本实用新型涉及无人机技术，尤其涉及一种无人机及其动力系统、最小化无人机故障的系统。
背景技术：
无人驾驶飞机简称“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不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。现有大载重垂直起降(verticaltakeoffandlanding，vtol)空中无人机在转换及平飞阶段，动力方面共模失效冗余，导致安全性不足。
技术实现要素：
本实用新型涉及一种无人机及其动力系统、最小化无人机故障的系统，用于解决共模失效安全冗余不足的问题。
本实用新型提供一种无人机动力系统，包括：
推动螺旋桨，所述推动螺旋桨设置在无人机的后端；
牵引螺旋桨，所述牵引螺旋桨设置在所述无人机的前端；所述牵引螺旋桨与所述推动螺旋桨中一个为主螺旋桨，另一个为备用螺旋桨，所述无人机处于平飞阶段时，所述牵引螺旋桨与推动螺旋桨中至少一个处于工作状态；
驱动组件，用于驱动所述推动螺旋桨以及所述牵引螺旋桨。
在本实用新型的一实施例中，所述驱动组件包括电动机以及燃油发动机，所述电动机用于驱动所述推动螺旋桨或牵引螺旋桨中的一个，所述燃油发动机用于驱动所述推动螺旋桨或牵引螺旋桨中的另一个。
在本实用新型的一实施例中，还包括升力螺旋桨，所述升力螺旋桨的数量为多个，所述升力螺旋桨由所述电动机或所述燃油发动机驱动。
在本实用新型的一实施例中，所述推动螺旋桨的旋转轴平行于所述无人机的长度方向，所述牵引螺旋桨的旋转轴平行于所述无人机的长度方向；所述升力螺旋桨的旋转轴沿竖直方向设置。
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，其将所述左主翼与所述左前翼连接，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；
右线性支撑件，其将所述右主翼与所述右前翼连接，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；
推动螺旋桨，其设置在所述主体的后端处，其旋转轴平行于所述无人机的纵轴；
牵引螺旋桨，其设置在所述主体的前端处，其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，所述推动螺旋桨或牵引螺旋桨中的一个由电动机驱动，另一个由燃油发动机驱动。
在本实用新型的一实施例中，所述推动螺旋桨由所述燃油发动机驱动。
在本实用新型的一实施例中，在所述空中无人机处于低空转换模式或巡航模式时，所述燃油发动机处于怠速状态。
在本实用新型的一实施例中，还包括启动电机，所述启动电机通过物理传动的离合装置接合至所述燃油发动机。
在本实用新型的一实施例中，在所述燃油发动机的运转期间，所述启动电机能够与所述燃油发动机保持机械接合。在本实用新型的一实施例中，还包括附接至所述空中无人机的底面的可拆卸的舱。
在本实用新型的一实施例中，所述舱是客舱或货舱。
在本实用新型的一实施例中，所述燃油发动机为车用汽油活塞式航空发动机。
本实用新型又提供一种最小化空中无人机故障的系统，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；
推动螺旋桨，其设置在所述主体的后端处，其旋转轴平行于所述无人机的纵轴；
牵引螺旋桨，其设置在所述主体的前端处，其旋转轴平行于所述无人机的纵轴；
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的；
燃油发动机，其配置为驱动多个所述升力螺旋桨、推动螺旋桨和牵引螺旋桨中的至少一个；和
电动机，其配置为驱动多个所述升力螺旋桨，推动螺旋桨和牵引螺旋桨中的至少一个。
在本实用新型的一实施例中，所述推动螺旋桨由所述燃油发动机驱动。
在本实用新型的一实施例中，还包括与所述燃油发动机接合的启动电机。
在本实用新型的一实施例中，还包括与所述燃油发动机接合的发电机。
在本实用新型的一实施例中，在飞行期间所述启动电机与所述燃油发动机保持机械接合以用于发电。
在本实用新型的一实施例中，还包括可拆卸地附接到所述空中无人机的底面的舱。
在本实用新型的一实施例中，所述舱是客舱或货舱。
