CN109562828A - 具有互补的成角度旋翼的垂直起降(vtol)有翼飞行器 - Google Patents

具有互补的成角度旋翼的垂直起降(vtol)有翼飞行器 Download PDF

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Abstract

航空器的***、装置和方法，航空器具有：机身(110)；从机身的两侧延伸的机翼(120)；布置在机翼的第一端处的第一对马达(132b，133b)；以及布置在机翼的第二端处的第二对马达(142b，143b)；其中每个马达成角度(381、382、391、392)以通过连接于其上的螺旋桨(134、135、144、145)提供推力的分量，该推力对于期望的航空器运动施加净扭矩，所述净扭矩累积到通过使螺旋桨旋转而产生的净扭矩。

Description

具有互补的成角度旋翼的垂直起降(VTOL)有翼飞行器
相关申请的交叉引用
本申请要求于2016年6月3日提交的美国临时专利申请第62/345,618号的优先权和利益，该美国临时专利申请的内容出于所有目的据此通过引用并入本文。
技术领域
实施方案总体上涉及无人驾驶飞行器(UAV)，并且更具体地涉及垂直起降(VTOL)UAV。
背景
垂直起降(VTOL)飞行器可以垂直地起飞，从垂直飞行转变到水平飞行，并水平地向前飞行。四旋翼飞行器具有朝向四旋翼飞行器的纵向轴线垂直地对齐的四个马达和四个螺旋桨。在四旋翼飞行器中的螺旋桨的尺寸相对于四旋翼飞行器的总尺寸是很重要的，以便提供对四旋翼飞行器的适当的控制并减小使四旋翼飞行器飞行所需的功率。
概述
示例性航空器实施方案可包括：机身；从机身的两侧延伸的机翼，该机翼具有第一侧和第二侧；布置在远离机身的机翼的第一端处的第一对马达，其中第一对马达中的一个马达在机翼的第一侧上，并且第一对马达中的另一个马达在机翼的第二侧上；布置在远离机身的机翼的第二端处的第二对马达，其中机翼的第二端与机翼的第一端相对，第二对马达中的一个马达在机翼的第一侧上，并且第二对马达中的另一个马达在机翼的第二侧上；其中每个马达可以成角度，以通过附接到其上的螺旋桨提供推力的分量，推力对于期望的航空器运动可以施加净扭矩，该净扭矩累积到通过使螺旋桨旋转而产生的净扭矩。每个马达可以与航空器的纵向轴线成在5度和35度之间的角度。在其它实施方案中，每个马达可以与航空器的纵向轴线成大约10度的角度。每个马达可以在大致垂直于机翼的平面形状的第一平面内成角度。在其它实施方案中，每个马达可以在第一平面内成角度，该第一平面大致垂直于由机翼的平面形状限定的平面。
示例性方法实施方案可包括：向垂直起降(VTOL)航空器的顶部左舷马达、底部左舷马达、顶部右舷马达和底部右舷马达提供实质上相等的推力以实现垂直起飞，其中顶部左舷马达和底部左舷马达可布置在机翼的第一端处，顶部右舷马达和底部右舷马达可布置在远离机翼的第一端的机翼的第二端处，顶部右舷马达和底部右舷马达可在大致垂直于机翼的平面的第一平面内远离彼此成角度；并且顶部左舷马达和底部左舷马达可以在大致垂直于机翼的平面的第二平面内远离彼此成角度；增加对顶部马达的推力并减小对底部马达的推力，以产生围绕VTOL航空器的质心的净力矩，并使航空器前倾；以及增加对顶部马达的推力并增加对底部马达的推力以实现水平飞行，其中VTOL航空器的机翼在水平飞行中提供主要升力。
另外的方法实施方案可以包括：在水平飞行中增加对顶部两个马达的推力并减小对底部两个马达的推力，以使VTOL航空器下俯。另外的方法实施方案可以包括：在水平飞行中减小对顶部两个马达的推力并增加对底部两个马达的推力，以使VTOL航空器上仰。
另外的方法实施方案可以包括：在水平飞行中增加对顶部左舷马达和底部右舷马达的推力并减小对顶部右舷马达和底部左舷马达的推力，以使VTOL航空器相对于VTOL航空器的后视图顺时针横滚。另外的方法实施方案可以包括：在水平飞行中减小对顶部左舷马达和底部右舷马达的推力并增加对顶部右舷马达和底部左舷马达的推力，以使VTOL航空器相对于VTOL航空器的后视图逆时针横滚。
另外的方法实施方案可以包括：在水平飞行中增加对两个左舷马达的推力并减小在对两个右舷马达的推力，以使VTOL航空器右舷偏航。另外的方法实施方案可以包括：在水平飞行中减小对两个左舷马达的推力并增加对两个右舷马达的推力，以使VTOL航空器左舷偏航。
示例性垂直起降(VTOL)飞行器实施方案可包括：机翼，该机翼具有第一侧和第二侧；布置在机翼的第一端处的第一马达组件，该第一马达组件包括：布置在机翼的第一侧上的第一马达，其中第一马达可以远离机翼的第一侧与垂直方向成角度；第一小翼，其中第一马达可以通过第一小翼与机翼的第一端间隔开；布置在机翼的第二侧上的第二马达，其中第二马达可以远离机翼的第二侧与垂直方向成角度；第二小翼，其中第二马达可以通过第二小翼与机翼的第一端间隔开；其中每个马达可以成角度，以通过附接到其上的螺旋桨提供推力的分量，推力对于期望的航空器运动施加净扭矩，该净扭矩累积到通过使螺旋桨旋转而产生的净扭矩。
在另外的飞行器实施方案中，第一马达组件还可以包括：布置在机翼的第一侧上的第一马达舱，其中第一马达舱包括用于支撑第一马达的第一马达舱结构和第一螺旋桨；以及布置在机翼的第二侧上的第二马达舱，其中第二马达舱可包括用于支撑第二马达的第二马达舱结构和第二螺旋桨。飞行器还可以包括：布置在机翼的第二端处的第二马达组件，其中第二马达组件远离第一马达组件，第二马达组件包括：布置在机翼的第一侧上的第三马达，其中第三马达可以远离机翼的第一侧与垂直方向成角度；第三小翼，其中第三马达可以通过第三小翼与机翼的第二端间隔开；布置在机翼的第二侧上的第四马达，其中第四马达可以远离机翼的第二侧与垂直方向成角度；第四小翼，其中第四马达可以通过第四小翼与机翼的第二端间隔开。
