飞机的制作方法

本发明涉及一种根据权利要求1所述的垂直起降(vtol)飞机，特别是所述的具有电动推进单元的evtol飞机。

背景技术：

例如在us311720s、us3834654a和us9499266b1中公开了一些类似的飞机设计。

一般来说，当代的evtol飞机设计具有空气动力学效率低下的设计，因为它们包括了多个系统，以使飞机竖直地升降以及水平地移动。特别是，没有一种已知的设计可以被认为是自然稳定的飞机。已知设计的示例包括zeeaero/cora的飞机，参见us2018/105268a1；巴西航空工业公司的飞机；极光飞行科学的飞机；城市空中巴士和零点项目的飞机；自动飞行公司的飞机，参见us10081436b1。

所有已知的设计都无法实现乘客舒适地进入机身。所有已知的设计都导致了乘客进入飞机的不利方案。这主要是由于推进和升降系统的竖直位置较低。

在悬停/低速条件下(参照uber提升crm003)，大多数已知的设计在升降螺旋桨气流中的飞机部件的空气动力学阻滞(或安装损耗)较高，导致悬停和过渡飞行期间的高能量损耗。

大多数已知的设计都在彼此的后方具有升降螺旋桨。数量越多，每个螺旋桨的空气动力学损失就越大，这将导致(不必要地)高能量消耗，从而增加飞机的总重量或缩短航程。

大多数已知的设计在尺寸上都是不可扩展的，而且在有效载荷相对较小的情况下，其跨度已经大于10米。因此，扩展到更高的有效载荷和/或客运量将导致飞机的尺寸更大。然而，着陆点的尺寸是有限的，特别是在城市地区，并且随着尺寸的增大，重量将成比例增加。

大多数已知的配置具有许多小直径的升降螺旋桨，因此具有较高的盘式载荷，从而导致噪音水平增加。

已知的设计缺乏结构上一体化的飞机架构，导致高重量损失或具有低有效载荷空重比的飞机。

技术实现要素：

本发明的目的是提出一种新颖的垂直起降飞机设计，该垂直升降飞机设计克服了上述大部分，如果不是全部的缺点，从而实现了一种具有增加自然稳定性、提高空气动力学效率、降低重量、噪声水平和能量消耗以及更好的可扩展性的垂直起降飞机。

该目的通过具有所附权利要求1所定义的垂直起降飞机的特征来实现。在从属权利要求中定义这种飞机的有利的进一步发展。

根据本发明的一种垂直起降飞机包括：机身，可在空气动力学上进行优化，用于运输乘客和/或载荷；前翼或主翼，连接到所述机身上，最好连接到所述机身的顶部；尾翼，连接到所述机身上，所述尾翼在向前飞行的方向上位于所述前翼的后方；右连接梁和左连接梁，连接梁与所述前翼和所述尾翼在结构上相连接，连接梁与所述机身间隔布置；以及在每个所述连接梁上的至少两个推进单元，所述推进单元包括至少一个螺旋桨和至少一个驱动所述螺旋桨的驱动件，所述驱动件优选地为电动机，并且所述推进单元布置为相应的螺旋桨轴线在基本竖直的方向上。更具体地说，所述推进单元还可以设计成管道式风扇、喷气机、涡轮风扇、涡轮喷气机或类似的装置。

在本发明中，“竖直”或“竖直方向”指的是基本上沿所述飞机的竖直轴或偏航轴的方向。

所述右连接梁和左连接梁，除了机械地连接所述前翼和尾翼，从而减少由于升力而产生的扭转力矩外，还用于容纳至少两个(竖直布置的)推进单元(升降单元)。

提出的飞机的主要设计要素是：(空气动力学优化的)机身；前翼(主)；尾翼；右连接梁和左连接梁，与所述前翼和所述尾翼在结构上相连接；以及在每个所述连接梁上的至少两个推进单元，在(基本上)竖直的方向。“基本上竖直”是指，能够允许与所述竖直方向的小角度偏差不超过10°，最好不超过5°。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，至少两个、优选地三个所述推进单元在向前飞行的方向上依次布置，优选地处在不同的高度上，其中优选地靠近所述飞机后部的推进单元在所述飞机的基本沿竖直轴或偏航轴的方向，即沿所述竖直方向，位于更高的位置。为了实现这一点，所述连接梁可以在所述竖直方向上从所述飞机的前部向所述飞机的后部上升或向上倾斜。

