CN113581444B - 用于改进的推力效率和内部冷却的飞行器架构 - Google Patents

用于改进的推力效率和内部冷却的飞行器架构 Download PDF

Info

Publication number
CN113581444B
CN113581444B CN202110478861.0A CN202110478861A CN113581444B CN 113581444 B CN113581444 B CN 113581444B CN 202110478861 A CN202110478861 A CN 202110478861A CN 113581444 B CN113581444 B CN 113581444B
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuselage
assembly
core
uav
foam
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110478861.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113581444A (zh
Inventor
G·约翰逊
D·思琳
A·佩格
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Flir Unmanned Aerial Systems ULC
Original Assignee
Flir Unmanned Aerial Systems ULC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Flir Unmanned Aerial Systems ULC filed Critical Flir Unmanned Aerial Systems ULC
Publication of CN113581444A publication Critical patent/CN113581444A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113581444B publication Critical patent/CN113581444B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/20—Rotorcraft characterised by having shrouded rotors, e.g. flying platforms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/14—Flying platforms with four distinct rotor axes, e.g. quadcopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/70—Constructional aspects of the UAV body
    • B64U20/75—Constructional aspects of the UAV body the body formed by joined shells or by a shell overlaying a chassis
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/90—Cooling
    • B64U20/96—Cooling using air
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/30—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/10—UAVs characterised by their flight controls autonomous, i.e. by navigating independently from ground or air stations, e.g. by using inertial navigation systems [INS]
    • B64U2201/104—UAVs characterised by their flight controls autonomous, i.e. by navigating independently from ground or air stations, e.g. by using inertial navigation systems [INS] using satellite radio beacon positioning systems, e.g. GPS
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B64U50/14—Propulsion using external fans or propellers ducted or shrouded

Abstract

提供了一种用于无人驾驶飞行器(UAV)的机身组件，其包括顶部机身组件、底部机身组件以及布置在其间的平面支撑框架。顶部机身组件和底部机身组件可形成分别围绕一个或多个UAV推进电动机座布置的一个或多个旋翼管道，其中，旋翼管道被构造为保护布置在其中的旋转旋翼免受由与环境飞行危险的撞击引起的物理损坏。机身组件还可包括散热器，其热耦合到UAV的电子器件并且布置在机身组件内，使得旋翼管道中的旋转叶片使得空气从顶部机身组件的进入孔的外部抽吸，通过其中布置散热器的耗散表面的气流通道，并且经由气流出口进入旋翼管道中。

