CN111479751B - 具有可调翼的混合多旋翼无人航空器 - Google Patents

Abstract

提供了一种混合无人航空器(10)，该混合无人航空器包括：多轴直升机框架(14)，该多轴直升机框架在其上具有多个可操作的多轴直升机推进单元(22)，以及机体主体(16)，该机体主体连接到多轴直升机框架(14)。还有被定位在机体主体(16)的相对两侧上的一对机翼(34)和用于相对于机体主体(16)操纵该对机翼(34)以改变该对机翼(34)的迎角的机翼控制装置。其特征在于，在第一机翼状态下，该对机翼(34)的迎角相对于相对气流是可变的以便产生零升力，并且在第二机翼状态下，该对机翼(34)的迎角相对于该相对气流是可变的以便产生最佳或近最佳升力。还提供了一种提高混合无人航空器(10)的机动性的方法，以及一种提高无人航空器的工作范围的方法。

Description

具有可调翼的混合多旋翼无人航空器

技术领域

本发明涉及具有多轴直升机飞行能力和固定翼飞行能力两者的无人航空器。本发明进一步涉及一种提高这种无人航空器的机动性的方法，以及一种提高无人航空器的工作范围的方法。

背景技术

存在用于当前的操作的两种主要类型的无人航空器：多轴直升机，其具有多个多轴直升机推进单元，这些多轴直升机推进单元具有以类似于直升机桨叶的方式实现升力的旋翼；和固定翼飞行器，这些固定翼飞行器使用固定翼来实现升力，类似于飞机。

多轴直升机优于使用固定翼交通工具的优点在于，多轴直升机能够竖直起飞和着陆，并且因此不需要细长的飞机跑道来起飞和着陆。多轴直升机也能够悬停，并且在三维空间中更加具有可操纵性；它们能够在飞行中迅速改变方向，而不是遵循很大程度上线性的航迹。

相反，虽然固定翼飞行器与多轴直升机相比不灵活得多，但它能够携带更大的有效载荷，并具有显著增加的操作耐久性；多轴直升机的性能主要由其工作电池的寿命决定，并且为多轴直升机推进提供动力的马达可以很快耗尽机载电池。

发明内容

本发明试图提供一种混合无人航空器，该混合无人航空器能够将固定翼飞行器的期望的特性与多轴直升机的机动性相结合。

根据本发明的第一方面，提供了一种混合式无人航空器，包括：多轴直升机框架，该多轴直升机框架在其上具有多个多轴直升机推进单元；机体主体，该机体主体连接到多轴直升机框架的；一对机翼，该一对机翼被定位在机体主体的相对两侧上；以及机翼控制装置，该机翼控制装置用于相对于机体主体操纵该一对机翼以改变该一对机翼的迎角；其特征在于，在第一机翼状态下，该一对机翼的迎角相对于相对气流是可变的，以便产生零升力，而在第二机翼状态下，该一对机翼的迎角相对于相对气流是可变的，从而产生最佳或接近最佳升力。优选地，在第一机翼状态下，迎角可以或可以基本上相对于相对气流是竖直的，而在第二机翼状态下，迎角可以或可以基本上相对于相对气流是水平的。

提供具有多轴直升机和固定翼功能性的混合无人航空器可以实现多轴直升机的竖直起飞和着陆能力，以及实现提高的空中敏捷性，同时能够通过在受控水平飞行期间使用固定翼飞行来改进交通工具的操作范围，其中在第二种情况下仅或几乎仅通过一对机翼来实现升力。在多轴直升机模式下，机翼角度可以被优化以最小化阻力。

优选地，该一对机翼可以通过联接到机体主体的翼板轴互连，翼板轴可以由机翼控制装置控制。这种机翼控制装置可以优选地包括：具有齿轮传动输出的马达，翼板轴在其上包括可由马达的齿轮传动输出驱动的互补齿轮。齿轮传动输出可选地包括蜗轮，并且马达优选地是步进马达。

