一种无人飞行器的制作方法

本发明实施例涉及无人机技术领域，尤其涉及一种无人飞行器。

背景技术：

固定翼飞行器具有飞行时间长和航程远的特点，但是起飞和降落一般需要进行长距离滑行的跑道，因此对使用环境有较大的限制。某些小型固定翼飞行器采用了弹射起飞或手抛起飞，降落伞辅助降落的方式，虽然不需要专门的跑道，但是起飞时需要专门的弹射器或者经过专业训练的操作人员，降落时虽然降落伞能够减缓飞行器落地的冲击力，仍然对飞行器有一定的损伤，显然也不是理想的方式。

为了解决飞行器所存在的上述问题，目前，出现同时具有水平和垂直方向的两套螺旋动力系统的飞行器。而在起飞和降落时，垂直升力螺旋动力系统旋转，产生向上的升力，而水平方向飞行时，可以通过水平螺旋动力系统，提供水平方向的飞行力，实现水平飞行。

本发明的发明人在实现本发明的过程，考虑到飞行器的散热问题，发现：提供垂直升降螺旋动力系统的电机都是裸露在外的，这在飞行器实现水平飞行(即固定翼飞行)时，会产生很大的飞行阻力，影响了飞行时间。

技术实现要素：

本发明实施例旨在提供一种无人飞行器，能降低电机裸露带来的飞行阻力，还能保障电机的散热效果，以提升了飞行器的航时性能。

本发明实施例解决其技术问题采用以下技术方案：提供一种无人飞行器，包括：机身，设置有第一容置腔和第二容置腔，其中，所述第一容置腔与所述第二容置腔的位置不同；

第一机翼，设置于所述机身的一侧；

第二机翼，设置于所述机身的另一侧；

第一旋翼组件，安装于所述第一机翼，并且所述第一旋翼组件可相对于所述机身转动；

第二旋翼组件，安装于所述第二机翼，并且所述第二旋翼组件可相对于所述机身转动；

第三旋翼组件，包括第三电机及与所述第三电机相连的第三螺旋桨，所述第三电机安装于所述第一容置腔并部分外露于所述机身；

第四旋翼组件，包括第四电机及与所述第四电机相连的第四螺旋桨，所述第四电机安装于所述第二容置腔并部分外露于所述机身；

主控板，固定于所述机身，并且所述主控制板分别与所述第一旋翼组件、所述第二旋翼组件、所述第三旋翼组件及所述第四旋翼组件连接。

在一些实施例中，所述第三旋翼组件还包括第一安装座，所述第一安装座内嵌于对应的所述第一容置腔，所述第三电机安装于所述第一安装座且部分外露于所述机身；

所述第四旋翼组件还包括第二安装座，所述第二安装座内嵌于对应的所述第二容置腔，所述第四电机安装于所述第二安装座且部分外露于所述机身。

在一些实施例中，所述机身的底部与所述第一容置腔相对应的位置设有第一通风孔，所述第一通风孔连通所述第一容置腔；

所述机身的底部与所述第二容置腔相对应的位置设有第二通风孔，所述第二通风孔连通所述第二容置腔。

在一些实施例中，所述第一安装座设置有第一散热孔，所述第一散热孔与所述第一容置腔连通，所述第二安装座设置有第二散热孔，所述第二散热孔与所述第二容置腔连通。

在一些实施例中，所述第一旋翼组件包括第一电机及与所述第一电机相连的第一螺旋桨，所述第一电机安装于所述第一机翼；

所述第二旋翼组件包括第二电机及与所述第二电机相连的第二螺旋桨，所述第二电机安装于所述第二机翼。

在一些实施例中，所述第一机翼包括第一机翼主体和第一翼尖，所述第一机翼主体的一端连接于所述机身的一侧，所述第一翼尖可倾转地连接于所述第一机翼主体的另一端，所述第一旋翼组件固定于所述第一翼尖；

