CN109476373A - 用于乘客或货物运输的自导航飞机 - Google Patents

Abstract

本公开涉及自导航、电动的垂直起降(VTOL)飞机，其在相对长的范围内针对载货和载客的应用的操作是安全的、低噪音的和具有成本效益的。VTOL飞机具有串翼配置，其中一个或多个推进器安装在每个机翼上以提供推进器冗余性，允许在任何推进器或其他飞行控制设备发生故障的情况下保持足够的推进和控制。该布置还允许推进器是电动的，但能够以相对低的叶片速度提供足够的推力，这有助于降低噪音。此外，该飞机采用空气动力学设计，可实现高效的飞行动力学，并具有用于偏航、俯仰和侧滚的冗余控制。

Description

用于乘客或货物运输的自导航飞机

相关专利申请的交叉引用

本申请要求2016年5月18日提交的且题为“Vertical Takeoff and LandingAircraft with Tilted-Wing Configurations”的美国临时申请No.62/338,273的优先权，通过引用将其并入本文中。本申请还要求2016年5月18日提交的且题为“AutonomousAircraft for Passenger or Cargo Transportation”的美国临时申请No.62/338,294的优先权，通过引用将其并入本文中。

背景技术

垂直起降(VTOL)飞机相较需要跑道的其他类型的飞机提供各种优点。但是，VTOL飞机的设计可能很复杂，使得设计用于承载乘客或货物的成本效益好和安全的VTOL飞机具有挑战性。作为示例，直升机是已经常规地被用于运输乘客和货物的常见VTOL飞机。一般说来，直升机使用大旋翼来产生提升力和先前推力,需要旋翼的高速操作。旋翼的设计可能很复杂，并且旋翼的故障可能是灾难性的。此外，大旋翼的高速操作产生大量噪音，噪音可能成为妨害并且潜在地限制直升机被准许进行操作的地理区域。直升机的制造和操作还是昂贵的，需要大量的燃料、维护和熟练飞行员的服务。

由于常规直升机的弊端和成本，电力驱动的VTOL飞机(例如电动直升机和无人飞机(UAV))已经被考虑用于某些乘客承载和货物承载应用。使用电力来产生推力和提升力可以帮助在一定程度上降低噪音，但是设计能够容纳许多应用(包括运输乘客或货物)所需的重量而不过度地限制飞机的航程的电动VTOL飞机已经证明具有挑战性。另外，如果VTOL飞机可以被设计为自导航，无需人类飞行员的服务，则可以降低操作花费。但是，安全性是最重要的问题，并且许多消费者由于安全性原因而害怕自导航飞机。

迄今，在现有技术中存在对于自导航、电力驱动的VTOL飞机未解决的需要，其安全、低噪音并且在相对长的航程上对于货物承载和乘客承载的操作成本效益高。

附图说明

参考以下附图可以更好地理解本公开。附图中的元件没有必要相对彼此按规定比例，而是重点在于清楚地示出本公开的原理。

图1描绘了根据本公开的一些实施例的自导航VTOL飞机的透视图。

图2A描绘了具有用于控制侧滚和俯仰而被致动的飞行控制表面的自导航VTOL飞机(例如图1描绘的自导航VTOL飞机)的前视图。

图2B描绘了自导航VTOL飞机(例如图2A描绘的自导航VTOL飞机)的透视图。

图3是示意了VTOL飞机(例如图1描绘的VTOL飞机)的各种部件的框图。

图4是示意了根据本公开的一些实施例的飞行控制致动系统(例如图3描绘的飞行控制致动系统)的框图。

图5描绘了根据本公开的一些实施例的自导航VTOL飞机(例如图1描绘的自导航VTOL飞机)的透视图。

图6描绘了自导航VTOL飞机(例如图5描绘的自导航VTOL飞机)的顶视图，其处于悬停配置，其中机翼倾斜成使得来自机翼安装的推进器的推力大致垂直。

图7描绘了示意根据本公开的一些实施例的碰撞避免传感器的框图。

图8描绘了示意用于感测和避免碰撞的方法的流程图。

图9是示意了根据本公开的一些实施例的用于控制自导航VTOL飞机(例如图1描绘的自导航VTOL飞机)的流程图。

图10描绘了根据本公开的一些实施例的配备有货物模块的自导航VTOL飞机(例如图1描绘的自导航VTOL飞机)的透视图。

图11描绘了根据本公开的一些实施例的从其已经移除电池的自导航VTOL飞机(例如图1描绘的自导航VTOL飞机)的透视图。

图12描绘了根据本公开的一些实施例的电池已经被插入到机身中的的自导航VTOL飞机(例如图11描绘的自导航VTOL飞机)的透视图。

图13描绘了根据本公开的一些实施例的处于悬停配置的自导航VTOL飞机的顶视图。

具体实施例

本公开总体上涉及具有倾斜机翼配置的垂直起降(VTOL)飞机。根据本公开一些实施例的自导航、电动、VTOL飞机具有串翼配置，其中一个或多个推进器被安装在提供推进器冗余性的布置中的每个机翼上，允许在一个或多个推进器或其他飞行控制设备发生故障的情况下保持足够的推进和控制。该布置还允许推进器被电力驱动，同时能够以相对低的桨叶速度提供充足的推力，这有利于减少噪音。

此外，每个机翼被设置为倾斜，从而在飞机在向前飞行配置和悬停配置之间转换时使推进器旋转。就这方面而言，对于向前飞行配置，推进器被定位成提供向前推力而同时吹动机翼上方的空气以便改善机翼的提升特性(例如，升阻比)并且还有助于保持机翼动力学大致线性，从而降低失速的可能性。对于悬停配置，使机翼倾斜以便将推进器定位成提供向上推力以控制飞机的垂直运动。当处于悬停配置时，机翼和推进器可以从垂直方向偏移以提供高效的偏航控制。

特别地，在悬停配置中，推进器可以稍微从垂直方向偏移，以便生成可以用于引起绕偏航轴线的运动的水平推力分量，这可能是所期望的。机翼还可以具有可运动飞行控制表面，可以调整该可运动飞行控制表面以重定向来自推进器的气流从而在悬停配置中提供附加的偏航控制。这些相同的飞行控制表面可以用于在向前飞行配置中提供俯仰和侧滚控制。在从悬停配置到向前飞行配置的转换期间，可以调整机翼的倾斜以保持机翼大致与飞机的飞行路径对准，以进一步帮助保持机翼的动态力学线性并且防止失速。

因此，可以实现具有提高的安全性和性能的自导航、电动、VTOL飞机。使用本文描述的配置，可以设计安全且低噪音的自导航、电动、VTOL飞机。根据本申请的教导所设计的示例性飞机可以具有小的占用空间(例如，约11米的尖端到尖端的翼展)和质量(例如，约600千克)并且能够以90节的速度在多达80千米的航程上支持约100千克的有效载荷。另外，这样的飞机可以被设计为产生相对低的噪音量，例如当飞机处于约100英尺高度时在地面测量的约61分贝的噪音。相同或相似设计可以用于其他大小、重量和性能特性的飞机。

图1描绘了根据本公开的一些实施例的VTOL飞机20。飞机20是自主或自导航的，原因在于其能够在电子控制器的指令下空运乘客或货物到选择的目的地而无需人类飞行员的辅助。当在本文中使用时，“自主”和“自导航”同义并且将会被可互换地使用。另外，飞机20被电力驱动，从而有助于降低操作成本。可以设想提供电能的任何常规方式。如果期望，可以对飞机进行配置以给乘客提供飞行控制以使得乘客可以至少临时地导航飞机而不是唯一地依赖于控制器进行的自导航。

如图1所示，飞机20具有串翼配置，具有靠近机身33的后部安装的一对后翼25、26和一对前翼27、28，前翼还可以称为前置翼(canard)，其靠近机身33的前部安装。每个机翼25-28具有弯度并且当空气在机翼表面上方流动时生成提升力(在y方向上)。后翼25、26安装得比前翼27、28高以便将它们保持于前翼27、28的尾流之外。

在串翼配置中，飞机20的重心位于后翼25、26和前翼27、28之间以使得在向前飞行中由来自后翼25、26的提升力生成的力矩抵消由来自前翼27、28的提升力生成的力矩。这样，飞机20能够在不需要水平稳定器的情况下实现俯仰稳定性，否则水平稳定器将生成在向下方向上的提升力，从而不高效地抵消机翼生成的提升力。在一些实施例中，后翼25、26具有与前翼27、28相同的翼展、展弦比和平均翼弦，但是在其他实施例中，机翼的大小和配置可以不同。

前翼27、28可以被设计为例如通过以下来比后翼25、26生成更多的提升力：通过具有稍微更高的迎角或与后翼25、26不同的其他机翼特性。作为示例，在一些实施例中，前翼27、28可以被设计为在向前飞行中承载飞机的总负载的约60％。具有稍微更高的迎角还有助于确保前翼27、28在后翼25、26之前失速，从而提供增加的稳定性。就这方面而言，如果前翼27、28在后翼25、26之前失速，则由于失速导致的前翼27、28上的减小的提升力会使得飞机20向前俯仰，这是因为重心位于前翼27、28和后翼25、26之间。在这样的情况下，飞机的机头的向下运动会减小前翼27、28上的迎角，从而打断失速。

