CN111801273A - 无人机系统和方法 - Google Patents

Abstract

航空器包括舱体，其限定内部舱，其配置用于容纳乘客和有效载荷中的至少一个，电源系统，耦接所述舱体并从所述舱体延伸的多个臂，多个推进装置，配置用于提供推力以能够让所述航空器飞行。多个推进装置的每一个分别耦接多个臂的相对应的一个。多个推进装置由电源系统提供动力。多个推进装置的每个选择性地绕至少一个轴旋转。所述的多个推进装置包括至少一个(i)反向旋转管道风机和(ii)电离电极发动机。

Description

无人机系统和方法

相关专利申请的交叉引用

本申请要求2018年1月22日提交的美国临时专利申请62/620,320，和2018年2月9日提交的美国临时专利申请62/628,772，其整体内容通过引用并入此文本。

背景技术

现代社会，已经使用了运输物品的装置。例如，地面车辆(例如，卡车、火车等)的操作人员可以拾取物品，转移到人员驾驶的飞行载具(例如，货运航空器等)，转移到另外地面车辆以进行后续运输。与运输物品相关的费用，大部分是因为地面车辆的操作人员的使用和人员驾驶的飞行载具。

发明内容

一个实施例涉及航空器。所述航空器包括舱体，其限定内部舱，其配置用于容纳乘客和有效载荷中的至少一个，电源系统，耦接所述舱体并从所述舱体延伸的多个臂，多个推进装置，配置用于提供推力以能够让所述航空器飞行。多个推进装置的每一个耦接所述多个臂相对应的一个。多个推进装置由电源系统提供动力。多个推进装置的每个选择性地绕至少一个轴枢转。所述的多个推进装置包括至少一个(i)反向旋转管道风机和(ii)电离电极发动机。

其他实施例涉及航空器。所述航空器包括框架，耦接所述框架的多个推进装置，耦接所述框架并且沿所述框架延伸的电池垫，从所述框架延伸的多个支撑臂。所述多个推进装置配置用于提供推力以能够让所述航空器飞行。所述电池垫包括多个电池单元，其配置用于为多个推进装置提供动力。所述电池垫的面积为至少一平方英尺。多个支撑臂配置用于支撑位于框架和电池垫下方的有效载荷。

其他实施例涉及航空器的推进装置。所述推进装置包括壳体、放置于所述壳体内的多个电极，和控制系统，其配置用于控制多个电极以提供预期量的推力。所述多个电极包括第一对电极和第二对电极。所述第一对电极包括第一组一个或多个电离电极，其与所述第一组一个或多个吸引电极配对。所述第二对电极包括第二组一个或多个电离电极，其与第二组一个或多个吸引电极配对。为了提供预期量的推力，所述控制系统配置用于(i)穿过所述第一对电极上选择性地施加第一电压差，并且穿过所述第二对电极施加接近零电压差以提供第一量的推力，(ii)穿过第二对电极选择性地施加第二电压差和穿过第一对电极施加接近零电压差以提供第二量的推力，和(iii)穿过第一对电极选择性地施加第一电压差和穿过第二对电极施加第二电压差以提供第三量的推力。

此发明内容仅用于说明，不是意欲作为任何形式的限定。另外方面，所描述的发明特征，所述装置或方法的优点在详细描述中是明显的，再结合附图，其中数字用于参考元件。

附图说明

图1是根据一个示例性实施例的无人机运输系统的俯视图；

图2是根据另一个示例性实施例的无人机运输系统的俯视图；

图3是根据一个示例性实施例，位于第一结构下的图2所示的无人机运输系统的俯视图；

图4是根据一个示例性实施例，位于第二结构下的图2所示的无人机运输系统的俯视图；

图5是根据一个示例性实施例，用于无人机运输系统的控制器的块示意图；

图6是根据一个示例性实施例，无人机运输系统的一部分的详解图；

图7是根据一个示例性实施例，无人机运输系统的仰视图；

图8是根据一个示例性实施例，无人机运输系统的侧视图；

图9是根据一个示例性实施例，无人机运输系统的侧视图；

图10是根据一个示例性实施例，位于第一结构的无人机运输系统的透视图；

图11是根据一个示例性实施例，位于第二结构的图10所示的无人机运输系统的透视图；

图12是根据一个示例性实施例，具有增加有效载荷量的图10所示的无人机运输系统的透视图；

图13是根据一个示例性实施例，运输有效载荷的图10所示的无人机运输系统的透视图；

图14是根据一个示例性实施例，位于第一结构的无人机系统的侧视图；

图15是根据一个示例性实施例，位于第二结构的图14所示的无人机系统的侧视图；

图16是根据一个示例性实施例，位于第三结构的图14所示的无人机系统的侧视图；

图17是根据一个示例性实施例，位于第四结构的图14所示的无人机系统的侧视图；

图18是根据一个示例性实施例，位于第五结构的图14所示的无人机系统的侧视图；

图19是根据一个示例性实施例，位于第六结构的图14所示的无人机系统的侧视图；

图20是根据一个示例性实施例，位于第七结构的图14所示的无人机系统的侧视图；

图21是根据一个示例性实施例，位于第八结构的图14所示的无人机系统的侧视图；

图22是根据一个示例性实施例，图14所示的无人机系统的示意图；

图23是根据一个示例性实施例，离子发动机系统的块示意图；

图24是根据一个示例性实施例，离子发动机运行的示意图；

图25是根据一个示例性实施例，离子发动机的示意图；

图26A是根据一个示例性实施例，图25所示的离子发动机的剖视图；

图26B是根据一个示例性实施例，图26A所示的离子发动机的剖视图；

图27是根据一个示例性实施例，图25所示的离子发动机的剖视图；

图28是根据一个示例性实施例，图25所示的离子发动机的剖视图；

图29是根据一个示例性实施例，图25所示的离子发动机的剖视图；

图30是根据一个示例性实施例，图29所示的离子发动机的剖视图；

图31是根据一个示例性实施例，具有第一电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图32是根据一个示例性实施例，具有第二电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图33是根据一个示例性实施例，具有第三电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图34是根据一个示例性实施例，具有第四电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图35是根据一个示例性实施例，具有第五电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图36是根据一个示例性实施例，具有第六电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图37是根据一个示例性实施例，具有第七电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图38是根据一个示例性实施例，具有第八电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图39是根据一个示例性实施例，具有第九电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图40是根据一个示例性实施例，具有第十电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图41是根据一个示例性实施例，具有第十一电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图42是根据一个示例性实施例，具有第十二电极装置的图25所示的离子发动机的视图；

图43是根据一个示例性实施例，图25所示的离子发动机内的针状电极的示意图；

图44是根据一个示例性实施例，图43所示的针状电极的端视图；

图45是根据一个示例性实施例，图43所示的针状电极的端视图；

图46-52是根据另外示例性实施例，图14所示的无人机系统的多个视图。

具体实施方式

在转向详细说明示例性实施例的附图之前，可以理解的是，本申请不限于说明书或附图中所描述的细节和方法。也可以理解的是，术语仅用于说明不能理解为限定。

根据图1所示的示例性实施例，一个系统，显示为无人机运输系统，配置用于空中运输有效载荷(例如，物品、货物、产品、商品、人、牛、农产品、水、人类、军事人员、燃料、设备、三万磅有效载荷、五万磅有效载荷等)，而不需要操作人员。所述无人机运输系统100，可以自动控制或远程控制。以此方式，无人机运输系统100不包含(例如，包括、存在等)操作人员。所述无人机运输系统100可以整体地自我飞行。举例来说，所述无人机运输系统100可以为自动的并且无需操作人员进行操作。所述无人机运输系统100可以将自身从出发位置到终端位置。可替换性地，所述无人机运输系统100可以部分自动的，其中在起飞和着陆过程中操作人员操作和/或协助操作无人机运输系统。在完全空中飞行时，所述无人机运输系统100可以为自动的。

所述无人机运输系统100可以操作为第一阶段(例如，卸载状态等)和第二阶段(例如，装载阶段等)，在第一阶段中，有效载荷不会包含在所述无人机运输系统100内或上，在第二阶段中，有效载荷包含在所述无人机运输系统100内或上。所述无人机运输系统100可以在第一状态和第二状态之间选择性交替性操作。例如，当无人机运输系统100着陆于地面(例如，航运枢纽的表面，机场表面等)时，所述无人机运输系统100可以为第一状态；当无人机运输系统100装载有效载荷或有效载荷装入无人机运输系统100内或上时(例如，在航运枢纽装载有效载荷之后，在机场装载有效载荷之后)，其处于第二状态，所述无人机运输系统100放下有效载荷或将有效载荷从无人机运输系统100上卸载之后，重新处于第一状态。当无人机运输系统100处于第一状态或第二状态或同时处于第一状态和第二状态时，无人机运输系统100可以为空中飞行中(例如，飞行中等)。

如图1所示，所述无人机运输系统100包括舱体102。所述舱体102限定有区域(例如，容积、容器、容器等)，显示为有效载荷舱104。所述有效载荷舱104配置用于接受有效载荷并且在无人机运输系统100飞行过程中存储有效载荷。所述有效载荷舱104可以具有内部体积，例如，一立方英尺和一千立方英尺之间。

如图1所示，所述舱体102包括手动或电动门(例如，滑动门、舱门等)，显示为门106。门106耦接到所述舱体102。在一些实施例中，门106通过铰链耦接到所述舱体102。所述铰链和/或其他机构(例如，锁机构)保持门106在无人机运输系统100的飞行过程中处于锁定状态。所述门106可以包括程序性闭锁和开锁程序以在飞行中释放所述无人机运输系统存储的物品(例如，舱体102内更小的飞行无人机可以在飞行过程中通过门106运输存储在有效载荷舱104内的包裹)。所述门106选择性地重新定位以选择性覆盖开口(例如，孔、开孔等)，显示为开孔108，由舱体102限定。所述开孔108可以提供给有效载荷舱104的通道。以此方式，所述门106可以选择性地重新定位以提供给有效载荷舱104的通道(例如，用于装载有效载荷，用于卸载有效载荷等)。所述舱体102也包含头部(nose)110。所述头部110从所述舱体102延伸(例如，突出等)。

如图1所示，所述无人机运输系统100包括多个机翼，显示为机翼112。所述机翼112从舱体102延伸，产生升力，促进所述舱体的空中移动。每个机翼112包括第一部分，显示为内组件114，和第二部分，显示为外组件116。所述内组件114耦接到所述舱体102，所述外组件116耦接到所述内组件114。所述机翼112可以包括多个子组件以延伸和缩回所述机翼112(例如，从起初的缩回位置到延伸位置)。所述机翼可以在起飞之后的飞行过程中延伸，以能够让所述无人机运输系统100垂直起飞。可替换性地，所述无人机运输系统100可以不包括机翼102，仅依靠推进装置产生升力。

如图1所示，每个内部组件114包括舵118。每个舵118相对于所关联内部组件114选择性地重定位。所述舵118选择性重定位可以促进转向(例如，俯仰变化、偏航变化、侧倾变化等)和/或确保无人机运输系统的稳定性。在多个实施例中，所述舵118配置成在第一方向上在一百八十度的范围内(例如，顺时针、逆时针等)，和在第二方向上在三百六十度的范围内选择性重定位(例如，逆时针、顺时针等)。在另外实施例中，所述舵118是另外装置(例如，襟翼等)。

所述无人机运输系统100可以包括推进系统。如图1所示，所述推进系统包括多个推进装置120。所述推进装置120配置成促进所述无人机运输系统100的移动。所述推进装置120促进所述无人机运输系统100的起飞、着陆和飞行。所述推进装置120可以耦接(例如，焊接、销接等)到舱体102。在其他实施方式中，所述推进装置120耦接到可移动附接部件，其自身附接到舱体102。所述可移动附接部件能够让所述推进装置120在两个正交轴上旋转，由此所述推进系统可以在飞行过程中改变位置以改变所述无人机运输系统100的俯仰角或偏航角。具体地，每个推进装置120和/或可移动附接部件耦接到所述舱体102的各个角。推进装置120可以沿所述舱体102的底面耦接。根据多个实施例，所述推进装置120可以作为所述无人机运输系统100的部分(例如，耦接到机翼112等)。所述推进装置120可以为管道风机、反向旋转管道风机、螺旋桨、推进器、喷气机、发动机、助推器等。所述推进装置120可以为或包括内燃机(例如，喷气式燃料发动机等)、电动发动机(例如，燃料电池发动机)、离子发动机(例如，离子发动机1404等)。

所述推进装置102的一个或多个(例如，每个等)选择性地相对于所述舱体102绕两个正交轴旋转。所述旋转的正交轴以推进装置120为中心，由此所述推进装置120能够绕其中一个轴大约一百八十度旋转，并且绕另外一个轴大约九十度旋转。

如图1所示，所述无人机运输系统100包括电池122。所述电池122可以配置为选择性地充电，和释放电能(例如，电能、直流电、交流电等)。所述电池122可以电耦接到所述推进装置120的至少一个，并且能够提供用于所述推进装置120消耗的电能(例如，通过推进装置120的电动发动机、离子发动机等)。每个电池122定位到所述舱体102的侧壁。在其他实施例中，所述电池122定位到每个推进装置120内，头部100内，和/或舱体102的底面内(例如，有效载荷舱104的地板内等)。在其他实施例中，所述无人机运输系统100包括其他类型能源(例如，电容器、燃料电池等)。

如图1所示，所述无人机运输系统100包括多个太阳能板124。所述太阳能板124放置于所述机翼112的外组件116上。在另外实施例中，所述太阳能板124放置在所述无人机运输系统100的另一外表面(例如，机翼112的内组件114，舱体102的顶部等)。在另外实施例中，所述无人机运输系统100包括另外类型的能源供给(例如，发电机等)。所述太阳能板124可以从太阳收获光能量来为电池122充电(例如，飞行中，或在地面上等)。

如图1所示，所述无人机运输系统100包括燃料罐126。所述燃料罐126配置成储存燃料(例如，航空燃料、辛烷、己烷、丙烷、液态天然气、汽油(gasoline)、汽油(petrol)、柴油等)。所述燃料罐126可以液体性地耦接每个推进装置120，并且配置成选择性地为推进装置120提供消耗燃料(例如，通过所述推进装置120的内燃机发动机等)。如图1所示，所述无人机运输系统100包括燃料泵128。所述燃料泵128配置成从燃料罐126提供燃料到任何推进装置120。通过燃料泵128，推进装置120可以基本上按需要提供燃料。在一个实施例中，所述燃料泵128为容积式旋转泵(positive displacement rotary pump)。在一些实施例中，所述无人机运输系统100不包括燃料罐126和/或燃料泵128(例如，在推进装置120为电驱动的实施例中，等)。