所述无人飞行器还包括第一倾转电机，所述第一倾转电机与所述主控板连接，所述第一倾转电机用于驱动所述第一翼尖绕所述第一机翼主体转动。

在一些实施例中，所述第二机翼包括第二机翼主体和第二翼尖；

所述第二机翼主体的一端安装于所述机身的一侧，所述第二翼尖可转动地安装于所述第二机翼主体的另一端，所述第二旋翼组件固定于所述第二翼尖；

所述无人飞行器还包括第二倾转电机，所述第二倾转电机与所述主控板连接，所述第二倾转电机用于驱动所述第二翼尖绕所述第二机翼主体转动。

在一些实施例中，所述无人飞行器还包括尾翼，所述尾翼安装于所述机身的尾部，并且所述尾翼可绕所述机身的第二俯仰轴转动。

在一些实施例中，所述尾翼包括第一尾翼和第二尾翼，所述第一尾翼安装于所述机身的尾部一侧，所述第二尾翼安装于所述机身的尾部另一侧，所述第一尾翼与所述第二尾翼皆可绕所述机身转动。

在一些实施例中，所述无人飞行器包括第一角度调节机构和第二角度调节机构，所述第一角度调节机构和所述第二角度调节机构均固定于所述机身，所述第一角度调节机构和所述第二角度调节机构均与所述主控板连接；

所述第一调节机构用于调节所述第一尾翼与所述机身之间的角度，所述第二调节机构用于调节所述第二尾翼与所述机身之间的角度。

本发明的有益效果：

本发明实施例提供的一种无人飞行器，通过使第三电机和第四电机部分裸露于所述机身，使得无人飞行器在垂直升降或悬停时，第三电机和第四电机的热量可以通过自身散发，同时，无人飞行器在固定翼平飞时，可以降低了飞行阻力，从而提升了飞行器的航时性能。

附图说明

一个或多个实施例通过与之对应的附图中的图片进行示例性说明，这些示例性说明并不构成对实施例的限定，附图中具有相同参考数字标号的元件表示为类似的元件，除非有特别申明，附图中的图不构成比例限制。

图1是本发明实施例提供的一种无人飞行器的结构示意图；

图2是图1所示的无人飞行器中的第三旋翼组件和第四旋翼组件的安装示意图；

图3是图1所示的无人飞行器中的第三旋翼组件的结构的示意图；

图4是图1所示的无人飞行器中第一通风孔和第二通风孔的结构示意图；

图5是图1所示的无人飞行器中第四旋翼组件的爆炸示意图；

图6为图1所示的无人飞行器中第一角度调节机构的结构示意图；

图7为图1所示的无人飞行器处于垂直升降飞行姿态的示意图；

图8为图1所示的无人飞行器处于攀升航行飞行姿态的示意图；

图9为图1所示的无人飞行器处于俯冲航行飞行姿态的示意图。

具体实施方式

为了便于理解本发明，下面结合附图和具体实施例，对本发明进行更详细的说明。需要说明的是，当元件被表述“固定于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上、或者其间可以存在一个或多个居中的元件。当一个元件被表述“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件、或者其间可以存在一个或多个居中的元件。本说明书所使用的术语“上”、“下”、“内”、“外”、“垂直的”、“横向的”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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

除非另有定义，本说明书所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是用于限制本发明。本说明书所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。

此外，下面所描述的本发明不同实施例中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

请参阅图1，所述无人飞行器100包括机身10、第一机翼20、第二机翼30、第一旋翼组件40、第二旋翼组件50、第三旋翼组件60、第四旋翼组件70、尾翼80及主控板(图未示)。

所述第一机翼20与所述第二机翼30对称设置于所述机身10的左右两侧，所述第一旋翼组件40安装于所述第一机翼30，并且所述第一旋翼组件40的转动轴o1可相对于所述机身10的第一俯仰轴y1转动，所述第二旋翼组件50安装于所述第二机翼30，并且所述第二旋翼组件50的转动轴o2可相对于所述机身10的第一俯仰轴y1转动，所述第三旋翼组件60安装于所述机身10的第一位置，所述第四旋翼组件70安装于所述机身10的第二位置，所述第二位置与所述第一位置不重合，并且所述第三旋翼组件60的转动轴o3与所述第四旋翼组件70的转动轴o4均垂直于机身10的横滚轴x，所述尾翼80安装于所述机身10的尾部，并且所述尾翼80可相对于机身10的第二俯仰轴y2转动，所述主控板固定于所述机身，所述主控板分别与所述第一旋翼组件40、所述第二旋翼组件50、所述第三旋翼组件60以及所述第四旋翼组件70连接。

