CN114072335B - 用于多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构以及控制这种结构的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构，该电力推进结构包括：‑四个发电机(G1‑G4)；‑四个旋翼对(R1_2‑R2_1；R3_4‑R4_3；R5_6‑R6_5；R7_8‑R8_7)；‑对于每个旋翼，具有第一电动马达(106a‑h)和第二电动马达(108a‑h)，第一电动马达被配置为在激活模式下运行，第二电动马达被配置为处于待机模式，并且在故障情况下能够以激活模式运行；以及联接到所述电动马达的螺旋桨(110a‑h)，其中，对于每个旋翼对，发电机中的一个向第一电动马达供电，并且发电机中的另一个向第二电动马达供电，并且其中，所述旋翼形成对向旋翼(R1_2‑R6_5；R2_1‑R5_6；R3_4‑R8_7；R4_3‑R7_8)，并且对于每个对向旋翼，所述电动马达分别由四个发电机中的一个进行供电，使得四个发电机向每个对向旋翼中的旋翼的所述电动马达供电。

Description

用于多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构以及控制这种结 构的方法
技术领域
本发明涉及一种用于多旋翼垂直起降(Vertical Take-Off and Landing，VTOL)飞行器的电力推进结构，该电力推进结构包括直升机的每个旋翼的至少两个电动马达，一个电动马达在激活模式下运行，另一个电动马达在待机模式下运行，并且涉及一种用于控制这种结构的方法。
背景技术
现有技术特别是包括文献US-A1-2017/203839、EP-A1-3208909和WO-A1-2017/114643。
已知飞行器可以在城市地区使用。然而，飞行器的这种使用在安全以及污染物和噪音排放方面提出了严格的目标。
单旋翼直升机包括用于该旋翼的单个电动马达，并且具有垂直起降能力。然而，这些直升机的传统结构不符合安全和排放目标。结构是对装置的定义。
然而，这种直升机的分布式推进结构对于确保在故障情况下实现目标必不可少。此外，这种直升机的配电对于质量问题是必要的。
还存在多旋翼飞行器，该多旋翼飞行器的每个旋翼包括一个电动马达。
然而，这些飞行器的每个旋翼包括一个电动马达的传统结构使得对双重电气故障不具有鲁棒性。
此外，对直升机或飞行器的电气网络中的重配置增加了直升机或飞行器的电气核心中的分配元件的数量，特别是增加了接触器。这导致增加了直升机或飞行器的电力推进系统的复杂度和质量。
本发明的目的是提出一种解决方案，使得能够弥补这些缺点中的至少一些缺点。
特别地，本发明提出了一种电力推进的多旋翼垂直起降飞行器，该多旋翼垂直起降飞行器能够满足城市环境中的安全以及污染物和噪声排放的要求。
发明内容
为了解决重量和双重电气故障的问题，本发明提出了一种多旋翼垂直起降飞行器，该飞行器的每个旋翼包括一个以上的电动马达。有利地，本发明没有提出对电力推进系统进行繁重和复杂的重新配置。
为此，本发明涉及一种用于多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构，所述电力推进结构包括：
-至少四个发电机，
-至少四个旋翼对，
-对于每个旋翼，具有第一电动马达和第二电动马达，所述第一电动马达被配置为在激活模式下运行，并且所述第二电动马达被配置为处于待机模式，并且能够在故障情况下以激活模式运行，
-对于每个旋翼，具有联接到所述第一电动马达和所述第二电动马达的螺旋桨，使得在运行期间所述第一电动马达驱动所述螺旋桨，
其中，对于每个旋翼对，所述发电机中的一个向一个旋翼对中的旋翼的所述第一电动马达供电，并且所述发电机中的另一个向一个旋翼对中的旋翼的所述第二电动马达供电，
并且其中，所述旋翼形成对向旋翼，并且对于每个对向旋翼，每个对向旋翼中的旋翼的所述第一电动马达和所述第二电动马达分别由所述四个发电机中的一个进行供电，使得所述四个发电机向每个对向旋翼中的旋翼的所述第一电动马达和所述第二电动马达供电。
根据本发明，一个旋翼对包括两个旋翼，两个旋翼与同一电源配对，在这种情况下是与两个发电机配对。
根据本发明，一个对向旋翼包括其螺旋桨以相反的方向旋转的两个旋翼。
