飛行器飛行機(jī)構(gòu)和控制方法
【專利摘要】本申請涉及一種飛行器飛行機(jī)構(gòu)和控制方法。重于空氣的具有撲翼(101、102)的航空器(103、2150)，例如撲翼機(jī)，其中通過在行進(jìn)掠角中撲翼的可變差的偏轉(zhuǎn)掠角和/或?qū)勺兊囊砟埩Φ目刂苼韺?shí)現(xiàn)角方位控制。
【專利說明】
飛行器飛行機(jī)構(gòu)和控制方法[0001 ] 本申請是申請日為2010年6月4日，申請?zhí)枮?01080034539.9,發(fā)明名稱為“飛行器 飛行機(jī)構(gòu)和控制方法”的申請的分案申請[0002]相關(guān)申請的交叉引用[0003]本申請要求于2009年6月5日提交的美國臨時(shí)專利申請?zhí)?1/184,748的優(yōu)先權(quán)和 權(quán)益，為了所有目的，該專利申請連同其附錄在此通過引用并入本文。[0004]關(guān)于聯(lián)邦資助的研究或開發(fā)的聲明[0005]本發(fā)明得到美國陸軍航空與導(dǎo)彈司令部授予的合同號(hào)W31P4Q-06-C-0435的政府 資助。美國政府擁有本發(fā)明的一些權(quán)利。
技術(shù)領(lǐng)域
[0006]重于空氣的具有撲翼的航空器，其中通過在行進(jìn)掠角中撲翼(flappable wing)的可變差的偏轉(zhuǎn)掠角和/或?qū)勺兊囊砟埩Φ目刂苼韺?shí)現(xiàn)角方位控制?！颈尘凹夹g(shù)】
[0007]無線電控制的重于空氣的具有可持續(xù)拍打的翼的航空器，例如撲翼機(jī)。
[0008]本發(fā)明公開內(nèi)容
[0009]飛行器的示例性實(shí)施方式包括支撐結(jié)構(gòu)件例如機(jī)身的結(jié)構(gòu)元件、第一機(jī)翼以及第二機(jī)翼，其中支撐結(jié)構(gòu)件還可包括撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件，例如構(gòu)造成產(chǎn)生撲動(dòng)角速度的一個(gè)或多個(gè)馬達(dá)，該第一機(jī)翼例如經(jīng)由接頭可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件，該第二機(jī)翼例如經(jīng)由接頭可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件。第一機(jī)翼可包括根-至-翼尖梁或桿、根部梁(root spar)或桁 (boom)、以及織物或膜，該織物或膜附接到第一桿和第一根部梁，例如圍繞繞著第一桿和第一根部梁布置的管環(huán)繞。第一機(jī)翼構(gòu)造成經(jīng)由撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件例如，經(jīng)由齒輪、滑輪和/或聯(lián)接件驅(qū)動(dòng)，以撲動(dòng)。第二機(jī)翼包括第二桿、第二根部梁和附接到第二根部梁和第二桿的第二膜。第二機(jī)翼還構(gòu)造成經(jīng)由撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件驅(qū)動(dòng)，以撲動(dòng)。圍繞飛行器的至少一個(gè)軸線的飛行器控制，例如俯仰、偏航或滾轉(zhuǎn)，是通過以下中的至少一個(gè)實(shí)現(xiàn)的:(a)可變的膜變幅 (luffing)，例如經(jīng)由借助于相對于桿旋轉(zhuǎn)根部梁，從而松弛膜表面或使膜表面拉緊，來增大和減小桿和根部梁之間的角；(b)可變的根部梁旋轉(zhuǎn)行進(jìn)限制，例如經(jīng)由可重新定位的桁端部行進(jìn)止擋件(reposit1nable boom tip travel stop);以及(c)可變的馬達(dá)驅(qū)動(dòng)速度，例如經(jīng)由包括兩個(gè)馬達(dá)的撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件，每個(gè)馬達(dá)驅(qū)動(dòng)一個(gè)機(jī)翼。
[0010]在本申請的實(shí)施方式中，一種飛行器，包括:[〇〇11]支撐結(jié)構(gòu)件、第一機(jī)翼和第二機(jī)翼，所述支撐結(jié)構(gòu)件包括撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件，所述第一機(jī)翼可旋轉(zhuǎn)地附接到所述支撐結(jié)構(gòu)件，所述第二機(jī)翼可旋轉(zhuǎn)地附接到所述支撐結(jié)構(gòu)件，
[0012]所述第一機(jī)翼包括第一根部梁和第一膜，所述第一膜附接到所述第一根部梁，所述第一機(jī)翼構(gòu)造成經(jīng)由所述撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件來驅(qū)動(dòng)，以撲動(dòng)，且所述第二機(jī)翼包括第二根部梁和第二膜，所述第二膜附接到所述第二根部梁，所述第二機(jī)翼構(gòu)造成經(jīng)由所述撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件來驅(qū)動(dòng)，以撲動(dòng)，其中圍繞所述飛行器的至少一個(gè)軸線的飛行器控制是通過以下中的至少一個(gè)實(shí)現(xiàn)的:可變的膜變幅;可變的根部梁旋轉(zhuǎn)行進(jìn)限制；以及所述撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件的可變的撲動(dòng)角速度。
[0013]示例性的實(shí)施方式包括飛行器控制裝置，該飛行器控制裝置包括:第一撲翼，其具有行進(jìn)掠角，其中第一撲翼包括附接到根部梁和桿的膜，該膜具有經(jīng)由根部梁相對于桿的旋轉(zhuǎn)可調(diào)節(jié)的表面張力;第二撲翼，其具有行進(jìn)掠角，其中第二撲翼包括附接到第二根部梁和第二桿的第二膜，該膜具有經(jīng)由第二根部梁相對于第二桿的旋轉(zhuǎn)可調(diào)節(jié)的表面張力；其中第一撲翼在徑向方向上從飛行器延伸，且第二撲翼在徑向方向上從飛行器的與第一撲翼大致相對的一側(cè)延伸；以及從而構(gòu)造成通過在第一撲翼的變幅和第二撲翼的變幅之間形成差異來產(chǎn)生以下中的至少一個(gè):俯仰轉(zhuǎn)矩、滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩和偏航轉(zhuǎn)矩。其他示例性的實(shí)施方式具有還包括偏轉(zhuǎn)掠角的第一撲翼，該第一撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角；和還包括偏轉(zhuǎn)掠角的第二撲翼，該第二撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角；其中裝置還構(gòu)造成通過形成以下中的至少一個(gè)來產(chǎn)生偏航轉(zhuǎn)矩:第一撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角和第二撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異，以及第一撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角和第二撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異。
[0014]在本申請的實(shí)施方案中，所述飛行器構(gòu)造成經(jīng)由飛行器控制組件來實(shí)現(xiàn)飛行器控制，所述飛行器控制組件包括:第一撲翼，其具有行進(jìn)掠角，其中所述第一撲翼包括附接到根部梁和桿的膜，所述膜具有經(jīng)由所述根部梁相對于所述桿的旋轉(zhuǎn)可調(diào)節(jié)的表面張力;第二撲翼，其具有行進(jìn)掠角，其中所述第二撲翼包括附接到第二根部梁和第二桿的第二膜，該膜具有經(jīng)由所述第二根部梁相對于所述第二桿的旋轉(zhuǎn)可調(diào)節(jié)的表面張力;其中所述第一撲翼在徑向方向上從所述飛行器延伸，且所述第二撲翼在徑向方向上從所述飛行器的與所述第一撲翼大致相對的一側(cè)延伸;并且其中所述飛行器控制組件構(gòu)造成通過在所述第一撲翼的變幅和所述第二撲翼的變幅之間形成差異來產(chǎn)生以下中的至少一個(gè):俯仰轉(zhuǎn)矩、滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩和偏航轉(zhuǎn)矩。
[0015]在本申請的實(shí)施方案中，其中所述第一撲翼還包括偏轉(zhuǎn)掠角，所述第一撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角；其中所述第二撲翼還包括偏轉(zhuǎn)掠角，所述第二撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角;且其中所述飛行器控制組件還構(gòu)造成通過以下中的至少一個(gè)產(chǎn)生偏航轉(zhuǎn)矩:所述第一撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角和所述第二撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異，以及所述第一撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角和所述第二撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異。
[0016]在本申請的另一實(shí)施方式中，一種飛行器控制的方法，包括:提供控制組件，所述控制組件包括:第一撲翼，其具有行進(jìn)掠角，其中所述第一撲翼包括附接到根部梁和桿的膜，所述膜具有經(jīng)由所述根部梁相對于所述桿的旋轉(zhuǎn)可調(diào)節(jié)的表面張力;第二撲翼，其具有行進(jìn)掠角，其中所述第二撲翼包括附接到第二根部梁和第二桿的第二膜，該膜具有經(jīng)由所述第二根部梁相對于所述第二桿的旋轉(zhuǎn)可調(diào)節(jié)的表面張力;其中所述第一撲翼在徑向方向上從所述飛行器延伸，且所述第二撲翼在徑向方向上從所述飛行器的與所述第一撲翼大致相對的一側(cè)延伸；以及通過在所述第一撲翼的變幅和所述第二撲翼的變幅之間形成差異來產(chǎn)生以下中的至少一個(gè):俯仰轉(zhuǎn)矩、滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩和偏航轉(zhuǎn)矩。
