本发明涉及一种具有至少两个推力产生单元的多旋翼飞行器，即，具有例如四个、六个、十个或更多个推力产生单元的旋翼飞行器。
背景技术：
例如在文献ep2551190、ep2551193、ep2551198、ep2234883、wo2015028627、usd678169、us6568630、us8393564、us7857253、us7946528、us8733690、us20070034738、us20130118856、de102013108207、gb905911和cn201306711中已知多种传统的多旋翼飞行器。在现有技术中还已知其他多旋翼飞行器，例如，波音ch-47纵列式双旋翼直升机、贝尔xv-3倾转旋翼飞行器、具有涵道旋翼的贝尔xv-22四倾转旋翼机以及所谓的无人机、更具体而言所谓的四旋翼无人机，例如在文献us20150127209、de102005022706和kr101451646中描述的那些。此外，存在多旋翼飞行器的研究和虚构作品，例如德国飞行者科技有限公司(skyflyertechnologygmbh)的skyflyersfmkii飞行器以及阿凡达电影中示出的多旋翼直升机。然而，所有这些传统的多旋翼飞行器、研究和虚构作品都不适用于并因此不适合于城市地区的乘客运输。
传统的多旋翼结构存在于飞行器以外的其他技术领域中。例如，文献ep2075459描述了一种多旋翼风车。然而，这种多旋翼结构根本不适合运输乘客。
文献us2006226281描述了一种涵道风扇vtol交通工具。该vtol交通工具包括具有四个安装在外部的推进器的机身。四个推进器是涵道风扇单元。推进器围绕机身外部定位，并且位于机身的前侧、右侧、左侧和后侧。为了提供使交通工具能够在机身每侧多达两个推进器不起作用的情况下悬停这样的冗余度，推进器各自具有双反向旋转螺旋桨。此外，位于机身中的多个能量源允许多个马达或发动机为每个推进器提供动力。前后推进器可以共同都朝左侧或右侧定向，以使vtol交通工具关于其轴线旋转。左侧和右侧的推进器可以向前或向后定向，产生前进或后退运动。
文献us2014034775描述了一种四旋翼无人驾驶飞行器(uav)。该飞行器的货载支撑结构允许安装的有效负载(例如，传感器或武器)的多轴旋转。
文献wo2004065208描述了一种有人或无人的vtol交通工具，其具有安装在主体上的一个或多个涵道式磁感应发动机。空气舵组件能够通过改变取向使一部分发展的气流偏转，以控制交通工具的操纵。
已考虑了其他文献，即，wo2014195660、us2015012154和us2015060606。
总体上，目前存在多种不同的运输系统和方法，它们均被利用并且通过各种方式使用且用于各种任务，例如，空运、陆运和水运。这些多种不同的运输系统面临全球人员日益增加的移动需求，但却受到现有基础设施和可能的应用的限制。因此，世界各地的城市、特别是所谓的巨型城市频繁拥堵，甚至每日拥堵，这可以从交通堵塞、空气和水污染增加等方面得到清楚的确认。这继而导致个人运输(例如，通过出租车)以及乘坐轿车、公共汽车等的个人旅行的操作受到限制的问题。
总体上，个人在日常工作和生活中乘坐轿车、出租车或公共汽车行程小于50公里。因此，(巨型)城市或其他高密度地区的整体拥堵和污染源于主要以地面为基础的短程运输工具。这包括轿车、公共汽车、铁路和地铁。然而，随着对这种基于地面的短程运输工具需求的日益增加，(巨型)城市的噪音排放和“污染”迅速增加。
与地面运输相比，航空运输是独立于所选的航空运输交通工具(例如直升机、飞机、混合动力飞行器、火箭等)之外通常必须考虑严格适用的管理规定、认证要求和安全性要求的领域。因此，由于对航空运输领域相对较高的要求，航空运输交通工具的相应的复杂性、对应的成本以及相应驾驶员的特定的培训工作量通常非常高。因此，航空运输通常费用高昂、复杂并且通常对于个人或小公司来说负担不起。
更具体地说，特别严格适用的管理规定、认证要求和安全性要求以用于在城市区域内飞行的航空运输工具为基础。因此，在航空运输领域、更一般来说在航空和航天领域中对用于在城市区域内飞行的航空运输工具的当前技术选择必须保证10-9的最大故障概率。
目前，在航空和航天工业中总体上存在用于实现这样的最大故障概率的合适技术。此外，如上所述，多旋翼结构的总体构思也是众所周知的概念，并且在市场上存在数种布局和设计。然而，由于在过去到现在的设计中所有已知概念都没有达到运输乘客所需的安全等级，因此目前没有技术方案、即没有具有多旋翼构造的飞行器被设计、应用且认可用于城市区域内的乘客运输。因此，市场上没有真正使用多旋翼构造来运输乘客的飞行器。
技术实现要素：
因此，本发明的目的是提供一种多旋翼飞行器，其被设计为用于乘客运输并且特别适合并适用于被认可在城市地区内运行。
这个目的是通过根据权利要求的多旋翼飞行器解决的，该飞行器适用于各种交联冗余方案，以允许安全运输乘客。
更具体地说，根据本发明，提供了一种具有至少两个推力产生单元的多旋翼飞行器。该多旋翼飞行器适用于运输乘客，并且包括适用于在无故障运行模式下使多旋翼飞行器运行的飞行器运行结构和至少适用于在飞行器运行结构在运行中出现故障的情况下使多旋翼飞行器运行的冗余安全构造。冗余安全构造被设置为符合有关乘客运输的适用的管理规定和认证要求。
有利地，本发明的多旋翼飞行器被设计为用于运输乘客，并且特别适合并适用于被认可在城市地区内运行。它容易飞行、具有多重冗余度、符合当局的安全性要求、设计成本有效并且只产生相对较低的噪音。优选地，本发明的多旋翼飞行器在轻重量设计和固定安装角的情况下具有相对较小的旋翼直径，并且尽管这些旋翼特性导致在运行中惯性较低并且扭矩不可调节，但是本发明的多旋翼飞行器适用于实现紧急着陆。
根据本发明的一个方面，多旋翼飞行器能够悬停并且包括分散式推进系统。它还设计有自动旋转功能，这是其他要求中为了满足有关安全故障模式的管理规定(例如far和easa规定)所必需的，对于整个多旋翼飞行器，安全故障模式相当于每飞行小时的故障为约1×10-7次。在航空领域，这些安全等级通常由所谓的设计保证等级(dal)a至d来定义。
有利地，本发明的多旋翼飞行器满足当局运输乘客所需的规定安全等级。这优选通过以下的组合和关联来实现：
-至少两个单独的旋翼组件；
-冗余的、隔离的电池布局；
-冗余的能量供应和线束布局；
-基础电力管理部的物理分离和隔离；
-冗余的、隔离的电力发动机；以及
-旋翼组件的桨距控制和/或rpm控制。
根据优选的实施方式，多旋翼飞行器具有限定适用于运输乘客的内部容积体的机身。多旋翼飞行器还具有在结构上连接(例如，刚性固定)至机身的多个推力产生单元。
根据本发明的实施方式，多旋翼飞行器包括两个推力产生单元、四个推力产生单元、六个推力产生单元或十个以上的推力产生单元，这些推力产生单元被设置为横向对。
多旋翼飞行器具有适用于在无故障运行模式下使多旋翼飞行器运行的飞行器运行结构以及至少适用于在飞行器运行结构在运行中出现故障的情况下使多旋翼飞行器运行的冗余安全构造。
至少两个推力产生单元中的至少一个包括至少两个旋翼组件。至少两个旋翼组件中的每一个都限定关联的旋翼平面，其中至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件与飞行器运行结构关联，并且至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件与冗余安全构造关联。
至少两个推力产生单元具有被设置为用于在运行中驱动至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件的至少一个第一发动机和被设置为用于至少在运行中驱动至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件的至少一个第二发动机，至少一个第一发动机与飞行器运行结构关联，并且至少一个第二发动机与冗余安全构造关联。
多旋翼飞行器具有能量存储系统。能量存储系统包括至少两个能量提供单元，并且至少两个能量提供单元中的第一能量提供单元至少连接至至少一个第一发动机，以在运行中向至少一个第一发动机提供能量。
至少两个能量提供单元中的至少第二能量提供单元连接至至少一个第二发动机，以在运行中向至少一个第二发动机提供能量。
例如，至少两个能量提供单元中的第一能量提供单元至少与飞行器运行结构关联，并且至少两个能量提供单元中的第二能量提供单元至少与冗余安全构造关联。
在实施方式中，机身沿纵向方向从机身的前部延伸到后部并且沿横向方向从机身的左侧延伸到右侧。
多旋翼飞行器具有设置为横向对的至少四个推力产生单元，各个横向对分别沿横向方向设置成横向对中的一个推力产生单元在机身的左侧并且横向对中的另外的推力产生单元在右侧。
因此，(至少两对的)至少两个推力产生单元设置在机身的右侧并且至少两个另外的推力产生单元设置在机身的左侧。在实施方式中，机身中容纳至少两个能量提供单元。
换言之，至少一个能量提供单元与位于机身的指定(右/左)侧的推力产生单元中的发动机关联。该至少一个能量提供单元还与位于机身的相应的相对的一侧(左/右)的另外的推力产生单元中的另外的发动机关联。该相对的一侧相对于机身的纵向方向与指定侧相对。
