CN117465655A - 轻型飞机机翼及轻型飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器领域，提供一种轻型飞机机翼及轻型飞机,包括：骨架；天线，设有可转动地设置于骨架的平面收发部，平面收发部的转动轴线与平面收发部为非垂直；转动驱动装置，与平面收发部连接并用于驱动平面收发部转动；控制组件，与转动驱动装置电连接，并基于轻型飞机的姿态信息，控制转动驱动装置驱动平面收发部转动；蒙皮，罩设在骨架的外侧，蒙皮与天线相对的位置设有贯通孔；盖板，可拆卸地盖设于贯通孔，盖板的外表面与蒙皮的外表面平齐，盖板设置为能够供电磁波穿过。通过贯通孔将天线安装于轻型飞机机翼的内部，从而能够充分利用机翼内部的空间对天线进行安装，解决了现有技术中的轻型飞机的机身不便于安装平板形天线的问题。

Description

轻型飞机机翼及轻型飞机

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种轻型飞机机翼及轻型飞机。

背景技术

轻型飞机主要包括轻型运动类飞机、初级类飞机以及6座以下23部飞机，因其轻便、安全、使用要求低、易于操作和价格低廉等特点，被广泛应用于私人飞行、公务飞行、地质勘探、航空摄影、森林巡逻和消防救援等多种领域，为人们的生活和工作提供了便利和高效的服务。轻型飞机上通常需要安装天线以支持飞机的通信功能、导航功能和数据传输功能。

发明人发现，在相关技术中，天线设置为平板形天线，并集成在飞机机身背部的蒙皮内或者腹部蒙皮内。由于天线的面积较大，而轻型飞机的机身相对于大型飞机较小，机身的蒙皮无法完全罩住天线，因此需要利用整流罩罩设在天线的外侧，而整流罩容易增加轻型飞机的阻力，影响轻型飞机的气动性能。

除此之外，发明人还发现相关技术中，将天线设置在机身的背部或者腹部，在飞机的飞行姿态发生变化时，导致天线被机体遮挡，容易使天线收发卫星或者地表通信设备的电磁波信号受到影响，导致信号丢失的问题。

发明内容

本发明提供一种轻型飞机机翼及轻型飞机，用以解决现有技术中机身用于安装平板形天线的空间较小，以及天线在飞机飞行姿态变化时容易被遮挡的缺陷，实现降低天线安装难度以及减少天线被遮挡的效果。

本发明提供一种轻型飞机机翼，包括：

骨架，用于与轻型飞机的机身连接；

天线，设有用于收发电磁波信号的平面收发部，所述平面收发部可转动地设置于所述骨架，所述平面收发部的转动轴线与所述平面收发部为非垂直，以使所述平面收发部的朝向可调，在轻型飞机处于静止状态，所述平面收发部相对于水平面的倾斜角度大于所述轻型飞机机翼的上反角或者下反角，平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度大于0度且小于或者等于15度，轻型飞机机翼1的上反角或者下反角大于0度且小于或者等于7度；

