CN109415120B

CN109415120B - 无人机

Info

Publication number: CN109415120B
Application number: CN201780032941.5A
Authority: CN
Inventors: W·J·弗雷德里克斯; W·M·刘易斯
Original assignee: Advanced Aircraft Co
Current assignee: Advanced Aircraft Co
Priority date: 2016-04-19
Filing date: 2017-04-19
Publication date: 2022-10-11
Anticipated expiration: 2037-04-19
Also published as: US20210371102A1; US20230202654A1; CN109415120A; US12017769B2; US11117660B2; US11603202B2; WO2017184742A1; US20200324894A1; EP3445650A1; EP3445650A4

Abstract

本发明涉及能够进行垂直起飞和降落操作的无人机，可包括：机身，限定了纵向和横向方向以及相对的纵向侧部；第一支撑悬臂，在第一横向轴线处联接到机身并且从相对的纵向侧部向外延伸；第二支撑悬臂，在第二横向轴线处联接到机身并且从相对的纵向侧部向外延伸，该第二横向轴线相对于第一横向轴线定位在后方；多个电动马达，联接到第一和第二支撑悬臂中的至少一个，所述多个电动马达中的至少两个电动马达定位在第一和第二支撑悬臂中的每一个上，所述至少两个电动马达中的联接到第二支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线在横向方向上相对于所述至少两个电动马达中的联接到第一支撑悬臂的相邻的每一个电动马达的旋转轴线偏移；多个旋翼；和推进系统。

Description

无人机

技术领域

本公开涉及无人驾驶航空系统。更具体地，本公开涉及多旋翼无人机。

背景技术

无人驾驶航空系统(“UAS”)或无人机(“UAV”)对于许多商业应用来说可以是有用且成本有效的工具，但其有用性受到当前可用产品的范围和效率的限制。

发明内容

本文描述的是无人机。在一个方面，无人机可包括：机身，其限定了内部腔体；至少一个支撑悬臂，其联接到机身；至少一个整流装置，其分别可旋转地联接到所述至少一个支撑悬臂中的每一个；以及推进系统，其可操作地联接到所述至少一个支撑悬臂中的每一个。在另一方面，可以想到，用于无人机的推进系统可以是混合动力推进系统。在该示例性方面，混合动力推进系统可包括：燃烧发动机，该燃烧发动机定位在机身的内部腔体内；电气总线，该电气总线操作地联接到燃烧发动机；多个电动马达，所述多个电动马达中的每一个电动马达电气地联接到电气总线；和多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼可操作地联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达。

还公开了一种能够执行垂直起飞和降落的无人机，该无人机包括：机身，该机身限定了纵向方向和横向方向，该机身具有相对的纵向侧部；第一支撑悬臂，该第一支撑悬臂在第一横向轴线处联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部向外延伸；第二支撑悬臂，该第二支撑悬臂在第二横向轴线处联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部向外延伸，该第二横向轴线相对于第一横向轴线定位在后方；多个电动马达，所述多个电动马达中的每一个联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的至少一个，所述多个电动马达中的至少两个电动马达定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个上，所述至少两个电动马达中的联接到第二支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线在横向方向上相对于所述至少两个电动马达中的联接到第一支撑悬臂的相邻的每一个电动马达的旋转轴线偏移；多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达；以及推进系统，该推进系统联接到机身。

还公开了一种能够执行垂直起飞和降落的无人机，该无人机包括：机身，该机身限定了纵向方向和横向方向，该机身具有相对的纵向侧部；第一支撑悬臂，该第一支撑悬臂在第一横向轴线处联接到机身并且至少部分地在横向方向上从机身的相对的纵向侧部向外延伸；第二支撑悬臂，该第二支撑悬臂在第二横向轴线处联接到机身并且至少部分地在横向方向上从机身的相对的纵向侧部向外延伸，该第二横向轴线相对于第一横向轴线定位在后方；多个电动马达，所述多个电动马达中的每一个联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的至少一个，所述多个电动马达中的至少两个电动马达定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个上，所述至少两个电动马达中的联接到第二支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线在横向方向上相对于所述至少两个电动马达中的联接到第一支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线偏移；多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达；以及混合动力推进系统，该混合动力推进系统联接到机身，该混合动力推进系统包括：燃烧发动机，该燃烧发动机定位在机身的内部腔体内；发电机，该发电机定位在机身的内部腔体内；电气总线，该电气总线操作地联接到发电机；多个电动马达，所述多个电动马达中的每一个电动马达电气地联接到电气总线。

还公开了一种飞行器，包括：机身；至少一个支撑悬臂，所述至少一个支撑悬臂联接到机身；和混合动力推进系统，该混合动力推进系统联接到机身。

本公开中描述的各种实施方式可以包括另外的系统、方法、特征和优点，这些系统、方法、特征和优点可以不必在此明确地公开，但是在阅读以下详细描述和附图的情况下对于本领域普通技术人员来说是明显的。旨在将所有这样的系统、方法、特征和优点包括在本公开内容中并且由所附权利要求保护。借助于所附权利要求中特别指出的系统、方法、特征，可以实现和获得这样的实施方式的特征和优点。根据以下描述和所附权利要求，这些和其它特征将变得更加明显，或者可以通过实践如下文所述的这些示例性实施方式来了解这些和其它特征。

附图说明

包含在本说明书中并构成本说明书一部分的附图示出了本发明的若干个方面，并与说明书一起用于解释本发明的一般原理。附图不一定按比例绘制。为了一致性和清楚起见，可以通过匹配参考符号来指定整个附图中的相应特征和部件。

图1是根据本公开的一个方面的无人机(UAV)的顶部前透视图；

图2是沿图1的线2-2截取的图1的UAV的整流装置的截面图；

图3是图1的UAV的前起落架的底部透视图；

图4是图1的UAV的俯视图；

图5是图1的UAV的左侧的局部前视图，该左侧是UAV的右侧的镜像；

图6是图1的UAV的左侧视图；

图7是图1的UAV的底部后透视图；

图8是根据本公开的另一方面的UAV的顶部透视图；

图9是根据本公开的另一方面的图8的UAV的俯视图；

图10是图9的UAV的前悬臂附接系统的详细视图，取自图9的细节10；

图11是图10的前悬臂附接系统的分解图；

图12是图8的UAV的俯视图；

图13是图8的UAV的前悬臂附接系统的详细视图，取自图12的细节13；

图14是根据本公开的另一方面的图13的前悬臂附接系统的前透视图；

图15是图14的前悬臂附接系统的分解图；

图16是图8的UAV的后悬臂附接系统的前透视图；

图17是图8和9的UAV的左前悬臂组件的后透视图；

图18是图17的左前悬臂组件的内侧马达安装组件的后透视图；

图19是图8的UAV的左侧的局部前视图，该左侧是UAV的右侧的镜像；

图20是图8的UAV的左后悬臂组件的内侧马达安装组件的前透视图，取自图19的细节20；

图21是图8的UAV的左后悬臂组件的外侧马达安装组件的前透视图，取自图19的细节21；

图22是图9的UAV的左侧视图，其是图9的UAV的右侧的镜像；

图23是图8的UAV的左侧视图，其是图8的UAV的右侧的镜像；

图24是图8的UAV的后底部透视图；

图25是图8和图9的UAV的机身的一部分的透视图，示出了UAV的框架、后梁、发动机和各种其它内部部件；

图26是图25的组件的发动机和各种内部部件的后透视图；

图27是图25的发动机和隔振系统的分解图；

图28是根据本公开的一个方面的图1的UAV的混合动力推进系统的示意图；

图29是根据本公开的另一个方面的图1的UAV的混合动力推进系统的示意图；和

图30是图1的UAV和另一个UAV的两种构造的飞行耐久性与有效载荷重量的曲线图。

具体实施方式

通过参考以下详细说明、示例、附图和权利要求及其先前和以下描述，可以更容易地理解本发明。然而，在公开和描述本发明的装置、系统和/或方法之前，应理解本发明不限于所公开的特定装置、系统和/或方法，除非另有说明，否则当然可以是不相同的。还应理解，本文使用的术语仅用于描述特定方面的目的，而不是限制性的。

