專利名稱：旋翼飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器，具體地，涉及無人駕駛飛行器(UAV)。更 具體地，本發(fā)明涉及無人駕駛旋翼飛行器。
背景技術(shù)：
旋翼飛行器被用于多種應(yīng)用。無人駕駛旋翼飛行器通常被軍方、 執(zhí)法機(jī)構(gòu)和商業(yè)組織所使用，用于航空勘察操作。
發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本發(fā)明的旋翼飛行器包括具有伸長(zhǎng)的管狀主干或核心的本體 結(jié)構(gòu)，以及具有轉(zhuǎn)子的反轉(zhuǎn)同軸的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，其中每個(gè)轉(zhuǎn)子都具有獨(dú) 立的發(fā)動(dòng)機(jī)以驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子圍繞公共的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)軸線轉(zhuǎn)動(dòng)。設(shè)置有包括例 如電池、燃料電池或混合燃?xì)獍l(fā)電機(jī)的能源模塊，用來為發(fā)動(dòng)機(jī)提供 電源。主要通過電線而不是通過機(jī)械的軸系，來實(shí)現(xiàn)向所述轉(zhuǎn)子系統(tǒng) 傳輸能量或者在所述轉(zhuǎn)子系統(tǒng)之間傳輸能量。描述了可提高可制造性 的模塊化結(jié)構(gòu)。
本發(fā)明的 一 個(gè)實(shí)施方案包括輔助電源組，所述電源組在飛行中可 與所述飛行器分離以方便例如將飛行器送到遠(yuǎn)處。在另一實(shí)施方案中， 所述電源組包括有效載荷，例如爆炸性軍需品、吊放聲納、水聽器或 可分離的聲納浮標(biāo)模塊。盡管本發(fā)明的多個(gè)方面適用于許多直升機(jī)(包 括實(shí)際大小的載人直升機(jī))，但是本發(fā)明尤其適用于公知為遙控飛行 器(RPV)或無人駕駛飛行器(UAV)的小型、自治的或者無線電操 縱的旋翼飛行器。對(duì)于本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說，通過下面對(duì)目前所認(rèn)識(shí)到的示意性 實(shí)施方案(示例出執(zhí)行本發(fā)明的最佳方式)進(jìn)行的詳細(xì)描述后，本發(fā) 明的其他特征將變得顯而易見。
具體參照附圖進(jìn)行詳細(xì)描述，附圖中
圖1是根據(jù)本發(fā)明的旋翼飛行器的示意圖，其示出了包括制導(dǎo)系 統(tǒng)、耦合至機(jī)身的一對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的飛行器，機(jī)身包括非轉(zhuǎn)動(dòng)的結(jié)構(gòu)主 干并攜帶有效載荷；
圖2A是根據(jù)本發(fā)明的旋翼飛行器的立體圖，其示出了垂直飛行 模式下的反向轉(zhuǎn)動(dòng)的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)；
圖2B是圖2A的、具有反向轉(zhuǎn)動(dòng)的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)以及固定翼部的 助推器模塊的旋翼飛行器在水平飛行模式下的立體圖3是圖2A的旋翼飛行器的側(cè)部正視圖，其為清晰顯示而去除 了外部主體板、電線以及助推器部分；
圖4是圖2A的飛行器的局部剖開的側(cè)部正視圖，其示出了反向 轉(zhuǎn)動(dòng)的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和電源；
圖5是圖2A的飛行器局部剖開的放大立體圖，其示出了飛行器 上部的內(nèi)部以及反向轉(zhuǎn)動(dòng)的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)；
圖6是圖2A的飛行器局部剖開的放大立體圖，其示出了飛行器 下部的內(nèi)部以及反向轉(zhuǎn)動(dòng)的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)；
圖7A是具有圓形截面和中空內(nèi)部通道的核心管或主干的立體圖， 其被用作飛行器多個(gè)部分之間的管道，該圖示出了通過中空內(nèi)部延伸 并在各種位置進(jìn)出的電線；
圖7B是具有一般為十字形截面的主干的立體圖，主干具有在主 干的長(zhǎng)度上延伸、可用作飛行器多個(gè)部分之間的管道的外部通道；
圖8是第一環(huán)安裝部件的放大立體圖9是第二環(huán)安裝部件的放大立體圖，其示出了附接的鏈接機(jī)構(gòu) 和主體支撐機(jī)構(gòu)；
圖IO是圖2A的飛行器局部剖開的中部?jī)?nèi)部的放大立體圖，其示出了反向轉(zhuǎn)動(dòng)的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)；
圖IIA是具有多個(gè)轉(zhuǎn)子葉片的轉(zhuǎn)子模塊的分解立體圖，其中轉(zhuǎn)子 葉片具有可變的循環(huán)俯仰(cyclic pitch)和固定的集合俯仰(collective pitch);
圖IIB是具有多個(gè)轉(zhuǎn)子葉片的轉(zhuǎn)子模塊的分解立體圖，其中轉(zhuǎn)子
葉片具有可變的循環(huán)俯仰和可變的集合俯仰；
圖12A和12B是發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部件的第一側(cè)和第二側(cè)的立體圖； 圖13A和13B是轉(zhuǎn)子轂的第一側(cè)和第二側(cè)的立體圖； 圖14是沿圖2B的線14-14獲得的截面圖，其示出了轉(zhuǎn)子模塊； 圖15是圖2A的反向轉(zhuǎn)動(dòng)的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的側(cè)部正視圖，其中核
心管依附于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)；
圖16A和16B是包括幾個(gè)電池的單個(gè)能量模塊的分解立體圖； 圖17是圖2B的助推器模塊的正交視圖，其示出了用于存儲(chǔ)的一
個(gè)折疊的翼部和飛行設(shè)置中的一個(gè)伸展的翼部；
圖18是示出了在飛行中與旋翼飛行器分離的助推器模塊的正交
視圖19是示出了依附于飛行器底部的吊放聲納或水聽器組件的旋 翼飛行器的正視圖20A、 20B和20C是示出了飛行器在緊急著陸到該旋翼飛行器 下方的地面期間，以不等的長(zhǎng)度折疊葉片操作的旋翼飛行器的連續(xù)視 圖21A和21B是示出了為了存儲(chǔ)而折疊的飛行器的存儲(chǔ)管和旋翼 飛行器的側(cè)部正^L圖22是根據(jù)本發(fā)明的旋翼飛行器的立體圖，該飛行器將傳感器或 標(biāo)記傳遞到所示的遠(yuǎn)程位置，用于對(duì)處于公海上的船只進(jìn)行標(biāo)示的目 的；
圖23是為了存儲(chǔ)于通過重力投放的炸彈的后部中的折疊的旋翼 飛4亍器的側(cè)部正^L圖24是來自通過重力投放的炸彈的后部的、在目標(biāo)地點(diǎn)附近處展 開的旋翼飛行器的立體圖，其示出了通過重力投放的炸彈噴射出旋翼飛行器，旋翼飛行器被展開為垂直飛行模式而在目標(biāo)區(qū)域中徘徊，從 而為進(jìn)攻部隊(duì)提供通過重力投放的炸彈擊中目標(biāo)之后的實(shí)時(shí)戰(zhàn)爭(zhēng)毀壞
評(píng)估；
圖25A是另一旋翼飛行器的示意圖，其示出了具有能量和信號(hào)通 道的中心信息轉(zhuǎn)移通路(buss)結(jié)構(gòu)、制導(dǎo)系統(tǒng)以及耦合至機(jī)身的一 對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的飛行器，機(jī)身包括非轉(zhuǎn)動(dòng)的結(jié)構(gòu)主干并攜帶有效載荷； 以及
圖25B是圖25A的旋翼飛行器的示意圖，其示出了通過中心數(shù)據(jù) /能量信息轉(zhuǎn)移通路與能量和數(shù)據(jù)通道連通的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)、控制系統(tǒng)以及 能源系統(tǒng)。
具體實(shí)施例方式
如圖1示意性所示，旋翼飛行器1順序地包括第一模塊2、第一 和第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)3和5、能量模塊13和14、以及與沿著公共軸線7 延伸的機(jī)身40以間隔方式相耦合的第二才莫塊15。示例性地，機(jī)身40 為伸長(zhǎng)的中心主干，其可設(shè)置成中空核心或具有十字形截面。在操作 中，第一轉(zhuǎn)子3和第二轉(zhuǎn)子5繞公共軸線7以相反方向轉(zhuǎn)動(dòng)，以形成 方向24上的推力并產(chǎn)生方向24，上的提升，從而使得旋翼飛行器1能 夠受控飛行，如圖2A所示。第一模塊2適于包括多種制導(dǎo)系統(tǒng)50'、 電子裝置55或有效載荷15，。第二模塊15適于包括有效載荷15，，或 者，在某些實(shí)施方案中，包括多種制導(dǎo)系統(tǒng)50，以及電子系統(tǒng)55，。有 效載荷15，可包括(但不限于)軍需品、輻射傳感器、化學(xué)檢測(cè)傳感器、 生物制劑傳感器、有源或無源收聽裝置、視頻傳感器、輔助能源、或 者其它任務(wù)特殊設(shè)備。旋翼飛行器1因而為感興趣的領(lǐng)域提供了用于 移動(dòng)勘察、觀測(cè)的裝置或測(cè)量監(jiān)控設(shè)備，以通過這些設(shè)備獲取信息。