转动驱动装置，与所述平面收发部连接，并用于驱动所述平面收发部转动；

蒙皮，罩设在所述骨架的外侧，所述蒙皮与所述天线相对的位置设有用于取放所述天线的贯通孔；

盖板，可拆卸地盖设于所述贯通孔，所述盖板的外表面与所述蒙皮的外表面平齐，所述盖板设置为能够供电磁波穿过；

控制组件，与所述转动驱动装置电连接；在轻型飞机处于飞行状态，所述控制组件基于所述姿态信息，确定所述飞机带坡度转弯且转弯坡度大于或等于15度时，在所述轻型飞机机翼设有上反角的条件下，控制所述转动驱动装置驱动位于轻型飞机转弯方向相同侧的所述平面收发部转动，在所述轻型飞机机翼设有下反角的条件下，控制所述转动驱动装置驱动位于轻型飞机转弯方向相反侧的所述平面收发部转动，直至所述平面收发部相对于水平面的倾斜角度小于所述轻型飞机机翼相对于水平面的倾斜角度，且所述轻型飞机机翼与所述平面收发部的角度差大于0度且小于15度。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，在轻型飞机处于飞行状态，所述控制组件基于所述姿态信息，确定所述轻型飞机爬升或者下滑时，控制所述转动驱动装置驱动所述平面收发部转动，直至沿所述机身的长度方向，所述平面收发部相对于所述机翼的倾斜方向与所述机身的倾斜方向相反。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，所述天线还包括底座，所述底座与所述骨架可拆卸连接，所述平面收发部与所述底座转动连接，所述转动驱动装置安装于所述底座。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，所述轻型飞机机翼安装于所述机身时设置有上反角或者下反角，所述天线设有用于接收电磁波或者发送电磁波的平面收发部，所述平面收发部与所述轻型飞机机翼的倾斜方向相同，并且所述平面收发部的倾斜角度大于所述轻型飞机机翼的倾斜角度。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，还包括转动驱动装置，所述天线可转动地设置于所述骨架，并且所述天线的转动轴线沿所述机身的高度方向延伸，所述转动驱动装置与所述天线连接，所述转动驱动装置用于驱动所述天线转动，以调整所述天线的所述平面收发部的朝向。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，还包括控制组件，所述控制组件与所述转动驱动装置连接，所述控制组件基于所述轻型飞机的姿态信息，控制所述转动驱动装置驱动所述天线转动。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，还包括密封件，所述蒙皮的表面设有沉孔，所述贯通孔设置在所述沉孔的孔底，所述盖板设置于所述沉孔，所述密封件设置于所述盖板与所述蒙皮之间。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，所述蒙皮包括上壳体和下壳体，所述上壳体和所述下壳体拼接并形成空腔，所述骨架设置在所述空腔内，所述上壳体和所述下壳体均与所述骨架相连接，所述上壳体或者所述下壳体设置有所述贯通孔。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，所述骨架包括加强肋、翼梁、翼肋、连接梁和连接板；

其中，所述翼梁的两端均连接有所述加强肋，并且所述翼梁一端的所述加强肋用于与所述机身连接，所述翼梁另一端的所述加强肋的外侧连接有至少两个所述连接梁，至少两个所述连接梁远离所述加强肋的一端均与所述连接板连接，所述天线与至少两个所述连接梁连接，所述翼梁设有多个沿所述翼梁的长度方向排布的所述翼肋。

根据本发明提供的一种轻型飞机机翼，还包括安装座，所述安装座的数量设置为两个，两个所述安装座均与所述骨架相连接，两个所述安装座沿所述骨架的长度方向分布，所述天线与两个所述安装座连接。

本发明还提供一种轻型飞机，包括如上所述的轻型飞机机翼。

根据本发明提供的一种轻型飞机，还包括处理单元，两个轻型飞机机翼的所述天线均与所述处理单元连接，所述处理单元获取两个所述天线的电磁波信号，所述处理单元对两个所述天线的电磁波信号进行比较，并选择电磁波信号强度高的所述天线传输数据。

本发明提供的轻型飞机机翼，通过设置骨架能够使轻型飞机机翼与轻型飞机的机身相连。通过设置天线使得天线能够对天或者对地进行通信。

通过在蒙皮上设置贯通孔，以便于将天线从贯通孔安装于蒙皮内的骨架上，或者从蒙皮内的骨架上取出。通过设置盖板能够封闭所述贯通孔使蒙皮形成闭合的空腔，通过使盖板的外表面与蒙皮的外表面平齐，能够减少盖板对轻型飞机机翼移动性能的影响，通过使盖板设置为供电磁波穿过，使得天线能够透过盖板接收或者发射电电磁波信号，减少盖板对电磁波的遮挡。

如此设置，本发明提供的轻型飞机机翼，利用机翼内部中空的特点，能够通过贯通孔将天线安装于轻型飞机机翼的内部，从而能够充分利用机翼内部的空间对天线进行安装，解决了现有技术中的轻型飞机的机身不便于安装平板形天线的问题。另外，盖板与蒙皮平齐，能够减少盖板对轻型飞机气动性能的影响。

通过使天线的平面收发部可转动设置，并且平面收发部的转动轴线沿机身的高度方向延伸，并与平面收发部为非垂直，在轻型飞机飞行过程中，控制组件可以基于飞机的姿态信息，控制转动驱动装置驱动平面收发部转动，以调整平面收发部的朝向，使其能够更好地对准卫星或者地表通信设备，减少飞机机身的遮挡，从而使平面收发部能够更好地收发电磁波信号，减少飞机姿态变化对天线收发电磁波信号产生的影响。

