本发明属于多旋翼飞行器的领域。
背景技术
各种不同的多旋翼为飞行器提供垂直起飞和着陆(vtol)能力。例如，在2006年1月26日公布的名称为“空中跳跃者(skyhopper)”的美国专利的公开文本20060016930a1中，发明人pak描述了使用反转风扇叶片保持稳定性的垂直起飞和降落(vtol)飞行器设计。分离的水平和垂直倾斜机构被传送到风扇单元，其公开内容通过引用并入本文。
发明人walton也在其vtol飞行器的前部、左侧、右侧和后部的一组四个涵道风扇单元中使用反转风扇叶片。2006年10月12日公布的名称为“涵道风扇垂直起飞和降落飞机(ductedfanvehicaltake-offandlandingvehicle)”的美国专利的公开文本20060226281a1中提出：风扇单元产生的垂直力“被提供这样的余量，使得飞行器能够在最多两个推力器失效的情况下悬停”。此外，风扇单元可通过一组伺服机构和齿轮在垂直提升位置和水平推力位置之间运动，该专利的公开内容通过引用并入本文。
在2011年1月6日公布的美国专利“飞翼飞行器(flying-wingaircraft)”的公开文本20110001001a1中所示的发明人bryant的vtol飞行器上，通过臂在边条(strakes)上枢转的四个风扇单元经由链条驱动或连杆机构相互连接如。飞行器的飞翼形状可以利用腹鳍，缝翼，襟翼和用于空气动力学稳定性的其他控制表面，该专利的公开内容通过引用并入本文。
类似地，1998年10月20日公布的发明人bothe的、名称为“混合式飞行器(hybridaircraft)”的美国专利5823468a中描述的vtol飞行器使用安装在四个外伸支架上的涡轮电力驱动的螺旋桨，该外伸支架被设计成力从螺旋桨分配到机体。提升体机体产生气动升力并且最小化面板在其构造中不同曲线的需求，该专利的公开内容通过引用并入本文。
2003年5月1日由发明人kawai公布的名称为“垂直起降飞行器(verticaltakeoffandlandingaircraft)”的美国专利的公开文本20030080242a1中描述了具有安装在后机翼和前机翼两侧的分离的核心发动机的涡轮风扇发动机。这些风扇发动机能够双轴旋转以便为巡航和悬停提供动力，其公开内容通过引用并入本文。
发明人austen-brown在2003年5月22日公布的美国专利的公开文本20030094537a1，“利用四个倾斜马达的个人悬停平面(personalhoverplanewithfourtiltmotors)”中描述了在他的vtol上使用倾斜马达。这些倾斜马达可以在竖直方向上倾斜以便飞行器保持大角度下降。所有的倾斜马达倾斜时都有侧向倾斜，以减少发动机侧负载，并配备有紧急电动马达，该专利的公开内容通过引用并入本文。
由发明人olson在1965年5月4日公布的名称为“vtol飞行器的姿态控制系统(attitudecontrolsystemforvtol)”的美国专利3181810a中，用于vtol飞行器的姿态控制系统通过使螺旋桨、旋翼、涵道风扇或喷气发动机从竖直位置逐渐倾斜至水平位置，选择性地调节螺旋桨、旋翼、涵道风扇或喷气发动机的推力，该专利的公开内容通过引用并入本文。
如发明人ducan在名称为“vtol飞行器控制方法(vtolaircraftcontrolmethod)”并于1995年5月30日公布的美国专利5,419,514中所述，经选择的推力产生装置的倾斜角度改善了vtol飞行器的悬停稳定性。此外，以固定角度安装到飞行器的机身的中心线的翼梁支撑推力产生装置以通过翼梁的简单旋转实现推力产生装置的期望倾斜度，该专利的公开内容通过引用合并于此。