提供本发明的以下描述作为本发明当前已知的最佳的实施例的可行教导。为此，相关领域的技术人员将认识并理解，可以对本文所述的本发明的一个方面进行许多改变，同时仍然获得本发明的有益结果。还将显而易见的是，通过在不利用其它特征的情况下选择本发明的一些特征，可以获得本发明的一些期望的益处。因此，本领域技术人员将认识到，对本发明的许多修改和调整是可能的，并且在某些情况下甚至可能是期望的并且是本发明的一部分。因此，提供以下描述是为了说明本发明的原理而不是对其进行限制。

如全文所用，单数形式“一”和“该”包括复数指示物，除非上下文另有明确规定。因此，例如，除非上下文另有说明，否则对“旋翼”的引用可包括两个或更多个这样的旋翼。

范围在本文中可以表示为从“约”一个特定值和/或到“约”另一个特定值。当表达这样的范围时，另一方面包括从一个特定值和/或到另一个特定值。类似地，当通过使用先行词“约”将值表示为近似值时，将理解该特定值形成另一方面。将进一步理解，每个范围的端点相对于另一个端点都是重要的，并且独立于另一个端点。

出于本公开的目的，在特定测量尺度上测量约X或基本X的材料特性或尺寸是在X加上指定测量值的工业标准上限公差和X减去指定测量值的工业标准下限公差之间的范围内测量。由于不同材料、工艺和不同模型之间的公差可能不同，因此特定部件的特定测量值的公差可以落在公差范围内。

如本文所用，术语“可选的”或“可选地”是指随后描述的事件或情况可能发生或可能不发生，并且该描述包括所述事件或情况发生的实例和不发生的实例。

本文使用的词语“或”表示特定列表中的任何一个成员，并且还包括该列表的成员的任何组合。此外，应该注意的是，条件语言，例如，除其它之外，“可以”、“能够”、“可能”或“可”，除非另有明确说明，或者在所使用的上下文中以其它方式理解，通常旨在传达某些方面包括某些特征、元素和/或步骤，而其它方面不包括这些特征、元素和/或步骤。因此，这种条件语言通常不旨在暗示一个或多个特定方面以任何方式要求特征、元素和/或步骤，或者一个或多个特定方面必须包括用于在有或没有用户输入或提示的情况下决定在任何特定实施例中是否包括或将要执行这些特征、元素和/或步骤的逻辑。

为了简化对本文所公开的无人驾驶航空系统或无人机的各种元素的描述(UAS和UAV这两个术语可以互换使用)，可以参考“前”、“后”、“左”、“右”、“顶部”、“底部”、“上部”、“下部”、“内部”、“外部”、“内侧”、“外侧”、“前方”或“后方”的约定。除非在此处或在附图中另有说明，否则“前”描述了UAV的通常在飞行中处于前面并且至少部分地在X轴方向上延伸或面向的部分(如图1所示)；“后”是UAV的与UAV前部相对或远侧并且被构造为当UAV向前运动时跟随UAV的前部的部分；“右”是面向UAV的前部从UAV的纵向轴线上的位置(即沿Y轴方向)至少部分地延伸或面向右侧的那个右侧(如图1所示)；“左”是面向UAV的前部从UAV的纵向轴线上的位置至少部分地延伸或面向左侧的那个左侧；“顶部”或“上部”是从UAV的纵向轴线延伸并且在Z轴方向上延伸的部分，该Z轴方向可以平行于UAV的竖直中心轴线。

在一个方面，本文公开了无人驾驶航空系统和相关方法、系统、装置和各种设备。在一个方面，该系统可包括混合动力推进系统，该混合动力推进系统包括燃烧发动机和至少一个电动马达。在另一方面，该系统可包括空气动力学整流装置。在又一方面，该系统可包括在第一悬臂上的多个旋翼，这些旋翼相对于第二悬臂上的多个旋翼交错。在一个方面，UAV 100是垂直起飞和着陆(VTOL)无人驾驶航空系统(UAS)。

参考图1-30，本文描述的是无人机和相关的方法、系统和各种设备。在一个方面，无人机可包括：机身，其限定了内部腔体；至少一个支撑悬臂，其联接到机身；至少一个整流装置，其分别可旋转地联接到所述至少一个支撑悬臂中的每一个；以及推进系统，其可操作地联接到所述至少一个支撑悬臂中的每一个。在另一方面，可以想到，用于无人机的推进系统可以是混合动力推进系统。

图1示出了无人机100。在一个方面，UAV 100是无人驾驶航空系统或者是无人驾驶航空系统的一个部分。UAV 100可包括机身110，其也可被描述为机体，包括第一端部115和第二端部116以及外表面111，外表面限定了用于附接其它部件的各种开口和表面。在一个方面，第一端部115和第二端部116可以沿纵向轴线101取向，该纵向轴线本身可以平行于机身110的机身水线。第一端部115也可以被描述为机身110的前端或鼻部，并且第二端部116也可以被描述为机身110的背端、后端或尾部。在一个方面，第一端部115包括用于选择性地捕获视频或静止图像的相机转台150。在另一方面，代替相机转台150的是，UAV 100在第一端部115处可包括任何监控装置或仪器，例如但不限于，气体泄漏传感器、气压传感器、喷头、或者一个或多个这样的装置的组合。在另一方面，UAV 100可限定空气入口117和空气出口118(如图6所示)。

UAV 100还可包括至少一个支撑悬臂。在一个方面，UAV 100可包括第一支撑悬臂120，其可联接到机身110并沿第一横向轴线102取向。在另一方面，UAV 100还可包括第二支撑悬臂130，其也可联接到机身110并沿第二横向轴线103取向。第一横向轴线102和第二横向轴线103中的每一个垂直于纵向轴线101。在另一方面，如下所述，第一支撑悬臂120、第二支撑悬臂130或者第一支撑悬臂120和第二支撑悬臂130两者可相应地相对于第一横向轴线102和第二横向轴线103中的一个成角度。此外，第一支撑悬臂120和第二支撑悬臂130中的每一个或其任何部分可以是中空的或实心的，或者可以具有中空的部分和实心的部分。支撑悬臂120、130的中空内部腔体可用于使用电线将每个推进装置(例如电动马达)与其电源电气地联接。在一个方面，支撑悬臂120、130的横截面是圆形的。在另一个可选的方面，支撑悬臂120、130的横截面可以是非圆形的，并且支撑悬臂可以构造成允许其上接收的整流装置围绕其自由旋转。支撑悬臂120、130的横截面可以是恒定的，或者支撑悬臂的横截面的尺寸或形状在其长度上可以是变化的。

在一个方面，UAV 100还包括至少一个整流装置，其可旋转地联接到第一支撑悬臂120和第二支撑悬臂130中的一个。可以想到，所述至少一个整流装置被构造为在操作中减少阻力。进一步可以想到，除了具有减阻性能之外，所述至少一个整流装置还可以作为“自由翼部”起作用。如图所示，UAV 100可示例性地包括可旋转地联接到第一支撑悬臂120的一对第一内部整流装置310和一对第一外部整流装置330。如图所示，UAV 100还可以进一步示例性地包括可旋转地联接到第二支撑悬臂130的一对第二内部整流装置410、一对第二中间整流装置420和一对第二外部整流装置430。在一个可选的方面，第一支撑悬臂120和第二支撑悬臂130中的每一个可以具有分别对应于左侧和右侧的第一侧部和第二侧部。在另一方面，第一支撑悬臂120或第二支撑悬臂130可包括多个部件。

UAV 100还可包括一个或多个起落架。如图1中示例性地示出的但不限于，UAV 100包括联接到第一支撑悬臂120的一对前起落架510和联接到第二支撑悬臂130的一对后起落架520。

无人机100还可以包括推进系统200，该推进系统可以是混合动力推进系统。在这方面，推进系统200可包括燃烧发动机210(如图25所示)以及用于推进UAV 100的各种电动马达和旋翼。在一个方面，燃烧发动机210可以是传统的内燃机。在一个示例性方面，例如但不限于，燃烧发动机210可包括二冲程汽油动力往复式内燃机，其包括至少一个活塞，例如在无线电控制(RC)模型飞机中使用的类型。在另一方面，燃烧发动机210可包括发电机260，用于为UAV的各种电气部件供电并将能量存储在能量存储子系统270中。例如但不限于，包括发电机260的这种燃烧发动机210可以包括可从美国加利福尼亚州戈莱塔的LaunchpointTechnologies获得的1.5kW发电机组。在另一个可选方面，燃烧发动机210可以由除了汽油以外的燃料提供动力，或者不是二冲程发动机。例如但不限于，燃烧发动机210可以是四冲程发动机，可以由柴油或重质燃料提供燃料，可以是其它类型的发动机结构，例如汪克尔发动机，或者可以由燃料电池提供动力。