提供一对机翼迎角的飞行中调整的一种机械上简单的方法是通过在具有能够精确地使得轴转动的校准步进马达的情况下使用可驱动的轴。这有利地将机翼控制装置的重量保持在最小，因为不需要大量复杂的零件，这又提高了混合无人航空器的工作范围。

在优选的实施例中，翼板轴可以与穿过包含混合无人航空器重心的多轴直升机框架的竖直面重合。

如果翼板轴居中定位，则迎角可以在任一方向上倾斜，从而允许在向前方向或向后方向上的受控飞行。提供多轴直升机功能允许这种方法，因为由于为了获得飞行的所需升力而需要的不对称的前后结构，标准的固定翼无人航空器只能遵循在向前的方向上的航迹。

在替代性实施例中，该一对机翼中的每个机翼的迎角可以由机翼控制装置独立地改变，在这种情况下，机翼控制装置可以包括各自具有齿轮传动输出的一对马达，该一对机翼中的每个机翼具有与其相关联的互补齿轮，该互补齿轮可以由该对马达中的相应马达驱动。

虽然前面详述的机械上简单的方法可以导致混合无人航空器的更大的操作范围，但是独立可控的机翼可以实现交通工具的更大的空中敏捷性，这在某些操作环境中可能更有用。

优选地，这一对机翼中的每个机翼可以在至少一个平面中是对称的。

机翼的对称性实现了混合式无人航空器在三维中的灵活运动；在某些构型中，不对称的机翼构型会导致机翼上的不均匀阻力，这可能会使得混合式无人航空器的飞行不稳定。

在一个可选实施例中，混合无人航空器可以进一步包括机体参考装置，用于确定机体主体相对于水平面的位移。优选地，机体参考装置可以包括惯性测量单元。所述机体参考装置可以包括被定位在机体主体或多轴直升机框架上的多个加速度计和/或陀螺仪。

由于相对于水平方向的倾斜可以实现混合式无人航空器的定向推力，因此机体主体的参考使得能够精确控制混合式无人航空器的飞行路径。该参考还有利地允许混合无人航空器适应于环境条件，并调整机翼的迎角以获得最佳飞行。

优选地，机翼控制装置包括与机体参考装置通信的控制器，该控制器从机体参考装置接收机体方位，并且该控制器确定由机翼控制装置所需的致动，以基于机体方位将该一对机翼的当前迎角改变为期望的迎角。

迎角的反馈控制有利地允许混合式无人航空器适应于相对气流，以及根据其任务参数或实际上可能施加的任何其他约束（诸如民航当局施加的那些约束）来修改其飞行路径。

该混合无人航空器可以进一步包括机翼参考装置，用于确定该一对机翼相对于机体主体和/或相对气流和/或水平面的位移，该控制器与机翼参考装置通信以从其接收机翼方位。机翼参考装置可以包括惯性测量单元。优选地，机翼参考装置可以包括被定位在该一对机翼上的多个加速度计和/或陀螺仪。

机翼的参考可以进一步提高迎角的反馈控制的精度，从而确保机翼在飞行中的非意图性偏转能够得到解决。

可选地，控制器可以包括其上存储有机翼参数数据的存储器存储元件，该控制器被配置成使用机翼参数数据来确定所述致动。

机翼参数数据（例如，与机翼相关的参考位置数据、重量或体积数据）对于最佳迎角的计算可能是重要的，并且因此控制器在飞行中获得这些数据可能是有益的。

优选地，该一对机翼可以可拆卸地与机体主体接合，该机翼参数数据包括指示多个不同一对机翼的机翼特性的数据。

提供可与混合式无人航空器接合的不同机翼类型允许单个交通工具承担不同的任务类型，这极大地提高了工作能力。

优选地，控制器可以包括用于确定混合无人航空器上的气流信息数据的气流计算电路，控制器被配置成使用气流信息数据来确定所述致动。

气流信息数据可能很重要，因为改变相对于机体的相对气流可以迅速改变被认为是混合无人机的最佳迎角的东西。因此，基于这样的数据的机翼的操纵可以有益地改善飞行性能。

优选地，机翼控制装置可独立于多个可操作多轴直升机推进单元操作。

由于混合无人航空器可以存在多个操作模式，特别是在上升和下降期间，因此优选的是，各个控制电子设备的操作被分开，使得机翼可以独立于或伪独立于多轴直升机功能性操作。

在替代性布置中，机翼控制装置可以适于改变该一对机翼的形状，以便改变迎角。该一对机翼可以包括襟翼、副翼或襟副翼以在飞行中改变其形状、可以通过机翼翘曲来适应、和/或可以由超材料（meta-materials）形成以允许其形状在飞行中改变。

