專利名稱：旋翼飛行器動力和推進系統的制作方法
旋翼飛行器動力和推進系統
相關申請的交叉引用
根據35 U.S.C. § 119(e)，本申請要求于2007年1月18日遞交的 第60/885,559號美國臨時申請的優(yōu)先權，以引用的方式將該臨時申請 并入本文。
背景技術：
本公開涉及飛行器，具體涉及無人飛行器(UAV)。更具體地，本 公開涉及無人旋翼飛行器。
旋翼飛行器用于多種應用中。軍隊、執(zhí)法部門以及用于航空搜索 業(yè)務的商業(yè)活動使用無人旋翼飛行器。

發(fā)明內容
根據本公開，旋翼飛行器包括具有非轉動結構主骨架或芯柱或支 柱的主體或機身結構。還包括反向轉動的共軸旋翼系統，該旋翼系統 具有包括旋翼轂和連接至所述轂的多個旋翼槳葉的旋翼模塊。在示例 性實施方式中，每個旋翼模塊由非轉動結構支柱支撐并連接至單獨的 旋翼驅動器，該旋翼驅動器可以是驅動電機并連接至旋翼轂以繞著縱 向轉動軸線驅動旋翼槳葉。在示例性實施方式中，非轉動結構支柱穿 過旋翼驅動器，旋翼驅動器被定位在非轉動結構支柱的分隔開的相反 端之間。在示例性實施方式中，提供多個分布式的動力源以向多個旋 翼驅動器提供動力，所述動力源例如可包括電池、燃料電池或氣電混 合發(fā)電機?？梢允褂梅植际絼恿υ春腿缈刂颇K、有效載荷模塊和電 子模塊等其它模塊以將飛行器平衡在希望的位置從而改善飛行中的控 制授權。通過電氣配線而不是機械軸系來實現向旋翼槳葉的動力傳遞 和旋翼槳葉之間的動力傳遞。提供了在制造飛行器中所希望的模塊化 結構。通過考慮以下對本公開的目前所認識到的最佳實施方式進行舉例 說明的示例性實施方式的描述，對于本領域技術人員，本公開的附加 特征會變得明顯。


詳細描述具體地參照了附圖，在附圖中
圖1是根據本發(fā)明的旋翼飛行器的立體圖，其示出了包括共軸反 轉旋翼系統以及具有連接至旋翼系統的可互換模塊化部件的長主體的 飛行器；
圖2是示出從飛行中的飛機上部署圖1的旋翼飛行器的立體圖。
圖3是根據本公開的集成微旋翼飛行器系統以提供地區(qū)的遠程監(jiān) 測的立體圖，該立體圖示出了該系統的機動指揮中心以及與機動指揮 中心進行通信的該系統的多個旋翼飛行器；
圖4是根據本公開的旋翼飛行器的示意圖，其示出了具有動力和 信號線路的中央信息轉移通路構架、導航系統和連接至機身的一對旋 翼系統，所述機身包括非轉動的結構支柱或主骨架并承載有效負載；
圖5是根據本公開的旋翼飛行器的示意圖，其示出了旋翼系統、 控制模塊和動力源模塊，所述動力源模塊通過具有動力和信號線路的 中央數據/動力信息轉移通路進行通信；
圖6是圖1的旋翼飛行器的側視圖，其中拆除了空氣動力繞流體 殼體以揭示系統模塊，并顯示出例如(從頂部到底部)控制模塊、第 一動力源模塊、第一旋翼模塊、槳距控制器、第二旋翼模塊、第二動 力源模塊和有效負載模塊；
圖7是包括在圖6的旋翼飛行器中的示例性部件的分解立體圖8是包括在圖6的旋翼飛行器中的旋翼模塊(無旋翼槳葉)的 分解立體圖，其示出了例如(從右向左)旋轉傾轉盤組件、轂、隔離 件、旋翼圏、多個稀土磁體、層疊組、電子電機速度控制器(ESC) 以及安裝座；
圖9是圖8的層疊組的放大立體圖IO是圖8的電子電機速度控制器(ESC)的放大立體12圖11是圖8的安裝座的放大立體圖12是根據本公開的旋翼飛行器的可替換實施方式的立體圖，其 示出了包括共軸反轉旋翼系統和具有連接至旋翼模塊的可互換模塊化 部件的長主體的飛行器；以及
圖13是圖12的實施方式的分解立體圖，其示出了 (右至左)鼻 錐、GPS天線、第一計算機電路板、帶多個稀土磁體的第一旋翼模塊、 第一磁性線圈組件、支柱管、帶電池的動力模塊、第二磁性線圈組件、 第二計算機電路板和尾錐。
具體實施例方式
例如在圖1中示出了旋翼飛行器10，其處于飛翔或飛行方位以用 于飛行器10在方向72、 101和102上運動。旋翼飛行器10包括形成 非轉動結構支柱64的機身74，并且旋翼飛行器IO還包括上部12、第 一旋翼模塊14、第二旋翼模塊16、中部18和下部20。還包括向旋翼 模塊提供動力的第一動力源模塊22和第二動力源模塊24、處于機身 74的第一端73處的鼻錐31和設置在機身74的第二隔開端7 5處的尾 錐31、以及運送貨物或服務和/或在飛行器10的飛行過程中收集所需 數據的有效負載模塊26。當飛行器10處于如圖l所示的飛行形態(tài)時， 認為第一端73被定向為向上，而認為第二端75被定向為向下。如圖 1和4所示，所有模塊14、 16、 22、 24、 26連接至具有機身軸線28 的縱向主體或非轉動結構支柱64，并以隔開的方式沿著具有機身軸線 28的縱向主體或非轉動結構支柱64布置。機身10的上部12和中部 18中的內部積"械和電氣部件或才莫塊分別由薄壁上主體殼30和中主體 殼32封裝。下主體殼34覆蓋下部20的一部分。
