1.本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种复合式垂直起降固定翼飞无人机。


背景技术：

2.人们提议将无人机，无论是载人还是无人驾驶，用于执行各种任务和功能。然而，它们的任务和功能往往受到无人机飞行距离和续航能力的限制。人们仍然需要一种足够高效的无人机，以实现更长距离的飞行。
3.此外，还不断需要新方法在无人机中创建冗余，以便在一个螺旋桨出现故障时，无人机仍能正常工作并继续停留在空中。
4.所有引用的专利、申请和文献全部通过引用并入本文。此外，如果引用文件中的术语定义或使用(通过引用并入本文件)与本文件中的术语定义不一致或相反，则本文件中的术语定义适用，而引用文件中的术语定义不适用。该实施例可寻求满足一个或多个上述期望。尽管本实施例可能会排除一个或多个上述期望，但是应当理解的是，本实施例的一些方面不一定会排除它们。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种复合式垂直起降固定翼飞无人机。
6.为达此目的，本发明采用以下技术方案：
7.一种复合式垂直起降固定翼无人机，包括：
8.舱；
9.耦合到舱的左主翼和右主翼；
10.第一螺旋桨、第二螺旋桨和第三螺旋桨，螺旋桨呈线性排列，所述第一、第二和第三螺旋桨均布置在左线性支撑件上；
11.第四螺旋桨、第五螺旋桨和第六螺旋桨，螺旋桨呈线性排列，所述第一、第二和第三螺旋桨均布置在右线性支撑件上；
12.其中，所述左线性支撑件平行于所述右线性支撑件；
13.左前翼布置在所述左线性支撑件的前端上；
14.右前翼布置在所述右线性支撑件的前端上；
15.其中所述左前翼直接连接所述右前翼；
16.其中所述左前翼和所述右前翼未直接连接到舱。
17.优选的，其中所述左主翼和所述右主翼形成上反角结构。
18.优选的，其中所述左主翼和所述右主翼各有一个近端部分，完全布置在左、右线性支撑件之间的空间内，其中所述左主翼和所述右主翼的近端部分形成上反角结构。
19.优选的，其中所述左主翼和所述右主翼各有一个远端部分，其中所述左主翼和所述右主翼的远端部分形成一个上反角结构。
20.优选的，其中所述左前翼和所述右前翼形成一个下反角结构。
21.优选的，其中所述左前翼和所述右前翼完全布置在左右线性支撑件之间的空间内。
22.优选的，还包括一个布置在所述左线性支撑件后端下侧的左垂直稳定器，以及一个布置在所述右线性支撑件后端下侧的右垂直稳定器。
23.优选的，还包括布置在所述左线性支撑件顶部的左背侧垂直稳定器和布置在所述右线性支撑件顶部的右背侧垂直稳定器。
24.优选的，还包括布置在所述左背侧垂直稳定器远端的第七螺旋桨和布置在所述右背侧垂直稳定器远端的第八螺旋桨。
25.优选的，其中从俯视图上看，所述第七螺旋桨部分与第三个螺旋桨重叠，所述第八螺旋桨部分与第六螺旋桨重叠。
26.优选的，还包括布置在所述左线性支撑件后部顶端的左推动螺旋桨和布置在所述右线性支撑件后部顶端的右推动螺旋桨。
27.与现有技术相比，本发明实施例具有以下有益效果：
28.本发明公开了一种复合式垂直起降固定翼无人机，其具有鸭式机翼配置，一个左前翼和一个右前翼，以及一个将左前翼连接到左主翼的左线性支撑件和一个将右前翼连接到右主翼的右线性支撑件，通过配置这些作为直线体结构的线性支撑件，可以在飞行过程中尽可能地减小气动阻力，提高无人机的飞行效率和整体结构强度。此外本发明还将多个螺旋桨成对布置在左侧和右侧线性支撑件上，左侧螺旋桨和右侧螺旋桨呈线性排列，形成两个平行阵列，这样不仅在一个或多个螺旋桨中的任何一个发生故障时，只需关闭与之对应的故障螺旋桨，无人机就可以继续工作，以此实现内置配置冗余，这些螺旋桨还能实现仅产生两个空气扰动点，从而大大改善了无人机的空气动力学剖面，从而使本发明中无人机的飞行距离和续航能力都得到了显著的提高。
附图说明
29.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。
30.图1是无人机实施方式的正面俯视示意图，该无人机采用鸭式设计，具有两个平行的线性支撑件，以将前翼与主翼连接。
31.图2是无人机实施方式的俯视示意图。
32.图3是无人机实施例的仰视示意图。
33.图4是无人机的一个实施例的俯视图。
34.图5是无人机的一个实施例的仰视图。
35.图6是无人机的一个实施例的直接正视图。
36.图7是无人机的一个实施例的直接后视图。
37.图8是无人机的一个实施例的右侧视图。
38.图9是无人机另一方面的俯视图，示出了螺旋桨彼此之间的空间关系，并解释了无人机的重心。
39.图10是根据本技术一个方面的飞行器的另一实施例的示意图。
40.图11是根据本技术一个方面的图10的飞行器的实施例的另一个示意图。