[0017]在本申請的實(shí)施方案中，所述的飛行器控制的方法:其中所述第一撲翼還包括偏轉(zhuǎn)掠角，所述第一撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角;且其中所述第二撲翼還包括偏轉(zhuǎn)掠角，所述第二撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角;并且所述方法還包括:通過形成以下中的至少一個(gè)來產(chǎn)生偏航轉(zhuǎn)矩:所述第一撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角和所述第二撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異，以及所述第一撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角和所述第二撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異。
[0018]示例性的實(shí)施方式包括組件，該組件包括:(a)第一臂以及第二臂，第一臂可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件，第二臂可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件；(b)第一翼，第一翼包括附接到第一桿和第一根部梁的膜，第一翼?xiàng)U旋轉(zhuǎn)地附接到第一臂，且第一根部梁附接到變幅控制組件；以及(c)第二翼，第二翼包括附接到第二桿和第二根部梁的膜，第二翼?xiàng)U旋轉(zhuǎn)地附接到第二臂，且第二根部梁附接到變幅控制組件。變幅控制組件可包括第一支索、第二支索和可重新定位的支索輒狀物(vang yoke)，第一支索附接到第一根部梁，同時(shí)允許第一根部梁圍繞桿縱軸的一定的旋轉(zhuǎn)行進(jìn)，第二支索附接到第二根部梁，同時(shí)允許第二根部梁圍繞桿縱軸的一定的旋轉(zhuǎn)行進(jìn)，可重新定位的支索輒狀物構(gòu)造成接納第一支索和第二支索。其他示例性的實(shí)施方式包括:還包含第一可重新定位的止擋件和第二可重新定位的止擋件的第一臂，第一可重新定位的止擋件和第二可重新定位的止擋件一起限定第一翼根部梁關(guān)于第一翼?xiàng)U的旋轉(zhuǎn)角；以及還包含第三可重新定位的止擋件和第四可重新定位的止擋件的第二臂，第三可重新定位的止擋件和第四可重新定位的止擋件一起限定第二翼根部梁關(guān)于第二翼?xiàng)U的旋轉(zhuǎn)角。[〇〇19]實(shí)施方式還包括一種飛行器控制的方法，包括(不以具體順序):(a)提供:(i)第一撲翼，其具有行進(jìn)掠角且具有偏轉(zhuǎn)掠角，該第一撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角;和(ii)第二撲翼，其具有行進(jìn)掠角且具有偏轉(zhuǎn)掠角，該第二撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角；其中第一撲翼在徑向方向上從飛行器延伸，且第二撲翼在徑向方向上從飛行器的與第一撲翼大致相對的一側(cè)延伸；以及(b)通過形成以下中的一個(gè)來產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩和偏航轉(zhuǎn)矩中的至少一個(gè):第一撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角和第二撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異，以及第一撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角和第二撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異。飛行器控制的方法還可包括通過基于第一撲翼的掠角改變第一撲翼的向前偏轉(zhuǎn)角并且通過基于第二撲翼的掠角改變第二撲翼的向前偏轉(zhuǎn)角來產(chǎn)生俯仰轉(zhuǎn)矩。本發(fā)明的一些實(shí)施方式還可包括通過基于第一撲翼的掠角改變第一撲翼的向后偏轉(zhuǎn)角并且通過基于第二撲翼的掠角改變第二撲翼的向后偏轉(zhuǎn)角來產(chǎn)生俯仰轉(zhuǎn)矩。
[0020]實(shí)施方式還可包括撲動(dòng)裝置，該撲動(dòng)裝置包括:(a)旋轉(zhuǎn)元件，其具有旋轉(zhuǎn)中心和旋轉(zhuǎn)平面；(b)第一絞盤，其圍繞軸安裝，該軸遠(yuǎn)離旋轉(zhuǎn)中心并且與旋轉(zhuǎn)平面大致垂直地附接到旋轉(zhuǎn)元件；(c)第一搖臂構(gòu)件(rocker member)，其可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件；(d)第一驅(qū)動(dòng)聯(lián)接件，其可旋轉(zhuǎn)地附接到第一絞盤和第一搖臂構(gòu)件；(e)第一臂，其可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件并且經(jīng)由第一搖臂聯(lián)接件可旋轉(zhuǎn)地附接到第一搖臂構(gòu)件；(f)第二絞盤，其圍繞軸安裝；(g)第二搖臂構(gòu)件，其可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件；(h)第二驅(qū)動(dòng)聯(lián)接件，其可旋轉(zhuǎn)地附接到第二絞盤和第二搖臂構(gòu)件；以及(i)第二臂，其可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件并且經(jīng)由第二搖臂聯(lián)接件可旋轉(zhuǎn)地附接到第二搖臂構(gòu)件。機(jī)構(gòu)方案的一些實(shí)施方式具有可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件的旋轉(zhuǎn)元件。實(shí)施方式還可包括組件，該組件包括:(a)第一臂和第二臂，第一臂可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件，第二臂可旋轉(zhuǎn)地附接到支撐結(jié)構(gòu)件；(b)第一翼，其包括第一桿和第一梁，第一翼?xiàng)U旋轉(zhuǎn)地附接到第一臂，第一臂具有第一可重新定位的止擋件和第二可重新定位的止擋件，第一可重新定位的止擋件和第二可重新定位的止擋件一起限定第一翼梁關(guān)于第一翼?xiàng)U的旋轉(zhuǎn)角；以及(C)第二翼，其包括第二桿和第二梁，第二翼?xiàng)U旋轉(zhuǎn)地附接到第二臂，第二臂具有第三可重新定位的止擋件和第四可重新定位的止擋件， 第三可重新定位的止擋件和第四可重新定位的止擋件一起限定第二翼梁關(guān)于第二翼?xiàng)U的旋轉(zhuǎn)角。組件的一些實(shí)施方式具有布置在第一滑輪上的第一止擋件和布置在第二滑輪上的第二止擋件，其中第一滑輪和第二滑輪各自經(jīng)由致動(dòng)的聯(lián)接構(gòu)件是可旋轉(zhuǎn)地可重新定位的，且其中第三止擋件和第四止擋件各自經(jīng)由第二致動(dòng)的聯(lián)接構(gòu)件是可旋轉(zhuǎn)地可重新定位的。
[0021]組件的一些實(shí)施方式具有布置在第一滑輪上的第一止擋件和布置在第二滑輪上的第二止擋件，其中第一滑輪和第二滑輪各自經(jīng)由致動(dòng)的聯(lián)接構(gòu)件是可旋轉(zhuǎn)地可重新定位的，以增大第一止擋件和第二止擋件對著的第一角，且第三止擋件和第四止擋件各自經(jīng)由第二致動(dòng)的聯(lián)接構(gòu)件是可旋轉(zhuǎn)地可重新定位的，以增大第三止擋件和第四止擋件對著的第二角。
[0022]實(shí)施方式還可包括機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)包括:(a)旋轉(zhuǎn)元件，其具有旋轉(zhuǎn)中心和旋轉(zhuǎn)平面； (b)第一絞盤，其圍繞軸安裝，該軸遠(yuǎn)離旋轉(zhuǎn)中心并且與旋轉(zhuǎn)平面大致垂直地附接到旋轉(zhuǎn)元件；(c)第二絞盤，其圍繞軸安裝；(d)第一臂，其安裝到第三絞盤，第一聯(lián)接構(gòu)件連接第三絞盤與第一絞盤；(e)第二臂，其安裝到第四絞盤，第二聯(lián)接構(gòu)件連接第四絞盤與第二絞盤；以及(f)第三聯(lián)接構(gòu)件，其連接第三絞盤與第四絞盤。在機(jī)構(gòu)的一些實(shí)施方式中，機(jī)構(gòu)的第三絞盤可具有旋轉(zhuǎn)中心，第四絞盤可具有旋轉(zhuǎn)中心，且旋轉(zhuǎn)元件的旋轉(zhuǎn)中心可與第三絞盤的旋轉(zhuǎn)中心和第四絞盤的旋轉(zhuǎn)中心大致共線。在機(jī)構(gòu)的一些實(shí)施方式中，第一聯(lián)接構(gòu)件可包括繩，第二聯(lián)接構(gòu)件可包括繩，且第三聯(lián)接構(gòu)件可包括繩。
[0023]在本申請的實(shí)施方式中，所述的飛行器，其中所述撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件包括:旋轉(zhuǎn)元件， 其具有旋轉(zhuǎn)中心和旋轉(zhuǎn)平面;第一絞盤，其圍繞軸安裝，所述軸遠(yuǎn)離所述旋轉(zhuǎn)中心并且與所述旋轉(zhuǎn)平面大致垂直地附接到所述旋轉(zhuǎn)元件;第二絞盤，其圍繞所述軸安裝;第一臂，其安裝到第三絞盤，第一聯(lián)接構(gòu)件連接所述第三絞盤與所述第一絞盤;第二臂，其安裝到第四絞盤，第二聯(lián)接構(gòu)件連接所述第四絞盤與所述第二絞盤;以及第三聯(lián)接構(gòu)件，其連接所述第三絞盤與所述第四絞盤。在一種實(shí)施方案中，所述的飛行器，其中所述第三絞盤具有旋轉(zhuǎn)中心，所述第四絞盤具有旋轉(zhuǎn)中心，且所述旋轉(zhuǎn)元件的旋轉(zhuǎn)中心與所述第三絞盤的旋轉(zhuǎn)中心和所述第四絞盤的旋轉(zhuǎn)中心共線。在一種實(shí)施方案中，所述的飛行器，其中所述第一聯(lián)接構(gòu)件包括繩，所述第二聯(lián)接構(gòu)件包括繩，且所述第三聯(lián)接構(gòu)件包括繩。
