本實用新型涉及，特別是一種飛行器。

背景技術(shù)：

近幾年來，不斷興起的多旋翼飛行器因其具有的成本低、易操作、具有高度靈活性和可以超低空飛行等特點越來越受到各行各業(yè)的廣泛使用，現(xiàn)有的大多數(shù)飛行器主要應(yīng)用于科學(xué)研究、地理探測、農(nóng)業(yè)澆灌及視頻拍攝等領(lǐng)域。目前，由于電池和動力系統(tǒng)等的效率問題，導(dǎo)致飛行器飛行時間較短，基本維持在10-30分鐘的水平，其中一個很大的原因是機(jī)臂與飛行器主體的布置結(jié)構(gòu)不夠合理，機(jī)臂的減阻設(shè)計不夠優(yōu)化，從而導(dǎo)致飛行器飛行時的風(fēng)阻過大，導(dǎo)致飛行器的續(xù)航時間較短。因此，上述技術(shù)問題是多旋翼飛行器亟需解決的技術(shù)瓶頸。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

基于此，本實用新型在于克服現(xiàn)有技術(shù)的缺陷，提供一種機(jī)臂布置結(jié)構(gòu)優(yōu)化、減小飛行風(fēng)阻、降低螺旋槳負(fù)載、延長飛行器飛行時間且結(jié)構(gòu)簡單的飛行器。

其技術(shù)方案如下：

一種飛行器，包括飛行器主體、設(shè)置于所述飛行器主體上的機(jī)臂組件、設(shè)置于所述機(jī)臂組件上的動力裝置，所述動力裝置包括安裝座、設(shè)置于所述安裝座上的驅(qū)動件、及與所述驅(qū)動件連接的螺旋槳，所述機(jī)臂組件包括第一機(jī)臂、第二機(jī)臂、第三機(jī)臂和第四機(jī)臂，所述第三機(jī)臂和所述第四機(jī)臂末端的高度高于所述第一機(jī)臂和所述第二機(jī)臂末端的高度。

在其中一個實施例中，所述第一機(jī)臂和所述第二機(jī)臂布置于所述飛行器主體的機(jī)頭方向的左右兩側(cè)，且所述第一機(jī)臂和所述第二機(jī)臂分別沿所述飛行器行進(jìn)方向延伸設(shè)置。

在其中一個實施例中，所述第三機(jī)臂和所述第四機(jī)臂設(shè)置于所述飛行器主體的機(jī)尾方向的頂面上，且所述第三機(jī)臂和所述第四機(jī)臂沿垂直向上方向延伸設(shè)置。

在其中一個實施例中，所述第一機(jī)臂與所述飛行器主體連接處的橫截面尺寸大于與所述安裝座連接處的橫截面尺寸，所述第二機(jī)臂與所述飛行器主體連接處的橫截面尺寸大于與所述安裝座連接處的橫截面尺寸。

在其中一個實施例中，所述第三機(jī)臂與所述飛行器主體連接處的橫截面尺寸大于與所述安裝座連接處的橫截面尺寸，所述第四機(jī)臂與所述飛行器主體連接處的橫截面尺寸大于與所述安裝座連接處的橫截面尺寸。

在其中一個實施例中，所述第三機(jī)臂和所述第四機(jī)臂為三角板結(jié)構(gòu)，所述第三機(jī)臂和第四機(jī)臂的迎風(fēng)面為三角板結(jié)構(gòu)的窄面。

在其中一個實施例中，所述第三機(jī)臂和所述第四機(jī)臂之間連接有加固桿。

在其中一個實施例中，所述第三機(jī)臂和所述第四機(jī)臂的迎風(fēng)面與水平面之間形成鈍角。

在其中一個實施例中，設(shè)置于所述第三機(jī)臂、所述第四機(jī)臂上的安裝座的位置高于設(shè)置于所述第一機(jī)臂、所述第二機(jī)臂上的安裝座的位置。

