CN105431352B

CN105431352B - 旋翼载具

Info

Publication number: CN105431352B
Application number: CN201380036362.XA
Authority: CN
Inventors: 保罗·E·阿尔托恩; 大卫·J·阿尔托恩
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2012-05-21
Filing date: 2013-05-21
Publication date: 2018-11-23
Anticipated expiration: 2033-05-21
Also published as: MX2014014172A; KR20150022864A; WO2014025444A2; BR112014029130A2; CA3109683A1; JP2015520697A; IL235796B; JP6388862B2; CA2874341C; EP2852529A4; AU2013300151A1; AU2017200242B2; RU2014151977A; WO2014025444A3; AU2013300151B2; GB2521772A; IN2014KN03001A; KR102146015B1; BR112014029130B1; GB2521772B

Abstract

旋翼载具包括主体结构和反向旋转式共轴转子系统，所述主体结构具有细长型管状支柱或芯，所述反向旋转式共轴转子系统具有转子，各个转子具有单独的电机以绕公共转子旋转轴线驱动所述转子。所述转子系统用于在定向飞行中移动旋翼载具。

Description

旋翼载具

优先权要求

本申请根据35U.S.C§119(e)要求于2012年5月21日提交的第 61/649,741号美国临时申请和于2013年3月15日提交的第61/799,878 号美国临时申请的优先权，这两个临时申请通过引用被明确地并入本文。

背景技术

本公开涉及航空载具，更具体地涉及无人航空载具(UAV)。更具体地，本公开涉及无人旋翼载具。

旋翼载具用于各种应用中。无人旋翼载具常常用于军队、法律执行机构和用于航空侦察操作的商业活动。

发明内容

根据本公开的旋翼飞行器包括主体结构和反向旋转式共轴转子系统，所述主体结构具有细长型管状支柱或芯，所述反向旋转式共轴转子系统具有转子，每个转子具有分离的电机以绕公共转子旋转轴线驱动所述转子。提供包括例如蓄电池、燃料电池或混合气-电发电机向所述电机提供电力。向所述转子系统和在所述转子系统之间的电力传输主要通过代替机械轴系的电气布线完成。描述辅助可制造性的模块化结构。

在示例性实施方式中，提供扭矩管以在建立模块化桅结构的所述非旋转管状支柱内传输机械动力，所述模块化桅结构可用于支撑许多类型的载具上的共轴转子系统。

在示例性实施方式中，桨叶桨距(pitch)控制系统位于所述转子桨叶之间。固定的非旋转主体壳或空气动力学罩可设置在所述上转子与所述下转子之间以保护所述桨距控制系统和机体免受元件影响并且减小所述飞行器的空气动力学阻力。

在示例性实施方式中，提供辅助电源组，所述电源组在飞行中与所述载具分离以方便例如所述载具向远距离的输送。在另一实施方式中，电池组包括载荷，例如爆炸性军需品、吊放式声呐、水诊器、或可分离的声纳浮标模块。尽管本公开的各方面适用于包括全尺寸的载人直升机的许多直升机，但是本公开尤其适用于应用于自动或无线电控制的旋翼飞行器(已知为遥控载具(RPV)或无人航空载具(UAV))。

在考虑实例化实现本公开的最佳模式的示例性实施方式之后，对本领域技术人员而言，本公开的附加特征将变得明显。

附图说明

详细描述具体参考附图，在附图中：

图1是根据本公开的旋翼载具的示意图，其示出了包括导航系统、与包括非旋转脊柱或支柱、或承载载荷的机体耦接的一对转子系统的飞行器；

图2A是根据本公开的处于垂直飞行模式的旋翼载具的立体视图，其示出了反向旋转式共轴转子系统；

图2B是图2A的处于水平飞行模式的旋翼载具的立体视图，该旋翼载具具有反向旋转式共轴转子系统和定翼助推器模块；

图3是图2A的旋翼载具的侧视图，其为了示出了为了清楚起见被移除的外部机体板、电气布线和助推器部分；

图4是图2A的载具的部分剖开的侧视图，其示出了反向旋转式转子系统和电气电源；

图5是图2A的载具的部分剖开的放大立体视图，其示出了载具的上内部部分和反向旋转式共轴转子系统；

图6是图2A的载具的部分剖开的放大立体视图，其示出了载具的下内部部分和反向旋转式共轴转子系统；

图7A是具有圆形截面的芯管或支柱和用作载具各部分之间的导管的中空内部通道的立体视图，其示出了穿过中空内部且在各个点进出的电气布线；

图7B是具有大体十字形截面的支柱的立体视图，支柱具有沿支柱的长度延伸的内部通道，该内部通道可用作载具的各个部分之间的导管；

图8是第一环形安装件的放大立体视图；

图9是第二环形安装件的分解立体视图，其示出了附接的连杆和主体支撑件；

图10是图2A的载具的中间内部部分的部分剖开的放大立体视图，其示出了方向旋转式共轴转子系统；

图11A是包括具有可变循环桨距和固定集体桨距的转子桨叶的转子模块的分解立体视图；

图11B是包括具有可变循环桨距和可变集体桨距的转子桨叶的转子模块的分解立体视图；

图12A和图12B是电机安装件的第一侧和第二侧的立体视图；

图13A和图13B是转子毂的第一侧和第二侧的立体视图；

图14是图2B的沿线14-14截取的截面视图，其示出了转子模块；

图15是图2A的反向旋转式共轴转子系统和从转子系统下垂的芯管的侧视图；

图16A和图16B是包括若干电池的单个电源模块的分解立体视图；

图17是图2B的助推器模块的正视图，其示出了被折叠用于贮存的一个翼和在飞行配置中扩展的一个翼；

图18是描绘了在飞行中从旋翼载具分离的助推器模块的正视图；

图19是旋翼载具的立视图，其示出了从载具底部下垂的吊放式声呐或水诊器组件；

图20A、图20B和图20C是旋翼载具的连续视图，其示出了在载具紧急着陆到旋翼载具下方的地上期间不等长的折叠桨叶的操作；

图21A和图21B是存储罐和旋翼载具的侧视图，其示出了被折叠用于贮存的载具；

图22是根据本公开的旋翼载具的立体视图，其将传感器或标记运输至远程位置(为了说明目的被显示为公海上的船)；

图23是被折叠用于贮存在重力运输的炸弹后部中的旋翼载具的侧视图；

图24是从重力运输的炸弹的后部部署至目标位置附近的旋翼载具的立体视图，其示出了重力运输的炸弹喷射旋翼载具并且旋翼载具被部署成垂直飞行模式以在目标区域中徘徊从而在重力运输的炸弹袭击目标之后用实时战斗损坏评估提供攻击力；

图25A是另一旋翼载具的示意性视图，其示出了包括具有电力和信号导管的中心总线体系结构、导航系统和耦接至机体的一对转子系统，其中机体包括非旋转结构脊柱或支柱并且承载载荷；

图25B是图25A的旋翼载具的示意性视图，其示出了转子系统、控制系统和通过中心数据/电源总线与电力和信号导管连通的供电器；

图26是根据本公开的旋翼载具的另一实施方式的示意性视图，旋翼载具包括具有电力和信号导管的重心总线体系结构、导航系统和耦接至机体的一对转子系统；

图27是根据本公开的旋翼载具的侧视图，其示出了旋翼载具包括适于高速前飞的流线型主体和包括用于驱动上转子的内部扭矩管的共轴桅模块；

图28是图27的旋翼载具的侧视图，旋翼载具的主体壳的一部分被剖开以暴露桅模块和转子控制系统；

图29是图28的旋翼载具的放大侧视图，桅模块和转子罩的一部分被切割以暴露内部细节；

图30是根据本公开的旋翼载具的另一实施方式的侧视图，其示出了旋翼载具包括适于高速前飞的流线型主体和包括上转子减速器的共轴桅模块，其示出了包括在流线型主体中的主体壳的一部分被剖开以暴露桅模块和转子控制系统；

