CN111065577A - 驱动机构 - Google Patents

Abstract

提供了一种具有至少一个控制马达的载运设备，该至少一个控制马达包括具有固定部分和可旋转部分的驱动马达，其中，该驱动马达可旋转部分联接到旋翼轴，其中，该驱动马达构造成使旋翼轴旋转，其中，旋翼轴连接到旋翼，至少一个桨距马达具有固定部分和可旋转部分，其中，桨距马达的固定部分是定子，其中，每个桨距马达可旋转部分包括桨距控制连杆，其中，桨距马达可旋转部分通过桨距控制连杆连接到旋翼，并且至少一个可变桨距桨叶保持器连接到桨距控制连杆，其中，桨叶保持器的桨距角能够通过使用控制信号由桨距马达在马达的每个旋转内调节。

Description

驱动机构

技术领域

本发明一般涉及机电驱动系统，诸如空中飞船设备或水下旋翼驱动的船。更具体地说，本发明涉及具有安全、准确、和安静的操作的机电直升机。

背景技术

用于小型无人飞行器/小型无人空中载运设备(SUAVs)的旋翼飞行器流行类别包括具有围绕中心轴线的一个或多个旋翼(rotor)和尾部旋翼的直升机，以及具有沿两个或更多个接近平行的轴线布置的旋翼的“多旋翼”类别。这些类别的旋翼飞行器依赖于下面的原则，即提升力可以通过改变旋翼的旋转速度或通过改变桨叶的“桨距(pitch)”，其中旋翼桨叶的角度相对于旋转平面改变。所有的旋翼的旋转速度的均匀变化由于增加或减少提升力而导致垂直向上或向下运动，同时在旋翼之间的旋转速度的相对变化，或者旋翼之间的桨叶桨距的相对变化，或者旋翼的单个旋转内的桨叶桨距的变化可以产生提升力矢量的水平分量，这会导致旋翼飞行器产生推力或侧向运动。

当今最流行的消费SUAVs基于多旋翼技术，其可交换地被称为无人机。具有四个旋翼的无人机是最常见的，并称为“四翼直升机”或“四旋翼”无人机，虽然一些其它的无人机采用了三个、六个或八个旋翼。使用多个旋翼是流行，由于低成本的马达、电子设备、传感器和控制马达的速度的软件，以保持无人机稳定性并使它能够在空间中悬停或平移。

在典型的多旋翼无人机中，来自任何单个马达产生的扭矩使得整个无人机在与旋翼的旋转方向相反的方向上围绕垂直轴线“偏航”。为了解决这个问题，邻近的马达在相反的方向上旋转，这允许无人机相对于偏航稳定。为了倾斜或滚转，这使得无人机能够在倾斜的方向上的平移，适当的马达的速度被改变，这改变了来自不同马达的相对提升力，并导致倾斜或滚转运动中的任一个或其组合。

尽管多旋翼无人机被普遍使用，但它们有若干缺点。首先，对于给定区域和大规模占地面积，多翼直升机必须使多个旋翼装在给定区域占地面积内，这导致各自具有小的半径的多个旋翼，而不是具有大的半径的单个旋翼。尤其对于小尺寸比例的旋翼，随着旋翼直径增加，提升效率增加，因为随着雷诺数增加，单位扭矩的推力增加。此外，也有旋翼末端移动经过彼此引起的显著的效率损失。因此，多旋翼无人机比诸如直升机之类的单个大的旋翼的飞行器(vehicle)固有的效率低。此外，为了弥补在提升中的损失，多翼直升机传统上以非常高的旋转速度运转旋翼，这增加了由旋翼产生的噪声的频率以及幅度，从而导致显著噪声。此外，多旋翼无人机的可操作性和灵活性是受限的，因为平移是通过改变马达的速度实现的，这需要克服马达的惯性，从而导致相对大的时间延迟。

与多旋翼无人机相比，直升机不同地操作，因为它们典型地具有单个旋翼，其不依赖于在多个旋翼的旋翼速度下的相对变化来启动侧向推力矢量。为了改变飞行方向，直升机改变旋翼的单次旋转中的旋翼桨叶的桨距角，其中，该角度是相对于桨叶的旋转的水平平面测量的。在某些限度内，具有较高的桨距角的桨叶产生更大的提升力，所以通过在旋翼的旋转中的不同的点处设置桨叶桨距的高或低，可以在旋翼旋转内产生差动提升力，这反过来又在飞行器上产生扭矩，并提供用于使直升机平移所需的侧向推力矢量。在旋翼旋转的单个循环内改变桨叶桨距的这种机制被称为“周期变距”。除了周期变距，直升机也具有产生“总距”的能力，这标志着桨叶桨距可以变化，但在单个旋转内保持不变。总桨距可以用来增加或减少飞行器的升力，而周期变距用于影响侧向推力矢量和使飞行器横向平移。虽然旋翼的总距和旋转速度有增加或降低提升力的相同的效果，总距一般是用来影响提升力的迅速、小的变化，由于与加快或减慢旋翼的显著较高惯性相比改变桨叶桨距的固有的较低惯性。

因此，从效率、噪声和可操作性的观点来看，对于小型无人飞行器(SUAVs)最好是使用直升机型旋旋翼构造而不是多翼直升机构造。

直升机利用旋转斜盘来在旋翼旋转中改变桨叶的倾斜。旋转斜盘包括承载有一个固定板的可旋转板轴承，固定板保持平行于固定板旋转的可移动板。可移动板包含对直升机的旋转的旋翼的连杆。该板相对于旋转轴线的“高度”和角度被三个或更多的伺服马达控制。通过改变板的倾斜，倾斜变化被机械转变成单个旋翼桨叶的时变倾斜。

旋转斜盘在可变桨距直升机中普遍存在。然而，旋转斜盘在一个旋转期间只能产生桨叶桨距的正弦变化。存在根据桨叶位置旋转斜盘可以进行调整的三个变量，其包括偏移、振幅和相位。“偏移”确定总距的程度，因为它将相同的桨叶桨距赋予了围绕整个旋转的所有桨叶。“振幅”表示单次旋转中最大和最小桨叶桨距之间的角度差异的一半，并由此影响产生的推力矢量的大小，其中，更大的振幅导致更大的侧向推力矢量以及直升机侧向平移的更高的速度。“相位”表示其中倾斜最大和最小的旋转循环中的角度位置，其影响飞行器上推力矢量的方向以实现平移。

