CN213974457U - 垂直起降空中无人机 - Google Patents

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Abstract

一种垂直起降空中无人机，在所述无人机的左右线性支撑件上分别设置第一组多个升力螺旋桨和第二组多个升力螺旋桨，并且在所述无人机上设置左背鳍和右背鳍。本实用新型提供的垂直起降空中无人机，通过设置多个升力螺旋桨和左右背鳍，使得无人机在飞行过程中稳定性更高。

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
无人机是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的无人驾驶飞机，与有人驾驶飞机相比，无人机更适合复杂危险的环境，其被广泛应用到各个领域。
现有垂直起降(vertical takeoff and landing，VTOL)无人机一般采用4台升力电机和1台推力电机的布局形式，由升力电机驱动升力螺旋桨转动，例如，升力螺旋桨设置在线性支撑件的上方，通过升力螺旋桨转动带动无人机垂直起降。推动电机驱动推动螺旋桨，推动螺旋桨设置在无人机的后端，通过推动螺旋桨转动产生推力推动无人机向前飞行。
然而，无人机在飞行的过程中在遭受到空气波动时稳定性较差。
实用新型内容
本实用新型涉及一种垂直起降空中无人机，用于解决无人机在飞行的过程中在遭受到空气波动时稳定性较差的问题。
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，其与所述左主翼和所述右主翼接合；
左线性支撑件，其与所述左主翼接合；
右线性支撑件，其与所述右主翼接合；
左背鳍，其设置在所述左线性支撑件上；
右背鳍，其设置在所述右线性支撑件上。
在本实用新型的一实施例中，所述左背鳍朝向所述左线性支撑件前端一侧倾斜设置，所述左背鳍的顶端长度小于所述左背鳍的底端长度；
所述右背鳍朝向所述右线性支撑件前端一侧倾斜设置；所述右背鳍的顶端长度小于所述右背鳍的底端长度。
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顶部分别设置有多个升力螺旋桨；所述左背鳍位于所述左线性支撑件顶部相邻两个升力螺旋桨之间，所述右背鳍位于所述右线性支撑件顶部相邻两个升力螺旋桨之间；
所述左背鳍与所述右背鳍顶部分别设置有附加升力螺旋桨；
所述附加升力螺旋桨与所述升力螺旋桨互为冗余设计。
在本实用新型的一实施例中，所述右线性支撑件的末端设置有右推动螺旋桨；所述左推动螺旋桨与所述右推动螺旋桨互为冗余设计。
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，其与所述左主翼接合；
右线性支撑件，其与所述右主翼接合；
其中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；
其中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；
左背鳍，其设置在所述左线性支撑件上的所述第一组多个升力螺旋桨中的任何两个升力螺旋桨之间；和
右背鳍，其设置在所述右线性支撑件上的所述第二组多个升力螺旋桨中的任何两个升力螺旋桨之间。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括至少一个推动螺旋桨，其设置在所述无人机的末端，所述至少一个推动螺旋桨中的每个推动螺旋桨的旋转轴平行于所述无人机的纵轴。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机包括两个推动螺旋桨，所述两个推动螺旋桨中的一个设置在所述左线性支撑件的末端，另一个设置在所述右线性支撑件的末端。
在本实用新型的一实施例中，所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者具有设置在其上的附加升力螺旋桨。
在本实用新型的一实施例中，设置在所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者上的所述附加升力螺旋桨分别设置在所述左背鳍和所述右背鳍的顶部末端上。
在本实用新型的一实施例中，所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者的基部分别至少部分地与所述左主翼和所述右主翼重叠。
在本实用新型的一实施例中，所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者具有向后倾斜面。
在本实用新型的一实施例中，设置在所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者上的附加升力螺旋桨具有旋转覆盖区域，所述旋转覆盖区域与设置在紧跟各个背鳍后方并设置在相应的左线性支撑件和右线性支撑件上的升力螺旋桨的旋转覆盖区域部分重叠。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机采用模具一体成型。
本实用新型还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，其与所述左主翼接合；
右线性支撑，其与所述右主翼接合；
第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上；
第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上，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设置在相同第一水平面上；
左附加升力螺旋桨，其设置在高于所述第一水平面的第二水平面上；
