CN113784890A - 混合旋翼式飞行器 - Google Patents

Abstract

一种多旋翼飞行器，包括机身、推进引擎以及旋翼；推进引擎耦接至机身，推进引擎在前向飞行期间产生推力以沿第一矢量推进飞行器；旋翼耦接至机身，每个旋翼包括桨叶，每个旋翼耦接至电机，并且每个电机被配置为将动力供应至耦接的旋翼并且从耦接的旋翼汲取动力。飞行器包括飞行控制系统，飞行控制系统被配置为在功率管理制度下控制耦接至旋翼的电机，在功率管理制度下，净电功率保持在由飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，净电功率包括通过其电机供应至每个旋翼或从每个旋翼汲取的功率的总和。还可以利用飞行控制系统来调整旋翼控制输入量，以修改多旋翼飞行器的推力、侧倾、俯仰或偏航中的至少一个。

Description

混合旋翼式飞行器

技术领域

本公开总体上涉及使用旋转机翼(旋翼)来提供升力的飞行器，诸如直升机、多翼机、旋翼机和/或旋翼式飞行器，并且具体地涉及用于旋转机翼飞行器的飞行控制的改进。

背景技术

一种旋翼式飞行器包括具有一个或更多个推进动力源(ICE喷气机/螺旋桨)的机身、在竖直起飞和着陆期间提供额外的动力升力的一个或更多个旋翼、以及通常固定的机翼和/或用于正常巡航飞行的标准飞行器控制表面。这些旋翼在飞行的平衡期间基本上是无动力的，并且可以是通过自动旋转的唯一的升力表面，且用于增加其他翼面的升力或减缓以减小阻力，同时主要/仅仅依赖于其他翼面的升力。自动旋转是旋翼的空气动力学状态，其中施加到旋翼的唯一功率来自通过旋翼的空气流，其提供旋转功率，并且所产生的桨叶的旋转提供升力。

与直升机相比，旋翼机所声称的优势是提供一种不太复杂的竖直提升系统，该竖直提升系统通常在提供较高巡航速度的同时不需要昂贵的可变桨距旋翼和复杂的易于维护的斜盘来进行集中和俯仰控制。通过使用单独的专用推进引擎来实现较高的巡航速度，专用推进引擎通过依赖于其他机翼表面和/或旋翼表面的减小的RPM而具有减小的阻力。

虽然可以在旋翼机中使用任何数目的旋翼，但是历史上它只是一个旋翼。使用一个旋翼的旋翼机通常不需要补偿扭矩装置(诸如在直升机上存在的尾旋翼)，因为在飞行中在飞行器与旋翼之间不施加扭矩。例如，在1950-60年代的费尔利罗托达因(FairleyRotodyne)使用翼尖上的冲压喷气机，以及在2000年代早期DARPA-格罗恩兄弟直升机(DARPA–GroenBrothers Heliplane)项目中类似地使用翼尖喷气机。卡特直升机(CarterCopter)使用在地面上旋转加速的平坦(无升力)俯仰下的高惯性旋翼(由于与地面的摩擦，所施加的扭矩将不会使飞行器旋转)。然后，旋转力(扭矩)被断开，俯仰量被快速地增加，从而导致在飞行器过渡到向前飞行的同时在短时间段内高的“跳跃起飞”升力。对于着陆，在接近过程中通过自动旋转将旋翼设定为高RPM，并且旋翼的惯性提供足够的能量以提供俯仰控制的软着陆/竖直着陆。

自动旋转还被用于提供升力，以作为在旋翼断电的情况下用于直升机的紧急着陆方法。

发明内容

本文中公开了多旋翼飞行器或旋翼式飞行器的实施方式。

在第一方面，飞行器包括：机身；推进引擎，推进引擎耦接至机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿着第一矢量推进飞行器；同轴旋翼对，同轴旋翼对耦接至机身，每个旋翼包括桨叶，每个旋翼耦接至电机，并且每个电机被配置为将动力供应至耦接的旋翼并且从耦接的旋翼汲取动力；以及飞行控制系统，飞行控制系统被配置为控制电机，以使同轴旋翼对中的第一旋翼和第二旋翼的桨叶在向前飞行期间围绕旋转轴线偏移大约90度。

在第一方面，相对于在飞行器的重心前方的每个旋翼的旋翼平面的俯仰角，在飞行器的重心后方的每个旋翼的旋翼平面的俯仰角增大。每个旋翼可以包括在相对方向上从旋翼桨毂延伸的两个桨叶。至少一对同轴旋翼对可被配置为在前向飞行期间由其相应的电机驱动以在前向飞行期间沿着第二矢量向飞行器提供升力。飞行控制系统可被配置为控制至少一对同轴旋翼对的相应的电机，同轴旋翼对被配置为在功率管理制度中在向前飞行期间被驱动，在该功率管理制度中，净电功率保持在由飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，净电功率包括通过其电机供应至每个旋翼或从每个旋翼汲取的功率的总和。由每个旋翼的相应的电机向每个旋翼提供或从每个旋翼汲取的功率能够调节旋翼的旋转频率来为飞行器提供姿态控制。飞行控制系统可以被配置成控制电机，使得同轴旋翼对中的第一旋翼和第二旋翼的桨叶绕旋转轴线沿相同的方向旋转。飞行器可以包括机翼，机翼从机身的相对侧部延伸并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向飞行器提供升力。在向前飞行期间，由机翼沿第二矢量提供给飞行器的升力可以大于或等于在向前飞行期间由同轴旋翼对提供给飞行器的升力超过预定空速。机翼的升力中心可以在飞行器的重心处或飞行器的重心之后。第一矢量可基本垂直于作用在飞行器上的重力，第二矢量基本平行于作用在飞行器上的重力。飞行器可以包括水平安定面，该水平安定面由机身支撑并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向飞行器提供升力。由水平安定面提供的升力被配置为平衡由向前飞行中的同轴的旋翼对产生的升力。水平安定面的升力中心偏离飞行器的重心。向前飞行中的来自水平安定面的升力中心的力矩可以在方向上与来自偏离阻力中心的推进推力中心的力矩相反。水平安定面可被配置成平衡在前向飞行中由同轴旋翼对产生的升力和在向前飞行中来自偏离阻力中心的推进推力中心的组合力矩。在第一方面，所描述的各种特征件可以独立地或一起存在。

在第二方面，飞行器包括：机身；推进引擎，推进引擎耦接至机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿着第一矢量推进飞行器；以及旋翼，旋翼耦接到机身。旋翼被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向飞行器提供升力。每个旋翼包括：旋翼桨毂，旋翼桨毂限定电机腔；电机，电机设置在旋翼桨毂的电机腔内，电机被配置成向旋翼供应动力并从旋翼汲取动力；以及桨叶，桨叶与旋翼桨毂集成一体并且在相对的方向上从旋翼桨毂延伸，每个桨叶具有固定桨距。飞行器还包括飞行控制系统，该飞行控制系统被配置为控制相应旋翼的电机，该相应旋翼的电机被配置为在功率管理制度中在向前飞行期间被驱动，在该功率管理制度中，净电功率保持在由飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，该净电功率包括通过其电机供应至每个旋翼或从每个旋翼汲取的动力的总和。

在第二方面中，每个旋翼可包括：旋翼轴承轴，从旋翼桨毂延伸、穿过电机腔、并且穿过电机；以及轴盖，轴盖围绕旋翼轴承轴从电机延伸到安装凸缘。轴盖可以具有翼面形状。电机可包括设置在旋翼桨毂的壁中的磁体和设置在电机腔中并可绕旋翼轴承轴旋转的壳体。壳体可包括从壳体延伸至安装凸缘的轴盖、支撑旋翼轴承轴的一个或多个电机轴承、以及设置在壳体内与磁体相互作用的定子绕组，使得电机作为无刷电机操作。这些旋翼可以被耦接成同轴对，并且每个同轴对中的旋翼可以由对应的电机控制以在同一方向上围绕该同轴对的旋转轴线旋转。每个同轴对中的第一旋翼和第二旋翼的桨叶可以围绕旋转轴线偏移大约九十度。从机身的相对侧延伸的机翼可以被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向飞行器提供升力，其中，旋翼耦接至机翼。每个旋翼可以相对于水平面以一定的角度倾斜，并且该角度的倾斜可以使得当旋翼接近自动旋转操作时，旋翼的操作提供偏航控制力矩，该偏航控制力矩由旋翼旋转速度的变化引起的推力的变化而产生。该角度可以在四度与六度之间测量。由各旋翼的相应的电机向各旋翼提供或从各旋翼汲取的功率能够调节旋翼的旋转频率以为飞行器提供姿态控制。在第二方面，所描述的各种特征可以独立地或一起存在。

