CN112533825A - 用于无人空中系统的可拆卸保护结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于空中系统(12)的组件，所述组件包括机翼支撑件(46)和保护结构(42)，所述机翼支撑件(46)折叠地连接至所述空中系统(12)的本体(20)的第一和第二侧，所述保护结构(42)联接至所述机翼支撑件(46)并且设置于联接至所述机翼支撑件(46)的螺旋桨(48)上，其中所述保护结构(42)和所述机翼支撑件(46)中的至少一者包括定位卡扣(56)和定位卡槽(58)的至少一者，其中所述保护结构(42)和所述机翼支撑件(46)借助所述定位卡扣(56)和所述定位卡槽(58)中的所述至少一者相对于彼此固定。

Description

用于无人空中系统的可拆卸保护结构

相关申请的交叉引用

本申请要求提交于2018年8月24日的美国临时专利申请62/722,411的权益；该临时专利申请的整体公开内容并入以供所有用途参考。

技术领域

本发明整体涉及一种用于空中系统的保护结构，并且更具体地涉及一种用于无人空中系统的可拆卸保护结构。

背景技术

无人驾驶空中机器人或无人飞行器(UAV)或系统通常称为"无人机"，该无人机通过无线电远程控制设备和其自有程序控制装置进行操纵。没有驾驶舱安装于UAV，但其上安装了自动驾驶仪、程序控制装置、信号收集装置等设备。地面人员通过雷达等设备对UAV进行跟踪、定位、远程控制、遥测和数字传输。

不具有保护结构的UAV具有不良安全性能。关于具有保护结构的无人飞行器，保护结构的安装和拆卸为复杂的，并且保护结构的体积是较大的，从而使得其不便于储存。关于具有保护结构的无人飞行器，对于UAV系统不容易的是在保护结构安装于UAV上/从其拆卸时自动地识别场景，这使得UAV飞行控制系统对于上文所述及两种场景采用正确物理模型和飞行控制策略成为一项挑战性任务。

本发明针对上文所述及问题的一者或多者。

发明内容

本发明提供了一种用于空中系统的组件，该组件包括机翼支撑件和保护结构，该机翼支撑件连接至空中系统的本体的第一和第二侧，该保护结构联接至机翼支撑件并且设置于联接至机翼支撑件的螺旋桨上。保护结构和机翼支撑件的至少一者包括至少一个定位卡扣和定位卡槽。保护结构和机翼支撑件借助至少一个定位卡扣和定位卡槽相对于彼此固定。

本发明还提供一种用于空中系统的升降机构，该升降机构包括折叠机构、机翼支撑件、螺旋桨桨叶和电机，以及保护结构；该折叠机构适于连接至空中系统的本体的第一和第二侧，该机翼支撑件联接至折叠结构，该螺旋桨桨叶和电机联接至机翼支撑件，该保护结构设置于螺旋桨桨叶上并且可移除地附接至机翼支撑件。保护结构和机翼支撑件中的至少一者包括至少一个定位卡扣和定位卡槽，该保护结构和机翼支撑件借助该至少一个定位卡扣和定位卡槽相对于彼此固定。

附图说明

图1根据本发明的一个实施例为空中系统和用于控制该空中系统的系统的示意图。

图2根据本发明的一个实施例为示例性空中系统的平面图。

图3根据本发明的一个实施例为示例性光学系统的透视图。

图4根据本发明的一个实施例为空中系统的第二示意图。

图5根据本发明的一个实施例为用于控制空中系统的系统的第三示意图。

图6根据本发明的一个实施例为图5的空中系统的可拆卸保护结构的分解图。

图7根据本发明的一个实施例为不具有可拆卸保护结构的图6的空中系统的透视图。

图8为图5的空中系统的升降机构的分解图。

图9为图8的升降机构的机翼支撑件的分解图。

图10根据本发明为图5和图6的可拆卸保护结构的分解图。

图11为图10的可拆卸保护结构的另一透视图。

图12为图9至图11的示为正组装的可拆卸保护结构和空中系统的透视图。

图13为图9至图11的示为所组装的可拆卸保护结构和空中系统的透视图。

图14为图9至图11的可拆卸保护结构和空中系统的透视图。

图15为图5至图11的可拆卸保护结构和空中系统的另一实施例的分解图。

图16为不具有可拆卸保护结构的图15的空中系统的透视图。

图17为图15的可拆卸保护结构的透视图。

图18为图15的组装至空中系统的可拆卸保护结构的透视图。

图19根据本发明的一个另选实施例为具有机翼支撑件和可拆卸保护结构的空中系统的示意图。

图20根据本发明的一个实施例为空中系统的可拆卸保护结构的夹具和上保护框架或第二保护框架的平面图。

图21为图20的上保护框架和夹具的透视图。

图22为图20的上保护框架和夹具的另一透视图。

图23为图20的夹具的平面图。

图24为图20的示为正组装的上保护框架和夹具的透视图。

图25为图20的示为所组装的上保护框架和夹具的透视图。

图26根据本发明的一个另选实施例为具有半保护框架的空中系统的平面图。

图27A和图27B分别为图26的半保护框架的顶视图和底视图。

图28为图26的半保护框架的夹具的透视图。

图29为图26的半保护框架的凹槽和挂钩的透视图。

图30为图26的半保护框架的挂钩和凹槽的透视图。

图31为图26的半保护框架的夹具和基部托架梁的透视图。

图32为图20所示的组装的半保护框架的磁体和凹槽的透视图。

图33为图26所示的组装至空中系统的半保护框架的平面图。

图34根据本发明的一个另选实施例为以未折叠状态所示的折叠机构的透视图。

图35为图34的以折叠状态所示的折叠机构的透视图。

图36为图34的折叠机构的分解图。

图37为图26的安装于空中系统上的半保护框架的透视图。

图38为图26的安装于空中系统上的半保护框架的前视图。

图39为图26的安装于空中系统上的半保护框架的侧视图。

具体实施方式

本发明的实施例的下述描述非旨在将本发明限制于这些实施例，而是允许任何本领域技术人员制备和使用本发明。参考附图和在操作中，提供了用于控制无人飞行器(UAV)或空中系统12(例如，无人机)的系统10。系统10包括具有控制客户端16的远程装置14。控制客户端16提供了用户界面，该用户界面允许用户18将指令发送至空中系统12以控制其操作。在一个实施例中，空中系统12可包括一个或多个相机以用于获得图片和/或视频，该图片和/或视频可发送至远程装置14和/或存储于空中系统12上的存储器中。

