CN109843715B - 具有带角度旋翼的多旋翼器 - Google Patents

Abstract

公开一种具有带角度旋翼的多旋翼器。在各种实施例中，如本文中所公开的多旋翼器包括机身以及多个旋翼。该旋翼中的至少一些设置在机身的相对侧上并且各自相对于飞行器的大致水平平面以对应角度取向，所述角度具有使得旋翼的旋转平面不与机身的至少一关键部分相交的量值。

Description

具有带角度旋翼的多旋翼器

背景技术

多旋翼器飞行器通常包括多个水平取向的旋翼（有时被称为“升力风扇”）以提供升力、稳定性和控制。可以提供飞行控制系统（有时被称为“飞行控制器”或“飞行计算机”）来将飞行员或其他操作员输入和/或由机载计算机例如基于传感器数据计算的校正转换成力和力矩和/或将此类力和力矩进一步转换成一组致动器（例如，升力旋翼、螺旋桨、诸如副翼的控制表面等等）和/或相关联参数（例如，升力风扇功率、速度或转矩）以提供所需的力和力矩。

例如，飞行员或其他操作员输入可以指示飞行器的速度、方向、和/或取向的所期望变化，和/或风或其他力可以作用在飞行器上，从而需要使用升力风扇和/或其他致动器来维持所期望的飞行器姿态（翻滚/俯仰/偏航）、速度和/或高度。

通常认为飞行器具有六个移动自由度，包括沿前/后、侧/侧和上/下方向的力（例如，Fx、Fy和Fz）以及围绕纵向（翻滚）轴线、横向（俯仰）轴线和垂直（偏航）轴线的力矩（例如，Mx、My和Mz）。如果飞行器具有比自由度多的致动器，则必须确定各种致动器将如何用于响应于通过手动和/或自动化控制所接收的命令而作用在飞行器上。针对给定情况下的一组给定的一个或多个飞行员命令，能够作用在飞行器上以实现由（多个）飞行员命令指示的结果的致动器的一些组合可能比其他致动器更有效和/或高效。例如，一些致动器可能消耗比其他致动器更多或少的功率和/或燃料、提供比其他致动器从当前状态的更平滑过渡等等。

旋翼可以以高速旋转，并且可能对载人多旋翼器的乘员和/或对容纳在机身或包括多旋翼器的其他结构中的装备造成危险。

附图说明

在以下详细描述和附图中公开本发明的各种实施例。

图1是示出飞行控制系统的实施例的框图。

图2A是示出具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器的实施例的框图。

图2B是显示图2A的多旋翼器飞行器200的正视图的框图。

图2C是示出如在具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器的实施例中实现的带角度旋翼的示例的框图。

图2D是示出具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器的实施例的顶视图的框图。

图2E是示出能够由具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器的实施例中的带角度旋翼产生的力和力矩的示例的框图。

图2F是显示图2A的多旋翼器飞行器200的侧视图的框图。

图2G是显示图2A的多旋翼器飞行器200的侧视图的框图。

具体实施方式

本发明可以以多种方式实现，包括实现为过程、装置、系统、组合物、体现在计算机可读存储介质上的计算机程序产品和/或处理器，诸如被配置成执行存储在联接到其的存储器上和/或由联接到其的存储器提供的指令的处理器。在本说明书中，这些实施方案或本发明可以采用的任何其他形式可以被称为技术。一般来说，可以在本发明的范围内改变所公开过程的步骤的次序。除非另有说明，否则被描述为被配置成实施一任务的组件（诸如处理器或存储器）可以被实现为临时被配置成在给定时间实施该任务的通用组件或被制造成实施该任务的特定组件。如本文中所使用，术语“处理器”是指被配置成处理数据（诸如计算机程序指令）的一个或多个设备、电路和/或处理内核。

