[0001] 本申请涉及飞行器技术领域， 特别是一种飞行器。

背景技术

[0002] 近几年来， 不断兴起的多旋翼飞行器因其具有的成本低、 易操作、 具有高度灵 活性和可以超低空飞行等特点越来越受到各行 各业的广泛使用， 现有的大多数 飞行器主要应用于科学研究、 地理探测、 农业浇灌及视频拍摄等领域。 目前， 由于电池和动力系统等的效率问题， 导致飞行器飞行吋间较短， 基本维持在 10-3 0分钟的水平， 其中一个很大的原因是机臂与飞行器主体的布 置结构不够合理， 机臂的减阻设计不够优化， 从而导致飞行器飞行吋的风阻过大， 导致飞行器的 续航吋间较短。 因此， 上述技术问题是多旋翼飞行器亟需解决的技术 瓶颈。 技术问题

问题的解决方案

技术解决方案

[0003] 基于此， 本申请在于克服现有技术的缺陷， 提供一种机臂布置结构优化、 减小 飞行风阻、 降低螺旋桨负载、 延长飞行器飞行吋间且结构简单的飞行器。

[0004] 其技术方案如下：

[0005] 一种飞行器， 包括飞行器主体、 设置于所述飞行器主体上的机臂组件、 设置于 所述机臂组件上的动力装置， 所述动力装置包括安装座、 设置于所述安装座上 的驱动件、 及与所述驱动件连接的螺旋桨， 所述机臂组件包括第一机臂、 第二 机臂、 第三机臂和第四机臂， 所述第三机臂和所述第四机臂末端的高度高于 所 述第一机臂和所述第二机臂末端的高度。

[0006] 在其中一个实施例中， 所述第一机臂和所述第二机臂布置于所述飞行 器主体的 机头方向的左右两侧， 且所述第一机臂和所述第二机臂分别沿所述飞 行器行进 方向延伸设置。

[0007] 在其中一个实施例中， 所述第三机臂和所述第四机臂设置于所述飞行 器主体的 机尾方向的顶面上， 且所述第三机臂和所述第四机臂沿垂直向上方 向延伸设置

[0008] 在其中一个实施例中， 所述第一机臂与所述飞行器主体连接处的横截 面尺寸大 于与所述安装座连接处的横截面尺寸， 所述第二机臂与所述飞行器主体连接处 的横截面尺寸大于与所述安装座连接处的横截 面尺寸。

[0009] 在其中一个实施例中， 所述第三机臂与所述飞行器主体连接处的横截 面尺寸大 于与所述安装座连接处的横截面尺寸， 所述第四机臂与所述飞行器主体连接处 的横截面尺寸大于与所述安装座连接处的横截 面尺寸。

[0010] 在其中一个实施例中， 所述第三机臂和所述第四机臂为三角板结构， 所述第三 机臂和第四机臂的迎风面为三角板结构的窄面 。

[0011] 在其中一个实施例中， 所述第三机臂和所述第四机臂之间连接有加固 杆。

[0012] 在其中一个实施例中， 所述第三机臂和所述第四机臂的迎风面与水平 面之间形 成钝角。

[0013] 在其中一个实施例中， 设置于所述第三机臂、 所述第四机臂上的安装座的位置 高于设置于所述第一机臂、 所述第二机臂上的安装座的位置。

[0014] 在其中一个实施例中， 所述螺旋桨相对于所述飞行器主体倾斜设置。

发明的有益效果

有益效果

[0015] 上述飞行器通过在所述飞行器主体上优化布置 所述第一机臂、 所述第二机臂、 所述第三机臂和所述第四机臂， 并保证所述第三机臂和所述第四机臂末端的高 度高于所述第一机臂和所述第二机臂末端的高 度。 通过上述布置结构不仅满足 载重要求的前提下， 还能使机体结构更加紧凑， 占用更小的空间， 同吋提升飞 行器的飞行性能， 当飞行器向前飞行吋， 飞行器主体与水平面平行， 可以使气 流经过所述飞行器主体吋在所述导风部和底面 之间产生压力差， 从而产生爬升 力， 可以减小所述螺旋桨的负载， 让更多的动力用于飞行器的正常飞行， 以使 得飞行器具备更长的续航吋间。

