CN113260565A - 具有解耦自由度的飞行器 - Google Patents

Abstract

一种飞行器(1)，该飞行器(1)包括主机架(3)和多个可操作的多轴飞行器单元(2a‑2d)。每个多轴飞行器单元均具有多个推进单元(5)。推进单元(5)以固定的侧倾角、固定的俯仰角和固定的偏航角附接至相应的多轴飞行器单元(2a‑2d)。所述多个可操作的多轴飞行器单元(2a‑2d)通过相应的接头(4)的插入而附接至主机架(3)并且相对于主机架(3)彼此独立地旋转。接头(4)中的至少一个接头具有最少一个自由度，使得主机架(3)具有与主机架(3)的自由度的总数相比至少相同或更多数目的可控制的自由度。

Description

具有解耦自由度的飞行器

技术领域

本发明涉及有人驾驶飞行器和无人驾驶飞行器的领域，并且更具体地，涉及具有解耦自由度(DOF)的飞行器，该飞行器由联接至中央本体的多个多轴飞行器形成，其中，所述多个多轴飞行器的性能提供了具有解耦DOF的飞行器。

背景技术

无人驾驶飞行器(UAV)是没有人类飞行员的飞行器。有人驾驶飞行器是具有至少对飞行器的功能中的一些功能进行管理的人类飞行员的飞行器。无人机可以是有人驾驶或无人驾驶的飞行器，并且可以通过遥控器利用例如无线电信号进行远程控制，或者可以是实现机载计算机系统的自主驾驶的无人机。无人机的一个示例是多轴飞行器。

如本文中所使用的，多轴飞行器可以指利用多于一个的任何数目的推进单元(例如螺旋桨、旋翼、涡轮螺旋桨发动机、喷气发动机等)飞行的任何飞行器，无论是有人驾驶的还是无人驾驶的以及远程或自主控制的。多轴飞行器的示例包括但不限于双轴飞行器(两个推进单元)、三轴飞行器(三个推进单元)、四轴飞行器(四个推进单元)、六轴飞行器(六个推进单元)、八轴飞行器(八个推进单元)等。多轴飞行器的运动可以通过改变由每个推进单元产生的相对推力而被控制。具体地，围绕多轴飞行器的三个对称轴线的运动——称为侧倾(绕前后轴线旋转)、俯仰(绕侧向轴线旋转)和偏航(绕竖向轴线旋转)——可以各自通过改变由每个推进单元产生的相对推力而被控制。例如，侧倾和俯仰可以通过增加位于一侧上的推进单元的推力并且减少位于另一侧上的推进单元的推力来实现，而偏航可以通过增加彼此对角定位的推进单元的推力来实现。水平运动可以通过使多轴飞行器朝向预期的行进方向倾斜来实现，并且竖向运动通过同时增加每个推进单元的推力(上升)或通过同时减少每个推进单元的推力(下降)来实现。

在过去几年中，多轴飞行器的使用变得越来越流行，并且随着技术的成熟，出现了针对多轴飞行器的新的应用。例如，使用多轴飞行器运输大件物品或人员是开始考虑的一些应用。

然而，将现有的多轴飞行器架构应用于新的应用会导致尚未解决的新问题。这些问题中的一个问题是现有的具有固定推进单元的多轴飞行器均不具有多轴飞行器的被解耦的DOF(X、Y和Z平面上的运动、偏航、侧倾和俯仰均未被解耦)，因此这些多轴飞行器无法在不必显著增加多轴飞行器所包含的推进单元的数目以及因此显著增加多轴飞行器的重量和复杂性的情况下执行某些运动。

具有被解耦的DOF的飞行器提供了至少两个主要优点，换句话说，具有彼此独立的DOF的飞行器提供了至少两个主要优点。第一个优点是提高了飞行器的效率。通过能够使飞行器以被解耦的DOF移动，避免了将飞行器从第一点移动至第二点时不必要的中间运动，并且因此节省了能量。此外，通过能够在能量损失较小的方向上引导飞行器以寻求最大的空气动力学效率，获得了更高的飞行效率。第二个优点是提高了飞行器的运动精度以及控制、操纵性和稳定性。运动精度的提高允许具有独立DOF的飞行器执行现有的具有相互依赖DOF的多轴飞行器所无法执行的任务，例如敏感载荷的精确处理、精确着陆等。它还允许为飞行器提供扩展的操纵性，这在飞行条件发生变化(阵风、可变或移动的有效载荷)的情况下或这种扩展的操纵性对于某些操纵或复杂且非常苛刻的飞行动力学而言是必要的情况下的任务中可能是至关重要的。

为了提供具有独立DOF的飞行器，一些现有的多轴飞行器具有通过伺服致动器耦接至多轴飞行器的主体的旋翼，以允许推进单元相对于主体倾斜。然而，使用伺服致动器来精确控制推进单元的倾斜会增加架构的复杂性、增加多轴飞行器的重量、增加制造成本和维护成本并且降低安全性和可靠性。

发明内容

为了克服上述缺点，本发明公开了一种具有解耦自由度的飞行器和一种用于操纵该飞行器的方法。

飞行器可以包括主机架和多个可操作的多轴飞行器单元。所述多个可操作的多轴飞行器单元中的每个可操作的多轴飞行器单元均可以具有多个推进单元，所述多个推进单元可以以固定的偏航角、固定的侧倾角和固定的俯仰角附接至多轴飞行器单元，换句话说，推进单元可以固定至多轴飞行器本体。由推进单元中的每个推进单元施加的推力可以彼此不同。因此，多轴飞行器单元的所述多个推进单元可以构造成施加相同方向的推力但推力的大小不同。推进单元的示例可以包括但不限于螺旋桨、旋翼、涡轮螺旋桨发动机、喷气发动机等。所述多个可操作的多轴飞行器单元可以通过相应的接头的插入而附接至主机架并且可以相对于主机架彼此独立地旋转。这些接头中的至少一个接头可以具有最少一个DOF，使得主机架、即飞行器具有与主机架的DOF的总数相比数目相同或更大的可控制的自由度(CDOF)。优选地，接头可以具有一个至三个之间的数目的DOF，尽管在一些实施方式中，接头中的一些接头可以是固定的。