优选地，在每个连接梁上分别布置有第三推进单元，相应地，所述第三推进单元位于所述前翼和所述尾翼之间。这可以产生额外的举升推力，同时避免对任何位于下方的飞机部件的卡死。一般来说，本发明不限于任何特定数量的推进单元。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述连接梁在向前飞行的方向上延伸到所述前翼之外，并且每侧的所述推进单元中的至少一个在向前飞行的方向上位于所述前翼前方的相应的连接梁上；和/或所述连接梁在向后方向上延伸到所述尾翼之外，并且每侧的所述推进单元中的至少一个位于所述尾翼后方的相应的连接梁上。因此，可以将至少两个推进单元(对于每个连接梁)以使气流在悬停或竖直飞行方向上尽可能少地受到干扰的方式定位。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述前翼从所述机身的顶部相对于向前方飞行方向正交地(侧向)延伸，优选地，在远离所述机身的方向上向上倾斜。这被证明对于实现稳定的飞行是有利的。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，当沿所述飞机的竖直轴或偏航轴的方向观察，所述前翼的端部区域具有与向前方飞行的方向相反的倾斜(后掠)。通过尾翼中间升降推进单元以减少空气动力学干扰，这被证明是有利的。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述尾翼设计成箱形翼，包括上尾翼和下尾翼。这些尾翼在沿飞机的竖直轴或偏航轴的方向上相互间隔布置，并通过至少一个外部竖直稳定器在结构上连接，所述至少一个外部竖直稳定器分别位于所述上尾翼和所述下尾翼的相应的端部。所述上尾翼主要作为升降翼，因此可产生升力，以承载飞机的一部分重量，而所述下尾翼则作为水平稳定器，以平衡所述飞机在其重心周围的俯仰力矩，因此优选地在气流方向(气流方向一般与所述向前飞行的方向相反)上位于重心后方相对较远的位置。

如上文所详述的那样，这样的箱形翼对于本领域技术人员来说是两个机翼的设计，两个机翼在竖直方向相互间隔设置，但在每个机翼的端部通过竖直稳定器相互连接。这提供了结构刚度以及空气动力学的好处。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述下尾翼在向前飞行的方向上机械地并且优选地直接连接到所述机身的后部，且所述上尾翼通过至少一个、优选地两个内部竖直稳定器连接到所述机身的后部。这样可以提高稳定性。所述上尾翼还可以直接与所述机身连接，而所述下尾翼例如通过竖直延伸的稳定器等与所述机身连接。此外，本领域技术人员已知的连接上下尾翼的其他方式也不排除在本发明之外。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，外部竖直稳定器从所述机身向外倾斜，其中所述上尾翼比所述下尾翼更远离所述机身延伸。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述下尾翼，即所述水平稳定器，设计为在向前飞行时产生最小的阻力，同时基本上不产生升力或产生最小的升力。根据本发明的飞机的另一个实施例，可以实现这一点，其中，所述下尾翼的横截面基本上是对称的，相对于向前飞行方向所述下尾翼的翼型倾角小于所述前翼和所述上尾翼的翼型倾角。如技术人员已知的那样，翼型是指机翼、叶片(螺旋桨、旋翼或涡轮的叶片)或帆(从截面上观察)的横截面形状。

由于该特定特征，在阵风或飞行演习的情况下，导致所述飞机的机头朝下运动，机翼(前部和后部)的攻角减小，从而导致升力减小。然而，由于所述水平稳定器的翼型具有较小的翼型倾角(且基本上是对称的形状)，因此产生了向下的力(负升力)，从而在重心周围产生稳定的(朝上)力矩。

反之亦然，如果飞机发生机头向上运动，机翼(前部和后部)的攻角增大，从而产生更大的升力(包括攻角过高时可能产生的失速效应)。然而，由于所述水平稳定器的翼型具有较小的翼型倾角(即具有较小的几何攻角，导致失速敏感度也较小)，且形状基本对称，因此产生了正升力。总的来说，重心后部的尾翼(上尾翼和下尾翼)的升力将产生一个大于所述前翼的力矩，导致机头向下运动，使飞机稳定。这也是本发明的一部分，即所述水平稳定器的升力/降力可以主动控制，例如，通过后缘襟翼。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，除了所述竖直定向的推进单元，优选地在所述尾翼的前缘，特别是在所述下尾翼的前缘，至少有一个基本上水平定向的推进单元，所述基本上水平定向的推进单元在向前飞行的方向上布置在所述机身后部。这样可以有助于实现更有效的向前飞行。优选的是，两个水平定向的推进单元分别设置在所述机身的右侧和左侧。为了减少围绕滚动轴线的动量，优选地，它们在相对于ff轴和偏航轴的平面上逆向旋转并对称。

