飞行器的制作方法

本实用新型涉及，尤其是涉及一种飞行器。

背景技术：

相关技术中，固定翼无人飞行器的体积较大，给使用者携带等带来较大的困扰，飞行器在运输时占用较大的空间，使得运输不方便。

技术实现要素：

本实用新型旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本实用新型的一个目的在于提出一种飞行器，所述飞行器的尾翼可拆卸，且尾撑杆组件可拆卸或可折叠，方便了飞行器的运输和存放。

根据本实用新型实施例的飞行器，包括：机身；固定翼，所述固定翼与所述机身相连；尾翼部件，所述尾翼部件位于所述机身的后侧，所述尾翼部件包括相连的尾撑杆组件和尾翼，所述尾撑杆组件通过翼臂与所述固定翼相连，所述尾翼与所述尾撑杆组件可拆卸地相连，所述尾撑杆组件与所述翼臂可转动地相连或可拆卸地相连。

根据本实用新型实施例的飞行器，通过将尾翼与尾撑杆组件可拆卸地相连，可以方便尾翼的安装、拆卸和收纳，并且通过将尾撑杆组件与翼臂可转动地相连或可拆卸地相连，也方便了尾撑杆组件的收纳，从而方便了飞行器的运输和存放，减少飞行器运输和存放时所占用的空间。

根据本实用新型的一些实施例，所述尾撑杆组件与所述翼臂可转动地相连，所述尾撑杆组件在收纳位置和展开位置之间可转动，在所述尾撑杆组件处在所述收纳位置时，所述尾撑杆组件沿左右方向或前后方向延伸；在所述尾撑杆组件处在所述展开位置时，所述尾撑杆组件沿前后方向延伸。

根据本实用新型的一些可选施例，所述翼臂上设有第一枢接件，所述尾撑杆组件上设有第二枢接件，所述第一枢接件与所述第二枢接件可转动地相连。

可选地，所述第一枢接件和所述第二枢接件中的一个上设有卡扣且另一个上设有与所述卡扣配合的卡槽。

进一步地，所述第一枢接件上设有所述卡扣，所述第二枢接件上设有所述卡槽，所述卡扣与所述第一枢接件和所述第二枢接件的转动连接位置相对设置，所述卡槽与所述第一枢接件和所述第二枢接件的转动连接位置相对设置。

更进一步地，所述第一枢接件上设有定位凸块，所述定位凸块位于所述卡扣的远离所述第一枢接件的中心的一侧，所述第二枢接件上设有与所述定位凸块配合的定位缺口，所述定位缺口位于所述卡槽的远离所述第二枢接件的中心的一侧。

根据本实用新型的一些实施例，所述尾翼和所述尾撑杆组件中的一个上设有插接凸起且另一个上设有与所述插接凸起配合的插接孔。

根据本实用新型的一些可选实施例，所述尾撑杆组件包括尾撑杆和尾撑座，所述尾撑杆的第一端与所述翼臂相连，所述尾撑座套设在所述尾撑杆的第二端，所述尾翼上形成有所述插接凸起，所述尾撑座上形成有所述插接孔。

根据本实用新型的一些实施例，所述尾撑杆组件为两个且分别设在所述尾翼的左右两侧，所述尾翼包括相连的两个尾翼板，每个所述尾翼板的第一端与对应的所述尾撑杆组件可拆卸地相连，两个所述尾翼板的第二端可转动地相连。

根据本实用新型的一些实施例，所述尾翼部件包括设在所述尾翼上的活动舵面，所述尾撑杆组件上设有用于驱动所述活动舵面转动的舵机，所述舵机的输出轴与所述活动舵面可拆卸地相连。

根据本实用新型的一些可选实施例，所述尾翼部件包括：第一连接件，第一连接件具有第一连接槽，所述第一连接件连接在所述活动舵面的邻近所述舵机的一端，且所述活动舵面的邻近所述舵机的一端容纳在所述第一连接槽内，所述舵机的输出轴与所述第一连接件可拆卸地相连。

进一步地，所述尾翼部件包括：第二连接件，所述舵机的输出轴与所述第二连接件相连，所述第二连接件和所述第一连接件中的一个上设有卡接凸起且另一个上设有与所述卡接凸起配合的卡接槽。

