自转空中循环受控式发电的系统和方法 【技术领域】
本发明涉及飞行系统， 尤其涉及基于风力的空中飞行系统的控制。背景技术 发电用的风力涡轮机通常为塔式安装， 使用两块或三块由驱动发电机的中心轴向 外伸展的叶片。由于叶片的旋转速度低， 一般需要加速传动装置。尽管本领域有一些已知 的空中风力发动机， 但它们要挂一个跟安装有气球或其它提升装置的塔类似的设备。关于 气球提升型装置的例子， 请参见 Kling 的专利号为 4,073,516 美国专利， 该专利公开系缆风 力驱动型水上发电站。
系缆式发电的另一个特点是包括系缆和负载缆索， 把空中机翼连接到地面上的机 械发电装置。有关这种装置的例子， 请参见美国专利申请出版号为 US2007/0228738 专利申 请人为 Wrage 等人的专利， 该专利描述了在空中飞行的降落伞把机械力传送到地面。
发明内容 一种空中离心加强型循环受控系统， 其使用围绕中心毂旋转的机翼， 与旋翼飞机 的机构相类似。机翼的速度能够远在补给系统的风速之上。机翼可通过柔韧的径向系缆连 接到中心毂， 随着机翼的速度的增加， 该径向系缆会显著变硬， 机翼也可用刚性径向链路连 接到中心毂。中心毂可以用一条可延伸的主系缆连接到地面。
发电涡轮机可以设在机翼上， 并利用高视风速发电。所产生的电力向下沿着径向 系缆传送， 穿过旋转式电力管道传送到主系缆和地面。
通过使用连接到机翼上的控制面， 空中组件可使得机翼的旋转速度， 自身的高度 和飞行姿态受控。高度和姿态传感器以及控制系统可以是在空中的， 并可以作为旋转组件 的一部分。可使用这些控制装置， 将空中组件移动到系统的适配风速区域。
一种使用连接到中心转子毂并通过自动旋转的机翼或叶片的发电用空中系统， 跟 旋翼飞机的结构相类似。 发电涡轮机可设在叶片上， 并在发电时使用高视风速， 发电机叶片 和发电机之间很少需要或几乎不需要使用传动装置。
附图说明 图 1 是根据本发明的一些实施例提供的离心加强型循环受控系统的概略图。
图 2 是根据本发明的一些实施例提供的带有两个机翼的离心加强型循环受控系 统的旋转部分的概略图。
图 3 是根据本发明的一些实施例提供的离心加强型循环受控系统的不同操作特 点的示例性概略图。
图 4 是根据本发明的一些实施例提供的显示有旋转和提升方向的离心加强型循 环受控发电系统的概略图。
图 5 是根据本发明的一些实施例提供的示例出有差别气流的离心加强型循环受
控发电系统概略图。
图 6 是根据本发明的一些实施例提供的带有包含封装式涡轮机的尾部的机翼的 概略图。
图 7 是根据本发明的一些实施例提供的带有包含非封装式涡轮机的尾部的机翼 的概略图。
图 8 是根据本发明的一些实施例提供的包含封装式涡轮机的飞翼的概略图。
图 9 是示例出气流速度在旋转机翼之上的概略图。
图 10 是根据本发明的一些实施例提供的紧固地连接有两个机翼的循环受控系统 的旋转部分的概略图。
图 11 是根据本发明的一些实施例提供的循环受控发电系统的刚性旋转部分的概 略图。
图 12 是根据本发明的一些实施例提供的紧固地连接有两个机翼的循环受控系统 的概略图。
图 13 是根据本发明的一些实施例提供的紧固地连接有两个机翼的循环受控发电 系统的概略图。 图 14 是根据本发明的一些实施例提供的配有刚性转子叶片的循环受控发电系统 的概略图。
图 15 是根据本发明的一些实施例提供的图解说明一些受控参数的飞行系统的概 略图。
图 16 是根据本发明的一些实施例提供的示例出一些受控参数的飞行系统的概略 图。
图 17 是根据本发明的一些实施例提供的飞行系统的局部的概略图。
图 18 是根据本发明的一些实施例提供的飞行系统的局部的概略图。
图 19 是根据本发明的一些实施例提供的飞行系统的局部的概略图。
图 20 是根据本发明的一些实施例提供的沿旋转盘不同位置上的机翼斜度的概略 图。
图 21 是根据本发明的一些实施例提供的飞行系统的航向图表。
图 22 示出根据本发明的一些实施例提供的不同航向的飞行系统。
图 23 是根据本发明的一些实施例提供的不同航向的期望斜度的图表。
图 24 示出根据本发明的一些实施例提供的转子毂和设备的性能。
图 25 是根据本发明的一些实施例提供的停泊系统的说明图。
具体实施方式
如图 1 所示， 在本发明的一些实施例中， 离心加强型循环受控空中系统 100 具有旋 转部分 101， 其通过主系缆 102 连接到基体单元 103 上。旋转部分 101 可以具有第一径向链 路 106， 将第一受控提升部分或机翼 108 连接到中心毂 105。第二径向链路 107 将第二受控 机翼 109 连接到中心毂 105。而中心毂 105 连接到主系缆 102 的外端， 主系缆 102 从基体单 元 103 上的外接单元 104 向外伸展。基体单元安放在地面 110 上， 然而， 在某些实施例它也 可以安放在浮式平台或其它锚固系统上。本系统适于让机翼自动旋转接合。在传统的旋翼飞机中， 是使用发动机和螺旋桨 通过空气来推动旋转机翼。旋翼飞机向前的移动 ( 一旦旋转机翼已经开始旋转 ) 进一步促 进旋转机翼的自转， 这反过来可以为旋翼飞机提供升力。正在飞行的旋翼飞机有时看起来 像是飞机和直升飞机的组合， 但通常没有给旋转机翼提供动力。
