CN111452959B - 多轴错位布局的多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多轴错位布局的多旋翼飞行器，包括机架、多个上层动力源、多个下层动力源、多个上层桨叶和多个下层桨叶。多个上层桨叶间隔设置并通过多个上层动力源连接于机架的上方。多个下层桨叶间隔设置并通过多个下层动力源连接于机架的下方。沿着机架的投影方向，多个上层桨叶和多个下层桨叶交错设置。沿着机架的投影方向，多个上层桨叶的中心和多个下层桨叶的中心位于同一扁平的几何图形上。在相同载重能力下，该多旋翼飞行器能够明显减小飞行阻力和体积，并提高桨效。另外，该多旋翼飞行器也能够在对体积和重量影响较小的情况下，实现较高的载重需求，且多旋翼飞行器对运输设备的要求较低。

Description

多轴错位布局的多旋翼飞行器

技术领域

本申请涉及多旋翼飞行器技术领域，特别涉及一种类内蛛网、结构紧凑型的多轴错位布局的多旋翼飞行器。

背景技术

现有技术中的多轴旋翼飞行器中较为常见的为4轴8桨和8轴8桨设计，根据不同的设计需求和布局情况有X型、H型、Y型等多种机架结构。

其中，4轴8桨的多旋翼飞行器为共轴设计，上层的4个桨叶对应的马达的动力轴和下层的4个桨叶对应的马达的动力轴一一对应共线，上下桨叶的桨距较小，上下桨叶在投影方向重叠，桨效较低。另外，这种多旋翼飞行器中，机架为悬臂结构，机身的刚度较差。

8轴8桨的多旋翼飞行器为非共轴设计，8个桨叶在同一平面间隔设置，飞行器的整体尺寸较大，飞行器的体积较大，重量较大，飞行阻力也较大。另外，与4轴8桨的多旋翼飞行器类似，这种多旋翼飞行器的机架也为悬臂结构，机身的刚度也较差。

对于载重要求较高的多旋翼飞行器，如10轴和12轴，现有技术中通常将桨叶等间距设置，并且沿着投影方向，各桨叶的中心位于同一圆上。如此设置，为了满足载重要求不断增加，通常会采用以下两种方式：(1)按比例放大飞行器，即增加力臂长度(连接桨叶和机架中心的臂)、放大轴距；(2)增加力臂的数量，即增加桨叶的数量，由于是等间距设置，为了使得桨叶之间不发生碰撞，则多旋翼飞行器的体积通常会比较大。上述两种方式，都会不可避免地造成飞行器的体积增大较多，重量增大也较多。

另外，在投影方向上，多个桨叶设置为位于同一圆上，当飞行器的体积越来越大使得使用惯用的运输设备不能运输时，飞行器的运输也会较为不便。

综上，现有技术中的多旋翼飞行器具有在相同载重能力下飞行阻力较大、体积较大、机身刚度较差、桨效较低的缺陷。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中多旋翼飞行器具有在相同载重能力下飞行阻力较大、体积较大、桨效较低的缺陷，提供一种多轴错位布局的多旋翼飞行器。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种多轴错位布局的多旋翼飞行器，包括机架、多个上层动力源和多个下层动力源，其特点在于，所述多旋翼飞行器还包括：

多个上层桨叶，多个所述上层桨叶间隔设置，并通过多个所述上层动力源连接于所述机架的上方；及

多个下层桨叶，多个所述下层桨叶间隔设置，并通过多个所述下层动力源连接于所述机架的下方；

其中，沿着所述机架的投影方向，多个所述上层桨叶和多个所述下层桨叶交错设置；

沿着所述机架的投影方向，多个所述上层桨叶的中心和多个所述下层桨叶的中心位于同一扁平的几何图形上。

在本方案中，上层桨叶和下层桨叶交错设置，使得上层桨叶和下层桨叶的桨距较大，上层动力源的中心轴线和下层动力源的中心轴线不共线或重合，在机架的投影方向上，上层桨叶和下层桨叶的重叠面积较少。相较于现有技术中的4轴8桨的共轴多旋翼飞行器，该多轴错位布局的多旋翼飞行器的上层桨叶和下层桨叶的垂直高度差较大，桨叶之间产生的相互扰动更小，桨效更高，相应所需的螺旋桨转速更低，噪声也更低。相较于现有技术中8轴8桨的多旋翼飞行器，该多轴错位布局的多旋翼飞行器的整体尺寸大幅度减小，机身重量、体积和飞行阻力也明显减小。