可以理解，所述第一旋翼组件40和所述第二旋翼组件50对称设置于所述机身10的两侧。所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70分别位于所述第一机翼20的两侧，或者所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70分别位于所述第二机翼30的两侧。

通过所述第一机翼20、所述第二机翼30、所述第一旋翼组件40、所述第二旋翼组件50、所述第三旋翼组件60、所述第四旋翼组件70的组合，保证了无人飞行器垂直起降和固定翼飞行时所需的动力，通过尾翼80的调节，可以调整无人飞行器在飞行过程中调整飞行姿态。

当所述第一旋翼组件40、所述第二旋翼组件50、所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70的转动轴o4均垂直于所述机身10时，所述无人飞行器100可以通过所述第一旋翼组件40、所述第二旋翼组件50、所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70实现垂直升降和悬停。当所述第一旋翼组件40和所述第二旋翼组件50的转动轴o2平行于所述机身10时，所述无人飞行器100可以通过所述第一旋翼组件40和所述第二旋翼组件50进行固定翼飞行，并且在无人飞行器的飞行过程中，通过调节尾翼80的倾转角度，即可调整无人飞行器100的飞行姿态。

需要说明的是：无人飞行器具有横滚轴x、第一俯仰轴y1、航向轴z及第二俯仰轴y2。横滚轴x、第一俯仰轴y1以及航向轴z三者中两两相互垂直，第一俯仰轴y1与第二俯仰轴y2平行，其中，横滚轴x、第一俯仰轴y1、航向轴z以及第二俯仰轴y2均为本申请实施例方便描述而定义的虚拟直线。无人飞行器在垂直起降时，基本沿航向轴z起降，无人飞行器在续航飞行时，基本沿横滚轴x飞行，无人飞行器在前后俯仰时，基本沿第一俯仰轴y1转动。

另外，所述尾翼80可绕机身的第二俯仰轴y2转动是指在尾翼所处平面与机身的横滚轴x所处平面相交的前提下，尾翼所处平面绕尾翼所处平面与机身所处平面相交的交线顺时针或逆时针转动。

请参阅图2，所述机身10设置有容置腔(图未示)，所述主控板固定且收容于所述容置腔。

所述机身10的顶部设置有第一开口110和第二开口120，所述第一开口110设置于所述机身10的第一位置，所述第二开口120设置于所述机身的第二位置，所述第一开口110与所述第二开口120沿机身10的横滚轴x的延伸方向间隔设置，所述第一开口110与所述第二开口120均与所述容置腔连通，所述第一开口110用于显露所述第三旋翼组件60，同时，所述第一开口也用于供所述主控板的导线穿过以使所述第三旋翼组件60与所述主控板电连接，所述第二开口120用于显露所述第四旋翼组件70，同时，所述第一开口也用于供所述主控板的导线穿过以使所述第三旋翼组件60与所述主控板电连接。

所述机身10的两侧相对设置有第三开口(图未示)与第四开口(图未示)，所述第三开口与所述第四开口均连通于所述容置腔，所述第三开口用于供所述主控板的导线穿过以使所述第一旋翼组件30电连接于所述主控板，所述第四开口用于供所述主控板的导线穿过以使所述第二旋翼组件40电连接于所述主控板。

所述机身10的尾部两侧相对设置有第五开口(图未示)与第六开口(图未示)，所述第五开口与所述第六开口均连通于所述容置腔，所述第五开口与所述第六开口均用于安装所述尾翼80。

可以理解的是：所述主控板安装于所述机身10的方式不限于上述方式，还可以为其它方式，例如：

(1)、所述容置腔包括第一容置腔和第二容置腔，所述第一容置腔与所述第一开口110连通，所述第二容置腔与所述第二开口120连通，所述第三旋翼组件60一部分安装于所述第一容置腔内，另一部分从所述第一开口110伸出，所述第四旋翼组件70一部分安装于所述第二容置腔内，并且另一部分从所述第二开口120伸出。所述主控板可以安装于所述第一容置腔或所述第二容置腔内，且所述第一容置腔与所述第二容置腔之间设置有连通孔，所述第三开口和所述第四开口均连通于所述连通孔，当所述主控板安装于所述第一容置腔内时，则所述主控板通过所述连通孔与位于所述第二容置腔内的第四旋翼组件70连接。同理的，当主控板安装于所述第二容置腔内时，则所述主控板通过所述连通孔与位于所述第一容置腔内的第三旋翼组件60连接。

