CN107428413A - 具有三翼配置的无人飞行器 - Google Patents

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CN107428413A CN201680013298.7A CN201680013298A CN107428413A CN 107428413 A CN107428413 A CN 107428413A CN 201680013298 A CN201680013298 A CN 201680013298A CN 107428413 A CN107428413 A CN 107428413A
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Abstract

本公开描述了无人飞行器(UAV)的配置，所述无人飞行器包括基本上多边形的周边框架(104)和中央框架(107)。所述周边框架包括前翼(120)、下部后翼(124)和上部后翼(122)。当所述UAV沿着包括水平分量的方向移动时，这些翼为所述UAV提供升力。所述UAV可具有任意数量的提升马达(106)。例如，所述UAV可包括四个提升马达(也称为四驱直升机)、八个提升马达(八驱直升机)等。同样，为了提高水平飞行的效率，所述UAV还可以包括一个或多个推进马达(110)和对应的推进螺旋桨(112)。当所述UAV水平地移动时，所述推进马达可以被接合并且所述推进螺旋桨将有助于所述UAV的水平推进。

Description

具有三翼配置的无人飞行器
优先权
本申请要求2015年3月3日提交的标题为“Unmanned Aerial Vehicle With A Tri-Wing Configuration”的美国申请号14/637,323的权益，所述美国申请通过引用整体并入本文。
背景技术
多螺旋桨飞行器(例如，四驱直升机、八驱直升机)正变得越来越普遍。这些飞行器中的很多包括支持多个螺旋桨、控制部件、电源(例如，电池)等的分离的主体配置。
附图简述
参考附图阐述具体实施方式。在图中，参考数字中最左侧的数字标识首次出现该参考数字的图。在不同附图中使用相同的参考数字来指示相似或相同的项目或特征。
图1描绘了根据具体实施的无人飞行器配置的视图。
图2描绘了根据具体实施的无人飞行器周边框架的一部分的视图。
图3描绘了根据具体实施的无人飞行器的角接点的视图。
图4至图5描绘了根据具体实施的无人飞行器的前翼的一部分的视图。
图6描绘了根据具体实施的无人飞行器侧轨和功率模块的一部分的视图。
图7是可以与各种具体实施一起使用的无人飞行器控制系统的说明性具体实施的框图。
虽然在本文中通过举例描述了多种具体实施，但本领域的技术人员将认识到，所述具体实施不限于所描述的示例或附图。应当理解，附图和随附的具体实施方式并不意图将具体实施限制为所公开的具体形式，而正相反，本发明意图覆盖属于由所附权利要求书限定的精神和范围内的所有修改、等效物和替代方案。本文中使用的标题都仅用于组织目的，并且并不意图用于限制本说明书或权利要求书的范围。如贯穿本申请所使用，词语“可”是以许可意义而使用(即，意为具有可能性)，而非以强制意义使用(即，意为必须)。类似地，词语“包括”、“包含”和“含有”的意思是“包括，但不限于”。此外，如本文所用的术语“联接”可能是指连接在一起的两个或更多个部件，而不管该连接是永久的(例如，焊接)还是暂时的(例如，螺栓连接)、直接的还是间接的(即，通过中间物)、机械的、化学的、光学的还是电的。此外，如本文所用的“水平”飞行是指沿着基本上平行于地面(即，海平面)的方向行进的飞行，并且“垂直”飞行是指从地球中心基本上径向向外行进的飞行。本领域技术人员应当理解，轨迹可以包括“水平”和“垂直”飞行矢量这两个分量。
具体实施方式
本公开描述了无人飞行器(“UAV”)的配置，该无人飞行器包括框架，该框架向UAV提供结构支撑、在UAV的螺旋桨周围提供保护屏障，并且当UAV沿着包括水平分量的方向移动时向UAV提供垂直升力。在一个具体实施中，框架的前部可以成形为翼以当UAV沿着包括水平分量的方向移动时为UAV提供垂直升力。类似地，框架的后部可以包括一个或多个翼，该一个或多个翼也当UAV沿着包括水平分量的方向移动时为UAV提供升力。
前翼和后翼可以与从每个翼的两端伸出且与它们连接的水平侧轨联接以便为UAV形成基本上多边形(例如，矩形、五边形、六边形、八边形等)的周边框架。周边框架包括前翼、后翼和两个连接侧轨。在一个具体实施中，周边框架可以被构造成基本上矩形形状，以包围提升马达和对应的提升螺旋桨，以在提升螺旋桨周围形成保护屏障。例如，中央框架可以形成在周边框架的基本上矩形形状内并且联接到周边框架的内部。中央框架可以包括位于UAV中心附近的轮毂，多个马达臂从该轮毂伸出。每个马达臂都可从轮毂伸出并与其联接或以其他方式终止于对应的提升马达和提升螺旋桨安装到其中的马达安装座中。一个或多个支撑臂可以从每个马达安装座伸出并与其联接或以其他方式终止于周边框架的内部。在一些具体实施中，可渗透材料(例如，网状物、筛网)可以附连到在周边框架的内部的顶部和/或底部上方延伸并且包围UAV的提升螺旋桨的周边框架的顶部和/或底部。