由于至少一个所述基本上水平定向的推进单元可以位于所述尾翼的前缘，特别是所述下尾翼的前缘，这一特别特征可能导致由于相应的所述螺旋桨的存在而使强制气流进入所述(下)尾翼。如果攻角过高/过低，这将减少或避免对稳定翼(特别是所述下尾翼)的失速效应。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，至少一个所述基本上水平定向的推进单元的螺旋桨的直径的尺寸小于所述竖直定向的推进单元的螺旋桨的直径，优选地，大约为所述竖直定向的推进单元的螺旋桨的直径的20％-80％，最优选地，大约为所述竖直定向的推进单元的螺旋桨的直径的40％-60％。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，至少一个所述基本上水平定向的推进单元的螺旋桨具有一定数量的转子叶片，多个转子叶片不同于，特别是大于所述竖直定向的推进单元的螺旋桨的转子叶片的数量。优选地，所述竖直定向的推进单元具有相同数量的转子叶片的螺旋桨，特别是三个转子叶片的螺旋桨。然而，如果希望改善噪声足迹和声音特性，转子叶片的数量当然也可以变化。另一方面，对于所述基本上水平定向的推进单元，转子叶片的数量可以优选为六个。

然而，在本发明的一些实施例中，有利的是，所述竖直和/或水平定向的推进单元的转子叶片的数量不同。不同数量的转子叶片可以以有利的方式改善噪声足迹和声音特性。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述连接梁基本上平行于向前飞行的方向延伸，这已被证明是有利的。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述连接梁之间的距离在向前飞行的方向上，至少在朝向所述飞机后部的方向上减少。因此，来自至少两个推进单元的气流，由于当沿着飞机的滚动轴线观察时，它们没有(至少不完全)重叠，至少两个推进单元在每个所述连接梁上尽量少接触地相继布置。这反过来又会导致各自的尾翼推进单元的效率更高。如果所述尾翼推进单元相对于竖直轴线(z)布置得比所述前翼推进单元高，则可以进一步提高这种效果。为此，所述连接梁可在所述流动方向上向上倾斜。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，在向前飞行的方向上或与之相反的方向上，所述竖直定向的推进单元的螺旋桨轴线与所述前翼和所述尾翼中的任何一个之间的距离至少对应于相应的螺旋桨的半径。以这种方式，所述机翼不位于源于所述螺旋桨的向下气流内。更具体地说，最重要的(或最前部的)推进单元的旋转轴线至少布置在比所述推进单元的螺旋桨的半径更远的所述前翼的前方。同样地，最后部的推进单元布置为至少比所述推进单元的螺旋桨的半径更远的所述尾翼的后方。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述飞机的重心cog相对于向前飞行的方向位于所述前翼和所述尾翼之间。优选地，所述飞机的升力中心相对于向前飞行的方向位于所述重心的后方。例如，如果所述前翼的组合升力中心和所述后翼或所述尾翼分别移至所述飞机重心的后方，则可以实现这一点。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，为了进一步增强减少螺旋桨下冲到所述机翼上的优点，所述前翼通常(除了其端部之外)具有前掠，当沿所述飞机的竖直轴或偏航轴(z轴)的方向观察时，该前掠在向前飞行的方向上倾斜。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述竖直定向的螺旋桨的转子直径最好大于飞机总尺寸的10％，小于所述飞机总尺寸的35％，且尽可能大，其中d是在沿所述飞机的偏航轴观察时，围绕所述飞机的假想圆的直径。这在城市地区是非常有利的，因为它可以对整个飞机的占据空间设定一个上限。在根据本发明的飞机的另一个实施例中，所述螺旋桨的直径可以变化是有利的。例如，中间螺旋桨的直径可以比最前部和最后部的螺旋桨的直径小。此外，所有螺旋桨的直径不同也可以是有利的。在这两种情况下，都能以有益的方式改善噪音足迹和声音特性。

