具有枢转旋翼和收拢旋翼桨叶的气动高效的轻型垂直起飞和着陆飞机的制作方法

本申请为2015年3月18日申请的、名称为“具有枢转旋翼和收拢旋翼桨叶的气动高效的轻型垂直起飞和着陆飞机”的中国专利申请第201580025370.3号的分案申请

本发明涉及动力飞行，并且更具体地，涉及具有可枢转旋翼和可收拢旋翼桨叶的垂直起飞和着陆飞机。

背景技术：

大致存在三种类型的垂直起飞和着陆(vtol)形态：机翼型形态，其机身具有可旋转机翼和引擎，或具有带矢量推力引擎用于垂直和水平平移飞行的固定机翼；直升机型形态，其机身具有安装在上方的旋翼，所述旋翼提供升力和推力；和管道型形态，其机身具有管道旋翼系统，所述管道旋翼系统提供平移飞行以及垂直起飞和着陆能力。

当机翼提供升力时，在垂直起飞场景中起飞所需的推力量大大超过在向前飞行期间保持同一飞行器在空中所需的推力。从垂直起飞模式转变到水平向前飞行模式所需的推力量也可以相当高。因此，如果在飞行期间不存在改变功率传输范式的可能性，则在功率要求之间可能存在不匹配。

为了在垂直起飞和向前飞行两种模式下提供效率，必须对过去的系统做出改进。所谓垂直起飞和着陆飞机将效率结合到所有使用模式中。

技术实现要素：

一种适于垂直起飞和着陆的飞行器，使用一组安装在机翼上的推力产生元件和一组安装在尾部的旋翼用于起飞和着陆。一种适于旋翼处于旋转、起飞姿势的垂直起飞然后转变至旋翼旋转到典型水平形态的水平飞行路径的飞行器。在所有飞行模式下，飞行器使用它的安装在机翼上的旋翼和螺旋桨的不同形态来减小阻力。