在一些情况下，仅需以恒定偏移驱动倾斜，其中，这是唯一可用的控制，被称为集体控制。四翼直升机上的集体控制的优点在于基本上更多的可操作性，因为倾斜可以比马达速度改变快得多。

虽然旋转斜盘已被广泛部署于商业运输直升机，但它们对于SUAVs不普遍，因为它们以降低飞行器比例导致其它问题。对于减少的尺寸比例，与飞行器的尺寸相比，旋转斜盘的机械复杂性导致不成比例增加的重量，由于涉及多个伺服马达、连杆和球接头的机械系统，降低的可靠性，并且需要显著增加飞行器的竖直形式因数或“z-高度”轮廓。

人们一直在试图建立能够实现总距和周期变距的无旋转斜盘直升机。在一个情形中，致动器直接联接到桨叶。在另一种尝试中，后缘襟翼构造在旋翼桨叶上，以控制提升力，而不是改变倾斜。这些致动器机构的缺点是，它们需要滑环发送动力和控制到致动器，除了做相对小的以如上述传统的旋转斜盘机构的小比例来克服了机械复杂性的固有的缺点。

在另一种尝试中，一个群组提供了使用成角度的桨叶铰链与马达扭矩脉冲结合的机制。虽然该系统消除了一些用于SUAVs的旋转斜盘的的缺点，但它仅能实现周期变距。另外，马达扭矩脉冲固有缺乏周期变距的控制，其中，除了系统的气动弹性，该系统的周期变距是基于“开环”的马达扭矩的致动，其中在轴承上的摩擦和铰链的刚性可以随着操作使用而改变。

在使用旋转斜盘的多旋翼无人机和直升机中的SUAV的形状因数，在系统水平上经受其它缺点。具体而言，当在商业环境中部署时，所暴露的以相对高的旋转速度旋转的旋翼的旋转桨叶构成对人类和资产的危险，尤其是当有人在场它们在相对低的海拔高度飞行时。

需要的是具有单个大直径旋翼的安静、高效、安全的无人机，其能够集体和周期变距，而没有旋转斜盘机构的复杂性和缺点。

发明内容

为了应对本领域中的需求，提供了一种载运设备，该载运设备包括至少一个控制马达，该至少一个控制马达具有包括固定部分和可旋转部分的驱动马达，其中，该驱动马达可旋转部分联接到旋翼轴，并且该驱动马达构造成使旋翼轴旋转，其中，旋翼轴通过连接到旋翼轴并连接到旋翼桨叶的可变桨距旋翼桨叶保持器联接到旋翼桨叶，以及至少一个桨距马达，该至少一个桨距马达包括固定部分和可旋转部分，其中，桨距马达的固定部分是定子，其中，桨距马达可旋转部分由定子驱动并围绕与旋翼轴同轴的轴线旋转，其中，可旋转部分包括桨距控制连杆，其中，桨距马达可旋转部分通过桨距控制连杆联接到可变桨距旋翼桨叶保持器，其中，桨距马达可旋转部分、桨距控制连杆、可变桨距旋翼桨叶保持器和旋翼桨叶构造成以与旋翼轴相同的名义旋转速率旋转，其中，可变桨距旋翼桨叶的桨距角根据桨距马达可旋转部分相对于在旋转状态下的旋翼桨叶的参考框架(其为附连到旋翼桨叶并与旋翼桨叶一起旋转的参考框架)的角度位置的变化进行调整，其中，角度位置根据到达桨距马达的定子的控制信号变化。

在本发明的一个方面，至少一个桨距马达固定部分电磁联接到桨距马达可旋转部分，其中，桨距马达可旋转部分由来自电路的信号控制，该电路在载运设备的参考框架中静止，这是附连到载运设备的框架的参考框架，并且驱动马达的固定部分安装到该参考框架。

根据本发明的另一个方面，至少一个桨距马达通过每个桨距控制连杆独立地连接到单个旋翼桨叶。

在本发明的另一方面，至少一个桨距马达通过每个桨距控制连杆独立地连接到多个旋翼桨叶。在一个方面，载运设备还包括第二多个旋翼桨叶，第二多个旋翼桨叶与多个旋翼桨叶同轴地对准，并且在旋翼的相反的角度方向上被驱动。在一个方面，第二旋翼桨叶由第二驱动马达驱动，其中，第二驱动马达包括第二控制马达、电动马达或机械马达。在另一个方面，驱动马达、桨距马达以及第二驱动马达可包括有刷直流(DC)马达、无刷直流(BLDC)马达、磁性制动器、燃烧发动机、气体马达、轴向磁通马达、音圈致动器、或包括电磁联接到载流线圈的成组磁体的混合式马达，其中，载流线圈或磁体构造成半独立地移动。在另一方面，控制马达的桨距马达根据所发送的控制信号的输出命令移动可变桨距桨叶保持器，其中，第二控制马达的桨距马达根据所发送的控制信号的输出命令控制第二控制马达的可变桨距桨叶保持器。在又一个方面，每个桨距马达设置成以高于、相同于、或低于旋翼的旋转速度的频率的频率独立地并动态地调节每个可变桨距桨叶保持器的桨距角。当前实施例还包括固定地连接到驱动马达的固定部分的噪声消减壳体，其中，噪声消减壳体设置成围绕旋翼和第二旋翼，其中，噪声消减壳体的内表面包括噪声消减结构，其中，噪声消减壳体的外表面包括冲击顺应材料。

在一个方面，本发明还包括以一型式布置的多个控制马达。

根据本发明的一个方面，驱动马达和桨距马达共享定子。

在本发明的另一个方面，控制信号引导通过在载运设备参考框架中固定的线材。

在本发明的又一方面，驱动马达和桨距马达可包括有刷直流(DC)马达、无刷直流(BLDC)马达、磁性制动器、燃烧发动机、气体马达、轴向磁通马达、音圈致动器、或具有电磁联接到载流线圈的成组磁体的混合式马达，其中，载流线圈或磁体构造成半独立地移动。

