带有同步传感器网络的无人驾驶飞机的制作方法

相关应用

本申请要求于2017年6月1日提交的标题为“带有同步传感器网络的无人驾驶飞机”的美国临时专利申请号为62/513,675的优先权，其全部内容通过引用并入本文。

本公开涉及飞机，并且特别地，涉及用于自动控制和/或远程控制重心转移控制的柔性机翼飞机的系统。

背景技术：

由于电子技术的进步，无人驾驶飞机(uav)现在具有多种形状、尺寸和配置，并已用于许多军事和民用应用，包括监视、战斗和货运。uav可以在地面操作人员的直接或间接控制下，通过无线电或卫星链路在操作员的视线内或视线外飞行。飞机可以由一个或多个旋翼提供动力并被引导，并且能够垂直起飞和降落。其他无人机可能具有固定的、刚性的机翼，该机翼上装有控制表面，可以与喷气发动机或推进器一起保持在高空并保持机动。这些uav可能具有允许进行三轴控制的尾翼和方向舵，或者可能是无舵的并且在两轴控制的基础上起作用。用于uav的各种设计在本领域中是已知的，包括柔性翼型uav(wo1610/100374a1)。控制uav的各种方法在本领域中也是已知的，包括用于与自主uav通信的方法(us782316b2)、模块化uav包裹空中输送(us9348333b1)、用于延长飞行时间的uav配置(us16116129998a1)等等。

在地面操作员的直接控制下(无论在视线之内还是视线之外)的无人机通常需要计算机化的飞行控制器，该控制器仅需要能够将来自地面控制台的输入转换为飞机控制面的适当移动以引导飞机沿着期望的飞行路径。在没有地面操作员直接输入的情况下运行的无人机需要飞行控制器，该控制器可以将飞机自动引导到预定的目的地，并考虑到障碍物、飞机和环境条件(例如可能会影响飞机性能和飞机任务成功的天气)的状况和行为，向机械、制导和致动系统发出适当的命令，并接受对致动系统正确运动以及由此产生的飞行路径和飞机行为的确认。

但是，现有的无人机可能没有执行某些苛刻任务或操作所需的灵活性。需要制造和操作成本低廉且能够执行多种任务的uav。

技术实现要素：

我们在本文中公开了一种使用传感器、电子设备、机械控制器和有效载荷系统的组合的用于uav的系统和方法，其适合于先前未被用作自主uav的特定类型的飞机。

更具体地，我们在本说明书中公开了一种飞机，其包括：从飞机的左舷延伸至右舷的连续机翼组件，该机翼组件包括机翼主体，该机翼主体至少部分地是柔性的，从而至少部分地通过机翼组件的弯曲部分来实现飞机的控制；通过机翼/机身接头结构附接到机翼组件的机身，所述机身接头结构构造成允许所述机身相对于机翼结构的至少两个相互正交的旋转轴旋转，用于对飞行信息和飞机控制指令进行编程的控制系统；响应于所述控制系统的多个致动器，用于响应于来自控制系统的指令使机身相对于机翼组件绕所述两个旋转轴线旋转，并使机翼组件弯曲以控制飞机的飞行。

我们进一步公开了一种自主控制飞机的方法，该飞机包括柔性机翼和通过接头连接到机翼的机身，该接头允许机身相对于机翼绕两个正交的相对水平轴旋转。在最广泛的方面，该方法包括：

a)从多个传感器获取数据；

b)将所述数据传输到控制器；

c)在控制器内将所述数据处理成飞机控制信息；和

d)将所述飞机控制信息从控制器传输到响应于所述控制信息的飞机控制致动器，其中，致动器通过它们中的一个或多个使机身相对于机翼绕至少一个水平轴和/或通过使机翼变形或弯曲来控制飞机，其中所述旋转和机翼弯曲控制飞机飞行。

在一些实施例中，该方法包括将所述传感器数据和飞机控制信息传输到地面人员以跟踪飞机、执行历史或维护相关的分析和/或响应于外部事件而超控控制器。

本文中的方向性参考，例如“垂直”、“水平”等，仅为了便于描述而使用，并且无意限制本发明的范围，显而易见的是，本文描述的部件可以在任何方向上定向。此外，这里仅以示例的方式给出了具体的尺寸、材料、制造方法等，而无意于限制本发明的范围。

附图说明

现在将参考附图通过示例的方式来描述实施例，在附图中，相同的附图标记可用于指示相似的特征，并且其中：

图1是飞机的一个实施例的后透视图。

图2a是图1的飞机的前透视图。

图2b是图1的飞机的前透视图，其中货舱处于打开位置。

图3是根据第一实施例的飞机机翼的俯视透视图。

图4是机翼的前透视图，示出了外机翼的左舷和右舷柔性。

图5是机翼的侧面透视图，示出了机翼主体的后缘柔性。

图6分别显示了机翼的俯视图和前透视图，示出了机翼的柔性。

图7分别显示了机翼的俯视图和后部透视图，示出了机翼的内部结构。

图8是机身接头组件的透视图。

图9是机身旋转致动系统的侧面透视图。

图10是图9的机身旋转致动系统的前透视图。

图11是图9的机身旋转致动系统的侧面透视图。

图12a是示例性翼尖致动器的侧面透视图；

图12b是图12a的翼尖致动器的透视图。

图13a是安装在机翼上的图12a的翼尖致动器的透视图。

图13b是根据实施例的翼尖致动器的透视图。

图13c是根据实施例的处于分解状态的翼尖致动器的透视图；

图13d是图13b的翼尖致动器在组装状态下的透视图。

图14是示例性机翼后缘致动器的透视图；

图15是根据第一实施例的uav飞行控制系统的示意图。

图16是示出根据示例实施例的uav飞行控制系统中的数据流的示意图。

图17是图15的主传感器网络的框图。

图18是飞行控制系统的操作的框图。

图19是飞行控制系统的操作的框图。

图20是根据示例实施例的飞行控制系统的操作的框图。

图21是飞行控制逻辑流程图。

图22是控制飞机的方法的流程图。

图23是在各个飞行阶段期间致动系统偏好例程的示意图。

图24是根据第二实施例的飞机的透视图。

图25是图24的飞机的货舱的透视图。

图26是图24的飞机的货舱的一部分的透视图。

图27是根据第三实施例的飞机的侧面透视图。

图28是图27的飞机的俯视透视图。

图29a是根据第四实施例的飞机的前透视图；

图29b是图29a的飞机的侧面透视图。

图30是示例性轴致动器的透视图。

图31a是飞机的实施例的发动机和一部分框架的透视图。

图31b是图31a的框架的一部分的透视图。

图32是示出了一部分框架中的飞机的实施例的透视图。

图33是图8的机身接头组件的第二实施例的透视图。

具体实施方式

定义：

“柔性翼飞机”是指：具有响应于某些飞行条件改变形状的机翼的飞机以影响飞机空气动力学控制的方式。

“自主”是指：在大部分或全部任务期间，只需很少的人工干预或无需人工干预，即可在计算机的指导下执行计划和编程的任务；即能够对与计划任务的完成有关的信息进行感知、解释并采取行动。

