本申请要求2013年1月10日提交的第CN 201310008317.5号中国申请的优先权。该申请全文列入本文作为参考。
背景技术：
无人交通工具可以用于执行监测、侦察及探索等军事或民事应用。无人交通工具可以装配功能性负载，譬如用于搜集环境数据的传感器。譬如，远程控制无人飞行器，包括固定翼飞机和旋翼飞机，可以用于提供其它方式难以进入的环境的航拍图像。
无人飞行器的设计需要权衡考量包括飞行器尺寸、重量、额定负载载重、能源消耗及成本等多项因素。此外，飞行器设计还需要提供足够的用于负载操作的功能空间。在某些情况下，现有的无人飞行器设计由于机架遮挡可视空间导致不能为负载相机提供理想的无阻碍视野。
技术实现要素：
基于现有设计的不足，需要对现有的交通工具，例如无人飞行器，在结构和设计上进行进一步改良。本发明提供用于可变形飞行器的系统、装置及方法。在一些实施例中，所述系统、装置及方法提供一种可从一第一状态变换至一第二状态的飞行器，以用于增加连接至所述飞行器的负载的功能空间。优选地，所述系统、装置、方法不需要增加飞行器尺寸或为所述负载提供额外的装配结构来增加负载功能空间。
一方面，本发明揭露了一种可变形飞行器，所述可变形飞行器包括：一中心部；分别设置在所述中心部上的至少两可变形机架组件，每个所述至少两可变形机架组件均包括一枢接至所述中心部的近端部和一远端部；设置在所述中心部上的一驱动组件，用于驱动所述至少两可变形机架组件相对于所述中心部转动至多个不同的竖直角；及设置在所述至少两可变形机架组件上的多个动力装置，所述动力装置用于移动所述可变形飞行器。
在另一方面，本发明揭露一可变形飞行器。所述可变形飞行器包括：一中心部；分别设置在所述中心部上的至少两可变形机架组件，每个所述至少两可变形机架组件均包括一连接至所述中心部的近端部和一远端部；一驱动组件，用于使得所述至少两可变形机架组件在一第一状态和一第二状态之间转换；及设置在所述至少两可变形机架组件上的多个动力装置，所述动力装置用于移动所述可变形飞行器，其中第一状态包括所述动力装置位于所述中心部下方，而第二状态包括所述动力装置位于所述中心部上方。
在又一方面，本发明揭露一可变形飞行器，所述可变形飞行器包括：一连接至一负载的中心部；分别设置在所述中心部上的至少两可变形机架组件，每个所述至少两可变形机架组件中均包括一近端部和一远端部，所述近端部连接至所述中心部；设置在所述中心部上的一驱动组件，用于使得所述至少两可变形机架组件在一第一状态和一第二状态之间转换，其中第一状态下，所述至少两可变形机架组件支撑所述可变形飞行器停靠在一表面，第二状态下，增加所述负载的功能空间；及设置在至少两可变形机架组件上的多个动力装置，所述动力装置用于移动所述可变形飞行器。
在一些实施例中，所述可变形飞行器为无人飞行器。
在一些实施例中，所述至少两可变形机架组件包括一主轴和至少一副轴，所述至少一副轴平行于所述主轴延伸，所述主轴和所述至少一副轴分别枢接至所述中心部，其中所述主轴和所述至少一副轴相互连接，从而使得所述驱动组件对所述主轴的驱动产生对所述至少一副轴的相应的驱动。
在一些实施例中，所述驱动组件包括一线性驱动器，每个所述至少两可变形机架组件的一部分均与所述线性驱动器连接。所述线性驱动器包括一螺杆和螺母机构，每个所述至少两可变形机架组件的与所述线性驱动器连接的所述部分与所述螺母连接。
在一些实施例中，每个所述多个动力装置均包括一旋翼。所述旋翼相对于所述可变形飞行器水平方向设置。
在一些实施例中，所述可变形飞行器进一步包括一接收器，所述接收器用于接收用户指令，所述用户指令用于控制一个或多个驱动组件和所述多个动力装置。所述用户指令可传输自一远程终端。
在一些实施例中，所述可变形飞行器进一步包括连接至所述中心部的一负载。所述负载可包括一影像获取装置。
在一些实施例中，所述驱动组件可用于枢转所述至少两机架组件在第一竖直角和第二竖直角之间转换。在第一竖直角，所述至少两可变形机架组件可相对所述中心部呈向下的角度，在第二竖直角，所述至少两可变形机架组件可相对所述中心部呈向上的角度。
在一些实施例中，所述至少两可变形机架组件在所述可变形飞行器操作的第一阶段转换至所述第一状态，而在所述可变形飞行器操作的第二阶段转换至第二状态。所述操作的第一阶段可包括所述可变形飞行器在空中飞行，所述操作的第二阶段可包括所述可变形飞行器飞离一表面及/或着陆于一表面。
在一些实施例中，所述负载包括一影像获取装置，所述功能空间包括所述影像获取装置的无障碍视野。
在一些实施例中，每个所述至少两可变形机架组件均包括一支撑元件，用于支撑所述可变形飞行器停靠于一表面。
在一些实施例中，在第一状态，所述至少两可变形机架组件相对所述中心部呈向下的角度，而在第二状态，所述至少两可变形机架组件相对所述中心部呈向上的角度。
在又一方面，本发明提供一用于控制一可变形飞行器的方法。所述方法包括：提供一以上所述的可变形飞行器；驱动设置在所述中心部上的所述驱动组件以枢转所述至少两机架组件相对于所述中心部至多个不同的竖直角。
在又一方面，本发明提供一用于控制一可变形飞行器的方法。所述方法包括：提供一以上所述可变形飞行器；驱动设置在所述中心部上的所述驱动组件以使得所述至少两机架组件在第一状态和第二状态之间转换。
可以理解的，本发明的多个不同方面可单独地、共同地或相互组合地被理解。本处所述本发明的各方面可应用到下面所述的任何特殊的应用或任何其他类型的可移动装置。虽然本处所述的所述系统、装置和方法在上下文中通常指飞行器，但是这并非意图限制，下所述的实施例可应用至任何适宜的移动装置。本处关于飞行器的任何描述可应用至任何可移动装置，例如任何交通工具。此外，本处上下文所述的所述系统、装置及方法应用在航空移动中，也可应用至其他类型的移动，例如在地面或水面的移动、水下移动或太空移动。
结合说明书、权利要求书和附图可更清楚了解本发明的其他目的和特征。援引加入
本说明书中提及的所有出版物、专利和专利申请均作为参考被引用于本文，每个单独的公开文献、专利和专利申请也被明确、单独地作为参考引用于本说明书中。
附图说明
本发明的新特征特别地体现在后述权利要求项中。为更好地理解本发明的所述特征和有益效果，可结合参考下述具体实施方式中的实施例及相对应的附图。
图1是实施方式的可变形无人机处于飞行状态下的图。
图2是实施方式的图1所示的可变形无人机的II部的局部放大图。
图3是实施方式的图1所示的可变形无人机在着陆状态下的图。
图4是实施方式的图1所示的可变形无人机在着陆状态下的侧视图。
图5是另一实施方式的可变形无人机处于飞行状态下的图。
图6是实施方式的图5的VI部的局部放大图。
图7是实施方式的图5所示的可变形无人机在飞行状态下的侧视图。
图8是实施方式的图5所示的可变形无人机在着陆状态下的图。
图9也是实施方式的图5所示的可变形无人机在着陆状态下的图。
图10是实施方式的图5所示的可变形无人机在着陆状态下的侧视图。
图11是再一实施方式的可变形无人机在着陆状态下的图。
图12是实施方式的图11的XI部的局部放大图。
图13也是实施方式的图11所示的可变形无人机在着陆状态下的图。
图14是实施方式的图11所示的可变形无人机在着陆状态下的侧视图。
图15是实施例的装配有载体和负载的飞行器。
图16是实施例的用于控制飞行器的系统模块示意图。
具体实施方式
本发明提供用于可变形飞行器的系统、装置及方法。所述系统、装置及方法可使飞行器在多种状态下变换。每一种状态对应于所述飞行器的一种特定功能的最佳配置。例如，一种状态可为连接至所述飞行器的负载增加功能空间，譬如为装配在所述飞行器上的相机扩大视野。当需要时，有一种状态可以在所述飞行器停靠于一表面时为所述飞行器提供支撑，例如通过用于提升所述飞行器飞离地面的支撑元件为所述飞行器提供支撑。
一方面，本发明提供一具有如下一个或多个特征的可变形飞行器。在一实施例中，一可变形飞行器包括：一中心部；分别设置在中心部上的至少两可变形机架组件，每个所述至少两可变形机架组件均包括一可枢转地连接至所述中心部的近端部及一远端部；一设置在所述中心部上的驱动组件，所述驱动组件用于驱动所述至少两可变形机架组件相对于所述中心部转动至多个不同的竖直角；多个设置在所述至少两机架组件上的动力装置，所述动力装置用于移动所述可变形飞行器。
本发明所述之一种可变形飞行器可包括一中心部，及分别设置在所述中心部上的至少两机架组件。多个动力装置可安装至所述可变形机架组件上从而连接至所述中心部。所述动力装置可用于使所述可变形飞行器起飞、着陆、悬停、及在空中关于三个平移自由度以及三个旋转自由度运动。所述动力装置可安装在所述可变形机架组件上的任意适合部位，譬如所述可变形机架组件的远端部或靠近所述远端部。