本实用新型提供一种无人机动力系统，包括：推动螺旋桨，所述推动螺旋桨设置在无人机的后端；牵引螺旋桨，所述牵引螺旋桨设置在所述无人机的前端；所述牵引螺旋桨与所述推动螺旋桨中一个为主螺旋桨，另一个为备用螺旋桨，所述无人机处于平飞阶段时，所述牵引螺旋桨与推动螺旋桨中至少一个处于工作状态；驱动组件，用于驱动所述推动螺旋桨以及所述牵引螺旋桨。本实用新型提供的无人机动力系统分别配置了牵引螺旋桨和推动螺旋桨，当牵引螺旋桨与推动螺旋桨中一个失效时，另外一个还可以继续工作，使无人机向前飞行。提高失效冗余，降低了共模失效概率在安全性上的不足。
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；推动螺旋桨，其设置在所述主体的后端处，其旋转轴平行于所述无人机的纵轴；牵引螺旋桨，其设置在所述主体的前端处，其旋转轴平行于所述无人机的纵轴；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。本实用新型提供的垂直起降空中无人机分别配置了牵引螺旋桨和推动螺旋桨，使用多模动力配置，提高失效冗余，降低了共模失效概率在安全性上的不足。
虽然本说明书包含许多具体实现方式细节，但这些不应被解释为对任何实用新型或可要求保护的范围的限制，而是作为针对特定实施方式的特定实现方式的特征的描述。本说明书中在不同实现方式的上下文中描述的某些特征也可以在单独的实现方式中组合实现。相反，在单独实现方式的上下文中描述的各种特征也可以单独地或以任何合适的子组合在多个实现方式中实现。此外，尽管特征可以在上文和下文中描述为在某些组合中起作用并且甚至最初如此描述，但是在某些情况下来自所描述/要求保护的组合的一个或多个特征可以从组合中剔除，并且所描述/要求保护的组合可以是针对子组合或子组合的变化。
已经描述了许多实现方式。然而，应该理解，在不脱离本实用新型的精神和范围的情况下，可以进行各种修改。例如，本文描述的示例操作、方法或过程可以包括比所描述的更多步骤或更少步骤。此外，这些示例操作、方法或过程中的步骤可以以与图中描述或示出的不同替补方式执行。
在附图和以下描述中阐述了本实用新型中描述的主题的一个或多个实现方式的细节。根据说明书、附图和技术方案，主题的其他特征、方面和优点将变得显而易见。
附图说明
应该注意的是，附图可以是简化的形式，并且可能不是精确的比例。参考本文的公开内容，仅出于方便和清楚的目的，参考附图，使用诸如顶部、底部、左、右、上、下、上方、以上、下方、以下、后部、前部、远端和近端的方向性术语。这些方向性术语不应被解释为以任何方式限制实施方式的范围。
图1a是根据实施方式的一个方面的vtol无人机系统的实施方式的顶部透视图；
图1b是根据实施方式的又一个方面的vtol无人机系统的实施方式的顶部透视图；
图1c是根据实施方式的再一个方面的vtol无人机系统的实施方式的顶部透视图；
图2是图1c的无人机系统的顶部后方透视图；
图3是图1c的无人机系统的侧视图；
图4是根据所述实施方式的一个方面的具有飞行平台和可拆卸附接的舱的vtol无人机系统的另一实施方式的顶部透视图；
图5是根据所述实施方式的一个方面的图4的无人机系统的顶视图；
图6是根据所述实施方式的一个方面的图4的无人机系统的前视图；
图7是根据所述实施方式的一个方面的具有飞行平台和可拆卸附接的客舱的vtol无人机系统的实施方式的顶部透视图；
图8是根据所述实施方式的一个方面的图7的无人机系统的前视图；
图9是根据所述实施方式的一个方面的图7的无人机系统的后透视图；
图10是根据所述实施方式的一个方面的图7的无人机系统的侧透视图，其中客舱从飞行平台分离并停在地面上；
图11是根据所述实施方式的一个方面的图7的实施方式的后透视图；
图12是根据本实用新型的一个方面的另一实施方式的后透视图；
图13是根据所述实施方式的一个方面的无人机系统的又一实施方式的侧底部透视图；
图14是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的透视图；
图15是根据所述实施方式的另一方面的图14中的环绕区域的特写图；
图16是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的侧视图；
