CN110203389B - 飞行器飞行机构和控制方法 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及飞行器飞行机构和控制方法。重于空气的具有扑翼(101、102)的航空器(103、2150)，例如扑翼机，其中通过在行进掠角中扑翼的可变差的偏转掠角和/或对可变的翼膜张力的控制来实现角方位控制。

Description

飞行器飞行机构和控制方法
本申请是申请日为2010年06月04日，申请号为201610320131.7，发明名称为“飞行器飞行机构和控制方法”的申请的分案申请。
申请日为2010年06月04日，申请号为201610320131.7，发明名称为“飞行器飞行机构和控制方法”的申请是申请日为2010年06月04日，申请号为201080034539.9，发明名称为“飞行器飞行机构和控制方法”的申请的分案申请。
相关申请的交叉引用
本申请要求于2009年6月5日提交的美国临时专利申请号61/184,748的优先权和权益，为了所有目的，该专利申请连同其附录在此通过引用并入本文。
关于联邦资助的研究或开发的声明
本发明得到美国陆军航空与导弹司令部授予的合同号W31P4Q-06-C-0435的政府资助。美国政府拥有本发明的一些权利。
技术领域
重于空气的具有扑翼的航空器，其中通过在行进掠角中扑翼(flappable wing)的可变差的偏转掠角和/或对可变的翼膜张力的控制来实现角方位控制。
背景技术
无线电控制的重于空气的具有可持续拍打的翼的航空器，例如扑翼机。
发明内容
飞行器的示例性实施方式包括支撑结构件例如机身的结构元件、第一机翼以及第二机翼，其中支撑结构件还可包括扑动驱动元件，例如构造成产生扑动角速度的一个或多个马达，该第一机翼例如经由接头可旋转地附接到支撑结构件，该第二机翼例如经由接头可旋转地附接到支撑结构件。第一机翼可包括根-至-翼尖梁或杆、根部梁(root spar)或桁(boom)、以及织物或膜，该织物或膜附接到第一杆和第一根部梁，例如围绕绕着第一杆和第一根部梁布置的管环绕。第一机翼构造成经由扑动驱动元件例如，经由齿轮、滑轮和/或联接件驱动，以扑动。第二机翼包括第二杆、第二根部梁和附接到第二根部梁和第二杆的第二膜。第二机翼还构造成经由扑动驱动元件驱动，以扑动。围绕飞行器的至少一个轴线的飞行器控制，例如俯仰、偏航或滚转，是通过以下中的至少一个实现的：(a)可变的膜变幅(luffing)，例如经由借助于相对于杆旋转根部梁，从而松弛膜表面或使膜表面拉紧，来增大和减小杆和根部梁之间的角；(b)可变的根部梁旋转行进限制，例如经由可重新定位的桁端部行进止挡件(repositionable boom tip travel stop)；以及(c)可变的马达驱动速度，例如经由包括两个马达的扑动驱动元件，每个马达驱动一个机翼。
在本申请的实施方式中，一种飞行器，包括：
支撑结构件、第一机翼和第二机翼，所述支撑结构件包括扑动驱动元件，所述第一机翼可旋转地附接到所述支撑结构件，所述第二机翼可旋转地附接到所述支撑结构件，
所述第一机翼包括第一根部梁和第一膜，所述第一膜附接到所述第一根部梁，所述第一机翼构造成经由所述扑动驱动元件来驱动，以扑动，且所述第二机翼包括第二根部梁和第二膜，所述第二膜附接到所述第二根部梁，所述第二机翼构造成经由所述扑动驱动元件来驱动，以扑动，其中围绕所述飞行器的至少一个轴线的飞行器控制是通过以下中的至少一个实现的：可变的膜变幅；可变的根部梁旋转行进限制；以及所述扑动驱动元件的可变的扑动角速度。
示例性的实施方式包括飞行器控制装置，该飞行器控制装置包括：第一扑翼，其具有行进掠角，其中第一扑翼包括附接到根部梁和杆的膜，该膜具有经由根部梁相对于杆的旋转可调节的表面张力；第二扑翼，其具有行进掠角，其中第二扑翼包括附接到第二根部梁和第二杆的第二膜，该膜具有经由第二根部梁相对于第二杆的旋转可调节的表面张力；其中第一扑翼在径向方向上从飞行器延伸，且第二扑翼在径向方向上从飞行器的与第一扑翼大致相对的一侧延伸；以及从而构造成通过在第一扑翼的变幅和第二扑翼的变幅之间形成差异来产生以下中的至少一个：俯仰转矩、滚转转矩和偏航转矩。其他示例性的实施方式具有还包括偏转掠角的第一扑翼，该第一扑翼的偏转掠角包括向前偏转掠角和向后偏转掠角；和还包括偏转掠角的第二扑翼，该第二扑翼的偏转掠角包括向前偏转掠角和向后偏转掠角；其中装置还构造成通过形成以下中的至少一个来产生偏航转矩：第一扑翼的向前偏转掠角和第二扑翼的向前偏转掠角之间的差异，以及第一扑翼的向后偏转掠角和第二扑翼的向后偏转掠角之间的差异。
在本申请的实施方案中，所述飞行器构造成经由飞行器控制组件来实现飞行器控制，所述飞行器控制组件包括：第一扑翼，其具有行进掠角，其中所述第一扑翼包括附接到根部梁和杆的膜，所述膜具有经由所述根部梁相对于所述杆的旋转可调节的表面张力；第二扑翼，其具有行进掠角，其中所述第二扑翼包括附接到第二根部梁和第二杆的第二膜，该膜具有经由所述第二根部梁相对于所述第二杆的旋转可调节的表面张力；其中所述第一扑翼在径向方向上从所述飞行器延伸，且所述第二扑翼在径向方向上从所述飞行器的与所述第一扑翼大致相对的一侧延伸；并且其中所述飞行器控制组件构造成通过在所述第一扑翼的变幅和所述第二扑翼的变幅之间形成差异来产生以下中的至少一个：俯仰转矩、滚转转矩和偏航转矩。
在本申请的实施方案中，其中所述第一扑翼还包括偏转掠角，所述第一扑翼的偏转掠角包括向前偏转掠角和向后偏转掠角；其中所述第二扑翼还包括偏转掠角，所述第二扑翼的偏转掠角包括向前偏转掠角和向后偏转掠角；且其中所述飞行器控制组件还构造成通过以下中的至少一个产生偏航转矩：所述第一扑翼的向前偏转掠角和所述第二扑翼的向前偏转掠角之间的差异，以及所述第一扑翼的向后偏转掠角和所述第二扑翼的向后偏转掠角之间的差异。
在本申请的另一实施方式中，一种飞行器控制的方法，包括：提供控制组件，所述控制组件包括：第一扑翼，其具有行进掠角，其中所述第一扑翼包括附接到根部梁和杆的膜，所述膜具有经由所述根部梁相对于所述杆的旋转可调节的表面张力；第二扑翼，其具有行进掠角，其中所述第二扑翼包括附接到第二根部梁和第二杆的第二膜，该膜具有经由所述第二根部梁相对于所述第二杆的旋转可调节的表面张力；其中所述第一扑翼在径向方向上从所述飞行器延伸，且所述第二扑翼在径向方向上从所述飞行器的与所述第一扑翼大致相对的一侧延伸；以及通过在所述第一扑翼的变幅和所述第二扑翼的变幅之间形成差异来产生以下中的至少一个：俯仰转矩、滚转转矩和偏航转矩。
在本申请的实施方案中，所述的飞行器控制的方法：其中所述第一扑翼还包括偏转掠角，所述第一扑翼的偏转掠角包括向前偏转掠角和向后偏转掠角；且其中所述第二扑翼还包括偏转掠角，所述第二扑翼的偏转掠角包括向前偏转掠角和向后偏转掠角；并且所述方法还包括：通过形成以下中的至少一个来产生偏航转矩：所述第一扑翼的向前偏转掠角和所述第二扑翼的向前偏转掠角之间的差异，以及所述第一扑翼的向后偏转掠角和所述第二扑翼的向后偏转掠角之间的差异。