[0024]在本申請的實(shí)施方式中，所述的飛行器，其中所述飛行器構(gòu)造成經(jīng)由飛行器控制組件來實(shí)現(xiàn)飛行器控制，所述飛行器控制組件包括變幅控制組件，其中所述第一根部梁附接到所述變幅控制組件;且所述第二根部梁附接到所述變幅控制組件。
[0025]在一種實(shí)施方案中，所述的飛行器，其中所述變幅控制組件包括第一支索、第二支索、可重新定位的支索輒狀物，所述第一支索附接到所述第一根部梁，所述第二支索附接到所述第二根部梁，所述可重新定位的支索輒狀物構(gòu)造成接納所述第一支索和所述第二支索。
[0026]在一種實(shí)施方案中，所述的飛行器，其中所述第一臂還包括第一可重新定位的止擋件和第二可重新定位的止擋件，所述第一可重新定位的止擋件和所述第二可重新定位的止擋件一起限定所述第一翼根部梁關(guān)于所述第一翼?xiàng)U的旋轉(zhuǎn)角;且其中所述第二臂還包括第三可重新定位的止擋件和第四可重新定位的止擋件，所述第三可重新定位的止擋件和第四可重新定位的止擋件一起限定所述第二翼根部梁關(guān)于所述第二翼?xiàng)U的第二旋轉(zhuǎn)角。在一種實(shí)施方案中，所述的組件，其中所述第一止擋件布置在第一滑輪上，且所述第二止擋件布置在第二滑輪上，所述第一滑輪和所述第二滑輪各自經(jīng)由致動(dòng)的聯(lián)接構(gòu)件是可旋轉(zhuǎn)地可重新定位的，且所述第三止擋件和所述第四止擋件各自經(jīng)由第二致動(dòng)的聯(lián)接構(gòu)件是可旋轉(zhuǎn)地可重新定位的。在一種實(shí)施方案中，所述的組件，其中所述第一止擋件布置在第一滑輪上， 且所述第二止擋件布置在第二滑輪上，所述第一滑輪和所述第二滑輪各自經(jīng)由致動(dòng)的聯(lián)接構(gòu)件是可旋轉(zhuǎn)地可重新定位的，以增大所述第一止擋件和所述第二止擋件對著的第一角， 且所述第三止擋件和所述第四止擋件各自經(jīng)由第二致動(dòng)的聯(lián)接構(gòu)件是可旋轉(zhuǎn)地可重新定位的，以增大所述第三止擋件和所述第四止擋件對著的第二角。
[0027]實(shí)施方式還可包括翼，該翼包括:(a)桿，其接合配合件；(b)梁，其接合與桿大致垂直的配合件；(c)桿管，其圍繞桿的一部分布置；(d)梁管，其圍繞梁的一部分布置；(e)織物， 其附接到梁管和桿管；以及(f)第一板條，其布置在織物上，并且在從梁和桿的相交處成徑向的方向上延伸，第一板條具有靠近機(jī)翼的邊緣的遠(yuǎn)端。翼的一些實(shí)施方式還包括支柱，支柱鄰近桿和梁的相交處布置，支柱附接到桿和梁。翼的一些實(shí)施方式具有還包括附接到支柱的近端的第一板條。翼的一些實(shí)施方式還可包括第二板條，第二板條其布置在織物上，并且在從梁和桿的相交處成徑向的方向上延伸，第二板條具有靠近機(jī)翼的邊緣的遠(yuǎn)端。翼的一些實(shí)施方式具有還包括附接到支柱的近端的第二板條。翼的另外的實(shí)施方式還包括根部套節(jié)，根部套節(jié)構(gòu)造成固定地接納梁并且構(gòu)造成可旋轉(zhuǎn)地接納桿。在一些實(shí)施方式中，翼的平面形狀由周邊點(diǎn)界定，周邊點(diǎn)包括:第一板條的遠(yuǎn)端、桿的遠(yuǎn)端部分、梁的遠(yuǎn)端部分、桿的近端部分和梁的近端部分。在一些實(shí)施方式中，翼的平面形狀由周邊點(diǎn)界定，周邊點(diǎn)包括: 第一板條的遠(yuǎn)端、第二板條的遠(yuǎn)端、桿的遠(yuǎn)端部分、梁的遠(yuǎn)端部分、桿的近端部分和梁的近端部分。翼的一些實(shí)施方式具有包括聚氟乙烯膜的織物，且翼的一些其他實(shí)施方式具有包括還包含纖維網(wǎng)的聚氟乙烯膜的織物。對于翼的一些實(shí)施方式，織物包括纖維網(wǎng)，該纖維網(wǎng)包含纖維網(wǎng)的交叉線，纖維網(wǎng)的線可以以相對于梁管和相對于桿管傾斜的角度定向。翼的一些實(shí)施方式具有包括碳棒的桿，且第一板條可包括碳棒。
[0028]撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件可包括兩個(gè)或更多個(gè)馬達(dá)、撲動(dòng)速率傳感器和用于控制和調(diào)節(jié)兩個(gè)機(jī)翼的撲動(dòng)速率的電路，每個(gè)機(jī)翼附接到撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件的臂。例如，撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件可包括: 第一馬達(dá)，其驅(qū)動(dòng)第一旋轉(zhuǎn)元件，第一旋轉(zhuǎn)元件具有旋轉(zhuǎn)中心和旋轉(zhuǎn)平面;第一絞盤，其圍繞軸安裝，該軸遠(yuǎn)離旋轉(zhuǎn)中心并且與旋轉(zhuǎn)平面大致垂直地附接到旋轉(zhuǎn)元件;第二絞盤，其圍繞軸安裝;第一臂，其安裝到第三絞盤，第一聯(lián)接構(gòu)件連接第三絞盤與第一絞盤;第二聯(lián)接構(gòu)件，其連接第四絞盤與第二絞盤；以及第三聯(lián)接構(gòu)件，其連接第三絞盤與第四絞盤;第二馬達(dá)，其驅(qū)動(dòng)第二旋轉(zhuǎn)元件，第二旋轉(zhuǎn)元件具有旋轉(zhuǎn)中心和旋轉(zhuǎn)平面;第五絞盤，其圍繞第二軸安裝，第二軸遠(yuǎn)離旋轉(zhuǎn)中心并且與第二旋轉(zhuǎn)元件的旋轉(zhuǎn)平面大致垂直地附接到第二旋轉(zhuǎn)元件；第六絞盤，其圍繞第二軸安裝；第四聯(lián)接構(gòu)件，其連接第七絞盤與第五絞盤;第二臂，其安裝到第八絞盤，第五聯(lián)接構(gòu)件連接第八絞盤與第六絞盤；以及第六聯(lián)接構(gòu)件，其連接第七絞盤與第八絞盤;以及電路，其控制第一馬達(dá)和第二馬達(dá)的撲動(dòng)速率。
[0029]附圖簡述
[0030]通過示例的方式但不限于附圖中的圖來闡明本發(fā)明的實(shí)施方式，且其中:
[0031]圖1描述了具有兩個(gè)撲動(dòng)型機(jī)翼的航空器；[〇〇32]圖2A描述了示例性的機(jī)翼；[〇〇33]圖2B描述了圖2A的示例性的機(jī)翼的柔性和變幅；[〇〇34]圖2C描述了圖2A的示例性的機(jī)翼的柔性和變幅；
[0035]圖3A描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)在翼的向前行程中其左機(jī)翼偏轉(zhuǎn)小于其右機(jī)翼的航空器的俯視圖；
[0036]圖3B描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)在翼的向后行程中其左機(jī)翼偏轉(zhuǎn)小于其右機(jī)翼的航空器的俯視圖；
[0037]圖3C描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)在翼的向前行程中其左機(jī)翼偏轉(zhuǎn)大于其右機(jī)翼的航空器的俯視圖；
[0038]圖3D描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)在翼的向后行程中其左機(jī)翼偏轉(zhuǎn)大于其右機(jī)翼的航空器的俯視圖；[〇〇39]圖4A描述了例如在圖3A和3B中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；
[0040]圖4B描述了例如在圖3A和3B中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；[0041 ]圖4C描述了例如在圖3C和3D中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；[〇〇42]圖4D描述了例如在圖3C和3D中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；
[0043]圖5A描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)在翼的向后行程中其左機(jī)翼偏轉(zhuǎn)小于其右機(jī)翼的航空器的俯視圖；
[0044]圖5B描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)在翼的向前行程中其左機(jī)翼偏轉(zhuǎn)大于其右機(jī)翼的航空器的俯視圖；
[0045]圖5C描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)在翼的向后行程中其左機(jī)翼偏轉(zhuǎn)大于其右機(jī)翼的航空器的俯視圖；
[0046]圖5D描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)在翼的向前行程中其左機(jī)翼偏轉(zhuǎn)小于其右機(jī)翼的航空器的俯視圖；[〇〇47]圖6A描述了例如在圖5A和5B中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；[〇〇48]圖6B描述了例如在圖5C和5D中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；
[0049]圖7A描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)其左機(jī)翼和其右機(jī)翼在開始翼的向前行程(前行程)時(shí)的偏轉(zhuǎn)均小于在結(jié)束向前行程時(shí)的被描述為較大偏轉(zhuǎn)角的偏轉(zhuǎn)的航空器的俯視圖；
[0050]圖7B描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)其左機(jī)翼和其右機(jī)翼在開始翼的向后行程(后行程)時(shí)的偏轉(zhuǎn)均大于在結(jié)束向后行程時(shí)的被描述為較小偏轉(zhuǎn)角的偏轉(zhuǎn)的航空器的俯視圖；[0051 ]圖7C描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)其左機(jī)翼和其右機(jī)翼在開始翼的向前行程(前行程)時(shí)的偏轉(zhuǎn)均大于在結(jié)束向前行程時(shí)的被描述為較小偏轉(zhuǎn)角的偏轉(zhuǎn)的航空器的俯視圖；