在一些实施例中，每个机翼25-28具有使得其能够相对于机身33倾斜的倾斜机翼配置。就这方面而言，如将会在下面更详细地描述的，机翼25-28可旋转地耦接到机身33，以使得它们可以相对于机身33动态地倾斜，从而提供垂直起降(VTOL)能力和其他功能，例如偏航控制和改善的空气动力学，这将会在下面更详细地描述。

多个推进器41-48安装在机翼25-28上。在一些实施例中，在每个机翼25-28上安装两个推进器，共计八个推进器41-48，如图1所示，但是在其他实施例中其他数量的推进器41-48是可能的。另外，不需要将每个推进器安装在机翼上。作为示例，飞机20可以具有通过不生成提升力的结构(例如，杆或其他结构)耦接到机身33的一个或多个推进器(未示出)，例如在前翼27、28和后翼25、26之间的位置处。这样的推进器可以通过使将推进器耦接到机身33的杆或其他结构旋转或通过其他技术而相对于机身33旋转。

对于向前飞行，机翼25-28和推进器41-48如图1所示的方式定位，以使得由推进器41-48生成的推力大致水平(在x方向上)以使飞机20向前运动。另外，每个推进器41-48安装在相应的机翼25-28上并且定位在机翼的前缘之前以使得推进器吹动机翼的表面上方的空气，从而改善机翼的提升特性。例如，推进器41、42安装在机翼25上并且吹动机翼25的表面上方的空气；推进器43、44安装在机翼26上并且吹动机翼26的表面上方的空气；推进器45、46安装在机翼28上并且吹动机翼28的表面上方的空气；并且推进器47、48安装在机翼27上并且吹动机翼27的表面上方的空气。推进器叶片的旋转除了生成推力之外还增加机翼25-28周围气流的速度，以使得机翼25-28对于飞机20的给定空速生成更多提升力。在其他实施例中，可以使用其他类型的推进设备来生成推力，并且不需要使每个机翼25-28具有推进器或安装在其上的其他推进设备。

在一些实施例中，推进器41-48的叶片大小设置成使得几乎每个机翼25-28的整个长度被推进器41-48吹动。作为示例，推进器41、42的叶片联合起来横跨几乎机翼25的整个宽度，以使得在机翼25的整个宽度上或几乎整个宽度(例如约90％或更多)上空气被推进器41、42吹动。另外，其他机翼26-28的推进器43-48的叶片类似地横跨几乎机翼26-28的整个宽度，以使得在每个机翼26-28的整个宽度上或几乎整个宽度上空气被推进器43-48吹动。这样的配置有助于增加针对被吹动的机翼在上文描述的性能改进。但是，在其他实施例中，空气可以在任何机翼25-28的较小宽度上被吹动，并且不需要使空气在每个机翼25-28上方被吹动。

技术邻域中已知，当翼面(airfoil)正生成气动升力时，一般由在机翼上方经过的气流形成涡流(称为“翼尖涡流”)并且涡流在翼尖从机翼滚落。这样的翼尖涡流与大量的诱导阻力关联，诱导阻力一般随着翼尖涡流增加而增加。

每个后翼25、26的端部形成大致在垂直方向上延伸的相应的小翼75、76。在不同实施例中，小翼75、76的形状、大小和取向(例如，角度)可以不同。在一些实施例中，小翼75、76是平坦翼面(没有弯度)，但是其他类型的小翼也是可能的。本领域中已知，小翼75、76可以通过使翼尖附近的气流平滑，帮助减小翼尖涡流的强度来减小阻力。小翼75、76还通过生成倾向于在向前飞行期间抵抗偏航的气动力来提供绕偏航轴线的侧向稳定性。在其他实施例中，不需要使用小翼75、76，并且可以使用其他技术来控制偏航或稳定偏航。另外，除了后翼25、26之外，小翼也可以形成在前翼27、28上；或者小翼可以形成在前翼27、28而非后翼25、26上。

在一些实施例中，推进器41、44、45、48中的至少一些是安装在翼尖的(翼尖安装，wing-tip mount)。也就是说，推进器41、44、45、48分别安装在机翼25-28的端部，在翼尖附近，以使得这些推进器41、44、45、48吹动翼尖上方的空气。当从飞机20的正面观察时，在前翼27、28的端部处的推进器45、48的叶片分别逆时针和顺时针旋转。这样，推进器45、48的叶片在经过翼尖时(即，在推进器45、48的外侧上)，它们在向下方向上运动，并且这样的叶片在推进器45、48的内侧上经过机翼27、28时，它们在向上方向上运动。本领域中已知，推进器在推进器叶片向下运动的一侧上生成下洗(downwash)(即，空气在向下方向上的偏转)并且在推进器叶片向上运动的一侧上生成上洗(upwash)(即，空气在向上方向上的偏转)。在机翼上方流动的上洗趋向于增加机翼的在其上上洗流动的部分的有效迎角，从而常常使得这样的部分生成较多提升力，而在机翼上方流动的下洗趋向于减少机翼的在其上下洗流动的部分的有效迎角，从而常常使得这样的部分生成较少提升力。

由于推进器45、48的叶片旋转的方向，推进器45、48中的每一个在其内侧上生成上洗而在其外侧上生成下洗。机翼27、28在其内侧上在推进器45、48之后的部分(在图2A中由参考箭头101、102指示)由于来自推进器45、48的上洗而生成增加的提升力。另外，由于将推进器45、48设置在翼尖处，所以每个推进器45、48的下洗的很大部分不经过前翼27、28而是在从翼尖向外侧的区域(在图2A中由参考箭头103、104指示)中流动。这样，对于每个前翼27、28，由来自推进器45、48中的一个的上洗实现增加的提升力而不遭致来自下洗的提升力的相当的减少，从而产生较高的升阻比。

出于可控性原因(这将在下面更详细地描述)，设计飞机20以使得后翼25、26上的外推进器41、44不在相同方向上旋转其叶片并且前翼27、28上的外推进器45、48不在相同方向上旋转其叶片可能是理想的。这样，在一些实施例中，外推进器44、45在与推进器41、48的方向相反的逆时针方向上旋转其叶片。在这样的实施例中，将推进器41、44设置在翼尖处不会具有与针对前翼27、28的外推进器45、48在上面描述的相同性能益处。但是，吹动小翼75、76上的空气提供至少一些与小翼75、76关联的性能改进。更具体地，来自推进器41、44的上洗在接近小翼75、76的提升力的方向的方向上。这允许小翼75、76针对期望的稳定性水平被设计成较小，导致来自小翼75、76的较小阻力。此外，在对于其前翼27、28被设计成提供比后翼25、26更多的提升力的实施例(如上所述)中，选择前翼27、28上的外推进器45、48来实现与翼尖安装关联的性能益处导致更高效的配置。就这方面而言，当被应用于生成较大提升力的机翼时，这样的性能益处具有较大的整体效果。

机身33包括框架52，可移除乘客模块55和机翼25-28安装在框架52上。乘客模块55具有底板(图1中未示出)，至少一个乘客的至少一个座椅(图1中未示出)安装在底板上。乘客模块55还具有乘客可以看透的透明座舱罩63。如将会在下面更详细地描述的，乘客模块55可以从框架52移除并且用不同的模块(例如，货物模块)替换以改变飞机20的功用，例如从载客改变到载货。

如图1所示，示意的飞机具有起落支柱83(本文称为“后支柱”)，其在空气动力学上被设计为提供绕偏航轴线的侧向稳定性。就这方面而言，后支柱83在向前飞行期间形成一平坦翼面(没有弯度)，该平坦翼面生成倾向于抵抗偏航的气动力。在其他实施例中，可以根据期望，后支柱83可以形成其他类型的翼面。在图1描绘的实施例中，每个后支柱83形成相应起落滑撬81的一部分，起落滑撬81具有由水平条84连接到支柱83的前支柱82。在其他实施例中，起落架可以具有其他配置。例如，不使用滑撬81，后支柱可以耦接到轮子。使用后支柱83来提供侧向稳定性允许减小小翼75、76的大小，从而减小小翼75、76引起的阻力，而同时仍然获得期望的偏航稳定性水平。在一些实施例中，每个小翼75、76的高度等于或小于推进器半径(即，从推进器旋转中心到推进器尖端的距离)，以便保持小翼75、76的提升表面在推进器滑流内。

如图1所示，机翼25-28分别具有铰接的飞行控制表面95-98，用于在向前飞行期间控制飞机20的侧滚和俯仰。图1示出了飞行控制表面95-98中的每一个处于中性位置，对于该中性位置每个飞行控制表面95-98与机翼表面的其余部分对齐。这样，当飞行控制表面处于中性位置时气流不被飞行控制表面显著地重定向或中断。每个飞行控制表面95-98可以向上旋转，这具有减少提升力的效果，并且每个飞行控制表面95-98可以向下旋转，这具有增加提升力的效果。

