CN108698690B - 具有提供有效的竖直起飞和着陆能力的翼板组件的uav - Google Patents

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Abstract

一种涉及操作无人飞行器(UAV)的技术，该UAV具有：机身，该机身限定UAV的飞行方向；以及翼板组件，该翼板组件在由机身限定的飞行方向上推进UAV。该技术涉及当由UAV的机身限定的飞行方向从地面上的起飞位置竖直地指向时，提供来自翼板组件的推进单元的推力，以使UAV沿着竖直起飞路径飞行。该技术还涉及在UAV沿着竖直起飞路径飞行之后，使UAV机动飞行以使飞行方向沿着垂直于竖直起飞路径的水平飞行路径对准。该技术还涉及在UAV沿着水平飞行路径飞行之后，提供来自翼板组件的推进单元的推力，以使UAV沿着竖直着陆路径着陆。

Description

具有提供有效的竖直起飞和着陆能力的翼板组件的UAV
背景技术
常规的无人飞行器(UAV)在没有来自人类乘客飞行员的输入的情况下飞行。相反地，无人飞行器接受来自预先加载的飞行计划或者来自地面上的人类的控制。
一些常规的有翼UAV包括产生升力的机翼。其它常规的直升机型UAV接收来自旋转的旋翼叶片的升力。
发明内容
应该理解的是，上述常规UAV存在缺陷。根据这些概念，上述常规的有翼UAV通常需要跑道来起飞和着陆。遗憾的是，对这种跑道的需求限制了常规UAV起飞和着陆的位置，并且跑道的位置限制了它们的飞行区域。
为了减少对跑道的需求，一些常规的有翼UAV从发射坡道发射和/或通过飞入网中而返回。然而，这些常规的有翼UAV具有有限的有效负载传送选项，并且需要额外的外部发射和/或着陆设备、更多的设置时间、训练等。
另外，上述常规的直升机型UAV比有翼UAV的操作效率低。因此，上述常规的直升机型UAV典型地提供更小的飞行范围，在水平方向上飞行得较慢并且具有较差的燃料效率。
改进的技术涉及装备有从UAV的主机翼延伸的翼板组件的无人飞行器(UAV)。这种翼板组件不仅提高了飞行效率，而且配备了推进单元，该推进单元可以在例如起飞和着陆的特定操作时间期间为UAV增加正向升力和可控性。根据这些概念，翼板组件以类似于常规航空器的翼梢小翼的方式操作以改进飞行。此外，翼板组件提供推力，以使UAV能够竖直地起飞和着陆，从而减少了对大型跑道的需求。
一个实施例涉及一种UAV，所述UAV包括机身和主机翼，所述主机翼从所述机身延伸并且在所述UAV水平飞行时向所述UAV提供升力。所述UAV还包括翼板组件，所述翼板组件从所述主机翼延伸，所述翼板组件包括一组推进单元。每一个推进单元包括(i)壳体、(ii)设置在所述壳体内的电动机以及(iii)联接到所述电动机的螺旋桨。每一个推进单元还包括可再充电电池，所述可再充电电池构造和布置成在起飞和着陆期间为所述推进单元的电动机供电。
在一些布置中，所述翼板组件在竖直飞行期间向所述UAV提供升力并且在水平飞行期间改善飞行效率和/或控制。
在一些布置中，所述主机翼包括：左机翼，所述左机翼具有附接到所述机身的左侧的近端和远端；以及右机翼，所述右机翼具有附接到所述机身的右侧的近端和远端。在这些布置中，所述翼板组件包括：左翼板组件，所述左翼板组件附接到所述左机翼的远端；以及右翼板组件，所述右翼板组件附接到所述右机翼的远端。
