一种联动机构及无人机

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种联动机构及无人机。

背景技术

无人机因占用空间小、灵活便携，在侦查、区域监视、搜索定位、火力引导等方面存在优势，也可运载火工品作战。

现有技术中，无人机内设置有触发机构、激活电路和控制电路，激活电路用于实现火工品的安全保护要求的激活，在激活电路导通的情况下，控制电路发送引爆指令才有效。这种两级解锁的保护机制，在误触发启动按钮的情况下，也不会引爆火工品，保证了安全性。但是，激活电路的导通需要额外的触发机构来实现，增加了无人机的结构的复杂性，增加了制造成本，提高了安装和维修的难度系数。

因此，亟需一种联动机构及无人机，以解决上述技术问题。

发明内容

本发明的一个目的在于提出一种联动机构，以解决因现有的无人机需要额外的触发机构来导通火工品的激活电路而导致的结构更复杂、制造成本增加、安装和维修的难度系数提高等问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种联动机构，包括：

机翼锁定组件，其包括机翼锁定件，所述机翼锁定件被配置为可伸缩地设置于可转动的主机翼内；

解保组件，其包括导电板，所述导电板被配置为安装于所述机身组件内，通过所述机翼锁定件的伸长，能够使所述机翼锁定件穿过所述机身组件，以锁定展开的主机翼，并使机翼锁定件与所述导电板连接，以导通火工品的激活电路。

进一步地，所述解保组件还包括解保接触件，所述解保接触件与所述导电板一体成型，所述机翼锁定件能够与所述解保接触件接触连接。

进一步地，所述机翼锁定组件还包括机翼锁定套筒，所述机翼锁定套筒安装于所述主机翼内，所述机翼锁定件可伸缩地设置于所述机翼锁定套筒内。

进一步地，所述机翼锁定组件还包括机翼压簧，所述机翼压簧的一端与所述机翼锁定件连接，另一端安装于所述机翼锁定套筒内。

本发明的另一个目的在于提出一种无人机，以解决因现有的无人机需要额外的触发机构来导通火工品的激活电路而导致的结构更复杂、制造成本增加、安装和维修的难度系数提高等问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种无人机，包括：

机身组件；

机翼组件，其包括主机翼，所述主机翼可转动地设置于所述机身组件上；

如上述任一项方案所述联动机构。

进一步地，所述无人机还包括机翼折叠组件，所述机翼折叠组件包括机翼扭簧，所述机翼扭簧的一端相对所述机身组件相对固定，另一端与所述主机翼连接。

进一步地，所述主机翼上开设有机翼扭簧槽，所述机翼扭簧槽与所述机翼扭簧的另一端的轮廓相适配。

进一步地，所述无人机还包括机翼折叠组件，所述机翼折叠组件包括机翼转轴套筒，所述机翼转轴套筒安装于所述主机翼内。

进一步地，所述主机翼包括主翼部，所述主翼部内设置有主翼加强管。

进一步地，所述机身组件和所述主机翼均由光敏树脂材料经3D打印形成。

本发明的有益效果为：

本发明提供的无人机包括机身组件、机翼组件和联动机构，联动机构包括机翼锁定组件和解保组件，机翼组件包括主机翼，主机翼可转动地设置于机身组件上，机翼锁定组件用于将展开的主机翼锁定于机身组件上，解保组件用于和机翼锁定组件联动配合，实现火工品的激活电路的导通。具体地，机翼锁定组件包括机翼锁定件，机翼锁定件可伸缩地设置于主机翼内，解保组件包括导电板，导电板安装于机身组件内，通过机翼锁定件的伸长，能够使机翼锁定件穿过机身组件，以锁定展开的主机翼，并使机翼锁定件与导电板连接，以导通火工品的激活电路。主机翼通过转动，可在折叠状态和展开状态之间切换。当主机翼从折叠状态向展开状态转换时，机翼锁定件回缩在主机翼内；当主机翼转换至展开状态时，机翼锁定件从主机翼中伸出，穿过机身组件，并与导电板连接，在实现了对主机翼的锁定的同时，也实现火工品的激活电路的导通。这样的设置，充分利用了机翼锁定组件，实现了解保组件和机翼锁定组件的联动，不必额外设置触发机构来实现火工品的激活电路的导通，精简了无人机的结构，降低了制造成本，便于无人机的安装和维修。

附图说明

图1是本发明实施例提供的无人机展开状态的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的联动机构和第一壳体部分结构的爆炸图；

