CN105164015B - 垂直起降飞行器 - Google Patents

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Abstract

一种VTOL(垂直起降)空中飞行器，包括内框架(312)、平衡环系统(301)和外框架(304)，该内框架包括推进系统和控制系统。该推进系统能够产生升力。该控制系统能够控制该内框架的方位。该平衡环系统(301)用至少两个旋转轴将该内框架(312)连接到该外框架(304)，使外框架可具有独立于该内框架旋转的旋转自由度。

Description

垂直起降飞行器
技术领域
本发明涉及垂直起降(VTOL)飞行器。
背景技术
垂直起降飞行器通常依靠产生向上力(升力)以对抗重力的推进系统(例如，一个或多个螺旋桨)而飞行。这种飞行器能够缓慢飞行(悬停飞行)，垂直起飞或垂直降落，并且通常具有控制系统以控制它们的方位或方向，从而保持在稳定方位中或侧向移动。当该飞行器未沿稳定方位中，例如其推进系统形成一个并不主要指向向上的力，该飞行器可迅速地失去升力，或朝推进系统产生一个力的方向获得速度。
使用推进系统和控制系统停留在高空的垂直起降飞行器存在于几个现有技术中已知的结构中。包括推进系统和控制系统的这种垂直起降飞行器的示例在图1(a)到图1(d)中显示(存在更多类型，但未显示在附图中)。该推进系统通常包括一个或多个螺旋桨101，并提供使飞行器保持在空中的升力。该控制系统能够采用各种形式，并且通常包括一些控制电子装置102以及可能地额外致动器，该可能的额外致动器不用于产生升力，相反产生在滚转110、俯仰111或偏航112轴周围的力或扭矩，以控制滚转113、俯仰114和偏航115运动，或换句话说，控制飞行器的方位以及因此升力的方向。这种飞行器通过保持在其中推进系统产生一个主要向上的力的方位中而停留在空中(通常通过时螺旋桨在大致水平面中旋转)，并且它们通过稍微倾斜侧向移动。
图1(a)示出了一个多转子系统，具体描述了四旋翼飞行器。这种飞行器使用一种包括几个产生升力的水平螺旋桨101的推进系统。控制系统确定每个单独螺旋桨的速度以使飞行器在稳定方位中稳定或使其倾斜，使得它侧向移动。相对螺旋桨的差动致动产生绕俯仰和滚转轴的扭矩。在相反方向中旋转的螺旋桨的差动致动产生了绕偏航轴的扭矩。
图1(b)示出一种常规直升机的推进系统。该飞行器使用主水平螺旋桨101作为推进系统来产生升力。控制系统通过旋转斜盘104控制飞行器的俯仰和滚转运动，或使其倾斜以侧向移动，该旋转斜盘致动该主螺旋桨叶片并稳定该飞行器的俯仰和滚转。一垂直尾翼螺旋桨103用于控制偏航角。
图1(c)示出了一个带有吊杆的同轴设计。这种飞行器使用两个沿相反方向旋转的水平螺旋桨101作为推进系统。控制系统包括一个使俯仰角和滚转角保持稳定的吊杆105。吊杆是一个带有相对较高旋转惯量的刚性杆，其与顶部螺旋桨一起旋转并由于惯性而保持水平。它与上螺旋桨叶片的俯仰机械地链接，使得当飞行器的方位扰乱时，螺旋桨产生一个使该飞行器返回稳定方位的力矩。这两个螺旋桨的差动致动允许偏航角的控制。下螺旋桨可配备有旋转斜盘以控制俯仰和滚转运动，以及从而控制侧向移动该飞行器。
图1(d)示出了一个带有控制表面的同轴设计。该飞行器使用两个沿相反方向旋转的水平螺旋桨101作为推进系统。控制系统使用一对控制表面108以控制俯仰运动以及另一对控制表面106以控制滚转运动。控制表面由两个致动器107致动，并通过使由该推进系统产生的气流偏转而产生升力。这两个螺旋桨的差动致动使偏航角可控制。
设计为靠近障碍物飞行的飞行器，例如在EP2517767A2，J.Dees和G.Yan的“自我扶正的框架和航空飞行器”中公开的，通常配备有通常围绕该推进系统和控制系统的保护结构。这些保护结构防止外部物体破坏敏感部件，例如旋转的螺旋桨或控制表面，或当飞行器碰撞到障碍物或落地时吸收碰撞能量。它们通常被形成，使得开口允许气流通过该结构，而不太多影响由该推进系统产生的升力。能够设计该保护结构的形状，使得当其位于平地时，该飞行器将被动地直立到垂直起飞方向。
几种现有的垂直起降飞行器与移动部件一起使用保护结构，以改进与环境的彼此作用。如M.Itasse、J.-M.Moschetta、Y.Ameho和R.Carr在2011年12月，《微型飞行器国际期刊》第3卷第4期第229-246页的“混合动力飞行器的平衡过渡研究”中所描述的，双电机垂直起降配备有两个都防止转子接触的被动旋转的轮子，并且当飞行时能够用于在地上或甚至沿壁滚转。然而，该轮子仅能保护该飞行器的内框架免于接触平面障碍物，以及该飞行器仅能够朝单个方向滚转。
在A.Kalantari和M.Spenko在2013年《机器人与自动化IEEE国际会议》的“混合陆地和航空四旋翼的设计和实验验证”中，描述了一种能够被动地绕一个轴旋转并提供更好保护的保护罩，其允许该垂直起降飞行器在不均匀地面上仅朝单个方向滚转。虽然这些飞行器证明了在障碍物上滚转的被动旋转保护结构，它们的滚转方向由于单个旋转轴而被限制到单个方向。同样，除此之外，这些机构不解决减少从与障碍物的碰撞中发生的干扰的问题。
