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。
[0084]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
[0085]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。
[0086]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。
[0087]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。
[0088]图5?10示出了另一种实施例之可变形UAV 10a0所述UAV 10a的设计原理与所述UAV 100的基本相同，所有UAV 10a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 10a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。
[0089]在一些实施例中，所述UAV 10a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181(例，卡接口)。所述接口 181可用于可插拔地连接一负载(例，相机或机械臂)或一电池。
[0090]在一些实施例中，所述UAV 10a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。
[0091]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 10a更紧凑。
[0092]与所述UAV 100类似，所述UVA 10a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。
[0093]所述UAV 10a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 10a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 10a提供支撑。
[0094]图11-14示出了另一实施例的可变形UAV 10bo所述UAV 10b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 10b的元件都可推定为与所述UAV100相同。所述UAV 10b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 10b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。
[0095]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。
[0096]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。
[0097]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29b，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。
[0098]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。
[0099]类似于所述UAV 100，所述UAV 10b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17%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。
[0100]所述UAV 10b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 10b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UAV10a提供支撑(例，如图11、13和14所示)。
[0101]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。
[0102]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。
[0103]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。
[0104]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。
[0105]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