“半自主”是指：能够接受和解释来自人类操作员的部分、最小或不频繁的命令输入，并能够解释这些相对简单的输入以控制飞机的功能并根据预先指定的参数成功完成任务。当自主性较困难时，在任务的某些部分中，此类人工干预可能会更加频繁。

“重心转移控制”是指：a)可以通过将飞机的质心相对于飞机机翼左向右移动(或相反)来操纵飞机，这从而导致机翼柔性变形和机翼左舷和右舷的升力特性相对于彼此发生变化，从而操纵飞机；b)可以通过将飞机的质心相对于飞机机翼前后移动(或相反)来操纵飞机，这从而导致飞机向上或向下俯仰，从而操纵飞机；以及c)，a)和b)的任何组合。

图1描绘了根据一个实施例的飞机10。飞机10包括从机翼组件6悬挂的机身8。机翼组件6包括由中央机翼区域18以及左舷翼尖区域24和右舷翼尖区域26组成的连续机翼16(在图3至图7中更详细地示出)。中央机翼区域18大约包括机翼16的中央三分之一，其中尖端区域24和26同样分别构成机翼16的跨度的约三分之一。机翼16可包括在相对端处向上延伸的小翼22a和22b，其从翼尖区域24和26向上延伸。机身8通过安装框架30固定至机翼组件6，由此机身8安装在机翼组件6的中间，其中机翼16的左舷和右舷区域从机身8的左舷和右舷向外延伸。如下面进一步讨论的，安装框架30允许机身8相对于机翼16绕两个正交相对的、水平的旋转轴线旋转运动。

作为参考，图1概念性地示出了以下轴线：轴线x在翼尖24和26之间在横向方向上水平延伸；轴线y沿着飞机的前后轴线在纵向上水平地延伸，并且轴线z是与轴线x和y相交的中心竖直轴线。飞机10还包括由发动机34驱动的推杆式推进器32，发动机34可以是常规飞机发动机或汽车发动机或电动发动机。轮组件36从机身8向下延伸，以为飞机10提供起落架。在图1所示的实施例中，发动机34位于飞机10的后部。然而，在一些实施例中，发动机34的位置可以颠倒，使得发动机34位于飞机10的前部，并且推进器32是拉进式推进器，其中在飞机10的前部有两个用于起落架的轮子36，在飞机10的后部有一个轮子。在这样的实施例中，框架桅杆96(见图9)直接在发动机34的后面，而货柜舱或吊舱38在桅杆96的后面。

机身8承载货舱或吊舱38，该货舱或吊舱38可以与机身8集成在一起或可拆卸，例如使用螺栓、夹具或其他装置将其固定在适当位置并拆卸。吊舱38的底侧可包括槽，叉车臂或其他机械臂可插入该槽中，从而允许通过机器辅助或自动化方法将所述吊舱移除。类似地，紧接在吊舱38下方的机身框架构件31(在图2a中可见)可以包括凹陷部分，使得叉车可以在吊舱38下方滑动并且因此使吊舱38从飞机10机械地脱离。

货舱38通常包括可拆卸面板(例如，在侧面或顶部)，或铰链门以允许存取吊舱38内携带的任何货物(在图25中更清楚地示出)。

如图2b所示，在飞机10的推杆式推进器构造中，货舱38的前部可以包括一个或多个向上和/或向下摆动的门，例如，门39a，39b，其可以打开吊舱38的全部的或前部的一部分。这允许飞机10在飞机10和(一个或多个)物体两者都在飞行中时超越并捕获空中物体。例如，飞机10可以捕获其他飞机，包括足够小以安装于吊舱38内的uav，例如旨在递送小包裹的较小的电力驱动的uav。这样的操作可能需要具有货舱的飞机降低其空速并脱离其推进器或暂时停用其发动机，这是可能的，因为已知这种类型的重心控制、柔性翼飞机通常具有较高的滑行率，并且在低空速时具有良好的操控特性。在飞机10的该实施例中，机身框架30将不包括鼻撑杆，例如从框架30的最前部分延伸至桅杆94的上部的鼻撑杆94(如图9所示)。在这样的实施例中，框架30的加强，特别是在桅杆96与框架30的底面相遇的地方，可以补偿本领域已知的鼻撑杆94的缺失，并且可以例如用于超轻型飞机。

在飞机10具有拉进式推进器构造的实施例中，吊舱38的后部可以包括向上或向下摆动的门，该门可以打开吊舱38的整个后部或大部分后部。这允许飞机10和物体两者都在飞行时，飞机10后面的其他空中物体飞入吊舱38。例如，飞机10可以接受小得可以容纳在吊舱38内的其他uav。在其他实施例中，货舱38可以从任一侧或从底部打开以接收进入的物体或发射这种物体。

如上所述，这可以使飞机10能够运载诸如包裹之类的货物，这些货物被固定在诸如uav之类的较小飞机上。这些飞机可以被一起携带在吊舱38内，并被发射到飞机10的飞行路径的给定范围内的其他位置。较小uav在空运取回其他包裹时可以返回较大的飞机10，并根据程序化的交付方案在适当的时间点重复该过程。以这种方式，可以通过较小uav的范围来扩展飞机10的有效范围，可能携带多个包裹时在无需转移或降落飞机10的情况下，可以更高效地进行交付，并且可以通过较小uav具有在繁忙的城市或其他环境中垂直着陆和起飞的能力在交付路线上实现灵活性，而繁忙的城市或其他环境对于可能不具有垂直起飞和着陆能力的飞机10可能无法到达。

