多旋翼涵道飞行器的制作方法

1.本技术涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种多旋翼涵道飞行器。


背景技术：

2.涵道飞行器的涵道对提升动力系统的力效、延长续航时间和减小噪声有着重要的作用。现有涵道飞行器的涵道重量大，由涵道带来的性能收益不足以弥补涵道的重量所导致的续航损失。


技术实现要素：

3.有鉴于此，本技术提出了一种多旋翼涵道飞行器。
4.本技术提出的多旋翼涵道飞行器，包括：
5.涵道，包括至少两个涵道单体，所述涵道单体具有涵道孔；
6.机身，与所述涵道连接；
7.动力组件，与所述机身连接，所述动力组件至少部分位于所述涵道孔内，所述动力组件与所述涵道配合提供气动升力；
8.其中，所述涵道单体至少部分为中空结构。
9.从上述的技术方案可以看出，本技术提出的多旋翼涵道飞行器，通过设置涵道单体至少部分为中空结构，可以有效降低涵道的重量，提高系统的力效，以延长续航时间。而且通过设置动力组件少部分位于所述涵道孔内，动力组件和涵道的配合可以提高多旋翼涵道飞行器的气动性能。此外，涵道对降低动力组件的噪音具有明显的效果。
附图说明
10.为了更清楚地说明本技术实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本技术的一些实施例，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获得其他的附图。
11.图1是本技术一实施例提出的涵道飞行器的第一视角的结构示意图；
12.图2是本技术一实施例提出的涵道飞行器的第二视角的结构示意图；
13.图3是本技术一实施例提出的涵道的结构示意图；
14.图4是本技术一实施例提出的涵道的顶部视角的爆炸示意图；
15.图5是本技术一实施例提出的涵道的底部视角的爆炸示意图；
16.图6是图3中a处的局部放大示意图；
17.图7是图4中b处的局部放大示意图；
18.图8是图5中c处的局部放大示意图；
19.图9是本技术一实施例提出的第一涵道结构的结构示意图；
20.图10是本技术一实施例提出的第二涵道结构的结构示意图；
21.图11是图4中d处的局部放大示意图；
22.图12是图5中e处的局部放大示意图；
23.图13是本技术一实施例提出的涵道单体的剖面示意图；
24.图14是本技术一实施例提出的涵道单体的剖面示意图；
25.图15是本技术一实施例提出的涵道单体的剖面示意图；
26.图16是本技术一实施例提出的涵道飞行器的第一视角的结构示意图；
27.图17是本技术一实施例提出的涵道飞行器的第三视角的结构示意图；
28.图18是本技术一实施例提出的连接件的结构示意图；
29.图19是本技术一实施例提出的涵道单体的剖视示意图；
30.图20是本技术一实施例提出的涵道飞行器的第二视角的结构示意图；
31.图21是本技术一实施例提出的涵道飞行器的四个天线在机身theta90度面的2d方向辐射图；
32.图22是本技术一实施例提出的涵道飞行器的四个天线在机身phi0度面的2d方向辐射图；
33.图23是本技术另一实施例提出的涵道飞行器的结构示意图；
34.图24是本技术一实施例提出的涵道沿横滚轴方向视角的局部结构示意图；
35.图25是本技术一实施例提出的涵道沿俯仰轴方向视角的局部结构示意图；
36.图26是本技术一实施例提出的涵道的局部结构示意图；
37.图27是本技术一实施例提出的涵道的结构示意图；
38.图28是本技术另一实施例提出的涵道飞行器的两个天线在机身theta90度面的2d方向辐射图；
39.图29是本技术另一实施例提出的涵道飞行器的两个天线在机身phi0度面的2d方向辐射图。
具体实施方式
40.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
41.如图1所示，本技术的实施例提出一种涵道飞行器100，提出的涵道飞行器100可以是单旋翼涵道飞行器，或者两旋翼涵道飞行器，或者两旋翼以上的多旋翼涵道飞行器。
42.如图1和图2所示，在一些实施例中，提出的涵道飞行器100包括涵道10、机身20和动力组件30，涵道10包括至少两个涵道单体11，涵道单体11具有涵道孔111，机身20与涵道10连接，动力组件30与机身20连接，动力组件30至少部分位于涵道孔111内，动力组件30与涵道10配合提供气动升力，其中，涵道单体11至少部分为中空结构。
43.本技术实施例提出的涵道飞行器100，通过设置涵道单体11至少部分为中空结构，可以有效降低涵道10的重量，提高系统的力效，以延长续航时间。且通过设置动力组件30少部分位于所述涵道孔111内，动力组件30和涵道10的配合可以提高涵道飞行器100的气动性能。此外，涵道10对降低动力组件30的噪音具有明显的效果。
44.如图3至图5所示，在一些实施例中，涵道10包括第一涵道结构12和第二涵道结构
