本实用新型涉及飞行器技术领域，特别涉及一种机身组件和应用该机身组件的无人机。
背景技术：
垂直起降固定翼无人机兼具旋翼无人机能垂直起降和固定翼无人机长巡航的特点，解决了起飞降落场地空间问题以及大范围长巡航的飞行效率问题。相关技术中的垂直起降固定翼无人机一般采用一套固定翼动力系统和一套旋翼动力系统，固定翼动力系统用于固定翼巡航状态飞行，旋翼动力系统用于垂直起降状态飞行。其中，固定翼动力系统一般分布在机头(前拉)，或者机尾(尾推)。
然而，无论是前拉动力还是尾推动力，在实际应用中如果碰到单发出问题动力失效的情况下，无人机只能依靠旋翼动力就地垂直迫降，将有可能因为没有迫降条件或者没有迫降场地使得迫降失败，导致降低了无人机使用安全性。另外，单发动力很难兼顾巡航时的高效率和在大角度爬升时提供充足的动力，使得很多需要在高落差环境下作业无法满足要求，导致降低了无人机使用的实用性。
技术实现要素：
本实用新型的主要目的是提供一种机身组件，应用于无人机，旨在提高无人机使用的安全性和实用性。
为实现上述目的，本实用新型提出的机身组件包括：
机身，定义所述机身具有呈相对设置的前端和后端；
前拉动力机构，所述前拉动力机构设于所述机身的前端，所述前拉动力机构包括前拉电机和前拉旋浆，所述前拉电机连接于所述机身，所述前拉旋浆连接于所述前拉电机，并可相对于所述前拉电机转动，所述前拉旋浆的转动方向垂直于所述机身的前后方向；以及
尾推动力机构，所述尾推动力机构设于所述机身的后端，所述尾推动力机构包括尾推电机和尾推旋浆，所述尾推电机连接于所述机身，所述尾推旋浆连接于所述尾推电机。
在本实用新型的一实施例中，所述前拉动力机构还包括扭簧，所述扭簧包括：
扭簧本体；
第一扭臂，所述第一扭臂的一端连接于所述扭簧本体，另一端和所述前拉电机连接；以及
第二扭臂，所述第二扭臂的一端连接于所述扭簧本体，另一端和所述前拉旋浆连接，所述第二扭臂驱动所述前拉旋浆相对于所述前拉电机转动而靠近所述机身。
在本实用新型的一实施例中，所述前拉动力机构还包括安装架，所述安装架套设于所述前拉电机的外侧，并可被所述前拉电机驱动；
所述前拉旋浆可转动地连接于所述安装架，所述第一扭臂之远离所述扭簧本体的一端连接于所述安装架。
在本实用新型的一实施例中，所述机身的前端内设有容置腔，所述机身的前端还设有连通所述容置腔的通孔；
所述前拉电机的部分嵌设于所述容置腔内，部分由所述通孔穿出至外界；
所述安装架套设于位于所述容置腔之外的所述前拉电机的外侧。
在本实用新型的一实施例中，所述前拉动力机构还包括呈锥形状的罩盖，所述罩盖连接于位于所述容置腔之外的所述前拉电机，所述罩盖罩设所述安装架的至少部分，所述罩盖对应所述前拉旋浆和所述安装架的连接处设有供所述前拉旋浆转动的避让孔。
在本实用新型的一实施例中，所述前拉电机和尾推电机在所述机身的左右方向上朝向同一侧倾斜安装；
在水平投影面上，所述前拉电机的中心线与所述机身的中心线形成的夹角和所述尾推电机的中心线与所述机身的中心线形成的夹角相同。
在本实用新型的一实施例中，定义所述前拉电机的中心线与所述机身的中心线形成的夹角和所述尾推电机的中心线与所述机身的中心线形成的夹角均为α，2°≤α≤4°。
本实用新型还提出一种无人机，包括：
机身组件，所述机身组件包括机身，定义所述机身具有呈相对设置的前端和后端；前拉动力机构，所述前拉动力机构设于所述机身的前端，所述前拉动力机构包括前拉电机和前拉旋浆，所述前拉电机连接于所述机身，所述前拉旋浆连接于所述前拉电机，并可相对于所述前拉电机转动，所述前拉旋浆的转动方向垂直于所述机身的前后方向；以及尾推动力机构，所述尾推动力机构设于所述机身的后端，所述尾推动力机构包括尾推电机和尾推旋浆，所述尾推电机连接于所述机身，所述尾推旋浆连接于所述尾推电机；和
机翼，所述机翼连接于所述机身组件的所述机身；以及
尾翼，所述尾翼连接于所述机身组件的所述机身的后端，并和所述机身组件的所述尾推动力机构呈间隔设置。
在本实用新型的一实施例中，所述无人机还包括起降动力机构，所述起降动力机构包括：
起降电机，所述起降电机连接于所述机翼；和
起降旋浆，所述起降旋浆连接于所述起降电机。
在本实用新型的一实施例中，所述机翼设有空速传感器。
