專利名稱：自轉(zhuǎn)空中循環(huán)受控式發(fā)電的系統(tǒng)和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行系統(tǒng)，尤其涉及基于風力的空中飛行系統(tǒng)的控制。
背景技術(shù)：
發(fā)電用的風力渦輪機通常為塔式安裝，使用兩塊或三塊由驅(qū)動發(fā)電機的中心軸向 外伸展的葉片。由于葉片的旋轉(zhuǎn)速度低，一般需要加速傳動裝置。盡管本領(lǐng)域有一些已知 的空中風力發(fā)動機，但它們要掛一個跟安裝有氣球或其它提升裝置的塔類似的設(shè)備。關(guān)于 氣球提升型裝置的例子，請參見Kling的專利號為4，073，516美國專利，該專利公開系纜風 力驅(qū)動型水上發(fā)電站。系纜式發(fā)電的另一個特點是包括系纜和負載纜索，把空中機翼連接到地面上的機 械發(fā)電裝置。有關(guān)這種裝置的例子，請參見美國專利申請出版號為US2007/0228738專利申 請人為Wrage等人的專利，該專利描述了在空中飛行的降落傘把機械力傳送到地面。

發(fā)明內(nèi)容
一種空中離心加強型循環(huán)受控系統(tǒng)，其使用圍繞中心轂旋轉(zhuǎn)的機翼，與旋翼飛機 的機構(gòu)相類似。機翼的速度能夠遠在補給系統(tǒng)的風速之上。機翼可通過柔韌的徑向系纜連 接到中心轂，隨著機翼的速度的增加，該徑向系纜會顯著變硬，機翼也可用剛性徑向鏈路連 接到中心轂。中心轂可以用一條可延伸的主系纜連接到地面。發(fā)電渦輪機可以設(shè)在機翼上，并利用高視風速發(fā)電。所產(chǎn)生的電力向下沿著徑向 系纜傳送，穿過旋轉(zhuǎn)式電力管道傳送到主系纜和地面。通過使用連接到機翼上的控制面，空中組件可使得機翼的旋轉(zhuǎn)速度，自身的高度 和飛行姿態(tài)受控。高度和姿態(tài)傳感器以及控制系統(tǒng)可以是在空中的，并可以作為旋轉(zhuǎn)組件 的一部分?？墒褂眠@些控制裝置，將空中組件移動到系統(tǒng)的適配風速區(qū)域?！N使用連接到中心轉(zhuǎn)子轂并通過自動旋轉(zhuǎn)的機翼或葉片的發(fā)電用空中系統(tǒng)，跟 旋翼飛機的結(jié)構(gòu)相類似。發(fā)電渦輪機可設(shè)在葉片上，并在發(fā)電時使用高視風速，發(fā)電機葉片 和發(fā)電機之間很少需要或幾乎不需要使用傳動裝置。


圖1是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的離心加強型循環(huán)受控系統(tǒng)的概略圖。圖2是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的帶有兩個機翼的離心加強型循環(huán)受控系 統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)部分的概略圖。圖3是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的離心加強型循環(huán)受控系統(tǒng)的不同操作特 點的示例性概略圖。圖4是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的顯示有旋轉(zhuǎn)和提升方向的離心加強型循 環(huán)受控發(fā)電系統(tǒng)的概略圖。圖5是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的示例出有差別氣流的離心加強型循環(huán)受控發(fā)電系統(tǒng)概略圖。圖6是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的帶有包含封裝式渦輪機的尾部的機翼的 概略圖。圖7是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的帶有包含非封裝式渦輪機的尾部的機翼 的概略圖。圖8是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的包含封裝式渦輪機的飛翼的概略圖。圖9是示例出氣流速度在旋轉(zhuǎn)機翼之上的概略圖。圖10是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的緊固地連接有兩個機翼的循環(huán)受控系統(tǒng) 的旋轉(zhuǎn)部分的概略圖。圖11是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的循環(huán)受控發(fā)電系統(tǒng)的剛性旋轉(zhuǎn)部分的概 略圖。圖12是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的緊固地連接有兩個機翼的循環(huán)受控系統(tǒng) 的概略圖。圖13是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的緊固地連接有兩個機翼的循環(huán)受控發(fā)電 系統(tǒng)的概略圖。圖14是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的配有剛性轉(zhuǎn)子葉片的循環(huán)受控發(fā)電系統(tǒng) 的概略圖。圖15是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的圖解說明一些受控參數(shù)的飛行系統(tǒng)的概 略圖。圖16是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的示例出一些受控參數(shù)的飛行系統(tǒng)的概略 圖。圖17是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的飛行系統(tǒng)的局部的概略圖。圖18是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的飛行系統(tǒng)的局部的概略圖。圖19是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的飛行系統(tǒng)的局部的概略圖。圖20是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的沿旋轉(zhuǎn)盤不同位置上的機翼斜度的概略 圖。圖21是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的飛行系統(tǒng)的航向圖表。圖22示出根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的不同航向的飛行系統(tǒng)。圖23是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的不同航向的期望斜度的圖表。圖24示出根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的轉(zhuǎn)子轂和設(shè)備的性能。圖25是根據(jù)本發(fā)明的一些實施例提供的停泊系統(tǒng)的說明圖。
具體實施例方式如圖1所示，在本發(fā)明的一些實施例中，離心加強型循環(huán)受控空中系統(tǒng)100具有旋 轉(zhuǎn)部分101，其通過主系纜102連接到基體單元103上。旋轉(zhuǎn)部分101可以具有第一徑向鏈 路106，將第一受控提升部分或機翼108連接到中心轂105。第二徑向鏈路107將第二受控 機翼109連接到中心轂105。而中心轂105連接到主系纜102的外端，主系纜102從基體單 元103上的外接單元104向外伸展?；w單元安放在地面110上，然而，在某些實施例它也 可以安放在浮式平臺或其它錨固系統(tǒng)上。