有利地，在根据本发明的结构中，每个旋翼适于由两个电动马达进行供电。事实上，第一电动马达在额定运行时向旋翼供电，第二电动马达适于在运行恶化时向旋翼供电。
因此，根据本发明的结构被称为“双马达旋翼”结构，意味着每个旋翼具有两个马达的结构。
根据本发明，每个旋翼可以由两个发电机进行供电，并且每个旋翼对可以由两个发电机进行供电。
八个旋翼被分为四个对向旋翼，每个对向旋翼由所述四个发电机进行供电。因此，由单个发电机进行供电的四个电动马达可以属于四个不同的对向旋翼。
第一电动马达在激活模式下运行，并且第二电动马达处于待机模式。第二电动马达能够在额定模式下运行，即，在故障的情况下，可以通过使第二电动马达退出待机模式而激活第二电动马达。
在激活模式下，电动马达向旋翼供电。
在待机模式下，电动马达不向旋翼供电。
与提供主动冗余的具有处于激活模式的两个电动马达的配置相比，利用处于激活模式的一个电动马达和处于待机模式的一个电动马达向旋翼供电使得能够在冗余动力链之间提供更好的分离，并且提升对故障的可检测性，特别是当介于伺服回路之内的冗余致动器被添加在力或转矩上时。
在旋翼的第一电动马达、旋翼或发电机发生故障的情况下，每个旋翼的第二电动马达可以切换成在激活模式下运行。因此，在结构中发生故障的情况下，所有的第二电动马达都退出待机模式并且被激活。
在这种情况下，在操作期间，第一电动马达和第二电动马达驱动螺旋桨。
因此，在故障的情况下，有利地存在所有电动马达的双重激活，这使得不用切换电源就可以实现对双重电气故障的鲁棒性。
特别地，装配有根据本发明的结构的飞行器可以在损失一个旋翼、甚至两个配对的旋翼的情况下继续飞行。
这有利地使得飞行器能够在恶化的情况下完成飞行，而不必将电动马达设计地过大或将安装在飞行器上的电源加倍。
根据本发明，旋翼形成对向旋翼，每个对向旋翼由多个，例如四个发电机提供电能，其中，所述发电机是分开的。
这有利地能够实现对单次电气故障的额定性能的鲁棒性，以及对双重电气故障或旋翼损失的恶化性能的鲁棒性。这还能够通过对动力通道进行隔离而避免重配置，以及通过额定运行中的被动冗余实现最小化的故障共模。
有利地，在动力链之间，即在发电机和旋翼的电动马达之间，存在完全的电气隔离。因此，在一个电源和另一个电源之间，即在多个发电机之间或在多个电动马达之间，不存在电能的转移。事实上，由多个发电机形成的动力通道之间没有接触，没有相互连接。
这种结构还可以包括向发电机供电的电能存储装置，或者在涡轮发电机的情况下，包括化学能量存储装置。
发电机可以包括至少一个电池、燃料电池、或涡轮发电机。
每个旋翼的第一电动马达和第二电动马达可以具有不同的尺寸。特别地，第一电动马达和第二电动马达可以具有不同的功率。例如，第二电动马达的功率可以在第一电动马达的功率的50％至80％之间，特别是约为第一电动马达的功率的60％。
因此，向同一旋翼供电的两个电动马达的功率不对称。
这有利地能够消除由于电动马达的冗余而产生的质量的缺点。
第一电动马达和第二电动马达可以彼此分开。替代地，第一电动马达和第二电动马达彼此不分开。
一个旋翼对的旋翼可以在飞行器中成对角地相对布置。
对向旋翼可以在飞行器中以中心对称的方式成对角地相对布置。
对向旋翼的这种特殊定位方式使得在结构中发生故障的情况下，能够对故障进行补偿并且平衡结构内的功率，从而使得飞行器能够完成其飞行。
该结构还可以包括连接在每个发电机和由该发电机供电的电动马达之间的通信总线。
这种通信总线使得来自发电机的功率被分配到由该发电机驱动的电动马达中。
本发明还涉及一种用于多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构，该电力推进结构包括：
-N个发电机，N为大于或等于2的整数，
-N个旋翼对，
-对于每个旋翼，具有第一电动马达和第二电动马达，所述第一电动马达被配置为在激活模式下运行，并且所述第二电动马达被配置为处于待机模式，并且能够在故障情况下以激活模式运行，以及
-对于每个旋翼，具有联接到所述第一电动马达和所述第二电动马达的螺旋桨，使得在运行期间所述第一电动马达驱动所述螺旋桨，
其中，对于每个旋翼对，所述N个发电机中的一个向一个旋翼对中的旋翼的所述第一电动马达供电，并且所述N个发电机中的另一个向一个旋翼对中的旋翼的所述第二电动马达供电，
