CN106029495A - 用于螺旋桨的双桨距支撑件 - Google Patents

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CN106029495A CN201480075544.2A CN201480075544A CN106029495A CN 106029495 A CN106029495 A CN 106029495A CN 201480075544 A CN201480075544 A CN 201480075544A CN 106029495 A CN106029495 A CN 106029495A
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Abstract

公开了一种设备，其被构造成将螺旋桨叶片被动地从第一桨距角转动到第二桨距角。一种示例设备涉及：(a)旋翼桨毂，(b)至少一个双桨距支撑件，该双桨距支撑件联接到旋翼桨毂，其中所述双桨距支撑件具有第一表面、第二表面和在其间限定的腔；以及(c)至少一个螺旋桨叶片，所述至少一个螺旋桨叶片可旋转地联接到旋翼桨毂，使得叶片根部设置在所述双桨距支撑件的腔内，其中在第一位置，叶片根部的前表面抵靠双桨距支撑件的第一表面定位，且在第二位置，叶片根部的后表面抵靠双桨距支撑件的第二表面定位，螺旋桨叶片在第一位置以第一桨距角取向而在第二位置以第二桨距角取向。

Description

用于螺旋桨的双桨距支撑件
与相关申请的交叉参考
本申请要求于2013年12月30日提交的美国专利申请第14/143,414号的优先权，其整体通过引用结合于此。
背景技术
除非在此另外指示，在此部分中描述的材料并非是本申请的权利要求的现有技术，并且并非通过包括在此部分中而承认为现有技术。
动力产生系统可以将化学能和/或机械能(例如，动能)转变成电能，用于各种用途，如电器系统(utility system)。作为一个示例，风能系统可以将风的动能转化成电能。
发明内容
在此描述了用于在促进动能转变为电能的特定飞行模式之间被动地改变或帮助改变螺旋桨叶片的桨距角(pitch angle)的方法和设备。更具体地说，示例实施方式总地涉及双桨距支撑件(dual-pitch support)，响应于从飞行器改变飞行模式所导致的至少一个或多个力，该双桨距支撑件提供螺旋桨叶片从低桨距角向高桨距角的手动或被动转换，且反之亦然。有益的是，在此描述的实施方式可以增加飞行器的效率。此外，在此描述的用于被动桨距控制器的实施方式与连续可变桨距控制器相比具有增大的操作寿命。
在一个方面中，示例设备包括：(a)旋翼桨毂(rotor hub)；(b)联接到所述旋翼桨毂的至少一个双桨距支撑件，其中，所述至少一个双桨距支撑件具有第一表面、第二表面和限定在第一表面和第二表面之间的腔，以及(c)至少一个螺旋桨叶片，该至少一个螺旋桨叶片可旋转地联接到旋翼桨毂，其中，所述至少一个螺旋桨叶片包括叶片根部，该叶片根部设置在所述至少一个双桨距支撑件的腔内，其中，在第一位置，叶片根部的前表面抵靠所述至少一个双桨距支撑件的第一表面定位，而在第二位置，叶片根部的后表面抵靠双桨距支撑件的第二表面定位，且其中，所述至少一个螺旋桨叶片在所述第一位置以第一桨距角取向而在所述第二位置以第二桨距角取向。
在另一方面，示例设备涉及：(a)旋翼桨毂，(b)联接到旋翼桨毂的至少一个双桨距支撑件，其中所述至少一个双桨距支撑件具有第一表面、第二表面和在第一表面和第二表面之间限定的腔，以及(c)可旋转地联接到所述旋翼桨毂的至少一个螺旋桨叶片，其中所述螺旋桨叶片包括叶片根部和从所述叶片根部径向延伸的至少一个突起，其中，至少一个突起布置在所述至少一个双桨距支撑件的第一表面和第二表面之间限定的腔内，其中，所述至少一个突起限定了第一肩部和第二肩部，其中，在第一位置，所述至少一个突起的第一肩部抵靠至少一个双桨距支撑件的第一表面定位，且在第二位置，所述至少一个突起的第二肩部抵靠至少一个双桨距支撑件的第二表面定位，且其中，所述至少一个螺旋桨叶片在第一位置以第一桨距角取向而在第二位置以第二桨距角取向。
在进一步方面中，提供了一种设备，该设备具有旋翼桨毂、至少一个螺旋桨叶片和用于导致所述螺旋桨叶片在第一桨距角和第二桨距角之间切换的装置。
在又一方面中，一种示例方法涉及(a)在第一模式下操作螺旋桨系统，其中所述螺旋桨系统包括多个螺旋桨叶片，每个螺旋桨叶片以第一桨距角取向，其中，由于在第一模式下操作的结果，第一力作用在螺旋桨叶片上，并将螺旋桨叶片保持在第一桨距角，(b)将螺旋桨系统从第一模式转换到第二模式，其中，由于在第二模式下操作的结果，第二力作用在螺旋桨叶片上，其中，至少第二力导致所述多个螺旋桨叶片旋转到第二桨距角，和(c)在第二模式下操作螺旋桨系统，其中，所述第二力将螺旋桨叶片保持在第二桨距角。
在又一方面中，提供了一种非瞬态计算机可读介质，该非瞬态计算机可读介质中存储有指令，该指令可由计算装置执行，以导致所述计算装置执行如下功能：(a)在第一模式下操作螺旋桨系统，其中，所述螺旋桨系统包括多个螺旋桨叶片，每个螺旋桨叶片以第一桨距角取向，其中，由于在第一模式下操作的结果，第一力作用在螺旋桨叶片上，并且将所述螺旋桨叶片保持在第一桨距角，(b)将螺旋桨系统从第一模式转换到第二模式，其中，由于在第二模式下操作的结果，第二力作用在螺旋桨叶片上，其中至少第二力导致多个螺旋桨叶片旋转到第二桨距角，以及(c)在第二模式下操作螺旋桨系统，其中，所述第二力将所述螺旋桨叶片保持在第二桨距角。
通过适当地参照附图阅读下面的详细描述，这些以及其他方面、优点和替代方式对本领域技术人员将变得清楚。
附图说明
图1示出根据示例实施方式的空中风力涡轮机(AWT)；
图2是示出根据示例实施方式的AWT的部件的简化框图；
图3a和3b示出根据示例实施方式从悬停飞行向侧风飞行转换的飞行器的示例；
图4a-4c是涉及根据示例实施方式的上升角的曲线表示；
图5a和5b示出根据示例实施方式的系绳球体；
图6a-6c示出根据示例实施方式的从侧风飞行到悬停飞行转换的飞行器的示例；
图7A是根据示例实施方式的双桨距支撑件和螺旋桨叶片的横截面端视图，其中螺旋桨叶片定位在第一桨距角(pitch angle)；
图7B是根据图7A的示例实施方式的双桨距支撑件和螺旋桨叶片的横截面端视图，其中螺旋桨叶片定位在第二桨距角；
图8A是根据示例实施方式的双桨距支撑件和螺旋桨叶片的横截面端视图，且螺旋桨叶片定位在第一桨距角；
图8B是根据图8A的示例实施方式的双桨距支撑件和螺旋桨叶片的横截面端视图，且螺旋桨叶片定位在第二桨距角处；以及
图9是根据示例实施方式的方法的流程图。
具体实施方式
在此描述示例性方法和系统。应该理解的是词汇“示例性”在此用于意味着“作为示例、例子或说明”。在此描述为“示例性”或“说明性”的实施方式或特征不必理解为相对其他实施方式或特征是优选的或有利的。更大体上，在此描述的实施方式不意味着限制。将轻易理解到的是所公开的方法和系统的特定方面可以以各种不同构造布置和组合，所有这些在此都可以构想到。
I.概述
示例实施方式在此总地涉及一种双桨距支撑件，响应于飞行器改变飞行模式所导致的至少一个力，该双桨距支撑件提供螺旋桨叶片从低桨距角到高桨距角的手动、被动或半被动转换。例如，当飞行器从悬停或起飞模式向向前飞行或动力产生模式转换时，作用在螺旋桨叶片上的气流的方向可以改变且/或作用在螺旋桨叶片上的气压梯度的曲线(profile)可以变动。在配备有所公开的双桨距支撑件的飞行器中，气流或压力梯度以及惯性或向心负载的改变可以被控制，以导致螺旋桨叶片从低桨距向高桨距转动，或反之亦然。另外地或替代地，飞行器可以通过马达产生扭矩的脉冲(例如，在扭矩中的瞬态变化，如在短时间周期上扭矩中的增加或减小)，该马达也导致螺旋桨在低桨距角和高桨距角之间转动，或反之亦然。
在低桨距角和高桨距角之间改变桨距的能力是双桨距支撑件的结果，该双桨距支撑件允许螺旋桨叶片在第一位置和第二位置之间移动，在此，螺旋桨叶片在第一位置以低桨距角取向而在第二位置以高桨距角取向。每个螺旋桨叶片可以例如通过轴承或球窝接头(ball and socket joint)可旋转地联接到旋翼桨毂，允许从低桨距角向高桨距角转动。所述旋翼桨毂可以包括由双桨距支撑件为每个螺旋桨叶片限定的腔(cavity)。每个螺旋桨叶片可以包括偏心的叶片根部，且该叶片根部可以设置在由双桨距支撑件限定的腔内。所述双桨距支撑件可以具有与低桨距角相关联的第一表面和与高桨距角相关联的第二表面。例如，在悬停模式下，每个螺旋桨叶片根部的前表面可以抵靠在双桨距支撑件的第一表面上，且螺旋桨叶片可以相应地以低桨距角取向。所述螺旋桨叶片和叶片根部可以通过螺旋桨叶片上的压力而被限制分别不能远离低桨距角和第一表面转动，所述螺旋桨叶片上的压力由与悬停模式相关联的空气流的方向和力导致，或者由一些其他力导致，或者由空气流的方向和力与一些其他力的组合导致。
飞行器可以从悬停模式向向前飞行模式转换，然后由新的飞行方向或气流的大小导致的第二力可以作用在螺旋桨叶片上。此第二力可以导致螺旋桨叶片相对于双桨距支撑件转动，使得每个螺旋桨叶片的后表面可以抵靠在双桨距支撑件的第二表面上并且螺旋桨叶片可以相应地以高桨距角取向。第二力可以不是作用为旋转螺旋桨叶片的仅有的力，且除了第二力之外的其他力可以辅助该转动。螺旋桨叶片和叶片根部可以被螺旋桨叶片上的压力限制而分别不能远离高桨距角和第二表面转动，该压力由与向前飞行模式相关联的气流的方向和力导致，或者由一些其他力导致，或者由气流的方向和力与一些其他力的组合导致。
另外地或替代地，双桨距支撑件可以向偏心叶片根部施加机械压力，以在限定的旋转力的范围内限制它不能远离第一表面和/或第二表面中的任一个或二者转动。例如，所述双桨距支撑件的第一表面和/或第二表面可以包括凹坑，该凹坑限制所述偏心叶片根部达到旋转力的某个阈值，该旋转力作用为转动双桨距支撑件远离相应表面。类似地，偏心的叶片根部可以包括凹坑，通过双桨距支撑件的第一和/或第二表面上的突起，该凹坑被限制达到旋转力的某个阈值。