在另外的飞行器实施方案中，第一小翼和第二小翼可以实质上垂直于机翼的平面。第一小翼和第二小翼可以各自与机翼的平面成钝角布置。马达的角度可以由提供以下中的至少一个所需的期望侧向力分量确定：在垂直飞行中的足够偏航和在水平飞行中的足够横滚。在第一马达和第二马达之间的推力的变化可产生施加到航空器的净力矩，以用受控方式移动航空器。每个马达与垂直方向的角度可以在5度和35度之间。
附图简述
图中的部件不一定是按比例的，而是强调说明本发明的原理。相似的参考数字在所有不同的视图中指定对应的部分。实施方案通过示例说明而不是限制于附图中的图，其中：
图1描绘了示例性垂直起降(VTOL)飞行器的透视图；
图2描绘了示例性VTOL飞行器通过改变由其马达产生的推力而从垂直飞行转变到水平飞行；
图3A描绘了为了垂直飞行而垂直定位的示例性VTOL飞行器的示意图的透视图；
图3B描绘了图3A的示例性VTOL飞行器的示意图的侧视图；
图4描绘了示例性VTOL飞行器的示意图的透视图，其中每个马达朝向VTOL飞行器的中心线成角度；
图5A描绘了示例性VTOL飞行器的透视图，其中每个小翼与机翼的平面成钝角布置；
图5B描绘了图5A的示例性VTOL飞行器的前视图；
图6A描绘了示例性VTOL飞行器的示例性螺旋桨的前视图；
图6B描绘了图6A的示例性螺旋桨的俯视图；
图6C描绘了图6A的示例性螺旋桨的透视图；
图7描绘了有限垂直起降(VTOL)飞行器的前视图，该有限VTOL飞行器具有靠近机身且在与机翼的平面平行的平面中成角度的马达；以及
图8描绘了在侧风中着陆的示例性VTOL飞行器的透视图。
详细描述
本***考虑到具有与垂直方向成角度的四个马达的垂直起降(VTOL)飞行器。两组马达在飞行器的机翼的每一端上，且马达通过各自的小翼与机翼的端部分离。两个马达在飞行器的顶侧上，且两个马达在飞行器的底侧上。马达相对于机翼的平面成角度为每个马达提供推力的侧向分量。该推力可以施加净扭矩，该净扭矩累积到通过使旋翼旋转而产生的净扭矩。改变每个马达的推力赋予力矩，以促使飞行器围绕飞行器的质心旋转而不改变马达的角度或它们各自的螺旋桨桨距。在机翼的尖端处的成角度的马达的位置提供距飞行器的中心线或质心的延伸距离，这产生更长的力矩臂，使得较小量的侧向推力被需要以实现飞行器的期望运动。利用固定距螺旋桨减小了对可变距螺旋桨的更昂贵的轮毂的需要，增加了飞行器的耐久性，并减小了飞行器的重量，同时仍然提供飞行器的所需机动性。飞行器可以是自主的和/或由远程用户通过地面控制***来控制。
图1描绘了示例性垂直起降(VTOL)飞行器100的透视图。飞行器100可能能够垂直起飞和着陆、悬停、垂直飞行、在垂直定向上操纵、在垂直和水平飞行之间转变以及在向前飞行期间在水平定向上操纵。飞行器100可以由机载控制***控制，该机载控制***调整对马达132b、133b、142b、143b和控制表面122、124中的每一个的推力。机载控制***可以包括具有可寻址存储器的处理器，并且可以施加马达132b、133b、142b、143b的差动推力，以对飞行器100施加力和扭矩。
飞行器100包括机身110和从机身110的两侧延伸的机翼120。机翼120可包括定位于机身110的两侧上的控制表面122、124。在一些实施方案中，机翼120可以不包括任何控制表面以减小重量和复杂性。在水平飞行期间，机翼120的顶侧或第一侧128可以相对于地面被向上定向。在水平飞行期间，机翼120的底侧或第二侧126可以相对于地面被向下定向。机翼120定位于机翼平面125中和/或周围。机翼平面125可以平行于由如图1所示的x-y-z坐标系限定的x-y平面，其中x方向朝向飞行器100的纵向轴线，并且y方向朝向沿着机翼120出来的方向。机翼120可以大致位于机翼平面125上和/或与机翼平面125对齐。在一些实施方案中，机翼120可以限定或以其它方式具有翼的平面形状，该平面形状限定机翼至少对称地被定位所围绕的平面。
一个或更多个传感器104可以在第二侧126上布置在飞行器100的机身110中，以在水平向前飞行期间捕获数据。传感器104可以是照相机，并且在飞行器100的飞行期间捕获的任何图像可以被存储和/或传输到外部设备。传感器104可以相对于飞行器100的机身110是固定的或可枢转的。在一些实施方案中，传感器104可以基于任务的需要而被交换，例如使用用于夜间飞行的红外相机替换激光雷达。
飞行器100被描绘为在它将在起飞之前或着陆之后被定位在地面上的垂直定向上。起落架103可以将飞行器100保持在该垂直定向上。在一些实施方案中，起落架103可在飞行器100的水平向前飞行期间充当垂直稳定器。
第一马达组件130布置在远离机身110的机翼120的第一端或尖端处。第一马达组件130包括：一对马达舱132、133，该一对马达舱132、133包括舱结构132a、133a和马达132b、133b；小翼138、139；和螺旋桨134、135。顶部左舷马达舱132可包括支撑顶部左舷马达132b的顶部左舷舱结构132a。旋翼或螺旋桨134可由顶部左舷马达132b驱动，以向飞行器100提供推力。顶部左舷马达舱132可布置在机翼120的第一侧128上，并可通过间隔件或小翼138与机翼120的第一端分离。马达132b在螺旋桨134上施加力矩或扭矩以使它旋转，并且在这样做时在飞行器100上施加相反的力矩或扭矩136。相反的力矩136起作用来旋转或推动飞行器100绕其质心102旋转。力矩136可以结合螺旋桨134的速度以及当螺旋桨134加速或减速时变化。螺旋桨134可以是固定或可变距螺旋桨。
马达舱132、马达132b和螺旋桨134都可以被对齐为在机翼120的第一侧128的方向上向上、在负z方向上远离x-y平面向上、与垂直方向成角度同时处于在小翼138的平面内，使得由螺旋桨134产生的任何力及其力分量应对齐小翼138的平面和/或在小翼138的平面内，使得小翼138的平面的侧向力被最小化或不产生。马达132b和螺旋桨134的对齐可以是它们各自的旋转轴线的同轴对齐。