在本发明的一些实施例中， 旋转机翼与旋翼飞机的旋转机翼类似， 提供升力， 但被 缆索系在盛行风的适当位置上， 就是通过该盛行风促进并使旋转机翼继续自动旋转。
在一些实施例中， 主系缆 102 适于从外接单元 104 上向外放出， 外接单元 104 可包 含一个滚筒单元， 用于旋转以拉长或缩回缆索。 在一些实施例中， 缆索不可延长部分的长度 大部分可以跟滚筒单元分开储存， 以让滚筒的尺寸更小， 并让滚筒单元和缆索在缆索延伸 而出的位置点上的旋转半径始终是同一半径。在一些实施例中， 主系缆 102 是柔韧的， 并且 适于卷绕在筒上。
旋转式组件 101 适于在与主系缆 102 成一定角度的平面内旋转。 在一些实施例中， 旋转式组件 101 可以环绕主系缆 102 基本上循环地旋转， 不会由于在中心毂 105 上转动耦 合而扭曲主系缆。转动耦合可以利用机械轴承、 磁力轴承或其它装置。
在一些实施例中， 如图 2 所示， 旋转式组件由两个可控制的提升部分或机翼组成。 第一机翼 125 通过第一径向链路 121 连接到转子毂 120 上。第一机翼 125 可由一个侧翼 122、 尾部结构件 127 和尾部 126 组成。在一些实施例中， 尾部 126 包含一个可控制的升降 舵， 可以控制侧翼 122 的迎角。第二机翼 124 通过第二径向链路 123 连接到转子毂 120 上。 第二机翼可由一个侧翼 128、 尾部结构件 130 和尾部 129 组成。 此尾部包含一个可控制的升 降舵， 可以控制侧翼 128 的迎角。在一些实施例中， 机翼可能具有其它可控制表面， 包括方 向舵、 副翼和襟翼。 在一些实施例中， 径向链路是柔性缆索。旋转式组件适于使得机翼相对于机翼侧 翼产生向前的移动， 同时机翼在侧面受到径向系缆的限制， 此限制形成机翼环绕转子毂做 圆形飞行的路径。当机翼的速度增加时， 离心力经径向系缆带来更高的负载。随着径向系 缆的张力增加， 系统的硬度也增加。 当机翼开始接入其圆形飞行时， 它们的旋转速度会导致 机翼侧翼上面的气流速度远高于外面的周围风速。机翼具有可控制的特点， 例如控制升降 舵， 可以调节机翼侧翼的迎角， 从而可控制机翼以及整个旋转式组件的旋转速度， 其中机翼 是旋转式组件的一部分。
图 3 和 5 阐明了本发明的实施例所提供的循环受控系统的一些特点。如图 3 所 示， 固定在基体单元 161 上的主系缆 162 及其旋转式组件 163 可以用于各种高度 ( 即大气 压力 )、 位置 ( 即全球定位系统和加强型全球定位系统 ) 和飞行姿态。在不同的季节， 系统 可以在不同的高度上飞行。在一些情况下， 边缘层可以防止具有充分强度或浓度的盛行风 在地面附近出现。在这种情况下， 系统需要在边缘层上方飞行。在另一种情况下， 系统需要 在较高的高空气流中飞行， 例如图示的急流。在其它情况下， 系统可以升高或降低高度， 以 避开速度太高或太低的气流， 或避开恶劣天气或其它原因。 在一些实施例中， 系统要跟风速 监控系统一起工作， 该风速监控系统用于逆风观测并测定即将到来的风速。该风速监控系 统可以感测到逆风向许多英里以外的风速， 也可以区别不同高度的风速。循环受控系统可 根据风速监控系统的输入数据， 来提升或降低高度。
在第一种情况下， 主系缆放出总长度 L1， 跟地面成一定角度□ 1， 使中心毂的高度
为 H1。应该理解的是， 主系缆可以是柔韧的缆索， 实际上不是直线的， □ 1 可以理解为基体 单元与转子毂之间的角度。卸掉机翼后很快就可以看到这个低仰角， 或者该低仰角可比在 正常飞行情况下所看到的要小并用在示例性的例子。
在第二种情况下， 主系缆放出总长度 L2， 跟地面成一定角度□ 2， 使中心毂的高度 为 H2。这可以是系统飞行在近地边缘层上方时的情况的示例。
在第三种情况下， 主系缆放出总长度 L3， 跟地面成一定角度□ 3， 使中心毂的高度 为 H3。这可以是系统提升高度进入急流时的情况的示例。
在一些实施例中， 通过使用控制系统控制径向系缆外端上的机翼， 系统可以从一 个高度移到另一个高度， 或从主系缆的一个仰角□移到另一个仰角。