在其中一個實施例中，所述螺旋槳相對于所述飛行器主體傾斜設(shè)置。

本實用新型的有益效果在于：

上述飛行器通過在所述飛行器主體上優(yōu)化布置所述第一機(jī)臂、所述第二機(jī)臂、所述第三機(jī)臂和所述第四機(jī)臂，并保證所述第三機(jī)臂和所述第四機(jī)臂末端的高度高于所述第一機(jī)臂和所述第二機(jī)臂末端的高度。通過上述布置結(jié)構(gòu)不僅滿足載重要求的前提下，還能使機(jī)體結(jié)構(gòu)更加緊湊，占用更小的空間，同時提升飛行器的飛行性能，當(dāng)飛行器向前飛行時，飛行器主體與水平面平行，可以使氣流經(jīng)過所述飛行器主體時在所述導(dǎo)風(fēng)部和底面之間產(chǎn)生壓力差，從而產(chǎn)生爬升力，可以減小所述螺旋槳的負(fù)載，讓更多的動力用于飛行器的正常飛行，以使得飛行器具備更長的續(xù)航時間。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實施例所述的飛行器的前行狀態(tài)示意圖；

圖2為本發(fā)明實施例所述的飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明實施例所述的飛行器的俯視圖；

圖4為本發(fā)明實施例所述的飛行器的側(cè)視圖；

圖5為本發(fā)明實施例所述的飛行器的前視圖；

圖6為本發(fā)明實施例所述的飛行器的后視圖。

附圖標(biāo)記說明：

100、飛行器主體，120、左減阻部，130、右減阻部，140、導(dǎo)風(fēng)部，150、引風(fēng)部，160、機(jī)頭，170、機(jī)尾，200、機(jī)臂組件，220、安裝座，230、第一機(jī)臂，240、第二機(jī)臂，250、第三機(jī)臂，260、第四機(jī)臂，300、動力裝置，320、驅(qū)動件，322、傳動件，340、螺旋槳，400、起落架。

具體實施方式

下面對本實用新型的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明：

如圖1至圖4所示，一種飛行器，包括飛行器主體100、設(shè)置于所述飛行器主體100上的機(jī)臂組件200、及固定于所述機(jī)臂組件200上的動力裝置300，所述動力裝置300包括安裝座220、設(shè)置于所述安裝座220上的驅(qū)動件320、及與所述驅(qū)動件320連接的螺旋槳340，所述飛行器主體100的一端為機(jī)頭160，另一端為機(jī)尾170；

所述螺旋槳340相對于所述飛行器主體100傾斜布置，其中，所述螺旋槳340沿所述機(jī)頭的行進(jìn)方向傾斜布置。

在本優(yōu)選實施例的所述飛行器中，所述飛行器主體100上設(shè)置的所述機(jī)臂組件200包括四個機(jī)臂，每個機(jī)臂上均安裝有所述驅(qū)動件320，以及固定于所述驅(qū)動件320上的螺旋槳340，且在整機(jī)結(jié)構(gòu)布置上將四個所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與所述飛行器主體100的行進(jìn)方向呈傾斜狀布置，具體的所述飛行器主體100包括機(jī)頭160，四個所述螺旋槳340的傾斜方向為朝所述飛行器主體100的所述機(jī)頭160的方向偏轉(zhuǎn)傾斜。

基于此，所述飛行器主體100的頂面面積大于所述飛行器主體100的底面 面積使得所述飛行器主體100大致成拱型結(jié)構(gòu)，進(jìn)一步地，所述機(jī)頭160到所述機(jī)尾170的頂面的長度大于所述機(jī)頭160到所述機(jī)尾170底面的長度，且所述飛行器主體100的頂面的曲率大于底面的曲率從而使得飛行器向前飛行時，氣流經(jīng)過飛行器主體100時在上、下表面產(chǎn)生壓力差從而產(chǎn)生爬升力，由此對所述飛行器主體100起到托舉作用，由此來降低對所述螺旋槳340的依賴，降低所述螺旋槳340的負(fù)載，從而大大降低電機(jī)功耗以達(dá)到在同樣的電池和動力系統(tǒng)配置下飛行器能夠具備更長的續(xù)航時間的目的。優(yōu)選的，四個所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面均相互平行。