本实用新型的技术方案的机身组件应用于无人机时，由于机身组件的机身前端设有前拉动力机构，后端设有尾推动力机构。通过前拉动力机构中的前拉电机在驱动前拉旋浆旋转时，可以给无人提供前拉动力；而通过尾推动力机构中的尾推电机在驱动尾推旋浆时，可以给无人提供尾推动力。如此在前拉动力机构和尾推动力机构两者的其中之一发生损坏时，无人机通过两者的其中之另一仍可继续飞行。此时无人机无需就地垂直避免迫降，避免因为没有迫降条件或者没有迫降场地使得迫降失败的情况发生，从而提高了无人机使用安全性。而且，前拉动力机构和尾推动力机构的同时设置，可以在兼顾巡航的高效率和在大角度爬升时提供充足的动力，使得无人机可以在高落差环境下作业，从而提高了无人机使用的实用性。
另外，本方案中的前拉动力机构的前拉旋浆还可以相对于前拉电机转动，且前拉旋浆的转动方向垂直于机身的前后方向。使得前拉动力机构在需要使用时，前拉旋浆通过相对于前拉电机转动，使得前拉旋浆远离机身而具有展开状态；在前拉动力机构无需使用时，前拉旋浆通过相对于前拉电机转动，使得前拉旋浆靠近机身而具有收纳状态。如此前拉动力机构无需使用时，通过对前拉旋浆的收纳能够降低无人机在飞行过程中所受到的阻力。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本实用新型无人机的前拉旋桨处于收纳状态的示意图；
图2为图1中无人机的另一视角示意图；
图3为本实用新型无人机的前拉旋桨处于展开状态的示意图；
图4为本实用新型机身组件一实施例的结构示意图；
图5为图4中a处的局部放大图；
图6为本实用新型机身组件的俯视图；
图7为图6中b处的局部放大图；
图8为图6中c处的局部放大图。
附图标号说明：
本实用新型目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
需要说明，本实用新型实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
另外，在本实用新型中涉及“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。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本实用新型要求的保护范围之内。
请结合参考图1、图2、图3、图4以及图5，本实用新型提出一种机身组件10，应用于无人机100。
在本实用新型的一实施例中，该机身组件10包括机身11、前拉动力机构13以及尾推动力机构15；其中，定义机身11具有呈相对设置的前端和后端；前拉动力机构13设于机身11的前端，前拉动力机构13包括前拉电机131和前拉旋浆133，前拉电机131连接于机身11，前拉旋浆133连接于前拉电机131，并可相对于前拉电机131转动，前拉旋浆133的转动方向垂直于机身11的前后方向；尾推动力机构15设于机身11的后端，尾推动力机构15包括尾推电机157和尾推旋浆153，尾推电机157连接于机身11，尾推旋浆153连接于尾推电机157。
在本实用新型的一实施例中，机身11主要可以用于将无人机100的各个部分连接形成一个整体，起到主体支撑的作用。同时，机身11内部还可以装载必要的控制机件，设备和燃料等。前拉动力机构13主要可以用于对无人机100提供前拉动力，而尾推动力机构15主要可以用于对无人机100提供尾推动力，该前拉动力机构13和尾推动力机构15均用于无人机100巡航状态飞行。其中，前拉动力机构13可以作为副动力，尾推动力机构15可以为作为主动力。巡航时前拉动力机构13(副动力)关闭，尾推动力机构15(主动力)启用；在需要高爬升或尾推动力失效时，前拉动力启动。为了避免前拉动力机构13的关闭和启动对无人机100产生偏转力矩而影响无人机100的飞行，前拉动力机构13和尾推动力机构15均位于机身11的拉力线上，也可以说是位于机身11的中心线上。此时，前拉动力机构13(副动力)的最大拉力可以为无人机100整机起飞重量的25％，尾推动力机构15(主动力)的最大拉力可以为整机起飞重量的50％，以在重量和拉力以及效率之间达到最佳平衡状态。另外，需要说明的是，本申请不限于此，于其他实施例中，也可以是以前拉动力机构13作为主动力，而以尾推动力机构15作为副动力。进一步地，前拉动力机构13的前拉电机131和尾推动力机构15的尾推电机157的启动和关闭可以由无人机100的控制机件进行控制，即由控制机件控制而实现自动启动或者关闭。