图 5 阐明了在周围风速为 V1、 旋转式组件的高度上飞行的系统。旋转式组件以旋 转速度 ω1 飞行。单个机翼 303 和 304 通过长度为 r1 的系缆 308 和 309 连接到转子毂。机 翼的速度为 r1*ω1。机翼上的视风速度依赖于机翼在圆形飞行路径 302 上的位置而变化。 例如， 对于行进入周围风向的第一机翼 304， 应把周围风速加上旋转产生的速度得出机翼上 方的风速。 对于背离周围风向的第二机翼 303， 应把旋转产生的速度减去周围风速得出机翼 上方的风速。
两个机翼上的同步风速的影响差别会导致两个机翼产生不同的提升力和拖力。 因 此， 如果不控制两个机翼以抵消这种影响， 圆形飞行路径 302 的一部分将会有增加的提升 力， 而另一部分将会有减小的提升力。 这样会使旋转式组件的旋转平面垂直离开主系缆， 同 时使升力矢量平行离开主系缆， 从而导致主系缆移动。
通过使用考虑每个机翼受力循环特性的控制系统， 可实现上述的在有提升差别时 使主系缆保持在相同的位置或主系缆 307 的按计划移动。第一机翼 303 可具有一个升降舵 控制面 305， 而第二机翼 304 可具有一个升降舵控制面 306。当机翼经历一个旋转循环时， 对这两个控制面进行的循环操纵可使主系缆按计划移动或稳定它， 以及保持主系缆和旋转 式组件的位置。 例如， 若要稳定主系缆和旋转式组件及保持其位置， 当机翼在旋转循环期间 行进入周围风向时， 可调节这个机翼的升降舵控制面在第一个方向。当机翼在旋转循环期 间转到背离周围风向时， 可调节这个机翼的升降舵控制面在第二个方向。使用这种循环受 控系统， 可以实现按计划移动或预期的位置保持。
在一些实施例中， 飞行系统可用于在旋转部分与地面单元之间的系缆上生成拉 力。该拉力可以用于为发电机或其它装置提供动力。系缆上的拉力可以用于拉动滚筒， 而 滚筒会接着旋转轴杆， 为发电机提供机械输入。当旋转部分被控制在系缆上产生的拉力减 小时， 地面单元会收回系缆。然后可以连续重复执行以上过程。当需要拉力时， 通过增加机 翼上的共同提升力就可以增加对系缆的作用力。
图 9 阐明了在迎风旋转的固定转子上所观察到的有差别的风速。如图所示， 当转 子旋转一周时， 转子叶片或机翼上的具有不同的风速。而这会使提升力和阻力变化。在本 发明的一些实施例中， 机翼的设计可在与径向链路平行的轴的周围的机翼长度上有一定的 扭曲。该机翼长度上的扭曲是考虑到沿着机翼在径向方向上会有不同空速。这种方式的设 计可以是与涡轮叶片的设计类似， 涡轮叶片的设计也考虑到不同径向距离上的不同空速。
在本发明的一些实施例中， 中心毂本身在设计上具有空气动力学或机翼特点。在 一些实施例中， 中心毂可能具有控制面， 使中心毂能够引导转子毂在盛行风下的运动。 在一些实施例中， 转子毂可能具有空气动力学特点， 能够稳定中心毂或转子毂， 不管是防止盛行 风引起叶片颤动， 或防止径向系缆的拉力变化， 或是其它原因。
在一些实施例中， 中心毂可具有多种传感器， 由控制旋转式组件的控制系统来使 用。高度传感器、 姿态传感器和风速传感器可以安装在转子毂上或在转子毂附近。在一些 实施例中， 机翼上的传感器可以记录机翼上的风速。其它位置、 姿态、 高度和空气速度传感 器可以安装在系统的各个位置上， 以便帮助控制该系统。
在一些实施例中， 大多数或全部用在控制系统中对旋转式组件进行循环控制和稳 定的传感器可以安装在旋转式组件上， 并安装在转子毂的非旋转部分上。 在一些实施例中， 控制系统的电子仪器也可以安装在旋转式组件上， 并安装在转子毂的非旋转部分上。
图 4 阐明了依据本发明的一些实施例所提供的循环受控离心式加强型系统的一 些特点。主系缆 320 连接到具有两个机翼 324 和 325 的旋转部分。两个机翼 324 和 325 通 过柔性径向系缆 322 和 323 跟转子毂 321 连接。当机翼在来自旋转式组件下方的气流里飞 行并且跟主系缆 320 成一定角度时， 机翼的提升力倾向于按方向 326 使机翼提升， 该方向 326 跟主系缆 320 有点平行， 其中周围气流按顺风方向将主系缆 320 从主基地拖曳。 由于机 翼受径向系缆束缚， 该提升力无法沿提升力方向直线升高机翼， 但受提升力方向的作用力， 机翼沿弧形运动， 弧形相对半径为径向系缆的长度的弧偏斜。翼尖路径面 329 被视为机翼 旋转时在里面掠过的平面。锥旋角 330 被视为在假定 “水平飞行” 平面以上的角度， 该平面 是没有机翼提升力时的飞行平面， 并且可能与地面不平行。翼尖路径面与地面的夹角可表 示为仰角 “i” 。 平衡力系能发挥作用， 避免机翼沿着提升力方向掠过并停止在从主系缆上伸出的 线路上。当机翼 324 和 325 在圆形循环飞行路径上加速时， 产生对机翼施加作用力的离心 力 328， 使机翼径向离开转子毂。然后， 径向向外作用力使机翼的飞行路径变平， 减小锥旋 角。这样就可以使机翼在圆形飞行路径上保持 “水平飞行” ， 而不必使用刚性材料的径向链 路， 也不必抵抗转子毂上的弯矩。可以控制机翼的速度， 以便增加速度并使飞行轨迹保持 “水平” 。
