CN216332715U - 一种交叉双旋翼无人直升机及其整流罩组件 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种交叉双旋翼无人直升机及其整流罩组件，其中，交叉双旋翼无人直升机包括机身，整流罩组件包括罩体以及与罩体分离设置的平尾部和垂尾部，罩体的后端以及罩体的底部后侧均为敞口结构，罩体能够包裹于机身的头部，敞口结构能够使机身的后部裸露于罩体外，平尾部及垂尾部分别与机身裸露的部分固定；罩体包括分别与机身固定的第一罩体和第二罩体，第二罩体与第一罩体的后端上部之间通过连接件可拆卸连接。该整流罩组件能够减小无人直升机的整体重量，利于实现轻量化，同时提高无人直升机的维修效率，简化操作。

Description

一种交叉双旋翼无人直升机及其整流罩组件

技术领域

本申请涉及无人直升机技术领域，特别是涉及一种交叉双旋翼无人直升机及其整流罩组件。

背景技术

整流罩是无人直升机必不可少的一个部件，整流罩安装在无人直升机的机身外，整流罩能够对位于其内部的部件提供防护，但现有技术中，无人直升机的整流罩整体重量较大，不利于无人直升机的轻量化，同时，当无人直升机发生故障需要维修时，在对整流罩进行拆卸时，操作较为复杂，维修效率低。

而如何减小无人直升机的整体重量，利于实现轻量化，同时提高无人直升机的维修效率，简化操作，是本领域技术人员所需要解决的技术问题。

实用新型内容

本申请的目的是提供一种交叉双旋翼无人直升机及其整流罩组件，能够减小无人直升机的整体重量，利于实现轻量化，同时提高无人直升机的维修效率，简化操作。

为解决上述技术问题，本申请提供一种交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，所述交叉双旋翼无人直升机包括机身，所述整流罩组件包括罩体以及与所述罩体分离设置的平尾部和垂尾部，所述罩体的后端以及所述罩体的底部后侧均为敞口结构，所述罩体能够包裹于所述机身的头部，所述敞口结构能够使所述机身的后部裸露于所述罩体外，所述平尾部及所述垂尾部分别与所述机身裸露的部分固定；所述罩体包括分别与所述机身固定的第一罩体和第二罩体，所述第二罩体与所述第一罩体的后端上部之间通过连接件可拆卸连接，且在连接状态下，所述第一罩体的后端外表面和所述第二罩体的前端外表面平滑过渡，所述第一罩体的后端边缘和所述第二罩体的前端边缘之间能够围合形成通孔，所述通孔用于通过交叉双旋翼无人直升机的旋翼轴。

罩体能够与机身固定并罩于机身的头部外侧，以对机身的发动机等部件进行防护，该罩体并未完全包裹机身，而是对其前端迎风部位以及重要部件进行包裹，机身的后部由敞口结构伸出罩体外并处于裸露状态，平尾部及垂尾部分别与机身裸露的部分固定，如此，能够减小该罩体的整体体积，进而有效减小该交叉双旋翼无人直升机的整体重量，利于实现轻量化，同时还能够节约成本、提高经济性。

第一罩体和第二罩体之间可拆卸连接，并且第一罩体和第二罩体分别单独与机身固定，因此，当机身局部出现故障需要维修时，若需维修的位置在罩体的敞口结构处，则第一罩体和第二罩体均无需拆卸，可直接从敞口结构进行维修操作即可，若罩体对维修位置有影响，可对应拆卸第一罩体或第二罩体，在维修操作结束后，再将拆卸的部分重新安装即可。也就是说，在对机身进行维修操作时，根据需要维修的具体位置，选择是否需要拆除罩体或者拆除罩体的哪一部分，无需每次都将整个罩体拆卸，灵活性好，并可有效提高维修效率，简化操作。

罩体与平尾部及垂尾部之间相隔设置，因此，罩体的拆装操作以及平尾部的拆装操作和垂尾部的拆装操作彼此不影响，因此，当需要对平尾部或垂尾部进行拆卸并维修时，仅需单独拆装平尾部或垂尾部，无需将罩体拆卸，灵活性好。

可选地，所述第一罩体的后端面还设有第一定位结构，所述第二罩体的前端面还设有第二定位结构，所述第一罩体和所述第二罩体能够通过所述第一定位结构和所述第二定位结构配合定位，并通过所述连接件连接。