在一些布置中，所述左机翼从所述机身的左侧延伸，并且所述右机翼从所述机身的右侧延伸。在这些布置中，所述左翼板组件以一角度(例如，以锐角、以钝角、垂直地等)从所述左机翼的远端向外延伸，并且所述右翼板组件从所述右机翼的远端延伸。此外，所述左翼板组件和所述右翼板组件将所述左机翼和所述右机翼支撑在平坦表面(例如地面)上方，使得当所述UAV瞄准竖直方向并且坐在所述平坦表面上时，所述左机翼和所述右机翼不接触所述平坦表面。例如，当UAV停留在平坦表面上时，UAV能够“坐(sit)”在其尾部上。起落架位于安装有端板的壳体的后端，从而允许在水平飞行时起落架的阻力较低，而不需要缩回起落架。
在一些布置中，每一个翼板组件还包括一组翼板控制表面，所述一组翼板控制表面构造和布置成提供角偏转并且从所述翼板组件的一组推进单元接收气流。示例性控制表面包括襟翼、鳍、舵等。
在一些布置中，所述翼板组件还包括相应的轮组，所述相应的轮组构造和布置成在所述平坦表面上滚动。当所述UAV未飞行时(例如，当所述UAV处于尾坐(tail-sitting)位置时)，所述相应的轮组向所述UAV提供移动性。
在一些布置中，用于每一个推进单元的所述可再充电电池容纳在所述推进单元的壳体内。
在一些布置中，所述UAV还包括主推进组件，所述主推进组件包括燃料箱、发动机和主螺旋桨。在飞行期间所述发动机驱动所述主螺旋桨并且消耗来自所述燃料箱的燃料。所述主推进组件构造和布置成在飞行期间对每一个推进单元的可再充电电池进行再充电。因此，电池不需要为起飞和着陆设置足够的组合容量，例如，刚好足够的电能以用于起飞，这是因为电池可以随后在着陆之前再充电。
在一些布置中，每一个推进单元的电动机连接到并联的多个电池，其中一些电池可以存在于UAV内的其它地方，从而即使一个或多个电池发生故障，也允许电动机操作。在其它布置中，推进单元的电动机可以由单个中央电池供电。在各种情况下，电池都可以由主推进组件或发电单元再充电。
在一些布置中，UAV还包括设置在所述机身内的降落伞组件。所述降落伞组件构造和布置成在所述推进单元和所述主推进组件不能提供足够的升力以使所述UAV安全地着陆的情况下展开降落伞。
在一些布置中，UAV还包括一组辅助推进单元，所述一组辅助推进单元沿着每一个主机翼的前缘设置。在某些布置中，全部所述推进单元和所述主推进组件构造和布置成在起飞期间提供至少800磅的组合升力。这种配置使得UAV能够携带大量有效载荷，为长时间耐力任务(例如，飞行时间超过8小时)携带大量燃料，并且执行竖直地起飞和着陆。
在一些布置中，每一个推进单元的螺旋桨都是可折叠(或可缩回)螺旋桨组件。在这些布置中，所述UAV可以包括控制器，一旦所述螺旋桨组件的螺旋桨不再使用，例如在UAV实现水平飞行之后，所述控制器就使每一个推进单元的可折叠螺旋桨组件的螺旋桨折叠。当螺旋桨电动机停止转动时，这种折叠可能由于螺旋桨叶片的偏转而自动地发生。
在一些布置中，每一个推进单元的螺旋桨都是被动地可折叠的螺旋桨组件，其中，螺旋桨叶片由于在飞行期间经历的动态压力而在停止时折叠并且由此减小停止的螺旋桨的阻力。
在一些布置中，推进单元可以具有导管风扇布置以增加推力并减少螺旋桨噪音。这种导管风扇构造是如下方案的适当的替代方案：在所述方案中，某些螺旋桨部件被包含在推进壳体(例如机舱)内部或外部。
在一些布置中，UAV具有至少一个推进单元的壳体，所述至少一个推进单元的壳体限定了部分地包围所述推进单元的螺旋桨的护罩，所述壳体和所述螺旋桨形成护罩式螺旋桨单元(或导管风扇)。这种护罩式螺旋桨构造是如下方案的适当的替代方案：在所述方案中，某些部件被包含在壳体内部或者在所述壳体(例如机舱)外部。
