用于双旋翼飞行器的旋翼定序的制作方法

本公开总体上涉及用于与双旋翼飞行器共同使用的旋翼定序系统和方法，并且特别地涉及在双旋翼飞行器的旋翼桨叶折叠和旋翼桨叶上升操作期间阻止旋翼桨叶干涉的旋翼定序系统和方法。

背景技术：

无人飞行器系统(uas)，也称为无人空中航空器(uav)或无人机，其是不用携带操作人员、使用空气动力来提供航空器升力、被自主地和/或远程地操作、可以是消耗性的或可回收的并可以携带致命或非致命的有效载荷的自供电式飞行器。无人飞行器系统通常用于军事、商业、科学、娱乐以及其它的应用。例如，军事应用包括情报、监视、侦察和攻击任务。民用应用包括航空摄影、搜救任务、检察公用事业的线路和管道、包括向无法进入的地区投递食品、药品和其它供应的人道主义援助、环境监测、边防巡逻任务、货物运输，森林火灾侦察和监测、事故调查和人群监测等。

某些无人飞行器系统已经被一起联网，使得它们能够相互合作甚至表现出群体行为。这种群体性无人飞行器系统可以具有响应于变化的条件或参数而动态调节的能力，其包括用于小组协调的能力、分布式控制、分布式战术小组规划、分布式战术小组目标，分布式战略小组目标和/或完全自主的群集的能力。用于部署和回收群无人飞行器系统的最近行业目标包括用于实现无人飞行器系统的安全且可靠的空中发射和空中回收的开发技术和系统。

技术实现要素：

在第一方面，本公开涉及一种包括具有第一旋翼站和第二旋翼站的机身的飞行器。第一旋翼组件被定位成靠近第一旋翼站。第一旋翼组件包括第一旋翼毂和具有可枢转地联接至第一旋翼毂的支撑臂的第一旋翼桨叶。第二旋翼组件被定位成靠近第二旋翼站。第二旋翼组件包括第二旋翼毂和可枢转地联接至第二旋翼毂的第二旋翼桨叶。第一旋翼桨叶和第二旋翼桨叶具有从机身大致径向延伸的展开构型和大致平行于机身延伸的收起构型。定序凸轮定位在第一旋翼站与第二旋翼站之间并且联接至第二旋翼桨叶。定序凸轮在第二旋翼桨叶处于收起构型时具有收回位置。定序凸轮在第二旋翼桨叶处于展开构型时具有延伸位置，其中，定序凸轮支撑第一旋翼桨叶的支撑臂以阻止第一旋翼桨叶由展开构型向收起构型的转换。

在某些实施方式中，第一旋翼站可以位于第二旋翼站的前方。在一些实施方式中，第一旋翼组件可以具有至少两个第一旋翼桨叶并且第二旋翼组件可以具有至少两个第二旋翼桨叶。在某些实施方式中，第一旋翼桨叶和第二旋翼桨叶可以被空气动力学地致动。在一些实施方式中，第一旋翼组件可以相对于第二旋翼组件反方向地旋转。在某些实施方式中，第一马达可操作成使第一旋翼毂旋转并且第二马达可操作成使第二旋翼毂旋转。在这种实施方式中，第一马达的操作可以独立于第二马达的操作。

在一些实施方式中，定序凸轮可以具有大致圆柱形的基架，该基架在定序凸轮处于延伸位置时支撑第一旋翼桨叶的支撑臂。在某些实施方式中，定序凸轮在第一旋翼桨叶在展开构型与收起构型之间转换时可以具有用于第一旋翼桨叶的支撑臂的导向表面。定序凸轮的导向表面可以具有包括圆弧——例如对应于大约90度的圆周的弧线。在一些实施方式中，定序凸轮可以与第二旋翼组件一起旋转。在某些实施方式中，定序凸轮响应于第二旋翼桨叶在展开构型与收起构型之间的转换而可以在延伸位置与收回位置之间平移。在一些实施方式中，定序凸轮的延伸位置可以位于定序凸轮的收回位置的前方。

在第二方面，本公开涉及一种对飞行器的旋翼桨叶定序的方法，该飞行器具有机身、具有第一旋翼毂和第一旋翼桨叶的第一旋翼组件、具有第二旋翼毂和第二旋翼桨叶的第二旋翼组件以及定位在第一旋翼毂和第二旋翼毂之间并且联接至第二旋翼桨叶的定序凸轮。该方法包括：通过旋转第一旋翼毂将第一旋翼桨叶由大致平行于机身延伸的收起构型转换成从机身大致径向延伸的展开构型；通过旋转第二旋翼毂将第二旋翼桨叶由大致平行于机身延伸的收起构型转换成从机身大致径向延伸的展开构型；响应于第二旋翼桨叶的转换将定序凸轮由收回位置平移至延伸位置；以及通过以处于延伸位置的定序凸轮支撑第一旋翼桨叶的支撑臂来阻止第一旋翼桨叶由展开构型向收起构型的转换。该方法还包括空气动力学地致动第一旋翼桨叶、空气动力致动第二旋翼桨叶和/或使定序凸轮与第二旋翼组件一起旋转。

在第三方面，本公开涉及一种对飞行器的旋翼桨叶定序的方法，该飞行器具有机身、具有第一旋翼毂和第一旋翼桨叶的第一旋翼组件、具有第二旋翼毂和第二旋翼桨叶的第二旋翼组件以及定位在第一旋翼毂和第二旋翼毂之间并且联接至第二旋翼桨叶的定序凸轮。该方法包括：使第一旋翼毂与处于从机身大致径向延伸的展开构型的第一旋翼桨叶一起旋转；使第二旋翼毂与处于从机身大致径向延伸的展开构型的第二旋翼桨叶一起旋转；通过以处于延伸位置的定序凸轮支撑第一旋翼桨叶的支撑臂来阻止第一旋翼桨叶由展开构型向大致平行于机身延伸的收起构型的转换；通过停止第二旋翼毂的旋转将第二旋翼桨叶由展开构型转换成大致平行于机身延伸的收起构型；通过响应于第二旋翼桨叶的转换将定序凸轮由延伸位置平移至收回位置来解除对第一旋翼桨叶的支撑臂的支撑；以及通过在解除对支撑臂的支撑之后通过停止第一旋翼毂的旋转来将第一旋翼桨叶由展开构型转换成收起构型。