如这里所使用的，CDOF可以指可以在飞行器的飞行期间同时操纵的方向控制变量的最大数目。

在三维空间中，实体刚性件的DOF的最大数目为六。尽管实体刚性件可以呈现具有小于六个的DOF数目的构型，但是具有总数为六个的解耦DOF的实体刚性件提供了最高可能的控制。因此，可以在本文中公开的具有解耦DOF的飞行器中同时操纵的方向控制变量的数目可以等于或大于主机架的六个DOF(并且因此等于或大于作为整体的飞行器的六个DOF)。主机架的六个DOF是X、Y和Z方向上的纵向运动以及偏航、侧倾和俯仰的旋转运动。然后，主机架(以及因此飞行器)将具有与要移动的刚性实体(飞行器)的DOF的总数相比相同或更多数目的CDOF。以这种方式，飞行器的每个DOF可以独立移动。

根据飞行器的架构(多轴飞行器单元的数目、每个多轴飞行器单元中的推进单元的数目和接头的DOF的数目)，飞行器可以具有更多或更少的CDOF。当CDOF的数目等于实体刚性件的DOF的总数时，飞行器具有完整的架构，并且当CDOF的数目大于刚性实体的DOF的总数时，飞行器具有冗余架构。在这些冗余架构中，冗余的CDOF、即刚性实体的DOF的总数之上的那些额外的CDOF可以在不改变飞行器的其他CDOF中的任何CDOF的情况下改变。冗余的CDOF提高了安全性，提供了故障的安全模式，提供了常规无人机无法提供的操作模式等。

本文中描述的飞行器的附加的CDOF(与仅具有4个CDOF以在其主要结构中产生总共六个DOF的常规无人机相比)允许为多轴飞行器单元中的每个多轴飞行器单元部署不同的设定点(不同的倾斜角和推力)，从而开发目前在现有无人机无法获得的动态操作模式，比如其中模块以某个倾斜角放置并且反作用力抵抗阵风给予飞行器以稳定性的稳定模式或者其中所有模块的协调运动在不改变其他DOF中的任何DOF的情况下导致X或Y方向上的运动的模式。其还允许具有必要的冗余，使得即使一些推进单元出现故障，飞行器也可以保持最少六个CDOF以在其主要结构中产生六个DOF。

例如，对于具有相对于由多轴飞行器单元产生的力对称布置的重心的飞行器架构而言，可以通过简单地在多轴飞行器单元中的每个多轴飞行器单元中产生相同的力来产生向前、向后、向左和向右移动的基本模式，因为每个多轴飞行器单元将以相同的倾斜角定位，使得被施加有相同的推力。飞行器将根据产生的推力和多轴飞行器被操作的倾斜角移动。

在一些示例中，所有多轴飞行器单元可以经由具有至少一个DOF的一个接头附接至主机架。然而，在一些其他示例中，所述多个多轴飞行器单元中的一些多轴飞行器单元可以固定至主机架，即通过相对于主机架插入不具有DOF的接头而固定至主机架。在一些其他示例中，飞行器中的所述多个接头中的每个接头的DOF的数目可以彼此不同。

在一些示例中，接头可以具有最多三个DOF。例如，具有三个DOF的接头可以是球形接头。将每个多轴飞行器单元联结至主机架的这些球形接头可以允许多达3个旋转自由度(绕X轴转动、绕Y轴转动以及绕Z轴转动)，并且能够使模块中的每个模块相对于主机架精确地定位，从而允许飞行器执行现有无人机目前无法执行的运动(例如，在不修改侧倾和俯仰或其他精确操纵的情况下沿X轴的运动)。

在一些示例中，主机架可以具有从主机架径向延伸的多个臂，并且每个可操作的多轴飞行器单元可以附接至所述多个臂中的对应的臂。因此，接头可以位于臂的自由端部附近，使得多轴飞行器单元经由臂的相应的自由端部联接至机架。

在一些示例中，接头可以包括快速释放系统，使得所述多个可操作的多轴飞行器单元以可释放的方式附接至主机架。例如，接头可以具有附接至多轴飞行器单元的上部部分和附接至主机架的下部部分，使得快速释放系统可以允许从接头的下部部分释放上部部分。将多轴飞行器单元以可释放的方式附接至主机架有利于飞行器的维护操作并且允许飞行器的可扩展性，因为当前操作的多轴飞行器单元可以容易且快速地用不同的多轴飞行器单元代替。

在一些示例中，接头可以包括锁定机构，锁定机构构造成限制接头在至少一个DOF中的运动。具有受限DOF的这些接头对于并非所有DOF都需要解耦或不需要特定DOF的特定应用而言可能是有用的。

在一些示例中，接头可以包括阻挡机构，阻挡机构构造成暂时阻挡接头在至少一个DOF中的运动。具有临时阻挡DOF的这些接头对于期望确保接头不受外部干扰而保持其位置的巡航模式而言可能是有用的。