图31是图29的旋翼载具的放大侧视图，桅模块和转子罩的一部分被剖开以暴露内部细部；

图32是图28的旋翼飞行器的桅管的截面视图；

图33是旋翼载具中包括的伺服模块的放大立体视图，其示出了伺服模块包括三个伺服致动器和三个Z形联接件用于以不同的相角同时改变上和下转子的桨距；

图34是图33的伺服模块中包括的两个桨距控制器滑盘 (swashplate)的放大立体视图，其示出了通过Z形联接件连接以不同的相角致动滑盘的桨距控制器滑盘；

图35是图34的滑盘和Z形联接件的平面视图，其示出了约90 度的滑盘相角；

图36是图33和图34的Z形联接件桨距控制连杆的分解的装配图；

图37是根据本公开的旋翼载具的平面视图，其示出了上转子相角 (实线双箭头)、下转子相角(空心双箭头)和所产生的总转子系统相角(组合的实线和空心双箭头)；

图38是根据本公开的转子飞机电力和控制系统的侧视图，其被配置用于具有单个驱动电机、两个转子和推式推进器的飞行器；

图39是图38的转子飞机的放大立体视图，其示出了反向旋转式转子的主轴分离器和驱动轴承以及推式推动器的带驱动系统的细部；

图40是主转子桅的立体端视图，其配置有用于扭转管和电气布线或水管的内部通路；

图41是主转子桅的立体端视图，其示出了用于扭转管和电气布线或水管的内部通路；

图42是主转子桅组件的立体视图，其包括图41的主转子桅和与六个内部通路接合且连接至上和下滑盘的六个滑动件连杆；

图43是图42的主转子桅组件的放大立体视图，其示出了与六个内部桅通路接合的六个滑盘滑动件；

图44A是滑动件连杆的立体视图，其配置有朝下的从动联接件以控制下滑盘；

图44B是互动连杆的分解立体视图，其配置有朝上的从动联接件以控制上滑盘；

图45是直升机的立体侧视图，其具有非旋转桅和与具有上和下转子毂和转子桨叶(为了清楚起见被移除)耦接的六个旋转伺服致动器；

图46是图45的非旋转主转子桅组件的放大立体端视图，其示出了耦接至桅且与具有单独连杆的上和下滑盘连接的六个旋转伺服致动器；

图47是根据本公开的高速直升机的立体视图，其示出了高速直升机包括在上和下转子桨叶之间支撑空气动力学遮罩以减小阻力；

图48是图47是直升机的放大的部分立体视图，其部分被剖开以暴露非旋转桅、桅罩、六个线性伺服致动器和包括由上和下转子桨叶之间的桅支撑的电子和天线的其他控制系统；

图49是图47的直升机的非旋转桅的放大的部分立体视图，其示出了上和下转子毂、上和下转子驱动齿轮、以及线性伺服致动器；

图50是图49中所示的桅组件的中心非旋转桅的立体视图，其桅套筒被移除以显示电气总线嵌体的细节；

图51是沿图50的线A-A截取的截面视图，其示出了位于桅内的扭转管并且示出了用于电气总线嵌体的内部通道；

图52是图51的电气总线嵌体的立体视图；

图53是桅套筒的立体视图，它具有被配置为减少桅组件正面区域的六个交叉的线性伺服致动器和两个滑盘；以及

图54是图53的下滑盘的平面视图，其示出了滑盘臂之间的关系以减少桅组件的正面区域。

具体实施方式

如图1示意性所示，旋翼载具1顺序地包括关于沿公共轴线7延伸的机体40间隔地耦接的第一模块2、第一和第二转子系统3、5、电源模块13和14、以及第二模块15。示例性地，机体40是细长型中心支柱40，并且可被布置成中空的芯或具有十字形截面。在操作中，第一转子系统3(也称为第一转子3)和第二转子系统5(也称为第二转子5)绕公共轴线7沿相反方向旋转以沿方向24形成推力和沿方向24’产生升力，从而导致旋翼载具1的受控飞行，如图2A所示。第一模块2适于包括各种导航系统50’、电子器件55或载荷15’。第二模块 15适于包括载荷15’，或在一些实施方式中包括各种导航系统50’和电子系统55’。载荷15’可包括但不限于军需品、辐射传感器、化学检测传感器、生物制剂传感器、有源和无源收听设备、视频传感器、辅助电源、或其他特定任务设备。旋翼载具1因此提供用于将侦察、观察或调查监视设备移动至感兴趣的区域以从其获得信息的手段。

如图1、图25A和图25B所示，第一转子系统3包括第一电机54、第一转子桨叶20和第一桨距控制器56。在所示的实施方式中，电机 54为例如图4至图6中所示的电动电机、或用于提供电力以使转子桨叶20绕公共轴线7旋转的其他合适装置。第一转子系统3和第二转子系统5在结构和功能上彼此类似。第二转子系统5包括第二电机61、第二转子桨叶22和第二桨距控制器57。在所示的实施方式中，电机 61为例如图4至图6中所示的电动电机、或用于提供电力以使转子桨叶22绕公共轴线7旋转的其他合适装置。示例性地，电气和电子部件通过分别保持电源线和信号线的电气导管173和电子导管174连接和通信。尽管旋翼载具1被显示为具有两个转子系统，但是旋翼载具1 可根据性能和任务需求指示具有多于两个的转子系统。

如图1和图3所示，机体40是非旋转的并且形成中心细长型中空支柱以接纳第一模块2、第一和第二转子系统3、5、电源模块13和 14、以及第二模块15。示例性地，电源模块13和14被定位为在第一转子系统5与第二模块15之间彼此紧挨着。因为机体40为中空，所以电源模块13、14可通过中空支柱电连接至电机54和61。

示例性地，桨距控制器56为与前/后伺服件58和滚动伺服件59 耦接以响应于来自控制器55的输入改变转子桨叶20的循环桨距的滑盘56’。同样地，桨距控制器57为与前/后伺服件58和滚动伺服件59 耦接以响应于来自控制器55的输入改变转子桨叶20的循环桨距的滑盘57’。在一些实施方式中，滑盘57’还耦接至集体伺服件98以集体地改变转子桨叶20的桨距。在示例性实施方式中，控制器55为例如图3所示的命令信号控制器，或用于向伺服件58、59或98和电机54、 61提供期望的电气或机械方向信号的其他合适装置。

示例性地，旋翼载具1具有定桨距转子系统，定桨距转子系统具有用于飞行器桨距(直升机式前/后循环输入)或飞行器滚动(直升机式右/左循环输入)控制的两个伺服件58、59。如果需要集体桨距控制，可类似于伺服件58、59安装图1中以虚线示出的伺服件98。在具有定桨距转子系统的实施方式中，转子系统3、5可通过桨距联接件119 连接至滑盘56’、57’。伺服件58、59通过桨距联接件125、126连接至滑盘56’、57’。本公开的一个特征是旋翼载具1可用尽可能少的一个或两个循环伺服致动器(伺服件58、59)飞行。在“一个伺服件”飞行模式中，电机54、61的差分扭矩控制偏航定向，伺服件58控制向前和向后飞行。对于仅一个循环伺服件，旋翼载具1(也称为载具1) 可非常像仅具有方向舵和升降舵控制的飞机一样飞行。在示例性的“两个伺服件”飞行模式中，伺服件58、59通过提供偏航控制的电机54、61的差分扭矩提供前/后飞行器桨距和右/左飞行器滚动控制。

在操作中，转子毂101沿相反方向旋转。伺服件58、59由机载飞行控制电子器件控制以使滑盘56’和滑盘57’同时倾斜，滑盘56’和滑盘57’然后循环地改变旋转的转子桨叶20的桨叶桨距角以使载具1沿飞行器桨距方向170和飞行器滚动方向171之一倾斜。在具有集体桨距的另一实施方式(见图11B)中，提供集体伺服件98和第三桨距联接件(未示出)以通过使用电子集体循环桨距混合(CCPM)改变滑盘56’、57’沿公共轴线7的轴向定位并且改变转子桨叶20、22的集体桨距。对于集体循环桨距混合，伺服件58、59和98使滑盘56’和57’一致倾斜以改变循环桨距，并且使滑盘56’、57’一致沿公共轴线7轴向移动以改变集体桨距。

示例性实施方式在垂直飞行配置中采用差分电机速度用于偏航 (航向)控制。一般地，共轴式直升机使用可变的桨叶桨距和差分桨叶角控制飞行中的偏航运动。在本公开中，通过相对于载具1的固定主体以不同的速度操作电机54、61生成的差分扭矩生成使稳定和控制偏航运动(即，关于公共轴线7的旋转)的偏航力。在此方法中，电机54的扭矩(甚至速度)响应于旋翼载具1关于垂直公共轴线7的偏航运动而增大或减小。与第一电机54的扭矩(速度)相反，第二电机 61的扭矩(速度)由包含在控制器55中的机载计算机系统自动地调整以维持恒定的升力，使得旋翼载具1既不提升高度也不降低高度。

转子桨叶20和22耦接至旋翼载具1(也称为旋翼飞行器1)，并且由转子毂101支撑进行旋转。转子毂101还耦接至内部核部108(如图11A最佳示出)用于可枢转运动。枢转轴109延伸通过转子毂101 并且被核部108接纳。核部108适于将一对转子桨叶耦接至转子毂以绕公共轴线7旋转。核部108还耦接至一对桨距联接件119的第一端。每个桨距联接件119还在第二端上耦接至滑盘56’或57’的周边边缘。因此，核部118响应于来自伺服件58、59或98的线性运动输入由来自滑盘56’、57’的输入枢转。核部118的此枢转又使每个转子桨叶20、 22作为响应枢转，因此增加或减少转子桨叶20、22的转子桨叶桨距。

如图2A和图2B所示，旋翼载具1包括沿公共轴线7间隔布置的上部2’、第一和第二转子3和5、中部4、下部6、第一和第二电源模块13、14和载荷15’。现在参考图2A至图4，载具1的上部2’和中部4内的内部机械和电气部件分别由薄壁上主体壳10和中主体壳11 封闭。下主体壳12覆盖下部6的一部分，但是可延伸以覆盖所有下部 6。本公开的一个特征是主体壳10、11由例如聚碳酸酯或ABS的塑料材料吹塑而成，并且与支柱40结合形成旋翼飞行器的结构，该旋翼飞行器的结构具有中心强度部件和薄外部盖部件，中心强度部件和薄外部盖部件一起为坚硬、强健且易于制造。