在一些实施例中，吊舱38可包含诸如网状物的构件以在飞行过程中捕获接收到吊舱中的移动物体，以及机械的、自动的包裹进给系统，根据编程的方案以给定的顺序将特定的包裹输送到吊舱38内的特定位置，以允许这些包裹按顺序发送出去，而飞机10则在包裹将被交付的其路线的相应部分空运。吊舱38还可包含可附接到吊舱38内的uav的机械臂，并且该机械臂可用于定位uav以接收准备好交付的包裹。

图3至图7详细示出了机翼组件6。机翼组件6包括机翼16，机翼16具有后掠形状并且在垂直平面内沿其左舷右舷长度是柔性的。机翼16在水平方向上也是柔性的，以允许机翼16围绕水平轴线x扭转。机翼16的柔性允许其构造响应于致动器的推动而主动地改变，如下所述，响应于施加在机翼16上的空气动力和机械力，使得机翼16从各个方面背离中立、“保持(rest)”或“修剪”位置偏离，如图3所示。根据这个方面，机翼16的柔性可以在机翼的不同位置变化以优化空气动力学效果。

参照图7，机翼16包括由铝管组成的骨架40，该铝管被织物罩42覆盖。机翼骨架40包括限定机翼16的前缘的管41和从前到后限定机翼16中心结构的龙骨43。管41由半刚性的分段管组成，该管具有足够的刚度以在飞行期间基本保持机翼的形状，但是响应于来自机翼致动器的制动，其也可能尤其在最外侧区域弯曲(在下文进一步描述)。此外，管41具有足够的柔性以受控和受限的方式响应于飞行期间的气压和阻力而弯曲。在飞行期间，管41在高速下向后弯曲，使得机翼16增加其后掠角。机翼骨架40还包括半刚性板条44的阵列，其从管41延伸到机翼16的后缘并且限定机翼16的横截面翼形轮廓。织物罩42(见图3)在板条44和管41上伸展以提供翼形构造。翼尖区域24和26能够垂直弯曲(见图4)，并且机翼16的后部中央和后部外部区域可响应于飞机10的质心的移动而翻滚，从而允许操纵飞机10。一方面，如图4和6所示，在中央机翼区域18处的管41的部分是相对刚性的，而翼尖区域24和26则更具柔性。在该实施例中，翼尖区域24和26可以向上或向下弯曲成v，并且向前和向后弯曲成角度x(如图6所示)，而中央区域18保持基本刚性。如图5所示，与相对刚性的前导区域48相比，机翼16还可以包括相对柔性的后缘区域46，其在飞行期间可能变形或翻滚。

小翼22a和22b各自安装到机翼主体16，并且每个小翼可包括内部接头(一个或多个)，该内部接头允许小翼22a、22b从直立的90度位置向下折叠以有效地延伸机翼的长度。这就是已知的可适应的小翼，众所周知，当小翼如此展开时，其运动或适应性会影响机翼端部的升力特性，进而可能导致飞机倾斜和操纵。存在关于可适应的小翼的现有技术，例如us2013/0099060a1，但是这种设计从未被应用于有人驾驶或无人驾驶的柔性机翼、重心转移控制飞机。如下所述，小翼22a和22b分别由响应于主飞行控制器240(图15)的旋转致动器60致动。

管41包括中心管54和端管56a和56b，端管56a和56b以管中管布置配合在中心管54的相对的开口端中，由此端管56可在给定的有限范围内在中心管54内自由旋转(参见图12b)。端管56的旋转使翼尖24和26绕水平横向轴线x独立地扭转。端管56的旋转，并且因此翼尖24/26的扭转，是通过翼尖致动器60来致动的，图12a和12b以及图13a至13c示出了翼尖致动器60的两种类型，它们位于机翼16的相对端。在图13a中示意性地示出了翼尖24/26之一的扭转运动。在图13a中更清楚地示出的翼尖24/26的该部分的旋转被转换成机翼16的弯曲，其进而操纵飞机10。

每个致动器60通常包括用于位置反馈监视的标准类型的编码器(未示出)，该编码器电连接至主飞行控制器240。致动器60包括容纳在管41的中央部分54内的活塞壳体62，并且该活塞壳体62继而容纳由电动机(electricmotor)驱动的活塞64，该电动机可以是活塞64的一部分。活塞64的远端66具有螺旋螺纹并且被容纳在相应的端管56中的一个中。端管56的内表面又包括与活塞64的远端66的螺纹接合的配合螺纹。因此，当配合螺纹接合时，活塞64的线性运动转换成致动器60的端部的旋转运动，从而产生相应的翼尖24/26之一的扭转运动。当不供电或不被激活时，致动器的这种设计趋于保持在固定位置，从而防止翼尖24/26在空气动力的作用下扭转。

图12a和12b所示的翼尖致动器60包括活塞64的电动机，该电动机驱动平的扭杆67进出。扭转部分穿过机翼16的管41的端管部分内部的狭槽61，并使该端截面旋转。

在另一个实施例中，图13b所示的翼尖致动器50由位于机翼16的主管41外部并紧固到机翼16的主管41的电动机51组成。电动机使皮带驱动器53旋转，该皮带驱动器使翼管41的端截面旋转。

在另一实施例中，如图13c所示，电动机51的尺寸确定成可安装在壳体52内部，该壳体52布置在翼管41的较大的固定部分内，并通过链轮配件55与致动器的较小部分54配合，致动器安装在旋转的翼管的较小端截面内。电动机51的旋转使端管相对于主翼截面(section)旋转。在两个实施例中，可以将短棒57固定到翼管41的外部旋转截面上，以突出并辅助机翼末端区域织物的旋转，并促进机翼16的端部的上下运动。图13d示出了当大截面52和小截面54配合在一起时的致动器50的示例。

下文将进一步描述的主飞行控制器240响应于来自主传感器网络200的信号而向小翼伺服器或翼尖致动器60发出命令。这样的信号继而响应于基于机身8相对于机翼16的空间相对位置或基于机翼16在特定时刻的形状，控制器240已经解释为意味着飞机10正在偏离编程的或预定的航向，或者其将很快导致偏离该航向的传感器数据由控制器240生成。

小翼22a和22b或翼尖致动器60装有编码器(未显示)，以向控制器240提供位置反馈读数。小翼22a和22b的鳍片响应于来自控制器240的命令的运动会导致在飞机10飞行中一个或两个翼尖24或26下降或升起，或使整个机翼向左舷或右舷偏航，从而导致飞机10的方向发生变化。