应该理解的是，本文阐述的各种特征可以单独地使用或者任意组合在一起使用，以提供多种实施例。另外，除非这些实施例明确地要求，否则本文公开的任何特征都可以从特定实施例中排除。
另一个实施例涉及一种操作UAV的方法，所述UAV包括：机身；主机翼，所述主机翼从所述机身延伸并且在所述UAV水平飞行时向所述UAV提供升力；以及翼板组件，所述翼板组件从所述主机翼延伸，每一个翼板组件包括一组推进单元。所述方法包括：操作所述翼板组件的推进单元，以便在竖直飞行期间提供额外的升力，从而允许所述UAV竖直地起飞和着陆。
另一个实施例涉及一种操作UAV的方法，所述UAV具有机身；主机翼，所述主机翼从所述机身延伸并且在所述UAV水平飞行时向所述UAV提供升力；以及翼板组件，所述翼板组件从所述主机翼延伸，每一个翼板组件包括一组推进单元，每一个推进单元包括(i)壳体、(ii)设置在所述壳体内的电动机和(iii)联接到所述电动机的螺旋桨；其中，每一个推进单元还包括可再充电电池，所述可再充电电池构造和布置成在起飞和着陆期间为所述推进单元的电动机供电。所述方法包括：当由所述UAV的机身限定的飞行方向从地面上的起飞位置竖直地指向时，提供来自所述推进单元的推力，以使所述UAV沿着竖直起飞路径飞行。所述方法还包括：在所述UAV沿着所述竖直起飞路径飞行之后，使所述UAV机动飞行，以使由所述UAV的机身限定的飞行方向沿着垂直于所述竖直起飞路径的水平飞行路径对准。所述方法还包括：在所述UAV沿着所述水平飞行路径飞行之后，提供来自所述推进单元的推力，以使所述UAV沿着垂直于所述水平飞行路径的竖直着陆路径着陆。
应该理解的是，在本文的各种实施例和布置中描述的UAV可以使用翼板推进单元来在起飞和着陆操作之外实现悬停操作和机动飞行。
其它实施例涉及电子系统和装置、处理电路、计算机程序产品、过程等。一些实施例涉及使用翼板组件的各种方法、电子部件和电路，该翼板组件提高了飞行效率并且实现竖直地起飞和着陆。
附图说明
如附图所示，根据以下对本公开内容的特定实施例的描述，上述和其它目的、特征及优点将变得显而易见；其中，不同的视图中的相同的附图标记指代相同的部件。附图不一定按比例，而是将重点放在说明本公开内容的各个实施例的原理上。
图1是具有在竖直地起飞和着陆期间提供推力的翼板组件的UAV的透视图。
图2A是作为图1的UAV的一部分的推进单元的示例的横截面示意图。
图2B是作为图1的UAV的一部分的推进单元的另一个示例的横截面示意图。
图2C是图1的UAV的机身和主推进组件的横截面示意图。
图3是定位成为竖直起飞做准备的图1的UAV的透视图。
图4A是在由主推进单元提供动力的水平飞行期间的图1的UAV的透视图。
图4B是在由主推进单元以及安装在机翼上的附加推进单元提供动力的水平飞行期间的图1的UAV的透视图。
图5A是执行竖直起飞和转变到水平飞行的图1的UAV的透视图。
图5B是从水平飞行转变和执行竖直着陆的图1的UAV的透视图。
图6A是描述示例性竖直起飞过程的流程图。
图6B是描述示例性竖直着陆过程的流程图。
具体实施方式
改进的技术涉及一种无人飞行器(UAV)，该UAV装备有从UAV的主机翼延伸的翼板组件。这种翼板组件不仅提高了飞行效率，而且配备了推进单元，该推进单元可以在例如起飞和着陆的特定操作时间期间为UAV增加正向升力和可控性。此外，翼板组件提供推力，以使UAV能够竖直地起飞和着陆，从而减轻对大型跑道区域的需求。
