ES2912732T3 - Vehículos aéreos con grados de libertad desacoplados - Google Patents
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Abstract
Un vehículo aéreo (1) que comprende: un bastidor principal (3); una pluralidad de unidades multicóptero operables (2), teniendo cada unidad multicóptero (2) una pluralidad de unidades de propulsión (5), en donde la pluralidad de unidades de propulsión (5) están unidas a la unidad multicóptero (2) en un ángulo de guiñada fijo, un ángulo de balanceo fijo y un ángulo de cabeceo fijo; y caracterizado por que el bastidor principal (3) tiene una pluralidad de brazos (10) acoplados fijamente al mismo y que se extienden de forma radial desde este y cada unidad multicóptero operable (2) de la pluralidad de unidades multicóptero operables (2) está unida a un brazo (10) respectivo del bastidor principal (3) mediante la interposición de una única junta (4), de modo que las unidades multicóptero (2) roten con relación al bastidor principal (3) independientemente unas de otras, y donde al menos una de las juntas (4) tiene un mínimo de un grado de libertad, de manera que el bastidor principal (3) tiene el mismo o mayor número de grados de libertad controlables que un número total de grados de libertad del bastidor principal (3).
Description
DESCRIPCIÓN
Vehículos aéreos con grados de libertad desacoplados
Campo técnico
Esta invención está relacionada con el campo de los vehículos aéreos tripulados y no tripulados y más particularmente con los vehículos aéreos que tienen grados de libertad (GDL) desacoplados que están formados por una pluralidad de multicópteros acoplados a un cuerpo central donde el rendimiento de la pluralidad de multicópteros proporciona el vehículo aéreo GDL desacoplados.
Antecedentes de la invención
Un vehículo aéreo no tripulado (VANT) es una aeronave sin piloto humano. Un vehículo aéreo tripulado es una aeronave con un piloto humano que al menos gestiona algunas de las funcionalidades de la aeronave. Los drones pueden ser vehículos aéreos tripulados o no tripulados y pueden ser controlados de forma remota mediante un control remoto usando, por ejemplo, una señal de radio, o, puede ser un dron autónomo que implemente un sistema informático a bordo. Un ejemplo de dron es un multicóptero.
Tal como se usa en el presente documento, multicópteros puede referirse a cualquier aeronave, ya sea tripulada o no y controlada de forma remota o autónoma, que vuela usando cualquier número de unidades de propulsión (por ejemplo, hélices, rotores, motores turbohélice, motores a reacción, etc.) mayor que uno. Los ejemplos de multicópteros incluyen, pero no se limitan a, bicópteros (dos unidades de propulsión), tricópteros (tres unidades de propulsión), cuadricópteros (cuatro unidades de propulsión), hexacópteros (seis unidades de propulsión), octocópteros (ocho unidades de propulsión) y otros. El movimiento del multicóptero puede controlarse cambiando el empuje relativo generado por cada unidad de propulsión. Específicamente, el movimiento alrededor de los tres ejes de simetría del multicóptero, conocido como balanceo (rotación alrededor del eje delantero-trasero), cabeceo (rotación alrededor del eje lateral) y guiñada (rotación alrededor del eje vertical), pueden controlarse cada uno cambiando el empuje relativo generado por cada unidad de propulsión. Por ejemplo, el balanceo y el cabeceo se pueden lograr aumentando el empuje en las unidades de propulsión situadas en un lado y reduciendo el empuje en las unidades de propulsión situadas en el otro lado, mientras que la guiñada se puede lograr aumentando el empuje en las unidades de propulsión que están situadas diagonalmente una frente a la otra. El movimiento horizontal se puede lograr haciendo que el multicóptero se incline hacia la dirección de viaje prevista, y el movimiento vertical se logra aumentando simultáneamente el empuje en cada unidad de propulsión (ascenso) o disminuyendo simultáneamente el empuje en cada unidad de propulsión (descenso).
El uso de multicópteros se está volviendo cada vez más popular en los últimos años y, a medida que la tecnología madura, van apareciendo nuevas aplicaciones para los multicópteros. Por ejemplo, el uso de multicópteros para el transporte de objetos de gran tamaño o personas son algunas de las aplicaciones que se empiezan a plantear.
Sin embargo, la aplicación de arquitecturas de multicópteros existentes a las nuevas aplicaciones está dando lugar a nuevos problemas que aún no se han resuelto. Uno de estos problemas es que los multicópteros existentes con unidades de propulsión fijas no tienen todos sus GDL desacoplados (los movimientos en los planos X, Y y Z, guiñada, balanceo y cabeceo no están desacoplados) por lo que estos multicópteros no pueden realizar ciertos movimientos sin tener que aumentar considerablemente el número de unidades de propulsión que incorporan y por tanto el peso y complejidad del multicóptero.
Tener vehículos aéreos con GDL desacoplados, dicho de otra forma, con GDL independientes entre sí, proporciona al menos dos ventajas principales. La primera ventaja es que aumenta la eficiencia de los vehículos aéreos. Al poder moverse con GDL desacoplados, se evitan los movimientos intermedios que no son necesarios para mover el vehículo aéreo de un primer punto a un segundo punto y por consiguiente, se ahorra energía. De forma adicional, se obtiene una mayor eficiencia en vuelo al poder dirigir la aeronave en la dirección de menor pérdida de energía buscando maximizar la eficiencia aerodinámica. La segunda ventaja es que aumentan la exactitud del movimiento, así como el control, la maniobrabilidad y la estabilidad del vehículo aéreo. El aumento en la exactitud del movimiento permite a los vehículos aéreos con GDL independientes realizar tareas, por ejemplo, manejo de precisión de cargas sensibles, aterrizajes de precisión, etc., que los multicópteros existentes con GDL interdependientes no pueden realizar. También permite que la aeronave este provista de una maniobrabilidad extendida que puede ser crítica en misiones donde las condiciones de vuelo están cambiando (viento racheado, carga útil variable o móvil) o donde esta maniobrabilidad extendida es necesaria para ciertas maniobras o dinámicas de vuelo complejas y muy exigentes.
Con el fin de dotar a los vehículos aéreos de GDL independientes, algunos multicópteros existentes tienen rotores acoplados a sus cuerpos principales con servoactuadores para permitir el basculamiento de las unidades de propulsión con relación a los cuerpos principales. Sin embargo, el uso de servoactuadores para controlar con precisión la inclinación de las unidades de propulsión aumenta la complejidad de la arquitectura, añade peso a los multicópteros, aumenta los costes de fabricación y mantenimiento y reduce la seguridad y la fiabilidad.
El documento US2018/148169 describe sistemas de propulsión y control para vehículos aéreos no tripulados que permiten vectorizar el empuje en múltiples grados de libertad. El documento WO2018/106137 describe una aeronave con sistema de propulsión eléctrica distribuida y despegue y aterrizaje vertical ("VTOL") utilizada para transportar personas o mercancías de un punto a otro sin necesidad de pistas de aeropuerto. El documento US2006/016930 divulga una aeronave de despegue y aterrizaje vertical (VTOL). El documento WO 2017/183551 divulga un vehículo aéreo no tripulado con palas giratorias retráctiles que se pueden almacenar en una carcasa de carga del cuerpo principal del vehículo aéreo no tripulado.
Descripción de la invención
Para superar los inconvenientes mencionados, la presente invención divulga un vehículo aéreo con grados de libertad desacoplados y un método para maniobrar el vehículo aéreo.