所述可变形机架组件的近端部可枢接至所述中心部，因此可使得所述机架组件通过相对于所述中心部转动而发生变形。例如，在一些实施例中，所述可变形机机架组件可相对所述中心部枢转至多个竖直角(例：图4所示自线条51所测量的竖直角50)。所述可变形机架组件的变形可被设置在所述中心部并连接至所述机架组件的一适当驱动组件驱动。优选地，所述方法可允许在所述可变形飞行器的操作过程中根据需要调整所述机架组件的竖直角。
在又一实施例中，本发明提供一具有如下特征的可变形飞行器。所述可变形飞行器包括：一连接至一负载的中心部；分别装配在所述中心部上的至少两机架组件，每一所述至少两机架组件包括一枢接至所述中心部的近端部及一远端部；一装配在所述中心部上的驱动组件，所述驱动组件用于驱动所述至少两机架组件在第一状态和第二状态之间枢转，其中第一状态下，所述至少两机架组件可支撑所述可变形飞行器停靠在一表面上，所述第二状态可增加所述负载的功能空间；及设置在所述至少两可变形机架组件上的多个动力装置，所述动力装置用于移动所述可变形飞行器。
上述中心部、可变形机架组件、动力装置和驱动组件同样可应用到本实施例中。所述机架组件可根据期望可变形至一第一状态，以支撑所述可变形飞行器停靠在一表面(譬如：地面)。例如，所述可变形机架组件可包括多个可支撑所述可变形飞行器的支撑元件以使得所述中心部不接触所述表面。
在一些情境下，一可替换的状态可能会更有用。例如，所述可变形飞行器的中心部可变更为安装一负载。所述负载可连接至所述中心部的任意适合部位，譬如，所述中心部的顶端、底部、前面、背面或侧面。所述负载可用于执行一功能或操作。所述功能或操作可能会需要一特定的功能空间。所述功能空间可以是，例如，占用空间、受影响的空间、操作空间，或所述负载操作过程中需要使用的空间。在一些情境中，所述功能空间可能会被所述可变形飞行器的一部分阻碍。例如，当在所述第一状态下时，所述可变形机架组件可能会延伸至所述功能空间，从而干扰所述负载的操作。
相应地，所述可变形机架组件可被变更为可变形至一第二状态，所述第二状态可增加所述负载的功能空间，从而使得或加强所述负载执行其功能。此外，所述驱动组件可被变更为可驱动所述可变形机架组件在所述第一状态和第二状态之间转换，从而优化所述可变形飞行器的结构以实现多功能。
在又一实施例中，本发明提供又一具有如下特征的可选的可变形飞行器。所述可变形飞行器包括：一连接有一负载的中心部；分别设置在所述中心部上的至少两可变形机架组件，每个所述至少两可变形机架组件均包括一连接至所述中心部的近端部及一远端部；一设置在所述中心部上的驱动组件，所述驱动组件用于驱动所述至少两可变形机架组件在第一状态和第二状态之间枢转；设置在所述至少两可变形机架组件上的多个动力装置，所述动力装置用于移动所述可变形飞行器，其中所述第一状态下所述动力装置设置在所述中心部下方，所述第二状态下，所述动力装置设置在所述中心部上方。
上述中心部、机架组件、动力装置及驱动组件同样适用于该实施例。所述可变形机架组件可根据期望变更为可在第一状态和第二状态之间转换以使所述动力装置在第一状态下位于所述中心部下方，在第二状态下位于所述中心部上方。优选地，所述方法可在所述可变形飞行器的操作过程中根据需要调节所述动力装置的高度。
在另一方面，本发明提供一控制一可变形飞行器的方法。在一实施例中，所述方法包括提供一可变形飞行器，所述可变形飞行器包括：一中心部；分别设置在所述中心部上的至少两可变形机架组件，每个所述至少两可变形机架组件均包括一连接至所述中心部的近端部和一远端部；一设置在所述中心部上的驱动组件，所述驱动组件用于驱使所述至少两可变形机架组件相对于所述中心部在多个不同竖直角之间枢转；及设置在所述至少两可变形机架组件上的多个动力装置，所述动力装置用于移动所述可变形飞行器。所述方法包括驱动安装在所述中心部上的所述驱动组件以驱使所述至少两可变形机架组件相对于所述中心部在多个不同的竖直角之间转动。
一种控制可变形飞行器的方法包括提供一可变形飞行器，所述可变形飞行器包括连接至一中心部的机架组件，如上所述，所述可变形机架组件可在多个不同竖直角之间转换。所述方法可通过一驱动单元(譬如：马达或引擎)驱动所述驱动组件以驱使所述可变形机架组件在多个不同的竖直角之间转换。所述驱动组件的驱动可根据所述可变形飞行器的状态(譬如，高度、经度或纬度)或基于用户指令自动进行。所述方法可用于，比如，在所述可变形飞行器的操作过程中调整所述可变形机架组件的竖直角。
在又一实施方式中，本发明提供一种控制可变形飞行器的方法，所述方法包括如下步骤。所述方法包括提供一可变形飞行器。所述可变形飞行器包括：一连接至一负载的中心部；分别设置在所述中心部上的至少两可变形机架组件，每个所述至少两可变形机架组件均包括一枢接至所述中心部的近端部及一远端部；一设置在所述中心部上的驱动组件，所述驱动组件用于驱动所述至少两可变形机架组件在第一状态和第二状态之间转动，其中所述第一状态下所述至少两可变形机架支撑所述可变形飞行器停靠在一表面，所述第二状态增加所述负载的功能空间；及设置在所述至少两可变形机架上的多个动力装置，所述动力装置用于移动所述可变形飞行器。所述方法包括驱动设置在所述中心部上的所述驱动组件以驱使所述至少两机架组件在所述第一状态和第二状态之间转换。
一种用于控制一可变形飞行器的方法包括提供一可变形飞行器，如上所述，所述可变形飞行器包括可在第一状态和第二状态之间转换的可变形机架组件，所述第一状态支撑所述可变形飞行器停靠在一表面，所述第二状态增加一负载的功能空间。所述方法包括通过一适当的驱动装置驱动所述驱动组件以驱使所述机架组件在第一状态和第二状态之间变形。例如，当所述可变形飞行器从一表面起飞或着陆于一表面时，所述驱动组件可被驱动以驱使所述机架组件转换至所述第一状态。当所述可变形飞行器处于适合操作所述负载的状态时，譬如，在飞行中，所述驱动组件可驱使所述机架组件转换至所述第二状态。
在又一实施例中，本发明提供又一可替换的控制一可变形飞行器的方法，所述方法包括如下步骤。所述方法包括提供一可变形飞行器，所述可变形飞行器包括：一连接至一负载的中心部；分别设置在所述中心部上的至少两可变形机架组件，每一所述至少两可变形装置均包括一枢接至所述中心部的近端部和一远端部；一设置在所述中心部上的驱动组件，所述驱动组件用于驱使所述至少两可变形机架组件在第一状态和第二状态之间转换；设置在所述至少两机架组件上的多个动力装置，所述动力装置可用于移动所述可变形飞行器，其中第一状态包括所述动力装置位于所述中心部下方，所述第二状态包括所述动力装置位于所述中心部上方。所述方法包括驱动设置在所述中心部上的所述驱动组件以驱使所述至少两可变形机架组件在第一状态和第二状态之间转换。
一种控制可变形飞行器的方法可包括提供一可变形飞行器，如上所述，所述可变形飞行器包括可在第一状态和第二状态之间转换的机架组件，所述第一状态下所述动力装置位于所述中心部下方，所述第二状态下所述动力装置位于所述中心部上方。所述方法可包括通过一适当驱动装置驱动所述驱动组件以驱使所述机架组件在第一状态和第二状态之间转换。如前所述，所述驱动组件的驱动可自动进行或响应用户指令进行。所述方法可应用于，例如，在所述可变形飞行器的操作过程中调整所述动力装置的高度。
参照图1至图4所示，一可变形无人飞行器(transformable unmanned aerial vehicle，UAV)100可包括一中心部10，分别设置在所述中心部10上的可变形机架组件20。多个动力装置30分别设置在所述机架组件20上。“推进支撑架”、“推进支撑装置”、“可变形装置”、及“可变形结构”也可用于指代所述可变形机架组件20。
所述UAV 100的中心部10可用于支撑一负载，譬如一载体和/或在其他地方有详细说明的负载。所述负载可连接至所述中心部10的任意适合部位，譬如，所述中心部10的底部或下侧。所述连接可以是固定连接，或所述负载可相对所述中心部移动。
所述连接负载可以是一用于执行一功能的负载，譬如，一传感器，一发射器，工具，仪器，操纵器，或其他功能装置。例如，所述负载可以是一影像获取装置。在一些情境中，所述影像获取装置可以是朝向所述中心部10下方的相机。所述相机可相对所述中心部10旋转(例如，通过一个载体或其他安装平台)以获取多个视角的影像。所述相机负载可应用于其他类型的负载装置中。