UAV可具有任意数量的提升马达和对应的提升螺旋桨。例如，UAV可包括四个提升马达和提升螺旋桨(也称为四驱直升机)、八个提升马达和提升螺旋桨(也称为八驱直升机)等，其中的每一个均可在对应的马达安装座处安装到中央框架。同样，为了提高水平飞行的效率，UAV还可以包括一个或多个推进马达和推进螺旋桨，该一个或多个推进马达和推进螺旋桨相对于UAV的一个或多个提升马达和/或框架以大约九十度取向。当UAV沿着包括水平分量的方向移动时，推进马达可以被接合并且推进马达螺旋桨将有助于UAV的水平推进。在一些具体实施中，当推进马达被接合时，提升马达的旋转速度可以减小，从而提高效率并降低UAV的功率消耗。
在一些具体实施中，框架可以由单个模具或单体设计形成。在其他具体实施中，周边框架和/或中央框架的一个或多个部件可以联接在一起。为了进一步提高UAV的效率，在一些具体实施中，UAV的中央框架、周边框架和/或其他部件可以由一种或多种轻质材料诸如碳纤维、石墨、加工铝、钛、玻璃纤维等形成。不管材料如何，每个部件(例如，马达臂、翼、角接点、侧轨)可以形成为具有中空内腔或可以形成在轻质芯(例如，泡沫、木材、塑料)周围，从而减轻重量、增加结构刚性并提供一个或多个电线和/或电缆可穿过其中的通道和/或其中可容纳其他部件的通道。例如，马达臂可以包括内芯(例如，泡沫、木材、塑料)和中空部分两者。可以由泡沫、木材、塑料等或其任何组合形成的内芯为马达臂提供了增加的维度，并且有助于增强马达臂的结构完整性。可以沿着马达臂的顶部或穿过马达臂的内部延伸的中空部分或内腔提供通道，电线诸如马达控制线或任何其他UAV部件(例如，电池、控制器等)可通过该通道定位。
在一些具体实施中，UAV可以被配置为使得穿过通道的电线具有多个接点，以便易于拆卸和/或更换零件。例如，马达线可以配置有多个可分离的接点。例如，马达线可以从马达伸出并且在马达之处或附近具有可分离的接点，而不是仅具有在那里马达线连接到电子速度控件(“ESC”)的单个接点。通过在马达附近具有马达线的可分离接点，马达可以轻松拆卸和更换，而无需拆卸UAV的任何其他部件、进入UAV控制系统或从UAV上拆下马达线。
图1示出了根据具体实施的UAV 100的视图。如图所示，UAV 100包括周边框架104，该周边框架包括前翼120、下部后翼124、上部后翼122和两个水平侧轨130-1、130-2。水平侧轨130联接到前翼120的相对端以及上部后翼122和下部后翼124的相对端。在一些具体实施中，联接可以利用角接点进行，角接点诸如左前角接点131-1、右前角接点131-2、左后角接点131-3、右后角接点131-4 。在这个示例中，角接点也是周边框架104的一部分。下面参照图3进一步讨论示例性角接点。
周边框架104的部件诸如前翼120、下部后翼124、上部后翼122、侧轨130-1、130-2和角接点131可以由任何一种或多种合适的材料诸如石墨、碳纤维、铝、钛等或其任何组合形成。在所示示例中，UAV 100的周边框架104的部件各自由碳纤维形成并且在角处使用角接点131接合。周边框架104的部件可以使用各种技术来联接。例如，如果周边框架104的部件是碳纤维，则它们可以被装配在一起并且使用二次粘合来接合，二次粘合是本领域技术人员已知的技术。在其他具体实施中，周边框架104的部件可以附连有一个或多个附接机构诸如螺钉、铆钉、闩锁、四分之一圈紧固件等或另外以永久或可拆卸的方式固定在一起。
前翼120、下部后翼124和上部后翼122被定位在三翼配置中并且每个翼均在UAV沿着包括水平分量的方向移动时为UAV 100提供升力。例如，翼可以各自具有翼型形状，其在水平飞行期间由于气流通过翼而导致升力。
前翼120的相对端可以联接到角接点131诸如左前角接点131-1和右前角接点131-2。在一些具体实施中，前翼可以包括一个或多个翼片127或副翼，其可以用于单独地或与提升马达106、提升螺旋桨102、推进马达110、推进螺旋桨112和/或后翼上的其他翼片结合来调节UAV 100的俯仰、偏航和/或横滚，如下所述。在一些具体实施中，翼片127还可以用作保护罩，以进一步通过UAV 100外部的物体阻碍进入提升螺旋桨102。例如，当UAV 100沿着垂直方向移动或悬停时，翼片127可以如下面参考图5所示和讨论的那样延伸，以增加提升螺旋桨102的一部分周围的保护屏障的高度。
在一些具体实施中，前翼120可以包括两对或更多对翼片127，如图1所示。在其他具体实施中，例如，如果没有前部推进马达110-1，则前翼120可以仅包括基本上延伸前翼120的长度的单个翼片127。如果前翼120不包括翼片127，则可以利用提升马达106和提升螺旋桨102、推进马达110、推进螺旋桨112和/或后翼的翼片来在飞行期间控制UAV 100的俯仰、偏航和/或横滚。
下部后翼124的相对端可以联接到角接点131诸如左后角接点131-3和右后角接点131-4。在一些具体实施中，下部后翼可以包括一个或多个翼片123或副翼，其可以用于单独地或与提升马达106、提升螺旋桨102、推进马达110、推进螺旋桨112和/或后翼的翼片127结合来调节UAV 100的俯仰、偏航和/或横滚。在一些具体实施中，翼片123还可以用作保护罩，以通过UAV 100外部的物体进一步阻碍进入提升螺旋桨102。例如，当UAV 100沿着垂直方向移动或悬停时，翼片123可以类似于前翼120的前部翼片127的延伸而延伸。
在一些具体实施中，后翼124可以包括两个或更多个翼片123，如图1所示，或者可以包括两对或更多对翼片，分别如图4和图5的项422和522更详细地所示。在其他具体实施中，例如，如果没有后部推进马达110-2安装到下部后翼，则后翼124可以仅包括基本上延伸下部后翼124的长度的单个翼片123。在其他具体实施中，如果下部后翼包括两个推进马达，则下部后翼可被配置为包括三个翼片123，一个在下部后翼124的任一端上，一个在安装到下部后翼124的两个推进马达之间。