El vehículo aéreo comprende un bastidor principal y una pluralidad de unidades multicóptero operables de acuerdo con la reivindicación 1. Cada unidad multicóptero operable de la pluralidad de unidades multicóptero operables tiene una pluralidad de unidades de propulsión que están unidas a la misma en un ángulo de guiñada fijo, un ángulo de balanceo fijo y un ángulo de cabeceo fijo, dicho de otra forma, las unidades de propulsión pueden estar fijadas al cuerpo del multicóptero. El empuje aplicado por cada una de las unidades de propulsión puede ser diferente de los otros. Por consiguiente, la pluralidad de unidades de propulsión de una unidad multicóptero puede configurarse para aplicar una dirección de empuje común pero una magnitud de empuje diferente. Los ejemplos de unidades de propulsión pueden incluir, pero no se limitan a, hélices, rotores, motores turbohélice, motores a reacción, etc. El bastidor principal (3) tiene una pluralidad de brazos (10) acoplados fijamente al mismo y que se extienden de forma radial desde este. Cada unidad multicóptero operable de la pluralidad de unidades multicóptero operables están unidas al bastidor principal mediante la interposición de una única junta, de modo que las unidades multicóptero operables roten con relación al bastidor principal independientemente las unas de las otras. Al menos una de estas juntas tiene un mínimo de un GDL, de manera que el bastidor principal, es decir, el vehículo aéreo, tenga un número de grados de libertad controlables (GDLC) igual o superior al número total de GDL del bastidor principal. Preferentemente, las juntas pueden tener un número de GDL entre uno y tres, aunque en algunas implementaciones algunas de las juntas pueden ser fijas.
Tal como se usa en el presente documento, los GDLC pueden referirse al número máximo de variables de control direccional que se pueden manipular simultáneamente durante el vuelo de un vehículo aéreo.
En un espacio tridimensional, el número máximo de GDL de un rígido sólido es seis. Aunque un rígido sólido puede presentar configuraciones con un número de GDL inferior a seis, los rígidos sólidos que tienen un número total de seis GDL desacoplados están provistos del mayor control posible. Por lo tanto, el número de variables de control direccional que se pueden manipular simultáneamente en el vehículo aéreo con GDL desacoplados divulgado en el presente documento puede ser igual o mayor que los seis GDL del bastidor principal (y por consiguiente del vehículo aéreo en su conjunto). Los seis GDL del bastidor principal son los movimientos longitudinales en las direcciones X, Y y Z y los movimientos de rotación de guiñada, balanceo y cabeceo. Entonces, habrá el mismo número o más de GDLC del bastidor principal (y por consiguiente, del vehículo aéreo) que el número total de GDL del sólido rígido que se va a mover (el vehículo aéreo). De esta forma, cada GDL del vehículo aéreo puede moverse independientemente.
Dependiendo de la arquitectura del vehículo aéreo (número de unidades multicóptero, número de unidades de propulsión en cada unidad multicóptero y número de GDL de las juntas) el vehículo aéreo puede tener más o menos GDLC. El vehículo aéreo tiene una arquitectura holonómica cuando el número de GDLC es igual al número total de GDL del rígido sólido y redundante, lo que permite comandar diferentes puntos de ajuste (diferentes ángulos de basculamiento y empujes) para cada una de las unidades multicóptero, desarrollando modos de operación dinámicos no disponibles actualmente en drones existentes, tal como modos de estabilidad en los que los módulos se colocan en un cierto ángulo de basculamiento y las fuerzas contrarrestantes dan estabilidad a la aeronave contra ráfagas de viento, o modos en los que un movimiento coordinado de todos los módulos da como resultado un movimiento en X o Y sin variar ninguno de los otros GDL. También permite tener la redundancia necesaria para que incluso si fallan algunas unidades de propulsión, el vehículo aéreo pueda mantener un mínimo de seis GDLC para generar los seis GDL en su estructura principal.
Por ejemplo, para arquitecturas de vehículos aéreos con el centro de gravedad dispuesto simétricamente con respecto a las fuerzas generadas por las unidades multicóptero, los modos básicos de movimiento hacia delante, hacia atrás, hacia la izquierda y hacia la derecha se pueden generar simplemente desarrollando las mismas fuerzas en cada una de las unidades multicóptero, ya que cada unidad multicóptero se posicionaría en el mismo ángulo de basculamiento con la misma fuerza de empuje aplicada. El vehículo aéreo se movería dependiendo del empuje generado y del ángulo de basculamiento en el que se operan las unidades multicóptero.
Todas las unidades multicóptero están unidas al bastidor principal a través de una junta con al menos un GDL. Sin embargo, en algunos otros ejemplos, algunas de las unidades multicóptero de la pluralidad de unidades multicóptero pueden fijarse al bastidor principal, es decir, mediante la interposición de juntas sin GDL con relación al bastidor principal. En algunos otros ejemplos, el número de GDL de cada junta de la pluralidad de juntas en el vehículo aéreo
puede ser diferente de los otros.
En algunos ejemplos, las juntas pueden tener un máximo de tres GDL. Por ejemplo, las juntas con tres GLD pueden ser juntas esféricas. Estas juntas esféricas que vinculan cada unidad multicóptero al bastidor principal pueden permitir hasta 3 grados de libertad de rotación (giro en X, giro en Y y giro en Z), y habilitan un posicionamiento preciso de cada uno de los módulos en relación con el bastidor principal, lo que permite que el vehículo aéreo realice movimientos que actualmente no pueden realizar los drones existentes (por ejemplo, movimiento en el eje X sin modificar el balanceo y el cabeceo u otras maniobras precisas).
El bastidor principal tiene una pluralidad de brazos que se extienden radialmente desde el mismo y cada unidad multicóptero operable puede estar unida a un brazo correspondiente de la pluralidad de brazos. Por consiguiente, las juntas se pueden ubicar en las proximidades de los extremos libres de los brazos de manera que las unidades multicóptero se acoplen al bastidor a través de los respectivos extremos libres de los brazos.
En algunos ejemplos, las juntas pueden comprender un sistema de liberación rápida de manera que la pluralidad de unidades multicóptero operables estén unidas de forma liberable al bastidor principal. Por ejemplo, las juntas pueden tener una parte superior unida a la unidad multicóptero y una parte inferior unida al bastidor principal de manera que el sistema de liberación rápida pueda permitir liberar la parte superior de la parte inferior de la junta. Tener unidades multicóptero unidas de forma liberable al bastidor principal facilita las operaciones de mantenimiento del vehículo aéreo y permite la escalabilidad del vehículo aéreo, ya que las unidades multicóptero actualmente operadas se pueden reemplazar fácil y rápidamente con diferentes unidades multicóptero.
En algunos ejemplos, las juntas pueden comprender medios de inmovilización configurados para restringir el movimiento de las juntas en al menos un GDL. Estas juntas con GDL restringidos pueden ser útiles para aplicaciones específicas donde no se requiere que todos los GDL estén desacopladoso donde no son necesarios GDL específicos.
En algunos ejemplos, las juntas pueden comprender medios de bloqueo configurados para bloquear temporalmente el movimiento de las juntas en al menos un GDL. Estas juntas con GDL bloqueados temporalmente pueden ser útiles para los modos de crucero donde se desea asegurar que la junta mantenga su posición independientemente de las perturbaciones externas.
En algunos ejemplos, las juntas pueden comprender un mecanismo amortiguador configurado para amortiguar los impulsos de choque generados por el movimiento de la unidad multicóptero con relación al bastidor principal. Estas juntas con medios amortiguadores pueden mejorar la estabilidad y la exactitud.
En algunos ejemplos, las juntas, que pueden mover los GDL angulares independientemente unos de otros sin modificar su posición en los ejes X, Y y Z, pueden seleccionarse de un grupo que comprende juntas esféricas, juntas cardán, juntas de bola, juntas de velocidad constante y cualquier combinación de las mismas. Además, las juntas pueden ser una combinación de juntas con menos de tres GDL para proporcionar una junta combinada con hasta tres GDL. Por ejemplo, la junta puede ser una combinación de dos o tres juntas cilíndricas consecutivas para proporcionar dos o tres GDL, respectivamente.
En algunos ejemplos, la pluralidad de unidades multicóptero operables están situadas de manera equidistante con relación a un punto central del bastidor principal. De esta forma, se maximiza la estabilidad del vehículo aéreo. En algunos otros ejemplos, y dependiendo del fin y de la arquitectura particular del vehículo aéreo, las unidades multicóptero se pueden unir al bastidor principal con una distribución diferente.