在一种实施方式中，至少一个能量提供单元与位于机身左侧的、相对于推力产生单元的至少一个相应的后部的横向对处于推力产生单元的前部的横向对中的至少一个推力产生单元关联。此外，该能量提供单元与推力产生单元的后部的横向对中的、位于机身右侧的至少另外的推力产生单元关联。
至少另外的能量提供单元与位于机身右侧的、相对于推力产生单元的后部的横向对处于推力产生单元的前部的横向对中的至少另外的推力产生单元关联，，该另外的能量提供单元还与推力产生单元的后部的横向对中的、位于机身左侧的推力产生单元关联。
因此，推力产生单元各自通过相对于机身的纵向方向和横向方向彼此相对的方式关联。
在一种实施方式中，至少一个能量提供单元与位于机身的指定侧的推力产生单元中的第一发动机关联，该至少一个能量提供单元还与位于机身的相对的一侧的第二发动机关联。
在一种实施方式中，多旋翼飞行器沿机身的纵向方向包括奇数个横向对。
推力产生单元的至少一个中间横向对设置在推力产生单元的两个另外的横向对之间。这两个另外的横向对各自相对于中间横向对沿着纵向方向纵向移位。多旋翼飞行器还包括至少一个指定的能量提供单元和另外的能量提供单元。
指定的能量提供单元与位于中间横向对的一个指定侧的第一发动机关联，并且另外的能量提供单元与位于中间横向对的、相对于纵向方向与指定侧相对的一侧的第一发动机关联。
另外，另外的能量提供单元与位于中间横向对的指定侧的第二发动机关联，并且指定的能量提供单元与位于中间横向对的指定侧的相对一侧的第二发动机关联。
根据另外优选的实施方式，至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件包括至少两个旋翼叶片，并且至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件包括至少两个旋翼叶片。
根据本发明的一个方面，推力产生单元中的至少一个可以设置有异物保护，例如被格栅包围，以保护旋翼组件免受异物影响。例如，通过防止个人将手卡在旋转部件中，这样的异物保护有利地防止了个人的误用和事故，从而使得操作安全水平提高。此外，至少一个推力产生单元可以倾斜。
根据另外优选的实施方式，至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件限定第一旋翼轴线，并且至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件限定第二旋翼轴线。第一旋翼轴线和第二旋翼轴线彼此间隔开。
根据另外优选的实施方式，至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件限定第一旋翼轴线，并且至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件限定第二旋翼轴线。第一旋翼轴线和第二旋翼轴线同轴设置。
根据另外优选的实施方式，第一旋翼轴线和第二旋翼轴线以在-60°和+60°之间的范围内的关联的倾角倾斜，其中关联的倾角优选等于0°。
根据另外优选的实施方式，至少两个推力产生单元中的至少一个推力产生单元在多旋翼飞行器的纵向方向上以关联的纵向倾角倾斜，该关联的纵向倾角限定在多旋翼飞行器的垂直参考线与第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间，该关联的纵向倾角在-45°和+80°之间的范围内并且优选等于7°。
根据另外优选的实施方式，至少一个另外的推力产生单元被设置为在多旋翼飞行器的纵向方向上以另外的纵向倾角倾斜，该另外的纵向倾角限定在垂直参考线与该至少一个另外的推力产生单元的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。该另外的纵向倾角在-45°和+80°之间的范围内并且优选等于7°。
根据另外优选的实施方式，至少两个推力产生单元中的至少一个推力产生单元在多旋翼飞行器的横向方向上以关联的横向倾角倾斜，该关联的横向倾角限定在多旋翼飞行器的垂直参考线与第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。该关联的横向倾角在-45°和+80°之间的范围内并且优选等于5°。
根据另外优选的实施方式，至少一个另外的推力产生单元被设置为在多旋翼飞行器的横向方向上以另外的横向倾角倾斜，该另外的横向倾角限定在垂直参考线与该至少一个另外的推力产生单元的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。该另外的横向倾角在-45°和+80°之间的范围内并且优选等于5°。
根据另外优选的实施方式，至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件适用于在运行中沿第一旋转方向旋转，并且至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件适用于在运行中沿第二旋转方向旋转。第一旋转方向与第二旋转方向相反。
在一种实施方式中，能量存储系统包括操作地连接在能量提供单元和推力产生单元之间的能量分配装置。多旋翼飞行器具有至少与推力产生单元一样多的多个能量分配装置。每个能量分配装置都通过单一的、关联的能量储存传输机构操作地连接至专一对应的能量提供单元，并且能量分配装置通过关联的分配传输机构彼此互连。
在一种实施方式中，至少一个第一发动机和至少一个第二发动机限定包括至少两个分离的电线圈的单个隔离的电力发动机，至少两个分离的电线圈适用于在运行中彼此独立地提供电力。至少一个第一电线圈与飞行器运行结构关联，并且至少一个第二电线圈与冗余安全构造关联。
在一种实施方式中，能量储存系统包括的能量提供单元至少与多旋翼飞行器具有的推力产生单元一样多，其中至少两个能量提供单元中的至少第一能量提供单元连接至至少一个第一发动机，以在运行中向至少一个第一发动机提供能量，并且至少两个能量提供单元中的至少第二能量提供单元连接至少一个第二发动机，以在运行中向至少一个第二发动机提供能量。能量提供单元中的至少第一能量提供单元与飞行器运行结构关联，并且至少两个能量提供单元中的第二能量提供单元与冗余安全构造关联。
在一种实施方式中，能量存储系统包括电池系统，并且至少两个能量提供单元由关联的电池单元限定。
在一种实施方式中，机身在多旋翼飞行器的纵向方向上延伸了纵向长度，在横向方向上延伸了横向长度，并且在垂直方向上延伸了垂直长度。多旋翼飞行器的重心形成交叉推进容积体的质心。
交叉推进容积体延伸跨过的纵向尺寸为机身沿纵向方向的纵向长度的0.01至0.9倍，延伸跨过的横向尺寸为机身沿横向方向的横向长度的0.01至0.9倍，并且延伸跨过的垂直尺寸为机身沿垂直方向的垂直长度的-2至+2倍。因此交叉推进容积体包围重心。因此，交叉推进容积体的尺寸在指定的方向上处于对应的机身长度值的范围内。
至少两个推力产生单元被设置成其中至少两个推力产生单元中的一个相对于另一个在相应的交叉推进轴线上的交联相对位置处位于交叉的侧方向、长度方向位置的布局，所有交叉推进轴线都在交叉推进容积体内相交，例如在重心附近相交。
在一种实施方式中，至少两个推力产生单元中的、位于机身的指定侧(左/右)的一个推力产生单元的至少一个第一发动机相对于至少两个推力产生单元中的、位于与指定侧相对的另一侧(右/左)的另外的推力产生单元的第二发动机设置成冗余且隔离的布局。至少一个第一发动机和至少一个第二发动机在相应的交叉推进轴线上的交联相对位置处被设置在交叉的上/下位置，并且至少一个第一发动机和至少一个第二发动机中的每一个都设置在交叉推进容积体的外部。
有利地，通过设置上述的限定不同旋翼平面的至少两个旋翼组件，旋翼组件可以被定位为彼此叠放并且以反向旋转方式旋转，使得推力产生单元提供提高的安全等级，并且因为两个或更多个旋翼平面可以组合在单个推力产生单元中，所以允许本发明的多旋翼飞行器的整体尺寸减小，从而形成相对较小的飞行器。此外，每个推力产生单元由于其反向旋转的旋翼组件而适用于单独提供扭矩，这可用于操纵多旋翼飞行器，例如，针对偏航。
根据另外优选的实施方式，至少一个第一发动机被设置为在运行中驱动至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件并且至少一个第二发动机被设置为在运行中驱动至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件。至少一个第一发动机与飞行器运行结构关联，并且至少一个第二发动机与冗余安全构造关联。
通过在多个分离的推力产生单元内设置多个分离的旋翼组件和关联的发动机，必定提供更高的产量，由此减少相应的单位定价。此外，本发明的多旋翼飞行器的机械复杂性可以减小到最小，从而使得成本降低和可靠性增加，特别是在通过rpm控制的定距螺旋桨组件实现每个旋翼组件的情况下。此外，使用整体通用的标准部件(例如轴承、配件和轴)产生更高的产量，从而再一次减少相应的单位价格。