在本发明的一个方面，桨距马达根据发送的控制信号的输出命令来移动可变桨距桨叶保持器。

在本发明的另一个方面，桨距控制连杆包括成对相对的齿轮，其中，第一齿轮连接到可变桨距桨叶保持器，而相对的第二齿轮连接到桨距马达可旋转部分。在一个方面，每个齿轮是锥齿轮。

在本发明的另一方面，每个桨距马达设置成以高于、相同于、或低于旋翼的旋转速度的频率的频率独立地并动态地调节每个可变桨距桨叶保持器的桨距角。

根据另一个方面，本发明还包括固定地连接到驱动马达的固定部分的噪声消减壳体，其中，噪声消减壳体设置成围绕旋翼桨叶，其中，噪声消减壳体的内表面包括噪声消减结构，其中，噪声消减壳体的外表面包括冲击顺应材料。在一个方面，噪声消减壳体包括具有设置在它们之间的结构化泡沫或蜂窝层的碳纤维片材。在另一个方面中，壳体包括斯帕科特拉(Spectra)纤维或芳族聚酰胺纤维。

在一个实施例中，提供了一种控制马达，该控制马达包括具有固定部分和可旋转部分的驱动马达，其中，该驱动马达可旋转部分联接到可旋转轴，其中，该驱动马达构造成使可旋转轴旋转，其中，可旋转轴通过连接到可旋转轴并连接到旋翼元件的可变桨距旋翼元件保持器联接到旋翼元件，以及至少一个桨距马达，该至少一个桨距马达具有固定部分和可旋转部分，其中，桨距马达的固定部分是定子，其中，桨距马达可旋转部分包括桨距控制连杆，其中，桨距马达可旋转部分通过桨距控制连杆连接到旋翼元件，其中，桨距马达可旋转部分通过桨距控制连杆联接到可变桨距旋翼元件，其中，桨距马达可旋转部分、桨距控制连杆和可变桨距旋翼元件构造成以与旋翼轴相同的名义旋转速率旋转，其中，根据桨距马达可旋转部分相对于旋转状态下的旋翼元件的参考框架的角度位置的改变来调节旋翼元件的桨距角，其中，根据到达桨距马达的定子的控制信号来改变角度位置。

在另一个实施例中，本发明包括旋翼桨叶桨距控制机构，其具有构造成围绕共同轴线旋转的多个旋翼桨叶，至少一个桨距马达，其包括可旋转部分和非旋转部分，其中，桨距马达的非旋转部分是定子，其中，可旋转部分与旋翼桨叶同轴地旋转，其中，旋翼桨叶由桨距马达之外的至少一个其它驱动源围绕共同轴线驱动，控制系统，其构造成控制桨距马达的非旋转部分，以及在桨距马达的可旋转部分和旋翼桨叶中的至少一个之间的连杆，其中，控制系统根据桨距马达可旋转部分相对于旋转状态下的至少一个链接的旋翼桨叶的参考框架的角度位置的改变来改变至少一个链接的旋翼桨叶的桨距角，其中，根据到达桨距马达的定子的控制信号来改变角度位置。

附图说明

图1A-1B分别示出了根据当前发明的一个实施例的控制马达的剖视图和等轴测图。

图2A-2B示出了根据当前发明的桨距控制马达改变旋翼桨叶的桨距角的操作的一般原理。

图2C示出了根据当前发明的桨距马达根据由控制器/接收器接收的发送的控制信号的输出命令移动可变桨距桨叶保持器。

图3示出了根据当前发明的一个实施例的复合马达机构。

图4A-4D示出了根据当前发明的同轴、反向旋转的马达构造的一些示例性实施例。

图5A-5C示出了当前发明的各种实施例。

具体实施方式

当前发明涉及一种可用于小型无人飞行器(SUAVs)的无旋转斜盘直升机，其产生的噪声减少且效率得以改进。根据当前发明，总距和周期变距设置有闭环反馈，这允许旋翼桨叶在围绕旋翼轴的轴线的旋转中在任何给定时刻动态控制旋翼桨叶的倾斜。无旋转斜盘机构提供优于传统的基于旋转斜盘的飞行器的提高的可靠性，并且能够实现前所未有的有效的总距和周期变距。本发明使得周期变距可以是本质上非正弦的，以及每个旋翼桨叶的独立桨距控制，以进一步减少产生的噪声。

本发明包括安装在毂处或围绕旋翼系统的中心轴线的机电系统。在一个实施例中，主驱动马达供应动力以使旋翼桨叶回转。旋翼桨叶桨距角调整是通过电气控制元件建立的，该电气控制元件安装在固定平台上并且电磁联接到被机械地链接到旋翼桨叶的其它非固定元件。电磁和机械地联接的元件可致动旋翼桨叶，以在旋翼桨叶的旋转期间，使能实现任意定义和暂时可变的桨叶桨距角。这种机制的优点在于，用于电磁致动器的电气连接件或线材是固定的，并因此不需要滑环，这避免了供应动力到旋转元件的问题。

在整个本公开中，旋翼包括旋翼轴和桨旋翼叶，其中旋翼可以包括单个旋翼桨叶、相对的成对旋翼桨叶、或多个旋翼桨叶。在一个示例中，当前发明提供了具有两组沿共同轴线堆叠以形成“同轴反向转动的旋翼飞行器”的旋翼桨叶的改进的旋翼飞行器。在本文中描述了相互独立地控制各个旋翼桨叶的系统，除了特别设计的“通道”以围绕旋翼飞行器的旋翼，以提高效率并吸收来自马达和旋翼的声音，以减少来自飞行器的噪声。当与传统的多旋翼无人机相比所得到的飞行器显示提高的效率、降低噪声和提高的安全性。

在一个实施例中，电气控制的元件是两个单独的无刷直流(BLDC)马达的定子。这些马达的“转子”元件被电磁联接到定子，并且能够响应于通过定子齿绕组的电流而旋转。

在另一实施例中，围绕飞行器旋翼毂布置的单个马达定子电磁联接到围绕定子的周缘彼此相邻布置的三个独立且分离的马达转子。一个马达转子部段用于驱动主飞行器旋翼，而另一个马达转子部段各自通过齿轮或其它机械连杆机械地联接到飞行器旋翼的单独桨叶。应当理解，马达、轴、飞行器和连杆尺寸不指示比例和各个机械部件可以根据飞行器设计而定为不同尺寸。

