CN112977798B - 一种机翼总成及飞行汽车 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机翼总成及飞行汽车，包括外蒙皮组件以及均由复合材料制成的机翼骨架与双副翼；所述机翼骨架包括横梁组件与纵肋组件，所述横梁组件包括前横梁与后横梁，所述横梁组件的一端用于与机身固定连接；所述纵肋组件包括多根位于所述前横梁前侧的前缘肋、多根位于所述后横梁后侧的后缘肋与多根位于所述前横梁与所述后横梁之间的中间肋以及两组加强肋组，每组加强肋组包括两根平行设置的相邻加强肋，每根所述加强肋由设置于同一平面内的加强中间肋、加强前缘肋与加强后缘肋构成。本发明中的机翼总成能够将升力系统产生的载荷通过机翼总成传递到整机上，安全系数高，同时重量轻、零件少、装配周期短，产品经济性高。

Description

一种机翼总成及飞行汽车

技术领域

本发明涉及飞行汽车技术领域，尤其涉及一种机翼总成及飞行汽车。

背景技术

飞行汽车是近些年来发展起来的一种通用飞行器，其起飞重量从几百公斤到几吨级别不等，构型与动力系统布局多种多样，例如多旋翼式、涵道风扇式、倾转旋翼式、多升桨与单推桨混合式布局。其中，基于多升桨、单推桨式(有固定翼的机翼和升力螺旋桨机构)布局的飞行汽车使用纯电清洁能源，在不需要特殊跑道的情况下可以实现垂直起降的功能，达到一定高度后，在推桨的推动下实现固定翼模式飞行；而受当前电池储能水平的限制，固定翼模式下的飞行能够降低电源的消耗，增大飞行里程。

基于该种构型，飞行汽车需要在机翼结构上附加撑杆机构，用于升力系统中升桨电机的安装，为整机的垂直起降阶段提供动力；在左右机翼内侧撑杆后端安装平尾和垂尾，以便于在巡航阶段控制飞行器的俯仰、偏航等动作。然而，传统的通航飞行器机翼结构上没有类似的撑杆结构存在，机翼主要载荷是在飞行阶段承受弯矩，载荷从翼尖到翼根逐渐增大。但该种构型的飞行汽车机翼结构上由于附加了额外的撑杆机构，载荷形式与传统固定翼飞行器有所不同，除了承受弯矩以外，也会承受在垂起、俯仰等动作时由于不平衡气动力产生的扭转力矩。此外，传统通航飞行器结构件在早期主要由金属材料组成，结构零件数量多，紧固件也多，重量高，装配周期长。

因此，需要一种机翼总成，能够将升力系统产生的载荷通过机翼总成传递到整机上，载荷传递路径简单直接，安全系数高，同时还能够减轻重量，装配简单快速，提升产品的经济性。

发明内容

针对上述现有技术中存在的问题，本发明提供了一种机翼总成，既能够将升力系统产生的载荷通过机翼总成传递到整机上，安全系数高，又能够减轻重量，提升装配效率。

本发明提供的一种机翼总成，包括边缘封闭的外蒙皮组件、固定设置于所述外蒙皮组件内部的机翼骨架与位于所述机翼骨架后侧的双副翼，所述机翼骨架与所述双副翼均为复合材料制成；

所述机翼骨架包括横梁组件与固定于所述横梁组件上的纵肋组件，所述横梁组件包括前横梁与后横梁，所述横梁组件靠近所述机翼总成根部的一端用于与机身固定连接；

所述纵肋组件包括多根位于所述前横梁前侧的前缘肋、多根位于所述后横梁后侧的后缘肋与多根位于所述前横梁与所述后横梁之间的中间肋，至少部分所述中间肋独立设置，至少部分所述中间肋与所述后缘肋对应设置，至少部分所述中间肋、所述前缘肋与所述后缘肋对应设置于同一平面内；

所述纵肋组件还包括两组加强肋组，每组加强肋组包括两根平行设置的相邻加强肋，每根所述加强肋由设置于同一平面内的加强中间肋、加强前缘肋与加强后缘肋构成。

进一步地，所述前缘肋包括一根前缘端肋，所述后缘肋包括一根后缘端肋，所述前缘端肋与所述后缘端肋位于所述机翼总成的根部，所述前缘端肋与所述后缘端肋上均设置有抗扭销，所述抗扭销用于与机身对接。

