相關申請的交叉引用

本申請要求在2014年11月10日提交的序列號為62/077,783的美國申請的權益。所述臨時申請的主題如同在本文中完全闡述地通過引用并入。

本發(fā)明涉及無人駕駛飛行裝置，并且特別地涉及一種無人駕駛飛行裝置構造，所述無人駕駛飛行裝置構造規(guī)定在旋翼漿葉圍繞裝置的主體的旋轉(zhuǎn)減慢或停止時折起(collapsing)或者折疊(folding)裝置的旋翼漿葉，而在旋翼漿葉圍繞裝置的主體旋轉(zhuǎn)時遠離裝置的主體地展開旋翼漿葉。這種構造除了其它方面之外在著陸期間還有助于防止或者最小化對裝置的損壞，而又不需要起落架或者可以以其它方式執(zhí)行其功能的其它結構。

背景技術：

無人駕駛飛行裝置(還通常被稱為“無人機(drone)”)眾所周知并且變得日益流行。在所有已知示例中，旋翼組件規(guī)定旋翼漿葉總是被朝向中間展開狀態(tài)地偏壓。例如，美國公開no.2009/0212157描述了使用扭力彈簧來偏壓每片漿葉遠離其折疊或者收回構型。另一方面，已經(jīng)意識到一直保持旋翼漿葉處于展開位置中對于存放和/或在著陸期間不太令人滿意。例如，美國專利no.8,469,307描述了為了存放或者在迫降期間可以向上或者向下折疊90度的漿葉。然而，如充分理解的，在美國專利no.8,469,307中描述的裝置仍然使得其本身受到損壞和/或傷害人員。

因此相信的是現(xiàn)有技術的進一步發(fā)展是期望的且可實現(xiàn)的。特別地，期望的且可實現(xiàn)的是提供一種無人駕駛飛行裝置，所述無人駕駛飛行裝置緊湊、耐用且制造成本低而且特別地規(guī)定一種改進的漿葉和旋翼布置方案，其中，通過改進的漿葉折起組件來最大化裝置的緊湊性和安全性以及對裝置本身的損壞的最小化。

技術實現(xiàn)要素：

因此，本發(fā)明的目的是克服現(xiàn)有技術中察覺到的缺陷。

本發(fā)明的又一目的是提供一種改進的無人駕駛飛行裝置構造，所述無人駕駛飛行裝置構造可以用于各種應用，所述各種應用包括空中監(jiān)視、娛樂(例如，玩具直升飛機)和物品的運送。

本發(fā)明的又一目的是提供一種改進的無人駕駛飛行裝置構造，所述無人駕駛飛行裝置構造可以克服現(xiàn)有技術裝置中發(fā)現(xiàn)的笨重且糟糕的設計、易脆漿葉和高制造成本。

本發(fā)明的又一目的是提供一種改進的無人駕駛飛行裝置構造，所述無人駕駛飛行裝置構造使用方便且實用，并且還緊湊、耐用而且可以以相對低的成本制造。

本發(fā)明的再一目的和特征是提供一種改進的無人駕駛飛行裝置，所述無人駕駛飛行裝置易于運輸。

本發(fā)明的再一目的和特征是提供一種無人駕駛飛行裝置，所述無人駕駛飛行裝置包括對稱的無人機狀主體。

本發(fā)明的再一目的和特征是提供一種無人駕駛飛行裝置，所述無人駕駛飛行裝置包括漿葉，所述漿葉被朝向折疊地偏壓，以順應無人駕駛飛行裝置的主體，以便除了其它方面之外還最小化或者防止在著陸或者迫降時對裝置本身的損壞。

本發(fā)明的再一目的和特征是提供一種無人駕駛飛行裝置，所述無人駕駛飛行裝置包括漿葉，所述漿葉被彈簧加載以自動折疊，以順應無人駕駛飛行裝置的主體。

本發(fā)明的再一目的和特征是提供一種無人駕駛飛行裝置，所述無人駕駛飛行裝置包括至少一個主體和聯(lián)接到無人駕駛飛行裝置的所述主體的至少兩片可折疊的漿葉，其中，所述漿葉的旋轉(zhuǎn)致使所述漿葉經(jīng)由因其旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的離心力和氣動升舉力伸展并且展開，其中，所述漿葉在旋轉(zhuǎn)時提供了推進的升舉。

本發(fā)明的再一目的和特征是提供一種無人駕駛飛行裝置，所述無人駕駛飛行裝置包括將所述漿葉聯(lián)接到無人駕駛飛行裝置的所述主體的至少一個折起元件，所述折起元件在漿葉沒有旋轉(zhuǎn)時將所述漿葉偏壓至折疊位置。