示例性的实施方式包括组件，该组件包括：(a)第一臂以及第二臂，第一臂可旋转地附接到支撑结构件，第二臂可旋转地附接到支撑结构件；(b)第一翼，第一翼包括附接到第一杆和第一根部梁的膜，第一翼杆旋转地附接到第一臂，且第一根部梁附接到变幅控制组件；以及(c)第二翼，第二翼包括附接到第二杆和第二根部梁的膜，第二翼杆旋转地附接到第二臂，且第二根部梁附接到变幅控制组件。变幅控制组件可包括第一支索、第二支索和可重新定位的支索轭状物(vang yoke)，第一支索附接到第一根部梁，同时允许第一根部梁围绕杆纵轴的一定的旋转行进，第二支索附接到第二根部梁，同时允许第二根部梁围绕杆纵轴的一定的旋转行进，可重新定位的支索轭状物构造成接纳第一支索和第二支索。其他示例性的实施方式包括：还包含第一可重新定位的止挡件和第二可重新定位的止挡件的第一臂，第一可重新定位的止挡件和第二可重新定位的止挡件一起限定第一翼根部梁关于第一翼杆的旋转角；以及还包含第三可重新定位的止挡件和第四可重新定位的止挡件的第二臂，第三可重新定位的止挡件和第四可重新定位的止挡件一起限定第二翼根部梁关于第二翼杆的旋转角。
实施方式还包括一种飞行器控制的方法，包括(不以具体顺序)：(a)提供：(i)第一扑翼，其具有行进掠角且具有偏转掠角，该第一扑翼的偏转掠角包括向前偏转掠角和向后偏转掠角；和(ii)第二扑翼，其具有行进掠角且具有偏转掠角，该第二扑翼的偏转掠角包括向前偏转掠角和向后偏转掠角；其中第一扑翼在径向方向上从飞行器延伸，且第二扑翼在径向方向上从飞行器的与第一扑翼大致相对的一侧延伸；以及(b)通过形成以下中的一个来产生滚转转矩和偏航转矩中的至少一个：第一扑翼的向前偏转掠角和第二扑翼的向前偏转掠角之间的差异，以及第一扑翼的向后偏转掠角和第二扑翼的向后偏转掠角之间的差异。飞行器控制的方法还可包括通过基于第一扑翼的掠角改变第一扑翼的向前偏转角并且通过基于第二扑翼的掠角改变第二扑翼的向前偏转角来产生俯仰转矩。本发明的一些实施方式还可包括通过基于第一扑翼的掠角改变第一扑翼的向后偏转角并且通过基于第二扑翼的掠角改变第二扑翼的向后偏转角来产生俯仰转矩。
实施方式还可包括扑动装置，该扑动装置包括：(a)旋转元件，其具有旋转中心和旋转平面；(b)第一绞盘，其围绕轴安装，该轴远离旋转中心并且与旋转平面大致垂直地附接到旋转元件；(c)第一摇臂构件(rocker member)，其可旋转地附接到支撑结构件；(d)第一驱动联接件，其可旋转地附接到第一绞盘和第一摇臂构件；(e)第一臂，其可旋转地附接到支撑结构件并且经由第一摇臂联接件可旋转地附接到第一摇臂构件；(f)第二绞盘，其围绕轴安装；(g)第二摇臂构件，其可旋转地附接到支撑结构件；(h)第二驱动联接件，其可旋转地附接到第二绞盘和第二摇臂构件；以及(i)第二臂，其可旋转地附接到支撑结构件并且经由第二摇臂联接件可旋转地附接到第二摇臂构件。机构方案的一些实施方式具有可旋转地附接到支撑结构件的旋转元件。实施方式还可包括组件，该组件包括：(a)第一臂和第二臂，第一臂可旋转地附接到支撑结构件，第二臂可旋转地附接到支撑结构件；(b)第一翼，其包括第一杆和第一梁，第一翼杆旋转地附接到第一臂，第一臂具有第一可重新定位的止挡件和第二可重新定位的止挡件，第一可重新定位的止挡件和第二可重新定位的止挡件一起限定第一翼梁关于第一翼杆的旋转角；以及(c)第二翼，其包括第二杆和第二梁，第二翼杆旋转地附接到第二臂，第二臂具有第三可重新定位的止挡件和第四可重新定位的止挡件，第三可重新定位的止挡件和第四可重新定位的止挡件一起限定第二翼梁关于第二翼杆的旋转角。组件的一些实施方式具有布置在第一滑轮上的第一止挡件和布置在第二滑轮上的第二止挡件，其中第一滑轮和第二滑轮各自经由致动的联接构件是可旋转地可重新定位的，且其中第三止挡件和第四止挡件各自经由第二致动的联接构件是可旋转地可重新定位的。
组件的一些实施方式具有布置在第一滑轮上的第一止挡件和布置在第二滑轮上的第二止挡件，其中第一滑轮和第二滑轮各自经由致动的联接构件是可旋转地可重新定位的，以增大第一止挡件和第二止挡件对着的第一角，且第三止挡件和第四止挡件各自经由第二致动的联接构件是可旋转地可重新定位的，以增大第三止挡件和第四止挡件对着的第二角。
实施方式还可包括机构，该机构包括：(a)旋转元件，其具有旋转中心和旋转平面；(b)第一绞盘，其围绕轴安装，该轴远离旋转中心并且与旋转平面大致垂直地附接到旋转元件；(c)第二绞盘，其围绕轴安装；(d)第一臂，其安装到第三绞盘，第一联接构件连接第三绞盘与第一绞盘；(e)第二臂，其安装到第四绞盘，第二联接构件连接第四绞盘与第二绞盘；以及(f)第三联接构件，其连接第三绞盘与第四绞盘。在机构的一些实施方式中，机构的第三绞盘可具有旋转中心，第四绞盘可具有旋转中心，且旋转元件的旋转中心可与第三绞盘的旋转中心和第四绞盘的旋转中心大致共线。在机构的一些实施方式中，第一联接构件可包括绳，第二联接构件可包括绳，且第三联接构件可包括绳。
在本申请的实施方式中，所述的飞行器，其中所述扑动驱动元件包括：旋转元件，其具有旋转中心和旋转平面；第一绞盘，其围绕轴安装，所述轴远离所述旋转中心并且与所述旋转平面大致垂直地附接到所述旋转元件；第二绞盘，其围绕所述轴安装；第一臂，其安装到第三绞盘，第一联接构件连接所述第三绞盘与所述第一绞盘；第二臂，其安装到第四绞盘，第二联接构件连接所述第四绞盘与所述第二绞盘；以及第三联接构件，其连接所述第三绞盘与所述第四绞盘。在一种实施方案中，所述的飞行器，其中所述第三绞盘具有旋转中心，所述第四绞盘具有旋转中心，且所述旋转元件的旋转中心与所述第三绞盘的旋转中心和所述第四绞盘的旋转中心共线。在一种实施方案中，所述的飞行器，其中所述第一联接构件包括绳，所述第二联接构件包括绳，且所述第三联接构件包括绳。
在本申请的实施方式中，所述的飞行器，其中所述飞行器构造成经由飞行器控制组件来实现飞行器控制，所述飞行器控制组件包括变幅控制组件，其中所述第一根部梁附接到所述变幅控制组件；且所述第二根部梁附接到所述变幅控制组件。
在一种实施方案中，所述的飞行器，其中所述变幅控制组件包括第一支索、第二支索、可重新定位的支索轭状物，所述第一支索附接到所述第一根部梁，所述第二支索附接到所述第二根部梁，所述可重新定位的支索轭状物构造成接纳所述第一支索和所述第二支索。
在一种实施方案中，所述的飞行器，其中所述第一臂还包括第一可重新定位的止挡件和第二可重新定位的止挡件，所述第一可重新定位的止挡件和所述第二可重新定位的止挡件一起限定所述第一翼根部梁关于所述第一翼杆的旋转角；且其中所述第二臂还包括第三可重新定位的止挡件和第四可重新定位的止挡件，所述第三可重新定位的止挡件和第四可重新定位的止挡件一起限定所述第二翼根部梁关于所述第二翼杆的第二旋转角。在一种实施方案中，所述的组件，其中所述第一止挡件布置在第一滑轮上，且所述第二止挡件布置在第二滑轮上，所述第一滑轮和所述第二滑轮各自经由致动的联接构件是可旋转地可重新定位的，且所述第三止挡件和所述第四止挡件各自经由第二致动的联接构件是可旋转地可重新定位的。在一种实施方案中，所述的组件，其中所述第一止挡件布置在第一滑轮上，且所述第二止挡件布置在第二滑轮上，所述第一滑轮和所述第二滑轮各自经由致动的联接构件是可旋转地可重新定位的，以增大所述第一止挡件和所述第二止挡件对着的第一角，且所述第三止挡件和所述第四止挡件各自经由第二致动的联接构件是可旋转地可重新定位的，以增大所述第三止挡件和所述第四止挡件对着的第二角。