本文公开的特定布置、配置和实施例的各种单独特征可以以任何期望的有技术意义的方式进行组合。另外，这样的特征因此以这种方式组合，以形成所有可能的组合、变型和排列，除非到了这样的组合、变型和/或排列被明确排除或者不切实际的程度。对这些组合、变型和排列的支持被认为存在于本文档中。
图1描述了UAV 10。UAV 10包括机身100，左机翼102(L)和右机翼102(R)(统称为机翼102)。UAV 10还包括主推进组件300、降落伞组件106和翼板组件200(L)、200(R)(统称为翼板组件200)。
每个机翼102都具有近端108、远端110和前缘112。即，机翼102(L)具有近端108(L)、远端110(L)和前缘112(L)。同样地，机翼102(R)具有近端108(R)、远端110(R)和前缘112(R)。
每个机翼102的近端108都是最靠近机身100的端部。每个机翼102的远端110都是离机身100最远的端部。每个机翼102在其近端108处与机身100接触。板组件200从每个机翼102的远端110延伸。如图1所示，例如这种特征形成了T形或竖直的形式。
每一个翼板组件200都包括一组翼板推进单元202(WP)、轮204和控制表面206。在一些构造中，例如图1所示的一种构造，UAV 10包括辅助推进单元202(WE)，辅助推进单元202沿着机翼102的前缘112设置。
图2A是推进单元202的示意性横截面图。每一个推进单元202都包括壳体210、螺旋桨212、电动机214、电池216和控制电路218。螺旋桨212连接到电动机214。电动机214由电池216供电。电动机214、电池216和控制电路218设置在壳体210(例如机舱)内。螺旋桨212由电动机214驱动并且其旋转速度由控制电路218控制。在一些布置中，螺旋桨212被铰接，使其在不运行时停靠在壳体210上并且通过由电动机214使螺旋桨212旋转而产生的螺旋桨212上的有效的离心力自动地展开。在其它布置中，螺旋桨可以在其不运行时缩回到壳体中。
图2B是配置为护罩式螺旋桨(或导管风扇)的推进单元202的示意性横截面图。如以上描述的图2A所示，推进单元202包括壳体210、螺旋桨212、电动机214、电池216和控制电路218。螺旋桨212连接到电动机214，电动机214支撑在壳体210(例如护罩或导管)内部。在某些布置中，这种护罩式螺旋桨在与具有相似尺寸的暴露的螺旋桨相比时可以在低速下提供更大的推力，减少噪音，并且提高当UAV靠近人员或建筑物时的安全性。在一些布置中，护罩式螺旋桨是万向的，以允许控制推力方向。
图2C是机身100和主推进组件300的示意性横截面图。主推进组件300包括主螺旋桨302、发动机304、燃料箱306和控制电路308。主螺旋桨302联接到发动机304，发动机304接收来自燃料箱306的燃料。发动机304、燃料箱306和控制电路308设置在机身100内。降落伞组件106也容纳在机身100内，并且在某些情况下(例如，由于不期望的升力丧失等导致的紧急着陆情况)展开降落伞。
此时，应该意识到，UAV 10的几何形状限定了飞行(或向前飞行的)方向。特别地，由机身100、机翼102、翼板组件200等形成的空气动力学表面限定了该方向。在一些布置中，飞行方向与螺旋桨302的轴线对齐(例如，其中螺旋桨302在UAV 10的尾部并且降落伞组件106在UAV 10的前部或鼻部)。