13，第一涵道结构12和第二涵道结构13组装后形成涵道10。在实际生产过程中，事先分别成型第一涵道结构12和第二涵道结构13，第一涵道结构12具有第一凹陷部，第二涵道结构13具有第二凹陷部，然后将第一涵道结构12和第二涵道结构13组装在一起形成所述涵道10，第一凹陷部和第二凹陷部结合形成所述中空结构。以该实施方式，可以降低涵道10的成型难度，方便量产和降低成本。可选地，第一涵道结构12和第二涵道结构13采用注塑或者机加工的方式分别成型。
45.需要说明的是，涵道10不局限于采用上述通过第一涵道结构12和第二涵道结构13组装的方式以实现涵道单体11至少具有部分的中空结构，例如，在其他一些实施例中，也可以通过3d打印的方式一次成型涵道10及所述中空结构，也即形成的涵道10是一个完整的部件，不需要由多个部件组装形成。
46.在一些实施例中，第一涵道结构12和第二涵道结构13均为硬质件。以该实施方式，涵道10成型后具有足够的强度，可以很好地维持涵道10形状，从而维持其气动特性。而且，硬质的涵道10受到撞击后形变小，可以避免出现由于涵道10发生形变与动力组件30的桨叶发生干涉，导致动力组件30出现受损或损坏的情况。
47.在一些实施例中，第一涵道结构12和第二涵道结构13均为塑胶件。塑胶具有较高强度和较低的重量，在保证涵道10强度的同时降低涵道10重量，从而可以延长涵道飞行器100的续航时间。当然，第一涵道结构12和第二涵道结构13不局限于是塑胶件，例如，在其他一些实施例中，第一涵道结构12和第二涵道结构13也可以采用金属材料或者木质材料或者碳纤维材料制成。
48.如图6所示，在一些实施例中，涵道10设有第一定位部14，机身20设有第二定位部(图未示)，机身20通过第一定位部14和第二定位部的配合定位安装于涵道10。由于为了充分利用涵道10的气动性能，动力组件30的桨叶与涵道孔111内侧壁的间距一般很小，而零件在制造过程中和装配过程中容易存在误差，制造和装配存在的误差会导致涵道飞行器100组装后，动力组件30的桨叶与涵道孔111内侧壁间距太小或者直接相接触，从而使得涵道飞行器100使用时会出现擦桨的情况。本实施例中，通过第一定位部14和第二定位部的配合，机身20可以精确地安装于涵道10，从而可以很好地控制桨叶与涵道孔111内侧壁的间距，避免出现擦桨的情况。
49.如图6所示，在一些实施例中，第一定位部14的数量为三个，三个第一定位部14在涵道10上呈三角形排布。以该实施方式，由三角形具有稳定性的原理可知，通过设置三个第一定位部14在涵道10上呈三角形排布，可以使得机身20稳定地安装于涵道10。而且，三个第一定位部14的三角形排布，也可以提高定位精度，使得机身20与涵道10之间可以实现较高的装配精度，间接地避免出现动力组件30与涵道10发生干涉的情况。
50.如图6所示，示例性地，第一定位部14为设于涵道10上的定位轴，第二定位部为设于机身20的轴孔，定位轴穿设于轴孔以实现涵道10和机身20的定位安装。当然，第一定位部14和第二定位部也不局限于是采用定位轴与轴孔的配合方式，例如，在其他一些实施例中，第一定位部14和第二定位部可以采用凸起与凹槽的配合方式，具体可以根据实际设计需要而定。
51.如图3至图5、图7至图8所示，在一些实施例中，至少两个涵道单体11形成周围环绕分布结构，相邻的两个涵道单体11相互连接，至少两个涵道单体11的连接处设有第一加强
结构110。其中，所述的周围环绕分布结构指的是所述至少两个涵道单体11环绕分布于某一部件或者某一区域的四周，涵道单体11与涵道单体11之间可以是连接的也可以是不连接的，该定义沿用至下文。以该实施方式，通过在至少两个涵道单体11的连接处设有第一加强结构110，第一加强结构110可以起到加强涵道10强度的作用，减少涵道10出现变形与动力组件30的桨叶发生干涉，导致动力组件30出现受损或损坏的情况。
52.在一些实施例中，涵道10包括四个涵道单体11，四个涵道单体11两两连接形成周围环绕分布结构，四个涵道单体11形成四个连接位，其中，相对的两个连接位处设有所述第一加强结构110。当然，四个连接位均设有所述第一加强结构110也是可以的，具体可以根据实际设计需要而定。
53.在一些实施例中，涵道10包括脚架15。第一加强结构110靠近脚架15设置。在实际使用过程中，涵道飞行器100每次完成飞行后，在降落的过程中，涵道10的脚架15与地面有一个撞击的过程，撞击的力传递到第一涵道结构12和第二涵道结构13之间时可能导致第一涵道结构12和第二涵道结构13发生分离。本实施例中，通过将第一加强结构110靠近脚架15设置，第一加强结构110可以分散脚架15传递过来的撞击力，避免出现第一涵道结构12与第二涵道结构13发生分离的情况。
54.在一些实施例中，脚架15从相邻两个涵道单体11的交界处且远离涵道10的中心的位置延伸而出。以该实施方式，脚架15距离涵道10的中心的位置较远，有利于提高涵道飞行器100落地的稳定性。
