CN108263608B - 具有不对称旋翼叶片的旋翼单元、飞行器及选择方法 - Google Patents

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Abstract

提供了一种飞行器，其包括连接到飞行器的旋翼单元和配置为操作旋翼单元中的至少一个的控制系统。旋翼单元包括旋翼叶片，其中每个旋翼叶片包括表面区域，并且其中不对称参数至少部分地由旋翼叶片的表面区域之间的关系限定。不对称参数的值被选择为使得旋翼单元的操作：(i)移动旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，并且(ii)相应的旋涡使旋翼单元产生具有至少部分地由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中该组频率包括基频、一个或多个谐波频率以及一个或多个非谐波频率，其具有比阈值强度更大的相应强度。

Description

具有不对称旋翼叶片的旋翼单元、飞行器及选择方法
技术领域
本发明涉及一种具有不对称旋翼叶片的旋翼单元以及飞行器。
背景技术
也可以被称为自主飞行器的无人驾驶飞行器是一种能够在物理上不存在操作员的情况下行驶的飞行器。无人驾驶飞行器可以以远程控制模式、自主模式或部分自主模式操作。
当无人驾驶飞行器以远程控制模式操作时，处于远程位置的飞行员或驾驶员可以经由通过无线链路发送到无人驾驶飞行器的命令来控制无人驾驶飞行器。当无人驾驶飞行器以自主模式操作时，无人驾驶飞行器通常基于预先编程的导航航点、动态自动化系统或这些的组合而移动。此外，一些无人驾驶飞行器可以在远程控制模式和自主模式下操作，并且在一些情况下可以同时操作。例如，远程飞行员或驾驶员可能希望在手动执行另一任务(例如比如操作用于拾取物体的机械系统)的同时使导航是自主系统。
各种类型的无人驾驶飞行器用于各种不同的环境。例如，无人驾驶飞行器用于在空中、地面上、水下和太空中操作。例子包括四旋翼和尾坐式无人机等。无人驾驶飞行器也可用于混合操作，其中多环境操作是可能的。混合无人驾驶飞行器的例子包括能够在陆地上以及在水上操作的水陆两用飞行器或者能够在水上以及在陆地上着陆的水上飞机。其他例子也是可能的。
发明内容
本文所述的实施例涉及具有不对称旋翼叶片的UAV旋翼单元，其中旋翼叶片的不对称参数使得旋翼单元的声音输出具有期望的频率含量，以及还涉及用于选择这种不对称参数的方法。有益地，相比于具有对称旋翼叶片的旋翼单元的声音输出，人类可以更有利地感知根据示例实施例的具有不对称旋翼叶片的旋翼单元的声音输出。
在一个方面，提供了一种飞行器，其包括连接到所述飞行器的多个旋翼单元，其中，所述多个旋翼单元中的至少一个旋翼单元包括两个或更多个旋翼叶片，其中，所述两个或更多个旋翼叶片中的每个旋翼叶片包括表面区域，并且其中，不对称参数至少部分地由所述两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系限定；和配置成操作所述至少一个旋翼单元的控制系统，其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括基频、所述基频的一个或多个谐波频率以及所述基频的一个或多个非谐波频率，所述一组频率具有比阈值强度更大的相应强度。
在另一方面，提供了一种旋翼单元，其包括电动机；联接到所述电动机的轮毂；以及联接到所述轮毂的两个或更多个旋翼叶片，其中，所述两个或更多个旋翼叶片中的每个旋翼叶片包括表面区域，其中，不对称参数至少部分地由所述两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系限定，其中所述不对称参数的值被选择为使得所述旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中所述一组频率包括基频、所述基频的一个或多个谐波频率以及所述基频的一个或多个非谐波频率，所述一组频率具有比阈值强度更大的相应强度。
在另一方面，提供了一种方法，其包括选择多个旋翼单元，其中，所述多个旋翼单元中的至少一个旋翼单元包括两个或更多个旋翼叶片，其中，所述两个或更多个旋翼叶片中的每个旋翼叶片包括表面区域，并且其中，不对称参数至少部分地由所述两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系限定；以及选择所述不对称参数的值，使得所述至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括基频、所述基频的一个或多个谐波频率以及所述基频的一个或多个非谐波频率，所述一组频率具有比阈值强度更大的相应强度。
在另一方面，一种系统包括用于选择多个旋翼单元的装置，其中所述多个旋翼单元中的至少一个旋翼单元包括两个或更多个旋翼叶片，其中所述两个或更多个旋翼叶片中的每个旋翼叶片包括表面区域，并且其中不对称参数至少部分地由所述两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系限定；以及用于选择所述不对称参数的值的装置，使得所述至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使旋翼单元产生具有至少部分地由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中所述一组频率包括基频、所述基频的一个或多个谐波频率以及所述基频的一个或多个非谐波频率，所述一组频率具有比阈值强度更大的相应强度。
通过参照适当的附图并阅读以下详细描述，这些以及其它方面、优点和替代方案对于本领域的普通技术人员将变得显而易见。此外，应该理解的是，在该发明内容部分中以及在该文件中的其他地方提供的描述旨在通过示例而不是限制来说明要求保护的主题。
附图说明
图1A是根据示例实施例的无人驾驶飞行器的简化图示。
图1B是根据示例实施例的无人驾驶飞行器的简化图示。
图1C是根据示例实施例的无人驾驶飞行器的简化图示。
图1D是根据示例实施例的无人驾驶飞行器的简化图示。
图1E是根据示例实施例的无人驾驶飞行器的简化图示。
图2是示出根据示例实施例的无人驾驶飞行器的部件的简化框图。
图3是示出根据示例实施例的UAV系统的简化框图。
图4A是根据示例实施例的旋翼单元的俯视图。
图4B是根据示例实施例的图4A中描绘的旋翼单元的透视图。
图5A-5D是根据示例实施例的旋翼单元的操作的简化图示。
图6是根据示例实施例的由旋翼单元产生的示例声音输出的声谱图。
图7A-7E是根据示例实施例的旋翼单元的俯视图。
图8A是根据示例实施例的旋翼单元的俯视图。
图8B是根据示例实施例的图8A中描绘的旋翼单元的透视图。
图9A-9D是根据示例实施例的旋翼单元的操作的简化图示。
图10是根据示例实施例的由旋翼单元产生的示例声音输出的声谱图。
图11A是根据示例实施例的旋翼单元的俯视图。
图11B是根据示例实施例的图11A中描绘的旋翼单元的透视图。
图12是根据示例实施例的由旋翼单元产生的示例声音输出的声谱图。
图13是根据示例实施例的无人驾驶飞行器的简化图示。
图14是根据示例实施例的用于选择旋翼叶片的不对称参数的值的方法的流程图。
具体实施方式
这里描述了示例性的方法和系统。应该理解的是，在此使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”或“说明性”的任何实施方式或特征不一定被解释为优选或有利于其他实施方式或特征。在附图中，除非上下文另外指出，否则相似的符号通常指代相似的部件。这里描述的示例实施方式不意味着是限制性的。将容易理解的是，如本文一般性描述的以及在附图中示出的本公开的各方面可以以各种各样的不同配置进行布置、替换、组合、分离和设计，所有这些都在本文中考虑。
一、概述
示例性实施例可被实现为或者采取飞行器的形式；例如无人驾驶飞行器(UAV)。在示例实施例中，UAV可包括旋翼单元，其可操作成为UAV提供推力或升力，用于运输和递送有效载荷。
在飞行期间，UAV的旋翼单元可以产生可被人类感知的声音输出(例如噪音)。在示例性布置中，旋翼单元的声音输出可具有至少部分由一组频率(例如音调)限定的能量分布。该组频率中的每个频率可以具有反映该频率处的能量的一部分的强度。频率的强度可以指频率的声压级dB(A)。该组频率和每个频率的强度可被称为频率含量。
在各种应用中，可以使用UAV来将有效载荷从源位置运输和递送到目标位置。例如，一个人可以通过在线供应商购买商品或下单订餐，而UAV可以将所购买的商品或食品交付给该人。这种UAV递送系统可以通过避免由交通或包裹分拣设施造成的延迟以及其他延迟来源而允许快速递送。由于交付是由UAV执行的，或者在UAV操作的其他方面期间，期望减轻或减少UAV的旋翼单元的可能不合需要的声音输出。
本文描述的实施例涉及具有不对称旋翼叶片的旋翼单元，其中旋翼叶片的不对称参数使得旋翼单元的声音输出具有期望的频率含量，以及用于选择这种不对称参数的方法。在示例实施例中，与由具有对称旋翼叶片的旋翼单元产生的声音输出相比，可以选择不对称参数，以增加旋翼单元的声音输出的频率组中的频率的数量。相应地，在示例性实施例中，不对称的旋翼叶片可以在比对称的旋翼叶片更多的频率上传播能量。相比于产生较小数目的较强(例如较大)的可听频率，人类可以更有利地感知产生较大数目的较弱(例如较软)的可听频率的旋翼单元，即使声压级(例如dB级)一样。
在示例实施例中，UAV可以包括包含两个或更多个旋翼叶片的旋翼单元。每个旋翼叶片可以包括表面区域，并且不对称参数可以至少部分地由两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系来限定。不对称参数的值可以选择成使得至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，以及(ii)由两个或更多个旋翼叶片产生的相应旋涡引起旋翼单元产生具有至少部分由一组频率限定的能量分布的声音输出。该组频率可以包括基频、基频的一个或多个谐波频率以及基频的一个或多个非谐波频率，其具有大于阈值强度的相应强度。
二、说明性的无人驾驶飞行器
这里，术语“无人驾驶飞行器”和“UAV”是指能够在没有实际存在人类飞行员的情况下执行一些功能的任何自主或半自主飞行器。
UAV可以采取各种形式。例如，UAV可以采取的形式有固定翼飞机、滑翔机、尾坐式飞机、喷气式飞机、导管式风扇飞机、轻于空气的飞船比如飞艇或可转向的气球、旋翼飞行器比如直升机或多旋翼飞机、和/或直升机等。此外，术语“无人驾驶飞机”、“无人驾驶飞行器系统”(UAVS)或“无人航空系统”(UAS)也可以用于指UAV。
图1A是根据示例实施例的提供UAV的各种视图的简化图示。具体地，图1A示出了固定翼UAV 1100a的示例，其还可被称为飞机、飞行器、双翼飞机、滑翔机或飞机等。如其名称所示，固定翼UAV 1100a具有固定翼1102，其基于翼形和飞行器的前空速产生升力。例如，两个翼部1102可以具有翼型横截面以在UAV 1100a上产生空气动力。
如图所示，固定翼UAV 1100a可以包括机翼主体或机身1104。机翼主体1104可以包含例如控制电子设备，比如惯性测量单元(IMU)和/或电子速度控制器、电池、其他传感器和/或有效载荷等。说明性的UAV 1100a还可以包括起落架(未示出)以辅助受控的起飞和着陆。在其他实施例中，其他类型的无起落架的UAV也是可能的。
UAV 1100a还包括定位在机翼1106(或机身)上的推进单元1106，其可以各自包括用于推进UAV 1100a的电动机、轴和螺旋桨。稳定器1108(或翼片)也可以附接到UAV 1110a以在飞行期间稳定UAV的偏航(左转或右转)。在一些实施例中，UAV 1100a也可以配置为充当滑翔机。为此，UAV 1100a可以关闭其电动机、推进单元等，并滑行一段时间。在UAV 1100a中，一对旋翼支撑件1110在机翼1106下方延伸，并且多个旋翼1112附接到旋翼支撑件1110。旋翼1112可以在悬停模式期间使用，其中UAV 1110a正在下降到递送位置，或者在递送之后上升。在示例UAV 1100a中，稳定器1108示出为附接到旋翼支撑件1110。
在飞行期间，UAV 1100a可以通过控制其俯仰、侧倾、偏航和/或高度来控制其移动的方向和/或速度。例如，稳定器1108可以包括用于控制UAV的偏航的一个或多个方向舵1108a，并且机翼1102可以包括用于控制UAV的俯仰的一个或多个升降舵和/或用于控制UAV的侧倾的一个或多个副翼1102a。作为另一个示例，同时升高或降低所有螺旋桨的速度可以导致UAV 1100a分别增加或降低其高度。
UAV 1100a还可以包括控制系统1120。控制系统1120配置为控制UAV 1100a及其部件的操作。在一些实施例中，控制系统1120可以配置为执行在此描述的一个或多个功能。例如，在一些实施例中，控制系统1120可以配置为操作推进单元1106和/或旋翼1112。控制系统1120可以利用机械系统和/或利用硬件、固件和/或软件来实现。作为一个示例，控制系统1120可以采取存储在非暂时性计算机可读介质上的程序指令和执行这些指令的处理器的形式。控制系统1120可全部或部分地在UAV 1100a和/或远离UAV 1100a的至少一个实体(比如地面站(未示出))上实施。通常，实施控制系统1120的方式可以根据具体应用而变化。
类似地，图1B示出了固定翼UAV 120的另一个示例。固定翼UAV 120包括机身122、具有翼型横截面的两个机翼124以为UAV 120提供升力、垂直稳定器(或翼片)以稳定飞机的偏航(左转或右转)、水平稳定器128(也称为升降舵或水平尾翼)以稳定俯仰(向上或向下倾斜)、起落架130和推进单元132，其可以包括电动机、轴和螺旋桨。