在本发明的一些实施例中， 控制系统能控制离心式加强型循环受控系统的一个或 多个方面。控制系统可能包含一个处理器， 在某些实施例中， 处理器可以整个安放在飞行 毂上， 或整个安放在地面上， 或部分安装在毂和地面上， 可以利用来自以下传感器的输入信 号， 包括机翼上的空速传感器， 转子毂上的周围风速传感器、 远程安装或适于读取远处风速 的周围风速传感器、 姿态和高度传感器以及其它传感器， 以便确定与旋转部分的位置、 高 度、 旋转速度和其它方面有关的这些参数的值。然后， 控制系统可以接收操作员的输入信 号， 或者运行预先确定的操作范例， 利用旋转部分的控制面， 延长或缩回主系缆， 以便控制 系统。
当进行循环控制时， 控制系统可以考虑使用处理延迟、 电气延迟和机翼控制系统 延迟， 使指令相转移到控制面， 以便操作在期望的时间启动。
由于可以控制机翼使机翼获得非常高的旋转速度， 侧翼上方的可视空速会变得非 常高。 这样可以提供了一种收集能量的机会， 即当机翼获得高旋转速度时， 可以利用此时获 得的非常高的空速来收集能量， 即使周围风速比较低。风力涡轮机驱动的发电机或其它风 力驱动的发电机可以集成于机翼里面， 或集成在机翼上， 或集成在机翼附近， 利用圆形飞行
路径所产生的高空速。若使用风力涡轮机驱动的发电机， 机翼上所生成的电力可以通过径 向系缆 ( 采用柔性系缆的情况 ) 或加强杆 ( 采用加强杆的情况 ) 上的导线传送， 电力穿过 中心毂上的旋转式电力管道， 然后通过主系缆上的导线传送到地面。
图 6、 7 和 8 说明了依据本发明一些实施例所提供的配有涡轮机驱动的发电机的机 翼。 在本发明的一些实施例中， 如图 7 所示， 适于在柔性径向链路 ( 例如系缆 208) 末端上或 沿着刚性径向链路 ( 例如加强杆 ) 飞行的机翼 200 里面具有一台封装式涡轮机驱动的发电 机 207。在旋转飞行路径期间， 机翼 200 的侧翼 201 在径向方向上受径向系缆 208 的束缚。 径向系缆 208 可以起双重作用， 即作为跟中心毂连接的结构连接件， 以及作为发电涡轮机 所生成的电能的电力传送管道。机翼 200 可以拥有配备垂直稳定器 203 和水平稳定器 205 的尾部结构件 203。水平稳定器 205 可以配备可控制的升降舵 206 或其它类型的升降舵控 制装置。 虽然图示的机翼配有可控制的升降舵， 但在刚性径向链路情况下， 通过利用在转子 毂接口上的或机翼和刚性径向链路的接口上的机械装置， 可以控制机翼的迎角。
封装式涡轮机驱动的发电机 207 的转子叶片 202 封装在机翼的结构或邻接的引擎 罩里面。利用系统的旋转部分的高速旋转速度所产生的高速气流， 涡轮机能够形成自身高 的旋转速度， 驱动发电机。由于机翼在其循环飞行路径中达到的高速度以及涡轮叶片 202 的高速旋转速度， 发电机可以不使用传动装置， 而在较低风速里运行的系统本来是需要使 用传动装置的。 关于术语涡轮机和螺旋桨的使用， 需要指明的是， 由于在一些实施例中双重利用 动力设备， 既可以在某些情况下为机翼和旋转飞行提供动力， 也可以在其它情况下在旋转 飞行期间生成电力， 因此， 有必要澄清一些术语。 通常， 发动机驱动螺旋桨为飞行提供动力。 而涡轮机驱动发电机。 当发动机驱动螺旋桨时， 同一个螺旋桨也被用作为涡轮机， 为发电机 提供驱动力。在本发明的某些实施例中， 如上所述的术语在描述同一个设备时是可以相互 交换的。
在本发明的一些实施例中， 如图 7 所示， 在径向系缆 218 末端上飞行的提升部分 210 在由螺旋桨 212 驱动的机翼里面配有一台涡轮机驱动的发电机 217。在旋转飞行路径 期间， 提升部分 210 的侧翼 211 在径向方向上受径向系缆 218 的束缚。径向系缆 218 可以 起双重作用， 即作为跟中心毂连接的结构连接件， 以及作为发电涡轮机所生成的电能的电 力传送管道。在某些实施例中， 径向系缆可以是刚性链路， 例如加强杆。在某些实施例中， 加强杆可能具有不对称的垂直和水平部分， 或用各种方式有目的地加固， 以提高机翼的被 动稳定性和加强对机翼的控制。提升部分 210 可以拥有配备垂直稳定器 214 和水平稳定器 215 的尾部结构件 213。水平稳定器 215 可以配备可控制的升降舵 216 或其它类型的升降 舵控制装置。
涡轮驱动发电机 217 的涡轮 / 螺旋桨 212 在机翼结构的前方。利用系统的旋转部 分的高速旋转速度所产生的高速气流， 涡轮能够形成自身高的旋转速度， 驱动发电机。 由于 机翼在其循环飞行路径中达到的高速度以及螺旋桨的高速旋转速度， 发电机可以不使用传 动装置， 而在较低风速里运行的系统本来是需要使用传动装置的。