En algunos ejemplos, el vehículo aéreo puede comprender una unidad de procesamiento de referenciación situada en el bastidor principal. Esta unidad de procesamiento de referenciación puede configurarse además para determinar un desplazamiento del bastidor principal con relación a un plano horizontal. Preferentemente, la unidad de procesamiento de referenciación puede estar acoplada comunicativamente a una unidad de medición inercial y a una pluralidad de acelerómetros y/o giroscopios posicionados en el bastidor principal. La referenciación del bastidor principal permite un control exacto del vuelo del vehículo aéreo, ya que el basculamiento con relación al plano horizontal puede lograr el empuje direccional del vehículo aéreo y también permite adaptar el vuelo a las condiciones ambientales.
En algunos ejemplos, el vehículo aéreo puede comprender un controlador situado en el bastidor principal y configurado para operar la pluralidad de unidades multicóptero. Este controlador puede estar acoplado comunicativamente a la unidad de procesamiento de referenciación para recibir información sobre la orientación del bastidor principal y la dirección de viaje actual. De esta forma, el controlador con la información sobre la orientación actual, la dirección de viaje actual y la dirección de viaje prevista del vehículo aéreo puede operar las unidades multicóptero para alterar la dirección de viaje del vehículo aéreo hacia la dirección de viaje prevista. Para hacer esto, el controlador opera las unidades multicóptero alterando los empujes de las unidades de propulsión de cada unidad multicóptero que modifica la orientación de las unidades multicóptero con relación al bastidor principal a través de las juntas y, por consiguiente, modifica la dirección de viaje del vehículo aéreo.
Preferentemente, el controlador puede incluir una unidad de medición del flujo de aire para determinar los datos de
información del flujo de aire a través del vehículo aéreo. El controlador puede usar estos datos de información del flujo de aire para determinar las operaciones que se realizarán en las unidades multicóptero.
En algunos otros ejemplos, el vehículo aéreo puede comprender un controlador primario situado en el bastidor principal y una pluralidad de controladores secundarios, estando cada controlador secundario situado en una unidad multicóptero correspondiente. La pluralidad de controladores secundarios puede configurarse para operar las respectivas unidades multicóptero y el controlador primario puede configurarse para gestionar la pluralidad de controladores secundarios. Este controlador primario puede estar acoplado comunicativamente a la unidad de procesamiento de referenciación para recibir información sobre la orientación del bastidor principal. Los controladores secundarios pueden estar acoplados comunicativamente al controlador primario. De esta forma, el controlador primario con la información sobre la orientación actual, la dirección de viaje actual y la dirección de viaje prevista del vehículo aéreo es capaz de determinar la dirección que debe tomar el vehículo aéreo. El controlador primario puede transmitir la dirección que debe tomar el vehículo aéreo a los controladores secundarios de manera que cada controlador secundario puede operar la unidad multicóptero respectiva para dirigir el vehículo aéreo en la dirección que debe tomar. Por ejemplo, cada controlador secundario puede alterar el empuje de las unidades de propulsión de la unidad multicóptero correspondiente modificando la orientación de la unidad multicóptero con relación al bastidor principal a través de la junta respectiva y por consiguiente, modificando la dirección de viaje del vehículo aéreo.
En algunos ejemplos, se describe un método de acuerdo con la reivindicación 12, siendo el método para maniobrar un vehículo aéreo como se ha divulgado anteriormente. El método comprende determinar, mediante la unidad de procesamiento de referenciación, un desplazamiento del vehículo aéreo con relación a un plano horizontal. Entonces, el controlador determina un punto de ajuste o vector de empuje, es decir, una magnitud de empuje y un ángulo de basculamiento (ángulos de guiñada, balanceo y cabeceo), para el vehículo aéreo basándose en el desplazamiento determinado. El controlador ajusta después el empuje de cada unidad multicóptero basándose en el empuje determinado. El controlador puede ajustar además el ángulo de basculamiento, es decir, guiñada, balanceo y cabeceo, de la pluralidad de unidades multicóptero realizando un movimiento de rotación de cada una de las unidades multicóptero con relación al bastidor principal a través de las juntas respectivas, basándose el movimiento de rotación relativo en el ángulo de basculamiento determinado para el vehículo aéreo. La suma de los vectores de empuje en la pluralidad de unidades multicóptero será igual al vector de empuje calculado del vehículo aéreo para realizar una cierta maniobra. Este ejemplo proporciona una gestión centralizada del vehículo aéreo.
En algunos ejemplos, el vehículo aéreo puede tener un controlador primario unido al bastidor principal y un controlador secundario unido a cada unidad multicóptero. La pluralidad de controladores secundarios puede ser para operar las respectivas unidades multicóptero y el controlador primario puede ser para gestionar la pluralidad de controladores secundarios. Tras determinar el desplazamiento del vehículo aéreo, el controlador primario puede determinar el empuje y el ángulo de basculamiento para el vehículo aéreo basándose en el desplazamiento determinado. Cada uno de los controladores secundarios, al recibir el empuje y el ángulo de basculamiento para el vehículo aéreo desde el controlador primario, puede determinar y ajustar el empuje particular de la unidad multicóptero sobre la cual está montado el controlador secundario basándose en el empuje determinado previamente para el vehículo aéreo. Cada controlador secundario puede además determinar y ajustar el ángulo de basculamiento de la unidad multicóptero respectiva realizando un movimiento de rotación de la unidad multicóptero con relación al bastidor principal a través de las juntas, basándose el movimiento de rotación relativo en el ángulo de basculamiento previamente determinado para el vehículo aéreo. La suma de los vectores de empuje de la pluralidad de unidades multicóptero será igual al vector de empuje calculado del vehículo aéreo para realizar una cierta maniobra. Este ejemplo proporciona una gestión descentralizada del vehículo aéreo.
En algunos ejemplos, el vehículo aéreo puede tener una pluralidad de controladores configurados para operar una cualquiera de la pluralidad de unidades multicóptero. Entonces, uno de los controladores puede determinar y definir el punto de ajuste, es decir, el empuje y el ángulo de basculamiento, para el vehículo aéreo basándose en el desplazamiento previamente determinado. Después de eso, uno cualquiera de la pluralidad de controladores, el mismo controlador que ha determinado el punto de ajuste para el vehículo aéreo o cualquier otro controlador dentro del vehículo aéreo, puede determinar y ajustar el empuje de la pluralidad de unidades multicóptero basándose en el empuje del vehículo aéreo. Uno de la pluralidad de controladores puede además determinar y ajustar el ángulo de basculamiento de la pluralidad de unidades multicóptero realizando un movimiento de rotación de las unidades multicóptero con relación al bastidor principal a través de las juntas, basándose el movimiento de rotación relativo en el ángulo de basculamiento determinado. La suma de los vectores de empuje de la pluralidad de unidades multicóptero será igual al vector de empuje del vehículo aéreo. Este ejemplo proporciona una gestión distribuida del vehículo aéreo en la que uno cualquiera de la pluralidad de controladores puede tomar el control del vehículo aéreo en caso de que falle el controlador actualmente a cargo de la gestión del vehículo aéreo. Esta redundancia de control aumenta la seguridad y la fiabilidad del vehículo aéreo.
En la siguiente descripción, para fines de explicación, se exponen numerosos detalles específicos para proporcionar una comprensión profunda de los presentes sistemas y métodos. Será evidente, sin embargo, para un experto en la materia que el presente aparato, sistemas y métodos se pueden poner en práctica sin estos detalles específicos. La referencia en la memoria descriptiva a "un ejemplo" o lenguaje similar significa que una peculiaridad, estructura o característica particular descrita en conexión con ese ejemplo se incluye como se describe, pero puede no estar
incluida en otros ejemplos.
