CN213384709U - 垂直起降空中无人机 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种垂直起降空中无人机，包括主体；左主翼和右主翼，其分别与主体接合；左前翼和右前翼，其分别与主体接合；左线性支撑件，其设置在左主翼上；右线性支撑件，其设置在右主翼上；第一组多个升力螺旋桨，其设置在左线性支撑件上；第二组多个升力螺旋桨，其设置在右线性支撑件上；第一组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机长度方向的平面之间设置有向外偏转的夹角且夹角小于90度；第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机长度方向的平面之间设置有向外偏转的夹角且夹角小于90度。本实用新型的无人机提高了无人机航向轴控制能力，并降低了无人机设计尺寸的受限程度。

Description

垂直起降空中无人机

技术领域

本实用新型涉及无人机技术，尤其涉及一种垂直起降空中无人机。

背景技术

现有垂直起降(vertical takeoff and landing，VTOL)无人机在旋翼飞行阶段，航向轴控制能力不足。现有旋翼布置结构为避免对机身整体结构干涉，在设计尺寸上存在限制。

实用新型内容

本实用新型涉及一种垂直起降空中无人机，用于解决现有技术中无人机航向轴控制能力不足或者设计尺寸受限的问题。

本实用新型提供一种垂直起降空中无人机，包括：

主体；

左主翼和右主翼，其分别与所述主体接合；

左前翼和右前翼，其分别与所述主体接合；

左线性支撑件，其设置在所述左主翼上；

右线性支撑件，其设置在所述右主翼上；

第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上；

第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上；

所述第一组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机长度方向的平面之间设置有向外偏转的夹角且夹角小于90度；所述第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机长度方向的平面之间设置有向外偏转的夹角且夹角小于90度。

在本实用新型的一实施例中，所述第一组多个升力螺旋桨与第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机长度方向的平面之间夹角为5度至15度。

在本实用新型的一实施例中，所述第一组多个升力螺旋桨中相邻两个所述升力螺旋桨与沿所述无人机长度方向的平面之间的夹角大小不同；

所述第二组多个升力螺旋桨中相邻两个所述升力螺旋桨与沿所述无人机长度方向的平面之间的夹角大小不同。

在本实用新型的一实施例中，所述左主翼远离所述主体的端部设置有左翼尖垂直稳定器，所述右主翼远离所述主体的端部设置有右翼尖垂直稳定器，所述左翼尖垂直稳定器与右翼尖垂直稳定器为与沿无人机长度方向的平面相平行的板状结构；

所述左翼尖垂直稳定器与右翼尖垂直稳定器顶部分别设置有翼尖升力螺旋桨。

在本实用新型的一实施例中，所述翼尖升力螺旋桨的旋转轴相对于沿无人机长度方向的平面向外偏转5-15度。

本实用新型提供一种垂直起降空中无人机，包括：

主体；

左主翼和右主翼，其分别与所述主体接合；

左前翼和右前翼，其分别与所述主体接合；

左线性支撑件，其设置在所述左主翼上；

右线性支撑件，其设置在所述右主翼上；

第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上；

第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上；和

其中，所述第一组多个升力螺旋桨和所述第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。

在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括设置在所述左线性支撑件的后部的左垂直稳定器和设置在所述右线性支撑件的后部的右垂直稳定器。

在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括设置在所述左垂直稳定器的顶部终端上的左附加升力螺旋桨和设置在所述右垂直稳定器的顶部终端上的右附加升力螺旋桨。

在本实用新型的一实施例中，所述左附加升力螺旋桨和所述右附加升力螺旋桨各自的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。

在本实用新型的一实施例中，所述左附加升力螺旋桨、所述右附加升力螺旋桨、所述第一组多个升力螺旋桨和所述第二组多个升力螺旋桨中的每一个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。

在本实用新型的一实施例中，所述左附加升力螺旋桨、所述右附加升力螺旋桨、所述第一组多个升力螺旋桨和所述第二组多个升力螺旋桨中的每一个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈8度的角度。

在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括可拆卸的舱，其附接到所述主体的底侧。

在本实用新型的一实施例中，所述舱是客舱。

在本实用新型的一实施例中，所述舱是货舱。

在本实用新型的一实施例中，向外呈的角度导致0.5-3％的提升力损失。

在本实用新型的一实施例中，向外呈的角度导致偏航力矩增加为8-20％。

在本实用新型的一实施例中，向外呈的角度导致升力损失0.97％。

在本实用新型的一实施例中，向外呈的角度导致偏航力矩增加为13.92％。

在本实用新型的一实施例中，所述左线性支撑件被配置为将所述左主翼与所述左前翼连接。

本实用新型提供一种垂直起降空中无人机，包括：主体；左主翼和右主翼，其分别与所述主体接合；左前翼和右前翼，其分别与所述主体接合；左线性支撑件，其设置在所述左主翼上；右线性支撑件，其设置在所述右主翼上；第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上；第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上；和其中，所述第一组多个升力螺旋桨和所述第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。本实用新型提供的垂直起降空中无人机，通过将多个升力螺旋桨各自的旋转轴，设置为相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈一定角度(5度至15度)的方式，从而使升力螺旋桨旋转产生水平分量，当左线性支撑件与右线性支撑件顶部升力螺旋桨转速不同时，升力螺旋桨产生的水平分量会增加偏航力矩，提高了无人机航向轴控制能力，降低了无人机设计尺寸的受限程度。

