本申請要求2013年1月10日提交的第CN 201310008317.5號中國申請的優先權。該申請全文列入本文作為參考。

背景技術：

無人交通工具可以用于執行監測、偵察及探索等軍事或民事應用。無人交通工具可以裝配功能性負載，譬如用于搜集環境數據的傳感器。譬如，遠程控制無人飛行器，包括固定翼飛機和旋翼飛機，可以用于提供其它方式難以進入的環境的航拍圖像。

無人飛行器的設計需要權衡考量包括飛行器尺寸、重量、額定負載載重、能源消耗及成本等多項因素。此外，飛行器設計還需要提供足夠的用于負載操作的功能空間。在某些情況下，現有的無人飛行器設計由于機架遮擋可視空間導致不能為負載相機提供理想的無阻礙視野。

技術實現要素：

基于現有設計的不足，需要對現有的交通工具，例如無人飛行器，在結構和設計上進行進一步改良。本發明提供用于可變形飛行器的系統、裝置及方法。在一些實施例中，所述系統、裝置及方法提供一種可從一第一狀態變換至一第二狀態的飛行器，以用于增加連接至所述飛行器的負載的功能空間。優選地，所述系統、裝置、方法不需要增加飛行器尺寸或為所述負載提供額外的裝配結構來增加負載功能空間。

一方面，本發明揭露了一種可變形飛行器，所述可變形飛行器包括：一中心部；分別設置在所述中心部上的至少兩可變形機架組件，每個所述至少兩可變形機架組件均包括一樞接至所述中心部的近端部和一遠端部；設置在所述中心部上的一驅動組件，用于驅動所述至少兩可變形機架組件相對于所述中心部轉動至多個不同的豎直角；及設置在所述至少兩可變形機架組件上的多個動力裝置，所述動力裝置用于移動所述可變形飛行器。

在另一方面，本發明揭露一可變形飛行器。所述可變形飛行器包括：一中心部；分別設置在所述中心部上的至少兩可變形機架組件，每個所述至少兩可變形機架組件均包括一連接至所述中心部的近端部和一遠端部；一驅動組件，用于使得所述至少兩可變形機架組件在一第一狀態和一第二狀態之間轉換；及設置在所述至少兩可變形機架組件上的多個動力裝置，所述動力裝置用于移動所述可變形飛行器，其中第一狀態包括所述動力裝置位于所述中心部下方，而第二狀態包括所述動力裝置位于所述中心部上方。

在又一方面，本發明揭露一可變形飛行器，所述可變形飛行器包括：一連接至一負載的中心部；分別設置在所述中心部上的至少兩可變形機架組件，每個所述至少兩可變形機架組件中均包括一近端部和一遠端部，所述近端部連接至所述中心部；設置在所述中心部上的一驅動組件，用于使得所述至少兩可變形機架組件在一第一狀態和一第二狀態之間轉換，其中第一狀態下，所述至少兩可變形機架組件支撐所述可變形飛行器停靠在一表面，第二狀態下，增加所述負載的功能空間；及設置在至少兩可變形機架組件上的多個動力裝置，所述動力裝置用于移動所述可變形飛行器。

在一些實施例中，所述可變形飛行器為無人飛行器。

在一些實施例中，所述至少兩可變形機架組件包括一主軸和至少一副軸，所述至少一副軸平行于所述主軸延伸，所述主軸和所述至少一副軸分別樞接至所述中心部，其中所述主軸和所述至少一副軸相互連接，從而使得所述驅動組件對所述主軸的驅動產生對所述至少一副軸的相應的驅動。

在一些實施例中，所述驅動組件包括一線性驅動器，每個所述至少兩可變形機架組件的一部分均與所述線性驅動器連接。所述線性驅動器包括一螺桿和螺母機構，每個所述至少兩可變形機架組件的與所述線性驅動器連接的所述部分與所述螺母連接。

在一些實施例中，每個所述多個動力裝置均包括一旋翼。所述旋翼相對于所述可變形飛行器水平方向設置。

在一些實施例中，所述可變形飛行器進一步包括一接收器，所述接收器用于接收用戶指令，所述用戶指令用于控制一個或多個驅動組件和所述多個動力裝置。所述用戶指令可傳輸自一遠程終端。

在一些實施例中，所述可變形飛行器進一步包括連接至所述中心部的一負載。所述負載可包括一影像獲取裝置。

在一些實施例中，所述驅動組件可用于樞轉所述至少兩機架組件在第一豎直角和第二豎直角之間轉換。在第一豎直角，所述至少兩可變形機架組件可相對所述中心部呈向下的角度，在第二豎直角，所述至少兩可變形機架組件可相對所述中心部呈向上的角度。

在一些實施例中，所述至少兩可變形機架組件在所述可變形飛行器操作的第一階段轉換至所述第一狀態，而在所述可變形飛行器操作的第二階段轉換至第二狀態。所述操作的第一階段可包括所述可變形飛行器在空中飛行，所述操作的第二階段可包括所述可變形飛行器飛離一表面及/或著陸于一表面。

在一些實施例中，所述負載包括一影像獲取裝置，所述功能空間包括所述影像獲取裝置的無障礙視野。

在一些實施例中，每個所述至少兩可變形機架組件均包括一支撐元件，用于支撐所述可變形飛行器停靠于一表面。

在一些實施例中，在第一狀態，所述至少兩可變形機架組件相對所述中心部呈向下的角度，而在第二狀態，所述至少兩可變形機架組件相對所述中心部呈向上的角度。

在又一方面，本發明提供一用于控制一可變形飛行器的方法。所述方法包括：提供一以上所述的可變形飛行器；驅動設置在所述中心部上的所述驅動組件以樞轉所述至少兩機架組件相對于所述中心部至多個不同的豎直角。

在又一方面，本發明提供一用于控制一可變形飛行器的方法。所述方法包括：提供一以上所述可變形飛行器；驅動設置在所述中心部上的所述驅動組件以使得所述至少兩機架組件在第一狀態和第二狀態之間轉換。

可以理解的，本發明的多個不同方面可單獨地、共同地或相互組合地被理解。本處所述本發明的各方面可應用到下面所述的任何特殊的應用或任何其他類型的可移動裝置。雖然本處所述的所述系統、裝置和方法在上下文中通常指飛行器，但是這并非意圖限制，下所述的實施例可應用至任何適宜的移動裝置。本處關于飛行器的任何描述可應用至任何可移動裝置，例如任何交通工具。此外，本處上下文所述的所述系統、裝置及方法應用在航空移動中，也可應用至其他類型的移動，例如在地面或水面的移動、水下移動或太空移動。

結合說明書、權利要求書和附圖可更清楚了解本發明的其他目的和特征。援引加入

本說明書中提及的所有出版物、專利和專利申請均作為參考被引用于本文，每個單獨的公開文獻、專利和專利申請也被明確、單獨地作為參考引用于本說明書中。

附圖說明

本發明的新特征特別地體現在后述權利要求項中。為更好地理解本發明的所述特征和有益效果，可結合參考下述具體實施方式中的實施例及相對應的附圖。

圖1是實施方式的可變形無人機處于飛行狀態下的圖。

圖2是實施方式的圖1所示的可變形無人機的II部的局部放大圖。

圖3是實施方式的圖1所示的可變形無人機在著陸狀態下的圖。

圖4是實施方式的圖1所示的可變形無人機在著陸狀態下的側視圖。

圖5是另一實施方式的可變形無人機處于飛行狀態下的圖。

圖6是實施方式的圖5的VI部的局部放大圖。

圖7是實施方式的圖5所示的可變形無人機在飛行狀態下的側視圖。

圖8是實施方式的圖5所示的可變形無人機在著陸狀態下的圖。

圖9也是實施方式的圖5所示的可變形無人機在著陸狀態下的圖。

圖10是實施方式的圖5所示的可變形無人機在著陸狀態下的側視圖。

圖11是再一實施方式的可變形無人機在著陸狀態下的圖。

圖12是實施方式的圖11的XI部的局部放大圖。

圖13也是實施方式的圖11所示的可變形無人機在著陸狀態下的圖。

圖14是實施方式的圖11所示的可變形無人機在著陸狀態下的側視圖。

圖15是實施例的裝配有載體和負載的飛行器。

圖16是實施例的用于控制飛行器的系統模塊示意圖。

具體實施方式

本發明提供用于可變形飛行器的系統、裝置及方法。所述系統、裝置及方法可使飛行器在多種狀態下變換。每一種狀態對應于所述飛行器的一種特定功能的最佳配置。例如，一種狀態可為連接至所述飛行器的負載增加功能空間，譬如為裝配在所述飛行器上的相機擴大視野。當需要時，有一種狀態可以在所述飛行器停靠于一表面時為所述飛行器提供支撐，例如通過用于提升所述飛行器飛離地面的支撐元件為所述飛行器提供支撐。

一方面，本發明提供一具有如下一個或多個特征的可變形飛行器。在一實施例中，一可變形飛行器包括：一中心部；分別設置在中心部上的至少兩可變形機架組件，每個所述至少兩可變形機架組件均包括一可樞轉地連接至所述中心部的近端部及一遠端部；一設置在所述中心部上的驅動組件，所述驅動組件用于驅動所述至少兩可變形機架組件相對于所述中心部轉動至多個不同的豎直角；多個設置在所述至少兩機架組件上的動力裝置，所述動力裝置用于移動所述可變形飛行器。