在US2010/0224723A1，J.Apkarian的“飞行器”中描述的一种飞行器，其特征在于一种保护结构，该保护结构能够绕两个不同轴旋转。然而，该旋转轴总是由电机完全致动和控制。除此之外，该结构的主动控制旋转通过改变该保护结构的质心位置仅允许该飞行器在飞行过程中的稳定。该设计不允许当在飞行中与障碍物碰撞时的干扰减少，或不允许在障碍物上的滚转(如在飞行过程中接触障碍物)。
Tamanas的美国专利6976899描述了一种“全地形飞行器”，其包括三个连接环，被附接到最内环的支架，并且被如此构造，使得在该支架保持直立时该飞行器在地上滚转。除此之外，虽然该全地形飞行器被构造成在各种地表面上行进，该全地形飞行器不被构造并且不具有作为垂直起降飞行器的应用。
当飞行器进入与障碍物的接触时，相对较大的扭矩和力能够干扰该飞行器的方位。虽然机载控制系统(机械的和/或软件)可能对抗一些干扰量并使该飞行器回到飞行的稳定方位，这种控制系统往往不能快速地纠正在接触外部物体后发生的很大干扰。这种接触因此能够引起飞行器方位或轨迹的很大扰动，甚至导致碰撞到地面。大多数飞行器因此总保持远离障碍物，以防止与障碍物的任何接触。此外，大多数飞行器仅能够从该推进系统能够形成一个向上力的停靠方位起飞，该向上力限制了它们从不均匀地面、或在其他方位中降落后起飞的能力。
发明内容
本发明描述了一种减少通过与外部物体接触所引起的干扰的系统，所述系统允许飞行器与障碍物碰撞，同时大部分时间保持在稳定方位中。一种垂直起降(VTOL)飞行器包括内框架，平衡框架和外框架。所述平衡环系统允许所述外框架独立于所述内框架被动地旋转，这减少了通过与外部物体接触所引起的干扰，允许在障碍物上滚转并允许从任何方位起飞。根据本发明的垂直起降允许平台保持与障碍物接触，其在该平台以下、侧向或以上，并且在与其保持接触同时相对于该障碍物移动，这这本文中描述为在其上滚转。该垂直起降被构造为一种能够从任何方位起飞的飞行器，即使在不平坦地面上。
根据本发明的垂直起降包括推进系统和控制系统，所述推进系统能够产生升力，所述控制系统能够控制所述内框架的方位，所述平衡环系统将所述内框架连接到所述外框架和内框架，即带有至少两个旋转轴的所述外框架允许在所述外框架之间的旋转自由，从而独立于所述内框架旋转。
所述旋转轴被构造成用所述平衡环系统使所述外框架从所述内框架机械地脱离，使得所述外框架能够绕所述内框架被动地旋转。所述内框架包含所述推进系统和使飞行器保持在空中通过产生向上力并拒绝很小干扰的控制系统，同时所述外框架能够防止外部物体接触所述内框架并影响其方位。所述外框架在几何形状上被构造成城市巨大撞击并保护所述垂直起降内框架、推进和控制系统，使得所述垂直起降在撞击后能够重新稳定并继续行进。公开了所述外框架结构的不同设计，所述设计减少在与障碍物碰撞时发生的力。
所述平衡环系统允许所述外框架在所述内框架周围绕两个或以上的旋转轴被动地旋转。因此被施加到所述外框架的部分或全部扭矩将引起其绕这些轴的旋转，但不会影响所述内框架，使得所述推进系统保持在悬停飞行的稳定方位。一种根据本发明构造的飞行器因此能够与障碍物碰撞，而其内框架保持在稳定方位，其防止了当所述推进系统经受重大方位干扰时发生的所述飞行器的很大不稳定性或坠毁。
此外，由于当所述外框架接触障碍物时不限制所述内框架的方位，所述控制系统仍能使飞行器侧向、向上或向下移动，而所述外框架保持与障碍物不断接触。这允许飞行器朝不同方向飞行，同时保持与外部物体、壁或顶板接触(换句话说，当飞行时，它能够在障碍物上滚转)。
所公开的系统也用于从任何方位起飞：当在地面上时，所述内框架能够在所述外框架内侧自由地旋转并且一个机构因此能够使所述内框架旋转到一个适合起飞的方位(如，用能够产生向上力的推进力)。通过放置所述内框架的质心使得重力将其拖到所需方位，或者通过使用所述内框架的控制系统，能够完成所述内框架的旋转。
附图说明
参考附图，将更好地理解根据本发明的垂直起降，其中：
图1(a)-1(d)描述了用于垂直起降飞行器的各种现有技术推进系统；
图2(a)示出了一种根据本发明配备有保护框架的飞行器，该保护框架刚性地连接到碰撞成束的控制和推进系统；
图2(b)描述了图2(a)的飞行器在碰撞平面上的二维视图；
图3(a)描述了根据本发明的飞行器的每个主组件的分解视图；
图3(b)描述了一种根据本发明配备有平衡环系统的飞行器的实施例，以允许外框架根据三个旋转轴旋转；
图4描述了一种根据本发明配备有平衡环系统的飞行器的实施例，以允许该外框架根据两个旋转轴旋转；
图5(a)和5(b)描述了一种根据本发明的飞行器与外部物体碰撞的两种情况的侧视图；
图6示出了一种根据本发明配备有平衡环系统的与障碍物碰撞的飞行器的侧视图；
图7示出了一种根据本发明配备有平衡环系统和磁铁的飞行器的实施例，以防止平衡环达到平衡环锁定位置；