如图3所示，根据本公开的旋翼飞行器1具有转子系统，该转子系统包括通过例如齿轮106、107(图11A )的驱动机构操作地连接至转子桨叶20的电机54。例如滑盘56’(图10)的桨距控制操作地连接至转子桨叶20以通过例如桨距联接件125、126(图10)的连杆响应于来自例如伺服件58、59(图3)的伺服致动器的输出改变转子桨叶20 的循环和/或集体桨距。电力(例如来自电源模块13中的电池(未示出)的电力或储蓄罐(未示出)的燃料)流经跨越转子系统的电力导管并且提供电力以操作控制器55、电机54和伺服件58、59。来自控制器55的控制信号流过信号导管并且调节电机54的速度和伺服件58 和59的定位输出。电力导管和信号导管通过在载具1的结构脊柱或支柱40(图7A、图7B和图15)中形成的通道96(也称为内部空间96) 在转子桨叶20的流入侧和流出侧之间导通。

在悬停飞行中，第一转子3和第二转子5沿相反方向绕公共轴线 7旋转，沿方向24向下压迫空气且沿向上方向提升载具1，如图2A 所示。第一转子3具有被配置为沿方向21旋转的转子桨叶20，第二转子5具有被配置为沿方向23绕公共轴线7旋转的转子桨叶22。因为第一转子桨叶20和第二转子桨叶22装配有循环桨距控制，所以载具1被配置为沿方向25定向飞行，其中公共轴线7基本垂直被定向。

现在参考图2B，由本公开想到的第二实施方式被描绘为具有助推器模块8，助推器模块8在助推器接口9处附于下部6。助推器模块8 包含例如辅助电源(未示出)以增加载具1中携带的电源模块13和 14中包含的内部电源。示例性地，辅助电源(未示出)和电源模块13、 14为电池13、14。助推器模块8包括左翼16和右翼17以在沿方向 18的定向飞行中向载具1提供附加的升力，其中公共轴线7基本水平地被定向。

机体40形成旋翼1的结构支柱并且一般垂直地从上部2’至下部6’穿过旋翼载具1的中心。示例性地，机体40是具有中空内部通道96 (图7A)的芯管或具有外部通道(图7B)的十字梁97。第一和第二转子系统3、5(也称为第一和第二转子模块3、5)、上部2’、中部4 和下部6中的所有部件耦接至机体40。现在参考图7A，细长型中心支柱40(也称为非旋转中空芯管40)还充当通过旋翼载具1的上部2’、中部4和下部6中的部件之间的电气布线45、水管(未示出)、以及机械连杆(未示出)的导管。提供纵向缝46和47作为电气布线45、水管和连杆的进出点。由于非旋转中空芯管40和十字梁是统一的且在主体部分2、4和6之间连续，所以增强了载具1的刚性和轻型结构属性。示例性地，非旋转中空芯管40和十字梁97优选地由缠绕的或拉挤的碳石墨纤维、玻璃纤维、或外直径(芯管40)或宽尺寸(十字梁) 为约0.5英寸(13mm)且壁厚度在约0.03英寸(0.76mm)与约0.05 英寸(1.3mm)之间的铝合金号7075(或类似物)制成。

旋翼载具1被布置为具有3个主体部分，如图3最佳示出。上部 2’被布置为具有水平传感器/稳定器50、电子陀螺稳定器51、耦接至芯管40上端的陀螺安装台52、第一电机速度控制器53、第一电机54、无线电接收器和控制器55。中部4包括第一滑盘56’、第二滑盘57’、前后循环伺服件58和滚动循环伺服件59。下部6包括第二电机速度控制器60、第二电机61、无线电电池62、第一和第二电源模块13和 14、以及载荷模块15。

在所示的实施方式中，水平传感器/稳定器50为FMA公司的型号“FS8Copilot”型，电子陀螺稳定器51为JR公司的“G500”型，电机54、61为Hacker公司的“B2021S”型，电机速度控制器53、60 为Castle Creations公司(为基于计算机的数字可编程速度控制器)的“Pegasus 35”型。旋翼载具1还被配置为接纳被布置为与上部2’耦接的GPS接收器/控制器和遥测系统(未示出)。

旋翼载具1的内部部件通过环形安装件70(如图8所示)耦接至芯管40。环形安装件70包括径向延伸的安装臂72、73、74，安装臂 72、73、74具有适于保持旋翼载具1的机械、电气和其他内部部件的凸缘75、76、77。环形安装件70被布置为在凸缘75内支撑电机54，在凸缘76上支撑电机速度控制器53，在凸缘77上支撑无线电接收器 55”。载具1的内部部件例如通过使用各种紧固件(例如尼龙系带通孔78)或粘合剂耦接至安装凸缘。环状部71提供用于将环形安装件 70锁定至非旋转中空芯管40以防止环形安装件70旋转或沿非旋转中空芯管40径向滑动的手段。用于环形安装件70锁定至非旋转中空芯管40的手段包括由定位螺丝接纳器79接纳的紧固件(未示出)或各种粘合剂。第二环形安装件80(如图9所示)包括环状环63、臂82 和83、以及用于支撑主体支架86、87、88的轴向柱84、85、滑盘防旋转臂90和91、以及滑盘联接件92和93。

伺服模块81包括支撑桨距伺服件58、滚动伺服件59的环形安装件80和通用主体支架86、87(如通过引用并入本文的Arlton的第 60/525,585号美国临时专利申请所描述的)，其中主体支撑件86、87 支撑中间主体壳11(例如图10所示)。如图3、图4、图5、图6、图 9、图10和图15所示，主体支架86、87、88被固定至环形安装件80。主体支架86、87、88中的通孔263对应于用于将主体支架86、87、 88固定至环形安装件80和中间主体壳11的许多类型的商用紧固件，例如栓和杆(未示出)。中间主体壳11一般被固定至主体支架86、87、 88以向伺服件58、59和滑盘56’、57’提供盖和空气动力学整流罩。环形安装件70、80被布置为合并和支撑旋翼载具1的许多结构特征。环形安装件70、80协助旋翼载具1的组装，因为环形安装件70、80 和相关联的内部部件可被预组装成子组件然后在最终制造步骤中与其他模块一起被组装至非旋转中空芯管40。

现在参考图11A、图12A、图12B、图13A、图13B和图14，转子系统3(也称为转子模块3)包括转子安装件100、具有内部齿轮107 的转子毂101、第一和第二球轴承102和103、在轴承102和103之间延伸的轴101A、环形夹104、电机54、行星变速箱105、小齿轮106、桨叶核部108、枢轴109、轴端帽110、扭转弹簧111和转子桨叶20。电机安装件122对应于变速箱105以将电机54耦接至转子安装件100。在被组装时，轴承102、103由与从转子安装件100延伸的凸台112上的槽99接合的环夹104保持。转子桨叶20由延伸通过帽110和在轴 109中形成的孔114的销113保持就位。当轴109由另一销(未示出) 保持时，轴109穿过在转子毂101中形成的轴承孔117，并且进入核部108的孔94中。桨距联接件119将核部108耦接至滑盘56’。

如图11B所示，适于支撑循环和集体可变桨距转子桨叶的转子模块包括集体转子毂201，集体转子毂201类似于转子毂101并且对应于通过紧固件212与在毂201的内表面上形成的凸台214耦接的集体核部框架208。集体核部框架208支撑由转子桨叶20产生且通过推力轴承203作用的径向飞行载荷。桨距联接件119将桨距臂210耦接至滑盘56’。

示例性地，行星变速箱105具有约4:1的减速比。电机54上的小齿轮具有9个齿并且与转子毂101上具有60个齿的内部齿轮107啮合，所以转子模块3的总减速比为约26.7:1(即电机54的输出轴每转为转子毂101的26.7倍)。此减速鼓励使用以高压和高速运行的高效电动电机。

示例性地，电机54为无刷电机。在一些应用中，特别地在飞行时间短且经济是个因素的情况下(例如，在短距离一次性军需品的情况下)，使用若干低成本有刷电机(及具有碳刷和旋转换向器的电机)替换一个高成本无刷电机54来转动转子毂101。在这些情况下，尽管转子模块3被显示为用一个电机54驱动转子毂101，但是围绕转子安装件100的周边包括若干电机来驱动转子毂101以替代仅一个电机落入本公开的范围内。还预料到转子毂101自身可配置有线卷和磁体以充当电机，从而不需要单独的电机绕公共轴线7驱动转子毂101。

在所示的实施方式中的转子桨叶20是由聚碳酸酯塑料材料注模而成并且为Arlton的第5,879,131号美国专利中描述的类型，该专利通过引用并入本文。转子桨叶20在扭转弹簧111上的调整片121与桨距轴109接触之前自由地绕摆动轴线120向上和向下摆动约6度并且制止进一步的摆动。这意味着转子桨叶20可在飞行中自由地向上和向下摆动约+/-6度，并且可向上和向下折叠90度用于贮存或可在紧急着陆期间向上和向下折叠90度。

在附图所示的实施方式中，转子安装件100由热塑性材料(例如，聚碳酸酯或尼龙)注模成一件。转子毂101由热塑性材料(例如，尼龙或乙缩醛)注模成一件。转子桨叶20在飞行中由转子毂101支撑(转子毂101形成载具1的外部主体壳的一部分以取代由与公共轴线7重合的传统共轴支撑)。这将转子支撑轴承102、103放置为与转子桨叶 20非常接近并且释放旋翼载具1的中央主体部内的空间用于机械或电气部件。在定桨距转子系统(如附图所示)中，由旋转的桨叶20产生的径向飞行力由内部核部108支撑，内部核部108连接两个转子桨叶 20并且包括围绕和绕开芯管40的内部孔，因此不需要特殊的推力轴承。