在第三方面，公开了一种用于多旋翼飞行器的飞行控制方法，该多旋翼飞行器具有各自耦接至电机的至少五个旋翼。该方法包括：使用处理单元将用于多旋翼飞行器的推力、侧倾、俯仰或偏航控制输入量中的至少一个转换成用于旋翼中的至少一个旋翼的旋翼控制输入量；由处理单元基于旋翼控制输入量来确定由至少五个旋翼产生的有效推力；当基于旋翼控制输入量将超过最小或最大旋翼控制值时，由处理单元基于至少五个旋翼中的两个旋翼中存在冗余来调节旋翼控制输入量，使得有效推力保持不变；以及将命令从处理单元发送到电机中的一个或更多个电机，以实现调整的旋翼控制输入量，从而修改多旋翼飞行器的推力、侧倾、俯仰或偏航中的至少一个。

在第三方面，多旋翼飞行器可以包括八个旋翼，并且对于八个旋翼中的四个旋翼，可以存在冗余。多旋翼飞行器可以包括八个旋翼，其中四个旋翼位于第一对角线上并且四个旋翼位于第二对角线上。基于冗余调节旋翼控制输入量可以包括以下之一：针对第一对角线上的旋翼的旋翼控制输入量增加或者减少调节值，以及针对在与第一对角线偏移的第二对角线上的旋翼的旋翼控制输入量增加或者减少调节值。多旋翼飞行器可包括：推进引擎以及飞行控制系统，推进引擎耦接至机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿第一矢量推进多旋翼飞行器；其中，至少五个旋翼耦接至机身并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向多旋翼飞行器提供升力，其中，每个电机被配置为向相应的耦接的旋翼提供动力并且从相应的耦接的旋翼汲取动力；飞行控制系统被配置为在功率管理制度下控制耦接至旋翼的电机，在功率管理制度下，净电功率保持在由飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，净电功率包括通过其电机供应至每个旋翼或从每个旋翼汲取的功率的总和。在第三方面，所描述的各种特征可以独立地或一起存在。

在第四方面，飞行器包括：机身；推进引擎，推进引擎耦接至机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿着第一矢量推进飞行器；以及旋翼，旋翼耦接至机身并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向飞行器提供升力。每个旋翼包括桨叶，桨叶耦接到电机，并且每个电机被配置成向耦接的旋翼供应动力和从耦接的旋翼汲取动力。由每个旋翼的相应的电机供应或从每个旋翼汲取的功率调节旋翼的旋转频率以为飞行器提供姿态控制。旋翼中的每个旋翼相对于水平面倾斜一定角度。角度的倾斜使得当旋翼接近自动旋转操作时，旋翼的操作提供偏航控制力矩，偏航控制力矩由旋翼旋转速度的变化引起的推力的变化而产生。

在第四方面中，该角度可以测量为在3度与7度之间。旋翼可以被耦接在同轴对中，并且每个同轴对中的旋翼可以由相应的电机控制以在同一方向上围绕该同轴对的旋转轴线旋转。飞行器可以包括飞行控制系统，飞行控制系统被配置为在功率管理制度下控制耦接至旋翼的电机，在功率管理制度下，净电功率保持在由飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，净电功率包括由通过其电机供应至每个旋翼或从每个旋翼汲取的功率的总和。在第四方面，所描述的各种特征可以独立地或一起存在。

在第五方面，飞行器包括：机身；推进引擎，推进引擎耦接至机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿着第一矢量推进飞行器；机翼，机翼从机身延伸并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向飞行器提供升力，其中，机翼的升力中心在飞行器的重心处或飞行器的重心之后；以及旋翼，旋翼耦接到机翼。旋翼中的至少一些旋翼被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向飞行器提供升力。相对于在飞行器的重心前方的每个旋翼的旋翼平面的俯仰角，在飞行器的重心后方的每个旋翼的旋翼平面的俯仰角增大。

在第五方面，在向前飞行期间机翼沿着第二矢量向飞行器提供的升力可以大于或等于在向前飞行期间旋翼向飞行器提供的在预定空速以上的升力。每个旋翼可包括限定电机腔的旋翼桨毂；设置在旋翼桨毂的电机腔内的电机，该电机被配置成向旋翼供应动力并从旋翼汲取动力；以及桨叶，桨叶与旋翼桨毂集成一体并且在相对方向上从旋翼桨毂延伸，每个桨叶具有固定桨距。旋翼可以被耦接在同轴对中，并且每个同轴对中的旋翼可以由相应的电机控制以围绕旋转轴线在相同的方向上旋转。在第五方面中，所描述的不同特征可以独立地或一起存在。

附图说明

当结合附图阅读时，从以下详细描述中最佳地理解本公开。应强调的是，根据惯例，附图的各自特征不是按比例的。相反，为了清楚起见，各种特征的尺寸可被任意扩大或减小。

图1示出了具有八个4-桨叶旋翼和推进器螺旋桨的实施例的立体图。

图2示出了具有八个2-桨叶旋翼、推进器螺旋桨以及将旋翼耦接至机身的机翼的实施例的立体图。

图3示出了在自动旋转向前飞行对桨叶旋转位置中的单个桨叶上的推力对桨叶角位置的对比曲线图。

图4示出了在自动旋转向前飞行中2-桨叶旋翼和4-桨叶旋翼的升力对旋翼角位置的曲线图。

图5示出了调整混合器的输出量的基于曲线图的示例，该混合器用于将推力控制信息、侧倾控制信息和俯仰控制信息转换成旋翼控制信息以增加有效控制的动态范围。

图6示出了将偏航控制信息添加到图5的混合器曲线图的基于曲线图的示例。

图7示出了对于在60英里/小时下的30英寸直径的旋翼所测量的不同角度的转矩(单位磅)与旋翼旋转速度之间的关系的曲线图。

图8示出了对于在60英里/小时下的30英寸直径的旋翼所测量的不同角度的推力(单位磅)与旋翼旋转速度之间的关系的曲线图。

图9示出了图1中的飞行器的前视图，其中，旋翼平面成角度垂直于向前飞行的方向并且旋翼之一上具有相应的推力。

图10示出了在向前飞行中相对于前旋翼的旋翼平面具有相对大的迎角的图1中的飞行器的侧视图。

图11示出了具有两个桨叶和集成无刷电机的旋翼的立体图。

图12示出了在向前自动旋转飞行中当使用旋翼的飞行器时的图11的旋翼的集成桨叶和无刷电机上的力。

具体实施方式

一种多旋翼旋翼式飞行器包括：至少一个推进引擎和多个旋翼，至少一个推进引擎被配置为在向前飞行期间提供向前推力以沿第一矢量推进飞行器；多个旋翼被配置为在向前飞行期间沿第二矢量向飞行器提供升力。旋翼式飞行器还包括飞行控制系统，该飞行控制系统被配置为控制旋翼在向前飞行期间在动力管理制度中操作，在该动力管理制度中，净电功率保持在由飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，该净电功率包括通过其电机提供给每个旋翼或从每个旋翼汲取的功率的总和。本文描述了改善旋翼式飞行器的操作效率和控制的附加特征。

图1示出混合式旋翼式飞行器100的第一实施例，该混合式旋翼式飞行器100包括八个旋翼101a-101h、机身102和支撑结构104、105，每个旋翼101a-101h均由电动机/发电机驱动，机身102具有耦接到机身102的推进螺旋桨103，支撑结构104、105附接到机身101的顶部，其中支撑结构104、105将旋翼101a-101h及其电动机/发电机耦接到机身102。机身102可以容纳货物或其他类型的有效载荷。给定八个旋翼101a-101h，飞行器100不需要任何额外的升力或飞行器控制表面(例如，机翼、方向舵、副翼、升降舵)。所有飞行控制可通过旋翼101a-101h的RPM的电机控制来实现。

旋翼101a-101h在旋翼、电机或电子速度控制器(ESC)故障的情况下为继续受控飞行至安全着陆提供冗余。进一步地，旋翼101a-101h被配置在四个同轴对的旋翼101a/101f、101b/101e、101c/101h和101d/101g中，通过同轴对的旋翼中的两个旋翼的向前飞行中的气流是独立的，并且与当飞行器在悬停和慢速向前飞行模式中操作时不同，其中通过同轴对的旋翼中的两个旋翼的气流不是独立的。在一些示例中，推进螺旋桨103可经由传动系直接连接到ICE引擎。在一些示例中，旋翼101a-101h是(半)刚性的、固定的俯仰的和低惯性的，并且旋翼101a-101h不具有直升机旋翼的铰接性、俯仰可调节性、高惯性。

