CN106573676A - 固定旋翼推力矢量化 - Google Patents

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Abstract

一种飞行器，其包含具有中心的主体和多个空间上分离的推进器。所述空间上分离的推进器在所述主体的中心周围的位置处与主体静态偶联，并且构造为沿着多个推力矢量发射推力。所述推力矢量具有多个不同的方向，每个推进器构造为沿着所述推力矢量中的一个不同的推力矢量发射推力。所述推力矢量中的一个或多个具有在朝向所述主体的中心或者远离所述主体的中心的方向上的分量。

Description

固定旋翼推力矢量化
相关申请
本申请要求2014年6月3日提交的临时申请序列号62/007,160的优先权和权益，该临时申请通过引用其全文并入本文。
技术领域
本发明涉及一种飞行器。
背景技术
本发明涉及矢量化推力。
通常，术语推力矢量化涉及操纵由载具如飞机或火箭的发动机产生的推力的方向。使用推力矢量化的航空器的一个公知例子是霍克西德利鹞式喷气机(Hawker SiddeleyHarrier jet)，其将由其发动机产生的推力用于前向推进和垂直起飞和降落(VTOL)两种目的。使用推力矢量化的航空器的另一个公知例子是贝尔波音V-22鱼鹰式倾斜旋翼机(BellBoeing V-22Osprey)，其将通过两个旋翼产生的推力用于前向推进和VTOL两种目的。
在霍克西德利鹞式飞机和贝尔波音V-22鱼鹰式倾斜旋翼机二者中，推力矢量化是通过重定向推力(例如，使用推力重定向喷嘴)或者通过物理地转动一个或多个旋翼(例如，改变一个或多个旋翼相对于惯性参照系的角度)而实现的。
发明内容
多旋翼载具(例如，四旋翼直升机、六旋翼直升机、八旋翼直升机)通常具有马达，该马达刚性地安装到机身并且通过基于全部马达在垂直方向上产生推力的理想化模型调节单个马达的推力来控制载具运动。这导致***只能在滚转、俯仰、偏航和净推力上得到控制。这样的多旋翼载具可以通过保持特定的滚转或俯仰角和改变净推力在空间中移动。这一方法可在载具悬停(hover)时导致***不稳定。悬停质量可以通过独立于载具的滚转和俯仰控制每个轴来改善。
本文描述的方法采用以反角和扭转角安装到多旋翼直升机机身上的推进器。也就是说，推力方向是固定的，并且不是全部平行的。每个推进器产生单个推力线，其通常不与其他推进器的推力线对准。自由体分析产生从每个推进器作用在主体上的力和力矩。所述力和力矩总和在一起而产生从马达推力到净主体力和力矩的独特映射(mapping)。包括滚转、俯仰和横摆力矩及前向、侧向和垂直推力的期望的输入可以被接收并用于计算马达推力的必要改变，且因此通过凸轴马达速度，获得期望的输入。
本文描述的方法使用静态安装的推进器来产生净推力(例如，净水平或垂直推力)而不改变净的滚转、俯仰和偏航扭矩。
本文描述的方法使用静态安装的推进器来产生净力矩而不改变由马达产生的净推力。
在一个方面，通常，飞行器包含具有中心的主体和多个空间上分离的推进器。所述空间上分离的推进器在所述主体的中心周围的位置处与主体静态偶联，并且构造为沿着多个推力矢量发射推力。所述推力矢量具有多个不同的方向，每个推进器构造为沿着所述推力矢量中的一个不同的推力矢量发射推力。所述推力矢量中的一个或多个具有在朝向所述主体的中心或者远离所述主体的中心的方向上的分量。
本文的方面可具有以下特征的一个或多个。
推力矢量可在六个不同的方向上发射。推力矢量可在八个不同的方向上发射。推力矢量可在十个不同的方向上发射。推进器可围绕所述主体的中心对称地分布。推进器可分布在由所述主体限定的平面上。