本發明所述之一種可變形飛行器可包括一中心部，及分別設置在所述中心部上的至少兩機架組件。多個動力裝置可安裝至所述可變形機架組件上從而連接至所述中心部。所述動力裝置可用于使所述可變形飛行器起飛、著陸、懸停、及在空中關于三個平移自由度以及三個旋轉自由度運動。所述動力裝置可安裝在所述可變形機架組件上的任意適合部位，譬如所述可變形機架組件的遠端部或靠近所述遠端部。

所述可變形機架組件的近端部可樞接至所述中心部，因此可使得所述機架組件通過相對于所述中心部轉動而發生變形。例如，在一些實施例中，所述可變形機機架組件可相對所述中心部樞轉至多個豎直角(例：圖4所示自線條51所測量的豎直角50)。所述可變形機架組件的變形可被設置在所述中心部并連接至所述機架組件的一適當驅動組件驅動。優選地，所述方法可允許在所述可變形飛行器的操作過程中根據需要調整所述機架組件的豎直角。

在又一實施例中，本發明提供一具有如下特征的可變形飛行器。所述可變形飛行器包括：一連接至一負載的中心部；分別裝配在所述中心部上的至少兩機架組件，每一所述至少兩機架組件包括一樞接至所述中心部的近端部及一遠端部；一裝配在所述中心部上的驅動組件，所述驅動組件用于驅動所述至少兩機架組件在第一狀態和第二狀態之間樞轉，其中第一狀態下，所述至少兩機架組件可支撐所述可變形飛行器停靠在一表面上，所述第二狀態可增加所述負載的功能空間；及設置在所述至少兩可變形機架組件上的多個動力裝置，所述動力裝置用于移動所述可變形飛行器。

上述中心部、可變形機架組件、動力裝置和驅動組件同樣可應用到本實施例中。所述機架組件可根據期望可變形至一第一狀態，以支撐所述可變形飛行器停靠在一表面(譬如：地面)。例如，所述可變形機架組件可包括多個可支撐所述可變形飛行器的支撐元件以使得所述中心部不接觸所述表面。

在一些情境下，一可替換的狀態可能會更有用。例如，所述可變形飛行器的中心部可變更為安裝一負載。所述負載可連接至所述中心部的任意適合部位，譬如，所述中心部的頂端、底部、前面、背面或側面。所述負載可用于執行一功能或操作。所述功能或操作可能會需要一特定的功能空間。所述功能空間可以是，例如，占用空間、受影響的空間、操作空間，或所述負載操作過程中需要使用的空間。在一些情境中，所述功能空間可能會被所述可變形飛行器的一部分阻礙。例如，當在所述第一狀態下時，所述可變形機架組件可能會延伸至所述功能空間，從而干擾所述負載的操作。

相應地，所述可變形機架組件可被變更為可變形至一第二狀態，所述第二狀態可增加所述負載的功能空間，從而使得或加強所述負載執行其功能。此外，所述驅動組件可被變更為可驅動所述可變形機架組件在所述第一狀態和第二狀態之間轉換，從而優化所述可變形飛行器的結構以實現多功能。

在又一實施例中，本發明提供又一具有如下特征的可選的可變形飛行器。所述可變形飛行器包括：一連接有一負載的中心部；分別設置在所述中心部上的至少兩可變形機架組件，每個所述至少兩可變形機架組件均包括一連接至所述中心部的近端部及一遠端部；一設置在所述中心部上的驅動組件，所述驅動組件用于驅動所述至少兩可變形機架組件在第一狀態和第二狀態之間樞轉；設置在所述至少兩可變形機架組件上的多個動力裝置，所述動力裝置用于移動所述可變形飛行器，其中所述第一狀態下所述動力裝置設置在所述中心部下方，所述第二狀態下，所述動力裝置設置在所述中心部上方。

上述中心部、機架組件、動力裝置及驅動組件同樣適用于該實施例。所述可變形機架組件可根據期望變更為可在第一狀態和第二狀態之間轉換以使所述動力裝置在第一狀態下位于所述中心部下方，在第二狀態下位于所述中心部上方。優選地，所述方法可在所述可變形飛行器的操作過程中根據需要調節所述動力裝置的高度。

在另一方面，本發明提供一控制一可變形飛行器的方法。在一實施例中，所述方法包括提供一可變形飛行器，所述可變形飛行器包括：一中心部；分別設置在所述中心部上的至少兩可變形機架組件，每個所述至少兩可變形機架組件均包括一連接至所述中心部的近端部和一遠端部；一設置在所述中心部上的驅動組件，所述驅動組件用于驅使所述至少兩可變形機架組件相對于所述中心部在多個不同豎直角之間樞轉；及設置在所述至少兩可變形機架組件上的多個動力裝置，所述動力裝置用于移動所述可變形飛行器。所述方法包括驅動安裝在所述中心部上的所述驅動組件以驅使所述至少兩可變形機架組件相對于所述中心部在多個不同的豎直角之間轉動。

一種控制可變形飛行器的方法包括提供一可變形飛行器，所述可變形飛行器包括連接至一中心部的機架組件，如上所述，所述可變形機架組件可在多個不同豎直角之間轉換。所述方法可通過一驅動單元(譬如：馬達或引擎)驅動所述驅動組件以驅使所述可變形機架組件在多個不同的豎直角之間轉換。所述驅動組件的驅動可根據所述可變形飛行器的狀態(譬如，高度、經度或緯度)或基于用戶指令自動進行。所述方法可用于，比如，在所述可變形飛行器的操作過程中調整所述可變形機架組件的豎直角。

在又一實施方式中，本發明提供一種控制可變形飛行器的方法，所述方法包括如下步驟。所述方法包括提供一可變形飛行器。所述可變形飛行器包括：一連接至一負載的中心部；分別設置在所述中心部上的至少兩可變形機架組件，每個所述至少兩可變形機架組件均包括一樞接至所述中心部的近端部及一遠端部；一設置在所述中心部上的驅動組件，所述驅動組件用于驅動所述至少兩可變形機架組件在第一狀態和第二狀態之間轉動，其中所述第一狀態下所述至少兩可變形機架支撐所述可變形飛行器停靠在一表面，所述第二狀態增加所述負載的功能空間；及設置在所述至少兩可變形機架上的多個動力裝置，所述動力裝置用于移動所述可變形飛行器。所述方法包括驅動設置在所述中心部上的所述驅動組件以驅使所述至少兩機架組件在所述第一狀態和第二狀態之間轉換。

一種用于控制一可變形飛行器的方法包括提供一可變形飛行器，如上所述，所述可變形飛行器包括可在第一狀態和第二狀態之間轉換的可變形機架組件，所述第一狀態支撐所述可變形飛行器停靠在一表面，所述第二狀態增加一負載的功能空間。所述方法包括通過一適當的驅動裝置驅動所述驅動組件以驅使所述機架組件在第一狀態和第二狀態之間變形。例如，當所述可變形飛行器從一表面起飛或著陸于一表面時，所述驅動組件可被驅動以驅使所述機架組件轉換至所述第一狀態。當所述可變形飛行器處于適合操作所述負載的狀態時，譬如，在飛行中，所述驅動組件可驅使所述機架組件轉換至所述第二狀態。

在又一實施例中，本發明提供又一可替換的控制一可變形飛行器的方法，所述方法包括如下步驟。所述方法包括提供一可變形飛行器，所述可變形飛行器包括：一連接至一負載的中心部；分別設置在所述中心部上的至少兩可變形機架組件，每一所述至少兩可變形裝置均包括一樞接至所述中心部的近端部和一遠端部；一設置在所述中心部上的驅動組件，所述驅動組件用于驅使所述至少兩可變形機架組件在第一狀態和第二狀態之間轉換；設置在所述至少兩機架組件上的多個動力裝置，所述動力裝置可用于移動所述可變形飛行器，其中第一狀態包括所述動力裝置位于所述中心部下方，所述第二狀態包括所述動力裝置位于所述中心部上方。所述方法包括驅動設置在所述中心部上的所述驅動組件以驅使所述至少兩可變形機架組件在第一狀態和第二狀態之間轉換。

一種控制可變形飛行器的方法可包括提供一可變形飛行器，如上所述，所述可變形飛行器包括可在第一狀態和第二狀態之間轉換的機架組件，所述第一狀態下所述動力裝置位于所述中心部下方，所述第二狀態下所述動力裝置位于所述中心部上方。所述方法可包括通過一適當驅動裝置驅動所述驅動組件以驅使所述機架組件在第一狀態和第二狀態之間轉換。如前所述，所述驅動組件的驅動可自動進行或響應用戶指令進行。所述方法可應用于，例如，在所述可變形飛行器的操作過程中調整所述動力裝置的高度。

參照圖1至圖4所示，一可變形無人飛行器(transformable unmanned aerial vehicle，UAV)100可包括一中心部10，分別設置在所述中心部10上的可變形機架組件20。多個動力裝置30分別設置在所述機架組件20上。“推進支撐架”、“推進支撐裝置”、“可變形裝置”、及“可變形結構”也可用于指代所述可變形機架組件20。