图1C示出了处于推动器构造中的具有螺旋桨的UAV 140的示例。相对于推进单元安装在UAV的前部，术语“推动器”是指推进单元142安装在UAV的后部并且向前“推动”飞行器。类似于图1A和1B所提供的描述，图1C示出了用于推动器飞机的普通结构，包括机身144、两个机翼146、垂直稳定器148和推进单元142，其可以包括电动机、轴和螺旋桨。
图1D示出了尾坐式UAV 160的示例。在示出的例子中，尾坐式UAV 160具有固定机翼162，以提供升力并允许UAV 160水平地滑行(例如，沿着x轴，所处位置大致垂直于图1D所示的位置)。然而，固定机翼162也允许尾坐式UAV 160自行垂直地起飞和着陆。
例如，在发射场地，尾坐式UAV 160可垂直(如图所示)定位，其翼片164和/或机翼162搁置在地面上并使UAV 160稳定在垂直位置。然后尾坐式UAV 160可以通过操作其螺旋桨166来产生向上的推力(例如大致沿着y轴的推力)从而起飞。一旦处于合适的高度，尾坐式UAV 160可以使用其护翼168将其自身重新定向在水平位置，使得其机身170比y轴更接近与x轴对齐。螺旋桨166可以水平定位，以提供向前的推力，从而使尾坐式UAV 160能够以与通常飞机类似的方式飞行。
图示的固定翼UAV上的许多变化是可能的。例如，固定翼UAV可以包括更多或更少的螺旋桨，和/或可以利用管道风扇或多个管道风扇进行推进。此外，具有更多机翼(例如具有四个机翼的“x翼”配置)、具有更少机翼或甚至没有机翼的UAV也是可能的。
如上所述，除了固定翼UAV之外或者可替代地，一些实施例还可能涉及其他类型的UAV。例如，图1E示出了通常被称为多旋翼飞行器180的旋翼机的示例。多旋翼飞行器180也可以被称为四旋翼飞行器，因为它包括四个旋翼182。应该理解，示例实施例可以涉及具有比多旋翼飞行器180更多或更少的旋翼的旋翼机。例如，直升机通常具有两个旋翼。具有三个或更多个旋翼的其他示例也是可能的。这里，术语“多旋翼飞行器”是指具有多于两个旋翼的任何旋翼机，术语“直升机”是指具有两个旋翼的旋翼机。
更详细地参考多旋翼飞行器180，四个旋翼182为多旋翼飞行器180提供推进和可操纵性。更具体地，每个旋翼182包括附接到电动机184的叶片。如此构造，旋翼182可以允许多旋翼飞行器180垂直起降，以任何方向操纵，和/或悬停。此外，叶片的桨距可以作为一组和/或有区别地进行调整，并且可以允许多旋翼飞行器180控制其俯仰、侧倾、偏航和/或高度。
应该理解的是，此处对“无人”驾驶飞行器或UAV的引用可同样适用于自主和半自主飞行器。在自主实施方式中，飞行器的所有功能都是自动的；例如经由实时计算机功能预编程或控制，所述实时计算机功能响应来自各种传感器的输入和/或预定信息。在半自主实施方式中，飞行器的一些功能可以由操作人员来控制，而其他功能则是自主执行的。此外，在一些实施例中，UAV可以配置为允许远程操作员接管否则可由UAV自主控制的功能。更进一步地，给定类型的功能可以在一个抽象等级被远程控制，并且在另一个抽象等级自主执行。例如，远程操作员可以控制UAV的高级导航决策，比如通过指定UAV应该从一个位置行进到另一个位置(例如从郊区仓库到附近城市的送货地址)，而UAV的导航系统自主控制更细粒度的导航决策，比如两个地点之间的具体路线、实现路线的特定飞行控制，以及在沿路线航行时避开障碍等。
更一般地，应该理解的是，这里描述的示例UAV并不意图是限制性的。示例实施例可以涉及任何类型的无人驾驶飞行器、在其中被实现或者采取这样的形式。
三、说明性的UAV部件
图2是示出根据示例实施例的UAV 200的部件的简化框图。UAV 200可以采取参考图1A-1E描述的UAV 1100a、120、140、160和180中的一个的形式，或者与其形式类似。然而，UAV 200也可以采取其他形式。
UAV 200可以包括各种类型的传感器，并且可以包括配置为提供在此描述的功能的计算系统。在图示的实施例中，UAV 200的传感器包括惯性测量单元(IMU)202、超声波传感器204和GPS 206以及其他可能的传感器和感测系统。
在所示的实施例中，UAV 200还包括一个或多个处理器208。处理器208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)。一个或多个处理器208可以配置为执行计算机可读程序指令212，其存储在数据存储器210中，并且可执行以提供在此描述的UAV的功能。
数据存储装置210可包括或采取可以由至少一个处理器208读取或访问的一个或多个计算机可读存储介质的形式。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，比如光学、磁性、有机或其他存储器或磁盘存储器，其可以整体地或部分地与一个或多个处理器208中的至少一个集成。在一些实施例中，数据存储器210可以通过使用单个物理设备(例如，一个光学、磁性、有机或其他存储器或磁盘存储单元)来实现，而在其他实施例中，数据存储器210可以通过使用两个或更多个物理设备来实现。
如上所述，数据存储装置210可以包括计算机可读程序指令212以及可能的附加数据，比如UAV 200的诊断数据。这样，数据存储器210可以包括程序指令212，以执行或促进在此描述的一些或全部UAV功能。例如，在所示的实施例中，程序指令212包括导航模块214和系绳控制模块216。
在一些实施例中，控制系统1120可以采取程序指令212和一个或多个处理器208的形式。
A.传感器
在说明性实施例中，IMU 202可以包括加速度计和陀螺仪，它们可以一起用于确定UAV 200的方位。特别地，加速度计可以测量车辆相对于地球的方位，而陀螺仪测量围绕轴的旋转速率。IMU以低成本、低功耗封装在市场上销售。例如，IMU 202可以采取或者包括微型微机电系统(MEMS)或者纳米机电系统(NEMS)的形式。还可以使用其他类型的IMU。
除了加速计和陀螺仪之外，IMU202还可以包括其它传感器，这可以帮助更好地确定位置和/或有助于增加UAV 200的自主性。这种传感器的两个示例是磁力计和压力传感器。在一些实施例中，UAV可以包括低功率数字3轴磁力计，其可用于实现用于精确航向信息的方向独立电子罗盘。然而，也可以使用其他类型的磁力计。其他示例也是可能的。此外，请注意，UAV可以包括上述惯性传感器中的一些或全部作为与IMU分离的部件。
UAV 200还可以包括压力传感器或气压计，其可用于确定UAV 200的高度。可替代地，还可以使用其他传感器比如音高计或雷达高度计来提供高度指示，这可能有助于提高IMU的准确性和/或防止其漂移。
在另一方面，UAV 200可以包括允许UAV感测环境中的物体的一个或多个传感器。例如，在图示的实施例中，UAV 200包括超声波传感器204。超声波传感器204可以通过产生声波并确定波的传输和接收物体的相应回波之间的时间间隔来确定到物体的距离。超声波传感器用于无人驾驶飞行器或IMU的典型应用是低空高度控制和避障。超声波传感器也可以用于需要悬停在一定高度或需要能够检测障碍物的飞行器。其他系统可以用于确定、感测附加物体(比如光检测和测距(LIDAR)系统、激光检测和测距(LADAR)系统、和/或红外或前视红外(FLIR)系统等)的存在和/或确定到附近物体的距离。
在一些实施例中，UAV 200还可以包括一个或多个成像系统。例如，UAV 200可以使用一个或多个静止摄影和/或摄像机来从UAV环境中捕捉图像数据。作为具体的示例，电荷耦合器件(CCD)相机或互补金属氧化物半导体(CMOS)相机可以用于无人驾驶飞行器。这样的成像传感器具有许多可能的应用，比如避障、定位技术、用于更精确导航的地面跟踪(例如通过将光流技术应用于图像)、视频反馈和/或图像识别和处理等。
UAV 200还可以包括GPS接收器206。GPS接收器206可以配置成提供典型的公知GPS系统的数据，比如UAV 200的GPS坐标。UAV 200可以利用这种GPS数据用于各种功能。因此，UAV可以使用其GPS接收器206来帮助导航到呼叫者的位置，如至少部分地由其移动设备所提供的GPS坐标所指示。其他示例也是可能的。
B.导航和位置确定
导航模块214可以提供允许UAV 200例如围绕其环境移动并到达期望位置的功能。为此，导航模块214可通过控制影响飞行的UAV的机械特征(例如其方向舵、升降舵、副翼和/或其螺旋桨的速度)来控制飞行的高度和/或方向。
为了将UAV 200导航到目标位置，导航模块214可以实现各种导航技术，例如比如基于地图的导航和基于定位的导航。利用基于地图的导航，UAV 200可被提供有其环境的地图，然后可以使用该地图来导航到地图上的特定位置。利用基于定位的导航，UAV 200能够通过使用定位而在未知的环境中导航。基于定位的导航可以涉及UAV 200建立其自己的环境地图并计算其在地图内的位置和/或物体在环境中的位置。例如，随着UAV 200在其整个环境中移动，UAV 200可以连续地使用定位来更新其环境地图。这个连续的映射过程可被称为同时定位和映射(SLAM)。还可以使用其他导航技术。
在一些实施例中，导航模块214可以使用依赖于航点的技术进行导航。特别地，航点是一组识别物理空间中的点的坐标。例如，空中导航航点可以由一定的纬度、经度和高度来限定。因此，导航模块214可以促使UAV 200从航点移动到航点，以便最终行进到最终目的地(例如，航点序列中的最终航点)。
在另一方面，UAV 200的导航模块214和/或其他部件和系统可以配置为“定位”以更精确地导航到目标位置的场景。更具体地，在某些情况下，可能需要UAV位于由UAV递送有效载荷228的目标位置的阈值距离内(例如在目标目的地的几英尺内)。为此，UAV可以使用双重方法，其中使用更一般的位置确定技术来导航到与目标位置相关的一般区域，然后使用更精确的位置确定技术来识别和/或导航到一般区域内的目标位置。
例如，UAV 200可以通过使用航点和/或基于地图的导航来导航到有效载荷228正被递送的目标目的地的一般区域。然后，UAV可以切换到使用定位过程来定位和行进到更具体位置的模式。例如，如果UAV 200将有效载荷递送到用户的家中，则UAV 200可能需要基本上靠近目标位置，以便避免将有效载荷递送到不期望的区域(例如到屋顶上、进入游泳池中、到邻居家地盘等)。然而，迄今为止，GPS信号可能只能接到UAV 200(例如在用户家中的区块内)。然后可以使用更精确的位置确定技术来找到特定的目标位置。
一旦UAV 200已经导航到目标递送位置的一般区域，可以使用各种类型的位置确定技术来实现目标递送位置的定位。例如，UAV 200可以配备有一个或多个传感系统，例如比如超声波传感器204、红外传感器(未示出)和/或其他传感器，其可以提供导航模块214利用的输入来自主导航或半自主导航到特定的目标位置。
作为另一示例，一旦UAV 200到达目标递送位置(或者诸如人员或其移动设备的移动物体)的一般区域，UAV 200可以切换到“电传操纵(fly-by-wire)”模式，其中至少部分地由远程操作员控制，其可以将UAV 200导航到特定的目标位置。为此，可以将来自UAV 200的传感数据发送给远程操作员以帮助他们将UAV 200导航到特定位置。
作为另一示例，UAV 200可以包括能够向路过者发信号以帮助达到特定目标递送位置的模块；例如，UAV 200可以在图形显示器中显示请求这种帮助的可视消息，通过扬声器播放音频消息或音调以指示需要这种帮助等。这样的视觉或音频消息可能指示在将UAV200递送到特定的人或特定的位置时需要帮助，并且可以提供信息以帮助路过者将UAV 200递送到人或地点(例如，人或地点的描述或图片、和/或人或地点的名称)等。在UAV无法使用感测功能或其他位置确定技术来达到特定目标位置的情况下，这样的特征可能是有用的。然而，该特征并不局限于这种情况。
在一些实施例中，一旦UAV 200到达目标递送位置的一般区域，UAV 200可利用来自用户的远程装置(例如用户的移动电话)的信标来定位该人。这样的信标可以采取各种形式。作为示例，考虑远程装置(比如请求UAV递送的人的移动电话)能够发送定向信号(例如经由RF信号、光信号和/或音频信号)。在这种情况下，UAV 200可以配置为通过“采购”这样的定向信号来导航——换句话说，通过确定信号最强的地方并相应地导航。作为另一示例，移动设备可以在人类范围内或在人类范围外发射频率，并且UAV 200可以监听该频率并相应地导航。作为相关的示例，如果UAV 200正在监听口头命令，则UAV 200可以使用诸如“我在这里！”之类的口头陈述来寻求请求递送有效载荷的人员的具体位置。
在可替换的布置中，导航模块可以在与UAV 200无线通信的远程计算设备实现。远程计算设备可以接收指示UAV 200的操作状态的数据、来自UAV 200的传感器数据(允许其评估UAV 200正在经历的环境条件)和/或UAV 200的位置信息。提供有这样的信息，远程计算设备可以确定UAV 200应当进行的高度和/或方向调整和/或可以确定UAV 200应如何调整其机械特征(例如其方向舵、升降舵、副翼和/或其螺旋桨的速度)以实现这样的动作。远程计算系统然后可以将这样的调整传送给UAV 200，使其能够以确定的方式移动。
C.通信系统
另一方面，UAV 200包括一个或多个通信系统218。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，其允许UAV 200经由一个或多个网络进行通信。这样的无线接口可以在一个或多个无线通信协议下提供通信，比如蓝牙、WiFi(例如IEEE802.11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。这样的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，以经由导线、双绞线、同轴电缆、光链路、光纤链路或至有线网络的其他物理连接进行通信。
在一些实施例中，UAV 200可以包括允许短程通信和远程通信的通信系统218。例如，UAV 200可以配置用于使用蓝牙的短程通信和CDMA协议下的远程通信。在这样的实施例中，UAV 200可以配置成用作“热点”，或者换句话说，作为远程支持设备与一个或多个数据网络(比如蜂窝网络和/或互联网)之间的网关或代理。如此配置，UAV 200可以促进远程支持设备否则将不能自行执行的数据通信。