现在参考图15，根据本公开的共轴转子系统包括芯管40、两个转子系统3、5、两个滑盘56’和57’、以及一个伺服模块81，其中伺服模块81绕伺服模块81以镜像对称方式与非旋转中空芯管40耦接。尽管公开了具有两个转子的共轴转子系统，但是旋翼载具1可被装配有沿非旋转中空芯管401的长度间隔开的用于附加的推力或操作能力的附加的转子系统(未示出)。

在所示的实施方式中，旋翼载具1具有定桨距转子系统，定桨距转子系统需要用于飞行器桨距(前/后循环)控制和飞行器滚动(右/ 左循环)控制的仅两个伺服件58、59。如果需要集体桨距控制，则可以类似的方式在例如中部4安装第三集体伺服件98。

转子系统3、5通过桨距联接件119连接至滑盘56’、57’。伺服件 58、59通过桨距联接件125、126连接至滑盘56’、57’。在操作中，转子毂101沿相反方向旋转。伺服件58、59由机载飞行控制电子器件 55’控制以使滑盘56’和滑盘57’同时倾斜，滑盘56’和57’然后循环地改变旋转的转子桨叶20的桨叶桨距角以使载具1沿飞行器桨距方向和飞行器滚动方向之一倾斜。在具有集体桨距的另一实施方式(见图11B)中，提供第三伺服件和第三桨距联接件(未示出)以通过使用集体循环桨距混合(CCPM)改变滑盘56’、57’的轴向定位和改变转子桨叶20、22的集体桨距。通过使用被定位以位于转子系统3、5之间的伺服件和直接将控制滑盘56’、57’与连杆耦接从而以这种方式控制共轴转子系统是本实施方式的特征。

本公开的示例性实施方式包括被定位以位于转子桨叶20、22(见图25A)上方和下方的电机54、61，转子系统3、5之间的动力传输由取代机械轴的电气布线45完成以减少机械复杂性和重量。在另一个实施方式(见图26)中，电机54、61被定位为位于转子桨叶20、22 之间，伺服致动器58、59被定位为间隔开以将转子桨叶20、22置于它们之间(见图26)。因为转子系统3、5的动力和控制本质上完全为电气的，所以旋翼载具1的整个控制系统可由数字计算机和固态电子器件电操作而不需要机械连杆或液压放大。定位电机54、61(如图25A 所示)排除了对转子桨叶20、22之间的同轴旋转轴的需求并且定位伺服件58、59以驱动滑盘56’(包括在第一桨距控制器56中)、滑盘57’ (包括在第二桨距控制器57中)。

本公开的一个特征是载具1可用尽可能少的一个或两个循环伺服致动器(伺服件58、59)飞行。在一个伺服件飞行模式中，电机54、 61的差分扭矩控制偏航定向，并且伺服件58控制向前和向后飞行。对于进一个循环伺服件，载具1可非常像仅具有方向舵和升降舵控制的飞机一样飞行。在两个伺服件飞行模式中，如附图所示，伺服件58、 59用提供偏向控制的电机54、61的差分扭矩提供前/后飞行器桨距和右/左飞行器滚动控制。

在本公开的另一实施方式中，在飞行中驱动电机54、61的电力由大容量电池130(锂聚合物或锂离子电池、或燃料电池)提供。现在参考图16A和图16B，电源模块13具有以六角形图案绕非旋转中空芯管40布置且串联连接产生约21.6伏电势的6个可充电锂离子电池130。电池环形安装件131被形成为包括中央孔(环)132以容纳非旋转中空芯管40并且包括凸缘133以保持电池130。来自电源模块13 的电气布线45在开口47(见图7A)处进入非旋转中空芯管40，并且穿过非旋转中空芯管40到达电机速度控制器53、60。

如图25A最佳示出，提供多个电源模块13、14用于飞行期间的附加能量容量，并且示例性地被并联连接以增加电机54、61可用的电流。旋翼载具1的飞行时间可通过调整飞行中携带的电源模块13、14 的数量被调整。

额外的锁定环(或不具有径向臂的环形安装件)135被设置在电源模块13、14上方或下方以帮助将电源模块13、14耦接至非旋转中空芯管40，例如图4所示。由于电源模块13、14与载具1的其他部件相比相对较重，所以锁定环135防止电源模块13、14在旋翼载具1 的紧急着陆期间沿非旋转中空芯管40滑动。本公开的一个特征是旋翼载具1适于以模块制造和组装。转子模块、翼模块、控制模块、电源模块、助推器模块、电子模块和载荷模块被单独地制造且滑动到芯管 40。穿过芯管40中的开口46、47的用于连接的电连接器被安装为与芯管40的表面齐平以协助载具1的组装和拆卸用于维护和修理。

能量密度和功率密度在UAV设计中被考虑并且可作为整体被应用于飞行器。具有较高能量密度和功率密度的飞行器比具有较低密度的飞行器具有更好的整体性能。一般地，能量密度和功率密度被定义成每单位重量可用的能量和功率的量。例如，燃料或电池的能量密度 (也称为“具体能量”)对应于燃料或电池的单位测量中包含的能量的量(例如以Nm/Kg或ft-lbs/slug测量)。

化学(液体)燃料倾向于比电池具有更高的能量密度。与电池电源相比，液体燃料电源的一个附加特征是液体燃料型飞行器的重量在飞行过程中减少(多达60％)，因为它燃烧燃料。结果，液体燃料型飞行器的能量密度(即，飞行器的每单位重量可用的能量)缓慢地减少，功率密度(每单位重量可用的功率)随着其飞行增加。这意味着液体燃料型飞行器的性能实际上在临近飞行结束时提高。

相反，电动飞行器的整体功率密度在整个飞行过程中恒定，因为电池的最大输出功率几乎恒定并且电池在其放电时重量未减轻。能量密度还快速减少，因为可用的总能量减少。为了提高本公开的能量和功能密度，提供辅助的电助推器或电源模块8，其可在其能量供给耗尽之后在飞行中被抛弃。因此，助推器模块8通过将助推器模块8保持至旋翼载具1的机构包括绕公共轴线7组装的附加的电池模块(未示出)。

在另一实施方式中，助推器模块8包括内燃机(例如，柴油机(未示出))，该内燃机驱动发电机(未示出)以将包含在化学燃料中的化学能量转换成电能。在由本公开想到的其他实施方式中，涡轮机发电机系统(未示出)可用于产生电能。助推器模块8包含这种气-电发电机的考虑是模块、燃料系统和发动机的整体重量可在第一飞行结束时被抛弃，剩下较轻重量的旋翼载具1来完成第二飞行阶段。

在示例性实施方式中，助推器模块8包括可折叠翼16、17以增加旋翼载具1的水平飞行模式中的升力。如图17所示，翼17绕折叠轴线140被折叠用于紧凑贮存。翼16、17在它们的约“四分之一弦”位置附接至枢轴(未示出)。当被部署以用垂直于公共轴线7(也见图2)刚性保持的枢轴飞行时，翼16自由地绕桨距轴线143枢转以找到它自身的最佳攻角。因为翼16、17在飞行中自由地绕它们自身的桨距轴线旋转，例如翼16、17的附件有时被称为“自由翼”。应该注意到，作为自由翼的翼16、17因它们可自动改变桨距来满足迎面而来的气流的能力而可在宽速度范围内有效地操作。

在高速水平飞行中，公共轴线7基本水平地被定向，并且转子模块3、5一起像单个反向旋转式推进器一样沿水平方向18拉旋翼载具 1。翼16、17帮助提升下部6和助推器模块8使得转子模块3和5可为向前推进应用较多的动力和为垂直提升应用较少的动力。

还应该注意，本公开不需要空气动力学控制表面(例如，翼16、 17上的表面)，因为转子模块3、5的循环控制提供用于飞行器桨距(海拔)方向144和飞行器偏航(航向)方向145中的操纵的控制动力。在高速水平飞行期间的飞机式滚动控制(绕公共轴线7)通过转子模块3、5的差分扭矩/速度完成。用于旋翼UVA的水平飞行的此控制方法是示例性实施方式的一个特征。

现在参考图18A和图18B，当助推器模块8的能量被耗尽时，来自旋翼载具1的机载控制器55的命令致动将助推器模块8与旋翼载具 1分离的例如闩(未示出)的机构，并且助推器模块8沿方向19离开。旋翼载具1然后在一个飞行模式中假设更垂直的定向并且像直升机一样飞行。

在另一实施方式中，助推器模块8包括特定任务载荷147，例如爆炸性军需品、吊放式声呐、水诊器、无线电ID标记器、或声纳浮标。如图19所示，在与旋翼载具1分离之后，助推器模块8离开，留下通过电线或光缆146与旋翼载具1连接的声呐或水培系统147或其他传感器，从而旋翼载具1可从一个地方到另一地方移动载荷147，将载荷147精确地运输至期望位置，并且充当载荷147与远程接收器(未示出)之间的遥测链路。这可能是例如监视目标或用远程无线电ID标记器或其他标记设施标记海中的船的有效方法。

图22示出了将包括例如传感器的标记器或标记设备(例如不褪色涂料或无线电发射器)运输至远程位置(在此情况下为公海157上的船)的方法。载具1被显示为接近船S(在框架中)，操纵以碰触船S、将标记器留在船S上(在框架中)并且离开海(在框架中)。此标记方法是本公开的一个特征，允许感兴趣的点在载具1离开局部区域之后被监视。可选地或结合地，载具1在离开局部区域(例如为船S附近的大气层)时可保留传感器，并且对远程处理点进行采样用于质谱仪、生物或放射测量设备或其他这种设备(未示出)的进一步分析。尽管感兴趣的点在附图中被显示为船S，但是应理解船S可以是载具1可接近的任何其他感兴趣的点，例如卡车、飞行器、建筑物、塔、电源线或陆地的开放区域。