本发明提供的轻型飞机，由于包含了本发明提供的轻型飞机机翼，因此同时包含了轻型飞机机翼的上述所有优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明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他的附图。

图1是本发明一些实施例中提供的轻型飞机机翼的结构示意图；

图2是本发明一些实施例中提供的轻型飞机的爆炸图；

图3是图2所示视图中轻型飞机拆除蒙皮后的结构示意图；

图4是本发明一些实施例中提供的轻型飞机正面的结构示意图；

图5是本发明一些实施例中提供的天线朝上安装于具有上反角的轻型飞机机翼时的结构示意图；

图6是本发明一些实施例中提供的天线朝下安装于具有上反角的轻型飞机机翼时的结构示意图；

图7是图5所示视图中天线转动之后的状态示意图；

图8是本发明一些实施例中提供的天线安装于具有下反角的轻型飞机机翼时的结构示意图；

图9是本发明一些实施例中提供的飞机向左带坡度转弯时的状态示意图；

图10是本发明一些实施例中提供的飞机爬升时的状态示意图；

图11是本发明一些实施例中提供的天线的结构示意图。

附图标记：

1、轻型飞机机翼；101、骨架；101a、加强肋；101b、翼梁；101c、翼肋；101d、连接梁；101e、连接板；102、天线；102a、平面收发部；102b、转轴；102c、底座；103、蒙皮；103a、贯通孔；103b、沉孔；103c、上壳体；103d、下壳体；104、盖板；105、安装座；106、密封件；2、机身。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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。

下面结合图1至图11描述本发明的实施例中提供的轻型飞机机翼1。

具体而言，轻型飞机机翼1包括骨架101、天线102、转动驱动装置、控制组件、蒙皮103及盖板104。

其中，骨架101用于与轻型飞机的机身2相连接，具体而言，骨架101与机身2的框架相连接。

参考图5和图7所示，天线包括用于收发电磁波信号的平面收发部102a。即天线102为平板形天线。可选地，天线102设置为圆形结构时，半径大于200mm；天线102设置为方形结构时，边长大于400mm。可选地，天线102为相控阵天线，例如，相控阵天线为相控阵对天天线或者相控阵对地天线。相应地，平面收发部102a设置为平面相控阵。

平面收发部102a可转动地设于骨架101。平面收发部102a的转动轴线沿机身2的高度方向延伸，并且平面收发部102a的转动轴线与平面收发部102a非垂直设置，以使平面收发部102a的朝向可调。其中，机身2的高度方向是指轻型飞机静止位于地面时的高度方向，例如图4中的竖直方向。平面收发部102a的转动轴线与平面收发部102a为非垂直，是指平面收发部102a的转动轴线与平面收发部102a之间的夹角非90度。

在轻型飞机处于静止状态，平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度大于轻型飞机机翼的上反角或者下反角。其中，水平面是指飞机静止位于地面时的水平方向，例如图4中的水平方向。进一步地，平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度大于0度且小于或者等于15度，轻型飞机机翼1的上反角或者下反角大于0度且小于或者等于7度。具体地，在骨架101远离机身2的一端向上倾斜设置时，轻型飞机机翼1形成上反角，在骨架101远离机身2的一端向下倾斜设置时，轻型飞机机翼1形成下反角。

转动驱动装置与平面收发部102a连接，并用于驱动平面收发部102a转动。可选地，转动驱动装置为电机。电机的机壳与骨架101连接，电机的输出轴与平面收发部102a连接。

蒙皮103罩设在骨架101的外侧并与骨架101相连接。蒙皮103与天线102相对的位置设置有贯通孔103a，贯通孔103a用于取放天线102。即贯通孔103a的孔径大于或者等于天线102的截面积，以使天线102能够通过贯通孔103a。

盖板104盖设于贯通孔103a，盖板104与蒙皮103可拆卸连接，以使盖板104能够启闭所述贯通孔103a。盖板104的外表面与蒙皮103的外表面平齐，即盖板104的外形与蒙皮103的气动外形相契合。盖板104设置为能够供电磁波穿过，例如盖板104的材质设置为可供电磁波穿过的透波复合材料。