另选地或此外，空中系统12可包括一个或多个传感器以用于检测或感测由用户18所执行的操作或动作(即表达)以控制空中系统12的操作，而无需与远程装置14的直接或物理相互作用。在不含控制器的实施例中，从开始(释放和悬停)到结束(抓取和离开)的整个控制循环，以及空中系统12的控制运动和事件触发(例如，拍摄照片和视频)仅在空中系统12上执行，而无需远程装置14的参与。在一些此类实施例或系统10中，可未提供或未包括远程装置14。

在一些实施例中，远程装置14包括一个或多个传感器，该一个或多个传感器在某些条件下(例如，当空中系统12太远离用户18时)检测或感测由用户18所执行的操作或动作以控制空中系统12的操作，而无需与远程装置14的物理相互作用。

系统10和空中系统12的概述

示例性空中系统12和控制系统10在图1至图5中示出。空中系统12的控制客户端16作用于从空中系统12接收数据，包括视频图像和/或视频，并且控制远程装置14上的视觉显示。控制客户端16还可接收操作指令，并且基于操作指令而有利于空中系统12的远程控制。控制客户端16优选地配置成在远程装置14上执行，但可另选地配置成在空中系统12或任何其它合适系统上执行。如上文所讨论，空中系统12可进行单一地控制，而无需与远程装置14发生直接或物理相互作用。

控制客户端16可为本地应用(例如，手机应用)、浏览器应用、操作系统应用，或可为任何其它合适构造。

执行控制客户端16的远程装置14作用于显示数据(例如，如由控制客户端16所指示)，接收用户输入，基于该用户输入而计算操作指令(例如，如由控制客户端16所指示)，将操作指令发送至空中系统12，存储控制客户端信息(例如，相关空中系统识别器、安全钥匙、用户账户信息、用户账户偏好等)，或执行任何其它合适功能。远程装置14可为用户装置(例如，智能电话、平板电脑、膝上型电脑等)、联网服务器系统，或可为任何其它合适远程计算系统。远程装置14可包括一个或多个：输出、输入、通信系统、传感器、电源、处理系统(例如，CPU、存储器等)，或任何其它合适部件。输出可包括：显示器(例如，LED显示器、OLED显示器、LCD等)、音频扬声器、光(例如，LED)、触觉输出(例如，像素系统、振动电机等)，或任何其它合适输出。输入可包括：触摸屏(例如，电容式、电阻式等)、鼠标、键盘、运动传感器、麦克风、生物特征输入、相机，或任何其它合适输入。通信系统可包括无线连接，诸如支持以下项的无线电：长距离系统(例如，Wi-Fi、蜂窝、WLAN、WiMAX、微波、红外、射频等)、短距离系统(例如，BLE、BLE长距离、NFC、ZigBee、射频、音频、光学等)，或任何其它合适通信系统。传感器可包括：方位传感器(例如，加速度计、陀螺仪等)、环境光传感器、温度传感器、压力传感器、光学传感器、声学传感器，或任何其它合适传感器。在一种变型中，远程装置14可包括显示器(例如，触敏显示器，包括重叠显示器的触摸屏)、一组无线电单元(例如，Wi-Fi、蜂窝、BLE等)，和一组方位传感器。然而，远程装置14可包括任何合适组的部件。

空中系统12作用于在物理空间内飞行、捕获视频、近乎实时地将视频流传至远程装置14和基于从远程装置14所接收的操作指令而操作。

空中系统12可在将视频流传至远程装置14之前额外地处理视频(例如，视频帧)和/或从板载音频传感器所接收的音频，基于其自有操作指令(例如，以自动地跟随物体)而生成和自动地生成，或执行任何其它合适功能。空中系统12可额外地作用于使光学传感器的视场在物理空间内移动。例如，空中系统12可控制宏观移动(例如，米量级调整的大FOV变化)、微观移动(例如，毫米或厘米量级调整的小FOV变化)，或任何其它合适移动。

如下文更详细地所讨论，空中系统12可基于板载传感器的传感器数据的板载处理而执行特定功能。这种功能可包括但不限于：

-起飞和降落；

-机主识别；

-面部识别；

-语音识别；

-面部表情和手势识别；

-空中系统基于机主、面部、表情和手势识别以及语音识别的控制，例如运动；

-深度感测；和

-障碍物规避。

如图2至图5所示，空中系统12(例如，无人机)可包括本体20、处理系统22、通信系统24、光学系统26、致动机构28(将光学系统26安装至本体20)、联接至本体20的升降机构40，和根据本发明和将描述的联接至本体20的可拆卸保护结构42。空中系统12可额外地或另选地包括升降机构、传感器、电力系统，或任何其它合适部件(参见下文)。

空中系统12的本体20作用于机械地保护和/或保持空中系统12的部件。本体20可限定管腔，可为平台，或可具有任何合适配置。本体20可封闭、可打开(例如，桁架)，或可具有任何合适构造。本体20可由金属、塑料(例如，聚合物)、碳复合物或任何其它合适材料制成。本体20可限定纵向轴线、侧向轴线、横向轴线、前端、后端(例如，沿着纵向轴线与前端相对)、顶部、底部(例如，沿着横向轴线与顶部相对)或任何其它合适参照物。在一种变型中，在飞行时，本体20的横向轴线可大体平行于重力矢量(例如，垂直于地面)并且本体的纵向和侧向轴线可大体垂直于重力矢量(例如，平行于地面)。然而，本体20可以其它方式进行配置。

空中系统12的处理系统22作用于控制空中系统12的操作。处理系统22可从通信系统24接收操作指令，将该操作指令解释成机器指令，和基于机器指令(单独地或组合地)而控制空中系统12的部件。处理系统22可额外地或另选地处理由相机所记录的图像，将这些图像(例如，实时或近乎实时)传送至远程装置14，或执行任何其它合适功能。处理系统22可包括一个或多个：处理器30(例如，CPU、GPU等)、存储器(例如，闪存、RAM等)，或任何其它合适处理部件。在一种变型中，处理系统22可额外地包括专用硬件，该专用硬件在传送至远程装置14之前自动地处理图像(例如，去掉图像的扭曲，过滤图像，裁剪图像，等等)。处理系统22优选地连接至空中系统12的有源器件，并且安装至本体20，但可另选地以其它方式相关于空中系统12的部件。