所述负载与一功能空间相关联。如前所述，所述功能空间可以是占用空间、受影响的空间、操作空间，或所述负载操作过程中使用的空间。例如，通过传感器的所述功能空间，所述传感器可以收集数据。在一些情境中，一个相机或其他影像获取装置的所述功能空间可以是所述相机的无阻碍的视野或视角。对于工具、仪器或操纵器，所述功能空间可以是无阻碍的工作范围或移动范围。例如，一个发射器(例如照明光源)的功能空间可以是能够接收到所述发射器的发射物(例如照明光源)的无阻碍区域。一个负载的所述功能空间可以是固定尺寸或可变尺寸的。在一些实施例中，所述功能空间可以增大或缩小。例如，所述功能空间可以通过所述UAV 100的变形来增大或缩小，可参如下详细所述。
所述动力装置30可用于使所述UAV 100起飞、着陆、悬停，及在空中关于三个平移自由度以及三个旋转自由度运动。在一些实施例中，所述动力装置30可包括一个或多个旋翼。所述旋翼可包括连接至一转轴的一个或多个旋翼叶片。所述旋翼叶片或转轴可被一适当的驱动机构驱动而旋转，例如电机。虽然所述无人飞行器100的动力装置30被描述为包括4个旋翼，但是动力装置的其他适当的数量、类型或排配都是可实施的。例如，所述旋翼可以是一个、两个、三个、四个、五个、六个、七个、八个或更多。所述旋翼可以相对于所述UAV 100水平、垂直或其他任何适当角度设置。所述旋翼的角度可以是固定的或可变的。相对设置的所述旋翼转轴之间的距离可以是任何适当的距离，例如小于等于2米，或小于等于5米。可选地，所述距离可以在40厘米到1米之间、从10厘米到2米之间，或从5cm到5米之间。所述动力装置30可以被任意适当的电机驱动，例如直流电机(例：有刷电机或无刷电机)或交流电机。在一些实施例中，所述马达可被装配用于驱动一旋翼叶片。
所述可变形机架组件20可用于连接所述动力装置30至所述中心部10。每一机架组件20的邻近部分别可连接至所述中心部10。所述动力装置30可安装至所述可变形机架组件20的任意适合部位，例如所述可变形机架组件20的远端或靠近所述远端的部位。可替换地，所述动力装置30可以安装在所述近端或靠近所述近端的部位。所述动力装置30可以安装在或靠近所述远端约1/10、1/5、1/4、1/3、1/2、3/4、2/3、4/5，或9/10所述可变形机架组件长度的部位。在一些实施例中，所述UAV 100可包括任意适当数量的可变形机架组件20，例如，2个、3个、4个或更多。在一些实施例中，所述UAV 100包括至少两可变形机架组件20。所述可变形机架组件20可对称地或不对称地围绕所述中心部10设置。每一可变形机架组件20可用于支撑单个的动力装置或多个动力装置。所述动力装置30可平均排配在所述可变形机架组件20上。可替换地，每一可变形机架组件20可以包括不同数量的动力装置30。
在一些实施例中，所述可变形机架组件20可通过一个横杆或其他类似支撑结构支撑所述动力装置。例如，一可变形机架组件20可包括一设置在所述可变形机架组件20的远端部或靠近所述远端部的横杆。所述横杆可相对所述可变形机架组件20任意适当角度设置，例如从所述可变形机架组件20垂直延伸或近似垂直的方向延伸。所述横杆可通过所述横杆的任意部件连接至所述可变形机架组件20，例如所述横杆的中点或靠近所述横杆中点的部件。所述横杆可用于支撑多个动力装置30(例如，1个、2个、3个、4个或多个动力装置)。所述动力装置30可安装在所述横杆的任意适当部位。例如，所述动力装置30可设置在或靠近所述横杆的端部。所述动力装置30可对称地设置在所述横杆上，例如所述横杆的每端各设置一个动力装置。可替换地，所述动力装置30可以不对称地设置在所述横杆上。
可选地，一个或多个可变形机架组件20可包括一支撑元件40。所述支撑元件40可以是直线形、弯曲形或曲线形结构。在一些实施例中，每一可变形机架组件20包括一对应的支撑元件40。所述支撑元件40可用于支撑所述UAV 10在一表面(例如在起飞前或起飞后)。例如，每一支撑元件40可单点或二、三、四或更多点接触所述表面。可选地，所述支撑元件40可用于当所述UAV 100着陆或起飞前支撑所述UAV 100于一表面。所述支撑元件40可位于所述可变形机架组件20的任意适合部位，例如，在或靠近所述远端部或近端部。所述支撑元件40可设置在或靠近所述远端部约1/10、1/5、1/4、1/3、1/2、3/4、2/3、4/5、或者9/10所述可变形飞行器机架长度的部位。在一些实施例中，所述支撑元件40可设置在所述可变形机架组件20靠近所述动力装置30的部位上，例如所述动力装置30下方。所述支撑元件40可连接至所述动力装置30。所述支撑元件40是静止的。可替换地，所述支撑元件40可相对所述可变形机架组件20活动，例如滑动、旋转、伸缩、折叠、枢转、延伸、缩进及其他类似方式移动。
所述可变形机架组件20可在多个不同状态下转换，例如2个、3个、4个、5个、6个或更多的不同状态。所述UAV 100可被设计为依照一个固定的顺序在多个不同状态下转换。可替换地，所述UAV 100能在多个不同状态下以任意顺序转换。从一第一状态转换到一第二状态可包括多个中间或过渡状态。所述UAV 100能在一中间状态停止变形，或仅在一状态转换完成时停止变形。所述UAV 100可以无限期保持在某一状态，也可以在某一状态仅保持一特定的时间长度。一些状态仅仅用于所述UAV 100操作过程中的特定阶段(例如，当所述UAV 100停在地面上时，在起飞过程中，着陆过程中，或飞行过程中)。可替换地，一些状态也可以用于所述UAV 100操作过程中的任意阶段。例如，对于所述可变形机架组件20比较理想的情况是假定一操作过程中的一第一阶段(例如，着陆状态用于起飞前或着陆后)采用一第一状态及一操作过程中的一第二阶段(例如，飞行状态用于飞行过程中)采用一第二状态。在所述UAV 100的操作过程中可以采用任意数量的状态。
在一些实施例中，每一所述多个状态为所述UAV 100提供一不同功能。例如，第一状态可以使得所述UAV 100通过所述支撑元件40支撑于一表面。在其他情境中，所述第一状态可以是着陆状态或表面接触状态，在所述着陆状态或表面接触状态，所述UAV 100被支撑于一表面的同时所述负载或中心部10不接触所述表面。第二状态可以增加耦接至所述中心部10的负载的功能空间。例如，第二状态可以是一个飞行状态，所述第二状态可以减少所述UAV 100的一个或多个元件对所述负载功能的干扰。转换所述UAV 100至第二状态可以将所述可变形机架组件20移出负载相机的视野从而提供一个无障碍的视角(例如，360度视角)或扩大视野。在又一实施例中，转换所述UAV 100至第二状态可以包括移动所述可变形机架组件20从而使得所述可变形机架组件20不再阻碍一个或多个类型的传感器或发射器，或减少对一个或多个类型的传感器或发射器的干扰。作为上述实施例可替代的方式或其组合，转换至第二状态可以增加连接在所述中心部10的下侧面的机械臂的有效操纵空间。通过转换状态实现所述功能空间的增加可以是如下种类的一种或多种：从所述功能空间移除障碍物，改变所述功能空间的形状，改变所述UAV 100的一部分的形状，改变所述负载的位置或朝向。在一些情境中，在第一状态中，所述负载的功能空间可能至少被所述UAV 100的一部分阻碍(例如，被所述可变形机架组件20阻碍)，而转换至第二状态后，所述阻碍可被移除。
所述可变形机架组件20的变形可以包括移动所述可变形机架组件20的一个或多个部件，例如，平移、旋转、折叠、展开、伸缩、延伸、缩进等移动。所述变形可以包括一种单一类型的移动，也可以是多种不同类型的移动。多个所述可变形机架组件20之间可以相互连接从而使得多个所述可变形机架组件20可以同时转换，多个所述可变形机架组件20之间也可以分别独立地转换。所述转换可以是转换所有可变形机架组件20，也可以是仅仅转换部分可变形机架组件20。