如圖1、 25A和25B所示，第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)3包括第一發(fā)動(dòng)機(jī)54、 第一轉(zhuǎn)子葉片20以及第一俯仰(pitch)控制器56。在示例性實(shí)施方 案中，發(fā)動(dòng)機(jī)54是電動(dòng)機(jī)(例如圖4-6所示)或其它的用于提供能 量以使轉(zhuǎn)子葉片20能繞公共軸線7轉(zhuǎn)動(dòng)的合適裝置。第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)3 和第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)5在結(jié)構(gòu)和功能上彼此相似。第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)5包括第二發(fā)動(dòng)機(jī)61、第二轉(zhuǎn)子葉片22以及第二俯仰控制器57。在示例性實(shí) 施方案中，發(fā)動(dòng)才幾61是電動(dòng)機(jī)(例如圖4-6所示)或其它的用于提 供能量以使轉(zhuǎn)子葉片22能繞公共軸線7轉(zhuǎn)動(dòng)的合適裝置。示例性地， 電子組件通過電纜管道173和電纜管道174連接和連通，電纜管道173 和電纜管道174分別容納電力線和信號(hào)線。雖然所示的旋翼飛行器1 具有兩個(gè)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，但旋翼飛行器1可根據(jù)性能和任務(wù)需求而具有兩 個(gè)以上的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)。
如圖1和3所示，機(jī)身40是非轉(zhuǎn)動(dòng)的，其形成中心伸長(zhǎng)的中空主 干以接納第一模塊2、第一和第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)3和5、能量模塊13和14、 以及第二模塊15。示例性地，能量模塊13和14在第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)5與 第二模塊15之間被設(shè)置為彼此并排的關(guān)系。由于機(jī)身40是中空的， 因而能量模塊13和14可通過中空主干而電連接至發(fā)動(dòng)機(jī)54和61。
示例性地，俯仰控制器56是耦合至前/后伺服機(jī)構(gòu)58和搖擺(roll) 伺服機(jī)構(gòu)59的旋轉(zhuǎn)斜盤(swashplate) 56，，以響應(yīng)于來自控制器55 的輸入而改變轉(zhuǎn)子葉片20的循環(huán)俯仰。在某些實(shí)施方案中，旋轉(zhuǎn)斜盤 56，進(jìn)一步耦合至集合伺服機(jī)構(gòu)98，以集合地改變轉(zhuǎn)子葉片20的俯仰。 同樣地，俯仰控制器57是耦合至前/后伺服機(jī)構(gòu)58和搖擺伺服機(jī)構(gòu)59 的旋轉(zhuǎn)斜盤57，，以響應(yīng)于來自控制器55的輸入而改變轉(zhuǎn)子葉片20 的循環(huán)俯仰。在某些實(shí)施方案中，旋轉(zhuǎn)斜盤57，還耦合至集合伺服機(jī)構(gòu) 98，以集合地改變轉(zhuǎn)子葉片20的俯仰。在示例性實(shí)施方案中，控制器 55是命令信號(hào)控制器(例如圖3所示)或者其它的用于向伺服機(jī)構(gòu)58、 59或98和發(fā)動(dòng)機(jī)54、61提供期望的電子或機(jī)械轉(zhuǎn)向信號(hào)的合適裝置。
示例地，旋翼飛行器1具有固定俯仰轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，該轉(zhuǎn)子系統(tǒng)具有 用于控制飛行器俯仰(直升飛機(jī)類型的前后循環(huán)輸入)或飛行器搖擺 (直升飛機(jī)類型的左右循環(huán)輸入)的兩個(gè)伺服機(jī)構(gòu)58、 59。如果希望 進(jìn)行集合俯仰控制的話，則圖1中以虛線框表示的伺服機(jī)構(gòu)98可類似 地安裝至伺服機(jī)構(gòu)58、 59。在具有固定俯仰轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的實(shí)施方案中， 轉(zhuǎn)子系統(tǒng)3和5通過俯仰鏈接件119連接到旋轉(zhuǎn)斜盤56，和57，。伺服 機(jī)構(gòu)58和59通過鏈接件125和126連接到旋轉(zhuǎn)斜盤56，和57，。本發(fā) 明的一個(gè)特征在于旋翼飛行器1可在具有非常少的一個(gè)或兩個(gè)循環(huán)伺服致動(dòng)器(伺服機(jī)構(gòu)58、 59)的情況下飛行。在"單伺服"飛行模式 下，發(fā)動(dòng)機(jī)54和61的差動(dòng)轉(zhuǎn)矩(differential torque)控制偏航(yaw ) 方向，而伺服機(jī)構(gòu)58控制向前和向后飛行。在僅具有一個(gè)循環(huán)伺服機(jī) 構(gòu)的情況下，飛行器1可類似于僅由方向舵或提升器控制的飛機(jī)那樣 飛行。在示例性的"雙伺服"飛行模式下，伺服機(jī)構(gòu)58和59提供前/ 后飛行器俯仰和左/右飛行器搖擺控制，而發(fā)動(dòng)機(jī)54和61的差動(dòng)轉(zhuǎn)矩 則提供偏航控制。
在操作中，轉(zhuǎn)子轂101以相反方向轉(zhuǎn)動(dòng)。伺服機(jī)構(gòu)58和59由機(jī) 上飛行控制電子裝置來控制以使旋轉(zhuǎn)斜盤56，和旋轉(zhuǎn)斜盤57，同時(shí)傾 斜，旋轉(zhuǎn)斜盤56'和旋轉(zhuǎn)斜盤57，隨后循環(huán)地改變旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片20的 葉片俯仰角，從而使飛行器l在飛行器俯仰方向170和飛行器搖擺方 向171的其中一個(gè)方向上傾斜。在具有集合俯仰的另一實(shí)施方案(參 見圖11B)中，設(shè)置有集合伺服機(jī)構(gòu)98和第三俯仰鏈接件(未示出)， 從而通過電子裝置一一集合-循環(huán)俯仰混合器(CCPM) —一來改變旋 轉(zhuǎn)斜盤56，和57，沿公共軸線7的軸向位置以及改變轉(zhuǎn)子葉片20和22 的集合俯仰。通過集合-循環(huán)俯仰混合伺服機(jī)構(gòu)58、 59和98，能夠一 致地傾斜旋轉(zhuǎn)斜盤56，和57，以改變循環(huán)俯仰，以及一致地沿公共軸線 7軸向移動(dòng)旋轉(zhuǎn)殺+盤56，和57，以改變集合俯仰。
該示例性實(shí)施方案采用差動(dòng)的發(fā)動(dòng)機(jī)速度而在垂直飛行設(shè)置中進(jìn) 行偏航(航向)控制。通常，同軸直升飛機(jī)使用可變的葉片俯仰和有 差別的葉片角來控制飛行中的偏航運(yùn)動(dòng)。在本發(fā)明中，通過以不同速 度操作發(fā)動(dòng)機(jī)54和61、從而相對(duì)于飛行器1的固定本體產(chǎn)生的差動(dòng) 轉(zhuǎn)矩將產(chǎn)生偏航力，以使偏航運(yùn)動(dòng)(即，繞公共軸線7的轉(zhuǎn)動(dòng))穩(wěn)定 并對(duì)其進(jìn)行控制。在這一方法中，發(fā)動(dòng)機(jī)54的轉(zhuǎn)矩(以及最終的速度) 響應(yīng)于旋翼飛行器1相對(duì)于垂直的公共軸線7的偏航運(yùn)動(dòng)而增加或減 小。第二發(fā)動(dòng)機(jī)61的轉(zhuǎn)矩(速度)以與第一發(fā)動(dòng)機(jī)54的轉(zhuǎn)矩(速度) 相反的方式，由容納在控制器55中的機(jī)上計(jì)算機(jī)系統(tǒng)自動(dòng)調(diào)節(jié)，以保 持恒定的提升，從而使得旋翼飛行器1的高度既不增加也不減小。
轉(zhuǎn)子葉片20和22耦合至旋翼飛行器l，并被支撐為由轉(zhuǎn)子轂lOl 來轉(zhuǎn)動(dòng)。轉(zhuǎn)子轂101進(jìn)一步耦合為能夠相對(duì)于內(nèi)核部108樞軸運(yùn)動(dòng)，如圖11A最清楚地示出。旋轉(zhuǎn)軸109穿過轉(zhuǎn)子轂101延伸，并由核部 108接納。核部108適于將一對(duì)轉(zhuǎn)子葉片耦合至轂101，使其繞公共軸 線7轉(zhuǎn)動(dòng)。核部108進(jìn)一步耦合至一對(duì)鏈接件119的第一端。各個(gè)鏈 接件119在其第二端上進(jìn)一步耦合至旋轉(zhuǎn)斜盤56，或57，的周邊邊緣。 因此，核部118通過來自旋轉(zhuǎn)斜盤56，和57，的、響應(yīng)于伺服機(jī)構(gòu)58、 59或98的線性運(yùn)動(dòng)輸入的輸入而旋轉(zhuǎn)。作為響應(yīng)，核部118的這一 旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)隨后使各個(gè)轉(zhuǎn)子葉片20和22旋轉(zhuǎn)，從而增加或減小了轉(zhuǎn)子 葉片20和22的轉(zhuǎn)子葉片俯仰。
如圖2A和2B所示，旋翼飛行器1包括沿公共軸線7以間隔方式 設(shè)置的上部2'、第一和第二轉(zhuǎn)子3和5、中部4、下部6、第一和第二 能源沖莫塊13和14以及有效載荷15。現(xiàn)在參照?qǐng)D2A-4，在飛行器1 的上部2'和中部4內(nèi)的內(nèi)部機(jī)械和電子組件分別由薄壁的上部主體殼 IO和中部主體殼11包圍。下部主體殼12覆蓋下部6的一部分，{旦其 可以延伸為覆蓋全部下部6。本發(fā)明的一個(gè)特征在于主體殼10和11 由試如聚碳酸脂或ABS的塑性材料吹模形成，而主體殼10和11連同 主干40 —起形成了旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)，該旋翼飛行器的中心強(qiáng)度組件 和較薄的外部覆蓋組件都是剛性、堅(jiān)固且易于制造的。
如圖3所示，根據(jù)本發(fā)明的旋翼飛行器1具有轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，該轉(zhuǎn)子 系統(tǒng)包括通過諸如齒輪106和107 (圖11 )的傳動(dòng)裝置而可操作地連 接至轉(zhuǎn)子葉片20的發(fā)動(dòng)機(jī)54。諸如旋轉(zhuǎn)斜盤56，(圖10)的俯仰控制 可操作地連接至轉(zhuǎn)子葉片20，以響應(yīng)于諸如伺服機(jī)構(gòu)58和59 (圖3 ) 的伺服致動(dòng)器的輸出，通過諸如鏈接件125和126 (圖10)的鏈接機(jī) 構(gòu)而改變轉(zhuǎn)子葉片20的循環(huán)和/或集合俯仰。能源模塊13中的能量(例 如來自電池(未示出)的電能或來自存儲(chǔ)罐(未示出)的燃料)從能 量管道流過轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，并提供能量來操作控制器55、發(fā)動(dòng)機(jī)54以及 伺服機(jī)構(gòu)58和59。來自控制器55的控制信號(hào)沿著信號(hào)管道流動(dòng)，并 調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)54的速度和伺服機(jī)構(gòu)58、 59的定位輸出。能量管道和信 號(hào)管道通過在飛行器1的結(jié)構(gòu)主干40中形成的通路96 (圖7A、 7B 和15)而在轉(zhuǎn)子葉片20的輸入側(cè)和輸出側(cè)之間傳導(dǎo)。