在一些示例中，接头可以包括减震机构，减震机构构造成吸收由多轴飞行器单元相对于主机架的运动产生的震动脉冲。具有减震装置的这些接头可以提高稳定性和准确性。

在一些示例中，能够彼此独立地移动角DOF而无需改变其在X轴、Y轴和Z轴上的位置的接头可以选自包括球形接头、万向接头、球窝接头、等速接头及其任何组合的组。此外，接头可以是具有少于三个DOF的接头的组合以提供具有高达三个DOF的组合的接头。例如，接头可以是两个或三个连续筒形接头的组合，以分别提供两个或三个自由度。

在一些示例中，所述多个可操作的多轴飞行器单元相对于主机架的中心点等距定位。以这种方式，飞行器的稳定性最大化。在一些其他示例中，并且根据飞行器的目的和特定架构，多轴飞行器单元可以以不同的分布附接至主机架。

在一些示例中，飞行器可以包括位于主机架上的参考处理单元。该参考处理单元还可以构造成确定主机架相对于水平面的位移。优选地，参考处理单元可以通信地耦接至惯性测量单元和定位在主机架上的多个加速度计和/或陀螺仪。由于相对于水平面的倾斜可以实现飞行器的定向推力并且还允许使飞行适应环境条件，因此主机架的参考允许对飞行器的飞行进行精确控制。

在一些示例中，飞行器可以包括位于主机架中并且配置成操作所述多个多轴飞行器单元的控制器。该控制器可以通信地耦接至参考处理单元以接收关于主机架的取向和当前行进方向的信息。以这种方式，具有关于飞行器的当前取向、当前行进方向和预期行进方向的信息的控制器能够操作多轴飞行器单元以朝向预期行进方向改变飞行器的行进方向。为此，控制器通过改变每个多轴飞行器单元的推进单元的推力来操作多轴飞行器单元，从而经由接头修改多轴飞行器单元相对于主机架的取向，并且因此修改飞行器的行进方向。

优选地，控制器可以包括用于确定飞行器上的气流信息数据的气流测量单元。控制器可以使用该气流信息数据来确定要在多轴飞行器单元上执行的操作。

在一些其他示例中，飞行器可以包括位于主机架中的主要控制器以及多个次要控制器，每个次要控制器均位于对应的多轴飞行器单元中。所述多个次要控制器可以配置成操作相应的多轴飞行器单元，并且主要控制器可以配置成管理所述多个次要控制器。该主要控制器可以通信地耦接至参考处理单元以接收关于主机架的取向的信息。次要控制器可以通信地耦接至主要控制器。以这种方式，具有关于飞行器的当前取向、当前行进方向和预期行进方向的信息的主要控制器能够确定飞行器要采取的方向。主要控制器可以将飞行器要采取的方向传输至次要控制器，使得每个次要控制器均可以操作相应的多轴飞行器单元以在要采取的方向上引导飞行器。例如，每个次要控制器可以改变对应的多轴飞行器单元的推进单元的推力，从而经由相应的接头修改多轴飞行器单元相对于主机架的取向并且因此修改飞行器的行进方向。

在一些示例中，描述了用于操纵如先前公开的飞行器的方法。该方法可以包括由参考处理单元确定飞行器相对于水平面的位移。然后，控制器可以基于所确定的位移来确定飞行器的设定点或推力矢量、即推力大小和倾斜角(偏航角、侧倾角和俯仰角)。控制器可以基于所确定的推力来调节每个多轴飞行器单元的推力。控制器还可以通过经由相应的接头执行每个多轴飞行器单元相对于主机架的旋转运动来调节所述多个多轴飞行器单元的倾斜角，即偏航、侧倾和俯仰，相对旋转运动基于针对飞行器确定的倾斜角。所述多个多轴飞行器单元中的推力矢量的总和将等于飞行器的用以执行特定操纵的计算出的推力矢量。该示例提供了对飞行器的集中管理。

在一些示例中，飞行器可以具有附接至主机架的主要控制器和附接至每个多轴飞行器单元的次要控制器。所述多个次要控制器可以用于操作相应的多轴飞行器单元，并且主要控制器可以用于管理所述多个次要控制器。在确定飞行器的位移之后，主要控制器可以基于所确定的位移来确定飞行器的推力和倾斜角。次要控制器中的每个次要控制器在从主要控制器接收到飞行器的推力和倾斜角时可以基于先前为飞行器确定的推力来确定和调节其上安装有次要控制器的多轴飞行器单元的特定推力。每个次要控制器还可以通过经由接头执行多轴飞行器单元相对于主机架的旋转运动来确定和调节相应的多轴飞行器单元的倾斜角，相对旋转运动基于先前为飞行器确定的倾斜角。所述多个多轴飞行器单元的推力矢量的总和将等于飞行器的用以执行特定操纵的计算出的推力矢量。该示例提供了对飞行器的分散管理。

在一些示例中，飞行器可以具有配置成操作所述多个多轴飞行器单元中的任何一个多轴飞行器单元的多个控制器。然后，所述控制器中的一个控制器可以基于先前确定的位移来确定和限定飞行器的设定点、即推力和倾斜角。之后，所述多个控制器中的任何一个控制器——已经确定飞行器的设定点的同一控制器或飞行器内的任何其他控制器——可以基于飞行器的推力来确定和调节所述多个多轴飞行器单元的推力。所述多个控制器中的一个控制器还可以通过经由接头执行多轴飞行器单元相对于主机架的旋转运动来确定和调节所述多个多轴飞行器单元的倾斜角，相对旋转运动基于所确定的倾斜角。所述多个多轴飞行器单元的推力矢量的总和将等于飞行器的推力矢量。该示例提供了飞行器的分布式管理，其中，在当前负责管理飞行器的控制器出现故障的情况下，所述多个控制器中的任何一个控制器都可以控制飞行器。这种控制冗余增加了飞行器的安全性和可靠性。