Description

用于改进的推力效率和内部冷却的飞行器架构
相关申请的交叉引用
本申请要求2020年5月1日提交的且标题为“AERIAL VEHICLE ARCHITECTURES FORIMPROVED THRUST EFFICIENCY AND INTERNAL COOLING,”的美国临时专利申请号63/019,185的权益和优先权，此处通过引用将上述申请全文并入。
技术领域
本发明总体涉及无人传感器平台，更具体地涉及用于提高无人驾驶飞行器的推力效率和内部冷却的装置、系统和方法。
背景技术
现代无人传感器平台，诸如无人驾驶飞行器(UAV)、水下机器人(ROV)、无人水面航行器(USV)和无人地面车辆(UGV)，能够在长距离和所有环境中操作；乡村、城市、甚至水下操作。具体地，UAV具有广泛的现实世界应用，包括监视、侦察、勘探、物品运输、救灾、航空摄影、大规模农业监测等。UAV通常可以配备有各种装置，诸如完成各种操作的传感器和导航技术。各种装置可能增加UAV的总重量，需要保护，并且需要适当的冷却来操作。由此，在本领域中需要改进的UAV架构，这些架构提供提高的推力效率、总体质量减小或最小化、飞行操作期间的保护以及内部硬件冷却。
发明内容
提供了UAV架构系统和有关的技术，以改进诸如UAV的无人移动传感器或勘测平台的操作。所描述的UAV架构系统的一个或多个实施方式可以有利地包括机身组件。机身组件可以包括顶部机身组件，该顶部机身组件包括至少部分地封闭在相对刚性的顶部机身壳内的顶部机身芯。顶部机身壳和顶部机身芯可以是泡沫-聚碳酸酯复合UAV部件，其中，顶部机身壳是用形成顶部机身芯的膨胀的聚苯乙烯泡沫包覆模制的真空成型的聚碳酸酯壳。机身组件可以包括底部机身组件，该底部机身组件包括至少部分地封闭在相对刚性的底部机身壳内的底部机身芯。底部机身壳和底部机身芯可以是泡沫-聚碳酸酯复合UAV部件，其中，底部机身壳是用形成底部机身芯的膨胀的聚苯乙烯泡沫包覆模制的真空成型的聚碳酸酯壳。
机身组件可包括基本上多边形的支撑框架，该支撑框架布置在顶部机身芯与底部机身芯之间，并被构造为将顶部机身芯物理地联接到底部机身芯，因此将顶部机身组件物理地联接到底部机身组件。支撑框架可以包括一个或多个UAV推进电动机座，每个UAV推进电动机座被构造为在机身组件与对应的UAV推进电动机之间提供机械联动装置。
顶部和底部机身组件可以组装以形成围绕对应的UAV推进电动机座布置的一个或多个旋翼管道。旋翼管道可被构造为保护布置在其中的旋转旋翼免受由与环境飞行危险的撞击所引起的物理损坏，并且每个旋翼管道可包括被成形为提高用于UAV的推进系统的推力效率的扩散器出口和入口。例如，当标准化为顶部和底部机身组件的组合重量时，顶部和底部机身组件的密度以及旋翼管道的形状可以提供大于一的总推力增益。因此，由旋翼管道增加到UAV的任何重量可由旋翼管道所提供的总推力增益抵消。
一个或多个气流通道可由顶部机身芯和顶部机身壳限定，使得气流通道在多个冷却空气进入孔与负压之间形成空气导管，该负压由在对应于气流通道的旋翼管道中旋转的旋翼产生。随着旋翼在旋翼管道内旋转并且导致负压形成在水平旋翼平面上方，环境空气可从多个冷却空气进入孔抽吸到布置在空气通道内的金属散热器组件，进入相应的旋翼管道，并且通过旋翼管道的扩散器出口排出。由此可见，热耦合到金属散热器组件的电力电子器件和其它内部硬件可以被冷却到合适的操作温度以实现期望的性能。
本发明的范围由权利要求限定，通过引用将权利要求并入该部分中。将通过考虑一个或多个实施方式的以下详细描述，来给予本领域技术人员本发明的实施方式的更完全理解、以及本发明另外优点的实现。将参照首先将简要描述的附图。
附图说明
图1例示了根据本公开的实施方式的勘测系统的框图。
图2例示了根据本公开的实施方式的包括移动平台的勘测系统的图。
图3A例示了根据本公开的实施方式的用于UAV的顶部机身组件的顶部透视分解图。
图3B和图3C例示了根据本公开的实施方式的图3A的顶部机身组件的散热器的透视图。
图4例示了根据本公开的实施方式的用于UAV的底部机身组件的顶部透视分解图。
图5例示了根据本公开的实施方式的用于UAV的机身组件的透视分解图。
图6A例示了根据本公开的实施方式的图5的已组装的机身组件的透视图。
图6B例示了根据本公开的实施方式的图6B的已组装的机身组件的透视图，其中旋翼组件布置在已组装的机身组件的旋翼管道内。
图7例示了根据本公开的一个或多个实施方式的具有气流通道的机身组件的剖视图。
图8例示了根据本公开的实施方式的用于组装用于UAV的机身组件的过程的流程图。
通过参考下面的详细描述，将最佳地理解本公开的实施方式及其优点。注意，在附图中，各种部件的大小和这些部件之间的距离未按比例绘制。应当理解，同样的附图标记用于识别在一个或多个附图中例示的同样的元件。
具体实施方式
现代无人传感器平台，诸如无人驾驶飞行器(UAV)，能够在长距离上和各种环境中操作。本公开提供了与UAV架构有关的系统和方法，该架构在穿越这种环境的受限区域时有助于飞行器安全性和耐久性，同时还为UAV提供提高的推进效率。UAV架构还允许UAV倒置着陆和起飞，并且UAV架构可以具有足够的浮力以允许UAV漂浮在水面上。例如，当UAV漂浮在水面上时，布置在UAV架构的旋翼管道内的旋翼可定位成基本上在水面上方，以允许从漂浮状态相对干燥的旋翼起飞。在其他实施方式中，UAV架构可以具有足够的浮力，以允许UAV漂浮，但旋翼可以部分地或完全地浸没。在这种情况下，UAV可构造为在水下操作旋翼，以提供足够的推力来摆脱水面，并将UAV提升到空中。
根据各种实施方式，用于UAV的机身组件包括顶部机身组件，该顶部机身组件包括至少部分地封闭在相对刚性的顶部机身壳内的顶部机身芯。顶部机身壳和顶部机身芯可以是泡沫-聚碳酸酯复合UAV部件，其中，顶部机身壳可以是用形成顶部机身芯的膨胀的聚苯乙烯泡沫包覆模制的真空成型的聚碳酸酯壳。
根据各种实施方式，机身组件还可以包括底部机身组件，该底部机身组件包括至少部分地封闭在相对刚性的底部机身壳内的底部机身芯。底部机身壳和底部机身芯可以是泡沫-聚碳酸酯复合UAV部件，其中，底部机身壳可以是用形成底部机身芯的膨胀的聚苯乙烯泡沫包覆模制的真空成型的聚碳酸酯壳。
在各种实施方式中，机身组件还可包括基本上多边形的支撑框架，该支撑框架布置在顶部机身芯与底部机身芯之间，并被构造为将顶部机身芯物理地联接到底部机身芯。支撑框架可以具有一个或多个UAV推进电动机座，每个UAV推进电动机座被构造为在机身组件与对应的UAV推进电动机之间提供机械联动装置。
在一些实施方式中，顶部和底部机身组件可以组装以形成围绕支撑框架的一个或多个UAV推进电动机座布置的一个或多个旋翼管道。旋翼管道可以被构造为保护布置在其中的旋转旋翼免受由与环境飞行危险的撞击所引起的物理损坏。各个旋翼管道可包括成形为提高用于UAV的推进系统的推力效率的入口和扩散器出口。例如，当标准化为顶部和底部机身组件的组合重量时，顶部和底部机身组件的密度以及旋翼管道的形状可以提供大于一的总推力增益。换言之，由旋翼管道增加到UAV的重量可由旋翼管道所提供的推力增益抵消/超过。
图1例示了根据本公开的实施方式的包括移动平台110的勘测系统100的框图。在各种实施方式中，系统100和/或系统100的元件可以被配置为例如在场景或勘测区域上飞行，飞行通过结构，或者接近目标并且对场景、结构或目标或其部分进行成像或感测，该成像或感测使用常平架(gimbal)系统122将成像系统/传感器有效负载140瞄准场景、结构或目标或其部分来进行。所得的图像和/或其它传感器数据可被处理(例如，由传感器有效负载140、移动平台110和/或基站130处理)并通过使用用户界面132(例如，诸如多功能显示器(MFD)的一个或多个显示器，诸如平板电脑、膝上型电脑或智能电话的便携式电子装置，或其它适当的界面)显示给用户和/或存储在存储器中以供稍后查看和/或分析。在一些实施方式中，系统100可以被配置为使用这种图像和/或传感器数据来控制移动平台110和/或传感器有效负载140的操作，如本文所述，诸如控制常平架系统122以将传感器有效负载140瞄准特定方向，或者控制推进系统124以将移动平台110移动到场景或结构中的或相对于目标的期望位置。
在图1所示的实施方式中，勘测系统100包括移动平台110、可选的基站130和至少一个成像系统/传感器有效负载140。移动平台110可被实施为被配置为移动或飞行并定位传感器有效负载140和/或使传感器有效负载140瞄准(例如，相对于指定或检测到的目标)的移动平台。如图1所示，移动平台110可以包括控制器112、方位传感器114、陀螺仪/加速度计116、全球导航卫星系统(GNSS)118、通信模块120、常平架系统122、推进系统124和其他模块126中的一个或多个。移动平台110的操作可以基本上是自主的和/或部分或完全由可包括用户界面132、通信模块134和其他模块136中的一个或多个的可选基站130控制。在其他实施方式中，移动平台110可以包括基站130的一个或多个元件，诸如对于各种类型的有人驾驶飞行器、陆地车辆和/或水面或水下船只。传感器有效负载140可物理地联接到移动平台110，并被配置为捕捉由移动平台110和/或基站130的操作选择和/或成帧的目标位置、区域和/或对象的传感器数据(例如，可见光谱图像、红外图像、窄孔径雷达数据和/或其他传感器数据)。在一些实施方式中，系统100的一个或多个元件可以在组合的壳体或结构中实施，该壳体或结构可以联接到移动平台110或在移动平台110内和/或由系统100的用户保持或携带。