可选地，所述第一定位结构为定位凸起，所述第二定位结构为定位孔；或者，所述第一定位结构为定位孔，所述第二定位结构为定位凸起。

可选地，所述第一罩体的后端边缘向内设有第一翻边结构，所述第一定位结构设于所述第一翻边结构；所述第二罩体的前端边缘向内设有第二翻边结构，所述第二定位结构设于所述第二翻边结构。

可选地，所述第一罩体的上部还设有通风格栅，空气能够由所述通风格栅进入所述罩体内并由所述敞口结构流出。

可选地，所述平尾部包括第一固定件和两个关于所述第一固定件对称设置的平尾，所述第一固定件能够与所述机身固定；所述平尾包括平尾骨架和平尾面板，所述平尾面板固定于所述平尾骨架的外侧，所述平尾骨架与所述第一固定件固定；所述平尾骨架包括至少两根并列设置的支撑梁和至少两根并列设置的管梁，所述支撑梁与各所述管梁分别固定。

可选地，所述管梁为碳纤维管；

和/或，所述支撑梁为铝合金梁；

和/或，所述平尾面板的材料为玻璃纤维和芳纶蜂窝芯；

和/或，所述平尾骨架和所述平尾面板之间的空隙填充有泡沫。

可选地，所述管梁的数量为两个且分别为第一管梁和第二管梁，所述第一管梁的直径与所述第二管梁的直径相同；所述第一管梁布置在所述平尾的翼型的最大厚度处，所述第二管梁布置在％～％的翼弦区域内。

可选地，所述垂尾部包括上垂尾和下垂尾以及连接于所述上垂尾和所述下垂尾之间的第二固定件，所述第二固定件能够与所述机身固定；所述上垂尾包括上垂尾骨架和上垂尾面板，所述上垂尾骨架包括第一纵梁和至少两个第一横向肋，所述第一纵梁和所述第一横向肋固定，所述上垂尾面板设于所述上垂尾骨架的外侧；所述下垂尾包括下垂尾骨架和下垂尾面板，所述下垂尾骨架包括第二纵梁和至少两个第二横向肋，所述第二纵梁和所述第二横向肋固定，所述下垂尾面板设于所述下垂尾骨架的外侧；所述上垂尾骨架和所述下垂尾骨架分别与所述第二固定件固定。

可选地，所述第一纵梁和/或所述第二纵梁为铝方管型材。

本申请还提供了一种交叉双旋翼无人直升机，包括机身以及如上所述的整流罩组件。

具有如上所述的整流罩组件的交叉双旋翼无人直升机，其技术效果与上述整流罩组件的技术效果类似，为节约篇幅，在此不再赘述。

附图说明

图1是本申请实施例所提供的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件的结构示意图；

图2是图1中罩体的结构示意图；

图3是图2中A的放大图；

图4是图1中第一罩体的结构示意图；

图5是图4中第一罩体的后端边缘的局部放大图；

图6是图1中第二罩体的结构示意图；

图7是图1中平尾部的两个平尾的结构示意图；

图8是图1中上垂尾的结构示意图；

图9是图1中下垂尾的结构示意图。

附图1-图9中，附图标记说明如下：

1-罩体，11-第一罩体，111-第一缺口，112-第一定位结构，113-第一翻边结构，114-通风格栅，12-第二罩体，121-第二缺口，122-第二定位结构，123-第二翻边结构，13-连接件，14-通孔，15-敞口结构；

2-平尾部，21-第一固定件，22-平尾，23-平尾面板，24-支撑梁，25-管梁，251-第一管梁，252-第二管梁，26-中间件；

3-垂尾部，31-第二固定件，32-上垂尾，321-第一纵梁，322-第一横向肋，323-上垂尾面板，33-下垂尾，331-第二纵梁，332-第二横向肋，333-下垂尾面板。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本申请的技术方案，下面结合附图和具体实施例对本申请作进一步的详细说明。

本申请实施例提供了一种交叉双旋翼无人直升机及其整流罩组件，其中，交叉双旋翼无人直升机包括机身和整流罩组件，如图1所示，整流罩组件包括罩体1、平尾部2和垂尾部3，如图2所示，罩体1的后端以及罩体1的底部后侧是敞口结构15，该罩体1能够与机身固定并罩于机身的头部外侧，而机身的后部能够由敞口结构15伸出并裸露于罩体1外，平尾部2及垂尾部3分别与机身裸露的部分固定。平尾部2和垂尾部3位于罩体1的后方，并与罩体1是分离设置的，即罩体1罩于机身的前端，平尾部2和垂尾部3固定于机身的后部。