实施方式还可包括翼，该翼包括：(a)杆，其接合配合件；(b)梁，其接合与杆大致垂直的配合件；(c)杆管，其围绕杆的一部分布置；(d)梁管，其围绕梁的一部分布置；(e)织物，其附接到梁管和杆管；以及(f)第一板条，其布置在织物上，并且在从梁和杆的相交处成径向的方向上延伸，第一板条具有靠近机翼的边缘的远端。翼的一些实施方式还包括支柱，支柱邻近杆和梁的相交处布置，支柱附接到杆和梁。翼的一些实施方式具有还包括附接到支柱的近端的第一板条。翼的一些实施方式还可包括第二板条，第二板条其布置在织物上，并且在从梁和杆的相交处成径向的方向上延伸，第二板条具有靠近机翼的边缘的远端。翼的一些实施方式具有还包括附接到支柱的近端的第二板条。翼的另外的实施方式还包括根部套节，根部套节构造成固定地接纳梁并且构造成可旋转地接纳杆。在一些实施方式中，翼的平面形状由周边点界定，周边点包括：第一板条的远端、杆的远端部分、梁的远端部分、杆的近端部分和梁的近端部分。在一些实施方式中，翼的平面形状由周边点界定，周边点包括：第一板条的远端、第二板条的远端、杆的远端部分、梁的远端部分、杆的近端部分和梁的近端部分。翼的一些实施方式具有包括聚氟乙烯膜的织物，且翼的一些其他实施方式具有包括还包含纤维网的聚氟乙烯膜的织物。对于翼的一些实施方式，织物包括纤维网，该纤维网包含纤维网的交叉线，纤维网的线可以以相对于梁管和相对于杆管倾斜的角度定向。翼的一些实施方式具有包括碳棒的杆，且第一板条可包括碳棒。
扑动驱动元件可包括两个或更多个马达、扑动速率传感器和用于控制和调节两个机翼的扑动速率的电路，每个机翼附接到扑动驱动元件的臂。例如，扑动驱动元件可包括：第一马达，其驱动第一旋转元件，第一旋转元件具有旋转中心和旋转平面；第一绞盘，其围绕轴安装，该轴远离旋转中心并且与旋转平面大致垂直地附接到旋转元件；第二绞盘，其围绕轴安装；第一臂，其安装到第三绞盘，第一联接构件连接第三绞盘与第一绞盘；第二联接构件，其连接第四绞盘与第二绞盘；以及第三联接构件，其连接第三绞盘与第四绞盘；第二马达，其驱动第二旋转元件，第二旋转元件具有旋转中心和旋转平面；第五绞盘，其围绕第二轴安装，第二轴远离旋转中心并且与第二旋转元件的旋转平面大致垂直地附接到第二旋转元件；第六绞盘，其围绕第二轴安装；第四联接构件，其连接第七绞盘与第五绞盘；第二臂，其安装到第八绞盘，第五联接构件连接第八绞盘与第六绞盘；以及第六联接构件，其连接第七绞盘与第八绞盘；以及电路，其控制第一马达和第二马达的扑动速率。
附图说明
通过示例的方式但不限于附图中的图来阐明本发明的实施方式，且其中：
图1描述了具有两个扑动型机翼的航空器；
图2A描述了示例性的机翼；
图2B描述了图2A的示例性的机翼的柔性和变幅；
图2C描述了图2A的示例性的机翼的柔性和变幅；
图3A描述了具有定向在向前方向的机头端部同时在翼的向前行程中其左机翼偏转小于其右机翼的航空器的俯视图；
图3B描述了具有定向在向前方向的机头端部同时在翼的向后行程中其左机翼偏转小于其右机翼的航空器的俯视图；
图3C描述了具有定向在向前方向的机头端部同时在翼的向前行程中其左机翼偏转大于其右机翼的航空器的俯视图；
图3D描述了具有定向在向前方向的机头端部同时在翼的向后行程中其左机翼偏转大于其右机翼的航空器的俯视图；
图4A描述了例如在图3A和3B中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图4B描述了例如在图3A和3B中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图4C描述了例如在图3C和3D中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图4D描述了例如在图3C和3D中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图5A描述了具有定向在向前方向的机头端部同时在翼的向后行程中其左机翼偏转小于其右机翼的航空器的俯视图；
图5B描述了具有定向在向前方向的机头端部同时在翼的向前行程中其左机翼偏转大于其右机翼的航空器的俯视图；
图5C描述了具有定向在向前方向的机头端部同时在翼的向后行程中其左机翼偏转大于其右机翼的航空器的俯视图；
图5D描述了具有定向在向前方向的机头端部同时在翼的向前行程中其左机翼偏转小于其右机翼的航空器的俯视图；
图6A描述了例如在图5A和5B中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图6B描述了例如在图5C和5D中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图7A描述了具有定向在向前方向的机头端部同时其左机翼和其右机翼在开始翼的向前行程(前行程)时的偏转均小于在结束向前行程时的被描述为较大偏转角的偏转的航空器的俯视图；
图7B描述了具有定向在向前方向的机头端部同时其左机翼和其右机翼在开始翼的向后行程(后行程)时的偏转均大于在结束向后行程时的被描述为较小偏转角的偏转的航空器的俯视图；
图7C描述了具有定向在向前方向的机头端部同时其左机翼和其右机翼在开始翼的向前行程(前行程)时的偏转均大于在结束向前行程时的被描述为较小偏转角的偏转的航空器的俯视图；
图7D描述了具有定向在向前方向的机头端部同时其左机翼和其右机翼在开始翼的向后行程(后行程)时的偏转均小于在结束向后行程时的被描述为较大偏转角的偏转的航空器的俯视图；
图8A描述了例如在图7A和7B中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图8B描述了例如在图7A和7B中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图8C描述了例如在图7C和7D中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图8D描述了例如在图7C和7D中的飞行器的左侧和右侧的瞬时推力矢量和累积推力矢量；
图9描述了示例性的扑动驱动组件，包括马达、齿轮组件、可旋转地附接到驱动齿轮的销处的左臂和右臂，其中销偏离驱动齿轮的旋转中心；
图10A描述了图10B的驱动组件的一部分；
图10B描述了示例性的扑动驱动组件和机构；
图11A描述了示例性翼的分解图；
图11B描述了组装的示例性的翼；
图12描述了类似于图10的实施方式的组合对的示例性的扑动驱动组件，其中每个具有四个绞盘；
图13描述了用于限制根部梁或桁行进的示例性的组件；
图14A-14C描述了图13的示例性的组件的侧视图；
图15A描述了用于通过围绕支撑结构件上的枢轴点旋转第一滑轮元件来旋转第一桁止挡件的位置的线的运动；
图15B描述了对于行程的第一翼位置的具有相对高的桁偏转角的延伸的桁止挡件的底视图；
图15C描述了对于行程的第二翼位置的具有相对高的桁偏转角的延伸的桁止挡件的底视图；
图16描述了翼组件和用于桁止挡件的一对滑轮元件；
图17A描述了每个止挡件被定位成对于向前行程和向后行程均允许与图17B相比相对较大的偏转角的示例；
图17B描述了每个止挡件被定位成对于向前行程和向后行程均允许与图17A相比相对较小的偏转角的示例；
图18A描述了相对于偏航航道处于中性位置的止挡件；
图18B描述了偏斜到右侧的止挡件，其中翼的扑动和桁在两个止挡件之间的运动—在向前行程期间运动至一个止挡件和在向后行程期间运动至另一个止挡件—将产生具有右向分量的推力矢量；
图18C描述了偏斜到左侧的止挡件，其中翼的扑动和桁在两个止挡件之间的运动—在向前行程期间运动至一个止挡件和在向后行程期间运动至另一个止挡件—将产生具有左向分量的推力矢量；