在懸停飛行時(shí)，第一轉(zhuǎn)子3和第二轉(zhuǎn)子5繞公共軸線7以相反方向轉(zhuǎn)動(dòng)，從而迫使空氣以方向24向下移動(dòng)，并使得飛行器l以向上方 向提升，如圖2A所示。第一轉(zhuǎn)子3具有配置成繞公共軸線7以方向 21轉(zhuǎn)動(dòng)的轉(zhuǎn)子葉片20，而第二轉(zhuǎn)子5具有配置成繞公共軸線7以方向 23轉(zhuǎn)動(dòng)的轉(zhuǎn)子葉片22。由于第一轉(zhuǎn)子葉片20和第二轉(zhuǎn)子葉片22均配 備有循環(huán)俯仰控制，因此飛行器1被配置成以方向25定向飛行，其中 公共軸線7具有基本垂直的朝向。
現(xiàn)在參照?qǐng)D2B，所示的本發(fā)明的第二實(shí)施方案具有助推器模塊8， 助推器模塊8在助推器接口 9附加至下部6。助推器模塊8例如包含 輔助能源(未示出)，以增加飛行器1中所攜帶的能量模塊13和14 中容納的內(nèi)部能源。示例地，輔助能源(未示出)和能量模塊13和 14是電池13和14。助推器模塊8包括左翼16和右翼17來為以方向 18定向飛行的飛行器1 (其中，公共軸線7具有基本水平的朝向)提 供附加的提升。
機(jī)身40形成旋翼飛行器1的結(jié)構(gòu)主干，并從上部2'通過旋翼飛行 器1的中心向下部6大體垂直行進(jìn)，如圖4中最清晰地示出的。示例 性地，機(jī)身40是具有中空的內(nèi)通道96 (圖7A)的非轉(zhuǎn)動(dòng)的核心管， 或具有外部通道的十字形桿97 (圖7B)。上部2，、中部4和下部6 內(nèi)的所有組件以及第一和第二轉(zhuǎn)子模塊3和5都耦合至機(jī)身40。現(xiàn)在 參照?qǐng)D7A，非轉(zhuǎn)動(dòng)的中空核心管40進(jìn)一步起到用于電線45、管路(未 示出)以及機(jī)械鏈接機(jī)構(gòu)(未示出)的管道作用，其連通在旋翼飛行 器1的上部2，、中部4和下部6中的組件之間?？v向槽46和47被設(shè) 置作為用于布線45、管路和鏈接機(jī)構(gòu)的入口點(diǎn)和出口點(diǎn)。由于非轉(zhuǎn)動(dòng) 的中空核心管40和十字形桿在主體部分2、 4和6之間是單一和連續(xù) 的，因此飛行器1的剛性和重量輕的結(jié)構(gòu)特性得以提高。示例性地， 非轉(zhuǎn)動(dòng)的中空核心管40和十字形桿97優(yōu)選由纏繞的或拉擠的碳石墨 纖維、玻璃纖維或第7075號(hào)鋁合金(或類似物)制成，并具有約0.5 英寸(13毫米)的外直徑(核心管40)或?qū)挾瘸叽?十字形桿)以及 介于約0.03英寸(0.76毫米)與約0.05英寸(1.3毫米)之間的壁厚。
旋翼飛行器1被設(shè)置為具有三個(gè)主體部分，如圖3最清晰地示出 的。上部2，被設(shè)置為具有水平傳感器/穩(wěn)定器50、電子陀螺穩(wěn)定器51、耦合至核心管40的上端的陀螺儀安裝臺(tái)52、第一發(fā)動(dòng)機(jī)速度控制器
53、 第一發(fā)動(dòng)機(jī)54、無線電接收機(jī)以及控制器55。中部4包括第一旋 轉(zhuǎn)斜盤56'，第二旋轉(zhuǎn)斜盤57'、前-后循環(huán)伺服機(jī)構(gòu)58以及搖擺循環(huán) 伺服機(jī)構(gòu)59。下部6包括第二發(fā)動(dòng)機(jī)速度控制器60、第二發(fā)動(dòng)機(jī)61、 無線電設(shè)備電池62、第一和第二電池模塊13和14以及有效載荷模塊 15。
在所示的實(shí)施方案中，水平傳感器/穩(wěn)定器50是FMA公司的"FS8 Copilot"型，陀螺穩(wěn)定器是JR公司的"G500"型硅環(huán)陀螺儀(silicone ring gyro ),發(fā)動(dòng)機(jī)54和61是Hacker公司的"B2041S"型，而發(fā)動(dòng) 機(jī)速度控制器53和60是Castle Creations公司的"Pegasus 35"型，
"Pegasus 35"型是基于計(jì)算機(jī)的數(shù)字可編程速度控制器。旋翼飛行器 l還配置成能接收配置為與上部2，耦合的GPS接收器/控制器和遙測(cè)系 統(tǒng)(未示出)。
旋翼飛行器1的內(nèi)部組件通過如圖8所示的環(huán)安裝部件70耦合至 核心管40。環(huán)安裝部件70包括環(huán)狀內(nèi)部71，其與核心管40的環(huán)狀外 表面相符。環(huán)安裝部件70包括徑向延伸的安裝臂72、 73、 74，安裝 臂72、 73、 74具有適于保持旋翼飛行器1的機(jī)械、電子和其它內(nèi)部組 件的凸緣75、 76、 77。環(huán)安裝部件70配置成在凸緣75中支撐發(fā)動(dòng)機(jī)
54、 在凸緣76上支撐發(fā)動(dòng)機(jī)速度控制器53,以及在凸緣77上支撐無 線電接收機(jī)55"。飛行器1的內(nèi)部組件例如通過使用多種固定件(例 如穿過孔78的尼龍帶)或粘合劑而耦合至安裝凸緣。環(huán)狀部分71提 供了用于將環(huán)安裝部件70鎖合至非轉(zhuǎn)動(dòng)中空核心管40的裝置，以避 免環(huán)安裝部件70轉(zhuǎn)動(dòng)或沿非轉(zhuǎn)動(dòng)中空核心管40軸向滑動(dòng)。用于將環(huán) 安裝部件70鎖合至非轉(zhuǎn)動(dòng)中空核心管40的裝置包括由固定螺釘接納 件79接納的固定件(未示出)或多種粘合劑。如圖9所示，第二環(huán)安 裝部件80包括環(huán)狀圏81、臂82和83以及軸向凸起84和85，軸向凸 起84和85用于支撐主體固定器86、 87和88、旋轉(zhuǎn)斜盤防轉(zhuǎn)動(dòng)臂90 和91以及旋轉(zhuǎn)斜盤鏈接件92和93。
伺服模塊81包括環(huán)安裝部件80，以支撐俯仰伺服機(jī)構(gòu)58、搖擺 伺服機(jī)構(gòu)59以及支撐中部主體殼11的通用主體固定器86和87 (如Arlton的第60/525,585號(hào)美國(guó)臨時(shí)專利申請(qǐng)，該申請(qǐng)并入本申請(qǐng)作為 參考)，例如圖IO所示。環(huán)安裝部件70和80配置成并入并支撐旋翼 飛行器1的許多結(jié)構(gòu)特征。環(huán)安裝部件70和80協(xié)助旋翼飛行器1的 組裝，這是因?yàn)榄h(huán)安裝部件70和80和相關(guān)的內(nèi)部組件可作為子部件 而預(yù)先組裝，然后在最終制造步驟中連同其它模塊一起組裝至非轉(zhuǎn)動(dòng) 中空核心管40。
現(xiàn)在參照?qǐng)DIIA、 12A、 12B、 13A、 13B和14，轉(zhuǎn)子模塊3包括 轉(zhuǎn)子安裝部件100、具有內(nèi)齒輪107的轉(zhuǎn)子穀101、第一和第二球軸承 102和103、環(huán)夾104、發(fā)動(dòng)機(jī)54、行星齒4侖箱105、小齒4侖106、葉 片核部108、旋轉(zhuǎn)軸109、軸端蓋110、扭簧111以及轉(zhuǎn)子葉片20。發(fā) 動(dòng)機(jī)安裝部件122能夠接納齒輪箱105，以使得發(fā)動(dòng)機(jī)54耦合于轉(zhuǎn)子 安裝部件100。在組裝時(shí)，軸承102和103由環(huán)夾104保持，環(huán)夾104 與從轉(zhuǎn)子安裝部件IOO延伸的凸臺(tái)112上的槽108接合。葉片20由穿 過蓋IIO延伸的銷子113和形成于軸109中的孔114保持在適當(dāng)位置。 軸109穿過形成于轂101的軸承孔117，并在由另一銷子(未示出) 保持時(shí)進(jìn)入核部108的孔118中。鏈接件119將核部108耦合至旋轉(zhuǎn) 斜盤56'。
如圖IIB所示，轉(zhuǎn)子模塊適于支撐可循環(huán)俯仰和可集合俯仰的轉(zhuǎn) 子葉片，轉(zhuǎn)子模塊包括集合轉(zhuǎn)子轂201，集合轉(zhuǎn)子轂201與轂101類 似，并能夠接納通過固定件212耦合至凸臺(tái)214的集合核心框架208， 凸臺(tái)214形成于轂201的內(nèi)表面上。集合核心框架208支撐由轉(zhuǎn)子葉 片20通過推力軸承203而產(chǎn)生的徑向飛行負(fù)栽。鏈接件119將俯仰臂 210耦合至旋轉(zhuǎn)斜盤56，。
示例性地，行星齒輪箱105具有約4: 1的減小的速度比。發(fā)動(dòng)機(jī) 54上的小齒輪具有9個(gè)齒并與轉(zhuǎn)子轂101上的、具有6個(gè)齒的內(nèi)齒輪 107相接合，從而使得轉(zhuǎn)子模塊3的總的減速比為約26.7: 1 (也就是 說，對(duì)于轉(zhuǎn)子轂101的每一轉(zhuǎn)，.發(fā)動(dòng)機(jī)54的輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)26.7轉(zhuǎn))。 這一速度比的降低有利于使用在高電壓和高速度下運(yùn)行的高效電機(jī)。
示例性地，發(fā)動(dòng)機(jī)54是無刷電機(jī)。在某些應(yīng)用中，尤其是在飛行 次數(shù)較少而經(jīng)濟(jì)問題成為考慮因素的應(yīng)用(例如，短程一次性軍需品的應(yīng)用)中，可使用幾個(gè)低成本的有刷式電才幾(即，電機(jī)具有碳刷和
轉(zhuǎn)動(dòng)換向器)代替一個(gè)高成本的無刷電機(jī)54來轉(zhuǎn)動(dòng)轉(zhuǎn)子轂101。在這 種情況下，雖然所示的轉(zhuǎn)子模塊3具有一個(gè)電機(jī)54來驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子轂101， 但在轉(zhuǎn)子安裝部件100的周圍附近包括幾個(gè)電機(jī)而不是僅一個(gè)電機(jī)來 驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子轂101也在本發(fā)明的范圍之內(nèi)。同樣可以預(yù)期，轉(zhuǎn)子轂100
