具有多个旋翼的飞行器旋翼组件的制作方法

1.本公开一般地涉及飞行器和飞行器部件，并且更具体地涉及用于飞行器的旋翼组件。


背景技术：

2.无人机可以配置为垂直起飞和着陆(vtol)，使其能够在没有跑道的情况下运行。这种飞行器可包括在起飞和着陆期间提供升力的一个或多个旋翼组件。自然地，希望飞行器旋翼组件以高效率运行。在许多情况下，还希望旋翼组件以最小的振动和/或声发射运行。


技术实现要素：

3.本公开的一个方面涉及飞行器旋翼组件。旋翼组件包括第一旋翼和第二旋翼以及驱动组件。第一旋翼和第二旋翼可围绕公共轴同步地且相对于彼此旋转。第一旋翼具有从公共轴径向延伸的第一叶片。第二旋翼具有从公共轴径向延伸，沿公共轴与第一叶片纵向偏移的第二叶片。驱动组件联接到第一旋翼和第二旋翼并且配置为在第一旋翼和第二旋翼的连续旋转期间可控地改变投影到垂直于公共轴的平面上时分隔第一叶片和第二叶片的差分相位角。
4.本发明内容不旨在确定要求保护的主题的关键特征或基本特征。要求保护的主题的范围也不限于解决在本公开的任何部分中可能注意到的任何问题或缺点的实现。本公开中描述的特征、功能和优点可以在一些实施方式中独立实现并且可以在其他实施中组合。
附图说明
5.通过参考附图阅读以下详细描述将更好地理解本公开，其中：
6.图1显示了实例飞行器的各方面；
7.图2显示了飞行器的实例旋翼组件的各方面；
8.图3显示了旋翼组件的实例旋翼的一对固定螺距叶片；
9.图4和5显示了图2的实例旋翼组件，其中旋翼被不同值的差分相位角分隔；
10.图6是图2、4和5的实例旋翼组件的横截面图；
11.图7是图1的飞行器的选定部件的示意框图；
12.图8显示了图2、4、5和6的实例旋翼组件的机械互锁的各方面；
13.图9显示了用于控制具有多个、共轴旋翼和驱动组件的飞行器旋翼组件的实例方法的各方面，该驱动组件配置为改变旋翼之间的差分相位角；
14.图10显示了作为相对风速的函数的差分相位角的实例图；
15.图11示出了下游旋翼吸入上游旋翼的旋涡的问题；和
16.图12显示了飞行器的实例机载计算机的各方面。
具体实施方式
17.如上所述，本公开涉及一种用于飞行器的旋翼组件。旋翼组件的一个目标是在断电状态下(例如，在巡航飞行期间)最小化旋翼组件的旋翼叶片上的气动阻力。以不限制可布置在旋翼组件中的旋翼叶片的数量的方式实现该目标是进一步的好处，因为每个额外的旋翼叶片在给定的旋转速度下提供额外的推力。其他目标包括减少旋翼组件在各种运行模式(例如起飞、着陆、巡航飞行)期间产生的振动和/或噪声的量。
18.为满足上述目标，本文的旋翼组件包括多个、共轴旋翼，其具有间隔180度的叶片。然而，分隔不同旋翼的叶片的差分相位角是可调节的。该角度可以扩大以提供用于垂直起飞和着陆的最大推力，而在巡航飞行期间减少到零，其中每个叶片都可以与周围气团的流动方向对准，以减少阻力。
19.现在将通过实例并参考附图来描述以上介绍的特征。在一个或多个附图中可能基本相同的部件、工艺步骤和其他元件被协调地标识并以最少的重复进行描述。然而，将注意到，协调标识的元件也可能在某种程度上不同。将进一步注意的是，这些附图是示意性的，通常不是按比例绘制的。相反，附图中所显示的各种绘图比例、纵横比和部件数量可能会被故意扭曲以使某些特征或关系更容易看到。
20.图1显示了配置用于垂直起飞和着陆(vtol)的实例飞行器10的各方面。为此，飞行器包括多个旋翼组件12，其提供基本垂直(即，向上)的推力。为了在起飞和着陆之间实现巡航(即，向前)飞行，飞行器包括固定翼14、尾部16、各种控制面(例如，方向舵18)和至少一个向前推进器20。在一些实例中，旋翼组件12和向前推进器20可相对于彼此具有固定的取向。在一些实例中，旋翼组件12和向前推进器20可以是电动的。因此，飞行器10包括电池22，其配置为存储电力并将电力供应给飞行器。在一些实例中，电池是飞行器的主要动力源。在其他实例中，飞行器可以包括联接到发电机的发动机，其向电池供电。
