CN113120222A - 一种可折叠机翼结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机翼折叠结构，包括翼台、旋转组件、机翼组件、驱动组件与限位组件，旋转组件包括转动连接在翼台上的第一转轴与第二转轴，机翼组件包括左机翼与右机翼；左机翼固定连接在第一转轴上，右机翼固定连接在第二转轴上；机翼组件具有折叠状态与展开状态；限位组件设在翼台上并与旋转组件活动相连，以在限位组件有效时限制旋转组件固定，使机翼组件处于折叠状态；驱动组件与旋转组件传动相连，以在限位组件失效时驱动旋转组件旋转，进而使机翼组件由折叠状态转换为展开状态。可在实现折叠体积小的前提下，同时实现机翼展开后消除高度差且带有上反角的功能，使飞行器便于储存、运输的同时具有更优的气动性能。

Description

一种可折叠机翼结构

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，具体是一种可折叠机翼结构。

背景技术

无人飞行器已经发展成为一种不可替代的装备，执行长航时侦察、区域监视、搜索定位、火力引导等任务。在无人飞行器的存储、运输及使用阶段均要求无人飞行器折叠空间较小。

随着科技发展、技术进步，流体力学对飞行器气动外形的要求越来越多也越来越苛刻。为了维持良好的气动外形，部分折叠无人飞行器的折叠方式受到了阻碍，特定的翼面上下偏转角度使得机翼无法被很好的折叠进机翼中，即使强行折叠，但展开后带有高低落差的机翼对气动也有很大的干扰从而影响到飞行器的稳定、续航等，而复杂的机构却有着重量与可靠性的负面影响。所以能够克服诸多要求、精巧、简单、可靠的折叠机构具有非常大的应用前景和使用价值。

目前相类似的技术均结构复杂，且折叠为简单的展开，展开后机翼不具有对气动性能有益的上反角。折叠时两侧机翼旋转至同一位置上下叠放，展开时两侧机翼旋转展开。因机翼折叠时上下叠放具有高度差，因此展开时机翼同样具有高度差，这样的高度落差会影响飞行器的气动性能。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种可折叠机翼结构，可在实现折叠体积小的前提下，同时实现机翼展开后消除高度差。

为实现上述目的，本发明提供一种机翼折叠结构，包括翼台、旋转组件、机翼组件、驱动组件与限位组件，所述旋转组件包括并排转动连接在所述翼台上的第一转轴与第二转轴，所述机翼组件包括左机翼与右机翼；

所述左机翼的一端固定连接在所述第一转轴的顶端，另一端向远离所述第一转轴的方向延伸；所述右机翼的一端固定连接在所述第二转轴的顶端，另一端向远离所述第二转轴的方向延伸；

所述机翼组件具有折叠状态与展开状态：

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述左机翼与所述右机翼处于层叠状态，且所述左机翼位于所述右机翼的上方；

当所述机翼组件处于展开状态时，所述左机翼与所述右机翼的高度平齐且相互对称，且所述左机翼与所述右机翼分别向所述翼台的两侧延伸；

所述限位组件设在所述翼台上并与所述旋转组件活动相连，以用于在所述限位组件有效时限制所述旋转组件固定，使所述机翼组件处于折叠状态；

所述驱动组件与所述旋转组件传动相连，以用于在所述限位组件失效时驱动所述旋转组件旋转，进而使所述机翼组件由折叠状态转换为展开状态。

在其中一个实施例中，所述第一转轴或所述第二转轴上设有升降机构，以用于在所述第一转轴转动过程中带动所述第一转轴沿轴向下降，或在所述第二转轴转动过程中带动所述第二转轴沿轴向上升。