虽然机翼的角度的重新定位可能是可以调节迎角的最简单的机构，但是可以理解的是，其它机构也是可用的，例如，在飞行期间使用襟翼、副翼或襟副翼来调节机翼的形状，或者甚至通过由超材料（meta-materials）形成机翼。

根据本发明的第二方面，提供了一种提高无人航空器机动性的方法，该方法包括以下步骤：a]提供根据本发明第一方面的混合无人航空器；b]将该一对机翼的迎角改变到第一机翼状态，以执行第一空中操控；以及c]将该一对机翼的迎角改变到第二机翼状态，以执行第二空中操控。

混合式无人航空器有两个主要状态：首先，主要是多轴直升机式飞行状态，在该状态下，一对机翼对齐，以便在任何操控期间最小化阻力；以及固定翼飞行状态，在该状态下，升力主要由一对机翼提供，同时多轴直升机推进单元用于提供定向推力。在第一状态下，混合无人机的敏捷性得到了提高，而在第二状态下，很大地提高了受控飞行的功耗效率。因此，在这两种状态之间切换允许混合式无人航空器根据其情形优化飞行特性，优选自动进行优化。

优选地，第一空中操控可以是混合无人航空器的竖直或基本竖直的上升或下降。此外，第二空中操控可以是无人航空器的受控水平或基本水平飞行、静止悬停或受控竖直或基本竖直的上升或下降。

根据本发明的第三方面，提供了一种改进无人航空器的工作范围的方法，该方法包括以下步骤：a]利用无人航空器的多个可操作多轴直升机推进单元在上升或下降期间产生竖直升力；b]利用无人航空器的一对机翼在水平飞行的时段期间产生附加升力，多个可操作的多轴直升机推进单元提供定向推力；以及c]改变该一对机翼的迎角，以在飞行期间使得无人航空器上的升力变化。

附图说明

现在将参照附图，仅通过示例更具体地描述本发明，在附图中：

图1示出了根据本发明第一方面的混合无人航空器的一个实施例的平面示意图；

图2示出了穿过图1中示出的混合无人航空器的中心部分的中心水平面的横截面示意图；

图3示出了穿过图2中的线A-A的竖直平面的横截面示意图；

图4示出了穿过图2中的线B-B的竖直平面的横截面示意图；

图5示出了控制图1的混合无人航空器的机翼的一种方法的信息流图；

图6(a)示出了处于受控竖直起飞或悬停状态的图1的混合无人航空器的侧面表示；

图6(b)示出了处于快速竖直起飞状态的图1的混合无人航空器的侧面表示；

图6(c)示出了在向前方向上处于快速爬升的图1的混合无人航空器的侧面表示；

图6(d)示出了处于受控向前飞行状态的图1的混合无人航空器的侧面表示；以及

图6(e)示出了处于受控向后飞行状态的图1的混合无人航空器的侧面表示。

实施方式

参考图1，示出了混合无人航空器（整体以10指示）。术语“混合”在这里指的是在无人航空器10内使用多轴直升机方面和固定翼方面两者，并且特别地在机体本身是混合多轴直升机/固定翼机体时。

混合无人航空器10包括交通工具主体12，该交通工具主体具有连接到机体主体16的多轴直升机框架14。多轴直升机框架14和机体主体16可以可释放地连接，或者可以彼此一体形成。

