CN107750222A - 用于空中输送的飞行器 - Google Patents

Abstract

一种用于将负载自主空中输送到目标位置的飞行器(10)，所述飞行器包括：机身，其具有用于控制飞行器的飞行的至少一个可调整的控制结构(36、38、39)和适于接纳负载的主体(12)；独立的控制模块(20)，其可释放地连接到机身，控制模块(20)包含致动器(用于调整控制结构(36、38、39))和用于产生用于控制致动器的电驱动信号的控制器；以及至少一个联动装置(24)，其从控制模块延伸到该至少一个可调整的控制结构，以便将控制模块(20)可操作地连接到至少一个可调整的控制结构(36、38、39)，其中控制模块(20)的致动器适于使用至少一个联动装置(24)来调整至少一个可调整的控制结构(36、38、39)，以便控制飞行器(10)的飞行并将飞行器操纵到目标位置。

Description

用于空中输送的飞行器

发明领域

本发明涉及飞行器，具体地涉及用于将负载自主空中输送到目标位置的飞行器。

发明背景

物流是任何操作(无论是人道主义操作、商业操作或军事操作)的基本部分，并且大量资金用于建设基础设施以及将货物输送到偏远或难以到达的位置。虽然已经开发出许多用于输送货物的系统，但是许多系统存在许多限制。

通常，预定的输送地点在非常偏远的位置或处于敌对地区，这意味着陆路输送(例如，通过车辆护送)可能是缓慢和/或危险的。此外，在地形不通的地区，陆路输送并不总是可行的。替代方案是通过航空途径输送，这是一种昂贵的输送货物的方法，且需要为飞行器提供合适的着陆区，或者需要使用空中输送系统(例如空投)来输送货物。这些限制了货物可以被输送的地点，并且空中输送方法并不总是准确的。在一些敌对地区，即使空中输送也是危险的，因为生命和飞行器的风险太高。

即使在诸如采矿的商业操作中，频繁地将货物输送到偏远地点也可能是繁重的任务。相反，操作者往往采取不经常的(例如，每周一次)输送，在该输送中，飞行器将在一次旅行中飞往多个不同的地点。这通常是昂贵和耗时的，因为它将需要飞往每个地点并着陆/卸载。

常规的空中输送系统或空投系统通常包括平台，货物被固定到该平台上，该平台连接到降落伞。然后，该平台将从目标位置上方的飞机或直升机掉落，降落伞减缓包装的下降。货物随后可以在目标位置回收。这种系统的局限性在于货物经常错过目标位置，且可能会在建成区域最终着陆或导致间接损坏。此外，一些常见的空中输送系统(例如，低空降落伞提取(LAPES))要求飞行器降低到低空以便输送货物。这在敌对环境中尤其危险，例如，当补给前线作战基地时。

在许多情况下，空中输送系统只使用一次，因为降落伞的回收和包装可能太贵或太危险而无法使回收可行。这可使通过空中输送来输送货物的成本增加巨大费用，并使其成为运输货物的昂贵方法。由于大量资源不被回收或重复使用，且可能会对环境造成损坏或破坏，因此这也对环境造成重大影响。例如，大多数降落伞都是由尼龙制成，且空中输送系统中的箱子或平台由塑料、木材或金属制成，因此如果回收，可以重复使用多次。

传统上，空中输送系统从大型飞机上掉落，比如广泛使用的C-130 Hercules飞机或直升机。大型飞行器的使用大大限制了可以使用空中输送的情况，并增加了任何此类操作的费用，这是由于相关成本巨大以及这种飞行器在军用以外相对稀缺。

发明概述

根据本发明，提供了如在独立权利要求中限定的飞行器和使用飞行器的方法。

本发明的第一方面提供了一种用于将负载自主空中输送到目标位置的飞行器，其中飞行器包括：机身，该机身具有用于控制飞行器的飞行的至少一个可调整的控制结构和适于接纳负载的主体；独立的控制模块，其可释放地连接到机身，该控制模块包含用于调整该控制结构的致动器和用于产生用于控制致动器的驱动信号的控制器；以及至少一个联动装置，其从控制模块延伸到至少一个可调整的控制结构，以便将控制模块可操作地连接到至少一个可调整的控制结构，其中控制模块的致动器适于使用该至少一个联动装置调整该至少一个可调整的控制结构，以便控制飞行器的飞行并将飞行器操纵到目标位置。

因此，本发明的实施方案提供了一种装置，通过该装置可以以低成本将货物输送到偏远位置，而不需要高代价地回收输送飞行器或安装昂贵的着陆设施。特别地，本发明的实施方案提供了一种飞行器，其中该飞行器的机身可以用于单个输送并且随后被处置(例如，再循环，燃烧)，而更昂贵的部件(例如，电子部件和致动器)被包含在可移除的控制模块(或控制单元)中，且因此可以在另一个机身中重复使用。

该飞行器提供一种空中输送系统，其中机身可以由便宜的一次性材料(例如纸板)制造，一旦完成输送，机身就可以被丢弃。一旦已输送，用户可以移除和回收飞行器的昂贵且可重复使用的电子部件，并丢弃机身。特别地，用户可以通过断开联动装置并从机身移除作为单个单元的独立的单元来取出控制模块。联动装置可以可释放地附接到控制模块，使得联动装置保持附接到机身，或者联动装置可以可释放地附接到飞行器(例如，附接到控制结构)，使得联动装置可以与控制模块一起从机身移除。替代地或另外，联动装置可以具有其脱离的另一点(例如，沿着联动装置的长度)，或者联动装置可以在多个点处是可脱离的，使得用户可以确定联动装置是否从机身移除。因此，本发明的实施方案提供了一种输送系统，其中飞行器的昂贵部件可以被再循环，而飞行器的大多数部分可以由便宜的和一次性的材料形成，其中飞行器的不同部分是容易地可分离的。

这种飞行器可以有利地用于多种不同的输送操作。特别地，飞行器可以用于将货物输送到通过陆地进入受限并且在该位置着陆飞机困难和/或昂贵的位置。例如，飞行器(特别是多个飞行器)可以从单个“发射飞行器”(即，可以从其发射根据本发明的飞行器的交通工具)(例如飞机)发射，并且可以自动地飞往需要人道主义援助的偏远位置。一旦飞行器着陆，接收者可以将货物连同控制模块一起从飞行器移除。然后可以将控制模块存储以供将来使用，例如，插入另一机身中，或者返回给供应商。机身可以以任何合适的方式进行处置，优选地以对环境友好的方式进行处置，例如通过将机身再循环或使机身生物降解，如果机身可生物降解的话。

因此，实施方案在存储受限的情况下具有特别的应用。例如，如果人员(例如，人道主义任务、军事任务或休闲考察队的人员)在难以达到的区域中并且需要资源，例如在紧急情况下，则该飞行器可以用于向人员提供他们需要的货物。控制模块和联动装置布置一起相互作用以提供可精确地到达目标位置(即，在这种情况下的人员)的飞行器。然后，一旦该飞行器已经输送货物，则接收者就可以将昂贵的控制模块从飞行器移除并且随其携带该控制模块，同时丢弃一次性机身。因此，在该实施方案中的输送相对便宜，因为仅丢弃机身。此外，与现有的无人空中设备相比，机身可以以比可重复使用的机身低得多的成本生产。这还消除了人员归还飞行器的任何要求，从而减少了接收者必须归还的设备。特别是在军事情况下，或有敌对势力的地区，使用根据本发明的飞行器的输送具有额外的优点，该优点是降低敌对势力将回收重要的电子部件的风险，例如，这些电子部件可以被逆向工程化。此外，由于该飞行器可以从距目标位置很大的距离被发射，因此飞行器的人工操作者的风险降低，因为他们可能不需要飞越敌对领土。

此外，该飞行器可用于大规模的输送操作，例如补给前哨部队(outpost)或操作(例如，矿井)。由于飞行器的实施方案提供了相对低成本的输送装置，因此这些设备可用于降低运营物流网络的成本。例如，资源收集操作(比如，采矿)通常位于偏远地区。可能有许多矿井位于基础设施很少的广阔的地区。这些操作的补给有时会涉及空中输送，这需要输送飞行器(例如，载人飞机)直接飞往每个操作(矿井)，并在每个位置着陆，然后卸载和再次起飞。可以使用本发明的实施方案来减少这种输送的基础设施要求和成本，因为该飞行器可以在输送飞行器在空中时直接从输送飞行器发射。因此，输送飞行器不再需要在每个地点着陆，也不必直接飞往每个地点。相反，它可以在飞行中时释放本发明的飞行器，并且控制模块将把每个飞行器引导到地点。可以一次展开根据本发明的多个飞行器。这降低了输送飞行器的燃料成本，并减少了输送时间。这还消除了用于飞行器着陆的每个地点处的跑道的需求。与通过降落伞的输送相比，本发明的飞行器提供了更加准确的输送方式，因为该飞行器是被引导的，并且这样可以减少对该地点上的结构等造成损坏的风险。此外，这些设备不需要大体上在目标位置上方释放，而是可以远离目标数英里来释放。因此，在实施方案中，这可以显著地降低货物的输送成本，例如通过使用由便宜的一次性机身形成的多个飞行器来同时输送货物。这还可以避免例如大量现有的可重复使用的无人飞行器否则将需要的巨大的资本投资。