55.在一些实施例中，第一加强结构110包括加强筋1101和嵌入槽1102，加强筋1101设于第一涵道结构12和第二涵道结构13中的一者，嵌入槽1102设于第一涵道结构12和第二涵道结构13中的另一者，其中，加强筋1101嵌于嵌入槽1102。可选地，加强筋1101与第一涵道结构12或第二涵道结构13一体成型。
56.在一些实施例中，嵌入槽1102内设有粘接剂，加强筋1101通过粘接剂与嵌入槽1102的内侧壁粘接固定。以该实施方式，粘接剂可以提高加强筋1101与嵌入槽1102内侧壁的结合力。使得第一涵道结构12和第二涵道结构13之间结合的更为牢固，稳定性更好。
57.在一些实施例中，第一加强结构110还包括拱形部1103，拱形部1103连接相邻的两个涵道单体11。示例性地，涵道10包括顶侧和底侧，机身20安装于涵道10的顶侧，拱形部1103可以是设于相邻两个涵道单体11的顶侧，也可以是设于相邻两个涵道单体11的底侧，或者相邻两个涵道单体11的顶侧和底侧均设有拱形部1103。具体地，以相邻两个涵道单体11的顶侧设有所述拱形部1103为例，拱形部1103从一个涵道单体11向上弧形弯曲后与相邻的涵道单体11连接。
58.需要说明的是，第一加强结构110不局限于上述的设置方式，例如，在其他一些实施例中，只有第一涵道结构12或者只有第二涵道结构13设有第一加强结构110，在该实施例中，第一加强结构110可以是设于第一涵道结构12的加强筋1101和/或拱形部1103，或者设于第二涵道结构13的加强筋1101和/或拱形部1103。
59.还需要说明的是，由上述可知，涵道10也可以采用3d打印成型，在该实施例中，第一加强结构110可以是直接3d打印成型在相邻两个涵道单体11之间的加强筋1101和/或拱形部1103。
60.如图9和图10所示，在一些实施例中，第一涵道结构12包括至少两个涵道内圈121，
涵道内圈121形成涵道单体11的内侧壁，第二涵道结构13包括至少两个涵道外圈131，涵道外圈131形成涵道单体11的外侧壁，涵道内圈121和涵道外圈131组装形成涵道单体11。组装时，操作人员将第一涵道结构12的涵道内圈121与第二涵道结构13的涵道外圈131一一对准，然后将第一涵道结构12与第二涵道结构13组装在一起，其中，第一涵道结构12和第二涵道结构13组合形成涵道10，一个涵道内圈121与一个涵道外圈131组合形成一个涵道单体11。
61.当然，第一涵道结构12和第二涵道结构13不局限于拆分为涵道内圈121和涵道外圈131，例如，在其他一些实施例中，第一涵道结构12和第二涵道结构13也可以拆分为涵道10的上半部分和下半部分，具体可以根据实际设计需要而定。
62.在一些实施例中，至少两个涵道内圈121形成周围环绕分布结构，每个涵道内圈121为环形封闭结构，第一涵道结构12还包括第二加强结构122，第二加强结构122位于周围环绕分布结构的中间并与至少两个涵道内圈121连接。以该实施方式，通过设置每个涵道内圈121为环形封闭结构，环形封闭结构整体性较好，不容易发生形变。而且通过设置第二加强结构122可以进一步提高第一涵道结构12的强度，使得涵道内圈121不容易发生变形。可选地，每个涵道内圈121可以是但不局限于是圆环结构。
63.如图9所示，在一些实施例中，第一涵道结构12包括四个涵道内圈121，分别为第一涵道内圈121a、第二涵道内圈121b、第三涵道内圈121c和第四涵道内圈121d，第一涵道内圈121a、第二涵道内圈121b、第三涵道内圈121c和第四涵道内圈121d两两连接形成周围环绕分布结构。第二加强结构122位于四个涵道内圈121围合形成的区域内。可选地，第二加强结构122与四个涵道内圈121均连接。
64.在一些实施例中，第二加强结构122与涵道内圈121一体成型。以该实施方式，可以提高第二加强结构122与涵道内圈121形成的整体的强度。当然，第二加强结构122与涵道内圈121不局限于是一体成型，例如，在其他一些实施例中，第二加强结构122与涵道内圈121可拆卸连接。
65.如图9所示，在一些实施例中，第二加强结构122与涵道内圈121围合形成凹腔123，凹腔123用于收容涵道飞行器100的航电模块和/或电源模块。以该实施方式，合理地利用涵道10的空间，有利于缩小涵道飞行器100的整体尺寸。
66.如图9所示，在一些实施例中，涵道内圈121设有连通凹腔123的通风口1211。以该实施方式，动力组件30的螺旋桨在旋转时产生的气流可以通过通风口1211进入到凹腔123内，对位于凹腔123内部的航电模块和/或电源模块起到散热作用。该结构巧妙地利用了现有结构，不用另外增设散热机构，不仅简化了机构，而且可以降低成本。
67.如图9所示，在一些实施例中，第二加强结构122设有镂空结构1221。以该实施方式，镂空结构1221可以降低涵道10的重量，降低能源消耗，提高涵道飞行器100的续航时间。此外，镂空结构1221有利于空气在凹腔123内部的流通，可以加快航电模块和/或电源模块的散热。