马达132b和旋翼134的轴线与垂直方向(x方向)的角度可以从5度变化到35度。在一个示例性实施方案中，该角度可以与垂直方向成大约10度。马达132b和旋翼134的轴线的角度可以由在垂直飞行中提供足够的偏航和/或在水平飞行中提供足够的横滚所需的期望侧向力分量(例如，克服机翼120上的风效应所必需的侧向力分量)来确定。这个角度可以被最小化，以最大化用于垂直飞行的垂直推力分量和用于水平飞行的向前推力分量。
马达132b和螺旋桨134的旋转轴线与垂直方向成角度但与小翼138的平面和/或与垂直于机翼平面125的平面对齐提供了由螺旋桨134的操作产生的推力的在x方向上的垂直的分量和该推力的在负z方向上的垂直于机翼120的另一分量。推力的这个垂直分量可以对沿机翼120至飞行器100的质心102的力矩臂起作用，以赋予力矩来使或至少促使飞行器100在飞行器100在垂直飞行中时绕它的垂直轴线旋转，并且在航空器在向前水平飞行中时绕水平轴线横滚。在一些实施方案中，推力的垂直于机翼120的或负z方向的分量也可以被施加在螺旋桨134处的位置处，该位置从航空器100的质心102移位一定距离，例如以向飞行器100施加力矩来使或至少促使飞行器100围绕它的质心102俯仰。这种俯仰可以引起或至少便于飞行器100从垂直飞行到水平飞行以及从水平飞行到垂直飞行的转变。
底部左舷马达舱133可包括支撑底部左舷马达133b的底部左舷舱结构133a。底部左舷马达133b布置在机翼120的与顶部左舷马达132b相对的第二侧126上。旋翼或螺旋桨135可由底部左舷马达133b驱动，以向飞行器100提供推力。底部左舷马达舱133可布置在机翼120的第二侧126上，并可通过间隔件或小翼139与机翼120的第一端分离。
马达133b在螺旋桨135上施加力矩或扭矩以使它旋转，并且在这样做时在飞行器100上施加相反的力矩或扭矩137。相反的力矩137起作用来旋转或推动飞行器100绕其质心102旋转。力矩137可以结合螺旋桨135的速度以及当螺旋桨135加速或减速时变化。螺旋桨135可以是固定或可变距螺旋桨。
马达舱133、马达133b和螺旋桨135可以都被对齐为在机翼120的第二侧126的方向上向下、在z方向上远离x-y平面向下、与垂直方向成角度同时处于小翼139的平面内，使得由螺旋桨135产生的任何力及其力分量应对齐小翼139的平面和/或在小翼139的平面内，使得小翼139的平面的侧向力被最小化或不产生。马达133b和螺旋桨135的对齐可以是它们各自的旋转轴线的同轴对齐。
马达133b和螺旋桨135的轴线与垂直方向(x方向)的角度可以从5度变化到35度。在一个示例性实施方案中，该角度可以与垂直方向成大约10度。马达133b和螺旋桨135的轴线的角度可以由在垂直飞行中提供足够的偏航和/或在水平飞行中提供足够的横滚所需的期望侧向力分量(例如，克服机翼120上的风效应所必需的侧向力分量)来确定。这个角度可以被最小化，以最大化用于垂直飞行的垂直推力分量和用于水平飞行的向前推力分量。
马达133b和螺旋桨135的旋转轴线与垂直方向成角度但与小翼139的平面和/或与垂直于机翼平面125的平面对齐提供了由螺旋桨135的操作产生的推力的在x方向上的垂直的分量和该推力的在z方向上的垂直于机翼120的另一分量。推力的这个垂直分量可以对沿机翼120至飞行器100的质心102的力矩臂起作用，以赋予力矩来使或至少促使飞行器100在飞行器100在垂直飞行中时绕它的垂直轴线旋转，并且在航空器在向前水平飞行中时绕水平轴线横滚。在一些实施方案中，推力的垂直于机翼120的或负z方向的分量也可以被施加在螺旋桨135处的位置处，该位置从航空器100的质心102移位一定距离，例如以向飞行器100施加力矩来使或至少促使飞行器100围绕它的质心102俯仰。这种俯仰可以引起或至少便于飞行器100从垂直飞行到水平飞行以及从水平飞行到垂直飞行的转变。
在一些实施方案中，小翼138、139可以至少实质上关于垂直于机翼平面125的第一小翼平面是对称的。第一小翼平面可以实质上平行于图1所示的坐标系的x-z平面。小翼平面中的垂直方向可以由机翼平面125和小翼138、139的平面的交叉部限定，该交叉部可以是所示的x方向。
第二马达组件140布置在机翼120的远离机身110和远离第一马达组件130的第二端或尖端。第二马达组件140包括：一对马达舱143、144，该一对马达舱143、144包括舱结构143a、144a和马达143b、144b；小翼148、149；和螺旋桨144、145。顶部右舷马达舱143可包括支撑顶部右舷马达143b的顶部右舷舱结构143a。旋翼或螺旋桨145可由右舷顶部马达143b驱动，以向飞行器100提供推力。顶部右舷马达舱143可布置在机翼120的第一侧128上，并可通过间隔件或小翼149与机翼120的第二端分离。马达143b在螺旋桨145上施加力矩或扭矩以使它旋转，并且在这样做时在飞行器100上施加相反的力矩或扭矩147。相反的力矩147用于旋转或推动飞行器100绕其质心102旋转。力矩147可以结合螺旋桨145的速度以及当螺旋桨145加速或减速时变化。螺旋桨145可以是固定或可变距螺旋桨。
马达舱143、马达143b和螺旋桨145可以都被对齐为在机翼120的第一侧128的方向上向上、在负z方向上远离x-y平面向上、与垂直方向成角度同时处于小翼149的平面内，使得由螺旋桨147产生的任何力及其力分量应对齐小翼149的平面和/或在小翼149的平面内，使得小翼149的平面的侧向力被最小化或不产生。马达143b和螺旋桨145的对齐可以是它们各自的旋转轴线的同轴对齐。
马达143b和螺旋桨145的轴线与垂直方向(x方向)的角度可以从5度变化到35度。在一个示例性实施方案中，该角度可以与垂直方向成大约10度。马达143b和螺旋桨145的轴线的角度可以由在垂直飞行中提供足够的偏航和/或在水平飞行中提供足够的横滚所需的期望侧向力分量(例如，克服机翼120上的风效应所必需的侧向力分量)来确定。这个角度可以被最小化，以最大化用于垂直飞行的垂直推力分量和用于水平飞行的向前推力分量。