根据另外优选的实施方式，至少一个第一发动机和至少一个第二发动机限定包括至少两个分离的电线圈的单个隔离的电力发动机。该至少两个分离的电线圈适用于在运行中彼此独立地提供电力。至少一个第一电线圈与飞行器运行结构关联，并且至少一个第二电线圈与冗余安全构造关联。
根据另外优选的实施方式，提供了一种能量存储系统。能量存储系统包括至少两个能量提供单元，其中至少两个能量提供单元中的至少第一能量提供单元连接至至少一个第一发动机，以在运行中向至少一个第一发动机提供能量，并且至少两个能量提供单元中的至少第二能量提供单元连接至至少一个第二发动机，以在运行中向至少一个第二发动机提供能量。至少两个能量提供单元中的至少第一能量提供单元与飞行器运行结构关联，并且至少两个能量提供单元中的至少第二能量提供单元与冗余安全构造关联。
根据另外优选的实施方式，位于指定的左侧/右侧的推力产生单元的至少一个第一发动机和至少一个第二发动机相对于另外的推力产生单元设置成在相应的交叉推进轴线上的交联相对位置处的交叉的上/下位置的冗余和隔离的布局，其中至少一个第一发动机和至少一个第二发动机中的每一个都设置在交叉推进容积体的外部。
在一种实施方式中，能量存储系统包括电池系统，其中至少两个能量提供单元由关联的电池单元限定。
在一种实施方式中，至少两个推力产生单元各具有齿轮箱整流罩，并且每个推力产生单元的第一发动机和第二发动机设置在齿轮箱整流罩的内部，以被齿轮箱整流罩包围。
根据另外优选的实施方式，提供了一种能量存储系统，该能量存储系统包括至少两个能量提供单元。至少两个能量提供单元中的至少第一能量提供单元与飞行器运行结构关联，并且至少两个能量提供单元中的至少第二能量提供单元与冗余安全构造关联。
根据另外优选的实施方式，至少两个推力产生单元中的至少一个推力产生单元包括关联的护罩，至少两个旋翼组件容纳在关联的护罩中。
有利地，推力产生单元的护罩允许减小本发明的多旋翼飞行器的整体尺寸。此外，保护了接近带护罩的推力产生单元的个人免受伤害，可以安全且可靠地防止异物对运行中的推力产生单元的损伤，例如鸟撞击或电线撞击，并且可以提高多旋翼飞行器在空中碰撞情况下的整体操作安全性。而且，可以通过护罩改善多旋翼的气动特性，并且可以减小推力产生单元需要的基础直径。另外，通过护罩本身可以提高多旋翼飞行器的升力，潜在地减小飞行器所需的总动力。
应该注意的是，虽然上面参照具有多个旋翼组件的多旋翼结构描述了本发明的飞行器，但是其同样可以被实现为具有多个螺旋桨组件的多螺旋桨结构或者作为多螺旋桨和旋翼结构。更具体地说，虽然旋翼通常完全被铰接，但螺旋桨通常根本不被铰接。然而，两者都可以用于产生推力，并因此可用于实现根据本发明的推力产生单元。因此，本说明书中对旋翼或旋翼结构的任何引用同样应理解为对螺旋桨和螺旋桨结构的引用，使得本发明的多旋翼飞行器同样可以实现为多螺旋桨和/或多螺旋桨和旋翼飞行器。
换言之，本发明主要涉及多重的推力构造，其具有限定可以被选择为各自定位为彼此叠放的旋翼/螺旋桨平面的旋翼/螺旋桨、用于围住任何旋转部件的可选的旋翼护罩、驱动每个旋翼/螺旋桨的至少一个电力发动机，其中每个发动机可以被隔离，以提高所提供的安全等级，并且其中在电池和电力发动机之间存在逻辑连接部，所述逻辑连接部包括冗余设计，以提高在故障情况下的安全等级，并且其中提供在故障情况下具有适当的安全等级的电池冗余布局。
附图说明
在下面参照附图的描述中通过举例的方式概述本发明的优选实施方式。在这些附图中，相同或功能相同的部件和元件用相同的附图标记和字符标记，并因此在下面的描述中仅描述一次。
图1示出了根据本发明实施方式的具有多个推力产生单元的多旋翼飞行器的立体图；
图2示出了图1的多旋翼飞行器的俯视图；
图3示出了正常飞行模式中的图1和图2的多旋翼飞行器的侧视图；
图4示出了图3的多旋翼飞行器的前视图；
图5示出了图1至图4的多旋翼飞行器的推力产生单元的立体图；
图6示出了图5的推力产生单元的部分透明的侧视图；
图7示出了根据本发明的图1至图4的多旋翼飞行器的示意图，其为四个推力产生单元中的每一个提供了彼此叠放定位的两个旋翼/螺旋桨平面、专用于驱动两个旋翼/螺旋桨平面中指定的一个的一个隔离的电力发动机以及隔离的电力发动机与能量提供系统的多个单元(例如，电池)中的每一个之间的连接部，以形成前/后、上/下和左/右交叉的冗余设计，从而提高故障情况下的安全等级；
图8示出了根据本发明的实施方式的图5和图6的推力产生单元的隔离的发动机；
图9示出了根据本发明的替代实施方式的推力产生单元的部分透明的侧视图；
图10示出了根据本发明另外的替代实施方式的推力产生单元的示意图；
图11示出了根据本发明的实施方式的图4的多旋翼飞行器的示意图，其为每个推力产生单元提供了至少一个能量分配装置，并且提供了适用于提供推力和能量的交叉冗余调度的主动变化(前/后，和/或上/下，和/或左/右)的冗余连接部，以通过推力和能量的实时调度来增加故障情况下的安全性；
图12示出了类似于图1的多旋翼飞行器的俯视图，但具有多于四个推力产生单元；
图13示出了多旋翼飞行器和重心位置的立体侧视图，围绕该重心位置延伸/内接交叉推进容积体；
图14示出了具有四个推力产生单元的多旋翼飞行器的实施方式，该四个推力产生单元从容纳四个能量提供单元的机身向外延伸，该四个推力产生单元和四个能量提供单元通过冗余交叉设计连接；并且
图15示出了分别具有两对、三对、四对和五对推力产生单元的多旋翼飞行器的实施方式，该推力产生单元从机身的侧面向外延伸并且各自对应于冗余交叉设计。
具体实施方式
图1示出了根据本发明的具有飞行器机体2的多旋翼飞行器1。飞行器机体2限定支撑结构，该支撑结构在下文中也称为多旋翼飞行器1的机身。
机身2在纵向方向1a上具有纵向长度并且在横向方向1b上具有横向长度。多旋翼飞行器1中结构的前(在图2中示出为左侧)/后(在图2中示出为右侧)位置相对于横向平面沿着纵向方向1a限定。
多旋翼飞行器1中结构的左侧(在图2中示出为向下)/右侧(在图2中示出为向上)位置相对于纵向平面从飞行器1的后部沿着横向方向1b限定。
机身2在垂直方向1c上也具有垂直长度(如图13所示)。多旋翼飞行器1中的结构的上/下位置相对于纵向和横向平面沿着垂直方向1c限定。
机身2优选地限定至少适用于运输乘客的内部容积体2a，使得多旋翼飞行器1整体适用于乘客运输。内部容积体2a优选地还适用于容纳操作和电气设备，例如运行多旋翼飞行器1所需的能量存储系统(图7中的24)。
应该注意的是，适用于运输乘客而且也适用于容纳操作和电气设备的内部容积体2a的示例性构造对于本领域技术人员而言是容易获得的，并且通常被实现为符合乘客运输方面适用的管理规定和认证要求。由此，因为内部容积体2a的这些构造不是本发明的一部分，所以为了简洁明了不做详细描述。
在一些实施方式中，本发明提供了至少两个推力产生单元，例如，图2中在多旋翼飞行器1右侧的3a、3b和在多旋翼飞行器1左侧的3c、3d。在一些实施方式中，推力产生单元也被设置成、即定位成横向对，即沿着横向方向1b并排配置。
例如，图2示出了推力产生单元的一个前(前部的)横向对3a-3c和推力产生单元的另外的后/后部的横向对3b-3d。各个横向对3a-3c、3b-3d分别沿横向方向1b设置，其中横向对的一个推力产生单元(3a、3b)在机身2的左侧并且横向对的另外的推力产生单元(3c、3d)在右侧。
在图1中，多旋翼飞行器1包括推力产生单元的两个横向对，即分别是由右侧的推力产生单元3a和左侧的推力产生单元3c形成的前横向对以及由右侧的推力产生单元3b和左侧的推力产生单元3d形成的后横向对(3b-3d)。
一些实施方式不包括这样的横向对。例如，多旋翼飞行器1中的推力产生单元不属于任何横向对，例如，单独的推力产生单元位于机身2的前端和/或后端。
如果有的话，如进一步更详细描述的那样，具有至少两个推力产生单元的横向对允许本发明提供左/右交叉冗余设计，从而提高多旋翼飞行器1在出现故障的情况下的安全性。
本发明的一些实施方式提供至少两个推力产生单元，例如，图12的多旋翼飞行器1右侧的单元3a、3x、3b和左侧的单元3c、3y、3d。这些单元3a、3x、3b和3c、3y、3d在机身2的指定侧沿纵向方向1a设置成、即定位成纵排，即成大体直线形的一个在另一个后面的构造。
不同地，在图15的底部的实施方式中，左侧的单元3a、3g、3x、3e、3b和右侧的单元3c、3h、3y、3f、3d不成直线，而是沿着向外弯曲的曲线布置，该曲线的顶点在最前面的推力单元3a、3c和最后面的单元3b、3d之间，例如沿纵向方向1a接近飞行器1的重心cogp的位置。
图1的多旋翼飞行器1包括两个推力产生单元的纵排，即，由机身2右前方的推力产生单元3a和机身2右后方的推力产生单元3b形成的右侧纵排。左侧纵排由机身左前方的推力产生单元3c和机身2左后方的推力产生单元3d形成。
如进一步更详述描述的那样，具有这样的推力产生单元的纵排允许本发明提供前/后交叉冗余设计，从而提高多旋翼飞行器1在出现故障情况下的安全性。