下文连同示出本发明的原理的附图一起提供本发明的一个或多个实施例的详细描述。结合此类实施例描述本发明，但是本发明并不限于任何实施例。本发明的范围仅受到权利要求书的限制，并且本发明包含许多替代物、修改和等效物。在以下描述中阐述许多具体细节以便提供对本发明的透彻理解。出于示例目的提供这些细节，并且可以在没有这些具体细节中的一些或全部的情况下根据权利要求书实践本发明。为清楚起见，未详细描述与本发明相关的技术领域中已知的技术材料，从而不会不必要地使本发明模糊。

公开一种具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器。在各种实施例中，如本文中所公开的多旋翼器飞行器包括围绕机身和/或飞行器的其他位于中心的结构按一构型设置的多个升力风扇或其他旋翼。在一些实施例中，第一子组旋翼可以设置在飞行器的一侧上，并且第二子组旋翼可以设置在飞行器的相对侧上。在各种实施例中，至少一子组旋翼中的每一者从飞行器的水平平面以对应的非零角度安装。在一些实施例中，通过旋翼相对于机身和/或其由人或其他东西占据的部分的位置至少部分地确定安装每一旋翼的角度，至少部分地确定该角度以确保旋翼主要在其中旋转的平面并不与机身和/或其由人或其他东西占据的部分相交。在各种实施例中，可以至少部分地确定安装至少一子组旋翼的相应角度以提供在飞行器的水平平面中在旋翼安装位置（其在水平平面中从飞行器的重心偏移）处产生侧向力分量的能力，从而提供通过围绕垂直轴线施加力矩来使用旋翼控制飞行器的偏航（即，围绕飞行器的垂直轴线的旋转）的能力。

图1是示出飞行控制系统的实施例的框图。在所示示例中，飞行控制系统100包括被配置成向控制器106（例如，飞行控制计算机）提供飞行控制输入104的飞行控制输入源102。在一些实施例中，输入源102可以包括例如通过手动飞行控制的飞行员输入以及自动领航或其他自领航技术中的一者或两者。例如，在自领航飞行器中，输入104可以由自领航程序/计算机102生成。在各种实施例中，输入源102可以包括被配置成由飞行员或其他操作员操纵以控制飞行器的飞行的手动输入设备（有时被称为“接收器”），诸如控制杆、油门、方向舵、集体杆、操纵杆、拇指控制杆和/或其他手动控制/输入设备。此类接收器设备和/或相关联电子器件和/或自领航程序、计算机或模块可以被配置成提供翻滚方向、翻滚速率、偏航方向、偏航速率、俯仰角度、俯仰速率、高度、高度速率和/或前进或其他推进输入信号中的一者或多者作为输入信号104。在所示示例中，控制器106还从传感器116接收传感器数据118，例如，风速、空气温度等等。飞行控制器106转换、聚合和/或以其他方式处理和/或解释所接收的飞行控制输入104和/或传感器数据118以生成并提供将通过其控制器材（例如，螺旋桨、旋翼、升力风扇、空气动力学控制表面等等；在本文中有时被称为“致动器”）施加到飞行器的相关联的力和/或力矩108作为输出，以便以至少部分地基于飞行控制输入104和/或传感器数据118确定的方式操纵飞行器。在各种实施例中，力/力矩108可以包括沿着和/或围绕在各种实施例中分别对应于飞行器的纵向、横向和垂直轴线的飞行器的一个或多个轴线（诸如x、y和z轴线）的力和/或力矩。

进一步参考图1，飞行控制系统100包括被配置成接收力/力矩108的联机优化器/混合器110。联机优化器/混合器110接收力/力矩108作为输入，并且动态地（联机）计算一组致动器和相关联的命令/参数112以实现所请求的力/力矩108。在一些实施例中，优化器在给定力和力矩的所期望组合的情况下最小化总功率。致动器114被配置成响应于由联机优化器/混合器110提供的致动器命令/参数112操作。