68.如图9所示，在一些实施例中，涵道10还包括第三加强结构124。第三加强结构124位于周围环绕分布结构的边缘并连接相邻的两个涵道单体11的外侧壁。以该实施方式，通过设置第三加强结构124在相邻的两个涵道单体11之间形成连接桥，可以提高涵道10的整体强度，使得涵道10不容易发生变形。
69.在一些实施例中，涵道10包括四个涵道单体11，分别为第一涵道单体、第二涵道单体、第三涵道单体和第四涵道单体，第一涵道单体、第二涵道单体、第三涵道单体和第四涵道单体两两连接形成周围环绕分布结构。第三加强结构124的数量为两个，其中一个第三加强结构124连接第一涵道单体和第二涵道单体的外侧，另一个第三加强结构124连接第三涵道单体和第四涵道单体的外侧。当然，第一涵道单体与第四涵道单体之间和/或第二涵道单体与第三涵道单体之间也设有第三加强结构124也是可以的，具体可以根据实际设计需要而定。
70.在一些实施例中，第三加强结构124位于周围环绕分布结构的边缘并连接相邻的两个涵道内圈121，也即第一涵道结构12设有第三加强结构124。以该实施方式，通过设置第三加强结构124可以提高第一涵道结构12的强度，使得涵道内圈121不容易发生变形。在其他一些实施例中，第三加强结构124设于第二涵道结构13也是可以的，具体可以根据实际设计需要而定。
71.如图9所示，在一些实施例中，第一涵道结构12包括四个涵道内圈121，分别为第一涵道内圈121a、第二涵道内圈121b、第三涵道内圈121c和第四涵道内圈121d，第一涵道内圈121a、第二涵道内圈121b、第三涵道内圈121c和第四涵道内圈121d两两连接形成周围环绕分布结构。第三加强结构124的数量为两个，其中一个第三加强结构124连接第一涵道内圈121a和第二涵道内圈121b，另一个第三加强结构124连接第三涵道内圈121c和第四涵道内圈121d。
72.如图10所示，在一些实施例中，涵道10包括脚架15，第三加强结构124设于脚架15处。在实际使用过程中，涵道飞行器100在每次飞行结束后都需要进行降落，在降落的过程中，涵道10的脚架15与地面有一个撞击的过程。本实施例中，通过将第三加强结构124靠近脚架15设置，第三加强结构124分散脚架15传递过来的撞击力，避免涵道10出现损坏。
73.如图9所示，在一些实施例中，第三加强结构124与涵道内圈121一体成型。以该实施方式，可以提高第三加强结构124与涵道内圈121形成的整体的强度。当然，第三加强结构124与涵道内圈121不局限于是一体成型，例如，在其他一些实施例中，第三加强结构124与涵道内圈121可拆卸连接。
74.如图10所示，在一些实施例中，至少两个涵道外圈131形成周围环绕分布结构，每个涵道外圈131为弧形结构，相邻的两个涵道外圈131的端部相互连接。示例性地，第二涵道结构13包括四个涵道外圈131，四个涵道外圈131两两连接形成周围环绕分布结构。可选地，每个涵道外圈131可以是但不局限于圆弧结构。
75.如图10所示，在一些实施例中，脚架15设于相邻两个涵道外圈131的连接处。两个涵道外圈131的连接处具有较高的强度且能够较好的分散脚架15传递过来的撞击力。
76.如图10所示，在一些实施例中，涵道10包括四个涵道外圈131，脚架15的数量为四个，每两个涵道外圈131的连接处设有一个所述脚架15。
77.如图10所示，在一些实施例中，脚架15与涵道外圈131一体成型。以该实施方式，可以提高脚架15与涵道外圈131形成的整体的强度。
78.如图4、图5、图11、图12和图13所示，在一些实施例中，涵道内圈121和涵道外圈131中的一者设有装配槽101，涵道内圈121和涵道外圈131中的另一者设有装配部102，装配部102嵌于装配槽101内。以该实施方式，通过设置装配部102与装配槽101的配合，可以提高涵
道内圈121与涵道外圈131的结合强度，使得涵道内圈121和涵道外圈131组装后相互之间不容易发生脱落。
79.在一些实施例中，装配槽101内设有粘接剂，装配部102通过粘接剂与装配槽101的内侧壁粘接固定。以该实施方式，粘接剂可以提高装配部102与装配槽101内侧壁的结合力。使得涵道内圈121和涵道外圈131之间结合的更为牢固。
80.如图12所示，在一些实施例中，装配部102在其厚度方向上的一侧或两侧设有定位凸台1021。以该实施方式，在装配部102嵌入装配槽101后，定位凸台1021抵接装配槽101的内侧壁，尽可能地缩小装配部102与装配槽101内侧壁之间的间隙，提高涵道内圈121与涵道外圈131之间的安装精度，避免涵道飞行器100组装完成后涵道内圈121与动力组件30的螺旋桨发生干涉。可以理解地，如果装配部102与装配槽101的内侧壁之间留存间隙，间隙使得涵道内圈121和涵道外圈131存在变形的可能，由于涵道孔111的内侧壁与桨叶的间隙较小，变形的涵道内圈121容易出现涵道10与动力组件30的桨叶发生干涉的情况。
