CN108116668A - 陆空两用全电多旋翼载人飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明陆空两用全电多旋翼载人飞行器，由升力系统、动力/传动系统、机体结构、起落架、能源系统、飞行控制系统、航电系统以及安全救生系统组成。升力系统采用X型四旋翼形式；动力/传动系统由四台大功率直流电机组成；机体结构由底盘、前部整流罩、座椅壳体组成；起落架采用前三点轮式起落架；能源系统由大功率石墨烯锂电池组组成；飞行控制系统由驾驶杆、飞控计算机、GPS天线、数传天线、转向舵机、刹车舵机以及显示系统组成；航电系统主要为电源系统；安全救生系统由快卸式五点安全带、轻型飞行头盔以及备份伞组成。该飞行器机臂可折叠，地面空中共用一套动力系统，备有多套安全方案，巡航时间长，体积紧凑，可最大程度满足各种需求。

Description

陆空两用全电多旋翼载人飞行器

技术领域：

本发明涉及一种陆空两用全电多旋翼载人飞行器，属于航空系统技术领域。

背景技术：

自1841年William Samuel Henson和John String Fellow兄弟发明单翼机飞行汽车相关技术以来，人们对于陆空两用飞行器相关技术的探索就一直未曾止息。近年来，随着汽车、航空、控制技术的发展以及道路交通资源问题的日趋严重，陆空两用飞行器又一次成为了人们关注的重点。时至今日，全球范围关于陆空两用飞行器的专利申请数量逐年上升，甚至已经出现了一批可实际应用的陆空两用飞行器。

不管是尚处于专利概念阶段，还是已经制造出来投入使用，这些陆空两用飞行器基本都可以归为以下几类：旋翼飞行器-汽车类；固定翼飞行器-汽车类；涵道风扇飞行器-汽车类；或是以上三类的选择性结合。不论哪一类，它们大都存在一个共性的问题，即飞行动力系统与地面行驶动力系统分离。在这种设计结构下，当陆空两用飞行器处于地面行驶或着空中飞行模式时，另一种模式下的动力系统便会成为无效载荷，给飞行器增加不必要的负载。且已有的专利中基本都未考虑飞行过程中的安全问题。

除此之外，各类陆空两用飞行器都有自己较为突出的问题。对于旋翼飞行器-汽车类，一般未对飞行器进行气动优化，机身和旋翼之间大都气动干扰严重；对于固定翼飞行器-汽车类，虽大多采用了机翼折叠技术，但由于一般采用大展弦比机翼，地面行驶模式下尺寸仍会比较大，且转向空中飞行模式时，一般需要特定跑道；对于涵道风扇飞行器-汽车类，一般驱动涵道转向的机构复杂，在涵道风扇交变载荷的持续作用下，易因结构疲劳导致机械结构失效。

在专利“申请号：201610906819.3，申请公布日：2017.02.22，申请公布号：CN106427437A”中提出了一种飞行汽车，此飞行汽车由车身、机翼、尾翼、螺旋桨组成，当飞行汽车处于飞行模式时，机翼、尾翼、螺旋桨均从机身内部伸出，作为飞行模式时的动力系统；当飞行汽车处于地面模式时，机翼、尾翼、螺旋桨均收缩到机身内部，地面行驶的动力供给与机翼、尾翼、螺旋桨无关。

在专利“申请号：201621133509.4，申请公布日：2017.04.26，申请公布号：CN206124646U”中提出一种旋翼可收放的陆空两用飞行汽车，此飞行汽车由车体、发动机、旋翼模块、变总距模块、两个前轮、水平动力模块和控制模块组成，当飞行汽车处于飞行模式时，旋翼模块从车体内伸出展开，同时水平动力模块(主体为可折叠涵道风扇)展开伸出到车体外提供推力和反扭矩；当飞行汽车处于地面模式时，旋翼模块收放到车体内部，水平动力模块同时折叠到车体内作为汽车行驶的主动轮使用。此飞行汽车未对车体外形做优化，且陆空两用的可折叠水平动力单元结构相对复杂。