所述飛行器主體100的頂面中部向上凸設(shè)一導(dǎo)風(fēng)部140，所述導(dǎo)風(fēng)部140自所述機(jī)頭160延伸到所述機(jī)尾170。當(dāng)飛行器向前飛行時，飛行器主體與水平面平行，可以使氣流經(jīng)過所述飛行器主體100時在所述導(dǎo)風(fēng)部170和底面之間產(chǎn)生壓力差，從而產(chǎn)生爬升力，因而可以減小所述螺旋槳340的負(fù)載，讓更多的動力用于飛行器的正常飛行，以使得飛行器具備更長的續(xù)航時間。

在本實施例中，所述機(jī)臂組件200上設(shè)有安裝座220，所述驅(qū)動件320設(shè)置于所述安裝座220內(nèi)，所述驅(qū)動件320包括傳動件322，所述螺旋槳340與所述傳動件322連接。其中，所述安裝座220與機(jī)臂的數(shù)量對應(yīng)，即每個機(jī)臂均設(shè)有一個所述安裝座220，所述安裝座220具體安裝于機(jī)臂的末端，所述安裝座220為與機(jī)臂一體成型，以使其具備足夠的整體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。此外，所述安裝座220為設(shè)有安裝腔的框型結(jié)構(gòu)，該框型結(jié)構(gòu)優(yōu)選為圓柱體，所述驅(qū)動件320為電機(jī)，將該電機(jī)安裝于上述安裝腔內(nèi)，之后裝配所述螺旋槳340，由此可以使整機(jī)的裝配結(jié)構(gòu)更加緊湊、穩(wěn)固，安裝連接方式簡單。

另外，將所述安裝座220布設(shè)于所述機(jī)臂組件200的末端，可以有效減少電機(jī)產(chǎn)生的力矩，使所述機(jī)臂組件200末端的重量降至最低，有效地減輕整機(jī)重量，從而延長飛行時間。當(dāng)然，根據(jù)實際應(yīng)用需要所述安裝座220也可以設(shè)置于所述機(jī)臂組件200上的其他位置。在另一個實施例中，所述安裝座220的上下兩側(cè)均設(shè)有安裝腔，上下兩個安裝腔內(nèi)均固定電機(jī)，并在每個電機(jī)上均安裝一個螺旋槳，由此形成單安裝座雙螺旋槳的結(jié)構(gòu)，如此可以使飛行器獲得更大的飛行動力，獲得更長的飛行時間。

如圖4所示，所述飛行器水平放置時，所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與水平面的傾斜角為δ，且δ大于0度小于90度。實際使用中，根據(jù)飛行器的不同尺寸和重量情況，在不改變電池容量和驅(qū)動件320的功率情況下，通過可靠的理論計算和仿真分析，可以在上述傾斜角δ范圍內(nèi)選擇合適的所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面和水平面的實際傾斜角δ的值，從而使所述螺旋槳340所提供的輔助升力足夠，從而減小所述螺旋槳340的負(fù)載負(fù)擔(dān)，進(jìn)而可以顯著地緩解電池容量不足及驅(qū)動件320功率受限的短板。當(dāng)然，在其他實施例中，所述螺旋槳340的傾斜角δ也可以是其它數(shù)值，優(yōu)選為銳角，也都在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。

進(jìn)一步的，在本實施例中優(yōu)選所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與水平面的傾斜角δ為28.5度。根據(jù)理論計算和仿真分析得到的數(shù)據(jù)通過換算可以得出，在電池容量和電機(jī)功率一定的情況下，將所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與水平面的傾斜角布置δ為28.5度時，所述螺旋槳340提供的輔助升力最高，進(jìn)而對所述螺旋槳340的減負(fù)和減少依賴的程度最為明顯，從而使飛行器在相同載重情況下具有更長的續(xù)航時間。