81.如图13所示，在一些实施例中，涵道内圈121包括第一边缘121a和与第一边缘121a相对的第二边缘121b，涵道外圈131包括第三边缘131a和与第三边缘131a相对的第四边缘131b，第一边缘121a与第三边缘131a对接，第二边缘121b与第四边缘131b对接。其中，在靠近第一边缘121a和第三边缘131a处，以及在靠近第二边缘121b和第四边缘131b处均设有装配槽101和装配部102的配合结构。以该实施方式，通过在涵道内圈121和涵道外圈131的两个配合处均设有装配槽101和装配部102的配合结构，可以提高涵道内圈121与涵道外圈131的结合强度。当然，在其他一些实施例中，只在靠近第一边缘121a和第三边缘131a处，或者只在靠近第二边缘121b和第四边缘131b处设有装配槽101和装配部102的配合结构也是可以的。
82.如图4、图5、图11、图12和图14所示，在一些实施例中，涵道内圈121和涵道外圈131中的一者设有导向孔103，涵道内圈121和涵道外圈131中的另一者设有导向柱104，导向柱104穿设于导向孔103内。以该实施方式，一方面，导向柱104和导向孔103的配合可以降低涵道内圈121和涵道外圈131的装配难度，安装时，操作人员将导向柱104与导向孔103对齐，然后将涵道内圈121和涵道外圈131按压在一起即可，而无需进行装配槽101与装配部102的对齐。另一方面，导向柱104和导向孔103的配合可以提高涵道内圈121和涵道外圈131之间的结合强度，减少涵道10受到撞击时出现涵道内圈121和涵道外圈131发生相互分离的情况。
83.如图4、图5、图11、图12和图15所示，在一些实施例中，涵道内圈121和涵道外圈131中的一者设有第一卡扣部105，涵道内圈121和涵道外圈131中的另一者设有第二卡扣部106，第一卡扣部105与第二卡扣部106卡接。涵道内圈121和涵道外圈131在实际组装过程中，操作人员先在装配槽101内注入粘接剂，接着将导向柱104与导向孔103对齐，并按压涵道内圈121和涵道外圈131，使得装陪部嵌入装配槽101内，然后将刚刚组装完成的涵道10转移到治具进行固定，在这过程中，粘接剂还未固化，且涵道内圈121和涵道外圈131之间存在装配应力，因此在将刚刚组装完成的涵道10转移到治具进行固定的过程中，涵道内圈121和涵道外圈131可能会出现相互分离。本实施例中，通过设置第一卡扣部105与第二卡扣部106的配合，可以避免将刚刚组装完成的涵道10转移到治具进行固定的过程中，涵道内圈121和涵道外圈131出现相互分离的情况。
84.如图16所示，在一些实施例中，机身20包括机身主体21和机臂22，机臂22连接机身
主体21和动力组件30，其中，机臂22包括第一支撑臂221和第二支撑臂222，第一支撑臂221和第二支撑臂222由机身主体21向外延伸并连接，以使第一支撑臂221、第二支撑臂222和部分机身主体21共同围合呈三角形，动力组件30安装于第一支撑臂221与第二支撑臂222的连接处。以该实施方式，由三角形具有稳定性的原理可知，第一支撑臂221、第二支撑臂222和部分机身主体21的三角形结构可以提高机臂22的强度和稳定性，避免涵道飞行器100在使用的过程中，机臂22发生形变，导致动力组件30的桨叶与涵道孔111的内侧壁发生干涉的情况。而且，第一支撑臂221、第二支撑臂222和部分机身主体21的三角形结构也可以提高机臂22的定位精度，也即提高动力组件30安装于机臂22时的定位精度，从而避免出现动力组件30与涵道10发生干涉的情况。
85.如图16和图17所示，在一些实施例中，涵道飞行器100还包括减震机构40、云台50和摄像装置60，减震机构40与机身20连接，云台50与减震机构40连接，摄像装置60与云台50连接，其中，减震机构40位于摄像装置60的下方。以该实施方式，通过设置减震机构40，可以削弱从机身20传递到摄像装置60的振动，提高摄像装置60的成像质量。而且，通过将减震机构40设于摄像装置60的下方有利于涵道飞行器100结构的紧凑，缩小涵道飞行器100的体积以减小风阻。具体地，本实施例中，通过将减震机构40设于摄像装置60的下方，使得摄像装置60可以收容于机身20的前端，使得摄像装置60与机身20形成的整体性较好。可以理解地，如果将减震机构40设于摄像装置60的上方，机身20连接减震机构40，减震机构40再连接摄像装置60，势必造成摄像装置60需要延伸到涵道飞行器100的底部，造成涵道飞行器100整体体积变大，风阻变大。
86.在一些实施例中，减震机构40包括连接件41和减震件42，连接件41与云台50连接，减震件42连接连接件41和机身20。
87.在一些实施例中，减震件42为减震球，数量为三个，三个减震球呈三角形排布。以该实施方式，在简化减震机构40的情况下，三角形排布的三个减震球可以形成平面减震，起到较好的减震效果。当然，减震件42不局限于是减震球，例如，在其他一些实施例中，减震件也可以是弹簧、弹片、塑胶件或者其他具有弹性的部件，具体可以根据实际设计需要而定。