图2示出了与图1的混合式旋翼式飞行器100相似的混合式旋翼式飞行器200的第二实施例。为了简洁起见，不描述大多数相似性。就差异而言，飞行器200包括八个旋翼201a-201h，每个旋翼由电动机/发电机驱动并具有四个桨叶。飞行器200包括机身202，机身202具有耦接到机身202的推进螺旋桨203。飞行器200还包括附接至机身202的支撑结构204、205，其中支撑结构204、205将旋翼201a-201h及其电动机/发电机耦接至机身202。图2中的支撑结构204是具有空气动力学形状的机翼，机翼附接至机身202的侧部和/或底部。在图2的示例中，使用两个机翼，其中机翼从飞行器200的相对侧延伸。图2的混合式旋翼式飞行器200还包括使用支撑结构207支撑在机身202后面的水平安定面206。水平安定面206可以具有空气动力学形状，诸如如所示的翼面形状。支撑结构207可形成为如图所示的细长支柱，且可采取其他形状或形式，或可不被包括在一些示例中，例如当水平安定面206直接耦接到机身202时。

在一些示例中(未示出)，飞行器200可以包括各自具有两个桨叶的四个旋翼，例如，单个四轴飞行器配置而不是双四轴飞行器配置。在一些示例(未示出)中，支撑结构204(例如机翼)可沿着机身202的侧部或可替代地更高地附接到机身202的顶部。本文描述了对类似于飞行器100、200的飞行器的改进，同时依赖于飞行器100、200的结构来描述实现示例。

用于改进向前飞行效率的机翼

对于以下描述，理解给定翼面的机翼具有由以下等式确定的升力、阻力和俯仰力矩的特性是有帮助的：

升力＝0.5*Cl*密度*速度²*面积 (1)

阻力＝0.5*Cd*密度*速度²*面积 (2)

力矩＝0.5*Cm*密度*速度²*面积*翼弦 (3)

其中，机翼的升力系数为C1，机翼的总阻力系数为Cd，以及机翼的(俯仰)力矩系数Cm是机翼的迎角(机翼的翼弦线与飞行方向之间的角度)的函数，密度是空气密度，速度是空速，以及面积是机翼的面积。Cd包括翼面Cd_2D的2维阻力系数加上基于机翼的纵横比的诱导阻力，如下式所示：

Cd＝Cd_2D+Cl2/(π*e*纵横比) (4)

其中，π近似等于3.14159，并且e是具有0.8的典型值的奥斯瓦尔德(Oswald)效率数。等式(3)中的俯仰力矩通常是机头向下力。

在图1所示的飞行器100的实施例中，在高速(或巡航)向前飞行中，飞行器100的阻力中心显著高于推进推力中心，因为大部分阻力是由于比推进螺旋桨103高得多的旋翼101a-101h引起的。这导致机头向上俯仰力矩，该机头向上俯仰力矩由飞行控制器补偿以通过减小前旋翼101a、101b、101e、101f的转速以减小推力并且通过增大后旋翼101c、101d、101g、101h的转速以增加推力来维持俯仰姿态。后旋翼101c、101d、101g、101h需要产生比前旋翼101a、101b、101e、101f更大的升力以补偿机头向上俯仰力矩，并且因此后旋翼101c、101d、101g、101h在不需要输入动力的自动旋转的情况下操作，并且前旋翼101a、101b、101e、101f在过去的自动旋转下操作，从而产生动力，这与所有旋翼101a-101h相对于向前飞行中的自动旋转提供大致相同的升力量并且在大致相同的点处操作的情况相比效率更低。

图10示出了具有相对气流方向1001、平行于旋翼(未标号)的桨叶轴线延伸的旋翼平面1002、以及飞行器迎角1003的向前飞行中的旋翼式飞行器1000。在给定的空速下，由靠近自动旋转操作的旋翼提供的升力量通常通过增加旋翼平面1002的迎角而增加，如图8所示的数据中所示，图8为在60英里/小时的前进空速下用30英寸直径的旋翼测量的数据。后旋翼的旋翼平面的俯仰角可相对于前旋翼(图10中未示出)增加，使得前旋翼和后旋翼两者处于不同的迎角但同时处于自动旋转。此外，与前旋翼相比，后旋翼产生额外的升力，这对于在给定旋翼配置的情况下补偿由推进推力产生的机头向上俯仰力矩是必要的。

补偿机头向上俯仰力矩的另一方法是增加机翼，例如，用作图1中的结构104的一部分，该机翼将旋翼耦接到机身。机翼配置成使由前旋翼产生的升力与前飞行中的后旋翼大致相同。为了实现这一点，机翼的升力中心放置在重心后面以产生机头向下俯仰力矩，并且机翼还可以基于俯仰力矩系数提供机头向下俯仰力矩。优选地，所选择的翼面将具有相对高的俯仰力矩。如果选取翼型、尺寸、位置和机翼迎角的选择以满足以下涉及各种俯仰力矩的等式，则这两个力一起将抵消由于产生推进推力的位置和飞行器的阻力中心之间的偏移而引起的机头向上俯仰力矩：

升力*HdistWing2CG+力矩＝推进推力*VdistPthrst2CG (5)

其中，升力是如等式(1)中定义的机翼产生的升力，HdistWing2CG是机翼的升力中心与飞行器重心之间的水平距离，力矩是如等式(3)中定义的机翼的机头向下俯仰力矩，推进推力是由推进器产生的推力，并且VdistPthrst2CG是推进推力的中心线与飞行器阻力中心之间的竖直距离，其中，阻力中心包括如等式(2)中定义的机翼阻力。

这种在飞行器的重心后面增加具有升力中心的机翼的方法可以与相对于前旋翼增加后旋翼的旋翼平面的俯仰角的方法相结合，使得这两种方法的结合抵消了由于推进推力在阻力中心以下并且前旋翼和后旋翼在自动旋转附近同时操作而引起的机头向上俯仰力矩。每种方法也可以独立地用于抵消机头向上俯仰力矩。

另一种补偿机头向上俯仰力矩的方法是使用水平安定面，该水平安定面被配置有大小和形状、水平安定面的翼面类型、位置和角度的适当选择以平衡由于飞行器的阻力中心(高于或低于)推进推力中心的显著偏移而在向前飞行中产生的力矩，或可替代地，被配置成在前进飞行时使前旋翼产生的升力与后旋翼产生的升力大致相同，或者在前进飞行时使前旋翼产生的升力产生的力矩与后旋翼产生的升力相平衡。水平安定面可以朝向飞行器的后部或朝向飞行器的前部放置，并且可以与机翼的使用组合或替代机翼的使用以平衡俯仰力矩。水平安定面的等同物可被实施为具有朝向飞行器的后部定位的V形尾部，以额外地提供竖直安定面的等同物，从而为飞行器的偏航轴线(航向)提供空气动力学稳定性。可替代地，可以在水平臂对的端部处放置两个较小的水平安定面。取决于水平安定面的位置，具有推进螺旋桨的推进引擎可替代地放置在机身的前部。

在图2所示的实施例中，在高速(或巡航)向前飞行中，旋翼201a-201h被定位成使得飞行器200的阻力中心与推进推力中心大致相同。以这种方式定位旋翼201a-201h可以减少或消除与图1中示出的飞行器100相关联的机头向上俯仰力矩。在图2的飞行器200中，机翼(例如结构204)的位置被定位成使得由机翼产生的升力中心与飞行器200的重心大致相同。如在上述的示例中，必须注意确保翼面、尺寸、位置以及机翼的迎角的选择导致平衡俯仰力矩，使得相对于向前飞行中的自动旋转所有旋翼201a-201h提供大致相同的升力量并且在大致相同的点处操作。优选地，所选择的翼面将具有低的俯仰力矩。图2的实施例还包括水平安定面206，水平安定面206还用于减少或消除任何机头向上的俯仰力矩。图2的水平安定面206还可与图1的飞行器100一起使用。

在上述包括机翼和/或水平安定面的飞行器100、200的两个实施例中的任一个实施例中，通过将机翼和/或水平安定面设计成在高速(巡航)向前飞行中提供升力的大部分来实现阻力的显著减小，其中旋翼101a-101h、201a-101h以相应旋翼平面的较低迎角自动旋转操作。