如圖2所示，所述機(jī)臂組件200包括第一機(jī)臂230、第二機(jī)臂240、第三機(jī)臂250和第四機(jī)臂260，所述第三機(jī)臂250和第四機(jī)臂260末端的高度高于所述第一機(jī)臂230和第二機(jī)臂240末端的高度，所述第一機(jī)臂230和所述第二機(jī)臂240布置于所述飛行器主體100的機(jī)頭方向的左右兩側(cè)，且所述第一機(jī)臂230和所述第二機(jī)臂240分別沿所述飛行器行進(jìn)方向延伸設(shè)置，所述第一機(jī)臂230到所述導(dǎo)風(fēng)部140的距離等于所述第二機(jī)臂240到所述導(dǎo)風(fēng)部140的距離。所述第三機(jī)臂250和所述第四機(jī)臂260設(shè)置于所述飛行器主體100的機(jī)尾方向的頂面上，且所述第三機(jī)臂250和所述第四機(jī)臂260分別沿垂直向上方向延伸設(shè)置，所述第三機(jī)臂250到所述導(dǎo)風(fēng)部140的距離等于所述第四機(jī)臂260到所述導(dǎo)風(fēng)部140的距離。通過上述布置結(jié)構(gòu)不僅滿足載重要求的前提下，還能使機(jī)體結(jié)構(gòu)更加緊湊，占用更小的空間，同時提升飛行器的飛行性能。

請參照圖6，在另一個實施例中，所述第一機(jī)臂230與所述飛行器主體100連接處的橫截面尺寸大于與所述安裝座220連接處的橫截面尺寸，所述第二機(jī)臂240與所述飛行器主體100連接處的橫截面尺寸大于與所述安裝座220連接 處的橫截面尺寸。此外，所述第三機(jī)臂250與所述飛行器主體100連接處的橫截面尺寸大于與所述安裝座220連接處的橫截面尺寸，所述第四機(jī)臂260與所述飛行器主體100連接處的橫截面尺寸大于與所述安裝座220連接處的橫截面尺寸。進(jìn)一步地，所述第一機(jī)臂230、所述第二機(jī)臂240、所述第三機(jī)臂250和所述第四機(jī)臂260的截面尺寸由機(jī)臂與所述飛行器主體100的連接處至所述安裝座200的方向均呈逐漸減小的趨勢，如此不僅可以確保機(jī)臂與所述飛行器主體100的連接處的連接面積大，從而具備更高的連接強(qiáng)度，同時也可以降低機(jī)臂的整體重量，從而減輕整機(jī)重量，減小螺旋槳的負(fù)載，延長飛行時間。所述第一機(jī)臂230后端設(shè)有一固定部與所述飛行器主體100相連，自所述固定部向前延伸一懸臂，所述固定部的厚度大于所述懸臂的厚度。

此外，在另一個實施例中所述第一機(jī)臂230和所述第二機(jī)臂240優(yōu)選為外表面為連續(xù)曲面的柱體，在保證較高連接強(qiáng)度的前提下還可以盡最大限度的降低飛行時的風(fēng)阻；所述第三機(jī)臂250和所述第四機(jī)臂260兩者結(jié)構(gòu)相同，所述第三機(jī)臂具有一迎風(fēng)面及位于左右兩側(cè)的一側(cè)面，所述迎風(fēng)面為三角板結(jié)構(gòu)的窄面，所述側(cè)面的寬度大于所述迎風(fēng)面的寬度，所述側(cè)面的面積大于所述迎風(fēng)面的面積，使得所述第三機(jī)臂呈三角板狀。所述迎風(fēng)面與水平面之間形成鈍角，由此可以減少飛行時所述第三機(jī)臂250和所述第四機(jī)臂260與風(fēng)的接觸面積，從而進(jìn)一步降低風(fēng)阻，提高飛行器的續(xù)航能力。進(jìn)一步優(yōu)選的，所述第三機(jī)臂250和所述第四機(jī)臂260間還連接有加固桿，該加固桿可以是一體成型的，也可以是裝配上去的，如此可以進(jìn)一步提高所述第三機(jī)臂250和所述第四機(jī)臂260的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，避免因受力過大而發(fā)生折斷，影響飛行器的使用壽命。

