CN220996738U - 飞行动力系统、多旋翼飞行器以及飞行汽车 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种飞行动力系统、多旋翼飞行器以及飞行汽车，其中飞行动力系统包括飞行支架、六个机臂和六个安装部。其中飞行支架位于多旋翼飞行器的飞行器本体的顶部。六个安装部环绕设置于飞行支架上，六个机臂和六个安装部一一对应地设置并转动连接。机臂能够朝向飞行支架方向偏转至收拢状态。六个安装部分层设置，进而六个机臂被分成至少两组，两组机臂上下叠置。因此，本申请实施例中的六个机臂在处于收拢状态时，形成两组上下叠置的机臂。同一层的机臂最多有四个，四个机臂形成的轮廓明显小于传统多旋翼飞行器中六个或者八个机臂形成的轮廓，使得飞行器在处于停降状态时体积较小，便于耦合于车辆，使得飞行汽车适应现有的公共交通道路。

Description

飞行动力系统、多旋翼飞行器以及飞行汽车

技术领域

本申请涉及飞行器技术领域，特别涉及一种飞行动力系统、多旋翼飞行器以及飞行汽车。

背景技术

随着汽车技术和飞行器技术的发展，现在出现一种将车辆和飞行器集成于一体的飞行汽车。车辆作为飞行汽车的陆行设备，并设置有承载平台以用于停置飞行器，车辆能够承载着飞行汽车在道路上行驶。飞行器可拆卸地耦合于承载平台，能够自承载平台上起飞。

但是传统的以多旋翼作为飞行动力系统的飞行器在停降状态时，多个旋翼在水平方向上形成的轮廓较大，飞行器对空间的利用率较低，在飞行器与车辆处于耦合状态时，飞行汽车的尺寸较大，不能够进入公共交通道路行驶。

实用新型内容

本申请实施例提供一种飞行动力系统、多旋翼飞行器以及飞行汽车。

第一方面，本申请提供一种飞行动力系统，飞行动力系统包括飞行支架、多个机臂和多个安装部，飞行支架位于多旋翼飞行器的飞行器本体的顶部；多个机臂连接于飞行支架，多个机臂包括第一机臂、第二机臂、第三机臂、第四机臂、第五机臂和第六机臂；第一机臂、第二机臂、第三机臂、第四机臂、第五机臂和第六机臂分别可转动地连接于飞行支架，并依次环绕分布在飞行支架的外周；多个安装部设置于飞行支架，多个安装部包括第一安装部、第二安装部、第三安装部、第四安装部、第五安装部和第六安装部；飞行支架具有相对的第一端部和第二端部；其中，第一安装部和第二安装部连接于飞行支架的第一端部，第一安装部和第二安装部分别相对于飞行支架弯折且弯折方向相反；第四安装部和第五安装部连接于飞行支架的第二端部，第四安装部和第五安装部相对于飞行支架弯折且弯折方向相反；第三安装部和第六安装部均连接于飞行支架，并位于第一端部和第二端部之间；第二安装部和第四安装部相对间隔设置，第二安装部、第四安装部和飞行支架共同限定第一容纳空间；第五安装部和第一安装部相对间隔设置，第五安装部、第一安装部和飞行支架共同限定第二容纳空间；在飞行状态下，第一容纳空间、飞行支架和第二容纳空间沿同一水平方向依次排布，第三安装部位于第一容纳空间的下方，第六安装部位于第二容纳空间的下方；第一机臂可转动地连接于第一安装部，并能够相对于第一安装部转动以呈展开状态或收拢状态；第二机臂可转动地连接于第二安装部，并能够相对于第二安装部转动以呈展开状态或收拢状态；第三机臂可转动地连接于第三安装部，并能够相对于第三安装部转动以呈展开状态或收拢状态；第四机臂可转动地连接于第四安装部，并能够相对于第四安装部转动以呈展开状态或收拢状态；第五机臂可转动地连接于第五安装部，并能够相对于第五安装部转动以呈展开状态或收拢状态；第六机臂可转动地连接于第六安装部，并能够相对于第六安装部转动以呈展开状态或收拢状态；第二机臂及第四机臂呈收拢状态时容纳于第一容纳空间中、第一机臂和第五机臂呈收拢状态时容纳于第二容纳空间中，第三机臂呈收拢状态时位于第一容纳空间的下方，第六机臂呈收拢状态时位于第二容纳空间的下方。

其中，在一些可选实施例中，在收拢状态下，第二机臂和第四机臂沿水平方向依次排布设置于第一容纳空间，第四机臂位于第二机臂背离飞行支架的一侧；第一机臂和第五机臂沿水平方向依次排布设置于第二容纳空间，第五机臂位于第一机臂背离飞行支架的一侧。

其中，在一些可选实施例中，在收拢状态下，第三机臂和第四机臂沿竖直方向依次排布，第三机臂位于第四机臂的下方；和/或，在收拢状态下，第五机臂和第六机臂沿竖直方向依次排布，第六机臂位于第五机臂的下方。

其中，在一些可选实施例中，多旋翼飞行器包括飞行座舱，飞行支架适于叠置在飞行座舱的顶部，并和飞行座舱固定连接；在收拢状态下，第三机臂和第六机臂分别位于飞行座舱在前进方向的左右两侧，并分别和飞行座舱沿水平方向直接相对设置。

其中，在一些可选实施例中，飞行支架限定出用于承载人员的飞行座舱空间；在收拢状态下，第一机臂、第二机臂、第四机臂和第五机臂设置于飞行座舱的顶部，第三机臂和第六机臂分别设置于飞行座舱在前进方向的左右两侧，第三机臂和第六机臂分别和飞行座舱沿水平方向直接相对设置。

其中，在一些可选实施例中，第一机臂在展开状态下沿水平方向延展；和/或，第二机臂在展开状态下沿水平方向延展；和/或，第四机臂在展开状态下沿水平方向延展；和/或，第五机臂在展开状态下沿水平方向延展。

其中，在一些可选实施例中，在飞行状态下，第三机臂处于展开状态，第三机臂在其延伸方向具有第三连接部和第三承载部，第三连接部连接于第三安装部，第三承载部相对于第三连接部朝向背离地面的方向延伸；和/或，在飞行状态下，第六机臂处于展开状态，第六机臂在其延伸方向具有第六连接部和第六承载部，第六连接部连接于第六安装部，第六承载部相对于第六连接部朝向背离地面的方向延伸。

其中，在一些可选实施例中，飞行器本体关于预定的中轴面对称，中轴面为飞行器的前进方向所界定的竖直平面，在展开状态下，六个机臂关于中轴面对称设置。

其中，在一些可选实施例中，飞行支架包括第一纵梁和第二纵梁，第一纵梁和第二纵梁相对间隔设置并彼此连接，第一纵梁和第二纵梁分别从飞行支架的第一端部延伸到第二端部，第一安装部和第五安装部分别位于第一纵梁的两端，第二安装部和第四安装部分别位于第二纵梁的两端。

其中，在一些可选实施例中，飞行支架还包括多个横梁，每个横梁的两端均连接于第一纵梁和第二纵梁之间，多个横梁依次间隔排布。

其中，在一些可选实施例中，飞行动力系统还包括六个旋翼，六个旋翼与六个机臂一一对应地设置，每个旋翼安装于对应的一个机臂。

其中，在一些可选实施例中，旋翼为单轴单桨式旋翼模组或单轴双桨式旋翼模组。

第二方面，本申请还提供一种多旋翼飞行器，多旋翼飞行器用于耦合至车辆，车辆包括车辆本体和自动对接装置，车辆本体包括连接设置的陆行座舱和承载平台，自动对接装置设置于承载平台，多旋翼飞行器包括对接机构以及上文中的飞行动力系统，飞行动力系统设置于飞行器本体，飞行动力系统中的多个机臂位于飞行器本体的顶部；飞行动力系统的飞行支架构成飞行器本体的至少一部分结构；对接机构设置于飞行器本体，在飞行器停降于地面的状态下，对接机构用于与自动对接装置对接，自动对接装置通过对接机构牵引飞行器本体在地面上移动，并拖曳飞行器本体向承载平台移动至飞行器本体耦合于承载平台。

其中，在一些可选实施例中，多旋翼飞行器还包括飞行座舱，飞行支架叠置在飞行座舱的顶部，飞行座舱和飞行支架共同构成飞行器本体；或者飞行支架限定出用于承载人员的飞行座舱空间，对接机构设置于飞行座舱空间的底部。

第三方面，本申请还提供一种飞行汽车，飞行汽车包括车辆和上文中的多旋翼飞行器，车辆包括车辆本体和设置于车辆本体的自动对接装置，车辆本体包括连接设置的陆行座舱和承载平台；多旋翼飞行器用于与车辆耦合；在多旋翼飞行器处于停降在地面的状态下，车辆的自动对接装置与多旋翼飞行器的对接机构连接，对接装置通过对接装置驱动飞行器本体在地面上移动至收纳在承载平台上。

本申请提供了一种应用于多旋翼飞行器的飞行动力系统，飞行动力系统包括飞行支架、六个机臂和六个安装部。其中飞行支架位于多旋翼飞行器的飞行器本体的顶部。六个安装部环绕设置于飞行支架上，六个机臂和六个安装部一一对应地设置，每个机臂转动连接于对应的一个安装部上。在飞行器处于停降状态时，每个机臂能够相对于对应的一个安装部朝向飞行支架方向偏转，直至机臂处于收拢状态，进而缩小飞行器的外部轮廓，以适应现有的公共交通道路。为了进一步缩小飞行器的外部轮廓，本申请实施例将六个安装部分层设置，进而六个机臂在处于收拢状态时，也被分成至少两组机臂，两组机臂上下叠置。因此，本申请实施例通过将六个安装部分成至少两层，使得六个机臂在处于收拢状态时，六个机臂被分成两组，两组机臂上下叠置设置，提高六个机臂对空间的利用程度。并且位于同一层的机臂最多有四个，相比于传统的八个机臂甚至更多机臂均处于同一水平面，本申请实施例中的六个机臂处于收拢状态时在水平方向上形成的轮廓明显较小，使得飞行器在处于停降状态时体积较小，便于耦合于车辆，使得飞行汽车能够适应现有的公共交通道路。

附图说明

为了更清楚地说明本申请的技术方案，下面将对实施方式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方式，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是本申请实施例提供的飞行汽车的结构示意图。

图2是图1所示飞行汽车的车辆和飞行器解除耦合的结构示意图。

图3是本申请实施例提供的车辆的结构示意图。

图4是本申请实施例提供的飞行器的结构示意图。

图5是图4所示飞行器的自动对接装置的结构示意图。

图6是图4所示飞行器的机臂折叠且起落架机构展开的结构示意图。

图7是图1所示飞行汽车的车辆和飞行器刚刚对接时的结构示意图。

图8是图7所示飞行器移向承载平台的结构示意图。

图9是图7所示飞行器重心转移至承载平台的结构示意图。

图10是图1所示飞行汽车的飞行器的俯视结构示意图。

图11是图10所示飞行器的可折叠旋翼形成的旋翼回转面的结构示意图。

图12是图10所示飞行器的可折叠旋翼与飞行器本体位置关系的结构示意图。

图13是图10所示飞行器的机臂折叠状态时的结构示意图。

图14是图10所示飞行器的机臂展开状态时的结构示意图。

图15是图10所示飞行器的可折叠旋翼展开状态的结构示意图。

图16是图10所示飞行器的可折叠旋翼折叠状态的结构示意图。

图17是图10所示飞行器的可折叠旋翼展开状态的结构示意图。

图18是本申请一实施例中提供的飞行器的飞行控制方法的流程示意图。

图19是本申请实施例公开的一种飞行控制装置的功能框架示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

请参阅图1和图2，本实施例提供一种飞行汽车1000，飞行汽车1000包括汽车一类的陆行运输设备、飞机一类的飞行运输设备或者是飞行汽车一类的兼具陆行功能和飞行功能的运输设备。本申请实施例提供一种具有陆行功能和飞行功能的飞行汽车1000，飞行汽车1000包括车辆100和飞行器200，车辆100和飞行器200可拆卸地耦合。

请参阅图3，本申请实施例中的车辆100用于在地面行驶以使飞行汽车1000具有在地面上行驶的功能，车辆100包括车辆本体110、多个轮组120以及自动对接装置130。车辆本体110是车辆100的主体架构，承担负载车辆100以及其他功能设备的作用，车辆本体110包括连接设置的陆行座舱1110和承载平台1130，陆行座舱1110中设置有座位以供人员乘坐，承载平台1130用于停置飞行器200。多个轮组120设置于车辆本体110的底盘，以使得车辆本体110能够再陆地上行驶。自动对接装置130设置于车辆本体110的承载平台1130上，自动对接装置130用于后期对接飞行器200并牵引飞行器200。

