一种机架结构及使用该机架结构的飞行装置技术领域
本发明涉及飞行装置领域，尤其涉及的是一种机架结构及使用该机架结构的飞行
装置。
背景技术
传统的无人机结构（即飞行装置），根据动力区分，包括用电池驱动的多轴无人机
和用汽油驱动的汽油无人机，传统的这两种无人机机架结构，各具优劣。利用电池作为驱动
能源的多轴无人机飞行稳定性好，易于控制，但是由于电池的能量有限，因此这种无人机飞
行时间十分短。利用汽油作为驱动能源的汽油无人机续航时间长，但是由于其结构的限制，
其飞行稳定性较差，控制难度高。
因此，现有技术还有待于改进和发展。
发明内容
本发明的目的在于提供一种机架结构，通过对机架结构的优化，使飞行装置的飞
行稳定性好，易于控制。
本发明的另一个目的是公开一种使用该机架结构的飞行装置。
本发明的技术方案如下：一种机架结构，包括机架主体，其中，所述机架主体上前
后对称排列设置有两个为飞行装置提供主动力的主涵道风扇，所述两个主涵道风扇向内倾
斜设置，所述两个主涵道风扇的中轴线的向上延长线的交点处于所述机架主体的竖直中心
线上；
所述机架结构还包括设置在所述机架主体上的辅助动力结构。
所述的机架结构，其中，所述辅助动力结构包括至少一组对称设置在机架主体左
右和/或前后两侧的动力机构。
所述的机架结构，其中，所述动力机构为螺旋桨或子涵道风扇，所述各动力机构向
内倾斜设置，各动力机构的中轴线的向上延长线的交点处于所述机架主体的竖直中心线
上。
所述的机架结构，其中，所述各动力机构的中轴线的向上延长线与两个主涵道风
扇的中轴线的向上延长线交于同一点。
所述的机架结构，其中，所述机架主体包括一弧形面构件，所述弧形面构件上前后
排列设置有两个主通孔，所述主通孔内设置有螺旋桨，形成主涵道风扇。
所述的机架结构，其中，所述动力机构包括对称设置在所述弧形面构件的左右和/
或前后两侧的侧翼，所述侧翼上设置有子通孔，所述子通孔内设置有螺旋桨，形成子涵道风
扇。
所述的机架结构，其中，所述主涵道风扇和所述辅助动力结构均连接有动力源，所
述动力源为汽油发动机和/或电池。
所述的机架结构，其中，所述主涵道风扇连接有汽油发动机；所述辅助动力结构连
接有电池。
本发明还公开了使用上述机架结构的飞行装置。
本发明的有益效果：本发明通过对机架结构的优化，使飞行装置的飞行稳定性好，
易于控制。
本发明的机架结构特点如下：（1）改变了传统的飞行器的流线型设计，采用面状结
构作为框架，这是因为本发明所提出的机架结构并非追求飞行速度快、灵活的优点，而是在
追求飞行时间长，稳定性好，载重量大等，这种面状结构的框架具有足够的空间合理安排动
力组件（即为飞行器提供动力的结构）的位置，而动力组件的位置对于飞行器的性能具有极
其重要的意义。此外，大面积的面状结构可以辅助以涵道风扇的设计，而涵道风扇在提升气
动效率的同时，增加了飞行装置的安全性，扩大了其应用范围。
（2）本发明的动力组件采用主涵道风扇和辅助动力结构（即螺旋桨或者子涵道风
扇）搭配的方式，主涵道风扇主要为飞行装置提供悬浮的动力（主动力），而辅助动力结构主
要用于为飞行装置提供辅助动力，用于调整飞行装置的飞行姿态。由于将提供悬浮的动力
和调整姿态的两个功能分开，每个动力组件只需要执行一种功能，因此可以简化各动力组
件的机械结构，同时也可以降低动力组件的损耗（包括能量损耗和机械损耗）。例如主涵道
风扇只需要为飞行装置提供悬浮的动力以克服重力，其螺旋桨不需要频繁且快速地做螺旋
桨螺距调整和转速调整，因此主涵道风扇的机械结构简单，主涵道风扇的动力源要求不高，
可以采用汽油发动机；而辅助动力结构主要是为飞行装置提供辅助动力以调整飞行装置的
飞行姿态，可以选用动态响应速度快的电动机作为其动力来源，以简单稳妥的结构就实现
了快速频繁的姿态调整；这种方式相对于传统的四轴无人机的螺旋桨（既要调整飞行姿态，
又要维持悬浮动力），本申请的辅助动力结构工作时的能耗更低，工作时间更长。
（3）基于上述特点（2），本申请的主涵道风扇可以采用汽油发动机作为动力源，而
辅助动力结构则采用锂电池作为动力源；这种搭配，可以大大延长飞行装置的飞行时间，约
为传统的四轴无人机的3-5倍。
（4）基于上述特点（1）和（2），本发明设置两个主涵道风扇，并且两个主涵道风扇向