罩体1能够与机身固定并罩于机身的头部外侧，以对机身的发动机等部件进行防护，该罩体1并未完全包裹机身，而是对其前端迎风部位以及重要部件进行包裹，机身的后部伸出罩体1外，如此，能够减小该罩体1的整体体积，进而有效减小该交叉双旋翼无人直升机的整体重量，利于实现轻量化，同时还能够节约成本、提高经济性。

如图1和图2所示，罩体1包括第一罩体11和第二罩体12两部分，这两部分能够分别与机身固定(如通过螺栓)，并且第一罩体11和第二罩体12均为对称结构，具体是沿机身的前后方向的轴线对称设置。其中，第一罩体11位于前侧，第二罩体12位于后侧，具体的，第二罩体12的前端与第一罩体11的后端上部通过连接件13可拆卸连接，并且，当第一罩体11和第二罩体12之间通过连接件13连接后，第一罩体11的后端外表面和第二罩体12的前端外表面平滑过渡(如图3所示)，即第一罩体11和第二罩体12的连接处，没有罩体1的端面裸露在外，以便于风沿着第一罩体11的外表面向第二罩体12的外表面流动时，不会由于被裸露的端面阻碍而增加风阻。

整流罩组件为流线形的曲面结构，可以有效的进一步降低无人直升机飞行时的风阻。罩体1的侧面需要具有流线的外形，其外形是由数个下部较窄的带圆角的梯形进行放样而生成的，同时罩体1的后端以及罩体1的底部后侧设置为敞口结构15，并将罩体1合理的分隔成可拆卸连接的第一罩体11和第二罩体12。

如图4所示，第一罩体11的后端边缘设有第一缺口111，如图6所示，第二罩体12的前端边缘设有第二缺口121，如图1和图2所示，当第一罩体11和第二罩体12之间通过连接件13连接后，第一缺口111和第二缺口121能够对应配合并围合形成通孔14，该通孔14用于通过交叉双旋翼无人直升机的旋翼轴。具体的，第一缺口111和第二缺口121的数量均为两个，当第一罩体11和第二罩体12连接后，能够在二者之间形成两个通孔14，以对应交叉双旋翼无人直升机的两根旋翼轴。

第一罩体11和第二罩体12之间可拆卸连接，并且第一罩体11和第二罩体12分别单独与机身固定，因此，当机身局部出现故障需要维修时，若需维修的位置在罩体1的敞口结构15处，则第一罩体11和第二罩体12均无需拆卸，可直接从敞口结构15进行维修操作即可，若罩体1对维修位置有影响，可对应拆卸第一罩体11或第二罩体12，在维修操作结束后，再将拆卸的部分重新安装即可。也就是说，在对机身进行维修操作时，根据需要维修的具体位置，选择是否需要拆除罩体1或者拆除罩体1的哪一部分，无需每次都将整个罩体1拆卸，灵活性好，并可有效提高维修效率，简化操作。

第一罩体11和第二罩体12通过连接件13可拆卸连接，本实施例中，连接件13为搭扣，如此方便第一罩体11和第二罩体12之间的拆装操作，并可有效提高拆装效率，当然，还可以将连接件13设置为螺栓等部件，在此不做具体限制。

如图1所示，罩体1与平尾部2及垂尾部3之间相隔设置，因此，罩体1的拆装操作以及平尾部2的拆装操作和垂尾部3的拆装操作彼此不影响，因此，当需要对平尾部2或垂尾部3进行拆卸并维修时，仅需单独拆装平尾部2或垂尾部3，无需将罩体1拆卸，灵活性好。

第一罩体11的后端面还设有第一定位结构112，第二罩体12的前端面还设有第二定位结构122，第一罩体11和第二罩体12连接时，能够通过第一定位结构112和第二定位结构122配合定位，然后再通过连接件13连接，定位结构的设置，能够保证第一罩体11和第二罩体12之间的相对位置准确，确保二者连接后，外表面能够在接缝处实现平滑过渡，以减小风阻。

