将升力产生装置用于制动飞行器是已知的。这样的装置在申请人之前 的专利EP0918686B和US6527229中有描述，这里通过参考引入这些内容。 这样的升力产生装置提供了一种与传统推进器不同的推进力方式等等，并 提高了效率。
欧洲专利EP0918686B描述了既可以在水中(水翼)又可以在空气中 (机翼)使用的升力元件。公开了一种机翼式的元件，顺翼展方向分布的 转子被覆盖在该元件下。转子接近翼的前缘而设置，并限定了一个流体进 入区。当转子绕驱动轴旋转时，流体被吸入，并被推动穿过水翼或机翼， 于是产生了升力。
本发明的目的是提供一种推力方向能发生改变的改进的升力产生装 置。由于这项改进既可以提供垂直起飞的推力，又可以提供向前推进力， 因此本发明发现在垂直起落(VTOL)飞行器或短时间起落(STOL)的飞 行器中的特殊应用。

根据本发明，提供了一种飞行器，包括：机身，机身每一侧相对设置 的机翼，每个机翼设置至少一个具有旋转轴的切向流旋翼，每个机翼的至 少一个尾部形成机翼后沿，所述尾部可以绕着旋翼轴相对于机身移动，以 便在所述飞行器使用时，提供可变的推力引导，从而在使用时，尾部的动 作能控制飞行器的飞行。
优选通过旋转机翼外壳来引导尾部的移动，从而升力部分增加而推力 部分减少。这使得飞行器既能垂直起飞又能向前飞行，并且便于垂直着陆。
优选尾部包括曲面，该曲面覆盖旋翼的部分表面。该曲面或外壳的曲 率半径基本上与旋翼的曲率半径相同。尾部的曲面可以相对于旋翼曲面有 偏移。
优选尾部包括外延的护罩，所述护罩包括曲面或外壳，其覆盖了旋翼 部分表面。
优选这个护罩形成了尾部曲面的延伸面，以连接覆盖旋翼的部分表 面。优选护罩和尾部曲面形成一个通常在旋翼内的涡流室。
一个优选实施方式中，护罩被固定在尾部。优选该尾部和护罩相对于 机身、绕着旋翼轴或绕着每个旋翼轴可移动。
在另一个特别优选的实施方式中，护罩被连接到机翼上的一个固定 点，并适于在尾部的一部分上滑动，因而当所述尾部绕着旋翼轴或绕着每 个旋翼轴移动时，被护罩曲面或外壳覆盖、或者被尾部曲面或外壳覆盖的 旋翼部分表面发生变化。
当所述尾部绕着旋翼轴或绕着每个旋翼轴移动时，护罩曲面或外壳的 曲率半径发生变化。沿着护罩的长度方向，护罩的曲面或外壳的曲率半径 可以是不同。
优选机翼的前缘具有空气输入管道的形式，使得空气经过所述旋翼。 优选这个通道是尺寸可变的，以控制空气经过的量，从而控制飞行器的“翻 滚”。
优选在机身的后部或后部附近设有垂直轴风机，以控制飞行器的“斜 度”。
下面参考附图描述本发明的实施方式。

图1是根据本发明一个方面的一种飞行器的透视图；
图2A-2C是尾部和护罩的第一个实施方式的剖面图；和
图3A-3C是带有空气管道尾部和护罩的第二个实施方式的剖面图。