88.如图17所示，在一些实施例中，云台50包括云台支架51和电机52，电机52安装于云台支架51并与摄像装置60连接，其中，云台支架51与连接件41一体成型。以该实施方式，通过设置云台支架51与连接件41一体成型，不仅可以减少装配工序，降低云台50和减震机构40之间的装配难度，而且可以增加云台50与减震机构40之间的连接强度。
89.在一些实施例中，云台支架51相对于连接件41倾斜预设角度以避免遮挡摄像装置60的视野。可选地，云台支架51相对于连接件41朝向涵道飞行器100的后侧倾斜。
90.如图18所示，在一些实施例中，电机52用于驱动摄像装置60进行俯仰动作，连接件41朝向涵道飞行器100前进方向的一侧设有避让缺口411，避让缺口411使得连接件41在摄像装置60俯视到极限位置时避开摄像装置60的视野，以避免对摄像装置60的视野形成遮挡。
91.如图18所示，在一些实施例中，连接件41包括第一延伸部412和第二延伸部413，第二延伸部413与第一延伸部412呈v字形设置，第一延伸部412和第二延伸部413围合形成避让缺口411。以该实施方式，连接件41使用到的材料少，重量低，可以减少能量消耗。当然，连接件41也不局限于上述的设置方式，例如，在其他一些实施例中，连接件41也可以设置为板
状，只要连接件41设有所述避让缺口411以避免对摄像装置60的视野形成遮挡即可。
92.如图18所示，在一些实施例中，第一延伸部412包括第一连接端412a和第一自由端412b，第二延伸部413包括第二连接端413a和第二自由端413b，第一连接端412a与第二连接端413a连接，三个减震球中的一个设于第一自由端412b，再一个设于第二自由端413b，再一个设于第一连接端412a和第二连接端413a的连接处。
93.如图19所示，在一些实施例中，涵道单体11具有中轴线s，涵道单体11的纵截面形状为翼型，翼型的中弧线l朝向中轴线s凸出。其中，中弧线l的定义是翼型上下表面y向高度中点的连线，在本实施中是指涵道单体11内外表面在涵道单体11厚度方向中点的连线。以该实施方式，通过设置涵道单体11的纵截面形状为翼型，能够有效优化涵道单体11的前流场和后流场，能够有效提成涵道10的推力。
94.如图19所示，在一些实施例中，涵道单体11具有唇口11a和扩散口11b，气体从唇口11a进入涵道孔111并从扩散口11b扩散出去，唇口11a的口径在远离扩散口11b的方向上逐渐增大。以该实施方式，首先增加了涵道单体11的进气面积，为唇口11a的气流加速增加气流能量，其次通过设置唇口11a的口径逐渐增大，为涵道单体11形成了导流效果，可以有效避免气体在唇口11a处碰到涵道单体11时瞬间发生分离，对涵道单体11的效率和安全性造成影响。可以理解地，如果气体在唇口11a处碰到涵道单体11时发生了分离，分离的气流会在涵道单体11的内外侧形成漩涡气流，漩涡气流会影响螺旋桨的效率，也容易引起螺旋桨叶片的振动，存在安全隐患。可选地，涵道单体11的唇口11a的表面为光滑过渡的表面。
95.如图19所示，在一些实施例中，扩散口11b的口径在远离唇口11a的方向上逐渐增大。以该实施方式，可以对单体的后流场形成导流效果，避免气体在涵道单体11的后流场产生漩涡气流。
96.在一些实施例中，唇口11a靠近机身20位置的扩散角小于唇口11a远离机身20位置的扩散角。在一些实施例中，唇口11a靠近机身20位置的扩散角大致为零。
97.如图19所示，在一些实施例中，涵道单体11包括进风端11c和出风端11d，涵道单体11的外径从进风端11c朝向出风端11d逐渐减小。也即涵道单体11从进风端11c到出风端11d大致呈漏斗状，以该实施方式，涵道单体11的进风量大，扩散口11b缩小可以提高从扩散口11b流出的气体的流出，从而获得较好的推力。
98.如图19所示，在一些实施例中，动力组件30包括螺旋桨31，涵道孔111的内壁与螺旋桨31的间距为0.75mm
±
0.1mm。
99.如图19所示，在一些实施例中，涵道单体11的顶侧与底侧的间距为t1，其中，t1＝13.34mm
±
1mm。
100.如图19所示，在一些实施例中，在涵道单体11的同一个纵截面，涵道单体11的内侧距离中轴线s的最近点与涵道单体11的外侧距离中轴线s的最远点之间的间距为t2，其中，t2＝10.47mm
±
1mm。
101.如图19所示，在一些实施例中，螺旋桨31旋转形成桨盘，桨盘的直径为q，其中q＝73.2mm
±
7mm。
102.如图19所示，在一些实施例中，涵道单体11的翼型截面的弦p的长度为k，其中，k＝14.95mm
±
1.5mm。
103.如图19所示，在一些实施例中，涵道单体11的翼型截面的弦p与水平面的夹角为θ，
其中，θ＝57.57
°±
5.7
°
。
104.如图20所示，在一些实施例中，涵道飞行器100还包括设于涵道10的天线组件70。
105.在一些实施例中，天线组件70全部贴合于涵道10的外表面。