空中系统12的通信系统24作用于发送和/或接收远程装置14的信息。通信系统24优选地连接至处理系统22，使得通信系统24发送和/或接收处理系统22的数据，但可另选地连接至任何其它合适部件。空中系统12可包括一种或多种类型的一个或多个通信系统24。通信系统24可包括无线连接，诸如支持以下项的无线电：长距离系统(例如，Wi-Fi、蜂窝、WLAN、WiMAX、微波、红外、射频等)、短距离系统(例如，BLE、BLE长距离、NFC、ZigBee、射频、音频、光学等)，或任何其它合适通信系统24。通信系统24优选地与远程装置14共享至少一个系统协议(例如，BLE、RF等)，但可另选地经由中间通信系统(例如，协议翻译系统)与远程装置14通信。然而，通信系统24可以其它方式进行配置。

空中系统12的光学系统26作用于记录空中系统12近侧的物理空间的图像。光学系统26优选地经由致动机构28安装至本体20，但可另选地静态安装至本体20、可移除地安装至本体20或以其它方式安装至本体20。光学系统26优选地安装至本体20的前端，但可任选地安装至底部(例如，前端近侧)、顶部、后端，或本体20的任何其它合适部分。光学系统26优选地连接至处理系统22，但可另选地连接至通信系统24或任何其它合适系统。光学系统26可额外地包括专用图像处理硬件，该专用图像处理硬件在传送至处理器或其它端点之前自动地处理由相机所记录的图像。空中系统12可包括安装至相同或不同位置的相同或不同类型的一个或多个光学系统26。在一种变型中，空中系统12包括第一光学系统26(安装至本体20的前端)和第二光学系统26(安装至本体20的底部)。第一光学系统26可绕着枢转支撑件致动，并且第二光学系统26可相对于本体20大体静态地保持，其中相应有源表面大体平行于本体20的底部。第一光学传感器36可为高清晰度，而第二光学传感器36可为低清晰度。然而，光学系统26可以其它方式进行配置。

光学系统26可包括一个或多个光学传感器36(参见图5)。一个或多个光学传感器36可包括：单镜头相机(例如，CCD相机、CMOS相机等)、立体相机、高光谱相机、多光谱相机或任何其它合适图像传感器。然而，光学系统26可为任何其它合适光学系统26。光学系统26可限定接收光的一个或多个有源表面，但可另选地包括任何其它合适部件。例如，相机的有源表面可为相机传感器(例如，CCD传感器、CMOS传感器等)的有源表面，优选地包括传感器像素的规则阵列。相机传感器或其它有源表面优选地为大体平坦的和矩形的(例如，具有第一传感器边缘，与第一传感器边缘相对的第二传感器边缘，和各自垂直于第一传感器边缘并从其延伸至第二传感器边缘的第三和第四传感器边缘)，但可另选地具有任何合适形状和/或外形。光学传感器36可产生图像帧。图像帧优选地对应于有源表面的形状(例如，矩形，具有彼此相对的第一和第二帧边缘，等等)，更优选地限定像素位置的规则阵列，每个像素位置对应于有源表面的传感器像素和/或由光学传感器36所取样的图像的像素；但可另选地具有任何合适形状。图像帧优选地限定由光学传感器36所取样的图像的多个方面(例如，图像尺寸、分辨率、像素尺寸和/或形状，等等)。光学传感器36可任选地包括变焦镜头、数码变焦、鱼眼镜头、滤镜或任何其它合适有源或无源调整。光学调整的应用可由控制器主动地控制、由用户18手动地控制(例如，其中用户手动地设定调整值)、由远程装置14控制或以其它方式控制。在一种变型中，光学系统26可包括包封光学系统部件的其余部分的外壳，其中外壳安装至本体20。然而，光学系统26可以其它方式进行配置。

空中系统12的致动机构28作用于将光学系统26可操作地安装至本体20。致动机构28可额外地作用于抑制光学传感器振动(例如，使所得图像机械地稳定)、促使空中系统滚动或执行任何其它合适功能。致动机构28可为有源的(例如，由处理系统控制)、无源的(例如，由一组砝码、弹簧元件、磁性元件等控制)，或以其它方式控制。致动机构28可使光学系统26相对于本体20绕着一个或多个轴线旋转、使光学系统26相对于本体20沿着一个或多个轴线平移或以其它方式致动光学系统26。光学传感器36可沿着第一端部、沿着光学传感器背面(例如，与有源表面相对)、穿过本体20或沿着光学传感器36的任何其它合适部分安装至支撑件。

在一种变型中，致动机构28可包括连接至单个枢转支撑件(例如，万向节)的电机(未示出)，其中电机基于从控制器所接收的指令而绕着旋转(或万向节)轴线34枢转。支撑件优选地以大体平行于本体20的侧向轴线的旋转轴线进行布置，但可另选地以相对于本体20的任何其它合适方位的旋转轴线进行布置。支撑件优选地布置于由本体20所限定的凹陷腔室内，其中该腔室还包围光学传感器36，但可另选地沿着本体外部进行布置或布置于本体20的任何其它合适部分处。光学传感器36优选地安装至具有有源表面的支撑件，该有源表面大体平行于旋转轴线(例如，具有侧向轴线，或平行于本体20的侧向轴线的轴线，大体平行于旋转轴线)，但可另选地与有源表面一起布置，该有源表面以相对于旋转轴线的任何合适角度进行布置。

电机优选地为电动电机，但可另选地为任何其它合适电机。可使用的电动电机的实例包括：DC电机(例如，有刷电机)、EC电机(例如，无刷电机)、感应电机、同步电机、磁性电机或任何其它合适电机。电机优选地安装至本体20(例如，本体内部)、电连接至处理系统22并由该处理系统22控制，并且电连接至电源或电力系统38并由该电源或电力系统38供电。然而，电机可以其它方式进行连接。致动机构28优选地包括单个电机-支撑件组，但可另选地包括多个电机-支撑件组，其中辅助电机-支撑件组可布置成正交于(或以任何其它合适角度)第一电极-支撑件组。