UAV 100还可包括多个电动马达220和多个旋翼230。在该方面中并且如图所示，可以想到，多个旋翼230中的每一个可以可操作地联接到多个电动马达220中的相应一个，并且多个电动马达220中的每个可以可操作地且固定地联接到第一支撑悬臂120和第二支撑悬臂130中的一个。在一个方面，每个电动马达220可以是无刷直流(DC)马达。在另一方面，每个电动马达220可以是交流(AC)马达。例如但不限于，每个电动马达220可包括可从中国的T-Motor获得的135kV U8Pro型马达。在一个方面，每个电动马达220可以由产生DC输出的三相电子速度控制器(ESC)225(如图29所示)控制。在另一方面，每个电动马达220可以由产生AC输出的三相ESC225控制。例如但不限于，ESC225可包括可从美国堪萨斯州奥拉西的Castle Creations获得的Phoenix Edge Lite50型ESC。参考图2，多个旋翼230中的每一个示例性地示出为在第一支撑悬臂120和第二支撑悬臂130中的一个支撑悬臂上方相对于该支撑悬臂偏离的两个同心圆。每个电动马达220可以限定旋转轴，电动马达围绕该旋转轴产生能够驱动旋翼230的旋转运动。

在一个方面，多个旋翼230中的每一个可以是常规的固定桨距旋翼，其具有至少两个叶片、期望的操作直径和期望的桨距。可选地，多个旋翼230中的每一个可以是常规的非固定桨距旋翼，其具有至少两个叶片、期望的操作直径和期望的桨距范围。本领域技术人员将理解，特定旋翼的选择将确保最大性能而不会与相邻旋翼可操作地干涉。每个叶片可包括超前滞后铰链，例如但不限于，以适应更紧凑的存储。例如但不限于，每个旋翼230可以是由碳纤维形成的旋翼，并且可以从T-Motor获得。

在一个示例性方面，例如但不限于，每个固定桨距旋翼230可具有两个叶片，叶片的总可操作直径为29英寸，桨距为9.5英寸。在另一方面，每个旋翼230可具有至少两个叶片。在另一方面，每个旋翼230可具有叶片，叶片的总可操作直径大于或小于29英寸。在另一方面，每个旋翼230可具有桨距大于或小于9.5英寸的叶片或者具有桨距在约7.5至约11.5英寸之间的范围内的叶片。在又一方面，叶片可具有28.2英寸的总可操作直径和9.2英寸的桨距。在一个方面，叶片可以是非折叠的。在另一方面，叶片可以是折叠的。

在一个示例性方面，UAV上的电动马达220的数量可以在3到12个电动马达之间，优选地在4到10个电动马达之间，并且最优选地在4到8个电动马达之间。在这方面，可以想到，一个旋翼可操作地联接到一个相应的电动马达220。此外，在另一方面，可以想到，每个旋翼230的相应直径可以基本相等，或者可选地，旋翼230的操作直径可以不同。在另一方面，UAV可包括多于十个的电动马达220。

在一个方面，供应到燃烧发动机210的进气可以通过空气入口117供应，并且排气可以通过空气出口118释放。可以想到，除了常规上被输送到内燃机的燃烧室之外，经由空气入口117进入机身110的内部腔体并且经由空气出口118离开机身110的内部腔体的空气可以为燃烧发动机210、电气总线250和可定位在机身110的内部腔体内的推进系统200的各种其它部件提供冷却。

如图2所示，对于代表性的第二内部整流装置410，第一内部整流装置310、第一外部整流装置330、第二内部整流装置410、第二中间整流装置420和第二外部整流装置430中的每一个可以形成为或以其它方式成形为具有翼型形状301的横截面，并且可包括前缘302、后缘303、上弧形部304、下弧形部305、平均线306。在一个方面，翼型形状301可以是例如但不限于反折的弧形翼型形状。翼型形状301限定了弦长307，其可以被加长或缩短，并且几何形状的其余部分相应地在每个整流装置之间缩放。在一个方面，第一内部整流装置310、第一外部整流装置330、第二内部整流装置410、第二中间整流装置420和第二外部整流装置430中的每一个的翼型形状301可具有不同的弦长307。在另一方面，第一内部整流装置310、第一外部整流装置330、第二内部整流装置410、第二中间整流装置420和第二外部整流装置430中的至少两个的翼型形状301可具有测量为相同值的弦长307。可以说第一内部整流装置310、第一外部整流装置330、固定整流装置405、第二内部整流装置410、第二中间整流装置420和第二外部整流装置430中的每一个的翼型形状301具有各自的弦长317、337、407(如图22所示)、417、427、437(如图4所示)。如本领域技术人员将理解的，可以想到，第一内部整流装置310、第一外部整流装置330、第二内部整流装置410、第二中间整流装置420、第二外部整流装置430以及本文公开的任何其它整流装置中的每一个可以是中空的或实心的，或者可以具有中空的部分和固体的部分。中空整流装置的使用可以例如但不限于减少整流装置的重量。在一个可选的方面，翼型形状301的尺寸或形状在整流装置的长度上可以是变化的。

在一个方面，第一内部整流装置310、第一外部整流装置330、第二内部整流装置410、第二中间整流装置420和第二外部整流装置430中的每一个可以限定安装孔309，支撑悬臂120和支撑悬臂130中的一个通过该安装孔被接收，并且每个整流装置围绕该安装孔旋转。在一个方面，如图2所示，第一内部整流装置310、第一外部整流装置330、第二内部整流装置410、第二中间整流装置420和第二外部整流装置430中的每一个还可包括配重350，该配重包括配重杆352和配重末端354。

在一个方面，可以想到，具有或不具有配重350的翼型形状301可以在相对于水平轴线201的任何迎角308处在飞行中被动地稳定。在一个方面，具有或不具有配重350的翼型形状301可以在约12至约-12度的范围内修整迎角308。在另一方面，具有或不具有配重350的翼型形状301可在约零度至约八度的范围内修整迎角308。在另一方面，具有或不具有配重350的翼型形状301可以在约二度至约六度的范围内修整迎角308。在又一方面，具有或不具有配重350的翼型形状301可以在约三度至约五度的范围内修整迎角308。在又一方面，具有或不具有配重350的翼型形状301可以在大约四度的范围内修整迎角308。

在一个方面，可以想到，配重350允许整流装置的重心围绕整流装置的旋转轴进行质量平衡。在一个方面，旋转轴可以与安装孔309同轴。在其它方面，在有或没有配重350的情况下，可以想到构造配重350，使得整流装置的重心位于整流装置的旋转轴之前、之后、之上或之下。

图3示出了前起落架510中的一个的底部内侧透视图。在一个方面，前起落架510和后起落架520中的每一个可具有翼型形状的横截面，以减小由前起落架510和后起落架520的存在引起的阻力。在一个方面，起落架510、520可另外为UAV 100提供改进的方向稳定性并且导致需要较少的偏航控制。在另一方面，前起落架510和后起落架520或其任何部分可具有任何形状的横截面，例如但不限于圆形、正方形、矩形或任何圆形多边形。此外，前起落架510和后起落架520中的每一个或其任何部分可以是中空的或实心的，或者可以具有中空的部分和实心的部分。

更具体地，前起落架510可包括竖直部分514、靠近下端部512的滑动或水平部分516、以及靠近上端部511的安装部分518。更具体地，竖直部分514可以具有翼型形状的横截面，翼型形状的前缘面向UAV 100的前部，并且翼型的后缘面向UAV 100的后部。水平部分516的横截面可以是圆形的，水平部分516的上部部分联接到竖直部分514，水平部分516的下部部分构造成搁置在任何着陆表面上，该着陆表面通常是水平着陆表面。水平部分516可以在前部或后部延伸超过竖直部分514，以便在着陆时调节UAV 100的稳定性，尤其是在所有起落架与着陆表面的同时接合不足的情况下开始的着陆。在另一方面，起落架(未示出)安装到机身110的底部。在另一方面，UAV100不需要单独的起落架，并且机身110的一部分或UAV 100的另一部分被构造成直接搁置在着陆表面上，或者在飞行中被其它装置捕获。如图所示，后起落架520的竖直部分524的翼型形状的弦长是前起落架510的竖直部分514的翼型形状的弦长的两倍。