在一些实施例中，所述无人机运输系统100为混杂系统，其具有至少一个推进装置120以利用电能输入提供机械能输出，和至少一个推进装置120以通过消耗燃料提供机械能输出。所述无人机运输系统100的空中航行限定为限定范围。此范围为所述无人机运输系统100在无需为电池122充电或为燃料罐126补充燃料所完成的最大的空中航行距离。举例来说，仅靠电池122的电力运行的无人机运输系统100的范围(例如，推进装置120不消耗任何燃料等)可以大约为100英里，仅靠燃料运行的无人机运输系统100的范围(例如，推进装置120不消耗任何电能等)大约为100英里。在此示例中，依靠电池122和燃料罐126的无人机运输系统100范围可以为，例如，200或更多英里。

如图1所示，所述无人机运输系统100包括控制系统(例如，计算机等)，显示为控制器130。在一个示例性实施例中，所述控制器130可以放置在所述舱体102的底面。在另外实施例中，所述控制器130可以放置在所述无人机运输系统100的上面。所述控制器130可以电连接门106(例如，选择性地重定位门106等)，机翼112，舵118(例如，选择性地重定位舵118等)，推进装置120(例如，控制推进装置120的操作，决定推进装置120的温度，决定推进装置120的操作状态等)，电池122(例如，决定电池122的充电水平，决定电池122内的电源量等)，太阳能板124(例如，决定太阳能板124产生的电能量，决定太阳能板124的温度等)，燃料罐126(例如，决定燃料罐126内剩余燃料量等)，高度计(例如，决定无人机运输系统100的高度)，GPS系统(例如，决定无人机运输系统100的位置)，位于无人机运输系统100的多个外部位置的视频摄像机(例如，因此操作人员可以远程监控无人机移动)，燃料泵128(例如，控制提供给任何推进装置120的燃料量等)，移动部件或跟踪部件(例如，轮、轨道、滚筒(rollers)等)以在起飞、着陆、过程中缩回和延伸移动部件、传感器和/或以及其他系统。

如图1所示，所述无人机运输系统100包括多个传感器132。传感器132的其中一个可以耦接到门106。耦接到门106的传感器132可以用于决定门106的位置。一个或多个传感器132可以耦接到每个机翼112，每个舵118，每个推进装置120，每个电池122，每个太阳能板124，燃料罐126和/或燃料泵128。额外的传感器132可以定位在头部110内。头部110内的传感器132可以用于决定空气速度和/或无人机运输系统100的高度，以获得靠近无人机运输系统100区域的雷达信息，以获得无人机运输系统100的定位信息(例如，全球定位系统坐标、射频识别等)等。传感器可以为压力传感器、温度传感器、高度传感器、气流传感器、电压传感器、电流传感器、磁场传感器、霍尔效应传感器等。

图2-4显示根据另外实施例的无人机运输系统100。在这个实施例中，所述太阳能板124沿每个机翼112的外组件116和内组件114，以及沿所述舱体102的顶面布置。另外地，图2显示水平定向的推进装置120的其中一个。例如，当无人机运输系统100飞行时(例如，一旦无人机运输系统100达到巡航高度等)，利用所述推进装置120的定向。

根据多个实施例，机翼112可操作为延伸状态(如图3所示)和缩回状态(如图4所示)。在一个实施例中，机翼112通过在内组件114内滑动的外组件116，在舱体102内滑动的内组件114而缩回。在其他实施例中，机翼112折叠。机翼112在无人机运输系统100的操作中处于延伸状态(例如，无人机运输系统100的空中移动过程中等)和在无人机运输系统100为静止时处于缩回状态。例如，当无人机运输系统100处于存储、装载、补充燃料和/或充电时，机翼112可以为缩回状态。

如图5所示，所述控制器130与网络系统(例如，卫星网络、全球网络、蜂窝网络)通讯(例如，短距离通信、长距离通信等)，显示为网络系统500。网络系统500可以与控制器通信(例如，短距离通信、长距离通信等)，显示为中央控制器505。在多个实施例中，控制器130和网络系统500之间的通讯，网络系统500和中央控制器505之间的通讯可以通过蓝牙、射频识别、近场通讯、Wi-Fi、蜂窝、无线电、卫星和其他类似网络系统和通讯协议。例如，控制器130可以包括蓝牙收发器、蓝牙信标(beacon)、射频识别收发器和类似组件。

在一些实施例中，所述中央控制器505配置成与无人机运输系统100上的控制器130通讯并且控制所述控制器130。在此实施例中，因此，中央控制器505配置成与所述无人机运输系统100通信和控制所述无人机运输系统100。控制器130配置成从传感器130传输信息到中央控制器505。所述中央控制器505提供指令(例如，坐标、线路、运输指令等)至控制器130以控制无人机运输系统100的操作。所述中央控制器505基于安装在控制器130的传感器132的信息，将这些指令提供给中央控制器505。

根据一个实施例，图6更详细显示推进装置120的其中一个。推进装置120包括发动机600。发动机600可以为之前描述的内燃机发动机和/或电动机。发动机600可选地为之前详细描述的离子发动机(例如，离子发动机1404等)。图6所示，发动机600耦接曲柄602(例如，传动轴等)。发动机600配置成根据从控制器130接受的指令选择性地旋转曲柄602。曲柄602耦接铰链(例如，四向铰链等)，显示为铰链604。铰链604配置成将曲柄602的转动传输到轴606。铰链604促进相对于曲柄602的轴606的转动。铰链604可以为，例如，U-接头。轴606将曲柄602的转动传输到输出(例如，螺旋桨、叶片、涡轮等)，显示为输出608。

如图6所示，发动机600具有壳体(例如，支架等)，显示为壳体610。壳体610包括发动机600和在舱体102上支撑发动机600。壳体610包括臂，显示为导轨612。导轨612可以接受在舱体102的轨道614内。通过使用导轨612和轨道614，发动机600可以轨道式安装在所述舱体102，由此所述推进装置120可以选择性地沿轨道614重定位。所述轨道614紧随舱体102内的开口，显示为通道616。所述曲柄602和/或轴606穿过通道616，以至于推进装置120可以沿舱体102选择性地重定位。一旦推进装置120位于轨道614的目标位置，推进装置120可以锁到轨道614，由此推进装置120不会相对于舱体102移动。推进装置120可以利用销、扣等锁定在位置中。

在多个实施例中，所述推进装置120放置在舱体102的外侧。在这些实施例中，轨道614位于舱体102的外部。在其他实施例中，推进装置120安装在舱体102内部。作为此结构的结果，推进装置120的至少部分隐藏在舱体内部，因此提高无人机运输系统100的空气抗性。

所述轨道614限定推进装置120的可能位置。相应地，所述轨道614为可配置的，由此推进装置120相对于舱体120安装在目标位置。例如，轨道614可以部分地或完全地包围有效荷载舱104。在多个实施例中，所述舱体包括多个轨道614，因此促进舱体102上的推进装置120的额外再定位。在一个示例性实施例，轨道614开始于舱体102的基座，终止于舱体102顶部的中点之前，相对于基座，其中舱体102一侧的轨道614镜像并且与舱体102的相对侧上的轨道614对准(即，轨道614产生靠近头部110的两个环的形状)。

每个轨道614可以具有其自身的运动系统(例如，滑轮系统、马达系统等)，其将推进装置120沿轨道移动。例如，轨道614和/或导轨612可以包括伺服马达，其配置用于由控制器130控制以促使推进装置120沿轨道614移动。

在一些实施例中，所述舱体102具有四个轨道614，利用如上描述的其中一个结构。轨道614的其中一个可以沿固定线、舱体102前部附近和舱体102附近后部包围舱体102。这些轨道614可以舱体102的顶部中点附近分离，每个轨道614可以始于舱体102侧部的部分，其开始以七十五度到一百七十度之间的角度向上移动(包括相对于地面的外部面板的角度)。

每个轨道614可以包括额外轨道614(例如，导轨轨道等)，位于舱体102的内部或外部。如果推进装置120安装在舱体102的外部，可以具有4个导轨，推进装置120在其中移动，两个在马达的一侧(即，辅助轨道614间隔主轨道614的小距离(例如，一英尺、二英尺、三英尺等))，其基本上平行于主轨道614。

在一些实施例中，轨道614包括可折叠的液压系统，其附接到推进装置120的马达或螺旋桨轴上。所述的可折叠液压臂可以位于马达的一侧，和可以随着马达沿其轨道移动而与马达沿其自身轨道平行移动。液压马达可以安装在角度方向变换改变装置上，其中四向铰链能够让马达以四个方向移动。铰链包括沿液压系统的向外竖直轴线的两个部分。在一些实施例，液压系统包括第一铰链，其能够让其以第一方向移动，和位于第一铰链之上或之下的第二铰链，其能够让其以基本上相对于第一方向的第二方向移动。每个铰链的接头可以具有独特的齿轮头，以能够让曲柄在每个铰链点处在改变方向时允许动力通过曲柄杆传递。两个铰链的结合，为推进装置的方向定向提供了广泛的可能方向。在一些实施例中，所述液压系统仅具有一个沿轨道的两个相反方向(即，上和下)移动的铰链。

在可替代的实施例中，所述液压系统包括导轨臂，位于导轨轨道的基座上，其旋转一百八十度或三百六十度。以此方式，整个液压系统不需要沿轨道移动；仅导轨臂可以移动以反映推进装置的移动。在一些实施例中，导轨在主轨道的方向上折叠(例如，折叠等)以进一步支撑推进装置和舱体102的方向变化。在实施例中，所述推进装置安装在舱体102的外部，当其能够承受飞行过程中产生的极端力量，可折叠导轨减少对推进装置的拖拽和潜在损害。

在替换性实施例中，导轨轨道安装在舱体102的内部。在一些实施例中，导轨轨道可以或不可以在舱体的外部包括可折叠液压导轨和轨道。

在示例性实施例，所述推进装置的发动机600可以，通过铰链系统，将动力传输到推进装置的螺旋桨。所述发动机600可以包括一系列齿轮，其中齿轮的底片保持垂直并且顶部第二齿轮头以三百六十度沿一个方向移动，沿第一齿轮头以第二个方向的一百八十度移动。齿轮头的外部单元能在铰链处以一个方向提供转向的力(例如，通过液压等)；齿轮将动力传输到螺旋桨。所述螺旋桨可以安装在类似的换向齿轮头以能够让螺旋桨在推进装置的端部旋转。

在实施例中，发动机600可以安装在舱体102的外部，所述推进装置可以通过挠性曲柄传输动力，其中传输动力的单元，在其旋转并且不具有齿轮头时，为可弯曲的。在发动机600安装在舱体102内部的实施例中，可以进一步具有内部轨道导轨以将发动机600固定在容器内部。

在可替换性实施例中，动力传输装置不具有铰链、挠性曲柄或变向齿轮头；动力传输装置具有内部旋转单元，包括曲柄，其曲柄在舱体102内部的曲柄底部改变方向。曲柄以第一方向旋转一百八十度，以第二方向旋转三百六十度，所述曲柄的开口更宽以改变曲柄的方向。内部旋转单元可以进一步安装在轨道上，其沿舱体102的侧部移动。

在一些实施例中，所述推进装置的螺旋桨为涡轮螺旋桨，其每单元具有两个螺旋桨。所述螺旋桨可以向前和向后旋转，并能够快速改变方向。当改变方向时，一侧的螺旋桨可以锁定在上部最垂直位置以保持舱体102悬浮。主轨道可以在舱体102的内部具有壳体衬里(例如，金属或其他坚硬材料)以保护发动机600和舱体102内部的轨道。滑轮系统，其能够让发动机600沿主轨道移动，可以固定在轨道底部、轨道上部或同时在底部和上部。

在一些实施例中，降落伞安装在所述舱体102上，并且在舱体102上的多个位置配置(例如，头部、通过中间部分、其自身隔室等)。所述降落伞可以自动或手动安装。举例来说，所述降落伞可以自动安装在这些场景，(i)乘客失去意识，(ii)一个或多个推进装置120失去动力，无法恢复，(iii)无人机运输系统100下降到阈值速度以下，和/或(iv)控制器130检测到失去控制和/或传感器严重故障。降落伞配置顺序，可以包括首先降低推进装置120的动力，和然后安装降落伞。举另外例，无人机运输系统100可以包括用于无人机运输系统100的机舱内(例如，机舱的尾部上部分的附近、其他位置等)的降落伞的手动安装输入装置(例如，按钮、控制杆等)。手动安装可以使用压缩空气。

在可替换性实施例中，没有轨道。反而，臂延伸以与舱体102的主体的一定距离保持推进装置。所述臂可以包括端部分，其能够旋转三百六十度。连接推进装置的臂的部分，可以能够以两个方向倾斜，以为了推进和推出推进装置，同时能够让单元旋转三百六十度。

在一些实施例中，所述舱体102包括两个机翼，其从所述舱体102的侧部延伸。在一些实施例中，所述机翼与舱体102的顶部持平。所述机翼可以为无人机的整个宽度(即，机翼跨度是舱体102顶部起始宽度的三倍)。所述机翼可以在舱体102飞行时降低动力量和/或飞行所需的燃料量。根据多个实施例，所述机翼是可折叠的(例如，可折叠的(foldable))，并且折叠时与舱体102持平。所述机翼在后缘处包括襟翼以改变无人机的节距，并且能够高速转弯。

在一些实施例中，分离的机翼可以从起始位置摆出(例如，与舱体102的侧部持平)，然后进一步固定到舱体102。当机翼延伸时，舱体102可以进一步包括螺栓机构，其在其延伸位置锁定延伸机翼。在一些实施例中，螺栓耦接到(例如，焊接)所述机翼，并且当延伸时耦接到舱体102的侧部。在替换性实施例中，所述螺栓耦接(例如，焊接)到舱体102的侧部，并且当延伸时附接到机翼的底部。在一些实施例中，机翼可以沿轨道移动。

在一些实施例中，所述机翼具有太阳能板。根据多个实施例，机翼折叠时，太阳能板暴露在外。当机翼延伸时，附加的太阳能板暴露在外。当在地面上用于进行最大充电时，机翼可以延伸。在一些实施例中，舱体102的暴露部分(例如，上部暴露部分等)具有太阳能板。

所述舱体102可以为多种形状、大小和结构，以至于所述无人机运输系统100设定为目标应用。所述舱体102通常地设置形状为矩形棱柱。在其他实施例中，所述舱体102通常地设置形状为具有圆角或圆锥角的矩形棱柱。这些圆角或圆锥角可以降低空气阻力。