本系統(tǒng)適于讓機翼自動旋轉(zhuǎn)接合。在傳統(tǒng)的旋翼飛機中，是使用發(fā)動機和螺旋槳 通過空氣來推動旋轉(zhuǎn)機翼。旋翼飛機向前的移動(一旦旋轉(zhuǎn)機翼已經(jīng)開始旋轉(zhuǎn))進一步促 進旋轉(zhuǎn)機翼的自轉(zhuǎn)，這反過來可以為旋翼飛機提供升力。正在飛行的旋翼飛機有時看起來 像是飛機和直升飛機的組合，但通常沒有給旋轉(zhuǎn)機翼提供動力。在本發(fā)明的一些實施例中，旋轉(zhuǎn)機翼與旋翼飛機的旋轉(zhuǎn)機翼類似，提供升力，但被 纜索系在盛行風的適當位置上，就是通過該盛行風促進并使旋轉(zhuǎn)機翼繼續(xù)自動旋轉(zhuǎn)。在一些實施例中，主系纜102適于從外接單元104上向外放出，外接單元104可包 含一個滾筒單元，用于旋轉(zhuǎn)以拉長或縮回纜索。在一些實施例中，纜索不可延長部分的長度 大部分可以跟滾筒單元分開儲存，以讓滾筒的尺寸更小，并讓滾筒單元和纜索在纜索延伸 而出的位置點上的旋轉(zhuǎn)半徑始終是同一半徑。在一些實施例中，主系纜102是柔韌的，并且 適于卷繞在筒上。旋轉(zhuǎn)式組件101適于在與主系纜102成一定角度的平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。在一些實施例中， 旋轉(zhuǎn)式組件101可以環(huán)繞主系纜102基本上循環(huán)地旋轉(zhuǎn)，不會由于在中心轂105上轉(zhuǎn)動耦 合而扭曲主系纜。轉(zhuǎn)動耦合可以利用機械軸承、磁力軸承或其它裝置。在一些實施例中，如圖2所示，旋轉(zhuǎn)式組件由兩個可控制的提升部分或機翼組成。 第一機翼125通過第一徑向鏈路121連接到轉(zhuǎn)子轂120上。第一機翼125可由一個側(cè)翼 122、尾部結(jié)構(gòu)件127和尾部126組成。在一些實施例中，尾部126包含一個可控制的升降 舵，可以控制側(cè)翼122的迎角。第二機翼124通過第二徑向鏈路123連接到轉(zhuǎn)子轂120上。 第二機翼可由一個側(cè)翼128、尾部結(jié)構(gòu)件130和尾部129組成。此尾部包含一個可控制的升 降舵，可以控制側(cè)翼128的迎角。在一些實施例中，機翼可能具有其它可控制表面，包括方 向舵、副翼和襟翼。在一些實施例中，徑向鏈路是柔性纜索。旋轉(zhuǎn)式組件適于使得機翼相對于機翼側(cè) 翼產(chǎn)生向前的移動，同時機翼在側(cè)面受到徑向系纜的限制，此限制形成機翼環(huán)繞轉(zhuǎn)子轂做 圓形飛行的路徑。當機翼的速度增加時，離心力經(jīng)徑向系纜帶來更高的負載。隨著徑向系 纜的張力增加，系統(tǒng)的硬度也增加。當機翼開始接入其圓形飛行時，它們的旋轉(zhuǎn)速度會導致 機翼側(cè)翼上面的氣流速度遠高于外面的周圍風速。機翼具有可控制的特點，例如控制升降 舵，可以調(diào)節(jié)機翼側(cè)翼的迎角，從而可控制機翼以及整個旋轉(zhuǎn)式組件的旋轉(zhuǎn)速度，其中機翼 是旋轉(zhuǎn)式組件的一部分。圖3和5闡明了本發(fā)明的實施例所提供的循環(huán)受控系統(tǒng)的一些特點。如圖3所 示，固定在基體單元161上的主系纜162及其旋轉(zhuǎn)式組件163可以用于各種高度(即大氣 壓力)、位置(即全球定位系統(tǒng)和加強型全球定位系統(tǒng))和飛行姿態(tài)。在不同的季節(jié)，系統(tǒng) 可以在不同的高度上飛行。在一些情況下，邊緣層可以防止具有充分強度或濃度的盛行風 在地面附近出現(xiàn)。在這種情況下，系統(tǒng)需要在邊緣層上方飛行。在另一種情況下，系統(tǒng)需要 在較高的高空氣流中飛行，例如圖示的急流。在其它情況下，系統(tǒng)可以升高或降低高度，以 避開速度太高或太低的氣流，或避開惡劣天氣或其它原因。在一些實施例中，系統(tǒng)要跟風速 監(jiān)控系統(tǒng)一起工作，該風速監(jiān)控系統(tǒng)用于逆風觀測并測定即將到來的風速。該風速監(jiān)控系 統(tǒng)可以感測到逆風向許多英里以外的風速，也可以區(qū)別不同高度的風速。循環(huán)受控系統(tǒng)可 根據(jù)風速監(jiān)控系統(tǒng)的輸入數(shù)據(jù)，來提升或降低高度。在第一種情況下，主系纜放出總長度Li，跟地面成一定角度口 1，使中心轂的高度為HI。應該理解的是，主系纜可以是柔韌的纜索，實際上不是直線的，口 1可以理解為基體 單元與轉(zhuǎn)子轂之間的角度。卸掉機翼后很快就可以看到這個低仰角，或者該低仰角可比在 正常飛行情況下所看到的要小并用在示例性的例子。在第二種情況下，主系纜放出總長度L2，跟地面成一定角度口 2，使中心轂的高度 為H2。這可以是系統(tǒng)飛行在近地邊緣層上方時的情況的示例。在第三種情況下，主系纜放出總長度L3，跟地面成一定角度口 3，使中心轂的高度 為H3。這可以是系統(tǒng)提升高度進入急流時的情況的示例。在一些實施例中，通過使用控制系統(tǒng)控制徑向系纜外端上的機翼，系統(tǒng)可以從一 個高度移到另一個高度，或從主系纜的一個仰角□移到另一個仰角。圖5闡明了在周圍風速為VI、旋轉(zhuǎn)式組件的高度上飛行的系統(tǒng)。旋轉(zhuǎn)式組件以旋 轉(zhuǎn)速度ω 1飛行。單個機翼303和304通過長度為rl的系纜308和309連接到轉(zhuǎn)子轂。機 翼的速度為Π*ω 1。機翼上的視風速度依賴于機翼在圓形飛行路徑302上的位置而變化。 例如，對于行進入周圍風向的第一機翼304，應把周圍風速加上旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的速度得出機翼上 方的風速。對于背離周圍風向的第二機翼303，應把旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的速度減去周圍風速得出機翼 上方的風速。兩個機翼上的同步風速的影響差別會導致兩個機翼產(chǎn)生不同的提升力和拖力。因 此，如果不控制兩個機翼以抵消這種影響，圓形飛行路徑302的一部分將會有增加的提升 力，而另一部分將會有減小的提升力。這樣會使旋轉(zhuǎn)式組件的旋轉(zhuǎn)平面垂直離開主系纜，同 時使升力矢量平行離開主系纜，從而導致主系纜移動。通過使用考慮每個機翼受力循環(huán)特性的控制系統(tǒng)，可實現(xiàn)上述的在有提升差別時 使主系纜保持在相同的位置或主系纜307的按計劃移動。第一機翼303可具有一個升降舵 控制面305，而第二機翼304可具有一個升降舵控制面306。當機翼經(jīng)歷一個旋轉(zhuǎn)循環(huán)時， 對這兩個控制面進行的循環(huán)操縱可使主系纜按計劃移動或穩(wěn)定它，以及保持主系纜和旋轉(zhuǎn) 式組件的位置。例如，若要穩(wěn)定主系纜和旋轉(zhuǎn)式組件及保持其位置，當機翼在旋轉(zhuǎn)循環(huán)期間 行進入周圍風向時，可調(diào)節(jié)這個機翼的升降舵控制面在第一個方向。當機翼在旋轉(zhuǎn)循環(huán)期 間轉(zhuǎn)到背離周圍風向時，可調(diào)節(jié)這個機翼的升降舵控制面在第二個方向。使用這種循環(huán)受 控系統(tǒng)，可以實現(xiàn)按計劃移動或預期的位置保持。在一些實施例中，飛行系統(tǒng)可用于在旋轉(zhuǎn)部分與地面單元之間的系纜上生成拉 力。該拉力可以用于為發(fā)電機或其它裝置提供動力。系纜上的拉力可以用于拉動滾筒，而 滾筒會接著旋轉(zhuǎn)軸桿，為發(fā)電機提供機械輸入。當旋轉(zhuǎn)部分被控制在系纜上產(chǎn)生的拉力減 小時，地面單元會收回系纜。然后可以連續(xù)重復執(zhí)行以上過程。當需要拉力時，通過增加機 翼上的共同提升力就可以增加對系纜的作用力。圖9闡明了在迎風旋轉(zhuǎn)的固定轉(zhuǎn)子上所觀察到的有差別的風速。如圖所示，當轉(zhuǎn) 子旋轉(zhuǎn)一周時，轉(zhuǎn)子葉片或機翼上的具有不同的風速。而這會使提升力和阻力變化。在本 發(fā)明的一些實施例中，機翼的設(shè)計可在與徑向鏈路平行的軸的周圍的機翼長度上有一定的 扭曲。該機翼長度上的扭曲是考慮到沿著機翼在徑向方向上會有不同空速。