本实用新型的技术方案的机身组件10应用于无人机100时，由于机身组件10的机身11前端设有前拉动力机构13，后端设有尾推动力机构15。通过前拉动力机构13中的前拉电机131在驱动前拉旋浆133旋转时，可以给无人提供前拉动力；而通过尾推动力机构15中的尾推电机157在驱动尾推旋浆153时，可以给无人提供尾推动力。如此在前拉动力机构13和尾推动力机构15两者的其中之一发生损坏时，无人机100通过两者的其中之另一仍可继续飞行。此时无人机100无需就地垂直避免迫降，避免因为没有迫降条件或者没有迫降场地使得迫降失败的情况发生，从而提高了无人机100使用安全性。而且，前拉动力机构13和尾推动力机构15的同时设置，可以在兼顾巡航的高效率和在大角度爬升时提供充足的动力，使得无人机100可以在高落差环境下作业，从而提高了无人机100使用的实用性。
另外，本方案中的前拉动力机构13的前拉旋浆133还可以相对于前拉电机131转动，且前拉旋浆133的转动方向垂直于机身11的前后方向。使得前拉动力机构13在需要使用时，前拉旋浆133通过相对于前拉电机131转动，使得前拉旋浆133远离机身11而具有展开状态；在前拉动力机构13无需使用时，前拉旋浆133通过相对于前拉电机131转动，使得前拉旋浆133靠近机身11而具有收纳状态。如此前拉动力机构13无需使用时，通过对前拉旋浆133的收纳能够降低无人机100在飞行过程中所受到的阻力。其中，前拉旋浆133可以设有两个，两个前拉旋浆133分别位于前拉电机131的左右两侧，两个前拉旋浆133大致形成平角时为展开状态，两个前拉旋浆133形成锐角时为收纳状态。当然，于其他实施例中，前拉旋浆133的数量也可以为三个或者更多个等，并围绕前拉电机131的中心呈均匀间隔分布，在相互形成平角时为展开状态，在相互靠拢时为收纳状态。
请结合参考图4和图5，在本实用新型的一实施例中，前拉动力机构13还包括扭簧135，扭簧135包括扭簧本体1351、第一扭臂1353以及第二扭臂1355；第一扭臂1353的一端连接于扭簧本体1351，另一端和前拉电机131连接；第二扭臂1355的一端连接于扭簧本体1351，另一端和前拉旋浆133连接，第二扭臂1355驱动前拉旋浆133相对于前拉电机131转动而靠近机身11。
可以理解，由扭簧135连接前拉旋浆133和前拉电机131，使得前拉电机131在未驱动前拉旋浆133时，扭簧135的第二扭臂1355驱动前拉旋浆133相对于前拉电机131转动而靠近机身11，实现对前拉旋浆133的收纳。而在前拉电机131驱动前拉旋浆133时，前拉旋浆133转动产生的升力会驱使旋浆克服扭簧135的作用力并相对于前拉电机131转动而远离机身11，实现对前拉旋浆133的展开。如此通过扭簧135一机构实现对前拉旋浆133的驱动，无需涉及电路控制等，同时扭簧135的结构又相对较为简单，且成本也相对较低，从而能够简化前拉动力机构13的结构和降低制造成本。当然，本申请不限于此，于其他实施例中，前拉旋浆133围绕垂直于机身11的前后方向的转动也可以是由一驱动电机驱动。
请参考图5，在本实用新型的一实施例中，前拉动力机构13还包括安装架137，安装架137套设于前拉电机131的外侧，并可被前拉电机131驱动；前拉旋浆133可转动地连接于安装架137，第一扭臂1353之远离扭簧本体1351的一端连接于安装架137。
可以理解，安装架137给予了前拉旋浆133和扭簧135安装位置，此时便于对前拉旋浆133和扭簧135进行固定；同时，将安装架137套设于前拉电机131的外侧，也使得便于固定安装架137和前拉电机131。因此，安装架137的设置，可以便于前拉动力机构13中几者之间的连接。其中，安装架137和前拉电机131可以是通过卡接固定或者螺钉连接等，而前拉旋浆133和安装架137可以是通过转轴和轴孔实现转动配合。
在本实用新型的一实施例中，机身11的前端内设有容置腔11a，机身11的前端还设有连通容置腔11a的通孔；前拉电机131的部分嵌设于容置腔11a内，部分由通孔穿出至外界；安装架137套设于位于容置腔11a之外的前拉电机131的外侧。