图19描述了桁行进控制的可替代的方式，其中绳或线被伺服机构控制，且经由孔进给到桁，并且被固定在桁的远端部分；
图20A描述了在扑动期间桁方位的控制，对于向后行程可通过旋转绳或线来定位桁来实现；
图20B描述了在扑动期间桁方位的控制，对于向后行程可通过旋转绳或线来定位桁来实现；
图21A描述了三轴线的伺服桁支索组件；
图21B描述了具有扑动机构的示例性的航空器；
图22描述了具有扑动机构的示例性的航空器的一部分；
图23描述了具有扑动机构的示例性的航空器的一部分；
图24A描述了朝向左机翼且远离右机翼倾斜的万向的轭状物；
图24B描述了朝向右机翼且远离左机翼倾斜的万向的轭状物；
图25A描述了桁支索系统，其中分开的桁支索接合轭状物并且提供用于可变的桁止挡杠杆的结构支撑件；
图25B-25D描述了用于偏航控制的桁止挡杠杆的致动；
图26是航空器实施方式的控制和推进系统的示例性的高级方块图；
图27是扑动频率控制器的高级功能的方块图；
图28是伺服控制器的示例性的高级方块图；
图29是角速率控制器的示例性的高级方块图；
图30是角速率控制器的示例性的高级方块图；
图31描述了示例性的翼；
图32描述了图31的翼的横截面图；
图33描述了图31的视图上的边缘，以描述膜围绕杆的可旋转性；
图34描述了图31的翼的横截面图，膜围绕管环绕，在管内布置有杆或根-至-翼尖梁；
图35描述了附接的另一种方式，其中分离式材料部件用于将管附接到膜；
图36描述了附接的另一种方式，其中膜边缘具有从边缘看时的t形部分，且t形部分或正交的边缘表面插入到杆管内，且可通过杆元件保持在适当位置；
图37描述了示例性的具有两个板条和膜折叠部分的机翼；
图38描述了示例性的具有两个板条和膜折叠部分且其中板条具有膜覆盖物的机翼；
图39描述了图37的机翼，其中膜材料是泡沫膜；
图40描述了不具有板条且无膜折叠的机翼；
图41描述了具有两个板条、膜折叠和在杆套筒和根部梁套筒之间的弓形切口区域的机翼；
图42描述了相对减少的表面积的有角度的机翼；
图43描述了用泡沫膜制成的机翼，其具有两个弯曲的板条和膜折叠；
图44描述了用于制造机翼的固定件；
图45描述了具有固定到工作表面的丝网的膜坯；
图46描述了定位到膜坯上的图44固定件；
图47描述了沿杆和根部梁的切割和折叠步骤；
图48描述了应用到膜的表面的板条和对于平面形状的剩余部分的切割步骤；以及
图49描述了示例性的机翼从坯的取出。
具体实施方式
本发明的实施方式包括无线电控制的重于空气的具有扑翼的航空器，例如扑翼机，其中通过以下实现飞行器方位控制：在行进掠角中扑翼的可变差的偏转掠角、翼的可变差的变幅和/或扑动的翼的可变的且不同的角速度。飞行器的实施方式包括两个翼或机翼，其具有提供升力并且在飞行器周围产生控制力矩或转矩的主要功能。两个这样的机翼中的任一个可布置在飞行器的机身或结构主体的一侧上。每个翼包括根至翼尖梁或杆，该根至翼尖梁或杆具有靠近翼根的近端和靠近翼尖的远端。每个翼包括靠近杆的近端的根部梁或桁，且桁可固定地可旋转地被定向到杆，但以其他方式与杆大致正交。每个翼的提升表面膜元件附接到各自的杆和桁，且膜和桁可围绕杆的纵轴旋转或枢转。翼可被机载型扑动驱动元件驱动，例如至少一个马达和机械运动，以便被扑动，且其翼尖界定围绕飞行器的纵轴的弧。如果桁围绕杆自由行进一定角量，则在扑动行程期间桁的远端和提升表面的后缘趋于尾随杆和提升表面的前部部分的运动。桁的远端可相对于杆可变地受约束，从而可变地限制桁围绕杆的角程和/或改变翼膜松弛或膜的变幅。经由机翼可产生推力，每个机翼的推力具有瞬时大小，这取决于杆扑动的方向，即向前行程或向后行程，每个桁相对于其各自的杆的角度和/或翼膜的变幅的量和/或在行程期间翼的角速度。
图1描述了航空器100，其具有两个机翼101、102，左(左舷)机翼101和右(右舷)机翼102，每个机翼附接到航空器结构103，例如机身，且其中在航空器的向前方向中扑动，其中机翼的翼尖通常界定围绕航空器100在水平平面中的弧104、105，且其相应的飞行程度各自限定行进掠角。
图2A描述了示例性的机翼200，其具有前部部分(leading portion)201，该机翼200包括用于接纳杆管元件的套筒202和用于接纳桁管元件的套筒203。所描述的机翼包括布置在机翼200的表面膜上的两个加固元件，即板条204、205。图2B描述了图2A的示例性的机翼的柔性，其中前部部分围绕枢轴点210并且在与根部梁套筒203正交的平面中摆动，以界定扑动角211。图2C描述了图2B的示例性的机翼的柔性，其中前部部分201进一步围绕枢轴点摆动，且桁的远端形成偏转掠角220。后缘221和根部梁或桁的远端部分趋于尾随前部部分201，且如果桁行进被允许但受限制，则桁套筒203和桁的远端将形成偏转掠角231。通常，偏转掠角越大，由机翼产生的推力越小。如果允许桁减小其相对于杆的角度232，则机翼膜将经历增大的变幅。通常，变幅越大，由机翼产生的推力越小。
图3A描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部311，其中在翼312、313中的每个的向前行程314、315中，其左机翼312偏转例如20度，该角小于其右机翼313偏转角例如40度。因此，左翼比右翼向上产生更大的推力。图3B描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中在翼312、313的向后行程324、325中，其左机翼312偏转例如20度，该角小于其右机翼313偏转角例如40度。因此，这产生围绕飞行器310(在顶部上)的滚转力矩。图3C描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中在翼312、313的向前行程314、315中，其左机翼312偏转例如40度，且该角大于其右机翼313偏转角例如20度。因此，右翼313比左翼312向上产生更大的推力。图3D描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，在翼312、313的向后行程324、325中，其左机翼312偏转例如40度，该角大于其右机翼313偏转角例如20度。因此，这产生在与图3B的角方向相反的角方向中的围绕飞行器310的滚转力矩。
图4A和4B描述了例如在图3A和3B中的飞行器的左侧和右侧的理想化的瞬时推力矢量410-413和理想化的平均累积推力矢量420-422。对于每个翼，描述了在行程中的三个位置处的示例性的翼偏转。因此，根据右手定则，飞行器产生用以实现右滚转的滚动力矩。图4C和4D描述了例如在图3C和3D中的飞行器的左侧和右侧的理想化的瞬时推力矢量430-433和理想化的平均累积推力矢量430-441。再次，对于每个翼，描述了在行程中的三个位置处的示例性的翼偏转。因此，根据右手定则，飞行器产生用以实现左滚转的滚动力矩。