为满足陆空两用飞行器地面行驶及空中飞行的要求，现有设计还需要进一步改进。

发明内容：

本发明所要解决的技术问题在于克服现有设计的缺陷，在提高陆空两用全电多旋翼载人飞行器巡航能力的同时，保留旋翼飞行器和汽车各自的优点，简化机臂变向机构，使地面和空中可采用同一套动力系统，最大程度上利用旋翼动力；在满足气动要求和舒适性的前提下，优化机身气动外形，简化结构，缩减体积；采用双开式布局，使系统易于维护；使地面空中可采用同一套操纵系统，避免操纵系统切换的繁杂；考虑运行过程中的安全问题，设计了一套易于操作的安全保障方案。

本发明所采用的技术方案有：一种陆空两用全电多旋翼载人飞行器，包括升力系统、动力/传动系统、机体结构、起落架、能源系统、飞行控制系统、航电系统以及安全救生系统；

所述升力系统采用X型四旋翼形式，升力系统包括旋翼、机臂以及机臂折叠机构，旋翼通过机臂安装于机体结构上，所述旋翼由桨毂以及桨叶组成，机臂通过机臂根部的机臂折叠机构收放；

所述动力/传动系统由大功率双余度高速电机以及传动系统组成，动力/传动系统安装于机臂端部以提供旋翼旋转的驱动力，所述双余度高速电机直接驱动或通过单级减速器带动旋翼旋转，所述双余度高速电机与机臂采用一体化构型设计；

所述机体结构由机身底盘、前部整流罩、座椅壳体以及备份伞舱组成，前部整流罩和座椅壳体铰接于机身底盘上，起落架通过连接件安装于机身底盘下端，所述前部整流罩的顶部安装固定有仪表显示器，头部和侧面安装有车行头灯和转向灯，所述座椅壳体上固定有可收放式扶手，座椅壳体顶部为备份伞舱，座椅壳体后部安装有车行尾灯；

所述起落架采用前三点轮式起落架，安装于机身底盘下端，由支柱式前起落架和扁簧式主起落架组成；

所述能源系统安装于机身底盘上，作为双余度高速电机的能源，所述能源系统由电池组组成，所述能源系统充电设备拟采用便携式太阳能充电系统；

所述飞行控制系统安装于机身上，其由左手驾驶杆、右手驾驶杆、飞控计算机、第一GPS天线、第二GPS天线、数传天线、转向舵机、刹车舵机以及显示系统组成，所述飞行控制系统采用电控操纵，同时采用双余度MEMS飞行控制系统，操纵模式包括飞行模式和地面行驶模式，各模式通过左手驾驶杆、右手驾驶杆上的组合按钮切换，所述转向舵机用于驱动起落架转向，刹车舵机用于提供起落架刹车所需的驱动力，所述左手驾驶杆、右手驾驶杆固定于可收放式扶手上，右手驾驶杆用于操纵飞行器俯仰、滚转和偏航运动，左手驾驶杆用于控制飞行器垂直升降，所述显示系统采用工业级多功能平板显示仪表信息；

所述航电系统安装于机身底盘上，航电系统由锂电池、电气控制器、配电控制器、地面供电接口设备组成；

所述安全救生系统包括快卸式五点安全带、飞行头盔以及备份伞，所述备份伞放置于备份伞舱内。

进一步地，所述飞行器地面行驶与空中飞行模式共用同一套动力系统，所述飞行器前部两机臂水平向内折叠至与飞行器纵向水平轴线平行后锁紧，后部两机臂向侧上方45°折叠至与地面垂直后锁紧，后部两旋翼旋转提供的合力矢量水平指向机头方向，提供地面行驶时的推力，飞行器呈地面行驶模式；飞行器后部两机臂向下展开至水平状态后锁紧，前部两机臂向外展开到与后机臂呈90°位置后锁紧，四个机臂呈X交叉型，各邻近机臂间角度呈90°，四个旋翼1提供飞行器飞行时的拉力，飞行器呈空中飞行模式。

进一步地，所述飞行器地面行驶模式与空中飞行模式共用同一套操纵系统，此两种工作模式均通过左手驾驶杆、右手驾驶杆操纵实现，所述空中飞行模式包括人工模式和自主模式。

进一步地，所述飞行器处于空中飞行模式安全救生时，备份伞由备份伞舱中取出，由驾驶员背在前胸，若旋翼停转，驾驶员迅速打开胸前的备份伞，待伞打开、飞行器姿态稳定后，拍击解开快卸式安全带，自然实现人机分离。

