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用于微型 飞行器的被动旋翼控制机构

阅读：1043发布：2020-08-15

专利汇可以提供用于微型飞行器的被动旋翼控制机构专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且用于在一个旋翼内实现传统的循环控制的行为和益处的技术可使用简单的欠促动被动机构来实施。使用所公开的技术的飞行器通过调节平均旋翼速度来维持提升推力以及通过马达转矩的协调的脉动来生成控制力矩。马达转矩的迅速的脉动引起螺旋桨攻角的振荡，且因此导致“循环控制”而不要求传统的辅助促动器和连杆组。MAV推进系统可使用最小数量的促动器而具有推力和力矩目标的双重作用。，下面是用于微型飞行器的被动旋翼控制机构专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种系统，包括：
马达；
与所述马达通信地连接的处理器；和
与所述处理器通信地联接的存储器，所述存储器具有存储在其内的计算机可读指令，所述计算机可读指令如果被处理器执行则导致所述处理器执行操作，所述操作包括：
调节航空器的旋翼的平均速度以维持提升推力；和
使所述航空器的马达的转矩脉动以生成控制力矩。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述控制力矩基于所述旋翼的位置的估计。
3.根据权利要求2所述的系统，其中，所述旋翼的位置的估计基于使用高分辨率磁性编码器的直接测量。
4.根据权利要求2所述的系统，其中，所述旋翼的位置的估计基于作用在被测量的航空器运动上的观测器算法的输出和所指令的姿态修正。
5.根据权利要求2所述的系统，其中，所述旋翼的位置的估计基于使用定时从装置在每转一次索引之间插值。
6.根据权利要求2所述的系统，其中，所述旋翼的位置的估计基于使用所述航空器的马达的已知的换向速度从装置在每转一次索引之间插值。
7.根据权利要求6所述的系统，其中，所述装置是机械、光学或磁性装置。
8.根据权利要求1所述的系统，进一步操作包括：
施加信号，包括将与旋翼的旋转同相的正弦驱动转矩叠加在平衡旋翼的阻力所需要的马达的稳定驱动转矩之上。
9.根据权利要求1所述的系统，其中，所述旋翼包括带有第一轴线的第一铰链和带有第二轴线的第二铰链，其中所述第一轴线与所述第二轴线平行。
10.一种航空器，包括：
桨榖；
马达；
与所述马达和所述桨榖连接的轴；和
旋翼，其中所述轴将转矩传递到所述旋翼，其中所述马达的转矩被脉动以生成用于航空器的控制力矩。
11.根据权利要求10所述的航空器，进一步包括：
通过第一铰链附接到所述桨榖的第一螺旋桨叶片和通过第二铰链附接到所述桨榖的第二螺旋桨叶片，其中所述第一铰链和所述第二铰链被适当地布置，以有助于生成控制力矩。
12.根据权利要求11所述的航空器，其中，所述第一铰链的轴线和所述第二铰链的轴线相互平行地包含在包含所述马达的轴线的垂直平面内。
13.根据权利要求11所述的航空器，其中，所述第一铰链的轴线和所述第二铰链的轴线被偏斜出平面以影响领先-滞后运动和挥舞运动之间的耦合，以引起空气动力学攻角的改变。
14.根据权利要求11所述的航空器，进一步包括挥舞铰链，其中所述挥舞铰链被连接在所述桨榖和所述第一铰链之间或所述第一铰链和所述第一螺旋桨叶片之间。
15.根据权利要求10所述的航空器，进一步包括：
附接到所述桨榖的螺旋桨叶片，其中所述螺旋桨叶片是适当地柔性的，以有助于生成控制力矩。

说明书全文

用于微型飞行器的被动旋翼控制机构

[0001] 相关申请的交叉引用

[0002] 本申请要求2013年3月14日提交的名为“PASSIVE ROTOR CONTROL MECHANISM FOR MICRO AIR VEHICLES(用于微型飞行器的被动旋翼控制机构)”的美国临时专利申请No 61/783,743的权益，其内容在此通过引用合并于此。

技术领域

[0003] 技术领域一般地涉及飞行器，且更特定地涉及用于实现微型飞行器内的姿态控制的被动旋翼控制机构。

背景技术

[0004] 现代的小型无人航空器(UAV)和微型飞行器(MAV)一般地分为两个类别：优选地用于长距离巡航的普通飞机类飞行器(airplane-like craft)和优选地用于悬停和紧密操纵的直升机类飞行器(helicopter-like craft)。可悬停的MAV的类别主要通过如何生成姿态修正力矩和力来区分。典型的直升机利用了辅助伺服促动器和复杂的斜板机构来通过每转主动地改变主螺旋桨的攻角，此策略称为“循环控制”。此传统机构的成本和机械复杂性是驱使研究人员向“四旋翼”飞行器努力的主要因素之一，其以四个简单的螺旋桨替换一个复杂的螺旋桨。

[0005] 期望对于复杂的斜板机构的替代，其提供类似的能力但用更少的移动部件。本发明解决了现有技术中的此需求和其他需求。

发明内容

[0006] 利用了公开的螺旋桨策略的飞行器通过调节平均旋翼速度维持提升推力，且通过马达转矩的协调的脉动生成控制力矩。在实施例中，系统包括马达，与马达通信地连接的处理器；和与处理器通信地联接的存储器。存储器可以具有存储在其内的计算机可读指令，所述计算机可读指令如果被处理器执行则导致处理器执行操作，所述操作包括：调节航空器的旋翼的平均速度以维持提升推力，和航空器的马达的转矩的脉动以生成控制力矩。

[0007] 在另一个实施例中，航空器可以包括桨榖、马达、与马达和桨榖连接的轴、和旋翼。马达轴可将转矩传递到旋翼，使得马达的转矩被脉动，以生成用于航空器的控制力矩。

[0008] 提供此发明内容以用简化的形式介绍概念的选择，其将在具体实施方式中在下文中进一步描述。此发明内容不意图于给出所要求的主题的关键特征或基本特征，也不意图于用于限制所要求的主题的范围。此外，所要求的主题不限于解决在此公开的任何部分中提及的任何缺点或全部缺点的限制。附图说明