根据本实用新型的一些实施例，所述机身内限定出容纳腔，所述机身的底部形成有连通所述容纳腔和外界环境的散热通道。

根据本实用新型的一些可选实施例，所述散热通道为多个且多个所述散热通道沿左右方向间隔排布，每个所述散热通道沿前后方向延伸。

根据本实用新型的一些可选实施例，所述飞行器的电调单元设在所述容纳腔内且邻近所述散热通道设置。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

本实用新型的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是根据本实用新型一些实施例的飞行器的立体图；

图2是图1中a处的放大图；

图3是图1中b处的放大图；

图4是图1中的飞行器的尾翼的立体图，尾翼处在展开状态；

图5是图4中c的放大图；

图6是图1中的飞行器的尾翼的立体图，尾翼处在折叠状态；

图7是图1中的飞行器的第一枢接件和第二枢接件的连接示意图；

图8是图7中的第一枢接件的立体图；

图9是图7中的第二枢接件的立体图；

图10是图1中的飞行器的另一个角度的立体图；

图11是图10中d的放大图；

图12是图1中的飞行器的部分结构立体图；

图13是图1中的飞行器的固定翼的分解示意图；

图14是图13中的第二翼段与第一连接件配合示意图；

图15是图13中的第二翼段的立体图；

图16是图13中的第一连接件的立体图；

图17是图13中的第二连接件的立体图；

图18是图1中的飞行器的部分结构示意图；

图19是图18中的飞行器的固定部的立体图；

图20是图18中的飞行器的固定部的另一个角度的立体图；

图21是图1中的飞行器的悬挂框的立体图，其中悬挂框内容纳电子元件；

图22是图21中的第一悬挂框的立体图；

图23是图21中的第二悬挂框的立体图；

图24是图1中的飞行器的第二动力部件的爆炸图。

附图标记：

飞行器100；

机身1；机身外壳11；第一安装口111；机身上盖12；机身下盖13；下盖本体131；散热片132；散热通道133；第一固定框14；第二固定框15；第一悬挂框16；底板161；第一周板162；第二周板164；第二悬挂框17；

固定翼2；第一翼段21；支撑杆211；第二翼段22；连接杆221；固定部23；第一连接孔231；第二连接孔232；副翼24；第三连接件25；配合槽251；第四连接件26；配合凸起261；第二连接槽262；

翼臂3；第一枢接件31；卡扣311；定位凸块312；

尾翼4；尾翼板41；插接凸起411；活动舵面42；第一连接件43；卡接凸起431；第一连接槽432；第二连接件44；卡接槽441；

尾撑杆5；第二枢接件51；卡槽511；定位缺口512；

尾撑座6；

第一动力部件71；第一动力单元711；第一螺旋桨712；第二动力部件72；固定座721；安装腔体7211；电调装置722；第二动力单元723；第二螺旋桨724；

电池81；飞行控制单元82；电调单元83；通信模块84；航拍模块85。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

下面参考图1-图24描述根据本实用新型实施例的飞行器100。该飞行器100可以为无人飞行器，该飞行器100可以用于航拍测绘、电力巡检、环境监测和灾情巡查等领域。该飞行器100可以以零速度起飞着陆，可以具备悬停能力，水平飞行速度大，能以固定翼飞行的方式水平飞行。

如图1、图4和图10所示，根据本实用新型实施例的飞行器100，包括：机身1、固定翼2和尾翼部件。

固定翼2与机身1相连，例如固定翼2可以为两个且两个固定翼2分别连接在机身1的左右两侧，固定翼2可以为飞行器100提升飞行升力。

可选地，固定翼2与机身1之间可以是可拆卸相连，由此在飞行器100处在不使用状态时(例如飞行器100在运输或存放时)，可以将固定翼2将机身1上拆下，减少飞行器100的占用空间，方便飞行器100的运输和存放。

进一步地，固定翼2可以包括多段依次连接的翼段，每相邻两个翼段可以是可拆卸地相连，由此可以对固定翼2进行拆解分离，使得固定翼2可以拆解为多段翼段，减少了固定翼2在不使用状态时的占用空间，从而进一步地减少了飞行器100在不使用状态时的占用空间，进一步地方便了飞行器100的运输和存放。

