CN207225650U - 飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开一种飞行器，包括飞行器主体；第一旋翼组件；及升力翼，所述升力翼包括升力翼主体、至少一个支撑柱，所述支撑柱一端固定于所述飞行器主体尾部，另一端连接于所述升力翼主体下表面，当飞行器在巡航平飞状态时，升力翼产生升力，并且所述第一旋翼组件的螺旋桨旋转产生的气流流经升力翼主体，使得所述升力翼产生的升力得到提升，在本实用新型技术方案中飞行器具有常见混合升力布局飞行器的优点，即具有垂直起降功能和较高的巡航动力使用效率，但又减小了横向宽度，提高了飞行器对起降场地的适应性。

Description

飞行器

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，特别涉及一种飞行器。

背景技术

随着科学技术迅速发展，人们生活水平提高，飞行器已经广泛应用于人们生活中，现有常见的混合升力布局飞行器，通过常规多旋翼和常规固定翼结合的布局方式兼具了前面两者的优点，即具有垂直起降功能和较高的巡航动力使用效率，通过在飞行器机身左右两侧设有侧翼在巡航平飞时提供飞行器所需的全部或大部分升力，但由于侧翼的展长比较大，占用的空间大，降低了飞行器对起降场地的适应性。

实用新型内容

本实用新型的主要目的是提供一种飞行器，旨在飞行简化器结构，方便飞行器起降和着陆。

为实现上述目的，本实用新型提出的飞行器，包括：飞行器主体；第一旋翼组件；及升力翼，所述升力翼包括升力翼主体、至少一个支撑柱，所述支撑柱一端固定于所述飞行器主体尾部，另一端连接于所述升力翼主体下表面，当飞行器在巡航平飞状态时，升力翼产生升力，并且所述第一旋翼组件的螺旋桨旋转产生的气流流经升力翼主体，使得所述升力翼产生的升力得到提升。

优选地，所述飞行器还包括至少一个方向控制舵面和第一驱动器，所述方向控制舵面的侧边铰接于所述支撑柱后边缘并具有第一铰接轴，所述第一驱动器带动所述方向控制舵面绕所述第一铰接轴摆动。

优选地，所述飞行器还包括升力调节机构，所述升力调节机构包括第一驱动器，所述支撑柱的一端铰接于所述升力翼下表面并具有第二铰接轴，所述第一驱动器驱动所述第二铰接轴转动，从而带动所述升力翼转动，进而增加或降低升力翼相对来流的迎角。

优选地，所述飞行器还包括升力调节机构，升力调节机构所述升力调节机构包括第二驱动器和气动操纵面，所述升力翼下表面固定于所述支撑柱的一端，所述气动操纵面一边铰接于所述升力翼后缘，所述第二驱动器驱动所述气动操纵面向下或向上偏转，从而增加或降低了升力翼的弯度。

优选地，所述飞行器还包括两组所述第一旋翼组件、两组第二旋翼组件、四个第一连接臂以及支撑架；一所述旋翼组件连接一所述第一连接臂，安装有所述第二旋翼组件的两所述第一连接臂对称地设置在飞行器主体相对两侧，所述第二旋翼组件为所述飞行器提供上升的驱动力，安装有所述第一旋翼组件的两所述第一连接臂固定连接于所述支撑架且位于所述飞行器主体相对两侧；所述支撑架转动连接于所述飞行器主体，所述支撑架相对于所述飞行器主体摆动，以开合于所述飞行器主体，并带动所述第一旋翼组件转动以在巡航平飞状态及起降状态之间切换；或者，所述支撑架固定于所述飞行器主体，所述飞行器在巡航平飞状态时，所述第一旋翼组件为所述飞行器提供前向的推力；；所述第一旋翼组件相较于第二旋翼组件更加靠近所述飞行器主体尾部，所述升力翼主体设置在飞行器尾部的上方。

优选地，所述支撑架设有第一连接件、第二连接件、第三连接件，所述第二连接件连接于所述第一连接件和所述第三连接件，所述第一连接件和所述第三连接件分别铰接于所述飞行器主体相对两侧并具有第三铰接轴；安装有所述第一旋翼组件的两所述第一连接臂分别固定连接于所述第一连接件和所述第三连接件；所述第三铰接轴至少其中之一设有倾转驱动器，所述倾转驱动器带动所述支撑架转动，进而带动所述第一旋翼组件，使得所述第一旋翼组件转动以在巡航平飞状态及起降状态中切换；或者，第三铰接轴均未设有倾转电机，受控的所述第一旋翼组件产生拉力带动所述支撑架转动，进而所述第一旋翼组件拉力逐渐转化为前向的推力。