這種方式的設(shè) 計可以是與渦輪葉片的設(shè)計類似，渦輪葉片的設(shè)計也考慮到不同徑向距離上的不同空速。在本發(fā)明的一些實施例中，中心轂本身在設(shè)計上具有空氣動力學或機翼特點。在 一些實施例中，中心轂可能具有控制面，使中心轂能夠引導轉(zhuǎn)子轂在盛行風下的運動。在一些實施例中，轉(zhuǎn)子轂可能具有空氣動力學特點，能夠穩(wěn)定中心轂或轉(zhuǎn)子轂，不管是防止盛行 風引起葉片顫動，或防止徑向系纜的拉力變化，或是其它原因。在一些實施例中，中心轂可具有多種傳感器，由控制旋轉(zhuǎn)式組件的控制系統(tǒng)來使 用。高度傳感器、姿態(tài)傳感器和風速傳感器可以安裝在轉(zhuǎn)子轂上或在轉(zhuǎn)子轂附近。在一些 實施例中，機翼上的傳感器可以記錄機翼上的風速。其它位置、姿態(tài)、高度和空氣速度傳感 器可以安裝在系統(tǒng)的各個位置上，以便幫助控制該系統(tǒng)。在一些實施例中，大多數(shù)或全部用在控制系統(tǒng)中對旋轉(zhuǎn)式組件進行循環(huán)控制和穩(wěn) 定的傳感器可以安裝在旋轉(zhuǎn)式組件上，并安裝在轉(zhuǎn)子轂的非旋轉(zhuǎn)部分上。在一些實施例中， 控制系統(tǒng)的電子儀器也可以安裝在旋轉(zhuǎn)式組件上，并安裝在轉(zhuǎn)子轂的非旋轉(zhuǎn)部分上。圖4闡明了依據(jù)本發(fā)明的一些實施例所提供的循環(huán)受控離心式加強型系統(tǒng)的一 些特點。主系纜320連接到具有兩個機翼324和325的旋轉(zhuǎn)部分。兩個機翼324和325通 過柔性徑向系纜322和323跟轉(zhuǎn)子轂321連接。當機翼在來自旋轉(zhuǎn)式組件下方的氣流里飛 行并且跟主系纜320成一定角度時，機翼的提升力傾向于按方向326使機翼提升，該方向 326跟主系纜320有點平行，其中周圍氣流按順風方向?qū)⒅飨道|320從主基地拖曳。由于機 翼受徑向系纜束縛，該提升力無法沿提升力方向直線升高機翼，但受提升力方向的作用力， 機翼沿弧形運動，弧形相對半徑為徑向系纜的長度的弧偏斜。翼尖路徑面329被視為機翼 旋轉(zhuǎn)時在里面掠過的平面。錐旋角330被視為在假定“水平飛行”平面以上的角度，該平面 是沒有機翼提升力時的飛行平面，并且可能與地面不平行。翼尖路徑面與地面的夾角可表 示為仰角“i”。平衡力系能發(fā)揮作用，避免機翼沿著提升力方向掠過并停止在從主系纜上伸出的 線路上。當機翼324和325在圓形循環(huán)飛行路徑上加速時，產(chǎn)生對機翼施加作用力的離心 力328，使機翼徑向離開轉(zhuǎn)子轂。然后，徑向向外作用力使機翼的飛行路徑變平，減小錐旋 角。這樣就可以使機翼在圓形飛行路徑上保持“水平飛行”，而不必使用剛性材料的徑向鏈 路，也不必抵抗轉(zhuǎn)子轂上的彎矩?？梢钥刂茩C翼的速度，以便增加速度并使飛行軌跡保持 “水平”。在本發(fā)明的一些實施例中，控制系統(tǒng)能控制離心式加強型循環(huán)受控系統(tǒng)的一個或 多個方面?？刂葡到y(tǒng)可能包含一個處理器，在某些實施例中，處理器可以整個安放在飛行 轂上，或整個安放在地面上，或部分安裝在轂和地面上，可以利用來自以下傳感器的輸入信 號，包括機翼上的空速傳感器，轉(zhuǎn)子轂上的周圍風速傳感器、遠程安裝或適于讀取遠處風速 的周圍風速傳感器、姿態(tài)和高度傳感器以及其它傳感器，以便確定與旋轉(zhuǎn)部分的位置、高 度、旋轉(zhuǎn)速度和其它方面有關(guān)的這些參數(shù)的值。然后，控制系統(tǒng)可以接收操作員的輸入信 號，或者運行預先確定的操作范例，利用旋轉(zhuǎn)部分的控制面，延長或縮回主系纜，以便控制 系統(tǒng)。當進行循環(huán)控制時，控制系統(tǒng)可以考慮使用處理延遲、電氣延遲和機翼控制系統(tǒng) 延遲，使指令相轉(zhuǎn)移到控制面，以便操作在期望的時間啟動。由于可以控制機翼使機翼獲得非常高的旋轉(zhuǎn)速度，側(cè)翼上方的可視空速會變得非 常高。這樣可以提供了一種收集能量的機會，即當機翼獲得高旋轉(zhuǎn)速度時，可以利用此時獲 得的非常高的空速來收集能量，即使周圍風速比較低。風力渦輪機驅(qū)動的發(fā)電機或其它風 力驅(qū)動的發(fā)電機可以集成于機翼里面，或集成在機翼上，或集成在機翼附近，利用圓形飛行路徑所產(chǎn)生的高空速。若使用風力渦輪機驅(qū)動的發(fā)電機，機翼上所生成的電力可以通過徑 向系纜(采用柔性系纜的情況)或加強桿(采用加強桿的情況)上的導線傳送，電力穿過 中心轂上的旋轉(zhuǎn)式電力管道，然后通過主系纜上的導線傳送到地面。圖6、7和8說明了依據(jù)本發(fā)明一些實施例所提供的配有渦輪機驅(qū)動的發(fā)電機的機 翼。在本發(fā)明的一些實施例中，如圖7所示，適于在柔性徑向鏈路(例如系纜208)末端上或 沿著剛性徑向鏈路(例如加強桿)飛行的機翼200里面具有一臺封裝式渦輪機驅(qū)動的發(fā)電 機207。在旋轉(zhuǎn)飛行路徑期間，機翼200的側(cè)翼201在徑向方向上受徑向系纜208的束縛。 徑向系纜208可以起雙重作用，即作為跟中心轂連接的結(jié)構(gòu)連接件，以及作為發(fā)電渦輪機 所生成的電能的電力傳送管道。機翼200可以擁有配備垂直穩(wěn)定器203和水平穩(wěn)定器205 的尾部結(jié)構(gòu)件203。水平穩(wěn)定器205可以配備可控制的升降舵206或其它類型的升降舵控 制裝置。雖然圖示的機翼配有可控制的升降舵，但在剛性徑向鏈路情況下，通過利用在轉(zhuǎn)子 轂接口上的或機翼和剛性徑向鏈路的接口上的機械裝置，可以控制機翼的迎角。封裝式渦輪機驅(qū)動的發(fā)電機207的轉(zhuǎn)子葉片202封裝在機翼的結(jié)構(gòu)或鄰接的引擎 罩里面。利用系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)部分的高速旋轉(zhuǎn)速度所產(chǎn)生的高速氣流，渦輪機能夠形成自身高 的旋轉(zhuǎn)速度，驅(qū)動發(fā)電機。由于機翼在其循環(huán)飛行路徑中達到的高速度以及渦輪葉片202 的高速旋轉(zhuǎn)速度，發(fā)電機可以不使用傳動裝置，而在較低風速里運行的系統(tǒng)本來是需要使 用傳動裝置的。關(guān)于術(shù)語渦輪機和螺旋槳的使用，需要指明的是，由于在一些實施例中雙重利用 動力設(shè)備，既可以在某些情況下為機翼和旋轉(zhuǎn)飛行提供動力，也可以在其它情況下在旋轉(zhuǎn) 飛行期間生成電力，因此，有必要澄清一些術(shù)語。通常，發(fā)動機驅(qū)動螺旋槳為飛行提供動力。 而渦輪機驅(qū)動發(fā)電機。當發(fā)動機驅(qū)動螺旋槳時，同一個螺旋槳也被用作為渦輪機，為發(fā)電機 提供驅(qū)動力。在本發(fā)明的某些實施例中，如上所述的術(shù)語在描述同一個設(shè)備時是可以相互 交換的。在本發(fā)明的一些實施例中，如圖7所示，在徑向系纜218末端上飛行的提升部分 210在由螺旋槳212驅(qū)動的機翼里面配有一臺渦輪機驅(qū)動的發(fā)電機217。在旋轉(zhuǎn)飛行路徑 期間，提升部分210的側(cè)翼211在徑向方向上受徑向系纜218的束縛。徑向系纜218可以 起雙重作用，即作為跟中心轂連接的結(jié)構(gòu)連接件，以及作為發(fā)電渦輪機所生成的電能的電 力傳送管道。在某些實施例中，徑向系纜可以是剛性鏈路，例如加強桿。在某些實施例中， 加強桿可能具有不對稱的垂直和水平部分，或用各種方式有目的地加固，以提高機翼的被 動穩(wěn)定性和加強對機翼的控制。提升部分210可以擁有配備垂直穩(wěn)定器214和水平穩(wěn)定器 215的尾部結(jié)構(gòu)件213。水平穩(wěn)定器215可以配備可控制的升降舵216或其它類型的升降 舵控制裝置。渦輪驅(qū)動發(fā)電機217的渦輪/螺旋槳212在機翼結(jié)構(gòu)的前方。