CN212172513U - 可折叠防护无人机 - Google Patents

Abstract

本申请属于无人机技术领域，尤其涉及一种可折叠防护无人机。该可折叠防护无人机包括第一组件和第二组件，它们通过第一旋转机构转动连接，通过第一旋转机构的旋转就可完成无人机的折叠和展开。第二组件包括旋翼防护框，折叠无人机时无需拆卸旋翼防护框，使无人机具有安全性的同时，还保证了便携性和使用便利性。该无人机的飞行控制方式与多旋翼无人机不同，其主动力装置可配置为第一旋翼系统、旋转控制器和第一驱动器的方式，其中的旋翼是定距的；或者，主动力装置可配置为第二旋翼系统的方式，其中至少一个旋翼是可变距的。相对于同等大小的多旋翼无人机，该无人机旋翼尺寸大，电源效率高，在保证续航时间的同时，无人机尺寸可以更小。

Description

可折叠防护无人机

技术领域

本申请属于无人机技术领域，尤其涉及一种可折叠防护无人机。

背景技术

近年来，随着微电子技术和新材料的发展，消费级无人机(主要是直升型无人机)快速发展。早期的消费级无人机主要有共轴双旋翼、单旋翼加尾桨两种类型。近年来，多轴无人机，主要是四旋翼无人机，成为市场的主流。

不过，多旋翼无人机相对于传统的直升机，旋翼尺寸较小，特别是微型无人机，由于整机尺寸小，因而旋翼尺寸很小，较小的尺寸意味着电源效率低，噪声大，因此微型无人机的续航时间会较短。另外，微型无人机最主要的应用是摄像，摄像时无人机通常离人体较近，高速旋转的旋翼会导致伤人的风险。目前的解决方案是为旋翼包裹旋翼防护框，但是由于四个旋翼的桨盘总面积很大，如果旋翼防护框固定安装在无人机上，则微型无人机的尺寸会变得很大，失去便携性，因此通常的做法是使用可拆卸的旋翼防护框，这意味着每次使用无人机前都要先安装旋翼防护框，这影响了使用无人机的便利性，更严重的是，包裹四个旋翼的旋翼防护框重量很大，会极大地缩短微型无人机的续航时间。

实用新型内容

本申请实施例的目的在于提供一种可折叠防护无人机，以解决现有微型多旋翼无人机在起飞前要安装旋翼防护框而引起的使用便利性较差，以及电源效率低的问题。

本申请实施例提供一种可折叠防护无人机，包括：

第一组件，其包括机身主体和连接于所述机身主体上的机臂；

第二组件，其包括旋翼防护框，所述旋翼防护框为固定安装结构或可拆卸结构；

第一旋转机构，用于将所述第二组件转动安装于所述机臂上，以使所述第二组件能够相对于所述第一组件折叠与展开；以及

主动力装置，其包括第一旋翼系统、旋转控制器和第一驱动器；所述第一旋翼系统安装在所述第二组件上，所述第一旋翼系统包括一个或多个旋翼，所述旋翼的桨叶是定距的，所述旋翼处于所述旋翼防护框中；所述旋转控制器与所述第一旋转机构连接，用于控制所述第一旋翼系统绕着第一轴线旋转；所述第一驱动器设于所述第一组件或所述第二组件上，用于控制所述第一旋翼系统绕着第二轴线旋转，所述第一轴线和所述第二轴线相互不平行；

或者，所述主动力装置包括第二旋翼系统，所述第二旋翼系统安装在所述第二组件上，所述第二旋翼系统包括一个或多个旋翼，其中至少一个所述旋翼的桨叶是可变距的，所述旋翼处于所述旋翼防护框中。

可选地，所述机臂的数量为一个，所述机身主体与所述机臂呈L型分布；

或者，所述机臂的数量为二个，两个所述机臂间隔设置，所述机身主体与两个所述机臂呈U型分布；所述可折叠防护无人机还包括第二旋转机构，所述第二组件分别通过所述第一旋转机构和所述第二旋转机构转动安装于两个所述机臂上。