在一些实施例中，后翼25、26的飞行控制表面95、96可以用于控制侧滚，前翼27、28的飞行控制表面97、98可以用于控制俯仰。就这方面而言，为了使飞机20侧滚，可以在向前飞行期间以相反方式控制飞行控制表面95、96，以使得飞行控制表面95、96中的一个向下旋转而另一个飞行控制表面95、96向上旋转，如图2A和2B所示，这取决于飞机20要在哪个方向上侧滚。向下旋转的飞行控制表面95增加提升力，而向上旋转的飞行控制表面96减少提升力，以使得飞机20朝向向上旋转的飞行控制表面96所位于的一侧侧滚。这样，飞行控制表面95、96可以在向前飞行中用作副翼。

飞行控制表面97、98在向前飞行期间可以一致地被控制。当期望增加飞机20的俯仰时，飞行控制表面97、98都向下旋转，如图2A和2B所示，从而增加机翼27、28的提升力。该增加的提升力使得飞机20的机头向上仰。相反，当期望飞机20下俯时，飞行控制表面97、98都向上旋转，从而减少机翼27、28的提升力。该减少的提升力使得飞机20的机头向下府。这样，飞行控制表面97、98可以在向前飞行中用作升降舵。

要注意，在其他实施例中，可以以其他方式使用飞行控制表面95-98。例如，可以使飞行控制表面97、98作用副翼而使飞行控制表面95、96用作升降舵。另外，可以使任意飞行控制表面95-98在一个时间段期间被用于一个目的(例如，作为副翼)而在另一个时间段期间被用于另一目的(例如，作为升降舵)。实际上，取决于机翼25-28的取向，可以使飞行控制表面95-98中的任一个控制偏航。

在向前飞行期间，也可以通过推进器41-48来控制俯仰、侧滚和偏航。作为示例，为了控制俯仰，控制器110可以调整前翼27、28上推进器45-48的叶片速度。叶片速度的增加使前翼27、28上方空气的速度增加，从而增加前翼27、28上的提升力，并且因此增加俯仰。相反，叶片速度的减少使前翼27、28上方空气的速度减少，从而减少前翼27、28上的提升力，并且因此减少俯仰。推进器41-44可以被类似地控制以提供俯仰控制。此外，增加飞机20一侧上的叶片速度而减少另一侧上的叶片速度可以通过增加一侧上的提升力而减少另一侧上的提升力来导致侧滚。还可以使用叶片速度来控制偏航。具有用于飞行控制的冗余机制有助于提高安全性。例如，在一个或多个飞行控制表面95-98发生故障的情况下，控制器110可以被配置为通过使用推进器41-48的叶片速度来缓解故障。

应当要强调的是，上述机翼配置，包括推进器41-48和飞行控制表面95-98的布置以及机翼25-28的大小、数量和设置，仅为可以用于控制飞机的飞行的机翼配置的类型的示例。在阅读本公开之后，对上述机翼配置的各种修改和改变对于本领域普通技术人员来说将是显而易见的。

参考图3，可以在机载控制器110的指令和控制下来操作飞机20，机载控制器110可以以硬件或硬件、软件和固件的任意组合来实现。控制器110可以被配置为通过控制至少推进器41-48、机翼25-28和飞行控制表面95-98来控制飞机20的飞行路径和飞行特性，这将在下面更详细地描述。

控制器110耦接到多个电机控制器221-228，其中每个电机控制器221-228被配置为基于来自控制器110的控制信号而控制相应推进器41-48的叶片速度。如图3所示，每个电机控制器221-228耦接到驱动对应的推进器41-48的相应电机231-238。当控制器110确定调整推进器41-48的叶片速度时，控制器110传输由对应的电机控制器221-238用来设置推进器的叶片的旋转速度的控制信号，从而控制推进器41-48所提供的推进力。

作为示例，为了设置推进器41的叶片速度，控制器110将指示期望的叶片速度的控制信号传输到耦接到推进器41的对应的电机控制器221。作为响应，电机控制器221提供用于控制电机231的至少一个模拟信号以使得其适当地驱动推进器41来取得期望的叶片速度。可以以类似方式控制其他推进器42-48。在一些实施例中，每个电机控制器221-228(连同其对应的电机231-238)直接在其所耦接到的相应推进器41-48之后安装在机翼25-28内。另外，通过将一部分气流引导通过机翼和热耦接到电机控制器221-228和电机231-238的热沉(未示出)上方，使得电机控制器221-228和电机231-238被被动地冷却。

控制器110还耦接到飞行控制致动系统124，飞行控制致动系统124被配置为在控制器110的指令和控制下控制飞行控制表面95-98的运动。图4描绘了飞行控制致动系统124的实施例。如图4所示，系统124包括多个电机控制器125-128，其分别耦接到控制飞行控制表面95-98的运动的多个电机135-138。控制器110被配置为提供控制信号，该控制信号可以用于：可以根据需要设置飞行控制表面95-98的位置。

作为示例，为了设置飞行控制表面95的位置，控制器110将指示期望的位置的控制信号传输到耦接到飞行控制表面95的对应的电机控制器125。作为响应，电机控制器125提供用于控制电机135的至少一个模拟信号以使得其适当地将飞行控制表面95旋转到期望的位置。可以以类似方式控制其他飞行控制表面96-98。

如图3所示，为了在其控制功能方面辅助控制器110，飞机20可以具有多个飞行传感器133，其耦接到控制器110并且给控制器110提供关于控制器110可以进行哪些控制决策的各种输入。作为示例，飞行传感器133可以包括空速传感器、姿态传感器、航向传感器、高度计、垂直速度传感器、全球定位系统(GPS)接收器或可以用于对驾驶和导航飞机20进行控制决策的任何其他类型的传感器。

飞机20还可以具有碰撞避免传感器136，其用于检测地形、障碍物、飞机和可能造成碰撞威胁的其他物体。控制器110被配置为使用来自碰撞避免传感器136的信息来控制飞机20的飞行路径以便避免与传感器136感测到的物体碰撞。

如图3所示，飞机20可以具有用户接口139，其可用于接收来自用户(例如乘客)的输入并且向用户提供输出。作为示例，用户接口139可以包括键盘、小键盘、鼠标或能够接收来自用户的输入的其他设备，并且用户接口139可以包括显示设备或扬声器以向用户提供视觉或音频输出。在一些实施例中，用户接口139可以包括触敏显示设备，其具有能够显示输出和接收触摸输入的显示屏。如将在下面更详细地描述的，用户可以利用用户接口139进行各种目的，例如选择或以其他方式指定飞机20飞行的目的地。

飞机20还具有无线通信接口142，用于实现与外部设备的无线通信。无线通信接口142可以包括一个或多个射频(RF)无线电设备、蜂窝无线电设备或用于在远距离上进行通信的其他设备。作为示例，在飞行期间，控制器110可以从远程位置接收指令或信息并且然后基于这样的指令或信息控制飞机20的操作。控制器110还可以包括短距离通信设备，例如蓝牙设备，用于在短距离上进行通信。作为示例，用户可以使用无线设备(例如蜂窝电话)来代替用户接口139或除了用户接口139之外提供输入。用户可以使用长距离通信或替代地使用短距离通信(例如，当用户物理地在飞机20处时)来与控制器110通信。

如图3所示，控制器110耦接到机翼致动系统152，机翼致动系统152被配置为在控制器110的指令和控制下旋转机翼25-28。此外，控制器110耦接到推进器俯仰制动系统155，其可以用于可以根据需要控制推进器的叶片的俯仰，以取得高效的飞行特性。

图3进一步示出，飞机20具有电力系统163，用于对飞机20的各种部件供电，包括控制器110、电机控制器221-228、125-128和电机231-238、135-138。在一些实施例中，用于驱动推进器41-48的电机231-238唯一地由来自系统163的电力供电，但是在其他实施例中，可以使用其他类型的电机231-238(例如，供给燃料的电机)。

电力系统163具有分布式电源，包括在各个位置处安装在框架52上的多个电池166。电池166中的每一个耦接到电力调节电路169，其从电池166接收电力并且调节这样的电力(例如，调节电压)以分配到飞机20的电气部件。特别地，电力调节电路169联合来自多个电池166的电力以为飞机的电气部件提供至少一个直流(DC)电力信号。如果电池166中的任一个发生故障，则其余电池166可以用于满足飞机20的电力需求。

如上所述，控制器110可以以硬件、软件或其任意组合来实现。在一些实施例中，控制器110包括至少一个处理器和用于在处理器上运行以便实现本文描述的控制器110的控制功能的软件。在其他实施例中，控制器110的其他配置是可能的。要注意，可以使控制功能分布在多个处理器(例如多个机载处理器)上，并且使控制功能分布在多个位置上。作为示例，一些控制功能可以在一个或多个远程位置处执行，并且可以通过无线通信接口142(图3)或其他方式在这样的远程位置和飞机20传送控制信息或指令。

如图3所示，控制器110可以存储或者访问飞行数据210，控制器110可以使用飞行数据210来控制飞机20。作为示例，飞行数据210可以限定能够由乘客或其他用户选择的一个或多个预定飞行路径。使用飞行数据210，控制器110可以被配置为使飞机20自导航以沿选择的飞行路径飞行以便到达期望的目的地，这将会在下面更详细地描述。