在替代实施方式中，在螺旋桨叶片处于第一位置且具有低桨距角的悬停模式下，在每个螺旋桨根部上的径向延伸的突起的第一肩部可以抵靠在双桨距支撑件的第一表面上。当飞行器从向前飞行模式转换时，作用在螺旋桨上的气流的力可以变化，导致螺旋桨叶片和根部旋转，使得突起的第二肩部邻近双桨距支撑件的第二表面移动，并且螺旋桨呈现高桨距角。
于是，本发明有益地提供一种被动桨距控制，其导致比已知的连续可变桨距控制器更长的寿命。
II.说明性系统
A.空中风力涡轮机(AWT)
图1示出根据示例实施方式的AWT 100。具体地，AWT 100包括地面站110、系绳120和飞行器130。如图1中所示，飞行器130可以连接到系绳120，且系绳120可以连接到地面站110。在此示例中，系绳120可以在地面站110上的一个位置处附连到地面站110，并在飞行器130上的两个位置处附连到飞行器130。但是，在其他示例中，系绳120可以在多个位置附连到地面站110和/或飞行器130的任意部分上。
地面站110可以用于保持和/或支撑飞行器130，直到它处于操作模式为止。地面站110也可以被构造成允许飞行器130的重新定位，使得飞行器的部署成为可能。此外，地面站110可以进一步构造成在着陆期间接收飞行器130。地面站110可以由任何材料形成，该材料可以在飞行器130处于悬停飞行、向前飞行和侧风飞行的同时适当地保持飞行器130附连到和/或锚固到地面上。在一些实现方式中，地面站110可以被构造用于在陆地上使用。但是，地面站110也可以在水体上，如湖泊、河流、大海或大洋上实现。例如，地面站可以包括或可以布置在浮动离岸平台或船上，以及其他可能性。此外，地面站110可以被构造成保持静止或相对于地面或水体的表面移动。
另外，地面站110可以包括一个或多个部件(未示出)，如绞盘，其可以改变系绳120的长度。例如，当飞行器130被部署时，一个或多个部件可以被构造成松开(pay out)和/或放出系绳120。在一些实现方式中，一个或多个部件可以被构造成松开和/或放出系绳120到预定长度。作为示例，该预定长度可以等于或小于系绳120的最大长度。此外，当飞行器130在地面站110上着陆时，所述一个或多个部件可以被构造成卷入系绳120。
系绳120可以将飞行器130产生的电能传输到地面站110。另外，系绳120可以将电力传输到飞行器130，以便给飞行器130供能，用于起飞、着陆、悬停飞行和/或向前飞行。系绳120可以以任何方式构造并利用可以允许飞行器130产生的电能的传输、传送和/或控制且/或电能向飞行器130的传输的任何材料。系绳120也可以被构造成在飞行器130处于操作模式下时承受飞行器130的一个或多个力。例如，系绳120可以包括芯部，该芯部被构造成在飞行器130处于悬停飞行、向前飞行和/或侧风飞行时承受飞行器130的一个或多个力。芯部可以由任何高强度纤维构造。在一些示例中，系绳120可以具有固定长度和/或可变长度。例如，在至少一个这样的示例中，系绳120可以具有140米的长度。
飞行器130可以被构造成基本上沿着路径150飞行以产生电能。术语“基本上沿着”，如在本公开内容中使用的，指的是精确地沿着和/或从精确地沿着的一个或多个偏差，该偏差并不显著影响如在此描述的电能的产生和/或如在此描述的飞行器在特定飞行模式之间转换。
飞行器130可以包括或采取各种类型装置的形式，如风筝、直升机、飞翼和/或飞机，以及其他可能性。飞行器130可以由金属、塑料和/或其他聚合物的实心结构形成。飞行器130可以由任何材料形成，该材料允许高推力重量比，并允许电能的产生，该电能可以用于电器应用(utility application)。另外，可以选择材料以允许光照硬化(lighting harden)、冗余和/或容错设计，这能够处理在风速和风向上的较大和/或突然转变。其他材料同样也是有可能的。
路径150在各种不同实施方式中可以是各种不同形状。例如，路径150可以是基本上圆形的。而且在至少一个这样的示例中，路径150可以具有达到265米的半径。术语“基本上圆形”，如在本公开内容中使用的，指的是精确的圆形和/或从精确圆形的一个或多个偏差，该偏差并不明显影响如在此描述的电能的产生。用于路径150的其他形状可以是卵形，如椭圆形、果冻豆的形状、数字8的形状等。
如图1所示，飞行器130可以包括主翼131、前部区段132、旋翼连接器133A-B、旋翼134A-D、尾梁135、尾翼136和垂直稳定器137。这些部件中的任一个可以以允许使用升力的分量来抵抗重力和/或将飞行器130向前移动的形式来成形。
主翼131可以为飞行器130提供主要升力。主翼131可以是一个或多个刚性或柔性翼型，并可以包括各种控制表面，如小翼、襟翼、舵、升降舵等。控制表面可以用于在悬停飞行、向前飞行和/或侧风飞行期间稳定飞行器130和/或减小飞行器130上的拖曳力。
主翼131可以是用于飞行器130从事悬停飞行、向前飞行和/或侧风飞行的任何适当的材料。例如，主翼131可以包括碳纤维和/或e玻璃。此外，主翼131可以具有各种尺寸。例如，主翼131可以具有一个或多个尺寸，该尺寸与传统风力涡轮叶片相对应。作为另一示例，主翼131可以具有8米的翼展、4平方米的面积和15的纵横比。前部区段132可以包括一个或多个部件，如鼻部，以在飞行期间减小飞行器130上的拖曳力。
旋翼连接器133A-B可以将旋翼134A-134D连接到主翼131。在一些示例中，旋翼连接器133A-133B可以采取一个或多个挂架(pylon)的形式或形式上与之类似。在此示例中，旋翼连接器133A-133B布置成使得旋翼134A-134D在主翼131之间间隔开。在一些示例中，相应的旋翼(例如，旋翼134A和旋翼134B或者旋翼134C和旋翼134D)之间的垂直间隔可以是0.9米。
旋翼134A-134D可以被构造成驱动一个或多个发电机，用于产生电能的目的。在此示例中，旋翼134A-134D可以各自包括一个或多个叶片，如三个叶片。所述一个或多个叶片可以通过与风相互作用而旋转，并且可以用于驱动一个或多个发电机。另外，所述旋翼134A-134D也可以构造成在飞行期间向飞行器130提供推力。利用这种布置，旋翼134A-134D可以作用为一个或多个推进单元，如螺旋桨。虽然旋翼134A-134D在此示例中被描述为四个旋翼，在其他示例中，飞行器130可以包括任何数量的旋翼，如少于四个旋翼或多于四个旋翼。
尾梁135可以将主翼131连接到尾翼136。尾梁135可以具有各种尺寸。例如，尾梁135可以具有2米的长度。此外，在一些实现方式中，尾梁135可以采取飞行器130的主体和/或机身的形式。而且，在这样的实现方式中，尾梁135可以承载有效载荷。
尾翼136和/或垂直稳定器137可以用于在悬停飞行、向前飞行和/或侧风飞行期间稳定飞行器和/或减小飞行器130上的拖曳力。例如，尾翼136和/或垂直稳定器137可以用于在悬停飞行、向前飞行和/或侧风飞行期间保持飞行器130的俯仰(pitch)。在此示例中，垂直稳定器137附连到尾梁135，并且尾翼136定位在垂直稳定器137的顶部上。尾翼136可以具有各种尺寸。例如，尾翼136可以具有2米的长度。此外，在一些示例中，尾翼136可以具有0.45平方米的表面积。此外，在一些示例中，尾翼136可以定位在飞行器130的质心之上1米。
虽然上面已经描述了飞行器130，应该理解的是在此描述的方法和系统可以涉及连接到系绳如系绳120的任何适当的飞行器。
B.AWT的说明性部件
图2是示出AWT 200的部件的简化框图。AWT 200可以采取AWT 100的形式或形式上与之类似。尤其是，AWT 200包括地面站210、系绳220和飞行器230。地面站210可以采取地面站110的形式或形式上与之类似，系绳220可以采取系绳120的形式或形式上与之类似，且飞行器230可以采取飞行器230的形式或形式上与之类似。
如图2中所示，地面站210可以包括一个或多个处理器212、数据存储器214和程序指令216。处理器212可以是通用处理器或专用处理器(例如，数字信号处理器、专用集成电路等)。所述一个或多个处理器212可以被构造成执行计算机可读程序指令216，该程序指令存储在数据存储器214中并是可执行的，以提供在此描述的至少一部分功能。
数据存储器214可以包括或采取一个或多个计算机可读存储介质的形式，其可以通过至少一个处理器212读取或访问。所述一个或多个计算机可读存储介质可以包括易失性和/或非易失性存储部件，如光学的、磁性的、有机的或其他存储器或盘式存储器，其可以整体或部分与一个或多个处理器212中的至少一个集成。在一些实施方式中，数据存储器214可以利用单个物理装置(例如，一个光学的、磁性的、有机的或其他存储器或盘式存储单元)实现，而在其他实施方式中，数据存储器214可以利用两个或更多个物理装置实现。
如所指出的，数据存储器214可以包括计算机可读程序指令216以及其他额外数据，如地面站210的诊断数据。如此，数据存储器214可以包括程序指令，以执行或促进在此描述的一些或全部功能。
在进一步方面中，地面站210可以包括通信系统218。该通信系统218可以包括一个或多个无线接口和/或一个或多个有线接口，它们允许地面站210通过一个或多个网络而通信。这种无线接口可以提供用于在一个或多个无线通信协议，如蓝牙、WiFi(例如，IEEE 802.11协议)、长期演进(LTE)、WiMAX(例如，IEEE 802.16标准)、射频ID(RFID)协议、近场通信(NFC)和/或其他无线通信协议下通信。这种有线接口可以包括以太网接口、通用串行总线(USB)接口或类似的接口，以通过导线、双绞线对、同轴电缆、光学链路、光纤链路或与有线网络的其他物理连接。地面站210可以通过通信系统218与飞行器230、其他地面站和/或其他实体(例如，指挥中心)通信。