表1示出了用于图2所示的800磅版本的飞行器200的旋翼201a-201h和支撑结构204的阻力减小量，该飞行器200以每小时100英里巡航，其中，所有旋翼201a-201h在自动旋转中操作的直径为8英尺。示出了三种情况，其中，1)支撑结构204是5英寸直径的圆柱体(圆柱形支柱)，2)其中整流罩添加到圆柱形支撑结构204并且不产生升力(气动支柱)，以及3)其中支撑结构204是具有产生50％升力的25英寸翼弦的机翼(例如，机翼支柱)。注意，该表不包括飞行器200的部件(诸如机身202、着陆滑动件等)的阻力。表1中的所有值以磅力表示。

表1

图3示出了由旋翼的单个桨叶产生的推力与桨叶的旋转位置之间的关系。当角位置为0度时桨叶指向向前飞行的方向并且以90度在向前飞行的方向上前进。因此，如图3所示，旋翼在向前飞行中仅在旋翼平面的一侧上提供大部分或全部升力，并且单个桨叶上的力对于每次旋转都显著变化。因此，增加机翼的第二个优点是其显著降低了旋翼桨叶、旋翼桨毂以及旋翼轴轴承上的负载，由于减小了最大负载，导致能够在飞行器中使用更轻的桨叶、旋翼桨毂以及旋翼轴。

用于减少向前飞行中的振动的同步旋翼

在向前飞行中，旋翼的升力随着旋翼桨叶的旋转从0至360度变化，导致在向前飞行期间沿着第二矢量的振动。图4示出了2-桨叶旋翼(实线轨迹)和4-桨叶旋翼(虚线轨迹)的升力变化，其均在每小时100英里向前飞行中直径为8英尺并且在产生平均100磅升力的自动旋转中直径为8英尺。增加桨叶数量的优点被清楚地看到，因为升力的变化对于2-桨叶旋翼是大约88磅力，对于4-桨叶旋翼是大约8磅力。

出于多种原因(包括重量减轻、强度更高、成本降低)，期望使用2-桨叶旋翼，并且当飞行器存放时2-桨叶旋翼更紧凑。如果配置成同轴对，则4-桨叶旋翼的低振动水平可以用2-桨叶旋翼来实现，其中当在向前飞行中操作时，该对2-桨叶同轴旋翼以90度的角度偏移量同步(锁相)，如图2所示，例如，同轴旋翼对201b和201e。偏移量可被设定为90度之外的角度，以在低于巡航飞行和悬停的向前飞行速度下实现最大推力效率。

锁相控制回路用于通过比较相位差来生成误差信号，将由控制回路控制的频率(或转速)的周期性信号或旋转物体与参考周期性信号或参考旋转物体同步。误差信号还可包括频率误差。锁相控制回路基于误差信号调整频率，直到它与参考的频率和相位匹配。锁相控制回路可以被设计成用于调节频率以实现某个相位差，诸如90度等。

可以使用锁相控制回路来使同轴旋翼对中的旋翼同步。同轴对的两个旋翼中的第一旋翼的旋转速度可由飞行控制器控制，而第二旋翼的旋转速度通过锁相控制回路能够以相对于第一旋翼的特定相位差(或围绕旋翼的共享旋转轴线的偏移角)同步。可替代地，两个旋翼都可以由飞行控制器控制，并且锁相控制回路可以向第二旋翼提供校正信号以实现与围绕共用旋转轴线的特定相位差或偏移角的同步。连接至驱动相应旋翼的每个电机的ESC可基于飞行控制器和锁相回路误差信号提供旋翼速度的控制。

控制同轴旋翼对的电机和旋翼的锁相控制回路需要感测旋翼位置，以便生成相位误差信号并使旋翼对同步。位置感测可以许多不同方式实现。一种方法是在每个旋翼或电机上使用霍尔效应传感器来感测旋翼何时处于特定角度，并且由于由ESC控制的无刷电机的每机械转数有多次电气旋转，因此可以基于霍尔效应传感器检测的的电气旋转次数和当前电气旋转的相位来精确地估计在任何位置的旋转旋翼的角度。ESC可提供电转和每个电转的相位。

具有增加的动态范围的混合器

用于多旋翼飞行器的飞行控制器处理来自诸如陀螺仪、加速度计、磁力计、以及气压计的传感器的信息，以估计飞行器的姿态、姿态变化速率、高度、以及高度的变化速率。飞行控制器还接收命令或控制输入量，这些命令或控制输入量可以指定飞行器的期望的侧倾、俯仰和偏航姿态和/或姿态变化速率以及期望的高度和/或高度变化速率。传感器信息和指令或控制输入量由飞行控制器处理，以产生用于设定和/或改变由旋翼产生的侧倾、俯仰、偏航和/或推力的控制信息，从而实现指令输入。所生成的控制信息是侧倾、俯仰、偏航和/或推力控制信息。需要将控制信息转换成旋翼控制输入量，使得控制信息将正确地影响相应的姿态或高度。例如，侧倾控制信息应导致控制飞行器的侧倾姿态而不影响俯仰、偏航或推力。对于俯仰、偏航和推力中的任何/全部都是这种情况。用于将与飞行器的侧倾、俯仰、偏航和/或推力控制相关的控制输入量转换成旋翼控制输入量的处理单元通常称为混合器。

混合器的输入量包括四种类型的飞行控制：推力、侧倾、俯仰和偏航。混合器的输出量是每个旋翼的旋翼控制值，其中给定的旋翼控制值对应于控制直接驱动旋翼的电机的旋转速度。由混合器对推力、侧倾、俯仰和偏航控制输入量进行处理以及对于给定旋翼产生旋翼控制输出量包括：基于旋翼相对于俯仰轴线、侧倾轴线和偏航轴线的物理位置以及位置如何影响相应的轴线，将控制输入量乘以该旋翼的系数，并对所得到的控制项求和。

例如，旋翼的控制信息(即，旋翼控制输入量)可从推力、侧倾、俯仰和偏航控制信息计算如下：

输出1＝推力+Coef1*侧倾+Coef2*俯仰+Coef3*偏航 (6)

在等式(6)中，输出1是用于特定旋翼的旋翼控制输出量，并且Coef1、Coef2和Coef3是分别基于旋翼相对于飞行器的侧倾轴线、俯仰轴线和偏航轴线的位置(包括距离)。取决于围绕与旋翼的正推力相对应的轴线的旋转方向，这些系数可以是正的或负的。

用于图1的八个旋翼、混合式旋翼式飞行器100的混合器基于以下八个等式，其中，成对的旋翼具有同轴配置，其中，所有旋翼与飞行器100的重心等距并且在距竖直轴线(未示出)的45度半径上：

输出1＝极限(推力–侧倾+俯仰+偏航，最小量，最大量) (7)

输出2＝极限(推力+侧倾+俯仰–偏航，最小量，最大量) (8)

输出3＝极限(推力+侧倾–俯仰+偏航，最小量，最大量) (9)

输出4＝极限(推力–侧倾–俯仰–偏航，最小量，最大量) (10)

输出5＝极限(推力+侧倾+俯仰+偏航，最小量，最大量) (11)

输出6＝极限(推力–侧倾+俯仰–偏航，最小量，最大量) (12)

输出7＝极限(推力–侧倾–俯仰+偏航，最小量，最大量) (13)

输出8＝极限(推力+侧倾–俯仰–偏航，最小量，最大量) (14)

在等式(7)至(14)中，输出1对应于图1中的旋翼101a，输出2对应于旋翼101b，输出3对应于旋翼101c，等等。旋翼101a、101c、101g、101e逆时针旋转(分别对应输出1、输出3、输出5、输出7)，旋翼101b、101d、101f、101h顺时针旋转(分别对应输出2、输出4、输出6、输出8)。函数极限(x，最小量，最大量)将值x限制到对应于最小量(min)和最大量(max)旋翼控制值的范围。当一个或更多个输出量超过最小或最大范围时进行限制的这个过程也被称为饱和。

混合器输出端必须连接至上述的飞行器上的正确的旋翼，以便进行适当的控制。如果飞行器左侧的旋翼的旋转速度高于右侧的旋翼的旋转速度，则飞行器将向右侧侧倾。类似地，如果飞行器前部的旋翼的旋转速度高于后部的旋翼的旋转速度，则飞行器将增加俯仰量(机头向上)。最后，如果逆时针旋翼的旋转速度高于顺时针旋翼的旋转速度，飞行器的航向将向右移动。