可以理解，由于所述第三开口及所述第四开口均连通于所述连通孔，所以不论所述第三开口及所述第四开口连通于所述第一容置腔或所述第二容置腔，所述主控板均可实现与所述第一旋翼组件及第二旋翼组件的连接。

值得说明的是：在一些实施例中，所述第一容置腔和所述第二容置腔可以由所述主控板分割出来的，即：当主控板安装于所述容置腔内时，所述主控板将所述容置腔分割成所述第一容置腔和所述第二容置腔，所述主控板的两个表面分别与所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70连接，此时，还可以将所述第三开口与所述第四开口均连通于所述第一容置腔，或者所述第三开口与所述第四开口均连通于所述第二容置腔，主控板通过第三开口和第四开口连接第一旋翼组件及第二旋翼组件。

(2)、所述容置腔包括第一容置腔和第二容置腔，所述第一容置腔与所述第一开口110连通，所述第二容置腔与所述第二开口120连通，所述第三旋翼组件60一部分安装于所述第一容置腔内，另一部分从所述第一开口110伸出，所述第四旋翼组件70一部分安装于所述第二容置腔内，并且另一部分从所述第二开口120伸出。所述主控板安装于所述机身10的外表面，所述主控板与所述第一旋翼组件40、所述第二旋翼组件50、所述第三旋翼组件60以及所述第四旋翼组件70无线连接，或所述主控板与第一旋翼组件40、所述第二旋翼组件50、所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70之间连接的导线均布设于所述机身的外部。

可以理解的是，当主控板与第一旋翼组件40、所述第二旋翼组件50、所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70之间连接的导线均布设于所述机身的外部时，所述机身的外部设置有保护装置，所述保护装置用于对所述主控板及导线进行防护，避免所述主控板及导线直接裸露，容易损坏。

(3)、所述容置腔包括第一容置腔、第二容置腔和第三容置腔，所述第一容置腔与所述第一开口110连通，所述第二容置腔与所述第二开口120连通，所述第三旋翼组件60部分安装于所述第一容置腔内，并部分从所述第一开口110伸出，所述第四旋翼组件70部分安装于所述第二容置腔内，并且部分从所述第二开口120伸出，所述主控板安装于所述第三容置腔内，所述第三开口及所述第四开口均与所述第三容置腔连通。其中，所述第三容置腔与所述第一容置腔和所述第二容置腔之间均设置有连通孔，主控板通过该连通孔与所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70连接。

可以理解的是，由于所述第三开口及所述第四开口均与所述第三容置腔连通，且所述第三容置腔又分别与所述第一容置腔和所述第二容置腔连通，所以无论所述第三开口及第四开口通过所述第三容置腔与第一容置腔或第二容置腔连通，所述主控板均可实现与所述第一旋翼组件40及第二旋翼组件50的连接。

值得说明的是：所述第一机翼20和所述第二机翼30与所述机身10呈交叉十字，而所述第三旋翼组件60和所述第四旋翼组件70位于所述机身上，所述第一旋翼组件40、所述第二旋翼组件50分别位于所述第一机翼20和所述第二机翼30上，为了方便主控板与第一旋翼组件40、第二旋翼组件50、第三旋翼组件60和第四旋翼组件70连接，优选的，所述主控板安装于该交叉十字的位置，换而言之，当主控板安装于容置腔内，该主控板也是位于该交叉十字的位置。当然所述主控板也可安装于所述容置腔的任意位置，只要保证所述主控板将所述容置腔分割成所述第一容置腔和所述第二容置腔即可，对此本申请不作任何限制。

下文将以所述容置腔包括第一容置腔和第二容置腔为例进行说明。

所述第一容置腔和所述第二容置腔均为所述机身10的外壳围合形成的安装空间。

由上文的描述可知，所述第一容置腔和所述第二容置腔的位置不同。请继续参阅图1，所述第一机翼20包括第一机翼主体210和第一翼尖220。所述第一机翼主体210的一端安装于机身10左侧，所述第一翼尖220可倾转地安装于所述第一机翼主体210的另一端，所述第一旋翼组件40固定于第一翼尖220。

