CN213974458U - 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

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Abstract

本实用新型提供一种垂直起降空中无人机以及用于空中无人机的冷却系统，该垂直起降空中无人机包括设置在升力螺旋桨下方的线性支撑件的顶侧上的至少一个进气口，以及设置在线性支撑件上的至少一个出气口。本实用新型提供的无人机在垂直起降阶段，升力螺旋桨转动产生的气流形成快速流动的空间流场，能够实现机臂内部电机和电调高效散热，并且本实用新型的垂直起降空中无人机不会增加无人机起飞重量，不会增加机载设备功耗，不会占用机臂的内部空间。

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领域，尤其涉及一种垂直起降(vertical takeoff andlanding，VTOL) 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在升力电机及电调工作期间，在无人机垂直起降阶段发热量较大，由于机臂结构一般为密闭空腔式结构，不利于电机及电调设备散热。此外，现有垂直起降无人机机臂内部空间有限，且电机及电调已经占用了大部分内部空间，不利于设备散热。现有垂直起降无人机因起飞重量收到严格限制，不能够安装附加的散热设备。现有垂直起降无人机机臂一般为密闭结构，不利于设备散热。
实用新型内容
本实用新型提供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内部电机和电调散热差的问题。
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；
第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上，所述第一组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨具有旋转半径；
第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上，所述第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨具有旋转半径；
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；
其中多个电机设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件各自的中空内部内；
至少一个进气口，其设置在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至少一个升力螺旋桨的下方，并设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件的每一者的顶侧上；以及
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的每一者上，从而允许空气从所述中空内部通至外部环境。
在本实用新型的一实施例中，所述至少一个出气口设置在所述旋转半径下方的所述左线性支撑件和所述右线性支撑件的顶侧上。
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第二组多个升力螺旋桨转动以向所述至少一个进气口上产生向下空气流。
在本实用新型的一实施例中，至少一个所述出气口设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件的底侧上。
在本实用新型的一实施例中，所述出气口位于所述电机的下方。
在本实用新型的一实施例中，所述至少一个进气口设置在所述旋转半径外部75％部分的下方。
在本实用新型的一实施例中，所述至少一个出气口设置在所述旋转半径内部25％部分的下方。
在本实用新型的一实施例中，所述至少一个出气口设置在所述旋转半径内部25％部分的下方。
在本实用新型的一实施例中，所述至少一个出气口是圆形间隙，其环绕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至少一个升力螺旋桨的旋转轴。
在本实用新型的一实施例中，所述至少一个进气口是长圆孔。
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分别设置有多个进气口，所述左线性支撑件上所述进气口的长度方向平行于所述左线性支撑件的轴线，所述右线性支撑件上所述进气口的长度方向平行于所述右线性支撑件的轴线；所述左线性支撑件与所述右线性支撑件上多个所述进气口阵列式布置。
在本实用新型的一实施例中，在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件上不设置其他开口，使得空气只能流过所述至少一个进气口和所述至少一个出气口。
在本实用新型的一实施例中，所述左线性支撑件和所述右线性支撑件为封闭筒体，所述筒体的筒壁仅设置有进气口与安装孔，所述进气口为长圆孔，所述升力螺旋桨的桨毂位于所述安装孔内部，所述升力螺旋桨的桨毂与所述安装孔的孔壁之间形成出气口。
在本实用新型的一实施例中，所述左线性支撑件的两端形成为锥形结构，所述锥形结构的顶点位于所述左线性支撑件的轴线上；所述右线性支撑件的两端形成为锥形结构，所述锥形结构的顶点位于所述右线性支撑件的轴线上。
一种用于空中无人机的冷却系统，包括：
多个升力螺旋桨，其设置在线性支撑件上；
其中所述线性支撑件是中空的，并容纳多个电机以驱动所述多个升力螺旋桨；
多个进气口，其设置在所述线性支撑件的顶侧上，并设置在所述多个升力螺旋桨中的至少一个升力螺旋桨的下方；
所述多个升力螺旋桨转动以向所述多个进气口上产生向下空气流，使得空气从所述线性支撑件的中空内部内通过出气口逸出到外部环境。
在本实用新型的一实施例中，所述出气口设置在所述线性支撑件上，并且靠近所述多个电机之一设置。
在本实用新型的一实施例中，在升力螺旋桨的非下方的线性支撑件的部分上不设置能够流通空气的其他开口。
在本实用新型的一实施例中，所述向下空气流通过所述多个进气口进入，并流经所述多个电机中的至少一个电机。
在本实用新型的一实施例中，所述出气口是环绕所述多个电机中的至少一个电机的轴的圆形间隙。
本实用新型的垂直起降空中无人机，通过在升力电机机臂上方开孔的方式，该开孔分别位于升力电机安装位置的前方和后方，然后利用无人机垂直起降阶段螺旋桨转动产生的气流，使螺旋桨产生的下压气流加快开孔区域周围的空气流动，使垂直起降无人机原本密闭的内部空腔结构与大气环境形成对流，从而产生快速流动的空间流场，有利于垂直起降无人机因升力电机及电调产生的热量加快扩散到空气中，能够实现机臂内部电机和电调高效散热的目的，并且本实用新型的垂直起降空中无人机不会增加无人机起飞重量，不会增加机载设备功耗，不会占用机臂的内部空间。
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、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是图1a示出无人机系统的出气口和进气口的的局部示意图；
图2是示出根据实施方式的一个方面的无人机系统的出气口和进气口的又一示意图；
图3是示出根据实施方式的一个方面的无人机系统的出气口和进气口的再一示意图；