[0009] 从如下的结合附图的示例给出的描述中可得到更详细的理解，其中：

[0010] 图1是包括传统的斜板元件的飞行器的部分的典型图示；

[0011] 图2是由不同的升力和阻力生成的四旋翼控制力矩的典型图示；

[0012] 图3是美国专利5,259,729中的控制系统的图示；

[0013] 图4图示了飞行器的可用于实施被动旋翼控制机构的部件；

[0014] 图5图示了安装到小负荷传感器且在铝吊架上无地效支持的旋翼壳体；

[0015] 图6是用于通过转矩调制的循环桨距控制的铰接旋翼的典型图示；

[0016] 图7是带有简化的几何形状的点的铰接旋翼的典型图示；

[0017] 图8是一系列坐标系的典型图示；

[0018] 图9示出了净控制力矩响应幅值；

[0019] 图10示出了净控制力矩响应方向；

[0020] 图11a示出了几何上类似的铰接螺旋桨和硬式桨榖螺旋桨的推力与RPM的性能比较；

[0021] 图11b示出了几何上类似的铰接螺旋桨和硬式桨榖螺旋桨的阻力与RPM的性能比较；

[0022] 图11c示出了几何上类似的铰接螺旋桨和硬式桨榖螺旋桨的推力与阻力的性能比较；

[0023] 图12示出了几何上类似的铰接螺旋桨和硬式桨榖螺旋桨的品质因数；

[0024] 图13a示出了处于1087rpm的铰接旋翼的转矩波动测量值；

[0025] 图13b示出了转矩波动的单边FFT；

[0026] 图14是典型的“腿行机器人”无刷马达，该马达在内环上具有12个静止的线圈且在外部的移动壳体上具有14个磁体；

[0027] 图15是等价的线圈-磁体相对构造的典型图示；

[0028] 图16示出了马达转矩和响应力矩；

[0029] 图17示出了经低通滤波的马达转矩和响应力矩；

[0030] 图18a示出了铰接螺旋桨对于在幅值和相位上的阶跃的俯仰和横滚力矩响应；

[0031] 图18b示出了铰接螺旋桨对于在幅值输入上的阶跃的俯仰和横滚力矩响应；

[0032] 图18c示出了铰接螺旋桨对于在相位输入上的阶跃的俯仰和横滚力矩响应；和[0033] 图19是代表了一般用途计算机系统的典型的方框图，其中可以合并在此公开的方法和系统的方面或其部分。

具体实施方式

[0034] 传统的直升机利用了辅助伺服促动器和复杂的斜板机构来通过每转主动地改变主螺旋桨的攻角，此策略称为“循环控制”。图1是包括斜板的飞行器的部分的典型图示。椭圆102和椭圆104包括斜板元件，所述斜板元件可以包括大约20个零件。公开了用于飞行器的在一个旋翼内以欠促动的被动机构来实现传统的循环控制的行为和益处的技术。

[0035] 在此使用的一些术语的简述。旋翼和螺旋桨在此同义地使用。旋翼/螺旋桨典型地指散装装置。旋翼叶片和螺旋桨叶片在此同义地使用。旋翼叶片/螺旋桨叶片指空气动力学元件的一个，如在一侧的“正旋翼叶片”相对于在另一侧的“负旋翼叶片”中。旋转轴线和中心轴在此同义地使用。这指旋翼绕其旋转的假想的线。马达轴是通常与旋转轴线对齐的物理部件。术语“攻角”和“叶片桨矩”并非同义，但为紧密相关的概念。

[0036] 作为背景技术，传统的直升机设计已通过如下假定获知，即大推力促动器具有慢特征响应，从而需要分开的促动器和复杂的连杆组系统以用于高带宽控制。Premium业余爱好(hobby)直升机模型典型地合并了更类似传统的全尺寸直升机的全斜板系统。玩具模型可以省去斜板且作为替代使用另外的微型螺旋桨，以弱地推动或倾斜直升机以行进。相比之下，四旋翼“四旋翼(quadrotor)”飞行系统将多个同样的旋翼协调，以实现推力和力矩目标两者。最终，已做出了一些努力以使用通过连杆组的间接驱动从单个促动器实现推力和力矩两者。在此所论述的贡献针对可使用具有两个作用的最小数量的促动的MAV推进系统的原始实现、分析和验证。

[0037] 直升机典型地具有一个主动力总成和提升旋翼，以及分开的尾部旋翼以控制偏航，以及两个分开的伺服促动器以控制在俯仰和横滚方向上的力矩。具有大约为一米的旋翼直径的此类型的中等规模的平台可由专业飞行员或自动控制灵活地掌控。传统直升机的修改在于通过两个反向旋转的同轴的主旋翼来取消尾部螺旋桨。此方式已被发现对于小规模应用具有一些优点，最显著地用于European muFly项目。在单旋翼和同轴直升机形式两者中，关于俯仰和横滚的空气动力学控制力矩通过使用辅助伺服器在旋翼叶片旋转时主动地改变旋翼叶片的桨矩来生成。改变与旋翼旋转相位锁定的攻角导致升力在有效旋翼盘上的非对称分布且生成了被直升机体感觉到的控制力矩。循环桨矩振荡量及其相对于直升机体的相位通常通过专用的横滚和俯仰伺服器通过斜板连杆组来控制。此复杂的机械连杆组允许从相对低带宽促动器的稳定的设定点，以控制在超过16Hz的旋翼频率下的循环振荡的幅值和相位。

[0038] 循环使能的旋翼的若干变化被使用，每个要求略微不同的建模假定。对于小规模飞行器的选择是将旋翼叶片考虑为在其基部处附接到桨榖的硬式结构，关于其长轴线具有被促动的自由度(桨矩变化或顺桨)，但关于其基部不存在向上离开旋翼平面的旋转自由度(挥舞)或侧向在旋翼架内的旋转自由度(领先/滞后)。响应于循环指令θcyc的绕体x和y轴线的时间平均力矩和Mθ可以通过将旋翼叶片上的空气动力学力积分来计算。在一些模型中，在沿直升机叶片的静止半径r处的升力的微元dL可以从空气密度ρ、叶片翼弦c、由于旋转速度ω和局部半径r导致的局部来流速度ωr、升力曲线斜率常数a和控制输入θcyc来计算。