控制组件与转动驱动装置电连接。在轻型飞机处于飞行状态，控制组件基于轻型飞机的姿态信息，确定飞机带坡度转弯且转弯坡度大于或等于15度时，在轻型飞机机翼1具有上反角的条件下，控制转动驱动装置驱动，位于轻型飞机转弯方向相同侧的平面收发部102a转动。在轻型飞机机翼1具有下反角的条件下，控制转动驱动装置驱动，位于轻型飞机转弯方向相反侧的平面收发部102a转动。直至平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度小于轻型飞机机翼相对于水平面的倾斜角度，且轻型飞机机翼与平面收发部102a的角度差大于0度且小于15度。此处所述的水平面是指轻型飞机处于飞行过程中的水平面。

可选地，控制组件可以是天线的控制系统或者轻型飞机的控制系统。可选地，姿态信息包括横向坡度和俯仰角度。例如，飞机的姿态信息可以通过飞机上的传感器获取。

可选地，轻型飞机的转弯坡度可以是15度、20度、30度、45度或者60度。

本发明实施例中提供的轻型飞机机翼1，通过设置骨架101能够使轻型飞机机翼1与轻型飞机的机身2相连。通过设置天线102，使得轻型飞机能够对天或者对地进行通信。

通过在蒙皮103上设置贯通孔103a，以便于将天线102从贯通孔103a安装于蒙皮103内的骨架101上，或者从蒙皮103内的骨架101上取出。通过设置盖板104能够封闭所述贯通孔103a使蒙皮103形成封闭的空腔，通过使盖板104的外表面与蒙皮103的外表面平齐，能够减少盖板104对轻型飞机机翼1移动性能的影响，通过使盖板104设置为供电磁波穿过，使得天线102能够透过盖板104接收或者发射电电磁波信号，减少盖板104对电磁波信号的遮挡。

如此设置，本发明实施例中提供的轻型飞机机翼1，利用机翼内部中空的特点，能够通过贯通孔103a将天线安装于轻型飞机机翼1的内部，从而能够充分利用机翼内部的空间对天线进行安装，解决了现有技术中的轻型飞机的机身不便于安装平板形天线的问题。另外，盖板104与蒙皮103平齐，能够减少盖板104对轻型飞机气动性能的影响。

除此之外，发明人还发现相关技术中，将天线设置在机身的背部或者腹部，在飞机的飞行姿态发生变化时，导致天线的朝向发生变化，容易使天线收发卫星或者地表通信设备的电磁波信号受到影响，导致信号丢失的问题。

本发明实施例中，根据轻型飞机的姿态信息，确定轻型飞机带坡度转弯且转弯坡度大于15度时，基于轻型飞机机翼的上反角或者下反角，控制相应侧的轻型飞机机翼的平面收发部102a转动，并使平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度小于轻型飞机机翼相对于水平面的倾斜角度，从而使得平面收发部102a能够更好地与飞机上方的卫星或者飞机下方的地表通信设备相对，进而能够更好地收发电磁波信号，减少飞机姿态变化对天线收发电磁波信号产生的影响，以及飞机的机身对电磁波信号的遮挡。

详细分析如下：

参考图5所示，在本发明提供的一些实施例中，天线102设置为相控阵对天天线，则所述贯通孔103a开设于所述蒙皮103的上表面，以使天线102能够透过贯通孔103a及盖板104与卫星通信。当然，天线102并不局限于设置为相控阵对天天线，例如，参考图6所示，在本发明提供的其他实施例中，天线102设置为相控阵对地天线，则所述贯通孔103a开设于所述蒙皮103的下表面，以使天线102能够透过贯通孔103a及盖板104与地表通信设备进行通信。

其一、在轻型飞机机翼具有上反角的条件下，控制转动驱动装置驱动位于轻型飞机转弯方向相同侧的平面收发部102a转动，直至所述平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度小于轻型飞机机翼相对于水平面的倾斜角度，包括如下：

参考图5和图9所示，在轻型飞机机翼1形成有上反角，且图中天线为相控阵对天天线。例如，轻型飞机机翼1的上反角为b，平面收发部102a的倾斜角度为a，则a大于b，且0°＜a＜15°，0°＜b＜7°。