21.飞行器10包括机载计算机24。计算机可以与以下所述的感测和通信部件一起布置在飞行器的机身26中。计算机配置为从多个飞行器传感器接收电子输入信号。这种传感器可以包括相机28、高度计30、加速度计32、磁力计34、空速传感器36和全球定位系统(gps)接收器38等。计算机配置为向多个电子控制的飞行器部件输出电子控制信号。这种部件可包括用于飞行控制表面的机电致动器以及与旋翼组件12和向前推进器20相关联的电子马达控制器(参见下文)。在典型的飞行控制策略中，计算机24基于飞行员输入和/或感测信号为每个控制变量计算所需的设定点。控制变量的实际值被迭代地或连续地感测并且飞行器部件以闭环方式致动以便将感测值推向它们各自的设定点。在一些变体中，计算机24将设定点输出到执行控制回路的下游致动器部件。在其他变体中，控制回路由计算机本身执行。
22.飞行器10包括可操作地联接到计算机24的发射器-接收器40。发射器-接收器可以包括任何合适技术的双向无线电。发射器-接收器可以配置为实现从相机28到远程位置的视频馈送的远程引导和传输。利用该特征，飞行器10可以采用适合于监视、包裹递送以及各种其他军事和民用应用的遥控无人机的形式。类似配置但以更大规模实施的飞行器可适用于运输乘客和/或较重的货物。无论使用场景或实施规模如何，旋翼组件12都使飞行器10能够在不需要跑道的情况下起飞和着陆。
23.图2显示了飞行器10的实例旋翼组件12的各方面。旋翼组件12包括多个旋翼42——在所示出的实例中，两个旋翼42a和42b。每个旋翼包括，也如图3中所示，一对固定螺
距叶片44和44'，其彼此固定地分开180度。图3中广泛可用且优化的叶片配置适合于制造相对低成本的飞行器旋翼。然而，这种配置对同样配置为巡航飞行的vtol飞行器造成了某些问题。除非隐藏在横向气流中或与风向保持静态对准，否则叶片可能会在高速巡航期间产生过度的阻力、湍流和噪声。此外，只有当每个旋翼最多有两个叶片时，才有可能在巡航时将叶片与风向静态对准。然而，为了增加在给定转速下可用的推力的量，需要额外的叶片。本文描述的配置解决了这些问题并提供了额外的优点。
24.现在回到图2，旋翼组件12包括第一旋翼42a和第二旋翼42b，每个旋翼可围绕公共轴a旋转。第一旋翼42a具有第一对叶片，44a和44a'，其径向并沿与轴a相反方向延伸。同样地，第二旋翼42b具有第二对叶片，44b和44b'，其径向并沿与轴a相反方向延伸。第一叶片44a与第三叶片44a'分开180度，并且第二叶片44b与第四叶片44b'分开180度。第二对叶片沿轴a与第一对叶片纵向偏移，使得第二对叶片在由第一对叶片扫过的旋转体积v之外旋转。换言之，第一对叶片在其中旋转的旋转平面pa平行于并第二对叶片在其中旋转的旋转平面pb，并与其偏移。在所示实例中，每个叶片是非折叠的、固定螺距的叶片，并且所有叶片的长度相等。在其他实例中，第二对叶片的长度可以不同于第一对叶片的长度。
25.旋翼组件12包括联接到第一旋翼42a和第二旋翼42b的驱动组件46。驱动组件配置成根据条件支持第一旋翼和第二旋翼围绕轴a的同步和差分旋转。特别地，旋翼组件12的第一旋翼和第二旋翼可同步旋转以在起飞和着陆期间产生组合推力。第一旋翼和第二旋翼也可相对于彼此旋转，从而能够动态调节旋翼之间的相位滞后以及用于巡航飞行的旋翼叶片的静态对准。更具体地，并且现在参考图4和图5，驱动组件配置为在投影到垂直于轴a的任何平面上时可控制地改变分隔第一叶片44a和第二叶片44b的差分相位角例如，驱动组件可以配置为在第一旋翼和第二旋翼的连续旋转期间可控地改变差分相位角。以下将更详细地描述这种和其他叶片角度调节模式。
26.现在转到图6，驱动组件46包括第一马达48a，其经由第一轴杆50a联接到第一旋翼42a。驱动组件还包括第二马达48b，其经由第二轴杆50b联接到第二旋翼42b。在该实例和其他实例中，第一轴杆和第二轴杆同心且均与轴a对准。在所示实例中，第一马达和第二马达沿轴a相邻，使得第一对叶片和第二对叶片布置在旋翼组件12的一侧，并且第一马达和第二马达布置在旋翼组件的相对侧。为了适应该配置，第一轴50a共轴地穿过第二轴50b中的圆柱孔。在其他配置中，第一旋翼42a的叶片可以布置在旋翼组件12的一端，第二旋翼42b的叶片可以布置在旋翼组件12的相对端，并且第一马达和第二马达都可以居中布置在两个旋翼的旋转平面之间。
