旋翼飞行器动力和推进系统的制作方法

专利名称：旋翼飞行器动力和推进系统的制作方法
旋翼飞行器动力和推进系统
相关申请的交叉引用
根据35 U.S.C. § 119(e)，本申请要求于2007年1月18日递交的 第60/885,559号美国临时申请的优先权，以引用的方式将该临时申请 并入本文。
背景技术：
本公开涉及飞行器，具体涉及无人飞行器(UAV)。更具体地，本 公开涉及无人旋翼飞行器。
旋翼飞行器用于多种应用中。军队、执法部门以及用于航空搜索 业务的商业活动使用无人旋翼飞行器。

发明内容
根据本公开，旋翼飞行器包括具有非转动结构主骨架或芯柱或支 柱的主体或机身结构。还包括反向转动的共轴旋翼系统，该旋翼系统 具有包括旋翼毂和连接至所述毂的多个旋翼桨叶的旋翼模块。在示例 性实施方式中，每个旋翼模块由非转动结构支柱支撑并连接至单独的 旋翼驱动器，该旋翼驱动器可以是驱动电机并连接至旋翼毂以绕着纵 向转动轴线驱动旋翼桨叶。在示例性实施方式中，非转动结构支柱穿 过旋翼驱动器，旋翼驱动器被定位在非转动结构支柱的分隔开的相反 端之间。在示例性实施方式中，提供多个分布式的动力源以向多个旋 翼驱动器提供动力，所述动力源例如可包括电池、燃料电池或气电混 合发电机。可以使用分布式动力源和如控制模块、有效载荷模块和电 子模块等其它模块以将飞行器平衡在希望的位置从而改善飞行中的控 制授权。通过电气配线而不是机械轴系来实现向旋翼桨叶的动力传递 和旋翼桨叶之间的动力传递。提供了在制造飞行器中所希望的模块化 结构。通过考虑以下对本公开的目前所认识到的最佳实施方式进行举例 说明的示例性实施方式的描述，对于本领域技术人员，本公开的附加 特征会变得明显。


详细描述具体地参照了附图，在附图中
图1是根据本发明的旋翼飞行器的立体图，其示出了包括共轴反 转旋翼系统以及具有连接至旋翼系统的可互换模块化部件的长主体的 飞行器；
图2是示出从飞行中的飞机上部署图1的旋翼飞行器的立体图。
图3是根据本公开的集成微旋翼飞行器系统以提供地区的远程监 测的立体图，该立体图示出了该系统的机动指挥中心以及与机动指挥 中心进行通信的该系统的多个旋翼飞行器；
图4是根据本公开的旋翼飞行器的示意图，其示出了具有动力和 信号线路的中央信息转移通路构架、导航系统和连接至机身的一对旋 翼系统，所述机身包括非转动的结构支柱或主骨架并承载有效负载；
图5是根据本公开的旋翼飞行器的示意图，其示出了旋翼系统、 控制模块和动力源模块，所述动力源模块通过具有动力和信号线路的 中央数据/动力信息转移通路进行通信；
图6是图1的旋翼飞行器的侧视图，其中拆除了空气动力绕流体 壳体以揭示系统模块，并显示出例如(从顶部到底部)控制模块、第 一动力源模块、第一旋翼模块、桨距控制器、第二旋翼模块、第二动 力源模块和有效负载模块；
图7是包括在图6的旋翼飞行器中的示例性部件的分解立体图8是包括在图6的旋翼飞行器中的旋翼模块(无旋翼桨叶)的 分解立体图，其示出了例如(从右向左)旋转倾转盘组件、毂、隔离 件、旋翼圏、多个稀土磁体、层叠组、电子电机速度控制器(ESC) 以及安装座；
图9是图8的层叠组的放大立体图IO是图8的电子电机速度控制器(ESC)的放大立体12图11是图8的安装座的放大立体图12是根据本公开的旋翼飞行器的可替换实施方式的立体图，其 示出了包括共轴反转旋翼系统和具有连接至旋翼模块的可互换模块化 部件的长主体的飞行器；以及
图13是图12的实施方式的分解立体图，其示出了 (右至左)鼻 锥、GPS天线、第一计算机电路板、带多个稀土磁体的第一旋翼模块、 第一磁性线圈组件、支柱管、带电池的动力模块、第二磁性线圈组件、 第二计算机电路板和尾锥。
具体实施例方式
例如在图1中示出了旋翼飞行器10，其处于飞翔或飞行方位以用 于飞行器10在方向72、 101和102上运动。旋翼飞行器10包括形成 非转动结构支柱64的机身74，并且旋翼飞行器IO还包括上部12、第 一旋翼模块14、第二旋翼模块16、中部18和下部20。还包括向旋翼 模块提供动力的第一动力源模块22和第二动力源模块24、处于机身 74的第一端73处的鼻锥31和设置在机身74的第二隔开端7 5处的尾 锥31、以及运送货物或服务和/或在飞行器10的飞行过程中收集所需 数据的有效负载模块26。当飞行器10处于如图l所示的飞行形态时， 认为第一端73被定向为向上，而认为第二端75被定向为向下。如图 1和4所示，所有模块14、 16、 22、 24、 26连接至具有机身轴线28 的纵向主体或非转动结构支柱64，并以隔开的方式沿着具有机身轴线 28的纵向主体或非转动结构支柱64布置。机身10的上部12和中部 18中的内部积"械和电气部件或才莫块分别由薄壁上主体壳30和中主体 壳32封装。下主体壳34覆盖下部20的一部分。