图20A、图20B和图20C所示的本公开的另一实施方式具有不等长的折叠共轴转子桨叶148、149，其中上桨叶148比下桨叶149具有更大的跨度。这是一个特征，被布置为使得在载具的紧急着陆期间，当上桨叶148比下短桨叶149先接触地155时，使得上桨叶148折叠远离下桨叶149或比下桨叶149更快，由此降低了上桨叶148和下桨叶149在以高速旋转的同时彼此接触的可能性。如图所示，下桨叶149 跨越20至22英寸(51cm至56cm)。

折叠用于紧凑贮存和着陆的能力是本公开的另一特征。如图21A 和图21B所示，旋翼载具1足够紧凑以装配在每个海军使用的标准A 尺寸声纳浮标管内。本公开的独特芯管结构不仅允许旋翼载具1被小型化以装配在声呐浮标管内，它还用电致动设备(CAD从飞行器(例如，海军的P-3海事监控飞行器)吸收发射力。

在图21A所示的一个实施方式中，提供一次性发射筒150以当它在10,000至20,000英尺的海拔从以150-250节行进的飞行器发射时保护旋翼载具1的空气动力学表面。附接至筒150的降落伞(未示出) 减慢和稳定筒150的下降，筒150在较低的海拔与旋翼载具1分离。示例性地，旋翼载具1按比例显示并且具有约24英寸(51cm)的主体长度30、约2.25英寸(5.7cm的上直径31)、约28英寸(71cm) 的上转子直径32和约24英寸(61cm)或更小的下转子直径33。助推器模块8具有约12英寸(30cm)的长度34。第一转子3和第二转子5在悬停飞行中以1400RPM旋转并且在垂直上升和高速调遣期间以2000RPM以上旋转。

由本公开想到的另一实施方式适于与军需品一起使用以评估军需品造成的目标损坏。如图23所示，载具1适于与军需品(在附图中被示例性地显示为重力运输的炸弹160)一起使用。炸弹160从例如飞行器的发射平台落下。在操作中，重力运输的炸弹160将载具1运送至目标位置附近，在该目标位置中载具1被释放以从炸弹160离开(示例性地通过使用辅助阻力伞162被减慢)，或在炸弹160到达其目标之前通过爆炸性电致动设备从炸弹160被喷射，载具1然后在影响位置附近的目标区域盘旋或徘徊以观察爆炸损坏并且将视频和其他信息发送至远程操作者(未示出)。此军需品损坏评估的方法是本公开的一个特征，其提供即时战斗损坏而不需要发射平台停留在袭击区域，并且在使乘务员的风险最小化的同时减少对相同目标的随后袭击的需求。

如图26所示，电机54、61被定位为位于转子桨叶20、22之间。伺服致动器58、59被定位为间隔开以将转子桨叶20、22置于它们之间。

在另一示例性实施方式中，电机54、61位于转子桨叶22下方，旋转的扭矩管254在非旋转的桅管253内运行用于向转子22传送动力，如图28-31所示。在另一实施方式中，可提供燃气发动机(未示出)从重质燃料(例如柴油燃料或JP8)发电以操作电机54、61。在又一实施方式中，燃气发动机(未示出)可通过变速箱(未示出)连接至扭矩管254和转子安装件100以绕公共轴线7(也称为转子轴线7) 驱动转子桨叶20、22(也称为转子20、22)。

扭矩管254可如图28和图29所示直接连接至上转子毂270或如图29和图30所示直接连接至设置在桅管253上端处的带或齿轮驱动的传输和减速系统271。减速系统271(也称为传输系统271)可位于桅管253的上端使得扭矩管254可被配置用于高速小扭矩操作。结果，扭矩管254可比用于直升机的必须支撑转子毂270和上转子桨叶20 的全部飞行负载的同等尺寸的主转子轴具有较轻重量的结构。

参考图27-31，由本公开想到的旋翼载具250、251包括流线型主体260和适于高速水平飞行的其他特征。主体260可在一些实施方式中用于运载一个或多个人类飞行员或一个或多个乘客。旋翼载具250、 251包括绕公共轴线7反向旋转的转子桨叶20、22、起落架261、流线型桅罩257、推式推进器258和稳定尾翅259。桅罩257在从上向下观看时在截面中一般为翼型以减少迎面阻力。桅罩257被显示为紧固至主体壳11，因此通过螺丝277固定至主体壳支架86、87、88，主体壳支架86、87、88将桅罩257固定至桅管253并且防止桅罩257绕公共轴线7旋转。

如图28和图29所描述的，转子模块264包括上转子桨叶20、下转子桨叶22、转子控制组件255、转子驱动组件262和桅组件252。转子控制组件255包括滑盘56’、57’、伺服件58、59和桨距联接件 125、126。转子驱动组件262包括与驱动齿轮相关联的电机54、61 用于绕转子轴线7驱动转子20、22。

桅组件252包括扭矩管254，扭矩管254在桅管253内运行并且由上桅轴承273和下桅轴承274支撑，如图32所示。桅组件252通过桅托架266、267和桅螺栓202被固定至主体260。

扭矩管254的直径小于桅管253的直径并且留出环状空间275，环状空间275穿过桅管253的内部以充当用于伺服件58、59的电气布线和其他电气/电子部件的导管。提供线缝265、269作为布线、水管和连杆(未示出)的进出点。在一个实施方式中，桅管253由碳纤维复合材料构成并且支撑转子桨叶20、22产生的横向飞行负载和尤其上桅轴承273处的扭矩管254的飞行振动中的阻尼。扭矩管254可由碳纤维、铝或钢构成并且可支撑除了扭力之外的垂直飞行负载。因为桅管253通常为刚性且非旋转，所以桅组件252可比一般未由下转子上方的机体结构支撑的传统共轴式转子直升机更强健且产生更小的振动。

现在参考图33至图36，根据本公开的一个实施方式的转子控制组件282包括上滑盘279、下滑盘280、伺服致动器284、285、286、伺服环形安装件288、289和三个桨叶桨距Z形联接件291。尽管Z形联接件291可被构造成单件，但是在附图中被显示为由玻璃填充尼龙制成通常刚性的Z形联接件主体292构成的部件和由较软材料(例如未填充尼龙)制成的两个耐磨万向节球联接件293、294的组件。万向节球联接件293、294被装配到Z形联接件主体292的联接件凹陷299、 300内并且通过螺丝295被附接。

转子控制组件282(也称为滑盘控制组件282)中的与公共轴线7 平行的所有三个Z形联接件291的同时、一致、轴向位移导致滑盘279 和滑盘280沿公共轴线7轴向移动，其使Z形联接件119位移由此同时改变转子桨叶20、22的集体桨距。Z形联接件291的非一致、独立的轴向位移导致滑盘2279、280同时倾斜，引起转子桨叶20、22中循环桨距控制。Z形联接件291也被附于环形安装件288、298的防旋转舌片287限制平行于公共轴线7移动并且充当滑盘防旋转联接件。

Z形联接件主体292被配置为将万向节球联接件293、294保持在固定的差分相角290使得Z形联接件291平行于公共轴线7的非一致轴向位移导致滑盘279和滑盘280沿不同方向倾斜，这影响转子桨叶 20、22的相对循环相角。差分相角290被显示为90度但是可根据转子桨叶20、22的特性和它们的旋转速度在约60度至约120度之间。差分相角290可通过改变万向节球联接件293、294的长度被改变。

Z形联接件291使上转子桨叶20和下转子桨叶22的循环相角对齐。转子相角可被描述成在向旋转的转子桨叶的转子系统的滑盘的循环桨距控制输入与所导致的转子桨叶的摆动运动和转子盘的明显倾斜之间测量的角度。通常单桨直升机的相角接近90度。

然而，由于共轴式转子直升机上的上桨叶和下桨叶的气动干扰，共轴式转子直升机上的每个转子的转子相位响应远不同于90度。例如图37所示，如果上滑盘279和下滑盘280沿方向297倾斜，则上转子桨叶20看起来沿上转子相位方向302倾斜并且下转子桨叶22看起来沿下转子相位方向303倾斜，这表示绝对的上转子相角和下转子相角均为约45度。因此相角差304为约90度。当上滑盘279和下滑盘280 在倾斜之前通过Z形联接件291的固定差分相角290均绕公共轴线7 旋转45度时，上转子桨叶20和下转子桨叶22看起来沿方向297倾斜。此时据称上转子桨叶20和下转子桨叶22彼此同相。相位彼此作用的转子产生强大的控制力。

如图38和图39所示，根据本公开的旋翼载具包括流线型机身或主体260、旋翼机电源和控制系统306、能够产生垂直升力的共轴反向旋转式转子系统307、以及能够产生水平推力的后向式推进器258。

在操作中，来自电机或发动机309的电力转动第一级小齿轮311，第一级小齿轮311沿相反方向转动冠状齿轮312、313，如图38、图 39所示。冠状齿轮312通过传动轴连接至第二级小齿轮314，小齿轮 314驱动下转子大齿轮316和下转子22。冠状齿轮313通过传动轴连接至第二级小齿轮315，第二级小齿轮315驱动上转子大齿轮317、桅 319内的扭矩管254和上转子20。由滑轮和V形带323组成的带驱动系统从电机309的后端驱动推进器轴324。