图5A描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中在翼312、313的向后行程324、325中，其左机翼312偏转例如20度，该角小于其右机翼313偏转角例如40度。因此，左翼312比右翼313向上产生更大的推力。图5B描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中在翼312、313的向前行程314、315中，其左机翼312偏转例如40度，该角大于其右机翼313偏转角例如20度。因此，这种布置产生逆时针围绕飞行器310的偏航力矩，即左偏航运动。图5C描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中在翼312、313的向后行程324、325中，其左机翼312偏转例如40度，该角大于其右机翼313偏转角例如20度。因此，右翼313比左翼312向上产生更大的推力。图5D描述了这样的航空器的俯视图，该航空器具有定向在向前方向的机头端部，其中在翼312、313的向前行程314、315中，其左机翼312偏转例如20度，该角小于其右机翼313偏转角例如40度。因此，这产生在与图5B的角方向相反的角方向中的围绕飞行器310的偏航力矩，即右偏航运动。
图6A描述了例如在图5A和5B中的飞行器的左侧和右侧的理想化的平均累积推力矢量610-611，其中左翼前行程具有处于高偏转角的左翼，左翼后行程具有处于低偏转角的左翼，而右翼前行程具有处于低偏转角的右翼，且右翼后行程具有处于高偏转角的右翼。对于每个翼，描绘了在行程中的两个位置处的示例性的翼偏转。因此，在偏航旋转平面640中，推力矢量的水平分量被投影—表明飞行器产生用以实现逆时针或左偏航机动的偏航力矩。图6B描述了例如在图5C和5D中的飞行器的左侧和右侧的理想化的平均累积推力矢量650-651，其中左翼前行程具有处于低偏转角的左翼，左翼后行程具有处于高偏转角的左翼，而右翼前行程具有处于高偏转角的右翼，且右翼后行程具有处于低偏转角的右翼。对于每个翼，描述了在行程中的两个位置处的示例性的翼偏转。因此，在偏航旋转平面640中，推力矢量的水平分量被投影—表明飞行器产生用以实现顺时针或右偏航机动的偏航力矩。
可通过以下产生俯仰力矩：改变飞行器的质量平衡、对一个或多个扑动马达的不同节流和/或周期地改变机翼的偏转角，即周期性的俯仰控制。图7A描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中其左机翼312和其右机翼313在开始翼的向前行程(前行程)时的偏转均小于在结束向前行程时的偏转，这被描述为较大的偏转角，即较大的偏转掠角。随着翼向前飞掠，偏转变得更大。因此，每个翼在开始向前行程期间比在结束向前行程时向上产生更大的推力。图7B描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中其左机翼312和其右机翼313在开始翼的向后行程(后行程)时的偏转均大于在结束向后行程时的偏转，这被描述为较小的偏转角，即较小的偏转掠角。随着翼向后飞掠，偏转变得更小。因此，每个翼在开始向后行程期间比在结束向后行程时向上产生更大的推力。因此，这种周期性的俯仰控制产生向前的俯仰力矩，即在机头下降的角方向中的围绕飞行器的俯仰控制特性(pitching controlauthority)。图7C描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中其左机翼312和其右机翼313在开始翼的向前行程(前行程)时的偏转均大于在结束向前行程时的偏转—这被描述为较小的偏转角，即较小的偏转掠角。随着翼向前飞掠，偏转变得更小。因此，每个翼在开始向前行程期间比在结束向前行程时向上产生更小的推力。图7D描述了这样的航空器310的俯视图，该航空器310具有定向在向前方向的机头端部，其中其左机翼312和其右机翼313在开始翼的向后行程(后行程)时的偏转均小于在结束向后行程时的偏转，这被描述为较大的偏转角，即较大的偏转掠角。随着翼向后飞掠，偏转变得更大。因此，每个翼在开始向后行程期间比在结束向后行程时向上产生更小的推力。因此，这种周期性的俯仰控制产生向后的俯仰力矩，即在机头上升的角方向中的围绕飞行器的俯仰控制特性。
图8A和8B描述了分别例如在图7A和7B中的飞行器的左侧和右侧的理想化的瞬时推力矢量810-811、830-831和分别例如在图7A和7B中的飞行器的理想化的平均累积推力矢量820、840。对于每个翼，描述了在行程中的四个位置处的示例性的翼偏转。因此，飞行器产生用以实现向前(机头下降)机动的俯仰力矩。图8C和8D描述了分别例如在图7C和7D中的飞行器的左侧和右侧的理想化的瞬时推力矢量850-851、870-871和分别例如在图7C和7D中的飞行器的理想化的平均累积推力矢量860、880。对于每个翼，描述了在行程中的四个位置处的示例性的翼偏转。因此，飞行器产生用以实现向后(机头上升)机动的俯仰力矩。
图9描述了示例性的扑动驱动组件900，其包括马达910、齿轮组件920、可旋转地附接到驱动齿轮930的销928处的左臂924和右臂926，其中销偏离驱动齿轮930的旋转中心。当驱动齿轮旋转931时，示例性的左摇臂924和右摇臂926被周期地推动和拉动，且从而导致左杆接纳器934和右杆接纳器932向前和向后摆动。
图10A针对扑动驱动组件描述了第一绞盘1012相对于可以是齿轮的旋转元件1010的旋转中心的布置。第二绞盘(在该图中未示出)布置在第一绞盘1012和旋转元件1010之间，且第一绞盘1012和第二绞盘均围绕偏离旋转元件1010的旋转中心1002的轴1001安装。图10B描述了示例性的扑动驱动组件和机构1000，其包括：(a)旋转元件1010，其具有旋转中心和旋转平面；(b)第一绞盘1012，其围绕轴(未示出)安装，该轴附接到旋转元件1010，远离旋转中心并且大体与旋转平面垂直；(c)第二绞盘1018，其围绕轴安装；(d)第一臂1032，其安装到第三绞盘1022，第一联接构件1020连接第三绞盘1022与第一绞盘1012；(e)第二臂1030，其安装到第四绞盘1024，第二联接构件1017连接第四绞盘1024与第二绞盘1018；以及(f)第三联接构件1023，其连接第三绞盘1022与第四绞盘1024。在机构的一些实施方式中，机构的第三绞盘1022可具有旋转中心，第四绞盘1024可具有旋转中心，且旋转元件1010的旋转中心可以与第三绞盘1022的旋转中心和第四绞盘1024的旋转中心基本上共线。在机构的一些实施方式中，第一联接构件1020可包括绳，第二联接构件1017可包括绳，且第三联接构件1023可包括绳。左翼组件1028被描述为接合第一臂1032，且右翼组件1026被描述为接合第二臂1030。因此，马达驱动器1050偏置绞盘，以实现两个翼组件的扑动。
图11A描述了具有两个弯曲的板条1111、1112的示意性的翼1100的分解图，其中杆元件1120被插入到翼型机翼膜1101的前缘套筒1121中。套筒1121可通过将机翼膜向后拉在其自身上而被形成和/或可包括用于接纳杆元件的管—围绕该管机翼可被环绕和固定。弹性垫圈1122、1123可布置到杆元件1120的近端部分和远端部分处前缘套筒1121的每侧上。根部梁元件1130或桁元件被插入到翼型机翼膜1101的根部梁套筒1131中。桁套筒1131可通过将机翼向后拉到其自身上而被形成和/或可包括用于接纳杆元件的管—围绕该管机翼可被环绕和固定。弹性垫圈1132、1133可布置到根部梁元件1130的近端部分和远端部分处桁套筒1131的每侧上。杆元件1120和桁元件1130接合角落元件1140或构造成被臂套节元件(arm socket element)接纳的臂配合件(未示出)。图11B描述了组装的示例性的翼1100。膜可用例如具有1/32英寸厚度的挤出的聚乙烯泡沫片材例如包装泡沫片材制成。板条1111、1112、杆元件1120、桁元件1130和套管1121、1131可用碳丝制成。翼1100还可包括通过使膜靠近根部梁或桁重叠并且布置在膜层或泡沫纤维层之间制成的带状物(pocket)。泡沫纤维可抑制振动并且减少扑动的声响效应。