图17是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的前视图；
图18是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的后视图；
图19是根据所述实施方式的另一方面的无人机系统的一个实施方式的仰视图；
图20是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的透视图；
图21是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的侧视图；
图22是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的前视图；
图23是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的后视图；
图24是根据所述实施方式的另一方面的飞行平台的另一实施方式的仰视图；
图25是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的侧视图；
图26是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的底部透视图；
图27是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的前视图；
图28是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的后视图；
图29是根据所述实施方式的另一方面的客舱的另一实施方式的仰视图；
图30是根据所述实施方式的另一方面的附接到货舱的飞行平台的另一实施方式的侧视图；
图31是根据所述实施方式的另一方面的不具有推动螺旋桨的飞行平台的另一实施方式的透视图；
图32是根据所述实施方式的另一方面的具有推动螺旋桨的客舱的另一实施方式的侧视图；
图33是飞行无人机系统的又一实施方式的透视图，其中六个漂浮装置被充气；
图34是图33的飞行无人机的侧视图；
图35是示出无人机的副翼的配置的图。
在引用附图标记的元件时，在所有说明书附图中，相同的部件用同一附图标记表示：
100-无人机；101-飞行平台；102-主体；103a-左线性支撑件；103b-右线性支撑件；104a-左主翼；104b-右主翼；105a-左前翼；105b-右前翼；106a-左垂直稳定器；106b-右垂直稳定器；107-推动螺旋桨；107a-左推动螺旋桨；107b-右推动螺旋桨；108a-第一升力螺旋桨；108b-第二升力螺旋桨；108c-第三升力螺旋桨；108d-第四升力螺旋桨；108e-第五升力螺旋桨；108f-第六升力螺旋桨；109a-左翼尖螺旋桨；109b-右翼尖螺旋桨；110a-左翼尖垂直稳定器；110b-右翼尖垂直稳定器；111a-左折叠腿；111b-右折叠腿；112a-第一簧片叶片；112b-第二簧片叶片；112c-第三簧片叶片；112d-第四簧片叶片；116-垂直扩展器；117-中心推动螺旋桨；130-货舱；135-舱簧片叶片；140-客舱；145-舱腿；147-舱附接锁扣；148-电动轮；149-壳体；150-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；190a-左附加升力螺旋桨；190b-右附加升力螺旋桨；191a-左尾鳍；191b-右尾鳍。
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，现有大载重垂直起降无人机在转换及平飞阶段，动力方面共模失效冗余安全性不足。为了解决上述问题，本实用新型提供一种无人机动力系统，包括：推动螺旋桨，推动螺旋桨设置在无人机的后端。牵引螺旋桨，牵引螺旋桨设置在无人机的前端。牵引螺旋桨与推动螺旋桨中一个为主螺旋桨，另一个为备用螺旋桨，无人机处于平飞阶段时，牵引螺旋桨与推动螺旋桨中至少一个处于工作状态。驱动组件，用于驱动推动螺旋桨以及牵引螺旋桨。本实用新型提供的无人机动力系统，通过在无人机的前端与后端分别设置牵引螺旋桨与推动螺旋桨，当牵引螺旋桨与推动螺旋桨中一个失效时另外一个还能够使无人机继续向前飞行，提高了无人机的失效冗余，降低无人机安全性风险。