两个主推进器上的机构围绕着发明人raposdo的发明中的俯仰轴，翻滚轴和偏航轴倾斜，该发明的公开内容通过引用并入本文。在2010年12月2日公布的名称为“具有三个平移和三个旋转轴的独立控制的矢量推进的系统和过程(processofvectorpropulsionwithindependentcontrolofthreetranslationandthreerotationaxis)”的美国公开文本20100301168a1中，raposo声明这些倾斜机构可用于执行横向运动，向上或向下运动，以及围绕飞机偏航轴旋转。
由发明人rowe在名称为“vtol飞行器(vtolaircraft)”并于1962年6月12日公布的美国专利3038683a中描述的vtol飞行器中使用的涡轮风扇，由独立的发电机驱动并围绕飞行器的纵向中心线对称布置。风扇转动以为垂直提升和水平巡航提供推力。风扇是相同且可互换的，该专利的公开内容通过引用并入本文。
技术实现要素：
多旋翼提升机体飞行器具有推或拉螺旋桨和提升体，提升体在前后截面上具有第一翼型形状并且在左右截面上具有第二翼型形状。提升体由顶部壳体和底部壳体制成。提升体具有机头和尾部。多旋翼螺旋桨安装到提升体。安装到提升体的多旋翼螺旋桨在低速时提供多旋翼螺旋桨提升，提升体在高速时提供提升体提升。航空电子设备可以储存在提升体的中空空腔内。航空电子设备可以包括控制电路、电池和无线电接收器。多旋翼具有由上部壳体和下部壳体制成的提升体。提升体在巡航速度下具有最佳攻角，并且提升体提供组合提升模式。随着空速的增加，多旋翼螺旋桨提升降低而提升体提升增加，从而使飞行器在直到最高速度的任何速度下保持相同的姿态。
提升体还可以包括前翼向前控制表面。控制表面可以安装到提升体，控制表面包括方向舵、副翼和升降舵。多旋翼模式的重心是翼型模式中的重心，并且翼型重心大约位于距离机头的1/3处。多旋翼叶片可以在旋转模式下旋转，并且例如通过使用霍尔传感器或编码器锁定在锁定模式中。提升体优选地包括没有任何涵道风扇的开放的凹陷曲线。
当推螺旋桨被安装到提升体的尾部时，多旋翼提升体优选地还具有在提升体的机头中的相机。提升体的翼型优选具有不平行的攻角。提升体的上部壳体和下部壳体可以由塑料注塑成型或由层压材料制成。提升体在巡航速度下具有最佳攻角，并且提升体提供组合提升模式。
附图说明
图1是本发明的第一立体图。
图2是本发明的第一俯视图。
图3是本发明的第一后视图。
图4是沿着横向线4的本发明的第一前截面图。
图5是本发明的第一侧视图。
图6是沿着中间线的本发明的第一侧截面图。
图7是本发明的第二立体图。
图8是本发明的第二俯视图。
图9是本发明的第二后视图。
图10是沿着横向线4的本发明的第二前截面图。
图11是本发明的第二侧视图。
图12是沿着中间线的本发明的第二侧截面图。
图13是提升体相对于提升旋翼的相对提升动力的第二图表。
图14是四旋翼提升体的示意图。
图15是六旋翼提升体的示意图。
在参考附图的元件时，下面列出的元件列表可能是一个有用的指导。
20主体
21机身
22机头
23相机
24传感器
25尾部
26尾部推进器螺旋桨
27尾部马达
28垂直稳定器
29方向舵
30机翼
31右机翼
32左机翼
33右机翼连结部
34左机翼连结部
35机翼连结间隙
36右机翼上部壳体
37右机翼下部壳体
38左机翼上部壳体
39左机翼下部壳体
41机身上部壳体
42机身下部壳体
43机翼到机身的连结部
44机身连结部
45机翼连结部
46连接连结部
47副翼
48前翼
49升降舵
50多旋翼系统
51右前方延伸臂
52右后方延伸臂
53左前方延伸臂
54左后方延伸臂
55右前方延伸臂连接部
56右后方延伸臂连接部
57左后方延伸臂连接部
58左前方延伸臂连接部