图12描述了示例性的扑动驱动组件和机构1200，其包括类似于图10B的实施方式的组合对的左扑动驱动组件1210和右扑动驱动组件1220，其中右扑动驱动组件和左扑动驱动组件每个具有四个绞盘，但对于翼组件具有一个臂。图12的实施方式描述了接合扑动驱动组件1200的左侧部分1211的臂的左翼组件1230，其中左侧组件1210的臂1211接合左侧组件1210的第三绞盘1212。图12的实施方式还描述了接合右侧组件1220的臂1213的右翼组件1240，其中右侧组件1220的臂1213接合右侧组件1220的第四绞盘1212。在该示例性的实施方式中，具有装入指令的处理器例如中央处理器(CPU)通过监测来自翼位置传感器1240、1241的输入来维持左侧马达和右侧马达之间的同步。可通过不同的前引擎节流和后引擎节流来产生俯仰控制特性。可通过不同的前行程节流和后行程节流来产生偏航控制特性，且滚转控制特性可通过不同的中间行程节流和结束行程节流来产生，且通过附接到根部梁或桁的翼安装的弹簧例如变幅弹簧来完成。因此，对于该示例性的实施方式，用于调节翼的偏转角的伺服机构不是必须的。
图13描述了用于限制根部梁或桁行程的示例性组件1300。使用了两个伺服机构1310、1320，每个由经由孔1370-1379供给的线或绳和滑轮系统1330来控制桁止挡件1360-1363的位置，以允许每个机翼(未示出)的不同偏转。每个桁止挡件附接到摇臂式滑轮元件，该滑轮元件可处于张力中，且向后拉在绳上开启相对的桁止挡件之间的角度。一对桁止挡件布置在扑动组件的臂中的每个上，以便桁止挡件随扑动臂旋转，以限制桁的近端的行进。因此，通过定位桁止挡件可以在杆扑动期间产生滚转和偏航特性。气动力趋于导致桁终止在行程的后面的桁止挡件上，即在向前行程期间向后的桁止挡件和在向后行程期间向前的桁止挡件。可添加手把状结构件1380，该结构件1380可经由俯仰伺服机构1381来旋转，以连同杆扑动运动1382延伸或收回每个翼上的桁止挡件。手把状结构件1340、1350可用于通过在行程期间连续地重新定位桁止挡件，而在扑动期间产生俯仰特性。图14A描述了图13的示例性组件1400的侧视图，其中示出穿过手把状结构件1416的臂的端部处的孔1414的一对线或绳1410、1412。示出的伺服机构可布置成邻近扑动马达和扑动驱动组件。桁止挡件1363可安装在滑轮元件上，该滑轮元件自身被受拉地安装到支撑结构件。图14B描述了对于行程的特定部分，手把元件1416通过俯仰伺服机构1318的旋转1430，这导致线允许桁止挡件1363、1362收回。即，当杆旋转时(离开在本阐述中的页面)，线将拉到桁止挡件滑轮上。图14C描述了对于行程的特定部分，手把元件通过俯仰伺服机构1318的旋转1431，这导致将线拉到桁止挡件1362、1363上，以扩展每个之间的角度。
在与杆和根部梁或桁的平面垂直的视图中，图15A描述了通过围绕在支撑结构件上的枢轴点旋转第一滑轮元件(在该视图中被第二滑轮元件1530挡住)来旋转第一桁止挡件1520的位置的线1510的运动。还在图15A中描述了第二线1511，在该示例中第二线1511不运动，使第二桁止挡件1521处于静止位置—在行程中的该位置处—因为线中的张力与被安装的第二滑轮元件1530中的张力平衡。图15B描述了图13的底视图，其中桁止挡件1360-1363延伸到桁的相对高的偏转角。图15C描述了图13的底视图，其中臂的扑动运动导致翼改变在行程中的相对角度，且桁止挡件1360-1363以与图15B中的角度相同的角度保持延伸。即，俯仰致动器可以在中性位置，以便不影响在图14A的示例性实施方式的行程期间的偏转角。
图16描述了翼组件1600和用于桁止挡件1614、1616的一对滑轮元件。通过应用每个可处于双向伺服机构(未示出)的控制下的两个线，每个滑轮元件可处于张力中，且每个桁止挡件可独立于另一个而被成角度地定位。图17A描述了每个桁止挡件1710、1720被定位成对于向前行程和向后行程允许相对高的偏转角的示例。使止挡件打开成宽的，诸如此的扑翼具有相对低的迎角且产生相对低的推力。相比之下，图17B描述了每个桁止挡件1711、1721被定位成对于向前行程和向后行程允许相对小的偏转角的示例。使止挡件打开成窄的位置，诸如此的扑翼具有相对高的迎角并且产生相对高的推力，具有相伴随的相对大量级的下洗流。图18A-18C描述了通过将桁止挡件调向左侧或右侧以产生净偏航力矩而实现的偏航控制1800。图18A描述了相对于偏航航道处于中性位置的止挡件1810、1812。即，扑动臂在向前行程中将具有与在向后行程中相同的桁偏转角，即推力矢量将与航空器的“向上”方向一致。图18B描述了偏斜到右侧的止挡件1814、1816，其中翼的扑动和桁在两个止挡件之间的运动—在向前行程期间运动至一个止挡件和在向后行程期间运动至另一个止挡件—将产生具有右向分量的推力矢量。因此，在扑动期间，实现止挡件偏斜至右侧的飞行器将实施机头向左指令。图18C描述了偏斜到左侧的止挡件1818、1820，其中翼的扑动和桁在两个止挡件之间的运动—在向前行程期间运动至一个止挡件和在向后行程期间运动至另一个止挡件—将产生具有左向分量的推力矢量。因此，在扑动期间，实现止挡件偏斜至左侧的飞行器将实施机头向右指令。
图19描述了桁行进控制的可替代的装置1900，其中绳或线被伺服机构(未示出)控制，且经由轭状物1910上的孔1911、1912进给到桁1920，并且被固定在桁的远端部分。图20A和20B描述了在扑动2010、2020期间桁2024的方位的控制，且桁2024的方位可通过以下实现：对于如在图20A中的向后行程，通过旋转绳2030或线来定位桁，并且对于向后行程，通过旋转绳2020或线来定位桁2024。定位的偏转角可在行程期间实现，且因此可根据连续地改变伺服位置指令来实现俯仰(例如，经由周期性的调制)、偏航和滚转的控制特性。
称为支索的结构元件可经由球形接头式多轴线接头附接到翼-桁结构，并且可大体平行于桁布置。桁或支索可接合轭状物，并且膜的变幅可通过轭状物的运动来实现。图21A描述了三轴线的伺服桁和/或支索组件2100，作为桁行进控制的另一种装置，其中限制桁(或支索)的轭状物2110可经由第一伺服机构和齿轮组件2120增大或减小变幅，即在行程期间对两个翼而言对翼膜松弛的影响，以产生俯仰控制特性；经由第二伺服机构和齿轮组件2130在行程期间实现翼之间的不同量的变幅，以产生滚转控制特性；以及任选地经由第三伺服机构和齿轮组件2140实现桁行进的偏斜，以产生用于偏航控制的变幅差。因此，组件2100将用于轭状物的多轴线方位提供到航空器的机体，以在行程期间调节翼膜变幅，从而实现三轴线控制。