图3描绘了为竖直起飞做准备或者在竖直着陆之后停放在直立位置的UAV 10。在一些布置中，UAV 10由翼板组件200的轮204支撑在直立位置。轮204允许UAV 10从一个位置滚动到另一个位置(例如，从运输车辆到用于起飞的平坦的地面位置，从着陆位置回到运输车辆上等)。
图4A描绘了由属于主推进组件300的主螺旋桨302提供动力的水平飞行中的UAV10。翼板推进单元202(WP)和机翼边缘推进单元202(WE)在其螺旋桨204缩回的情况下被描绘。这里，主推进组件300单独地提供足够的推力以维持UAV飞行。
图4B描绘了由主螺旋桨302提供动力并且另外由翼板推进单元202(WP)和机翼边缘推进单元202(WE)提供动力的水平飞行中的UAV 10，翼板推进单元202(WP)和机翼边缘推进单元202(WE)在其相应的螺旋桨204展开的情况下被描绘。这里，主推进组件300和其它推进单元202的组合为UAV飞行提供推力。在这种情况下，UAV10可以执行某些高级机动飞行，例如以最大速度飞行，以陡峭的上升速度飞行等。
图5A描绘了执行示例性竖直起飞续发事件的UAV 10。如之前在图3所描绘的，UAV10在位置500处以直立位置开始。在位置502处，UAV 10从完全竖直的方向朝水平飞行方向平滑地转变，由具有螺旋桨302的主推进单元300提供动力，并且进一步由具有其相应的螺旋桨204的翼板推进单元202(WP)和机翼边缘推进单元202(WE)提供动力。推进单元202可以被单独地提供动力以改进飞行控制同时使UAV 10旋转(例如，其中推进单元202中的某些推进单元提供比推进单元202中的其它推进单元更多的推力，以促进转变到水平取向)。在位置504处，UAV 10保持仅由具有螺旋桨302的主推进组件300提供动力的飞行方向。
图5B描绘了执行示例性竖直着陆续发事件的UAV 10。这里，UAV 10最初在位置520处在水平方向上飞行，由主推进单元300提供动力。在位置524处，UAV 10由主推进单元300以及翼板推进单元202和机翼边缘推进单元202提供动力在的水平方向上飞行，准备朝竖直飞行方向旋转，如位置524处所示。在位置526处，UAV 10下降。
应该理解的是，UAV 10可以实现各种复杂的机动飞行。例如，以相对于属于单个翼板组件200的两个推进单元202中的另一个推进单元的不同的旋转速度操作两个推进单元202中的每一个推进单元来使UAV 10有效地旋转。应该理解的是，适当地控制不同推进单元202的旋转速度并且操作控制表面206能够控制UAV 10的俯仰、滚转和偏航。
图6A是包括步骤602、604、606和608的竖直起飞过程600的流程图。竖直起飞过程600从步骤602开始，其中，UAV 10处于直立位置。在步骤604处，翼板组件200的推进单元202提供推力以使UAV 10沿着竖直起飞路径飞行。在步骤606处，UAV 10机动飞行，以使飞行方向沿着垂直于竖直起飞路径的水平路径对准。在步骤608处，UAV 10沿着水平飞行路径飞行。
图6B是包括步骤622、624、626和628的竖直着陆过程620的流程图。竖直起飞过程620从步骤622开始。UAV 10沿着水平飞行路径飞行。在步骤624处，UAV 10机动飞行，以便例如通过使用控制表面和/或改变来自推进单元202的推力而使飞行方向沿着垂直于水平飞行路径的竖直飞行路径对准。在步骤626处，推进单元202提供推力以使UAV 10沿着竖直飞行路径减慢。在步骤628处，UAV 10继续下降并着陆。