所述UAV 100的中心部10可用于支撐一負載，譬如一載體和/或在其他地方有詳細說明的負載。所述負載可連接至所述中心部10的任意適合部位，譬如，所述中心部10的底部或下側。所述連接可以是固定連接，或所述負載可相對所述中心部移動。

所述連接負載可以是一用于執行一功能的負載，譬如，一傳感器，一發射器，工具，儀器，操縱器，或其他功能裝置。例如，所述負載可以是一影像獲取裝置。在一些情境中，所述影像獲取裝置可以是朝向所述中心部10下方的相機。所述相機可相對所述中心部10旋轉(例如，通過一個載體或其他安裝平臺)以獲取多個視角的影像。所述相機負載可應用于其他類型的負載裝置中。

所述負載與一功能空間相關聯。如前所述，所述功能空間可以是占用空間、受影響的空間、操作空間，或所述負載操作過程中使用的空間。例如，通過傳感器的所述功能空間，所述傳感器可以收集數據。在一些情境中，一個相機或其他影像獲取裝置的所述功能空間可以是所述相機的無阻礙的視野或視角。對于工具、儀器或操縱器，所述功能空間可以是無阻礙的工作范圍或移動范圍。例如，一個發射器(例如照明光源)的功能空間可以是能夠接收到所述發射器的發射物(例如照明光源)的無阻礙區域。一個負載的所述功能空間可以是固定尺寸或可變尺寸的。在一些實施例中，所述功能空間可以增大或縮小。例如，所述功能空間可以通過所述UAV 100的變形來增大或縮小，可參如下詳細所述。

所述動力裝置30可用于使所述UAV 100起飛、著陸、懸停，及在空中關于三個平移自由度以及三個旋轉自由度運動。在一些實施例中，所述動力裝置30可包括一個或多個旋翼。所述旋翼可包括連接至一轉軸的一個或多個旋翼葉片。所述旋翼葉片或轉軸可被一適當的驅動機構驅動而旋轉，例如電機。雖然所述無人飛行器100的動力裝置30被描述為包括4個旋翼，但是動力裝置的其他適當的數量、類型或排配都是可實施的。例如，所述旋翼可以是一個、兩個、三個、四個、五個、六個、七個、八個或更多。所述旋翼可以相對于所述UAV 100水平、垂直或其他任何適當角度設置。所述旋翼的角度可以是固定的或可變的。相對設置的所述旋翼轉軸之間的距離可以是任何適當的距離，例如小于等于2米，或小于等于5米。可選地，所述距離可以在40厘米到1米之間、從10厘米到2米之間，或從5cm到5米之間。所述動力裝置30可以被任意適當的電機驅動，例如直流電機(例：有刷電機或無刷電機)或交流電機。在一些實施例中，所述馬達可被裝配用于驅動一旋翼葉片。

所述可變形機架組件20可用于連接所述動力裝置30至所述中心部10。每一機架組件20的鄰近部分別可連接至所述中心部10。所述動力裝置30可安裝至所述可變形機架組件20的任意適合部位，例如所述可變形機架組件20的遠端或靠近所述遠端的部位。可替換地，所述動力裝置30可以安裝在所述近端或靠近所述近端的部位。所述動力裝置30可以安裝在或靠近所述遠端約1/10、1/5、1/4、1/3、1/2、3/4、2/3、4/5，或9/10所述可變形機架組件長度的部位。在一些實施例中，所述UAV 100可包括任意適當數量的可變形機架組件20，例如，2個、3個、4個或更多。在一些實施例中，所述UAV 100包括至少兩可變形機架組件20。所述可變形機架組件20可對稱地或不對稱地圍繞所述中心部10設置。每一可變形機架組件20可用于支撐單個的動力裝置或多個動力裝置。所述動力裝置30可平均排配在所述可變形機架組件20上。可替換地，每一可變形機架組件20可以包括不同數量的動力裝置30。

在一些實施例中，所述可變形機架組件20可通過一個橫桿或其他類似支撐結構支撐所述動力裝置。例如，一可變形機架組件20可包括一設置在所述可變形機架組件20的遠端部或靠近所述遠端部的橫桿。所述橫桿可相對所述可變形機架組件20任意適當角度設置，例如從所述可變形機架組件20垂直延伸或近似垂直的方向延伸。所述橫桿可通過所述橫桿的任意部件連接至所述可變形機架組件20，例如所述橫桿的中點或靠近所述橫桿中點的部件。所述橫桿可用于支撐多個動力裝置30(例如，1個、2個、3個、4個或多個動力裝置)。所述動力裝置30可安裝在所述橫桿的任意適當部位。例如，所述動力裝置30可設置在或靠近所述橫桿的端部。所述動力裝置30可對稱地設置在所述橫桿上，例如所述橫桿的每端各設置一個動力裝置。可替換地，所述動力裝置30可以不對稱地設置在所述橫桿上。

可選地，一個或多個可變形機架組件20可包括一支撐元件40。所述支撐元件40可以是直線形、彎曲形或曲線形結構。在一些實施例中，每一可變形機架組件20包括一對應的支撐元件40。所述支撐元件40可用于支撐所述UAV 10在一表面(例如在起飛前或起飛后)。例如，每一支撐元件40可單點或二、三、四或更多點接觸所述表面。可選地，所述支撐元件40可用于當所述UAV 100著陸或起飛前支撐所述UAV 100于一表面。所述支撐元件40可位于所述可變形機架組件20的任意適合部位，例如，在或靠近所述遠端部或近端部。所述支撐元件40可設置在或靠近所述遠端部約1/10、1/5、1/4、1/3、1/2、3/4、2/3、4/5、或者9/10所述可變形飛行器機架長度的部位。在一些實施例中，所述支撐元件40可設置在所述可變形機架組件20靠近所述動力裝置30的部位上，例如所述動力裝置30下方。所述支撐元件40可連接至所述動力裝置30。所述支撐元件40是靜止的。可替換地，所述支撐元件40可相對所述可變形機架組件20活動，例如滑動、旋轉、伸縮、折疊、樞轉、延伸、縮進及其他類似方式移動。

所述可變形機架組件20可在多個不同狀態下轉換，例如2個、3個、4個、5個、6個或更多的不同狀態。所述UAV 100可被設計為依照一個固定的順序在多個不同狀態下轉換。可替換地，所述UAV 100能在多個不同狀態下以任意順序轉換。從一第一狀態轉換到一第二狀態可包括多個中間或過渡狀態。所述UAV 100能在一中間狀態停止變形，或僅在一狀態轉換完成時停止變形。所述UAV 100可以無限期保持在某一狀態，也可以在某一狀態僅保持一特定的時間長度。一些狀態僅僅用于所述UAV 100操作過程中的特定階段(例如，當所述UAV 100停在地面上時，在起飛過程中，著陸過程中，或飛行過程中)。可替換地，一些狀態也可以用于所述UAV 100操作過程中的任意階段。例如，對于所述可變形機架組件20比較理想的情況是假定一操作過程中的一第一階段(例如，著陸狀態用于起飛前或著陸后)采用一第一狀態及一操作過程中的一第二階段(例如，飛行狀態用于飛行過程中)采用一第二狀態。在所述UAV 100的操作過程中可以采用任意數量的狀態。

在一些實施例中，每一所述多個狀態為所述UAV 100提供一不同功能。例如，第一狀態可以使得所述UAV 100通過所述支撐元件40支撐于一表面。在其他情境中，所述第一狀態可以是著陸狀態或表面接觸狀態，在所述著陸狀態或表面接觸狀態，所述UAV 100被支撐于一表面的同時所述負載或中心部10不接觸所述表面。第二狀態可以增加耦接至所述中心部10的負載的功能空間。例如，第二狀態可以是一個飛行狀態，所述第二狀態可以減少所述UAV 100的一個或多個元件對所述負載功能的干擾。轉換所述UAV 100至第二狀態可以將所述可變形機架組件20移出負載相機的視野從而提供一個無障礙的視角(例如，360度視角)或擴大視野。在又一實施例中，轉換所述UAV 100至第二狀態可以包括移動所述可變形機架組件20從而使得所述可變形機架組件20不再阻礙一個或多個類型的傳感器或發射器，或減少對一個或多個類型的傳感器或發射器的干擾。作為上述實施例可替代的方式或其組合，轉換至第二狀態可以增加連接在所述中心部10的下側面的機械臂的有效操縱空間。通過轉換狀態實現所述功能空間的增加可以是如下種類的一種或多種：從所述功能空間移除障礙物，改變所述功能空間的形狀，改變所述UAV 100的一部分的形狀，改變所述負載的位置或朝向。在一些情境中，在第一狀態中，所述負載的功能空間可能至少被所述UAV 100的一部分阻礙(例如，被所述可變形機架組件20阻礙)，而轉換至第二狀態后，所述阻礙可被移除。

所述可變形機架組件20的變形可以包括移動所述可變形機架組件20的一個或多個部件，例如，平移、旋轉、折疊、展開、伸縮、延伸、縮進等移動。所述變形可以包括一種單一類型的移動，也可以是多種不同類型的移動。多個所述可變形機架組件20之間可以相互連接從而使得多個所述可變形機架組件20可以同時轉換，多個所述可變形機架組件20之間也可以分別獨立地轉換。所述轉換可以是轉換所有可變形機架組件20，也可以是僅僅轉換部分可變形機架組件20。