[0052]圖7D描述了具有定向在向前方向的機(jī)頭端部同時(shí)其左機(jī)翼和其右機(jī)翼在開始翼的向后行程(后行程)時(shí)的偏轉(zhuǎn)均小于在結(jié)束向后行程時(shí)的被描述為較大偏轉(zhuǎn)角的偏轉(zhuǎn)的航空器的俯視圖；[〇〇53]圖8A描述了例如在圖7A和7B中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；[〇〇54]圖8B描述了例如在圖7A和7B中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；[〇〇55]圖8C描述了例如在圖7C和7D中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；[〇〇56]圖8D描述了例如在圖7C和7D中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的瞬時(shí)推力矢量和累積推力矢量；[〇〇57]圖9描述了示例性的撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件，包括馬達(dá)、齒輪組件、可旋轉(zhuǎn)地附接到驅(qū)動(dòng)齒輪的銷處的左臂和右臂，其中銷偏離驅(qū)動(dòng)齒輪的旋轉(zhuǎn)中心；
[0058]圖10A描述了圖10B的驅(qū)動(dòng)組件的一部分；
[0059]圖10B描述了示例性的撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件和機(jī)構(gòu)；
[0060]圖11A描述了示例性翼的分解圖；
[0061]圖11B描述了組裝的示例性的翼；
[0062]圖12描述了類似于圖10的實(shí)施方式的組合對的示例性的撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件，其中每個(gè)具有四個(gè)絞盤；
[0063]圖13描述了用于限制根部梁或桁行進(jìn)的示例性的組件；[〇〇64]圖14A-14C描述了圖13的示例性的組件的側(cè)視圖；
[0065]圖15A描述了用于通過圍繞支撐結(jié)構(gòu)件上的樞軸點(diǎn)旋轉(zhuǎn)第一滑輪元件來旋轉(zhuǎn)第一桁止擋件的位置的線的運(yùn)動(dòng)；
[0066]圖15B描述了對于行程的第一翼位置的具有相對高的桁偏轉(zhuǎn)角的延伸的桁止擋件的底視圖；
[0067]圖15C描述了對于行程的第二翼位置的具有相對高的桁偏轉(zhuǎn)角的延伸的桁止擋件的底視圖；
[0068]圖16描述了翼組件和用于桁止擋件的一對滑輪元件；
[0069]圖17A描述了每個(gè)止擋件被定位成對于向前行程和向后行程均允許與圖17B相比相對較大的偏轉(zhuǎn)角的示例；
[0070]圖17B描述了每個(gè)止擋件被定位成對于向前行程和向后行程均允許與圖17A相比相對較小的偏轉(zhuǎn)角的示例；
[0071]圖18A描述了相對于偏航航道處于中性位置的止擋件；
[0072]圖18B描述了偏斜到右側(cè)的止擋件，其中翼的撲動(dòng)和桁在兩個(gè)止擋件之間的運(yùn)動(dòng)一在向前行程期間運(yùn)動(dòng)至一個(gè)止擋件和在向后行程期間運(yùn)動(dòng)至另一個(gè)止擋件一將產(chǎn)生具有右向分量的推力矢量；
[0073]圖18C描述了偏斜到左側(cè)的止擋件，其中翼的撲動(dòng)和桁在兩個(gè)止擋件之間的運(yùn)動(dòng)一在向前行程期間運(yùn)動(dòng)至一個(gè)止擋件和在向后行程期間運(yùn)動(dòng)至另一個(gè)止擋件一將產(chǎn)生具有左向分量的推力矢量；
[0074]圖19描述了桁行進(jìn)控制的可替代的方式，其中繩或線被伺服機(jī)構(gòu)控制，且經(jīng)由孔進(jìn)給到桁，并且被固定在桁的遠(yuǎn)端部分；
[0075]圖20A描述了在撲動(dòng)期間桁方位的控制，對于向后行程可通過旋轉(zhuǎn)繩或線來定位桁來實(shí)現(xiàn)；
[0076]圖20B描述了在撲動(dòng)期間桁方位的控制，對于向后行程可通過旋轉(zhuǎn)繩或線來定位桁來實(shí)現(xiàn)；[〇〇77]圖21A描述了三軸線的伺服桁支索組件；
[0078]圖21B描述了具有撲動(dòng)機(jī)構(gòu)的示例性的航空器；
[0079]圖22描述了具有撲動(dòng)機(jī)構(gòu)的示例性的航空器的一部分；
[0080]圖23描述了具有撲動(dòng)機(jī)構(gòu)的示例性的航空器的一部分；[0081 ]圖24A描述了朝向左機(jī)翼且遠(yuǎn)離右機(jī)翼傾斜的萬向的輒狀物；[〇〇82]圖24B描述了朝向右機(jī)翼且遠(yuǎn)離左機(jī)翼傾斜的萬向的輒狀物；
[0083]圖25A描述了桁支索系統(tǒng)，其中分開的桁支索接合輒狀物并且提供用于可變的桁止擋杠桿的結(jié)構(gòu)支撐件；[〇〇84]圖25B-2?描述了用于偏航控制的桁止擋杠桿的致動(dòng)；
[0085]圖26是航空器實(shí)施方式的控制和推進(jìn)系統(tǒng)的示例性的高級(jí)方塊圖；
[0086]圖27是撲動(dòng)頻率控制器的高級(jí)功能的方塊圖；[〇〇87]圖28是伺服控制器的示例性的高級(jí)方塊圖；[〇〇88]圖29是角速率控制器的示例性的高級(jí)方塊圖；[〇〇89]圖30是角速率控制器的示例性的高級(jí)方塊圖；[〇〇9〇]圖31描述了示例性的翼；[〇〇91]圖32描述了圖31的翼的橫截面圖；[〇〇92]圖33描述了圖31的視圖上的邊緣，以描述膜圍繞桿的可旋轉(zhuǎn)性；
[0093]圖34描述了圖31的翼的橫截面圖，膜圍繞管環(huán)繞，在管內(nèi)布置有桿或根-至-翼尖梁；[〇〇94]圖35描述了附接的另一種方式，其中分離式材料部件用于將管附接到膜；
[0095]圖36描述了附接的另一種方式，其中膜邊緣具有從邊緣看時(shí)的t形部分，且t形部分或正交的邊緣表面插入到桿管內(nèi)，且可通過桿元件保持在適當(dāng)位置；
[0096]圖37描述了示例性的具有兩個(gè)板條和膜折疊部分的機(jī)翼；[〇〇97]圖38描述了示例性的具有兩個(gè)板條和膜折疊部分且其中板條具有膜覆蓋物的機(jī)翼；[〇〇98]圖39描述了圖37的機(jī)翼，其中膜材料是泡沫膜；[〇〇99]圖40描述了不具有板條且無膜折疊的機(jī)翼；
[0100]圖41描述了具有兩個(gè)板條、膜折疊和在桿套筒和根部梁套筒之間的弓形切口區(qū)域的機(jī)翼；
[0101]圖42描述了相對減少的表面積的有角度的機(jī)翼；
[0102]圖43描述了用泡沫膜制成的機(jī)翼，其具有兩個(gè)彎曲的板條和膜折疊；
[0103]圖44描述了用于制造機(jī)翼的固定件；
[0104]圖45描述了具有固定到工作表面的絲網(wǎng)的膜坯；[〇1〇5]圖46描述了定位到膜坯上的圖44固定件；
[0106]圖47描述了沿桿和根部梁的切割和折疊步驟；[〇1〇7]圖48描述了應(yīng)用到膜的表面的板條和對于平面形狀的剩余部分的切割步驟;以及 [〇1〇8]圖49描述了示例性的機(jī)翼從坯的取出。
[0109]實(shí)施本發(fā)明的最佳方式
[0110]本發(fā)明的實(shí)施方式包括無線電控制的重于空氣的具有撲翼的航空器，例如撲翼機(jī)，其中通過以下實(shí)現(xiàn)飛行器方位控制:在行進(jìn)掠角中撲翼的可變差的偏轉(zhuǎn)掠角、翼的可變差的變幅和/或撲動(dòng)的翼的可變的且不同的角速度。飛行器的實(shí)施方式包括兩個(gè)翼或機(jī)翼， 其具有提供升力并且在飛行器周圍產(chǎn)生控制力矩或轉(zhuǎn)矩的主要功能。兩個(gè)這樣的機(jī)翼中的任一個(gè)可布置在飛行器的機(jī)身或結(jié)構(gòu)主體的一側(cè)上。每個(gè)翼包括根至翼尖梁或桿，該根至翼尖梁或桿具有靠近翼根的近端和靠近翼尖的遠(yuǎn)端。每個(gè)翼包括靠近桿的近端的根部梁或桁，且桁可固定地可旋轉(zhuǎn)地被定向到桿，但以其他方式與桿大致正交。每個(gè)翼的提升表面膜元件附接到各自的桿和桁，且膜和桁可圍繞桿的縱軸旋轉(zhuǎn)或樞轉(zhuǎn)。翼可被機(jī)載型撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)元件驅(qū)動(dòng)，例如至少一個(gè)馬達(dá)和機(jī)械運(yùn)動(dòng)，以便被撲動(dòng)，且其翼尖界定圍繞飛行器的縱軸的弧。如果桁圍繞桿自由行進(jìn)一定角量，則在撲動(dòng)行程期間桁的遠(yuǎn)端和提升表面的后緣趨于尾隨桿和提升表面的前部部分的運(yùn)動(dòng)。桁的遠(yuǎn)端可相對于桿可變地受約束，從而可變地限制桁圍繞桿的角程和/或改變翼膜松弛或膜的變幅。經(jīng)由機(jī)翼可產(chǎn)生推力，每個(gè)機(jī)翼的推力具有瞬時(shí)大小，這取決于桿撲動(dòng)的方向，即向前行程或向后行程，每個(gè)桁相對于其各自的桿的角度和/或翼膜的變幅的量和/或在行程期間翼的角速度。
[0111]圖1描述了航空器100,其具有兩個(gè)機(jī)翼101、102,左(左舷)機(jī)翼101和右(右舷)機(jī)翼102，每個(gè)機(jī)翼附接到航空器結(jié)構(gòu)103，例如機(jī)身，且其中在航空器的向前方向中撲動(dòng)，其中機(jī)翼的翼尖通常界定圍繞航空器100在水平平面中的弧104、105,且其相應(yīng)的飛行程度各自限定行進(jìn)掠角。
[0112]圖2A描述了示例性的機(jī)翼200,其具有前部部分(leading port1n)201，該機(jī)翼 200包括用于接納桿管元件的套筒202和用于接納桁管元件的套筒203。所描述的機(jī)翼包括布置在機(jī)翼200的表面膜上的兩個(gè)加固元件，即板條204、205。圖2B描述了圖2A的示例性的機(jī)翼的柔性，其中前部部分圍繞樞軸點(diǎn)210并且在與根部梁套筒203正交的平面中擺動(dòng)，以界定撲動(dòng)角211。圖2C描述了圖2B的示例性的機(jī)翼的柔性，其中前部部分201進(jìn)一步圍繞樞軸點(diǎn)擺動(dòng)，且桁的遠(yuǎn)端形成偏轉(zhuǎn)掠角220。后緣221和根部梁或桁的遠(yuǎn)端部分趨于尾隨前部部分201，且如果桁行進(jìn)被允許但受限制，則桁套筒203和桁的遠(yuǎn)端將形成偏轉(zhuǎn)掠角231。通常，偏轉(zhuǎn)掠角越大，由機(jī)翼產(chǎn)生的推力越小。如果允許桁減小其相對于桿的角度232，則機(jī)翼膜將經(jīng)歷增大的變幅。通常，變幅越大，由機(jī)翼產(chǎn)生的推力越小。