附图说明

为了更完整地理解本公开的特征和优点，现在参照详细描述以及附图，在附图中，不同的图中的对应附图标记指的是对应部件，并且在附图中：

图1a至图1b是根据本公开的实施方式的包括机翼构件和多个无人飞行器系统的飞行器系统的示意图，其中，无人飞行器系统可操作成为处于垂直起飞和着陆飞行模式中的机翼构件提供垂直推力并且为处于向前飞行模式中的机翼构件提供向前推力；

图2a是根据本公开的实施方式的处于对接模式的无人飞行器系统的轴侧视图；

图2b是根据本公开的实施方式处于部分地剖切以暴露旋翼定序系统的无人飞行器系统的侧视图；

图2c是根据本公开的实施方式的无人飞行器系统的旋翼定序系统的放大视图；

图2d至图2h是示出根据本公开的实施方式的无人飞行器系统的旋翼定序系统的各种操作构型的示意图；

图2i至图2j是示出根据本公开的实施方式的用于无人飞行器系统的旋翼定序系统中的旋翼桨叶的示意图；

图3a至图3d是根据本公开的实施方式的具有执行各种机动的无人飞行器系统的处于向前飞行模式中的飞行器系统的示意图；以及

图4a至图4c是根据本公开的实施方式的包括旋翼定序系统的以尾部起落的立式起落(tailsitter)飞行器的示意图。

具体实施方式

尽管下面对本公开的各种实施方式的实现和使用进行了详细论述，但是应当理解的是，本公开提供了可以在各种具体情况下实施的许多适用的创造性构思。本文中所讨论的具体实施方式仅是说明性的，而非限制本发明的范围。为清楚起见，在本公开中可能没有对实际实施方案的所有特征都进行描述。显然应当理解的是，在任何这种实际实施方式的开发中都必须做出许多具体的实施决定，以实现开发者的特定目标，例如符合体系相关和业务相关的限制，这些限制随实施方案的不同而不同。此外，应当理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但仍然会是那些受益于本公开的本领域普通技术人员的常规工作。

在本说明书中，在描述附图中的装置时，可以参照各个部件之间的空间关系以及部件的各方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本公开之后将认识到的，本文中所描述的装置、构件、设备等可以以任何期望的取向定位。因此，由于本文中所描述的装置可以以任何期望的方向定向，因而使用诸如“在…上方”、“在…下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或者描述这些部件的各方面的空间取向应当分别被理解成描述这些部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向。

参照附图中的图1a至图1b，分别示出了处于向前飞行模式以及垂直起飞和着陆飞行模式中的飞行器系统10。在所示实施方式中，飞行器系统10包括优选地具有响应于飞行器系统10的向前空速而产生升力的翼型横截面的机翼构件12。机翼构件12具有前缘14和后缘16。机翼构件12可以形成为单个构件或者可以是具有多个部段的分段机翼构件。机翼构件12可以由任何合适的材料诸如包括金属或复合材料的高强度、重量轻的材料形成，其中，复合材料可以包括玻璃纤维织物、碳织物、玻璃纤维带、碳带及其组合。如本文所讨论的，机翼构件12优选地包括可操作的中心通道以容纳：例如，诸如飞行控制系统18和数据通信网络20(图1a中以虚线示出)的计算机系统、电池系统、电气通信网络、液体燃料箱、发电机系统以及用于支持与飞行器系统10有关的任务的其它系统。在所示实施方式中，机翼构件12不具有整体式推进系统，然而，机翼构件12可替代地支持整体推进系统。

由多个无人飞行器系统提供用于机翼构件12的推进，其中，多个无人飞行器系统被示为可操作地联接到机翼构件12的前缘14的七个独立的无人飞行器系统22a、22b、22c、22d、22e、22f、22g。每个无人飞行器系统22a至22g可以使用磁耦合连接至机翼构件12，其中，磁耦合可以利用具有相反的极的永磁体和/或电磁体以在它们之间产生强磁吸力。在一个示例中，每个无人飞行器系统22a至22g的尾部部段可以从其延伸出永磁体，该永磁体可操作成与响应于由机翼构件12的电气系统和飞行控制系统18控制的电流而被通电的机翼构件12的电磁线圈配合或对接在响应于由机翼构件12的电气系统和飞行控制系统18控制的电流而被通电的机翼构件12的电磁线圈内。

所示的构型表示无人飞行器系统22a至22g的连接的飞行模式，其中，无人飞行器系统22a至22g中的至少一些无人飞行器系统向机翼构件12提供推进以使飞行器系统10能够飞行。如图1a最佳所示，无人飞行器系统22a至22g可操作成以提供向前推力，使得飞行器系统10能够以向前飞行模式工作。如图1b最佳所示，无人飞行器系统22a至22g可操作成以提供垂直推力，使得飞行器系统10能够以垂直起飞和着陆飞行模式工作。飞行器系统10可以以在垂直起飞和着陆飞行模式与向前飞行模式之间的取向工作，并且可操作成从垂直起飞和着陆飞行模式向向前飞行模式转换以及从向前飞行模式向垂直起飞和着陆飞行模式转换。如图所示，飞行器系统10的地面操作可以由支柱24a、24b支撑，其中，支柱24a、24b可以永久地附接至机翼构件12并且优选地在飞行期间被收起。可替代地，支柱24a、24b在起飞后与机翼构件12可以是可分离的或者可以仅用作地面支撑，使得飞行器系统10一旦起飞就与支柱24a、24b分离。

