ES2969296T3 - Aeronaves de múltiples rotores con diseño de desalineación de múltiples ejes - Google Patents

Aeronaves de múltiples rotores con diseño de desalineación de múltiples ejes Download PDF

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Abstract

La presente invención describe una aeronave multirotor con un diseño de desalineación de múltiples ejes, que comprende un marco (10), una pluralidad de fuentes de energía superiores (20), una pluralidad de fuentes de energía inferiores (30), una pluralidad de hélices superiores. (40), y una pluralidad de hélices inferiores (50). La pluralidad de hélices superiores (40) se proporcionan a intervalos y están conectadas a la parte superior del marco (10) a través de la pluralidad de fuentes de energía superiores (20). La pluralidad de hélices inferiores (50) se proporcionan a intervalos y están conectadas a la parte inferior del marco (10) a través de la pluralidad de fuentes de energía inferiores (30). En la dirección de proyección vertical del marco (10), la pluralidad de hélices superiores (40) y la pluralidad de hélices inferiores (50) están escalonadas. Las hélices superiores (40) y las hélices inferiores (50) están escalonadas de modo que el paso entre las hélices superiores (40) y las hélices inferiores (50) es grande. El eje central de las fuentes de energía superiores (20) y el eje central de las fuentes de energía inferiores (30) no son colineales ni se superponen. En la dirección de proyección vertical del marco (10), el área de superposición entre las hélices superiores (40) y las hélices inferiores (50) es menor. En comparación con el avión multirrotor de la técnica anterior, el avión multirrotor con diseño de desalineación multieje puede reducir significativamente la resistencia y el volumen del vuelo y mejorar la eficiencia de la hélice con la misma capacidad de carga. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Aeronaves de múltiples rotores con diseño de desalineación de múltiples ejes
Campo técnico
La presente solicitud se refiere al campo técnico de las aeronaves de múltiples rotores, y en particular a una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes de un entramado interno en forma de araña y una estructura compacta.
Antecedentes
La aeronave de múltiples rotores de la técnica anterior se diseña más comúnmente con 4 ejes y 8 hélices, y 8 ejes y 8 hélices. Según los diferentes requisitos de diseño y disposición, existen diversas estructuras de bastidor, como tipo X, tipo H y tipo Y.
La aeronave de múltiples rotores con 4 ejes y 8 hélices está diseñada de forma coaxial. El eje de potencia del motor correspondiente a las 4 hélices de la capa superior y el eje de potencia del motor correspondiente a las 4 hélices de la capa inferior están en correspondencia uno a uno. El paso entre las hélices superiores y las inferiores es pequeño, las hélices superiores y las inferiores se superponen en la dirección de proyección vertical y la eficiencia de la hélice es baja. Además, en esta aeronave de múltiples rotores, el bastidor es una estructura en voladizo y la rigidez del fuselaje es escasa.
La aeronave de múltiples rotores con 8 ejes y 8 hélices está diseñada de forma no coaxial. Las 8 hélices están dispuestas a intervalos en el mismo plano. El tamaño total de la aeronave es grande, el volumen de la aeronave es grande, el peso es grande y la resistencia al vuelo también es grande. Además, al igual que una aeronave de múltiples rotores con 4 ejes y 8 hélices, el bastidor de esta aeronave de múltiples rotores también es una estructura en voladizo y la rigidez del fuselaje también es escasa. El documento CN 206278267 U se refiere a un vehículo aéreo no tripulado de tipo múltiples rotores de múltiples rotores que presenta un bastidor con brazos en voladizo, en donde los brazos están montados en un plano horizontal y en donde las hélices adyacentes están montadas alternativamente en la parte superior e inferior de los brazos de modo que no hay dos hélices adyacentes a la misma altura. El documento CN 204568059 U se refiere a una estructura de disposición de rotor de aeronave de múltiples ejes. El documento GB 2 529 896 A se refiere a una estructura de conductos de aire para vehículos aéreos no tripulados de tipo múltiples rotores. El documento WO 2019/ 114884 A1 se refiere a una aeronave modular de despegue y aterrizaje vertical que tiene un módulo de vuelo y un módulo de transporte.
En resumen, la aeronave de múltiples rotores de la técnica anterior tiene los defectos de mayor resistencia al vuelo, mayor volumen, peor rigidez del fuselaje y menor eficiencia de la hélice con la misma capacidad de carga.
Compendio
El problema técnico para resolver por la presente invención es proporcionar una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes para superar los defectos de que la aeronave de múltiples rotores de la técnica anterior tiene mayor resistencia al vuelo, mayor volumen y menor eficiencia de hélice a la misma capacidad de carga.