另外，沿机架的投影的方向，上层桨叶和下层桨叶的中心位于扁平的几何图形上，即多旋翼飞行器的横向长度大于纵向长度，当载重需求较大时，无需按比例放大多旋翼飞行器，可以自机架的中心朝向对应于扁平的几何图形中较窄的部分增加轴数，如从8轴的多旋翼飞行器改变为10轴、12轴的多旋翼飞行器便能满足载重的需求，对多旋翼飞行器的体积和重量影响较小。另外，上层桨叶和下层桨叶的中心位于扁平的几何图形上，使得多旋翼飞行器对运输设备的需要也较低，便于运输。

综上，相较于现有技术中的多旋翼飞行器，一方面，在相同载重能力下，该多轴错位布局的多旋翼飞行器飞行阻力和体积明显减小，并提高了桨效；另一方面，该多旋翼飞行器能够在对多旋翼飞行器的体积和重量影响较小的情况下，实现较高的载重需求，且该多旋翼飞行器对运输设备的需求较低。

优选地，所述几何图形为轴对称图形。

在本方案中，采用上述结构设置，便于制造和组装多旋翼飞行器。

优选地，沿着所述机架的投影方向，多个所述上层桨叶的中心和多个所述下层桨叶的中心位于同一矩形或椭圆上。

优选地，沿着所述机架的投影方向，任意一相邻的所述上层桨叶和所述下层桨叶之间的重叠面积与另一相邻的所述上层桨叶和所述下层桨叶之间的重叠面积相等。

在本方案中，对于任意两组相邻的上层桨叶和下层桨叶，上层桨叶和下层桨叶的重叠面积相等，使得多旋翼飞行器的升力系统中每个桨叶(上层桨叶或下层桨叶)产生的升力相同，有利于保证多旋翼飞行器的性能。其中，在上层桨叶和下层桨叶的中心位于同一扁平的几何图形的基础上，若上层桨叶和下层桨叶的重叠面积相等，则沿着机架的投影方向，多个上层桨叶和多个下层桨叶之间围成的多个夹角(相邻的上层桨叶和下层桨叶之间围成有夹角)不完全相同，即多个上层桨叶和多个下层桨叶非等间距设置。

优选地，所述上层桨叶和所述下层桨叶的数量均至少为5个。

优选地，任意一所述上层桨叶的中心与相邻的一所述下层桨叶的中心的连线与所述机架的水平面之间形成有错位角，且所述错位角的范围为0～89°。

在本方案中，采用上述设置，可以根据载重和布局的需要，调整上层桨叶和下层桨叶的相对位置。

优选地，所述机架包括：

机架中心部；

多个连接臂，所述连接臂沿延伸方向具有第一端和第二端，多个所述连接臂的第一端连接于所述机架中心部，多个所述连接臂的第二端对应连接有多个所述上层动力源、多个所述上层桨叶、多个所述下层动力源和多个所述下层桨叶；及

至少一个加强臂，任意相邻的两所述连接臂的第二端之间形成有容置区域，多个所述连接臂之间形成的所述容置区域中的至少一个设有所述加强臂。

在本方案中，采用上述设置，加强臂的设置使得相应的连接臂不再是悬臂结构，而是与相邻的连接臂能够围成近似三角形的结构，有利于提高机身的刚度，减少因飞行器自身变形而产生的振动。

