CN213974456U - 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，包括设置在左右线性支撑件的顶侧上的多个升力螺旋桨，和设置在左右线性支撑件的底侧上的左右左附加升力螺旋桨。本实用新型的空中无人机，通过在无人机上使用多组升力电机，有效提升了无人机的升降动力，提高了飞机最大起飞重量及有效载荷。

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

现有大载重垂直起降(vertical takeoff and landing，VTOL)无人机的起飞重量限制了任务载荷，增加起飞重量能大大增加平飞过程中升力提供的有效任务载荷，但是现有无人机的飞机最大起飞重量及有效载荷不足。

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最大起飞重量及有效载荷不足的问题。

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；

主体，其与所述左主翼和所述右主翼接合；

左前翼和右前翼，其与所述主体接合；

左线性支撑件，其与所述左主翼接合；

第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件的顶侧上；

右线性支撑件，其与所述右主翼接合；

第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件的顶侧上；

左附加升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件的底侧上；以及

右附加升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件的底侧上。

在本实用新型的一实施例中，所述左附加升力螺旋桨的旋转覆盖区域与所述第一组多个升力螺旋桨中的两个升力螺旋桨的旋转覆盖区域重叠。

在本实用新型的一实施例中，所述左附加升力螺旋桨的旋转覆盖区域与所述第一组多个升力螺旋桨中的最前面两个升力螺旋桨的旋转覆盖区域重叠。

在本实用新型的一实施例中，所述空中无人机还包括左垂直稳定器，其设置在靠近所述左线性支撑件的末端处，并且还包括右垂直稳定器，其靠近所述右线性支撑件的末端处设置。

在本实用新型的一实施例中，所述空中无人机还包括顶端升力螺旋桨，其设置在所述左垂直稳定器和所述右垂直稳定器中的每一者的顶端上。

在本实用新型的一实施例中，还包括翼尖螺旋桨，所述翼尖螺旋桨数量为两个，两个所述翼尖螺旋桨分别设置在所述左主翼与所述右主翼远离所述主体的端部。

在本实用新型的一实施例中，所述左主翼与右主翼远离所述主体的一端分别设置有翼尖垂直稳定器，所述翼尖垂直稳定器为竖直设置的板状结构且所述板状结构平行于所述主体的纵轴，所述翼尖垂直稳定器位于所述主翼上方并与所述主翼固定连接；所述翼尖螺旋桨设置在所述翼尖垂直稳定器的顶端。

在本实用新型的一实施例中，所述空中无人机还包括牵引螺旋桨，其设置在所述主体的前端处。

在本实用新型的一实施例中，所述空中无人机还包括推动螺旋桨，其设置在所述主体的后端处。

在本实用新型的一实施例中，所述左线性支撑件将所述左主翼连接至所述左前翼，并且所述右线性支撑件将所述右主翼连接至所述右前翼。

在本实用新型的一实施例中，所述空中无人机还包括舱，其附接至所述主体的底侧。

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，所述左附加升力螺旋桨和所述右附加升力螺旋桨的重量增加百分比与升降动力的增加百分比之比为5-15％：18-35％。

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螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为5-10％：18-30％。

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螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为6％：20-25％。

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螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为6％：22％。

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；主体，其与所述左主翼和所述右主翼接合；左前翼和右前翼，其与所述主体接合；左线性支撑件，其与所述左主翼接合；第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件的顶侧上；右线性支撑件，其与所述右主翼接合；第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件的顶侧上；左附加升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件的底侧上；以及右附加升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件的底侧上。本实用新型的空中无人机，通过在无人机上使用多组升力电机，有效提升了无人机的升降动力，提高了飞机最大起飞重量及有效载荷。

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、附图和技术方案，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1b的无人机系统的顶部后方透视图；

图3是图1b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；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- 能量存储单元；155-舱中储能单元；160-漂浮装置；170-顶端升力螺旋桨；180-牵引螺旋桨； 181A-左附加升力螺旋桨；181B-右附加升力螺旋桨；190-副翼。

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，其呈现为技术方案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的最大起飞重量及有效载荷不足。为了解决这一问题，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；主体，其与左主翼和右主翼接合；左前翼和右前翼，其与主体接合；左线性支撑件，其与左主翼接合；第一组多个升力螺旋桨，其设置在左线性支撑件的顶侧上；右线性支撑件，其与右主翼接合；第二组多个升力螺旋桨，其设置在右线性支撑件的顶侧上；左附加升力螺旋桨，其设置在左线性支撑件的底侧上；以及右附加升力螺旋桨，其设置在右线性支撑件的底侧上。

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1b的无人机系统的顶部后方透视图，图3是图1b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34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概括地描绘了具有前翼配置的VTOL空中无人机100的实施方式。无人机100至少包括：左主翼104A和右主翼104B；主体102，其与左主翼104A和右主翼104B接合，具体而言，左主翼104A与右主翼104B分别位于主体102的左右两侧并与主体102接合，此时左主翼104A与右主翼104B相对于主体102位置相对。本领域技术人员能够理解的是，主翼为无人机100两侧水平截面最大的机翼，无人机100在飞行的过程中可以产生升力使无人机100 在空中可以稳定飞行。