旋翼飞行器10包括旋翼系统36，旋翼系统36包括具有旋翼驱动 器38的旋翼模块14，旋翼驱动器38位于毂40中并可操作地连接至 多个旋翼桨叶42,每个旋翼桨叶42具有纵向轴线42H。如图5所示， 纵向轴线42H与机身74的纵向轴线28相交以限定旋翼系统36的大 致重心CG1。旋翼系统36还包括桨距(pitch)控制器44例如旋转倾 转盘46 (见图5和6)，旋转倾转盘46可操作地连接至旋翼桨叶42以响应来自伺服模块50的输出来改变旋翼桨叶42的周期桨距和/或总 桨距。伺服模块50包括旋转倾盘46和/或旋转倾盘80或82、以及通 过连杆52 (见图6)连接至一个或多个旋转倾盘46、 80、 82 (见图6 和7)的伺服致动器48。根据本公开，如图4所示，旋翼飞行器10 的大致重心CG2可位于桨距控制器44之间。虽然飞行器10的重心 CG2的标记通常位于纵向轴线28上，4旦是为了方<更，将该标记显示 为在轴线28的一侧。
动力例如电由例如动力模块56发出。图6中示出了两个动力模块 56，每个动力模块56包括各自的动力源模块22或24和电池54或来 自存储罐(未示出)的燃料。来自模块56的动力通过动力线路58流 遍旋翼系统36并提供动力以操作控制模块60、旋翼驱动器38和伺服 模块50。来自控制模块60的控制信号沿着信号线路62流动并调节旋 翼驱动器38的速度和伺服模块50的定位输出。动力线路58和信号线 路62设置在印刷电路板63 (见图7)上，动力线路58和信号线路62 穿过形成在旋翼飞行器10的结构主骨架或支柱64(见图7)中的通道 在旋翼桨叶42的第 一或进流侧42N与第二或出流侧42T之间延伸。 非转动结构支柱64包4舌中空部74以容纳例如线路58和62。
如图4所示，在盘旋飞行中，第一旋翼模块14和第二旋翼模块 16关于机身轴线28反向转动，从而将空气在方向66上向下推，并在 向上的方向67上提升旋翼飞行器10。如图l所示，第一旋翼模块14 具有设置成在方向68上转动的旋翼桨叶42,第二旋翼模块16具有设 置成关于机身轴线28在方向70上转动的旋翼桨叶42。如图l所示， 由于第一旋翼才莫块14和第二旋翼模块16配备有周期的桨距控制，因 此旋翼飞行器IO祐 没置为用于在方向72、 101和102上进行定向飞行， 而机身轴线28处于实质上竖直的方向。
如图7所示，机身74形成旋翼飞行器10的结构主骨架或支柱64, 并大体上从上部12向下部20垂直地穿过旋翼飞行器10的中心。在示 例性实施方式中，机身是非转动管。第一和第二旋翼模块14、 16以及 上部12、中部18和下部20中的所有部件或模块连接至支柱64或机 身74。现在参照图7，机身74可用作或包括例如动力线路58、信号
14线路62和用于电气配线(未示出)、管路(未示出)和机械连接(未 示出)的其他可能线路，以服务于位于旋翼飞行器10的上部12、中 部18以及下部20中的模块。机身74可由碳石墨纤维、玻璃纤维、7075 号铝合金或类似合金或者其它类似材料具有大约0.5英寸的外径。
如图6所示，旋翼飞行器IO被配置为包括三个主体部。上部12 包括电子模块88(见图4)为飞行中的飞行器IO例如提供至少导航和 通信服务，还包括第一动力源例如为驱动旋翼桨叶42提供动力。第一 动力源模块22例如连接至机身74的上端或第一端73。上部12还可 包括第一电机速度控制器76以及第一无刷电机(见图6)。中部18可 包括第一旋转倾盘80、第二旋转倾盘82和伺服致动器48。下部20 可包括第二电机速度控制器84、第二无刷电机86、电子模块88(见 图4)、第二动力源模块24以及连接至机身74的下端或第二端75的 有效负载模块26。可将固定的或可移动的空气动力表面(未示出)附 接至另一个伺服致动器以用于额外的飞行控制(未示出)。
通常，可包括例如电池54的动力模块56相对较重。如果所有模 块56位于旋翼模块14、 16下方，那么旋翼飞行器10自然稳定，因为 动力模块56倾向于被重力向下拉。然而，随着稳定性增加，控制授权 通常减小。本公开的技术特征是将重的部件如动力模块56关于旋翼系 统的中心均匀地布置，使得飞行器10的任何重心例如CG1和CG2与 旋翼系统36的大致提升中心重合，该提升中心可位于共轴的旋翼模块 14、 16之间的中途。
