CN214029130U - 固定翼无人机 - Google Patents

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Abstract

本实用新型提供一种固定翼无人机，彼此平行设置在所述无人机上并为所述无人机提供推力的两个推动螺旋桨，或者彼此平行设置在所述无人机上并为所述无人机提供推力的两个牵引螺旋桨；多个电机，其被配置为分别驱动所述两个推动螺旋桨或者所述两个牵引螺旋桨，其中所述两个推动螺旋桨提供的推力比或者所述两个牵引螺旋桨提供的推力比改变以产生不对称的推力，所述不对称的推力控制所述无人机主动偏航。本实用新型提供的固定翼无人机，提高了推力系统以及主动偏航的可靠性。

Description

固定翼无人机
技术领域
本实用新型涉及无人机技术，尤其涉及一种固定翼无人机。
背景技术
现有垂直起降(vertical takeoff and landing，VTOL)固定翼无人机布局多为后推式单推力设计，此种布局形式推力受到限制，推力系统可靠性较低。此外，现有垂直起降无人机航向控制方式为通过方向舵或副翼控制无人机转向，如方向舵或副翼故障，无人机可靠性较低。现有垂直起降无人机推力电机多安装在机身纵轴后部，对机身空间有限的机型布局十分不便。
实用新型内容
本实用新型涉及一种固定翼无人机，用于解决现有技术中无人机推力系统及主动偏航可靠性低的问题。
本实用新型提供一种固定翼无人机，包括：
彼此平行设置在所述固定翼无人机两侧上并为所述固定翼无人机提供推力的螺旋桨，位于所述固定翼无人机两侧的螺旋桨能够以不同转速转动，以实现无人机主动偏航。
在本实用新型的一实施例中，还包括主体、主翼、前翼与线性支撑件，所述主翼包括左主翼与右主翼，所述左主翼与所述右主翼分别位于所述主体的相对两侧；所述前翼位于所述主翼的前侧，所述前翼包括左前翼与右前翼，所述左前翼与所述右前翼与所述主体接合并分别位于所述主体的相对两侧；所述线性支撑件包括左线性支撑件与右线性支撑件，所述左线性支撑件、右线性支撑件以及所述主体的纵轴彼此平行设置，所述左线性支撑件与所述左主翼接合，所述右线性支撑件与所述右主翼接合；
所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的前端分别设置有所述螺旋桨；和/或，所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的末端分别设置有所述螺旋桨。
在本实用新型的一实施例中，所述螺旋桨的旋转轴与所述线性支撑件的轴线平行。
在本实用新型的一实施例中，还包括电机以及微处理器，所述电机的机体位于所述线性支撑件的内部并与所述线性支撑件固定连接，所述螺旋桨与电机的输出轴固定连接；所述微处理器与所述电机通信连接，用于控制所述电机输出轴的转速以使两个所述螺旋桨转速不同。
在本实用新型的一实施例中，还包括方向舵，所述方向舵用于控制所述固定翼无人机主动偏航。
在本实用新型的一实施例中，所述固定翼无人机仅仅通过所述固定翼无人两侧的螺旋桨转速不同实现无人机主动偏航。
本实用新型还提供一种固定翼无人机，包括：
彼此平行设置在所述无人机上并为所述无人机提供推力的两个推动螺旋桨，或者彼此平行设置在所述无人机上并为所述无人机提供推力的两个牵引螺旋桨；
多个电机，其被配置为分别驱动所述两个推动螺旋桨或者所述两个牵引螺旋桨，
其中所述两个推动螺旋桨提供的推力比或者所述两个牵引螺旋桨提供的推力比改变以产生不对称的推力，所述不对称的推力控制所述无人机主动偏航。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括方向舵，当所述方向舵发生故障时，微处理器能够直接改变所述推力比以补偿所述方向舵。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括多个升力螺旋桨，其被配置为所述无人机提供垂直起降功能。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括左主翼和右主翼，以及左前翼和右前翼，其中所述左前翼和所述右前翼设置在所述左主翼和所述右主翼的前方。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括左线性支撑件和右线性支撑件，其中所述左线性支撑件和所述右线性支撑件彼此平行设置，所述左线性支撑件将所述左主翼与所述左前翼连接，并且所述右线性支撑件将所述右主翼与所述右前翼连接。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括在其底侧附接的可拆卸的货舱或客舱。
在本实用新型的一实施例中，所述两个推动螺旋桨分别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后端。
在本实用新型的一实施例中，所述两个推动螺旋桨被配置为所述无人机提供推力。