进一步地，所述中间肋还包括位于所述机翼总成尖部的封边端肋，所述封边端肋与所述外蒙皮组件固定连接，并且用于密封所述外蒙皮组件的边缘。

进一步地，所述机翼总成还设置多个金属连接件，所述金属连接件固定设置于所述横梁组件的后侧，并且所述金属连接件还位于所述加强肋组的两根所述加强肋之间。

进一步地，所述双副翼由舵机与驱动系统驱动，靠近所述机翼总成尖部的所述加强肋组中间的区域为舵机安装区，所述舵机安装区设置舵机安装架，所述舵机安装架与所述加强中间肋固定连接，并且所述舵机与所述舵机安装架固定连接；

所述双副翼包括两个横向平行设置的副翼，靠近所述机翼总成尖部的两个所述加强后缘肋用于分隔支撑所述双副翼，位于所述双副翼两侧的两个所述后缘肋也用于支撑固定所述双副翼；

所述舵机安装区还设置与所述副翼的转轴连接的转轴安装架，所述转轴安装架与所述后横梁固定连接，用于将所述副翼与所述机翼骨架可转动式连接。

进一步地，所述外蒙皮组件包括边缘处相互连接的上蒙皮与下蒙皮，所述上蒙皮与所述下蒙皮均为由所述机翼总成根部向所述机翼总成尖部逐渐变薄的渐变式结构；

并且所述上蒙皮与所述下蒙皮均为泡沫夹芯结构，所述泡沫夹芯结构包括中心的PVC泡沫芯层与外围包覆的复合材料层。

优选地，所述下蒙皮上开设多个可拆卸的维护口盖，多个所述维护口盖各不相同。

进一步地，所述机翼总成尖部的前侧还设置航向灯与透明灯罩，所述透明灯罩边缘与所述外蒙皮组件固定连接，所述航向灯设置于所述透明灯罩与所述外蒙皮组件之间的空腔内。

优选地，所述外蒙皮组件之间胶接，所述机翼骨架内部胶接，所述外蒙皮组件与所述机翼骨架之间胶接。

本发明还提供了一种飞行汽车，包括以上任一项所述的机翼总成。

实施本发明，具有如下有益效果：

1、本发明的机翼骨架能够提供升力系统的安装位置，并将升力系统产生的载荷传递到机身上，为整个机身提供升力，载荷传递路径简单直接，安全系数高，同时抗扭转载荷能力强，能够满足垂起式飞行器的载荷工况要求。

2、机翼总成大部分采用复合材料制成，重量轻，并且胶接装配难度低而效率高，能够大大提升产品制造过程中的经济性，降低生产成本。

3、双副翼能够满足飞行器在运行时的操纵性能，增加控制的灵活性。

4、外蒙皮组件使得机翼总成外表面光滑流畅，气动阻力低，减少飞行器巡航过程中的能量损耗。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例中所使用的附图作简单的介绍，其中相同的零部件用相同的附图标记表示。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它附图。