请参阅图4，本申请实施例中的飞行器200用于在空中行驶以使飞行汽车1000具有在空中行驶的功能，飞行器200和车辆100共同构建具有陆行功能和飞行功能的飞行汽车1000。飞行器200包括飞行器本体210以及设置于飞行器本体210上的多个可折叠旋翼220。飞行器本体210是飞行器200的主体架构，飞行器本体210设置有飞行座舱2110以供人员乘坐。多个可折叠旋翼220设置于飞行器本体，用于为飞行器200提供在空中行驶的动力，飞行器200在多个可折叠旋翼220的驱动下能够升至空中并行驶。飞行器200还可以包括两个涵道风扇230，两个涵道风扇230连接于飞行器本体210，两个涵道风扇230用于在多个可折叠旋翼220形成的偏航力矩处于失衡状态的情况下，向飞行器本体210提供补偿偏航力矩。

传统的飞行汽车1000在飞行器200停降的过程中，要求飞行器200直接垂直降落在车辆100的承载平台1130上。一方面，能够载人的飞行器200体型较大，重量较大，难以精准控制飞行器200姿态以及运动状态。另一方面，飞行汽车100整体的尺寸受到现有的道路设施的限制，尺寸不能过大，因此车辆100的承载平台1130提供的停降平面的尺寸较小，飞行器200难以在短时间内停降在承载平台1130上，并且飞行器200的旋翼处于运转的状态，容易与车辆100碰撞进而损坏飞行器200和车辆100的结构。即便停降在承载平台1130上，飞行器200的位置也不能够满足耦合的要求。而飞行器200停降在承载平台1130后再调整飞行器200和车辆100的相对位置，不仅要克服飞行器200的重量，还要考虑承载平台1130的结构能否承受飞行器200在承载平台1130上反复偏转移动，还要避免飞行器200与车辆100之间发生结构碰撞，因此飞行器200在承载平台1130上调整位置的难度极高，用户体验感较低。

而本申请实施例通过设置自动对接装置130，赋予飞行器200和车辆100一种新的耦合方式。具体地，飞行器200从飞行状态切换至停降于地面的状态，随后车辆100行驶至飞行器200附近，并控制车辆100与飞行器200位置对准以便驱动自动对接装置130自动连接上飞行器本体210，并驱动飞行器本体210向车辆本体110移动，直至飞行器本体210可拆卸地耦合于承载平台1130上。在飞行器200需要起飞时，飞行器200在起飞之前先解除飞行器本体210与承载平台1130之间的耦合关系，解除耦合关系后飞行器200先停靠于地面，随后再启动从地面起飞上升至空中，车辆100停留于陆地。因此，本申请实施例中的飞行器200无需与承载平台1130精准定位，能够快速停降于地面，随后车辆100移动至与飞行器200附近的位置并与飞行器对准，以使得自动对接装置130对接上飞行器200并将飞行器200牵引至承载平台1130上，飞行器本体210与车辆100耦合的控制难度相对较低，提高飞行器本体210与承载平台1130耦合的速度，还能够便于调整飞行器200与车辆100的相对位置。飞行器200在与承载平台1130耦合的过程中以及解除耦合的过程中，可折叠旋翼220停止转动，提高飞行汽车1000在使用过程中的安全性。

本实施例中不限制承载平台1130对飞行器200的包覆程度，可以将飞行器200半包围，也可以将飞行器200全包围。在本实施例中，能够将飞行器200半包围的车辆100的外形类似于现有的皮卡车，具体地，承载平台1130还包括承载板1131和围栏结构1132，承载板1131连接于陆行座舱1110，围栏结构1132环设于承载板1131的外周，在飞行器200耦合于承载平台1130时能够阻碍飞行器200沿水平方向离开承载板1131，围栏结构1132、陆行座舱1110和承载板1131共同限定出与外部连通的第一容置空间1133。为了使飞行器200能够进出第一容置空间1133，围栏结构1132包括活动围栏(图中未标出)，活动围栏设于承载板1131背离陆行座舱1110的一侧，活动围栏能够相对于承载板1131转动以提供飞行器本体210进入承载平台1130的通道。

在本实施例中，能够将飞行器200全包围的车辆100的外形类似于现有的箱式货车，具体地，承载平台包括承载板1131和厢体(图中未标出)，承载板1131连接陆行座舱1110，厢体盖设于承载板1131，厢体和承载板1131共同限定出与外部隔断的第二容置空间(图中未标出)。为了使飞行器200能够进出第二容置空间，厢体包括厢门，厢门活动地设置于厢体背离陆行座舱的一侧，厢门用于开启厢体以避让飞行器本体210。

在本实施例中，车辆100还包括车辆操纵系统140，车辆操纵系统140用于控制轮组120，轮组120在车辆操纵系统140的车辆运动指令下能够改变车辆本体110的运动状态，例如加速、减速、前进、后退等。相同地，飞行器200还包括飞行操纵系统240，飞行操纵系统240用于控制可折叠旋翼220，可折叠旋翼220在飞行操纵系统240的飞行器运动指令下能够改变飞行器本体210的运动状态，例如起飞、降落、偏航、盘旋等。另外本实施例中的飞行器200能够在陆地上行驶，以能够助跑、缓冲等。

请参阅图3和图4，在本实施例中，车辆操纵系统140设置于陆行座舱内1110，陆行座舱1110可以理解为乘坐空间以及驾驶空间，驾驶人员能够在陆行座舱1110内操控车辆操纵系统140以运行车辆100。车辆操作系统140可以是驾驶仪表盘、方向盘、油门、刹车、挡位杆等结构中的一个或多个。飞行器操纵系统240设置于飞行座舱内2110，飞行器操纵系统240包括飞行仪表盘、中央控制台和飞机操纵杆等结构中的一个或多个。在一些实施例中，车辆操纵系统140和飞行操纵系统240能够通信连接，以相互传输车辆100和飞行器200运动数据或者运动状态信息。在又一些实施例中，车辆100为自动驾驶的运输设备，因此对车辆操纵系统140的位置不作具体限制，可以设置于车辆本体110除了陆行座舱外1110的位置上，也可以设置于陆行座舱1110内以供乘坐人员辅助驾驶车辆100。如果飞行器200也是自动驾驶的运输设备，飞行器200与车辆100相同设置，此处不再赘述。

接下来介绍车辆100和飞行器200的用于对接耦合的具体结构，并介绍车辆200和飞行器200如何通过具体结构实现对接耦合。

请参阅图5，本实施例中的自动对接装置130包括牵引机构1310和直线运动机构1320。牵引机构1310可活动地设置于承载平台1130。在车辆100控制承载平台1130与飞行器本体210对应的情况下，牵引机构1310的运动趋势为靠近或者远离飞行器2本体210。其中，牵引机构1310能够沿固定方向移动的结构基础为直线运动机构1320。直线运动机构1320设置于承载平台1130，牵引机构1310连接于直线运动机构1320，直线运动机构1320用于驱动牵引机构1310在承载平台上运动。对应地，飞行器200还包括连接于飞行器本体210的对接机构250，对接机构250适于与牵引机构1310配合连接。在牵引机构1310与对接机构250配合连接后，牵引结构1310牵引对接机构250将飞行器200牵引至承载平台1130上。

请参阅图5，首先介绍直线运动结构1320的具体组成部分以揭示直线运动结构1320驱动牵引机构1310运动的机制。具体地，直线运动机构1320包括丝杆1321、转动电机1322和滑块1323，丝杆1321沿车辆100的前进方向设置，转动电机1322驱动连接于丝杆1321的一端，转动电机1322开启，能够带动丝杆1321转动。滑块1323螺纹连接于丝杆1322，并与牵引机构1310连接。在承载平台1130移动至与飞行器本体210相对的位置状态下，丝杆1321转动，滑块1323携同牵引机构1310相对于承载平台1130靠近或远离飞行器本体210。本实施例中直线运动机构1320的数量为两个，两个直线运动机构1320与牵引机构1310沿水平方向设置，以避免增加承载平台1130的高度，防止飞行汽车1000整体结构过高而不适配于现有的交通设施以及建筑结构(后文将具体限定飞行汽车1000整体结构的尺寸)，两个直线运动机构1320设置于牵引机构相对的两侧，一方面使得作用于承载机构1310的驱动力更大，另一方面能够保持承载结构1310处于大致平衡的状态，使其不易倾斜偏转，保证牵引效果。

请参阅图5，接下来介绍牵引机构1310的具体结构以及飞行器200的对接机构250的具体结构。具体地，牵引机构1310包括牵引主体1311和牵引环体1312，对应地，飞行器200的对接机构250包括配合环体(图中未标出)；牵引环体1312设置于牵引主体1311背离陆行座舱1110的一侧，以在承载平台1130移动至与飞行器本体210相对的位置状态下，牵引环体1312与配合环体相对设置并能够相互扣合。在其他一些实施例中，牵引机构1310和对接机构250也可以是钩状结构。

为了使牵引环体1312与配合环体能够相扣，本实施例中将牵引环体1312部分显露于牵引主体1311背离陆行座舱1110的一侧，牵引环体1312设有缺口1313，牵引环体1312转动设置于牵引主体1311，牵引环体1312能够围绕其轴线转动，在牵引环体1312与配合环体相对设置的状态下，牵引环体1312能够转动并使缺口对应与配合环体，以使配合环体与牵引环体1312能够环环相扣，随后牵引环体1312继续转动，使缺口隐藏至牵引主体1311的内部，保证配合环体与牵引环体1312扣合关系的稳定性。

请参阅图5，在将飞行器200牵引至承载平台1130上后，且在飞行器本体210未与承载平台1130耦合之前，尽量保持飞行器本体200的运动方向相对于车辆本体110为一条直线，因此，本实施例中的自动对接装置130还包括两个导向槽1330。两个导向槽1330均沿水平方向设置于承载平台1130，导向槽13430沿车辆100的前进方向延伸。对应的，飞行器本体210底部相对的两侧均设有配合轮组(图中未标出)。在承载平台1130移动至与飞行器本体210相对的位置状态下，两个导向槽1330与两个配合轮组一一相对设置，每个配合轮组能够滑入对应的一个导向槽1330并在导向槽1330内滚动，以限制飞行器本体210的运动轨迹。

请参阅图5，为了便于配合轮组滑进对应的一个导向槽1330内，本实施例中的导向槽1330包括连通的第一槽体1331和第二槽体1332，第二槽体1332连接于第一槽体1331背离陆行座舱1110的一端，第二槽体1332的槽宽沿远离陆行座舱1110的方向逐渐增大，即第二槽体1332靠近配合轮组的一端的槽宽较宽，配合轮组能够顺利地滑进第二槽体1332内。

在配合轮组滑进导向槽1330后，牵引机构1310牵引飞行器本体210沿直线运动，配合轮组的运动方向不一定和导向槽1330的延伸方向一致，会导致配合轮组卡滞在导向槽1330中，因此，本实施例中的配合环体可转动地连接于飞行器本体210的底盘朝向地面的一侧，所述配合环体能够相对于所述飞行器本体210的底盘沿竖直方向的直线转动，牵引环体1312在牵引飞行器本体210的过程中，通过配合环体调整配合轮组的运动方向，使得配合轮组与导向槽1330配合顺畅。

请参阅图3，本实施例中的自动对接装置130还包括限位机构1340，限位机构1340的应用情景为：飞行器本体210与承载平台1130耦合的状态下，限位机构1340连接于飞行器本体210和承载平台1130之间，以限制飞行器本体210相对于承载平台1130在任意方向上活动。具体地，本实施例中的限位机构1340包括水平限位组件(图中未标出)，水平限位组件可以连接于承载平台1130和飞行器本体210之间，也可以连接于车辆本体110和飞行器本体210之间。水平限位组件用于限制飞行器本体210相对于承载平台1130在水平方向上活动，例如限制飞行器本体210在车辆本体110的前进方向上前后晃动、左右摆动。本实施例中的限位机构1340还包括竖直限位组件(图中未标出)，竖直限位组件连接于承载平台1130和飞行器本体210之间，用于限制飞行器本体210相对于承载平台1130在竖直方向上活动。限位机构1340的设置使飞行器本体210在承载平台1130上的位置状态稳定，保证飞行器本体210和承载平台1130固定连接关系的稳定。限位机构1340限制飞行器本体210在承载平台1130上活动，能够降低因飞行器本体210活动对飞行器200自身以及对车辆100带来的冲击伤害。

本实施例不限制水平限位组件和竖直限位组件的类型和具体结构，可以是配合连接的钩环，也可以是限制移动的挡块。本实施例中可以选用电气式的限位机构1340，在飞行器本体210与承载平台1310处于耦合的状态下，电气式限位机构连接飞行器本体210以限制飞行器本体210活动，在飞行器本体210需要起飞之前，电气式限位机构解除承载平台1310或车辆本体110与飞行器本体210之间的连接。

请参阅图3，为了降低飞行器本体210的震动对飞行器200自身以及车辆100的损害，本实施例中的自动对接装置130还包括缓冲机构1350。缓冲机构1350设置于承载平台1130，在飞行器本体210与承载平台1130处于耦合的情况下，缓冲机构1350位于飞行器本体210和承载平台1130之间，并且位于飞行器本体210和车辆本体110之间。缓冲机构1350能够减轻飞行器本体210因晃动对车辆本体110和飞行器本体210的冲击伤害。本实施例不具体限制缓冲机构1350的类型和具体结构，可以是阻尼器，可以是液压缓冲器。

