多旋翼无人机的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种多旋翼无人机。

背景技术：

多旋翼无人机是一种具有三个及以上旋翼轴的特殊的无人驾驶直升机。其广泛应用于地质探测、遥感测绘、通讯中继、环境保护、气象探测、灾害监测、航测、线路、管道巡检、城市巡查、空中指挥支援、群体事件控制等方面。无人机测绘通过无人机低空摄影获取高清晰影像数据生成三维点云与模型，实现地理信息的快速获取。效率高，成本低，数据准确，操作灵活，可以满足测绘行业的不同需求。

但是，由于无人机在空中作业时，会偶发自发性故障，例如电池供电问题或通讯系统中断，或者由于使用者的操作不当等原因，易导致无人机坠落或受外物撞击，其旋翼往往首先受力而后再将力传递至机身及机身上的部件，导致多旋翼无人机的旋翼、电机、支撑杆等易出现断裂性或粉碎性损伤，并导致无人机机身上的测绘相机、控制系统等严重受损，维护成本极高。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种多旋翼无人机，以解决现有技术中无人机坠落或受外物撞击时而导致旋翼、机身及其部件损伤严重的技术问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：提供一种多旋翼无人机，所述多旋翼无人机包括：机身；多个旋翼部，多个所述旋翼部均设置于所述机身上，以提供升降动力，每一所述旋翼部均包括：旋翼支撑杆，所述旋翼支撑杆的一端设置于所述机身上；及旋翼动力机构，所述旋翼动力机构设置于所述旋翼支撑杆的另一端；承力防护壳，所述承力防护壳具有容置空腔，以使所述机身容置于所述容置空腔中，而多个旋翼部均延伸至所述容置空腔的外部；以及多个射线防护杆，多个所述射线防护杆的一端均设置于所述承力防护壳上，且，多个所述射线防护杆的另一端均背离所述承力防护壳延伸以形成抵触端；任一所述旋翼部均位于至少两个所述射线防护杆之间形成的避位区域中；其中，在所述无人机坠落和/或受撞击时，所述射线防护杆的抵触端最先受力并将力传递至所述承力防护壳。

在一个实施例中，多个所述射线防护杆沿所述无人机起升方向的正投影的长度均大于所述旋翼部沿所述无人机起升方向的正投影的长度。

在一个实施例中，任一所述旋翼部均位于四个所述射线防护杆之间形成的避位区域中，且，该四个射线防护杆环绕该旋翼部设置并沿该旋翼部的旋翼支撑杆的延伸方向呈放射状。

在一个实施例中，沿所述无人机降落方向的多个所述射线防护杆形成升降支撑架，以用于支撑所述无人机。

在一个实施例中，所述承力防护壳具有缓冲夹层空腔，所述缓冲夹层空腔位于所述容置空腔和所述承力防护壳的外壳之间；多个所述射线防护杆的一端均设置于所述承力防护壳的外壳上，以在所述无人机摔落和/或受撞击时，所述射线防护杆的抵触端最先受力并将力传递至所述承力防护壳的外壳上。

在一个实施例中，所述缓冲夹层空腔中设置有多个缓冲弹簧，多个所述缓冲弹簧均连接于所述承力防护壳的外壳的内表面。

在一个实施例中，所述承力防护壳包括：上半壳体，所述上半壳体扣设于所述机身的上方；以及下半壳体，所述下半壳体扣设于所述机身的下方，且，所述下半壳体与所述上半壳体可拆卸地相连接，所述上半壳体和所述下半壳体之间形成所述容置空腔；其中，靠近于所述上半壳体的所述射线防护杆的一端均设置于所述上半壳体上，靠近于所述下半壳体的所述射线防护杆的一端均设置于所述下半壳体上。