在以下描述中，出于解释的目的，对许多具体细节进行了阐述以提供对本系统和方法的透彻理解。然而，对于本领域技术人员而言明显的是，在没有这些具体细节的情况下也可以实践本设备、系统和方法。说明书中对“示例”或类似语言的提及意味着结合该示例描述的特定特征、结构或特性如所描述的那样被包括，但是可以不被包括在其他示例中。

附图说明

为了完成描述并且为了提供对本发明的更好理解，提供了一组附图。所述附图形成说明书的组成部分并且图示了本发明的实施方式，该实施方式不应当被解释为限制本发明的范围，而是仅作为本发明可以如何实施的示例。附图包括以下各图：

图1示出了具有解耦DOF的示例飞行器，其中，四个四轴飞行器通过相应的接头的插入而附接至主机架。

图2A至图2C分别示出了图1的示例飞行器的正视图、侧视图和俯视图，其中，四个四轴飞行器被定位并操作成使飞行器悬停。

图3A至图3C分别示出了图1的示例飞行器的正视图、侧视图和俯视图，其中，四个四轴飞行器被定位并操作成使飞行器巡航。

图4A至图4C分别示出了图1的示例飞行器的正视图、侧视图和俯视图，其中，四个四轴飞行器被定位并操作成使飞行器悬停并且下洗流在稳定模式下朝向飞行器的外部。

图5A至图5C分别示出了图1的示例飞行器的正视图、侧视图和俯视图，其中，四个四轴飞行器被定位并操作成使飞行器朝向其右侧移动并且在其旋翼中具有不同的推力。

图6A示出了图1的四轴飞行器中的一个四轴飞行器的详细视图，其中，所述四轴飞行器拉动飞行器的臂(稳定平衡)。图6B示出了图1的四轴飞行器中的一个四轴飞行器的详细视图，其中，所述四轴飞行器推动飞行器的臂(不稳定平衡)。

图7示出了具有解耦DOF的不同示例飞行器架构的平面示意图。

图8示出了用于将特定的四轴飞行器附接至具有解耦DOF的示例飞行器的主机架的臂的示例球形接头组件。

图9示出了用于管理图1的飞行器的示例控制系统。

图10示出了用于操纵具有解耦DOF的飞行器的示例方法的流程图。

具体实施方式

参照图1，图示了具有解耦DOF的示例飞行器1，该飞行器1具有四个四轴飞行器2a至2d，四个四轴飞行器2a至2d通过具有三个DOF的接头4、例如球窝接头的插入而附接至长形的主机架3。应当理解，在不脱离示例飞行器1的范围的情况下，示例飞行器1可以包括附加部件并且此处描述的部件中的一些部件可以被移除和/或被修改。另外，示例飞行器1的实现方式不限于如图1所示的这个示例。

四轴飞行器2a至2d通过接头4的插入而附接至主机架3，从而为主机架3提供六个解耦DOF。具体地，主机架3具有六个DOF并且球窝接头4中的每一者提供三个附加CDOF，使得主机架3设置有十六个CDOF。四轴飞行器2a至2d中的每一者都具有四个固定的推进单元5，例如旋翼叶片，推进单元5附接至四轴飞行器2a至2d的主体7中的相应的旋翼框架6。

这些可操作的旋翼叶片5为飞行器1提供飞行器功能。具体地，旋翼叶片5将在飞行器1的竖向操纵期间提供升力以及针对水平移位提供定向推力。在一些示例中，飞行器1可以包括位于旋翼框架6内的一对旋翼叶片5，所述一对旋翼叶片5提供为上旋翼叶片和下旋翼叶片，用于精确的推力控制。

每个四轴飞行器2a至2d除了旋翼叶片5之外还包括与旋翼叶片5相关联的马达(未示出)例如无刷马达，以及将确定旋转多快的信号转送到四轴飞行器2a至d中的马达的速度处理单元(未示出)。替代性地，四轴飞行器2a至2d可以包括扭矩处理单元来代替速度处理单元，用以将确定旋转多快的信号转送到马达。在任何时刻，特定的四轴飞行器2中的马达中的每一者以及因此相应的旋翼叶片5可以以不同的速度旋转以提供不同的推力。替代性地，主机架3可以包括中央速度处理单元，该中央速度处理单元与四轴飞行器2a至2d的马达中的每一者通信。这种布置提供了极好的推力输出，由此实现了飞行器1的最大可能的升起能力。虽然在图1中，四轴飞行器2a至2d包括用于提供飞行器功能的旋翼叶片5，但是可以设想替代性的推进单元，例如，使用螺旋桨、涡轮螺旋桨发动机或可调节喷气发动机。

飞行器1还包括至少一个控制器(未示出)以基于预期的行进方向操作四轴飞行器2。所述至少一个控制器经由速度处理单元通过改变旋翼叶片5的相对速度来操作旋翼叶片5，使得可以独立地改变四轴飞行器2中的每一者相对于主机架3的位置，以及因此改变由每个四轴飞行器产生的推力矢量。因此，所述至少一个控制器配置成独立于飞行器1中的其余四轴飞行器2和主机架3的相对位置来确定四轴飞行器2中的每一者的相对位置。以这种方式，所述至少一个控制器可以确定四轴飞行器2中的每一者的不同的设定点(推力和倾斜角、侧倾、俯仰和偏航)，从而为飞行器1提供除基本操作模式(这些基本操作模式是由飞行器执行的那些运动，这些运动对于所有其多轴飞行器单元具有共同的设定点)之外的附加操作模式。这些附加操作模式的示例是：稳定性模式，在稳定性模式中，多轴飞行器具有相反的旋翼角使得由多轴飞行器产生的力彼此抵消，从而提高了飞行器的稳定性；精确模式，该精确模式由于具有解耦DOF的飞行器的操纵性提高而产生；或高效巡航模式，在高效巡航模式中，多轴飞行器单元可以定位在其巡航位置中，但同时将舱室保持在使气动阻力最小的位置。