优选地，所述连接臂与所述加强臂、所述机架中心部通过可拆卸连接或固定连接形成为一整体结构；

或，所述连接臂与所述加强臂、所述机架中心部一体成型。

在本方案中，设置为整体结构，便于实现飞行器的快速组装；采用一体成型，省去了连接结构，不仅省去了较为繁杂的连接过程，而且有利于减少飞行器的整体重量，进而有利于降低飞行器的飞行阻力。

优选地，所述多旋翼飞行器包括可拆卸连接的上层部件和下层部件；

其中，所述上层部件包括所述机架、多个所述上层桨叶、多个所述上层动力源、多个所述下层桨叶和多个所述下层动力源；

所述下层部件包括相连接的起落架和作业载荷单元，所述作业载荷单元包括负载和能源载荷模块，所述能源载荷模块用于为所述上层动力源和所述下层动力源供电，所述负载和所述起落架连接于所述能源载荷模块，所述能源载荷模块可拆卸连接于所述机架的下方。

在本方案中，采用上述设置，多旋翼飞行器主要包括上层部件和下层部件，一方面，上层部件和下层部件能够单独运输，对运输条件的要求较低；另一方面，上层部件和下层部件连接到一起后，便能够实现多旋翼飞行器的组装，组装较为方便、快速，有利于减少起飞前的准备工作，有利于提高多旋翼飞行器的快速反应能力。其中，在本方案中，能源载荷模块与起落架组装到一起，并设置在机架的下方。

优选地，所述多旋翼飞行器包括可拆卸连接的上层部件和下层部件；

其中，所述上层部件包括所述机架、多个所述上层桨叶、多个所述上层动力源、多个所述下层桨叶和多个所述下层动力源和能源载荷模块，所述能源载荷模块用于为所述上层动力源和所述下层动力源供电，所述能源载荷模块连接于所述机架的上方；

所述下层部件包括起落架和负载，所述起落架和所述负载连接于所述机架的下方。

在本方案中，采用上述设置，多旋翼飞行器主要包括上层部件和下层部件，一方面，上层部件和下层部件能够单独运输，对运输条件的要求较低；另一方面，上层部件和下层部件连接到一起后，便能够实现多旋翼飞行器的组装，组装较为方便、快速，有利于减少起飞前的准备工作，有利于提高多旋翼飞行器的快速反应能力。其中，在本方案中，能源载荷模块与机架组装到一起，并设置在机架的上方。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本申请的积极进步效果在于：

在该多轴错位布局的多旋翼飞行器中，上层桨叶和下层桨叶交错设置，使得上层桨叶和下层桨叶的桨距较大，上层动力源的中心轴线和下层动力源的中心轴线不共线或重合，在机架的投影方向上，上层桨叶和下层桨叶的重叠面积较少。相较于现有技术中的多旋翼飞行器，在相同载重能力下，该多轴错位布局的多旋翼飞行器能够明显减小飞行阻力和体积，并提高桨效。另外，该多旋翼飞行器的各桨叶在投影方向上位于同一扁平的几何图形上，使得多旋翼飞行器能够在对多旋翼飞行器的体积和重量影响较小的情况下，实现较高的载重需求，且多旋翼飞行器对运输设备的要求较低。

附图说明

图1为本发明实施例1的多轴错位布局的多旋翼飞行器的结构示意图。

图2为本发明实施例1的多轴错位布局的多旋翼飞行器的另一结构示意图。

图3为本发明实施例2的多轴错位布局的多旋翼飞行器的结构示意图。

附图标记说明：

10 机架

101 机架中心部

102 连接臂

103 加强臂

20 上层动力源

30 下层动力源

40 上层桨叶

50 下层桨叶

具体实施方式

下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在的实施例范围之中。

实施例1

本实施例揭示一种多轴错位布局的多旋翼飞行器，如图1-2所示，该多旋翼飞行器包括机架10、多个上层动力源20、多个下层动力源30、多个上层桨叶40和多个下层桨叶50。多个上层桨叶40间隔设置，并通过多个上层动力源20连接于机架10的上方。多个下层桨叶50间隔设置，并通过多个下层动力源30连接于机架10的下方。其中，沿着机架10的投影方向，多个上层桨叶40和多个下层桨叶50交错设置。沿着机架10的投影方向，多个上层桨叶40的中心多个和下层桨叶50的中心位于同一扁平的几何图形上。其中，上述投影方向为水平投影方向，对应于机架10的俯视图方向。