旋翼模块14、 16结构和功能彼此相似，从而一个旋翼模块14的 描述也适用于另一个旋翼模块16。旋翼模块14包括旋翼安装座卯、 旋翼毂40、第一和第二球轴承92、 94、卡环96、桨叶轭98和旋翼桨 叶42。在组装时，轴承92、 84通过与位于从旋翼安装座90延伸的突 起部102上的槽100接合的卡环96保持在旋翼安装座90的轴103上。 旋翼桨叶42由穿过帽106和形成在轴110中的孔108的销104保持就 位。轴110穿过形成在毂40中的支承孔112，并当由另一个销(未示 出)保持时进入到轭98中的孔114中。
如图8所示，旋翼模块14适于支持既可周期性地又可总地调整桨距的旋翼桨叶42。连接件52将桨距臂120连接至旋转倾盘46。
在示例性实施方式中，旋翼驱动器38在图8中示出为直接驱动电机134。直接驱动电才几124包括具有电磁绕组126和稀土》兹体124的层叠组122。直接驱动电机134被定位成位于旋翼毂40中或位于旋翼毂40附近。如图8所示，直接驱动电机134形成为包括中空的芯部134H。如图6和7所示，中空的芯部134H被配置成容纳非转动结构支柱64。直接驱动电才几134被配置成绕着纵向机身轴线28驱动旋翼桨叶42。层叠组122的厚度大约为0.6英寸，并具有如图9所示的大约23层导^兹铁材料。12个绕组126由缠绕在层叠组122的齿128上的23号线规(23 gauge)的铜线而制成，从而形成12极电机。转子环130也称为背铁由可透i兹铁制成以在运行过程中支持磁体124之间的磁通。
直接驱动电4几134具有大体上中空的芯部134H，如之前所述，该芯部134H^皮配置成容纳非转动结构支柱64。在示例性实施方式中，由于稀土i兹体124位于层叠组122和绕组126的外侧，并绕着层叠组122和绕组126转动，因此直接驱动电机134是外转子式电机。这与内转子式电机(未示出)形成对照，在内转子式电机中，磁体附接至实心轴并在层叠组和绕组内部转动。
尽管稀土磁体124在图8中被示出为一组分离的部分，但是稀土磁体124可形成为单一连续环形磁性材料，该环形磁性材料在制造过程中绕着其外周被磁化为多个分离的南北极，从而形成多极磁性环或环形磁体。多极环形磁体的特征是在磁性部分之间不存在气隙，并且在直接驱动电机134的运4亍过程中，/磁通可更有效地在》兹性部分之间通过。
提供电子电机速度控制器132 (ESC)以控制直接驱动电机134,并且电子电机速度控制器132被设置成邻近层叠组122，使得绕组126的末端123直接邻接或穿过电子电机速度控制器132的电路板136。本公开的特征是通过在电机速度控制器132的孔125中终止绕组126，绕组126可电子地连接，以由电子速度控制器上的计算机系统以被称为三角形缠绕和Y形缠绕的不同组合提供能量，从而为不同的运行条
16件调整直接驱动电机134的动力与效率。
电机绕组以三个为一组连接在一起的方式决定了这些绕组被配置成Y形或三角形绕组。如果这些绕组仅在一端连接在一起，那么这种连接则呈现Y形并被称为Y形绕组。如果三个绕组以希腊字母D的类似三角形在两端连接在一起，那么这些绕组被称为三角形绕组。
根据本发明，Y形绕组可用于旋翼模块14、 16的低速运行，例如用于旋翼飞行器10的有效的盘旋飞行。在根据本发明的示例性实施方式中，三角形绕组用于旋翼模块14、 16的高速运行，例如用于旋翼飞行器IO的高速水平飞行。
在根据本发明的示例性实施方式中，电机速度控制器包括功率继电器或接触器133,功率继电器或接触器133可在"飞行中"对绕组的连接进行重新配置以用于直接驱动电机134在高速和低速下的有效运行。
在示例性实施方式中，旋翼安装座卯可由铝机械加工而成或者由聚碳酸酯塑料或填充玻璃纤维的尼龙注塑模制成整体部件(onepiece )。旋翼毂40可由热塑性材料如尼龙或乙缩醛注塑模制成整体部件。旋翼安装座卯通过紧固件41连接至毂43。桨叶轭98通过紧固件43连接至毂40。旋翼桨叶42在飞行中由形成飞行器10外部主体壳的一部分的旋翼毂40而不是由与机身轴线28重合的常规共轴的轴支撑。这使旋翼支撑轴承92、 94非常接近旋翼桨叶42，并且在旋翼飞行器10的中央主体部分中留出空间以容置直接驱动电机134。
在示例性的桨距固定的旋翼系统中，转动的桨叶4 2所产生的径向飞行力由连接至4t翼桨叶42的内部轭98承受。轭98被形成为包括祐:设置成容纳机身74的孔137，因而不需要特别的推力轴承。