在一个实施例中，所述舱体102由铝(例如，铝合金等)、复合金属、其他金属和复合材料等制成。舱体102可以经处理或其他方式建造以提高无人机运输系统100的强度、耐用性和/或有效操作性。例如，舱体102可以为波纹型。舱体102可以经配置以使得有效载荷舱104平均地分散到舱体102上。

在一些实施例中，舱体102经配置以使得有效载荷舱104可以配置成接受液体和/或气体，并且经配置以使得这些液体和/或气体可以被压缩。例如，有效载荷舱104可以配置成存储压缩液体(例如，石油、液态天然气、水、液氮等)和/或气体(例如，氮气、氦气等)。

在一些实施例中，所述舱体102经配置以使得有效载荷仓104可以隔绝(例如，隔音、隔热、隔振动等)。例如，在一个实施例中，舱体102可以经配置以使得有效载荷仓104隔绝推进装置120产生的声音。

所述舱体102可以包括多个开口、孔和/或门。门106可以分成多个单独的门。例如，门106可以分成两半(例如垂直、对角线、水平等)。在一个实施例中，门106可以位于舱体102的前侧。在多个应用中，门106可以机械地、电动地、液压地或以其他方式选择性重定位在第一位置和第二位置之间；在第一位置，有效载荷可以装载到有效载荷舱104内，和从有效载荷舱104内卸载，和在第二位置，有效载荷包含在有效载荷舱104内。在一个实施例中，一旦有效载荷装载到有效载荷舱内，门106自动锁在第二位置。当门106位于第二位置以防止有效载荷暴露到液体(例如，水等)或气体(例如，空气等)，门106和开口108可以被密封(例如，形成气密密封、水密密封等)。

所述头部110可以选择性地相对于舱体102重定位。在一些实施例中，所述头部110通过铰接耦接到舱体102，以使得头部110能够选择性地重定位以能够进入有效载荷舱104(例如，用于装载或卸载有效载荷等)。在另外的实施例中，头部110配置成选择性地相对于舱体102升高和/或降低以能够进入有效载荷舱104。在一些实施例中，无人机运输系统100包括在舱体102的两端同时具有头部110。头部110的一个或两个可以开口，以使得有效载荷可以穿过每个头部110。

在一些实施例中，无人机运输系统100包括多个移动部件(例如，轮子、轨道、滚子等)，配置用于促进无人机运输系统100沿面(如地面、着陆垫、停机坪等)移动。所述移动部件可以选择性地缩入舱体102，和选择性地从舱体102延伸。例如，所述移动部件可以在无人机运输系统飞行过程中缩入舱体102，由此促进无人机运输系统100最大的空气动力学特性，仅能够在无人机运输系统着陆于面(例如，着陆过程中等)之前，从舱体102延伸。在一个实施例中，无人机运输系统100包括四个可缩回轮。移动部件可以选择性地延伸以促进无人机运输系统100的垂直着陆和起飞。例如，所述移动部件可以将无人机运输系统100从地面提高一定距离(例如，10英尺，5英尺，3英尺等)，其促进推进装置120的使用以能够让无人机运输系统垂直起飞和着陆。选择此距离以使得推进装置120不会实质性地影响地面(例如，燃烧、烧焦、熔化、加热等)。

在多个实施例中，机翼112为翼型。舵118限定一定面积。在多个实施例中，舵118的表面积可以为，例如，四平方英尺，八平方英尺和其他类似面积。舵118限定一定厚度。选择舵118的厚度以使得舵118能够在无人机运输系统100的空中行驶过程中理想地运行。每个舵118可以包括多个致动器和传感器。所述致动器的功能可以选择性地重定位舵118。所述致动器可以为，例如，电子、气动和/或液压致动器。

在一个实施例中，每个推进装置120包括两个具有反向旋转管道风扇的电动发动机。在这个实施例中，在管道内具有两个风扇，每个风扇在管道内以彼此相反的方向旋转。在此实施例中，每个风扇包括，例如，5个和10个之间的扇片。每个扇片具有1英尺和5英尺之间的直径(包括端值)。另外，风扇可以在管道内风扇之间可以分开例如两英寸到一英尺的举例，并且所述管道可以为，例如，2英尺和4英尺之间的长度(包括端值)。这结构在小区域内产生大量的力，从而有利于使用相对较小的推进装置120。改变每个风扇的扇片数量、扇片形状和/或改变扇片的角度可以增加或减小推进装置120的推力。另外，改变每个风扇之间的距离可以增加或减小推进装置120的推力。另外，这种结构便于无人机运输系统100位置的快速改变，增加了无人机运输系统100的稳定性，并且是有效的，从而增加无人机运输系统100的范围。每个风扇可以由其自身电动发动机提供动力。每个电动发动机可以放置在管道内的风扇下方或上方。在每个管道推进装置120中具有两个独立的电动发动机。一个发动机放置于一个风扇下方，同时用于相对旋转风扇的另一发动机放置在上方，反之亦然。可替换性地，一个可以在下方，另外一个可以在上方，或者一个可以在上方，另一个在下方。顶部风扇非阻塞的发动机结构(例如，用于顶部风扇的发动机位于顶部风扇下方)可以提供更高的推力。管道内的每个发动机可以具有空气动力学的形状，并且可以在管道内居中以减少管道内的阻力并且改善推进装置120的输出动力(例如，发动机的形状为圆柱形、圆锥形等)。另外地，反向旋转管道风扇推进系统可以有效地利用动力以延长电池122的动力和/或无人机运输系统100的范围。推进装置120可以包括位于管道底部的桨叶以进一步增加稳定性。

在替换性实施例中，反向旋转风扇固定在推进装置120的主体内，其中无人机运输系统100的舱体102的部分让气体从一侧流向另一侧。反向旋转风扇可以位于舱体102内，靠近头部100，或位于舱体102的四个角处。

在一些实施例中，每个推进装置120选择性地重定位地位于第一位置和第二位置，在第一位置，推进装置120通常垂直定向，和在第二位置，推进装置120通常水平定向。所述无人机运输系统100可以在垂直起飞和着陆期间在第一位置处以推进装置120操作，并且在无人机运输系统100在空中运动期间在第二位置处以推进装置120操作。第一位置和第二位置可以为，例如，九十度，一百八十度，三百六十度，四十五度或六十度分离。

推进装置120可以在多个位置耦接到舱体102上。例如，所述推进装置120可以耦接到框架的顶面，舱体102的侧面(例如，机翼112的下面等)，和其他类似位置。在一些实施例中，至少一个推进装置120耦接至少一个机翼112。例如，所述无人机运输系统100可以配置有耦接每个机翼112的推进装置120。所述推进装置120可以部分隐藏在舱体102内。

在一些实施方式中，推进装置120为螺旋桨。例如，所述推进装置120可以为固定螺距螺旋桨、可控制螺距螺旋桨、高度倾斜螺旋桨、自螺距螺旋桨、无涡顶(“TVF”)螺旋桨和/或平衡推力螺旋桨(“BTL”)。在这些实施例中，无人机运输系统100可以包括多个耦接到舱体102的多个笼，以使得每个推进装置封装在笼内。所述笼内可以防止针对推进装置的干扰(例如，来自与鸟等)。

在一些实施例中，所述舱体102可以仅包括一个推进装置102。所述单推进装置120可以位于舱体102中间，并且相对有动力的(例如，相对于包含多个推进装置120的无人机运输系统100的其他实施方式等)。

推进装置120可以可移除式地耦接到舱体102。例如，推进装置120可以使用可移除式固定件耦接到舱体102。以此方式，推进装置120可以从无人机运输系统100移除，并且被其他无人机运输系统100使用。类似地，这样可以能够让推进装置120容易更新、维护和/或更换。在一些实施例中，所述推进装置120包括化学发动机和其他类似发动机，而不是或补充，上述的内燃发动机，电子发动机或离子发动机。

在一些实施例中，至少一些推进装置120仅消耗电能和燃料的其中一种。例如，无人机运输系统100可以经配置以使得所有推进装置120仅消耗电能。在此实施例中，无人机运输系统100可以经配置以使得所有推进装置120仅消耗燃料。在此实施例中，无人机运输系统100可以不包括电池122。

电池122可以为，例如，锂聚合物电池、锂离子电池、镉电池、高容量电池、轻质电池、其他类似电池、其他电池等。电池122可以相互耦合，以使得其中一个电池122可以向另一电池122提供电能。另外地，电池122可以在多个推进装置120之间共享(例如，以使得多个推进装置120可以从所共享的电池122提供电能等)。无人机运输系统100可以利用由混合动力系统提供动力，该混合动力系统包括电池供能的电动机和气体动力或其他燃料动力的发动机，其可以在电池122具有低电量时，为电池122充电。

虽然图1未显示，可以理解的是，电池122可以电耦接到无人机运输系统100除推进装置120之外的多个组件。例如，电池122可以电耦接到每个机翼112(例如，便于外组件116相对于内组件114移动等)，每个舵118(例如，促进舵118的移动等)，控制器130，舱体102上和/或舱体102内的多个灯和/或机翼112，和/或无人机运输系统100的多个装置(例如，传感器、雷达系统、通信系统等)。

相反地，或除了太阳能板124，无人机运输系统100可以使用其他电能供应。例如，无人机运输系统100包括核反应器(例如，压缩型核聚变反应器等)和/或氢燃料电池，其配置为产生电能以用于供应给推进装置120。

无人机运输系统100可以配置有位于有效载荷舱104内的传感器132的其中一个。该传感器132可以监视有效载荷舱104内的状态(例如，温度、压力、湿度等)。另外，所述传感器132可以配置成读取放置在有效载荷舱104内的物品上的射频识别(“RFID”)标签。以此方式，控制器130可以向中央控制器505提供物品放置在有效载荷舱104内的信息。这样可以让外部系统提供，例如，估计运输时间和用于物品更新的轨道。

所述控制器130可以包括多个模块，其专用于执行控制器130的功能。例如，控制器130可以包括第一模块以用于通信、控制机翼112和解释来自机翼112的传感器数据，第二模块以用于通信、控制舵118和解释舵118的传感器数据，第三模块以用于通信、控制推进装置120和解释推进装置120的传感器数据，第四模块以用于通信、控制电池122和解释电池122的传感器数据，第五模块以用于通信、控制每个太阳能板124和解释每个太阳能板124的传感器数据，第六模块以用于通信、控制燃料罐126和解释燃料罐126的传感器数据，和第七模块以用于通信、控制燃料泵128和解释燃料泵128的传感器数据。

无人机运输系统100可以与其他无人机运输系统100协同地控制。通过网络系统500，所述控制器130可以与其他无人机运输系统100通信，可通过中央控制器505或直接通过网络系统500。以此方式，包括多个无人机运输系统100的操作可以协调和/或同步。例如，如果一个物品通过无人机运输系统100运输到位置，无人机运输系统到那个位置的进度可以传输到负责从此位置拾取该物品的另一个无人机运输系统100。

已经描述推进装置120利用导轨612和轨道614耦接到框架，可以理解的是推进装置120可以永久地耦接到舱体102。例如，壳体610可以焊接或固定到舱体102。

根据如图10-13所示的示例性实施例，发动机、电池和/或其他飞行系统可以相互组合以形成飞行单元系统或便携式无人机系统，显示为无人机系统700，其配置成通过控制从始发地(例如，装货位置)运输物品(例如，运输集装箱、ISO集装箱、汽车、包裹、旅客、有效载荷等)到最终目的地(例如，交付位置、降落区等)。如图10和11所示，无人机系统700包括底架，显示为支撑架710；电池系统，显示为电池垫720，其耦接到支撑架710；一个或多个太阳能板，显示为太阳能板730，其电子耦接到电池垫720；控制系统，显示为飞行控制系统740；多个推进装置，显示为推进装置750；和多个支撑组件，显示为支撑组件760。在一些实施例中，无人机系统700不包括太阳能板730。

如图10所示，无人机系统700的电池垫720包括一个或多个电池，显示为电池单元722，其耦接(例如，固定到，可分离地耦接到等)到支撑架710。根据示例性实施例，电池垫720的电池单元722为可充电的。可以使用多种类型的可充电电池(例如，锂离子等)。电池垫720可以具有容量，其促进延长飞行时间(例如，飞行时间超过1、3、5、10、24等小时)。电池垫720可以根据无人机系统700的预期用途改变大小(例如，飞行时间、有效载荷容量等)。举例来说，电池垫720的电池单元722可以具有1平方英尺(例如，1’x 1’，2’x 0.5’等)、2平方英尺(例如，1’x 2’，4’x 0.5’等)、4平方英尺(例如，2’x 2’，1’x 4’等)、8平方英尺(例如，2’x4’，1’x 8’等)、16平方英尺(例如，2’x 8’，4’x 4’等)、64平方英尺(例如，8’x 8’，16’x 4’等)、160平方英尺(例如，8’x 20’等)、320平方英尺(例如，8’x 40’等)和/或其他更大或更小面积。电池单元722具有0.25英寸和36英寸之间的厚度。电池单元722可以以串联电布置和/或并联电布置相互紧密一起或分离放置。

如图10所示，太阳能板730放置在电池垫720的顶部。在一些实施例中，每个电池单元722电连接相互关联的太阳能板730。在其他实施例中，各个太阳能板730电耦接到两个或多个电池单元722。根据示例性实施例，太阳能板730配置用于产生电能(例如，来自光、太阳等)以为无人机系统700的多个系统提供电能(例如，飞行控制系统740、推进装置750等)和/或为电池单元722充电。太阳能板730可以促进延长无人机系统700的飞行时长和/或促进实质上连续飞行(例如，数天、数月等)而不需要利用主电源为电池垫720充电。

电池垫720可以由保护性耐候层覆盖，以使得电池单元722和其他飞行电子元件不受风化和其他因素影响。线路和发动机组件可采用耐候涂层保护。在一些实施例中，电池垫720的底部和/或侧部的部分可以由金属板或其他刚性材料制成以作为支撑架710。在其他实施例中，支撑架710为独立组件，其接受电池垫720。支撑架710配置成为电池垫720和无人机系统700提供支撑(例如，飞行过程中维持无人机系统700的整体性等)。

在一些实施例中，支撑架710和电池垫720配置为折叠或滚动以使得电池垫720、支撑架710和/或推进装置750的部分在运输过程中可以堆叠在一起，以使得电池垫720和支撑架710可以更容易存储和/或运输。如图10所示，支撑架710包括一个或多个铰接，显示为铰接712，沿其长度不同地间隔开(例如，基于每个电池单元722的大小间隔)。如图10和图11所示，铰接712选择性地促进无人机系统位于第一结构(显示为飞行结构702)和第二结构(显示为压缩结构704)之间折叠。压缩结构704可以让其更容易存储和/或运输无人机系统700(例如，当未处于飞行中时)。