上部后翼122的相对端可以联接到角接点131诸如左后角接点131-3和右后角接点131-4。在一些具体实施中，与下部后翼一样，上部后翼122可以包括一个或多个翼片(未示出)或副翼，其可以用于单独地或与提升马达106、提升螺旋桨102、推进马达110、推进螺旋桨112和/或其他翼的其他翼片结合来调节UAV 100的俯仰、偏航和/或横滚。在一些具体实施中，翼片还可以用作保护罩，以通过UAV 100外部的物体进一步阻碍进入提升螺旋桨102。例如，当UAV 100沿着垂直方向移动或悬停时，翼片可以类似于前翼120的前部翼片127或下部后翼的翼片123的延伸而延伸。
前翼120、下部后翼124和上部后翼122可以成比例地定位和设定尺寸，以便当UAV沿着包括水平分量的方向移动时为UAV 100提供稳定性。例如，下部后翼124和上部后翼122垂直地堆叠，使得由下部后翼124和上部后翼122中的每一个生成的垂直提升矢量靠近在一起，这可能在水平飞行期间不稳定。相比之下，前翼120与后翼纵向地分离，使得由前翼120生成的垂直提升矢量与下部后翼124和上部后翼122的垂直提升矢量一起作用，从而提供效率、稳定性和控制。
在一些具体实施中，为了进一步增加UAV 100的稳定性和控制，一个或多个小翼121或稳定器臂还可以耦合到周边框架104并且被包括作为周边框架104的一部分。在关于图1示出的示例中，有两个前部小翼121-1和121-2分别安装到左前角接点131-1和右前角接点131-2的下侧。第一小翼121沿着近似垂直于前翼120和侧轨130的向下方向延伸。同样，当UAV 100沿着包括水平分量的方向移动时，两个后部角接点131-3、131-4也形成并作为小翼操作，从而向UAV 100提供额外的稳定性和控制。
小翼121和后部角接点131可以具有与UAV 100的长度、宽度和高度成比例的尺寸，并且可以基于UAV 100的大致重心定位，以在水平飞行期间向UAV 100提供稳定性和控制。例如，在一个具体实施中，UAV 100可以为从UAV 100的前部到UAV 100的后部约64.75英寸长并且约60.00英寸宽。在这个配置中，前翼120具有大约60.00英寸乘大约7.87英寸的尺寸。下部后翼124具有大约60.00英寸乘大约9.14英寸的尺寸。上部后翼122具有大约60.00英寸乘大约5.47英寸的尺寸。下部后翼与上部后翼之间的垂直间距为约21.65英寸。小翼121在与UAV的周边框架的角接点处为约6.40英寸宽，在小翼的相对端处为约5.91英寸宽，为约23.62英寸长。后部角接点131-3、131-4在与下部后翼124联接的端部为约9.14英寸宽，在相对端处为约8.04英寸宽，为约21.65英寸长。UAV 100的总重量约为50.00磅。
中央框架107联接到周边框架104的内部。中央框架107包括轮毂108和从轮毂108伸出并联接到周边框架104的内部的马达臂105。在该示例中，存在单个轮毂108和四个马达臂105-1、105-2、105-3和105-4。马达臂105中的每一个都从轮毂108的大致角处伸出，并且联接或终止于周边框架的相应内角。如下面关于图2所讨论的，在一些具体实施中，每个马达臂105可以联接到周边框架104的角接点131中。像周边框架104一样，中央框架107可以由任何合适的材料诸如石墨、碳纤维、铝、钛等或其任何组合形成。在该示例中，中央框架107由碳纤维形成并且在角接点131处在周边框架104的角处接合。可以使用上述用于接合周边框架104的部件的技术中的任何一种或多种技术来将中央框架107接合到周边框架104。
提升马达106在每个马达臂105的大致中心处联接，使得提升马达106和对应的提升螺旋桨102位于周边框架104的基本上矩形形状内。在一个具体实施中，提升马达106沿着向下方向安装到每个马达臂105的下侧或底侧，使得安装到提升螺旋桨102的提升马达的螺旋桨轴面向下。在其他具体实施中，如图1所示，提升马达106可以沿着向上方向安装到马达臂105的顶部，使得安装到提升螺旋桨102的提升马达的螺旋桨轴面向上。在该示例中，有四个提升马达106-1、106-2、106-3、106-4，各自安装到相应的马达臂105-1、105-2、105-3和105-4的上侧。
在一些具体实施中，多个提升马达可以联接到每个马达臂105。例如，虽然图1示出了其中每个提升马达安装到每个马达臂的顶部的四驱直升机配置，但对于八驱直升机来说，可以使用类似的配置。例如，除了将马达106安装到每个马达臂105的上侧之外，还可以将另一个提升马达安装到每个马达臂105的下侧并沿着向下方向取向。在另一个具体实施中，中央框架可以具有另一个配置，诸如额外的马达臂。例如，八个马达臂可以沿着不同的方向延伸且提升马达可以被安装到每个马达臂。
提升马达可以呈能够利用提升螺旋桨102生成足够的旋转速度以提升UAV 100和任何接合的有效载荷的任何形式的马达，从而实现有效载荷的空中传输。