已知包括管、龙骨、条板和织物的部分柔性机翼(例如机翼16)遭受不规则磨损，因此不同的机翼单元可能彼此不完全相同。这样的机翼单元也难以以完全标准化的方式来制造，因此即使在制造时是全新的，也可能彼此之间并不完全相同。小翼22a和22b或翼尖致动器60可以用单个和唯一的机翼16进行调节和校准，在测试飞行中或周期性地将它们安装在其中，以使每个机翼16以更典型或标准化的方式工作。这将减轻飞机飞行控制器240的计算负担，因为将需要较少的飞行中补偿来解决机翼16和影响在各种速度和各种条件下的操纵的空气动力学不规则性。

参照图14，机翼组件6还可以可选地设置有机翼主体致动器80，以使机翼16的左舷和右舷部分绕水平横向轴线x独立地旋转，尤其是在外中后缘区域。该旋转在功能上模拟了常规机翼襟翼的动作，以提供飞机10的方向控制或稳定性。在机翼16的各自的左舷和右舷区域上设置有独立的致动器80，以独立地旋转机翼16的左舷和右舷部分。每个致动器80包括高扭矩、低速电动机82和电链接到控制系统100的编码器或位置反馈监视器。致动器80通过托架84固定在管41的一段上。致动器80还包括反作用臂86，其近端安装在电动机82的轴88上。臂86固定到其中一个板条44的长度上并基本上延伸其中一个板条44的长度，由此臂86绕轴线x的旋转引起相应的板条44绕同一轴线x旋转。致动器80通过升高或降低机翼16的后缘的部分来改变机翼16的形状，进而在飞机10飞行中使机翼16的左舷或右舷或两者向上或向下移动。控制器240响应于来自主传感器网络200的数据而向致动器80发出命令，该数据基于机身8相对于机翼16的空间相对位置或基于机翼16在特定时刻的形状或基于本文所述的其他数据，被控制器240的计算机解释为意味着飞机10正在偏离已编程或预定的航向，或者它将很快偏离该航向。

参照图1和图8，机身8包括刚性结构构件的敞开框架，其包括底架90、电动机安装平台92、鼻撑杆94和立在电动机平台92之后的直立桅杆96。如图9和图10所示，鼻撑杆94和桅杆96支撑机翼组件6。鼻撑杆94在其各自的上端处连接桅杆96，从而为桅杆96提供额外的支撑并提供额外的结构完整性。机翼组件6又包括由铝管组成的骨架40，所述铝管可包括从机翼16向下突出的管41，其支撑机翼16。

如图8所示，桅杆96通过两轴接头110连接到机翼组件6。接头110所允许的这种第一自由度允许机身8绕水平的横向轴线x旋转，以调节机身8相对于机翼组件6的俯仰。第二自由度允许机身8绕纵向水平轴线y旋转，以允许机身8相对于机翼组件6侧倾。接头110包括具有与轴线x对准的横向孔114的实心块112。孔114可旋转地容纳机翼组件6的机翼龙骨管116，该机翼龙骨管116又与轴线y对准并且在前后方向上延伸。管116在孔114内的旋转使机翼绕轴线y倾斜，从而调节机翼组件6相对于机身8的偏航(左舷/右舷倾斜)。接头110还包括一对板115a、115b，其将块体112夹在中间并用螺栓固定。桅杆96的上端通过在板115a、115b之间延伸并穿过桅杆96中相应孔的轴安装到接头110。这允许接头110绕轴线x旋转，从而调节机身8相对于机翼组件6的前/后俯仰。因此，接头110允许机翼8相对于机身8绕轴线x上下倾斜，并且也绕轴线y左右倾斜。

返回参考图2a，可以通过两个线性致动器130a和130b来控制飞机10。这些线性致动器130可以包括丝杠设计，其中，电动机使螺杆旋转以将其驱动进出活塞壳体，或者将螺杆向前和向后移动，或者如果螺杆保持固定，则前后移动电动机。它们可以替代地包括液压或气动活塞设计。线性致动器130的一端附接到桅杆96，而另一端附接到机翼底架90。致动器130从桅杆96向外张开，由此活塞端部间隔开以形成带有底架90的三角形的两个腿。这样，致动器130的独立致动使机翼组件6沿轴线y横向倾斜，或者，如果致动器130以协调运动运动，则使机翼组件沿轴线x在前后方向上倾斜。致动器130还可引起机翼组件6既绕轴线x又绕轴线y的复杂运动。嵌入致动器130的一个或多个控制系统(例如控制系统100)内的软件包括映射了所有致动器相对于彼此以及相对于机翼组件的位置可能的组合的总集合的运动模型，其可用于实现这种复杂的运动。因此，致动器130通过使机翼组件6沿期望的方向倾斜来控制飞机10，从而控制飞机10的行进方向、其上倾或下倾角度等。

线性致动器，例如由电动机(可以设置在致动器130内)驱动的致动器130包括电动机控制器单元，其允许响应于施加到它们的外力(例如，推动或拉动)而释放或反向驱动电机。在某些飞行条件下，例如当机翼被风或阵风吹动时，外力通过例如机翼及其支撑结构机械地传递。线性致动器130的机械设计还可结合诸如滑动螺杆或滚动螺杆之类的特征，其允许反向驱动，以与软件和电动机协同工作(如本领域中将理解的)。电动机控制器单元中的软件包含以这种方式管理电动机的使用，并且接受来自飞机的飞行控制系统100的命令，或通常响应于由控制系统100的飞行控制器240基于从传感器202、232接收的数据所解释和计算的条件，以各种强度或电流水平来指示致动器电动机的激活的规则。以这种方式，线性致动器130的电动机控制单元可以与飞机10的控制系统100集成在一起。

致动器的端部还可以安装防振支座、线轴(bobbin)、橡胶或其他材料，以减少传递到致动器的机械力的程度，并允许机翼的运动中有限的游隙(play)，而不会对uav的致动器或框架产生过度影响。为了类似的目的，致动器130的丝杠可以装配有扭矩限制装置，即使电动机被设置为将致动器130保持在固定位置，该扭矩限制装置也允许丝杠向内驱动或向外拉。因此，防止飞机10的致动器130、框架30或机翼16的过应力的软件中可能的故障可以通过这些部件中的一个或多个的机械装置来补偿。因此，软件和扭矩限制装置包括使用迥异的机械和电子装置冗余且兼容的系统。结果，例如，致动器130的电子故障将不会导致致动器的不可操作，反过来会使飞机10的框架30过度受力和/或抵抗将被接合以补偿任何此类故障的致动器60、80或150中的一个或多个。