尾翼部件位于机身1的后侧，尾翼部件包括相连的尾撑杆组件和尾翼4，尾撑杆组件通过翼臂3与固定翼2相连，尾翼4与尾撑杆组件可拆卸地相连，尾撑杆组件与翼臂3可转动地相连或可拆卸地相连。由此，通过将尾翼4与尾撑杆组件可拆卸地相连，方便了尾翼4的安装、拆卸、维护和更换等。并且，通过将尾撑杆组件与翼臂3可转动地相连或可拆卸地相连，也方便了尾撑杆组件的收纳。

飞行器100在非使用状态下(例如在飞行器100的运输、存放的过程中)，可以将尾翼4拆下，并将尾撑杆组件拆下或将尾撑杆组件通过转动进行折叠，减少飞行器100的整体占用空间，也方便了飞行器100运输和存放。当然，在飞行器100需要使用时，可以将尾撑杆组件安装至翼臂3上或将尾撑杆组件从收纳位置转动至展开位置，并将尾翼4安装至尾撑杆组件上。

进一步地，飞行器100还可以包括动力组件，动力组件包括第一动力部件71，第一动力部件71通过翼臂3与固定翼2相连，动力组件可以为飞行器100提供飞行动力。例如，动力组件包括四个第一动力部件71且四个第一动力部件71均匀分布在机身1的四周。

根据本实用新型实施例的飞行器100，通过将尾翼4与尾撑杆组件可拆卸地相连，可以方便尾翼4的安装、拆卸和收纳，并且通过将尾撑杆组件与翼臂3可转动地相连或可拆卸地相连，也方便了尾撑杆组件的收纳，从而方便了飞行器100的运输和存放，减少飞行器100运输和存放时所占用的空间。

根据本实用新型的一些实施例，参照图1、图4和图6，尾翼4和尾撑杆组件中的一个上设有插接凸起411且另一个上设有与插接凸起411配合的插接孔。例如，在尾翼4上设置插接凸起411时，尾撑杆组件上设置插接孔；在尾翼4上设置插接孔时，尾撑杆组件上设置插接凸起411。由此，使得尾翼4和尾撑杆组件通过插接凸起411和插接孔的配合实现连接，进一步地方便了尾翼4的安装和拆卸，拆装效率高，且可以保证尾翼4和尾撑杆组件连接可靠。

根据本实用新型的一些可选实施例，参照图1、图4和图6，尾撑杆组件包括尾撑杆5和尾撑座6，尾撑杆5的第一端与翼臂3相连，尾撑座6套设在尾撑杆5的第二端，尾翼4上形成有插接凸起411，尾撑座6上形成有插接孔。由此，通过在尾撑杆5上设置尾撑座6，且将插接孔设置在尾撑座6上，在尾翼4和尾撑杆组件多次拆装的过程中，可以避免尾撑杆5造成的磨损甚至损坏，尾撑座6可以起到保护尾撑杆5的作用。

根据本实用新型的一些实施例，参照图1、图4和图6，尾撑杆组件为两个且分别设在尾翼4的左右两侧，尾翼4包括相连的两个尾翼板41，每个尾翼板41的第一端与对应的尾撑杆组件可拆卸地相连，两个尾翼板41的第二端可转动地相连。由此，通过将尾翼4设置成包括可转动连接的两个尾翼板41，在将尾翼4拆下之后，可以通过转动将两个尾翼板41相互叠置设置，从而可以将尾翼4进行折叠，进一步地减少了飞行器100运输和收纳时所占用的空间。