附图说明

图1是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行中的飞行器的透视图。

图2是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的侧视图。

图3是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的俯视图。

图4是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的前视图。

图5是根据本发明的第一实施例的处于起飞形态下的飞行器的透视图。

图6是根据本发明的第一实施例的处于起飞形态下的飞行器的前视图。

图7是根据本发明的第一实施例的处于起飞形态下的飞行器的侧视图。

图8是根据本发明的第一实施例的处于转变形态下的飞行器的透视图。

图9是示出根据本发明的机翼的转变的一系列视图。

图10是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行中的且机翼旋翼桨叶收拢的飞行器的透视图。

图11是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的且机翼旋翼桨叶收拢的飞行器的前视图。

图12是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的且机翼旋翼桨叶收拢的飞行器的俯视图。

图13是根据本发明的第一实施例的处于向前飞行形态下的且机翼旋翼桨叶收拢的飞行器的侧视图。

图14是根据本发明的一些实施例的为了清晰移除了前盖的机翼旋翼的透视图。

图15是根据本发明的一些实施例的为了清晰移除了前盖的机翼旋翼的前视图。

图16是根据本发明的一些实施例的其桨叶展开的机翼旋翼的侧视图。

图17是根据本发明的一些实施例的其桨叶收拢的机翼旋翼的侧视图。

图18是根据本发明的一些实施例的其桨叶收拢的机翼旋翼的侧视图。

图19是根据本发明的一些实施例的其桨叶收拢的机翼旋翼的侧视图。

图20是根据本发明的一些实施例的其桨叶收拢的机翼旋翼的侧视图。

图21是根据本发明的一些实施例的尾部旋翼的透视图。

图22是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行形态下的尾部旋翼的侧视图。

图23是根据本发明的一些实施例的处于起飞形态下的尾部旋翼的侧视图。

图24是根据本发明的一些实施例的处于收拢形态下的尾部旋翼及其展开机构的侧视图。

图25是根据本发明的一些实施例的离开收拢形态的尾部旋翼及其展开机构的侧视图。

图26是根据本发明的一些实施例的离开收拢形态的尾部旋翼及其展开机构的侧视图。

图27是根据本发明的一些实施例的处于展开形态下的尾部旋翼及其展开机构的侧视图。

图28是根据本发明的一些实施例的处于展开形态下的尾部旋翼及其展开机构的前视图。

图29是根据本发明的第二实施例的处于起飞形态下的飞行器的透视图。

图30是根据本发明的第二实施例的处于起飞形态下的飞行器的前视图。

图31是根据本发明的第二实施例的处于起飞形态下的飞行器的侧视图。

图32是根据本发明的第二实施例的处于起飞形态下的飞行器的俯视图。

图33是根据本发明的第二实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的透视图。

图34是根据本发明的第二实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的前视图。

图35是根据本发明的第二实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的侧视图。

图36是根据本发明的第二实施例的处于向前形态下的飞行器的俯视图。

图37是示出根据本发明的一些实施例的嵌套桨叶的侧视图。

图38是根据本发明的一些实施例的旋翼桨叶延伸的展开旋翼单元的侧视图。

图39是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行模式下的具有两个桨叶组的旋翼单元的侧视图。

图40是根据本发明的一些实施例的处于起飞模式下的具有两个桨叶组的旋翼单元的侧视图。

图41是根据本发明的一些实施例的电动马达的前视图。

图42是根据本发明的一些实施例的电动马达中的定向离合器的局部视图。

图43是根据本发明的一些实施例的电动马达中的定向离合器的局部视图。

图44是根据本发明的一些实施例的电动马达中的定向离合器的局部截面图。

图45是根据本发明的第三实施例的处于起飞形态下的飞行器的透视图。

图46是根据本发明的第三实施例的处于起飞形态下的飞行器的前视图。

图47是根据本发明的第三实施例的处于起飞形态下的飞行器的俯视图。

图48是根据本发明的第三实施例的处于起飞形态下的飞行器的侧视图。

图49是根据本发明的第四实施例的飞行器的透视图。

图50是根据本发明的第四实施例的处于起飞形态下的飞行器的前视图。

图51是根据本发明的第四实施例的处于起飞形态下的飞行器的俯视图。

图52是根据本发明的第四实施例的处于起飞形态下的飞行器的侧视图。

图53是根据本发明的第四实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的透视图。

图54是根据本发明的第四实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的俯视图。

图55是根据本发明的第四实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的前视图。

图56是根据本发明的第四实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的侧视图。

图57是根据本发明的一些实施例的处于起飞形态下的飞行器的透视图。

图58是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行形态下的飞行器的透视图。

图59是根据本发明的一些实施例的处于展开的向前飞行形态下的可收拢桨叶系统的视图。

图60是根据本发明的一些实施例的处于收拢形态下的可收拢桨叶系统的透视图。

图61是根据本发明的一些实施例的处于收拢形态下的可收拢桨叶系统的前视图。

图62是根据本发明的一些实施例的处于收拢形态下的可收拢桨叶系统的局部视图。

图63是根据本发明的一些实施例的处于收拢向前飞行形态下的可收拢桨叶系统的前局部视图。

图64是根据本发明的一些实施例的处于收拢形态下的可收拢桨叶系统的局部视图。

图64a是根据本发明的一些实施例的翼片座架的图示。

图65是根据本发明的一些实施例的处于收拢形态下的可收拢桨叶系统的局部视图。

图66是根据本发明的一些实施例的收拢的示例性桨叶的侧视图。

图67是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行形态下的铰接安装系统的侧视图。

图68是根据本发明的一些实施例的处于起飞形态下的铰接安装系统的侧视图。

图69是根据本发明的一些实施例的处于转变形态下的铰接安装系统的侧视图。

图70是根据本发明的一些实施例的处于转变形态下的铰接安装系统的俯视图。

图71是根据本发明的一些实施例的处于转变形态下的铰接安装系统的透视图。

图72是根据本发明的一些实施例的其桨叶展开的铰接安装系统的局部侧视图。

图73是根据本发明的一些实施例的铰接安装系统的后透视图。

图74是根据本发明的一些实施例的旋翼桨毂的下侧的局部视图。

图75是根据本发明的一些实施例的收拢用力学机构的局部侧剖视图。

图76是根据本发明的一些实施例的旋翼收拢用力学机构的底部透视图。

图77是根据本发明的一些实施例的螺旋桨桨叶位置的前视图。

图78是根据本发明的一些实施例的螺旋桨桨叶位置的侧视图。

图79是根据本发明的一些实施例的桨叶枢转系统的方面的侧局部视图。

图80是根据本发明的一些实施例的收拢螺旋桨桨叶的前视图。

图81是根据本发明的一些实施例的收拢螺旋桨桨叶的侧视图。

图82是根据本发明的一些实施例的收拢螺旋桨桨叶的前视图。

图83a-c是根据本发明的一些实施例的具有不同桨叶锥角的螺旋桨系统的视图。

图84a-f是根据本发明的一些实施例的桨叶撞击的图示。

图85是根据本发明的一些实施例的处于收拢形态下的旋翼展开机构的侧视图。

图86是根据本发明的一些实施例的处于展开形态下的旋翼展开机构的侧视图。

图87a-d示出根据本发明的一些实施例的从起飞转变到向前飞行的飞行器的视图。

具体实施方式

虽然一直期望垂直起飞和着陆(vtol)飞机，但是实现这些飞机的折中方案将它们的有效性和采用性限制于某些有利可图的市场(niches)。vtol所需的推力显著高于维持水平飞行所需的推力。在转变到向前飞行期间也可能需要垂直起飞推力。一旦进入向前飞行，飞机的机翼提供升力，代替在vtol期间和在转变期间由马达输送的功能。在起飞期间而不是在向前飞行期间所需的推力产生元件在向前飞行期间可以改变，使得它们传递较小的阻力到飞行系统上。

在一些方面中，飞行器可以使用由电动马达提供动力的装有桨叶的螺旋桨以便在起飞期间提供推力。螺旋桨/马达单元可以被称为旋翼组件。在一些方面中，飞行器的机翼可以旋转，且前边缘面向上，使得螺旋桨为起飞和着陆提供垂直推力。在一些方面中，机翼上的马达驱动的螺旋桨单元本身可以相对于固定机翼旋转，使得螺旋桨为起飞和着陆提供垂直推力。马达驱动的螺旋桨单元的旋转可以允许通过使螺旋桨和电动马达两者旋转来定向地改变推力，因此不需要对环绕旋转接头或通过旋转接头的扭矩驱动进行任何平衡(gimbaling)或其它方法。

在一些方面中，一些或所有安装在机翼上的马达驱动的旋翼在转变到水平飞行之后适于将旋翼桨叶向后折叠到收拢位置中，在收拢位置中，桨叶嵌套在相邻的机舱主体中的凹槽中。仅用一些提供向前推力的旋翼，嵌套桨叶可以导致飞行器的显著较小的阻力，同时也允许显著减小的功率使用。

在一些方面中，使用具有两个同轴螺旋桨的延伸机舱，使得在向前飞行期间使用一个螺旋桨，并且在垂直起飞和着陆期间使用另一个螺旋桨。vtol螺旋桨可以适于在向前飞行期间嵌套其桨叶。在一些方面中，延伸机舱可以停留在机翼的末端处，或在后v形尾部元件的端部处，并且适于旋转使得vtol螺旋桨在起飞和着陆期间提供垂直推力。在一些方面中，每一个同轴螺旋桨具有其自身的电动马达。在一些方面中，同轴螺旋桨由相同的电动马达驱动。在一些方面中，电动马达具有定向离合器，使得在马达沿第一方向旋转的同时一个螺旋桨被驱动，并且在马达沿第二方向旋转的同时另一个螺旋桨被驱动。

在一些方面中，附接到机翼的马达驱动的旋翼适于将马达和旋翼的质量放置在机翼的显著前面。在一些方面中，该向前位置允许旋翼旋转到垂直推力取向，垂直推力取向的空气流主要在机翼的前边缘的前面，减小在vtol操作期间由机翼产生的空气流冲击。在一些方面中，旋翼和马达的质量的该向前位置允许不寻常的机翼形态(诸如前掠翼)，这些不寻常机翼形态的可能的缺点在较高的重力机动飞行期间通过该质量布置部分地或完全减轻。