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1c是根据实施方式的再一个方面的vtol无人机系统的实施方式的顶部透视图，图2是图1c的无人机系统的顶部后方透视图，图3是图1c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。如图1a所示，本实施例提供一种无人机动力系统，包括推动螺旋桨107、牵引螺旋桨170以及推动组件(图中未示出)。容易理解的是，牵引螺旋桨170设置在无人机100的前端，从而牵引螺旋桨170转动的过程中产生向前的牵引力，牵引无人机100向前飞行。
图1a示出了，推动螺旋桨107设置在无人机100的后端，从而推动螺旋桨107在转动的过程中向无人机100施加向前的推力，推动无人机100向前飞行。本实施例对于牵引螺旋桨170以及推动螺旋桨107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。
一种可能的实现方式中，驱动组件设置在无人机100的内部，用于驱动牵引螺旋桨170与推动螺旋桨107绕自身的旋转轴转动。示例性地，可以使用电动机作为驱动组件，电动机的数量为两个且两个电动机分别位于无人机100内部的前后两端，牵引螺旋桨170与推动螺旋桨107分别与电动机的输出轴固定连接，进而电动机输出轴转动时带动牵引螺旋桨170或推动螺旋桨107转动。
较佳的，驱动组件包括电动机以及燃油发动机，电动机用于驱动推动螺旋桨107或牵引螺旋桨170中的一个，燃油发动机用于驱动推动螺旋桨107或牵引螺旋桨170中的另一个。本领域技术人员能够理解的是，电动机由电驱动燃油发动机由燃油燃烧进行驱动，二者驱动方式不同即可以避免二者因同一原因失效。一种可能的实现方式为，电动机用于驱动推动螺旋桨107，示例性地，推动螺旋桨107与电动机的输出轴固定连接，电动机输出轴转动时带动推动螺旋桨107同步转动。燃油发动机用于驱动牵引螺旋桨170，即燃油发动机的输出端与牵引螺旋桨170传动连接，燃油发动机启动时带动牵引螺旋桨170绕其旋转轴旋转进而产生牵引力。当然，在另一种可实现方式中，电动机可以用于驱动牵引螺旋桨170，燃油发动机可以用于驱动推动螺旋桨107。
本领域技术人员能够理解的是，使用电动机与燃油发动机分别驱动推动螺旋桨107与牵引螺旋桨170，由于电动机与燃油发动机工作原理不同，可以避免发生共模失效即因为同一原因而失效，提高失效冗余，降低了共模失效概率在安全性上的不足。
图1a示出了，无人机100的上方设置有多个升力螺旋桨，一种可能的实现方式为，多个升力螺旋桨由电动机驱动，其中每个电动机分别用于驱动一个升力螺旋桨，电动机的机体位于无人机100的内部，升力螺旋桨与电动机的输出轴固定连接。当然，在另一种可实现方式中，也可以使用燃油发动机驱动多个升力螺旋桨。
较佳的，推动螺旋桨107的旋转轴、牵引螺旋桨170的旋转轴与无人机100的长度方向平行，容易理解的是，无人机100在平飞阶段时沿自身的长度方向运动，将推动螺旋桨107的旋转轴、牵引螺旋桨170的旋转轴设置成与无人机100的长度方向平行，推动螺旋桨107或牵引螺旋桨170转动时产生的力没有其他方向的分量，有助于推动螺旋桨107或牵引螺旋桨170带动无人机100向前飞行。
无人机100可以至少包括：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；推动螺旋桨107，其设置在主体102的后端，其旋转轴平行于无人机100的纵轴；牵引螺旋桨170，其设置在主体102的前端，其旋转轴平行于无人机100的纵轴，当无人机100处于平飞阶段时推动螺旋桨107与牵引螺旋桨170至少一个处于工作状态。其中左线性支撑件具有设置在其上的第一组多个升力螺旋桨108a、108b、108c；其中右线性支撑件具有设置在其上的第二组多个升力螺旋桨108d、108e、108f。
本实用新型提供的垂直起降空中无人机分别配置了牵引螺旋桨和推动螺旋桨，当牵引螺旋桨170与推动螺旋桨107中一个失效时，另外一个还可以继续工作，使无人机100向前飞行。提高失效冗余，降低了共模失效概率在安全性上的不足。