在本实用新型的一实施例中，所述两个牵引螺旋桨被配置为所述无人机提供推力。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机不具有方向舵，并且所述无人机是具有垂直起降功能的固定翼无人机。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机不具有任何控制界面。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括左线性支撑件和右线性支撑件，所述左线性支撑件将左主翼与左前翼连接，并且所述右线性支撑件将右主翼与右前翼连接。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括在其底侧附接的可拆卸的货舱或客舱。
在本实用新型的一实施例中，所述两个推动螺旋桨被配置为所述无人机提供推力。
在本实用新型的一实施例中，所述两个牵引螺旋桨被配置为所述无人机提供推力。
在本实用新型的一实施例中，所述两个推动螺旋桨分别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后端。
本实用新型提供一种固定翼无人机，包括：彼此平行设置在所述固定翼无人机两侧上并为所述固定翼无人机提供推力的螺旋桨，位于所述固定翼无人机两侧的螺旋桨能够以不同转速转动，以实现无人机主动偏航。本实用新型提供的固定翼无人机，通过彼此平行设置在固定翼无人机上为固定翼无人机提供推力的两个螺旋桨，通过螺旋桨的转动推动无人机向前飞行。两个螺旋桨可以以不同转速转动，从而当方向舵失效时可以通过两个螺旋桨以不同的转速转动，使无人机两侧的推力大小不同，实现无人机主动偏航。因此，本实用新型提供的固定翼无人机提高了无人机推力系统以及无人机主动偏航的可靠性。
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无人机系统的实施方式的俯视图；
图1b是示出图1a所示的无人机系统偏航的示意图；
图1c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俯视图；
图1d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2是图1d的无人机系统的顶部后方透视图；
图3是图1d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，附图中出现的以下元件列表可以是有用的指南：
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；106-垂直稳定器；107-推动螺旋桨；108- 升力螺旋桨；109-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；112-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-牵引螺旋桨；180-副翼；A-无人机航向。
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VTOL固定翼无人机多为后推式单推力设计，推力系统可靠性较低，并且现有垂直起降无人机航向控制方式为通过方向舵或副翼控制无人机转向，如方向舵或副翼故障，无人机可靠性较低。为了解决现有技术中无人机推力系统及主动偏航可靠性低的问题，本实用新型提供一种固定翼无人机，包括：彼此平行设置在固定翼无人机两侧上并为固定翼无人机提供推力的螺旋桨，位于固定翼无人机两侧的螺旋桨能够以不同转速转动，以实现无人机主动偏航。利用无人机两侧螺旋桨转动速度不同，两侧螺旋桨为无人机提供的推力大小不同实现无人机主动偏航。
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无人机系统的实施方式的俯视图；图1b是示出图1a 所示的无人机系统偏航的示意图；图1c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俯视图；图1d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 2是图1d的无人机系统的顶部后方透视图；图3是图1d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和图1c概括地描绘了具有推动螺旋桨或牵引螺旋桨的VTOL空中无人机100的实施方式。如图1a与1c所示，本实施例提供的固定翼无人机100包括彼此平行设置在固定翼无人机100两侧上并为固定翼无人机100提供推力的螺旋桨，容易理解的是，无人机100可以通过无人机100上螺旋桨的转动推动无人机100向前飞行。需要注意的是，位于无人机100两侧的螺旋桨的旋转轴距离无人机100中轴线的距离相等，从而当无人机100两侧的螺旋桨转动速度相同时不会推动无人机100发生偏航。
继续参照图1a、1c与1d，一种可能的实现方式为，固定翼无人机100包括主体102、主翼、前翼与线性支撑件，其中，主翼包括左主翼104A与右主翼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。