致动器130响应于飞行控制系统100，其又从诸如传感器202的传感器接收数据。如下所述，传感器202可以基于机身8相对于机翼在空间中的相对位置、或基于机翼16在特定时刻的形状、或基于其他数据，检测飞机10是否正在偏离编程的或预定的航向或高度，或者它将很快偏离这种航向。致动器130的激活基于控制系统100中存在的算法或数学模型，并且导致致动器130中的一个或两个以适当的组合延伸或缩回指定量，该指定量导致机翼16向上或向下俯仰或者使左舷或右舷侧倾或其任何组合，从而引起航向修正。

图9至图11示出了致动器150的替代实施例，该致动器用于使机身8相对于机翼组件6绕轴线x和y旋转。根据该实施例，致动器150(在图11中详细示出)各自包括支撑在基座154上的一对电动机152a和152b。电动机152的输出轴连接到相应的电缆卷轴158a、158b。电缆卷轴158a、158b依次卷绕和退绕相应的电缆160a和160b。电动机152可以驱动卷轴158通过扭矩限制设备，使得与卷轴的运动相反的过大的力(例如强大的阵风)可以向后驱动卷轴，并且因此防止了对飞机框架30或卷轴和电缆系统150的过应力或损坏。电缆160也可以是弹性的或非弹性的(静态的)，或者可以是弹性段和静态段的组合。例如，电缆160可以包括静态的内部段和弹性的外部段。考虑到常规的空气湍流和飞行干扰以及需要防止飞机10的机械系统过应力，弹性部分可以用作减震器，以允许机翼16相对于机身8的最小运动量。可替代地，各个电缆160a、160b可以紧固到装有线轴或减震材料(位于箱153内)的刚性箱153a、153b，在相应的箱153的一侧终止，并且新的电缆部分从箱153的另一侧继续，在紧固电缆160的位置也可以具有线轴。电缆160在它们的中间区域处缠绕在相应的卷轴158上，从而电缆160的两个部分同时从卷轴158退绕。电缆160缠绕在卷轴158上，由此给定的卷轴158在第一方向上的旋转导致电缆160的第一部分退绕而第二部分缩回相等的量。以这种方式，电缆60可以在机翼组件6上产生相等且相反的收缩力(拉力)和反张力。

电缆160a和160b的自由端锚定到机翼组件6。第一电缆160a被固定到翼尖24和26，由此张紧和释放电缆160a的各个部分使机翼组件6绕轴线y向左舷/右舷方向倾斜。第二电缆160b邻近其相对端固定到中央机翼组件龙骨116。电缆160b的相应端部的张紧和释放因此致动机翼组件6在前后方向上的倾斜以调节机翼俯仰。

电动机152的操作是响应于来自飞行控制系统100的信号，该飞行控制系统100将操作控制信号传输至电动机152以控制飞机10的侧倾(roll)或左右移动(如图10所示)并控制飞机10的俯仰或上下运动(如图11所示)。控制系统100被配置为响应于来自主传感器网络200的数据向电动机152发出操作命令。如上所述，这样的数据被控制系统100解释为，基于机身8相对于机翼在空间中的相对位置、或基于机翼16在特定时刻的形状、或基于其他数据，检测飞机是否正在偏离编程的或预定的航向或高度，或者它将很快偏离这种航向。电动机152的激活选择性地张紧或释放电缆160a和160b，使得机身8改变相对于机翼16在其旋转轴中的一个或两个内的位置。机身8相对于机翼16的这种旋转导致飞机重心偏移并且飞机改变方向和/或高度。

图30示出了示例性的轴杆致动器170，其可以在推杆式推进器uav构造中固定至后起落架支柱，或在拉进式推进器uav构造中固定至前起落架支柱。一个这样的致动器170附接到每个支柱以在uav的前部或后部处(取决于构造)形成一对致动器。每个致动器170由翼型件组成，翼型件包围将轮保持在适当位置的管状起落架结构(支柱)。支柱沿线171的方向穿过翼型件，并固定在两个或三个位置。电动机(electricmotor)173在每个翼型件内部，并且通过电动机(motor)173的电子启动，皮带174驱动翼型件172绕管状结构旋转。当uav飞行时，翼型件172在气流中的向下运动将在一侧的起落架上施加向上的力，反之亦然。这样的运动可以与另一致动器的相反运动配对。这导致机身8的左舷或右舷向上抬起，而相反的一侧向下推动，从而改变了机翼16下方的质心位置，并产生了类似于电动机卷轴致动器150的方式操纵，其可以完成相同的任务。

图15至图22描绘了控制系统100的操作，其被配置为以自主或半自主方式控制飞机10的操作。控制系统100响应于来自多个传感器的数据，这些传感器根据其功能安装在整个飞机10的各个选定位置。合适的传感器位置包括机翼16、小翼22a和22b、发动机34以及机身8中的各个位置。

飞机10的传感器被分组在包括一个或多个传感器的主传感器网络和辅助传感器网络中，传感器可彼此通讯。主传感器网络200包括多个传感器202，其检测与飞机位置和运动有关的参数以及直接影响这些参数的环境条件。主传感器网络200通常包括诸如全球定位(gps)传感器的传感器202、以及检测惯性运动的传感器(包括加速度计、陀螺仪和磁力计)，并且还可以包括检测空气温度、湿度、风速、运动方向和方向以及其他环境或结构参数和条件的传感器。

每个主传感器单元202连接到一个或多个电源209(例如电池)、处理设备210(例如高性能微处理器211)、通信设备(例如具有wi-fi功能的收发器212或串行通信端口(scp)设备213)和记录设备214(诸如安全数字卡、闪存驱动器之类)。传感器202及其相关的电气/电子部件中的一些或全部被集成在印刷电路板内或由印刷电路板连接。传感器202被配置用于无线数据传输，并且无线地连接到控制系统100的其他部件。替代地，传感器202可以被配置用于有线数据传输。重要地，主传感器202被配置为通常使用诸如时间同步的gps数据的常见的参考点，以同步的方式从它们各自的不同位置记录数据，例如与惯性运动有关的数据。该特征对于诸如飞机10之类的重心转移控制的柔性翼飞机的自主控制很重要，因为控制系统100需要关于各个飞机部件相对于彼此的运动的信息以便控制飞机，并且不在用于自动飞机的常规控制系统中。