此外，在一些实施方式中，两个、三个、四个、五个或更多个推力产生单元的线性或非线性的侧边布置沿机身2有规律地分布，即，以基本相等的纵向间隔分布。在其他实施方式中，推力产生单元的线性或非线性的侧边布置沿机身2不规则地分布，即，以基本上不均匀的纵向间隔分布。
根据图2或图12，本发明的实施方式提供了两个或更多个推力产生单元(例如3a、3x、3b)横向设置在右侧，并且两个以上的另外的推力产生单元(例如3c、3y、3d)位于机身2的、横向相对的左侧。在这样的实施方式中，两个或更多个推力产生单元在机身2的每一侧沿着纵向方向1a合理地设置。
图15的实施方式提供了两个、三个、四个、五个推力产生单元3a、3g、3x、3e、3b和3c、3h、3y、3f、3d的线性和非线性的侧边布置。其他实施方式包括多于十个推力产生单元。
根据本发明的一个方面，多旋翼飞行器1是旋翼飞行器并且包括多个推力产生单元3。优选地，多个推力产生单元3包括至少两个并且优选四个推力产生单元3a、3b、3c、3d。推力产生单元3a、3b、3c、3d被实施为用于在运行中产生推力(图3中的9)，使得多旋翼飞行器1能够悬停在空中以及在任何向前或向后的方向上飞行。
优选地，推力产生单元3a、3b、3c、3d在结构上连接至机身2。举例来说，这通过多个结构支撑件4来实现。更具体地说，推力产生单元3a优选经由结构支撑件4a连接至机身2，推力产生单元3b经由结构支撑件4b连接至机身2，推力产生单元3c经由结构支撑件4c连接至机身2并且推力产生单元3d经由结构支撑件4d连接至机身2，其中结构支撑件4a、4b、4c、4d限定多个结构支撑件4。
优选地，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少一个包括关联的护罩，以改善基础气动特性并提高操作安全性。举例来说，多个护罩单元6被示出为具有四个单独的护罩6a、6b、6c、6d。示例性地，护罩6a与推力产生单元3a关联，护罩6b与推力产生单元3b关联，护罩6c与推力产生单元3c关联，并且护罩6d与推力产生单元3d关联。
术语“关联”是指当第一结构元件与第二结构元件关联时，关联的结构元件、即第一结构元件是第二结构元件的一部分。
护罩6a、6x、6b、6c、6y、6d可以由简单的金属片制成。或者，它们可以具有复杂的几何形状，例如下面参照图5或图12描述的几何形状。
此外，护罩6a、6x、6b、6c、6y、6d可以与结构支撑件4a、4b、4c、4d一起连接至机身2，以加强推力产生单元3a、3b、3c、3d和机身2之间的连接。或者，只有护罩6a、6x、6b、6c、6y、6d可以连接至机身2。
然而，应该注意的是，护罩6a、6b、6c、6d仅仅是可选的，并且由于操作原因不一定是必需的。因此，可以省略护罩6a、6b、6c、6d并且推力产生单元3a、3b、3c、3d仅通过如上所述的结构支撑件4a、4b、4c、4d连接至机身2。或者，推力产生单元3a、3b、3c、3d可以通过任何合适的互连装置(例如，互连框架)互连，其中互连装置连接至机身2。
根据本发明的一个方面，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少一个并且优选每一个配备有至少两个旋翼组件。举例来说，推力产生单元3a配备有两个旋翼组件7a、8a，推力产生单元3b配备有两个旋翼组件7b、8b，推力产生单元3c配备有两个旋翼组件7c、8c，并且推力产生单元3d配备有两个旋翼组件7d、8d。旋翼组件7a、7b、7c、7d示例性地限定了多个上旋翼组件7，旋翼组件8a、8b、8c、8d示例性地限定了多个下旋翼组件8。
多个上旋翼组件7和多个下旋翼组件8优选通过多个齿轮箱整流罩5连接至多个结构支撑件4。示例性地，上旋翼组件7a和下旋翼组件8a通过齿轮箱整流罩5a连接至结构支撑件4a，上旋翼组件7b和下旋翼组件8b通过齿轮箱整流罩5b连接至结构支撑件4b，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c通过齿轮箱整流罩5c连接至结构支撑件4c，并且上旋翼组件7d和下旋翼组件8d通过齿轮箱整流罩5d连接至结构支撑件4d。图12还示出了齿轮箱整流罩5x和5y。
优选地，每个上旋翼组件7a、7b、7c、7d限定关联的上旋翼平面(图6中的21)，并且每个下旋翼组件8a、8b、8c、8d限定关联的下旋翼平面(图6中的22)。优选地，上、下旋翼组件7a、7b、7c、7d、8a、8b、8c、8d各自限定容纳在可选的护罩6a、6b、6c、6d中的上、下旋翼组件对7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d，使得关联的上旋翼平面和下旋翼平面(图6中的21、22)位于多旋翼飞行器1的可选的护罩6a、6b、6c、6d内。
根据本发明的一个方面，多旋翼飞行器1包括飞行器运行结构和冗余安全构造。飞行器运行结构优选适用于在无故障运行模式下使多旋翼飞行器1运行，并且冗余安全构造优选至少适用于在飞行器运行结构故障的情况下使多旋翼飞行器1运行。特别地，提供冗余安全构造来优先满足关于乘客运输的适用的管理规定和认证要求。
优选地，飞行器运行结构至少包括上、下旋翼组件7a、7b、7c、7d、8a、8b、8c、8d中的第一部分，并且冗余安全构造至少包括上、下旋翼组件7a、7b、7c、7d、8a、8b、8c、8d中的第二部分。优选地，每个推力产生单元3a、3b、3c、3d的上、下旋翼组件7a、7b、7c、7d、8a、8b、8c、8d中的第一部分与飞行器运行结构关联，而第二部分与冗余安全构造关联。举例来说，上旋翼组件7a、7b、7c、7d与飞行器运行结构关联，并且下旋翼组件8a、8b、8c、8d与冗余安全构造关联。因此，至少在上旋翼组件7a、7b、7c、7d出现故障的情况下，下旋翼组件8a、8b、8c、8d使多旋翼飞行器1运行，例如，从而避免其坠毁。
根据本发明的实施方式，至少第二能量提供单元(例如，25a、25b、25c、25d)与冗余安全构造的至少一个推力单元关联。与飞行器运行结构关联的至少另外的推力单元横向设置在多旋翼飞行器1的右侧并且与第一能量提供单元关联。
对于本发明的所谓的隔离的实施方式，提供至少与相应的多旋翼飞行器1具有的不同的推力产生单元(例如，3a、3g、3x、3e、3b、3c、3h、3y、3f、3d)一样多的能量提供单元(25a、25b、25c、25d或更多)。典型地，本发明提供四个、六个、八个、十个或更多个能量提供单元。通过本发明，一些能量提供单元设置在机身2上，和/或一些能量提供单元设置在机身外，例如设置在关联的推力单元(例如3a、3g、3x、3e、3b、3c、3h、3y、3f、3d)中。
然而，应该注意的是，上旋翼组件(例如，7a、7x、7b、7c、7y、7d)与飞行器运行结构关联并且下旋翼组件8a、8x、8b、8c、8y、8d与冗余安全构造关联的上述构造或图12中的构造仅通过示例的方式进行描述，并非用于将本发明限制于此。相反，替代的关联方式同样是可行且可考虑的。例如，旋翼组件7a、7c、8b、8d可以与飞行器运行结构关联，而旋翼组件8a、8c、7b、7d与冗余安全构造关联等。由于这样的替代的关联方式对于本领域技术人员而言是容易获得的，因此它们同样被考虑并被认为是本发明的一部分。
图2或图12示出了具有连接至机身2的推力产生单元(分别为3a、3b、3c、3d或3a、3x、3b、3c、3y、3d)的、图1的多旋翼飞行器1。图2示出了分别包括上、下旋翼组件7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d的推力产生单元3a、3b、3c、3d，它们优选设置成具有叠合的旋翼轴线(图3和图4中的12)的并排构造。然而，同样可以考虑替代的构造，例如下面参照图10或12所描述的构造。
从图2中可以进一步看出，推力产生单元3a、3b、3c、3d全部示例性地相对于机身2横向设置，即，设置在机身2的纵向方向1a上观察的机身2的左侧或右侧。示例性地，如图2所示，左侧对应于机身2的下侧，右侧对应于机身2的上侧。此外，机身2示例性地构造为使得横向设置的推力产生单元3a、3b、3c、3d至少大致限定梯形形状。
然而，应该注意的是，该示例性布置仅通过示例的方式进行描述，并不用于将本发明限制于此。相反，其他布置也是可行的并且同样是可考虑的。例如，推力产生单元3a、3b、3c、3d中的两个可以各自设置在机身2的前部和后部等。
图3示出了处于示例性的无故障运行模式的、图1和图2的多旋翼飞行器1。在该示例性的无故障运行模式下，多个推力产生单元3借助多个上旋翼组件7和/或下旋翼组件8产生适用于提升多旋翼飞行器1离开地面10的推力9。