图8示出了一种根据本发明配备有平衡环系统和致动器的飞行器的实施例；
图9示出了一种根据本发明配备有平衡环系统的飞行器的侧视图，该飞行器在不平坦地面上滚转；
图10示出了一种根据本发明配备有平衡环系统的飞行器的顶视图，该飞行器在垂直障碍物上滚转；
图11(a)示出了一种根据本发明配备有平衡环系统的飞行器，该飞行器在不适合起飞的方位停靠在地面上；
图11(b)描述了准备起飞的配备有平衡环系统的图11飞行器(a)；
图11(c)描述了起飞的图11飞行器(b)；
图12(a)示出了一个基于轮廓为球形多面体的束的保护外框架的示例，特别描述了一种截断二十面体；
图12(b)描述了一个使用四面体缓冲器的保护外框架的示例，该四面体缓冲器由被附接到刚性底座的三个柔性束制成；
图12(c)示出了一个基于三角形结构的保护外框架的示例，该三角形结构形成模块化组件，便于构造；
图13(a)示出了一种配备有平衡环系统和作为外框架的球形多面体的飞行器，其中，一个内框架包括带有表面的同轴设计；
图13(b)示出了一种配备有平衡环系统和作为外框架的球形多面体的飞行器，其中，一个内框架包括多转子；
图13(c)示出了一种配备有平衡环系统和外框架的飞行器，该外框架基于形成模块化组件的三角形结构，其中，一个内框架包括带有控制表面的同轴设计；
图13(d)示出了一种配备有平衡环系统和外框架的飞行器，该外框架基于形成模块化组件的三角形结构，其中，一个内框架包括多转子；
图14(a)和14(b)分别描述了一种根据本发明的飞行器，该飞行器配备有一个平衡环系统和保护外框架的四面体缓冲器，其中，一个内框架包括带有控制表面的同轴设计，以及其中，一个内框架包括多转子。
具体实施方式
本发明涉及一种VTOL(垂直起降)飞行器，包括内框架，平衡环系统和外框架。该平衡环系统减少了通过与外部物体接触引起的干扰，允许在障碍物上滚转并允许从任何方位起飞。
仅能够在关于在飞行器和外部物体之间的碰撞分析的文献中发现很少。由于本发明涉及一种减少碰撞干扰的系统，因此很重要的是理解它们。通常，知晓在撞击后飞行器的线性和角速度如何受影响是有趣的。一种在R.Cross，《美国物理学杂志》，2002年第70卷第5卷第482页，“用于超级球和网球的水平回弹系数的测量”中开发的模型，其全部在此通过引用并入本文，描述了半弹性球在各类表面上的碰撞，并且如下所述在做出某些假设后能够适用于根据本发明的飞行器的情况。
参考图2(a)和(b)，研究了在撞击前后的瞬时速度线速度和角速度。为了简化原因考虑了在撞击前后带有零角速率的情况。假设在该飞行器和外部障碍物之间仅存在一个接触点。同样，假设在撞击过程中没有除接触力之外的其他重大力被施加到飞行器，换句话说，在碰撞过程中由该推进和稳定系统产生的线加速度和角加速度与撞击力相比被认为是微不足道的。最后，假设能够在碰撞平面C 204上在二维中研究该碰撞，其被限定为包含接触点P 207和作用点在质心(COM)203的初速度向量v 208。图2(a)显示一种配备有一个与外部物体(梁)202在点P碰撞的保护框架201和一个包含P 207和v 208的碰撞平面204的飞行器。力F 209为由该外部物体在撞击过程中施加在飞行器上的平均力并且假定为被包含在C中。
在图2(a)中，该飞行器配备有保护框架201，该保护框架刚性地附接到碰撞到梁202的控制和推进系统。碰撞平面204被限定为包含接触点P 207和作用点在质心(COM)203的初速度向量v 208。图2(b)描述了一种飞行器在碰撞平面上的二维视图，其坐标系被限定有在接触点P的作用点，以及指向COM的V轴206。X轴205被称为平行或水平轴，V轴为正交或垂直轴。在接触点P和COM之间的距离为γ211。该飞行器的保护结构被描绘为圆210，但可以是任何形状，仅意味着变量γ取决于接触点的位置。显示出在刚碰撞后的速度v'212和转速w'213。撞击后的速度v'212假定为被包括在C中并且撞击后的角速度向量ω'假定为与C垂直(仅在213中描绘了旋转方向)。
根据该飞行器的保护结构的弹性，与障碍物的摩擦、障碍物的刚性等，飞行器与外部障碍物的碰撞可具有非常不同的结果。通常，在某种程度上根据该保护结构的弹性和该障碍物的刚性，该接触力将使飞行器弹跳远离障碍物。虽然这干扰了飞行器的轨迹，但最大干扰是被施加到该飞行器质心的扭矩，因为这可能达到不稳定的方位，其中该推进系统不再产生主要向上的力。通常，如果初始速度不指向撞击点并且该接触不是无摩擦的，在撞击点的碰撞力产生力矩，并且因此根据在该保护结构和障碍物之间的摩擦而引起该飞行器的一定自旋量。
虽然在撞击过程中发生的彼此作用的动力学非常复杂并且涉及滑动、夹持或弹跳，由于两个回弹系数(COR)，ex和ey的引入而能够忽略细节：