一些混合器实施例使用输入到混合器的推力控制的数值在0.0到1.0的范围内，其中，0.0表示最小推力控制输入量以及1.0表示最大推力控制输入量。旋翼控制输出量也被限制在0.0至1.0的范围内，其中，0.0表示旋翼(和电机)的最小旋转速度，1.0表示旋翼(和旋翼)的最大旋转速度。侧倾、俯仰和偏航控制输入量在-0.5至+0.5的范围内，其中-0.5表示最大左侧倾速率、最大下俯仰速率(机头向下)和最大左偏航速率(航向)变化的值，0.0是中性值，并且+0.5表示最大右侧倾速率、最大上俯仰速率和最大右偏航变化的速率的值。

混合器输出量(其是每个旋翼的旋转速度的旋翼控制值)可以被输入到以下等式中，以便计算有效推力(EffThr)、有效侧倾(Eff侧倾)、有效俯仰(Eff俯仰)和有效偏航(EffYaw)的有效(或实际)控制输出值：

有效推力＝(输出1+输出2+输出3+输出4+输出5+输出6+输出7+输出8)/8 (15)

有效侧倾＝(–输出1+输出2+输出3–输出4+输出5–输出6–输出7+输出8)/8 (16)

有效俯仰＝(输出1+输出2–输出3–输出4+输出5+输出6–输出7–输出8)/8 (17)

有效偏航＝(输出1–输出2+输出3–输出4+输出5–输出6+输出7–输出8)/8 (18)

如果混合器输出量在求极限之前不超过从0.0至1.0的范围(即，不发生饱和)，那么推力、侧倾、俯仰和偏航的有效值将使用等式(15)至等式(18)匹配原始旋翼控制输入量。当发生饱和时，混合过程变为非线性的。由于以上等式包括加减侧倾、俯仰和偏航的所有可能的组合，所以当|侧倾|+|俯仰|+|偏航|＞(推力，1-推力)的最小值时，饱和将随着一个或更多个输出量而发生。注意，竖直线对“||”指示线之间的变量的绝对值。当发生饱和时，超过极限最大量的混合器输出的值等于(|侧倾|+|俯仰|+|偏航|)–推力(当推力＜0.5时)，以及等于推力–1.0+(|侧倾|+|俯仰|+|偏航|)(当推力＞0.5时)。

一旦发生饱和，推力、侧倾、俯仰和偏航中的一个或更多个的有效控制输出值将不同于原始输入控制值。如以上等式(15)所示，有效推力是所有八个输出量的平均值。因此，由于饱和，当推力＜0.5时，推力的有效控制输出值相对于输入推力控制值增加，因为施加限制之后输出的平均值增加，并且当推力＞0.5时，推力的有效控制输出值相对于输入推力控制值减小，因为施加限制之后输出的平均值增加。这导致与输入推力控制意图不同的海拔高度变化或海拔高度变化率的变化。类似地，在施加限制之后，侧倾、俯仰和/或偏航的有效控制输出值的大小将减小。在一些混合器的某些情况下，侧倾、俯仰和/或偏航的有效控制输出值可能无意中变得非常小，并且降低控制飞行器围绕相应轴线的运动的能力。

由于在自动旋转中的旋翼的平均旋转速度相对于悬停所需的平均旋转速度非常低，所以由于维持高度(不爬升或下降)的推力控制值非常接近最小极限，所以对于在自动旋转附近操作的在向前飞行中的飞行器而言，饱和是尤其关注的。因此，当在向前飞行中时，甚至侧倾、俯仰和/或偏航的相对小的控制输入量也可能导致混合器饱和，从而导致较低的有效侧倾、俯仰和/或偏航控制输出。此外，在低推力控制输入量设置下的混合器饱和将导致更高的有效推力控制输出值，从而导致不期望的高度或高度变化率的增加。

可以使用不同的方法来管理饱和度。大多数涉及关于一个或更多个控制轴线的所得的有效控制进行权衡。这些方法中的一些方法包括减小侧倾、俯仰和/或偏航控制输入量、朝向0.5调节推力控制输入量、以及接受一定量的饱和度的组合。然而，这些方法没有考虑到在非常低的推力设置下操作，因为在相对高的推力设置下操作的常规多旋翼飞行器不会遇到这种情况。

在一些实施例中，对于多旋翼飞行控制器，混合器被实施为使得在侧倾和俯仰控制输入量大的一些情况下，有效偏航减小到零，从而优先于偏航控制的控制来控制俯仰和侧倾控制。同样在该实施例中，推力可以增大或减小，以避免混合器饱和，或者最小化混合器饱和量，从而优先于海拔高度控制来控制姿态控制。在上述两个段落中描述的解决方案中的权衡对于图1的混合式旋翼式飞行器100通常是不期望的，因为图1的混合式旋翼式飞行器100期望以非常低的推力设置控制围绕所有轴线的运动。

当存在多于四个旋翼时存在的旋翼冗余可以用于将有效推力控制输出量保持为与推力控制输入量相同的值，同时在饱和发生时在一些其他混合技术上针对侧倾、俯仰和/或偏航提供有效姿态控制输出范围的增加。该新方法包括预处理侧倾、俯仰和/或偏航控制输入值以消除饱和。例如，图1中的飞行器100具有共轴成对配置的八个旋翼101a-101h，这实际上是两个完整的四轴直升机。一个四轴直升机由顶部旋翼组101e、101f、101g、101h形成，而第二个四轴直升机由底部旋翼组101a、101b、101c、101d形成。通过在旋翼中使用这种冗余，当饱和发生时相对于一些其他混合技术发生的侧倾、俯仰和偏航控制输入量，用于侧倾、俯仰和/或偏航的混合器的有效控制输出量的减少可被最小化，并且在一些情况下，减少量可被完全消除，如将在所描述的示例中示出的。

对于图1中的每个同轴旋翼对101a和101f、101b和101e、101c和101h以及101d和101g，顶部旋翼总是在与底部旋翼相对的方向上旋转。因此，如果在一个对角线上的旋翼(例如，旋翼101a、101c、101f、101h)的旋转速度增大并且在另一个对角线上的旋翼(例如，旋翼101b、101d、101e、101g)的旋转速度减小，则净效应可以不改变推力、侧倾、俯仰和/或偏航的有效控制输出量。

图5展示了示例，其中当混合器输出量之一由于俯仰和侧倾控制输入量的相对大的值原本将超过控制极限时，可以使用对角线旋翼速度调整来增加俯仰和侧倾控制的动态范围。在图5中，推力、侧倾和俯仰是混合器的控制输入量。图5中的偏航控制输入量假定为零，因此同轴旋翼对的旋翼控制输出量将是相同的。在针对图6的描述中稍后着手解决偏航。变量RPmag是侧倾和俯仰的幅度(绝对值)的总和，并且变量RPdiff是侧倾和俯仰之间的差的绝对值。RPmag是在应用等式7到14(其中偏航＝0)时从推力添加和减去以产生旋翼控制输出量501和502的较大量的值。这两组旋翼控制输出量501和502对应于一个对角线上的旋翼，对角线的一端的一个值和对角线的相对端的另一个值。RPdiff是在应用等式7到14时添加到推力和从推力减去以产生旋翼控制输出量503和504的较小量的值。第二组两个旋翼控制输出量503和504对应于另一对角线上的旋翼，一个值用于另一对角线的一端，且另一值用于另一对角线的相对端。

在图5的示例中，当从推力中减去RPmag时，超过最小旋翼控制值极限(旋翼控制输出量502)，如图5中旋翼控制输出量502位于0.0线以下所示，但是当从推力中减去RPdiff时，不超过最小旋翼控制值极限(旋翼控制输出量504)。因为旋翼控制输出量501和502在与旋翼控制输出量503和504相对的对角线上，所以旋翼控制输出量501和502的值可增加DiagAdj，且旋翼控制输出量503和504的值可减小DiagAdj，而不影响有效侧倾、俯仰或偏航，其中DiagAdj表示将从沿着不同(例如，偏移或垂直)对角线布置的旋翼添加和减去的量。在此示例中，DiagAdj的量值为旋翼控制输出量502超过的最小极限的量。必须限制DiagAdj的最大值，使得从旋翼控制输出量504减去DiagAdj不超过最小极限，且将DiagAdj添加到旋翼控制输出量501不超过最大极限。

可以在满足以下条件的任何时间执行针对这种飞行器配置的基于DiagAdj的调整：

推力_m＝最小值(推力，1.0-推力) (19)

|侧倾|＜＝推力_m (20)

|俯仰|＜＝推力_m (21)

|侧倾|+|俯仰|＜＝0.50 (22)