进一步地，所述桨毂材质为高强度合金钢。

进一步地，所述旋翼定桨距，通过调整转速改变升力。

进一步地，所述机身底盘由航空硬铝框架和碳纤维壳体构成，所述前部整流罩由碳纤维制造。

进一步地，所述前起落架由合金钢承力支柱、减震弹簧、机轮和电动转向系统组成，所述主起落架由玻璃纤维/弹纤维混合结构扁梁、机轮、刹车系统组成。

进一步地，所述电池组设计为石墨烯锂电池组，或者由燃料电池、混合动力电池形式的电池组成。

进一步地，所述能源系统采用单块式设计，采用石墨烯超级电容作为电极材料。

本发明具有如下有益效果：

(1)机臂及桨叶可以折叠收放，体积紧凑，便于地面行驶及运输。

(2)飞车地面模式通过折叠机臂改变旋翼拉力方向驱动飞车前进，可以和空中模式使用同一套主动力系统，简化结构，减轻重量。

(3)机身前部整流罩可向前掀开，座椅壳体可向后掀开，采用双开式布局，可使机身内部机构及系统整体露出，易于地面维护。

(4)机壳整体为考虑人体工学并经气动优化的一体式构型，增加了乘员舒适度，降低了风阻。

(5)地面及空中模式采用同一套操纵系统，避免了操纵系统切换的繁杂，进一步减轻重量。

(6)采用备份伞、快卸五点式安全带、余度电机等多套安全保障措施，极大增加飞车安全系数。

(7)电源采用可快速充电、高能量密度的大功率石墨烯锂电池组，增加了飞车巡航时间，降低了环境污染。

(8)整车采用全电操控，且旋翼桨叶采用低噪声设计，整车运转时带来的噪声污染小。

附图说明：

图1为本发明陆空两用全电多旋翼载人飞行器空中模式结构示意图。

图2为本发明陆空两用全电多旋翼载人飞行器地面模式结构示意图。

图3为本发明陆空两用全电多旋翼载人飞行器运输模式结构示意图。

图4为本发明陆空两用全电多旋翼载人飞行器空中模式主视图。

图5为本发明陆空两用全电多旋翼载人飞行器空中模式俯视图。

图6为本发明陆空两用全电多旋翼载人飞行器空中模式左视图。

图7为本发明陆空两用全电多旋翼载人飞行器地面模式双开式维修图。

图8为本发明能源系统构成。

图9为本发明动力/传动系统构成图。

其中：

1-旋翼，2-桨毂，3-桨叶，4-双余度高速电机，5-传动系统，6-机身，7-机身底盘，8-前部整流罩，9-座椅壳体，10-起落架，11-能源系统，12-左手驾驶杆，13-右手驾驶杆，14-飞控计算机，15-第一GPS天线，16-第二GPS天线，17-显示系统，18-快卸式五点安全带，19-备份伞，20-备份伞舱，21-飞行头盔，22-机臂，23-机臂折叠机构，24-可收放式扶手。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明作进一步的说明。

如图1-9所示，本发明提供一种陆空两用全电多旋翼载人飞行器，包括升力系统、动力/传动系统、机体结构、起落架10、能源系统11、飞行控制系统、航电系统以及安全救生系统。

升力系统采用典型的X型四旋翼形式，升力系统包括旋翼1、机臂22以及机臂折叠机构23，旋翼1通过机臂22安装于机体结构上。

旋翼1由主轴、桨毂2以及桨叶3组成，主轴材质为高强度合金钢，直接或通过减速机构连接双余度高速电机4。桨毂2材质为高强度合金钢，桨叶3为可折叠收放，桨叶3由复合材料制成，采用高升阻比、多翼型、大扭度设计，可有效提高旋翼1的气动效率并减小旋翼1噪声；且旋翼1定桨距，可通过调整转速改变升力。在飞行模式时，旋翼1用于产生升力和姿态控制；当需要进行地面行驶时，前两个旋翼机臂22通过机臂折叠机构23向前折叠固定，后两个旋翼机臂22向侧上方45°折叠固定，两个旋翼1产生升力的纵向合力即为飞车行驶的前进动力。