可以理解，容置腔11a的设置给予前拉电机131安装空间，能够降低前拉电机131对空间的占用而缩小机身11的整体体积，从而进一步地降低无人机100在飞行时所受到的阻力。通过该容置腔11a也可以对前拉电机131起到一定的保护作用，降低其被外物损坏的可能，从而有利于延长该前拉电机131的使用年限。其中，前拉电机131的主体部位于容置腔11a内，而连接于主体部的输出轴由通孔穿出至外界，安装架137套设于前拉电机131的输出轴上。
在本实用新型的一实施例中，前拉动力机构13还包括呈锥形状的罩盖139，罩盖139连接于位于容置腔11a之外的前拉电机131，罩盖139罩设安装架137的至少部分，罩盖139对应前拉旋浆133和安装架137的连接处设有供前拉旋浆133转动的避让孔。
可以理解，呈锥形状的罩盖139罩设于安装架137上，通过罩盖139的外侧倾斜壁面对气流具有引导作用，使得气流较为顺畅的从罩盖139的周侧流动，从而更进一步地降低无人机100飞行时所受到的阻力。同时，通过该罩盖139也可以对安装架137起到一定的阻挡保护作用。其中，前拉电机131的输出轴穿过安装架137，罩盖139可以通过螺钉连接或者卡扣连接等固定方式安装于前拉电机131的输出轴。
在本实用新型的一实施例中，前拉电机131和尾推电机157在机身11的左右方向上朝向同一侧倾斜安装；在水平投影面上，前拉电机131的中心线与机身11的中心线形成的夹角和尾推电机157的中心线与机身11的中心线形成的夹角相同。
可以理解，当前拉旋浆133和尾推旋浆153均沿顺时针旋转(从机身11的后端面向机身11的前端的视角来观看)时，空气会对前拉旋浆133和尾推旋浆153产生反扭矩而驱使无人机100出现向左偏航的姿态。因此，前拉电机131和尾推电机157在机身11的左右方向上均朝向右侧倾斜安装，以使得前拉旋浆133和尾推旋浆153产生一个向右的分力作为补偿，进而抵消该偏航的力矩，以便沿预设路径进行准确的飞行。
请结合参考图6、图7以及图8，在本实用新型的一实施例中，定义前拉电机131的中心线与机身11的中心线形成的夹角和尾推电机157的中心线与机身11的中心线形成的夹角均为α，2°≤α≤4°。
可以理解，当前拉电机131的中心线与机身11的中心线形成的夹角和尾推电机157的中心线与机身11的中心线形成的夹角α小于2°时，使得前拉旋浆133和尾推旋浆153产生向右的分力较小而影响对偏航的力矩的抵消效果。当前拉电机131的中心线与机身11的中心线形成的夹角和尾推电机157的中心线与机身11的中心线形成的夹角α大于4°时，使得前拉旋浆133和尾推旋浆153产生向前的驱动力较小而影响对无人机100的驱动。因此，将前拉电机131的中心线与机身11的中心线形成的夹角和尾推电机157的中心线与机身11的中心线形成的夹角α设置为2°≤α≤4°，以兼顾对偏航的力矩的抵消效果和对无人机100驱动力的大小。其中，前拉电机131的中心线与机身11的中心线形成的夹角和尾推电机157的中心线与机身11的中心线形成的夹角α可以为2°、3°、4°，当然也可以以上区间的任意取值。
请参考图1，本实用新型还提出一种无人机100，该无人机100包括机身组件10、机翼30以及尾翼50，该机身组件10的具体结构参照上述实施例，由于本无人机100采用了上述所有实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。其中，机翼30连接于机身组件10的机身11；尾翼50连接于机身组件10的机身11的后端，并和机身组件10的尾推动力机构15呈间隔设置。该机翼30主要可以用于在无人机100起飞时产生升力，以助无人机100起飞，其可以连接于机身11的左右两侧。同时，在无人机100的飞行过程中，机翼30也能起到一定的稳定作用。尾翼50主要可以用于控制无人机100的俯仰、偏航和倾斜等动作，以改变无人机100的飞行姿态
在本实用新型的一实施例中，无人机100还包括起降动力机构70，起降动力机构70包括起降电机71和起降旋浆73，起降电机71连接于机翼30；起降旋浆73连接于起降电机71。