106.在一些实施例中，天线组件70内置于涵道10内部。以该实施方式，涵道10可以对天线组件70形成较好的防护。
107.如图20所示，在一些实施例中，天线组件70包括至少两个天线71，至少两个天线71之间相互不平行。
108.如图20所示，在一些实施例中，天线组件70包括四个天线71，四个天线71以相邻两个天线71的最大辐射方向相垂直的方式分布于涵道10。以该实施方式，天线组件70可以近似实现覆盖全空间的方向图覆盖效果，信号连接稳定。
109.如图20所示，示例性地，涵道10包括四个涵道单体11，涵道单体11设有涵道孔111，每个涵道单体11的外侧壁设有一个天线71。具体地，四个涵道单体11分别为第一涵道单体11e、第二涵道单体11f、第三涵道单体11g和第四涵道单体11h，第一涵道单体11e位于机身20的左前方，第二涵道单体11f位于机身20的左后方，第三涵道单体11g位于机身20的右后方，第四涵道单体11h位于机身20的右前方。四个天线71分别为第一天线71a、第二天线71b、第三天线71c和第四天线71d，第一天线71a设于第一涵道单体11e的外侧壁且最大辐射方向朝向涵道飞行器100的前侧，第二天线71b设于第二涵道单体11f的外侧壁且最大辐射方向朝向涵道飞行器100的左侧，第三天线71c设于第三涵道单体11g的外侧壁且最大辐射方向朝向涵道飞行器100的后侧，第四天线71d设于第四涵道单体11h的外侧壁且最大辐射方向朝向涵道飞行器100的右侧。
110.如图21所示，图21展示的是四个天线在机身theta90度面的2d方向辐射图，由图21可以看出该四个天线形成的整体在机身theta90度面可以实现全方向图的覆盖效果。
111.如图22所示，图22展示的是四个天线在机身phi0度面的2d方向辐射图，由图22可以看出该四个天线形成的整体在机身phi0度面可以实现全方向图的覆盖效果。
112.需要说明的是，涵道10不一定包括四个涵道单体11才能实现四个天线71以相邻两个天线71的最大辐射方向相垂直的方式分布于涵道10，例如，在其他一些实施例中，如图23所示，涵道10包括两个涵道单体11，分别为设于机身20左侧的左涵道单体11i和设于机身20右侧的右涵道单体11j，第一天线71a设于左涵道单体11i的外侧壁且最大辐射方向朝向涵道飞行器100的前侧，第二天线71b设于左涵道单体11i的外侧壁且最大辐射方向朝向涵道飞行器100的左侧，第三天线71c设于右涵道单体11j的外侧壁且最大辐射方向朝向涵道飞行器100的后侧，第四天线71d设于右涵道单体11j的外侧壁且最大辐射方向朝向涵道飞行器100的右侧。也即，四个天线71的最大辐射方向的设置并不依托于涵道单体11的个数，当涵道10包括六个涵道单体11或者八个涵道单体11或者其他个数的涵道单体11时，也能实现四个天线71以相邻两个天线71的最大辐射方向相垂直的方式分布于涵道10。
113.在一些实施例中，天线71为共形微带贴片天线。可选地，天线71采用模内注塑或者激光直接成型技术或者激光化学活化金属镀技术成型于涵道10。
114.如图24所示，需要说明的是，天线组件70不局限于上面的设置方式，例如，在其他一些实施例中，天线组件70包括两个天线71，两个天线71分别设于涵道10相对的两侧，每个天线71与涵道飞行器100的偏航轴y呈夹角设置。以该实施方式，相对于现有的将天线71与
涵道飞行器100的偏航轴y平行的设置方式，天线71与涵道飞行器100的偏航轴y呈夹角设置的方式可以将天线71的最大辐射方向避开涵道飞行器100的机身20或电池等金属部件，从而可以实现较好的信号覆盖效果。
115.如图24所示，在一些实施例中，两个天线71呈八字形设置。
116.如图24所示，在一些实施例中，每个天线71与涵道飞行器100的偏航轴y的夹角为α，其中，15
°
≤α≤30
°
。以该实施方式，天线组件70可以实现近似全空间覆盖。
117.如图24所示，在一些实施例中，两个天线71分布于涵道飞行器100的横滚轴z的两侧。
118.如图24所示，在一些实施例中，两个天线71在涵道飞行器100的横滚轴z方向上的投影相对于涵道飞行器100的偏航轴y对称设置。
119.如图25所示，在一些实施例中，两个天线71在涵道飞行器100的俯仰轴x方向的投影呈交错设置。以该实施方式，涵道飞行器100在不同姿态下，都能保证至少有一个天线71有方向图覆盖，提高涵道飞行器100无线通信链路的稳定性。
120.如图25所示，在一些实施例中，两个天线71在涵道飞行器100的俯仰轴x方向的投影的夹角为β，其中，40
°
≤β≤60
°
。
121.如图25所示，在一些实施例中，两个天线71在涵道飞行器100的俯仰轴x方向的投影相对于涵道飞行器100的偏航轴y对称设置。
122.在一些实施例中，涵道10包括顶侧和底侧，机身20安装于涵道10的顶侧，两个天线71设于涵道10的底侧。
123.在一些实施例中，天线71容置于脚架15内部。以该实施方式，天线71容置于脚架15内部可以很好地受到脚架15的保护。