图1a、1c与1d示出了，前翼位于主翼的前侧，前翼包括左前翼105A与右前翼105B，左前翼105A与右前翼105B与主体102接合并分别位于主体102的相对两侧。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。
如图1a、1c与1d所示，线性支撑件包括左线性支撑件103A与右线性支撑件103B，较佳的，左线性支撑件103A、右线性支撑件103B以及主体102的纵轴彼此平行设置从而避免无人机100飞行过程中空气对无人机100的空气阻力。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，本领域技术人员能够理解的是，线性支撑件可以用于升力螺旋桨以及驱动升力螺旋桨的电机，使无人机100主体102结构更加紧凑。
如图1a与1b所示，左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的末端分别设置有螺旋桨，即可以使用两个螺旋桨可以作为推动螺旋桨107，在此，定义位于左线性支撑件103A末端的螺旋桨为左推动螺旋桨107，位于右线性支撑件103B末端的螺旋桨为右推动螺旋桨107，当左推动螺旋桨107与右推动螺旋桨107转速不同时，无人机100向转速低的一侧偏航。
在另一种可能的实现方式中，如图1c所示，左线性支撑件103A与右线性支撑件103B的前端分别设置有螺旋桨，即可以使用两个螺旋桨可以作为牵引螺旋桨170。在此，定义位于左线性支撑件103A前端的螺旋桨为左牵引螺旋桨170，位于右线性支撑件103B前端的螺旋桨为右牵引螺旋桨170，当左右牵引螺旋桨170转速不同是，无人机100向转速低的一侧偏航。
容易想到的是，线性支撑件的前端与末端可以均设置有螺旋桨，即位于线性支撑件前端的螺旋桨为牵引螺旋桨170，位于线性支撑件末端的螺旋桨为推动螺旋桨107。同样能够通过左右两侧螺旋桨转速不同实现无人机100主动偏航。
较佳的，螺旋桨的旋转轴与线性支撑件的旋转轴平行，从而螺旋桨转动产生的力全部用于无人机100向前飞行，提高螺旋桨的能量利用率。
本领域技术人员能够理解的是，本实施例提供的固定翼无人机100还可以设置有方向舵，例如将方向舵设置在机体的顶部，方向舵能够绕竖直直线旋转，从而当方向舵旋转到固定位置时控制无人机100向左偏航或向右偏航。需要说明的是，使用方向舵控制无人机100偏航时无人机100的螺旋桨转速可以相同也可以不同，当两侧的螺旋桨转动速度不同时，螺旋桨为无人机100提供的偏航扭矩与方向舵提供的偏航扭矩相同。
当然，在另一种可实现方式中，位于无人机100可以仅仅通过固定翼无人两侧的螺旋桨转速不同实现无人机100主动偏航，也即是说，固定翼无人机100可以不设置有方向舵，利用螺旋桨实现无人机100偏航，避免经常维护方向舵，降低无人机100结构的复杂程度。
本实施例的另一方面，固定翼无人机100至少包括：彼此平行设置在无人机上并为无人机提供推力的两个推动螺旋桨107，或者彼此平行设置在无人机上并为无人机提供推力的两个牵引螺旋桨170；多个电机(未示出)，其被配置为分别驱动两个推动螺旋桨或者两个牵引螺旋桨，其中两个推动螺旋桨提供的推力比或者两个牵引螺旋桨提供的推力比改变以产生不对称的推力，不对称的推力控制无人机主动偏航。
采用本实用新型的空中无人机，当需要偏航时，只需要改变两个推动螺旋桨提供的推力比或者两个牵引螺旋桨提供的推力比即可，使无人机绕立轴产生偏航力矩，从而控制无人机做出航向改变。
图1d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1d的无人机100可具有左主翼104A与右主翼104B和左前翼105A与右前翼105B。左主翼104A与右主翼104B和左前翼105A与右前翼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不具有前翼配置。相反，无人机100可以具有两个主翼和两个副翼，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可以设置在右主翼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。
左线性支撑件103A和右线性支撑件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，左线性支撑件103A和右线性支撑件103B可容纳驱动每个升力螺旋桨108的驱动电机(未示出)。因此左线性支撑件103A和右线性支撑件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，由于左线性支撑件103A和右线性支撑件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，左线性支撑件103A和右线性支撑件103B还可以容纳折叠腿，每个折叠腿可收回到左线性支撑件103A和右线性支撑件103B内。