La presente invención resuelve los problemas técnicos anteriores mediante las siguientes soluciones técnicas:
Una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes, que comprende un bastidor, una pluralidad de fuentes de energía superiores y una pluralidad de fuentes de energía inferiores, en donde la aeronave de múltiples rotores comprende, además:
una pluralidad de hélices superiores, que se proporcionan a intervalos y están conectadas por encima del bastidor a través de la pluralidad de fuentes de energía superiores; y
una pluralidad de hélices inferiores, que se proporcionan a intervalos y están conectadas debajo del bastidor a través de la pluralidad de fuentes de energía inferiores;
en donde en la dirección de proyección vertical del bastidor, la pluralidad de hélices superiores y la pluralidad de hélices inferiores están escalonadas.
En esta solución, las hélices superiores y las inferiores están escalonadas de modo que el paso entre las hélices superiores y las inferiores sea grande. El eje central de las fuentes de energía superiores y el eje central de las fuentes de energía inferiores no son colineales ni se superponen. En la dirección de proyección vertical del bastidor, el área de superposición entre las hélices superiores y las hélices inferiores es menor. En comparación con la aeronave de múltiples rotores coaxial con 4 ejes y 8 hélices de la técnica anterior, la diferencia vertical entre las hélices superiores y las inferiores de la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes es mayor, la perturbación mutua entre las hélices es más pequeñas, la eficiencia de la hélice es mayor, la velocidad de rotación de la hélice correspondiente es menor y el ruido es menor. En comparación con la aeronave de múltiples rotores con 8 ejes y 8 hélices de la técnica anterior, el tamaño total de la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes se reduce considerablemente, y el peso, el volumen y la resistencia al vuelo del fuselaje también se reducen significativamente. Por lo tanto, en comparación con la aeronave de múltiples rotores de la técnica anterior, la aeronave de múltiples rotores con diseño de desalineación de múltiples ejes puede reducir significativamente la resistencia y el volumen del vuelo y mejorar la eficiencia de la hélice con la misma capacidad de carga.
Preferiblemente, se forma un ángulo de desalineación en una dirección de proyección horizontal entre la conexión a la parte central del bastidor de cualquiera de las hélices superiores y a la parte central del bastidor de una de las hélices inferiores adyacentes en el centro del bastidor, y el intervalo de ángulos de desalineación es de 0° a 89°.
En esta solución, utilizando la configuración anterior, las posiciones relativas de las hélices superiores y las hélices inferiores se pueden ajustar según las necesidades de diseño.
Preferiblemente, la conexión entre el centro de cualquiera de las hélices inferiores y el centro de dos hélices superiores adyacentes forma un triángulo.
En esta solución, utilizando la configuración anterior, sobre la base de garantizar la eficiencia de la hélice hasta cierto punto, es beneficioso reducir el tamaño total de la aeronave de múltiples rotores y reducir aún más el peso y el volumen de la aeronave de múltiples rotores.
Preferiblemente, la pluralidad de hélices superiores y la pluralidad de hélices inferiores están escalonadas horizontalmente.
En esta solución, utilizando la configuración anterior, sobre la base de garantizar la eficiencia de la hélice hasta cierto punto, es beneficioso reducir aún más el tamaño total de la aeronave de múltiples rotores y reducir aún más el peso y el volumen de la aeronave de múltiples rotores. aeronave.
Preferiblemente, la pluralidad de hélices superiores está escalonada horizontalmente y de manera equidistante de la pluralidad de hélices inferiores.
En esta solución, utilizando la configuración anterior, en el proceso de montaje de la aeronave de múltiples rotores, hay menos restricciones sobre las hélices superiores y las hélices inferiores, lo que resulta beneficioso para un montaje rápido.
El bastidor comprende:
una parte central del bastidor;
una pluralidad de brazos de conexión que tienen un primer extremo y un segundo extremo en una dirección que se extiende, en donde el primer extremo de la pluralidad de brazos de conexión está conectado a la parte central del bastidor, y el segundo extremo de la pluralidad de brazos de conexión está conectado correspondientemente con la pluralidad de hélices superiores a través de la pluralidad de fuentes de energía superiores o la pluralidad de hélices inferiores a través de la pluralidad de fuentes de energía inferiores; y
al menos un brazo de refuerzo, en donde se forma un área de alojamiento entre los segundos extremos de cualesquiera dos brazos de conexión adyacentes, y al menos una de las áreas de alojamiento formadas entre la pluralidad de brazos de conexión está provista del brazo de refuerzo.