进一步的，所述第一机翼主体210内设有第一轴向空间(图未示)，所述第一轴向空间与所述第三开口相连通，其中，第一轴向空间用于供所述主控板的导线穿过，以使所述第一旋翼组件40电连接于所述主控板。

用于驱动所述第一翼尖220相对于所述第一机翼主体210倾转的机构可以为任何机构，例如，所述无人飞行器100还包括第一倾转电机(图未示)。所述第一倾转电机安装于所述第一轴向空间内且与所述主控板连接，所述第一翼尖220连接于所述第一倾转电机的转轴，所述第一倾转电机用于驱动所述第一翼尖220相对于第一机翼主体210倾转。

所述第二机翼30包括第二机翼主体310和第二翼尖320。所述第二机翼主体310的一端安装于所述机身10右侧，所述第二翼尖320可转动地安装于所述第二机翼主体310的另一端，所述第二旋翼组件50固定于第二翼尖320。

进一步的，所述第二机翼主体310内设有第二轴向空间，所述第二轴向空间与所述第四开口相连通，其中，所述第二轴向空间用于供所述主控板的导线穿过，以使所述第二旋翼组件50电连接于所述主控板。

用于驱动所述第二翼尖320相对于所述第二机翼主体310倾转的机构可以为任何机构，例如，所述无人飞行器100还包括第二倾转电机(图未示)。所述第二倾转电机安装于所述第二轴向空间内且与所述主控板连接，所述第二翼尖320连接于所述第二倾转电机的转轴，所述第二倾转电机用于驱动所述第二翼尖320相对于第二机翼主体310倾转。

所述第一旋翼组件40包括第一电机410及与所述第一电机410的转动轴相连的第一螺旋桨420，所述第一电机410固定于所述第一翼尖220，所述第一电机410用于驱动第一螺旋桨420转动，为无人飞行器100提供动力。

可以理解，所述第一旋翼组件40的转动轴o1即为所述第一电机410的转动轴。

所述第二旋翼组件50包括第二电机510及与所述第二电机510的转动轴相连的第二螺旋桨520，所述第二电机510固定于所述第二翼尖320，所述第二电机510用于驱动第二螺旋桨520转动，为无人飞行器100提供动力。

可以理解，所述第二旋翼组件50的转动轴o2即为所述第二电机510的转动轴。

所述第三旋翼组件60包括第三电机610及与所述第三电机610的转动轴相连的第三螺旋桨620，所述第三电机610安装于所述第一容置腔并部分通过所述第一开口110外露于所述机身10，所述第三电机610的转动轴垂直于所述机身10的横滚轴x，所述第三电机610用于驱动第三螺旋桨620转动，为无人飞行器100提供动力。

可以理解，所述第三旋翼组件60的转动轴o3即为所述第三电机610的转动轴。

请参阅图3，在一些实施例中，所述第三旋翼组件60还包括第一安装座630，所述第一安装座630内嵌于对应的所述第一容置腔且盖设于所述第一开口110，所述第三电机610固定于所述第一安装座630且部分外露于所述机身10，从而使得所述第三电机610的热量可以通过自身及第一安装座630散发到空气中。

可以理解，所述第一安装座630由导热性较好的金属材质制成，且所述第三螺旋桨620产生的气流经过所述第一安装座630。

通过上述方式，在无人飞行器垂直起降或悬停时，所述第三电机610的热量一部分由所述第三螺旋桨产生的气流带走，另一部分传导至所述第一安装座630，并由流经所述第一安装座630的气流带走。

请参阅图4，在一些实施例中，为进一步增强所述第三电机610的散热，所述第一安装座630上设置有第一散热孔631，所述第一散热孔631连通所述第一容置腔，所述机身10的底部与所述第一容置腔相对应的位置设有第一通风孔130，所述第一通风孔130连通所述第一容置腔。所述第一容置腔通过所述第一通风孔130与外界连通，提高热交换率，促进所述第三电机610的散热。