该垂直COR ey能够在0和1之间变化，并且描述了在该保护结构和外部障碍物中的弹力的量，并使得可确定该飞行器弹跳远离该障碍物的速度是多快。如果ey等于1，该碰撞是完全弹性的，并且飞行器将带有垂直速度的逆转标记地反弹到壁，而如果ey等于0，该飞行器将继续停靠在壁上。水平COR能够在-1和1之间变化并且描述了在该保护结构和外部障碍物之间的摩擦量，以及某些弹性，并且使得可确定给了该飞行器多少自旋。如果ex等于-1，它模拟不产生任何自旋的无摩擦接触。如果ex等于0，它模拟一个接触，其中该飞行器夹持到所述表面并且接触点静止，因此引起自旋如果ex等于1，则该接触点以引起更大自旋的相反速度弹回。虽然这些系数很难获得并且随情况变化，它们使得可采用通用方法并且通常不需要被获得以产生大多数的讨论点。
由于牛顿第二定律知晓了如下的恰在撞击之前的速度v，于是能够获得刚刚撞击后的速度v'，刚撞击后的角速率ω'以及撞击过程中的平均接触力F：
v′y＝-eyvy (5)
其中，是一个描述该飞行器的质量分布的无刻度参数并且对于任一尺寸的传统飞行器来说可能在0.3和0.5之间。I是该飞行器在质心203绕垂直于碰撞平面的轴线的旋转惯量，m是该飞行器的质量，γ211是在接触点P 207和重心之间的距离，Δt是撞击的持续时间。
有趣的是，注意到w'213与γ成反比，这意味着对于以相同速度与外部物体碰撞的不同尺寸的相似飞行器来说，更小的飞行器碰撞后的转速越大。
同样，旋转惯量I越高，Fx将越高，并且vx'将越小，对于高旋转惯量来说意味着，飞行器将经受更高的力，并且沿Y轴的方向更多地减速。相反，更低的旋转惯量减少了摩擦力Fx，这意味着速度和飞行器的轨迹将不会受到碰撞尽可能多地影响。
在无摩擦的碰撞(ex＝-1)中，撞击后的转速w'为零，摩擦力Fx也是。
一种根据本发明的飞行器包括用平衡环系统从内框架机械地脱离的外框架，使得该外框架能够绕该内框架被动地旋转。该内框架包含推进系统和控制系统(例如在图1中显示的那些)，所述推进系统和控制系统通过产生向上力并拒绝很小干扰而使该飞行器保持在空中，同时该外框架防止外部物体接触该内框架并影响其方位。该平衡环系统使外框架可在该内框架周围绕一个或多个旋转轴被动地旋转，并且它不需要被主动地致动或控制(如用电机)。
图3(a)和(b)显示根据本发明的飞行器的每个主要组件，包括内框架312，平衡环系统301和外框架304，以及最后组件。包括推进和控制系统的内框架312在两个平衡环302和303内侧组装，外框架304在它们周围安装。该外框架能够被动和自由地在内框架周围绕三个旋转轴305、306和307中的每个旋转。在该内框架中包括的该推进和控制系统可以是任何类型(例如在图1中描绘的一种)，并且不一定是所显示的这一个。同样，该外框架可以是任何类型的保护结构，不一定是所显示的这个。
在图3(a)和(b)中显示一种允许三自由度旋转的使用两个平衡环的机构。该平衡环系统301包括三个旋转轴305、306和307，三对旋转接头309、310和311，以及两个平衡环302和303。第一旋转轴305由第一对旋转接头309形成，每个接头309彼此对齐并在固定点313处被固定在该内框架的相对两侧上的一个位置。该第一对旋转接头309也被固定在该第一平衡环302的相对两侧上的一个位置。第二旋转轴306通过该第二对旋转接头310垂直于该第一旋转轴305形成，每个接头310对齐并被固定在该第一平衡环302的相对两侧上的一个位置，以及被固定在该第二平衡环303的相对两侧上的一个位置，因此，该第二旋转轴306垂直于该第一旋转轴305。第三旋转轴307由该第三对旋转接头311形成，每个接头对齐并在固定点314被固定在该第二平衡环303的相对两侧上和在外框架304的相对两侧上的一个位置中，因此第三旋转轴307垂直于第二旋转轴306。该旋转接头为允许在接头接合的两部分之间完全旋转的机械部件。
图4描述了一种允许两自由度旋转的配备有一个平衡架的飞行器的实施例。当这两个旋转轴在碰撞之前能够保持在水平面中(例如带有一个另外的机构)时，该实施例尤其适合，使得该唯一约束轴在偏航轴周围，该内框架能够绕该偏航轴旋转，而不严重地影响平台的稳定性，因为滚转和俯仰对于稳定性来说是最严重的。在图4中，显示配备有平衡环系统的飞行器的一个实施例，其允许外框架根据两个旋转轴305和306旋转。该平衡环系统使用一个平衡环302，以及两对旋转接头309和310。
减少来自与外部物体接触的干扰
在传统飞行器上，保护结构(如果存在)被刚性地附接到推进和控制系统。根据以上的方程(3)，与外部物体的接触因此将产生一个扭矩，从而造成整个飞行器的旋转，包括该推进系统。这在飞行器在空中保持稳定的能力上可能具有很强的撞击，因为该推进系统可能不再产生主要向上的力，相反在其失去高度时侧向地推进该飞行器。然而，用平衡环系统使该内框架从外框架脱离使该内框架可保持独立于外框架的旋转。与外部物体的接触因此将产生外框架的旋转，同时该内框架和该推进系统保持在稳定方位中。图5(a)和5(b)示出了与外部障碍物510碰撞的示例，图示在配备有图5(a)中平衡环系统的飞行器和图5(b)所示的常规飞行器之间的区别。虽然图5(a)和5(b)以二维显示了一个示例，其原理对于在外框架上任何地方的接触在三维上是相同的。