图4示出了UAV 100的俯视图，其中每个整流装置限定了整流装置长度，每个整流装置的弦长与纵向轴线101对齐。在一个方面，第一内部整流装置310、第一外部整流装置330、第二内部整流装置410、第二中间整流装置420和第二外部整流装置430中的每一个可以说具有相应的整流装置长度319、339、419、429、439，该整流装置长度是平行于横向轴线102和横向轴线103中的一个测量的。此外，可以说UAV 100左侧的整流装置具有与UAV 100右侧的整流装置相同的几何形状。如示例性示出的，可选地可以想到，将相应的旋翼定位成相对于重心不等距。

如图所示，联接到第一支撑悬臂120的旋翼230的每个中心轴线可以相对于联接到第二支撑悬臂130的旋翼230的每个中心轴线交错。在一个方面，联接到第一支撑悬臂120的内侧旋翼230的中心轴线可以与联接到第一支撑悬臂120的外侧旋翼230的中心轴线间隔开旋翼间距125，并且可以与纵向轴线101间隔开偏移距离127。在这样的方面中，联接到第一支撑悬臂120的外侧旋翼230可以与纵向轴线101间隔开偏移距离129。同样地，联接到第二支撑悬臂130的内侧旋翼230的中心轴线可以与联接到第二支撑悬臂130的外侧旋翼230的中心轴线间隔开旋翼间距135，并且可以与纵向轴线101间隔开偏移距离137。在这样的方面中，联接到第二支撑悬臂130的外侧旋翼230可以与纵向轴线101间隔开偏移距离139。在一个方面，旋翼间距135可以等于旋翼间距125，并且偏移距离137可以等于偏移距离127加上旋翼间距125的一半。如图所示，间隙可以由每个旋翼230的末端与相同支撑悬臂上的旋翼230之间以及与不同支撑悬臂上的旋翼230之间限定。可以想到，如图所示，交错旋翼230有助于使沿边飞行中每个旋翼能获得的空气最大化，包括在UAV 100沿纵向轴线101的方向向前运动期间，从而最小化各个旋翼230之间的干涉。

图5示出了飞行中的UAV 100的前视图。在一个方面，当UAV 100在飞行中时，无人机100的纵向轴线101沿水平轴线对齐，与纵向轴线101和每个横向轴102、103垂直的中心轴线104沿竖直轴线对齐。在这样的方面中，由机身在向前飞行期间产生的阻力被最小化，并且多个旋翼230中的每一个可以向前成角度以便产生这种向前运动。如图所示，当UAV 100的纵向轴线101沿水平轴线对齐时，第一支撑悬臂120可以相对于第二支撑悬臂130竖直偏移一偏移距离140。当处于悬停模式时，即当UAV 100在飞行中但不相对于地面运动时，UAV100的纵向轴线101可以相对于水平轴线成角度。

图6示出了飞行中的UAV 100的左侧视图。在一个方面，当机身110的纵向轴线101沿水平轴线对齐时，多个旋翼230(如图1所示)中的每一个以期望的倾斜角度235成角度，以便产生UAV 100的向前运动。在另一方面，但非限制性地，当机身110的纵向轴线101沿水平轴线对齐时，多个旋翼230中的每一个可以以倾斜角度235成角度，该倾斜角度在约9度至约13度的范围内。在又一方面，但非限制性地，当机身110的纵向轴线101沿水平轴线对齐时，多个旋翼230中的每一个以倾斜角度235成角度，该倾斜角度在约10度至约12度的范围内。在一个方面，倾斜角度235被设定成使得在向前飞行期间的巡航状态下，UAV 100的纵向轴线101沿水平轴线对齐。

机身110限定内部腔体112，燃烧发动机210和操作地联接到燃烧发动机210的输出端的电气总线250(如图28示出)均定位在该内部腔体中。在一个方面，燃烧发动机210和电气总线250以及UAV 100的每个其它部件可以相对于重心119定位，以便产生具有期望特性的稳定飞行。在另一方面，重心可以与所示位置不同。

在一个方面，如图6所示，前起落架510的下端部512可以相对于后起落架520的下端部522偏移一偏移距离505。在另一方面，前起落架510的下端部512可与后起落架520的下端部522对齐，使得前起落架510的水平部分516和后起落架的水平部分526共面或者以其它方式构造成在平坦的着陆表面上“平脚”着陆。在这样的方面，偏移距离505可以为零。

图8-27示出了根据本公开的另一方面的UAV 100。在一个方面，如图8所示，第一支撑悬臂120和第二支撑悬臂130的相应的悬臂轴线202、203可以通过相应的扫掠角度128、138向后扫掠。调节扫掠角度128、138可以调节旋翼230的升力中心以考虑UAV 100的重心向后(如图所示)或向前(在相反方向上扫掠)的变化，从而可以便于UAV 100或其货物(未示出)的各种构造。此外，如图所示，简单地通过交换固定扫掠角度128、138的间隔件进行调节，UAV 100可以构造成处理比没有可变扫掠角度128、138的UAV更宽范围的重心范围。在另一方面，可以仅如此构造第一支撑悬臂120或第二支撑悬臂130。在一个方面，扫掠角度128、138可以是相同的。在另一方面，扫掠角度128、138可以是变化的。

如图所示，UAV 100还可包括一对第一中间整流装置320，其可旋转地联接到第一支撑悬臂120。如图所示，UAV 100还可包括一对固定整流装置405，其联接到机身110，靠近第二支撑悬臂130的附接。

在一个可选的方面，第一支撑悬臂120、第二支撑悬臂130和本文公开的其它特征中的每一个可包括两个半部，这两个半部包括分别对应于UAV 100的左侧100a和右侧100b的第一侧部和第二侧部。例如，第一支撑悬臂120可包括位于UAV 100的左侧100a上的第一支撑悬臂120a和位于UAV 100的右侧100b上的第一支撑悬臂120b。

如图9所示，第一中间整流装置320和固定整流装置405中的每一个可以说具有相应的整流装置长度329、409，该整流装置长度是平行于横向轴线102和横向轴线103中的一个测量的。如前所述，联接到第一支撑悬臂120的旋翼230的每个中心轴线可以相对于联接到第二支撑悬臂130的旋翼230的每个中心轴线交错。还示出的是，可以使悬臂轴线202、203与横向轴线102、103对齐，使得扫掠角度128、138(如图8所示)测量为零度。

如图10和11所示，第一支撑悬臂120可以通过第一悬臂附接系统1000联接到机身110，该第一悬臂附接系统可以是前悬臂附接系统。第一悬臂附接系统1000可包括内侧板1010，该内侧板利用紧固件1190固定到限定在机身110中的安装孔1180。安装孔1180的尺寸和螺纹可以形成为固定地接收紧固件1190，该紧固件也可以是带螺纹的。第一悬臂附接系统1000还可包括外侧板1020，该外侧板可通过紧固件1190或使用单独的紧固件可移除地联接到内侧板1010，如将描述的。

在一个方面，外侧板1020可以利用铰链1030与内侧板1010对准或以其它方式定位在内侧板1010附近，该铰链可包括固定到内侧板1010的第一铰链部分1032和固定到外侧板1020的第二铰链部分1034。如图所示，铰链1030可以是旗形铰链，其中第二铰链部分1034(如图14所示)可以从第一铰链部分1032抬起。

内侧板1010和外侧板1020中的每一个可以限定任何多边形形状，包括所示的大致三角形形状，并且尺寸适于接收紧固件1190的附接孔可以限定在内侧板1010上的任何位置，包括在靠近内侧板1010的角部的位置中，以便在组装时使第一悬臂附接系统1000的刚度最大化。第一支撑悬臂120和外侧板1020之间的连接可以通过第一支柱1050和第二支柱1060加强，第一支柱和第二支柱均可以是向前支柱。第一支柱1050和第二向前支柱1060中的每一个可以在外侧板1020和第一支撑悬臂120之间延伸，以形成大致三角形结构，该三角形结构被构造成最小化或消除第一支撑悬臂120相对于外侧板1020的运动。由第一支撑悬臂120、外侧板1020和相应的支柱1050、1060形成的大致三角形结构的刚度可以通过根据需要确定三个元件中的每一个以及它们各自的连接的尺寸来确保。