旋翼飛行器10包括旋翼系統36，旋翼系統36包括具有旋翼驅動 器38的旋翼模塊14，旋翼驅動器38位于轂40中并可操作地連接至 多個旋翼槳葉42,每個旋翼槳葉42具有縱向軸線42H。如圖5所示， 縱向軸線42H與機身74的縱向軸線28相交以限定旋翼系統36的大 致重心CG1。旋翼系統36還包括槳距(pitch)控制器44例如旋轉傾 轉盤46 (見圖5和6)，旋轉傾轉盤46可操作地連接至旋翼槳葉42以響應來自伺服模塊50的輸出來改變旋翼槳葉42的周期槳距和/或總 槳距。伺服模塊50包括旋轉傾盤46和/或旋轉傾盤80或82、以及通 過連桿52 (見圖6)連接至一個或多個旋轉傾盤46、 80、 82 (見圖6 和7)的伺服致動器48。根據本公開，如圖4所示，旋翼飛行器10 的大致重心CG2可位于槳距控制器44之間。雖然飛行器10的重心 CG2的標記通常位于縱向軸線28上，4旦是為了方<更，將該標記顯示 為在軸線28的一側。
動力例如電由例如動力模塊56發(fā)出。圖6中示出了兩個動力模塊 56，每個動力模塊56包括各自的動力源模塊22或24和電池54或來 自存儲罐(未示出)的燃料。來自模塊56的動力通過動力線路58流 遍旋翼系統36并提供動力以操作控制模塊60、旋翼驅動器38和伺服 模塊50。來自控制模塊60的控制信號沿著信號線路62流動并調節(jié)旋 翼驅動器38的速度和伺服模塊50的定位輸出。動力線路58和信號線 路62設置在印刷電路板63 (見圖7)上，動力線路58和信號線路62 穿過形成在旋翼飛行器10的結構主骨架或支柱64(見圖7)中的通道 在旋翼槳葉42的第 一或進流側42N與第二或出流側42T之間延伸。 非轉動結構支柱64包4舌中空部74以容納例如線路58和62。
如圖4所示，在盤旋飛行中，第一旋翼模塊14和第二旋翼模塊 16關于機身軸線28反向轉動，從而將空氣在方向66上向下推，并在 向上的方向67上提升旋翼飛行器10。如圖l所示，第一旋翼模塊14 具有設置成在方向68上轉動的旋翼槳葉42,第二旋翼模塊16具有設 置成關于機身軸線28在方向70上轉動的旋翼槳葉42。如圖l所示， 由于第一旋翼才莫塊14和第二旋翼模塊16配備有周期的槳距控制，因 此旋翼飛行器IO祐 沒置為用于在方向72、 101和102上進行定向飛行， 而機身軸線28處于實質上豎直的方向。
如圖7所示，機身74形成旋翼飛行器10的結構主骨架或支柱64, 并大體上從上部12向下部20垂直地穿過旋翼飛行器10的中心。在示 例性實施方式中，機身是非轉動管。第一和第二旋翼模塊14、 16以及 上部12、中部18和下部20中的所有部件或模塊連接至支柱64或機 身74。現在參照圖7，機身74可用作或包括例如動力線路58、信號
14線路62和用于電氣配線(未示出)、管路(未示出)和機械連接(未 示出)的其他可能線路，以服務于位于旋翼飛行器10的上部12、中 部18以及下部20中的模塊。機身74可由碳石墨纖維、玻璃纖維、7075 號鋁合金或類似合金或者其它類似材料具有大約0.5英寸的外徑。
如圖6所示，旋翼飛行器IO被配置為包括三個主體部。上部12 包括電子模塊88(見圖4)為飛行中的飛行器IO例如提供至少導航和 通信服務，還包括第一動力源例如為驅動旋翼槳葉42提供動力。第一 動力源模塊22例如連接至機身74的上端或第一端73。上部12還可 包括第一電機速度控制器76以及第一無刷電機(見圖6)。中部18可 包括第一旋轉傾盤80、第二旋轉傾盤82和伺服致動器48。下部20 可包括第二電機速度控制器84、第二無刷電機86、電子模塊88(見 圖4)、第二動力源模塊24以及連接至機身74的下端或第二端75的 有效負載模塊26?？蓪⒐潭ǖ幕蚩梢苿拥目諝鈩恿Ρ砻?未示出)附 接至另一個伺服致動器以用于額外的飛行控制(未示出)。
通常，可包括例如電池54的動力模塊56相對較重。如果所有模 塊56位于旋翼模塊14、 16下方，那么旋翼飛行器10自然穩(wěn)定，因為 動力模塊56傾向于被重力向下拉。然而，隨著穩(wěn)定性增加，控制授權 通常減小。本公開的技術特征是將重的部件如動力模塊56關于旋翼系 統的中心均勻地布置，使得飛行器10的任何重心例如CG1和CG2與 旋翼系統36的大致提升中心重合，該提升中心可位于共軸的旋翼模塊 14、 16之間的中途。