在其中一个实施例中，所述升降机构包括导向杆与螺旋槽，所述螺旋槽设在所述第一转轴或所述第二转轴的侧壁上；

所述螺旋槽的两端在所述第一转轴或所述第二转轴上的轴向跨度与所述机翼组件处于折叠状态时所述左机翼、所述右机翼之间的高度差相等；

所述导向杆的一端与所述翼台固定相连，另一端经过所述螺旋槽后位于所述第一转轴或所述第二转轴内，或另一端经过所述螺旋槽后穿过所述第一转轴或所述第二转轴；

所述导向杆与所述螺旋槽滑动相连，当所述机翼组件处于折叠状态时，所述导向杆位于所述螺旋槽的一端；当所述机翼组件处于展开状态时，所述导向杆位于所述螺旋槽的另一端。

在其中一个实施例中，所述第一转轴的轴向与所述翼台所在的平面之间的夹角为α1，所述第二转轴的轴向与所述翼台所在的平面之间的夹角为α2，其中，0°<α1＝α2<90°。

在其中一个实施例中，所述驱动组件包括第一拉簧，所述第一转轴的侧壁上沿周向设有第一拉簧槽；

所述第一拉簧槽上设有第一拉簧座，所述第一拉簧的一端所述第一拉簧座固定相连，另一端经过部分所述第一拉簧槽后与外部固定件相连；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述第一拉簧具有预紧力，以使得所述第一转轴具有转动的趋势。

在其中一个实施例中，所述驱动组件还包括第二拉簧，所述第二转轴的侧壁上沿周向设有第二拉簧槽；

所述第二拉簧槽上设有第二拉簧座，所述第二拉簧的一端所述第二拉簧座固定相连，另一端经过部分所述第二拉簧槽后与外部固定件相连；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述第二拉簧具有预紧力，以使得所述第二转轴具有转动的趋势。

在其中一个实施例中，所述限位组件包括第一限位结构，所述第一限位结构包括第一限位座、第一限位杆与第一控制杆，所述第一转轴的侧壁设有第一限位槽；

所述第一限位座固定连接在所述翼台上，所述第一控制杆的中部铰接在所述第一限位座上，所述第一限位杆滑动连接在所述第一限位座上；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述第一限位杆的一端与所述第一控制杆的端部铰接，另一端穿过所述第一限位座、所述翼台后嵌入所述第一限位槽。

在其中一个实施例中，所述限位组件还包括第二限位结构，所述第二限位结构包括第二限位座、第二限位杆与第二控制杆，所述第二转轴的侧壁设有第二限位槽；

所述第二限位座固定连接在所述翼台上，所述第二控制杆的中部铰接在所述第二限位座上，所述第二限位杆滑动连接在所述第二限位座上；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述第二限位杆的一端与所述第二控制杆的端部铰接，另一端穿过所述第二限位座、所述翼台后嵌入所述第二限位槽。

在其中一个实施例中，所述第一转轴的顶端固定设有第一夹持件，所述第二转轴的顶端固定设有第二夹持件；

所述左机翼与所述第一夹持件固定相连，所述右机翼与所述第二夹持件固定相连。

在其中一个实施例中，所述第一转轴的顶端还设有第一增强座与第一增强杆，所述第二转轴的顶端还设有第二增强座与第二增强杆；

所述第一增强座与所述第一转轴固定相连，所述第一增强杆的一端与所述第一增强座固定相连，另一端固定嵌入所述左机翼；

所述第二增强座与所述第二转轴固定相连，所述第二增强杆的一端与所述第二增强座固定相连，另一端固定嵌入所述右机翼。

相较于现有技术，本发明提供的一种可折叠机翼结构具有如下有益技术效果：

1.可在实现折叠体积小的前提下，同时实现机翼展开后消除高度差且带有上反角的功能；

2.可使飞行器便于储存、运输的同时具有更优的气动性能；

3.结构简单、轻便、无机械驱动、可靠性高，能够适应大小飞行器使用；

4.驱动力采用弹簧，简单可靠，且能够反复使用、成本低；

5.通过定制该结构中的部分构件可实现任意上反角与任意厚度机翼的折叠。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，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示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中机翼组件处于折叠状态时可折叠机翼结构的结构示意轴测图；

