CN111619785A - 适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器 - Google Patents

适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器 Download PDF

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Abstract

一种适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(10)，包括机身(20)、被设置用于在运行中产生推力的推力产生单元组(30)以及包括左舷侧半翼(43)和右舷侧半翼(44)的前掠机翼(40)。左舷侧半翼(43)和右舷侧半翼(44)中的每一个均包括连接至机身(20)的内侧部分(45)和形成翼梢(71)的外侧部分(46)。左舷侧半翼(43)和右舷侧半翼(44)的内侧部分(45)形成中央机翼区域(80)。左舷侧半翼(43)和右舷侧半翼(44)分别在它们的翼梢(71)的区域中连接至相关联的外侧机翼吊舱(70)，所述外侧机翼吊舱(70)支撑推力产生单元组(30)的以不能倾斜的方式安装的至少两个推力产生单元(31、32)。

Description

适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器
技术领域
本发明涉及一种适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器，其包括被设置用于在运行中产生推力的推力产生单元组。
背景技术
例如，从文献EP2551190A1、EP2551193A1、EP2551198A1、EP2234883A1、EP2571762A1、EP2985220A1、WO2015/028627A1、WO2016/004852A1、WO2017/021918A1、WO2017/155348A1、WO2018/078388A1、US3,262,657A、US7857253B2、US7946528B2、US2007/0034738A1、US2017/0369162A1、GB905911A、CN104176250A、CN105151292A、CN105270620A、CN105346719A、CN107539472A、CN107600405A、CN201306711U、CN202728571U、CN205098474U、CN205707349U、CN206012959U、CN206427269U和KR20090101413A已知了各种常规的适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(VTOL)，其在下文中被称为“VTOL的多旋翼飞行器”。从现有技术中还已知了其他VTOL的多旋翼飞行器，例如波音CH-47纵列式双旋翼直升机、贝尔XV-3倾斜旋翼飞行器、具有涵道旋翼的贝尔XV-22四倾斜旋翼机以及所谓的无人机，尤其是所谓的四旋翼无人机，例如在文献US2015/0127209A1、DE102005022706A1和KR101451646B1中描述的那些。此外，还存在VTOL的多旋翼飞行器的研究和原型，例如来自空中客车公司、意大利设计公司和奥迪公司的Pop.Up Next型跨界机动车、来自北京亿航创新科技有限公司的亿航184型自主控制飞行器、来自德国飞行者科技有限公司(SkyflyerTechnology GmbH)的Skyflyer SF MK II飞行器、来自空中客车公司的Quadcruiser。
这些VTOL的多旋翼飞行器中的每一个都配备有推力产生单元组，该推力产生单元组具有少于八个被设置用于在多旋翼飞行器的运行期间在预定的推力方向上产生推力的推力产生单元。然而，也存在配备了八个或更多个推力产生单元的VTOL的多旋翼飞行器的研究和原型，例如来自德国e-Volo公司的Volocopter 2X型多旋翼直升机、来自小鹰公司(Kitty Hawk Corp.)的Cora、来自空客A3的eVTOL Vahana以及来自杰欧比航空有限公司(Joby Aviation)的Joby S2 VTOL。在文献WO2013/126117A1、WO2015/143093A2、DE102013108207A1、US6568630B2、USD678169S、US8393564B2、US8733690B2、US2013/0118856A1、CN206218213U、US9944386B1、US10086931B2、US9975631B1、EP3366582A1、EP3333072A1、WO2018/075414A1、US3089666A、WO2018/075414A1和RU180474U1中描述了具有八个或更多个推力产生单元的另外的VTOL的多旋翼飞行器。
更一般而言，目前主要发展了三种不同类型的VTOL的多旋翼飞行器。第一VTOL的多旋翼飞行器类型具有可以被称为“常规设计”的设计。根据这种常规设计，第一VTOL的多旋翼飞行器类型通常是无机翼的，并且仅配备有推力产生单元，该推力产生单元刚性附接于相应的机体并且基本上适于悬停，但是仍然也被用于在巡航向前飞行运行中提供推力。第一VTOL的多旋翼飞行器类型的例子是来自德国e-Volo公司的Volocopter 2X。
第二VTOL的多旋翼飞行器类型具有可以被称为“可变换设计”的设计。根据这种可变换设计，第二VTOL的多旋翼飞行器配备有能在第一位置和第二位置之间倾斜的能倾斜的推力产生单元，这些能倾斜的推力产生单元在第一位置仅产生用于悬停的推力，这些能倾斜的推力产生单元在第二位置仅产生用于巡航运行的推力。第二VTOL的多旋翼飞行器类型通常采用固定的机翼或能倾斜的机翼布局来实现。这种能倾斜的机翼布局的第二VTOL的多旋翼飞行器类型的例子是来自空中客车A3的eVTOL Vahana。
第三VTOL的多旋翼飞行器类型具有可以被称为“复合设计”的设计。根据这种复合设计，第三VTOL的多旋翼飞行器类型配备有被设置为主要产生升力并基本上适于悬停的刚性安装的推力产生单元以及被设置为产生用于向前飞行的推进的附加向前推力的刚性安装的推力产生单元。第三VTOL的多旋翼飞行器类型通常采用无机翼或固定机翼的布局来实现。固定机翼的布局的第三VTOL的多旋翼飞行器类型的例子是来自小鹰公司的Cora。。