En esta solución, utilizando la configuración anterior, la configuración del brazo de refuerzo hace que el brazo de conexión correspondiente ya no sea una estructura en voladizo, sino una estructura que puede formar una forma aproximadamente triangular con el brazo de conexión adyacente, lo que es beneficioso para mejorar la rigidez del fuselaje y reducir la vibración resultante de la deformación de la propia aeronave.
Preferiblemente, el brazo de refuerzo está dispuesto en cada una de las áreas de alojamiento formadas entre la pluralidad de brazos de conexión.
En esta solución, utilizando la configuración anterior, todos los brazos de conexión ya no son estructuras en voladizo bajo la acción del brazo de refuerzo, lo que es beneficioso para mejorar significativamente la rigidez del fuselaje y reducir significativamente la vibración resultante de la deformación de la propia aeronave.
Preferiblemente, el brazo de conexión, el brazo de refuerzo y la parte central del bastidor están formados como una estructura integrada a través de una conexión desmontable o fija.
En esta solución, utilizar la configuración anterior resulta beneficioso para un montaje rápido de la aeronave.
Preferiblemente, el brazo de conexión está formado integralmente con el brazo de refuerzo y la parte central del bastidor.
En esta solución, la configuración anterior se utiliza para eliminar la estructura de conexión, lo que no sólo elimina el complicado proceso de conexión, sino que también es beneficioso para reducir el peso total de la aeronave y reducir aún más la resistencia al vuelo de la aeronave.
La hélice superior y la fuente de energía superior están conectadas a la parte superior del brazo de conexión correspondiente, y la hélice inferior y la fuente de energía inferior están conectadas a la parte inferior del brazo de conexión correspondiente, y en la dirección de proyección vertical del bastidor, los segundos extremos de la pluralidad de brazos de conexión conectados con la pluralidad de fuentes de energía superiores y hélices superiores están colocados más altos que los segundos extremos de la pluralidad de brazos de conexión conectados con la pluralidad de fuentes de energía inferiores y hélices inferiores.
En esta solución, la configuración anterior se utiliza para garantizar que, basándose en que las hélices superiores y las hélices inferiores están escalonadas, la aeronave pueda proporcionarse de manera más compacta, lo que es beneficioso para reducir aún más el volumen total de la aeronave.
Preferiblemente, la aeronave de múltiples rotores comprende una parte superior y una parte inferior que están conectadas de manera desmontable;
en donde la parte superior comprende el bastidor, la pluralidad de hélices superiores, la pluralidad de fuentes de energía superiores, la pluralidad de hélices inferiores y la pluralidad de fuentes de energía inferiores;
la parte inferior comprende un tren de aterrizaje y una unidad de carga operativa que están conectados, la unidad de carga operativa comprende una carga y un módulo de carga de energía, el módulo de carga de energía está configurado para suministrar energía a la fuente de energía superior y a la fuente de energía inferior, la carga y el tren de aterrizaje están conectados al módulo de carga de energía, y el módulo de carga de energía está conectado de manera desmontable debajo del bastidor.
En esta solución, utilizando la configuración anterior, la aeronave de múltiples rotores comprende principalmente una parte superior y una parte inferior. Por un lado, la parte superior y la parte inferior se pueden transportar por separado y los requisitos en cuanto a las condiciones de transporte son menores. Por otra parte, después de conectarse entre sí, la parte superior y la parte inferior pueden realizar el montaje de la aeronave de múltiples rotores. El montaje es relativamente cómodo y rápido, lo que resulta beneficioso para reducir el trabajo de preparación antes del despegue y mejorar la capacidad de respuesta rápida de la aeronave de múltiples rotores. En esta solución, el módulo de carga de energía se ensambla con el tren de aterrizaje y se proporciona debajo del bastidor.
Preferiblemente, la aeronave de múltiples rotores comprende una parte superior y una parte inferior que están conectadas de manera desmontable;
en donde la parte de la capa superior comprende el bastidor, la pluralidad de hélices superiores, la pluralidad de fuentes de energía superiores, la pluralidad de hélices inferiores, la pluralidad de fuentes de energía inferiores y el módulo de carga de energía, el módulo de carga de energía se usa para suministrar energía a la fuente de energía superior y la fuente de energía inferior, y el módulo de carga de energía están conectados por encima del bastidor;
la parte inferior comprende un tren de aterrizaje y una carga, y el tren de aterrizaje y la carga están conectados debajo del bastidor.