41.图12是根据本技术一个方面的图10的飞行器的实施例的另一个示意图。
42.图13是根据本技术一个方面的图10的飞行器的实施例的正视图。
43.图14是根据本技术一个方面的图10的飞行器的实施例的后视图。
44.图15是根据本技术一个方面的图10的飞行器的实施例的另一个示意图。
45.图16是根据本技术一个方面的图10的飞行器的实施例的俯视平面图。
46.图17是根据本技术一个方面的图10的飞行器的实施例的仰视平面图。
47.图18是根据本技术一个方面的图10的飞行器的实施例的侧视图。
具体实施方式
48.现在，通过转向以下实施方式的详细描述，可以更好地理解无人机及其各个方面，其呈现为权力要求书中限定的实施方式的图示示例。明确地理解，由权力要求书限定的实施方式可以比下面描述的所示实施方式更宽。
49.本领域的普通技术人员可以在不脱离本实施方式的精神和范围的情况下进行许多改变和修改。因此，必须理解，所示出的实施方式仅出于示例的目的而阐述，并且不应将其视为限制由以下权力要求书限定的实施方式。例如，尽管权力要求书的要素以如下特定组合予以陈述，但必须明确理解的是，实施方式包括更少、更多或不同要素的其他组合，这些要素在本文中公开，即使最初没有要求以这些组合形式予以保护。
50.本说明书中用于描述实施例及其各种实施方式的词语应理解为不仅具有其共同定义的含义，而且在说明书中结构、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，则其在权力要求书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。
51.因此，以下权利要求书的词语或要素的定义不仅包括字面上陈述的要素的组合，还包括用于以基本相同的方式执行基本相同功能以获得基本相同结果的所有等效结构、材料或行为。因此，在这个意义上，可以设想用两个或多个要素的等效替换来替换以下权力要求书中的任何一个要素，或者用一个要素替换权力要求书中的两个或多个要素。尽管上述要素可被描述为在某些组合中起作用，甚至最初被要求如此，但应明确理解，在某些情况下，可从要求保护的组合中切除来自要求保护的组合的一个或多个要素，并且要求保护的组合可被指向子组合或子组合的变体。
52.如本文所用，与螺旋桨一起使用的术语“故障”和“失灵”是指螺旋桨由于其无法控制的原因而停止其制造商预期的正常功能的情况。例如，当螺旋桨被外力损坏时，可能会发生故障或失灵。无人机的螺旋桨在与鸟、树或建筑物相撞时会损坏。当螺旋桨的机械或电气材料部件发生故障时，螺旋桨也可能发生故障。此外，当电力供应或燃料供应在预期能量供应时停止向螺旋桨提供能量时，螺旋桨可能会发生故障或失灵。
53.如本文所用，与无人机一起使用的术语“重心”是指考虑到无人机总重量的重心，包括其所有部件、燃料(如有)及其有效载荷。例如，如果无人机打算运载货物或人员，则货物和/或人员的重量将是设计重心位置时计算的一部分。
54.如本文所用，与螺旋桨一起使用的术语“运动范围”是指半径等于螺旋桨叶片长度
的圆形区域。由于螺旋桨的叶片设计为沿平面顺时针或逆时针旋转，因此运动范围也可描述为沿平面的圆形区域。
55.如本文所用，与螺旋桨的运动范围一起使用的术语“重叠”是指两个圆形区域具有彼此接触的某些部分的视觉外观，但并不意味着物理接触。也就是说，当两个运动范围“重叠”时，它们并不意味着物理上的相互重叠。当两个运动范围“重叠”时，当从特定角度观察时，它们只会出现在彼此的空间中。这种重叠可能或不一定会对两个相邻螺旋桨的流体动力学和空气动力学产生干扰。
56.如本文所用，与固定翼垂直起降无人机设计一起使用的“复合式”一词是指飞行器类型的分类，而不是指其动力传动系。在本技术的公开内容中，术语“复合式”是指无人机为固定翼飞行器，同时具有螺旋桨，以便无人机可以垂直起飞和降落(vtol)。就动力传动系而言，实施方式可完全使用电力传动系、燃料动力传动系、两者的组合或任何其他已知或尚待知晓的动力传动系技术。
57.如本文所用，术语“无人机”或“飞行器”指各种尺寸的任何有人或无人飞行器。例如，本文所公开的无人机可以具有小于0.5米的翼展，或者可以具有足够大的舱空间以容纳一名或多名乘客。本文使用的术语“无人机”可以或不限于无人机(uav)。
58.如本文所用，与稳定器一起使用的术语“垂直”是指任何角度。在一个实施例中，其呈90度角，垂直于主翼的水平面。在其他实施例中，其可以为倾斜角。
59.发明人发现一种新型的复合式垂直起降固定翼无人机设计，它可以极大地改善无人机以下特性中的至少一个：效率、耐用性、飞行距离和冗余度。
60.现在参照图1，图1总体上描绘了根据本专利申请一个方面的复合式垂直起降固定翼无人机100的基本结构。