如上所述，在一些实施方例中，机翼25-28被配置为在控制器110的指令和控制下旋转。图1示出针对本文称为“向前飞行配置”的配置中的向前飞行而定位的机翼25-28，在向前飞行配置中，当进行向前飞行需要时，机翼25-28被定位成生成充足的气动升力以抵消飞机20的重量。在这样的向前飞行配置中，机翼25-28大致定位成接近水平，如图1所示，以使得每个机翼25-28的弦具有用于高效地生成向前飞行的提升力的迎角。由机翼25-28生成的提升力可以如所期望地足以维持飞行。

当需要时，例如当飞机20接近其目的地时，机翼25-28可以旋转以便将机翼25-28的配置从图1所示的向前飞行配置转变为本文称为“悬停配置”的配置，从而有助于执行垂直起降。在悬停配置中，机翼25-28被定位成使得由推进器41-48生成的推力足以抵消飞机20的重量，这对于垂直飞行可能是期望的。在这样的悬停配置中，机翼25-28被定位成接近垂直，如图5所示，使得来自推进器41-48的推力大致向上指向，以抵消飞机20的重量，从而取得期望的垂直速度，但是推力可以具有针对可控性的与垂直方向的小偏移，这在与本文同日提交并且题为“Vertical Takeoff and Landing Aircraft with Tilted-WingConfigurations”(倾斜翼配置的垂直起降飞机)的共同受让的美国专利申请No.PCT/US2017/018135中更详细地描述，将该专利申请通过引用并入本文。飞机20在悬停配置中在机翼25-28旋转成使得来自推进器的推力大致垂直的顶视图由图6示出。

要注意，推进器叶片的旋转方向(此后称为“叶片方向”)可以基于各种因素进行选择，包括当飞机20处于悬停配置时的可控性。在一些实施例中，机身33一侧上外推进器41、45的叶片方向与机身33另一侧上外推进器44、48的叶片方向成镜像。也就是说，外推进器41与外推进器48对应并且具有相同的叶片方向。另外，外推进器44与外推进器45对应并且具有相同的叶片方向。此外，对应的外推进器44、45的叶片方向与对应的外推进器41、48的叶片方向相反。这样，外推进器41、44、45、48形成推进器的镜像四元布置，具有一对在相同方向上使其叶片旋转的对角线上相对的推进器41、48和一对在相同方向上使其叶片旋转的对角线上相对的推进器44、45。

在图5所示的示例性实施例中，选择外推进器41、48用于顺时针叶片方向(当从飞机20的正面观看时)，并且选择外推进器44、45用于逆时针叶片方向(当从飞机20的正面观看时)，以便实现对于推进器45、48的先前在上面描述的翼尖安装的益处。但是，如果期望，可以颠倒这样的选择，以使得推进器41、48的叶片逆时针方向旋转而推进器44、45的叶片顺时针方向旋转。

此外，机身33一侧上内推进器42、46的叶片方向与机身33另一侧上内推进器43、47的叶片方向成镜像。也就是说，内推进器42与内推进器47对应并且具有相同的叶片方向。另外，内推进器43与内推进器46对应并且具有相同的叶片方向。此外，对应的内推进器43、46的叶片方向与对应的内推进器42、47的叶片方向相反。这样，内推进器42、43、46、47形成推进器的镜像四元布置，具有一对在相同方向上使其叶片旋转的对角线上相对的推进器42、47和一对在相同方向上使其叶片旋转的对角线上相对的推进器43、46。在其他实施例中，飞机20可以具有任意数量的推进器的四元布置，并且不需使推进器41-48定位成本文所述的镜像四元布置。

在图5所示的示例性实施例中，选择对应的内推进器42、47用于逆时针叶片方向(当从飞机20的正面观看时)，并且选择对应的内推进器43、46用于顺时针叶片方向(当从飞机20的正面观看时)。这种选择具有确保推进器42、43的内侧上后翼25、26的一些部分由于来自推进器42、43的上洗在推进器42、43的外侧上机翼25、26的一些部分之前失速的优点。这有助于在迎角增加的情况下保持依附到机翼25、26(飞行控制表面95、96位于该机翼25、26表面)的气流，从而有助于在临近失速时保持飞行控制表面95、96起作用以控制飞机20。但是，如果期望，可以颠倒这样的选择，以使得推进器42、47的叶片顺时针方向旋转而推进器43、46的叶片逆时针方向旋转，如图13所示。另外，在其他实施例中，其他叶片方向组合也是可能的。

通过在每个四元布置中使叶片方向成镜像(如上所述)，可以实现某些可控性益处。例如，对应的推进器(例如，镜像的四元布置内的一对在对角线上相对的推进器)可以生成趋向于抵消或消除的力矩，以使得可以根据需要平衡飞机20。可以选择性地控制推进器41-48的叶片速度以实现期望的侧滚、俯仰和偏航力矩。作为示例，可以将对应的推进器的设置和配置设计成(例如，将对应的推进器定位在距飞机的重心的大约相同距离处)使得在其叶片以某些速度(例如，以大约相同的速度)旋转时其俯仰和侧滚力矩抵消。在这样的情况下，可以以大约相同的速率或以其他方式改变(例如，增加或减少)对应的推进器的叶片速度，用于控制偏航的目的(这将在下面更详细地描述)，而不引起导致飞机20分别绕侧滚轴线和俯仰轴线的位移的侧滚和俯仰力矩。通过控制所有推进器41-48使得其侧滚和俯仰力矩抵消，控制器110可以改变至少一些推进器的速度以产生期望的偏航力矩，而不导致飞机20绕侧滚轴线和俯仰轴线的位移。类似地，通过不同地改变推进器41-48的叶片速度可以引起期望的侧滚和俯仰运动。在其他实施例中，可以使用其他技术来控制侧滚、俯仰和偏航力矩。

在任一推进器41-48发生故障的情况下，可以调整保持操作的其他推进器的叶片速度以便适应发生故障的推进器同时保持可控性。在一些实施例中，控制器110存储预定义数据(本文此后称为“推力比(thrust ratio)数据”)，其指示要由推进器41-48针对某些操作条件(例如，期望的侧滚、俯仰和偏航力矩)和推进器操作状态(例如，哪些推进器41-48进行操作)提供的期望推力(例如，最优推力比)。基于该推力比，控制器110被配置为根据哪些推进器41-48当前正在进行操作来控制推进器41-48的叶片速度，以取得最优推力比，以便减少由推进器41-48提供的总推力，并且因此减少由推进器41-48消耗的总功率同时取得期望的飞机运动。作为示例，对于悬停飞行，可以确定对于给定量的总推力取得最大偏航力矩的推力比。

在一些实施例中，推力比数据是分别与推进器41-48的某些操作状态关联的矩阵或其他数据结构的形式。例如，一个矩阵可以用于所有推进器41-48都进行操作的状态，另一个矩阵可以用于一个推进器(例如，推进器42)已经发生故障的状态，并且又另一个矩阵可以用于另一个推进器(例如，推进器43)已经发生故障的状态。可以存在至少一个矩阵与每个可能的推进器操作状态关联。

每个矩阵可以基于针对其与之关联的推进器操作状态所执行的测试来限定，以便导出可以由控制器110用于确定对于这样的操作状态的期望推力的一组表达式(例如系数)。作为示例，对于给定操作状态(例如，特定推进器41-48发生故障)，可以执行测试以确定对于进行操作的推进器的最优推力比以便保持飞机20平衡。与这样的操作状态关联的矩阵可以被限定为使得当指示期望的飞行参数的值(例如，指示期望量的偏航力矩的值，指示期望量的俯仰力矩的值，指示期望量的侧滚力矩的值和指示期望量的总推力的值)在数学上与矩阵组合时，结果提供指示每个进行操作的推进器的最优推力的至少一个值以便获得期望的飞行参数。这样，在确定飞机20在操作期间的期望飞行参数之后，控制器110可以确定飞机20的当前推进器操作状态并且然后基于这样的操作状态和一个或多个飞行参数分析推力比数据以确定用于控制至少一个推进器41-48的值。作为示例，控制器110可以被配置为将指示期望的飞行参数的值和与飞机20的当前推进器操作状态相关联的矩阵组合，以便确定用于控制每个操作的推进器41-48的至少一个值。要注意，用于监测推进器41-48的操作状态的电机控制器221-228(图3)或传感器(未具体示出)可以通知控制器110关于当前哪些推进器41-48进行操作的信息。

如上所述，在飞行期间(不管是在向前飞行配置或悬停配置中)，控制器110可以被配置为使用碰撞避免传感器136检测碰撞威胁并且控制飞机20以避免这些检测到的威胁。图7描绘了示例性碰撞避免传感器136，其可以根据本公开一些实施例由控制器110用于该目的。图7的示例性碰撞避免传感器136包括光检测和测距(LIDAR)传感器530、无线电监测和测距(radar)传感器532和光学传感器534。尽管图7所示的示例性传感器136包括不同类型的三个传感器，但是在其他实施例中，碰撞避免传感器136可以包括任意数量、组合和类型的传感器，以便实现本文所述的碰撞避免功能。仅作为示例，这样的传感器可以包括用于GPS感测、卫星导航(例如，广播式自动相关监视或ADS-B)、振动监测、差分压力感测的部件和系统或其他传感器。