飞行器还具有附接至主机架3的机身本体8。在该示例中，机身本体8是用于运送使用者或乘客的舱室，因此舱室8包括用于使用者的座椅9。主机架3具有四个臂10，这四个臂10成对地位于主机架3的两个端部处。这些臂10中的每一者在其自由端部附近具有对应的球窝接头4，以将相应的四轴飞行器2附接至主机架3。在一些示例中并且根据主机架3的几何形状，臂10可以从飞行器1的中心延伸至主机架3的径向点。

主机架3和机身本体8可以以可释放的方式附接，或者可以彼此一体地形成。机身本体8还可以包括用以承载例如电池、不同类型的有效载荷等的其他元件的结构。

尽管图1示出了由四个四轴飞行器2形成的飞行器1，但是明显的是，任何其他合适的飞行器架构——包括布置到主机架的任何数目的多轴飞行器单元和布置到每个多轴飞行器单元的任何数目的推进单元——都可以用于向飞行器1提供多轴飞行器功能。另外，尽管图1示出了经由球窝接头4联结至主机架3的四个四轴飞行器2，但是可以使用具有一个和三个DOF之间的其他类型的接头。此外，接头可以彼此不同，接头之间具有不同数目的DOF。在一些实现方式中，接头中的一些接头可以是固定接头。

图2A至图2C分别示出了图1的示例飞行器的正视图、侧视图和俯视图，其中，四个四轴飞行器定位并操作成使飞行器悬停。

在该示例中，四个四轴飞行器2a至2d相对于主机架3定位并操作成使飞行器1悬停，即，在空中飞行时停留在相同位置。在该示例中，四轴飞行器2a和2b定位在第一共同平面中，而四轴飞行器2c和2d定位在与第一平面不同的第二共同平面中。如图2B更详细地示出的，两个平面是平行于彼此的大致水平面，并且两个平面之间的距离使得舱室8以及因此座椅9定位在对于乘客而言大致竖向的位置。四轴飞行器2a和2b产生第一推力矢量(推力大小和倾斜角，即，偏航角、侧倾角和俯仰角)，并且四轴飞行器2c和2d产生第二推力矢量，第一推力大小与第二推力大小不同，并且由四个四轴飞行器2a至2d产生的推力矢量之和是使飞行器1保持平衡并使乘客保持相同位置所需的推力矢量。在该示例中，重心被置于飞行器1的中心，并且因此推力是完全竖向的。四轴飞行器2a至2d相对于彼此的该位置也可以在飞行器1的所有旋翼5的旋翼推力以相同大小增加时用于上升操作，并且可以在飞行器1的所有旋翼5的旋翼推力以相同大小减小时用于下降操作。

图3A至图3C分别示出了图1的示例飞行器的正视图、侧视图和俯视图，其中，四个四轴飞行器定位并操作成使飞行器巡航。

在该示例中，四个四轴飞行器2a至2d相对于主机架3定位并操作成使飞行器1巡航，即，沿特定方向(参见图3B中沿Y轴方向的箭头)并且在所有的四轴飞行器2a至2d中以相同的推力执行水平运动。在该示例中，四轴飞行器2a至2d定位在相同的平面中，所述平面相对于水平面成特定角度。控制器将所有四轴飞行器2a至2d操作成相对于它们相应的球窝接头4旋转，使得四轴飞行器2a至2d的相对于主机架3的推力矢量(推力大小和倾斜角)是相同的。最终，由旋翼5产生的推力可以根据所需的巡航速度改变。在一些其他示例中，四轴飞行器2a至2d可以经由它们相应的球窝接头以相对于主机架3不同的倾斜角旋转，使得行进方向可以不同，例如，四轴飞行器2a至2d可以以相对于主机架3相同的角度和相同的推力向左旋转，以沿该方向引导飞行器1。

图4A至图4C分别示出了图1的示例飞行器的正视图、侧视图和俯视图，其中，四个四轴飞行器2a至2d定位并操作成使飞行器1悬停，并且其中，下洗流在稳定模式下朝向飞行器1的外部。

在该示例中，四轴飞行器2a至2d都朝向主机架3的中心倾斜相同的角度。因此，每个四轴飞行器2a至2d均定位在不同的平面中，但是相对于水平面倾斜相同的角度。控制器将所有四轴飞行器2a至2d操作成相对于它们相应的球窝接头4旋转成使得四轴飞行器2a至2d的推力大小相同并且相对于水平面的倾斜角相同，但是其中四轴飞行器2a和2b与四轴飞行器2c和2d彼此相反的定向。在一些其他示例中，控制器可以将四轴飞行器2a至2d操作成相对于它们相应的球窝接头旋转定位，从而形成与图4所示的角度互补的角度，使得四轴飞行器2a至2d都远离主机架3的中心倾斜。在一些其他示例中，四个四轴飞行器2a至2d也可以定位并操作成使飞行器1悬停，但是其中，下洗流朝向飞行器1的内部。

图5A至图5C分别示出了图1的示例飞行器的正视图、侧视图和俯视图，其中，四个四轴飞行器定位并操作成使飞行器朝向其右侧移动，并在其中，四个四轴飞行器的旋翼中推力不同。