间隔件1090或可选地多个间隔件1090可定位或甚至夹在内侧板1010和机身110之间。在一个方面，间隔件1090可以测量为恒定的厚度，或者多个间隔件1090中的每个可以具有相同的厚度，使得内侧板沿着UAV 100的机身110的纵向方向延伸。

同样如图所示，UAV 100可包括从限定在机身110的第一端部115中的开口延伸的相机152。

如图12所示，第二支撑悬臂130可以通过第二悬臂附接系统1200联接到机身110，该第二悬臂附接系统可以是后悬臂附接系统。

图13-15示出了处于示例性扫掠角度128非零的情况下的第一悬臂附接系统1000。如图13所示，间隔件1390可用于产生这样的非零扫掠角度128。如图14所示，内侧板1010、外侧板1020和/或间隔件1390的尺寸或形状可以不同，以用于各种目的，例如但不限于，强度、重量减轻或可维修性。内侧板1010可以限定多个孔1028，其可以是开槽孔，并且外侧板1020可以限定多个匹配孔1028，其可以是开槽孔。紧固件1490(每个紧固件可包括螺母1495)可用于将外侧板1020固定到内侧板1010。每个孔1018、1028可以开槽以便于外侧板1020与内侧板1010的断开，而不需要拆卸紧固件1490。在这样的方面，紧固件1490可以足够松开，以使每个紧固件远离所示的组装位置运动。图15示出了第一悬臂附接系统1000的分解图，其中第一支撑悬臂120和包括外侧板1020的相关部件为清楚起见而被移除。

如图16所示，第二悬臂附接系统1200可包括利用紧固件(未示出)固定到安装孔(未示出)的内侧板1610，该安装孔限定在机身110的框架管2550或机身101的其它部分中。安装孔的尺寸和螺纹可以形成为固定地接收螺纹紧固件。第一悬臂附接系统1000还可包括外侧板1620，该外侧板通过用于将内侧板1610固定到机身110的紧固件或者使用单独的紧固件可移除地联接到内侧板1610。在一个方面，外侧板1620可以利用铰链1030与内侧板1610对齐或以其它方式定位在内侧板1610附近。

内侧板1610和外侧板1620中的每一个可以限定任何多边形形状，包括所示的大致梯形形状，尺寸适于接收紧固件(与用于固定第一悬臂附接系统1000的内侧板1010的紧固件1190对应)的附接孔可以限定在内侧板1610上的任何位置，包括在靠近内侧板1610的角部的位置，以在组装时最大化第一悬臂附接系统1000的刚度。第二支撑悬臂130和外侧板1620之间的连接可以通过第一支柱1650和第二支柱1060加强，第一支柱和第二支柱可以是后支柱。第一支柱1650和第二支柱1660中的每一个可以在外侧板1620和第二支撑悬臂130之间延伸，以形成三角形结构，该三角形结构被构造成最小化或消除第一支撑悬臂130相对于外侧板1620的运动。由第二支撑悬臂130、外侧板1620和相应的支柱1650、1660形成的三角形结构的刚度可以通过根据需要确定三个元件中的每一个以及它们各自的连接的尺寸来确保。内侧板1010和机身110之间的连接可以通过第一机身支柱1670和第二机身支柱1680加强，第一机身支柱和第二机身支柱可以是后机身支柱。第一机身支柱1670和第二机身支柱1680中的每一个可分别使用外侧配件1640和内侧配件(未示出)固定到内侧板1610和机身110。

间隔件1690或可选地多个间隔件1690可定位或甚至夹在内侧板1010和机身110之间。在一个方面，间隔件1090可以测量为恒定的厚度，多个间隔件1090中的每一个可以具有相同的厚度，或者第二悬臂附接系统1200可以在没有间隔件1090的情况下组装，使得内侧板沿着UAV 100的机身110的纵向方向延伸。间隔件1690可包括下间隔件1690和上间隔件1694。适配器2560可以定位在框架管2550和内侧板1610之间，以便于将上隔离件1694和/或内侧板1610联接到机身110，该框架管可以隐藏在固定整流装置405(如图8所示)内。

如图17和18所示，马达附接支架1700可以将电动马达220中的任何一个联接到第一支撑悬臂120。马达附接支架1700可构造成接收第一支柱1050和第二支柱1060。如图18所示，马达附接支架1700可包括第一侧部支撑件1710、第二侧部支撑件1720，每个支撑件可联接到第一支撑悬臂120并且可在相对于第一支撑悬臂120的远端处朝向马达220延伸并支撑马达220。马达附接支架1700还可包括第一撑架1730和第二撑架1740，第一支柱1050可固定到第一撑架1730，第二支柱1060可固定到第二撑架1740。第一撑架1730和第二撑架1740中的每一个可以从第一侧部支撑件1710延伸到第二侧部支撑件1720。在一个方面，抗旋转特征(例如但不限于夹具1750)可以联接到第一侧部支撑件1710或第二侧部支撑件1720并且围绕第一支撑悬臂120固定以防止马达附接支架1700相对于第一支撑悬臂120旋转。如图所示，可以使用多个夹具1750(其可以称为“夹紧毂”)将马达附接支架1700固定到第一支撑悬臂120。夹具1750中的每一个可以用紧固件固定到侧部支撑件1710、1720，并且可以用紧固件围绕第一支撑悬臂120紧固。

如图19-21所示，马达附接支架1700可以将电动马达220中的任何一个联接到第二支撑悬臂130。如图20所示，马达附接支架1700可以包括抗旋转紧固件1760，其可以构造成部分地或完全地穿过第二支撑悬臂130延伸或穿过相应的附接支架1700延伸到第一支撑悬臂120中，以根据需要防止马达附接支架1700相对于第二支撑悬臂130旋转，或者防止马达附接支架1700相对于第一支撑悬臂120旋转。如图所示，第一支柱1650可固定到第二撑架1740，第二支柱1660可固定到第三撑架1760，第三撑架1760可定位在第二支撑悬臂130下方。

如图21所示，马达附接支架1700可包括旋转马达安装座1770，其可通过诸如伺服机构1780的致动装置绕安装轴线1771致动。

图22-24示出了UAV 100处于向前的沿边飞行，其中机身110的纵向轴线与UAV的行进方向对准。如图所示，机身110可包括货舱口盖113和后检修板114。货舱口盖113可以被移除以提供进入机身110的内部腔体的通道，以根据需要存储和/或安装设备和/或货物。

如图24所示，第一支撑悬臂120可具有从机身110的一个纵向侧部朝向左侧向外延伸的第一部分120a和从机身110的相对的纵向侧部朝向右侧向外延伸的第二部分120b。多个电动马达220的第一和第二对电动马达220可以在第一支撑悬臂120的相应的第一部分120a和第二部分120b中的每一个上彼此相邻地定位。如图所示，联接到相应的第一和第二对电动马达220的旋翼230的旋转方向对于每对电动马达220而言可以是相反的，即每对相邻的电动马达220可以被构造为沿相反的方向驱动相应的旋翼230。

如图25所示，机身110可包括机身框架2500和框架管2550。框架2500的后端部可构造成接收将发动机210连接到机身框架2500的隔振系统2700。

如图26所示，UAV 100可包括燃料箱2610、电池2620、停止开关2640、燃烧发动机210和电气整流器(未示出)。电池可以是3300mAh的25.9V锂离子聚合物电池，可以从内华达州拉斯维加斯的Thunder Power获得。UAV 100还可以包括自动驾驶仪(未示出)，例如但不限于，可以从诸如中国福建省厦门市的Hex的制造商获得的Pixhawk2。