在第二变型中，致动机构28可包括连接至光学传感器36的一组枢转支撑件和砝码，该砝码从光学传感器重力中心偏移，其中致动机构28使光学传感器36被动地稳定。

空中系统12的升降机构40作用于允许空中系统飞行。升降机构40优选地包括具有可折叠机构44的翼部、机翼支撑件46、待描述的可拆卸保护结构42和由电机驱动的一组螺旋桨桨叶48(未示出)，但可另选地包括本体20的各侧上的任何其它合适推进机构。优选地，升降机构40可折叠地或枢转地安装至本体20并且由处理系统22控制，但可另选地以其它方式安装至空中系统12和/或被控制。空中系统12可包括多个升降机构40。在一个实例中，空中系统12可包括四个升降机构40(例如，两对的升降机构40)，其中升降机构40绕着空中系统12的周边大体均匀地分布(例如，其中每对的升降机构40横穿本体20彼此相对)。然而，升降机构40可以其它方式进行配置。

空中系统12的额外传感器44作用于记录指示空中系统12的操作的信号、围绕空中系统12的周围环境(例如，空中系统12近侧的物理空间)或任何其它合适参数。传感器44可优选地安装至本体20并且由处理系统22控制，但可另选地安装至任何其它合适部件和/或以其它方式进行控制。空中系统12可包括一个或多个传感器36、44。可使用的传感器的实例包括：方位传感器(例如，加速度计、陀螺仪等)、环境光传感器、温度传感器、压力传感器、光学传感器、声学传感器(例如，麦克风)、电压传感器、电流传感器、超声传感器，或任何其它合适传感器。

空中系统12的电源38作用于对控制空中系统12的有源部件供电。电源38优选地安装至本体20，并且电连接至空中系统12的所有有源部件(例如，直接地或间接地)，但可以其它方式进行布置。电源38可为一次电池、二次电池(例如，充电电池)、燃料电池、能量收集器(例如，太阳能、风能等)，或可为任何其它合适电源。可使用的二次电池的实例包括：锂化学物电池(例如，锂离子、锂离子聚合物等)、镍化学物(例如，NiCad、NiMH等)，或具有任何其它合适化学物的电池。

空中系统12的电源38作用于对控制空中系统12的有源部件(例如，升降机构40的电机等)供电。电源38可安装至本体20并且连接至有源部件，或可以其它方式进行布置。电源38可为充电电池、二次电池、一次电池、燃料电池，或可为任何其它合适电源。

空中系统12的传感器36、44作用于采集指示周围环境和/或空中系统12的操作的信号。传感器36、44优选地安装至本体20，但可另选地安装至任何其它合适部件。传感器36、44优选地由电源38进行供电并且由处理器控制，但可连接至任何其它合适部件并与之交互。传感器36、44可包括一个或多个：相机(例如，CCD、CMOS、多光谱、视觉范围、高光谱、立体等)、方位传感器(例如，惯性测量传感器、加速度计、陀螺仪、高度计、磁力计等)、音频传感器(例如，转换器、麦克风等)、气压计、光传感器、温度传感器、电流传感器(例如，霍尔效应传感器)、空气流量计、电压表、触摸传感器(例如，电阻式、电容式等)、接近传感器、力传感器(例如，应变计、称重传感器)、振动传感器、化学传感器、声纳传感器、位置传感器(例如，GPS、GNSS、三角测量等)、测距传感器(例如，超声)，或任何其它合适传感器。在一种变型中，空中系统12包括第一相机、第二相机和一组方位传感器(诸如高度计和加速度计)；该第一相机沿着本体20的第一端部进行安装，具有与本体20的侧向平面相交的视场；该第二相机沿着本体20的底部进行安装，具有大体平行于侧向平面的视场。然而，空中系统12可包括任何合适数量的任何类型传感器。

空中系统12的处理系统22作用于控制空中系统12的操作。处理系统22可执行方法，可在飞行期间使空中系统12稳定(例如，选择性地操作螺旋桨桨叶48以使空中系统12的飞行摇摆最小化)、可基于远程控制指令而接收、解释和操作空中系统12或执行空中系统12的其它控制操作。处理系统22优选地配置成接收并解释由传感器36、44所取样的测量值，更优选地组合由分立传感器所取样的测量值(例如，组合相机和加速度计数据)。空中系统12可包括一个或多个处理系统，其中不同处理器可执行相同功能(例如，作用为多核系统)，或可为专用的。处理系统22可包括一个或多个：处理器(例如，CPU、GPU、微处理器等)、存储器(例如，闪存、RAM等)，或任何其它合适部件。处理系统22优选地安装至本体20，但可另选地安装至任何其它合适部件。处理系统22优选地由电源38供电，但可以其它方式进行供电。处理系统22优选地连接至并控制传感器36、44、通信系统24和升降机构40，但可额外地或另选地连接至任何其它合适部件并与之交互。

空中系统12的通信系统24作用于与一个或多个远程计算系统进行通信。通信系统24可为长距离通信模块、短距离通信模块，或任何其它合适通信模块。通信系统24可有利于有线和/或无线通信。通信系统24的实例包括802.1 1x、Wi-Fi、Wi-Max、NFC、RFID、蓝牙、蓝牙低能、ZigBee、蜂窝电信(例如，2G、3G、4G、LTE等)、无线电(RF)、有线连接(例如，USB)，或任何其它合适通信系统24，或其组合。通信系统24优选地由电源38供电，但可以其它方式进行供电。通信系统24优选地连接至处理系统22，但可额外地或另选地连接至任何其它合适部件并与之交互。

空中系统12可额外地包括输入(例如，麦克风、相机等)、输出(例如，显示器、扬声器、发光元件等)，或任何其它合适部件。

远程计算系统作用于接收辅助用户输入，并且可额外地作用于自动地生成空中系统12的控制指令并且将该控制指令发送至空中系统12。每个空中系统12可由一个或多个远程计算系统进行控制。远程计算系统优选地通过客户端(例如，本地应用、浏览器应用等)控制空中系统12，但可以其它方式控制空中系统12。远程计算系统可为用户装置、远程服务器系统、所连接电器，或可为任何其它合适系统。用户装置的实例包括平板电脑、智能电话、移动电话、膝上型电脑、手表、可佩戴装置(例如，眼镜)，或任何其它合适用户装置。用户装置可包括电力储存器(例如，电池)、处理系统(例如，CPU、GPU、存储器等)、用户输出(例如，显示器、扬声器、振动机构等)、用户输入(例如，键盘、触摸屏、麦克风等)、定位系统(例如，GPS系统)、传感器(例如，光学传感器，诸如光传感器和相机；方位传感器，诸如加速度计、陀螺仪和高度计；音频传感器，诸如麦克风；深度传感器，诸如超声传感器，等等)、数据通信系统(例如，Wi-Fi模块、BLE、蜂窝模块等)，或任何其它合适部件。