旋翼模塊14、 16結構和功能彼此相似，從而一個旋翼模塊14的 描述也適用于另一個旋翼模塊16。旋翼模塊14包括旋翼安裝座卯、 旋翼轂40、第一和第二球軸承92、 94、卡環(huán)96、槳葉軛98和旋翼槳 葉42。在組裝時，軸承92、 84通過與位于從旋翼安裝座90延伸的突 起部102上的槽100接合的卡環(huán)96保持在旋翼安裝座90的軸103上。 旋翼槳葉42由穿過帽106和形成在軸110中的孔108的銷104保持就 位。軸110穿過形成在轂40中的支承孔112，并當由另一個銷(未示 出)保持時進入到軛98中的孔114中。
如圖8所示，旋翼模塊14適于支持既可周期性地又可總地調整槳距的旋翼槳葉42。連接件52將槳距臂120連接至旋轉傾盤46。
在示例性實施方式中，旋翼驅動器38在圖8中示出為直接驅動電機134。直接驅動電才幾124包括具有電磁繞組126和稀土》茲體124的層疊組122。直接驅動電機134被定位成位于旋翼轂40中或位于旋翼轂40附近。如圖8所示，直接驅動電機134形成為包括中空的芯部134H。如圖6和7所示，中空的芯部134H被配置成容納非轉動結構支柱64。直接驅動電才幾134被配置成繞著縱向機身軸線28驅動旋翼槳葉42。層疊組122的厚度大約為0.6英寸，并具有如圖9所示的大約23層導^茲鐵材料。12個繞組126由纏繞在層疊組122的齒128上的23號線規(guī)(23 gauge)的銅線而制成，從而形成12極電機。轉子環(huán)130也稱為背鐵由可透i茲鐵制成以在運行過程中支持磁體124之間的磁通。
直接驅動電4幾134具有大體上中空的芯部134H，如之前所述，該芯部134H^皮配置成容納非轉動結構支柱64。在示例性實施方式中，由于稀土i茲體124位于層疊組122和繞組126的外側，并繞著層疊組122和繞組126轉動，因此直接驅動電機134是外轉子式電機。這與內轉子式電機(未示出)形成對照，在內轉子式電機中，磁體附接至實心軸并在層疊組和繞組內部轉動。
盡管稀土磁體124在圖8中被示出為一組分離的部分，但是稀土磁體124可形成為單一連續(xù)環(huán)形磁性材料，該環(huán)形磁性材料在制造過程中繞著其外周被磁化為多個分離的南北極，從而形成多極磁性環(huán)或環(huán)形磁體。多極環(huán)形磁體的特征是在磁性部分之間不存在氣隙，并且在直接驅動電機134的運4亍過程中，/磁通可更有效地在》茲性部分之間通過。
提供電子電機速度控制器132 (ESC)以控制直接驅動電機134,并且電子電機速度控制器132被設置成鄰近層疊組122，使得繞組126的末端123直接鄰接或穿過電子電機速度控制器132的電路板136。本公開的特征是通過在電機速度控制器132的孔125中終止繞組126，繞組126可電子地連接，以由電子速度控制器上的計算機系統以被稱為三角形纏繞和Y形纏繞的不同組合提供能量，從而為不同的運行條
16件調整直接驅動電機134的動力與效率。
電機繞組以三個為一組連接在一起的方式決定了這些繞組被配置成Y形或三角形繞組。如果這些繞組僅在一端連接在一起，那么這種連接則呈現Y形并被稱為Y形繞組。如果三個繞組以希臘字母D的類似三角形在兩端連接在一起，那么這些繞組被稱為三角形繞組。
根據本發(fā)明，Y形繞組可用于旋翼模塊14、 16的低速運行，例如用于旋翼飛行器10的有效的盤旋飛行。在根據本發(fā)明的示例性實施方式中，三角形繞組用于旋翼模塊14、 16的高速運行，例如用于旋翼飛行器IO的高速水平飛行。
在根據本發(fā)明的示例性實施方式中，電機速度控制器包括功率繼電器或接觸器133,功率繼電器或接觸器133可在"飛行中"對繞組的連接進行重新配置以用于直接驅動電機134在高速和低速下的有效運行。
在示例性實施方式中，旋翼安裝座卯可由鋁機械加工而成或者由聚碳酸酯塑料或填充玻璃纖維的尼龍注塑模制成整體部件(onepiece )。旋翼轂40可由熱塑性材料如尼龍或乙縮醛注塑模制成整體部件。旋翼安裝座卯通過緊固件41連接至轂43。槳葉軛98通過緊固件43連接至轂40。旋翼槳葉42在飛行中由形成飛行器10外部主體殼的一部分的旋翼轂40而不是由與機身軸線28重合的常規(guī)共軸的軸支撐。這使旋翼支撐軸承92、 94非常接近旋翼槳葉42，并且在旋翼飛行器10的中央主體部分中留出空間以容置直接驅動電機134。
在示例性的槳距固定的旋翼系統中，轉動的槳葉4 2所產生的徑向飛行力由連接至4t翼槳葉42的內部軛98承受。軛98被形成為包括祐:設置成容納機身74的孔137，因而不需要特別的推力軸承。