本發(fā)明的仍再一目的是提供用于實施和/或促成前述內(nèi)容的方法。

考慮到附圖和隨后描述，本發(fā)明的其它目的和優(yōu)勢將變得更加顯明。

因此，本發(fā)明包括構造、元件組合、部件布置和步驟順序的特征，在下文闡述的構造、圖示和描述中將對它們進行例示，并且本發(fā)明的范圍將在權利要求中表示。

因此，為了克服在現(xiàn)有技術中察覺到的缺陷并且實現(xiàn)在上文和下文闡述的目的和優(yōu)勢，本發(fā)明的優(yōu)選實施例一般來說涉及一種無人駕駛飛行裝置，所述無人駕駛飛行裝置包括：主體；第一漿葉和至少第二漿葉；聯(lián)接組件，其用于將第一漿葉和至少第二漿葉聯(lián)接到主體，其中，聯(lián)接組件促使第一漿葉和至少第二漿葉朝向主體折起；并且其中，第一漿葉和至少第二漿葉均能夠圍繞主體旋轉(zhuǎn)，并且其中，第一漿葉和至少第二漿葉能夠經(jīng)由第一漿葉和至少第二漿葉圍繞主體旋轉(zhuǎn)而遠離主體展開。

在另一優(yōu)選實施例中，提供了一種使得無人駕駛飛行裝置著陸的方法，其中，該裝置包括：主體；第一漿葉和至少第二漿葉；聯(lián)接組件，其用于將第一漿葉和至少第二漿葉聯(lián)接到主體，其中，聯(lián)接組件促使第一漿葉和至少第二漿葉朝向主體折起，其中，第一漿葉和至少第二漿葉均能夠圍繞主體旋轉(zhuǎn)，并且其中，第一漿葉和至少第二漿葉能夠經(jīng)由第一漿葉和至少第二漿葉圍繞主體旋轉(zhuǎn)而遠離主體展開；并且其中，該方法包括：降低第一漿葉和至少第二漿葉的轉(zhuǎn)速的步驟；和致使第一漿葉和至少第二漿葉朝向主體折起的步驟；其中，在該裝置著陸在表面上之前第一漿葉和至少第二漿葉朝向主體折起。

在優(yōu)選實施例中，無人駕駛飛行裝置是在本領域中將通常被稱為“無人機”的無人駕駛飛行裝置。

附圖說明

當結合附圖閱讀時，本發(fā)明的上述特征和其它特征在隨后的優(yōu)選實施例的描述中將變得更加顯明，其中：

圖1是根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例構造的無人駕駛飛行裝置的等距視圖，示出了其旋翼漿葉處于“折疊”或者“折起”位置中；

圖1a是圖1中示出的無人駕駛飛行裝置的側視圖；

圖2是圖1、1a中示出的無人駕駛飛行裝置的等距視圖，示出了其旋翼漿葉處于伸展或者“展開”位置中；

圖3是圖1、1a和2中示出的無人駕駛飛行裝置的剖視圖，其中，旋翼漿葉示出為處于其伸展或者“展開”位置中；

圖4示出了根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例構造的無人駕駛飛行裝置的特征，其中，為了易于理解，已經(jīng)移除了空氣動力學殼體；

圖5是本發(fā)明的無人駕駛飛行裝置的優(yōu)選實施例的頂部旋翼的放大視圖，其示出了處于旋翼臂鉸接部中以幫助實現(xiàn)如本文所述的優(yōu)勢和目的的扭力彈簧；

圖5a是本發(fā)明的無人駕駛飛行裝置的優(yōu)選實施例的底部旋翼的放大視圖，其示出了處于旋翼臂鉸接部中以幫助實現(xiàn)如本文所述的優(yōu)勢和目的的扭力彈簧；

圖5b是本發(fā)明的無人駕駛飛行裝置的另一優(yōu)選實施例的底部旋翼的放大視圖，其示出了利用位于每個旋翼臂中的單個扭力彈簧并且也幫助實現(xiàn)如本文所述的優(yōu)勢和目的的不同聯(lián)接組件；和

圖6是用于根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例構造的無人駕駛飛行裝置的方塊圖和電氣布線圖。

附圖中的相同附圖標記表示相同部件，但是不必用附圖標記為每張附圖中的每個特征編號。

具體實施方式

一般來說，本發(fā)明涉及均具有能夠利用它們的空中位置或者角度來輔助用戶或者團隊的緊湊構造的無人駕駛飛行裝置的實施例。如本文所述的無人駕駛飛行裝置的優(yōu)選實施例優(yōu)選地成適當尺寸，以便于單個人員用手攜帶或者在包或者盒中攜帶，但是可以根據(jù)所需應用設想更大的實施例。

優(yōu)選實施例均優(yōu)選地包括同軸旋翼設計，所述同軸旋翼設計優(yōu)選地包括在中央軸線上對準的一對旋翼。本文還設想包括其它旋翼構造的實施例，所述其它旋翼構造包括四軸飛行器或者多軸飛行器構造。每個旋翼均優(yōu)選地包括兩個或者更多個空氣動力學漿葉，所述空氣動力學漿葉在旋轉(zhuǎn)時提供了推進的升舉。在沒有旋轉(zhuǎn)時，這些空氣動力學漿葉沿著無人駕駛飛行裝置的主體自動折疊、折起或者收回，以除了其它方面之外還最小化或者防止在著陸或者迫降期間對裝置本身的損壞并且使得裝置更便于包裝和運輸。無人駕駛飛行裝置可以由用戶使用通信裝置(例如，無線電控制(r/c)、藍牙、網(wǎng)絡共享(tether)或者其它適當手段)遠程控制。該裝置還可以自動操作，從而利用機載計算機處理器或者微型控制器以及必要的支持的電傳感器、馬達、速度控制器和其它部件作出飛行決定并且指導飛行決定，如本領域中將理解的那樣。