更具体地，为具有固定机翼布局的复合设计的VTOL的多旋翼飞行器有利地将升力面(即，机翼)和多个推力产生单元结合起来，升力面(即，机翼)和多个推力产生单元均提供不同的升力/推力复合特性。机翼被设置用于在向前飞行期间产生升力，因此允许减少飞行期间的相应的功率消耗。这对于给定的VTOL的多旋翼飞行器产生了有益的范围扩展，并提高了推力产生单元的相应的马达和旋翼的性能特征。实际上，将可用的动力资源经济地用于VTOL的多旋翼飞行器目前是影响飞行期间的电机动性的总体适用性的一个重大主题。因此，实际上存在具有不同的机翼和旋翼构造的各种概念。例如，容纳推力产生单元的指定的机翼可以相对于VTOL的多旋翼飞行器的横向方向部分地或全部地向后掠或向前掠。具有前掠机翼的多旋翼飞行器类型的例子例如为来自杰欧比航空有限公司的Joby S2 VTOL以及文献WO2015/143093A2中记载的VTOL的多旋翼飞行器。
然而，在指定的机翼上使用基本上产生升力的多个推力产生单元在任何情况下都对VTOL的多旋翼飞行器的可控性和稳定性构成了挑战，在一个或多个相关联的旋翼不能运行的情况下，甚至对飞行器的空气动力学和结构效率以及相应的机舱、推力产生单元、升力面和电池关于安全性和运行要求的结构设置构成了更多挑战。这种挑战一方面在于将基本上产生升力的多个推力产生单元相对于指定的VTOL的多旋翼飞行器的机身在机翼上设置成使得可以避免不利的气动相互作用。另一方面，必须确保飞行器安全地进行常规或紧急的运行，以容易进出系统并实现优异的重量，从而实现优异的任务效率。举例来说，机翼和基本上产生升力的推力产生单元的不利的气动相互作用例如一方面在悬停飞行期间与重叠相关联，另一方面在向前飞行期间与尾流干扰相关联，因此进一步强调需要增加指定的VTOL的多旋翼飞行器的总体尺寸及其对应的总覆盖区。
在任何情况下，传统的VTOL的多旋翼飞行器的主要缺点在于缺乏安全的登机区域，安全的登机区域允许在不暴露于相邻设置的基本上产生升力的推力产生单元的情况下，安全且自由地进出指定的VTOL的多旋翼飞行器的相应的乘客舱以进行登机或紧急离开。此外，在传统的VTOL的多旋翼飞行器中，在由于低交互性的多旋翼设置造成的分散升力与集中质量之间通常存在差异，这在相应的飞行器结构上引起较大的载荷水平，因此降低了结构重量效率。此外，在机身前方设置升力面(例如，机翼)和推力产生单元时通常会产生大的头顶质量，这导致在机身内部需要坚固的框架来应对紧急着陆或碰撞情况下的安全要求，因此导致附加的大载荷结构并且结构效率相关联地降低。另外，升力或向前推力产生单元通常设置成它们各自的旋翼盘对飞行器的机舱产生冲击，这在叶片丢失的情况下导致严重的安全风险，因此进一步需要为乘客提供保护装置并且进一步不利地影响重量效率。最后，许多常规的VTOL的多旋翼飞行器使用在中央机身内靠近乘客的不希望的电池位置，即机舱的后方、下方或旁边，这在飞行期间或撞击之后电池突然起火的情况下构成了严重的安全负担。
基于现有技术的限制和缺点，本发明的目的是提供一种新型的多旋翼飞行器，其适于垂直起飞和着陆并能够实现安全运行，特别是通过在实现改进的结构效率的同时为乘客提供自由且安全进出的登机区域。
发明内容
上述目的通过一种适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器来解决，该多旋翼飞行器包括机身、被设置用于在运行中产生推力的推力产生单元组以及包括左舷侧半翼和右舷侧半翼的前掠机翼，左舷侧半翼和右舷侧半翼中的每一个均包括连接至机身的内侧部分和形成翼梢的外侧部分。左舷侧半翼和右舷侧半翼的内侧部分形成中央机翼区域。左舷侧半翼和右舷侧半翼中的每一个均在其翼梢的区域中连接至相关联的外侧机翼吊舱。每个相关联的外侧机翼吊舱支撑推力产生单元组的被设置用于在垂直起飞和着陆期间产生升力的、以不能倾斜的方式安装的至少两个推力产生单元。左舷侧半翼的相关联的外侧机翼吊舱具有第一推力产生单元和第二推力产生单元，第一推力产生单元靠近左舷侧半翼的后缘设置，第二推力产生单元靠近左舷侧半翼的前缘设置。右舷侧半翼的相关联的外侧机翼吊舱具有第三推力产生单元和第四推力产生单元，第三推力产生单元靠近右舷侧半翼的后缘设置，并且第四推力产生单元靠近右舷侧半翼的前缘设置。推力产生单元组的推力产生单元子组在中央机翼区域中靠近前掠机翼的后缘设置以至少在垂直起飞和着陆期间产生升力。
优选地，本发明的多旋翼飞行器的前掠机翼以不能倾斜的方式安装到机身上，并且至少在每个翼梢处经由相关联的机翼吊舱连接至推力产生单元组的基本上产生升力的至少两个推力产生单元，使得在翼梢上设置至少总共四个推力产生单元。这至少四个推力产生单元被设置为主要产生升力，并且推力产生单元组的、形成推力产生单元子组的其他推力产生单元可以被设置为另外产生向前的推力。每个推力产生单元可以由彼此同轴设置的一个或两个(反向旋转的)螺旋桨或旋翼组成。
相对于多旋翼飞行器的横向轴线向前掠的前掠机翼的翼梢优选在多旋翼飞行器的高度方向上设置在机身的下部区域上方的高度处。机身的下部区域优选被安装到前掠机翼的中央机翼区域上，即，安装到前掠机翼的内侧部分上。这种构造允许前掠机翼和前掠机翼的中央机翼区域在多旋翼飞行器的机舱下方通过。因此，多旋翼飞行器可以被认为是低翼飞行器，即，具有低翼设置的旋翼飞行器。
有利地，就多旋翼飞行器的机身而言，与所谓的肩式机翼构造相比，低翼设置可以消除多旋翼飞行器的机舱上方的头顶质量(机翼、推力产生单元和机翼内分配的其他系统物品)。这可以避免在紧急着陆和碰撞情况下对于质量保持能力而言强制要求的围绕整个机舱周围的坚固和沉重的机舱框架。更具体地，低翼设置可以允许容易地接近推力产生单元组的电池和马达。此外，本发明的多旋翼飞行器的低翼设置可以至少在爬升和轴向可见性方面提供改进的向上可见性，但是可能以降低下降的可见性为代价。此外，多旋翼飞行器的低翼设置可以在没有额外重量的情况下调节相关联的起落架的大轨道和短长度。这种构造可以产生改善的地面稳定性，并减小硬着陆情况下的结构载荷。