本文所描述的方法可与一个或多个空中系统12一起使用，并且可任选地与远程计算系统一起使用，或可与任何其它合适系统一起使用。空中系统12作用于飞行，并且可额外地作用于拍摄照片、运送货物和/或中继无线通信。空中系统12优选地为旋翼机(例如，四翼机、直升机、回旋翼机等)，但可另选地为固定翼飞机、气垫机，或可为任何其它合适空中系统12。应当理解，空中系统12可包括升降机构40、电源38、传感器36、44、处理系统22、通信系统24、本体20、可拆卸保护结构42，和/或可包括任何其它合适部件。

升降机构和可拆卸保护结构

参考图5至图18，并且具体地参考图5至图11，本发明提供了空中系统12的可拆卸保护结构42的一个实施例。可拆卸保护结构42可与本体20快速地和容易地拆卸，或可安装至本体20上以保护螺旋桨桨叶48。应当理解，本体20的两侧上的可拆卸保护结构42可从本体20侧向地拉出并且拆卸，如图6所示。还应当理解，空中系统12可自动地识别升降机构40的翼部的伸展状态和折叠状态以选择适当飞行控制策略。

参考图7，空中系统12包括本体20、升降机构40、机翼支撑件46、螺旋桨桨叶48、电机49、起落架50，和一个或多个磁体52；升降机构40包括本体20的各侧上的翼部，每个翼部具有折叠机构44。空中系统12的本体20作用于支撑空中系统12的部件。本体20可额外地作用于保护空中系统12的部件。本体20优选地大体包围通信系统24、电源38和处理系统22，但可以其它方式进行配置。本体20可包括平台、外壳，或可具有任何合适配置。在一种变型中，本体20包括主体，该主体容纳通信系统24、电源38和处理系统22。

一个或多个折叠机构44连接至本体20，如图8所示。在一个实施例中，存在四个折叠机构44，其中两个折叠机构44处于本体20的每侧上并且彼此纵向地隔开。每个折叠机构44具有第一部分和第二部分；该第一部分通过合适机构(诸如紧固件)附接至本体20，该第二部分相对于第一部分为可枢转的或可折叠的。应当理解，折叠机构44允许翼部相对于本体20进行伸展或折叠。

如图8所示，每个机翼支撑件46通过合适机构(诸如紧固件54)刚性地连接至一对折叠机构44。机翼支撑件46可为通过紧固件54彼此刚性地连接的一个或多个部件。螺旋桨48和电机49通过紧固件54刚性地连接至机翼支撑件46。在一个实施例中，一个或多个磁体52可为安装于本体20内侧的霍尔效应传感器以检测外部磁场的变化。一个或多个磁体52也嵌入机翼支撑件46上的适当位置。关于升降机构40，当本体20的两侧上的翼部伸展时，机翼支撑件46上的磁体52的永久磁体接近本体20内侧的磁体52的霍尔元件，磁体52的霍尔元件可检测磁场的信号并且识别翼部的伸展状态。当本体20的两侧上的翼部折叠时，机翼支撑件46上的磁体52的感应磁体远离本体20内侧的磁体52的霍尔元件，应当理解，磁体52的霍尔元件不可检测磁场的信号和识别折叠状态。如图9所示，一些磁体52分别嵌入机翼支撑件46中。在一个实施例中，磁体52为大致矩形形状，但可为任何合适形状。磁体52相对于彼此纵向地和侧向地隔开。机翼支撑件46还可包括待描述的定位卡扣56和定位引导凹槽58。

空中系统12的升降机构40作用于通过螺旋桨桨叶48来提供提升力，该螺旋桨桨叶48由连接至机翼支撑件46的一个或多个电机49来(单独地或共同地)驱动。每个螺旋桨桨叶48优选地配置成绕着对应螺旋桨轴线旋转，限定正交于其螺旋桨轴线的对应螺旋桨平面，并且扫过其螺旋桨平面上的扫过区域。电机49优选地配置成将充分电力提供至螺旋桨桨叶48以实现空中系统12的飞行，并且更优选地以两种或更多种模式为可操作的，这两种模式的至少一者包括提供充分电力以用于飞行并且至少一者包括提供相比于飞行所需的较少电力(例如，提供零电力，提供10％的最小飞行电力，等等)。电机49所提供的电力优选地影响角速度，螺旋桨桨叶48绕着其螺旋桨轴线以该角速度旋转。在空中系统12的飞行期间，成组的螺旋桨桨叶48优选地配置成共同地或单独地生成(例如，通过绕着其螺旋桨轴线旋转)大体所有(例如，99％以上、95％以上、90％以上、75％以上)的总气动力，该总气动力由空中系统12生成(可能不包括由本体20诸如在高航速的飞行期间所生成的拖曳力)。另选地或此外，空中系统12可包括任何其它合适飞行部件，这些飞行部件作用于生成空中系统12的飞行力，诸如喷气发动机、火箭发动机、翼部、太阳帆，和/或任何其它合适力生成部件。

在一种变型中，空中系统12包括四个螺旋桨桨叶48和电机49，其各自布置于每个机翼支撑件46的角部处。优选地，四个螺旋桨桨叶48和电机49大体均匀地绕着空中系统12分散，并且每个螺旋桨平面优选地大体平行于(例如，10度内)空中系统12的本体20的侧向表面(例如，涵盖纵向轴线和侧向轴线)。螺旋桨桨叶48优选地占据整个空中系统12的较大部分(例如，90％、80％、75％，或空中系统12的大部分区域，或空中系统12的任何其它合适比例)。例如，每个螺旋桨桨叶48的直径平方之和可大于空中系统12投影至系统的主要平面(例如，侧向平面)上的凸体的阈值量(例如，10％、50％、75％、90％、110％等)。然而，螺旋桨桨叶48可以其它方式进行布置。