相对于刚体/机翼飞机的典型飞行控制器通过从飞机结构中通常靠近质心的单个点测量飞机的高度、运动和行为来充分发挥其功能，在重心转移控制的柔性翼飞机中(例如飞机10)，包括飞行控制器240的控制系统100必须接收有关质心转移和机身8相对于机翼16的运动以及机翼16的弯曲的信息，所有这些都会影响飞机10的方向和操纵。没有从诸如主传感器网络200和辅助传感器网络230之类的同步传感器网络收集的此类信息，控制系统100将无法解释影响飞机10的航向、速度和高度的参数，因此将无法向致动器60、80、130/150和170发出有效命令以纠正航向并执行其他行动。

控制系统100还响应形成辅助传感器网络230的附加传感器。辅助传感器232检测与飞机性能、操作和状态有关的参数，例如飞机内部温度、门的打开/关闭状态等其他。辅助传感器232可选地通过有线或无线数据传输彼此连接或同步。此外，传感器232用控制系统100的其他部件(例如主飞行控制器240和通信系统242)传输数据。传感器232分别连接到飞机10的发动机34和有效载荷区域38(图1)，并且适于读取发动机控制器区域网络(canbus)数据、有效载荷容器的内部温度和压力、门打开或关闭确认、以及其他可以由电子传感器检测到的数据。

控制系统100还包括主飞行控制器240，其可以是中央计算机或其他计算设备，其被配置为运行软件或其他算法，包括控制本文所述的各种致动器和部件的软件和算法。主飞行控制器240可以包含单独的数字存储器和包含计算机可读指令的单独的处理器(未示出)。主飞行控制器240的处理器与存储器通信并被配置为执行存储在存储器中的计算机指令，该计算机指令使处理器通过控制本文所述的各种致动器的操作来控制飞机的操作。

主飞行控制器240通过电子装置从主传感器202和辅助传感器232接收数据。控制器240通过其软件程序中的数学方程式或算法，可以将各个传感器202和232的运动和/或位置与飞机10上的空间的中心点相关，例如飞机10在任何时间点的质心，因为传感器通过wi-fi路由器250和/或有线连接彼此通信以及与控制器通信。控制器240可以根据需要区分从每个传感器202、232接收的数据流，以解释飞机10的相关部分相对于彼此、中心点和环境的物理位置和运动速度，从而确定飞机部件的位置是否使它们符合在控制器240中所编程的将航向、速度和高度维持到预定目的地所需的模式。从同步传感器网络200、230接收和解释数据的能力还可以在非飞行或滑行条件下提供优点，被配置成例如通过具有可伸缩的齿轮36或用细长的浮桥代替轮齿轮36(如本领域中已知)而上下水飞机10的实施例可能会遇到这种情况。在这些情况下，由于控制器240能够通过使用本文所述的一个或多个致动器来使机身8的位置相对于机翼组件6移动来补偿，从而可以防止波浪的运动导致翼尖22a、22b浸入水中。

通信系统242电连接到主飞行控制器240以及传感器202和232，并且可以从主传感器网络200和辅助传感器网络230中的一个或两者中的传感器和主飞行控制器240接收数据，并将该数据传输到远程位置，例如远程服务器(未显示)。

控制系统100控制致动器60、80、130/150和170的操作。通信系统242将从主传感器网络200和辅助传感器网络230两者中提取的与飞机的位置和健康状况以及有效载荷有关的数据以及与主飞行控制器240给出的命令有关的数据传输到各种致动器60、80、130/150和170以及传输到发动机34(图1)，通信系统242还接收并传输由所有传感器和致动器60、80、130、150的反馈机构测量的这种命令的结果到远程服务器(未示出)。

控制系统100还包括辅助飞行控制器118，其也可以控制飞机的操作。一组两个电位计装置216固定在飞机10的机身8上，每个均包含测量电缆、线轴、弹簧和旋转传感器。电缆的退绕会导致线轴和传感器轴旋转，从而产生与电缆的线性延伸或速度成比例的电信号。每个设备的电缆的末端附接在机翼上的指定点，并且这些设备通过电子装置连接到与主飞行控制器240分开的辅助飞行控制器118的计算机。辅助飞行控制器118的计算机通过电子装置连接至通信系统242以及本文所述的致动器60、80、130/150和170中的任何一个。另外，两个测斜仪传感器220分别附接到飞机10的机翼16和机身8，并且通过电子装置连接到辅助飞行控制器118的同一单独的计算机。控制系统100还可包括用于飞机10的导航的指南针222。通过算法，辅助飞行控制器118的计算机能够计算机身8相对于机翼16的角位置，以及两者相对于地面的角度(水平位置)。这些数据允许基于经验进行计算，表明飞机是保持在近似水平飞行还是需要通过一个或多个致动器60、80、130/150和170进行调整，以达到导致近似水平的飞行，或导致指南针测量的其他一些飞行方向的相对的机翼和机身位置。

参考图16，示出了往返于控制系统100的数据流的示例。控制系统100从主传感器202和辅助传感器232接收的与机翼16和机身8的方位和状况、环境条件、高度、航向、速度、定位、位置和其他变量有关的数据。控制系统100与致动器60、80、130/150和170双向通信。位置命令从主飞行控制器240传达到致动器60、80、130/150和170。致动器60、80、130/150和170继而将数据传输回控制器240，其确认各个致动器的位置。控制器240还与通信计算机242进行双向通信，通信计算机242又可以通过通信系统242从人员接收输入命令，从而将飞机引导到新的近似高度或位置。控制器240还可以间歇地或立即根据收集到的数据的性质，将关于操纵命令和结果的结果报告通过通信系统242传达到可能正在监视飞行的进度的地面人员。例如，可以在飞机10的速度没有异常变化的情况下发送间歇报告。如果飞机10的速度、方向或方位突然改变，则可以发送即时报告。

在正常操作期间，如图18所示，当主飞行控制器240处于运行时，各种致动器60、80、130/150和170与辅助飞行控制器118之间没有数据流。在该模式下，基于从主传感器网络200和辅助传感器网络230接收的信息(该信息被传达到控制器240)，仅通过各个致动器和主飞行控制器240之间的操作和双向通信来控制飞机10。