Breve descripción de los dibujos
Para completar la descripción y para facilitar una mejor comprensión de la invención, se proporciona un conjunto de dibujos. Dichos dibujos forman parte integral de la descripción e ilustran realizaciones de la invención, lo que no debería interpretarse como una restricción del alcance de la invención, sino solo como un ejemplo de cómo puede realizarse la invención. Los dibujos comprenden las siguientes figuras:
La figura 1 muestra un vehículo aéreo de ejemplo con GDL desacoplados con cuatro cuadricópteros unidos al bastidor principal mediante la interposición de juntas respectivas.
Las figuras 2A-C muestran una vista frontal, una vista lateral y una vista en planta del vehículo aéreo de ejemplo de la figura 1, respectivamente, con los cuatro cuadricópteros posicionados y operados para hacer que el vehículo aéreo planee.
Las figuras 3A-C muestran una vista frontal, una vista lateral y una vista en planta del vehículo aéreo de ejemplo de la figura 1, respectivamente, con los cuatro cuadricópteros posicionados y operados para hacer que el vehículo aéreo navegue.
Las figuras 4A-C muestran una vista frontal, una vista lateral y una vista en planta del vehículo aéreo de ejemplo de la figura 1, respectivamente, con los cuatro cuadricópteros posicionados y operados para hacer que el vehículo aéreo planee con la deflexión descendente del aire hacia su exterior en modo de estabilidad.
Las figuras 5A-C muestran una vista frontal, una vista lateral y una vista en planta del vehículo aéreo de ejemplo de la figura 1, respectivamente, con los cuatro cuadricópteros posicionados y operados para hacer que el vehículo aéreo se mueva hacia su derecha y con diferente empuje en sus rotores.
La figura 6A muestra una vista detallada de uno de los cuadricópteros de la figura 1 con dicho cuadricóptero tirando del brazo del vehículo aéreo (equilibrio estable). La figura 6B muestra una vista detallada de uno de los cuadricópteros de la figura 1 con dicho cuadricóptero impulsando el brazo del vehículo aéreo (equilibrio inestable). La figura 7 muestra vistas esquemáticas en planta de diferentes arquitecturas de vehículos aéreos de ejemplo con GDL desacoplados.
La figura 8 muestra un conjunto de junta esférica de ejemplo para unir un cuadricóptero particular a un brazo del bastidor principal de un vehículo aéreo de ejemplo con GDL desacoplados.
La figura 9 muestra un sistema de control de ejemplo para gestionar el vehículo aéreo de la figura 1.
La figura 10 muestra un diagrama de flujo de un método de ejemplo para maniobrar un vehículo aéreo con GDL desacoplados.
Descripción de un modo de realización de la invención
Haciendo referencia a la figura 1, se ilustra un vehículo aéreo 1 de ejemplo con GDL desacoplados que tiene cuatro cuadricópteros 2a-d unidos a un bastidor principal 3 alargado mediante la interposición de juntas 4, por ejemplo, juntas de bola, que tienen tres GDL. Debe entenderse que el vehículo aéreo 1 de ejemplo puede incluir componentes adicionales y que algunos de los componentes descritos en el presente documento pueden eliminarse y/o modificarse sin apartarse del alcance del vehículo aéreo 1 de ejemplo. Adicionalmente, la implementación del vehículo aéreo 1 de ejemplo no se limita a tal ejemplo como se muestra en la figura 1.
Los cuadricópteros 2a-d están unidos al bastidor principal 3 mediante la interposición de las juntas 4 que proporcionan al bastidor principal 3 seis GDLdesacoplados. En particular, el bastidor principal 3 tiene seis GDLy cada una de las juntas de bola 4 proporciona tres GDLC adicionales de manera que el bastidor principal 3 está provisto de dieciséis GDLC. Cada uno de los cuadricópteros 2a-d tiene cuatro unidades de propulsión 5 fijas, por ejemplo, palas de rotor, unidas a los respectivos bastidores de rotor 6 en el cuerpo principal 7 del cuadricóptero 2a-d.
Estas palas de rotor 5 operables proporcionan funcionalidades de aeronave al vehículo aéreo 1. En particular, las palas de rotor 5 deben proporcionar elevación durante las maniobras verticales del vehículo aéreo 1 y empuje direccional para los desplazamientos horizontales. En algunos ejemplos, el vehículo aéreo 1 puede comprender un par de palas de rotor 5 dentro de los bastidores de rotor 6 proporcionadas como palas de rotor superior e inferior, para un control de empuje exacto.
Cada cuadricóptero 2a-d, además de las palas de rotor 5, comprende además un motor (no mostrado), por ejemplo, un motor sin escobillas, asociado con la pala de rotor 5, y una unidad de procesamiento de velocidad (no mostrada) para retransmitir señales a los motores en los cuadricópteros 2a-d que determinan cómo de rápido girar. Como alternativa, los cuadricópteros 2a-d pueden comprender una unidad de procesamiento de par en lugar de la unidad de procesamiento de velocidad para retransmitir señales a los motores que determinan cómo de rápido girar. En cualquier momento, cada uno de los motores de un cuadricóptero 2 particular, y por consiguiente, las respectivas palas de rotor 5, podrían estar girando a una velocidad diferente para proporcionar diferentes empujes. Como alternativa, el bastidor principal 3 puede comprender una unidad de procesamiento de velocidad centralizada que está en comunicación con cada uno de los motores de los cuadricópteros 2a-d. Tales disposiciones proporcionan una excelente potencia de empuje, logrando así la máxima capacidad de elevación posible para el vehículo aéreo 1. Mientras que en la figura 1, los cuadricópteros 2a-d comprenden palas de rotor 5 para proporcionar funcionalidades
de aeronave, podrían contemplarse unidades de propulsión alternativas, por ejemplo, en el uso de hélices, motores turbohélice o motores a reacción ajustables.
El vehículo aéreo 1 también comprende al menos un controlador (no mostrado) para operar los cuadricópteros 2 basándose en la dirección de viaje prevista. Este al menos un controlador opera, a través de la unidad de procesamiento de velocidad, las palas de rotor 5 modificando su velocidad relativa de manera que la posición de cada uno de los cuadricópteros 2 con relación al bastidor principal 3 se pueda modificar independientemente, y por lo tanto el vector de empuje generado por cada cuadricóptero. Por consiguiente, el al menos un controlador está configurado para determinar la posición relativa de cada uno de los cuadricópteros 2 independientemente de la posición relativa del resto de cuadricópteros 2 y del bastidor principal 3 en el vehículo aéreo 1. De esta forma, el al menos un controlador puede determinar un punto de ajuste diferente (empuje y ángulos de basculamiento, balanceo, cabeceo y guiñada) para cada uno de los cuadricópteros 2 proporcionando al vehículo aéreo 1 modos de operación adicionales distintos a los modos de operación básicos (estos modos de operación básicos son aquellos movimientos realizados por un vehículo aéreo que tienen un punto de ajuste común para todas sus unidades multicóptero). Ejemplos de estos modos de operación adicionales son modos de estabilidad en los que los multicópteros están con ángulo de rotor inverso de manera que las fuerzas generadas por los multicópteros se contrarrestan aumentando la estabilidad de la aeronave, modos de precisión debido a la mayor maniobrabilidad del vehículo aéreo con GDL desacoplados o modos de crucero eficientes en los que las unidades multicóptero se pueden posicionar en su posición de crucero pero al mismo tiempo mantener la cápsula en una posición que minimiza la resistencia aerodinámica.
El vehículo aéreo también tiene un cuerpo de fuselaje 8 unido al bastidor principal 3. En tal ejemplo, el cuerpo de fuselaje 8 es una cápsula para transportar a un usuario o pasajero, por lo que la cápsula 8 incorpora un asiento 9 para el usuario. El bastidor principal 3 tiene cuatro brazos 10 situados en pares en ambos extremos del bastidor principal 3. Cada uno de estos brazos 10 tiene, en la proximidad de sus extremos libres, una junta de bola 4 correspondiente para unir el cuadricóptero 2 respectivo al bastidor principal 3. En algunos ejemplos y dependiendo de la geometría del bastidor principal 3, los brazos 10 pueden extenderse desde un centro del vehículo aéreo 1 hasta puntos radiales del bastidor principal 3.