在没有对角线旋翼速度调节方法(即，使用DiagAdj)的情况下，|侧倾

|+|俯仰|必须小于或等于推力_m。

例如，当推力＝0.25时，在没有对角线旋翼速度调整的情况下，当|推力|＝0.25时|俯仰|将被限制为0.0，并且当|侧倾|＝0.125时|俯仰|将被限制为0.125，因为参考方程组7至14，至少一个输出量将导致推力值–(|侧倾|+|俯仰)。相比之下，并且在使用对角旋翼速度调节方法的情况下，|侧倾|和|俯仰|两者可以同时被设置为0.25而不超过混合器极限，当应用图5中描述的处理时将有效侧倾和俯仰控制输出量加倍：RPmag＝|0.25|+|0.25|＝0.5，RPdiff＝|0.25|–|0.25|＝0.0，最小极限被0.25超过(推力–RPmag＝-0.25)，DiagAdj＝0.25导致推力–RPmag+DiagAdj＝0.0，推力–RP_最小–DiagAdj＝0.0，并且推力–RP_最大+DiagAdj＝1.0。

通过使用旋翼冗余和对角旋翼速度调整，也可以增加有效偏航控制输出的量。图1中的每个同轴旋翼对的旋转速度可以被调节以增加偏航控制，而不影响推力、侧倾或俯仰。例如，由于同轴对中的旋翼以相对方向旋转，所以顶部逆时针旋翼的速度可以增加并且底部顺时针旋翼的速度减小(相对于彼此)以提供向右偏航而不改变有效推力、滚动或俯仰。

图6是添加了偏航的与图5所示相同的示例。在添加偏航之前，旋翼控制输出601和602是在添加DiagAdj之后的图5中的旋翼控制输出501和502。同样地，旋翼控制输出603和604是在减去DiagAdj之后的图5中的旋翼控制输出503和504。四个旋翼控制输出601至604中的每一个对应于用于同轴对的旋翼的旋翼控制输出值。由于如果同轴对中的一个旋翼的旋翼速度增大的量与另一个旋翼的旋翼速度减小的量相同，那么同轴旋翼对的旋翼速度可在不改变推力、侧倾或俯仰的情况下改变，因此通过检查图6可以看出，可用的最大偏航量等于每个旋翼控制输出601、602、603、604远离最近极限的量。因此，可用的总偏航是偏航1、偏航2、偏航3和偏航4的平均值。然而，在常规混合中(如在以上(7)至(14)的八个混合等式中)，在图6的示例中在没有饱和的情况下可用的偏航量将是0.0(偏航1、偏航2、偏航3和偏航4中的最小值)。因此，使用旋翼冗余能够显著提高有效偏航控制输出。

对于图1所示的旋翼配置的情况，对于给定推力控制输入量，控制输入侧倾、俯仰和偏航必须满足以下等式/条件，以确保在应用对角线旋翼速度调节之后和在应用上述的最大可用偏航之后将不发生饱和。满足以下等式/条件还将确保有效推力与推力控制输入量相同：

推力_m＝最小(推力，1.0-推力) (23)

|侧倾|、|俯仰|、以及|偏航|＜＝推力_m (24)

|侧倾|、|俯仰|、以及|偏航|中的任何两个之和＜＝0.50 (25)

如果(|偏航|＜＝0.25) (26)

|侧倾|+|俯仰|+|偏航|＜＝推力_m+0.25

否则

|侧倾|+|俯仰|+2*|偏航|＜＝推力_m+0.50

计算最大同时值的公式为：

|侧倾|、|俯仰|、以及|偏航|＝最小(推力_m，(推力_m+0.25)/3) (27)

最大同时值是在应用对角线旋翼速度调整之后和在应用最大可用偏航之后，侧倾、俯仰和偏航可在没有饱和的情况下同时采取的值的量值。以下是用于调整侧倾、俯仰和偏航的量值的步骤(例如，使用以上的等式23至26)以确保饱和不会基于提供最大有效控制输出的这种方法而发生：

步骤1：不改变已经低于最大同时值的|侧倾|、|俯仰|、和/或|偏航|中的任何一个。

步骤2：如果相应值高于推力_m，那么将|侧倾|、|俯仰|和/或|偏航|的任何值设定为推力_m(等式2以上)

步骤3：如果|侧倾|、|俯仰|和|偏航|都大于最大同时值，则将所有值设置为最大同时值。

否则，如果|侧倾|、|俯仰|和|偏航|之一高于最大同时值，则在等式(25)和(26)中施加极限值。高于最大同时值的值。

否则，如果|侧倾|、|俯仰|和|偏航|中的两个高于最大同时值，则将以上等式(25)和(26)中的极限值强加到高于最大同时值的两个值，如果可能的话仅减小两个值中的较大值，否则将两个值设定为满足极限值的相同值。

对于旋翼的数量大于四个的其他旋翼配置，过程和条件可被类似地确定，以通过使用旋翼冗余增加有效控制输出，而不改变有效推力。

集成电机和旋翼

由于旋翼总体上是刚性的(或半刚性的)并且是固定桨距，因此当在向前飞行中操作时，旋翼仅在一侧上提供大部分或全部升力，并且因此旋翼桨叶、电机轴和电机轴承上的弯曲力是相当高的，如之前参见图3所解释的。将无刷电机和旋翼桨叶集成到旋翼桨毂中提供了许多优点，包括重量减轻、强度更高和阻力减小。满足直接驱动旋翼的要求的无刷电机往往直径大且相对薄，通常被称为“薄饼”电机。由于这些薄饼电机的薄外形，支撑轴的轴承通常是紧密地间隔开的并且不能很好地适合于支撑向前飞行中经受的高弯曲力。

为了克服这些缺陷，图11示出了将无刷电机集成到2-桨叶旋翼1100中的示例。旋翼1100包括限定电机腔的旋翼桨毂1101、从旋翼桨毂1101延伸的集成旋翼桨叶1102a、1102b、从旋翼桨毂1101延伸穿过电机腔的旋翼轴承轴1103、以及设置在旋翼桨毂1101的壁中的磁体1104(例如，永磁体或电磁体)。旋翼1100还包括壳体1105形式的单独但匹配的电机或定子组件，该壳体1105包括布置在壳体1105中的定子绕组(未示出)、支撑旋翼轴承轴1103的电机轴承(未示出)以及围绕旋翼轴承轴1103的从壳体1105延伸到安装凸缘1107的轴盖1106。轴盖1106可以可选地包括整流罩1108(以虚线示出)或是其他空气动力学形状的，诸如具有翼面形状。集成旋翼桨叶的数量不限于两个桨叶，因为可以使用任何数量的桨叶。

图12示出了具有集成的旋翼桨毂1201和旋翼桨叶1202a、1202b的旋翼1200，该旋翼桨叶1202a、1202b包括就位的电机1203，该电机1203类似于图11的电机/定子组件/壳体1105。空气流动方向1204被示为在向前飞行中在旋翼桨毂1201和桨叶1202a、1202b上流动，其中旋翼1200在自动旋转附近操作。这个气流方向1204导致作用在前进桨叶1202a上的大的升力1205以及作用在后退桨叶1202b上的小的升力1206，从而导致作用在旋翼桨毂1201上的相对大的力矩1207。返回参考图3，以回顾对于360度的每次完整旋转，桨叶上的负载如何随着桨叶的角位置显著变化。

如图12所示，前进桨叶1202a位于图3所示的60度位置附近，后退桨叶1202b位于图3所示的270度位置附近。因此，图12所示的力矩1207分别在前进桨叶1202a为90度、后退桨叶1202b为270度的情况下接近最大值，在前进桨叶1202a为0度、后退桨叶1202b为180度的情况下处以最小值(未图示)。

具有安装凸缘(例如，图11的安装凸缘1107)的延伸管(例如，图11的轴盖1106)被设计成当每个旋翼通过安装凸缘安装至飞行器时在同轴旋翼对之间提供正确的间距。延伸管(图11的轴盖1106)还包含至少一个电机轴承，延伸管的长度与旋翼轴承轴(图11的1103)的长度一起提供了电机轴承之间增加的间距，以支撑大的力矩1207，与薄饼型电机相比减小了轴承上的负载。用虚线描绘的图11中的整流罩1108减小阻力并且覆盖将电机连接至例如位于飞行器中的ESC的电线。