在示例实施方式中，地面站210可以包括通信系统218，该通信系统允许短程通信和远程通信二者。例如，地面站210可以被构造成利用蓝牙进行短程通信并在CDMA协议下进行远程通信。在这种实施方式中，地面站210可以被构造成作用为“热点”，或换言之，作为远程支持装置(例如，系绳220、飞行器230和其他地面站)与一个或多个数据网络如蜂窝网络和/或因特网之间的网关或代理。如此构造，地面站210可以利于数据通信，否则，远程支持装置将不能自身执行。
例如，地面站210可以提供与远程装置的WiFi连接，并作为通向蜂窝服务提供商的数据网络的代理或网关，例如，该地面站210可以在LTE或3G协议下连接于该蜂窝服务提供商的数据网络。地面站210也可以作为通向其他地面站或指挥站的代理或网关，否则远程装置可能不能访问所述其他地面站或指挥站。
此外，如图2所示，系绳220可以包括传输部件222和通信链路224。传输部件222可以构造成将电能从飞行器230传输到地面站210和/或将电能从地面站210传输到飞行器230。在各种不同实施方式中，传输部件222可以采取各种不同的形式。例如，传输部件222可以包括被构造成传输电力的一个或多个导体。而且在至少一个这样的示例中，一个或多个导体可以包括铝和/或任何其他材料，该材料允许电流的导通。此外，在一些实现方式中，传输部件222可以围绕系绳220的芯部(未示出)。
地面站210可以通过通信链路224与飞行器230通信。通信链路224可以是双向的并可以包括一个或多个有线和/或无线接口。而且，可以具有构成所述通信链路224的至少一部分的一个或多个路由器、交换机和/或其他装置或网络。
此外，如图2中所示，飞行器230可以包括一个或多个传感器232、动力系统234、动力产生/转换部件236、通信系统238、一个或多个处理器242、数据存储器244和程序指令246、以及控制系统248。
传感器232在各种不同实施方式中可以包括各种不同的传感器。例如，传感器232可以包括全球定位系统(GPS)接收器。GPS接收器可以构造成提供已知GPS系统(可以称为全球导航卫星系统(GNNS))的典型数据，如飞行器230的GPS坐标。这种GPS数据可以由AWT 200利用，以提供在此描述的各种功能。
作为另一示例，传感器232可以包括一个或多个风力传感器，如一个或多个皮托管。所述一个或多个风力传感器可以被构造成探测视风和/或相对风。这种风的数据可以被AWT 200利用以提供在此描述的各种功能。
仍作为另一示例，传感器232可以包括惯性测量单元(IMU)。该IMU可以包括加速度计和陀螺仪，它们可以一起使用以确定飞行器230的取向。具体地，加速度计可以测量飞行器230相对于地球的取向，而陀螺仪测量围绕飞行器230的轴线如中心线的旋转的速率。IMU以低成本、低功率包装而商业上可购得。例如，IMU可以采取小型化微型机电系统(MEMS)或纳米机电系统(NEMS)的形式或包括该小型化微型机电系统或纳米机电系统。也可以利用其它类型的IMU。除了加速度计和陀螺仪外，IMU可以包括其它传感器，其可以有助于更好地确定位置。这种传感器的两个示例是磁力计和压力传感器。其它示例也是有可能的。
虽然加速度计和陀螺仪在确定飞行器230的取向上是有效的，但是在测量中的微小误差会随时间复合，并导致更明显的误差。但是，示例性飞行器230能够通过利用磁力计来测量方向而缓解或减小这种误差。磁力计的一个示例是低功率、数字三轴磁力计，它可以用于实现一种与取向无关的电子罗盘，用于精确航向信息。但是，也同样可以利用其它类型的磁力计。
飞行器230也可以包括压力传感器或气压计，其能够用于确定飞行器230的高度。替代的是，其它传感器，如声波高度计或雷达高度计可以用于提供高度的指示，其可以有助于改善IMU的精度和/或防止IMU漂移。
如指出的，飞行器230可以包括动力系统234。在各种不同实施方式中，动力系统234可以采取各种不同形式。例如，动力系统234可以包括一个或多个电池，用于向飞行器230提供动力。在一些实现方式中，一个或多个电池可以是可再充电的，并且每个电池可以通过电池和电源之间的有线连接和/或通过无线充电系统如向内部电池施加外部时变磁场的感应充电系统和/或利用从一个或多个太阳能板收集的能量的充电系统来充电。
作为另一示例，动力系统234可以包括一个或多个马达或发动机，用于向飞行器230提供动力。在一些实现方式中，所述一个或多个马达或发动机可以被燃料如基于碳氢化合物的燃料而供能。而且，在这样的实现方式中，燃料可以存储在飞行器230上并通过一个或多个流体导管如管道传送到一个或多个马达或发动机。在一些实现方式中，动力系统234可以完全或部分在地面站210上实现。
如指出的，飞行器230可以包括动力产生/转换部件236。动力产生/转换部件326在各种不同实施方式中可以采取各种不同形式。例如，动力产生/转换部件236可以包括一个或多个发电机，如高速直接驱动发电机。利用这种布置，所述一个或多个发电机可以被一个或多个旋翼如旋翼134A-134D驱动。而且，在至少一个这种示例中，所述一个或多个发电机可以在11.5米每秒的风速下以全额定功率以可以超过百分之六十的容量因数操作，并且一个或多个发电机可以产生从40千瓦到600兆瓦的电功率。
此外，如所指出的，飞行器230可以包括通信系统238。该通信系统238可以采取通信系统218的形式或形式上与之类似。飞行器230可以通过通信系统238与地面站210、其他飞行器和/或其他实体(例如，指挥中心)通信。
在一些实现方式中，飞行器230可以被构造成作用为“热点”，或换句话说，作为在远程支持装置(例如，地面站210、系绳220、其他飞行器)与一个或多个数据网络如蜂窝网络和/或因特网之间的网关或代理。如此构造，飞行器230可以促进数据通信，否则远程支持系统将不能自身执行。
例如，飞行器230可以提供通向远程装置的WiFi连接，并作为通向蜂窝服务提供商的数据网络的代理或网关，例如，所述飞行器230可以在LET或3G协议下连接到所述蜂窝服务提供商的数据网络。飞行器230也可以作为通向其他飞行器或指挥站的代理或网关，否则远程装置可能不能访问所述其他飞行器或指挥站。
如所指出的，飞行器230可以包括一个或多个处理器242、程序指令244和数据存储器246。所述一个或多个处理器242可以被构造成执行存储在数据存储器244内的计算机可读程序指令246，该计算机可读程序指令可被执行以提供在此描述的至少部分功能。所述一个或多个处理器242可以采取一个或多个处理器212的形式或形式上与之类似，数据存储器244可以采取数据存储存储器214的形式或形式上与之类似，且程序指令246可以采取程序指令216的形式或形式上与之类似。
此外，如所指出的，飞行器230可以包括控制系统248。在一些实现方式中，控制系统248可以被构造成执行在此描述的一个或多个功能。控制系统248可以利用机械系统和/或利用硬件、固件和/或软件实现。作为一个示例，控制系统248可以采取存储在非瞬态计算机可读介质上的程序指令和执行该指令的处理器的形式。控制系统248可以全部或部分在飞行器230上实现和/或在距飞行器230远程定位的至少一个实体如地面站210上实现。通常，控制系统248被实现的方式可以根据特定用途而变化。
虽然上面已经描述了飞行器230，应该理解的是在此描述的方法和系统可以涉及连接到系绳如系绳230和/或系绳110的任何适当飞行器。
C.将飞行器从悬停飞行向侧风飞行转换
图3a和3b示出根据示例实施方式将飞行器从悬停飞行向侧风飞行转换的示例300。示例300总体上借助于通过上面结合图1描述的飞行器130来执行的示例来描述。为了说明目的，示例300以图3a和3b中所示的一系列动作来描述，但是示例300可以以任何数量的动作和/或动作的组合来执行。
如图3a所示，飞行器130连接到系绳120，且系绳120连接到地面站110。地面站110位于地面302上。此外，如图3中所示，系绳120限定了系绳球体304，该系绳球体具有基于系绳120的长度的半径，该长度诸如是在系绳延伸时系绳120的长度。示例300可以在系绳球体304内和/或基本上在系绳球体304的一部分304A上执行。术语“基本上在…上”，如在本公开内容中使用的，指的是精确地在…上和/或与精确地在…上的一个或多个偏差，该偏压并不明显影响如在此描述的飞行器在特定飞行模式之间转换。
示例300开始于点306，在点306，从地面站110以悬停飞行取向部署飞行器130。利用此布置，系绳120可以被松开和/或放出。在一些实现方式中，飞行器130可以在风速在阈值高度(例如，地面302之上超过200米)处增大到阈值速度(例如，3.5m/s)之上。
此外，在点306处，飞行器130可以在悬停飞行取向下操作。当飞行器130处于悬停飞行取向下时，飞行器130可以从事悬停飞行。例如，当飞行器从事悬停飞行时，飞行器130可以在地面302之上升高、下降和/或悬停。当飞行器130处于悬停飞行取向时，飞行器130的主翼131的翼展可以基本上垂直于地面302取向。术语“基本上垂直”，如在本公开内容中使用的，指的是精确地垂直和/或从精确地垂直的一个或多个偏差，所述偏差并不明显影响如在此描述的飞行器在特定飞行模式之间转换。
示例300在飞行器130处于悬停飞行取向下的同时在点308处继续，将飞行器130定位在第一位置310，该第一位置基本上在系绳球体304上。如图3a所示，第一位置310可以在空中并且在地面站110的基本上顺风(downwind)处。
术语“基本上顺风”，如在本公开内容中使用的，指的是精确地顺风和/或从精确地顺风的一个或多个偏差，该偏差并不明显影响如在此描述的飞行器在特定飞行模式之间转换。