27.可以在驱动组件46中使用各种类型的电动马达，只要满足这些条件。一个条件是马达能够基本同步运行，使得上述差分相位角可以控制到期望的精度。为此，通常通可以过独立感测每个旋翼的绝对旋转角(对于第一旋翼42a为α，对于第二旋翼42b为β)和差值的评估来迭代地或连续地感测差分相位角。在其他实例中，可以直接感测差值本身。
28.现在转向图7，驱动组件46可包括马达控制系统52，其包括至少一个电子马达控制器54，该电子马达控制器54调停向第一马达48a和第二马达48b的电力输送。在两个或更多个电子马达控制器布置在马达控制系统中的实例中，各个控制器可以通过互连(经由任何合适的协议)以实现绝对旋转角度的同步。在一些实例中，马达控制策略的至少一部分可以
在软件中实现。旋翼组件12包括一个或多个旋转角传感器56(例如，56a、56b)，其配置为感测第一马达和第二马达或第一旋翼和第二旋翼的旋转角。在某些情况下，旋转角传感器可以称为“编码位置解析器”。马达控制系统的每个电子马达控制器配置为从一个或多个旋转角传感器接收反馈信号。电子马达控制器使用该反馈信号来调节输送到马达的电功率的幅值(magnitude)和相位。该特征能够精确控制相关旋翼的旋转速度和差分相位角
29.在一些实例中，在感测给定旋翼的绝对旋转角的情况下，电子马达控制器可能能够将该旋翼定位在期望的角度间隔内。经由对绝对旋转角进行闭环控制，通过迭代地施加正向和反向扭矩的脉冲以将绝对旋转角保持在所需的角度间隔内(例如，在所需的角度间隔内静止不动)来实现定位。
30.在一些实例中，旋转角传感器56可以不同于第一马达48a或第二马达48b。旋转角传感器可以是光电的、霍尔效应的、声学的等。旋转角传感器可以布置在驱动组件46上的任何合适的位置。在其他实例中，旋转角传感器56可以集成在第一马达48a和第二马达48b内。举例来说，无刷dc马达和同步ac马达二者都提供输出波形，当作为合适的电子马达控制器的输入接收时，该输出波形会显示旋翼的绝对旋转角。因此，在一些实例中，集成的旋转角传感器56可以采用内部马达绕组或马达的霍尔效应传感器的形式。
31.现在回到图6，旋翼组件12包括附加的部件，该附加部件配置为将扭矩从马达48传输到旋翼42并实现其他优点。在所示出的实例中，旋翼组件包括布置在第一轴杆50a和第二轴杆50b之间的四对轴杆轴承58。旋翼组件还包括一对相对的轮毂盘——固定地联接到第一旋翼42a的第一轮毂盘60a和固定地联接到第二旋翼42b的第二轮毂盘60b。一个或多个额外的轴承座圈62布置在轮毂盘之间，使得轮毂盘能够相对于彼此旋转并交换额定载荷。在所示实例中，一对小齿轮64也布置在轮毂盘之间。
32.现在转向图8所示，旋翼组件12包括形成在相对的轮毂盘60a和60b上的机械互锁66。机械互锁配置为当差分相位角达到预定值时将第一马达48a联接到第二旋翼42b(或将第二马达48b联接到第一旋翼42a)。以这种方式，机械互锁限制差分相位角，并允许第一马达旋转第二旋翼(反之亦然)，如果任一马达发生故障。在所示的实例中，互锁66包括一对凸起的楔块，该楔块形成在相对的轮毂盘上或以其他方式附接到相对的轮毂盘上的——第一轮毂盘60a上的楔块68a和第二轮毂盘60b上的楔块68b。楔块被升高足够的量以防止一个楔块旋转经过另一个楔块。因此，当差分相位角增加到约360度时，第一轮毂盘将与第二轮毂盘相遇并旋转第二轮毂盘。相反，当差分相位角减小到约
–
360度时，第二轮毂盘将与第一轮毂盘相遇并旋转第一轮毂盘。在其他实例中，机械互锁可以采用不同的形式。在其他实例中，机械互锁可以布置在轴杆50上或旋翼组件12中的其他地方。