在连接的飞行模式中，无人飞行器系统22a至22g的操作优选地由机翼构件12的飞行控制系统18控制。飞行控制系统18可以是设置在机翼构件12内部的数字飞行控制系统并且可以被实现为冗余或三重冗余系统以在飞行控制系统18发生故障的情况下改善飞行器系统10的总体安全性和可靠性。飞行控制系统18优选地包括非暂时性计算机可读存储介质，该存储介质包括用于在处于连接的飞行模式时控制包括无人飞行器系统22a至22g的飞行器系统10的操作的可由处理器执行的一系列计算机指令。飞行控制系统18可以在一个或更多个通用计算机、专用计算机或具有存储器和处理能力的其它机器上实现。例如，飞行控制系统18可以包括一个或更多个存储器存储模块，其包括但不限于诸如随机存取存储器的内部存储存储器；诸如只读存储器的非易失性存储器；诸如磁存储存储器、光存储器、固态存储存储器的可移动存储器或其它合适的存储器存储实体。飞行控制系统18可以是基于微处理器的系统，其可操作成以执行具有可执行机器指令形式的程序代码。此外，飞行控制系统18可以经由专有加密网络、公共加密网络、因特网或可以包括有线和无线两者连接的其它合适的通信网络而选择性地连接到其它计算机系统。

如图所示，飞行控制系统18经由数据通信网络20与每个无人飞行器系统22a至22g的飞行控制系统进行通信，使得每个无人飞行器系统22a至22g可以被单独且独立地控制和操作。飞行控制系统18可以自主地控制用于飞行器系统10的飞行操作的所有方面。可替代地或者附加地，飞行控制系统18可以是可操作成经由无线通信协议与远程系统通信，使得用于飞行器系统10的飞行操作的一些或所有方面可以被远程控制。无人飞行器系统22a至22g可以是具有精确数字飞行控制和导航系统以及用于群组联网和协作的能力的多用途uas。在各种实施方案中，无人飞行器系统22a至22g是自供电的、不携带操作人员的、使用空气动力来提供航空器升力的、被自主地和/或远程地操作的、可以是消耗性的或可回收的并且可以携带致命或非致命的有效载荷。无人飞行器系统22a至22g可用于军事、商业、科学、娱乐以及其它应用。此外，无人飞行器系统22a至22g的组可以被一起联网，使得它们能够相互协作并且表现出群体行为包括：例如，响应于变化的环境或参数而动态调节的能力、用于小组协调、分布式控制、分布式战术小组规划、分布式战术小组目标、分布式战略小组目标和/或完全自主的群集的能力。在一个示例中，无人飞行器系统22a至22g中的某些无人飞行器系统可以是侦察飞行器而其它的无人飞行器系统22a至22g可以是攻击飞行器。如本文所讨论的，使用内部飞行控制系统和联网通信的无人飞行器系统22a至22g可以在与机翼构件12分离的任务期间协同工作，然后与机翼构件12定期重新连接以交换诸如在任务期间收集的数据的信息和用于下一个任务的指令以及为无人飞行器系统22a至22g内的电池充电。

接下来参照附图中的图2a至图2c，示出了无人飞行器系统22a的放大视图。在所示实施方式中，无人飞行器系统22a包括大致圆柱形的机身28和包括稳定器30a、30b的尾部部段30。机身28包括前旋翼站32和后旋翼站34。前旋翼组件36定位成靠近前旋翼站32。如图2c中最佳所示，前旋翼组件36包括具有三个延伸部的旋翼毂38，图中仅有延伸部38a、38b是可见的。前旋翼组件36还包括三个旋翼桨叶40a、40b、40c，每个旋翼桨叶具有相应的支撑臂，图中仅有支撑臂42a、42b是可见的。另外参照图2i，更详细地公开了旋翼桨叶40a。旋翼桨叶40a大致类似于旋翼桨叶40b、40c，因此，为了效率起见，将公开仅关于旋翼桨叶40a的某些特征。然而，本领域普通技术人员基于本文中公开的旋翼桨叶40a将完全理解旋翼桨叶40b、40c的认识。如图所示，支撑臂42a从旋翼桨叶40a的下表面大致垂直地延伸。支撑臂42a包括孔44a和支承部46a。孔44a可操作成接收穿过其中的销以将支撑臂42a可枢转地联接至形成接合部48a的延伸部38a。在每个支撑臂和相应的延伸部之间形成类似的接合部，图中仅有接合部48a、48b是可见的。在所示实施方式中，支承部46a具有大致球形表面并且可以是静态支承部或可旋转支承部，图中仅有支承部46a、46b是可见的。支撑臂42a包括从旋翼桨叶40a的下表面到孔44a的中心的长度50a和从孔44a的中心到支承部46a的端部的长度52a。

返回到附图中的图2a至图2c，后旋翼组件56定位成靠近后旋翼站34。如图2c中最佳所示，后旋翼组件56包括具有三个延伸部的旋翼毂58，图中仅有延伸部58a、58b是可见的。后旋翼组件56还包括三个旋翼桨叶60a、60b、60c，每个旋翼桨叶具有相应的臂，图中仅有臂62a是可见的。另外参照图2j，更详细地公开了旋翼桨叶60a。旋翼桨叶60a大致类似于旋翼桨叶60b、60c，因此，为了效率起见，将仅公开关于旋翼桨叶60a的某些特征。然而，本领域普通技术人员基于本文中公开的旋翼桨叶60a将完全理解旋翼桨叶60b、60c的认识。如图所示，臂62a从旋翼桨叶60a的下表面大致垂直地延伸。臂62a包括孔64a和具有孔70a的突出部66a。孔64a可操作成接收穿过其中的销以将臂62a可枢转地联接到形成接合部68a的延伸部58a。在每个臂和相应的延伸部之间形成类似的接合部，图中仅有接合部68a是可见的。在所示实施方式中，突出部66a以大约45度的角度从臂62a处延伸。臂62a包括从旋翼桨叶60a的下表面到孔64a的中心的长度72a。