虽然本说明书包含许多具体实现方式细节，但这些不应被解释为对任何实用新型或可要求保护的范围的限制，而是作为针对特定实施方式的特定实现方式的特征的描述。本说明书中在不同实现方式的上下文中描述的某些特征也可以在单独的实现方式中组合实现。相反，在单独实现方式的上下文中描述的各种特征也可以单独地或以任何合适的子组合在多个实现方式中实现。此外，尽管特征可以在上文和下文中描述为在某些组合中起作用并且甚至最初如此描述，但是在某些情况下来自所描述/要求保护的组合的一个或多个特征可以从组合中剔除，并且所描述/要求保护的组合可以是针对子组合或子组合的变化。

已经描述了许多实现方式。然而，应该理解，在不脱离本实用新型的精神和范围的情况下，可以进行各种修改。例如，本文描述的示例操作、方法或过程可以包括比所描述的更多步骤或更少步骤。此外，这些示例操作、方法或过程中的步骤可以以与图中描述或示出的不同替补方式执行。

在附图和以下描述中阐述了本实用新型中描述的主题的一个或多个实现方式的细节。根据说明书、附图和权利要求，主题的其他特征、方面和优点将变得显而易见。

附图说明

应该注意的是，附图可以是简化的形式，并且可能不是精确的比例。参考本文的公开内容，仅出于方便和清楚的目的，参考附图，使用诸如顶部、底部、左、右、上、下、上方、以上、下方、以下、后部、前部、远端和近端的方向性术语。这些方向性术语不应被解释为以任何方式限制实施方式的范围。

图1a是根据实施方式的一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图；

图1b是根据实施方式的一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图；

图1c是根据实施方式的又一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的前视图；

图1d是图1c的局部放大图；

图1e是根据实施方式的又一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图；

图2是图1e的无人机系统的顶部后方透视图；

图3是图1e的无人机系统的侧视图；

图4是根据所述实施方式的一个方面的具有飞行平台和可拆卸附接的舱的VTOL无人机系统的另一实施方式的顶部透视图；

图5是根据所述实施方式的一个方面的图4的无人机系统的顶视图；

图6是根据所述实施方式的一个方面的图4的无人机系统的前视图；

图7是根据所述实施方式的一个方面的具有飞行平台和可拆卸附接的客舱的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图；

图8是根据所述实施方式的一个方面的图7的无人机系统的前视图；

图9是根据所述实施方式的一个方面的图7的无人机系统的后透视图；

图10是根据所述实施方式的一个方面的图7的无人机系统的侧透视图，其中客舱从飞行平台分离并停在地面上；

图11是根据所述实施方式的一个方面的图7的实施方式的后透视图；

图12是根据本实用新型的一个方面的另一实施方式的后透视图；

图13是根据所述实施方式的一个方面的无人机系统的又一实施方式的侧底部透视图；

图14是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的透视图；

图15是根据所述实施方式的另一方面的图14中的环绕区域的特写图；

图16是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的侧视图；

图17是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的前视图；

图18是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的后视图；

图19是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的仰视图；

图20是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的透视图；

图21是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的侧视图；

图22是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的前视图；

图23是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的后视图；

图24是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的仰视图；

图25是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的侧视图；

图26是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的底部透视图；

图27是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的前视图；

图28是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的后视图；

图29是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的仰视图；

图30是根据所述实施方式的另一方面的附接到货舱的飞行平台的另一实施方式的侧视图；

图31是根据所述实施方式的另一方面的不具有推动螺旋桨的飞行平台的另一实施方式的透视图；

图32是根据所述实施方式的另一方面的具有推动螺旋桨的客舱的另一实施方式的侧视图；

图33是飞行无人机系统的又一实施方式的透视图，其中六个漂浮装置被充气；

图34是图33的飞行无人机的侧视图；

图35是示出无人机的副翼的配置的图。

在引用附图标记的元件时，在所有说明书附图中，相同的部件用同一附图标记表示：

100-无人机；101-飞行平台；102-主体；103A-左线性支撑件；103B-右线性支撑件；104A-左主翼；104B-右主翼；105A-左前翼；105B-右前翼；106A-左垂直稳定器；106B-右垂直稳定器；107-推动螺旋桨；107A-左推动螺旋桨；107B-右推动螺旋桨；108A-第一升力螺旋桨；108B-第二升力螺旋桨；108C-第三升力螺旋桨；108D-第四升力螺旋桨；108E-第五升力螺旋桨；108F-第六升力螺旋桨；109A-左翼尖螺旋桨；109B-右翼尖螺旋桨；110A-左翼尖垂直稳定器；110B-右翼尖垂直稳定器；111A-左折叠腿；111B-右折叠腿；112A-第一簧片叶片；112B-第二簧片叶片；112C-第三簧片叶片；112D-第四簧片叶片；116-垂直扩展器；117-中心推动螺旋桨；130-货舱；135A-第一舱簧片叶片；135B-第二舱簧片叶片；135C-第三舱簧片叶片；135D-第四舱簧片叶片；140-客舱；145A-舱腿；145B-舱腿；145C-舱腿；145D-舱腿；147-舱附接锁扣；148-电动轮；149-壳体；150-飞行平台中的储能单元；155-舱中储能单元；160-漂浮装置；170A-左附加升力螺旋桨；170B-右附加升力螺旋桨；180-副翼；191A-左尾鳍；191B-右尾鳍；192-牵引螺旋桨。

具体实施方式

现在通过转向以下实施方式的详细描述，可以更好地理解各种实施方式的不同方面，其呈现为权利要求中限定的实施方式的图示示例。明确地理解，由权利要求限定的实施方式可以比下面描述的所示实施方式更宽。

本说明书中用于描述各种实施方案的词语应理解为不仅具有其共同定义的含义，而且在本说明书中结构、材料或行为中包括超出通常定义的含义范围的特殊定义。因此，如果元件在本说明书的上下文中可以理解为包括多于一个含义，则其在权利要求中的使用必须被理解为对于由说明书和词本身支持的所有可能含义是通用的。