再次参照图6,示例性实施方式包括旋翼模块14、 16、旋转倾盘80、 82以及伺服模块50，以绕着飞行器10的重心CG2镜像对称的方式连接至非转动机身74。尽管公开了带有两个旋翼的共轴旋翼系统，但是旋翼飞行器10可被设置成具有沿着非转动机身74的长度分隔开的额外旋翼系统(未示出)以用于额外的推进或操作能力。
旋翼模块由桨距连接件52连接至旋转倾盘80、 82。在运行中，旋翼毂40反向转动。伺服模块50由机载飞行控制电子装置控制以同时使旋转倾盘80和旋转倾盘82倾斜，如图1所示，旋转倾盘80和82然后周期性地改变转动的旋翼桨叶42的桨叶桨距角度以在飞行器俯仰方向83与飞行器滚转方向85中的一个方向上使旋翼飞行器10倾斜。在具有总桨距的其它实施方式中，提供第三伺服和第三桨距连接件(未示出)以沿着机身轴线28改变旋转倾盘80、 82的轴向位置，并采用电子总桨距周期桨距混合(Collective-Cyclic Pitch Mixing:CCPM)改变旋翼桨叶42的总桨距。釆用位于旋翼模块之间的伺服并将控制旋转倾盘与连杆直接连接以便以这种方式控制共轴的旋翼系统可以是希望的特征。
在如图12和13所示的示例性实施方式中，根据本公开的旋翼飞行器135包括鼻锥136,该鼻锥136可包括如军火、照相机或者化学或其它传感器(未示出)等有效载荷，并且该有效载荷被配置成运送所需物资或服务和/或在飞行器135的飞行过程中收集所需数据。图12或13中示出了 GPS (全球定位系统)天线137、包括控制电子装置如飞行管理系统的第一计算机电路板138、第一旋翼模块139、包括多个稀土磁体141的第二旋翼模块140、第一磁性线圈组件142、结构支柱管144、包^^多个电池146的动力才莫块145、第二i兹性线圈组件143、第二计算机电路板147和尾锥148，该尾锥148也可以包括如激光高度计、爆炸物等有效载荷(未示出)。
具有多个稀土磁体141的第一旋翼模块139和第二旋翼模块140实质上相似并包括第一旋翼毂149和第二旋翼毂150。第一旋翼桨叶151和第二旋翼桨叶152可由内部机构(未示出)进行总桨距和周期桨距调整。
第一和第二i兹性线圈组件142、 143包括多个连接至印刷电路板155的多个》兹性线圈153、 154。本公开的特征是i兹性线圏153、 154的输入和输出端直接焊接至印刷电路板155、 156，印刷电路板155、156包括根据功率继电器(未示出)的状态(开/闭)使铜线路(未示出)以Y形或三角形形态互相连接。通过在Y形与三角形形态之间转换，旋翼桨叶151、 152可有效地以高速或低速运行，从而在宽广的运
18行条件范围上使系统的总体推进效率最大化，即电能转化为推力的效率最大化。
第一和第二线圏组件142、 143产生分别运行在位于第一旋翼毂149和第二旋翼毂150的第一和第二i兹性环组件165、 166上的变动》兹场。》兹性环组件165、 166包括多个单独的稀土i兹体141或连续；兹性环(未示出)，连续磁性环具有起到类似单独磁体作用的大量磁极(未示出)。
动力模块145包括多个电池146并安装在旋翼飞行器135的近似重心CG3处。重心CG3大致位于旋翼模块139与旋翼模块140之间的中途。动力模块145提供动力以驱动两旋翼模块139、 140。
第一线圈组件142和第一磁性圈155协作以形成第一旋翼驱动器或电才几157。由于电》兹线圈153位于电路板155的平坦表面上、以及稀土,兹体或者》兹性环141位于4t翼毂149的平坦表面上，因此可以是直接驱动电机的第一电机157经常被称为盘式电机。
根据本公开，在示例性实施方式中，这样是所希望的特征，即，将所有的驱动电机定位成位于旋翼毂中或邻近旋翼毂，并且经由电路板上的管路或线路通过电器配线而不是机械轴系来完成旋翼模块之间的动力传递，因而降低了机械复杂性和重量。由于旋翼系统的动力和控制本身是完全电气的，因此本文所公开的旋翼飞行器的整个控制系统可由数字计算机和固态电子装置电气操作而无需复杂的机械连接或液力放大。
本文所公开的示例性实施方式包括用于在竖直飞行形态下时的偏航或航向控制的差异电机速度。某些共轴直升飞机利用可变桨叶桨距和差异桨叶角以控制飞行中的偏航运动。通过相对于旋翼飞行器的非转动主体或机身以差别速度操作旋翼驱动器所产生的差异扭矩产生偏航力以稳定和控制偏航运动例如绕轴线28转动。通过这种方式，旋翼驱动器的扭矩，最终是速度响应于旋翼飞行器绕着竖直轴线28的偏航运动增加或减小。旋翼驱动器之一的扭矩或速度由机载计算机系统自动调整成，相反，另一个旋翼驱动器的扭矩或速度维持恒定的提升，从而旋翼飞行器既不增加也不失去高度。