再次參照圖6,示例性實施方式包括旋翼模塊14、 16、旋轉傾盤80、 82以及伺服模塊50，以繞著飛行器10的重心CG2鏡像對稱的方式連接至非轉動機身74。盡管公開了帶有兩個旋翼的共軸旋翼系統，但是旋翼飛行器10可被設置成具有沿著非轉動機身74的長度分隔開的額外旋翼系統(未示出)以用于額外的推進或操作能力。
旋翼模塊由槳距連接件52連接至旋轉傾盤80、 82。在運行中，旋翼轂40反向轉動。伺服模塊50由機載飛行控制電子裝置控制以同時使旋轉傾盤80和旋轉傾盤82傾斜，如圖1所示，旋轉傾盤80和82然后周期性地改變轉動的旋翼槳葉42的槳葉槳距角度以在飛行器俯仰方向83與飛行器滾轉方向85中的一個方向上使旋翼飛行器10傾斜。在具有總槳距的其它實施方式中，提供第三伺服和第三槳距連接件(未示出)以沿著機身軸線28改變旋轉傾盤80、 82的軸向位置，并采用電子總槳距周期槳距混合(Collective-Cyclic Pitch Mixing:CCPM)改變旋翼槳葉42的總槳距。釆用位于旋翼模塊之間的伺服并將控制旋轉傾盤與連桿直接連接以便以這種方式控制共軸的旋翼系統可以是希望的特征。
在如圖12和13所示的示例性實施方式中，根據本公開的旋翼飛行器135包括鼻錐136,該鼻錐136可包括如軍火、照相機或者化學或其它傳感器(未示出)等有效載荷，并且該有效載荷被配置成運送所需物資或服務和/或在飛行器135的飛行過程中收集所需數據。圖12或13中示出了 GPS (全球定位系統)天線137、包括控制電子裝置如飛行管理系統的第一計算機電路板138、第一旋翼模塊139、包括多個稀土磁體141的第二旋翼模塊140、第一磁性線圈組件142、結構支柱管144、包^^多個電池146的動力才莫塊145、第二i茲性線圈組件143、第二計算機電路板147和尾錐148，該尾錐148也可以包括如激光高度計、爆炸物等有效載荷(未示出)。
具有多個稀土磁體141的第一旋翼模塊139和第二旋翼模塊140實質上相似并包括第一旋翼轂149和第二旋翼轂150。第一旋翼槳葉151和第二旋翼槳葉152可由內部機構(未示出)進行總槳距和周期槳距調整。
第一和第二i茲性線圈組件142、 143包括多個連接至印刷電路板155的多個》茲性線圈153、 154。本公開的特征是i茲性線圏153、 154的輸入和輸出端直接焊接至印刷電路板155、 156，印刷電路板155、156包括根據功率繼電器(未示出)的狀態(tài)(開/閉)使銅線路(未示出)以Y形或三角形形態(tài)互相連接。通過在Y形與三角形形態(tài)之間轉換，旋翼槳葉151、 152可有效地以高速或低速運行，從而在寬廣的運
18行條件范圍上使系統的總體推進效率最大化，即電能轉化為推力的效率最大化。
第一和第二線圏組件142、 143產生分別運行在位于第一旋翼轂149和第二旋翼轂150的第一和第二i茲性環(huán)組件165、 166上的變動》茲場?！菲澬原h(huán)組件165、 166包括多個單獨的稀土i茲體141或連續(xù)；茲性環(huán)(未示出)，連續(xù)磁性環(huán)具有起到類似單獨磁體作用的大量磁極(未示出)。
動力模塊145包括多個電池146并安裝在旋翼飛行器135的近似重心CG3處。重心CG3大致位于旋翼模塊139與旋翼模塊140之間的中途。動力模塊145提供動力以驅動兩旋翼模塊139、 140。
第一線圈組件142和第一磁性圈155協作以形成第一旋翼驅動器或電才幾157。由于電》茲線圈153位于電路板155的平坦表面上、以及稀土,茲體或者》茲性環(huán)141位于4t翼轂149的平坦表面上，因此可以是直接驅動電機的第一電機157經常被稱為盤式電機。
根據本公開，在示例性實施方式中，這樣是所希望的特征，即，將所有的驅動電機定位成位于旋翼轂中或鄰近旋翼轂，并且經由電路板上的管路或線路通過電器配線而不是機械軸系來完成旋翼模塊之間的動力傳遞，因而降低了機械復雜性和重量。由于旋翼系統的動力和控制本身是完全電氣的，因此本文所公開的旋翼飛行器的整個控制系統可由數字計算機和固態(tài)電子裝置電氣操作而無需復雜的機械連接或液力放大。
本文所公開的示例性實施方式包括用于在豎直飛行形態(tài)下時的偏航或航向控制的差異電機速度。某些共軸直升飛機利用可變槳葉槳距和差異槳葉角以控制飛行中的偏航運動。通過相對于旋翼飛行器的非轉動主體或機身以差別速度操作旋翼驅動器所產生的差異扭矩產生偏航力以穩(wěn)定和控制偏航運動例如繞軸線28轉動。通過這種方式，旋翼驅動器的扭矩，最終是速度響應于旋翼飛行器繞著豎直軸線28的偏航運動增加或減小。旋翼驅動器之一的扭矩或速度由機載計算機系統自動調整成，相反，另一個旋翼驅動器的扭矩或速度維持恒定的提升，從而旋翼飛行器既不增加也不失去高度。