全部推力矢量可在第一方向上具有共同的主分量。所述第一方向可以是垂直方向。所述飞行器可以包含控制器，所述控制器构造为：接收控制信号，其表征所述飞行器的期望的空间位置以及所述飞行器的期望的空间取向；基于所接收的控制信号确定净力矢量和净力矩矢量；和使得所述推力发生器产生所述净力矢量和所述净力矩矢量。
所述控制器可以进一步构造为使得所述推力发生器改变所述净力矢量而同时保持所述净力矩矢量。所述控制器可以进一步构造为使得所述推力发生器改变所述净力矩矢量而同时保持所述净力矢量。所述主体可包括多个翼梁，且所述多个推进器中的每个推进器静态偶联到所述翼梁中的一个不同翼梁的端部。
每个推进器可包括与螺旋桨偶联的马达。所述多个推进器中的第一子集的马达可以以第一方向转动，并且所述多个推进器中的第二子集的马达可以以不同于所述第一方向的第二方向转动。所有推进器的马达可以以相同的方向转动。所述多个推进器中的第一子集的马达可具有第一最大转动速度，并且所述多个推进器中的第二子集的马达可具有小于所述第一最大转动速度的第二最大转动速度。所述推进器中的至少一些可以以相对于所述主体的反角与所述主体偶联。
至少一些推进器可以以相对于所述主体的扭转角与所述主体偶联。所述飞行器可以包含与所述主体偶联的图像传感器。所述飞行器可以包含设置在所述主体上的气动主体覆盖件。所述图像传感器可以与所述主体静态偶联。所述图像传感器可以使用万向架(gimbal)与所述主体偶联。所述图像传感器可以包括静物相机(still camera)。所述图像传感器可以包括视频相机(video camera)。
在某些方面中，所述飞行器被构造为保持期望的空间取向而同时产生大小和/或方向改变的净推力。在某些方面中，传感器(例如静物或视频相机)静态偶联到多旋翼载具，并且该载具的取向被保持，使得该相机指向给定的方向而同时由载具产生的净推力矢量使得该载具在空间中移动。
本文的方面可包括以下优点中的一个或多个。
除了其它优点之外，本文的方法允许将多旋翼直升机的位置控制与多旋翼直升机的转动控制解耦。也就是说，多旋翼直升机的位置可以独立于多旋翼直升机的转动而控制。
改善了空中动态稳定性，并且减少了使相机以给定角度取向所需要的部件数量。这导致在各种各样的条件下具有更好表现的更便宜、更稳健的模型。
通过使用全部在相同方向上转动的马达，减少了建造所述飞行器所需要的独特部件的数量，导致所述飞行器的成本降低。
本发明的其他特征和优点从下面的说明以及权利要求中显而易见。
附图说明
图1是多旋翼直升机的透视图。
图2是多旋翼直升机的侧视图。
图3是多旋翼直升机的推进器的详细图解。
图4是控制***的框图。
图5显示出在盛行风存在下操作的多旋翼直升机。
图6显示出转动而不改变其位置的多旋翼直升机。
图7显示出包括用万向架固定的图像传感器的多旋翼直升机悬停。
图8是显示在各种不同重量下的滚转和俯仰可控性包线(envelope)(以Nm计)的图，没有产生侧向推力。
图9是显示在各种不同重量下的滚转和俯仰可控性包线(以Nm计)的图，产生了1m/s2的右向推力。
图10是显示在各种不同重量下的滚转和俯仰可控性包线(以Nm计)的图，产生了1m/s2的前向推力。
图11是显示在各种不同重量下的滚转和俯仰可控性包线(以Nm计)的图，产生了1m/s2的前向推力和1m/s2的右向推力。
具体实施方式
1.多旋翼直升机物理构造
参考图1，多旋翼直升机100包括中心主体102，多个(即，n个)刚性翼梁104从中心主体102径向延伸。每个刚性翼梁104的端部包括刚性地安装于其上的推进器106。在一些例子中，每个推进器106包括电动马达108(例如，无刷直流马达)，其驱动旋翼110以产生推力。非常普遍地，在操作中，中心主体102包括电源(未显示)，其将电力提供至马达108，该马达继而导致旋翼110转动。在转动时，每个旋翼110都对直升机100上方的空气施加大体上向下方向的力，以产生具有可表示为推力矢量112的大小和方向的推力。