马达143b和螺旋桨145的旋转轴线与垂直方向成角度但与小翼149的平面和/或与垂直于机翼平面125的平面对齐提供了由螺旋桨145的操作产生的推力的在x方向上的垂直的分量和该推力的在负z方向上的垂直于机翼120的另一分量。推力的这个垂直分量可以对沿机翼120至飞行器100的质心102的力矩臂起作用，以赋予力矩来使或至少促使飞行器100在飞行器100在垂直飞行中时绕它的垂直轴线旋转，并且在航空器在向前水平飞行中时绕水平轴线横滚。在一些实施方案中，推力的垂直于机翼120的或负z方向的分量也可以被施加在螺旋桨134处的位置处，该位置从航空器100的质心102移位一定距离，例如以向飞行器100施加力矩来使或至少促使飞行器100围绕它的质心102俯仰。这种俯仰可以引起或至少便于飞行器100从垂直飞行到水平飞行以及从水平飞行到垂直飞行的转变。
底部右舷马达舱142可包括支撑底部右舷马达142b的底部右舷舱结构142a。底部右舷马达142b布置在机翼120的与顶部右舷马达143b相对的第二侧126上。旋翼或螺旋桨144可由底部右舷马达142b驱动，以向飞行器100提供推力。底部右舷马达舱142可布置在机翼120的第二侧126上，并可通过间隔件或小翼148与机翼120的第二端分离。
马达舱142、马达142b和螺旋桨144可以都被对齐为在翼120的第二侧126的方向上向下、在z方向上远离x-y平面向下、与垂直方向成角度同时处于小翼148的平面内，使得由螺旋桨144产生的任何力及其力分量应对齐小翼148的平面和/或在小翼148的平面内，使得小翼148的平面的侧向力被最小化或不产生。马达142b和螺旋桨144的对齐可以是它们各自的旋转轴线的同轴对齐。
马达142b和螺旋桨144的轴线与垂直x方向的角度可以从5度变化到35度。在一个示例性实施方案中，该角度可以与垂直方向成大约10度。马达142b和螺旋桨144的轴线的角度可以由在垂直飞行中提供足够的偏航和/或在水平飞行中提供足够的横滚所需的期望侧向力分量(例如，克服机翼120上的风效应所必需的侧向力分量)来确定。这个角度可以被最小化，以最大化垂直飞行的垂直推力分量和水平飞行的向前推力分量。
马达142b和螺旋桨144的旋转轴线与垂直方向成角度但与小翼148的平面和/或与垂直于机翼平面125的平面对齐提供了由螺旋桨144的操作产生的推力的在x方向上的垂直的分量和该推力的在z方向上的垂直于机翼120的另一分量。推力的这个垂直分量可以对沿机翼120至飞行器100的质心102的力矩臂起作用，以赋予力矩来使或至少促使飞行器100在飞行器100在垂直飞行中时绕它的垂直轴线旋转，并且在航空器在向前水平飞行中时绕水平轴线横滚。在一些实施方案中，推力的垂直于机翼120的或负z方向的分量也可以被施加在螺旋桨134处的位置处，该位置从航空器100的质心102移位一定距离，例如以向飞行器100施加力矩来使或至少促使飞行器100围绕它的质心102俯仰。这种俯仰可以引起或至少便于飞行器100从垂直飞行到水平飞行以及从水平飞行到垂直飞行的转变。
在一些实施方案中，小翼148、149可以至少实质上关于垂直于机翼平面125的第二小翼平面是对称的。第一小翼平面可以平行于第二小翼平面。第二小翼平面可以实质上平行于图1所示的坐标系的x-z平面。小翼平面中的垂直方向可以由机翼平面125和小翼148、149的平面的交叉部限定，该交叉部可以是所示的x方向。
马达132b、133b、142b、143b操作使得在用于固定距旋翼的推力或旋转方面的变化以及马达对的净扭矩或力矩可以产生施加到飞行器100的净力矩，以用受控方式移动飞行器100。由于马达132b、133b、142b、143b中的每一个的从航空器纵向中心线、在悬停中的垂直方向和在向前水平飞行中的水平方向的偏离的角度，除了由马达132b、133b、142b、143b的操作的差异所赋予的力矩之外，互补的力分量也被产生并被施加到飞行器100，以用同样的方式移动飞行器100。
在水平飞行中增加对顶部两个马达132b、143b的推力和减小对底部两个马达133b、142b的推力将使飞行器100下俯。在水平飞行中减小对顶部两个马达132b、143b的推力以及增加对底部两个马达133b、142b的推力将使飞行器100上仰。在顶部两个马达132b、143b和底部两个马达133b、142b的推力之间的差可用于在水平飞行期间控制飞行器100的俯仰。在一些实施方案中，机翼120上的控制表面122、124也可用于补充飞行器100的俯仰控制。需要顶部和底部马达通过它们各自的小翼分离，以产生飞行器100的俯仰力矩。
在水平飞行中增加对顶部左舷马达132b和底部右舷马达142b的推力以及减小对顶部右舷马达143b和底部左舷马达133b的推力将使飞行器100相对于飞行器100的后视图顺时针横滚。在水平飞行中减小对顶部左舷马达132b和底部右舷马达142b的推力以及增加对顶部右舷马达143b和底部左舷马达133b的推力将使飞行器100相对于飞行器100的后视图逆时针横滚。在顶部左舷马达和底部右舷马达的推力与顶部右舷马达和底部左舷马达的推力之间的差可用于在水平飞行期间控制飞行器100的横滚。在一些实施方案中，机翼120上的控制表面122、124也可用于补充飞行器100的横滚控制。
在水平飞行中增加对两个左舷马达132b、133b的推力和减小对两个右舷马达142b、143b的推力将使飞行器100向右舷偏航。在水平飞行中减小对两个左舷马达132b、133b的推力和增加对两个右舷马达142b、143b的推力将使飞行器100向左舷偏航。在顶部右舷马达142b和底部右舷马达143b的推力与顶部左舷马达132b和底部左舷马达133b的推力之间的差可用于在水平飞行期间控制飞行器100的偏航。