控制器112可以被实施为任何适当的逻辑装置(例如，处理装置、微控制器、处理器、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)、存储储存装置、存储读取器或其他装置或装置的组合)，该逻辑装置可以适于执行、存储和/或接收适当的指令，诸如实施用于控制移动平台110和/或系统100的其他元件(诸如常平架系统122)的各种操作的控制回路的软件指令。这种软件指令还可以实施方法，这些方法用于处理红外图像和/或其他传感器信号，确定传感器信息，提供用户反馈(例如，通过用户界面132)，查询装置的操作参数，选择装置的操作参数，或执行本文描述的各种操作中的任何操作(例如，由系统100的各种元件的逻辑装置执行的操作)。
另外，可以提供非暂时性介质以便存储机器可读指令，这些指令用于加载到控制器112中并由其执行。在这些和其它实施方式中，控制器112可以在适当的情况下用其它部件实施，诸如易失性存储器、非易失性存储器、一个或多个接口和/或用于与系统100的装置接口连接的各种模拟和/或数字部件。例如，控制器112可以适于存储例如随时间变化的传感器信号、传感器信息、用于坐标系变换的参数、校准参数、校准点的集合和/或其他操作参数，并且使用用户界面132向用户提供这种存储的数据。在一些实施方式中，控制器112可以与例如移动平台110的一个或多个其他元件集成，或者分布为移动平台110、基站130和/或传感器有效负载140内的多个逻辑装置。
在一些实施方式中，控制器112可以被配置为基本上连续地监测和/或存储移动平台110、传感器有效负载140和/或基站130的一个或多个元件的状态和/或由其提供的传感器数据，诸如移动平台110、传感器有效负载140和/或基站130的位置和/或方位。在各种实施方式中，传感器数据可由控制器112监测和/或存储，和/或在系统100的整个操作期间基本上连续地在系统100的元件之间处理或传输，其中，这种数据包括各种类型的传感器数据、控制参数和/或其它数据，如本文所述。
方位传感器114可以被实施为罗盘、浮标、加速度计和/或能够测量移动平台110、常平架系统122、成像系统/传感器有效负载140和/或系统100的其他元件的方位(例如，相对于诸如重力和/或磁北的一个或多个参考方位的侧倾、俯仰和/或偏航的幅度和方向)，并且提供这种测量作为可以被传送到系统100的各种装置的传感器信号和/或数据的其他装置中的一个或多个。陀螺仪/加速度计116可以被实施为一个或多个电子六分仪、半导体器件、集成芯片、加速度计传感器、加速度计传感器系统、或能够测量移动平台110和/或系统100的其他元件的角速度/加速度和/或线性加速度(例如，方向和幅度)并且提供这种测量作为可以被传送到系统100的其他装置(例如，用户界面132、控制器112)的传感器信号和/或数据的其他装置。GNSS 118可以根据任何全球导航卫星系统来实施，包括基于GPS、格洛纳斯(GLONASS)和/或伽利略(Galileo)的接收器和/或能够基于从太空承载和/或陆地源(例如，eLoran和/或其他至少部分陆地的系统)接收的无线信号来确定移动平台110(例如，或移动平台110的元件)的绝对和/或相对位置并且能够提供这种测量作为可以被传送到系统100的各种装置的传感器信号和/或数据(例如，坐标)的其他装置。在一些实施方式中，GNSS 118可以包括例如高度计，或者可以用于提供绝对高度。
通信模块120可以被实施为被配置为在系统100的元件之间传输和接收模拟和/或数字信号的任何有线和/或无线通信模块。例如，通信模块120可以被配置为从基站130接收飞行控制信号和/或数据，并且将它们提供给控制器112和/或推进系统124。在其它实施方式中，通信模块120可以被配置为从传感器有效负载140接收图像和/或其它传感器信息(例如，可见光谱和/或红外静止图像或视频图像)且将传感器数据中继到控制器112和/或基站130。在一些实施方式中，通信模块120可以被配置为支持例如系统100的元件之间的扩频传输和/或多个同时通信信道。无线通信链路可以包括一个或多个模拟和/或数字无线电通信链路，诸如WiFi和其它，如本文所述，并且可以是例如在系统100的元件之间建立的直接通信链路，或者可以通过被配置为接收和重传无线通信的一个或多个无线中继站来中继。由通信模块120建立的通信链路可以被配置为在系统100的整个操作中基本上连续地在系统100的元件之间传输数据，其中，这种数据包括各种类型的传感器数据、控制参数和/或其他数据，如本文所述。
常平架系统122可以被实施为例如致动的常平架座，该常平架座可以由控制器112控制，以根据期望的方向和/或相对方位或位置相对于目标稳定传感器有效负载140或使传感器有效负载140或联接到其的部件瞄准。由此可见，常平架系统122可以被配置为向控制器112和/或通信模块120提供传感器有效负载140的相对方位(例如，相对于移动平台110的方位)(例如，常平架系统122可以包括其自己的方位传感器114)。在其他实施方式中，常平架系统122可以被实施为重力驱动的安装件(例如，非致动的)。在各种实施方式中，常平架系统122可以被配置为提供电力，支持有线通信和/或以其他方式促进铰接传感器/传感器有效负载140的操作。在另外的实施方式中，常平架系统122可以被配置为联接到激光指示器、测距仪和/或其他装置，例如，以基本上同时支撑、稳定、供电多个装置(例如，传感器有效负载140和一个或多个其他装置)和/或使其瞄准。
在一些实施方式中，常平架系统122可以适于在相对于移动平台110的方位和/或位置的竖直平面中使传感器有效负载140旋转±90度或高达360度。在另外的实施方式中，随着移动平台110偏航，常平架系统122可以将传感器有效负载140旋转成平行于移动平台110的纵轴或横轴，这可以提供相对于移动平台110在水平面中的360度测距和/或成像。在各种实施方式中，控制器112可以被配置为监测例如常平架系统122和/或传感器有效负载140相对于移动平台110的方位、或者传感器有效负载140的元件的绝对或相对方位。如本文所述，这种方位数据可以被传输到系统100的其他元件，以用于监测、存储或进一步处理。
推进系统124可以被实施为一个或多个螺旋桨、旋翼、涡轮或其他基于推力的推进系统和/或可以用于向移动平台110提供原动力和/或升力和/或使移动平台110转向的其他类型的推进系统。在一些实施方式中，推进系统124可以包括多个螺旋桨(例如，三螺旋桨、四螺旋桨、六螺旋桨、八螺旋桨或其他类型的“直升机”)，这些螺旋桨可以被控制(例如，通过控制器112)为提供移动平台110的提升和运动并且提供移动平台110的方位。在其他实施方式中，推进系统124可以被配置为主要提供推力，而移动平台110的其他结构提供升力，诸如在固定翼实施方式(例如，其中翼提供升力)和/或航空器实施方式(例如，气球、飞艇、混合浮空器)中。在各种实施方式中，推进系统124可以用便携式电源来实施，诸如电池和/或内燃机/发电机和燃料供应。
其它模块126可例如包括其它和/或另外传感器、致动器、通信模块/节点和/或用户界面装置，并且可用于例如提供与移动平台110的操作有关的另外环境信息。在一些实施方式中，其他模块126可包括湿度传感器、风和/或水温度传感器、气压计、高度计、雷达系统、接近传感器、可见光谱相机或红外相机(具有另外的座)、辐照度检测器、和/或提供测量和/或其他传感器信号的其他环境传感器，这些测量和/或其他传感器信号可被显示给用户和/或由系统100的其他装置(例如，控制器112)使用以提供移动平台110和/或系统100的操作控制。
在一些实施方式中，其它模块126可包括联接到移动平台110的一个或多个致动和/或铰接的装置(例如，多光谱主动照明器、可见光和/或IR相机、雷达、声纳和/或其它致动的装置)，其中，各个致动的装置包括适于响应于一个或多个控制信号(例如，由控制器112提供)来调节装置相对于移动平台110的方位的一个或多个致动器。具体地，其他模块126可包括立体视觉系统，该立体视觉系统被配置为提供可被用于例如计算或估计移动平台110的位置、或计算或估计移动平台110附近的导航危险的相对位置的图像数据。在各种实施方式中，控制器112可以被配置为使用这种接近度和/或位置信息来帮助安全地引导移动平台110和/或监测通信链路质量，如本文所述。
基站130的用户界面132可以被实施为显示器、触摸屏、键盘、鼠标、操纵杆、旋钮、方向盘、磁轭和/或能够接受用户输入和/或向用户提供反馈的任何其他装置中的一个或多个。在各种实施方式中，用户界面132可以适于向系统100的其他装置(诸如控制器112)提供用户输入(例如，作为由基站130的通信模块134发送的信号和/或传感器信息的类型)。用户界面132还可以用一个或多个逻辑装置(例如，类似于控制器112)来实施，该逻辑装置可以适于存储和/或执行实施本文描述的各种过程和/或方法中的任何过程和/或方法的指令，诸如软件指令。例如，用户界面132可以适于形成通信链路，例如发送和/或接收通信(例如，红外图像和/或其他传感器信号、控制信号、传感器信息、用户输入和/或其他信息)，或者执行本文描述的各种其他过程和/或方法。