于本实施例中，参考图9所示，假设图9为从轻型飞机的尾部观察所得到的视图，则如图9所示，轻型飞机在向左侧带坡度转弯时，轻型飞机左侧的轻型飞机机翼1向下倾斜，轻型飞机右侧的轻型飞机机翼1向上倾斜。此时，控制组件控制转动驱动装置驱动左侧轻型飞机机翼1上的平面收发部102a转动，以使左侧轻型飞机机翼1的平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度小于左侧的轻型飞机机翼1相对于水平面的倾斜角度，使得左侧的轻型飞机机翼1上的平面收发部102a能够相对于左侧的轻型飞机机翼更接近水平，从而能够更好地与轻型飞机上方的卫星对正，进而能够更好地收发轻型飞机上方的卫星的电磁波信号。

同理，轻型飞机向右侧带坡度转弯时，控制组件控制转动驱动装置驱动右侧的轻型飞机机翼1上的平面收发部102a转动，以使右侧的轻型飞机机翼1的平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度小于右侧的轻型飞机机翼1相对于水平面的倾斜角度，则右侧的天线能够更好地收发电磁波信号，对此不再赘述。

同理，参考图6所示，轻型飞机机翼具有上反角且天线设置为相控阵对地天线，假设图6为从轻型飞机的尾部观察所得到的视图，在轻型飞机向左侧带坡度转弯时，控制组件控制转动驱动装置驱动左侧的轻型飞机机翼1上的平面收发部102a转动，以使左侧的天线相对于左侧的轻型飞机机翼更接近水平，从而能够更好地与轻型飞机下方的地面通信设备对正，进而能够更好地与地表通信设备收发电磁波信号。在轻型飞机向右侧带坡度转弯时，则控制组件控制转动驱动装置驱动右侧的轻型飞机机翼1上的平面收发部102a转动，以使右侧的天线相对于右侧的轻型飞机机翼更接近水平，从而能够更好地从地表通信设备收发电磁波信号。

综上可知，对于具有上反角的轻型飞机机翼而言，控制组件在确定轻型飞机带坡度转弯时，通过位于轻型飞机转弯方向相同侧的天线进行通信，能够减少轻型飞机丢失信号的问题。

其二、在轻型飞机机翼具有下反角的条件下，控制转动驱动装置驱动位于轻型飞机转弯方向相反侧的平面收发部102a转动，直至平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度小于轻型飞机机翼相对于水平面的倾斜角度，包括如下：

参考图8所示，在轻型飞机机翼1形成有下反角，且天线设置为相控阵对天天线。例如，轻型飞机机翼1的下反角为b，平面收发部102a的倾斜角度为a，则a大于b，且0°＜a＜15°，0°＜b＜7°。

于本实施例中，假设图8为从轻型飞机的尾部观察所得到的视图，则轻型飞机在向左侧带坡度转弯时，轻型飞机左侧的轻型飞机机翼1向下倾斜，轻型飞机右侧的轻型飞机机翼1向上倾斜。此时，控制组件控制转动驱动装置驱动右侧的轻型飞机机翼1上的平面收发部102a转动，以使右侧的轻型飞机机翼1的平面收发部102a相对于水平面的倾斜角度小于右侧的轻型飞机机翼1相对于水平面的倾斜角度，使得右侧轻型飞机机翼1上的平面收发部102a相对于右侧的轻型飞机机翼1能够更接近水平，从而能够更好地与轻型飞机上方的卫星对正，进而能够更好地收发轻型飞机上方的卫星的电磁波信号。

同理，轻型飞机向右侧带坡度转弯时，则控制组件控制转动驱动装置驱动左侧的轻型飞机机翼1上的平面收发部102a转动，以使左侧的天线能够更好地收发电磁波信号，对此不再赘述。

同理，对于轻型飞机机翼具有下反角，且天线设置为相控阵对地天线而言，在轻型飞机向左侧带坡度转弯时，控制组件控制转动驱动装置驱动右侧的轻型飞机机翼1上的平面收发部102a转动，以使右侧的天线相对于右侧的轻型飞机机翼更接近水平，从而能够更好地从地表通信设备收发电磁波信号。在轻型飞机向右侧带坡度转弯时，控制组件控制转动驱动装置驱动左侧的轻型飞机机翼1上的平面收发部102a转动，以使左侧的天线相对于左侧的轻型飞机机翼更接近水平，从而能够更好地从地表通信设备收发电磁波信号。