图1b示出了，无人机100还包括左前翼105A和右前翼105B，左前翼105A与右前翼105B 分别位于主体102的左右两侧并与主体102接合并与与主体102接合。本实施例对于前翼与主翼之间间隔的大小并不限制，本领域技术人员可以根据实际需要进行设置。本领域技术人员能够理解的是，前翼用于控制飞行平台的飞行姿态，即飞行平台的俯仰。

图1a示出了，无人机100设置有左线性支撑件103A与右线性支撑件103B，左线性支撑件103A与左主翼104A接合，右线性支撑件103B与右主翼104B接合。多个升力螺旋桨108A、108B、108C，其设置在左线性支撑件103A的顶侧上，多个升力螺旋桨108D、108E、108F，其设置在右线性支撑件103B的顶侧上，示例性地，多个升力螺旋桨间隔设置在线性支撑件的上方并与线性支撑件固定连接。容易理解的是，升力螺旋桨的数量为非限制性的，本领域技术人员可以根据实际需要设置升力螺旋桨的数量。本领域技术人员能够理解的是，线性支撑件可以用于容纳无人机100的其他零部件，例如驱动升力螺旋桨转动的电机，从而使无人机100主体102的结构更加紧凑。通过升力螺旋桨的转动可以为线性支撑件施加向上的升力，进而带动无人机100上升，通过控制升力螺旋桨的转动速度可以控制无人机100的升降速度。

如图1a所示，左附加升力螺旋桨181A，其设置在左线性支撑件103A的底侧上；以及右附加升力螺旋桨181B，其设置在右线性支撑件103B的底侧上。

采用本实用新型的空中无人机，通过在无人机上使用多组升力电机，有效提升了无人机的升降动力，提高了飞机最大起飞重量及有效载荷。

图1b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。

图1a和图1b所示的无人机具有部分相同的结构配置。附图所示的多个实施方式的无人机的部件特征可灵活组合以形成新的无人机设计，附图仅为示例性的。

图1b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。

在又一实施方式中，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。在下文的描述中，除非特别说明，不对区分前翼和副翼的描述。

在一实施方式中，如图35所示，无人机的副翼190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、底侧或两者上的多个第一组升力螺旋桨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1b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1b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，参考图1a，在左线性支撑件103A的底侧上设置左附加升力螺旋桨181A，以及在在右线性支撑件103B的底侧上设置右附加升力螺旋桨181B。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨181A的旋转覆盖区域与第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C中的两个升力螺旋桨的旋转覆盖区域重叠。可以设置可有助于提升升力。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨181B的旋转覆盖区域与第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C中的最前面两个升力螺旋桨108A、108B的旋转覆盖区域重叠，如图 1a所示，但不限于此。可以设置可有助于提升旋翼升力。

在一实施例中，空中无人机还包括左垂直稳定器106A，其设置在靠近左线性支撑件 103A的末端处，并且还包括右垂直稳定器106B，其设置在靠近右线性支撑件103B的末端处。该左右垂直稳定器用于保持无人机飞行期间稳定性。

在一实施例中，空中无人机100还包括顶端升力螺旋桨170，其设置在左垂直稳定器 106A和右垂直稳定器106B中的每一者的顶端上。该顶端升力螺旋桨的设置用于提高旋翼升力，提高最大任务载荷能力。

在一实施例中，如图1b所示，空中无人机100还包括翼尖螺旋桨，翼尖螺旋桨数量为两个，两个翼尖螺旋桨分别设置在左主翼104A与右主翼104B远离主体102的端部。需要说明的是，翼尖螺旋桨除可以增加无人机100的提升力外还可以通过控制主体102左右两侧的翼尖螺旋桨转速不同实现无人机100的滚转。

示例性地，左主翼104A与右主翼104B远离主体102的一端分别设置有翼尖垂直稳定器，翼尖垂直稳定器为竖直设置的板状结构且板状结构平行于主体102的纵轴，翼尖垂直稳定器位于主翼上方并与主翼固定连接。翼尖螺旋桨设置在翼尖垂直稳定器的顶端。本领域技术人员能够理解的是，翼尖垂直稳定器同样能起到安定面的作用，增加无人机100在飞行期间的稳定性，同时，将翼尖螺旋桨设置在翼尖垂直稳定器的顶端使翼尖螺旋桨的旋转面高于主翼避免翼尖螺旋桨与主翼之间发生干涉。

在一实施例中，空中无人机100还包括牵引螺旋桨180，其设置在主体102的前端处。该牵引螺旋桨用于提供平飞动力，飞机通过改变姿态，飞行速度，翼型来改变对应的升力。

在一实施例中，空中无人机100还包括推动螺旋桨107，其设置在主体102的后端处。该推动螺旋桨同样用于提供平飞动力，飞机通过改变姿态，飞行速度，翼型来改变对应的升力。