在本实施方式中，上层桨叶40和下层桨叶50交错设置，使得上层桨叶40和下层桨叶50的桨距较大，上层动力源20的中心轴线和下层动力源30的中心轴线不共线或重合，在机架10的投影方向上，上层桨叶40和下层桨叶50的重叠面积较少。相较于现有技术中的4轴8桨的共轴多旋翼飞行器，该多轴错位布局的多旋翼飞行器的上层桨叶40和下层桨叶50的垂直高度差较大，桨叶之间产生的相互扰动更小，桨效更高，相应所需的螺旋桨转速更低，噪声也更低。相较于现有技术中8轴8桨的多旋翼飞行器，该多轴错位布局的多旋翼飞行器的整体尺寸大幅度减小，机身重量、体积和飞行阻力也明显减小。因此，相较于现有技术中的多旋翼飞行器，在相同载重能力下，该多轴错位布局的多旋翼飞行器能够明显减小飞行阻力和体积，并提高桨效。

另外，沿机架10的投影的方向，上层桨叶40和下层桨叶50的中心位于扁平的几何图形上，即多旋翼飞行器的横向长度大于纵向长度，当载重需求较大时，无需按比例放大多旋翼飞行器，可以自机架10的中心朝向对应于扁平的几何图形中较窄的部分增加轴数，如从8轴的多旋翼飞行器改变为10轴、12轴的多旋翼飞行器便能满足载重的需求，对多旋翼飞行器的体积和重量影响较小。另外，上层桨叶40和下层桨叶50的中心位于扁平的几何图形上，使得多旋翼飞行器对运输设备的需要也较低，便于运输。

综上，相较于现有技术中的多旋翼飞行器，一方面，在相同载重能力下，该多轴错位布局的多旋翼飞行器飞行阻力和体积明显减小，并提高了桨效；另一方面，该多轴错位布局的多旋翼飞行器能够在对多旋翼飞行器的体积和重量影响较小的情况下，实现较高的载重需求，且该多旋翼飞行器对运输设备的需求较低。

在本实施方式中，上述几何图形为轴对称图形，如此设置，便于制造和组装多旋翼飞行器。具体地，在本实施方式中，沿着机架的投影方向，多个上层桨叶40的中心和多个下层桨叶50的中心位于同一矩形上。

在其他可替代的实施方式中，多个上层桨叶40的中心和多个下层桨叶50的中心也可位于其他扁平的几何图形上，如同一椭圆上。

在本实施方式中，沿着机架10的投影方向，任意一相邻的上层桨叶40和下层桨叶50之间的重叠面积与另一相邻的上层桨叶40和下层桨叶50之间的重叠面积相等。

其中，对于任意两组相邻的上层桨叶40和下层桨叶50，上层桨叶40和下层桨叶50的重叠面积相等，使得多旋翼飞行器的升力系统中每个桨叶(上层桨叶40或下层桨叶50)产生的升力相同，有利于保证多旋翼飞行器的性能。也就是说，该多旋翼飞行器能够在保证性能的基础以及能够在对多旋翼飞行器的体积和重量影响较小的情况下，实现较高的载重需求。

如前所述，在上层桨叶40和下层桨叶50的中心位于同一扁平的几何图形的基础上，若上层桨叶40和下层桨叶50的重叠面积相等，则沿着机架10的投影方向，多个上层桨叶40和多个下层桨叶50之间围成的多个夹角(相邻的上层桨叶和下层桨叶之间围成有夹角)不完全相同，即多个上层桨叶40和多个下层桨叶50非等间距设置。