[0039]

[0040] 此升力的微元与局部半径向量相乘以得到对于空气动力学力矩的差异贡献，且然后沿旋翼叶片的长度且对于螺旋桨的一转被积分，以得出有效促动器盘控制力矩。对于循环桨矩控制系统的任何其他变量的空气动力学力的计算将非常类似接续。

[0041] 在大型航空器中，循环桨矩控制允许在推力和控制生成促动器之间的严格的分离。这允许对于具有高功率和慢响应时间的升力发动机和具有高频率相应的伺服控制促动器的分开的优化。当航空器规模减小(例如，MAV)时，斜板的复杂性和体量具有增加的意义。这最终是驱动了作为DARPA纳米飞行器(Nano Air Vehicle)(NAV)倡议的部分的Draper同轴直升机的机械设计的关键性技术挑战。

[0042] 四旋翼平台具有高度瞩目的成功，这导致了将技术商业化以用于业余爱好交流平台的若干尝试。一般地，这些装置利用了简单的硬式旋翼且省去了被动稳定性机构，例如典型地用于单旋翼直升机的跷板旋翼和平衡杆。通过利用四个简单的独立地被控制的旋翼，这些装置消除了对于斜板控制机构及其相关的推力和力矩控制促动分割的需求。

[0043] 典型的四旋翼利用了四个关于主体对称地布置的且在平面内共同布置的类似的旋翼，如在图2中图示。旋翼的两个相对的对是匹配的组，一对顺时针旋转且另一对逆时针旋转。四个旋翼的净推力生成了升力，且对于四个旋翼的控制的简单的组合可产生绕主体轴线的总力矩。增加顺时针旋翼组的速度同时降低逆时针旋翼组的速度，则由于阻力不平衡生成了偏航力矩，而不激励横滚响应。类似地，增加一个对的一个构件的速度同时适当地降低其配合旋翼的速度生成了绕垂直轴线的横滚力矩，而不激励偏航响应。在两个情况中，净推力可以维持不变。

[0044] 通过输入的组合，四旋翼在推力和控制的混合横滚中利用了四个相同的促动器。然而，这些飞行器仍要求四个促动器，类似于传统同轴直升机的两个旋翼马达和两个伺服器。机器人领域已使用了四旋翼形式，因其操作原理与相对简单的有用的模型相符合，且这些装置普遍是鲁棒的且可修缮的。此简单性不减少飞行所需的促动器的数量，然而，增加的功率消耗可能与保持四个分布的旋翼所要求的添加的结构相关，且增加的质量与动力总成的划分相关。

[0045] 授予Fujihira等人(在后文中称为Fujihira)的美国专利5,259,729描述了用于在直升机中通过单个主马达的调制实现控制力矩的替代的方法。在此实施例中，单个旋翼的相对的叶片被融合且可以绕其共同的长轴线一起旋转，导致对于两个叶片的互补的增加桨矩和减小桨矩的运动。螺旋桨并非刚性地固定到驱动轴，而是通过距旋转中心小的距离的短的柔性的连接杆间接地驱动。此连接的几何形状使得通过此偏心连杆组驱动旋转的马达转矩必然地施加了绕叶片的长轴线的附加转矩，如在图3中图示，图3来自于所述美国专利。作为结果，马达转矩中的处于螺旋桨旋转频率的高频脉冲引起了叶片桨矩的振荡，模仿了一般与斜板系统相关的循环桨矩控制的作用。

[0046] Fujihira的装置通过机械地使能驱动螺旋桨速度和推力的低频信号分量和驱动叶片桨矩振荡和主体运动的高频信号分量之间的大程度的分离，实现了其主促动器的多模式使用。Fujihira的方案比斜板具有更大的机械复杂性，包括需要支持螺旋桨绕其长轴线自由顺桨以及马达驱动板和螺旋桨之间的精确几何形状的连杆组。

[0047] 在此，建议了脉动旋翼控制方法，其可表达为桨矩的受控的循环变化而无辅助促动器或外部连杆组。利用了所公开的螺旋桨策略的微型飞行器(MAV)通过调节平均旋翼速度维持了提升推力，且通过马达转矩的协调的脉动生成控制力矩。马达转矩的迅速脉动引起螺旋桨的攻角的振荡，且因此导致“循环控制”而不要求传统的辅助促动器和连杆组。控制力矩通过马达转矩的协调的脉动生成，且希望的推力通过驱动旋翼速度的平均转矩值来分开地维持。

[0048] 图4图示了飞行器的分开的部件130，所述部件130可以用于实施被动旋翼控制机构。除其他之外，飞行器部件130包括桨榖131、铰链133、铰接销135、螺旋桨叶片141、马达轴137、马达139和磁体140。磁体140可以用作旋转传感器。图5是安装到小负荷传感器(load cell)且在铝吊架上无地效支持的马达壳体。图5图示了在图4中所示的部件在组装之后的情况。

[0049] 图6是用于通过转矩调制的循环桨矩控制的铰接旋翼的典型图示。正旋翼叶片116与铰链118连接。铰链118具有通过线115代表的轴线。负旋翼叶片117与铰链121连接。铰链121具有通过线114代表的轴线。负旋翼叶片117的桨矩旋转通过线123指示。
铰链118和铰链121与桨榖119连接。桨榖119具有旋转轴线113，所述旋转轴线113具有旋转方向112。