应该意识到，翼板组件200通过部分地恢复主机翼102的端部处的涡旋能量来减小UAV 10的空气动力学阻力。因此，UAV 10以比类似尺寸的常规的飞行器更高的空气动力学效率飞行，由此产生更高的燃料效率。在某些布置中，附接到翼板组件200的推进单元202可以用于水平飞行。通过使用螺旋桨212的适当的旋转方向，可以进一步恢复主机翼102的涡旋能量，这将产生附加的飞行效率。
此外，翼板组件200的存在改进了UAV 10的操纵并且增强了安全性。例如，推进单元202能够使空气吹过控制表面206，以便进行附加的UAV飞行控制。
应该意识到，本文公开的UAV构造将多旋翼飞行器的竖直地起飞和着陆能力与固定翼航空器的效率相结合。有利地，在一些实施例中，推进单元202安装在翼板组件上(例如，相对于其它UAV上的内侧)。
应该理解的是，UAV 10可以具有掠翼构造，该掠翼构造使用沿着机翼102的前缘112的分布式电能推进，其中，附加的电推进单元202安装在每个机翼102的远端110处的翼板组件200上。UAV 10竖直地坐在地面上，其中，机翼102中的每一者的前缘112向上。与UAV10的主推进组件300相结合的电推进单元202提供足够的推力，以允许竖直地起飞和着陆。一旦转变到巡航高度，电动机214就可以被关闭。
一些布置不具有主推进单元300。对于一些布置而言，沿着机翼边缘和/或翼板设置的推进单元提供足够的推力以用于主推进。
应该理解的是，用于巡航的推力可以来自各种来源。在一些布置中，在巡航时，机翼边缘推进单元202(WE)向UAV 10提供推力。在其它布置中，在巡航时，翼板组件推进单元单独地向UAV 10提供推力。仍然在其它布置中，在巡航时，机翼边缘以及翼板推进单元202(WE)和202(WP)的组合向UAV 10提供推力。
使用这种翼板组件200增加了航空器的有效翼展(减小总体阻力)，并且提供了安装附加的电推进单元202的位置。这种推进单元202可以在竖直地起飞和着陆(VTOL)阶段期间提供俯仰、滚转和偏航控制。这种推进单元202还可以在顶端安装的舵和翼尖升降副翼上提供推力，这也可以帮助控制飞行器。如果需要，那么顶端安装的电推进单元202可以用于巡航飞行中并且随着螺旋桨212的支柱旋转(即，螺旋桨212伸出而不是缩回)来减少翼尖损失并提高空气动力学效率。
尽管已经具体地示出和描述了本公开内容的各种实施例，但本领域技术人员将会理解，在不脱离本公开内容的精神和范围的情况下，可以在其中进行形式和细节上的各种改变。
例如，全部推进单元都可以由电池供电，或者由燃料动力涡轮机产生的电能供电。替代性地，全部推进单元都可以被液压驱动。在不同的布置中，UAV具有电驱动推进单元、液压驱动推进单元和燃烧驱动推进单元等的各种排列/组合/构造等。
此外，本文公开的技术适合于供其它类型的飞行器(例如有人驾驶的航空器)使用。根据这些概念，虽然UAV 10比常规的载客飞机小，但应该理解的是，本文公开的特征中的一个或多个特征可以应用于常规的载客飞机，以提高飞行效率和/或控制。这样的修改和增强意图属于本公开内容的各种实施例。

Claims (19)

1.一种无人飞行器(UAV)，包括：
机身；
主机翼，所述主机翼从所述机身延伸并且在所述无人飞行器水平飞行时向所述无人飞行器提供升力；以及
翼板组件，所述翼板组件从所述主机翼延伸，每一个翼板组件包括一组推进单元，每一个推进单元包括(i)壳体、(ii)设置在所述壳体内的电动机和(iii)联接到所述电动机的螺旋桨；