例如，UAV 200可以提供到远程设备的WiFi连接，并且用作到UAV可能例如在LTE或3G协议下连接到的蜂窝服务提供商的数据网络的代理或网关。UAV 200还可以充当到远程设备可能无法访问的高空气球网络、卫星网络或这些网络的组合等的代理或网关。
D.动力系统
在另一方面，UAV 200可以包括动力系统220。动力系统220可以包括用于向UAV200提供动力的一个或多个电池。在一个示例中，一个或多个电池可以是可充电的，并且每个电池可以经由电池和电源之间的有线连接和/或经由无线充电系统(比如将外部时变磁场施加到内部电池的感应充电系统)来充电。
E.有效载荷递送
UAV 200可采用各种系统和配置以便运输和递送有效载荷228。在一些实施方式中，给定的UAV 200的有效载荷228可包括或采取被设计成将各种货物运输到目标交付地点的“包裹”的形式。例如，UAV 200可以包括其中可以运输物品的舱室。这样的包裹可以是一个或多个食品、购买物品、医疗物品或具有适于由UAV在两个位置之间运输的尺寸和重量的任何其他物体。在其他实施例中，有效载荷228可以简单地是正在被递送的一个或多个物品(例如没有包装物品的任何包裹)。
在一些实施例中，有效载荷228可以附接到UAV并且在UAV的一些或全部飞行期间基本位于UAV的外部。例如，包裹可以在飞行到目标位置期间被系好或以其他方式可释放地附接在UAV下面。在包裹在UAV下面运送物品的实施例中，包裹可以包括保护其内容物不受环境影响的各种特征，减少系统上的空气动力阻力，并且防止在UAV飞行期间包裹的内容物移位。
例如，当有效载荷228采取用于运输物品的包裹的形式时，包裹可以包括由防水纸板、塑料或任何其他轻质且防水的材料构成的外壳。此外，为了减小阻力，包裹可具有带有尖锐前部的光滑表面，从而减小了正面横截面积。此外，包裹的侧面可以从宽的底部到窄的顶部逐渐变细，这允许包裹用作窄的吊挂，从而减少对UAV的机翼的干扰影响。这可能会使包裹的一些前部区域和体积远离UAV的机翼，从而防止包裹引起的机翼上的升力的降低。另外，在一些实施例中，包裹的外壳可以由单片材料构成，以便减少气隙或多余的材料，这两者都可以增加对系统的阻力。另外或可替代地，包裹可以包括用于抑制包裹抖动的稳定器。抖动的这种降低可能使得包裹与UAV的连接性较差，并且可能导致包裹的内容物在飞行期间移动较少。
为了递送有效载荷，UAV可以包括由系绳控制模块216控制的绞车系统221，以便在UAV悬停在上面的同时将有效载荷228降低到地面。如图2所示，绞车系统221可以包括系绳224，系绳224可以通过有效载荷联接装置226联接到有效载荷228。系绳224可以缠绕在联接到UAV的电动机222的线轴上。电动机222可以采用可由速度控制器主动控制的DC电动机(例如伺服电动机)的形式。系绳控制模块216可控制速度控制器以使电动机222旋转线轴，从而展开或缩回系绳224并降低或升高有效载荷联接装置226。实际上，速度控制器可以为线轴输出期望的运行速率(例如期望的RPM)，其可以对应于系绳224和有效载荷228应当朝向地面降低的速度。电动机222然后可以使线轴旋转，使其保持期望的运行速率。
为了经由速度控制器来控制电动机222，系绳控制模块216可以从配置为将机械位置转换为代表性模拟或数字信号的速度传感器(例如编码器)接收数据。特别地，速度传感器可以包括旋转编码器，其可以提供与电动机的轴或联接到电动机的线轴等的旋转位置(和/或旋转运动)有关的信息。此外，速度传感器可以采取绝对式编码器和/或增量式编码器等的形式。因此，在示例实施方式中，随着电动机222引起线轴的旋转，可以使用旋转编码器来测量该旋转。在此过程中，旋转编码器可用于将旋转位置转换为由系绳控制模块216使用的模拟或数字电子信号，以确定线轴从固定基准角度和/或至代表新旋转位置的模拟数字电子信号的旋转量等。其他示例也是可能的。
基于来自速度传感器的数据，系绳控制模块216可以确定电动机222和/或线轴的旋转速度，并响应性地控制电动机222(例如通过增加或减少提供给电动机222的电流)，以使电动机222的旋转速度匹配期望的速度。当调整电动机电流时，电流调整的幅度可以基于使用电动机222的确定的和期望的速度的比例-积分-微分(PID)计算。例如，电流调整的幅度可以基于当前差值、过去差值(基于随时间的累积误差)以及线轴的确定的和期望的速度之间的未来差值(基于当前的变化率)。
在一些实施例中，系绳控制模块216可以改变系绳224和有效载荷228下降到地面的速率。例如，速度控制器可根据可变展开速率曲线和/或响应于其他因素来改变期望的运行速率，以便改变有效载荷228向地面下降的速率。为此，系绳控制模块216可以调节施加到系绳224的制动量或摩擦量。例如，为了改变系绳展开速率，UAV 200可以包括摩擦垫，其可以将可变量的压力施加到系绳224。作为另一示例，UAV 200可以包括机动的制动系统，其改变线轴放出系绳224的速率。这样的制动系统可以采取机电系统的形式，其中电动机222操作以减慢线轴放出系绳224的速率。另外，电动机222可以改变其调节线轴的速度(例如RPM)的量，并且因此可以改变系绳224的展开速率。其他示例也是可能的。
在一些实施例中，系绳控制模块216可以配置为将供应到电动机222的电动机电流限制到最大值。由于对电动机电流有这样的限制，可能存在电动机222不能在由速度控制器指定的期望操作下进行操作的情况。例如，如下面更详细地讨论，可能存在这样的情况，其中速度控制器指定了电动机222应当将系绳224朝向UAV 200缩回的期望的运行速率，但是电动机电流可被限制为使得系绳224上的足够大的向下的力将抵消电动机222的回缩力，并且反而使系绳224展开。如下面进一步讨论，取决于UAV 200的操作状态，可以施加和/或改变对电动机电流的限制。
在一些实施例中，系绳控制模块216可以配置成基于供应到电动机222的电流的量来确定系绳224和/或有效载荷228的状态。例如，如果向下的力被施加到系绳224(例如如果有效载荷228附接到系绳224，或者如果系绳224在朝向UAV 200缩回时被阻碍在物体上)，系绳控制模块216可能需要增加电动机电流以便使电动机222和/或线轴的确定的旋转速度与期望的速度匹配。类似地，当向下的力从系绳224移除时(例如在递送有效载荷228或移除系绳障碍时)，系绳控制模块216可能需要减小电动机电流，以便使电动机222和/或线轴的确定的旋转速度与期望的速度匹配。因此，系绳控制模块216可以基于供应到电动机222的电流来确定有效载荷228是否附接到系绳224，某人或某物是否正在拉动系绳224，和/或有效载荷联接装置226是否在缩回系绳224之后正压靠着UAV 200。其它示例也是可能的。
在递送有效载荷228的过程中，有效载荷联接装置226可以配置为在由系绳224从UAV下降的同时固定有效载荷228，并且可以进一步配置为在到达地平面时释放有效载荷228。然后可以通过使用电动机222卷绕系绳224来将有效载荷联接装置226缩回到UAV。
在一些实施方式中，一旦将有效载荷228降低到地面，其就可被动释放。例如，被动释放机构可以包括适于缩回到壳体中并从壳体延伸的一个或多个摆臂。延伸的摆臂可以形成有效载荷228可以附接在其上的钩。当释放机构和有效载荷228通过系绳降低到地面上时，释放机构上的重力以及向下的惯性力可能导致有效载荷228从钩上脱离，从而允许释放机构朝着UAV向上升起。释放机构可以进一步包括弹簧机构，当摆臂上没有其他外力时，弹簧机构偏置摆臂以缩回到壳体中。例如，弹簧可以在摆臂上施加力，以将摆臂推向或拉向壳体，使得一旦有效载荷228的重量不再迫使摆臂从壳体延伸时摆臂就缩回到壳体中。在递送有效载荷228时，当将释放机构向UAV提升时，将摇臂缩回到壳体中可减少释放机构钩住有效载荷228或其他附近物体的可能性。
主动有效载荷释放机构也是可能的。例如，诸如基于气压的高度计和/或加速度计的传感器可以帮助检测释放机构(和有效载荷)相对于地面的位置。来自传感器的数据可以通过无线链路传送回UAV和/或控制系统，并用于帮助确定释放机构何时到达地平面(例如通过利用加速度计检测地面撞击特征的测量结果)。在其他示例中，UAV可基于检测系绳上的阈值低向下力的重量传感器和/或基于当降低有效载荷时由绞车汲取的功率的阈值低度量来确定有效载荷已到达地面。
除此之外或作为系绳递送系统的替代，用于递送有效载荷的其他系统和技术也是可能的。例如，UAV 200可以包括气囊降落系统或降落伞降落系统。可替代地，携带有效载荷的UAV 200可以简单地在交付地点降落在地面上。其他示例也是可能的。
四、说明性的UAV部署系统
UAV系统可被实施以便提供各种UAV相关的服务。特别地，可以在可能与区域和/或中央控制系统进行通信的多个不同的发射站点处提供UAV。这样的分布式UAV系统可以允许UAV快速部署以跨越大的地理区域(例如远大于任何单个UAV的飞行范围)提供服务。例如，能够携带有效载荷的UAV可以分布在大地理区域(可能甚至遍及整个国家，甚至全世界)的多个发射站点，以便提供各种物品的按需运输到整个地理区域的位置。图3是示出根据示例实施例的分布式UAV系统300的简化框图。
在说明性的UAV系统300中，访问系统302可以允许与UAV 304的网络交互、控制和/或使用。在一些实施例中，访问系统302可以是计算系统，其允许人控调度UAV。因此，控制系统可以包括或以其他方式提供用户界面，用户可以通过该用户界面访问和/或控制UAV304。
在一些实施例中，可以另外或替代地经由一个或多个自动化过程来完成UAV 304的调度。例如，访问系统302可以调度UAV 304中的一个将有效载荷运输到目标位置，并且UAV可以通过利用各种车载传感器(比如GPS接收器和/或其他各种导航传感器)自主地导航到目标位置。
此外，访问系统302可以提供UAV的远程操作。例如，访问系统302可以允许操作员通过其用户界面来控制UAV的飞行。作为具体示例，操作员可以使用访问系统302来将UAV304调度到目标位置。然后，UAV 304可以自主地导航到目标位置的一般区域。此时，操作员可以使用访问系统302来控制UAV 304并且将UAV导航到目标位置(例如导航至有效载荷正被运输到的特定人员)。UAV的远程操作的其他示例也是可能的。
在说明性实施例中，UAV 304可以采取各种形式。例如，每个UAV 304可以是诸如图1A-1E所示的那些UAV。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，UAV系统300也可以使用其他类型的UAV。在一些实施方式中，所有UAV 304可以具有相同或相似的配置。然而，在其他实施方式中，UAV 304可以包括多个不同类型的UAV。例如，UAV 304可以包括多种类型的UAV，每种类型的UAV配置成用于不同类型的有效载荷递送能力。
UAV系统300还可以包括可以采取各种形式的远程设备306。通常，远程设备306可以是通过其可以发出直接或间接的调度UAV的请求的任何设备。(请注意，间接请求可能涉及可能通过调度UAV进行响应的任何通信，比如请求包裹递送)。在示例实施例中，远程设备306可以是移动电话、平板电脑、膝上型电脑、个人电脑或任何联网的计算设备。此外，在一些情况下，远程设备306可能不是计算设备。作为示例，允许通过普通老式电话服务(POTS)进行通信的标准电话可以用作远程设备306。其他类型的远程设备也是可能的。
此外，远程设备306可以配置为经由一个或多个类型的通信网络308与访问系统302进行通信。例如，远程设备306可以通过在POTS网络、蜂窝网络和/或诸如因特网的数据网络上进行通信来实现与访问系统302(或者访问系统302的操作员)通信。还可以使用其他类型的网络。
在一些实施例中，远程设备306可以配置成允许用户请求将一个或多个物品递送到期望的位置。例如，用户可以通过他们的移动电话、平板电脑或笔记本电脑要求UAV将包裹递送到他们的家中。作为另一示例，用户可以请求动态递送到递送时他们所在的任何地方。为了提供这种动态递送，UAV系统300可以从用户的移动电话或用户的任何其他设备接收位置信息(例如GPS坐标等)，使得UAV可以导航到用户的位置(如由他们的移动电话指示)。
在说明性布置中，中央调度系统310可以是服务器或服务器组，其配置为从访问系统302接收调度消息请求和/或调度指令。这样的调度消息可以请求或指示中央调度系统310协调UAV部署到各种目标位置。中央调度系统310可以进一步配置为将这样的请求或指令路由到一个或多个本地调度系统312。为了提供这样的功能，中央调度系统310可以经由数据网络(比如因特网或为访问系统和自动调度系统之间的通信建立的专用网络)而与访问系统302进行通信。
在所示的配置中，中央调度系统310可以配置为协调从多个不同的本地调度系统312调度UAV 304。因此，中央调度系统310可以跟踪哪个UAV 304位于哪个本地调度系统312，该UAV 304当前可用于部署和/或每个UAV 304配置用于哪个服务或操作(在UAV机队包括配置用于不同服务和/或操作的多种类型的UAV的情况下)。另外或可替代地，每个本地调度系统312可以配置为跟踪其相关的UAV 304中的哪个当前可用于部署和/或当前处于物品运输中。
在一些情况下，当中央调度系统310从访问系统302接收到对与UAV相关的服务(例如物品的运输)的请求时，中央调度系统310可以选择特定的UAV 304来进行调度。中央调度系统310可以相应地指示与所选择的UAV相关的本地调度系统312调度所选择的UAV。然后本地调度系统312可以操作其相关的部署系统314来启动所选择的UAV。在其它情况下，中央调度系统310可以将对与UAV相关的服务的请求转发到在请求支持的位置附近的本地调度系统312，并且将特定的UAV 304的选择留给本地调度系统312。