无人机控制系统740可以固定于或靠近电池垫720(例如，封装在电池垫720的部分内，位于电池垫720之上，在各电池单元722之间，位于电池垫720之下，电池垫720的侧部等)。飞行控制系统740可以包括一个或多个机载计算机，以促进提供无人机系统700的自主飞行控制、部分自主飞行控制和手动飞行控制的至少一个。举例来说，飞行控制系统740可以包括自主运行无人机系统700的软件。举另外例来说，飞行控制系统740可以能够让操作人员在飞行部分中远程接管飞行操作的控制(例如，起飞过程中、着陆过程中，当操作人员在飞行任何阶段中要求接管等)。

在一些实施例中，飞行控制系统740包括飞行测量装置或传感器(例如，高度计、GPS、空速传感器、温度传感器、压力传感器、相机、接近传感器、雷达、LIDAR、超声等)，其会有助于自主飞行控制和/或手动飞行控制。在一些实施例中，飞行控制系统740包括无线收发器，其促进与远处位置、远程控制器、附近物体等无线通讯(例如，用于数据传输、飞行控制等)。无线收发器可以使用任何合适的远程通信手段，包括无线电、蜂窝(例如3G、4G、5G等)等以促进与远程装置长距离通信(例如，远程计算机、远程控制器、服务器等)。无线接收器可以额外地或替换性地利用合适的短距离通信装置，包括蓝牙(Bluetooth)、近场通信(NFC)、RFID等以促进其在飞行中与附近的无人机进行短距离通讯，以使得无人机系统700在作出飞行决定是注意到附近无人机的位置。无人机控制系统740的飞行软件可以在飞行中根据其他无人机的位置和/或飞行测量装置作出的检测，调整无人机系统700的飞行路径。

在一些实施例中，至少部分飞行控制系统700的操作可以通过远程飞行控制系统运行或者飞行控制系统740可以为远程控制系统(例如，主远程运输服务器等)。远程控制系统可以配置成为无人机系统750设置飞行路径或同时为多个无人机系统700设置。远程控制系统可以处理来自一个或多个无人机系统700的飞行和地理信息(例如，经度、纬度、高度、飞行速度、温度、视觉控制、电池使用情况等)。远程控制系统可以与每个单独无人机交流飞行路径信息(例如，坐标、飞行方向、飞行控制顺序等)。然后，每个无人机系统700可以在无人机飞行系统上采取适当的测量或远程控制系统可以在系统上决定这些适当的测量，并且直接与飞行系统交流执行而不需要在无人机上需要以分析指令的机载软件。远程控制系统可以在飞行过程中实时改变一个或多个无人机的飞行路径，(例如，如果通过在线购买系统接收到运输的取消订单等)。机载的飞行控制系统740或远程控制系统可以确定通过无人机上的GPS到达目的地或装货仓库的时间。无人机上的飞行控制系统740和/或远程控制系统可以在到达时执行操作，例如开启门或打开内部无人机舱门上的闩锁，以便在装载位置或运输位置进行手动或自动装载或卸载。

远程控制系统可以接受来自第三方系统的信息，例如订单履行系统或在线订购系统。远程控制系统可以配置成确定位于无人机存储仓库处和/或货物存储仓库的适当无人机系统以用于基于订单信息(例如大小、重量、目的地等)的订单。远程控制系统与仓库中的系统对接，其会自动发现和识别货物并且转送重量信息到远程控制系统。所述远程控制系统可以与仓库中的地面移动系统(例如，自动叉车)对接以将货物移动到选定的无人机，或者可以手动装载无人机。所述远程控制系统可以配置成根据天气模式估计无人机的飞行时间，并且计算运输距离，其会与仓储系统同步以确定可用的无人机、维持时间等，以用于从无人机队协调可用的无人机，以用于将来的行驶。远程控制系统可以配置用于自主计算、装载和调配无人机，并且通过在线订单系统转送预期的运输信息(例如，时间、运输成本等)到第三方(例如，终端消费者等)。所述远程控制系统可以计算从仓库到无人机的装载时间，作为运输时间的因素，其可以转送到第三方(例如，终端消费者等)。

远程控制系统可以同时对多个无人机执行上述的过程。远程控制系统可以包括服务器，其本地化以用于特定区域内的具体飞行队。本地化服务器的信息可以与国家服务器共享，并且与其他管辖区、空中飞行控制、军事等共享。

如图10和12所示，推进装置750围绕电池垫720的外周以各种方式地耦接到支撑架710(例如，以使得推进装置750的底部不会被无人机运输的物品所阻挡，推进装置750在电池垫720的角处，与被运输物品的侧面相距一定距离等)。在一些实施例中，推进装置750永久性地耦接到支撑架710。在其他实施例，推进装置750可拆卸地耦接到支撑架710(例如，当以压缩结构704布置时去除，当以飞行结构702布置时附接等)。如图10显示，无人机系统700包括四个推进装置750。如图12所示，无人机系统700包括六个推进装置750以增加有效载荷量。在其他实施例中，无人机系统700包括根据有效载荷量要求的不同数量的推进装置750(例如，3、4、5、7、8、10、16等)。在一些实施例中，无人机系统700为模块化的，以使得附加的电池单元722和/或推进装置750可以添加或去除以选择性地改变无人机系统700的有效载荷量和/或飞行量。

如图10和11所示，推进装置750包括壳体，显示为管道752。管道752具有布置在其中的致动器，显示为马达754。每个管道752具有布置在其中的两个马达754。每个马达754可以具有关联的风扇元件，显示为推进器756，耦接在管道752内。根据示例性实施例，马达754由电池单元722和/或太阳能板730提供动力。在相应管道752内的第一马达754可以以第一方向定向(例如，向上等)并且以第一方向(例如，顺时针、反时针等)致动器其关联的推进器756。在各自管道752内的第二马达754可以以第二方向定向(例如，向下等)并且以相反第二方向(例如，反时针、顺时针等)驱动其关联的螺旋桨756。推进装置750可以具有两个反向旋转的螺旋桨756以产生有效且有力的推力。在另外实施例中，一个或多个推进装置750包括单个马达754和/或螺旋桨756。所述螺旋桨756可以在相邻延伸之间每个和多个间隔上包括多个延伸(例如，翼、片等)。例如，每个螺旋桨756可以具有2、3、4、5、6、7、8、9、10、11、12等个延伸，并且每个延伸具有弧形形状以最大化推进装置750的推力。

在其他实施例中，所述推进装置750包括不同数量的马达754和/或螺旋桨756(例如，一个、三个、四个、五个等)。每个串联的螺旋桨756可以直接在其上方和下方与螺旋桨756反向旋转。每个螺旋桨可以由其自身各自马达754扇提供动力，或多个螺旋桨756可以由一个马达754提供动力(例如，利用动力分配装置通过各自的马达754为多个螺旋桨756提供动力，等)。

在其他实施例中，所述推进装置750由其他方式提供动力或具有其他结构。举例来说，推进装置750可以利用燃料运行，例如汽油、天然气、丙烷、氢气、喷气燃料等。举另外例来说，推进装置750的结构为涡轮发动机、燃料动力发动机螺旋浆装置、离子发动机(例如，离子发动机1404等)等。

如图10和图11所示，管道752为圆柱形。在另外实施例中，管道752为不同形状(例如圆锥形、椭圆形等)。管道752可以在管道752的底部边缘处并沿管道752的底部的主体逐渐变窄，以使得位于管道752底部处的开口小于管道752顶部处的开口。管道752在顶部开口处具有不同直径(例如，0.5，1，1.5，2，2.5，3，4，5等英尺)，在底部开口处也具有不同直径(例如，0.25，0.5，1，1.5，2，2.5，3，4，5等英尺)。管道752具有不同高度(例如，0.5，1，2，3，4，5等英尺)。在一个实施例中，马达754和螺旋桨756放置在管道752顶部三分之二的部分，以使得管道752内最底部马达754和螺旋桨756下方具有空间。螺旋桨756可以由目标距离分隔(例如，接近等于螺旋桨756直径的1/8，1/4，1/5，1/10等)以最大化来自螺旋桨756的反向旋转的推力。

马达754可以放置在其各自的管道752内的螺旋桨756之上或之下。在一个实施例中，驱动顶部螺旋桨756的马达754放置在顶部螺旋桨756下方，然而驱动底部螺旋桨756的马达754放置在底部螺旋桨756的上方，反之亦然。在另外实施例中，马达754放置在螺旋桨756的上方，他们驱动或放置在其驱动的螺旋桨的下方。马达754(例如，其外部等)可以是空气动力学形状，以减少管道752内的空气阻力。马达754可以在管道752的直径中点处居中以减少空气阻力。马达754可以有多个转速量和用于多旋转转速设置的预存储设置。马达754可以以不同旋转速度运行以改变飞行中无人机系统700方向和/或高度。马达754可以同时以顺时针和逆时针方向运行。每个推进装置750可以沿两个轴线—俯仰轴和侧倾轴，独立地重新定位。飞行控制系统740可以通过向一个或多个致动器(例如，机械连杆、齿轮、机电致动器、气动致动器、电动致动器、液压致动器等)发送指令来重新定位推进装置750。

如图10和13所示，支撑组件760包括臂，显示为支撑臂762，其耦接到支撑架710。支撑臂762可以手动驱动、机械驱动、液压驱动、气动驱动、和/或电动驱动。如图10和13所示，支撑臂762包括在远端处附接机构，显示为连接器764。连接器764可以配置为相互扣紧和/或锁定以将支撑臂762在无人机系统700的相反侧结合。如图13所示，支撑臂762伸到物品周围(例如，汽车、ISO集装箱、乘客舱、包裹、货物等)，显示为有效载荷798，并且利用连接器764相互锁定以将有效载荷798固定到支撑架710下方的无人机系统700。在其他实施例中，连接器764直接耦接到有效载荷798上的附件或连接器(例如，钩、扣、环等)。在另外实施例中，支撑组件760额外地或替换性地包括网、橡胶绳、链等。可以释放连接器764(例如，手动、自动等)以响应无人机系统700到达下降区域(例如，当在地面，仍在空降时释放等)。如图10所示，无人机系统700包括降落伞770。降落伞770可以在紧急情况下或下降过程中使用。

在可替换性实施例中，乘客舱可以与支撑架710整体地形成或可拆卸地耦接到支撑框710。乘客舱可以配置成利用无人机系统700便于运输一定量的乘客(例如1位、2位、3位、10位、20位等乘客)。此无人机系统700可以自动运行，半自动运行(例如，当进入自动驾驶模式时自动操作等)，远程操作，和/或由乘客舱内的乘客手动运行。乘客舱可以经加压并且可以使用再循环空气和温度控制。乘客舱可以具有大透明部分以改善飞行可视度。乘客舱可以包括飞行系统以让操作人员起飞和着陆无人机系统700。飞行系统可以让操作人员在飞行中操纵无人机系统700(例如，高度、俯仰、偏航、侧倾、速度等)。所述飞行系统可以显示飞行信息给操作人员(例如，高度、发动机功能、GPS信息、空速、温度等)。飞行系统可以让操作人员与地面控制人员和/或其他飞行员通信。

根据如图14-22所示的示例性实施例，空中设备/系统(例如，航空器等)，显示为无人机系统800，配置成将物品和/或乘客(例如，包裹、货物、乘客、有效载荷等)通过空中从初始地点(例如，装载位置等)运输到最终位置(例如，运输位置、降落区域等)。如图14-22，所述无人机系统800包括舱体(例如，乘客舱、货舱、机舱、底盘等)，显示为机身810；牵引组件，显示为轮和轮胎组件830，耦接到机身810；尾推进装置，显示为后置发动机840，耦接到机身810的尾部；多个侧推进装置，显示为推进装置850，耦接到机身810的侧部；一对机翼组件，显示为机翼组件860，耦接到机身810的相对侧；机载能源存储，显示为电池系统870，放置在机身810和/或机翼组件860内；多个传感器，显示为传感器880，放置在无人机系统800周围(例如，在机身810内或周围、在轮和轮胎组件830上、在后置发动机840上、在推进装置850上、在机翼组件860上、耦接到电池系统870上等)；机翼控制系统，显示为控制器900。在一些实施例中无人机系统800不包括机翼组件860和/或电池系统870。

如图14-21所示，机身810包括透明板(例如，玻璃等)，显示为机舱板820。如图15所示，无人机系统800包括第一致动器(例如，液压致动器、气动致动器、电动致动器等)，显示为机舱板致动器822，其放置以促进选择性地将机舱板820相对于机身810重定位以暴露内部空间，显示为客舱812。根据图15所示的示例性实施例，所述机舱版致动器822配置成相对于机身810提升机舱板820。在另外实施例中，机舱板致动器822配置成使机舱板820相对于机身810枢转(例如，绕机舱板820的前端向前，绕机舱板820的后端向后，绕机舱板820的侧面侧向等)。在一些实施例中，机舱板820包括两个或多个分离板。在此实施例中，机舱板致动器822可以配置成分离机舱板820的两个或多个板，以此至少一个板从其他板延伸或枢转远离(例如，向外蝶形摊开和枢转，向上延伸并且横向向外移动，一个向前枢转，另外向后枢转；一个保持静止，另一个上升，枢转和/或向外延伸；等)。

根据示例性实施例，客舱812配置成容纳多名乘客。在一些实施例中，客舱812是加压和/或温度控制。在其他实施例中，客舱812不加压或温度控制。如图15所示，客舱812包括多排座位，显示为座位818。虽然座位818显示为包括两排，但是一些实施例中，座位818包括一排或多于两排座位(例如三排、四排、五排、十排、十五排等)。根据示例性实施例，每排座位818包括多个座(例如，两个、三个、四个、五个等座位)。在其他实施例中，每排座位818包括一个座位。在一些实施例中，一个或多个座位是斗式座椅，其为围绕乘客侧部提供支撑(例如，乘客肩膀、腰部、腿部等)。在一些实施例中，一个或多个座椅为长凳。所述座位可以包括安全带(例如，三点式安全带、五点式安全带等)。座位可以具有可调整定位控制(例如，向前、向后、向上、向下、腰部调节、垫枕调节等)。在一些实施例中，座位为选择性枢转，以此座椅可以相互面向。在一些实施例中，客舱812包括用于客运货物的存储(例如，放置在乘客舱812的后壁之前的座位818之后等)。