El bastidor principal 3 y el cuerpo de fuselaje 8 pueden estar unidos de forma liberable o pueden estar formados integralmente uno con el otro. El cuerpo de fuselaje 8 también puede comprender una estructura para transportar otros elementos tales como baterías, diferentes tipos de cargas útiles, etc.
Aunque la figura 1 muestra un vehículo aéreo 1 formado por cuatro cuadricópteros 2, será evidente que cualquier otra arquitectura de vehículo aéreo adecuada, que incluya cualquier número de unidades multicóptero dispuestas en el bastidor principal y cualquier número de unidades de propulsión dispuestas en cada unidad multicóptero puede ser utilizada para proporcionar la funcionalidad multicóptero al vehículo aéreo 1. De forma adicional, aunque la figura 1 muestra los cuatro cuadricópteros 2 vinculados al bastidor principal 3 mediante juntas de bola 4, se pueden usar otro tipo de juntas con entre uno y tres GDL. Además, las juntas pueden ser diferentes entre sí teniendo un número diferente de GDL entre ellas. En algunas implementaciones, algunas de las juntas pueden ser juntas fijas.
Las figuras 2A-C muestran una vista frontal, una vista lateral y una vista en planta del vehículo aéreo de ejemplo de la figura 1, respectivamente, con los cuatro cuadricópteros posicionados y operados para hacer que el vehículo aéreo planee.
En tal ejemplo, los cuatro cuadricópteros 2a-d se posicionan con relación al bastidor principal 3 y se operan para hacer que el vehículo aéreo 1 planee, es decir, permanezca en la misma posición mientras está en el aire. En tal ejemplo, los cuadricópteros 2a y 2b se posicionan en un primer plano común mientras que los cuadricópteros 2c y 2d se posicionan en un segundo plano común diferente del primer plano. Como se muestra con más detalle en la figura 2B, ambos planos son planos sustancialmente horizontales paralelos entre sí, y la distancia entre ambos planos es tal que la cápsula 8 y, por consiguiente, el asiento 9, se posiciona en una posición sustancialmente vertical para el pasajero. Los cuadricópteros 2a y 2b generan un primer vector de empuje (magnitud de empuje y ángulo de basculamiento, es decir, ángulos de guiñada, balanceo y cabeceo) y los cuadricópteros 2c y 2d generan un segundo vector de empuje, siendo la primera magnitud de empuje diferente de la segunda magnitud de empuje y la suma de los vectores de empuje generados por los cuatro cuadricópteros 2a-d es el vector de empuje necesario para mantener el vehículo aéreo 1 en equilibrio y mantener la misma posición para el pasajero. En tal ejemplo, el centro de gravedad está centrado en el vehículo aéreo 1 y, por consiguiente, el empuje es puramente vertical. Esta posición de los cuadricópteros 2a-2d entre sí también se puede usar para operaciones ascendentes cuando el empuje del rotor aumenta con la misma magnitud en todos los rotores 5 del vehículo aéreo 1 y para operaciones descendentes cuando el empuje del rotor disminuye con la misma magnitud en todos los rotores 5 del vehículo aéreo 1.
Las figuras 3A-C muestran una vista frontal, una vista lateral y una vista en planta del vehículo aéreo de ejemplo de la figura 1, respectivamente, con los cuatro cuadricópteros posicionados y operados para hacer que el vehículo aéreo navegue.
En tal ejemplo, los cuatro cuadricópteros 2a-d se posicionan con relación al bastidor principal 3 y se operan para hacer que el vehículo aéreo 1 navegue, es decir, realice un movimiento horizontal en una dirección particular (véase la flecha
en la figura 3B en la dirección del eje Y) y con el mismo empuje en todos los cuadricópteros 2a-d. En tal ejemplo, los cuadricópteros 2a-d se posicionan en el mismo plano, estando dicho plano en un ángulo particular con relación al plano horizontal. El controlador opera todos los cuadricópteros 2a-d para que roten con relación a sus respectivas juntas de bola 4 de manera que sus vectores de empuje (magnitud de empuje y ángulo de basculamiento) con relación al bastidor principal 3 sea el mismo. Con el tiempo, el empuje generado por los rotores 5 puede modificarse dependiendo de la velocidad de crucero necesaria. En algunos otros ejemplos, los cuadricópteros 2a-d pueden rotarse a través de sus respectivas juntas de bola con un ángulo de basculamiento diferente con relación al bastidor principal 3, de manera que la dirección de viaje puede ser diferente, por ejemplo, los cuadricópteros 2a-d pueden rotarse a la izquierda con el mismo ángulo con relación al bastidor principal 3 y el mismo empuje para dirigir el vehículo aéreo 1 en tal dirección.
Las figuras 4A-C muestran una vista frontal, una vista lateral y una vista en planta del vehículo aéreo de ejemplo de la figura 1, respectivamente, con los cuatro cuadricópteros 2a-d posicionados y operados para hacer que el vehículo aéreo 1 planee y con la deflexión descendente del aire hacia su exterior en modo de estabilidad.
En tal ejemplo, los cuadricópteros 2a-d están todos inclinados el mismo ángulo hacia el centro del bastidor principal 3. Por consiguiente, cada cuadricóptero 2a-d está posicionado en un plano diferente pero inclinado con el mismo ángulo con relación al plano horizontal. El controlador opera todos los cuadricópteros 2a-d para que roten con relación sus respectivas juntas de bola 4 de manera que su magnitud de empuje sea la misma y el ángulo de basculamiento con relación al plano horizontal sea el mismo pero con los cuadricópteros 2a y 2b y los cuadricópteros 2c y 2d orientados opuestos entre sí. En algunos otros ejemplos, el controlador puede operar los cuadricópteros 2a-d para que roten con relación a sus respectivas juntas de bola para posicionarse formando el ángulo complementario al que se muestra en la figura 4 de manera que los cuadricópteros 2a-d estén todos inclinados alejándose del centro del bastidor principal 3. En algunos otros ejemplos, los cuatro cuadricópteros 2a-d también se pueden posicionar y operar para hacer que el vehículo aéreo 1 planee pero con la corriente descendente del aire hacia su interior.
Las figuras 5A-C muestran una vista frontal, una vista lateral y una vista en planta del vehículo aéreo de ejemplo de la figura 1, respectivamente, con los cuatro cuadricópteros posicionados y operados para hacer que el vehículo aéreo se mueva hacia su derecha y con diferente empuje en sus rotores.
En tal ejemplo, los cuadricópteros 2a y 2c tienen un primer vector de empuje inclinado en un primer ángulo con relación al plano horizontal y los cuadricópteros 2b y 2d tienen un segundo vector de empuje inclinado en un segundo ángulo con relación al plano horizontal, siendo el primer ángulo menor que el segundo ángulo. Por consiguiente, todos los cuadricópteros 2a-d están posicionados en un plano diferente pero todos están inclinados hacia la misma dirección, en particular hacia la dirección derecha (véase la flecha en la figura 5A en el plano X-Z), para dirigir el vehículo aéreo 1 en tal dirección. Por lo tanto, el controlador opera todos los cuadricópteros 2a-d para que roten con relación a sus respectivas juntas de bola 4 con el ángulo de basculamiento con relación al plano horizontal citado anteriormente. El empuje de los cuadricópteros 2a y 2c es el mismo y diferente del empuje de los cuadricópteros 2b y 2d.