优选地，左舷侧半翼和右舷侧半翼的内侧部分相对于多旋翼飞行器的横向轴线平行地延伸。左舷侧半翼和右舷侧半翼的外侧部分可以相对于多旋翼飞行器的横向轴线向上倾斜预定的正二面角。这种构造可以导致前掠机翼的翼梢在多旋翼飞行器的高度方向上设置在与多旋翼飞行器的机身的上部区域对应的高度处。
左舷侧半翼和右舷侧半翼的内侧部分的翼弦可以大于左舷侧半翼和右舷侧半翼的外侧部分的翼弦。更具体地，左舷侧半翼和右舷侧半翼的内侧部分和外侧部分分别限定相关联的弦线。外侧部分的弦线可以相对于多旋翼飞行器的横向轴线向前倾斜前掠角，其中该前掠角大于内侧部分的弦线的相应的后掠角。内侧部分的弦线的相应的后掠角可以是正的也可以是负的。
左舷侧半翼和右舷侧半翼中的每一个优选均包括将其内侧部分和外侧部分互连的过渡区域。优选地，内侧机翼吊舱设置在每个过渡区域处，并且推力产生单元子组的推力产生单元可以安装在其上。内侧机翼吊舱可进一步或替代地容纳多旋翼飞行器的起落架，该起落架优选是不可伸缩的轮式。此外，与推力产生单元子组的一个推力产生单元相关联的至少一个旋翼盘可以设置在机身的下部区域，该下部区域也限定多旋翼飞行器的机舱的下部区域。
优选地，推力产生单元子组靠近前掠机翼的后缘设置，前掠机翼的后缘优选设置在多旋翼飞行器的登机区域的相对侧。在多旋翼飞行器的登机区域靠近前掠机翼的后缘设置的构造中，推力产生单元子组可以靠近前掠机翼的前缘设置。
此外，如上所述，推力产生单元组的第一推力产生单元、第二推力产生单元、第三推力产生单元和第四推力产生单元优选设置在左舷侧半翼和右舷侧半翼的翼梢处。更具体地，第一推力产生单元、第二推力产生单元、第三推力产生单元和第四推力产生单元可以被安装到设置在左舷侧半翼和右舷侧半翼的翼梢处的外侧机翼吊舱上。第一推力产生单元、第二推力产生单元、第三推力产生单元和第四推力产生单元的旋翼盘可以在多旋翼飞行器的高度方向上设置在高于多旋翼飞行器的机舱的最上部区域的高度处。此外，第一推力产生单元、第二推力产生单元、第三推力产生单元和第四推力产生单元的电池可以容纳在外侧机翼吊舱内。
更具体地，由于左舷侧半翼和右舷侧半翼的预定的正二面角以及更具体地由于左舷侧半翼和右舷侧半翼的外侧部分的预定的正二面角，第一推力产生单元、第二推力产生单元、第三推力产生单元和第四推力产生单元可以相对于机身的下部区域在多旋翼飞行器的高度方向上设置在高于多旋翼飞行器的机舱的最上部区域的高度处。这种构造可以提供多旋翼飞行器的登机区域，该登机区域完全没有阻碍性和危及生命的推力产生装置的设置。因此，多旋翼飞行器可以确保登机和紧急离开情况下的高安全水平。
更具体地，由于第一推力产生单元、第二推力产生单元、第三推力产生单元和第四推力产生单元相对于机身的下部区域的高度，可以将机身降到更靠近地面来面向所需的间隙，从而避免例如在较恶劣的着陆条件下翼梢撞在地面上。这种构造还可允许较大的可碰撞区域，以改善机身下部区域、中央机翼区域和推力产生单元子组之间的耐撞性。然而，由于机身、推力产生单元子组和地面之间的距离较小，因此优选可以将轮式起落架的尺寸和重量保持得较小和较低。
有利地，可以存在升力相对于多旋翼飞行器的重心的平衡，以实现飞行稳定性。更具体地，在垂直飞行或悬停期间，升力可以由推力产生单元组的第一至第四推力产生单元产生，而在前向飞行期间，升力可以替代地或补充地由前掠机翼提供。在两种飞行情况下，都必须实现由前掠机翼和第一至第四推力产生单元同时提供的升力之间相对于在前掠机翼、基本产生升力的推力产生单元组的推力产生单元处的升力的量所产生的升力中心以及相对于多旋翼飞行器的重心的相应的平衡。因此，可以通过将推力产生单元组中的基本上产生升力的一些推力产生单元在多旋翼飞行器的纵向方向上设置在前掠机翼前方并且将推力产生单元组中的一些推力产生单元设置在机翼后方来实现飞行稳定性。这种构造可以为前掠机翼提供便利的机翼平面形状。
优选地，在推力产生单元子组的基本上产生升力的推力产生单元在内侧部分靠近前掠机翼的后缘设置的情况下，每个外侧部分可以相对于多旋翼飞行器的横向轴线向前倾斜后掠角以确保飞行稳定性。此外，基本上产生升力的推力产生单元的旋翼盘可以设置在机身的下部区域，该下部区域也限定了机身的机舱的下部区域，优选地，中央机翼区域设置在该下部区域。因此，在推力产生单元子组的旋翼爆裂的情况下，多旋翼飞行器的乘员和关键设备将有利地不会受到影响。
中央机翼区域优选通过至少一个连续的主翼梁将左舷侧半翼的内侧部分与右舷侧半翼的内侧部分互连。所述至少一个连续的主翼梁可以仅被容纳在机身的下部区域中，并且优选在碰撞情况下用作破碎结构。通过将推力产生单元组容纳在外侧机翼吊舱和内侧机翼吊舱中，可以有利地将机身的前遮罩表面减小到最小并且可以将多旋翼飞行器的可用机舱容积最大化。
更具体地，诸如推力产生单元、推力产生单元的电池、起落架和乘客等多旋翼飞行器的大的质量体可以沿着前掠机翼的翼展分布，而不是集中在多旋翼飞行器的重心附近。实际上，这可能是多旋翼飞行器的升力分布特性的合乎逻辑和有利的结果。通过将质量体靠近升力分配可以达到最佳的结构效率，这意味着以与分布升力相同的方式分布质量体。结果，升力和质量体都一起分配在机身的下部区域、机身的中央、机翼的中部部分和翼梢处。与常规的有翼非电动交通工具相比，燃料在飞行时间内可能不会改变重量并不会影响交通工具的重心的平衡。因此，可以选择给推力产生单元组分配电池，以便有利地限定便利的平衡特性。机翼吊舱和尾梁可用于容纳电池和起落架。此外，就电池的冷却能力和在碰撞情况下保护乘客免受燃烧的影响而言，将电池设置成至少部分地远离机身被认为是有利的。
根据一个方面，左舷侧半翼和右舷侧半翼中的每一个均包括将其内侧部分和外侧部分互连并与相关联的内侧机翼吊舱连接的过渡区域，其中，中央机翼区域既包括左舷侧半翼的过渡区域，又包括右舷侧半翼的过渡区域，其中左舷侧半翼的相关联的内侧机翼吊舱具有推力产生单元子组的靠近左舷侧半翼的后缘设置的、以不能倾斜的方式安装的第一推力产生单元，并且其中右舷侧半翼的相关联的内侧机翼吊舱具有推力产生单元子组的靠近右舷侧半翼的后缘设置的、以不能倾斜的方式安装的第二推力产生单元。
根据一个方面，推力产生单元子组包括以不能倾斜的方式安装的第五推力产生单元，该第五推力产生单元在中央机翼区域中靠近前掠机翼的后缘设置在飞行器的纵向轴线上。