提升螺旋桨102被安装到每个提升马达106。提升螺旋桨102可以是任何形式的螺旋桨(例如，石墨、碳纤维)，并且具有足以提升UAV 100和UAV 100所接合的任何有效载荷的大小，使得UAV 100可以通过例如空气导航以将有效载荷传递到传送位置。例如，提升螺旋桨102可以各自是具有二十四英寸的尺寸或直径的碳纤维螺旋桨。虽然图1的图示示出了具有相同尺寸的提升螺旋桨102，但在一些具体实施中，提升螺旋桨102中的一个或多个可为不同的大小和/或尺寸。同样地，尽管该示例包括四个提升螺旋桨102-1、102-2、102-3、102-4，但是在其他具体实施中，可以使用更多或更少的螺旋桨作为提升螺旋桨102。同样，在一些具体实施中，提升螺旋桨102可以位于UAV 100上的不同位置。此外，在本文所述的具体实施中，替代推进方法可以用作“马达”。例如，可以使用风扇、喷气机、涡轮喷气发动机、涡轮风扇、喷气发动机、内燃机等(或者使用螺旋桨或其他装置)来为UAV提供升力。
除了提升马达106和提升螺旋桨102之外，UAV 100还可以包括一个或多个推进马达110和对应的推进螺旋桨112。推进马达和推进螺旋桨可以与提升马达106和提升螺旋桨102相同或不同。例如，在一些具体实施中，推进螺旋桨可以由碳纤维形成并且为约十八英寸长。在其他具体实施中，推进马达可以利用其他形式的推进来推进UAV。例如，可以使用风扇、喷气机、涡轮喷气发动机、涡轮风扇、喷气发动机、内燃机等(或者使用螺旋桨或其他装置)作为推进马达。
推进马达和推进螺旋桨可以相对于UAV 100的周边框架104和中央框架107以约九十度取向，并且用于提高包括水平分量的飞行效率。例如，当UAV 100沿着包括水平分量的方向行进时，推进马达可以被接合以经由推动螺旋桨提供水平推力，从而水平地推动UAV100。因此，提升马达106使用的速度和功率可以减小。另选地，在所选择的具体实施中，推进马达可以相对于周边框架104和中央框架107以大于或小于九十度的角度取向，以提供推力和升力的组合。
在图1所示的示例中，UAV 100包括两个推进马达110-1、110-2和对应的推进螺旋桨112-1、112-2。具体地讲，在所示示例中，存在前部推进马达110-1联接到前翼120且定位在前翼120的近似中点附近。前部推进马达110-1被取向成使得对应的推进螺旋桨112-1被定位在周边框架104的内部。第二推进马达联接到下部后翼124并定位在下部后翼124的近似中点附近。后部推进马达110-2被取向成使得对应的推进螺旋桨112-2被定位在周边框架104的内部。
尽管图1所示的示例示出了具有两个推进马达110和对应的推进螺旋桨112的UAV，但在其他具体实施中，可以存在更少的或附加的推进马达和对应的推进螺旋桨。例如，在一些具体实施中，UAV 100可以仅包括单个后部推进马达110和对应的推进螺旋桨112。在另一具体实施中，可以有两个推进马达和对应的推进螺旋桨安装到下部后翼124。在这种配置中，前部推进马达110-1可以被包括在UAV 100中或从UAV 100中省去。同样，尽管图1所示的示例示出了取向成将推进螺旋桨定位在周边框架104内部的推进马达，但在其他具体实施中，一个或多个推进马达110可以被取向成使得对应的推进螺旋桨112在保护框架104的外部取向。
周边框架104通过禁止从UAV 100的侧面进入提升螺旋桨102而为UAV 100外部的物体提供安全性、为UAV 100提供保护并提高UAV 100的结构完整性。例如，如果UAV 100水平地行进并与外部物体(例如，墙壁、建筑物)相撞，则UAV 100与外物之间的冲击将与周边框架104而不是螺旋桨相撞。同样，由于框架与中央框架107互连，因此来自冲击的力在周边框架104与中央框架107两者之间消散。
周边框架104还提供可在上面安装UAV 100的一个或多个部件的表面。另选地或除此之外，UAV的一个或多个部件可以被安装或定位在周边框架104的部分的空腔内。例如，如图2所示，一个或多个天线可以被安装在前翼120之上或之中。天线可以用于发射和/或接收通信通信。例如，可以利用天线用于Wi-Fi、卫星、近场通信(“NFC”)、蜂窝通信或任何其他形式的无线通信。其他部件诸如相机、飞行时间传感器、加速度计、测斜计、距离确定元件、云台、全球定位系统(GPS)接收器/发射器、雷达、照明元件、扬声器和/或UAV 100或UAV控制系统(如下所述)的任何其他部件等同样地可以安装到周边框架104之上或周边框架104之中。同样，识别或反射标识符可以被安装到周边框架104以帮助识别UAV 100。
在一些具体实施中，周边框架104还可以包括在包围中央框架、提升马达和/或提升螺旋桨的周边框架104的顶表面和/或下表面上延伸的可渗透材料(例如，网状物、筛网)。
UAV控制系统114也被安装到中央框架107。在该示例中，UAV控制系统114被安装到轮毂108并被封闭在保护屏障中。保护屏障可以提供控制系统114的天气保护，使得UAV 100可以在雨中和/或在雪中操作而无需中断控制系统114。在一些具体实施中，当UAV沿着包括水平分量的方向移动时，保护屏障可以具有流线型形状以减少拖曳。保护屏障可以由任何材料形成，包括但不限于石墨-环氧树脂、Kevlar和/或玻璃纤维。在一些具体实施中，可以使用多种材料。例如，可以在需要发射和/或接收信号的区域中利用Kevlar。
同样，UAV 100包括一个或多个功率模块(未示出)。如下面关于图6所讨论的，功率模块可以被定位在侧轨130-1、130-2的空腔内。在其他具体实施中，功率模块可以被安装在或定位在UAV的其他位置。UAV的功率模块可呈电池电源、太阳能电源、燃气电源、超级电容器、燃料电池、替代发电源或其组合的形式。例如，功率模块可以分别为6000mAh的锂离子聚合物电池或聚合物锂离子(Li-poly、Li-Pol、LiPo、LIP、PLI或Lip)电池。功率模块被联接到UAV控制系统114、提升马达106、推进电动机110和有效载荷接合机构(未示出)并且为它们提供功率。