在一些实施方案中，马达132b、133b、142b、143b可以从它们各自的舱结构132a、133a、142a、143a上拆卸，以允许损坏或有缺陷的马达的快速更换。在其它实施方案中，马达组件130、140可从机翼120的尖端拆卸，以允许损坏或有缺陷的马达、壳体或小翼的快速更换，例如由于着陆或在飞行期间的损坏。基于期望飞行任务，马达132b、133b、142b、143b、舱结构132a、133a、142a、143a和/或马达组件130、140可以用其它部件代替，例如用于增加的风况的更大推力或用于更长任务的更大效率。在一些实施方案中，螺旋桨134、135、144、145可以布置在飞行器100的重心102的前方。
图2描绘了示例性VTOL飞行器200通过改变由它的马达产生的推力而从垂直飞行转变到水平飞行。飞行器200在地面上的第一位置201处，准备好垂直起飞。连接到顶部螺旋桨212的顶部马达210向外并远离机翼230与垂直方向成角度。连接到底部螺旋桨222的底部马达220向外并远离机翼230与垂直方向成角度。顶部马达210和底部马达220定位于飞行器200的机翼230的一端处，并且可以通过小翼或间隔件与机翼230分离。额外的顶部和底部马达以及对应的螺旋桨可以存在于顶部马达210和底部马达220的后面，并定位于机翼230的相对端上，例如在图1中所示的。
具有处理器和可寻址存储器的机载控制器可以向马达发送信号，以产生垂直起飞所需的推力，并随后在飞行期间调整推力。飞行控制可以是匿名的、预编程的和/或由外部用户在地面控制***处控制。顶部马达210产生顶部推力214，并且底部马达产生底部推力224。在垂直起飞期间，顶部推力214和底部推力224可以实质上相等。顶部推力214和底部推力224被描绘为基于相应马达210、220和螺旋桨212、222的角度而成角度，以具有垂直和侧向分量。
飞行器200在第二位置203从垂直飞行转变为水平飞行。飞行器200通过增加由顶部马达210产生的顶部推力216和减少由底部马达220产生的底部推力226而前倾。该推力差产生围绕飞行器200的质心202的净力矩204，这使飞行器200前倾。顶部推力216在侧向方向217上的分量大于来自底部推力226的相对的侧向推力219，并且侧向推力217增加了由机翼230产生的升力236。
飞行器200在第三位置205处于向前水平飞行中。机翼升力238支承飞行器200的重量。当顶部推力218和底部推力228被调整时，飞行器200可以上仰或下俯。调整在飞行器200的机翼230的相对端上的马达的推力可允许飞行器200通过在右侧和左侧之间的差动推力而向左或向右偏航。
图3A描绘了为了垂直飞行而垂直定位的示例性VTOL飞行器300的示意图的透视图。图3B描绘了图3A的示例性VTOL飞行器300的示意图的侧视图。飞行器300包括在中心线310上的质心316。飞行器300的机翼321、323和小翼338、339、348、349用实线表示。
底部右舷马达舱332在小翼338的端部处以虚线被描绘。马达舱332具有定位成与在平面X-Z1中的垂直方向成角度392的旋转轴线，该平面X-Z1沿小翼338、339向上和向下延伸并垂直于机翼321、323。角度392可以在从大约5度到35度的范围内。在一些实施方案中，角度392可以为或大约为10度。马达舱332可以包括螺旋桨334，螺旋桨334向飞行器300施加逆时针方向(如从如图3A所示的飞行器300的前面观察的)的扭矩或力矩336。由螺旋桨334产生的推力352具有侧向分量354，其同样围绕飞行器300赋予扭矩或力矩。
顶部右舷马达舱333在小翼339的端部处以虚线被描绘。马达舱333具有定位成与在平面X-Z1中的垂直方向成角度391的旋转轴线，该平面X-Z1沿小翼338、339向上和向下延伸并垂直于机翼321、323。角度391可以在从大约5度到35度的范围内。在一些实施方案中，角度391可以为或大约为10度。顶部右舷马达舱333的角度391可以与底部右舷马达舱332的角度392相同。马达舱332可以包括螺旋桨335，螺旋桨335向飞行器300施加顺时针方向(如从飞行器300的前面观察的)的扭矩或力矩337。由螺旋桨335产生的推力351具有侧向分量353，其同样围绕飞行器300赋予扭矩或力矩。由侧向推力354产生的力矩将在与由侧向推力353产生的力矩的相反方向上。取决于相应的推力352、351，侧向推力354可以大于侧向推力353。
顶部左舷马达舱342在小翼348的端部处以虚线被描绘。马达舱342具有定位成与在平面X-Z2中的垂直方向成角度382的旋转轴线，该平面X-Z2沿小翼348、349向上和向下延伸并垂直于机翼321、323。角度382可以在从大约5度到35度的范围内。在一些实施方案中，角度382可以为或大约为10度。顶部左舷马达舱342的角度382可以与顶部右舷马达舱的角度391相同和/或与底部右舷马达舱的角度392的负数相同。马达舱342可以包括螺旋桨344，螺旋桨344围绕飞行器300施加逆时针方向(如从飞行器300的前面观察的)的扭矩或力矩346。由螺旋桨344产生的推力362具有侧向分量364，其同样围绕飞行器300赋予扭矩或力矩。
底部左舷马达舱343在小翼349的端部处以虚线被描绘。马达舱343具有定位成与在平面X-Z2中的垂直方向成角度381的旋转轴线，该平面X-Z2沿小翼348、349向上和向下延伸并垂直于机翼321、323。角度381可以在从大约5度到35度的范围内。在一些实施方案中，角度381可以为或大约为10度。底部左舷马达舱343的角度381可以与底部右舷马达舱的角度392相同，与顶部左舷马达舱342的角度382的负数相同，和/或与顶部右舷马达舱的角度391的负数相同。马达舱343可以包括螺旋桨345，螺旋桨345围绕航空器300施加顺时针方向(如从飞行器300的前面观察的)的扭矩或力矩347。由螺旋桨345产生的推力361具有侧向分量363，其同样围绕飞行器300赋予扭矩或力矩。由侧向推力364产生的力矩将在与由侧向推力363产生的力矩的相反方向上。取决于相应的推力361、362，侧向推力363可以大于侧向推力364。