因此，首先整體參照圖1、1a、2和3，其示出了整體用附體標記10表示的根據(jù)本發(fā)明的第一優(yōu)選實施例構造的無人駕駛飛行裝置。

根據(jù)該優(yōu)選實施例，無人駕駛飛行裝置10包括整體用附體標記12、14、16表示的三個(3)空氣動力學殼體，所述空氣動力學殼體包封中央管或者中央軸25，無人駕駛飛行裝置10的整體用附體標記32、34表示的旋翼圍繞所述中央管或者中央軸旋轉(zhuǎn)。軸25優(yōu)選地由強的、剛硬的且輕質(zhì)的材料(諸如，拉擠碳纖維、塑料或者鋁)制成并且可以是連續(xù)的或者分成多段的，均如本領域中將理解的那樣。在該第一優(yōu)選實施例中，中央支撐軸25由長為大約10英寸而外徑為0.40英寸的拉擠碳纖維管構成，并且優(yōu)選地以兩個分段設置，這允許電線被布設在其內(nèi)部。在適當情況中，考慮到諸如設計偏好、用戶偏好、市場偏好、成本、結構要求、可獲材料、技術進步等問題，還可以設想替代實施例，其中，中央支撐軸25可以具有變化的直徑或者偏離圓形截面而且可以跨越無人駕駛飛行裝置的全部長度或者一些長度。

支撐構件、隔板和托架安裝到軸25。托架(例如，支撐托架30)允許馬達、電子器件、伺服馬達和其它必要部件的附接。這些支撐構件、隔板和托架還提供了將圍繞的空氣動力學殼體(例如，12和14)附接到飛行裝置的中央軸25的手段。圖3中示出的隔板31是在該實施例中用于將空氣動力學殼體14聯(lián)接到中央軸25的支撐構件的示例。

優(yōu)選地，這些支撐構件、隔板和托架由塑料構成，并且通過膠合、機械過盈配合、摩擦配合或者固定螺釘或者其它適當方法固定到中央軸25。托架和隔板成適當尺寸，以保持在圍繞的空氣動力學殼體12、14的包封內(nèi)，并且在某些優(yōu)選實施例中恰好成足夠大以與空氣動力學殼體接合的尺寸。在替代優(yōu)選實施例中，托架和隔板可以成適當尺寸，以突伸過空氣動力學殼體。這些隔板和托架使用螺釘、膠水或者其它適當緊固方法來定位和支撐馬達、伺服馬達、電池和其它機械部件和電氣部件。

空氣動力學殼體12、14形成外邊界，所述外邊界包封并且保護飛行器的內(nèi)部部件。殼體12、14成適當尺寸，使得殼體不對旋翼的氣流造成負面影響，而仍然大到足以包封無人駕駛飛行裝置的內(nèi)部部件中的所有內(nèi)部部件或者一些內(nèi)部部件。殼體12、14優(yōu)選地由適當?shù)貜姷那覄傆驳妮p質(zhì)材料(例如，塑料或復合材料)構成。根據(jù)情況，考慮到諸如設計偏好、用戶偏好、市場偏好、成本、結構要求、可獲材料、技術進步等問題，殼體12、14可以設置成分段或者制成連續(xù)的，并且覆蓋無人駕駛飛行裝置的全部部分或者一些部分。殼體12、14遮罩位于旋翼32、34下方和之間的部件，而殼體16遮罩傾斜盤和底部旋翼34?？諝鈩恿W殼體16優(yōu)選地聯(lián)接到旋翼34的位于中央軸25上的軸承并且因此隨著底部旋翼34旋轉(zhuǎn)。然而，由此可以設想替代實施例。優(yōu)選地，殼體12、14通過與隔板和支撐托架機械過盈配合而附接到中央軸25。

一般來說，裝置10包括上旋翼組件和下旋翼組件，所述組件中的每一個除了其它之外還均包括旋翼、旋翼轂和旋翼托架，如將在下文更加詳細討論的那樣。一般來說，旋翼、旋翼轂和旋翼托架的聯(lián)接是在本領域中眾所周知的。此外，本文將提及相應的上旋翼托架和下旋翼托架。應當理解的是這種旋翼托架可以是單個一體結構，或者替代地，可以為獨立托架部件或者可以聯(lián)接或者以其它方式連接在一起，如本領域中將理解的那樣。即，如將在本文中理解的，對于被鉸接地聯(lián)接到其相應的旋翼托架的第一旋翼臂和第二旋翼臂(或者視情況而定的第三旋翼臂和第四旋翼臂)的提及應當理解為可以存在單個上旋翼托架(以及視情況而定的單個下旋翼托架)，或者視情況而定，上旋翼托架和下旋翼托架可以成部件或者分段，并且因此權利要求不應當由此被限制。

現(xiàn)在還參照圖4，其示出了每個旋翼32、34均經(jīng)由成適當尺寸的徑向滾珠軸承附接到中央軸25，其中，薄軸承(thinbearing)是優(yōu)選的，但不是必要的選擇。在優(yōu)選實施例中，這些軸承嵌置在旋翼轂40、45中。旋翼轂40、45優(yōu)選地由塑料構成，但是考慮到諸如設計偏好、用戶偏好、市場偏好、成本、結構要求、可獲材料、技術進步等問題，根據(jù)情況，其它的強的輕質(zhì)材料可以是適當?shù)?。相應并且?yōu)選的1.5″直徑的72齒的尼龍齒輪50優(yōu)選地用螺釘固定到每個旋翼轂40、45，所述尼龍齒輪與整體用附體標記100(例如，圖3、4、6)表示的相應電動馬達的8齒的小齒輪嚙合，所述馬達用于使相應的旋翼32、34旋轉(zhuǎn)。