在一些方面中，飞行器的质量平衡可以通过质量(诸如电池质量)的移动而改变。在一些方面中，当单个相对于多乘客负载被支撑时，可以调节电池质量以保持平衡。在一些方面中，自动响应于飞行器内的传感器，可以调节质量平衡。在一些方面中，电池质量可以分布在两个或更多个电池组之间。电池组可以安装成使得响应于在飞行器的平衡中的改变，它们的位置在飞行期间改变。在一些方面中，飞行器的飞行控制系统可以感测在垂直起飞和着陆期间的差别推力要求，并且可以移动电池质量以便实现遍及旋翼组件的更多的平衡推力分布。在一些方面中，如果在转变或垂直起飞和着陆期间存在旋翼组件故障，则电池质量可以移动，再次平衡各种剩余的功能旋翼的推力要求。

在本发明的第一实施例中，如在图1-4中看到的，看到飞行器100处于第一向前飞行形态下，如仅在已经从垂直起飞形态转变之后将看到的。在另一向前飞行模式中，安装在机翼上的旋翼的桨叶将收缩并且嵌套，如下文所讨论的。飞机主体101支撑左翼102和右翼103。马达驱动的旋翼单元106包括可以收缩并且嵌套到机舱主体中的螺旋桨107。向后延伸的飞机主体101还附接到凸起的后稳定器104。后稳定器具有附接到其的后马达105。在一些方面中，后马达也可以具有前桨毂或桨毂盖，为了说明性目的，一些图省略了前桨毂或桨毂盖。

如在图3中的俯视图中所看到的，机翼102、103部分前掠。根据本发明的实施例的飞行器可以包括部分或完全前掠机翼，且顺翼展方向分布的质量位于前边缘的前面。在前掠机翼设计中常常看到的发散的气动弹性扭曲因机翼前面的悬臂式质量的存在而大大减小，所述悬臂式质量产生反向力矩。如在图2和图3中看到的，机翼旋翼组件106安装在机翼前边缘的前面，并且因此也在机翼的中性轴线的前面。

图5-7示出处于垂直起飞和着陆形态下的飞行器100，使得旋翼的推力被向上导引。机翼102、103已经相对于主体101环绕枢轴108旋转。在一些实施例中，机翼利用横穿过机身101的结构固定到彼此。如在图7中的侧视图中看到的，虽然机翼旋翼107由于机翼的旋转使它们的推力针对垂直起飞重定向，但是后旋翼105由于它们相对于后稳定器104的旋转而使它们的推力重定向。虽然在上文中被提及为枢轴，但是机翼附接到飞行器主体可能使用适于维持机翼和旋翼组件的质量的向前位置的连杆。

图21-28示出后旋翼的形态。后旋翼从收拢的向前飞行形态展开至展开的垂直起飞位置以及各种中间位置可以使用展开机构来实现，所述展开机构使旋翼相对于后稳定器旋转。图22示出后旋翼单元105的收拢的向前飞行形态。在一些实施例中，后机舱部分115可以刚性地安装到后稳定器。桨毂盖114和马达盖113为机舱的前部分提供空气动力表面。螺旋桨111延伸过桨毂盖114。在如图23中以及在图28中的局部前视图中看到的完全展开位置，马达110、马达盖113、桨毂盖114和螺旋桨111已经旋转至适于提供垂直推力的位置。在铰接接头的外侧上的电动马达/螺旋桨组合体允许将螺旋桨刚性安装到马达，甚至当螺旋桨相对于后机舱部分通过各种姿态移动时，刚性安装也被维持。利用这样的形态，来自马达的旋转功率不必被平衡或以其它方式传递遍及旋转接头。

图24-27示出马达和螺旋桨相对于后机舱以及相对于飞行器的后尾部结构的一系列位置。由于后旋翼单元的铰接部分开始其展开，所以在图25中能够看到的是，连杆首先将铰接部分向前展开，这与仅绕单个枢转点枢转截然相反。多杆连杆允许使用单个致动器用于该复杂布置。图26示出在后旋翼单元上升到后机舱的顶部上方并且实现如图27中所看到的完全展开时的后旋翼单元。利用多杆连杆，包括马达、螺旋桨和桨毂盖的铰接部分的运动在完全展开的位置处几乎水平。由于旋翼的推力方向在完全展开位置中是垂直的，所以为多杆杠杆的展开提供功率的致动器不必偏移或抵消旋翼的推力。

图9示出如在从起飞转变到向前飞行模式期间或从向前飞行模式转变到垂直起飞和着陆模式期间将看到的机翼和后旋翼的各种位置。在垂直起飞之后，旋翼从提供垂直推力的形态转变经过朝水平方向旋转的位置。随着飞行器的前进速度增加，机翼开始产生升力，使得不需要那么多的垂直推力来维持高度。利用足够的前进速度，升力由机翼维持，并且向前飞行所需的推力能够通过更少的旋翼提供。在一些方面中，机翼上升至垂直起飞形态，且使用适于随着机翼达到展开使机翼枢转向前滑动的连杆。这允许通过在vtol形态下将安装在机翼上的旋翼组件定位成更远实现在vtol与向前飞行模式之间重心位置的更有利的折中。

图10-13示出根据本发明的一些实施例的飞行器100的向前飞行形态。安装在机翼上的旋翼106的螺旋桨桨叶已经收拢并且嵌套在沿着机舱的凹槽内。由于向前飞行需要比垂直起飞显著更小的推力，所以许多单独的马达和旋翼在向前飞行期间可以被去激活。为了减小阻力，桨叶可以向后折叠到收拢位置中。为了进一步减小阻力，机舱可以具有凹槽，使得折叠的桨叶适于嵌套在凹槽内，在向前飞行期间产生非常低阻力机舱。后旋翼105可以用来在该向前飞行形态期间提供向前推力。

图14示出从完全展开形态收拢到完全收拢形态时的可收拢桨叶组的一组前视图。桨叶沿着机舱嵌套到凹槽中，使得可收拢桨叶组为简单的机舱提供有效的受潮面积。图15示出根据一些实施例的从完全展开形态收拢到收拢形态时的安装在机翼上的旋翼单元。注意的是，可以包括电动马达、桨叶组和桨毂盖的旋翼组件本身总体上可以展开，如例如在图38中看到的。在一些方面中，旋翼组件的展开利用连杆，诸如图38的连杆209，连杆将旋翼布置到垂直位置，但同时将旋翼向前推动并且远离机舱的剩余主体。推动远离机舱的剩余主体减小机翼中的来自相关联的旋翼的向下运动中的向下负载。