61.无人机100设计具有主体110，两个前翼111、112附接到主体110的前端。有两个主翼113、114附接到主体110的后部。这是一种典型的鸭式设计，两个较小的前翼向前设置到两个较大的主翼上。
62.主体110可以具有空气动力学设计，可选地，其具有足够大的舱以容纳乘客或货物。在如附图所示的示例无人机100中，挡风玻璃118是否作为挡风玻璃118起到实际的功能，这取决于特定实施方式是否具有客舱。
63.可以有两个主翼113和114附接到主体110的后部。在一些实施方式中，主翼113和114中的任何一个的末端可以具有垂直稳定器115、116。
64.前翼111和112可以附接到主体110的前端。前翼111、112比主翼113、114短。
65.可以存在左侧和右侧线性支撑件120、121，每个线性支撑件将前翼111、112物理连接到主翼113、114。在实施例的一个方面中，线性支撑件120、121固定地附接在每个前翼111、112的末端附近。在一个实施例中，线性支撑件120、121可以固定地连接在前翼111、112上的位置，该位置远离前翼111、112的尖端和主体110之间的中点。在又一个实施例中，线性支撑件120、121可固定地附接到沿前翼111、112长度方向上的任何位置。尽管图1中所示的示例性线性支撑件120、121附接至前翼111、112的下侧，但其他实施例可将线性支撑件120、121附接至前翼111、112的上侧。
66.线性支撑件120、121可以由合适的材料制成，以承受飞行的物理需求，并且可以抵抗扭曲。此类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、玻璃
和陶瓷材料以及它们的所有合理组合。
67.直线线性支撑件120、121可最小化在飞行期间通过主翼113、114和前翼111、112的上下运动施加到主体110的扭曲力，从而为无人机100提供结构完整性。
68.线性支撑件120、121自身可以是一个小的直线体，并且可以平行于主体110的纵轴。如图6的正视图所示，直线体结构可在飞行过程中尽量减小气动阻力。线性支撑件120、121的厚度不得超过主翼113、114的最厚部分。线性支撑件120、121的横截面形状可以是圆形、椭圆形、正方形、矩形或任何其他合适形状。
69.在其他实施例(未示出)中，线性支撑件120、121除了是直的之外，还可以具有曲率或其他角度。
70.左右线性支撑件120、121可以具有适当的长度，以将前翼111、112连接到主翼113、114。在如图3所示的实施例中，左侧和右侧线性支撑件120、121附接到前翼111、112的下侧。
71.在附图中所示的示例性无人机100中，左侧和右侧线性支撑件120、121各自可具有布置在其后端顶部的垂直稳定器125、126。在一个实施例中，垂直稳定器125、126呈90度角，垂直于主翼的水平面。在其他实施例中，这些垂直稳定器125、126可以呈倾斜角。
72.应当理解，上述角度是示例性的，并且在本专利申请的各种实施例中可以采用任何其他角度。
73.现在参照图3，可选地在每个线性支撑件120和121上布置旋翼和螺旋桨，以使无人机100具备垂直起飞和着陆能力。可以考虑各种数量的螺旋桨。在图中所示的实施例中，每个线性支撑件120、121具有三个螺旋桨。左线性支撑件120可具有布置在线性支撑件120前端的螺旋桨131，位于左前翼111的下侧，朝下方向。左侧线性支撑件120可以具有另一个螺旋桨132，该螺旋桨132布置在线性支撑件120的顶部，位于前翼111和主翼113之间，朝上方向。左线性支撑件120可具有另一螺旋桨133，该螺旋桨133布置在线性支撑件120的底部，靠近后端，朝下方向。
74.类似地，在无人机100的右侧，右线性支撑件121可具有布置在右线性支撑件121前端的螺旋桨134，位于右前翼112的下侧，朝下方向。右线性支撑件121可以具有另一个螺旋桨135，该螺旋桨135布置在右线性支撑件121的顶部，位于前翼112和主翼114之间，朝上方向。右线性支撑件121可具有另一螺旋桨136，该螺旋桨136布置在右线性支架121的底部，靠近后端，朝下方向。
75.图中所示的螺旋桨131、132、133、134、135、136各有两个叶片。在一些实施例中，当不需要这些螺旋桨131、132、133、134、135、136使无人机100悬停在空中时，螺旋桨131、132、133、134、135、136可在高速飞行期间锁定在纵向位置(如图1
‑
4所示)。可通过将这些螺旋桨锁定在与飞行方向平行的纵向位置来做到改善空气动力学，而不是不锁定它们或使它们旋转。
76.如本领域普通技术人员将认识到的，螺旋桨131、132、133、134、135、136可根据特定应用的美学或功能需求随时进行修改。例如，所有或部分螺旋桨131、132、133、134、135、136中的每一个都可以具有2叶片、3叶片、4叶片或任何其他已知类型的叶片。