在根据本发明的飞机的另一个实施例中，在至少有三个竖直定向的推进单元的情况下，两个最前部的(或最重要的)和两个最后部的螺旋桨的直径分别大于中间螺旋桨的直径。由于所述机翼可以分开移动，所述连接梁可以以较大的自由度向前部和后部延伸。

这样，提出的飞机设计有助于解决上述问题，因为它能够

-减少竖直布置的升降螺旋桨的数量，这些螺旋桨依次间隔设置。

-利用串联机翼构造(前翼和尾翼)，其中包括用于安装竖直布置的升降螺旋桨的结构装置(连接梁)，其定位方式是使所述螺旋桨在悬停或过渡飞行期间的下冲不会被任何主要部件(如机翼)阻挡。

-利用位于所述飞机尾部的箱形翼的概念，以包括串联机翼的一个部分和水平稳定面，以便在向前飞行期间设计航空机械稳定的飞机，并减少飞机操作时发生的任何干扰。这样，可以进一步提供一个水平稳定器，该水平稳定器结合可选的另外的推进系统，用于更有效的向前飞行。

附图说明

现在将结合优选的实施例并结合附图描述本发明的其它特征和优点。

图1示出了根据本发明的飞机的透视图；

图2示出了图1中的飞机的侧视图；

图3示出了图2的飞机和在机头朝下构造时作用于该飞机上的力；

图4示出了图2的飞机和在机头朝上构造时作用于该飞机上的力；

图5示出了图1的飞机的主视图；

图6示出了图1的飞机的平面图；

图7示出了图1的飞机的另一个透视图；和

图8示出了图1的飞机的具有叠加的图形注释的平面图。

具体实施方式

在描述中，飞机的几何形状相对于相互正交的飞机的滚动轴线(纵轴、x轴)、俯仰轴线(y轴或横轴)和竖直轴线(z轴或偏航轴)进行描述。“前”表示(正常)飞行时的前进方向，“后”与之相反。“右”和“左”是指正常飞行时向前看的方向。“向上”是指z值不断增加的方向，“向下”是指相反的方向。“水平”是指由所述滚动轴线构成或平行于所述滚动轴线的平面。“流动方向”描述的是沿飞机的气流方向，一般是沿所述滚动轴线，但根据飞机的姿态可能会有一定的差异，参见图2至图4。这些定义仅仅是为了确定方向，并不以任何方式限制本发明的范围。

图1示出了根据本发明的一种飞机的总体设计图。该飞机用附图标记1表示。它包括一个用于载客和/或载物的机身2，该机身2连接到前翼3和尾翼4。尾翼4包括上尾翼4a和下尾翼4b，它们形成一个箱形翼。前翼3的端部3a和上尾翼4a的端部通过连接梁连接。在图中，附图标记5a表示右连接梁，而附图标记5b表示左连接梁。在连接梁5a、5b上位于飞机1的两侧各有三个推进单元，这些推进单元用附图标记6表示。这些推进单元6也被称为竖直定向的(或升降)推进单元，并且推进单元包括与三叶片螺旋桨6b连接的电动机6a以用于驱动三叶片螺旋桨6b。各自的螺旋桨轴线(未示出)沿z方向(正向)定位。连接梁5a、5b通常平行于飞机1的滚动轴线ra延伸。最靠近尾部的推进单元6位于更靠近机身的位置，因此，连接梁5a、5b为弧形的或弯曲的，以便在结构上支撑推进单元6。这样，连接梁5a、5b之间的距离朝向机身2的后部的方向减小。这样，最后方的螺旋桨6b在流动方向上不直接位于其他螺旋桨的后方，所述流动方向与图1中表示的向前飞行的方向ff相反。

机身2上安装有起落架7。前翼3的端部3a向后倾斜，而前翼3的其余部分则在向前飞行的方向ff上前掠。前翼3直接连接到机身2的顶部，并且向上倾斜，即沿正z方向倾斜，如图1所示(参见图5)。

下尾翼4b也直接连接到机身2，而上尾翼4a通过两个竖直稳定器8a连接到机身2。在上尾翼4a和下尾翼4b的端部，通过另一个竖直稳定器8b相互连接。所述另一个竖直稳定器8b从下尾翼4b到上尾翼4a相对于机身2向外倾斜，即，上尾翼4a比下尾翼4b长。