如图9所示，每个机翼支撑件46包括形成三角形孔46C的上三角形结构46A和下三角形结构46B。三角形孔46有利于空中系统12由用户的抓握。三角形孔46通过上和下三角形结构46A、46B的第一、第二和第三构件46A-1、46A-2、46A-3、46B-1、46B-2、46B-3来形成。

可拆卸保护结构42包括第一和第二保护框架(例如，保持架)60和62，第一和第二保护框架60和62沿着螺旋桨旋转平面延伸并且沿着本体20的第一和第二侧进行布置。在图10的所示实施例中，第一和第二保护框架60和62平行于螺旋桨旋转平面。在一个实施例中，第一和第二保护框架60和62为大致矩形形状，但可为任何合适形状。第一和第二保护框架60和62可作用为旋转螺旋桨桨叶48和保持机构(例如，诸如用户手部的保持机构)之间的中间部件。第一和第二保护框架60和62可沿着本体20的单侧(例如，沿着螺旋桨48的底部，沿着螺旋桨48的顶部)延伸、沿着本体20的第一和第二侧(例如，沿着螺旋桨48的顶部和底部)延伸、可包围螺旋桨48(例如，沿着螺旋桨48的所有侧延伸)，或可以其它方式进行配置。第一和第二保护框架60和62可静态地安装至或可致动地安装至本体20。第一和第二保护框架60和62可通过合适机构进行连接，诸如图10所示的紧固件64，但可应用磁体或粘合剂以将第一保护框架60和第二保护框架62连接在一起。

第一和第二保护框架60和62各自可包括将螺旋桨桨叶48的一者或多者流体地连接至周围环境的一个或多个孔(例如，气流孔)，该一个或多个孔可作用于允许空气和/或其它合适流体在周围环境和螺旋桨桨叶48之间的流动(例如，允许螺旋桨桨叶48生成气动力，该气动力引起空中系统12在周围环境中移动)。孔可为细长的，或可具有相当的长度和宽度。孔可为大体等同的，或可彼此不同。孔优选地足够小以防止保持机构的部件(例如，手部的手指)穿过该孔。螺旋桨桨叶48附近的保护框架60、62的几何形状穿透度(例如，开放区域与总面积的比率)优选地足够大以允许空中系统12的飞行，更优选地允许高性能飞行操纵。例如，每个孔可小于阈值尺寸(例如，小于所有维度上的阈值尺寸，细长狭槽窄于但显著长于阈值尺寸，等等)。在一个具体实例中，第一和第二保护框架60和62的每一者具有80％至90％的几何形状穿透度，并且孔(例如，圆形、多边形，诸如规则六边形，等等)的每一者限定12mm至16mm直径的外接圆形。然而，孔可以其它方式进行配置。应当理解，第一和第二保护框架60和62的每一者可具有其它范围的几何形状穿透度，并且孔可具有不同于所明确描述的直径。

如图11所示，一些磁体52分别嵌入第一和第二保护框架60和62中。第一和第二保护框架60和62可包括定位卡扣56和定位引导凹槽58。例如，示出了第一保护框架60的定位卡扣56、第一保护框架60的磁体52、第二保护框架62的定位引导凹槽58和第二保护框架62的磁体52。

可拆卸保护结构42可进行组装，如图12和图13所示。可拆卸保护结构42可相对于本体20在图12所示的箭头方向66上插入，其中螺旋桨桨叶48和电机49未示出。可拆卸保护结构42和机翼支撑件46可借助定位卡扣56和定位卡槽58或磁体52或两者的组合相对于彼此进行固定。第一保护框架60的定位卡扣56装配于机翼支撑件46的定位引导凹槽58内。机翼支撑件46的定位卡扣56装配于第一保护框架60的定位引导凹槽58内。第一保护框架60可通过第一保护框架60中的磁体52和机翼支撑件46中的磁体52之间的磁吸引力来准确地定位。第二保护框架62可通过第二保护框架62中的磁体52和机翼支撑件46中的磁体52之间的磁吸引力来准确地定位。

参考图14，机翼支撑件46可包括两侧上的至少一个，优选地两个彩色警示区68，并且可拆卸保护结构42可包括对应开口70。在一个实施例中，彩色警示区68和开口70为大致圆形形状，但可为任何合适形状。如果第一保护框架60组装于适当位置，那么用户或操作者可通过第二保护框架62的开口70看到彩色警示区68的彩色指示。否则，这意味着第一保护框架60未正确地安装。

在图15至图18所示的另一个实施例中，空中系统12的提升系统40通过减少零件而减少了成本和组装步骤。相比于图5至图14的实施例，机翼支撑件46可从基部框架移除，如图16所示。第二保护框架62的竖直磁体52可移除，如图17所示。一个或多个磁体52放置于铰链轴上，如图18所示。应当理解，第一保护框架60、第二保护框架62和机翼支撑件46的组装和拆卸方法类似于图5至图14的实施例。

参考图19，示出了机翼支撑件46'的一个另选实施例。在该另选实施例中，每个机翼支撑件46'具有改进形状，该改进形状有利于空中系统12通过用户的较容易抓握。如图19所示，每个机翼支撑件46'包括(单个)抓握结构47。抓握结构47由第一构件47A和第二构件47B来形成。延伸远离(图19中向下)机翼支撑件46'的防护部分47C提供用以保护用户远离螺旋桨48。第一构件47A、第二构件47B和本体20的侧部形成了三角形孔46C'。相比于图9所示实施例的三角形孔46，三角形孔46C'允许空中系统12较容易被抓握。

参考图20，根据本发明的一个实施例示出了可拆卸保护结构42的上或第二保护框架62和夹具72的组件。应当理解，夹具72增强了可拆卸保护结构42的第二保护框架62和机翼支撑件46的基部框架46D(图9)之间的连接强度。

参考图21至图23，夹具72沿着对称轴线73对称地设计以匹配机翼支撑件46的基部框架46D。在一个实施例中，夹具72具有大致“Y”形状，并且可为任何合适形状，诸如“V”形状、四边形、五边形等。夹具72包括具有大致平坦和“Y”形状的第一上壁或基部74。应当理解，夹具72可为单个部件，或可以任何机械形式(诸如铰链、弹簧、磁体等)与机翼支撑件46、46'附接在一起。