术语“无人机”被定义为具有至少一个螺旋桨作为一个推进源的飞行运输系统。术语“无人机”可包括“有人的”和“无人的”飞行运输系统。有人的无人机可以指一种飞行运输系统，其载运人类乘客，人类乘客都没有无人机的控制权。有人的无人机也可以指一种飞行运输系统，其载运人类乘客，人类乘客中的某些人或一个人对无人机有一些控制权。

如背景技术，现有垂直起降空中无人机航向轴控制能力不足以及结构设计尺寸受限。为了解决该问题，本实用新型提供一种垂直起降空中无人机，包括：主体；左主翼和右主翼，其分别与主体接合；左前翼和右前翼，其分别与主体接合；左线性支撑件，其设置在左主翼上；右线性支撑件，其设置在右主翼上；第一组多个升力螺旋桨，其设置在左线性支撑件上；第二组多个升力螺旋桨，其设置在右线性支撑件上；和其中，第一组多个升力螺旋桨和第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与无人机的水平面垂直的无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。

下面结合具体附图来详细说明本实用新型的技术方案。

图1a是根据实施方式的一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图，图1b是根据实施方式的一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图，图1c是根据实施方式的又一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的前视图，图1d是图1c的局部放大图，图1e是根据实施方式的又一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图，图2是图1e的无人机系统的顶部后方透视图，图3是图1e的无人机系统的侧视图，图4是根据实施方式的一个方面的具有飞行平台和可拆卸附接的舱的VTOL无人机系统的另一实施方式的顶部透视图，图5是根据实施方式的一个方面的图4的无人机系统的顶视图，图6是根据实施方式的一个方面的图4的无人机系统的前视图，图7是根据实施方式的一个方面的具有飞行平台和可拆卸附接的客舱的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图，图8是根据实施方式的一个方面的图7的无人机系统的前视图，图9是根据实施方式的一个方面的图7的无人机系统的后透视图，图10是根据实施方式的一个方面的图7的无人机系统的侧透视图，其中客舱从飞行平台分离并停在地面上，图11是根据实施方式的一个方面的图7的实施方式的后透视图，图12是根据本实用新型的一个方面的另一实施方式的后透视图，图13是根据实施方式的一个方面的无人机系统的又一实施方式的侧底部透视图，图14是根据实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的透视图，图15是根据实施方式的另一方面的图14中的环绕区域的特写图，图16是根据实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的侧视图，图17是根据实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的前视图，图18是根据实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的后视图，图19是根据实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的仰视图，图20是根据实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的透视图，图21是根据实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的侧视图，图22是根据实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的前视图，图23是根据实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的后视图，图24是根据实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的仰视图，图25是根据实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的侧视图，图26是根据实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的底部透视图，图27是根据实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的前视图，图28是根据实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的后视图，图29是根据实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的仰视图，图30是根据实施方式的另一方面的附接到货舱的飞行平台的另一实施方式的侧视图，图31是根据实施方式的另一方面的不具有推动螺旋桨的飞行平台的另一实施方式的透视图，图32是根据实施方式的另一方面的具有推动螺旋桨的客舱的另一实施方式的侧视图，图33是飞行无人机系统的又一实施方式的透视图，其中六个漂浮装置被充气，图34是图33的飞行无人机的侧视图，图35是示出无人机的副翼的配置的图。

图1a概括地描绘了具有倾斜设置的升力螺旋桨的无人机系统的实施方式的附图。如图1a所示，无人机100至少包括：主体102；左主翼104A和右主翼104B，其分别与主体102接合；左前翼105A和右前翼105B，其分别与主体102接合；左线性支撑件103A，其设置在左主翼104A上；右线性支撑件103B，其设置在右主翼104B上；第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C，其设置在左线性支撑件103A上；第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F，其设置在右线性支撑件103B上。

如图1a所示，第一组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机100长度方向的平面之间设置有向外偏转的夹角且夹角小于90度。本领域技术人员能够理解的是，沿无人机100长度方向的平面为图1a中XZ平面，升力螺旋桨的旋转轴L1与L2之间的夹角为θ，其中L2为在XZ平面上沿竖直方向设置的直线。θ小于90度时，升力螺旋桨转动产生的力可以分为沿竖直方向即Z轴方向的分量以及水平方向即Y轴方向的分量。相应地，第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机100长度方向的平面之间设置有向外偏转的夹角且夹角小于90度，需要说明的是，沿X轴方向位置相对的两个升力螺旋桨与XZ平面之间的夹角大小相同。从而保证左线性支撑件103A与右线性支撑件103B上方升力螺旋桨转速相同时，无人机100不会发生偏航。

容易理解的是，θ小于90度，从而，升力螺旋桨转动时产生的力可以分为竖直方向的分量以及水平方向上的分量，其中竖直方向上的分量用于无人机100垂直起降。当左线性支撑件103A与右线性支撑件103B上相对位置的升力螺旋桨转速相同时，升力螺旋桨产生的水平分量相互抵消，当左线性支撑件103A与右线性支撑件103B上相对位置的升力螺旋桨存在转速差时，升力螺旋桨产生的水平分量用于提高偏航力，进而提高了航向轴的控制能力，使无人机100能够更快转向。

较佳的，第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C和第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F中的每个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与无人机的水平面垂直的无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。本领域技术人员能够理解的是，将θ设置在5-15度范围内，相较于现有技术，升力螺旋桨转动时竖直分量减少即提升力的损失较低，还可以保证偏航力矩增加，例如，将θ设置在5-15度范围内导致提升力损失0.5-3％，航力矩增加为8-20％，如将θ设置为8度，升力损失0.97％偏航力矩增加为13.92％。