33.本文的附图或描述的任何方面均不应被理解为限制性的，因为还设想了许多变化、扩展和省略。虽然示出的旋翼组件12包括两个旋翼和相应数量的马达，但其他合适的旋翼组件可包括三个或更多个旋翼，每个旋翼联接到驱动组件的相应马达。可选地，驱动组件的给定马达可配置为驱动多个旋翼或单个旋翼，其中叶片布置在其相关联的轴杆的每一端。本文的旋翼组件的各种优点在提供升力的取向中被举例说明，但是该取向不是严格必要的，因为这种旋翼组件也可以用于其他取向，以确保其他优点。
34.图9显示了用于控制具有多个、共轴旋翼和配置为改变旋翼之间的差分相位角的驱动组件的飞行器旋翼组件的实例方法70的各方面。方法70可由安装有旋翼组件的飞行器
的机载计算机(比如图1的计算机24)编排。
35.在方法70的72处，感测相对气团流速或相对于飞行器的风速。在航空学中，术语“相对风速”是飞行器相对于飞行器飞行所在气团的速度的替代。由于相对风速是一个三维向量，因此相对风速允许在水平面(即垂直于高度分量的平面)上进行投影。在本文的一些实例中，术语“相对风速”用于指不包括高度分量的投影。在一些实例中，相对风速可以通过布置在飞行器中的空速传感器来感测。在其他实例中，可以基于gps、加速度计和/或其他数据间接感测相对风速。如下所述，飞行器的机载计算机可以接收相对风速作为输入并且基于相对风速计算差分相位角的设定点。以这种方式，差分相位角的设定点可以响应于相对风速而变化。
36.在方法70的74处，如果相对风速低于预定阈值，则在76处，差分相位角被设定为基本上180/n度，其中n是旋翼组件中旋翼的数量。换句话说，差分相位角的设定点可以是约180/n度，以限制相对风速的低值。例如，限制低值可以对应于垂直起飞或着陆条件或其任何部分。在两个旋翼布置在旋翼组件中的实例中，在这种条件下可以将差分相位角设置为基本上90度。
37.在方法70的78处，差分相位角随着相对风速的增加而减小。在一些实例中，飞行器的机载计算机接收在72处感测的相对风速并且随着相对风速的增加向下调节差分相位角的设定点。在一些实例中，当飞行器接近指示巡航飞行的相对风速时，设定点降低到基本上零度。因此，在巡航飞行期间或其任何部分可以将差分相位角设定为0度。图10显示了在一个非限制性实例中作为相对风速的函数的差分相位角的曲线图。
38.在方法70的80处，感测飞行器的高度。在一些实例中，高度可以通过布置在飞行器中的高度计来感测。在其他实例中，可以基于gps和/或其他数据间接感测高度。在82处，差分相位角作为高度的函数而变化。在一些实例中，机载计算机可以响应于高度来调节差分相位角的设定点。在一些实例中，可以响应于指示巡航飞行的高度或飞行模式的改变(例如垂直到巡航的转变)来调节差分相位角的设定点。例如，该控制特征可以被制定以补偿地面冲刷效应——在旋翼组件的尾流中的物体和/或结构可能影响在保持推力的同时减少声发射所需的差分相位角。
39.在任选的步骤84处，感测来自飞行器的声学噪声。在一些实例中，声学噪声可以经由布置在飞行器上的定向或全向麦克风来感测。在一些场景下，特定目标的噪声是由旋翼组件的上游旋翼叶片的旋涡被同一旋翼组件的下游旋翼叶片注入而引起的噪声。图11提供了该场景的说明。
40.在方法70的86处，差分相位角被改变以降低声学噪声的量。更具体地，飞行器的机载计算机可以以开环或闭环方式改变差分相位角的设定点，以减少来自飞行器的声学噪声的量，包括由于旋涡吸入引起的噪声。在一些实例中，机载计算机可以从机载麦克风接收输入并以闭环方式调节设定点以便减少噪声量。在其他实例中，计算机可以基于一个或多个感测或预测的参数值以开环方式调节设定点。合适的参数值包括旋翼的旋转速度、飞行器高度、相对风速等。在一些实例中，计算机可以将设定点计算为数值函数。在其他实例中，计算机可以从存储在计算机存储器中的查找表读取设定点。
41.在方法70的88处，确定飞行器是否已经实现巡航飞行，其中旋翼组件的旋翼的旋转速度降低到断电状态。在90处，如果旋翼组件断电以进行巡航飞行，则旋翼组件中的每个