在一个实施方式中，左线性支撑件103A和右线性支撑件103B分别附接到左前翼105A和右前翼105B的远端。在又一实施方式中，左线性支撑件103A和右线性支撑件103B延伸超出左前翼105A和右前翼105B。
在一个实施方式中，左线性支撑件103A和右线性支撑件103B分别附接到左主翼104A和右主翼104B的中间部分附近。在又一实施方式中，左线性支撑件103A和右线性支撑件103B 沿向后方向延伸超过左主翼104A和右主翼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升力螺旋桨108。这些升力螺旋桨108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1d所示的实施方式中，升力螺旋桨108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、底侧或两者上的多个升力螺旋桨108。这些升力螺旋桨108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1d所示的实施方式中，升力螺旋桨108 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。
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1a和图1b所示的一个实施方式中，可以有两个推动螺旋桨107。两个推动螺旋桨107 可分别设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B的后部远端上。
在一个实施方式中，无人机100可以具有至少一个牵引螺旋桨，以在向前方向拉动无人机，该牵引螺旋桨可以设置在无人机主体的前端处。进一步，如图1c所示，无人机100可以具有两个牵引螺旋桨170，其可以分别设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B的前端处。该牵引螺旋桨为无人机100提供推力。
在一个实施方式中，无人机100可以具有多个电机，用于分别驱动推动螺旋桨107，或者两个牵引螺旋桨。
其中，两个推动螺旋桨107提供的推力比或者两个牵引螺旋桨提供的推力比可以改变以产生不对称的推力，该不对称的推力可以控制无人机100主动偏航，如图1b所示。可以看出，由于两个推动螺旋桨提供的推力比不同，或者两个牵引螺旋桨提供的推力比不同，因此，无人机在各方向上的受力不均匀，进而可以实现主动偏航。
由于现有垂直起降无人机推力电机多为单发，若单发推力电机停机，则无人机会失去动力，因此可靠性较低。本实用新型采用两个推动螺旋桨或两个牵引螺旋桨为无人机提供推力，多个推力电机互为备份，因此，可靠性较高。
在一实施例中，无人机还包括方向舵，当方向舵发生故障时，微处理器能够直接改变推力输出比以补偿方向舵。需要说明的是，此处的微处理器可以设置在无人机内部，也可设置在无人机外部，只要其可以对无人机实现控制即可，本实用新型并不作具体限定。当无人机方向舵正常使用时，通过改变方向舵可以改变无人机航向，当方向舵故障时，通过改变两个推动螺旋桨或者两个牵引螺旋桨的推力输出比，可以同样改变航向。
在一实施例中，无人机还包括多个升力螺旋桨，其被配置为无人机提供垂直起降功能。
在一实施例中，无人机还包括左主翼和右主翼，以及左前翼和右前翼，其中左前翼和右前翼设置在左主翼和右主翼的前方。无人机的左右主翼和左右前翼通过无人机主体相互接合形成飞行平台，提高了无人机飞行稳定性。
在一实施例中，无人机还包括左线性支撑件和右线性支撑件，其中左线性支撑件和右线性支撑件彼此平行设置，左线性支撑件将左主翼与左前翼连接，并且右线性支撑件将右主翼与右前翼连接。通过左右线性支撑件分别连接左右主翼和左右前翼，使得无人机结构更加稳定，提高了无人机的整体强度。
在一实施例中，无人机还包括在其底侧附接的可拆卸的货舱或客舱。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。
在一实施例中，两个推动螺旋桨分别设置在左线性支撑件和右线性支撑件中的每一者的后端，当推力动力系统工作时，能提高无人机的升力，提高航时。
在一实施例中，两个推动螺旋桨被配置为无人机提供推力。
在一实施例中，两个牵引螺旋桨被配置为无人机提供推力。
在一实施例中，无人机不具有方向舵，并且无人机是具有垂直起降功能的固定翼无人机。当无人机不具有方向舵时，可改变无人机设置的两个推动螺旋桨或者两个牵引螺旋桨的推力比来改变无人机航行方向。本实用新型的无人机可以配备多个升力螺旋桨，如图 1a、1c和1d中所示的升力螺旋桨108，从而使得无人机具有垂直起降功能。
在一实施例中，无人机不具有任何控制界面。可以以远程遥控的方式控制无人机，可以以友好的方式实现乘客与无人机之间的互动，从而在实现对无人机航向进行控制的同时，提高用户体验。
需要说明的是，上文中为无人机提供推力的推力螺旋桨或为无人机提供推力的牵引螺旋桨，可以是为推力螺旋桨配置推力电机，从而为无人机提供推力，或是为牵引螺旋桨配置推力电机，从而为无人机提供推力。