La figura 6A muestra una vista detallada de uno de los cuadricópteros de la figura 1 con dicho cuadricóptero tirando del brazo del vehículo aéreo (equilibrio estable). En tal ejemplo, el cuadricóptero 2a está posicionado en un plano superior con relación al brazo 10 del bastidor principal 3 de manera que se tira del brazo 10 a través de la junta de bola 4. Por lo tanto, el empuje (flecha hacia arriba) generado por el cuadricóptero 2a tira del vehículo aéreo verticalmente y hacia arriba mientras que la gravedad (flecha hacia abajo) impulsa el vehículo aéreo 1 hacia abajo. La figura 6B muestra una vista detallada de uno de los cuadricópteros de la figura 1 con dicho cuadricóptero impulsando el brazo del vehículo aéreo (equilibrio inestable). En tal ejemplo, el cuadricóptero 2a está posicionado en un plano inferior con relación al brazo 10 del bastidor principal 3 de manera que el brazo 10 se impulsa a través de la junta de bola 4. Por lo tanto, el empuje (flecha hacia arriba) generado por el cuadricóptero 2a impulsa el vehículo aéreo 1 verticalmente y hacia arriba mientras que la gravedad (flecha hacia abajo) impulsa el vehículo aéreo 1 hacia abajo.
Aunque las figuras 6A y 6B muestran el cuadricóptero 2a conectado al bastidor principal 3 mediante la interposición de una junta de bola 4, se podría usar cualquier junta con un máximo de tres g Ld (por ejemplo, una junta esférica) con relación al punto de rotación dado y un mínimo de un GLD con relación al punto de rotación dado (por ejemplo, una junta de bisagra) en sus configuraciones de tracción o impulsión, es decir, con la junta tirando del cuadricóptero o con la junta impulsada por el cuadricóptero. La configuración de tracción es una configuración más estable puesto que el equilibrio de fuerzas (empuje y gravedad) está en un equilibrio estable mientras que la configuración de impulsión es la más inestable ya que el equilibrio de fuerzas está en un equilibrio inestable.
La figura 7 muestra vistas esquemáticas en planta de diferentes arquitecturas de vehículos aéreos de ejemplo. En tales vistas esquemáticas se muestran cinco arquitecturas diferentes. Debe entenderse que las arquitecturas de vehículos aéreos de ejemplo pueden incluir componentes adicionales y que algunos de los componentes descritos en el presente documento pueden eliminarse y/o modificarse sin apartarse del alcance de las arquitecturas de vehículos aéreos de ejemplo. Adicionalmente, la implementación de las arquitecturas de vehículos aéreos de ejemplo no se limita a tal ejemplo como se muestra en la figura 7.
Serían posibles múltiples combinaciones entre el número de multicópteros y el número de unidades de propulsión (por
ejemplo, rotores, motores turbohélice, motores a reacción, etc.) dispuestas en cada unidad multicóptero. Por consiguiente, sería posible combinar diferentes arquitecturas de vehículos aéreos de acuerdo con la siguiente fórmula que da el número de unidades de propulsión totales en el vehículo aéreo no tripulado multicóptero:
Np = N x A
donde "Np" es el número de unidades de propulsión, "N" es el número de unidades multicóptero (al menos dos unidades multicóptero) unidas al bastidor principal del vehículo aéreo y "A" es el número de unidades de propulsión (al menos dos unidades de propulsión) que tiene cada multicóptero. Por ejemplo, con N = 4 y A = 4 el vehículo aéreo es un cuadricóptero (un bastidor principal con cuatro unidades multicóptero) de cuadricópteros (cada unidad multicóptero tiene cuatro unidades de propulsión unidas a la misma), y con N = 3 y A = 4 el vehículo aéreo es un tricóptero (un bastidor principal con tres unidades multicóptero) de cuadricópteros (cada unidad multicóptero tiene cuatro unidades de propulsión unidas a la misma).
Una primera arquitectura a) corresponde a un bicóptero de bicópteros (N = 2 y A = 2). Por consiguiente, el vehículo aéreo 11 está formado por dos bicópteros 12 unidos al bastidor principal 13 mediante la interposición de juntas esféricas. En tal arquitectura, el bastidor principal 13 puede ser un cuerpo alargado con los dos bicópteros 12 unidos en la proximidad de sus respectivos extremos. Cada bicóptero 12 tiene tres unidades de propulsión 14 unidas a sus respectivos cuerpos 15.
Una segunda arquitectura b) corresponde a un bicóptero de tricópteros (N = 2 y A = 3). Por consiguiente, el vehículo aéreo 16 está formado por dos tricópteros 17 unidos al bastidor principal 18 mediante la interposición de juntas esféricas. En tal arquitectura, el bastidor principal 18 puede ser un cuerpo alargado con los dos tricópteros 17 unidos en la proximidad de sus respectivos extremos. Cada tricóptero 17 tiene tres unidades de propulsión 19 unidas a sus respectivos cuerpos 20.
Una tercera arquitectura c) corresponde a un tricóptero de tricópteros (N = 3 y A = 3). Por consiguiente, el vehículo aéreo 21 está formado por tres tricópteros 22 unidos al bastidor principal 23 mediante la interposición de juntas esféricas. En tal arquitectura, el bastidor principal 23 puede ser un cuerpo sustancialmente triangular con los tres tricópteros 22 unidos en la proximidad de sus respectivas esquinas. Cada tricóptero 22 tiene tres unidades de propulsión 24 unidas a sus respectivos cuerpos 25.
Una cuarta arquitectura d) corresponde a un cuadricóptero de cuadricópteros (N = 4 y A = 4). Por consiguiente, el vehículo aéreo 26 está formado por cuatro cuadricópteros 27 unidos al bastidor principal 28 mediante la interposición de juntas esféricas. En tal arquitectura, el bastidor principal 28 puede ser un cuerpo sustancialmente cuadrangular con los cuatro cuadricópteros 27 unidos en la proximidad de sus respectivas esquinas. Cada cuadricóptero 27 tiene cuatro unidades de propulsión 29 unidas a sus respectivos cuerpos 30.
Una quinta arquitectura e) corresponde a un cuadricóptero de tricópteros (N = 4 y A = 3). Por consiguiente, el vehículo aéreo 31 está formado por cuatro tricópteros 32 unidos al bastidor principal 33 mediante la interposición de juntas esféricas. En tal arquitectura, el bastidor principal 33 puede ser un cuerpo sustancialmente cuadrangular con los cuatro tricópteros 32 unidos en la proximidad de sus respectivas esquinas. Cada tricóptero 32 tiene tres unidades de propulsión 34 unidas a sus respectivos cuerpos 35.
En tal ejemplo, todas las arquitecturas pueden comprender juntas de bola o juntas esféricas con tres GLD para proporcionar GLDC redundantes a los vehículos aéreos. Pueden contemplarse otras arquitecturas y geometrías del vehículo aéreo. Las arquitecturas descritas en tal ejemplo son, sin embargo, simplemente un ejemplo indicativo de arquitecturas de vehículos aéreos no tripulados multicópteros, y pueden considerarse otras arquitecturas y geometrías alternativas.
La figura 8 muestra un conjunto de junta esférica 40 de ejemplo para unir un cuadricóptero 48 particular a un brazo 46 del bastidor principal de un vehículo aéreo de ejemplo con GDL desacoplados. Tal como se usa en el presente documento, una junta esférica puede referirse a cualquier junta que permita la rotación libre en dos planos al mismo tiempo mientras impide la traslación en cualquier dirección. Debe entenderse que el conjunto de junta esférica 40 de ejemplo puede incluir componentes adicionales y que algunos de los componentes descritos en el presente documento pueden eliminarse y/o modificarse sin apartarse del alcance del conjunto de junta esférica 40 de ejemplo. Adicionalmente, la implementación del conjunto de junta esférica 40 de ejemplo no se limita a tal ejemplo como se muestra en la figura 8.
En tal ejemplo, el conjunto de junta esférica 40 es un conjunto de junta de bola formado por un espárrago de bola 41 y una carcasa 42. La carcasa 42 tiene un orificio abierto en el que se inserta el espárrago de bola 41. El espárrago de bola 41 tiene con una parte de vástago 43 y una parte de bola 44. La parte de bola 44 tiene una forma semiesférica y se recibe en el orificio abierto de la carcasa 42 de manera que la parte de vástago 43 sobresale del orificio abierto. La parte de vástago 43 está unida a un saliente 45 del brazo 46 del bastidor principal del vehículo aéreo.