内倾斜设置，其中轴线的向上延长线的交点处于机架主体的竖直中心线上；这种设置方式，
使飞行装置的竖直方向的合力并不会由于飞行装置的姿态变化而产生较大的变化，具体
为：该合力由两个主涵道风扇所提供的动力的竖直方向分力合成，当飞行装置保持稳定悬
浮状态时，该合力与重力相等，当飞行装置的姿态发生变化时，该两个主涵道风扇所提供的
动力的竖直方向分力产生变化（一个变大、一个变小），导致合力基本保持不变，因此飞行装
置不会发生上下晃动；而由于飞行装置的重心在机架主体下面，因此发生倾侧的飞行装置
会产生一个恢复稳定悬浮的趋势，使整个飞行装置重新恢复稳定悬浮状态（即在无需人手
控制的情况下，本申请的机架结构具有一定的恢复稳定的能力）。而由于本申请的机架结构
的稳定性非常好，需要做姿态调整所消耗的能量小，因此本申请的飞行装置的能量利用率
高，续航时间更长。
（5）基于特点（4），本发明的辅助动力结构采用对称设置在机架主体左右和/或前
后两侧的动力机构，而各动力机构的中轴线的向上延长线的交点处于所述机架主体的竖直
中心线上；这种设置方式，可以进一步提高整个机架结构的稳定性和恢复稳定的能力。
附图说明
图1是本发明实施例1的结构简图。
图2是本发明实施例2中对于主涵道风扇和子涵道风扇的位置和朝向的结构说明
简图。
图3是本发明实施例2中对于主涵道风扇和子涵道风扇的另一种朝向的结构说明
简图。
图4是本发明实施例1的另一视角的结构简图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚、明确，以下参照附图并举实施例对
本发明进一步详细说明。
实施例1
本实施例公开了一种机架结构，参见图1和图4，包括机架主体100，该机架主体100上前
后对称排列设置有两个为飞行装置提供主动力的主涵道风扇200，同时机架主体100上还设
置有为飞行装置的姿态调整提供动力的子涵道风扇310。这种设置方式，采用主涵道风扇
200和子涵道风扇310搭配的方式，主涵道风扇200主要为飞行装置提供悬浮的动力（主动
力），而子涵道风扇310主要用于为飞行装置提供辅助动力，用于调整飞行装置的飞行姿态。
由于将提供悬浮的动力和调整姿态的两个功能分开，每个涵道风扇只需要侧重执行一种功
能，因此可以简化各涵道风扇的机械结构，同时也可以降低涵道风扇的损耗（包括能量损耗
和机械损耗）。例如主涵道风扇只需要为飞行装置提供悬浮的动力以克服重力，整个涵道风
扇结构（包括其螺旋桨）不需要进行方向调整，因此主涵道风扇的机械结构简单，同时主涵
道风扇的转速也不需要快速变化，因此主涵道风扇的动力源的灵敏度要求不高，可以采用
汽油发动机；而子涵道风扇则主要为飞行装置提供辅助动力以调整飞行装置的飞行姿态，
相对于传统的四轴无人机的螺旋桨（既要调整飞行姿态，又要维持悬浮动力），本申请的子
涵道风扇工作时的能耗更低，即使采用锂电池作为动力源，其工作时间也是非常长的。而由
于主涵道风扇的动力源可以采用汽油发动机，同时子涵道风扇仅需调整飞行姿态（能耗
小），因此整个飞行装置的续航时间非常长，是普通的多轴无人机的续航时间的3-5倍。另
外，主涵道风扇200和子涵道风扇310的功能的侧重点不同，只需要控制主涵道风扇200的转
速控制飞行装置的上升和下降，控制子涵道风扇310的转速和/或角度控制飞行装置的前进
和后退，也极大的降低了整个飞行装置的控制难度，使操作飞行装置进行作业变得异常简
单。
实际应用中，机架主体100包括一弧形面构件110，该弧形面构件110上前后排列设
置有两个主通孔120，该主通孔120内设置有螺旋桨，形成主涵道风扇200。同时该弧形面构
件110的左右两侧对称设置有四个侧翼130，各侧翼130上均设置有子通孔140，各子通孔140
内设置有螺旋桨，形成子涵道风扇310。这种设置方式，改变了传统的飞行器的流线型设计，
采用面状结构作为框架（整个机架主体100相当于一个弧形面），这种面状结构的框架具有
足够的空间合理安排动力组件（即为飞行器提供动力的结构）的位置，而动力组件的位置对
于飞行器的性能具有极其重要的意义。此外，大面积的面状结构可以辅助以涵道风扇的设
计，而涵道风扇在提升气动效率的同时，增加了飞行装置的安全性，扩大了其应用范围。