并且其中，所述旋翼形成对向旋翼，并且对于每个对向旋翼，每个对向旋翼中的旋翼的所述第一电动马达和所述第二电动马达分别由所述N个发电机中的一个进行供电，使得所述N个发电机向每个对向旋翼中的旋翼的所述第一电动马达和所述第二电动马达供电。
在旋翼的第一电动马达、旋翼或发电机发生故障的情况下，每个旋翼的所述第二电动马达被配置为在激活模式下运行。在这种情况下，在运行期间，所述第一电动马达和所述第二电动马达驱动所述螺旋桨。
本发明还涉及一种多旋翼的垂直起降飞行器，包括：根据本发明的电力推进结构。
本发明还涉及一种用于控制根据本发明的多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构的方法，所述方法包括以下步骤，对于每个旋翼：
-使所述第一电动马达在激活模式下运行，以及
-使所述第二电动马达在待机模式下运行。
根据本发明所述的方法还可以包括以下步骤：在旋翼的第一电动马达、旋翼或发电机故障的情况下，使每个旋翼的所述第二电动马达退出在待机模式下的运行，随后使每个旋翼的所述第二电动马达在激活模式下运行。
因此，在运行恶化的情况下，激活处于待机模式的所有的第二电动马达以对恶化的情况进行补偿。
因此，本发明使得在发生故障的情况下，能够容易确认造成故障的动力通道。这使得对结构中的故障进行检测和隔离变得更加容易。
附图说明
根据以下通过非限制性示例并参照附图所作的描述，本发明将被更好地理解，并且本发明的其他细节、特征和优点将变得更清楚，在附图中：
图1示出了根据本发明实施例的一种用于多旋翼VTOL飞行器的电力推进结构，此示例中为八旋翼直升机(octocopter)的每个旋翼具有双马达的结构，
图2示出了用于图1的八旋翼直升机的每个旋翼具有双马达的结构的旋翼的一种配置，
图3示出了用于图1的八旋翼直升机的每个旋翼具有双马达的结构的旋翼的另一种配置，
图4示出了用于图1的八旋翼直升机的每个旋翼具有双马达的结构的旋翼的视图，以及
图5示出了用于图1的八旋翼直升机的每个旋翼具有双马达的结构的发电机的视图，
在不同实施例中具有相同功能的元件在图中具有相同的附图标记。
具体实施方式
图1示出了用于多旋翼VTOL飞行器的电力推进结构，并且更准确地，示出了用于八旋翼飞行器(即，具有八个提升旋翼的飞行器)的电力推进结构。
该结构包括向发电机G1-G4供电的电能存储装置102，此示例中发电机为四个。
发电机G1-G4可以是电池，或者是燃料电池，或者是涡轮发电机。
发电机G1-G4连接到通信总线104a-d。
该结构在此示例中包括R1_2、R2_1、R3_4、R4_3、R5_6、R6_5、R7_8和R8_7，共8个旋翼。每个旋翼包括两个电动马达106a-h和108a-h，以及螺旋桨110a-h。螺旋桨联接到旋翼的电动马达上，使得在运行期间，第一电动马达106a-h驱动螺旋桨。
电动马达连接到发电机，使得在运行期间，所述发电机特别是通过通信总线向所述电动马达供电。因此，每个电动马达由发电机供电。
特别地，通信总线104a连接在发电机G1和由该发电机进行供电的电动马达106a、106b、108c、108d之间。
通信总线104b连接在发电机G2和由该发电机进行供电的电动马达106c-d、108e-f之间。
通信总线104c连接在发电机G3和由该发电机进行供电的电动马达106e-f、108g-h之间。
并且最后，通信总线104d连接在发电机G4和由该发电机进行供电的电动马达106g-h、108a-b之间。
每个旋翼的第一电动马达在激活模式下运行，并且每个旋翼的第二电动马达处于待机模式。因此，每个旋翼由处于激活模式的第一电动马达供电。
将八个旋翼分成如下的旋翼对：R1_2-R2_1、R3_4-R4_3、R5_6-R6_5和R7_8-R8_7。对于每个旋翼对，一个旋翼对中的旋翼的第一电动马达由发电机中的一个进行供电，并且一个旋翼对中的旋翼的第二电动马达由发电机中的另一个进行供电。
例如，旋翼对R1_2-R2_1中的第一电动马达106a-b由发电机G1进行供电，并且旋翼对R1_2-R2_1中的第二电动马达108a-b由发电机G4进行供电。