图2为图1中标识部分A的放大示意图；

图3为本发明实施例中机翼组件处于展开状态时可折叠机翼结构的结构示意轴测图；

图4为图3中标识部分B的放大示意图；

图5为本发明实施例中翼台的轴测图；

图6为本发明实施例中翼台的侧视图；

图7为本发明实施例中第一转轴的轴测图；

图8为本发明实施例中第一转轴上导向杆与螺旋槽的结构示意图；

图9为本发明实施例中第二转轴的轴测图；

图10为本发明实施例中限位组件的布置结构示意轴测图；

图11为本发明实施例中限位组件的布置结构示意剖视图；

图12为本发明实施例中机翼组件处于展开状态时可折叠机翼结构的结构示意主视图。

附图标号：

翼台1：第一安装孔11、第二安装孔12；

第一转轴21：第一主轴体211、第一顶轴体212、第一底轴体213、第一夹持件214、第一增强座215、第一增强杆216、第一拉簧槽217、第一拉簧座218；

第二转轴22：第二主轴体221、第二顶轴体222、第二底轴体223、第二夹持件224、第二增强座225、第二增强杆226、第二拉簧槽227、第二拉簧座228；

左机翼31、右机翼32；

导向杆41、螺旋槽42；

第一限位结构51：第一限位座511、第一限位杆512、第一控制杆513；

第二限位结构52：第二限位座521、第二限位杆522、第二控制杆523；

第一拉簧61、第二拉簧62。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

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，显然，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作出创造性劳动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。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1-12所示为本实施例公开的一种机翼折叠结构，其主要应用于无人机。该机翼折叠结构具体包括翼台1、旋转组件、机翼组件、驱动组件与限位组件。其中，翼台1为整个机翼折叠结构的基础支撑，其通过螺栓等紧固结构固定安装在无人机机身上。翼台1上沿无人机机身的左右方向间隔设有第一安装孔11与第二安装孔12，且第一安装孔11与第二安装孔12均沿竖向贯穿翼台1。

本实施例中，旋转组件包括并排转动连接在翼台1上的第一转轴21与第二转轴22，且第一转轴21与第二转轴22均为空心结构，以减小机机翼折叠结构的重量。具体地，第一转轴21包括第一主轴体211、第一顶轴体212与第一底轴体213，第一顶轴体212同轴固连在第一主轴体211的顶部，第一底轴体213同轴固连在第一主轴体211的底部，第一主轴体211转动连接在第一安装孔11上。第二转轴22包括第二主轴体221、第二顶轴体222与第二底轴体223，第二顶轴体222同轴固连在第二主轴体221的顶部，第二底轴体223同轴固连在第二主轴体221的底部，第二主轴体221转动连接在第二安装孔12上。其中，第一顶轴体212与第一底轴体213的直径均大于第一主轴体211的直径，且第二顶轴体222与第二底轴体223的直径均大于第二主轴体221的直径，以使得第一转轴21、第二转轴22形成中间细、两端粗的工形结构，以避免第一转轴21、第二转轴22从翼台1上脱落。在具体实施过程中，可将第一主轴体211与第一底轴体213一体成型，将第一顶轴体212通过固定结构固连在第一主轴体211上。同样的，也可将第二主轴体221与第二底轴体223一体成型，将第二顶轴体222通过固定结构固连在第二主轴体221上。其中，固定结构可以采用螺纹连接结构或螺栓连接结构或卡扣连接结构等。

需要注意的是，当第一转轴21、第二转轴22转动连接在翼台1上时，第一转轴21、第二转轴22的底部，即第一底轴体213、第二底轴体223均位于无人机机身的内部，且均由无人机机身内部的隔框等结构进行支撑。

作为优选地实施方式，第一主轴体211与第一安装孔11之间、第二主轴体221与第二安装孔12之间均为间隙配合。当然，第一主轴体211与第一安装孔11之间、第二主轴体221与第二安装孔12之间也可通过轴承等结构件转动相连，进而减小摩擦阻力。至于如何设置轴承等结构件实现转动连接的方式为所属领域的常规技术手段，本实施例中不再对其赘述。