并且，由于罩体1是由玻璃纤维和芳纶蜂窝芯构成，重量相对较轻。因此，将第一罩体11和第二罩体12通过定位结构进行定位后再通过连接件13连接时，能够避免长期使用后导致第一罩体11的后端边缘或第二罩体12的前端边缘由于发生变形而无法连接的情况。

本实施例中，对于第一定位结构112和第二定位结构122的具体结构并不做限制，具体是在第一罩体11的后端边缘与第二罩体12连接的位置，间隔设置有多个第一定位结构112，同样的，在第二罩体12的前端边缘与第一罩体11连接的位置，间隔设置有多个第二定位结构122，第一定位结构112和第二定位结构122的数量相同且相互对应设置。

如图5和图6所示，具体可以是第一定位结构112为定位孔，第二定位结构122为定位凸起，或者，还可以是第一定位结构112是定位凸起，第二定位结构122为定位孔，或者，还可以是第一定位结构112和第二定位结构122均为定位孔，然后通过定位柱在相对应设置的两个定位孔之间进行定位均可。定位凸起可以是碳棒也可以是金属件均可。

如图5所示，第一罩体11的后端边缘向内设有第一翻边结构113，上述第一定位结构112设于该第一翻边结构113，如图6所示，第二罩体12的前端边缘向内设有第二翻边结构123，上述第二定位结构122设于该第二翻边结构123。翻边结构的设置便于定位结构的布置，并且翻边结构是向内翻的，如此设置，能够避免翻边结构对外部气流造成阻碍，同时可保证罩体1外部整体结构更为规整。具体的，翻边结构可以是连续设置的也可以是多个间隔设置的均可。

本实施例中，第一翻边结构113沿第一罩体11的后端边缘连续设置，第二翻边结构123沿第二罩体12的前端边缘连续设置，翻边结构的设置，能够增加第一罩体11和第二罩体12的边缘处的结构强度，减少发生变形的情况。

如图4所示，第一罩体11的上部还设有通风格栅114，交叉双旋翼无人直升机在飞行的过程中，空气能够通过通风格栅114进入罩体1内，并由罩体1的敞口结构15流出，如此以在罩体1内形成气流，有利于无人直升机内部设备及部件的散热。

本实施例中，对于通风格栅114的具体结构并不做限制，如通风格栅114上线性布置有多条格栅，且格栅的宽度小于相邻两个格栅之间的间隔距离，以增大进风量。

如图1所示，平尾部2包括第一固定件21和两个平尾22，其中，两个平尾22关于第一固定件21的轴线对称设置，平尾部2能够通过第一固定件21与机身固定。具体的，平尾22的结构如图7所示，包括平尾骨架和平尾面板23，其中，平尾骨架与第一固定件21固定，平尾面板23设于平尾骨架的外侧。

具体的，平尾骨架包括至少两根并列设置的支撑梁24和至少两根并列设置的管梁25，每根支撑梁24分别与各管梁25固定，有效提高了支撑梁24与管梁25之间的连接强度，保证平尾骨架的整体强度。本实施例中，支撑梁24的数量为四个且沿管梁25的轴线方向均匀线性分布，并且，支撑梁24与管梁25相互垂直。其中，支撑梁24主要用于承受飞行过程中平尾22产生的气动载荷及振动；平尾面板23起包络维形及气动光顺的作用；平尾22采用根部固支的悬臂梁结构。

为了降低重量，管梁25选取碳纤维管作为制作材料。

本实施例中，支撑梁24选取的材料为铝合金梁，在确保支撑强度的基础上，有效降低了重量。

进一步对，平尾面板23选取的材料为玻璃纤维和芳纶蜂窝芯，有效提高了强度。

为了提高连接稳定性，平尾骨架和平尾面板23之间的间隙填充有泡沫，即支撑梁24和平尾面板23之间的空隙中填充有泡沫，并且管梁25和平尾面板23之间的空隙也填充有泡沫。通过上述设置，在确保连接强度的基础上，尽可能降低重量。

本实施例中，管梁25的数量为两个且分别为第一管梁251及第二管梁252，第一管梁251的直径和第二管梁252的直径相同；第一管梁251布置在平尾22的翼型的最大厚度处，以实现抗弯的效果，第二管梁252布置在平尾22的50％～60％的翼弦区域内，以实现抗扭的效果。其中，翼弦为翼型的前缘点与后缘点的连线，50％～60％的翼弦区域为翼弦的中间位置(50％)到其60％位置之间的区域。本实施例中，弦长为320mm。