本发明的这个方面的实施方案还提供了可用于自主空中输送的飞行器，使得操作者可以发射飞行器并依靠飞行器的控制模块将飞行器引导到其目标位置。从控制模块延伸到控制结构的联动装置用于在飞行中引导飞行器。控制结构是指飞行器的用于控制滑翔器的飞行(例如，滑翔器的高度或飞行器飞行和朝向的方向)的任何结构或部分。在一个实施方案中，控制结构是控制表面。控制表面包括例如副翼部、升降舵、方向舵和用于通过调整飞行器的高度、滚转、偏航和俯仰来控制飞行器的飞行的任何其它表面。

联动装置是在本发明中将动能从控制模块传送到其各自的控制结构的机械连接件。这可以包括例如构件、连结在一起的多个构件和/或一定长度的绳索(cord)或线(line)(例如，丝(wire)、绳子(rope)、缝线(thread))换句话说，其是可以使控制结构响应于例如来自控制模块的移动或信号而移动/调整的任何对象。示例包括连接到控制模块中的致动器并且可由致动器拉动(或张紧)或释放以将控制结构前后移动的绳子、连接到压电致动器的丝或形状记忆合金致动器丝。在这些实施方案中，控制模块包括可操作地连接到至少一个联动装置的至少一个控制致动器，该至少一个控制致动器适于通过该至少一个联动装置将动力传递到控制表面。

联动装置可以是从控制模块延伸到控制结构的单个部件。替代地，联动装置可以由多个部件形成，例如连结在一起并可一起移动的多个杆。联动装置可以可释放地附接到控制模块，使得其可以与控制模块断开。替代地或另外地，联动装置可以可释放地附接到飞行器的机身，使得联动装置可以与机身分离。

因此，在一个实施方案中，至少一个联动装置包括从控制模块延伸到控制结构的线。这提供了一种可以将能量传递到控制结构以调整控制结构的装置。

术语“飞行器”包含飞机和滑翔器。因此，飞行器可以包括用于提供推进的装置，例如螺旋桨或机载火箭(火箭助推器)。换句话说，内置的推力或推进发生器。在一些实施方案中，用于提供推进的装置与独立的控制模块成一体或附接到独立的控制模块，并且可以可释放地连接到机身，使得用于提供推进的装置可以与控制模块一起从飞行器移除。因此，用于提供推进的装置可以在单独的机身中重新使用。在其它实施方案中，用于提供推进的装置可以由一次性部件(例如，螺旋桨)形成并且附接到机身，同时由位于控制模块中的马达控制。例如，轴可以从控制模块中的马达延伸并促使位于飞行器前部上的一次性螺旋桨旋转。

控制模块包括用于控制控制表面的致动器，以及用于接收位置信息并产生用于控制致动器的驱动信号(可选地是电驱动信号)的控制器。控制模块还可以包括将飞行器控制和引导到目标位置所需的所有主要控制和引导系统，比如航空电子设备、定位和空速传感器以及电源。这些可以包括微处理器、存储器、电源(例如，电池)、位置检测模块、用于检测各种参数(比如，空速、高度、温度)的传感器、无线通信模块和以伺服机构形式的致动器。诸如传感器、定位信标的附加部件也可以被包括在控制模块中，以便如果飞行器在远程区域中着陆时帮助飞行器的定位，且附加的通信设备也可以包括在控制模块中。然而，在一些实施方案中，这些中的一些可以直接安装在机身上。当安装在框架上时，这些附加部件可以被提供为一次性的、低成本的部件。在可选择的实施方案中，控制模块包括所有电子和/或电气部件。

飞行器中使用的传感器可以包括以下中的至少一个，优选地多个：空速指示器、绝对高度传感器、局部地面上方高度传感器(local height-above-ground sensors)、用于俯仰和滚转的姿态传感器、加速度计、位置传感器(例如，相对于目标位置)、地速检测系统、下降/下落速率或用于确定飞行器的位置的传感器。

控制器是指控制单元的一部分适于控制组件的部件的致动，包括调整控制结构。控制器可以是控制单元中的单独部件，或者其可以例如在单个处理器中与其它部分组合。控制器可以是电子器件和/或电子部分。

位置信息包括关于飞行器的位置(例如，飞行器相对于目标位置的位置)的信息。这可以包括从全球定位卫星(GPS)单元、能够基于移动电话网络对位置进行三角测量的模块、用于激光指示系统的探测器、可以用作双发射器无线电引导系统的一部分的无线电接收器或用于无线电或IR信标的接收器中的至少一个接收信息，在双发射器无线电导航系统中，可以使用信号强度和方向来对组件的位置进行三角测量。

独立是指控制模块形成为单个单元，其中控制模块的各个部件被连接。换句话说，控制模块的各部分保持在一起，并且可以作为单个件被移除和插入到机身中。在一些实施方案中，控制模块可以包括壳体，控制模块的部件容纳在壳体中。在一些实施方案中，控制模块可以包括壳体，并且控制模块的部件可以容纳在壳体内并且安装在壳体的外侧表面上。在一个实施方案中，控制模块可以由固定在一起以形成单个单元的多个模块化部件形成。在本发明的这个方面，独立的控制模块包括飞行器的控制和飞行所需的全部电子部件。因此，在飞行器的任何其它部分上没有电子部件(例如，致动器或马达)或没有电子部件(例如，致动器或马达)位于飞行器的任何其它部分上。

“自主空中输送”是指一旦已经将目标位置提供给控制模块，则飞行器就能够将自身引导到目标位置。飞行器的控制模块能够使用致动器来操纵飞行器，以控制联动装置且因此控制控制表面。换句话说，不需要外部操纵设备来控制控制表面的移动。

该飞行器可使用多种不同的发射方法发射。例如，它可以从另一飞行器释放(从另一飞行器的舱室或隔室中释放，或者它可以由另一飞行器拖到空中)，或者它可以从地面(表面到表面)使用任何合适的发射装置发射，包括使用起飞火箭(临时用于将滑翔器提升到可以滑翔到目标位置的高度的火箭助推器)或使用吊索或发射斜轨。

在一个实施方案中，飞行器包括用于控制飞行器飞行的多个控制结构，并且多个控制结构中的每一个通过至少一个联动装置可操作地连接到控制模块。飞行器的在其中具有多个控制结构、每个控制结构各自由至少一个联动装置控制的实施方案对飞行器的飞行具有高度的控制，且因此飞行器可被精确地引导到目标位置。

在另一个实施方案中，机身还包括至少一个翼部。在又一个实施方案中，机身还包括在收起构型和展开构型之间可移动的至少一个可展开的翼部。收起构型也称为折叠构型。在另外的实施方案中，在收起构型中，至少一个可展开的翼部提供具有第一表面区域的用于产生升力的飞行表面；并且在展开构型中，至少一个可展开的翼部提供具有第二表面区域的用于产生升力的飞行表面；第二表面区域大于第一表面区域。飞行表面是可利用(即被暴露)以提供升力的翼部的区域。换句话说，在展开位置中暴露并且因此能够作为翼部并提供维持飞行(或减速下降)的装置的翼部区域大于在收起构型中时的区域。例如，翼部在展开位置中将从飞行器的主体向外延伸，但是在收起构型中将大体上抵靠着主体(或大体上在主体的占用面积内)。因此，如果翼部抵靠或朝向主体完全缩回，则第一表面区域将大体上为零或将为零。实施方案的优点在于，减小了根据本发明的飞行器从中输送的发射飞行器的尺寸要求，因为通过使可展开的翼部收起来，飞行器所占据的占用面积减小。

在另一个实施方案中，至少一个可展开的翼部在展开构型和收起构型之间是可移动的。因此，可展开的翼部可以在该可展开的翼部已经展开后重新收起。换句话说，例如在使用后，机身可以折叠回其原始的折叠构型。在机身待被重复使用的情况下，这允许其重新包装并且例如在托盘上方便地存储或输送，并且在机身是一次性的情况下，这也可以有助于组件的处置和/或拆卸。