60提升螺旋桨
61右前方提升螺旋桨
62右后方提升螺旋桨
63左前方提升螺旋桨
64右后方提升螺旋桨
65飞行控制器
66电源
67倾斜传感器
68航空电子设备和收发器
69天线
70提升体
71第一翼型轮廓
72第二翼型轮廓
73翼型轮廓交叉部
74重心
75前缘线外的提升体
76锁定螺旋桨前缘线
77前缘凹陷部分
78后缘凹陷部分
79前尖端
80马达
81右前方马达
82右后方马达
83左前方马达
84右后方马达
85外侧尖端
86后缘
87前缘外侧部分
88中途点
90水平线
91攻角
92翼型下表面
93翼型上表面
94翼弦线
95提升力
96空速
97提升螺旋桨力
98提升体翼型力
99失速速度
100霍尔传感器
101编码器
具体实施方式
本发明是具有主体20的多旋翼垂直升空飞行器。主体20包括机身21。机身21具有机头22和尾部25。传感器24和相机23可以安装在机头22。尾部马达27可以安装到尾部25以为尾部推进器螺旋桨26提供动力。尾部推进器螺旋桨26可以独立于其他螺旋桨而启动并且可以向前推动多旋翼飞行器。
机翼30集成到机身21。右机翼31和左机翼32在右机翼连结部33和左机翼连结部34连接到机身21。在右机翼连结部33和左翼连结部34之间的地方可以具有机翼连结间隙35。机翼连结间隙35沿着横向线4和中间线6形成翼型轮廓。主体20的结构优选为一对件，即上部壳体和下部壳体。上部壳体可以具有不同的部分，下部壳体可以具有不同的部分。例如，上部壳体可以具有右机翼上部壳体36和左机翼上部壳体38。类似地，下部壳体可以具有右机翼下部壳体37和左机翼下部壳体39。主体20的机身可以具有机身上部壳体41和机身下部壳体42。机身上部壳体41可以与右机翼上部壳体35和左机翼上部壳体38一体地形成。机翼连结部45可以将机翼上部壳体连接到机翼下部壳体。连结可以卡扣配合，或者通过粘合剂连接。这对壳体可以是塑料注塑成型或由层压材料制成。
上部壳体部分可以在连接连结部46连接到下部壳体部分。连接连结部46可以具有机翼到机身的连结部43，其中机翼的连接连结部连接到机身的连接连结部。而且，连接连结部可以具有机身连结部44，其中，机身上部壳体41连接到机身下部壳体42。多旋翼系统50具有安装在延伸臂上的提升螺旋桨60。右前方延伸臂51在右前方延伸臂连接部55处从主体20延伸。右后方延伸臂52在右后方延伸臂连接部56处从主体20延伸。左前方延伸臂53在左前方延伸臂连接部58处从主体20延伸。左后方延伸臂54在左后方延伸臂连接部57处从主体20延伸。
提升螺旋桨60安装在马达80上。右前方提升螺旋桨61安装在右前方马达81上，右前方马达81安装到右前方延伸臂51。右后方提升螺旋桨62安装到右后方马达82，右后方马达82安装到右后方延伸臂52。左前方提升螺旋桨63安装到左前方马达83，左前方马达83安装到左前方延伸臂53。左后方提升螺旋桨64安装到左后方马达84，左后方马达84安装到左后方延伸臂54。
主体20的上部壳体部分和下部壳体部分形成空腔。空腔可以保持航空电子设备和电子设备，例如飞行控制器65，电源66，倾斜传感器67以及其他航空电子设备和收发器68。另外，天线69可以安装在主体20的空腔中。电源66可以是诸如可充电电池的电池或用于对可再充电电池充电的内燃机。飞行控制器65优选地是多旋翼控制器，用于控制马达输出，接收收发信号以及维持飞行器的稳定性和控制。主体20在多于一个的方位上具有翼型形状，使得其形成提升体70。提升体70沿着中间线6具有第一翼型轮廓71，然后沿着横向线4具有第二翼型轮廓72。第一翼型轮廓71和第二翼型轮廓72在翼型轮廓交叉部73处相交。翼型轮廓交叉部73位于重心74的后方。重心74位于机头22和翼型轮廓交叉部73之间。