請參照圖3、圖5、圖6，所述第一機(jī)臂230、所述第二機(jī)臂240、所述第三機(jī)臂250及所述第四機(jī)臂260均沿遠(yuǎn)離所述飛行器的對稱軸的方向向外延伸設(shè)置。具體的是，將所述第一機(jī)臂230和所述第二機(jī)臂240沿機(jī)頭的左、右側(cè)向外延伸擴(kuò)展。所述第三機(jī)臂250及所述第四機(jī)臂260向遠(yuǎn)離所述飛行器主體100的方向垂直向上伸展且傾斜布置，同時沿機(jī)尾的左、右側(cè)向外延伸拓展，設(shè)置于所述第三機(jī)臂250、所述第四機(jī)臂260上的安裝座220的位置高于設(shè)置于所述第一機(jī)臂230、所述第二機(jī)臂240上的安裝座220的位置。由此不僅可以使得相 鄰的所述第一機(jī)臂230和所述第二機(jī)臂240上的螺旋槳、所述第三機(jī)臂250和所述第四機(jī)臂260上的螺旋槳具有足夠且安全的轉(zhuǎn)動空間，避免機(jī)臂距離過近，發(fā)生碰撞干涉，影響使用壽命；同時還可以使四個所述螺旋槳340的布置更加平衡，分擔(dān)所述飛行器主體100的重量更加均衡，從而使飛行器在空中的飛行更加平穩(wěn)，飛行姿態(tài)更加穩(wěn)定。

進(jìn)一步地，所述飛行器主體100包括設(shè)置在所述飛行器主體100左側(cè)的左減阻部120和設(shè)置在所述飛行器主體右側(cè)的右減阻部130，所述左減阻部120和所述右減阻部130均設(shè)有弧面。在本實施例中，所述左減阻部120和所述右減阻部130分別為所述飛行器主體100的左側(cè)壁和右側(cè)壁，該弧面為左側(cè)壁和右側(cè)壁的表面形狀，且該弧面沿所述飛行器主體100的頂面至底面方向延伸設(shè)置，即左側(cè)壁和右側(cè)壁近似為圓柱體，由此可以減小飛行中的飛行器左、右兩個方向的側(cè)風(fēng)阻，降低飛行器前行過程中側(cè)向風(fēng)使飛行器的航行路線產(chǎn)生偏離的影響，降低螺旋槳的負(fù)載，從而延長飛行時間。

如圖3所示，在一個優(yōu)選的實施例中，所述飛行器主體100的頂面中部向上凸設(shè)一導(dǎo)風(fēng)部140，所述導(dǎo)風(fēng)部140自所述機(jī)頭160延伸至所述機(jī)尾170，進(jìn)一步地，沿著所述機(jī)頭160自所述機(jī)尾170的方向，所述導(dǎo)風(fēng)部140先自所述機(jī)頭160向所述機(jī)尾170向上平滑延伸再自所述機(jī)頭160向所述機(jī)尾170平滑向下延伸。所述導(dǎo)風(fēng)部140與所述飛行器的對稱軸重合，且其為沿所述機(jī)頭160至所述機(jī)尾170的方向延伸布置的長條形凸起，所述導(dǎo)風(fēng)部140的頂面具有一定寬度的弧面，由此在飛行器飛行時起到良好的導(dǎo)流作用。此外，所述飛行器主體100內(nèi)部具有空腔，用于安裝控制電路板、電池等，該空腔可以通過匹配的蓋體封閉。該導(dǎo)風(fēng)部140位于所述機(jī)頭160處的部分隆起一定高度，且朝所述機(jī)尾170的方向所述導(dǎo)風(fēng)部140的高度呈逐漸遞減的趨勢，進(jìn)一步地，所述機(jī)頭的厚度大于所述機(jī)尾的厚度。此結(jié)構(gòu)不僅可以所述飛行器主體100在滿足優(yōu)良的飛行性能的基礎(chǔ)上使飛行器主體具備盡量大的安裝空腔，以便于安裝容納各種裝置或部件，包括電池組件及芯片組件，所述飛行器主體頂面設(shè)有一上蓋，所述上蓋相對于所述飛行器主體具有打開狀態(tài)及閉合狀態(tài)。同時所述導(dǎo)風(fēng)部140可以使飛行器具有更好的空氣動力學(xué)性能，飛行性能更佳，續(xù)航時間更 長。此外，所述飛行器主體100的底部設(shè)有起落架。在所述飛行器主體100的底部安裝設(shè)置所述起落架，可以確保飛行器降落地面時更加安全、平穩(wěn)。