在另一实施例中，电气控制的元件被同心地布置且围绕飞行器旋翼的中心毂轴线电气隔离。这些定子中的一个电磁联接到驱动飞行器的主旋翼的马达转子元件，而其它两个定子电磁联接到两个其它分离的马达转子，其中每一个又机械地链接到飞行器旋翼系统的桨叶。

在又一实施例中，电气控制的静止元件是靠近飞行器旋翼的旋转毂放置的线圈。线圈被电磁联接到磁体，该磁体机械地链接到飞行器旋翼桨叶并与飞行器旋翼桨叶一起旋转。当电流在旋翼旋转期间在合适的时刻通过线圈时，磁体被致动，并且使它们联接到桨叶的机械连杆引起桨叶的倾斜动作。

在上述实施例的每个中，主驱动马达的旋转运动和至少一个桨距控制致动器必须协调以使该机制正常操作。该桨叶桨距是通过改变桨距控制机构相对于扭矩产生机构的瞬时位置来改变的。

现在转向附图，图1A-1B分别示出了根据当前发明的一个实施例的控制马达100的剖视图和等轴测图，其中示出具有固定部分104和可旋转部分106的驱动马达102，其中驱动马达可旋转部分106联接到旋翼轴108，并且驱动马达102使旋翼轴108旋转，其中，旋翼轴108联接到旋翼头110。还示出了沿着旋翼轴108的两个桨距马达112，其具有相对于旋翼轴108的固定部分114以及相对于旋翼轴108的可旋转部分116，其中桨距马达114的固定部分可以是定子或连接到定子。如在图1A的左侧上所示，桨距马达固定部分114位于桨距马达可旋转部分116内部。此处，每个桨距马达可旋转部分116包括桨距控制连杆118b/119b，其中桨距马达可旋转部分116通过桨距控制连杆118a/118b和119a/119b连接到可变桨距桨叶保持器120，桨距控制连杆118a/118b和119a/119b具有桨叶保持器连杆118a/119a和马达连杆118b/119b。如图所示，桨距马达可旋转部分116通过桨距控制连杆118a/118b和119a/119b联接到可变桨距旋翼桨叶保持器120，其中，桨距马达可旋转部分116、桨距控制连杆118a/118b和119a/119b、可变桨距旋翼桨叶保持器120和旋翼桨叶122构造成随着旋翼轴108以相同的名义旋转速率旋转，其中，根据桨距马达可旋转部分116相对于旋转状态下的旋翼桨叶的参考框架的角度位置的改变来调节可变桨距旋翼桨叶122的桨距角，其中，根据到达桨距马达112的固定部分114的控制信号来改变角度位置。

可变桨距桨叶保持器120被连接到该桨叶保持器连杆118a/119a，其中，可变桨距桨叶保持器120保持旋翼桨叶122的桨距角能够通过使用控制信号通过桨距马达112来调整，其中具有控制电子器件的电路板被设置在诸如安装板103的飞行器系统的固定部分上，或设置在安装到这样的安装板的飞行器框架上。桨距马达112通过每个桨距控制连杆118b/119b和118a/119a独立地连接到桨叶保持器120。

当前发明的一个关键方面是桨距马达固定部分(其可以是传统马达的定子)利用信号控制，而无需使用滑动环，其中，桨距马达固定部分114电磁联接到桨距马达可旋转部分116，该桨距马达可旋转部分可以是诸如基本电动马达或机械马达之类的传统马达的转子。用于两个桨距马达112的线材引导通过在中空固定轴124的侧部向上行进的狭槽。由于桨距控制马达112的内部部分不相对于主飞行器结构旋转，所以线材可以保持固定。线材连接到飞行器框架或安装板103上的控制电子器件，并且这些电子器件允许信号控制桨距控制马达112的旋转速度和位置，并从而控制旋翼桨叶122的桨距角。

在该示例中，桨距控制马达112均为无刷直流(BLDC)马达。通过旋翼轴108以使旋翼桨叶122旋转的扭矩由驱动马达102提供，并且在图1A中示出的实施例中，这是标准的外运行(outrunner)无刷直流马达。在马达内部存在径向轴承和推力轴承，以将轴限制为纯旋转运动。

如图1A所示，安装到驱动马达102的固定部分或飞行器安装板103的是桨距控制马达112的中空支承轴124。驱动马达102的固定部分也安装到飞行器、无人机或直升机框架(参见图4A-4B)。应当理解，驱动源可以包括诸如电磁或燃烧发动机之类的马达，以及机械、气动和流体动力源。两个桨距控制马达112的定子刚性地附连到中空支承轴124，但它们的桨距马达可旋转部分116独立于彼此并相对于驱动马达102自由地旋转。在运行中，两个桨距马达112上的桨距马达可旋转部分116通常将以相同的速度旋转。如果桨距控制马达112中的一个的旋转速度在短时间内少量变化，则这将改变该桨距马达112相对于驱动马达102的相位。这将使附连到该桨距马达可旋转部分116的桨距控制连杆118b/119b的锥齿轮旋转，其进而将通过可能是锥齿轮的桨叶保持器连杆118a/119a使桨叶保持器120旋转，并由此影响旋翼桨叶的倾斜。

对于周期变距，旋翼桨叶122通常旋转的单个循环内经历最大至最小桨距角的完全范围。为了在一个方向上使旋翼桨叶122倾斜需要桨距马达112加速到比驱动马达102更快的速度。这需要来自电池的能量。然而，在旋翼桨叶旋转180度之后，桨叶的倾斜被定位在相对的方向上，这就需要桨距控制马达112减速到比驱动马达102更慢的速度。如果使用再生制动来减速马达，则先前用于改变桨叶桨距的大多数能量被回收。

驱动马达102可以是有刷直流马达、无刷直流(BLDC)马达、磁性制动器、燃烧发动机、气体马达、轴向磁通马达、音圈致动器、或具有电磁联接到载流线圈的成组磁体的混合式马达，其中，载流线圈或磁体构造成半独立地移动。