在示例配置中，本地调度系统312可被实现为与其控制的部署系统314相同的位置处的计算系统。例如，本地调度系统312可以通过安装在诸如仓库的建筑物的计算系统来实现，其中与特定本地调度系统312相关的部署系统314和UAV 304也位于此。在其他实施例中，本地调度系统312可以在远离其相关的部署系统314和UAV 304的位置处实现。
UAV系统300的所示配置的多种变化和替代是可能的。例如，在一些实施例中，远程设备306的用户可以请求直接从中央调度系统310递送包裹。为此，应用可以在远程设备306上实现，允许用户提供关于所请求的递送的信息，并且生成和发送数据消息以请求UAV系统300提供递送。在这样的实施例中，中央调度系统310可以包括处理由这样的应用生成的请求的自动功能，评估这样的请求，并且如果适当的话，与适当的本地调度系统312协调以部署UAV。
此外，这里归因于中央调度系统310、本地调度系统312、访问系统302和/或部署系统314的功能中的一些或全部可被组合在单个系统中，在更复杂的系统中实现，和/或以各种方式在中央调度系统310、本地调度系统312、访问系统302和/或部署系统314之间重新分配。
此外，虽然每个本地调度系统312示出为具有两个相关的部署系统314，但是给定的本地调度系统312可以可选地具有更多或更少的相关的部署系统314。类似地，尽管中央调度系统310示出为与两个本地调度系统312进行通信，但是中央调度系统310可以可选地与更多或更少的本地调度系统312进行通信。
在进一步的方面，部署系统314可以采取各种形式。通常，部署系统314可以采取或包括用于物理地发射一个或多个UAV 304的系统。这种发射系统可以包括提供自动UAV发射的特征和/或允许人类辅助UAV发射的特征。此外，部署系统314可以每个都配置成发射一个特定的UAV 304，或发射多个UAV 304。
部署系统314还可以配置为提供附加功能，例如包括与诊断有关的功能，比如验证UAV的系统功能，验证容纳在UAV内的设备(例如有效载荷递送设备)的功能和/或维护容纳在UAV中的装置或其他物品(例如通过监视有效载荷的状态，比如其温度、重量等)。
在一些实施例中，部署系统314及其相应的UAV 304(以及可能相关的本地调度系统312)可以策略性地分布在诸如城市的区域中。例如，可以策略性地分布部署系统314，使得每个部署系统314靠近一个或多个有效载荷接收位置(例如在餐馆、商店或仓库附近)。然而，取决于具体实施方式，部署系统314(以及可能的本地调度系统312)可以以其他方式分布。作为另一示例，允许用户通过UAV运输包裹的售货亭可以安装在不同的地点。这样的售货亭可以包括UAV发射系统，并且可以允许用户提供他们的包裹以装载到UAV上，并支付UAV运输服务等。其他示例也是可能的。
在另一方面，UAV系统300可以包括或者可以访问用户账户数据库316。用户账户数据库316可以包括用于多个用户账户的数据，并且它们每个都与一个或多个人相关。对于给定的用户账户，用户账户数据库316可以包括与提供UAV有关的服务相关或有用的数据。通常，与每个用户账户相关的用户数据可选地由相关用户提供和/或以相关用户的许可被收集。
此外，在一些实施例中，如果人们希望由UAV系统300的UAV 304提供与UAV相关的服务，则可能需要人们注册UAV系统300的用户账户。这样，用户账户数据库316可以包括用于给定用户账户(例如用户名和密码)的授权信息和/或可以用来授权对用户账户进行访问的其他信息。
在一些实施例中，人们可以将他们的一个或多个设备与他们的用户账户相关，使得他们可以访问UAV系统300的服务。例如，当一个人使用相关的移动电话时，例如放置呼叫访问系统302的操作员或者向调度系统发送请求UAV相关服务的消息，电话可以通过唯一的设备标识号码来识别，并且呼叫或消息然后可以归属于相关的用户帐户。其他示例也是可能的。
五、说明性的旋翼单元
A.具有对称旋翼叶片的旋翼单元
图4A和4B示出了根据示例实施例的旋翼单元400。旋翼单元400可以包括两个或更多个旋翼叶片401。在所示的示例中，两个或更多个旋翼叶片401包括第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404。然而，在其他示例中，两个或更多个旋翼叶片401可以包括多于两个的旋翼叶片，比如三个旋翼叶片、四个旋翼叶片、五个旋翼叶片、六个旋翼叶片、七个旋翼叶片等。第一旋翼叶片402可以联接到轮毂406，并且第二旋翼叶片404可以联接到轮毂406。轮毂406可以联接到电动机408。电动机408可以包括固定部分(未示出)和轴(未示出)。轴可以配置成将轮毂406联接到固定部分。
控制系统(例如控制系统1120)可以配置为操作旋翼单元400以提供推力或升力。在一些实施例中，控制系统可以配置为通过操作电动机408来操作旋翼单元400。在操作中，电动机408可以使轮毂406、第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404围绕旋转轴线409旋转。通过这种布置，第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404可以提供沿着旋转轴线409的推力或升力。
第一旋翼叶片402、第二旋翼叶片404、轮毂406和/或电动机408可各自包括各种材料，比如一种或多种金属(例如钢)、泡沫、塑料、碳纤维、复合材料、电子玻璃等。电动机408可以是用于使轮毂406、第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404围绕旋转轴线409旋转的任何合适的装置。
第一旋翼叶片402可以包括根部402A和端部402B。在一些实施例中，根部402A和端部402B每个可以具有与轮毂406不同的长度。例如，如图4A所示，根部402A可以具有比端部402B更短的长度(例如更靠近)到轮毂406。此外，在一些实施例中，根部402A和端部402B可以各自具有不同的厚度。例如，根部402A可以具有比端部402B更大的厚度。
第一旋翼叶片402可以包括沿着第一旋翼叶片402的长度的扭转，使得与第一旋翼叶片402的垂直于旋转轴线409的平面之间的角度在第一旋翼叶片402的长度上变化。通过这种布置，第一旋翼叶片402可以在第一旋翼叶片402的整个长度上沿着旋转轴线409提供基本上相同的推力或升力。例如，第一旋翼叶片402可以提供沿着旋转轴线402的相同的推力或升力或者不会使旋翼单元400以与推力相同时明显不同的方式操作的与相同偏差。此外，第一旋翼叶片402还可以包括弦。弦可以是在垂直于第一旋翼叶片402的轴线的线上的第一旋翼叶片402的边缘402C(例如前缘)与边缘402D(例如后缘)之间的距离。在一些实施例中，弦长可以指旋翼叶片的宽度。
第一旋翼叶片402可以包括扭曲分布和弦分布。扭曲分布可以是第一旋翼叶片402的部分的扭曲相对于距旋转轴线409的距离的变化。扭曲分布可以基于根部402A和端部402B的角度。此外，弦分布可以是第一旋翼叶片402的部分的弦长相对于距旋转轴线409的距离的变化。扭曲分布和弦分布可以是各种曲线，例如包括线性曲线和三次曲线。
第二旋翼叶片404可以采取与第一旋翼叶片402相同的形式，并且第二旋翼叶片404可以包括根部404A和端部404B。在一些实施例中，第二旋翼叶片404可以具有与第一旋翼叶片402相同的尺寸。利用这种布置，第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404可以是对称的旋翼叶片。
第二旋翼叶片404可以基本上与第一旋翼叶片402相对定位。例如，第二旋翼叶片404可以位于与第一旋翼叶片402相对的位置，或者不会使旋翼单元400以与第二旋翼叶片404位于第一旋翼叶片402相对时的显著不同的方式操作的与相对偏差。
此外，在一些实施例中，第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404可各自提供沿着旋转轴线409的基本相同的推力或升力。例如，第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404可以各自沿着旋转轴线409提供相同的推力或升力或者不会使旋翼单元400以与第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404提供相同的推力或升力时的显著不同的方式操作的与相同偏差。
图5A-5D是根据示例实施例的旋翼单元400的操作的简化图示。特别地，图5A-5D示出了根据示例实施例的旋翼单元400在不同时间的操作。电动机408可以通过进入空气510旋转第一旋翼叶片402和第二旋翼叶片404。
图5A示出了根据示例实施例的旋翼单元400在第一时间的操作。在第一时间，第一旋翼叶片402可以(i)通过进入空气510移动并且(ii)产生(例如脱落)第一旋涡512。图5B示出了根据示例实施例的旋翼单元400在第二时间的操作。在第二时间，第二旋翼叶片404可以(i)通过进入空气510移动并且(ii)产生第二旋涡514。此外，在第二时间，第一旋涡512可以传播离开旋翼单元400。在一些实施例中，旋翼单元400可以具有叶片通过频率。此外，在一些实施例中，叶片通过频率可以是第一时间和第二时间的差的倒数。
图5C示出了根据示例实施例的旋翼单元400在第三时间的操作。在第三时间，第一旋翼叶片402可以(i)通过进入空气510移动并且(ii)产生第三旋涡516。此外，在第三时间，第二旋涡514可以传播离开旋翼单元400，并且第一旋涡512可以进一步传播离开旋翼单元610。图5D示出了根据示例实施例的旋翼单元400在第四时间的操作。在第四时间，第二旋翼叶片404可以(i)通过进入空气510移动并且(ii)产生第四旋涡518。此外，在第四时间，第三旋涡516可以传播离开旋翼单元400，第二旋涡514可以进一步传播离开旋翼单元400，并且第一旋涡512还可以进一步传播离开旋翼单元610。
在一些实施例中，第一旋涡512和第三旋涡516可以由第一旋翼叶片402的端部402B产生，并且第二旋涡514和第四旋涡518可以由第二旋翼的端部404B产生。此外，在一些实施例中，第一旋涡512、第二旋涡514、第三旋涡516和第四旋涡518可以各自是尾端旋涡。此外，在一些实施例中，第一旋涡512、第二旋涡514、第三旋涡516和第四旋涡518可以各自具有相同的强度。在一些实施例中，旋涡的强度可以是旋涡的涡度。此外，在一些实施例中，第一旋涡512、第二旋涡514、第三旋涡516和第四旋涡518可以各自以相同的周期传播。
旋翼单元400的操作可以使旋翼单元400产生声音输出。图6是根据示例实施例的由旋翼单元400产生的示例声音输出的声谱图600。示例声音输出具有至少部分地由一组频率610限定的能量分布605。如图6所示，该组频率610被绘制在频率轴602上。
该组频率610可以包括基频和基频的一个或多个谐波频率。在一些实施例中，基频可以是旋翼单元的基频。此外，在一些实施例中，基频可以是旋翼单元的叶片通过频率。在一些实施例中，叶片通过频率可以是500赫兹(Hz)。此外，在一些实施例中，一个或多个谐波频率可以是基频的整数倍。如图6所示，该组频率610可以包括频率612、613、614和615。在一些实施例中，频率612可以是基频。此外，在一些实施例中，频率613、614和615每个可以是频率612的谐波频率。
该组频率610中的频率可以具有不同的强度。在示出的示例中，频率612可以具有该组频率610中的最高强度。此外，在一些实施例中，该组频率610中的频率612、613、614和615中的每一个可以具有比阈值强度更大的强度。在一些实施例中，具有比阈值强度更小的强度的频率对于人类可能是不可闻的。阈值强度例如可以是5dB(A)。
尽管上述示出的示例中的旋翼单元400包括两个旋翼叶片，但是在其他示例中，旋翼单元可以包括多于两个的旋翼叶片。图7A-7E分别示出了旋翼单元710、720、730、740和750。旋翼单元710、720、730、740和750包括多于两个的旋翼叶片。如图7A-7E所示，旋翼单元710可以包括每个都联接到轮毂718的三个旋翼叶片711、712和713；旋翼单元720可以包括每个都联接到轮毂728的四个旋翼叶片721、722、723和724；旋翼单元730可以包括每个都联接到轮毂738的五个旋翼叶片731、732、733、734和735；旋翼单元740可以包括每个都联接到轮毂748的六个旋翼叶片741、742、743、744、745和746；并且旋翼单元750可以包括每个都联接到轮毂758的七个旋翼叶片751、752、753、754、755、756和757。旋翼单元710、720、730、740和750的轮毂可以采用与轮毂406相同或相似的形式。此外，旋翼单元710、720、730、740和750的旋翼叶片可以分别采取第一旋翼叶片402的形式。在一些实施例中，旋翼单元710、720、730、740和750的旋翼叶片可以具有相同的尺寸。利用这种布置，旋翼单元710、720、730、740和750的旋翼叶片可以是对称的旋翼叶片。
旋翼单元710、720、730、740和750中的任何一个的操作可以使一个旋翼单元产生具有至少部分由一组频率限定的能量分布的声音输出。该组频率可以包括基频和基频的一个或多个谐波频率。
B.具有不对称旋翼叶片的旋翼单元
图8A和图8B示出了根据示例实施例的旋翼单元800。除了第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804是不对称旋翼叶片之外，旋翼单元800可以类似于旋翼单元400。旋翼1112、推进单元1106、推进单元132、推进单元142、螺旋桨166和/或旋翼182可以采取旋翼单元800的形式。