类似地，旋翼对R3_4-R4_3的第一电动马达106c-d由发电机G2进行供电，并且旋翼对R3_4-R4_3的第二电动马达108c-d由发电机G1进行供电；旋翼对R5_6-R6_5的第一电动马达106e-f由发电机G3进行供电，并且旋翼对R5_6-R6_5中的第二电动马达108e-f由发电机G2进行供电；旋翼对R7_8-R8_7的第一电动马达106g-h由发电机G4进行供电，并且旋翼对R7_8-R8_7中的第二电动马达108g-h由发电机G3进行供电。
八个旋翼被分成四个对向旋翼，每个对向旋翼由四个发电机进行供电。例如，旋翼R1_2和R6_5形成由发电机G1-G4供电的对向旋翼。类似地，旋翼R2_1和R5_6形成由发电机G1-G4供电的对向旋翼；旋翼R8_7和R3_4形成由发电机G1-G4供电的对向旋翼；旋翼R7_8和R4_3形成由发电机G1-G4供电的对向旋翼。
对向旋翼能够以中心对称的方式成对角地相对。例如，如图2和图3所示，对向旋翼R1_2-R6_5与对向旋翼R5_6-R2_1相对；对向旋翼R3_4-R8_7与对向旋翼R4_3-R7_8相对。
旋翼对中的旋翼可以成对角地相对并且具有相反的旋转方向。例如，如图2和图3所示，旋翼对R1_2-R2_1、R3_4-R4_3、R5_6-R6_5和R7_8-R8_7彼此成对角地相对。
每个旋翼可以由两个发电机进行供电，每个发电机向旋翼的一个电动马达供电。每个旋翼对可以由两个发电机进行供电。例如，旋翼R1_2和R2_1形成由发电机G1和G4进行供电的旋翼对。类似地，旋翼R3_4和R4_3形成由发电机G1和G2进行供电的旋翼对；旋翼R5_6和R6_5形成由发电机G2和G3进行供电的旋翼对；旋翼R7_8和R8_7形成由发电机G3和G4进行供电的旋翼对。
由一个发电机进行供电的四个电动马达可以属于四个不同的对向旋翼。例如，发电机G1向四个对向旋翼R1_2-R6_5、R2_1-R5_6、R3_4-R8_7和R4_3-R7_8中的每个对向旋翼中的一个电动马达供电。类似地，发电机G2向四个对向旋翼R3_4-R8_7、R4_3-R7_8、R5_6-R2_1和R6_5-R1_2中的每个对向旋翼中的一个电动马达供电；发电机G3向四个对向旋翼R5_6-R2_1、R6_5-R1_2、R7_8-R4_3和R8_7-R3_4中的每个对向旋翼中的一个电动马达供电；发电机G4向四个对向旋翼R7_8-R4_3、R8_7-R3_4、R1_2-R6_5和R2_1-R5_6中的每个对向旋翼中的一个电动马达供电。
一个旋翼由两个电动马达进行供电，第一电动马达处于激活模式，并且第二电动马达处于待机模式。
在额定工作中，只有处于激活模式的第一电动马达向旋翼供电。
在第一电动马达、旋翼或发电机发生故障的情况下，存在电动马达的双重激活。换句话说，在发生故障时，每个旋翼可以由两个电动马达进行供电。更准确地说，为了对处于激活模式的电动马达对旋翼的供电的损失进行补偿，所有处于“待机”模式的电动马达都被激活并且由相关的发电机进行供电。因此，在故障的情况下，电动马达在激活/激活模式下运行，而不再处于激活/待机模式。
处于激活模式和待机模式的电动马达由两个分离的发电机供电。因此，发电机的损失并不意味着任一旋翼的损失。实际上，在发电机G1损失的情况下，电动马达108a-b向旋翼R1_2和R2_1供电，并且电动马达106c-d向旋翼R3_4和R4_3供电。在发电机G2损失的情况下，电动马达108c-d向旋翼R3_4和R4_3供电，并且电动马达106e-f向旋翼R5_6和R6_5供电。在发电机G3损失的情况下，电动马达108e-f向旋翼R5_6和R6_5供电，并且电动马达106g-g向旋翼R7_8和R8_7供电。在发电机G4损失的情况下，电动马达108g-h向旋翼R7_8和R8_7供电，并且电动马达106a-b向旋翼R1_2和R2_1供电。
图4从旋翼(例如旋翼R1_2)的角度示出了所述结构。
旋翼R1_2连接到电动马达106a、108a，并且在额定工作中仅由电动马达106a进行供电。在故障的情况下，即，在恶化的情况下，旋翼R1_2由第一电动马达106a和第二电动马达108a进行供电。发电机G1向第一电动马达106a供电，同时发电机G4向第二电动马达108a供电。发电机G1和G4是分开的。因此，一个电动马达由单个发电机进行供电。
第一电动马达106a在激活模式下运行，并且第二电动马达108a在待机模式下运行。
在结构中发生故障的情况下，第二电动马达108a切换到激活模式，并且由此以额定速度运行。因此，旋翼R1_2在电动马达或发电机损失的情况下继续运行。