图3是本发明实施例提供的右侧的主机翼的结构示意图；

图4是本发明实施例提供的右侧的主机翼另一角度的结构示意图；

图5a是本发明实施例提供的无人机沿图1中J-J剖切的剖视图一；

图5b是图5a中F处的局部放大图；

图6a是本发明实施例提供的无人机沿图1中K-K剖切的剖视图二；

图6b是图6a中G处的局部放大图；

图7是图1中A处的局部放大图；

图8是本发明实施例提供的右侧的副机翼的结构示意图；

图9是本发明实施例提供的第一壳体的结构示意图；

图10是图9中B处的局部放大图；

图11是本发明实施例提供的第一壳体另一角度的结构示意图；

图12是图11中C处的局部放大图；

图13是本发明实施例提供的第二壳体的结构示意图；

图14是图13中D处的局部放大图；

图15是本发明实施例提供的无人机部分结构的爆炸图；

图16是本发明实施例提供的右侧的尾翼的结构示意图；

图17是本发明实施例提供的右侧的尾翼另一角度的结构示意图；

图18a是本发明实施例提供的无人机沿图1中L-L剖切的剖视图三；

图18b是图18a中H处的局部放大图；

图19是图9中E处的局部放大图；

图20是本发明实施例提供的左侧的尾翼组件的部分结构示意图；

图21是本发明实施例提供的头罩组件的爆炸图；

图22是本发明实施例提供的伞舱的结构示意图；

图23是本发明实施例提供的头罩组件的部分结构示意图；

图24是本发明实施例提供的伞舱另一角度的结构示意图；

图25是本发明实施例提供的无人机折叠状态的结构示意图；

图26是图25中I处的局部放大图。

图中：

1、机身组件；2、机翼组件；3、机翼锁定组件；4、解保组件；5、机翼折叠组件；6、尾翼组件；7、尾翼锁定组件；8、尾翼折叠组件；9、头罩组件；10、螺旋桨组件；

11、第一壳体；12、第二壳体；13、调试盖；21、主机翼；22、副机翼；23、副翼驱动组件；31、机翼锁定件；32、机翼压簧；33、机翼锁定套筒；41、导电板；42、解保接触件；51、机翼扭簧；52、机翼转轴套筒；53、盖板；54、机翼转轴；55、机翼螺钉；61、尾翼；62、舵面；63、舵面驱动组件；71、尾翼锁定件；72、尾翼压簧；73、尾翼锁定套筒；74、压簧套筒；81、尾翼扭簧；82、尾翼转轴；83、尾翼螺钉；91、伞舱；92、伞盖；93、降落伞；94、开伞组件；101、螺旋桨；102、法兰盘；103、安装支架；104、桨罩；

111、第一壳主体；112、辅助限位部；113、第一加筋；114、滑条；115、受推部；116、电缆固定部；117、供电安装部；118、过线部；119、限转部；121、第二壳主体；122、滑槽；123、连接固定部；124、第二加筋；125、支架部；126、轴向限位部；127、第二壳连接孔；211、主翼部；212、主翼转动部；221、副翼舵盘连接孔；231、副翼舵机；232、副翼舵盘；541、机翼固定孔；611、尾翼部；612、尾翼转动部；613、连接部；631、调整舵机；632、调整舵盘；821、T形部；822、矩形部；823、螺钉连接孔；911、舱主体；912、舱加筋；913、舵机安装部；914、配重部；915、插槽；916、过线孔；917、螺母；918、头罩连接孔；921、盖主体；922、盖加筋；923、插块；924、锁定座；925、锁定长槽；941、开伞舵盘；942、开伞舵机；943、配重块；

1111、机翼转轴孔；1112、尾翼锁定孔；1113、机翼锁定孔；1114、尾翼转轴孔；1115、调试口；1116、连接固定孔；1117、第一壳连接孔；1118、避让孔；1191、限转主体；1192、限转块；1193、尾翼扭簧槽；2111、主翼加强管；2112、主翼加筋；2113、副翼舵机腔；2114、副翼安装槽；2121、机翼扭簧槽；2122、第一连通腔；2123、第二连通腔；2124、主翼转轴套筒台阶；2125、到位信号电缆接口；2126、锁定套筒腔；6111、尾翼加筋；6112、舵面安装槽；6121、转轴连接孔；6122、尾翼螺钉孔；6131、舵轴孔；6132、导向槽；6133、尾翼锁定槽；6134、调整舵机腔。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部。

本发明中限定了一些方位词，在未作出相反说明的情况下，所使用的方位词如“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”这些方位词是为了便于理解而采用的，因而不构成对本发明保护范围的限制。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，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。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1和图2所示，本实施例提供了一种无人机，该无人机包括机身组件1、机翼组件2和联动机构，联动机构包括机翼锁定组件3和解保组件4，机翼组件2包括主机翼21，主机翼21可转动地设置于机身组件1上，机翼锁定组件3用于将展开的主机翼21锁定于机身组件1上，解保组件4用于和机翼锁定组件3联动配合，实现火工品的激活电路的导通。具体地，机翼锁定组件3包括机翼锁定件31，机翼锁定件31可伸缩地设置于主机翼21内，解保组件4包括导电板41，导电板41安装于机身组件1内，通过机翼锁定件31的伸长，能够使机翼锁定件31穿过机身组件1，以锁定展开的主机翼21，并使机翼锁定件31与导电板41连接，以导通火工品的激活电路。主机翼21通过转动，可在折叠状态和展开状态之间切换。当主机翼21从折叠状态向展开状态转换的过程中，机翼锁定件31回缩在主机翼21内；当主机翼21转换至展开状态时，机翼锁定件31从主机翼21中伸出，穿过机身组件1，并与导电板41连接，在实现了对主机翼21的锁定的同时，也实现火工品的激活电路的导通。这样的设置，充分利用了机翼锁定组件3，实现了解保组件4和机翼锁定组件3的联动，不必额外设置触发机构来实现火工品的激活电路的导通，精简了无人机的结构，降低了制造成本，便于无人机的安装和维修。

具体地，机翼锁定件31由不锈钢材料制成，增强了机翼锁定件31的强度，减少在主机翼21转动时插入机身组件1内引起的振动和冲击对机翼锁定件31的损坏。

具体地，导电板41为铝合金材料制成。

如图1所示，该无人机还包括尾翼机构，尾翼机构包括尾翼组件6，尾翼组件6包括尾翼61，尾翼61可转动地设置于机身组件1上。

进一步地，尾翼61和主机翼21的数量均为两个，均间隔设置于机身组件1上，实现无人机的飞行的平衡。

进一步地，机身组件1、机翼组件2和尾翼组件6上部分结构均由光敏树脂材料经3D打印形成，可快速成型，大幅缩减无人机的制造成本及生产周期，可实现批量生产，且3D打印无需模具，研制阶段大幅缩减制造成本。光敏树脂材料的设置，可减少无人机的重量。

进一步地，该无人机具有展开状态(如图1所示)和折叠状态(如图25所示)，该无人机可在展开状态和折叠状态之间来回切换，处于折叠状态的无人机便于装载于发射筒内，处于展开状态的无人机便于工作和完成侦察、区域监视、搜索定位、火力引导等任务。当无人机处于展开状态时，主机翼21和尾翼61均处于展开状态，同理，当无人机处于折叠状态时，主机翼21和尾翼61均处于折叠状态。