图16-20示出当安装在机翼上的旋翼106的桨叶107向下折到收拢位置中时的一系列位置。图16示出完全展开的螺旋桨桨叶107，如在垂直起飞和着陆中以及在转变到水平向前飞行期间将使用的。因此，随后的图示出向下折叠至收拢位置的桨叶107。如在图20中看到的，桨叶107装配在机舱中的凹槽116内，产生低阻力形态117。

在第一实施例的示例性形态下，飞行器具有8个旋翼并且重900kg。旋翼直径是1.3米，每个旋翼的推力是1100n。在海平面处马达的连续每分钟转数(rpm)是1570rpm，最大是1920rpm。翼幅是8.5米。电池质量是320kg，并且每个马达的质量是20公斤。巡航速度是320km/h。每个马达的连续盘旋轴功率是29kw。

在本发明的第二实施例中，如在图29-32中的垂直起飞形态下看到的，飞行器200使用前掠固定机翼202、203，具有不同类型的旋翼适于垂直起飞和着陆以及向前飞行两者。飞机主体201支撑左翼202和右翼203。机翼上的马达驱动的旋翼组件206、207包括可以收拢并且嵌套到机舱主体中的螺旋桨。向后延伸的飞机主体201还附接到凸起的后稳定器204。后稳定器具有附接到其的后旋翼组件205、208。看到飞行器200具有并排的两个乘客座椅以及在主体201下方的起落装置。虽然示出了两个乘客座椅，但是在本发明的不同的实施例中可以容纳其它数量的乘客。

如在图32中的俯视图中看到的，机翼202、203是前掠的。根据本发明的实施例的飞行器可以包括部分或完全前掠机翼，且顺翼展方向分布的质量位于前边缘的前面。在前掠机翼设计中常常看到的发散的气动弹性扭曲因机翼前面的悬臂式质量的存在而大大减小，所述悬臂式质量产生反向力矩。在图32的俯视图中还看到的是，安装在机翼上的马达驱动的旋翼单元随着它们的机舱并且从它们的机舱向前延伸，使得在垂直起飞模式下的空气流大致不受到机翼的干扰。类似地，安装在后稳定器上的马达驱动单元的螺旋桨随着它们的机舱并且从它们的机舱向前延伸，使得在垂直起飞模式下的空气流大致不受到后稳定器的干扰。在图38中可以看到可以用来使旋翼在垂直形态下延伸的连杆的图示。

前掠翼形态的另一个方面是，它允许将机翼202、203在它们可能已经被附接的位置稍微后方安装到主体201。向后附接允许连接机翼的翼梁横穿飞行器主体的内部到乘客座椅的后方。铰接旋翼处于vtol模式下的前掠翼的进一步的方面是垂直旋翼的前斜罩量，这通过加长这些旋翼关于重心的力矩臂来改进对于给定的机翼根位置的垂直和转变飞行中的纵向控制权。这在vtol模式期间在后安装旋翼之一发生故障的情况下是尤其有用的。另外，受到该形态的影响的更均匀的纵向旋翼分布减小维持水平垂直飞行所需的马达的最高扭矩，在万一单个或旋翼发生故障的最糟的情况下，允许马达大小减小。

在一些方面中，安装在机翼上的旋翼的一部分可以适于在向前飞行形态下使用，而其它安装在机翼上的旋翼可以适于在有规律的向前飞行期间完全地收拢。飞行器200可以在右翼203上具有四个旋翼并且在左翼202上具有四个旋翼。每个机翼上三个旋翼组件可以具有安装在机翼上的旋翼206，所述安装在机翼上的旋翼206对于垂直起飞和着陆适于向上翻到展开位置中，在转变到向前飞行期间朝收拢位置向后移动，然后在向前飞行期间将它们的桨叶收拢，并且嵌套。第四旋翼组件207可以包括用于向前飞行的第二组桨叶，如下文所讨论的。类似地，每个后稳定器204可以具有安装到其的两个旋翼单元，这两个旋翼单元都适于在垂直起飞和着陆以及转变模式期间使用，但是其中的一个旋翼单元适于在向前飞行期间作为低阻力机舱完全收拢。

多模式安装在机翼上的旋翼单元207适于使用第一组桨叶212用于向前飞行，并且使用第二组件桨叶213用于vtol和转变飞行模式。向前飞行桨叶212可以与vtol桨叶213共轴线，并且可以附接在相同的机舱的不同的端部处。在vtol桨叶被铰接到vtol飞行模式的垂直位置的情况下，在机舱内可能存在两个马达，每个桨叶组一个马达。类似地，多模式后安装旋翼单元210适于使用第一组桨叶211用于向前飞行，以及使用第二组桨叶214用于vtol和转变飞行模式。向前飞行桨叶211可以与vtol桨叶214共轴线，并且可以附接在相同的机舱的不同的端部处。在vtol桨叶被铰接到vtol飞行模式的垂直位置的情况下，在机舱内可能存在两个马达，每个桨叶组一个马达。

在一些方面中，用来为vtol和转变模式提供推力的所有桨叶在向前飞行期间收拢，并且在向前飞行期间不同的桨叶用来提供推力。在一些方面中，取决于vtol或向前飞行模式是否被使用，单个马达被用来为不同的桨叶组提供功率。在一些方面中，两个桨叶组被放置在同轴形态下，使得它们由例如单个机舱支撑。

图33-36示出处于向前飞行模式下的飞行器200，其中所有vtol桨叶已经收拢，并且嵌套在凹槽中，使得机舱呈现低阻力。在向前飞行模式下，看到所有vtol桨叶收拢的安装在机翼上的旋翼单元206、207。类似地，安装在后部的旋翼单元205、208也将它们自己的vtol桨叶收拢。多模式后旋翼组件205的向前飞行桨叶组211和多模式机翼旋翼组件207的向前飞行桨叶组212用来在向前飞行期间提供推力。

图39和图40示出在针对两个桨叶组共享单个马达的同轴结构中的马达和旋翼单元260，所述马达和旋翼单元260适于使用第一组桨叶261用于向前飞行模式以及使用第二组桨叶263用于vtol和转变模式。在该示例中，两个桨叶都由相同的电动马达提供动力。电动马达可以适于具有定向离合器，使得当马达沿第一方向旋转时，向前飞行桨叶261接合，并且vtol桨叶263空转。在向前飞行期间，vtol桨叶264可以收拢并且可以嵌套在凹槽264中。在vtol和转变模式期间，马达可以沿第二方向旋转，使得vtol桨叶264接合，并且向前飞行桨叶261脱离。在vtol模式下，马达和旋翼组件可以被铰接，使得旋翼和马达提供垂直推力，且整个马达和离合器单元以及两组桨叶都在定位机构的外侧，使得与桨叶推力相关的机械功率不需要横过万向接头。