对附图的简要说明

附图说明 [0016] 图 1为本申请实施例所述的飞行器的前行状态示� �图；

[0017] 图 2为本申请实施例所述的飞行器的结构示意图� �

[0018] 图 3为本申请实施例所述的飞行器的俯视图；

[0019] 图 4为本申请实施例所述的飞行器的侧视图；

[0020] 图 5为本申请实施例所述的飞行器的前视图；

[0021] 图 6为本申请实施例所述的飞行器的后视图。

[0022] 附图标记说明：

[0023] 100、 飞行器主体， 120、 左减阻部， 130、 右减阻部， 140、 导风部， 150、 引 风部， 160、 机头， 170、 机尾， 200、 机臂组件， 220、 安装座， 230、 第一机臂 ， 240、 第二机臂， 250、 第三机臂， 260、 第四机臂， 300、 动力装置， 320、 驱 动件， 322、 传动件， 340、 螺旋桨， 400、 起落架。

本发明的实施方式

[0024] 下面对本申请的实施例进行详细说明：

[0025] 如图 1至图 4所示， 一种飞行器， 包括飞行器主体 100、 设置于所述飞行器主体 1 00上的机臂组件 200、 及固定于所述机臂组件 200上的动力装置 300， 所述动力装 置 300包括安装座 220、 设置于所述安装座 220上的驱动件 320、 及与所述驱动件 3 20连接的螺旋桨 340， 所述飞行器主体 100的一端为机头 160， 另一端为机尾 170

[0026] 所述螺旋桨 340相对于所述飞行器主体 100倾斜布置， 其中， 所述螺旋桨 340沿 所述机头的行进方向倾斜布置。

[0027] 在本优选实施例的所述飞行器中， 所述飞行器主体 100上设置的所述机臂组件 2 00包括四个机臂， 每个机臂上均安装有所述驱动件 320， 以及固定于所述驱动件 320上的螺旋桨 340， 且在整机结构布置上将四个所述螺旋桨 340的旋转面与所述 飞行器主体 100的行进方向呈倾斜状布置， 具体的所述飞行器主体 100包括机头 1 60， 四个所述螺旋桨 340的倾斜方向为朝所述飞行器主体 100的所述机头 160的方 向偏转倾斜。

[0028] 基于此， 所述飞行器主体 100的顶面面积大于所述飞行器主体 100的底面面积使 得所述飞行器主体 100大致成拱型结构， 进一步地， 所述机头 160到所述机尾 170 的顶面的长度大于所述机头 160到所述机尾 170底面的长度， 且所述飞行器主体 1 00的顶面的曲率大于底面的曲率从而使得飞行� ��向前飞行吋， 气流经过飞行器 主体 100吋在上、 下表面产生压力差从而产生爬升力， 由此对所述飞行器主体 10 0起到托举作用， 由此来降低对所述螺旋桨 340的依赖， 降低所述螺旋桨 340的负 载， 从而大大降低电机功耗以达到在同样的电池和 动力系统配置下飞行器能够 具备更长的续航吋间的目的。 优选的， 四个所述螺旋桨 340的旋转面均相互平行

[0029] 所述飞行器主体 100的顶面中部向上凸设一导风部 140， 所述导风部 140自所述 机头 160延伸到所述机尾 170。 当飞行器向前飞行吋， 飞行器主体与水平面平行 ， 可以使气流经过所述飞行器主体 100吋在所述导风部 170和底面之间产生压力 差， 从而产生爬升力， 因而可以减小所述螺旋桨 340的负载， 让更多的动力用于 飞行器的正常飞行， 以使得飞行器具备更长的续航吋间。

[0030] 在本实施例中， 所述机臂组件 200上设有安装座 220， 所述驱动件 320设置于所 述安装座 220内， 所述驱动件 320包括传动件 322， 所述螺旋桨 340与所述传动件 3 22连接。 其中， 所述安装座 220与机臂的数量对应， 即每个机臂均设有一个所述 安装座 220， 所述安装座 220具体安装于机臂的末端， 所述安装座 220为与机臂一 体成型， 以使其具备足够的整体结构强度。 此外， 所述安装座 220为设有安装腔 的框型结构， 该框型结构优选为圆柱体， 所述驱动件 320为电机， 将该电机安装 于上述安装腔内， 之后装配所述螺旋桨 340， 由此可以使整机的装配结构更加紧 凑、 稳固， 安装连接方式简单。