根据本实用新型的一些实施例，参照图1、图3、图7-图9，尾撑杆组件与翼臂3可转动地相连，尾撑杆组件在收纳位置和展开位置之间可转动，在尾撑杆组件处在收纳位置时，尾撑杆组件沿左右方向或前后方向延伸。在尾撑杆组件处在收纳位置时，尾撑杆组件可以转动至沿左右方向延伸，此时尾撑杆组件与固定翼2可以大致平行设置且靠近固定翼2，可以减少飞行器100的占用空间；在尾撑杆组件处在收纳位置时，若上述固定翼2设置成包括多段依次可拆卸连接的翼段，可以将固定翼2的位于尾撑杆组件的远离机身1一侧的翼段拆下，此时尾撑杆组件的后端可以转动至前侧以使得尾撑杆组件沿前后方向靠近固定翼2未拆卸的部分，此时尾撑杆组件沿前后方向延伸，也可以减少飞行器100的占用空间。在尾撑杆组件处在展开位置时，尾撑杆组件沿前后方向延伸，可以实现飞行器100的正常飞行。由此，通过将尾撑杆组件与翼臂3可转动地相连，通过转动尾撑杆组件，可以方便地实现尾撑杆组件的展开和收纳，进一步地减少飞行器100在运输和收纳时占用的空间。

根据本实用新型的一些可选施例，参照图1、图3、图7-图9，翼臂3上设有第一枢接件31，尾撑杆组件上设有第二枢接件51，第一枢接件31与第二枢接件51可转动地相连。由此，通过在翼臂3上设置第一枢接件31，且同时在尾撑杆组件上设置第二枢接件51，方便实现翼臂3和尾撑杆组件转动连接，并且可以避免多次转动过程中对翼臂3和尾撑杆组件的磨损。

可选地，参照图7-图9，第一枢接件31和第二枢接件51中的一个上设有卡扣311且另一个上设有与卡扣311配合的卡槽511。例如，第一枢接件31设置卡扣311时，第二枢接件51上设置卡槽511；第一枢接件31设置卡槽511时，第二枢接件51上设置卡扣311。由此，通过在第一枢接件31和第二枢接件51转动连接的同时，通过设置的卡扣311与卡槽511的配合，可以保证第一枢接件31和第二枢接件51的连接强度和连接的可靠性，并且方便对第一枢接件31和第二枢接件51之间的转动进行解锁和锁定。

例如，在需要将尾撑杆组件由展开位置转动至收纳位置时，可以先使得卡扣311与卡槽511脱离配合，此时第二枢接件51可以相对第一枢接件31转动，从而可以实现尾撑杆组件相对翼臂3转动至收纳位置；在需要将尾撑杆组件由收纳位置转动至展开位置时，由于卡扣311与卡槽511是脱离配合状态，此时第二枢接件51可以相对第一枢接件31转动，从而可以实现尾撑杆组件相对翼臂3转动至展开位置，然后使得卡扣311与卡槽511配合，从而可以将第二枢接件51相对第一枢接件31进行锁定，也就可以使得尾撑杆组件相对翼臂3锁定，保证尾撑杆组件和翼臂3之间的可靠连接。

进一步地，参照图7-图9，第一枢接件31上设有卡扣311，第二枢接件51上设有卡槽511，卡扣311与第一枢接件31和第二枢接件51的转动连接位置相对设置，且卡槽511与第一枢接件31和第二枢接件51的转动连接位置相对设置。由此，可以使得第一枢接件31和第二枢接件51之间的连接结构均衡设置，进一步地保证第一枢接件31和第二枢接件51之间的可靠连接，从而可以进一步地保证尾撑杆组件和翼臂3之间的可靠连接。

更进一步地，参照图7-图9，第一枢接件31上设有定位凸块312，定位凸块312位于卡扣311的远离第一枢接件31的中心的一侧，第二枢接件51上设有与定位凸块312配合的定位缺口512，定位缺口512位于卡槽511的远离第二枢接件51的中心的一侧。由此，通过设置的定位凸块312和定位缺口512，第一枢接件31和第二枢接件51之间通过卡扣311和卡槽511的配合连接固定的过程中，通过定位凸块312和定位缺口512的快速准确地配合，可以对卡槽511和卡扣311的配合提供导向和定位的作用，保证卡扣311和卡槽511之间的准确配合，且可以进一步地增强第一枢接件31和第二枢接件51之间连接的可靠性。