图41-44示出具有定向离合器266、267的马达265，当马达沿第一方向旋转时，所述定向离合器266、267适于为第一组桨叶提供功率，并且当马达沿第二方向旋转时，所述定向离合器266、267适于为第二组桨叶提供功率。在一些方面中，vtol桨叶组和向前飞行桨叶组可以朝向不同的方向被定向，使得它们两者都沿相同的方向提供推力，但是当马达沿第一方向旋转时，一组被接合，并且当马达沿第二方向旋转时，第二组被接合。

在本发明的第三实施例中，如在图45-48中的垂直起飞形态下看到的，飞行器300使用前掠机翼302、303，具有不同类型的旋翼适于垂直起飞和着陆以及向前飞行两者。飞机主体301支撑左翼302和右翼303。机翼上的马达驱动的旋翼组件306、307包括可以收拢并且嵌套到机舱主体中的螺旋桨。向后延伸的飞机主体301还附接到凸起的后稳定器304。后稳定器具有附接到其的后旋翼组件305、308。飞行器300适于并排的两个乘客座椅以及在主体301下方的起落装置。

安装在机翼上的旋翼单元306、307在起飞和着陆模式期间适于提供垂直推力。内旋翼单元306适于使用如图38中所看到的连杆展开成vtol形态。内机翼旋翼单元306的桨叶当处于向前飞行形态下时适于收拢，且桨叶嵌套到机舱中的凹槽中。翼尖旋翼单元307适于相对于机翼旋转，使得机舱无论是在vtol或是在向前飞行形态下都维持其形状。使用vtol桨叶313用于vtol和转变模式，并且使用向前飞行桨叶312用于向前飞行，且vtol桨叶收拢并且被嵌套。维持其形状的机舱允许使用单个马达为桨叶组中的任一组提供功率。马达可以使用定向离合器，使得马达方向判定桨叶组中的哪一个被提供动力。

类似地，内尾部旋翼单元308的桨叶当处于向前飞行形态下时适于收拢，且桨叶嵌套到机舱中的凹槽中。后尖旋翼单元305适于相对于机翼旋转，使得机舱无论是在vtol或是在向前飞行形态下都维持其形状。使用vtol桨叶314用于vtol和转变模式，并且使用向前飞行桨叶311用于向前飞行，且vtol桨叶收拢并且被嵌套。

在第三实施例的示例性形态下，飞行器具有12个旋翼并且重900kg。旋翼直径是1.1米，且每个旋翼的推力是736n。在海平面处马达的连续每分钟转数(rpm)是1850rpm，最大是2270rpm。翼幅是8.9米。电池质量是320kg，并且每个马达的质量是9公斤。巡航速度是320km/h。每个马达的连续盘旋功率是19kw。

图49-52示出处于起飞形态下的飞行器400的第四实施例。看到旋翼组件展开到垂直起飞形态下的箱翼设计。

图53-56示出处于向前飞行形态下的飞行器400的第四实施例。如所看到的，旋翼组件旋转到向前飞行形态下。旋翼组件的桨叶中的一些已经收拢以减小向前飞行模式下的阻力。

在一些方面中，根据本发明的实施例的飞行器从地面起飞，且垂直推力来自已经展开到垂直形态下的旋翼组件。由于飞行器开始以获得高度，旋翼组件可以开始向前倾斜以便开始向前加速。由于飞行器获得向前速度，机翼上的空气流产生升力，使得旋翼对于使用垂直推力维持高度变得不必要。一旦飞行器已经达到足够的前进速度，在起飞期间用于提供垂直推力的一些或所有桨叶可以沿着它们的机舱收拢。支撑旋翼组件的机舱可以具有凹槽，使得桨叶可以嵌套到凹槽中，大大减小已脱离的旋翼组件的阻力。

图57示出处于垂直起飞和着陆形态下的飞行器1100，使得旋翼的推力被向上导引。已经使用铰接连杆使螺旋桨1107相对于机舱主体1106旋转。在该垂直的起飞和着陆形态下，飞行器1100能够利用六个螺旋桨在竖直方向上提供推力。螺旋桨1107适于使飞行器1100上升。在初始垂直起飞之后，飞行器转变到向前水平飞行。从垂直推力形态到离开垂直方向，转变到水平推力形态的转变通过螺旋桨的铰接得到促进。图59示出处于动力向前飞行形态下的马达驱动的旋翼单元。

随着飞行器1100转变到向前水平飞行形态，机翼1102、1103开始提供升力。一旦以水平姿势迅速行驶，与在起飞期间所需的垂直推力相比，需要显著较小的推力来推动飞行器1100向前。图58示出飞行器1100的向前飞行形态，其中螺旋桨107的桨叶108已经收拢到机舱主体1106上的凹槽1110中。在向前飞行期间桨叶收拢，可以获得低阻力外形。在一些方面中，一些主螺旋桨1107可以用于向前飞行。在一些方面中，所有主螺旋桨1107可是收拢，并且在向前飞行中可以使用交替的向前飞行螺旋桨1111。

在第一实施例的示例性形态下，飞行器具有6个旋翼并且重900kg。旋翼直径是2.1米，且在盘旋中每个旋翼的推力是1500n。在海平面处马达的连续每分钟转数(rpm)是1030rpm，最大是1500rpm。翼幅是7.5米。电池质量是360kg，并且每个马达的质量是9公斤。巡航速度是320km/h。在标准海平面状态下，每个马达的连续盘旋轴功率是25kw。

图59和图60分别示出马达驱动的旋翼单元1140的主螺旋桨1107的展开和收拢形态。在展开形态下，螺旋桨1107的螺旋桨桨叶108展开到近似垂直于马达驱动的旋翼单元1140的旋转轴线的位置。实际桨叶角可以作为马达rpm和其他因素的函数而改变，如下文所讨论的。桨毂盖1109展示马达驱动的旋翼单元1140的前表面。