此外，所述飛行器主體100的頂面還凹設(shè)有引風(fēng)部150，所述引風(fēng)部150位于所述導(dǎo)風(fēng)部140與所述左減阻部120、所述右減阻部130之間，所述引風(fēng)部150是自所述導(dǎo)風(fēng)部140向下平滑延伸再向所述左減阻部120和/或所述右減阻部130向上平滑延伸形成。在本實施例中優(yōu)選在所述導(dǎo)風(fēng)部140的兩側(cè)設(shè)置兩個所述引風(fēng)部150，該引風(fēng)部150過渡連接所述導(dǎo)風(fēng)部140與左、右側(cè)壁，不僅可以減少飛行器主體的厚度，以降低重量，保證優(yōu)良的續(xù)航性能，同時可以減小迎風(fēng)風(fēng)阻，空氣抬升效果會更好，可以進(jìn)一步減少所述螺旋槳340的負(fù)載，提高續(xù)航時間。另外，所述第一機(jī)臂230、所述第二機(jī)臂240與所述機(jī)頭160之間對稱設(shè)有凹入部，且該凹入部的表面設(shè)為弧面，由此可以減小飛行器主體重量，降低飛行時的風(fēng)阻。所述機(jī)尾170末端對稱設(shè)有凹陷部，由此可以進(jìn)一步減小飛行器主體100重量。

本實施例中，所述飛行器具有兩種狀態(tài)分別為第一狀態(tài)及第二狀態(tài)，第一狀態(tài)即為當(dāng)所述飛行器水平向前飛行或者靜止在底面上時的狀態(tài)，在第一狀態(tài)時，所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與水平面具有所述傾斜角δ，所述飛行器主體100底面所在的平面與所述水平面平行；所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與水平面的傾斜角δ大于0度小于90度，優(yōu)選地，所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與水平面的傾斜角δ為28.5度。所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與水平面傾斜，由此產(chǎn)生一個克服所述飛行器自身重力的分力，減少所述螺旋槳340的負(fù)載，提高航行時間，以及一個水平方向的分力，水平方向的分力方向為所述飛行器的行進(jìn)方向。第二狀態(tài)即為當(dāng)所述飛行器垂直向上飛行或者懸停在空中時的狀態(tài)，在第二狀態(tài)時，所述螺旋槳340的旋轉(zhuǎn)面與水平面平行，所述飛行器底面所在的平面與水平面具有所述傾斜角δ。

以上所述實施例的各技術(shù)特征可以進(jìn)行任意的組合，為使描述簡潔，未對上述實施例中的各個技術(shù)特征所有可能的組合都進(jìn)行描述，然而，只要這些技術(shù)特征的組合不存在矛盾，都應(yīng)當(dāng)認(rèn)為是本說明書記載的范圍。

以上所述實施例僅表達(dá)了本發(fā)明的幾種實施方式，其描述較為具體和詳細(xì)， 但并不能因此而理解為對發(fā)明專利范圍的限制。應(yīng)當(dāng)指出的是，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變形和改進(jìn)，這些都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。因此，本發(fā)明專利的保護(hù)范圍應(yīng)以所附權(quán)利要求為準(zhǔn)。