在一个实施方式中，用户界面132可适于显示各种传感器信息和/或其它参数的时间序列作为图形或地图的一部分或覆盖在图形或地图上，该图形或地图可参考移动平台110和/或系统100的其它元件的位置和/或方位。例如，用户界面132可适于显示覆盖在地理地图上的移动平台110和/或系统100的其它元件的位置、航向和/或方位的时间序列，地理地图可包括指示致动器控制信号、传感器信息和/或其它传感器和/或控制信号的对应时间序列的一个或多个图形。
在一些实施方式中，用户界面132可适于接受包括例如系统100的元件的用户定义的目标朝向、航点、路线和/或方位的用户输入，并且生成控制信号，这些控制信号使移动平台110根据目标朝向、路线和/或方位移动，或者相应地使传感器有效负载140瞄准。在其他实施方式中，用户界面132可以适于接受修改例如控制器112的控制回路参数的用户输入。在另外的实施方式中，用户界面132可适于接受包括例如与移动平台110相关联的被致动或铰接的装置(例如，传感器有效负载140)的用户定义的目标姿态、方位和/或位置的用户输入，并且生成用于根据目标姿态、方位和/或位置来调节被致动的装置的方位和/或位置的控制信号。这种控制信号可以被传输到控制器112(例如，使用通信模块134和120)，控制器然后可以相应地控制移动平台110。
通信模块134可以被实施为被配置为在系统100的元件之间传输和接收模拟和/或数字信号的任何有线和/或无线通信模块。例如，通信模块134可以被配置为将飞行控制信号从用户界面132传输到通信模块120或144。在其它实施方式中，通信模块134可以被配置为从传感器有效负载140接收传感器数据(例如，可见光谱和/或红外静止图像或视频图像，或其它传感器数据)。在一些实施方式中，通信模块134可以被配置为支持例如系统100的元件之间的扩频传输和/或多个同时通信信道。在各种实施方式中，通信模块134可被配置为监测在基站130、传感器有效负载140和/或移动平台110之间建立的通信链路的状态(例如，包括系统100的元件之间诸如利用数字通信链路传输和接收的数据的分组丢失)，如本文所述。这种状态信息可以被提供给例如用户界面132，或者被传输到系统100的其他元件以用于监测、存储或进一步处理，如本文所述。
基站130的其它模块136可以包括其它和/或另外的传感器、致动器、通信模块/节点和/或用户界面装置，用于提供例如与基站130相关联的另外环境信息。在一些实施方式中，其它模块136可例如包括湿度传感器、风和/或水温度传感器、气压计、雷达系统、可见光谱相机、红外相机、GNSS和/或提供测量和/或其它传感器信号的其它环境传感器，这些测量和/或其它传感器信号可被显示给用户和/或由系统100的其它装置(例如，控制器112)使用，以提供对移动平台110和/或系统100的操作控制或处理传感器数据以补偿环境条件，诸如与移动平台110和/或基站130近似相同高度和/或相同区域内的大气中的水含量。在一些实施方式中，其它模块136可包括一个或多个致动和/或铰接的装置(例如，多光谱主动照明器、可见光和/或IR相机、雷达、声纳和/或其它致动的装置)，其中，每个致动的装置包括适于响应于一个或多个控制信号(例如，由用户界面132提供)来调节装置的方位的一个或多个致动器。
在成像系统/传感器有效负载140被实施为成像装置的实施方式中，成像系统/传感器有效负载140可以包括成像模块142，该成像模块可以被实施为冷却和/或未冷却的检测器元件阵列，诸如可见光谱和/或红外敏感检测器元件，包括量子阱红外光电探测器元件、基于辐射热测量计或微辐射热测量计的检测器元件、基于II型超晶格的检测器元件和/或可以布置在焦平面阵列中的其他红外光谱检测器元件。在各种实施方式中，成像模块142可以包括一个或多个逻辑装置(例如，类似于控制器112)，这些逻辑装置可以被配置为在将图像提供给存储器146或通信模块144之前处理由成像模块142的检测器元件捕获的图像。更一般地，成像模块142可以被配置为至少部分地或与控制器112和/或用户界面132组合地执行本文描述的任何操作或方法。
在一些实施方式中，传感器有效负载140可以利用类似于成像模块142的第二或另外成像模块来实施，例如，该第二或另外成像模块可以包括被配置为检测其他电磁光谱的检测器元件，其他电磁光谱诸如为可见光、紫外和/或其他电磁光谱或这种光谱的子集。在各种实施方式中，这种另外成像模块可以被校准或配准到成像模块142，使得由各个成像模块捕获的图像占据其他成像模块的已知的且至少部分重叠的视场，从而允许不同的光谱图像被几何地配准到彼此(例如，通过缩放和/或定位)。在一些实施方式中，除了依赖于已知的重叠视场之外或作为其替代，可以使用模式识别处理将不同的光谱图像彼此配准。
传感器有效负载140的通信模块144可以被实施为被配置为在系统100的元件之间传输和接收模拟和/或数字信号的任何有线和/或无线通信模块。例如，通信模块144可以被配置为将红外图像从成像模块142传输到通信模块120或134。作为另一示例，通信模块144可被配置为将测量范围从SER 145传输到通信模块120或134。在其他实施方式中，通信模块144可以被配置为从控制器112和/或用户界面132接收控制信号(例如，引导传感器有效负载140的捕获、聚焦、选择性滤波和/或其他操作的控制信号)。在一些实施方式中，通信模块144可以被配置为支持例如系统100的元件之间的扩频传输和/或多个同时通信信道。在各种实施方式中，通信模块144可以被配置为监测和传送传感器有效负载140的方位的状态，如本文所述。如本文所述，这种状态信息可以被提供或传输到系统100的其他元件，以用于监测、存储或进一步处理。
存储器146可以被实施为一个或多个机器可读介质和/或逻辑装置，这些机器可读介质和/或逻辑装置被配置为存储例如软件指令、传感器信号、控制信号、操作参数、校准参数、红外图像和/或有助于系统100的操作的其他数据，并且将其提供给系统100的各个元件。存储器146也可以至少部分地被实施为可移动存储器，例如包括用于这种存储器的接口的安全数字存储卡。
传感器有效负载140的方位传感器148可以类似于方位传感器114或陀螺仪/加速度计116和/或任何其他装置来实施，该任何其他装置能够测量传感器有效负载140、成像模块142和/或传感器有效负载140的其他元件的方位(例如，相对于诸如重力、磁北和/或移动平台110的方位的一个或多个参考方位的侧倾、俯仰和/或偏航的幅度和方向)，并且提供这种测量作为可以被传送到系统100的各个装置的传感器信号。传感器有效负载140的陀螺仪/加速度计(例如，角运动传感器)150可以被实施为一个或多个电子六分仪、半导体器件、集成芯片、加速度计传感器、加速度计传感器系统、或能够测量传感器有效负载140和/或传感器有效负载140的各个元件的角速度/加速度(例如，角运动)和/或线性加速度(例如，方向和幅度)，并且提供这种测量作为可以被传送到系统100的各个装置的传感器信号的其他装置。
传感器有效负载140的其他模块152可以包括例如用于提供与传感器有效负载140相关联的另外环境信息的其他和/或另外传感器、致动器、通信模块/节点、冷却或非冷却滤光器和/或用户界面装置。在一些实施方式中，其他模块152可包括湿度传感器、风和/或水温度传感器、气压计、雷达系统、可见光谱相机、红外相机、GNSS和/或提供测量和/或其他传感器信号的其他环境传感器，这些测量和/或其他传感器信号可被显示给用户和/或由成像模块142或系统100的其他装置(例如，控制器112)使用，以提供对移动平台110和/或系统100的操作控制或处理图像以补偿环境条件。
通常，系统100的各个元件可以用任何适当的逻辑装置(例如，处理装置、微控制器、处理器、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)、存储储存装置、存储读取器或其他装置或装置的组合)来实施，该逻辑装置可以适于执行、存储和/或接收适当的指令，诸如实施用于例如提供传感器数据和/或图像的方法的软件指令、或者用于在系统100的一个或多个装置之间传输和/或接收通信的软件指令，该通信诸如为传感器信号、传感器信息和/或控制信号。另外，可以提供一个或多个非暂时性介质以用于存储机器可读指令，这些机器可读指令用于加载到利用系统100的一个或多个装置实施的任何逻辑装置中并且由其执行。在这些和其它实施方式中，逻辑装置可在适当时用其它部件来实施，诸如易失性存储器、非易失性存储器和/或一个或多个接口(例如，集成电路间(I2C)接口、移动行业处理器接口(MIPI)、联合测试行动组(JTAG)接口(例如，IEEE 1149.1标准测试接入端口和边界扫描架构)和/或其它接口，诸如用于一个或多个天线的接口或用于特定类型的传感器的接口)。