其中，每一个推进单元还包括：
可再充电电池，所述可再充电电池构造和布置成：i)储存足够用于只在竖直起飞期间为所述推进单元的电动机供电的电能；以及ii)在所述无人飞行器水平飞行期间由维持所述无人飞行器水平飞行的、分立的且独立的主推进组件再充电。
2.如权利要求1所述的无人飞行器，其中，所述翼板组件在竖直飞行期间向所述无人飞行器提供升力并且在水平飞行期间提高飞行效率。
3.如权利要求1或权利要求2所述的无人飞行器，其中，所述主机翼包括：
左机翼，所述左机翼具有附接到所述机身的左侧的近端和远端，以及
右机翼，所述右机翼具有附接到所述机身的右侧的近端和远端；并且
其中，所述翼板组件包括：
左翼板组件，所述左翼板组件附接到所述左机翼的远端，以及
右翼板组件，所述右翼板组件附接到所述右机翼的远端。
4.如权利要求3所述的无人飞行器，其中，所述左机翼从所述机身的左侧延伸；
其中，所述右机翼从所述机身的右侧延伸；
其中，所述左翼板组件从所述左机翼的远端延伸；
其中，所述右翼板组件从所述右机翼的远端延伸；并且
其中，所述左翼板组件和所述右翼板组件将所述左机翼和所述右机翼支撑在平坦表面上方，使得当所述无人飞行器瞄准竖直方向并坐在所述平坦表面上时，所述左机翼和所述右机翼不接触所述平坦表面。
5.如权利要求1或权利要求2所述的无人飞行器，其中，每一个翼板组件还包括：
一组翼板控制表面，所述一组翼板控制表面构造和布置成提供角偏转并且从所述翼板组件的一组推进单元接收气流。
6.如权利要求1或权利要求2所述的无人飞行器，其中，所述翼板组件还包括：
相应的轮组，所述相应的轮组构造和布置成在平坦表面上滚动，当所述无人飞行器未飞行时所述相应的轮组向所述无人飞行器提供移动性。
7.如权利要求1或权利要求2所述的无人飞行器，其中，用于每一个推进单元的所述可再充电电池容纳在所述推进单元的壳体内。
8.如权利要求7所述的无人飞行器，其中，所述主推进组件包括燃料箱、发动机和主螺旋桨，在飞行期间所述发动机驱动所述主螺旋桨并且消耗来自所述燃料箱的燃料；并且
其中，所述主推进组件构造和布置成在飞行期间对每一个推进单元的可再充电电池进行再充电。
9.如权利要求1或权利要求2所述的无人飞行器，还包括：
降落伞组件，所述降落伞组件设置在所述机身内，所述降落伞组件构造和布置成在所述推进单元和所述主推进组件不能提供足够的升力以使所述无人飞行器安全地着陆的情况下展开降落伞。
10.如权利要求8所述的无人飞行器，还包括：
一组辅助推进单元，所述一组辅助推进单元沿着每一个主机翼的前缘设置；并且
其中，全部所述推进单元和所述主推进组件构造和布置成在起飞期间提供至少800磅的组合升力。
11.如权利要求2所述的无人飞行器，其中，每一个推进单元的螺旋桨都是可折叠螺旋桨组件；并且其中，所述无人飞行器还包括：
控制器，所述控制器在所述无人飞行器实现水平飞行之后引导每一个推进单元的可折叠螺旋桨组件折叠。
12.如权利要求1或权利要求2所述的无人飞行器，其中，每一个翼板组件的一组推进单元在起飞期间向所述无人飞行器提供竖直升力，在所述无人飞行器起飞时所述竖直升力沿着竖直起飞路径移动和控制所述无人飞行器。
13.如权利要求12所述的无人飞行器，其中，在起飞之后并且在水平飞行之前，所述翼板组件的一组推进单元向所述无人飞行器提供无人飞行器旋转，所述无人飞行器旋转通过旋转的机动飞行使所述无人飞行器偏转，所述旋转的机动飞行将所述无人飞行器从竖直取向转变到水平取向。