在所示示例中，传感器116将传感器数据118提供到联机优化器/混合器110。传感器116和/或传感器数据118的示例可以包括空气速度、温度或其他环境条件；致动器可用性、故障和/或健康信息；飞行器姿态、高度和/或其他位置信息；飞行器附近其他飞行器、碎片或其他障碍物的存在/缺少；致动器位置信息等等中的一者或多者。在各种实施例中，联机优化器/混合器110可以被配置成在确定致动器和相关联参数的最佳混合时考虑传感器数据118，以实现一组所请求的力和力矩。例如，在一些实施例中，可以提供六个或更多个升力风扇以使飞行器提升到空中、使得飞行器能够悬停、相对于水平面控制飞行器姿态等等。在一些实施例中，升力风扇的故障可以反映在传感器数据118中，从而导致联机优化器/混合器110的无缝响应，该联机优化器/混合器110提供忽略（并不依赖于）发生故障的升力风扇的一组最佳致动器和参数112。同样地，在一些实施例中，可以诸如通过调节致动器参数到飞行器上对受影响致动器的预期效果的映射来考虑反映减小的功率/性能、过热等等的传感器数据。

图2A是示出具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器的实施例的框图。在各种实施例中，飞行控制系统（诸如图1的飞行控制系统100）可以包含在飞行器（诸如图2A的飞行器200）中。在所示示例中，飞行器200包括机身（主体）202以及机翼204。一组三个翼下梁杆206设置在每一机翼下方。每一梁杆206上安装有两个升力风扇208，一个在机翼前方、一个在机翼后方。每一升力风扇208可以由相关联的驱动机构（诸如专用的电马达）驱动。可以使用一个或多个电池（未显示）和/或机载发电机（例如，小型燃气涡轮机）来驱动升力风扇208和/或对机载电池充电/再充电。

在各种实施例中，如结合图2B–2E更全面地描述的，每一梁杆206相对于飞行器的垂直轴线以一角度定位，使得升力风扇208以相关联角度安装在其上。

在图2A中所示的示例中，螺旋桨210安装在机身202上，并且被配置成沿前向（例如，x轴线）方向推动飞行器穿过空气。螺旋桨210定位在一对尾部梁杆212之间，该对尾部梁杆212向后延伸并且在其后端处通过尾部结构联接，包括升降舵216和方向舵218的空气动力学控制表面安装在该尾部结构上。在各种实施例中，舷内梁杆206中的每一者至少部分地形成对应左舷/右舷侧尾部梁杆212的组成部分。在一些实施例中，尾部梁杆212包括从相应的舷内梁杆206向后的延伸部。例如，尾部梁杆212可以形成为对应的舷内梁杆206的后端的一部分或紧固（例如，螺栓连接）到对应舷内梁杆206的后端。额外的控制表面包括安装在机翼204的后缘上的副翼214。

在所示示例中，例如包括四个副翼214以提供冗余。在一些实施例中，如果单个副翼214丢失或故障，则剩余的三个副翼214足以控制飞行器。同样地，在一些实施例中，一个方向舵218的丢失导致一个剩余的方向舵与升力风扇一起提供一定程度的偏航控制。最后，在一些实施例中，提供四个升降舵216以用于丢失/故障容限。

在一些实施例中，如图2A中所示的飞行器200可以具有以下近似尺寸：

·翼展：36.0英尺

·由头至尾：21.4英尺

·第一梁杆的中心线：6.1英尺

·内部梁杆之间的距离：12.2英尺

·梁杆（同一机翼）之间的间距：4.0英尺

·推动螺旋桨扫掠范围：6.5英尺

·升力风扇扫掠范围：4.2英尺

·风扇中心（同一梁杆）之间的距离：8.7英尺。

图2B是显示图2A的多旋翼器飞行器200的正视图的框图。指示沿z（垂直）和y（侧向）方向的坐标轴。图2B中所示的正视图示出舷外、中间和舷内对升力风扇206以其取向的偏离垂直轴线（标记为z轴线）的相应角度，在本文中有时被称为“倾斜角度”。在各种实施例中，如所指示的，调整升力风扇的角度可以尤其是在悬停处或附近为控制飞行器提供额外选项。例如，可以使用风扇的不同组合来操练偏航控制（例如，围绕z轴线旋转），以在悬停（y轴线）时向侧面滑动或抵消风力等等。