如果飞机在运行中主飞行控制器240由于任何原因发生故障或停机(如图20所示)，或者在主传感器网络200发生故障或停机的情况下，来自主飞行控制器240或主传感器网络200的指令和命令的丢失触发了从辅助飞行控制器118的计算机向一些或全部致动器60、80、130/150和170施加命令，同时依靠电位计216、指南针222和测斜仪220，并通过通信系统242将这一事件传输给地面人员。飞行控制器118的单独的计算机然后可以接受通过通信系统242从人员接收的命令输入，该通信系统242将飞机引导到新的近似高度或位置。

在一些实施例中，控制器240可以电连接到另一台计算机，该另一台计算机又连接到两个或更多个机上摄像机和gps单元。计算机可以使用与飞机10上的其他gps传感器(可能是主传感器网络200的一部分)同步的gps时钟进行时间标识，从而接受、处理和存储来自摄像机后续访问的图像。相机可以指向机械或电子设备，或者指向飞机10的一般部分，或者向外指向地面或环境。以这种方式，计算机创建飞机10上或环境中的事件的可视记录，该事件可以与控制器240从主传感器网络200和辅助传感器网络30接收到的传感器数据时间同步，并由维护、工程或其他人员在不同时间进行分析，以评估uav的性能特征或故障。

飞机10可以通过本文所述的致动器和飞行控制系统的组合来操纵。另外，飞行中的机动性和飞机完成其任务的可靠功能可以通过使用特定系统来确保，并且考虑到其可能的故障，可以通过替换使用其他操纵系统来确保，即存在飞行冗余度控制。参考图23示意性地示出了显示飞行控制冗余的典型飞行例程：

编程到控制器240中的飞行控制器算法将飞机部件(如翼尖22a和22b、机翼16和机身8)的运动和位置与发送至致动器60、80、130/150和170的命令、由编码器(未示出)发送的各种致动器位置的确认以及环境数据进行比较，以确定由主传感器网络102报告的飞机部件运动是由环境因素引起还是由主飞行控制器240命令引起的，以及将实际位置数据与所需状态进行比较，以确定是否应发送其他命令以实现航向校正。

图21示出了示例飞行控制逻辑流程图900，控制系统100通过该流程图来操作和控制飞机10。如图21所示，在步骤902，控制系统100确定飞机10是否在允许偏差的阈值内的航线上。如果飞机10不在航线上，则在步骤904控制系统100评估是否存在系统故障。如果未检测到系统故障，则在步骤906，控制系统100使用从主传感器网络200收集的数据和人工智能算法来确定航向偏差的性质和程度。在步骤908，控制系统100然后在步骤910使用本文描述的任何致动器来校正航向并根据预定时间表发布例程报告。如果在步骤902确定飞机10正在航线中，则在步骤910，控制系统100不采取纠正措施并根据预定时间表发布例程报告。

如果在步骤904检测到系统故障，则在另一步骤912，控制系统100基于本文所述的算法采取纠正措施，该算法用于控制飞机10的致动器并在步骤914发出即时报告。

在步骤916，控制系统100评估是否已经从地面人员或远程服务器接收到命令或控制例程，并且如果是，则在步骤918，控制系统100基于从地面人员接收的命令和控制例程，超控飞机10的主飞行控制器240或根据需要改变任务计划。

如果没有从地面人员或经由远程服务器接收到命令或控制例程，则在步骤920，飞机10继续其自主或预编程任务，并发送如本文所述的例程报告。

图22示出了用于控制飞机10的方法1000。在步骤1002，从主传感器200获取数据。在步骤1004，从辅助传感器232获取数据。控制器240使用本文描述的算法，响应于来自主传感器和辅助传感器的数据，在步骤1006控制飞机的操作。在步骤1008，可选地从远程服务器发送或接收数据，并在步骤1006远程控制飞机。

在图24至图26所示的一个实施例中，机身8包括开放的骨骼外框架1100。框架1100被配置成独立且可释放地固定发动机1102、燃料箱1104和货舱/吊舱1106。货舱1106(在图25中更清楚地显示)由一个封闭的吊舱组成，该吊舱可以通过机械紧固件(未显示)可拆卸地附接到框架1102，以允许独立于飞机进行装卸。机身8可以进一步包括敞开的托盘状的货舱1111(图26)，其包括底板1112和低侧壁1114，其在机身8的高度的中途(partway)延伸。放置在货舱1111内的货物用带子或类似的紧固件固定。以此方式，飞机10可以携带不能容纳在封闭的货舱内的形状奇怪或不规则的物品。

现在参考图31a和31b，机身8的框架30可以构造成使得发动机安装结构300允许发动机34被紧固或固定在两个位置之一：向前或向后。发动机34本身可以例如通过四个螺栓304螺栓连接至板302。板302又可以通过减振安装座306a、306b固定在飞机10的框架30上，在工业上通常被称为主安装座，该安装座可以安装到并用螺栓固定到例如板中的四个较大开口308。框架30装配有四个孔(308)，以在向后位置(当安装架306b被接合时)容纳这些螺栓，以及另外四个孔，使得带有发动机34的整个板302可以被移动到向前位置(当安装架306a被接合时)。位置的改变将影响飞机10的质心，从而可以部分或完全补偿过重或过轻的货物负载，从而促进飞机的最有效运行。这是可能的，因为负载位于飞机10的中央桅杆(例如桅杆96)的前面，而发动机34位于桅杆96的后面，反之亦然，因此由于发动机34通常很重，可以通过移动发动机34位置来补偿负载的不平衡。在一些实施例中，发动机34在其安装板302上的向后或向前定位是通过移动安装有辊子的锁定轨道来实现的。发动机安装板302被安装到移动轨道，该移动轨道又被搁在辊子上并被紧固到飞机10的框架30。即，装有辊子的轨道位于安装板的下方和固定轨道(飞机10的机架30的一部分)的上方并被固定以使可移动轨道只能向前和向后移动规定的有限距离。可以通过锁定线性致动器来移动轨道，例如线性致动器130，其可以响应于由主传感器网络或辅助传感器网络检测到的负载不平衡状况而由计算机化和/或自动化装置来致动。