参照图2，不同于常规的多旋翼直升机配置，图1的多旋翼直升机100中的每个推进器106都以反角θ和扭转角二者刚性地安装。在一些例子中，(1)对于每个翼梁104，反角是相同的，并且(2)对于每个翼梁104，扭转角的大小相同，而对于至少一些翼梁104，扭转角的正负号(sign)不同。为了理解推进器106的安装角度，将多旋翼直升机100的刚性翼梁104所限定的平面看作是水平面214是有帮助的。出于这种考虑，以反角安装推进器106包括以相对于从旋翼110的中心到中心主体102的中心的线的角度θ安装推进器106。在刚性翼梁104的端部处以扭转角安装推进器106包括以角度安装推进器106，使得它们绕刚性翼梁104的纵轴转动。
由于推进器106的反角和扭转角安装角度，推力矢量112不是简单地垂直于由多旋翼直升机100的刚性翼梁104限定的水平面214。相反，至少一些推力矢量的方向与水平面214成斜角。推力力矢量是独立的(即，没有力矢量是其他力矢量的乘积)或存在至少k个(例如，k＝3、6等)独立的推力力矢量。
参考图3，第i个推进器106的详细图解显示出两个不同的坐标系：x,y,z坐标系和ui,vi,wi坐标系。所述x,y,z坐标系相对于载具固定，且其z轴在垂直于由多旋翼直升机100的刚性翼梁104所限定的水平面的方向上延伸。x和y轴在彼此垂直并且平行于由刚性翼梁104所限定的水平面的方向上延伸。在一些例子中，x,y,z坐标系被称为“载具参照系”。所述ui,vi,wi坐标系的wi轴在垂直于由第i个推进器106的转动旋翼110所限定的平面的方向上延伸，并且其ui轴在沿着第i个翼梁104的方向上延伸。ui和vi轴在彼此垂直并且平行于由转动旋翼110所限定的水平面的方向上延伸。在一些例子中，ui,vi,wi坐标系被称为“旋翼参照系”。请注意，x,y,z坐标系是全部推进器106共有的，而ui,vi,wi坐标系对于每个(或至少一些)推进器106而言是不同的。
对于所述n个推进器106中的每一个而言，x,y,z坐标系和ui,vi,wi坐标系之间的转动差异可以表示为转动矩阵Ri。在一些例子中，该转动矩阵Ri可以表示为三个单独的转动矩阵的乘积，如下所示：
其中是说明第i个翼梁相对于x,y,z坐标系的转动的转动矩阵，Ri θ是说明相对于x,y,z坐标系的反角θ的转动矩阵，而Ri φ是说明相对于x,y,z坐标系的扭转角φ的转动矩阵。
非常普遍地，将在ui,vi,wi坐标系中的任意矢量乘以转动矩阵Ri导致在x,y,z坐标系中该任意矢量的表示。如上面提到的，在第i个翼梁处的转动矩阵Ri取决于翼梁数i、反角θ和扭转角φ。由于每个翼梁具有其自己独特的翼梁数i、反角θ和扭转角φ，每个翼梁具有不同的转动矩阵Ri。具有15度反角和-15度扭转角的第二翼梁的转动矩阵的一个例子是
通常，第i个推力矢量112可表示为力矢量113。由第i个推进器106产生的力矢量113只沿着所述第i个推进器106的ui,vi,wi坐标系的wi轴延伸。因此，所述第i个力矢量113可以表示为：
其中fi表示所述第i个力矢量113沿着ui,vi,wi坐标系的wi轴的大小。在一些例子中，fi表示为：
其中k1是实验测定的常数，且ωi 2是马达108的角速度的平方。
第i个力矢量113在x,y,z坐标系中的分量可以通过将所述第i个力矢量113乘以第i个转动矩阵Ri来确定，如下所示：
其中是所述第i个力矢量113在x,y,z坐标系中的矢量表示。
由第i个推进器106产生的力矩包括由于由所述推进器的马达108产生的扭矩导致的马达扭矩分量和由于由所述推进器106的旋翼110产生的推力导致的推力扭矩分量。对于第i个推进器106而言，马达绕ui,vi,wi坐标系的wi轴旋转，在ui,vi平面中产生转动力。通过右手定则，由第i个推进器的马达108产生的马达扭矩是方向沿着wi轴的矢量。第i个推进器的马达扭矩矢量可表示为：