如图15和22所示，无人机系统800包括用户输入，显示为输入装置814，和显示器，显示为显示装置816。如图15所示，输入装置814和显示装置816可以放置在客舱812之间。根据示例性实施例，输入装置814配置成便于操作人员对无人机系统800的控制操作(例如，飞行、速度、方向、高度等)。输入装置814可以包括操纵杆、方向盘、脚踏板、按钮、开关、旋钮、刻度盘、节流阀等，以促进无人机系统800的控制操作。

根据示例性实施例，显示装置816配置成向操作人员显示关于无人机系统800操作的各种信息。所述信息可以包括外部环境特征(例如，温度、压力、湿度、天气状态、地形特征等)，无人机系统800的操作特征(例如，空速、高度、航向、方位、俯仰、偏航、侧倾、发动机温度、燃料水平、电池水平等)、导航信息、飞行仪表、危险指示、飞行路线说明等。显示装置816可以包括显示屏、平视显示器(“HUD”)(例如，投影到机舱板820上等)、强化现实眼镜、强化现实头盔设备和/或其他显示装置类型等。显示装置816可以提供二维显示，提供三维显示和/或提供强化现实。强化现实显示配置可以由乘客定制。在一些实施例中，机舱板820的至少一部分可以作为显示装置(例如，机舱板820的大部分内部可以用作显示装置等)。举例来说，显示可以投影到机舱板820和/或机舱板820作为强化显示显示器。机舱板820可以(i)显示直播电视、录制电视、电影、航班信息等，和/或(ii)促进互联网浏览(通过机载计算机)、浏览电子邮件、游戏等，以及提供其他可能的功能。显示设备816和/或机舱板820可以为触敏的以通过触摸来接收用户输入。在一些实施例中，显示设备816是或包括全息显示器。

客舱812可以配备娱乐选项，例如卫星广播和用于音乐播放的扬声器。扬声器可以附加地或替换性地提供导航指令，提供飞行路线信息，提供危险警报和/或提供其他信息。客舱812可以额外地包括麦克风，以有助于从用户处接收输入的语音指令。语音指令可用于设置飞行路线、音乐选择、调节温度和/或其他指令。语音指令可以用于启动自动驾驶模式，所述自动驾驶模式从出发位置到最终位置控制无人机系统800，计算飞行路径，操作飞行控制等，以使得用户从出发位置到最终位置不需要操作无人机系统800。用户也可以在飞行过程中利用语音指令控制修改目的地设置。

如图14、15和22所示，无人机系统800的每个轮和轮胎组件830包括轮，显示为轮832，第二致动器(例如，液压致动器、气动致动器、电动致动器等)，显示为轮致动器834，和第三致动器，显示为轮马达836。根据示例性实施例，轮832包括填充压缩气体的轮胎。在其他实施例中，轮和轮胎组件830包括实心轮胎(例如，由橡胶、半弹性材料等制成)和/或非充气轮胎(例如，具有可压缩纹理的轮胎等)。在另外实施例中，轮832被滑翘或其他非滚动元件代替。根据示例性实施例，轮致动器834配置成便于选择性地(i)从机身810延伸(例如，着陆、起飞过程中等)轮832，显示为图14和图15，和(ii)将轮832缩回机身810内(例如，飞行过程中)，显示为图16-21。在一些实施例中，轮和轮胎组件830不包括车轮致动器834，以使得轮832是固定的(例如，固定起落架等)。根据示例性实施例，轮马达836配置成便于驱动轮832(例如，用于负载，道路上行驶等)，而不必需使用后部发动机和/或推进装置850以驱动无人机系统800。在一些实施例中，轮和轮胎组件830不包括轮马达836，而是通过运行后置发动机840和/或推进装置850驱动车轮832。

根据如图14-22所示的示例性实施例，后置发动机840配置成涡轮发动机或喷气发动机，其配置成通过燃烧来自贮存器(显示为燃料罐846)接收的燃料产生推力。在一些实施例中，燃料罐846放置在发动机壳体842内。在一些实施例中，燃料罐846额外地或替换性地放置在机身810和/或机翼组件860内。在一些实施例中，后置发动机840不利用燃料燃烧过程运行。在此实施中，后置发动机840可以为电驱动的(例如，通过电池系统870等)和/或无人机系统800可以不包括燃料罐846。举例来说，后置发动机840配置成电动涡轮机。举例来说，后置发动机840可以配置成离子发动机(例如，离子发动机1404等)。在一些实施例中，无人机系统800包括多个后置发动机840(例如，二个、三个等)。

如图14-21所示，后置发动机840包括壳体，显示为发动机壳体842，耦接在机身810的尾端。发动机壳体842限定多个孔，显示为进气口844，其配置成接收和向后置发动机840提供空气。在一些实施例中，机身810额外地或替换性地限定进气口844。

根据示例性实施例，机身810具有空气动力学设计以改善后置发动机840的气流。在一些实施例中，机身810和机舱板820形状化以使得后端倾斜或弯曲以能够让空气经过机身810并将空气引导入后发动机840(例如，通过空气进气口844)以改善后置发动机840的气流。虽然进气口844显示为孔，但是进气口844可以替换性地是细长的，由机身810的后部限定的逐渐变细的通道或管道，其引动空气至后置发动机840。在一些实施例中，机身810的尾端的80％和95％之间逐渐变细或限定通道或管道以增加空气流。在一些实施例中，后置发动机840至少部分与机身810尾端间隔(例如，存在间隙等)，以促进空气更好地进入后置发动机840。

在一些实施例中，机身810的头部可以经机械性操作(例如，通过头部致动器等)以基于无人机系统800的倾斜使头部向上和向下以与无人机系统800齐平，以使得头部处于最佳水平以改善无人机系统800的空气动力学。机身810可以具有多层片状材料和/或具有厚度(例如，1、2、3、4、5、6等英寸)以防止客舱812内的噪声的高分贝读数。机舱板820可以具有厚度(例如，0.5,1,2,3,4,5等英寸)以改善客舱812内的噪声的高分贝读数。

如图18、21和22所示，无人机系统800包括第四致动器(例如，液压致动器、气动致动器、电动致动器、可延伸/可枢转的臂等)，显示为发动机致动器848。如图18、21和46-52所示，发动机致动器848可重新定位地将发动机壳体842耦接到机身810的尾部。根据示例性实施例，发动机致动器848配置成便于提升、延伸、旋转和/或枢转后置发动机840。发动机致动器848可以包括臂(例如，可延伸臂、固定臂等)。无人机系统800可以包括两个臂(例如，在后置发动机840的每侧各一个等)、四个臂(例如，在后置发动机840每侧各两个等)等。在一些实施例中，臂可枢转地耦接到机身810的后端(例如，像垃圾车的提升臂等)。在一些实施例中，所述臂包括一个或多个接头，所述接头能够让臂的第一部分相对于臂(例如，接头臂等)的其他部分弯曲或枢转。在一些实施例中，臂在耦接到机身810的尾部的轨道上旋转和/或平移。在其他实施例中，轨道耦接到发动机壳体842。轨道可以促进发动机绕侧轴旋转360度(例如，180度、90度、270度等)以用于飞行控制和/或平移后置发动机(例如，向前、向后等)。后置发动机840的一侧可以沿轨道平移，然而后置发动机840可以沿轨道固定，以使得后置发动机840左右摆动(例如，向左、向右等)(例如，见图50和51)。发动机致动器848也可以绕其他轴(例如，竖直轴等)旋转或枢转以进行飞行控制。例如，发动机致动器848可以在发动机致动器848的臂和发动机壳体842之间的连接处附加地或替换性地包括动力铰链和/或动力旋转接头(例如，如图52所示)。因此，后置发动机840可以沿轨道旋转，同时通过铰链/接头同时旋转，以能够后置发动机840绕两个轴旋转(例如，同时地、独立地等)。

举例来说，如图18所示，发动机致动器848可以经控制以旋转后置发动机840，以使得后置发动机840朝向地面以在起飞和着陆操作期间提供垂直推力。举另外例来说，如图21所示，发动机致动器848可以经控制以在飞行操作期间提高后置发动机高于机身810以增加后置发动机840的气流，并且增加后置发动机840的推力。在一些实施方式中，发动机致动器848可以经控制以在飞行操作期间提高后置发动机到机身810上方。举另外实施例，发动机致动器848可以经控制选择性地枢转后置发动机840(例如，向上、向下、向左、向右等)以辅助无人机系统800的转向操作。在一些实施例中，无人机系统800不包括发动机致动器848(例如，后置发动机840的方位基本上固定的，等等)。

根据图16-19所示的示例性实施例，推进装置850可以选择性地放置在机身810附近，并且由第五致动器间隔开来(例如，液压致动器、气动致动器、电动致动器、可折叠延伸臂、枢转臂等)，显示为推进装置致动器852。如图18和图19所示，无人机系统800包括两个推进装置850和推进装置致动器852，一组定位在机身810的每个侧面上(例如，机翼组件860的前方等)。如图16和17所示，无人机系统800包括四个推进装置850和推进装置致动器852，两组放置在机身810的每个侧面上。在其他实施例中，所述无人机系统800包括多于四个推进装置850(例如，5,6,7,8等)以增加机身810的有效载荷量。在一些实施例中，一个或多个推进装置850类似于推进装置120。在一些实施例中，一个或多个推进装置850为或包括离子发动机1404。相应地，推进装置850可以为或包括管道风机、反向旋转管道风机、螺旋桨、推进器、喷气机、发动机、助推器、涡轮机、内燃机、电动发动机、离子发动机和/或其他用于提升升力/推力的合适装置。

根据示例性实施例，推进装置致动器852配置成促进选择性地(i)(例如，着陆、起飞、飞行期间等)从机身810(例如，从其腹部等)延伸推进装置或从机身810下方延伸出去，显示为图16-19，(ii)将推进装置850(例如，飞行中，驾驶中，在地面时等)缩回到机身810内或机身810下方，如图14、15、20和21所示，和(iii)让推进装置枢转(例如，飞行操作期间等)，如图16-19所示。举例来说，如图16和18所示，推进装置致动器852可以经控制以枢转推进装置850以使得推进装置850在起飞和着陆操作期间提供垂直推力。举另外例来说，如图17和19所示，推进装置致动器852可以经控制以枢转推进装置850以协助无人机系统800的转向操作和/或提供向前、垂直和/或向后的推力(例如，每个推进装置850可以独立地沿两个轴重定位—俯仰轴和滚动轴等)。举例来说，推进装置致动器852可以包括动力铰链或动力接头，以促进推进装置围绕至少一个轴(例如，一个、两个等轴)枢转推进装置。举另外例来说，推进装置850可以包括轨道，其沿推进装置致动器852滑行(例如，臂等)，所述推进装置致动器852可以让推进装置850旋转。在一些实施例中，推进装置致动器852促进将推进装置提升到机身810之上(例如，类似于图21中的后置发动机)。在一些实施例中，推进装置致动器852不会延伸和缩回推进装置850，以使得推进装置850相对于机身810保持定位在外部(例如，固定延伸臂等)。进一步地，可以理解的是，任何关于发动机致动器848相关的概念可以类似地应用于推进装置致动器852。

如图18-22所示，机翼组件860包括机翼元件(例如，机翼(airfoils)等)，显示为机翼862(wings)，具有飞行控制装置，显示为襟翼864，放置在机翼862的尾端。在一些实施例中，机翼862不包括襟翼864。在图18-21所示，机翼862耦接机身810的相对侧面并且从机身810的相对外侧向外延伸。在一些实施例中，一个或多个推进装置850耦接到机翼862。

如图22所示，机翼组件860包括第六致动器(例如，液压致动器、气动致动器、电动致动器等)，显示为机翼致动器866。在一些实施例中，机翼致动器866为可控制的以调整襟翼864的位置(例如，枢转)以帮助无人机系统800的转向，以增加或降低机翼862产生的升力，和/或降低无人机系统800的速度。在一些实施例中，机翼致动器866额外地或替换性地可控制以选择性地向外延伸机翼862，如图18-21所示，并且选择性地缩回机翼到机身810内、机身下方和/或机身810附近，如图14和15所示。在一些实施例中，机翼862为可折叠的(例如，对半、三分等)，并且存储在机身810内，机身810下方和/或靠在机身810。在一些实施例中，机翼862可滑动到机身810内和/或在机身810下方滑动。在一些实施例中，机翼862的尾端可枢转地沿机身810耦接，机翼862的前端选择性地沿机身810耦接，以使得机翼862向后枢转或在机身810下方枢转。在另外实施例中，机翼862相对于机身810可延伸和可缩回的。在另外实施例中，机翼862是固定的。在一些实施例中，机翼致动器866额外地或选择性地可控制地以选择性地相对于机身810枢转机翼862，以使得机翼862相对于前进方向的角度是可调的(例如，机身810的纵轴)等。相应地，机翼862从机身810相对于机身810纵轴延伸的角度可以选择性控制(例如，独立于机身810迎角等)以减少(例如，最小化等)拖拽和/或增加(例如，最大化等)机翼862产生的升力。举例来说，独立于机身810相对于重力的角度，可以控制机翼致动器866以维持机翼862相对于重力保持水平或基本水平(例如，在水平的正负5度之内等)。

如图22所示，电池系统870包括多个电池，显示为电池872，一个或多个太阳能板，显示为太阳能板874，第一充电输入，显示为充电端口876，和第二充电输入，显示为充电接收器878。电池872可以围绕无人机系统800多种方式放置，例如位于机身内(例如，在其地板内，客舱812和后置发动机840之间等)，机翼862内，和/或放置在无人机系统800内。电池872可以为或包括锂聚合物电池、锂离子电池、镉电池、高容量电池、轻质电池和/或其他合适的电池技术。根据示例性实施例，电池872为可充电的。电池872可以耦接于并且配置为提供电能以运行无人机系统800的多个组件，包括输入装置814、显示装置816、机舱板致动器822、轮致动器834、轮马达836、后置发动机840、发动机致动器848、推进装置850、推进装置致动器852、机翼致动器866和/或传感器880。