图5(a)和5(b)显示飞行器与外部物体碰撞的两个情况的侧视图。在图5(a)中显示一种配备有平衡环系统507的飞行器的示例轨迹501，该飞行器从内框架508脱离外框架506的旋转并且与障碍物510碰撞。该飞行器由于撞击的弹性而跳离障碍物，因此从其原始轨迹稍微地转移。外框架506在撞击后获得某一角速度515，但包含推进和控制系统的内框架508停留在其原始方位，其中该推进系统产生主要指向向上的升力513，该飞行器因此能够继续朝预期方向。图5(b)图示了传统飞行器的示例轨迹503，其控制和推进系统511被刚性地连接到保护框架512，与障碍物510碰撞。该撞击产生一个使该飞行器旋转到其中该推进系统产生一个不主要指向向上的力514的方位的扭矩505。该飞行器因此失去升力并沿该推进系统产生一个力的方向行进。在大多数情况下，该控制系统不能足够快地稳定该飞行器的方位，其在轨迹中引起很大的干扰，甚至坠落到地面。假设一种在旋转接头中没有摩擦的平衡环系统，包括旋转惯量可忽略的平衡环，那么在方程(3-7)中仅需要考虑外框架的旋转惯量，由于仅该外框架在碰撞后旋转。该旋转惯量的减少意味着施加到该飞行器的力F减少了，并且配备有平衡环系统的该飞行器在碰撞后不与传统飞行器一样多地减速。该平衡环系统因此不仅有助于减少由外部物体施加到该内框架的扭矩，而且该力因此帮助飞行器朝其预期方向行进，而不减速那么多。
如图6所示，由外部物体在以速度v 609飞行的配备有平衡环系统602的飞行器的外框架601上施加的力F通过在图3(a)和3(b)中描述的每个轴被传输到内框架603，力向量F608在旋转轴的交叉605处具有其作用点。如果内框架的质心604与一个或多个轴不重合，则该质心受到一个力矩τ＝F·d 607，d 606是力向量和COM之间的距离。为了减少扭矩以使影响内框架方位的干扰最小化，COM应与所有的平衡环系统的轴对齐。在图3(a)和3(b)中，COM因此应该在这3个轴的交叉处。
图6示出了一种与障碍物610碰撞的配备有平衡环系统602的飞行器的侧视图。描绘了由于COM相对于平衡环系统的旋转轴交叉点605的不对齐而在内框架的质心604所产生的扭矩607。由外部物体在配备有平衡环系统的飞行器上施加的力608通过平衡环系统的旋转轴被施加到内框架。该力矩与杠杆臂d 606、在该力向量与COM之间的距离成正比。为了减少扭矩，d应该最小化。
在撞击后，该外框架以由方程(3)所限定的角速度旋转，旋转轴垂直于碰撞平面。如果在平衡环系统的被动接头中不存在摩擦，该外框架的旋转无限地持续。如果外框架的COM相对于平衡环系统的轴的交叉不对齐，则外框架的旋转会产生一个可干扰内框架的离心力。通过使外框架的COM与平衡环系统的旋转轴的交叉对齐，从而能够使该干扰最小化。
当平衡环系统的两个轴彼此对齐时，它失去了自由度，并且内框架没有再从外框架完全地脱离。被称为平衡环锁定的这种情况可阻止该平衡环系统减少来自与外部物体接触的干扰，特别是如果失去了在水平面中的旋转轴，由于俯仰和滚转轴对于保持由该推进系统产生的升力主要向上是最关键的。该问题的解决方案包括：添加平衡环或自由度和/或致动某些平衡环以控制它们的位置远离平衡环锁定，添加如磁铁的排斥或吸引元件以支持该平衡环的位置远离平衡环锁定。如果使用致动器，则这些应该是可逆的或者能够被关闭，使得当碰撞发生时它们允许低摩擦地自由旋转。
图7所描述的一个实施例示出了一种根据本发明配备有平衡环系统的飞行器，其平衡环302和303以及外框架304配备有磁铁701至703，以防止该平衡环达到平衡环锁定位置和/或支持在该内框架和该外框架之间的某一相对方位。在该实施例中，显示磁铁的设置，其中一对磁铁701被固定到第一平衡环302上，并且另一对磁铁702被固定到第二平衡环303上。磁铁701和702的南北极被定向，使得它们彼此排斥，从而防止第一和第二平衡环在平衡环锁定定情况下处于同一平面中。为了支持该外框架相对于该内框架的某一相对方位，其他磁铁703能够被固定到外框架304上，因此它们被附接到磁铁701上。应该调整吸引力，因此该外框架在与外部物体接触的情况下充分地自由旋转，以使内框架上的扭矩保持很低。
图8中所示的实施例示出了一个配备有平衡环系统和致动器801、802和803以分别控制三个旋转轴305、306和307的旋转的飞行器。该外框架配备有方向传感器810以及控制电子装置102，其使得可测量在外框架与内框架之间的相对方位。该第一致动器801能够致动第一旋转轴305的旋转，该第二致动器802能够致动第二旋转轴306的旋转，该第三致动器803能够致动第三旋转轴307的旋转。为了知晓在外框架与内框架之间的相对方位，方向传感器810(例如IMU)可固定到外框架上，另一方向传感器可包括在控制电子装置102中，该相对方位可通过使来自两个方向传感器的信号相互关联而获得。知晓该外框架相对于该内框架的相对方位使得可知晓每个平衡环的位置，从而使得可产生对致动器的适当命令。
在障碍物上滚转