在一些實施例中，多個所述可變形機架組件20均樞接至所述中心部10，從而使得所述可變形機架組件20通過相對于所述中心部10的轉動(可達到三軸轉動)來實現轉換。例如，所述可變形機架組件20可相對所述中心部10樞轉至多個不同的豎直角。一個豎直角可被定義為所述可變形機架組件20的一部分相對于所述線條51所成的夾角50，如圖4所示。所述可變形機架組件20可樞轉至小于90度的豎直角從而使得所述遠端部大概位于所述中心部10上方(下文稱“在上方”，如圖1所示)。在一些情境中，所述可變形機架組件20可樞轉至大于90度的豎直角從而使得所述遠端部大概位于所述中心部10的下方(下文稱“在下方”，如圖3和圖4所示)。所述可變形機架組件20可樞轉至90度的豎直角從而使得所述遠端部大致與所述中心部10平齊。相對于所述中心部10“在上方”，“在下方”，與“平齊”可定義為相對于所述中心部10的質量中心的垂直中心處或所述中心部的垂直中心點“在上方”、“在下方”，與“平齊”(例如沿著線條51)。所述可變形機架組件20可樞轉的豎直角范圍為0°至180°，0°至90°，90°至180°，15°至165°，20°至160°，30°至150°，或45°至135°。所述可變形機架組件20可以轉換至上述范圍內的任意角度，也可以僅僅轉換至所述范圍內的特定角度。所述豎直角中包括一個豎直角可以使得所述可變形機架組件20支撐所述UAV 100停靠在一表面，及/或一個豎直角可以增加所連接的負載的功能空間(參如前所述)。

在一些情境中，所述遠端部的位置(例如，在上方，在下方，平齊于所述中心部10)可以在不同的狀態下變化，潛在地獨立于如上所述的可變形機架組件20的豎直角，以使所述遠端部可相對于所述中心部10位于任何狀態。例如，在第一狀態下，所述遠端部可大致位于所述中心部10下方位置，在第二狀態下，所述遠端部可大致位于所述中心部10上方位置。上述遠端部的位置可獨立于所述可變形機架組件20的豎直角。相反地，所述可變形機架組件20可在第一狀態下樞轉至小于90度的豎直角，在第二狀態時樞轉至大于90度的豎直角。在上述狀態下，所述可變形機架組件20的遠端部可位于所述中心部10的上方，下方或與所述中心部10平齊，或者這幾種位置的組合。在其他情況下，從第一狀態轉換到第二狀態可能會使得所述可變形機架組件20的遠端部高于所述中心部10，同時所述可變形機架組件20的豎直角可能會減小。相反地，從第一狀態轉換到第二狀態可能使得所述可變形機架組件20的遠端部低于所述中心部10，同時所述可變形機架組件20的豎直角可能增加。

而且，所述可變形機架組件20可通過相對于所述中心部10的平移(沿著三軸的平移)、折疊、展開、伸縮、延伸或縮進實現轉換。例如，所述可變形機架組件20可相對于所述中心部10向上或向下滑動，或向內或向外滑動。在一些情況下，所述可變形機架組件20可包括一個或多個可伸展或縮回的伸縮元件以伸展或收縮所述可變形機架組件20的一個或多個部件的長度、寬度，及/或高度。如上所述，多個所述可變形機架組件20的轉換可相互完全獨立地發生。可替代地，一個或多個轉換可相關聯從而使得一個轉換產生一個相應的第二個轉換。

在一些實施例中，所述可變形機架組件20的一個或多個部件可與所述可變形機架組件的其他部件相互獨立地進行轉換。例如，所述遠端部可獨立于所述近端部進行轉換，反之亦然。不同類型的轉換(例如，旋轉，平移，折疊，展開，伸縮，延伸或縮進)可應用于所述可變形機架組件20的不同部件。所述可變形機架組件20的不同部件可同時或依順序地進行轉換。特定狀態可能需要所述可變形機架組件20的所有部分都進行轉換。可替代地，特定狀態下可能僅僅需要所述可變形機架組件20的部分部件進行轉換。

所述UAV 100的轉換可通過設置在所述UAV 100(例如，在所述中心部10上)上的一個適當的控制系統(例如，系統300)來控制。在一些實施例中，所述控制系統可自動控制所述UAV 100的轉換，基于如下一項或多項：所述UAV的位置，所述UAV的朝向，所述UAV的當前狀態，時間或所述UAV的傳感器或負載所感測獲取的數據。例如，所述UAV 100可包括一個或多個傳感器用于感測所述UAV 100何時將要著陸(例如，根據位置、速率，及/或加速度)，所述控制系統可自動控制所述UAV 100轉換至著陸狀態。類似地，所述UAV 100可包括一個或多個傳感器用于感測所述UAV 100何時到達適合航拍的高度，所述控制系統可自動控制所述UAV 100轉換至飛行狀態以增加負載相機的功能空間。

可替換地或其結合，所述控制系統可包括設置在所述UAV 100上的一個接收器或其他的通信模塊，用于接收用戶指令，例如，其他地方所描述的從一遠程終端接收用戶指令。通過所述接收器所接收的所述用戶指令用于控制一驅動組件，所述驅動組件用于驅動所述可變形機架組件20(例如，通過一適當的驅動單元的控制，如在下文具有更詳細描述的所述驅動單元11)。例如，所述指令可包括開啟或關閉所述驅動單元的指令，通過所述驅動單元驅動所述作動單元(例如，以順時針或逆時針方向旋轉)的指令，或維持所述驅動組件的當前狀態的指令。所述指令可致使所述UAV 100轉換至某一特定狀態或維持在當前狀態。在一些實施例中，所述UAV 100的轉換可通過發射至所述UAV的另一功能的用戶指令而間接觸發。例如，用于控制所述UAV 100著陸的用戶指令可自動使得所述UAV 100轉換到著陸狀態。可選地，用于控制負載相機開始拍攝影像的用戶指令可自動使得所述UAV 100轉換至可增加所述相機功能空間的狀態。

所述UAV 100可利用所述中心部10和所述可變形機架組件20任何適宜轉換的狀態。例如，所述可變形機架組件20的轉換可被所述中心部10的驅動單元11通過一個合適的驅動組件(也可稱為轉換驅動組件)作動。所述驅動單元11和驅動組件可耦接至所述中心部10的一固定裝置17上。一個單一的驅動單元和驅動組件可用來同時轉換所述中心部10的所有可變形機架組件20。例如，一個單一的馬達或其他合適的作動器可用來轉換所述UAV 100的多個或全部機架組件20。可替代地，多個驅動單元和驅動組件可用來分別地轉換每一可變形機架組件20。任何適合的驅動機構可用于所述驅動單元11，例如直流電機(例，有刷式或無刷式)，交流電機，步進電機，伺服電機，或其他類似物。所述驅動組件可采用任何適宜的驅動元件或驅動元件的組合來轉換所述UAV 100。例示的適宜的驅動機構包括齒輪，轉軸，滑輪，螺桿，螺母軸，皮帶，電纜，輪子，軸，或其類似物。在一些實施例中，所述驅動組件可包括被所述驅動單元11驅動的一線性驅動器，所述線性驅動器相對所述驅動單元11作線性往復運動。例如，如圖2所示，所述驅動組件可以是螺桿螺母傳動機構，包括一螺桿13和一螺母15。所述螺母15可環繞所述螺桿13的軸設置并連接至所述螺桿13(例如，通過螺桿螺紋或過盈配合)。所述驅動單元11可固定至所述螺桿13的一端。因此，所述驅動單元11可驅動所述螺桿13旋轉(例，順時針或逆時針)，從而使得所述螺母沿著螺桿13的長度方向向上或向下移動。

可替代地或其組合，所述驅動組件可以采用渦輪傳動機構，所述渦輪傳動機構包括一蝸桿及一渦輪齒輪(未示出)。所述蝸桿可連接至所述渦輪齒輪，從而使得所述驅動單元11驅動所述蝸桿旋轉時帶動相應的渦輪齒輪的旋轉。所述渦輪齒輪可連接至所述螺桿13以用于驅動所述螺桿13(例，通過所述蝸桿的內螺紋)。有利地，所述渦輪傳動機構可提供更順滑的驅動傳輸，提高驅動可靠性。

所述固定裝置17可以是任何適宜于與所述驅動單元11和所述驅動組件相配合的結構，例如框架，半框架，或中空結構。雖然所述固定裝置17在圖1至圖4中被描述為一個被所述螺桿13和螺母15一分為二的大概六邊形的框架，但是所述固定裝置17可以是任何適合的二維或三維形狀。在一些實施例中，所述固定裝置17包括一個上部171和一下部173，其中所述上部171連接至所述螺桿的上端部靠近所述驅動單元11，所述下部173連接至所述螺桿13的下端部遠離所述驅動單元11。可選地，所述上部和下部171，173可通過任何適當的軸承(例，角面接觸滾珠軸承)或旋轉接頭連接至所述螺桿13從而使得螺桿13能相對所述固定裝置17旋轉。