在各种实施例中，可以至少部分地基于若干安全考虑确定升力风扇208可以取向的相应角度，诸如以增加例如在升力风扇分裂的情况下从升力风扇离心地抛出的碎片将在并不与机身202的由人占据的部分相交的轨迹上和/或平面中被推进的可能性。在一些实施例中，为在机身202的前部部分中的乘客提供两个并排座椅。用于为升力风扇208和/或推动螺旋桨210提供动力的电池可以位于机身202的机翼部分中心/上方，并且在一些实施例中，如本文中所公开的，通过使梁杆/升力风扇倾斜来至少部分地保护机身的由人占据和由电池占据的部分。

在一些实施例中，可以通过约束的优化设计过程来至少部分地确定升力风扇倾斜角度。可以通过优化过程确定风扇斜面（例如，翻滚和俯仰风扇角度），在该优化过程中，目标在于最小化任何单个马达针对多种修整或平衡条件所需的转矩量，该修整或平衡条件包括：角加速度、任何多个风扇故障、侧风和重心变化。在一些实施例中，优化受到在风扇的灾难性故障的情况下防止风扇叶片的平面与乘务员相交的约束。可以应用的约束的另一示例是确保风扇与用于向前飞行的局部流动角度对齐，其中风扇停止并与梁杆对齐。

在各种实施例中，能够由每一相应升力风扇提供的有效力和力矩可以存储在飞行器200上在与机载飞行控制系统相关联的存储器或其他数据存储设备中。在各种实施例中，可以使用矩阵、表格、数据库或其他数据结构。

在一些实施例中，可以存储在不同操作条件下的效力。例如，根据诸如空气速度、温度等等条件，升力风扇或控制表面的效力可能不同。在一些实施例中，预期由升力风扇或其他致动器在给定条件下产生的力和力矩可以被减量或其他方式减小达例如至少部分地基于环境或其他变量（诸如升力风扇马达健康的量度）确定的因子。

在如在图2B中所示的示例中具有带角度升力风扇的飞行器中，能够由给定升力风扇产生的力和力矩可以反映安装每一升力风扇的角度。例如，相对于飞行器的水平平面以一角度安装的升力风扇将产生水平力分量和垂直力分量，并且每一力可以围绕飞行器的一个或多个轴线产生对应力矩，这取决于风扇相对于飞行器的重心安装的位置。

图2C是示出如在具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器的实施例中实现的带角度旋翼的示例的框图。在所示示例中，显示安装如图2A和2B中所示的飞行器200的左侧（从前面看）旋翼的近似角度。特别地，最左侧（舷外）升力风扇显示为相对于飞行器的垂直（并且因此，水平/侧向）轴线以角度θ1安装，从而远离机身202倾斜，这导致由远离升力风扇延伸的虚线箭头指示的升力风扇的旋转平面不与机身202相交。在一些实施例中，旋转平面可以与机身相交、但不与其由人占据的部分或其他关键部分相交。

类似地，在所示示例中，中间升力风扇和舷内升力风扇已经朝向机身202成角度，从而导致其相应旋转平面向下旋转对应角度，使得其并不与机身202相交。

在各种实施例中，朝向或远离机身或其关键部分和/或其他关键结构调整升力风扇或其他旋翼的角度可以降低从旋翼离心地抛出的碎片将击中机身或其他结构的危险。

图2D是示出具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器的实施例的顶视图的框图。具体来说，在图2D中，显示图2A的飞行器200的顶视图。指示沿x（向前）和y（侧向）方向的坐标轴。在所示示例中，飞行器200包括十二个升力风扇208，机身202的两侧上各六个。在机身202的每一侧上，三个升力风扇安装在机翼204的前方，三个安装在机翼204的后方。升力风扇208成对地安装在安装在机翼204下方的对应梁杆206上。最外侧梁杆远离机身202倾斜，并且中间和内部梁杆朝向机身倾斜，如图2B和2C中所示。