右附加升力螺旋桨，其设置在所述第二水平面上。
在本实用新型的一实施例中，还包括与所述左线性支撑件接合的左背鳍，并且所述左附加升力螺旋桨设置在所述左背鳍的顶部末端上。
在本实用新型的一实施例中，所述第一组多个升力螺旋桨和所述左附加升力螺旋桨成直线地设置。
在本实用新型的一实施例中，所述左附加升力螺旋桨具有旋转覆盖区域，所述旋转覆盖区域与所述第一组多个升力螺旋桨中的另一个升力螺旋桨的旋转覆盖区域部分重叠。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括推动螺旋桨，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末端上。
在本实用新型的一实施例中，除了所述第一组多个升力螺旋桨、所述第二组多个升力螺旋桨、所述左附加升力螺旋桨和所述右附加升力螺旋桨之外，所述无人机未设置其他升力螺旋桨。
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，其与所述左主翼接合；右线性支撑件，其与所述右主翼接合；左背鳍，其设置在所述左线性支撑件上；右背鳍，其设置在所述右线性支撑件上。本实用新型提供的垂直起降空中无人机，通过在左线性支撑架上设置左背鳍，在右线性支撑件上设置右背鳍，无人机在飞行的过程中左背鳍与右背鳍起到安定面的作用，从而提高了无人机在飞行过程中的稳定性。
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、附图和说明书技术方案，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是示出一个实施方式的无人机的副翼的配置的图。
在引用附图标记的元件时，说明书附图中的无人机的相同结构用相同的附图标记表示：
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-左背鳍；180-右背鳍；190A-附加升力螺旋桨；190B-附加升力螺旋桨；120-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，其呈现为说明书技术方案中限定的实施方式的图示示例。明确地理解，由说明书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，则其在说明书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，现有无人机在飞行的过程中遭受到空气波动时稳定性较差。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：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，其与左主翼接合；右线性支撑件，其与右主翼接合；左背鳍，其设置在左线性支撑件上；右背鳍，其设置在右线性支撑件上。左背鳍与右背鳍在无人机飞行的过程中起到安定面的作用，即增加无人机沿竖直方向上的截面面积，提高无人机在飞行过程中的稳定性。
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是示出一个实施方式的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。本实施例提供的无人机包括主体102、左主翼104A和右主翼104B，左主翼104A与右主翼104B分别位于主体102的相对两侧并与主体102接合，也即是说，左主翼104A与右主翼104B分别位于主体102的左右两侧且左主翼104A与右主翼104B位置相对。本领域技术人员能够理解的是，主翼为机身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。
继续参照图1a，无人机100还设置有前翼包括左前翼105A与右前翼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。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，前翼用于控制无人机100的飞行姿态，即无人机100的俯仰。
图1a示出了，左主翼104A与左线性支撑件103A结合，右主翼104B与右线性支撑件103B 结合，较佳的，左线性支撑件103A、右线性支撑件103B与主体102的纵轴平行，进而减少无人机100在飞行的过程中空气对线性支撑件的阻力。容易理解的是，左线性支撑件103A与右线性支撑件103B可以用于固定安装升力螺旋桨以及电机，从而使无人机100主体102的结构更加紧凑。
如图1a所示，左线性支撑件103A上设置有左背鳍170，右线性支撑件103B上设置有右背鳍180，左背鳍170与右背鳍180沿竖直方向设置，本领域技术人员能够理解的是，左背鳍 170与右背鳍180可以起到安定面的作用，无人机100在飞行的过程中可以通过左背鳍170与右背鳍180提高飞行过程中的稳定性。
一种可能的实现方式中，左背鳍170的左端即朝向左线性支撑件103A前端一侧倾斜设置，左背鳍170的顶端长度小于左背鳍170的底端长度，也即是说，左背鳍170近似为直角三角形结构，直角三角形的一条直角边沿左线性支撑件103A的轴线设置，直角三角形的另一条直角边沿竖直方向设置。本领域技术人员能够理解的是，将左背鳍170的左端倾斜设置且左背鳍170顶端长度大于底端长度可以减少无人机100飞行过程中空气对左背鳍170的阻力，提高无人机100的续航能力。相应地，右背鳍180朝向右线性支撑件103B前端一侧倾斜设置；右背鳍180的顶端长度小于右背鳍180的底端长度，进而减少空气对右线性支撑件103B的阻力。