[0113]圖3A描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部311，其中在翼312、313中的每個(gè)的向前行程314、315中，其左機(jī)翼312偏轉(zhuǎn)例如20度，該角小于其右機(jī)翼313偏轉(zhuǎn)角例如40度。因此，左翼比右翼向上產(chǎn)生更大的推力。圖3B描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中在翼312、313的向后行程324、325中，其左機(jī)翼312偏轉(zhuǎn)例如20度，該角小于其右機(jī)翼313偏轉(zhuǎn)角例如 40度。因此，這產(chǎn)生圍繞飛行器310(在頂部上)的滾轉(zhuǎn)力矩。圖3C描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中在翼312、313的向前行程314、 315中，其左機(jī)翼312偏轉(zhuǎn)例如40度，且該角大于其右機(jī)翼313偏轉(zhuǎn)角例如20度。因此，右翼 313比左翼312向上產(chǎn)生更大的推力。圖3D描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310 具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，在翼312、313的向后行程324、325中，其左機(jī)翼312偏轉(zhuǎn)例如40度，該角大于其右機(jī)翼313偏轉(zhuǎn)角例如20度。因此，這產(chǎn)生在與圖3B的角方向相反的角方向中的圍繞飛行器310的滾轉(zhuǎn)力矩。
[0114]圖4A和4B描述了例如在圖3A和3B中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的理想化的瞬時(shí)推力矢量410-413和理想化的平均累積推力矢量420-422。對于每個(gè)翼，描述了在行程中的三個(gè)位置處的示例性的翼偏轉(zhuǎn)。因此，根據(jù)右手定則，飛行器產(chǎn)生用以實(shí)現(xiàn)右滾轉(zhuǎn)的滾動(dòng)力矩。 圖4C和4D描述了例如在圖3C和3D中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的理想化的瞬時(shí)推力矢量430-433和理想化的平均累積推力矢量430-441。再次，對于每個(gè)翼，描述了在行程中的三個(gè)位置處的示例性的翼偏轉(zhuǎn)。因此，根據(jù)右手定則，飛行器產(chǎn)生用以實(shí)現(xiàn)左滾轉(zhuǎn)的滾動(dòng)力矩。
[0115]圖5A描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中在翼312、313的向后行程324、325中，其左機(jī)翼312偏轉(zhuǎn)例如20度，該角小于其右機(jī)翼313偏轉(zhuǎn)角例如40度。因此，左翼312比右翼313向上產(chǎn)生更大的推力。圖5B描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中在翼312、313的向前行程314、315中，其左機(jī)翼312偏轉(zhuǎn)例如40度，該角大于其右機(jī)翼313偏轉(zhuǎn)角例如20度。 因此，這種布置產(chǎn)生逆時(shí)針圍繞飛行器310的偏航力矩，即左偏航運(yùn)動(dòng)。圖5C描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中在翼312、313的向后行程324、325中，其左機(jī)翼312偏轉(zhuǎn)例如40度，該角大于其右機(jī)翼313偏轉(zhuǎn)角例如20度。因此，右翼313比左翼312向上產(chǎn)生更大的推力。圖5D描述了這樣的航空器的俯視圖，該航空器具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中在翼312、313的向前行程314、315中，其左機(jī)翼312偏轉(zhuǎn)例如20度，該角小于其右機(jī)翼313偏轉(zhuǎn)角例如40度。因此，這產(chǎn)生在與圖5B的角方向相反的角方向中的圍繞飛行器310的偏航力矩，即右偏航運(yùn)動(dòng)。
[0116]圖6A描述了例如在圖5A和5B中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的理想化的平均累積推力矢量610-611，其中左翼前行程具有處于高偏轉(zhuǎn)角的左翼，左翼后行程具有處于低偏轉(zhuǎn)角的左翼，而右翼前行程具有處于低偏轉(zhuǎn)角的右翼，且右翼后行程具有處于高偏轉(zhuǎn)角的右翼。對于每個(gè)翼，描繪了在行程中的兩個(gè)位置處的示例性的翼偏轉(zhuǎn)。因此，在偏航旋轉(zhuǎn)平面640中， 推力矢量的水平分量被投影一表明飛行器產(chǎn)生用以實(shí)現(xiàn)逆時(shí)針或左偏航機(jī)動(dòng)的偏航力矩。 圖6B描述了例如在圖5C和5D中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的理想化的平均累積推力矢量650-651，其中左翼前行程具有處于低偏轉(zhuǎn)角的左翼，左翼后行程具有處于高偏轉(zhuǎn)角的左翼，而右翼前行程具有處于高偏轉(zhuǎn)角的右翼，且右翼后行程具有處于低偏轉(zhuǎn)角的右翼。對于每個(gè)翼，描述了在行程中的兩個(gè)位置處的示例性的翼偏轉(zhuǎn)。因此，在偏航旋轉(zhuǎn)平面640中，推力矢量的水平分量被投影一表明飛行器產(chǎn)生用以實(shí)現(xiàn)順時(shí)針或右偏航機(jī)動(dòng)的偏航力矩。
[0117]可通過以下產(chǎn)生俯仰力矩:改變飛行器的質(zhì)量平衡、對一個(gè)或多個(gè)撲動(dòng)馬達(dá)的不同節(jié)流和/或周期地改變機(jī)翼的偏轉(zhuǎn)角，即周期性的俯仰控制。圖7A描述了這樣的航空器 310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中其左機(jī)翼312和其右機(jī)翼313在開始翼的向前行程(前行程)時(shí)的偏轉(zhuǎn)均小于在結(jié)束向前行程時(shí)的偏轉(zhuǎn)，這被描述為較大的偏轉(zhuǎn)角，即較大的偏轉(zhuǎn)掠角。隨著翼向前飛掠，偏轉(zhuǎn)變得更大。因此，每個(gè)翼在開始向前行程期間比在結(jié)束向前行程時(shí)向上產(chǎn)生更大的推力。圖7B描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中其左機(jī)翼312和其右機(jī)翼313在開始翼的向后行程(后行程)時(shí)的偏轉(zhuǎn)均大于在結(jié)束向后行程時(shí)的偏轉(zhuǎn)，這被描述為較小的偏轉(zhuǎn)角，即較小的偏轉(zhuǎn)掠角。隨著翼向后飛掠，偏轉(zhuǎn)變得更小。因此，每個(gè)翼在開始向后行程期間比在結(jié)束向后行程時(shí)向上產(chǎn)生更大的推力。因此，這種周期性的俯仰控制產(chǎn)生向前的俯仰力矩，即在機(jī)頭下降的角方向中的圍繞飛行器的俯仰控制特性(pitching control authority)。圖7C描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中其左機(jī)翼312和其右機(jī)翼313在開始翼的向前行程(前行程)時(shí)的偏轉(zhuǎn)均大于在結(jié)束向前行程時(shí)的偏轉(zhuǎn)一這被描述為較小的偏轉(zhuǎn)角，即較小的偏轉(zhuǎn)掠角。隨著翼向前飛掠，偏轉(zhuǎn)變得更小。因此，每個(gè)翼在開始向前行程期間比在結(jié)束向前行程時(shí)向上產(chǎn)生更小的推力。圖7D描述了這樣的航空器310的俯視圖，該航空器310具有定向在向前方向的機(jī)頭端部，其中其左機(jī)翼312和其右機(jī)翼313在開始翼的向后行程(后行程)時(shí)的偏轉(zhuǎn)均小于在結(jié)束向后行程時(shí)的偏轉(zhuǎn)，這被描述為較大的偏轉(zhuǎn)角，即較大的偏轉(zhuǎn)掠角。隨著翼向后飛掠，偏轉(zhuǎn)變得更大。因此，每個(gè)翼在開始向后行程期間比在結(jié)束向后行程時(shí)向上產(chǎn)生更小的推力。因此，這種周期性的俯仰控制產(chǎn)生向后的俯仰力矩，即在機(jī)頭上升的角方向中的圍繞飛行器的俯仰控制特性。
[0118]圖8A和8B描述了分別例如在圖7A和7B中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的理想化的瞬時(shí)推力矢量810-811、830-831和分別例如在圖7六和78中的飛行器的理想化的平均累積推力矢量820、840。對于每個(gè)翼，描述了在行程中的四個(gè)位置處的示例性的翼偏轉(zhuǎn)。因此，飛行器產(chǎn)生用以實(shí)現(xiàn)向前(機(jī)頭下降)機(jī)動(dòng)的俯仰力矩。圖8C和8D描述了分別例如在圖7C和7D中的飛行器的左側(cè)和右側(cè)的理想化的瞬時(shí)推力矢量850-851、870-871和分別例如在圖7C和7D中的飛行器的理想化的平均累積推力矢量860、880。對于每個(gè)翼，描述了在行程中的四個(gè)位置處的示例性的翼偏轉(zhuǎn)。因此，飛行器產(chǎn)生用以實(shí)現(xiàn)向后(機(jī)頭上升)機(jī)動(dòng)的俯仰力矩。
[0119]圖9描述了示例性的撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件900,其包括馬達(dá)910、齒輪組件920、可旋轉(zhuǎn)地附接到驅(qū)動(dòng)齒輪930的銷928處的左臂924和右臂926,其中銷偏離驅(qū)動(dòng)齒輪930的旋轉(zhuǎn)中心。當(dāng)驅(qū)動(dòng)齒輪旋轉(zhuǎn)931時(shí)，示例性的左搖臂924和右搖臂926被周期地推動(dòng)和拉動(dòng)，且從而導(dǎo)致左桿接納器934和右桿接納器932向前和向后擺動(dòng)。