在一个实施例中，夹具72包括第一夹具外壁或侧部76和第一夹具内壁或侧部78；第一夹具外壁或侧部76向外延伸并与第一上基部74为大致垂直的，第一夹具内壁或侧部78与第一夹具外侧76隔开、向外延伸并且与第一上基部74为大致垂直的。夹具72还包括第一凹口80，第一凹口80延伸穿过第一夹具外侧76。第一凹口80具有大致倒置“U”形状，但可具有任何合适形状。夹具72还包括第一夹具壁或端部82，第一夹具壁或端部82延伸自第一夹具外侧76并向外延伸，并且与第一上基部74为大致垂直的。夹具72包括第二夹具外壁或侧部84和第二夹具内壁或侧部86；第二夹具外壁或侧部84向外延伸并与第一上基部74为大致垂直的，第二夹具内壁或侧部86与第二夹具外侧84隔开，向外延伸并且与第一上基部74为大致垂直的。夹具72包括第二凹口88，第二凹口88延伸穿过第二夹具外侧84。第二凹口88具有大致倒置“U”形状，但可具有任何合适形状。夹具72还包括第二夹具壁或端部90，第二夹具壁或端部90延伸自第二夹具外侧84并向外延伸，并且与第一上基部74为大致垂直的。夹具72包括与第一上基部74隔开的第二或下壁或基部92。第二下基部92为平坦的，并且大致平行于第一上基部74。第二下基部92向外延伸，并且大致垂直于第一夹具内侧78和第二夹具内侧86。夹具72还包括端部壁或侧部94，端部壁或侧部94向外延伸并且与第一上基部74和第二下基部92为大致垂直的。夹具72还包括通孔96，通孔96延伸穿过端部侧94。夹具72由诸如塑料或金属的材料制成，并且为集成的、整体的和一体的。应当理解，第二下基部92形成了夹具72的手部握持/取放位置。还应当理解，第一夹具外侧76、第一夹具内侧78和第一夹具端部82沿着对称轴线73与第二夹具外侧84、第二夹具内侧86和第二夹具端部90成镜像。还应当理解，第一凹口80沿着对称轴线73与第二凹口88成镜像。

参考图24，可拆卸保护结构42示出了具有组装之前或正在组装的上保护框架或第二保护框架62和夹具72。当将夹具72安装至第二保护框架62时，夹具72与可拆卸保护结构42的Y形状区域对准并且向下按压，直至用户听到“咔嗒”声音，这确认了，夹具72至第二保护框架62和基部框架46D的安装处于适当位置。

参考图25，可拆卸保护结构42示出了具有组装之后或已组装的上保护框架或第二保护框架62和夹具72。当从可拆卸保护结构42拆卸夹具72时，用户利用他/她手指覆盖通孔96的位置，并且如箭头98所指示将夹具72轻微地向上翻转以使夹具72与可拆卸保护结构42拆卸。

本发明的可拆卸保护结构42的夹具72具有简单结构，并且便于安装保护框架62和使其拆卸。本发明的可拆卸保护结构42利用三对的夹具72来将上保护框架或第二保护框架62按扣至机翼支撑件46的基部框架46D。夹具72增加了耐久性和可靠性，确保了保护框架62在飞行、碰撞和意外坠落期间将不松开。应当理解，凹口80和88的两者避开第二保护框架62的梁。应当理解，添加通孔96扩大了保护框架62的变形，这提供了用于手部握持/放置的较宽广空间，从而使得其更易于拆卸。

有利地，可拆卸保护结构42可快速地拆卸，和安装于空中系统12上。空中系统12可识别可拆卸保护结构42是否安装。空中系统12可自动地识别升降机构40的翼部的伸展状态和折叠状态。

因此，空中系统12的可拆卸保护结构42设计成利用磁性元件、引导狭槽和限制搭扣根据不同要求进行快速地拆卸和安装。磁体52安装于可拆卸保护结构42中。板载系统通过磁体52的内置霍尔元件检测外部磁场的信号以判断可拆卸保护结构42是否安装。本体20的两侧上的翼部设计成以机翼支撑件46的双轴结构和磁体结构为可折叠的，这减少了未使用时的装置尺寸并且有利于快速储存。

半保护框架

参考图26至图39，并且具体地参考图26至图33，本发明提供了空中系统12的半保护框架(通常以100来指示)的一个实施例。半保护框架100提供了空中系统12的另一保护形式，并且位于转子或螺旋桨桨叶48上方，从而确保，螺旋桨桨叶48的竖直突出部由半保护框架100来覆盖，以避免损伤。应当理解，半保护框架100为可拆卸保护结构42的另选实施例。

在一个实施例中，半保护框架100包括第一或左半保护框架构件102和第二或右半保护框架构件104。半保护框架100为对称的，并且左和右保护框架构件102和104为可互换的。半保护框架构件102、104沿着空中系统12的本体20延伸，并且覆盖螺旋桨桨叶48。空中系统12还包括机翼支撑件46上的第一或左托架106和第二或右托架108。半保护框架100还包括半保护框架构件102、104和机翼支撑件46上的结构特征，诸如挂钩110、凹槽112、夹具114和磁体凹槽116。空中系统12的托架106和108通过挂钩110和凹槽112进行匹配，从而确保，半保护框架100可牢靠地连接至空中系统12并且易于拆卸。应当理解，同时，空中系统12的半保护框架100和托架106和108还可通过夹具114和磁体52进行接合，夹具114和磁体52提供了额外保护以确保半保护框架10不与空中系统12松开。还应当理解，夹具114可类似于夹具72。还应当理解，因为半保护框架构件102和104的每一者为对称的，所以其镜像表面具有对应镜像特征。

参考图28，夹具114以凹槽112示出。参考图29，示出了挂钩110和凹槽112。挂钩110具有大致倒置“L”形状，并且可为任何合适形状以用于装配于凹槽112中。凹槽112整体凹陷至夹具114中。半保护框架构件102、104上的凹槽112与空中系统12的托架106、108上的挂钩110进行配对，并且半保护框架构件102、104上的挂钩110与空中系统12的托架106、108上的凹槽112进行配对。应当理解，这两个配对结构有助于确保半保护框架构件102、104的准确定位。还应当理解，夹具114接合机翼支撑件46的基部托架梁的磁体凹槽116，并且磁体52提供了限制以确保半保护框架100不松开。