如图40所示，根据本公开的非旋转结构桅319配置有内部通路或导管325以容纳机械和电气电力和信号传输部件。桅319可包括中心柱326和外护套327，中心柱326和外护套327的截面大体为圆形并且通过径向延伸的肋328连接，肋328用于使中心柱326和外护套327 分离和变硬。在操作中扭矩管254在中心柱326内的轴承273、274(见图32)之间运行以将旋转运动从位于桅319下方的电源传输至桅319 的上端318附近的转子桨叶20。轴承273、274用于对齐中心柱326 内的桅并且防止扭转管254弯曲或与中心柱326的内表面接触。扭转管254与位于内导管325中的、中心柱326与外护套327之间的布线、水管、软管和连杆(未示出)机械分离。实质上，中心柱326、外护套327和肋328形成多个信号导管和电力导管，它们有效地分离在桅 319内运行的机械、电气和流体电源线和信号线。

现在参考图41至图43，根据本公开的非旋转结构桅330配置有六个内部通路331以容纳滑盘连杆332，滑盘连杆332将机械控制信号从位于下转子22下方的伺服致动器(未示出)传送至滑盘279、280。桅330可包括中心柱333和外护套334。在操作中扭转管254在中心柱326内运行以将旋转运动从位于转子桨叶22下方的电源传输至桅 330的上端附近的转子桨叶20。

可在外护套334中提供缝或孔342以容纳布线、水管、软管(未示出)和滑盘连杆332的进出。本公开的一个特征为，肋335和中心柱33用于传输缝342周围的结构负载，由此改进桅330的结构完整性，尤其当许多电力和信号线通过桅330并且外护套334的大部分被孔穿透时。另一特征为，缝342可完全延伸至桅330的一端337以允许桅 330在维护操作期间从飞行器的移除。在一个实施方式中，在桅330 内运行的电力和信号线可在不需要移除插头和连接器的情况下被移除和重新安装，其中插头和连接器可能不容易通过内部通路331被装配由此减少维护成本。本公开的又一特征为，桅330可例如在挤压过程中由铝合金7075或在拉挤过程中由环氧浸渍碳纤维经济地制成用于低重量和高强度。

如图44A和图44B所示，每个滑盘连杆332可由下滑动件338、上滑动件339、滑动件推杆340和桨距控制联接件341组装成。下滑动件338可连接至伺服致动器(未示出)以使滑盘连杆332在桅330 的内部通路331内轴向移动。上滑动件339枢转地连接至桨距控制联接件341，桨距控制联接件341将滑盘连杆332(也称为滑盘滑动件 332)的轴向运动传输至滑盘279、280。滑动件推杆340被显示为具有带螺纹端并且刚性地连接上滑动件339和下滑动件338以作为一个整体移动。

连接至下滑动件338的三个伺服致动器(未示出)可协作以移动三个滑盘连杆332来控制上滑盘279和转子桨叶20的循环和集体桨距。连接至下滑动件338的三个附加的伺服致动器(未示出)可协作以移动三个滑盘连杆332来控制下滑盘280和转子桨叶22的循环和集体桨距。尽管在附图中被显示为桨距控制连杆341，滑盘连杆332还可并入Z形联接件291以替换桨距控制联接件341，在这种情况下仅需要三个伺服件来控制转子桨叶20、22的循环和集体桨距。

如图45和46所示，根据本公开的旋翼载具350包括流线型机身或主体351、能够产生垂直升力的具有反向旋转式转子桨叶(未示出) 的共轴反向旋转式转子系统和能够产生水平推力的后向式推进器 353。非旋转式支柱或桅330支撑位于桅330后面的多个旋转输出伺服致动器354和位于桅330前面的多个旋转输出伺服致动器355。伺服致动器354、355被配置为位于由公共轴线7和纵向轴线356限定的纵向延伸的平面附近以减小高速前飞中的伺服致动器的前向表面区域。这减小了覆盖伺服致动器354、355所需的罩(未示出但类似于图27 中的桅罩257和图48中的桅罩368)的宽度并且最小化高速前飞中的空气动力学阻力。提供栓孔357(未示出)安装流线型桅罩(例如桅罩257)。本公开的一个特征为，控制系统部件(例如伺服致动器354、 355)位于桅330的前面和后面以使桅组件的宽度最小，从而减小前飞中的阻力。

例如在图47至图54 中示出了旋翼载具360的另一实施方式。旋翼载具360包括流线型机身或主体361、能够产生垂直升力的具有反向旋转的转子桨叶362、375的共轴反向旋转式转子系统、以及能够产生水平推力的前向推进器353。非旋转桅364支撑桅套筒366和多个线性(螺钉式)伺服致动器365。在一个实施例中，线性(螺钉式) 伺服致动器365可以是Moog型880电线性伺服致动器，其通过从其突出的托架或臂被安装。伺服致动器365被安装为位于由公共轴线7 和纵向轴线367限定的纵向延伸的平面附近以减小高速前飞中的桅罩368的宽度和空气动力学阻力。提供发动机363(例如可为GE T700 涡轮轴发动机)通过变速箱369、上转子驱动齿轮370和上转子扭矩管379使上转子362绕公共轴线7转动，并且通过变速箱369和附接至下转子轴380的下转子驱动齿轮371使下转子375转动。

本公开的一个特征是，非旋转桅364可支撑桅罩368内的飞行器部件以在高速前飞中利用桅罩368产生的空气尾流。电子或液压部件 372(例如包括液压电机和液压阀)和天线373可在一些实施方式中由非旋转托架374支撑。这减少了对旋翼载具360的主体361(也称为机身361)内的空间的需求并且将电子或液压部件放置为更接近伺服致动器365。

非旋转桅364可由金属或碳纤维复合材料制成并且包括沿桅364 的内部空间轴向延伸以容纳电气总线嵌体378的通道376，如图50至图52所示。电气总线嵌体378从上和下转子362、375之间的点390 延伸至下转子375下方的点391并且在上转子驱动齿轮370与下转子驱动齿轮371之间延伸以方便将电气和/或液压电力和信号从位于旋翼载具360的机身361中的部件传输至位于上转子362和下转子375之间或上转子362上方的其他部件。电气总线嵌体378可包括由非导电材料(例如，硅)制成的保护套并且包含多个铜导体或软管382。在一个实施方式中，桅套筒366在桅364上滑动以向伺服致动器365和托架374提供安装结构和向滑盘384、385提供外部运行表面。可在桅套筒366中提供缝387以接近用于至其他部件(例如伺服致动器365 和飞行控制系统电子器件(未示出))的电气或液压连接(未示出)的铜导体或软管382。在操作中多个电气布线和/或液压软管(为了清楚起见未示出)可连接至铜导体或软管382处的总线嵌体378以向/从其他控制系统部件(例如，飞行管理系统计算机(未示出)、伺服驱动器 (未示出)、液压电机372、液压阀(未示出)和发电机(未示出)) 传输电气或液压电力和信号。可提供坚固的桁梁结构388将旋翼载具 360的桅364连接至其机身361。

本公开的一个重要特征是减小高速飞行中的空气动力学阻力。为了减少桅罩368的宽度和相关联的阻力，滑盘384和385被配置为将全部六个伺服致动器365定位为接近由公共轴线7和纵向轴线367限定的纵向延伸平面，如图53所示。滑盘臂392和393比臂393和394 更接近彼此。如图54所示，角395为约90度或更小。滑盘384和385 也绕公共轴线7相对于彼此旋转180度，从而伺服致动器365可绕桅套筒366的周边交替用于非常紧凑的安装。

本公开的一个特征是非旋转中空芯管40、桅330、364或在一些实施方式中可兼作用于布线和水管的导管的十字梁结构支柱。描述将机械和电气部件组装到芯或支柱的方法或系统以促进从一套基本模块组装多个飞行器的方便性。

另一特征是，本公开的共轴系统的转子20、22中的每个由一个或多个分离的电动电机驱动，电机被定位为位于转子的相反侧，并且通过代替机械轴系、离合器和齿轮的(穿过中空芯的)电气布线向电机输电和在电机之间输电。紧凑的转子组件在不需要附加的旋转的共轴轴系的情况下支持转子旋转。

又一特征是可为每个转子提供滑盘控制系统和一个或多个电动电机并且滑盘控制系统和一个或多个电气电机可被定位为位于每个转子的相反侧由此简化驱动和控制转子所需的机械和电气连接。提供转子模块快速和容易地将转子的系统组装至中空芯。多个转子模块和滑盘由封装在模块中的单组伺服件控制。

本公开的另一特征是供给相位联接件以同时产生上转子和下转子的差分相位控制。在一些实施方式中，固定相位联接件可通过代替共轴转子控制一般所需的四至六个伺服件的仅三个转子伺服件提供两个转子的集体和循环控制。

另一个特征是共轴式直升机的上和下转子桨叶的全部集体和循环控制可通过位于下转子下方的伺服致动器完成，从而上和下转子桨叶之间的轴向距离可被最小化。

另一特征是流线型非旋转主体壳可被安装在共轴直升机的上和下转子桨叶之间以减小高速前飞中的阻力。

一个实施方式的又一特征是电力和控制信号可从位于下转子桨叶下方的点传输至位于转子桨叶之间的点以方便将转子控制系统、无线电电子器件、天线和其他电气和控制系统部件定位在转子桨叶之间，从而在高速前飞中有效使用转子桨叶之间的空间。