图21B描述了示例性的航空器，其具有如在图10B(1000)中描述的扑动机构2100和如在图21A(2100)中描述的根部梁或桁、控制机构。在图21B的实施方式中，每个翼2160的桁2161接合轭状物2110。还在上文描述的扑动机构是电源和处理模块2170。飞行器可包括任选的机架2180。图22描述了示例性的航空器2200的一部分，其具有如在图9(900)中描述的扑动机构和如在图21A中描述的根部梁或桁、控制机构，其中根部梁2161、2262接合轭状物2110。图23描述了示例性的航空器2300的一部分，其具有如在图9(900)中描述的扑动机构和如在图21A(2100)中描述的根部梁或桁、控制机构的另一种实施方式，其中根部梁2161、2262接合轭状物2110。图24A描述了朝向左机翼2410且远离右机翼2420倾斜的可定位的轭状物2110。每个翼的杆保持在扑动平面中且因此左机翼2410的变幅或翼松弛效应增强，因为膜比右机翼2420的膜更松，且因此左机翼2410比右机翼2420产生小的推力。图24B描述了朝向右机翼2420且远离左机翼2410倾斜的万向的轭状物。每个翼的杆保持在扑动平面中且因此右机翼的变幅比左机翼2420的变幅大，且因此右机翼2420比左机翼2410产生小的推力。图24A和24B阐述了该示例性实施方式的滚转控制特性。具有轭状物的控制常平架可直接运动根部梁的后缘端部以操纵翼的变幅。
图25A描述了桁支索系统2500，其中分开的桁支索2510接合轭状物2110且提供用于可变的桁止挡杠杆2512的结构支撑件2511。通过允许根部梁2520在可调节的桁止挡件2521、2522之间自由运动，并且使支索2510或其他结构元件将轭状物2110的轭状物臂2111、2112的运动与翼在多轴线的接头2550处的方位连接，可实现将由多轴线的轭状物定位组件提供的俯仰控制和滚转控制与偏航控制分离。因此，可通过伺服组件—与图21A的组件相似，但无偏航伺服齿轮箱的两轴线的常平架的轭状物的侧倾斜位置，来实现滚转控制，并且可通过轭状物的前倾斜位置和后倾斜位置来实现俯仰控制。第三(偏航)伺服机构用于通过例如经由缆线2513拉或释放杠杆来控制附接到杠杆2512的桁止挡件2521、2522的方位。图25B描述了杠杆2512的实施方式，杠杆2512可安装到处于张力的支索结构件2511，并且经由附接到桁支索结构件2511的缆线2513致动。图25C描述了拉动杠杆2512以缩短桁止挡件的桁2590行进距离的缆线2513。图25D描述了释放杠杆2512以允许桁2590的行进距离变长的缆线2513。
图26是航空器实施方式2600的控制系统和推进系统的示例性的高级方块图。中央处理器(CPU)2602，向至少一个驱动马达即推力或扑动马达2610产生电压指令，该中央处理器(CPU)2602具有可寻址存储器并通过包括电池的机载电源2608诱发。指令可以是脉冲宽度调制器(PWM)。霍尔传感器可布置在曲轴上，以便得到扑动频率，并且将扑动频率提供到CPU 2602。在一些实施方式中，存在三个控制伺服机构2612、2614、2616等，图26描述了向俯仰双向伺服机构2612、滚转双向伺服机构2614和偏航双向伺服机构2616产生指令的CPU2602。位置传感器2624、2626、2628可将每个伺服机构位置2610、2612、2614、2616反馈给CPU2602。角速率测量设备例如两个两轴陀螺仪2618、2620可用于提供偏航角速率、俯仰角速率和滚转角速率。CPU 2602可通过上行线路从无线控制器2622提供外部指令信号，且CPU2602可经由下行线路提供状态或其他信息。通常，CPU 2602可经由收发机与外部节点通信。电动和/或电子元件可经由机载电源和或局部化学电池元件2608驱动。
图27是扑动频率控制器的高级功能的方块图2700，其中指示的扑动频率FC 2702和得到的扑动频率Fest 2704是不同的，以产生扑动频率误差ε2706。扑动频率误差2706被求积分且乘以增益KI 2708，且扑动频率误差2706乘以增益KP 2710。这两个乘积连同扑动频率乘以增益KFF 2712的乘积被组合，以产生指令，例如主马达电压指令，以驱动或推进马达，用于扑动。扑动频率控制器连同增益或产生增益的步骤可以以机器可读语言表示，被储存在航空器处理器可存取的存储器中，并且被执行，以产生扑动马达电压指令。
图28是伺服控制器的示例性的高级方块图2800，其中位置指令dc2802与所测量的位置dMEAS 2804不同，以产生伺服位置误差dε2806，且然后伺服位置误差乘以伺服增益Kδ2808，以产生伺服马达电压指令u2810。对于伺服信道，伺服控制器2800连同增益或产生增益的步骤可以以机器可读语言表示，被储存在航空器处理器可存取的存储器中，并且被执行为一个或多个伺服机构的伺服马达电压指令。
图29是角速率控制器的示例性的高级方块图2900，角速率控制器可被实施以用于滚转、俯仰或偏航速率控制。通过基于加大节流时即，在翼开始扑动之前储存的一个或多个陀螺仪读数计算滤过的陀螺仪速率2904量值与陀螺仪速率偏斜的差别，来产生偏斜角速率2902量值。可通过计算角速率指令与偏斜角速率2902量值的差别，来产生角误差率e 2906。可通过将角速率指令与正馈增益KEF 2910的乘积和角误差率2906与比例速率增益KP 2912的乘积组合，来产生伺服位置指令δC 2908。
图30是角速率控制器的示例性的高级方块图3000，角速率控制器可被实施以用于滚转、俯仰或偏航速率控制。通过基于加大节流时即，在翼开始扑动之前储存的一个或多个陀螺仪读数计算滤过的陀螺仪速率量值3004与陀螺仪速率偏斜的差别，来产生偏斜角速率量值3002。数字积分器可随时间推移对角误差率e 3006积分。可通过计算角速率指令与偏斜角速率量值的差别，来产生角误差率e 3006。可通过将角速率指令与正馈增益KEF 3010的乘积和角误差率与比例速率增益KP 3012的乘积连同积分的角误差率与增益KI 3014的乘积组合，来产生伺服位置指令δC 3008。
图31描述了示例性的翼，其具有杆、根部梁和膜，具有杆折叠部分3110和根部梁折叠部分3110和第一板条3130。图32描述了图31的翼的横截面图，其中第一板条3130是布置在膜表面上的棒状丝(rod-shaped filament)，第二板条3140是平行六面体状。图33描述了图31的视图上的边缘，描述了膜围绕杆的可旋转性。图34描述了图31的翼的横截面图，其中膜3102围绕3400管环绕，在管内布置有杆或根-至-翼尖梁。膜的重叠表面可通过环氧树脂或热处理部分地接合。图35描述了附接的另一种方式，其中可以是与膜的材料相同材料的分离式材料部件3500用于将管3400附接到膜3103。图36描述了附接的另一种方式，其中膜边缘3610具有从边缘看时的t形部分3611，且t形部分或正交的边缘表面沿缝插入到杆管3620内，且可通过经由热或环氧树脂固定的杆元件的压力而被保持在适当位置。图37描述了示例性的具有两个板条和膜折叠部分的机翼。图38描述了示例性的具有两个板条和膜折叠部分且其中板条具有膜覆盖物(membrane overlay)3810、3810的机翼。图39描述了图37的机翼，其具有两个板条3710、3711和两个折叠区域3720、3721，且其中膜材料是泡沫膜。图40描述了不具有板条且无膜折叠的机翼。图41描述了具有两个板条、膜折叠和在杆4110和根部梁4120之间的弓形切口区域4100的机翼。图42描述了与其他示例相比表面积减少的且无折叠区域或板条的有角度的机翼平面形状。图43描述了用泡沫膜制成的机翼，其具有两个弯曲的板条4310、4311和膜折叠。图44描述了固定件(fixture)4400和可利用的管4430和4440，固定件4400用于制造具有附接到固定件440的杆4410和根部梁4420的机翼。图45描述了具有固定到工作表面的丝网的膜坯(membrane blank)4500。图46描述了定位到膜坯上的图44固定件。图47描述了膜的切割和沿杆和根部梁的折叠步骤。图48描述了应用到膜的表面的板条5010、5011和对于平面形状的剩余部分的切割步骤。图49描述了示例性的机翼5110从坯4500的取出。
