cè)機(jī)身(37)，所述側(cè)機(jī)身基本上安裝在所述翼(1)的上方并相對于所述飛行器的所述主體的基本上縱向的軸線(X)基本上對稱地連接到所述主體。32.如權(quán)利要求31所述的飛行器，其特征在于，在所述兩個側(cè)機(jī)身(37)上安裝有相應(yīng)的安定翼(13)，所述安定翼之間通過共用水平尾翼表面(40)連接。33.如權(quán)利要求1至30中一項所述的飛行器，其特征在于，包括基本上三輪車式的起落架，所述起落架包括放置在所述前機(jī)身下方的前輪(19)和分別放置在所述側(cè)機(jī)身(37)下方并可從相應(yīng)機(jī)艙(15)撤出的兩后輪(20)。34.如權(quán)利要求31至33中一項所述的飛行器，其特征在于，所述前機(jī)身(12)包括駕駛艙(35)和客艙(36)。35.如權(quán)利要求31至34中一項所述的飛行器，其特征在于，所述側(cè)機(jī)身(37)中的每一個包括適于容納動力單元的隔艙(38)和客艙(39)。36.如權(quán)利要求31至35中一項所述的飛行器，其特征在于，所述前機(jī)身(12)和所述側(cè)機(jī)身(37)包括防水底部，所述防水底部適于使所述飛行器能夠在水中移動。37.如權(quán)利要求34或35中一項所述的飛行器，其特征在于，所述客艙(12)可轉(zhuǎn)變成一體地具有用于從儲存器收集液體進(jìn)行滅火操作等的裝置的貨運(yùn)艙和/或儲液器和/或儲箱。全文摘要一種可變換式飛行器，包括主體，該主體一體形成有至少一個基本上三角形的翼(1)，該主體具有基本上與飛行器的重心基本上一致地定中心的凹陷(2)；和推進(jìn)系統(tǒng)，該推進(jìn)系統(tǒng)與主體相關(guān)聯(lián)以使其相對于主體在所述凹陷(2)內(nèi)選擇性地樞轉(zhuǎn)，該推進(jìn)系統(tǒng)包括推力轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)；用于運(yùn)行推力轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)的主馬達(dá)機(jī)裝置(33、9)；以及用于調(diào)節(jié)推進(jìn)系統(tǒng)相對于主體的樞轉(zhuǎn)的裝置(31、32)，適于改變由轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)產(chǎn)生的推力的斜度；其中整個組件使得轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(10、11)的轉(zhuǎn)動軸線的斜度與所述樞轉(zhuǎn)相關(guān)聯(lián)地可變，使得瞬時產(chǎn)生的推力藉此矢量地穿過飛行器的重心。文檔編號B64C29/00GK101437720SQ200780016201公開日2009年5月20日申請日期2007年3月26日優(yōu)先權(quán)日2006年3月24日發(fā)明者P·米杜切威斯基申請人:國際航空補(bǔ)給I.A.S.有限公司