在一个实施例中，所述上半壳体包括：第一内壳层，所述第一内壳层扣设于所述机身的上方；第一外壳层，所述第一外壳层围设于所述第一内壳层的外部，所述第一内壳层与所述第一外壳层之间形成上半缓冲夹层腔；及第一支撑部，所述第一支撑部支撑于所述第一内壳层与所述第一外壳层之间；所述下半壳体包括：第二内壳层，所述第二内壳层扣设于所述机身的下方；第二外壳层，所述第二外壳层围设于所述第二内壳层的外部，所述第二内壳层与所述第二外壳层之间形成下半缓冲夹层腔；及第二支撑部，所述第二支撑部支撑于所述第二内壳层与所述第二外壳层之间；其中，所述第一支撑部和所述第二支撑部通过紧固件相连接。

在一个实施例中，所述上半缓冲夹层腔中设置有多个第一弹簧，多个所述第一弹簧连接于所述第一内壳层与所述第一外壳层之间。

在一个实施例中，所述下半缓冲夹层腔中设置有多个第二弹簧，多个所述第二弹簧连接于所述第二内壳层与所述第二外壳层之间。

在一个实施例中，所述射线防护杆包括：主杆体，所述主杆体的一端设置于所述承力防护壳上；多个散射杆，多个所述散射杆的一端分别铰接于所述主杆体的另一端；以及散射驱动部，所述散射驱动部设置于多个所述散射杆之间，配置为在受力时驱动多个所述散射杆由第一状态转换为第二状态，以防护所述旋翼部，其中，在多个所述散射杆处于所述第一状态时，多个所述散射杆沿所述主杆体轴向收拢，在多个所述散射杆处于所述第二状态时，多个所述散射杆分别绕其与所述主杆体铰接一端转动而散开。

在一个实施例中，所述散射驱动部还配置为在力消失时驱动多个所述散射杆由所述第二状态转换为所述第一状态。

在一个实施例中，所述散射驱动部包括：触发杆，所述触发杆沿所述主杆体轴向设置并位于多个所述散射杆之间，且，所述触发杆的一端延伸至多个所述散射杆的外部以形成所述抵触端；铰接座，设置于所述触发杆上；多个连杆，每一所述连杆的一端与一所述散射杆的内壁相铰接，其另一端与所述铰接座相铰接，且，多个所述连杆均位于所述铰接座和所述主杆体之间；以及压缩弹簧，所述压缩弹簧套设于所述触发杆上，且，所述压缩弹簧抵于所述铰接座和所述主杆体内部的抵位部之间；其中，在所述触发杆的抵触端受力而使所述触发杆朝所述主杆体方向移动时，所述触发杆通过多个所述连杆而使多个所述散射杆由所述第一状态转换为所述第二状态，且所述压缩弹簧被压缩，在所述抵触端的力消失时，所述压缩弹簧弹性恢复而使所述触发杆朝远离所述主杆体的方向移动，所述触发杆通过多个所述连杆而使多个所述散射杆由所述第二状态转换为所述第一状态。

本发明实施例中上述的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

本发明实施例提供的多旋翼无人机，通过设置机身、包括旋翼支撑杆和旋翼动力机构的多个旋翼部、承力防护壳以及多个射线防护杆，并在承力防护壳上设置容置空腔，使承力防护壳可罩设于机身外部，机身容置于容置空腔中而旋翼部延伸至外部，并通过在承力防护壳的上设置多个呈射线状的射线防护杆，并使得任一旋翼部均位于至少两个的射线防护杆之间形成避位区域中，在无人机坠落或受撞击时，射线防护杆最先与地面或外物接触而受力，旋翼部因位于射线防护杆之间而可避位，因而可有效避免受力而受损，同时射线防护杆将力传递至承力防护壳上，承力防护壳罩设于机身外部而承力对机身进行防护，可避免直接将力传导至机身，防止机身及其上的部件受损，可有效对无人机的旋翼、机身及部件进行防护。从而解决了现有技术中无人机坠落或受外物撞击时而导致旋翼、机身及其部件损伤严重的技术问题。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

在附图中：

图1为本申请实施例提供的多旋翼无人机的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的多旋翼无人机的俯视结构示意图其一；