利用系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)部 分的高速旋轉(zhuǎn)速度所產(chǎn)生的高速氣流，渦輪能夠形成自身高的旋轉(zhuǎn)速度，驅(qū)動發(fā)電機。由于 機翼在其循環(huán)飛行路徑中達到的高速度以及螺旋槳的高速旋轉(zhuǎn)速度，發(fā)電機可以不使用傳 動裝置，而在較低風速里運行的系統(tǒng)本來是需要使用傳動裝置的。在本發(fā)明的某些實施例中，如圖8所示，在徑向系纜227末端上飛行的飛翼式機翼 220在由入口葉片222驅(qū)動的機翼里面配有一臺渦輪機驅(qū)動的發(fā)電機226。在旋轉(zhuǎn)飛行路 徑期間，機翼220的側(cè)翼221在徑向方向上受徑向系纜227的束縛。徑向系纜227可以起雙重作用，即作為跟轉(zhuǎn)子轂連接的結(jié)構(gòu)連接件，以及作為發(fā)電渦輪機所生成的電能的電力 傳送管道。機翼220配有用于高度調(diào)節(jié)的副翼224和225，以控制機翼的迎角。在一些實施例中，系統(tǒng)用于產(chǎn)生10麗的電力。旋轉(zhuǎn)部分的掠過直徑范圍為150到 200米。系統(tǒng)具有多種尺寸供選擇，較小的系統(tǒng)用于在0到200米的高度上運行，而較大的 系統(tǒng)用于在50000英尺或以上的高度上運行。配有較大旋轉(zhuǎn)部分的系統(tǒng)可以在低空也可以 在高空運行。配有較小旋轉(zhuǎn)部分的系統(tǒng)可以在低空也可以在高空運行。在本發(fā)明的某些實施例中，來自于安裝在機翼上由渦輪驅(qū)動的發(fā)電機的拖力可以 用作為整個系統(tǒng)的控制系統(tǒng)的一部分。例如，通過減小或增加機翼上的發(fā)電機的電力負載， 可以改變拖力。當需要增加機翼的速度時，可以采用減小拖力。通過增加拖力，可以穩(wěn)定系 統(tǒng)或用于其它目的。在本發(fā)明的一些實施例中，具有發(fā)電能力的機翼也具有電力驅(qū)動飛行的能力。例 如，不使用發(fā)電機及其葉片/螺旋槳作為發(fā)電源，使用系統(tǒng)為機翼的飛行提供動力。在這種 情況下，電力通過基體單元提供，電力穿過主系纜的電力管道，在配有旋轉(zhuǎn)電力聯(lián)接器的中 心轂上傳送到徑向系纜，然后用于驅(qū)動發(fā)電機。發(fā)電機將起電動機的作用。然后，機翼的葉 片/螺旋槳用于推進機翼。當風力不充足或不適合機翼飛行時，可以選用動力推動飛行，保 持旋轉(zhuǎn)式組件在空中的狀態(tài)。也可以選用動力推動飛行的方式啟動系統(tǒng)的飛行進程。可以 用動力推動飛行的方式讓機翼進入空中，包括垂直起飛。在本發(fā)明的一些實施例中，如圖10-14所示，旋轉(zhuǎn)式組件可以是大致呈剛性，與上 面所述的配有大致呈柔性的系纜的旋轉(zhuǎn)式組合裝置形成對比。在如圖12所示的擴展型機 翼系統(tǒng)400實例中，機翼401、402通過剛性徑向系纜403和404跟中心轂405連接。如圖 12所示，在飛行時，系統(tǒng)400利用迎面風420，該迎面風穿過機翼時按向上方向421偏移。由 于跟剛性徑向系纜連接，系統(tǒng)400運行起來好像是用纜索系在地面飛行的旋翼飛機。在本發(fā)明的一些實施例中，如圖13所示，自轉(zhuǎn)機翼系統(tǒng)431可以用于發(fā)電。機翼 432和436內(nèi)部可包含適于發(fā)電的渦輪驅(qū)動發(fā)電機。渦輪驅(qū)動發(fā)電機可以利用機翼上方由 機翼自轉(zhuǎn)產(chǎn)生的高轉(zhuǎn)速引起的高速氣流。迎面風430向上，穿過旋轉(zhuǎn)機翼的旋轉(zhuǎn)面。機翼 432,436通過剛性徑向系纜431、433跟中心轂434連接。在本發(fā)明的一些實施例中，旋轉(zhuǎn)葉片系統(tǒng)410可適于自轉(zhuǎn)，產(chǎn)生電能。在本發(fā)明的 一些實施例中，如圖11所示，系纜型系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)部分410具有連接于中心轂415的第一葉 片412和第二葉片411。葉片411、412可以讓渦輪驅(qū)動發(fā)電機413、414把風能轉(zhuǎn)換為電能。 由于在自轉(zhuǎn)期間機翼上可以產(chǎn)生高風速，可以不用在渦輪和發(fā)電機之間使用體積大且笨重 的齒輪系統(tǒng)，因此渦輪驅(qū)動發(fā)電機跟典型的風力驅(qū)動的發(fā)電機相比，可以有更小的尺寸和 重量。在某些實施例中，葉片411、412可以通過接頭跟中心轂415連接，接頭可以讓葉片 相對于轉(zhuǎn)子轂做一些移動。該接頭可以裝有彈簧或使用阻尼徑向接頭，以讓葉片沿著其旋 轉(zhuǎn)路徑相對于轉(zhuǎn)子轂做一些移動。接頭可以裝有彈簧或使用阻尼徑向接頭，以讓葉片垂直 于葉片旋轉(zhuǎn)軸做一些移動。在一些實施例中，通過葉片與轉(zhuǎn)子轂的接合處上的機械裝置，可 以控制葉片相對于轉(zhuǎn)子轂的迎角。在本發(fā)明的某些實施例中，如圖14所示，系纜型發(fā)電系統(tǒng)利用配有一體化的渦輪 驅(qū)動發(fā)電機的自轉(zhuǎn)葉片系。配有渦輪驅(qū)動發(fā)電機534、535的葉片532、533圍繞轉(zhuǎn)子轂531旋轉(zhuǎn)。葉片配有控制面536、537，用于控制葉片幫助穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)部分，或提高或降低旋轉(zhuǎn)部分 到不同的飛行高度。在本發(fā)明的一些實施例中，控制系統(tǒng)用于控制旋轉(zhuǎn)葉片或旋轉(zhuǎn)機翼系統(tǒng)的一個或 多個方面。在一些情況下，一臺電腦或處理器可安放在地面上，或安放在中心轂上，利用來 自以下傳感器的輸入信號，包括機翼上或附近的傳感器，轉(zhuǎn)子轂上的周圍風速傳感器、遠程 安裝或用于讀取遠處風速的周圍風速傳感器、姿態(tài)和高度傳感器、以及其它傳感器，以確定 與旋轉(zhuǎn)部分的位置、高度、旋轉(zhuǎn)速度和其它方面的控制有關(guān)的這些參數(shù)的值。然后，控制系 統(tǒng)可以接收操作員的輸入信號，或運行預先確定的操作范例，利用旋轉(zhuǎn)部分的控制面，延長 或縮回主系纜，以便控制系統(tǒng)。在一些實施例中，如圖15和16所示，圖示的旋轉(zhuǎn)機翼系統(tǒng)600是通過系纜604跟 基體單元605連接，基體單元605可以是在地面606上。在一些實施例中，如先前的實施例 所述，旋轉(zhuǎn)機翼系統(tǒng)使用兩個旋轉(zhuǎn)提升部分，例如機翼或葉片。當旋轉(zhuǎn)機翼旋轉(zhuǎn)時，如上所 述，旋轉(zhuǎn)機翼是在盛行風或動力推動飛行或在綜合作用方式下自轉(zhuǎn)，提升部分在穩(wěn)定飛行 期間在旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面601里旋轉(zhuǎn)。在剛性連接的系統(tǒng)中，旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面可以理想化為一個平盤， 雖然對于典型的系統(tǒng)，系統(tǒng)部件的靈活性以及對理想化飛行路徑的微小偏離會引起被稱為 旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面601的包絡(luò)面。如圖15所示，軸602跟圖示中有些厚度的圓盤一樣的旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面601垂直。垂直 于旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面圓盤的軸的傾斜角603 (i)是一個參數(shù)，能用于控制系統(tǒng)，并且能被控制系統(tǒng) 控制用于旋轉(zhuǎn)機翼系統(tǒng)。如圖16所示，旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面601的垂直軸602向下在地面上有圖示為線610的垂直 投影。