[0050] 在实施例中，桨榖119(例如，中心地定位于飞行器内的桨榖)与马达轴(未示出)刚性地连接，所述马达轴沿旋转轴线113走向且将转矩传递到旋翼。对应于铰链118的轴线115和对应于铰链121的轴线114可以相互处于平行且共面，且与桨榖119的旋转轴线113共面。正旋翼叶片116可以使其铰链(即铰链118)的顶部向马达轴以角度α(例如，图7中的角度α)倾斜。马达(未示出)可以将脉动的向前转矩在旋转方向112上施加到桨榖119。由于正旋翼叶片116的惯性，正旋翼叶片116然后可以相对于桨榖119的向前旋转在铰链118上向后旋转。铰链118的定向导致此运动增加了旋翼叶片116的攻角。类似地，后退转矩可以替代地将正旋翼叶片116向前关于铰链118弯曲，且减小叶片攻角。由于互补的轴线几何布局，互补的负旋翼叶片117具有对于转矩的相反的响应。作为结果，当桨榖119加速时在正旋翼叶片116一侧上存在升力的净正差额，且当桨榖119减速时在正旋翼叶片116一侧上存在升力的净负差额。与旋翼旋转同相的正弦驱动转矩可导致每个旋翼叶片(正旋翼叶片116和负旋翼叶片117)当其关于飞行器的前部旋转时在每转上具有增加的攻角，且当其关于飞行器的后部旋转时在每转上具有减小的攻角。作为结果的前和后平均升力不平衡导致有用的姿态控制力矩。此控制力矩可以在任何方向上获得且可以用于使飞行器俯仰或横滚。

[0051] 在另一个实施例中，铰链线(例如，铰链线115和铰链线114)可替代地偏斜出平面，以影响领先-滞后(向前-向后)和挥舞(上-下)运动之间的耦合，这也引起空气动力学攻角的改变。也不存在对于铰链轴线相互平行或对称的严格要求。在另一个实施例中，靠近桨榖119添加挥舞(上和下)铰链或弯曲可降低被传递到飞行器体的不希望的振动。这样的铰链可作为铰链118的补充被布置在桨榖119和铰链118之间或布置在铰链118和正旋翼叶片116之间，且另一个铰链可类似地靠近铰链121布置。

[0052] 参考图6、图4、图5的设计和在此论述的实施例，非常类似于通过斜板和伺服促动器所生成的桨矩变化，脉动旋翼转矩产生了循环桨矩变化。通过改变驱动正弦调制的幅值，调整了控制力矩的幅值，且通过改变信号相对于机身的相位，影响了在俯仰和横滚平面内的控制力矩的方向。通过将此脉动旋翼与传统的直升机尾部旋翼配合或通过采用同轴旋翼构造，飞行器可以可选择地获得超过横摆的力度。在此情况中，作为结果的两促动器系统实现了与传统的四促动器直升机或四旋翼四旋翼类似的控制自由度。

[0053] 所建议的螺旋桨系统的物理实现被构造用于测试。在实施例中，驱动马达是12极、740Kv无刷马达。此马达由于其低Kv常数而适合于用于驱动与不带有变速器的直升机系统结合的大型低速旋翼，其中Kv常数表达了每伏马达电动势(EMF)的旋翼每分钟转数(RPM)。三部分螺旋桨桨榖由塑料聚合物制造。固定的桨榖与马达轴使用标准的铝安装芯轴对接，且然后两个塑料叶片夹沿钢丝铰链与中心桨榖对接。每个旋翼的空气动力学元件是商用螺旋桨叶片，其被修改以与定制的旋翼夹对接。所选择的叶片导致了39cm的旋翼盘直径且被规定以大约1000rpm和1N的推力操作。

[0054] 马达转矩的循环控制可以用绝对旋翼位置的知识--从设计为用于飞行系统的非定制的无刷马达控制器不可获得的信息--来实施。在内控制回路内的计算用于从自动驾驶仪的推力和力矩要求合成合适的高频调制的指令。可使用高性能无刷马达控制器，其满足推力和力矩两者的要求，同时也提供了在实验评估中有用的另外的双向通信和诊断能力。在实施例中，使用马达控制器可涉及安装外部霍尔效应传感器，其将旋翼位置分辨至1/4096转，或小于0.1度。在实施例中，如在图4中所示的，磁体(例如，磁体140)附接到马达的底部，且当马达被起动时磁体旋转。静止的霍尔效应传感器附接到机身。磁体的定向被测量，以便测量旋翼的定向。这是使用高分辨率磁性编码器的直接测量的示例。

[0055] 存在若干估计旋翼位置的方法。在实施例中，不带有附接的传感器的无刷马达控制器足以。无刷马达控制器可以构造为估计马达位置，以便进行其电换向且沿相同的线可以用于估计旋翼的位置。在另一个实施例中，可使用定时或已知的马达换向速度从廉价的机械、光学或磁性装置在每转一次索引之间进行插值。替代地，旋翼位置可不使用另外的传感器，而通过作用在被测量的航空器运动上的观测器算法和所指令的姿态修正来估计。

[0056] 所建议的铰接螺旋桨的动态特性确定了桨矩振荡和相应的体力矩对于所施加的转矩的高频分量的敏感性。有益的是理解多种物理设计参数在确定系统行为中所起的作用，所述参数中包括铰链的倾斜角。系统的完全的模型通常合并了连杆组运动学、实体动力学和空气动力学促动。在此所述的此建模工作关注于运动学和实体动力学，因为桨矩振荡对于输入转矩的响应即使在不存在空气动力学促动时也是有益的。

[0057] 对于所建议的螺旋桨的运动学模型包括桨榖和两个叶片，其中所述三个实体通过两个铰链连接。一个叶片将在此被考虑，因为非对称的相对件的分析可以类似地进行。在图7中所示的简化的几何形状中的点包括在马达轴线上惯性固定的O、处在铰链轴线上的点P和位于叶片质心处的点Q。也将有益的是考虑一系列通过简单的旋转相关的坐标系和轴线，且所述坐标系和轴线在图8中图示。惯性坐标系A布置为使得轴线a3与桨榖的旋转轴线对齐。桨榖固定的坐标系B通过将A关于a3旋转过角度θ而使得b1径向指向铰链点来得到。铰链坐标系C通过从B关于b2旋转固定的角度α，使b3到c3而沿铰链线指向来得到。最后，叶片固定的坐标系D通过关于c3旋转角度使c1到d1来得到。

[0058] 使用拉格朗日方程导出运动方程。首先计算系统的动能。模型然后合并了桨榖上的外部促动转矩和由于在铰链处的扭转弹簧和阻尼器项的桨榖与叶片之间的力。对于此完整系统的拉格朗日方程产生了对于θ和的常微分方程，其用广义速度θ˙和和广义力Qθ和表示。在桨榖处的驱动马达转矩τ是广义力且铰链弹簧刚度和阻尼表现为广义力