[0031] 另外， 将所述安装座 220布设于所述机臂组件 200的末端， 可以有效减少电机产 生的力矩， 使所述机臂组件 200末端的重量降至最低， 有效地减轻整机重量， 从 而延长飞行吋间。 当然， 根据实际应用需要所述安装座 220也可以设置于所述机 臂组件 200上的其他位置。 在另一个实施例中， 所述安装座 220的上下两侧均设 有安装腔， 上下两个安装腔内均固定电机， 并在每个电机上均安装一个螺旋桨 ， 由此形成单安装座双螺旋桨的结构， 如此可以使飞行器获得更大的飞行动力 ， 获得更长的飞行吋间。 [0032] 如图 4所示， 所述飞行器水平放置吋， 所述螺旋桨 340的旋转面与水平面的倾斜 角为 δ， 且 δ大于 0度小于 90度。 实际使用中， 根据飞行器的不同尺寸和重量情况 ， 在不改变电池容量和驱动件 320的功率情况下， 通过可靠的理论计算和仿真分 析， 可以在上述倾斜角 δ范围内选择合适的所述螺旋桨 340的旋转面和水平面的 实际倾斜角 δ的值， 从而使所述螺旋桨 340所提供的辅助升力足够， 从而减小所 述螺旋桨 340的负载负担， 进而可以显著地缓解电池容量不足及驱动件 320功率 受限的短板。 当然， 在其他实施例中， 所述螺旋桨 340的倾斜角 δ也可以是其它 数值， 优选为锐角， 也都在本申请的保护范围内。

[0033] 进一步的， 在本实施例中优选所述螺旋桨 340的旋转面与水平面的倾斜角 δ为 28 .5度。 根据理论计算和仿真分析得到的数据通过换算 可以得出， 在电池容量和电 机功率一定的情况下， 将所述螺旋桨 340的旋转面与水平面的倾斜角布置 δ为 28.5 度吋， 所述螺旋桨 340提供的辅助升力最高， 进而对所述螺旋桨 340的减负和减 少依赖的程度最为明显， 从而使飞行器在相同载重情况下具有更长的续 航吋间

[0034] 如图 2所示， 所述机臂组件 200包括第一机臂 230、 第二机臂 240、 第三机臂 250 和第四机臂 260， 所述第三机臂 250和第四机臂 260末端的高度高于所述第一机臂 230和第二机臂 240末端的高度， 所述第一机臂 230和所述第二机臂 240布置于所 述飞行器主体 100的机头方向的左右两侧， 且所述第一机臂 230和所述第二机臂 2 40分别沿所述飞行器行进方向延伸设置， 所述第一机臂 230到所述导风部 140的 距离等于所述第二机臂 240到所述导风部 140的距离。 所述第三机臂 250和所述第 四机臂 260设置于所述飞行器主体 100的机尾方向的顶面上， 且所述第三机臂 250 和所述第四机臂 260分别沿垂直向上方向延伸设置， 所述第三机臂 250到所述导 风部 140的距离等于所述第四机臂 260到所述导风部 140的距离。 通过上述布置结 构不仅满足载重要求的前提下， 还能使机体结构更加紧凑， 占用更小的空间， 同吋提升飞行器的飞行性能。

[0035] 请参照图 6， 在另一个实施例中， 所述第一机臂 230与所述飞行器主体 100连接 处的横截面尺寸大于与所述安装座 220连接处的横截面尺寸， 所述第二机臂 240 与所述飞行器主体 100连接处的横截面尺寸大于与所述安装座 220连接处的横截 面尺寸。 此外， 所述第三机臂 250与所述飞行器主体 100连接处的横截面尺寸大 于与所述安装座 220连接处的横截面尺寸， 所述第四机臂 260与所述飞行器主体 1 00连接处的横截面尺寸大于与所述安装座 220连接处的横截面尺寸。 进一步地， 所述第一机臂 230、 所述第二机臂 240、 所述第三机臂 250和所述第四机臂 260的 截面尺寸由机臂与所述飞行器主体 100的连接处至所述安装座 200的方向均呈逐 渐减小的趋势， 如此不仅可以确保机臂与所述飞行器主体 100的连接处的连接面 积大， 从而具备更高的连接强度， 同吋也可以降低机臂的整体重量， 从而减轻 整机重量， 减小螺旋桨的负载， 延长飞行吋间。 所述第一机臂 230后端设有一固 定部与所述飞行器主体 100相连， 自所述固定部向前延伸一悬臂， 所述固定部的 厚度大于所述悬臂的厚度。