在本发明的某些实施例中， 如图 8 所示， 在径向系缆 227 末端上飞行的飞翼式机翼 220 在由入口叶片 222 驱动的机翼里面配有一台涡轮机驱动的发电机 226。在旋转飞行路 径期间， 机翼 220 的侧翼 221 在径向方向上受径向系缆 227 的束缚。径向系缆 227 可以起
双重作用， 即作为跟转子毂连接的结构连接件， 以及作为发电涡轮机所生成的电能的电力 传送管道。机翼 220 配有用于高度调节的副翼 224 和 225， 以控制机翼的迎角。
在一些实施例中， 系统用于产生 10MW 的电力。旋转部分的掠过直径范围为 150 到 200 米。系统具有多种尺寸供选择， 较小的系统用于在 0 到 200 米的高度上运行， 而较大的 系统用于在 50000 英尺或以上的高度上运行。配有较大旋转部分的系统可以在低空也可以 在高空运行。配有较小旋转部分的系统可以在低空也可以在高空运行。
在本发明的某些实施例中， 来自于安装在机翼上由涡轮驱动的发电机的拖力可以 用作为整个系统的控制系统的一部分。 例如， 通过减小或增加机翼上的发电机的电力负载， 可以改变拖力。当需要增加机翼的速度时， 可以采用减小拖力。通过增加拖力， 可以稳定系 统或用于其它目的。
在本发明的一些实施例中， 具有发电能力的机翼也具有电力驱动飞行的能力。例 如， 不使用发电机及其叶片 / 螺旋桨作为发电源， 使用系统为机翼的飞行提供动力。在这种 情况下， 电力通过基体单元提供， 电力穿过主系缆的电力管道， 在配有旋转电力联接器的中 心毂上传送到径向系缆， 然后用于驱动发电机。发电机将起电动机的作用。然后， 机翼的叶 片 / 螺旋桨用于推进机翼。当风力不充足或不适合机翼飞行时， 可以选用动力推动飞行， 保 持旋转式组件在空中的状态。也可以选用动力推动飞行的方式启动系统的飞行进程。可以 用动力推动飞行的方式让机翼进入空中， 包括垂直起飞。 在本发明的一些实施例中， 如图 10-14 所示， 旋转式组件可以是大致呈刚性， 与上 面所述的配有大致呈柔性的系缆的旋转式组合装置形成对比。在如图 12 所示的扩展型机 翼系统 400 实例中， 机翼 401、 402 通过刚性径向系缆 403 和 404 跟中心毂 405 连接。如图 12 所示， 在飞行时， 系统 400 利用迎面风 420， 该迎面风穿过机翼时按向上方向 421 偏移。 由 于跟刚性径向系缆连接， 系统 400 运行起来好像是用缆索系在地面飞行的旋翼飞机。
在本发明的一些实施例中， 如图 13 所示， 自转机翼系统 431 可以用于发电。机翼 432 和 436 内部可包含适于发电的涡轮驱动发电机。涡轮驱动发电机可以利用机翼上方由 机翼自转产生的高转速引起的高速气流。迎面风 430 向上， 穿过旋转机翼的旋转面。机翼 432、 436 通过刚性径向系缆 431、 433 跟中心毂 434 连接。
在本发明的一些实施例中， 旋转叶片系统 410 可适于自转， 产生电能。在本发明的 一些实施例中， 如图 11 所示， 系缆型系统的旋转部分 410 具有连接于中心毂 415 的第一叶 片 412 和第二叶片 411。叶片 411、 412 可以让涡轮驱动发电机 413、 414 把风能转换为电能。 由于在自转期间机翼上可以产生高风速， 可以不用在涡轮和发电机之间使用体积大且笨重 的齿轮系统， 因此涡轮驱动发电机跟典型的风力驱动的发电机相比， 可以有更小的尺寸和 重量。
在某些实施例中， 叶片 411、 412 可以通过接头跟中心毂 415 连接， 接头可以让叶片 相对于转子毂做一些移动。该接头可以装有弹簧或使用阻尼径向接头， 以让叶片沿着其旋 转路径相对于转子毂做一些移动。接头可以装有弹簧或使用阻尼径向接头， 以让叶片垂直 于叶片旋转轴做一些移动。 在一些实施例中， 通过叶片与转子毂的接合处上的机械装置， 可 以控制叶片相对于转子毂的迎角。
在本发明的某些实施例中， 如图 14 所示， 系缆型发电系统利用配有一体化的涡轮 驱动发电机的自转叶片系。配有涡轮驱动发电机 534、 535 的叶片 532、 533 围绕转子毂 531
旋转。叶片配有控制面 536、 537， 用于控制叶片帮助稳定旋转部分， 或提高或降低旋转部分 到不同的飞行高度。
在本发明的一些实施例中， 控制系统用于控制旋转叶片或旋转机翼系统的一个或 多个方面。在一些情况下， 一台电脑或处理器可安放在地面上， 或安放在中心毂上， 利用来 自以下传感器的输入信号， 包括机翼上或附近的传感器， 转子毂上的周围风速传感器、 远程 安装或用于读取远处风速的周围风速传感器、 姿态和高度传感器、 以及其它传感器， 以确定 与旋转部分的位置、 高度、 旋转速度和其它方面的控制有关的这些参数的值。然后， 控制系 统可以接收操作员的输入信号， 或运行预先确定的操作范例， 利用旋转部分的控制面， 延长 或缩回主系缆， 以便控制系统。