En esta solución, utilizando la configuración anterior, la aeronave de múltiples rotores comprende principalmente una parte superior y una parte inferior. Por un lado, la parte superior y la parte inferior se pueden transportar por separado y los requisitos en cuanto a las condiciones de transporte son menores. Por otra parte, después de conectarse entre sí, la parte superior y la parte inferior pueden realizar el montaje de la aeronave de múltiples rotores. El montaje es relativamente cómodo y rápido, lo que resulta beneficioso para reducir el trabajo de preparación antes del despegue y mejorar la capacidad de respuesta rápida de la aeronave de múltiples rotores. En esta solución, el módulo de carga de energía se ensambla con el bastidor y se proporciona encima del bastidor.
Preferiblemente, un primer brazo de conexión de la pluralidad de brazos de conexión se usa para conectar la pluralidad de hélices superiores, y un segundo brazo de conexión de la pluralidad de brazos de conexión se usa para conectar la pluralidad de hélices inferiores;
preferiblemente un borde del módulo de carga de energía se extiende hasta la pluralidad de primeros brazos de conexión y está conectado de manera desmontable a la pluralidad de primeros brazos de conexión.
En esta solución, si el tamaño del módulo de carga de energía es grande y necesita extenderse a la posición correspondiente al brazo de conexión, conectar el módulo de carga de energía al brazo de conexión es conveniente y confiable. Además, en comparación con conectar el módulo de carga de energía al segundo brazo de conexión, conectar el módulo de carga de energía al primer brazo de conexión es beneficioso para evitar interferencias entre el módulo de carga de energía y la hélice inferior, beneficioso para proteger la hélice inferior y beneficioso para mejorar la fiabilidad de las aeronaves de múltiples rotores.
Preferiblemente, el número de hélices superiores y el número de hélices inferiores son ambos cuatro.
Sobre la base de las reivindicaciones, las condiciones preferidas anteriores se pueden combinar para obtener cada realización preferida de la presente invención.
El efecto de progreso positivo de la presente solicitud es el siguiente.
En la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de ejes múltiples, las hélices superiores y las hélices inferiores están escalonadas de modo que el paso entre las hélices superiores y las inferiores sea grande. El eje central de las fuentes de energía superiores y el eje central de las fuentes de energía inferiores no son colineales ni se superponen. En la dirección de proyección vertical del bastidor, el área de superposición entre las hélices superiores y las hélices inferiores es menor. En comparación con la aeronave de múltiples rotores coaxial con 4 ejes y 8 hélices de la técnica anterior, la diferencia vertical entre las hélices superiores y las inferiores de la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes es mayor, la perturbación mutua entre las hélices es más pequeña, la eficiencia de la hélice es mayor, la velocidad de rotación de la hélice correspondiente es menor y el ruido es menor. En comparación con la aeronave de múltiples rotores con 8 ejes y 8 hélices de la técnica anterior, el tamaño total de la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes se reduce considerablemente, y el peso, el volumen y la resistencia al vuelo del fuselaje también se reducen significativamente. Por lo tanto, en comparación con la aeronave de múltiples rotores de la técnica anterior, la aeronave de múltiples rotores con diseño de desalineación de múltiples ejes puede reducir significativamente la resistencia y el volumen del vuelo y mejorar la eficiencia de la hélice con la misma capacidad de carga.
Breve descripción de los dibujosLa FIG. 1 es un diagrama esquemático de una estructura tridimensional de una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según una realización preferida de la presente invención.
La FIG. 2 es un diagrama estructural esquemático de una parte de una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según una realización preferida de la presente invención.
La FIG. 3 es un diagrama estructural esquemático de otra parte de una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según una realización preferida de la presente invención.
La FIG. 4 es un diagrama estructural esquemático de otra parte más de una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según una realización preferida de la presente invención.
Descripción de los números de referencia:
10 un bastidor
101 una parte central del bastidor
102 un brazo de conexión
103 un brazo de refuerzo
20 una fuente de energía superior
30 una fuente de energía inferior
40 una hélice superior
50 unas hélices inferiores
60 un tren de aterrizaje
70 un módulo de carga de energía
Descripción de las realizaciones
La presente invención se describe con más detalle a continuación a modo de ejemplos.
Esta realización divulga una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes. Como se muestra en la FIG. 1 a 4, la aeronave de múltiples rotores comprende un bastidor 10, una pluralidad de fuentes 20 de energía superiores, una pluralidad de fuentes 30 de energía inferiores, una pluralidad de hélices 40 superiores y una pluralidad de hélices 50 inferiores. La pluralidad de hélices 40 superiores se proporcionan a intervalos y están conectadas por encima del bastidor 10 a través de la pluralidad de fuentes 20 de energía superiores. La pluralidad de hélices 50 inferiores se proporcionan a intervalos y están conectadas debajo del bastidor 10 a través de la pluralidad de fuentes 30 de energía inferiores. En la dirección de proyección vertical del bastidor 10, la pluralidad de hélices 40 superiores y la pluralidad de hélices 50 inferiores están escalonadas.