LIDAR传感器530被配置为基于反射的激光脉冲、紫外、不可见或近红外光来对物体成像。LIDAR传感器530被配置为发射光脉冲以照亮物体(例如，地形、飞机或障碍物)表面，检测从物体表面反射的光返回以限定物体的图像，并向控制器110提供指示该图像的数据。控制器110可以使用来自LIDAR传感器530的数据以检测非常接近飞机20(例如，在约200米内或更近)的物体。在其他实施例中，LIDAR传感器530可以用于检测其他范围内的物体，并且除了LIDAR传感器530之外或替代LIDAR传感器530，还可以使用其他类型的传感器来检测短范围内的物体。

雷达传感器532被配置为发射无线电波或微波的脉冲并且检测从物体反射的脉冲返回以便感测物体的存在。当雷达传感器532检测物体时，传感器532向控制器110提供指示物体的位置(例如方向和距离)的数据。在一些实施例中，控制器110可以使用来自雷达传感器532的数据来检测与使用其他单独的传感器136(例如LIDAR传感器530)可以检测的相比与飞机20相距较远(例如，在约1-2英里内)的物体。

在一些实施例中，光学传感器534可以包括被配置为捕获场景的图像的至少一个常规的相机，例如视频相机或其他类型的相机。这样的相机具有至少一个透镜，其被定位成接收来自一区域(例如，飞机20飞行通过的空域)的光，并且将通过透镜接收的光转换成数字数据供控制器110分析。控制器110可以被配置为利用用于检测相对于背景的物体运动的算法来感测可能在飞机20附近飞行的其他飞机。就这方面而言，控制器110可以分析和比较捕获的图像的多个帧以识别运动的物体。特别地，控制器110可以相对于背景识别物体并且将至少一个帧中的识别的物体与至少另一个帧中的物体进行比较以确定物体已经运动的程度。运动的物体可能是对飞机20成为碰撞威胁的另一架飞机。基于检测的运动，控制器110可以估计物体的方向和速度。

在一些实施例中，雷达传感器532和光学传感器534可以用于检测对在向前飞行中的飞机20造成威胁的物体。雷达传感器532一般具有相对长和宽的范围，其使得它们特别适于在向前飞行中感测物体。在用于起降的悬停配置中，LIDAR传感器530可以用感测和避免功能，例如检测对飞机20造成威胁的物体。LIDAR传感器530还可以用于绘制地形图以便找到降落的合适位置。就这方面而言，控制器110可以使用由LIDAR传感器530提供的地图来找到和选择基本上没有可能对飞机20造成威胁的障碍物的相对平坦的区域进行降落。LIDAR传感器530可以安装在机械平衡环上，该机械平衡环被布置成以“扫描”运动移动LIDAR传感器530，以便增加LIDAR传感器530的空间分辨率。

当控制器110检测到运动物体时，控制器110可以评估物体是否是可能适宜让控制器110使飞机20偏离其当前路径的碰撞威胁。就这方面而言，控制器110可以基于运动物体的位置、方向和速度来估计其路径，并且基于这样的路径和飞机20的当前路线，确定运动物体和飞机20是否将有可能来到相互的阈值距离内。如果是，则控制器110可以被配置为通过计算确保飞机20和物体将保持彼此相距至少阈值距离的新路径来使飞机20偏离其当前路径。然后，控制器110可以控制飞机20沿新路径飞行。将在下面更详细地描述示例性碰撞避免算法。

图8描绘了根据本公开的一些实施例的用于碰撞避免的步骤。在步骤701，控制器110基于来自碰撞避免传感器136的数据感测威胁。控制器110感测的威胁可以包括将或有可能将在飞机20的当前飞行路径的阈值距离内的物体(静止和运动的物体)，在飞行、起飞或降落期间飞机20周围的缓冲半径内的物体，或对于飞机20的安全操作造成足够的风险使得需要从飞机20的飞行路径的偏移的其他物体。在一些实施例中，控制器110可以通过对来自传感器136的数据应用算法来导出指示对飞机20的安全操作造成风险的特性来确立威胁的存在，例如，基于(1)飞机的当前路线和(2)检测的物体的位置和/或速度导出检测到的物体距离飞机20或有可能将距离飞机20的距离。控制器110可以将该特性与阈值比较并且基于比较确定威胁存在。作为示例，基于是否超过阈值，控制器110可以确定已经感测到威胁并且可以采取动作以避免威胁。

在控制器110确定已经感测到威胁之后，处理可以继续到步骤702。在步骤702，控制器110可以基于确定已经感测到威胁来计算偏离路线。在一些实施例中，控制器110可以基于从传感器136接收的将使得飞机20避免威胁的数据来计算飞机20的偏离路线。控制器110可以使用其可获得的任何合适的信息来计算偏离路线以便使得飞机20能够避免感测的威胁。例如，控制器110可以基于威胁和飞机20的相对位置、相对速度、威胁和飞机20的轨迹、大小和其他特性以及该区域中的大气状况(例如，天气)来计算偏离路线。在一些实施例中，控制器110可以在计算偏离路线的同时采取附加动作，例如提供警告(例如，向飞机20的乘客或与威胁(例如迎头而来的飞机)关联的其他人提供警告)。

要注意，控制器110可以在一段时间内持续跟踪威胁并且可以基于对于威胁的感测到的变化来确定重新计算飞机20的偏离路线是适宜的。例如，如果表示对飞机20的威胁的物体的轨迹或位置改变，或者如果控制器110失去对物体的跟踪(即，不再能够检测物体)，则控制器110可以评估是否需要重新计算偏离路线。作为示例，如果控制器110失去对物体的跟踪，则控制器110可以计算相对于威胁的估计的路径或位置提供更大的安全裕度(例如，分离距离)的新偏离路线。在其他实施例中，控制器110可以使用任何合适的数据来计算偏离路线并基于感测的威胁的改变来确定是否要重新计算路线。在已经计算偏离路线之后，处理可以继续到步骤704，在此时控制器110控制飞机20以沿偏离路线飞行。

在步骤706，控制器110可以例如基于来自传感器136的数据确定飞机20是否已经避免在步骤701感测到的威胁。在一些实施例中，控制器110可以通过以下来评估是否已经避免了威胁：将步骤701的算法应用于来自传感器136的后续数据、导出指示对飞机20的安全操作造成风险的特性，并且将该特性与阈值比较。如果该特性指示威胁继续存在，则控制器110可以返回到步骤702并且从步骤702继续处理。如果该特性指示威胁不再存在，则控制器110可以确定已经成功避免威胁，并且处理可以继续到步骤708。

在步骤708，控制器110可以使飞机20返回到其目的地的初始飞行路径。在一些实施例中，控制器110可以基于在偏离之后的其当前位置来计算到其目的地的新飞行路径，或者偏离路线可以限定一直到目的地的路径。不管计算或以其他方式确定到目的地的飞行路径的方式，控制器110都可以控制飞机20飞行到其目的地，并且如果沿其路线检测到新威胁则重复图8所示的过程。

在一些实施例中，控制器110可以通过与其他飞机沟通飞机位置或速度来感测威胁。就这方面而言，可以将各种飞机设计成自动地相互通信以便发现彼此的位置和路线以便辅助碰撞避免。作为示例，控制器110可以使用双向应答器(例如，使用ADS-B)或其他通信设备广播飞机20的位置和速度。控制器110可以接收对于其指示其他附近的飞机的位置和速度的通信的响应(例如，来自空中交通控制或能够在碰撞避免操作中协作的飞机)。控制器110然后可以基于该响应确定威胁存在。例如，如果对于广播飞机20的飞行路径(例如，位置和速度)的通信的响应指示沿着飞行路径存在对飞机20的安全飞行造成风险的飞行路径的距离内的另一交通工具或障碍物，则控制器110可以确定威胁存在。就这方面而言，一旦控制器110通过与这样的其他飞机或交通控制的通信确定另一飞机的位置和速度，控制器110就可以评估威胁，并且如果合适，就使用上述技术使其偏离其当前路线以避免由碰撞和避免传感器136检测到的飞机。

如上所述，控制器110可以被配置为在没有人类飞行员的辅助的情况下驾驶和导航飞机20。图9描绘了根据本公开的一些实施例的用于通过控制器110进行自导航飞行的步骤。

在步骤801，选择飞机20的路线。可以基于一个或多个目的地和基于用于选择空中旅行的线路的任何合适条件(例如，大气条件、飞机特性、到目的地的距离、一天中的时间等)来选择路线。要注意，路线选择可以基于来自用户(例如，乘客或货物运输顾客)的输入。