叶片固定(即，停止)并与相对风向静态对准。如本文所用，“相对风向”是平行于相对风速的水平投影的方向。在一些实例中，计算机接收相对风向(如上所述)并调节旋翼组件的所有旋翼的叶片相对于相对风向的静态定向的设定点。如图9所示，只要相对风向发生变化(例如，当风变化和/或飞行器改变航线时)，就可以在巡航飞行期间无限期地重复步骤90。因此，计算机可配置为在巡航飞行期间迭代地或连续地接收相对风向的变化并相应地更新设定点。在需要简化控制策略的一些实例中，在巡航飞行期间，叶片可以在飞行器的向前方向上对准，而不管相对风向。
42.如上所述，本文的控制方法可以与一个或多个计算装置的计算机系统相关，例如机载计算机24。这种方法和过程可以实施为应用程序或服务、应用程序编程接口(api)、库和/或其他计算机程序产品。
43.图12提供了实例计算机24的示意表示，该实例计算机配置为提供本文公开的计算机系统功能中的一些或全部。计算机24可以采用个人计算机、应用服务器计算机或任何其他计算装置的形式。
44.计算机24包括逻辑系统92和计算机存储器系统94。计算机24可以任选地包括显示系统96、输入系统98、网络系统100和/或图中未示出的其他系统。
45.逻辑系统92包括配置为执行指令的一个或多个物理装置。例如，逻辑系统可以配置为执行作为至少一个操作系统(os)、应用、服务和/或其他程序构造的一部分的指令。逻辑系统可以包括配置为执行软件指令的至少一个硬件处理器(例如，微处理器、中央处理器、中央处理单元(cpu)和/或图形处理单元(gpu))。另外地或可选地，逻辑系统可以包括配置为执行硬件或固件指令的至少一个硬件或固件装置。逻辑系统的处理器可以是单核或多核，其上执行的指令可以配置为顺序、并行和/或分布式处理。逻辑系统的各个部件任选地可以分布在两个或多个单独的装置中，这些装置可以远程定位和/或配置用于协调处理。逻辑系统的各方面可以由在云计算配置中配置的远程可访问的联网计算装置虚拟化和执行。
46.计算机-存储器系统94包括至少一个物理装置，该物理装置配置为临时和/或永久地保存计算机系统信息，比如可由逻辑系统92执行的数据和指令。当计算机-存储器系统包括两个或多个装置时，该装置可以并置或远程定位。计算机-存储器系统94可以包括至少一种易失性、非易失性、动态、静态、读/写、只读、随机访问、顺序访问、位置可寻址、文件可寻址和/或内容可寻址的计算机-存储器装置。计算机-存储器系统94可以包括至少一个可移除和/或内置计算机-存储器装置。当逻辑系统执行指令时，计算机-存储器系统94的状态可以被转换——例如，以保持不同的数据。
47.逻辑系统92和计算机-存储器系统94的各方面可以一起集成到一个或多个硬件逻辑部件中。任何这种硬件逻辑部件可包括至少一个程序或专用集成电路(pasic/asic)、程序或专用标准产品(pssp/assp)、片上系统(soc)、或复杂可编程逻辑装置(cpld)，例如。
48.逻辑系统92和计算机-存储器系统94可以协作以实例化一个或多个逻辑机器或引擎。如本文所用，术语“机器”和“引擎”各自统称为协作硬件、固件、软件、指令和/或提供计算机系统功能的任何其他组件的组合。换句话说，机器和引擎从来都不是抽象的概念，并且总是具有一个有形的形式。机器或引擎可以由单个计算装置实例化，或者机器或引擎可以包括由两个或多个不同计算装置实例化的两个或多个子部件。在一些实施中，机器或引擎包括与远程部件(例如，由一个或多个服务器计算机系统的网络提供的云计算服务)协作的
本地部件(例如，由计算机系统处理器执行的软件应用程序)。赋予特定机器或引擎其功能的软件和/或其他指令可以任选地保存为一个或多个计算机-存储器设备上的一个或多个未执行模块。
49.机器和引擎可以使用机器学习(ml)和人工智能(ai)技术的任何合适组合来实施。可以并入一个或多个机器的实施中的技术的非限制性实例包括支持向量机、多层神经网络、卷积神经网络(例如，用于处理图像和/或视频的空间卷积网络，和/或配置为在一个或多个时间和/或空间维度上卷积和汇集特征的任何其他合适的卷积神经网络)、循环神经网络(例如，长短期记忆网络)、关联记忆(例如，查找表、哈希表、布隆过滤器、神经图灵机和/或神经随机存取存储器)、无监督空间和/或聚类方法(例如，最近邻算法、拓扑数据分析和/或k均值聚类)和/或图形模型(例如，(隐藏的)马尔可夫模型、马尔可夫随机场、(隐藏的)条件随机场和/或ai知识库)。