需要说明的是，在本实施方式中，上层动力源20和下层动力源30均为马达。在其他可替代的实施方式中也可根据实际需要采用其他类型的动力源。

另外，在本实施方式中，如图1-2所示，上层桨叶40和下层桨叶50的数量均为5个，相应地，上层动力源20和下层动力源30的数量也均为5个。也就是说，本实施例中的多旋翼飞行器是10轴10桨飞行器。在其他可替代的实施方式中，也可根据实际装载和布局需要，将上层桨叶40、下层桨叶50、上层动力源20和下层动力源30设置为其他数量。

参照图1和图2予以理解，任意一上层桨叶40的中心与相邻的一下层桨叶50的中心的连线与机架10的水平面之间形成有错位角，且错位角的范围为0～89°。采用上述设置，可以根据布局的需要，调整上层桨叶40和下层桨叶50的相对位置。

继续参照图1和图2予以理解，任意一下层桨叶50的中心与相邻的两上层桨叶40的中心的连线围成三角形。采用上述设置，在保证一定桨效的基础上，有利于降低多旋翼飞行器的整机尺寸，进而有利于减少多旋翼飞行器的重量和体积。

如图1-2所示，机架10包括机架中心部101、多个连接臂102和至少一个加强臂103。连接臂102沿延伸方向具有第一端和第二端，多个连接臂102的第一端连接于机架中心部101，多个连接臂102的第二端对应连接有多个上层动力源20、多个上层桨叶40、多个下层动力源30和多个下层桨叶50。任意相邻的两连接臂102的第二端之间形成有容置区域，多个连接臂102之间形成的容置区域中的至少一个设有加强臂103。

其中，加强臂103的设置使得相应的连接臂102不再是悬臂结构，而是与相邻的连接臂102能够围成近似三角形的结构，有利于提高机身的刚度，减少因飞行器自身变形而产生的振动。

具体地，在本实施方式中，多个连接臂102之间形成的容置区域中均设有加强臂103。其中，所有连接臂102在加强臂103的作用下均不再是悬臂结构，有利于较为显著地提高机身的刚度，从而能够较为显著地减少因飞行器自身变形而产生的振动。

在本实施方式中，连接臂102与加强臂103、机架中心部101一体成型。如此设置，省去了连接结构，不仅省去了较为繁杂的连接过程，而且有利于减少飞行器的整体重量，进而有利于降低飞行器的飞行阻力。

需要说明的是，在其他可替代的实施方式中，连接臂102与加强臂103、机架中心部101也可以通过可拆卸连接或固定连接形成为一整体结构。如此设置，便于实现飞行器的快速组装。

继续参照图1-2予以理解，上层桨叶40和上层动力源20连接于对应的连接臂102的顶部，下层桨叶50和下层动力源30连接于对应的连接臂102的底部。如此设置，能够在保证上层桨叶40和下层桨叶50的交错设置的基础上，使得飞行器能够较为紧凑地布置，有利于进一步降低飞行器的整体体积。

在本实施方式中，多旋翼飞行器包括可拆卸连接的上层部件和下层部件。其中，上层部件包括机架10、多个上层桨叶40、多个上层动力源20、多个下层桨叶50和多个下层动力源30。下层部件包括相连接的起落架(图中未示出)和作业载荷单元，作业载荷单元包括负载(图中未示出)和能源载荷模块(图中未示出)，能源载荷模块用于为上层动力源20和下层动力源30供电，负载和起落架连接于能源载荷模块，能源载荷模块可拆卸连接于机架10的下方。