其中
其中k2是实验测定的常数，且ωi 2是马达108的角速度的平方。
为了在x,y,z坐标系中表示马达扭矩矢量，将马达扭矩矢量乘以转动矩阵Ri，如下所示：
由于由第i个推进器106的旋翼110产生的推力导致的扭矩表示为所述第i个推进器106在x,y,z坐标系中的力矩臂和第i个力矢量113在x,y,z坐标系中的表示的叉积：
其中所述力矩臂表示为第i个翼梁104沿着ui,vi,wi坐标系的ui轴的长度乘以翼梁转动矩阵
所得到的由第i个推进器106导致的力矩可表示为：
在每个推进器106处产生的x,y,z坐标系中的力矢量可以被加合以确定净推力矢量：
根据牛顿第二运动定律，多旋翼直升机100的净平移加速度矢量可以表示为x,y,z坐标系中的净力矢量除以多旋翼直升机100的质量m。例如，对于具有n个推进器的多旋翼直升机100而言，净平移加速度矢量可以表示为：
在每个推进器106处产生的x,y,z坐标系中的力矩可以被加合以确定净力矩：
根据牛顿第二运动定律，多旋翼直升机100的净角加速度矢量可以表示为由所述n个推进器导致的力矩总和除以多旋翼直升机100的惯性矩J。例如，对于具有n个推进器的多旋翼直升机100而言，净角加速度可以表示为：
基于上述多旋翼直升机100的模型，阅读者应明了，总体平移加速度矢量和总体角加速度矢量的大小和方向可以通过对所述n个推进器中每一个的马达108的角速度ωi设定合适的值而单独地控制。
2.多旋翼直升机控制***
参照图4，在控制载具100的示例性方法中，多旋翼直升机控制***400接收控制信号416，其包括在惯性参考系(指定为n,w,h(即北、西、高)坐标系，其中术语“惯性参考系”和n,w,h坐标系可互换使用)中期望的位置和在惯性参考系(惯性参考系中指定为滚转(R)、俯仰(P)和偏航(Y))中期望的转动取向并且产生电压矢量其用于驱动多旋翼直升机100的推进器108来将多旋翼直升机100移动至空间中的期望位置和期望的转动取向。
控制***400包括第一控制器模块418、第二控制器模块420、角速度-电压映射函数422、设备424(即多旋翼直升机100)和观察模块426。将在惯性参考系中指定的控制信号416提供至第一控制器418，其处理控制信号416来确定差分推力力矢量和差分力矩矢量其各自在多旋翼直升机100的参照系(即，所述x,y,z坐标系)中指定。在一些例子中，差分矢量可视为期望的推力矢量的量度。例如，控制***的400的增益值可以使用经验调节程序找到，并因此囊括了量度因子(scaling factor)。为此，在至少一些实施方式中，所述量度因子不需要由控制***400明确地确定。在一些例子中，差分矢量可用于将多旋翼直升机***围绕局部化操作点进行线性化。
在一些例子中，第一控制器418保持当前力矢量的估计，并且使用该估计将惯性参考系中的差分力矢量测定为在惯性参考系中取得期望位置所需力矢量的差值。类似地，第一控制器418保持对惯性参考系中的当前力矩矢量的估计，并且使用该估计将惯性参考系中的差分力矩矢量测定为在惯性参考系中取得期望的转动取向所需力矩矢量的差值。第一控制器然后将转动矩阵施用于所述惯性系中的差分力矢量以确定其在多旋翼直升机100的x,y,z坐标系中的表示类似地，第一控制器418将转动矩阵施用于所述惯性参考系中的差分力矩矢量以确定其在多旋翼直升机100的x,y,z坐标系中的表示
将在x,y,z坐标系中的差分力矢量的表示以及在x,y,z坐标系中的差分力矩矢量的表示提供给第二控制器420，其确定差分马达角速度的矢量：