旋翼单元800可以包括两个或更多个旋翼叶片801。在所示的示例中，两个或更多个旋翼叶片801包括第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804。然而，在其他示例中，两个或更多个的旋翼叶片801可以包括多于两个的旋翼叶片，诸如三个旋翼叶片、四个旋翼叶片、五个旋翼叶片、六个旋翼叶片、七个旋翼叶片等。例如，两个或更多个旋翼叶片801可以具有与旋翼单元710、720、730、740或750中的旋翼叶片的布置相类似的旋翼叶片的布置。
第一旋翼叶片802可以联接到轮毂806，第二旋翼叶片804可以联接到轮毂806，并且轮毂806可以联接到电动机808。轮毂806和电动机808可以具有相同的结构，并且分别以与轮毂406和电动机408相似的方式操作。
控制系统(例如控制系统1120)可以配置成操作旋翼单元800以提供推力或升力。控制系统可以配置为以与控制系统配置为操作旋翼单元400相同或类似的方式来操作旋翼单元800。在操作中，电动机808可以使轮毂808、第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804围绕旋转轴线809旋转。利用这种布置，第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804可以沿着旋转轴线809提供推力或升力。
第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804可以具有与第一旋翼叶片402相似的构造。第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804可以包括与第一旋翼叶片402相同的材料。此外，第一旋翼叶片802可以包括根部802A和端部802B；并且第二旋翼叶片804可以包括根部804A和端部804B。此外，第一旋翼叶片802可以具有扭曲分布和弦分布，且第二旋翼叶片804可以具有扭曲分布和弦分布。
第二旋翼叶片804可以基本上定位成与第一旋翼叶片802相对。例如，第二旋翼叶片804可以位于与第一旋翼叶片802相对或者不会使旋翼单元800以与第二旋翼叶片804位于与第一旋翼叶片802相对的位置时明显不同的方式操作的与相对偏差。
此外，在一些实施例中，第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804每个可以沿旋转轴线809提供基本上相同的推力或升力。例如，第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804可以各自沿着旋转轴线809提供相同的推力或升力或者不会使旋翼单元800以与第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804提供相同的推力或升力时显著不同的方式操作的与相同偏差。
第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804可各自包括表面区域802'和804'，并且不对称参数可至少部分地由表面区域802'和表面区域804'之间的关系限定。在一些实施例中，表面区域802'和表面区域804'每个可以是恒定的或永久的。利用这种布置，在旋翼单元800的操作期间表面区域802'可以不改变，并且在旋翼单元800的操作期间表面区域804'可以不改变。因此，在一些实施例中，不对称参数可以是恒定的或永久的。此外，在一些实施例中，在旋翼单元800的操作期间不对称参数可以不改变。此外，在一些实施例中，表面区域802'可以是第一旋翼叶片802的叶片区域，并且表面区域804'可以是第二旋翼叶片804的叶片区域。
在所示的示例中，第一旋翼叶片802可以具有长度802C，第二旋翼叶片804可以具有大于长度802C的长度804C，并且不对称参数可以至少部分地由长度804C和长度802C之间的差限定。在一些实施例中，长度802C和804C可以分别是第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804的跨距。跨距可以是旋翼叶片的根部和端部之间的直线的长度。在一些实施例中，长度802C可以是例如约2.5英寸，并且长度804C可以是例如约3英寸。
此外，第一旋翼叶片802可以具有宽度802D，第二旋翼叶片可以具有小于宽度802D的宽度804D，并且不对称参数可以至少部分地由宽度802D和宽度804D之间的差限定。在一些实施例中，第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804可以在整个旋翼叶片上具有不同的宽度。此外，在一些实施例中，第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片804可以在旋翼叶片的一个或多个部分处具有不同的宽度，例如包括在沿着旋翼叶片的不同翼展位置处。
此外，不对称参数可以至少部分地由旋翼叶片的两个或更多个尺寸的关系限定。在一些实施例中，不对称参数可以部分地由长度802C和长度804C与宽度802D和宽度804D之间的关系限定。
图9A-9D是根据示例实施例的旋翼单元800的操作的简化图示。具体而言，图9A-9D示出了根据示例实施例的旋翼单元800在不同时间的操作。电动机808可以通过进入空气910旋转第一旋翼叶片802和第二旋翼叶片802。进入空气910可以以与进入空气510类似的方式具有相同的构造和功能。
图9A示出了根据示例实施例的旋翼单元800在第一时间的操作。在第一时间，第一旋翼叶片802可以(i)通过进入空气910移动并且(ii)产生第一旋涡912。图9B示出了根据示例实施例的旋翼单元800在第二时间的操作。在第二时间，第二旋翼叶片804可以(i)通过进入空气910移动并且(ii)产生第二旋涡914。
第一旋涡912和第二旋涡914可以是不同的。在一些实施例中，第一旋涡912可以具有第一尺寸并且第二旋涡914可以具有与第一尺寸不同的第二尺寸。此外，在一些实施例中，第一旋涡912可以具有第一强度，第二旋涡914可以具有不同于第一强度的第二强度。此外，在一些实施例中，第一旋涡912可以从第二旋涡914偏移。利用这种布置，第一旋涡912和第二旋涡914可以重叠。
图9C示出了根据示例实施例的旋翼单元800在第三时间的操作。在第三时间，第一旋翼叶片802可以(i)通过进入空气910移动，并且(ii)第一旋涡912和第二旋涡914可以联接以形成第三旋涡916。图9D示出了根据示例实施例的旋翼单元800在第四时间的操作。在第四时间，第二旋翼叶片804可以(i)通过进入空气910移动，并且(ii)第三旋涡916可以传播离开旋翼单元800。
在一些实施例中，第一旋涡912可以由第一旋翼叶片802的端部802B产生，第二旋涡914可以由第二旋翼叶片804的端部804B产生。此外，在一些实施例中，第一旋涡912和第二旋涡914可以各自是尾端旋涡。
此外，在一些实施例中，第一旋涡912以第一周期传播并且第二旋涡914以与第一周期基本相同的第二周期传播。例如，第二周期可以与第一周期相同或者不会使旋翼单元800产生显著不同的声音输出的与第一周期偏差。此外，在一些实施例中，第三旋涡916可以以不同于第一和第二周期的第三周期传播。
旋翼单元800的操作可以使旋翼单元800产生声音输出。此外，在一些实施例中，由第一旋翼叶片802产生的第一旋涡912和由第二旋翼叶片804产生的第二旋涡914可以使旋翼单元800产生声音输出。声音输出可以具有至少部分由一组频率限定的能量分布。该组频率可以包括基频、基频的一个或多个谐波频率以及基频的一个或多个非谐波频率，其具有大于阈值强度的相应强度。
旋翼单元的不对称参数可被选择为使得旋翼单元产生期望的声音输出。在一些实施例中，与由具有对称旋翼叶片的旋翼单元产生的声音输出相比，可以选择不对称参数以增加旋翼单元的声音输出的该组频率中的多个频率。相应地，在一些实施例中，不对称旋翼叶片可以在比对称旋翼叶片更多的频率上传播能量。
图10是根据示例实施例的由旋翼单元800产生的示例声音输出的声谱图1000。示例声音输出具有至少部分由一组频率1010限定的能量分布1005。如图10所示，该组频率1010被绘制在频率轴1002上。
该组频率1010可以包括基频、基频的一个或多个谐波频率以及基频的一个或多个非谐波频率，其具有比阈值强度更大的相应强度。如图10所示，该组频率可以包括频率1012、1013、1014、1015、1016、1017、1018、1019和1020。在一些实施例中，频率1012可以是基本频率，诸如旋翼单元的叶片通过频率。此外，在一些实施例中，频率1014、1016、1017、1019和1020可以各自是频率1012的谐波频率。此外，在一些实施例中，频率1013、1015和1018可以各自是频率1012的非谐波频率。
该组频率1010中的频率可以具有不同的强度。在示出的示例中，频率1012可以具有该组频率1010中的最高强度。此外，在一些实施例中，该组频率1010中的频率1012、1013、1014、1015、1016、1017、1018、1019和1020中的每个可以具有比阈值强度更大的强度。
如图6和图10所示，该组频率1010和该组频率610可以不同。例如，当能量分布1005和能量分布605具有相同的总能量时，该组频率1010可以具有比该组频率610更大数量的频率。此外，当能量分布1005和能量分布605具有相同的总能量时，则频率1012、1013、1014、1015、1016、1017、1018、1019和1020中的至少一个频率可以比频率612、613、614和615中的至少一个频率更弱。作为一个示例，频率1012可以比频率612更弱。作为另一个示例，频率1020可以比频率615更弱。
该组频率1010可以包括比该组频率610更大数量的较弱频率，基于该组频率1010包括基频的一个或多个非谐波频率，其具有比阈值强度更大的相应强度。相反，该组频率610可能不包括具有比阈值强度更大的相应强度的基频的任何非谐波频率。
此外，可以选择旋翼单元的不对称参数，使得旋翼单元产生预定的输出。在一些实施例中，可以选择不对称参数，使得旋翼单元产生具有至少部分由包括预定数量的频率的一组频率限定的能量分布的声音输出。此外，在一些实施例中，可以选择不对称参数，使得旋翼单元产生具有至少部分由包括具有预定强度的至少一个频率的一组频率限定的能量分布的声音输出。
图11A和图11B示出了根据示例实施例的旋翼单元1150。除了旋翼单元1150可以具有与旋翼单元800的不对称参数不同的不对称参数之外，旋翼单元1150可以类似于旋翼单元800。旋翼1112、推进单元1106、推进单元132、推进单元142、螺旋桨166和/或旋翼182可以采取旋翼单元1150的形式。
旋翼单元1150可包括两个或更多个旋翼叶片1151。在所示示例中，两个或更多个旋翼叶片1151包括第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154。然而，类似于两个或更多个旋翼叶片801，两个或更多个旋翼叶片1151可以包括多于两个旋翼叶片，比如三个旋翼叶片、四个旋翼叶片、五个旋翼叶片、六个旋翼叶片、七个旋翼叶片等。
第一旋翼叶片1152可以联接到轮毂1156，第二旋翼叶片1154可以联接到轮毂1156，并且轮毂1156可以联接到电动机1158。轮毂1156和电动机1158可以是相同的构造并且分别以与轮毂806和电动机808类似的方式操作。
控制系统(例如控制系统1120)可以配置为操作旋翼单元1150以提供推力或升力。控制系统可以配置成以与控制系统配置成操作旋翼单元800相同或类似的方式来操作旋翼单元1150。在操作中，电动机1158可以使轮毂1158、第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154围绕旋转轴线1159旋转。利用这种布置，第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154可以提供沿着旋转轴线1159的推力或升力。
第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154可以具有与第一旋翼叶片802类似的构造。第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154可以包括与第一旋翼叶片802相同的材料。此外，第一旋翼叶片1152可以包括根部1152A和端部1152B；并且第二旋翼叶片1154可以包括根部1154A和端部1154B。此外，第一旋翼叶片1152可以具有扭曲分布和弦分布，第二旋翼叶片1154可以具有扭曲分布和弦分布。
第二旋翼叶片1154可以定位成基本上与第一旋翼叶片1152相对。例如，第二旋翼叶片804可以定位成与第一旋翼叶片1152相对或者不会使旋翼单元1150以与第二旋翼叶片1154定位成与第一旋翼叶片1152相对时的明显不同的工作方式的与相对偏差。
此外，在一些实施例中，第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154可以各自沿旋转轴线1159提供基本相同的推力或升力。例如，第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片804可以各自沿着旋转轴线1159提供相同的推力或升力或者不会使旋翼单元1150以与第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154提供相同的推力或升力时的显著不同的方式操作的与相同偏差。