在图12中，旋翼桨毂1201和旋翼桨叶1202a、1202b可以被设计成单一碳纤维单元，该单一碳纤维单元被设计成用于在向前飞行中的最小空气动力学阻力并且承载图3和图12所示的变化的负载。旋翼桨毂1201可以是盘形的或相对于气流方向1204的另一个低阻力空气动力学形状，该形状平滑地融合到桨叶1202a和1202b中。在图11中，旋翼轴承轴1103与相对于旋翼轴承轴110准确地支撑磁体1104的结构一起可由金属、复合材料或其他高强度材料构成并模制到旋翼桨毂1101中，旋翼桨毂1101可由例如碳纤维形成。旋翼桨毂1101可以提供支撑桨叶1102a和1102b、旋翼轴承轴1103和磁体1104所需的大部分强度和刚度。为了壳体1105内的集成电机(图12中的电机1203)的有效操作，重要的是提供足够的强度和刚度，使得旋翼桨毂1101与旋翼轴承轴1103一起维持磁体1104的位置，其在图3和图12所示的变化的负载和力矩下准确地以旋翼轴承轴1103和电机为中心。

控制向前飞行中的偏航

因为扭矩随着旋转速度的增加而增加，所以通过改变旋翼的旋转速度来控制多旋翼飞行器中的偏航。在一些多旋翼飞行器中，一半旋翼顺时针旋转，一半旋翼逆时针旋转。增加逆时针旋翼的旋翼旋转速度和降低顺时针旋翼的旋翼旋转速度导致向右偏航(或航向)变化。然而，在向前飞行中，当在自动旋转附近操作时，扭矩和旋翼旋转速度之间的这种关系不再保持，导致在向前飞行的一些方面中不能基于旋翼旋转速度来控制偏航。

图10示出了具有相对气流方向1001、旋翼平面1002和旋翼平面迎角1003的向前飞行中的飞行器1000，旋翼平面迎角1003是相对气流方向1001(这里，沿着水平面)和旋翼平面1002之间的角度。图10中示出的旋翼平面迎角1003与水平面成大约6度，但是角度范围(诸如在4度与6度之间或3度与7度之间)可以根据整个飞行器配置是合适的。图7和图8示出了从30英寸直径旋翼以每小时60英里对旋翼平面1002的不同迎角进行测试所测得的数据。

图7是示出当迎角为0度时扭矩随着旋翼转速增加，而当迎角为8度时扭矩随着旋翼转速增加而减小的曲线的曲线图。此外，当迎角为4度和6度时，对于所有旋转速度，转矩保持大致相同。还要注意，当迎角为4度和高于4度时，旋翼对所有旋转速度产生动力。飞行器可以以迎角飞行一段时间，其中旋翼产生动力，以便对电池再充电以代替在竖直起飞期间使用的动力。

图8示出了针对如图7所示的同一组旋转速度和迎角产生的推力。推力(或升力)在约5磅力至10磅力的范围内。推力随着旋转速度的增加而增加，而与迎角无关。

为了在向前飞行中在接近自动旋转操作时继续提供偏航控制而不向飞行器添加方向舵控制表面，每个旋翼平面可以垂直于向前飞行方向倾斜几度，例如，在水平面上方或水平面下方倾斜几度，其中，来自倾斜的推力的水平分量以竖直升力的非常小的损失提供围绕飞行器重心的偏航力矩。参考图9对此进行描述。

图9是飞行器900的前视图，其中旋翼901倾斜至角度902，该倾斜度是垂直于飞行方向并且相对于水平面进行测量的。推力矢量903具有由推力矢量903的量值乘以角度902的余弦给出的竖直分量904和由推力矢量903的量值乘以角度902的正弦给出的水平分量905。旋翼901在同轴对的旋翼的底部，并位于飞行器的左前侧，并且顺时针旋转。推力矢量903的水平分量905导致偏航力矩，以使飞行器900向左转动，因为旋翼901位于飞行器900的中心的前面。因此，在悬停中，由于推力矢量903的水平分量905，顺时针转动的旋翼901的转速的增加将导致转矩的增加和力矩的增加。

每个旋翼的倾斜角的方向必须与旋翼的旋转方向和相对于飞行器中心的物理位置一致，使得由角度产生的水平推力导致偏航力矩作用在与悬停中的旋翼的扭矩相同的方向上。倾斜角度也需要足够大以提供足够的水平推力和相关联的偏航力矩来克服在高迎角下由扭矩与旋翼速度的反转导致的反向偏航，如图7所示。在4度与6度之间的角度通常将是足够的。在4度时，竖直推力损失仅为竖直推力的0.25％(1-cos(4度))，且水平推力为竖直推力的7.0％(sin(4度))。在6度时，竖直推力损失为0.55％(1-cos(6度))，并且水平推力为竖直推力的10.5％(sin(6度))。因为倾斜角度垂直于飞行方向，所以旋翼阻力没有变化。

虽然已经结合某些实施例描述了本公开，但应理解，本公开不限于所公开的实施例，而是相反，旨在覆盖包括在所附权利要求书的范围内的各种修改和等效布置，该范围应符合最广泛的解释以便涵盖法律所允许的所有此类修改和等效结构。

Claims (38)

1.一种飞行器，包括：

机身；

推进引擎，所述推进引擎耦接至所述机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿着第一矢量推进所述飞行器；

同轴旋翼对，所述同轴旋翼对耦接至所述机身，每个旋翼包括桨叶，每个所述旋翼耦接至电机，并且每个所述电机被配置为将动力供应至所述耦接的旋翼并且从所述耦接的旋翼汲取动力；以及

飞行控制系统，所述飞行控制系统被配置为控制所述电机，使得所述同轴旋翼对中的第一旋翼和第二旋翼的桨叶在向前飞行期间围绕旋转轴线偏移约九十度。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述飞行器的重心后面的每个所述旋翼的旋翼平面的俯仰角相对于所述飞行器的重心前面的每个所述旋翼的旋翼平面的俯仰角是增大的。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，每个所述旋翼包括在相对方向上从旋翼桨毂延伸的两个桨叶。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其中，至少一对所述同轴旋翼对被配置为在向前飞行期间由其相应的电机驱动以在向前飞行期间沿着第二矢量向所述飞行器提供升力。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述飞行控制系统被配置为控制所述至少一对所述同轴旋翼对的所述相应的电机，所述相应的电机被配置为在功率管理制度中在向前飞行期间被驱动，在所述功率管理制度中，净电功率保持在由所述飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，所述净电功率包括通过所述旋翼的电机供应至每个所述旋翼或者从每个所述旋翼汲取的动力的总和。

6.根据权利要求1、4或5所述的飞行器，其中，由每个所述旋翼的相应的电机供应至每个所述旋翼或者从每个所述旋翼汲取的动力调节所述旋翼的旋转频率来为所述飞行器提供姿态控制。

7.根据权利要求1或6所述的飞行器，其中，所述飞行控制系统被配置为控制所述电机，使得所述同轴旋翼对中的所述第一旋翼和所述第二旋翼的桨叶绕所述旋转轴线在相同的方向上旋转。

8.根据权利要求1所述的飞行器，进一步包括：

机翼，所述机翼从所述机身的相对侧部延伸并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向所述飞行器提供升力，其中，由所述机翼提供的所述升力被配置为平衡由从所述飞行器的阻力中心偏移的所述推力引起的俯仰力矩。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其中，在向前飞行期间由所述机翼沿所述第二矢量提供给所述飞行器的升力大于或等于在向前飞行期间由所述同轴旋翼对提供给所述飞行器超过预定空速的升力。

10.根据权利要求8或9所述的飞行器，其中，所述机翼的升力的中心在所述飞行器的重心处或所述飞行器的重心之后。

11.根据权利要求1所述的飞行器，进一步包括：

水平安定面，所述水平安定面被配置成在向前飞行期间沿着第二矢量向所述飞行器提供升力，其中，由所述水平安定面提供的所述升力被配置成平衡在向前飞行中由所述同轴旋翼对产生的升力。

12.根据权利要求8或11所述的飞行器，其中，所述第一矢量基本垂直于作用在所述飞行器上的重力并且所述第二矢量基本平行于作用在所述飞行器上的重力。

13.根据权利要求11或12所述的飞行器，其中，所述水平安定面的升力中心偏离所述飞行器的重心。

14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，从所述水平安定面的升力中心偏离所述飞行器的重心的力矩与从推进推力中心偏离阻力中心的力矩的方向相反。

15.一种飞行器，包括：

机身；

推进引擎，所述推进引擎耦接至所述机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿着第一矢量推进所述飞行器；