例如，第一位置310可以处于相对于从地面站110基本上平行于地面302延伸的轴线的第一角度处。在一些实现方式中，第一角度可以相对于轴线成30度。在一些情况下，第一角度可以被称为方位角，且第一角度可以在相对于轴线顺时针30度和相对于轴线顺时针330度之间，如相对于轴线顺时针15度或相对于轴线顺时针345度。
作为另一示例，第一位置310可以相对于轴线在第二角度处。在一些实现方式中，第二角度可以是相对于轴线10度。在一些情况下，第二角度可以被称为仰角，并且第二角度可以在轴线之上的方向上10度和轴线之下的方向上10度之间。术语“基本上平行”，如在本公开内容中使用的，指的是精确地平行和/或与精确地平行的一个或多个偏差，该偏差并不明显影响如在此描述的飞行器在特定飞行模式之间转换。
在点308处，飞行器130可以在悬停飞行取向下加速。例如，在点308处，飞行器130可以加速到若干米每秒。另外，在点308处，系绳120在各种不同实施方式中可以采取各种不同形式。例如，如图3a所示，在点308处，系绳120可以延伸。利用这种布置，系绳120可以成悬链线构造(catenaryconfiguration)。此外，在点306和点308处，系绳120的底部可以在地面302之上预定高度312处。利用这种布置，在点306和点308处，系绳120可以不接触地面302。
示例300在点314处继续，且将飞行器130从悬停飞行取向向向前飞行取向转换，使得飞行器130从系绳球体304移动。如图3b中所示，飞行器130可以从系绳球体304移动到朝向地面站110的位置(这可以称为在系绳球体304内侧)。
当飞行器130处于向前飞行取向下时，飞行器130可以从事向前飞行(这可以称为飞机状飞行)。例如，当飞行器130从事向前飞行时，飞行器130可以升高。飞行器130的向前飞行取向可以采取固定翼飞行器(例如，飞机)在水平飞行中的取向的形式。在一些示例中，飞行器130从悬停飞行取向向先前飞行取向的转换可以涉及飞行机动，如俯仰向前。且在这种示例中，飞行机动可以在诸如小于一秒的时间段内执行。
在点314，飞行器130可以实现附着流(attached flow)。此外，在点314，系绳120的张力可以被减小。利用这种布置，在点314处，系绳120的曲率可以大于在点308处系绳120的曲率。作为一个示例，在点314处，系绳120的张力可以小于1KN，如500牛顿(N)。
示例300在一个或多个点318处继续，且在向前飞行取向下操作飞行器130，以升角AA1升高到基本上在系绳球体304上的第二位置320。如图3b中所示，在一个或多个点318处升高期间，飞行器130可以基本上沿着路径316飞行。在此示例中，一个或多个点318被示为三个点，点318A、点318B和点318C。但是，在其他示例中，一个或多个点318可以包括小于三个或多于三个点。
在一些示例中，升角AA1可以是路径316和地面302之间的角。此外，在各种不同实施方式中，路径316可以采取各种不同形式。例如，路径316可以是线段，如系绳球体304的弦。
在一些实现方式中，飞行器130在升高期间可以具有附着流。此外，在这种实现方式中，飞行器130的一个或多个控制表面的效率可以被保持。此外，在这种实现方式中，示例300可以涉及选择最大升角，使得飞行器130在升高期间具有附着流。此外，在这种实现方式中，示例300可以涉及基于最大升角调节飞行器130的俯仰角(pitch angle)且/或基于最大升角调节飞行器130的推力。在一些示例中，调节飞行器130的推力可以涉及利用飞行器130的一个或多个旋翼134A-134D的差动推进。俯仰角可以是飞行器130和基本上垂直于地面302的垂直轴线之间的角。
如在图3b中所示，在点314处，飞行器130可以具有速度V31和俯仰角PA31；在点318A处，飞行器130可以具有速度V32和俯仰角PA32；在点318B处，飞行器130可以具有速度V33和俯仰角PA33；且在点318C处，飞行器130可以具有速度V34和俯仰角PA34。
在一些实现方式中，升角AA1可以在点318A之前被选择。利用这种布置，俯仰角PA31和/或俯仰角PA32可以基于升角AA1来选择。此外，在一些示例中，俯仰角PA32、俯仰角PA33和/或俯仰角PA34可以等于俯仰角PA31。但是，在其他示例中，俯仰角PA31、PA32、PA33和/或PA34可以彼此不同。例如，俯仰角PA31可以大于或小于俯仰角PA32、PA33和/或PA34；俯仰角PA32可以大于或小于俯仰角PA33、PA34和/或PA31；俯仰角PA33可以大于或小于俯仰角PA34、PA31和/或PA32；且俯仰角PA34可以大于或小于俯仰角PA31、PA32和/或PA33。此外，俯仰角PA33和/或PA34可以在升高期间被选择和/或被调节。再者，俯仰角PA31和/或PA32可以在升高过程中被调节。
此外，在一些实现方式中，速度V31和/或速度V32可以基于升角AA1来选择。此外，在一些示例中，速度V32、速度V33和速度V34可以等于速度V31。但是，在其他示例中，速度V31、V32、V33和V34可以彼此不同。例如，速度V34可以大于速度V33，速度V33可以大于速度V32，且速度V32可以大于速度V31。此外，速度V31、V32、V33和/或V34可以在升高期间被选择和/或调节。
在一些实现方式中，速度V31、V32、V33和/或V34中的任一个或全部可以是对应于飞行器130的最大油门(或全油门)的速度。此外，在一些实现方式中，在速度V32，飞行器130可以在向前飞行取向下升高。此外，在速度V32，升角AA1可以会聚(converge)。
如图3b中所示，第二位置320可以在空中并在地面站110的基本顺风处。第二位置320可以相对于地面110以类似于第一位置310可以相对于地面站110取向的方式取向。
例如，第二位置320可以相对于从地面站110基本平行于地面302延伸的轴线成第一角度。在一些实现方式中，第一角度可以相对于该轴线成30度。在一些情况下，第一角度可以称为方位角，且该角度可以在从所述轴线顺时针30度和从所述轴线顺时针330度之间，如从轴线顺时针15度或者从所述轴线顺时针345度。
另外，如图3b中所示，第二位置320可以在第一位置310的基本上逆风处。术语“基本上逆风”，如在此公开中所使用的，指的是精确逆风和/或从精确逆风的一个或多个偏差，该偏差并不明显影响如在此描述的飞行器在特定飞行模式之间转换。
在一个或多个点318处，系绳120的张力在升高期间可以增大。例如，在点318C处系绳120的张力可以大于在点318B处系绳120的张力，在点318B处系绳120的张力可以大于在点318A处系绳120的张力。此外，在点318A处系绳120的张力可以大于在点314处系绳120的张力。
利用这个布置，系绳120的曲率在升高期间可以减小。例如，在点318C处，系绳120的曲率可以小于在点318B处系绳的曲率，且在点318B处系绳120的曲率可以小于在点318A处系绳的曲率。此外，在一些示例中，在点318A处系绳120的曲率可以小于在点314处系绳120的曲率。
此外，在一些示例中，当飞行器130包括GPS接收器时，在向前飞行取向下操作飞行器130以升角升高可以涉及利用GPS接收器监视飞行器130的升高。利用这种布置，在升高期间飞行器130的轨迹的控制可以被改善。结果，飞行器130跟随路径316的一个或多个部分和/或点的能力可以被改善。
此外，在一些示例中，当飞行器130包括至少一个皮托管时，在向前飞行取向下操作飞行器130以升角升高可以涉及在升高期间利用至少一个皮托管监视飞行器130的迎角或飞行器的侧滑。利用这种布置，可以改善在升高期间飞行器的轨迹的控制。结果，飞行器130的跟随路径316的一个或多个部分和/或点的能力可以被改善。迎角可以是飞行器130的主体轴线与视风矢量之间的角。此外，侧滑可以是基本上垂直于飞行器130的航向的方向与视风矢量之间的角。
示例300在点322处继续，且将飞行器130从向前飞行取向向侧风飞行取向转换。在一些示例中，将飞行器130从向前飞行取向向侧风飞行取向转换可以涉及飞行机动。
当飞行器130处于侧风飞行取向下时，飞行器130可以从事侧风飞行。例如，当飞行器130从事侧风飞行时，飞行器130可以基本上沿着路径如路径150飞行，以产生电能。在一些实现方式中，在侧风飞行期间，会发生飞行器130的自然侧滚和/或偏航(yaw)。
如图3b中所示，在点314-322处，系绳120的底部可以在地面302之上预定高度324处。利用这种布置，在点314-322处，系绳120可以不触及地面302。在一些示例中，预定高度324可以小于所述预定高度312。在一些实现方式中，预定高度324可以大于地面站110的高度的一半。且在至少一个这种实现方式中，所述预定高度324可以是6米。
从而，示例300可以被进行使得系绳120可以不接触地面302。利用这种布置，系绳120的机械完整性可以得到改善。例如，系绳120可以不挂在(或缠绕在)位于地面302上的物体上。在另一示例中，当系绳球体304位于水体(例如，大洋、大海、湖泊、河流等)之上时，系绳120可以不沉入水中。另外，利用这种布置，位于地面站110附近(例如，在系绳球体304的部分304A之内)的一个或多个人的安全可以被改善。
另外，示例300可以被进行使得系绳120的底部保持在预定高度324之上。利用这种布置，系绳120的机械完整性可以如在此描述的被改善且/或位于地面站110附近(例如，在系绳球体304的部分304A之内)的一个或多个人的安全可以被改善。