[0120]圖10A針對撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件描述了第一絞盤1012相對于可以是齒輪的旋轉(zhuǎn)元件1010 的旋轉(zhuǎn)中心的布置。第二絞盤(在該圖中未示出)布置在第一絞盤1012和旋轉(zhuǎn)元件1010之間，且第一絞盤1012和第二絞盤均圍繞偏離旋轉(zhuǎn)元件1010的旋轉(zhuǎn)中心1002的軸1001安裝。 圖10B描述了示例性的撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件和機(jī)構(gòu)1000,其包括:(a)旋轉(zhuǎn)元件1010,其具有旋轉(zhuǎn)中心和旋轉(zhuǎn)平面；(b)第一絞盤1012,其圍繞軸(未示出)安裝，該軸附接到旋轉(zhuǎn)元件1010,遠(yuǎn)離旋轉(zhuǎn)中心并且大體與旋轉(zhuǎn)平面垂直；(c)第二絞盤1018,其圍繞軸安裝；(d)第一臂1032,其安裝到第三絞盤1022,第一聯(lián)接構(gòu)件1020連接第三絞盤1022與第一絞盤1012; (e)第二臂 1030,其安裝到第四絞盤1024,第二聯(lián)接構(gòu)件1017連接第四絞盤1024與第二絞盤1018;以及 (f)第三聯(lián)接構(gòu)件1023,其連接第三絞盤1022與第四絞盤1024。在機(jī)構(gòu)的一些實(shí)施方式中， 機(jī)構(gòu)的第三絞盤1022可具有旋轉(zhuǎn)中心，第四絞盤1024可具有旋轉(zhuǎn)中心，且旋轉(zhuǎn)元件1010的旋轉(zhuǎn)中心可以與第三絞盤1022的旋轉(zhuǎn)中心和第四絞盤1024的旋轉(zhuǎn)中心基本上共線。在機(jī)構(gòu)的一些實(shí)施方式中，第一聯(lián)接構(gòu)件1020可包括繩，第二聯(lián)接構(gòu)件1017可包括繩，且第三聯(lián)接構(gòu)件1023可包括繩。左翼組件1028被描述為接合第一臂1032,且右翼組件1026被描述為接合第二臂1030。因此，馬達(dá)驅(qū)動(dòng)器1050偏置絞盤，以實(shí)現(xiàn)兩個(gè)翼組件的撲動(dòng)。
[0121]圖11A描述了具有兩個(gè)彎曲的板條111U1112的示意性的翼1100的分解圖，其中桿元件1120被插入到翼型機(jī)翼膜1101的前緣套筒1121中。套筒1121可通過將機(jī)翼膜向后拉在其自身上而被形成和/或可包括用于接納桿元件的管一圍繞該管機(jī)翼可被環(huán)繞和固定。彈性墊圈1122、1123可布置到桿元件1120的近端部分和遠(yuǎn)端部分處前緣套筒1121的每側(cè)上。 根部梁元件1130或桁元件被插入到翼型機(jī)翼膜1101的根部梁套筒1131中。桁套筒1131可通過將機(jī)翼向后拉到其自身上而被形成和/或可包括用于接納桿元件的管一圍繞該管機(jī)翼可被環(huán)繞和固定。彈性墊圈1132、1133可布置到根部梁元件1130的近端部分和遠(yuǎn)端部分處桁套筒1131的每側(cè)上。桿元件1120和桁元件1130接合角落元件1140或構(gòu)造成被臂套節(jié)元件 (arm socket element)接納的臂配合件(未示出)。圖11B描述了組裝的示例性的翼1100。膜可用例如具有1/32英寸厚度的擠出的聚乙烯泡沫片材例如包裝泡沫片材制成。板條1111、 1112、桿元件1120、桁元件1130和套管1121、1131可用碳絲制成。翼1100還可包括通過使膜靠近根部梁或桁重疊并且布置在膜層或泡沫纖維層之間制成的帶狀物(pocket)。泡沫纖維可抑制振動(dòng)并且減少撲動(dòng)的聲響效應(yīng)。
[0122]圖12描述了示例性的撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件和機(jī)構(gòu)1200,其包括類似于圖10B的實(shí)施方式的組合對的左撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件1210和右撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件1220,其中右撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件和左撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件每個(gè)具有四個(gè)絞盤，但對于翼組件具有一個(gè)臂。圖12的實(shí)施方式描述了接合撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件1200的左側(cè)部分1211的臂的左翼組件1230,其中左側(cè)組件1210的臂1211接合左側(cè)組件1210的第三絞盤1212。圖12的實(shí)施方式還描述了接合右側(cè)組件1220的臂1213的右翼組件 1240,其中右側(cè)組件1220的臂1213接合右側(cè)組件1220的第四絞盤1212。在該示例性的實(shí)施方式中，具有裝入指令的處理器例如中央處理器(CRJ)通過監(jiān)測來自翼位置傳感器1240、 1241的輸入來維持左側(cè)馬達(dá)和右側(cè)馬達(dá)之間的同步。可通過不同的前引擎節(jié)流和后引擎節(jié)流來產(chǎn)生俯仰控制特性?？赏ㄟ^不同的前行程節(jié)流和后行程節(jié)流來產(chǎn)生偏航控制特性，且滾轉(zhuǎn)控制特性可通過不同的中間行程節(jié)流和結(jié)束行程節(jié)流來產(chǎn)生，且通過附接到根部梁或桁的翼安裝的彈簧例如變幅彈簧來完成。因此，對于該示例性的實(shí)施方式，用于調(diào)節(jié)翼的偏轉(zhuǎn)角的伺服機(jī)構(gòu)不是必須的。
[0123]圖13描述了用于限制根部梁或桁行程的示例性組件1300。使用了兩個(gè)伺服機(jī)構(gòu) 1310、1320,每個(gè)由經(jīng)由孔1370-1379供給的線或繩和滑輪系統(tǒng)1330來控制桁止擋件1360-1363的位置，以允許每個(gè)機(jī)翼(未示出)的不同偏轉(zhuǎn)。每個(gè)桁止擋件附接到搖臂式滑輪元件， 該滑輪元件可處于張力中，且向后拉在繩上開啟相對的桁止擋件之間的角度。一對桁止擋件布置在撲動(dòng)組件的臂中的每個(gè)上，以便桁止擋件隨撲動(dòng)臂旋轉(zhuǎn)，以限制桁的近端的行進(jìn)。 因此，通過定位桁止擋件可以在桿撲動(dòng)期間產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和偏航特性。氣動(dòng)力趨于導(dǎo)致桁終止在行程的后面的桁止擋件上，即在向前行程期間向后的桁止擋件和在向后行程期間向前的桁止擋件?？商砑邮职褷罱Y(jié)構(gòu)件1380,該結(jié)構(gòu)件1380可經(jīng)由俯仰伺服機(jī)構(gòu)1381來旋轉(zhuǎn)，以連同桿撲動(dòng)運(yùn)動(dòng)1382延伸或收回每個(gè)翼上的桁止擋件。手把狀結(jié)構(gòu)件1340、1350可用于通過在行程期間連續(xù)地重新定位桁止擋件，而在撲動(dòng)期間產(chǎn)生俯仰特性。圖14A描述了圖13的示例性組件1400的側(cè)視圖，其中示出穿過手把狀結(jié)構(gòu)件1416的臂的端部處的孔1414的一對線或繩1410、1412。示出的伺服機(jī)構(gòu)可布置成鄰近撲動(dòng)馬達(dá)和撲動(dòng)驅(qū)動(dòng)組件。桁止擋件1363可安裝在滑輪元件上，該滑輪元件自身被受拉地安裝到支撐結(jié)構(gòu)件。圖14B描述了對于行程的特定部分，手把元件1416通過俯仰伺服機(jī)構(gòu)1318的旋轉(zhuǎn)1430,這導(dǎo)致線允許桁止擋件1363、 1362收回。即，當(dāng)桿旋轉(zhuǎn)時(shí)(離開在本闡述中的頁面)，線將拉到桁止擋件滑輪上。圖14C描述了對于行程的特定部分，手把元件通過俯仰伺服機(jī)構(gòu)1318的旋轉(zhuǎn)1431，這導(dǎo)致將線拉到桁止擋件1362、1363上，以擴(kuò)展每個(gè)之間的角度。
[0124]在與桿和根部梁或桁的平面垂直的視圖中，圖15A描述了通過圍繞在支撐結(jié)構(gòu)件上的樞軸點(diǎn)旋轉(zhuǎn)第一滑輪元件(在該視圖中被第二滑輪元件1530擋住)來旋轉(zhuǎn)第一桁止擋件1520的位置的線1510的運(yùn)動(dòng)。還在圖15A中描述了第二線1511，在該示例中第二線1511不運(yùn)動(dòng)，使第二桁止擋件1521處于靜止位置一在行程中的該位置處一因?yàn)榫€中的張力與被安裝的第二滑輪元件1530中的張力平衡。圖15B描述了圖13的底視圖，其中桁止擋件1360-1363延伸到桁的相對高的偏轉(zhuǎn)角。圖15C描述了圖13的底視圖，其中臂的撲動(dòng)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致翼改變在行程中的相對角度，且桁止擋件1360-1363以與圖15B中的角度相同的角度保持延伸。 即，俯仰致動(dòng)器可以在中性位置，以便不影響在圖14A的示例性實(shí)施方式的行程期間的偏轉(zhuǎn)角。