空中无人机100中驱动牵引螺旋桨180和推动螺旋桨107的2组水平推进电机设置在机身前后，提供平飞动力，飞机通过改变姿态，飞行速度，翼型来改变对应的升力。

在一实施例中，主翼和副翼为前翼构造。如图35所示的主翼以及副翼构造，其可为附图所示的前翼的延伸平板构型。

在一实施例中，左线性支撑件将左主翼连接至左副翼，并且右线性支撑件将右主翼连接至右副翼。通过左右线性支撑件接合左右主翼和左右前翼，可以提高无人机的整体强度。

在一实施例中，空中无人机还包括舱，其附接至主体的底侧。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，可用来运输乘客。

在一实施例中，舱是货舱，可用来运输各种物资。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨和右附加升力螺旋桨的重量增加百分比与升降动力的增加百分比之比约为5-15％：18-35％。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨和右附加螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为5-10％：18-30％。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨和右附加螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为6％：20-25％。

在一实施例中，左附加升力螺旋桨和右附加螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为6％：22％。

综上，左右附加升力螺旋桨的重量增加要小于无人机升力提升，使得无人机在增加机身空重情况下提高了的最大旋翼升力，明显提高了最大任务载荷能力。

利用本实用新型提供的高推重比一体化电调电机，每增加一个升力电机组件可提供的升力远大于增加的重量，在此基础上，能够显著提升有效任务载荷的大载重(诸如500公斤级)垂直起降无人机，在一优选实施例中，无人机包含10组升力电机，用于起降飞行及悬停。2组电力推进电机位于飞机机头与机尾位置。10组升力电机中，8组升力电机位于机臂及尾翼上部，2组升力电机位于前机臂下部中间。10升力电机相较于相关技术中的8升力电机在不增加机身尺寸仅增加6％机身空重的情况下可提高22％的最大旋翼升力，并相较于8升力电机配置提高60％的最大任务载荷能力。

如上，在大载重垂直起降无人机上，使用多组升力电机，优选10组升力电机有效提升了无人机的升降动力，提高了飞机最大起飞重量及有效载荷。进一步优选地，在无人机上还配备有多组推进电机，优选2组推进电机的情况下，可以进一步有效提升无人机的升降动力，显著提高飞机最大起飞重量及有效载荷。

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1b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1b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，该能量存储单元150可用于为货舱130或客舱140内的配件供电。

这些电池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，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。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7的细节，提供客舱140。该客舱140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14至30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14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26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；

主体，其与所述左主翼和所述右主翼接合；

左前翼和右前翼，其与所述主体接合；

左线性支撑件，其与所述左主翼接合；

第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件的顶侧上；

右线性支撑件，其与所述右主翼接合；

第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件的顶侧上；

左附加升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件的底侧上；以及

右附加升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件的底侧上。

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，所述左附加升力螺旋桨的旋转覆盖区域与所述第一组多个升力螺旋桨中的两个升力螺旋桨的旋转覆盖区域重叠。

3.根据权利要求1所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左附加升力螺旋桨的旋转覆盖区域与所述第一组多个升力螺旋桨中的最前面两个升力螺旋桨的旋转覆盖区域重叠。

4.根据权利要求2所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，还包括左垂直稳定器，其设置在靠近所述左线性支撑件的末端处，并且还包括右垂直稳定器，其靠近所述右线性支撑件的末端处设置。

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，还包括顶端升力螺旋桨，其设置在所述左垂直稳定器和所述右垂直稳定器中的每一者的顶端上。

6.根据权利要求2所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，还包括翼尖螺旋桨，所述翼尖螺旋桨数量为两个，两个所述翼尖螺旋桨分别设置在所述左主翼与所述右主翼远离所述主体的端部。

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，所述左主翼与右主翼远离所述主体的一端分别设置有翼尖垂直稳定器，所述翼尖垂直稳定器为竖直设置的板状结构且所述板状结构平行于所述主体的纵轴，所述翼尖垂直稳定器位于所述主翼上方并与所述主翼固定连接；所述翼尖螺旋桨设置在所述翼尖垂直稳定器的顶端。

8.根据权利要求5所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，还包括牵引螺旋桨，其设置在所述主体的前端处。

9.根据权利要求1所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，还包括推动螺旋桨，其设置在所述主体的后端处。

10.根据权利要求1所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左线性支撑件将所述左主翼连接至所述左前翼，并且所述右线性支撑件将所述右主翼连接至所述右前翼。

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，还包括舱，其附接至所述主体的底侧。

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，所述舱是客舱。

13.根据权利要求11所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述舱是货舱。

14.根据权利要求2所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左附加升力螺旋桨和所述右附加升力螺旋桨的重量增加百分比与升降动力的增加百分比之比为5-15％：18-35％。

15.根据权利要求14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螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为5-10％：18-30％。

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，所述左附加升力螺旋桨和所述右附加螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为6％：20-25％。

17.根据权利要求16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螺旋桨的重量增加百分比与升力提升百分比之比为6％：22％。

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