[0059] 半旋翼系统的数字仿真显示了锁定到桨榖旋转的正弦输入转矩耦合到铰链角度中的相位锁定的振荡。攻角的此振荡是希望的效果，这可以导致在物理系统内的净空气动力学力矩。开发了固定的测试台以允许在受控的环境中通过实验估计开环螺旋桨响应。马达被容纳在定制的3D打印的支架内，所述支架也包含了旋翼位置传感器。螺旋桨组件部件(例如，如在图4中所示)附接到马达的输出轴。壳体安装到刚性地附接到铝测试台的吊架的六级测量力和转矩传感器，如在图5中所示。

[0060] 测试数据从马达控制器的自身状态报告和来自保持马达模块的力转矩传感器的数据两者来累积。力/转矩传感器向以20kHz采样的12位NI DAQ发送模拟信号。Matlab代码解释了六个应变计通道，以计算施加到传感器的面上的在三个方向的力和绕三个轴线的力矩。此系统能够分辨1/320N的力以及1/64Nm的转矩，且很适合于此应用，其中典型的推力可以是1N且典型的阻力为30Nmm。在每个测试之前，将传感器归零，以对于应变或旋翼构造的变化而调整。Matlab测试脚本也捕获了马达控制器自身的对于旋翼位置和速度的在500Hz下的测量值，以及瞬时指令脉宽。测试从在7.4V的电源进行且电流的手动测量值由数字万用表记录。

[0061] 旋翼系统，作为促动器，将输入信号映射到生成的力矩。为表征关系，旋翼被驱动到稳定的额定操作条件且然后在驱动幅值的范围上施加振荡控制。时间平均的力矩响应幅值被计算以及被相对于相应的输入幅值在图9中绘出。在图9中，.35pwm对应于线161，.40pwm对应于线162，且.45pwm占空对应于线163。此测试在三个不同的旋翼速度下进行，以检测由于变化的推力要求而导致的灵敏度改变。取1050rpm作为基准操作情况，这些测试大约跨越了80％至115％的额定推力。

[0062] 每个敏感度曲线显示了截止阈值，在此阈值以下不生成有意义的控制力矩，然后在所生成的力矩中大致线性增长的区域，以及最终增加的信号幅值不再生成增加的力矩的平台。在不同的旋翼速度的曲线之间对比，线性区域的斜率表现为类似的，但在较高的速度下截止输入强度更高且最终可获得的控制力矩也升高。输入信号和输出力矩之间的相对相位表现为在此小范围的正常操作中对于旋翼速度和激励幅值两者都不敏感。图10图示了对于固定的激励相位净控制力矩响应方向维持固定，而与激励幅值无关。在图10中，.35pwm对应于线164，.40pwm对应于线165，.45pwm占空对应于线166。控制敏感性测试指示了从39cm旋翼可得到30Nmm的最大控制力矩，其净机械系统质量为80克。

[0063] 由于其高功率要求和机载能量存储器的通常低容量，实现有用的飞行持续时间是微型航空器中的挑战。对于提升旋翼飞行器的飞行效率主要取决于主旋翼的升力和阻力特征。通过记录在旋翼速度范围内的升力和阻力，将铰接螺旋桨的性能与几何上类似的硬式螺旋桨进行比较。对于铰接旋翼，在稳态中，阻力使两个叶片在其铰链处略微向后弯曲，从而增加了在一侧上的攻角且减小了在另一侧上的攻角。对于直升机旋翼的操作速度的范围小，且因此可预期此偏转的度数且将旋翼设计为在悬停情况下处于其最优攻角。铰接旋翼和硬式旋翼两者采取相同的几何形状，具有中性地对齐的铰链，但因为阻力调整了铰接叶片的配平，所以铰接叶片具有更小的进攻性的攻角，导致阻力减小且升力阻力比增加。图11a图示了几何上类似的铰接和硬式桨榖螺旋桨的推力与RPM性能的比较。在图11a中，线
171对应于固态旋翼且线172对应于铰接旋翼。图11b图示了几何上类似的铰接和硬式桨榖螺旋桨的阻力与RPM性能比较。在图11b中，线173对应于固态旋翼且线172对应于铰接旋翼。图11c图示了几何上类似的铰接和硬式桨榖螺旋桨的推力与阻力性能比较。在图
11c中，线175对应于固态旋翼且线176对应于铰接旋翼。

[0064] 对于提升旋翼的有益性能指标是品质因数，其定义为对于给定的推力和来流速度，理想功率除以促动器功率。在测试台上的促动器机械轴功率Pmeas通过所施加的转矩和旋翼轴速度的乘积给出。理想功率Pid从动量理论通过在关于理想化的促动器盘的控制体积内求解动量平衡导出。在悬停时的理想功率取决于推力T、空气密度ρ和旋翼半径r，且此值用于计算品质因数FM。

[0065] Pmeas＝M*w (2)

[0066]

[0067]

[0068] 在操作情况的范围上，在图12中比较铰接螺旋桨系统和几何上类似的固定桨榖螺旋桨的品质因数。在大部分的操作区域上，品质因数计算示出铰接叶片样本的功率效率比固定桨榖相对件差几百分比。在图12中，线181对应于固态旋翼且线182对应于铰接旋翼。可见，令人惊奇的是推力与阻力比不是能量效率的代表，但推力曲线示出对于相当的推力，铰接叶片比固定螺旋桨旋转更快，且这有助于所要求的更大的轴功率。此结果指示了对于叶片夹的零偏转攻角上的未来的迭代。

[0069] 对于稳定的调制相位和幅值，旋翼系统打算产生在俯仰和横滚方向上的时间平均力矩。由旋翼系统施加的力和力矩的时间记录示出在旋翼叶片旋转通过空间时关于此平均值的振荡。如在数学模型中所示，每个叶片将对于螺旋桨的每转经历攻角的一个振荡。叶片具有平行的铰链轴线倾斜，使得当一个叶片达到其最大攻角时在旋翼盘的另一侧上的相对的叶片经历其最小攻角。作为结果，绕选择的激励轴线的力矩响应显示了每转两个最大值(对于每个叶片一个)。除此行为外，在数据中存在两个未模拟的现象。