在一些实施例中， 如图 15 和 16 所示， 图示的旋转机翼系统 600 是通过系缆 604 跟 基体单元 605 连接， 基体单元 605 可以是在地面 606 上。在一些实施例中， 如先前的实施例 所述， 旋转机翼系统使用两个旋转提升部分， 例如机翼或叶片。当旋转机翼旋转时， 如上所 述， 旋转机翼是在盛行风或动力推动飞行或在综合作用方式下自转， 提升部分在稳定飞行 期间在旋转包络面 601 里旋转。在刚性连接的系统中， 旋转包络面可以理想化为一个平盘， 虽然对于典型的系统， 系统部件的灵活性以及对理想化飞行路径的微小偏离会引起被称为 旋转包络面 601 的包络面。
如图 15 所示， 轴 602 跟图示中有些厚度的圆盘一样的旋转包络面 601 垂直。垂直 于旋转包络面圆盘的轴的倾斜角 603(i) 是一个参数， 能用于控制系统， 并且能被控制系统 控制用于旋转机翼系统。
如图 16 所示， 旋转包络面 601 的垂直轴 602 向下在地面上有图示为线 610 的垂直 投影。尽管在某些飞行范例中， 垂直投影 610 可能跟系缆 604 的投影排成直线， 但并不需要 这样。向下的垂直投影在方向上被定义为一条线， 垂直投影线 610 跟固定基准方向 611 的 夹角 612 被称为旋转包络面的航向， 本文称为 如图 16 所示， 航向是从系统的中心向外的 方向。航向是一个参数， 能用于控制系统， 并且能被控制系统控制用于旋转机翼系统。
在某些实施例中， 如图 17 所示， 旋转包络面 601 具有第一机翼 621 和第二机翼 622。在某些实施例中， 第一机翼 621 和第二机翼 622 围绕中心毂 620 旋转。在某些实施例 中， 两个机翼围绕中心毂成 180 度。在某些实施例中， 两个机翼之间可以刚性连接， 旋转角 度不固定， 以相对于侧翼的迎角移动。在某些实施例中， 第一机翼 621 和第二机翼 622 具有 控制面 623 和 624， 用于控制机翼沿着其长度旋转。 在一些实施例中， 通过制动器， 可以在中 心毂上循环地控制机翼。
图 18 和 19 图解说明了单个机翼围绕旋转包络面的一个旋转环。虽然图示出一 个机翼， 但是应当理解的是， 如上面所述， 通常是使用两个机翼， 或者在一些实施例中使用 多个机翼。在第一个位置 1， 当机翼向上飞过倾斜角为 i 的旋转包络面时， 它相对于地面具 有向上最陡峭的斜度。在第二个位置 2， 当机翼通向旋转的下降部分时， 它到达旋转的最高 点， 位于中等斜度或缓倾斜状态。在第三个位置 3， 当机翼向下飞过倾斜角为 i 的旋转包络 面时， 它相对于地面具有向下最陡峭的斜度。在第四个位置 4， 当机翼通向旋转的上升部分 时， 它到达旋转的最低点， 又位于中等斜度或缓倾斜状态。 虽然上面只图示了底部位于中心 毂的飞翼式机翼， 但也可以使用其它实施例。例如， 在一些实施例中， 机翼可以跟中心毂具 有一定的径向距离， 通过刚性链路或加强杆跟中心毂连接。 在一些实施例中， 机翼可以跟转子毂具有一定的距离， 并且包含一个发电推进系统。
在稳定飞行时， 如果倾斜角为 20 度， 机翼在位置 1 的斜度为 20 度， 在位置 3 的斜 度为负 20 度， 在位置 2 和 4 的斜度分别为 0 度。0 度位置是比较而言的， 因为它必须有足够 的迎角和提升力支撑空中系统的质量。因此， 为了使系统在 20 度的斜度上保持稳定， 可以 控制旋转机翼， 使它们的斜度跟上面所述的一致。
图 20 示例出机翼旋转一周时的斜度。机翼斜度图示是在位置 1 至 4， 用图形表示 是一个正弦波。
另一个与旋转机翼的控制有关的参数是偏航角， 它是沿着机翼长度上的轴在地面 上的垂直投影。如图 21 所示， 每个叶片或侧翼的偏航角可以重复从 0 度坐标循环到 360 度 坐标。
在稳定飞行期间， 根据给定的旋转包络面的航向和倾斜度， 可以确定每个叶片在 每个时刻的斜度。另外， 通过叶片的控制面 ( 可以是尾部结构件上的升降舵或附属升降 舵 )， 可以改变或控制叶片的斜度。 因此， 根据给定时刻所计算的斜度， 可以利用控制面来获 得期望的斜度， 从而使旋转包络面保持在期望的航向和倾斜度上。
机翼的滚转定义为叶片沿着长度方向相对于地面的角度。
在机翼旋转期间， 机翼在给定点上的期望斜度如下所述 ：
在一些实施例中， 为了确定机翼的瞬间偏航角， 可以使用传感器或传感器组件检 测转子毂的立体方位， 或把传感器组件安装在每个机翼上。当使用传感器组件时， 联接上 适当的电子仪器， 可确定机翼的空间定向 ( 例如机翼的斜度和偏航角 )， 通过使用机翼的升 降舵控制面可以实时控制所检测的空间定向的偏差 ( 例如检测的斜度对预选倾斜角的期 望斜度的偏差 )， 因此， 对于能根据机翼的空间定向数据控制机翼的升降舵控制面的控制系 统， 可以用它来让旋转包络面保持在所选定的航向和倾斜角上。