图2A-2B示出了改变了旋翼桨叶122的桨距角的桨距控制马达112(参见图1A)的操作的一般原理。。图2A-2B示出了由可变桨距桨叶保持器120保持的旋翼桨叶122，其中，可变桨距桨叶保持器120连接到桨叶保持器连杆118a，而桨叶保持器连杆118a联接到桨距控制连杆118b。图2A示出了处于水平的第一状态的旋翼桨叶122，图2B示出了处于成角度的第二状态的旋翼桨叶122，其中，桨距马达可旋转部分116被示出为分别在图2A-2B之间从右边平移到左边，其中，桨距控制连杆118b驱动桨叶保持器连杆118a以使倾斜桨叶保持器120和旋翼桨叶122旋转。

在双桨叶旋翼中，取决于是否需要总距或周期变距，桨叶通常可需要在任何给定时刻在相同或相反的方向上倾斜。当它们在相反的方向上倾斜时，一个桨距马达可能需要相对于驱动马达加速，而其它桨距马达可能需要相对于驱动马达减速。如果齿轮机构设计得当，一个桨叶桨距机构需要能量，而其它机构释放存储的能量。如果齿轮机构需要两个桨距控制马达一起加速，则必须使用电池或单独的蓄能器，以在旋翼半旋转期间存储该能量。

在本发明的一个实施例中，桨距控制马达112是BLDC(无刷直流)马达。这样做的优点是，可以根据致动器相位相对于该驱动马达是否需要为正或负在任一方向上调节倾斜。缺点是需要完整的电子马达控制系统，并且马达控制器必须最小化任何扭矩波动，这将有助于不期望的桨叶桨距变化。在一个方面，磁场定向控制(FOC)用于该马达控制器，以最小化扭矩波动。在本发明的另一个方面，驱动马达102和桨距马达112可包括有刷直流(DC)马达、无刷直流(BLDC)马达、磁性制动器、燃烧发动机、气体马达、轴向磁通马达、音圈致动器、或具有电磁联接到载流线圈的成组磁体的混合式马达，其中，载流线圈或磁体构造成半独立地移动。

图1A-1B的示例性实施例示出了锥齿轮作为连杆118a/118b，连杆118a/118b设置成从桨距控制马达112传递扭矩到旋翼桨叶122，然而其它机构也是可能的。锥齿轮可利用正齿轮、或冠齿轮或具有从桨距控制马达到桨叶的球接头的连杆臂来代替。

在另一实施例中，桨距控制马达112和主驱动马达102可以被组合。图3示出该实施例的示例图，其中主驱动马达和桨距控制马达由“复合马达”300机构代替。该复合马达机构300使得附连到旋翼桨叶保持器120的旋翼桨叶(未示出)以期望的旋转速率回旋向上，以产生飞行器提升力，而且在循环期间“脉冲”马达300的子部段，其通过连杆118a/118b齿轮机构转换成旋翼桨叶桨距，其中，此处示出了锥齿轮。图3所示的实施例基本上是图1A的拓扑结构，但其中图1A的驱动马达和两个桨距马达共享相同的定子302。定子302包括围绕定子齿缠绕的若干线圈(未示出)。此外，在本实施例中，马达的“转子”是马达的可旋转部分，并且是包含环绕周缘磁铁的外环。驱动马达可旋转部分314以及桨距马达可旋转部分316构成围绕共同或共享的定子302的该转子环的单独和独立的部分。与BLDC马达的显著差异是：在复合马达300中，外转子环是不连续的，而是分割成四个部段。这些中的两个是较大的部段并且围绕周缘对称地定位：驱动转子部分，包括在驱动旋翼轴310的旋翼的周缘的任一侧上的两个元件314(仅示出一个)；桨距马达可旋转部分316，该桨距马达可旋转部分围绕固定轴304旋转并且在侧一侧上设置在两个驱动转子部分314之间。

驱动转子部段连接到旋翼轴310，该旋翼轴在固定轴304内部延伸(其连接到定子)，但从固定轴304的顶部出来。双桨距马达可动部分316安装在具有径向轴承(未示出)的固定轴304的外侧上，使得桨距马达可围绕固定轴旋转。“旋翼头”306附连到旋翼轴310，该旋翼头从旋翼轴310正交地延伸出来。两个旋翼桨叶夹持件120通过轴承附接到该旋翼头306的任一端，它允许桨叶夹持件120围绕旋翼头轴线“倾斜”。每个桨叶夹持件120也通过锥齿轮308连接到倾斜旋翼可移动连杆118b中的一个，使得当桨距马达可旋转部分116的角度位置相对于处于旋转状态的旋翼桨叶的参考框架改变时，桨叶保持器120和桨叶也改变倾斜。

在操作中，驱动线圈302使得驱动旋翼可旋转部分314和桨距马达可旋转部分316都在相同的相位处，这允许旋翼桨叶以相同的旋转速率回旋。在旋翼桨叶的这种“旋转参考框架”中，如果桨距马达可动部分316中的一个相对于驱动转子旋转部分314被简单地“加速”或“减速”，它导致链接的旋翼桨叶通过锥齿轮308的倾斜运动。

对于本发明的该实施例的驱动电子器件是更复杂的，因为在定子中的每一个线圈302必须独立于所有其它线圈302被驱动。在常规马达中，仅存在3种线材来控制马达中的3个相位，这总共需要6个晶体管(3个半H桥)。在该实施例中，每个线圈有效地是独立的马达相位，并且18线圈定子(如图所示)将需要在每个线圈的每个腿部上的半H桥，总共72个晶体管。

在图3中所示的当前实施例的优点是：特别是在微型无人机(或小旋翼飞行器无人机)的情况下，可以显著减少“z高度”轮廓以及飞行器的质量，因为单个马达可充当主驱动马达以及机械旋转斜盘的功能。此外，在小型无人机中，在旋转斜盘机构中的小连杆通常不是很可靠，并且需要经常更换。本发明中的齿轮机构是更为可靠。改变桨距致动器的致动频率和波形状的能力也允许通过跨越不同的频率扩散声音来降低噪声。