在一些实施例中，多个所述可变形机架组件20均枢接至所述中心部10，从而使得所述可变形机架组件20通过相对于所述中心部10的转动(可达到三轴转动)来实现转换。例如，所述可变形机架组件20可相对所述中心部10枢转至多个不同的竖直角。一个竖直角可被定义为所述可变形机架组件20的一部分相对于所述线条51所成的夹角50，如图4所示。所述可变形机架组件20可枢转至小于90度的竖直角从而使得所述远端部大概位于所述中心部10上方(下文称“在上方”，如图1所示)。在一些情境中，所述可变形机架组件20可枢转至大于90度的竖直角从而使得所述远端部大概位于所述中心部10的下方(下文称“在下方”，如图3和图4所示)。所述可变形机架组件20可枢转至90度的竖直角从而使得所述远端部大致与所述中心部10平齐。相对于所述中心部10“在上方”，“在下方”，与“平齐”可定义为相对于所述中心部10的质量中心的垂直中心处或所述中心部的垂直中心点“在上方”、“在下方”，与“平齐”(例如沿着线条51)。所述可变形机架组件20可枢转的竖直角范围为0°至180°，0°至90°，90°至180°，15°至165°，20°至160°，30°至150°，或45°至135°。所述可变形机架组件20可以转换至上述范围内的任意角度，也可以仅仅转换至所述范围内的特定角度。所述竖直角中包括一个竖直角可以使得所述可变形机架组件20支撑所述UAV 100停靠在一表面，及/或一个竖直角可以增加所连接的负载的功能空间(参如前所述)。
在一些情境中，所述远端部的位置(例如，在上方，在下方，平齐于所述中心部10)可以在不同的状态下变化，潜在地独立于如上所述的可变形机架组件20的竖直角，以使所述远端部可相对于所述中心部10位于任何状态。例如，在第一状态下，所述远端部可大致位于所述中心部10下方位置，在第二状态下，所述远端部可大致位于所述中心部10上方位置。上述远端部的位置可独立于所述可变形机架组件20的竖直角。相反地，所述可变形机架组件20可在第一状态下枢转至小于90度的竖直角，在第二状态时枢转至大于90度的竖直角。在上述状态下，所述可变形机架组件20的远端部可位于所述中心部10的上方，下方或与所述中心部10平齐，或者这几种位置的组合。在其他情况下，从第一状态转换到第二状态可能会使得所述可变形机架组件20的远端部高于所述中心部10，同时所述可变形机架组件20的竖直角可能会减小。相反地，从第一状态转换到第二状态可能使得所述可变形机架组件20的远端部低于所述中心部10，同时所述可变形机架组件20的竖直角可能增加。
而且，所述可变形机架组件20可通过相对于所述中心部10的平移(沿着三轴的平移)、折叠、展开、伸缩、延伸或缩进实现转换。例如，所述可变形机架组件20可相对于所述中心部10向上或向下滑动，或向内或向外滑动。在一些情况下，所述可变形机架组件20可包括一个或多个可伸展或缩回的伸缩元件以伸展或收缩所述可变形机架组件20的一个或多个部件的长度、宽度，及/或高度。如上所述，多个所述可变形机架组件20的转换可相互完全独立地发生。可替代地，一个或多个转换可相关联从而使得一个转换产生一个相应的第二个转换。
在一些实施例中，所述可变形机架组件20的一个或多个部件可与所述可变形机架组件的其他部件相互独立地进行转换。例如，所述远端部可独立于所述近端部进行转换，反之亦然。不同类型的转换(例如，旋转，平移，折叠，展开，伸缩，延伸或缩进)可应用于所述可变形机架组件20的不同部件。所述可变形机架组件20的不同部件可同时或依顺序地进行转换。特定状态可能需要所述可变形机架组件20的所有部分都进行转换。可替代地，特定状态下可能仅仅需要所述可变形机架组件20的部分部件进行转换。
所述UAV 100的转换可通过设置在所述UAV 100(例如，在所述中心部10上)上的一个适当的控制系统(例如，系统300)来控制。在一些实施例中，所述控制系统可自动控制所述UAV 100的转换，基于如下一项或多项：所述UAV的位置，所述UAV的朝向，所述UAV的当前状态，时间或所述UAV的传感器或负载所感测获取的数据。例如，所述UAV 100可包括一个或多个传感器用于感测所述UAV 100何时将要着陆(例如，根据位置、速率，及/或加速度)，所述控制系统可自动控制所述UAV 100转换至着陆状态。类似地，所述UAV 100可包括一个或多个传感器用于感测所述UAV 100何时到达适合航拍的高度，所述控制系统可自动控制所述UAV 100转换至飞行状态以增加负载相机的功能空间。
可替换地或其结合，所述控制系统可包括设置在所述UAV 100上的一个接收器或其他的通信模块，用于接收用户指令，例如，其他地方所描述的从一远程终端接收用户指令。通过所述接收器所接收的所述用户指令用于控制一驱动组件，所述驱动组件用于驱动所述可变形机架组件20(例如，通过一适当的驱动单元的控制，如在下文具有更详细描述的所述驱动单元11)。例如，所述指令可包括开启或关闭所述驱动单元的指令，通过所述驱动单元驱动所述作动单元(例如，以顺时针或逆时针方向旋转)的指令，或维持所述驱动组件的当前状态的指令。所述指令可致使所述UAV 100转换至某一特定状态或维持在当前状态。在一些实施例中，所述UAV 100的转换可通过发射至所述UAV的另一功能的用户指令而间接触发。例如，用于控制所述UAV 100着陆的用户指令可自动使得所述UAV 100转换到着陆状态。可选地，用于控制负载相机开始拍摄影像的用户指令可自动使得所述UAV 100转换至可增加所述相机功能空间的状态。
所述UAV 100可利用所述中心部10和所述可变形机架组件20任何适宜转换的状态。例如，所述可变形机架组件20的转换可被所述中心部10的驱动单元11通过一个合适的驱动组件(也可称为转换驱动组件)作动。所述驱动单元11和驱动组件可耦接至所述中心部10的一固定装置17上。一个单一的驱动单元和驱动组件可用来同时转换所述中心部10的所有可变形机架组件20。例如，一个单一的马达或其他合适的作动器可用来转换所述UAV 100的多个或全部机架组件20。可替代地，多个驱动单元和驱动组件可用来分别地转换每一可变形机架组件20。任何适合的驱动机构可用于所述驱动单元11，例如直流电机(例，有刷式或无刷式)，交流电机，步进电机，伺服电机，或其他类似物。所述驱动组件可采用任何适宜的驱动元件或驱动元件的组合来转换所述UAV 100。例示的适宜的驱动机构包括齿轮，转轴，滑轮，螺杆，螺母轴，皮带，电缆，轮子，轴，或其类似物。在一些实施例中，所述驱动组件可包括被所述驱动单元11驱动的一线性驱动器，所述线性驱动器相对所述驱动单元11作线性往复运动。例如，如图2所示，所述驱动组件可以是螺杆螺母传动机构，包括一螺杆13和一螺母15。所述螺母15可环绕所述螺杆13的轴设置并连接至所述螺杆13(例如，通过螺杆螺纹或过盈配合)。所述驱动单元11可固定至所述螺杆13的一端。因此，所述驱动单元11可驱动所述螺杆13旋转(例，顺时针或逆时针)，从而使得所述螺母沿着螺杆13的长度方向向上或向下移动。
可替代地或其组合，所述驱动组件可以采用涡轮传动机构，所述涡轮传动机构包括一蜗杆及一涡轮齿轮(未示出)。所述蜗杆可连接至所述涡轮齿轮，从而使得所述驱动单元11驱动所述蜗杆旋转时带动相应的涡轮齿轮的旋转。所述涡轮齿轮可连接至所述螺杆13以用于驱动所述螺杆13(例，通过所述蜗杆的内螺纹)。有利地，所述涡轮传动机构可提供更顺滑的驱动传输，提高驱动可靠性。
所述固定装置17可以是任何适宜于与所述驱动单元11和所述驱动组件相配合的结构，例如框架，半框架，或中空结构。虽然所述固定装置17在图1至图4中被描述为一个被所述螺杆13和螺母15一分为二的大概六边形的框架，但是所述固定装置17可以是任何适合的二维或三维形状。在一些实施例中，所述固定装置17包括一个上部171和一下部173，其中所述上部171连接至所述螺杆的上端部靠近所述驱动单元11，所述下部173连接至所述螺杆13的下端部远离所述驱动单元11。可选地，所述上部和下部171，173可通过任何适当的轴承(例，角面接触滚珠轴承)或旋转接头连接至所述螺杆13从而使得螺杆13能相对所述固定装置17旋转。
所述可变形机架组件20的任何适当的状态可结合上所述固定装置17、驱动单元11及驱动组件的适宜实施例。在一些实施例中，如图1～4所示，每一所述可变形机架组件20可包括一主轴21及一副轴23。可选地，所述副轴23可相对所述主轴21平行或大致平行设置。所述驱动组件可操作地连接至所述主轴21及/或副轴23，从而使得所述可变形机架组件20可在所述主轴21和/或副轴23的作动下进行转换。
在一些实施例中，所述主轴21的近端部通过一个或多个连接器27连接至所述驱动组件的螺母15。例如，两连接器27分别枢接至所述主轴21的近端部的相对两侧，并与所述螺帽15固定连接。所述连接器27可以是任何适宜的几何形状，例如曲线形或直线形。所述主轴21的近端部也可连接至所述固定装置17，例如通过一个接合点211向所述螺杆13垂直延伸。所述接合点211可枢转至所述主轴21并与所述固定装置17靠近所述驱动单元11处固定连接。相应地，所述可变形机架组件20的每一主轴21可相对所述中心部以所述接合点211为中心枢转。此外，当所述螺母15沿着所述螺杆13向上或向下移动时，相应的压力通过连接器27作用在所述主轴21上使得所述主轴21相对所述中心部10分别向上或向下枢转。