19尽管用于每个旋翼模块14、 16、 139、 140的动力通常从最近的各动力模块获取，但是动力模块56、 145通过结构支柱64中的线路58、62彼此电气地、电子地以及机械地连通以平衡包含在动力才莫块56、 145中的能量。这样，动力模块56、 145的容量得到了均匀地使用。在动力模块56、 145包括电池的情况下，动力模块22、 24、 45之间的计算机控制的动力连冲妄可以平纟釺从电池获取的电压和电流以确保这些电池以相同的速率》文电。
尽管本文所公开的实施方式描述了成对使用的旋翼模块14、 16、139、 140，但是如果在尾桁上设置尾部旋翼(未示出)以抵消扭矩，那么在旋翼飞行器IO、 35上可以使用单一的旋翼模块。
在示例性实施方式中，直接驱动电机不需要齿轮传动系统以分别驱动旋翼桨叶42、 151、 152。因此，直接驱动电才几134、 157可以安静地或具有极小噪声地运行。这在必须控制或消除运行噪声的某些应用中是有优势的。
并非所有的附图均以比例绘制。然而，例如旋翼飞行器10可具有翼展或端到端的尺寸为大致30英寸的旋翼桨叶42。主体壳32的直径大致为2.5英寸，机身74沿纵向轴线28从顶部到底部的长度大致为22.0英寸。
以下概括性公开适用于所有公开的实施方式，包括旋翼飞行器10和135。
在本公开的示例性实施方式中，飞行中旋翼驱动器的动力由例如锂聚合物或锂离子电池或燃料电池等高能电池提供。动力模块可包括例如6个可再充电4里离子电池，这6个可再充电4里离子电池以六角形围绕非转动机身布置并连接以产生大致11.3伏的电势。来自动力模块的动力线路穿过机身连接至电机速度控制器。
可提供多个动力模块以在飞行中提供额外的能量，并且可将这些动力模块并联以提高旋翼驱动器的可获得的电流。可通过调整飞行中所携带的动力模块的数量来调整旋翼飞行器10的飞行时间。
在示例性实施方式中，以模块制造和组装对旋翼飞行器而言可以是希望的特4正。可以单独地制造旋翼、控制、动力、助推(booster )、电子和有效载荷模块，并将这些模块组装到机身上。
在示例性实施方式中，共轴系统的旋翼系统中的每 一 个由位于"炎翼系统的毂中的单独的电机驱动。向旋翼的动力传递以及旋翼之间的动力传递通过电气配线完成，即，通过将线路穿过中空的机身，而不是通过机械轴系、传动器和齿轮完成。旋翼系统的直接电力驱动可以几乎是安静和无振动的。
在示例性实施方式中，为每个旋翼系统提供了旋转倾盘控制系统和电力驱动电机，从而简化了驱动和控制旋翼桨叶所需的机械和电气连接。旋翼模块被设置成快速且方便地将旋翼系统连接至中空的机身。多个旋翼模块和旋转倾盘可由容置于伺服模块中的 一组伺服致动器例如两个或更多伺服致动器控制。
在示例性实施方式中，提供了创建飞行中的平衡对称和控制授权的方法。这是通过这样的方式实现的，即，将动力模块分布在旋翼模块的上方和下方以例如使旋翼飞行器的重心位于旋翼桨叶之间。因此适当地配置了旋翼飞行器的平衡和控制授权。
尽管将本文所公开的实施方式描述为用于直升飞机在向下方向上产生推进力，但是本公开预见到可将所公开的实施方式配置成在任何方向上产生推力，包括水平地产生推力以水平或垂直地推进任何类型的飞行器。额外的提升装置如机翼、翼伞、充气袋等可以与本公开的实施方式结合使用。
根据模块沿着非转动结构支柱64的定位，旋翼飞行器10、 35可
以具有其它的重心位置(未示出)。
尽管已经详细地描述和图示了本^^开，^f旦是要明确理解，这4又是通过图示和示例方式进行描述而不应被认为是对本公开进行限制。本公开的范围仅由所附权利要求书的内容所限定。
权利要求
1.一种旋翼飞行器，包括机身，形成非转动结构支柱，所述非转动结构支柱具有纵向轴线、所述机身的第一端和与所述第一端分隔开的所述机身的相反的第二端；第一旋翼模块，由所述非转动结构支柱支撑，所述第一旋翼模块包括第一旋翼毂和多个第一旋翼桨叶，所述多个第一旋翼桨叶可操作地连接至所述第一旋翼毂并被设置成垂直于所述纵向轴线延伸；以及第一旋翼驱动器，具有中空的芯部并可操作地连接至所述第一旋翼模块的第一旋翼毂，以绕着所述纵向轴线驱动第一旋翼桨叶，其中，所述非转动结构支柱穿过所述第一旋翼驱动器的所述中空的芯部并被定位成使所述第一旋翼驱动器位于所述非转动结构支柱的所述第一端和第二端之间。
2. 如权利要求1所述的旋翼飞行器，进一步包括至少一个部件， 所述至少一个部件包"l舌以下的一种控制模块、动力模块、第二旋翼模块、导航模块、通信模块、主 体壳、伺服致动器、传感器、电机速度控制器和有效载荷，其中， 所述至少一个部件由所述非转动结构支柱支撑。
3. 如权利要求1所述的旋翼飞行器，其中，所述第一旋翼驱动器 是具有中空的芯部的第一电机，并且所述非转动结构支柱穿过所述第 一电机的所述中空的芯部。