上尾翼4a在正z方向上位于比前翼3高的位置(参照图5)。这样，没有螺旋桨6b在所述流动方向上直接位于另一螺旋桨6b的后面。

两个水平定向的推进单元9位于下尾翼4b在所述向前飞行的方向ff上的前缘上，一个在机身2的右侧，一个在机身2的左侧。当竖直定向的推进单元6的螺旋桨轴线基本上以正z方向定位时，水平定向的推进单元9的螺旋桨轴线基本上平行于所述滚动轴线ra定位。从图1中可以得到，竖直定向的推进单元6的螺旋桨6b具有三个螺旋桨叶片，而水平定向的推进单元9的螺旋桨9b具有六个螺旋桨叶片。显然，本发明并不限于任何特定数量的螺旋桨叶片，无论是竖直定向的推进单元6还是水平定向的推进单元9的螺旋桨叶片。附图标记9a表示用于驱动水平定向的推进单元9的相应的螺旋桨9b的电动机，相应的螺旋桨轴线(未示出)沿着所述滚动轴线ra定位。水平定向的推进单元9的螺旋桨9b的直径d的尺寸小于竖直定向的推进单元6的螺旋桨6b的直径d'，优选地，竖直定向的推进单元6的螺旋桨6b具有直径d'的约80％。

前翼3和上尾翼4a具有设计为当飞机1沿向前飞行的方向ff飞行时可产生很大的升力的翼型，而下尾翼4b具有基本上对称的横截面，因此，当飞机1沿向前飞行的方向ff飞行时下尾翼4b基本上不产生任何升力。如图2所示，其中附图标记l1、l2和l3分别表示由前翼3、上尾翼4a和下尾翼4b产生的升力。附图标记w表示作用在飞机的重心cog上的重力(飞机重量)，而组合升力l1+l2+l3作用在表示为lc的升力中心上。附图标记x1、x2和x3分别表示前翼3、上尾翼4a和下尾翼4b与飞机重心cog的距离。从图2中可以得出，飞机的升力中心lc相对于向前飞行的方向ff而言位于飞机重心cog的后方。附图标记m表示飞机重心cog周围的力矩或扭矩(俯仰动量)。

如前所述，cog(重心)位于前翼3和后翼4之间(相对于所述向前飞行的方向ff)。而且，lc(升力中心)位于cog的后部(相对于所述向前飞行的方向ff)。如果将前翼3和后翼4的组合升力中心分别移动至飞机的重心cog的后方，则可以实现这一点。为了结合减少螺旋桨下冲到机翼上的优势，前翼3具有前掠。

注：在以下计算/公式中，假设推进单元在巡航飞行期间对飞机升力的贡献不大。

所有三个机翼3、4a、4b，分别具有不同的升力幅度，承载飞机的重量w＝l1+l2+l3。飞机的稳定性由在cog周围的俯仰动量m的方向和大小决定。

在正常飞行姿态下，如图2所示，飞机的稳定性定义为：

m向前飞行＝l1*x1-l2*x2-l3*x3，其中，作为水平稳定器的下尾翼4b基本上设计为在向前飞行时产生最小的阻力，因此基本上不产生升力或升力最小，参见图2。因此，在理想的向前飞行期间，公式的第三项基本为零，即，导致飞机平衡。

m向前飞行＝l1*x1-l2*x2-l3*x3＜0

→m向前飞行＝l1*x1-l2*x2-0

→l1*x1≈l2*x2

在如图3所示在阵风或飞行演习的情况下，导致飞机1的机头向下运动，机翼，即前翼3和上尾翼4a的攻角减小，导致升力l1，l2，l3减小。然而，由于水平稳定器(下尾翼4b)的翼型具有较小的翼型倾角(且形状基本对称)，因此，它产生一个向下的力(负升力)，在cog周围产生一个稳定的(机头向上的)力矩(约)：

m向下＝l1*x1-l2*x2-l3*x3

→m向下≈0-0-(-l3)*x3

→m向下＝0-0+l3*x3，为正向的。

如图4所示，如果飞机1经历了机头向上的运动，则会发生相反的情况。机翼的攻角增大，导致升力l1、l2、l3增加(包括若攻角过高可能产生的失速效应)。然而，由于水平稳定器(下尾翼4b)的翼型具有较小的翼型倾角(也导致失速敏感度较小)，因此会产生正升力。总的来说，cog后部的机翼，即上尾翼4a和下尾翼4b的升力将产生比前翼3的力矩大的力矩，导致机头向下运动，使飞机1再次稳定。