现在转到本发明的另一个方面，在动力故障的情况下，期望桨叶呈现的较佳的桨距以促进自动旋转。在磁制动致动器的情况下，已经需要弹簧，并且弹簧应当安装成使得当制动器不被致动时，它驱动桨叶桨距到最佳角度以自动转转。在该致动器是马达的情况下，则可以使用桨叶保持器和旋翼之间的扭力弹簧，以便如果马达不被驱动，将桨叶保持在该较佳的自动旋转桨距(自转桨距)。可替代地，齿轮可以被设计成使得在接近最佳自动旋转的最小桨距处遭遇硬止挡(hard stop)。

通常，电动马达具有带有铁芯的定子。铁芯的一个影响是，在铁芯中总是存在磁滞损耗和涡流损耗。根据一个实施例，本发明使用的无芯定子以减少这些损耗。对于给定功率输出无芯马达也能够减少重量。

在本发明的另一方面中，飞行器包括与控制马达同轴对准或与所述控制马达轴线偏离的第二驱动马达，其中，第二驱动马达轴在控制马达轴的相反方向上驱动第二组旋翼桨叶(其与第一组旋翼桨叶同轴地对准)，以使在飞行期间飞行器能够控制偏航。此处，第二驱动马达包括第二控制马达或单轴马达。在另一方面，第二驱动马达是有刷直流马达、无刷直流(BLDC)马达、磁性制动器、燃烧发动机、气体马达、轴向磁通马达、音圈致动器、或具有电磁联接到载流线圈的成组磁体的混合式马达，其中，载流线圈或磁体构造成半独立地移动。另外，第二驱动马达的桨距马达根据发送的控制信号的输出命令来移动可变桨距桨叶保持器。此处，每个桨距马达设置成独立地且动态地调整每个可变桨距的旋翼桨叶的桨距角。在另一方面，该实施例还包括固定地连接到驱动马达的固定部分的噪声消减壳体，其中，噪声消减壳体设置成围绕第一旋翼的桨叶和第二旋翼的桨叶，其中，噪声消减壳体的内表面包括噪声消减结构，其中，噪声消减壳体的外表面包括冲击顺应材料。

在图4A-4D中示出了同轴反向旋转的马达构造400的一些示例性实施例，其中当前的实施例不需要旋转斜盘机构、不需要副翼并且不需要尾旋翼。图4A所示的实施例包括两组反向旋转的旋翼桨叶，其具有共同的旋转轴线并且间隔开短的距离，并且以基本上相同的速率但在相反的方向上回旋，以消除任何偏航效果。图4B示出了带有轴线偏离驱动旋转的两组同轴反向旋转的旋翼桨叶。

为了产生旋翼的总距或周期变距，我们使用任何本发明上面描述的实施例。这种机制可以应用于同轴成对或两个马达中的仅一个马达。在它施加到马达中的仅一个的情况下，另一个马达可以是仅将旋转扭矩提供到第二旋翼100的单个电动马达402，如图4A所示。

在一个实施方案中，本发明还具有管状件404(参见图4C-4D)，该管状件包围两个旋翼以形成圆筒形状，其中应当理解，管状件404可用于围绕单个旋翼飞行器。该管状件提供了多种优点，如下列出：

1.管状件通过降低桨叶的末端处的来涡流提高无人机的效率，其用作减小在桨叶的末端处所产生的提升力。由于管状件的空气动力学形状，它还增加了诱导的速度，在给定的RPM下增加了总推力。

2.管状件用于通过防止桨叶直接暴露于侧部来提高安全性。

3.管状件用于吸收一些由马达和桨叶所产生的噪声。

为了最小化的重量，该管状件404与夹在它们之间的轻质结构化泡沫或蜂窝层由诸如两个碳纤维片材之类的薄的但相对坚硬的材料制成。

在一个实施例中，管状件404通过“框架”连接到中心轴线毂，中心轴线毂在与两组旋翼桨叶相同的轴线上，如图4C-4D所示。框架包括多个元件：a)旋翼上方和下方的“支柱”从中心毂延伸到外周缘；以及b)将上部环和下部环保持在一起的垂直构件。这些构件可以由单个元件或三个独立U形构件制成，每个连接到中心毂。使框架的元件的厚度最小化，以便不通过旋翼阻碍气流，并且还使框架的重量最小化。然而，也需要将框架设计为足够坚硬以抵抗在任何方向上的过度弯曲或在周向方向上的过度扭曲。框架的支柱和其它元件较佳地由碳纤维、玻璃纤维或芳族聚酰胺纤维制成，它们具有高的刚度重量比，并且可以以合理的成本来制造。

旋翼上方和下方的区域可以覆盖有“网”(比如网球拍状网或其它类型)，以防止人或对象从顶部或底部方向与桨叶直接接触来，这增强了无人机的安全性。用于该“网”的材料包括斯帕科特拉纤维或芳族聚酰胺纤维，其重量轻、耐磨损、可以处理高张力、并且很容易获得。

管状件404的外部圆筒形周缘覆盖有柔软的外壳，如图4C-4D所示，该外壳具有弹性特性。外壳的弹性特性可以通过从诸如泡沫之类的柔软且低刚度的材料构建它、或者通过用空气包住外壳和管状件之间的区域以及由软柔顺应的材料制作外壳来实现。这种方法在冲击时用作压缩外壳，并通过压缩外壳内的材料或气囊来吸收大量动能。.以该方式，如果在无人机和人或其它物体之间存在碰撞，则无人机在冲击时吸收大量能量。用于泡沫以包围管状件的材料的示例包括聚氨酯、EPP、小细胞状材料(MiniCell)等。

类似地，将中心毂连接到框架的外周缘的支柱上方的区域也覆盖有弹性构件，以便在冲击期间提供“缓冲”并且允许无人机在冲击时吸收能量的一部分。该部分可以由许多塑料制成，比如尼龙、PET、PP、纤维增强塑料、或这些材料的组合。

对于这些示例性的设计，无人机的所有表面都是倒圆的，以在冲击时提供最大接触面积，从而进一步减少了尖角对人的伤害或穿刺或撕裂。当传感器和其它电子器件被安装到无人机(包括摄像机、印刷电路板、电池等)时，这些通常定位在管状件和外壳之间，其中该外壳中的窗口或“端口”用于将使摄像机暴露到外界。这进一步确保了可以保持无人机的形状，以防止摄像机或其它电子器件中的任何尖角在冲击时被暴露。