进一步的，两个主涵道风扇200向内倾斜设置，其中轴线的向上延长线与各子涵道
风扇310的中轴线的向上延长线的交点A处于机架主体100的竖直中心线上（参见图1和图4
中虚线所示）。这种设置方式，使飞行装置的竖直方向的合力并不会由于飞行装置的姿态变
化而产生较大的变化，具体为：该合力由两个主涵道风扇200所提供的动力的竖直方向分力
合成，当飞行装置保持稳定悬浮状态时，该合力与重力相等，当飞行装置的姿态发生变化
时，该两个主涵道风扇200所提供的动力的竖直方向分力产生变化（一个变大、一个变小），
导致合力基本保持不变，因此飞行装置不会发生上下晃动；而由于飞行装置的重心在机架
主体下面（所吊载的重物在机架主体下面），因此发生倾侧的飞行装置会产生一个恢复稳定
悬浮的趋势（类似于蒲公英种子的结构），使整个飞行装置重新恢复稳定悬浮状态（即在无
需人手控制的情况下，本申请的机架结构具有一定的恢复稳定的能力）。而由于本申请的机
架结构的稳定性非常好，需要做姿态调整所花费的能量小，因此本申请的飞行装置的能量
利用率高，续航时间更长。
需要说明的是，本实施例中，两个主涵道风扇200的中轴线的向上延长线与各子涵
道风扇310的中轴线的向上延长线的交点A处于机架主体100的竖直中心线上；但实际应用
中，只需保证两个主涵道风扇200的中轴线的向上延长线的交点A1处于机架主体100的竖直
中心线上，同时各子涵道风扇310的中轴线的向上延长线的交点A2也处于机架主体100的竖
直中心线上即可，而两个交点可以不重合（本实施例中，参见图1，两个交点重合）。
实际应用中，辅助动力结构包括至少一组对称设置在机架主体左右和/或前后两
侧的动力机构。在本实施例中，动力机构采用子涵道风扇310，而在实际应用中，也可以采用
其他结构对子涵道风扇310进行替代，例如采用现有的多轴无人机的螺旋桨结构。采用现有
的结构对子涵道风扇310进行替代，并主要实现对飞行装置的姿态调整功能的，均在本发明
的保护范围内。
实际应用中，动力机构的位置可以根据实际需要设置，优选为如图1所示的设置方
式：即设置四个子涵道风扇310，分别对称设置在两个主涵道风扇200的左右两侧。简单的对
辅助动力结构的位置进行变化（例如设置在主涵道风扇200的四周），而基本达到本发明的
四个子涵道风扇310的效果的，均在本发明的保护范围内，例如可以在图1结构的基础上，在
两个主涵道风扇200的前后两侧再对称设置两个子涵道风扇或螺旋桨；或者仅仅在两个主
涵道风扇200的左右两侧对称设置两个子涵道风扇或螺旋桨，同时在两个主涵道风扇200的
前后两侧对称设置两个子涵道风扇或螺旋桨。
在本实施例中，主涵道风扇200的动力源采用汽油发动机，而各子涵道风扇310的
动力源则采用锂电池。实际应用中，可以根据实际需要对主涵道风扇200和各子涵道风扇
310的动力源进行合理的选择。
实际应用中，根据飞行装置的使用要求，还需要给本实施例的机架结构搭配降落
架和载物架等常用的辅助结构，这些辅助结构在现有的无人机应用领域中都十分常见，因
此不一一赘述。
实施例2
本实施例的结构基本与实施例1相同，不同的是，参见图2，本实施例的子涵道风扇310
设置在两个主涵道风扇200的前后两侧（图2是其结构的侧视简图），而子涵道风扇310的向
上延长线的交点与两个主涵道风扇200的向上延长线的交点重合，并处于机架主体100的竖
直中心线L上。
实施例3
本实施例基本与与实施例2相同，参见图3，不同的是，本实施例的两个主涵道风扇200
的向上延长线的交点A1与子涵道风扇310的向上延长线的交点A2不重合，但两个交点均处
于机架主体100的竖直中心线L上。
实施例4
本实施例公开了一种使用上述实施例1-3任意一个所述公开的机架结构的飞行装置。
该飞行装置还包括安装在机架结构上的控制电路和与该控制电路无线通信连接的控制器，
通过控制器控制控制电路，实现对机架结构上的主涵道风扇和辅助动力结构的控制，实现
飞行装置稳定飞行。本飞行装置相对于传统的采用锂电池的多轴无人机和采用汽油发动机
的汽油无人机的优势如下表所示。
应当理解的是，本发明的应用不限于上述的举例，对本领域普通技术人员来说，可
以根据上述说明加以改进或变换，所有这些改进和变换都应属于本发明所附权利要求的保
护范围。