多个上旋翼组件7中的每一个限定第一旋翼轴线，并且多个下旋翼组件8中的每一个限定第二旋翼轴线。优选地，第一旋翼轴线和第二旋翼轴线各自叠合，即，同轴设置。因此，多个上旋翼组件7和下旋翼组件8限定多个同轴设置的旋翼轴线12。示例性地，上旋翼组件7c和下旋翼组件8c限定通常被称为旋翼轴线12c的、叠合的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线，并且上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定通常称为旋翼轴线12d的、叠合的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线。
优选地，多个推力产生单元3在多旋翼飞行器1的纵向方向1a上以多个纵向倾角11倾斜，以提高多旋翼飞行器1的可操纵性并且减小向前飞行期间在多旋翼飞行器1的纵向方向1a上的整体倾斜。多个纵向倾角11示例性地限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a与多个同轴设置的旋翼轴线12之间。优选地，多个纵向倾角11的可能的和实现的数量取决于所提供的推力产生单元的基础数量。
更具体地说，根据本发明的一个方面，多个推力产生单元3中的至少一个在多旋翼飞行器1的纵向方向1a上以第一纵向倾角倾斜，该第一纵向倾角限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a与多个推力产生单元3中的所述至少一个的叠合的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。第一纵向倾角优选在-45°和+80°之间的范围内，并且优选等于7°。
示例性地，多个推力产生单元3的推力产生单元3c以在垂直参考线10a和旋翼轴线12c之间限定的第一纵向倾角11a倾斜，其中第一纵向倾角11a优选在-45°和+80°之间的范围内，并优选等于7°。然而，应该注意的是，图1和图2的多个推力产生单元3的推力产生单元3a优选也以第一纵向倾角11a倾斜。
根据本发明的一个方面，多个推力产生单元3中的至少一个在多旋翼飞行器1的纵向方向1a上以第二纵向倾角倾斜，该第二纵倾角限定在垂直参考线10a与多个推力产生单元3中的所述至少一个的叠合的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。第二纵向倾角优选也在-45°与+80°之间的范围内，并且优选等于7°。
示例性地，多个推力产生单元3的推力产生单元3d以垂直参考线10a和旋翼轴线12d之间限定的第二纵向倾角11b倾斜，其中第二纵向倾角11b优选在-45°和+80°之间的范围内，并且优选等于7°。然而，应该注意的是，图1和图2的多个推力产生单元3的推力产生单元3b优选也以第二纵向倾角11b倾斜。
图4示出了具有图3的机身2的多旋翼飞行器1，其示例性地包括宽度2b。该宽度2b被定义为正交于多旋翼飞行器1的纵向方向1a、在机身2的相应的最左侧表面和最右侧表面之间测量的最大距离。
根据图3，示出了处于示例性无故障运行模式的多旋翼飞行器1，其中多个推力产生单元3借助于多个上旋翼组件7和下旋翼组件8产生推力9。上旋翼组件7c和下旋翼组件8c限定旋翼轴线12c，并且上旋翼组件7d和下旋翼组件8d限定旋翼轴线12d。
此外，上旋翼组件7a和下旋翼组件8a示例性地限定通常称为旋翼轴线12a的、叠合的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线，并且上旋翼组件7b和下旋翼组件8b限定通常称为旋翼轴线12b的、叠合的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线。应该注意的是，旋翼轴线12a、12b、12c、12d优选地如所描述的那样实现，以降低多旋翼飞行器1的总体复杂性、系统重量和几何尺寸。
优选地，多个推力产生单元3在多旋翼飞行器1的横向方向1b上以多个横向倾角13倾斜，以提供降低的阵风灵敏度并提高多旋翼飞行器1的可操纵性。多个横向倾角13示例性地限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a和多个同轴设置的旋翼轴线12之间。优选地，多个横向倾角13的可能的和实现的数量取决于所提供的推力产生单元的基础数量。
更具体地说，根据本发明的一个方面，多个推力产生单元3中的至少一个在多旋翼飞行器1的横向方向1b上以第一横向倾角倾斜，该第一横向倾角限定在多旋翼飞行器1的垂直参考线10a与多个推力产生单元3中的所述至少一个的叠合的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。第一横向倾角优选在-45°与+80°之间的范围内，并且优选等于5°。
示例性地，多个推力产生单元3的推力产生单元3a以限定在垂直参考线10a和旋翼轴线12a之间的第一横向倾角13a倾斜，其中第一横向倾角13a优选地在-45°和+80°之间的范围内，并且优选等于5°。然而，应当注意的是，图1和图2中的多个推力产生单元3的推力产生单元3c优选也以第一横向倾角13a倾斜。
根据本发明的一个方面，多个推力产生单元3中的至少一个在多旋翼飞行器1的横向方向1b上以第二横向倾角倾斜，该第二横向倾角限定在多旋翼飞行器的垂直参考线10a与多个推力产生单元3中的所述至少一个的叠合的第一旋翼轴线和第二旋翼轴线之间。第二横向倾角优选在-45°与+80°之间的范围内，并且优选等于5°。
示例性地，多个推力产生单元3中的推力产生单元3b以第二横向倾角13b倾斜，该第二横向倾角13b限定在垂直参考线10a和旋翼轴线12b之间，其中第二横向倾角13b优选在-45°和+80°之间的范围内，并且优选等于5°。然而，应该注意的是，图1和图2的多个推力产生单元3的推力产生单元3d优选地也以第二横向倾角13b倾斜。
图5示出了前述图中的推力产生单元3d以及用于说明其示例性构造的其上旋翼组件7d、其下旋翼组件8d、其齿轮箱整流罩5d和其可选的护罩6d。然而，应该注意的是，前述图中的推力产生单元3a、3b、3c优选包括类似的构造，因此为了简洁明了仅描述代表了所有推力产生单元3a、3b、3c、3d的特征的推力产生单元3d。
根据本发明的一个方面，上旋翼组件7d包括用于在运行中产生推力的至少两个、示例性地三个旋翼叶片18a、18b、18c。类似地，下旋翼组件8d优选也包括用于在运行中产生推力的至少两个、示例性地三个旋翼叶片19a、19b、19c。
此外，优选设置至少一个第一发动机14a，以在运行中驱动旋翼叶片18a、18b、18c，即驱动上旋翼组件7d，并且设置至少一个第二发动机14b，以在运行中驱动旋翼叶片19a、19b、19c，即驱动下旋翼组件8d。至少一个第一发动机14a优选与上面参照图1描述的飞行器运行结构关联，并且至少一个第二发动机14b优选与上面参照图1描述的冗余安全构造关联。
如图5所示，例如，本发明的实施方式提供了在指定的推力产生单元3d中沿垂直方向1c具有上部位置的一个第一发动机14a以及在推力产生单元3d中沿垂直方向1c具有下部位置的一个第二发动机14b。同一推力产生单元的上部的第一发动机14a和下部的第二发动机14b形成推力产生单元3d的竖直的双动源。
在多旋翼飞行器1的推力产生单元3a、3b、3c、3d、3x、3y中的至少一些或每个中具有这种竖直的双动源允许本发明提供运动源冗余设计，从而提高多旋翼飞行器1在一个或多个推力产生单元中的发动机出现故障的情况下的安全性。
如进一步更详述描述的那样，在推力产生单元3a、3b、3c、3d、3x、3y的指定的这种竖直的双动源中的上部的第一发动机14a或下部的第二发动机14b中的一个出现故障的情况下，使用另外的未出故障的发动机14a或14b来保持对推力产生单元3a、3b、3c、3d、3x、3y有效，并因此确保多旋翼飞行器1的飞行连续性。
示例性地，至少一个第一发动机14a和第二发动机14b设置在齿轮箱整流罩5d的内部并且因此被齿轮箱整流罩5d包围。
应该注意的是，可以分别在至少一个第一发动机14a和第二发动机14b与旋翼叶片18a、18b、18c、19a、19b、19c之间可选地引入一个或多个齿轮箱(图8中的28)。通过一个或多个齿轮箱的这种可选的引入，至少一个第一发动机14a和第二发动机14b可以由于它们的转速增加而提高操作效率。
应该进一步注意的是，至少一个第一发动机14a和第二发动机14b可以通过能够在运行中产生扭矩并且可以在运行中分别连接至旋翼叶片18a、18b、18c、19a、19b、19c(即，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d)从而分别使这些旋翼叶片18a、18b、18c、19a、19b、19c旋转的任何合适的发动机实现，例如涡轮机、柴油发动机、otto马达、电力发动机等。然而，由于这样的发动机对于本领域技术人员来说是公知的并且不是本发明的一部分，因此为了简洁明了对它们不做更详细地描述。
优选地，上旋翼组件7d适用于在运行中沿第一旋转方向15旋转。类似地，下旋翼组件8d适用于在运行中沿第二旋转方向16旋转。示例性地，第一旋转方向15和第二旋转方向16彼此相反。