自身可配置有金屬線圈和義茲體而起到電機(jī)作用，從而無需單獨(dú)的電機(jī) 來驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子轂101相對(duì)于公共軸線7運(yùn)動(dòng)。
在本實(shí)施方案中的轉(zhuǎn)子葉片20是由聚碳酸酯塑料材料注模形成， 并具有在Arlton的第5,879,131號(hào)美國(guó)專利中描述的類型，該申請(qǐng)并 入本申請(qǐng)作為參考。在扭簧111上的調(diào)整片121接觸俯仰軸109并阻 止進(jìn)一步振翼之前，轉(zhuǎn)子葉片20可關(guān)于振翼軸線120自由地向上和向 下擺動(dòng)約6度。這意味著轉(zhuǎn)子葉片20可在飛行中自由上下擺動(dòng)約+/
-6度，并可向上折疊90度和向下折疊90度用于存儲(chǔ)，或者在緊急 著陸時(shí)進(jìn)行上述的向上、向下折疊。
在附圖中所示的實(shí)施方案中，轉(zhuǎn)子安裝部件IOO由熱塑塑料材料
(例如聚碳酸酯或尼龍)注模為單個(gè)部件。轉(zhuǎn)子穀101由熱塑塑料材 料(例如尼龍或乙縮醛)注模為單個(gè)部件。轉(zhuǎn)子葉片20在飛行中由轉(zhuǎn) 子轂101 (其形成了飛行器1的外部主體殼的一部分)支撐，而不是 由與公共軸線7重合的常規(guī)同心軸來支撐。這使得轉(zhuǎn)子支承軸承103、 104設(shè)置為與轉(zhuǎn)子葉片20非常接近，并能將旋翼飛行器1的中心主體 部分內(nèi)部的空間釋放用于其它的機(jī)械或電子組件。在固定俯仰轉(zhuǎn)子系 統(tǒng)(如圖中所示)中，由轉(zhuǎn)動(dòng)的葉片20產(chǎn)生的徑向飛行力由連接兩個(gè) 轉(zhuǎn)子葉片20且包括圍繞和分路核心管40的內(nèi)部孔的內(nèi)核部108支撐， 從而不需要專門的推力軸承。
現(xiàn)在參照?qǐng)D15，根據(jù)本發(fā)明的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)包括核心管40、兩個(gè) 轉(zhuǎn)子系統(tǒng)3和5、兩個(gè)旋轉(zhuǎn)斜盤56，和57，以及一個(gè)耦合至非轉(zhuǎn)動(dòng)的中 空核心管40的伺服模塊81，其中核心管40關(guān)于伺服模塊81為鏡面 對(duì)稱。雖然公開了具有兩個(gè)轉(zhuǎn)子的同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，但旋翼飛行器1可 配備附加的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(未示出)，附加的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)沿著非轉(zhuǎn)動(dòng)的中空 核心管40的長(zhǎng)度隔開，用于提供附加的推力或工作能力。在所示的實(shí)施方案中，旋翼飛行器1具有固定俯仰轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，固
定俯仰轉(zhuǎn)子系統(tǒng)僅需要兩個(gè)伺服機(jī)構(gòu)58和59用于飛行器俯仰(前后 循環(huán))和飛行器搖擺(左右循環(huán))控制。如果需要集合俯仰控制，則 可將第三集合伺服機(jī)構(gòu)98以相似方式安裝于例如中部4中。
轉(zhuǎn)子系統(tǒng)3和5通過俯仰鏈接件119連接至旋轉(zhuǎn)斜盤56，和57，。 伺服機(jī)構(gòu)58和59通過鏈接件125和126連接至i走轉(zhuǎn)斜盤56，和57，。 在操作中，轉(zhuǎn)子轂101以相反方向轉(zhuǎn)動(dòng)。伺服機(jī)構(gòu)58和59由機(jī)上飛 行控制電子裝置55，控制，以使得旋轉(zhuǎn)斜盤56，和旋轉(zhuǎn)斜盤57，同時(shí)傾 斜，旋轉(zhuǎn)斜盤56，和旋轉(zhuǎn)斜盤57，然后循環(huán)地改變轉(zhuǎn)動(dòng)的轉(zhuǎn)子葉片20 的葉片俯仰角，以使得飛行器1在飛行器俯仰方向和飛行器搖擺方向 的其中一個(gè)方向上傾斜。在具有集合俯仰的另一實(shí)施方案(參見圖 11B)中，設(shè)置有第三伺服機(jī)構(gòu)和第三俯仰鏈接件(未示出)，從而 使用電子裝置一一集合-循環(huán)俯仰混合器(CCPM) —一來改變旋轉(zhuǎn)斜 盤56，和57，沿公共軸線7的軸向位置以及改變轉(zhuǎn)子葉片20和22的集 合俯仰。以這種方式，使用設(shè)置為位于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)3和5之間的伺服機(jī) 構(gòu)以及使控制旋轉(zhuǎn)斜盤56，和57，與鏈接機(jī)構(gòu)直接耦合來控制同軸轉(zhuǎn)子 系統(tǒng)是本實(shí)施方案的一個(gè)特征。
本發(fā)明的一個(gè)示例性特征是發(fā)動(dòng)機(jī)54、 61被設(shè)置為位于轉(zhuǎn)子3 和5 (上、下側(cè))的相反側(cè)，轉(zhuǎn)子之間的能量輸送是通過電線45而不 是機(jī)械軸系來實(shí)現(xiàn)的，從而減小了機(jī)械復(fù)雜度和重量。在另一實(shí)施方 案(未示出)中，電才幾54和61被設(shè)置為位于轉(zhuǎn)子之間，而伺服致動(dòng) 器58和59被設(shè)置為以與轉(zhuǎn)子3和5的位置相間隔的方式位于其間。 由于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的能量和控制在本質(zhì)上完全是以電的方式進(jìn)行的，因此 旋翼飛行器1的整個(gè)控制系統(tǒng)可由數(shù)字計(jì)算機(jī)和固態(tài)電子裝置來以電 的方式操作，而無需機(jī)械鏈接結(jié)構(gòu)或液壓放大。在轉(zhuǎn)子3和5的相反 側(cè)上、以及在伺服模塊81的相反側(cè)上設(shè)置兩套發(fā)動(dòng)機(jī)消除了轉(zhuǎn)子之間 設(shè)置同心轉(zhuǎn)動(dòng)軸系的需要，而是設(shè)置伺服機(jī)構(gòu)58和59來直接驅(qū)動(dòng)旋 轉(zhuǎn)斜盤56'和57'。
本發(fā)明的特征在于飛行器1可在具有非常少的一個(gè)或兩個(gè)循環(huán)伺 服致動(dòng)器(伺服機(jī)構(gòu)58、 59)的情況下飛行。在單伺服飛行模式下，發(fā)動(dòng)機(jī)54和61的差動(dòng)轉(zhuǎn)矩控制偏航方向，而伺服機(jī)構(gòu)58控制向前和 向后飛行。在僅具有一個(gè)循環(huán)伺服機(jī)構(gòu)的情況下，飛行器1可類似于 僅由方向舵或提升器控制的飛機(jī)那樣飛行。如圖所示，在雙伺服飛行 模式下，伺服機(jī)構(gòu)58和59提供前/后飛行器俯仰和左/右飛行器搖擺控 制，而發(fā)動(dòng)機(jī)54和61的差動(dòng)轉(zhuǎn)矩則提供偏航控制。
在本發(fā)明的另一實(shí)施方案中，用以在飛行中驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)才幾54和61 的能量由大容量電池130 (例如鋰聚合物或鋰離子電池或燃料電池) 來提供?，F(xiàn)在參照?qǐng)D16A和16B,能量模塊13具有6個(gè)可充電的鋰 離子電池130，鋰離子電池130設(shè)置為圍繞非轉(zhuǎn)動(dòng)中空核心管40的六 邊形形式，并被串聯(lián)連接以產(chǎn)生約21.6伏特的電勢(shì)。電池環(huán)安裝部件 131被形成為包括用以容納非轉(zhuǎn)動(dòng)中空核心管40的中心孔(環(huán))132 以及用以保持電池130的凸緣133。來自電池模塊的能量線45 (未示 出)在開口 47 (參見圖7)處進(jìn)入非轉(zhuǎn)動(dòng)中空核心管40,并通過非轉(zhuǎn) 動(dòng)中空核心管40到達(dá)發(fā)動(dòng)機(jī)速度控制器53和60。
如圖25A中最清晰地示出的，設(shè)置多個(gè)能量模塊13和14用于在 飛行中提供附加的能量容量，多個(gè)能量模塊13和14示例性地并聯(lián)連 接，以增加可用于發(fā)動(dòng)機(jī)54和61的電流。旋翼飛行器l的飛行次數(shù) 可通過調(diào)節(jié)飛行中攜帶的能量模塊13和14的數(shù)目來調(diào)節(jié)。
額外的鎖合環(huán)(或者不具有徑向臂的環(huán)安裝部件)135設(shè)置在能 量模塊13和14的上方和下方，以有助于將能量模塊13和14耦合于 非轉(zhuǎn)動(dòng)中空核心管40，例如圖4所示。由于能量模塊13和14各自都 比飛行器1的其它組件重，因此鎖合環(huán)135能避免能量模塊13和14 在旋翼飛行器1的緊急著陸期間沿非轉(zhuǎn)動(dòng)中空核心管40滑動(dòng)。本發(fā)明 的一個(gè)特征在于旋翼飛行器1適合于由模塊制造和組裝。轉(zhuǎn)子模塊、 翼部模塊、控制模塊、能量模塊、助推器模塊、電子裝置模塊以及有 效載荷模塊被單獨(dú)制造并滑動(dòng)安裝在核心管40上。用于連接的電子連 接器穿過核心管40中的開口 46、 47，并與核心管40的表面齊平地安 裝，以有助于為了維護(hù)和修理而對(duì)飛行器1進(jìn)行組裝和拆卸。
能量密度和動(dòng)力密度是UAV設(shè)計(jì)中需要考慮的因素，并且能量 密度和動(dòng)力密度可以作為一個(gè)整體而應(yīng)用于飛行器。具有較高的能量密度和動(dòng)力密度的飛行器比具有較低的能量密度和動(dòng)力密度的飛行器 具有更好的整體性能。通常，能量密度和動(dòng)力密度被定義為每單位重 量可獲得的能量和動(dòng)力的量。例如，燃料或電池(也公知為"特殊能
量")的能量密度對(duì)應(yīng)于(例如以Nm/Kg或ftlbs/slug度量的)燃料 或電池的單位度量中所包含的能量的量。
化學(xué)(液體)燃料往往比電池具有更高的能量密度。與電池電源 相比，液體燃料動(dòng)力的一個(gè)附加特征在于，在飛行過程中，以液體作 為燃料的飛行器的重量隨著燃料的燃燒而降低(60% )。因此，以液 體作為燃料的飛行器的能量密度(即，飛行器每單位重量可獲得的能 量)在其飛行過程中緩慢下降，而動(dòng)力密度(每單位重量可獲得的動(dòng) 力)增大。這就意味著以液體作為燃料的飛行器的性能在飛行接近結(jié) 束時(shí)實(shí)際上提高了。