盡管在某些飛行范例中，垂直投影610可能跟系纜604的投影排成直線，但并不需要 這樣。向下的垂直投影在方向上被定義為一條線，垂直投影線610跟固定基準方向611的 夾角612被稱為旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面的航向，本文稱為0。如圖16所示，航向是從系統(tǒng)的中心向外的 方向。航向是一個參數(shù)，能用于控制系統(tǒng)，并且能被控制系統(tǒng)控制用于旋轉(zhuǎn)機翼系統(tǒng)。在某些實施例中，如圖17所示，旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面601具有第一機翼621和第二機翼 622。在某些實施例中，第一機翼621和第二機翼622圍繞中心轂620旋轉(zhuǎn)。在某些實施例 中，兩個機翼圍繞中心轂成180度。在某些實施例中，兩個機翼之間可以剛性連接，旋轉(zhuǎn)角 度不固定，以相對于側(cè)翼的迎角移動。在某些實施例中，第一機翼621和第二機翼622具有 控制面623和624，用于控制機翼沿著其長度旋轉(zhuǎn)。在一些實施例中，通過制動器，可以在中 心轂上循環(huán)地控制機翼。圖18和19圖解說明了單個機翼圍繞旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面的一個旋轉(zhuǎn)環(huán)。雖然圖示出一 個機翼，但是應當理解的是，如上面所述，通常是使用兩個機翼，或者在一些實施例中使用 多個機翼。在第一個位置1，當機翼向上飛過傾斜角為i的旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面時，它相對于地面具 有向上最陡峭的斜度。在第二個位置2，當機翼通向旋轉(zhuǎn)的下降部分時，它到達旋轉(zhuǎn)的最高 點，位于中等斜度或緩傾斜狀態(tài)。在第三個位置3，當機翼向下飛過傾斜角為i的旋轉(zhuǎn)包絡(luò) 面時，它相對于地面具有向下最陡峭的斜度。在第四個位置4，當機翼通向旋轉(zhuǎn)的上升部分 時，它到達旋轉(zhuǎn)的最低點，又位于中等斜度或緩傾斜狀態(tài)。雖然上面只圖示了底部位于中心 轂的飛翼式機翼，但也可以使用其它實施例。例如，在一些實施例中，機翼可以跟中心轂具 有一定的徑向距離，通過剛性鏈路或加強桿跟中心轂連接。在一些實施例中，機翼可以跟轉(zhuǎn)子轂具有一定的距離，并且包含一個發(fā)電推進系統(tǒng)。在穩(wěn)定飛行時，如果傾斜角為20度，機翼在位置1的斜度為20度，在位置3的斜 度為負20度，在位置2和4的斜度分別為0度。0度位置是比較而言的，因為它必須有足夠 的迎角和提升力支撐空中系統(tǒng)的質(zhì)量。因此，為了使系統(tǒng)在20度的斜度上保持穩(wěn)定，可以 控制旋轉(zhuǎn)機翼，使它們的斜度跟上面所述的一致。圖20示例出機翼旋轉(zhuǎn)一周時的斜度。機翼斜度圖示是在位置1至4，用圖形表示 是一個正弦波。另一個與旋轉(zhuǎn)機翼的控制有關(guān)的參數(shù)是偏航角，它是沿著機翼長度上的軸在地面 上的垂直投影。如圖21所示，每個葉片或側(cè)翼的偏航角可以重復從0度坐標循環(huán)到360度 坐標。在穩(wěn)定飛行期間，根據(jù)給定的旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面的航向和傾斜度，可以確定每個葉片在 每個時刻的斜度。另外，通過葉片的控制面(可以是尾部結(jié)構(gòu)件上的升降舵或附屬升降 舵)，可以改變或控制葉片的斜度。因此，根據(jù)給定時刻所計算的斜度，可以利用控制面來獲 得期望的斜度，從而使旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面保持在期望的航向和傾斜度上。機翼的滾轉(zhuǎn)定義為葉片沿著長度方向相對于地面的角度。在機翼旋轉(zhuǎn)期間，機翼在給定點上的期望斜度如下所述
期望斜度=i COS (偏航角+ 0)
期望滾轉(zhuǎn)=i sin (偏航角+ 0)在一些實施例中，為了確定機翼的瞬間偏航角，可以使用傳感器或傳感器組件檢 測轉(zhuǎn)子轂的立體方位，或把傳感器組件安裝在每個機翼上。當使用傳感器組件時，聯(lián)接上 適當?shù)碾娮觾x器，可確定機翼的空間定向(例如機翼的斜度和偏航角)，通過使用機翼的升 降舵控制面可以實時控制所檢測的空間定向的偏差(例如檢測的斜度對預選傾斜角的期 望斜度的偏差)，因此，對于能根據(jù)機翼的空間定向數(shù)據(jù)控制機翼的升降舵控制面的控制系 統(tǒng)，可以用它來讓旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面保持在所選定的航向和傾斜角上。圖22和23示出了第一航向705上的第一旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面700以及第二航向706上第 二旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面702。第一航向705的期望斜度曲線702顯示用于預置傾斜度704。通過在 引起第二航向斜度曲線703的斜度曲線上進行相移，可以維持第二航向706。因此，對于所 選擇的航向和傾斜度，可以確定機翼的較佳空間定向，在某些實施例中，這是由控制系統(tǒng)來 確定。在本發(fā)明的某些實施例中，控制系統(tǒng)是一個閉合環(huán)路式控制系統(tǒng)，用于對機翼進 行升降舵控制。每個機翼上的或緊固連接在每個機翼底部上的傳感器組件可以是控制系統(tǒng) 電子儀器的一部分，其包括處理能力，以感測出機翼的實際斜度和滾轉(zhuǎn)角，并根據(jù)此時測量 的偏航角跟期望斜度和滾轉(zhuǎn)角進行對比，以確定姿態(tài)誤差。通過發(fā)送指令給對機翼進行升 降舵控制的升降舵控制機構(gòu)，可以實時修正斜度。通過無線通訊或跟系統(tǒng)的系纜連接，系統(tǒng) 的瞬時姿態(tài)和位置，包括傾斜度和航向，可以從控制系統(tǒng)電子儀器傳送到地面。控制系統(tǒng)可 具有機載存儲能力，以按跟蹤姿態(tài)誤差作為偏航角的函數(shù)和時間的函數(shù)。斜度和滾轉(zhuǎn)誤差 可以定義為在給定偏航角下實際斜度和滾轉(zhuǎn)角與期望斜度和滾轉(zhuǎn)角之間的差別。
如上所述，航向的預定變化會導致斜度曲線出現(xiàn)相移。在一些實施例中，改變航向 的指令會導致每個機翼的期望斜度出現(xiàn)瞬時移位，相應的指令發(fā)到機翼的控制面。在某些 實施例中，在系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)一周或多周期間，改變航向的指令會導致每個機翼的期望斜度曲線 逐級變化。當單獨由風力推動飛行時，通常航向位于順風向的范圍內(nèi)?？刂葡到y(tǒng)可以改變 相對于風向的航向或傾斜角，以便增加或減小流經(jīng)旋轉(zhuǎn)圓盤的空氣量并因此增加或減小系 統(tǒng)所生成的旋轉(zhuǎn)驅(qū)動力。另外，控制系統(tǒng)可以同時改變發(fā)電機以及機翼的共同斜度引起的 阻力，以便保持最佳的旋轉(zhuǎn)速度，最大化功率輸出，保持空中狀態(tài)或避免系統(tǒng)過載。在動力 推動飛行的情況下，航向可以是任意方向。在本發(fā)明的一些實施例中，如圖24所示，系纜642跟中心轂的第一部分641連接。 中心轂的第二部分640在結(jié)構(gòu)上跟轉(zhuǎn)子轂的第一部分641連接，盡管它是自由旋轉(zhuǎn)的。機 翼643和644跟連接點646和647上的中心轂的第二部分連接。在一些實施例中，機翼可 以在給定范圍內(nèi)自由旋轉(zhuǎn)，通過機翼上的控制面，可以控制飛行期間機翼的斜度。在某些實 施例中，利用連接點上或連接點附近的控制機構(gòu)，對機翼的斜度進行控制。