继续参照图1a，左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的末端分别设置有垂直稳定器且垂直稳定器位于左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的下方，具体而言，垂直稳定器形成为竖直设置的板状结构且板状结构的顶边沿左右线性支撑件103B的轴线设置。容易理解的是，垂直稳定器同样可以起到安定面的作用，增加无人机100在飞行过程中的稳定性，本领域技术人员也可以将垂直稳定器设置在左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的上方，同样能够增加无人机100飞行过程中的稳定性。
一种可能的实现方式中，如图1b所示，左主翼104A远离主体102的一端设置有左翼尖垂直稳定器110A，右主翼104B远离主体102的一端设置有右翼尖垂直稳定器110B，左翼尖垂直稳定器110A与右翼尖垂直稳定器110B沿竖直方向设置且与主体102的纵轴平行。本领域技术人员能够理解的是，左翼尖垂直稳定器110A与右翼尖垂直稳定器110B同样起到安定面的作用，增加无人机100在飞行过程中的稳定性。
图1a示出了，左线性支撑件103A与右线性支撑件103B顶部分别设置有多个升力螺旋桨；左背鳍170位于左线性支撑件103A顶部相邻两个升力螺旋桨之间，右背鳍180位于右线性支撑件103B顶部相邻两个升力螺旋桨之间。左背鳍170与右背鳍180顶部分别设置有附加升力螺旋桨190A、190B，容易理解的是，附加升力螺旋桨190A、190B转动时产生向上的升力，无人机100能够通过附加升力螺旋桨190A、190B旋转垂直起降。
需要说明的是，附加升力螺旋桨190A、190B与升力螺旋桨互为冗余设计，也即是说，附加升力螺旋桨190A、190B与升力螺旋桨互为备份。从而当其中一个失效时无人机100能够通过另一个实现垂直起降，从而提高无人机100的可靠性降低事故风险。
如图1a所示，左线性支撑件103A的末端设置有左推动螺旋桨107A，右线性支撑件103B 的末端设置有右推动螺旋桨107B，也即是说，左推动螺旋桨107A与右推动螺旋桨107B转动时产生向前的推力，推动无人机100向前飞行。左推动螺旋桨107A与右推动螺旋桨107B可以互为冗余设计，从而保证其中一个推动螺旋桨107转动时，另外一个还能够推动无人机100 向前飞行。
本实施例的另一方面，提供一种无人机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，其与左主翼接合104A；右线性支撑103B，其与右主翼104B接合；其中左线性支撑件103A具有设置在其上的第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C；其中右线性支撑件103B具有设置在其上的第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F；左背鳍170，其设置在左线性支撑件103A上的第一组多个升力螺旋桨中的任何两个升力螺旋桨之间；和右背鳍180，其设置在右线性支撑件上103B的第二组多个升力螺旋桨中的任何两个升力螺旋桨之间。
采用本实用新型的空中无人机通过设置多个升力螺旋桨和左右背鳍，使得无人机系统可靠性提高、使用寿命延长、维护难度和成本降低。
图1b同样概括地描绘了具有前翼配置的VTOL空中无人机100的又一实施方式。图1a 和图1b所示的无人机结构部分地相同。
本实用新型附图所示的无人机的部件特征可自由组合，附图所示仅为示例性的。
在图1b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。
在一实施方式中，如图35所示，无人机的副翼120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。
在一实施方式中，如图1a所示，无人机100可以具有左背鳍170和右背鳍180，其中左背鳍170设置在左线性支撑件103A上的第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C 中的任何两个升力螺旋桨之间，右背鳍180设置在右线性支撑件103B上的第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F中的任何两个升力螺旋桨之间。通过在左右背鳍上设置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。
在一实施方式中，无人机100还可以包括至少一个推动螺旋桨107，其设置在无人机 100的末端，至少一个推动螺旋桨107中的每个推动螺旋桨107A、107B的旋转轴平行于无人机100的纵轴。采用推动螺旋桨提供动力，能够增加无人机的续航能力，增加航时。
在一实施方式中，无人机100可以包括两个推动螺旋桨107A和107B，其一个设置在左线性支撑件103A的末端，另一个设置在右线性支撑件103B的末端。采用两个推动螺旋桨提供动力更加充沛，相比单推动螺旋桨的设置可靠性更高。
在一实施方式中，左背鳍170和右背鳍180中的每一者具有设置在其上的附加升力螺旋桨190A和190B。通过在左右背鳍上设置附加升力螺旋桨使得整机结构布局更加紧凑，减轻整机重量，从而降低功率提高航时和作业效率。
在一实施方式中，设置在左背鳍170和右背鳍180中的每一者上的附加升力螺旋桨190A和190B分别设置在左背鳍和右背鳍的顶部末端上。这样设置附加升力螺旋桨能更好地提供升力，保持无人机垂直起降稳定性。
在一实施方式中，左背鳍170和右背鳍180中的每一者的基部分别至少部分地与左主翼和右主翼重叠。左右背鳍的基部与左右主翼重叠，或者一体构成，使得无人机外形阻力更小，结构强度更高，从而提高稳定性和可靠性。