动力/传动系统由四台大功率双余度高速电机4以及传动系统5组成，动力/传动系统安装于机臂22端部以提供旋翼1旋转的驱动力。每台双余度高速电机4直接驱动或通过单级减速器带动旋翼1旋转。从安全性考虑，双余度高速电机4与机臂22采用一体化构型设计，利用机臂22细长的中空结构增加了电机4绕组，在不增加几何尺寸的情况下采用包括但不限于双绕组两余度容错设计使双余度高速电机4具有完备的转速、电流、温度监控能力。双余度高速电机4正常工作时，两组绕组同时以半功率状态工作；若其中一种故障，另一组绕组可短时间满功率工作，以便飞机紧急安全着陆。

机体结构由机身底盘7、前部整流罩8、座椅壳体9以及备份伞舱20组成，前部整流罩8和座椅壳体9铰接于机身底盘7上，可前后打开，以方便维护。起落架10通过连接件安装于机身底盘7下端。

机身底盘7由航空硬铝框架和碳纤维壳体构成，为主要承力结构，用于容纳安装能源系统11、飞行控制系统以及航电系统，并起到连接起落架10、升力系统、快卸式五点安全带18的作用。前部整流罩8由碳纤维制造，用于减小风阻、保护乘员，其顶部用于安装固定仪表显示器，头部和侧面可安装车行头灯和转向灯。座椅壳体9同样由碳纤维制造，用于乘员乘坐和固定可收放式扶手24；其顶部为3D打印的头枕，同时也是备份伞19的备份伞舱20，其后部可安装车行尾灯。

起落架10采用前三点轮式起落架，安装于机身底盘7下端，由支柱式前起落架和扁簧式主起落架组成，可同时作为地面行驶模式的行车系统。前起落架由合金钢承力支柱、减震弹簧、机轮和电动转向系统组成。主起落架则由玻璃纤维/弹纤维混合结构扁梁、机轮、刹车系统组成，采用电动油气刹车方式进行刹车。

能源系统11安装于机身底盘7上，作为双余度高速电机4的主要能源。能源系统11由电池组组成。电池组可设计为大功率石墨烯锂电池组，但亦可由燃料电池、混合动力电池等其它形式的电池组成，只要满足能源系统11要求即可。能源系统11安装于机身底盘7内部，作为双余度高速电机4的主要能源。能源系统11采用单块式设计，便于取放、存储、维护；采用高能量密度比多元锂电芯作为核心模块，采用石墨烯超级电容作为电极材料，以大幅度缩短充电时间。能源系统11充电设备拟采用便携式太阳能充电系统。

飞行控制系统安装于机身6上，其由左手驾驶杆12、右手驾驶杆13、飞控计算机14、第一GPS天线15、第二GPS天线16、数传天线、转向舵机、刹车舵机以及显示系统17组成。

飞行控制系统采用电控操纵，同时采用双余度MEMS飞行控制系统，可提高系统稳定性与飞行安全性。操纵模式包括飞行模式和地面行驶模式，其中飞行模式又包括人工模式(有人飞行模式)和自主模式(无人飞行模式)，各模式可通过左手驾驶杆12、右手驾驶杆13上的组合按钮切换。转向舵机用于驱动起落架10转向，刹车舵机用于提供起落架10刹车所需的驱动力。左手驾驶杆12、右手驾驶杆13分别固定于左右可收放式扶手上，右手驾驶杆13用于操纵飞行器俯仰、滚转和偏航运动(行驶模式时仅转向通道有效)，左手驾驶杆12用于控制飞行器垂直升降(行驶模式时则变为增减油门)。显示系统17采用工业级多功能平板显示仪表信息，此平板同时可以作为机载地面站，用于设置和监控飞控/飞行参数。

航电系统主要由电源系统组成，安装于机身底盘7上，主要为除旋翼1的双余度高速电机4外的各用电设备供电，在各种飞行条件下能够可靠工作，且其工作时不产生严重的电磁干扰而影响其它机载电气系统的工作，并能隔离电气系统中的故障，实现有效的保护。航电系统由锂电池、电气控制器、配电控制器、地面供电接口等设备组成。全部用电设备供电均由锂电池/镍氢电池提供，通过地面供电接口直接充电，也可整组直接更换。此外，地面供电接口还用于地面试车，检测维护等场合。