19盡管用于每個旋翼模塊14、 16、 139、 140的動力通常從最近的各動力模塊獲取，但是動力模塊56、 145通過結構支柱64中的線路58、62彼此電氣地、電子地以及機械地連通以平衡包含在動力才莫塊56、 145中的能量。這樣，動力模塊56、 145的容量得到了均勻地使用。在動力模塊56、 145包括電池的情況下，動力模塊22、 24、 45之間的計算機控制的動力連沖妄可以平纟釺從電池獲取的電壓和電流以確保這些電池以相同的速率》文電。
盡管本文所公開的實施方式描述了成對使用的旋翼模塊14、 16、139、 140，但是如果在尾桁上設置尾部旋翼(未示出)以抵消扭矩，那么在旋翼飛行器IO、 35上可以使用單一的旋翼模塊。
在示例性實施方式中，直接驅動電機不需要齒輪傳動系統以分別驅動旋翼槳葉42、 151、 152。因此，直接驅動電才幾134、 157可以安靜地或具有極小噪聲地運行。這在必須控制或消除運行噪聲的某些應用中是有優(yōu)勢的。
并非所有的附圖均以比例繪制。然而，例如旋翼飛行器10可具有翼展或端到端的尺寸為大致30英寸的旋翼槳葉42。主體殼32的直徑大致為2.5英寸，機身74沿縱向軸線28從頂部到底部的長度大致為22.0英寸。
以下概括性公開適用于所有公開的實施方式，包括旋翼飛行器10和135。
在本公開的示例性實施方式中，飛行中旋翼驅動器的動力由例如鋰聚合物或鋰離子電池或燃料電池等高能電池提供。動力模塊可包括例如6個可再充電4里離子電池，這6個可再充電4里離子電池以六角形圍繞非轉動機身布置并連接以產生大致11.3伏的電勢。來自動力模塊的動力線路穿過機身連接至電機速度控制器。
可提供多個動力模塊以在飛行中提供額外的能量，并且可將這些動力模塊并聯以提高旋翼驅動器的可獲得的電流。可通過調整飛行中所攜帶的動力模塊的數量來調整旋翼飛行器10的飛行時間。
在示例性實施方式中，以模塊制造和組裝對旋翼飛行器而言可以是希望的特4正。可以單獨地制造旋翼、控制、動力、助推(booster )、電子和有效載荷模塊，并將這些模塊組裝到機身上。
在示例性實施方式中，共軸系統的旋翼系統中的每 一 個由位于"炎翼系統的轂中的單獨的電機驅動。向旋翼的動力傳遞以及旋翼之間的動力傳遞通過電氣配線完成，即，通過將線路穿過中空的機身，而不是通過機械軸系、傳動器和齒輪完成。旋翼系統的直接電力驅動可以幾乎是安靜和無振動的。
在示例性實施方式中，為每個旋翼系統提供了旋轉傾盤控制系統和電力驅動電機，從而簡化了驅動和控制旋翼槳葉所需的機械和電氣連接。旋翼模塊被設置成快速且方便地將旋翼系統連接至中空的機身。多個旋翼模塊和旋轉傾盤可由容置于伺服模塊中的 一組伺服致動器例如兩個或更多伺服致動器控制。
在示例性實施方式中，提供了創(chuàng)建飛行中的平衡對稱和控制授權的方法。這是通過這樣的方式實現的，即，將動力模塊分布在旋翼模塊的上方和下方以例如使旋翼飛行器的重心位于旋翼槳葉之間。因此適當地配置了旋翼飛行器的平衡和控制授權。
盡管將本文所公開的實施方式描述為用于直升飛機在向下方向上產生推進力，但是本公開預見到可將所公開的實施方式配置成在任何方向上產生推力，包括水平地產生推力以水平或垂直地推進任何類型的飛行器。額外的提升裝置如機翼、翼傘、充氣袋等可以與本公開的實施方式結合使用。
根據模塊沿著非轉動結構支柱64的定位，旋翼飛行器10、 35可
以具有其它的重心位置(未示出)。
盡管已經詳細地描述和圖示了本^^開，^f旦是要明確理解，這4又是通過圖示和示例方式進行描述而不應被認為是對本公開進行限制。本公開的范圍僅由所附權利要求書的內容所限定。
權利要求
1.一種旋翼飛行器，包括機身，形成非轉動結構支柱，所述非轉動結構支柱具有縱向軸線、所述機身的第一端和與所述第一端分隔開的所述機身的相反的第二端；第一旋翼模塊，由所述非轉動結構支柱支撐，所述第一旋翼模塊包括第一旋翼轂和多個第一旋翼槳葉，所述多個第一旋翼槳葉可操作地連接至所述第一旋翼轂并被設置成垂直于所述縱向軸線延伸；以及第一旋翼驅動器，具有中空的芯部并可操作地連接至所述第一旋翼模塊的第一旋翼轂，以繞著所述縱向軸線驅動第一旋翼槳葉，其中，所述非轉動結構支柱穿過所述第一旋翼驅動器的所述中空的芯部并被定位成使所述第一旋翼驅動器位于所述非轉動結構支柱的所述第一端和第二端之間。
2. 如權利要求1所述的旋翼飛行器，進一步包括至少一個部件， 所述至少一個部件包"l舌以下的一種控制模塊、動力模塊、第二旋翼模塊、導航模塊、通信模塊、主 體殼、伺服致動器、傳感器、電機速度控制器和有效載荷，其中， 所述至少一個部件由所述非轉動結構支柱支撐。