在另一方面，本发明构造成通过的“单独桨叶控制(IBC)”和管状件的组合来提供噪声抑制。

旋翼飞行器上的噪声来自若干来源，其中包括：

1)“厚度噪声”是由桨叶使空气位移产生的噪声。它在旋翼的平面中传播。

2)“负载噪声”由桨叶上压力的变化产生的噪声。该噪声主要在旋翼的下方引导。

3)“桨叶涡流干扰噪声”(BVI)是由桨叶和其自身或其它流出涡流的相互作用产生的噪声。由于不稳定的气流产生沿本体产生不稳定的表面压力，桨叶涡流发生相互作用。在直升机中，这产生了不稳定的负载条件，这导致沿桨叶的低频振动以及反射声辐射。在传统的直升机中，这在下降时是常见的问题，因为下降可能会导致桨叶与他们的下游的气流相互作用，然而它可以在悬停或前飞中发生。这通常会导致可以降低效率和可靠性的机身中的显著振动以及导致乘客的不适并降低传感器性能。对于同轴系统，这通常变成主要效应，因为根据定义第二桨叶必须遭遇第一个桨叶的旋涡。可以通过增加“垂直错开距离”或减少攻角来降低BVI。

4)“宽带噪声”是由诸如紊流之类的随机效应引起的噪声。

而传统直升机可以通过振幅、相位控制正弦桨叶桨距，并且通过使用旋转斜盘偏移，单独桨叶控制是直升机控制方法，其目标是实现桨叶的桨距的高次谐波控制(HHC)。单独桨叶控制是非常适合于对抗桨叶涡流干扰噪声的工具。

现在转向通过当前发明抑制噪声，因为减少攻角对桨叶涡流干扰噪声产生较大影响，根据当前发明单独地控制桨叶桨距允许降低噪声，而提升力的减少最小。这是因为，仅对于发生涡流相互作用完成的时间段能够减少桨距。若干研究已经表明，在全尺寸直升机中，单独桨叶控制可以显著降低由桨叶涡流干扰噪声产生噪声多达12dB。此外，在利用单独桨叶控制的直升机中观察到悬停所需的动力降低多达10％。NASA已经示出[i]认为独立桨叶控制可以降低多达11dB的噪声。

管状件404构造成减少BVI以及宽带噪声。这是由于管状件的属性，以减小在桨叶的末端处的旋涡。当它与第二桨叶相互作用时这减少了涡流的大小以及减少了系统的整体湍流。

厚度噪声也由管状件404影响。这是由于将噪声从管状件的内表面反射开。提供声衬的选择以用于吸收这些反射声音的目的。

当前发明允许使用IBC系统和管状件，以显著减少旋翼的声音属性。

显然从以上复合马达系统可导致旋转斜盘替代系统，其允许若干优势，包括：

·重量和“z-轮廓”降低：对于小的无人机，可以减小“z-轮廓”和质量，因为复合马达替代了主驱动马达和旋转斜盘。与四翼直升机相比，这使得能够实现用于反向旋转马达的两马达无人机-复合马达和常规马达。

·改进的可操作性和可靠性：·四翼直升机平移是由具有大惯量的马达的相对速度的变化实现的。与此相反，维曼(Vimaan)无人机的平移仅需要脉动桨距转子部段，这是更快的。我们的无人机的可操作性将赶得上RC直升机(这是非常灵活的)，但不存在旋转斜盘连杆的可靠性问题。

·降低噪声轮廓：这来自旋转期间单独控制桨叶桨距的能力。

图5A-5C示出本发明的另外的示例性实施例，其中图5A示出了以一型式布置的多个控制马达。图5B示出了锥齿轮308，其通过轴500将驱动马达102连接到控制马达112。图5C示出了操作作为驱动马达的燃烧发动机502。

现在已经根据若干示例性实施例描述了本发明，这些示例性实施例旨在说明所有方面，而不是限制性的。因此，本发明能够在详细实施方式中进行许多变化，这些变化可以由本领域普通技术人员从在本文中包含的描述中得出。一些变型包括不同尺寸的飞行器，或可以采用具有不同于1∶1的齿轮比的飞行器以产生类似的结果，其中，根据齿轮比桨距马达的角度变化使得在桨叶中进行不同的角度变化。在另一变型中，齿轮可以在连杆中，这会导致各种机械元件的不同速度，比如桨距马达与桨叶保持器。

所有这些变化都被认为是在由所附权利要求及其合法等同物限定的本发明的范围和精神内。

Claims (23)

1.一种载运设备，包括至少一个控制马达，其中所述控制马达包括：

a)驱动马达，所述驱动马达包括固定部分和可旋转部分，其中，所述驱动马达可旋转部分被联接到旋翼轴，其中，所述驱动马达构造成使所述旋翼轴旋转，其中，所述旋翼轴通过可变桨距旋翼桨叶保持器联接到旋翼桨叶，所述可变桨距旋翼桨叶保持器连接到所述旋翼轴并且连接到所述旋翼桨叶；以及

b)至少一个桨距马达，所述至少一个桨距马达包括固定部分和可旋转部分，其中，所述桨距马达的所述固定部分是定子，其中，所述桨距马达可旋转部分由所述定子驱动并围绕与所述旋翼轴同轴的轴线旋转，其中，所述桨距马达可旋转部分包括桨距控制连杆，其中，所述桨距马达可旋转部分通过所述桨距控制连杆联接到所述可变桨距旋翼桨叶保持器，

其中，所述桨距马达可旋转部分、所述桨距控制连杆、所述可变桨距旋翼桨叶保持器和所述旋翼桨叶构造成以与所述旋翼轴相同的名义旋转速率旋转，其中，根据所述桨距马达可旋转部分相对于旋转状态下的所述旋翼桨叶的参考框架的角度位置的改变来调节所述旋翼桨叶的桨距角，其中，角度位置的所述改变是根据到达所述桨距马达的所述定子的控制信号。

2.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，所述至少一个桨距马达固定部分电磁联接到所述桨距马达可旋转部分，其中，所述桨距马达可旋转部分由来自电路的至所述桨距马达固定部分的信号控制，所述电路在所述载运设备参考框架中静止。