进一步地，机身组件1包括第一壳体11和第二壳体12，第一壳体11和第二壳体12滑动连接，便于快速拆装，进而便于维修和安装。

如图2所示，进一步地，机身组件1还包括调试盖13，第一壳体11包括第一壳主体111，第一壳主体111上开设有调试口1115(如图9所示)，调试盖13扣接于调试口1115上，便于从第一壳主体111上拆卸调试盖13，以满足调试需求和数据下载需求。

如图2-图5a、图5b、图6a和图6b所示，解保组件4还包括解保接触件42，解保接触件42与导电板41一体成型，机翼锁定件31能够与解保接触件42接触连接，从而实现火工品的激活电路的导通。

具体地，解保接触件42上开设有解保接触槽，通过机翼锁定件31插入解保接触槽内，实现火工品的激活电路的导通。

进一步地，主机翼21与机翼锁定组件3一一对应设置，机翼锁定件31与解保接触槽一一对应设置。

需要说明的是，在火工品的激活电路导通的情况下，并不会引爆火工品，只有在控制电路发送引爆指令，且火工品的激活电路导通情况下，火工品才会引爆。同时，只有在与主机翼21一一对应的两个机翼锁定件31均插入对应的解保接触槽内，才能实现火工品的激活电路的导通，保证主机翼21展开到位后，火工品的激活电路才导通，保证发射的安全性，提高了结构的可靠性。

进一步地，机翼锁定组件3还包括机翼锁定套筒33，机翼锁定套筒33安装于主机翼21内，机翼锁定件31可伸缩地设置于机翼锁定套筒33内。

具体地，机翼锁定套筒33由铝合金材料制成，机翼锁定套筒33与主机翼21为紧配合，在增加机翼锁定套筒33的强度的同时，降低由光敏树脂材料制成的主机翼21的应力水平，提高主机翼21的局部区域的承载能力，对主机翼21起到保护作用，延长主机翼21的使用寿命。

进一步地，机翼锁定组件3还包括机翼压簧32，机翼压簧32的一端与机翼锁定件31连接，另一端安装于机翼锁定套筒33内。机翼压簧32的设置，使得机翼锁定件31在机翼压簧32的弹性力的作用下实现在机翼锁定套筒33内的伸缩，从而实现主机翼21完全展开时的锁定，保证飞行的稳定性。具体地，机翼压簧32由弹簧钢材料制成。

进一步地，无人机还包括机翼折叠组件5，机翼折叠组件5用于实现主机翼21的折叠和展开的转换。其中，机翼折叠组件5包括机翼扭簧51，机翼扭簧51的一端相对机身组件1相对固定，另一端与主机翼21连接。通过对主机翼21施力，带动主机翼21转动，从而折叠主机翼21，并将折叠的无人机置于发射筒内，此过程中，机翼扭簧51变形，并存储弹性势能，撤去外力后，无人机靠发射筒的内腔来限制其处于折叠状态，结构简单可靠，便于存储和运输，具有良好的应用前景；当无人机从发射筒内推出后，主机翼21在机翼扭簧51的弹性力的作用下，带动主机翼21从折叠状态转换至展开状态，并通过机翼锁定组件3锁定于机身组件1上，保证无人机的飞行稳定的同时，也导通了火工品的激活电路。主机翼21从折叠状态转换至展开状态时，主机翼21在机翼扭簧51存储的弹性势能的作用下被动展开，无需主动控制，精简控制程序。

进一步地，机翼折叠组件5还包括机翼转轴套筒52，机翼转轴套筒52安装于主机翼21内。

具体地，机翼转轴套筒52由金属材料制成，机翼转轴套筒52与主机翼21之间为紧配合，在增加机翼转轴套筒52的强度的同时，降低由光敏树脂材料制成的主机翼21的应力水平，提高主机翼21的局部区域的承载能力，对主机翼21起到保护作用，延长主机翼21的使用寿命。

更进一步地，机翼转轴套筒52由铝合金材料制成。

进一步地，机翼折叠组件5还包括机翼转轴54，机翼转轴54固定安装于导电板41上，主机翼21可转动地设置于机翼转轴54上，机翼扭簧51套设于机翼转轴54上，且机翼扭簧51的一端固定安装于机翼转轴54上。由于导电板41安装于机身组件1内，机翼转轴54固定安装于导电板41上，机翼转轴54通过导电板41实现与机身组件1的相对固定。

本实施例中，机翼转轴54为铝合金材料制成，尺寸为Φ8mm*26.6mm。

具体地，机翼折叠组件5还包括盖板53，机翼转轴54穿过机身组件1上的第一壳主体111和主机翼21，并与盖板53固定连接。主机翼21能够绕着机翼转轴54转动，从而实现主机翼21的折叠和展开。

更进一步地，机翼折叠组件5还包括机翼螺钉55，机翼转轴54通过机翼螺钉55与盖板53固定连接。

进一步地，机翼转轴54上开设有机翼固定孔541，机翼螺钉55固定连接于机翼固定孔541内。

进一步地，主机翼21与机翼锁定组件3一一对应设置，主机翼21与机翼转轴54一一对应设置，机翼转轴54与机翼扭簧51一一对应设置，机翼转轴54与机翼螺钉55一一对应设置，主机翼21与机翼转轴套筒52一一对应设置。

进一步地，主机翼21上开设有机翼扭簧槽2121，机翼扭簧槽2121与机翼扭簧51的另一端的轮廓相适配。这样的设置，使得机翼扭簧51与主机翼21的接触为面接触，增加了接触面积，可降低主机翼21的局部应力水平。如果采用点接触或线接触，光敏树脂材料的主机翼21无法满足承载强度要求，需要金属材料替代。机翼扭簧槽2121的设置，在保证了光敏树脂材料的主机翼21的强度的同时，也减少了主机翼21的重量。

进一步地，主机翼21包括主翼部211和主翼转动部212，主翼部211和主翼转动部212一体成型，主翼转动部212可转动地设置于机翼转轴54上，主翼转动部212与机翼锁定组件3配合，实现主机翼21与机身组件1的锁定。具体地，机翼扭簧槽2121开设于主翼转动部212上。