可选地，根据图1b所示，无人机100可以进一步包括左尾鳍191a和右尾鳍191b，左尾鳍191a设置在左线性支撑件103a的末端上侧，右尾鳍191b设置在右线性支撑件103b的末端上侧，在左右尾鳍191a和191b的顶端分别设置左附加升力螺旋桨190a和右附加升力螺旋桨190b。通过在左右尾鳍上设置附加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，如图1b所示，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。
图1c概括地描绘了具有前翼配置的vtol空中无人机100的实施方式。
图1a至图1c所示的无人机具有部分相同的结构配置，其部件特征可以灵活组合设置，附图仅为示例性的。
图1c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105a和105b作为左副翼和右副翼。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，如图35所示，无人机的副翼180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。
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。
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的驱动电动机(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动机驱动。在图1c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动机驱动。在图1c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，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1c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。在如图1a和1b所示的实施方式中，可以有一个推动螺旋桨107。一个推动螺旋桨107可设置在主体102的后端处，其旋转轴平行于无人机100的纵轴。
无人机100可以具有至少一个牵引螺旋桨170，以在向前方向拉动无人机100。在如图1a和图1b所示的实施方式中，牵引螺旋桨170可设置在主体102的前端处，其旋转轴平行于无人机100的纵轴。
如上，无人机100配置了多组不同种类的螺旋桨，包括第一组多个升力螺旋桨、第二组多个升力螺旋桨、推动螺旋桨以及牵引螺旋桨，在使用时，可以用多组升力电机驱动多个升力螺旋桨，用机头推进电机驱动牵引螺旋桨，并用燃油推进发动机驱动推动螺旋桨。多组升力电机与机头推进电机比如可以由同一主供电汇流条提供能源供给，燃油推进发动机可以由单独的燃油油路提供能源供给。因此，通过如上方式，使用多模动力配置，可以提高失效冗余，降低共模失效概率在安全性上的不足。应急情况下，当推进电机提供的动力不足(包括电机失效)时，由无故障动力提供推力输出，互为备份，从而提供空中无人机的安全性。
进一步地，现有采用纯电动力的大载重垂直起降无人机的油动发动机噪音过大，在低空转换阶段对周边影响大，易引发居民投诉。根据本实用新型提供的技术方案，在一实施方式中，推动螺旋桨107或牵引螺旋桨170中的一个由电动机驱动，另一个由燃油发动机驱动。示例性的，推动螺旋桨107可以由燃油发动机驱动，因此，牵引螺旋桨170可以由电动机驱动。一般来说，燃油发动机(或内燃机)工作噪声在110分贝左右，同样输出功率下的电动机噪声在85分贝左右，而燃油发动机的噪声能量是电动机的300倍左右。因此，根据本实用新型的方案，在一实施例中，当空中无人机处于低空转换模式或巡航模式时，或者说，当空中无人机在低空转换阶段或巡航阶段时，燃油发动机可以处于怠速状态，此时，燃油发动机的噪声较小，主要由电动机为牵引螺旋桨提供水平推力，因此，此时空中无人机的电机工作状态对周边的噪声影响更小。
另外，由于燃油的能量密度远高于目前的锂电池技术，减少了业载重量，所以采用燃油发动机驱动螺旋桨可有效突破纯电无人机的平飞续航能力，并在同等最大起飞重量下提高了商载重量。