在该示例中，四轴飞行器2a和2c具有相对于水平面以第一角度倾斜的第一推力矢量，并且四轴飞行器2b和2d具有相对于水平面以第二角度倾斜的第二推力矢量，第一角度小于第二角度。因此，所有的四轴飞行器2a至2d定位在不同的平面中，但都朝向相同的方向，特别是朝向右侧的方向(参见图5A中X-Z平面中的箭头)倾斜，以沿该方向引导飞行器1。因此，控制器将所有四轴飞行器2a至2d操作成以前面提到的相对于水平面的倾斜角相对于它们相应的球窝接头4旋转。四轴飞行器2a和2c的推力是相同的并且与四轴飞行器2b和2d的推力不同。

图6A示出了图1的四轴飞行器中的一者的详细视图，其中，所述四轴飞行器拉动飞行器的臂(稳定平衡)。在该示例中，四轴飞行器2a定位在相对于主机架3的臂10的上平面中，使得臂10经由球窝接头4被拉动。因此，由四轴飞行器2a产生的推力(向上箭头)将飞行器竖向且向上地拉动，而重力(向下箭头)将飞行器1向下推动。图6B示出了图1的四轴飞行器中的一者的详细视图，其中，所述四轴飞行器推动飞行器的臂(不稳定平衡)。在该示例中，四轴飞行器2a定位在相对于主机架3的臂10的下平面中，使得臂10经由球窝接头4被推动。因此，由四轴飞行器2a产生的推力(向上箭头)将飞行器1竖向且向上地推动，而重力(向下箭头)将飞行器1向下推动。

尽管图6A和图6B示出了通过球窝接头4的插入而连接至主机架3的四轴飞行器2a，但是也可以使用具有相对于给定旋转点最多三个DOF(例如，球形接头)和相对于给定旋转点最少一个DOF(例如，铰链接头)的任何接头，其中，该接头处于其拉动构型或推动构型，即，其中接头拉动四轴飞行器或其中接头被四轴飞行器推动。拉动构型是更稳定的构型，因为力(推力和重力)的平衡处于稳定平衡，而推动构型最不稳定，因为力的平衡处于不稳定平衡。

图7示出了不同示例飞行器架构的平面示意图。在该示意图中示出了五种不同的架构。应当理解，在不脱离示例飞行器架构的范围的情况下，示例飞行器架构可以包括附加部件并且此处描述的部件中的一些部件可以被移除和/或被修改。另外，示例飞行器架构的实现方式不限于如图7所示的该示例。

多轴飞行器的数目与布置在每个多轴飞行器单元上的推进单元(例如，马达、涡轮螺旋桨发动机、喷气发动机等)的数目之间的多种组合将是可能的。因此，可以根据以下公式来组合不同的飞行器架构，该公式给出了多轴无人飞行器中的总推进单元的数目：

Np＝N×A

其中，“Np”是推进单元的数目，“N”是附接至飞行器的主机架的多轴飞行器单元的数目(至少两个多轴飞行器单元)，并且“A”是每个多轴飞行器具有的推进单元的数目(至少两个推进单元)。例如，当N＝4且A7＝4时，飞行器是由四轴飞行器(每个多轴飞行器单元均具有附接至其的四个推进单元)形成的四轴飞行器(主机架具有四个多轴飞行器单元)，并且当N＝3且A＝4时，飞行器是由四轴飞行器(每个多轴飞行器单元均具有附接至其的四个推进单元)形成的三轴飞行器(主机架具有三个多轴飞行器单元)。

第一架构a)对应于由双轴飞行器形成的双轴飞行器(N＝2且A＝2)。因此，飞行器11由通过球形接头的插入而附接至主机架13的两个双轴飞行器12形成。在该架构中，主机架13可以是长形本体，其中两个双轴飞行器12附接至主机架13的相应的端部附近。每个双轴飞行器12均具有附接至其相应的本体15的树状推进单元14。

第二架构b)对应于由三轴飞行器形成的双轴飞行器(N＝2且A＝3)。因此，飞行器16由通过球形接头的插入而附接至主机架18的两个三轴飞行器17形成。在该架构中，主机架18可以是长形本体，其中两个三轴飞行器17附接至主机架18的相应的端部附近。每个三轴飞行器17均具有附接至其相应的本体20的树状推进单元19。

第三架构c)对应于由三轴飞行器形成的三轴飞行器(N＝3且A＝3)。因此，飞行器21由通过球形接头的插入而附接至主机架23的三个三轴飞行器22形成。在该架构中，主机架23可以是大致三角形的本体，其中三个三轴飞行器22附接至主机架23的拐角附近。每个三轴飞行器22均具有附接至其相应的本体25的树状推进单元24。

第四架构d)对应于由四轴飞行器形成的四轴飞行器(N＝4且A＝4)。因此，飞行器26由通过球形接头的插入而附接至主机架28的四个四轴飞行器27形成。在该架构中，主机架28可以是大致四角形的本体，其中四个四轴飞行器27附接至主机架28的拐角附近。每个四轴飞行器27均具有附接至其相应的本体30的四个推进单元24。

第五架构e)对应于由三轴飞行器形成的四轴飞行器(N＝4且A＝3)。因此，飞行器31由通过球形接头的插入而附接至主机架33的四个三轴飞行器32形成。在该架构中，主机架33可以是大致四角形的本体，其中四个三轴飞行器32附接至主机架33相应的拐角附近。每个三轴飞行器32均具有附接至其相应的本体35的树状推进单元34。

在该示例中，所有架构都可以包括具有三个DOF的球窝接头或球形接头，以为飞行器提供冗余的CDOF。可以设想飞行器的其他架构和几何形状。然而，在该示例中描述的架构仅仅是指示性的示例多轴无人飞行器架构，并且可以考虑其他替代性架构和几何形状。