对处于待机模式的电动马达的尺寸进行设置，以确保VTOL应用对双重电气故障的鲁棒性。
对在待机模式下运行的电动马达的尺寸进行设置，以提供旋翼所需的额外功率来维持飞行器的力和力矩的平衡。
特别地，第二电动马达108a-h可以适于传递由第一电动马达106a-h传递的功率的50％至80％之间的功率，特别是适于传递约为第一电动马达传递的功率的60％的功率。
发电机可以向多个，例如四个电动马达供电。
在额定运行中，发电机向处于激活模式的两个电动马达供电。
在故障的情况下，发电机最多可以向处于激活模式的两个电动马达以及由待机模式切换到激活模式的两个电动马达供电。
发电机为旋翼供电，旋翼的特点是中心对称的相对位置以及相反的旋转方向。因此，发电机向彼此成对角地布置的一个旋翼对供电。
在发生故障时，一个发电机的功率不能转移到其他旋翼，因为发电机是分开的。
图5示出了所述结构中的发电机的视图，例如发电机G1。
在额定运行中，发电机G1经由通信总线104a向旋翼R1_2的处于激活模式的第一电动马达106a以及旋翼R2_1的处于激活模式的第一电动马达106b供电。在运行恶化的情况下，发电机G1经由通信总线104a向从待机模式切换到激活模式的旋翼R3_4的第二电动马达108c和旋翼R4_3的第二电动马达108d供电。
本发明还涉及一种用于控制根据本发明的所述结构的方法。
该方法包括：对于每个旋翼R1_2、R2_1、R3_4、R4_3、R5_6、R6_5、R7_8和R8_7，使旋翼的第一电动马达106a-h在激活模式下运行的步骤，以及使所述旋翼的第二电动马达108a-h在待机模式下运行的步骤。
在电动马达、旋翼或发电机故障的情况下，该方法可以包括：使所有旋翼的第二电动马达退出待机模式的步骤，以及随后的使所有的第二电动马达在激活模式下运行的步骤。
例如，在旋翼R1_2的电动马达106a发生故障的情况下，电动马达108a退出待机模式并且转变为激活运行模式，以补偿电动马达106a的损失。在这种情况下，第二电动马达108b-h也退出待机模式并且转变为激活运行模式。
在发电机G1损失的情况下，不再向电动马达106a-b供电。在这种情况下，电动马达108a-b退出其待机模式并且转变为激活运行模式。电动马达108a-b由发电机G4进行供电。在这种情况下，第二电动马达108e-h也退出其待机模式并且转变为激活运行模式。
主要针对八旋翼直升机对根据本发明的电力推进结构进行了描述，但是本发明的电力推进结构可以用于实现包括多个旋翼的垂直起降飞行器。

Claims (11)

1.一种用于多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构，所述电力推进结构包括：
-至少四个发电机(G1-G4)，
-至少四个旋翼对(R1_2-R2_1；R3_4-R4_3；R5_6-R6_5；R7_8-R8_7)，
-对于每个旋翼，具有第一电动马达(106a-h)和第二电动马达(108a-h)，所述第一电动马达(106a-h)被配置为在激活模式下运行，并且所述第二电动马达(108a-h)被配置为处于待机模式，并且能够在故障情况下以激活模式运行，
-对于每个旋翼，具有联接到所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)的螺旋桨(110a-h)，使得在运行期间所述第一电动马达(106a-h)驱动所述螺旋桨，
其中，对于每个旋翼对(R1_2-R2_1；R3_4-R4_3；R5_6-R6_5；R7_8-R8_7)，所述发电机中的一个向一个旋翼对中的旋翼的所述第一电动马达(106a-h)供电，并且所述发电机中的另一个向一个旋翼对中的旋翼的所述第二电动马达(108a-h)供电，并且其中，所述旋翼形成对向旋翼(R1_2-R6_5；R2_1-R5_6；R3_4-R8_7；R4_3-R7_8)，并且对于每个对向旋翼，每个对向旋翼中的旋翼的所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)分别由所述四个发电机(G1-G4)中的一个进行供电，使得所述四个发电机向每个对向旋翼中的旋翼的所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)供电。