本实施例中，机翼组件包括左机翼31与右机翼32。左机翼31的一端固定连接在第一转轴21的顶端，另一端向远离第一转轴21的方向延伸；右机翼32的一端固定连接在第二转轴22的顶端，另一端向远离第二转轴22的方向延伸。具体地，第一转轴21的顶端固定设有第一夹持件214，第二转轴22的顶端固定设有第二夹持件224；左机翼31的根部与第一夹持件214固定相连，右机翼32根部与第二夹持件224固定相连。进一步具体地，第一夹持件214上设有第一上夹片与第一下夹片，左机翼31的根部夹持在第一上夹片与第一下夹片之间且通过螺栓等紧固件同时与第一上夹片、第一下夹片固定相连。第二夹持件224上设有第二上夹片与第二下夹片，右机翼32的根部夹持在第二上夹片与第二下夹片之间且通过螺栓等紧固件同时与第二上夹片、第二下夹片固定相连。

作为优选地实施方式，第一转轴21的顶端，即第一顶轴体212上还设有第一增强座215与第一增强杆216，第一增强座215与第一转轴21固定相连，第一增强杆216的一端与第一增强座215固定相连，另一端固定嵌入左机翼31；第二转轴22的顶端，即第二顶轴体222上还设有第二增强座225与第二增强杆226，第二增强座225与第二转轴22固定相连，第二增强杆226的一端与第二增强座225固定相连，另一端固定嵌入右机翼32。

本实施例中，机翼组件具有折叠状态与展开状态：

当机翼组件处于折叠状态时，左机翼31与右机翼32处于层叠状态，且左机翼31位于右机翼32的上方，即图1-2所示；

当机翼组件处于展开状态时，左机翼31与右机翼32的高度平齐且相互对称，左机翼31与右机翼32分别向翼台1的两侧延伸，即图3-4所示。

本实施例中，机翼组件在折叠状态与展开状态之间的切换是随着第一转轴21与第二转轴22的反向转动进行的，例如初始时机翼组件处于图1-2所示的折叠状态，随着第一转轴21逆时针旋转90°，第二转轴22顺时针旋转90°后即转成至图3-4所示的展开形态。需要注意的是，在具体实施过程中并非一定旋转90°，也可以是小于90°的其他角度。

在具体实施过程中，第一转轴21或第二转轴22上设有升降机构，以用于在第一转轴21转动过程中带动第一转轴21沿轴向下降，或在第二转轴22转动过程中带动第二转轴22沿轴向上升，进而既能使得机翼组件处于折叠状态时，左机翼31与右机翼32处于层叠状态，即左机翼31与右机翼32之间具有高度差，也能随着第一转轴21与第二转轴22转动展开机翼组件同时，消除左机翼31与右机翼32之间的高度差。

下面以在第一转轴21转动过程中带动第一转轴21沿轴向下降为例，对升降机构作出进一步的说明。该示例中，升降机构包括导向杆41与螺旋槽42，螺旋槽42设在第一转轴21的侧壁上。其中，螺旋槽42的两端在第一转轴21上的周向跨度与机翼组件从折叠状态转换至展开状态的过程中第一转轴21的转角相关，例如，若这一过程中第一转轴21的转角为90°，则螺旋槽42的两端在第一转轴21上的周向跨度为第一转轴21的四分之一周长，即第一转轴21旋转90°的导向范围；螺旋槽42的两端在第一转轴21上的轴向跨度与机翼组件处于折叠状态时左机翼31、右机翼32之间的高度差相等。导向杆41的一端与翼台1固定相连，另一端经过螺旋槽42后位于第一转轴21，这种该种情况下螺旋槽42的数量仅为一个；或另一端经过螺旋槽42后穿过第一转轴21，这种情况下螺旋槽42的数量为两个，且两个螺旋槽42呈十字对称分布在第一转轴21的侧部，即一个螺旋槽42在第一转轴21上0-90°的区域，另一个在180°-270°的区域。其中，导向杆41与螺旋槽42滑动相连。当机翼组件处于折叠状态时，导向杆41位于螺旋槽42的一端；当机翼组件处于展开状态时，导向杆41位于螺旋槽42的另一端。即随着第一转轴21的转动，由于导向杆41是固定在翼台1上的，在螺旋槽42的作用下，会促使第一转轴21下降，其下降距离即为螺旋槽42的两端在第一转轴21上的轴向跨度，也即为机翼组件处于折叠状态时左机翼31、右机翼32之间的高度差。通过这一过程，即能消除左机翼31与右机翼32之间的高度差。若是需要在第二转轴22转动过程中带动第二转轴22沿轴向上升来实现升降机构的功能，只需将螺旋槽42设置在第二转轴22上，并将其螺旋方向反向设置即可，因此本实施例中不再对其进行赘述。