进一步地，出于提高支撑稳定性、降低总重量的双重考虑，管梁25的直径为翼型最大厚度的60％。当然，也可以将管梁25的直径设置为其他尺寸。

本实施例中，平尾22选用的翼型为NACA4412。

对于平尾骨架和第一固定件21之间的固定方式并不做限制，如图7所示，可以是在平尾骨架朝向第一固定件21的一侧固设中间件26，该中间件26为金属，可保证整体结构强度，中间件26与平尾骨架固定，并与第一固定件21之间通过螺栓连接即可。具体的，可以是平尾骨架的管梁25和中间件26固定，也可以是平尾骨架的支撑梁24与中间件26固定均可。

如图1所示，垂尾部3包括上垂尾32、下垂尾33和第二固定件31，其中，上垂尾32连接于第二固定件31的上方，下垂尾33连接于第二固定件31的下方，该垂尾部3能够通过第二固定件31与机身固定。

具体的，如图8所示，上垂尾32包括上垂尾骨架和上垂尾面板323，其中，上垂尾骨架与第二固定件31固定，上垂尾面板323设于上垂尾骨架的外侧。具体的，上垂尾骨架包括第一纵梁321和第一横向肋322，其中，第一横向肋322数量至少为两个且沿第一纵向梁的延伸方向排列，第一横向肋322与第一纵向梁连接。可以理解的是，由于上垂尾32的结构限制，至少两个第一横向肋322的结构均不相同，其长度沿远离无人直升机机身的方向减小。通过上述设置，有效提高了上垂尾32的结构稳定性。本实施例中，第一纵梁321的数量为一个，且由于至少第一横向肋322的长度沿远离无人直升机机身的方向减小，也可以设置两个第一纵梁321或三个第一纵梁321等，在此不再一一累述且均在保护范围之内。

出于减轻重量的考虑，第一纵梁321选取材料为铝方管型材。也可以将第一纵梁321设置为其他型材或其他结构。

进一步地，第一纵梁321与第一横向肋322通过螺栓固定连接。也可以通过焊接或胶粘等方式连接。

进一步地，上垂尾骨架可以由螺栓安装固定于第二固定件31上，再由第二固定件31连接在机身上。而对于上垂尾骨架和第二固定件31之间的连接，可以是直接将第一横向肋322和第二固定件31之间通过螺栓连接，或者也如平尾22的结构，通过另外设置的中间件连接均可。

本实施例中，对于上述第一固定件21和第二固定件31的具体结构并不做限制，如本实施例中，将第一固定件21和第二固定件31均设置为抱箍，如此能够简化连接操作，并且便于拆装操作。

当然，上垂尾32也可以直接焊接于机身上，而通过抱箍连接于机身上时，能够简化拆装操作。

如图所示，下垂尾33包括下垂尾骨架和下垂尾面板333，其中，下垂尾骨架和第二固定件31固定，下垂尾面板333设于下垂尾骨架的外侧，具体的，下垂尾骨架包括第二纵梁331和第二横向肋332，第二纵梁331的数量为一根，第二横向肋332的数量至少为两个且沿第二纵梁331的延伸方向排列。通过上述设置，有效提高了结构强度。

可以理解的是，由于下垂尾33的结构限制，至少两个第二横向肋332的结构均不同，其长度沿远离无人直升机机身的方向减小。

本实施例中，下垂尾骨架由螺栓安装固定于第二固定件31(抱箍)上。而对于下垂尾骨架和第二固定件31之间的连接，与上垂尾骨架和第二固定件31之间的连接相同，可以是直接将第二横向肋332和第二固定件31之间通过螺栓连接，或者通过另外设置的中间件连接均可。

其中，为了方便设置，其中第二纵梁331为铝方管型材。

本实施例中，第二纵梁331和第二横向肋332通过螺栓固定连接。也可以通过焊接或粘接等方式连接。

以上仅是本申请的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。

Claims (11)

1.一种交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，所述交叉双旋翼无人直升机包括机身，其特征在于，所述整流罩组件包括罩体(1)以及与所述罩体(1)分离设置的平尾部(2)和垂尾部(3)，所述罩体(1)的后端以及所述罩体(1)的底部后侧均为敞口结构(15)，所述罩体(1)能够包裹于所述机身的头部，所述敞口结构(15)能够使所述机身的后部裸露于所述罩体(1)外，所述平尾部(2)及所述垂尾部(3)分别与所述机身裸露的部分固定；