图 22 和 23 示出了第一航向 705 上的第一旋转包络面 700 以及第二航向 706 上第 二旋转包络面 702。第一航向 705 的期望斜度曲线 702 显示用于预置倾斜度 704。通过在 引起第二航向斜度曲线 703 的斜度曲线上进行相移， 可以维持第二航向 706。因此， 对于所 选择的航向和倾斜度， 可以确定机翼的较佳空间定向， 在某些实施例中， 这是由控制系统来 确定。
在本发明的某些实施例中， 控制系统是一个闭合环路式控制系统， 用于对机翼进 行升降舵控制。 每个机翼上的或紧固连接在每个机翼底部上的传感器组件可以是控制系统 电子仪器的一部分， 其包括处理能力， 以感测出机翼的实际斜度和滚转角， 并根据此时测量 的偏航角跟期望斜度和滚转角进行对比， 以确定姿态误差。通过发送指令给对机翼进行升 降舵控制的升降舵控制机构， 可以实时修正斜度。 通过无线通讯或跟系统的系缆连接， 系统 的瞬时姿态和位置， 包括倾斜度和航向， 可以从控制系统电子仪器传送到地面。 控制系统可 具有机载存储能力， 以按跟踪姿态误差作为偏航角的函数和时间的函数。斜度和滚转误差 可以定义为在给定偏航角下实际斜度和滚转角与期望斜度和滚转角之间的差别。
如上所述， 航向的预定变化会导致斜度曲线出现相移。 在一些实施例中， 改变航向 的指令会导致每个机翼的期望斜度出现瞬时移位， 相应的指令发到机翼的控制面。在某些 实施例中， 在系统旋转一周或多周期间， 改变航向的指令会导致每个机翼的期望斜度曲线 逐级变化。当单独由风力推动飞行时， 通常航向位于顺风向的范围内。控制系统可以改变 相对于风向的航向或倾斜角， 以便增加或减小流经旋转圆盘的空气量并因此增加或减小系 统所生成的旋转驱动力。另外， 控制系统可以同时改变发电机以及机翼的共同斜度引起的 阻力， 以便保持最佳的旋转速度， 最大化功率输出， 保持空中状态或避免系统过载。在动力 推动飞行的情况下， 航向可以是任意方向。
在本发明的一些实施例中， 如图 24 所示， 系缆 642 跟中心毂的第一部分 641 连接。 中心毂的第二部分 640 在结构上跟转子毂的第一部分 641 连接， 尽管它是自由旋转的。机 翼 643 和 644 跟连接点 646 和 647 上的中心毂的第二部分连接。在一些实施例中， 机翼可 以在给定范围内自由旋转， 通过机翼上的控制面， 可以控制飞行期间机翼的斜度。 在某些实 施例中， 利用连接点上或连接点附近的控制机构， 对机翼的斜度进行控制。
在一些实施例中， 飞行系统的控制系统 645 安装在转子毂的第二部分 640 上。在 这种实施例中， 利用机翼相对于转子毂的第二部分的角度数据， 可以确定每个机翼的斜度。 在一些实施例中， 每个机翼上面安装有一个传感器组件。 在一些实施例中， 每个机翼上面安 装有一个传感器组件， 并且具有一个独立的控制系统部分， 用于控制该机翼的斜度。 另一个需要控制的方面跟共同操作有关。在图 23 中的例子中， 如上所描述， 调节 叶片的斜度， 以便保持循环变化， 但总体数量是调大或调小。 例如， 在双机翼系统中， 如果两 个机翼的斜度和相应的提升力始终增加相同的数量， 如图 23 所示， 这种共同的数量增加将 导致图中的斜度曲线升高。在双机翼系统中， 两个机翼的斜度曲线将一起作类似的调节。
在一些实施例中， 如图 24 所示， 一个双机翼受控式飞行系统跟系缆 642 连接。转 子毂 641 跟系缆 642 连接。转子毂 641 具有一个相对于跟系缆连接的内侧部分旋转的外侧 部分。第一机翼 643 看起来在第一连接件 646 处与转子毂连接。第二机翼 644 看起来在第 二连接件 647 处与转子毂连接。尽管机翼 643 和 644 看起来有点像侧翼， 其底部都位于转 子毂附近， 但是机翼可以跟转子毂有一定的径向距离， 并通过加强杆跟转子毂连接。
在一些实施例中， 控制系统电子仪器和传感器组件 645 位于转子毂上。角度传感 器可以检测每个机翼相对于转子毂旋转速度， 并提供关于每个机翼的信息。在一些实施例 中， 传感器组件可以直接安装在机翼上或安装在跟机翼连接的加强杆上。当使用双机翼系 统时， 应安装两个传感器组件， 分别安装每个机翼上或跟机翼连接的加强杆上。
传感器组件可用于提供关于机翼的全部立体位置信息。在一些实施例中， 传感器 组件可包含磁力计、 陀螺仪和加速计。
在受控飞行系统的一个例子中， 系统的旋转部分由两个侧翼组成， 侧翼旋转直径 大约为 22 英尺。每个机翼是一个侧翼， 跨距为 90 英寸， 配有 8 英寸的翼弦。侧翼具有一个 表面为碳纤维复合材料的发泡芯材。侧翼跟 42 英寸长的加强杆紧固连接， 加强杆后面离侧 翼的前缘大约 2.5 英寸。加强杆是外径为 0.825 英寸的氟氯化碳 (CFC) 管， 管壁厚为 0.080 英寸。