可选地，在所述主动力装置包括第一旋翼系统时，所述第一轴线和所述第二轴线之间的夹角范围是75°至90°。

可选地，所述旋翼防护框的内壁为涵道结构。

可选地，在所述主动力装置包括第一旋翼系统时，至少一个所述第一驱动器包括第一导流片和第一伺服器，所述第一导流片设于所述旋翼的上方或下方，所述第一伺服器控制所述第一导流片旋转以控制其输出的力矩。

可选地，在所述主动力装置包括第一旋翼系统时，至少一个所述第一驱动器为旋翼或风扇。

可选地，所述可折叠防护无人机还包括第二驱动器，所述第二驱动器设于所述第一组件或所述第二组件上，用于输出使所述第一组件绕着第三轴线旋转的力矩；所述第三轴线与所述第一轴线相互不垂直。

可选地，所述第三轴线与所述第一轴线之间的夹角范围是0°至15°。

可选地，至少一个所述第二驱动器包括第二导流片和第二伺服器，所述第二导流片安装于所述旋翼的上方或下方，所述第二伺服器控制所述第二导流片旋转以控制其输出的力矩。

可选地，至少一个所述第二驱动器为旋翼或风扇。

本申请提出的可折叠防护无人机相对于现有技术的技术效果是：

该可折叠防护无人机包括第一组件和第二组件，第一组件和第二组件通过第一旋转机构转动连接，通过第一旋转机构的旋转就可以完成无人机的折叠和展开。第二组件包括旋翼防护框，折叠无人机时无需拆卸旋翼防护框，使无人机具有安全性的同时，还保证了使用便利性。

该无人机的飞行控制方式与多旋翼无人机不同，其主动力装置可配置为第一旋翼系统、旋转控制器和第一驱动器的方式，第一旋翼系统中的旋翼是定距的，旋转控制器能够控制第一旋翼系统绕着第一轴线旋转，第一驱动器能够控制第一旋翼系统绕着第二轴线旋转，所述第一轴线和所述第二轴线不平行，实现无人机的飞行控制。主动力装置还可配置为第二旋翼系统的方式，第二旋翼系统中的至少一个旋翼是可变距的，通过对旋翼的变距控制实现无人机的飞行控制。相对于同等大小的多旋翼无人机，该无人机旋翼尺寸大，电源效率高，因而在保证续航时间的同时，无人机尺寸可以更小，保证了便携性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，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申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的可折叠防护无人机的立体装配图；

图2为图1的可折叠防护无人机的立体分解图；

图3为图1的可折叠防护无人机在折叠后的结构示意图；

图4为本申请另一实施例提供的可折叠防护无人机的立体装配图；

图5为本申请另一实施例提供的可折叠防护无人机的立体装配图；

图6为本申请另一实施例提供的可折叠防护无人机的立体装配图；

图7为本申请另一实施例提供的可折叠防护无人机的立体装配图；

图8为图7的可折叠防护无人机在折叠后的结构示意图。

具体实施方式

为了使本申请所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

在本申请实施例的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“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申请实施例和简化描述，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申请实施例的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示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一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本申请实施例中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，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。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申请实施例中的具体含义。

请参阅图1，本申请实施例提供一种可折叠防护无人机，包括第一组件100、第二组件200、第一旋转机构300和主动力装置400。

第一组件100包括机身主体110和机臂120，机臂120连接于机身主体110上。通常机身主体110的内部可放置电池、主控电路板、飞行控制器、无线通讯模块、光流模块、摄像模块等，具有较大的重量，在机身主体110内具体放置哪些模块，本申请不作限定。

第二组件200包括旋翼防护框210，旋翼防护框可以是固定安装结构或可拆卸结构，旋翼防护框210为旋翼411提供防护和避免误伤人，通常为一个中空的圆形框或其它形状的框，框体可以为镂空结构以降低重量，旋翼防护框210的上下两面可加网状盖板以提高安全性。通常，第二组件还包括电子控制模块、传感器以及安装主动力装置400的支架等，本申请不作限定。