3. 如權利要求1所述的旋翼飛行器，其中，所述第一旋翼驅動器 是具有中空的芯部的第一電機，并且所述非轉動結構支柱穿過所述第 一電機的所述中空的芯部。
4. 如權利要求3所述的旋翼飛行器，其中，所述第一電機是外轉 子式電機和盤式電機中的一種。
5. 如權利要求2所述的旋翼飛行器，其中，所述非轉動結構支柱 將所述第一旋翼模塊支撐在支柱上處于所述第一旋翼槳葉的第一側與所述非轉動結構支柱的所述第一端之間，所述非轉動結構支柱將所述至少一個部件支撐在支柱上處于所述第一旋翼槳葉的第二側與所述非轉動結構支柱的所述第二端之間，所述非轉動結構支柱包括在所述第 一旋翼模塊與所述至少一個部件之間傳送信號的線路。
6. 如權利要求3所述的旋翼飛行器，其中，所述至少一個部件為 包括第一電池的第一動力模塊，所述第一電池向所述第一電機提供電 力。
7. 如權利要求2所述的旋翼飛行器，其中，所述至少一個部件為 第二旋翼模塊，所述第二旋翼模塊由所述非轉動結構支柱支撐并被設置成與所述第一旋翼模塊分隔開，所述第二旋翼模塊具有第二旋翼轂 和多個第二旋翼槳葉，所述多個第二旋翼槳葉可操作地連接至所述第 二旋翼轂并被設置成垂直于所述縱向軸線延伸，第二旋翼轂和第二旋 翼槳葉繞著所述縱向軸線、在與第一旋翼轂和第一旋翼槳葉繞著所述 縱向軸線轉動的方向相反的方向上轉動。
8. 如權利要求7所述的旋翼飛行器，進一步包括第二動力模塊， 所述第二動力模塊包括第二電池，所述第二電池由所述非轉動結構支 柱支撐并與所述第二旋翼模塊分隔開且位于所述第二旋翼槳葉的所述 第二側與所述支柱的所述第二端之間，其中，所述第二電池被配置成 包括向所述第二電機提供電力的裝置。
9. 如權利要求1所述的旋翼飛行器，進一步包括由所述非轉動結 構支柱支撐的第二旋翼模塊，其中，所述第二旋翼模塊包括第二旋翼 轂和多個第二旋翼槳葉，所述多個第二旋翼槳葉可操作地連接至所述 第二旋翼轂并被設置成垂直于所述縱向軸線延伸，第二旋翼驅動器被形成以包括中空的芯部并可操作地連接至所述第二旋翼模塊的所述第 二旋翼轂以繞著所述縱向主體軸線驅動所述第二旋翼槳葉，所述非轉 動結構支柱穿過所述第二旋翼驅動器的所述中空的芯部并被定位成使所述第二旋翼驅動器位于所述非轉動結構支柱的所述第一端與第二端 之間。
10. 如權利要求9所述的旋翼飛行器，其中，所述第二旋翼驅動 器被配置成無需使用齒輪傳動裝置來驅動所述第二旋翼槳葉。
11. 如權利要求9所述的旋翼飛行器，進一步包括動力模塊，所 述動力模塊包括電池，所述電池由所述非轉動結構支柱支撐并被設置成位于所述第一旋翼模塊與第二旋翼模塊之間，所述電池被配置成向所述第 一旋翼裝置和第二旋翼裝置提供動力。
12. 如權利要求1所述的旋翼飛行器，其中，所述非轉動結構支 柱包括中空部分，所述中空部分被配置成形成線路，所述線路被配置 成傳輸動力和信號中的至少一種以操作所述旋翼槳葉。
13. 如權利要求1所述的旋翼飛行器，進一步包括至少一個部件， 所述至少一個部件包括控制模塊、動力源模塊以及槳距控制器之一， 其連接至所述機身并位于所述第一組旋翼槳葉與所述鼻錐之間。
14. 如權利要求1所述的旋翼飛行器，進一步包括至少一個部件， 所述至少一個部件包括控制模塊、動力源模塊以及槳距控制器之一， 其連接至所述機身并位于所述第一旋翼槳葉與所述鼻錐之間。
15. 如權利要求13所述的旋翼飛行器，其中，所述至少一個部件 包括所述控制模塊和所述動力模塊。
16. 如權利要求14所述的旋翼飛行器，其中，所述至少一個部件 包括所述控制模塊、所述動力模塊和所述槳距控制器。
17. 如權利要求1所述的旋翼飛行器，其中，所述旋翼驅動器被配置成無需使用齒輪傳動裝置來驅動所述第一旋翼槳葉。
18. —種旋翼飛行器，包括機身，形成非轉動結構支柱，所述非轉動結構支柱具有縱向軸線、 所述機身的第一端和與所述第一端分隔開的所述機身的相反的第二 端；第一旋翼模塊，可操作地連接至所述非轉動結構支柱，所述第一 旋翼模塊包括第一旋翼轂和多個第一旋翼槳葉，所述多個第一旋翼槳 葉可搡作地連接至所述第一旋翼轂并被設置成垂直于所述縱向軸線延 伸；第二旋翼模塊，可操作地連接至所述非轉動結構支柱并被設置成 與所述第一旋翼模塊分隔開，所述第二旋翼模塊包括第二旋翼轂和多 個第二旋翼槳葉，所述多個第二旋翼槳葉可操作地連接至所述第二旋 翼轂并被設置成垂直于所述縱向軸線延伸；第一動力模塊，可操作地連接至所述非轉動結構支柱并被設置成 位于所述第一旋翼模塊與所述非轉動結構支柱的所述第一端之間，所述第 一動力模塊向所述第 一旋翼模塊提供動力；第二動力模塊，可操作地連接至所述非轉動結構支柱并被設置成 位于所述第二旋翼模塊與所述非轉動結構支柱的所述第二端之間，所 述第二動力模塊向所述第二旋翼模塊提供動力。