再次返回到附图中的图2a至图2c，前旋翼组件36和后旋翼组件56可操作成围绕固定轴74旋转，固定轴74具有容纳包括电气和数据通信线路的线束的中心通道。例如，电气通信线路提供电池电力而数据通信线路从电子器件包76向前马达78和后马达80提供命令以使得能够独立地操作前旋翼组件36和后旋翼组件56，如本文所讨论的，包括操作前旋翼组件36和后旋翼组件56如图2a中的运动箭头所示的反方向地旋转。电子器件包76包括一个或多个可充电电池、数字飞行控制系统以及用于由无人飞行器系统22a实施的特定任务所需的其它计算机系统。在所示示例中，无人飞行器系统22a是包括定位在机身28的鼻部中的传感器系统82的监视无人机。传感器系统82可以包括定位传感器、姿态传感器、速度传感器、环境传感器、温度传感器、目标传感器等。可替代地或附加地，传感器系统82可以包括可以指向感兴趣的目标的诸如球形摄像头和/或光检测和测距模块的光学监视系统。在该示例中，电气和数据通信线路将经由轴74的中心通道从电子器件包76传递到传感器系统82。

电子器件包76优选地包括诸如非暂时性计算机可读存储介质的计算元件，其中，非暂时性计算机可读存储介质包括用于控制无人飞行器系统22a的飞行操作和无人飞行器系统22a的监视操作的可由处理器执行的计算机指令。计算元件可以在一个或更多个通用计算机、专用计算机或具有存储器和处理能力的其它机器上实现。计算元件可以包括一个或更多个存储器存储模块，其包括但不限于诸如随机存取存储器的内部存储存储器；诸如只读存储器的非易失性存储器；诸如磁存储存储器、光存储器、固态存储存储器的可移动存储器或其它合适的存储器存储实体。计算元件可以包括基于微处理器的系统，其可操作成以执行具有可执行机器指令形式的程序代码。计算元件可以经由专有加密网络、公共加密网络、因特网或可以包括有线连接和无线连接两者的其它合适的通信网络而选择性地连接到其它计算机系统。

如图2a中最佳所示，无人飞行器系统22a包括可操作地联结至电子器件包76的对接组件84。在所示实施方式中，对接组件84包括磁性元件、至少一个电气接线以及至少一个数据接线。对接组件84可操作成在对接操作期间与可以从机翼构件12延伸的对接探针86联接。在所示实施方式中，对接探针86是可以从机翼构件12延伸的半刚性构件(参见图3c)并且可以由玻璃纤维或碳形成。线性致动器可以可操作成从机翼构件12伸出和收回对接探针86。在一些实施方式中，对接探针86可以包括锥形插孔以帮助引导对接组件84与对接探针86连接。对接探针86优选地包括磁性元件、至少一个电气接线以及至少一个数据接线。在一个实施方式中，对接组件84包括具有穿过其中的通道的永磁体，其中，通道用于容纳与对接组件84的至少一个电气接线和至少一个数据接线联接的电气和数据通信线路。对接组件84被设计为被容纳在对接探针86的孔88内部。对接探针86包括在孔88周围设置的响应于由机翼构件12的电气系统和飞行控制系统18控制的电流而被通电的电磁线圈。以这种方式可以实现可以被保持以防止无人飞行器系统22a与机翼构件12分离的强磁连接。可替代地或者附加地，可以使用机械锁定构件或其它系统以在连接的飞行模式期间将无人飞行器系统22a与机翼构件12牢固地联接。

在对接组件84被对接探针86容纳期间或之后，在它们之间形成电气和数据连接以使机翼构件12能够重新供应无人飞行器系统22a包括例如为电子器件包76中的电池再充电并向无人飞行器系统22a的飞行控制系统和任务控制系统提供额外的或新的数据。此外，无人飞行器系统22a的飞行控制系统和任务控制系统可以将数据上传到机翼构件12的计算机系统。尽管无人飞行器系统22a已经被示出和描述为具有在特定位置具有特定功能性的对接组件，但是本领域普通技术人员应当理解，本公开的无人飞行器系统可以具有在替代位置中诸如从鼻部向前延伸的对接组件和/或具有其它能力诸如具有非磁耦合能力的对接组件。此外，在本公开的无人飞行器系统与机翼构件12之间电气和数据连接的形成可以独立于将对接组件与对接探针联接的过程。同样地，本公开的无人飞行器系统可以与机翼构件对接而不使用从机翼构件延伸的对接探针。

如图2c中最佳所示，定序凸轮90定位在前旋翼组件36和后旋翼组件56之间。定序凸轮90设置在固定轴74上并且可围绕固定轴74转动。在所示实施方式中，定序凸轮90具有大致圆柱形的基架92和导向表面94。导向表面94具有对应于具有大约等于支撑臂42a的长度52a的半径的大约90度的圆周的圆弧形式的轮廓。如本文所讨论的，这种形状使得支撑臂的支承部能够在旋翼桨叶40a、40b、40c的折叠和上升操作期间保持与导向表面94接触。定序凸轮90联接至后旋翼组件56并与后旋翼组件56一起转动。在所示实施方式中，定序凸轮90包括三个耳环，图中仅有耳环90a、90b是可见的，每个耳环可旋转地联接至连杆的一个端部，图中仅有连杆96a、96b是可见的。每个连杆的另一个端部可旋转地联接至相应的旋翼桨叶60a、60b、60c的臂的突出部上以在它们之间形成一个接合部，图中仅有接合部98a是可见的。