传感器信号、控制信号和其他信号可以使用各种有线和/或无线通信技术在系统100的元件之间传送，通信技术包括例如电压信号传递、以太网、WiFi、蓝牙、Zigbee、Xbee、微网或其他中程和/或短程有线和/或无线联网协议和/或实施方案。在这种实施方式中，系统100的各个元件可以包括支持有线通信技术、无线通信技术和/或有线和无线通信技术的组合的一个或多个模块。在一些实施方式中，系统100的各个元件或元件的部分可彼此集成，例如，或可集成到单个印刷电路板(PCB)上，以减少系统复杂性、制造成本、功率要求、坐标系误差和/或各种传感器测量之间的定时误差。系统100的各个元件可以包括例如一个或多个电池、电容器或其它电力存储装置，并且可以包括一个或多个太阳能电池模块或其它电力生成装置。在一些实施方式中，可以使用一个或多个电源线由移动平台110的电源来对一个或多个装置供电。这种电源线也可用于支持系统100的元件之间的一种或多种通信技术。
图2例示了根据本公开的实施方式的包括移动平台110A和110B的勘测系统200的图，各个移动平台具有传感器有效负载140和相关联的常平架系统122。在图2所示的实施方式中，勘测系统200包括基站130、具有铰接的成像系统/传感器有效负载140和常平架系统122的移动平台110A、以及具有铰接的成像系统/传感器有效负载140和常平架系统122的移动平台110B，其中，基站130可以被配置为控制移动平台110A、移动平台110B和/或传感器有效负载140的运动、位置和/或方位。更一般地，勘测系统200可包括任何数量的移动平台110、110A和/或110B。
图3A例示了根据本公开的实施方式的用于UAV的顶部机身组件300的顶部透视分解图。例如，UAV可以是图1的移动平台110，可以是其一部分，或者可以包括该移动平台110。顶部机身组件300可以包括顶部机身芯302和顶部机身壳304。顶部机身壳304可使用聚碳酸酯材料或其它相对刚性的材料形成，并且在一些实施方式中可为大约0.3mm至0.5mm厚。顶部机身壳304可包括副盖306，该副盖包括冷却空气进入孔(例如，孔308a和308b)。在一些情况下，副盖306可以是顶部机身壳304的单个主体的一部分，或者在一些情况下，可以可去除地连接到顶部机身壳304。冷却空气进入孔可以布置在顶部机身壳304和/或副盖306周围的位置，以便于空气通过气流通道流到散热器310，如本文所讨论的。
在一些实施方式中，散热器310可以至少部分地布置在顶部机身芯302与顶部机身壳304之间。散热器310可以是金属散热器组件，该组件被配置为冷却UAV的电力电子器件、其它电子元件和其它内部硬件。例如，环境空气可流经顶部机身壳304的空气进入孔，以到达散热器310的耗散表面，如下文进一步讨论的。散热器310可以热耦合到电力电子器件或其它内部硬件，使得散热器310可以经由传导将热量从电力电子器件或内部硬件耗散。在一些情况下，散热器310可包括折叠的翅片，以提供更大的表面积，以便将热量从UAV的功率电子装置和其它内部硬件散掉。
在顶部机身组件300的组装(例如，包覆模制工艺)中，顶部机身芯302可部分地封闭在顶部机身壳304内。在一些实施方式中，顶部机身芯302可以使用具有大约20至30kg/m3密度的膨胀的聚苯乙烯(EPS)泡沫形成。顶部机身芯302和顶部机身壳304可以组装以形成围绕UAV推进座布置的旋翼管道的入口310a-310d。
旋翼管道的入口310a-310d可如下所讨论地组装到旋翼管道的扩散器出口410e-410h，以形成UAV的旋翼管道。旋翼管道可以被构造为保护布置在UAV推进座内的旋转旋翼免受由与环境飞行危险的撞击所引起的物理损坏。各个旋翼管道可连接到成形为提高用于UAV的推进系统的推力效率的入口和扩散器出口。例如，当标准化为顶部和底部机身组件的组合重量时，顶部和底部机身组件的密度以及旋翼管道的形状可以提供大于一的总推力增益。因此，通过形成旋翼管道而添加到UAV的任何重量都被旋翼管道所提供的推力增益抵消。
当顶部机身壳304与顶部机身芯302连接时，气流通道可由顶部机身壳304的内表面305(例如，或者机身壳304的副盖306)以及顶部机身芯302的内表面307限定。气流通道可从空气进入孔延伸到布置在旋翼管道的入口310b的内壁内的空气流出道314。空气流出道314可以由副盖306的凹口和限定在顶部机身芯302中的凹槽限定。限定在顶部机身壳304和顶部机身芯302中的各个气流通道可构造为在多个冷却空气进入孔与由在对应的旋翼管道中旋转的旋翼限定的旋翼平面上方的负压之间形成空气导管。在对应的旋翼管道中旋转的旋翼可将环境空气从多个冷却空气进入孔抽吸到散热器310的耗散表面，通过空气流出道314抽吸到对应的旋翼管道中，并且从对应的旋翼管道的扩散器出口排出。由此可见，可优化气流以增强UAV的飞行时间特性。
图3A示出了顶部推进座支撑件，其中一个标记为顶部推进座支撑件312。顶部推进座支撑件312可以从入口310a的内表面(例如，顶部机身芯302的内表面)延伸到入口310a内的中心区域。顶部推进座支撑件312可以为UAV的推进系统提供结构支撑和保护，该推进系统包括例如电动机、旋翼、旋翼轴、旋翼叶片等。顶部推进座支撑件312的描述通常可以应用于图3A所示的另外的推进座。
在一些实施方式中，顶部机身壳304和顶部机身芯302可提供用于UAV的各个传感器、成像器和/或其它装置的壳体。例如，顶部机身壳304可包括壳体元件301b和303b。顶部机身壳的壳体元件301b和303b可与顶部机身芯302的壳体元件301a和303a互补，以提供用于UAV的传感器/成像器/装置的壳体的顶部。壳体的底部可以由底部机身组件形成，如下面参照图4所讨论的。在各种实施方式中，传感器/成像器/装置可以包括参照图1和图2讨论的一个或多个传感器、成像器或装置。这种传感器、成像器和其他装置可以放置在机身组件的周围，以提供360度感知。例如，超声传感器可用于确定UAV相对于其周围环境位于何处。
图3B例示了根据本公开的一个或多个实施方式的图3A的散热器310的顶部透视图。图3C例示了图3B的散热器310的底部透视图。散热器310可以是折叠翅片散热器，该散热器310的中心部分320上布置有折叠翅片318。在一些实施方式中，散热器310可以包括从中心部分320延伸的辅助部分316(例如，腿部)，如图3B和图3C所示。辅助部分316可从相邻旋翼之间的中心部分320延伸，以从不同于与中心部分320对应的电力电子器件和硬件的、UAV内的另外的电力电子器件、电子元件或其它内部硬件散热。尽管仅一个部分(辅助部分316)被示出为从中心部分320延伸，但是可实施具有更多或更少延伸部分(例如，腿部)的另外构造，以根据需要向UAV内的不同和/或物理上分离的硬件提供冷却。这种另外的延伸部分可布置在UAV的旋翼管道之间，并用于对布置在UAV的机身组件内的各种电力电子器件、不同的电子元件和内部硬件进行热冷却。在一个方面，辅助部分316可包括折叠翅片318以提高散热性能。
尽管辅助部分316被示出为基本上矩形，但是辅助部分316可根据需要成形为与UAV内的需要冷却的硬件的形状互补。散热器310可包括通孔(其中一个是通孔322)，以便于将散热器固定到顶部机身芯302。在这方面，散热器310可在模制顶部机身芯302期间包覆模制，以减少零件数量、重量和组装夹具/问题。由此，散热器310的通孔可用于包覆模制工艺中以将散热器310固定到顶部机身芯302，以便形成UAV的复合部件。在一个或多个实施方式中，散热器310可以由铝或铜材料制成。
图4例示了根据本公开的实施方式的用于UAV的底部机身组件400的顶部透视分解图。例如，UAV可以是图1的移动平台110，可以是其一部分，或者可以包括该移动平台110。底部机身组件400可以包括底部机身芯402和底部机身壳404。根据一些实施方式，底部机身壳404可以是大约0.3mm至0.5mm厚的真空成型的聚碳酸酯材料。
在底部机身组件400的组装(例如，包覆模制工艺)中，底部机身芯402可部分地封闭在底部机身壳404内。在一些实施方式中，底部机身芯402可以由与图3A的顶部机身芯302的泡沫材料相当的泡沫材料(例如，具有大约20至30kg/m3密度的膨胀的聚苯乙烯(EPS)泡沫)形成。底部机身芯402和底部机身壳404可被组装以形成围绕UAV推进座布置的旋翼管道的扩散器出口410e-410h。应当注意，由底部机身壳404制成的扩散器出口410h的一部分在图4中未示出。旋翼管道的扩散器出口410e-410h可与图3A所示的旋翼管道的入口310a-310d对齐，以形成UAV的旋翼管道。
在图4所示的实施方式中，UAV推进座的底部推进座支撑件(其中之一是推进座支撑件406)从底部机身芯402的内表面的两个位置延伸到旋翼管道的扩散器出口410e-410h内的中心区域。图4所示的底部推进座支撑件可以与图3A所示的顶部推进座支撑件互补，以为UAV的推进系统提供结构支撑。底部推进座支撑件406的描述通常可以应用于图4所示的另外的底部推进座支撑件。
在一些实施方式中，底部机身壳404和底部机身芯402可提供用于UAV的各种传感器、成像器或其它装置的壳体的底部部分，以与上文参照图3A讨论的壳体的顶部部分互补。例如，底部机身壳404可包括壳体元件401b，并且底部机身芯可包括壳体元件403b，其中，壳体元件401a和403b可形成壳体的底部部分，该底部部分可与形成壳体顶部部分的壳体元件301a和301b互补。由此，当顶部机身组件300和底部机身组件400连接以形成机身组件时，它们各自的壳体元件可以彼此互补，以提供用于UAV的传感器、成像器和其它装置的完整壳体。