第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154可各自包括表面区域1152'和1154'，并且不对称参数可至少部分地由表面区域1152'和表面区域1154'之间的关系限定。在一些实施例中，表面区域1152'和表面区域1154'可以各自是恒定的或永久的。利用这种布置，在旋翼单元1150的操作期间表面区域1152'可能不会改变，并且在旋翼单元800的操作期间表面区域1154'可能不会改变。因此，在一些实施例中，不对称参数可以是恒定的或永久的。此外，在一些实施例中，在旋翼单元1150的操作期间，不对称参数可能不会改变。此外，在一些实施例中，表面区域1152'可以是第一旋翼叶片1152的叶片区域，并且表面区域1154'可以是第二旋翼叶片1154的叶片区域。
在所示的示例中，第一旋翼叶片1152可以具有长度1152C，第二旋翼叶片1154可以具有比长度1152C更大的长度1154C，并且不对称参数可以至少部分地由长度1154C和长度1152C之间的关系限定。像长度802C和804C一样，长度1152C和1154C可以分别是第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154的跨距。在一些实施例中，长度1154C可以小于长度804C。此外，在一些实施例中，长度1152C可以是例如约2.5英寸，并且长度1154C可以是例如约2.75英寸。
此外，第一旋翼叶片1152可以具有宽度1152D，第二旋翼叶片可以具有小于宽度1152D的宽度1154D，并且可以至少部分地由宽度1152D和1154D之间的差限定。在一些实施例中，第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154可以在整个旋翼叶片上具有不同的宽度。此外，在一些实施例中，第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154可以在旋翼叶片的一个或多个部分处(包括例如在旋翼叶片的不同翼展位置处)具有不同的宽度。
旋翼单元1150的操作可以使第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154运动，使得第一旋翼叶片1152产生第一旋涡，并且第二旋翼叶片1154产生第二旋涡，并且由第一旋翼叶片1152和第二旋翼叶片1154产生的相应旋涡可以使旋翼单元1150产生具有至少部分由一组频率限定的能量分布的声音输出。该组频率可以包括基频、基频的一个或多个谐波频率以及基频的一个或多个非谐波频率，其具有比阈值强度更大的相应强度。基频可以是旋翼单元1150的叶片通过频率。
具有不同不对称参数的旋翼单元可以产生不同的声音输出。图12是根据示例实施例的由旋翼单元1200产生的示例声音输出的声谱图1200。示例声音输出具有至少部分由一组频率1210限定的能量分布1205。如图12所示，该组频率1210被绘制在频率轴1202上。
该组频率1210可以包括基频、基频的一个或多个谐波频率以及一个或多个非谐波频率。如图12所示，该组频率可以包括频率1212、1213、1214、1215、1216、1217和1218。在一些实施例中，频率1212可以是基频，比如旋翼单元的叶片通过频率。此外，在一些实施例中，频率1214、1216和1218可以各自是频率1212的谐波频率。此外，在一些实施例中，频率1213、1215和1217可以各自是频率1212的非谐波频率。
该组频率1210中的频率可以具有不同的强度。在所示的示例中，频率1212可以具有该组频率1210中的最高强度。此外，在一些实施例中，该组频率1210中的频率1212、1213、1214、1215、1216、1217和1218中的每一个可能具有比阈值强度更大的强度。
如图10和12所示，该组频率1210和该组频率1010可以不同。例如，当能量分布1205和能量分布1005具有相同的总能量时，该组频率1210可以具有比该组频率1010更小数量的频率。此外，当能量分布1205和能量分布1005具有相同的总能量时，频率1212、1213、1214、1215、1216、1217和1218中的至少一个频率可以具有与频率1012、1013、1014、1015、1016、1017、1018、1019和1020中的至少一个频率不同的强度。作为一个示例，频率1212可以具有与频率1012不同的强度。作为另一个示例，频率1218可以比频率1020更弱。
尽管上述的旋翼单元800和1100以及图形表示900和1200涉及至少部分地由旋翼叶片的表面区域之间的关系(比如旋翼叶片的长度和/或宽度之间的关系)限定的不对称参数，在其他示例中，不对称参数可以至少部分地由旋翼叶片的其他几何参数之间的关系限定。在一些示例中，旋翼单元可以包括第一旋翼叶片和第二旋翼叶片，第一旋翼叶片可以具有第一扭曲分布，第二旋翼叶片可以具有不同于第一扭曲分布的第二扭曲分布，并且不对称参数可以至少部分地由旋翼叶片的扭曲分布之间的关系限定。此外，在一些示例中，旋翼单元可以包括第一旋翼叶片和第二旋翼叶片，第一旋翼叶片可以具有第一弦分布，第二旋翼叶片可以具有不同于第一弦分布的第二弦分布，并且不对称参数可以至少部分地由旋翼叶片的弦分布之间的关系限定。具有旋翼叶片的扭曲分布和/或弦分布的差异的旋翼单元的操作可以使旋翼单元产生具有至少部分由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中该组频率包括基频、基频的一个或多个谐波频率以及基频的一个或多个非谐波频率，其具有比阈值强度更大的相应强度。
虽然在所示实例中描述的旋翼单元800和1100以及图形表示900和1200涉及两个旋翼叶片，但是在其他示例中，不对称参数可以至少部分地由旋翼叶片的表面区域之间的关系限定。在一些实施例中，三个或更多个旋翼叶片的至少两个旋翼叶片可以具有不同的平面尺寸(例如长度)，并且不对称参数可以部分地由三个或更多个旋翼叶片的平面尺寸之间的关系限定。此外，在一些实施例中，三个旋翼叶片中的至少第一旋翼叶片和第二旋翼叶片可具有不同的第一平面尺寸(例如长度)，三个或更多个旋翼叶片中的至少第一旋翼叶片和第三旋翼叶片可以具有不同的第二平面尺寸(例如宽度)，并且不对称参数可以至少部分地由三个或更多个旋翼叶片的第一平面尺寸和第二平面尺寸之间的关系限定。
此外，在一些实施例中，可以选择不对称参数的值，使得旋翼单元的操作：(i)移动三个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，以及(ii)由三个或更多个旋翼叶片产生的相应旋涡使旋翼单元产生具有至少部分由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中该组频率包括基频、基频的一个或多个谐波频率以及基频的一个或多个非谐波频率，其具有比阈值强度更大的相应强度。
C.具有多个旋翼单元的UAV
UAV可以包括在此描述的多个旋翼单元。例如，UAV可以包括2、3、4、5、6、7、8、9、10、11和12个旋翼单元，并且每个旋翼单元可以采取旋翼单元800或旋翼单元1150的形式。在一些实施例中，旋翼单元可各自具有基本上相同的声音输出、不对称参数和/或频率组。然而，在其它实施例中，至少两个旋翼单元可以具有不同的声音输出、不对称参数和/或频率组。
图13示出了根据示例实施例的固定翼UAV 1300a。除了UAV 1300a可以包括第一旋翼单元1312A和第二旋翼单元1312B之外，UAV 1300a可以具有与UAV 1100a类似的配置并且以相似的方式起作用。第一和第二旋翼单元1312A和1312B可以具有相同的构造并且以与旋翼单元800或旋翼单元1150类似的方式起作用。
在一些实施例中，第一旋翼单元1312A可以包括第一旋翼叶片和第二旋翼叶片，第一旋翼叶片可以包括第一长度，第二旋翼叶片可以包括第二长度，第一不对称参数可以至少部分地由第一长度和第二长度之间的关系限定，并且不对称参数的值可被选择成使得第一旋翼单元1312A的操作：(i)移动第一旋翼叶片，使得第一旋翼叶片产生第一尾端旋涡，(ii)移动第二旋翼叶片，使得第二旋翼叶片产生第二尾端旋涡，以及(iii)由第一旋翼叶片产生的第一尾端旋涡和由第二旋翼叶片产生的第二尾端旋涡使第一旋翼单元1312A产生具有至少部分由第一组频率限定的第一能量分布的第一声音输出，其中第一组频率可以包括第一基频、第一基频的一个或多个第一谐波频率以及第一基频的一个或多个第一非谐波频率，其具有比阈值强度更大的相应强度。
此外，在一些这样的实施例中，第二旋翼单元1312B可以包括第三旋翼叶片和第四旋翼叶片，第三旋翼叶片可以包括第三长度，第四旋翼叶片可以包括第四长度，第二不对称参数可以至少部分地由第三长度和第四长度之间的关系限定，并且不对称参数的值可被选择成使得第二旋翼单元1312B的操作：(i)移动第三旋翼叶片，使得第三旋翼叶片产生第三尾端旋涡，(ii)移动第四旋翼叶片，使得第四旋翼叶片产生第四尾端旋涡，以及(iii)由第三旋翼叶片产生的第三尾端旋涡和由第四旋翼叶片产生的第四尾端旋涡使第二旋翼单元1312A产生具有至少部分由第二组频率限定的第二能量分布的第二声音输出，其中第二组频率可以包括第二基频、第二基频的一个或多个第一谐波频率和第二基频的一个或多个第一非谐波频率，其具有比阈值强度更大的相应强度。
在一些实施例中，第一不对称参数可以与第二不对称参数基本相同。例如，第一不对称参数可以与第二不对称参数相同或者不会使第一旋翼单元1312A和第二旋翼单元1312B产生不同的声音输出的与相同偏差。然而，在其他实施例中，第一不对称参数可以不同于第二不对称参数。
此外，在一些实施例中，第一组频率可以与第二组频率基本相同。例如，第一组频率可以与第二组频率相同或者不会使第一旋翼单元1312A和第二旋翼单元1312B产生不同的声音输出的与相同偏差。然而，在其他实施例中，第一组频率可以不同于第二组频率。作为一个示例，第一组频率可以具有与第二组频率不同数量的频率。作为另一个示例，第一组频率中的至少一个频率可以具有与第二组频率中的相应频率不同的强度。
六、说明性方法
图14是示出根据示例实施例的用于选择旋翼叶片的不对称参数的值的方法1400的流程图。
如框1402所示，方法1400可涉及选择多个旋翼单元。多个旋翼单元中的至少一个旋翼单元可以包括两个或更多个旋翼叶片，两个或更多个旋翼叶片中的每个旋翼叶片可以包括表面区域，并且不对称参数可以至少部分地由两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系限定。
在一些实施例中，至少一个旋翼单元可以采取旋翼单元800或旋翼单元1150的形式或与其类似的形式。此外，在一些实施例中，可以选择多个旋翼单元以至少部分地为飞行器提供期望的推力或升力。
如框1404所示，方法1400可以涉及选择不对称参数的值，使得至少一个旋翼单元的操作：(i)移动两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡和(ii)由两个或更多个旋翼叶片产生的相应旋涡使旋翼单元产生具有至少部分由一组频率限定的能量分布的声音输出。该组频率可以包括基频、基频的一个或多个谐波频率以及一个或多个非谐波频率。
在一些实施例中，能量分布可以采取能量分布505或能量分布1005的形式或与其类似的形式，并且该组频率可以采取该组频率510或该组频率1010的形式或与其类似的形式。
此外，在一些实施例中，不对称参数的值被选择成使得旋翼单元的操作：(i)移动两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，和(ii)由两个或更多个旋翼叶片产生的相应旋涡使旋翼单元产生具有至少部分由该组频率限定的能量分布的声音输出，其中该组频率包括预定数量的频率。此外，在一些实施例中，选择不对称参数的值，使得旋翼单元的操作：(i)移动两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，和(ii)由两个或更多个旋翼叶片产生的相应旋涡使得旋翼单元产生具有至少部分地由该组频率限定的能量分布的声音输出，其中该组频率包括具有预定强度的至少一个频率。
七、结论
附图中所示的特定布置不应被视为限制。应该理解的是，其他实施方式可以包括更多或更少的给定附图中所示的每个元件。此外，所示元件中的一些可被组合或省略。另外，示例性实施方式可以包括在附图中未示出的元件。
另外，虽然本文已经公开了各个方面和实施方式，但是对于本领域技术人员而言，其他方面和实施方式将是显而易见的。这里公开的各个方面和实施方式是用于说明的目的，而不旨在是限制性的，真正的范围和精神由下面的权利要求书指出。在不偏离本文提出的主题的精神或范围的情况下，还可以使用其他实施方式，并且可以做出其他改变。将容易理解的是，如本文总体描述的以及在附图中示出的本公开的方面可以以各种各样的不同配置进行布置、替换、组合、分离和设计，所有这些都在本文中予以考虑。

Claims (20)

1.一种飞行器，包括：
连接到所述飞行器的多个旋翼单元，其中，所述多个旋翼单元中的至少一个旋翼单元包括：
两个或更多个旋翼叶片，其中，所述两个或更多个旋翼叶片中的每个旋翼叶片包括表面区域，并且其中，不对称参数至少部分地由所述两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系限定；和
配置成操作所述至少一个旋翼单元的控制系统，其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括基频、所述基频的一个或多个谐波频率以及所述基频的一个或多个非谐波频率，所述一组频率具有比阈值强度更大的相应强度。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由所述一组频率限定的能量分布的声音输出，其中所述一组频率包括预定数量的频率。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由所述一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括具有预定强度的至少一个频率。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述两个或更多个旋翼叶片包括：包括第一长度的第一旋翼叶片，和