根据一个方面，左舷侧半翼的外侧部分相对于左舷侧半翼的内侧部分向上倾斜预定的正二面角，并且右舷侧半翼的外侧部分相对于右舷侧半翼的内侧部分向上倾斜预定的正二面角。
根据一个方面，预定的正二面角的值在0°至60°的范围内。
根据一个方面，左舷侧半翼的内侧部分和右舷侧半翼的内侧部分在机身的下部区域处连接至机身，其中，左舷侧半翼和右舷侧半翼的翼梢在多旋翼飞行器的高度方向上设置在与机身的上部区域对应的高度处。
根据一个方面，左舷侧半翼和右舷侧半翼的翼梢连接至小翼。
根据一个方面，至少第一推力产生单元和第三推力产生单元和/或推力产生单元子组的至少一个推力产生单元设置有相关联的罩。
根据一个方面，至少一个相关联的罩是局部罩。
根据一个方面，相关联的罩由前掠机翼形成。
根据一个方面，推力产生单元组的至少一个推力产生单元相对于多旋翼飞行器的长度方向固定地倾斜，以至少在多旋翼飞行器的巡航运行期间产生向前的推力。
根据一个方面，多旋翼飞行器还包括尾翼，其中，推力产生单元组的、相对于多旋翼飞行器的长度方向固定地倾斜的至少一个推力产生单元以不能倾斜的方式安装到尾翼上。
根据一个方面，多旋翼飞行器还包括连接至机身的尾梁，其中尾翼安装到尾梁上。
根据一个方面，多旋翼飞行器还包括形成左舷侧半翼和右舷侧半翼的相关联的内侧机翼吊舱的横梁，其中，尾翼安装到横梁上。
根据一个方面，多旋翼飞行器还包括形成左舷侧半翼和右舷侧半翼的相关联的外侧机翼吊舱的横梁，其中，尾翼安装在横梁上。
根据一方面，多旋翼飞行器适于运送乘客。
有利地，本发明的多旋翼飞行器不仅被设计用于运送乘客，而且还特别适合并适于确认可在市区内运行。此外，本发明的多旋翼飞行器优选能够悬停并且包括分布式推进系统。此外，本发明的升力产生单元的设置允许显著减小本发明的多旋翼飞行器的前部部件和后部部件之间的不利的相互作用。
应注意的是，在本说明书中对旋翼或旋翼结构的引用应同样理解为对螺旋桨和螺旋桨结构的引用，使得本发明的多旋翼飞行器同样可以被实现为多螺旋桨飞行器和/或多螺旋桨和多旋翼的飞行器。
附图说明
在下面的描述中参照附图通过举例概述了本发明的优选实施方式。在这些附图中，相同的或功能相同的部件和元件用相同的附图标记和字符标记，因此，在下面的描述中仅描述一次。
-图1示出了根据一些实施方式的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的俯视图；
-图2示出了图1的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的主视图；
-图3示出了图1和图2的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的侧视图；
-图4示出了根据一些实施方式的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的俯视图；
-图5示出了图4的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的主视图；
-图6示出了根据一些实施方式的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的俯视图；
-图7示出了根据一些实施方式的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的俯视图；
-图8示出了图7的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的主视图；以及
-图9示出了根据一些实施方式的具有推力产生单元组和机翼的多旋翼飞行器的俯视图。
附图标记列表
10-多旋翼飞行器；11-飞行器纵向轴线或长度方向和前向飞行方向；12-飞行器横向轴线或宽度方向；13-飞行器竖直轴线或高度方向和垂直起飞方向；14-起落装置；20-飞行器机身；21-飞行器的下部区域或底部；22-飞行器机舱；23-登机区域；24-飞行器的上部区域或顶部；30-推力产生单元组；31、32、33、34-推力产生单元；35-升力旋翼盘；36-向前或向后的推力旋翼盘；37-推力产生单元子组；40-前掠机翼；41-后缘；42-前缘；43-左舷侧半翼；44-右舷侧半翼；45-内侧部分；46-外侧部分；47-过渡区域；48、49-四分之一弦线；50-尾梁；51-横梁；60-尾翼；61-后平面；62-水平后平面；63-竖直后平面；70-外侧机翼吊舱；71-翼梢；72-内侧机翼吊舱；73-后机翼吊舱；74-中央机翼吊舱；75-小翼；76-局部罩；80-中央机翼区域；α，β-四分之一弦线的后掠角；θ-机翼的外侧部分的二面角。
具体实施方式
图1示出了示例性的多旋翼飞行器10，其适于垂直起飞和着陆并因此设有推力产生单元组30，该推力产生单元组在运行中产生推力以产生升力和向前的推力。以下将多旋翼飞行器10称为“VTOL的多旋翼飞行器10”。
根据一个方面，VTOL的多旋翼飞行器10适于运送乘客，并且示例性地包括形成机舱(图2中的22)的机身20。机身20可以连接至任何合适的起落架，例如滑橇式或轮式起落装置(例如，图2中的起落装置14)。举例来说，单个尾梁50连接至机身20并因此从机身20伸出，并且尾翼60设置在尾梁50的后部部分并且被安装到尾梁50上。
更具体地，机身20优选限定登机区域23，该登机区域至少适于使乘客能够容易且安全地登机。机身20限定支撑结构，该支撑结构示例性地具有在沿纵向轴线11的长度方向上的延伸部、在沿横向轴线12的宽度方向上的延伸部以及在沿着竖直轴线(图2和图3中的13)的高度方向上的延伸部，纵向轴线还示例性地指示VTOL的多旋翼飞行器10的向前飞行方向，竖直轴线还示例性地指示VTOL的多旋翼飞行器10的垂直起飞方向。
根据一个方面，VTOL的多旋翼飞行器10包括前掠机翼40，该前掠机翼示例性地由左舷侧半翼43和右舷侧半翼44形成。前掠机翼40以及因此的左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个均具有后缘41和前缘42。