3.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，所述至少一个桨距马达通过每个所述桨距控制连杆独立地连接到单个所述旋翼桨叶。

4.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，所述至少一个桨距马达通过每个所述桨距控制连杆独立地连接到多个所述旋翼桨叶。

5.如权利要求4所述的载运设备，其特征在于，所述载运设备还包括第二多个所述旋翼桨叶，所述第二多个所述旋翼桨叶与所述多个旋翼桨叶同轴地对准，并且在所述旋翼的相反的角度方向上被驱动。

6.如权利要求5所述的载运设备，其特征在于，所述第二多个旋翼桨叶由第二所述驱动马达驱动，其中，所述第二驱动马达包括第二所述控制马达、电动马达或气体马达。

7.如权利要求6所述的载运设备，其特征在于，所述驱动马达、所述桨距马达以及所述第二驱动马达选自包括有刷直流马达、无刷直流(BLDC)马达、磁性制动器、燃烧发动机、气体马达、轴向磁通马达、音圈致动器、和包括电磁联接到载流线圈的成组磁体的混合式马达的群组，其中，所述载流线圈或所述磁体构造成半独立地移动。

8.如权利要求6所述的载运设备，其特征在于，所述控制马达的所述桨距马达根据所发送的控制信号的输出命令移动所述可变桨距桨叶保持器，其中，所述第二控制马达的桨距马达根据所述发送的控制信号的所述输出命令控制所述第二控制马达的可变桨距桨叶保持器。

9.如权利要求6所述的载运设备，其特征在于，每个所述桨距马达设置成以高于、相同于、或低于所述旋翼桨叶的旋转速度的频率的频率独立地并动态地调节每个所述可变桨距桨叶保持器的所述桨距角。

10.如权利要求6所述的载运设备，其特征在于，还包括固定地连接到所述驱动马达的所述固定部分的噪声消减壳体，其中，所述噪声消减壳体设置成围绕所述旋翼桨叶和第二旋翼桨叶，其中，所述噪声消减壳体的内表面包括噪声消减结构，其中，所述噪声消减壳体的外表面包括冲击顺应材料。

11.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，还包括以一型式布置的多个所述控制马达。

12.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，所述驱动马达和所述桨距马达共享所述定子。

13.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，控制信号引导通过在所述载运设备参考框架中固定的线材。

14.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，所述驱动马达和所述桨距马达选自包括有刷直流马达、无刷直流(BLDC)马达、磁性制动器、燃烧发动机、气体马达、轴向磁通马达、音圈致动器、和包括电磁联接到载流线圈的成组磁体的混合式马达的群组，其中，所述载流线圈或所述磁体构造成半独立地移动。

15.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，所述桨距马达根据发送的控制信号的输出命令来移动所述可变桨距桨叶保持器。

16.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，所述桨距控制连杆包括成对相对的齿轮，其中，第一所述齿轮连接到所述可变桨距桨叶保持器，而相对的第二所述齿轮连接到所述桨距马达可旋转部分。

17.如权利要求16的所述的载运设备，其特征在于，每个所述齿轮是锥齿轮。

18.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，每个所述桨距马达设置成以高于、相同于、或低于所述旋翼的旋转速度的频率的频率独立地并动态地调节每个所述可变桨距桨叶保持器的所述桨距角。

19.如权利要求1所述的载运设备，其特征在于，还包括固定地连接到所述驱动马达的所述固定部分的噪声消减壳体，其中，所述噪声消减壳体设置成围绕所述旋翼桨叶，其中，所述噪声消减壳体的内表面包括噪声消减结构，其中，所述噪声消减壳体的外表面包括冲击顺应材料。

20.如权利要求19所述的载运设备，其特征在于，所述噪声消减壳体包括碳纤维片材，其中，结构化泡沫或蜂窝层设置在所述碳纤维片材之间。

21.如权利要求19所述的载运设备，其特征在于，所述壳体包括斯帕科特拉纤维或芳族聚酰胺纤维。

22.一种控制马达，包括：

a)驱动马达，所述驱动马达包括固定部分和可旋转部分，其中，所述驱动马达可旋转部分被联接到可旋转轴，其中，所述驱动马达构造成使所述可旋转轴旋转，其中，所述可旋转轴通过可变桨距旋翼元件保持器联接到旋翼元件，所述可变桨距旋翼元件保持器连接到所述可旋转轴并且连接到所述旋翼元件；以及

b)至少一个桨距马达，所述至少一个桨距马达包括固定部分和可旋转部分，其中，所述桨距马达的所述固定部分是定子，其中，所述桨距马达可旋转部分包括桨距控制连杆，其中，所述桨距马达可旋转部分通过所述桨距控制连杆连接到所述旋翼元件，其中，所述桨距马达可旋转部分通过所述桨距控制连杆联接到所述可变桨距旋翼元件；

其中，所述桨距马达可旋转部分、所述桨距控制连杆和所述可变桨距旋翼元件构造成以与所述旋翼轴相同的名义旋转速率旋转，其中，根据所述桨距马达可旋转部分相对于旋转状态下的所述旋翼元件的参考框架的角度位置的改变来调节所述旋翼元件的桨距角，其中，角度位置的所述改变是根据到达所述桨距马达的所述定子的控制信号。

23.一种旋翼桨叶桨距控制机构，包括：

a)构造成围绕共同轴线旋转的旋翼桨叶；

b)至少一个桨距马达，所述至少一个桨距马达包括可旋转部分和非旋转部分，其中，所述桨距马达的所述非旋转部分是定子，其中，所述可旋转部分与所述旋翼桨叶同轴地旋转，其中，所述旋翼桨叶由所述桨距马达之外的至少一个其它驱动源围绕所述共同轴线驱动；

c)控制系统，所述控制系统构造成控制所述桨距马达的所述非旋转部分；以及

d)在所述桨距马达的所述可旋转部分和所述旋翼桨叶中的至少一个之间的连杆，其中，所述控制系统根据所述桨距马达可旋转部分相对于旋转状态下的所述至少一个链接的旋翼桨叶的参考框架的角度位置的改变来改变至少一个所述链接的旋翼桨叶的桨距角，其中，角度位置的所述改变是根据到达所述桨距马达的定子的控制信号。

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