相反地，電動(dòng)飛行器的總的動(dòng)力密度在整個(gè)飛行過程中是不變 的，因?yàn)殡姵氐淖畲筝敵龉β适菐缀醪蛔兊?，并且電池不?huì)由于放電 而重量減輕。能量密度也會(huì)很快降低，因?yàn)榭色@得的總的能量減少了。 為了提高本發(fā)明的飛行器的能量密度和動(dòng)力密度，設(shè)置了輔助的電子 助推器模塊或動(dòng)力模塊8,在飛行器的能量供給被耗盡之后，在飛行 中可以將輔助的電子推進(jìn)器模塊8丟棄。因而，推進(jìn)器模塊8包括安 裝在公共軸7附近的附加的電池模塊(未示出)，以及使推進(jìn)器模塊 8保持在旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器1上的機(jī)構(gòu)。
在另一個(gè)實(shí)施方案中，推進(jìn)器8包括內(nèi)燃機(jī)(例如未示出的柴油 機(jī))，所述內(nèi)燃機(jī)驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)(未示出)將化學(xué)燃料中所包含的化學(xué) 能轉(zhuǎn)換成電能。在本發(fā)明所預(yù)期的其他實(shí)施方案中，可以采用蝸輪發(fā) 電機(jī)系統(tǒng)(未示出)來產(chǎn)生電能。對(duì)于包含例如燃?xì)獍l(fā)電機(jī)的助推器 模塊8需要考慮的因素在于，在第一飛行階段結(jié)束時(shí)可以丟棄所述模 塊、燃料系統(tǒng)以及發(fā)動(dòng)機(jī)的總重量，從而留下相對(duì)較輕重量的旋轉(zhuǎn)機(jī) 翼飛行器1來完成第二飛行階段。
在示意性的實(shí)施方案中，助推器模塊8包括可折疊的機(jī)翼16、 17 以增大旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器1在水平飛行模式中的上升高度。如圖17所示， 為了緊湊的存儲(chǔ)，圍繞折疊軸140將機(jī)翼17折疊。機(jī)翼16、 17在其"四分之一翼弦，，的位置與樞軸(未示出)相連。當(dāng)為了飛行而配置
嚴(yán)格垂直于公共軸7(還參見圖2)的樞軸時(shí)，機(jī)翼16圍繞俯仰軸143 自由轉(zhuǎn)動(dòng)，以尋找其自身最佳的攻擊角度。由于機(jī)翼16、 17在飛4亍中 圍繞其自身的俯仰軸自由地轉(zhuǎn)動(dòng)，因此附加物——諸如機(jī)翼16、 17——有時(shí)被稱作"自由機(jī)翼"。應(yīng)當(dāng)注意，作為自由機(jī)翼的機(jī)翼16、 17可以有效地工作在較寬的速度范圍內(nèi)，因?yàn)樗鼈兙哂凶詣?dòng)改變俯仰 以滿足即將來臨的氣流的能力。將這種自由機(jī)翼用于旋翼UAV是本 發(fā)明的一個(gè)特征。
在高速水平飛行時(shí)，公共軸7的方向是基本水平的，在水平方向 18，其與轉(zhuǎn)子模塊3、 5—起作為單一的反轉(zhuǎn)推進(jìn)器來推動(dòng)旋翼飛行器 1。機(jī)翼16、 17幫助提升下部6和助推器模塊8，以使轉(zhuǎn)子模塊3、 5 可以采用更多的動(dòng)力來促進(jìn)推進(jìn)而采用較少的動(dòng)力來促進(jìn)垂直上升。
還應(yīng)當(dāng)注意，本發(fā)明的飛行器不需要空氣動(dòng)力學(xué)控制表面(例如 在機(jī)翼16、 17上)，因?yàn)楫?dāng)公共軸7為基本水平時(shí)，轉(zhuǎn)子模塊3、 5 的循環(huán)控制在飛行器俯仰(上升)方向144和飛行器偏航(航向)方 向145為操縱提供了控制動(dòng)力。高速水平飛行過程中的飛行器類型的 搖擺控制(圍繞公共軸7)通過轉(zhuǎn)子模塊3、 5的差動(dòng)轉(zhuǎn)矩/速度來實(shí)現(xiàn)。 用于旋翼UAV水平飛行的這種控制方法是示意性實(shí)施方案的一個(gè)特 征。
現(xiàn)在參照?qǐng)D18A和18B，當(dāng)助推器模塊8的能量被耗盡時(shí)，來自 于旋翼飛行器1的機(jī)載控制器55的指令啟動(dòng)用于將助推器模塊8與旋 翼飛行器1分離的諸如插銷(未示出)的機(jī)構(gòu)，從而助推器模塊8沿 著方向19落下。在一種飛行模式下的旋翼飛行器1然后呈現(xiàn)更加垂直 的取向，并像直升機(jī)那樣飛行。
在另一實(shí)施方案中，助推器模塊8包括特定任務(wù)的有效載荷147， 例如爆炸性軍需品、吊放聲納、水聽器、射頻ID指示器或聲納浮標(biāo)。 如圖19所示， 一旦與旋翼飛行器l分離，助推器模塊8便下落而將通 過導(dǎo)線或光纜146與旋翼飛行器1相連的聲納或水聽系統(tǒng)147或其他 傳感器留下，從而使旋翼飛行器1可以將有效載荷147從一個(gè)地方移 動(dòng)到另一個(gè)地方，將有效載荷147精確地釋放到期望地點(diǎn)，并作為有效栽荷147與遠(yuǎn)程接收器(未示出)之間的遙測(cè)鏈路。這可能是例如 監(jiān)測(cè)目標(biāo)或采用遠(yuǎn)程射頻ID標(biāo)記器或其他標(biāo)記設(shè)備標(biāo)記海上船只的 有效方法。
圖22圖解說明了將包括例如傳感器或標(biāo)記設(shè)備(例如不能消除的 涂料或無線發(fā)射器)的標(biāo)記器釋放到遠(yuǎn)程地點(diǎn)的方法，在這種情況下， 船位于開放海域157上。飛行器1被示出接近船只S (以框架形式示 出)，調(diào)整以接觸船S，將所述標(biāo)記器留在船S上(以框架形式示出) 并退出所述區(qū)域(以框架形式示出)。該標(biāo)記方法是本發(fā)明的一個(gè)特 征，其允許在飛行器1離開局部區(qū)域之后對(duì)感興趣的點(diǎn)進(jìn)行監(jiān)測(cè)。作 為一種選擇或結(jié)合，飛行器1可以在離開所述局部區(qū)域時(shí)保留例如可 以對(duì)船S附近的空氣進(jìn)行采樣的傳感器，并傳感器和樣本送回遠(yuǎn)程處 理點(diǎn)，以便于質(zhì)譜儀、生物或放射測(cè)量裝置或其他的這類裝置(未示 出)進(jìn)行進(jìn)一步分析。盡管在附圖中感興趣的點(diǎn)被示為船S，但是應(yīng) 當(dāng)理解，船S可以是飛行器1易接近的任何其他的感興趣的點(diǎn)，例如 卡車、飛機(jī)、建筑物、塔、輸電線或陸地的開放區(qū)域。
圖20A、 20B和20C示出了本發(fā)明的另一實(shí)施方案，所述飛行器 包括長(zhǎng)度不等的可折疊的同軸的轉(zhuǎn)子葉片148、 149，其中上部葉片148 的跨距大于下部葉片149的跨距。該特征被設(shè)置用來在飛行器緊急降 落過程中，當(dāng)上部葉片148在下部較短的葉片149之前接觸底面155 時(shí)，使得上部葉片148折疊起來而離開下部葉片149或者比下部葉片 149更快地折疊起來，從而在高速旋轉(zhuǎn)的同時(shí)，降低上部葉片148與 下部葉片149彼此接觸的可能性。如圖中所示，下部葉片149的跨距 約為20至22英寸(51cm至56cm)。
用于緊湊存儲(chǔ)和著陸的折疊能力是本發(fā)明的另一特征。如圖21A 和21B所示，旋翼飛行器1是足夠緊湊的，從而可以安裝到美國(guó)海軍 所使用的標(biāo)準(zhǔn)A尺寸的聲納浮標(biāo)管中。本發(fā)明的獨(dú)特的核心管結(jié)構(gòu)不 但允許旋翼飛行器1小型化而安裝在聲納浮標(biāo)管內(nèi)，而且還可采用電 荷激勵(lì)裝置(CAD)從例如海軍P-3海上監(jiān)視飛行器的飛行器中吸收 發(fā)射力。
在圖21A中所建議的一個(gè)實(shí)施方案中，設(shè)置可丟棄的發(fā)射筒150來保護(hù)旋翼飛行器1的流線型表面，因?yàn)樾盹w行器1是從在10,000 到20,000英尺的高度上以150-250海里/小時(shí)的速度飛行的飛機(jī)上發(fā)射 的。連接到筒150的降落傘(未示出)在較低的高度降低并穩(wěn)定與旋 翼飛行器l分離的筒150的下降速度。示意性地示出旋翼飛行器1是 按照比例繪制的，并且旋翼飛行器1具有約24英寸(51cm)的本體 長(zhǎng)度30、約2.25英寸(5,7cm)的上部直徑31、約28英寸(71cm) 的上部轉(zhuǎn)子直徑32以及約24英寸(61cm)或更小的下部轉(zhuǎn)子直徑33。 助推器模塊8具有約12英寸(30cm)的長(zhǎng)度34。第一轉(zhuǎn)子3和第二 轉(zhuǎn)子5在懸停中以1400RPM的速度旋轉(zhuǎn)，而在垂直上升和高速調(diào)整過 程中以大約2000RPM或2000RPM以上的速度旋轉(zhuǎn)。
本發(fā)明所預(yù)期的另 一實(shí)施方案適合與軍需品一起使用，以用于估 計(jì)軍需品所產(chǎn)生的目標(biāo)破壞。如圖23所示，飛行器l適合與軍需品一 起使用，在圖中將所述軍需品示意性地示為通過重力投放的炸彈160。 炸彈160從例如飛機(jī)的發(fā)射臺(tái)落下。在操作中，通過重力投放的炸彈 160將飛行器1運(yùn)輸?shù)侥繕?biāo)地點(diǎn)附近，于是，飛行器1便被釋放，從 而離開炸彈160而下降，在炸彈160到達(dá)其目標(biāo)之前，通過采用輔助 的阻力降落傘162示意性地使飛行器1減速，或者通過爆炸性的電荷 激勵(lì)設(shè)備將飛行器1從炸彈160中噴射。飛行器1然后在碰撞地點(diǎn)附 近的目標(biāo)區(qū)域沿著軌道飛行或盤旋，以觀察炸彈造成的石皮壞并將-見頻 信息或其他信息發(fā)送給遠(yuǎn)程的操作員(未示出)。軍需品破壞情況估 計(jì)的這種方法是本公開的一個(gè)特征，其提供了直接的戰(zhàn)斗破壞情況估 計(jì)，而無需使發(fā)射臺(tái)留在打擊地帶，從而在使人員的危險(xiǎn)最小的同時(shí)， 降低了隨后打擊相同目標(biāo)的需要。
本公開的一個(gè)特征在于非旋轉(zhuǎn)的中空的核心管40或十字形桿結(jié) 構(gòu)的主干，在某些實(shí)施方案中，所述主干作為用于連線和探測(cè)的導(dǎo)管 可以加倍。描述了將機(jī)械元件和電子元件組裝到所述核心或主干的方 法和系統(tǒng)，以增加采用基本模塊套件組裝各種UAV的簡(jiǎn)易性。