如图27所示，隔振系统2700可包括发动机安装板2710和机身安装板2720。机身安装板2720可以固定到机身110，并且示出为具有发动机罩或发动机护罩217的发动机210可以利用多个发动机支座紧固件215固定到发动机安装板2710。多个发动机支座紧固件215中的每一个可包括螺母219。发动机安装板2710可以通过多个隔振间隔件2740固定到机身安装板2720。每个隔振间隔件2740可包括第一间隔件2750、第二间隔件2760、以及可连接第一间隔件2750和第二间隔件2760的连接部分2770。第一间隔件2750和第二间隔件2760中的每一个可分别通过并固定到发动机安装板2710和机身安装板2720，并用螺母2795固定就位。第一间隔件2750和第二间隔件2760中的每一个可包括由弹性体材料形成的本体2755、2765，例如但不限于橡胶或乙烯丙烯二烯单体(EPDM)。本体2755、2765可以吸收振动。

因此，隔振系统2700可以构造成减少从推进系统200传递到机身110的振动。更具体地，在一个方面，隔振系统2700可以被构造为允许发动机在Y-Z平面中的振动运动，但是基本上限制在X轴方向上的运动。在另一方面，隔振系统2700可以被构造为允许发动机210在发动机210的曲轴(未示出)旋转的平面中的振动运动，并且紧紧地约束在任何其它自由度中运动的自由度。换句话说，隔振间隔件2740可以在围绕X轴的扭矩中“软”并且在其它自由度上是刚性的。如图所示，曲轴可以围绕马达轴211旋转，马达轴211可以与X轴方向对齐，并且曲轴的这种旋转可以引起机械载荷并因此引起Y-Z平面中的振动。减少从发动机210到机身210的振动传递可能是期望的，因为例如但不限于，可能在UAV 100上用于获取数据的传感器可能受到振动的影响，并且像发动机210那样的小型内燃机可能是重要的振动源。例如但不限于，减少的振动可以使得由相机150或152拍摄的图像的质量更高。

图28和29示出了推进系统200的示意图。如图28所示，多个旋翼230中的每一个可以联接到多个电动马达220中的相应一个，并且多个电动马达220中的每一个可以电气地联接到电气总线250。此外，电气总线250可以经由发电机260联接到燃烧发动机210的出口。在一个方面，功率调节电子器件可以是电气整流器280(如图29所示)的形式，可以为发电机260的电输出提供功率调节，以将这种电输出转换成调节的直流(DC)电源。在一个方面，电连接到电气总线250和发电机260的能量存储子系统270可以通过存储能量——例如由发电机260产生的剩余电荷——来向系统添加电容，之后这些能量可以由推进系统200使用。在一个方面，能量存储子系统270可包括至少一个电池。可以想到，例如但不限于，当燃烧发动机210由于缺乏燃料而停止运行时或者当需要的额外功率超过仅由燃烧发动机210提供的功率时，可以使用剩余电荷。在这样的方面，包括当希望携带高值有效载荷时，能量存储子系统270可以制造成能够为电动马达220供电所需的预定时间段，从而允许在燃烧发动机210停止运行的情况下安全着陆。在一个方面，发电机260可以直接机械地联接到燃烧发动机210。在另一方面，发电机260可以间接地机械地联接到燃烧发动机210。在一个方面，电气总线250可以连接发电机260、能量存储子系统270和电动马达220。在一个方面，如图28所示，每个电动马达220可以由公共控制器(未示出)控制，该公共控制器被构造为单独地控制每个电动马达的速度。在另一方面，如图29所示，多个电子速度控制器(ESC)225中的每一个可用于单独地控制每个电动马达220的速度。

图30显示了一张对比图表，其中针对UAV 100和不使用混合动力推进系统或本文公开的任何其它改进的类似尺寸的竞争对手的大型八爪旋翼机(即包含八个旋翼的UAV)，列出了飞行持续时间或以飞行小时表示的耐久性与以磅为单位的有效载荷重量(包括燃料)的图表。绘制了UAV 100的两种构造，一个UAV 100具有单个燃料箱，如耐久性曲线2302所示，另一个UAV 100具有两个燃料箱，如耐久性曲线2303所示。无论是绘制的任何一种构造，UAV 100的设计都相对于竞争对手的多旋翼VTOL无人机显著改善了航程和耐久性。对于超过15分钟的任务，UAV 100相对于现有的大型多旋翼机具有非常优越的性能，其中一个示例可以是飞行仅约17分钟，有效载荷约为8-9磅，如耐久性曲线2301所示。由于UAV 100在一个方面可以具有大约36磅的总重量(包括燃料和任何其它有效载荷)，因此实现了显着的性能改进，其利用了先进的空气动力学设计和能够实现串联混合动力多样化的推进系统200，相对于市场上其它产品，航程和耐久性提高了六倍多。在这样的方面，UAV 100的总长度为56英寸，总跨度为155英寸。在另一方面，UAV 100的总重量高于或低于约36磅，总长度大于或小于56英寸，总跨度大于或小于155英寸。

更具体地，UAV 100中使用的材料的性能允许更长的支撑悬臂跨度或长度，这使得能够实现更加空气动力学有效的构造，这最小化了旋翼230之间的空气流入的竞争。非限制性地，用于形成UAV 100的部件的材料可包括，例如但不限于碳纤维、金属或塑料。

当UAV 100在着陆表面上搁置时，机身110可以以一定角度安装，使得在巡航俯仰姿态下，机身110是水平的并且产生较小的阻力。第三，支撑悬臂120、130可以具有空气动力整流装置310、330、410、420、430，其构造成防止支撑悬臂120、130周围的空气分离，这导致巡航中更有效的悬停和较小的阻力。另外，整流装置310、330、410、420、430中的每一个可成形为提供大于其自身重量的所需升力。第四，因为汽油具有比电池高得多的能量密度，所以使用汽油动力内燃机显著增加了可以存储在飞行器上的能量。然而，通过将由燃烧发动机210产生的能量转换成供电动马达使用的电力，可以节省重量，否则可能由于将机械动力从燃烧发动机210提供到旋翼230的皮带驱动器或其它机械驱动系统而增加重量。这些独特特征的组合使得本文公开的UAV 100具有优越的性能。

在一个方面，可以想到，整流装置310、330、410、420、430中的每一个将不具有任何主动控制表面。相反，整流装置310、330、410、420、430中的每一个被构造成被动地稳定并且能够通过被动地枢转到实现最佳升阻比的迎角308来修整到或以其它方式被动地枢转或移动到飞行中的期望迎角。这可以被描述为整流装置的被动控制。在一个方面，整流装置310、330、410、420、430中的每一个围绕支撑悬臂120、130中的一个自由地枢转多达360度。在另一方面，整流装置310、330、410、420、430中的每一个可沿着预设的弧形范围自由枢转，以防止与旋翼230产生干涉。在一个方面，每个整流装置310、330、410、420、430中的枢转位置可以实现被动稳定的整流装置。在另一方面，精心设计的反折弧形翼型件可以使整流装置向上或向下俯仰到期望的迎角308，以最大化每个整流装置310、330、410、420、430的升阻比。在一个方面，配重350的重量可以设定成使得相应的整流装置在枢转位置处平衡。在另一个方面，配重350的安装角度355可以构造成最大化升力并且最小化配重350附接到的每个整流装置310、330、410、420、430上的阻力。当这种整流装置的后缘指向地面时，配重的安装角度355还可以增加每个整流装置310、330、410、420、430向前俯仰的趋势。

在没有空气动力学控制的情况下，在UAV 100飞行期间的运动和方向变化可以通过差动节流器来实现，即通过选择性地增加或减少到各个电动马达220的电功率，以产生UAV 100的滚动、俯仰或偏航控制。在另一方面，在UAV 100飞行期间的方向的移动和改变可以通过选择性地增加或减少到各个电动马达220的电功率来实现，以产生UAV 100的滚动或俯仰控制。在另一方面，偏航控制可以通过在每一侧上万向或旋转一个或多个电动马达来实现，例如但不限于，后悬臂130上的外侧电动马达，使推力矢量朝向前部或朝向后部倾斜。

在一个方面，每个旋翼可以相对于机身的中心(例如重心)等距地放置。旋翼的这种放置导致无人机的最小结构重量，但是当无人机处于非零空速时导致旋翼相互竞争流入空气，这导致推进效率降低。在一个可以想到的方面，旋翼可以放置成交错的旋翼布局，其中前面不超过一排电动马达竞争空气。另外，旋翼的流入不均匀，因此将后旋翼230放置在与前旋翼230不同的对接线(如图1和13中所示的Y轴)位置可以减少旋翼之间的空气竞争。