14.如权利要求1或权利要求2所述的无人飞行器，其中，每一个翼板组件的一组推进单元在着陆期间向所述无人飞行器提供竖直升力，在所述无人飞行器着陆时所述竖直升力使所述无人飞行器的下降速度减慢并且沿着竖直着陆路径控制所述无人飞行器。
15.如权利要求14所述的无人飞行器，其中，在水平飞行之后并且在着陆之前，所述翼板组件的一组推进单元向所述无人飞行器提供俯仰、方向控制和无人飞行器旋转，所述无人飞行器旋转通过旋转的机动飞行使所述无人飞行器偏转，所述旋转的机动飞行将所述无人飞行器从水平取向转变到竖直取向。
16.如权利要求1或权利要求2所述的无人飞行器，其中，至少一个推进单元的壳体限定了部分地包围螺旋桨的护罩，所述壳体和所述螺旋桨形成护罩式螺旋桨单元。
17.一种操作无人飞行器(UAV)的方法，所述无人飞行器具有：机身；主机翼，所述主机翼从所述机身延伸并且在所述无人飞行器水平飞行时向所述无人飞行器提供升力；以及翼板组件，所述翼板组件从所述主机翼延伸，每一个翼板组件包括一组推进单元，每一个推进单元包括(i)壳体、(ii)设置在所述壳体内的电动机和(iii)联接到所述电动机的螺旋桨；其中，每一个推进单元还包括可再充电电池，所述可再充电电池构造和布置成：i)储存足够用于只在起飞期间为所述推进单元的电动机供电的电能；以及ii)在所述无人飞行器水平飞行期间由维持所述无人飞行器水平飞行的、分立的且独立的主推进组件再充电，所述方法包括：
当由所述无人飞行器的机身限定的飞行方向从地面上的起飞位置竖直地指向时，提供来自所述推进单元的推力，以使所述无人飞行器沿着竖直起飞路径飞行；
在所述无人飞行器沿着所述竖直起飞路径飞行之后，使所述无人飞行器机动飞行，以使由所述无人飞行器的机身限定的飞行方向沿着垂直于所述竖直起飞路径的水平飞行路径对准，并且在所述无人飞行器水平飞行期间由维持所述无人飞行器水平飞行的、分立的且独立的主推进组件对所述翼板组件中的每一个推进单元的可再充电电池进行再充电；以及
在所述无人飞行器沿着所述水平飞行路径飞行之后，提供来自所述推进单元的推力，以使所述无人飞行器沿着垂直于所述水平飞行路径的竖直着陆路径着陆。
18.如权利要求17所述的方法，其中，提供来自所述翼板组件的推进单元的推力以使所述无人飞行器沿着所述竖直起飞路径飞行包括：
在起飞期间使用所述翼板组件的推进单元向所述无人飞行器提供竖直升力，在所述无人飞行器起飞时所述竖直升力使所述无人飞行器沿着所述竖直起飞路径移动，以及
在起飞之后并且在水平飞行之前，使用所述翼板组件的推进单元向所述无人飞行器提供无人飞行器旋转，所述无人飞行器旋转通过旋转的机动飞行使所述无人飞行器偏转，所述旋转的机动飞行将所述无人飞行器从竖直取向转变到水平取向。
19.如权利要求17或权利要求18所述的方法，其中，提供来自所述翼板组件的推进单元的推力以使所述无人飞行器沿着垂直于所述水平飞行路径的所述竖直着陆路径着陆包括：
在水平飞行之后并且在着陆之前，使用所述翼板组件的推进单元向无人飞行器提供无人飞行器旋转和方向控制，所述无人飞行器旋转通过旋转的机动飞行使所述无人飞行器偏转，所述旋转的机动飞行将所述无人飞行器从水平取向转变到竖直取向，以及
在着陆期间使用所述翼板组件的推进单元向所述无人飞行器提供竖直推力，在所述无人飞行器着陆时所述竖直推力使所述无人飞行器沿着所述竖直着陆路径减慢。
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