现在将参照图2d至图2h描述无人飞行器系统22b的旋翼定序操作。在图2d中，无人飞行器系统22b优选地处于机翼构件12在例如从垂直起飞和着陆飞行模式转换到向前飞行模式之后的连接的飞行模式。由于与垂直起飞相比，向前飞行的推力要求减小，所以可能不再需要来自所有无人飞行器系统22a至22g(参见图3a)的推进。因此，为了提高飞行器系统10的飞行效率，可以关闭无人飞行器系统22a至22g中的某些无人飞行器，例如无人飞行器系统22b。如图2d中所示，前马达78正在使前旋翼组件36以如从无人飞行器系统22b的前方所观察的并如运动箭头所示的逆时针方向旋转。同时，后马达80正在使后旋翼组件56以如从无人飞行器系统22b的前方所观察的并如运动箭头所示的顺时针方向旋转。

由于旋翼桨叶40a、40b、40c在沿逆时针方向旋转时具有正迎角，因此旋翼桨叶40a、40b、40c被空气动力学地致动成操作或展开构型，其中，旋翼桨叶40a、40b、40c相对于机身28大致径向向外延伸。同样地，由于旋翼桨叶60a、60b、60c在沿顺时针方向旋转时具有正迎角，因此旋翼桨叶60a、60b、60c被空气动力学地致动成操作或展开构型，其中，旋翼桨叶60a、60b、60c相对于机身28大致径向向外延伸。只要前马达78使前旋翼组件36高于预定速度旋转，则旋翼桨叶40a、40b、40c保持在展开构型中。类似地，只要后马达80使后旋翼组件56高于预定速度旋转，则旋翼桨叶60a、60b、60c保持在展开构型中。此外，由于定序凸轮90的圆柱形的基架92支撑旋翼桨叶40a、40b、40c的支撑臂并且定序凸轮90的圆柱形的基架92由于支承部由圆柱形的基架92径向支撑而阻止旋翼桨叶40a、40b、40c相对于旋翼毂38枢转，因此，只要旋翼桨叶60a、60b、60c处于展开构型，即使前马达78停止使前旋翼组件36高于预定速度旋转，旋翼桨叶40a、40b、40c也保持在展开构型中。

如图2e所示，当希望关闭无人飞行器系统22b时，供向后马达80的动力被关闭，如减少的运动箭头数量所示，导致后旋翼组件56的旋转减速，这又导致旋翼桨叶60a、60b、60c开始折叠，因为空气动力不再足以将旋翼桨叶60a、60b、60c保持在展开构造中。当旋翼桨叶60a、60b、60c折叠时，旋翼桨叶60a、60b、60c相对于旋翼毂58在它们之间的相应接合部处枢转。枢转运动经由相应的连杆联接至定序凸轮90。在旋翼桨叶60a、60b、60c的枢转的初始阶段，定序凸轮90由于连杆所采取的路径而相对于固定轴74保持大致平移地固定并且如图2d与图2e之间的定序凸轮90的缺乏平移运动所示。因此，定序凸轮90继续支撑旋翼桨叶40a、40b、40c的支撑臂并且由于支承部保持由圆柱形的基架92径向支撑而阻止旋翼桨叶40a、40b、40c相对于旋翼毂38枢转。

如图2f中所示，在关闭供向后马达80的动力之后，后旋翼组件56的旋转停止，并且旋翼桨叶60a、60b、60c已折叠成大致平行于机身28延伸的收起构型。在折叠期间，旋翼桨叶60a、60b、60c相对于旋翼毂58在它们之间的相应接合部处继续枢转，该枢转运动经由相应的连杆联接至定序凸轮90。在旋翼桨叶60a、60b、60c的枢转的完成阶段，定序凸轮90由于连杆所采取的路径而相对于固定轴74平移并且如图2e和图2f之间的定序凸轮90的位置差所示。这种运动可以被描述为从延伸位置向收回位置平移定序凸轮90，其中，定序凸轮90不再支撑旋翼桨叶40a、40b、40c的支撑臂，或者由于支承部不再由圆柱形的基架92径向支撑而不再阻止旋翼桨叶40a、40b、40c相对于旋翼毂38枢转。应注意的是，如图2f中的运动箭头所示，只要前马达78使前旋翼组件36高于预定速度旋转，则旋翼桨叶40a、40b、40c保持在展开构型中。

如图2g中所示，供向前马达78的动力被关闭，如减少的运动箭头数量所示，导致前旋翼组件36的旋转减速，这又导致旋翼桨叶40a、40b、40c的开始折叠，因为空气动力不再足以将旋翼桨叶40a、40b、40c保持在展开构型中并且定序凸轮90不再支撑旋翼桨叶40a、40b、40c的支撑臂。当旋翼桨叶40a、40b、40c折叠时，旋翼桨叶40a、40b、40c相对于旋翼毂38在它们之间的相应接合部处枢转。优选地，在旋翼桨叶40a、40b、40c的支撑臂的端部上的支承部在旋翼桨叶40a、40b、40c的枢转期间保持与定序凸轮90的导向表面94接触。

如图2h中所示，在关闭供向前马达78的动力之后，前旋翼组件36的旋转已经停止并且旋翼桨叶40a、40b、40c已折叠成大致平行于机身28延伸的收起构型。在折叠期间，旋翼桨叶40a、40b、40c相对于旋翼毂38在它们之间的相应接合部处继续枢转并且支承部保持与定序凸轮90的导向表面94接触。以这种方式，旋翼桨叶40a、40b、40c和旋翼桨叶60a、60b、60c避免在旋翼桨叶40a、40b、40c和旋翼桨叶60a、60b、60c处于展开构型时以及折叠操作期间的干涉。如图所示，由于旋翼桨叶40a、40b、40c的长度50a和旋翼桨叶60a、60b、60c的长度72a的差异，旋翼桨叶40a、40b、40c占据的径向空间与旋翼桨叶60a、60b、60c占据的径向空间不同，即旋翼桨叶40a、40b、40c占据与机身28有较大径向距离的径向空间。以这种方式，旋翼桨叶40a、40b、40c和旋翼桨叶60a，60b，60c避免在旋翼桨叶40a、40b、40c和旋翼桨叶60a、60b、60c处于收起构型时的干涉。