需要注意的是，若选择在第一转轴21转动过程中带动第一转轴21沿轴向下降，在具体实施的过程中使得第一主轴体211的轴向长度略大于第一安装孔11的孔深，以使得第一转轴21具有升降的空间；将第二主轴体221的轴向长度设置为等于第二安装孔12的孔深，以避免第二转轴22轴向窜动。反之若选择在第二转轴22转动过程中带动第二转轴22沿轴向上升，则具体实施的过程中使得第二主轴体221的轴向长度略大于第二安装孔12的孔深，以使得第二转轴22具有升降的空间；将第一主轴体211的轴向长度设置为等于第一安装孔11的孔深，以避免第一转轴21轴向窜动。

需要注意的是，本实施例中的升降机构并不局限于上述的导向杆41与螺旋槽42的实施方式。也可以选择在第一转轴21或第二转轴22上设置螺纹，进而将第一转轴21或第二转轴22螺纹连接在翼台1上，这样随着第一转轴21或第二转轴22的转动，配合螺纹的进给效果，也能实现第一转轴21或第二转轴22的升降。或者还可直接采用油缸驱动，或电机驱动的涡轮蜗杆结构来实现升降，本实施例中不再对其进行一一赘述。

本实施例中，限位组件设在翼台1上并与旋转组件活动相连，以用于在限位组件有效时限制旋转组件固定，使机翼组件处于折叠状态。具体地，限位组件包括第一限位结构51与第二限位结构52。第一限位结构51包括第一限位座511、第一限位杆512与第一控制杆513，第一转轴21的侧壁设有第一限位槽；第一限位座511固定连接在翼台1上，第一控制杆513的中部铰接在第一限位座511上，第一限位杆512滑动连接在第一限位座511上。当机翼组件处于折叠状态时，第一限位杆512的一端与第一控制杆513的端部铰接，另一端穿过第一限位座511、翼台1后嵌入第一限位槽，即将第一转轴21与翼台1之间变为固连状态。第二限位结构52包括第二限位座521、第二限位杆522与第二控制杆523，第二转轴22的侧壁设有第二限位槽；第二限位座521固定连接在翼台1上，第二控制杆523的中部铰接在第二限位座521上，第二限位杆522滑动连接在第二限位座521上；当机翼组件处于折叠状态时，第二限位杆522的一端与第二控制杆523的端部铰接，另一端穿过第二限位座521、翼台1后嵌入第二限位槽，即将第二转轴22与翼台1之间变为固连状态。当需要限位组件失效时，只需拨动第一控制杆513与第二控制杆523的端部，即能使第一限位杆512、第二限位杆522脱离第一限位槽、第二限位槽，进而解除第一转轴21、第二转轴22与翼台1之间的固连状态。其中，在具体实施过程中，可以通过在无人机上安装舵机等装置来控制第一控制杆513与第二控制杆523。