4. 如权利要求3所述的旋翼飞行器，其中，所述第一电机是外转 子式电机和盘式电机中的一种。
5. 如权利要求2所述的旋翼飞行器，其中，所述非转动结构支柱 将所述第一旋翼模块支撑在支柱上处于所述第一旋翼桨叶的第一侧与所述非转动结构支柱的所述第一端之间，所述非转动结构支柱将所述至少一个部件支撑在支柱上处于所述第一旋翼桨叶的第二侧与所述非转动结构支柱的所述第二端之间，所述非转动结构支柱包括在所述第 一旋翼模块与所述至少一个部件之间传送信号的线路。
6. 如权利要求3所述的旋翼飞行器，其中，所述至少一个部件为 包括第一电池的第一动力模块，所述第一电池向所述第一电机提供电 力。
7. 如权利要求2所述的旋翼飞行器，其中，所述至少一个部件为 第二旋翼模块，所述第二旋翼模块由所述非转动结构支柱支撑并被设置成与所述第一旋翼模块分隔开，所述第二旋翼模块具有第二旋翼毂 和多个第二旋翼桨叶，所述多个第二旋翼桨叶可操作地连接至所述第 二旋翼毂并被设置成垂直于所述纵向轴线延伸，第二旋翼毂和第二旋 翼桨叶绕着所述纵向轴线、在与第一旋翼毂和第一旋翼桨叶绕着所述 纵向轴线转动的方向相反的方向上转动。
8. 如权利要求7所述的旋翼飞行器，进一步包括第二动力模块， 所述第二动力模块包括第二电池，所述第二电池由所述非转动结构支 柱支撑并与所述第二旋翼模块分隔开且位于所述第二旋翼桨叶的所述 第二侧与所述支柱的所述第二端之间，其中，所述第二电池被配置成 包括向所述第二电机提供电力的装置。
9. 如权利要求1所述的旋翼飞行器，进一步包括由所述非转动结 构支柱支撑的第二旋翼模块，其中，所述第二旋翼模块包括第二旋翼 毂和多个第二旋翼桨叶，所述多个第二旋翼桨叶可操作地连接至所述 第二旋翼毂并被设置成垂直于所述纵向轴线延伸，第二旋翼驱动器被形成以包括中空的芯部并可操作地连接至所述第二旋翼模块的所述第 二旋翼毂以绕着所述纵向主体轴线驱动所述第二旋翼桨叶，所述非转 动结构支柱穿过所述第二旋翼驱动器的所述中空的芯部并被定位成使所述第二旋翼驱动器位于所述非转动结构支柱的所述第一端与第二端 之间。
10. 如权利要求9所述的旋翼飞行器，其中，所述第二旋翼驱动 器被配置成无需使用齿轮传动装置来驱动所述第二旋翼桨叶。
11. 如权利要求9所述的旋翼飞行器，进一步包括动力模块，所 述动力模块包括电池，所述电池由所述非转动结构支柱支撑并被设置成位于所述第一旋翼模块与第二旋翼模块之间，所述电池被配置成向所述第 一旋翼装置和第二旋翼装置提供动力。
12. 如权利要求1所述的旋翼飞行器，其中，所述非转动结构支 柱包括中空部分，所述中空部分被配置成形成线路，所述线路被配置 成传输动力和信号中的至少一种以操作所述旋翼桨叶。
13. 如权利要求1所述的旋翼飞行器，进一步包括至少一个部件， 所述至少一个部件包括控制模块、动力源模块以及桨距控制器之一， 其连接至所述机身并位于所述第一组旋翼桨叶与所述鼻锥之间。
14. 如权利要求1所述的旋翼飞行器，进一步包括至少一个部件， 所述至少一个部件包括控制模块、动力源模块以及桨距控制器之一， 其连接至所述机身并位于所述第一旋翼桨叶与所述鼻锥之间。
15. 如权利要求13所述的旋翼飞行器，其中，所述至少一个部件 包括所述控制模块和所述动力模块。
16. 如权利要求14所述的旋翼飞行器，其中，所述至少一个部件 包括所述控制模块、所述动力模块和所述桨距控制器。
17. 如权利要求1所述的旋翼飞行器，其中，所述旋翼驱动器被配置成无需使用齿轮传动装置来驱动所述第一旋翼桨叶。
18. —种旋翼飞行器，包括机身，形成非转动结构支柱，所述非转动结构支柱具有纵向轴线、 所述机身的第一端和与所述第一端分隔开的所述机身的相反的第二 端；第一旋翼模块，可操作地连接至所述非转动结构支柱，所述第一 旋翼模块包括第一旋翼毂和多个第一旋翼桨叶，所述多个第一旋翼桨 叶可搡作地连接至所述第一旋翼毂并被设置成垂直于所述纵向轴线延 伸；第二旋翼模块，可操作地连接至所述非转动结构支柱并被设置成 与所述第一旋翼模块分隔开，所述第二旋翼模块包括第二旋翼毂和多 个第二旋翼桨叶，所述多个第二旋翼桨叶可操作地连接至所述第二旋 翼毂并被设置成垂直于所述纵向轴线延伸；第一动力模块，可操作地连接至所述非转动结构支柱并被设置成 位于所述第一旋翼模块与所述非转动结构支柱的所述第一端之间，所述第 一动力模块向所述第 一旋翼模块提供动力；第二动力模块，可操作地连接至所述非转动结构支柱并被设置成 位于所述第二旋翼模块与所述非转动结构支柱的所述第二端之间，所 述第二动力模块向所述第二旋翼模块提供动力。