根据示例性实施例，太阳能板874配置成将光能(例如，来自太阳等)转化为电能以能够电池872充电和/或直接为无人机系统800的多个电运行组件提供动力。所述太阳能板874可以围绕机身810和/或机翼862的外部多种方式放置。在一些实施例中，太阳能板874可以从机身810选择性延伸和缩回。在一些实施例中，无人机系统800不包括太阳能板874。根据示例性实施例，充电端口876配置成与地面充电系统接触以便于给电池872充电。在一些实施例中，充电端口876能够便于“快速充电”操作。在其他实施例中，充电端口876由配置为能与地面充电系统充电端口接触的充电电缆代替。根据示例性实施例，充电接收器878配置成便于对电池872无线充电(例如，飞行期间，处于地面时等)。举例来说，充电接收器878可以配置成通过多种无线发射技术(例如，由远程无线发射系统提供，等)接收和/或产生电能。例如，充电接收器878可以将来自远程无线发射系统接收到的无线信号接收和转换为电能，并由电池872存储。在一些实施例中，无人机系统800不包括充电接收器878。在一些实施例中，无人机系统800包括用于为电池872充电和/或为无人机系统800的电动操作部件提供电能的气体动力或其他燃料发电机。

在一些实施例中，无人机系统800包括降落伞。所述降落伞可以布置在机身810内，沿着机身810布置，布置在机翼862内，沿着机翼862布置，和/或以其他方式放置。降落伞可以自动或手动布置。举例来说，降落伞可以在以下情况自动布置：(i)乘客失去意识，(ii)一个或多个推进装置850失去动力并且无法恢复动力，(iii)无人机系统800下降超过阈值速度，和/或(iv)控制器900检测到失去控制和/或传感器严重故障。降落伞布置顺序可以包括首先使推进装置850降低动力，然后布置降落伞。举另外例来说，无人机系统800可以包括在无人机系统800的客舱812内(例如，客舱812的后上部附近，其他位置等)用于降落伞的手动布置输入装置(例如，按钮、操纵杆等)。手动布置可以利用压缩空气。

根据示例性实施例，传感器880配置成便于监测无人机系统800的组件的各种操作参数，无人机800周围的外部特性等。传感器880可以在无人机系统800多种方式定位，包括客舱812内、机身810的外部、轮和轮胎组件830上、后置发动机840上、在后推进装置850上、机翼组件860上、耦接于电池系统870上和/或其他位置。传感器880可以包括多种飞行检测装置或传感器，例如高度计、GPS、空速传感器、温度传感器、压力传感器、相机、接近传感器、雷达、LIDAR、超声、湿度传感器、天气传感器等，他们有助于自动飞行控制(例如，由控制器900设置、由远程服务器设置的自动驾驶，等)和/或手动飞行控制(例如，由控制器900基于操作人员通过输入装置814接收的输入所设置，基于来自远程操作人员接收的输入，等)。

根据示例性实施例，控制器900配置成选择性地结合、选择性分离、控制和/或其他与无人机800的其他组件和/或外部装置和系统通信。如图22所示，控制器900包括处理电路902、存储器904和通信接口906。根据示例性实施例，通信接口906配置成将控制器400耦接到无人机系统800的多个组件上和远程服务器910上。在其他实施例中，控制器900耦接更多或更少组件。举另外例来说，控制器900可以通过通信接口906发送信号到输入装置814、显示装置816、机舱板致动器822、轮致动器834、轮马达836、后置发动机840、发动机致动器848、推进装置850、推进装置致动器852、机翼致动器866、传感器880、其他无人机系统800和/或远程服务器910，并从这些装置接收信号。通信接口906可以利用多种有线通信协议、短距离无线通讯协议(例如，蓝牙、近场通信(“NFC”)、RFID、ZigBee等)和/或长距离无线通讯协议(例如，蜂窝、卫星、互联网、无线电等)，以便于与多种设备/组件通讯。

控制器900可以实施为通用处理器、专用集成电路(“ASIC”)、一个或多个现场可编程门阵列(“FPGAs”)、数字信号处理器(“DSP”)、包括一个或多个处理组件的电路、用于支撑微处理器的电路、一组处理组件或其他合适电子处理组件。处理电路902可以包括ASIC、一个或多个FPGAs、DSP、包括一个或多个处理组件的电路、用于支撑微处理器的电路、一组处理组件或其他合适电子处理组件。在一些实施例中，处理电路902配置成执行存储在存储器904内的计算机代码以便于本文描述的活动。存储器904可以为任何易失性或非易失性的计算机可读存储介质，能够存储与本文描述的活动相关的数据或计算机代码。根据示例性实施例，存储器904包括计算机代码模块(例如，执行代码、目标代码、源代码、脚本代码、机器代码等)，配置成由处理电路902执行。

根据示例性实施例，控制器900配置成接受来自传感器880的数据，并且将这些数据显示到操作人员以协助操作人员控制无人机系统800(例如，手动飞行控制模式下，等)。控制器900进一步配置成通过输入装置814接收来自操作人员的输入，并且根据输入(例如，手动飞行控制)控制无人机系统800的组件(例如，轮和轮胎组件830、后置发动机840、发动机致动器484、推进装置850、推进装置致动器852、机翼组件860等)以提供操作人员指令的操作(例如，驱动轮832、延伸/缩回轮832、延伸/缩回机翼862、旋转无人机系统800、增加/降低高度、增加/降低速度等)。在一些实施例中，控制器900可以配置成能够在一定范围内的可接受手动输入，但是防止或纠正超过可接受手动输入的手动输入。在一些实施例中，控制器900配置成提供反馈或警报(例如，触觉反馈、视觉反馈、听觉反馈等)以通知操作人员，他们正在接近或达到可接受手动输入范围的限制。

根据示例性实施例，控制器900配置成便于无人机系统800的自动飞行控制。在一个实施例中，控制器900接受和解释来自传感器880的数据(例如，相对于其他物体或无人机的位置、当前位置、期望目的地、天气状况等)以自动地将无人机系统800飞行到预期目的地。在一些实施例中，控制器900额外地或替换性地传输数据到远程服务器910，其解释数据并且然后将飞行控制传输到控制器900以实施以实现自主飞行控制。

远程控制器910可以配置成基于无人机系统800之间的相对位置和/或从每个无人机系统800接收到的数据来控制多个无人机系统800。远程服务器910可以额外地或替换性地配置成基于他们之间的相对位置分配每个无人机系统800的路径(例如，自动跟随、手动跟随等)。远程服务器910可以执行所描述的与无人机系统700一起使用的远程控制系统所描述的类似功能。

根据示例性实施例，控制器900配置成根据由无人机系统800执行的预期操作(例如，驱动、起飞、着陆、飞行等)以各种配置来重新配置和/或操作无人机系统800。在一些实施例中，如图14所示，当无人机系统800以无人机系统800的驱动模式下运行时，控制器900配置成缩回推进装置850和/或机翼862。在一些实施例中，如图16和17所示，控制器900配置成在无人机系统800的起飞模式、着陆模式和飞行模式下延伸和选择性枢转推进装置850。在一些实施例中，如图18所示，控制器900配置成延伸推进装置850并且枢转后置发动机840，以使得后置发动机840在无人机800起飞和/或着陆模式下向下朝向。在一些实施例中，控制器900配置成在起飞和/或着陆模式下，缩回机翼862。在一些实施例中，如图19所示，控制器900配置成在无人机系统800起飞模式下延伸和/或选择性枢转推进装置850和机翼862。在一些实施例中，如图20所示，控制器900配置成在无人机系统800的飞行模式中缩回推进装置850并且延伸和选择性枢转机翼862。在一些实施例中，如图21所示，控制器900配置成在无人机系统800飞行模式下缩回推进装置850、延伸和选择性枢转机翼862、和选择性重定位后置发动机840(例如，相对于如图14-20所示的名义上的后向方向。)。

根据图23所示，显示了离子发动机系统1400的框图。离子发动机系统1400，包括控制器1402和一个或多个电离电极发动机，显示为离子发动机1404。控制器1402可以包括如上描述的控制器130、中央控制器505、和/或控制器900中。在一些实施例中，一个或多个离子发动机1404为以上详细描述的推进装置120、推进装置750、后置发动机840和/或推进装置850的实施例。因此，离子发动机系统140可以包括在无人机运输系统100、无人机系统700和/或无人机系统800内。

每个离子发动机1404，显示为，包括电池1406，电压放大器1408，一个或多个电离电极1410，和一个或多个吸引电极1412。电池1406存储电能，其能够释放并且提供给电压放大器1408电能。在所述的实施例中，每个离子发动机1404包括专用电池1406。在替换性实施例中，多个离子发动机共享通用电池1406。例如，在一些实施例中，电池垫720可以用于提供电能到离子发动机1404。在一些实施例中，电池1406为可充电的。

电压放大器1408，配置成从电池1406接收电能，并且利用电能以在电离电极1410和吸引电极1412之间提供放大电压。例如，电池1406可以提供标准电池输出电压(例如，±12伏，±24伏等)。电压放大器1408配置成放大电压并且输出明显更高电压(例如，接近±20,000伏)。电压放大器1408在电离电极和吸引电极1412之间提供高电压。电压放大器1408的输出电压足够高以引起靠近电离电极1410的空气离子化(例如，氮原子离子化)。在一些实施例中，电压输入基本上稳定的(例如，直流)，以使得围绕电离电极1410和吸引电极1412形成静电场。在另外实施例中，电压输入是时间变化的，例如，由控制器1402控制，提供交流电或以脉冲提供。

电离电极1410配置成，在电离电极1410表面上提供静电荷。在多个实施例中，电离电极1410提供正电荷、负电荷或正负之间变换的电荷。电离电极1410包括导电材料。在一些实施例中，电离电极1410为尖的、尖锐的等，以最小化电离电极1410的阻力。如图31-42所示，电离电极1410可以作为点电极的集合，作为线电极的集合，或其组合，例如以网格和如下详细描述的多种排列形式设置。另外地，可以理解的是，电离发动机1410的数量宽范围可以在多个实施例中包括多个离子发动机1401(例如，以1,10,100,1000,10000等数量级)。如图24所示，电离电极1410配置成引起靠近电离电极1410的空气电离。

吸引电极412配置成在吸引电极1412表面处，设置静电荷。在多个实施例中，吸引电极1412提供正电荷、负电荷或在正负之间变换的电荷，以使得吸引电极1412提供相对于电离电极1410相反的电荷。例如，在一些实施例中，吸引电极1412提供负电荷，而电离电极1414提供正电荷，以使得在吸引电极1412和电离电极1416之间形成高压电场。在包括多个吸引电极1412和多个电离电极1410的实施例中，电极可以以一对一配对的方式布置(例如，以使得每个吸引电极1412对应于一个电离电极1410，反之亦然)，或可以进行分布，以使得不使用此类配对。在可替换性实施例中，吸引电极接触地面，以使得在电离电极1410和接地的吸引电极1412之间形成电场，而无需确定性在吸引电极1412处提供静电荷。

吸引电极1412包括导电材料。在一些实施例中，吸引电极1412的形状可以抵抗经过吸引电极1412的空气流(例如，平坦、扇形、帆形等)，从而增加其对空气的阻力，其会在相反的方向上提供反作用力，其如下参照图24描述。在一些实施例中，吸引电极1412成形或指向减少吸引电极1412的阻力。如图31-42所示，吸引电极1412可以作为点电极的集合，作为线电极的集合或其组合，例如以网格和下面详细描述的各种布置来设置。

参照图24，根据示例性实施例，显示离子发动机1404的控制操作原理示意图。如图24所示，电离电极1410和吸引电极1412具有相反电荷，以使得它们之间产生电场。图24中，电场由场线1500所示。在所示的实施例中，电离电极1410配置有基本上静态的正电荷，而吸引电极1412具有基本上静态的负电荷。例如，如图所示，在电离电极1410和吸引电极1412之间设置大约40,000伏的电压差。

电离电极1410的正电荷(即，关联电场)引起靠近电离电极1410的空气气体电离。例如，电离电极1410可以使电子从电离电极1410周围的空气中多个分子1502中每个分子(例如，N/N₂)去除。电离可以由分子1502和朝向电离电极1410的自由电子之间的碰撞引起。每个分子1502产生的电子损失会将分子1520在称为电晕放电的过程中转换成正电荷离子1502。替换性电离方式，其包括双电子电池放电(“DBDs”)和纳秒级重复脉冲放电(“NRPD”)，也可以具有不同电压模式，并且如下详细描述。

电离之后，离子1502沿场线1500吸引朝向吸引电极1412。也就是说，正电荷电子1502经库仑力(电力)拉向带负电的吸引电极1412。离子1502在吸引电极1412上施加相等和相反的力。

在库仑力下，离子1502朝向吸引电极1412(即，图24的右侧)加速。在通过电离电极1410和吸引电极1412(“电极间空间”)之间的空间进行最终运动过程中，离子1502与在电极间空间内的其他原子、分子、离子等(“空气”)碰撞。此碰撞会引起空气流向吸引电极1412(即，图24中右侧)。这些碰撞也会阻止离子1502朝向吸引电极1412的运动，从而增加离子1502上完成的做功以将离子1502穿过电极间空间。

牛顿力学的基本原理下，相等和相反的力施加到吸引电极1412上，作为施加到离子1502上。该作用力将吸引电极1412沿气流相反方向(例如，图24的左侧)推动吸引电极1412。在离子发动机1402中，吸引电极1412和电离电极1410具有基本上刚性的相对位置，以使得它们之间的间隔基本上不会受作用力影响。相反地，作用力会将离子发动机1404推向气流的相反方向。此作用力称为离子发动机1404的推力。当离子发动机1404产生的推力大于离子发动机1404上的反作用力(例如，重力、阻力等)，该推力会加速离子发动机1404朝推力的方向(即，朝向图24的左侧)。

在所示的实施例中，可以通过电离电极1410和吸引电极1412之间提供基本上恒定的电压差来产生近似恒定的推力，同时空气穿过电极1410、1412的移动提供了恒定的被电场离子化的新鲜空气源。可以通过改变电压差和/或选择性施加穿过具有多个电极对的离子发动机1404的各个电极对的电压来控制推力。

如上所述，图24所示的方法对应于称为电晕放电的电离过程，其为与施加穿过电离电极1410和吸引电极1412之间的基板上静电电压相关联的直流(“DC”)放电。在替换性实施例，使用DBDs。针对DBDs，电极1410,1412屏蔽在介电表面中，并且施加频率为1-100kHZ量级的交流信号。电荷积聚到介电表面，减少电场并且由此减少气体加热、火花风险等。由于信号在正负之间交替变化，在每个循环中清除积聚的电荷。因此，DBD可以相对于直流电流、电晕放电方法更稳定。

可以使用另一种方法，为例如NRPD的脉冲放电，其中在电极1410、1412处设置具有快速上升时间和短脉冲持续时间(大约10纳秒量级)的电压波形。NRPD方法可以减少火花风险，并且相对于电晕放电方法，基本上防止气体加热。可以理解的是，此处实施例可以使用DBD、NRPD、其他AC或脉冲放电、电晕放电或其某些组合来实现。