[0070] 即使当螺旋桨在稳态运行而无输入中的强迫振荡时，测量到的轴向转矩的时间历史也示出了大的高频波动。此波动的幅值在与如在图13a中所示的在1087rpm下加载的稳态阻力转矩相比时是不可忽略的。此波动主要与旋翼的被动齿槽效应(cogging)相关，其即使在旋翼电断开时也可通过触摸检测到。在图13a中所示的转矩波动峰峰值测量值超过平均值的1/3。图13b示出了转矩波动的单边FFT。在图13b中示出的FFT突显了12和14倍旋翼频率的倍频。

[0071] 齿槽转矩波动的细节取决于磁体和绕组铁芯的精确几何形状及其相互磁吸引，但基础的周期性可以理解为由于图14中的马达的对称性所产生。图14图示了“腿行机器人(outrunner)”无刷马达，其具有在内圈上的12个静止线圈和在外部移动壳体上的14个磁体。如果12个内部定子线圈具有围绕马达周部的12个零件对称度且14个外部旋翼磁体具有14个零件对称度，则相同的线圈-磁体相对构造以外部转子的1/12和1/14转的增量实现。此几何形状在图15中图示。更高频率的谐波也通过不同的线圈对以相同的方式对齐而产生。在图13b中的转矩数据的FFT在旋翼旋转频率的12和14倍的倍频处显示了尖峰。齿槽效应表现了从用于激励循环控制的目标每转一次输入频率移除的十倍频程(one decade)的不希望的激励频率，且作为结果产生了在输出力和力矩内的明确定义的波动，且可能对于性能有害。然而，效应并不清除所希望的行为。对于未来的工作，可利用硬件和软件消除选择方案两者。

[0072] 在简单的动力学模型中未出现的第二个观察到的行为是绕水平轴线的在力矩中的每转一次的大的振荡。此信号特征即使在无输入调制施加时也存在，且照相分析确认了螺旋桨叶片均匀地旋转而无顺桨。引起此振荡的三个可能的原因是静态不平衡、动态不平衡或空气动力学不平衡。用于静态平衡螺旋桨的有目的地建立的测试台示出了不存在足以驱动所观察到的力矩的幅值的不平衡。所观察到的不平衡的可能的原因是即使在稳定悬停情况下在两个叶片上的非故意的非对称的升力。

[0073] 如前文所提及，旋翼设计允许在螺旋桨处于悬停推力情况时对于每个旋翼配平(trim)到相等的攻角。此平衡通过调整每个叶片在中性角处的桨矩来调节，以应对铰链在飞行中由于阻力的稳定偏转。在飞行中的螺旋桨的照相显示确认一个叶片一般地比其他叶片具有更大的攻角，且因此这些偏转角将需要在未来的迭代中被调整。此不平衡不影响螺旋桨系统的净控制输出，因为此稳定转动力矩在每转上对称地积分--作为结果，先前的控制敏感性分析不被影响。然而，此每转一次的扰动淹没且掩盖了由所关注的系统动力学所生成的力和力矩的波形。此不希望的效应对于叶片每转在非常高的程度上是相同的，且因此在随后的快动力学(fast dynamics)的力矩图中，为清晰起见稳定不平衡振荡已被减去。

[0074] 响应于对应于931rpm的旋翼速度的、驱动振荡器的关于0.35pwm占空因数的均值的输入电压幅值0.10，螺旋桨系统的力矩响应被测量。图16以线184图示了测量的轴转矩，绕水平轴线的力矩的最大均值响应以线185图示，且绕水平轴线的力矩的最小均值响应以线186图示。虚线的趋势线187和虚线的趋势线188示出了绕被动轴线的长期平均力矩非常接近于零且绕激励轴线的长期平均力矩为14.6Nmm，接近于旋翼的平均阻力转矩的1/2。在轴向驱动转矩和被动轴线力矩中明显地表现出齿槽转矩波动。在图17中，信号已通过低通滤波器被后处理。

[0075] 以在激励力矩中的峰值对应于两个旋翼叶片的每个的通过，低通滤波的结果突显了螺旋桨系统的预期的频率加倍特性。主要和次要峰值指示了两个螺旋桨叶片对于长期输出力矩的贡献不等同。

[0076] 铰接螺旋桨系统在自由飞翔飞行器中的实现可能需要在指令的定向力矩幅值和方向中的迅速改变。作为结果，观察到先前在图9中总结的对于波动的转矩输入的瞬态响应和稳态响应敏感性。对于指令的相位和幅值中的阶跃输入的响应是此类型的性能的指示。图18a、图18b和图18c示出了与在1192rpm的螺旋桨速度下的在控制输入中的一系列阶梯相关的力矩测量值。

[0077] 初始指令的力矩为带有零输入振荡的零，在t＝1处输入振荡幅值阶跃到0.1pwm占空以指令绕一个轴线的力矩，在t＝1.5处输入振荡的相位以180度阶跃，以指令在定向力矩方向上的反向，且在t＝2处，指令的力矩返回到零。在每个阶段处，输出响应波形在螺旋桨的一转内稳定到新的从动极限循环，对应于小于50ms的输入升高时间。这与以类似于所建议的铰接螺旋桨系统的方式通过桨矩再定向生成体力矩的循环控制直升机可比较。另一方面，四旋翼系统必须典型地在数转中通过改变每个螺旋桨的推力来生成体力矩的变化。

[0078] 装配有所建议的枢接螺旋桨的同轴或纵列直升机能够表现出与如与传统的直升机斜板系统或四旋翼平台相结合的相同的一般控制力度。同时，飞行器的重量和复杂性能够通过消除此平台所要求的四旋翼中的两个以及消除直升机斜板机构的机械支承或长的四旋翼支承臂而降低。在此研究中，展示了在对于旋翼几何形状和旋翼速度的控制敏感性方面的定性的趋势的、示出了叶片桨矩振荡的简单的动力学模型可通过可能的转矩调制幅值来生成。物理实现展示了在照相的仔细观察下的预测的循环顺桨运动。最后，力和转矩测量值被用于评估在强迫极限循环运动和阶跃响应瞬态两者中的对于输入的稳定控制敏感性和工作中的快动态特性两者。成功的飞行测试证实可利用的控制力度的幅值对于此规模的飞行器是合适的。