优选地，所述飞行器还包括两组第三旋翼组件、两组第四旋翼组件和两第二连接臂，一所述第二连接臂一端连接一所述第三旋翼组件，所述第二连接臂另一端连接于所述飞行器主体；所述飞行器着陆于水平地面时，一所述第一旋翼组件与一所述第三旋翼组件上下叠置，所述第二连接臂与相应的所述第一连接臂上下相对设置；所述第四旋翼组件连接于安装有所述第二旋翼组件的第一连接臂，所述第二旋翼组件与相应的所述第四旋翼组件上下叠置；所述飞行器着陆于水平地面时，两组所述第一旋翼组件的螺旋桨旋转平面与两组所述第二旋翼组件的螺旋桨旋转平面位于或近似位于同一平面，两组所述第三旋翼组件的螺旋桨旋转平面与两组所述第四旋翼组件的螺旋桨旋转平面位于或近似位于同一平面，所述第三旋翼组件相较于所述第一旋翼组件靠近水平地面设置，两组所述第一旋翼组件相对于两组所述第二旋翼组件临近所述飞行器主体尾部设置。

优选地，所述升力翼主体内部设有空间，用于放置GPS接收天线，磁罗盘等对电磁干扰敏感的航电设备。

优选地，所述飞行器还设有防撞架，飞行器主体的头部连接所述防撞架一侧的边框，尾部连接所述防撞架另一侧的边框，所述支撑柱固定连接于所述防撞架，飞行器着陆于水平地面时，所述防撞架于水平地面内的正投影将旋翼组件组件于支撑柱内的正投影包围。

优选地，所述方向控制舵面的数量小于或等于所述支撑柱的数量。

在本实用新型技术方案中飞行器具有常见混合升力布局飞行器的优点，即具有垂直起降功能和较高的巡航动力使用效率，但又减小了飞行器横向宽度，提高了飞行器对起降场地的适应性。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型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实用新型的一些实施例，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为本实用新型飞行器起降的立体结构示意图；

图2为本实用新型飞行器水平飞行的立体结构示意图；

图3为图2后的立体视结构示意图；

附图标号说明：

本实用新型目的的实现、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

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

需要说明，本实用新型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。

在本实用新型中，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；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实用新型中的具体含义。

另外，在本实用新型中如涉及“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。另外，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，也不在本实用新型要求的保护范围之内。

本实用新型提出一种飞行器。

本实用新型提出一种飞行器100，请结合参照图1至图3，包括飞行器主体10；及第一旋翼组件40；升力翼20，升力翼20包括升力翼主体21、至少一个支撑柱22，支撑柱22一端固定于飞行器主体10尾部12，另一端连接于升力翼主体21下表面，当飞行器100在巡航平飞状态时，升力翼20产生升力，并且所述第一旋翼组件40的螺旋桨旋转产生的气流流经升力翼主体21，使得所述升力翼20产生的升力得到提升。

本实用新型提供的飞行器100，可以用于快递运输，也可以用于地质测绘，还可以用于边境巡航等领域，下面以飞行器100为实施例进行说明。支撑柱22外形为低型阻流线型，以减少巡航平飞时的气动阻力，旋翼组件包括螺旋桨和驱动电机。升力翼20的翼型采用低速大升力翼型的。飞行器100具有飞行控制系统，飞行控制系统用于控制飞行器100的速度，高度，俯仰，滚转，偏航调节，飞行控制系统设置于飞行器主体10内。通过飞行控制系统控制电机输出功率大小，从而控制螺旋桨转速的大小，进而控制旋翼组件产生的拉力大小。飞行器主体10可以为呈长条形设置，也可以为其他形状，如不规则形状等，主要能够满足旋翼组件的布局要求以及在巡航平飞时产生较小的气动阻力即可。升力翼20在飞行器巡航平飞状态时产生气动升力，以提高飞行的动力使用效率，延长续航时间。