尽管所示示例包括单个电离电极1410和单个吸引电极1412，但是应该理解的是，离子发动机1404包括多个离子电极1410和吸引电极1414，以使用上述原理产生推力。在一些实施例中，如图24所示，多个电极1410和1412可以成对布置。在另外实施例中，参照图24，一组电离电极1410共同地与一组吸引电极1412配对，以使得由两组电极产生的电场提供如上描述的离子化、吸引力和推力。在一些实施例中，电离电极1410与两个或多个吸引电极1412配对，例如与另外一个彼此排列，以使得离子1502首先被拉向第一吸引电极1412，然后进一步拉向第二吸引电极1412。多个电离电极1410和吸引电极1412的多种结构是可能的，例如，如图26-42所示和如下详细描述。

在一些实施例中，通过反转电极1410、1412上的电压差，反转推力方向。在此实施例中，电离发动机1404由控制器1402控制以在两个相反方向上提供推力。由此，离子发动机1404可以为航空器、无人机等提供多向加速。

在不存在电绝缘(非导电)材料的情况下，每个电离电极1410和每个吸引电极1412对离子发动机1404的整个电场的影响，延伸到从对应电极的所有方向的理论上无限远的距离。因此，在离子发动机1404的多个电极1410、1412，必须精细地布置以应对它们之间的相互作用。例如，将两个电离电极1410靠近放置可以减少其间的电场强度，因此降低电场产生离子的能力。另外地，如果电极对1410、1412串联设置(例如，由此空气流穿过第一对，然后穿过第二对)，与第二对的电离电极1410相关联的电场可以起到对电极对之间空间内电子减速的作用。

实际上，可以为如下情况，任何两个电极对之间的无限间隔可以提供最高的推力-功率比(即，以使得利用给定量的电力产生最大的推力)。然而，在无人机或其他航空器上保持电极之间的大间隔可能是不可行的，其中离子发动机404的推力-面积比或推力-体积比也很重要。用于图25-44所示和如下所描述的离子发动机的各个巧妙布置和设计，提供这些技术问题的多种解决方案。

另外地，如图25-44所示的实施例解决离子发动机的阻力的量与电极1410和1412之间的空气流反应所产生的推力的量之间的潜在权衡。通过库仑力在吸引电极1412上完成的做功是作用到穿过电极间空间传播的离子1502上的阻力的功能(阻力、来自碰撞的利)。因此，离子发动机1404可以设计为增加对在电极间空间中空气流阻力。然而，当离子发动机1404在空中移动时，意欲增加此阻力的特征，可以也增加离子发动机1404上的阻力。本文描述的特征，应精细设计，以使得归因于此增加的推力超过阻力增加的影响。

参照图25，显示离子发动机1404的视图，根据示例性实施例。图25显示壳体2500，其配置成与航空器、无人机等耦接，显示图1-22中的推进装置。例如，壳体2500可以固定地安装在航空器上或可以配置成相对于航空器绕一个或多个轴旋转。此安装的更多细节参照图1-22进行描述。离子发动机1404产生的推力作用在于离子发动机1404耦接的航空器、无人机上的力。

图25所示，壳体2500基本上是圆柱形的，并且具有从入口2504穿过其延伸到出口2506的气道2502。空气可以经由气道2502从入口2504流过壳体2500到出口2506。如图26-42所示的多个实施例，电离电极1410和吸引电极1412沿气道2502放置，并且为如上讨论的可操作的以在于气流相反的方向上产生推力。在各个实施例中，电池1406、电压放大器1408、控制器1402安装在壳体2500的壁中，并且包括在与壳体2500耦接的无人机/航空器中，或其组合。

在所示的实施例中，入口2504具有比出口2506更大的表面积。例如，在多种实施例中，出口2506可以具有等于入口2504面积的20％、40％、60％、80％等的面积。在入口2504和出口2506之间的横截面面积的减小可以导致壳体2500内空气压力和密度相对于外部空气增加，从而增加电极间空间粒子流的阻力。由于上述的作用力，这增加的阻力会增加离子发动机1404产生的推力。

另外地，相对于入口2504的出口2506的减小尺寸能够让壳体2500呈高度空气动力学的、逐渐变窄形状(例如，泪滴型、圆锥形等)。通过优化出口2506和入口2504的相对大小和壳体2500的形状，壳体2500的外部形状可以减少离子发动机1404的阻力，其大于与壳体2500的气道2502内的离子流增加阻力关联的阻力增加。因此，壳体2500配置成对离子发动机1404的效率产生净收益。

参照图26A和26B，根据示例性实施例，显示离子发动机1404的横截面。在图26A的示例，离子发动机1404包括靠近入口2504放置的第一电极级2600和靠近出口2506放置的第二电极级2602。每个电极级2600、2602包括一个或多个电离电极1410，其放置在一个或多个吸引电极1412的上游。图26A显示每组一个或多个以正交与壳体2500平面布置的电离电极1410或吸引电极1412。

相应地，在所示的实施例中，气流到达第一电极级2600，并且被第一电极级2600的电离电极1410电离，并且由第一电极级2600的吸引电极1412朝向出口2506加速。然后，气流继续朝向第二电极级2602，其中此处空气被第二电极级2602的电离电极1410电离，并且由第二电极级2602的吸引电极1412朝向出口2506加速。因此，设置两级加速。在其他实施例中，仅设置第一电极级。在另外实施例中，设置三个或更多电极级(例如，接近10个电极级，接近100个电极级等)。例如，图26B显示离子发动机1404，其包括在壳体2500内串联布置的第一电极级2600、第二电极级2602、第三电极级2604、第四电极级2606、第五电极级2608。

如图26A所示，第一电极级2600和第二电极级2602之间的距离基本上大于电极1410、1412在每级2600、2602的分离距离，因此最小化每个级2600、2602产生的电场之间的交叉影响或干扰。在另外实施例中，两个或多个电极级2600更近放置，并且控制脉冲，设置有交替波形或以协作的放置增加或减少相关的电场，以最小化他们之间的干扰，同时朝向出口2506加速空气。在一些实施例中，在电极级之间保持中和等离子体或电场以减少其间的相互作用。此中和等离子体或电场能够让连续电极级对更靠近的布置。电极级对之前的间隔可以非常小(例如，1cm、2cm、3cm、4cm、5cm、10cm等)。

参照图27，根据另外示例性实施例，显示离子发动机1404的剖视图。如图26所示，图27的离子发动机1404包括第一电极级2600和第二电极级2602。图27显示，每级的电离电极1410组和/或吸引电极1412组为非平面的。例如，电离电极1410的非平面布置可以增加空气和电离电极1410之间的相互作用，因此导致增加电离。吸引电极1412的非平面布置可以用于在壳体2500内以各方向引导气流，例如将气流聚焦到壳体2500的中心，以使气体以涡流或螺旋形流动，或创造其他气体流动的方式。

参照图28，根据示例性实施例，显示离子发动机1404的剖视图。在图28所示的实施例，离子发动机1404包括单电极级。一个或多个电离电极1410靠近入口2504放置，并且一个或多个吸引电极1414沿靠近出口2506的壳体内壁放置(例如，围绕出口2506的环形吸引电极1412等)。在所示的实施例中，离子在入口2504处产生，并且在壳体2500整个长度上朝着吸引电极吸引电子。气体拉向壳体2500的变窄端，并且被迫通过出口2506。此结构最大化电极间的距离，因此可以由单级提供的推力的量。针对围绕出口2506的环形吸引电极1412，出口2506中心处的电场大约为零，其可以改善离子发动机1404的性能。

参照图29和图30，显示离子发动机1404的另外示例性实施例。图29显示剖视图，图30显示端视图(例如，从壳体2500外侧朝向入口2504)。在图29-30所示的实施例，壳体2500分为多个通道2900。壁2902分隔通道2900。壁2902为电绝缘的，以使得壁2902至少部分地防止电场通过壁2902。也就是说，壁2902减少或显示来自相邻电极电场的相互作用。由此，壁2902能够让电极对相互平行紧密放置，同时保持高推力-功率比。

如图29所示，每个通道2900可以包括多个串联的电极对。在所示的示例中，每个通道2900包括3个电离电极1410和3个吸引电极1412。另外，图29所示的示例，给定壁2902耦接到电离电极1410或吸引电极1412，但不会同时耦接，其会通过简化壁2902内所需的线来促进电极1410、1412的电压分配。

图29和30显示离子发动机1404，其包括四个壁2902，分隔5个通道2900。可以理解的是，壁2902和通道2900的各个数量可以包含在各个实施例中。另外地，尽管图29-30所示的壁2902基本上是平面的，但在其他实施例中，壁2902可以为弯曲的或圆形的。例如，在一些实施例中，壁2902形成同心环。作为另外实施例，壁2902可以结构化，以使得其间的通道2900为螺旋型的，例如以使得通道2900呈螺旋型或其他扭曲结构。在此实施例中，从出口2506投射出的气流产生涡流，其可以利用离子发动机1404增加飞行稳定性。

如图31-42所示，显示了根据各种示例性实施例的示出的各种示例性电极结构的离子发动机1404的端视图。每个图31-42显示对应于电极级的离子电极1410或吸引电极1412。图31-42显示实施例中的横截面，其中电离电极1410或吸引电极1412以通常平面设置。然而，可以理解的是，各种布置也可以包括沿图31-42的二维示意图未显示的三维图分布。在图31-42中，阴影点为条形图，用于描述电极，例如面、点、线等，在其上可以施加静电荷以获得电离和吸引效果。其他线描述壳体2500和离子发动机1404的结构元件。由于简化，图31-42描述为电离电极1410。然而，可以理解的是，所显示的布置也用于吸引电极1412。电极可以在多个实施例中具有多种大小，例如在多个实施例中，直径以一毫米、一厘米、一英寸等数量级。所描述的实施例的其他尺寸也可以为高配置的。

图31显示具有以网格状布置的电极1410的离子发动机1404(显示为阴影圆点)。正如所显示，电极1410以矩形阵列彼此大约等距离间隔开。在其他实施例中，电极1410之间的间隔可以在整个网格上变化，例如以使得电极1410可以更近放置于网格中心附近。电极1410由支撑杆3100支撑，支撑杆3100可以提供结构性支撑并且能够让电流和电压从电压放大器1408传输到电极1410。在图31的实施例中，网格包括44个电极1410。然而，可以理解的是，电极1410的任何数量可以包括在多个实施例网格结构内(例如，20,40,100,500,1000,5000等)。在一些实施例中，不同电极1410可以独立地控制到不同电压、脉冲持续时间、交流电的相位等。

图32显示离子发动机1404，其具有形成具有孔3200的板3202的电极3202，所述孔3200从其延伸。板3202包括导电材料，以使得板3202提供电荷并且相对于另一电极的电压处放置。孔3200能够让空气通过板3202。如图32没有显示的维度，板3202可以是尖的/圆锥形的，以改善板3202的空气动力学。

图33和34显示以放射形布置的电极1410。图33中，电极放置在饼形支撑杆3100上。图34中，电极1410放置在星状(扇形)支撑杆3100上。图33和34的放射形可以最大化电极1410之间的横向间隔，由此增加离子发动机1404的推力-功率比。

图35-40显示的多个实施例，其中电极1410设置为条形或线形，而不是如图31-34所示的球形或点形。图35显示为网格状电极1410，其在壳体2500的大部分横截面上提供电场分布。图36显示设置为三个平行条的三个电极1410。平行条电极1410提供电极之间的横向间隔，其可以增加离子发动机1404的推力-功率比例。图37显示具有扇形电极1410的离子发动机1404，而图38显示具有星状电极1410的离子发动机1404，两者均可以提供变化电场强度的区域，这可以为有利的。图39和图40显示离子发动机1404，其具有环形电极1410，其具有环形电极1410。在图39中，离子发动机1404显示为包括一系列同心环形电极1410，其在一些实施例中以圆锥形三维形式设置。在一些情况下，在壳体2500的中心留有畅通的路径，以允许空气从入口2504到出口2506自由流动，以减少离子发动机1404的阻力。图40中，离子发动机1404显示为包括圆环形电极1410。在三维结构中，圆环形电极1410可以向内倾斜以促进气流流通。应该理解的是，本申请考虑了许多此类布置。

图41显示离子发动机1404，其具有从壳体2500一侧延伸的棒棒糖形电极1410和具有在壳体2500横截面区域的大约中心点处的圆形端。使用单个电离电极1410会消除多个电离电极1410之间的相互作用引起的混乱。

图42显示离子发动机1404，其中电极1410配置成相对于壳体2500的中心点旋转(旋转、循环等)。例如，如图42所示，电极1410可以由围绕沿着穿过壳体2500的气道2502的周围定位的轨道4200驱动。电离电极1410相对于壳体2500的移动可以增加穿过壳体的气体成为电离气体的比率，因为此移动可以将电离电极1410吸引到足够接近通过壳体的高百分比空气，同时也避免密集聚集多个电极1410的负面影响。吸引电极1412相对于壳体2500的移动可以改变气流形状，例如引起穿过壳体2500的气流旋转成涡旋状。在一些实施例中，电离电极1410和吸引电极1412可以同时包括在如图42所示的螺旋/旋转布置中，并且可以以相反方向或不同旋转频率旋转。

由此，图31-42显示离子发动机1404的电极级中的一种类型电极的各种可能的布置(例如，电离电极1410或吸引电极1412)。电离发动机1404的多个实施例可以包括以图31-42所示的一个或多个布置方式布置的电极。在一些实施例中，电极级包括以相同电极布置串联排列的电离电极1410和吸引电极1412(即，两者如图31-42之一显示)。在一些实施例中，基本上相同电极布置同时用于电离电极1410和吸引电极1412，它们具有轻微旋转或平移偏移(例如，为增加电离电极1410和吸引电极1412之间的空气流阻力)。在优选的实施例中，针对任何给定的横截面，气道2502的横截面面积的至少50％保持开放以用于气流，而剩余部分可以由电极1410、1412或各种支撑结构占据。

在其他实施例中，不同的电极布置用于电离电极1410作为吸引电极1412。例如，在一个实施例中，如图41所示的棒棒糖状电离电极1410，可以与图32所示的开孔板吸引电极1412配对。此布置可以电离流入壳体2500内的大部分气体，同时用于通过开孔3200的气流的限制，也显著增加电极之间空间的气流。作为另外实施例，图41中棒棒糖状的电离电极1410可以与图42所示的螺旋/旋转的吸引电极1412配对以引起穿过壳体2500的漩涡。在另外实施例中，图40所示的圆环形状电离电极1410可以与图41所示的棒棒糖状吸引电极1412配对。