多轴直升机框架14优选地被形成为具有多个框架臂18，这些框架臂从混合无人航空器10的中心延伸到多轴直升机框架14的外部框架构件20的径向点。外部框架构件20在此设置为圆形框架构件，其在多轴直升机框架的转子安装点之间提供刚性互连，在这些安装点中的每一个处设置有多轴直升机推进单元22。注意，本混合无人航空器10的框架臂18并不精确地跟随外部框架构件20的半径，但是没有理由他们不能这样做。

多个可操作的转子叶片24被设置成附接到多轴直升机框架14，并且这些转子叶片能够为混合无人航空器10提供多轴直升机功能；特别地，多轴直升机推进单元22在混合无人航空器10的竖直操纵期间提供升力，并在受控的水平飞行期间提供定向推力。在所描绘的实施例中，混合无人航空器10是在每个框架臂18的端部处具有一对转子叶片24的四臂多轴直升机。每对转子叶片被设置为上转子叶片24a和下转子叶片24b，用于精确的推力控制。将显而易见的是，任何合适的多轴直升机布置（诸如四翼布置、六翼布置或十翼布置）可以用来提供混合无人航空器10的多轴直升机功能。

因此，每个多轴直升机推进单元22包括上转子叶片24a和下转子叶片24b、与上转子叶片24a和下转子叶片24b中的每一个相关联的马达（优选地为无刷马达）以及电子速度控制器。这种布置提供了极好的推力输出，从而实现了混合无人航空器10的最大可能提升能力。然而，也可以考虑其他多轴直升机推进单元构型。例如，可以提供与每个马达通信的中央速度控制器，并且这可以被认为是混合无人航空器10的专用飞行控制器。当然，可以设想替代性多轴直升机推进单元，例如，在涡轮螺旋桨发动机或可调喷气发动机的使用中。

机体主体16在此被形成为具有基部元件26和中央壳体30，一对轴支承件28联接到该基部元件，用于混合无人航空器10的控制设备可以被容纳在该中央壳体内。轴支承件28支撑翼板轴32，该翼板轴横跨基部元件26，并且一对机翼34连接到该翼板轴；一个机翼34被定位在翼板轴32的每一个端部上。在附图的图2至图4中可以容易地看到这种布置。然而，这仅仅是机体主体16的指示性实施例，并且可以考虑替代型的适于飞行的形式。

机翼34优选地被形成为在前后方向上对称的翼型，以便实现在两个方向上的受控飞行。优选地，机翼34也可以在从上到下的方向上对称。如从图3中可见的那样，每个机翼34可以很大程度上是中空的，从而将每个机翼34的重量保持到最小，而不会损害其结构完整性。

机翼34可以被设置成可拆卸地与机体主体16和/或它们被安装在其上的翼板轴32接合。这可以允许混合无人航空器10根据其任务进行缩放。一组机翼34可以适用于重提升目的，而另一组可以适用于高敏捷性飞行剖面。不同表面积的机翼将能够为不同尺寸的机体主体16产生给定量的升力。

机翼控制装置设置在机体主体16上或其特征在于，并且这里，机翼控制装置包括马达36，优选地包括无刷马达，该马达具有输出轴38，该输出轴38可以向翼板轴32提供驱动。还可以提供专用机翼控制器，该专用机翼控制器优选地被形成为与马达36通信的微处理器。在当前的布置中，马达36和翼板轴32之间的联接由输出轴38上的齿轮传动输出40提供，优选为蜗轮，该齿轮传动输出联接到与翼板轴42接合的互补齿轮42。

优选地，翼板轴32被设置成与包含混合无人航空器10的重心的竖直平面重合；与载人航空器不同，无人飞行器的重心通常与无人飞行器的中心对齐。因此，不需要为了实现飞行所需的升力而相对于交通工具的中心点偏移机翼位置。由此，翼板轴32可以被定位成以便实现向前和向后飞行两者。

如图4最佳所见，提供了控制器44，该控制器可与马达36通信，以改变翼板轴32的旋转位置，并且进而改变一对机翼34的迎角。迎角在这里被定义为机翼34的弦线和相对气流之间的角度。