请参阅图4和图6，本实施例中的飞行器200还包括起落架机构260，起落架机构260用于在飞行器200处于停降状态时支撑飞行器本体210。起落架机构260可转动地连接于飞行器本体210。在飞行器200处于飞行状态时，起落架机构260朝靠近飞行器本体210的方向转动以呈折叠状态，可以减小飞行器本体210在空中所受到的阻力。在飞行器200将要降落在地面时，起落架机构260能够相对飞行器本体210转动以呈支撑状态，并能够支撑于地面。在其他实施例中，也可以选用气囊或者墩块等结构实现飞行器本体210的停降。

请参阅图7，为了使飞行器本体210处于停降状态时，飞行器本体210沿飞行器200前进方向的左右两个侧部相对平衡，本实施例中的起落架机构260包括两个起落架2610，两个起落架2610分别转动连接于飞行器本体210的左右两个侧部，每个起落架2610能够相对飞行器本体210转动以展开或折叠。在其他实施例中，起落架机构260可以是整体结构，该整体结构式的起落架机构260在飞行器200处于停降状态时，能够同时托承飞行器本体210的左右两个侧部。

请参阅图4，为了保证起落架2610能够自动地展开或者折叠，本实施例中的起落架机构还包括至少两个驱动件2630，两个驱动件2630与两个起落架2610一一对应地设置，驱动件2630连接飞行器本体210和对应的一个起落架2610。驱动件2630能够根据飞行器200的行驶状态自动地驱动起落架2610相对于飞行器本体210转动，以使起落架2610相对于飞行器本体210呈折叠状态或呈展开状态，且无需人工介入，提高安全性。本实施例中的驱动件2630可以是液压缸，也可以是直线电机等设备。

请参阅图4，本实施例中的起落架2610包括支撑杆2611和支撑脚2612，支撑杆2611连接在支撑脚2612和飞行器本体210之间；在起落架机构260处于支撑状态时，支撑脚2612抵接于地面并向上托承飞行器本体210。支撑脚2612为杆体结构并大致沿飞行器200的前进方向延伸设置，支撑脚2612在飞行器200的前进方向上的前端和后端至少有一个朝远离地面的方向翘起，翘起部分在支撑脚2612朝向地面一侧形成有弧边2613，在飞行器200停降于地面的过程中，支撑脚2612能够通过弧边2613与地面适配，并且能够避免地面上的异物与支撑脚2612发生较为激烈的碰撞，避免飞行器本体210异常震动，防止支撑脚2612以及飞行器本体210损坏。

承载平台1130上的牵引机构1310和飞行器本体210上的对接机构250对接后，牵引机构1310牵引飞行器本体210向承载平台1130移动直至飞行器本体210耦合于承载平台1130。因此飞行器本体210自独立于承载平台1130至耦合于承载平1130台是一个循序渐进的过程，在飞行器本体210还没有大部分移动至承载平台1130时，或者说在飞行器本体210的重心还没有移动至承载平台1130上的安全位置时，飞行器本体210和地面之间仍然需要设置起落架机构260，以保持飞行器本体210的平衡以及车辆100的平衡。本实施例中飞行器200包括至少两组起落架机构260，两组起落架机构260沿飞行器200的前进方向前后间隔地设置于飞行器本体210，两组起落架机构260一个靠近承载平台1130，一个远离承载平台1130，也即，两组起落架260中一组位于飞行器本体210的前端、另一组位于飞行器本体210的后端，其中每组起落架260中可以包括两个起落架260，该组中的两个起落架260分别位于飞行器本体210的左右两侧。应当理解的是，其他实施例中可以根据飞行器本体210的重量以及机长设置更多的起落架机构260。

本实施例中，在飞行器本体210自独立于承载平台1130至耦合于承载平台1130的过程中，两个起落架机构260先后折叠。接下来将详细说明两个起落架机构260的折叠时间节点。

请参阅图7和图8，起初两个起落架机构260均处于支撑状态。飞行器本体210在牵引机构1310的拖曳下，飞行器本体210较少部分移动至承载平台1130上并获得承载平台1130的支撑，在承载平台1130和远离承载平台1130的一个起落架机构260能够克服飞行器本体210的重量并使其处于平衡状态时，靠近承载平台1130的一个起落架机构260折叠收缩以切换至折叠状态。

请参阅图9，牵引机构1310继续牵引飞行器本体210向承载平台1130移动，在飞行器本体210的大部分结构移动至承载平台1130，且飞行器本体210的重心和承载平台1130以及车辆本体110达到平衡状态时，即承载平台1310能够独立托承飞行器本体210，无需远离承载平台1310的一个起落架机构260辅助时，远离承载平台1310的一个起落架机构260折叠收缩以切换至折叠状态。

最后，牵引机构1310继续牵引飞行器本体210向承载平台1130移动，直至飞行器本体210移动至承载平台1130上指定的耦合位置，随后飞行器本体210与承载平台1130耦合。

请再次参阅图7，本实施例中的车辆100为纯电动汽车，车辆100还包括车辆电气系统170，车辆电气系统170设置于车辆本体110，车辆电气系统170与多个轮组120电性连接以能够向多个轮组120提供电能，以使得多个轮组120能够驱动车辆本体110在陆地上行驶。其他实施例中，车辆100还可以是增程式电动汽车，即车辆100除了包括车辆电气系统170，还包括燃料发电机。同理地，本实施例中的飞行器200为纯电动飞行器或纯电动载人直升机，飞行器200还包括飞行电气系统270，飞行电气系统270设置于飞行器本体210，飞行电气系统270和多个可折叠旋翼220电性连接以能向多个可折叠旋翼220提供电能，以使得可折叠旋翼220能驱动飞行器本体210在空中行驶。

具体地，本实施例中车辆电气系统170包括第一动力电池组1710，第一动力电池组1710设置于车辆本体110，第一动力电池组1710用于存储电能以向陆行动力系统120以及车辆100上其他电气组件提供电能。飞行电气系统270包括第二动力电池组2710，第二动力电池组2710设置于飞行器本体210，第二动力电池组2710用于存储电能以向可折叠旋翼220以及飞行器200上其他电器组件提供电能。本实施例不限制第一动力电池组1710和第二动力电池组2710的类型，可以是酸性锂电池，可以是碱性锌锰电池。

在一些实施例中，车辆电气系统170和飞行电气系统270之间相互独立，第一动力电池组1710中和第二动力电池组2710之间不发生电能的传输。在本实施例中，第一动力电池组1710和第二动力电池组2710在结构上相互独立，但是在飞行器本体210耦合于承载平台1310时，第一动力电池组1710和第二动力电池组2710之间能够实现电能的传输。具体地，车辆电气系统170还包括电性连接于第一动力电池组1710的第一连接器1720，飞行电气系统270还包括电性连接于第二动力电池组2710第二连接器2720。在飞行器主体210与承载平台1310处于耦合状态时，第一连接器1720和第二连接器2720电性连接，以允许电能能够在第一动力电池组1710和第二动力电池组2710之间传输，以使得第一动力电池组1710能够得到第二动力电池组2710的电能补充，或第二动力电池组2710能够获得第一动力电池组1710的电能的补充。另外地，本实施例中的第一动力电池组1710和第二动力电池组2710均设置有电源连接端口，以接受运输载体1000外部的电源的电能补充。

首先介绍第一动力电池组1710向第二动力电池组2710补充电能的情况，在飞行器200飞行结束后并耦合于承载平台1130的情况下，第一动力电池组1710连接的第一连接器1720能够通过第二连接器2720向第二动力电池组2710补充电能，以使飞行电气系统270存储有充足的电能以供飞行器200下次飞行。具体地，车辆电气系统170还包括能源管理模块1730，能源管理模块1730电性连接于第一动力电池组1710，能源管理模块1730在检测到飞行器主体210和承载平台1310处于耦合的状态下，能源管理模块1730能够控制第一动力电池组1710向第二动力电池组2710补充电能。

接着介绍第二动力电池组2710向第一动力电池组1710补充电能的情况。本实施例中的飞行汽车1000还包括电量传感器(图中未标出)和整车控制器(图中未标出)，电量传感器其和整车控制器电性连接。电量传感器用于检测第一动力电池组1710和第二动力电池组2710中的剩余电量，整车控制器用于控制第二动力电池组2710是否向第一动力电池组1710传输电能。在车辆100与飞行器200处于耦合的状态下，且车辆100在行驶的过程中，如果电量传感器检测到第一动力电池组1710中的剩余电量较低时，整车控制器控制第二动力电池组2710向第一动力电池组1710传输电能。本实施例具体介绍两种第一动力电池组1710电量不足的具体表现。

第一种具体表现，电量传感器检测第一动力电池组中1710的剩余电量，整车控制器根据第一动力电池组1710的剩余电量估算车辆100的续航里程，而车辆100的续航里程低于目标续航里程，表示第一动力电池组1710中的电能不能够支撑飞行汽车1000行驶至目标地点。在上述情况下可以确定第一动力电池组1710中的剩余电量不足，接着电量传感器检测第二动电池组中2710的剩余电量，如果第二动力电池组2710中的剩余电量大于或等于第二预设电量的情况下，即第二动力电池组2710中的电能充足时，整车控制器控制第二动力电池组2710向第一动力电池组2710补充电能。

第二种具体表现，本实施例中的飞行汽车1000还包括加速度传感器(图中未标出)，加速度传感器用于检测车辆100的实际加速度，在车辆100的实际加速度小于或等于预设加速度时，表示第一动力电池组1710中的剩余电量不足，不具有充足的电能以使得车辆100在预设时间内达到预设行驶速度。接着电量传感器检测第二动力电池组2710中的剩余电量，如果第二动力电池组中2710的剩余电量大于或等于第二预设电量的情况下，即第二动力电池组2710中的电能充足时，整车控制器控制第二动力电池组2710向第一动力电池组1710补充电能。

以上两种第二动力电池组2710向第一动力电池组1710补充电能的情况都要求第二动力电池组2710内剩余电量充足，即第二动力电池组2710中的剩余电量要大于或等于第二预设电量。在特殊情况下，即便第二动力电池组2710中的剩余电量小于第二预设电量，第二动力电池组2710也能够向第一动力电池组1710补充电量，但是，在第二动力电池组2710中的电量下降至预设最低电量时，停止向第一动力电池组1710内传输电能，第一动力电池组1710需要寻找其他供电设备以补充电能。

请参阅图7，本实施例不限制第一连接器1720和第二连接器2720的位置设置，根据车辆本体110和飞行器本体210之间的实际方位做具体设置。前文提到本实施例中的车辆本体110和承载平台1130在车辆100的前进方向上并列设置，飞行器本体210与承载平台1130处于耦合状态时，飞行器本体210和车辆本体110也是在车辆100的前进方向上并列设置。并且本实施例中飞行器本体210的正面朝向和车辆本体110的正面朝向方向相反且大致平行设置，因此，本实施例中，将第一连接器1720设置在车辆本体110朝向飞行器本体210的一侧，对应地，第二连接器2720设置在飞行器本体210朝向车辆本体110的一侧，以在飞行器本体210和承载平台1310处于耦合状态时，第一连接器1720和第二连接器2720能够相对设置并便于连接。

具体地，本实施例中的车辆本体110具有朝向飞行器本体210的第一背板1120，即第一背板1120朝向承载平台1310设置，第一连接器1720设置于第一背板1120上以能够对应承载平台1310以及飞行器本体210。对应地，飞行器本体210具有朝向车辆本体110的第二背板2120，第二连接器2720设置于第二背板2120上以能够对应车辆本体110。在飞行器本体210与承载平台1310处于耦合的状态下，第一背板1120和第二背板2120相对设置，第一连接器1720与第二连接器2720也相对设置并且电性连接，以实现第一动力电池组1710和第二动力电池组2710之间的电能的互相传输。

本实施例具体不限定第一动力电池组1710和第二动力电池组2710的位置设置。本实施例中将第一动力电池组1710固定设置在车辆本体110的底盘上，并位于车辆本体110的内部，能够使得重量较大的第一动力电池组1710具有稳定的状态，保证车辆100的供电以及车辆本体110结构的稳定。第一动力电池组100和第一连接器1720之间设置有第一高压线束1740，第一高压线束1740沿车辆本体110的底盘和第一背板1120的结构延伸并电性连接于第一动力电池组1710和第一连接器1720之间，以提供电能传输的条件。同理地，第二动力电池组2710固定设置于飞行器本体210的底盘上，并位于飞行器本体210的内部，第二动力电池组2710和第二连接器2720之间设置有第二高压线束2730，第二高压线束2730沿飞行器本体210的底盘和第二背板2120的结构延伸并电性连接于第二动力电池组2710和第二连接器2720之间。在其他实施例中，第一动力电池组1710可以设置于陆行座舱1110，第二动力电池组2710可以设置于飞行座舱2110。

请再次参阅图3，本实施例中的多个轮组120包括第一轮组1210、第二轮组1220和第三轮组1230以及车辆驱动电机，第一轮组1210、第二轮组1220和第三轮组1230均设置于车辆本体110朝向地面的一侧，第一轮组1210、第二轮组1220和第三轮组1230中的至少一个受到车辆驱动电机的驱动。在一些实施例中，轮组的数量还可以有四个、五个或者六个等，轮组120的数量设置根据飞行汽车1000的整体重量以及轮组120的承受能力综合考虑设置。在本申请实施例中，每个轮组120指的是共用一个车轮轴的车轮组，每个轮组120可以包括多个车轮，例如包括两个车轮，或者包括四个车轮、六个车轮、八个车轮等等，每个轮组120中的多个车轮对称地设置于同一个车轮轴的相对两端。