另外地，可以理解的是，在包含多个电极级的地方(如，图26所示)，不同电极级能够使用相同或不同电极布置。再者，图29所示的在壳体2500包括壁2902的实施例中，每个通道2900可以包括根据图31-42的多种布置方式布置的电极，以使得不同通道2900包括不同电极布置方式。

尽管图31-42所示的支撑杆3100和电极1410、1414显示为，与壳体2500的外壁耦接并且从其延伸，但在一些实施例中，包括其他支撑结构以支撑电极1410、1414。例如，在一些实施例中，中心杆沿气道2502的中心轴延伸并且支撑多个电极级(例如，电极级2600-2608)。在此实施例中，电极1410、1414可以直接从中心杆延伸或从由中心杆延伸的支撑杆延伸。

参照图43-45，显示一系列电离电极1410或吸引电极1412。图43显示从支撑杆3100延伸的电极1410的示意图，并且图44-45显示从支撑杆3100延伸的电极1410的端视图。在图43-45显示和描述的多个针状结构可以布置成图31-42显示的多种网格形式。如图43-45所示，电极1410或1412可以配置成针(needle)或针形(pins)4300，例如具有狭窄的主体和尖头。如图43-45所示，针4300从支撑杆3100向下和向外延伸，并且具有多种长度。此电极针4300可以彼此连续地相互放置(例如，在图21所示的布置中，从支撑杆3100的底侧延伸)。在一些实施例中，针4300可以以密集结构随机定向(例如，每平方英寸1,2,3,5,10个针等)。

在一些实施例中，如图44所示，针4300可以成排，其基本上在网格上等距间隔，并且以各种角度从支撑杆3100延伸。在其他实施例中，例如图45所示，每个针4300从支撑杆3100以相同角度延伸，例如20度或更少以便于针4300承受流通过针4300的空气的力。在一些实施例中，多个针4300可以成排(例如，2,3,5,7,10,20等)或其他彼此紧邻。针4300可以以一定深度(例如，1,2,3,4,5cm嵌入)嵌入支撑杆3100，其会为针4300提供结构性支撑，例如抵抗空气压力和增加离子发动机1404的寿命。在一些实施例中，针4300也从壳体2500延伸到气道2502内。通过将针4300分散到壳体2500内以作为电离电极1410，针4300可以增加电离区域相对于气道2502总横截面的比例，例如，以使得更大百分比的空气流入壳体2500，并在经过电离电极1410时电离。在一些实施例中，针4300也用为具有相似优点的吸引电极1412。

参照图23，控制器1402配置成通过控制电池1406放电来控制电离发动机1404和通过控制电压放大器1408的运行来控制离子发动机1404的壳体2500的电场。多种控制方式是可能的，正如如下描述的。

在一些实施例方式中，控制器1402配置成控制离子发动机1404以能够穿过离子发动机1404的所有电离电极1410和吸引电极1412设置基本上静态电压。在一些此类实施例中，调整离子发动机1404的多个参数以为了以近似恒定速度持续飞行，而且其他推进装置或发动机用于耦接有离子发动机1404的航空器起飞、加速、减速、降落等。

在一些实施例中，控制器1402配置成选择性地开启或关闭一个或多个离子发动机1404中的各个电极级之间的电压差(即，二进制方式)，以分别改变由一个或多个离子发动机1404提供的推力量。在其他实施例中，控制器1402配置成改变电极级的电压差，例如降低电压差以降低电离率和电极级的推力。在一些实施例中，控制器1402配置成独立地控制电极级内各个电极对之间的电压差。在此实施例中，离子发动机1404可以用于提供可变量的推力。

在一些实施例中，控制器1402配置成控制离子发动机1404内的各个电极的点火速度/脉冲。在一些情况下，同步用于多种电极的电压脉冲以同时或有意地不同时间点火。例如，多个电极级串联设置通过壳体2500的实施例中，可以以通过壳体2500的气流速率同步的速率顺序地激活/停用电极级。在此实施例中，脉冲速率和同步可能随空速而变化。可以包含传感器以用于检测空速，来便于此同步。

由此，图23-45显示离子发动机1404的多个实施例，适用于航空器、无人机等，例如图1-22所示和详细描述的无人机运输系统100，无人机系统700和/或无人机系统800。有利地，在一些实施例中，离子发动机1404不包括运动部件，其会降低噪音和离子发动机1404的故障风险。实际上，离子发动机1404是可操作性的，同时除了与通过的气流相关的噪声外，几乎不会发出噪声。静默操作有利于减少噪音污染并且促进隐身操作。另外地，离子发动机1404利用电池动力运行，并且固有地不会消耗化石燃料，例如喷气燃料。相对于传统航空器发动机，离子发动机1404可以由此减少或消除碳排放。

如此处使用的，术语“接近”、“大约”、“基本上”和类似术语旨在具有与公众的并且被本领域技术人员接受的用法相一致的广义。阅读本申请的本领域技术人员可以理解这些术语旨在允许所描述和要求的特定技术特征的描述而无需限定这些特征至所提供的详细的数值范围。由此，这些术语应该被解释为表明，所述描述和要求的主题的非实质的或不重要的修改或变形被认为处于所附权利要求所述的本发明的范围内。

应该注意的是，此处使用来描述各种实施例的术语“示例性”和其变体，旨在表明此实施例为可行示例、表达和/或解释(而且该术语不意味着该实施例为必须独特的或最佳示例)。

此处使用的术语“耦接”和类似指的是两个部件直接或间接地相互连接。此连接可以为固定的(如永久性的)或可移动的(如，可移除的或可释放的等)。此连接可以通过两个部件或两个部件和任何附加中间部件与另外一个或两个部件整体地形成单个单体或两个部件和附加中间部件相互附接来实现。如果通过其他术语(例如，直接耦接)对“耦接”或其变体进行修改，则上述“耦接”的通用定义将通过附加术语的简单语言含义进行修改(例如，“直接耦接”是指两个部件的直接结合而没有任何单独的干预部件)，导致比上述的“耦接”的通用定义更窄。此耦接可以为机械性的，电气的或流体的。

同时，术语“或”用在其包括含义中(和不在其包括含义中)，以此例如，当使用于连接一系列元件时，术语“或”是指所列元件的一个、多个或所有。例如语句“X、Y和Z的至少一个”的连接语言，除特别说明外，通常用于传达文本来理解为条目、术语等可以为X，Y，Z，X和Y，X和Z，Y和Z，或X、Y和Z(即，X、Y和Z的任何组合)。因此，此连接语言通常不旨在暗示特定实施方式要求至少X、至少Y、至少Z的一个存在，除另外说明。

本文中元件的位置(例如，顶部、底部、上方、下方)仅用于描述图中各元件的方向。应当注意，根据其他示例性实施例，多个元件的定向会改变，并且这些变形意欲由本公开文本所包含。

结合本申请公开的实施例描述的用于实现各种处理、操作、说明性逻辑、逻辑块和电路的硬件和数据处理组件可以通过单芯片或多芯片处理器、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)或其他可编程逻辑设备、分立门或晶体管逻辑、分立硬件组件或其任何组合，旨在运行本文所描述的功能。通用处理器可以微处理器、或任何常规处理器、控制器、微处理器或状态机。处理器可以为计算装置的集合，例如DSP和微处理器集合、多个微处理器、一个或多个集合有DSP核心的微处理器、或其他任何此结构。在一些实施例，特定处理过程和方法可以由特定给予功能的电路执行。存储器(例如，存储器、存储单元、存储设备)可以包括一个或多个用于存储数据和/或计算机代码的设备(例如，RAM、ROM、闪存、硬盘存储)以完成或便于本申请描述的多个过程、层和模块。存储器可以为或包括易失性或非易失性存储器，并且包括数据库组件、目标核心代码、脚本组件或其他信息结构用于支撑本申请描述的多种活动和信息结构。根据示例性实施例，存储器经由处理电路可通信地连接到处理器，并且包括计算机代码用于执行一个或多个本文描述的过程(例如，通过处理电路或处理器)。

本申请设想用于完成多种操作的任何机器可读介质上的方法、系统和程序产品。本申请实施例可以现有的计算机处理器，或通过用于适当系统的专用计算机处理器，其包含这个或其他实施例，或通过硬件系统来实现。本申请范围内的实施例包括程序产品，其包括机器可读载体用于承载或具有存在其上的机器可执行或数据结构。此机器可读介质为任何可用介质，其可以由通用或专用计算机或具有处理器的其他机器方位的任何可用介质。举例来说，此机械可读介质可以包括RAM、ROM、EPROM、EEPROM或其他光盘存储、磁盘存储或其他磁性存储装置，或任何可用于承载或存储预期代码的任何其他价值，这些代码可以以机器可执行指令或数据结构并且其可以由通用或专用计算机或其他具有处理器的机器访问。上述的组合物也包括在机器可读介质的范围内。机器可执行指令包括，例如，指令和数据，其会导致通用计算机、专用计算机或专用处理机器允许特定功能或一组功能。

尽管附图和说明书可以说明方法步骤的特定顺序，但是这些步骤的顺序会区别与本文所描绘和描述的顺序，除非上文特定说明。另外，可以同时或部分同时执行两个或多个步骤，除非上位特别说明。这种变化可以取决于，例如，所选择的软件和硬件系统以及设计者的选择。所有这些变化都在本文本的范围内。同样地，可以使用具有基于规则逻辑和其他逻辑的标准编程技术来完成所描述的方法的软件实现，以完成各种连接步骤、处理步骤、比较步骤和决策步骤。

重要的是要注意，在各种示例性实施例中所述的无人机运输系统100、无人机系统700和无人机系统800的构造和布置仅用于说明。另外的，在一个实施例中所公开的任何元件可以与此公开的任何其他实施例结合或利用。例如，关于无人机运输系统100相关的示例性实施例结合到无人机系统700和/或无人机系统800中，反之亦然。尽管上面描述了可以在另外一个实施例中结合或利用来自一个实施例的元件，但可以理解的是，各种实施例的其他元件可以与本文公开的任何其他实施例包含或利用。

Claims (20)

1.航空器，包括，

舱体，其限定内部舱，配置用于容纳乘客和有效载荷中的至少一个；

电源系统；

多个臂，其耦接所述舱体并从所述舱体延伸；和，

多个推进装置，其配置用于提供推力以能够让航空器飞行，所述多个推进装置的每一个耦接所述多个臂相对应的一个；

其中所述多个推进装置由所述电源系统提供动力；

其中所述多个推进装置的每个选择性地绕至少一个轴枢转；和，

其中所述多个推进装置包括至少一个(i)反向旋转管道风机和(ii)电离电极发动机。

2.如权利要求1所述的航空器，其中所述电源系统包括充电接收器，其配置用于基于接收来自远程无线发射系统的远程信号对电源系统充电。

3.如权利要求1所述的航空器，其中所述电源系统包括太阳能板，其配置用于为所述电源系统充电。

4.如权利要求1所述的航空器，其中多个推进装置的每一个相对于所述多个臂相对应的每一个绕两个轴枢转。

5.如权利要求1所述的航空器，其中所述多个臂为至少一个(i)可缩回的，以使得多个推进装置选择性地存储在所述舱体内或所述舱体下方，和(ii)可沿所述舱体滑动的，以便于选择性地重定位推进装置。

6.如权利要求1所述的航空器，进一步包括一对机翼，所述一对机翼的一个从所述舱体的每个侧面延伸。

7.如权利要求6所述的航空器，其中所述一对机翼为可缩回的，以使得所述一对机翼选择性地存储在所述舱体内、沿着所述舱体或所述舱体下。

8.如权利要求6所述的航空器，其中所述一对机翼为选择性地可枢转的，以使得所述一对机翼的定位角度为可控的，并且独立于所述舱体的迎角。

9.如权利要求1所述的航空器，进一步包括后置发动机，其耦接到所述舱体的后端。

10.如权利要求9所述的航空器，其中所述后置发动机选择性地相对于名义上的后向位置重定位。

11.如权利要求1所述的航空器，进一步包括轮组件，其包括轮和轮致动器，其中所述轮致动器配置成选择性地从所述舱体延伸所述轮。

12.如权利要求11所述的航空器，其中所述轮组件包括马达，其配置成驱动所述轮。

13.如权利要求1所述的航空器，其中所述内部舱包括有效载荷舱，其配置用于接受所述有效载荷。

14.如权利要求1所述的航空器，其中所述内部舱包括乘客舱；所述乘客舱包括透明机舱板，其选择性地重定位以便于进入乘客舱。

15.航空器，包括，

框架；

多个推进装置，耦接到所述框架，所述多个推进装置配置用于提供推力以使航空器飞行；

电池垫，其耦接到所述框架并且沿所述框架延伸，所述电池垫包括多个电池单元，其配置用于为所述多个推进装置提供动力，其中电池垫的面积为至少一平方英尺；和，

多个支撑臂，其从所述框架延伸并且配置用于支撑放置在所述框架和所述电池垫下方的有效载荷。

16.用于航空器的推进装置，所述推进装置包括：

壳体；

多个电极，其放置于壳体内，所述多个电极包括：

第一对电极，包括第一组一个或多个电离电极，其与第一组一个或多个吸引电极配对，和，

第二对电极，包括第二组一个或多个电离电极，其与第二组一个或多个吸引电极配对；和，

控制系统，配置用于控制所述多个电极，以提供预期量的推力，其中，为了提供预期量的推力，所述控制系统配置用于：

穿过所述第一对电极选择性地施加第一电压差，并且穿过所述第二对电极施加接近零电压差以提供第一量的推力；

穿过所述第二对电极选择性地施加第二电压差和穿过所述第一对电极施加接近零电压差以提供第二量的推力；

穿过所述第一对电极选择性地施加第一电压差和穿过所述第二对电极施加第二电压差以提供第三量的推力。

17.如权利要求16所述的推进装置，其中穿过所述第一对电极施加第一电压差产生电场，配置用于电离靠近第一组一个或多个电离电极的分子并且驱使电离的分子朝向所述第一组一个或多个吸引电极。

18.如权利要求16所述的推进装置，其中所述壳体具有入口和出口，其中所述入口的入口区域大于所述出口的出口区域。

19.如权利要求16所述的推进装置，其中所述壳体包括第一通道和第二通道，其中所述第一对电极放置在所述第一通道内，和所述第二对电极放置在所述第二通道内。

20.如权利要求19所述的推进装置，其中所述壳体包括电绝缘壁，其放置以分离所述第一通道和所述第二通道。

Images