图1为本发明实施例中机翼骨架的结构示意图；

图2为本发明实施例中上蒙皮下方的部分机翼总成的结构示意图；

图3为本发明实施例中机翼总成的俯视图；

图4为本发明实施例中机翼总成的前视图；

图5为本发明实施例中机翼总成的俯视图；

图6为本发明提供的一种可能的实施方式中中间肋的结构放大图；

图7为本发明提供的一种可能的实施方式中前缘肋的结构放大图；

图8为本发明提供的一种可能的实施方式中前缘端肋的结构放大图；

图9为本发明提供的一种可能的实施方式中后缘肋的结构放大图；

图10为本发明提供的一种可能的实施方式中后缘端肋的结构放大图；

图11为本发明实施例提供的抗扭销及其周边部件的连接关系剖面图；

图12为本发明提供的一种可能的实施方式中封边端肋的结构放大图；

图13为本发明提供的一种可能的实施方式中金属连接件的结构示意图；

图14为本发明提供的另一种可能的实施方式中金属连接件的结构示意图

图15为本发明实施例中舵机安装架与转轴安装架的安装结构示意图；

图16为本发明提供的部分维修口盖的结构示意图。

其中，图中附图标记对应为：100-机翼骨架，101-前横梁，102-后横梁，110-前缘肋，111-前缘端肋，120-中间肋，121-封边端肋，130-后缘肋，131-后缘端肋，140-加强肋，141-加强前缘肋，142-加强中间肋，143-加强后缘肋，150-抗扭销，151-衬套，152-螺母，160-减轻孔，200-副翼，210-舵机，220-舵机安装架，230-转轴安装架，300-外蒙皮组件，310-上蒙皮，320-下蒙皮，321-维护口盖，400-金属连接件，401-盒型件，500-透明灯罩。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，需要说明的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前”、“后”、“两端”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置或结构必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制；并且，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例：

本实施例提供一种机翼总成，能够为飞行器的升力系统提供安装位置，将升力系统的载荷通过机翼总成的结构传递到机身上，提供飞行器在垂起阶段所需的拉力以及巡航阶段机翼总成产生的气动拉力，载荷传递路径简单直接，安全系数高，如说明书附图1-5所示，该机翼总成包括边缘封闭的外蒙皮组件300、固定设置于该外蒙皮组件300内部的机翼骨架100与位于该机翼骨架100后侧的双副翼，其中机翼骨架100与双副翼全部由复合材料制成，使得机翼总成具有重量轻、连接工艺简单以及装配周期短等优点；在本说明书的一个可能的实施方式中，复合材料可优选为碳纤维复合材料，力学性能优异，其比重小、刚性好、强度高、热膨胀系数低、耐热性与抗腐蚀辐射性能优秀，使得机翼总成具有优良的气动性与结构强度。

具体地，如说明书附图1所示，是本发明中机翼骨架100的结构示意图，该机翼骨架100包括横梁组件与固定于横梁组件上的纵肋组件，其中，横梁组件包括前横梁101与后横梁102，在本实施例中，考虑到飞行器飞行时的阻力，前横梁101与后横梁102可选为不平行设置，位于机翼骨架100尖部的前横梁101与后横梁102之间的距离小于位于机翼骨架100根部的前横梁101与后横梁102之间的距离；并且，前横梁101上靠近机翼总成根部的一端为连接端，同样地，后横梁102上靠近机翼总成根部的一端也为连接端，该连接端用于与机身固定连接；在本发明的一个可能的实施方式中，横梁组件中的连接端与机身的连接可采用螺栓连接，在前横梁101连接端与后横梁102连接端以及机身上相对应的安装位置上均开设螺栓安装孔以便于安装螺栓，同时，考虑到螺栓与两处连接端的磨损问题，在螺栓安装孔加工成型后，在该处粘接衬套，使得装配与拆卸时，碳纤维复合材料制成的连接端不会受到磨损，避免可能造成的螺栓松动、连接不稳定的风险，而且，衬套的设置还有利于增加机翼骨架100根部区域的挤压强度，保证载荷传递的可靠性；但本发明中前横梁101以及后横梁102的连接端与机身的连接方式并不限定于螺栓连接，能够起到固定连接作用的连接方式都可以在本发明的保护范围之内。

具体地，如说明书附图1所示，纵肋组件包括多根位于前横梁101前侧的前缘肋110、多根位于后横梁102后侧的后缘肋130与多根位于前横梁101与后横梁102之间的中间肋120，以图1中从右至左为前缘肋110、中间肋120与后缘肋130编号，则其中部分中间肋120为独立设置，例如第二根、第五根与第七根中间肋120；另一部分中间肋120与后缘肋130对应设置，例如如第十根中间肋120与第七根后缘肋；还有一部分中间肋120与前缘肋110、后缘肋130均对应设置，并且位于同一平面内，例如第一根中间肋120与其前后两侧的第一根前缘肋110、第一根后缘肋130，以及第六根中间肋120与其前后两侧的第四根前缘肋110、第四根后缘肋130，多根肋条组成的纵肋组件起到支撑起机翼总成以及外蒙皮组件300的作用，并且多根前缘肋110、多根中间肋120与多根后缘肋130分散设置，能够有效防止外蒙皮组件300凹陷，保证机翼总成表面的流畅性，气动性好。