进一步地，在一实施方式中，垂直起降空中无人机还可以包括启动电机，启动电机通过物理传动的离合装置接合至燃油发动机。通过启动电机的输出轴转动带动燃油发动机的轴系齿圈转动进而启动燃油发动机。本领域技术人员能够理解的是，燃油发动机的起动需要初始力使燃油发动机的轴系转动，设置启动电机，利用启动电机带动燃油发动机的轴系转动进而启动燃油发动机，本领域技术人员可以通过向启动电机供电，即可利用启动电机起动燃油发动机。
上述离合装置可以为启动电机与燃油发动机之间提供物理连接，示例性的，离合装置的输入端与启动电机的输出端传动连接，离合装置的输出端与输出齿轮固定连接，离合装置用于带动输出齿轮沿输出齿轮的轴向方向在第一位置和第二位置之间运动；当输出齿轮位于第一位置时，输出齿轮与燃油发动机的轴系齿圈啮合；当输出齿轮位于第二位置时，输出齿轮与燃油发动机的轴系齿圈分离。本实施例对于离合装置的具体结构并不限制，本领域技术人员可以根据实际需要进行设置，示例性地，也可以使用轴作为离合装置，利用轴沿自身轴线方向运动实现启动电机与燃油发动机连接或分离，当然，也可以选择市面上现有的离合装置。通过在启动电机与燃油发动机之间提供离合装置，可以更灵活地控制启动电机与燃油发动机之间的连接状态，为提高空中无人机的续航能力提供保障。
一种可能的实现方式中，无人机100还设置有供电汇流条，供电汇流条位于主体102内部，供电汇流条分别与启动电机以及电动机电连接，以向启动电机以及电动机供电。容易理解的是，供电汇流条为一种导电连接部件，启动电机与电动机分别与供电汇流条电连接，同时，供电汇流条还连接有电源，使电源能够通过供电汇流条向启动电机以及电动机供电。
在一实施方式中，在燃油发动机的运转期间，启动电机能够与燃油发动机保持机械接合，因此，启动电机可以充当发电机。具体来说，启动电机在燃油发动机启动期间，通过主供电汇流条或应急供电汇流条供电。燃油发动机启动后，离合装置可选择断开或保持。若保持燃油发动机与启动电机之间的物理连接(即离合装置为保持状态)，此时启动电机作为由燃油发动机带动的发电机，可向主供电汇流条或及应急供电汇流条供电，从而进一步提高飞机的续航能力。
在一实施方式中，燃油发动机可以为标准车用汽油活塞式航空发动机，以减少维护周期及使用成本。
在一实施方式中，还可以包括附接至空中无人机的底面的可拆卸的舱，舱是客舱140或货舱130。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。
在一实施方式中，无人机100的主翼和副翼都可以配置为前翼构造。
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。或者，如图1b所示，附加升力螺旋桨190a、190b可以设置在左右线性支撑件103a，103b的远端顶部。
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1c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150可用于为货舱130或客舱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150，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150。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舱腿145。
图10概括地描绘了本实用新型的一个方面，其中舱(无论是货舱还是客舱)是可拆卸的。这里，客舱140可以选择性地从飞行平台101分离。飞行平台101和客舱140之间的接合和脱离可以由计算机和/或其他传感器和计算设备自主地执行(无需同时用户干预)。替代地或可选地，用户可以主动地控制和引导飞行平台101和客舱140之间的接合和脱离。
如本领域普通技术人员将认识到的，可以使用各种不同类型的接合机构147来将客舱140固定到飞行平台101。例如，接合机构可以是机械锁扣、磁性锁扣、轨道和凹槽，或任何已知接合方式的组合。