En la presente realización, las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores están escalonadas de modo que el paso entre las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores sea grande. El eje central de las fuentes 20 de energía superiores y el eje central de las fuentes 30 de energía inferiores no son colineales ni se superponen. En la dirección de proyección vertical del bastidor 10, el área de superposición entre las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores es menor. En comparación con la aeronave de múltiples rotores coaxial con 4 ejes y 8 hélices de la técnica anterior, la diferencia vertical entre las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores de la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes es mayor, la perturbación mutua entre las hélices es menor, la eficiencia de la hélice es mayor, la velocidad de rotación de la hélice correspondiente es menor y el ruido es menor. En comparación con la aeronave de múltiples rotores con 8 ejes y 8 hélices de la técnica anterior, el tamaño total de la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes se reduce considerablemente, y el peso, el volumen y la resistencia al vuelo del fuselaje también se reducen significativamente. Por lo tanto, en comparación con la aeronave de múltiples rotores de la técnica anterior, la aeronave de múltiples rotores con diseño de desalineación de múltiples ejes puede reducir significativamente la resistencia y el volumen del vuelo y mejorar la eficiencia de la hélice con la misma capacidad de carga.
Cabe señalar que, en la presente realización, la fuente 20 de energía superior y la fuente 30 de energía inferior son ambos motores. En otras realizaciones alternativas, también se pueden utilizar otros tipos de fuentes de energía según las necesidades reales.
Además, en la presente realización, como se muestra en las FIGS. 1 a 4, el número de hélices 40 superiores y el número de hélices 50 inferiores son ambos cuatro y, en consecuencia, el número de fuentes 20 de energía superiores y el número de fuentes 30 de energía inferiores también son cuatro. En otras realizaciones alternativas, el número de hélices 40 superiores, hélices 50 inferiores, fuentes 20 de energía superiores y fuentes 30 de energía inferiores también se puede establecer según las necesidades de diseño reales.
Se entiende con referencia a las FIGS. 1,2 y 4 que se forma un ángulo de desalineación en una dirección de proyección horizontal entre la conexión al centro de cualquiera de las hélices 40 superiores y al centro de una adyacente de las hélices 50 inferiores en el centro del bastidor 10., y el intervalo de los ángulos de desalineación es de 0° a 89°. Utilizando la configuración anterior, las posiciones relativas de las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores se pueden ajustar según las necesidades de diseño.
Continuando con la referencia a la FIG. 1, FIG. 2, y la FIG. 4, se entiende que la conexión entre el centro de cualquiera de las hélices 50 inferiores y el centro de dos hélices 40 superiores adyacentes forma un triángulo. Utilizando la configuración anterior, sobre la base de garantizar la eficiencia de la hélice hasta cierto punto, es beneficioso reducir el tamaño total de la aeronave de múltiples rotores y reducir aún más el peso y el volumen de la aeronave de múltiples rotores.
Específicamente, en la presente realización, la pluralidad de hélices 40 superiores y la pluralidad de hélices 50 inferiores están escalonadas horizontalmente. Por lo tanto, sobre la base de garantizar la eficiencia de la hélice hasta cierto punto, es beneficioso reducir aún más el tamaño total de la aeronave de múltiples rotores y reducir aún más el peso y el volumen de la aeronave de múltiples rotores. En realidad, en la presente realización, la pluralidad de hélices 40 superiores está escalonada horizontalmente de manera equidistante de la pluralidad de hélices 50 inferiores. De esta manera, en el proceso de ensamblaje de la aeronave de múltiples rotores, hay menos restricciones sobre las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores, lo que es beneficioso para un montaje rápido.
Por supuesto, en otras implementaciones alternativas, según los requisitos de diseño reales, la disposición escalonada entre las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores también puede ser no equidistante.
Como se muestra en las FIGS. 1-4, el bastidor 10 comprende un centro 101 de bastidor, una pluralidad de brazos 102 de conexión y al menos un brazo 103 de refuerzo. El brazo 102 de conexión tiene un primer extremo y un segundo extremo en una dirección que se extiende, el primer extremo de una pluralidad de brazos 102 de conexión está conectada a la parte 101 central del bastidor , y el segundo extremo de la pluralidad de brazos 102 de conexión está conectado correspondientemente con la pluralidad de fuentes 20 de energía superiores, la pluralidad de hélices 40 superiores, la pluralidad de fuentes 30 de energía inferiores, y la pluralidad de hélices 50 inferiores. Se forma un área de alojamiento entre los segundos extremos de cualesquiera dos brazos 102 de conexión adyacentes, y al menos una de las áreas de alojamiento formadas entre la pluralidad de brazos 102 de conexión está provista del brazo 103 de refuerzo.