安全救生系统包括快卸式五点安全带18、飞行头盔21以及备份伞19，切实保证驾驶员人身安全。快卸式五点安全带18用于将飞行员可靠固定，需弃机跳伞时则可快速与飞行器分离。轻型飞行头盔21(其上安装有通讯耳麦)采用碳纤维制造，用于对飞行员头部提供保护。备份伞19作为主要的安全救生设备，平时放置于备份伞舱20内，飞行时飞行员穿着并置于前胸。当飞行时发生空中停车等严重故障时，飞行员须弃机跳伞，此时飞行员首先打开备份伞19，待飞机姿态稳定后，打开快卸五点式安全带18，实现人机分离。

陆空两用全电多旋翼载人飞行器从地面模式转向空中模式时，驾驶员通过驾驶杆上的组合按钮把操纵模式从地面行驶模式切换为飞行模式，机臂折叠机构23驱动机体后部两机臂向下展开至水平状态后锁紧，飞车前部两机臂向外展开到与后机臂呈90°位置后锁紧，四个机臂22此时呈X交叉型，各邻近机臂间角度呈90°，同时前部旋翼机臂桨毂2上的桨叶折叠收放机构驱动桨叶3展开至附图1所示状态后锁紧，陆空两用全电多旋翼载人飞行器整体变换为空中模式，如附图1所示。此时，右手驾驶杆13用于操纵飞车实现俯仰、滚转和偏航运动，左手驾驶杆12用于控制飞车实现垂直升降，工业级多功能平板作为仪表信息显示系统17，同时作为机载地面站设置和监控飞控/飞行参数。

空中模式时，飞行器结构允许提供如下安全救生方式：飞行时，备份伞19由备份伞舱20中取出，由驾驶员背在前胸，若出现紧急情况，如旋翼1停转，驾驶员可迅速打开胸前的备份伞19，待伞打开、飞行器姿态稳定后，自然实现人机分离。

陆空两用全电多旋翼载人飞行器从空中模式转入地面模式时，待飞车降落至地面，旋翼1停转后，驾驶员通过左手驾驶杆12、右手驾驶杆13上的组合按钮把操纵模式从飞行模式切换为地面行驶模式，机臂22锁紧装置开锁，各机臂折叠机构23驱动前部两机臂向内折叠至与飞车纵向轴线平行后锁紧，后部两机臂向上折叠至与地面垂直后锁紧，陆空两用全电多旋翼载人飞行器前部旋翼动力系统停止供电，飞车整体呈地面模式，如附图2所示。此时，右手驾驶杆13用于操纵飞车实现转向运动，左手驾驶杆12用于控制飞车增减油门，后部两旋翼1产生升力的纵向合力即为飞车行驶的前进动力。

陆空两用全电多旋翼载人飞行器从地面模式转入运输模式时，桨叶折叠收放机构驱动桨叶3自动折叠后锁紧，飞车各系统停机，机轮锁死，飞车进入运输模式，如附图3。

陆空两用全电多旋翼载人飞行器需地面维护时，可待各系统停机后，解锁前部整流罩8、座椅壳体9锁紧装置，向前掀开前部整流罩8，向后掀开座椅壳体9，两者的掀开角度可根据维修人员需要调节。前部整流罩8、座椅壳体9均可在最大掀开角度范围内的任一角度稳定停靠。陆空两用全电多旋翼载人飞行器双开式维修模式，如附图7。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：包括升力系统、动力/传动系统、机体结构、起落架(10)、能源系统(11)、飞行控制系统、航电系统以及安全救生系统；

所述升力系统采用X型四旋翼形式，升力系统包括旋翼(1)、机臂(22)以及机臂折叠机构(23)，旋翼(1)通过机臂(22)安装于机体结构上，所述旋翼(1)由桨毂(2)以及桨叶(3)组成，机臂(22)通过机臂(22)根部的机臂折叠机构(23)收放；

所述动力/传动系统由大功率双余度高速电机(4)以及传动系统(5)组成，动力/传动系统安装于机臂(22)端部以提供旋翼(1)旋转的驱动力，所述双余度高速电机(4)直接驱动或通过单级减速器带动旋翼(1)旋转，所述双余度高速电机(4)与机臂(22)采用一体化构型设计；