其中，负载具体为何物是根据多旋翼飞行器的用途而定的，负载可以为灭火弹，也可以是农药等其他物资。能源载荷模块可以为电池。

采用上述设置，多旋翼飞行器主要包括上层部件和下层部件，一方面，上层部件和下层部件能够单独运输，对运输条件的要求较低；另一方面，上层部件和下层部件连接到一起后，便能够实现多旋翼飞行器的组装，组装较为方便、快速，有利于减少起飞前的准备工作，有利于提高多旋翼飞行器的快速反应能力。其中，能源载荷模块与起落架组装到一起，并设置在机架10的下方。

多个连接臂102中用于连接多个上层桨叶40的为第一连接臂，多个连接臂102中用于连接多个下层桨叶50的为第二连接臂。能源载荷模块的边缘延伸至多个第一连接臂并与多个第一连接臂可拆卸连接。其中，若能源载荷模块的尺寸较大，需要延伸到连接臂102对应的位置处时，将能源载荷模块连接到连接臂102，连接较为方便，且连接较为可靠。另外，相较于将能源载荷模块连接到第二连接臂上，将能源载荷模块连接到第一连接臂上，有利于避免能源载荷模块与下层桨叶50发生干涉，有利于保护下层桨叶50，进而有利于提高多旋翼飞行器的可靠性。

在其他可替代的实施方式中，能源载荷模块也可以与机架10组装到一起，并设置在机架10的上方。此时，多旋翼飞行器包括可拆卸连接的上层部件和下层部件。其中，上层部件包括机架10、多个上层桨叶40、多个上层动力源20、多个下层桨叶50和多个下层动力源30和能源载荷模块，能源载荷模块用于为上层动力源20和下层动力源30供电，能源载荷模块连接于机架10的上方。下层部件包括起落架和负载，起落架和负载连接于机架10的下方。

在该多轴错位布局的多旋翼飞行器中，上层桨叶40和下层桨叶50交错设置，使得上层桨叶40和下层桨叶50的桨距较大，上层动力源20的中心轴线和下层动力源30的中心轴线不共线或重合，在机架10的投影方向上，上层桨叶40和下层桨叶50的重叠面积较少。相较于现有技术中的4轴8桨的共轴多旋翼飞行器，该多轴错位布局的多旋翼飞行器的上层桨叶40和下层桨叶50的垂直高度差较大，桨叶之间产生的相互扰动更小，桨效更高，相应所需的螺旋桨转速更低，噪声也更低。相较于现有技术中8轴8桨的多旋翼飞行器，该多轴错位布局的多旋翼飞行器的整体尺寸大幅度减小，机身重量、体积和飞行阻力也明显减小。

另外，相较于4轴8桨和8轴8桨的多旋翼飞行器，该多轴错位布局的多旋翼飞行器的机架10不再是悬臂结构，也能够提高机身的刚度，能够减少因飞行器自身变形而产生的振动。因此，相较于现有技术中的多旋翼飞行器，在相同载重能力下，该多轴错位布局的多旋翼飞行器能够明显减小飞行阻力和体积，并提高桨效和机身刚度。

另外，如前所述，沿着机架10的投影方向，多个上层桨叶40的中心和多个下层桨叶50的中心位于同一矩形上，且任意一相邻的上层桨叶40和下层桨叶50之间的重叠面积与另一相邻的上层桨叶40和下层桨叶50之间的重叠面积相等，使得该多旋翼飞行器能够在保证性能的基础上并在对多旋翼飞行器的体积和重量影响较小的情况下，实现较高的载重需求，且多旋翼飞行器对运输设备的要求较低。

实施例2

本实施例中多轴错位布局的多旋翼飞行器的结构与实施例1中多轴错位布局的多旋翼飞行器的结构基本相同，不同之处主要在于桨叶的数量和动力源的数量不同。其中，本实施例与实施例1中相同的附图标记指代相同的元件。

如图3所示，上层桨叶40和下层桨叶50的数量均为6个，相应地，上层动力源20和下层动力源30的数量也均为6个，即本实施例中的多旋翼飞行器为12轴12桨飞行器。图3中示出了12个桨叶的中心位于同一矩形上。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种多轴错位布局的多旋翼飞行器，包括机架、多个上层动力源和多个下层动力源，其特征在于，所述多旋翼飞行器还包括：