[0125]圖16描述了翼組件1600和用于桁止擋件1614、1616的一對滑輪元件。通過應(yīng)用每個(gè)可處于雙向伺服機(jī)構(gòu)(未示出)的控制下的兩個(gè)線，每個(gè)滑輪元件可處于張力中，且每個(gè)桁止擋件可獨(dú)立于另一個(gè)而被成角度地定位。圖17A描述了每個(gè)桁止擋件1710、1720被定位成對于向前行程和向后行程允許相對高的偏轉(zhuǎn)角的示例。使止擋件打開成寬的，諸如此的撲翼具有相對低的迎角且產(chǎn)生相對低的推力。相比之下，圖17B描述了每個(gè)桁止擋件1711、 1721被定位成對于向前行程和向后行程允許相對小的偏轉(zhuǎn)角的示例。使止擋件打開成窄的位置，諸如此的撲翼具有相對高的迎角并且產(chǎn)生相對高的推力，具有相伴隨的相對大量級(jí)的下洗流。圖18A-18C描述了通過將桁止擋件調(diào)向左側(cè)或右側(cè)以產(chǎn)生凈偏航力矩而實(shí)現(xiàn)的偏航控制1800。圖18A描述了相對于偏航航道處于中性位置的止擋件1810、1812。即，撲動(dòng)臂在向前行程中將具有與在向后行程中相同的桁偏轉(zhuǎn)角，即推力矢量將與航空器的“向上”方向一致。圖18B描述了偏斜到右側(cè)的止擋件1814、1816,其中翼的撲動(dòng)和桁在兩個(gè)止擋件之間的運(yùn)動(dòng)一在向前行程期間運(yùn)動(dòng)至一個(gè)止擋件和在向后行程期間運(yùn)動(dòng)至另一個(gè)止擋件一將產(chǎn)生具有右向分量的推力矢量。因此，在撲動(dòng)期間，實(shí)現(xiàn)止擋件偏斜至右側(cè)的飛行器將實(shí)施機(jī)頭向左指令。圖18C描述了偏斜到左側(cè)的止擋件1818、1820,其中翼的撲動(dòng)和桁在兩個(gè)止擋件之間的運(yùn)動(dòng)一在向前行程期間運(yùn)動(dòng)至一個(gè)止擋件和在向后行程期間運(yùn)動(dòng)至另一個(gè)止擋件一將產(chǎn)生具有左向分量的推力矢量。因此，在撲動(dòng)期間，實(shí)現(xiàn)止擋件偏斜至左側(cè)的飛行器將實(shí)施機(jī)頭向右指令。
[0126]圖19描述了桁行進(jìn)控制的可替代的裝置1900,其中繩或線被伺服機(jī)構(gòu)(未示出)控制，且經(jīng)由輒狀物1910上的孔1911、1912進(jìn)給到桁1920，并且被固定在桁的遠(yuǎn)端部分。圖20A 和20B描述了在撲動(dòng)2010、2020期間桁2024的方位的控制，且桁2024的方位可通過以下實(shí)現(xiàn):對于如在圖20A中的向后行程，通過旋轉(zhuǎn)繩2030或線來定位桁，并且對于向后行程，通過旋轉(zhuǎn)繩2020或線來定位桁2024。定位的偏轉(zhuǎn)角可在行程期間實(shí)現(xiàn)，且因此可根據(jù)連續(xù)地改變伺服位置指令來實(shí)現(xiàn)俯仰(例如，經(jīng)由周期性的調(diào)制)、偏航和滾轉(zhuǎn)的控制特性。
[0127]稱為支索的結(jié)構(gòu)元件可經(jīng)由球形接頭式多軸線接頭附接到翼-桁結(jié)構(gòu)，并且可大體平行于桁布置。桁或支索可接合輒狀物，并且膜的變幅可通過輒狀物的運(yùn)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)。圖 21A描述了三軸線的伺服桁和/或支索組件2100,作為桁行進(jìn)控制的另一種裝置，其中限制桁(或支索)的輒狀物2110可經(jīng)由第一伺服機(jī)構(gòu)和齒輪組件2120增大或減小變幅，即在行程期間對兩個(gè)翼而言對翼膜松弛的影響，以產(chǎn)生俯仰控制特性;經(jīng)由第二伺服機(jī)構(gòu)和齒輪組件2130在行程期間實(shí)現(xiàn)翼之間的不同量的變幅，以產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制特性；以及任選地經(jīng)由第三伺服機(jī)構(gòu)和齒輪組件2140實(shí)現(xiàn)桁行進(jìn)的偏斜，以產(chǎn)生用于偏航控制的變幅差。因此，組件 2100將用于輒狀物的多軸線方位提供到航空器的機(jī)體，以在行程期間調(diào)節(jié)翼膜變幅，從而實(shí)現(xiàn)三軸線控制。
[0128]圖21B描述了示例性的航空器，其具有如在圖10B(1000)中描述的撲動(dòng)機(jī)構(gòu)2100和如在圖21A(2100)中描述的根部梁或桁、控制機(jī)構(gòu)。在圖21B的實(shí)施方式中，每個(gè)翼2160的桁 2161接合輒狀物2110。還在上文描述的撲動(dòng)機(jī)構(gòu)是電源和處理模塊2170。飛行器可包括任選的機(jī)架2180。圖22描述了示例性的航空器2200的一部分，其具有如在圖9(900)中描述的撲動(dòng)機(jī)構(gòu)和如在圖21A中描述的根部梁或桁、控制機(jī)構(gòu)，其中根部梁2161、2262接合輒狀物 2110。圖23描述了示例性的航空器2300的一部分，其具有如在圖9(900)中描述的撲動(dòng)機(jī)構(gòu)和如在圖21A(2100)中描述的根部梁或桁、控制機(jī)構(gòu)的另一種實(shí)施方式，其中根部梁2161、 2262接合輒狀物2110。圖24A描述了朝向左機(jī)翼2410且遠(yuǎn)離右機(jī)翼2420傾斜的可定位的輒狀物2110。每個(gè)翼的桿保持在撲動(dòng)平面中且因此左機(jī)翼2410的變幅或翼松弛效應(yīng)增強(qiáng)，因?yàn)槟け扔覚C(jī)翼2420的膜更松，且因此左機(jī)翼2410比右機(jī)翼2420產(chǎn)生小的推力。圖24B描述了朝向右機(jī)翼2420且遠(yuǎn)離左機(jī)翼2410傾斜的萬向的輒狀物。每個(gè)翼的桿保持在撲動(dòng)平面中且因此右機(jī)翼的變幅比左機(jī)翼2420的變幅大，且因此右機(jī)翼2420比左機(jī)翼2410產(chǎn)生小的推力。圖24A和24B闡述了該示例性實(shí)施方式的滾轉(zhuǎn)控制特性。具有輒狀物的控制常平架可直接運(yùn)動(dòng)根部梁的后緣端部以操縱翼的變幅。
[0129]圖25A描述了桁支索系統(tǒng)2500,其中分開的桁支索2510接合輒狀物2110且提供用于可變的桁止擋杠桿2512的結(jié)構(gòu)支撐件2511。通過允許根部梁2520在可調(diào)節(jié)的桁止擋件 2521、2522之間自由運(yùn)動(dòng)，并且使支索2510或其他結(jié)構(gòu)元件將輒狀物2110的輒狀物臂2111、 2112的運(yùn)動(dòng)與翼在多軸線的接頭2550處的方位連接，可實(shí)現(xiàn)將由多軸線的輒狀物定位組件提供的俯仰控制和滾轉(zhuǎn)控制與偏航控制分離。因此，可通過伺服組件一與圖21A的組件相似，但無偏航伺服齒輪箱的兩軸線的常平架的輒狀物的側(cè)傾斜位置，來實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制，并且可通過輒狀物的前傾斜位置和后傾斜位置來實(shí)現(xiàn)俯仰控制。第三(偏航)伺服機(jī)構(gòu)用于通過例如經(jīng)由纜線2513拉或釋放杠桿來控制附接到杠桿2512的桁止擋件2521、2522的方位。圖 25B描述了杠桿2512的實(shí)施方式，杠桿2512可安裝到處于張力的支索結(jié)構(gòu)件2511，并且經(jīng)由附接到桁支索結(jié)構(gòu)件2511的纜線2513致動(dòng)。圖25C描述了拉動(dòng)杠桿2512以縮短桁止擋件的桁2590行進(jìn)距離的纜線2513。圖25D描述了釋放杠桿2512以允許桁2590的行進(jìn)距離變長的纜線2513。
[0130]圖26是航空器實(shí)施方式2600的控制系統(tǒng)和推進(jìn)系統(tǒng)的示例性的高級(jí)方塊圖。中央處理器(CPU)2602,向至少一個(gè)驅(qū)動(dòng)馬達(dá)即推力或撲動(dòng)馬達(dá)2610產(chǎn)生電壓指令，該中央處理器(CPU)2602具有可尋址存儲(chǔ)器并通過包括電池的機(jī)載電源2608誘發(fā)。指令可以是脈沖寬度調(diào)制器(PWM)?；魻杺鞲衅骺刹贾迷谇S上，以便得到撲動(dòng)頻率，并且將撲動(dòng)頻率提供到CPU 2602。在一些實(shí)施方式中，存在三個(gè)控制伺服機(jī)構(gòu)2612、2614、2616等，圖26描述了向俯仰雙向伺服機(jī)構(gòu)2612、滾轉(zhuǎn)雙向伺服機(jī)構(gòu)2614和偏航雙向伺服機(jī)構(gòu)2616產(chǎn)生指令的CPU 2602。位置傳感器2624、2626、2628可將每個(gè)伺服機(jī)構(gòu)位置2610、2612、2614、2616反饋給〇卩1] 2602。角速率測量設(shè)備例如兩個(gè)兩軸陀螺儀2618、2620可用于提供偏航角速率、俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角速率。CPU 2602可通過上行線路從無線控制器2622提供外部指令信號(hào)，且CPU 2602可經(jīng)由下行線路提供狀態(tài)或其他信息。通常，CPU 2602可經(jīng)由收發(fā)機(jī)與外部節(jié)點(diǎn)通信。 電動(dòng)和/或電子元件可經(jīng)由機(jī)載電源和或局部化學(xué)電池元件2608驅(qū)動(dòng)。
[0131]圖27是撲動(dòng)頻率控制器的高級(jí)功能的方塊圖2700,其中指示的撲動(dòng)頻率FC 2702 和得到的撲動(dòng)頻率Fest 2704是不同的，以產(chǎn)生撲動(dòng)頻率誤差￡2706。撲動(dòng)頻率誤差2706被求積分且乘以增益心2708,且撲動(dòng)頻率誤差2706乘以增益KP 2710。這兩個(gè)乘積連同撲動(dòng)頻率乘以增益Kff 2712的乘積被組合，以產(chǎn)生指令，例如主馬達(dá)電壓指令，以驅(qū)動(dòng)或推進(jìn)馬達(dá)，用于撲動(dòng)。撲動(dòng)頻率控制器連同增益或產(chǎn)生增益的步驟可以以機(jī)器可讀語言表示，被儲(chǔ)存在航空器處理器可存取的存儲(chǔ)器中，并且被執(zhí)行，以產(chǎn)生撲動(dòng)馬達(dá)電壓指令。
[0132]圖28是伺服控制器的示例性的高級(jí)方塊圖2800,其中位置指令dc2802與所測量的位置dMEAS 2804不同，以產(chǎn)生伺服位置誤差丄2806,且然后伺服位置誤差乘以伺服增益Ks 2808,以產(chǎn)生伺服馬達(dá)電壓指令u2810。對于伺服信道，伺服控制器2800連同增益或產(chǎn)生增益的步驟可以以機(jī)器可讀語言表示，被儲(chǔ)存在航空器處理器可存取的存儲(chǔ)器中，并且被執(zhí)行為一個(gè)或多個(gè)伺服機(jī)構(gòu)的伺服馬達(dá)電壓指令。
[0133]圖29是角速率控制器的示例性的高級(jí)方塊圖2900,角速率控制器可被實(shí)施以用于滾轉(zhuǎn)、俯仰或偏航速率控制。通過基于加大節(jié)流時(shí)即，在翼開始撲動(dòng)之前儲(chǔ)存的一個(gè)或多個(gè)陀螺儀讀數(shù)計(jì)算濾過的陀螺儀速率2904量值與陀螺儀速率偏斜的差別，來產(chǎn)生偏斜角速率 2902量值?？赏ㄟ^計(jì)算角速率指令與偏斜角速率2902量值的差別，來產(chǎn)生角誤差率e 2906。 可通過將角速率指令與正饋增益Kef 2910的乘積和角誤差率2906與比例速率增益KP 2912 的乘積組合，來產(chǎn)生伺服位置指令知2908。