77.至于驱动螺旋桨131、132、133、134、135、136的旋翼，为了保持空气动力学剖面，旋翼应具有尽可能低的剖面。重要的是要理解，尽管本实施例特别适合通过实施低剖面旋翼来使用，但是应当理解，可以使用其他类型的旋翼或不同类型旋翼的组合来执行与低剖面
旋翼相同的功能。
78.如图6所示，旋翼可布置在线性支撑件120、121内，且不凸出或延伸到线性支撑件120、121的空气动力学轮廓之外。甚至螺旋桨131、132、133、134、135、136也可以具有低剖面，并且可以靠近线性支撑件120、121布置，以便在高速飞行期间，当螺旋桨131、132、133、134、135、136锁定在纵向位置(如图6所示)时，可存在一个改进的空气动力学剖面。
79.在一个实施例中，螺旋桨131、132、133、134、135、136的最低部分不超出主体110的最低部分。在另一个实施例中，螺旋桨131、132、133、134、135、136的最高部分不超出主体110的最高部分。如图6所示，从正视图来看，螺旋桨131、132、133、134、135、136的最高点与螺旋桨131、132、133、134、135、136的最低点之间的距离基本上等于主翼113、114的最厚部分。
80.在另一个实施例中，新的特征包括将多个旋翼/螺旋桨布置成互相平行的两列，使得从正视图来看，这些多个旋翼/螺旋桨仅产生两个空气扰动点191、192(见图6)。这一点很重要，因为这种设计大大改善了多旋翼无人机或垂直起降无人机的空气动力学剖面。
81.图8示出了如何布置六个螺旋桨131、132、133、134、135、136的一个实施例。在本实施例中，六个螺旋桨131、132、133、134、135、136布置成彼此平行的两列。每一列平行于主体110的纵轴线。已知的多旋翼无人机将螺旋桨排列成均匀的阵列，围绕重心旋转，因为圆形的均匀阵列可提供最佳的稳定性和冗余度。当这种现有技术多旋翼无人机中的一个螺旋桨发生故障时，现有技术多旋翼机只需关闭圆形阵列另一端对应的另一个螺旋桨，以使其余正在工作的螺旋桨保持平衡，使无人机停留在空中。在图1
‑
5中所示的实施例中，六个螺旋桨131、132、133、134、135、136与相邻螺旋桨的间距不均匀。通过将六个螺旋桨131、132、133、134、135、136布置在互相平行的两列中，阻力最小化，因为所有六个螺旋桨131、132、133、134、135、136的正面剖面仅等于大约两个此类螺旋桨的正面剖面(见图6和7)。
82.应特别了解的是，尽管附图仅显示六个螺旋桨131、132、133、134、135、136，但任何偶数个螺旋桨可布置在两个平行列中。在一个实施例中，无人机100可具有两列互相平行的螺旋桨，每一列具有两个螺旋桨。在另一个实施例中，无人机100可具有两列互相平行的螺旋桨，每一列具有四个螺旋桨。在另一个实施例中，无人机100可以有两列互相平行的螺旋桨，每一列有五个螺旋桨。
83.该多个螺旋桨131、132、133、134、135、136可布置在沿线性支撑件120、121长度方向上的不同位置上。
84.在一个实施例中，如图4和5所示，线性支撑件120、121各有一个后端，该后端向后延伸超过主翼113、114的后边缘。通过将其后端延伸到主翼113、114的后缘之外，示例性实施例中的线性支撑件120、121可以具有布置在其端部的螺旋桨133、136，而在垂直起降期间主翼不受气流干扰。如图9所示，围绕螺旋桨133、136的两个圆圈表示其各自叶片的运动范围。两个圆圈不与主翼113、114重叠。
85.在附图中所示的实施例中，线性支撑件120、121不向前延伸超过前翼111、112的前缘。图3所示的实施例具有两个线性支撑件120、121，它们在前翼111、112的正下方终止。线性支撑件120、121的端子末端可各自形成垂直凸台122、123。
86.在另一个实施例(未示出)中，线性支撑件120、121可各自延伸到前翼111、112的前缘之外。这样，两个最前面的螺旋桨131、134就可以在不受前翼111、112气流干扰的情况下
工作。
87.在图9所示的实施例中，通过使主体110和线性支撑件120、121的长度尽可能的短，从而保持无人机的总重量相对较低，这样可以实现高效率。不采纳之前在前两排螺旋桨布置中使用较小的螺旋桨131、132、134、135，这两排螺旋桨不会重叠其运动范围而相互干扰，而本实施例可以使第一排的运动范围164与第二排的运动范围165重叠。在图9的实施例中，第一排中的每个螺旋桨可以具有半径r4。第二排的每个螺旋桨的半径可以是r5。最后一排中的每个螺旋桨的半径为r6。