底部机身芯402可包括布置在支撑框架的内部区域内的安装垫408，该支撑框架可放置在底部机身芯402的底部推进座支撑件上。电力电子器件、电子元件和其它内部硬件可以安装在安装垫408上(例如，使用粘合剂或包覆模制)。例如，在实施方式中，诸如参照图1讨论的控制器112和通信模块120的内部电子器件可以安装到安装垫408。
图5例示了根据本公开的实施方式的用于UAV的机身组件500的透视分解图。根据各种实施方式，UAV可以是图1的移动平台110，可以是其一部分，或者可以包括该移动平台110。机身组件500可包括组装到底部机身组件400的顶部机身组件300，其中，安装框架502被封闭在顶部机身组件300和底部机身组件400内。在一些实施方式中，可以使用粘合剂来将顶部机身组件300联接到底部机身组件400。类似地，可以使用粘合剂来将安装框架502联接到顶部机身组件300和/或底部机身组件400。在实施方案中，安装框架502可被构造为将顶部机身芯302物理地联接到底部机身芯402。在这方面，安装框架502可至少部分地布置在顶部机身组件300的顶部推进座支撑件与底部机身组件400的底部推进座支撑件之间。
安装框架502可用作用于UAV的支撑框架以及机身组件500与对应的UAV推进电动机之间的机械联动装置。在这方面，安装框架502的各个座504a-504d可对应于推进电动机座。安装框架502可包括杆稳定器506a和506b，以在飞行时间期间向UAV提供稳定性。在一些实施方式中，安装框架502可以是碳纤维框架，以为UAV提供轻质但刚性的结构支撑。在一些实施方案中，安装框架502可以是大约2mm厚。尽管安装框架502被示出为基本上多边形的形状，但安装框架502可以设想为各种不同的平面形状，以为UAV及其推进电动机座提供结构支撑。
图6A例示了根据本公开的实施方式的用于UAV的机身组件500的透视图。如图6A所示，安装框架502可以部分地封闭在顶部机身组件300与底部机身组件400之间，使得安装框架502的座504a-504d露出，以允许旋翼轴(或其它旋翼组件部件)插入穿过各个座504a-504d并由底部机身组件400的底部推进座支撑件接收。如图6A所示，入口310a-310d和扩散器出口410e-410h可以互补地组装以分别形成旋翼610a-610d。
图6B例示了根据本公开的实施方式的图6A的机身组件500的透视图，其中，旋翼组件布置在机身组件500的旋翼管道610a-610d内。旋翼组件中的一个旋翼组件被标记为旋翼组件604，该旋翼组件具有旋翼叶片606a和606b以及插入穿过安装框架的座504a并被接收在底部机身组件402的底部推进座支撑件406(图6B中未示出)中的旋翼轴608。在一个或多个实施方式中，机身组件500可具有大约350mm×350mm×90mm的总尺寸。
图7例示了根据本公开的一个或多个实施方式的具有气流通道702的机身组件500的剖视图。气流通道702可形成于顶部机身壳304与顶部机身芯302之间。各个旋翼管道可具有布置在旋翼管道的内壁中、在旋翼叶片平面706上方的气流出口314。当顶部机身壳304与顶部机身芯302连接时，气流出口314可由顶部机身壳304的内表面305和顶部机身芯302的内表面307形成。对应于UAV的旋翼管道的各个气流通道可被构造为在多个冷却空气进入孔(其中之一是孔308a)与由旋翼在对应的旋翼管道中旋转旋翼叶片生成的负压之间形成空气导管，使得环境空气通过多个冷却空气进入孔被抽吸到散热器310的耗散表面，经由布置在旋翼管道中的气流出口314抽吸到至少一个旋翼管道中，并且被抽吸通过对应的旋翼管道的扩散器出口。
在各种实施方式中，电力电子器件/电子元件708可布置在底部机身芯402的安装垫上并热耦合至散热器310，使得电力电子器件708可经由散热器310的传导特性冷却，该特性诸如为散热器310的接收通过UAV的一个或多个气流通道的冷空气的表面积，如上面讨论的。根据各种实施方式，电力电子器件708可以包括参照图1和图2讨论的一个或多个电子装置。机身组件708可以包括布置在底部机身芯402与底部机身壳(图7中未示出)之间的便携式电源704。在一些实施方式中，便携式电源可以是在一些情况下用于向电力电子器件708供电的一个或多个电池。
图8例示了根据本公开的实施方式的用于组装用于UAV的机身组件的过程800的流程图。机身组件可以是如本文所讨论的机身组件500，可以是其一部分或者可以包括该机身组件500。应当理解，过程800的任何步骤、子步骤、子过程或方框可以以不同于图8例示的实施方式的顺序或布置来执行。例如，在一些实施方式中，一个或多个方框可以从过程800中省略或添加到过程中。
在方框802处，可以用泡沫包覆模制顶部机身壳，其中，泡沫形成至少部分地封闭在顶部机身壳内的顶部机身芯。根据一些实施方式，泡沫可以是具有约20至30kg/m3密度的膨胀的聚苯乙烯(EPS)泡沫。顶部机身壳可以由聚碳酸酯真空成型，并且可以为大约0.3mm至0.5mm厚，但是可以更薄或更厚，均匀地或非均匀地，以适合特定的应用。在一些实施方式中，可以将散热器包覆模制到顶部机身芯中，以例如减少零件数量、重量以及组装夹具和问题。散热器可以被包覆模制为使得散热器的第一侧面向底部泡沫机身芯，并且散热器的具有折叠翅片的第二侧面向顶部机身壳的内表面。顶部机身组件可包括顶部机身壳、顶部机身芯以及散热器。
在方框804处，可以用泡沫包覆模制底部机身壳，其中，泡沫形成至少部分地封闭在底部机身壳内的底部机身芯。泡沫可以与用于形成顶部机身芯的泡沫(例如，具有大约20至30kg/m3密度的膨胀的聚苯乙烯(EPS)泡沫)相当。类似于顶部机身壳，底部机身壳可以是大约0.3至0.5mm厚的真空成型聚碳酸酯壳，但是可以是更薄或更厚、均匀或不均匀，以适合特定应用。
在一些实施方式中，可以将电力电子器件/电子元件附接到底部机身壳的安装垫，使得电力电子器件布置在底部机身芯与顶部机身芯之间。电力电子器件可以热附接到散热器的第一侧，使得热量可以经由散热器的传导和沿着散热器的折叠翅片的散热表面流动的气流从电力电子器件耗散掉。
底部机身组件可包括底部机身壳和底部机身芯。由此可见，顶部机身组件和底部机身组件可以是耐用的泡沫-聚碳酸酯复合部件。聚碳酸酯机身壳可以是相对刚性的，以在UAV的飞行操作期间防止机械侵入和磨损。泡沫机身芯可消耗来自UAV可能经历的粗暴着陆和碰撞的撞击能量。此外，泡沫机身芯在飞行操作期间为UAV的内部部件提供减振。
在方框806处，利用至少部分地封闭在顶部机身组件与底部机身组件之间的支撑框架(例如，碳纤维框架)将顶部机身组件附接至底部机身组件。在实施方案中，支撑框架的各个侧可以被提供有粘合剂，诸如双面胶带，以将支撑框架粘附到底部机身芯和顶部机身芯。在一些实施方案中，顶部机身芯和/或底部机身芯可被提供有粘合剂，以在组装顶部机身组件、支撑框架和底部机身组件时粘附到支撑框架，以便产生UAV的机身组件。在一些实施方式中，提供至安装框架、顶部机身组件和/或底部机身组件的粘合剂可以用作UAV的内部部件的屏障。例如，可施加粘合剂，使得形成防水屏障，以在UAV降落在水面上/水面中时保护诸如电力电子器件的内部部件。
本公开中讨论的技术显著提高了无人传感器平台的操作灵活性和可靠性。例如，本公开提供了一种低成本、低零件数的UAV架构，该架构有助于UAV在飞行时间期间在受限区域中的安全性和耐久性。UAV架构通过采用低密度材料并形成被成形为为UAV提供总推力增益的旋翼管道而提高了推进效率。此外，UAV构造允许倒置着陆和起飞，因为旋翼通过旋翼管道而被保护免于在任一方位上与地面碰撞。在各种实施方式中，UAV架构可具有足够的浮力，使得UAV在水中漂浮。在一些实施方式中，浮力可足以防止UAV的旋翼被浸没，而与UAV相对于水面的方位无关。在其他实施方式中，UAV的旋翼可以部分地或完全地浸没，并且UAV可以被构造为在水下操作旋翼，并且提供足够的推力以摆脱水面并将UAV提升到空中。另外，虽然图3A至图7描述了具有四个管道的UAV，但是应当理解，类似的管道、机身组件特征和/或冷却策略可用于形成具有各种不同数量的管道和/或旋翼的UAV，包括例如具有单个管道和多个反向旋转旋翼的实施方式、以及具有两个、三个、六个或八个或更多管道和布置在各个管道内的一个或多个旋翼的实施方式。
在适用情况下，可以使用硬件、软件或硬件和软件的组合来实施由本公开提供的各种实施方式。而且，在适用情况下，在不脱离本公开的精神的情况下，可以将本文阐述的各种硬件部件和/或软件部件组合成包括软件、硬件和/或这两者的复合部件。在适用情况下，在不脱离本公开的精神的情况下，可以将本文阐述的各种硬件部件和/或软件部件分成包括软件、硬件或这两者的子部件。另外，在适用情况下，设想软件部件可以被实施为硬件部件，反之亦然。
根据本公开的软件，诸如非暂时性指令、程序代码和/或数据，可以存储在一个或多个非暂时性机器可读介质上。还设想本文识别的软件可以使用联网和/或处于其他方式的一个或多个通用或专用计算机和/或计算机系统来实施。在适用情况下，本文描述的各种步骤的顺序可以更改、组合成复合步骤和/或分成子步骤，以提供本文描述的特征。
上述实施方式例示但不限制本发明。还应理解，大量修改和变更根据本发明的原理是可以的。因此，本发明的范围仅由以下权利要求限定。