根据本发明的一个方面，至少上旋翼组件7d并且更具体地说其旋翼叶片18a、18b、18c设置有可选的变距部17。类似地，下旋翼组件8d的旋翼叶片19a、19b、19c优选也具有这种可选的变距部。在这种情况下，对图3和图4中所产生的推力9的控制可以在运行中通过桨距变化、通过rpm变化或通过桨距变化和rpm变化的组合来实现。
与此相反，如果上旋翼组件7d和下旋翼组件8d不具有这种可选的变距部，例如如果旋翼叶片18a、18b、18c、19a、19b、19c分别实现为定距叶片，则不能在运行中通过桨距变化来控制图3和图4中所产生的推力9。在这种情况下，只有rpm变化可以用于控制图3和图4中由上、下旋翼组件7d、8d在运行中产生的推力9。
根据本发明的一个方面，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d中的每一个都单独地设定尺寸并且包括直径20f，该直径为图4的机身宽度2b的0.05至6倍，在下文中为了简便起见将该机身宽度指定为w。换言之，图4的直径20f优选为0.05×w至6×w，优选等于1.5×w。
示例性地，直径20f由可选的护罩6d的内表面20a的直径限定。该护罩6d示例性地进一步包括外表面20b并且限定前缘20d和后缘20e。优选地，内部容积体20c被限定在内表面20a、外表面20b、前缘20d和后缘20e之间。例如，该内部容积体20c可以是用作前述附图的多旋翼飞行器1的电池系统(图7中的25)的储存容积体。
图6示出了具有上旋翼组件7d和下旋翼组件8d的、图5的推力产生单元3d的示意图，该上旋翼组件7d和下旋翼组件8d优选限定分离的旋翼平面21、22，以达到所需的安全等级和令人满意的飞行机械性能。示例性地，旋翼平面21、22设置为彼此叠放。
上旋翼组件7d和下旋翼组件8d在运行中各自由设置在齿轮箱整流罩5d中的至少一个第一发动机和第二发动机14a、14b驱动。如上所述，上旋翼组件7d和下旋翼组件8d优选围绕旋翼轴线12d旋转，该旋翼轴线12d通常由与上旋翼组件7d关联的第一旋翼轴线和与下旋翼组件8d关联的第二旋翼轴线限定。
根据本发明的一个方面，这些第一旋翼轴线和第二旋翼轴线可以以关联的倾角21a、22a倾斜。该倾角21a、22a优选在-60°和+60°之间的范围内，并且优选等于0°。
然而，如果将关联的倾角21a、22a选择为使得旋翼平面21、22相交，则上旋翼组件7d和下旋翼组件8d在运行中互相交叉。这可以允许主动地使至少一个第一发动机和第二发动机14a、14b围绕对应的旋翼平面21、22旋转以便改变基础方向，即，改变根据图3和图4产生的推力9的矢量。或者，这样的旋翼轴线12d可以以关联的倾角21a、22a中的一个倾斜。
图7以简化的示意图示出了前述附图中的多旋翼飞行器1，以示出其示例性能量储存和分配系统。如上所述，多旋翼飞行器1包括机身2和具有上、下旋翼组件7a、8a；7b、8b；7c、8c；7d、8d的推力产生单元3a、3b、3c、3d，该上、下旋翼组件各自限定上旋翼平面21和下旋翼平面22，并且在操纵中示例性地通过它们各自的发动机14a、14b经由关联的发动机轴23来驱动。
在图7中，多旋翼飞行器1具有至少两个、即四个推力产生单元3a、3b、3c、3d，它们形成包括各种旋翼组件(例如，7a、7b、7c和7d)的飞行器运行结构。
这种推力产生单元适用于在无故障操纵模式下使多旋翼飞行器1运行。包括各种旋翼组件(例如，8a、8b、8c、8d)的冗余安全构造至少适用于在包括各种旋翼组件(例如，7a、7b、7c、7d)的飞行器运行结构中出现操作故障的情况下使多旋翼飞行器1运行。
四个推力产生单元3a、3b、3c、3d各自具有至少一个第一发动机14a，该至少一个第一发动机被设置为用于在运行中驱动四个旋翼组件7a、7b、7c、7d中相应的第一旋翼组件。设置的第二发动机14b各自用于在运行中驱动旋翼组件8a、8b、8c、8d中的每个第二旋翼组件。因此，每个第一发动机14a与包括旋翼组件7a、7b、7c、7d的飞行器运行结构关联，并且每个第二发动机14b与包括旋翼组件8a、8b、8c、8d的冗余安全构造关联。
此外，多旋翼飞行器1具有包括至少两个能量提供单元25a、25b、25c、25d的能量储存系统24。在图7中，存在至少与多旋翼飞行器1具有的推力产生单元3a、3b、3c、3d一样多的能量提供单元。但是能量提供单元25a、25b、25c和25d中的每一个不专用于一个指定的推力产生单元3a、3b、3c、3d。
实际上，飞行器运行结构的至少一个推力产生单元3a、3b、3c、3d与至少两个能量提供单元25a、25b、25c、25d关联。单元25a、25b、25c、25d中的另外的能量提供单元与冗余安全构造的至少两个推力产生单元3a、3b、3c、3d关联。
图7的多旋翼飞行器1具有包括发动机能量传输机构26的能量储存系统24。例如，在图11中，能量存储系统24包括一个发动机能量传输机构26和分配装置36。
发动机能量传输机构26和分配装置36有时并行地处理每个推力产生单元与能量提供单元的功能配合。因此，至少另外的能量提供单元能在功能上与分配装置36配合，以向指定侧的一个第一发动机提供能量，并且，例如，在故障情况下，另外的能量提供单元也能在功能上与分配装置36配合，以向机身的相应的相对一侧的一个第二发动机提供能量。
根据本发明的一个方面，多旋翼飞行器1包括能量存储系统24，为了安全性和冗余性，该能量存储系统24包括至少两个、并且示例性地包括四个能量提供单元25a、25b、25c、25d。更具体地说，能量存储系统24优选地包括电池系统25，其中能量提供单元25a、25b、25c、25d由关联的电池单元限定。
应该注意的是，能量存储系统24通常被设置为用于在运行中向推力产生单元3a、3b、3c、3d的至少一个第一发动机和第二发动机14a、14b供应能量。因此，能量存储系统24可以包括任何种类的能量供应装置，其不仅可以包括电池单元，也可以例如包括燃料箱等。
能量存储系统24优选并示例性地容纳在机身2中。但是，例如，它可以替代地被分割并容纳在图1的多个可选的护罩单元6中。
优选地，能量提供单元25a、25b、25c、25d中的至少第一能量提供单元连接至至少一个推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少一个第一发动机14a，以在运行中向该至少一个第一发动机14a提供能量，而能量提供单元25a、25b、25c、25d中的至少第二能量提供单元连接至至少一个推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少一个第二发动机14b，以在运行中向该至少一个第二发动机14b提供能量。在该构造中，能量提供单元25a、25b、25c、25d中的至少第一能量提供单元与上面参照图1描述的飞行器运行结构关联，并且能量提供单元25a、25b、25c、25d中的至少第二能量提供单元与上面参照图1描述的冗余安全构造关联。
更具体地说，能量提供单元25a优选经由虚线所示的关联的发动机能量传输机构26(例如，导电线路、光功率收发器等)连接至推力产生单元3b和3c的至少一个第一发动机14a。类似地，能量提供单元25b优选经由也用虚线所示的关联的发动机能量传输机构26连接至推力产生单元3a和3d的至少一个第一发动机14a。能量提供单元25c优选经由也用虚线所示的关联的发动机能量传输机构26连接至推力产生单元3b和3c的至少一个第二发动机14b。最后，能量提供单元25d优选经由也用虚线所示的关联的发动机能量传输机构26连接至推力产生单元3a和3d的至少一个第二发动机14b。
因此，根据本发明的一个方面，在多旋翼飞行器1的无故障运行模式中，仅推力产生单元3a、3b、3c、3d的上旋翼组件7a、7b、7c、7d由能量提供单元25a、25b提供动力，这对应于借助飞行器运行结构的无故障运行模式。因此，在这种情况下，飞行器运行结构由推力产生单元3a、3b、3c、3d的上旋翼组件7a、7b、7c、7d和它们各自的至少一个第一发动机14a和能量提供单元25a、25b一起限定。
然而，在上旋翼组件7a、7b、7c、7d和/或能量提供单元25a、25b发生故障的情况下，即飞行器运行结构故障的情况下，推力产生单元3a、3b、3c、3d的下旋翼组件8a、8b、8c、8d可以通过能量提供单元25c、25d提供动力，这对应于借助冗余安全构造的故障运行模式，例如，从而便避免多旋翼飞行器1的坠毁。因此，在这种情况下，冗余安全构造由推力产生单元3a、3b、3c、3d的下旋翼组件8a、8b、8c、8d与它们各自的至少一个第二发动机14b和能量提供单元25c、25d一起限定。
然而，应该注意的是，上面的构造仅仅通过示例的方式进行描述，因此并不用于限制本发明。相反，可以实现适合于实现根据本发明的飞行器运行结构和冗余安全构造的各种其他构造。然而，在所有这样的构造中，能量提供单元25a、25b、25c、25d中的每一个优选地用于为推力产生单元3a、3b、3c、3d中的、设置在机身2的相对两侧上的至少两个不同的推力产生单元提供动力。