进一步地，主翼转动部212上还开设有锁定套筒腔2126，机翼锁定套筒33安装于锁定套筒腔2126内，二者之间为紧配合。

进一步地，锁定套筒腔2126采用加厚设计，可增强冲击强度，以适应转动惯量大的主机翼21展开时的锁定对锁定套筒腔2126的冲击。

进一步地，主翼转动部212上还开设有到位信号电缆接口2125，可通过紧固件插入到位信号电缆接口2125内，并与机翼锁定套筒33紧固连接，从而实现机翼锁定套筒33与主翼转动部212的紧配合连接。

进一步地，主翼转动部212上还开设有相连通的第一连通腔2122和第二连通腔2123，第一连通腔2122和第二连通腔2123的直径不相等，从而形成主翼转轴套筒台阶2124，机翼转轴套筒52的外轮廓与主翼转轴套筒台阶2124相适配，并形成紧配合，提高机翼转轴54的承载能力。

进一步地，机翼转轴套筒52与机翼转轴54为小间隙配合，可减小摩擦力，使得机翼转轴54转动更顺畅；也可保证机翼转轴套筒52与机翼转轴54之间的晃动量小，利于飞行控制。具体地，机翼转轴套筒52与机翼转轴54的间隙为0.05mm。

进一步地，机翼转轴套筒52的内孔的直径和机翼转轴54的直径均为4mm，机翼转轴套筒52与机翼转轴54的配合公差为H8f7。

进一步地，主翼部211上开设有副翼安装槽2114，机翼组件2还包括副机翼22，副机翼22可转动地设置于副翼安装槽2114内。通过副机翼22的转动，可调整副机翼22与主机翼21的角度，便于飞行控制。

如图5a和图5b所示，两个主机翼21中，其中一个与第一壳体11正装，另一个与第一壳体11反装，从而使得两个主机翼21的主翼部211在高度上错开，便于主机翼21的折叠。也就是说，当主机翼21折叠时，两个主翼部211上下的投影重叠。

如图7所示，主翼部211为中空结构，中空腔内设置有主翼加强管2111。主翼加强管2111的设置，可有效提升主机翼21的主翼部211的刚度，减少主机翼21的变形。为保证与设置有主翼加强管2111的主机翼21达到相同的刚度，也可选择其他增强刚度的方式，比如：主机翼21仍采用光敏树脂材料，可选用增加中空腔的壁厚的方式，或者，再比如：主机翼21选择其他材料，例如采用复材材料。与本方案相比，增加中空腔的壁厚来增加主机翼21的刚度的方式，主机翼21的重量会增加；采用复材材料来增加主机翼21的刚度的方式，复材材料的制造成本会增加。具体地，主翼加强管2111为碳纤维管。

进一步地，碳纤维管为薄壁圆筒结构，外径为6mm，壁厚为1.5mm。

进一步地，主翼部211上设置有主翼加筋2112，以增加主机翼21的刚度，减少变形，同时便于3D打印成型。

本实施例中，主机翼21的轮廓尺寸为400mm*80mm*12mm，结构为薄壁纵筋结构，薄壁蒙皮的壁厚1.5mm，薄壁内侧设计2条主翼加筋2112和1处主翼加强管2111，主翼加筋2112的厚度2mm，主翼加强管2111的壁厚1.5mm。

进一步地，机翼组件2还包括副翼驱动组件23，副翼驱动组件23用于调整副机翼22的转动角度。其中，副翼驱动组件23包括副翼舵机231，副翼舵机231安装于主机翼21上，副翼舵机231的舵轴与副机翼22连接。

进一步地，副翼驱动组件23还包括副翼舵盘232，副翼舵盘232与副翼舵机231的舵轴连接，副翼舵盘232与副机翼22连接。这样的设置，使得副翼舵机231直接驱动副机翼22，减少传动组件的设置，减轻无人机的重量，且提高控制精度和效率。

进一步地，主翼部211上还开设有副翼舵机腔2113，副翼舵机231安装于副翼舵机腔2113内。

如图7、图8所示，副机翼22上开设有副翼舵盘连接孔221，副翼舵盘232通过副翼舵盘连接孔221与副机翼22连接。具体地，副翼舵盘连接孔221为M1.6的螺纹孔。

本实施例中，副机翼22由光敏树脂材料制成，副机翼22的轮廓尺寸为150mm*28mm*5mm。副机翼22连接副翼舵盘232的一端局部加宽加厚，其余部位的厚度小于1mm，副机翼22连接副翼舵盘232的一端的厚度为4mm，宽度为4mm，保证连接的可靠性。

如图9-图14所示，第一壳体11还包括滑条114，滑条114设置于第一壳主体111的开口上，且滑条114和第一壳主体111一体成型设置，第一壳体11包括一体成型的第二壳主体121和滑槽122，滑条114可滑动地设置于滑槽122内。更进一步地，滑槽122可通过翻边的形式形成。

进一步地，第一壳体11和第二壳体12通过插接的方式实现可拆卸连接。这种插接结构，结构简单，提高刚度，且滑槽122对滑条114起到一定的限位作用，可提升第一壳体11的抗弯曲能力。第一壳主体111的开口的设置和插接结构的设置，为机身组件1的快速拆装提供了便利。

进一步地，第一壳主体111内设置有多条横纵交错的第一加筋113，以提高第一壳体11的刚度和强度。

进一步地，第一壳主体111上开设有连接固定孔1116，第二壳体12还包括连接固定部123，连接固定部123与第二壳主体121一体成型设置，连接固定部123通过螺钉等紧固件与连接固定孔1116连接。插接的方式和紧固连接的双重连接方式，提高了第一壳体11和第二壳体12的连接稳定性，提高了机身组件1的刚度和强度，提高了机身组件1的抗弯曲能力，保证了无人机的气动型面的阶差要求。