包括第二长度的第二旋翼叶片，并且其中，所述不对称参数至少部分地由所述第一长度与所述第二长度之间的差限定。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述两个或更多个旋翼叶片包括：
包括第一宽度的第一旋翼叶片，和
包括第二宽度的第二旋翼叶片，并且其中，所述不对称参数至少部分地由所述第一宽度和所述第二宽度之间的差限定。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述两个或更多个旋翼叶片包括至少第一旋翼叶片和至少第二旋翼叶片，并且其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动所述第一旋翼叶片，使得所述第一旋翼叶片产生第一旋涡，(ii)移动所述第二旋翼叶片，使得所述第二旋翼叶片产生第二旋涡，以及(iii)由所述第一旋翼叶片产生的第一旋涡和由所述第二旋翼叶片产生的第二旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分由所述一组频率限定的能量分布的声音输出。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其中，所述第一旋涡具有第一强度，并且其中，所述第二旋涡具有不同于所述第一强度的第二强度。
8.根据权利要求6所述的飞行器，其中，所述第一旋涡和所述第二旋涡耦合以形成第三旋涡，并且其中，所述第三旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由所述一组频率限定的能量分布的声音输出。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述第一旋涡具有第一周期，其中，所述第二旋涡具有与所述第一周期基本相同的第二周期，并且其中，所述第三旋涡具有不同于所述第一和第二周期的第三周期。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述多个旋翼单元包括第一旋翼单元和第二旋翼单元，其中所述第一旋翼单元包括：
联接到第一电动机的第一旋翼叶片和第二旋翼叶片，其中，所述第一旋翼叶片包括第一长度，其中，所述第二旋翼叶片包括第二长度，并且其中，第一不对称参数至少部分地由所述第一长度与第二长度之间的关系限定，其中，所述第一不对称参数的值被选择为使得所述第一旋翼单元的操作导致：(i)移动所述第一旋翼叶片，使得所述第一旋翼叶片产生第一尾端旋涡，(ii)移动所述第二旋翼叶片，使得所述第二旋翼叶片产生第二尾端旋涡，以及(iii)由所述第一旋翼叶片产生的第一尾端旋涡和由所述第二旋翼叶片产生的第二尾端旋涡使所述第一旋翼单元产生具有至少部分地由第一组频率限定的第一能量分布的第一声音输出，其中，所述第一组频率包括第一基频、所述第一基频的一个或多个第一谐波频率以及所述第一基频的一个或多个第一非谐波频率，所述第一组频率具有比阈值强度更大的相应强度，其中，所述第二旋翼单元包括：
联接到第二电动机的第三旋翼叶片和第四旋翼叶片，其中，所述第三旋翼叶片包括第三长度，其中，所述第四旋翼叶片包括第四长度，并且其中，第二不对称参数至少部分地由所述第三长度和第四长度之间的关系限定，其中，所述第二不对称参数的值被选择为使得所述第二旋翼单元的操作导致：(i)移动所述第三旋翼叶片，使得所述第三旋翼叶片产生第三尾端旋涡，(ii)移动所述第四旋翼叶片，使得所述第四旋翼叶片产生第四尾端旋涡，以及(iii)由所述第三旋翼叶片产生的第三尾端旋涡和由所述第四旋翼叶片产生的第四尾端旋涡使所述第二旋翼单元产生具有至少部分地由第二组频率限定的第二能量分布的第二声音输出，并且其中，所述第二组频率包括第二基频、所述第二基频的一个或多个第二谐波频率以及所述第二基频的一个或多个第二非谐波频率，所述第二组频率具有比阈值强度更大的相应强度。
11.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述第一不对称参数与所述第二不对称参数基本相同。
12.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述第一不对称参数不同于所述第二不对称参数。
13.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述第一组频率与所述第二组频率基本相同。
14.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述第一组频率不同于所述第二组频率。
15.一种旋翼单元，包括：
电动机；
联接到所述电动机的轮毂；以及
联接到所述轮毂的两个或更多个旋翼叶片，其中，所述两个或更多个旋翼叶片中的每个旋翼叶片包括表面区域，其中，不对称参数至少部分地由所述两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系限定，其中所述不对称参数的值被选择为使得所述旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中所述一组频率包括基频、所述基频的一个或多个谐波频率以及所述基频的一个或多个非谐波频率，所述一组频率具有比阈值强度更大的相应强度。
16.根据权利要求15所述的旋翼单元，其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的尾端旋涡，以及(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的尾端旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由所述一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括预定数量的频率。
17.根据权利要求15所述的旋翼单元，其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的尾端旋涡，并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的尾端旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由所述一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括具有预定强度的至少一个频率。
18.一种选择旋翼叶片的不对称参数的 值的方法，包括：
选择多个旋翼单元，其中，所述多个旋翼单元中的至少一个旋翼单元包括：
两个或更多个旋翼叶片，其中，所述两个或更多个旋翼叶片中的每个旋翼叶片包括表面区域，并且其中，不对称参数至少部分地由所述两个或更多个旋翼叶片的表面区域之间的关系限定；以及
选择所述不对称参数的值，使得所述至少一个旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的相应的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括基频、所述基频的一个或多个谐波频率以及所述基频的一个或多个非谐波频率，所述一组频率具有比阈值强度更大的相应强度。
19.根据权利要求18所述的选择旋翼叶片的不对称参数的值的方法，其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由所述一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括预定数量的频率。
20.根据权利要求18所述的选择旋翼叶片的不对称参数的值的方法，其中，所述不对称参数的值被选择为使得所述旋翼单元的操作导致：(i)移动所述两个或更多个旋翼叶片，使得每个旋翼叶片产生相应的旋涡，并且(ii)由所述两个或更多个旋翼叶片产生的旋涡使所述旋翼单元产生具有至少部分地由所述一组频率限定的能量分布的声音输出，其中，所述一组频率包括具有预定强度的至少一个频率。
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Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3030446B1 (fr) * 2014-12-17 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Turbomachine a helice multi-diametres
US10196143B2 (en) * 2016-06-02 2019-02-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration System and method for modular unmanned aerial system
US11680860B2 (en) * 2016-11-24 2023-06-20 The University Of Queensland Compact load cells
US10189565B2 (en) * 2016-12-02 2019-01-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Modular unmanned aerial system with multi-mode propulsion
US10604245B2 (en) * 2016-12-30 2020-03-31 Wing Aviation Llc Rotor units having asymmetric rotor blades
US20210276704A1 (en) * 2016-12-30 2021-09-09 Wing Aviation Llc Rotor Units Having Asymmetric Rotor Blades
EP3618501B1 (en) * 2017-04-28 2022-05-04 KDDI Corporation Selection of a wireless base station by a flying vehicle
US11053004B2 (en) * 2017-10-17 2021-07-06 Periscope Aviation, Llc Aerodynamic drone using airfoil-designed fuselages and associated parts
EP3486164A1 (en) * 2017-11-17 2019-05-22 Airbus Operations GmbH A method and a control unit for controlling actuation of a foldable wing tip section of a wing of an aircraft
US10946953B2 (en) * 2017-12-20 2021-03-16 Wing Aviation Llc Multi-rotor tonal noise control for UAV
WO2019150206A1 (en) * 2018-01-30 2019-08-08 Ideaforge Technology Pvt. Ltd. Fixed-wing vertical take-off and landing hybrid uav
US20210253232A1 (en) * 2018-06-15 2021-08-19 The Texas A&M University System Hover-capable aircraft
US10322814B1 (en) * 2018-09-01 2019-06-18 Autoflightx International Limited Aircraft vertical stabilizer having a lift propeller and the method of using the same
US20200223538A1 (en) * 2019-01-16 2020-07-16 Bell Textron Inc. Multi-blade rotor system
US11414184B2 (en) * 2019-03-15 2022-08-16 Textron Innovations Inc. Electric distributed propulsion with different rotor rotational speeds
US20210009263A1 (en) * 2019-07-12 2021-01-14 Dotterel Technologies Limited Rotor system
US10837771B1 (en) * 2019-11-18 2020-11-17 Rosemount Aerospace Inc. Determining altitude of an aircraft during flight based on vortex shedding
US11440673B2 (en) * 2019-11-19 2022-09-13 Ge Aviation Systems Llc Aircraft propulsion system with voltage regulator
USD988926S1 (en) 2021-01-14 2023-06-13 Wing Aviation Llc Unmanned aerial vehicle