在一些具体实施中，一个或多个功率模块可以被配置为使得它可以在UAV着陆或飞行中被自主地移除和/或替换为另一个功率模块。例如，当UAV着陆在一个位置时，UAV可以在对该功率模块进行再充电的位置处与充电构件接合。
如上所述，UAV 100还可以包括有效载荷接合机构(未示出)。有效载荷接合机构可以被配置为接合和脱离物品和/或容纳物品(有效载荷)的容器。在该示例中，有效载荷接合机构被定位在UAV 100的框架104的轮毂108下方并联接到轮毂108。有效载荷接合机构可以具有足以牢固地接合和脱离有效载荷的任何大小。在其他具体实施中，有效载荷接合机构可以作为其中包含物品的容器操作。有效载荷接合机构与UAV控制系统114通信(通过有线或无线通信)并由UAV控制系统114控制。在2014年9月30日提交的标题为“UNMANNED AERIALVEHICLE DELIVERY SYSTEM”的共同待决的专利申请号14/502,707中描述了示例性有效载荷接合机构，其主题全文通过引用并入本文。
图2描绘了根据具体实施的周边框架的视图，其中部件在左前角接点处接合。图2中的图示包括左前角接点240、水平侧轨230的一部分、前翼223的一部分和马达臂246的一部分。在这个具体实施中，角接点包括输入/输出部件安装位置251。安装位置251可以包围、封装或以其他方式容纳一个或多个输入/输出部件诸如照明元件、相机、麦克风、距离确定元件、GPS、加速度计、测斜仪、扬声器等。同样地，用于输入/输出部件的存储器或计算模块也可以结合到角接点240中。在一些具体实施中，安装位置251可以为输入/输出部件提供保护屏障或保护罩，以保护部件免受外物、湿度、雨水等的损害。例如，安装位置251的面部或前部可以包括透明或半透明护罩，其保护安装的输入/输出部件(诸如相机)免于UAV可能在其中飞行的外部环境。
还如图2所示，前翼223可以包括表面安装到前翼223的侧面或嵌入在前翼223的表面内的天线244。在其中天线嵌入翼中的具体实施中，翼的与天线相邻或覆盖天线的表面可以由诸如Kevlar的材料形成，天线可以通过该表面辐射和/或接收波形信号。另选地或除此之外，翼可以包括靠近天线的开放端口，从而允许天线通过开放端口辐射和/或接收波形信号。马达250诸如伺服马达也可以结合到用于旋转和/或延伸翼的翼片222的角接点240中。
图2所示的马达臂246的部分示出了可以安装一个或多个提升马达的马达安装座248。如上所述，提升马达可以被安装到马达臂的上表面和/或下表面。例如，提升马达可以通过将螺钉穿过马达安装座248中的开口并将提升马达利用螺钉固定到马达安装座248而将马达臂246固定在马达安装座248处。
如图所示，UAV的部件诸如侧轨230、角接点240、前翼223和/或马达臂246可以包括中空通道或空腔，一个或多个UAV部件、电线或承载电信号、光学信号、液压信号、气动信号或机械信号的导管可通过该中空通道或空腔定位。同样，中空通道或空腔可以用于帮助部件联接在一起以形成UAV。例如，参考图3，角接点300可以形成为包括可以装配到UAV的其他部件的空腔中的凸形延伸部302、304、306。例如，凸形延伸部304可以形成为摩擦配合在侧轨230 (图2)的空腔内。同样，凸形延伸部306可以形成为摩擦配合在前翼223 (图2)的空腔内，并且凸形延伸部302可以形成为摩擦配合在马达臂246 (图2)的空腔内。随着部件摩擦配合在一起，它们可以利用二次粘合剂固定。另选地，这些部件可以使用一个或多个附接机构诸如螺钉、铆钉、闩锁、四分之一圈紧固件等来固定。
图4和图5提供了根据具体实施的前翼423的翼片422的附加图示。如上所述，翼片422可用作副翼以向UAV提供附加控制。例如，翼片422-1、422-2可以作为单个部件一起移动或一起旋转以调节UAV的俯仰、偏航和/或横滚。另选地，翼片可以沿着相反方向分离和延伸，如图5所示，以增加提升螺旋桨周围的框架的高度。如图5所示，翼523的上部翼片522-1向上旋转，下部翼片522-2向下旋转到延伸位置，从而增加前翼523的整体高度。通过延伸翼片522，增加了作为UAV外部的物体与提升螺旋桨之间的保护屏障的前翼的高度。例如，当UAV垂直行进或悬停时，翼片522可以如图5所示延伸，以便为UAV外部的物体提供额外保护。当UAV沿着水平方向行进时，翼片可以如图4所示那样定位，以减少拖曳和/或可以一起旋转以改变UAV的俯仰、偏航和/或横滚。
图6示出了根据具体实施的侧轨630和功率模块632的示例。如上所述，功率模块可以存储在侧轨630的空腔636中。例如，功率模块632可以附连到功率模块容器634，该容器634装配在侧轨630的内腔636内并且联接到侧轨630的内腔636。在一些具体实施中，空腔636可以包括被配置为接纳功率模块容器634和/或在功率模块632与UAV之间提供电连接性的槽或脊。在图6所示的示例中，功率模块容器634和对应的功率模块632装配在侧轨630的空腔636内。