所述可變形機架組件20的任何適當的狀態可結合上所述固定裝置17、驅動單元11及驅動組件的適宜實施例。在一些實施例中，如圖1～4所示，每一所述可變形機架組件20可包括一主軸21及一副軸23。可選地，所述副軸23可相對所述主軸21平行或大致平行設置。所述驅動組件可操作地連接至所述主軸21及/或副軸23，從而使得所述可變形機架組件20可在所述主軸21和/或副軸23的作動下進行轉換。

在一些實施例中，所述主軸21的近端部通過一個或多個連接器27連接至所述驅動組件的螺母15。例如，兩連接器27分別樞接至所述主軸21的近端部的相對兩側，并與所述螺帽15固定連接。所述連接器27可以是任何適宜的幾何形狀，例如曲線形或直線形。所述主軸21的近端部也可連接至所述固定裝置17，例如通過一個接合點211向所述螺桿13垂直延伸。所述接合點211可樞轉至所述主軸21并與所述固定裝置17靠近所述驅動單元11處固定連接。相應地，所述可變形機架組件20的每一主軸21可相對所述中心部以所述接合點211為中心樞轉。此外，當所述螺母15沿著所述螺桿13向上或向下移動時，相應的壓力通過連接器27作用在所述主軸21上使得所述主軸21相對所述中心部10分別向上或向下樞轉。

所述副軸23的近端部231可連接至所述固定裝置17的下端部173(例，通過連接點175)。可選地，所述可變形機架組件20的每一副軸23的近端部231均通過連接點175互相連接。所述近端部231可樞轉連接從而使得所述副軸23可相對所述中心部10樞轉。

在一些實施例中，所述主軸21連接至副軸23，從而使得所述主軸21的作動(例，通過驅動組件)可帶動相應的副軸23作動。主軸21和副軸23可相互直接連接或間接連接。例如，所述主軸21和副軸23可通過連接器25相互連接。所述連接器25可以是一Y字型結構，例如，其中兩個上端部樞接至所述主軸21的遠端部，下端部樞接至所述副軸23的遠端部233。所述Y型連接器25可增加所述可變形機架組件20的穩定性。可選地，所述連接器25也可以是其他適宜連接所述主軸21和副軸23的形狀，例如直線軸，曲線軸或其他類似物。在本實施例中，當所述主軸21相對所述中心部10樞轉(例，如上所述，通過螺母15的作動驅動)，通過連接器25作用在副軸23上的作用力帶動所述副軸也相應地樞轉。

在一些實施例中，一橫桿29固定至所述主軸21的遠端部。所述橫桿29可沿著垂直于所述主軸21及/或螺桿13的方向延伸。所述主軸21可通過適宜的連接方式連接至所述橫桿29(例，在所述橫桿29的中點)，所述連接方式可以是樞轉連接。在一些情況下，所述連接器25通過設置在所述Y型結構的上端部上的開孔連接至所述橫桿29。所述橫桿29可用于固定動力裝置30和支撐元件40。例如，所述動力裝置30和支撐元件40可連接至所述橫桿29的端部，或所述橫桿29的其他任何適宜部位。

所述可變形機架組件20的元件和所述中心部10可設置成任何適宜幾何形狀。例如，如圖3所示，所述可變形機架組件20和所述中心部10可形成一個平行四邊形或近似平行四邊形。在本實施例中，所述主軸21的長度(例如，從其近端部到其遠端連接點)等于或大致等于所述副軸23的長度(例，從所述近端部到所述遠端連接點)，所述連接器25的長度(例，從其上端部到下端部連接點)等于或大致等于所述固定裝置17的長度(例，從與所述連接點211到所述連接點175)。然而，所述可變形機架組件20和所述中心部10也可以是其他幾何形狀。在一些情況下，所述可變形機架組件20的元件(例如，主軸21，副軸23，連接器25)和所述中心部10(例，固定裝置17，螺桿13)可連接形成三角形，正方形，長方形，及其他多邊形形狀。所述元件可以是線性的，或其中一個或多個元件可以是曲線形的，從而形成圓形、曲面形或曲線形。

所述UAV 100可通過所述中心部10和所述可變形機架組件20的元件進行轉換。在一些實施例中，假定所述UAV 100處于第一狀態(例如，起飛/著陸狀態)，其中所述驅動單元11是關閉的，所述螺母15位于所述螺桿13的底部靠近所述副軸23的近端部。在所述第一狀態下，所述可變形機架組件20與所述中心部10之間呈向下的角度，從而使得所述支撐元件40可接觸所述表面以支撐所述UAV 100。

為了使所述UAV 100轉換到第二狀態(例如，飛行狀態)，所述驅動單元11可被開啟以驅動所述螺桿13沿第一方向轉動(例，順時針方向)。接著，所述螺母15朝著所述驅動單元11沿著所述螺桿13向上移動，從而通過所述連接器27傳送一向上的作用力于所述主軸21，使得所述主軸向上樞轉。如上所述，主軸21與副軸23通過連接器25連接，所述副軸也跟著向上樞轉，所述可變形機架組件20的豎直角相對于所述中心部10的也跟著變化。當所述螺母15到達所述螺桿13的最高位置，所述螺母15停止移動，從而維持所述UAV 100在所述第二狀態，在該第二狀態下，所述可變形機架組件20相對所述中心部10呈向上的角度。

在第二狀態下，所述可變形機架組件20向上的傾角增加所述中心部10下方空間，因此，如前所述，所述第二狀態可增加位于所述中心部10下方的負載的功能空間。

為使所述UAV 100轉換至所述第一狀態，所述驅動裝置11可用來驅動所述螺桿13沿著相反的方向轉動(例，逆時針方向)，從而使得所述螺母15沿著遠離所述驅動裝置11的方向向下運動。從而，一個向下的作用力通過連接器27作用在所述主軸21上，接著通過連接器25傳遞到所述副軸23上。接著，所述可變形機架組件20相對所述中心部10向下樞轉以支撐所述UAV 100于一表面。

圖5～10示出了另一種實施例之可變形UAV 100a。所述UAV 100a的設計原理與所述UAV 100的基本相同，所有UAV 100a包括的未在此詳細說明的元件可推定為與所述UAV 100的相同。所述UAV 100a不同于所述UAV 100的地方主要在于所述固定裝置17的結構及主、副軸21a、23a的排配。

在一些實施例中，所述UAV 100a的固定裝置17a呈五邊形，所述五邊形包括一第一邊171a，一第二邊173a，一第三邊175a，一第四邊177a，及一第五邊179a。所述第一邊171a可垂直于所述第二邊173a并與所述螺桿17的下端部相連。所述第三邊175a可垂直于所述第二邊173a并與所述螺桿13的上端部相連。所述第四邊177a可與所述第五邊179a呈鈍角，所述第五邊179a可與所述第一邊171a呈鈍角。所述第三邊175a上形成有一延伸部18，例如，沿著平行于所述第一邊171a的方向延伸。所述延伸部18包括多個接口(例，卡接口)。所述接口可用于可插拔地連接一負載(例，相機或機械臂)或一電池。

在一些實施例中，所述UAV 100a包括一對可變形機架組件，每一可變形機架組件包括一主軸21a和一副軸23a。每一主軸21a的近端部可與驅動組件和固定裝置17a連接，類同于所述UAV 100的結構。所述副軸23b的近端部231a可連接至所述固定裝置17a，并在所述固定裝置17a的連接點相互連接。雖然所述連接點172在圖6中顯示的是設置在所述第一邊171a和第二邊173a的交匯處，但是所述連接點172還可以設置在所述固定裝置17a的其他任何適宜的部位上。

所述主軸21a和副軸23a可通過連接器25a相互連接。與所述UAV 100的實施例類似，所述連接器25a可以樞接至一橫桿以用于裝配動力裝置和支撐元件。在本實施例中，所述主軸21a的遠端部連接至所述連接器25a的上端部，所述副軸23a的遠端部233a連接至所述連接器的下端部251。所述下端部251可偏離所述連接器25a的中心線設置，例如，設置在所述連接器25a的角落，以使得所述副軸23a的遠端部偏離至所述主軸21a的遠端部的一側。在一些情況下，所述遠端部233a位于所述主軸21a的一側，所述近端部231a設置在相背的一側，從而使得所述主軸21a和副軸23a相互水平傾斜。所述主軸21a和副軸23a可平行于一豎直平面(例，如圖7和圖10所示)。所述傾斜設置降低了所述主軸21a和23a之間的垂直距離，從而使得所述UAV 100a更緊湊。

與所述UAV 100類似，所述UVA 100a的所述可變形機架組件和所述中心部可形成一平行四邊形或類似平行四邊形。在本實施例中，所述主軸21a的長度(例，從近端部到遠端部之間測量)等于或大致等于所述副軸23a的長度(例，從所述遠端部和近端部之間測量)，所述連接器25a的長度(例，從上端部到下端部之間測量)等于或大致等于所述固定裝置17a的長度(例，從其與所述主軸21a的連接處至所述連接點172之間測量)。但是，如前所述，其他適宜的形狀和尺寸也是可適用的。