如从以上可以看出的，差分马达角速度的矢量包括多旋翼直升机100的所述n个推进器106中每一个的单一差分马达角速度。综合考虑，差分马达角速度代表取得多旋翼直升机100在惯性参照系中期望的位置和转动取向所需的马达108角速度的变化。
在一些例子中，第二控制器420保持马达角速度在当前状态的矢量并且使用马达角速度在当前状态的矢量来确定取得多旋翼直升机100在惯性参照系中期望的位置和转动取向所需的马达角速度的差值。
将差分马达角速度的矢量提供给角速度-电压映射函数422，其确定驱动电压矢量：
从以上可以看出，驱动电压矢量包括所述n个推进器106的每个马达108的驱动电压。驱动电压导致马达108以取得惯性参照系中多旋翼直升机100的期望位置和转动取向所需的角速度转动。
在一些例子中，角速度-电压映射函数422保持当前的驱动电压矢量，该矢量包括每个马达108的当前驱动电压。为了确定驱动电压矢量角速度-电压映射函数422将每个马达108的差分角速度Δωi映射到差分电压。每个马达108的差分电压被施加至马达108的当前驱动电压，导致该马达的更新驱动电压Vi。驱动电压矢量包括i个推进器106的每个马达108的更新驱动电压。
将驱动电压矢量提供给设备424，其中电压被用于驱动i个推进器106的马达108，导致多旋翼直升机100平移和转动至位置和取向的新估计：
观察模块426观察该新的位置和取向，并将其作为错误信号反馈至组合节点428。控制***400重复该过程，实现并保持多旋翼直升机100在惯性参照系中尽可能接近所期望的位置和转动取向。
3.应用
参考图5，在一些例子中，在盛行风530存在下，将多旋翼直升机100指令悬停在惯性参照系中的给定位置该风导致在多旋翼直升机100上施加水平力倾向于使多旋翼直升机在水平方向上位移。常规的多旋翼直升机可能必须将其机身顶风倾斜并且调节由其推进器产生的推力以对抗所述风的水平力，从而避免位移。然而，将多旋翼直升机的机身顶风倾斜增大了多旋翼直升机的被暴露于所述风的剖面。增大的剖面导致由于风的原因而施加到多旋翼直升机的水平力增加。多旋翼直升机然后必须进一步顶风倾斜并且进一步调节由其推进器产生的推力以对抗增大的风力。当然，进一步顶风倾斜进一步增大了多旋翼直升机被暴露于所述风的剖面。阅读者应当明了，使多旋翼直升机顶风倾斜导致了浪费能源的恶性循环。
上文描述的方法通过使得多旋翼直升机100能够顶风水平运动而无需使得多旋翼直升机10的机身顶风倾斜解决了这个问题。为了这样做，上文描述的控制***使得多旋翼直升机100使其净推力矢量化，使得力矢量施加到多旋翼直升机100上。力矢量具有第一分量，该分量沿着惯性系的h轴向上延伸，大小等于施加至多旋翼直升机100的引力常数g。力矢量的第一分量在与给定位置相关联的高度处保持多旋翼直升机100的高度。力矢量具有第二分量，该分量在与由风施加的力的相反(即，顶风)的方向上延伸，并且大小等于由风施加的力的大小。所述力矢量的第二分量保持多旋翼直升机100在惯性参照系的n,w平面中的位置。
为了保持其在惯性参考系中的水平取向上文描述的控制***使得多旋翼直升机100保持其力矩矢量的大小为零或接近零。这样做，阻止了任何围绕多旋翼直升机100的质心的转动，因为多旋翼直升机100使其推力矢量化以对抗风。
以这种方式，由多旋翼直升机的控制***所保持的力矢量和力矩矢量使得多旋翼直升机100能够补偿施加于其上的风力，而无需转动并增大直升机100呈现给风的剖面。
参考图6，经常的情况是将图像传感器632(例如，相机)连接到多旋翼直升机100，目的在于捕捉在多旋翼直升机100下方的地面上的兴趣点634的图像。通常，当图像传感器632捕捉图像时，往往期望多旋翼直升机100悬停在一个地方。常规的多旋翼直升机无法使图像传感器632取向而不倾斜其机身(并导致水平运动)，且因此需要昂贵且笨重的万向架来使其图像传感器取向。