19. 如權利要求18所述旋翼飛行器，其中，所述第一動力模塊和 第二動力模塊在所述旋翼飛行器的飛行過程中協作并通信以提供用于 平衡來自所述兩個動力模塊的動力的裝置，使得所述第一動力模塊和 第二動力模塊輸出的動力同時耗盡。
20. 如權利要求18所述的旋翼飛行器，其中，所述第一動力模塊 和第二動力模塊通過存在于所述非轉動結構支柱中的動力和信號線路進行聯通。
21. 如權利要求18所述的旋翼飛行器，進一步包括至少一個部件， 所述至少一個部件包括以下的一種控制模塊、動力模塊、旋翼模塊、導航系統、無線電系統、主體 殼、伺服致動器、傳感器、電機速度控制器和有效載荷，其中，所述 至少一個部件由所述非轉動結構支柱支撐。
22. —種旋翼飛行器，包括機身，形成非轉動結構支柱，所述非轉動結構支柱具有縱向軸線、 所述機身的第一端和與所述第一端分隔開的所述機身的相反的第二 端；第一旋翼模塊，由所述非轉動結構支柱支撐，所述第一旋翼模塊 包括第一旋翼轂和多個第 一旋翼槳葉，所述多個第一旋翼槳葉可操作 地連接至所述第一旋翼轂并垂直于所述縱向軸線延伸；第一旋翼驅動器，可操作地連接至所述第一旋翼模塊的轂以繞著 所述縱向軸線驅動第一旋翼槳葉，第一旋翼驅動器包括電機，所述電 機包括中空的芯部，所述非轉動結構支柱穿過所述中空的芯部并被定 為成使所述第一旋翼驅動器位于所述非轉動結構支柱的所述第一端和 第二端之間，其中，所述電機抵接印刷電路板，并且所述電機的線圈連接至所述印刷電路板。
23. 如權利要求22所述的旋翼飛行器，進一步包括速度控制器， 所述速度控制器連接至所述印刷電路板以使所述電機的所述線圈以繞 組的形態(tài)相互連4矣。
24. 如權利要求23所述的旋翼飛行器，其中，所述繞組形態(tài)為Y 形繞組和三角形繞組中的 一種。
25. —種旋翼飛行器，包括 機身，建立縱向軸線；第一組旋翼槳葉，連接至所述機身并配置成繞著所述縱向軸線在第一方向上轉動；以及第二組旋翼槳葉，連接至所述機身以與所述第一組旋翼槳葉分隔 開從而在所述第二組旋翼槳葉與所述第一組旋翼槳葉之間形成間隔， 所述第二組旋翼槳葉被配置成繞著所述縱向軸線在與第一方向相反的 第二方向上轉動，其中，所述機身的重心位于所述第一組旋翼槳葉和 第二組旋翼槳葉之間形成的間隔中。
26. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括被配置成改變 所述第一組旋翼槳葉的槳距的第一槳距控制器，其中，所述第一槳距 控制器連接至所述機身并被設置成位于所述第一組旋翼槳葉和第二組 旋翼槳葉之間的所述間隔中。
27. 如權利要求26所述的旋翼飛行器，進一步包括被配置成改變 所述第二組旋翼槳葉的槳距的第二槳距控制器，其中，所述第二槳距 控制器連接至所述機身并被設置成位于所述第一組旋翼槳葉和第二組 旋翼槳葉之間的所述間隙中。
28. 如權利要求26所述的旋翼飛行器，其中，所述第一槳距控制 器位于所述第一組旋翼槳葉與所述重心之間的間隔中。
29. 如權利要求27所述的旋翼飛行器，其中，所述第二槳距控制 器位于所述第二組旋翼槳葉與所述重心之間的間隔中。
30. 如權利要求26所述的旋翼飛行器，其中，所述重心位于所述 第 一槳距控制器和第二槳距控制器之間。
31. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括被配置成向所 述第 一組旋翼槳葉提供動力的第 一動力源模塊，其中所述第 一動力源 模塊連接至所述機身并且所述第一組旋翼槳葉位于所述重心和所述第 一動力源模塊之間。
32. 如權利要求31所述的旋翼飛行器，進一步包括被配置成向所 述第二組旋翼槳葉提供動力的第二動力源模塊，其中所述第二動力源 模塊連接至所述機身并且所述第二組旋翼槳葉位于所述重心和所述第 二動力源模塊之間。
33. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括第一有效載荷 模塊，所述第一有效載荷模塊被配置成提供用于運送物資的裝置和用 于在所述飛行器的飛行中收集數據的裝置中的至少一種裝置，其中， 所述第一有效載荷連接至所述機身，所述第一組旋翼槳葉位于所述重 心與所述第 一有效載荷之間。
34. 如權利要求33所述的旋翼飛行器，進一步包括第二有效載荷 模塊，所述第二有效載荷模塊被配置成提供用于運送物資的裝置和用 于在所述飛行器的飛行中收集數據的裝置中的至少一種裝置，其中， 所述第二有效載荷連接至所述機身，所述第二組旋翼槳葉位于所述重 心與所述第二有效載荷之間。
35. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括第一電子裝置 模塊，所述第一電子裝置模塊被配置成提供用于導航的裝置和用于在 所述飛行器的飛行中進行通信的裝置中的至少一種裝置，其中，所述 第一電子裝置模塊連接至所述機身，所述第一組旋翼槳葉位于所述重 心與所述第 一 電子裝置模塊之間。
36. 如權利要求35所述的旋翼飛行器，進一步包括第二電子裝置 模塊，所述第二電子裝置模塊被配置成提供用于導航的裝置和用于在 所述飛行器的飛行中進行通信的裝置中的至少一種裝置，其中，所述 第二電子裝置模塊連接至所述機身，所述第二組旋翼槳葉位于所述重 心與所述第二電子裝置模塊之間。
37. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括第一動力源模 塊，所述第一動力源模塊被配置成提供動力供應裝置以繞著所述縱向 軸線轉動所述第一組旋翼槳葉，其中，所述第一動力源模塊連接至所 述機身，所述第一組旋翼槳葉被設置成位于所述機身上且處于所述第 一動力源模塊與所述重心之間。
38. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括第一槳距控制 器以控制所述旋翼槳葉的槳距，其中，所述第一槳距控制器連接至所 述機身，并被設置成位于所述第一組旋翼槳葉和第二組旋翼槳葉之間 的所述間隔中且處于所述第 一 組旋翼槳葉與所述重心之間。
39. 如權利要求37所述的旋翼飛行器，進一步包括第一有效載荷 模塊，所述第一有效載荷模塊被配置成提供用于運送物資的裝置和用 于在所述飛行器的飛行中收集數據的裝置中的至少一種裝置，其中， 所述第一有效載荷連接至所述機身并被設置成位于所述第一動力源模 塊與所述第一組旋翼槳葉之間。
40. 如權利要求37所述的旋翼飛行器，進一步包括第一電子裝置 模塊，所述第一電子裝置模塊被配置成提供用于導航的裝置和用于在 所述飛行器的飛行中進行通信的裝置中的至少一種裝置，其中，所述 第一電子裝置模塊連接至所述機身并被設置成位于所述第一動力源模 塊與所述第 一組旋翼槳葉之間。
41. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括 第一和第二動力源模塊以提供動力供應裝置分別來轉動所述第一和第二組旋翼槳葉；第一和第二有效載荷模塊以提供用于運送物資的裝置和用于在所述飛行器的飛行中收集數據的裝置中的至少 一種裝置；第一和第二電子裝置模塊以提供用于導航的裝置和用于在所述飛行器的飛行中進行通信的裝置中的至少一種裝置；以及第 一和第二槳距控制器以分別為所述第 一和第二組旋翼槳葉提供 槳距控制，所有模塊連接至所述機身，其中，所述第一有效載荷模塊、所述 第一電子裝置模塊以及所述第一槳距控制器被設置成位于所述第一動 力源模塊與所述重心之間，所述第二動力源模塊、所述第二電子裝置 模塊以及所述第二槳距控制器被設置成位于所述第二有效載荷模塊與 所述重心之間。
42. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括第一和第二槳 距控制器以分別為所述第 一和第二組旋翼槳葉提供槳距控制，其中， 所述第一和第二槳距控制器連接至所述機身并被設置成位于所述第一 組旋翼槳葉和第二組旋翼槳葉之間的所述間隔中。
43. 如權利要求25所述的旋翼飛行器，進一步包括第一和第二槳 距控制器以分別為所述第 一和第二組旋翼槳葉提供槳距控制，其中， 所述第 一槳距控制器連接至所述機身并被設置成位于所述第 一組旋翼 槳葉與所述重心之間，并且其中，所述第二槳距控制器連接至所述機 身并被設置成位于所述第二組旋翼槳葉與所述重心之間。
44. 一種旋翼飛行器，包括 機身，建立第一縱向軸線；以及一組旋翼槳葉，連接至所述機身并被配置成繞著所述第一縱向軸 線轉動，每個旋翼槳葉具有沿著實質上垂直于所述第一縱向軸線的平 面的第二縱向軸線，其中，所述機身的重心位于所述第一和第二縱向 軸線的交點處。
全文摘要
旋翼飛行器包括具有長管形主骨架或芯柱的主體結構以及具有旋翼的反向轉動的共軸旋翼系統。采用旋翼系統使旋翼飛行器進行定向飛行。
文檔編號B64C27/08GK101652286SQ200880002641
公開日2010年2月17日 申請日期2008年1月18日 優(yōu)先權日2007年1月18日
發(fā)明者保羅·E·阿爾托恩, 大衛(wèi)·J·阿爾托恩 申請人:保羅·E·阿爾托恩;大衛(wèi)·J·阿爾托恩