如前所述，根据本发明的垂直起降允许外框架与障碍物保持接触，其在外框架以下、侧向或以上，并且该垂直起降在与障碍物保持接触时可相对于障碍物移动，这在本文中被描述为“在其上滚转”。现在参考图9，由于没有约束内框架903的方位，该内框架能够相对于外框架901移动，以维持适当升力和方向，同时外框架保持与障碍物持续接触。这通过控制朝任意所希望方向的运动以及保持控制力的分量朝向该障碍物以保持接触而使得飞行器可在障碍物上滚转。这对于在复杂形状的障碍物周围行进特别地有用，而不需要额外控制以追踪复杂的轨迹。图9和10示出了这种行为的示例。
图9示出了一种配备有平衡环系统902的飞行器的侧视图，通过在保持向下力的同时控制向右的运动(如，通过用推进系统产生一个低于起飞力的升力)，该飞行器在不均匀地面905上沿向右的轨迹904滚转，以保持与障碍物接触。虽然内框架903保持在由控制系统控制的方位中，该外框架901以某一角速度906旋转。
图10示出了一种配备有平衡环系统1002的飞行器的顶视图，通过控制朝与壁平行的方向的侧向运动，同时通过朝障碍物控制侧向力与障碍物保持接触，该飞行器在垂直壁1005或障碍物1007上滚转。虽然内框架1003保持在由该控制系统控制的方位中，外框架1001以一定的角速度1006旋转。这种行为允许该飞行器跟随环境的轮廓，当寻找门状开口1009时这是有用的。该行为不需要实现复杂的控制和传感，因为这足以飞向一个方向(如由磁方向1008给定)。
虽然在障碍物上滚转，使用来自被安装在外框架上的方向传感器810的反馈允许控制滚转速度，以及由于它被放置在一个局部最小值(如拐角)中，当飞行器不再滚转时。
从任何方位起飞
现在参考图11(a)-11(c)，根据本发明的系统对于从任何方位起飞也是有用的：当在地面上时，内框架1103能够在外框架1101内侧作为平衡环系统1102的函数很容易旋转，一种机构因此能够使内框架旋转到一个适合起飞的方位。如果质心被放置在平衡环的旋转轴的交叉处，则该内框架能够沿所需方向以最小扭矩旋转(正好足以克服平衡环系统中的摩擦力)。内框架的控制系统通常能够用于使内框架沿起飞方位旋转。
图11(a)示出了一种配备有平衡环系统1102的飞行器，其以一个不适合起飞的方位停靠在地面1105上。因此它利用其控制系统产生足够的扭矩τ1104以使内框架1103旋转到垂直方位，同时外框架保持静止。图11(b)显示准备起飞的飞行器，因为该推进系统处于一个它能够产生指向上的力的方位。图11(c)显示该推进系统产生一个使该飞行器起飞的垂直推力T 1106。
保护结构
通常通过阻碍气流，外框架应该防止外部物体接触内框架或平衡环系统，并且不应强烈地影响该推进系统。此外，虽然保持轻量，该外框架应该能够吸收碰撞能量而不断裂，并且其应该足够刚性以保护平衡环系统和内框架，但足够柔性以降低峰值接触力，以及因此在系统其余部分上的应变。在图12(a)、12(b)和12(c)中显示了外框架的三种不同设计。
图12(a)所示的外框架的第一设计基于彼此固定在连接点1202的束1201，并被布置为使得每个束限定一个球状多面体的边缘。当在球形多面体上施加力时，负载在该结构的所有束之间共享。这种结构对于其重量从而能够吸收相对较高的碰撞能量。同样，许多束防止大多数外部物体触摸平衡环系统或内框架。最后，球形形状对于在障碍物上滚转是有利的。
图12(b)所示的外框架的第二设计基于相对刚性的底座1203，在其上一个由三个柔性束1204制成的四面体结构安装有枢转接头1205和1206用作吸收碰撞能量的弹性缓冲器。当在该结构上施加力时，该四面体结构允许至少一个束在屈曲模式下工作。屈曲允许使单束能够吸收的能量最大化，因为从变形的开始到结束该变形力接近最大。
在图12(c)中显示第三外框架设计。该设计基于能够很容易大规模生产并组装的三角形结构1220。轻质复合夹具1222用于组装该三角形的侧面。该三角形可被预组装成多个五边形或六边形的子组件，其可被包装为便于储存和运输的套件。所述子组件可被组装为外框架，用于容纳之前描述的垂直起降的结构。
图12(a)显示一种基于轮廓为球形多面体的束1201的保护外框架的示例，特别是在这种情况下为截断二十面体。这种框架允许带有最小重量的适当刚度。图12(b)显示一个使用四面体缓冲器的保护外框架的示例，该四面体缓冲器由三个用枢转接头1205和1206被附接到刚性底座1203上的柔性束1204制成，以提供柔性。由于该四面体结构，该束在一种允许对于给定束的最大化能量吸收的弯曲模式下工作。图12(c)显示一种结构，该结构相对容易大规模生产和包装为便于储存和运输的子组件，以及包装为便于组装的套件。
飞行器
对于要承载的给定载荷，用于该推进系统的最佳选择通常是带有最佳升力面积比的那个，因为该推进系统的尺寸将确定该尺寸，以及因此应该被最小化的该平衡环系统和外框架的重量。通常，类似于图1(c)和(d)中所呈现的同轴结构具有良好的升力面积比。
在图13(a)到13(d)以及14(a)和14(b)中所示出的飞行器实施例配备有上述保护结构。