上文描述的方法通过允许多旋翼直升机100在惯性平面内转动其机身同时保持其在惯性平面内的位置消除了对这样的万向架的需要。以这种方式，图像传感器632可以静态连接到多旋翼直升机100的机身上，并且该直升机可以倾斜其机身以使其图像传感器632取向而无需导致直升机的水平运动。为了这样做，在接收到表征所期望的图像传感器取向的控制信号时，上文描述的控制***使得多旋翼直升机100的力矩矢量在沿着惯性参考系中水平(n,w)平面的方向上延伸，大小对应于期望的转动量。为了保持该多旋翼直升机100在惯性参考系中的位置控制***使得多旋翼直升机100使其净推力矢量化，以使得力矢量施加于多旋翼直升机100。力矢量只沿着惯性参考系中的h轴延伸，并且大小等于引力常数g。通过独立地设定力矢量和力矩矢量多旋翼直升机100可以围绕其中心转动而同时悬停在一个地方。
如上所述，常规的多旋翼直升机在滚转、俯仰、偏航和净推力方面进行控制。这样的直升机当悬停在某个地方时可能变得不稳定(例如，在直升机的取向上存在振荡)。一些这样的直升机包括万向架固定的图像传感器。当常规的直升机悬停在某个地方时，其不稳定的行为可能需要万向架固定的图像传感器的取向持续保持以补偿该直升机的不稳定性。
参考图7，上面描述的方法通过允许对直升机取向的每个轴进行独立控制有利地减少或消除了多旋翼直升机100悬停时的不稳定性。在图7中，图像传感器732通过万向架733连接到多旋翼直升机100。图像传感器732被构造为捕捉在多旋翼直升机100下方的地面上的图像。通常，当图像传感器732捕捉给定的兴趣点734的图像时，往往期望多旋翼直升机100悬停在一个地方。
为了以高稳定性悬停在一个地方，多旋翼直升机100接收表征所述多旋翼直升机100的期望的空间位置以及期望的空间取向的控制信号。在图7的例子中，直升机100的期望的空间取向使得所述直升机相对于惯性参照系水平地悬停。
上文描述的控制***接收控制信号，并且通过使多旋翼直升机100将其净推力矢量化以使得力矢量施加于多旋翼直升机100来保持多旋翼直升机100在惯性参照系中的空间位置力矢量只沿着惯性参考系中的h轴延伸，并且大小等于引力常数g。
所述控制***通过使多旋翼直升机100将其力矩矢量化以使得力矩矢量的大小近似为零来保持多旋翼直升机100的空间取向所述控制***保持力矢量和力矩矢量使得多旋翼直升机100以高稳定性悬停在某个地方。
由于悬停多旋翼直升机100的高稳定性，很少需要或不需要保持万向架取向以将图像传感器732对准在兴趣点734上。
4.替代方案
在一些例子中，可以将气动主体添加到多旋翼直升机以减少由于盛行风导致的阻力。
尽管上述方法描述的直升机包括多个推进器，但其他类型的推力发生器可以用来代替推进器。
在一些例子中，将混合控制方案用来控制多旋翼直升机。例如，在图5的例子中，多旋翼直升机可以使用上述推力矢量化方法来保持其在微风存在下的位置，但如果盛行风变得太强而不能用所述推力矢量化方法来克服，则可以切换到经典的倾斜策略。
应注意到，图4的控制***只是可用来控制多旋翼直升机的控制***的一个例子，使用例如非线性特殊欧几里得群3(即，SE(3))技术的其他控制***也可以使用。
在上面所描述的例子中，多旋翼直升机包括六个推力发生器，每个推力发生器在不同于所有其他推力发生器的方向上产生推力。通过在六个不同的方向上产生推力，该多旋翼直升机上所有的力和力矩都可以解耦(即，该***可以表示为具有六个未知数的六个方程的***)。在一些例子中，多旋翼直升机可以包括额外的(例如，十个)推力发生器，每个都在不同于所有其他推力发生器的方向上产生推力。在这样的例子中，该***是超定的，允许对所述多旋翼直升机上的至少一些力和力矩的更精细控制。在其他的例子中，多旋翼直升机可以包括少于六个推力发生器，每个都在不同于所有其他推力发生器的方向上产生推力。