在其他具体实施中，侧轨630可以包括位于侧轨630的顶部、底部或侧面上的开口，该开口被配置成接纳功率模块容器634和功率模块632。例如，侧轨630可以包括位于与功率模块容器634的大小和形状大致相同的功率模块的下侧中的开口。功率模块可以通过开口进入侧轨的空腔636，并且功率模块容器634可以装配到开口中并固定到侧轨，从而将功率模块封闭到侧轨630中。在这个具体实施中，可以移除功率模块而无需从角接点处移除侧轨。
在又一示例中，侧轨630可以用作侧轨和功率模块。不是可以将单独的功率模块插入侧轨或从侧轨移除，而是可以将功率模块632永久地结合到侧轨中，并且可以将侧轨从UAV移除并更换为完全充电的侧轨。在这样的示例中，结合有功率模块的侧轨可以跨多个UAV互换。
不管功率模块是否可拆卸或结合到侧轨中，功率模块632都可以在定位在UAV的侧轨中时被充电。例如，侧轨可以包括当UAV着陆时联接到电源的充电端口。当连接到电源时，充电端口为电源模块632供电并对其充电。
图7是示出了示例性UAV控制系统714的框图。在各种示例中，框图可以示出可以用于实施本文讨论的各种系统和方法和/或控制本文所述的UAV的操作的UAV控制系统114的一个或多个方面。在所示具体实施中，UAV控制系统714包括一个或多个处理器702，该一个或多个处理器经由输入/输出(I/O)接口710联接到存储器例如非暂时性计算机可读存储介质720。UAV控制系统714还可以包括电子速度控件704 (ESC)、电源模块706、导航系统707和/或有效载荷接合控制器712。在一些具体实施中，导航系统707可以包括惯性测量单元(IMU)。UAV控制系统714还可以包括网络接口716和一个或多个输入/输出装置718。
在各种具体实施中，UAV控制系统714可以是包括一个处理器702的单处理器系统或包括若干处理器702 (例如，二个、四个、八个或另一合适数量)的多处理器系统。处理器702可以是能够执行指令的任何合适的处理器。例如，在各种具体实施中，处理器702可以是实现各种指令集架构(ISA)诸如x86、PowerPC、SPARC或MIPS ISA或任何其他合适的ISA中的任一个的通用处理器或嵌入式处理器。在多处理器系统中，每个处理器702通常可以但不一定实现相同的ISA。
非暂时性计算机可读存储介质720可以被配置为存储可由处理器702访问的可执行指令、数据、飞行路径、飞行控制参数和/或数据项。在各种具体实施中，非暂时性计算机可读存储介质720可以使用任何合适的存储器技术诸如静态随机存取存储器(SRAM)、同步动态RAM (SDRAM)、非易失性/闪存型存储器或任何其他类型的存储器来实现。在所示具体实施中，实现期望功能诸如本文所述的那些的程序指令和数据分别作为程序指令722、数据存储装置724和飞行控件726存储在非暂时性计算机可读存储介质720内。在其他具体实施中，程序指令、数据和/或飞行控制可以被接收、发送或存储在不同类型的计算机可访问介质(诸如非暂时性介质)上，或与非暂时性计算机可读存储介质720或UAV控制系统714分开的类似介质上。一般来说，非暂时性计算机可读存储介质可以包括经由I/O接口710联接到UAV控制系统714的存储介质或存储器介质诸如磁性介质或光学介质例如盘或CD/DVD-ROM。经由非暂时性计算机可读介质存储的程序指令和数据可以由传输介质或信号诸如电信号、电磁信号或数字信号传输，这些信号可以经由通信介质诸如网络和/或无线链路传送，诸如可以经由网络接口716实现。
在一个具体实施中，I/O接口710可以被配置为协调处理器702、非暂时性计算机可读存储介质720和任何外围设备、网络接口716或其他外围接口诸如输入/输出设备718之间的I/O流量。在一些具体实施中，I/O接口710可以执行任何必要的协议、定时或其他数据转换，以将数据信号从一个部件(例如，非暂时性计算机可读存储介质720)转换成适合于另一个部件(例如，处理器702)使用的格式。在一些具体实施中，I/O接口710可以包括对通过各种类型的外围总线附接的装置的支持，例如外围部件互连(PCI)总线标准或通用串行总线(USB)标准的变体。在一些具体实施中，I/O接口710的功能可以被分成两个或多个单独的部件，诸如北桥和南桥。而且，在一些具体实施中，I/O接口710的一些或全部功能诸如非暂时性计算机可读存储介质720的接口，可以直接结合到处理器702中。
ESC 704与导航系统707通信，并且调整每个提升马达和/或推进马达的旋转速度以稳定UAV并且沿着确定的飞行路径引导UAV。导航系统707可以包括GPS、室内定位系统(IPS)、IMU或可以用于将UAV 100导航到和/或从某个位置导航的其他类似系统和/或传感器。有效载荷接合控制器712与用于接合和/或脱离项目的致动器或马达(例如，伺服马达)通信。
网络接口716可以被配置为允许在UAV控制系统714、附接到诸如其他计算机系统(例如，远程计算资源)的网络的其他设备和/或其他UAV的UAV控制系统之间交换数据。例如，网络接口716可以实现包括控制系统714的UAV与在一个或多个远程计算资源上实现的UAV控制系统之间的无线通信。对于无线通信，可以使用UAV的天线或其他通信部件。作为另一示例，网络接口716可以实现许多UAV之间的无线通信。在各种具体实施中，网络接口716可以支持经由无线通用数据网络诸如Wi-Fi网络的通信。例如，网络接口716可以支持经由电信网络诸如蜂窝通信网络、卫星网络等的通信。
在一些具体实施中，输入/输出设备718可以包括一个或多个显示器、成像装置、热传感器、红外传感器、飞行时间传感器、加速度计、压力传感器、天气传感器、相机、云台、起落架等。多个输入/输出装置718可以存在且由UAV控制系统714控制。可利用这些传感器中的一个或多个来协助着陆并且在飞行期间规避障碍物。