图13(a)和13(b)显示配备有平衡环系统和作为外框架的球形多面体的飞行器。图13(a)显示一种包括带有控制表面的同轴设计的内框架。图13(b)显示一种包括多转子的内框架。图13(c)和13(d)显示带有形成该外框架的模块化组件的三角形结构和夹具的飞行器。图13(c)显示一种配备有平衡环系统和基于形成模块化组件的三角形结构的外框架的飞行器，其中，该内框架包括带有控制表面的同轴设计。图13(d)示出了一种配备有平衡环系统和基于形成模块化组件的三角形结构的外框架的飞行器，其中，内框架包括多转子。
图14(a)和14(b)显示配备有平衡环系统和保护该外框架的四面体缓冲器的飞行器。图14(a)显示一种包括带有控制表面的同轴设计的内框架，而图14(b)显示一种包括多转子的内框架。
尽管已经结合特定实施例描述和描述了装置、系统和方法，但是许多变化和修改对于本领域技术人员来说将是显而易见的，并且可在不背离本发明的精神和范围的情况下进行。由于这种变化和修改旨在被包括在本发明的范围内，本发明因此并不局限于如上所提出的方法或结构的精确细节。

Claims (21)

1.一种垂直起降飞行器，包括：
内框架(312)；
平衡环系统(301)；和
外框架(304)，其中
所述内框架(312)包括推进系统和控制系统，所述推进系统设置为产生升力，所述控制系统设置为控制所述内框架(312)的方位，
所述平衡环系统用至少两个旋转轴(305-307)将所述内框架连接到所述外框架(304)，所述至少两个旋转轴允许与所述外框架(304)之间的旋转自由度，使得所述外框架(304)设置为相对于所述内框架(312)独立地和被动地旋转，
所述内框架(312)具有一个与各旋转轴均大致重合的质心。
2.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其中，所述至少两个旋转轴(305-307)包括第一旋转轴和第二旋转轴，所述第二旋转轴大致垂直于所述第一旋转轴。
3.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其中，所述至少两个旋转轴(305-307)包括第一旋转轴、第二旋转轴和第三旋转轴，其中，所述第二旋转轴大致垂直于所述第一旋转轴，所述第三旋转轴大致垂直于所述第二旋转轴。
4.根据权利要求1-3中任何一项所述的垂直起降飞行器，其中，所述旋转轴是交叉的。
5.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其中，所述平衡环系统(301)包括三个旋转轴，三对旋转接头和两个平衡环，其中所述三个旋转轴分别为第一旋转轴、第二旋转轴和第三旋转轴，所述三对旋转接头分别为第一对旋转接头(309)、第二对旋转接头(310)和第三对旋转接头(311)，所述两个平衡环分别为第一平衡环(302)和第二平衡环(303)，所述第一旋转轴由所述第一对旋转接头(309)形成，每个所述第一对旋转接头(309)彼此对齐，并被固定在所述内框架(312)的相对侧上以及所述第一平衡环(302)的相对侧上，所述第二旋转轴由所述第二对旋转接头(310)形成，每个所述第二对旋转接头(310)对齐，并被固定在所述第一平衡环(302)的相对侧上和所述第二平衡环(303)的相对侧上，因此所述第二旋转轴垂直于所述第一旋转轴，所述第三旋转轴由所述第三对旋转接头(311)形成，每个所述第三对旋转接头(311)对齐，并被固定在所述第二平衡环(303)的相对侧上以及所述外框架(304)的相对侧上，因此所述第三旋转轴垂直于所述第二旋转轴，所述第一对旋转接头(309)和所述第二对旋转接头(310)以及所述第三对旋转接头(311)中的每个都使得被附接到所述第一对旋转接头和所述第二对旋转接头的部件可完全旋转。
6.根据权利要求1-3中任何一项所述的垂直起降飞行器，其中，所述外框架(304)由彼此连接的梁制成，并布置为使得每个梁均限定一个球状的多面体或截断的二十面体的边缘。
7.根据权利要求1-3中任何一项所述的垂直起降飞行器，其中，所述外框架(304)由刚性结构和弹性缓冲器制成，所述弹性缓冲器包括被固定到所述刚性结构的至少三个不同点上的至少三个柔性梁，每个柔性梁在一端用枢转接头固定到所述刚性结构上，在另一端用枢转接头连接到另一柔性梁上，使得所述柔性梁呈棱锥形状。
8.根据权利要求1-3中任何一项所述的垂直起降飞行器，其中，所述外框架配置有一方向传感器。
9.根据权利要求1-3中任何一项所述的垂直起降飞行器，其中，除了相对于所述内框架(312)独立地和被动地旋转之外，所述外框架(304)还设置为使用一个或多个致动器主动地旋转到相对于所述内框架(312)的所需方位。
10.根据权利要求8所述的垂直起降飞行器，其中，所述方向传感器用于沿任何所希望的方向测量所述外框架(304)相对于所述内框架的方位。
11.根据权利要求9所述的垂直起降飞行器，其中，所述一个或多个致动器被构造成沿任何期望的方位控制所述外框架(304)的方位。