在一实施方式中，左背鳍170和右背鳍180中的每一者具有向后倾斜面。通过图1a可看到左背鳍170和右背鳍180为倾斜向后延伸构造，这样可以减小空气阻力，改善无人机航向稳定性。
在一实施方式中，设置在左背鳍170和右背鳍180中的每一者上的附加升力螺旋桨具有旋转覆盖区域，旋转覆盖区域与设置在紧跟各个背鳍后方并设置在相应的左线性支撑件和右线性支撑件上的升力螺旋桨的旋转覆盖区域部分重叠。从图1a可看出，附加升力螺旋桨190A和190B与升力螺旋桨108C和108F的旋转覆盖区域分别重叠，这样设置有助于无人机降低巡航功率，增加航时。
在本实用新型的一实施例中，无人机采用模具一体成型。现有垂直起降无人机升力电机安装位置、推力电机安装位置，不是使用复合材料一体成型，系统集成度较低。采用本实用新型的方案，通过模具一体成型的方式，使升力电机的大部分埋入机臂电机座内，从而减小阻力。
通过在左右线性支撑件上分别设置第一组多个升力螺旋桨和第二组多个升力螺旋桨 (即安装多个电机)，并且在左右背鳍上分别设置升力螺旋桨(同样地安装电机)，由于左右背鳍电机高置的方式，使整机结构更加紧凑，结构重量降低，从而降低巡航功率，增加航时。
通过在左右线性支撑件的末端分别设置推动螺旋桨，主要提供无人机固定翼巡航飞行阶段的动力，与一般的位于机身纵轴后部的单发推力电机系统相比，该种方式可靠性更高，动力更加充沛。
本实用新型的无人机通过整机多套升力动力系统和多套推力动力系统的冗余设计方式为无人机提供动力，增加了系统稳定性，降低了事故风险。通过两套升力动力系统安装在机臂上的整流背鳍上的方式，使整机结构布局更加紧凑，减轻整机重量，从而降低功率提高航时和作业效率。通过无人机机身一体成型设计，简化无人机结构，使无人机外形阻力更小，结构强度更高，从而提高稳定性和可靠性。通过多套推力动力系统的冗余设计，在无人机一套推力动力系统失效的情况下，仍然能够保证无人机安全飞行。
无人机100可以具有至少一个推动螺旋桨107，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。
本实用新型提供的垂直起降空中无人机，通过设置多个升力螺旋桨和左右背鳍，使得无人机系统可靠性提高、使用寿命延长、维护难度和成本降低。
参考图1a和图1b，本实用新型还提供了一种在不增加无人机长度的情况下提升无人机升力的垂直起降空中无人机，包括：左主翼104A和右主翼104B；左副翼和右副翼；主体102，其与左主翼104A和右主翼104B接合；左线性支撑件103A，其与左主翼104A 接合；右线性支撑103B，其与右主翼104B接合；第一组多个升力螺旋桨108A、108B 和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；其中，第一组多个升力螺旋桨108A、108B和108C和第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F设置在相同第一水平面上；左附加升力螺旋桨 190A，其设置在高于第一水平面的第二水平面上；右附加升力螺旋桨190B，其设置在第二水平面上。
在一实施方式中，无人机还包括与左线性支撑件接合的左背鳍，并且左附加升力螺旋桨设置在左背鳍的顶部末端上。
在一实施方式中，第一组多个升力螺旋桨和左附加升力螺旋桨成直线地设置。
在一实施方式中，左附加升力螺旋桨具有旋转覆盖区域，旋转覆盖区域与第一组多个升力螺旋桨中的另一个升力螺旋桨的旋转覆盖区域部分重叠。
在一实施方式中，无人机还包括推动螺旋桨，其设置在左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者的末端上。
在一实施方式中，除了第一组多个升力螺旋桨、第二组多个升力螺旋桨、左附加升力螺旋桨和右附加升力螺旋桨之外，无人机未设置其他升力螺旋桨。
采用本实用新型提供的上述垂直起降空中无人机可以使得无人机系统可靠性提高、使用寿命延长、维护难度和成本降低，并且在不增加无人机长度的情况下提升了无人机的升力。
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说明书技术方案限定的实施方式。例如，尽管说明书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，除了所附说明书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说明书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，说明书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 (21)

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，其与所述左主翼接合；
右线性支撑件，其与所述右主翼接合；
左背鳍，其设置在所述左线性支撑件上；
右背鳍，其设置在所述右线性支撑件上。
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，所述左背鳍朝向所述左线性支撑件前端一侧倾斜设置，所述左背鳍的顶端长度小于所述左背鳍的底端长度；
所述右背鳍朝向所述右线性支撑件前端一侧倾斜设置；所述右背鳍的顶端长度小于所述右背鳍的底端长度。
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，所述左线性支撑件与右线性支撑件的末端分别设置有垂直稳定器且垂直稳定器位于所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的下方，所述垂直稳定器形成为竖直设置的板状结构。