此外，该纵肋组件中还包括两组加强肋组，而每组加强肋组由两根相邻的平行设置的加强肋140组成，其中加强肋140由设置在同一平面内的加强前缘肋141、加强中间肋142与加强后缘肋143构成，如说明书附图1所示，在本实施例中，加强中间肋142其实是第三、四、八、九根中间肋120，加强前缘肋142其实是与前面四根中间肋120相对应的第二、三、五、六根前缘肋110，加强后缘肋143同样是与前面四根中间肋120相对应的第二、三、五、六根后缘肋130，而两组加强肋组分散设置，一方面能够进一步提升整个机翼骨架100的支撑强度，另一方面，作为升力系统的安装位置，保证垂起时电机产生的升力载荷能够通过加强肋140传递到机翼总成的横梁组件上，并进一步将升力载荷传递到整个机身上，载荷传递路径简单直接，安全系数高。

具体地，多根前缘肋110中包括一根前缘端肋111，即第一根前缘肋110，而多根后缘肋130中也包括一根后缘端肋131，即第一根后缘肋130，该前缘端肋111与后缘端肋131都位于机翼骨架100的根部，并且如说明书附图8与说明书附图10所示，前缘端肋111与后缘端肋131均设置有抗扭销150，用于与机身对接，如图11所示，该抗扭销150的安装位置上也设置衬套151与安装孔，衬套用于防止安装孔周围的碳纤维复合材料磨损，前缘端肋111或者后缘端肋131的另一侧还设置螺母152等固定件，用于将抗扭销150固定牢靠，同时抗扭销150的设置还能够承担一部分来自机翼总成的扭转载荷，提升机翼骨架100的强度。

另外，说明书附图6-10所示为本发明提供的一种可能的实施方式中中间肋120、前缘肋110与后缘肋130的结构放大图，也包括加强肋140在内的结构放大图，是一些可能的典型结构，但并不限于这些结构，而上述的纵肋组件上可以开设减轻孔160，以进一步降低机翼骨架100的重量，轻量化程度优秀；优选地，如图6所示，中间肋120(包括加强中间肋142)中的减轻孔160可以设置为与中间肋120仿形的方形孔，如图7-8所示，位于前缘肋110(包括加强前缘肋141与前缘端肋111)上的减轻孔160可以设置为与对应的前缘肋110仿形的梯形孔，而如图9-10所示，位于后缘肋130(包括加强后缘肋143与后缘端肋131)上的减轻孔160也可以设置为与对应的后缘肋130仿形的梯形孔，在尽可能减轻重量的基础上保证了纵肋组件的结构均匀度与强度；在本发明的其他可能的实施方式中，上述的纵肋组件上还可以开设加工基准孔与过线孔，该加工基准孔的设置便于加工，能够提高生产效率，过线孔能够供线束等通过，并起到固定线束的作用，而无需额外为线束设置容纳的通道，有利于减小机翼总成的整体体积，降低气动阻力。

具体地，如图2与图12所示，中间肋120还包括位于机翼总成尖部的封边端肋121，该封边端肋121与外蒙皮组件300固定连接，用于密封外蒙皮组件300的边缘；在本实施例中，如图12所示，是封边端肋121的一种典型结构，其中封边端肋121为一体式的双层薄片式，上层薄片与外蒙皮组件300的上部尖端密封固定，下层薄片与外蒙皮组件300的下部尖端密封固定，以保证外蒙皮组件300的边缘密封良好，机翼总成尖部闭口严密而无缝隙。