如图7所示，存储器可以包括程序指令722，其可以被配置为实现本文所描述的示例性例程和/或子例程。数据存储装置724可以包括各种数据存储区，用于维护可以被提供用于确定飞行路径、着陆、识别用于脱离物品的位置，接合/脱离推进马达等的数据项。在各种具体实施中，参数值和本文中示出为包含在一个或多个数据存储区中的其他数据可以与未描述的其他信息组合或者可以被不同地划分为更多、更少或不同的数据结构。在一些实现方式中，数据存储区可物理地定位在一个存储器中、或可分布在两个或更多个存储器上。
本领域技术人员应当理解，UAV控制系统714仅仅是说明性的，并不旨在限制本公开的范围。具体地讲，计算系统和装置可以包括可以执行所指示的功能的硬件或软件的任何组合。UAV控制系统714还可以连接到未示出的其他装置，或者可以作为独立系统来操作。另外，所示出的部件所提供的功能可在一些具体实施中组合于较少部件中或分布于另外部件中。类似地，在一些具体实施中，可不提供一些所示出的部件的功能和/或其他另外功能可以是可用的。
本领域的技术人员还应了解，尽管各种项目被示出为在使用时存储在存储器中或者存储装置上，但是这些项目或它们的部分可在存储器与其他存储装置之间传送，以供用于存储器管理和数据完整性的目的。另选地，在其他具体实施中，一些或全部的软件部件可以在另一设备上的存储器中执行并与所示​​的UAV控制系统714进行通信。一些或全部的系统部件或数据结构还可以存储在(例如，作为指令或结构化数据)将由适当的驱动器读取的非暂时性计算机可访问介质或便携式物品上。在一些具体实施中，存储在与UAV控制系统714分离的计算机可访问介质上的指令可以经由传输介质或信号传输到UAV控制系统714，其中传输介质或信号例如由诸如无线链路的通信介质传送的电信号、电磁信号或数字信号。各种具体实施还可包括接收、发送或存储根据前述描述在计算机可存取介质上实现的指令和/或数据。因此，本文所述的技术可利用其他UAV控制系统配置来实践。
本文公开的实施方案可以包括无人飞行器(“UAV”)，该无人飞行器包括中央框架和周边框架中的一个或多个。中央框架可以包括以下各项中的一个或多个：轮毂；从轮毂沿着第一方向延伸的第一马达臂；从轮毂沿着第二方向延伸的第二马达臂；从轮毂沿着第三方向延伸的第三马达臂；和/或从轮毂沿着第四方向延伸的第四马达臂。周边框架可以包括以下各项中的一个或多个：具有第一端和第二端的前翼；联接到前翼的第一端的第一侧轨；联接到前翼的第二端的第二侧轨；联接到第一侧轨和第二侧轨的下部后翼；和/或联接到第一侧轨和第二侧轨的上部后翼，其中第一马达臂、第二马达臂、第三马达臂和第四电动机臂也可以联接到周边框架。
任选地，前翼的第一端和第一侧轨可以使用角接点来联接。任选地，角接点可以包括被配置成容纳至少一个输入/输出部件的输入/输出安装部件。任选地，第一侧轨可以包括被配置成容纳一个或多个功率模块的空腔。
本文公开的实施方案可以包括无人飞行器(UAV)，该无人飞行器包括以下各项中的一个或多个：周边框架；中央框架；联接到中央框架的多个提升马达；和/或多个提升螺旋桨。周边框架可以包括以下各项中的一个或多个：前部，该前部具有被配置成当UAV沿着包括水平分量的方向移动时向UAV提供升力的前翼；后部，该后部包括被配置成当UAV沿着包括水平分量的方向移动时向UAV提供升力的第一后翼；第一侧轨，该第一侧轨使前部和后部接合；和/或第二侧轨，该第二侧轨使前部和后部接合。周边框架的形状可以是基本上多边形的。中央框架可以被定位在周边框架的基本上多边形形状内，并且可以联接到周边框架的内部。多个提升螺旋桨中的每个螺旋桨可以联接到多个提升马达中的一个马达，其中多个提升螺旋桨中的每一个在周边框架的基本上多边形形状内。
任选地，周边框架的后部还可以包括垂直地定位在第一后翼上方的第二后翼。任选地，前翼可以包括多个翼片。任选地，多个翼片中的每一个可以相对于前翼一起旋转。任选地，多个翼片中的每一个可以沿着相反的方向延伸以增加翼的高度并围绕多个提升螺旋桨的至少一部分提供周边保护。任选地，UAV可以包括嵌入在前翼或第一后翼的至少一个的表面中的天线元件。任选地，UAV可以包括推进马达，该推进马达与前翼或第一后翼中的一个联接。任选地，UAV可以包括推进螺旋桨，该推进螺旋桨联接到可以被取向成生成基本上水平推力的推进马达。任选地，推进马达和/或推进螺旋桨被取向成使得推进螺旋桨的至少一部分在周边框架的基本上多边形形状内。任选地，第二推进马达可以联接到第一后翼和前翼中的另一个。任选地，周边框架的前部可以包括以下各项中的一个或多个：第一小翼，该第一小翼沿着向下方向且基本上个垂直于前翼延伸；以及第二小翼，该第二小翼沿着向下方向且基本上垂直于前翼延伸，其中第一小翼和第二小翼可以被配置成当UAV沿着包括水平分量的方向移动时向UAV提供稳定性和控制。任选地，UAV可以包括有效载荷接合机构，该有效载荷接合机构联接到UAV的下侧并且被配置成选择性地接合和脱离有效载荷。任选地，周边框架的基本上多边形形状可以是基本上矩形的。
本文公开的实施方案可以包括以下各项中的一个或多个：周边框架，该周边框架具有基本上矩形形状；多个提升马达，该多个提升马达被定位在周边框架内；推进马达，该推进马达联接到周边框架；和/或推进螺旋桨，该推进螺旋桨联接到推进马达。周边框架的至少一部分可以被配置成当UAV沿着包括水平分量的方向移动时为UAV提供升力。推进螺旋桨可以被取向成使得推进螺旋桨的至少一部分被定位在周边框架的基本上矩形形状内。