更具体地，左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个均从机身20沿宽度方向12延伸，并且相应地包括连接至机身20的内侧部分45和形成翼梢71的外侧部分46。示例性地，左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的内侧部分45一起形成中央机翼区域80。内侧部分45可具有比外侧部分46更大的翼弦。
左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的内侧部分45和外侧部分46被示出具有相关联的四分之一弦线48、49。左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的每一个内侧部分45的四分之一弦线48可相对于VTOL的多旋翼飞行器10的横向轴线12向前倾斜正的后掠角β。左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的每一个外侧部分46的四分之一弦线49优选相对于VTOL的多旋翼飞行器10的横向轴线12向前倾斜正的后掠角α。外侧部分46的后掠角α可以大于内侧部分45的后掠角β。正的后掠角α和β限定了前掠机翼40的前掠，这可以有利地用于实现飞行稳定性。
根据一个方面，左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个在其翼梢71的区域中连接至相关联的外侧机翼吊舱70。每个外侧机翼吊舱70优选支撑推力产生单元组30的以不能倾斜的方式安装的两个推力产生单元31、32。
优选地，第一推力产生单元31靠近左舷侧半翼43的后缘41设置，优选地在左舷侧半翼43的后缘41的后方，并且第一推力产生单元32靠近左舷侧半翼43的前缘42设置，优选在左舷侧半翼43的前缘42的前方。同样地，第二推力产生单元31靠近右舷侧半翼44的后缘41设置，优选在右舷侧半翼44的后缘41的后方，并且第二推力产生单元32靠近右舷侧半翼44的前缘42设置，优选在右舷侧半翼44的前缘42的前方。优选地，推力产生单元31、32被设置用于至少在VTOL的多旋翼飞行器10的垂直起飞和着陆期间基本上产生升力。
根据一个方面，推力产生单元组30包括推力产生单元子组37。推力产生单元子组37优选在中央机翼区域80中靠近前掠机翼40的后缘41设置，以至少在VTOL的多旋翼飞行器10的垂直起飞和着陆期间基本上产生升力。
示例性地，左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个均包括将其内侧部分45和外侧部分46互连的过渡区域47。每个过渡区域47可以连接至内侧机翼吊舱72。根据一个方面，中央机翼区域80包括左舷侧半翼43的过渡区域47和右舷侧半翼44的过渡区域47。
优选地，左舷侧半翼43的内侧机翼吊舱72支撑推力产生单元子组37的第一推力产生单元33。该第一推力产生单元33优选以不能倾斜的方式安装到左舷侧半翼43的内侧机翼吊舱71上并靠近左舷侧半翼43的后缘41设置，优选在后缘41的后方，并且旨在主要产生升力。同样地，右舷侧半翼44的内侧机翼吊舱72支撑推力产生单元子组37的第二推力产生单元33。该第二推力产生单元33优选以不能倾斜的方式安装到右舷侧半翼44的内侧机翼吊舱71上并靠近右舷侧半翼44的后缘41设置，优选在后缘41的后方。
根据一个方面，推力产生单元31、32和33包括相关联的旋翼叶片，这些旋翼叶片在旋转时限定相应的旋翼盘35，这些旋翼盘至少基本上平行于由VTOL的多旋翼飞行器10的纵向轴线11和横向轴线12限定的平面设置，使得推力产生单元31、32和33可以至少在VTOL的多旋翼飞行器10的垂直起飞和着陆期间基本上产生升力。优选地，如下所述，提供附加的推力产生单元34以至少在VTOL的多旋翼飞行器10的巡航运行期间产生向前的推力。
更具体地，根据一个方面，尾翼60包括连接至后机翼吊舱73的后平面61。每一个后机翼吊舱73都可以支撑推力产生单元组30的相关联的推力产生单元34，该推力产生单元34包括在旋转时限定相应的旋翼盘36的旋翼叶片。优选地，相应的旋翼盘36以及因此推力产生单元34相对于VTOL的多旋翼飞行器10的长度方向11固定地倾斜并且以不能倾斜的方式安装到尾翼60上。
图2示出了图1的具有推力产生单元组30以及具有机身20和尾翼60的VTOL的多旋翼飞行器10，以进一步示出VTOL的多旋翼飞行器10在高度方向13上的构造，推力产生单元组30包括推力产生单元子组37，尾翼60具有后平面61。VTOL的多旋翼飞行器10示例性地包括登机区域23，该登机区域至少适于乘客登上由机身20形成的机舱22。示例性地，起落装置14在VTOL的多旋翼飞行器10的下部区域21处连接至机身20和机翼40。起落装置14示例性地实施为轮式起落装置。
VTOL的多旋翼飞行器10还包括图1的前掠机翼40，其沿VTOL的多旋翼飞行器10的横向轴线12延伸，并且包括左舷侧半翼43和右舷侧半翼44。左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个均包括连接至机身20的内侧部分45和形成翼梢71的外侧部分46。左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个包括将其内侧部分45和外侧部分46互连的过渡区域47。左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的内侧部分45一起形成中央机翼区域80，并且优选连接至VTOL的多旋翼飞行器10的下部区域21。
优选地，左舷侧半翼43的外侧部分46相对于左舷侧半翼43的内侧部分45向上倾斜预定的正二面角θ。换言之，左舷侧半翼43可以在其过渡区域47处在向上的方向上弯曲，即，可以具有弯折，使得其翼梢71定位成高于其内侧部分45。同样地，右舷侧半翼44的外侧部分46优选相对于右舷侧半翼44的内侧部分45向上倾斜预定的正二面角θ。换言之，右舷侧半翼44可以在其过渡区域47处在向上的方向上弯曲，即，可以具有弯折，使得其翼梢71定位成高于其内侧部分45。
优选地，左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的翼梢71在高度方向13上设置在至少与机身20的上部区域24的高度对应的高度处。这可以通过合适地选择预定的正二面角θ来实现。预定的正二面角θ的值优选在0°至60°的范围内。