根据本实用新型的一些实施例，参照图1、图2、图4-图6，尾翼部件包括设在尾翼4上的活动舵面42，尾撑杆组件上设有用于驱动活动舵面42转动的舵机，通过控制活动舵面42的转动角度，从而可以控制飞行器100的飞行姿态，舵机的输出轴与活动舵面42可拆卸地相连。由此，通过将用于驱动活动舵面42转动的舵机设置在尾撑杆组件上，且同时将舵机的输出轴与活动舵面42可拆卸地相连，在将尾翼4从尾撑杆组件上拆下时或是将尾翼4安装至尾撑杆组件上时，方便舵机与活动舵面42快速地分离和连接，避免了在尾翼4上设置通信线缆，减少了尾翼4的加工成本，同时避免了尾翼4和尾撑杆组件在拆装的过程中，需要在尾翼4和尾撑杆组件之间增加通信线缆接头，大大增加了飞行器100的可靠性。

根据本实用新型的一些可选实施例，参照图1、图2、图4-图6，尾翼部件包括：第一连接件43，第一连接件43具有第一连接槽432，第一连接件43连接在活动舵面42的邻近舵机的一端，且活动舵面42的邻近舵机的一端容纳在第一连接槽432内，舵机的输出轴与第一连接件43可拆卸地相连。由此，通过在活动舵面42的邻近舵机的一端设置第一连接件43，且使得活动舵面42的邻近舵机的一端容纳在第一连接槽432内，同时使得舵机的输出轴与第一连接件43可拆卸地相连，可以增强舵机与活动舵面42的连接强度。可选地，第一连接件43可以为金属件。

进一步地，参照图1、图2、图4-图6，尾翼部件包括：第二连接件44，舵机的输出轴与第二连接件44相连，第二连接件44和第一连接件43中的一个上设有卡接凸起431且另一个上设有与卡接凸起431配合的卡接槽441。例如，第二连接件44上设置卡接凸起431时，第一连接件43上设置卡接槽441；第二连接件44上设置卡接槽441时，第一连接件43上设置卡接凸起431。由此，在舵机工作时，舵机驱动第二连接件44转动，由于第二连接件44与第一连接件43之间通过卡接凸起431与卡接槽441配合，从而可以带动活动舵面42转动。通过设置的第二连接件44，可以进一步地增强舵机与活动舵面42的连接强度。其中，卡接凸起431可以相对卡接槽441固定，卡接凸起431可以在卡接槽441内可活动。

例如，在图2和图5的示例中，第二连接件44呈平板状，第二连接件44的一端设有与驱动活动舵面42的舵机的输出轴配合的轴孔，第二连接件44的另一端设有卡接槽441，且卡接槽441在由第二连接件44的一端至第二连接件44的另一端的方向上延伸，第一连接件43上设有卡接凸起431，卡接凸起431配合在卡接槽441内。在由第二连接件44的一端至第二连接件44的另一端的方向上，卡接槽441的尺寸大于卡接凸起431的尺寸，由此方便将卡接凸起431插入至卡接槽441内，避免出现由于加工精度不到位而导致卡接凸起431无法与卡接槽441配合，可以降低对于卡接凸起431和卡接槽441的加工精度，降低加工成本。

根据本实用新型的一些实施例，参照图10和图11，机身1内限定出容纳腔，机身1的底部形成有连通容纳腔和外界环境的散热通道133。由此，通过在机身1的底部设置散热通道133，在飞行器100飞行的过程中，通过流动的气流可以将容纳腔内的热量通过散热通道133排出至外界环境，改善机身1的散热性。

例如，机身1的容纳腔内安装飞行器100的电调单元83、通信模块84等电子元件，通过在机身1的底部设置散热通道133，可以将电调单元83、通信模块84等产生的热量通过散热通道133快速排出至外界环境。其中，在将飞行器100的电调单元83设在容纳腔内时，可以将电调单元83邻近散热通道133设置，电调单元83用于控制动力组件，产生的热量较大，通过将电调单元83邻近散热通道133设置，可以将电调单元83产生的热量通过散热通道133快速排出至外界环境。

根据本实用新型的一些可选实施例，参照图10和图11，散热通道133为多个且多个散热通道133沿左右方向间隔排布，每个散热通道133沿前后方向延伸。由此，通过设置多个散热通道133，增加了散热面积，可以加快容纳腔内的热量的排出。并且，通过将每个散热通道133沿前后方向延伸，利用飞行器100飞行时产生的气流是沿前后方向，通过该方向的气流进一步地快速地将容纳腔内的热量通过散热通道133快速排出。