当希望重新启动无人飞行器系统22b时，如图2g中所示，开始供给前马达78动力，如运动箭头所示，其导致前旋翼组件36的旋转开始，这又导致旋翼桨叶40a、40b、40c响应于旋翼桨叶40a、40b、40c的空气动力的致动而开始上升。随着旋翼桨叶40a、40b、40c上升，旋翼桨叶40a、40b、40c相对于旋翼毂38在它们之间的相应接合部处枢转而支承部与定序凸轮90的导向表面94接触。随着前旋翼组件36的速度增加并超过预定速度，如图2f中最佳所示，旋翼桨叶40a、40b、40c完成从收起构型向展开构型的转换。随着旋翼桨叶40a、40b、40c完成上升，旋翼桨叶40a，40b，40c相对于旋翼毂38在它们之间的相应接合部处枢转而支承部保持与定序凸轮90的导向表面94接触，直到旋翼桨叶40a、40b、40c达到展开构型，此时，支承部可能与定序凸轮90的导向表面94松动接触。

如图2e中所示，供向后马达80的动力现在可以开始，如运动箭头所示，其导致后旋翼组件56的旋转，这又导致旋翼桨叶60a、60b、60c响应于空气动力驱动而开始上升。随着旋翼桨叶60a、60b、60c上升，旋翼桨叶60a、60b、60c相对于旋翼毂58在它们之间的相应接合部处枢转。枢转运动经由连杆联接至定序凸轮90，导致定序凸轮90相对于固定轴74向前平移。这种运动可以被描述为从收回位置向延伸位置平移定序凸轮90，其中，定序凸轮90现在支撑旋翼桨叶40a、40b、40c的支撑臂并且由于支承部由圆柱形的基架92径向支撑而阻止旋翼桨叶40a、40b、40c相对于旋翼毂38枢转。

随着后旋翼组件56的速度增加并超过预定速度，如图2d中最佳所示，旋翼桨叶60a、60b、60c完成从收起构型向展开构型的转换。随着旋翼桨叶60a、60b、60c完成上升，旋翼桨叶60a、60b、60c相对于旋翼毂58在它们之间的相应接合部处枢转。枢转运动联接至定序凸轮90，然而，由于连杆所采取的路径，如图2d和2e中定序凸轮90的位置的相似性所示，定序凸轮90经历很少或者没有额外的平移运动。在旋翼桨叶60a、60b、60c的展开构型中，定序凸轮90继续支撑旋翼桨叶40a、40b、40c的支撑臂并且由于支承部由圆柱形的基架92径向支撑而阻止旋翼桨叶40a、40b、40c相对于旋翼毂38枢转。以这种方式，旋翼桨叶40a、40b、40c和旋翼桨叶60a、60b、60c避免在旋翼桨叶40a、40b、40c和旋翼桨叶60a、60b、60c被从收起构型向展开构型转换时的干涉。

现在参照附图的图3a至图3d，其中示出了飞行器系统10的飞行场景。如图所示，飞行器系统10包括具有前缘14，后缘16以及翼型横截面的机翼构件12，其中，翼型横截面产生响应于飞行器系统10的向前空速的升力。如本文所讨论的，机翼构件12容置诸如飞行控制系统18和数据通信网络20(参见图1a)的计算机系统、电池系统、电气通信网络、液体燃料箱和发电机系统以及用于支持与飞行器系统10有关的任务的其它系统。用于机翼构件12的推进由可操作地联接至机翼构件12的前缘14的无人飞行器系统22a至22g提供。示出的构型表示无人飞行器系统22a至22g的连接的飞行模式，其中，无人飞行器系统22a至22g中的至少一些无人飞行器系统提供对机翼构件12的推进以使飞行器系统10能够飞行。

如本文所讨论的，飞行器系统10被设计成通过携带能量源并通过使用机翼构件12产生额外的能量来实现高耐力飞行。这使机翼构件12能够向无人飞行器系统22a至22g供应并且再供应能量，使得从机翼构件12分离的无人飞行器系统22a至22g可以执行多个和连续的任务。另外，在连接的飞行模式中时，无人飞行器系统22a至22g可操作成向机翼构件12提供推进。为了在不需要最大推力时进一步实现飞行器系统10的高耐力飞行，无人飞行器系统22a至22g中的某些无人飞行器系统可以被关闭以节省能量。如图3a中最佳所示，无人飞行器系统22a、22d、22g正在工作以向飞行器系统10提供向前推力，而无人飞行器系统22b、22c、22e、22f使用例如本文所讨论的旋翼定序协议已经关闭以避免旋翼桨叶干涉。机翼构件12的飞行控制系统18可操作成基于任务参数、无人飞行器系统的充电状态、环境条件等来确定在向前飞行模式期间哪个以及多少无人飞行器系统22a至22g应该被操作。如本文所讨论的，在连接的飞行模式中，无人飞行器系统22a至22g的操作的所有方面优选地由机翼构件12的飞行控制系统18控制。这种命令和控制信息经由机翼构件12的数据通信网络20被传送至无人飞行器系统22a至22g(参见图1a)。应该注意的是，飞行控制系统18可以自主地控制飞行器系统10的飞行操作的所有方面。可替代地或者附加地，飞行控制系统18可以操作成经由无线通信协议与远程系统通信，使得用于飞行器系统10的飞行操作的一些或所有方面可以被远程控制。