所述副轴23的近端部231可连接至所述固定装置17的下端部173(例，通过连接点175)。可选地，所述可变形机架组件20的每一副轴23的近端部231均通过连接点175互相连接。所述近端部231可枢转连接从而使得所述副轴23可相对所述中心部10枢转。
在一些实施例中，所述主轴21连接至副轴23，从而使得所述主轴21的作动(例，通过驱动组件)可带动相应的副轴23作动。主轴21和副轴23可相互直接连接或间接连接。例如，所述主轴21和副轴23可通过连接器25相互连接。所述连接器25可以是一Y字型结构，例如，其中两个上端部枢接至所述主轴21的远端部，下端部枢接至所述副轴23的远端部233。所述Y型连接器25可增加所述可变形机架组件20的稳定性。可选地，所述连接器25也可以是其他适宜连接所述主轴21和副轴23的形状，例如直线轴，曲线轴或其他类似物。在本实施例中，当所述主轴21相对所述中心部10枢转(例，如上所述，通过螺母15的作动驱动)，通过连接器25作用在副轴23上的作用力带动所述副轴也相应地枢转。
在一些实施例中，一横杆29固定至所述主轴21的远端部。所述横杆29可沿着垂直于所述主轴21及/或螺杆13的方向延伸。所述主轴21可通过适宜的连接方式连接至所述横杆29(例，在所述横杆29的中点)，所述连接方式可以是枢转连接。在一些情况下，所述连接器25通过设置在所述Y型结构的上端部上的开孔连接至所述横杆29。所述横杆29可用于固定动力装置30和支撑元件40。例如，所述动力装置30和支撑元件40可连接至所述横杆29的端部，或所述横杆29的其他任何适宜部位。
所述可变形机架组件20的元件和所述中心部10可设置成任何适宜几何形状。例如，如图3所示，所述可变形机架组件20和所述中心部10可形成一个平行四边形或近似平行四边形。在本实施例中，所述主轴21的长度(例如，从其近端部到其远端连接点)等于或大致等于所述副轴23的长度(例，从所述近端部到所述远端连接点)，所述连接器25的长度(例，从其上端部到下端部连接点)等于或大致等于所述固定装置17的长度(例，从与所述连接点211到所述连接点175)。然而，所述可变形机架组件20和所述中心部10也可以是其他几何形状。在一些情况下，所述可变形机架组件20的元件(例如，主轴21，副轴23，连接器25)和所述中心部10(例，固定装置17，螺杆13)可连接形成三角形，正方形，长方形，及其他多边形形状。所述元件可以是线性的，或其中一个或多个元件可以是曲线形的，从而形成圆形、曲面形或曲线形。
所述UAV 100可通过所述中心部10和所述可变形机架组件20的元件进行转换。在一些实施例中，假定所述UAV 100处于第一状态(例如，起飞/着陆状态)，其中所述驱动单元11是关闭的，所述螺母15位于所述螺杆13的底部靠近所述副轴23的近端部。在所述第一状态下，所述可变形机架组件20与所述中心部10之间呈向下的角度，从而使得所述支撑元件40可接触所述表面以支撑所述UAV 100。
为了使所述UAV 100转换到第二状态(例如，飞行状态)，所述驱动单元11可被开启以驱动所述螺杆13沿第一方向转动(例，顺时针方向)。接着，所述螺母15朝着所述驱动单元11沿着所述螺杆13向上移动，从而通过所述连接器27传送一向上的作用力于所述主轴21，使得所述主轴向上枢转。如上所述，主轴21与副轴23通过连接器25连接，所述副轴也跟着向上枢转，所述可变形机架组件20的竖直角相对于所述中心部10的也跟着变化。当所述螺母15到达所述螺杆13的最高位置，所述螺母15停止移动，从而维持所述UAV 100在所述第二状态，在该第二状态下，所述可变形机架组件20相对所述中心部10呈向上的角度。
在第二状态下，所述可变形机架组件20向上的倾角增加所述中心部10下方空间，因此，如前所述，所述第二状态可增加位于所述中心部10下方的负载的功能空间。
为使所述UAV 100转换至所述第一状态，所述驱动装置11可用来驱动所述螺杆13沿着相反的方向转动(例，逆时针方向)，从而使得所述螺母15沿着远离所述驱动装置11的方向向下运动。从而，一个向下的作用力通过连接器27作用在所述主轴21上，接着通过连接器25传递到所述副轴23上。接着，所述可变形机架组件20相对所述中心部10向下枢转以支撑所述UAV 100于一表面。
图5～10示出了另一种实施例之可变形UAV 100a。所述UAV 100a的设计原理与所述UAV 100的基本相同，所有UAV 100a包括的未在此详细说明的元件可推定为与所述UAV 100的相同。所述UAV 100a不同于所述UAV 100的地方主要在于所述固定装置17的结构及主、副轴21a、23a的排配。
在一些实施例中，所述UAV 100a的固定装置17a呈五边形，所述五边形包括一第一边171a，一第二边173a，一第三边175a，一第四边177a，及一第五边179a。所述第一边171a可垂直于所述第二边173a并与所述螺杆17的下端部相连。所述第三边175a可垂直于所述第二边173a并与所述螺杆13的上端部相连。所述第四边177a可与所述第五边179a呈钝角，所述第五边179a可与所述第一边171a呈钝角。所述第三边175a上形成有一延伸部18，例如，沿着平行于所述第一边171a的方向延伸。所述延伸部18包括多个接口(例，卡接口)。所述接口可用于可插拔地连接一负载(例，相机或机械臂)或一电池。
在一些实施例中，所述UAV 100a包括一对可变形机架组件，每一可变形机架组件包括一主轴21a和一副轴23a。每一主轴21a的近端部可与驱动组件和固定装置17a连接，类同于所述UAV 100的结构。所述副轴23b的近端部231a可连接至所述固定装置17a，并在所述固定装置17a的连接点相互连接。虽然所述连接点172在图6中显示的是设置在所述第一边171a和第二边173a的交汇处，但是所述连接点172还可以设置在所述固定装置17a的其他任何适宜的部位上。
所述主轴21a和副轴23a可通过连接器25a相互连接。与所述UAV 100的实施例类似，所述连接器25a可以枢接至一横杆以用于装配动力装置和支撑元件。在本实施例中，所述主轴21a的远端部连接至所述连接器25a的上端部，所述副轴23a的远端部233a连接至所述连接器的下端部251。所述下端部251可偏离所述连接器25a的中心线设置，例如，设置在所述连接器25a的角落，以使得所述副轴23a的远端部偏离至所述主轴21a的远端部的一侧。在一些情况下，所述远端部233a位于所述主轴21a的一侧，所述近端部231a设置在相背的一侧，从而使得所述主轴21a和副轴23a相互水平倾斜。所述主轴21a和副轴23a可平行于一竖直平面(例，如图7和图10所示)。所述倾斜设置降低了所述主轴21a和23a之间的垂直距离，从而使得所述UAV 100a更紧凑。
与所述UAV 100类似，所述UVA100a的所述可变形机架组件和所述中心部可形成一平行四边形或类似平行四边形。在本实施例中，所述主轴21a的长度(例，从近端部到远端部之间测量)等于或大致等于所述副轴23a的长度(例，从所述远端部和近端部之间测量)，所述连接器25a的长度(例，从上端部到下端部之间测量)等于或大致等于所述固定装置17a的长度(例，从其与所述主轴21a的连接处至所述连接点172之间测量)。但是，如前所述，其他适宜的形状和尺寸也是可适用的。
所述UAV 100a可以类同于所述UAV 100的方式进行转换，任何在此处没做详细描述的转换实施例可推定为与所述UAV 100相同。简而言之，所述UAV 100a的驱动组件可作动所述主轴21a和副轴23a相对所述中心部形成向上(例，图5、图7所示)或向下的角度(例，图8-10所示)。所述向上的状态可用来增加连接至所述UAV的负载的功能空间，同时，所述向下的状态可用于为停靠在一表面的所述UAV 100a提供支撑。
图11-14示出了另一实施例的可变形UAV 100b。所述UAV 100b的设计原理与所述UAV 100基本相同，在此处没做详细说明的任何UAV 100b的元件都可推定为与所述UAV 100相同。所述UAV 100b不同于所述UAV 100的地方主要在于所述固定装置17b的结构和主、副轴21b，23b的排配。特别地，所述UAV 100b的每一可变形机架组件包括主轴21b和两副轴23b，从而能形成一三角形或类似三角形。