所述UAV 100a可以類同于所述UAV 100的方式進行轉換，任何在此處沒做詳細描述的轉換實施例可推定為與所述UAV 100相同。簡而言之，所述UAV 100a的驅動組件可作動所述主軸21a和副軸23a相對所述中心部形成向上(例，圖5、圖7所示)或向下的角度(例，圖8-10所示)。所述向上的狀態可用來增加連接至所述UAV的負載的功能空間，同時，所述向下的狀態可用于為停靠在一表面的所述UAV 100a提供支撐。

圖11-14示出了另一實施例的可變形UAV 100b。所述UAV 100b的設計原理與所述UAV 100基本相同，在此處沒做詳細說明的任何UAV 100b的元件都可推定為與所述UAV 100相同。所述UAV 100b不同于所述UAV 100的地方主要在于所述固定裝置17b的結構和主、副軸21b，23b的排配。特別地，所述UAV 100b的每一可變形機架組件包括主軸21b和兩副軸23b，從而能形成一三角形或類似三角形。

在一些實施例中，所述固定裝置17b可形成一近似矩形框架，所述近似矩形框架包括一上邊171b，一下邊173b，兩相對的側邊175b。每一所述主軸21b的近端部可樞接至所述固定裝置17b，并在所述上邊171b上相互連接(例，在接合點177b)。如前對UAV 100的描述，所述近端部也可通過一個或多個連接器連接至設置在所述固定裝置17b內的一驅動組件。

所述副軸23b的近端部231b可分別樞接至所述固定裝置17b的任意適宜部位，例如，樞接在所述固定裝置17b上的所述底邊173b用于連接所述兩側邊175b的兩端點之間的接合點179b。在一些實施例中，每一所述兩副軸23b的近端部231b對稱地設置在所述相對應的主軸21b的近端部的兩相對設置的邊上。

每一主軸21b通過連接器25b及橫桿29連接至對應的一對副軸23b，所述連接器25b可以為近似矩形，所述連接器25b的長度和寬度比相對應的固定裝置的長度和寬度小。所述連接器25b可包括一底邊251b和兩平行的相對側邊253b。所述側邊253b可沿著垂直于所述底邊251b的方向向上延伸。所述連接器25b可樞接至所述橫桿29并穿過所述環255b至所述側邊253b的上端部。所述主軸21b的遠端部可樞接至所述橫桿29，例如，通過鉸鏈291裝配在所述橫桿29上兩環255b之間。所述副軸23b的遠端部233b可分別樞接至所述底邊251b的兩端。在一些實施例中，每一所述兩副軸23b的遠端部233b對稱地設置在相對應的主軸21b的遠端部的兩相對設置的側邊上。所述底邊251b的長度可小于所述底邊173b的長度，從而使得所述遠端部233b之間的間隔小于所述近端部231b之間的間隔。可替代地，所述長度可相等或大致相等，從而使得所述副軸23b的遠端部之間的間隔等于或近似等于近端部之間的間隔。

所述橫桿29可用于裝配動力裝置及/或支撐元件。在一些實施例中，所述橫桿29可平行于所述連接器25b的底邊251b。可選地，所述橫桿29下方可設置一加強橫桿293，所述加強橫桿293與所述橫桿29平行，并穿過所述連接器25b的兩側邊253b。所述加強橫桿293的端部連接至裝配在所述橫桿29兩相對端的動力裝置，從而增強所述動力裝置的穩定性和支撐。

類似于所述UAV 100，所述UAV 100b的所述可變形機架組件和所述中心部可形成一平行四邊形或類似平行四邊形。在本實施例中，所述主軸21b的長度(例，從其近端部到遠端部之間測量)等于或大致等于所述副軸23b的長度(例，從其近端部到遠端部之間測量)，所述連接器25b的長度等于或大致等于所述固定裝置17的長度(例，從連接點177b到179b之間測量)。但是，如前所述，其他適宜的形狀和尺寸也是可適用的。

所述UAV 100b可以以所述UAV 100相似的方式進行變形，任何在此處沒有做詳細說明的有關變形的內容都可推定為與所述UAV 100相同。簡而言之，所述UAV 100b的動力裝置可致動所述主、副軸21b、23b相對所述中心部形成向上或向下的角度。所述向上的狀態可用于增加所連接的負載的功能空間，所述向下的狀態可用于為停靠在以表面的UAV 100a提供支撐(例，如圖11、13和14所示)。

本處所述的可變形飛行器的任何適宜元件可與其他實施例中的適宜元件之間進行組合或替換。本處所述可變形飛行器的元件可以是彈性的或剛性的，并可采用任何適當的材料或材料的組合進行制造。所述適當的材料可包括金屬(例，不銹鋼，鋁)，塑料(例，聚苯乙烯，聚丙烯)，木材，復合材料(例，碳素纖維)，及其類似物。所述可變形飛行器的材料可基于如下一個或多個因素進行選擇：強度、重量、耐用性、硬度、成本、工藝特性，及其他材料屬性。本處所述元件之間的連接包括過盈配合、間隙配合、過渡配合，及其適宜的組合。樞接可包括滾珠軸承，鉸鏈，及其他適宜的轉動連接方式。固定連接可利用一個或多個緊固件，例如釘子、螺絲、螺釘、夾子、綁帶，及其類似物。在一些實施例中，所述材料及連接可用于加強穩定性及減小所述可變形飛行器在飛行中的震動。

本處所描述的所述系統、裝置及方法可應用至各種移動裝置上。如前所述，所述飛行器的任何描述皆可應用于所述移動裝置。本發明所述的移動裝置可在任何適宜的環境中移動，例如在空氣中(例，固定翼飛機或旋翼飛機)，在水里(例，輪船或潛水艇)，在地面上(例，摩托車或火車)，在地下(例，地鐵)，在太空中(例，航天飛機，衛星或探測器)，或者上述環境的組合。所述移動裝置可在上述環境中相對六個自由度(例，三個平移自由度及三個旋轉自由度)自由地移動。可替代地，所述移動裝置的移動可限制在一個或多個自由維度，例如，依給定路線，軌道或導向等。所述移動可被任何適宜的驅動機構作動，例如引擎或馬達。所述移動裝置的驅動機構可通過任何適宜的能量源驅動，例如，電能、磁能、太陽能、風能、重力能、化學能、核能，或上述能源的任意適當組合。

在一些情況下，所述移動裝置可以是一交通工具。除了飛行器外，任何適宜的交通工具可包括水上交通工具、太空交通工具或地面交通工具。本處所述系統、裝置及方法可用于任何可升起或降落于一表面(例如，水下平面，如海底；地球外的表面，如行星)。所述交通工具可以是機動式，例如在空中、水面上或水里、在太空、地面上或地面下機動式。機動式交通工具可采用推進系統，例如包括一個或多個引擎、馬達、車輪、軸、磁性物、旋翼、螺旋槳、葉片、噴嘴，及上述幾種任意適合的組合的推進系統。

本發明所述的飛行器可包括固定翼飛行器(例如，飛機，滑翔器)，旋翼飛行器(例，直升機，旋翼飛機)，同時具有固定翼和旋翼的飛行器，或既沒有固定翼也沒有旋翼的飛行器(例如，小型飛船，熱氣球)。所述飛行器能在所述環境中六個自由度(例，三個平移自由度及三個旋轉自由度)自由移動。可替代地，所述飛行器的移動可被限制在一個或多個自由度，例如依照指定的路線或軌道。所述移動可被任意適合的驅動機構驅動，例如引擎或電機。在一些實施例中，所述飛行器可以是機動式飛行器。機動式飛行器可被如前所述的推進系統所驅動。所述推進系統可用來使得所述飛行器飛離一表面、降落于一表面、維持其當前位置及/或導向(例，懸停)、改變導向，及/或改變位置。

例如，所述推進系統可包括一個或多個旋翼(前文將“rotor”翻譯成了“旋翼”)。每一旋翼可包括固定至中心軸的一個或多個葉片(例，一個、兩個、三個、四個、或更多個葉片)。所述葉片可相對所述中心軸對稱地或非對稱地設置。所述葉片可隨著所述中心軸的旋轉而轉動，所述中心軸的旋轉可被任何適宜的電機或引擎驅動。所述葉片可順時針或逆時針旋轉。所述旋翼可為一水平旋翼(可指代為具有水平的旋轉面的旋翼)，一垂直導向旋翼(可指代為具有豎直旋轉面的旋翼)，或傾斜在所述水平和豎直位置之間的中間角度。在一些實施例中，水平導向旋翼可旋轉以提升所述飛行器。垂直導向的旋翼可旋轉以提供推力至所述飛行器。導向在所述水平和垂直位置之間的中間角度的旋翼可旋轉以同時提供提升力及推力至所述飛行器。一個或多個旋翼可用于提供一抵消其他旋翼旋轉所產生的扭矩的力矩。

所述飛行器可被用戶遠程控制或被飛行器上/或內的使用者本地控制。在一些實施例中，所述飛行器為UAV。所述UAV可以是無人操控的。所述飛行器可被人或自動控制系統所控制(例，一電腦控制系統)，或其他任何適宜的組合控制方式。所述飛行器可為自動控制的或半自動控制的機器人，例如具人工智能的機器人。