[0079] 现有技术的中程直升机合并了由辅助伺服器驱动的斜板。然而，经济的伺服器不具有主动地稳定小的直升机所要求的带宽，且因此这些飞行器要求在旋翼上方的另外的大的被动平衡杆以用于稳定，如在图1中作为BLH3111所示。此平衡杆增加了其对于风突变的敏感性，从而使得户外飞行困难，且对于玩具模型应用，平衡杆降低了飞行器的“真实”外观。在此公开的脉动旋翼控制方法具有实现主动稳定的带宽，且因此替换斜板允许消除平衡杆。同时，能够降低旋翼驱动复杂性且维持飞行灵活性。

[0080] 军用的无人航空器可能受益于由于降低了移动部件带来的耐久性或简化的现场维护。虽然循环控制典型地与直升机相关，但所给出的控制方法也可以应用于不要求另外的空气动力学控制表面的过渡飞行系统或普通飞机。

[0081] 在动力学模型中建模空气动力学力可允许空气动力学力矩的数值预测。振荡的时间常数提出，准静态假设对于瞬时空气动力学促动的计算是成立的，且这些力可作为外力和外力矩施加到硬式体叶片。

[0082] 对于机电系统的若干改进也是可能的。更平滑的操作和可能地更长的使用寿命对于此自由飞翔飞行器可通过降低不希望的马达齿槽转矩波动来实现。对于马达控制器驱动器可实施对于此转矩波动的主动电子补偿。可利用的数据也促成在铰链倾斜角和零偏转叶片桨距角方面的迭代，以便实现更均匀的响应。机械设计的实施例包括以单件的且可批量生产的柔性螺旋桨替换用于销铰链接头的活动铰链弯曲，所述柔性螺旋桨表现了期望的循环行为，这导致了带有在同期设计中存在的小部分零件数的驱动系统。铰链可以是塑性弯曲(类似于洗发液瓶盖)或可以仅适当地柔性的结构。这些改进在一起示出了通向廉价和稳定的MAV平台的方式，其能够支持与当前的直升机和四旋翼机器人系统相同的任务。

[0083] 当新出现的纳米航空器(Nano Aerial Vehicle)系统向悬停鸟和大昆虫的领域发展时，促动器体量变成对于纳米航空器系统的限定性挑战之一。所给出的系统可能直接有助于使得旋翼飞行器可维持于此规模，但通过频率分离的多模式促动器利用的更宽的概念也可以有助于将诸如Aero Vironment的纳米蜂鸟(Nano Hummingbird)的目前最小的振翼飞行物(flier)的推力和控制组件融合。同时降低MAV系统的尺寸、成本和复杂性可进一步帮助实现单次使用的或其他的“可扩展”机器人的范例。这样的方式可以比其现有的昂贵的、过度实现的用于其中中单独的成功不太可能(大海捞针)或不可能(罗网或团队操纵)的集群和搜寻任务的相对件更合适。即使在陆地机器人的情况中，现代工程化的材料的天然的柔性已经从可接受的障碍成为很好地利用的益处。将高带宽促动与诸如当前的旋翼桨榖的柔顺的或铰接的机构整合的连续的工作可能更进一步使得柔性结构是总体促动策略的关键因素，从而将从有限数量的主动元件得到的可利用的行为的范围扩展。

[0084] 在此公开了用于旋转翼微型飞行器的旋翼控制设计，其中中心桨榖刚性地附接到马达轴且将转矩传递到旋翼。螺旋桨叶片通过铰链附接到桨榖，其中两个铰链的轴线相互间且与旋转轴线平行且共面。此设计导致当桨榖加速时在叶片的一侧上的升力的净正差额，且当桨榖减速时在同一个叶片的升力的净负差额。通过将正弦驱动转矩叠加在平衡旋翼阻力所需的稳定驱动转矩上，叶片桨矩可以以非常类似于当前的斜板或另外的伺服促动器的方法被控制。与旋翼旋转同相的正弦信号伴有：1)正弦的频率与螺旋桨的转速相同，和2)在多转中，正弦的峰值连续与旋翼的相同的定向对应。飞行器响应的方向可以通过改变正弦的相位控制(例如，改变正弦到达峰值处的旋翼定向)。

[0085] 还公开了操作此螺旋桨系统的方法。典型地，通过独立的铰链附接到刚性轴的单个螺旋桨对能够仅实现来自附接到轴且以恒定速度驱动的单个马达的推力。所公开的方法将叠加的信号添加到马达驱动器，其能够在单转期间修改作用在螺旋桨对上的力矩。通过使马达速度以特定的方式脉动，螺旋桨叶片将不同地起作用，除推力外，导致旋翼飞行器的横滚和俯仰被修改。因此，单个旋翼控制了三个自由度。第四自由度，即横摆，能够通过通过添加以分开的马达控制的同轴旋翼使用传统的方法来控制。

[0086] 图19和随后的论述意图于提供对于合适的计算环境的简要的一般性描述，在所述计算环境中可以实施在此所公开的控制方法和系统和/或其部分。虽然未要求，但在此所公开的方法和系统可以在一般意义上的计算机可执行指令中描述，例如被计算机执行的程序模块，例如客户端工作站、服务器或个人计算机。一般地，程序模块包括执行特定的任务或实施特定的抽象数据类型的例行程序、程序、对象、组件、数据结构等。此外，应认识到的是在此所公开的方法和系统和/或其部分可以使用其他计算机系统构造来实践，包括手持式装置、多处理器系统、基于微处理器的或可编程的客户电子装置、网络PC机、微型计算机、大型计算机等。处理器可以实施在带有不同的结构的单芯片、多芯片或多个电子部件上。在此所公开的方法和系统也可以实践在分布计算环境中，其中任务通过以通信网络链接的远程处理装置执行。在分布式计算环境中，程序模块可以位于本地和远程存储装置中。