优选地，控制器44被形成为比例积分微分（PID）控制器，其连续地计算期望的设定点和翼板轴32和/或一对机翼34的测量位置之间的误差值。

控制器44可以被配置成以便针对任何给定情形计算最佳迎角，在这种情况下，控制器44可以包括其上存储有机翼参数数据的存储器存储元件，同时控制器44被配置成使用机翼参数数据来确定马达36的必要致动。类似地，控制器44包括气流计算电路，用于确定混合无人航空器10上的气流信息数据。控制器44然后被配置成使用气流信息数据来确定马达36的必要致动。

机体主体16可以进一步包括机体参考装置，该机体参考装置能够提供在飞行中机体主体16相对于水平面的位移的测量。优选地，机体参考装置可以包括惯性测量单元，该惯性测量单元在这里包括至少一个加速度计46和/或陀螺仪48，该加速度计和/或陀螺仪被安装到到或被定位在机体主体16或多轴直升机框架14上。

机体参考装置可以与控制器44通信，以便可以确定最佳迎角，并因此可以调整一对机翼34的位置。迎角可以可行地参考例如机体参考装置和马达36的位置来确定；然而，这种确定对于飞行来说可能不够精确。

因此，提供专用的机翼参考装置也可能是有用的，同样地，优选地该的机翼参考装置被形成为惯性测量单元，并且更优选地包括一个或多个加速度计和/或陀螺仪，该一个或多个加速度计和/或陀螺仪可以相对于水平面或参考机体主体16的位置将机翼位置反馈给控制器44。机翼参考装置优选地直接附接到一对机翼34中的一个或其中的每一个上。

机翼控制的指示控制逻辑在图5中可见。机体参考装置和/或机翼参考装置可以用于产生混合无人航空器10相对于水平面的三维参考系。

飞行控制器可以用于确定混合无人航空器10在三维参考系内的飞行矢量坐标，并且机翼控制器可以用于将矢量坐标转换成用于限定一对机翼34的迎角的侧向角。这种确定又为机翼控制装置的马达36瞄准朝向提供了目标点或设定点。

该对翼34的当前位置允许确定误差值或与目标位置的偏差。控制器44可以启动马达36以向翼板轴32提供致动，进而将这一对机翼34移动到合适的位置。如果精确地参考步进马达36，那么控制器44将具有在任何给定时间确定机翼34的位置的必要信息。

然而，优选的是提供机翼惯性测量传感器，以便更精确地确定该一对机翼34的位置。在这种情况下，机翼惯性测量传感器可以被配置成向控制器44提供反馈，使得可以保持任何给定飞行计划的正确迎角。

混合无人航空器10的示例性操作飞行模式在图6(a)至6(e)中示出。

悬停或缓慢上升或下降的情况在图6(a)中示出。该一对机翼34已经被定位成水平或基本水平构型中，从而在混合无人航空器10试图竖直起飞或着陆（VTOL）时产生阻力。这为混合无人航空器10提供了更可控的上升或下降，并且竖直位置方面的变化相对较慢。这里，升力由多个多轴直升机推进单元22提供，就像充当多轴直升机一样。在悬停状态下，该一对机翼34也可以为混合无人航空器10提供一些稳定化升力，或者可以用来产生少量阻力。

如果需要快速上升或下降，那么该对翼34可以被致动到第二、竖直或接近竖直的状态。这在图6(b)中示出，其中该一对机翼34垂直于图6(a)中获得的位置。为了改变机翼34的位置，这里，控制器44已经向马达36发出命令，以旋转翼板轴32，从而显著改变迎角。

该一对机翼34的重新定位最小化了混合无人航空器10在上升或下降期间受到的阻力，从而允许实现更大的竖直加速度。这可以有益地提高混合无人航空器10的起飞和着陆的速度。

在图6(c)中示出了积极的爬升操控，其中混合无人航空器10的水平和竖直位置的变化同时受到影响。定向推力可以通过独立驱动多个多轴直升机推进单元22以便产生整体三维飞行矢量来提供。在这种情况下，该一对机翼34被保持为垂直于机体主体16的行进方向的平面和/或多轴直升机推进单元22的转子叶片24的平面，同样地以在上升期间最小化混合无人航空器10上的阻力。