在这样的例子中，使在多旋翼直升机上的所有力和力矩解耦是不可能的，因为这样的***的表示会是欠定的(即，将会有比将会有方程更多的未知数)。然而，***设计人员可以选择某些力和/或力矩来独立地控制，而仍然在某些情况下产生性能优势。
应理解，由每个马达产生的推力位置、推力方向、马达转动方向以及最大转动速度或推力的配置可以根据各种不同的标准选择，同时保持根据净线性推力(例如，三个约束条件)和净扭矩(例如，另外三个约束条件)控制多个(例如，六个)马达速度的能力。在一些例子中，所有马达都以相同的方向转动。对于一组给定的推力位置(例如，对称的布置，推力位置在固定的半径处并且间隔为60度)，推力方向根据设计标准选择。例如，选择推力方向以在悬停模式中提供相等的推力，净力是垂直的并且没有净扭矩。在一些例子中，选择推力方向以实现所期望的可控性“包线”或将这样的包线根据某一标准或一组约束条件进行优化，在对马达的转动速度的给定约束条件下具有可实现的净推力矢量。作为例子，下面的推力方向组提供了在悬停模式中相等的扭矩和共同的转动方向：
在一个示例性配置中，扭转角是相等的，但正负号有变化。例如，每个马达的反角是+15度，而马达的扭转角在+/-15度之间交替。对于这个示例配置，矩阵
满足所有以上条件。
然而，如果上述配置的反角是-15度，那么矩阵
满足所有以上条件。
在另一个示例性配置中，反角是+15度，螺旋桨全部逆时针旋转，并且马达的扭转角在-22度和+8度之间交替，那么矩阵
满足所有以上条件。
参照图8-11，多个图线说明了飞行器的可控性包线，该飞行器构造为其马达以交替方向、15度的反角和交替的15度扭转角旋转。在附图中所示的配置中，载具上的偏航扭矩被指定为0Nm并且使用用于17x9”螺旋桨的螺旋桨曲线。应注意，螺旋桨常数不影响通用性。
参考图8，图线800显示了在各种不同载具重量下的滚转和俯仰可控性包线(以Nm计)，没有产生侧向推力。
参照图9，图线900显示了在各种不同载具重量下的滚转和俯仰可控性包线(以Nm计)，产生了1m/s2的右向推力。
参照图10，图线1000显示了在各种不同载具重量下的滚转和俯仰可控性包线(以Nm计)，产生了1m/s2的前向推力。
参照图11，图线1100显示了在各种不同载具重量下的滚转和俯仰可控性包线(以Nm计)，产生了1m/s2的前向推力和1m/s2的右向推力。
应理解，上述说明书旨在说明，而不在于限制本发明的范围，本发明的范围由所附的权利要求的范围限定。其他实施方式在下列权利要求的范围内。

Claims (24)

1.一种飞行器，其包含：
具有中心的主体；和
多个空间上分离的推进器，所述推进器在所述主体的中心周围的位置处与所述主体静态偶联，并且构造为沿着多个推力矢量发射推力；所述多个推力矢量具有多个不同的方向，所述多个推进器中的每个推进器构造为沿着所述多个推力矢量中的一个不同的推力矢量发射推力；
其中所述多个推力矢量中的一个或多个推力矢量具有在朝向所述主体的中心或者远离所述主体的中心的方向上的分量。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述多个推力矢量在六个不同的方向上发射。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述多个推力矢量在八个不同的方向上发射。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述多个推力矢量在十个不同的方向上发射。