本实施例中，根据飞行器200和车辆100耦合时，车辆100各部分承受的重量来设置各个轮组120的位置分配。具体地，将第一轮组1210与车辆本体110的陆行座舱1110对应设置以用于支撑陆行座舱1110，第二轮组1220和第三轮组1230与承载平台1130对应设置以用于支撑承载平台1130。在其他实施例中，第一轮组1210、第二轮组1220和第三轮组1230可以等距离间隔设置于车辆本体110的底部。

请再次参阅图4，本实施例中飞行器200还包括机架2210。机架2210设置于飞行器本体210，作为飞行器本体210和多个可折叠旋翼220之间的连接介质。多个可折叠旋翼220设置于机架2210上，可折叠旋翼220用于向飞行器本体210提供升力、推力以及偏航力矩等，使得飞行器本体210能够作出起飞、降落、前进、偏航等动作。本实施例中的多个可折叠旋翼220选用相同输出功率的可折叠旋翼220，多个额定输出功率相同的可折叠旋翼220对飞行器200的整体结构的要求相对较低，能够降低飞行器200整体结构的复杂程度，减少飞行器200的开发成本。在其他一些实施例中，多个可折叠旋翼220可以是多种额定输出功率的可折叠旋翼220的组合，优势在于能够开发出功能性更强的飞行模式，例如在这类飞行模式下，飞行器200能够在恶劣的环境以及气候下飞行，提高飞行器200的对飞行环境的适应能力，使飞行器200具有更优秀的市场竞争力。

本实施例中的可折叠旋翼220相对于飞行器本体210的结构保持稳定状态，能够简化可折叠旋翼220的安装结构。可折叠旋翼220的位置固定的具体表现为：可折叠旋翼220具有旋转轴线，该旋转轴线是可折叠旋翼220的旋翼的转动轴线，在飞行状态下可折叠旋翼220的旋转轴线相对于飞行器本体210的位置始终处于固定状态，因此本实施例中可折叠旋翼220又可称作为非倾转旋翼。

在飞行器200平飞状态下，本实施例中可折叠旋翼220的旋转轴线与竖直面之间的夹角的范围大致小于或等于10°，多个可折叠旋翼220设置不尽相同，为了便于理解，后文将在一些具体使用环境下详细介绍可折叠旋翼旋转轴线的夹角的范围设置，此处先不作过多陈述。

为了提高飞行器200在空中行驶过程中应对突发情况的能力，提高飞行器200飞行过程中的安全程度，本实施例在可折叠旋翼220的数量上、可折叠旋翼220在飞行器本体210的分布上、可折叠旋翼220的结构上以及对可折叠旋翼220异常情况时的补偿机制上均作出具体的设置，下文将详细说明。

请参阅图10，本实施例中，飞行器本体210的前进方向所界定的竖直平面中存在一个竖直平面作为飞行器本体210的中轴面，飞行器本体210关于中轴面对称，飞行器本体210在其前进方向上的两侧定义为飞行器本体210的左右两侧。飞行器本体210左右两侧的重量大致相同或相差不大，使得飞行器本体210的左右两个部分基本处于平衡的状态。可折叠旋翼220的数量可以是双数，也可以是单数。在本实施例中，可折叠旋翼220的数量设置为双数，多个可折叠旋翼220能够均匀分布在飞行器本体210的左右两侧，即飞行器本体210左右两侧对应的可折叠旋翼220的数量相同，以使得飞行器本体210的左右两侧所受到的驱动力也处于大致相同的状态。在其他实施例中，可以根据飞行器本体210的结构特征做相应的设置，例如飞行器200的为燃油式或增程式飞行器200，可以根据储油设备在飞行器200上的具体位置以及储油设备在飞行状态时的重量变化对飞行器本体210重心的影响，决定可折叠旋翼220在飞行器本体210左右两侧上的数量布局。

可折叠旋翼220的具体数量值需要根据实际情况中飞行器本体210的重量和可折叠旋翼220的输出功率等因素具体考虑并设置。传统的多旋翼载人飞行器中，如果设置六个旋翼，虽然比较便于布置，但是六个旋翼中若有一个失常，则会存在偏航失控的问题。因此人们选择设置八个旋翼或者更多旋翼，以提供冗余的动力，克服偏航失控问题。但是还需要考虑飞行汽车1000的整体尺寸，以使飞行汽车1000能够适应公共道路设置以及现有的停车系统，例如本实施例中飞行汽车1000在车辆100和飞行器200处于耦合的状态时，飞行汽车1000的整体结构的长度不超过5.9米，高度不超过两米，宽度不超过2.2米。而设置八个旋翼或者更多旋翼则难以满足飞行汽车1000的整体尺寸要求，并且会较多地增加飞行器200整体的总量，降低飞行器200的轻量化程度，缩短飞行器200的续航时间以及航程距离。

因此本申请选择设置六个可折叠旋翼220来作为飞行器200的飞行动力系统。请参阅图10，六个可折叠旋翼220在能够满足飞行器200行驶的动力要求的同时，实现飞行器200的轻量化，提高飞行器200的续航能力，并能够在飞行器200与车辆100处于耦合状态时，使飞行汽车1000的整体尺寸适应公共道路设置以及现有的停车系统。设置六个可折叠旋翼220时，其中一个可折叠旋翼220如果失常会导致飞行器200整体偏航失控，因此本申请实施例设置有两个涵道风扇2310来克服该安全问题，突破了传统的六旋翼载人飞行器不具有控制偏航能力的难点。

请参阅图10，飞行器本体210在飞行器200的前进方向上的左右两个侧部各对应3个可折叠旋翼220，以使飞行器200在左右方向上处于大致平衡的状态。另外，飞行器本体210在飞行器的前进方向上也处于大致平衡的状态。具体地，本实施例中的飞行器本体210包括第一本体部2170、第二本体部2180和第三本体部2190，第一本体部2170、第二本体部2180和第三本体部2190沿飞行器200的前进方向依次并列设置并连接。六个可折叠旋翼220被分成三组，每组有两个可折叠旋翼220，三组可折叠旋翼220分别依次对应第一本体部2170、第二本体部2180和第三本体部2190，三组可折叠旋翼220分别承担第一本体部2170、第二本体部2180和第三本体部2190的重量，使得飞行器本体210在飞行器200的前进方向上也处于大致平衡的状态。

请参阅图11，在本实施例中，为了给各个可折叠旋翼220预留足够大的运转空间，将多个可折叠旋翼220依次间隔地环绕设置在机架2210上，为了便于理解，在飞行器200处于平飞状态下，将飞行器200朝水平面投影，多个可折叠旋翼220的投影环绕分布在飞行器本体210的投影的外周，以使得多个可折叠旋翼220相对于飞行器本体210发散，避免相邻或相近的可折叠旋翼220在转运时发生结构上的碰撞，保证飞行器200在飞行状态时具有高度的安全性。但是，为了避免多个可折叠旋翼220的位置过于分散，在本实施例限定了多个可折叠旋翼220的发散程度。本实施例中，可折叠旋翼220在旋转时形成旋翼回转面2224，在飞行器200处于平飞状态下，将飞行器200朝水平面投影，至少两个相邻的可折叠旋翼220的旋翼回转面2224的投影部分重合，使得多个可折叠旋翼220之间具有一定的整体性和关联性，并提高可折叠旋翼220的空气动力效率。

请参阅图12，本实施例中多个可折叠旋翼220发散设置，多个可折叠旋翼220的中心点的连线形成多边形2225，多边形2225的几何中心与飞行器本体210的重心位于同一竖直直线，或者多边形2225的几何中心所在的竖直直线和飞行器本体210的重心所在的竖直直线之间的平行距离较小，以使飞行器200在飞行时能够处于平衡稳定的状态。应当理解的是，上述多边形2225的构成应理解为在水平面投影时将多个可折叠旋翼220的中心点的连线形成多边形2225。进一步地，本实施例中的多个可折叠旋翼220呈中心对称设置，可以理解为多个可折叠旋翼220形成的多边形2225大致为中心对称图形，以使得本实施例中任意3个相连的可折叠旋翼220构成的驱动力和另外3个相连的可折叠旋翼220构成的驱动力大致相同，进一步提高了飞行器200在飞行状态时的平衡性和安全性。

本实施例中，将位于多边形2225同一条对角线上的两个可折叠旋翼220构成一对对应的可折叠旋翼220，对应的两个可折叠旋翼220中心对称设置。在两个可折叠旋翼220的输出功率相同的情况下，两个可折叠旋翼220相对于飞行器本体210形成平衡外力组，在两个可折叠旋翼220之间的连线方向上，飞行器本体210能够在两个可折叠旋翼220的作用下保持平衡。进一步地，本实施例中相对成组的两个可折叠旋翼220的旋转方向相反地设置，以能够形成偏航力矩。

传统的多旋翼载人飞行器为了使多个旋翼处于分散的状态，会在多旋翼载人飞行器沿其飞行方向的两侧延伸设置有固定翼，旋翼则设置于固定翼上，以使得多个旋翼环绕设置于多旋翼载人飞行器的周围，但是固定翼不能够折叠，占据的空间非常大，多旋翼载人飞行器不能够缩小结构，不能驶入公共道路，只能够在停机坪起飞或停降，严重限制多旋翼载人飞行器的使用范围。

请参阅图13及图14，本实施例为了实现多个可折叠旋翼220的位置相对于飞行器本体210发散，将机架2210设置为包括飞行支架2211和多个机臂2212，飞行支架2211设置于飞行器本体210的顶部，多个机臂2212设置于飞行支架2211上。机臂2212用于安装可折叠旋翼220，因此机臂2212的数量和可折叠旋翼220的数量一致，例如在实施例中，机臂2212的数量与可折叠旋翼220的数量保持一致，均为六个，六个可折叠旋翼220与六个机臂2212一一对应地设置，每个可折叠旋翼220安装于对应的一个机臂2212上。多个机臂2212沿飞行支架2211的周向依次间隔地设置。机臂2212相对于飞行支架2211沿远离飞行支架2211中心的方向延伸，以使得多个可折叠旋翼220呈发散状态连接于飞行器本体210上。由上文描述可知，本实施例中的飞行支架2211可以理解为是一个结构独立的框架结构，其设置于飞行座舱2110的顶部，并和飞行座舱2110共同构成飞行器本体210。飞行支架2211可以选择焊接方式连接于飞行座舱2110的顶部以增强飞行器本体210和飞行支架2211之间的整体性。飞行支架2211还可以通过固定组件(例如螺栓等螺纹紧固件，或结构胶等连接剂)将飞行支架2211和210固定连接，以便于更换或者检修飞行支架2211。

在又一实施例中，飞行支架2211可以作为飞行器本体210整体的框架结构，飞行支架2211大致构建了飞行器本体210的外部轮廓。飞行支架2211由多个杆状结构和/或柱状结构搭接形成并大致呈长方体结构，飞行支架2211的长方体结构具有内部空间，其中部分内部空间或全部内部空间作为飞行座舱2110。在该实施例中，机臂2212设置于飞行支架2211的顶部，也即机臂2212设置于飞行座舱2110的顶部。机臂2212可以是与飞行支架2211一体成型设置，增强机臂2212和飞行支架2211之间的整体性。机臂2212也可以通过连接结构固定地且可拆卸地连接在飞行支架2211上，既保证机臂2212与飞行支架2211之间连接关系的稳定性，也便于更换或者检修机臂2212。如果机臂2212和飞行支架2211通过连接结构连接，可以将机臂2212设置为可转动连接于飞行支架2212，在飞行器200处于停降的状态时，能够将机臂2212折叠并靠近飞行支架2211，以缩小飞行器本体210的整体结构的尺寸。

在飞行器200处于停降的状态下，或者飞行器200与车辆100处于耦合的状态下，为了使六个可折叠旋翼220能够从发散状态转变成聚集状态，本实施例中将六个机臂2212可转动地连接于飞行支架2211上。在可折叠旋翼220处于发散状态下，多个机臂2212处于伸展状态，机臂2212能够基于飞行支架2211沿靠近飞行支架2211的方向转动以叠置于飞行支架2211的外周，以使得多个机臂2212转变成折叠状态，多个可折叠旋翼220则转变为聚集状态，以能够缩小可折叠旋翼220的外部轮廓，使飞行器200的尺寸能够适应车辆100，并使飞行汽车1000的尺寸符合规范。相反地，在多个机臂2212处于折叠状态下且多个可折叠旋翼220成聚集状态，机臂2212能够相对于飞行支架2211转动以恢复至伸展状态，使得多个可折叠旋翼220恢复至发散状态，以预备飞行。