在收拢形态下，桨叶1108停留在机舱主体1106中的凹槽1110内。如在图61中的前视图中所看到的，在收拢形态下，机舱的向前部分的外表面由螺旋桨1107的桨叶1108的表面构成。桨叶处于收拢形态下的机舱的外表面是五个桨叶的表面的组合体。桨叶和机舱可以一致地设计，使得机舱空气动力学要求和螺旋桨的空气动力学要求彼此配合到互补性设计中。凹槽1110可以适于为处于收拢形态下的桨叶1108提供非常适贴的配合。

图62和图63分别示出根据本发明的一些方面的为了帮助观察者形象化设计而移除了桨毂盖的马达驱动的旋翼单元的透视图和前视图。主桨毂1122被看作五个螺旋桨桨叶1108中的每一个的安装点。主桨毂1122为螺旋桨桨叶提供主支架，螺旋桨桨叶均可枢转地连接到主桨毂。主桨毂1122也为螺旋桨1107的桨叶1108提供驱动扭矩。如下文中进一步讨论的，主桨毂1122经旋转轴承或轴承组件联接到旋翼展开机构的外侧支架。

图64示出为了图示的清晰移除了更多部分的马达驱动的旋翼单元的透视图。螺旋桨桨叶1108单独被示出为局部桨叶1142，允许观察翼片座架1121。翼片座架1121结合在螺旋桨桨叶的内部分(在该视图中缺失)内。在一些方面中，螺旋桨桨叶由因此结合在一起的多个预形成件形成，且翼片座架附着在螺旋桨桨叶中。翼片座架1121可以是金属，并且构造成使得它适于允许使用例如铰链销1123安装到主桨毂1122。在一些实施例中，如在图64a中看到的，翼片座架1121可以是多个独立件。这些件在螺旋桨桨叶1108的装配期间可以被固定，使得成品部件适于使用铰链销安装到主桨毂1122。收拢用调整片1143可以附着到翼片座架1121以允许将桨叶移动到收拢形态下到凹槽中并且抵靠机舱主体。在一些方面中，螺旋桨桨叶1108可以由复合材料制成。可以用多件来装配螺旋桨桨叶1108，使得桨叶是由预制造的单独的件装配的中空壳体。展开弹簧1141允许螺旋桨的桨叶在不存在离心力的情况下实现展开形态。即使当旋翼不旋转，展开弹簧也允许螺旋桨桨叶完全展开。为了实现完全收拢，收拢机构在螺旋桨1107的螺旋桨桨叶1108上的收拢用调整片1143上推，直至桨叶装配在机舱主体的凹槽1110内为止。

图65示出为了图示的清晰移除了甚至更多部分的马达驱动的旋翼单元的另一透视图。看到主桨毂1122支撑翼片座架1121。翼片座架1121适于使用铰链销1123相对于主桨毂1122枢转。在一些凹槽中，仅为了视觉清晰的目的，看到局部桨叶1142，并且看到无桨叶的其它凹槽1110。为了说明性效果，已经移除了更多部分，旋翼展开机构、马达、和其它部件进入视野。

图66示出根据本发明的一些实施例的旋翼的部分的侧视图。看到在收拢位置中的螺旋桨桨叶1108。螺旋桨桨叶1108通过铰链销1123铰接到主桨毂1122。看到主桨毂安装在轴承组件125内。轴承组件1125安装到旋翼展开机构的外侧支架1124。在一些方面中，主桨毂1122安装到轴承组件1125的一个或多个内环，并且轴承组件1125的外环安装在旋翼展开机构的外侧支架1124内。

图67是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行形态下的可展开马达驱动的旋翼组件的旋翼展开机构的部分的侧视图。主安装点1127、1128是旋翼展开机构1143以及(通过扩展)马达驱动的旋翼单元到飞行器的结构附接点。驱动马达1126适于驱动旋翼主桨毂1122，并且通过扩展，驱动旋翼单元的螺旋桨。在该向前飞行形态下，旋翼推力矢量关于飞行器向前定向，并且是水平的。

图68示出处于展开垂直起飞形态下的旋翼展开机构1143。旋翼展开机构使旋翼旋转和移位。展开已经将旋翼桨毂向前推，并且远离主安装点1127、1128，以及相对于主安装点竖直向上推。在该垂直起飞形态下，旋翼轴线是垂直的。在一些方面中，在使用如本文所描述的旋翼展开机构的情况下，机舱可以被看作在旋翼展开期间被分解，使得机舱的后部分以与机翼呈固定位置关系停留。因此，旋翼展开可以能够沿着机翼或沿着后水平稳定器元件从机舱产生。旋翼展开机构可以安装在不是机翼或其它水平元件的端部的位置处。

外侧支架1124在支架附接点1134、1135处附接到展开连杆。支架臂1129、1130、1131经枢转点1132、1133连接。在使用多臂连杆的情况下，旋翼可以在展开和收拢两种形态下移动至优选位置。图69-72示出是在从垂直转变到水平推力期间或从水平到垂直推力期间看到的其连杆处于部分展开形态下的旋翼。

在铰接接头的外侧上的电动马达/螺旋桨组合体允许将螺旋桨刚性安装到马达，甚至当螺旋桨相对于后机舱部分通过各种姿态移动时，刚性安装也被维持。利用这样的形态，来自马达的旋转功率不必被平衡或以其它方式传递遍及旋转接头。

图73示出根据本发明的一些实施例的展开机构的展开驱动系统。在与主安装点1127、1128的安装点相邻的区域中，驱动单元1151可以在机翼内联接到飞行器。驱动螺钉1150可以被驱动，使得展开连杆从收拢形态被驱动至展开形态，并且从展开形态被驱动至收拢形态。

图74是根据本发明的一些实施例的安装到旋翼展开机构的外侧支架1124中的主旋翼桨毂1122的下侧的局部视图。收拢用杆1153适于抵靠收拢用调整片1143驱动收拢用杠杆1152。收拢用调整片1143因此将螺旋桨桨叶驱动到机舱主体上的嵌套位置中。展开弹簧1141适于将螺旋桨桨叶108从收拢位置展开至展开位置。图75是联接到多个收拢用杠杆1152的收拢用杆1153的局部侧剖视图。收拢用杆1153可以由线性致动器驱动以接合收拢用调整片1143以便将螺旋桨桨叶从它们的收拢嵌套形态展开。当完全展开时，螺旋桨桨叶将不停留在收拢用杠杆上。图76是收拢用杆1153及其联接到收拢用杠杆1152并且最终联接到螺旋桨桨叶1108的翼片座架1121的底部透视图。可以使用位置指示器来将螺旋桨相对于机舱中的凹槽排成一行。