La configuración del brazo 103 de refuerzo hace que el correspondiente brazo 102 de conexión ya no sea una estructura en voladizo, sino una estructura que puede formar una forma aproximadamente triangular con el brazo 102 de conexión adyacente, lo que es beneficioso para mejorar la rigidez del fuselaje y reducir la vibración resultante por la deformación de la propia aeronave.
Específicamente, en la presente realización, el brazo 103 de refuerzo se proporciona en cada una de las áreas de alojamiento formadas entre la pluralidad de brazos 102 de conexión. Todos los brazos 102 de conexión ya no son estructuras en voladizo bajo la acción del brazo 103 de refuerzo, lo cual es beneficioso para mejorar significativamente la rigidez del fuselaje y reducir significativamente las vibraciones resultantes de la deformación de la propia aeronave.
En la presente realización, el brazo 102 de conexión está formado integralmente con el brazo 103 de refuerzo y la parte 101 central del bastidor. La configuración anterior elimina la estructura de conexión, lo que no sólo elimina el complicado proceso de conexión, sino que también es beneficioso para reducir el peso total de la aeronave y reducir aún más la resistencia al vuelo de la aeronave.
Cabe señalar que, en otras realizaciones alternativas, el brazo 102 de conexión, el brazo 103 de refuerzo y la parte 101 central del bastidor se forman como una estructura integrada a través de una conexión desmontable o fija. La configuración anterior es beneficiosa para un montaje rápido de la aeronave.
Continuando con la referencia a las FIGS. 1-4, se entiende que la hélice 40 superior y la fuente 20 de energía superior están conectadas a la parte superior del brazo 102 de conexión correspondiente, y la hélice 50 inferior y la fuente 30 de energía inferior están conectadas a la parte inferior del brazo 102 de conexión correspondiente. La configuración anterior se utiliza para garantizar que, basándose en que las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores están escalonadas, la aeronave pueda proporcionarse de manera más compacta, lo que es beneficioso para reducir aún más el volumen total de la aeronave.
En la presente realización, la aeronave de múltiples rotores comprende una parte superior y una parte inferior que están conectadas de manera desmontable, en donde la parte superior comprende el bastidor 10, la pluralidad de hélices 40 superiores, la pluralidad de fuentes 20 de energía superiores, la pluralidad de hélices 50 inferiores, y la pluralidad de fuentes 30 de energía inferiores. La parte inferior comprende un tren 60 de aterrizaje y una unidad de carga operativa que están conectados, la unidad de carga operativa comprende una carga (no mostrada en la figura) y un módulo 70 de carga de energía , el módulo 70 de carga de energía está configurado para suministrar energía a la fuente 20 de energía superior y a la fuente 30 de energía inferior, la carga y el tren 60 de aterrizaje están conectados al módulo 70 de carga de energía, y el módulo 70 de carga de energía está conectado de manera desmontable debajo el bastidor 10.
La carga específica depende del propósito de la aeronave de múltiples rotores. La carga puede ser una bomba extintora de incendios u otros materiales como pesticidas. El módulo 70 de carga de energía puede ser una batería.
Utilizando la configuración anterior, la aeronave de múltiples rotores comprende principalmente una parte superior y una parte inferior. Por un lado, la parte superior y la parte inferior se pueden transportar por separado y los requisitos en cuanto a las condiciones de transporte son menores. Por otra parte, después de conectarse entre sí, la parte superior y la parte inferior pueden realizar el montaje de la aeronave de múltiples rotores. El montaje es relativamente cómodo y rápido, lo que resulta beneficioso para reducir el trabajo de preparación antes del despegue y mejorar la capacidad de respuesta rápida de la aeronave de múltiples rotores. El módulo 70 de carga de energía está ensamblado con el tren 60 de aterrizaje y está dispuesto debajo del bastidor 10.
Se entiende con referencia a la FIG. 1 y FIG. 4 que un primer brazo de conexión de la pluralidad de brazos 102 de conexión se usa para conectar la pluralidad de hélices 40 superiores, y un segundo brazo de conexión de la pluralidad de brazos 102 de conexión se usa para conectar la pluralidad de hélices 50 inferiores. Un borde del módulo 70 de carga de energía se extiende a la pluralidad de primeros brazos de conexión y está conectado de manera desmontable a la pluralidad de primeros brazos de conexión. Si el tamaño del módulo 70 de carga de energía es grande y necesita extenderse a la posición correspondiente al brazo 102 de conexión, conectar el módulo 70 de carga de energía al brazo 102 de conexión es conveniente y confiable. Además, en comparación con conectar el módulo 70 de carga de energía al segundo brazo de conexión, conectar el módulo 70 de carga de energía al primer brazo de conexión es beneficioso para evitar interferencias entre el módulo 70 de carga de energía y la hélice 50 inferior, beneficioso para proteger la hélice 50 inferior, y beneficioso para mejorar la fiabilidad de la aeronave de múltiples rotores.