主动力装置400包括旋翼系统，旋翼系统包括一个或多个旋翼411，为无人机飞行提供大部分的升力、推力和偏航力矩，是无人机主要的动力源。旋翼系统安装于第二组件200，旋翼系统中的旋翼411处于旋翼防护框210中。该无人机的主动力装置与多旋翼无人机不同，相对于同等大小的多旋翼无人机，旋翼尺寸大，电源效率高，在保证续航时间的同时，无人机尺寸可以更小，保证了无人机的便携性。

第一旋转机构300用于将第二组件200转动安装于机臂120上，以使第二组件200能够相对于第一组件100折叠与展开，从而实现无人机的折叠和展开，折叠无人机时无需拆卸旋翼防护框210，图3所示为图1所示无人机的折叠图。要说明的是，旋翼防护框210可以是固定安装结构，也可以是可拆卸结构。不过，折叠无人机时无需拆卸旋翼防护框210，使无人机具有安全性的同时，还保证了使用便利性。将旋翼防护框设计为可拆卸的目的是：由于旋翼防护框发生碰撞可能会损坏，可拆卸的旋翼防护框利于替换一个新的旋翼防护框，也利于替换老化的桨叶。如果旋翼防护框210为固定安装结构，可以与第二组件中的其它部件融为一体，例如，旋翼防护框的上下盖板中的加强筋可以与安装旋翼系统的支架融为一体，那么，旋翼系统可以直接安装在旋翼防护框210的盖板上，利于减少无人机的整体重量。

实施例一组：

本实施例组的一种实施例无人机如图1、图2所示，无人机包括第一组件100、第二组件200、第一旋转机构300和主动力装置400。

第一组件100为L型结构，包括机身主体110和机臂120，机身主体110和机臂120呈L型分布。机身主体110的内部可放置电池、主控电路板、飞行控制器、无线通讯模块等，具有较大的重量，上述机身主体110内部的模块属于现有技术，本申请不再赘述。

第二组件200包括旋翼防护框210。第二组件200通过第一旋转机构300与机臂120转动连接。

主动力装置400包括第一旋翼系统410、旋转控制器420和第一驱动器(431、432)。第一旋翼系统410包括一个或多个旋翼411，旋翼411的桨叶都是定距的。第一旋翼系统410安装在第二组件200上，通常是安装在第二组件中的支架上或安装在旋翼防护框210上。第一旋翼系统的旋翼411处于旋翼防护框210中，旋转控制器420与第一旋转机构300连接，用于控制第二组件200相对于第一组件100旋转，从而控制第一旋翼系统410相对于第一组件100旋转。

旋翼411的旋转为无人机飞行提供升力，旋翼411的旋转扭矩为无人机飞行提供偏航力矩。无人机飞行时，机身主体110处于第一旋翼系统410下方。基于机身主体110重量的支撑，旋转控制器420可以控制第一旋翼系统410绕着第一轴线旋转，所述第一轴线为第一旋转机构300的旋转轴线，即Y轴线，为无人机提供沿着X轴线平移的推力。

第一驱动器(431、432)设于第二组件200上，用于控制第一旋翼系统410绕着第二轴线旋转，所述第一轴线和第二轴线不平行，为无人机提供沿着一条与X轴不平行的轴线平移的推力。因而，在旋转控制器420和第一驱动器(431、432)的控制下，旋翼411的桨盘能够绕着第一轴线和第二轴线旋转，实现无人机的飞行控制。原理上，所述第一轴线和所述第二轴线不平行就可实现无人机的飞行控制。通常第一轴线和第二轴线之间的夹角范围为75°至90°，具体按需设置。在图1中，第一驱动器(431、432)可以输出使第一旋翼系统410绕着X轴线旋转的力矩，从而为无人机提供沿着Y轴线平移的推力，那么，在本实施例中，第二轴线即为X轴线，它与第一轴线相互垂直，是优选方案。

第一旋翼系统410有多种实施方式，一种实施方式如图2所示，第一旋翼系统410包括两个旋翼411和两个电机412，两个旋翼411的桨叶都是定距的，分别安装于两个电机412上，两个电机一个朝上、一个朝下安装在第二组件上，两个旋翼411的旋转方向相反，它们的旋转扭矩相互抵消或其差值用于偏航控制。要说明的是，多于两个旋翼也是可行的，其原理与只有两个旋翼时相同。