US20220289380A1 (en) * 2021-03-09 2022-09-15 International Business Machines Corporation Elimination of air flow interference for mid-air package transfers
CN117874400B (zh) * 2024-03-13 2024-06-04 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 飞行器模型动导数试验数据处理系统

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5620303A (en) * 1995-12-11 1997-04-15 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor system having alternating length rotor blades for reducing blade-vortex interaction (BVI) noise
CN102372087A (zh) * 2010-08-06 2012-03-14 罗尔股份有限公司 叶片
EP2774843A1 (en) * 2013-03-05 2014-09-10 Bell Helicopter Textron Inc. System and method for reducing rotor blade noise
CN105620727A (zh) * 2016-01-30 2016-06-01 中国科学院合肥物质科学研究院 一种低噪声无人机旋翼/螺旋桨
CN106114850A (zh) * 2016-06-23 2016-11-16 湖北大秀天域科技发展有限公司 一种静音桨叶及含其的旋翼无人机
CN208248496U (zh) * 2016-12-30 2018-12-18 X开发有限责任公司 飞行器和旋翼单元

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5432808A (en) * 1977-08-19 1979-03-10 Hitachi Ltd Axial flow runner
US5096383A (en) 1989-11-02 1992-03-17 Deutsche Forschungsanstalt Fur Luft- Und Raumfahrt E.V. Propeller blades
JP3448136B2 (ja) * 1994-11-08 2003-09-16 三菱重工業株式会社 プロペラファン
US5927656A (en) * 1996-06-26 1999-07-27 The Boeing Company Wing leading edge flap and method therefor
US5845236A (en) * 1996-10-16 1998-12-01 Lord Corporation Hybrid active-passive noise and vibration control system for aircraft
FR2782307B1 (fr) * 1998-08-17 2000-10-13 Onera (Off Nat Aerospatiale) Procede pour la reduction du bruit d'interaction pales-tourbillons engendre par une voilure tournante
US6478541B1 (en) * 2001-08-16 2002-11-12 The Boeing Company Tapered/segmented flaps for rotor blade-vortex interaction (BVI) noise and vibration reduction
US6972498B2 (en) * 2002-05-28 2005-12-06 General Electric Company Variable diameter wind turbine rotor blades
JP4398309B2 (ja) * 2004-06-25 2010-01-13 本田技研工業株式会社 船外機
JP4529613B2 (ja) * 2004-09-22 2010-08-25 パナソニック株式会社 送風機羽根車
US7159817B2 (en) * 2005-01-13 2007-01-09 Vandermey Timothy Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with distributed thrust and control
US7488155B2 (en) * 2005-11-18 2009-02-10 General Electric Company Method and apparatus for wind turbine braking
US7658592B1 (en) * 2005-12-29 2010-02-09 Minebea Co., Ltd. Slots in fan housing to reduce tonal noise
US8608441B2 (en) 2006-06-12 2013-12-17 Energyield Llc Rotatable blade apparatus with individually adjustable blades
EP1995470A3 (en) * 2006-06-27 2010-09-08 Société de commercialisation des produits de la recherche appliquée Socpra - Sciences et Génie s.e.c Method and apparatus for controlling tonal noise from subsonic axial fans
US8016561B2 (en) * 2006-07-11 2011-09-13 General Electric Company Gas turbine engine fan assembly and method for assembling to same
US7413408B1 (en) * 2007-02-22 2008-08-19 Samuel B Tafoya Vibration-reducing and noise-reducing spoiler for helicopter rotors, aircraft wings, propellers, and turbine blades
US7607287B2 (en) * 2007-05-29 2009-10-27 United Technologies Corporation Airfoil acoustic impedance control
US8540485B2 (en) 2008-03-04 2013-09-24 Philip Bogrash Cycloidal rotor with non-circular blade orbit
WO2010038922A1 (en) 2008-10-04 2010-04-08 Chaeho Lim Taking off and landing airplane using variable rotary wings
US20110229300A1 (en) * 2010-03-16 2011-09-22 Stichting Energieonderzoek Centrum Nederland Apparatus and method for individual pitch control in wind turbines
CN101776193B (zh) * 2010-03-20 2011-08-31 永高股份有限公司 斜直螺旋引水筋管材的加工方法
FR2963067B1 (fr) 2010-07-23 2012-08-24 Snecma Turbomoteur a double helice non carenee
GB2482333A (en) 2010-07-30 2012-02-01 Ge Aviat Systems Ltd Aircraft propeller
EP2554476B1 (en) * 2011-08-04 2014-05-14 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Lead lag damper for helicopter rotor unit
CA2863165A1 (en) * 2011-11-16 2013-05-23 Radeus Labs, Inc. Methods and apparatus for vertical/short takeoff and landing
FR2990718B1 (fr) 2012-05-16 2016-12-09 Airbus Operations Sas Helice pour moteur d'aeronef comprenant des moyens de reduction du bruit a moyennes et hautes frequences et amelioration de la perception acoustique.
CN102897318B (zh) * 2012-10-24 2015-08-19 哈尔滨工业大学 一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶
US9816529B2 (en) 2013-03-15 2017-11-14 Kcf Technologies, Inc. Propeller sound field modification systems and methods
US9193451B2 (en) * 2013-04-22 2015-11-24 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system for multi-mode operation
US9714575B2 (en) 2013-11-27 2017-07-25 Hamilton Sundstrand Corporation Differential blade design for propeller noise reduction
FR3014411A1 (fr) * 2013-12-10 2015-06-12 Eurocopter France Procede pour tendre a optimiser le bruit emis par un rotor auxiliaire et les performances d'un giravion, et un giravion
US20150344127A1 (en) 2014-05-31 2015-12-03 General Electric Company Aeroelastically tailored propellers for noise reduction and improved efficiency in a turbomachine
US9422055B1 (en) * 2015-09-02 2016-08-23 Amazon Technologies, Inc. Unmanned aerial vehicle motor driving randomization for noise abatement
US10011346B2 (en) * 2015-12-18 2018-07-03 Amazon Technologies, Inc. Propeller blade indentations for improved aerodynamic performance and sound control
EP3747764B1 (en) 2015-12-18 2022-09-28 Amazon Technologies, Inc. Propeller blade treatments for sound control

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5620303A (en) * 1995-12-11 1997-04-15 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor system having alternating length rotor blades for reducing blade-vortex interaction (BVI) noise
CN102372087A (zh) * 2010-08-06 2012-03-14 罗尔股份有限公司 叶片
EP2774843A1 (en) * 2013-03-05 2014-09-10 Bell Helicopter Textron Inc. System and method for reducing rotor blade noise
CN105620727A (zh) * 2016-01-30 2016-06-01 中国科学院合肥物质科学研究院 一种低噪声无人机旋翼/螺旋桨
CN106114850A (zh) * 2016-06-23 2016-11-16 湖北大秀天域科技发展有限公司 一种静音桨叶及含其的旋翼无人机
CN208248496U (zh) * 2016-12-30 2018-12-18 X开发有限责任公司 飞行器和旋翼单元

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