在另一个实施方案中，控制模块通过翼部展开机构连接到至少一个可展开的翼部，并且控制模块是可操作的，以使用翼部展开机构将翼部从收起构型移动到展开构型。控制模块与可展开的翼部的连接提供了一种飞行器，其中当控制模块需要时，翼部可以自动地从收起位置移动到展开位置。这可以在发射时立即发生，或者可以在一段时间之后或在检测到特定参数(例如，空速或高度)时发生。因此，飞行器可以被调整以便在用户指定的时刻自动展开翼部。这种翼部展开机构可以是位于控制模块之中或之上的电子或电气部件(比如，致动器)，或者可以是位于控制模块之中或之上或安装到机身的由控制单元控制的机械(例如，弹簧加载)机构。

这可以帮助从发射飞行器同时发射多个飞行器。例如，根据本发明的多个飞行器可以被装载到单个托盘上，这通过将使可展开的翼部置于收起构型中而被促进，因为每个飞行器所占据的空间被减小。然后可以在该构型中(即，从托盘)发射飞行器，而不必在发射之前重新布置和展开每个飞行器的翼部。代替地，飞行器可以从发射飞行器释放，并且每个飞行器的翼部一旦其在发射飞行器之外就可以自动展开。

翼部展开机构可以是任何合适的机械连接，例如联动装置、齿轮(cog)、一系列齿轮或将动能从控制模块传递到至少一个可展开的翼部使得该翼部从收起(折叠)构型移动到展开构型的任何其它装置。

在另一个实施方案中，翼部展开机构包括翼部展开联动装置，并且控制模块包括可操作地连接到翼部展开联动装置的至少一个翼部展开致动器，并且控制模块的翼部展开致动器适于使用翼部展开联动装置调整至少一个可展开的翼部，以便控制飞行器的飞行和将飞行器操纵到目标位置。因此，翼部展开机构用于展开翼部并操纵飞行器，从而充当联动装置。这减少了控制模块和机身中所需的部分的数量以及控制模块和机身之间的连接的数量，且因此可降低制造成本以及用户安装或移除控制模块的负担。

在另一个实施方案中，该至少一个可展开的翼部包括该至少一个可调整的控制结构，且该翼部展开机构包括该至少一个联动装置。因此，实施方案提供了一种布置，其中联动装置从控制模块延伸到可展开的翼部，并且可用于将翼部从收起位置展开到展开位置，同时还能够通过使用控制结构来控制飞行器。这可以减少控制模块中所需的致动器和机构的数量，从而减小控制模块的尺寸和重量，以及减少联动装置的数量。

在另一个实施方案中，该至少一个可展开的翼部包括该至少一个可调整的控制结构。该实施方案中的控制结构可以是翼部的一部分，例如翼部的一部分上的附加的翼片，或者其可以是翼部的整个表面。在后一种布置中，联动装置可移动或弯曲整个翼部以控制飞行器的飞行。例如，至少一个联动装置可以用于在一侧上向下拉动翼部的最外端(翼部尖端)，以使飞行器倾斜并因此转弯。

在另一个实施方案中，独立的控制模块包括用于接纳致动器的壳体，并且壳体被密封以防止水侵入。换句话说，控制模块包括密封容器或外壳，在该密封容器或外壳中可以容纳和保护不需要暴露和/或可能被环境损坏的部件。在一些实施方案中，控制模块(例如，传感器)的各部分可以位于壳体的外部上。在一个实施方案中，飞行器的所有电子部件都包含在控制模块的壳体内。这在控制模块在飞行器中时以及也在一旦控制模块被移除后将保护控制模块。如果控制模块随后由人携带或存储在可能导致其损坏的环境中，则这是特别有利的。在这些实施方案中，壳体可以包括孔，联动装置可以延伸穿过该孔。替代地或另外地，连接器可以从壳体内延伸到外部，使得联动装置可以附接到连接器。在这些实施方案中，孔将被密封以防止水侵入，使得壳体被密封以防止水侵入。在一些实施方案中，独立模块的所有部件将被包含在壳体内。

在另一实施方案中，控制模块还包括适于从外部通信单元接收识别目标位置的信号的通信单元。通信模块可以是有线或无线的。在一些实施方案中，通信模块可以是短距离无线通信模块。在这些实施方案中，用户可以容易地重新编程货物要被输送到的目标位置。如果使用无线通信单元，则用户可能能够使用单个命令重新编程多个控制模块。在另一个实施方案中，通信单元可以是远程无线通信单元，其将允许例如在飞行期间调整目标位置。在货物被输送到可移动的接收者(例如，一个人)的情况下，这将是特别有利的，因为可以调整目的地。通信单元的示例包括蓝牙模块、红外模块、USB连接和无线电接收器和发射器。

在另一实施方案中，通信单元还适于与另一飞行器的通信单元通信。在该实施方案中，当一次发射多于一个飞行器时，飞行器可以在彼此之间共享信息和数据，特别是如果它们都进行到相同的目标位置。该数据可以是提供任何感测数据的信号，例如当前位置、温度、空速、高度、局部高度、条件或诸如目标位置、更新指令的其它信息。例如，如果飞行器上的空速或位置传感器故障或不准确，则已经发射到相同目标位置的任何其它飞行器可以共享诸如局部空速和位置数据的信息以减轻或消除误差。当然，如果有多于两个的飞行器，可以通过比较每个飞行器的数据来进一步减轻这一点。通信模块的这种布置还可以允许使用自动优先级系统。例如，如果多个飞行器正在朝向靠近在一起的多个归位信标落下，则可以使用在飞行器之间通信的优先级系统来确保仅一个飞行器到达每个归位信标，而不是所有飞行器被指引到单个的信标。自动飞行器间通信的另一个优点是，如果数个飞行器朝向相同的目标飞行，并且一个飞行器遇到困难，例如由于天气条件或特定位置处的其它问题，飞行器可能能够传达关于其它飞行器的困难的警告或信息。其它飞行器然后可能能够通过避免第一飞行器遇到困难的位置而避免有问题的飞行路径。

在另一个实施方案中，机身由可生物降解的材料形成；可选地，机身基本上由可生物降解的材料组成。可生物降解是指材料可以被微生物分解，特别是被细菌分解，且特别是通过酶促作用，致使材料的化学结构显著变化。例如，可生物降解材料可以是纸、纸板或任何其它木浆材料；木材；帆布；棉；可生物降解塑料(例如，聚乳酸)；任何其它合适的可生物降解材料或其组合。

本发明在本实施方案中提供了一种便宜且轻便的机身，该机身提供具有低环境影响的用于容纳和保护货物的装置。因此，一次性机身不会显著损害环境。此外，在一个实施方案中，包装可以由再循环材料制造，从而进一步降低环境影响。此外，在另一个实施方案中，所涉及的材料可以是便宜的，并且可以实现显著更少的输送。在飞行器中可以包括诸如将防水材料的机身覆盖以保护机身结构的其它特征。在实施方案中，防水材料可以是蜡，特别是清洁燃烧蜡，或纳米级厚度的聚合物涂层，允许包装被安全地燃烧。术语“纳米级厚度”是指1nm至10000nm、优选地1nm至1000nm厚、更优选地1nm至500nm厚的厚度。例如，聚合物涂层可以是疏水聚合物涂层，例如乙基纤维素。

术语“基本上由...组成”是指机身几乎完全由可生物降解材料形成，但可能含有少量的其它材料。例如，其可以由85％或更多的可生物降解材料(重量或体积)、优选为90％或更多、更优选为95％或更多、甚至更优选为99％或更多的可生物降解材料形成。

联动装置的示例包括绳索或刚性杆。更具体地，联动装置可以由棉绳、黄麻或大麻绳、可生物降解的聚合物、(细)金属丝(例如，将生锈的细铁丝)、木榫、金属构件或石墨棒形成。在一个实施方案中，该至少一个联动装置由可生物降解的材料形成，可选地，该至少一个联动装置基本上由可生物降解的材料组成。因此，可以使联动装置与机身一起分解。这允许用户在货物输送之后安全地丢弃联动装置。联动装置可以由防水涂层覆盖，并且可以由再循环材料形成。

在一个实施方案中，控制模块还包括位置检测模块，以用于检测飞行器的位置并将位置信息提供给控制器。在另外的实施方案中，位置检测模块包括卫星定位单元和射频检测器中的至少一个。位置检测模块是能够确定飞行器的位置(例如，飞行器相对于目标位置的位置)的任何导航系统。在一个实施方案中，位置检测模块包括全球定位卫星(GPS)单元、能够基于移动电话网络对位置进行三角测量的模块、用于激光指示系统的探测器、可以用作双发射器无线电引导系统的一部分的无线电接收器或用于无线电或IR信标的接收器中的至少一个，在双发射器无线电引导系统中，可以使用信号强度和方向来对飞行器的位置进行三角测量。