此外，在各种不同实施方式中，与点306-322相对应的一个或多个动作可以在各种不同时间段内执行。例如，与点306相对应的一个或多个动作可以在第一时间段执行，与点308相对应的一个或多个动作可以在第二时间段执行，与点314相对应的一个或多个动作可以在第三时间段执行，与点318A相对应的一个或多个动作可以在第四时间段执行，与点318B相对应的一个或多个动作可以在第五时间段执行，与点318C相对应的一个或多个动作可以在第六时间段执行，且与点322相对应的一个或多个动作可以在第七时间段执行。但是，在其他示例中，与点306至322相对应的一个或多个动作中的至少一些动作可以同时执行。
图4a-4c是涉及根据示例实施方式的升角的曲线表示。具体地，图4a是曲线表示402，图4b是曲线表示404，图4c是曲线表示406。每个曲线表示402、404和406可以基于示例300。
更具体地说，在图4a-4c中，在飞行器从悬停飞行向侧风飞行转换的示例中的飞行器可以具有1.3的推力重量比(T/W)以及等于方程3+(CL 2/eARп)的拖曳系数(CD)，其中，CL是升力系数，e是飞行器的翼展效率(spanefficiency)，而AR是飞行器的纵横比。但是，在其他示例中，在此描述的飞行器可以具有各种其他推力重量比，如大于1.2的推力重量比。此外，在其他示例中，在此描述的飞行器可以具有CD的各种其他值，如在0.1和0.2之间的CD的值。
如所指出的，图4a是曲线表示402。具体地，曲线表示402描绘了关于空气速度的飞行器的升角。在曲线表示402中，升角可以以度为单位测量，且空气速度可以以m/s为单位测量。如图4a中所示，在曲线表示402上的点402A可以表示在升高期间用于附着流的飞行器的最大升角，如在示例300中的一个或多个点318处。在曲线表示402中，最大升角可以是大约65度，且对应于最大升角的空气速度可以是大约11m/s。
此外，如所指出的，图4b是曲线表示404。具体地，曲线表示404描绘了相对于飞行器的CL的飞行器的升角。在曲线表示404中，升角可以以度为单位测量，而CL可以是无测量单位的值。如图4b中所示，曲线表示404上的点404A可以表示在升高过程中用于附着流的飞行器的最大升角，如在示例300中的一个或多个点318。在曲线表示404中，最大升角可以是大约65度，且对应于最大升角的CL可以是大约0.7。
此外，如所指出的，图4c是曲线表示406。具体地，曲线表示406描绘了相对于飞行器的速度的第二分量的飞行器的速度的第一分量。在曲线表示406中，飞行器的速度的第一分量和第二分量可以以m/s为单位测量。在一些示例中，飞行器的速度的第一分量可以是在基本上平行于地面的方向上。此外，在一些示例中，飞行器的速度的第二分量可以在基本上垂直于地面的方向上。
如图4c中所示，曲线表示406上的点406A可以表示在升高期间，当飞行器处于用于附着流的最大升角时，飞行器的速度的第一分量和第二分量，如在示例300中的一个或多个点318处。在曲线表示406中，对应于最大升角的飞行器的速度的第一分量可以是大约5m/s，且对应于最大升角的飞行器的速度的第二分量可以是大约10.25m/s。
图5a和5b描绘了根据示例实施方式的系绳球体504。具体地，系绳球体504具有基于系绳520的长度的半径，该长度诸如是当系绳延伸时系绳520的长度。如图5a和5b中所示，系绳520连接到地面站510，且地面站510定位在地面502上。此外，如图5a和5b中所示，相对风503接触系绳球体504。在图5a和5b中，仅描绘了系绳球体504的在地面502之上的一部分。该部分可以描述为系绳球体504的一半。
地面520可以采取地面302的形式或形式上与之类似，系绳球体504可以采取系绳球体304的形式或形式上与之类似，地面站510可以采取地面站110和/或地面站210的形式或形式上与之类似，且系绳520可以采取系绳120和/或系绳220的形式或形式上与之类似。
如在此描述的将飞行器在悬停飞行和侧风飞行之间转换的示例可以在系绳球体504的第一部分504A内和/或基本上在其上进行。如图5a和5b中所示，系绳球体504的第一部分504A在地面站510的基本上顺风处。第一部分504A可以描述为系绳球体504的四分之一。系绳球体504的第一部分504A可以采取系绳球体304的部分304A的形式或形式上与之类似。
此外，如在此描述的将飞行器在悬停飞行和侧风飞行之间切换的示例可以在系绳球体504的第一部分504A内和/或上的各个位置上进行。例如，如图5a所示，在飞行器处于悬停飞行取向下的同时，飞行器可以定位在点508处，该点508基本上在系绳球体504的第一部分504A上。
此外，如图5b中所示，当飞行器从悬停飞行取向向向前飞行取向转换时，飞行器可以定位在点514处，该点514在系绳球体504的第一部分504A内侧。再者，如图5b中所示，当飞行器在向前飞行取向下升高到基本上在系绳球体504的第一部分504A上的点518时，飞行器可以沿着路径516。路径516可以采取各种形状的形式。例如，路径516可以是线段，如系绳球体504的弦。其他形状和/或形状的类型同样是有可能的。
点508可以对应于示例300中的点308，点514可以对应于示例300中的点314，点518可以对应于示例300中的点318C，且路径516可以采取路径316的形式或形式上与之类似。
此外，根据本公开内容，点508和点518可以定位在基本上在系绳球体504的第一部分504A上的各种位置处，点514可以定位在系绳球体504的第一部分504A内侧的各种位置处。
D.将飞行器从侧风飞行向悬停飞行转换
图6a-6c描绘了根据示例实施方式将飞行器从侧风飞行向悬停飞行转换的示例600。示例600总地借助于通过上面结合图1所示的飞行器130执行的示例来描述。为了说明的目的，示例600以如图6a-6c所示的飞行器130的一系列动作来描述，但是示例600可以以任何数量的动作和/或动作的组合来进行。
如图6a中所示，飞行器130连接到系绳120，且系绳120连接到地面站110。地面站110定位在地面302上。此外，如图6a所示，系绳120限定了系绳球体304。示例600可以在系绳球体304的部分304A之内和/或基本上在部分304A之上进行。
示例600开始于点606，在此，以侧风飞行取向操作飞行器130。当飞行器处于侧风飞行取向下时，飞行器130可以从事侧风飞行。此外，在点606，系绳120可以延伸。
示例600在点608处继续，在飞行器130处于侧风飞行取向的同时，将飞行器130定位在基本上在系绳球体304上的第一位置610处。(在一些示例中，第一位置610可以被称为第三位置)。如图6a中所示，第一位置610可以在空中并在地面站110的基本上顺风处。第一位置610可以采取第一位置310的形式或形式上与之类似。但是，在一些示例中，第一位置610可以具有大于第一位置310的高度的高度。
例如，第一位置610可以与基本上平行于地面302的轴线成第一角度。在一些实现方式中，角度可以相对于轴线成30度。在一些情况下，第一角度可以被称为方位角，且第一角度可以在从轴线顺时针30度和从轴线顺时针330度之间，如从轴线顺时针15度或者从轴线顺时针345度。
此外，在点606和608处，系绳120的底部可以在地面302之上预定高度612处。利用这种布置，在点606和608处，系绳120可以不接触地面302。预定高度612可以大于、小于和/或等于预定高度312。
示例600在点614处继续，将飞行器从侧风飞行取向向向前飞行取向转换，使得飞行器130从系绳球体120移动。如图6b所示，飞行器130可以从系绳球体304朝向地面站110移动到一位置。
当飞行器130处于向前飞行取向时，飞行器可以从事向前飞行。在一些示例中，将飞行器130从侧风飞行取向向向前飞行取向转换可以涉及飞行机动，如向前俯仰。此外，在这样的示例中，飞行机动可以在如少于一秒的时间段内执行。
在点614处，飞行器130可以实现附着流。此外，在点314处，系绳120的张力可以减小。利用这种布置，在点614处系绳120的曲率可以大于在点608处系绳120的曲率。
示例600在一个或多个点618处继续，且在向前飞行取向下操作飞行器以升角AA2升高到第二位置620。(在一些示例中，第二位置620可以被称为第四位置)。如图6b中所示，飞行器130在一个或多个点618处升高期间可以基本上沿着路径616飞行。在此示例中，一个或多个点618包括两个点，即，点618A和点618B。但是，在其他示例中，一个或多个点618可以包括少于两个或多于两个点。
在一些示例中，升角AA2可以是路径618和地面302之间的角。此外，路径616在各种不同实施方式中可以采取各种不同形式。例如，路径616可以是线段，如系绳球体304的弦。其他形状和/或形状的类型也是有可能的。升角AA2可以采取升角AA1的形式或形式上与之类似，且路径616可以采取路径316的形式或形式上与之类似。
在一些实现方式中，在一个或多个点618处，飞行器130可以在飞行器130的旋翼134A-134D基本上不提供推力的情况下升高。利用这种布置，飞行器130可以在升高过程中减速。例如，在一个或多个点618处，飞行器130的旋翼134A-134D可以关闭。术语“基本上不”，如在本公开内容中所使用的，指的是精确的不和/或从精确的不的一个或多个偏差，该偏差并不明显影响如在此描述的在特定飞行模式之间转换。
此外，在一些实现方式中，飞行器130在升高过程中可以具有附着流。且在这样的实现方式中，飞行器130的一个或多个控制表面的效力可以被保持。此外，在这样的实现方式中，示例600可以涉及选择最大升角，使得飞行器130在升高过程中具有附着流。此外，在这样的实现方式中，示例600可以涉及基于最大升角调节飞行器的俯仰角和/或基于最大升角调节飞行器130的推力。在一些示例中，调节飞行器130的推力可以涉及利用飞行器130的一个或多个旋翼134A-134D的差动推进。
如图6b中所示，在点614处，飞行器130可以具有速度V61和俯仰角PA61；在点618A处，飞行器130可以具有速度V62和俯仰角PA62；且，在点618B处，飞行器130可以具有速度V63和俯仰角PA63。