在一些實施例中，飛行系統(tǒng)的控制系統(tǒng)645安裝在轉(zhuǎn)子轂的第二部分640上。在 這種實施例中，利用機翼相對于轉(zhuǎn)子轂的第二部分的角度數(shù)據(jù)，可以確定每個機翼的斜度。 在一些實施例中，每個機翼上面安裝有一個傳感器組件。在一些實施例中，每個機翼上面安 裝有一個傳感器組件，并且具有一個獨立的控制系統(tǒng)部分，用于控制該機翼的斜度。另一個需要控制的方面跟共同操作有關(guān)。在圖23中的例子中，如上所描述，調(diào)節(jié) 葉片的斜度，以便保持循環(huán)變化，但總體數(shù)量是調(diào)大或調(diào)小。例如，在雙機翼系統(tǒng)中，如果兩 個機翼的斜度和相應的提升力始終增加相同的數(shù)量，如圖23所示，這種共同的數(shù)量增加將 導致圖中的斜度曲線升高。在雙機翼系統(tǒng)中，兩個機翼的斜度曲線將一起作類似的調(diào)節(jié)。在一些實施例中，如圖24所示，一個雙機翼受控式飛行系統(tǒng)跟系纜642連接。轉(zhuǎn) 子轂641跟系纜642連接。轉(zhuǎn)子轂641具有一個相對于跟系纜連接的內(nèi)側(cè)部分旋轉(zhuǎn)的外側(cè) 部分。第一機翼643看起來在第一連接件646處與轉(zhuǎn)子轂連接。第二機翼644看起來在第 二連接件647處與轉(zhuǎn)子轂連接。盡管機翼643和644看起來有點像側(cè)翼，其底部都位于轉(zhuǎn) 子轂附近，但是機翼可以跟轉(zhuǎn)子轂有一定的徑向距離，并通過加強桿跟轉(zhuǎn)子轂連接。在一些實施例中，控制系統(tǒng)電子儀器和傳感器組件645位于轉(zhuǎn)子轂上。角度傳感 器可以檢測每個機翼相對于轉(zhuǎn)子轂旋轉(zhuǎn)速度，并提供關(guān)于每個機翼的信息。在一些實施例 中，傳感器組件可以直接安裝在機翼上或安裝在跟機翼連接的加強桿上。當使用雙機翼系 統(tǒng)時，應安裝兩個傳感器組件，分別安裝每個機翼上或跟機翼連接的加強桿上。傳感器組件可用于提供關(guān)于機翼的全部立體位置信息。在一些實施例中，傳感器 組件可包含磁力計、陀螺儀和加速計。在受控飛行系統(tǒng)的一個例子中，系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)部分由兩個側(cè)翼組成，側(cè)翼旋轉(zhuǎn)直徑 大約為22英尺。每個機翼是一個側(cè)翼，跨距為90英寸，配有8英寸的翼弦。側(cè)翼具有一個 表面為碳纖維復合材料的發(fā)泡芯材。側(cè)翼跟42英寸長的加強桿緊固連接，加強桿后面離側(cè) 翼的前緣大約2. 5英寸。加強桿是外徑為0. 825英寸的氟氯化碳(CFC)管，管壁厚為0. 080 英寸。加強桿跟尺寸為4英寸X 14英寸X 3. 5英寸并且大約重7英鎊的轉(zhuǎn)子轂組件連 接。每個加強桿通過兩個間隔大約為4英寸的滾球軸承組件跟轉(zhuǎn)子轂連接。轉(zhuǎn)子轂通過萬向接頭和滾球軸承跟系纜連接，電力傳送通過滑環(huán)穿過轉(zhuǎn)子轂。通過利用安裝在外部機翼尖端上的機身的2英尺尾桁的末端的全飛行升降舵，可 以控制側(cè)翼。通過使用15X10英寸螺旋槳，無電刷電動機被安裝在機身前部。每個電動機 具有250kV的線圈以及大約2KW的功率。當用動力推動飛行時，電動機的電力來自地面，通 過50V的系纜。在受控飛行系統(tǒng)的另一個例子中，系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)部分由兩個側(cè)翼組成，旋轉(zhuǎn)直徑大 約為37英尺加8英寸。每個機翼是一個側(cè)翼，跨距為90英寸，配有8英寸的翼弦。側(cè)翼具 有一個表面為碳纖維復合材料的發(fā)泡芯材。側(cè)翼跟136英寸長的加強桿緊固連接，加強桿 后面離側(cè)翼的前緣大約2. 5英寸。加強桿是外徑為0. 945英寸的氟氯化碳管，管壁厚為0. 1 英寸。加強桿跟尺寸為6英寸X 28英寸X 3英寸并且大約重8英鎊的轉(zhuǎn)子轂組件連接。 每個加強桿通過兩個間隔大約為10英寸的滾球軸承組件跟轉(zhuǎn)子轂連接。轉(zhuǎn)子轂通過三軸 式萬向接頭跟系纜連接，電力傳送通過滑環(huán)穿過轉(zhuǎn)子轂。通過利用安裝在外部機翼尖端上的機身的2英尺尾桁的末端的全飛行升降舵，可 以控制側(cè)翼。通過使用15X10英寸螺旋槳，無電刷電動機被安裝在機身前部。每個電動機 具有250kV的線圈以及大約2KW的功率。當用動力推動飛行時，電動機的電力來自地面，通 過50V的系纜。在如上所述的兩個例子中，每個機翼具有一個由伺服電動機控制的全飛行升降 舵。每個機翼在每個加強桿的底部或附近安裝一個姿態(tài)和航向基準系統(tǒng)(AHRS)傳感器組 件，提供經(jīng)濾波的三維姿態(tài)和航向信息。在某些實施例中，傳感器組件配有三個1200deg/ sec MEMS陀螺儀、三個+/-5g加速計、三軸式磁力計和溫度補償器?？梢允褂每柭鼮V波 器，對姿態(tài)和航向信息進行濾波?？刂葡到y(tǒng)包含一個讀取姿態(tài)信息和驅(qū)動升降舵的伺服電 動機指令的ARM7控制板。地面控制裝置包含一條跟地面站連接的900MHz雙路射頻調(diào)制解 調(diào)器鏈路?？刂葡到y(tǒng)可以讓飛行系統(tǒng)自動飛行?？梢栽诘孛嬲旧蠈σ恍╆P(guān)于飛行的參數(shù)進行 設(shè)置。其它飛行參數(shù)包含在控制系統(tǒng)的飛行部分里面。通過機載型ARM7電腦上的自定義開 放源導航軟件包(Paparazzi)軟件，可以控制自動飛行。主控制回路在120Hz下運行。在 地面站上，可以設(shè)置基本飛行參數(shù)(傾斜角、航向和共同操作)。也可以在地面站上，設(shè)置 PID調(diào)諧參數(shù)(比例增益、導數(shù)增益和積分增益)。每個葉片的控制概要如下所述。對于每個葉片，在每個循環(huán)期間測量葉 片的實際偏航角和實際斜度。如上所述，把實際斜度跟期望斜度對比期望斜度= / cos(偏航角+ 0)。然后，計算出斜度誤差，作為實際斜度跟期望斜度之差。然后再計算 斜度誤差的導數(shù)。斜度誤差的導數(shù)定義為當前循環(huán)的斜度誤差與上一循環(huán)的斜度誤差之 差。計算誤差的積分。斜度誤差的積分可以從零開始。利用這些因數(shù)，通過以下方程式可 以對每個側(cè)翼進行升降舵控制升降舵指令=(比例增益χ斜度誤差)+ (導數(shù)增益χ斜 度誤差的導數(shù))+ (積分增益X斜度誤差的積分)。盡管在某些實施例中，使用升降舵控制使側(cè)翼飛行在預定的路徑上，但可以利用 轉(zhuǎn)子轂上的機械驅(qū)動對側(cè)翼的迎角進行修改。在本發(fā)明的某些實施例中，如圖25所示，飛行系統(tǒng)的飛行部分可以停泊在地面塔架上。地面塔架用于與飛行部分緊密配合，以便可以通過配合接口的地面部分拉長或縮回 系纜。地面部分可用于支撐飛行部分，以便當飛行部分停泊在地面部分上時，機翼可以懸掛 在地面上方?；趹玫哪康模斢美|線或柔性系纜時，其不用于以懸臂形式來支撐機翼，徑向 鏈路應大體上具有柔性。當徑向鏈路用于以懸臂形式支撐鏈路或機翼時，比如當要支撐或 接收主轂時，徑向鏈路應基本上具有剛性。當然，大體上呈剛性的鏈路也會變形，但是它仍 能用于支撐鏈路和機翼。從上文的描述部分顯然可知，通過本申請文件所給出的描述可構(gòu)造很多不同的實 施方式，而且，其他優(yōu)點和修改方案將容易地被所屬領(lǐng)域的技術(shù)人員想到。因此，本發(fā)明從 其更為寬廣的方面看并未局限于所顯示和描述的具體細節(jié)和說明性例子。因而，在不偏離 本發(fā)明的精神和范圍的前提下，可對此類細節(jié)進行修改。
權(quán)利要求
一種風力驅(qū)動的系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包含一個大體上呈柔性的主系纜；一個基體單元，所述基體單元與所述主系纜的第一末端連接；一個中心轂，所述中心轂包括第一部分和第二部分，所述第二部分用于相對于所述第一部分旋轉(zhuǎn)，所述第一部分與所述主系纜的第二末端連接；多個提升部分；以及多個徑向鏈路，所述多個徑向鏈路中的每條徑向鏈路的第一末端跟中心轂的第二部分連接，每條徑向鏈路在第二末端處跟所述多個提升部分中的一個連接。