在適當情況下，考慮到諸如設計偏好、用戶偏好、市場偏好、成本、結構要求、可獲材料、技術進步等問題，旋翼32、34可以利用其它元件和方法(例如帶或者磁體或者利用具有各種直徑和齒數(shù)的齒輪和小齒輪)旋轉(zhuǎn)，如本領域中的技術人員將理解的那樣。另外地，在適當情況下可以采用由其它適當材料(包括金屬、樹脂等)制成的齒輪。另外地，可以采用的是通過將允許低摩擦旋轉(zhuǎn)和適當支撐的任何適當替代方法將旋翼轂40、45附接到中央軸25，并且本文設想了這樣的替代實施例。這些替代實施例可以示例地而非限制地包括推力軸承、磁力軸承和空氣軸承。

如圖3、4中所示，無人駕駛飛行裝置10包括四片旋翼槳葉，所述四片旋翼槳葉中的每一片均用附圖標記60表示，并且因此可以如此可互換地或者共同地提及，除非需要提及任何具體旋翼漿葉，并且因此每片旋翼漿葉已經(jīng)分別用附體標記60a、60b、60c、60d表示，以避免造成任何混亂。優(yōu)選地，所有漿葉60均由碳纖維構成，但是可以使用具有足夠拉伸強度的其它合適的強的且剛硬的材料，包括塑料、樹脂或其它復合材料等。

每片旋翼漿葉60均通過相應的聯(lián)接組件聯(lián)接到其相應的旋翼和旋翼轂，所述聯(lián)接組件具有整體用附圖標記65表示的旋翼臂。即，旋翼漿葉60a、60b聯(lián)接到旋翼32和旋翼轂40，而旋翼漿葉60c、60d聯(lián)接到下旋翼34和旋翼轂45。每個相應的旋翼臂65優(yōu)選地通過利用鉸接部(整體用附圖標記70表示)鉸接地聯(lián)接到其相應的旋翼和旋翼托架。

在討論的第一實施例中并且特別地參照圖5、5a，聯(lián)接組件可以采用雙鉸接部構造。在下文中，將結合其中聯(lián)接組件采用單鉸接部構造的替代優(yōu)選實施例來參照圖5b。一般來說，如本文構造的鉸接部70和所公開的旋翼臂的使用允許相聯(lián)的旋翼漿葉60中的每一片均在相應的旋翼32、34旋轉(zhuǎn)得足夠慢(如下文討論的)和/或沒有旋轉(zhuǎn)時沿著無人駕駛飛行裝置10的外空氣動力學殼體12、14、16向下折疊或者收回。除了其它方面之外，該構造使得無人駕駛飛行裝置10更便于包裝和運輸，并且有助于在沒有使用時保護漿葉60以及在著陸或者迫降期間最小化對裝置10本身的損壞。

例如，參照圖5、5a，鉸接部70a、70b和旋翼臂65與每片旋翼漿葉60的一起使用允許相聯(lián)的旋翼漿葉60中的每一片均在相應的旋翼32、34旋轉(zhuǎn)得足夠慢和/或沒有旋轉(zhuǎn)時沿著無人駕駛飛行裝置10的外空氣動力學殼體12、14、16向下折疊或者收回。

在該第一實施例中，每個旋翼臂65均可以優(yōu)選地由兩個分段構成，即，旋翼臂分段65a和65b，所述旋翼臂分段在鉸接部70a處鉸接地聯(lián)接在一起。每個旋翼臂均優(yōu)選地由塑料制成，但是可以使用其它適當?shù)貜姷那覄傆驳牟牧?。如圖1、1a中所示，每個旋翼臂65的相應的分段65b在收回時優(yōu)選地成適當尺寸，以折疊并且順應無人駕駛飛行裝置10的輪廓。在特定實施例中，當處于其折起位置中時，漿葉至少基本平行于裝置的主體。盡管平行可以是優(yōu)選的，但是至少基本平行旨在表示處于大約90％平行的范圍內(nèi)。

如圖4中所示，旋翼臂65的每個相應的分段65a可以同樣根據(jù)情況而定地向上(即，關于漿葉60c、60d)或者向下(即，關于漿葉60a、60b)樞轉(zhuǎn)，以允許與其相聯(lián)的漿葉60折起或者折疊。

現(xiàn)在將討論與漿葉60a相聯(lián)的旋翼臂65的聯(lián)接組件和構造(其中，與漿葉60b相聯(lián)的旋翼臂65的構造是相同構造)以及與漿葉60c相聯(lián)的旋翼臂65的聯(lián)接組件和構造(其中，與漿葉60b相聯(lián)的旋翼臂65的構造是與其相同的構造)。