如图3B所示，侧向推力分量364和侧向推力分量363在平面X-Z2中指向相反的方向，使得当它们各自的螺旋桨344和345例如在悬停或稳态向前飞行中产生相同的推力361、362时，侧向推力分量363、364相互抵消，并且不将围绕y轴的净力矩或扭矩提供到飞行器300上。然而，如果推力分量361、362中的任一个较大，则侧向推力分量363、364中的另一个也应不同，导致围绕质心316施加到力矩臂390的净力而产生力矩或扭矩393，这可能使飞行器300在对应的方向上俯仰。如所配置的，该俯仰力矩与在x方向上由差动推力分量产生的俯仰力互补，差动推力分量由螺旋桨344、345产生。同样，对于如图3A所示的右舷马达舱和螺旋桨的侧向推力部件353、354，情况也是这样。
图4描绘了示例性VTOL飞行器400的示意图的透视图，其中每个马达另外朝向飞行器400的中心线成角度。螺旋桨或旋翼434、435、444、445每个定位成使得它们的推力垂直于返回飞行器400的中心线410或质心416的直线，但是螺旋桨434、435、444、445中没有一个平行于另一螺旋桨434、435、444、445。飞行器400的结构由实线表示，包括机翼423和小翼438、439、448、449。线401、402、403、404每个被绘制在相应的马达舱和质心416之间，并且中心/推力线和旋转轴线在平行于指向质心416的相应直线的平面内。
底部右舷马达舱432被对齐为与垂直的x方向成角度，但是与直线403直接正交407，直线403与飞行器400的中心线410或质心416正交。马达舱432的中心线、马达和螺旋桨434的旋转轴线定位于垂直于线403的平面内。马达舱432的这种定位将导致在负y方向上的从垂直的x方向的向内倾斜、斜倾或角度。
顶部右舷马达舱433被对齐为与垂直的x方向成角度，但是与直线404直接正交408，直线404与飞行器400的中心线410或质心416正交。马达舱433的中心线、它的马达和螺旋桨435的旋转轴线定位于垂直于线404的平面内。马达舱433的这种定位将导致在负y方向上的从垂直的x方向的向内倾斜、斜倾或角度。
顶部左舷马达舱442被对齐为与垂直的x方向成角度，但是与直线401直接正交405，直线401与飞行器400的中心线410或质心416正交。马达舱442的中心线、它的马达和螺旋桨444的旋转轴线定位于垂直于线401的平面内。马达舱442的这种定位将导致在y方向上的从垂直的x方向的向内倾斜、斜倾或角度。
底部左舷马达舱443被对齐为与垂直的x方向成角度，但是与直线402直接正交406，直线402与飞行器400的中心线410或质心416正交。马达舱443的中心线、它的马达和螺旋桨445的旋转轴线定位于垂直于线402的平面内。马达舱443的这种定位将导致在y方向上的从垂直的x方向的向内倾斜、斜倾或角度。
图5A描绘了示例性VTOL飞行器500的透视图，其中小翼538、539、548、549中的每一个与机翼520的平面成钝角501、503、505、507被布置。图5B描绘了图5A的示例性VTOL飞行器500的前视图。小翼538、539、548、549从机翼520或机翼的平面朝向相应马达舱532、533、542、543中的每一个向外成角度。小翼538、539、548、549的这种成角度有助于限制或防止翼尖涡流的形成，这又增加了机翼520的性能和效率。小翼538、539、548、549可以在非零攻角处被定位或以其它方式形成，以抵消翼尖涡流的影响。
在飞行器500的机翼520上方和机身521周围的气流526的部分用箭头表示。气流526a示出了在相对于机翼的零攻角处或零攻角周围或以其它方式实质上零攻角(例如，将在向前水平飞行或巡航飞行期间将出现的)的气流。气流526b示出了例如在上仰、向垂直飞行转变/从垂直飞行转变和/或慢速飞行期间相对于机翼的(非零)攻角。当飞行器500与气流526一起在水平飞行中通过空气行进并且其中机翼520典型地提供主要升力时，飞行器500在机翼520附近产生一些湍流527a。飞行器500还在飞行期间在机身521附近产生湍流528。在气流526a的低攻角或零攻角下，例如在巡航水平飞行期间，来自机翼520的湍流527a的影响可能相对小并且靠近机翼520，如图5A所示。在气流526b的较大攻角下，例如在上仰机动飞行期间，来自机翼520的湍流527b的影响可能增加，并从机翼520进一步向外移动，如图5A所示。在气流526a或526b以及湍流527a或527b的情况下，小翼538、539、548、549将马达和对应的螺旋桨定位在从机翼520出来的湍流空气527的前方和远离湍流空气527的稳定气流区域(clean air regions)522、523、524、525中。在小翼538、539、548、549上的马达532、533、542、543的位置还足够远离机身湍流529的区域，使得在马达上的旋翼或螺旋桨在扰动空气的区域中的可能性很低。此外，即使马达和对应的螺旋桨在湍流或扰动空气的区域中，湍流或扰动空气的强度在它到达一个或更多个被冲击的马达和对应的螺旋桨时也显著降低。
与如图5a和图5b所示的航空器500的配置相反，图7的有限VTOL飞行器700使它的马达702、704靠近机身710定位，使得马达及其各自的旋翼706和708在由在机翼上方和/或周围的气流引起的湍流区域727以及由在机身710上方和/或周围的气流引起的湍流区域729内。
马达的成角度降低了轴扭矩需要。降低轴扭矩需要显著降低马达重量需要，并提高水平螺旋桨效率。马达的成角度也使螺旋桨尾流与支撑塔(supporting pylons)保持一致。