所述飛行器可具有任何適宜的尺寸或規模。在一些實施例中，所述飛行器可為具有人操控空間的大小或尺寸。可替代地，所述飛行器的尺寸或規模也可小于所述具有人操控空間的飛行器。所述飛行器可為可適宜人提升或攜帶的飛行器尺寸或規模。可替代地，所述飛行器的尺寸或規模也可大于所述可適宜人提升或攜帶的飛行器尺寸或規模。在一些情況下，所述飛行器可具有最大不超過約：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m，或10m。所述最大尺寸可大于或等于約：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m，或10m。例如，所述飛行器的相對旋翼的轉軸之間的距離可小于或等于約：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m，或10m。可替代地，所述相對旋翼的轉軸之間的距離可大于或等于約：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m，或10m。

在一些實施例中，所述飛行器可具有小于100cm x 100cm x 100cm、小于50cm x 50cm x 30cm的體積。所述飛行器的總體積可小于或等于約：1cm³、2cm³、5cm³、10cm³、20cm³、30cm³、40cm³、50cm³、60cm³、70cm³、80cm³、90cm³、100cm³、150cm³、200cm³、300cm³、500cm³、750cm³、1000cm³、5000cm³、10,000cm³、100,000cm³、1m³、或10m³。相反地，所述飛行器的總體積也可以大于或等于約1cm³、2cm³、5cm³、10cm³、20cm³、30cm³、40cm³、50cm³、60cm³、70cm³、80cm³、90cm³、100cm³、150cm³、200cm³、300cm³、500cm³、750cm³、1000cm³、5000cm³、10,000cm³、100,000cm³、1m³、或10m³。

在一些實施例中，所述飛行器占地面積(指代為所述飛行器的橫截面積)小于后等于約：32,000cm²、20,000cm²、10,000cm²、1,000cm²、500cm²、100cm²、50cm²、10cm²、或5cm²。相反地，所述飛行器的占地面積也可以大于后等于約：32,000cm²、20,000cm²、10,000cm²、1,000cm²、500cm²、100cm²、50cm²、10cm²、或5cm²。

在一些情況下，所述飛行器重量可不超過1000kg。所述飛行器的重量可小于或等于約：1000kg、750kg、500kg、200kg、150kg、100kg、80kg、70kg、60kg、50kg、45kg、40kg、35kg、30kg、25kg、20kg、15kg、12kg、10kg、9kg、8kg、7kg、6kg、5kg、4kg、3kg、2kg、1kg、0.5kg、0.1kg、0.05kg，或0.01kg。相反地，所述飛行器的重量可大于或等于約：1000kg、750kg、500kg、200kg、150kg、100kg、80kg、70kg、60kg、50kg、45kg、40kg、35kg、30kg、25kg、20kg、15kg、12kg、10kg、9kg、8kg、7kg、6kg、5kg、4kg、3kg、2kg、1kg、0.5kg、0.1kg、0.05kg，或0.01kg。

在一些實施例中，所述飛行器可小于所述飛行器搭載的負載。所述負載可包括一負載及/或載體，下面將會更進一步詳細說明。在一些實施例中，所述飛行器的重量與所述負載的重量比率可大于、小于或等于約1:1。可選地，所述載體的重量與所述負載的重量比可大于、小于、或等于1:1。所述飛行器的重量與所述負載的重量比率可根據需要設置為小于或等于：1:2、1:3、1:4、1:5、1:10，甚至更小。相反地，所述飛行器的重量與所述負載的重量比率也可大于或等于2:1、3:1、4:1、5:1、10:1，甚至更大。

在一些實施例中，所述飛行器可具有低能耗特性。例如，所述飛行器可使用少于約：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h，或更低。在一些情況下，所述飛行器的載體也具備低能耗特性。例如，所述載體能耗可低于約：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h，或更低。可選地，所述飛行器的負載也具有低能耗特性，例如少于約：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h，或更低。

在一些實施例中，所述飛行器可搭載負載。所述負載可包括乘客、貨物、設備、儀器，及其類似物中的一個或多個。所述負載可以容納在一腔體中。所述腔體可獨立于所述容納所述飛行器的腔體，或為容納所述飛行器的腔體的一部分。可替代地，所述負載可容納在一腔體內而所述飛行器不需要容納腔。可替代地，所述負載的部分或全部可被容納在所述腔體內。所述負載可剛性固定在所述飛行器上。可選地，所述負載可相對所述飛行器移動(例，相對所述飛行器平移或旋轉)。

在一些實施例中，所述負載可用于執行一些操作或功能。可替代地，所述負載可以是用于執行一操作或功能的負載，也稱為功能性負載。例如，所述負載可包括一個或多個監控一個或多個目標的傳感器。所述負載可包括任何適宜的傳感器，例如，影像獲取裝置(例，相機)，音頻獲取裝置(例，拋物線麥克風)，紅外線成像裝置，或紫外線成像裝置。所述傳感器可提供靜態感測數據(例，照片)或動態感測數據(例，視頻)。在一些實施例中，所述傳感器提供所述負載的感測目標的感測數據。可替代地或其組合，所述負載可包括用于提供一個或多個目標的信號的一個或多個發射器。任何適宜的發射器皆可被采用，例如，照明源或聲源。在一些實施例中，所述負載包括一個或多個收發器，例如，與遠離所述飛行器的模塊通信的收發器。可選地，所述負載可與所述環境或目標交互。例如，所述負載可包括能操控所述對象的一個工具、儀器或機構，例如，機械臂。

可選地，所述負載可包括一個載體。所述載體可用于承載所述負載，所述負載可通過所述載體直接(例，直接接觸所述飛行器)或間接(例如，不接觸所述飛行器)連接至所述飛行器。相反地，所述負載可不需要載體而裝配在所述飛行器上。所述負載可與所述載體一體成型。可替代地，所述負載可插拔地連接至所述載體。在一些實施例中，所述負載可包括一個或多個負載元件，如上所述，所述一個或多個負載元件可相對所述飛行器及/或載體移動。

所述載體可與所述飛行器一體成型。可替代地，所述載體可插拔第連接至所述飛行器。所述載體可直接或間接地連接至所述飛行器。所述載體可為所述負載提供支撐(例，承載至少部分所述負載重量)。所述載體可包括能穩定及/或導向所述負載的移動的一適宜的裝配結構(例，云臺)。在一些實施例中，所述載體可用于控制所述負載相對于所述飛行器的狀態(例，位置及/或導向)。例如，所述載體可相對所述飛行器移動(例，一維、二維或三維平移自由度及/或一維、二維或三維旋轉自由度)，從而使得所述負載能不管所述飛行器的移動而相對一適宜的參照框架維持其位置及/或導向。所述參照框架可以是一固定參照框架(例，周邊環境)。可替代地，所述參照框架可以是以移動參照框架(例，所述飛行器，負載目標)。

在一些實施例中，所述載體可允許所述負載相對所述載體及/或飛行器移動。所述移動可以是相對三維自由度平移(例，沿著一個、兩個或三個軸)或相對三維自由度旋轉(例，沿著一維、兩維或三維)，或者上述任意適宜的結合。

在一些情況下，所述載體可包括一個載體框裝置及一載體驅動組件。所述載體框裝置可為所述負載提供結構支撐。所述載體框裝置可包括獨立的載體框元件，其中的一些元件可相對另外一些元件移動。所述載體驅動組件可包括能作動各獨立載體框元件移動的一個或多個驅動器(例如，電機)。所述驅動器可允許大部分的載體框元件同時地移動，或同一時間內僅允許單一的載體框元件移動。所述載體框元件的移動可使得所述負載相應的移動。例如，所述載體驅動組件可作動一個或多個載體框元件相對一個或多個旋轉軸(例，滾動軸，俯仰軸，偏移軸)旋轉。所述一個或多個載體框元件的旋轉可使得負載相對所述飛行器相對于一個或多個旋轉軸旋轉。可替代地或其結合，所述負載驅動組件可作動一個或多個載體框元件沿著一個或多個平移軸平移，從而使得所述負載相對于所述飛行器沿著一個或多個相對應的軸平移。

在一些實施例中，所述飛行器、載體和負載相對于一固定參照框(例，周邊環境)及/或相互之間的移動可被一終端控制。所述終端可以是遠離所述飛行器、載體及/或負載的一遠程控制裝置。所述終端可設置或固定在一支撐平臺上。可替代地，所述終端可為手持式或穿戴式。例如，所述終端可包括一智能手機、平板電腦、筆記本電腦、計算機、眼鏡、手套、頭盔、麥克風或其適宜的組合。所述終端可包括一用戶接口，例如鍵盤、鼠標、操縱桿、觸摸屏或顯示器。任何適宜的用戶輸入可用于與所述終端交互，例如手動輸入指令、聲音控制、手勢控制、或方位控制(例，通過移動、定位或傾斜所述終端)。

所述終端可用于控制所述飛行器、載體及/或負載的任何適宜的狀態。例如，所述終端可用于控制所述飛行器、載體及/或負載相對于一固定參照框及/或相對彼此之間的位置及/或朝向。在一些實施例中，所述終端可用于控制所述飛行器、載體及/或負載的各獨立元件，例如所述載體的驅動組件，所述負載的傳感器，或所述負載的發射器。所述終端可包括用于與飛行器、載體或負載中的一個或多個通信的一無線通信裝置。