在一些实现方式中，升角AA2可以在点618A之前选择。利用这种布置，俯仰角PA61和/或俯仰角PA62可以基于升角AA2来选择。此外，在一些示例中，俯仰角PA62和俯仰角PA63可以等于俯仰角PA61。但是，在其他示例中，俯仰角PA61、PA62和PA63可以彼此不同。例如，PA61可以大于或小于PA62和/或PA63；PA62可以大于或小于PA63和/或PA61；且PA63可以大于或小于PA61和/或PA62。此外，PA63可以在升高过程中选择和/或调节。再者，PA61和/或PA62可以在升高过程中调节。
此外，在一些实现方式中，速度V61和/或速度V62可以基于升角AA2选择。此外，在一些示例中，速度V62和速度V63可以等于速度V61。但是，在其他示例中，速度V61、V62、V63可以彼此不同。例如，速度V63可以小于速度V62，且速度V62可以小于速度V61。此外，速度V61、V62和V63可以在升高过程中选择和/或调节。
在一些实现方式中，速度V61、V62和/或V64中的任一个可以是对应于飞行器130的最小(或无)油门的速度。此外，在一些实现方式中，在速度V62处，飞行器130可以在向前飞行取向下升高。此外，在速度V62处，升角AA2可以是会聚的。如图6中所示，第二位置620可以在空中，并在地面站110的基本上顺风处。第二位置620可以相对于地面站110取向，类似于第一位置610相对于地面站110取向的方式。
例如，第一位置610可以与基本上平行于地面的轴线成第一角度。在一些实现方式中，该角度可以是相对于轴线成30度。在一些情况下，该第一角度可以称为方位角，且第一角度可以在从轴线顺时针30度和从轴线顺时针330度之间，如从轴线顺时针15度或从轴线顺时针345度。
作为另一示例，第一位置610可以相对于轴线成第二角度。在一些实现方式中，该第二角度可以是相对于轴线成10度。在一些情况下，该第二角度可以称为仰角(elevation)，且该第二角度可以在轴线之上方向上的10度和轴线之下方向上的10度之间。
在一个或多个点618处，系绳120的张力可以在升高过程中增大。例如，在点618B处系绳120的张力可以大于在点618A处系绳的张力，且在点618A处系绳的张力可以大于在点614处系绳的张力。
利用这种布置，系绳120的曲率可以在升高过程中减小。例如，在点618B处系绳120的曲率可以小于在点618A处系绳120的曲率。此外，在一些示例中，在点618A处系绳120的曲率可以小于在点614处系绳120的曲率。
此外，在一些示例中，当飞行器130包括GPS接收器时，在向前飞行取向下操作飞行器130以升角升高可以涉及利用GPS接收器监视飞行器的升高。利用这种布置，可以改善在升高过程中飞行器130的轨迹的控制。结果，飞行器130的跟踪路径616上的一个或多个点和/或部分的能力可以得到提高。
此外，在一些示例中，当飞行器130包括至少一个皮托管时，在向前飞行取向下操作飞行器130以升角升高可以涉及在升高过程中利用至少一个皮托管监视飞行器130的迎角或飞行器130的侧滑。利用这种布置，可以改善在升高过程中飞行器130的轨迹的控制。结果，飞行器的跟踪路径616的一个或多个点和/或部分的能力可以得到提高。
此外，如图6b所示，在点614和点618处，系绳120的底部可以在地面302之上预定高度624处。利用这种布置，在点614和点618处，系绳120可以不触及地面302。在一些示例中，预定高度624可以小于预定高度612。且预定高度624可以大于、小于和/或等于预定高度324。在一些实现方式中，预定高度624可以大于地面站110的高度的一半。且，在至少一个这样的实现方式中，预定高度624可以是6米。
示例600在点622处继续，将飞行器从向前飞行取向转换到悬停飞行取向。在一些示例中，将飞行器130从向前飞行取向向悬停飞行取向转换可以涉及飞行机动。此外，将飞行器130从向前飞行取向向悬停飞行取向转换可以在飞行器130具有诸如15m/s的阈值速度时发生。在一些实现方式中，将飞行器130从向前飞行取向向悬停飞行取向转换可以在速度V63是15m/s时发生。此外，在点622处，系绳120的张力可以大于在点618B处系绳的张力。
在从向前飞行取向向悬停飞行取向转换期间，飞行器130可以定位在第三位置624(在一些示例中，第三位置624可以称为第五位置)。如图6c所示，第三位置624可以在空中并在地面站110的基本上顺风处。在一些实现方式中，第三位置624可以与第二位置620相同或类似。当第三位置624基本上不在系绳球体304上时，在点622之后，飞行器130可以被风吹到第四位置(未示出)，该第四位置基本上在系绳球体304上。
此外，如图6c所示，在点622处，系绳120的底部可以在地面302之上预定高度626处。利用这种布置，在点626处，系绳120可以不触及地面302。在一些示例中，预定高度626可以大于预定高度612和/或预定高度624。
从而，示例600可以被执行使得系绳120可以不接触地面602。利用这种布置，系绳120的机械完整性可以被改善。例如，系绳120不会卡在(或缠绕在)位于地面302上的物体上。作为另一示例，当系绳球体304位于水体之上时，如在此描述的，系绳120可以不没入水中。另外，利用这种布置，位于地面站110附近(例如，在系绳球体304的部分304A之内)的一个或多个人的安全性可以被提高。
另外，示例600可以被执行，使得系绳120的底部保持在预定高度624之上。利用这种布置，系绳120的机械完整性可以被提高，如在此描述的，且/或位于地面站附近的一个或多个人的安全性可以被提高。
此外，对应于点606-622的一个或多个动作在各种不同实施方式中可以在各种不同时间段执行。例如，对应于点606的一个或多个动作可以在第一时间段执行，对应于点608的一个或多个动作可以在第二时间段执行，对应于点614的一个或多个动作可以在第三时间段执行，对应于点618A的一个或多个动作可以在第四时间段执行，对应于点618B的一个或多个动作可以在第五时间段执行，且对应于点622的一个或多个动作可以在第七时间段执行。但是，在其他示例中，与点606-622相对应的一个或多个动作中的至少一些动作可以同时执行。
虽然上面已经参照图6a-6c描述了示例600，根据本公开，点608和点622可以在基本上在系绳球体304的部分304A上的各种位置处发生，且点614和一个或多个点618可以在系绳球体的部分304A内侧的各种位置处发生。
III.说明性双桨距支撑件
本实施方式有利地提供了一种双桨距支撑件，其可以允许响应于飞行器改变飞行模式所导致的至少一个力而将螺旋桨叶片从低桨距角(pitch angle)向高桨距角手动或被动转换。这种布置可以有益地增加其上利用双桨距支撑件的飞行器的效率。现在参照图7A和7B，双桨距支撑件710被示为联接到旋翼桨毂711。该双桨距支撑件710可以具有第一表面715、第二表面720和限定在第一表面715和第二表面720之间的腔725。双桨距支撑件710可以由多种耐久性材料制成，该耐久性材料包括金属、金属合金或复合材料，以及其他可能性。
螺旋桨叶片730可以可旋转地联接到旋翼桨毂711。在一个实施方式中，螺旋桨叶片730可以通过轴承或球窝接头以及其他可能方式联接到旋翼桨毂711。螺旋桨叶片730可以包括在一个端部处的叶片根部735和在另一个端部处(未示出)的叶片尖端。叶片根部735可以包括偏心部分735A和圆柱形轴部分735B。圆柱形轴部分735B可以作为通过轴承或球窝接头与旋翼桨毂711的联接点。偏心部分735A可以具有与螺旋桨叶片730(如图所示)不同的轮廓，或者偏心部分735A可以具有与螺旋桨叶片730相同的轮廓。仅为了说明目的，图7A、7B、8A和8B中的叶片根部735、835被视为大体上位于螺旋桨叶片的前边缘731、831和后边缘732、832之间的螺旋桨叶片的中心处附近；但是，叶片根部可以位于更靠近或更远离螺旋桨叶片的前边缘或后边缘的其他位置，或者叶片根部可以位于螺旋桨叶片的前边缘或后边缘之前或之后。
叶片根部735可以设置在双桨距支撑件710的腔725内。在第一位置740，如图7A所示，叶片根部735的前表面736可以抵靠双桨距支撑件710的第一表面715定位。在第二位置745，如图7B所示，叶片根部735的后表面737可以抵靠双桨距支撑件710的第二表面720定位。双桨距支撑件710可以成形为适应螺旋桨叶片根部的偏心部分735A的前边缘733在第一表面715和第二表面720之间转动的路径。如图7A-7B所示，双桨距支撑件710可以进一步限定开口，螺旋桨叶片根部735的后边缘734的至少一部分通过该开口延伸。在可替代实施方式中，替代限定开口，双桨距支撑件710可以限定第二腔(未示出)，该第二腔成形为适应螺旋桨叶片根部735的后边缘734从第一位置740向第二位置745转动的路径。
此外，桨距(pitch)可以限定为在螺旋桨叶片730的弦和螺旋桨叶片730的转动平面之间形成的角，其中弦是从螺旋桨叶片730的前边缘733到螺旋桨叶片730的后边缘734的直线。在一些实施方式中，螺旋桨叶片730沿着螺旋桨叶片730的长度可以具有恒定桨距。在其他实施方式中，螺旋桨叶片的设计特征可以导致在沿着螺旋桨叶片730的长度的不同点处的不同桨距。例如，螺旋桨叶片730的物理轮廓可以沿着螺旋桨叶片730的长度变化且/或螺旋桨叶片730可以扭转，改变弦相对于旋转平面的角度。在桨距沿着叶片长度不恒定的实施方式中，工业标准指示沿着螺旋桨叶片730的测量螺旋桨叶片的桨距的位置。例如，桨距可以在螺旋桨叶片730的最宽部分处测量或者在从桨毂延伸的螺旋桨的半径的75％处测量，以及其他可能性。