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连接的货舱的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图；
图5是图4的无人机系统的顶部后方透视图；
图6是图4的无人机系统的侧视图；
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舱的VTOL无人机系统的另一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的无人机系统的顶视图；
图9是根据所述实施方式的一个方面的图7的无人机系统的前视图；
图10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11是根据所述实施方式的一个方面的图10的无人机系统的前视图；
图12是根据所述实施方式的一个方面的图10的无人机系统的后透视图；
图13是根据所述实施方式的一个方面的图10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14是根据所述实施方式的一个方面的图10的实施方式的后透视图；
图15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16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透视图；
图18是根据所述实施方式的另一方面的图17中的环绕区域的特写图；
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侧视图；
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前视图；
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后视图；
图22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透视图；
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侧视图；
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前视图；
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后视图；
图27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侧视图；
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底部透视图；
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前视图；
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后视图；
图32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33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34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35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36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37是图36的飞行无人机的侧视图；
图38是根据本实用新型的一个方面的一个实施方式的用于空中无人机的冷却系统的示意图；
图39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；170A-前进气口；170B-后进气口；180- 电调；190-电机；200-出气口；201-副翼；A-气流方向；B-进气区域；C-出气区域。
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在升力电机及电调工作期间，在无人机垂直起降阶段发热量较大，由于机臂结构一般为密闭空腔式结构，不利于电机及电调设备散热。为了解决无人机机臂的电机及电调散热差的问题，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；第一组多个升力螺旋桨，其设置在左线性支撑件上，第一组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨具有旋转半径；第二组多个升力螺旋桨，其设置在右线性支撑件上，第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨具有旋转半径；其中左线性支撑件和右线性支撑件各自具有中空内部；其中多个电机设置在左线性支撑件和右线性支撑件各自的中空内部内；至少一个进气口，其设置在第一组多个升力螺旋桨和第二组多个升力螺旋桨中的至少一个升力螺旋桨的下方，并设置在左线性支撑件和右线性支撑件的每一者的顶侧上；以及至少一个出气口，其设置在左线性支撑件和右线性支撑件的每一者上。
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 是图1a示出无人机系统的出气口和进气口的的局部示意图，图2是示出根据实施方式的一个方面的无人机系统的出气口和进气口的又一示意图，图3是示出根据实施方式的一个方面的无人机系统的出气口和进气口的再一示意图，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连接的货舱的VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图，图5是图4的无人机系统的顶部后方透视图，图6是图4的无人机系统的侧视图，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舱的VTOL无人机系统的另一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的无人机系统的顶视图，图9是根据实施方式的一个方面的图7的无人机系统的前视图，图10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11是根据实施方式的一个方面的图10的无人机系统的前视图，图12是根据实施方式的一个方面的图10的无人机系统的后透视图，图13是根据实施方式的一个方面的图10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14是根据实施方式的一个方面的图10的实施方式的后透视图，图15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16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透视图，图18是根据实施方式的另一方面的图17中的环绕区域的特写图，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侧视图，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前视图，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后视图，图22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透视图，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侧视图，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前视图，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后视图，图27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28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 