在一个方面，UAV 100可用于任何数量的目的，例如但不限于监视粮食作物或检查基础设施。在农业中，配备各种传感器的UAV 100可以告诉农民在哪里可以放更多的水，使用多少肥料，并且通常可以用于绘制农作物和其它区域的地图。在基础设施检查中，UAV100可配备有各种传感器，可用于识别天然气管道中的天然气泄漏。其它用途可包括，例如但不限于以下：其它农业应用；管道/电力线监视；边境监视；嫌疑人追踪(即刑事执法)；交通监控；灾害应对/救济；损害评估；大气/天气研究；关键基础设施监测；损害测量；航空摄影；野生动物监测；通信/广播；电影制作；空中新闻报道；邮件/货运；洪水测绘；房地产测绘；矿业；和体育赛事报道。

由于UAV 100可能延长飞行时间，因此UAV 100不仅可用于视线(LOS)飞行，还可用于延长LOS和“超出LOS”或“超出视线范围”(BVLOS)飞行。在另一个方面，UAV 100可以包括自动相关监视——在需要时的广播(ADS-B)监视技术或其它类似技术，以实现BVLOS操作。能够实现这样的技术的装置可能重达一至二磅或更多，但是可以由UAV 100携带。

在一个示例性方面，无人机可以执行垂直起飞和降落。该无人机可以包括：机身，该机身限定了纵向方向和横向方向，该机身具有相对的纵向侧部；第一支撑悬臂，该第一支撑悬臂在第一横向轴线处联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部向外延伸；第二支撑悬臂，该第二支撑悬臂在第二横向轴线处联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部向外延伸，该第二横向轴线相对于第一横向轴线定位在后方；多个电动马达，所述多个电动马达中的每一个联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的至少一个，所述多个电动马达中的至少两个电动马达定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个上，所述至少两个电动马达中的联接到第二支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线在横向方向上相对于所述至少两个电动马达中的联接到第一支撑悬臂的相邻的每一个电动马达的旋转轴线偏移；多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达；以及推进系统，该推进系统联接到机身。

在另一示例性方面，推进系统可包括混合动力推进系统。在另一示例性方面，混合动力推进系统可包括：燃烧发动机，该燃烧发动机定位在机身的内部腔体内；发电机，该发电机定位在机身的内部腔体内；电气总线，该电气总线操作地联接到发电机；多个电动马达，所述多个电动马达中的每一个电动马达电气地联接到电气总线；和多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达。在另一示例性方面，所述多个旋翼中的每一个旋翼可以包括推进器，所述推进器构造成在飞行中在相对于机身的纵向轴线以倾斜角度成角度的旋转平面中围绕旋转轴线旋转。在另一示例性方面，机身的纵向轴线可构造成在沿边飞行期间保持基本水平。在另一示例性方面，所述多个电动马达中的至少一个电动马达的旋转轴线可以在向前或向后旋转方向上能够选择性地运动超过所述倾斜角度。

在另一示例性方面，无人机还可包括可旋转地联接到支撑悬臂的减阻整流装置，该减阻整流装置是被动控制的整流装置，其构造成响应于作用在减阻整流装置上的空气动力而可旋转地偏置。在另一示例性方面，减阻整流装置限定了翼型形状。在另一示例性方面，减阻整流装置可限定反折的弧形翼型形状。在另一示例性方面，减阻整流装置可被构造成在向前沿边飞行期间在约零度至约八度之间的范围内修整迎角。在另一示例性方面，减阻整流装置可包括从整流装置的前缘延伸的配重。

在另一示例性方面，混合动力推进系统还可包括隔振系统，该隔振系统构造成减少从推进系统传递到机身的振动，该隔振系统包括发动机安装板和机身安装板，机身安装板固定到机身，发动机固定到发动机安装板，发动机安装板通过多个隔振间隔件固定到机身安装板。在另一示例性方面，隔振系统可定位在机身的内部腔体内。在另一示例性方面，所述多个隔振间隔件中的每一个隔振间隔件可以包括固定到发动机安装板的第一间隔件、固定到机身安装板的第二间隔件、以及连接第一间隔件和第二间隔件的连接部分。在另一示例性方面，每个隔振间隔件的第一间隔件和第二间隔件中的一个可包括由弹性体材料形成的本体。

在另一示例性方面，第一支撑悬臂可以至少部分地在横向方向上从机身的相对的纵向侧部向外延伸，并且第二支撑悬臂可以至少部分地在横向方向上从机身的相对的纵向侧部向外延伸。在另一示例性方面，第一支撑悬臂的轴线和第二支撑悬臂的轴线中的一个可以相应地相对于机身的第一横向轴线和第二横向轴线中的一个向后成角度。在另一示例性方面，第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的一个可以构造成通过在第一支撑悬臂的一部分和第二支撑悬臂的一部分之一与机身之间插入间隔件而向后成角度。在另一示例性方面，间隔件能够定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂之一与机身之间，而不需要拆卸第一支撑悬臂和第一支撑悬臂之一。

在另一示例性方面，第一支撑悬臂可以具有从机身的一个纵向侧部向外延伸的第一部分和从机身的相对的纵向侧部向外延伸的第二部分，所述多个电动马达中的第一对电动马达和第二对电动马达在第一支撑悬臂的相应的第一部分和第二部分上可以彼此相邻定位，并且联接到相应的所述第一对电动马达和第二对电动马达的旋翼的旋转方向对于每对电动马达而言可以是相反的。在另一示例性方面，第二支撑悬臂可以具有从机身的一个纵向侧部向外延伸的第一部分和从机身的相对的纵向侧部向外延伸的第二部分，所述多个电动马达中的第一对电动马达和第二对电动马达在第二支撑悬臂的相应的第一部分和第二部分上可以彼此相邻定位，并且联接到相应的所述第一对电动马达和第二对电动马达的旋翼的旋转方向对于每对电动马达而言可以是相反的。

在另一示例性方面，无人机可包括：机身，该机身限定了纵向方向和横向方向，该机身具有相对的纵向侧部；第一支撑悬臂，该第一支撑悬臂在第一横向轴线处联接到机身并且至少部分地在横向方向上从机身的相对的纵向侧部向外延伸；第二支撑悬臂，该第二支撑悬臂在第二横向轴线处联接到机身并且至少部分地在横向方向上从机身的相对的纵向侧部向外延伸，该第二横向轴线相对于第一横向轴线定位在后方；多个电动马达，所述多个电动马达中的每一个联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的至少一个，所述多个电动马达中的至少两个电动马达定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个上，所述至少两个电动马达中的联接到第二支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线在横向方向上相对于所述至少两个电动马达中的联接到第一支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线偏移；多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达；以及混合动力推进系统，该混合动力推进系统联接到机身，该混合动力推进系统包括：燃烧发动机，该燃烧发动机定位在机身的内部腔体内；发电机，该发电机定位在机身的内部腔体内；电气总线，该电气总线操作地联接到发电机；多个电动马达，所述多个电动马达中的每一个电动马达电气地联接到电气总线。

在另一示例性方面，飞行器可以包括：机身；至少一个支撑悬臂，所述至少一个支撑悬臂联接到机身；和混合动力推进系统，该混合动力推进系统联接到机身。

应该强调的是，上述实施例仅仅是可能的实施方式的示例，仅仅是为了清楚地理解本公开的原理而提出的。流程图中的任何过程描述或方框应被理解为表示包括用于实现过程中的特定逻辑功能或步骤的一个或多个可执行指令的模块、段或代码部分，并且包括可供选择的实施方式，其中功能可能没有包括在内或者完全没有执行，取决于所涉及的功能，可以按照所示出或讨论的顺序执行，包括基本上同时或以相反的顺序执行，如本公开领域的技术人员将理解的。在基本上不背离本发明的精神和原理的情况下，可以对上述实施例进行许多变化和修改。此外，本公开的范围旨在覆盖以上讨论的所有元件、特征和方面的任何和所有组合和子组合。所有这些修改和变化旨在包括在本公开的范围内，并且对于各个方面或元件或步骤的组合的所有可能的权利要求旨在由本公开支持。