所述罩体(1)包括分别与所述机身固定的第一罩体(11)和第二罩体(12)，所述第二罩体(12)与所述第一罩体(11)的后端上部之间通过连接件(13)可拆卸连接，且在连接状态下，所述第一罩体(11)的后端外表面和所述第二罩体(12)的前端外表面平滑过渡，所述第一罩体(11)的后端边缘和所述第二罩体(12)的前端边缘之间能够围合形成通孔(14)，所述通孔(14)用于通过交叉双旋翼无人直升机的旋翼轴。

2.根据权利要求1所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述第一罩体(11)的后端面还设有第一定位结构(112)，所述第二罩体(12)的前端面还设有第二定位结构(122)，所述第一罩体(11)和所述第二罩体(12)能够通过所述第一定位结构(112)和所述第二定位结构(122)配合定位，并通过所述连接件(13)连接。

3.根据权利要求2所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述第一定位结构(112)为定位凸起，所述第二定位结构(122)为定位孔；

或者，所述第一定位结构(112)为定位孔，所述第二定位结构(122)为定位凸起。

4.根据权利要求2所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述第一罩体(11)的后端边缘向内设有第一翻边结构(113)，所述第一定位结构(112)设于所述第一翻边结构(113)；

所述第二罩体(12)的前端边缘向内设有第二翻边结构(123)，所述第二定位结构(122)设于所述第二翻边结构(123)。

5.根据权利要求1-4任一项所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述第一罩体(11)的上部还设有通风格栅(114)，空气能够由所述通风格栅(114)进入所述罩体(1)内并由所述敞口结构(15)流出。

6.根据权利要求1-4任一项所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述平尾部(2)包括第一固定件(21)和两个关于所述第一固定件(21)对称设置的平尾(22)，所述第一固定件(21)能够与所述机身固定；

所述平尾(22)包括平尾骨架和平尾面板(23)，所述平尾面板(23)固定于所述平尾骨架的外侧，所述平尾骨架与所述第一固定件(21)固定；

所述平尾骨架包括至少两根并列设置的支撑梁(24)和至少两根并列设置的管梁(25)，所述支撑梁(24)与各所述管梁(25)分别固定。

7.根据权利要求6所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述管梁(25)为碳纤维管；

和/或，所述支撑梁(24)为铝合金梁；

和/或，所述平尾面板(23)的材料为玻璃纤维和芳纶蜂窝芯；

和/或，所述平尾骨架和所述平尾面板(23)之间的空隙填充有泡沫。

8.根据权利要求6所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述管梁(25)的数量为两个且分别为第一管梁(251)和第二管梁(252)，所述第一管梁(251)的直径与所述第二管梁(252)的直径相同；

所述第一管梁(251)布置在所述平尾(22)的翼型的最大厚度处，所述第二管梁(252)布置在50％～60％的翼弦区域内。

9.根据权利要求1-4任一项所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述垂尾部(3)包括上垂尾(32)和下垂尾(33)以及连接于所述上垂尾(32)和所述下垂尾(33)之间的第二固定件(31)，所述第二固定件(31)能够与所述机身固定；

所述上垂尾(32)包括上垂尾骨架和上垂尾面板(323)，所述上垂尾骨架包括第一纵梁(321)和至少两个第一横向肋(322)，所述第一纵梁(321)和所述第一横向肋(322)固定，所述上垂尾面板(323)设于所述上垂尾骨架的外侧；

所述下垂尾(33)包括下垂尾骨架和下垂尾面板(333)，所述下垂尾骨架包括第二纵梁(331)和至少两个第二横向肋(332)，所述第二纵梁(331)和所述第二横向肋(332)固定，所述下垂尾面板(333)设于所述下垂尾骨架的外侧；

所述上垂尾骨架和所述下垂尾骨架分别与所述第二固定件(31)固定。

10.根据权利要求9所述的交叉双旋翼无人直升机的整流罩组件，其特征在于，所述第一纵梁(321)和/或所述第二纵梁(331)为铝方管型材。

11.一种交叉双旋翼无人直升机，其特征在于，包括机身以及如权利要求1-10任一项所述的整流罩组件。

Images