在积极爬升期间，也就是说，在对于爬升来说既存在竖直分量又有水平分量的情况下，可以使这一对机翼34成一定角度，以从行进的方向获得升力；然而，这可能需要对混合无人航空器10的推力矢量进行改变，以便补偿由机翼34产生的升力和阻力。由此，可能有用的是，在飞行控制器和机翼控制器之间提供通信链路以优化由多轴直升机推进单元22和一对机翼34产生的升力以便实现期望的飞行路径。

在图6(a)至6(c)的示例中的每一个中，混合无人航空器10主要充当多轴直升机。然而，在图6(d)和6(e)的飞行构型中，实现了固定翼能力。

一旦混合无人航空器10已经达到竖直飞行位置（典型地是一旦混合无人航空器10没有障碍物的飞行的最小安全高度），则可以激活连续飞行模式。图6(d)示出了向前飞行布置；一对机翼34的迎角被改变成更像固定翼飞行器起作用，从而提供必要的升力，并且由多轴直升机推进单元22提供定向推力。

最佳迎角优选地由机载机翼控制器确定，可以替代性地由飞行控制器或另一控制器确定，并且通过连接到马达36的控制器44实施。最佳迎角可以从多种来源确定，诸如从来自机翼和机体参考装置接收的数据、从可以被存储在机载存储器元件上的机翼参数数据、或者从可以从气流计算电路确定的与混合式无人航空器上的气流有关的气流信息数据确定。

机翼参数数据可以是例如与机翼相关的参考位置数据、重量或体积数据，并且可以包括诸如机翼面积、展弦比、锥度比、机翼后掠角、机翼扭转角和/或机翼厚度的信息。影响机翼尺寸的因素包括巡航阻力、失速速度、起飞和着陆距离、机动性要求、燃油量和机库尺寸。

机翼参数数据也可以是特定于机翼的，例如，在不同的机翼34可互换地与机体主体16接合的情况下。可拆卸的机翼34可以设有识别器，诸如RFID通信器，或者有线和/或机械识别装置，诸如与机体主体16的特定干涉配合，这允许控制器44正确地识别附接的机翼34。这也将允许相关信息被传输到来自控制器44的存储器存储元件或从该存储器存储元件调用，这将指示该一对机翼34的升力能力。

基于任务参数，也可能提供可互换的机体载荷。例如，根据要由无人航空器承载的相关载荷，可以提供不同的起落架。

尽管机体主体16在图6(d)和6(e)中均以倾斜状态示出，但应注意，在从多轴直升机推进单元22正确施加推力的情况下，整个机体主体16可以被重新定向成以便是竖直或基本竖直的。这将允许实现接近100%效率的正向或反向推力；多轴直升机推进单元22将不提供升力，而仅提供水平推力，并且升力将完全通过一对机翼34来实现。

通过改变机翼34构型使得该一对机翼34提供维持无人航空器10的一致飞行所需的大部分、优选地全部的必要升力，那么混合无人航空器10的工作范围可以显著增加，因为对于给定的有效载荷重量，多轴直升机推进单元22上的负载以及因此机载电池的消耗显著减少。需要注意的是，虽然机载电池对于无人航空器来说是最常见的推进动力提供形式，但可燃能量源也可以用于汽油发动机或涡轮螺旋桨发动机。

在飞行期间，响应于混合式无人航空器10上的相对气流，迎角可以一致地适于最佳飞行以最小化阻力。这可以通过图5中示出的反馈过程来实现。

翼板轴32与混合无人航空器10的重心成一直线的定位有利地允许这一对机翼34的俯仰在正方向和负方向两者上成角度。机翼34的对称性因此允许混合无人航空器10实现向前和向后飞行，如图6(e)所示，这减轻了否则将与固定翼飞行器相关联的机动性的损失。