请参阅图15和图16，为了进一步缩小飞行器200处于停降状态时可折叠旋翼220的外部轮廓，本实施例中除了机臂2212能够折叠以外，可折叠旋翼220也能够折叠。具体地，本实施例中的可折叠旋翼220包括至少两个桨叶2222和桨毂2223，两个桨叶2222连接于桨毂2223相对的两侧，两个桨叶2222能够相互靠近以呈折叠状态，并且处于折叠状态的两个桨叶2222沿机臂2212的长度方向设置，即桨叶2222叠置于机臂2212上，以减小飞行器200的外部轮廓。为了简化可折叠旋翼220的结构，本实施例中的可折叠旋翼220选用单轴单桨式旋翼，且可折叠旋翼220为固定桨式旋翼，即可折叠旋翼220在转动状态时，桨叶2222相对于桨毂2223不发生偏转或活动。

请参阅图14，在本实施例中，在飞行支架2211上设置六个安装部290，六个安装部290环绕设置于飞行支架2211的外周，安装部290用于与机臂2212可转动连接。为了便于区分多个安装部290，将六个安装部290分别定义为第一安装部293、第二安装部294、第三安装部295、第四安装部296、第五安装部297和第六安装部298。在六个安装部290限定的环形轮廓的逆时针方向上，多个安装部290沿升序设置，即在逆时针方向上，依次间隔排布设置有第一安装部293、第二安装部294、第三安装部295、第四安装部296、第五安装部297和第六安装部298。

进一步地，为了便于理解六个安装部290在飞行器本体210上的位置，将飞行支架2211背离飞行器200前进方向的一侧定义为第一端部291，将飞行支架2211朝向飞行器200前进方向的一侧定义为第二端部292。在飞行状态下将飞行器200朝水平面投影时，以飞行器200的前进方向为参考方向，第一安装部293设置于飞行支架2211的左后方，第二安装部294设置于飞行支架2211的右后方，第三安装部295设置于飞行支架2211的右方，第四安装部296设置于飞行支架2211的右前方，第五安装部297设置于飞行支架2211的左前方，第六安装部298设置于飞行支架2211的左方。根据上文第一端部291和第二端部292在飞行支架2211上的位置可以得知，第一安装部293和第二安装部294分别设置于第一端部291的左右两侧，第四安装部296和第五安装部297分别设置于第二端部292的左右两侧。第三安装部295和第六安装部298设置于第一端部291和第二端部292之间。其中，飞行支架2211、多个机臂2212和多个安装部290构成飞行动力系统的大致框架，飞行动力系统包括但不限于飞行支架2211、多个机臂2212和多个安装部290。

请参阅图13，本实施例中，为了增强飞行支架2211的强度，飞行支架2211包括第一纵梁281和第二纵梁282。第一纵梁281和第二纵梁282相对间隔设置并彼此连接，第一纵梁281和第二纵梁282分别从飞行支架2211的第一端部291延伸到第二端部292。飞行支架2211还包括多个横梁283，每个横梁283的两端均连接于第一纵梁281和第二纵梁282之间，多个横梁283依次间隔排布，以增强飞行支架2211整体的稳定性。根据上文可知，第一安装部293和第五安装部297分别位于第二纵梁282的两端，第二安装部294和第四安装部298分别位于第一纵梁281的两端。

请参阅图11和图14对应地，将六个机臂2212也一一定义，并使六个机臂2212与六个安装部290一一对应地设置。具体的，六个机臂2212分别被定义为第一机臂2213、第二机臂2214、第三机臂2215、第四机臂2216、第五机臂2217和第六机臂2218。其中，第一机臂2213可转动地连接于第一安装部293，并能够相对于第一安装部293转动以呈展开状态或收拢状态。第二机臂2214可转动地连接于第二安装部294，并能够相对于第二安装部294转动以呈展开状态或收拢状态。第三机臂2215可转动地连接于第三安装部295，并能够相对于第三安装部295转动以呈展开状态或收拢状态。第四机臂2216可转动地连接于第四安装部296，并能够相对于第四安装部296转动以呈展开状态或收拢状态。第五机臂2217可转动地连接于第五安装部297，并能够相对于第五安装部297转动以呈展开状态或收拢状态。第六机臂2218可转动地连接于第六安装部298，并能够相对于第六安装部298转动以呈展开状态或收拢状态。机臂2212可转动地连接于安装部290，并能够在飞行器200时处于收拢状态，能够缩小飞行器200的外部轮廓，提高飞行器200对空间的利用率。

请参阅图14，为了进一步提高飞行器200对空间的利用率进而缩小飞行器200的整体结构的尺寸，在本实施例中，第一安装部293和第二安装部294分别相对于飞行支架2211弯折且弯折方向相反，第四安装部296和第五安装部295分别相对于飞行支架2211弯折且弯折方向相反。第二安装部293与第四安装部296相对且间隔设置，第二安装部293和第四安装部296的结构限定出第一容纳空间284。相同地，第一安装部293和第五安装部297相对且间隔地设置，第一安装部293和第五安装部297的结构限定出第二容纳空间285。第二安装部294和第四安装部296限定的第一容纳空间284纵跨飞行支架2211的第一端部291和第二端部292，第五安装部297和第一安装部293限定的第二容纳空间285纵跨飞行支架2211的第一端部291和第二端部292。第一容纳空间284、飞行支架2211和第二容纳空间285依次排布设置于同一水平面上，第一容纳空间284和第二容纳空间285分别位于飞行支架2211的左右两侧。第三安装部295并不位于第一容纳空间284内，而是位于第一容纳空间284的下方。同样地第六安装部298并不位于第二容纳空间285内，而是位于第二容纳空间285的下方。这样的设置使得六个机臂2212处于收拢状态时，六个机臂2212至少形成两层叠置结构，能够较高程度地利用竖直方向上的空间。下面将详细描述六个机臂2212处于收拢状态时各个机臂2212的姿态，以证实本实施例这样的设置在空间利用上的优势。

请参阅图14，第一机臂2213从展开状态切换至收拢状态时，第一机臂2213相对于第一安装部283朝向第五安装部287的方向偏转，换言之，第一机臂2213相对于第一安装部283朝向飞行器200的前进方向偏转，直至容纳至第二容纳空间285内。第五机臂2217从展开状态切换至收拢状态时，第五机臂2217相对于第一安装部283朝向第一安装部283的方向偏转，换言之，第五机臂2217相对于第五安装部287背向飞行器200的前进方向偏转，直至容纳至第二容纳空间285内。因此第一机臂2213和第五机臂2217相向转动，且均容置于第二容纳空间285内，第一机臂2213和第五机臂2217的结构能够受到第二容纳空间285的保护，降低第一机臂2213和第五机臂2217的结构被缠绕攀扯或者被撞击的概率。在第一机臂2213和第五机臂2217处于收拢状态时，第一机臂2213和第五机臂2217大致处于同一水平面。而由于第六安装部298位于第二容纳空间285的下方，因此，第六机臂2218在处于收拢状态时，第六机臂2218也位于第一机臂2213以及第五机臂2217的下方，即第六机臂2218处于收拢状态时，第六机臂2218位于第二容纳空间285的下方。以飞行座舱2210为参考物，第六机臂2218相对设置于飞行座舱2210在前进方向的左侧，第一机臂2213和第五机臂2217位于飞行座舱2210的左上方。相比于第一机臂2213、第五机臂2217和第六机臂2218在收拢状态时处于同一水平面，本实施例对第六安装部298的设置的使得飞行器200左侧的第一机臂2213、第五机臂2217和第六机臂2218收拢时基本处于叠置状态，缩小三个机臂2212在水平方向上的轮廓。

同理地，第二机臂2214从展开状态切换至收拢状态时，第二机臂2214相对于第二安装部294朝向第四安装部296的方向偏转，换言之，第二机臂2214相对于第二安装部294朝向飞行器200的前进方向偏转，直至容纳至第一容纳空间284内。第四机臂2216从展开状态切换至收拢状态时，第四机臂2216相对于第四安装部296朝向第二安装部294的方向偏转，换言之，第四机臂2216相对于第四安装部296背向飞行器200的前进方向偏转，直至容纳至第一容纳空间284内。因此第二机臂2214和第四机臂2216相向转动，且均容置于第一容纳空间284内，第二机臂2214和第四机臂2216的结构能够受到第一容纳空间284的保护，降低第二机臂2214和第四机臂2216的结构被缠绕攀扯或者被撞击的概率。在第二机臂2214和第四机臂2216处于收拢状态时，第二机臂2214和第四机臂2216大致处于同一水平面。而由于第三安装部295位于第一容纳空间284的下方，因此，第三机臂2215在处于收拢状态时，第三机臂2215也位于第二机臂2214以及第四机臂2216的下方，即第三机臂2215处于收拢状态时，第三机臂2215位于第一容纳空间284的下方。以飞行座舱2110为参考物，第三机臂2215相对设置于飞行座舱2110在前进方向的右侧，第二机臂2214和第四机臂2216位于飞行座舱2110的右上方。相比于第二机臂2214、第三机臂2215和第四机臂2216在收拢状态时处于同一水平面，本实施例对第三安装部295的设置的使得飞行器200右侧的第二机臂2214、第三机臂2215和第四机臂2216收拢时基本处于叠置状态，缩小三个机臂2212在水平方向上的轮廓。

综上，本实施例中的六个机臂2212处于收拢状态时，不同于传统的多旋翼载人飞行器中的多个旋翼处于平面，而是分设于至少两个叠置的水平面上，即本实施例中同一水平面最多有四个收拢状态的机臂2212，四个收拢的机臂2212占据的水平面积明显要小于六个机臂2212占据的水平面积，进而四个机臂2212的外部扩阔相较于六个机臂2212的轮廓缩小。飞行器200在停降状态时，飞行器200左右两侧的最大尺寸变小。

请参阅图14，在本实施例中，当多个机臂2212处于收拢状态，第二机臂2214和第四机臂2216收纳于第一容纳空间284，第四机臂2216位于第二机臂2214背离于飞行支架2211的一侧。第一机臂2213和第五机臂2217收纳于第二容纳空间285，第五机臂2217位于第一机臂2213背离于飞行支架2211的一侧。本实施例不限制同一容纳空间的两个机臂2212的位置关系，在其他实施例中可以任意设置，也可以根据各个机臂2212的开合的先后顺序设置。例如，在展开状态时，第五机臂2217早于第一机臂2213转动，则在第一机臂2213和第五机臂2217处于收拢状态时，第一机臂2213设置于第五机臂2217背离于飞行支架2211的一侧。再例如，在收拢状态时，第二机臂2214早于第四机臂2216转动，则第二机臂2214设置于第四机臂2216背离于飞行支架2211的一侧。

请再次参阅图10，为了便于说明和区分各个可折叠旋翼220，本实施中的六个可折叠旋翼220分别被定义为第一旋翼2230、第二旋翼2240、第三旋翼2250、第四旋翼2260、第五旋翼2270和第六旋翼2280。其中，第一旋翼2230连接于第一机臂2213，第二旋翼2240连接于第二机臂2214，第三旋翼2250连接于第三机臂2215，第四旋翼2260连接于第四机臂2216，第五旋翼2270连接于第五机臂2217，第六旋翼2280连接于第六机臂2218。六个可折叠旋翼220与六个机臂2212一一对应地设置。在六个可折叠旋翼220限定的环形轮廓的逆时针方向上，六个可折叠旋翼220沿升序设置，即在逆时针方向上，依次间隔排布设置有第一旋翼2230、第二旋翼2240、第三旋翼2250、第四旋翼2260、第五旋翼2270和第六旋翼2280。在飞行状态下将飞行器200朝水平面投影时，以飞行器200的前进方向为参考方向，第二旋翼2240、第三旋翼2250和第四旋翼2260位于飞行器本体210的左方，第一旋翼2230、第六旋翼2280和第五旋翼2270位于飞行器本体210的右方。具体地，第三旋翼2250位于飞行器本体210的左侧，第二旋翼2240则位于飞行器本体210的左前方，第四旋翼2260位于飞行器本体210的左后方。第六旋翼2280位于飞行器本体210的右侧，第一旋翼2230位于飞行器本体210的右前方，第五旋翼2270位于飞行器本体210的右后方。

请参阅图10，由前文可推导出，第一旋翼2230和第二旋翼2240对应第三本体部2190，第三旋翼2250和第六旋翼2280对应飞行器本体210的第二本体部2180，第四旋翼2260和第五旋翼2270对应第一本体部2190。并且，第一旋翼2230和第四旋翼2260位于多变形2225同一对角线上并两两成对，第二旋翼2240与第五旋翼2270位于同一对角线上并两两成对，第三旋翼2250和第六旋翼2280位于同一对角线上并两两成对。假设第一旋翼2230、第三旋翼2250和第五旋翼2270被配置为沿第一方向旋转(例如顺时针方向)，第二旋翼2240、第四旋翼2260和第六旋翼2280被配置为沿第二方向旋转(例如逆时针方向)，则第二方向与第一方向相反设置。