在第一旋翼系统的另一实施方式中，无人机的第一旋翼系统410包括一个旋翼、一个电机和偏航机构。旋翼的桨叶是定距的，旋翼安装于电机上，电机安装于第二组件200；偏航机构包括设置于旋翼下方的舵面，舵面利用旋翼的下洗气流能够产生使无人机旋转的力矩，所述力矩可以抵消旋翼的旋转扭矩，或者该力矩与旋翼的旋转扭矩的差值用于偏航控制。偏航机构是现有技术，在涵道无人机中普遍采用。

旋转控制器420和第一旋转机构300用于控制第一旋翼系统410绕着第一轴线(即Y轴)旋转。第一旋转机构300有多种实施方式，比如可以为铰接结构。一种实施方式中，如图1、图2所示，第一旋转机构300为轴系结构，包括第一轴承310和第一转轴320。第二组件200上设置第一转轴320，机臂120上设置第一轴承310，旋转控制器420设置在机臂120上并与第一转轴320连接；或者相反设置，在机臂120上设置第一转轴320，第二组件200上设置第一轴承310，旋转控制器420设置在第二组件200上并与第一转轴320连接。旋转控制器420有多种实施方式，一种实施方式中，旋转控制器420包括电机、传动减速部件和电机控制组件等，属于现有技术，在图2中以一个电机421和齿轮组422作为示意。

第一驱动器(431、432)有多种实施方式，在本实施例中，如图1所示，第一驱动器(431、432)包括第一导流片(4311、4321)和第一伺服器(图未示)，第一导流片(4311、4321)设于旋翼411的下方，旋翼411的下洗气流流过导流片(4311、4321)产生使无人机倾转的力矩；第一伺服器控制第一导流片(4311、4321)旋转以控制其输出的力矩，可以控制力矩的大小，还可以控制力矩的方向。第一伺服器通常包括电机、传动减速部件和电机控制组件等部件，属于现有技术。第一导流片有多种实施方式，一种实施方式为采用固定翼的原理，旋翼气流流过第一导流片，会在第一导流片的两面产生压力差，从而输出力矩；另一种实施方式为第一导流片(4311、4321)的一个表面迎向旋翼气流，利用旋翼气流对第一导流片(4311、4321)的压力输出力矩，图1所示的第一驱动器(431、432)采用的是后一种实施方式，其基本工作过程为：第一伺服器控制第一导流片4311张开，增加第一驱动器431输出的力矩，同时第一伺服器控制第一导流片4321收拢，减小第一驱动器432输出的力矩，第一驱动器431和第一驱动器432的总力矩使无人机绕着X轴的D1方向旋转，同理，可以控制无人机往反方向旋转。要说明的是，当第二组件200处于倾斜状态时，第一驱动器(431、432)输出的力矩有偏航力矩分量，需要控制第一旋翼系统410的旋翼的旋转扭矩与之抵消。要说明的是，图1所示第一驱动器(431、432)都包括两个第一导流片，实际上只包含一个第一导流片也是可行的。要说明的是，第一驱动器(431、432)可以只包括一个第一伺服器，同时控制其两个第一导流片，也可以包括两个第一伺服器分别控制其两个第一导流片。

图1所示无人机的第一旋转机构300除了用于控制第一旋翼系统的旋转，也用于无人机的折叠，折叠效果如图3所示，值得注意的是，第一驱动器(431、432)的第一导流片(4311、4321)也可以旋转至回收的位置。

第一驱动器还有其它实施方式，在另一实施例中，如图4所示，本实施例与图1所示无人机基本相同，不同点在于：无人机的第一驱动器(431、432)包括第一导流片(4311、4321)和第一伺服器，第一导流片(4311、4321)安装于旋翼411的上方，通过控制进入旋翼411的气流大小产生使无人机旋转的力矩，第一伺服器控制第一导流片(4311、4321)旋转以控制其输出的力矩。