19. 如权利要求18所述旋翼飞行器，其中，所述第一动力模块和 第二动力模块在所述旋翼飞行器的飞行过程中协作并通信以提供用于 平衡来自所述两个动力模块的动力的装置，使得所述第一动力模块和 第二动力模块输出的动力同时耗尽。
20. 如权利要求18所述的旋翼飞行器，其中，所述第一动力模块 和第二动力模块通过存在于所述非转动结构支柱中的动力和信号线路进行联通。
21. 如权利要求18所述的旋翼飞行器，进一步包括至少一个部件， 所述至少一个部件包括以下的一种控制模块、动力模块、旋翼模块、导航系统、无线电系统、主体 壳、伺服致动器、传感器、电机速度控制器和有效载荷，其中，所述 至少一个部件由所述非转动结构支柱支撑。
22. —种旋翼飞行器，包括机身，形成非转动结构支柱，所述非转动结构支柱具有纵向轴线、 所述机身的第一端和与所述第一端分隔开的所述机身的相反的第二 端；第一旋翼模块，由所述非转动结构支柱支撑，所述第一旋翼模块 包括第一旋翼毂和多个第 一旋翼桨叶，所述多个第一旋翼桨叶可操作 地连接至所述第一旋翼毂并垂直于所述纵向轴线延伸；第一旋翼驱动器，可操作地连接至所述第一旋翼模块的毂以绕着 所述纵向轴线驱动第一旋翼桨叶，第一旋翼驱动器包括电机，所述电 机包括中空的芯部，所述非转动结构支柱穿过所述中空的芯部并被定 为成使所述第一旋翼驱动器位于所述非转动结构支柱的所述第一端和 第二端之间，其中，所述电机抵接印刷电路板，并且所述电机的线圈连接至所述印刷电路板。
23. 如权利要求22所述的旋翼飞行器，进一步包括速度控制器， 所述速度控制器连接至所述印刷电路板以使所述电机的所述线圈以绕 组的形态相互连4矣。
24. 如权利要求23所述的旋翼飞行器，其中，所述绕组形态为Y 形绕组和三角形绕组中的 一种。
25. —种旋翼飞行器，包括 机身，建立纵向轴线；第一组旋翼桨叶，连接至所述机身并配置成绕着所述纵向轴线在第一方向上转动；以及第二组旋翼桨叶，连接至所述机身以与所述第一组旋翼桨叶分隔 开从而在所述第二组旋翼桨叶与所述第一组旋翼桨叶之间形成间隔， 所述第二组旋翼桨叶被配置成绕着所述纵向轴线在与第一方向相反的 第二方向上转动，其中，所述机身的重心位于所述第一组旋翼桨叶和 第二组旋翼桨叶之间形成的间隔中。
26. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括被配置成改变 所述第一组旋翼桨叶的桨距的第一桨距控制器，其中，所述第一桨距 控制器连接至所述机身并被设置成位于所述第一组旋翼桨叶和第二组 旋翼桨叶之间的所述间隔中。
27. 如权利要求26所述的旋翼飞行器，进一步包括被配置成改变 所述第二组旋翼桨叶的桨距的第二桨距控制器，其中，所述第二桨距 控制器连接至所述机身并被设置成位于所述第一组旋翼桨叶和第二组 旋翼桨叶之间的所述间隙中。
28. 如权利要求26所述的旋翼飞行器，其中，所述第一桨距控制 器位于所述第一组旋翼桨叶与所述重心之间的间隔中。
29. 如权利要求27所述的旋翼飞行器，其中，所述第二桨距控制 器位于所述第二组旋翼桨叶与所述重心之间的间隔中。
30. 如权利要求26所述的旋翼飞行器，其中，所述重心位于所述 第 一桨距控制器和第二桨距控制器之间。
31. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括被配置成向所 述第 一组旋翼桨叶提供动力的第 一动力源模块，其中所述第 一动力源 模块连接至所述机身并且所述第一组旋翼桨叶位于所述重心和所述第 一动力源模块之间。
32. 如权利要求31所述的旋翼飞行器，进一步包括被配置成向所 述第二组旋翼桨叶提供动力的第二动力源模块，其中所述第二动力源 模块连接至所述机身并且所述第二组旋翼桨叶位于所述重心和所述第 二动力源模块之间。
33. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括第一有效载荷 模块，所述第一有效载荷模块被配置成提供用于运送物资的装置和用 于在所述飞行器的飞行中收集数据的装置中的至少一种装置，其中， 所述第一有效载荷连接至所述机身，所述第一组旋翼桨叶位于所述重 心与所述第 一有效载荷之间。
34. 如权利要求33所述的旋翼飞行器，进一步包括第二有效载荷 模块，所述第二有效载荷模块被配置成提供用于运送物资的装置和用 于在所述飞行器的飞行中收集数据的装置中的至少一种装置，其中， 所述第二有效载荷连接至所述机身，所述第二组旋翼桨叶位于所述重 心与所述第二有效载荷之间。
35. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括第一电子装置 模块，所述第一电子装置模块被配置成提供用于导航的装置和用于在 所述飞行器的飞行中进行通信的装置中的至少一种装置，其中，所述 第一电子装置模块连接至所述机身，所述第一组旋翼桨叶位于所述重 心与所述第 一 电子装置模块之间。
36. 如权利要求35所述的旋翼飞行器，进一步包括第二电子装置 模块，所述第二电子装置模块被配置成提供用于导航的装置和用于在 所述飞行器的飞行中进行通信的装置中的至少一种装置，其中，所述 第二电子装置模块连接至所述机身，所述第二组旋翼桨叶位于所述重 心与所述第二电子装置模块之间。
37. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括第一动力源模 块，所述第一动力源模块被配置成提供动力供应装置以绕着所述纵向 轴线转动所述第一组旋翼桨叶，其中，所述第一动力源模块连接至所 述机身，所述第一组旋翼桨叶被设置成位于所述机身上且处于所述第 一动力源模块与所述重心之间。
38. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括第一桨距控制 器以控制所述旋翼桨叶的桨距，其中，所述第一桨距控制器连接至所 述机身，并被设置成位于所述第一组旋翼桨叶和第二组旋翼桨叶之间 的所述间隔中且处于所述第 一 组旋翼桨叶与所述重心之间。
39. 如权利要求37所述的旋翼飞行器，进一步包括第一有效载荷 模块，所述第一有效载荷模块被配置成提供用于运送物资的装置和用 于在所述飞行器的飞行中收集数据的装置中的至少一种装置，其中， 所述第一有效载荷连接至所述机身并被设置成位于所述第一动力源模 块与所述第一组旋翼桨叶之间。
40. 如权利要求37所述的旋翼飞行器，进一步包括第一电子装置 模块，所述第一电子装置模块被配置成提供用于导航的装置和用于在 所述飞行器的飞行中进行通信的装置中的至少一种装置，其中，所述 第一电子装置模块连接至所述机身并被设置成位于所述第一动力源模 块与所述第 一组旋翼桨叶之间。
41. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括 第一和第二动力源模块以提供动力供应装置分别来转动所述第一和第二组旋翼桨叶；第一和第二有效载荷模块以提供用于运送物资的装置和用于在所述飞行器的飞行中收集数据的装置中的至少 一种装置；第一和第二电子装置模块以提供用于导航的装置和用于在所述飞行器的飞行中进行通信的装置中的至少一种装置；以及第 一和第二桨距控制器以分别为所述第 一和第二组旋翼桨叶提供 桨距控制，所有模块连接至所述机身，其中，所述第一有效载荷模块、所述 第一电子装置模块以及所述第一桨距控制器被设置成位于所述第一动 力源模块与所述重心之间，所述第二动力源模块、所述第二电子装置 模块以及所述第二桨距控制器被设置成位于所述第二有效载荷模块与 所述重心之间。
42. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括第一和第二桨 距控制器以分别为所述第 一和第二组旋翼桨叶提供桨距控制，其中， 所述第一和第二桨距控制器连接至所述机身并被设置成位于所述第一 组旋翼桨叶和第二组旋翼桨叶之间的所述间隔中。
43. 如权利要求25所述的旋翼飞行器，进一步包括第一和第二桨 距控制器以分别为所述第 一和第二组旋翼桨叶提供桨距控制，其中， 所述第 一桨距控制器连接至所述机身并被设置成位于所述第 一组旋翼 桨叶与所述重心之间，并且其中，所述第二桨距控制器连接至所述机 身并被设置成位于所述第二组旋翼桨叶与所述重心之间。
44. 一种旋翼飞行器，包括 机身，建立第一纵向轴线；以及一组旋翼桨叶，连接至所述机身并被配置成绕着所述第一纵向轴 线转动，每个旋翼桨叶具有沿着实质上垂直于所述第一纵向轴线的平 面的第二纵向轴线，其中，所述机身的重心位于所述第一和第二纵向 轴线的交点处。
全文摘要
旋翼飞行器包括具有长管形主骨架或芯柱的主体结构以及具有旋翼的反向转动的共轴旋翼系统。采用旋翼系统使旋翼飞行器进行定向飞行。
文档编号B64C27/08GK101652286SQ200880002641
公开日2010年2月17日 申请日期2008年1月18日 优先权日2007年1月18日
发明者保罗·E·阿尔托恩, 大卫·J·阿尔托恩 申请人:保罗·E·阿尔托恩;大卫·J·阿尔托恩