该飞行器具有起飞模式和巡航模式。在巡航模式中，尾部推进器螺旋桨26向前推动飞行器，并且提升螺旋桨60处于锁定位置。锁定的螺旋桨具有锁定螺旋桨前缘线76，锁定螺旋桨前缘线76一般延续到前缘线外的提升体75。螺旋桨可以用闩锁、伺服机构、步进电机或其他可以保持位置的马达锁定。多旋翼叶片可以例如通过使用霍尔传感器100或编码器101在旋转模式下旋转并且在锁定模式下锁定。
提升体70包括与后缘凹陷部分78相反的前缘凹陷部分77。前缘凹陷部分77优选终止于前尖端79。外侧尖端85可限定前缘与后缘86之间的过渡部分。前缘具有前缘外侧部分87，前缘外侧部分87在外侧尖端85处过渡到后缘86。前缘外侧部分87在前尖端79处过渡到前缘凹陷部分7。优选地，前缘凹陷部分77和后缘凹陷部分78对气流开放。
当查看本发明的侧视图时，提升螺旋桨60优选地平行于水平线90。提升体70的翼型下表面92与翼型上表面93相反。翼型下表面92和翼弦线94都相对于水平线90成角度，例如成攻角91。
当多旋翼提升螺旋桨60提供大部分提升动力时，飞行控制器65保持适当的攻角91。随着飞行器的速度增加，提升体70相对于提升螺旋桨60提供更多的提升动力。当空速96较低时，在垂直起飞期间提升力95是100％提提升螺旋桨力97。随着空速96增加，提升体70具有超过提升螺旋桨力97的提升体翼型力98。在较高速度时，当提升螺旋桨力97相对于提升体翼型力98较小时，飞行控制器65可关闭提升螺旋桨60并将其锁定在巡航模式位置。在中途点88处，提升力95一半是由于提升体翼型力98，一半是由于提升螺旋桨力97，从而由于提升体翼型的提升力95等于由于提升螺旋桨力的提升力95。中途点88的速度高于提升体70的失速速度99。为了在超过提升体70的失速速度99的同时提高性能，附加的控制和稳定表面如副翼47、前翼48、升降舵49和方向舵29，可以改善控制和稳定性。
飞行器可以在中途点88处维持稳定的飞行。虽然提升体翼型力98更节能，但是飞行器仍然可以通过具有至少部分提升体翼型力98来节省大量能量。例如，提升体翼型力98可以是50％，80％或100％。本发明可以实施为三旋翼，四旋翼，五旋翼或更多旋翼。例如，图14是六旋翼提升体的图。六旋翼提升体也可以具有稳定的混合模式巡航状态，其中提升体翼型力98作为总提升力的分力。
如图所示，延伸臂可以在延伸臂连接部处连接到如图1所示的机翼，或连接到如图7所示的机身。延伸臂可以被定向成垂直于或平行于机身。由于提升体具有在向前方向上和在垂直于向前方向的横向方向上的翼型轮廓，因此提升体70可以具有在向前方向上和在横向于向前方向的方向上的提升。
向前方向和横向方向上的翼型轮廓均允许提升体从来自例如前部，前部左侧，前部右侧，左侧或右侧的气流产生提升。这会在例如由于风向或飞行器方向的变化而相对空速发生突然变化时保持提升。提升体和提升旋翼的组合在各种不同方向的空速全范围内提供稳定的提升力。
旋翼的数量可以变化。如图8所示，六旋翼提升体提供六个旋翼而不是四个。可以使用各种不同数量的旋翼。
当运载货物时，重心可能会因货物重心未居中而发生偏移。可以改变提升螺旋桨速度以适应由于未居中货物引起的重心偏移。例如，如果货物向前移动，则前部螺旋桨可以更快地旋转以产生更多的提升力来补偿过度向前的重心。例如，在这种情况下，后部螺旋桨可以照常运行。
在向前飞行期间，为了控制姿态，代替使用控制表面，各种提升螺旋桨可以以不同的速度旋转以控制飞行器的飞行。提升体不需要任何控制表面。提升螺旋桨可以以低转速旋转，以便在提升体产生大部分提升时进行姿态控制。提升螺旋桨可以以大约200至500的转速空转，使得当需要它们可以加速。这发生在提升体产生大部分提升时。