本实用新型通过尾部12设有升力翼20，当飞行器100在巡航平飞状态时，第一旋翼组件40的螺旋桨旋转，升力翼20处于第一旋翼组件40产生的尾流中，并产生升力作用，，将升力翼20布置在飞行器尾部12的好处在于：

第一、相比于布置在飞行器主体10两侧，大大减小了飞行器100的横向宽度，有利于飞行器100在空间有限的场地起降。

第二、有效地地利用飞行器100巡航平飞状态时展开的第一转旋翼组件40的高速尾流，提升了升力翼20的来流速度，由此额外增加了升力翼20产生的气动升力，

进一步地，飞行器100还包括至少一个方向控制舵面30和第一驱动器，所述方向控制舵面30的侧边铰接于所述支撑柱22后边缘并具有第一铰接轴，所述第一驱动器带动所述方向控制舵面30绕所述第一铰接轴摆动。

在本实施例中，请结合参照图1至图3，第一驱动器优选为舵机，当飞行器100巡航平飞时，第一驱动器驱动方向控制舵面30一致向左或一致向右围绕第一铰接轴转动，从而产生改变飞行器100航向的偏航操纵力矩，由此改变飞机的航向或消除侧滑角。

进一步地，所述升力调节机构包括第一驱动器，所述支撑柱22的一端铰接于所述升力翼20下表面并具有第二铰接轴，所述第一驱动器驱动所述第二铰接轴转动，从而带动所述升力翼20转动，进而增加或降低升力翼20相对来流的迎角。

进一步地，升力调节机构的另一种实施构型，升力调节机构包括第二驱动器和气动操纵面，升力翼20下表面固定于支撑柱22的一端，气动操纵面一边铰接于升力翼20后缘，第二驱动器驱动气动操纵面向下或向上偏转，从而增加或降低了升力翼20的弯度。

进一步地，请结合参照图1至图3，本实用新型的实施例中飞行器100包括两组第一旋翼组件40、两组第二旋翼组件50、四个第一连接臂42以及支撑架41；一旋翼组件连接一第一连接臂42，安装有第二旋翼组件50的两第一连接臂42对称地设置在飞行器主体10相对两侧，第二旋翼组件50为飞行器100提供上升的驱动力，安装有第一旋翼组件40的两第一连接臂42固定连接于支撑架41且位于飞行器主体10相对两侧；支撑架41转动连接于飞行器主体10，支撑架41相对于飞行器主体10摆动，以开合于飞行器主体10，并带动第一旋翼组件40转动以在巡航平飞状态及起降状态之间切换；或者，支撑架41固定于飞行器主体10，飞行器在巡航平飞状态时，第一旋翼组件40为飞行器提供前向的推力；第一旋翼组件相较于第二旋翼组件50更加靠近所述飞行器主体尾部12，所述升力翼主体21设置在飞行器尾部12的上方。

在本实用新型的实施例中，飞行器100飞行过程中，通过支撑架41转动可实现飞行器100巡航平飞状态和起降状态切换，两组第一旋翼组件40和两组第二旋翼组件50以及升力翼20作用如下：

1)当飞行器100处于起降状态或悬停状态时，两组第一旋翼组件40的和两组第二旋翼组件50的螺旋桨旋转平面位于或近似位于同一平面；飞行控制系统对两组第一旋翼组件40和两组第二旋翼组件50进行控制，使得两组第一旋翼组件40和两组第二旋翼组件50均为飞行器100提供飞行升力，进而保持飞行器100平稳起降或悬停，此状态下升力翼20不产生作用。

2)飞行器100由起降状态过渡到水平状态过程中，受控的支撑架41带动两组第一旋翼组件40同时转动，两组第一旋翼组件40的螺旋桨旋转平面与第二旋翼组件50螺旋桨旋转平面形成一定的夹角，且角度逐渐增大直至调整到适当的前向推力，对此时的支撑架41进行转动锁定，完成起降状态到水平状态的切换。