更具体地，推力产生单元31、32的在翼梢71处由外侧机翼吊舱70支撑的至少旋翼盘35优选在高度方向13上处于至少与机身20的上部区域24的高度对应的高度。优选地，旋翼盘35在高度方向13上设置为高于外侧机翼吊舱70，即，高于前掠机翼40。
推力产生单元31、32和33的旋翼盘35以及被预先倾斜并固定地安装到尾翼60上的推力产生单元34的旋翼盘36例示了推力产生单元31、32、33和34相对于左舷侧半翼43、右舷侧半翼44、内侧机翼吊舱72、外侧机翼吊舱70和后机翼吊舱73的优选的位置和取向。推力产生单元31、32、33和34的这种优选的位置和取向有利地实现在多旋翼飞行器10的前方靠近前掠机翼40的前缘42提供大而无干扰的登机区域，即，登机区域23。
根据一个方面，外侧机翼吊舱70、内侧机翼吊舱72和/或后机翼吊舱73容纳用于推力产生单元31、32、33和34的电力供应的电池。内侧机翼吊舱72可以可替代地或补充地还容纳VTOL的多旋翼飞行器10的起落装置14的各部分。
应注意的是，外侧机翼吊舱70、内侧机翼吊舱72和后机翼吊舱73以及其中容纳的任何部件的特定构造可以被确定成使得作为飞行器设计的主要结构问题的相对较大的质量体沿前掠机翼40的跨度分布，而不是集中在VTOL的多旋翼飞行器10的重心附近。然而，由于适当的确定被认为是本领域技术人员的公知常识，因此对其未进行详细描述。
根据一个方面，尾翼60的后平面61相对于VTOL的多旋翼飞行器10的高度方向13倾斜。示例性地，后平面61形成V形尾部，与其他常规的尾翼构造相比，该V形尾部可产生更少的阻力和重量。然而，应注意的是，同样考虑了后平面61的替代构造，例如，倒V形尾部、T形尾部、十字形等。
图3示出了图1和图2的具有机身20和至少适于乘客登机的登机区域23的VTOL的多旋翼飞行器10以及连接至VTOL的多旋翼飞行器10的下部区域21的起落装置14。VTOL的多旋翼飞行器10包括具有推力产生单元子组37的推力产生单元组30、从其仅右舷侧半翼44可见的前掠机翼40、单个尾梁50以及安装在尾梁50的后部部分的尾翼60。
更具体地，图3进一步示出了在翼梢71处由外侧机翼吊舱70支撑的推力产生单元31、32的旋翼盘35在高度方向13上设置在至少与机身20的上部区域24的高度对应的高度处。特别地，示出了旋翼盘35在高度方向13上在外侧机翼吊舱70上方(即，在前掠机翼40的上方)的设置。这种设置使登机区域23能够被提供成使得其没有与推力产生单元组30相关联的阻碍性并可能危及生命的部件。因此，VTOL的多旋翼飞行器10确保了登机和紧急情况下的高安全水平。
此外，进一步示出了推力产生单元子组37的推力产生单元33的示例性设置。更具体地，优选靠近前掠机翼40的后缘41设置并由设置在右舷侧半翼44的过渡区域47中的内侧机翼吊舱72支撑的推力产生单元33优选设置在右舷侧半翼44下方。更具体地，推力产生单元33优选在高度方向13上设置在至多与机身20的下部区域21的高度对应的高度处。
此外，还示出了推力产生单元34的旋翼盘36以及因此推力产生单元34的倾斜度，推力产生单元34相对于VTOL的多旋翼飞行器10的长度方向11固定地倾斜并且以不能倾斜的方式安装到尾翼60上。因此，显然，推力产生单元34基本上用于在VTOL的多旋翼飞行器10运行时产生用于向前飞行的向前的推力。
图4示出了图1至图3的VTOL的多旋翼飞行器10，其具有机身20、包括推力产生单元子组37的推力产生单元组30、包括左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的前掠机翼40以及尾翼60。左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个均包括内侧部分45和外侧部分46，它们分别在相关联的过渡区域47处互连。机身20形成机舱22，登机区域23邻接机舱22设置。
然而，与图1至图3相比，VTOL的多旋翼飞行器10现在示例性地设置有两个横梁51，而不是图1至图3中的单个尾梁50。因此，现在将尾翼60示例性地安装到两个横梁51上。
更具体地，横梁51中的第一横梁示例性地安装到左舷侧半翼43的过渡区域47上，而横梁51中的第二横梁示例性地安装到右舷侧半翼44的过渡区域47上。横梁51示例性地实现根据图1至图3设置在过渡区域47处的内侧机翼吊舱72。因此，横梁51优选支撑推力产生单元子组37的推力产生单元33，它们示例性地设置在横梁51的下方。
此外，每个横梁51优选连接至相关联的竖直后平面63，该竖直后平面优选设置在对应的一个横梁51的相应的后部部分处，并连接至支撑一个推力产生单元34的相关联的一个后机舱吊舱73。竖直后平面63优选通过水平后平面62互连。
图5示出了图4的VTOL的多旋翼飞行器10，以进一步示出尾翼60，根据图4，尾翼60包括竖直平面63和水平平面62。示例性地，每个后机翼吊舱73将一个竖直平面63连接至水平平面62。
图6示出了图1至图3的VTOL的多旋翼飞行器10，其具有机身20、包括推力产生单元子组37的推力产生单元组30、包括左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的前掠机翼40以及尾翼60。左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个包括内侧部分45和外侧部分46，它们分别在相关联的过渡区域47处互连。机身20形成机舱22，登机区域23邻接机舱22设置。
然而，与图1至图3相比，VTOL的多旋翼飞行器10现在示例性地设置有两个横梁51，而不是图1至图3中的单个尾梁50。因此，现在将尾翼60示例性地安装到两个横梁51上。
更具体地，横梁51中的第一横梁示例性地安装在左舷侧半翼43的翼梢71处，而横梁51中的第二横梁示例性地安装在右舷侧半翼44的翼梢71处。横梁51示例性地实现根据图1至图3设置在翼梢71处的外侧机翼吊舱70。
因此，横梁51优选支撑推力产生单元组30的推力产生单元31、32。示例性地，推力产生单元31设置在横梁51下方，而推力产生单元31设置在横梁51上方。