在具有铰接电力推进系统和可完全收拢的桨叶使飞行器飞行的方法的一示例性实施例中，飞行器可以在地上。飞行器可以具有多个机翼和安装在尾部的马达驱动的旋翼单元。马达驱动的旋翼单元可以以收拢的螺旋桨桨叶开始，使得收拢的螺旋桨桨叶包括机舱的形成机舱的一部分的全部或大部分有效受潮面积。机舱可以具有适于接纳收拢桨叶的凹槽。

收拢的桨叶在收拢机构的帮助下可以被保持在收拢位置中。准备垂直起飞，收拢的桨叶可以展开到展开形态。桨叶可以利用展开弹簧，在释放收拢用杠杆之后，展开弹簧辅助桨叶的展开。收拢用杠杆可以适于使螺旋桨桨叶从展开形态枢转到收拢形态。

一旦螺旋桨桨叶处于展开位置，整个马达驱动的旋翼组件本身可以使用铰接旋翼展开机构从向前飞行位置展开至垂直起飞和着陆位置。展开机构适于将螺旋桨定位在机翼前面上方，或以其它方式除去(clearof)其它飞行器结构。一旦螺旋桨桨叶现在展开，并且马达驱动的旋翼单元现在铰接到垂直起飞形态下的情况下，飞行器能够开始垂直起飞。旋翼自旋向上并且飞行器从地面上升。

在起飞之后，通过将旋翼铰接到包括水平推力元件的位置，飞行器将开始从垂直推力取向转变到向前飞行。随着飞行器开始迅速向前移动，升力将通过机翼产生，因此需要较小的垂直推力形成旋翼。随着旋翼进一步朝向前飞行水平推力形态被铰接，飞行器获得更快的速度。

一旦飞行器在有规律的向前飞行中被接合，螺旋桨在使用中在起飞期间可以不再是必要的。对于向前飞行的推力要求可以显著小于在垂直起飞和着陆期间所需的推力要求。向前飞行可以仅通过用于起飞的螺旋桨的子集或通过与在起飞期间所使用的那些螺旋桨不同的螺旋桨来维持。未使用的螺旋桨可以将它们的螺旋桨桨叶收拢在支撑螺旋桨的机舱上的凹槽中。收拢螺旋桨桨叶可以形成机舱的部分的外表面。

在本发明的一些实施例中，如在图77和78中看到的，螺旋桨桨叶501可以附接到中心桨毂522，使得随着桨叶从向前展开位置朝收拢位置枢转，桨叶相对于其正常旋转方向512向相反方向旋转。使用在图77和图78中所示的多个视图来说明几何结构，这些视图示出相同的相对桨叶位置。在第一位置501a、502a中，桨叶相对于中心桨毂522向前锥形化。在如图78中所看到的这个最向前锥形化位置502a，桨叶也可旋转地在最向前位置501a，如在图77中看到的。随着桨叶相对于最向前位置501a略向后移动502b，桨叶也相对于中心桨毂成角度地减速至略减速位置501b。

随着桨叶相对于向前锥形化位置进一步向后移动通过更多位置502c、502d，桨叶同时向后移动通过一系列成角度减速位置501c、501d。

在该系统的优点当中，如果桨叶在飞行期间被一个物体(诸如，鸟)撞击，则系统以耦合方式作用以降低冲击力。由于该撞击从前面击打桨叶，所以桨叶被向后推。冲击物体的惯性(通过其惯性)沿与其不受干扰的螺旋运动方向相反的角方向在桨叶上施加力。通过对系统的联接，由于冲击使得桨叶相对于更向前的锥形化位置向后枢转，所以联接使得桨叶沿着其自旋方向减速，因而它大致沿冲击物体的运动方向移动，因此减轻桨叶上的冲击。不仅是应变减小，但是冲击震动加载也将减小。

作为在空气动力和通过桨叶产生的惯性力矩之间的平衡的结果，圆锥角被实现。通过使桨叶枢轴线相对于垂直于螺旋桨旋转轴线的平面倾斜，可以使得桨叶相对于旋转轴线减速，因为它相对于圆锥角被向后推。枢转组件523可以具有两个孔524、525。离桨叶501最近的第一孔524的轴线可以沿着相对于第二孔525的轴线的自旋轴被向前推。随着桨叶从向前锥化角被向后推，孔524、525沿着平行于螺旋桨及其中心桨毂522的旋转轴线的这种摇摆将允许桨叶的有角延迟。当桨叶枢轴线如上文所讨论的那样倾斜时，耦合系统允许压紧桨叶在冲击期间减速并且向后拍动，显著地减小桨叶、桨毂和支撑结构上的冲击载荷。

在一些实施例中，为了帮助实现也具有良好的品质因数的良好嵌套的一组收拢桨叶，桨叶501可以具有一些或显著的前掠。另外，枢转组件523可以以另外的角度倾斜以便使一组螺旋桨桨叶的嵌套西装配更佳。图24、图25和图26分别示出螺旋桨508的前视图、侧视图和透视图，且其桨叶501处于收拢形态下。收拢桨叶501的外表面形成几乎连续的表面。当通过配接凹槽收拢在机舱的外表面上时，非常低的阻力收拢系统能够被保持。

图84a-f示出被质量516撞击的旋转螺旋桨508的一系列冻结帧。这些视图以从相同时刻开始的前视图和侧视图示出当冲击作用于系统时的联接。在这些图中，螺旋桨沿顺时针方向515旋转，具有非常前掠螺旋桨桨叶。通过图84d的定时程序的稍后正时，能够看到压紧桨叶的旋转减速。另外，在侧视图中能够看到桨叶的向下偏转。通过图84e的定时程序，能够更清晰地看到压紧桨叶的旋转减速。另外，在侧视图中能够更清晰地看到桨叶的向下偏转。该序列示出该耦合系统的不同优点。