如本文所讨论的，当无人飞行器系统22a至22g被与机翼构件12分离或远离机翼构件12时，无人飞行器系统22a至22g可以是具有为无人飞行器系统22a至22g提供独立飞行模式的精确数字飞行控制和导航系统的多用途uas。在本示例中，无人飞行器系统22b、22c、22e、22f是操作例如光检测和测距模块的侦察飞行器，而无人飞行器系统22a、22d、22g是携带例如空对地导弹诸如地狱火(hellfire)导弹或联合空地导弹(jagm)的攻击飞行器。从图3a开始，机翼构件12可以在无人飞行器系统22b、22c、22e、22f被关闭时为无人飞行器系统22b、22c、22e、22f提供任务信息。无人飞行器系统22b、22c、22e、22f可以现在使用例如本文讨论的以避免旋翼桨叶干涉的旋翼定序协议而开始操作。此后，如图3b中最佳所示，机翼构件12执行无人飞行器系统22b、22c、22e、22f的空中发射。例如，在执行空中发射中，机翼构件12可以关闭通过相应的电磁线圈的电流，其中，电磁线圈将无人飞行器系统22b、22c、22e、22f牢固地联接至机翼构件12，使得由无人飞行器系统22b、22c、22e、22f产生的推力将无人飞行器系统22b、22c、22e、22f与机翼构件12分离。与机翼构件12分离后，无人飞行器系统22b、22c、22e、22f各自以独立飞行模式操作，在此期间，无人飞行器系统22b、22c、22e、22f可以使用网络通信一起协作以实现任务目标。

在本示例中，无人飞行器系统22b、22c、22e、22f执行潜在的军事目标的空中勘察，其中，潜在的军事目标优选充分远离飞行器系统10使得飞行器系统10可以避免检测。此后，无人飞行器系统22b、22c、22e、22f可以返回至机翼构件12并经由空中回收过程与其重新连接。如图3c中所示，无人飞行器系统22c、22e已被机翼构件12空中回收并被关闭。无人飞行器系统22b、22f当前正由机翼构件12使用例如本文所述的机翼构件12延伸的对接探针86b、86f与无人飞行器系统22b、22f的相应的对接组件磁耦合的技术来进行空中回收(参见图2a)。如本文所讨论的，对接探针86b、86f优选地包括磁性元件、与相应磁性元件、无人飞行器系统22b、22f的电气接线和数据接线联接的至少一个电气接线和至少一个数据接线。一旦无人飞行器系统22b、22f牢固地联接至对接探针86b、86f，机翼构件12可将无人飞行器系统22b、22f收回到与机翼构件12进一步啮合。此后，可以关闭无人飞行器系统22b、22f，使得飞行器系统10返回至图3a中所示的即使在所选的无人飞行器系统被关闭时也被认为是连接的飞行模式的状态。

在机翼构件12内部的计算机系统现在可以接收由无人飞行器系统22b、22c、22e、22f在侦察任务期间获得的信息的上传。此外，机翼构件12可以将用于下次任务的指令再供给无人飞行器系统22b、22c、22e、22f以及给无人飞行器系统22b、22c、22e、22f中的电池再充电。例如，根据机翼构件12从无人飞行器系统22b、22c、22e、22f获得的信息以及其它因素，可能希望在另一系列侦察任务上派遣无人飞行器系统22b、22c、22e、22f以对潜在的军事目标执行额外的空中勘察。在这种情况下，机翼构件12将如图3b中最佳所示执行无人飞行器系统22b、22c、22e、22f的另一次空中发射，无人飞行器系统22b、22c、22e、22f将以独立的飞行模式执行侦察任务，机翼构件12将如图3c中最佳所示执行无人飞行器系统22b、22c、22e、22f的另一次空中回收，机翼构件12将如图3a中最佳所示与无人飞行器系统22b、22c、22、22f交换信息并再供给无人飞行器系统22b、22c、22、22f。

一旦收集了足够的情报，可能希望在与一个或更多个所识别的军事目标有关的攻击任务上派遣无人飞行器系统22a、22d、22g。从图3a开始，无人飞行器系统22b、22c、22e、22f开始使用例如本文所讨论的避免旋翼桨叶干扰的旋翼定序协议操作。此后，机翼构件12执行如图3d中最佳所示的无人飞行器系统22a、22d、22g的空中发射。与机翼构件12分离后，无人飞行器系统22a、22d、22g各自以独立飞行模式操作，在此期间，无人飞行器系统22a、22d、22g可以使用网络通信一起协作以实现任务目标。在本示例中，无人飞行器系统22a、22d、22g可以以编队的方式飞行至感兴趣的军事目标的位置并执行所期望的诸如部署空对地导弹的军事行动。此后，无人飞行器系统22a、22d、22g可以返回至机翼构件12进行空中回收。在攻击任务之后，如本文所讨论的，可能希望使用无人飞行器系统22b、22c、22e、22f执行另一次空中勘察。

参照附图中的图4a至图4c，示意性地示出了以尾部起落的立式起落飞行器并总体标示为110。飞行器110包括具有前部114和后部116的机身112。机身112的前部114包括两个旋翼站118、120。旋翼组件122被定位于旋翼站118处，旋翼组件124被定位于旋翼站120处。旋翼组件122包括具有与旋翼毂122a联接的旋翼桨叶122b、122c、122d的旋翼毂122a。类似地，旋翼组件124包括具有与旋翼毂124a联接的旋翼桨叶124b、124c、124d的旋翼毂124a。尾杆组件126从机身112的后部116延伸。在所示实施方式中，尾杆组件126包括诸如固定或可缩回的滑动构件或诸如气动冲击支柱或机械弹簧组件的冲击吸收构件的多个着陆构件128a、128b、128c、128d。着陆构件128a至128d还可以包括用于辅助地面机动的轮(未示出)。尾部组件126包括多个控制表面130a、130b、130c、130d，其中，多个控制表面130a、130b、130c、130d可以根据飞行器110的取向而在向前飞行期间被用作用于偏航控制的方向舵和/或用于俯仰控制的升降舵。