为安装半保护框架100，因为挂钩110和凹槽112提供了引导，所以半保护框架构件102、104仅需在空中系统12的方向上竖直地插入。当用户听到咔嗒声时，夹具114安装于适当位置，这意味着半保护框架100得以安装。

为拆卸半保护框架100，通过用户的手部直接地拉出半保护框架构件102、104。应当理解，半保护框架构件102、104上的位置122和124为当拆卸半保护框架构件102、104时放置用户手部的建议位置，如图33所示。

折叠机构

参考图34至图36，图18的可拆卸保护结构42包括至少一个折叠机构126。在一个实施例中，对于空中系统12的每侧使用两个折叠机构126。折叠机构126包括第一或前夹板128和第二或后夹板130，该夹板各自具有延伸穿过其的一对轴孔132；和第一或左旋转轴134和第二或右旋转轴136。折叠机构126利用夹层结构：左和右旋转轴132和134分别由前和后夹板128和130分别夹持于中部，并且定位是通过轴孔132进行匹配。折叠机构126还包括左旋转轴134上的第一或左轴磁体138和右旋转轴136上的第二或右轴磁体140，磁体138和磁体140用于将展开轴附接至空中系统12的本体20以确保旋转轴134和136在展开之后将不自动地向后折叠。应当理解，同步旋转通过齿轮来啮合。

虽然为简洁起见省略，但是优选实施例包括各种系统部件和各种方法过程的每一种组合和排列，其中方法过程可以任何合适次序顺序地或同时执行。

如本领域技术人员根据先前具体实施方式和附图以及权利要求书将理解，在不脱离下述权利要求书所限定的本发明范围的情况下，可对于本发明的优选实施例做出修改和改变。

Claims (20)

1.一种用于空中系统的组件，所述组件包括：

机翼支撑件，所述机翼支撑件适于连接至所述空中系统的本体的第一和第二侧；

保护结构，所述保护结构联接至所述机翼支撑件并且设置于联接至所述机翼支撑件的螺旋桨上；和

所述保护结构和所述机翼支撑件的至少一者包括至少一个定位卡扣和定位卡槽，所述保护结构和所述机翼支撑件借助所述至少一个定位卡扣和定位卡槽相对于彼此固定。

2.根据权利要求1所述的组件，其中所述保护结构包括第一保护框架和第二保护框架，所述第一保护框架和所述第二保护框架沿着所述螺旋桨的螺旋桨旋转平面延伸并且沿着所述本体的所述第一和第二侧布置。

3.根据权利要求2所述的组件，其中所述第一保护框架和第二保护框架沿着所述本体的所述第一和第二侧中的一者延伸、沿着所述螺旋桨的底部延伸、沿着所述螺旋桨的顶部延伸、沿着所述螺旋桨的所述顶部和底部延伸或囊括所述螺旋桨。

4.根据权利要求2所述的组件，其中所述第一保护框架和第二保护框架包括至少一个气流孔，所述至少一个气流孔将所述螺旋桨与周围环境流体连接，使空气在所述周围环境和所述螺旋桨之间流动。

5.根据权利要求1所述的组件，包括至少一个折叠机构以允许所述保护结构相对于所述本体进行折叠。

6.根据权利要求5所述的组件，其中所述至少一个折叠机构包括前夹板和后夹板以及左和右旋转轴，每个夹板设置有延伸穿过的一对轴孔，其中所述左和右旋转轴由所述前夹板和后夹板进行夹持。

7.根据权利要求2所述的组件，其中所述第一保护框架和第二保护框架包括所述定位卡扣和所述引导定位卡槽中的一者。

8.根据权利要求1所述的组件，其中所述保护框架能够从所述机翼支撑件处拆卸。

9.根据权利要求1所述的组件，包括多个磁体，所述多个磁体嵌入所述保护框架和所述机翼支撑件中的至少一者中。

10.根据权利要求1所述的组件，包括夹具，以将所述保护结构和所述机翼支撑件连接在一起。

11.根据权利要求10所述的组件，其中所述夹具具有大致的“Y”形状、“V”形状、四边形形状和五边形形状中的一者。

12.一种用于空中系统的升降机构，所述升降机构包括：

折叠机构，所述折叠机构适于连接至所述空中系统的本体的第一侧和第二侧；

机翼支撑件，所述机翼支撑件联接至所述折叠机构；

螺旋桨桨叶和电机，所述螺旋桨桨叶和电机联接至所述机翼支撑件；

保护结构，所述保护结构设置于所述螺旋桨桨叶上并且可移除地附接至所述翼部；和

所述保护结构和所述机翼支撑件中的至少一者包括至少一个定位卡扣和定位卡槽，所述保护结构和所述机翼支撑件借助所述至少一个定位卡扣和定位卡槽相对于彼此固定。

13.根据权利要求12所述的升降机构，其中所述保护结构包括第一保护框架和第二保护框架，所述第一保护框架和所述第二保护框架沿着所述螺旋桨的螺旋桨旋转平面延伸并且沿着所述本体的所述第一侧和第二侧布置。

14.根据权利要求13所述的升降机构，其中所述第一保护框架和第二保护框架沿着所述本体的所述第一和第二侧的一者延伸、沿着所述螺旋桨的底部延伸、沿着所述螺旋桨的顶部延伸、沿着所述螺旋桨的所述顶部和底部延伸或囊括所述螺旋桨。

15.根据权利要求13所述的升降机构，其中所述第一和第二保护框架包括至少一个气流孔，所述至少一个气流孔将所述螺旋桨桨叶流体地连接至周围环境以允许空气在所述周围环境和所述螺旋桨之间的流动。

16.根据权利要求12所述的升降机构，其中所述保护框架能够从所述机翼支撑件处拆卸。

17.根据权利要求12所述的升降机构，包括多个磁体，所述多个磁体嵌入所述保护结构和所述机翼支撑件中。

18.根据权利要求12所述的升降机构，包括夹具，以将所述保护结构和所述机翼支撑件附接在一起。

19.根据权利要求18所述的升降机构，其中所述夹具具有大致的“Y”形状、“V”形状、四边形形状和五边形形状的一者。

20.根据权利要求12所述的升降机构，其中所述折叠机构包括前和后夹板以及左和右旋转轴，每个夹板具有延伸穿过其的一对轴孔，其中所述左和右旋转轴由所述前和后夹板进行夹持。

Images