本领域技术人员将理解，本文中描述的元件、部件、步骤和功能还可细分、组合和/或改变，且仍在本发明的实施方式的精神内。因此，应理解，所公开的实施方式的各种特征和方面可彼此组合或被取代，以形成与通过示例公开的方式不同的本发明的方式。意图是本文通过示例公开的本发明的范围不应被上述的具体公开的实施方式限制。因此，本发明通过示例方式而非限制方式公开，且因此应参考所附的权利要求来确定本发明的范围。

Claims (20)

1.一种飞行器设备，包括：
第一扑翼和第二扑翼；
其中所述第一扑翼包括第一杆、第一根部梁和第一膜，所述第一膜附接到所述第一杆和所述第一根部梁，所述第一扑翼构造成经由扑动驱动元件驱动以扑动，
其中，所述第二扑翼包括第二杆、第二根部梁和第二膜，所述第二膜附接到所述第二根部梁和所述第二杆，并且所述第二扑翼也构造成经由所述扑动驱动元件驱动以扑动；
其中所述第一扑翼和所述第二扑翼能够提供升力和控制力矩而不利用另外的扑翼；并且
其中所述升力和控制力矩选自以下中的至少一个：在相应的行进掠角中所述第一扑翼和所述第二扑翼的可变差的偏转掠角和相应的第一扑翼和第二扑翼的可变差的变幅。
2.根据权利要求1所述的飞行器设备，还包括：
第一枢轴点，其中所述第一扑翼在第一行进掠角中围绕所述第一枢轴点扑动；以及
第二枢轴点，其中所述第二扑翼在第二行进掠角中围绕所述第二枢轴点扑动。
3.根据权利要求2所述的飞行器设备，其中所述第一扑翼和所述第二扑翼通过所述第一行进掠角和所述第二行进掠角中的差异而提供所述控制力矩的滚转力矩。
4.根据权利要求2所述的飞行器设备，还包括：
所述第一扑翼的第一桁止挡件和第二桁止挡件，其中所述第一桁止挡件和所述第二桁止挡件限制所述第一扑翼在向前行程桁位置和向后行程桁位置之间的所述第一行进掠角。
5.根据权利要求4所述的飞行器设备，其中所述第一桁止挡件和所述第二桁止挡件被偏斜以提供在所述向前行程中比在所述向后行程中更大的偏转掠角以产生所述飞行器的所述控制力矩的净偏航力矩。
6.根据权利要求4所述的飞行器设备，其中所述第一桁止挡件和所述第二桁止挡件界定中性桁位置以产生所述第一扑翼在所述向前行程中与在所述向后行程中相同的桁偏转角。
7.根据权利要求1所述的飞行器设备，其中所述第一扑翼和所述第二扑翼能够提供飞行器方位控制而不利用第三扑翼；和/或
其中所述升力和控制力矩还选自相应的第一扑翼和第二扑翼的可变的且不同的角速度。
8.一种飞行器，包括：
处理器；
至少一个驱动马达，其与所述处理器通信；
第一扑翼，其与所述至少一个驱动马达中的一个通信；以及
第二扑翼，其与所述至少一个驱动马达中的一个通信；
其中所述第一扑翼包括第一杆、第一根部梁和第一膜，所述第一膜附接到所述第一杆和所述第一根部梁，所述第一扑翼构造成经由扑动驱动元件驱动以扑动；
其中所述第二扑翼包括第二杆、第二根部梁和第二膜，所述第二膜附接到所述第二根部梁和所述第二杆，并且所述第二扑翼也构造成经由所述扑动驱动元件驱动以扑动；
其中所述处理器和所述至少一个驱动马达被配置成驱动所述第一扑翼和所述第二扑翼以提供升力和控制力矩而不利用水平稳定器或竖直稳定器；并且
其中所述升力和控制力矩选自以下中的至少一个：在相应的行进掠角中所述第一扑翼和所述第二扑翼的可变差的偏转掠角和相应的第一扑翼和第二扑翼的可变差的变幅。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成：
驱动所述第一扑翼和所述第二扑翼以围绕机身水平地扑动，其中所述第一扑翼和所述第二扑翼分别具有第一可变差的偏转掠角和第二可变差的偏转掠角；以及
响应于提供所述水平地扑动提供竖直和水平的飞行器方位控制。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成：
在所述飞行器中产生滚转力矩，其中第一偏转掠角大于第二偏转掠角。
11.根据权利要求9所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成：
响应于以下情形在所述飞行器中引起左偏航力矩：
在扑动的后行程期间所述第一扑翼的偏转小于所述第二扑翼的偏转；以及
在扑动的向前行程期间所述第二扑翼的偏转小于所述第一扑翼的偏转。
12.根据权利要求9所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成：
响应于以下情形在所述飞行器中引起右偏航力矩：
在扑动的后行程期间所述第一扑翼的偏转大于所述第二扑翼的偏转；以及
在扑动的向前行程期间所述第二扑翼的偏转大于所述第一扑翼的偏转。
13.根据权利要求9所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成：
响应于以下情形在所述飞行器中引起向前俯仰力矩：
第一扑翼和第二扑翼在开始扑动的向前行程时的偏转比在结束扑动的向前行程时的偏转小。
14.根据权利要求9所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成：
响应于以下情形在所述飞行器中引起向前俯仰力矩：
第一扑翼和第二扑翼在开始扑动的向后行程时的偏转比在结束扑动的向后行程时的偏转大。
15.根据权利要求9所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成：
响应于以下情形在所述飞行器中引起向后俯仰力矩：
第一扑翼和第二扑翼在开始扑动的向前行程时的偏转比在结束扑动的向前行程时的偏转大。
16.根据权利要求9所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成：
响应于以下情形在所述飞行器中引起向后俯仰力矩：
第一扑翼和第二扑翼在开始扑动的向后行程时的偏转比在结束扑动的向后行程时的偏转小。
17.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述处理器和所述至少一个驱动马达提供飞行器方位控制而不利用第三扑翼；和/或
其中所述升力和控制力矩还选自相应的第一扑翼和第二扑翼的可变的且不同的角速度。
18.根据权利要求8所述的飞行器，还包括：
所述第一扑翼的第一桁止挡件和第二桁止挡件；
其中所述处理器和所述至少一个驱动马达还被配置成调节所述第一扑翼的所述第一桁止挡件和所述第二桁止挡件以限制所述第一扑翼在向前行程桁位置和向后行程桁位置之间的偏转掠角。
19.根据权利要求18所述的飞行器，其中所述第一桁止挡件和所述第二桁止挡件被偏斜以提供在所述向前行程中比在所述向后行程中更大的偏转掠角以产生所述飞行器的净偏航力矩。
20.根据权利要求18所述的飞行器，其中所述第一桁止挡件和所述第二桁止挡件界定中性桁位置以产生所述第一扑翼在所述向前行程中与在所述向后行程中相同的桁偏转角。
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