一个实施方式的又一特征是上转子桨叶20可由在桅管253内运行的扭矩管254驱动并且连接至电机54或位于转子桨叶22下方的发动机。上和下转子可由位于转子(如果需要)下方的单个气动发动机驱动。

一个附加特征是折叠转子桨叶148、149不等长。具有反向旋转式转子3、5、不等长的折叠转子桨叶148、149的本公开可降低转子桨叶在紧急着陆期间高速折叠时彼此接触的机会。

另一特征是在反向旋转式转子20、22之间提供安装结构以支撑转子桨叶20、22之间的主体壳11或其他类型的空气动力学整流罩。主体壳11保护控制组件255免受天气影响并且减小暴露的伺服件58、 59、滑盘56’、57’和桨距联接件125、126(也称为推杆125、126)的空气阻力。

本公开的另一特征是提高UAV上的能量和功率密度的方法，UAV 可包括可在飞行中与主载具分离的助推器模块8。助推器模块8被提供以在第一飞行阶段操作UAV。在第一飞行阶段结束时，助推器模块离开由此减轻UAV的重量用于第二飞行阶段的继续操作。在电动UAV 上，电源模块可包括具有或不具有辅助提升表面的电池组或具体任务专用的载荷，所述电池组在飞行中在电池电源被耗尽之后被投弃。

Claims

1.一种旋翼飞行器，包括：

非旋转结构支柱，相对于转子旋转轴线平行地延伸；

第一可变桨距转子桨叶，被支撑以在第一转子旋转平面中绕所述转子旋转轴线旋转；

第二可变桨距转子桨叶，被支撑以在第二转子旋转平面中绕所述转子旋转轴线旋转；

第一桨距控制器，位于所述第一转子旋转平面与所述第二转子旋转平面之间以控制所述第一可变桨距转子桨叶的桨距；

第二桨距控制器，位于所述第一转子旋转平面与所述第二转子旋转平面之间以控制所述第二可变桨距转子桨叶的桨距；

多个第一桨距控制连杆，耦接至所述第一桨距控制器，使得所述第一桨距控制连杆的位移操作所述第一桨距控制器；

多个第二桨距控制连杆，耦接至所述第二桨距控制器，使得所述第二桨距控制连杆的位移操作所述第二桨距控制器，

其中，所述第一桨距控制器和所述第二桨距控制器相对于彼此绕所述转子旋转轴线旋转一个角度，使得所述第一桨距控制连杆与所述第二桨距控制连杆围绕所述非旋转结构支柱的周边交错并且所述第一桨距控制连杆和所述第二桨距控制连杆交替地连接至所述第一桨距控制器和所述第二桨距控制器，从而形成紧凑的安装。

2.根据权利要求1所述的旋翼飞行器，还包括连接至所述第一桨距控制连杆的多个第一伺服致动器以及连接至所述第二桨距控制连杆的多个第二伺服致动器，所述第一伺服致动器与所述第二伺服致动器围绕所述非旋转结构支柱的周边交错，从而形成紧凑的安装。

3.根据权利要求1所述的旋翼飞行器，还包括：由所述非旋转结构支柱支撑的多个伺服致动器，用于致动所述第一桨距控制器和所述第二桨距控制器；以及由所述转子旋转轴线和纵向轴线限定的纵向延伸的平面，

其中，所述伺服致动器被配置为位于所述的纵向延伸的平面附近，以减小所述伺服致动器的前向表面区域并使所述旋翼飞行器在高速前飞中受到的空气动力学阻力最小化。

4.根据权利要求3所述的旋翼飞行器，还包括翼型桅罩，所述翼型桅罩由所述非旋转结构支柱支撑并覆盖所述多个伺服致动器之一以使所述旋翼飞行器在高速前飞中受到的空气动力学阻力最小化。

5.根据权利要求1所述的旋翼飞行器，还包括位于所述非旋转结构支柱的下端处在所述第一可变桨距转子桨叶和所述第二可变桨距转子桨叶下方的伺服致动器以及将所述伺服致动器连接至所述第一桨距控制连杆或所述第二桨距控制连杆(341)的滑动件推杆(340)，其中所述非旋转结构支柱配置有容纳所述滑动件推杆的内部通路或导管，并且所述滑动件推杆在所述内部通路或导管内的操作致动所述第一桨距控制连杆或所述第二桨距控制连杆、所述第一桨距控制器和所述第二桨距控制器。

6.根据权利要求1和5中任一项所述的旋翼飞行器，还包括Z形联接件主体，所述Z形联接件主体使所述第一桨距控制连杆相对于所述第二桨距控制连杆保持固定以形成Z形联接件，所述Z形联接件的平行于所述转子旋转轴线的位移同时操作所述第一桨距控制器和所述第二桨距控制器。

7.根据权利要求6所述的旋翼飞行器，其中，所述Z形联接件的平行于所述转子旋转轴线的位移使得所述第一桨距控制器和所述第二桨距控制器在以60度至120度之间的差分相角分开的不同相位方向上位移，从而促使所述第一可变桨距转子桨叶和所述第二可变桨距转子桨叶彼此同相操作并产生有力的控制力。

8.根据权利要求1所述的旋翼飞行器，还包括伺服致动器，所述伺服致动器是线性螺钉式致动器(365)，所述线性螺钉式致动器各自具有第一端和第二端，所述第一端耦接至所述非旋转结构支柱，所述第二端耦接至所述第一桨距控制器和所述第二桨距控制器的至少之一用以致动所述第一桨距控制器和所述第二桨距控制器的至少之一。

9.根据权利要求1至3中任一项所述的旋翼飞行器，还包括电机，所述电机位于所述第二可变桨距转子桨叶下方，所述电机通过扭矩管连接至所述第一可变桨距转子桨叶，所述扭矩管在所述非旋转结构支柱内延伸，所述扭矩管在所述电机与所述第一可变桨距转子桨叶之间传输动力。

10.根据权利要求3所述的旋翼飞行器，其中所述第一桨距控制器是第一滑盘，所述第二桨距控制器是第二滑盘，所述第一滑盘和所述第二滑盘各自包括三个滑盘臂，每个滑盘上的三个滑盘臂的其中两个滑盘臂设置为相比第三个滑盘臂更接近彼此，以减小所述第一滑盘和所述第二滑盘的前向宽度以及减小高速飞行中受到的空气动力学阻力。

11.根据权利要求10所述的旋翼飞行器，其中所述第一滑盘和所述第二滑盘绕所述转子旋转轴线相对于彼此旋转180度的角度。

12.根据权利要求9所述的旋翼飞行器，还包括后向式推进器，所述后向式推进器能够产生水平推力以水平推动所述旋翼飞行器。

13.根据权利要求9所述的旋翼飞行器，还包括翼型桅罩，所述翼型桅罩耦接至所述非旋转结构支柱并且被布置为包围所述第一转子旋转平面与所述第二转子旋转平面之间的所述非旋转结构支柱，所述翼型桅罩被配置为减小所述旋翼飞行器在高速飞行中的阻力。

14.根据权利要求1所述的旋翼飞行器，还包括：第一电子或液压部件，定位在所述第二转子旋转平面上方；第二电子或液压部件，定位在所述第二转子旋转平面下方；以及电气总线和液压软管中的一个，用于在所述第一电子或液压部件与所述第二电子或液压部件之间传导电动力或液压动力和信号，

其中，所述非旋转结构支柱包括用于容纳电力和信号传输部件的轴向延伸的导管，所述电气总线或液压软管中的所述一个定位在所述轴向延伸的导管内。

15.根据权利要求4或13所述的旋翼飞行器，还包括飞行器部件，所述飞行器部件定位在所述桅罩内并且由所述非旋转结构支柱支撑，所述飞行器部件包括电子器件、液压电机、液压阀和天线中的一个。

16.一种旋翼飞行器，包括：

非旋转结构支柱，形成为在其中包含中心柱和外护套，所述中心柱和所述外护套限定位于二者之间的内部导管，以容纳电力和信号传输部件；

第一可变桨距转子桨叶和第一桨距控制器，其中，所述第一可变桨距转子桨叶连接至所述非旋转结构支柱并且被支撑以在第一转子旋转平面中绕转子旋转轴线旋转，所述第一桨距控制器连接至所述非旋转结构支柱以控制所述第一可变桨距转子桨叶的循环桨距；

第二可变桨距转子桨叶和第二桨距控制器，其中，所述第二可变桨距转子桨叶连接至所述非旋转结构支柱并且被支撑以在第二转子旋转平面中绕所述转子旋转轴线旋转，所述第二桨距控制器连接至所述非旋转结构支柱以控制所述第二可变桨距转子桨叶的循环桨距；

电源模块，位于所述第二转子旋转平面下方并且配置成提供电力以绕所述转子旋转轴线驱动所述第一可变桨距转子桨叶，以及

扭矩管，延伸通过所述非旋转结构支柱的内部空间并且配置成从所述电源模块向所述第一可变桨距转子桨叶传输旋转运动，以绕所述转子旋转轴线驱动所述第一可变桨距转子桨叶。

17.根据权利要求16所述的旋翼飞行器，还包括传输系统(271)，所述传输系统位于所述非旋转结构支柱的上端附近并被设置为将所述扭矩管与所述第一可变桨距转子桨叶互连。