結合該雙(2)鉸接的第一實施例，在四個(4)相聯(lián)的旋翼臂/漿葉構造中的每一個中，設置兩個(2)扭力彈簧，所述扭力彈簧在優(yōu)選實施例中為絲型扭力彈簧(wiretorsionsprings)。例如，參照圖5中與漿葉60a相聯(lián)的旋翼臂65/漿葉60構造，第一扭力彈簧80b設置在旋翼托架32a和旋翼臂65的分段65a之間的鉸接部70b處。彈簧80b的第一端部固定在托架32a中的通道81內(nèi)，而彈簧80b的第二端部與分段65a的肩部82接觸。第二扭力彈簧80a設置在旋翼臂65的分段65a和分段65b之間的鉸接部70a處，并且以類似的方式，彈簧80a的第一端部固定在分段65a中的通道83內(nèi)，而彈簧80a的第二端部與分段65b的肩部84接觸。關于漿葉60b優(yōu)選地使用相同構造。類似地，參照與圖5a中的漿葉60c相聯(lián)的旋翼臂65/漿葉60構造，第一扭力彈簧80b設置在旋翼托架34a和旋翼臂65的分段65a之間的鉸接部70b處，而第二扭力彈簧80a設置在旋翼臂65的分段65a和分段65b之間的鉸接部70a處。關于漿葉60d優(yōu)選地使用相同構造。關于那些下旋翼漿葉60c、6d的旋翼臂在鉸接接頭處使用類似構造。即，與每片漿葉60c、60d的旋翼臂分段相聯(lián)的相應彈簧的端部以與參照圖5在上文討論和公開的方式類似的方式固定在相應通道內(nèi)。

由圖5、5a中的相應彈簧80a、80b中的每一個所提供的扭力和相應旋翼臂和鉸接部的運動迫使相聯(lián)的旋翼漿葉60a、60b、60c、60d在沒有經(jīng)受外部力時沿著無人駕駛飛行裝置10的主體的輪廓折疊和收回，如圖1、1a中所示。如圖5中所示，彈簧80b的彈簧力致使與漿葉60a相聯(lián)的旋翼臂65的分段65a向下轉(zhuǎn)動，直到其下表面66抵靠旋翼32的表面68。以這種方式，分段65a在著陸、迫降時或者在運輸期間盡可能地緊湊(參見圖1)。與漿葉60b相聯(lián)的分段65a同樣地向下折疊(參見圖4)。然而，隨著旋翼32、34旋轉(zhuǎn)，漿葉的離心力和氣動升舉力致使?jié){葉60向外展開并且進入其產(chǎn)生升舉所需的伸展位置(例如，圖2)。然而，如果任一旋翼32、34停旋轉(zhuǎn)旋(或者旋轉(zhuǎn)得足夠慢)，則離心力再次失去(或者充分減小)，并且與那個停止(或者減慢)的旋翼相聯(lián)的漿葉60沿著主體往回折起和折疊。

本文若干次地提到這樣的事實，即，在漿葉的旋轉(zhuǎn)停止(或者足夠慢)時將致使?jié){葉60向下折疊。即，如本領域中的技術人員將理解的，旋翼漿葉60將沿著裝置10的主體自動折疊或者折起的閾值不需要旋翼旋轉(zhuǎn)的完全停止，而該閾值將根據(jù)系統(tǒng)的動力學并且在促使旋翼漿葉完全展開的力(離心力和空氣動力)被扭力彈簧80的彈簧力克服的情況下出現(xiàn)。即，當旋翼的rpm降低到由作用在旋轉(zhuǎn)漿葉60上的離心力和空氣動力所引起的圍繞旋翼的相應鉸接部70a或者70b的力矩(扭矩)被由扭力彈簧80在鉸接部70上引起的扭矩克服的情況下將發(fā)生折疊。

因此，本領域中的技術人員還應當理解的是，旋翼漿葉60還將在缺乏促使其完全展開的足夠的力時沿著裝置10的主體自動折疊或者折起。足夠的力應當理解為表示克服由每個鉸接部的相應扭力彈簧80引起的閉合扭矩所需的圍繞鉸接部70a或者70b的扭矩。例如，實驗數(shù)據(jù)已經(jīng)確定了如果質(zhì)量為15克且重心與旋轉(zhuǎn)軸線相距5英寸的漿葉以750rpm或者更大的角速度旋轉(zhuǎn)，則將克服當其支腿偏轉(zhuǎn)180度時具有0.150in-lbf的扭矩值的180度扭力彈簧，并且漿葉將展開，如本領域中將理解的，使得漿葉可以高于垂直位置(多達10度)而略微成“錐形”。輸入到后旋翼的控制輸入也可以致使?jié){葉略微位于高于或者低于垂直位置(旋翼平面的傾斜)大約+/-10至+/-15度。以這種方式，產(chǎn)生飛行所需的氣動升舉力。本領域中的技術人員將能夠容易地使用這種示例性實施例，以將這種力和轉(zhuǎn)速外推至大體上如本文所述的成其它尺寸的漿葉和無人控制飛行裝置構造。

應當注意的是，設想替代優(yōu)選的旋翼臂構造和聯(lián)接組件，其可以利用更少的(或者可以要求增加數(shù)量的)鉸接部70或者旋翼臂分段。

例如，因此參照圖5b，以為了公開另一優(yōu)選實施例，其中，除了為了其它優(yōu)勢之外還為了簡化和減重，可以有利的是僅僅具有與每個旋翼臂65相聯(lián)的單個折疊鉸接部70。圖5b示出了如在可能的后旋翼34上實施的實施例，其中，圖的左側“l(fā)”示出了處于收回位置中的旋翼漿葉60而右側“r”示出了處于其伸展或者展開位置中的旋翼漿葉60。為了清晰和易于理解而移除了一些部件。