图3为本申请实施例提供的多旋翼无人机的俯视结构示意图其二；

图4为本申请实施例提供的多旋翼无人机去除射线防护杆之后的结构示意图；

图5为本申请实施例提供的多旋翼无人机去除射线防护杆之后的主视结构示意图；

图6为本申请实施例提供的承力防护壳的横截面剖视结构示意图；

图7为本申请实施例提供的射线防护杆（散射杆处于第一状态）的结构示意图；

图8为本申请实施例提供的射线防护杆（散射杆处于第一状态）的剖视结构示意图；

图9为本申请实施例提供的图7中射线防护杆的局部结构示意图；

图10为本申请实施例提供的图8中射线防护杆的局部结构示意图；

图11为本申请实施例提供的射线防护杆（散射杆处于第二状态）的结构示意图；

图12为本申请实施例提供的射线防护杆（散射杆处于第二状态）的剖视结构示意图；

图13为本申请实施例提供的图11中射线防护杆的局部结构示意图；

图14为本申请实施例提供的图12中射线防护杆的局部结构示意图；

图15为本申请实施例提供的另一实施方式的射线防护杆的结构示意图；

图16为本申请实施例提供的另一实施方式的射线防护杆的结构示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

需要指出的是，除非另有指明，本申请使用的所有技术和科学术语具有与本申请所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。

在本发明中，在未作相反说明的情况下，使用的方位词如“上、下”通常是针对附图所示的方向而言的，或者是针对竖直、垂直或重力方向上而言的；同样地，为便于理解和描述，“左、右”通常是针对附图所示的左、右；“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内、外，但上述方位词并不用于限制本发明。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其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。在本发明的描述中，“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。

为了在不影响无人机工作的情况下，解决现有技术中无人机坠落或受外物撞击时而导致旋翼、机身及其部件损伤严重的技术问题，本申请实施例提供了一种多旋翼无人机。

下面结合附图对本发明进一步说明。

请参阅图1至图6，本申请实施例提供了一种多旋翼无人机100，多旋翼无人机100包括机身10、多个旋翼部20、承力防护壳30以及多个射线防护杆40，下面将对机身10、多个旋翼部20、承力防护壳30、射线防护杆40及其配合关系进行说明。

机身10上设置有中央处理器，与中央处理器电性连接的定位系统（北斗或gps天线）、陀螺仪、遥控接收模块、电源模块、gis功能模块等，遥控接收模块与地面的遥控装置无线通信连接。机身10上还设置有测绘相机50，用于摄影以获取影像数据，可生成三维点云与模型，实现地理信息的快速获取。

多个旋翼部20均设置于机身10上，以提供升降动力，每一旋翼部20均包括旋翼支撑杆21和旋翼动力机构22。旋翼支撑杆21的一端设置于机身10上，旋翼动力机构22设置于旋翼支撑杆21的另一端。旋翼动力机构22包括设置于旋翼支撑杆21上的电机座221、设置于电机座221上的外转子电机222、设置于外转子电机222的动力输出轴上的叶片223，外转子电机与中央处理器电性连接，通过外转子电机工作而带动叶片旋转，从而获得升降动力。本实施例中，优选旋翼部20设置有四个。

承力防护壳30为横截面为周向封闭连接的壳体，以利于提高其受力时自行承受能力。承力防护壳30具有容置空腔，以使机身10容置于容置空腔中，而多个旋翼部20均延伸至容置空腔的外部。承力防护壳30既对机身进行防护，又承受来自于射线防护杆40的力，防止机身及其上的部件受损。

多个射线防护杆40的一端均设置于承力防护壳30上，且，多个射线防护杆40的另一端均背离承力防护壳30延伸以形成抵触端，即射线防护杆40具有一固定端和一自由端，自由端即为抵触端，可与地面或外物抵触而受力。任一旋翼部20均位于至少两个射线防护杆40之间形成的避位区域中，以在无人机坠落和/或受撞击时，旋翼部20可被射线防护杆40进行防护。其中，在无人机坠落和/或受撞击时，射线防护杆40的抵触端最先受力并将力传递至承力防护壳30。