18.根据权利要求17所述的旋翼飞行器，其中，所述传输系统也是减速系统，从而所述扭矩管能够被配置用于高速低扭矩操作。

19.根据权利要求16所述的旋翼飞行器，还包括：

纵向轴线，定位成相对于竖直的所述转子旋转轴线垂直并且沿着所述旋翼飞行器在高速前飞中的延伸方向，

纵向延伸的平面，由竖直的所述转子旋转轴线和所述纵向轴线限定，

多个第一伺服致动器，定位在所述第一转子旋转平面和所述第二转子旋转平面之间，所述多个第一伺服致动器由所述非旋转结构支柱支撑并且耦接至所述第一桨距控制器以操作所述第一桨距控制器。

20.根据权利要求19所述的旋翼飞行器，其中，所述多个第一伺服致动器配置成位于所述纵向延伸的平面附近，以减小所述第一伺服致动器的前向宽度和前向表面区域以及使所述旋翼飞行器在高速前飞中受到的空气动力学阻力最小化。

21.根据权利要求19所述的旋翼飞行器，还包括：

第二桨距控制器，连接至所述非旋转结构支柱以控制所述第二可变桨距转子桨叶的桨距，以及

多个第二伺服致动器，定位在所述第一转子旋转平面和所述第二转子旋转平面之间，所述多个第二伺服致动器由所述非旋转结构支柱支撑并且耦接至所述第二桨距控制器以操作所述第二桨距控制器。

22.根据权利要求21所述的旋翼飞行器，其中所述多个第一伺服致动器和所述多个第二伺服致动器配置成位于所述纵向延伸的平面附近，以减小所述多个第一伺服致动器和所述多个第二伺服致动器的前向表面区域以及使所述旋翼飞行器在高速前飞中受到的空气动力学阻力最小化。

23.根据权利要求21所述的旋翼飞行器，其中，所述多个第一伺服致动器中的一个和所述多个第二伺服致动器中的一个定位在所述非旋转结构支柱前方，所述多个第一伺服致动器中的两个和所述多个第二伺服致动器中的两个定位在所述非旋转结构支柱后方。

24.根据权利要求16和21中任一项所述的旋翼飞行器，还包括：第一电子或液压部件，定位在所述第二转子旋转平面上方；第二电子或液压部件，定位在所述第二转子旋转平面下方；以及电气总线和液压软管中的一个，用于在所述第一电子或液压部件与所述第二电子或液压部件之间传导电动力或液压动力和信号，

其中，所述电气总线或液压软管中的所述一个定位在所述内部导管内。

25.根据权利要求19所述的旋翼飞行器，还包括翼型桅罩，所述翼型桅罩连接至所述非旋转结构支柱，所述多个第一伺服致动器位于所述翼型桅罩的内侧，所述翼型桅罩配置成使所述旋翼飞行器在高速前飞中受到的空气动力学阻力最小化。

26.根据权利要求25所述的旋翼飞行器，还包括飞行器部件，所述飞行器部件定位在所述桅罩内并且由所述非旋转结构支柱支撑，所述飞行器部件包括电子器件、液压电机、液压阀和天线中的一个。

27.一种旋翼飞行器，包括：

非旋转结构支柱，沿竖直转子旋转轴线轴向延伸，

纵向轴线，布置成相对于所述竖直转子旋转轴线垂直并且限定所述旋翼飞行器在高速前飞中的延伸方向，

纵向延伸的平面，由所述竖直转子旋转轴线和所述纵向轴线限定，

第一可变桨距转子桨叶，连接至所述非旋转结构支柱并且被支撑以在第一转子旋转平面中绕所述竖直转子旋转轴线旋转；

第二可变桨距转子桨叶，连接至所述非旋转结构支柱并且被支撑以在第二转子旋转平面中绕所述竖直转子旋转轴线旋转；

第一桨距控制器，连接至所述非旋转结构支柱以控制所述第一可变桨距转子桨叶的桨距；以及

多个第一伺服致动器，定位在所述第一转子旋转平面和所述第二转子旋转平面之间，所述多个第一伺服致动器由所述非旋转结构支柱支撑并且耦接至所述第一桨距控制器以操作所述第一桨距控制器，

其中，所述多个第一伺服致动器配置成位于所述纵向延伸的平面附近，以减小所述第一伺服致动器的前向表面区域以及使所述旋翼飞行器在高速前飞中的空气动力学阻力最小化。

28.根据权利要求27所述的旋翼飞行器，其中，所述第一伺服致动器配置成位于所述非旋转结构支柱的前方或后方，以减小所述第一伺服致动器在高速前飞中的前向宽度和前向表面区域。

29.根据权利要求27所述的旋翼飞行器，还包括翼型桅罩，所述翼型桅罩耦接至所述非旋转结构支柱并包围所述多个第一伺服致动器，所述翼型桅罩配置成使所述旋翼飞行器在高速前飞中受到的空气动力学阻力最小化。

30.根据权利要求27和29中任一项所述的旋翼飞行器，还包括：

多个第二伺服致动器，定位在所述第一转子旋转平面和所述第二转子旋转平面之间，所述多个第二伺服致动器由所述非旋转结构支柱支撑并且耦接至所述第二桨距控制器以操作所述第二桨距控制器，

其中，所述多个第二伺服致动器配置成位于所述纵向延伸的平面附近，以减小所述第二伺服致动器的前向表面区域并且使所述旋翼飞行器在高速前飞中受到的空气动力学阻力最小化。

31.根据权利要求30所述的旋翼飞行器，其中，所述多个第一伺服致动器中的一个和所述多个第二伺服致动器中的一个定位在所述非旋转结构支柱的前方，所述多个第一伺服致动器中的两个和所述多个第二伺服致动器中的两个定位在所述非旋转结构支柱的后方。

32.根据权利要求29所述的旋翼飞行器，还包括飞行器部件，所述飞行器部件定位在所述桅罩内并且由所述非旋转结构支柱支撑，所述飞行器部件包括电子器件、液压电机、液压阀和天线中的一个。

33.一种旋翼飞行器，包括：

第一可变桨距转子桨叶，被支撑以在第一转子旋转平面中绕转子旋转轴线旋转，

第二可变桨距转子桨叶，被支撑以在第二转子旋转平面中绕所述转子旋转轴线旋转，

第一桨叶桨距控制器，定位在所述第一转子旋转平面和所述第二转子旋转平面之间，并且配置成控制所述第一可变桨距转子桨叶的桨距，

第二桨叶桨距控制器，定位在所述第一转子旋转平面和所述第二转子旋转平面之间，并且配置成控制所述第二可变桨距转子桨叶的桨距，以及

第一桨距控制连杆，具有第一端和第二端，所述第一端耦接至所述第一桨叶桨距控制器而所述第二端耦接至所述第二桨叶桨距控制器，使得所述第一桨距控制连杆的位移同时操作所述第一桨叶桨距控制器和所述第二桨叶桨距控制器，

其中，所述第一桨距控制连杆的位移导致所述第一桨叶桨距控制器以第一转子循环相角改变所述第一可变桨距转子桨叶的循环桨距，并且导致所述第二桨叶桨距控制器以第二转子循环相角改变所述第二可变桨距转子桨叶的循环桨距，所述第一转子循环相角与所述第二转子循环相角不同。

34.根据权利要求33所述的旋翼飞行器，其中，所述第一桨距控制连杆充当防旋转连杆并且阻碍所述第一桨叶桨距控制器和所述第二桨叶桨距控制器绕所述转子旋转轴线旋转。

35.根据权利要求33或34所述的旋翼飞行器，还包括

非旋转结构支柱，沿竖直转子旋转轴线轴向延伸，

第一伺服致动器，所述第一伺服致动器定位在所述第一转子旋转平面与所述第二转子旋转平面之间，所述第一伺服致动器由所述非旋转结构支柱支撑并且所述第一伺服致动器耦接至所述第一桨距控制连杆以操作所述第一桨距控制连杆。

36.根据权利要求33所述的旋翼飞行器，还包括第一伺服致动器，所述第一伺服致动器定位在所述第二转子旋转平面下方并且耦接至所述第一桨距控制连杆以操作所述第一桨距控制连杆。

37.根据权利要求33所述的旋翼飞行器，其中，所述第一桨距控制连杆是Z形联接件并具有彼此间隔开的第一端和第二端，所述第一端和所述第二端协作以将所述第一桨叶桨距控制器和所述第二桨叶桨距控制器相对于彼此保持固定相角。

38.根据权利要求37所述的旋翼飞行器，还包括连接至所述第一桨叶桨距控制器和所述第二桨叶桨距控制器的多个Z形联接件以及连接至所述多个Z形联接件的多个伺服致动器，所述多个伺服致动器和所述多个Z形联接件协作以致动所述第一桨叶桨距控制器和所述第二桨叶桨距控制器。

39.根据权利要求33所述的旋翼飞行器，其中，所述第一桨叶桨距控制器与所述第二桨叶桨距控制器之间的固定相角在60度与120度之间。

40.根据权利要求33所述的旋翼飞行器，还包括翼型桅罩，所述翼型桅罩覆盖所述第一桨叶桨距控制器和所述第二桨叶桨距控制器以使所述旋翼飞行器在高速前飞中受到的空气动力学阻力最小化。