La carcasa 42 está formada en una parte de encaje 47 del conjunto de junta de bola 40. Esta parte de encaje 47 está
acoplada al cuerpo principal del cuadricóptero 48. Por ejemplo, se pueden usar tomillos para unir la parte de encaje al cuerpo principal del cuadricóptero 48.
Este conjunto de junta esférica 40 permite movimientos que serán determinados por la suma de fuerzas generadas por el cuadricóptero 48 unido a él. El conjunto de junta esférica permite variar la posición relativa del cuadricóptero y, por consiguiente, proporciona a la aeronave movilidad adicional y GLD independientes al combinar las diferentes fuerzas generadas por la pluralidad de multicópteros unidos al bastidor principal a través de las juntas esféricas.
En algunos ejemplos, las juntas esféricas pueden incorporar un mecanismo para restringir uno o más GLD. Por ejemplo, en un vehículo aéreo para el transporte de personas puede ser innecesario tener todos los GDL de la junta esférica, como por ejemplo el modo de operación de mover el vehículo aéreo hacia atrás a máxima velocidad. En este caso, la junta esférica podría tener un sistema mecánico, tal como un perno o pestillo, para restringir el basculamiento hacia atrás. La junta puede comprender además un sistema de control remoto para activar el sistema mecánico para restringir el GLD específico. Estos medios de restricción también pueden ser útiles en modos de operación donde la controlabilidad o los requisitos de seguridad son mayores (por ejemplo, en el aterrizaje). Por ejemplo, durante un aterrizaje de emergencia, algunos de los GDL de las juntas esféricas pueden bloquearse para mantener las juntas esféricas perpendiculares al suelo.
Las juntas esféricas también pueden tener elementos adicionales para proporcionar funcionalidades adicionales. Por ejemplo, mecanismos amortiguadores para mitigar de forma variable las fuerzas ejercidas sobre la junta durante el movimiento del vehículo aéreo, medios de generación de fuerza para generar una fuerza opuesta y variable en la rótula de la junta al realizar el movimiento y medios de generación de fuerza para generar una variable fuerza a la junta cuando alcanza sus límites mecánicos (tope), entre otros.
Por consiguiente, el uso de juntas con al menos un GLD para unir las unidades multicóptero al bastidor principal proporciona GLD independientes sin tener que añadir servoactuadores a la arquitectura. Además, se evita el peso y la electrónica asociada a los servoactuadores al mismo tiempo que se reduce el consumo energético.
La figura 9 muestra un sistema de control 50 de ejemplo para gestionar el vehículo aéreo de la figura 1. Debe entenderse que el sistema de control 50 de ejemplo puede incluir componentes adicionales y que algunos de los componentes descritos en el presente documento pueden eliminarse y/o modificarse sin apartarse del alcance del sistema de control 50 de ejemplo. Adicionalmente, la implementación del sistema de control 50 de ejemplo no se limita a tal ejemplo como se muestra en la figura 9.
En tal ejemplo, el sistema de control 50 comprende un controlador 51 que está acoplado comunicativamente a una unidad de procesamiento de referenciación 52 que determina el desplazamiento del bastidor principal 3 con respecto a un plano horizontal. La unidad de procesamiento de referenciación 52 puede estar acoplada comunicativamente a una unidad de medición inercial 53. A su vez, dicha unidad de medición inercial 53 también está acoplada comunicativamente a una pluralidad de acelerómetros 54 y/o giroscopios 55 posicionados en diferentes ubicaciones en el bastidor principal 3 para medir parámetros tales como aceleración, orientación, velocidad angular, etc. Como se usa en el presente documento, la unidad de procesamiento de referenciación 52 puede ser cualquier combinación de software y hardware configurada para realizar las funcionalidades descritas de la unidad de procesamiento de referenciación.
Si el vehículo aéreo 1 se controla de forma remota, el controlador 51 puede estar además acoplado comunicativamente a un transceptor configurado para recibir instrucciones de un control remoto para pilotar la aeronave. Como alternativa, si el vehículo aéreo 1 es una aeronave autónoma, el controlador puede estar acoplado a una unidad de procesamiento de piloto automático que comprende software y hardware para realizar el vuelo autónomo.
El controlador 51 está configurado para recibir la orientación actual del bastidor principal 3 desde la unidad de procesamiento de referenciación 52. Basándose en la orientación actual del bastidor principal 3, un empuje actual y el empuje y dirección de viaje previstos, el controlador primario determina una magnitud de empuje para cada uno de los motores 56 asociados a las unidades de propulsión (por ejemplo, rotores). El controlador 52 envía los empujes calculados a la unidad de procesamiento de velocidad 57. La unidad de procesamiento de velocidad 57, que está en comunicación con cada uno de los motores 56 de los cuadricópteros 2a-d, envía las señales de retransmisión correspondientes a los respectivos motores en los cuadricópteros 2a-d que determinarán su velocidad de rotor. Modificando la magnitud de empuje de las diferentes unidades de propulsión, se modificará la posición de los cuadricópteros 2a-d con relación al bastidor principal 3.
En algunos otros ejemplos, el sistema de control puede comprender un controlador primario situado en el bastidor principal y una pluralidad de controladores secundarios, estando cada controlador secundario situado en una unidad multicóptero correspondiente. Además, cada unidad multicóptero puede tener su propia unidad de procesamiento de velocidad. Con tal arquitectura de sistema de control, los controladores secundarios pueden configurarse para operar las respectivas unidades multicóptero y el controlador primario puede configurarse para gestionar la pluralidad de controladores secundarios. Este controlador primario puede estar acoplado comunicativamente a la unidad de
procesamiento de referenciación para recibir información sobre la orientación del bastidor principal, mientras que los controladores secundarios pueden estar acoplados comunicativamente al controlador primario. De esta forma, el controlador primario con la información sobre la orientación actual, la dirección de viaje actual y la dirección de viaje prevista del vehículo aéreo es capaz de determinar la dirección que debe tomar el vehículo aéreo. El controlador primario puede transmitir la dirección a tomar, es decir, el vector de empuje para el vehículo aéreo, a los controladores secundarios de manera que cada controlador secundario puede operar la unidad multicóptero respectiva para dirigir el vehículo aéreo en la dirección que debe tomar. Cada controlador secundario puede enviar el empuje calculado para ese cuadricóptero en particular a la unidad de procesamiento de velocidad correspondiente. La unidad de procesamiento de velocidad puede enviar las señales de retransmisión correspondientes a los respectivos motores en los cuadricópteros que determinarán su velocidad de rotor.
La figura 10 muestra un diagrama de flujo de un método de ejemplo para maniobrar un vehículo aéreo con GDL desacoplados.
En la etapa 61 del método 60, se proporciona un vehículo aéreo con GLD desacoplados como se ha divulgado anteriormente. Este vehículo aéreo comprende un bastidor principal, una pluralidad de unidades multicóptero unidas al bastidor principal mediante la interposición de juntas respectivas, donde al menos una junta tiene un mínimo de un grado de libertad, de manera que el bastidor principal tiene el mismo o un número mayor de GLDC que un número total de GLD del bastidor principal.
En la etapa 62 del método, la unidad de procesamiento de referenciación del vehículo aéreo determina un desplazamiento del vehículo aéreo con relación a un plano horizontal. Preferentemente, la unidad de procesamiento de referenciación puede estar acoplada comunicativamente a una unidad de medición inercial y a una pluralidad de acelerómetros y/o giroscopios posicionados en el bastidor principal.