机翼520的长度与顶部小翼539、548的长度之比可以是大约1.04:0.16。机翼520的长度与底部小翼538、549的长度之比可以是大约1.04:0.13。顶部小翼539、548的长度与底部小翼538、549的长度之比可以是大约0.82:0.66。顶部马达到机翼520的平面的距离与底部马达到机翼520的平面的距离之比可以是大约0.75:0.57。机翼520的长度与飞行器500的长度之比可以是大约7.1:3.7。机翼520的长度与螺旋桨的长度之比可以是大约5.2:1.3。顶部马达到平行于机翼520的平面的与质心对齐的平面的距离与底部马达到平行于机翼平面的与质心对齐的平面的距离之比可以是大约1:1。从顶部右舷马达到底部左舷马达的距离与从底部右舷马达到顶部左舷马达的距离之比可以是大约1:1。
将底部右舷马达连接到顶部左舷马达的线的角度可以是离与平行于机翼520的平面平行的平面大约十三度。将底部左舷马达连接到顶部右舷马达的线的角度可以是离与机翼520的平面平行的平面大约十三度。底部小翼538、549相对于机翼520的平面的角度503、507可以是大约120度。顶部小翼539、548相对于机翼520的平面的角度501、505可以是大约115度。
图6A描绘了示例性VTOL飞行器的示例性螺旋桨600的前视图。图6B描绘了图6A的示例性螺旋桨600的俯视图。图6C描绘了图6A的示例性螺旋桨600的透视图。与现有的四旋翼飞行器和VTOL飞行器相比，在所公开的VTOL飞行器中使用的螺旋桨600的尺寸小得多。螺旋桨600的成角度向期望的运动提供附加扭矩(additive torque)以增加VTOL飞行器的操纵性，而不需要较大螺旋桨，较大螺旋桨在向前水平飞行中是效率较低的。螺旋桨600被优化以适应垂直飞行，还使在水平飞行中的效率最大化。叶片的平面形状、扭转和翼型以以下方式被修改，即，保持水平飞行效率接近专用飞机螺旋桨的水平飞行效率同时在垂直飞行中降低对马达的扭矩需要并保持高设计推力裕度。
图7描绘了有限垂直起降(VTOL)飞行器700的前视图，该有限VTOL飞行器700具有靠近机身并且在与机翼712、714的平面平行的平面中成角度的马达。在飞行器700的另一侧上存在两个另外的马达和对应的螺旋桨。有限飞行器700具有仅在与机翼712、714的平面平行的平面中成角度的两个马达702、704和对应的螺旋桨706、708，即马达702、704的角度垂直于在本文中(例如，在图1和图5A-5B中)公开的示例性实施方案中公开的马达的角度。有限飞行器700具有沿着翼展(而不是垂直于翼展)的平面的方向上倾斜的马达702、704。在有限飞行器700中的马达702、704在沿翼展的该平面中的成角度不便于在该方向上以力矩俯仰。此外，螺旋桨的下洗产生反力矩，并且在垂直飞行中时在支撑塔/垂直尾翼(fin)上产生增加的向下作用力。
有限VTOL飞行器700还将马达702、704在质心附近靠近机身710定位。在垂直飞行期间，由于侧风，存在来自机身710和/或机翼712、714的增加的湍流716。在纵向方向上的侧风将引起在到水平飞行的转变和从水平飞行的转变期间(此时控制是最重要的)的停滞空气的摄入(ingestion of stalled air)。这种增加的湍流716对靠近机身710布置的马达702、704产生负面影响。相反，在本文公开的示例性实施方案中，两组马达都靠近示例性飞行器的翼尖布置。在本文公开的示例性实施方案的翼尖附近存在的稳定气流区域718、720允许更大的力矩臂和来自侧风的减小的湍流。在本文公开的示例性实施方案中，垂直于机翼平面并在翼尖附近的马达的成角度不在支撑塔/垂直尾翼上引起攻角，且不减损由矢量化推力产生的控制权，并且降低飞行所需的功率。
图8描绘了在侧风822中着陆801的示例性VTOL飞行器800的透视图。侧风是具有与飞行器的行进方向垂直的分量的风。侧风可能使起飞和着陆对使用跑道的飞行器更难。由于暴露于这种侧风的机翼和机身的扩大的表面积，侧风的影响可能由VTOL飞行器加大。这些表面可能产生湍流空气的区域，湍流空气可能负面地影响螺旋桨的操作和效率。在一些VTOL飞行器中，这可能需要更大的马达和/或螺旋桨来抵消侧风的影响。
示例性VTOL飞行器800在负x方向(如以图8的轴线所示出的)上着陆801。在z方向和负y方向上的强侧风822促使飞行器800远离其预定着陆位置。侧风822冲击左舷机翼804，这导致相邻于左舷机翼804的底侧的湍流空气824的区域。侧风822还冲击机身802，这导致邻近机身802的底侧的湍流空气826的区域。侧风822还冲击右舷机翼805，这导致邻近右舷机翼805的底侧的湍流空气828的区域。
螺旋桨814、816、818、820每个通过对应的小翼806、808、810、812远离机翼804、805定位。虽然小翼806、808、810、812被示为垂直于机翼804、805，但是它们可以如图5A-5B所示与机翼成一角度定位。此外，螺旋桨814、816、818、820位于机翼804、805的前缘上方。因此，侧风822可仅产生影响底部右舷螺旋桨820的湍流空气828的区域，而其它螺旋桨814、816、818不受离开机翼804、805和/或机身802产生的湍流空气的影响。然而，由于螺旋桨820由小翼812定位成远离机翼并位于机翼805的前缘上方，湍流或扰动空气828的强度在它到达底部右舷螺旋桨820时显著降低和消散。螺旋桨818、814、816在稳定气流区域中。因此，飞行器800可以使用较小的马达和/或螺旋桨，因为侧风的影响被螺旋桨814、816、818、820远离机翼804、805和机身802的定位所抵消。
设想上述实施方案的特定特征和方面的各种组合和/或子组合可以被做出并且仍然落在本发明的范围内。因此，应理解，所公开的实施方案的各种特征和方面可以彼此组合或替代，以便形成所公开的发明的不同模式。此外，意图是本发明的范围在本文中通过示例被公开，并且不应受到上述具体公开的实施方案的限制。

Claims (20)

1.一种航空器，包括：
机身；
机翼，其从所述机身的两侧延伸，所述机翼具有第一侧和第二侧；