实施例二组：

本实施例组的一种实施例无人机如图5所示，包括第一组件100、第二组件200、第一旋转机构300和主动力装置500。

第一组件100为L型结构，包括机身主体110和机臂120。机身主体110的内部可放置电池、主控电路板、飞行控制器、无线通讯模块等，具有较大的重量。

第二组件200包括旋翼防护框210。第二组件200与机臂120通过第一旋转机构300转动连接，通过第一旋转机构300的旋转实现无人机的折叠和展开，折叠无人机时无需拆卸旋翼防护框210。第一旋转机构300可以为铰接结构，也可以为轴系结构。

主动力装置500是无人机主要的动力源，安装于第二组件200上，主动力装置500包括第二旋翼系统510，第二旋翼系统包括一个或多个旋翼511，其中至少一个旋翼的桨叶可变距，第二旋翼系统的旋翼511处于旋翼防护框210中。第二旋翼系统还包括桨叶变距机构，用于控制可变距的桨叶周期变距，使无人机倾转，带动旋翼的桨盘倾斜，输出使无人机平移的推力，实现无人机的飞行控制。桨叶变距机构通常采用倾斜盘技术，是直升机的现有技术，本申请不再赘述。

第二旋翼系统510有多种实施方式，在一个实施例中，第二旋翼系统包括两个子旋翼组件，子旋翼组件包含一个旋翼511和一个电机，两个子旋翼组件中的两个旋翼旋转方向相反，两者的旋转扭矩可以相互抵消或其差值用于偏航控制。其中，至少一个子旋翼组件的桨叶可变距并包括桨叶变距机构。

在第二旋翼系统的另一个实施例中，第二旋翼系统包含两个旋翼511和桨叶变距机构，其中至少一个旋翼的桨叶可变距，两个旋翼的旋转轴线相同，旋转方向相反，与共轴双旋翼直升机类似。

在第二旋翼系统的另一实施例中，无人机的第二旋翼系统包括一个旋翼、桨叶变距机构和偏航机构。旋翼的桨叶可变距，桨叶变距机构控制桨叶周期变距。偏航机构包括一个或多个舵面，舵面设置于旋翼下方，利用旋翼的下洗气流产生使无人机旋转的力矩，所述力矩可以抵消旋翼的旋转扭矩，或者该力矩与旋翼的旋转扭矩的差值用于偏航控制。偏航机构是现有技术，在涵道无人机中普遍采用。

进一步的，本实施例组的无人机也可以如图1所示无人机那样设置旋转控制器、第一驱动器中的至少一个，以提高飞行控制的灵敏度，降低对桨叶变距机构的性能要求。

实施例三组：

本实施例组的无人机还包括第二驱动器，第二驱动器设于第一组件或第二组件上，输出使无人机绕着第三轴线旋转的力矩；第三轴线与第一轴线不垂直。

本实施例组的一个实施例无人机如图6所示，无人机包括第一组件100、第二组件200、第一旋转机构300、主动力装置400、第二驱动器600。其中，第一组件100、第二组件200、第一旋转机构300和主动力装置400与图1所示无人机相同。第一驱动器(431、432)输出使无人机绕着X轴(即第二轴线)旋转的力矩，其工作原理与图1无人机的第一驱动器相同，只是设置位置不同，它们被设置在机身主体110上。

本实施例无人机设有第二驱动器600，第二驱动器600设于机身主体110上，可以输出使无人机绕着Y轴旋转的力矩，Y轴即为第三轴线，用于控制无人机由于外力作用或运动惯性所导致的绕着Y轴的前后摆动。在本实施例中，第三轴线与第一轴线相互平行，即两者之间的夹角是0°，是优选方案。在原理上，所述第三轴线和所述第一轴线相互不垂直即可，通常第三轴线与第一轴线之间的夹角范围为0°至15°，具体按需设置。第二驱动器的实施方式有多种，在本实施例中，第二驱动器600为旋翼或风扇，安装在机身主体110的中部。第二驱动器600可以是一个小尺寸的旋翼，包含2片或更多片桨叶，通常桨叶的螺距较小；第二驱动器600也可以是一个风扇，通常多于2片桨叶，桨叶的螺距较大。第二驱动器600可以输出单向的力矩，也可以输出双向的力矩。第二驱动器600输出双向力矩的一种实施方式为：设置两个电机，每个电机各驱动一组桨叶以输出双向的风力；另一实施方式为：仅设置一个电机和一组桨叶，控制电机的正反旋转以输出双向的风力。