图8示出了用以将特定的四轴飞行器48附接至具有解耦DOF的示例飞行器的主机架的臂46的示例球形接头组件40。如本文所使用的，球形接头可以是指允许同时在两个平面内自由旋转同时防止沿任何方向平移的任何接头。应当理解，在不脱离示例球形接头组件40的范围的情况下，示例球形接头组件40可以包括附加部件，并且此处描述的部件中的一些部件可以被移除和/或被修改。此外，示例球形接头组件40的实现方式不限于如图8所示的该示例。

在该示例中，球形接头组件40是由球头螺栓41和壳体42形成的球球窝接头组件。壳体42具有球头螺栓41被插入的敞开的孔。球头螺栓41具有杆部分43和球头部分44。球头部分44具有半球形形状并且被接纳在壳体42的敞开的孔中，使得杆部分43从敞开的孔突出。杆部分43附接至飞行器的主机架的臂46的突出部45。

壳体42形成在球窝接头组件40的承窝部分47中。该承窝部分47联接至四轴飞行器48的主体。例如，可以使用螺钉将承窝部分附接至四轴飞行器48的主体。

该球形接头组件40允许将通过由附接至该球形接头组件40的四轴飞行器48产生的力的总和确定的运动。球形接头组件允许改变四轴飞行器的相对位置，并且因此，通过结合由经由球形接头附接至主机架的多个多轴飞行器产生的不同力来为飞行器提供附加移动能力和独立的DOF。

在一些示例中，球形接头可以包括用以限制一个或更多个DOF的机构。例如，在运送人员的飞行器中，可能不需要具有球形接头的所有DOF，例如不需要以最大速度向后移动飞行器的操作模式。在这种情况下，球形接头可以具有机械系统、例如螺栓或闩锁以限制向后倾斜。接头还可以包括遥控系统以启用用于限制特定DOF的机械系统。这些限制机构在可控性或安全性要求更高的操作模式中(例如在着陆时)也可以是有用的。例如，在紧急着陆期间，球形接头的DOF中的一些DOF可以被阻止以保持球形接头垂直于地面。

球形接头还可以具有用以提供附加功能的附加元件。例如，用于对在飞行器的运动期间施加在接头上的力进行可变地阻尼的减震机构；用于在进行运动时在接头的膝部中产生相反和可变的力的力产生机构；以及用以在接头达到其机械极限(碰撞停止)时向接头产生可变力的力产生机构，等等。

因此，使用具有至少一个DOF的接头将多轴飞行器单元附接至主机架提供了独立的DOF，而无需向架构添加伺服致动器。此外，在能耗降低的同时避免了与伺服致动器相关的重量和电子设备。

图9示出了用于管理图1的飞行器的示例控制系统50。应当理解，在不脱离示例控制系统50的范围的情况下，示例控制系统50可以包括附加部件并且此处描述的部件中的一些部件可以被移除和/或被修改。另外，示例控制系统50的实现方式不限于如图9所示的该示例。

在该示例中，控制系统50包括控制器51，该控制器51通信地耦接至确定主机架3相对于水平面的位移的参考处理单元52。参考处理单元52可以通信地耦接至惯性测量单元53。反过来，所述惯性测量单元53还通信地耦接至定位在主机架3上的不同位置上的多个加速度计54和/或陀螺仪55，以测量例如加速度、取向、角速度等参数。如这里所使用的，参考处理单元52可以是配置成执行参考处理单元的所描述的功能的软件和硬件的任何组合。

如果飞行器1被远程控制，则控制器51可以进一步通信地耦接至配置成从遥控器接收指令以驾驶飞行器的收发器。替代性地，如果飞行器1是自主飞行器，则控制器可以耦接至包括软件和硬件的自动驾驶仪处理单元以执行自主飞行。

控制器51配置成从参考处理单元52接收主机架3的当前取向。基于主机架3的当前取向、当前推力和预期推力以及行进方向，主要控制器确定与推进单元(例如旋翼)相关联的马达56中的每一者的推力大小。控制器52将计算出的推力发送到速度处理单元57。与四轴飞行器2a至2d的马达56中的每一者通信的速度处理单元57向四轴飞行器2a至2d中的相应的马达发送将确定其旋翼速度的对应的转送信号。通过改变不同推进单元的推力大小，四轴飞行器2a至2d相对于主机架3的位置将被改变。

在一些其他示例中，控制系统可以包括位于主机架中的主要控制器以及多个次要控制器，每个次要控制器位于对应的多轴飞行器单元中。此外，每个多轴飞行器单元可以具有其自己的速度处理单元。通过这种控制系统架构，次要控制器可以配置成操作相应的多轴飞行器单元并且主要控制器可以配置成管理多个次要控制器。该主要控制器可以通信地耦接至参考处理单元以接收关于主机架的取向的信息，而次要控制器可以通信地耦接至主要控制器。以这种方式，具有关于飞行器的当前方向、当前行进方向和预期行进方向的信息的主要控制器能够确定飞行器要采取的方向。主要控制器可以将要采取的方向、即飞行器的推力矢量传输到次要控制器，使得每个次要控制器可以操作相应的多轴飞行器单元以在要采取的方向上引导飞行器。每个次要控制器可以将针对该特定四轴飞行器计算出的推力发送到对应的速度处理单元。速度处理单元可以向四轴飞行器中的相应马达发送将确定其旋翼速度的对应的转送信号。

图10示出了用于操纵具有解耦DOF的飞行器的示例方法的流程图。

在方法60的步骤61处，提供了如先前公开的具有解耦DOF的飞行器。该飞行器包括主机架、通过相应的接头的插入而附接至主机架的多个多轴飞行器单元，其中至少一个接头具有最小一个自由度，使得主机架具有与主机架的DOF总数相同的或更多数目的CDOF。