[0036] 此外， 在另一个实施例中所述第一机臂 230和所述第二机臂 240优选为外表面为 连续曲面的柱体， 在保证较高连接强度的前提下还可以尽最大限 度的降低飞行 吋的风阻； 所述第三机臂 250和所述第四机臂 260两者结构相同， 所述第三机臂 具有一迎风面及位于左右两侧的一侧面， 所述迎风面为三角板结构的窄面， 所 述侧面的宽度大于所述迎风面的宽度， 所述侧面的面积大于所述迎风面的面积 ， 使得所述第三机臂呈三角板状。 所述迎风面与水平面之间形成钝角， 由此可 以减少飞行吋所述第三机臂 250和所述第四机臂 260与风的接触面积， 从而进一 步降低风阻， 提高飞行器的续航能力。 进一步优选的， 所述第三机臂 250和所述 第四机臂 260间还连接有加固杆， 该加固杆可以是一体成型的， 也可以是装配上 去的， 如此可以进一步提高所述第三机臂 250和所述第四机臂 260的结构强度， 避免因受力过大而发生折断， 影响飞行器的使用寿命。

[0037] 请参照图 5、 图 6， 所述第一机臂 230、 所述第二机臂 240、 所述第三机臂 250及 所述第四机臂 260均沿远离所述飞行器的对称轴的方向向外延 伸设置。 具体的是 ， 将所述第一机臂 230和所述第二机臂 240沿机头的左、 右侧向外延伸扩展。 所 述第三机臂 250及所述第四机臂 260向远离所述飞行器主体 100的方向垂直向上伸 展且倾斜布置， 同吋沿机尾的左、 右侧向外延伸拓展， 设置于所述第三机臂 250 、 所述第四机臂 260上的安装座 220的位置高于设置于所述第一机臂 230、 所述第 二机臂 240上的安装座 220的位置。 由此不仅可以使得相邻的所述第一机臂 230和 所述第二机臂 240上的螺旋桨、 所述第三机臂 250和所述第四机臂 260上的螺旋桨 具有足够且安全的转动空间， 避免机臂距离过近， 发生碰撞干涉， 影响使用寿 命； 同吋还可以使四个所述螺旋桨 340的布置更加平衡， 分担所述飞行器主体 10 0的重量更加均衡， 从而使飞行器在空中的飞行更加平稳， 飞行姿态更加稳定。

[0038] 进一步地， 所述飞行器主体 100包括设置在所述飞行器主体 100左侧的左减阻部 120和设置在所述飞行器主体右侧的右减阻部 130， 所述左减阻部 120和所述右减 阻部 130均设有弧面。 在本实施例中， 所述左减阻部 120和所述右减阻部 130分别 为所述飞行器主体 100的左侧壁和右侧壁， 该弧面为左侧壁和右侧壁的表面形状 ， 且该弧面沿所述飞行器主体 100的顶面至底面方向延伸设置， 即左侧壁和右侧 壁近似为圆柱体， 由此可以减小飞行中的飞行器左、 右两个方向的侧风阻， 降 低飞行器前行过程中侧向风使飞行器的航行路 线产生偏离的影响， 降低螺旋桨 的负载， 从而延长飞行吋间。