图2E是示出能够由具有带角度旋翼的多旋翼器飞行器的实施例中的带角度旋翼产生的力和力矩的示例的框图。在图2E中，显示图2D的飞行器200的机身202具有重心220。图2E中的圆各自表示升力风扇208中的对应一者。标记为F_y1、F_y2等等的箭头表示由带角度升力风扇208由于其以角度安装而产生并且显示在图2A–2D中的力的相应侧向（y轴）分量。后部（后）风扇显示为安装在距重心220的x轴距离x₁处。因此，如图所示，后部升力风扇的y轴分量将导致与距离x1成比例的对应量值的力矩围绕垂直轴线（z轴，使用图2A–2E中所示的惯例）施加到飞行器。将通过升力风扇在由飞行控制系统致动时所产生的升力来确定由后部升力风扇中的任何给定者贡献的力矩，其中方向（逆时针方向或顺时针方向）取决于升力风扇的位置以及其是远离还是朝向机身202倾斜。例如，后部最左侧升力风扇将贡献侧向力F_y1，从而导致贡献围绕重心220的逆时针方向力矩分量。右侧（如图2E中所示）后部内部和中间升力风扇（F_y4、F_y5）类似地将贡献逆时针方向力矩分量。相比之下，与侧向力分量F_y2、F_y3和F_y6相关联的升力风扇将贡献顺时针方向力矩分量。

类似于后部升力风扇，前部升力风扇（在此示例中，与侧向力分量F_y7–F_y12相关联）将贡献与其相对于重心220所安装的x轴距离x₂成比例的力矩分量。

在各种实施例中，相应升力风扇208可以按交替的顺时针方向或逆时针方向旋转来旋转，例如，以便平衡与旋转方向相关联的侧向力。在图2A-2E中所示的示例中，包括总共十二个升力风扇208。在各种实施例中，可以包括具有至少四个升力风扇的偶数数目个升力风扇，并且其均匀分布在机身的每一侧上。在升力风扇丢失或故障时，可以停用飞行器的相对侧上的对应升力风扇，以便维持平衡。例如，飞行器的左舷侧上的最内侧梁杆的前端上的顺时针方向旋转的升力风扇的丢失可能导致位于相对侧上的互补位置（诸如相对侧上的最内侧梁杆的后端）中的逆时针方向旋转的升力风扇可以被关闭，并且在后续优化计算中被忽略使用（例如，添加作为该升力风扇的约束的零RPM/转矩），以确定致动器和相关联参数的混合以便实现所期望力和力矩。

图2F是显示图2A的多旋翼器飞行器200的侧视图的框图。在所示示例中，升力风扇208相对于飞行器200的水平平面以指定的向前倾斜安装。梁杆206显示为在水平飞行时与飞行器200的水平平面大致对齐安装。机翼204随着其远离机身202延伸而略微向上扫掠。在各种实施例中，可以至少部分地基于与图2B和2C中示出的角度相同的考虑来确定升力风扇208向前倾斜的角度，即，以确保在升力风扇分裂的情况下从升力风扇离心地抛出的碎片将不与至少机身202的驾驶舱或机舱部分的由人占据的部分或其他关键部分相交。在一些实施例中，升力风扇208向前倾斜的角度可以被至少部分地选择成在飞行器200向前飞行（例如，由推动螺旋桨210推进）时最小化升力风扇的阻滞、湍流或其他不期望的动力学影响。

图2G是显示图2A的多旋翼器飞行器200的侧视图的框图。在所示示例中，箭头242和244示出近似的气流模式。箭头242显示在前部升力风扇208上方以最小阻力流动、并且部分地由于前部升力风扇242的向前倾斜而在机翼204上方继续相对不受阻、并且越过后升力风扇208（或者，在一些实施例中，部分地由于其向前倾斜而在其上方沿相对低的阻滞路径流动）的空气。箭头244显示在机翼204下方在前部升力风扇208下方流动/流过前部升力风扇208、并且至少部分地由于后升力风扇208的向前倾斜而以相对低的阻滞方式在后升力风扇208上方流动的空气。