88.尽管可以使用具有不同长度叶片(借助不同运动半径范围)的螺旋桨，但图9中的实施例具有全部六个具有相同半径的螺旋桨131、132、133、134、135、136。在本实施例中，螺旋桨134的中心旋转轴154与螺旋桨135的中心旋转轴155之间的距离小于半径r4的两倍。
89.从俯视图看，运动范围164、165似乎彼此部分重叠。然而，由于这两个螺旋桨134、135布置在同一线性支撑件121的相对侧上，因此它们各自的螺旋桨叶片彼此间不会发生物理接触。所有六个螺旋桨131、132、133、134、135、136都以向下的方式吹气。
90.在本发明的一个方面中，无人机100可具有布置在主体110后端的推动螺旋桨137。该推动螺旋桨137有一个与螺旋桨131、132、133、134、135、136的旋转轴垂直的旋转轴。在高速飞行期间，推动螺旋桨137用于推动无人机100，而所有六个螺旋桨131、132、133、134、135、136都被锁定，不会发生如上所述的旋转。
91.无人机100可以配备其他附件，例如摄像头140，以进行空中监视和其他数据收集。摄像头140可以布置在无人机100上的任何其他位置。
92.无人机100可任选地具有一个或多个布置在无人机下侧的空气扩散器。如图3所示，一个空气扩散器142可以布置在主体110的底端后部。扩散器142可以与主体底部一体成型。在其他实施例中，空气扩散器142可以用作解扰器。
93.本专利申请的一个方面包括安排无人机重心和布置在无人机左右两侧的至少三个螺旋桨之间的空间关系的预期方法，无论这些螺旋桨是否布置在线性支撑件上。在一些实施例中，这些螺旋桨成对布置，每对相互之间的距离相等，形成两个平行阵列。预期目标是使无人机100保持合理的轻重量，使无人机在空气动力学方面有所增强，有足够的动力垂直起飞，而无需借助最大和最强的旋翼，并具有内置冗余，这样，在六个或更多螺旋桨中的任何一个发生故障时，只需关闭与之对应的故障螺旋桨，无人机就可以继续工作。
94.例如，当螺旋桨131发生故障时，无人机可以关闭螺旋桨136，使无人机保持平衡；当螺旋桨132发生故障时，无人机可以关闭螺旋桨135，使无人机保持平衡；当螺旋桨133发生故障时，无人机可关闭螺旋桨134，使无人机保持平衡；反之亦然。
95.如图6所示，螺旋桨131、132、133、134、135、136彼此之间以及至无人机重心的空间布置可通过以下方法完成。在一个示例中，考虑六个螺旋桨131,132,133、134,135,136中的每一个产生1kg的重量。螺旋桨131和134的升力中心(2千克)位于w点(a线)，该点与螺旋桨131和134的中心距离相等。螺旋桨131、132、134和135的升力中心(4千克)位于点x(b线)，该点与螺旋桨131、132、134和135的中心距离相等。螺旋桨132、133、135和136在点y(c线)处有一个升力中心(4千克)，该点与螺旋桨132、133、135和136的中心距离相等。螺旋桨133和136的升力中心(2千克)位于点z(d线)，该点与螺旋桨133和136的中心距离相等。整个无人机100的重心可以是直线cg，它是a线到c线距离的三分之二，也是b线到d线距离的三分之一。
96.本专利申请的另一个方面是一种方法使复合式垂直起降固定翼无人机更轻，同时为其提供足够的结构和动力需求，以维持远距离飞行和/或高速飞行。主体更长将意味着主体更重，这将导致飞行时间缩短，除非提供更大的动力系统和电源，这反过来也会导致无人机更重，空气动力学性能更低。
97.在本技术的另一个方面中，在复合式垂直起降固定翼无人机中布置多个螺旋桨的一种全新方法包括螺旋桨不堆叠在另一个螺旋桨顶部。在所示的实施例中，六个螺旋桨131、132、133、134、135、136彼此水平隔开，并且不能存在螺旋桨堆叠现象。
98.在一种可实现的方法中，当从俯视图看时，使第一排螺旋桨在其运动范围内与第二排螺旋桨重叠。在另一种可实现的方法中，第一排螺旋桨131、134布置在鸭式前翼111、112的底部或附近。
99.具有所公开的特征或通过所公开的方法设计的固定翼无人机，在使用电动动力传动系统时预计具有至少8小时的连续飞行时间，在使用混合动力(燃油
‑
电动)动力传动系统时预计具有24小时的连续飞行时间。
100.现在参照图10
‑
12，所有这些内容通常描述了根据本发明一个方面的又一种复合式垂直起降固定翼无人机200的基本结构。
101.无人机200没有一个向前伸展，与前翼211、212相连的主体。无人机200可以将舱270附接到两个主翼213、214，以代替主体。可以有两个前翼211、212附接到每个线性支撑件120、121的前端。两个主翼213、214可附接至舱270的顶部或侧面。与图1的实施例类似，无人机200还可以具有鸭式设计，其中两个较小的前翼211、212布置在两个较大的主翼213、214的前方。在如图所示的示例无人机200中，两个主翼213、214可在其近端彼此连接，但本技术不限于此。