作为示例，控制器110使用的飞行数据210可以包括预定的目的地列表，以及对于每个目的地的用于飞行到该目的地的至少一个预定路线。使用用户接口139(图3)或其他用户接口(例如，经由图3描绘的通信接口142与控制器110通信的移动设备)的人可以与控制器110通信以接收和查看目的地列表然后提供输入以选择目的地。响应于目的地选择，控制器110可以自动选择由飞行数据210指示的预定路线。替代地，可以向用户显示指示与选择的目的地关联的预定路线的数据，用户可以提供输入以选择显示的路线中的一个。如果没有预定到目的地的路线，则控制器110可以计算一个或多个路线，然后选择计算的路线中的一个或者显示计算的路线供用户选择。

要注意，不需要选择预定目的地。作为示例，飞行数据210可以限定可以向用户显示的地图，并且用户可以被允许选择地图上的位置作为飞机的目的地。如果选择的目的地不与预定路线关联，则控制器110可以计算到目的地的路线，如上所述。一旦选择了目的地和路线，处理就可以继续到步骤802。

在步骤802，控制器110可以控制飞机20以进行垂直起飞。在一些实施例中，飞机20可以在悬停配置中开始垂直起飞操作，使得飞机20在起飞时取得基本垂直的飞行路径。使用飞行传感器133，控制器110可以提供用于控制推进器41-48、机翼25-28和飞行控制表面95-98的控制输入以便以期望的方式定向和控制飞机20的运动。此外，使用碰撞避免传感器136并且更特别地使用LIDAR传感器LIDAR(其可以准确地检测在飞机20的短距离内的物体)，控制器110在起飞期间控制飞机20，以确保其不与检测到的物体碰撞。在飞机20已经执行垂直起飞之后，处理可以继续到步骤804。

在步骤804，飞机20可以转换到向前飞行配置，如上所述。从悬停配置到向前飞行配置的平滑过渡可以基于来自控制器110的引导而进行。就这方面而言，基于控制器110确定的各种飞行特性(例如，飞行高度、速度、姿态等)以及转换到向前飞行配置的转换可以安全完成的评估和确定(例如，在飞机20的飞行路径中未检测到碰撞威胁的确定)，控制器110可以确定飞机20可以安全地执行转换到向前飞行配置的转换。在飞机20已经转换到向前飞行配置之后，处理可以继续到步骤806。

在步骤806，控制器110可以控制飞机20以便根据选择的路线将其导航到选择的目的地。当飞机20行进时，控制器110可以使用碰撞避免传感器136来根据本文描述的技术感测和避免沿其路线的威胁。要注意，飞行期间的导航可以关于控制器110可获得的任何合适的信息来进行，如来自GPS感测、ADS-B或其他卫星导航、传感器136的数据或其他信息。在一些实施例中，飞机20可以包括适于经由远程控制导航飞机20的部件或电路。就这方面而言，可以根据需要转移对飞机20的控制，例如在飞机20上发生系统故障的情况下或者飞机20不能保持实现安全的自导航飞行所需的部件的功能的其他情况下。在一些实施例中，飞机20可以包括例如在紧急情况下足以允许乘客控制飞机20的操作的部件和电路。一旦飞机20到达靠近其目的地的点，处理可以继续到步骤808。

在步骤808，控制器110可以控制飞机20以便将其从向前飞行配置转换到悬停配置以进行垂直降落。就这方面而言，控制器110可以通过向上旋转机翼25-28以使得来自推进器41-48的推力大致指向垂直方向来将飞机20转换到悬停配置，大致如图5所示。这样的悬停配置允许飞机20以高效的方式实现大致垂直的飞行。在飞机20从向前飞行配置转换到悬停配置之后，处理可以继续到步骤810。

在步骤810，控制器110控制飞机20在处于悬停配置中时执行垂直降落。当处于悬停配置时，来自推进器41-48的推力抵消飞机20的重量以取得期望的垂直速度。此外，可以通过稍微使机翼25-28倾斜以便推进器推力向量与垂直方向具有小角度偏移，导致在可能需要时足以使飞机20运动的水平推力向量分量，来实现侧向运动。还可以通过机翼倾斜以及致动飞行控制表面95-98和操纵推进器41-48的叶片速度来实现偏航控制。

在一些实施例中，在共同控制下操作的多个飞机20(此后称为“机群”)可以相互并且与其他飞机协调地执行自导航飞行操作用于各种商业和其他目的。在示例性实施例中，机群可以包括大量的飞机20(例如，100000至5百万活跃交通工具)，并且可以与其他飞机(例如，急救、军用和其他飞机)协调地进行操作。在一个实施例中，机群的操作的控制可以中心化并且可以提供对机群内的每个飞机20的操作的完全控制能力。这样，每个飞机20可以基于与其他飞机20、协作的飞机或中心化的空中交通管理网络的通信而高效地相对于机群内的其他飞机20和协作的飞机进行操作，如下所述。

机群可以执行各种不同的商业服务，包括运输乘客和货物。作为示例，机群的飞机20可以被配置为运输在远程油井、钻塔或炼油厂生产的油气，大大减少通过基于船只或陆地的运输可以实现的运输所花费的时间，并且与现有空运(例如，使用常规直升机)相比成本大大降低。在其他示例中，机群的飞机20可以被配置为进行包裹递送(例如，医疗供应品的当日递送、易腐坏物品或其他时间敏感的包裹)或进行其他货物的递送。在一些实施例中，机群的飞机20可以被配置为运输乘客，包括需要危急、时间敏感或救命的医疗护理(例如，MedEvac飞行或器官捐献和器官移植飞行)的患者或在不能获得及时和有效的医生护理的远程位置中需要其帮助的医生。就这方面而言，机群可以避免使用拥挤或不可通过路线上的基于陆地的交通工具所花费的长行进时间。另外，在一些实施例中，与常规地面行进相比，消费者可以实现极大地减小行进时间和成本。作为示例，如果例如通行人员每天在机群的飞机20中行进两次，则可以积累极大的节省。就这方面而言，通行人员可以在一致的基础上避免与导航拥挤、高交通量行进路线关联的成本。

可以通过使用空中交通管理协议来控制飞机20可以飞过的空域。就这方面而言，空域可以分成空域块，并且可以在不同时间选择性地将空域块分配给飞机20以避免冲突。作为示例，在任何给定时刻，可以将一个空域块分配给单个飞机有限时段，以使得该单个飞机是被允许在该时段期间在分配的空域内的唯一飞机。可以中心化对分配空域块的控制，其中每个飞机20与用于空域分配的中心服务器通信。可以人工执行空域分配(例如通过空中交通控制人员)，或者通过中心化服务器或其他方式自动执行。

在一些实施例中，大量飞机20(例如机群)可以彼此通信以形成网络，并且可以将空中交通管理功能的一些部分分流到该网络。作为示例，一旦控制器110为飞机20选择了路线，控制器110就可以无线地传输消息，请求一些时段的空域块，在该时段期间控制器110预期会根据其飞行计划进行飞行。每个请求可以包括标识空域块的空域标识符和标识针对被标识的空域块所请求的时段的时间标识符。具有先前批准的飞行计划的其他飞机可以评估控制器110请求的空域块是否与其飞行计划冲突。当控制器110在某一时间段请求了根据先前批准的飞行计划已经被分配给另一飞机的空域块时，会发生这样的冲突。如果存在这样的冲突，则与冲突关联的具有先前批准的飞行计划的飞机通过指示该重复的回复对控制器的请求进行响应。作为响应，控制器110可以选择不同的路线或创建具有不同飞行时间或路线的新飞行计划以便找到不与其他先前批准的飞行计划发生冲突的飞行计划。

但是，如果控制器110未接收到指示对于与其当前飞行计划关联的任何请求的冲突的回复，则当前飞行计划可以被视为被网络“批准”。然后，控制器110可以控制飞机20根据飞行计划飞过空域。一旦批准了飞行计划，控制器110还可以监测来自其他飞机的通信以确定对于空域块的请求是否与控制器批准的飞行计划冲突。如果是，则控制器可以回复请求以向其他飞机通知该冲突，如上所述。

要注意，对于空域块的请求可以分配优先级，优先级可以用于以划分优先次序的方式解决空域的冲突。作为示例，第一响应者使用的急救飞机可以比非急救飞机被分配更高优先级。对于空域分配的每个请求可以包括指示请求的飞机的优先级的值。如果较低优先级的飞机确定请求与其飞行计划冲突，则这样的其他飞机可以修改其飞行计划以即便是在其飞行计划已经被先前批准的情况下根据上述技术来避免冲突。

飞机20的机体(例如，机身33、机翼25-28、起落滑撬81等)优选包括轻量材料以便增强性能并且降低对电力系统163的功率负担，但是这些材料应当具有足够的机械完整性以经受在飞机20的寿命期间遭致的力和应力。在一些实施例中，复合材料被用于机体。作为示例，可以使用诸如高压树脂转移成型(HPRTM)的方法来制造合适的复合材料。这些方法可以产生较低的废物产生率，同时使其自身高度自动化，降低了生产成本。用于制造飞机20的复合材料的示例性过程在下面更详细地描述。