由以上可知，本申请实施例提供的多旋翼无人机，在无人机坠落和/或受撞击时，射线防护杆40的抵触端最先与地面或外物接触而受力，旋翼部因位于射线防护杆40之间而可避位，因而可有效避免受力而受损，同时射线防护杆40将力传递至承力防护壳30上，承力防护壳30罩设于机身10外部而承力对机身10进行防护，可避免直接将力传导至机身10，防止机身及其上的部件受损，从而可有效对无人机的旋翼、机身及部件进行防护。从而解决了现有技术中无人机坠落或受外物撞击时而导致旋翼、机身及其部件损伤严重的技术问题。同时，因射线防护杆40为一端设置于承力防护壳30上而另一端为抵触端的射线形杆状物，在其抵触端首先受力后，射线防护杆40可发生适当形变，且形变产生部分反弹力，可有效进行缓冲并抵抗外力，有效减小无人机整体受损的可能性。并且，采用多个射线防护杆40对无人机进行防护的设置，射线防护杆40阻力小，且挡设面积小，不妨碍旋翼部的旋转产生的动力，对无人机空中飞行作业时的影响较小，从而实现了在极大程度地减小对无人机飞行的影响的同时对无人机进行有效防护。

在一个实施例中，射线防护杆40的轴向长度远大于其直径，以利于射线防护杆40的抵触端受力时发生形变，从而提高缓冲效果，增强防护性能。

在一个实施例中，射线防护杆40为可发生弹性形变的射线防护杆40，以利于其受力时发生弹性形变而提高缓冲效果，射线防护杆40可以采用碳纤维材料、合金材料、塑料、热塑性塑料、韧性较好的塑性材料等，但不限于此。

在一个实施例中，多个射线防护杆40沿无人机起升方向的正投影的长度均大于旋翼部20沿无人机起升方向的正投影的长度，可增大射线防护杆40之间形成的避位区域，提高避位防护效果，并使射线防护杆40受力而防止旋翼支撑杆21和旋翼动力机构22受力。其中，无人机起升方向也可以为无人机降落方向。

在一个实施例中，为提高对旋翼部20的防护性能，任一旋翼部20均位于四个射线防护杆40之间形成的避位区域中，且，该四个射线防护杆40环绕该旋翼部20设置并沿该旋翼部20的旋翼支撑杆21的延伸方向呈放射状。如此设置，使得任一旋翼部20周围均有四个射线防护杆40进行防护，该四个射线防护杆40之间形成的避位区域由机身10至旋翼动力机构22逐渐变大，呈喇叭扩口状，不仅可提高对旋翼部20的防护效果，且多个旋翼部20周围的多个射线防护杆40即形成由机身向其外各方向放射的放射状，在无人机坠落和/或受撞击时，无人机多个方向均可被射线防护杆40进行防护，可有效提高对无人机的整体防护效果。且多个旋翼部20同一侧的多个射线防护杆40也形成夹角，对机身的上方和下方进行防护。

进一步地，在上述实施例中，四个射线防护杆40可以是：其中一射线防护杆40位于旋翼部20的上方，其中一射线防护杆40位于旋翼部20的下方，其中一射线防护杆40位于旋翼部20的左侧，其中一射线防护杆40位于旋翼部20的右侧，以充分对旋翼部20四周进行防护。当然，在一些实施例中，也可以是四个射线防护杆40中，旋翼部20左右两侧各两个，或旋翼部20上下方各两个，在此不做限定。

进一步地，在上述实施例中，沿无人机降落方向的多个射线防护杆40形成升降支撑架，以用于支撑无人机，也可以理解为位于机身10下方的多个射线防护杆40形成升降支撑架。如此设置，可以省去支撑架，射线防护杆40既可起到防护作用，又可以起到支撑无人机的作用，且其作为升降支撑架时具体较好的缓冲减震支撑效果，避免无人机降落时受损。