本实用新型的垂直起降无人机，在其两侧机臂(即左右线性支撑件)的后部，可以分别安装两台推力电机(或称为推力系统)用于驱动推动螺旋桨107(即无人机具有两套推力系统)，在无人机巡航飞行阶段，两套推力系统同时为无人机提供动力，输出功率相同，无人机保持直线航线飞行。当无人机需要转向时，其中一台推力系统或两套推力系统输出功率改变，输出功率改变以后，两套推力系统对无人机产生的推力发生改变，其中一套推力系统推力增加，另一套推力系统推力减小，使无人机绕立轴产生偏航力矩，从而控制无人机做出航向改变(如图1b所示)。当无人机完成航向机动后，其中一套推力系统或两套推力系统输出功率改变，使两套推力系统继续保持相同的输出功率为无人机提供平飞动力，控制无人机继续保持航线飞行。
根据本实用新型的技术方案，通过在无人机机臂后部，分别安装两台推力系统，从而增加系统可靠性，进一步地，通过改变两套推力系统的输出功率，从而改变推力系统推力，达到无人机偏航机动的飞行，进一步地，通过改变两台推力系统输出功率，从而改变推力系统推力，增加因方向舵、副翼失效情况下系统的稳定性。因此，本实用新型提供的固定翼无人机提高了无人机推力系统及无人机主动偏航的可靠性。
以上无人机航向改变原理同样适用于无人机上设置两个牵引螺旋桨的情况。
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。
左线性支撑件103A和右线性支撑件103B的后端附近可以分别设置两个垂直稳定器106。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，左主翼104A和右主翼104B可以分别具有设置在其远端的翼尖升力螺旋桨109。这可以通过分别在左主翼104A和右主翼104B的远端处提供左翼尖垂直稳定器110A和右翼尖垂直稳定器110B，并且具有设置在左翼尖垂直稳定器110A和右翼尖垂直稳定器110B的上尖端处的升力螺旋桨109来实现。这些翼尖升力螺旋桨109可以比设置在左线性支撑件103A和右线性支撑件103B上的升力螺旋桨相对小。
这些翼尖升力螺旋桨109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109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1d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可具有四个簧片叶片112作为其起落架。前两个簧片叶片112分别设置在左折叠腿111A与右折叠腿111B的远端上。在飞行期间，左折叠腿111A与右折叠腿111B 可以分别缩回到左线性支撑件103A和右线性支撑件103B的内部空间中。
后方两个簧片叶片112被预期分别设置在垂直稳定器106的底部远端处。
预期的簧片叶片112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108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，其中左前翼105A和右前翼105B各自的长度不长于左主翼104A和右主翼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108和推动螺旋桨107。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，例如在左线性支撑件103A和右线性支撑件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108和推动螺旋桨107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的舱腿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107(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的端部处分别没有推动螺旋桨107 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108设置在线性支撑件的底部前端。
虽然推动螺旋桨107已在先前的图中示出以定位在线性支撑件的后部远端处，但是特别预期这些推动螺旋桨107可设置在低于左主翼104A和右主翼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107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107可以设置在垂直稳定器106的中间。降低推动螺旋桨107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 中的电机，并且电机可以由设置在舱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 (20)