在一些实施例中，飞机20可包括用于增强操作安全性的各种部件和系统。作为示例，在没有适当的安全机制的情况下，飞机20的推进器41-48可能在飞机20的进出期间对人类乘客造成严重伤害的风险。在一些实施例中，推进器41-48中的每一个可包括推进器护罩(未示出)，用于防止推进器41-48与物体接触，特别是在操作期间(例如，接触可能移动到推进器41-48的旋转半径中的人或物体)。在这方面，可以避免在操作期间由与推进器41-48的叶片接触引起的损伤(例如，对人、物体或推进器41-48)。另外，在一些实施例中，推进器叶片的尖端可能是易碎的。在这方面，推进器41-48的叶片尖端可以设计成在撞击时破碎或以其他方式破裂，这可以消散能量并最小化对乘客或旁观者的伤害，例如，在推进器41-48接触地形或其他物体的情况下(例如，在飞机20的硬降落期间)。

在一些实施例中，操作安全性增强可以包括用于在飞机20的系统发生需要进行疏散的故障的情况下用于疏散和回收乘客或货物的部件或系统。作为示例，事件(诸如紧急情况)可能需要疏散飞机20以防止对乘客或货物的损坏或伤害。飞机20可包括疏散系统，例如弹道式回收系统(BRS)或用于安全疏散的其他系统。注意，疏散系统可以远程地或由飞机20的乘客启动，并且可以推迟启动直到确定(即，通过飞机20的控制器110或其他方式)飞机20已经到达可以安全地进行疏散某个位置(例如，适当的地形)。在一些实施例中，控制器110可识别替代的降落位置并转移其飞行路径以尝试安全降落在合适的位置。在一些情况下，可以响应于确定非关键故障事件的发生(例如，丢失无线电链路，GPS感测衰退，功率丢失或电池故障)来执行转移。此外，执行降落的位置和类型可以基于检测到的故障类型。作为示例，对于一些故障，控制器110可以将飞机20转移到进行疏散最近的合适位置，然后执行疏散(例如，通过BRS激活或其他)，而对于其他不太严重的故障，控制器110可以将飞机20转移到合适的位置以进行垂直降落。

如上面参考图1所述，在一些实施例中，飞机20可包括可移除的模块化隔间，其配置用于运输特定有效载荷，例如乘客模块55，其可被配置用于运输人类乘客，或货物模块，其可被配置用于运输各种类型的货物。如关于图1所述，乘客模块55可包括底板、至少一个座椅(未示出，例如轻质的冲击吸收座椅)和透明座舱罩63。在其他实施例中，乘客模块55可包括用于促进乘客舒适性的其他部件，例如舱照明设备、环境控制和防火壁/防烟壁。在一些实施例中，乘客模块55还可以包括用户接口139(图3)，其可以包括用于选择输入和显示输出的触摸屏。另外，模块化隔间和框架52可包括任何需要的部件(例如，硬件、电子设备或其他部件)，用于将模块化隔间(例如，乘客模块55)耦接到框架52，以便在飞行期间安全运输。

图10描绘了根据本公开一些实施例的配置用于货物运输的示例性飞机20。在一些实施例中，模块化隔间可以被实现为货物模块955，并且可以根据需要配置用于运输货物(即，除人类乘客之外的有效载荷)。在一个实施例中，飞机20可以通过从飞机20提升和移除乘客模块55并将其替换为货物模块955而从乘客运输配置转换为货物运输配置，如图10所示。在一些实施例中，货物模块955可包括底板、用于容纳货物的内部空间以及不透明的座舱罩363，但是其他类型的座舱罩和结构也是可能的。货物模块955可包括用于固定货物模块955内包括的货物以便在飞机20上安全运输的任何必要部件，例如，使用约束装置、支撑件或其他部件。另外，货物模块955和框架52可包括用于将货物模块955耦接到框架52以便在飞行期间安全运输的任何必要部件(例如，硬件、电子设备或其他部件)。注意，货物模块955可以包括与乘客模块55基本相同的外部尺寸和形状。在这方面，飞机20的表面的形状和尺寸可以保持一致，并且飞机20(例如，机身33)的表面上的气流特性可以保持一致，而与飞机20的模块化隔间是被配置用于运输乘客(例如，乘客模块55)还是货物(例如，货物模块955)无关。

图11描绘了根据本公开一些实施例的飞机20的后视图。图11示出了出于说明目的从飞机20移除了电池，而图12示出了电池166位于机身33中。在图11所示的示例性实施例中，用于为飞机20的各种部件供电的多个电池166(图3)可以在机身33下方存放在框架52内的一个或多个电池隔间970中(图1)。电池166可以装载到电池隔间970中并且耦接到电接口(未示出)，用于从电池166向飞机20的各种部件和系统提供电力。在这方面，对于每个隔间970，框架52可以具有端口(例如，进气口或出气口)，电池972可以通过该端口装载到隔间970中。在一些实施例中，导轨、引导件、轨道或其他部件可以在每个电池隔间970内耦接到框架52，用于固定电池166并有助于装载和移除电池166。注意，电池166可以是“可热插拔的”，因为它们能够在不关闭飞机20的情况下被移除和更换。

在一些实施例中，框架52可包括用于每个隔间970的进气口975(图2A)，其允许空气流入隔间970以在飞行期间被动冷却电池166。在这方面，每个隔间从进气口970延伸到出气口971，使得空气可以通过隔间970(在插入隔间970的电池166上方)流入进气口975并通过出气口971离开。在其他实施例中，进气口975、电池隔间970和出气口971的其他配置都是可能的。

前述内容仅仅是对本公开的原理的说明，并且本领域技术人员可以在不脱离本公开的范围的情况下进行各种修改。提供上述实施例是出于说明而非限制的目的。除了在此明确描述的那些之外，本公开还可以采用许多形式。因此，要强调的是，本公开不限于明确公开的方法、系统和装置，而是旨在包括在所附权利要求的精神内的变型和修改。

作为另一个例子，可以进行装置或过程参数(例如，尺寸、配置、部件、过程步骤顺序等)的变化以进一步优化如本文所示和所述的所提供的结构、装置和方法。在任何情况下，本文描述的结构和设备以及相关方法具有许多应用。因此，所公开的主题不应限于本文所述的任何单个实施例，而应在根据所附权利要求的宽度和范围上进行解释。

Claims (38)

1.一种用于执行垂直起降的自导航、电动飞机，包括：

机身，具有第一侧和与所述第一侧相对的第二侧；

多个机翼，以串翼配置耦接到所述机身，所述多个机翼至少包括定位于所述机身的第一侧上的第一后翼和第一前翼并至少包括定位于所述机身的第二侧上的第二后翼和第二前翼；

第一电动推进器，耦接到所述第一前翼并定位成在所述第一前翼上方吹气；

第二电动推进器，耦接到所述第二前翼并定位成在所述第二前翼上方吹气；

第三电动推进器，耦接到所述第一后翼并定位成在所述第一后翼上方吹气；

第四电动推进器，耦接到所述第二后翼并定位成在所述第二后翼上方吹气；

第五电动推进器；

多个飞行传感器；和

控制器，被配置为接收来自所述飞行传感器的输入并基于所述输入来驾驶所述飞机，所述控制器还被配置为控制每个推进器的定位，使得每个推进器从用于向前飞行的位置旋转到用于垂直飞行的位置，并且其中，所述控制器配置成控制每个推进器，使得每个推进器在向前飞行期间和垂直飞行期间提供推力。

2.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述控制器配置成通过选择性地调整多个所述推进器的叶片速度来控制所述飞机的俯仰、侧滚和偏航。

3.根据权利要求1所述的飞机，还包括多个电池，其中，每个推进器电耦接到所述多个电池。

4.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述机身包括框架和耦接到所述框架的可移除乘客模块，所述乘客模块具有至少一个乘客座椅。

5.根据权利要求1所述的飞机，还包括电池，所述电池电耦接到所述推进器中的至少一个，其中，所述机身具有进口和出口，其中，所述电池被定位于从所述进口到所述出口的气流路径内的所述机身的隔间中，使得来自所述进口的空气流过所述隔间到达所述出口，从而在飞行期间被动地冷却所述电池。

6.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述控制器被配置为存储指示由所述推进器中的每一个针对所述飞机的不同推进器操作状态提供的推力的预定义数据，所述控制器被配置成确定所述飞机的当前推进器操作状态，所述当前推进器操作状态指示所述推进器中的至少一个是否在进行操作，其中，所述控制器配置成基于所述当前推进器操作状态和至少一个飞行参数分析所述预定义数据，以确定用于控制所述推进器中的至少一个的值，并且其中，所述控制器被配置成基于所述值控制由所述至少一个推进器提供的推力。

7.根据权利要求6所述的飞机，其中，所述至少一个飞行参数包括指示所述飞机的期望量的侧滚、俯仰或偏航的值。

8.根据权利要求1所述的飞机，还包括：

光检测和测距(LIDAR)传感器；

无线电检测和测距(雷达)传感器；和

相机，

其中，所述控制器被配置为基于所述LIDAR传感器、雷达传感器和相机来检测物体并且驾驶所述飞机以避开检测到的物体。

9.根据权利要求8所述的飞机，其中，所述控制器被配置为在向前飞行期间基于所述雷达传感器和相机传感器检测物体，并且其中，所述控制器被配置为在垂直飞行期间基于所述LIDAR传感器检测物体。