综上可知，对于具有下反角的轻型飞机机翼而言，控制组件在确定轻型飞机带坡度转弯时，通过位于轻型飞机所转方向相反侧的天线进行通信，以减少轻型飞机丢失信号的问题。

综上所述，参考图5-图10所示，通过使天线102的平面收发部102a可转动设置，并且平面收发部102a的转动轴线沿机身2的高度方向延伸，并与平面收发部102a为非垂直，在轻型飞机飞行过程中，控制组件可以基于飞机的姿态信息，控制转动驱动装置驱动平面收发部102a转动，以调整平面收发部102a的朝向，减少飞机机身的遮挡，使其能够更好地对准卫星或者地表通信设备，从而使平面收发部102a能够更好地收发电磁波信号，减少飞机姿态变化对天线收发电磁波信号产生的影响。

参考图10所示，在本发明提供的一些实施例中，在轻型飞机处于飞行状态，控制组件基于姿态信息，确定飞机爬升或者下滑时，控制转动驱动装置驱动平面收发部102a转动，直至沿机身2的长度方向，平面收发部102a的倾斜方向与机身2的倾斜方向相反。

具体地，以图10为例，假设轻型飞机向图中左侧爬升，则轻型飞机的机头向上倾斜，机尾向下倾斜。控制组件控制转动驱动装置驱动平面收发部102a转动，以使平面收发部102a的倾斜方向与机身2的倾斜方向相反。具体而言，参考图10所示，沿机身2的长度方向，平面收发部102a靠近机身2尾部的一侧，向轻型飞机的顶部倾斜。平面收发部102a靠近机身2头部的一侧，向轻型飞机的底部倾斜，使得平面收发部102a相对于轻型飞机机翼1而言更趋于水平，从而更好地收发卫星或者地表通信设备的电磁波信号。

如此设置，控制组件能够在轻型飞机爬升或者下滑的过程中，控制转动驱动装置驱动平面收发部102a转动至与轻型飞机的倾斜角度相反的状态，使平面收发部102a的角度更接近水平，从而能够更好地收发卫星或者地表通信设备的电磁波信号。

参考图5-图8所示，在本发明提供的一些实施例中，天线还包括底座102c。底座102c与骨架101可拆卸连接，例如通过螺纹紧固件可拆卸连接。平面收发部102a与底座102c转动连接，转动驱动装置安装于底座102c。于本实施例中，通过使底座102c与骨架101可拆卸连接，以便于对天线102进行拆卸。

可选地，转动驱动装置包括电机，电机安装于底座102c，平面收发部102a与电机的输出轴连接。或者，平面收发部102a通过转轴102b与底座102c转动连接，电机的输出轴与转轴102b传动连接。

在本发明提供的一些实施例中，轻型飞机机翼1还包括密封件106。蒙皮103的表面设有沉孔103b，贯通孔103a设置在沉孔103b的孔底，盖板104设置于沉孔103b，密封件106设置于盖板104与蒙皮103之间。

于本实施例中，通过在蒙皮103的表面设置沉孔103b，并且贯通孔103a设置在沉孔103b的孔底，如此在将盖板104和密封件106安装于沉孔103b之后，能够避免盖板104突出于蒙皮103的外表面的问题，使得盖板104能够与蒙皮103平齐。通过在盖板104与蒙皮103之间设置密封件106，能够提高盖板104与蒙皮103之间的密封效果，避免蒙皮103内的气体从盖板104与蒙皮103之间的间隙泄漏影响轻型飞机的升力和稳定性的问题，另外能避免水汽进入到蒙皮103内部，对天线102造成腐蚀的问题。

在本发明提供的一些实施例中，蒙皮103包括上壳体103c和下壳体103d，上壳体103c和下壳体103d拼接并形成空腔，骨架101设置在空腔内，上壳体103c和下壳体103d均与骨架101相连接，上壳体103c或者下壳体103d设置有贯通孔103a。

于本实施例中，通过使蒙皮103包括上壳体103c和下壳体103d，以便于对上壳体103c和下壳体103d分别加工之后，再进行拼装，从而降低蒙皮103的加工难度和安装难度。