29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30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31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32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33 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34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35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36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37是图36的飞行无人机的侧视图，图38是根据本实用新型的一个方面的一个实施方式的用于空中无人机的冷却系统的示意图，图39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VTOL无人机系统的实施方式的顶部透视图。图1b 是图1a示出无人机系统的出气口和进气口的的局部示意图。图2是示出根据实施方式的一个方面的无人机系统的出气口和进气口的又一示意图。图3是示出根据实施方式的一个方面的无人机系统的出气口和进气口的再一示意图。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；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，第一组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨具有旋转半径；第二组多个升力螺旋桨108D、 108E、108F，其设置在右线性支撑件上103B，第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨具有旋转半径；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；其中多个电机(未示出)设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B各自的中空内部内；至少一个进气口170A和170B，其设置在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中的至少一个升力螺旋桨的下方，并设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B的每一者的顶侧上；以及至少一个出气口200，其设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B的每一者上。
采用本实用新型的空中无人机，通过在升力电机机臂上方开孔的方式，该开孔分别位于升力电机安装位置的前方和后方，然后利用无人机垂直起降阶段螺旋桨转动产生的气流，使螺旋桨产生的下压气流加快开孔区域周围的空气流动，使垂直起降无人机原本密闭的内部空腔结构与大气环境形成对流，从而产生快速流动的空间流场，有利于垂直起降无人机因升力电机及电调产生的热量加快扩散到空气中，能够实现机臂内部电机和电调高效散热的目的，并且本实用新型的垂直起降空中无人机不会增加无人机起飞重量，不会增加机载设备功耗，不会占用机臂的内部空间。
较佳的，左线性支撑件103A的两端形成为锥形结构，锥形结构的顶点位于左线性支撑件 103A的轴线上。相应地，右线性支撑件103B的两端形成为锥形结构，锥形结构的顶点位于右线性支撑件103B的轴线上。本领域技术人员能够理解的是，通过将左右线性支撑件103B 的两端分别设置成锥形结构，可以减少无人机100在飞行过程中空气对左右线性支撑件103B 的阻力，进而提高无人机100的续航能力。
图4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4所示的无人机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，不区分前翼和副翼的描述。主翼和副翼可以配置为前翼构造。
在一实施方式中，如图39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。
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。第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C各自具有旋转半径。在一实施例中，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4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。第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F各自具有旋转半径。在一实施例中，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4 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，在第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C中的至少一个升力螺旋桨的下方，优选在第一组多个升力螺旋桨108A、108B、108C中的至少一个升力螺旋桨的正下方，在左线性支撑件103A的顶侧上设置至少一个进气口。
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分别设置有多个进气口，左线性支撑件103A上进气口的长度方向平行于左线性支撑件103A的轴线，右线性支撑件103B上进气口的长度方向平行于右线性支撑件103B的轴线。示例性地，左线性支撑件 103A与右线性支撑件103B上多个进气口阵列式布置。如图1b所示，电机190一侧的进气口的数量为九个，九个进气口按矩形阵列排列。通过将进气口的数量设置为多个且多个进气口阵列式布置，确保升力螺旋桨转动的过程中带动足够多的空气进入到线性支撑件的中空内部，保证线性支撑件的散热速率。
进一步地，在左线性支撑件103A上设置至少一个出气口，从而允许空气从左线性支撑件103A的中空内部通至外部环境。