在一个实施方案中，飞行器是滑翔器。因此，飞行器不需要提供推进的机载装置。在一些实施方案中，飞行器可以具有3：1、5：1或优选10：1的滑翔比。也就是说，对于滑翔器行进的每10个单位的距离，滑翔器下降1个单位的距离。因此，实施方案提供了可以生产低成本飞行器的输送系统。不需要潜在昂贵的推进系统，并且可以降低机身和控制模块的成本。滑翔器的使用还降低了飞行器设计的复杂性，且因此使在输送后用户在目标位置处更容易拆卸飞行器(即移除控制模块)。另外的优点包括降低潜在的环境影响，因为不需要燃料或大型电池以向设备提供动力。此外，控制飞行器所需的设备可能更简单，因为不需要控制推进装置。

在另一个实施方案中，机身包括用于接纳待输送的负载的舱室。舱室可以包括在主体中的用于接纳负载的单独隔室，以便避免通过货物与联动装置干涉和/或保护负载免受损坏。

在另一个实施方案中，主体包括适于在收起构型中至少部分地接纳至少一个可展开的翼部的至少一个凹进部分。在收起构型中使用凹部或空腔存储翼部可以减少例如在装载和移动飞行器时损坏翼部的风险。这也可以例如通过提供大体上平坦的侧面来减少飞行器在其折叠构型中的占用面积并且增加飞行器的堆叠效率。在一个实施方案中，翼部被完全接纳到凹部中。

在另一个实施方案中，主体还包括具有蜂窝结构的至少一个层，该蜂窝结构界定了在层的平面中延伸的蜂窝网络，以用于保护待输送的负载。本发明在这方面中进一步提供了保护舱室的有效方式。蜂窝结构层具有将保护主体中的负载的结构，且其结构可抵抗冲击，但是当力达到阈值时也可以抵抗变形，从而允许该结构吸收冲击力和碰撞力。使用具有蜂窝结构的层还提供了通过潜在地减少对着陆区域和着陆区域内的物体的损害而提高安全性的优点。此外，纸板蜂窝结构的典型的低成本性质允许其并入到便宜且一次性的机身中。

在另一个实施方案中，推进和飞行控制可以通过经由将机翼表面的高压空气抽吸到另一机翼表面的低压侧来管理飞行器表面上的边界层来实现。这具有改变机翼的升力性能的效果。经由以这种方式对称地或不对称地抽吸空气并且通过使用包含在控制模块内的一个或多个阀对排出的空气的量施加控制，可以实现飞行控制。为了抽吸空气并将空气输送到另一个表面，表面被穿孔有微小的孔，该微小的孔通到包含在结构内的管道。管道连接到控制模块，相应的控制阀(换句话说，致动器)位于控制模块中。

在另一个实施方案中，机身是一次性机身。

附图简述

现在将参考附图来详细讨论本发明的特定实施方案，在附图中：

图1示出了本发明的处于折叠构型的实施方案的透视图；

图2示出了本发明的处于展开构型的实施方案的透视图；

图3示出根据本发明的控制模块；

图4示出了本发明的处于折叠构型的实施方案的透视图；

图5示出了本发明的处于展开构型的实施方案的透视图；

图6示出了本发明的处于折叠构型的实施方案的透视图；

图7示出了本发明的处于展开构型的实施方案的透视图；

图8示出了本发明的处于折叠构型的实施方案的透视图；

图9示出了本发明的处于展开构型的实施方案的透视图；

图10示出了本发明的处于折叠构型的实施方案的透视图；

图11示出了本发明的处于展开构型的实施方案的透视图；

图12示出了本发明的处于展开构型的实施方案的透视图；

图13示出了本发明的处于展开构型的实施方案的一部分的透视图；以及

图14示出了本发明的实施方案的平面图。

在附图中，相似的附图标记指代相似的元件。例如，附图标记11、111和211指代相似的元件。

详细描述

本发明的第一实施方案在图1和2中以滑翔器10的形式示出。图1和图2分别描绘了折叠(或收起)构型和展开构型的滑翔器10。滑翔器10用作一种装置，通过这种装置，货物可以轻松地且以低成本输送到定位的目标，如下文将说明的。滑翔器10最初被存储在图1所示的折叠构型中，使得其例如可以被高效地包装，或者与其它这样的滑翔器堆叠在一起。图1所示的折叠构型中的滑翔器的尺寸为大约500mm×500mm×1200mm。当滑翔器被发射时，它将自动展开(如下面将详细讨论的)成图2所示的展开构型中，从而提供所有必需的部件，以允许存储在滑翔器10内的货物的高效空中输送。

在该实施方案中，滑翔器10包括机身，机身由瓦楞纸板形成，并且包括具有中空内部(未示出)的主体12，待由滑翔器10输送的货物可被接纳到该中空内部中。瓦楞纸板的外表面涂有清洁燃烧蜡，以保护纸板免受水的破坏。因此，机身的主体12的内部用作货物的舱室。机身的主体12的内部(舱室)通过位于机身下侧上的开口(未示出)进入。机身的下侧还用另外的纸板层加强，以便在滑翔器着陆时保护主体12的内部内的货物。

如在图2中可以更清楚地看到的，滑翔器10的机身还包括两个可展开翼部30、机首或前部区段11、尾部区段16和位于尾部区段16上的尾翅结构，该尾翅结构包括两个竖直稳定器34和两个水平稳定器36，竖直稳定器34和水平稳定器36包括可移动的控制表面38、39。

本实施方案中的滑翔器10的两个可展开翼部30通过铰链式连接部32连接到机身的主体12。这种连接采取球窝式接头的形式(具有另外的加强部，以维持翼部30与主体12相连)，允许每个翼部30在多于一个平面中旋转。因此，翼部30可以从图1所示的折叠位置旋转到图2所示的展开位置。在该实施方案中的翼部30各自由铰链式连接部32中的内部弹簧进行弹簧加载。内部弹簧将翼部30从折叠构型偏置到扩展位置，以便使翼部30从主体12向外延伸并形成能够为滑翔器10提供升力的翼部结构。内部弹簧具有足够的强度来克服在滑翔器展开时作用在滑翔器上的力，使得翼部可以在运动时展开，例如在高空从另一架飞行器释放之后在下降期间。翼部30通过翼部展开机构保持在折叠构型中，翼部展开机构包括翼部展开闩锁(未示出)。翼部展开机构由控制模块20控制，如稍后将讨论的。在展开构型中，翼部30打开，以便从机身的顶部向外延伸。这种布置提高了飞行中的滑翔器的稳定性。

如在图2中可以更清楚地看到的，滑翔器10的主体12包括两个凹部，该两个凹部各位于主体12的较大面中的一个上，翼部30在扩展位置中从该凹部延伸。凹部13被成形和设定尺寸以便在折叠构型中在其中接纳翼部30。因此，当翼部30向下折叠时，其沿着主体12的侧面被接纳到凹部中成为大体上齐平的表面。这降低了翼部损坏的风险，减少滑翔器在其折叠构型中的占用面积，并通过提供大体上平坦的侧面来增加滑翔器的堆叠效率。

每个翼部30具有标准翼部结构，因为其被成形为具有倒圆的前缘(在横截面中)和尖锐的后缘(在横截面中)。每个翼部30的形状意味着每个翼部30的上侧提供比每个翼部30的下侧更长的气流路径。如本领域技术人员应理解的，当滑翔器被发射时，这将提供升力以允许滑翔器10向目标位置滑翔。在该实施方案中，每个翼部30的下侧大体上是平坦的。然而，应当理解，许多翼部设计可以与滑翔器10结合使用。相对简单的翼部结构设计意味着翼部30可以由便宜且易于使用的材料(例如，纸板)容易且经济高效地制造。

在滑翔器的后部处是尾部区段16。如同可展开的翼部34一样，尾部区段16在折叠构型(图1)和展开位置(图2)之间是可移动的，如下面将说明的。尾部区段16包括支撑表面33、后面板17和尾部区段16的任一侧上的侧面板。支撑表面33和后面板17由大体上刚性的纸板形成。侧面板由薄得多的柔性纸板形成，使得侧面板可以容易地折叠。在折叠构型中，尾部区段16向下折叠，使得其形成大体上平坦的结构，该大体上平坦的结构可以抵着主体12的后部被保持住。更具体地，后面板17跨越其宽度自身向里折叠，并且支撑表面33向下折叠，以将后面板16抵着主体12的后表面夹在支撑表面33和主体12的后表面中间。侧面板预形成有折叠线，以促使侧面板在折叠构型中在主体12和支撑表面33之间向下折叠。以这种方式，尾部区段16可以被折叠以减小滑翔器10所占据的面积。此外，这降低了当滑翔器10在发射之前被运输和/或包装时尾部区段16发生损坏的风险。