2.根据权利要求1所述的电力推进结构，其中，在旋翼的第一电动马达(106a-h)、旋翼(R1_2、R2_1、R3_4、R4_3、R5_6、R6_5、R7_8、R8_7)或发电机(G1-G4)故障的情况下，每个旋翼的所述第二电动马达(108a-h)被配置为在激活模式下运行，并且在运行期间，所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)驱动所述螺旋桨(110a-h)。
3.根据权利要求1或2所述的电力推进结构，其中，所述发电机(G1-G4)
包括至少一个电池、或涡轮发电机。
4.根据权利要求1或2所述的电力推进结构，其中，所述发电机(G1-G4)包括燃料电池。
5.根据权利要求1或2所述的电力推进结构，其中，每个旋翼(R1_2、R2_1、R3_4、R4_3、R5_6、R6_5、R7_8、R8_7)的所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)具有不同的尺寸。
6.根据权利要求1或2所述的电力推进结构，其中，一个旋翼对中的旋翼在飞行器中成对角地相对布置。
7.一种用于多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构，所述电力推进结构包括：
-N个发电机(G1-G4)，N为大于或等于2的整数，
-N个旋翼对(R2_1-R6_5；R2_1-R5_6；R3_4-R8_7；R4_3-R7_8)，
-对于每个旋翼，具有第一电动马达(106a-h)和第二电动马达(108a-h)，所述第一电动马达(106a-h)被配置为在激活模式下运行，并且所述第二电动马达(108a-h)被配置为处于待机模式，并且能够在故障情况下以激活模式运行，以及
-对于每个旋翼，具有联接到所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)的螺旋桨(110a-h)，使得在运行期间所述第一电动马达驱动所述螺旋桨，
其中，对于每个旋翼对(R1_2-R2_1；R3_4-R4_3；R5_6-R6_5；R7_8-R8_7)，所述N个发电机中的一个向一个旋翼对中的旋翼的所述第一电动马达(106a-h)供电，并且所述N个发电机中的另一个向一个旋翼对中的旋翼的所述第二电动马达(108a-h)供电，并且其中，所述旋翼形成对向旋翼(R1_2-R6_5；R2_1-R5_6；R3_4-R8_7；R4_3-R7_8)，并且对于每个对向旋翼，每个对向旋翼中的旋翼的所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)分别由所述N个发电机中的一个进行供电，使得所述N个发电机(G1-G4)向每个对向旋翼中的旋翼的所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)供电。
8.根据权利要求7所述的电力推进结构，其中，在旋翼的第一电动马达(106a-h)、旋翼(R1_2、R2_1、R3_4、R4_3、R5_6、R6_5、R7_8、R8_7)或发电机(G1-G4)故障的情况下，每个旋翼的所述第二电动马达(108a-h)被配置为在激活模式下运行，并且在运行期间，所述第一电动马达(106a-h)和所述第二电动马达(108a-h)驱动所述螺旋桨(110a-h)。
9.一种多旋翼的垂直起降飞行器，包括：根据权利要求1至8中任一项所述的电力推进结构。
10.一种用于控制根据权利要求1至8中任一项所述的多旋翼垂直起降飞行器的电力推进结构的方法，所述方法包括以下步骤，对于每个旋翼：
-使所述第一电动马达(106a-h)在激活模式下运行，以及
-使所述第二电动马达(108a-h)在待机模式下运行。
11.根据权利要求10所述的方法，所述方法包括以下步骤：
在旋翼的第一电动马达(106a-h)、旋翼(R1_2、R2_1、R3_4、R4_3、R5_6、R6_5、R7_8、R8_7)或发电机(G1-G4)故障的情况下，使每个旋翼的所述第二电动马达(108a-h)退出在待机模式下的运行，随后使每个旋翼的所述第二电动马达(108a-h)在激活模式下运行。
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