旋翼，所述旋翼耦接至所述机身并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向所述飞行器提供升力，每个所述旋翼包括：

旋翼桨毂，所述旋翼桨毂限定电机腔；

电机，所述电机设置在所述旋翼桨毂的电机腔内，所述电机被配置成向所述旋翼供应动力并从所述旋翼汲取动力；以及

桨叶，所述桨叶与所述旋翼桨毂集成一体并且在相对方向上从所述旋翼桨毂延伸，每个所述桨叶具有固定桨距；以及

飞行控制系统，所述飞行控制系统被配置为控制相应旋翼的电机，所述相应旋翼的电机被配置为在功率管理制度中在向前飞行期间被驱动，在所述功率管理制度中，净电功率保持在由所述飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，所述净电功率包括通过所述旋翼的电机被供应至每个所述旋翼或者从每个所述旋翼汲取的动力的总和。

16.根据权利要求12所述的飞行器，每个所述旋翼还包括：

旋翼轴承轴，所述旋翼轴承轴从所述旋翼桨毂延伸穿过所述电机腔并且穿过所述电机；以及

轴盖，所述轴盖围绕所述旋翼轴承轴从所述电机延伸到安装凸缘。

17.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述轴盖具有翼面形状。

18.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述电机包括磁体和壳体，所述磁体设置在所述旋翼桨毂的壁中，所述壳体设置在所述电机腔中并且能够围绕所述旋翼轴承轴旋转。

19.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述壳体包括所述轴盖、一个或更多个电机轴承以及定子绕组，所述轴盖从所述壳体延伸至所述安装凸缘，所述一个或更多个电机轴承支撑所述旋翼轴承轴，所述定子绕组设置在与所述磁体相互作用的所述壳体内，以使所述电机作为无刷电机操作。

20.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述旋翼被耦接成同轴对，并且每个同轴对中的所述旋翼由相应的电机控制以围绕所述同轴对的旋转轴线在相同的方向上旋转。

21.根据权利要求17所述的飞行器，其中，每个同轴对中的所述第一旋翼和所述第二旋翼的桨叶围绕所述旋转轴线偏移大约90度。

22.根据权利要求12所述的飞行器，进一步包括：

机翼，所述机翼从所述机身的相对侧部延伸并且被配置为在向前飞行期间沿着所述第二矢量向所述飞行器提供升力，其中，所述旋翼耦接至所述机翼。

23.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述旋翼中的每一个旋翼相对于水平面以一定的角度倾斜，并且其中，所述角度的倾斜使得当所述旋翼接近自动旋转操作时，所述旋翼的操作提供偏航控制力矩，所述偏航控制力矩由旋翼旋转速度的变化引起的推力的变化而产生。

24.根据权利要求20所述的飞行器，其中，所述角度在4度与6度之间测量。

25.根据权利要求12所述的飞行器，其中，由每个所述旋翼的相应的电机供应至每个所述旋翼的动力或者从每个所述旋翼汲取的动力调节所述旋翼的旋转频率来为所述飞行器提供姿态控制。

26.一种用于多旋翼飞行器的飞行控制方法，所述多旋翼飞行器具有各自耦接至电机的至少五个旋翼，所述方法包括：

使用处理单元将用于所述多旋翼飞行器的推力、侧倾、俯仰或偏航控制输入量中的至少一个转换成用于所述旋翼中的至少一个旋翼的旋翼控制输入量；

由所述处理单元基于所述旋翼控制输入量来确定由所述至少五个旋翼产生的有效推力；

当基于所述旋翼控制输入量将超过最小或最大旋翼控制值时，由所述处理单元基于所述至少五个旋翼中的两个旋翼中存在冗余来调节所述旋翼控制输入量，使得所述有效推力保持不变；以及

将命令从所述处理单元发送到一个或更多个所述电机，以实现所调节的所述旋翼控制输入量，从而修改所述多旋翼飞行器的推力、侧倾、俯仰或偏航中的至少一个。

27.根据权利要求23所述的方法，其中，所述多旋翼飞行器包括八个旋翼，并且对于所述八个旋翼中的四个旋翼存在冗余。

28.根据权利要求23所述的方法，其中，基于冗余调整所述旋翼控制输入量包括：针对第一对角线上的旋翼的旋翼控制输入量增加或减少调整值，以及针对从所述第一对角线偏移的第二对角线上的旋翼的旋翼控制输入量增加或减少所述调整值。

29.根据权利要求25所述的方法，其中，所述多旋翼飞行器包括八个旋翼，其中四个旋翼位于所述第一对角线上并且四个旋翼位于所述第二对角线上。

30.根据权利要求23所述的方法，其中，所述多旋翼飞行器包括：

推进引擎，所述推进引擎耦接至机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿第一矢量推进所述多旋翼飞行器；

其中，所述至少五个旋翼耦接至所述机身并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向所述多旋翼飞行器提供升力，

其中，每个所述电机被配置成向相应的耦接旋翼供应动力和从相应的耦接旋翼汲取动力；以及

飞行控制系统，所述飞行控制系统被配置为以功率管理制度控制耦接至所述旋翼的所述电机，在所述功率管理制度中，净电功率保持在由所述飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，所述净电功率包括通过所述旋翼的电机供应至每个所述旋翼或从每个所述旋翼汲取的动力的总和。

31.一种飞行器，包括：

机身；

推进引擎，所述推进引擎耦接至所述机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿着第一矢量推进所述飞行器；以及

旋翼，所述旋翼耦接至所述机身并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向所述飞行器提供升力，每个所述旋翼包括桨叶，每个所述旋翼耦接至电机，并且每个所述电机被配置为向所述耦接的旋翼供应动力并且从所述耦接的旋翼汲取动力，

其中，由每个所述旋翼的相应电机提供给每个所述旋翼或从每个所述旋翼汲取的动力调节所述旋翼的旋转频率来为所述飞行器提供姿态控制，

其中，所述旋翼中的每个旋翼相对于水平面以一定角度倾斜，以及

其中，所述角度的倾斜使得当每个旋翼接近自动旋转操作时，每个所述旋翼的操作提供偏航控制力矩，所述偏航控制力矩由旋翼旋转速度的变化引起的推力的变化而产生。

32.根据权利要求28所述的飞行器，其中，所述角度在3度与7度之间测量。

33.根据权利要求28所述的飞行器，其中，所述旋翼被耦接成同轴对，并且每个同轴对中的所述旋翼由相应的电机控制以围绕所述同轴对的旋转轴线在相同的方向上旋转。

34.根据权利要求28所述的飞行器，进一步包括：

飞行控制系统，所述飞行控制系统被配置为以功率管理制度控制耦接至所述旋翼的所述电机，在所述功率管理制度中，净电功率保持在由所述飞行控制系统的反馈控制系统确定的范围内，所述净电功率包括通过所述旋翼的电机供应至每个所述旋翼或从每个所述旋翼汲取的动力的总和。

35.一种飞行器，包括：

机身；

推进引擎，所述推进引擎耦接至所述机身并且被配置为在向前飞行期间产生推力以沿着第一矢量推进所述飞行器；

机翼，所述机翼从所述机身延伸并且被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向所述飞行器提供升力，其中，所述机翼的升力中心在所述飞行器的重心处或所述飞行器的重心之后；以及

旋翼，所述旋翼耦接至所述机翼，所述旋翼中的至少一些旋翼被配置为在向前飞行期间沿着第二矢量向所述飞行器提供升力，其中，相对于所述飞行器的重心前方的每个所述旋翼的旋翼平面的俯仰角，在所述飞行器的重心后方的每个所述旋翼的旋翼平面的俯仰角增大。

36.根据权利要求32所述的飞行器，其中，在向前飞行期间由所述机翼沿所述第二矢量提供给所述飞行器的升力大于或等于在向前飞行期间由所述旋翼提供给所述飞行器超过预定空速的升力。

37.根据权利要求32所述的飞行器，每个旋翼包括：

旋翼桨毂，所述旋翼桨毂限定电机腔；

电机，所述电机设置在所述旋翼桨毂的电机腔内，所述电机被配置成向所述旋翼供应动力并从所述旋翼汲取动力；以及

桨叶，所述桨叶与所述旋翼桨毂集成一体并且在相对方向上从所述旋翼桨毂延伸，每个所述桨叶具有固定桨距。

38.根据权利要求32所述的飞行器，其中，所述旋翼被耦接成同轴对，并且每个同轴对中的所述旋翼由相应的电机控制以围绕旋转轴线在相同的方向上旋转。

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