102.舱270可以具有空气动力学设计，并且可以足够大，以容纳乘客和/或货物。在如图所示的示例无人机200中，没有将两个前翼211、212的耦合中心连接到两个主翼213、214的耦合中心的物理结构。换言之，在飞行过程中，舱270可以清晰无阻地看到上方和上前方方向，因为不存在诸如将前翼211、212连接到主翼213、214的中心机身之类的支撑结构。可为舱配备一套起落架272。
103.在一些实施例中，舱270可以可拆卸地附接到主翼213、214，类似于美国专利号10,472,058中所公开的客舱/货舱如何可拆卸地附接到飞行平台，其通过引用整体并入本文之中。在当前公开的实施例中，因不设有中心机身，因此可以使用更大的升力螺旋桨231、232、233、234、235，同时保持两个平行线性支撑件220、221之间的相同距离。这样，可以提供更大的升力。
104.参照图18，在一些实施例中，舱270可具有位于线性支撑件221上最前面的升力螺旋桨234的旋转轴后面的最前面尖端。
105.前翼211和212可在一端彼此附接，并在另一端耦合到其相应线性支撑件220、221的前端。在一些实施例中，前翼211、212可以是单件式机翼，除了左、右线性支撑件220、221之外，不与其他物理结构连接。
106.现在参照图13和14，前翼211、212可以具有下反角构造，使得单件式机翼的中心高于连接到线性支撑件220、221的远端。
107.前翼211、212比主翼213、214短。在一些实施例中，前翼211和212不能延伸超出左
线性支撑件220和右线性支撑件221之间的宽度，但本技术不限于此。在另一个实施例中，前翼211和212可以延伸超过左线性支撑件220和右线性支撑221件之间的宽度，但本技术不限于此。
108.可以有左侧和右侧线性支撑件220、221，每个线性支撑件220、221都可以从物理意义上将对应的前翼211、212连接到对应的主翼213、214。在又一个实施例中，线性支撑件120、121可固定地附接到沿前211、212长度方向上的任何位置。尽管示例性单件式前翼211、212被示出附接到图15中的两个线性支撑件220、221中的每一个的最前端，但是也可以设想较长前翼211、212超出两个线性支撑件220、221之间的测量宽度。或者，前翼211、212可以附接到线性支撑件220、221的下侧或上侧。
109.在一些实施例中，前翼211、212不能具有任何控制面，例如副翼和升降舵。在其它实施例中，前翼211、212可具有诸如副翼和升降舵的控制面。
110.与图1中的无人机100类似，线性支撑件220、221可以具有大致笔直的主体，并且可以彼此平行。线性支撑件220、221的厚度可以基本上等于主翼213、214的最厚部分。线性支撑件220、221的横截面形状可以是圆形、椭圆形、方形、矩形或任何其他合适形状。
111.左侧和右侧线性支撑件220、221各自具有适当的长度，以便在其顶面上布置三个升力螺旋桨。在如图10所示的实施例中，左线性支撑件220具有从前翼211到主翼213测量的部分，其长度适合两个升力螺旋桨231、232。如图16所示，该部分的长度刚好足以安装这两个升力螺旋桨231、231。两个线性支撑件220、221之间的距离刚好足以使左侧线性支撑件220上的升力螺旋桨231、232、233不会实际接触右线性支撑件221上的升力螺旋桨234、235、236。换言之，左右线性支撑件220、221之间的距离略大于升力螺旋桨231、232、233、234、235、236的直径。该尺寸允许线性支撑件220、221处于最佳长度。当线性支撑件220、221比预期长时，由于线性支撑件中的额外必要长度，将出现不必要的额外重量。在本文提供的预期宽度和长度比下，升力螺旋桨及其特定布置的组合可提供所需的升力。
112.现在回到图11，线性支撑件220可以具有从主翼213到推动螺旋桨237测量的后部。线性支撑件220的后部长度刚好足以安装一个升力螺旋桨233。换言之，该后部的长度略大于升力螺旋桨233的直径。该后部可以不附接至无人机200的其他结构部件。如一个示例性实施例图12所示，在本技术的一个实施例中，该线性支撑件220的后部仅附接到主翼213，而不附接到除垂直稳定器226和推动螺旋桨237之外的任何其他部件。
113.在大多数实施例中，升力螺旋桨231、232、233、234、235、236具有相同的直径。还设想升力螺旋桨231、232、233、234、235、236只能布置在线性支撑件220、221的上侧。这样，在装卸乘客/货物时，可以加强乘客和/或工人的安全。