尾部区段16通过第一闩锁(未示出)抵抗弹簧偏置保持在折叠构型中。因此，为了将尾部区段16转换成展开构型，第一闩锁被释放，并且弹性力迫使尾部区段16进入展开构型。展开机构还包括第二闩锁，该第二闩锁在展开构型中被接合。第二闩锁将尾部区段16保持在展开构型中。

在展开构型中，尾部区段16的支撑区段33展开以形成水平平台(当滑翔器10水平时水平)。该平台用于支撑竖直稳定器34和水平稳定器36。尾部区段16的后面板17展开以形成用于支撑表面的支撑，该后面板从主体到支撑表面33的最后端成一定角度延伸。尾部区段16的侧面板展开以在主体12、后面板16和支撑表面33之间延伸。由后面板16和支撑表面形成的最终三角形形状还用于通过减少作用在飞行中的滑翔器10上的阻力来改善滑翔器10的空气动力特性。

两个竖直稳定器34(或竖直尾翅)各自铰接地连接到支撑表面33，使得竖直稳定器可以在其抵着支撑表面33的表面的大体上平坦的构型(图1)和其大体上垂直于支撑表面33的表面的构型(图2)之间移动。在后一构型(展开构型)中，竖直稳定器34通过使用自锁铰链式接头(未示出)保持在垂直的直立位置；尽管应理解，可以使稳定器34保持在直立位置的任何装置将是合适的。如本领域技术人员应理解的，在滑翔器10的后部处的处于直立位置的竖直稳定器34的使用提高了滑翔器10在飞行中的稳定性。

竖直稳定器34包括位于每个竖直稳定器34的后部处的可移动控制表面38，该可移动控制表面38用作用于控制滑翔器10的水平俯仰(偏航)的方向舵。控制表面38还可以通过改变稳定器的空气动力特性来帮助在飞行期间操纵滑翔器的。在该实施方案中，可移动控制表面38被设置为竖直稳定器34的铰接区段，该区段可相对于竖直稳定器34的主要部分/区段旋转。每个竖直稳定器34(包括可移动控制表面38)由单个(多层)瓦楞纸板制成，竖直稳定器34的主要部分和可移动控制表面38之间的铰链式连接部通过预形成的弱化或折叠形成。

类似于竖直稳定器，两个水平稳定器36通过将水平稳定器36连接到尾部区段16的铰链式连接部也在折叠构型和展开构型之间移动。然而，水平稳定器36从水平稳定器抵着尾部区段16的支撑表面33的表面平坦地折叠的位置移动到其在与支撑表面33大体上相同的平面中从尾部区段向外延伸的位置(即，垂直于主体12的侧部)。水平稳定器36的后部部分形成水平控制表面39。在该实施方案中，水平控制表面39形成为使得其延伸跨越尾部区段16和水平稳定器36的整个宽度，以形成单个水平稳定器39，而不是多个单独控制的稳定器。因此，滑翔器10包括单个大的水平控制表面39。如下面将更详细地说明的，该水平控制表面39用作升降舵，且因此控制滑翔器的侧向姿态(俯仰)，这允许滑翔器的机首根据水平控制表面39的布置而升高和降低。

滑翔器10的前部区段11包括上前面14和下前面15，并在折叠构型(图1)和展开构型(图2)之间是可移动的。在折叠构型中，下前面15跨越其宽度自身折叠，以便允许上前面14折叠成抵着主体12的前表面的大体上平坦的位置。在展开位置，上前面14和下前面15向外折叠，以便形成三角形机首区段11。换句话说，上前面14和下前面15相对于主体12的前表面倾斜并相对于彼此成角度以形成流线型的前部区段11。如本领域技术人员应理解的，在展开构型中，前部区段11提供改进的空气动力特性。前部部分11还包括侧面板，该侧面板预形成有折叠线，以便促使侧面板在折叠构型中在主体12和上前面14之间向下折叠。与尾部区段16一样，前部区段通过第一闩锁(未示出)抵抗弹簧偏置保持在折叠构型中。释放第一闩锁允许使前部区段11扩展成展开构型。然后，前部区段11通过第二闩锁保持在展开构型中。

除了机身之外，滑翔器10还包括容纳在滑翔器10的主体12内的控制模块20。这在图3中更详细地描述。在该实施方案中，控制模块20是容纳在防损伤的塑料壳体21中的完全独立的单元。控制模块20容纳滑翔器的所有电子部件，并且包括多个电子部件，该多个电子部件包括微处理器、存储器、电池、GPS、用于检测空速、飞行方向、姿态和高度的传感器、无线通信模块和伺服机构形式的多个致动器。

在滑翔器10中，控制模块20被接纳到主体12的上表面中的开口中，但是保持可接近。在该实施方案中，控制模块20包括围绕其上周边的大于该主体12的上表面中的开口的唇缘(未示出)。因此，当控制模块20插入主体12中时，控制模块20保持位于主体12的上表面上。控制模块20可以通过任何合适的装置保持在适当的位置。这允许控制模块20容易地接近并且还相对于主体12使其保持在适当的位置。

在该实施方案中，控制模块包括两个自密封孔22，六个钩23延伸穿过该孔22(每个孔三个钩23)。为了清楚起见，在图3中仅示出了每个孔22的两个钩23。每个钩23穿过孔22延伸到控制模块20中，并且连接到控制模块20内的单独的伺服机构。钩的另一个暴露端连接到从控制模块20延伸到控制表面38、39的六个联动装置24中的一个的端部。在该实施方案中，联动装置24各自包括单长度的可生物降解的绳索，并且每个联动装置24连接到控制表面38、39。在该实施方案中，多个联动装置24连接到单个控制表面38、39。特别地，有两个联动装置24连接到竖直稳定器的每个竖直控制表面38的任一侧，并且有两个联动装置连接到水平控制表面39。这种布置允许通过联动装置24对每个控制表面进行单独的控制。孔22形成有橡胶密封件，该橡胶密封件允许联动装置24移动，但是保护控制模块的内部免受湿气侵入。

在该实施方案中，滑翔器10的控制模块20还包括控制模块20的壳体21的上部暴露表面上的两部分连接点29(图1和图2中未示出，在图3中可见)。两部分连接点29包括固定到控制模块20的第一基部区段和可释放地安装到第一基部部分上的第二可释放夹子部分。该连接点的两部分具有彼此配合的电端子，以便在连接该两部分时保持电连接。一旦第二可释放夹子部分与基部部分分离，则该连接终止。这种电气连接可以被布置成仅当用户已经激活滑翔器10准备发射后才被激活。连接点的第二可释放部分能够通过静态线夹子与静态线的端部配合。

控制模块20还包括位于控制模块20的两侧上的两个孔27，当控制模块20插入机身中时，孔27是不可见的(在图3中可以看到一个孔27)。与控制模块20的顶部上的孔22一样，控制模块20的侧部上的孔27通过具有自密封狭缝的橡胶封闭件自密封。控制模块的侧部上的每个孔27具有延伸穿过其的两个钩28，控制模块20的侧部上的两个钩28中的一个用于附接到翼部展开联动装置(未示出)，且另一个是用于附接到控制表面联动装置(未示出)。控制模块20的任一侧上的两个钩子28连接到致动器，以允许独立控制连接到钩28的联动装置中的每一个(一个连接到翼部展开致动器)。

翼部展开联动装置从控制模块20延伸到在折叠构型中保持翼部30的闩锁。当翼部30被展开时，控制模块20将张紧翼部展开联动装置，这致使闩锁的释放。这使翼部30释放，翼部30在弹簧张力下打开成展开构型。控制表面联动装置从控制模块20延伸到翼部的尖端(即翼部的最外端)，并用于在一侧上向下拉动翼部的最外端(翼部尖端)，致使滑翔器10倾斜且因而转弯。

控制模块20还包括位于其前面和后面上的孔25(在图3中仅示出了后面上的孔25)。这些孔25中的每一个具有延伸穿过其的单个钩26，该单个钩26待附接到释放联动装置。位于控制模块20的前面上的钩26连接到延伸到在其折叠构型中保持前部区段11的闩锁的释放联动装置，并且控制模块20的后面上的钩26连接到延伸到在其折叠构型中保持尾部区段16的闩锁的释放联动装置。两个钩26连接到控制模块20中的致动器。

在控制模块20中，应当理解，钩23、26、28能够在多个方向上移动。因此，例如，钩23、26、28可以延伸出其对应的孔22、25、27，或者被拉回到控制模块20的主壳体21中，与其对应的联动装置保持附接。