所述机体结构由机身底盘(7)、前部整流罩(8)、座椅壳体(9)以及备份伞舱(20)组成，前部整流罩(8)和座椅壳体(9)铰接于机身底盘(7)上，起落架(10)通过连接件安装于机身底盘(7)下端，所述前部整流罩(8)的顶部安装固定有仪表显示器，头部和侧面安装有车行头灯和转向灯，所述座椅壳体(9)上固定有可收放式扶手(24)，座椅壳体(9)顶部为备份伞舱(20)，座椅壳体(9)后部安装有车行尾灯；

所述起落架(10)采用前三点轮式起落架，安装于机身底盘(7)下端，由支柱式前起落架和扁簧式主起落架组成；

所述能源系统(11)安装于机身底盘(7)上，作为双余度高速电机(4)的能源，所述能源系统(11)由电池组组成，所述能源系统(11)充电设备拟采用便携式太阳能充电系统；

所述飞行控制系统安装于机身(6)上，其由左手驾驶杆(12)、右手驾驶杆(13)、飞控计算机(14)、第一GPS天线(15)、第二GPS天线(16)、数传天线、转向舵机、刹车舵机以及显示系统(17)组成，所述飞行控制系统采用电控操纵，同时采用双余度MEMS飞行控制系统，操纵模式包括飞行模式和地面行驶模式，各模式通过左手驾驶杆(12)、右手驾驶杆(13)上的组合按钮切换，所述转向舵机用于驱动起落架(10)转向，刹车舵机用于提供起落架(10)刹车所需的驱动力，所述左手驾驶杆(12)、右手驾驶杆(13)固定于可收放式扶手(24)上，右手驾驶杆(13)用于操纵飞行器俯仰、滚转和偏航运动，左手驾驶杆(12)用于控制飞行器垂直升降，所述显示系统(17)采用工业级多功能平板显示仪表信息；

所述航电系统安装于机身底盘(7)上，航电系统由锂电池、电气控制器、配电控制器、地面供电接口设备组成；

所述安全救生系统包括快卸式五点安全带(18)、飞行头盔(21)以及备份伞(19)，所述备份伞(19)放置于备份伞舱(20)内。

2.如权利要求1所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述飞行器地面行驶与空中飞行模式共用同一套动力系统，所述飞行器前部两机臂水平向内折叠至与飞行器纵向水平轴线平行后锁紧，后部两机臂向侧上方45°折叠至与地面垂直后锁紧，后部两旋翼旋转提供的合力矢量水平指向机头方向，提供地面行驶时的推力，飞行器呈地面行驶模式；飞行器后部两机臂向下展开至水平状态后锁紧，前部两机臂向外展开到与后机臂呈90°位置后锁紧，四个机臂(22)呈X交叉型，各邻近机臂间角度呈90°，四个旋翼1提供飞行器飞行时的拉力，飞行器呈空中飞行模式。

3.如权利要求2所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述飞行器地面行驶模式与空中飞行模式共用同一套操纵系统，此两种工作模式均通过左手驾驶杆(12)、右手驾驶杆(13)操纵实现，所述空中飞行模式包括人工模式和自主模式。

4.如权利要求3所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述飞行器处于空中飞行模式安全救生时，备份伞(19)由备份伞舱(20)中取出，由驾驶员背在前胸，若旋翼(1)停转，驾驶员迅速打开胸前的备份伞(19)，待伞打开、飞行器姿态稳定后，拍击解开快卸式安全带，自然实现人机分离。

5.如权利要求4所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述桨毂(2)材质为高强度合金钢。

6.如权利要求5所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述旋翼(1)定桨距，通过调整转速改变升力。

7.如权利要求6所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述机身底盘(7)由航空硬铝框架和碳纤维壳体构成，所述前部整流罩(8)由碳纤维制造。

8.如权利要求7所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述前起落架由合金钢承力支柱、减震弹簧、机轮和电动转向系统组成，所述主起落架由玻璃纤维/弹纤维混合结构扁梁、机轮、刹车系统组成。

9.如权利要求1所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述电池组设计为石墨烯锂电池组，或者由燃料电池、混合动力电池形式的电池组成。

10.如权利要求1所述的陆空两用全电多旋翼载人飞行器，其特征在于：所述能源系统(11)采用单块式设计，采用石墨烯超级电容作为电极材料。