En otras realizaciones alternativas, el módulo 70 de carga de energía puede ensamblarse con el bastidor 10 y proporcionarse encima del bastidor 10. En este momento, la aeronave de múltiples rotores comprende una parte superior y una parte inferior que están conectadas de manera desmontable, en donde la parte de la capa superior comprende el bastidor 10, la pluralidad de hélices 40 superiores, la pluralidad de fuentes 20 de energía superiores, la pluralidad de hélices 50 inferiores, la pluralidad de fuentes 30 de energía inferiores y el módulo 70 de carga de energía, el módulo 70 de carga de energía se usa para suministra energía a la fuente 20 de energía superior y a la fuente 30 de energía inferior, y el módulo 70 de carga de energía está conectado por encima del bastidor 10. La parte inferior comprende un tren 60 de aterrizaje y una carga, y el tren 60 de aterrizaje y la carga están conectados debajo del bastidor 10.
En la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de ejes múltiples, las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores están escalonadas de modo que el paso entre las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores sea grande. El eje central de las fuentes 20 de energía superiores y el eje central de las fuentes 30 de energía inferiores no son colineales ni se superponen. En la dirección de proyección vertical del bastidor 10, el área de superposición entre las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores es menor. En comparación con la aeronave de múltiples rotores coaxial con 4 ejes y 8 hélices de la técnica anterior, la diferencia vertical entre las hélices 40 superiores y las hélices 50 inferiores de la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes es mayor, la perturbación mutua entre las hélices es menor, la eficiencia de la hélice es mayor, la velocidad de rotación de la hélice correspondiente es menor y el ruido es menor. En comparación con la aeronave de múltiples rotores con 8 ejes y 8 hélices de la técnica anterior, el tamaño total de la aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes se reduce considerablemente, y el peso, el volumen y la resistencia al vuelo del fuselaje también se reducen significativamente. Además, en comparación con la aeronave de múltiples rotores con 4 ejes y 8 hélices, el bastidor 10 de la aeronave de múltiples rotores con diseño de desalineación de múltiples ejes ya no es una estructura en voladizo, sino que también puede mejorar la rigidez del fuselaje y reducir las vibraciones resultantes de la deformación de la propia aeronave. Por lo tanto, en comparación con la aeronave de múltiples rotores de la técnica anterior, la aeronave de múltiples rotores con diseño de desalineación de múltiples ejes puede reducir significativamente la resistencia y el volumen del vuelo, y mejorar la eficiencia de la hélice y la rigidez del fuselaje con la misma capacidad de carga.
Aunque las realizaciones específicas de la presente invención se han descrito anteriormente, los expertos en la técnica deben comprender que esto es simplemente un ejemplo, y que el alcance de protección de la presente invención está definido por las reivindicaciones adjuntas.

Claims (12)

REIVINDICACIONES
1. Una aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes, que comprende un bastidor (10), una pluralidad de fuentes (20) de energía superiores y una pluralidad de fuentes (30) de energía inferiores, en donde la aeronave de múltiples rotores comprende, además:
una pluralidad de hélices (40) superiores, que se proporcionan a intervalos y están conectadas por encima del bastidor (10) a través de la pluralidad de fuentes (20) de energía superiores; y
una pluralidad de hélices (50) inferiores, que se proporcionan a intervalos y están conectadas debajo del bastidor (10) a través de la pluralidad de fuentes (30) de energía inferiores;
en donde en la dirección de proyección vertical del bastidor (10), la pluralidad de hélices (40) superiores y la pluralidad de hélices (50) inferiores están escalonadas,
en donde el bastidor (10) comprende:
una parte (101) central del bastidor;
una pluralidad de brazos (102) de conexión que tienen un primer extremo y un segundo extremo en una dirección que se extiende, en donde el primer extremo de la pluralidad de brazos (102) de conexión está conectado a la parte (101) central del bastidor, y el segundo extremo de la pluralidad de brazos (102) de conexión está conectada correspondientemente con la pluralidad de hélices (40) superiores a través de la pluralidad de fuentes (20) de energía superiores o la pluralidad de hélices (50) inferiores a través de la pluralidad de fuentes (30) de energía inferiores; y
al menos un brazo (103) de refuerzo,
en donde se forma un área de alojamiento entre los segundos extremos de cualesquiera dos brazos (102) de conexión adyacentes, y al menos una de las áreas de alojamiento formadas entre la pluralidad de brazos (102) de conexión está provista del brazo (103) de refuerzo;
la hélice (40) superior y la fuente (20) de energía superior están conectadas a la parte superior del brazo (102) de conexión correspondiente, y la hélice (50) inferior y la fuente (30) de energía inferior están conectadas a la parte inferior del brazo (102) conector correspondiente; y
en donde en la dirección de proyección vertical del bastidor (10), los segundos extremos de la pluralidad de brazos (102) de conexión conectados con la pluralidad de fuentes (20) de energía superiores y hélices (40) superiores están colocados más altos que los segundos extremos de la pluralidad de brazos (102) de conexión conectados con la pluralidad de fuentes (30) de energía inferiores y hélices (50) inferiores.
2. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 1, en donde se forma un ángulo de desalineación en una dirección de proyección horizontal entre la conexión a la parte central del bastidor de cualquiera de las hélices (40) superiores y la parte central del bastidor de una adyacente de las hélices (50) inferiores en el centro del bastidor (10), y el intervalo de los ángulos de desalineación es de 0° a 89°.
3. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 1, en donde la conexión entre el centro de una cualquiera de las hélices (50) inferiores y el centro de dos hélices superiores adyacentes (40) forma un triángulo.
4. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 1, en donde la pluralidad de hélices (40) superiores y la pluralidad de hélices (50) inferiores están escalonadas horizontalmente.
5. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 4, en donde la pluralidad de hélices (40) superiores está escalonada horizontalmente de manera equidistante de la pluralidad de hélices (50) inferiores.
6. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 1, en donde el brazo (103) de refuerzo está previsto en cada una de las áreas de alojamiento formadas entre la pluralidad de brazos (102) de conexión.
7. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 6, en donde el brazo (102) de conexión, el brazo (103) de refuerzo y la parte (101) central del bastidor están formados como una estructura integrada a través de una conexión desmontable o fija.
8. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 6, en donde el brazo (102) de conexión está formado integralmente con el brazo (103) de refuerzo y la parte (101) central del bastidor.
9. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 1, en donde la aeronave de múltiples rotores comprende una parte superior y una parte inferior que están conectadas de manera desmontable;
en donde la parte superior comprende el bastidor (10), la pluralidad de hélices (40) superiores, la pluralidad de fuentes (20) de energía superiores, la pluralidad de hélices (50) inferiores y la pluralidad de fuentes (30) de energía inferiores;
la parte inferior comprende un tren (60) de aterrizaje y una unidad de carga operativa que están conectados, la unidad de carga operativa comprende una carga y un módulo (70) de carga de energía, el módulo (70) de carga de energía está configurado para suministrar energía a la parte superior fuente (20) de energía y la fuente (30) de energía inferior, la carga y el tren (60) de aterrizaje están conectados al módulo (70) de carga de energía, y el módulo (70) de carga de energía está conectado de manera desmontable debajo del bastidor (10).
10. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 1, en donde la aeronave de múltiples rotores comprende una parte superior y una parte inferior que están conectadas de manera desmontable;
en donde la parte de la capa superior comprende el bastidor (10), la pluralidad de hélices (40) superiores, la pluralidad de fuentes (20) de energía superiores, la pluralidad de hélices (50) inferiores, la pluralidad de fuentes (30) de energía inferiores y un módulo (70) de carga de energía, el módulo (70) de carga de energía se usa para suministrar energía a la fuente (20) de energía superior y a la fuente (30) de energía inferior, y el módulo (70) de carga de energía está conectado por encima del bastidor. (10);
la parte inferior comprende un tren (60) de aterrizaje y una carga, y el tren (60) de aterrizaje y la carga están conectados debajo del bastidor (10).
11. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 9 o 10, en donde un primer brazo (102) de conexión de la pluralidad de brazos (102) de conexión se usa para conectar la pluralidad de hélices (40) superiores, y un segundo brazo (102) de conexión de la pluralidad de brazos (102) de conexión se usa para conectar la pluralidad de hélices (50) inferiores; un borde del módulo (70) de carga de energía se extiende hasta la pluralidad de primeros brazos de conexión y está conectado de manera desmontable a la pluralidad de primeros brazos de conexión.
12. La aeronave de múltiples rotores con un diseño de desalineación de múltiples ejes según la reivindicación 1, en donde el número de hélices (40) superiores y el número de hélices (50) inferiores son ambos cuatro.
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