一种可能的实现方式为，第一组多个升力螺旋桨中相邻两个升力螺旋桨与沿无人机100长度方向的平面之间的夹角大小不同，即左线性支撑件103A顶部相邻两个升力螺旋桨与XZ平面之间的夹角大小不同。示例性地，沿X轴的负方向，第一个升力螺旋桨的旋转轴与XZ平面之间的夹角为5度，第二个升力螺旋桨的夹角为10度，第三个升力螺旋桨的夹角为15度。本领域技术人员能够理解的是，线性支撑件顶部相邻两个升力螺旋桨与XZ平面之间的夹角大小不同，在左线性支撑件103A长度不变的情况下可以减少相邻升力螺旋桨之间发生干涉，即使无人机100的结构更加紧凑。容易想到的是，第二组多个升力螺旋桨中相邻两个升力螺旋桨与沿无人机100长度方向的平面之间的夹角大小不同，在右线性支撑件103B长度不变的情况下可以减少相邻升力螺旋桨之间发生干涉，即使无人机100的结构更加紧凑。

采用本实用新型的空中无人机，通过将多个升力螺旋桨各自的旋转轴，设置为相对于与无人机的水平面垂直的无人机的垂直面，向外呈一定角度θ(5度至15度)的方式，提高了无人机航向轴控制能力，降低了无人机设计尺寸的受限程度。

图1b是根据实施方式的又一个方面的VTOL无人机系统的实施方式的前视图。无人机进一步包括左尾鳍191A和右尾鳍191B，左尾鳍191A设置在左线性支撑件103A的末端上侧，右尾鳍191B设置在右线性支撑件103B的末端上侧，在左右尾鳍191A和191B的顶端分别设置左附加升力螺旋桨170A和右附加升力螺旋桨170B。通过在左右尾鳍上设置附加升力螺旋桨使得整机结构更加紧凑，结构重量降低，从而降低巡航功率，增加航时。左附加升力螺旋桨170A的旋转轴L3相对于无人机的水平面垂直的无人机的垂直面即XZ平面外呈5度至15度的角度，右附加升力螺旋桨170B的旋转轴同样相对于与无人机的水平面垂直的无人机的垂直面向外呈5度至15度的角度。

在一实施方式中，如图1b、1c和1d所示，无人机在其主体102的前后端部分别设置推动螺旋桨107和牵引力螺旋桨192，通过前后动力推进电机的布置，提高了无人机动力。

在一实施方式中，无人机的左尾鳍191A可以设置在左主翼与左支撑件相互接合的位置处，无人机的右尾鳍191A可以设置在右主翼与右支撑件相互接合的位置处，在该位置处，左右尾鳍的基部可以分别至少部分地与左主翼和右主翼重叠，左背鳍和右背鳍中的每一者具有向后倾斜面。在左右尾鳍191A和191B的顶端分别设置左附加升力螺旋桨170A和右附加升力螺旋桨170B。

图1e概括地描绘了具有前翼配置的VTOL空中无人机100的实施方式。

附图所示的无人机具有部分相同的结构配置，其部件特征可自由组合配置，附图仅为示例性的。

图1e无人机100可具有两个主翼104A、104B作为左主翼和右主翼，以及两个前翼作为左前翼105A和右前翼105B。两个主翼104A、104B和两个前翼105A、105B可以附接到主体102，其中主体可以在沿无人机100的中心纵向线定位。还可以有平行于主体102设置的左线性支撑件103A，并且可以将左主翼104A连接到左前翼105A。类似地，还可以有平行于主体102设置的右线性支撑103B，并且可以将右主翼104B连接到右前翼105B。其中，无人机的前翼主要控制飞机在飞行时期中的飞行姿态，例如控制飞机的俯仰。无人机的主翼作为机身两侧最大的机翼，通常是为了产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起一定的稳定和操纵作用。

在一实施方式中，无人机100也可以不具有前翼配置。示例性的，无人机100可以具有两个主翼作为左主翼和右主翼，以及两个副翼作为左副翼和右副翼，所有这些翼接合在一起形成飞行平台。

在一实施方式中，如图35所示，无人机的副翼180可以设置在主翼104B的后侧，副翼可以有至少一个，优选两个，片状构造，能上下运动，控制飞机的滚转。

左和右线性支撑件103A、103B被预期以改善无人机100的结构完整性。在其他实施方式中，左和右线性支撑件103A和103B可容纳驱动每个升力螺旋桨108A、108B、108C、108D、108E、108F的驱动电机(未示出)。因此左和右线性支撑件103A、103B既可以用于固定升力螺旋桨，减少无人机部件的使用，在精简无人机结构部件的同时，由于左和右线性支撑件103A、103B与两个前翼和两个主翼接合，还能提高无人机的整体强度。如稍后将公开的，左和右线性支撑件103A和103B还可以容纳折叠腿111，每个折叠腿可收回到左和右线性支撑件103A和103B内。

在一个实施方式中，左和右线性支撑件103A、103B分别附接到左和右前翼105A、105B的远端。在又一实施方式中，左和右线性支撑件103A、103B延伸超出前翼105A、105B。

在一个实施方式中，左和右线性支撑件103A、103B分别附接到左和右主翼104A、104B的中间部分附近。在又一实施方式中，左和右线性支撑件103A、103B沿向后方向延伸超过主翼104A、104B。