En la etapa 63 del método 60, un controlador del vehículo aéreo determina un vector de empuje global o punto de ajuste (empuje ángulos de basculamiento, guiñada, balanceo y cabeceo) para todo el vehículo aéreo basándose en el desplazamiento determinado. Entonces, el controlador calcula un vector de empuje (empuje y ángulos de basculamiento) para cada una de la pluralidad de unidades multicóptero basándose en el vector de empuje global calculado previamente.
En la etapa 64 del método 60, el controlador ajusta el empuje de cada unidad de propulsión de la pluralidad de unidades multicóptero basándose en el empuje determinado.
En la etapa 65 del método 60, el controlador ajusta el ángulo de basculamiento de la pluralidad de unidades multicóptero realizando un movimiento de rotación de cada una de las unidades multicóptero con relación al bastidor principal a través de las juntas, basándose el movimiento de rotación relativo en el ángulo de basculamiento determinado.
Los vehículos aéreos con GLD desacoplados como se describe en el presente documento pueden ser útiles para proporcionar arquitecturas de aeronaves escalables basadas en módulos de propulsión mínimos que se integran a una estructura común mediante juntas con al menos un GLD y hasta tres GLDde rotación. Estas juntas que vinculan cada unidad multicóptero a la estructura principal de la aeronave pueden permitir hasta 3 grados de libertad de rotación (giro en X, giro en Y y giro en Z) y habilitan el posicionamiento preciso de cada una de las unidades multicóptero con relación a la estructura principal de la aeronave. Todos estos beneficios habilitan que la aeronave realice movimientos que actualmente no pueden realizar las aeronaves existentes con unidades de propulsión fijas.
En el presente texto, el término "comprende" y sus derivados (como "que comprende", etc.) no deberían entenderse en un sentido excluyente, es decir, estos términos no deben interpretarse como que excluyen la posibilidad de que lo que se describe y define pueda incluir otros elementos.
La presente invención no se limita a las realizaciones específicas descritas en el presente documento, sino que también abarca cualquier variación que pueda ser considerada por cualquier experto en la materia dentro del alcance general de la invención, como se define en las reivindicaciones.
Claims (14)
1. Un vehículo aéreo (1) que comprende:
un bastidor principal (3);
una pluralidad de unidades multicóptero operables (2), teniendo cada unidad multicóptero (2) una pluralidad de unidades de propulsión (5), en donde la pluralidad de unidades de propulsión (5) están unidas a la unidad multicóptero (2) en un ángulo de guiñada fijo, un ángulo de balanceo fijo y un ángulo de cabeceo fijo; y caracterizado por que el bastidor principal (3) tiene una pluralidad de brazos (10) acoplados fijamente al mismo y que se extienden de forma radial desde este y cada unidad multicóptero operable (2) de la pluralidad de unidades multicóptero operables (2) está unida a un brazo (10) respectivo del bastidor principal (3) mediante la interposición de una única junta (4), de modo que las unidades multicóptero (2) roten con relación al bastidor principal (3) independientemente unas de otras, y donde al menos una de las juntas (4) tiene un mínimo de un grado de libertad, de manera que el bastidor principal (3) tiene el mismo o mayor número de grados de libertad controlables que un número total de grados de libertad del bastidor principal (3).
2. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con la reivindicación 1, en donde las juntas (4) tienen un máximo de tres grados de libertad.
3. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde las juntas (4) comprenden un sistema de liberación de manera que la pluralidad de unidades multicóptero operables (2) están unidas de forma liberable al bastidor principal (3).
4. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde las juntas (4) comprenden medios de inmovilización configurados para restringir el movimiento de las juntas en al menos un grado de libertad.
5. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde las juntas (4) comprenden medios de bloqueo configurados para bloquear temporalmente el movimiento de las juntas (4) en al menos un grado de libertad.
6. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde las juntas (4) comprenden medios amortiguadores configurados para amortiguar los impulsos de choque generados por el movimiento de la unidad multicóptero (2) con relación al bastidor principal (3).
7. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde las juntas (4) se seleccionan de un grupo que comprende juntas esféricas, juntas cardán, juntas de bola, juntas de velocidad constante y cualquier combinación de las mismas.
8. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con la reivindicación 1, en donde la pluralidad de unidades multicóptero operables (2) están situadas de manera equidistante con relación a un punto central del bastidor principal.
9. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende una unidad de procesamiento de referenciación situada en el bastidor principal (3) y configurada para determinar un desplazamiento del bastidor principal (3) con relación a un plano horizontal.
10. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende un controlador (51) situado en el bastidor principal (3) configurado para operar la pluralidad de unidades multicóptero (2).
11. El vehículo aéreo (1) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende:
un controlador primario situado en el bastidor principal (3); y
una pluralidad de controladores secundarios, estando cada controlador secundario situado en una unidad multicóptero (2) correspondiente;
en donde la pluralidad de controladores secundarios está configurada para operar las respectivas unidades multicóptero (2) y el controlador primario está configurado para gestionar la pluralidad de controladores secundarios.
12. Un método (60) para maniobrar un vehículo aéreo, caracterizado por que comprende:
proporcionar (61) un vehículo aéreo según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores;
determinar (62), mediante la unidad de procesamiento de referenciación, un desplazamiento del vehículo aéreo con relación a un plano horizontal;
determinar (63), mediante un controlador del vehículo aéreo, un empuje y un ángulo de basculamiento para el vehículo aéreo basándose en el desplazamiento determinado;
ajustar (64), mediante el controlador, el empuje de cada una de la pluralidad de unidades multicóptero basándose
en el empuje determinado; y
ajustar (65), mediante el controlador, el ángulo de basculamiento de cada una de la pluralidad de unidades multicóptero realizando un movimiento de rotación de cada unidad multicóptero con relación al bastidor principal a través de las juntas, basándose el movimiento de rotación relativo en el ángulo de basculamiento determinado.
13. El método de acuerdo con la reivindicación 12, en donde el vehículo aéreo tiene un controlador primario unido al bastidor principal y un controlador secundario unido a cada unidad multicóptero, en donde la pluralidad de controladores secundarios son para operar las respectivas unidades multicóptero y el controlador primario es para gestionar la pluralidad de controladores secundarios, comprendiendo el método:
determinar, mediante el controlador primario, el empuje y el ángulo de basculamiento para el vehículo aéreo basándose en el desplazamiento determinado;
ajustar, mediante cada controlador secundario, el empuje de la unidad multicóptero respectiva basándose en el empuje determinado; y
ajustar, mediante cada controlador secundario, el ángulo de basculamiento de la unidad multicóptero respectiva realizando un movimiento de rotación de la unidad multicóptero con relación al bastidor principal a través de las juntas, basándose el movimiento de rotación relativo en el ángulo de basculamiento determinado.
14. El método de acuerdo con la reivindicación 12, en donde el vehículo aéreo tiene una pluralidad de controladores configurados para operar la pluralidad de unidades multicóptero, comprendiendo el método:
determinar, mediante uno cualquiera de la pluralidad de controladores, el empuje y el ángulo de basculamiento para el vehículo aéreo basándose en el desplazamiento determinado;
ajustar, mediante uno cualquiera de la pluralidad de controladores, el empuje de la pluralidad de unidades multicóptero basándose en el empuje determinado; y
ajustar, mediante uno cualquiera de la pluralidad de controladores, el ángulo de basculamiento de la pluralidad de unidades multicóptero realizando un movimiento de rotación de las unidades multicóptero con relación al bastidor principal a través de las juntas, basándose el movimiento de rotación relativo en el ángulo de basculamiento determinado.
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| RU2547950C1 (ru) * | 2013-12-19 | 2015-04-10 | Общество с ограниченной ответственностью научно-производственное предприятие "Измерон-В" (ООО НПП "Измерон-В") | Квадролет |
| US20160272310A1 (en) * | 2014-12-04 | 2016-09-22 | Elwha Llc | Reconfigurable unmanned aircraft system |
| US9630712B1 (en) * | 2015-09-23 | 2017-04-25 | Amazon Technologies, Inc. | Using multirotor lifters to deploy fixed wing aircraft |
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