具体地，沿第一壳主体111的长度方向间隔开设有多个上述连接固定孔1116，连接固定孔1116与连接固定部123一一对应设置。

进一步地，第一壳体11还包括过线部118，过线部118与第一壳主体111一体成型，过线部118用于穿设电机电缆、舵机电缆等，可有效避免电缆跟随电机转轴或舵机转轴转动，避免电机转子或舵机转子对电缆的磨损，提高飞行可靠性。

进一步地，第一壳体11还包括电缆固定部116，电缆固定部116设置于第一加筋113上，且与第一壳主体111一体成型。电缆固定部116设置于第一加筋113上，可提高第一壳体11的承载能力，减少电缆固定部116与第一壳主体111的连接位置的损坏几率，保证线缆的固定可靠性。

进一步地，该无人机还包括头罩组件9，头罩组件9与机身组件1可拆卸连接。具体地，头罩组件9与机身组件1通过紧固件连接的方式实现可拆卸连接。

进一步地，第一壳主体111上开设有第一壳连接孔1117，第二壳主体121上开设有第二壳连接孔127，紧固件通过第一壳连接孔1117和第二壳连接孔127与头罩组件9连接。

如图11和12所示，第一壳主体111上开设有机翼转轴孔1111，机翼转轴54通过机翼转轴孔1111穿过第一壳主体111。

进一步地，第一壳主体111上还开设有机翼锁定孔1113，机翼锁定孔1113与解保接触槽正对设置，机翼锁定件31能够穿过机翼锁定孔1113，并插入解保接触槽内。当主机翼21转动时，即从折叠状态向展开状态转换的过程中，由于机身组件1的限制，使得机翼锁定件31先回缩在机翼锁定套筒33内，机翼压簧32处于压缩状态，直至主机翼21完全展开时，机翼锁定件31与机翼锁定孔1113正对，在机翼压簧32的弹性力的作用下，机翼锁定件31穿过机翼锁定孔1113，并插入解保接触槽内，同时实现对主机翼21的锁定和火工品的激活电路的导通，保证飞行的稳定性的同时，也便于后续火工品的引爆控制。

进一步地，第一壳体11还包括辅助限位部112，辅助限位部112与第一壳主体111一体成型，辅助限位部112能够限位主翼转动部212的转动行程。主机翼21通过转动展开时，主机翼21的转动惯量和冲量都较大，主机翼21会撞击辅助限位部112，辅助限位部112能够阻挡完全展开的主机翼21继续转动，使得主机翼21保持在完全展开状态上。辅助限位部112的设置，可降低机翼锁定件31的承受载荷，提高无人机的工作可靠性。

具体地，辅助限位部112的外轮廓可与主机翼21上与之接触的部位的外轮廓相适应，便于更好地限位主机翼21的转动行程。

进一步地，第一壳主体111上还开设有尾翼转轴孔1114，尾翼61通过尾翼转轴孔1114可转动地设置于第一壳体11上。

进一步地，第一壳主体111上还开设有尾翼锁定孔1112，尾翼61通过尾翼锁定孔1112将展开的尾翼61锁定于第一壳体11上。

如图13和图14所示，第二壳主体121内设置有多条横纵交错的第二加筋124，以提高第二壳体12的刚度和强度。

进一步地，第二壳体12还包括支架部125，支架部125利用第二加筋124围设而成，相较于设置单独的支架安装于第二壳主体121内，再通过支架来安装内部零部件，降低了无人机的重量的同时，利用第二加筋124也能满足安装强度，实现内部零部件的可靠安装。

本实施例中，对安装于支架部125上的内部零部件不做具体限定，也对支架部125的数量和设置位置不作限定，可根据实际情况进行设定。具体地，内部零部件可为电池等结构。

进一步地，第二壳体12还包括轴向限位部126，轴向限位部126设置于第二壳主体121内，用于限制电池等大质量部件的轴向移动。

具体地，轴向限位部126为大刚度的限位结构，可通过局部加厚来实现。电池作为质量大载荷，对作为非金属材料的光敏树脂材料的承载性能是个大挑战，利用支架部125和轴向限位部126的双重设置，可有效传递电池的轴向载荷，保证第二壳体12的承载性能。

如图15-图17、图18a、图18b、图19-图20所示，该尾翼机构还包括尾翼锁定组件7，尾翼锁定组件7用于将展开的尾翼61锁定于机身组件1上，尾翼锁定组件7包括尾翼锁定件71，尾翼锁定件71可伸缩地设置于机身组件1开设的尾翼锁定孔1112内，通过尾翼锁定件71的伸缩，能够使尾翼锁定件71卡入尾翼61内。具体地，展开的尾翼61锁定于第一壳体11上。

进一步地，尾翼锁定组件7还包括压簧套筒74，压簧套筒74安装于机身组件1的尾翼锁定孔1112内，尾翼锁定件71可伸缩地设置于压簧套筒74内。

进一步地，尾翼锁定组件7还包括尾翼锁定套筒73，尾翼锁定套筒73安装于尾翼61内，尾翼锁定件71能够卡入尾翼锁定套筒73内。

具体地，尾翼锁定套筒73和压簧套筒74均由铝合金材料制成，尾翼锁定套筒73与尾翼61为紧配合，压簧套筒74与第一壳体11紧配合，在增加尾翼锁定套筒73和压簧套筒74的强度的同时，降低由光敏树脂材料制成的尾翼61和第一壳体11的应力水平，提高尾翼61和第一壳体11的局部区域的承载能力，对尾翼61和第一壳体11起到保护作用，延长尾翼61和第一壳体11的使用寿命。

进一步地，尾翼锁定组件7还包括尾翼压簧72，尾翼压簧72的一端与尾翼锁定件71连接，另一端相对机身组件1固定设置，即尾翼压簧72的另一端安装于压簧套筒74内。尾翼压簧72的设置，使得尾翼锁定件71在尾翼压簧72的弹性力的作用下实现在压簧套筒74内的伸缩，从而实现对尾翼61完全展开时的锁定，保证飞行的稳定性。具体地，尾翼压簧72由弹簧钢材料制成。