所述終端可包括用于觀看所述飛行器、載體及/或負載的信息的一適宜的顯示單元。例如，所述終端可用于顯示所述飛行器、載體及/或負載的位置、平移速率、平移加速度、導向、角速度、角加速度或任意適合的組合信息。在一些實施例中，所述終端可顯示所述負載提供的信息，例如一負載提供的信息(例，相機或其他影像獲取裝置記錄的影像)。

圖15示出了本發明實施例的一飛行器200包括一載體202及一負載204。可替代地，所述負載204可不需要載體202而裝配在所述飛行器200上。所述飛行器200可包括動力機構206，一感測系統208，及一收發器210。如前所述，所述動力機構206可包括旋翼、螺旋槳、葉片、引擎、電機、輪組、軸、磁鐵或噴嘴中的一個或多個。所述飛行器可包括一個或多個、兩個或多個、三個或多個、四個或多個動力機構。所述動力機構可為相同的類型。可替代地，所述一個或多個動力機構可為不同類型的動力機構。在一些實施例中，所述動力機構206可使得所述飛行器200垂直地從一表面起飛或垂直地著陸于一表面，而不需要所述飛行器做任何的水平移動(例，不需要在跑道上滑行)。可選地，所述動力機構206可用于操作以使得所述飛行器200在指定的位置和方位上空懸停。

例如，所述飛行器200可包括為飛行器提供提升力及推力的多個水平導向的旋翼。所述多個水平導向的旋翼可被作動以提供垂直起飛、垂直著陸、懸停能力至所述飛行器200。在一些實施例中，一個或多個水平導向的旋翼可順時針旋轉，同時一個或多個水平旋翼可逆時針旋轉。例如，順時針旋轉的旋翼的數量可等于逆時針旋轉的旋翼。每一水平導向旋翼的轉速可獨立地變化以控制所述旋翼產生的提升力及/或推力，從而調整所述飛行器200的空間方位、速率，及/或加速度(例，相對于三維平移自由度和三維旋轉自由度)。

所述感測系統208可包括一個或多個傳感器，所述一個或多個傳感器可感測所述飛行器200的空間方位、速率及/或加速度(例，相對三維平移自由度和三維旋轉自由度)。所述一個或多個傳感器可包括全球定位系統(GPS)傳感器、移動傳感器、慣性傳感器、近距離傳感器或影像傳感器。所述感測系統28所感測的數據可用于控制所述飛行器的空間方位、速率，及/或方向(例，用如下所述的一適宜的處理單元及/或控制模塊)。可替代地，所述感測系統208可用于提供關于所述飛行器的周邊環境的信息，例如天氣狀況、與潛在障礙的接近距離、地理特征的位置、人工結構的位置及其類似物。

所述收發器210可與具有收發器214的終端212通過無線信號216進行通信。在一些實施例中，所述通信包括雙向通信，所述終端212提供控制指令至所述飛行器200、載體202、及負載204中的一個或多個，從所述飛行器200、載體202、及負載204中的一個或多個接收信息(例，所述飛行器、載體或負載的位置及/或移動信息；所述負載感測的數據，例如負載相機感測的影像數據)。在一些情況下，來自所述終端的控制指令可包括所述飛行器、載體及/或負載的相對位置、移動、作動或控制。例如，所述控制指令可改變所述飛行器的位置及/或方向(例，通過控制所述動力機構206)，或使得所述負載相對所述飛行器移動(例，通過控制所述載體202)。來自所述終端的控制指令可控制所述負載，例如控制相機或其他影像獲取裝置的操作(例，獲取靜態或動態圖像，推近或推遠鏡頭，開啟或關閉，切換影像模式，改變影像解析度，調焦，改變景深，改變曝光時間，改變視角或視野)。在一些情況下，來自所述飛行器、載體及/或負載的通信信息可包括來自一個或多個傳感器的信息(例，來自感測系統208或負載204)。所述通信可包括一個或多個不同類型的傳感器所感測的信息(例，GPS傳感器、移動傳感器、慣性傳感器、近距離傳感器或影像傳感器)。所述信息可為關于所述飛行器、載體及/或負載的方位(例，位置，方向)、移動或加速度的信息。所述來源于負載的信息可包括所述負載感測的數據或所感測的所述負載的狀態。所述終端212提供并傳輸的所述控制指令可用于控制所述飛行器200、載體202或負載204中的一個或多個的狀態。可選擇地或組合地，所述載體202和負載204也可分別各包括與所述終端212通信的一收發器，從而使得所述終端可分別獨立地與所述飛行器200、載體202及負載204進行通信及控制。

圖16為本發明實施例之用于控制飛行器的系統300的模塊示意圖。所述系統300可結合所述的任何適宜的實施例的所述系統、裝置及方法使用。所述系統300可包括一感測模塊302、一處理單元304，一非易失性計算機可讀介質306、控制模塊308及通信模塊310。

所述感測模塊302可采用能以各種不同方式采集有關于所述飛行器的信息的各種類型的傳感器。各種不同類型的傳感器可感測不同類型的信號或不同來源的信號。例如，所述傳感器可包括慣性傳感器、GPS傳感器、近距離傳感器(例，激光傳感器)，或視覺/影像傳感器(例，相機)。所述感測模塊302可操控地連接至包括有多個處理器的一處理單元304。在一些實施例中，所述感測模塊可操控地連接至一傳輸模塊312(例，一Wi-Fi影像傳輸模塊)，所述傳輸模塊可用于直接傳輸感測數據至一適宜的外部裝置或系統。例如，所述傳輸模塊312可用于傳輸所述感測模塊302的相機所感測的影像至一遠程終端。

所述處理單元304可包括一個或多個處理器，例如一可編程處理器(例，一中央處理器(CPU)。所述處理單元304可操控地連接至一非易失性計算機可讀介質306。所以非易失性計算機可讀介質306可存儲邏輯、代碼及/或可被所述處理單元304執行的一個或多個步驟的程式指令。所述非易失性計算機可讀介質可包括一個或多個存儲單元(例，可移除式介質或類似SD卡或隨機存儲器(RAM)的外部存儲器)。在一些實施例中，來自所述感測模塊302的數據可直接被傳輸至并保存在所述非易失性計算機可讀介質306的存儲單元中。所述非易失性計算機可讀介質306的存儲單元可存儲邏輯、代碼及/或可被所述處理單元304執行的本處所述任何適宜的實施例的方法的程式指令。例如，所述處理單元304可用于執行指令使得所述處理單元304的一個或多個處理器分析所述感測模塊產生的感測數據。所述存儲單元可存儲即將被所述處理單元304分析的所述感測模塊的感測數據。在一些實施例中，所述非易失性計算機可讀介質306的存儲單元可用于存儲所述處理單元304產生的處理結果。

在一些實施例中，所述處理單元304可用于連接至一控制模塊308，所述控制模塊用于控制所述飛行器的狀態。例如，所述控制模塊308可用于控制所述飛行器的所述動力機構以調整所述移動物體六維自由度的所述方位、速率及/或加速度。可選擇地或其組合，所述控制模塊308可控制載體、負載或感測模塊的狀態中的一個或多個。

所述處理單元304可操控地連接至一通信模塊310，所述通信模塊310用于傳輸及/或接收來自于一個或多個外部裝置(例，一終端，顯示裝置，或其他遠程控制器)的數據。任何適宜的通信方式可采用，例如有線通信或無線通信。例如，所述通信模塊310可利用局域網(LAN)、廣域網(WAN)、紅外線、射頻、WiFi，點對點(P2P)網絡、電信網絡、云通信及其他類似通信網絡中的一個或多個。可選地，中繼臺，如塔、衛星或移動工作站等可被采用。無線通信可為基于距離的也可為與距離無關的。在一些實施例中，通信需要可視也可不需要可視。所述通信模塊310可傳輸及/或接收所述感測系統所感測數據、所述處理單元304所產生的處理結果、預定的控制數據、來自終端或遠程控制器的用戶指令，及其類似數據中的一個或多個。

所述系統300的元件可以任何形式排配。例如，所述系統300的一個或多個元件可位于所述飛行器、載體、負載、終端、感測系統或與上述中的一個或多個進行通信的附加的外部設備上。此外，雖然圖16中所示出的是單個處理單元304和單個非易失性計算機可讀介質306，但是本領域所屬技術人員應該可以預見這不是為了限制，且所述系統300可包括多個處理器單元及/或非易失性計算機可讀介質。在一些實施例中，所述多個處理器單元及/或非易失性計算機可讀介質中的一個或多個可位于不同的地點，如在移動裝置、載體、負載、終端、感測模塊、與上述中的一個或多個進行通信的附加的外部設備上，或上述適宜的組合。例如被所述系統300所執行的任何處理及/或存儲功能可發生在上述提到的地點中的一個或多個。

本發明的較佳實施例已經在此描述，但很顯然對于本領域所屬技術人員來說本處所描述的實施例僅為了示例說明。本領域所屬技術人員可以所述實施例進行更多的各種變形、改變或替換，都不偏離本發明。可以理解的是，所述本發明的實施例的各種替代方式皆可以用于實現本發明。下述權利要求界定了本發明的范圍，所述權利要求范圍內的方法及結構及其等同物皆可被涵蓋在本發明的范圍內。