即，與上述實施例的所有其它方面均類似，每片旋翼漿葉60均通過相應的旋翼臂(整體用附圖標記165表示)聯(lián)接到其相應的旋翼和旋翼轂。具體地，圖5b示出了均利用鉸接部170聯(lián)接到相應的旋翼托架134a的每個旋翼臂165，這使得具有每片旋翼漿葉60的每個旋翼臂165在相應的旋翼32、34類似地沒有足夠快地旋轉(zhuǎn)或者沒有旋轉(zhuǎn)時沿著無人控制飛行裝置10的外空氣動力學殼體12、14、16向下折疊或者收回。除了其它方面之外，該替代構造還使得無人駕駛飛行裝置10便于包裝和運輸，并且有助于在沒有使用時保護漿葉60以及在著陸或者迫降期間最小化對裝置10本身的損壞。

此外，還與上述實施例類似，該替代實施例的每個旋翼臂均優(yōu)選地由塑料制成，但是可以使用其它適當?shù)貜姷那覄傆驳牟牧隙铱梢岳脵C械緊固件、壓配銷、保持銷或者任何其它成適當尺寸的軸或者作為軸的管實施聯(lián)接。利用如圖5b中所示的單鉸接部實施例，每個旋翼臂165在收回時優(yōu)選地成適當尺寸，以成低輪廓并且順應飛行裝置的外模線。

每片漿葉60均優(yōu)選地利用機械緊固件、壓配銷、保持銷或者任何其它成適當尺寸的軸或者作為軸的管附接到其相應的臂165。其它措施可以包括粘合劑、摩擦、“卡扣”配合或者過盈配合。一些實施例中有利的是使得漿葉60和相聯(lián)的臂165制造為單個部件，所述單個部件享有它們二者的特征。這種包含臂165的特征的漿葉可以通過樹脂和塑料注塑成型、碳纖維疊敷(layup)或者任何其它適當方法制造。

還應當理解的是，分別將漿葉60a、60b聯(lián)接到上旋翼32(例如，旋翼托架32)的聯(lián)接組件可以同樣各自僅僅包括單個鉸接部。即，作為利用圖5a的雙鉸接部構造的上聯(lián)接組件的替代方案，漿葉60a、60b還可以替代地使用如在圖5b中所示的單鉸接部組件。

在所有其它方面中，用于漿葉60a、60b、60c和60d的聯(lián)接組件中的每一個的單鉸接部構造優(yōu)選地與如上所述的雙鉸接部構造相同。

還應當注意的是，對于沒有使用同軸構造的設計而言，每個旋翼的臂和漿葉可以沿著任何適當表面折疊和順應，這可以增強在沒有操作時運送和操縱無人駕駛飛行裝置的能力。

還應當注意的是，可以在替代實施例中采用引起漿葉60的折疊運動的構造的其它適當方法和手段，例如，使用彈性物、線性彈簧、磁體和/或其組合，并且這樣的構造手段還可以單獨地或者組合地替代公開的扭力彈簧或者與公開的扭力彈簧組合使用，只要彈簧、彈性物、磁體或者其它裝置的收回力可以被由旋轉(zhuǎn)旋翼漿葉60所產(chǎn)生的離心力克服而且可以確保漿葉60在飛行期間保持完全伸展或者至少直到設計參數(shù)使得需要收回或者折疊(例如，根據(jù)情況而定，在非常接近著陸和/或迫降時)為止。

有利地，如本文公開的沿著裝置10的主體自動折疊或者折起的旋翼漿葉60允許、提供和/或準許其實施例省略起落架構造、支腿或者支撐件(其可對本發(fā)明的有利的緊湊設計和低制造成本造成負面影響)。即，因為旋翼漿葉60如本文公開的那樣收回或者折起，所以在著陸或者迫降期間不需要保護漿葉來防止對其的損壞。因為不需要輔助著陸的結構，這種構造除了其它方面之外還提高了使用如本文所述的裝置時的安全性、進一步最小化了對裝置本身的損壞并且顯著減小了制造成本、重量和尺寸。即，因為無人駕駛飛行裝置10可以在著陸之前使其旋翼停止，所以離心力的失去可以使得漿葉在迫降或者著陸之前收回和折疊，從而在機腹著陸或者“硬著陸”期間保護它們。