在使用中，滑翔器10将以其折叠的形式设置有折叠起来的翼部30、前部区段11、后部区段16和稳定器34、34，使得滑翔器具有标准的盒状形状。用户然后将要输送的货物包装到滑翔器10的主体12的内部中空部中。取决于滑翔器10是否已经设置有已经装配的控制模块20，用户也可能需要将控制模块20装配并连接到滑翔器10。这将是这种情况，例如，如果控制模块20已经从另一个滑翔器被抢救并且待被安装到滑翔器机身，如将在后面讨论的。插入控制模块20包括将控制模块20插入到滑翔器10的主体12的上表面中的开口中，并将联动装置24连接到控制模块20的钩23。

在本实施方案中，在滑翔器10的发射之前，用户必须将货物要输送到的目标位置输入到控制模块20中。这通过将目标位置无线地发送到控制模块20的无线通信模块来实现。滑翔器然后准备发射。

该实施方案的滑翔器10是多功能的，因为有许多方式可以发射滑翔器10。该实施方案的一种发射模式是当滑翔器10处于其折叠形式时从发射飞行器释放滑翔器10。特别地，滑翔器10可以以其折叠构型从飞机的后门释放，并且可随后(自动)在其下降时展开成展开构型。翼部30、稳定器34、36、38、39、前部区段14、16和尾部区段16的自动展开可以通过多种方法来实现，这些方法例如包括通过使用物理地释放闩锁以允许可展开部件展开或激活电开关连接点29的静态线路展开机构，通过使用滑翔器10中的检测滑翔器10何时已被发射的传感器，或者通过使用控制模块20中的在发射之前被用户激活的定时器。在一些实施方案中，可以采用这些方法中的多种方法的组合。在本实施方案中，如上所述，控制模块20特别适于与静态线路展开机构一起使用，因此这种展开模式是优选的。

在从发射飞行器发射的示例中，一旦滑翔器被装载到飞机上，控制模块20的连接点29就连接到静态线路，静态线路本身附接到飞机内的静态线路夹子轨道。这种展开模式允许同时展开多个滑翔器10，因为该多个滑翔器10可以以与堆叠标准托盘的箱装货物相似的方式一起堆叠在单个托盘上且滑翔器10中的每个连接到静态线路。为了发射滑翔器10，每个滑翔器可以单独从发射飞行器释放，或者这些滑翔器也可以直接从托盘同时发射。

当滑翔器10从飞机的后部释放并开始下降时，静态线路保持束缚到飞机的夹子轨道且束缚到连接点29的第二可释放的夹子部分。在静态线路完全延伸和拉紧的时候，第一基部部分和第二可释放的夹子部分之间的连接被切断，因为这是静态线路链中最弱的连接。这种断开致使信号被传送到控制模块20的微处理器，这指示滑翔器10已经被发射并且大体上离开飞机。

此时，控制模块20完全负责控制滑翔器10的飞行。控制模块20在所需时间(例如，基于自发射之后的感测数据或时间)将致使翼部展开联动装置和释放联动装置被致动，以便释放在折叠构型中保持翼部30、前部区段11和后部区段16的闩锁。控制模块20还致动联动装置24，致使水平稳定器和竖直稳定器36、34移动到其展开位置。因此，滑翔器10处于图2所示的展开构型。

控制模块20的微处理器充当控制器且随后基于从内部GPS模块接收到的相对于目标位置的位置数据连同从位于控制模块20内的传感器确定的包括飞行速度、方向、姿态和高度的任何信息来控制滑翔器10的飞行。更具体地，基于该信息，微处理器使控制模块20内的伺服机构的致动，这致使所需联动装置24中的拉伸或收缩并随后致使控制表面38、39的移动。控制模块20还可以控制控制表面联动装置，该控制表面联动装置从控制模块20延伸到翼部的尖端，以使滑翔器10倾斜和转弯。当然，在存在连接到单个飞行表面的多个联动装置24的情况下，微处理器将使对应于每个联动装置24的伺服机构协调地工作。这提供了完全自动的滑翔器10，其可以自己操纵到目标位置。

一旦滑翔器10到达其目标位置，其可以以多种方式着陆，这取决于用户如何编程滑翔器10，或者取决于当滑翔器10接近目标位置的着陆地点时检测到的多个参数(例如，高度和空度)。特别是，如果着陆站地点不是专门建造的地点，则滑翔器可以被编程为根据其在接近目标位置时的高度自动选择最适合的着陆顺序。控制模块20能够操纵滑翔器10，以使滑翔器10在目标位置上方盘旋并缓慢下降，直到其受控地软着陆。可选择地，滑翔器10在其接近目标位置时开始逐渐下降，并且在位置上方停顿或计算正确的轨迹以允许其以与传统飞机相似的方式着陆。

替代地或另外地，滑翔器10可以装配有降落伞，使得当控制模块20检测到滑翔器10正在接近目标位置时，控制模块20使降落伞展开，从而致使滑翔器缓慢下降到目标位置。这可以使用将控制模块连接到降落伞展开模块的另外的联动装置来实现。降落伞模块可以通过任何已知的降落伞展开方法(例如通过使用稳定减速降落伞)来使降落伞展开。如果使用降落伞，所用的降落伞可以是可生物降解的或可再循环的降落伞，以避免要求降落伞被回收并减少使用降落伞的环境影响。

一旦滑翔器10着陆，则接收者能够从主体12的内部中空部分移除货物且移除控制模块20。控制模块20的移除需要通过从钩22、26、28移除联动装置或沿着联动装置的长度切断联动装置而将联动装置24从控制模块20断开。由于滑翔器的所有电子部件(包括伺服机构)被保持在独立控制模块20中，所以控制模块20的移除允许滑翔器10的最昂贵且可重复使用的部分从滑翔器10回收。这些可以随后在新的滑翔器10机身中重新使用。

一旦控制模块20被移除，剩余的就是滑翔器10的纸板机身和可生物降解的联动装置24。因此，剩余的所有部件可以通过被留下以进行生物降解、被再循环或被安全地燃烧而容易且安全地被处置，因此特别是与现有技术的空中输送系统相比，对环境具有极小的影响。此外，所使用的材料使滑翔器10制造起来足够便宜，其可以单次使用，不会使滑翔器10是资源的低效使用或对环境有害。

因此，本发明在本实施方案中提供了一种在飞行中完全自主并且可以容易地堆叠和包装的滑翔器10。滑翔器的控制模块20能够操纵滑翔器10到达其位置而使货物的内容物完好无损。使用滑翔器而不是现有的空投系统使能够覆盖比否则使用空投系统将可能的范围大得多的范围，因为滑翔器10从其发射的飞行器不必直接在目标上方，而是可以是离目标位置数英里远。与现有的空中输送方法相比，这也意味着滑翔器10从其发射的飞行器不需要飞越目标位置，这在敌对环境(例如，战区)中减少或消除滑翔器10从其发射的飞机被击落的风险。此外，与用运输飞行器运输货物相比，其避免飞机在该地点着陆的需要，这可以提高安全性(例如敌对环境中)，或者简单地促成更有效的输送，这意味着节省时间和成本。

本发明的另一实施方案在图4和图5中示出。与图1和图2的实施方案一样，该可展开的滑翔器110包括主体112，主体112包括翼部130、尾部区段116、前部区段111以及竖直稳定器134和水平稳定器136。滑翔器110还包括控制模块120，控制模块120经由多个联动装置124连接到飞行控制表面138、139。飞行控制表面138、139形成竖直稳定器134和水平稳定器136的一部分，并由控制模块120经由联动装置124控制。

与图1和图2的实施方案一样，控制模块20在该实施方案中容纳滑翔器的所有电子部件，并且包括多个电子部件，该多个电子部件包括微处理器、存储器、电池、GPS、多个传感器、无线通信模块和以伺服机构形式的多个致动器。控制模块120还控制滑翔器110从其折叠构型(在图4中示出)展开到其展开构型(在图5中示出)。

该实施方案与图1和图2的实施方案不同的一种方式是联动装置124到控制模块120的附接。在该实施方案中，联动装置124在控制模块120的壳体内附接到控制模块120的致动器。因此，在不打开控制单元120的壳体的情况下，联动装置124是不可以容易地从控制模块释放的。代替地，联动装置124旨在从滑翔器110的机身是可移除的，且因此通过连接到位于控制表面138、139上的连接器(未示出)的可释放连接部可释放地附接到机身上的控制表面138、139。

该实施方案与图1和图2的实施方案不同的另一方式在于翼部130的设计。本实施方案使用“翼翅”设计。换句话说，每个翼部130可旋转地安装在主体112上，以便能够以单个轴线围绕枢轴132从图4所示的折叠构型旋转到图3所示的展开位置。在该实施方案中，翼部130和枢轴132位于主体112的上表面上。