本实施例中，驱动组件与旋转组件传动相连，以用于在限位组件失效时驱动旋转组件旋转，进而使机翼组件由折叠状态转换为展开状态，其中，第一转轴21、第二转轴22与翼台1之间还设置有卡位结构，使得第一转轴21、第二转轴22在翼台1上的旋转幅度都具有限定值，例如只能转90°。卡位结构可采用卡槽与卡块来实现，其中，卡槽与卡块中的一个设在第一转轴21、第二转轴22上，另一个设在翼台1上。至于其具体的实施原理与上述的导向杆41、螺旋槽42类似，本实施例中不再对其进行赘述。

具体地。驱动组件包括第一拉簧61，第一转轴21的侧壁上沿周向设有第一拉簧槽217，其中，第一拉簧槽217具体设在第一底轴体213上。第一拉簧槽217上设有第一拉簧座218，第一拉簧61的一端第一拉簧座218固定相连，另一端经过部分第一拉簧槽217后与无人机机身等外部固定件相连；当机翼组件处于折叠状态时，第一拉簧61具有预紧力，以使得第一转轴21具有正向转动的趋势，当限位组件失效后，在第一拉簧61预紧力的作用下，在卡位结构的限制下，使得第一转轴21正向旋转90°。驱动组件还包括第二拉簧62，第二转轴22的侧壁上沿周向设有第二拉簧槽227，其中，第二拉簧槽227具体设在第二底轴体223上。第二拉簧槽227上设有第二拉簧座228，第二拉簧62的一端第二拉簧座228固定相连，另一端经过部分第二拉簧槽227后与无人机机身等外部固定件相连；当机翼组件处于折叠状态时，第二拉簧62具有预紧力，以使得第二转轴22具有反向转动的趋势，当限位组件失效后，在第二拉簧62预紧力的作用下，在卡位结构的限制下，使得第二转轴22正向旋转90°。

需要注意的是，本实施例中的驱动组件并不局限于上述拉簧驱动的实施方式，也可以直接采用电机+齿轮传动组件的驱动方式，或者直接采用电机驱动的方式。

作为优选地实施方式，第一转轴21的轴向与翼台1所在的平面之间的夹角为α1，第二转轴22的轴向与翼台1所在的平面之间的夹角为α2，其中，0°<α1＝α2<90°。具体地，第一转轴21、第二转轴22的轴向均不与翼台1所在的平面垂直，且第一转轴21的顶端、第二转轴22的顶端均向无人机机身尾部的方向倾斜相同的角度，进而使得机翼组件在处于展开状态时带有上反角，即图12所示。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种机翼折叠结构，其特征在于，包括翼台、旋转组件、机翼组件、驱动组件与限位组件，所述旋转组件包括并排转动连接在所述翼台上的第一转轴与第二转轴，所述机翼组件包括左机翼与右机翼；

所述左机翼的一端固定连接在所述第一转轴的顶端，另一端向远离所述第一转轴的方向延伸；所述右机翼的一端固定连接在所述第二转轴的顶端，另一端向远离所述第二转轴的方向延伸；

所述机翼组件具有折叠状态与展开状态：

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述左机翼与所述右机翼处于层叠状态，且所述左机翼位于所述右机翼的上方；

当所述机翼组件处于展开状态时，所述左机翼与所述右机翼的高度平齐且相互对称，且所述左机翼与所述右机翼分别向所述翼台的两侧延伸；

所述限位组件设在所述翼台上并与所述旋转组件活动相连，以用于在所述限位组件有效时限制所述旋转组件固定，使所述机翼组件处于折叠状态；

所述驱动组件与所述旋转组件传动相连，以用于在所述限位组件失效时驱动所述旋转组件旋转，进而使所述机翼组件由折叠状态转换为展开状态。

2.根据权利要求1所述机翼折叠结构，其特征在于，所述第一转轴或所述第二转轴上设有升降机构，以用于在所述第一转轴转动过程中带动所述第一转轴沿轴向下降，或在所述第二转轴转动过程中带动所述第二转轴沿轴向上升。