需要说明的是，本实用新型所述的“多个”是指两个或两个以上。

需要说明的是，本实用新型所述的“前、后、左、右、上、下”方向是相对飞行器100的飞行方向而言。

下面参照图1-图24描述根据本实用新型一个实施例的飞行器100。该飞行器100为无人飞行器。

参照图1和图10，在本实施例中，飞行器100为左右对称结构，飞行器100包括：机身1、固定翼2、翼臂3、动力组件、尾翼部件、电池81、飞行控制单元82、电调单元83、航拍模块85以及通信模块84。

参照图1、图10、图12和图13，固定翼2为两个且分别设置在机身1的左右两侧，动力组件包括四个第一动力部件71和一个第二动力部件72，四个第一动力部件71均匀分布在机身1的四周，每个第一动力部件71均通过翼臂3与固定翼2相连，每个翼臂3均沿前后方向延伸，其中两个第一动力部件71分布在位于左侧的固定翼2的前后两侧，另外两个第一动力部件71分布在位于右侧的固定翼2的前后两侧，一个第二动力部件72连接在机身1的后端。尾翼部件设在机身1的后侧且位于第二动力部件72的后侧，尾翼部件包括尾撑杆组件和尾翼4，尾撑杆组件为两个且分别位于尾翼4的左右两侧，两个尾撑杆组件与位于固定翼2后侧的两个翼臂3分别相连。

参照图10、图12、图13和图18，机身1内限定出容纳腔，电池81、飞行控制单元82、电调单元83以及通信模块84均可以设在该容纳腔内，航拍模块85设置在机身1的前侧且与机身1相连。

具体地，参照图10、图12、图13和图18，机身1包括固机身框架和包裹于机身框架外侧的机身外壳11，机身框架内限定出上述容纳腔，机身外壳11呈流线型，可以减小飞行器100的飞行阻力。机身框架包括固定框和连接在固定框下方的悬挂框。固定框包括前后设置且相连的第一固定框14和第二固定框15，电池81容纳在第一固定框14所限定的空间内。

参照图21-图23，悬挂框位于第二固定框15的下方且与第二固定框15相连，悬挂框包括上下排布且相连的第一悬挂框16和第二悬挂框17，第一悬挂框16包括底板161、第一周板162和第二周板164，第一周板162和第二周板164分别位于底板161的上下两侧，且第一周板162和第二周板164均围绕底板161的周向延伸。第一周板162和底板161之间限定出上端敞开的第一容置腔，通信模块84容纳在第一容置腔内，第二周板164和底板161之间限定出下端敞开的第二容置腔，飞行控制单元82容纳在第二容置腔内。第二悬挂框17形成有上端敞开的第三容置腔，电调单元83容纳在第三容置腔内。

参照图1、图10-图13，机身外壳11的顶部和底部分别形成有第一安装口111和第二安装口，其中第一安装口111与第一固定框14相对应，容纳在第一固定框14内的电池81可以从第一安装口111内取出或从第一安装口111装入第一固定框14内。第二安装口与第二悬挂框17相对设置，方便第二悬挂框17内的电调单元83以及第一悬挂框16内的通信模块84的安装和取出。

进一步地，参照图10-图13，第一安装口111处盖设有机身上盖12，机身上盖12与机身外壳11可拆卸地相连，第二安装口处盖设有机身下盖13，机身下盖13与机身外壳11可拆卸地相连。机身下盖13包括下盖本体131和多个散热片132，下盖本体131上形成有通风口，多个散热片132安装在通风口处且沿左右方向间隔设置，相邻两个散热片132之间限定出散热通道133，从而可以限定出多个沿左右方向间隔排布的散热通道133，每个散热通道133沿前后方向延伸。其中，多个散热片132均可以与第二悬挂框17的底壁接触，从而可以将容纳在第三容置腔内的电调单元83产生的热量快速导出至机身1的外部。可选地，散热片132可以为金属片，从而可以增强散热效果，散热片132与第二悬挂框17的底壁之间可以填充导热硅胶或导热硅脂，使得散热片132与第二悬挂框17的底壁充分接触，进一步地改善散热效果。