在方法的步骤62处，飞行器的参考处理单元确定飞行器相对于水平面的位移。优选地，参考处理单元可以通信地耦接至惯性测量单元和定位在主机架上的多个加速度计和/或陀螺仪。

在方法60的步骤63处，飞行器的控制器基于所确定的位移来确定整个飞行器的全局推力矢量或设定点(推力+倾斜角、偏航、侧倾和俯仰)。然后，控制器基于先前计算的全局推力矢量来计算多个多轴飞行器单元中的每一者的推力矢量(推力和倾斜角)。

在方法60的步骤64处，控制器基于确定的推力来调节多个多轴飞行器单元的每个推进单元的推力。

在方法60的步骤65处，控制器通过经由接头执行每个多轴飞行器单元相对于主机架的旋转运动来调节多个多轴飞行器单元的倾斜角，相对旋转运动基于确定的倾斜角。

如本文所述的具有解耦DOF的飞行器可以用于提供基于最小推进模块的可扩展飞行器架构，该最小推进模块通过具有至少一个DOF和多达三个旋转DOF的接头连结至共同结构。将每个多轴飞行器单元联结至主飞行器结构的这些接头可以允许多达3个旋转自由度(绕X轴转动、绕Y轴转动以及绕Z轴转动)，并使多轴飞行器单元中的每一者能够相对于主飞行器结构精确定位。所有这些优点使飞行器能够执行具有固定推进单元的现有飞行器当前无法执行的运动。

在本文中，术语“包括(comprise)”及其派生词(例如“包括(comprising)”等)不应被理解为排除性意义，即，这些术语不应被解释为排除所描述和定义的内容可能包括更多元件的可能性。

本发明显然不限于在此描述的具体实施方式，而是还涵盖本领域技术人员在权利要求所限定的本发明的总体范围内可以考虑的任何变型。

Claims (15)

1.一种飞行器，包括：

主机架；

多个可操作的多轴飞行器单元，每个多轴飞行器单元均具有多个推进单元，其中，所述多个推进单元以固定的偏航角、固定的侧倾角和固定的俯仰角附接至所述多轴飞行器单元；并且

其中，所述多个可操作的多轴飞行器单元通过相应的接头的插入而附接至所述主机架并且相对于所述主机架彼此独立地旋转，并且其中，至少一个接头具有最少一个自由度，使得所述主机架具有与所述主机架的自由度的总数相比相同或更多数目的可控制的自由度。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述接头具有最多三个自由度。

3.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其中，所述主机架具有从所述主机架径向延伸的多个臂，并且每个可操作的多轴飞行器单元均附接至所述多个臂中的对应的臂。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其中，所述接头包括释放系统，使得所述多个可操作的多轴飞行器单元以可释放的方式附接至所述主机架。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其中，所述接头包括锁定装置，所述锁定装置构造成限制所述接头在至少一个自由度中的运动。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其中，所述接头包括阻挡装置，所述阻挡装置构造成暂时阻挡所述接头在至少一个自由度中的运动。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其中，所述接头包括减震装置，所述减震装置构造成吸收由所述多轴飞行器单元相对于所述主机架的运动产生的震动脉冲。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其中，所述接头选自包括球形接头、万向接头、球窝接头、等速接头及其任何组合的组。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述多个可操作的多轴飞行器单元相对于所述主机架的中心点等距定位。

10.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，包括参考处理单元，所述参考处理单元位于所述主机架上并且构造成确定所述主机架相对于水平面的位移。

11.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，包括位于所述主机架中的控制器，所述控制器配置成操作所述多个多轴飞行器单元。

12.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，包括：

主要控制器，所述主要控制器位于所述主机架中；以及

多个次要控制器，每个次要控制器均位于对应的多轴飞行器单元中，

其中，所述多个次要控制器配置成操作相应的所述多轴飞行器单元，并且所述主要控制器配置成管理所述多个次要控制器。

13.一种用于操纵飞行器的方法，所述方法包括：

提供根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器；

由所述参考处理单元确定所述飞行器相对于水平面的位移；

由所述飞行器的控制器基于所确定的位移来确定所述飞行器的推力和倾斜角；

由所述控制器基于所确定的推力来调节所述多个多轴飞行器单元中的每个多轴飞行器单元的推力；以及

由所述控制器通过经由所述接头执行每个多轴飞行器单元相对于所述主机架的旋转运动来调节所述多个多轴飞行器单元中的每个多轴飞行器单元的倾斜角，所述相对旋转运动基于所确定的倾斜角。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述飞行器具有附接至所述主机架的主要控制器和附接至每个多轴飞行器单元的次要控制器，其中，所述多个次要控制器用于操作相应的所述多轴飞行器单元，并且所述主要控制器用于管理所述多个次要控制器，所述方法包括：

由所述主要控制器基于所确定的位移来确定所述飞行器的推力和倾斜角；

由每个次要控制器基于所确定的推力来调节相应的所述多轴飞行器单元的推力；以及

由每个次要控制器通过经由所述接头执行所述多轴飞行器单元相对于所述主机架的旋转运动来调节相应的所述多轴飞行器单元的倾斜角，所述相对旋转运动基于所确定的倾斜角。

15.根据权利要求13所述的方法，其中，所述飞行器具有配置成操作所述多个多轴飞行器单元的多个控制器，所述方法包括：

由所述多个控制器中的任一控制器基于所确定的位移来确定所述飞行器的推力和倾斜角；

由所述多个控制器中的任一控制器基于所确定的推力来调节所述多个多轴飞行器单元的推力；以及

由所述多个控制器中的任一控制器通过经由所述接头执行所述多轴飞行器单元相对于所述主机架的旋转运动来调节所述多个多轴飞行器单元的倾斜角，所述相对旋转运动基于所确定的倾斜角。

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