3.根据权利要求2所述机翼折叠结构，其特征在于，所述升降机构包括导向杆与螺旋槽，所述螺旋槽设在所述第一转轴或所述第二转轴的侧壁上；

所述螺旋槽的两端在所述第一转轴或所述第二转轴上的轴向跨度与所述机翼组件处于折叠状态时所述左机翼、所述右机翼之间的高度差相等；

所述导向杆的一端与所述翼台固定相连，另一端经过所述螺旋槽后位于所述第一转轴或所述第二转轴内，或另一端经过所述螺旋槽后穿过所述第一转轴或所述第二转轴；

所述导向杆与所述螺旋槽滑动相连，当所述机翼组件处于折叠状态时，所述导向杆位于所述螺旋槽的一端；当所述机翼组件处于展开状态时，所述导向杆位于所述螺旋槽的另一端。

4.根据权利要求1或2或3所述机翼折叠结构，其特征在于，所述第一转轴的轴向与所述翼台所在的平面之间的夹角为α1，所述第二转轴的轴向与所述翼台所在的平面之间的夹角为α2，其中，0°<α1＝α2<90°。

5.根据权利要求1或2或3所述机翼折叠结构，其特征在于，所述驱动组件包括第一拉簧，所述第一转轴的侧壁上沿周向设有第一拉簧槽；

所述第一拉簧槽上设有第一拉簧座，所述第一拉簧的一端所述第一拉簧座固定相连，另一端经过部分所述第一拉簧槽后与外部固定件相连；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述第一拉簧具有预紧力，以使得所述第一转轴具有转动的趋势。

6.根据权利要求5所述机翼折叠结构，其特征在于，所述驱动组件还包括第二拉簧，所述第二转轴的侧壁上沿周向设有第二拉簧槽；

所述第二拉簧槽上设有第二拉簧座，所述第二拉簧的一端所述第二拉簧座固定相连，另一端经过部分所述第二拉簧槽后与外部固定件相连；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述第二拉簧具有预紧力，以使得所述第二转轴具有转动的趋势。

7.根据权利要求1或2或3所述机翼折叠结构，其特征在于，所述限位组件包括第一限位结构，所述第一限位结构包括第一限位座、第一限位杆与第一控制杆，所述第一转轴的侧壁设有第一限位槽；

所述第一限位座固定连接在所述翼台上，所述第一控制杆的中部铰接在所述第一限位座上，所述第一限位杆滑动连接在所述第一限位座上；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述第一限位杆的一端与所述第一控制杆的端部铰接，另一端穿过所述第一限位座、所述翼台后嵌入所述第一限位槽。

8.根据权利要求7所述机翼折叠结构，其特征在于，所述限位组件还包括第二限位结构，所述第二限位结构包括第二限位座、第二限位杆与第二控制杆，所述第二转轴的侧壁设有第二限位槽；

所述第二限位座固定连接在所述翼台上，所述第二控制杆的中部铰接在所述第二限位座上，所述第二限位杆滑动连接在所述第二限位座上；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述第二限位杆的一端与所述第二控制杆的端部铰接，另一端穿过所述第二限位座、所述翼台后嵌入所述第二限位槽。

9.根据权利要求1或2或3所述机翼折叠结构，其特征在于，所述第一转轴的顶端固定设有第一夹持件，所述第二转轴的顶端固定设有第二夹持件；

所述左机翼与所述第一夹持件固定相连，所述右机翼与所述第二夹持件固定相连。

10.根据权利要求9所述机翼折叠结构，其特征在于，所述第一转轴的顶端还设有第一增强座与第一增强杆，所述第二转轴的顶端还设有第二增强座与第二增强杆；

所述第一增强座与所述第一转轴固定相连，所述第一增强杆的一端与所述第一增强座固定相连，另一端固定嵌入所述左机翼；

所述第二增强座与所述第二转轴固定相连，所述第二增强杆的一端与所述第二增强座固定相连，另一端固定嵌入所述右机翼。

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