再次參照圖4和圖5a，以為了討論提供受控飛行，通過改變底部旋翼漿葉60c、60d的相對漿距或者“周期變距”(周期槳距)來實現(xiàn)受控飛行，但是為了避免懷疑再次注意的是，單鉸接部構造至少類似地操作(如果與之不相同的話)。利用整體用附圖標記67表示的連桿實現(xiàn)這種相對漿距的改變，所述連桿將底部旋翼34連接到整體用附圖標記72表示的傾斜盤。傾斜盤72進而經(jīng)由連桿連接到一對伺服馬達55，該對伺服馬達可以改變傾斜盤72的角度。如本領域中的技術人員理解的，隨著底部旋翼托架圍繞中央軸25旋轉(zhuǎn)，底部旋翼托架34a響應于傾斜盤的誘導角在內(nèi)部徑向軸承上俯仰或者周期變距。在優(yōu)選實施例中，傾斜盤72由塑料構成并且包含內(nèi)部徑向滾珠軸承，所述內(nèi)部徑向滾珠軸承在塑料球面軸承上樞轉(zhuǎn)。連桿67優(yōu)選地由不銹鋼或者塑料制成并且利用卡扣式、塑料球窩接頭或者常規(guī)鉸接件連接到伺服操縱搖臂56和傾斜盤72。然而，在適當情況中，考慮到諸如設計偏好、用戶偏好、市場偏好、成本、結構要求、可獲材料、技術進步等問題，可以采用連接連桿的其它方法，例如萬向接頭或者鉸接件。優(yōu)選地，如本文考慮的任何這樣的連桿和傾斜盤的材料是輕質(zhì)的、剛硬的或者是適當?shù)貜姷牟牧?，如本領域中將理解的那樣。

根據(jù)其它替代實施例，根據(jù)情況并且如本領域中將理解的，有利的是對頂部旋翼32和底部旋翼34二者應用周期漿距控制、或者具有用于對旋翼32、34實施共同漿距控制的機構、或者利用三個或者更多個伺服馬達來控制施加到傾斜盤的漿距、或者通過移動無人駕駛飛行裝置10的重心實現(xiàn)定向控制。

現(xiàn)在還參照圖6，其示出了根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例構造的無人駕駛飛行裝置10的布線圖和方塊圖，并且其能夠應用于本文所公開的所有構造和實施例。

優(yōu)選地，無人駕駛飛行裝置10包括兩個(2)直徑為1.1英寸的7.4v的無刷電動馬達并且由所述馬達提供動力，每個馬達整體上均用附圖標記100表示，其中，馬達100中的相應一個驅(qū)動旋翼32，而另一馬達100驅(qū)動旋翼34。如圖3中所示，各馬達100、100優(yōu)選地位于頂部旋翼和底部旋翼之間，并且優(yōu)選地用螺釘安裝到中央軸25上的塑料托架。每個電動馬達100、100均優(yōu)選地由相應的一個20amp的電子速度控制器(esc)110控制，所述控制器定位成非?？拷湎鄳鸟R達100。兩個馬達100、100和兩個控制器110優(yōu)選地由一對1300mah的2個單元的鋰聚合物(lipo)電池120、120提供電力，所述鋰聚合物電池位于底部旋翼的下方。優(yōu)選地，lipo電池120、120利用隔板中的切除部固定就位。還優(yōu)選地，電線(未示出)順著中央軸25向上布線以連接電池，并且源自控制器110、110的控制線順著中央軸25向下布線至微型控制器/微型處理器130。

微型控制器或者微型處理器130還可以設置有適當?shù)墓β收{(diào)節(jié)器。另外地，可以設置微機電傳感器并且整體用附圖標記140表示，所述微機電傳感器可以例如包括(但不局限于)陀螺儀、加速計和磁強計。另外，可以設置電氣壓計和/或全球定位系統(tǒng)(gps)接收器，其同樣用附圖標記150表示。微型控制器130優(yōu)選地使用微機電傳感器140中的一個或者多個來預測無人駕駛飛行裝置在飛行期間的定向。然后微型控制器130可以使用該預測將控制信號施加到伺服馬達55，所述伺服馬達可以改變傾斜盤72的角度，使得無人駕駛飛行裝置10因下旋翼漿葉60c、60d的相對漿距改變而旋轉(zhuǎn)。微型控制器或者微型處理器130可以使用該控制來飛行自主任務或者增強在用戶經(jīng)由有線或無線的遠程裝置實施控制時的穩(wěn)定性。另外地，如果設置有gps接收器和/或氣壓計，則它們可以提供關于無人駕駛飛行裝置10相對于地球的位置的信息，微型控制器130然后可以使用所述信息來飛行至特定位置或者保持特定高度。還可以添加其它電傳感器，例如，超聲范圍傳感器或者攝像機，以向無人駕駛飛行裝置10提供附加的(和/或更精確的)距離信息或者成像能力。還可以安裝各種天線和發(fā)射器，從而向無人駕駛飛行裝置10提供能夠發(fā)送或者接收文本消息或者郵件、廣播緊急信標或者警報或者增強用戶的無線電或者手機范圍的能力。這些傳感器和電氣部件可以安裝在旋翼的平面的下方、上方或者之間，因為能夠使電線通過中央軸25布設。

圖6還示出了本文示出的部件之間以及其中的優(yōu)選布線構造。

因此，如可以看到的，本發(fā)明涉及一種改進的無人駕駛飛行裝置(例如，無人機系統(tǒng))，所述無人駕駛飛行裝置包括主體和可折疊漿葉，其中，漿葉的旋轉(zhuǎn)致使?jié){葉經(jīng)由離心力而伸展和展開。折起力(例如，經(jīng)由彈簧或者彈性元件)致使?jié){葉在沒有旋轉(zhuǎn)(或者以足夠慢的速度旋轉(zhuǎn)，如上文討論的那樣)時自動折疊。根據(jù)優(yōu)選實施例，漿葉折疊以順應裝置的主體，從而使得裝置100緊湊并且為漿葉提供了保護。優(yōu)選地，本發(fā)明的無人駕駛飛行裝置包括同軸旋翼設計，所述同軸旋翼設計優(yōu)選地包括在中央軸線上對準的至少兩個旋翼。每個旋翼均包括至少兩片漿葉，所述至少兩片漿葉在旋轉(zhuǎn)時提供了推進的升舉。優(yōu)選實施例還可以包括攝像機，以用于進行空中監(jiān)視。裝置的緊湊性和耐用性使得其易于由希望獲得地形的航測圖的徒步旅行者攜帶和使用。