优选地，飞行器110包括定位于机身112的鼻部的传感器系统140。传感器系统140可以包括定位传感器、姿态传感器、速度传感器、环境传感器、温度传感器、目标传感器等。可替代地或附加地，传感器系统140可以包括诸如可以指向旋翼组件122前方的任何感兴趣目标的球形摄像头的监视系统。如本文所讨论的，飞行器110可以是自供电的、不携带操作人员的、使用空气动力来提供航空器升力的、被自主地和/或远程地操作、可以是消耗性的或可回收的并可以携带致命或非致命的有效载荷的无人飞行器系统。在这种实施方式中，飞行器110可以用于军事、商业、科学、娱乐和其它的应用中。此外，与飞行器110类似或相同的飞行器组可以联网在一起，使得它们能够相互协作并且表现出群体行为，包括：例如，响应于变化的环境或参数而动态调节的能力、用于小组协调、分布式控制、分布式战术小组规划、分布式战术小组目标、分布式战略小组目标和/或完全自主的群集的能力。在一个示例中，一个或更多个飞行器110在飞行器110处于向前飞行模式时可以通过从机身112的后部116发射导弹来进攻目标。可替代地，飞行器110可以是可操作成用于机载飞行员控制飞行操作的一些或所有方面的载人飞行器。

如图4a中最佳所示，飞行器110具有其中飞行器110具有小的地面几何形状的储存模式。如图所示，旋翼组件122的旋翼桨叶122b、122c、122d相对于旋翼毂122a是可折叠的，使得旋翼桨叶122b、122c、122d在大致平行于机身112的后部方向上延伸。类似地，旋翼组件124的旋翼桨叶124b、124c、124d相对于旋翼毂124a是可折叠的，使得旋翼桨叶124b、124c、124d在大致平行于机身112的后部方向上延伸。旋翼桨叶122b、122c、122d在所示的收起构型中是可锁定的。同样地，旋翼桨叶124b、124c、124d可以在所示的收起构型中也是可锁定。在储存模式中，飞行器110占用最小的地面空间并且具有用于装箱和/或码垛的合适的几何形状以用于与其它类似飞行器110储存和/或运输。

如图4b中最佳所示，飞行器110具有垂直起飞和着陆飞行模式，其中，飞行器110具有大致竖直的姿态。如图所示，旋翼桨叶122b、122c、122d和旋翼桨叶124b、124c、124d使用例如本文所讨论的以避免桨叶干扰的旋翼定序协议从收起构型上升至从机身112大致径向向外延伸的展开构型。优选地，旋翼桨叶122b、122c、122d和旋翼桨叶124b、124c、124d具有大致对称的翼型、很少或没有扭转以及具有固定桨距。然而，应该理解的是，旋翼桨叶122b、122c、122d和旋翼桨叶124b、124c、124d可以具有本领域普通技术人员已知的其它桨叶设计。

当从上方观察时，如指向性运动箭头144所示，旋翼组件122沿逆时针方向旋转，并且如指向性运动箭头146所示，旋翼组件124沿顺时针方向旋转。如本文所述，旋翼组件122、124优选地由独立的电动马达操作使旋翼组件122、124能够反方向地旋转从而优选地导致飞行模式下的飞行器110的大量匹配扭矩。以这种方式，飞行器110在包括在盘旋操作期间的垂直起飞和着陆模式中具有垂直的推力并且相对于围绕纵向机身轴线142的旋转是稳定的。

如图4c中最佳所示，飞行器110具有向前飞行模式，其中，飞行器110具有大致水平的姿态。如图所示，旋翼组件122的旋翼桨叶122b、122c、122d处于大致从机身112径向延伸的展开构型并且当从飞行器110的前方观察时，如指向性运动箭头144所示，旋翼组件122的旋翼桨叶122b、122c、122d正沿逆时针方向旋转。同样地，旋翼组件124的旋翼桨叶124b、124c、124d处于大致从机身112径向延伸的展开构型，并且当从飞行器110前方观察时，如指向性运动箭头146所示，旋翼组件124的旋翼桨叶124b、124c、124d正沿顺时针方向旋转。

当需要时，飞行器110可以从垂直起飞和着陆飞行模式转换至向前飞行模式并且从向前飞行模式转换至垂直起飞和降落飞行模式。例如，在完成任务之后，飞行器110优选地返回至预定位置并且从向前飞行模式转换至垂直起飞和着陆飞行模式。然后，飞行器110可以在着陆部件128a至128d上执行着陆。此后，可以关闭旋翼桨叶122b、122c、122d和旋翼桨叶124b、124c、124d的旋转，使得使用诸于本文所讨论的避免桨叶干涉的旋翼定序协议将旋翼桨叶122b、122c、122d和旋翼桨叶124b、124c、124d从展开构型折叠至收起构型。

为了说明和描述的目的，呈现了本公开的实施方式的前述描述。其并非旨在穷尽或将本公开限制于所公开的精确形式，并且根据上述启示改型和变化是可能的或者可以从本公开的实践中获得改型和变化。所选和所述的实施方式是为了解释本公开的原理及其实际应用以使得本领域技术人员能够在各种实施方式中以及与适用于所设想的特定用途的各种改型一起来使用本公开。在不脱离本公开的范围的情况下，可以在实施方式的设计、操作条件和布置中进行其它替换、改型、变化以及省略。一旦参考说明书，对于本领域技术人员来说，说明性实施方式以及其它实施方式的这种改型和组合将是显而易见的。因此，旨在所附权利要求包括任何这种改型或实施方式。