进一步地，该尾翼机构还包括尾翼折叠组件8，尾翼折叠组件8用于实现尾翼61的折叠和展开的转换。其中，尾翼折叠组件8包括尾翼扭簧81和尾翼转轴82，尾翼转轴82可转动地设置于机身组件1上，尾翼转轴82固定安装于尾翼61上，尾翼扭簧81的一端相对机身组件1上的第一壳体11固定，另一端与尾翼转轴82固定连接，使得尾翼扭簧81的另一端跟随尾翼61转动，机身组件1包括限转部119，限转部119能够限制尾翼转轴82的转动行程。通过对尾翼61施力，带动尾翼61和尾翼转轴82转动，从而折叠尾翼61，并将折叠的无人机置于发射筒内，此过程中，尾翼扭簧81变形，撤去外力后，无人机靠发射筒的内腔来限制其处于折叠状态，结构简单可靠，便于存储和运输，具有良好的应用前景；当无人机从发射筒内推出后，尾翼转轴82在尾翼扭簧81的弹性力的作用下，带动尾翼61从折叠状态转换至展开状态，并通过尾翼锁定组件7锁定于机身组件1上，保证无人机的飞行稳定。限转部119和尾翼转轴82相互配合，能够限制尾翼61的转动角度，再配合尾翼锁定组件7，使得展开的尾翼61锁定于机身组件1上，防止尾翼61展开时出现转动角度的偏差，保证尾翼61的展开位置准确，进而保证无人机的飞行质量。

具体地，机身组件1包括的第一壳体11包括上述限转部119，限转部119设置于第一壳主体111的内部，限转部119用于限制尾翼转轴82的转动角度的范围在0°-90°之间，进而控制尾翼61的转动角度。

具体地，尾翼61部分插入尾翼转轴孔1114内，尾翼转轴82也伸入尾翼转轴孔1114中，尾翼转轴82固定安装于尾翼61上，尾翼扭簧81套设于尾翼转轴82上，且尾翼扭簧81的一端固定安装于尾翼转轴82上。尾翼61转动时，带动尾翼转轴82在尾翼转轴孔1114内转动。

更进一步地，机翼折叠组件5还包括尾翼螺钉83，尾翼转轴82通过尾翼螺钉83与尾翼61固定连接。

进一步地，尾翼转轴82上开设有螺钉连接孔823，尾翼61上开设有尾翼螺钉孔6122，尾翼螺钉83穿过尾翼螺钉孔6122，并固定连接于螺钉连接孔823内。

进一步地，机身组件1上的第一壳主体111上开设有避让孔1118，避让孔1118用于避让尾翼螺钉83，避让孔1118与尾翼转轴孔1114连通，尾翼螺钉83通过避让孔1118进入尾翼转轴孔1114内，并与尾翼螺钉孔6122和螺钉连接孔823连接。这样的设置，便于安装。

进一步地，当尾翼61折叠状态和展开状态时，尾翼螺钉83至多部分与避让孔1118相对设置。也就是说，当尾翼61折叠状态和展开状态时，尾翼螺钉83至少部分抵接于尾翼转轴孔1114的孔壁上，尾翼螺钉83与避让孔1118错开，尾翼螺钉83不会与避让孔1118正对，以此保证飞行状态(展开状态)和折叠状态时，尾翼转轴孔1114对尾翼螺钉83起到一定的限位作用，防止出现尾翼螺钉83松动的情况。

具体地，避让孔1118与尾翼螺钉83，在尾翼61折叠状态和展开状态时夹角均为45°，即尾翼61转动45°时方可安装尾翼螺钉83，在尾翼61折叠状态和展开状态时，尾翼螺钉83与避让孔1118均是错位的，尾翼螺钉83均不会与避让孔1118正对，以此保证飞行状态(展开状态)和折叠状态时，防止出现尾翼螺钉83松动的情况。

本实施例中，在尾翼61折叠状态和展开状态时，避让孔1118与尾翼螺钉83的夹角的具体数值范围不作限定，只要起到防止尾翼螺钉83松动的作用即可。

进一步地，尾翼61与尾翼锁定组件7一一对应设置，尾翼61与尾翼转轴82一一对应设置，尾翼转轴82与尾翼扭簧81一一对应设置，尾翼转轴82与尾翼螺钉83一一对应设置。

进一步地，尾翼转轴82包括矩形部822，矩形部822插入尾翼转轴孔1114内，并与尾翼61固定连接，螺钉连接孔823开设于矩形部822上。

进一步地，尾翼转轴82还包括T形部821，限转部119能够限制T形部821的转动行程，T形部821与矩形部822一体成型，尾翼扭簧81固定于T形部821上。

具体地，T形部821包括一体成型的一字部和柱状部，尾翼扭簧81套设于柱状部上，柱状部与矩形部822一体成型。

进一步地，尾翼61包括尾翼部611和尾翼转动部612，尾翼部611和尾翼转动部612一体成型，尾翼转动部612与尾翼转轴82固定连接，尾翼转动部612插入尾翼转轴孔1114内，尾翼螺钉孔6122开设于尾翼转动部612上。

进一步地，尾翼转动部612与尾翼转轴孔1114之间为小间隙配合，以保证尾翼61的可靠旋转。具体地，尾翼转动部612与尾翼转轴孔1114之间的间隙为0.05mm。

进一步地，尾翼部611上设置有尾翼加筋6111，以增加尾翼61的刚度，减少变形，同时便于3D打印成型。

本实施例中，尾翼61的轮廓尺寸为180mm*42mm*9.5mm，由光敏树脂材料制成，结构为薄壁纵筋结构，薄壁蒙皮的壁厚1.5mm，薄壁内侧设计3条尾翼加筋6111，尾翼加筋6111的厚度1.5mm。