此外，根据图4和图5，每个横梁51优选连接至相关联的竖直后平面63，该竖直后平面优选设置在对应的一个横梁51的相应的后部部分处，并连接至支撑一个推力产生单元34的相关联的一个后机舱吊舱73。每个竖直后平面63优选连接至单独的水平平面62。换言之，与图4和图5相比，竖直后平面63优选不通过单个水平后平面互连。
图7示出了图4和图5的VTOL的多旋翼飞行器10，其具有机身20、包括推力产生单元子组37的推力产生单元组30、包括左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的前掠机翼40、两个横梁51以及尾翼60。左舷侧半翼43和右舷侧半翼44中的每一个均包括相应的内侧部分45，这两个内侧部分形成中央机翼区域80。
然而，与图4和图5相比，VTOL的多旋翼飞行器10的推力产生单元子组37现在仅包括图4和图5的两个推力产生单元33中的单个推力产生单元。两个推力产生单元33中的单个推力产生单元优选由相关联的中央机翼吊舱74支撑，而不是由两个横梁51支撑。根据一个方面，两个推力产生单元33中的单个推力产生单元设置有相关联的罩76，其示例性地通过内侧部分45实施为局部罩。
同样地，推力产生单元组30的设置在前掠机翼40的翼梢71处的推力产生单元31也可以设置有相关联的罩76。例如，这些罩76由前掠机翼40实现。
此外，同样与图4和图5不同，根据一个方面，左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的翼梢71现在设置有小翼75。然而，应注意的是，小翼75可以应用于图1至图9中任意一个图中所示的VTOL的多旋翼飞行器10的每种构造。
而且，同样与图4和图5不同，现在横梁51优选通过根据图1至图3的后平面61互连，但是，与图1至图3不同，该后平面现在以倒V形尾部构造设置。因此，现在仅单个后机翼吊舱73设置在由后平面61以倒V形尾部构造形成的相应的末梢处。该单个后机翼吊舱73示例性地仅支撑推力产生单元组30的单个推力产生单元34。
图8示出了图7的VTOL的多旋翼飞行器10，以进一步示出尾翼60，根据图7，尾翼60包括呈倒V形尾部构造的后平面61。图8还进一步示出了支撑单个推力产生单元34的单个后机翼吊舱73。
图9示出了图4和图5的VTOL的多旋翼飞行器10，其具有机身20、包括推力产生单元子组37的推力产生单元组30、包括左舷侧半翼43和右舷侧半翼44的前掠机翼40、两个横梁51和尾翼60。尾翼60安装到构成内侧机翼吊舱72的横梁51上。每个横梁51均连接至一个竖直后平面63，竖直后平面优选通过水平后平面62互连。每个竖直后平面63设置有相关联的后机翼吊舱73。
然而，与图4和图5相比，VTOL的多旋翼飞行器10的推力产生单元子组37的推力产生单元33现在由后机翼吊舱73支撑，而推力产生单元组30的被设置用于在运行中产生向前的推力的推力产生单元34现在由设置在前掠机翼40的过渡区域47处的内侧机翼吊舱72支撑。更具体地，推力产生单元34靠近前掠机翼40的前缘42设置，优选在前掠机翼40的前方。这种构造有利地通过至少将VTOL的多旋翼飞行器10的登机区域23基本上设置在中央机翼区域80中的前掠机翼的前缘41上来实现。
应注意的是，在图1至图6以及图8和图9中，恰好示出了八个推力产生单元。随后，关于图7和图8，仅示出了六个推力产生单元。因此，应清楚的是，本发明的VTOL的多旋翼飞行器10优选至少包括推力产生单元，但是可以根据预期的(对于应用特定的)实现方式、特别是相对于登机区域23，具有多于或少于八个推力产生单元。此外，如图1至图6以及图8和图9所示，推力产生单元子组37优选包括两个推力产生单元，但是如图6和图7示例性所示，可替代地包括多于或少于两个推力产生单元。

Claims (15)

1.一种适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器(10)，其包括机身(20)、被设置用于在运行中产生推力的推力产生单元组(30)以及包括左舷侧半翼(43)和右舷侧半翼(44)的前掠机翼(40)，所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)中的每一个均包括连接至所述机身(20)的内侧部分(45)和形成翼梢(71)的外侧部分(46)，其中所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)的所述内侧部分(45)形成中央机翼区域(80)，
其中，所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)中的每一个均在其翼梢(71)的区域中连接至相关联的外侧机翼吊舱(70)，其中每个相关联的外侧机翼吊舱(70)支撑所述推力产生单元组(30)的被设置用于至少在垂直起飞和着陆期间产生升力的、以不能倾斜的方式安装的至少两个推力产生单元(31，32)，
其中，所述左舷侧半翼(43)的相关联的外侧机翼吊舱(70)设置有第一推力产生单元(31)和第二推力产生单元(32)，所述第一推力产生单元(31)靠近所述左舷侧半翼(43)的后缘(41)设置，并且所述第二推力产生单元(32)靠近所述左舷侧半翼(43)的前缘(42)设置，
其中，所述右舷侧半翼(44)的相关联的外侧机翼吊舱(70)设置有第三推力产生单元(31)和第四推力产生单元(32)，所述第三推力产生单元(31)靠近所述右舷侧半翼(44)的后缘(41)设置，并且所述第四推力产生单元(32)靠近所述右舷侧半翼(44)的前缘(42)设置，并且
其中，所述推力产生单元组(30)的推力产生单元子组(37)在所述中央机翼区域(80)中靠近所述前掠机翼(40)的后缘(41)设置，以至少在垂直起飞和着陆期间产生升力。