具体地，该机翼总成还设置多个金属连接件400，如说明书附图1-2所示，在本实施例中，共有四个金属连接件400，用于支撑固定撑杆机构等部件，在横向方向上，每个金属连接件400均位于加强肋组的两个加强肋140之间，在纵向方向上，其中两个金属连接件400位于前横梁101后侧，另外两个金属连接件400位于后横梁102后侧；此外，在本发明的一个可能的实施方式中，四个金属连接件400包括两种形状，一种为如图13中所示的一组盒型件401，每组包括两个相同的盒型件401，如图1所示，两组盒型件401均位于前横梁101后侧，盒型件401的横向立边与前横梁101固定连接，使得盒型件401能够用于与撑杆机构支撑固定，而每组盒型件401的两侧立边与加强中间肋142固定连接，以便于进一步传递飞行过程中的载荷，安全系数高；另一种金属连接件400为如图14所示的接头件，该接头件位于后横梁102后侧，其结构与一组盒型件401相似，相当于将一组盒型件401的横向立边之间连接而构成的接头件，用于与双副翼中的部件连接；但金属连接件400并不限于以上两种形状，能够起到相同作用的金属连接件400都可以在本发明所保护的范围之内；需要说明的是，金属连接件400与复合材料制成的横梁组件相接触的位置还额外铺设玻璃纤维预浸料，以防止电化学腐蚀，降低机翼骨架100的使用寿命，增加危险性与维修成本。

具体地，双副翼由舵机210与驱动系统驱动偏转，使飞行器能够在飞行过程中进行偏航运动；舵机210安装在靠近机翼总成尖部的两根加强肋140之间，则这两根加强肋140之间的区域为舵机安装区，在舵机安装区设置舵机安装架220，如说明书附图15所示，在本实施例中，舵机安装架220可选为对称结构，一半位于第九根加强中间肋142上远离机翼骨架100尖部的一侧，另一半位于第八根加强中间肋142上靠近机翼骨架100尖部的一侧，并且舵机安装架200的立边与加强中间肋142固定连接，而其底边用于与舵机210固定连接，保证固定牢靠。

如说明书附图2所示，该双副翼包括两个横向设置的副翼200，其中一个副翼200位于第四根后缘肋130与第五根加强后缘肋143之间，另一个副翼200位于第六根加强后缘肋143与第七根后缘肋130之间，两根加强后缘肋143位于两个副翼200之间，将两个副翼200分隔开，而在上述后缘肋130与加强后缘肋143上均开设转轴孔，用于与副翼200的转轴连接，使得副翼200与机翼骨架100可转动式连接。

相对应地，舵机安装区还设置与副翼200的转轴连接的转轴安装架230，该转轴安装架230一端与后横梁102后侧固定连接，另一端与副翼200的转轴相连接，一方面固定副翼200的相对位置，另一方面使得副翼200能够转动；在本实施例中，转轴安装架230是通过金属连接件400与后横梁102固定连接的，该金属连接件400为接头件，接头件上远离后横梁102的一侧表面上具有两侧凸起的容纳槽，该容纳槽能够包围转轴安装架230端面的两侧并通过螺栓将转轴安装架230固定于接头件上，从而实现转轴安装架230与后横梁102的间接固定，稳定可靠。

此外，整个副翼200的驱动系统中的推杆、舵机摇臂与副翼摇臂等部件均使用整流罩覆盖设置于加强中间肋142下方的区域，整流罩使得外露的机翼总成下表面较为光滑，不平整凸起少，能够有效减少气动阻力，同时对驱动系统中的部件提供遮蔽保护，减少腐蚀的可能性，提升耐久性能与安全性能。

具体地，如说明书附图3-5所示，在本实施例中，外蒙皮组件300包括边缘处相互连接的上蒙皮310与下蒙皮320，在机翼总成尖部，上蒙皮310下表面与封边端肋121上层薄片密封连接，下蒙皮320上表面与封边端肋121下层薄片密封连接，保证边缘连接处的封闭性；并且上蒙皮310与下蒙皮320均优选为由机翼总成根部向机翼总成尖部逐渐变薄变窄的渐变式结构，并且上蒙皮310与下蒙皮320还优选为泡沫夹芯结构，包括中心的PVC泡沫芯层与外围包覆的碳纤维复合材料层，进一步减轻外蒙皮组件300的整体重量。

优选地，如说明书附图5所示，在下蒙皮320上还开设多个可拆卸的维护口盖321，用来对机翼总成内部的线缆线束及结构件进行检查与更换，保证机翼总成的可达性和可维护性；在本实施例中，维护口盖321优选为五个，并且为了避免装配与维修时操作失误，五个维护口盖321进行放错设计，如说明书附图16所示，是维护口盖321的其中两种可能的形状，其外形或者某些局部特征各不相同。