请参阅图17，前文提到，在飞行器200处于平飞状态下，将飞行器200朝水平面投影，至少两个相邻的可折叠旋翼220的旋翼回转面2224的投影部分重合，是为了限制可折叠旋翼220的发散程度。但是在实际空间结构上，需要避免相邻的两个可折叠旋翼220的旋翼回转面2224重合，多个可折叠旋翼220的旋翼回转面2224位于至少两个平面上，以避免相邻的两个可折叠旋翼220的结构对撞，保证可折叠旋翼的安全性以及可持续性。本实施例对六个机臂2212的设置使得第一本体部2170对应的第四旋翼2260和第五旋翼2270以及第三本体部2190对应的第一旋翼2230和第二旋翼2240设置在同一水平面上，并将该水平面定义为第一水平面，将第二本体部2180对应的第三旋翼2250和第六旋翼2280设置在另一水平面上并定义为第二水平面，并使第一水平面的高度高于第二水平面的高度。即第三旋翼2250与第六旋翼2280位于第一旋翼2230、第二旋翼2240、第四旋翼2260以及第五旋翼2270朝向地面的一侧。第三旋翼2250与第六旋翼2280的高度低于第一旋翼2230、第二旋翼2240、第四旋翼2260以及第五旋翼2270的高度，以避免第三旋翼2250与第二旋翼2240和第四旋翼2260发生碰撞，避免第六旋翼2280与第一旋翼2230和第五旋翼2270发生碰撞。为了避免位于同一平面的第一旋翼2230和第二旋翼2240发生碰撞，避免位于同一平面的第四旋翼2260和第五旋翼2270发生碰撞，可以根据机臂2212的长度以及桨叶2222的长度作出合理规避，本实施例在此不作过多赘述。在其他实施例中，各个可折叠旋翼220可以设置于不同的平面上，本实施例对此不作具体限制。

本实施例中第一旋翼2230、第二旋翼2240、第四旋翼2260以及第五旋翼2270间隔设置于飞行器本体210在飞行器200前进方向上的四个角，第一旋翼2230、第二旋翼2240、第四旋翼2260以及第五旋翼2270的结构以及产生的气流互不干扰，因此本实施例中第一旋翼2230、第二旋翼2240、第四旋翼2260以及第五旋翼2270的旋转轴线沿着竖直方向设置，即第一旋翼2230、第二旋翼2240、第四旋翼2260以及第五旋翼2270的桨叶2222大致呈水平设置，形成大致水平的旋翼回转面2224，以能够向飞行器本体210提供竖直方向上的驱动力。

请参阅图11，在将飞行器200朝水平面投影时，第三旋翼2250与第二旋翼2240和第四旋翼2260之间存在投影重叠部分，为了避免第三旋翼2250导出的气流与第二旋翼2240导出的气流和第四旋翼2260导出的气流在实际空间结构上产生较多的重合，本实例中第三旋翼2250的旋翼倾斜设置(如图17所示)，以使第三旋翼2250的旋转轴线和旋翼回转面2224均倾斜设置。第三旋翼2250的旋翼回转面2224倾斜设置能够减少第三旋翼2250与第二旋翼2240和第四旋翼2260之间气流的互相影响，提高可折叠旋翼220的气动效率。

具体地，第三旋翼2250的两个桨叶2222在展开状态时基本处于同一直线，在两个桨叶2222转动至同一竖直平面时，靠近飞行器本体210的桨叶2222的高度高于与远离飞行本体210的桨叶2222的高度。以使第三旋翼2250的朝向天空的旋翼顶端2229相对于飞行器本体210向外倾斜，第三旋翼2250的旋翼回转面2224也相对于飞行器本体210向外倾斜。向外倾斜的设置，能够使第三旋翼2250的径向和飞行座舱2110相对偏离，第三旋翼2250的径向不是垂直正对飞行座舱2110，能够降低在发生意外爆破时对飞行座舱2110及其内部乘员的伤害。

为了进一步保护各个可折叠旋翼220的结构，本实施例中第三旋翼2250的旋翼回转面2224低于第二旋翼2240和第四旋翼2260的旋翼回转面2224。本实施例中，第三旋翼2250的旋转轴线与竖直方向的夹角范围大于等于5°，结合前文，可以确定本实施例中第三旋翼2250的旋转轴线与竖直方向的夹角范围为[5°，10°]。在其他实施例中，第三旋翼2250的旋转轴线与竖直方向的夹角范围可以根据实际情况做适应性调整。

请参阅图17，本实施例中第六旋翼2280、第一旋翼2230和第五旋翼2270之间的位置关系可以参照上文中第三旋翼2250、第二旋翼2240、第四旋翼2260之间的位置关系来设置，本实施例中第六旋翼2280、第一旋翼2230和第五旋翼2270与第三旋翼2250、第二旋翼2240、第四旋翼2260关于飞行器本体210的中轴面大致呈镜像对称关系。

在将飞行器200朝水平面投影时，第六旋翼2280与第一旋翼2230和第五旋翼2270之间存在投影重叠部分，为了避免第六旋翼2280导出的气流与第一旋翼2230导出的气流和第五旋翼2270导出的气流在实际空间结构上产生较多的重合，本实例中第六旋翼2280倾斜设置(如图17所示)，以使第六旋翼2280的旋转轴线和旋翼回转面均倾斜设置。第六旋翼2280的旋翼回转面2224倾斜设置能够减少第六旋翼2280与第一旋翼2230和第五旋翼2270之间气流的互相影响，提高可折叠旋翼220的气动效率。

具体地，第六旋翼2280的两个桨叶2222在展开状态时基本处于同一直线，在两个桨叶2222转动至同一竖直平面时，靠近飞行器本体210的桨叶2222的高度高于与远离飞行本体210的桨叶2222的高度。以使第六旋翼2280的朝向天空的旋翼顶端相对于飞行器本体210向外倾斜，第六旋翼2280的旋翼回转面2224也相对于飞行器本体210向外倾斜。向外倾斜的设置，能够使第六旋翼2280的电机的径向和飞行座舱2110相对偏离，第六旋翼2280的电机的径向不是垂直正对飞行座舱2110，能够降低该电机在发生意外爆破时对飞行座舱2110及其内部乘员的伤害。

为了进一步保护各个可折叠旋翼220的结构，本实施例中第六旋翼2280的旋翼回转面2224低于第一旋翼2230和第五旋翼2270的旋翼回转面2224。本实施例中，第六旋翼2280的旋转轴线与竖直方向的夹角范围大于等于5°，结合前文，可以确定本实施例中第六旋翼2280的旋转轴线与竖直方向的夹角范围为[5°，10°]。在其他实施例中，第六旋翼2280的旋转轴线与竖直方向的夹角范围可以根据实际情况做适应性调整。

请参阅图6，为了实现六个可折叠旋翼220高低错落的位置设置，且使得六个可折叠旋翼220的旋翼回转面2224处于互不干扰但又紧密关联的状态，使六个可折叠旋翼220提供的驱动力更加集中，本实施例中的六个机臂2212均处于折叠即收拢状态时，第一机臂2213和第二机臂2214、第四机臂2216和第五机臂2217并列排布于同一平面，该平面大致为水平面。因此第一机臂2213在展开状态时大致沿水平方向延伸，和/或，第二机臂2214在展开状态时大致沿水平方向延伸，和/或，第三机臂2215在展开状态时大致沿水平方向延伸，和/或，第四机臂2216在展开状态时大致沿水平方向延伸。第三机臂2214在其延伸方向具有第三连接部2251和第三承载部2252，在第三机臂2215处于展开状态时，第三连接部2251转动连接于第三安装部295，第三旋翼2250连接于第三承载部2252。第三承载部2252相对于第三连接部2251沿背离地面的方向延伸，以使得第三旋翼2250的旋翼回转面2224与第二旋翼2214和第四旋翼2216的旋翼回转面2224靠近但不重合。具体而言，第三机臂2214的延伸方向与水平面之间所形成的夹角范围为5(含端点)至10度(含端点)，在飞行状态下的第三承载部2252与地面之间的距离大于第六连接部2251与地面之间的距离。相同地，第六机臂2218在其延伸方向具有第六连接部2281和第六承载部2282，在第六机臂2218处于展开状态时，第六连接部2281转动连接于第六安装部296，第六旋翼2280连接于第六承载部2282。第六承载部2282相对于第六连接部2281沿背离地面的方向延伸，以使得第六旋翼2280的旋翼回转面2224与第一旋翼2230和第五旋翼2270的旋翼回转面2224靠近但不重合。具体而言，第六机臂2218的延伸方向与水平面之间所形成的夹角范围为5(含端点)至10度(含端点)，在飞行状态下的第六承载部2282与地面之间的距离大于第六连接部2281与地面之间的距离。本实施例这样的设置使得六个可折叠旋翼220的旋翼回转面2224靠近但不重合，六个旋翼回转面2224能够大致形成一个整体，六个可折叠旋翼220提供的驱动力更加集中，驱动效率更高。

请参阅图4，本实施例飞行器200的辅助偏航系统230包括两个涵道风扇2310，两个涵道风扇2310设置于飞行器本体210，涵道风扇2310能够在六个可折叠旋翼220产生的偏航力矩不足时以及六个可折叠旋翼220中的一个失效时，提供辅助偏航力矩以补偿因失效的可折叠旋翼220带来的偏航力矩偏差。本实施例中的涵道风扇2310相对于飞行器本体210的结构保持稳定状态，能够简化涵道风扇2310的安装结构。涵道风扇2310的位置固定的具体表现为：涵道风扇2310具有旋转轴线，在飞行状态下涵道风扇2310的旋转轴线相对于飞行器本体210的位置始终处于固定状态。在其他实施例中，可以将涵道风扇2310活动设置于飞行器本体210上，以增加涵道风扇2310的灵活性，能够提高辅助偏航系统230的性能。本实施例以涵道风扇2310为辅助偏航系统230，涵道风扇2310能够产生较大的偏航力矩，在飞行器200处于飞行状态时，涵道风扇2310受到的阻力较小，整体的工作效率较高。

另外地，在飞行器200平飞状态下，本实施例中涵道风扇2310的旋转轴线与水平面的夹角的范围大致小于或等于5°。在其他实施例中，涵道风扇2310的旋转轴线与水平面之间的夹角范围可以根据实际情况做适应性调整。

请参阅图4，为了便于说明每个涵道风扇2310在飞行器本体210上具体位置以及与其他结构的相对位置关系，本实施例中将两个涵道风扇2310定义为第一涵道风扇2311和第二涵道风扇2312。具体地，第一涵道风扇2311与第三旋翼2250对应设置，且第一涵道风扇2311设置于第三机臂2215上。第二涵道风扇2312与第六旋翼2280对应设置，且第二涵道风扇2311设置于第六机臂2218上。第三机臂2215、第六机臂2218分别位于飞行器本体210在飞行器200前进方向上的左右两侧，在飞行器本体210偏转时，第一涵道风扇2311和第二涵道风扇2312设置于第三机臂2215和第六机臂2218上具有较大的偏转力矩。在第一涵道风扇2311和第二涵道风扇2312的额定功率不变的情况下，第一涵道风扇2311和第二涵道风扇2312设置于第三机臂2215和第六机臂2218上形成的补偿调节范围，相比于第一涵道风扇2311和第二涵道风扇2312设置于其他四个机臂2212上形成的补偿调节范围，前者的补偿调节范围更大。

本实施例中，第一涵道风扇2311和第三旋翼2250均设置于第三机臂2215。其中，第一涵道风扇2311和第三旋翼2250可以位于第三机臂2215远离飞行器本体210的末端，此处相对于飞行器本体210的重心距离较长，因此横向力臂相对较长，能够产生的偏航力矩相对较大，能够使第一涵道风扇2311的动力效率较高。

具体地，第三机臂2215具有相互背离的顶侧和底侧，第三机臂2215的顶侧朝向天空设置，第三机臂2215的底侧朝向地面设置。第三旋翼2250设置于第三机臂2215的顶侧，第一涵道风扇2311设置于第三机臂2215的底侧，以使第三旋翼2250和第一涵道风扇2311相互间隔设置，能够避免结构上的碰撞。进一步地，为了降低第一涵道风扇2311受到第三旋翼2250的桨叶2222端部的气流影响，本实施例中，第一涵道风扇2311避开第三旋翼2250的桨叶2222设置。具体地，本实施例中第一涵道风扇2311具有旋转中心(也即转动轴线)。第三旋翼2250的桨毂2223在旋转状态时形成有第一最大旋转面，将飞行器200朝水平面投影，第一最大旋转面的投影面覆盖第一涵道风扇2311的旋转中心，以使得第一涵道风扇2311的旋转中心及其附近结构对应第三旋翼2250的桨毂2223设置，从宏观结构上看，第一涵道风扇2311的旋转中心(也即转动轴线)位于第三旋翼2250的桨毂2223的正下方，因此第三旋翼2250的桨毂2223处的气流流量较小较弱，对第一涵道风扇2311的影响较小。

同理地，第六机臂2218具有相互背离的顶侧和底侧，第六机臂2218的顶侧朝向天空设置，第六机臂2218的底侧朝向地面设置。第六旋翼2280设置于第六机臂2218的顶侧，第二涵道风扇2312设置于第六机臂2218的底侧，以使第六旋翼2280和第二涵道风扇2312相互间隔设置，能够避免结构上的碰撞。进一步地，为了降低第二涵道风扇2312受到第六旋翼2280的桨叶2222端部的气流影响，本实施例中，第二涵道风扇2312避开第六旋翼2280的桨叶2222设置。本实施例中第二涵道风扇2312具有旋转中心(也即转动轴线)。第六旋翼2280的桨毂2223在旋转状态时形成有第二最大旋转面，将飞行器200朝水平面投影，第二最大旋转面的投影面覆盖第二涵道风扇2312的旋转中心，以使得第二涵道风扇2312的旋转中心及其附近结构对应第六旋翼2280的桨毂2223设置，从宏观结构上看，第二涵道风扇2312的旋转中心(也即转动轴线)位于第六旋翼2280的桨毂2223的正下方，因此第六旋翼2280的桨毂2223下方处的气流流量较小较弱，对第二涵道风扇2312的影响较小。