可以理解，降动力机构的设置使得在起降电机71驱动起降旋浆73转动时，无人机100可以进行垂直升降，从而解决了起飞降落场地空间问题。其中，降动力机构70可以设有设有四个，每两个降动力机构70位于机身11的左右两侧的机翼上30上，且左右两侧的降动力机构70呈正对设置。当然，于其他实施例中，降动力机构70也可以设有设有两个，两个降动力机构70呈相对的位于机身11的左右两侧的机翼上30上。
在本实用新型的一实施例中，机翼30设有空速传感器31。
可以理解，通过空速传感器31可以对无人机100的空速进行检测，在检测到空速出现异常时，可以启动前拉动力机构13，进而防止无人机100失速而影响无人机100的飞行，从而进一步地提高了无人机100在飞行过程中的安全性。当然，于其他实施例中，在无人机100巡航速度低于设定速度并持续3秒后，也可以启动前拉动力机构13。或者，当检测油门输出高于70％并持续3秒钟后，也可以启动前拉动力机构13，以便共同参与执行高油门输出，避免单动力持续大油门输出而形成过热保护。
以上所述仅为本实用新型的优选实施例，并非因此限制本实用新型的专利范围，凡是在本实用新型的发明构思下，利用本实用新型说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本实用新型的专利保护范围内。
1.一种机身组件，应用于无人机，其特征在于，所述机身组件包括：
机身，定义所述机身具有呈相对设置的前端和后端；
前拉动力机构，所述前拉动力机构设于所述机身的前端，所述前拉动力机构包括前拉电机和前拉旋浆，所述前拉电机连接于所述机身，所述前拉旋浆连接于所述前拉电机，并可相对于所述前拉电机转动，所述前拉旋浆的转动方向垂直于所述机身的前后方向；以及
尾推动力机构，所述尾推动力机构设于所述机身的后端，所述尾推动力机构包括尾推电机和尾推旋浆，所述尾推电机连接于所述机身，所述尾推旋浆连接于所述尾推电机。
2.如权利要求1所述的机身组件，其特征在于，所述前拉动力机构还包括扭簧，所述扭簧包括：
扭簧本体；
第一扭臂，所述第一扭臂的一端连接于所述扭簧本体，另一端和所述前拉电机连接；以及
第二扭臂，所述第二扭臂的一端连接于所述扭簧本体，另一端和所述前拉旋浆连接，所述第二扭臂驱动所述前拉旋浆相对于所述前拉电机转动而靠近所述机身。
3.如权利要求2所述的机身组件，其特征在于，所述前拉动力机构还包括安装架，所述安装架套设于所述前拉电机的外侧，并可被所述前拉电机驱动；
所述前拉旋浆可转动地连接于所述安装架，所述第一扭臂之远离所述扭簧本体的一端连接于所述安装架。
4.如权利要求3所述的机身组件，其特征在于，所述机身的前端内设有容置腔，所述机身的前端还设有连通所述容置腔的通孔；
所述前拉电机的部分嵌设于所述容置腔内，部分由所述通孔穿出至外界；
所述安装架套设于位于所述容置腔之外的所述前拉电机的外侧。
5.如权利要求4所述的机身组件，其特征在于，所述前拉动力机构还包括呈锥形状的罩盖，所述罩盖连接于位于所述容置腔之外的所述前拉电机，所述罩盖罩设所述安装架的至少部分，所述罩盖对应所述前拉旋浆和所述安装架的连接处设有供所述前拉旋浆转动的避让孔。
6.如权利要求1至5中任意一项所述的机身组件，其特征在于，所述前拉电机和尾推电机在所述机身的左右方向上朝向同一侧倾斜安装；
在水平投影面上，所述前拉电机的中心线与所述机身的中心线形成的夹角和所述尾推电机的中心线与所述机身的中心线形成的夹角相同。
7.如权利要求6所述的机身组件，其特征在于，定义所述前拉电机的中心线与所述机身的中心线形成的夹角和所述尾推电机的中心线与所述机身的中心线形成的夹角均为α，2°≤α≤4°。
8.一种无人机，其特征在于，包括：
机身组件，所述机身组件为如权利要求1至7中任意一项所述的机身组件；和
机翼，所述机翼连接于所述机身组件的所述机身；以及
尾翼，所述尾翼连接于所述机身组件的所述机身的后端，并和所述机身组件的所述尾推动力机构呈间隔设置。
9.如权利要求8所述的无人机，其特征在于，所述无人机还包括起降动力机构，所述起降动力机构包括：
起降电机，所述起降电机连接于所述机翼；和
起降旋浆，所述起降旋浆连接于所述起降电机。
10.如权利要求8所述的无人机，其特征在于，所述机翼设有空速传感器。
技术总结