在一些实施例中，所述固定装置17b可形成一近似矩形框架，所述近似矩形框架包括一上边171b，一下边173b，两相对的侧边175b。每一所述主轴21b的近端部可枢接至所述固定装置17b，并在所述上边171b上相互连接(例，在接合点177b)。如前对UAV 100的描述，所述近端部也可通过一个或多个连接器连接至设置在所述固定装置17b内的一驱动组件。
所述副轴23b的近端部231b可分别枢接至所述固定装置17b的任意适宜部位，例如，枢接在所述固定装置17b上的所述底边173b用于连接所述两侧边175b的两端点之间的接合点179b。在一些实施例中，每一所述两副轴23b的近端部231b对称地设置在所述相对应的主轴21b的近端部的两相对设置的边上。
每一主轴21b通过连接器25b及横杆29连接至对应的一对副轴23b，所述连接器25b可以为近似矩形，所述连接器25b的长度和宽度比相对应的固定装置的长度和宽度小。所述连接器25b可包括一底边251b和两平行的相对侧边253b。所述侧边253b可沿着垂直于所述底边251b的方向向上延伸。所述连接器25b可枢接至所述横杆29并穿过所述环255b至所述侧边253b的上端部。所述主轴21b的远端部可枢接至所述横杆29，例如，通过铰链291装配在所述横杆29上两环255b之间。所述副轴23b的远端部233b可分别枢接至所述底边251b的两端。在一些实施例中，每一所述两副轴23b的远端部233b对称地设置在相对应的主轴21b的远端部的两相对设置的侧边上。所述底边251b的长度可小于所述底边173b的长度，从而使得所述远端部233b之间的间隔小于所述近端部231b之间的间隔。可替代地，所述长度可相等或大致相等，从而使得所述副轴23b的远端部之间的间隔等于或近似等于近端部之间的间隔。
所述横杆29可用于装配动力装置及/或支撑元件。在一些实施例中，所述横杆29可平行于所述连接器25b的底边251b。可选地，所述横杆29下方可设置一加强横杆293，所述加强横杆293与所述横杆29平行，并穿过所述连接器25b的两侧边253b。所述加强横杆293的端部连接至装配在所述横杆29两相对端的动力装置，从而增强所述动力装置的稳定性和支撑。
类似于所述UAV 100，所述UAV 100b的所述可变形机架组件和所述中心部可形成一平行四边形或类似平行四边形。在本实施例中，所述主轴21b的长度(例，从其近端部到远端部之间测量)等于或大致等于所述副轴23b的长度(例，从其近端部到远端部之间测量)，所述连接器25b的长度等于或大致等于所述固定装置17的长度(例，从连接点177b到179b之间测量)。但是，如前所述，其他适宜的形状和尺寸也是可适用的。
所述UAV 100b可以以所述UAV 100相似的方式进行变形，任何在此处没有做详细说明的有关变形的内容都可推定为与所述UAV 100相同。简而言之，所述UAV 100b的动力装置可致动所述主、副轴21b、23b相对所述中心部形成向上或向下的角度。所述向上的状态可用于增加所连接的负载的功能空间，所述向下的状态可用于为停靠在以表面的UAV 100a提供支撑(例，如图11、13和14所示)。
本处所述的可变形飞行器的任何适宜元件可与其他实施例中的适宜元件之间进行组合或替换。本处所述可变形飞行器的元件可以是弹性的或刚性的，并可采用任何适当的材料或材料的组合进行制造。所述适当的材料可包括金属(例，不锈钢，铝)，塑料(例，聚苯乙烯，聚丙烯)，木材，复合材料(例，碳素纤维)，及其类似物。所述可变形飞行器的材料可基于如下一个或多个因素进行选择：强度、重量、耐用性、硬度、成本、工艺特性，及其他材料属性。本处所述元件之间的连接包括过盈配合、间隙配合、过渡配合，及其适宜的组合。枢接可包括滚珠轴承，铰链，及其他适宜的转动连接方式。固定连接可利用一个或多个紧固件，例如钉子、螺丝、螺钉、夹子、绑带，及其类似物。在一些实施例中，所述材料及连接可用于加强稳定性及减小所述可变形飞行器在飞行中的震动。
本处所描述的所述系统、装置及方法可应用至各种移动装置上。如前所述，所述飞行器的任何描述皆可应用于所述移动装置。本发明所述的移动装置可在任何适宜的环境中移动，例如在空气中(例，固定翼飞机或旋翼飞机)，在水里(例，轮船或潜水艇)，在地面上(例，摩托车或火车)，在地下(例，地铁)，在太空中(例，航天飞机，卫星或探测器)，或者上述环境的组合。所述移动装置可在上述环境中相对六个自由度(例，三个平移自由度及三个旋转自由度)自由地移动。可替代地，所述移动装置的移动可限制在一个或多个自由维度，例如，依给定路线，轨道或导向等。所述移动可被任何适宜的驱动机构作动，例如引擎或马达。所述移动装置的驱动机构可通过任何适宜的能量源驱动，例如，电能、磁能、太阳能、风能、重力能、化学能、核能，或上述能源的任意适当组合。
在一些情况下，所述移动装置可以是一交通工具。除了飞行器外，任何适宜的交通工具可包括水上交通工具、太空交通工具或地面交通工具。本处所述系统、装置及方法可用于任何可升起或降落于一表面(例如，水下平面，如海底；地球外的表面，如行星)。所述交通工具可以是机动式，例如在空中、水面上或水里、在太空、地面上或地面下机动式。机动式交通工具可采用推进系统，例如包括一个或多个引擎、马达、车轮、轴、磁性物、旋翼、螺旋桨、叶片、喷嘴，及上述几种任意适合的组合的推进系统。
本发明所述的飞行器可包括固定翼飞行器(例如，飞机，滑翔器)，旋翼飞行器(例，直升机，旋翼飞机)，同时具有固定翼和旋翼的飞行器，或既没有固定翼也没有旋翼的飞行器(例如，小型飞船，热气球)。所述飞行器能在所述环境中六个自由度(例，三个平移自由度及三个旋转自由度)自由移动。可替代地，所述飞行器的移动可被限制在一个或多个自由度，例如依照指定的路线或轨道。所述移动可被任意适合的驱动机构驱动，例如引擎或电机。在一些实施例中，所述飞行器可以是机动式飞行器。机动式飞行器可被如前所述的推进系统所驱动。所述推进系统可用来使得所述飞行器飞离一表面、降落于一表面、维持其当前位置及/或导向(例，悬停)、改变导向，及/或改变位置。
例如，所述推进系统可包括一个或多个旋翼(前文将“rotor”翻译成了“旋翼”)。每一旋翼可包括固定至中心轴的一个或多个叶片(例，一个、两个、三个、四个、或更多个叶片)。所述叶片可相对所述中心轴对称地或非对称地设置。所述叶片可随着所述中心轴的旋转而转动，所述中心轴的旋转可被任何适宜的电机或引擎驱动。所述叶片可顺时针或逆时针旋转。所述旋翼可为一水平旋翼(可指代为具有水平的旋转面的旋翼)，一垂直导向旋翼(可指代为具有竖直旋转面的旋翼)，或倾斜在所述水平和竖直位置之间的中间角度。在一些实施例中，水平导向旋翼可旋转以提升所述飞行器。垂直导向的旋翼可旋转以提供推力至所述飞行器。导向在所述水平和垂直位置之间的中间角度的旋翼可旋转以同时提供提升力及推力至所述飞行器。一个或多个旋翼可用于提供一抵消其他旋翼旋转所产生的扭矩的力矩。
所述飞行器可被用户远程控制或被飞行器上/或内的使用者本地控制。在一些实施例中，所述飞行器为UAV。所述UAV可以是无人操控的。所述飞行器可被人或自动控制系统所控制(例，一电脑控制系统)，或其他任何适宜的组合控制方式。所述飞行器可为自动控制的或半自动控制的机器人，例如具人工智能的机器人。
所述飞行器可具有任何适宜的尺寸或规模。在一些实施例中，所述飞行器可为具有人操控空间的大小或尺寸。可替代地，所述飞行器的尺寸或规模也可小于所述具有人操控空间的飞行器。所述飞行器可为可适宜人提升或携带的飞行器尺寸或规模。可替代地，所述飞行器的尺寸或规模也可大于所述可适宜人提升或携带的飞行器尺寸或规模。在一些情况下，所述飞行器可具有最大不超过约：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m，或10m。所述最大尺寸可大于或等于约：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m，或10m。例如，所述飞行器的相对旋翼的转轴之间的距离可小于或等于约：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m，或10m。可替代地，所述相对旋翼的转轴之间的距离可大于或等于约：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m，或10m。