可选地，上壳体103c和下壳体103d可以通过螺纹紧固件连接、铆钉连接或者粘接连接的方式进行连接。

可选地，上壳体103c或下壳体103d可以通过螺纹紧固件连接、铆钉连接或者粘接连接的方式与骨架101连接。

参考图3所示，在本发明提供的一些实施例中，骨架101包括加强肋101a、翼梁101b、翼肋101c、连接梁101d和连接板101e。

其中，翼梁101b的两端均连接有加强肋101a，例如，翼梁101b与加强肋101a机械连接。翼梁101b一端的加强肋101a用于与机身2连接，加强肋101a与机身2机械连接。翼梁101b另一端的加强肋101a的外侧连接有至少两个连接梁101d，连接梁101d与加强肋101a机械连接。至少两个连接梁101d远离加强肋101a的一端均与连接板101e连接，连接梁101d与连接板101e连接或者焊接。天线102与至少两个连接梁101d连接，翼梁101b设有多个沿翼梁101b的长度方向排布的翼肋101c，翼肋101c与翼梁101b铆接或者焊接。

于本实施例中，天线102设置在两个加强肋101a之间，从而能够充分利用两个加强肋101a之间的空间。通过至少两个连接梁101d连接两个加强肋101a，并且将天线102安装于至少两个加强肋101a上，一方面能提高两个加强肋101a的连接强度，另一方面能够提高连接梁101d对天线102支撑的稳固性。

进一步地，连接梁101d的数量设置为两个，天线102设置在两个连接梁101d上，如此能够减少轻型飞机机翼1重量的前提下，保证对天线102的支撑效果和固定效果。

在本发明提供的一些实施例中，轻型飞机机翼1还包括安装座105，安装座105的数量设置为两个，两个安装座105均与骨架101相连接，两个安装座105沿骨架101的长度方向分布，两个安装座105之间具有间距，天线102与两个安装座105连接。可选地，安装座105设置为杆体结构。

如此设置，两个安装座105之间具有间距，天线102安装于两个安装座105之后，天线102中部的部分悬置，以便于天线102的热量从两个安装座105之间排出，从而能够保证天线102的散热效果。另外，设置两个安装座105分别与天线102的两侧连接，能够对天线102形成更好支撑和固定效果。

可选地，安装座105通过螺纹紧固件与骨架101相连接，天线102与安装座105通过螺纹紧固件连接，如此设置，能够方便地对安装座105进行更换，例如，可以更换不同高度或者形状的安装座105，以使天线102在蒙皮103内具有合适的位置或者高度。可选地，两个安装座105均连接在两个连接梁101d之间。

进一步地，两个安装座105的高度不同，以使天线102的所述平面收发部102a能够在轻型飞机机翼1的反角的基础上进一步产生倾斜。

本发明实施例中还提供一种轻型飞机。

具体而言，轻型飞机包括如上所述的轻型飞机机翼1。

需要说明的是，轻型飞机包含了轻型飞机机翼1，同时也就包含了轻型飞机机翼1的上述所有优点，此处不再赘述。

本发明所述的轻型飞机主要包括轻型运动类飞机、初级类飞机以及6座以下23部飞机。

在本发明提供的一些实施例中，轻型飞机还包括处理单元，两个轻型飞机机翼1的天线102均与处理单元连接。处理单元获取两个天线102的电磁波信号，并对两个天线102的电磁波信号进行比较，并选择电磁波信号强度高的天线102传输数据。

如此设置，第一方面，两个天线102能够互为备份，其中一个天线102出现故障或无法正常工作时，另一个天线102可以自动接管，保证设备的正常工作。第二方面，选择电磁波信号强度高的天线102传输数据，能够保证轻型飞机传输数据的质量，从而保证通信质量，提高轻型飞机运行的稳定性。

可选地，处理单元可以通过比较天线102接收电磁波信号的电流或者电压，来对电磁波信号的强弱进行比较。一般来说，信号电压或电流较大的天线102接收到的信号强度也较大。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件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实施例的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“第一方面实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种轻型飞机机翼，其特征在于，包括：

骨架（101），用于与轻型飞机的机身（2）连接；

天线（102），包括用于收发电磁波信号的平面收发部（102a），所述平面收发部（102a）可转动地设于所述骨架（101），所述平面收发部（102a）的转动轴线沿所述机身（2）的高度方向延伸，并与所述平面收发部（102a）为非垂直，在轻型飞机处于静止状态，所述平面收发部（102a）相对于水平面的倾斜角度大于所述轻型飞机机翼的上反角或者下反角，平面收发部（102a）相对于水平面的倾斜角度大于0度且小于或者等于15度，轻型飞机机翼1的上反角或者下反角大于0度且小于或者等于7度；