m向上＝l1*x1-l2*x2-l3*x3

→l2*x2+l3*x3＝l1*x1，为负向的。

此外，如前所述，水平定向的螺旋桨9b或转子(相应的推进单元9的转子)安装在水平稳定面(下尾翼4b)上，能够使下尾翼4b周围的气流稳定，由于螺旋桨9b的存在而导致强制气流。这将减少或避免在攻角过高/过低的情况下在稳定翼(下尾翼4b)上产生失速效应。

图5示出了飞机1的正视图。请参考图1的说明，以获取详细信息和附图标记的定义。图5示出了前翼3从其与机身2的接触(连接)区域朝向其外端部3a朝着向上(正z)方向倾斜。然而，从图5中可以进一步得到，在其端部3a的附近，前翼3可能会趋于平坦，以便与(上)尾翼4a平行。两侧的螺旋桨6b位于不同的高度(从前到后的z值较大)，以减少干扰。侧面的连接梁5a、5b之间的距离朝向飞机1的后方减小。竖直稳定器8a、8b相对于机身2向外倾斜，它们的下端(连接到下尾翼4b)比它们的上端(连接到上尾翼4a)更靠近机身2。竖直稳定器8a、8b在飞机1的相应侧面上基本上相互平行。上尾翼4a和下尾翼4b基本上是直的，其中上尾翼4a比下尾翼4b长。后者直接连接到机身2上，而前者通过竖直稳定器8a、8b间接连接到机身2上。螺旋桨9b分别布置在机身2的两侧，因此沿滚动轴线ra没有几何重叠。

图6示出了飞机1的平面图。请参考图1的说明，以获取详细信息和附图标记的定义。图6很好地说明了这样一个事实，即前翼3除了其端部3a外具有向后倾斜的前掠形，即朝向飞机1的后部。上尾翼4a和下尾翼4b，分别具有直的构造-至少在它们各自的前缘的区域内。如图所示，它们各自的后边缘可以是弧形的。与上尾翼4a相比，下尾翼4b可更远地向飞机1的后部延伸。

如仅针对飞机的右侧所示，前翼3可具有带有圆形轮廓的凹槽3b，该轮廓对应于相邻螺旋桨6b'扫过的区域的外轮廓。由于前翼3不阻挡由螺旋桨6b'产生的任何向下的气流，因此，这一特征可以进一步减少干扰并增加升力。这样，在向前飞行的方向上，所述螺旋桨6b'的螺旋桨轴线与前翼3之间的距离至少对应于相应的螺旋桨6b'的半径。这至少对于最前部的螺旋桨6b也是如此。还应该注意的是，由于所提出的飞机设计，特别是所提出的连接梁5的构造，实际上飞机结构的任何部分都没有位于螺旋桨6b的下方，从而最大限度地减少了阻挡效应。连接梁5a、5b可以具有空气动力学形状或外轮廓，以进一步减少阻挡效应。

图7是从后方观察到的飞机1的另一个透视图。请参考图1的说明，以获取详细信息和附图标记的定义。特别是，图7公开了朝向飞机1的后部的起落架7的进一步细节，并示出了下尾翼4b附加的翅片结构10。

图8示出了竖直定向的螺旋桨6b的转子直径约为飞机1的总尺寸d的25％，其中d是在沿其偏航轴观察时，围绕在飞机1周围的假想圆的直径。通常，螺旋桨6b应尽可能大，而不干扰飞机结构的其他部分，特别是在阻挡方面，不影响飞机结构的其他部分。

虽然在附图中未示出，但在至少三个竖直定向的推进单元6的情况下，最前面的两个螺旋桨和最后面的两个螺旋桨6b的直径可以大于中间螺旋桨6b'的直径。

一般来说，可以选择升降螺旋桨6b的旋转方向，以使得前螺旋桨6b(例如图8中最左边)从“外侧向内侧”运行，因为第一排螺旋桨6b对于产生升力是最有效的(由于没有干扰)。此外，其中产生升力的象限位于外侧，即远离重心cog，因此需要较少的力来进行位置控制。