2.如權(quán)利要求1所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述提升部分在第一末端處跟所述徑 向鏈路連接，其中所述提升部分用于在環(huán)繞中心轂旋轉(zhuǎn)時提供提升力。
3.如權(quán)利要求2所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述徑向鏈路是大體上呈柔性的徑向 鏈路。
4.如權(quán)利要求2所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述徑向鏈路是大體上呈剛性的徑向 鏈路。
5.如權(quán)利要求3所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述多個提升部分中的每個提升部分 包含一個控制面，用于對提升部分進行高度調(diào)節(jié)。
6.如權(quán)利要求4所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述多個提升部分中的每個提升部分 包含一個控制面，用于對提升部分進行高度調(diào)節(jié)。
7.如權(quán)利要求5所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述的基體單元用于拉長或縮回所述 的主系纜。
8.如權(quán)利要求6所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述的基體單元用于拉長或縮回所述 的主系纜。
9.如權(quán)利要求2所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述徑向鏈路是等間隔地分布在所述 的中心轂的第二部分的周圍。
10.如權(quán)利要求7所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述徑向鏈路是等間隔地分布在所述 中心轂的第二部分的周圍。
11.如權(quán)利要求7所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，還包含一個處理器，所述處理器包括用于控 制所述風力驅(qū)動的系統(tǒng)的指令。
12.如權(quán)利要求7所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，還包含一個用于控制所述風力驅(qū)動系統(tǒng)的 控制系統(tǒng)。
13.如權(quán)利要求12所述的風力驅(qū)動的系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)至少部分位于所述中心轂。
14.一種風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括一個大體上呈柔性的主系纜；一個基體單元，所述基體單元在第一末端處跟所述主系纜連接；一個中心轂，所述中心轂包括第一部分和第二部分，所述第二部分用于相對于所述第 一部分旋轉(zhuǎn)，所述第一部分與所述主系纜的第二末端連接；多個提升部分；多個渦輪驅(qū)動發(fā)電機，每個發(fā)電機跟所述多個提升部分中的一個提升部分連接；以及多個徑向鏈路，所述多個徑向鏈路中的每條徑向鏈路在第一末端處跟所述中心轂的第 二部分連接，每條徑向鏈路在第二末端處跟所述多個提升部分中的一個連接。
15.如權(quán)利要求14所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述提升部分在第一末端處跟 所述徑向鏈路連接，所述提升部分用于在環(huán)繞中心轂旋轉(zhuǎn)時提供提升力。
16.如權(quán)利要求15所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述徑向鏈路是大體上呈柔性 的徑向鏈路。
17.如權(quán)利要求15所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述徑向鏈路是大體上呈剛性 的徑向鏈路。
18.如權(quán)利要求15所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述的提升部分用于進行環(huán)繞 所述中心轂的圓形飛行，其中渦輪驅(qū)動發(fā)電機用于利用所述提升部分的旋轉(zhuǎn)速度所產(chǎn)生的 空速來驅(qū)動渦輪。
19.如權(quán)利要求17所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述提升部分用于進行環(huán)繞所 述的中心轂的圓形飛行，其中渦輪驅(qū)動發(fā)電機用于利用所述提升部分的旋轉(zhuǎn)速度所產(chǎn)生的 空速來驅(qū)動渦輪。
20.如權(quán)利要求19所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述的主系纜包括一電導線，其 中由所述渦輪驅(qū)動發(fā)電機生成的部分或全部電力通過在主系纜里面或環(huán)繞主系纜的電導 線傳送到地面。
21.如權(quán)利要求20所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述發(fā)電機用作電動機。
22.如權(quán)利要求21所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述發(fā)電機與地面上的電源電氣連接。
23.如權(quán)利要求21所述的風力驅(qū)動的發(fā)電系統(tǒng)，其中，所述的渦輪驅(qū)動發(fā)電機在從外 部動力源獲得動力時，用作電機驅(qū)動的推進器。
24.一種利用系纜型自轉(zhuǎn)飛行系統(tǒng)產(chǎn)生電能的方法，所述方法包括使多個提升部分圍繞中心轂自轉(zhuǎn)，所述的提升部分包括一個渦輪驅(qū)動發(fā)電機； 由所述渦輪驅(qū)動發(fā)電機生產(chǎn)電能，其中所述渦輪驅(qū)動發(fā)電機至少部分利用由自轉(zhuǎn)的旋 轉(zhuǎn)速度產(chǎn)生的可視風速來產(chǎn)生電能。
25.如權(quán)利要求24所述的方法，還包括拉長一個柔性系纜，所述柔性系纜在第一末端 處跟地面單元連接，在第二末端處跟所述中心轂連接，其中拉長系纜用于中心轂的高度增
26.如權(quán)利要求25所述的方法，還包括傳輸所述渦輪驅(qū)動發(fā)電機產(chǎn)生的部分或全部電 能到地面單元。
27.如權(quán)利要求26所述的方法，其中，傳輸電能到地面單元包括利用系纜里面或環(huán)繞 系纜的導線傳輸電能。
28.如權(quán)利要求27所述的方法，還包括把渦輪驅(qū)動發(fā)電機作為推力生成發(fā)動機，使機 翼開始自轉(zhuǎn)。
29.如權(quán)利要求28所述的方法，其中，電能從地面?zhèn)鬏數(shù)酵屏ι砂l(fā)動機。
30.一種自轉(zhuǎn)飛行系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括 一個主系纜；一個基體單元，所述基體單元在第一末端處跟所述主系纜連接；一個中心轂，包括第一部分和第二部分，所述第二部分用于相對于所述第一部分旋轉(zhuǎn)， 所述第一部分與所述主系纜的第二末端連接；多個提升部分；以及多個徑向鏈路，所述多個徑向鏈路中的每條徑向鏈路在第一末端處跟所述中心轂的第 二部分連接，每條徑向鏈路在第二末端處跟所述多個提升部分中的一個連接，所述提升部 分用于圍繞所述中心轂在大致圓形路徑里旋轉(zhuǎn)；以及 一個用于控制所述飛行系統(tǒng)的控制系統(tǒng)。
31.如權(quán)利要求30所述的系統(tǒng)，其中，所述徑向鏈路是大體上呈剛性的鏈路。