为了能够监测各个可折叠旋翼220的工作状态并根据各个可折叠旋翼220的工作状态控制涵道风扇2310的工作节点，本实施例中的飞行器200还包括偏航控制系统(图中未标出)。偏航控制系统与可折叠旋翼220、涵道风扇2310分别电性连接，以能够进行信息的交互以及指令的执行。偏航控制系统针对其中一个可折叠旋翼220失效的控制机制为：在多个可折叠旋翼220中的任意一个可折叠旋翼220失效时，偏航控制系统控制两个涵道风扇2310运行以向飞行器200提供补偿偏航力矩，补偿偏航力矩的大小大致等于剩余的五个可折叠旋翼220共同构成的实际偏航力矩与目标偏航力矩之间的差值。偏航控制系统能够使飞行器200应对可折叠旋翼220失效的现象，保证驾驶人员以及飞行器200的安全。

另外地，偏航控制系统针对六个可折叠旋翼220正常工作但是偏航力矩不足的控制机制为：偏航控制系统控制两个涵道风扇2310运行以向飞行器200提供补偿偏航力矩，补偿偏航力矩的大小大致等于六个可折叠旋翼220共同构成的实际偏航力矩与目标偏航力矩之间的差值。

由前文可知，第一旋翼2230和第四旋翼2260两两成对，第二旋翼2240与第五旋翼2270两两成对，第三旋翼2250和第六旋翼2280两两成对，每组可折叠旋翼220均能够使飞行器本体210在对应的对角线上保持平衡。为了简化偏航控制系统对六个可折叠旋翼220的控制，本实施例中的偏航控制系统进一步被配置为：在任意一个可折叠旋翼220失效时，控制与失效的可折叠旋翼220对应的可折叠旋翼220停止工作，并控制两个涵道风扇2310运行以向飞行器本体210提供补偿偏航力矩。这样设置的优势在于，假设第一旋翼2230失效，偏航控制系统控制第四旋翼2260停止工作，并且控制两个涵道风扇2230工作以补偿因第一旋翼2230和第四旋翼2260失效引起的偏航力矩的偏差。在此过程中，偏航控制系统只需要使两个涵道风扇2310补齐飞行器本体210发生偏转所需要的偏航力矩即可，能够省略或者减少对第四旋翼2260的兼顾，例如第四旋翼2260和两个涵道风扇2230在位置上、输出功率上、受到的阻力上等方面的差异。能够简化偏航控制系统的计算步骤，提高工作效率，在飞行器200飞行时能够在较短的时间内恢复正常行驶。

并且，假设第一旋翼2230失效，偏航控制系统控制第四旋翼2260停止工作，第二旋翼2240和第五旋翼2270以及第三旋翼2250和第六旋翼2280能够依然保持飞行器本体210的平衡。偏航控制系统只需要控制正常工作的四个可折叠旋翼220提高输出功率以补偿竖直方向上的牵引力，并达到目的牵引力以即可。无需综合考虑第二旋翼2240、第三旋翼2250、第四旋翼2260、第五旋翼2270以及第六旋翼2280之间的平衡调节。

本申请提供了一种应用于多旋翼飞行器的飞行动力系统，飞行动力系统包括飞行支架2211、六个机臂2212和六个安装部290。其中飞行支架2211位于多旋翼飞行器的飞行器本体210的顶部。六个安装部290环绕设置于飞行支架2211上，六个机臂2212和六个安装部290一一对应地设置，每个机臂2212转动连接于对应的一个安装部290上。在飞行器200处于停降状态时，每个机臂2212能够相对于对应的一个290安装部朝向飞行支架2211方向偏转，直至机臂2212处于收拢状态，进而缩小飞行器200的外部轮廓，以适应现有的公共交通道路。为了进一步缩小飞行器200的外部轮廓，本申请实施例将六个安装部290分层设置，进而六个机臂2212在处于收拢状态时，也被分成至少两组机臂2212，两组机臂2212上下叠置。因此，本申请实施例通过将六个安装部290分成至少两层，使得六个机臂2212在处于收拢状态时，六个机臂2212被分成两组，两组机臂2212上下叠置设置，提高六个机臂2212对空间的利用程度。并且位于同一层的机臂2212最多有四个，相比于传统的八个机臂甚至更多机臂均处于同一水平面，本申请实施例中的六个机臂2212处于收拢状态时在水平方向上形成的轮廓明显较小，使得飞行器200在处于停降状态时体积较小，便于耦合于车辆100，使得飞行汽车1000适应现有的公共交通道路。

请参阅图18，本申请实施例基于上述的飞行器以及飞行器的偏航控制系统，还提供了一种飞行器的飞行控制方法，该飞行控制方法包括以下步骤：

S10：获取飞行器的目标偏航力矩。

目标偏航力矩是指飞行器本体想要偏转一定角度(例如偏航目标偏航角，可根据实际需求设置)所需要的偏航力矩。偏航控制系统根据目标偏航力矩以及飞行器的参数获得飞行器实现偏转所需要的目标偏航力矩。具体地，飞行器的参数包括飞行器的重量、飞行器受到的阻力、飞行器所在气层的气压以及空气流速等。

在一些实施例中，“S10：获取飞行器的目标偏航力矩”的步骤包括：获取飞行器的当前偏航角度以及目标偏航角度；根据当前偏航角度以及目标偏航角度，确定飞行器的目标偏航力矩。

S20：在飞行器的飞行过程中，获取可折叠旋翼产生的第一偏航力矩。

偏航控制系统获取多个可折叠旋翼的实际输出功率，根据多个可折叠旋翼的实际输出功率计算出多个可折叠旋翼产生的第一偏航力矩，并将第一偏航力矩和目标偏航力矩进行比对，以判断第一偏航力矩是否能够满足飞行器偏转至目标偏航角。

S30：在第一偏航力矩与目标偏航力矩之间的差值大于指定值的情况下，根据差值确定补偿偏航力矩。

当偏航控制系统判断第一偏航力矩与目标偏航力矩之间的差值大于指定值的情况下，表示在第一偏航力矩下飞行器本体不能够顺利实现偏转目标偏航角。本实施例中的指定值指的是能够实现飞行器本体能够实现目标偏航角的偏航力矩范围区间的上下限的差值，其中，目标偏航力矩位于该范围区间内，在一些示例中，指定值指的是能够实现飞行器本体能够实现目标偏航角的最小偏航力矩与目标偏航力矩之间的差值。在其他实施例中，指定值也可以是一个数值范围，数值范围内的最小值表示在目标偏航力矩与第一偏航力矩之间的差值为数值范围内的最小值时，第一偏航力矩能够充分支持飞行器偏转至目标偏航角，数值范围内的最大值表示在目标偏航力矩与第一偏航力矩之间的差值为数值范围内的最大值时，第一偏航力矩能够基本支持飞行器偏转至目标偏航角。

随后偏航控制系统根据第一偏航力矩、目标偏航力矩以及指定值计算出辅助偏航系统需要提供的补偿偏航力矩。

S40：根据补偿偏航力矩，控制辅助偏航系统运行。其中，辅助偏航系统运行所产生的第二偏航力矩与第一偏航力矩之和与目标偏航力矩之间的差值小于或等于指定值。

偏航控制系统控制辅助偏航系统运行，辅助偏航系统中的涵道风扇工作并产生第二偏航力矩。第二偏航力矩与第一偏航力矩之和与目标偏航力矩之间的差值要小于或等于指定值，以使得飞行器在可折叠旋翼和辅助偏航系统的共同驱动作用下能够实现偏转目标偏航角。

在一些实施例中，根据补偿偏航力矩，控制辅助偏航系统运行，包括：根据补偿偏航力矩，确定涵道风扇的目标功率；根据目标功率以及涵道风扇的尺寸及气动效率，确定涵道风扇的目标转速；根据目标转速控制涵道风扇运行，使涵道风扇产生第二偏航力矩。

因此，在本实施例中，通过引入辅助偏航系统，辅助偏航系统在可折叠旋翼形成的偏航力矩处于失衡状态的情况下，能够运转并向飞行器本体提供补偿偏航力矩，以使得飞行器本体能够克服因偏航力矩失衡而不能实现偏航的问题。具体而言，辅助偏航系统的功率能够随着飞行姿态和飞行动力参数进行实时变化，当检测到可折叠旋翼失效后，辅助偏航系统开始工作，当飞行器整机偏航发生主动或被动偏移时，整机控制器或飞行控制系统能够按照既定控制原则控制整机偏航(如航向保持或机头主要调转)，在整机控制器或飞行控制系统发现控制能力不足的情况，则使用辅助偏航系统进行补充控制，以满足整机偏航控制需求。

在一些实施例中，上述的方法中“S20在飞行器的飞行过程中，获取可折叠旋翼产生的第一偏航力矩”的步骤包括以下步骤S21至S22。

S21：在飞行器的飞行过程中，获取每个可折叠旋翼的工作参数以及可折叠旋翼的故障指标参数，其中，故障指标参数由飞行器的故障自检系统监控得到，故障指标参数表征可折叠旋翼发生故障的程度。

具体而言，整机控制器或者偏航控制系统能够获取每个可折叠旋翼的工作参数，可折叠旋翼的工作参数可以包括可折叠旋翼的输出功率、可折叠旋翼受到的阻力等。飞行器还包括故障自检系统，故障自检系统与偏航控制系统电性连接，故障自检系统用于检测可折叠旋翼发生故障的程度(例如发生故障的损坏程度或者严重程度)，并将可折叠旋翼发生故障的程度记录为故障指标参数，并将可折叠旋翼的故障指标参数传递给偏航控制系统。以旋翼组件作为可折叠旋翼的示例为例，作为一种示例，故障检测系统可以包括连接于电机驱动电路的故障检测电路，其用于根据电机驱动电路的电信号情况(例如输出功率情况、电流大小、电压大小中的至少一者)来判断旋翼电机运转是否正常，从而得出旋翼电机的故障程度；作为另一种示例，故障检测系统还可以包括转速传感器，转速传感器可以连接于旋翼转轴，其用于检测旋翼的转动状态(例如旋转方向、旋转速度、旋转加速度中的至少一者)，并根据该转动状态来判断旋翼运转是否正常，从而得出旋翼的故障程度。

在一些示例中，故障指标参数携带的信息可以包括具体故障元件以及具体故障的损坏程度。例如，故障指标参数可以由代码来表征，例如故障代码EA2等代码，其中一位代码EA表征具体的故障位置(例如电机或旋翼等部位)、另一位代码表征故障的严重程度(例如一级故障或二级故障等)。因此，整机控制器通过读取故障指标参数即可判断具体的故障位置和故障严重程度。

S22：根据工作参数及故障指标参数，判断多个可折叠旋翼中至少一个存在故障的情况下，获取可折叠旋翼产生的第一偏航力矩。

具体而言，由于故障指标参数中携带的信息可以包括具体故障元件以及具体故障的损坏程度，整机控制器或者偏航控制系统能够根据故障指标参数，判断多个可折叠旋翼中存在故障的可折叠旋翼的数量。在多个可折叠旋翼中至少一个存在故障的情况下，整机控制器或者偏航控制系统能够根据可折叠旋翼的工作参数获取可折叠旋翼产生的第一偏航力矩。实际上，在一些示例中，可折叠旋翼未发生故障的情况下，不必特意获取可折叠旋翼产生的第一偏航力矩，而是在根据故障指标参数来判断可折叠旋翼发生故障时，表示其所产生的偏航力矩有可能偏离于目标偏航力矩，则有必要获取可折叠旋翼产生的第一偏航力矩，因此本实施例中，控制、计算所耗费的系统资源较小，有利于整机控制器顺畅运行。

在一些实施例中，当多个可折叠旋翼中的单个可折叠旋翼存在故障的情况下，“S22：根据工作参数及故障指标参数，判断多个可折叠旋翼中至少一个存在故障的情况下，获取可折叠旋翼产生的第一偏航力矩”的步骤包括以下步骤S221至S222。

S221：根据工作参数及故障指标参数，判断多个可折叠旋翼中存在一个可折叠旋翼发生故障的情况下，控制与该发生故障的可折叠旋翼所对应的可折叠旋翼停止工作。

偏航控制系统结合前文中动力系统的分布情况，在多个可折叠旋翼中的一个可折叠旋翼发生故障的情况下，控制与该发生故障的可折叠旋翼所对应的可折叠旋翼停止工作，以保持飞行器本体在水平方向上的平衡。由于本实施例中，多个可折叠旋翼呈中轴对称设置，且两两成对设置，此时，一旦多个可折叠旋翼中的一个可折叠旋翼发生故障，与其对应的可折叠旋翼停止工作的控制过程，能够使其余的可折叠旋翼提供的升力、推力基本能够保持平衡，工作参数也易于控制，整机控制系统的计算负担也相对较小。