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，所述左主翼远离所述主体的一端设置有左翼尖垂直稳定器，所述右主翼远离所述主体的一端设置有右翼尖垂直稳定器，所述左翼尖垂直稳定器与所述右翼尖垂直稳定器沿竖直方向设置且与所述主体的纵轴平行。
5.根据权利要求1-4任一项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顶部分别设置有多个升力螺旋桨；所述左背鳍位于所述左线性支撑件顶部相邻两个升力螺旋桨之间，所述右背鳍位于所述右线性支撑件顶部相邻两个升力螺旋桨之间；
所述左背鳍与所述右背鳍顶部分别设置有附加升力螺旋桨；
所述附加升力螺旋桨与所述升力螺旋桨互为冗余设计。
6.根据权利要求1-4任一项所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左线性支撑件的末端设置有左推动螺旋桨，所述右线性支撑件的末端设置有右推动螺旋桨；所述左推动螺旋桨与所述右推动螺旋桨互为冗余设计。
7.一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，其与所述左主翼接合；
右线性支撑件，其与所述右主翼接合；
其中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；
其中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；
左背鳍，其设置在所述左线性支撑件上的所述第一组多个升力螺旋桨中的任何两个升力螺旋桨之间；和
右背鳍，其设置在所述右线性支撑件上的所述第二组多个升力螺旋桨中的任何两个升力螺旋桨之间。
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，还包括至少一个推动螺旋桨，其设置在所述无人机的末端，所述至少一个推动螺旋桨中的每个推动螺旋桨的旋转轴平行于所述无人机的纵轴。
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，所述无人机包括两个推动螺旋桨，所述两个推动螺旋桨中的一个设置在所述左线性支撑件的末端，另一个设置在所述右线性支撑件的末端。
10.根据权利要求7所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者具有设置在其上的附加升力螺旋桨。
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，设置在所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者上的所述附加升力螺旋桨分别设置在所述左背鳍和所述右背鳍的顶部末端上。
12.根据权利要求10所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者的基部分别至少部分地与所述左主翼和所述右主翼重叠。
13.根据权利要求10所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者具有向后倾斜面。
14.根据权利要求10所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，设置在所述左背鳍和所述右背鳍中的每一者上的附加升力螺旋桨具有旋转覆盖区域，所述旋转覆盖区域与设置在紧跟各个背鳍后方并设置在相应的左线性支撑件和右线性支撑件上的升力螺旋桨的旋转覆盖区域部分重叠。
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，所述无人机采用模具一体成型。
16.一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，其与所述左主翼接合；
右线性支撑件，其与所述右主翼接合；
第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上；
第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上，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设置在相同第一水平面上；
左附加升力螺旋桨，其设置在高于所述第一水平面的第二水平面上；和
右附加升力螺旋桨，其设置在所述第二水平面上。
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，还包括与所述左线性支撑件接合的左背鳍，并且所述左附加升力螺旋桨设置在所述左背鳍的顶部末端上。
18.根据权利要求17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和所述左附加升力螺旋桨成直线地设置。
19.根据权利要求18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具有旋转覆盖区域，所述旋转覆盖区域与所述第一组多个升力螺旋桨中的另一个升力螺旋桨的旋转覆盖区域部分重叠。
20.根据权利要求19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，其设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件中的每一者的末端上。
21.根据权利要求19所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，除了所述第一组多个升力螺旋桨、所述第二组多个升力螺旋桨、所述左附加升力螺旋桨和所述右附加升力螺旋桨之外，所述无人机未设置其他升力螺旋桨。
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