在一个实施例中，为提高承力防护壳30的承力性能，承力防护壳30具有缓冲夹层空腔，缓冲夹层空腔位于容置空腔和承力防护壳30的外壳之间，多个射线防护杆40的一端均设置于承力防护壳30的外壳上，以在无人机摔落和/或受撞击时，射线防护杆40的抵触端最先受力并将力传递至承力防护壳30的外壳上，承力防护壳30的外壳受力较大时，可通过向缓冲夹层空腔中凹陷形变以缓冲抵抗外力，提高防护效果，防止受力较大时直接将力加载至机身10上而导致机身10受损。

进一步地，在上述实施例中，缓冲夹层空腔中可以设置多个缓冲弹簧，多个缓冲弹簧均连接于承力防护壳30的外壳的内表面，以使得在射线防护杆40将力传递至承力防护壳30的外壳上时，外壳受力较大而具有向缓冲夹层空腔中凹陷形变的趋势时，缓冲弹簧可支撑外壳，进行二次缓冲，从而进一步提高承载能力，增强对机身的防护效果。

请参阅图5和图6，本实施例中，为便于承力防护壳30的拆装及替换，承力防护壳30包括可拆卸连接的上半壳体31和下半壳体32；上半壳体31扣设于机身10的上方，下半壳体32扣设于机身10的下方，且，下半壳体32与上半壳体31可拆卸地相连接，以形成封闭连接，在射线防护杆40将力传递至承力防护壳30时，其通过自身周向封闭结构承载，防止承力防护壳30直接形变而向内挤压机身10，上半壳体31和下半壳体32之间形成容置空腔；其中，靠近于上半壳体31的射线防护杆40的一端均设置于上半壳体31上，靠近于下半壳体32的射线防护杆40的一端均设置于下半壳体32上。因上半壳体31和下半壳体32可拆卸地相连接，便于拆装，且利于在受损后更换其他的上半壳体31和/或下半壳体32。

具体地，请参阅图6，上半壳体31包括第一内壳层311、第一外壳层312以及第一支撑部313，第一内壳层311扣设于机身10的上方，第一外壳层312围设于第一内壳层311的外部，第一内壳层311与第一外壳层312之间形成上半缓冲夹层腔310，第一支撑部313支撑于第一内壳层311与第一外壳层312之间；下半壳体32包括第二内壳层321、第二外壳层322以及第二支撑部323，第二内壳层321扣设于机身10的下方，第二外壳层322围设于第二内壳层321的外部，第二内壳层321与第二外壳层322之间形成下半缓冲夹层腔320，第二支撑部323支撑于第二内壳层321与第二外壳层322之间。上半缓冲夹层腔310和下半缓冲夹层腔320即相当于缓冲夹层空腔，此处因上半壳体31和下半壳体32可拆卸地相连接而分成两半，在承力防护壳30为一体成型时，即为连通的缓冲夹层空腔。上半缓冲夹层腔310和下半缓冲夹层腔320所起作用与缓冲夹层空腔所起作用相同。其中，第一支撑部313和第二支撑部323通过紧固件相连接。第一支撑部313和第二支撑部323均可以设置有多个，均可以是支撑板，或支撑杆，或者不规则形状体。第一支撑部313固定连接于第一内壳层311与第一外壳层312之间，第二支撑部323固定连接于第二内壳层321与第二外壳层322之间。

进一步地，为便于上半壳体31和下半壳体32之间的连接，至少两第一支撑部313分别连接于第一内壳层311与第一外壳层312的两侧边缘之间，至少两第二支撑部323分别连接于第二内壳层321与第二外壳层322的两侧边缘之间，以使得上半壳体31和下半壳体32相扣合时，两侧的第一支撑部313和第二支撑部323相抵，利于通过螺栓、螺钉等紧固件将第一支撑部313和第二支撑部323固定，从而将上半壳体31和下半壳体32相固定。第一外壳层312上开设有供紧固件穿过的通孔，相应的，第二外壳层322上开设有与第一外壳层312上的通孔对应的通孔，螺栓、螺钉等紧固件可以穿过第一外壳层312上的通孔后贯穿第一支撑部313和第二支撑部323而将其固定。