S222：获取除该发生故障的可折叠旋翼及其所对应的可折叠旋翼之外的其他可折叠旋翼共同产生的第一偏航力矩。

以六个可折叠旋翼为例，多个可折叠旋翼中的两个可折叠旋翼停止工作，偏航控制系统重新计算剩余四个可折叠旋翼产生的第一偏航力矩，并控制辅助偏航系统运行以提供补偿偏航力矩。

请参阅图19，图19是本申请实施例公开的一种飞行控制装置的功能框架示意图。基于上述的飞行器及其飞行控制方法，本申请实施例还他提供一直红飞行控制装置，该飞行控制装置可以包括目标力矩计算模块A10、实际力矩计算模块A20、补偿力矩计算模块A30以及补偿偏航模块A40。

目标力矩计算模块A10用于获取飞行器的目标偏航力矩，实际力矩计算模块A20用于在飞行器的飞行过程中，获取可折叠旋翼产生的第一偏航力矩。补偿力矩计算模块A30用于在第一偏航力矩与目标偏航力矩之间的差值大于指定值的情况下，根据差值确定补偿偏航力矩。补偿偏航模块A40用于根据补偿偏航力矩，控制辅助偏航系统运行。其中，辅助偏航系统运行所产生的第二偏航力矩与第一偏航力矩之和与目标偏航力矩之间的差值小于或等于指定值。上述各功能单元/功能模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的实施例中，单元/模块相互之间的耦合可以是电性，机械或其它形式的耦合。另外，在本申请各个实施例中的各功能单元/功能模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

基于上述的飞行器及飞行控制方法，本申请实施例还可以提供一种飞行器，该飞行器可以包括处理器和存储器。存储器可以存储有一个或多个计算机程序。一个或多个计算机程序配置用于执行如前述方法实施例所描述的方法。存储器可以是独立存在的，也可以和处理器集成在一起。

处理器可以包括一个或者多个处理核。处理器可以利用各种接口和线路连接整个陆行体内的各个部分，可以通过运行或执行存储在存储器内的指令、程序、代码集或指令集，以及调用存储在存储器内的数据，执行陆行体的各种功能和处理数据。可选地，处理器可以采用数字信号处理(digital signal processing，DSP)、现场可编程门阵列(fieldprogrammable gate array，FPGA)、可编程逻辑阵列(programmable logic array，PLA)中的至少一种硬件形式来实现。处理器1601可集成中央处理器(central processing unit，CPU)、图像处理器(graphics processing unit，GPU)和调制解调器等中的一种或几种的组合。其中，CPU主要处理操作系统、用户界面和应用程序等；GPU用于负责显示内容的渲染和绘制；调制解调器用于处理无线通信。可以理解的是，上述调制解调器也可以不集成到处理器中，单独通过一块通信芯片进行实现。

存储器可以包括随机存储器(random access memory，RAM)，也可以包括只读存储器(read-only memory，ROM)。存储器可用于存储指令、程序、代码、代码集或指令集。存储器可包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储用于实现操作系统的指令、用于实现至少一个功能的指令(比如触控功能、声音播放功能、图像播放功能等)、用于实现上述各个方法实施例的指令等。存储数据区还可以存储陆行体在使用中所创建的数据(比如电话本、音视频数据、聊天记录数据)等。

存储器中存储的计算机程序指令被执行时，该处理器可以用于执行上述方法实施例中陆行体执行的各种操作。这些操作的具体实施可参见前面的实施例，在此不作赘述。

本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质。该计算机可读介质中存储有计算机程序代码，计算机程序代码可被处理器调用执行上述方法实施例中的各种操作。以上各个操作的具体实施可参见前面的实施例，在此不作赘述。

计算机可读存储介质可以是诸如闪存、电可擦除可编程只读存储器(electrically erasable programmable read only memory，EEPROM)、可擦除可编程只读存储器(erasable programmable read only memory，EPROM)、硬盘或者ROM之类的电子存储器。可选地，计算机可读存储介质可以包括非易失性计算机可读介质(non-transitorycomputer-readable storage medium)。计算机可读存储介质具有执行上述方法中的任何方法步骤的程序代码的存储空间。这些计算机程序代码可以从一个或者多个计算机程序产品中读出或者写入到这一个或者多个计算机程序产品中。计算机程序代码可以例如以适当形式进行压缩。

在本申请说明书中，如在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可理解，硬件制造商可能会用不同名词来称呼同一组件。说明书及权利要求并不以名称的差异作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”；“大致”是指本领域技术人员能够在一定误差范围内解决技术问题，基本达到技术效果。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“里”等指示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而简化描述，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的限制。

在本申请中，除非另有明确的规定或限定，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，或一体连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通，也可以是仅为表面接触。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中的具体含义。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“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申请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。

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至少一个该特征。在本申请的描述中，“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。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员当理解：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，并不驱使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (15)

1.一种飞行动力系统，其特征在于，应用于多旋翼飞行器，所述飞行动力系统包括：

飞行支架，所述飞行支架位于所述多旋翼飞行器的飞行器本体的顶部；

多个机臂，多个所述机臂连接于所述飞行支架，多个所述机臂包括第一机臂、第二机臂、第三机臂、第四机臂、第五机臂和第六机臂；所述第一机臂、所述第二机臂、所述第三机臂、所述第四机臂、所述第五机臂和所述第六机臂分别可转动地连接于所述飞行支架，并依次环绕分布在所述飞行支架的外周；以及

多个安装部，多个所述安装部设置于所述飞行支架，多个所述安装部包括第一安装部、第二安装部、第三安装部、第四安装部、第五安装部和第六安装部；

所述飞行支架具有相对的第一端部和第二端部；

其中，所述第一安装部和所述第二安装部连接于所述飞行支架的所述第一端部，所述第一安装部和所述第二安装部分别相对于所述飞行支架弯折且弯折方向相反；

所述第四安装部和所述第五安装部连接于所述飞行支架的所述第二端部，所述第四安装部和所述第五安装部相对于所述飞行支架弯折且弯折方向相反；

所述第三安装部和所述第六安装部均连接于所述飞行支架，并均位于所述第一端部和所述第二端部之间；

所述第二安装部和所述第四安装部相对间隔设置，所述第二安装部、所述第四安装部和所述飞行支架共同限定第一容纳空间；所述第五安装部和所述第一安装部相对间隔设置，所述第五安装部、所述第一安装部和所述飞行支架共同限定第二容纳空间；

在飞行状态下，所述第一容纳空间、所述飞行支架和所述第二容纳空间沿同一水平方向依次排布，所述第三安装部位于所述第一容纳空间的下方，所述第六安装部位于所述第二容纳空间的下方；

所述第一机臂可转动地连接于所述第一安装部，并能够相对于所述第一安装部转动以呈展开状态或收拢状态；

所述第二机臂可转动地连接于所述第二安装部，并能够相对于所述第二安装部转动以呈展开状态或收拢状态；

所述第三机臂可转动地连接于所述第三安装部，并能够相对于所述第三安装部转动以呈展开状态或收拢状态；

所述第四机臂可转动地连接于所述第四安装部，并能够相对于所述第四安装部转动以呈展开状态或收拢状态；

所述第五机臂可转动地连接于所述第五安装部，并能够相对于所述第五安装部转动以呈展开状态或收拢状态；

所述第六机臂可转动地连接于所述第六安装部，并能够相对于所述第六安装部转动以呈展开状态或收拢状态；

所述第二机臂及所述第四机臂呈收拢状态时容纳于所述第一容纳空间中，所述第一机臂和所述第五机臂呈收拢状态时容纳于所述第二容纳空间中，所述第三机臂呈收拢状态时位于所述第一容纳空间的下方，所述第六机臂呈收拢状态时位于所述第二容纳空间的下方。

2.如权利要求1所述的飞行动力系统，其特征在于，在收拢状态下，所述第二机臂和所述第四机臂沿所述水平方向依次排布设置于所述第一容纳空间，所述第四机臂位于所述第二机臂背离所述飞行支架的一侧；

所述第一机臂和所述第五机臂沿所述水平方向依次排布设置于所述第二容纳空间，所述第五机臂位于所述第一机臂背离所述飞行支架的一侧。

3.如权利要求2所述的飞行动力系统，其特征在于，在收拢状态下，所述第三机臂和所述第四机臂沿竖直方向依次排布，所述第三机臂位于所述第四机臂的下方；和/或，

在收拢状态下，所述第五机臂和所述第六机臂沿竖直方向依次排布，所述第六机臂位于所述第五机臂的下方。

4.如权利要求1所述的飞行动力系统，其特征在于，所述多旋翼飞行器包括飞行座舱，所述飞行支架适于叠置在所述飞行座舱的顶部，并和所述飞行座舱固定连接；在收拢状态下，所述第三机臂和所述第六机臂分别位于所述飞行座舱在前进方向的左右两侧，并分别和所述飞行座舱沿水平方向直接相对设置。

5.如权利要求1所述的飞行动力系统，其特征在于，所述飞行支架限定出用于承载人员的飞行座舱空间；在收拢状态下，所述第三机臂和所述第六机臂分别设置于所述飞行座舱在前进方向的左右两侧，所述第三机臂和所述第六机臂分别和所述飞行座舱沿水平方向直接相对设置。

6.如权利要求1所述的飞行动力系统，其特征在于，所述第一机臂在展开状态下沿水平方向延展；和/或，所述第二机臂在展开状态下沿水平方向延展；和/或，所述第四机臂在展开状态下沿水平方向延展；和/或，所述第五机臂在展开状态下沿水平方向延展。

7.如权利要求1所述的飞行动力系统，其特征在于，在飞行状态下，所述第三机臂处于展开状态，所述第三机臂在其延伸方向具有第三连接部和第三承载部，所述第三连接部连接于所述第三安装部，所述第三承载部相对于所述第三连接部朝向背离地面的方向延伸；和/或，

在飞行状态下，所述第六机臂处于展开状态，所述第六机臂在其延伸方向具有第六连接部和第六承载部，所述第六连接部连接于所述第六安装部，所述第六承载部相对于所述第六连接部朝向背离地面的方向延伸。

8.如权利要求1所述的飞行动力系统，其特征在于，所述飞行器本体关于预定的中轴面对称，所述中轴面为所述飞行器的前进方向所界定的竖直平面，在展开状态下，六个所述机臂关于所述中轴面对称设置。

9.如权利要求1所述的飞行动力系统，其特征在于，所述飞行支架包括第一纵梁和第二纵梁，所述第一纵梁和所述第二纵梁相对间隔设置并彼此连接，所述第一纵梁和所述第二纵梁分别从所述第一端部延伸到所述第二端部，所述第一安装部和所述第五安装部分别位于所述第一纵梁的两端，所述第二安装部和所述第四安装部分别位于所述第二纵梁的两端。

10.如权利要求9所述的飞行动力系统，其特征在于，所述飞行支架还包括多个横梁，每个所述横梁的两端均连接于所述第一纵梁和所述第二纵梁之间，多个所述横梁依次间隔排布。

11.如权利要求1至10中任意一项所述的飞行动力系统，其特征在于，所述飞行动力系统还包括六个旋翼，六个所述旋翼与六个所述机臂一一对应地设置，每个所述旋翼安装于对应的一个所述机臂。

12.如权利要求11所述的飞行动力系统，其特征在于，所述旋翼为单轴单桨式旋翼模组或单轴双桨式旋翼模组。

13.一种多旋翼飞行器，其特征在于，所述多旋翼飞行器用于耦合至车辆，所述车辆包括车辆本体和自动对接装置，所述车辆本体包括彼此连接的陆行座舱和承载平台，所述自动对接装置设置于所述承载平台，所述多旋翼飞行器包括对接机构以及如权利要求1至12中任意一项所述的飞行动力系统，所述飞行动力系统设置于所述飞行器本体，所述飞行动力系统中的多个所述机臂位于所述飞行器本体的顶部；所述飞行动力系统的所述飞行支架构成飞行器本体的至少一部分结构；

所述对接机构设置于所述飞行器本体，在所述飞行器停降于地面的状态下，所述对接机构用于与所述自动对接装置对接，所述自动对接装置通过所述对接机构牵引所述飞行器本体在地面上移动，并拖曳所述飞行器本体向所述承载平台移动至所述飞行器本体耦合于所述承载平台。

14.如权利要求13所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述多旋翼飞行器还包括飞行座舱，所述飞行支架叠置在所述飞行座舱的顶部，所述飞行座舱和所述飞行支架共同构成所述飞行器本体；或者，

所述飞行支架限定出用于承载人员的飞行座舱空间，所述对接机构设置于所述飞行座舱空间的底部。

15.一种飞行汽车，其特征在于，包括：

车辆，所述车辆包括车辆本体和设置于所述车辆本体的自动对接装置，所述车辆本体包括连接设置的陆行座舱和承载平台；以及，

如权利要求13至14中任意一项所述的多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器用于与所述车辆耦合；

在所述多旋翼飞行器处于停降在地面的状态下，所述车辆的自动对接装置与所述多旋翼飞行器的对接机构连接，所述自动对接装置通过所述对接装置驱动所述飞行器本体在地面上移动至收纳在所述承载平台上。