虽然前面的实施例已经被描述为具有在机体主体上居中定向的一对机翼，但是应当理解的是，如果能够实现稳定飞行，则可以提供在机体主体上间隔开的多个不同一对机翼。例如，可以提供沿着机体主体在重心的任一侧间隔开的两对机翼，它们分别通过前轴和后轴旋转。机翼对可以同步操作，或者在能够相应地提供最佳升力的情况下，可以独立操作。使用这种布置可以增加混合无人航空器的总升力。

类似地，如果只需要向前飞行和/或混合无人航空器的重心偏离交通工具的中心点，则可以提供尾翼来稳定混合无人航空器。

类似地，虽然建议通过翼板轴连接的结合翼作为一种选择，但是应当理解的是，通过允许独立改变机翼位置，可以实现混合式无人航空器的增加的机动性。例如，这可以通过提供翼控制装置以便具有各自具有齿轮传动输出的一对马达来实现，该一对机翼中的每一个机翼具有与其相关联的互补齿轮，该互补齿轮可由该对马达中的相应马达驱动。

控制器、飞行控制器和机翼控制器在此被认为是混合式无人航空器中的不同部件。然而，应当理解的是，这些分离的控制器中的每一个的功能可以容易地合并到单个处理单元中，就像提供分离的控制器一样容易那样。

应当理解的是，在本发明的上述实施例中没有参考重量归类或分类。需要注意的是，任何给定的混合无人航空器的重量限制将主要由用于构造机体主体和/或用于其建造方法的材料的结构限制决定。

另外，虽然在上述实施例中已经通过改变机翼角度实现了机翼迎角方面的改变，但是也存在可以实现相同的效果的其他机制。例如，机翼的阻力和/或升力剖面方面的变化可以通过在飞行期间进行机翼的形状方面的改变来实现，例如，通过使用襟翼、副翼和/或襟副翼的组合，或者可以考虑机翼翘曲。

无人航空器技术方面的当前发展也已经指向这种飞行器可用于载人飞行的可能性。例如，先前描述的机体主体可以被可行地修改为用作休闲轻型飞行器，其中机体能够支撑驾驶舱，以便定位至少一名飞行员和/或乘客。可能需要附加的安全特征，诸如提供机载控制单元或降落伞，但是本发明的基本技术方面可以扩展到这种情况。因此，尽管期望本发明的旨在用途是用于无人航空器，但也可以考虑载人飞行。

因此，可以提供一种无人航空器，该无人航空器既可以作为多轴直升机操作也可以作为固定翼型飞行器操作，从而获得两者的许多期望特性。这是通过操纵混合无人航空器的机翼以根据混合无人航空器的操作模式提供最佳升力或最小阻力来实现的。

当在本文参考本发明使用时，词语“包括/包含”和词语“具有/包括”用于指定所陈述的特征、整体、步骤或部件的存在，但是不排除一个或多个其他特征、整体、步骤、组件或其组合的存在或添加。

应当理解的是，为了清楚起见而在分离的实施例的上下文中描述的本发明的某些特征也可以在单个实施例中以组合的方式提供。相反，为了简洁起见而在单个实施例的上下文中描述的本发明的各种特征也可以分离地提供或者以任何合适的子组合提供。

以上描述的实施例仅作为示例提供，并且在不脱离本文限定的本发明的范围的情况下，各种其他修改对于本领域技术人员来说是显而易见的。

Claims (21)

1.一种混合无人航空器，包括：

多轴直升机框架，在所述多轴直升机框架上具有多个可操作的多轴直升机推进单元；

机体主体，所述机体主体连接到所述多轴直升机框架；

一对机翼，所述一对机翼被定位在所述机体主体的相对两侧上；以及

机翼控制装置，所述机翼控制装置用于相对于所述机体主体操纵所述一对机翼，以改变所述一对机翼的迎角；

机体参考装置，所述机体参考装置被配置为确定所述机体主体相对于水平面的位移；

其特征在于，在第一机翼状态下，所述一对机翼的迎角相对于相对气流是可变的以便产生零升力，并且在第二机翼状态下，所述一对机翼的迎角相对于所述相对气流是可变的以便产生非零升力；