Claims (20)

1.一种用于无人驾驶飞行器UAV的机身组件，所述机身组件包括：
顶部机身组件，该顶部机身组件包括至少部分地封闭在相对刚性的顶部机身壳内的顶部泡沫机身芯；和
底部机身组件，该底部机身组件包括至少部分地封闭在相对刚性的底部机身壳内的底部泡沫机身芯，并且联接到所述顶部机身组件，其中，
所述顶部泡沫机身芯和所述底部泡沫机身芯形成一个或多个旋翼管道；并且
每个旋翼管道包括成形为提高用于所述UAV的推进系统的推力效率的扩散器出口和入口。
2.根据权利要求1所述的机身组件，还包括：
平面支撑框架，该平面支撑框架布置在所述顶部泡沫机身芯与所述底部泡沫机身芯之间，并且被构造为将所述顶部泡沫机身芯物理地联接到所述底部泡沫机身芯，其中：
所述平面支撑框架包括一个或多个UAV推进电动机座，每个UAV推进电动机座被构造为在所述机身组件与对应的UAV推进电动机之间提供机械联动装置；
所述一个或多个旋翼管道分别围绕所述一个或多个UAV推进电动机座布置；并且
所述一个或多个旋翼管道被构造为保护布置在其中的旋转旋翼免受由与环境飞行危险的撞击所引起的物理损坏。
3.根据权利要求1所述的机身组件，其中：
每个旋翼管道入口至少部分地由所述顶部泡沫机身芯形成；并且
每个旋翼管道扩散器出口至少部分地由所述底部泡沫机身芯形成。
4.根据权利要求1所述的机身组件，其中，所述顶部泡沫机身芯和所述底部泡沫机身芯被构造为在所述UAV漂浮在水面上时使所述机身组件具有足够的浮力，以将布置在所述一个或多个旋翼管道内的旋翼定位为基本上在所述水面上方。
5.根据权利要求1所述的机身组件，其中：
所述顶部机身组件包括金属散热器组件，该金属散热器组件至少部分地布置在所述顶部泡沫机身芯与所述顶部机身壳之间，并且被构造为至少冷却所述UAV的电力电子器件；并且
所述顶部机身壳包括多个冷却空气进入孔，所述多个冷却空气进入孔被构造为允许环境空气到达所述金属散热器组件的耗散表面。
6.根据权利要求5所述的机身组件，其中：
所述机身组件包括形成在所述顶部机身壳与所述顶部泡沫机身芯之间的至少一个气流通道；
每个气流通道被构造为在所述多个冷却空气进入孔与由在所述一个或多个旋翼管道中对应的一个旋翼管道中旋转的旋翼生成的旋翼平面上方的负压之间形成空气导管；并且
在对应的旋翼管道中旋转的所述旋翼将所述环境空气从所述多个冷却空气进入孔抽吸到所述金属散热器组件的所述耗散表面，进入对应的旋翼管道，并且从所述对应的旋翼管道的所述扩散器出口排出。
7.根据权利要求1所述的机身组件，其中：
所述顶部泡沫机身芯和所述底部泡沫机身芯的密度以及所述旋翼管道的形状被配置为提供所述UAV的总推力增益；
所述总推力增益被标准化为所述顶部泡沫机身芯和所述底部泡沫机身芯的至少组合重量；并且
所述总推力增益大于一。
8.根据权利要求1所述的机身组件，其中：
所述顶部机身组件包括由所述顶部泡沫机身芯包覆模制的金属散热器组件；并且
所述金属散热器组件被构造为至少冷却所述UAV的布置在所述底部泡沫机身芯与所述顶部泡沫机身芯之间的电力电子器件。
9.根据权利要求8所述的机身组件，其中：
所述金属散热器组件包括中心部分和在两个相邻的旋翼管道之间延伸的腿部；并且
所述金属散热器组件的所述中心部分和所述金属散热器组件的所述腿部被构造为冷却所述UAV的不同电子元件。
10.根据权利要求8所述的机身组件，其中：
所述金属散热器组件包括中心部分和至少一个腿部；
每个腿部在相邻的旋翼管道之间延伸；并且
所述金属散热器组件的所述中心部分和所述金属散热器组件的每个腿部被构造为冷却所述UAV的不同电子元件。
11.根据权利要求1所述的机身组件，其中：
所述顶部机身壳包括布置在金属散热器组件上方的副盖，该金属散热器组件至少部分地布置在所述顶部泡沫机身芯与所述副盖之间，并且被构造为至少冷却所述UAV的电力电子器件；并且
所述副盖包括多个冷却空气进入孔，所述多个冷却空气进入孔被构造为允许环境空气到达所述金属散热器组件的耗散表面。
12.根据权利要求11所述的机身组件，其中：
所述机身组件包括形成在所述顶部机身壳与所述顶部泡沫机身芯之间的至少一个气流通道；
每个气流通道被构造为在所述多个冷却空气进入孔与由在所述一个或多个旋翼管道中对应的一个旋翼管道中旋转的旋翼限定的旋翼平面上方的负压之间形成空气导管；并且
在对应的旋翼管道中旋转的所述旋翼将所述环境空气从所述多个冷却空气进入孔抽吸到所述金属散热器组件的所述耗散表面，进入对应的旋翼管道，并且从所述对应的旋翼管道的所述扩散器出口排出。
13.根据权利要求1所述的机身组件，其中，所述顶部泡沫机身芯和/或所述底部泡沫机身芯包括膨胀的聚苯乙烯泡沫和/或聚碳酸酯。
14.一种用于组装根据权利要求1所述的机身组件的方法，所述方法包括：
将所述顶部机身壳与所述顶部泡沫机身芯包覆模制，以形成所述顶部机身组件；
将所述底部机身壳与所述底部泡沫机身芯包覆模制，以形成所述底部机身组件；
将所述顶部机身组件附接至所述底部机身组件；以及
将金属散热器组件与所述顶部泡沫机身芯包覆模制，使得所述金属散热器组件的第一侧面向所述底部泡沫机身芯，并且所述金属散热器组件的第二侧面向所述顶部机身壳的内表面，其中，所述金属散热器组件的所述第二侧包括包含多个折叠翅片的耗散表面。
15.根据权利要求14所述的方法，还包括：
将所述UAV的电力电子器件附接到所述底部泡沫机身芯的安装垫，使得所述电力电子器件布置在所述底部泡沫机身芯与所述顶部泡沫机身芯之间；以及
将所述金属散热器组件的第一侧热耦合至所述UAV的所述电力电子器件。
16.一种用于组装用于无人驾驶飞行器UAV的机身组件的方法，所述方法包括：
将顶部机身壳与顶部泡沫机身芯包覆模制以形成顶部机身组件，使得所述顶部泡沫机身芯至少部分地封闭在所述顶部机身壳内；
将底部机身壳与底部泡沫机身芯包覆模制以形成底部机身组件，使得所述底部泡沫机身芯至少部分地封闭在所述底部机身壳内；以及
将所述顶部机身组件附接至所述底部机身组件，其中：
所述顶部泡沫机身芯和所述底部泡沫机身芯形成一个或多个旋翼管道；并且
每个旋翼管道包括成形为提高用于所述UAV的推进系统的推力效率的扩散器出口和入口。
17.根据权利要求16所述的方法，其中：
将所述顶部机身组件附接至所述底部机身组件包括：使用布置在所述顶部泡沫机身芯与所述底部泡沫机身芯之间的平面支撑框架，将所述顶部机身组件物理地联接至所述底部机身组件；
所述平面支撑框架包括一个或多个UAV推进电动机座，每个UAV推进电动机座被构造为在所述机身组件与对应的UAV推进电动机之间提供机械联动装置；
所述一个或多个旋翼管道分别围绕所述一个或多个UAV推进电动机座布置；并且
所述一个或多个旋翼管道被构造为保护布置在其中的旋转旋翼免受由与环境飞行危险的撞击所引起的物理损坏。
18.根据权利要求16所述的方法，还包括：
将金属散热器组件与所述顶部泡沫机身芯包覆模制，使得所述金属散热器组件的第一侧面向所述底部泡沫机身芯，并且所述金属散热器组件的第二侧面向所述顶部机身壳的内表面，其中，所述金属散热器组件的第二侧包括包含多个折叠翅片的耗散表面。
19.根据权利要求18所述的方法，还包括：
将所述UAV的电力电子器件附接到所述底部泡沫机身芯的安装垫，使得所述电力电子器件布置在所述底部泡沫机身芯与所述顶部泡沫机身芯之间；以及
将与所述顶部泡沫机身芯包覆模制的所述金属散热器组件的第一侧热耦合至所述UAV的所述电力电子器件。
20.根据权利要求16所述的方法，还包括：
由聚碳酸酯真空成型所述顶部机身壳和所述底部机身壳，其中，所述顶部机身组件和所述底部机身组件形成泡沫-聚碳酸酯复合部件。
CN202110478861.0A 2020-05-01 2021-04-30 用于改进的推力效率和内部冷却的飞行器架构 Active CN113581444B (zh)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US202063019185P 2020-05-01 2020-05-01
US63/019185 2020-05-01
US17/239,514 US20220009647A1 (en) 2020-05-01 2021-04-23 Aerial vehicle architectures for improved thrust efficiency and internal cooling
US17/239514 2021-04-23