第一对马达，其布置在远离所述机身的所述机翼的第一端处，其中所述第一对马达中的一个马达在所述机翼的所述第一侧上，并且其中所述第一对马达中的另一个马达在所述机翼的所述第二侧上；
第二对马达，其布置在远离所述机身的所述机翼的第二端处，其中所述机翼的所述第二端与所述机翼的所述第一端相对，其中所述第二对马达中的一个马达在所述机翼的所述第一侧上，并且其中所述第二对马达中的另一个马达在所述机翼的所述第二侧上；
其中每个马达成角度，以通过附接到其上的螺旋桨提供推力的分量，所述推力对于期望的航空器运动施加净扭矩，所述净扭矩累积到通过使所述螺旋桨旋转而产生的净扭矩。
2.根据权利要求1所述的航空器，其中每个马达与所述航空器的纵向轴线成在5度和35度之间的角度。
3.根据权利要求1所述的航空器，其中每个螺旋桨布置成远离所述机翼和所述机身，并且其中每个螺旋桨在水平飞行期间在远离从所述机翼和所述机身出来的湍流空气的稳定气流区域中。
4.根据权利要求1所述的航空器，其中每个马达在大致垂直于所述机翼的平面形状的第一平面内成角度。
5.根据权利要求1所述的航空器，其中每个马达在第一平面内成角度，所述第一平面大致垂直于由所述机翼的平面形状限定的平面。
6.一种方法，包括：
向垂直起降(VTOL)航空器的顶部左舷马达、底部左舷马达、顶部右舷马达和底部右舷马达提供实质上相等的推力以实现垂直起飞，其中所述顶部左舷马达和所述底部左舷马达布置在机翼的第一端处，其中所述顶部右舷马达和所述底部右舷马达布置在远离所述机翼的所述第一端的所述机翼的第二端处，其中所述顶部右舷马达和所述底部右舷马达在大致垂直于所述机翼的平面的第一平面内远离彼此成角度；并且其中所述顶部左舷马达和所述底部左舷马达在大致垂直于所述机翼的平面的第二平面内远离彼此成角度；
增加对所述顶部马达的推力并减小对所述底部马达的推力，以产生围绕所述VTOL航空器的质心的净力矩，并使所述航空器前倾；以及
增加对所述顶部马达的推力并增加对所述底部马达的推力以实现水平飞行，其中所述VTOL航空器的所述机翼在水平飞行中提供主要升力。
7.根据权利要求6所述的方法，还包括：在水平飞行中增加对所述顶部两个马达的推力并减小对所述底部两个马达的推力，以使所述VTOL航空器下俯。
8.根据权利要求6所述的方法，还包括：在水平飞行中减小对所述顶部两个马达的推力并增加对所述底部两个马达的推力，以使所述VTOL航空器上仰。
9.根据权利要求6所述的方法，还包括：在水平飞行中增加对所述顶部左舷马达和所述底部右舷马达的推力并减小对所述顶部右舷马达和所述底部左舷马达的推力，以使所述VTOL航空器相对于所述VTOL航空器的后视图顺时针横滚。
10.根据权利要求6所述的方法，还包括：在水平飞行中减小对顶部左舷马达和底部右舷马达的推力并增加对顶部右舷马达和底部左舷马达的推力，以使所述VTOL航空器相对于所述VTOL航空器的后视图逆时针横滚。
11.根据权利要求6所述的方法，还包括：在水平飞行中增加对两个所述左舷马达的推力并减小在对两个所述右舷马达的推力，以使所述VTOL航空器右舷偏航。
12.根据权利要求6所述的方法，还包括：在水平飞行中减小对两个所述左舷马达的推力并增加对两个所述右舷马达的推力，以使所述VTOL航空器左舷偏航。
13.一种垂直起降(VTOL)飞行器，包括：
机翼，所述机翼具有第一侧和第二侧；
第一马达组件，其布置在所述机翼的第一端处，所述第一马达组件包括：
第一马达，其布置在所述机翼的所述第一侧上，其中所述第一马达远离所述机翼的所述第一侧与垂直方向成角度；
第一小翼，其中所述第一马达通过所述第一小翼与所述机翼的所述第一端间隔开；
第二马达，其布置在所述机翼的所述第二侧上，其中所述第二马达远离所述机翼的所述第二侧与垂直方向成角度；
第二小翼，其中所述第二马达通过所述第二小翼与所述机翼的所述第一端间隔开；
其中每个马达成角度，以通过附接到其上的螺旋桨提供推力的分量，所述推力对于期望的航空器运动施加净扭矩，所述净扭矩累积到通过使所述螺旋桨旋转而产生的净扭矩。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其中所述第一马达组件还包括：
第一马达舱，其布置在所述机翼的所述第一侧上，其中所述第一马达舱包括用于支撑所述第一马达的第一马达舱结构和第一螺旋桨；以及
第二马达舱，其布置在所述机翼的所述第二侧上，其中所述第二马达舱包括用于支撑所述第二马达的第二马达舱结构和第二螺旋桨。
15.根据权利要求14所述的飞行器，还包括：
第二马达组件，其布置在所述机翼的第二端处，其中所述第二马达组件远离所述第一马达组件，所述第二马达组件包括：
第三马达，其布置在所述机翼的所述第一侧上，其中所述第三马达远离所述机翼的所述第一侧与垂直方向成角度；
第三小翼，其中所述第三马达通过所述第三小翼与所述机翼的所述第二端间隔开；
第四马达，其布置在所述机翼的所述第二侧上，其中所述第四马达远离所述机翼的所述第二侧与垂直方向成角度；
第四小翼，其中所述第四马达通过所述第四小翼与所述机翼的所述第二端间隔开。
16.根据权利要求13所述的飞行器，其中所述第一小翼和所述第二小翼实质上垂直于所述机翼的平面。
17.根据权利要求13所述的飞行器，其中所述第一小翼和所述第二小翼各自与所述机翼的平面成钝角布置。
18.根据权利要求13所述的飞行器，其中所述马达的所述角度由提供以下中的至少一个所需的期望侧向力分量确定：在垂直飞行中的足够偏航和在水平飞行中的足够横滚。
19.根据权利要求13所述的飞行器，其中在所述第一马达和所述第二马达之间的推力的变化产生施加到所述航空器的净力矩，以用受控方式移动所述航空器。
20.根据权利要求13所述的飞行器，其中每个螺旋桨布置成远离所述机翼和所述机身，并且其中每个螺旋桨在水平飞行期间在远离从所述机翼和所述机身出来的湍流空气的稳定气流区域中。
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