其中，所述机翼控制装置包括与所述机体参考装置通信的机翼控制器，所述机翼控制器从所述机体参考装置接收机体方位，并且所述机翼控制器确定所述机翼控制装置所需的致动，以基于所述机体方位将所述一对机翼的当前迎角改变为期望迎角；以及

其中所述机翼控制器包括其上存储有机翼参数数据的存储器存储设备，所述机翼控制器被配置成使用所述机翼参数数据来确定所述致动，并且其中所述机翼参数数据包括参考位置数据、重量数据或体积数据中的至少一个。

2.如权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，在所述第一机翼状态下，所述迎角相对于所述相对气流是或基本上是竖直的，并且在所述第二机翼状态下，所述迎角相对于所述相对气流是或基本上是水平的。

3.根据权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，所述一对机翼通过联接到所述机体主体的翼板轴互连，所述翼板轴可由所述机翼控制装置控制。

4.如权利要求3所述的混合无人航空器，其特征在于，所述机翼控制装置包括具有齿轮传动输出的马达，所述翼板轴上包括可由所述马达的齿轮传动输出驱动的互补齿轮。

5.如权利要求3所述的混合无人航空器，其特征在于，所述翼板轴与穿过包含所述混合无人航空器的重心的多轴直升机框架的竖直面重合。

6.如权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，所述一对机翼中的每一个机翼的迎角可由所述机翼控制装置独立改变。

7.如权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，所述一对机翼中的每一个机翼在至少一个平面中是对称的。

8.如权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，所述机体参考装置包括被定位在所述机体主体或多轴直升机框架上的惯性测量单元。

9.如权利要求8所述的混合无人航空器，其特征在于，所述惯性测量单元包括多个加速度计和/或陀螺仪。

10.如权利要求1所述的混合无人航空器，还包括机翼参考装置，用于确定所述一对机翼相对于所述机体主体和/或所述相对气流和/或水平面的位移，所述控制器与所述机翼参考装置通信以从其接收机翼方位。

11.根据权利要求10所述的混合无人航空器，其特征在于，所述机翼参考装置包括被定位在所述一对机翼上的惯性测量单元。

12.根据权利要求11所述的混合无人航空器，其特征在于，所述惯性测量单元包括多个加速度计和/或陀螺仪。

13.如权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，所述一对机翼可拆卸地与所述机体主体接合，所述机翼参数数据包括指示多个不同一对机翼的机翼特性的数据。

14.根据权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，所述机翼控制器包括用于确定所述混合无人航空器上的气流信息数据的气流计算电路，所述机翼控制器被配置成使用所述气流信息数据来确定所述致动。

15.根据权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，所述机翼控制装置可独立于所述多个可操作的多轴直升机推进单元操作。

16.根据权利要求1所述的混合无人航空器，其特征在于，所述机翼控制装置适于改变所述一对机翼的形状，以便改变所述迎角。

17.根据权利要求16所述的混合无人航空器，其特征在于，所述一对机翼可通过使用以下任何一种来改变所述迎角：用于在飞行中改变其形状的襟翼、副翼或襟副翼；机翼翘曲；或用于允许在飞行中改变其形状的超材料。

18.如权利要求4所述的混合无人航空器，其特征在于，所述齿轮传动输出包括蜗轮。

19.如权利要求4所述的混合无人航空器，其特征在于，所述马达是步进马达。

20.一种为无人航空器执行空中操控的方法，所述方法包括以下步骤：

a] 根据上述权利要求中任一所述的混合无人航空器；

b]将所述一对机翼的迎角改变到第一机翼状态，以进行第一空中操控；以及

c]将所述一对机翼的迎角改变到第二机翼状态，以进行第二空中操控。

21.如权利要求20所述的方法，其特征在于，所述第一空中操控是所述混合无人航空器的竖直或基本竖直上升或下降，和/或其中所述第二空中操控是所述混合无人航空器的受控的水平或基本水平飞行、静止悬停或受控的竖直或基本竖直上升或下降。