参照图12-图15及图18-图20，每个固定翼2包括相互连接的第一翼段21和第二翼段22，第一翼段21和第二翼段22之间通过固定部23相连。第一翼段21上设有两个支撑杆211且两个支撑杆211沿左右方向贯穿第一翼段21，第一翼段21的邻近机身1的一端通过支撑杆211与机身1可拆卸地相连，第一翼段21的远离机身1的一端通过支撑杆211与固定部23可拆卸地相连，固定部23上设有与两个支撑杆211分别配合的两个第一连接孔231。

第二翼段22邻近机身1的一端与固定部23可拆卸地相连，第二翼段22上设有两个连接杆221，固定部23上设有与两个连接杆221分别配合的两个第二连接孔232。由此，通过将固定翼2与机身1可拆卸地相连，且固定翼2设置成包括可拆卸相连的两个翼段，在飞行器100处在不使用状态时，可以将固定翼2拆下，并且可以进一步地将固定翼2分拆成两部分，从而可以减少飞行器100的占用空间，方便飞行器100的运输和存放。第二翼段22的远离机身1的一端设置为一翼尖小翼，翼尖小翼与第二翼段22成一夹角，用以阻碍第二翼段22上下表面的空气绕流，减少绕流对升力的破坏。

其中，上述四个翼臂3中，其中两个翼臂3连接在其中一个固定部23的前后两侧，另外两个翼臂3连接在另一个固定部23的前后两侧。

可选地，固定翼2的翼面可以为泡沫等轻质材料，以减小飞行器100重量。生产加工时，固定翼2的翼面和机身外壳11可以一体成型，且固定翼2的翼面和机身外壳11之间形成为流线型过渡，可以减小飞行时的空气阻力。

进一步地，第一翼段21前端沿处可以设置有空速管，空速管可用于测量飞行器100飞行过程中的空气流速，以为飞行器100的飞行提供飞行参数。第一翼段21与机身1之间还连接有通信线缆，以使第一翼段21上的空速管可以通信连接于机身1上的电子元件。优选地，该通信线缆不仅可以实现固定翼2与机身1之间的通信而且还可以为固定翼2上的第一动力部件71提供电源。

参照图12-图15，第二翼段22后沿位置还设置有副翼24，副翼24能够相对固定翼2上下翻转，以实现控制飞行器100的飞行姿态。副翼24包括相对的上表面及下表面，副翼24的上表面与第二翼段22的顶面大致平齐，副翼24的下表面与第二翼段22的底面大致平齐。第一翼段21内或固定部23上设有用于驱动副翼24翻转的舵机，该舵机可以控制副翼24的翼面，从而可以控制飞行器100的飞行方向。具体而言，用于驱动副翼24翻转的舵机设置于第一翼段21内或者固定部23上，该舵机的输出轴沿固定部23的侧壁穿出，并通过连接组件与副翼24连接以驱动副翼24转动。

参照图13-图17，连接组件包括连接于舵机输出轴的第三连接件25以及固定于副翼24上的第四连接件26。其中，第三连接件25上形成有配合槽251，第四连接件26固定于副翼24上且朝向第三连接件25的一侧形成有与上述配合槽251配合的配合凸起261，第四连接件26具有第二连接槽262，第四连接件26连接在副翼24的邻近舵机的一端，且副翼24的邻近舵机的一端容纳在第二连接槽262内。当第一翼段21和第二翼段22连接时，第三连接件25上的配合槽251与第四连接件26的配合凸起261配合，从而方便地实现用于驱动副翼24转动的舵机与该副翼24相连。

在本实施例中，通过将用于驱动副翼24转动的舵机设置于第一翼段21内或者固定部23上，该舵机的输出轴沿固定部23侧壁穿出并通过连接组件与副翼24连接以驱动副翼24转动，避免了在第二翼段22上设置通信线缆，减少了第二翼段22的加工成本，同时避免了第一翼段21和第二翼段22在拆装的过程中，需要在第一翼段21和第二翼段22之间增加通信线缆接头，大大增加了飞行器100的可靠性。