在另一实施例无人机中，如图7所示，无人机包括第一组件100、第二组件200、第一旋转机构300、主动力装置400、第二驱动器(610、620)和第二旋转机构700。第一旋转机构300和主动力装置400与图1所示无人机相同。第一组件100为U型结构，包括机身主体110、机臂120和机臂130，机臂120和机臂130间隔设置。第二组件200分别通过第一旋转机构300和第二旋转机构700转动安装于机臂120和机臂130上。第一旋转机构300和第二旋转机构700的旋转轴线重合。第一旋转机构300和第二旋转机构700可以为轴系结构或其它类型的旋转结构。相对于L型结构，本实施例U型结构的第一组件100可以支撑更重的第二组件200，图8所示是图7所示无人机的折叠图。本实施例中，机身主体110上设有第一驱动器(431、432)，用于输出使无人机绕着X轴(即第二轴线)旋转的力矩，第二组件200上设有第二驱动器(610、620)，用于输出使无人机绕着Y轴(即第三轴线)旋转的力矩。所述第二驱动器(610、620)采用基于导流片的技术，包括第二导流片和第二伺服器，其技术原理与图1所示无人机的第一驱动器(431、432)相同。

要说明的是，本申请文件中，对于第一驱动器和第二驱动器所输出的力矩方向的描述是原理性的，实际情况会稍复杂，以图1所示无人机为例，第一驱动器(431、432)输出的力矩不是纯粹的绕着X轴旋转的力矩，还有绕着Z轴旋转的偏航力矩分量或绕Y轴旋转的分量，因此需要协同控制无人机中的所有动力部件，才能实现无人机的飞行控制。

要说明的是，本申请实施例中的第一驱动器和第二驱动器所用的技术具有互通性，例如，第二驱动器的第二导流片也可以安装于旋翼的上方。进一步的，第一驱动器也可以为旋翼或风扇，例如，图1所示无人机，可以去掉原有的第一驱动器(431、432)，而在机身主体110上或机臂120上设置一个或多个风扇，通常设置在机身主体110的两个端头位置或者机臂120与机身主体110的连接处，风扇的出风方向可以平行于Z轴或平行于Y轴。

要说明的是，本申请附图所示无人机所展示的第一驱动器和第二驱动器的设置位置具有相通性。例如，图1所示无人机也可以如图6所示无人机那样在机身主体110上设置第一驱动器，同样，图6所示无人机也可以如同图1所示无人机那样在第二组件上设置第一驱动器。要说明的，第一驱动器和第二驱动器应尽可能设置在力臂较大的位置以提高电源效率。

要说明的是，附图无人机中第一驱动器和第二驱动器的配置数量是原理性，实际产品中，可以通过增加第一驱动器和第二驱动器的数量以提升无人机的抗干扰性。同样，根据具体应用场景，可以减少第一驱动器和第二驱动器的数量，例如，图1所示无人机的第一驱动器(431、432)可以只保留一个，图7所示无人机的第二驱动器(610、620)也可以只保留一个。

进一步的，本申请附图所示无人机所展示的其它特性也有互通性，例如，实施例一组无人机也可以采用U型结构的第一组件。

进一步的，在另一实施例无人机中，旋翼防护框的内壁为圆形的涵道结构，为无人机提供升力以提高电源效率。

进一步的，在另一实施例无人机中，旋翼防护框为可伸缩结构，具体参阅中国申请号201810936269.9的专利文件描述的一组可伸缩结构的旋翼防护框。

本申请提出的可折叠防护无人机包括第一组件和第二组件，第一组件和第二组件通过第一旋转机构转动连接，第一旋转机构的旋转就可以完成无人机的折叠和展开。第二组件包括旋翼防护框，折叠无人机时无需拆卸旋翼防护框，使无人机具有安全性的同时，还保证了使用便利性。