[0087] 图19是代表了一般用途计算机系统的方框图，其中可以合并在此公开的方法和系统的方面和/或其部分。如所示，典型的一般用途计算机系统包括计算机2220等，所述计算机2220包括处理单元2221、系统存储器2222和系统总线2223，所述系统总线2223将包括系统存储器的多个系统组件联接到处理单元2221。系统总线2223可以是若干类型的总线结构中的任何总线结构，包括使用了多种总线结构中的任何总线结构的存储器总线或存储器控制器、外设总线、和局部总线。系统存储器包括只读存储器(ROM)2224和随机访问存储器(RAM)2225。包括有助于例如在起动期间在计算机2220内的单元之间传递信息的基础例行程序的基础输入/输出系统2226(BIOS)被存储在ROM 2224内。

[0088] 计算机2220可以进一步包括：用于读写硬盘(未示出)的硬盘驱动器2227，用于读写可移动磁盘2229的磁盘驱动器2228，和用于读写诸如CD-ROM或其他光学介质的可移动光盘2231的光盘驱动器2230。硬盘驱动器2227、磁盘驱动器2228和光盘驱动器2230分别通过硬盘驱动器接口2232、磁盘驱动器接口2223和光盘驱动器接口2234连接到系统总线2223。驱动器及其相关的计算机可读介质为计算机2220提供了计算机可读指令、数据结构、程序模块和其他数据的非易失性存储。如在此所述，计算机可读介质是制造的有形实体且因此本质上不是信息。

[0089] 虽然在此所述的典型的实施例使用了硬盘、可移动磁盘2229和可移动光盘2231，但应认识到的是可存储被计算机可访问的数据的其他类型的计算机可读介质也可使用在典型的操作环境中。这样的其他类型的介质包括但不限制于磁盒、闪存卡、数字视频或多功能盘，伯努利盒(Bernoulli cartridge)、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)等。

[0090] 多个程序模块可存储在硬盘、磁盘2229、光盘2231、ROM 2224或RAM 2225上，包括操作系统2235、一个或多个应用程序2236、其他程序模块2237和程序数据2238。使用者可以通过诸如键盘2240和指向装置2242的输入装置将指令和信息键入到计算机2220内。其他输入装置(未示出)可包括麦克风、操纵杆、游戏垫、卫星盘、扫描器等。这些和其他输入装置经常通过联接到系统总线的串行端口接口2246连接到处理器单元2221，但可以通过其他接口连接，诸如并行端口、游戏端口、通用串行总线(USB)、诸如蓝牙的无线接口等。监视器2247或其他类型的显示装置也通过诸如视频适配器2248的接口连接到系统总线2223。除监视器2247外，计算机可以包括其他外部输出装置(未示出)，例如扬声器和打印机。图19的典型的系统还包括主机适配器2255、小型计算机系统接口(SCSI)总线2256和连接到SCSI总线2256的外部存储装置2262。

[0091] 计算机2220可以在使用到一个或多个诸如远程计算机2249的远程计算机的局部连接的联网环境中操作。远程计算机2249可以是个人计算机、服务器、路由器、网络PC机、对等设备或其他通用网络节点，且虽然仅存储器装置2250在图19中被图示，可以包括以上相对于计算机2220所述的元件的一些或全部。在图19中描绘的逻辑连接包括局域网(LAN)2251和广域网(WAN)2252。这样的联网环境是办公室、企业范围的计算机网络、内部网和互联网中的通常情况。

[0092] 当使用在LAN联网环境中时，计算机2220通过网络接口或适配器2253连接到LAN2251。当使用在WAN联网环境中时，计算机2220可以包括调制解调器2254或其他用于在诸如互联网的广域网2252内建立通信的装置。可以是内部或外部的调制解调器2254通过串行端口接口2246连接到系统总线2223。在联网环境中，相对于计算机2220或其部分描绘的程序模块可以存储在远程存储器装置内。将认识到的是所示的网络连接是示例性的且其他在计算机之间建立通信链接的装置也可以使用。在此所论述的连接可以是无线连接或有线连接。

[0093] 计算机2220可以包括多个计算机可读存储介质。计算机可读存储介质可以是由计算机2220可访问的任何可利用的介质，且包括易失性和非易失性介质、可拆装和不可拆装介质。作为示例且不作为限制，计算机可读介质可以包括计算机存储介质和通信介质。计算机存储介质包括在任何方法或技术中实施的易失性和非易失性介质、可拆装和不可拆装介质，以用于存储诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据的信息。计算机存储介质包括但不限制于RAM、ROM、EEPROM、闪存或其他存储技术、CD-ROM、数字多功能光盘(DVD)或其他光盘存储器、磁盒、磁带、磁盘存储器或其他磁性存储装置，或任何其他可用于存储期望的信息且可被计算机2220访问的介质。任何以上情况的组合也应包括在可用于存储用于实施在此所述的方法和系统的源代码的计算机可读介质的范围内。在此所公开的特征或元素的任何组合可在一个或多个实施例中使用。

[0094] 在本发明的范围内可进行修改。例如，铰接旋翼可通过单片式柔性旋翼替换，从而导致带有在同期设计中存在的仅很小部分零件数的驱动系统。

[0095] 在描述本公开的主题的优选实施例中，如在附图中图示的，为清晰起见使用特定术语。然而，所要求的主题不意图于限制到所选择的特定术语，且应理解的是每个特定元素包括以类似的方式操作以完成类似的目的的所有技术等价物。

[0096] 虽然在此在特定组合中描述了特征和元素，但本领域普通技术人员将认识到每个特征和元素可以单独地使用或与其他特征和元素以任何组合使用。此书面描述使用示例来公开发明，包括最佳模式，且也使得任何本领域普通技术人员可实践本发明，包括制成和使用任何装置或系统且执行任何合并的方法。本发明的可专利的范围通过权利要求限定，且可以包括本领域普通技术人员可想到的其他示例。如果其具有并不不同于权利要求的文字语言的结构元素，或如果其包括与权利要求的文字语言非实质的不同的等价的结构元素，那么此其他示例意图属于权利要求的范围内。

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