32.如權(quán)利要求31所述的系統(tǒng)，其中，所述提升部分包括機翼。
33.如權(quán)利要求32所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)包括傳感器；以及控制用電子儀器，用于根據(jù)來自所述傳感器的輸入確定所述飛行系統(tǒng)至少一部分的空 間定向。
34.如權(quán)利要求33所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述機翼沿著自身的長軸相對于所述的轉(zhuǎn) 子轂旋轉(zhuǎn)。
35.如權(quán)利要求34所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述機翼中的每個機翼包括一個控制面，所 述控制面用于對所述的機翼進行高度調(diào)節(jié)。
36.如權(quán)利要求35所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述機翼用于在圍繞所述轉(zhuǎn)子轂的圓形飛 行路徑上飛行，其中所述圓形飛行路徑大體上是平面的。
37.如權(quán)利要求36所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)能控制所述機翼的控制面，使 得所述機翼在預定的圓形飛行路徑上飛行。
38.如權(quán)利要求37所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述預定圓形飛行路徑至少部分是由圓形 飛行路徑相對于地面的傾斜度定義的。
39.如權(quán)利要求38所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述預定的圓形飛行路徑至少部分是由圓 形飛行路徑的航向定義的。
40.如權(quán)利要求39所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述的傳感器確定每個機翼的空間定向。
41.如權(quán)利要求40所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述機翼中每個機翼跟一個傳感器組件連 接，用于提供充足的信息以便確定那個機翼的空間定向。
42.如權(quán)利要求40所述的飛行系統(tǒng)，其中，與相應一個機翼連接的每個傳感器組件跟 用于控制那個機翼斜度的單獨控制用電子儀器部分連接。
43.如權(quán)利要求33所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述機翼沿著自身的長軸相對于轉(zhuǎn)子轂的 第二部分穩(wěn)定的旋轉(zhuǎn)。
44.如權(quán)利要求43所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述每個機翼包含一個控制機構(gòu)，所述控制 機構(gòu)用于使機翼沿著自身的長軸旋轉(zhuǎn)。
45.如權(quán)利要求44所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述機翼用于在圍繞所述轉(zhuǎn)子轂的圓形飛 行路徑上飛行，其中所述圓形飛行路徑大體上是平面的。
46.如權(quán)利要求45所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)能控制所述的機翼的控制面， 使得所述機翼在預定圓形飛行路徑上飛行。
47.如權(quán)利要求46所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述預定圓形飛行路徑至少部分是由所述圓形飛行路徑相對于地面的傾斜度以及所述圓形飛行路徑的航向定義的。
48.如權(quán)利要求17所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述傳感器確定每個機翼的空間定向。
49.一種飛行系統(tǒng)，包括一個柔性主系纜；一個基體單元，所述基體單元在第一末端處所述跟主系纜連接；一個中心轂，所述中心轂包含第一部分和第二部分，所述第二部分用于相對于第一部 分旋轉(zhuǎn)，所述第一部分在第二末端處跟所述主系纜連接；一個或多個機翼，每個機翼在第一末端處與所述中心轂的第二部分連接，所述機翼用 于在環(huán)繞所述中心轂在圓形路徑上飛行；一個用于控制所述飛行系統(tǒng)的控制系統(tǒng)；以及一個或多個傳感器，其連接到所述系統(tǒng)的一部分，所述部分相對于所述轉(zhuǎn)子轂第一部 分旋轉(zhuǎn)。
50.如權(quán)利要求49所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)包含控制用電子儀器，用于根 據(jù)來自傳感器的輸入確定所述飛行系統(tǒng)至少一部分的空間定向。
51.如權(quán)利要求50所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述一個或多個機翼用于沿著自身的長軸 相對于轉(zhuǎn)子轂旋轉(zhuǎn)。
52.如權(quán)利要求51所述的飛行系統(tǒng)，其中，每個機翼包括一個控制面，所述控制面用于 對所述機翼進行高度調(diào)節(jié)。
53.如權(quán)利要求50所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述的控制系統(tǒng)用于通過調(diào)節(jié)機翼側(cè)面來 控制機翼。
54.如權(quán)利要求50所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)用于通過使一個或多個機翼 沿著自身的長軸機械性旋轉(zhuǎn)來控制機翼。
55.如權(quán)利要求50所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述傳感器用于機翼在圍繞所述中心轂的 大致圓形路徑上飛行時，確定每個機翼的空間定向，其中所述控制系統(tǒng)用于當機翼在所述 大致圓形路徑上飛行時，控制機翼。
56.如權(quán)利要求55所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)確定每個機翼在其大致圓形 飛行路徑上位置點的最佳空間定向。
57.如權(quán)利要求56所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)感測每個機翼在其大致圓形 飛行路徑上位置點的空間定向。
58.如權(quán)利要求57所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)根據(jù)所感測到的機翼的空間 定向相對于最佳空間定向的偏差，控制機翼的飛行路徑。
59.如權(quán)利要求55所述的飛行系統(tǒng)，其中，所述控制系統(tǒng)根據(jù)機翼的最佳空間定向，控 制機翼的飛行路徑。
全文摘要
一種系統(tǒng)、控制系統(tǒng)以及利用提升部分控制循環(huán)飛行系統(tǒng)的方法，提升部分可以是機翼，該機翼圍繞中心轂旋轉(zhuǎn)，與旋翼飛機的機構(gòu)相類似。機翼的速度能夠遠在補給系統(tǒng)的風速之上。機翼可通過柔韌的徑向系纜連接到中心轂，隨著機翼的速度的增加，該徑向系纜會顯著變硬。中心轂可以用一條可延伸的主系纜連接到地面。發(fā)電渦輪機可以設(shè)在機翼上，并利用高視風速發(fā)電。所產(chǎn)生的電力向下沿著徑向系纜傳送，穿過旋轉(zhuǎn)式電力管道傳送到主系纜和地面。
文檔編號F03D7/04GK101903648SQ200980000547
公開日2010年12月1日 申請日期2009年9月30日 優(yōu)先權(quán)日2008年10月1日
發(fā)明者喬本·貝維爾特, 伊蘭·克魯, 大衛(wèi)·D·克雷格, 杰弗利·K·吉邦尼, 艾倫·H·伊巴拉, 賈爾斯·畢迪生 申請人:杰歐比能源動力有限公司