如图1所示，显示了飞行器1。飞行器1有机身2，机身2的每一侧 具有相对的翅或机翼3、4。每个机翼3、4上设置一个具有旋转轴“X”的切 向流旋翼5。切向流旋翼位于旋翼腔内。
机翼3有一个尾部3A，尾部形成了机翼后沿。尾部3A可以绕着旋翼 轴“X”相对于机身2移动。相似的，机翼4有一个尾部4A，其形成了机翼 后沿。尾部3A、4A是可以绕着旋翼轴“X”相对于机身1移动的，因此在 飞行器使用时，提供可变的推力引导，以产生飞行器升力和向前的动作， 下面将详细描述。
在飞行器1使用时，利用每个尾部的动作和其他设备来控制飞行器的 飞行，特别是使飞行器向前飞行以及垂直降落。
除提供升力外，尾部的动作能被用于控制飞行器的“翻滚”。
垂直轴风机6设在机身2上，以调节飞行器的“斜度”。还可有设置后 尾翼8A、8B和方向舵9。从这个角度来说，本发明第二方面还提供了一 种飞行器，包括：机身，机身每一侧设置有相对的机翼，每个机翼具有至 少一个具有旋转轴的切向流旋翼，每个机翼的至少一个尾部形成机翼后 沿，所述尾部可绕着(每个)旋翼轴相对于机身移动，以便在使用所述飞 行器时，提供可变的推力引导，从而在使用时，(每个)尾部的动作能控 制飞行器的飞行，并且垂直轴风机位于机身的后部，适于控制飞行器的斜 度。
设有电机或发动机7以旋转每一个流旋翼5。或者是，建立一个磁场 区，于是当电流通过旋翼时，旋翼旋转。或者是，通过电感耦合建立电场 或磁场。其他的驱动体系包括涡轮螺桨发动机、喷气发动机或传统的活塞 发动机。
图2A-2C显示了第一个实施方式的尾部的各种不同位置的剖面图。 在图2A-2C中，尾部10(在图1中显示为尾部3A或4A)包括曲面或外 壳11，其覆盖了顺时针旋转的切向流旋翼5的部分表面，而切向流旋翼产 生越过尾部10上部的气流，以传送相反方向的飞行推力。曲面或外壳的 曲率半径可以基本上等于旋翼5的曲率半径。
尾部10包括从尾部延伸的护罩12。护罩12包括覆盖了旋翼的部分 表面的曲面或外壳。护罩12固定在尾部上，并形成了尾部曲面或外壳11 的外延，以共同覆盖旋翼的一部分表面，并且其曲率半径也基本上等于旋 翼的曲率半径。护罩12和尾部曲面或外壳11形成一个通常在旋翼内的涡 流室。护罩12的曲面和表面11能够相对于旋翼的曲面偏移(如图3A-A -3C-A所示)。如图2A-2C所示，尾部10和护罩12可以绕着旋翼轴“X” 相对于机身1移动，因而在使用飞行器时，提供了可变的推力引导。
图2A所示的位置给飞行器提供了向前的推力和升力(例如，在正常 的飞行过程中)，图2B所示的位置给飞行器提供了向前的推力和升力(例 如，减速飞行)，以及图2C所示的位置给飞行器提供了垂直升力。
图3A-3C显示了另一个实施方式的尾部的各种不同位置的剖面图。 在图3A-3C中，尾部20(在图1中表示为尾部3A或4A)包括曲面21， 其覆盖了顺时针旋转的切向流旋翼5的部分表面。曲面21的曲率半径可 以基本上等于旋翼5的曲率半径。如图3A-A、3B-A和3C-A所示，尾部 20的曲面21可以相对于旋翼的曲面偏移。
当机翼20、21向下旋转时，护罩减少了覆盖在旋翼上的角度，这样 首先降低了涡流的速度，其次改变了输出空气的角度。结果是风机效率增 加，使得风机更适合于盘旋或垂直降落。
尾部20包括从尾部延伸出的护罩22。护罩22包括覆盖了旋翼的部 分表面的曲面。护罩22的一端固定在机翼上的下侧空气输入管道元件23 上，另一端重叠在尾部20上，并在尾部上滑动。于是当尾部绕着旋翼轴“X” 移动时，被护罩22曲面和尾部曲面21覆盖的旋翼的部分表面是变化的， 如图3A-3C所示。图3A-A、3B-A和3C-A也显示出，当尾部绕着旋翼 轴或一个旋翼轴移动时，护罩22曲面的曲率半径发生了改变，沿着护罩 的长度方向，护罩曲面的曲率半径是不同的。
护罩22和尾部曲面21形成一个通常在旋翼内的涡流室，其具有由护 罩22和尾部曲面21的合并长度所确定的涡流边界。涡流的形状也可以随 着护罩22和曲面21的间隙和旋翼的表面的变化而改变。如图3A-3C所 示，在使用飞行器时，当尾部20和护罩22绕着旋翼轴“X”相对于机身移 动时，尾部20和护罩22提供了可变的推力引导。
下侧空气输入管道元件23和上侧空气输入管道元件24一起形成了机 翼前缘，为空气输入管道“A”的形式，从而使空气进入所述旋翼。上侧和 下侧空气输入管道可以相向移动或彼此远离，于是空气输入管道“A”尺寸 发生变化，以控制流经的空气的量，从而控制了飞行器的“翻滚”。
图3A所示的位置给飞行器提供了向前的推力和一些升力(例如，在 正常的飞行过程中)。在上述位置，空气通过元件23、24间的空气输入管 道“A”流入机翼，在经过旋翼中的涡流室时被顺时针旋转的旋翼5加速。 空气从尾部20上喷出。护罩22和轴“X”相对末端以及弯曲部分21和轴“X” 相对末端之间的角度为160°。在图3A中，护罩22和弯曲部分的曲率半径 与旋翼的曲率半径相似，尽管护罩从旋翼的径向移动半径的10至20％。
图3B所示的位置能够提为飞行器供向前推力和升力(例如，为了慢 速飞行)。在上述位置，空气通过元件23、24间的空气输入管道“A”流入 机翼，在经过旋翼中的涡流室时被顺时针旋转的旋翼5加速。空气从尾部 20上喷出。护罩22和轴“X”相对末端以及弯曲部分21和轴“X”相对末端之 间的角度为160°。护罩22和尾部弯曲表面的总长度比图3A中的少，护罩 22的曲率半径有所变化。
图3C所示的位置能够提为飞行器供垂直升力。在上述位置，空气通 过元件23、24间的空气输入管道“A”流入机翼，在经过旋翼中的涡流室时 被顺时针旋转的旋翼5加速。空气从尾部20上喷出。护罩22和轴“X”相 对末端以及弯曲部分21和轴“X”相对末端之间的角度为大约80°-90°，例 如85°。护罩22和尾部弯曲表面的总长度比图3B中的少，护罩22的曲率 半径更大。
本发明还可以采用与上述描述的特定方式有所不同。例如，每个机翼 上设置2个或者多个旋翼，例如，绕着轴线一个靠着一个地设置。每个机 翼还可以具有两个或者多个尾部。图3A至3C中显示的护罩可以在尾部 20的曲面部分21上滑动，而不是如图所示那样在形成尾部20表面上。
上面描述了本发明的优选实施方式，但是，应当理解，上面描述的一 个或者多个实施方式的一个或者多个特征可以结合到其他的飞行器中。例 如，滑翔机或者水翼艇。
应当理解，虽然参照飞行器进行的描述，但飞行器可以是无人驾驶的 车辆，例如无人驾驶飞机或者无人驾驶飞行器(UAV)。
已经以举例方式描述本发明的各种实施例，但是应当理解，在不脱离 本发明范围内，可以对描述的例子进行各种变形。