加强杆跟尺寸为 4 英寸 ×14 英寸 ×3.5 英寸并且大约重 7 英镑的转子毂组件连 接。每个加强杆通过两个间隔大约为 4 英寸的滚球轴承组件跟转子毂连接。转子毂通过万
向接头和滚球轴承跟系缆连接， 电力传送通过滑环穿过转子毂。
通过利用安装在外部机翼尖端上的机身的 2 英尺尾桁的末端的全飞行升降舵， 可 以控制侧翼。通过使用 15×10 英寸螺旋桨， 无电刷电动机被安装在机身前部。每个电动机 具有 250kV 的线圈以及大约 2KW 的功率。当用动力推动飞行时， 电动机的电力来自地面， 通 过 50V 的系缆。
在受控飞行系统的另一个例子中， 系统的旋转部分由两个侧翼组成， 旋转直径大 约为 37 英尺加 8 英寸。每个机翼是一个侧翼， 跨距为 90 英寸， 配有 8 英寸的翼弦。侧翼具 有一个表面为碳纤维复合材料的发泡芯材。侧翼跟 136 英寸长的加强杆紧固连接， 加强杆 后面离侧翼的前缘大约 2.5 英寸。 加强杆是外径为 0.945 英寸的氟氯化碳管， 管壁厚为 0.1 英寸。
加强杆跟尺寸为 6 英寸 ×28 英寸 ×3 英寸并且大约重 8 英镑的转子毂组件连接。 每个加强杆通过两个间隔大约为 10 英寸的滚球轴承组件跟转子毂连接。转子毂通过三轴 式万向接头跟系缆连接， 电力传送通过滑环穿过转子毂。
通过利用安装在外部机翼尖端上的机身的 2 英尺尾桁的末端的全飞行升降舵， 可 以控制侧翼。通过使用 15×10 英寸螺旋桨， 无电刷电动机被安装在机身前部。每个电动机 具有 250kV 的线圈以及大约 2KW 的功率。当用动力推动飞行时， 电动机的电力来自地面， 通 过 50V 的系缆。 在如上所述的两个例子中， 每个机翼具有一个由伺服电动机控制的全飞行升降 舵。每个机翼在每个加强杆的底部或附近安装一个姿态和航向基准系统 (AHRS) 传感器组 件， 提供经滤波的三维姿态和航向信息。在某些实施例中， 传感器组件配有三个 1200deg/ sec MEMS 陀螺仪、 三个 +/-5g 加速计、 三轴式磁力计和温度补偿器。可以使用卡尔曼滤波 器， 对姿态和航向信息进行滤波。控制系统包含一个读取姿态信息和驱动升降舵的伺服电 动机指令的 ARM7 控制板。地面控制装置包含一条跟地面站连接的 900MHz 双路射频调制解 调器链路。
控制系统可以让飞行系统自动飞行。 可以在地面站上对一些关于飞行的参数进行 设置。 其它飞行参数包含在控制系统的飞行部分里面。 通过机载型 ARM7 电脑上的自定义开 放源导航软件包 (Paparazzi) 软件， 可以控制自动飞行。主控制回路在 120Hz 下运行。在 地面站上， 可以设置基本飞行参数 ( 倾斜角、 航向和共同操作 )。也可以在地面站上， 设置 PID 调谐参数 ( 比例增益、 导数增益和积分增益 )。
每 个 叶 片 的 控 制 概 要 如 下 所 述。 对 于 每 个 叶 片， 在每个循环期间测量叶
片 的 实 际 偏 航 角 和 实 际 斜 度。 如 上 所 述， 把实际斜度跟期望斜度对比 ： 然后， 计算出斜度误差， 作为实际斜度跟期望斜度之差。然后再计算 斜度误差的导数。斜度误差的导数定义为当前循环的斜度误差与上一循环的斜度误差之 差。计算误差的积分。斜度误差的积分可以从零开始。利用这些因数， 通过以下方程式可 以对每个侧翼进行升降舵控制 ： 升降舵指令＝ ( 比例增益 × 斜度误差 )+( 导数增益 × 斜 度误差的导数 )+( 积分增益 × 斜度误差的积分 )。
尽管在某些实施例中， 使用升降舵控制使侧翼飞行在预定的路径上， 但可以利用 转子毂上的机械驱动对侧翼的迎角进行修改。
在本发明的某些实施例中， 如图 25 所示， 飞行系统的飞行部分可以停泊在地面塔架上。地面塔架用于与飞行部分紧密配合， 以便可以通过配合接口的地面部分拉长或缩回 系缆。 地面部分可用于支撑飞行部分， 以便当飞行部分停泊在地面部分上时， 机翼可以悬挂 在地面上方。
基于应用的目的， 当用缆线或柔性系缆时， 其不用于以悬臂形式来支撑机翼， 径向 链路应大体上具有柔性。当径向链路用于以悬臂形式支撑链路或机翼时， 比如当要支撑或 接收主毂时， 径向链路应基本上具有刚性。当然， 大体上呈刚性的链路也会变形， 但是它仍 能用于支撑链路和机翼。
从上文的描述部分显然可知， 通过本申请文件所给出的描述可构造很多不同的实 施方式， 而且， 其他优点和修改方案将容易地被所属领域的技术人员想到。因此， 本发明从 其更为宽广的方面看并未局限于所显示和描述的具体细节和说明性例子。因而， 在不偏离 本发明的精神和范围的前提下， 可对此类细节进行修改。