参照图32，飞机10的框架30可以被构造成使得在货舱区域下方的最前段包括伸缩锁定轨道310，其具有固定在轨道310前端的空气动力学流线型载重(压载物312)，例如泪滴状载重。压载物312用作动态配重系统，或如本领域中所指的力矩臂。将轨道310从缩回位置a延伸到向前位置b使飞机10的重量在飞机10的前方移动得更远。位置的这种改变使飞机10的质心向前移动，从而可以部分或完全平衡轻货物负载或空货物状况，从而促进飞机10的最有效运行。在飞机10装载有重货物的情况下，重量缩回到位置a，因为分别在中央桅杆96的后面和前面的发动机34和货舱38之间不需要平衡。在飞机10的拉进配置中，其中发动机34在桅杆96的前面，动态配重系统相反，使得载重在轻载状况下在飞机10向后延伸。

图33示出了用于将机翼组件6连接至框架30的图8的机身接头结构的替代构造。如图33所示，框架30的上部可以构造成使得机翼/机身接头结构410包括水平轨道402，在该水平轨道402上包括辊子、侧板412和螺旋千斤顶404的线性致动器组件可以朝飞机10的前部或后部移动。轨道上方的组件的上部包括：悬挂块406，翼龙骨116通过该悬挂块被保持，以及被包裹在尼龙外壳414中的尼龙块413。该悬挂块406的设计类似于在没有这种水平轨道402使得允许两个运动自由度(机翼16的俯仰和侧倾)的飞机的实施例中将使用的悬挂块。位于轨道下方的组件的下部包括安装座408，以将两个线性致动器(例如130/150)的端部固定在适当的位置。线性致动器的另一端通过螺丝扣410连接到飞机的控制杆，例如控制杆19(图9)。当整个组件借助于螺旋千斤顶404在轨道402上向前或向后移动时，飞机10的相对于机翼组件6的位置移动，从而可以部分或完全地平衡过重或过轻的货物负载，从而促进飞机的最高效运行。

在飞机10的一些实施例中，飞机10可包括管/软管，该管/软管从储气罐向上延伸到桅杆96的旁边或内部，穿过机翼织物42中的密封孔，然后到达机翼16内部的其他位置。它可以沿着中央机翼龙骨结构18向前或向后延伸到适当的接合点，然后向上延伸通过位于机翼16顶部的机翼织物42中的另一个密封孔。通常，此出口点位于机翼16的前部、顶部和中心区域，但也可以位于翼尖区域24、26。该管可终止于实心探针内部，该实心探针装有肘节和通常用于探头锥管(probe-and-drogue)空中加油系统中的那种阀门。另外，盘绕且可延伸的软管也可以连接至容纳在飞机10的框架30上的燃料箱，例如燃料箱1104(或者货舱区域，如果货物由附加的燃料箱组成)。软管的最外端可以装有锥套和阀门，例如通常用于探头锥管空中加油系统中的提升阀。软管可以在飞行中展开并在飞机10的后面延伸。在推杆-推进器的实施例中，软管通过推进器32的毂向后延伸。在飞机10的拉进-推进器型式中，软管从飞机10的后下部(燃料和/或货物区域)延伸。以这种方式，机队中的飞机可以彼此加油，并且可以被配置为发送和/或接收燃料，从而长时间保持在高空。

图24至图29所示的实施例示出了飞机10可以根据特定任务的需要而配备有悬挂在机翼16下方的可拆卸的、可互换的机身8。这样的机身可能包括带有外部框架的可拆卸货舱、带有用于运输食物和必需品的内部环境控制的货舱、带有用于捆扎带的固定点以固定笨重和不规则形状的运输物体的开放的托盘货舱(图25)、带有内部框架的机身、带有压力和温度控制装置的机身以及可承载乘客的座椅、和/或带有医用传感器的用于无能力人员的自动运输的斜躺式座椅或卧床。

图26、27和28所示的另一个实施例提供了一种具有封闭壳体1118的机身1116，其容纳有内部框架，该壳体附接到该内部框架并且完全包围发动机和/或燃料箱。这些部件可以连接到机身框架。壳体1118的内部容纳有效载荷并且可以经由一个或多个隔室门1122a和1122b进入。

图29a和29b所示的另一个实施例包括机身180，该机身180包括具有乘客座椅的封闭壳体182、飞行数据显示器和电信设备以及包括氧气和温度控制的生命支持系统。在一些实施例中，壳体18可包括斜躺的座椅或卧床以容纳无行为能力的人，并且还可在内部包括与患者的心率、呼吸、温度和其他健康指标或生命支持系统有关的医疗传感器，该传感器电子地连接到通信系统，该通信系统被编程为定期向可能正在监视飞行的远程人员报告传感器读数和/或数据摘要，和/或如果传感器读数偏离预设参数，则应加急处理。

以上讨论的实施例被认为是说明性的而非限制性的。被描述为方法的示例实施例将类似地应用于系统，反之亦然。

在本文的框图中，方框表示事件、步骤、功能、过程、模块、消息和/或基于状态的操作等。尽管已将本示例中的某些示例描述为以特定顺序发生，本领域技术人员应当理解，只要任何给定步骤的顺序改变的结果不会防止或损害后续步骤的发生，则可以以不同的顺序执行某些步骤或过程。此外，在其他实施例中，上述消息或步骤中的一些可以被去除或组合，并且在其他实施例中，上述消息或步骤中的一些可以被分成多个子消息或子步骤。甚至进一步，根据需要可以重复一些或全部步骤。被描述为方法或步骤的元素类似地适用于系统或子部件，反之亦然。取决于特定设备的视角，诸如“发送”或“接收”之类的词语可以互换。

可以对一些示例实施例做出变型，其可以包括以上任何示例的组合和子组合。上面呈现的各种实施例仅是示例，绝不意味着限制本公开的范围。对于本领域普通技术人员而言，本文描述的创新的变型将是显而易见的，这些变型在本公开的预期范围内。特别地，可以选择来自一个或多个上述实施例的特征，以创建由以上未明确描述的特征的子组合组成的替代实施例。另外，可以选择并组合来自一个或多个上述实施例的特征，以创建由以上未明确描述的特征的组合组成的替代实施例。在整体上回顾本公开之后，适合于这样的组合和子组合的特征对于本领域技术人员将是显而易见的。本文描述的主题旨在覆盖和包含技术上的所有适当改变。