参照图1、图10，第一动力部件71用于为飞行器100提供垂直起降的飞行动力，可以使无人飞行器100垂直起降。具体地，该第一动力部件71包括连接于翼臂3的第一动力单元711以及连接于第一动力单元711上的第一螺旋桨712。进一步地，每个翼臂3内设有线路通道，该线路通道用以容纳连接于第一动力单元711与第一翼段21之间的线缆，从而通过第一翼段21内的电路为第一动力单元711提供电源。另外，该线缆还包括通信线缆，通过通信线缆的连接可以使机身1获取第一螺旋桨712的转速等信息。

参照图1、图10和图24，第二动力部件72包括固定座721、设置在固定座721上的第二动力单元723以及连接于第二动力单元723上的第二螺旋桨724。其中，固定座721整体呈柱台形的壳体状，以与机身外壳11的形状适配。固定座721内形成有安装腔体7211，调节第二动力单元723的电调装置722可以设置于该安装腔体7211内。固定座721适于固定于第二固定框15的后端。

参照图1、图4-图6，每个尾撑杆组件包括沿前后方向延伸的尾撑杆5和尾撑座6，尾撑座6套设在尾撑杆5的后端，尾撑杆5的前端与对应的翼臂3相连。尾翼4包括两个呈倒v型设置的尾翼板41，倒v型的尾翼4兼具普通固定翼垂尾与平尾的功能，结构重量小，控制效率高。每个尾翼板41的第一端设有两个插接凸起411，相应的尾撑座6上设有与两个插接凸起411分别配合的插接孔，从而可以将尾翼4拆卸下来以减少飞行器100的占用空间。进一步地，两个尾翼板41的第二端可转动地相连，由此使得两个尾翼板41可以相互折叠，可以减少拆下来的尾翼4的存放空间。

参照图1、图3、图7-图9，位于固定翼2的后侧的两个翼臂3上均设有第一枢接件31，每个尾撑杆5的前端均设有第二枢接件51，第一枢接件31与第二枢接件51可转动地相连，第一枢接件31上设有卡扣311，第二枢接件51上设有卡槽511，卡扣311和卡槽511均与第一枢接件31和第二枢接件51的转动连接位置相对设置。由此，在将尾翼4拆下之后，可以通过相对转动第二枢接件51和第一枢接件31，可以实现尾撑组件相对翼臂3的转动，使得尾撑组件转动至收纳位置以进一步地减少飞行器100的占用空间。

进一步地，参照图1、图2、图4-图6，尾翼部件还包括设在尾翼4上的活动舵面42，尾撑座6内设有用于驱动活动舵面42转动的舵机，通过控制活动舵面42的转动角度，从而可以控制飞行器100的飞行姿态，该舵机的输出轴穿过尾撑座6的侧壁与活动舵面42可拆卸地相连。由此，通过将用于驱动活动舵面42转动的舵机设置在尾撑杆组件上，且同时将舵机的输出轴与活动舵面42可拆卸地相连，在将尾翼4从尾撑杆组件上拆下时或是将尾翼4安装至尾撑杆组件上时，方便舵机与活动舵面42快速地分离和连接，避免了在尾翼4上设置通信线缆，减少了尾翼4的加工成本，同时避免了尾翼4和尾撑杆组件在拆装的过程中，需要在尾翼4和尾撑杆组件之间增加通信线缆接头，大大增加了飞行器100的可靠性。

具体地，参照图2、图4-图6尾翼部件包括：第一连接件43和第二连接件44，第一连接件43具有第一连接槽432，第一连接件43连接在活动舵面42的邻近舵机的一端，且活动舵面42的邻近舵机的一端容纳在第一连接槽432内，第一连接件43上设有卡接凸起431。舵机的输出轴与第二连接件44相连，第二连接件44上设有与卡接凸起431配合的卡接槽441。由此，在该舵机工作时，舵机驱动第二连接件44转动，由于第二连接件44与第一连接件43之间通过卡接凸起431与卡接槽441配合，从而可以带动活动舵面42转动。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“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实用新型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一定指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何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由权利要求及其等同物限定。