3)当飞行器100巡航平飞状态时，两组第一旋翼组件40为飞行器100同时提供部分或完全提供前向推力，且两组第二旋翼组件50和升力翼20提供升力；

同时，由于升力翼20和第二旋翼组件50分别靠近飞行器主体的尾部和头部，两者可以提供飞行器俯仰角控制的操纵力矩，以实现飞行器俯仰角的保持和调节。

进一步地，为了实现两组第一旋翼组件40同步转动，支撑架41设有第一连接件31、第二连接件33、第三连接件35，第二连接件33连接于第一连接件31和第三连接件35，第一连接件31和第三连接件35分别铰接于飞行器主体10相对两侧并具有第三铰接轴60；安装有所述第一旋翼组件40的两所述第一连接臂42分别固定连接于所述第一连接件和所述第三连接件；所述第三铰接轴60至少其中之一设有倾转驱动器，所述倾转驱动器带动所述支撑架41转动，进而带动所述第一旋翼组件40，使得所述第一旋翼组件40转动以在巡航平飞状态及起降状态中切换；或者，第三铰接轴60均未设有倾转电机，受控的所述第一旋翼组件40产生拉力带动所述支撑架41转动，进而所述第一旋翼组件40拉力逐渐转化为前向的推力。

在本实用新型的另一实施例中，请结合图1至图3，第一连接件31、第二连接件33、第三连接件35优选为均为扁平条型，第一连接件31和第三连接件35平行设置位于飞行器主体10相对两侧，连接有第一旋翼组件40的两第一连接臂4221分别对称垂直连接于第一连接件31和第三连接件35且等长的条型设置，支撑架41保证了两组第一旋翼组件40同步同速转动，第一旋翼组件40与飞行器主体10之间的支撑架41有多种形式，第一连接件31、第二连接件33、第三连接件35三者的连接形状接近U型设置，飞行器100着陆于水平面时，第一连接件31和第三连接件35朝向飞行器100尾部1213延伸且超过尾部1213，第二连接件33与第一连接件31和第三连接件35超过尾部1213部分垂直连接，当然，第二连接件33也可以不是直线型，整体呈U型有一定的容纳区域，U型第二连接件33的两端与第一连接件31和第三连接件35分别连接，飞行器100着陆于水平面时，第一连接件31和第三连接件35形成连接件平面，第二连接件33位于飞行器主体10后表面上方，因此不用对第一连接件31和第三连接件35的延伸范围做限定。可以理解的，支撑架41也可以为其他结构，支撑架41为一块平板，位于飞行器主体10上方，平板左右两端分别连接两安装有第一旋翼组件40的连接臂，平板靠近飞行器头部11一端，并铰接于飞行器主体10。

本实用新型的实施例中，为了实现飞行器100起降状态和巡航平飞状态所需要的升力和前向推力的自由切换，驱动支撑架41转动的驱动方式如下：

1)依靠倾转驱动器进行驱动，飞行器100第三铰接轴60其中之一，或者，两第三铰接轴60设有倾转驱动器，受控的倾转驱动器驱动第一连接件31，且/或，第三连接件35转动，支撑架41转动至适当位置，倾转驱动器受控地停止驱动，锁定支撑架41的转动位置，进而实现飞行器100在巡航平飞状态和起降状态两种状态中切换。

当然，倾转驱动器可为步进电机、舵机等，倾转驱动器驱动支撑架41带动第一旋翼组件40展开或收拢，在驱动器停止转动时可实现对支撑架41相对机身转动的锁定。驱动器的个数可以多个，即只要可以保证为同步驱动两组第一旋翼组件40在起降状态转化为水平状态之间进行转换提供足够的动力即可。

2)依靠第一旋翼组件40的螺旋桨旋转产生拉力来带动支撑架41转动，飞行器100由垂直起降状态需要过渡到平飞状态时，飞行控制系统解除对支撑架41转动锁定，利用第一旋翼组件40产生的拉力相对第三铰接轴60产生的转动力矩带动支撑架41转动，两组第一旋翼组件40产生拉力逐渐转化为前向推力。当巡航平飞状态需要过渡到起降状态时，两组第一旋翼组件40调整螺旋桨转速，即转速减小或趋于零，使得两组第一旋翼组件40不产生或趋近为零的拉力，而飞行器此时做适当地加速运动，使得支撑架41相对于飞行器主体10朝向尾部1213运行且围绕第三铰接轴60向下转动，进而支撑架41带动两组第一旋翼组件40转至水平或近似水平状态，从而实现两组第一旋翼组件40在巡航平飞状态及起降状态中切换，可以理解地，针对上述第二种驱动方式，支撑架41与飞行器主体10的连接处可以通过设有限位器(未标出)控制支撑架41转动范围，进而实现第一旋翼组件40以在巡航平飞状态及起降状态中切换，限位器已经是现有技术在此不做一一介绍，同时设有与限位器一起配合使用的锁紧装置(未标出)，当支撑架41带动第一旋翼组件40转动至限位器限位的角度时，锁紧装置对支撑架41进行锁紧固定，当第一旋翼组件40需要进行在巡航平飞状态及起降状态中切换时，锁紧装置对其松开，从而实现飞行器100在巡航平飞状态及起降状态中支撑架41转动位置的锁定。