10.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述多个机翼中的每一个能够相对于所述机身旋转。

11.根据权利要求10所述的飞机，其中，所述控制器被配置成旋转所述多个机翼中的每一个，从而旋转所述推进器中的每一个，以使所述飞机在向前飞行和垂直飞行之间转换。

12.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述第一后翼的端部形成用于提供偏航稳定性的小翼，并且其中，所述第一第二后翼的端部形成用于提供偏航稳定性的小翼。

13.根据权利要求12所述的飞机，还包括在空气动力学上被设计为提供偏航稳定性的至少一个起落支柱。

14.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述第五电动推进器耦接到所述第一前翼并定位成在所述第一前翼上方吹气，并且其中，所述飞机还包括：

第六电动推进器，耦接到所述第二前翼并定位成在所述第二前翼上方吹气；

第七电动推进器，耦接到所述第一后翼并定位成在所述第一后翼上方吹气；和

第八电动推进器，耦接到所述第二后翼并定位成在所述第二后翼上方吹气。

15.根据权利要求14所述的飞机，其中，所述第一电动推进器具有叶片，所述叶片被配置为与所述第四电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，其中所述第二电动推进器具有叶片，所述叶片被配置为与所述第三电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，并且其中，所述第一电动推进器的叶片和所述第四电动推进器的叶片的旋转方向与所述第二电动推进器的叶片和所述第三电动推进器的叶片的旋转方向相反。

16.根据权利要求15所述的飞机，其中，所述第五电动推进器具有叶片，所述叶片被配置为与所述第八电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，其中，所述第六电动推进器具有叶片，所述叶片被配置为与所述第七电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，并且其中，所述第五电动推进器的叶片和所述第八电动推进器的叶片的旋转方向与所述第六电动推进器的叶片和所述第七电动推进器的叶片的旋转方向相反。

17.根据权利要求14所述的飞机，其中，所述第五电动推进器安装在所述第一前翼的翼尖处。

18.根据权利要求17所述的飞机，其中，所述第六电动推进器安装在所述第二前翼的翼尖处。

19.根据权利要求18所述的飞机，其中，所述第七电动推进器安装在所述第一后翼的翼尖处，并且其中，所述第八电动推进器安装在所述第二后翼的翼尖处。

20.根据权利要求19所述的飞机，其中，所述第五电动推进器具有叶片，所述叶片配置成在第一方向上旋转，使得所述第五电动推进器在所述第五电动推进器的内侧上产生上洗。

21.根据权利要求20所述的飞机，其中，所述第六电动推进器具有叶片，所述叶片配置成在与所述第一方向相反的第二方向上旋转，使得所述第六电动推进器在所述第六电动推进器的内侧上产生上洗。

22.根据权利要求21所述的飞机，其中，所述第七电动推进器具有叶片，所述叶片配置成在所述第二方向上旋转，并且其中，所述第八电动推进器具有叶片，所述叶片配置成在所述第一方向上旋转。

23.根据权利要求22所述的飞机，其中，所述第一后翼的端部形成小翼，并且其中，所述第二后翼的端部形成小翼。

24.根据权利要求22所述的飞机，其中，所述第一电动推进器具有叶片，所述叶片被配置为与所述第四电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，其中，所述第二电动推进器具有叶片，所述叶片被配置为与所述第三电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，并且其中，所述第一电动推进器的叶片和所述第四电动推进器的叶片的旋转方向与所述第二电动推进器的叶片和所述第三电动推进器的叶片的旋转方向相反。

25.一种用于控制垂直起降(VTOL)飞机的方法，包括：

在所述VTOL飞机的向前飞行和垂直飞行期间，用耦接到第一前翼的第一电动推进器在所述VTOL飞机的所述第一前翼上方吹气；

在所述VTOL飞机的向前飞行和垂直飞行期间，用耦接到第二前翼的第二电动推进器在所述VTOL飞机的所述第二前翼上方吹气；

在所述VTOL飞机的向前飞行和垂直飞行期间，用耦接到第一后翼的第三电动推进器在所述VTOL飞机的所述第一后翼上方吹气；

在所述VTOL飞机的向前飞行和垂直飞行期间，用耦接到第二后翼的第四电动推进器在所述VTOL飞机的所述第二后翼上方吹气，其中，所述第一后翼和所述第一前翼耦接到所述VTOL飞机的机身并定位在所述机身的第一侧上，并且其中，所述第二后翼和所述第二前翼耦接到所述机身并定位在所述机身的与所述第一侧相对的第二侧上；

在所述VTOL飞机的向前飞行和垂直飞行期间，用第五电动推进器向所述VTOL提供推力；

用多个飞行传感器感测指示所述VTOL飞机的姿态、高度和空速的参数；和

基于所感测的参数利用控制器控制所述飞机，其中，所述控制包括将每个推进器从用于向前飞行的位置旋转到用于垂直飞行的位置。

26.根据权利要求25所述的方法，其中，所述控制包括通过选择性地调整多个所述推进器的叶片速度来控制所述VTOL飞机的俯仰、侧滚和偏航。

27.根据权利要求25所述的方法，还包括从多个电池向至少一个推进器提供电力。

28.根据权利要求25所述的方法，其中，所述机身包括框架和耦接到所述框架的可移除乘客模块，所述乘客模块具有至少一个乘客座椅，并且其中，所述方法还包括：

从所述框架移除所述乘客模块；和

将货物模块耦接到所述框架。

29.根据权利要求25所述的方法，其中，所述旋转包括旋转所述机翼中的每一个，从而旋转所述推进器中的每一个，以使所述VTOL飞机在向前飞行和垂直飞行之间转换。

30.根据权利要求25所述的方法，还包括：

从电池向至少一个推进器提供电力，所述电池位于所述机身的隔间内；和

用从所述机身的进口到所述机身的出口流过所述隔间的空气被动地冷却所述电池。

31.根据权利要求30所述的方法，还包括通过所述进口或所述出口将所述电池插入所述隔间。

32.根据权利要求25所述的方法，其中，所述第一电动推进器耦接到所述第一前翼，其中，所述提供包括用所述第五电动推进器在所述VTOL飞机的所述第一前翼上方吹气，并且其中，所述方法进一步包括：

用耦接到所述第二前翼的第六电动推进器在所述VTOL飞机的所述第二前翼上方吹气；

用耦接到所述第一后翼的第七电动推进器在所述VTOL飞机的所述第一后翼上方吹气；和

用耦接到所述第二后翼的第八电动推进器在所述VTOL飞机的所述第二后翼上方吹气。

33.根据权利要求32所述的方法，还包括：

使所述第四电动推进器的叶片旋转；

使所述第一电动推进器的叶片与所述第四电动推进器的叶片在相同的方向上旋转；

使所述第三电动推进器的叶片旋转；和

使所述第二电动推进器的叶片与所述第三电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，

其中，所述第一电动推进器的叶片和所述第四电动推进器的叶片的旋转方向与所述第二电动推进器的叶片和所述第三电动推进器的叶片的旋转方向相反。

34.根据权利要求33所述的方法，还包括：

使所述第八电动推进器的叶片旋转；

使所述第五电动推进器的叶片与所述第八电动推进器的叶片在相同的方向上旋转；

使所述第七电动推进器的叶片旋转；和

使所述第六电动推进器的叶片与所述第七电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，

其中，所述第五电动推进器的叶片和所述第八电动推进器的叶片的旋转方向与所述第六电动推进器的叶片和所述第七电动推进器的叶片的旋转方向相反。

35.根据权利要求32所述的方法，其中，所述第五电动推进器安装在所述第一前翼的翼尖处，其中，所述第六电动推进器安装在所述第二前翼的翼尖处，其中，所述第七电动推进器安装在所述第一后翼的翼尖处，并且其中，所述第八电动推进器安装在所述第二后翼的翼尖处。

36.根据权利要求35所述的方法，还包括：

使所述第五电动推进器的叶片在第一方向上旋转，从而使得所述第五电动推进器在其内侧上产生上洗；和

使所述第六电动推进器的叶片在与所述第一方向相反的第二方向上旋转，从而使得所述第六电动推进器在其内侧上产生上洗。

37.根据权利要求36所述的方法，还包括：

使所述第七电动推进器的叶片在第二方向上旋转；和

使所述第八电动推进器的叶片在第一方向上旋转。

38.根据权利要求37所述的方法，还包括：

使所述第四电动推进器的叶片旋转；

使所述第一电动推进器的叶片与所述第四电动推进器的叶片在相同的方向上旋转；

使所述第三电动推进器的叶片旋转；和

使所述第二电动推进器的叶片与所述第三电动推进器的叶片在相同的方向上旋转，

其中，所述第一电动推进器的叶片和所述第四电动推进器的叶片的旋转方向与所述第二电动推进器的叶片和所述第三电动推进器的叶片的旋转方向相反。