例如，根据本发明的示例性替代方面并且如实线所示，能量提供单元25a可以经由关联的发动机能量传输机构26连接至推力产生单元3b的至少一个第一发动机14a和推力产生单元3c的至少一个第二发动机14b。类似地，能量提供单元25b可以经由关联的发动机能量传输机构26连接至推力产生单元3c的至少一个第一发动机14a和推力产生单元3b的至少一个第二发动机14b。此外，能量提供单元25c可以经由关联的发动机能量传输机构26连接至推力产生单元3a的至少一个第一发动机14a和推力产生单元3d的至少一个第二发动机14b。
最后，能量提供单元25d可以经由关联的发动机能量传输机构26连接至推力产生单元3d的至少一个第一发动机14a和推力产生单元3a的至少一个第二发动机14b。在这种情况下，能量提供单元25a、25b用于给推力产生单元3b、3d提供动力，并且能量提供单元25c、25d用于给推力产生单元3a、3c提供动力。因此，能量提供单元25c、25d将与推力产生单元3a、3c一起限定飞行器运行结构，并且能量提供单元25a、25b将与推力产生单元3b、3d一起限定冗余安全构造。
图8示出了前述附图中的至少一个第一发动机14a，其被设置为用于使前述附图的上旋翼组件7d围绕旋翼轴线12d旋转。根据本发明的一个方面，该至少一个第一发动机14a限定包括至少两个分开的电线圈27的单个隔离的电力发动机。
至少两个分开的电线圈27优选适用于在运行中彼此独立地提供电力。在这种情况下，至少电线圈27中的第一电线圈与上面参照图1描述的飞行器运行结构关联并且适用于在无故障运行模式下提供能量，并且至少电线圈27中的第二电线圈与上面参照图1描述的冗余安全构造关联，并且适用于在至少线圈27中的第一电线圈发生故障的情况下提供能量。
根据本发明的一个方面，上旋翼组件7d经由发动机轴23和减速齿轮箱28连接至至少一个第一发动机14a。减速齿轮箱28适用于在运行中增大上旋翼组件7d的转速。
图9示出了具有上、下旋翼组件7d、8d的图6的推力产生单元3d。然而，与图6相反，上旋翼组件7d现在优选包括至少一个第一上旋翼组件29a和一个第二上旋翼组件29b，而下旋翼组件8d优选包括至少一个第一下旋翼组件30a和一个第二下旋翼组件30b。
至少一个第一上旋翼组件29a和第二上旋翼组件29b优选限定相应的第一上旋翼平面31a和第二上旋翼平面31b，而至少一个第一下旋翼组件30a和第二下旋翼组件30b优选限定相应的第一下旋翼平面32a和第二下旋翼平面32b。因此，在这种情况下，设置至少四个分离的旋翼平面31a、31b、32a、32b。这允许进一步提高所提供的安全等级和令人满意的飞行机械性能。
图10示出了具有上旋翼组件7d和下旋翼组件8d的图5的推力产生单元3d的示意图，该上旋翼组件7d和下旋翼组件8d优选限定分离的旋翼平面21、22。上旋翼组件7d和下旋翼组件8d在运行中由至少一个第一发动机14a和第二发动机14b驱动。至少一个第一发动机14a优选适用于使上旋翼组件7d围绕上部的第一旋翼轴线33旋转，并且至少一个第二发动机14b优选适用于使下旋翼组件8d围绕下部的第二旋翼轴线34旋转。
然而，与图5相反，第一旋翼轴线33和第二旋翼轴线34彼此间隔开，即彼此间隔预定的旋翼轴线位移量35。该位移量35可以定向到前述附图的多旋翼飞行器1的纵向方向1a和/或其横向方向1b。
图11以简化的示意图示出了具有图7的能量存储系统24的前述附图的多旋翼飞行器1。对于图7的设置，能量分配装置36被引入能量提供单元25a、25b、25c、25d和推力产生单元3a、3b、3c、3d之间，以进一步提高多旋翼飞行器1的基础安全等级。
本发明的实施方式将根据图11的能量分配装置36与根据图7的能量传输机构26合并。
参照图11，例如，能量提供单元25a、25b、25c、25d中的至少两个被容纳在机身2中。其他实施方式在一个或多个推力单元中和/或在可移除地附接至机身2但不包括在该机身中的附件系统中设置能量单元。能量存储系统24包括连接在能量提供单元25a、25b、25c、25d中的一个与推力产生单元3a、3b、3c、3d中的一个之间的能量分配装置36。
在图11中，多旋翼飞行器1具有的能量提供单元25a、25b、25c、25d与相应的多旋翼飞行器1具有的推力产生单元3a、3b、3c、3d一样多，即至少四个。图11的多旋翼飞行器1还具有与相应的能量存储系统24中的能量分配装置36一样多的能量提供单元。
能量分配装置36通过关联的能量存储传输机构38连接至能量提供单元25a、25b、25c、25d中的相应的能量提供单元，并且它们通过关联的能量分配传输机构37(例如接线、光功率收发器等)彼此互连。根据本发明的一个方面，分配装置36中的每一个向推力产生单元3a、3b、3c、3d中的至少两个相对的推力产生单元提供能量。
能量分配装置36适用于多旋翼飞行器1中的推力或能量的左侧/右侧、前/后以及上/下交叉冗余调度中的至少一种，例如，在发动机或能源故障的情况下。
至少一个能量提供单元(例如，图7或图11中的能量提供单元25a)与至少一个推力产生单元关联，该至少一个推力产生单元例如为推力产生单元的前部横向对3a-3c中的、相对于推力产生单元的相应的至少一个后部横向对3b-3d位于机身2的左侧的推力产生单元3c。能量提供单元(例如，能量提供单元25a)还与推力产生单元的后部横向对中的、位于机身2的右侧的至少另外的推力产生单元关联。
至少另外的能量提供单元(例如，能量提供单元25b)与至少另外的推力产生单元关联，例如，该另外的推力产生单元为推力产生单元的前部横向对中的、相对于推力产生单元的至少一个后部横向对3x-3y、3b-3d位于机身2的右侧的推力产生单元3a。该另外的能量提供单元(例如，能量提供单元25b)还与至少另外的推力产生单元关联，该至少另外的推力产生单元例如为推力产生单元的至少一个后部横向对中的、位于机身2的左侧的推力产生单元3d。因此，推力产生单元3a、3b、3c、3d在这里各自相对于机身2的纵向方向1a和横向方向1b彼此相对地关联。
在图7或图11的多旋翼飞行器1中，至少一个能量提供单元25a、25b、25c、25d与机身2的指定侧的推力产生单元3a、3b、3c、3d中的第一发动机14a关联。该至少一个能量提供单元25a、25b、25c、25d还与机身2的相应的相对一侧(即，指定侧相对于机身2的纵向方向1a的相对一侧)的另外的推力产生单元3a、3b、3c、3d中的第二发动机14b关联。至少另外的能量提供单元25a、25b、25c、25d与指定侧的第一发动机14a关联，并且另外的能量提供单元25a、25b、25c、25d也与机身2的相应的相对一侧的第二发动机14b关联。
图7或图11的多旋翼飞行器1使得位于机身2的指定侧的推力产生单元3a、3b、3c、3d处于推力产生单元的一个指定的横向对中。指定的横向对与推力产生单元3a、3b、3c、3d的另外的横向对不同。另外的横向对相对于指定的横向对沿机身2的纵向方向1a纵向地移位。
图12的多旋翼飞行器1使得多旋翼飞行器1包括沿机身2的纵向方向1a的奇数个横向对。
图12还示出了类似于图1的多旋翼飞行器1的俯视图，但具有多于四个推力产生单元3。图12的多旋翼飞行器1的前端位于左侧，多旋翼飞行器的后端位于右侧。因此，多旋翼飞行器1的右侧在图12的上部示出，并且多旋翼飞行器1的左侧在下部示出。
在图12的多旋翼飞行器1中，推力产生单元的至少一个中间横向对3x-3y被设置在推力产生单元的两个另外的横向对3a-3c、3b-3d之间，该两个另外的横向对3a-3c、3b-3d各自相对于中间横向对3x-3y沿纵向方向1a纵向移位。
各个单元中的指定的能量提供单元与中间横向对的位于一个指定侧的第一发动机14a关联，并且各个单元中的另外的能量提供单元与中间横向对的、位于指定侧相对于纵向方向1a的相对一侧的第一发动机14a关联。各个单元中的另外的能量提供单元也与中间横向对的位于指定侧的第二发动机14b关联，并且各个单元中的指定的能量提供单元与中间横向对的位于指定侧的相对一侧的第二发动机14b关联。
如图12所示，飞行器1包括连接至机身2的推力产生单元3a、3x、3b和3c、3y、3d。推力产生单元3a、3x、3b和3c、3y、3d各自包括上旋翼组件7a、7x、7b、7c、7y、7d和下旋翼组件8a、8x、8b、8c、8y、8d，它们也根据图3和图4中的轴线12的例子设置成具有叠合的旋翼轴线的并排构造。
根据图12的示例，推力产生单元3a、3x、3b、3c、3y、3d全部都相对于机身2横向设置，即，在机身2的纵向方向1a上从后部观察时位于机身2的左侧或右侧。
根据图12的示例，飞行器1包括与其他实施方式的系统24等同的能量存储系统。为了安全性和冗余度，图12的能量存储系统包括与其他实施方式等同的能量提供单元。例如，图12的能量存储系统包括至少六个能量提供单元。