50.当被包括时，显示系统96可用于呈现由计算机-存储器系统94保存的数据的视觉表示。在一些实例中，视觉表示可采用图形用户界面(gui)的形式。显示系统可以包括使用几乎任何类型的技术的一个或多个显示装置。在一些实例中，显示系统可以包括一个或多个虚拟、增强或混合现实显示器。在一些实例中，显示系统可以远离计算机24并且经由网络系统100可操作地联接到计算机24。
51.当被包括时，输入系统98可以包括一个或多个输入装置或与一个或多个输入装置连接。输入装置可以包括传感器装置或用户输入装置。用户输入装置的实例包括键盘、鼠标或触摸屏。在一些实例中，输入系统可以远离计算机24并且经由网络系统100可操作地联接到计算机24。
52.当被包括时，网络系统100可配置为将计算机24与一个或多个其他计算机系统通信联接。网络系统可以包括与一种或多种不同通信协议兼容的有线和无线通信装置。网络系统可以配置为经由个人网络、局域网和/或广域网进行通信。
53.总之，本公开的一个方面涉及一种飞行器旋翼组件，其包括：第一旋翼，其具有多个固定螺距叶片，该多个固定螺距叶片配置为在第一旋转平面中围绕旋转轴旋转；从第一旋翼延伸的第一旋翼轴杆；第一电动马达，其配置为使第一旋翼轴杆和第一旋翼旋转；第二旋翼，其具有多个固定螺距叶片，该多个固定螺距叶片配置为在平行于第一旋转平面并偏离第一旋转平面的第二旋转平面内围绕旋转轴线旋转；第二旋翼轴杆，其从第二旋翼共轴延伸穿过第一旋翼轴杆；第二电动马达，其配置为使第二旋翼轴杆和第二旋翼旋转；以及马达控制系统，其配置为可控地改变第一旋翼和第二旋翼之间的差分相位角。
54.在一些实施中，旋翼组件进一步包括机械互锁，其配置为限制差分相位角，从而允许第一电动马达旋转第二旋翼或允许第二电动马达旋转第一旋翼。在一些实施中，旋翼组件进一步包括可操作地联接到第一和第二电动马达的一个或多个电子马达控制器，以及配置成感测第一电动马达和第二电动马达的旋转角的一个或多个旋转角传感器，其中一个或多个电子马达控制器配置为从一个或多个旋转角传感器接收反馈信号。在一些实施中，一个或多个电子马达控制器配置为静态地对准第一旋翼的叶片和第二旋翼的叶片。
55.本公开的另一方面涉及飞行器旋翼组件，其包括：第一旋翼和第二旋翼，其可围绕公共轴同步且相对于彼此旋转，第一旋翼具有从公共轴径向延伸的第一叶片，第二旋翼具有从公共轴径向延伸，沿公共轴与第一叶片纵向偏移的第二叶片；以及驱动组件，其联接到
第一旋翼和第二旋翼并配置为在第一旋翼和第二旋翼的连续旋转期间可控地改变投影到垂直于公共轴的平面上时分隔第一叶片和第二叶片的差分相位角。
56.在一些实施中，第一旋翼包括从公共轴径向延伸、与第一叶片分隔180度的第三叶片，并且第二旋翼包括从公共轴径向延伸、与第二叶片分隔180度的第四叶片。在一些实施中，驱动组件包括分别联接到第一旋翼和第二旋翼的第一马达和第二马达。在一些实施中，第一旋翼和第二旋翼在每个联接到驱动组件的对应马达的三个或多个旋翼中。在一些实施中，旋翼组件进一步包括一个或多个旋转角传感器，其配置为感测第一马达和第二马达或第一旋翼和第二旋翼的旋转角，其中驱动组件包括配置为从一个或多个旋转角传感器接收反馈信号的电子马达控制器。在一些实施中，旋翼组件进一步包括将第一马达联接到第一旋翼的第一轴杆和将第二马达联接到第二旋翼的第二轴杆，其中第一轴杆和第二轴杆是同心的。在一些实施中，第一马达和第二马达沿着公共轴相邻，使得第一叶片和第二叶片布置在旋翼组件的一侧并且第一马达和第二马达布置在旋翼组件的相对侧。在一些实施中，旋翼组件进一步包括机械互锁，该机械互锁配置为当差分相位角达到预定值时将第一马达联接到第二旋翼。在一些实施中，第一叶片和第二叶片是固定螺距叶片。在一些实施中，第一叶片和第二叶片的长度不同。