该无人机的飞行控制方式与多旋翼无人机不同，其主动力装置可配置为第一旋翼系统、旋转控制器和第一驱动器的方式，第一旋翼系统中的旋翼是定距的，旋转控制器能够控制第一旋翼系统绕着第一轴线旋转，第一驱动器能够控制第一旋翼系统绕着第二轴线旋转，所述第一轴线和所述第二轴线不平行，从而输出使无人机平飞的推力。主动力装置还可配置为第二旋翼系统的方式，第二旋翼系统中的至少一个旋翼是可变距的，通过对旋翼的变距控制输出使无人机平飞的推力。相对于同等大小的多旋翼无人机，该无人机旋翼尺寸大，电源效率高，在保证续航时间的同时，无人机尺寸可以更小，保证了便携性。

进一步的，本申请无人机还可以包括第二驱动器，用于控制外力或运动惯性所导致的机身不平稳。

以上仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，凡在本申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种可折叠防护无人机，其特征在于，包括：

第一组件，其包括机身主体和连接于所述机身主体上的机臂；

第二组件，其包括旋翼防护框，所述旋翼防护框为固定安装结构或可拆卸结构；

第一旋转机构，用于将所述第二组件转动安装于所述机臂上，以使所述第二组件能够相对于所述第一组件折叠与展开；以及

主动力装置，其包括第一旋翼系统、旋转控制器和第一驱动器；所述第一旋翼系统安装在所述第二组件上，所述第一旋翼系统包括一个或多个旋翼，所述旋翼的桨叶是定距的，所述旋翼处于所述旋翼防护框中；所述旋转控制器与所述第一旋转机构连接，用于控制所述第一旋翼系统绕着第一轴线旋转；所述第一驱动器设于所述第一组件或所述第二组件上，用于控制所述第一旋翼系统绕着第二轴线旋转，所述第一轴线和所述第二轴线相互不平行；

或者，所述主动力装置包括第二旋翼系统，所述第二旋翼系统安装在所述第二组件上，所述第二旋翼系统包括一个或多个旋翼，其中至少一个所述旋翼的桨叶是可变距的，所述旋翼处于所述旋翼防护框中。

2.如权利要求1所述的可折叠防护无人机，其特征在于，所述机臂的数量为一个，所述机身主体与所述机臂呈L型分布；

或者，所述机臂的数量为二个，两个所述机臂间隔设置，所述机身主体与两个所述机臂呈U型分布；所述可折叠防护无人机还包括第二旋转机构，所述第二组件分别通过所述第一旋转机构和所述第二旋转机构转动安装于两个所述机臂上。

3.如权利要求1所述的可折叠防护无人机，其特征在于，在所述主动力装置包括第一旋翼系统时，所述第一轴线和所述第二轴线之间的夹角范围是75°至90°。

4.如权利要求1所述的可折叠防护无人机，其特征在于，所述旋翼防护框的内壁为涵道结构。

5.如权利要求1所述的可折叠防护无人机，其特征在于，在所述主动力装置包括第一旋翼系统时，至少一个所述第一驱动器包括第一导流片和第一伺服器，所述第一导流片设于所述旋翼的上方或下方，所述第一伺服器控制所述第一导流片旋转以控制其输出的力矩。

6.如权利要求1所述的可折叠防护无人机，其特征在于，在所述主动力装置包括第一旋翼系统时，至少一个所述第一驱动器为旋翼或风扇。

7.如权利要求1至6任一项所述的可折叠防护无人机，其特征在于，所述可折叠防护无人机还包括第二驱动器，所述第二驱动器设于所述第一组件或所述第二组件上，用于输出使所述第一组件绕着第三轴线旋转的力矩；所述第三轴线与所述第一轴线相互不垂直。

8.如权利要求7所述的可折叠防护无人机，其特征在于，所述第三轴线与所述第一轴线之间的夹角范围是0°至15°。

9.如权利要求7所述的可折叠防护无人机，其特征在于，至少一个所述第二驱动器包括第二导流片和第二伺服器，所述第二导流片安装于所述旋翼的上方或下方，所述第二伺服器控制所述第二导流片旋转以控制其输出的力矩。

10.如权利要求7所述的可折叠防护无人机，其特征在于，至少一个所述第二驱动器为旋翼或风扇。

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