左线性支撑件103A被预期为在直径上相对狭窄，并且可具有设置在左线性支撑件103A的顶侧、底侧或两者上的第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C。在一种可行的实施方式中，这些升力螺旋桨108A、108B、108C可由设置在左线性支撑件103A的中空内部内的低轮廓电机驱动。在图1e所示的实施方式中，升力螺旋桨108A、108B、108C仅设置在左线性支撑103A的顶侧。需要说明的是，图中示出的升力螺旋桨的数量仅为说明目的，本实用新型并不限制其数量，实际中可根据需求增减升力螺旋桨。同样地，右线性支撑件103B被预期为在直径上相对狭窄，并且可具有设置在右线性支撑件103B的顶侧、底侧或两者上的第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F。在一种可行的实施方式中，这些升力螺旋桨108D、108E、108F可由设置在右线性支撑件的中空内部内的低轮廓电机驱动。在图1e所示的实施方式中，升力螺旋桨108D、108E、108F仅设置在右线性支撑103B的顶侧。需要说明的是，图中示出的升力螺旋桨的数量仅为说明目的，本实用新型并不限制其数量，实际中可根据需求增减升力螺旋桨的数量。

如图1a-1d所示，第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C和第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F中的每个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与无人机的水平面垂直的无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。需要说明的是，图1c和图1d中仅示出了升力螺旋桨108A和108D，其他升力螺旋桨可以参考上述两个升力螺旋桨进行设置。图1a-1d中的虚线表示无人机的垂直面和升力螺旋桨的旋转轴之间的夹角，可以看出，升力螺旋桨的旋转轴与该无人机的垂直面呈一定锐角θ，示例性的，该角度的范围可在5度到15度之间。

在一实施例中，无人机100还包括设置在左线性支撑件103A的后部的左垂直稳定器106A和设置在右线性支撑件103B的后部的右垂直稳定器106B。虽然它们被示出指向下方，但是也可以有它们指向上方的实施方式。该垂直稳定器用于保持无人机飞行阶段稳定性。

在一实施例中，无人机100还包括设置在左垂直稳定器106A的顶部终端上的左附加升力螺旋桨170A和设置在右垂直稳定器106B的顶部终端上的右附加升力螺旋桨170B。该左右附加升力螺旋桨提升了无人机的升力。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨和右附加升力螺旋桨各自的旋转轴，相对于与无人机的水平面垂直的无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。这样设置左右附加升力螺旋桨可以以较小的升力损失换取更大的偏航力矩，增加飞机在旋翼模式时的航向轴控制能力。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨、右附加升力螺旋桨、第一组多个升力螺旋桨和第二组多个升力螺旋桨中的每一个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与无人机的水平面垂直的无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。同样地，这样设置升力螺旋桨可以以较小的升力损失换取更大的偏航力矩，增加飞机在旋翼模式时的航向轴控制能力。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨、右附加升力螺旋桨、第一组多个升力螺旋桨和第二组多个升力螺旋桨中的每一个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与无人机的水平面垂直的无人机的垂直面，向外呈8度的角度。需要说明的是，该角度数值仅为示例，在实际中，可以大致设置为8度。8度外倾的旋翼桨，同时可在使机身重心更靠近动力中心的情况下，避开机身结构干涉，减小旋翼布置的物理尺。

在一实施例中，无人机还包括可拆卸的舱130、140，其附接到主体的底侧。通过如上设置方式，可以灵活调整无人机的结构，根据实际情况，在有需要时安装舱，并在不必要的情况下拆卸舱，从而响应于不同需求而灵活运用无人机，提高其适应性。

在一实施例中，舱是客舱140，用于运送乘客。

在一实施例中，舱是货舱130，用于输送物资。

在一实施例中，向外呈的角度导致0.5-3％的提升力损失。在一实施例中，向外呈的角度导致偏航力矩增加为8-20％。在一实施例中，向外呈的角度导致升力损失0.97。在一实施例中，向外呈的角度导致偏航力矩增加为13.92％。虽然通过实施方式的无人机的升力有所损失，但是偏航力矩增加了，可以以较小的升力损失换取更大的偏航力矩，增加飞机在旋翼模式时的航向轴控制能力。

在一实施例中，左线性支撑件103A被配置为将左主翼与左前翼连接。可以增加无人机整体机身强度。

在一实施例中，副翼和主翼配置为前翼构造。如图35所示的主翼和副翼可以如附图所示的前翼的延伸板状设置。

重垂直起降固定翼无人机包含多组左右平行排列8°外倾的升力电机，用于起降飞行及悬停。2组电力推进电机位于飞机机头及机尾位置。

现有多旋翼模式飞行的航空器主要依靠旋翼在旋转方向上产生的偏航力矩实现航向控制，由于在稳态飞行中，各轴之间的偏航力矩互相抵消，要产生偏航的合力就需要改变不同转向的旋翼之间的转速差。这种方式产生偏航力的效率低，在动力输出饱和或接近饱和时，会损失较大的升力来产生足够的转速差。本实用新型无人机多组左右平行排列的升力电机采用8°外倾的设置后，升力损失为1-cos(8°)＝0.97％，而倾角带来的附加偏航力矩增加sin(8°)＝13.92％，因此，可以以较小的升力损失换取更大的偏航力矩，增加飞机在旋翼模式时的航向轴控制能力。

而5-15°，优选8°外倾的旋翼桨，同时可在使机身重心更靠近动力中心的情况下，避开机身结构干涉，减小旋翼布置的物理尺寸。这种布置方式可以在几乎不损失升力的情况下，大大增强大载重垂直起降无人机的航向控制能力，并有效控制机身尺寸。因此，通过在垂直起降无人机上使用多组左右平行排列8°外倾的升力电机、2组推进电机的动力布局方法，解决在大载重时航向轴控制能力不足的问题，并且解决了垂直起降无人机机身结构干涉的问题，控制整体尺寸，即本实用新型的无人机提高了航向轴控制能力，降低了无人机设计尺寸的受限程度。

无人机100可以具有至少一个推动螺旋桨100，以在向前方向推动无人机100。在如图1e所示的一个实施方式中，可以有两个推动螺旋桨107A、107B。两个推动螺旋桨107A、107B可分别设置在线性支撑件103A、103B的后部远端上。

在又一实施方式中，例如图31中所示的实施方式，飞行平台101可以没有推动螺旋桨。在这样的实施方式中，飞行平台101可以附接到客舱或货舱，客舱或货舱上设置有推动螺旋桨。图32示出了具有设置在其后端的推动螺旋桨的客舱的实施方式。当该乘客舱附接到图31的飞行平台101时，推动螺旋桨向前推动飞行平台101。

在每个线性支撑件103A，103B的后端附近可以分别设置两个垂直稳定器106A、106B。虽然它们被示出指向下方，但是也可以有它们指向上方的实施方式。

在另一实施方式中，每个主翼104A，104B可以分别具有设置在其远端即远离主体102的端部的翼尖升力螺旋桨109A、109B。这可以通过分别在主翼104A、104B的远端处提供翼尖垂直稳定器110A、110B，并且具有设置在每个翼尖垂直稳定器110A、110B的上尖端处的升力螺旋桨109A、109B来实现。在此定义位于左主翼104A端部为左翼尖垂直稳定器110A，位于右主翼104B端部为右翼尖垂直稳定器110B。示例性地，左翼尖垂直稳定器110A与右翼尖垂直稳定器110B为与XZ平面相互平行的板状结构。这些翼尖升力螺旋桨109A、109B可以比设置在线性支撑件103A、103B上的升力螺旋桨相对小。

这些翼尖升力螺旋桨109A、109B可用于有效且高效地控制无人机100的滚动。这些翼尖升力螺旋桨109A、109B位于远离无人机100的中心轴线的最远端位置，在调节无人机100的滚动方面是有效的，并且可以用直径小于其他升力螺旋桨的直径来这样做。

较佳的，翼尖升力螺旋桨的旋转轴相对于沿无人机100长度方向的平面即XZ平面向外偏转5-15度。容易理解的是，通过将翼尖升力螺旋桨的旋转轴设置成相对于XZ平面向外偏转的5-15度，当左主翼104A与右主翼104B上方翼尖升力螺旋桨转速不同即无人机100滚转时，翼尖升力螺旋桨产生的滚转力矩提高，从而无人机100更容易被控制进行滚转。

如图1e中进一步所示，有通常附接在无人机100的主体102下方的舱130。

现在参考图2的细节，无人机10被预期为使用任何类型的起落架。在一个实施方式中，无人机100可具有四个单叶片簧片112A、112B、112C、112D作为其起落架。前两个单叶片簧片112A、112C分别设置在折叠腿111A、111B的远端上。在飞行期间，折叠腿111A、111B可以分别缩回到左和右线性支撑件103A、103B的内部空间中。

后方两个单叶片左弹簧112B、112D被预期分别设置在垂直稳定器106A，106B的底部远端处。

预期的单叶片簧片112A、112B、112C、112D可以由合适的材料制成以提供足够的弹性和完整性，这种材料包括天然和合成聚合物，各种金属和金属合金，天然材料，纺织纤维，和其所有合理组合。在一个实施方案中，使用碳纤维。

现在转到图3，其示出了作为货舱130的舱。货舱130可以具有单叶片簧片135A、135B、135C、135D作为其起落架。或者，它可以具有其他类型的起落架，例如滑轨、腿架和轮子。

在预期的实施方式中，货舱130可从无人机100的其余部分拆卸。无人机的其余部分可称为飞行平台101。飞行平台101可在不携带舱的情况下飞行，并且其可互换地携带不同的舱。如稍后将描述的，飞行平台101还可以携带客舱。

在所示的示例中，所有舱130、140被携带在飞行平台101的下方。预期在地面上装载舱130、140，并且装载过程可在飞行平台101附接到舱130、140之前或之后完成。

图5示出了飞行平台101的俯视图。它可以具有大致平坦的构造，能够在其下方或其上方携带负载。在高速飞行期间，所有六个升力螺旋桨108A、108B、108C、108D、108E、108F可以被锁定就位，因此每个叶片平行于主体102。

图5示出了飞行平台101的一个实施方式，其中前翼105A、105B各自的长度不长于每个主翼104A、104B的长度的一半。

图6概括地描绘了具有可拆卸附接的货舱130的飞行平台101的正视图。无论是货舱130、客舱140还是任何其他类型的负载，特别预期可以有设置在飞行平台的主体102内的能量存储单元150。存储的能量可用于为飞行平台的其他部件供电，例如升力螺旋桨108A、108B、108C、108D和推动螺旋桨107A、107B。存储的能量可以是电，并且存储单元是电池。在另一实施方式中，该能量存储150可用于为舱130、140内的配件供电。

这些电池150也可以设置在飞行平台101的其他部分中，例如在线性支撑件103A、103B内。

替代地或可选地，可以有设置在舱130、140内的能量存储单元155。存储在存储单元155中的能量可以用于为升力螺旋桨108A、108B、108C、108D和推动螺旋桨107A、107B供电。存储的能量可以是电，并且存储单元是电池。通过在舱130、140中具有能量存储单元155，每当飞行平台101接载新舱130、140时，飞行平台101将具有补充的能量源。飞行平台101本身可以是紧急能量存储，或较小容量电池150，在飞行平台101无舱130、140飞行时，为飞行平台101在较短时间内提供电力。在一个实施方式中，飞行平台101的主要电源来自位于舱130、140中的电池150。以这种方式，当飞行平台101将旧舱130、140换成新舱130、140时，飞行平台101或整个VTOL无人机系统100将具有完全充电的能量源。这是一种有益的方法，无需VTOL无人机为自身充电。在优选实施方式中，飞行平台101可连续工作/飞行数小时甚至数天，接载货舱/客舱，卸下货舱/客舱，而无需停下为其电池充电。

现在参考图7的细节，提供客舱150。该客舱150可以使用任何类型的起落架，例如如图所示的刚性腿145A、145B、145C、145D。

图10概括地描绘了本实用新型的一个方面，其中舱(无论是货舱还是客舱)是可拆卸的。这里，客舱140可以选择性地从飞行平台101分离。飞行平台101和舱140之间的接合和脱离可以由计算机和/或其他传感器和计算设备自主地执行(无需同时用户干预)。替代地或可选地，用户可以主动地控制和引导飞行平台101和舱140之间的接合和脱离。

如本领域普通技术人员将认识到的，可以使用各种不同类型的接合机构147来将舱140固定到飞行平台101。例如，接合机构可以是机械锁扣、磁性锁扣、轨道和凹槽，或任何已知接合方式的组合。

重要的是要理解，除了具有两个推动螺旋桨107A和107B(如图11所示)之外，替代地或可选地，可以有一个中心推动螺旋桨117，其连接到主体102的后端(如图12所示)。如图12所示，中心推动螺旋桨117通过垂直扩展器116接合到主体102的后端。垂直扩展器116可以是任何形状的任何结构，以物理地与推动螺旋桨117接合，使得推动螺旋桨117的旋转中心垂直偏离主体102。在又一实施方式中，推动螺旋桨117垂直偏离主体102，使得推动螺旋桨117的旋转中心垂直地位于舱140后部的位置，或与舱140垂直齐平。在另一实施方式中，推动螺旋桨117与舱140的顶部垂直齐平。在另一实施方式中，推动螺旋桨117与舱140的中部垂直齐平。在进一步实施方式中，推动螺旋桨117与舱140的底部垂直齐平。

在实施方式的任何图中未示出的是在线性支撑件103A、103B的端部处分别没有推动螺旋桨107A、107B的。相反，只能有一个推动螺旋桨117与主体102的后端接合。

还可以设想，每个线性支撑件103A、103B可以包含三个以上的升力螺旋桨，通过提供较长的线性支撑件以容纳更多的升力螺旋桨，通过使用较小直径的升力螺旋桨，或者通过在线性支撑件的顶侧和底侧都放置升力螺旋桨来进行。图13示出了一个实施方式，其中两个额外的升力螺旋桨108G、108H设置在线性支撑件103A、103B的底部前端。

虽然推动螺旋桨107A、107B已在先前的图中示出以定位在线性支撑件103A、103B的后部远端处，但是特别预期这些推动螺旋桨107A、107B可设置在低于主翼104A、104B的水平面处，如图13所示的那些。在一个方面，这些推动螺旋桨107A、107B可以设置在基本上等于飞行平台携带的舱130、140的水平面处。在另一方面，这些推动螺旋桨107A、107B可以设置在垂直稳定器106A、106B的中间。降低推动螺旋桨107A、107B的布置的一个预期理由是使飞行期间的头部骤降(head dipping)效应最小化，头部骤降效应可能是由舱130、140引起的空气动力学效应引起的。

图14至30示出了飞行平台101或舱130、140或两者可各自具有附接在其上的电动轮148的实施方式。在图14的实施方式中，飞行平台101具有电动轮148；舱130、140也具有电动轮。现参照图15的实施方式，单个电动轮148单元可以具有封闭在壳体149中的电动机，并且电动机可以由设置在舱130、140中的能量存储单元150供应的电力驱动。

设想地电动轮148可以使飞行平台101和舱130，当其停在地面上时，在地面上移动。这允许舱130、140远离飞行平台101移动，并且允许另一个舱130、140将其自身移动到飞行平台101以进行接合。

或者，这可以允许飞行平台101远离舱130并朝向另一个舱移动以进行接合。在一个实施方式中，每个舱130、140可以具有能量存储单元155，使得当飞行平台101与新的并且充满电的舱130、140接合时，飞行平台101基本上补充了其能量源。

在所公开的无人驾驶飞机系统的一些实施方式中，可以提供至少一个漂浮装置160，其与货舱130、客舱140和飞行平台101中的至少一个接合。漂浮装置可以是需要致动的类型，也就是说，在需要时用气体或经材料进行主动充气。换句话说，在该特定实施方式中，漂浮装置160可保持在放气状态并且仅在某些条件触发充气时才膨胀。例如，漂浮装置160可以在紧急降落期间自动充气；水上降落时可自动充气；当任何起落架在某些方面发生故障时，它可以充气。

可以实施许多已知类型的充气机构或气囊机构以实现所公开的漂浮装置160的需要和构造。预期的漂浮装置160可以是可反复重用、重新充气、重新放气的类型。预期的漂浮装置160也可以是仅一次性使用的。

替换地或可选地，充气行为可以是用户激活的。例如，当无人机系统的操作员确定需要给漂浮装置160充气时，他或她可以发送信号以启动充气。

在一些实施方式中应特别注意，漂浮装置160不需要存在电动轮148。在其他实施方式中，漂浮装置160是电动轮148的壳体的一部分。

参考图26作为一个示例，客舱140可以具有设置在舱140的任一侧上的加长型漂浮装置160，其可以用作水上起落架。在图26中，这些漂浮装置160显示为放气的。图32示出了放气的漂浮装置160的侧视图。如图33和34所示，与客舱140接合的漂浮装置160显示为充气的。