进一步地，飞行器还包括两组第三旋翼组件52、两组第四旋翼组件53和两第二连接臂51，一所述第二连接臂51一端连接一所述第三旋翼组件53，所述第二连接臂51另一端连接于所述飞行器主体10；所述飞行器着陆于水平地面时，一所述第一旋翼组件40与一所述第三旋翼组件52上下叠置，所述第二连接臂51与相应的所述第一连接臂42上下相对设置；所述第四旋翼组件53连接于安装有所述第二旋翼组件50的第一连接臂42，所述第二旋翼组件50与相应的所述第四旋翼组件53上下叠置；所述飞行器着陆于水平地面时，两组所述第一旋翼组件40的螺旋桨旋转平面与两组所述第二旋翼组件50的螺旋桨旋转平面位于或近似位于同一平面，两组所述第三旋翼组件52的螺旋桨旋转平面与两组所述第四旋翼组件53的螺旋桨旋转平面位于或近似位于同一平面，所述第三旋翼组件52相较于所述第一旋翼组件40靠近水平地面设置，两组所述第一旋翼组件40相对于两组所述第二旋翼组件50临近所述飞行器主体10尾部12设置。

在本实施例中，增加第三旋翼组件52和第四旋翼组件53，并分别与第一旋翼组件40和第二旋翼组件50上下叠置，既提升了飞行器100在起降状态和巡航平飞状态时的升力，又不增加飞行器100的纵向和横向尺寸，即不影响飞行器对起降场地的适应性。需要注意的是，每对上下叠置的两组旋翼组件的螺旋桨旋转平面设置一定的高度差，以降低相互之间的气动干扰。

升力翼20前缘距第一旋翼组件40的螺旋桨平面的长度为第一旋翼组件40螺旋桨直径尺寸的0.8至1.5倍，相对于飞行器主体的安装角为2°至35°。下面详细介绍飞行器100的两组第一旋翼组件40和两组第二旋翼组件50、两组第三旋翼组件52、两组第四旋翼组件53以及升力翼20的具体作用过程：

1)、当飞行器100处于起降状态或悬停状态时，八组旋翼组件同时为飞行器100提供升力。

2)、飞行器100起降状态过渡水平状态过程中，受控的支撑架41带动两组第一旋翼组件40同时转动，两组第一旋翼组件40的螺旋桨旋转平面与水平地面形成夹角，且角度逐渐增大直至螺旋桨旋转平面与水平地面垂直或近似垂直，第一旋翼组件40的拉力全部或大部分转化为前向推力，完成起降状态到水平状态的切换，其余六组旋翼组件均提供升力，在倾转的过程中，飞行控制系统可以通过同时增大所述六组或某几组旋翼组件的螺旋桨的转速，增加升力作用，保证飞行器飞行高度稳定。

3)、当飞行器巡航平飞时，两组第一旋翼组件40的螺旋桨旋转平面与水平面垂直或近似垂直，两组螺旋桨的转速相同，转向相反，以抵消相互之间的反扭矩作用，需要增大或减小水平飞行前向加速度时，同时增大或减小两组第一旋翼组件40的螺旋桨的转速，从而增大或减小水平飞行前向加速度，进而控制水平飞行前向速度大小。

当需要调整飞行高度时，增大或减小下水平面的两组第三旋翼组件52的和两组第四旋翼组件53的螺旋桨转速，从而增大或减小下水平面的第三旋翼组件52和第四旋翼组件53的螺旋桨拉力，且/或，增大或减小上水平面的第二旋翼组件50螺旋桨的转速以及向下或向上偏转升力翼20的气动操纵面或者，增加或降低升力翼20的迎角，从而增大或减小上水平面的第二旋翼组件50拉力和升力翼20的气动升力，实现高度的调整；