Claims

1.一种无人机，该无人机包括：

机身，该机身限定了纵向方向和横向方向，该机身具有相对的纵向侧部并且限定了内部腔体，该机身限定了第一横向轴线和相对于第一横向轴线定位在后方的第二横向轴线；

第一支撑悬臂，该第一支撑悬臂联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部之一沿着第一悬臂轴线向外延伸；

第二支撑悬臂，该第二支撑悬臂联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部之一沿着第二悬臂轴线向外延伸；

多个第一间隔件，所述多个第一间隔件构造成定位在机身和第一支撑悬臂的一部分之间，以将第一支撑悬臂的第一悬臂轴线定位成相对于第一横向轴线成第一扫掠角度，其中所述第一扫掠角度能够通过选择性地交换相应的第一间隔件进行调节；

多个第二间隔件，所述多个第二间隔件构造成定位在机身和第二支撑悬臂的一部分之间，以将第二支撑悬臂的第二悬臂轴线定位成相对于第二横向轴线成第二扫掠角度，其中所述第二扫掠角度能够选择性地通过交换相应的第二间隔件进行调节；

至少一个减阻整流装置，所述至少一个减阻整流装置可旋转地联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的至少一个，所述至少一个减阻整流装置是被动控制的整流装置，其构造成响应于作用在减阻整流装置上的空气动力而可旋转地偏置；

多个电动马达，所述多个电动马达联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个，其中所述多个电动马达中的至少两个电动马达定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个上；

多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达；以及

推进系统，该推进系统与所述多个电动马达电气连通。

2.根据权利要求1所述的无人机，其中推进系统是混合动力推进系统，该混合动力推进系统包括：

燃烧发动机，该燃烧发动机定位在机身的内部腔体内；

发电机，该发电机定位在机身的内部腔体内；和

电气总线，该电气总线操作地联接到发电机；

其中所述多个电动马达中的每一个电动马达电气地联接到电气总线。

3.根据权利要求1所述的无人机，其中所述多个旋翼中的每一个旋翼包括推进器，所述推进器构造成在飞行中在相对于机身的纵向轴线以倾斜角度成角度的旋转平面中围绕旋转轴线旋转，并且其中所述多个电动马达中的至少一个电动马达的旋转轴线在向前或向后旋转方向上能够选择性地运动超过所述倾斜角度。

4.根据权利要求1所述的无人机，其中机身的纵向轴线构造成在与纵向轴线大致同轴的沿边飞行期间保持基本水平。

5.根据权利要求1所述的无人机，其中所述至少两个电动马达中的联接到第二支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线在横向方向上相对于所述至少两个电动马达中的相邻的联接到第一支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线偏移。

6.根据权利要求1所述的无人机，其中减阻整流装置限定了翼型形状，并且其中减阻整流装置构造成在与机身的纵向方向平行地向前飞行期间在零度至八度之间的范围内修整迎角。

7.根据权利要求6所述的无人机，其中减阻整流装置包括从整流装置的前缘延伸的配重。

8.根据权利要求2所述的无人机，其中混合动力推进系统还包括隔振系统，该隔振系统构造成减少从推进系统传递到机身的振动，该隔振系统包括发动机安装板和机身安装板，其中机身安装板固定到机身，发动机固定到发动机安装板，其中发动机安装板通过多个隔振间隔件固定到机身安装板，并且其中隔振间隔件中的至少一个包括由弹性体材料形成的本体。

9.根据权利要求1所述的无人机，其中第一支撑悬臂至少部分地在横向方向上从机身的相对的纵向侧部向外延伸，并且其中第二支撑悬臂至少部分地在横向方向上从机身的相对的纵向侧部向外延伸。

10.根据权利要求1所述的无人机，其中第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的一个的至少一部分构造成向后和/或向前成角度。

11.根据权利要求1所述的无人机，其中联接到相应的所述第一对电动马达和第二对电动马达的旋翼的旋转方向对于每对电动马达而言是相反的。

12.根据权利要求11所述的无人机，其中第一支撑悬臂的第一悬臂轴线的第一扫掠角度与第二支撑悬臂的第二悬臂轴线的第二扫掠角度相同。

13.一种无人机，该无人机包括：

第一支撑悬臂，该第一支撑悬臂在第一端部处联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部之一沿着第一悬臂轴线向外延伸；

第二支撑悬臂，该第二支撑悬臂在第一端部处联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部之一沿着第二悬臂轴线向外延伸；

第一楔形间隔件，所述第一楔形间隔件构造成定位在机身和第一支撑悬臂的第一端部之间，以将第一支撑悬臂的第一悬臂轴线定位成相对于第一横向轴线成第一扫掠角度，其中所述第一扫掠角度能够通过选择性地交换相应的第一楔形间隔件进行调节。

14.根据权利要求13所述的无人机，其还包括第二楔形间隔件，所述第二楔形间隔件构造成定位在机身和第二支撑悬臂的第一端部之间，以将第二支撑悬臂的第二悬臂轴线定位成相对于第二横向轴线成第二扫掠角度，其中所述第二扫掠角度能够通过选择性地交换相应的第二楔形间隔件进行调节。

15.根据权利要求14所述的无人机，其还包括：

混合动力推进系统，该混合动力推进系统包括：

燃烧发动机，该燃烧发动机定位在机身的内部腔体内；

发电机，该发电机定位在机身的内部腔体内，其中所述多个电动马达操作地联接到发电机；以及

隔振系统，该隔振系统构造成减少从推进系统传递到机身的振动，该隔振系统包括发动机安装板和机身安装板，其中机身安装板固定到机身，发动机固定到发动机安装板，并且其中发动机安装板通过多个隔振间隔件固定到机身安装板，并且其中隔振间隔件中的至少一个包括由弹性体材料形成的本体。

16.一种无人机，该无人机包括：

机身，该机身限定了纵向方向和横向方向，该机身具有相对的纵向侧部，该机身限定了第一横向轴线和相对于第一横向轴线定位在后方的第二横向轴线；

第一楔形间隔件，所述第一楔形间隔件构造成定位在机身和第一支撑悬臂的第一端部之间，以将第一支撑悬臂的第一悬臂轴线定位成相对于第一横向轴线成第一扫掠角度，其中所述第一扫掠角度能够通过选择性地交换相应的第一楔形间隔件进行调节；

第二楔形间隔件，所述第二楔形间隔件构造成定位在机身和第二支撑悬臂的第一端部之间，以将第二支撑悬臂的第二悬臂轴线定位成相对于第二横向轴线成第二扫掠角度，其中所述第二扫掠角度能够通过选择性地交换相应的第二楔形间隔件进行调节；

多个电动马达，所述多个电动马达联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个，其中所述多个电动马达中的至少两个电动马达定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个上，其中所述至少两个电动马达中的联接到第二支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线在横向方向上相对于所述至少两个电动马达中的相邻的联接到第一支撑悬臂的每一个电动马达的旋转轴线偏移；

推进系统，该推进系统与所述多个电动马达电气连通。

17.一种无人机，该无人机包括：

第一楔形间隔件，所述第一楔形间隔件构造成定位在机身和第一支撑悬臂的第一端部之间，以将第一支撑悬臂的第一悬臂轴线定位成相对于第一横向轴线成扫掠角度，其中所述扫掠角度能够通过选择性地交换相应的第一楔形间隔件进行调节；

多个电动马达，所述多个电动马达联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个，其中所述多个电动马达中的至少两个电动马达定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个上；以及

多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达；

其中机身的纵向轴线构造成在与机身的纵向方向平行地向前飞行期间保持基本水平。

18.一种无人机，该无人机包括：

第一支撑悬臂，该第一支撑悬臂在第一端部处联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部沿着第一悬臂轴线向外延伸；

第二支撑悬臂，该第二支撑悬臂在第一端部处联接到机身并且从机身的相对的纵向侧部沿着第二悬臂轴线向外延伸；

混合动力推进系统，该混合动力推进系统包括：

燃烧发动机，该燃烧发动机定位在机身的内部腔体内；

发电机，该发电机定位在机身的内部腔体内；

多个电动马达，所述多个电动马达操作地联接到发电机，其中所述多个电动马达联接到第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个，并且其中所述多个电动马达中的至少一个电动马达定位在第一支撑悬臂和第二支撑悬臂中的每一个上；和

多个旋翼，所述多个旋翼中的每一个旋翼联接到所述多个电动马达中的相应一个电动马达。