如图2至图4所示，以左线性支撑件103A为例，在升力螺旋桨108B的正下方，在左线性支撑件103A的顶侧设置前进气口170A和后进气口170B，另外在环绕升力螺旋桨108B的旋转轴附近设置圆形间隙的出气口200。在无人机升力螺旋桨开始旋转以后，在螺旋桨下方形成的下压风场与机臂内部气流形成流场，从而加快机臂内部气流扩散，起到机臂散热的作用。
在一个实施方式中，在第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F中的至少一个升力螺旋桨的下方，优选在第二组多个升力螺旋桨108D、108E、108F中的至少一个升力螺旋桨的正下方，在右线性支撑件103B的顶侧上设置至少一个进气口。
进一步地，在右线性支撑件103B上设置至少一个出气口，从而允许空气从右线性支撑件103B的中空内部通至外部环境。
参考图2至图4，出于对称性考虑，右线性支撑件103B的至少一个进气口和至少一个出气口可同样相应地设置。在无人机升力螺旋桨开始旋转以后，在螺旋桨下方形成的下压风场与机臂内部气流形成流场，从而加快机臂内部气流扩散，起到机臂散热的作用。
在一实施方式中，至少一个出气口设置在旋转半径下方的左线性支撑件和右线性支撑件的顶侧上。这样设置出气口使得螺旋桨产生的下行气流加快开孔区域周围的空气流动，利于散热。
一种可能的实现方式中，左线性支撑件103A和右线性支撑件103B为封闭筒体，筒体的筒壁仅设置有进气口与安装孔，进气口为长圆孔，升力螺旋桨的桨毂位于安装孔内部，升力螺旋桨的桨毂与安装孔的孔壁之间形成出气口200。本领域技术人员能够理解的是，将左线性支撑件103A和右线性支撑件103B设置成封闭筒体且仅设置有进气口与安装孔，空气只能流过至少一个进气口和至少一个出气口200可以更好地规范线性支撑件内的空气流动路径，防止其内部气流换乱，影响空气流动速度。
在另一实施方式中，至少一个出气口设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B 的底侧上。本实施例对于出气口的形状以及大小并不限制，本领域技术人员可以根据实际需要进行设置。升力螺旋桨转动的过程中产生向下的风压，带动气体从线性支撑件顶部的进气口170A和170B流入从线性支撑件底部的出气口流出，气体在中空内部流动过程中将热量带出实现散热。
较佳的，出气口位于电机190的下方。本领域技术人员能够理解的是，出气口位于电机190的下方，气体从进气口170A和170B流入从出气口流出的过程中经过电机190 的表面且气体流动行程最短，不容易将电机190散发的热量传递到线性支撑件内部其他位置，提高线性支撑件的冷却效率。
在一实施方式中，第一组多个升力螺旋桨和第二组多个升力螺旋桨转动以向至少一个进气口上产生向下空气流。这样设置进气口使得升力螺旋桨旋转产生的下行气流更快地进入到左右线性支撑件的中空内部，能更快地带动中空内部的气流流动，带走热量。
在一实施方式中，至少一个进气口设置在旋转半径外部75％部分的下方。如图2b所示，至少一个进气口设置在螺旋桨叶片半径外部75％部分下方的线性支撑件上，这样设置能最大程度地使空气尽快流入线性支撑件内部。
在一实施方式中，至少一个出气口设置在旋转半径内部25％部分的下方。这样设置出气口，使得螺旋桨在旋转过程中，使得线性支撑件内的空气更容易流出。
在一实施方式中，主翼和副翼被配置为前翼构造。根据前翼的构造，可类似地设计主翼和副翼，都如附图所示，呈现拉伸平板状，可以使得无人机在飞行期间更加稳定。
在一实施方式中，至少一个出气口是圆形间隙，其环绕第一组多个升力螺旋桨和第二组多个升力螺旋桨中的至少一个升力螺旋桨的旋转轴。这样可以更小程度地改动无人机的结构，不占用更多机臂空间。
在一实施方式中，至少一个进气口是长圆孔。如此设置进气口有利于空气进入。但是进气口的形状可以为其他形状，例如圆形，不规则形状等，只要能使空气进入即可。
在一实施方式中，在左线性支撑件和右线性支撑件上不设置其他开口，使得空气只能流过至少一个进气口和至少一个出气口。这样可以更好地规范左右线性支撑件内的空气流动路径，防止其内部气流换乱，影响空气流动速度。
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4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34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35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34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附加升力螺旋桨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4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5的细节，无人机10被预期为使用任何类型的起落架。例如无人机的折叠腿末端可以设置叶片簧片或者电动轮。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6，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8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8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9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10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13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14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15所示)。如图15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16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16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17至33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17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18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29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29中，这些漂浮装置160显示为放气的。图 35示出了放气的漂浮装置160的侧视图。如图36和37所示，与客舱140接合的漂浮装置160显示为充气的。
参照图34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34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。