在一个实施方式中，螺旋桨叶片730可以在第一位置740处在第一桨距角取向且在第二位置745处在第二桨距角取向。在优选实施方式中，第一桨距角可以小于第二桨距角。在各种实施方式中，在螺旋桨叶片70的尖端处的桨距角在第一位置740和第二位置745之间可以在从大约15度到大约165度的范围内，其中“大约”意味着±5％。在优选实施方式中，螺旋桨叶片730可以被构造成使得在螺旋桨叶片730的尖端处的桨距角在第一位置740和第二位置745之间可以在从大约15度到大约30度的范围内。在另一优选实施方式中，螺旋桨叶片730可以被构造成使得在螺旋桨叶片730的尖端处的桨距角在第一位置740处为大约20度，而在第二位置745处为大约25度。
在第一位置740和第二位置745之间改变叶片的桨距若干度可以对产生给定功率所需的每分钟转数(RPM)有明显影响。例如，由于5度的桨距变化，产生给定功率所需的RPM可以减少10％那么多。而且，RPM的减小继而可以明显减少螺旋桨系统的声音水平。在第一位置740和第二位置745之间桨距上的较大变化，例如，90到150度，可以与非常大的机舱一起使用。
在本发明的进一步实施方式中，螺旋桨叶片730可以利用层叠结构建造，该层叠结构设计成在轴向或向心负载下扭转，或者可以包括具有低扭转刚度的节段，以辅助偏转，或者可以包括前边缘平衡质量，以避免由于叶片的柔性造成的气动弹性颤抖(aeroelastic flutter)。在这个实施方式中，螺旋桨叶片730靠近叶片根部735的轮廓可以优选地是薄的。气动弹性偏转的螺旋桨叶片730可以单独使用或与双桨距支撑件组合使用。
在进一步的实施方式中，旋翼桨毂711可以联接到多个双桨距支撑件710，且多个螺旋桨叶片的叶片根部735可以容纳在相对应的双桨距支撑件710的腔725内。
在进一步实施方式中，叶片根部735可以包括至少一个凹坑741，并且这个凹坑可以构造成接收联接到和/或集成到双桨距支撑件710中的一个或多个突起742。在另一实施方式中，相反地，双桨距支撑件710可以包括一个或多个凹坑(未示出)，且这个凹坑被构造成接收联接到叶片根部735和/或与叶片根部735集成的突起(未示出)。在各种实施方式中，第一凹坑可以布置成帮助将螺旋桨730保持在第一位置740，且第二凹坑可以布置成帮助将螺旋桨叶片730保持在第二位置745。
在进一步的实施方式中，叶片根部735的前表面736可以包括凸起表面738，且双桨距支撑件710的第一表面715可以相反地成型为与前表面736的凸起表面738匹配。另外，叶片根部735的后表面737可以包括凸起表面739，且双桨距支撑件710的第二表面720可以相反地成型为与后表面737的凸起表面739匹配。
上面参照图7A和7B讨论的实施方式可以应用于下面参照图8A和8B讨论的实施方式。
现在参照图8A和8B，双桨距支撑件810被示为联接到旋翼桨毂811上。该双桨距支撑件810可以具有第一表面815、第二表面820和限定在第一表面815和第二表面820之间的腔825。所述腔825可以采取例如开口或狭槽的形式。
螺旋桨叶片830可旋转地联接到旋翼桨毂811。在一个实施方式中，螺旋桨叶片830可以通过轴承或球窝接头以及其他可能的方式联接到旋翼桨毂811。螺旋桨叶片830可以包括叶片根部835，该叶片根部的一部分可以布置为圆柱形轴。叶片根部835的圆柱形轴部分可以作为通过轴承或球窝接头与旋翼桨毂811的联接点。
螺旋桨叶片830可以包括从叶片根部835径向延伸的至少一个突起840。突起840可以布置在腔825内，该腔825限定在双桨距支撑件810的第一表面815和第二表面820之间。在一个实施方式中，可以具有一个突起840，使得突起840可以限定第一肩部841和第二肩部842。在第一位置845，如图8A所示，突起840的第一肩部841可以抵靠双桨距支撑件810的第一表面815定位。在第二位置850，如图8B所示，突起840的第二肩部842可以抵靠双桨距支撑件810的第二表面820定位。螺旋桨叶片830可以在第一位置845以第一桨距角取向，而在第二位置850以第二桨距角取向。
在可替代实施方式(未示出)中，至少一个突起可以包括两个突起，使得第一突起限定第一肩部，而第二突起限定第二肩部。在进一步实施方式中，第一肩部841可以构造成可移除地联接到双桨距支撑件810的第一表面815上，而第二肩部842可以构造成可移除地联接到双桨距支撑件810的第二表面820上。在各种实施方式中，可移除联接(未示出)可以包括凹坑和相对应的突起、磁铁或电磁铁、压紧联接(compression coupling)等。
IV.说明性方法
图9是根据示例实施方式的方法的流程图。示例性方法，如图9中的方法900，可以通过驾驶或控制系统和/或通过与飞行器通信或设置在飞行器上的其他部件执行。控制系统可以采取存储在非瞬态计算机可读介质上的程序指令以及执行该指令的处理器的形式。但是，控制系统可以采取包括软件、硬件和/或固件的其他形式。
示例性方法可以实现为飞行器的飞行计划的一部分。如框910所示，方法900涉及在第一模式下操作螺旋桨系统。根据上面部分III中讨论的实施方式，该螺旋桨系统可以包括多个螺旋桨叶片。每个螺旋桨叶片可以在第一模式下以第一桨距角取向。在优选实施方式中，第一模式对应于悬停模式。在第一模式或悬停模式下，作为第一模式下操作的结果，第一力作用在螺旋桨叶片上，并将螺旋桨叶片保持在第一桨距角。例如，由于在悬停模式下操作的结果，第一力可以由空气压力梯度或气流、或者惯性、或者向心力负载导致。该第一力可以通过相对螺旋桨叶片作用并迫使叶片根部或者联接到叶片根部的突起抵靠双桨距支撑件的第一表面而将螺旋桨叶片保持在第一桨距角。另外，凹坑或其他机构或力可以进一步帮助将螺旋桨保持在第一桨距角。
在框920，螺旋桨系统可以从第一模式转换到第二模式。在优选实施方式中，第二模式是向前飞行或动力产生模式。作为在第二模式下操作的结果，第二力作用在螺旋桨叶片上。如同第一力，例如，由于在向前飞行模式下操作的结果，第二力可以由空气压力梯度或气流或惯性或向心力负载导致。该第二力可以导致多个螺旋桨叶片然后旋转到第二桨距角。另外，另一力可以帮助第二力转动叶片。
在框930，螺旋桨系统在第二模式下操作，并且第二力将螺旋桨叶片保持在第二桨距角。该第二力通过作用在螺旋桨叶片上并迫使叶片根部或联接到叶片根部的突起抵靠双桨距支撑件的第二表面而可以将螺旋桨叶片保持在第二桨距角。另外，凹坑或其他机构或力可以进一步帮助将螺旋桨保持在第二桨距角。
在一个实施方式中，例如，螺旋桨系统可以从第二模式转换回到第一模式，以便着陆。然后第一力可以在另一力的辅助下或在没有另一力的辅助下导致多个螺旋桨叶片转动回第一桨距角。
在一个实施方式中，该方法可以进一步包括通过来自螺旋桨系统的马达的扭矩脉冲产生第三力。该扭矩脉冲也可以导致多个螺旋桨叶片转动到第二桨距角或返回到第一桨距角。
IV.结论
在图中所示的特定布置不应视为限制。应该理解的是其他实施方式可以包括或多或少的给定图中所示的每个元件。此外，一些示出的元件可以被组合或省略。再者，示例实施方式可以包括在图中未示出的元件。
另外，虽然在此已经公开的各种方面和实施方式，对本领域技术人员而言其他方面和实施方式将是明显的。在此公开的各个方面和实施方式是用于说明的目的，并且不意在限制，且真实的范围和精髓由所附权利要求书指示。其他实施方式可以被利用，或者其他变化可以被做出，而不背离在此给出的主题的精髓或范围。将容易理解的是如在此总体上描述的以及在图中示出的本公开内容的各方面可以以各种不同构造布置、替代、组合、分离和设计，所有这些在此可以被构想到。

Claims (20)

1.一种设备，包括：
旋翼桨毂；
联接到所述旋翼桨毂的至少一个双桨距支撑件，其中所述至少一个双桨距支撑件具有第一表面、第二表面和在所述第一表面和所述第二表面之间限定的腔；
至少一个螺旋桨叶片，所述至少一个螺旋桨叶片可旋转地联接到所述旋翼桨毂，其中，所述至少一个螺旋桨叶片包括设置在所述至少一个双桨距支撑件的所述腔内的叶片根部，其中，在第一位置，所述叶片根部的前表面抵靠所述至少一个双桨距支撑件的所述第一表面定位，且在第二位置，所述叶片根部的后表面抵靠所述双桨距支撑件的所述第二表面定位，且其中所述至少一个螺旋桨叶片在所述第一位置以第一桨距角取向而在所述第二位置以第二桨距角取向。
2.如权利要求1所述的设备，其中，所述第一桨距角小于所述第二桨距角。
3.如权利要求1所述的设备，其中，所述第一桨距角在从大约15度到大约164度的范围内，其中所述第二桨距角在从大约16度到大约165度的范围内，且其中所述第一桨距角小于所述第二桨距角。
4.如权利要求3所述的设备，其中，所述第一桨距角是大约20度，而所述第二桨距角是大约25度。
5.如权利要求1所述的设备，其中，所述至少一个螺旋桨叶片通过轴承联接到所述旋翼桨毂。
6.如权利要求1所述的设备，其中，所述至少一个螺旋桨叶片通过球窝接头联接到所述旋翼桨毂。
7.如权利要求1所述的设备，其中，所述叶片根部包括凹坑，所述凹坑被构造成接收联接到所述至少一个双桨距支撑件的突起。
8.如权利要求1所述的设备，其中，所述至少一个双桨距支撑件包括凹坑，所述凹坑被构造成接收联接到所述叶片根部的突起。
9.如权利要求1所述的设备，其中，所述叶片根部的所述前表面包括凸起表面，且所述双桨距支撑件的所述第一表面相反地成型为与所述前表面的所述凸起表面匹配，且其中所述叶片根部的所述后表面包括凸起表面，且所述双桨距支撑件的所述第二表面相反地成型为与所述后表面的所述凸起表面匹配。
10.一种设备，包括：
旋翼桨毂；
联接到所述旋翼桨毂的至少一个双桨距支撑件，其中，所述至少一个双桨距支撑件具有第一表面、第二表面和在所述第一表面和所述第二表面之间限定的腔；以及