在一些实施例中，机翼204可以不向上扫掠到与图2F和2G中所示相同的程度，并且在一些此类实施例中，后升力风扇可以更多地在与前部升力风扇208和机翼204相同的水平平面内。在一些此类实施例中，后升力风扇208可以稍微向后、而非向前倾斜，以便例如当飞行器200处于向前飞行模式中时，为空气在前部升力风扇208、机翼204和后升力风扇208上方流动提供连续的相对低的阻滞路径。

在各种实施例中，如本文中所公开的，飞行控制系统（诸如图1的飞行控制系统100）被配置成确定致动器和对应致动器参数（包括升力风扇208的参数）的混合，以包括通过考虑将由于升力风扇以角度安装而产生并且施加到飞行器200的围绕z轴的力矩来实现所期望的力和力矩。

在各种实施例中，可以使用本文中公开的技术来提供具有带角度升力风扇和/或旋翼的多旋翼器飞行器。每一旋翼可以以一定角度安装，使得在升力风扇的旋转平面中从升力风扇离心地抛出的碎片将不与飞行器的机身或其他关键结构相交。在各种实施例中，如本文中所公开的，调整旋翼的角度可以例如在悬停或垂直起飞（提升）或着陆操作期间提供一定程度的管理飞行器的偏航的权力（控制或影响的能力）。

虽然已经出于清楚理解的目的而在一些细节上描述了前述实施例，但是本发明并不限于所提供的细节。存在许多实现本发明的替代方式。所公开的实施例是说明性、而非限制性的。

Claims (9)

1.一种飞行器，其包括：

机身，其具有驾驶舱部分；以及

多个旋翼，所述旋翼的至少一子组设置在所述机身的相对侧上，并且其中所述子组中的每一旋翼相对于所述飞行器的水平平面以对应角度取向，所述角度具有使得所述旋翼的旋转平面不与所述机身的至少所述驾驶舱部分相交的量值，其中，所述飞行器的所述水平平面与所述机身的所述驾驶舱部分和所述旋翼相交。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述子组中的所述旋翼中的每一者安装在平行于所述飞行器的所述水平平面的平面与所述机身的所述至少驾驶舱部分相交的点处。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述旋翼安装在梁杆上，所述梁杆各自固定到所述飞行器的对应机翼。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述子组中的每一旋翼至少部分地通过以所述对应角度安装对应梁杆而以所述对应角度取向。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一子组旋翼包括安装在所述飞行器的重心的前方的第一子组和安装在所述重心的后方的第二子组。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述第一子组和所述第二子组中的每一者包括相对于垂直面沿第一方向成角度的第一群组旋翼和相对于垂直面沿与所述第一方向相反的第二方向成角度的第二群组旋翼。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一子组旋翼中的旋翼以相应角度的取向导致由所述旋翼产生并施加到所述飞行器的相应升力的侧向力分量。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其进一步包括飞行控制系统，所述飞行控制系统包括被配置成使用所述侧向力分量来控制围绕所述飞行器的垂直偏航轴线的偏航的处理器。

9.根据权利要求7所述的飞行器，其进一步包括飞行控制系统，所述飞行控制系统包括被配置成确定一组致动器和相关联的致动器参数以将一组所请求的力和力矩施加到所述飞行器的处理器，所述组所请求的力和力矩包括围绕所述飞行器的垂直偏航轴线的力矩，并且其中所述处理器被配置成在确定所述组致动器和相关联的致动器参数时，考虑由包括在所述至少一子组旋翼中的旋翼产生并且施加到所述飞行器的所述侧向力分量以及所述侧向力分量对围绕所述飞行器的所述垂直偏航轴线的净力矩的相应贡献。

Images