当需要调整俯仰角时，增大或减小上水平面两组第二旋翼组件50，且/或，下水平面两组第四旋翼组件53的螺旋桨转速，从而增大或减小第二旋翼组件50，且/或，第四旋翼组件53的螺旋桨的拉力，同时减小或增大第三旋翼组件52的螺旋桨转速，且/或，向上或向下偏转升力翼20的气动操纵面或者，降低或增加升力翼20的迎角，从而减小或增大第三旋翼组件52的螺旋桨拉力，且/或，升力翼20的升力，实现俯仰角的调整；

当需要调整滚转角时，增大或减小飞行器主体10同一侧下水平面的第三旋翼组件52的和第四旋翼组件53的螺旋桨转速，从而增大或减小飞行器该侧的拉力。同时减小或增大飞行器主体10另一侧下水平面的第三旋翼组件52的和第四旋翼组件53的螺旋桨的转速，从而减小或增大飞行器该侧拉力，实现滚转角的调整；

其五、需要调整偏航角时，通过调整下水平面的第三旋翼组件52和第四旋翼组件53的转速，且/或，调节方向控制舵面30的摆动方向，利用不同固定旋翼组件螺旋桨所受到的反扭力矩的差，且/或，方向控制舵面30产生的有效偏航力矩进行偏航。

进一步地，所述升力翼主体21内部设有空间，用于放置GPS接收天线，磁罗盘等对电磁干扰敏感的航电设备。

在本实施例中，升力翼主体21内部的空间由于远离机身等电磁干扰源，可使得放置的GPS接收天线，磁罗盘等对电磁干扰敏感的航电设备防干扰。

为了保护飞行器100的八组旋翼组件，请结合参照图1至图3，飞行器100还设有防撞架70，飞行器主体10的头部11连接防撞架70一侧的边框，尾部12连接防撞架70另一侧的边框，支撑柱22固定连接于防撞架70，飞行器100着陆于水平地面时，防撞架70于水平地面内的正投影将旋翼组件于水平地面内的正投影包围。

在本实用新型的实施例中，防撞架70优选为四边形，只要能够保护旋翼组件即可，防撞架70的边框可以为扁平的板，当然也可以设计为其他形状，比如为桁架，或者镂空的框架结构，以减小对飞行器100平飞时产生的阻力影响和阵风对飞行器100的干扰。防撞架70保护了旋翼组件并且加强对升力翼20的支撑强度，升力翼20的展长可以略大于飞行器防撞架70横向宽度，以使升力翼20能够产生较大的升力。

进一步地，方向控制舵面(未标出)的数量小于或等于所述支撑柱22的数量。

为了保护第一旋翼组件40，支撑架41还包括用于保护第一旋翼组件的第一保护件，且/或，第二保护件，第一保护件的一端固定连接于第一连接件且另一端铰接于防撞架的侧边框，且/或，第二保护件的一端固定连接于第三连接件且另一端铰接于同一侧防撞架70的侧边框；飞行器100着陆于水平地面时，第一连接件和第一保护件于水平地面内的正投影将同侧的第一旋翼组件40及相对应的第一连接臂42于水平地面内的正投影包围，且/或，第三连接件和第二保护件于水平面内的正投影将同侧的第一旋翼组件42及相对应的第一连接臂42于水平面内的正投影包围。

在本实用新型的实施例中，保护件增加对第一旋翼组件40在展开时的起到保护作用，另外第一旋翼组件40可增加与该保护件的连接臂，以增强对第一旋翼组件40的支撑强度。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例，并非因此限制本实用新型的专利范围，凡是在本实用新型的发明构思下，利用本实用新型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实用新型的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器，其特征在于，包括：

飞行器主体；

第一旋翼组件；及

升力翼，所述升力翼包括升力翼主体、至少一个支撑柱，所述支撑柱一端固定于所述飞行器主体尾部，另一端连接于所述升力翼主体下表面，当飞行器在巡航平飞状态时，升力翼产生升力，并且所述第一旋翼组件的螺旋桨旋转产生的气流流经升力翼主体，使得所述升力翼产生的升力得到提升。