进一步地，为提高上半壳体31和下半壳体32的缓冲性能及承力能力，上半缓冲夹层腔310中可以设置多个第一弹簧314，下半缓冲夹层腔320中可以设置多个第二弹簧324，多个第一弹簧314连接于第一内壳层311与第一外壳层312之间，多个第二弹簧324连接于第二内壳层321与第二外壳层322之间。第一弹簧314和第二弹簧324即相当于缓冲弹簧，所起作用相同。

进一步地，为便于上半壳体31和下半壳体32安装于机身上时对各旋翼部20进行避位，上半壳体31的四角分别设置有一缺口，相应的，下半壳体32的四角也分别对应设置有一缺口，以利于避位四个旋翼部20的旋翼支撑杆21。

在一个实施例中，位于旋翼部20上方的射线防护杆40的一端固定连接于上半壳体31的第一外壳层312上，射线防护杆40的该端可以设置连接板或连接块，以便于通过该连接板或连接块可拆卸地（例如通过螺钉、螺栓或卡合连接）与第一外壳层312相连接；位于旋翼部20下方的射线防护杆40的一端固定连接于下半壳体32的第二外壳层322上，射线防护杆40的该端可以设置连接板或连接块，以便于通过该连接板或连接块可拆卸地（例如通过螺钉、螺栓或卡合连接）与第二外壳层322相连接；位于旋翼部20侧方的射线防护杆40的一端可以固定连接于上半壳体31的第一外壳层312上或下半壳体32的第二外壳层322上。

请参阅图7至图14，本实施例中，为便于在受外力时对旋翼部20进行多方位防护以提高防护效果，射线防护杆40包括主杆体41、多个散射杆42以及散射驱动部43，主杆体41的一端固定设置于承力防护壳30上，主杆体41的另一端背离承力防护壳30延伸；多个散射杆42的一端分别铰接于主杆体41的另一端，以使散射杆42可相对于与主杆体41铰接的一端转动；散射杆42与主杆体41的铰接，可以是在主杆体41的外壁上设置铰接座，在散射杆42的外壁设置铰接片，通过该铰接片与铰接座铰接；散射杆42可以为三个或四个，但不限于此；散射驱动部43设置于多个散射杆42之间，散射驱动部43配置为在受力时驱动多个散射杆42由第一状态转换为第二状态，以防护旋翼部20。其中，在多个散射杆42处于第一状态时，多个散射杆42沿主杆体41轴向收拢，以与主杆体41形成同一杆体，在多个散射杆42处于第二状态时，多个散射杆42分别绕其与主杆体41铰接一端转动而散开，呈放射状。图3示出了其中一射线防护杆的多个散射杆处于第二状态时的结构示意图。当然，散射驱动部43还可以配置为在力消失时驱动多个散射杆42由第二状态转换为第一状态，以使多个散射杆42复位。采用以上设置，在无人机坠落和/或受撞击时，射线防护杆40的抵触端受力，而使散射驱动部43受力，从而驱使多个散射杆42由第一状态转换为第二状态，使得多个散射杆42散射开，以增大对旋翼部的旋翼动力机构22的防护面积和防护方位，防止地面凹凸不平或外物从射线防护杆40之间伸入而导致旋翼部受损。