具体地，机翼总成尖部的前侧还设置航向灯与透明灯罩500，在本发明的一个可能的实施方式中，透明灯罩500可以优选为注塑工艺成型，生产效率高，透光率好；如图2-5所示，透明灯罩500的边缘与上蒙皮310以及下蒙皮320都固定连接，而航向灯就设置在透明灯罩500与外蒙皮组件300之间的空腔内，满足飞行器的适航安全性要求

优选地，考虑到装配效率与轻量化需求，机翼总成中出金属连接件400以外的结构均可以采用结构胶粘接，避免紧固件过多导致的装配效率低下；例如，上蒙皮310与下蒙皮320之间密封固定时，机翼骨架100内部的前横梁101、后横梁102与前缘肋110、中间肋120、后缘肋130之间固定连接时，外蒙皮组件300的内侧面与机翼骨架100之间加强固定时，均可以采用结构胶胶接，工艺简单，装配快速。

该机翼总成不仅可以应用于飞机等飞行器，还能够应用于飞行器中的飞行汽车，故本实施例还提供一种飞行汽车，包括以上所述的机翼总成，能够为飞行汽车的升力系统提供安装位置，将升力系统的载荷通过机翼总成的结构传递到机身上，提供飞行汽车在垂起阶段所需的拉力以及巡航阶段机翼总成产生的气动拉力，载荷传递路径简单直接，安全系数高。

在本发明的一种可能的实施方式中，该机翼总成的装配步骤如下：

S101，将抗扭销150固定安装于前缘端肋111与后缘端肋131；

S102，将舵机安装架220固定安装于两根加强中间肋142上，并将舵机210固定于舵机安装架220；

S103，将四个金属连接件400使用定位工装定位后，与相对应的横梁组件以及纵肋组件连接固定，并将转轴安装架230安装于金属连接件400上；

S104，使用工装夹具将机翼骨架100的各个部件定位，然后使用结构胶将各个部件粘接起来，室温固化；其中，机翼骨架100的各个部件包括前横梁101、后横梁102、前缘肋110、中间肋120、后缘肋130以及加强肋140等；

S105，将上蒙皮310与下蒙皮320分别扣合在上述装配好的机翼骨架100上下两侧，定位后在外蒙皮组件300内侧与机翼骨架100的接触区域涂抹结构胶粘接固定；同时，封边端肋121处，刚好与上蒙皮310以及下蒙皮320相贴合，使用结构胶粘接密封，室温固化；

S106，将双副翼的转轴与转轴安装架230连接，使得双副翼与机翼骨架100可转动式连接，完成机翼总成的装配。

通过本实施例可知，本发明具有如下有益效果：

1、本发明的机翼骨架能够提供升力系统的安装位置，并将升力系统产生的载荷传递到机身上，为整个机身提供升力，载荷传递路径简单直接，安全系数高，同时抗扭转载荷能力强，能够满足垂起式飞行器的载荷工况要求。

2、机翼总成大部分采用复合材料制成，重量轻，装配难度低而效率高，能够大大提升产品制造过程中的经济性，降低生产成本。

3、双副翼能够满足飞行器在运行时的操纵性能，增加控制的灵活性，使飞行器能够在飞行过程中进行偏航运动。

4、外蒙皮组件使得机翼总成外表面光滑流畅，气动阻力低，减少飞行器巡航过程中的能量损耗。

5、结构胶胶接工艺简单，避免紧固件过多导致的额外重量与装配效率低下，生产周期大大缩短。

以上所描述的仅为本发明的一些实施例而已，并不用于限制本发明，本行业的技术人员应当了解，本发明还会有各种变化和改进，任何依照本发明所做的修改、等同替换和改进都落入本发明所要求的保护的范围内。

Claims (10)

1.一种机翼总成，其特征在于，包括边缘封闭的外蒙皮组件(300)、固定设置于所述外蒙皮组件(300)内部的机翼骨架(100)与位于所述机翼骨架(100)后侧的双副翼，所述机翼骨架(100)与所述双副翼均为复合材料制成；

所述机翼骨架(100)包括横梁组件与固定于所述横梁组件上的纵肋组件，所述横梁组件包括前横梁(101)与后横梁(102)，所述横梁组件靠近所述机翼总成根部的一端用于与机身固定连接；位于所述机翼骨架(100)尖部的所述前横梁(101)与所述后横梁(102)之间的距离小于位于所述机翼骨架(100)根部的所述前横梁(101)与所述后横梁(102)之间的距离；