114.在图10
‑
18所示的示例性无人机200中，左侧和右侧线性支撑件220、221各自可以具有布置在线性支撑件220、221后部底侧的垂直稳定器225、226。从如图18所示的侧视图来看，垂直稳定器225、226可以附接到线性支撑件220、221后部长度的大约等于或大于50％。在一些实施例中，垂直稳定器225、226可向下延伸，使其高度超过舱270高度的50％。在一些实施例中，垂直稳定器225、226不能具有任何控制面。然而，在其它实施例中，垂直稳定器225、226中的每一个可以具有至少一个控制面，例如方向舵。
115.图10
‑
18中所示的示例性无人机200还可以具有两个背侧垂直稳定器227、228，它们布置在线性支撑件220、221的顶侧。在一些实施例中，这些背侧垂直稳定器227、228可附
接到线性支撑件220、221上的位置，在该位置它们与相应的主翼213、214相交。在背侧垂直稳定器231、226的远端，每个稳定器可布置有升力螺旋桨281、282。从图16中的俯视图来看，升力螺旋桨281、282可以重叠的长度大约等于下面相应升力螺旋桨233、236的半径的长度。升力螺旋桨281、282的半径可分别等于以下升力螺旋桨233、236的半径，但本技术不限于此。
116.在一些实施例中，背侧垂直稳定器227、228不能具有任何控制面。然而，在其它实施例中，背侧垂直稳定器227、228中的每一个可以具有至少一个控制面，例如方向舵。如图13、14所示，背侧垂直稳定器227、228的一些实施例的高度可以小于布置在线性支撑件220、221下侧的垂直稳定器225、226的高度。
117.现在参照图13和14，主翼213、214各自可以具有向上弯曲以形成上反角构造的远端部分217、219。在一个实施例中，该远端部分217、219的长度不超过主翼213、214整个长度的约1/3。以图13中的左主翼213为例，左主机翼213可分为远端部分217、中间部分213a和近端部分213b。近端部分213b是主翼213的一部分，在其连接到线性支撑件220和其连接到舱270之间。近端部分的长度基本上等于或小于中间部分213a的长度。在一些实施例中，近端部分形成上反角构造，使得其连接到线性支撑件220的位置高于其连接到舱270的位置。主翼213的中间部分213a可以具有正面视图中相对水平的构造。在一些实施例中，中间部分213a的长度至少是近端部分213b的长度或主翼远端部分217的长度的两倍。
118.在所公开的远距离无人机的一个方面中，它可以具有鸭翼结构、主体、左主翼、右主翼、左前翼和右前翼。左前翼可附接至左主翼前方的主体，右前翼可附接至右主翼前方的主体。
119.可以有一个与所述主体隔开的左线性支撑件，将左前翼附接到左主翼。
120.还可以有一个与所述主体隔开的右线性支撑件，将右前翼附接到右主翼。
121.在一个方面中，可以存在耦合到左线性支撑件的第一和第二螺旋桨。在另一方面中，可存在耦合到右线性支撑件的第三和第四螺旋桨。
122.在其他实施例中，可以有耦合到左线性支撑件的第五螺旋桨和耦合到右线性支撑件的第六螺旋桨。
123.在又一个实施例中，第一螺旋桨、第二螺旋桨和第三螺旋桨可线性布置，以平行于主体的纵轴线，并且第四螺旋桨、第五螺旋桨和第六螺旋桨可线性布置，以平行于主体的纵轴线。
124.第一螺旋桨、第二螺旋桨和第三螺旋桨可直接设置在左线性支撑件上，第四螺旋桨、第五螺旋桨和第六螺旋桨可直接设置在右线性支撑件上。
125.本技术涵盖的无人机可选择性地具有布置在主体后端的螺旋桨。
126.在另一个实施例中，可以存在耦合到主体的第七螺旋桨，而不是推进螺旋桨，并且第七螺旋桨的运动平面垂直于第一螺旋桨的运动平面。
127.本技术涵盖的无人机还可包括布置在左线性支撑件后端的左垂直稳定器和布置在右线性支撑件后端的右垂直稳定器。
128.在一些实施例中，第一螺旋桨和第三螺旋桨可布置在左线性支撑件的底侧，而第二螺旋桨可布置在左线性支撑件的顶侧。
129.类似地，第四螺旋桨和第六螺旋桨可布置在右线性支撑件的底侧，而第五螺旋桨
可布置在右线性支撑件的顶侧。
130.在其他实施例中，第一螺旋桨和第二螺旋桨布置在左线性支撑件的对侧，第四螺旋桨和第六螺旋桨布置在左线性支撑件的对侧。
131.还考虑到第一螺旋桨具有第一半径的第一运动范围，并且第二螺旋桨具有第二半径的第二运动范围。在一些实施例中，第一运动范围的中心和第二运动范围的中心之间的距离可以小于第一半径的两倍。
132.在其它实施例中，其中从俯视图来看，第一螺旋桨的运动范围可视地与第二螺旋桨的运动范围重叠。
133.在又一实施例中，第一半径可以基本上与第二半径相同。