翼部130从折叠构型(图4)到展开构型(图5)的旋转通过使用从控制模块120中的卷轴(未示出)延伸到主体112的前部并且延伸穿过每个翼部130的翼部展开联动装置(未示出)而实现。控制模块120中的每个卷轴可以通过马达旋转，允许翼部展开联动装置根据需要被卷绕到卷轴上和从卷轴离开，其控制翼部130的构型。

更具体地，每个翼部展开联动装置从控制模块120围绕翼部130的枢轴132中的一个延伸且延伸到翼部130中。翼部展开联动装置的一个端部连接到控制模块120，且另一个端部朝向尖端(即，在展开位置中在翼部的面向后的部分，在远离枢轴132定位的点处)可释放地连接到每个翼部130的内边缘。以这种方式，枢轴132还通过允许翼部展开联动装置部分地围绕该枢轴绕圈并延伸到翼部130中，而用作滑轮系统的固定轮。因此，当翼部130处于折叠构型时，控制模块120可以通过其对应的卷轴的旋转来张紧和拉动翼部展开联动装置，由于翼部展开联动装置围绕其各自的枢轴132的布置，这拉动翼部130的尖端向前并进入展开位置。

该实施方案的翼部130还包括朝向翼部130的尖端定位在后边缘上的副翼部131，如图5中可看到的。副翼部131铰接地附接到翼部130并且可以相对于翼部130移动。这允许控制滑翔器110的飞行路径，因为副翼部131可以用于控制翼部130的表面的轮廓，并因此可以控制滑翔器110的倾斜和滚转。与图1和图2的实施方案的飞行控制表面38、39一样，在该实施方案中，副翼部形成为翼部结构中的由与翼部130相同的材料制成的预制翼片(preformed flap)。

在使用中，滑翔器110以与图1和图2类似的方式运行，并且可以通过任何数量的方法发射和以多种方式着陆。

本发明的第三实施方案在图6和图7中示出。该实施方案的飞行器210具有与先前实施方案相似的基本结构，因为其包括主体212、翼部230a、230b、尾部区段216、用于货物的舱室(不可见)、控制模块和联动装置。该飞行器210和前述实施方案的滑翔器10、110之间的主要区别在于提供可展开的螺旋桨211的形式的推进装置、内部安装的控制模块(不可见)、内部安装的联动装置(不可见)和翼部230a、230b结构。

本实施方案中的控制模块容纳在机身的主体212内，使得其在正常使用中不可见。该控制模块可以通过检修面板(不可见)插入主体中和从主体移除。联动装置在机身内内部地从控制模块延伸到控制表面和翼部展开机构。这减少了联动装置变得缠结或损坏的风险。在这个实施方案中，联动装置是可生物降解的，并且一旦飞行器已经到达其目标位置，其不从机身移除。而是，联动装置可释放地连接到控制模块。这减少了将控制模块插入机身中所需的组装时间。

飞行器210包括以剪刀式翼部布置提供的可展开翼部230a、230b。在这种布置中，每个翼部由前部区段230a以及后部区段230b形成，前部区段230a通过枢轴232枢转地连接到飞行器的主体212，后部区段230b通过枢轴235枢转地连接到前翼部且通过另一个枢轴(不可见)连接到主体。在这种布置中的翼部230a、230b从图6所示的折叠位置可移动到图7所示的展开位置。翼部320a、320b还在后部区段320b上设置有副翼部231，副翼部231有助于控制飞行器210的飞行。后尾部区段26上设置有另外的控制表面，该后尾部区段26具有竖直稳定器和水平稳定器134、136，每个稳定器包括可以由控制模块通过内部联动装置控制的控制表面。

可展开的螺旋桨211包括柔性前部区段213、多个螺旋桨叶片214和刚性框架215，前部区段213围绕该刚性框架215伸展，且螺旋桨叶片214延伸穿过该刚性框架215。螺旋桨叶片214被向内偏置，使得当没有向外的力被施加在叶片214上时，叶片214缩回。因此，叶片214仅当框架215和前部区段213旋转时由于向心力而展开。这改善了飞行器210的滑翔性能，因为当螺旋桨211不旋转时，由螺旋桨叶片214引起的附加阻力减小。螺旋桨211的旋转通过容纳在控制单元中的马达来实现。特别地，螺旋桨211经由从螺旋桨211延伸并进入控制单元中的刚性构件(例如，金属杆)连接到马达。

如图6中所示，可展开的螺旋桨211可以以折叠的形式提供，在该折叠的形式中，螺旋桨叶片214缩回，并且柔性前部区段213提供在飞行器210的前部上的平坦的表面。从该位置可以使用气体产生装置(例如，CO₂)来膨胀可展开的螺旋桨211，以产生如图7所示的圆顶状结构。可选地，飞行器210可以包括附加的发泡装置，以向柔性前部区段213提供刚性泡沫结构，其将柔性前部区段213的形状保持在展开构型中。此外，在柔性前部部分213的展开期间，设置在主体212上的覆盖主体212的前角的保护角218被撬掉且通过柔性套环219(仅在图7中可见)连接到主体212的刚性框架214向前移动。这暴露了由套环下方的子结构引起的采取空气动力学区段的形式的柔性套环219，其与先前被保护盖218覆盖的表面一起改善了飞行器212的空气动力特性。

第四实施方案和第五实施方案分别在图8和图9以及图10和11中示出。这些实施方案示出了具有替代翼部结构的滑翔器310、410。

在图8和图9的实施方案中，除了滑翔器310包括风扇式翼部结构310之外，滑翔器310具有与图1和图2以及图4和图5的实施方案相似的结构。与前述实施方案一样，滑翔器310可以在折叠构型(图8)和扩展的展开构型(图9)之间移动。

滑翔器310的风扇式翼部330是由具有材料335的多个肋部333形成的单个翼部，在这种情况下，该材料335为尼龙片材，其在每个肋部之间延伸。肋部333各自通过枢轴332在其前端部处附接到滑翔器310的主体312。枢轴332允许肋部333旋转，从而允许风扇式翼部330在图8所示的折叠形式到图9所示的扩展形式之间旋转。折叠形式的肋部333用于保护尼龙材料免受破坏。

在图10和图11的实施方案中，滑翔器410也包括风扇式翼部430，但具有不同的结构。代替如图8和图9的实施方案中具有大量的肋部，滑翔器410包括单独的翼部430，每个翼部具有大的翼部构件433a和小的翼部构件433b。构件433a、433b各自经由枢轴432附接到滑翔器410的主体412。枢轴432允许构件433a、433b在图10所示的折叠形式到图11所示的扩展形式之间旋转。

尽管在上述实施方案中，尾部区段16、116和前部区段11、211是可以从折叠构型转换为展开构型的部件。然而，在替代的实施方案中，尾部区段和机首区段可能不是飞行器的可展开部分。换句话说，它们可以是以上述实施方案的展开构型的等效构型形成的固定部件。这些可以是与飞行器的主体成一体的或者是可以安装到主体上的分开的区段或者以飞行器飞行的形式提供的机首区段和尾部区段的形式。在其它实施方案中，可以从飞行器设计中省略机首区段和/或尾部区段。

此外，虽然所有上述实施方案都包括可展开的翼部，但不一定是这种情况。相反，翼部可以设置为固定翼部。替代地，可以在落入本发明范围内的飞行器中使用其它翼部展开方法，包括例如可膨胀的翼部。

在上述实施方案中，控制控制表面38、39、138、139、238、239的联动装置24、124、224从其各自的控制单元延伸到其各自的机身的主体外部。然而，在替代的实施方案中，联动装置24、124、224可以仅包含在机身内。类似地，在飞行器中使用的任何联动装置可以在飞行器的机身的内部或外部。

本发明的另一实施方案在图12至图14中示出。在该实施方案中，滑翔器510具有特定流线型的主体512和控制单元520，该主体512在其前端部处具有尖的机首511，机首511具有用于改善空气动力特性的圆拱形表面，控制单元520容纳在设置在主体512中的中央凹部中。控制单元520用于通过在控制单元和翼部530之间延伸的联动装置(未示出)来控制滑翔器510的飞行和翼部530的展开。然而，在该实施方案中，联动装置隐藏在滑翔器510的主体512和翼部530内，而不是在主体512的外部。

滑翔器510还与先前的实施方案的不同之处在于其包括多个单独的翼部530，该多个单独的翼部530布置在沿着滑翔器510的长度延伸的两个不同的平面中。因此，八个单独的翼部530形成两组四个翼部530，其中每个组包括一对翼部530，其以与双翼飞机翼部布置类似的方式直接位于另一对翼部530上方。这种布置提供了大量翼部表面面积，而不需要过大的翼部跨度。