多个上层桨叶，多个所述上层桨叶间隔设置，并通过多个所述上层动力源连接于所述机架的上方；及

多个下层桨叶，多个所述下层桨叶间隔设置，并通过多个所述下层动力源连接于所述机架的下方；

其中，沿着所述机架的投影方向，多个所述上层桨叶和多个所述下层桨叶交错设置；

沿着所述机架的投影方向，多个所述上层桨叶的中心和多个所述下层桨叶的中心位于同一扁平的几何图形上；

所述机架包括：

机架中心部；

多个连接臂，所述连接臂沿延伸方向具有第一端和第二端，多个所述连接臂的第一端连接于所述机架中心部，多个所述连接臂的第二端对应连接有多个所述上层动力源、多个所述上层桨叶、多个所述下层动力源和多个所述下层桨叶；及

至少一个加强臂，任意相邻的两所述连接臂的第二端之间形成有容置区域，多个所述连接臂之间形成的所述容置区域中的至少一个设有所述加强臂；

其中，在所述机架的垂直投影方向上，与多个所述上层动力源和所述上层桨叶连接的多个所述连接臂的第二端定位成高于与多个所述下层动力源和所述下层桨叶连接的多个所述连接臂的第二端。

2.如权利要求1所述的多轴错位布局的多旋翼飞行器，其特征在于，所述几何图形为轴对称图形。

3.如权利要求2所述的多轴错位布局的多旋翼飞行器，其特征在于，沿着所述机架的投影方向，多个所述上层桨叶的中心和多个所述下层桨叶的中心位于同一矩形或椭圆上。

4.如权利要求1所述的多轴错位布局的多旋翼飞行器，其特征在于，沿着所述机架的投影方向，任意一相邻的所述上层桨叶和所述下层桨叶之间的重叠面积与另一相邻的所述上层桨叶和所述下层桨叶之间的重叠面积相等。

5.如权利要求1所述的多轴错位布局的多旋翼飞行器，其特征在于，所述上层桨叶和所述下层桨叶的数量均至少为5个。

6.如权利要求1所述的多轴错位布局的多旋翼飞行器，其特征在于，任意一所述上层桨叶的中心与相邻的一所述下层桨叶的中心的连线与所述机架的水平面之间形成有错位角，且所述错位角的范围为0～89^° _。

7.如权利要求1所述的多轴错位布局的多旋翼飞行器，其特征在于，所述连接臂与所述加强臂、所述机架中心部通过可拆卸连接或固定连接形成为一整体结构；

或，所述连接臂与所述加强臂、所述机架中心部一体成型。

8.如权利要求1-7中任意一项所述的多轴错位布局的多旋翼飞行器，其特征在于，所述多旋翼飞行器包括可拆卸连接的上层部件和下层部件；

其中，所述上层部件包括所述机架、多个所述上层桨叶、多个所述上层动力源、多个所述下层桨叶和多个所述下层动力源；

所述下层部件包括相连接的起落架和作业载荷单元，所述作业载荷单元包括负载和能源载荷模块，所述能源载荷模块用于为所述上层动力源和所述下层动力源供电，所述负载和所述起落架连接于所述能源载荷模块，所述能源载荷模块可拆卸连接于所述机架的下方。

9.如权利要求1-7中任意一项所述的多轴错位布局的多旋翼飞行器，其特征在于，所述多旋翼飞行器包括可拆卸连接的上层部件和下层部件；

其中，所述上层部件包括所述机架、多个所述上层桨叶、多个所述上层动力源、多个所述下层桨叶和多个所述下层动力源和能源载荷模块，所述能源载荷模块用于为所述上层动力源和所述下层动力源供电，所述能源载荷模块连接于所述机架的上方；

所述下层部件包括起落架和负载，所述起落架和所述负载连接于所述机架的下方。