图83a-c示出根据本发明的一些实施例的马达驱动的旋翼组件的俯视图和侧视图。图83a示出其中螺旋桨稍微向后锥形化的马达驱动的旋翼组件。图83b示出其中螺旋桨桨叶大致垂直于旋转轴线的形态。图83c示出其中螺旋桨桨叶向前锥形化的形态。

如上所提及的，作为空气动力与在那个螺旋桨桨叶上关于其铰链轴的惯性力矩之间的平衡的结果，圆锥角被实现。图83c示出在正常飞行期间无论是向前飞行还是垂直起飞和着陆都可以看到的圆锥角。桨叶532相对于与螺旋桨的自旋轴线垂直的平面531以角度530向上锥形化。在螺旋桨桨叶的转速上存在增加，诸如在飞行期间或在起飞/着陆期间可能是期望的或需要的，在桨叶上最终增加的离心力将桨叶相对于初始向前圆锥角530压扁。最终位置可以是如图83b中所看到的。现在看到桨叶533与自旋轴的法线531在同一平面内，但是取决于飞行参数和情况，可以产生比初始向前圆锥角530更靠近法线的任何角度。

在一些实施例中，利用如上文所讨论的桨叶枢轴的倾斜，随着桨叶从更向前的圆锥角枢转至平面圆锥角，桨叶桨距将增加。这种桨距改变作为具有倾斜枢轴销系统的系统几何结构的函数产生。

使用电动马达作为马达驱动的旋翼组件的一部分，该系统将具有如下优点：可获得推力中的非常快速响应。电动马达能够非常迅速地输送相对于例如内燃机或飞机引擎的扭矩改变。对螺旋桨桨毂施加增加的扭矩将导致桨叶由于它们的惰性而产生初始滞后运动，并且这种滞后运动将导致桨叶的桨距的改变。因此，在马达加速的同时，桨叶的桨距增加。该系统使用快速响应电动马达并且也使用螺旋桨桨叶系统，允许先前在飞行系统中看不见的响应性，螺旋桨桨叶系统通过螺旋桨桨叶的滞后运动增加桨距角。

图85是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行形态下的可展开马达驱动的旋翼组件的旋翼展开机构的部分的侧视图。主安装点541、542是旋翼展开机构540以及(通过扩展)马达驱动的旋翼单元到飞行器的结构附接点。驱动马达543适于驱动旋翼主桨毂522，并且通过扩展，驱动旋翼单元的螺旋桨。在该向前飞行形态下，旋翼推力矢量关于飞行器向前定向，并且是水平的。

图86示出处于展开垂直起飞形态下的旋翼展开机构540。旋翼展开机构使旋翼旋转和移位。展开已经将旋翼桨毂522向前推，并且远离主安装点541、542，以及相对于主安装点竖直向上推。在该垂直起飞形态下，旋翼轴线是垂直的。在一些方面中，在使用如本文所描述的旋翼展开机构的情况下，机舱可以被看作在旋翼展开期间被分解，使得机舱的后部分以与机翼呈固定位置关系停留。因此，旋翼展开可以能够沿着机翼或沿着后水平稳定器元件从机舱产生。旋翼展开机构可以安装在不是机翼或其它水平元件的端部的位置处。

外侧支架544在支架附接点134、135处附接到展开连杆。支架臂经枢转点连接。在使用多臂连杆的情况下，螺旋桨可以在展开和收拢两种形态下移动至优选位置。

在铰接接头的外侧上的电动马达/螺旋桨组合体允许将螺旋桨刚性安装到马达，甚至当螺旋桨相对于后机舱部分通过各种姿态移动时，刚性安装也被维持。利用这样的形态，来自马达的旋转功率不必被平衡或以其它方式传递遍及旋转接头。在一些方面中，部署整个马达驱动的旋翼。

图87a-d示出根据本发明一些实施例的在起飞以及转变到向前飞行期间的飞行器600。在该说明性实施例中，飞行器600具有主体601、机翼602、603和尾部结构604。沿着机翼的中跨并且附接到尾部结构的马达驱动的旋翼组件605具有适于展开旋翼组件的铰接机构。这允许起飞和着陆的垂直推力，如在图87a中所看到的。翼尖旋翼组件606也适于枢转到垂直推力取向。

在起飞之后，旋翼组件605、606适于经旋翼组件的运动朝向前飞行形态转变，且推力从垂直取向朝水平取向移动，如在图87b中看到的。在转变到向前飞行时，如在图87c中所看到的，旋翼组件605、606已经完全转变到水平推力位置。

利用由支撑飞行器600的机翼602、603所提供的升力，需要较小的推力来保持飞行器水平飞行。为了省电以及减小阻力，翼展中点安装的和安装在后稳定器上的转子组件605的桨叶605可以使它们的桨叶抵靠机舱嵌套。在图87d中示出减小的阻力向前飞行形态。

根据本发明的一些实施例的嵌套的桨叶在阻力上提供非常大的减小。例如，在说明性情况下，在未使用的马达驱动的螺旋桨组件上的顺流桨叶将导致128n的阻力。桨叶的简单折叠导致105n的阻力。然而，利用嵌套的桨叶，阻力减小至10n。这非常有利地比得上具有7n的阻力的裸露机舱。

在一些方面中，翼展中点安装和安装在后稳定器上的转子组件605可枢转地附接到转子毂。这些转子组件的桨叶612可以是前掠的，并且使用如上文所描述的倾斜销机构附接。这些桨叶可以收拢到机舱中的凹槽中。安装在翼尖处的转子组件606可以具有是可变桨距桨叶的桨叶613。这些桨叶可以在向前飞行期间为飞行器提供功率。

安装在翼尖的桨叶613可以沿着机翼在内桨叶相对的方向上旋转。此外，安装在翼尖处的螺旋桨可以旋转，使得它反抗机翼的翼尖涡流。安装在翼尖处的转子将旋转，使得桨叶到达在机翼外部的下摆(downward)610、611。因此，左侧翼尖螺旋桨和右侧翼尖螺旋桨将沿不同的方向旋转。

如从上文的描述显然，宽范围的实施例可以根据本文给定的描述构造，并且本领域的技术人员将容易想起附加优点和修改。因此，本发明在其更广泛的方面不被限制于所示出和描述的特殊细节和说明性示例。因此，在不脱离申请人的一般发明的精神或范围的情况下，可以根据这样的细节做出偏离。