所述纵肋组件包括多根位于所述前横梁(101)前侧的前缘肋(110)、多根位于所述后横梁(102)后侧的后缘肋(130)与多根位于所述前横梁(101)与所述后横梁(102)之间的中间肋(120)，至少部分所述中间肋(120)独立设置，至少部分所述中间肋(120)与所述后缘肋(130)对应设置，至少部分所述中间肋(120)、所述前缘肋(110)与所述后缘肋(130)对应设置于同一平面内；

所述纵肋组件还包括两组加强肋组，每组加强肋组包括两根平行设置的相邻加强肋(140)，每根所述加强肋(140)由设置于同一平面内的加强中间肋(142)、加强前缘肋(141)与加强后缘肋(143)构成；

两组所述加强肋组分散设置，所述加强肋组为升力系统的安装位置。

2.根据权利要求1所述的一种机翼总成，其特征在于，所述前缘肋(110)包括一根前缘端肋(111)，所述后缘肋(130)包括一根后缘端肋(131)，所述前缘端肋(111)与所述后缘端肋(131)位于所述机翼总成的根部，所述前缘端肋(111)与所述后缘端肋(131)上均设置有抗扭销(150)，所述抗扭销(150)用于与机身对接。

3.根据权利要求1所述的一种机翼总成，其特征在于，所述中间肋(120)还包括位于所述机翼总成尖部的封边端肋(121)，所述封边端肋(121)与所述外蒙皮组件(300)固定连接，并且用于密封所述外蒙皮组件(300)的边缘。

4.根据权利要求1所述的一种机翼总成，其特征在于，所述机翼总成还设置多个金属连接件(400)，所述金属连接件(400)固定设置于所述横梁组件的后侧，并且所述金属连接件(400)还位于所述加强肋组的两根所述加强肋(140)之间。

5.根据权利要求1所述的一种机翼总成，其特征在于，所述双副翼由舵机(210)与驱动系统驱动，靠近所述机翼总成尖部的所述加强肋组中间的区域为舵机安装区，所述舵机安装区设置舵机安装架(220)，所述舵机安装架(220)与所述加强中间肋(142)固定连接，并且所述舵机(210)与所述舵机安装架(220)固定连接；

所述双副翼包括两个横向平行设置的副翼(200)，靠近所述机翼总成尖部的两个所述加强后缘肋(143)用于分隔支撑所述双副翼，位于所述双副翼两侧的两个所述后缘肋(130)也用于支撑固定所述双副翼；

所述舵机安装区还设置与所述副翼(200)的转轴连接的转轴安装架(230)，所述转轴安装架(230)与所述后横梁(102)固定连接，用于将所述副翼(200)与所述机翼骨架(100)可转动式连接。

6.根据权利要求1所述的一种机翼总成，其特征在于，所述外蒙皮组件(300)包括边缘处相互连接的上蒙皮(310)与下蒙皮(320)，所述上蒙皮(310)与所述下蒙皮(320)均为由所述机翼总成根部向所述机翼总成尖部逐渐变薄的渐变式结构；

并且所述上蒙皮(310)与所述下蒙皮(320)均为泡沫夹芯结构，所述泡沫夹芯结构包括中心的PVC泡沫芯层与外围包覆的复合材料层。

7.根据权利要求6所述的一种机翼总成，其特征在于，所述下蒙皮(320)上开设多个可拆卸的维护口盖(321)，多个所述维护口盖(321)各不相同。

8.根据权利要求1所述的一种机翼总成，其特征在于，所述机翼总成尖部的前侧还设置航向灯与透明灯罩(500)，所述透明灯罩(500)边缘与所述外蒙皮组件(300)固定连接，所述航向灯设置于所述透明灯罩(500)与所述外蒙皮组件(300)之间的空腔内。

9.根据权利要求1所述的一种机翼总成，其特征在于，所述外蒙皮组件(300)之间胶接，所述机翼骨架(100)内部胶接，所述外蒙皮组件(300)与所述机翼骨架(100)之间胶接。

10.一种飞行汽车，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述的机翼总成。

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