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述多个推进器围绕所述主体的中心对称地分布。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述多个推进器分布在由所述主体限定的平面上。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述多个推力矢量中的全部推力矢量在第一方向上具有共同的主分量。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其中所述第一方向是垂直方向。
9.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器，其还包含控制器，所述控制器构造为：
接收控制信号，其表征所述飞行器的期望的空间位置以及所述飞行器的期望的空间取向；
基于所接收的控制信号确定净力矢量和净力矩矢量；和
使得所述多个空间上分离的推力发生器产生所述净力矢量和所述净力矩矢量。
10.根据权利要求2所述的飞行器，其中所述控制器还被构造为使得所述多个空间上分离的推力发生器改变所述净力矢量而同时保持所述净力矩矢量。
11.根据权利要求2所述的飞行器，其中所述控制器还被构造为使得所述多个空间上分离的推力发生器改变所述净力矩矢量而同时保持所述净力矢量。
12.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器，其中所述主体包括多个翼梁，所述多个推进器中的每个推进器静态偶联到所述翼梁中的一个不同翼梁的端部。
13.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器，其中所述多个推进器中的每个推进器包括与螺旋桨偶联的马达。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其中所述多个推进器中的第一子集的所述马达以第一方向转动，并且所述多个推进器中的第二子集的所述马达以不同于所述第一方向的第二方向转动。
15.根据权利要求13所述的飞行器，其中所述多个推进器中全部推进器的所述马达以相同的方向转动。
16.根据权利要求13所述的飞行器，其中所述多个推进器中的第一子集的所述马达具有第一最大转动速度，并且所述多个推进器中的第二子集的所述马达具有小于所述第一最大转动速度的第二最大转动速度。
17.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器，其中所述多个空间上分离的推进器中的至少一些推进器以相对于所述主体的反角与所述主体偶联。
18.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器，其中所述多个空间上分离的推进器中的至少一些推进器以相对于所述主体的扭转角与所述主体偶联。
19.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器，其还包含与所述主体偶联的图像传感器。
20.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器，其还包含设置在所述主体上的气动主体覆盖件。
21.根据权利要求19所述的飞行器，其中所述图像传感器与所述主体静态偶联。
22.根据权利要求19所述的飞行器，其中所述图像传感器使用万向架与所述主体偶联。
23.根据权利要求19所述的飞行器，其中所述图像传感器包括静物相机。
24.根据权利要求19所述的飞行器，其中所述图像传感器包括视频相机。
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