每个翼部530通过枢轴532可旋转地安装到主体512，并且可以在收起位置和展开位置(见图12中的展开位置)之间旋转。在收起位置(见图14所示的部分收起位置)中，安装在主体512的上表面的前部的翼部530覆盖安装在主体512的上表面的后部的翼部530。在展开位置中，可以使用锁定机构(未示出)来将翼部530保持在其展开位置。滑翔器530还适于使得在展开翼部530之后，可以释放锁定机构(如果存在)，以允许翼部530围绕枢轴532旋转回到收起位置(见图14中的部分收起位置)。

在本实施方案中，飞行控制表面设置为安装在主体512的上后表面上的翼部530的形式。这些翼部530由两部分——安装部分531b以及引导部分531a形成，安装部分531b经由枢轴532安装在主体512上，翼部530可绕枢轴532旋转，引导部分531a经由延伸穿过安装部分531b和引导部分531a两者的杆(未示出)连接到安装部分531b。引导部分531a围绕杆的中心轴线可相对于安装部分531b旋转(即，引导部分531a可以围绕在翼部530(并且因此引导部分531a)的长形方向上延伸的中心轴线旋转)，并且上后翼部530中的每一个的引导部分531a可以独立于另一个上后翼部530的引导部分531a旋转。通过引导部分531a相对于安装部分531b的旋转，可以控制滑翔器530的飞行。

如应理解的，这种特定的翼部结构(包括安装部分和引导部分)可以应用于根据本发明的任何组件，并且不需要在图12到图14的实施方案中提供的特定翼部或主体布置。在另外实施方案中，引导部分可以围绕多于一个轴线相对于安装部分是可旋转的，以便对滑翔器的飞行提供更多的控制。

如上所述，根据本发明的飞行器可以被发射的方式有多种。例如，飞行器可以从另一架飞行器释放(从另一架飞机的舱室或隔室，或者其可以被另一架飞行器拖到空中)，或者其可以使用任何合适的发射装置从地面(表面到表面)被发射，包括使用起飞火箭(临时用于将飞行器提升到可以飞到目标位置的高度的火箭助推器)。在任何上述发射方法中，飞行器可能在发射前、发射期间或发射后展开；然而，一些发射方法可能特别适合于飞行器的特定构型。

上述实施方案中的控制模块20、120、220包括类似的结构。然而，本领域技术人员应理解，控制模块可以具有适于通过使用致动器来控制飞行器的飞行的任何结构，但是该结构可以包括用于任何其它目的的附加部件。例如，控制模块可以包括用于拍摄航空照片的相机模块或用于数据收集的附加传感器。替代地，控制模块可以具有更简单的形式并且包括一些逻辑单元而不是处理器，这可以降低成本。

在上述实施方案中，飞行器的机身具有瓦楞纸板框架，其可以被加强。可以使用构成飞行器的材料的附加层或较厚层来实现加强。另外地或替代地，可以存在特定的冲击吸收材料，例如蜂窝结构纸板或泡沫。这可以用于减少着陆的影响和保护飞行器的内容物。由于机身是一次性的，如果加强物在飞行器着陆时损坏，则不会产生任何后果，因为该加强物不会被回收。替代地或另外地，飞行器还可以在其下侧上包括轮子以帮助着陆。

所公开的实施方案的其它变型可以由本领域技术人员在实践所要求保护的发明时根据对附图、公开内容和所附权利要求的研究来理解和实现。例如，在上面的示例中：

飞行器的机身由瓦楞纸板制造，然而，机身可以由任何合适的材料制成，或包含由任何合适的材料制成的部分，材料例如为塑料、纸板(瓦楞纸板、纸板片材、蜂窝纸板(例如，作为冲击吸收基部或侧部以保护飞行器的主体中的货物)、玻璃纤维、木材、金属(例如，铝)或其组合；优选地，机身由纸板或任何其它木浆材料；纤维素；可生物降解塑料，如聚乳酸(PLA)；或任何其它可生物降解材料或其组合制成；

诸如飞行器的控制表面的可移动部分之间的铰链可以由任何合适的铰链形成，例如铰链可以是单独的部件，接头可以被加强(例如使用例如弹性的可生物降解的塑料)，或者铰链可以与形成控制表面的表面成一体；

第三实施方案的螺旋桨被示出为可膨胀的螺旋桨，然而，可以采用任何推进装置，并且实际上螺旋桨可以是任何螺旋桨设计，包括任何可展开/可折叠的螺旋桨；

控制模块壳体可以由包括金属(例如，铝或钢)或塑料(PVC、PET)的多种材料制成，并且可以以其它材料涂覆；和

使联动装置通过其附接到控制模块的附接装置(在上述实施方案中被描述为“钩”)可以是任何合适的附接装置，例如夹子、孔眼、螺纹连接器、磁体，并且优选地(但不一定)是可释放的(在不破坏联动装置或连接器的情况下)。

Claims (22)

1.一种用于将负载自主空中输送到目标位置的飞行器，所述飞行器包括：

机身，其具有用于控制所述飞行器的飞行的至少一个可调整的控制结构和适于接纳负载的主体；

独立的控制模块，其可释放地连接到所述机身，所述控制模块包含用于调整所述控制结构的致动器和用于产生用于控制所述致动器的驱动信号的控制器；和

至少一个联动装置，其从所述控制模块延伸到所述至少一个可调整的控制结构，以便将所述控制模块可操作地连接到所述至少一个可调整的控制结构，

其中所述控制模块的所述致动器适于使用所述至少一个联动装置来调整所述至少一个可调整的控制结构，以便控制所述飞行器的飞行并将所述飞行器操纵到所述目标位置。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中：

所述飞行器包括用于控制所述飞行器的飞行的多个控制结构；并且

所述多个控制结构中的每一个通过至少一个联动装置可操作地连接到所述控制模块。

3.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述机身还包括在收起构型和展开构型之间能移动的至少一个可展开的翼部。

4.根据权利要求4所述的飞行器，其中：

在所述收起构型中，所述至少一个可展开的翼部提供具有第一表面区域的用于产生升力的飞行表面；并且

在所述展开构型中，所述至少一个可展开的翼部提供具有第二表面区域的用于产生升力的飞行表面；

所述第二表面区域大于所述第一表面区域。

5.根据权利要求3或权利要求4所述的飞行器，其中所述控制模块通过翼部展开机构连接到所述至少一个可展开的翼部，并且所述控制模块是可操作的，以使用所述翼部展开机构使所述翼部从所述收起构型移动到所述展开构型。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其中：

所述翼部展开机构包括翼部展开联动装置，并且所述控制模块包括可操作地连接到所述翼部展开联动装置的至少一个翼部展开致动器，并且

所述控制模块的所述翼部展开致动器适于使用所述翼部展开联动装置来调整所述至少一个可展开的翼部，以便控制所述飞行器的飞行并将所述飞行器操纵到所述目标位置。

7.根据权利要求3所述的飞行器，其中所述至少一个可展开的翼部包括所述至少一个可调整的控制结构。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述独立的控制模块包括用于接纳所述致动器的壳体，并且所述壳体被密封以防止水侵入。

9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述控制结构是控制表面。

10.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述至少一个联动装置包括从所述控制模块延伸到所述控制结构的线或构件。

11.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述控制模块还包括通信单元，所述通信单元适于从外部通信单元接收识别所述目标位置的信号，可选地，其中所述通信单元是远程无线通信单元。

12.根据权利要求11所述的飞行器，其中所述通信单元还适于与另一飞行器的通信单元通信。

13.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述机身由可生物降解的材料形成，可选地，所述机身基本上由可生物降解的材料组成。

14.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述至少一个联动装置由可生物降解的材料形成，可选地所述至少一个联动装置基本上由可生物降解的材料组成。

15.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述控制模块还包括位置检测模块，以用于检测所述飞行器的位置并将位置信息提供给所述控制器。

16.根据权利要求15所述的飞行器，其中所述位置检测模块包括卫星定位单元和射频检测器中的至少一个。

17.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述飞行器是滑翔器。

18.根据权利要求1至16中任一项所述的飞行器，其中所述控制模块包括用于在飞行期间向所述飞行器提供推力的推进产生装置。

19.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述至少一个联动装置可释放地连接到所述控制模块。

20.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述主体包括至少一个凹进部分，所述至少一个凹进部分适于在所述收起构型中至少部分地接纳所述至少一个可展开的翼部。

21.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述主体还包括具有蜂窝结构的至少一个层，所述蜂窝结构界定在所述层的平面中延伸的蜂窝网络，以用于保护待输送的负载。

22.一种根据前述权利要求中任一项所述的飞行器的用途，所述飞行器用于将负载输送到目标位置。