至少一个螺旋桨叶片，所述螺旋桨叶片可旋转地联接到所述旋翼桨毂，其中，所述螺旋桨叶片包括叶片根部和从所述叶片根部径向延伸的至少一个突起，其中，所述至少一个突起布置在所述至少一个双桨距支撑件的第一表面和第二表面之间限定的腔内，其中，所述至少一个突起限定第一肩部和第二肩部，其中，在第一位置，所述至少一个突起的所述第一肩部抵靠所述至少一个双桨距支撑件的所述第一表面定位，且在第二位置，所述至少一个突起的所述第二肩部抵靠所述至少一个双桨距支撑件的所述第二表面定位，且其中所述至少一个螺旋桨叶片在所述第一位置以第一桨距角取向而在所述第二位置以第二桨距角取向。
11.如权利要求10所述的设备，其中，所述至少一个突起包括一个突起。
12.如权利要求10所述的设备，其中，所述至少一个突起包括第一突起和第二突起，且其中所述第一突起限定所述第一肩部而所述第二突起限定所述第二肩部。
13.如权利要求10所述的设备，其中，所述至少一个螺旋桨叶片通过轴承联接到所述旋翼桨毂。
14.如权利要求10所述的设备，其中，所述螺旋桨叶片通过球窝接头联接到所述旋翼桨毂。
15.如权利要求10所述的设备，其中，所述第一肩部被构造成可移除地联接到所述双桨距支撑件的所述第一表面，而所述第二肩部被构造成可移除地联接到所述至少一个双桨距支撑件的所述第二表面。
16.一种方法，包括：
在第一模式下操作螺旋桨系统，其中，所述螺旋桨系统包括多个螺旋桨叶片，每个螺旋桨叶片以第一桨距角取向，其中，由于在所述第一模式下操作的结果，第一力作用在所述螺旋桨叶片上，并将螺旋桨叶片保持在所述第一桨距角；
将所述螺旋桨系统从所述第一模式转换到第二模式，其中，由于在所述第二模式下操作的结果，第二力作用在所述螺旋桨叶片上，其中，至少所述第二力导致所述多个螺旋桨叶片转动到第二桨距角；以及
在所述第二模式下操作所述螺旋桨系统，其中，所述第二力将所述螺旋桨叶片保持在所述第二桨距角。
17.如权利要求16所述的方法，其中，所述第一模式是悬停模式，而所述第二模式是向前飞行模式。
18.如权利要求16所述的方法，其中，所述第一力由第一空气压力梯度分布导致，而所述第二力由第二空气压力梯度分布导致。
19.如权利要求16所述的方法，还包括：
通过来自所述螺旋桨系统的马达的扭矩脉冲产生第三力，且其中所述第三力还导致所述多个螺旋桨叶片转动到第二桨距角。
20.如权利要求16所述的方法，还包括：
将所述螺旋桨系统从所述第二模式转换到所述第一模式，其中，所述第一力导致所述多个螺旋桨叶片转动到所述第一桨距角。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110001928A (zh) * 2017-11-30 2019-07-12 通用电气公司 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9879655B1 (en) * 2014-06-30 2018-01-30 X Development Llc Attachment apparatus for an aerial vehicle
WO2017053522A1 (en) 2015-09-22 2017-03-30 Ohio University Loss-of-control prevention and recovery flight controller
TWI628355B (zh) * 2016-06-17 2018-07-01 艾克頌美孚上游研究公司 離岸發電廠中的電氣絕緣方法及系統
US10843790B2 (en) 2016-08-01 2020-11-24 Kitty Hawk Corporation Bistable pitch propeller system with bidirectional propeller rotation
US10569861B2 (en) 2016-08-01 2020-02-25 Kitty Hawk Corporation Bistable pitch propeller system with unidirectional propeller rotation
US11236728B2 (en) 2019-07-30 2022-02-01 Windlift Llc Floating airborne wind energy system with submersible platform

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1973046A (en) * 1930-05-05 1934-09-11 Hugh L Strickland Variable pitch propeller
US2117062A (en) * 1935-02-06 1938-05-10 Jablonsky Bruno Variable pitch propeller
CN101216041A (zh) * 2007-01-03 2008-07-09 通用电气公司 有助于部件润滑的方法和设备
CN102032110A (zh) * 2009-09-30 2011-04-27 通用电气公司 减小风力涡轮机中振动的方法和实现该方法的风力涡轮机
CN103061965A (zh) * 2011-07-05 2013-04-24 通用电气公司 用于对风力发电机生成的噪声的调幅进行控制的系统和方法

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1953682A (en) * 1932-11-08 1934-04-03 Robert L Kelm Automatic variable pitch propeller
GB513104A (en) * 1936-12-28 1939-10-04 Robert Sensaud De Lavaud Improvements in propellers having an automatically variable pitch
US2246539A (en) * 1938-08-20 1941-06-24 Robert J Ruths Variable pitch propeller
US2435360A (en) 1944-12-30 1948-02-03 Virginia A Leiner Variable pitch propeller
US2646131A (en) 1949-01-29 1953-07-21 Curtiss Wright Corp Propeller pitch change mechanism
US2888992A (en) 1956-04-12 1959-06-02 Gen Motors Corp Propeller mechanical low pitch stop
US6672835B1 (en) 2003-05-19 2004-01-06 Arthur C. Hughes Method and apparatus for self-contained variable pitch and/or constant speed propeller including provisions for feathering and reverse pitch operation
DE102004056255B4 (de) 2004-11-22 2007-02-08 Repower Systems Ag Verfahren zur Optimierung von Betriebsparametern bei Windenergieanlagen
US20110211957A1 (en) 2010-02-26 2011-09-01 Mark Folsom Self regulating wind turbine
US8016544B1 (en) * 2010-03-08 2011-09-13 Nguyen Huy T Vertical windmill

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1973046A (en) * 1930-05-05 1934-09-11 Hugh L Strickland Variable pitch propeller
US2117062A (en) * 1935-02-06 1938-05-10 Jablonsky Bruno Variable pitch propeller
CN101216041A (zh) * 2007-01-03 2008-07-09 通用电气公司 有助于部件润滑的方法和设备
CN102032110A (zh) * 2009-09-30 2011-04-27 通用电气公司 减小风力涡轮机中振动的方法和实现该方法的风力涡轮机
CN103061965A (zh) * 2011-07-05 2013-04-24 通用电气公司 用于对风力发电机生成的噪声的调幅进行控制的系统和方法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110001928A (zh) * 2017-11-30 2019-07-12 通用电气公司 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法
CN110001928B (zh) * 2017-11-30 2022-09-30 通用电气公司 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法
US12084166B2 (en) 2017-11-30 2024-09-10 General Electric Company Systems and methods for improved propeller design

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