[0134]圖30是角速率控制器的示例性的高級(jí)方塊圖3000,角速率控制器可被實(shí)施以用于滾轉(zhuǎn)、俯仰或偏航速率控制。通過基于加大節(jié)流時(shí)即，在翼開始撲動(dòng)之前儲(chǔ)存的一個(gè)或多個(gè)陀螺儀讀數(shù)計(jì)算濾過的陀螺儀速率量值3004與陀螺儀速率偏斜的差別，來產(chǎn)生偏斜角速率量值3002。數(shù)字積分器可隨時(shí)間推移對角誤差率e 3006積分?？赏ㄟ^計(jì)算角速率指令與偏斜角速率量值的差別，來產(chǎn)生角誤差率e 3006?？赏ㄟ^將角速率指令與正饋增益Kef 3010的乘積和角誤差率與比例速率增益Kp 3012的乘積連同積分的角誤差率與增益K〗3014的乘積組合，來產(chǎn)生伺服位置指令Sc 3008。
[0135]圖31描述了示例性的翼，其具有桿、根部梁和膜，具有桿折疊部分3110和根部梁折疊部分3110和第一板條3130。圖32描述了圖31的翼的橫截面圖，其中第一板條3130是布置在膜表面上的棒狀絲(rod-shaped filament)，第二板條3140是平行六面體狀。圖33描述了圖31的視圖上的邊緣，描述了膜圍繞桿的可旋轉(zhuǎn)性。圖34描述了圖31的翼的橫截面圖，其中膜3102圍繞3400管環(huán)繞，在管內(nèi)布置有桿或根-至-翼尖梁。膜的重疊表面可通過環(huán)氧樹脂或熱處理部分地接合。圖35描述了附接的另一種方式，其中可以是與膜的材料相同材料的分離式材料部件3500用于將管3400附接到膜3103。圖36描述了附接的另一種方式，其中膜邊緣3610具有從邊緣看時(shí)的t形部分3611，且t形部分或正交的邊緣表面沿縫插入到桿管3620內(nèi)，且可通過經(jīng)由熱或環(huán)氧樹脂固定的桿元件的壓力而被保持在適當(dāng)位置。圖37描述了示例性的具有兩個(gè)板條和膜折疊部分的機(jī)翼。圖38描述了示例性的具有兩個(gè)板條和膜折疊部分且其中板條具有膜覆蓋物(membrane overlay)3810、3810的機(jī)翼。圖39描述了圖37 的機(jī)翼，其具有兩個(gè)板條3710、3711和兩個(gè)折疊區(qū)域3720、3721，且其中膜材料是泡沫膜。圖 40描述了不具有板條且無膜折疊的機(jī)翼。圖41描述了具有兩個(gè)板條、膜折疊和在桿4110和根部梁4120之間的弓形切口區(qū)域4100的機(jī)翼。圖42描述了與其他示例相比表面積減少的且無折疊區(qū)域或板條的有角度的機(jī)翼平面形狀。圖43描述了用泡沫膜制成的機(jī)翼，其具有兩個(gè)彎曲的板條4310、4311和膜折疊。圖44描述了固定件(fixture)4400和可利用的管4430和 4440,固定件4400用于制造具有附接到固定件440的桿4410和根部梁4420的機(jī)翼。圖45描述了具有固定到工作表面的絲網(wǎng)的膜還(membrane blank)4500。圖46描述了定位到膜還上的圖44固定件。圖47描述了膜的切割和沿桿和根部梁的折疊步驟。圖48描述了應(yīng)用到膜的表面的板條5010、5011和對于平面形狀的剩余部分的切割步驟。圖49描述了示例性的機(jī)翼 5110從坯4500的取出。
[0136]本領(lǐng)域技術(shù)人員將理解，本文中描述的元件、部件、步驟和功能還可細(xì)分、組合和/ 或改變，且仍在本發(fā)明的實(shí)施方式的精神內(nèi)。因此，應(yīng)理解，所公開的實(shí)施方式的各種特征和方面可彼此組合或被取代，以形成與通過示例公開的方式不同的本發(fā)明的方式。意圖是本文通過示例公開的本發(fā)明的范圍不應(yīng)被上述的具體公開的實(shí)施方式限制。因此，本發(fā)明通過示例方式而非限制方式公開，且因此應(yīng)參考所附的權(quán)利要求來確定本發(fā)明的范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種翼，包括:桿，其接合配合件；梁，其接合與所述桿大致垂直的配合件，所述梁可旋轉(zhuǎn)地耦合到所述桿，以選擇性地減 小所述梁相對于所述桿的角度；桿管，其圍繞所述桿的一部分布置；梁管，其圍繞所述梁的一部分布置；織物，其附接到所述梁管和所述桿管；以及第一板條，其布置在所述織物上，并且在從所述梁和所述桿的相交處成徑向的方向上 延伸，所述第一板條具有靠近所述機(jī)翼的邊緣的遠(yuǎn)端;并且其中所述織物的增大的變幅由減小所述梁相對于所述桿的角度引起。2.如權(quán)利要求1所述的翼，還包括第二板條，所述第二板條布置在所述織物上，并且在 從所述梁和所述桿的相交處成徑向的方向上延伸，所述第二板條具有靠近所述機(jī)翼的邊緣 的遠(yuǎn)端。3.如權(quán)利要求1所述的翼，還包括根部套節(jié)，所述根部套節(jié)構(gòu)造成固定地接納所述梁并 且構(gòu)造成可旋轉(zhuǎn)地接納所述桿。4.如權(quán)利要求1所述的翼，其中所述翼的平面形狀由周邊點(diǎn)界定，所述周邊點(diǎn)包括:所 述第一板條的所述遠(yuǎn)端、所述桿的遠(yuǎn)端部分、所述梁的遠(yuǎn)端部分、所述桿的近端部分和所述 梁的近端部分。5.如權(quán)利要求1所述的翼，其中所述織物包括聚氟乙烯膜。6.如權(quán)利要求1所述的翼，其中所述織物包括還包含纖維網(wǎng)的聚氟乙烯膜。7.如權(quán)利要求1所述的翼，其中包含纖維網(wǎng)的所述織物包括纖維網(wǎng)的交叉線，所述纖維 網(wǎng)的線以相對于所述梁管和相對于所述桿管傾斜的角度定向。8.如權(quán)利要求1所述的翼，其中所述桿包括碳棒，且所述第一板條包括碳棒。9.一種飛行器控制的方法，包括:提供控制組件，所述控制組件包括:第一撲翼，其具有行進(jìn)掠角并具有偏轉(zhuǎn)掠角，所述第一撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn) 掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角；第二撲翼，其具有行進(jìn)掠角并具有偏轉(zhuǎn)掠角，所述第二撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn) 掠角和向后偏轉(zhuǎn)掠角；其中所述第一撲翼在徑向方向上從所述飛行器延伸，且所述第二撲翼在徑向方向上從 所述飛行器的與所述第一撲翼大致相對的一側(cè)延伸；以及通過形成以下中的至少一個(gè)來產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩和偏航轉(zhuǎn)矩中的至少一個(gè):所述第一撲翼 的向前偏轉(zhuǎn)掠角和所述第二撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異，所述第一撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠 角和所述第二撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異，以及所述第一撲翼的根部梁相對于所述第 一撲翼的桿的角度之間的差異。10.如權(quán)利要求9所述的飛行器控制的方法，還包括:通過基于所述第一撲翼的掠角改變所述第一撲翼的向前偏轉(zhuǎn)角并且通過基于所述第 二撲翼的掠角改變所述第二撲翼的向前偏轉(zhuǎn)角來產(chǎn)生俯仰轉(zhuǎn)矩。11.如權(quán)利要求9所述的飛行器控制的方法，還包括:通過基于所述第一撲翼的掠角改變所述第一撲翼的向后偏轉(zhuǎn)角并且通過基于所述第 二撲翼的掠角改變所述第二撲翼的向后偏轉(zhuǎn)角來產(chǎn)生俯仰轉(zhuǎn)矩。12.—種飛行器控制的方法，包括:提供控制組件，所述控制組件包括:第一撲翼，其具有行進(jìn)掠角，其中所述第一撲翼包括附接到根部梁和桿的膜，所述膜具 有經(jīng)由所述根部梁相對于所述桿的旋轉(zhuǎn)可調(diào)節(jié)的表面張力；第二撲翼，其具有行進(jìn)掠角，其中所述第二撲翼包括附接到第二根部梁和第二桿的第 二膜，該膜具有經(jīng)由所述第二根部梁相對于所述第二桿的旋轉(zhuǎn)可調(diào)節(jié)的表面張力；其中所述第一撲翼在徑向方向上從所述飛行器延伸，且所述第二撲翼在徑向方向上從 所述飛行器的與所述第一撲翼大致相對的一側(cè)延伸；以及通過在所述第一撲翼的變幅和所述第二撲翼的變幅之間形成差異來產(chǎn)生以下中的至 少一個(gè):俯仰轉(zhuǎn)矩、滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩和偏航轉(zhuǎn)矩，在所述第一撲翼的變幅和所述第二撲翼的變幅之 間形成差異是通過以下中的至少一個(gè)來實(shí)現(xiàn)的:i)可變地限制所述根部梁圍繞所述桿的角 程，以及ii)改變所述第一撲翼的所述根部梁相對于所述第一撲翼的所述桿的角度。13.如權(quán)利要求12所述的飛行器控制的方法:其中所述第一撲翼還包括偏轉(zhuǎn)掠角，所述第一撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向 后偏轉(zhuǎn)掠角;且其中所述第二撲翼還包括偏轉(zhuǎn)掠角，所述第二撲翼的偏轉(zhuǎn)掠角包括向前偏轉(zhuǎn)掠角和向后偏 轉(zhuǎn)掠角;并且所述方法還包括:通過形成以下中的至少一個(gè)來產(chǎn)生偏航轉(zhuǎn)矩:所述第一撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角和所述第 二撲翼的向前偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異，以及所述第一撲翼的向后偏轉(zhuǎn)掠角和所述第二撲翼的 向后偏轉(zhuǎn)掠角之間的差異。
【文檔編號(hào)】B64C33/02GK105966616SQ201610320131
【公開日】2016年9月28日
【申請日】2010年6月4日
【發(fā)明人】馬修·托德·基農(nóng), 卡爾·羅伯特·克林格比爾, 亞歷山大·安德留科夫, 巴特·迪安·希布斯, 約翰·彼得·茲萬
【申請人】威羅門飛行公司