2.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)中的每一个均包括将其内侧部分(45)和外侧部分(46)互连并与相关联的内侧机翼吊舱(72)连接的过渡区域(47)，其中所述中央机翼区域(80)既包括所述左舷侧半翼(43)的过渡区域(47)，又包括所述右舷侧半翼(44)的过渡区域(47)，其中所述左舷侧半翼(43)的相关联的内侧机翼吊舱(72)设置有所述推力产生单元子组(37)的靠近所述左舷侧半翼(43)的后缘(41)设置的、以不能倾斜的方式安装的第一推力产生单元(33)，并且其中所述右舷侧半翼(44)的相关联的内侧机翼吊舱(72)设置有所述推力产生单元子组(37)的靠近所述右舷侧半翼(43)的后缘(41)设置的、以不能倾斜的方式安装的第二推力产生单元(33)。
3.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，所述推力产生单元子组(37)包括以不能倾斜的方式安装的第五推力产生单元(33)，所述第五推力产生单元在所述中央机翼区域(80)中靠近所述前掠机翼(40)的后缘(41)设置在所述飞行器(10)的纵向轴线(11)上。
4.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，所述左舷侧半翼(43)的外侧部分(46)相对于所述左舷侧半翼(43)的内侧部分(45)向上倾斜预定的正二面角(θ)，并且所述右舷侧半翼(44)的外侧部分(46)相对于所述右舷侧半翼(44)的内侧部分(45)向上倾斜预定的正二面角(θ)。
5.根据权利要求4所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，所述预定的正二面角(θ)的值在0°至60°的范围内。
6.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，所述左舷侧半翼(43)的内侧部分(45)和所述右舷侧半翼(44)的内侧部分(45)在所述机身(20)的下部区域(21)处连接至所述机身(20)，并且其中所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)的翼梢(71)在所述多旋翼飞行器(10)的高度方向(13)上设置在与所述机身(20)的上部区域(24)对应的高度处。
7.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)的翼梢(71)连接至小翼(75)。
8.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，至少所述第一推力产生单元和所述第三推力产生单元(31)和/或所述推力产生单元子组(37)的至少一个推力产生单元(33)设置有相关联的罩(76)。
9.根据权利要求8所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，至少一个相关联的罩(76)是局部罩。
10.根据权利要求8所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，相关联的罩(76)由前掠机翼(40)形成。
11.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器(10)，
其中，所述推力产生单元组(30)的至少一个推力产生单元(34)相对于所述多旋翼飞行器(10)的纵向轴线(11)固定地倾斜，以至少在所述多旋翼飞行器(10)的巡航运行期间产生向前的推力。
12.根据权利要求11所述的多旋翼飞行器(10)，其还包括尾翼(60)，其中所述推力产生单元组(30)的、相对于所述多旋翼飞行器(10)的纵向轴线(11)固定地倾斜的所述至少一个推力产生单元(34)以不能倾斜的方式安装到所述尾翼(60)上。
13.根据权利要求12所述的多旋翼飞行器(10)，其还包括连接至所述机身(20)的尾梁(50)，其中所述尾翼(60)安装到所述尾梁(50)上。
14.根据权利要求12所述的多旋翼飞行器(10)，其中，所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)中的每一个均包括将其内侧部分(45)和外侧部分(46)互连并与相关联的内侧机翼吊舱(72)连接的过渡区域(47)，其中所述中央机翼区域(80)既包括所述左舷侧半翼(43)的过渡区域(47)，又包括所述右舷侧半翼(44)的过渡区域(47)，其中所述左舷侧半翼(43)的相关联的内侧机翼吊舱(72)设置有所述推力产生单元子组(37)的靠近所述左舷侧半翼(43)的后缘(41)设置的、以不能倾斜的方式安装的第一推力产生单元(33)，并且其中所述右舷侧半翼(44)的相关联的内侧机翼吊舱(72)设置有所述推力产生单元子组(37)的靠近所述右舷侧半翼(43)的后缘(41)设置的、以不能倾斜的方式安装的第二推力产生单元(33)，所述多旋翼飞行器还包括形成所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)的相关联的内侧机翼吊舱(72)的横梁(51)，其中所述尾翼(60)安装到所述横梁(51)上。
15.根据权利要求12所述的多旋翼飞行器(10)，其中，所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)中的每一个均包括将其内侧部分(45)和外侧部分(46)互连并与相关联的内侧机翼吊舱(72)连接的过渡区域(47)，其中所述中央机翼区域(80)既包括所述左舷侧半翼(43)的过渡区域(47)，又包括所述右舷侧半翼(44)的过渡区域(47)，其中所述左舷侧半翼(43)的相关联的内侧机翼吊舱(72)设置有所述推力产生单元子组(37)的靠近所述左舷侧半翼(43)的后缘(41)设置的、以不能倾斜的方式安装的第一推力产生单元(33)，并且其中所述右舷侧半翼(44)的相关联的内侧机翼吊舱(72)设置有所述推力产生单元子组(37)的靠近所述右舷侧半翼(43)的后缘(41)设置的、以不能倾斜的方式安装的第二推力产生单元(33)，所述多旋翼飞行器还包括形成所述左舷侧半翼(43)和所述右舷侧半翼(44)的相关联的外侧机翼吊舱(71)的横梁(51)，其中所述尾翼(60)安装到所述横梁(51)上。
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