57.本公开的另一方面涉及一种飞行器，其包括：向前推进器；以及至少一个旋翼组件，该旋翼组件包括：第一旋翼和第二旋翼，其可围绕公共轴同步地且相对于彼此旋转，第一旋翼具有从公共轴沿相反方向径向延伸的第一对叶片，第二旋翼具有沿公共轴与第一对叶片纵向偏移并从公共轴沿相反方向径向延伸的第二对叶片，以及驱动组件，其可操作地联接到第一旋翼和第二旋翼并配置为在第一旋翼和第二旋翼的连续旋转期间可控地改变分隔第一对叶片和第二对叶片的差分相位角，使得在飞行器的起飞和着陆期间该差分相位角基本上为180/n度并且在飞行器的巡航飞行期间该差分相位角基本上为0度，其中n是旋翼组件中的旋翼数量。
58.在一些实施中，驱动组件包括配置为分别旋转第一旋翼和第二旋翼的第一马达和第二马达。在一些实施中，飞行器进一步包括机械互锁，其配置为限制差分相位角，从而允许第一电动马达旋转第二旋翼或者允许第二电动马达旋转第一旋翼。在一些实施中，旋翼组件中旋翼的数量是两个，并且在起飞和着陆期间差分相位角基本上为90度。在一些实施中，差分相位角响应于相对于飞行器的风速而可控地变化。在一些实施中，飞行器还包括高度计，其中差分相位角响应于高度计的输出而可控地变化。在一些实施中，驱动组件进一步配置为在飞行器的巡航飞行期间将第一对叶片和第二对叶片相对于飞行器的气团流动方向固定并静态对准。在一些实施中，旋翼组件和向前推进器具有固定的相对取向。
59.应当理解，本文描述的配置和/或方法本质上是示例性的，并且这些特定实施方式或实例不应被视为限制性的，因为许多变化是可能的。本文描述的特定例程或过程可以代表任意数量的处理策略中的一个或多个。因此，所示出和/或描述的各种动作可以按照所示出和/或描述的顺序、以其他顺序、并行或省略来进行。同样，上述过程的顺序可以改变。
60.进一步地，本公开包括根据以下条款的实例：
61.条款1.一种飞行器旋翼组件(12)，其包括：
62.第一旋翼(42a)，其具有多个固定螺距叶片(44a，44a')，所述多个固定螺距叶片(44a、44a')配置为在第一旋转平面(pa)中围绕旋转轴(a)旋转；
63.第一旋翼轴杆(50a)，其从所述第一旋翼延伸；
64.第一电动马达(48a)，其配置为使所述第一旋翼轴杆和所述第一旋翼旋转；
65.第二旋翼(42b)，其具有多个固定螺距叶片(44b，44b')，所述多个固定螺距叶片(44b、44b')配置为在第二旋转平面(pb)中围绕所述旋转轴旋转，所述第二旋转平面(pb)平行于第一旋转平面并偏离第一旋转平面；
66.第二旋翼轴杆(50b)，其从所述第二旋翼共轴延伸穿过所述第一旋翼轴杆；
67.第二电动马达(48b)，其配置使所述第二旋翼轴杆和所述第二旋翼旋转；和
68.马达控制系统(52)，其配置为可控地改变所述第一旋翼和所述第二旋翼之间的差分相位角
69.条款2.根据条款1所述的旋翼组件，其进一步包括机械互锁(66)，其配置为限制所述差分相位角，从而允许所述第一电动马达旋转所述第二旋翼或者允许所述第二电动马达旋转所述第一旋翼。
70.条款3.根据条款1或2所述的旋翼组件，其进一步包括一个或多个电子马达控制器(54)，其可操作地联接到所述第一马达和所述第二马达，以及一个或多个旋转角传感器(56)，其配置为感测所述第一电动马达和所述第二电动马达的旋转角，其中所述一个或多个电子马达控制器配置为从所述一个或多个旋转角传感器接收反馈信号。
71.条款4.根据条款3所述的旋翼组件，其中所述一个或多个电子马达控制器配置为将所述第一旋翼的叶片和所述第二旋翼的叶片静态地对准。
72.条款5.一种飞行器旋翼组件(12)，其包括：
73.第一旋翼和第二旋翼(42a，42b)，其可围绕公共轴(a)同步且相对于彼此旋转，所述第一旋翼具有从所述公共轴径向延伸的第一叶片(44a)，所述第二旋翼具有从所述公共轴径向延伸，沿所述公共轴与所述第一叶片纵向偏移的第二叶片(44b)；和
74.驱动组件(46)，其联接到所述第一旋翼和第二旋翼并配置为在所述第一旋翼和第二旋翼的连续旋转期间可控地改变当投影到垂直于所述公共轴的平面(pa，pb)上时分隔所述第一叶片和所述第二叶片的差分相位角。