进一步地，尾翼转动部612上开设有转轴连接孔6121，转轴连接孔6121的轮廓与矩形部822的轮廓相适配。也就是说，矩形部822呈长方体状，转轴连接孔6121为矩形孔。这样的设置，可防止尾翼转轴82与尾翼61发生相对转动，保证连接的可靠性。矩形孔的设计，可提高尾翼61的局部结构的承载能力。具体地，尾翼螺钉孔6122与转轴连接孔6121连通。

进一步地，尾翼61还包括连接部613，连接部613与尾翼部611一体成型，尾翼转动部612凸设于连接部613上。

进一步地，连接部613上开设有尾翼锁定槽6133，尾翼锁定件71伸长，可以卡入尾翼锁定槽6133内，以将尾翼61锁定于第一壳体11上。

进一步地，连接部613上还开设有导向槽6132，导向槽6132与尾翼锁定槽6133连通。尾翼61在转动过程中，尾翼锁定件71首先进入导向槽6132内，并有导向槽6132导向，保证尾翼锁定件71顺利进入尾翼锁定槽6133内。

如图19所示，第一壳体11还包括受推部115，该无人机还包括螺旋桨组件10，受推部115凸设于第一壳主体111的尾部，螺旋桨组件10安装于受推部115上。

具体地，受推部115和第一壳主体111之间形成台阶结构，第二壳体12插接于第一壳体11上时，第二壳体12与该台阶结构接触。当发射筒内利用气压作为动力源将该无人机推出发射筒时，受推部115作为气压的受力部，受推部115带动无人机运动，台阶结构的设定，可同时推着第一壳体11和第二壳体12一起运动，不会因第一壳体11和第二壳体12的插接而分离。

进一步地，第一壳体11还包括供电安装部117，供电安装部117与第一壳主体111一体成型，供电安装部117内开设有供电安装孔，供电安装孔用于安装磁吸式插接件的第一插接件，磁吸式插接件的第二插接件安装于发射筒内，第一插接件和第二插接件通过磁吸的方式实现导通，第二插接件通过地面的充电装置供电。这样的设置，使得充电不会对无人机的发射产生影响。

具体地，供电安装孔为气动型面圆滑过渡薄壁台阶圆孔结构。

进一步地，限转部119具有凹陷空间，T形部821可转动地设置于凹陷空间内，凹陷空间的腔壁能够限制T形部821的转动行程。

进一步地，限转部119包括限转主体1191和限转块1192，限转块1192向远离尾翼61的方向凸设于限转主体1191上，限转主体1191设置于第一壳主体111内，尾翼转轴孔1114为开设于限转主体1191上的贯通孔，T形部821上的柱状部伸入尾翼转轴孔1114内，T形部821上的一字部在限转块1192的限制下转动范围为0°-90°。

具体地，限转块1192为两个，两个限转块1192间隔设置，两个限转块1192之间形成上述凹陷空间，凹陷空间的夹角为90°，T形部821上的一字部可在该凹陷空间内转动。

进一步地，限转部119上开设有尾翼扭簧槽1193，尾翼扭簧槽1193与尾翼扭簧81的一端的轮廓相适配。这样的设置，使得尾翼扭簧81与第一壳体11的接触为面接触，增加了接触面积，可降低第一壳体11的局部应力水平。如果采用点接触或线接触，光敏树脂材料的第一壳体11无法满足承载强度要求，需要金属材料替代。尾翼扭簧槽1193的设置，在保证了光敏树脂材料的第一壳体11的强度的同时，也减少了第一壳体11的重量。

如图20所示，尾翼组件6还包括舵面62，舵面62角度可调地设置于尾翼61上。通过舵面62的转动，可调整舵面62与尾翼61的角度，便于飞行控制。

进一步地，尾翼部611上开设有舵面安装槽6112，舵面62角度可调地设置于舵面安装槽6112内。

进一步地，尾翼组件6还包括舵面驱动组件63，舵面驱动组件63用于调整舵面62与尾翼61的角度。其中，舵面驱动组件63包括调整舵机631，调整舵机631安装于尾翼61内，调整舵机631的舵轴与舵面62连接。调整舵机631转动，驱动舵面62转动，从而调整舵面62与尾翼61的角度。

具体地，连接部613上开设有调整舵机腔6134，调整舵机631安装于调整舵机腔6134内。

进一步地，舵面驱动组件63还包括调整舵盘632，调整舵盘632与调整舵机631的舵轴连接，调整舵盘632与舵面62连接。这样的设置，使得调整舵机631直接驱动尾翼61，减少传动组件的设置，减轻无人机的重量，且提高控制精度和效率。

具体地，连接部613上开设有舵轴孔6131，舵轴孔6131与调整舵机腔6134连通设置，调整舵机631的舵轴穿过舵轴孔6131，并与调整舵盘632连接。

进一步地，舵轴孔6131为台阶结构，因为调整舵机631与调整舵盘632配合后需要的空间比较大，台阶的这种设计，可以保证舵轴和舵轴孔6131的配合紧密，安装方便。

进一步地，舵面62由光敏树脂材料制成，结构轮廓尺寸为147mm*18mm*5mm。舵面62的一端局部加厚，厚度4mm、宽度4mm，设置2个M1.6的螺纹孔用于连接调整舵盘632。

本实施例中，该无人机通过3D打印制造方式及对机身组件1的适应性设计，主机翼21的旋转动力和尾翼61的旋转动力均采用简单可靠的扭簧结构，通过扭簧和公差设计，可保证主机翼21和尾翼61打开时间及左右时间差均可满足飞行要求。