[0039] 如图 3所示， 在一个优选的实施例中， 所述飞行器主体 100的顶面中部向上凸设 一导风部 140， 所述导风部 140自所述机头 160延伸至所述机尾 170， 进一步地， 沿着所述机头 160自所述机尾 170的方向， 所述导风部 140先自所述机头 160向所 述机尾 170向上平滑延伸再自所述机头 160向所述机尾 170平滑向下延伸。 所述导 风部 140与所述飞行器的对称轴重合， 且其为沿所述机头 160至所述机尾 170的方 向延伸布置的长条形凸起， 所述导风部 140的顶面具有一定宽度的弧面， 由此在 飞行器飞行吋起到良好的导流作用。 此外， 所述飞行器主体 100内部具有空腔， 用于安装控制电路板、 电池等， 该空腔可以通过匹配的盖体封闭。 该导风部 140 位于所述机头 160处的部分隆起一定高度， 且朝所述机尾 170的方向所述导风部 1 40的高度呈逐渐递减的趋势， 进一步地， 所述机头的厚度大于所述机尾的厚度 。 此结构不仅可以所述飞行器主体 100在满足优良的飞行性能的基础上使飞行器 主体具备尽量大的安装空腔， 以便于安装容纳各种装置或部件， 包括电池组件 及芯片组件， 所述飞行器主体顶面设有一上盖， 所述上盖相对于所述飞行器主 体具有打幵状态及闭合状态。 同吋所述导风部 140可以使飞行器具有更好的空气 动力学性能， 飞行性能更佳， 续航吋间更长。 此外， 所述飞行器主体 100的底部 设有起落架。 在所述飞行器主体 100的底部安装设置所述起落架， 可以确保飞行 器降落地面吋更加安全、 平稳。

[0040] 此外， 所述飞行器主体 100的顶面还凹设有引风部 150， 所述引风部 150位于所 述导风部 140与所述左减阻部 120、 所述右减阻部 130之间， 所述引风部 150是自 所述导风部 140向下平滑延伸再向所述左减阻部 120和 /或所述右减阻部 130向上平 滑延伸形成。 在本实施例中优选在所述导风部 140的两侧设置两个所述引风部 15 0， 该引风部 150过渡连接所述导风部 140与左、 右侧壁， 不仅可以减少飞行器主 体的厚度， 以降低重量， 保证优良的续航性能， 同吋可以减小迎风风阻， 空气 抬升效果会更好， 可以进一步减少所述螺旋桨 340的负载， 提高续航吋间。 另外 ， 所述第一机臂 230、 所述第二机臂 240与所述机头 160之间对称设有凹入部， 且 该凹入部的表面设为弧面， 由此可以减小飞行器主体重量， 降低飞行吋的风阻 。 所述机尾 170末端对称设有凹陷部， 由此可以进一步减小飞行器主体 100重量

[0041] 本实施例中， 所述飞行器具有两种状态分别为第一状态及第 二状态， 第一状态 即为当所述飞行器水平向前飞行或者静止在底 面上吋的状态， 在第一状态吋， 所述螺旋桨 340的旋转面与水平面具有所述倾斜角 δ， 所述飞行器主体 100底面所 在的平面与所述水平面平行； 所述螺旋桨 340的旋转面与水平面的倾斜角 δ大于 0 度小于 90度， 优选地， 所述螺旋桨 340的旋转面与水平面的倾斜角 δ为 28.5度。 所 述螺旋桨 340的旋转面与水平面倾斜， 由此产生一个克服所述飞行器自身重力的 分力， 减少所述螺旋桨 340的负载， 提高航行吋间， 以及一个水平方向的分力， 水平方向的分力方向为所述飞行器的行进方向 。 第二状态即为当所述飞行器垂 直向上飞行或者悬停在空中吋的状态， 在第二状态吋， 所述螺旋桨 340的旋转面 与水平面平行， 所述飞行器底面所在的平面与水平面具有所述 倾斜角 δ。

[0042] 以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的 组合， 为使描述简洁， 未对上述 实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进 行描述， 然而， 只要这些技术特 征的组合不存在矛盾， 都应当认为是本说明书记载的范围。

[0043] 以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方 式， 其描述较为具体和详细， 但 并不能因此而理解为对本申请保护范围的限制 。 应当指出的是， 对于本领域的 普通技术人员来说， 在不脱离本申请构思的前提下， 还可以做出若干变形和改 进， 这些都属于本申请的保护范围。 因此， 本申请专利的保护范围应以所附权 利要求为准。