使用兩個馬達的優(yōu)選實施例較之常規(guī)多軸飛行器減小了總體尺寸、重量和復雜性。另外地，同軸設計允許裝置的部件位于沿著中央軸的易于被外殼體12、14、16保護的位置。本發(fā)明可以使用諸如無線電控制(r/c)、藍牙、網(wǎng)絡共享(tether)或者其它適當手段的通信裝置來遠程控制。該裝置還可以自動操作，從而利用機載計算機處理器或者微型控制器130以及必要的支持的電傳感器、馬達、速度控制器和其它部件作出飛行決定并且指導飛行決定。上述系統(tǒng)可以在各種應用中采用，包括空中監(jiān)視、運送、娛樂(例如，直升飛機玩具)、用于當前使用或者利用新興技術將變得可獲得的類似無人機系統(tǒng)的應用。本發(fā)明還非常適于由徒步旅行者使用，其中，因緊湊和輕質(zhì)設計而可以放置在背包中，并且用于隱藏地形的監(jiān)視。

優(yōu)選地，裝置10可以手動起動并且能夠快速升至數(shù)百英尺。此外，可以通過例如3d打印、注塑成型等方法或者其組合來制造裝置10。在優(yōu)選實施例中，無人駕駛飛行裝置10的整體尺寸為大約15英寸。

盡管前述內(nèi)容為本發(fā)明的優(yōu)選實施例構造，但是應當理解的是其它設想的替代實施例可以包括寬范圍的不同馬達、電子速度控制器和電池類型、電壓和電容，以優(yōu)化性能，如本領域中應當理解的那樣。

因此可以發(fā)現(xiàn)的是，本發(fā)明提供了一種優(yōu)于本領域中現(xiàn)有的無人駕駛飛行裝置的改進的無人駕駛飛行裝置。特別地，本發(fā)明提供了一種改進的無人駕駛飛行裝置構造，所述改進的無人駕駛飛行裝置構造可以用于各種應用，所述各種應用包括空中監(jiān)視、娛樂和物品的運送。最為重要地，除了其它方面之外，本發(fā)明提供了一種改進的無人駕駛飛行裝置構造，所述改進的無人駕駛飛行裝置構造使用方便且實用，并且還緊湊、耐用而且可以以相對低的成本制造，并且包括被朝向折疊地偏壓以順應無人駕駛飛行裝置的主體的漿葉，以便除了其它方面之外還最小化或者防止在著陸或者迫降時對裝置本身的損壞。

如上所述，如本文公開的扭力彈簧或者其它偏壓裝置的偏壓用于使得漿葉折起至優(yōu)選地無人駕駛飛行裝置10的輪廓。還如上所述，漿葉在處于其折起位置中時折起至平行于裝置的主體是優(yōu)選的，但是至少基本平行旨在表示處于大約90％的范圍內(nèi)而且是優(yōu)選的。然而，為了避免懷疑，漿葉必須向下折起至少45度。以這種方式，本發(fā)明可獲得專利權地不同于其它的僅僅“擺動”，其中，本發(fā)明規(guī)定漿葉“折起”使得漿葉向下折疊并且遠離漿葉產(chǎn)生受控飛行所需的沿著“向上”方向的必要氣動升舉的位置。如上文討論的，受控飛行還可以產(chǎn)生漿葉因控制輸入和漿葉成錐形而“擺動”離開垂直位置大約+/-15度。如本領域中的技術人員將理解的，在折起45度或者更大之后，將不存在任何進一步的受控飛行。以先前方式，本發(fā)明實現(xiàn)了本文所述的目的和優(yōu)勢，并且以這種方式，專利性將所要求保護的本發(fā)明與其它漿葉區(qū)別開來，所述其它漿葉可僅僅因它們的自量或者旋翼臂的部件公差等而下垂或者彎曲。

因此將發(fā)現(xiàn)的是，有效獲得了除了在從前述描述顯明的目的之外的上述目的，并且因為可以在不背離本發(fā)明的精神和范圍的前提下在上述構造中作出某些變化，預期的是包含在上述描述中或者示出在附圖中的所有主題均應理解為說明性的而非限制性的。

還應當理解的是以下權利要求旨在涵蓋本文描述的本發(fā)明的所有通用和具體特征，并且本發(fā)明的范圍的作為語言修辭的所有語句均會落入其間。

當然，本發(fā)明能夠應用于寬范圍的裝置和用途。即，盡管已經(jīng)參照無人駕駛飛行裝置公開了以下實施例，但是這種概述旨在包括并且因此應當理解和認為是涵蓋諸如無人駕駛無人機和如將用于娛樂的無人機的裝置。