在一些实施例中，所述飞行器可具有小于100cm x 100cm x 100cm、小于50cm x 50cm x 30cm的体积。所述飞行器的总体积可小于或等于约：1cm3、2cm3、5cm3、10cm3、20cm3、30cm3、40cm3、50cm3、60cm3、70cm3、80cm3、90cm3、100cm3、150cm3、200cm3、300cm3、500cm3、750cm3、1000cm3、5000cm3、10,000cm3、100,000cm3、1m3、或10m3。相反地，所述飞行器的总体积也可以大于或等于约1cm3、2cm3、5cm3、10cm3、20cm3、30cm3、40cm3、50cm3、60cm3、70cm3、80cm3、90cm3、100cm3、150cm3、200cm3、300cm3、500cm3、750cm3、1000cm3、5000cm3、10,000cm3、100,000cm3、1m3、或10m3。
在一些实施例中，所述飞行器占地面积(指代为所述飞行器的横截面积)小于后等于约：32,000cm2、20,000cm2、10,000cm2、1,000cm2、500cm2、100cm2、50cm2、10cm2、或5cm2。相反地，所述飞行器的占地面积也可以大于后等于约：32,000cm2、20,000cm2、10,000cm2、1,000cm2、500cm2、100cm2、50cm2、10cm2、或5cm2。
在一些情况下，所述飞行器重量可不超过1000kg。所述飞行器的重量可小于或等于约：1000kg、750kg、500kg、200kg、150kg、100kg、80kg、70kg、60kg、50kg、45kg、40kg、35kg、30kg、25kg、20kg、15kg、12kg、10kg、9kg、8kg、7kg、6kg、5kg、4kg、3kg、2kg、1kg、0.5kg、0.1kg、0.05kg，或0.01kg。相反地，所述飞行器的重量可大于或等于约：1000kg、750kg、500kg、200kg、150kg、100kg、80kg、70kg、60kg、50kg、45kg、40kg、35kg、30kg、25kg、20kg、15kg、12kg、10kg、9kg、8kg、7kg、6kg、5kg、4kg、3kg、2kg、1kg、0.5kg、0.1kg、0.05kg，或0.01kg。
在一些实施例中，所述飞行器可小于所述飞行器搭载的负载。所述负载可包括一负载及/或载体，下面将会更进一步详细说明。在一些实施例中，所述飞行器的重量与所述负载的重量比率可大于、小于或等于约1:1。可选地，所述载体的重量与所述负载的重量比可大于、小于、或等于1:1。所述飞行器的重量与所述负载的重量比率可根据需要设置为小于或等于：1:2、1:3、1:4、1:5、1:10，甚至更小。相反地，所述飞行器的重量与所述负载的重量比率也可大于或等于2:1、3:1、4:1、5:1、10:1，甚至更大。
在一些实施例中，所述飞行器可具有低能耗特性。例如，所述飞行器可使用少于约：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h，或更低。在一些情况下，所述飞行器的载体也具备低能耗特性。例如，所述载体能耗可低于约：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h，或更低。可选地，所述飞行器的负载也具有低能耗特性，例如少于约：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h，或更低。
在一些实施例中，所述飞行器可搭载负载。所述负载可包括乘客、货物、设备、仪器，及其类似物中的一个或多个。所述负载可以容纳在一腔体中。所述腔体可独立于所述容纳所述飞行器的腔体，或为容纳所述飞行器的腔体的一部分。可替代地，所述负载可容纳在一腔体内而所述飞行器不需要容纳腔。可替代地，所述负载的部分或全部可被容纳在所述腔体内。所述负载可刚性固定在所述飞行器上。可选地，所述负载可相对所述飞行器移动(例，相对所述飞行器平移或旋转)。
在一些实施例中，所述负载可用于执行一些操作或功能。可替代地，所述负载可以是用于执行一操作或功能的负载，也称为功能性负载。例如，所述负载可包括一个或多个监控一个或多个目标的传感器。所述负载可包括任何适宜的传感器，例如，影像获取装置(例，相机)，音频获取装置(例，抛物线麦克风)，红外线成像装置，或紫外线成像装置。所述传感器可提供静态感测数据(例，照片)或动态感测数据(例，视频)。在一些实施例中，所述传感器提供所述负载的感测目标的感测数据。可替代地或其组合，所述负载可包括用于提供一个或多个目标的信号的一个或多个发射器。任何适宜的发射器皆可被采用，例如，照明源或声源。在一些实施例中，所述负载包括一个或多个收发器，例如，与远离所述飞行器的模块通信的收发器。可选地，所述负载可与所述环境或目标交互。例如，所述负载可包括能操控所述对象的一个工具、仪器或机构，例如，机械臂。
可选地，所述负载可包括一个载体。所述载体可用于承载所述负载，所述负载可通过所述载体直接(例，直接接触所述飞行器)或间接(例如，不接触所述飞行器)连接至所述飞行器。相反地，所述负载可不需要载体而装配在所述飞行器上。所述负载可与所述载体一体成型。可替代地，所述负载可插拔地连接至所述载体。在一些实施例中，所述负载可包括一个或多个负载元件，如上所述，所述一个或多个负载元件可相对所述飞行器及/或载体移动。
所述载体可与所述飞行器一体成型。可替代地，所述载体可插拔第连接至所述飞行器。所述载体可直接或间接地连接至所述飞行器。所述载体可为所述负载提供支撑(例，承载至少部分所述负载重量)。所述载体可包括能稳定及/或导向所述负载的移动的一适宜的装配结构(例，云台)。在一些实施例中，所述载体可用于控制所述负载相对于所述飞行器的状态(例，位置及/或导向)。例如，所述载体可相对所述飞行器移动(例，一维、二维或三维平移自由度及/或一维、二维或三维旋转自由度)，从而使得所述负载能不管所述飞行器的移动而相对一适宜的参照框架维持其位置及/或导向。所述参照框架可以是一固定参照框架(例，周边环境)。可替代地，所述参照框架可以是以移动参照框架(例，所述飞行器，负载目标)。
在一些实施例中，所述载体可允许所述负载相对所述载体及/或飞行器移动。所述移动可以是相对三维自由度平移(例，沿着一个、两个或三个轴)或相对三维自由度旋转(例，沿着一维、两维或三维)，或者上述任意适宜的结合。
在一些情况下，所述载体可包括一个载体框装置及一载体驱动组件。所述载体框装置可为所述负载提供结构支撑。所述载体框装置可包括独立的载体框元件，其中的一些元件可相对另外一些元件移动。所述载体驱动组件可包括能作动各独立载体框元件移动的一个或多个驱动器(例如，电机)。所述驱动器可允许大部分的载体框元件同时地移动，或同一时间内仅允许单一的载体框元件移动。所述载体框元件的移动可使得所述负载相应的移动。例如，所述载体驱动组件可作动一个或多个载体框元件相对一个或多个旋转轴(例，滚动轴，俯仰轴，偏移轴)旋转。所述一个或多个载体框元件的旋转可使得负载相对所述飞行器相对于一个或多个旋转轴旋转。可替代地或其结合，所述负载驱动组件可作动一个或多个载体框元件沿着一个或多个平移轴平移，从而使得所述负载相对于所述飞行器沿着一个或多个相对应的轴平移。
在一些实施例中，所述飞行器、载体和负载相对于一固定参照框(例，周边环境)及/或相互之间的移动可被一终端控制。所述终端可以是远离所述飞行器、载体及/或负载的一远程控制装置。所述终端可设置或固定在一支撑平台上。可替代地，所述终端可为手持式或穿戴式。例如，所述终端可包括一智能手机、平板电脑、笔记本电脑、计算机、眼镜、手套、头盔、麦克风或其适宜的组合。所述终端可包括一用户接口，例如键盘、鼠标、操纵杆、触摸屏或显示器。任何适宜的用户输入可用于与所述终端交互，例如手动输入指令、声音控制、手势控制、或方位控制(例，通过移动、定位或倾斜所述终端)。
所述终端可用于控制所述飞行器、载体及/或负载的任何适宜的状态。例如，所述终端可用于控制所述飞行器、载体及/或负载相对于一固定参照框及/或相对彼此之间的位置及/或朝向。在一些实施例中，所述终端可用于控制所述飞行器、载体及/或负载的各独立元件，例如所述载体的驱动组件，所述负载的传感器，或所述负载的发射器。所述终端可包括用于与飞行器、载体或负载中的一个或多个通信的一无线通信装置。