75.条款6.根据条款5所述的旋翼组件，其中所述第一旋翼包括从所述公共轴径向延伸，与所述第一叶片分隔180度的第三叶片(44a')，并且其中第二旋翼包括从所述公共轴径向延伸，与所述第二叶片分隔180度的第四叶片(44b')。
76.条款7.根据条款5或6所述的旋翼组件，其中所述驱动组件包括分别联接到所述第一旋翼和所述第二旋翼的第一马达和第二马达(48a、48b)。
77.条款8.根据条款7所述的旋翼组件，其中所述第一旋翼和所述第二旋翼在每个联接到所述驱动组件的对应马达的三个或多个旋翼中。
78.条款9.根据条款7或8所述的旋翼组件，其进一步包括一个或多个旋转角传感器(56)，其配置为感测所述第一马达和所述第二马达或所述第一旋翼和所述第二旋翼的旋转角，其中所述驱动组件包括电子马达控制器(54)，其配置为从所述一个或多个旋转角传感器接收反馈信号。
79.条款10.根据条款7-9中任一项所述的旋翼组件，其进一步包括将所述第一马达联接到所述第一旋翼的第一轴杆(50a)和将所述第二马达联接到所述第二旋翼的第二轴杆(50b)，其中所述第一轴杆和所述第二轴杆是同心的。
80.条款11.根据条款7-10中任一项所述的旋翼组件，其中所述第一马达和所述第二马达沿着所述公共轴相邻，使得所述第一叶片和所述第二叶片布置在所述旋翼组件的一侧，并且所述第一马达和所述第二马达布置在所述旋翼组件的相对侧。
81.条款12.根据条款7-11中任一项所述的旋翼组件，其进一步包括机械互锁(66)，其配置为当所述差分相位角达到预定值时将所述第一马达联接到所述第二旋翼。
82.条款13.根据条款5-12中任一项所述的旋翼组件，其中所述第一叶片和所述第二叶片是非折叠的、固定螺距的叶片。
83.条款14.根据条款5-13中任一项所述的旋翼组件，其中所述第一叶片和所述第二叶片的长度不同。
84.条款15.一种飞行器(10)，其包括：
85.向前推进器(20)；和
86.至少一个旋翼组件(12)，其包括：
87.第一旋翼和第二旋翼(42a、42b)，其可围绕公共轴(a)同步地且相对于彼此旋转，所述第一旋翼具有从所述公共轴沿相反方向径向延伸的第一对叶片(44a、44a')，所述第二旋翼具有沿所述公共轴与所述第一对叶片纵向偏移，且从公共轴沿相反方向径向延伸的第二对叶片(44b，44b')，和
88.驱动组件(46)，其可操作地联接到所述第一旋翼和所述第二旋翼并配置为在所述第一旋翼和所述第二旋翼的连续旋转期间可控地改变将所述第一对叶片和第二对叶片分隔的差分相位角使得在所述飞行器的起飞和着陆期间所述差分相位角基本上为180/n度，并且在所述飞行器的巡航飞行期间所述差分相位角基本上为0度，其中n是所述旋翼组件中的旋翼数量。
89.条款16.根据条款15所述的飞行器，其中所述驱动组件包括第一马达和第二马达(48a，48b)，其配置为分别旋转所述第一旋翼和第二旋翼。
90.条款17.根据条款16所述的飞行器，其进一步包括机械互锁(66)，其配置为限制所述差分相位角，从而允许所述第一电动马达旋转所述第二旋翼或者允许所述第二电动马达旋转所述第一旋翼。
91.条款18.根据条款15-17中任一项所述的飞行器，其中所述旋翼组件中旋翼的数量为两个，并且其中在起飞和着陆期间所述差分相位角基本上为90度。
92.条款19.根据条款15-18中任一项所述的飞行器，其中所述差分相位角响应于相对于所述飞行器的风速而可控地变化。
93.条款20.根据条款15-19中任一项所述的飞行器，其进一步包括高度计(30)，其中所述差分相位角响应于所述高度计的输出而可控地变化。
94.条款21.根据条款15-20中任一项所述的飞行器，其中所述驱动组件进一步配置为在所述飞行器的巡航飞行期间将所述第一对叶片和所述第二对叶片固定在相对于所述飞行器的风向上并且静态对准。
95.条款22.根据条款15-21中任一项所述的飞行器，其中所述旋翼组件和所述向前推进器具有固定的相对取向。
96.本公开的主题包括本文公开的各种过程、系统和配置以及其他特征、功能、作用和/或特性的所有新颖和非显而易见的组合和子组合，以及其任何和所有等价物。