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113581444A CN113581444A (zh) 2021-11-02
CN113581444B true CN113581444B (zh) 2023-10-03

Family

ID=78243009

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110478861.0A Active CN113581444B (zh) 2020-05-01 2021-04-30 用于改进的推力效率和内部冷却的飞行器架构

Country Status (2)

Country Link
US (1) US20220009647A1 (zh)
CN (1) CN113581444B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114194403B (zh) * 2022-01-25 2023-06-02 广东汇天航空航天科技有限公司 驱动装置的散热结构及飞行器
CN114802657B (zh) * 2022-03-18 2024-01-26 中国舰船研究设计中心 “陀螺”型跨介质无人航行器及其工作方法
WO2023211996A1 (en) * 2022-04-27 2023-11-02 Snap Inc. Uav having shroud cooling openings
KR102633189B1 (ko) * 2023-10-16 2024-02-01 김윤철 고소작업 드론용 보호 쉴드
CN117262267B (zh) * 2023-11-21 2024-02-09 山东字节信息科技有限公司 两栖无人机

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108569395A (zh) * 2017-03-13 2018-09-25 三星电子株式会社 具有管道结构的无人驾驶飞行器
CN110588962A (zh) * 2018-06-13 2019-12-20 空客直升机德国有限公司 具有包括气动优化的罩部的推力产生单元的多旋翼飞行器
CN110641693A (zh) * 2018-06-26 2020-01-03 霍尼韦尔国际公司 垂直起飞和着陆无人驾驶飞行器
CN110719874A (zh) * 2017-06-01 2020-01-21 罗马里斯公司 带有同步传感器网络的无人驾驶飞机

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140231582A1 (en) * 2012-10-03 2014-08-21 Sean Headrick Methods and Systems of Constructing a Multi Rotor Aircraft Fuselage
US10059437B2 (en) * 2015-01-08 2018-08-28 Robert Stanley Cooper Multi-rotor safety shield
US10336451B2 (en) * 2015-06-30 2019-07-02 Gopro, Inc. Coupling assembly for a removable propeller
CN205440847U (zh) * 2015-12-25 2016-08-10 广州亿航智能技术有限公司 机臂可折放的多旋翼载人飞行器
US10405463B2 (en) * 2017-06-16 2019-09-03 Qualcomm Incorporated Multi-rotor aerial drone with vapor chamber
CN110997486A (zh) * 2017-07-24 2020-04-10 多特瑞尔技术有限公司 护罩
US20190135419A1 (en) * 2017-11-03 2019-05-09 Vantage Robotics Llc Foldable unmaned aerial vehicle (uav)
US20200255145A1 (en) * 2019-02-11 2020-08-13 Hybrid Robotics, Inc. System and method for underwater deployment of a payload
US20210016875A1 (en) * 2019-07-21 2021-01-21 Adam James Grabowski Airski evtol pav with integrated ducted-fan fairing

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108569395A (zh) * 2017-03-13 2018-09-25 三星电子株式会社 具有管道结构的无人驾驶飞行器
CN110719874A (zh) * 2017-06-01 2020-01-21 罗马里斯公司 带有同步传感器网络的无人驾驶飞机
CN110588962A (zh) * 2018-06-13 2019-12-20 空客直升机德国有限公司 具有包括气动优化的罩部的推力产生单元的多旋翼飞行器
CN110641693A (zh) * 2018-06-26 2020-01-03 霍尼韦尔国际公司 垂直起飞和着陆无人驾驶飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
US20220009647A1 (en) 2022-01-13
CN113581444A (zh) 2021-11-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113581444B (zh) 用于改进的推力效率和内部冷却的飞行器架构
EP3391164B1 (en) System and method for capturing, processing, retrieving and displaying images from an unmanned aerial vehicle
US11345472B2 (en) UAV having barometric sensor and method of isolating disposing barometric sensor within UAV
US9650134B2 (en) Unmanned aerial rescue system
EP3243749B1 (en) Unmanned aerial vehicle (uav) having vertical takeoff and landing (vtol) capability
CN109708636B (zh) 导航图配置方法、避障方法以及装置、终端、无人飞行器
CN107430188B (zh) 模块化lidar系统
US10850841B2 (en) Unmanned aerial vehicle and method for operating an unmanned aerial vehicle
US20230097186A1 (en) Locomotion systems and methods for aerial vehicles
JP2006051893A (ja) 位置・姿勢検出システム
JP6649342B2 (ja) 無人航空機、及び無人航空機で慣性計測ユニットを分離する方法
US20220411075A1 (en) Propeller deicing systems and methods
US20230140387A1 (en) Landing systems and methods for unmanned aerial vehicles
US20220238987A1 (en) Mobile surveillance systems extendable mast control systems and methods
US20210011472A1 (en) System, device and method for time limited communication for remotely controlled vehicles
US20230246513A1 (en) Electric motor cooling systems and methods
US20220189319A1 (en) Mobile surveillance systems and methods for uas operational support
US20230002046A1 (en) Accessory port systems and methods for unmanned aerial vehicles
US20220343779A1 (en) System, device and method for time limited communication for remotely controlled vehicles
US20230316939A1 (en) Collision detection and avoidance for unmanned aerial vehicle systems and methods
CN215245543U (zh) 多场景功能覆盖旋翼无人机
EP4083736A1 (en) Mobile platform systems and methods using mesh networks
US20220390965A1 (en) Mobile platform vision sensor systems and methods
KR20240035114A (ko) 광대역 촬영이 가능한 다면 카메라 및 이를 탑재한 무인항공기
WO2023146821A1 (en) Unmanned aerial vehicle landing platform systems and methods

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant