CN213974454U - 垂直起降空中无人机以及用于空中无人机的冷却系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种垂直起降空中无人机及用于空中无人机的冷却系统。通过在所述空中无人机的左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者的各自中空内部内安装风扇，实现了空中无人机的机臂内散热，达到降低机臂内温度，保护机臂内设备的目的。

Description

垂直起降空中无人机以及用于空中无人机的冷却系统

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和用于空中无人机的冷却系统。

背景技术

现有垂直起降空中无人机升力电机及电调工作期间，发热量很大，但现有空中无人机的机臂结构多为密闭空腔结构，不利于热空气扩散。现有垂直起降空中无人机升力电机及电调工作期间，一般不对机臂内设备散热，对机臂内设备造成一定影响。

实用新型内容

本实用新型涉及一种垂直起降空中无人机和用于空中无人机的冷却系统，用于解决现有技术中无人机机臂散热差的问题。

本实用新型提供一种垂直起降(vertical takeoff and landing，VTOL)空中无人机，包括：

左主翼和右主翼；

左前翼和右前翼；

主体，其与所述左主翼和所述右主翼接合；

左线性支撑件，其将所述左主翼与所述左前翼连接；

右线性支撑件，其将所述右主翼与所述右前翼连接；

所述左线性支撑件具有设置在其上的第一组多个升力螺旋桨；

所述右线性支撑件具有设置在其上的第二组多个升力螺旋桨；

其中所述左线性支撑件和所述右线性支撑件各自具有中空内部；

至少一个进气口，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者上；

至少一个出气口，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者上；以及

风扇，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者的各自所述中空内部内。

在本实用新型的一实施例中，所述风扇被设置在靠近所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者的前端处。

在本实用新型的一实施例中，所述空中无人机还包括多个电机，其设置在所述中空内部内。

在本实用新型的一实施例中，所述至少一个进气口中的每个进气口的直径或宽度小于所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者的半径。

在本实用新型的一实施例中，所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的两端形成为锥形结构。

在本实用新型的一实施例中，所述进气口位于所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的前端，所述出气口位于所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的后端；

所述进气口的形状为长圆形且数量为多个，所述进气口的长度方向沿所述锥形结构的母线设置，多个所述进气口相互间隔；所述出气口的形状为长圆形且数量为多个，所述出气口的长度方向沿所述锥形结构的母线间隔设置，多个所述出气口相互间隔。

在本实用新型的一实施例中，所述空中无人机还包括附接至所述空中无人机的底面的可拆卸的舱。

在本实用新型的一实施例中，所述舱是客舱或货舱。

在本实用新型的一实施例中，所述风扇的旋转轴垂直于所述多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴。

在本实用新型的一实施例中，所述空中无人机还包括设置在所述空中无人机上的至少一个推动螺旋桨。

本实用新型还提供一种用于空中无人机的冷却系统，包括：

中空的线性支撑件；

多个升力螺旋桨，其设置在所述线性支撑件上；

用于驱动所述升力螺旋桨的电机，所述电机的数量有多个，多个所述电机设置在所述中空线性支撑件内；

至少一个进气口，其设置在所述线性支撑件上；

至少一个出气口，其设置在所述线性支撑件上；

风扇，其设置在所述线性支撑件内，以将空气从外部环境向所述中空的线性支撑件的内部供应；和

其中，所述至少一个进气口中的每个进气口的直径或宽度小于所述线性支撑件的半径。

在本实用新型的一实施例中，所述风扇设置在靠近所述线性支撑件的前端处。

在本实用新型的一实施例中，所述线性支撑件为笔直构造。

在本实用新型的一实施例中，所述至少一个进气口设置在靠近所述线性支撑件的前端处。

在本实用新型的一实施例中，所述至少一个出气口设置在靠近所述线性支撑件的后端处。

在本实用新型的一实施例中，所述冷却系统还包括可拆卸地附接至所述空中无人机的底面的舱。

在本实用新型的一实施例中，所述舱是客舱或货舱。

本实用新型提供一种垂直起降空中无人机，包括：左主翼和右主翼；左前翼和右前翼；主体，其与所述左主翼和所述右主翼接合；左线性支撑件，其将所述左主翼与所述左前翼连接；右线性支撑件，其将所述右主翼与所述右前翼连接；所述左线性支撑件具有设置在其上的第一组多个升力螺旋桨；所述右线性支撑件具有设置在其上的第二组多个升力螺旋桨；其中所述左线性支撑件和所述右线性支撑件各自具有中空内部；至少一个进气口，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者上；至少一个出气口，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者上；以及风扇，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者的各自所述中空内部内。本实用新型提供的垂直起降空中无人机，通过在其左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者的各自中空内部内安装风扇，实现了空中无人机的机臂内散热，达到降低机臂内温度，保护机臂内设备的目的。

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具有飞行平台和风扇的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图；

图1b是图1a的无人机系统的侧面部分剖视图；

图1c是根据实施方式的又一个方面的具有飞行平台和风扇的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图；

图1d是根据实施方式的又一个方面的具有飞行平台和风扇的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图；

图2是根据实施方式的一个方面的无人机系统的进气口和出气口的侧视图；

图3是根据实施方式的又一个方面的无人机系统的实施方式的顶部透视图；

图4是图3的无人机系统的顶部后方透视图；

图5是图3的无人机系统的侧视图；

图6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7是根据所述实施方式的一个方面的图6的无人机系统的顶视图；

图8是根据所述实施方式的一个方面的图6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10是根据所述实施方式的一个方面的图9的无人机系统的前视图；

图11是根据所述实施方式的一个方面的图9的无人机系统的后透视图；

图12是根据所述实施方式的一个方面的图9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13是根据所述实施方式的一个方面的图9的实施方式的后透视图；

图14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15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透视图；

图17是根据所述实施方式的另一方面的图16中的环绕区域的特写图；

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侧视图；

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前视图；

图20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21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透视图；

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侧视图；

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前视图；

图25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26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侧视图；

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底部透视图；

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前视图；

图30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31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32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33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34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35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36是图35的飞行无人机的侧视图；

图37是根据本实用新型实施方式的一个方面的具有冷却系统的无人机的侧面剖视图；

图38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；135-舱簧片叶片；140-客舱；145-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；170-风扇；180-电机；190-进气口；200-出气口；201-副翼；A-气流方向；B-进气方向；C-出气方向。

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，由技术方案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，则其在技术方案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升力电机及电调工作期间，没有专用设备对机臂内设备散热，因此，会对机臂内设备造成一定影响。为了解决无人机机臂散热差的问题，本实用新型提供一种垂直起降空中无人机，包括：左主翼和右主翼；左前翼和右前翼；主体，其与左主翼和右主翼接合；左线性支撑件，其将左主翼与左前翼连接；右线性支撑件，其将右主翼与右前翼连接；左线性支撑件具有设置在其上的第一组多个升力螺旋桨；右线性支撑件具有设置在其上的第二组多个升力螺旋桨；其中左线性支撑件和右线性支撑件各自具有中空内部；至少一个进气口，其设置在左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者上；至少一个出气口，其设置在左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者上；以及风扇，其设置在左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者的各自中空内部内。

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具有飞行平台和风扇的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图，图1b是图1a的无人机系统的侧面部分剖视图，图1c是根据实施方式的又一个方面的具有飞行平台和风扇的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图，图1d是根据实施方式的又一个方面的具有飞行平台和风扇的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图，图2是根据实施方式的一个方面的无人机系统的进气口和出气口的侧视图，图3是根据实施方式的又一个方面的无人机系统的实施方式的顶部透视图，图4是图3的无人机系统的顶部后方透视图，图5是图3的无人机系统的侧视图，图6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7是根据实施方式的一个方面的图6的无人机系统的顶视图，图8是根据实施方式的一个方面的图6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10是根据实施方式的一个方面的图9的无人机系统的前视图，图11是根据实施方式的一个方面的图9的无人机系统的后透视图，图12 是根据实施方式的一个方面的图9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13是根据实施方式的一个方面的图9的实施方式的后透视图，图14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15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透视图，图17是根据实施方式的另一方面的图16中的环绕区域的特写图，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侧视图，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前视图，图20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21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透视图，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侧视图，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前视图，图25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26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27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28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29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30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31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32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33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34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35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36是图35的飞行无人机的侧视图，图37是根据本实用新型实施方式的一个方面的具有冷却系统的无人机的侧面剖视图，图38是示出无人机的副翼的配置的图。

图1a是根据实施方式的一个方面的具有飞行平台和风扇的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图。图1b是图1a的无人机系统的侧面部分剖视图。无人机100至少包括：左主翼104A和右主翼104B；左前翼105A和右前翼105B；主体102，其与左主翼104A和右主翼104B接合；左线性支撑件103A，其将左主翼104A与左前翼105A连接；右线性支撑件103B，其将右主翼104B与右前翼105B连接；左线性支撑件103A具有设置在其上的第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C；右线性支撑件103B具有设置在其上的第二组多个升力螺旋桨 108D、108E、108F；其中左线性支撑件103A和右线性支撑件103B各自具有中空内部；至少一个进气口190，其设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B中的每一者上；至少一个出气口200，其设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B中的每一者上；以及风扇 170，其设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B中的每一者的各自中空内部内。

采用本实用新型的空中无人机，通过在其左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者的各自中空内部内安装风扇，实现了空中无人机的机臂内散热，达到降低机臂内温度，保护机臂内设备的目的。

图3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。

附图所示的多种实施方式的无人机100的各种部件特征可灵活组合以形成新的结构的无人机，附图仅为示例性的。

图3中无人机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38所示，无人机的副翼201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。

一种可能的实现方式中，左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的两端形成为锥形结构。较佳的，左线性支撑件103A端部的锥形结构的顶点位于左线性支撑件103A的轴线上，右线性支撑件103B端部的锥形结构的顶点位于右线性支撑件103B的轴线上。容易理解的是，将左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的两端设置成锥形结构可以减少无人机100在飞行的过程中空气对线性支撑件的阻力，进而提高无人机100的续航能力。本实施例对于锥形结构的母线与轴线之间的夹角并不限制，本领域技术人员可以根据实际需要进行设置。

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3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3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。

在一个实施方式中，左线性支撑件103A具有设置在其上的至少一个进气口和至少一个出气口。示例性的，参考图2，可以在左线性支撑件103A的前后端处分别设置至少一个进气口190和至少一个出气口200，从而允许空气从外部环境进入到左线性支撑件103A 的中空内部。至少一个进气口和至少一个出气口可灵活设置，例如除了进气口可以设置在左线性支撑件103A的前端附近处，而出气口可以设置在左线性支撑件103A的后端附近处之外，进气口和出气口还可以设置在左线性支撑件103A的侧面(顶面、底面、左和右侧面)处，本实用新型并不做限制。在一实施方式中，至少一个进气口中的每个进气口的直径或宽度小于左线性支撑件103A的半径。需要说明的是，图2中示出的进气口和出气口仅为说明目的，本实用新型并不限制其形状和数量，实际中可根据需求灵活设置。

较佳的，进气口190位于左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的前端，出气口200位于左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的后端。本领域技术人员能够理解的是，空气从左右线性支撑件103B前端的进气口190流入中空内部并从左右线性支撑件 103B后端的出气口200流出，从而将左线性支撑件103A与右线性支撑件103B总体进行散热，避免左线性支撑件103A与右线性支撑件103B内部局部温度过高。

一种可能的实现方式为，左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的两端为锥形结构，且进气口190位于左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的前端，出气口200位于左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的后端。此时，可以将进气口190与出气口 200的形状设置为长圆形且长圆形的长度方向沿锥形结构的母线设置且相邻进气口190之间设置有间隔、相邻出气口200之间设置有间隔。本领域技术人员能够理解的是，将进气口190与出气口200的形状设置成长圆形，在保证左线性支撑件103A与右线性支撑件 103B进排气的基础上，避免对左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的结构强度造成较大影响。

进一步地，在左线性支撑件103A的中空内部内设置风扇，以强制使空气从进气口通过中空内部到达出气口。在一实施方式中，风扇可以设置在左线性支撑件103A的前端附近。在一实施方式中，风扇的旋转轴垂直于多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨108A、108B、108C的旋转轴。

具体地，如图3所示，以左线性支撑件103A为例，在左线性支撑件103A的内部空间中，在升力螺旋桨108A的升力电机180下方、左线性支撑件103A的前方处安装散热风扇170，散热风扇170风场朝向左线性支撑件103A后部吹风，在左线性支撑件103A 内形成向后流动的气流，利于在无人机在飞行过程中利用气流，加快散热。当垂直起降无人机转入平飞阶段后，升力电机停止工作，散热风扇同时停止工作。在一实施方式中，右线性支撑件103B具有设置在其上的至少一个进气口(未示出)和至少一个出气口(未示出)，但可以类似地如图2所示地设置，从而允许空气从外部环境进入到右线性支撑件103B的中空内部，至少一个进气口和至少一个出气口可灵活设置，例如进气口可以设置在右线性支撑件103B的前端附近处，而出气口可以设置在右线性支撑件103B的后端附近处，或者进气口和出气口可设置在右线性支撑件103B的侧面(顶面、底面、左和右侧面)处。其中，至少一个进气口中的每个进气口的直径或宽度小于右线性支撑件103B 的半径。右线性支撑件103B的进气口和出气口可同样参考图2设置，同样地，该进气口和出气口的形状、数量不限于此。

进一步地，在右线性支撑件103B的中空内部内设置风扇，以强制使空气从进气口通过中空内部到达出气口。在一实施方式中，风扇设置在右线性支撑件103B的前端附近。在一实施方式中，风扇的旋转轴垂直于多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨108D、108E、108F的旋转轴。可以如图3所示类似地在右线性支撑件103B内相应地设置风扇。

通过在无人机的左和右线性支撑件103A、103B中分别安装散热风扇，当无人机的升力电机工作期间，散热风扇同时开始工作，通过散热风扇产生的流场将机臂(即左右线性支撑件)内热气流排出，从而达到降低机臂内温度，保护机臂内设备的目的。

在一实施方式中，至少一个进气口中的每个进气口的直径或宽度小于左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者的半径。进气口和出气口的直径或宽度的设置有利于无人机在飞行过程中保持稳定性，防止开口过大，引起无人机内部气流不稳，影响无人机的正常飞行。

在一实施方式中，无人机还包括附接至空中无人机的底面的可拆卸的舱，其中舱是客舱或货舱。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。

在一实施方式中，风扇的旋转轴垂直于多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴，这样设置使得风扇的散热扇片与无人机的螺旋桨叶片相互垂直，如图1c所示，风扇旋转产生的气流A水平地在线性支撑架内部向后流动，避免了由于风扇不如此设置使得中空内部气流 A受到机臂内表面的影响而不能很好地使气流尽快流过中空内部带走热量。

在一实施方式中，左和右线性支撑件103A、103B可以为笔直构造，有利于提高无人机整体强度。

在一实施方式中，无人机100的主翼和副翼可以都配置为前翼构造。如图38所示和其余显示前翼构造的附图，主翼和副翼可以为主翼的板状构造。

在一实施方式中，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1c、1d和图3所示的多个实施方式中，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33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34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33的飞行平台101时，推动螺旋桨向前推动飞行平台101。

在一实施方式中，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，如图1d所示和图3所示，每个主翼104A，104B可以分别具有设置在其远端的翼尖升力螺旋桨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。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。

如图3中进一步所示，有通常附接在无人机100的主体102下方的货舱130。

现在参考图4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。

在一实施方式中，无人机起落架末端可以设置如图1a至图15所示的簧片，或者无人机起落架末端可以设置电动轮，如图16-36所示。

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5，其示出了作为货舱130的舱。货舱130可以具有舱簧片叶片135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，所有货舱130或客舱140被携带在飞行平台101的下方。预期在地面上装载货舱130或客舱140，并且装载过程可在飞行平台101附接到货舱130或客舱 140之前或之后完成。

图7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7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8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可用于为货舱130或客舱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，可以有设置在货舱130或客舱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。通过在货舱130或客舱 140中具有能量存储单元155，每当飞行平台101接载新货舱130或客舱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无货舱130或客舱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货舱130或客舱140中的电池150。以这种方式，当飞行平台101将旧货舱130或客舱140换成新货舱130或客舱 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9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舱腿145。

图12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和客舱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和客舱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来将客舱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13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14所示)。如图14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客舱140后部的位置，或与客舱 140垂直齐平。在另一实施方式中，推动螺旋桨117与客舱140的顶部垂直齐平。在另一实施方式中，推动螺旋桨117与客舱140的中部垂直齐平。在进一步实施方式中，推动螺旋桨117与客舱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15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15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货舱130或客舱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货舱130或客舱140引起的空气动力学效应引起的。

图16至32示出了飞行平台101或货舱130或客舱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16的实施方式中，飞行平台101具有电动轮148；货舱130或客舱140也具有电动轮。现参照图17的实施方式，单个电动轮148单元可以具有封闭在壳体149中的电机，并且电机可以由设置在货舱130或客舱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和货舱130，当其停在地面上时，在地面上移动。这允许货舱130或客舱140远离飞行平台101移动，并且允许另一个货舱130或客舱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远离货舱130并朝向另一个舱移动以进行接合。在一个实施方式中，每个货舱130或客舱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货舱130或客舱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28作为一个示例，客舱140可以具有设置在客舱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28中，这些漂浮装置160显示为放气的。图 34示出了放气的漂浮装置160的侧视图。如图35和36所示，与客舱140接合的漂浮装置160显示为充气的。

参照图33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33中，与电动轮148接合的这些漂浮装置160显示为放气的。图 35和36示出了飞行平台101被充气的漂浮装置160。

如上，在无人机机臂内安装散热风扇，当无人机升力电机工作期间，散热风扇同时开始工作，通过散热风扇产生的流场将机臂内热气流排出，从而达到降低机臂内温度，保护机臂内设备的目的。示例性的，本实用新型通过在升力电机下方、前方装一个散热风扇，散热风扇风场朝向机臂后部吹风，在机臂内形成向后流动的气流，当垂直起降无人机转入平飞阶段后，升力电机停止工作，散热风扇同时停止工作。

根据本实用新型的技术方案，通过在空中无人机的左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者的各自中空内部内安装风扇，实现了空中无人机的机臂内散热，达到降低机臂内温度，保护机臂内设备的目的。

图37是根据本实用新型实施方式的具有冷却系统的无人机的侧面剖视图。请参考图37，本实用新型提供的用于空中无人机的冷却系统包括中空的线性支撑件103A；多个升力螺旋桨 108A、108B和108C，其设置在线性支撑件103A上；用于驱动升力螺旋桨108A、108B和108C 的多个电机180，其设置在中空线性支撑件103A内，示例性地，每个电机180用于驱动一个升力螺旋桨；至少一个进气口和出气口(未示出)，其中空气从线性支撑件103A前端附近的进气口进入，并从其后端附近的出气口流出；风扇170，其设置在线性支撑件103A内，以将空气从外部环境向中空线性支撑件的内部供应。

在一实施方式中，风扇设置在靠近线性支撑件的前端处，这样能使得线性支撑件内的气流A更加快速的流过，加快带走所有中空内部的热量。

在一实施方式中，线性支撑件为笔直构造，有利于提高无人机整体强度。

在一实施方式中，至少一个进气口设置在靠近线性支撑件的前端处，利于无人机在飞行时使得由于飞行运动引起的空气更快速进入线性支撑件内。

在一实施方式中，至少一个出气口设置在靠近线性支撑件的后端处，使得线性支撑件内的空气流动能覆盖整个线性支撑件内部，从而整个线性支撑件内部实现散热。

在一实施方式中，冷却系统还包括可拆卸地附接至空中无人机的底面的舱，其中舱是客舱或货舱。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。

采用本实用新型提供的用于空中无人机的冷却系统，可以实现空中无人机的机臂内散热。

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技术方案限定的实施方式。例如，尽管技术方案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，除了所附技术方案的精神之外，所公开的实施方式是不受限制的。此外，在解释说明书和技术方案时，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技术方案的范围内是等同的。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，技术方案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，在说明书和技术方案涉及选自由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 (17)

1.一种垂直起降空中无人机，其特征在于，包括：

左主翼和右主翼；

左前翼和右前翼；

主体，其与所述左主翼和所述右主翼接合；

左线性支撑件，其将所述左主翼与所述左前翼连接；

右线性支撑件，其将所述右主翼与所述右前翼连接；

所述左线性支撑件具有设置在其上的第一组多个升力螺旋桨；

所述右线性支撑件具有设置在其上的第二组多个升力螺旋桨；

其中所述左线性支撑件和所述右线性支撑件各自具有中空内部；

至少一个进气口，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者上；

至少一个出气口，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者上；以及

风扇，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者的各自所述中空内部内。

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，所述风扇被设置在靠近所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者的前端处。

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，还包括多个电机，其设置在所述中空内部内。

4.根据权利要求3所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述至少一个进气口中的每个进气口的直径或宽度小于所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者的半径。

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，所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的两端形成为锥形结构。

6.根据权利要求5所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述进气口位于所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的前端，所述出气口位于所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的后端；

所述进气口的形状为长圆形且数量为多个，所述进气口的长度方向沿所述锥形结构的母线设置，多个所述进气口相互间隔；所述出气口的形状为长圆形且数量为多个，所述出气口的长度方向沿所述锥形结构的母线间隔设置，多个所述出气口相互间隔。

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，还包括附接至所述空中无人机的底面的可拆卸的舱。

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，所述舱是客舱或货舱。

9.根据权利要求6所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述风扇的旋转轴垂直于所述多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨的旋转轴。

10.根据权利要求6所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，还包括设置在所述空中无人机上的至少一个推动螺旋桨。

11.一种用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，包括：

中空的线性支撑件；

多个升力螺旋桨，其设置在所述线性支撑件上；

用于驱动所述升力螺旋桨的电机，所述电机的数量有多个，每个电机用于驱动一个升力螺旋桨，多个所述电机设置在所述线性支撑件内；

至少一个进气口，其设置在所述线性支撑件上；

至少一个出气口，其设置在所述线性支撑件上；

风扇，其设置在所述线性支撑件内，以将空气从外部环境向所述中空的线性支撑件的内部供应；和

其中，所述至少一个进气口中的每个进气口的直径或宽度小于所述线性支撑件的半径。

12.根据权利要求11所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，所述风扇设置在靠近所述线性支撑件的前端处。

13.根据权利要求12所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，所述线性支撑件为笔直构造。

14.根据权利要求13所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，所述至少一个进气口设置在靠近所述线性支撑件的前端处。

15.根据权利要求13所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，所述至少一个出气口设置在靠近所述线性支撑件的后端处。

16.根据权利要求12所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，还包括可拆卸地附接至所述空中无人机的底面的舱。

17.根据权利要求16所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，所述舱是客舱或货舱。

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