重要的是要理解，除了具有两个推动螺旋桨107a和107b(如图11所示)之外，替代地或可选地，可以有一个中心推动螺旋桨117，其连接到主体102的后端(如图12所示)。如图12所示，中心推动螺旋桨117通过垂直扩展器116接合到主体102的后端。垂直扩展器116可以是任何形状的任何结构，以物理地与推动螺旋桨117接合，使得推动螺旋桨117的旋转中心垂直偏离主体102。在又一实施方式中，推动螺旋桨117垂直偏离主体102，使得推动螺旋桨117的旋转中心垂直地位于客舱140后部的位置，或与客舱140垂直齐平。在另一实施方式中，推动螺旋桨117与客舱140的顶部垂直齐平。在另一实施方式中，推动螺旋桨117与客舱140的中部垂直齐平。在进一步实施方式中，推动螺旋桨117与客舱140的底部垂直齐平。
在实施方式的任何图中未示出的是在线性支撑件103a、103b的端部处分别没有推动螺旋桨107a、107b的。相反，只能有一个推动螺旋桨117与主体102的后端接合。
还可以设想，每个线性支撑件103a、103b可以包含三个以上的升力螺旋桨，通过提供较长的线性支撑件以容纳更多的升力螺旋桨，通过使用较小直径的升力螺旋桨，或者通过在线性支撑件的顶侧和底侧都放置升力螺旋桨来进行。图13示出了一个实施方式，其中两个额外的升力螺旋桨108g、108h设置在线性支撑件103a、103b的底部前端。
虽然推动螺旋桨107a、107b已在先前的图中示出以定位在线性支撑件103a、103b的后部远端处，但是特别预期这些推动螺旋桨107a、107b可设置在低于主翼104a、104b的水平面处，如图13所示的那些。在一个方面，这些推动螺旋桨107a、107b可以设置在基本上等于飞行平台携带的货舱130或客舱140的水平面处。在另一方面，这些推动螺旋桨107a、107b可以设置在垂直稳定器106a、106b的中间。降低推动螺旋桨107a、107b的布置的一个预期理由是使飞行期间的头部骤降(headdipping)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。
本实用新型还提供一种最小化空中无人机故障的系统，包括：左主翼和右主翼；左副翼和右副翼；主体，其与左主翼和右主翼接合；左线性支撑件，其将左主翼与左副翼连接；右线性支撑件，其将右主翼与右副翼连接；推动螺旋桨，其设置在主体的后端处，其旋转轴平行于无人机的纵轴；牵引螺旋桨，其设置在主体的前端处，其旋转轴平行于无人机的纵轴；第一组多个升力螺旋桨，其设置在左线性支撑件上；第二组多个升力螺旋桨，其设置在右线性支撑件上的；燃油发动机，其配置为驱动多个升力螺旋桨、推动螺旋桨和牵引螺旋桨中的至少一个；和电动机，其配置为驱动多个升力螺旋桨，推动螺旋桨和牵引螺旋桨中的至少一个。对于具体配置，同样可以参考图1a，其中燃油发动机和电动机未示出，其具体配置可灵活设置，能实施其驱动功能即可。
在本实用新型的一实施例中，推动螺旋桨107可以由燃油发动机驱动。采用燃油发动机驱动时，由于燃油的能量密度远高于目前的锂电池技术，减少了业载重量，所以采用一组燃油推力发动机可有效突破纯电无人机的平飞续航能力及在同等最大起飞重量下提高了商载重量。
在本实用新型的一实施例中，还可以包括与燃油发动机接合的启动电机，使得燃油发动机与启动电机能够同步配合，二者通过一个物理传动的离合装置相互耦合，启动电机在启动燃油发动机时，通过主供电汇流条或应急供电汇流条供电。燃油发动机启动后，离合装置可选择断开或保持，从而灵活选择是否由启动电机进行供电。
在本实用新型的一实施例中，还可以包括与燃油发动机接合的发电机，发电机可向主供电汇流条或应急供电汇流条供电，进一步提高飞机的续航能力。
在本实用新型的一实施例中，在飞行期间启动电机与燃油发动机可以保持机械接合以用于发电，有利于提高航时。
在本实用新型的一实施例中，还可以包括可拆卸地附接到空中无人机的底面的舱，舱是客舱或货舱。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。
采用本实用新型提供的最小化空中无人机故障的系统，使用多模动力配置，提高失效冗余，从而最小化空中无人机的故障。
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。
本文用于企业家、创业者技术爱好者查询，结果仅供参考。