参照图31作为另一个例子，飞行平台101可以具有设置在四个电动轮148各自顶部上的四个漂浮装置160。这些漂浮装置160可以替代地在其他位置处附接到电动轮148或靠近电动轮148。在图31中，与电动轮148接合的这些漂浮装置160显示为放气的。图33和34示出了飞行平台101被充气的漂浮装置160。

在不脱离所公开实施方式的精神和范围的情况下，本领域普通技术人员可以进行许多改变和修改。因此，必须理解的是，所示实施方式仅是出于示例的目的而提出，并且不应被视为限制由所附权利要求限定的实施方式。例如，尽管权利要求的要素以某种组合在下方提出的事实，但必须明确地理解，该实施方式包括更少、更多或不同元素的其他组合，这些在本文中公开，即使最初未限定这样的组合。

因此，已经公开了具有可互换舱的VTOL飞行平台的具体实施方式和应用。然而，对于本领域技术人员显而易见的是，在不脱离本文公开的概念的情况下，除了已经描述的那些之外的更多修改是可能的。因此，除了所附权利要求的精神之外，所公开的实施方式是不受限制的。此外，在解释说明书和权利要求时，所有术语应以与上下文一致的尽可能广泛的方式解释。特别地，术语“包括”和“包含”应该被解释为以非排他的方式引用元件、组件或步骤，指示所引用的元件、组件或步骤可以存在，或者被利用，或与未明确引用的其他元件、组件或步骤组合。现在已知或以后预期的被本领域普通技术人员看到的所要求保护的主题的非实质性变化明确地被预期为在权利要求的范围内是等同的。因此，对本领域普通技术人员而言的现在或以后已知的明显替换被定义为在所定义的元素的范围内。因此，权利要求应理解为包括上面具体说明和描述的内容，概念上等同的内容，可明显替换的内容以及基本上包含实施方式的基本思想的内容。另外，在说明书和权利要求涉及选自由A、B、C......和N组成的组中的至少一个的情况下，该文本应解释为要求该组中的至少一个元素，包括N，而不是A加N，或B加N等。

Claims (19)

1.一种垂直起降空中无人机，其特征在于，包括：

主体；

左主翼和右主翼，其分别与所述主体接合；

左前翼和右前翼，其分别与所述主体接合；

左线性支撑件，其设置在所述左主翼上；

右线性支撑件，其设置在所述右主翼上；

第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上；

第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上；

所述第一组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机长度方向的平面之间设置有向外偏转的夹角且夹角小于90度；所述第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机长度方向的平面之间设置有向外偏转的夹角且夹角小于90度。

2.根据权利要求1所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述第一组多个升力螺旋桨与第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴与沿无人机长度方向的平面之间夹角为5度至15度。

3.根据权利要求2所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述第一组多个升力螺旋桨中相邻两个所述升力螺旋桨与沿所述无人机长度方向的平面之间的夹角大小不同；

所述第二组多个升力螺旋桨中相邻两个所述升力螺旋桨与沿所述无人机长度方向的平面之间的夹角大小不同。

4.根据权利要求1-3任一项所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左主翼远离所述主体的端部设置有左翼尖垂直稳定器，所述右主翼远离所述主体的端部设置有右翼尖垂直稳定器，所述左翼尖垂直稳定器与右翼尖垂直稳定器为与沿无人机长度方向的平面相平行的板状结构；

所述左翼尖垂直稳定器与右翼尖垂直稳定器顶部分别设置有翼尖升力螺旋桨。

5.根据权利要求4所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述翼尖升力螺旋桨的旋转轴相对于沿无人机长度方向的平面向外偏转5-15度。

6.一种垂直起降空中无人机，其特征在于，包括：

主体；

左主翼和右主翼，其分别与所述主体接合；

左前翼和右前翼，其分别与所述主体接合；

左线性支撑件，其设置在所述左主翼上；

右线性支撑件，其设置在所述右主翼上；

第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上；

第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上；和

其中，所述第一组多个升力螺旋桨和所述第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。

7.根据权利要求6所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，还包括设置在所述左线性支撑件的后部的左垂直稳定器和设置在所述右线性支撑件的后部的右垂直稳定器。

8.根据权利要求7所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，还包括设置在所述左垂直稳定器的顶部终端上的左附加升力螺旋桨和设置在所述右垂直稳定器的顶部终端上的右附加升力螺旋桨。

9.根据权利要求8所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左附加升力螺旋桨和所述右附加升力螺旋桨各自的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。

10.根据权利要求9所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左附加升力螺旋桨、所述右附加升力螺旋桨、所述第一组多个升力螺旋桨和所述第二组多个升力螺旋桨中的每一个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈5度至15度的角度。

11.根据权利要求10所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左附加升力螺旋桨、所述右附加升力螺旋桨、所述第一组多个升力螺旋桨和所述第二组多个升力螺旋桨中的每一个升力螺旋桨的旋转轴，相对于与所述无人机的水平面垂直的所述无人机的垂直面，向外呈8度的角度。

12.根据权利要求11所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，还包括可拆卸的舱，其附接到所述主体的底侧。

13.根据权利要求12所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述舱是客舱。

14.根据权利要求12所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述舱是货舱。

15.根据权利要求10所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，向外呈的角度导致0.5-3％的提升力损失。

16.根据权利要求15所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，向外呈的角度导致偏航力矩增加为8-20％。

17.根据权利要求10所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，向外呈的角度导致升力损失0.97％。

18.根据权利要求15所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，向外呈的角度导致偏航力矩增加为13.92％。

19.根据权利要求11所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左线性支撑件被配置为将所述左主翼与所述左前翼连接。

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