2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括至少一个方向控制舵面和第一驱动器，所述方向控制舵面的侧边铰接于所述支撑柱后边缘并具有第一铰接轴，所述第一驱动器带动所述方向控制舵面绕所述第一铰接轴摆动。

3.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括升力调节机构，所述升力调节机构包括第一驱动器，所述支撑柱的一端铰接于所述升力翼下表面并具有第二铰接轴，所述第一驱动器驱动所述第二铰接轴转动，从而带动所述升力翼转动，进而增加或降低升力翼相对来流的迎角。

4.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括升力调节机构，所述升力调节机构包括第二驱动器和气动操纵面，所述升力翼下表面固定于所述支撑柱的一端，所述气动操纵面一边铰接于所述升力翼后缘，所述第二驱动器驱动所述气动操纵面向下或向上偏转，从而增加或降低了升力翼的弯度。

5.如权利要求1至4任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括两组所述第一旋翼组件、两组第二旋翼组件、四个第一连接臂以及支撑架；

一所述旋翼组件连接一所述第一连接臂，安装有所述第二旋翼组件的两所述第一连接臂对称地设置在飞行器主体相对两侧，所述第二旋翼组件为所述飞行器提供上升的驱动力，安装有所述第一旋翼组件的两所述第一连接臂固定连接于所述支撑架且位于所述飞行器主体相对两侧；

所述支撑架转动连接于所述飞行器主体，所述支撑架相对于所述飞行器主体摆动，以开合于所述飞行器主体，并带动所述第一旋翼组件转动以在巡航平飞状态及起降状态之间切换；或者，所述支撑架固定于所述飞行器主体，所述飞行器在巡航平飞状态时，所述第一旋翼组件为所述飞行器提供前向的推力；所述第一旋翼组件相较于第二旋翼组件更加靠近所述飞行器主体尾部，所述升力翼设置在飞行器主体的尾部上方。

6.如权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述支撑架设有第一连接件、第二连接件、第三连接件，所述第二连接件连接于所述第一连接件和所述第三连接件，所述第一连接件和所述第三连接件分别铰接于所述飞行器主体相对两侧并具有第三铰接轴；

安装有所述第一旋翼组件的两所述第一连接臂分别固定连接于所述第一连接件和所述第三连接件；

所述第三铰接轴至少其中之一设有倾转驱动器，所述倾转驱动器带动所述支撑架转动，进而带动所述第一旋翼组件，使得所述第一旋翼组件转动以在巡航平飞状态及起降状态中切换；或者，第三铰接轴均未设有倾转电机，受控的所述第一旋翼组件产生拉力带动所述支撑架转动，进而所述第一旋翼组件拉力逐渐转化为前向的推力。

7.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括两组第三旋翼组件、两组第四旋翼组件和两第二连接臂，一所述第二连接臂一端连接一所述第三旋翼组件，所述第二连接臂另一端连接于所述飞行器主体；

所述飞行器着陆于水平地面时，一所述第一旋翼组件与一所述第三旋翼组件上下叠置，所述第二连接臂与相应的所述第一连接臂上下相对设置；

所述第四旋翼组件连接于安装有所述第二旋翼组件的第一连接臂，所述第二旋翼组件与相应的所述第四旋翼组件上下叠置；

所述飞行器着陆于水平地面时，两组所述第一旋翼组件的螺旋桨旋转平面与两组所述第二旋翼组件的螺旋桨旋转平面位于或近似位于同一平面，两组所述第三旋翼组件的螺旋桨旋转平面与两组所述第四旋翼组件的螺旋桨旋转平面位于或近似位于同一平面，所述第三旋翼组件相较于所述第一旋翼组件靠近水平地面设置，两组所述第一旋翼组件相对于两组所述第二旋翼组件临近所述飞行器主体尾部设置。

8.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述升力翼主体内部设有空间，用于放置GPS接收天线，磁罗盘等对电磁干扰敏感的航电设备。

9.如权利要求6至8任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还设有防撞架，飞行器主体的头部连接所述防撞架一侧的边框，尾部连接所述防撞架另一侧的边框，所述支撑柱固定连接于所述防撞架，飞行器着陆于水平地面时，所述防撞架于水平地面内的正投影将旋翼组件组件于支撑柱内的正投影包围。

10.如权利要求2所述的飞行器，其特征在于，所述方向控制舵面的数量小于或等于所述支撑柱的数量。