1.一种固定翼无人机，其特征在于，包括：
彼此平行设置在所述固定翼无人机两侧上并为所述固定翼无人机提供推力的螺旋桨，位于所述固定翼无人机两侧的螺旋桨能够以不同转速转动，以实现无人机主动偏航；
还包括主体、主翼、前翼与线性支撑件，所述主翼包括左主翼与右主翼，所述左主翼与所述右主翼分别位于所述主体的相对两侧；所述前翼位于所述主翼的前侧，所述前翼包括左前翼与右前翼，所述左前翼与所述右前翼与所述主体接合并分别位于所述主体的相对两侧；所述线性支撑件包括左线性支撑件与右线性支撑件，所述左线性支撑件、右线性支撑件以及所述主体的纵轴彼此平行设置，所述左线性支撑件与所述左主翼接合，所述右线性支撑件与所述右主翼接合；
所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的前端分别设置有所述螺旋桨；和/或，所述左线性支撑件与所述右线性支撑件的末端分别设置有所述螺旋桨。
2.根据权利要求1所述的固定翼无人机，其特征在于，所述螺旋桨的旋转轴与所述线性支撑件的轴线平行。
3.根据权利要求2所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括电机以及微处理器，所述电机的机体位于所述线性支撑件的内部并与所述线性支撑件固定连接，所述螺旋桨与电机的输出轴固定连接；所述微处理器与所述电机通信连接，用于控制所述电机的输出轴的转速以使两个所述螺旋桨转速不同。
4.根据权利要求1-3任一项所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括方向舵，所述方向舵用于控制所述固定翼无人机主动偏航。
5.根据权利要求1-3任一项所述的固定翼无人机，其特征在于，所述固定翼无人机仅仅通过所述固定翼无人两侧的螺旋桨转速不同实现无人机主动偏航。
6.一种固定翼无人机，其特征在于，包括：
彼此平行设置在所述无人机上并为所述无人机提供推力的两个推动螺旋桨，或者彼此平行设置在所述无人机上并为所述无人机提供推力的两个牵引螺旋桨；
多个电机，其被配置为分别驱动所述两个推动螺旋桨或者所述两个牵引螺旋桨，
其中所述两个推动螺旋桨提供的推力比或者所述两个牵引螺旋桨提供的推力比改变以产生不对称的推力，所述不对称的推力控制所述无人机主动偏航。
7.根据权利要求6所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括方向舵，在所述方向舵发生故障的状态下，微处理器能够直接改变所述推力比以补偿所述方向舵。
8.根据权利要求7所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括多个升力螺旋桨，其被配置为所述无人机提供垂直起降功能。
9.根据权利要求8所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括左主翼和右主翼，以及左前翼和右前翼，其中所述左前翼和所述右前翼设置在所述左主翼和所述右主翼的前方。
10.根据权利要求9所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括左线性支撑件和右线性支撑件，其中所述左线性支撑件和所述右线性支撑件彼此平行设置，所述左线性支撑件将所述左主翼与所述左前翼连接，并且所述右线性支撑件将所述右主翼与所述右前翼连接。
11.根据权利要求10所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括在其底侧附接的可拆卸的货舱或客舱。
12.根据权利要求10所述的固定翼无人机，其特征在于，所述两个推动螺旋桨分别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后端。
13.根据权利要求7所述的固定翼无人机，其特征在于，所述两个推动螺旋桨被配置为所述无人机提供推力。
14.根据权利要求7所述的固定翼无人机，其特征在于，所述两个牵引螺旋桨被配置为所述无人机提供推力。
15.根据权利要求6所述的固定翼无人机，其特征在于，所述无人机不具有方向舵，并且所述无人机是具有垂直起降功能的固定翼无人机。
16.根据权利要求15所述的固定翼无人机，其特征在于，所述无人机不具有任何控制界面。
17.根据权利要求16所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括左线性支撑件和右线性支撑件，所述左线性支撑件将左主翼与左前翼连接，并且所述右线性支撑件将右主翼与右前翼连接。
18.根据权利要求17所述的固定翼无人机，其特征在于，还包括在其底侧附接的可拆卸的货舱或客舱。
19.根据权利要求16所述的固定翼无人机，其特征在于，所述两个推动螺旋桨被配置为所述无人机提供推力。
20.根据权利要求16所述的固定翼无人机，其特征在于，所述两个牵引螺旋桨被配置为所述无人机提供推力。
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