另一特征在于，本發(fā)明的同軸系統(tǒng)的轉(zhuǎn)子20、 22中的每一個(gè)均由 一個(gè)或多個(gè)獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)，并且所述發(fā)動(dòng)機(jī)被設(shè)置成位于所述轉(zhuǎn) 子的相對(duì)側(cè)，通過(穿過所述中空的核心的)電線而不是機(jī)械的軸系、離合器以及齒輪，來實(shí)現(xiàn)向所述轉(zhuǎn)子傳輸能量或者在所述發(fā)動(dòng)機(jī)之間 傳輸能量。緊湊的轉(zhuǎn)子組裝支持轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)而無需傳統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)的同軸軸 系。
再一特征在于，為每個(gè)轉(zhuǎn)子提供旋轉(zhuǎn)斜盤控制系統(tǒng)和一個(gè)或多個(gè) 發(fā)動(dòng)機(jī)，并且所述旋轉(zhuǎn)斜盤控制系統(tǒng)和一個(gè)或多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)被設(shè)置成位 于每個(gè)轉(zhuǎn)子的相對(duì)側(cè)，從而簡(jiǎn)化了驅(qū)動(dòng)和控制轉(zhuǎn)子所需的機(jī)械連接和 電連接。轉(zhuǎn)子模塊被設(shè)置用來將轉(zhuǎn)子系統(tǒng)快速并容易地組裝到所述中 空的核心。多個(gè)轉(zhuǎn)子模塊和旋轉(zhuǎn)斜盤由容納于模塊中的單組伺服系統(tǒng) 來控制。
附加的特征在于，可折疊的轉(zhuǎn)子葉片148、 149的長(zhǎng)度是不等的。 在本發(fā)明中，可折疊的長(zhǎng)度不等的轉(zhuǎn)子葉片148、 149利用反轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子 3和5，降低了緊急降落過程中葉片以較高的速度折疊起來時(shí)彼此接觸 的可能性。
本公開的另一特征在于一種提高UAV上的能量密度和功率密度
模塊8。助推器模塊8被設(shè)置用來在第一飛行階段控制所述UAV。當(dāng) 所述第一飛行階段結(jié)束時(shí)，所述助推器模塊脫落，從而降低UAV的 重量，以便于UAV在第二飛行階段繼續(xù)工作。在電動(dòng)UAV上，所述
特殊任務(wù)的特定的有效載荷，當(dāng)電池的電力被耗盡之后，在飛行中可 以將所述電池組丟棄。
權(quán)利要求
1. 一種旋翼飛行器，包括機(jī)身，所述機(jī)身上的第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，所述第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)包括由第一轉(zhuǎn)子軸支撐以圍繞轉(zhuǎn)動(dòng)軸線轉(zhuǎn)動(dòng)的第一轉(zhuǎn)子葉片、第一俯仰控制器以及第一發(fā)動(dòng)機(jī)，以及所述機(jī)身上的第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)包括由第二轉(zhuǎn)子軸支撐以圍繞所述轉(zhuǎn)動(dòng)軸線轉(zhuǎn)動(dòng)的第二轉(zhuǎn)子葉片、第二俯仰控制器以及第二發(fā)動(dòng)機(jī)，其中所述第一轉(zhuǎn)子軸和所述第二轉(zhuǎn)子軸被設(shè)置成沿著所述轉(zhuǎn)動(dòng)軸線彼此成軸向隔開關(guān)系。
2. 如權(quán)利要求1所述的旋翼飛行器，其中所述第一轉(zhuǎn)子葉片被設(shè) 置成與所述第二轉(zhuǎn)子葉片成隔開關(guān)系，并且所述第 一發(fā)動(dòng)機(jī)和所述第 二發(fā)動(dòng)機(jī)被設(shè)置成彼此成隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置所述第 一轉(zhuǎn)子葉片 和所述第二轉(zhuǎn)子葉片。
3. 如權(quán)利要求2所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括第一模塊和第二 模塊，其中所述第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)被設(shè)置成與所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)成隔開關(guān)系，并且所述第一模塊和所述第二模塊被設(shè)置成彼此成隔開關(guān)系，以 在其間設(shè)置所述第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)。
4. 如權(quán)利要求2所述的旋翼飛行器，其中所述第一俯仰控制器和 所述第二俯仰控制器包括旋轉(zhuǎn)斜盤裝置和伺服機(jī)構(gòu)，并且所述第一俯 仰控制器和所述第二俯仰控制器被設(shè)置成在所述第 一轉(zhuǎn)子葉片和所述 第二轉(zhuǎn)子葉片之間，以隔開方式彼此相鄰。
5. 如權(quán)利要求2所述的旋翼飛行器，其中所述第一轉(zhuǎn)子葉片被設(shè) 置成與所述第二轉(zhuǎn)子葉片成隔開關(guān)系，并且所述第一俯仰控制器和所 述第二俯仰控制器被設(shè)置成彼此成隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置所述第一轉(zhuǎn)子葉片和所述第二轉(zhuǎn)子葉片。
6. 如權(quán)利要求1所述的旋翼飛行器，其中所述第一發(fā)動(dòng)機(jī)被設(shè)置 成與所述第二發(fā)動(dòng)機(jī)成隔開關(guān)系，所述第一轉(zhuǎn)子葉片與所述第二轉(zhuǎn)子 葉片被設(shè)置成彼此隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置所述第一發(fā)動(dòng)機(jī)和所述第 二發(fā)動(dòng)機(jī)。
7. 如權(quán)利要求6所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括伺服致動(dòng)器和鏈 接機(jī)構(gòu)，其中所述第一俯仰控制器和所述第二俯仰控制器分享一組公 共的伺服致動(dòng)器和鏈接機(jī)構(gòu)，并且所述第一俯仰控制器和所述第二俯 仰控制器被設(shè)置成在所述第一轉(zhuǎn)子葉片和所述第二轉(zhuǎn)子葉片之間成彼 此隔開關(guān)系。
8. 如權(quán)利要求6所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括第一模塊和第二 模塊，其中所述第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)被設(shè)置成與所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)成隔開關(guān) 系，并且所述第一模塊和所述第二模塊被設(shè)置成彼此成隔開關(guān)系，以 在其間設(shè)置所述第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)。
9. 如權(quán)利要求6所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括連接所述第一轉(zhuǎn) 子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非轉(zhuǎn)動(dòng)結(jié)構(gòu)主干，以及耦合到所述非轉(zhuǎn) 動(dòng)結(jié)構(gòu)主干的能量模塊，其中來自于所述位于轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)面的 一 側(cè)的 能量模塊的能量，通過所述結(jié)構(gòu)主干傳導(dǎo)到位于相同的轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)面 的相對(duì)側(cè)的發(fā)動(dòng)機(jī)。
10. 如權(quán)利要求6所述的旋翼飛行器，其中所述第一轉(zhuǎn)子葉片被 設(shè)置成與所述第二轉(zhuǎn)子葉片成隔開關(guān)系，并且所述第 一俯仰控制器和 所述第二俯仰控制器被設(shè)置成彼此成隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置所述第 一轉(zhuǎn)子葉片和所述第二轉(zhuǎn)子葉片。
11. 如權(quán)利要求1所述的旋翼飛行器，其中所述第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)被設(shè)置成與所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)成隔開關(guān)系，并且每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)均被設(shè)置成 同與其相關(guān)的轉(zhuǎn)子葉片成隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置與它們相關(guān)的俯仰 控制器。
12. —種旋翼飛行器，包括可圍繞公共轉(zhuǎn)子軸線轉(zhuǎn)動(dòng)的第 一反轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子和第二反轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子，其中 每個(gè)轉(zhuǎn)子均具有可變俯仰的轉(zhuǎn)子葉片，飛行控制系統(tǒng)，其具有用于處理飛行控制指令的至少一個(gè)電子信 號(hào)處理裝置，電子指令信號(hào)裝置，用于控制與兩個(gè)轉(zhuǎn)子相連的伺服致動(dòng)器，以及連接到所述伺服致動(dòng)器的至少兩個(gè)旋轉(zhuǎn)斜盤，所述伺服致動(dòng)器被 設(shè)置成響應(yīng)于由所述電子指令信號(hào)裝置提供給所述伺服致動(dòng)器的信 號(hào)，協(xié)調(diào)地控制兩個(gè)轉(zhuǎn)子的循環(huán)葉片俯仰。