具体地，请参阅图10和图14，散射驱动部43包括触发杆431、铰接座432、多个连杆433以及压缩弹簧434；触发杆431沿主杆体41轴向设置并位于多个散射杆42之间，且，触发杆431的一端延伸至多个散射杆42的外部以形成抵触端，以在抵触端受力时即可触发散射驱动部43驱动多个散射杆42由第一状态转换为第二状态。铰接座432固定设置于触发杆431上；每一连杆433的一端与一散射杆42的内壁相铰接，其另一端与铰接座432相铰接，且，多个连杆433均位于铰接座432和主杆体41之间，以使触发杆431的抵触端受力而朝主杆体41方向移动时，通过铰接座432推动连杆433，连杆433推动散射杆42，从而使散射杆42绕其与主杆体41铰接一端转动而撑开；压缩弹簧434套设于触发杆431上，且，压缩弹簧434抵于铰接座432和主杆体41内部的抵位部411之间；其中，在触发杆431的抵触端受力而使触发杆431朝主杆体41方向移动时，触发杆431通过多个连杆433而使多个散射杆42由第一状态转换为第二状态，此时压缩弹簧434被压缩；在抵触端的力消失时，压缩弹簧434弹性恢复而推动铰接座432朝远离主杆体41的方向移动，使触发杆431朝远离主杆体41的方向移动，触发杆431通过多个连杆433而带动散射杆42收拢，使多个散射杆42由第二状态转换为第一状态，此时触发杆431、铰接座432、多个连杆433以及压缩弹簧434均收拢于多个散射杆42之间而不会暴露在外。采用以上设置，实现了抵触端受力时可立刻自动使多个散射杆42散射开，以增大对旋翼部20的防护面积和防护方位，提高对旋翼部20的防护效果。同时在抵触端受力的同时通过压缩弹簧434的压缩而实现了缓冲，通过压缩弹簧434产生的弹性势能而使触发杆431抵抗外力，进一步提高射线防护杆40的防护效果和减震缓冲性能。并且在抵触端的力消失时，通过压缩弹簧434的作用可使多个散射杆42自动收拢复位，并将触发杆431、铰接座432、多个连杆433以及压缩弹簧434均收拢于多个散射杆42之间形成的空间中。

进一步地，触发杆431位于多个散射杆42内侧的一端可以向主杆体41内部延伸并贯穿抵位部411，利于触发杆431沿主杆体41轴向移动。进一步地，请参阅图14，触发杆431上可以设置限位部4310，限位部4310位于抵位部411和铰接座432之间，在触发杆431朝主杆体41移动至限位部4310与抵位部411相抵时，多个散射杆42撑开至极限位置，防止过度撑开而受损。

在一个实施例中，为提高射线防护杆40与承力防护壳30之间的连接强度，射线防护杆40靠近承力防护壳30的一段可以通过加强肋板与承力防护壳30连接，以增强射线防护杆40与承力防护壳30之间的连接结构强度。当然，在一些实施例中，临近的两射线防护杆40之间靠近承力防护壳30的一段可以通过连接杆相连接，以增强射线防护杆40的强度。

请参阅图15，在另一实施例中，射线防护杆40的内部中空或主杆体41的内部中空，且，主杆体41面向旋翼部20的侧壁上开设有形变缝412，形变缝412与主杆体41的内部连通。采用以上设置，使得主杆体41侧壁在形变缝处结构强度小于其他侧壁处结构强度，在射线防护杆40受到较大的外力冲击时，可相对于该形变缝发生弯折形变，且弯折方向背离旋翼部20，可进行形变缓冲，并防止旋翼部20受损，进一步提高射线防护杆40的缓冲性能及防护效果。形变缝可以为长条形细缝，形变缝的宽度远小于主杆体41的横截面的周长，以防止主杆体41受力而发生较大弯折而损伤。

如图16所示，在另一实施例中，主杆体41上绑扎有副杆体44，副杆体44的一端与主杆体41靠近承力防护壳30的一端绑扎，副杆体44的另一端与主杆体靠近散射杆的一端绑扎，副杆体44上设置有凸起部441，该凸起部441位于副杆体和主杆体41之间，以使副杆体和主杆体41之间形成有间隙。采用以上设置，不仅可增强射线防护杆40的强度，且在射线防护杆40受到较大的外力冲击时，可相对于该凸起部处于副杆体和主杆体41之间的间隙发生弯折形变，即弯折形变时副杆体和主杆体41之间的间隙变大，可进行形变缓冲，进一步提高射线防护杆40的缓冲性能及防护效果，且力消失时通过副杆体的作用可快速复位。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何不经过创造性劳动想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

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