值得说明的是：所述第三旋翼组件60的转动轴o3垂直于机身10的横滚轴x，而所述第一开口110连通所述第一容置腔，且所述第一开口110用于使所述第三电机610部分外露于所述机身，为了更好地对所述第三电机610散热，优选地，所述第一通风孔130设置于所述第一开口110的正下方，当然所述第一通风孔130可以设置于所述机身10底部的任意位置，只要保证所述第一通风孔130与所述第一容置腔连通即可，对此本申请不作任何限制。

在一些实施例中，所述机身10的底部设置有倾斜面，所述第一通风孔130设置于所述倾斜面，以使在相同横截面的条件下增大所述第一通风孔130的孔径，从而加强散热效果。

所述第一散热孔631的数量可以为多个，多个所述第一散热孔631均匀分布于所述第一安装座630上。

所述第四旋翼组件70包括第四电机710及与所述第四电机710的转动轴相连的第四螺旋桨720，所述第四电机710安装于所述第二容置腔并部分通过所述第二开口120外露于所述机身10，所述第四电机710的转动轴垂直于机身10的横滚轴x，所述第四电机710用于驱动第四螺旋桨720转动，为无人飞行器01提供动力。

可以理解，所述第四旋翼组件70的转动轴o4即为所述第四电机710的转动轴。

请参阅图5，在一些实施例中，所述第四旋翼组件70还包括第二安装座730，所述第二安装座730内嵌于对应的所述第二容置腔且盖设于所述第二开口120，所述第四电机710固定于所述第二安装座730且部分外露于所述机身10，从而使得所述第四电机710的热量可以通过自身及第二安装座730散发到空气中。

可以理解，所述第二安装座730由导热性较好的金属材质制成，且所述第四螺旋桨720产生的气流经过所述第二安装座730。

通过上述方式，在无人飞行器垂直起降或悬停时，所述第四电机710的热量一部分由所述第四螺旋桨720产生的气流带走，另一部分传导至所述第二安装座730，并由流经所述第二安装座730的气流带走。

在一些实施例中，为进一步增强所述第四电机710的散热，所述第二安装座730上设置有第二散热孔731，所述第二散热孔731连通所述第二容置腔，所述机身10的底部与所述第二容置腔相对应的位置设有第二通风孔140，所述第二通风孔140连通所述第二容置腔。所述第二容置腔通过所述第二通风孔140与外界连通，提高热交换率，促进所述第四电机710的散热。

值得说明的是：所述第四旋翼组件70的转动轴o4垂直于机身10的横滚轴x，而所述第二开口120连通所述第二容置腔看，且所述第二开口120用于使所述第四电机710部分外露于所述机身10，为了更好地对所述第四电机710散热，优选地，所述第二通风孔140设置于所述第二开口120的正下方，当然所述第二通风孔140可以设置于所述机身10底部的任意位置，只要保证所述第二通风孔140与所述第二容置腔连通即可，对此本申请不作任何限制。

所述第二散热孔731的数量可以为多个，多个所述第一散热孔731均匀分布于所述第二安装座730上。

在一些实施例中，所述第一通风孔130和第二通风孔140上装设有进气格栅，所述进气格栅用于防止外界空气带有的杂物进入所述容置腔，从而保证所述容置腔内的主控板以及其它电性元件(图未示)的稳定性能。

通过上述方式，相比电机全部裸露在机身外，使得本申请实施例的无人飞行器在固定翼飞行时，第三电机610和第四电机710可以减小飞行阻力，提升飞行器的续航能力，同时无人飞行器在垂直升降或悬停时也能保证第三电机610和第四电机710的散热。

在一些实施例中，所述第三电机裸露于所述机身10外部的长度占所述第三电机总长度的比例可以为5％、10％、20％、30％、40％、50％或60％。

所述第四电机与所述第三电机裸露于所述机身外部的长度一致，在此将不再赘述。所述尾翼80包括第一尾翼810和第二尾翼820。所述第一尾翼810安装于所述机身10的尾部左侧，第二尾翼820安装于所述机身10的尾部右侧，其中，所述第一尾翼810与所述第二尾翼820皆可绕所述机身10的第二俯仰轴y2转动，从而调整无人飞行器在飞行过程中飞行姿态。