转动驱动装置，与所述平面收发部（102a）连接，并用于驱动所述平面收发部（102a）转动；

蒙皮（103），罩设在所述骨架（101）的外侧，所述蒙皮（103）与所述天线（102）相对的位置设有用于取放所述天线（102）的贯通孔（103a）；

盖板（104），可拆卸地盖设于所述贯通孔（103a），所述盖板（104）的外表面与所述蒙皮（103）的外表面平齐，所述盖板（104）设置为能够供电磁波穿过；

控制组件，与所述转动驱动装置电连接；在轻型飞机处于飞行状态，所述控制组件基于轻型飞机的姿态信息，确定轻型飞机带坡度转弯且转弯坡度大于或等于15度时，在所述轻型飞机机翼具有上反角的条件下，控制所述转动驱动装置驱动位于轻型飞机转弯方向相同侧的所述平面收发部（102a）转动，在所述轻型飞机机翼具有下反角的条件下，控制所述转动驱动装置驱动位于轻型飞机转弯方向相反侧的所述平面收发部（102a）转动，直至所述平面收发部（102a）相对于水平面的倾斜角度小于所述轻型飞机机翼相对于水平面的倾斜角度，且所述轻型飞机机翼与所述平面收发部（102a）的角度差大于0度且小于15度。

2.根据权利要求1所述的轻型飞机机翼，其特征在于，在轻型飞机处于飞行状态，所述控制组件基于所述姿态信息，确定所述飞机爬升或者下滑时，控制所述转动驱动装置驱动所述平面收发部（102a）转动，直至沿所述机身（2）的长度方向，所述平面收发部（102a）的倾斜方向与所述机身（2）的倾斜方向相反。

3.根据权利要求1所述的轻型飞机机翼，其特征在于，所述天线还包括底座，所述底座与所述骨架（101）可拆卸连接，所述平面收发部（102a）与所述底座转动连接，所述转动驱动装置安装于所述底座。

4.根据权利要求1-3任一项所述的轻型飞机机翼，其特征在于，还包括密封件（106），所述蒙皮（103）的表面设有沉孔（103b），所述贯通孔（103a）设置在所述沉孔（103b）的孔底，所述盖板（104）设置于所述沉孔（103b），所述密封件（106）设置于所述盖板（104）与所述蒙皮（103）之间。

5.根据权利要求1-3任一项所述的轻型飞机机翼，其特征在于，所述蒙皮（103）包括上壳体（103c）和下壳体（103d），所述上壳体（103c）和所述下壳体（103d）拼接并形成空腔，所述骨架（101）设置在所述空腔内，所述上壳体（103c）和所述下壳体（103d）均与所述骨架（101）相连接，所述上壳体（103c）或者所述下壳体（103d）设置有所述贯通孔（103a）。

6.根据权利要求1-3任一项所述的轻型飞机机翼，其特征在于，所述骨架（101）包括加强肋（101a）、翼梁（101b）、翼肋（101c）、连接梁（101d）和连接板（101e）；

其中，所述翼梁（101b）的两端均连接有所述加强肋（101a），并且所述翼梁（101b）一端的所述加强肋（101a）用于与所述机身（2）连接，所述翼梁（101b）另一端的所述加强肋（101a）的外侧连接有至少两个所述连接梁（101d），至少两个所述连接梁（101d）远离所述加强肋（101a）的一端均与所述连接板（101e）连接，所述天线（102）与至少两个所述连接梁（101d）连接，所述翼梁（101b）设有多个沿所述翼梁（101b）的长度方向排布的所述翼肋（101c）。

7.根据权利要求1-3任一项所述的轻型飞机机翼，其特征在于，还包括安装座（105），所述安装座（105）的数量设置为两个，两个所述安装座（105）均与所述骨架（101）相连接，两个所述安装座（105）沿所述骨架（101）的长度方向分布，所述天线（102）与两个所述安装座（105）连接。

8.一种轻型飞机，其特征在于，包括如权利要求1-7任一项所述的轻型飞机机翼。

9.根据权利要求8所述的轻型飞机，其特征在于，还包括处理单元，两个机翼的所述天线（102）均与所述处理单元连接，所述处理单元获取两个所述天线（102）的电磁波信号，所述处理单元对两个所述天线（102）的电磁波信号进行比较，并选择电磁波信号强度高的所述天线（102）传输数据。