图38是根据本实用新型的一个方面的一个实施方式的用于空中无人机的冷却系统的示意图。如图38所示，其中仅以示例的方式示出一种用于空中无人机的冷却系统，包括多个升力螺旋桨108B和108C，其设置在线性支撑件103A上，线性支撑件103A是中空的，并容纳多个电机190以驱动多个升力螺旋桨108B和108C，多个进气口170A和170B，其设置在线性支撑件103A的顶侧上，并设置在多个升力螺旋桨108B和108C的下方，多个升力螺旋桨108B和108C转动以向多个进气口170A和170B上产生向下空气流，使得空气从线性支撑件103A的中空内部内通过出气口200逸出到外部环境。需要注意的是，图38中所示的升力螺旋桨、进气口的配置仅用于说明的目的，可根据实际应用灵活改变。
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。
在一实施方式中，出气口设置在线性支撑件上，并且靠近多个电机之一设置。这样设置出气口能更好地带走由于电机、电调等产生的热量。
在一实施方式中，在升力螺旋桨的非下方的线性支撑件的部分上不设置能够流通空气的其他开口。这样可以更好地规范左右线性支撑件内的空气流动路径，防止其内部气流换乱，影响散热效果。
在一实施方式中，向下空气流通过多个进气口进入，并流经多个电机中的至少一个电机。由于空气只能通过出气口逸出，因此，向下空气流能够通过多个进气口进入，并被引导经过多个电机中的至少一个电机，带走电机产生的热量，可以给电机降温。
在一实施方式中，出气口是环绕多个电机中的至少一个电机的轴的圆形间隙。这样可以更小程度地改动无人机的结构，不占用更多机臂空间。
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 (19)

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；
第一组多个升力螺旋桨，其设置在所述左线性支撑件上，所述第一组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨具有旋转半径；
第二组多个升力螺旋桨，其设置在所述右线性支撑件上，所述第二组多个升力螺旋桨中的每个升力螺旋桨具有旋转半径；
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；
其中多个电机设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件各自的中空内部内；
至少一个进气口，其设置在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至少一个升力螺旋桨的下方，并设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件的每一者的顶侧上；以及
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的每一者上。
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，所述至少一个出气口设置在所述旋转半径下方的所述左线性支撑件和所述右线性支撑件的顶侧上。
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和所述第二组多个升力螺旋桨转动以向所述至少一个进气口上产生向下空气流。
4.根据权利要求1所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，至少一个所述出气口设置在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件的底侧上。
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，所述出气口位于所述电机的下方。
6.根据权利要求1-5任一项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设置在所述旋转半径外部75％部分的下方。
7.根据权利要求3所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述至少一个出气口设置在所述旋转半径内部25％部分的下方。
8.根据权利要求6所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述至少一个出气口设置在所述旋转半径内部25％部分的下方。
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，所述至少一个出气口是圆形间隙，其环绕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至少一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，所述至少一个进气口是长圆孔。
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，所述左线性支撑件与所述右线性支撑件分别设置有多个进气口，所述左线性支撑件上所述进气口的长度方向平行于所述左线性支撑件的轴线，所述右线性支撑件上所述进气口的长度方向平行于所述右线性支撑件的轴线；所述左线性支撑件与所述右线性支撑件上多个所述进气口阵列式布置。
12.根据权利要求8所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，在所述左线性支撑件和所述右线性支撑件上不设置其他开口，使得空气只能流过所述至少一个进气口和所述至少一个出气口。
13.根据权利要求8所述的垂直起降空中无人机，其特征在于，所述左线性支撑件和所述右线性支撑件为封闭筒体，所述筒体的筒壁仅设置有进气口与安装孔，所述进气口为长圆孔，所述升力螺旋桨的桨毂位于所述安装孔内部，所述升力螺旋桨的桨毂与所述安装孔的孔壁之间形成出气口。
14.根据权利要求1-5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两端形成为锥形结构，所述锥形结构的顶点位于所述左线性支撑件的轴线上；所述右线性支撑件的两端形成为锥形结构，所述锥形结构的顶点位于所述右线性支撑件的轴线上。
15.一种用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，包括：
多个升力螺旋桨，其设置在线性支撑件上；
其中所述线性支撑件是中空的，并容纳多个电机以驱动多个所述升力螺旋桨；
多个进气口，其设置在所述线性支撑件的顶侧上，并设置在所述多个升力螺旋桨中的至少一个升力螺旋桨的下方；
所述多个升力螺旋桨转动以向所述多个进气口上产生向下空气流，使得空气从所述线性支撑件的中空内部内通过出气口逸出到外部环境。
16.根据权利要求15所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，所述出气口设置在所述线性支撑件上，并且靠近所述多个电机之一设置。
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，在升力螺旋桨的非下方的线性支撑件的部分上不设置能够流通空气的其他开口。
18.根据权利要求17所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，所述向下空气流通过所述多个进气口进入，并流经所述多个电机中的至少一个电机。
19.根据权利要求18所述的用于空中无人机的冷却系统，其特征在于，所述出气口是环绕所述多个电机中的至少一个电机的轴的圆形间隙。
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