12.根据权利要求1-3中任何一项所述的垂直起降飞行器，进一步包括磁铁(701-703)，其中相对于所述内框架(312)的所述外框架的方位由所述磁铁(701-703)影响，所述磁铁被定位在所述外框架(304)和内框架(312)上，以在彼此接近时相互吸引或排斥。
13.根据权利要求1-3中任何一项所述的垂直起降飞行器，其中，所述外框架(304)的方位配置有主动控制，所述主动控制保持所述平衡环系统的至少一个旋转轴与另一个旋转轴对齐。
14.根据权利要求1-3中任何一项所述的垂直起降飞行器，其中，所述外框架(304)由三角形结构和夹具制成，单独的三角形结构预组装到子组件中，所述子组件被构造成被组装为形成所述外框架。
15.一种垂直起降飞行器，包括：
内框架(312)，所述内框架包括推进系统和控制系统，所述推进系统被构造成产生升力，所述控制系统被构造成控制所述内框架的方位，
平衡环系统(301)，所述平衡环系统用至少两个旋转轴将所述内框架(312)连接到一外框架(304)，使得所述外框架(304)具有独立于所述内框架(312)旋转的旋转自由度，所述内框架具有与每个旋转轴大致重合的质心，所述平衡环系统(301)具有旋转接头；
由一刚性结构和多个梁制成的所述外框架被构造成在该垂直起降飞行器的飞行过程中保护所述内框架(312)和平衡环系统(301)，所述外框架配置有与所述平衡环系统的旋转接头对齐并接合，以使所述外框架围绕所述内框架和平衡环系统被动地和自由地旋转的固定点。
16.根据权利要求15所述的垂直起降飞行器，其中，所述平衡环系统(301)包括三个旋转轴、三对旋转接头和两个平衡环，其中所述三个旋转轴分别为第一旋转轴、第二旋转轴和第三旋转轴，所述三对旋转接头分别为第一对旋转接头(309)、第二对旋转接头(310)和第三对旋转接头(311)，所述两个平衡环分别为第一平衡环(302)和第二平衡环(303)，所述第一旋转轴由所述第一对旋转接头(309)形成，所述第一对旋转接头中的每个均彼此对齐并固定在所述内框架(312)的相对侧上以及所述第一平衡环(302)的相对侧上，所述第二旋转轴由所述第二对旋转接头(310)形成，所述第二对旋转接头(310)中的每个均对齐并被固定在所述第一平衡环(302)的相对侧上和所述第二平衡环(303)的相对侧上，因此所述第二旋转轴垂直于所述第一旋转轴，所述第三旋转轴由所述第三对旋转接头(311)形成，所述第三对旋转接头(311)中的每个均对齐，并固定在所述第二平衡环(303)的相对侧上以及所述外框架的相对侧上，因此所述第三旋转轴垂直于所述第二旋转轴，所述第一对旋转接头(309)、所述第二对旋转接头(310)以及所述第三对旋转接头(311)中的每个都使得被附接到所述第一对旋转接头、所述第二对旋转接头和所述第三对旋转接头的部件可完全旋转。
17.根据权利要求15或16所述的垂直起降飞行器，其中，一个或多个致动器用于沿任何所希望的方位控制所述外框架的方位。
18.一种垂直起降飞行器，包括：
内框架(312)，所述内框架包括推进系统和控制系统，所述推进系统设置为产生升力，所述控制系统设置为控制所述内框架的方位；
外框架(304)，所述外框架由一刚性结构和多个梁构成，所述外框架设置为在该垂直起降飞行器的飞行过程中保护所述内框架，所述外框架设置为围绕所述内框架被动地和自由地旋转；
平衡环系统(301)，所述平衡环系统在所述外框架(304)内部，并由该外框架保护，所述平衡环系统将所述内框架(312)连接到所述外框架(304)，所述平衡环系统包括第一平衡环(302)和由第一对旋转接头(309)形成的第一旋转轴，所述第一对旋转接头(309)中的每个均相互对齐并固定在所述内框架(312)的相对侧上以及所述第一平衡环(302)的相对侧上，第二平衡环(303)和由第二对旋转接头(310)形成的第二旋转轴，所述第二对旋转接头中的每个均对齐并固定在所述第一平衡环(302)的相对侧上和所述第二平衡环(303)的相对侧上，因此所述第二旋转轴垂直于所述第一旋转轴，所述第一对旋转接头(309)和所述第二对旋转接头(310)中的每个都使得被附接到所述第一对旋转接头和所述第二对旋转接头上的部件可完全旋转。
19.根据权利要求18所述的垂直起降飞行器，其中，所述内框架(312)具有质心，该质心与每个旋转轴大致重合，所述外框架(304)的方位被主动控制，因此所述平衡环系统(301)的旋转轴不彼此重合。
20.根据权利要求18或19所述的垂直起降飞行器，其中，所述外框架(304)由三角形结构制成，单独的三角形结构预组装成子组件，所述子组件设置为被组装以形成所述外框架。
21.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其中，所述外框架(304)包括多个束，所述多个束设置为在该垂直起降飞行器的飞行过程中保护所述内框架(312)免受冲击，所述外框架设置为围绕所述内框架自由地旋转。
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