图12的例子提供的是能量存储系统优选包括电力系统，例如电池等。能量提供单元由关联的电力单元限定。在这种情况下，例如，这种能量存储系统被设置为用于在运行中向推力产生单元3a、3x、3b、3c、3y、3d的至少一个第一发动机和至少一个第二发动机供应能量。在其他实施方式中，图12的能量存储系统不仅仅包括电池单元，还包括各种不同的能量供应装置，例如燃油箱、发电机或符合航空要求的其他能量源。
能量存储系统24示例性地容纳在机身2中。但是，例如，它也可以替代地被分割并容纳在图1的多个可选的护罩单元6中。
类似于前面的实施方式，所述创造性的结合在无故障运行模式(正常运行)下以及通过冗余的方式在飞行器运行结构出现故障的情况下给图12的实施方式的推力产生单元3a、3x、3b、3c、3y、3d供应能量。
具有可以立即启动并可以通过可互换的方式(例如，在一个指定的结构中出现故障的情况下)运行的多个能量源、推力源和运动源(例如发动机)允许以下创造性的组合/关联：至少两个独立的旋翼组件；冗余的、隔离的能够源布局；冗余的能量源和线束布局；基础动力管理的物理分离和隔离；冗余的、隔离的电力发动机；以及旋翼组件7和8的可能的桨距控制和/或rpm控制。
在图13的示例中，飞行器运行结构适用于在无故障运行模式下使飞行器1运行。冗余安全构造至少适用于在飞行器运行结构在运行中出现故障的情况下使飞行器1运行。因此，与前面的例子类似，设置冗余安全构造，以符合乘客运输方面适用的管理规定和认证要求。
图13提供的是至少两个推力产生单元中的至少一个各自包括两个旋翼组件。
如前所述，至少两个旋翼组件中的每一个都限定了类似于图6和图10的平面21、22的关联的旋翼平面。这些旋翼组件中的第一旋翼组件(例如7d)与飞行器运行结构关联，并且旋翼组件中的第二旋翼组件与冗余安全构造关联。
图13还提供的是将至少一个第一发动机设置为在运行中驱动至少两个旋翼组件中的第一旋翼组件，将至少一个第二发动机设置为在运行中驱动至少两个旋翼组件中的第二旋翼组件。至少一个第一发动机与飞行器运行结构关联，并且至少一个第二发动机与冗余安全构造关联。
尽管没有示出，但图13的实施方式包括根据图7和/或图11的关联、连接和能量供应。例如，根据图11，在能量提供单元和推力产生单元3a、3b、3c、3d之间引入能量分配装置(例如，类似于发动机36)，以进一步提高飞行器1的基础安全等级。
图13所示的机身2还具有在垂直方向1c上的垂直长度和整个多旋翼飞行器1的重心cogp。
重心cogp位于机身2内部。重心cogp进一步形成交叉推进容积体cpv的质心。
在图13中，交叉推进容积体cpv沿纵向方向1a延伸跨过纵向尺寸rx，沿横向方向1b延伸跨过横向尺寸ry，并且沿垂直方向1c延伸跨过垂直尺寸rz。
在图13的实施方式中，纵向尺寸rx在纵向尺寸lx的0.01至0.9倍之间。横向尺寸ry在横向长度wy的0.01至0.9倍之间。垂直尺寸rz在垂直长度ez的-2至+2倍之间。因此，交叉推进容积体cpv的尺寸处于机身2的对应的长度的范围内，其中交叉推进容积体cpv包围重心cogp。
在图13中，至少两个推力产生单元3a、3b、3c、3d被设置为交联相对的布局。至少两个推力产生单元中的一个相对于另一个设置在相应的交叉推进轴线ax1、ax2；ay1、ay2和az1、az2上的交联相对位置处的交叉的侧方向、长度方向位置，使得所有交叉推进轴线都在交叉推进容积体cpv内相交。因此，交叉推进轴线ax1、ax2；ay1、ay2和az1、az2在尽可能接近重心cogp的位置处相交。
现在参考图14，至少两个推力产生单元3a、3b、3c、3d中的、位于机身2的指定侧的一个推力产生单元中的至少一个第一发动机14a相对于该至少两个推力产生单元3a、3b、3c、3d中的、位于与指定侧相对的另一侧的另外的推力产生单元的第二发动机14b设置成冗余且隔离的布局。
至少一个第一发动机14a和第二发动机14b在相应的交叉推进轴线ax1、ax2上的交联相对位置处被设置在交叉的上/下位置。至少一个第一发动机14b和第二发动机14a中的每一个设置在交叉推进容积体cpv的外部。
在图14和图15的实施方式中，至少两个能量提供单元25a、25b、25c、25d中的至少一些设置在交叉推进容积体cpv内部。其他实施方式提供的是至少一些不同的能量提供单元设置在交叉推进容积体cpv外部，例如，设置在位于推力单元中的至少一些中的单元外部。
在这样的实施方式中，在相应的交叉推进轴线上的交联相对位置处的交叉的侧方向、长度方向位置，推力产生单元3a-3c、3h-3g、3x-3y、3f-3e、3b-3d的至少两个推力产生单元中的一个相对于另一个在冗余且隔离的布局中被协作地成对设置。根据图13，所有交叉推进轴线都在交叉推进容积体cpv内部彼此相交。
因此，在相应的交叉推进轴线上的交联相对位置处的交叉的向上方向/向下方向位置，在指定的左/右侧上的一个推力产生单元的至少一个第一发动机14b和第二发动机14a相对于另外的推力产生单元的相应的第一发动机或第二发动机在冗余且隔离的布局中被协作地成对设置。
能量分配装置36和/或能量传输装置26、37、38将至少两个能量提供单元25a、25b、25c、25d连接至相对于彼此被设置在交叉的侧方向、长度方向和可能的上下方向位置处的至少两个推力产生单元3a、3x、3b、3c、3y、3d，该交叉的侧方向、长度方向和可能的上下方向位置由相应的交叉推进轴线ax01、ax02、ax03上的相对的位置限定。
图14示出了具有从机身2向外延伸的四个推力产生单元3a、3b、3c和3d的多旋翼飞行器1的实施方式，该机身2中容纳有四个能量提供单元25a、25b、25c和25d。
图14的四个推力产生单元和四个能量提供单元通过相互交叉的设计连接，该相互交叉的设计中虚拟关联线ax1和ax2在正交于垂直方向1c的平面中、虚拟关联线ay1和ay2在正交于横向方向1b的平面中并且虚拟关联线az1和az2在正交于纵向方向1a的平面中，从而在交叉推进容积体cpv内在非常靠近重心cogp的位置处彼此相交。
图15示出了(从上到下、从左到右)各自具有推力产生单元的两个横向对3a-c和3b-3d、推力产生单元的三个横向对3a-c、3x-y、3b-d、推力产生单元的四个横向对3a-c、3g-3h、3x-y、3b-d和推力产生单元的五个横向对3a-c、3g-3h、3x-y、3b-d、3e-f的多旋翼飞行器1的各种实施方式。
这里，每个横向对也以冗余交联的布置从机身2的一个侧面向外延伸到相对的一侧。
对于图15的每种实施方式，交叉推进容积体的纵向长度、横向长度和垂直长度限定了交叉区域，在该交叉区域中虚拟的交叉关联线ax1、ax2、ax3、ax4、ax5在交叉推进容积体内的重心cogp附近彼此相交。
根据图15，多旋翼飞行器1为推力和能量的前/后和/或上/下和/或左/右交叉的冗余调度提供了安全的调度中枢模式。
最后，应该注意的是，本发明的上述方面的变型也在本领域技术人员的公知常识范围内，因此也被认为是本发明的一部分。
附图标记列表
1多旋翼飞行器
1a飞行器纵向方向
1b飞行器横向方向
2飞行器机体
2a飞行器机体内部容积体
2b飞行器机体宽度
3推力产生单元
3a，3x，3b，3c，3y，3d推力产生单元
4推力产生单元结构支撑件
4a，4x，4b，4c，4y，4d推力产生单元结构支撑件
5齿轮箱整流罩
5a，5x，5b，5c，5y，5d齿轮箱整流罩
6护罩单元
6a，6x，6b，6c，6y，6d护罩
7上旋翼组件
7a，7x，7b，7c，7y，7d上旋翼组件
8下旋翼组件
8a，8x，8b，8c，8y，8d下旋翼组件
9推力
10地面
10a竖直或垂直参考线
11纵向倾角
11a，11b纵向倾角
12旋翼轴线
12a，12b，12c，12d旋翼轴线
13横向倾角
13a，13b横向倾角
14a上旋翼组件发动机
14b下旋翼组件发动机
15上旋翼组件旋转方向
16下旋翼组件旋转方向
17变距部
18a，18b，18c上旋翼组件旋翼叶片
19a，19b，19c下旋翼组件旋翼叶片
20a护罩内表面
20b护罩外表面
20c护罩内部容积体
20d护罩前缘
20e护罩后缘
20f护罩内径或旋翼组件直径
21上旋翼组件旋翼平面
21a上平面倾角
22下旋翼组件的旋翼平面
22a下平面倾角
23发动机轴
24能量储存系统
25电池系统
25a，25b，25c，25d电池单元
26发动机能量传输机构(例如接线、光功率收发器等)
27电线圈
28减速齿轮箱
29a，29b第一和第二上旋翼组件
30a，30b第一和第二下旋翼组件
31a，31b第一和第二上旋翼组件旋翼平面
32a，32b第一和第二下旋翼组件旋翼平面
33上旋翼组件旋翼轴线
34下旋翼组件旋翼轴线
35旋翼轴线位移量
36能量分配装置
37能量分配传输机构(例如接线、光功率收发器等)
38能量储存能量传输机构(例如接线、光功率收发器等)
ax1，ax2，ax3，ax4，ax5，ay1，ay2，az1，az2交叉推进轴线
cogp重心
cpv交叉推进容积体
lx机身纵向长度
rxcpv纵向尺寸
wy机身横向长度
rycpv横向尺寸
ez机身垂直长度
rzcpv垂直尺寸