13. 如權(quán)利要求12所述的旋翼飛行器，其中所述用于控制與兩個(gè) 轉(zhuǎn)子相連的伺服致動(dòng)器的裝置包括指令信號(hào)控制器，并且每個(gè)旋轉(zhuǎn)斜 盤均包括與所述第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)相連的第 一俯仰控 制器和第二俯仰控制器，并且所述第 一俯仰控制器和所述第二俯仰控 制器被設(shè)置成軸向地位于所述第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)之 間。
14. 如權(quán)利要求13所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括第二伺服致動(dòng) 器，并且其中所述指令信號(hào)控制器與所述第一伺服致動(dòng)器和所述第二 伺服致動(dòng)器相連，以產(chǎn)生送往所述第一伺服致動(dòng)器和所述第二伺服致 動(dòng)器的電子信號(hào)，從而改變兩個(gè)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的搖擺和俯仰循環(huán)。
15. 如權(quán)利要求13所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括第三伺服致動(dòng) 器，并且其中所述指令信號(hào)控制器與所述第一、第二和第三伺服致動(dòng) 器相連，以產(chǎn)生送往所述第一、第二和第三伺服致動(dòng)器的電子信號(hào)，從而改變兩個(gè)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的循環(huán)葉片俯仰和集合葉片俯仰。
16. 如權(quán)利要求13所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括分別耦合到所 述第 一轉(zhuǎn)子和所述第二轉(zhuǎn)子的第 一發(fā)動(dòng)機(jī)和第二發(fā)動(dòng)機(jī)，并且其中所 述指令信號(hào)控制器與所述第 一發(fā)動(dòng)機(jī)和所述第二發(fā)動(dòng)機(jī)相連，以產(chǎn)生 送往至少所述第一發(fā)動(dòng)機(jī)和所述第二發(fā)動(dòng)機(jī)至少其一的轉(zhuǎn)矩控制電信 號(hào)，從而改變所述第一轉(zhuǎn)子和所述第二轉(zhuǎn)子至少其一的速度，以控制 所述組合的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的總推力和總轉(zhuǎn)矩至少其一 。
17. 如權(quán)利要求12所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括非旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)主 干，其中所述非旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)主干的橫截面包括開放區(qū)域，所述開放區(qū)域 被設(shè)置成沿著所述飛行器的長(zhǎng)度延伸，以使得來自于所述位于轉(zhuǎn)子的 轉(zhuǎn)動(dòng)面的一側(cè)的能量模塊的能量，通過所述結(jié)構(gòu)主干傳導(dǎo)到位于相同 的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)面的相對(duì)側(cè)的發(fā)動(dòng)機(jī)。
18. 如權(quán)利要求17所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括第一模塊和第 二模塊，其中所述第一能量模塊與所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)被設(shè)置成彼此成 隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置所述第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，并且所述第一模塊和所 述第二能量模塊被設(shè)置成彼此成隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置所述第 一 能 量模塊和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)。
19. 如權(quán)利要求12所述的旋翼飛行器，其中所述第一旋轉(zhuǎn)斜盤和 所述第二旋轉(zhuǎn)斜盤可操作地通過旋轉(zhuǎn)斜盤鏈接機(jī)構(gòu)相連，以便協(xié)調(diào)地 移動(dòng)。
20. 如權(quán)利要求19所述的旋翼飛行器，其中所述第一旋轉(zhuǎn)斜盤和 所述第二旋轉(zhuǎn)斜盤由使二者協(xié)調(diào)地傾斜的至多兩個(gè)伺服致動(dòng)器致動(dòng)。
21. 如權(quán)利要求19所述的旋翼飛行器，其中所述第一旋轉(zhuǎn)斜盤和 所述第二旋轉(zhuǎn)斜盤由至多三個(gè)伺服致動(dòng)器致動(dòng)，并且所述三個(gè)伺服致動(dòng)器通過使所述第一旋轉(zhuǎn)斜盤和所述第二旋轉(zhuǎn)斜盤協(xié)調(diào)地傾斜來控制 循環(huán)葉片俯仰，并且通過平行于所述轉(zhuǎn)子軸線協(xié)調(diào)地平移所述第一旋 轉(zhuǎn)斜盤和所述第二旋轉(zhuǎn)斜盤來控制集合葉片俯仰。
22. 如權(quán)利要求12所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括用于改變所述 第一轉(zhuǎn)子和所述第二轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速的電子控制信號(hào)，其中，通過基本協(xié)調(diào)地改變所述第一轉(zhuǎn)子和所述第二轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)所述旋翼飛行器 的高度控制。
23. 如權(quán)利要求22所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括用于改變所述 第一轉(zhuǎn)子和所述第二轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速的電子控制信號(hào)，其中，通過彼此相反地改變所述第一轉(zhuǎn)子和所述第二轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)所述旋翼飛行器 圍繞平行轉(zhuǎn)子軸線的轉(zhuǎn)動(dòng)控制。
24. 如權(quán)利要求22所述的旋翼飛行器，其中所述轉(zhuǎn)動(dòng)軸線在飛行 過程中是基本垂直的。
25. 如權(quán)利要求22所述的旋翼飛行器，其中所述轉(zhuǎn)動(dòng)軸線在飛行 過程中是基本水平的。
26. —種旋翼飛行器，包括在水平飛行模式中，支持水平飛行的固定機(jī)翼飛行結(jié)構(gòu)，以及 在垂直飛行模式中，支持垂直飛行的旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行結(jié)構(gòu)，并且通過丟棄與可選的飛行模式相關(guān)的結(jié)構(gòu)，所述飛行器可被重新配置成在飛行中從一種飛行模式轉(zhuǎn)換到另 一種飛行模式。
27. 如權(quán)利要求26所述的系統(tǒng)，其中所述飛行器開始在固定機(jī)翼 的水平模式下飛行，在飛行中通過丟棄所述固定機(jī)翼的飛行結(jié)構(gòu)而轉(zhuǎn) 換到旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的垂直飛行模式。
28. —種用于建立旋翼飛行器的套件，包括 結(jié)構(gòu)主干，包含具有轉(zhuǎn)子葉片的發(fā)動(dòng)機(jī)-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的至少一個(gè)推進(jìn)模塊， 包括電子控制系統(tǒng)的控制模塊， 具有可用的能量存儲(chǔ)的能量模塊，以及 用于攜帶有效載荷的有效載荷模塊。
29. —種用于控制具有反轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片的固定機(jī)翼飛行器的角取向 的方法，所述方法包括改變所述轉(zhuǎn)子葉片的周期葉片俯仰來控制飛行 器俯仰和偏航，以及改變所述轉(zhuǎn)子葉片的轉(zhuǎn)速而在所述轉(zhuǎn)子之間產(chǎn)生 差動(dòng)轉(zhuǎn)矩，以控制飛行器搖擺。
30. —種將傳感器精確地配置到遠(yuǎn)程位置的方法，所述方法包括 采用具有高速水平飛行結(jié)構(gòu)的無人駕駛的飛行器來到達(dá)目標(biāo)位置的第 一步驟，丟棄所述無人駕駛的飛行器的所述水平飛行結(jié)構(gòu)、并將所述 無人駕駛的飛行器重新配置成基本垂直懸停飛行第二步驟，以及在垂 直方向精確地飛行以配置所述傳感器的第三步驟。
31. —種用于在飛行中增加UAV中的功率密度和能量密度的方 法，所述方法包括以下步驟(1) 為所述UAV裝備例如電池的電源組，(2) 在飛行中從一個(gè)或多個(gè)電源組中獲取能量，(3) 當(dāng)某個(gè)電源組中存儲(chǔ)的能量被耗盡時(shí)，在飛行中丟棄所述電 源組，以及(4) 必要時(shí)重復(fù)步驟2-3，直到飛行結(jié)束。
32. 如權(quán)利要求31所述的方法，所述方法進(jìn)一步包括在飛行中丟 棄所述UAV結(jié)構(gòu)的一部分。
33. —種旋翼飛行器，包括機(jī)身，所述機(jī)身上的第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，所述第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)包括第 一轉(zhuǎn)子葉 片和第一發(fā)動(dòng)機(jī)，所述第一轉(zhuǎn)子葉片被支撐為在第一轉(zhuǎn)子平面內(nèi)圍繞 轉(zhuǎn)動(dòng)軸線轉(zhuǎn)動(dòng)，以及所述機(jī)身上的第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)包括第二轉(zhuǎn)子葉 片和第二發(fā)動(dòng)機(jī)，所述第二轉(zhuǎn)子葉片被支撐為在第二轉(zhuǎn)子平面內(nèi)圍繞 所述轉(zhuǎn)動(dòng)軸線轉(zhuǎn)動(dòng)，其中所述第一發(fā)動(dòng)機(jī)被設(shè)置成位于所述第二轉(zhuǎn)子 系統(tǒng)的輸入側(cè)，而所述第二發(fā)動(dòng)機(jī)被設(shè)置成位于所述第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的 輸入側(cè)。