如图21-图24所示，头罩组件9设置于机身组件1的前端，螺旋桨组件10设置于机身组件1的后端，头罩组件9包括伞舱91、伞盖92、降落伞93和开伞组件94，开伞组件94包括开伞舵盘941和配重块943，伞舱91内能够放置降落伞93，伞舱91与机身组件1可拆卸连接，伞盖92朝向地面设置，开伞舵盘941可转动地设置于伞舱91内，以使开伞舵盘941挂接或脱离伞盖92，配重块943安装于伞舱91内，降落伞93包括相互连接的引导伞和主伞，引导伞的伞绳与伞盖92连接，主伞的伞绳与配重块943连接。配重块943的设置，可调节伞舱91的重量，且为主伞的伞绳提供连接位置。无人机正常飞行时，通过开伞舵盘941挂接于伞盖92上，实现伞舱91与伞盖92的连接；当无人机出现坠机情况时，转动开伞舵盘941，使得开伞舵盘941与伞盖92脱离，由于伞盖92朝向地面，伞盖92在重力的作用下下落，带动引导伞和主伞相继飞出伞舱91。降落伞93飞出伞舱91后展开，展开的降落伞93对无人机产生拖拽力，使得无人机不会继续向前飞行，同时，展开的降落伞93会使得无人机的机身组件1翻转，便于降落伞93带着无人机下降。由于降落伞93安装于无人机头部的伞舱91内，降落伞93拽着伞舱91飞行，由于重力作用，头罩组件9朝上，螺旋桨组件10朝下，螺旋桨组件10首先落地，螺旋桨组件10的强度和抗冲击能力较高，螺旋桨组件10对机身组件1起到缓冲作用，减少机身组件1受损的几率。

具体地，伞舱91包括舱主体911，舱主体911上开设有头罩连接孔918，紧固件穿过机身组件1上的第一壳连接孔1117或第二壳连接孔127后，再与头罩连接孔918连接。

进一步地，开伞舵盘941可转动地设置于舱主体911内。

进一步地，伞舱91还包括螺母917，螺母917内嵌于舱主体911上，且螺母917的螺纹孔与头罩连接孔918正对。紧固件穿过第一壳连接孔1117或第二壳连接孔127，再穿过头罩连接孔918后，并与螺母917的螺纹孔螺纹连接。螺母917的内嵌，可防止安装时螺母917转动，便于紧固件的安装，进而便于头罩组件9与机身组件1之间的安装。

进一步地，伞盖92包括盖主体921和锁定座924，锁定座924设置于盖主体921朝向伞舱91的一侧，开伞舵盘941能够挂接或脱离锁定座924。通过开伞舵盘941的转动，可使得开伞舵盘941与锁定座924脱离，进而使得伞舱91与伞盖92脱离，便于降落伞93飞出伞舱91。

进一步地，锁定座924上开设有锁定长槽925，开伞舵盘941能够活动设置于锁定长槽925内。开伞舵盘941转动，使得开伞舵盘941在锁定长槽925内活动，直至开伞舵盘941脱离锁定长槽925，实现伞舱91和伞盖92的脱离。

进一步地，开伞组件94还包括开伞舵机942，开伞舵机942的舵轴与开伞舵盘941连接，开伞舵机942安装于伞舱91的舱主体911内。

进一步地，伞舱91还包括配重部914，配重部914设置于舱主体911内，且与舱主体911一体成型，配重部914用于可调配重的配重块943的安装，即配重块943安装于舱主体911内的配重部914上，配重块943的重量可调。配重块943的重量可调，可调节伞舱91的重量。

进一步地，伞舱91还包括舵机安装部913，舵机安装部913与舱主体911一体成型，且舵机安装部913设置于舱主体911内，开伞舵机942安装于舵机安装部913上。

进一步地，伞舱91还包括舱加筋912，舱主体911内设置有多条横纵交错的舱加筋912，以提高伞舱91的刚度和强度。

进一步地，配重部914设置于舱加筋912的交接区域上，保证强度的同时，便于安装。

进一步地，舱主体911上开设有过线孔916，过线孔916用于通过开伞舵机942的扁头插接件。

进一步地，伞盖92还包括盖加筋922，盖主体921内设置有多条横纵交错的盖加筋922，以提高伞盖92的刚度和强度。

如图21和图24所示，盖主体921上设置有插块923，舱主体911上开设有插槽915，插块923能够插入插槽915内，起到一定的导向作用。无人机正常飞行时，通过开伞舵盘941挂接于伞盖92上，以及插块923和插槽915的配合下，实现伞舱91与伞盖92的连接。

如图25和图26所示，第一壳体11上设置有两个高度不同的平面，主机翼21的折叠位置和尾翼61的折叠位置分别在这两个平面上，从而防止主机翼21和尾翼61的运动干涉。

进一步地，螺旋桨组件10包括螺旋桨101，螺旋桨101绕第一壳体11的轴线可转动地设置于第一壳体11上。

进一步地，螺旋桨组件10还包括法兰盘102，法兰盘102安装于受推部115上，螺旋桨101绕第一壳体11的轴线可转动地设置于法兰盘102上。当发射筒内利用气压作为动力源将该无人机推出发射筒时，法兰盘102作为气压的直接受力结构，法兰盘102将推力传递给受推部115，受推部115带动无人机运动，受推部115和第一壳主体111之间形成的台阶结构的设定，可同时推着第一壳体11和第二壳体12一起运动，不会因第一壳体11和第二壳体12的插接而分离。

进一步地，螺旋桨组件10还包括桨转轴和桨罩104，桨转轴绕第一壳体11的轴线可转动地设置于第一壳体11内，桨转轴穿过法兰盘102，并与桨罩104连接，桨罩104跟随桨转轴一起转动。

进一步地，螺旋桨组件10还包括安装支架103，安装支架103固定安装于桨转轴上，螺旋桨101可绕竖直轴线转动设置于安装支架103上。桨转轴转动，带动安装支架103和螺旋桨101绕第一壳体11的轴线转动，从而实现螺旋桨101的正常工作；通过外力可掰动螺旋桨101绕竖直轴线在安装支架103上转动，从而将螺旋桨101折叠，便于将折叠状态的无人机放置于发射筒内，无人机靠发射筒的内腔来限制其处于折叠状态，结构简单可靠，便于存储和运输，具有良好的应用前景；当无人机从发射筒内推出后，螺旋桨101靠桨转轴转动的离心力展开，进而实现螺旋桨101的正常工作。

虽然，上文中已经用一般性说明、具体实施方式及试验，对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。