请参阅图6，用于驱动所述第一尾翼810相对于所述机身10的第二俯仰轴y2转动的机构可以为任意机构，例如，所述无人飞行器100还包括第一角度调节机构150。第一角度调节机构150固定并收容于所述机身10的尾部，所述第一角度调节机构150用于调节第一尾翼810与所述机身10之间的角度。所述第一角度调节机构150包括第一调节电机151和第一连接轴152。所述第一调节电机151固定于所述机身10的尾部且与所述主控板连接，所述第一连接轴152的一端连接于所述第一调节电机151的转轴，所述第一连接轴152的另一端固定于所述第一尾翼810，所述第一调节电机151用于驱动第一尾翼810绕所述机身10的第二俯仰轴y2转动，实现所述第一尾翼810与所述机身10之间的角度调节。

用于驱动所述第二尾翼820相对于所述机身10的第二俯仰轴y2转动的机构可以为齿轮传动机构、蜗轮蜗杆机构等，对此本申请不作任何限制。例如，所述无人飞行器还包括第二角度调节机构(图未示)。所述第二角度调节机构固定并收容于所述机身10的尾部，第二角度调节机构用于调节第二尾翼820与机身10之间的角度。具体的，第二角度调节机构包括第二调节电机(未示出)、外齿轮(未示出)与内齿轮(未示出)。第二调节电机固定于机身的尾部且与所述主控板连接，外齿轮套设于第二调节电机的转动轴，内齿轮固定于第一尾翼，外齿轮插接并啮合于内齿轮，第二调节电机用于驱动第二尾翼绕所述机身10的第二俯仰轴y2转动，实现所述第二尾翼820与所述机身10之间的角度调节。

其中，所述第一角度调节机构与所述第二角度调节机构的结构可以相同也可以不同，对此，本申请不做任何限制。

在一些实施例中，所述第一机翼20、第二机翼30及尾翼80上设置有起降缓冲器，这样可以降低无人飞行器的碰撞，减少维护成本。

在一些实施例中，所述第一螺旋桨、第二螺旋桨、第三螺旋桨及第四螺旋桨均由碳纤维制成，且桨叶的内部填充有泡沫，此桨的质量轻，强度足，还能吸收螺旋桨的震动。

为便于读者理解本申请实施例，对无人飞行器的运动过程进行描述，如下：

请参阅图7，垂直起降时，在所述主控板的控制下，第一倾转电机及第二倾转电机分别驱动第一翼尖220以及第二翼尖320转动至竖直模式，并且第一电机410、第二电机510、第三电机610与第四电机710一起提供拉力，克服无人飞行器100自身的重力实现垂直起降和空中悬停。

上述竖直模式是指，所述第一旋翼组件的转动轴o1和所述第二旋翼组件的转动轴o2垂直于所述机身10。

无人飞行器100固定翼平飞时，第一倾转电机及第二倾转电机分别驱动第一翼尖220以及第二翼尖320共同转动至水平模式，由设置于第三电机610的转动轴上的第三螺旋桨620与设置于第四电机710的转动轴上的第四螺旋桨720提供动力克服无人飞行器100飞行时的阻力。

上述水平模式是指，所述第一旋翼组件的转动轴o1和所述第二旋翼组件的转动轴o2平行于所述机身10。

另外，请一并参阅图8及图9，通过控制第三电机610的转速与第四电机710的转速，可实现无人飞行器100的俯仰操纵及前后飞；通过控制第一电机410的转速与第二电机510的转速，可实现无人飞行器100的滚转操纵及左右飞；以及通过第一调节电机转动第一尾翼810、第二调节电机1211转动第二尾翼820，使第一尾翼810与第二尾翼820之间形成角度差，可实现无人飞行器100的航向操纵。

在本申请实施例中，通过使第三电机和第四电机部分裸露于所述机身，使得无人飞行器在垂直升降或悬停时，第三电机和第四电机的热量可以通过自身散发到外界空气中，同时，使得无人飞行器在固定翼平飞时，可以降低了飞行阻力，从而提升了飞行器的航时性能。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；在本发明的思路下，以上实施例或者不同实施例中的技术特征之间也可以进行组合，步骤可以以任意顺序实现，并存在如上所述的本发明的不同方面的许多其它变化，为了简明，它们没有在细节中提供；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：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，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

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