34. 如權(quán)利要求33所述的旋翼飛行器，其中至少一個(gè)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)包 括由葉片俯仰控制器控制的可變俯仰的轉(zhuǎn)子葉片。
35. 如權(quán)利要求34所述的旋翼飛行器，其中所述至少一個(gè)轉(zhuǎn)子系 統(tǒng)在轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)面內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)，并且所述葉片俯仰控制器和所述發(fā)動(dòng)機(jī)被 設(shè)置成彼此隔開的關(guān)系，以在其間設(shè)置所述轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)面。
36. 如權(quán)利要求33所述的旋翼飛行器，其中所述第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)包 括由第一俯仰控制器控制的可變俯仰的轉(zhuǎn)子葉片，所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng) 包括由第二俯仰控制器控制的可變俯仰的轉(zhuǎn)子葉片，所述第一發(fā)動(dòng)機(jī) 和所述第一俯仰控制器被設(shè)置成彼此成隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置所述 第 一轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)面，所述第二發(fā)動(dòng)機(jī)和所述第二俯仰控制器被設(shè)置成 彼此成隔開關(guān)系，以在其間設(shè)置所述第二轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)面。
37. 如權(quán)利要求36所述的旋翼飛行器，其中所述第一俯仰控制器 和所述第二俯仰控制器包括連接到所述第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)斜盤裝置和伺服機(jī)構(gòu)，并且所述第 一俯仰控制器和所述第 二俯仰控制器被設(shè)置成軸向地位于所述第一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子 系統(tǒng)之間。
38. 如權(quán)利要求37所述的旋翼飛行器，其中所述第一俯仰控制器 和所述第二俯仰控制器分享一組公共的伺服致動(dòng)器和鏈接機(jī)構(gòu)。
39. 如權(quán)利要求36所述的旋翼飛行器，其中所述第一發(fā)動(dòng)機(jī)和所 述第二發(fā)動(dòng)機(jī)被設(shè)置成軸向地位于所述第一轉(zhuǎn)子和所述第二轉(zhuǎn)子之間。
40. 如權(quán)利要求36所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括連接所述第一 轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非轉(zhuǎn)動(dòng)結(jié)構(gòu)主干，并且其中電子控制 信號(hào)通過所述非轉(zhuǎn)動(dòng)的結(jié)構(gòu)主干，從轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)面的一側(cè)傳導(dǎo)到相同轉(zhuǎn) 子轉(zhuǎn)動(dòng)面的相對(duì)側(cè)。
41. 如權(quán)利要求36所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括連接所述第一 轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非轉(zhuǎn)動(dòng)結(jié)構(gòu)主干，并且其中來自于位 于轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)面的一側(cè)的能量模塊的能量，通過所述結(jié)構(gòu)主干傳導(dǎo)到位于相同轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)面的相對(duì)側(cè)的發(fā)動(dòng)機(jī)。
42. —種旋翼飛行器，包括機(jī)身，其具有沿著縱向飛行器軸線延伸的非旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)主干， 連接到所述機(jī)身的第 一轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，所述第一轉(zhuǎn)子 系統(tǒng)和所述第二轉(zhuǎn)子系統(tǒng)由所述結(jié)構(gòu)主干支撐為圍繞所述縱向軸線轉(zhuǎn) 動(dòng)，并且其中所述結(jié)構(gòu)主干貫穿至少一個(gè)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)并將所述轉(zhuǎn)子系統(tǒng) 的轉(zhuǎn)子輸入側(cè)與轉(zhuǎn)子輸出側(cè)相連。
43. 如權(quán)利要求42所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括中心信息轉(zhuǎn)移 通路，其中所述中心信息轉(zhuǎn)移通路被配置成將來自于所述轉(zhuǎn)子的輸入 側(cè)的能量和控制信號(hào)通過所述結(jié)構(gòu)主干傳導(dǎo)到輸出側(cè)。
44. 如權(quán)利要求43所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括附接于所述結(jié) 構(gòu)主干的電子系統(tǒng)組件，并且其中傳導(dǎo)到所述電子系統(tǒng)組件和在所述電子系統(tǒng)組件之間傳導(dǎo)的能量和控制信號(hào)，是通過所述結(jié)構(gòu)主干在所 述中心信息轉(zhuǎn)移通路上傳導(dǎo)的。
45. 如權(quán)利要求44所述的旋翼飛行器，進(jìn)一步包括模塊化的飛行 器組件，所述模塊化的飛行器組件具有接納于所述結(jié)構(gòu)主干的孔，并 且其中用于將電子組件連接到所述中心信息轉(zhuǎn)移通路的電子連接器凹 入所述結(jié)構(gòu)主干中，因而在安裝或拆卸所述飛行器的過程中，所述模 塊化的飛行器組件可以沿著所述主干的長(zhǎng)度滑動(dòng)，而不損害電子連接 器。
46. 如權(quán)利要求42所述的旋翼飛行器，其中所述結(jié)構(gòu)主干的橫截 面通常為圓形。
47. 如權(quán)利要求42所述的旋翼飛行器，其中所述結(jié)構(gòu)主干的橫截 面通常為十字形。
48. 如權(quán)利要求42所述的旋翼飛行器，其中所述結(jié)構(gòu)主干由例如 結(jié)合環(huán)氧樹脂的碳纖維的纖維增強(qiáng)塑料材料制成。
49. 位于具有機(jī)身、推進(jìn)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和有效載荷的UAV上的 裝置，所述裝置用于在采用電荷激勵(lì)裝置(CAD)從發(fā)射管展開所述 UAV時(shí)抵抗發(fā)射載荷，所述裝置包括結(jié)構(gòu)主干，所述結(jié)構(gòu)主干沿著所 述UAV的縱軸延伸并支撐所述機(jī)身、所述推進(jìn)系統(tǒng)、所述控制系統(tǒng) 和所述有效載荷。
50. —種軍需品破壞情況估計(jì)的方法，所述方法包括以下步驟 為電激勵(lì)的旋轉(zhuǎn)機(jī)翼UAV裝備軍需品，所述UAV具有例如攝像才幾和遙測(cè)系統(tǒng)的傳感器，將所述UAV與所述軍需品同時(shí)送到目標(biāo)地點(diǎn)附近，命令所述UAV在所述目標(biāo)地點(diǎn)附近盤旋以^見察所述軍需品所造成的石皮壞，以及將信息從所述UAV通過遙測(cè)鏈路發(fā)送到遠(yuǎn)程位置。
51.如權(quán)利要求50所述的方法，所述方法進(jìn)一步包括以下步驟 將所述UAV附接到所述軍需品上、由所述軍需品將所述UAV送到所 述目標(biāo)地點(diǎn)附近、在所述軍需品到達(dá)所述目標(biāo)地點(diǎn)之前從所述軍需品 中釋^:所述UAV、以及允許所述UAV在所述目標(biāo)地點(diǎn)附近沿軌道飛 行并觀察所述軍需品所造成的破壞。
全文摘要
一種旋翼飛行器，包括具有伸長(zhǎng)的管狀主干或核心的本體結(jié)構(gòu)，以及具有轉(zhuǎn)子的反轉(zhuǎn)同軸的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，其中每個(gè)轉(zhuǎn)子都具有獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)以驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子圍繞公共的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)軸線轉(zhuǎn)動(dòng)。所述轉(zhuǎn)子系統(tǒng)用于在定向飛行中移動(dòng)所述旋翼飛行器。
文檔編號(hào)B64C27/22GK101421157SQ200580011484
公開日2009年4月29日 申請(qǐng)日期2005年4月14日 優(yōu)先權(quán)日2004年4月14日
發(fā)明者保羅·E·阿爾托恩, 大衛(wèi)·J·阿爾托恩 申請(qǐng)人:保羅·E·阿爾托恩;大衛(wèi)·J·阿爾托恩