所述终端可包括用于观看所述飞行器、载体及/或负载的信息的一适宜的显示单元。例如，所述终端可用于显示所述飞行器、载体及/或负载的位置、平移速率、平移加速度、导向、角速度、角加速度或任意适合的组合信息。在一些实施例中，所述终端可显示所述负载提供的信息，例如一负载提供的信息(例，相机或其他影像获取装置记录的影像)。
图15示出了本发明实施例的一飞行器200包括一载体202及一负载204。可替代地，所述负载204可不需要载体202而装配在所述飞行器200上。所述飞行器200可包括动力机构206，一感测系统208，及一收发器210。如前所述，所述动力机构206可包括旋翼、螺旋桨、叶片、引擎、电机、轮组、轴、磁铁或喷嘴中的一个或多个。所述飞行器可包括一个或多个、两个或多个、三个或多个、四个或多个动力机构。所述动力机构可为相同的类型。可替代地，所述一个或多个动力机构可为不同类型的动力机构。在一些实施例中，所述动力机构206可使得所述飞行器200垂直地从一表面起飞或垂直地着陆于一表面，而不需要所述飞行器做任何的水平移动(例，不需要在跑道上滑行)。可选地，所述动力机构206可用于操作以使得所述飞行器200在指定的位置和方位上空悬停。
例如，所述飞行器200可包括为飞行器提供提升力及推力的多个水平导向的旋翼。所述多个水平导向的旋翼可被作动以提供垂直起飞、垂直着陆、悬停能力至所述飞行器200。在一些实施例中，一个或多个水平导向的旋翼可顺时针旋转，同时一个或多个水平旋翼可逆时针旋转。例如，顺时针旋转的旋翼的数量可等于逆时针旋转的旋翼。每一水平导向旋翼的转速可独立地变化以控制所述旋翼产生的提升力及/或推力，从而调整所述飞行器200的空间方位、速率，及/或加速度(例，相对于三维平移自由度和三维旋转自由度)。
所述感测系统208可包括一个或多个传感器，所述一个或多个传感器可感测所述飞行器200的空间方位、速率及/或加速度(例，相对三维平移自由度和三维旋转自由度)。所述一个或多个传感器可包括全球定位系统(GPS)传感器、移动传感器、惯性传感器、近距离传感器或影像传感器。所述感测系统28所感测的数据可用于控制所述飞行器的空间方位、速率，及/或方向(例，用如下所述的一适宜的处理单元及/或控制模块)。可替代地，所述感测系统208可用于提供关于所述飞行器的周边环境的信息，例如天气状况、与潜在障碍的接近距离、地理特征的位置、人工结构的位置及其类似物。
所述收发器210可与具有收发器214的终端212通过无线信号216进行通信。在一些实施例中，所述通信包括双向通信，所述终端212提供控制指令至所述飞行器200、载体202、及负载204中的一个或多个，从所述飞行器200、载体202、及负载204中的一个或多个接收信息(例，所述飞行器、载体或负载的位置及/或移动信息；所述负载感测的数据，例如负载相机感测的影像数据)。在一些情况下，来自所述终端的控制指令可包括所述飞行器、载体及/或负载的相对位置、移动、作动或控制。例如，所述控制指令可改变所述飞行器的位置及/或方向(例，通过控制所述动力机构206)，或使得所述负载相对所述飞行器移动(例，通过控制所述载体202)。来自所述终端的控制指令可控制所述负载，例如控制相机或其他影像获取装置的操作(例，获取静态或动态图像，推近或推远镜头，开启或关闭，切换影像模式，改变影像解析度，调焦，改变景深，改变曝光时间，改变视角或视野)。在一些情况下，来自所述飞行器、载体及/或负载的通信信息可包括来自一个或多个传感器的信息(例，来自感测系统208或负载204)。所述通信可包括一个或多个不同类型的传感器所感测的信息(例，GPS传感器、移动传感器、惯性传感器、近距离传感器或影像传感器)。所述信息可为关于所述飞行器、载体及/或负载的方位(例，位置，方向)、移动或加速度的信息。所述来源于负载的信息可包括所述负载感测的数据或所感测的所述负载的状态。所述终端212提供并传输的所述控制指令可用于控制所述飞行器200、载体202或负载204中的一个或多个的状态。可选择地或组合地，所述载体202和负载204也可分别各包括与所述终端212通信的一收发器，从而使得所述终端可分别独立地与所述飞行器200、载体202及负载204进行通信及控制。
图16为本发明实施例之用于控制飞行器的系统300的模块示意图。所述系统300可结合所述的任何适宜的实施例的所述系统、装置及方法使用。所述系统300可包括一感测模块302、一处理单元304，一非易失性计算机可读介质306、控制模块308及通信模块310。
所述感测模块302可采用能以各种不同方式采集有关于所述飞行器的信息的各种类型的传感器。各种不同类型的传感器可感测不同类型的信号或不同来源的信号。例如，所述传感器可包括惯性传感器、GPS传感器、近距离传感器(例，激光传感器)，或视觉/影像传感器(例，相机)。所述感测模块302可操控地连接至包括有多个处理器的一处理单元304。在一些实施例中，所述感测模块可操控地连接至一传输模块312(例，一Wi-Fi影像传输模块)，所述传输模块可用于直接传输感测数据至一适宜的外部装置或系统。例如，所述传输模块312可用于传输所述感测模块302的相机所感测的影像至一远程终端。
所述处理单元304可包括一个或多个处理器，例如一可编程处理器(例，一中央处理器(CPU)。所述处理单元304可操控地连接至一非易失性计算机可读介质306。所以非易失性计算机可读介质306可存储逻辑、代码及/或可被所述处理单元304执行的一个或多个步骤的程式指令。所述非易失性计算机可读介质可包括一个或多个存储单元(例，可移除式介质或类似SD卡或随机存储器(RAM)的外部存储器)。在一些实施例中，来自所述感测模块302的数据可直接被传输至并保存在所述非易失性计算机可读介质306的存储单元中。所述非易失性计算机可读介质306的存储单元可存储逻辑、代码及/或可被所述处理单元304执行的本处所述任何适宜的实施例的方法的程式指令。例如，所述处理单元304可用于执行指令使得所述处理单元304的一个或多个处理器分析所述感测模块产生的感测数据。所述存储单元可存储即将被所述处理单元304分析的所述感测模块的感测数据。在一些实施例中，所述非易失性计算机可读介质306的存储单元可用于存储所述处理单元304产生的处理结果。
在一些实施例中，所述处理单元304可用于连接至一控制模块308，所述控制模块用于控制所述飞行器的状态。例如，所述控制模块308可用于控制所述飞行器的所述动力机构以调整所述移动物体六维自由度的所述方位、速率及/或加速度。可选择地或其组合，所述控制模块308可控制载体、负载或感测模块的状态中的一个或多个。
所述处理单元304可操控地连接至一通信模块310，所述通信模块310用于传输及/或接收来自于一个或多个外部装置(例，一终端，显示装置，或其他远程控制器)的数据。任何适宜的通信方式可采用，例如有线通信或无线通信。例如，所述通信模块310可利用局域网(LAN)、广域网(WAN)、红外线、射频、WiFi，点对点(P2P)网络、电信网络、云通信及其他类似通信网络中的一个或多个。可选地，中继台，如塔、卫星或移动工作站等可被采用。无线通信可为基于距离的也可为与距离无关的。在一些实施例中，通信需要可视也可不需要可视。所述通信模块310可传输及/或接收所述感测系统所感测数据、所述处理单元304所产生的处理结果、预定的控制数据、来自终端或远程控制器的用户指令，及其类似数据中的一个或多个。
所述系统300的元件可以任何形式排配。例如，所述系统300的一个或多个元件可位于所述飞行器、载体、负载、终端、感测系统或与上述中的一个或多个进行通信的附加的外部设备上。此外，虽然图16中所示出的是单个处理单元304和单个非易失性计算机可读介质306，但是本领域所属技术人员应该可以预见这不是为了限制，且所述系统300可包括多个处理器单元及/或非易失性计算机可读介质。在一些实施例中，所述多个处理器单元及/或非易失性计算机可读介质中的一个或多个可位于不同的地点，如在移动装置、载体、负载、终端、感测模块、与上述中的一个或多个进行通信的附加的外部设备上，或上述适宜的组合。例如被所述系统300所执行的任何处理及/或存储功能可发生在上述提到的地点中的一个或多个。
本发明的较佳实施例已经在此描述，但很显然对于本领域所属技术人员来说本处所描述的实施例仅为了示例说明。本领域所属技术人员可以所述实施例进行更多的各种变形、改变或替换，都不偏离本发明。可以理解的是，所述本发明的实施例的各种替代方式皆可以用于实现本发明。下述权利要求界定了本发明的范围，所述权利要求范围内的方法及结构及其等同物皆可被涵盖在本发明的范围内。