134.本技术的其他实施方式包括具有左主翼和右主翼的固定翼无人机；具有第一螺旋桨、第二螺旋桨和第三螺旋桨，螺旋桨呈左线性排列；具有第四螺旋桨、第五螺旋桨和第六螺旋桨，螺旋桨呈右线性排列。在一些实施例中，左线性排列平行于右线性排列。
135.第一螺旋桨、第二螺旋桨和第三螺旋桨可直接沿直线线性地布置在左线性支撑件上，并且该直线可平行于主体的纵轴线。
136.还有一种提高复合式固定翼垂直起降无人机稳定性和/或耐久性和/或冗余度的方法。在一个实施例中，该方法可包括利用左线性支撑件将左主翼与左鸭式前翼附接到一起。此外，该方法可以包括利用右线性支撑件将右主翼与右鸭式前翼附接到一起。
137.在一些实施例中，左线性支撑件和右线性支撑件可抵消飞行期间施加在无人机主体上的扭转力。
138.预期方法可包括安排布置无人机重心和布置在左右线性支撑件上的预期至少三个螺旋桨之间的空间关系的步骤，使得当预期螺旋桨中的任何一个发生故障时，无人机只需通过关闭另一个预期螺旋桨，即可保持运行状态。
139.在另一个实施例中，飞行器可以与主体一起使用。可以有一个舱，无论是货舱还是客舱。左主翼和右主翼可以附接到舱。左右前翼可以附接到舱，也可以不附接到舱。。在一个实施例中，左前翼和右前翼未附接到舱，从而允许从舱挡风玻璃更好地显示天空。
140.在另一个实施例中，作为布置在主体后端的一个推进螺旋桨的替代方式，可以在两个线性支撑件中的每一个的后端布置一个推进螺旋桨。
141.在其他实施例中，两个线性支撑件中每一个后端的垂直稳定器可以布置在每个线性支撑件的下侧，使得两个垂直稳定器指向下方。
142.在一些实施例中，可以在主翼与相应线性支撑件相交的位置处，在每个线性支撑件的顶侧设置一个背侧垂直稳定器。背侧垂直稳定器可倾斜至朝向飞行器后侧。
143.在其他实施例中，可在背侧垂直稳定器的远端设置升力螺旋桨。
144.在另一个实施例中，每个主翼可以具有上反角(dihedral angle)配置。在其他实施例中，每个主翼都有向上弯曲的远端部分，从而形成上反角空气动力学设计。
145.在另一个实施例中，左前翼和右前翼相互连接，并且没有附接到舱或主体。前翼可以形成一个下反角(anhedral angle)构造。
146.上述公开的实施例可以由所有已知的合适的天然或合成材料或材料的混合物制成。此外，应当理解，本文所设想的材料可以以多种方式衍生而来。
147.尽管结合飞行器中的鸭式机身样式讨论了所讨论的所有上述发明特征，但也考虑
在任何其他固定翼飞行器机身样式上实施所讨论的所有特征。这些特征具体包括但不限于：仅在两个平行柱中布置多个旋翼/螺旋桨；从正视图看，多个旋翼/螺旋桨的布置仅占据两个干扰点；具有两个平行的线性支撑件，以物理方式连接前部的机翼和后部的机翼；重叠螺旋桨的运动范围，以减少飞行器主体的长度；在无人机的相对侧布置相邻螺旋桨(例如，一个布置在无人机顶部，另一个布置在无人机底部)；使用厚度不超过主翼最厚部分的低剖面旋翼；使用基本上不超出主翼最高部分的低剖面螺旋桨叶片；并使用基本上不超出主翼最低部分的低剖面螺旋桨叶片。
148.描述这种改进无人机空气动力学剖面的新方法的另一种方式是，为布置在每个线性支撑件120、121上的至少三个螺旋桨中的每一个完全封闭低剖面旋翼。这样，这三个螺旋桨的线性阵列可以具有基本上等于每个线性支撑件120、121的横截面积的组合正面投影。
149.此外，尽管襟翼、副翼、方向舵和升降舵在本技术中未做具体讨论，但它们中的每一个都可以在所公开的实施例中使用。
150.因此，已经公开了复合式垂直起降固定翼无人机的具体实施方式和应用。然而，对于本领域的技术人员显而易见的是，在不脱离本文所公开的概念的情况下，除了已经描述的修改之外，还可以进行更多的修改。因此，除所附权利要求的精神外，本实施例是不受限制的。此外，在解释说明书和权利要求时，应以与上下文一致的尽可能广泛的方式解释所有术语。特别地，术语“包括”和“包含”应该被解释为以非排他性的方式引用元件、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权力要求书的范围内是等同的。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，权利要求应被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、可以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，在说明书和权利要求书涉及选自由a、b、c
……
和n组成的组中的至少一个的情况下，该文本应解释为要求该组中的至少一个元素，包括n，而不是a加n，或b加n等。
151.以上所述，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。