任选地，UAV可以包括中央框架，该中央框架被定位在周边框架的基本上矩形形状内并且联接到周边框架。任选地，多个提升马达可以联接到中央框架。任选地，UAV可以包括可渗透材料，该可渗透材料围绕周边框架的至少一部分延伸并且包封中央框架的至少一部分。任选地，中央框架可以包括轮毂和在轮毂与周边框架之间延伸的多个马达臂。任选地，UAV的周边框架可以包括前翼、下部后翼和/或上部后翼。前翼、下部后翼和上部后翼中的每一个可以被配置成当UAV沿着包括水平分量的方向移动时为UAV提供升力。任选地，UAV可以包括多个小翼，该多个小翼可以从周边框架延伸并且被定位成当UAV沿着包括水平分量的方向移动时为UAV提供稳定性。任选地，UAV可以包括天线、相机、飞行时间传感器、距离确定元件、云台、全球定位系统(GPS)接收器/发射器、雷达、照明元件或扬声器中的至少一个。
虽然已经用特定于结构特征和/或方法动作的语言描述本发明主题，但应当理解，在所附权利要求中定义的发明主题不必限制于上述具体特征或动作。相反，这些具体特征和动作是作为实现随附权利要求的示例性形式而公开的。

Claims (15)

1.一种无人飞行器(UAV)，包括：
周边框架，包括：
前部，所述前部包括前翼，所述前翼被配置为当所述UAV沿着包括水平分量的方向移动时为所述UAV提供升力；
后部，所述后部包括第一后翼，所述第一后翼被配置为当所述UAV沿着包括所述水平分量的所述方向移动时为所述UAV提供升力；
第一侧轨，所述第一侧轨将所述前部和所述后部接合；
第二侧轨，所述第二侧轨将所述前部和所述后部接合；并且
其中所述周边框架的形状是基本上多边形的；
中央框架，所述中央框架被定位在所述周边框架的所述基本上多边形形状内并且联接到所述周边框架的内部；
多个提升马达，所述多个提升马达联接到所述中央框架；以及
多个提升螺旋桨，每个螺旋桨均联接到所述多个提升马达中的一个马达，其中所述多个提升螺旋桨中的每一个在所述周边框架的所述基本上多边形形状内。
2.如权利要求1所述的UAV，其中所述周边框架的所述后部还包括垂直地定位在所述第一后翼上方的第二后翼。
3.如权利要求1或2中任一项所述的UAV，其中：
所述前翼包括多个翼片；
所述多个翼片中的每一个可以相对于所述前翼一起旋转；并且
所述多个翼片中的每一个可以沿着相反的方向延伸以增加所述翼的高度并围绕所述多个提升螺旋桨的至少一部分提供周边保护。
4.如权利要求1、2或3中任一项所述的UAV，还包括嵌入在所述前翼或所述第一后翼的至少一个的表面中的天线元件。
5.如权利要求1、2、3或4中任一项所述的UAV，还包括：
推进马达，所述推进马达与所述前翼或所述第一后翼中的一个联接。
6.如权利要求5所述的UAV，其中所述推进马达和推进螺旋桨被取向成使得所述推进螺旋桨的至少一部分在所述周边框架的所述基本上多边形形状内。
7.如权利要求1、2、3、4、5或6中任一项所述的UAV，其中所述周边框架的所述前部还包括：
第一小翼，所述第一小翼沿着向下方向且基本上垂直于所述前翼延伸；以及
第二小翼，所述第二小翼沿着向下方向且基本上垂直于所述前翼延伸，其中所述第一小翼和所述第二小翼被配置为当所述UAV沿着包括所述水平分量的所述方向移动时向所述UAV提供稳定性和控制。
8.如权利要求1、2、3、4、5、6或7中任一项所述的UAV，还包括：
有效载荷接合机构，所述有效载荷接合机构联接到所述UAV的下侧并且被配置成选择性地接合和脱离有效载荷。
9.一种无人飞行器(“UAV”)，包括：
周边框架，所述周边框架具有基本上矩形形状，其中所述周边框架的至少一部分被配置为当所述UAV沿着包括水平分量的方向移动时为所述UAV提供升力；
多个提升马达，所述多个提升马达被定位在所述周边框架内；
推进马达，所述推进马达联接到所述周边框架；以及
推进螺旋桨，所述推进螺旋桨联接到所述推进马达并且被取向成使得所述推进螺旋桨的至少一部分被定位在所述周边框架的所述基本上矩形形状内。
10.如权利要求9所述的UAV，还包括：
中央框架，所述中央框架被定位在所述周边框架的所述基本上矩形形状内并且联接到所述周边框架；并且
其中所述多个提升马达联接到所述中央框架。
11.如权利要求10所述的UAV，还包括：
可渗透材料，所述可渗透材料围绕所述周边框架的至少一部分延伸并且包封所述中央框架的至少一部分。
12.如权利要求10所述的UAV，其中所述中央框架包括轮毂和在所述轮毂与所述周边框架之间延伸的多个马达臂。
13.如权利要求9、10、11或12中任一项所述的UAV，其中所述周边框架包括：
前翼；
下部后翼；以及
上部后翼，其中所述前翼、所述下部后翼和所述上部后翼中的每一个被配置成当所述UAV沿着包括所述水平分量的所述方向移动时为所述UAV提供升力。
14.如权利要求9、10、11、12或13中任一项所述的UAV，还包括：
多个小翼，所述多个小翼从所述周边框架延伸并且被定位成当所述UAV沿着包括所述水平分量的所述方向移动时为所述UAV提供稳定性。
15.如权利要求9、10、11、12、13或14中任一项所述的UAV，还包括：
天线、相机、飞行时间传感器、距离确定元件、云台、全球定位系统(GPS)接收器/发射器、雷达、照明元件或扬声器中的至少一个。
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