124.在一些实施例中，容置有天线71的两个脚架15呈八字形设置，每个脚架15与涵道飞行器100的偏航轴y的夹角为α，其中，15
°
≤α≤30
°
。以该实施方式，一方面与天线71的倾斜角度一致，方便天线71的角度设置，另一方面，脚架71倾斜设置，在撞击到地面时，可以分散掉部分的冲击力，避免将冲击力全部通过涵道10传递给机身20。
125.如图26和图27所示，在一些实施例中，涵道10包括涵道本体10a和盖板10b，涵道本体10a设有敞口的走线通道10c，机身20与天线71的连线排布于走线通道10c，盖板10b与涵道本体10a可拆卸连接，盖板10b用于封盖敞口。以该实施方式，方便机身20与天线71之间的接线，具体地，接线时可以先打开盖板10b，等到机身20与天线71之间完成接线和布线后，再将盖板10b封盖于敞口，简单方便。
126.如图28所示，图28展示的是两个天线在机身theta90度面的2d方向辐射图，由图28可以看出该两个天线形成的整体在机身theta90度面可以实现全方向图的覆盖效果。
127.如图29所示，图29展示的是两个天线在机身phi0度面的2d方向辐射图，由图29可以看出该两个天线形成的整体在机身phi0度面可以实现全方向图的覆盖效果。
128.如图1至图29所示，本技术的实施例还提出一种涵道10，提出的涵道10包括至少两个涵道单体11，涵道单体11具有涵道孔111，涵道孔111用于容置涵道飞行器100的动力组件30，涵道10用于与动力组件30共同产生气动升力，其中，涵道单体11至少部分为中空结构。
129.在一些实施例中，涵道10包括第一涵道结构12和第二涵道结构13，第一涵道结构12和第二涵道结构13组装后形成涵道10。
130.在一些实施例中，至少两个涵道单体11形成周围环绕分布结构，相邻的两个涵道单体11相互连接，至少两个涵道单体11的连接处设有第一加强结构110。
131.在一些实施例中，涵道10包括脚架15，第一加强结构110靠近脚架15设置。
132.在一些实施例中，第一加强结构110包括加强筋1101和嵌入槽1102，加强筋1101设于第一涵道结构12和第二涵道结构13中的一者，嵌入槽1102设于第一涵道结构12和第二涵道结构13中的另一者，其中，加强筋1101嵌于嵌入槽1102。
133.在一些实施例中，嵌入槽1102内设有粘接剂，加强筋1101通过粘接剂与嵌入槽1102的内侧壁粘接固定。
134.在一些实施例中，第一涵道结构12包括至少两个涵道内圈121，涵道内圈121形成涵道单体11的内侧壁，第二涵道结构13包括至少两个涵道外圈131，涵道外圈131形成涵道单体11的外侧壁，涵道内圈121和涵道外圈131组装形成涵道单体11。
135.在一些实施例中，至少两个涵道内圈121形成周围环绕分布结构，每个涵道内圈121为环形封闭结构，第一涵道结构12还包括第二加强结构122，第二加强结构122位于周围环绕分布结构的中间并与至少两个涵道内圈121连接。
136.在一些实施例中，第二加强结构122与涵道内圈121一体成型，或者第二加强结构122与涵道内圈121可拆卸连接。
137.在一些实施例中，第二加强结构122设有镂空结构1221。
138.在一些实施例中，第二加强结构122与涵道内圈121围合形成凹腔123，凹腔123用于收容涵道飞行器100的航电模块和/或电源模块。
139.在一些实施例中，涵道内圈121设有连通凹腔123的通风口1211。
140.在一些实施例中，至少两个涵道内圈121形成周围环绕分布结构，每个涵道内圈121为环形封闭结构，第一涵道结构12还包括第三加强结构124，第三加强结构124位于周围环绕分布结构的边缘并连接相邻的两个涵道内圈121。
141.在一些实施例中，涵道10包括脚架15，第三加强结构124设于脚架15处。
142.在一些实施例中，第三加强结构124与涵道内圈121一体成型，或者第三加强结构124与涵道内圈121可拆卸连接。
143.在一些实施例中，至少两个涵道外圈131形成周围环绕分布结构，每个涵道外圈131为弧形结构，相邻的两个涵道外圈131的端部相互连接。
144.在一些实施例中，涵道10包括脚架15，脚架15设于相邻两个涵道外圈131的连接处。
145.在一些实施例中，脚架15与涵道外圈131一体成型。
146.在一些实施例中，涵道内圈121和涵道外圈131中的一者设有装配槽101，涵道内圈121和涵道外圈131中的另一者设有装配部102，装配部102嵌于装配槽101内。
147.在一些实施例中，装配槽101内设有粘接剂，装配部102通过粘接剂与装配槽101的内侧壁粘接固定。
148.在一些实施例中，装配部102在其厚度方向上的一侧或两侧设有定位凸台1021。
149.在一些实施例中，涵道内圈121包括第一边缘121a和与第一边缘121a相对的第二边缘121b，涵道外圈131包括第三边缘131a和与第三边缘131a相对的第四边缘131b，第一边缘121a与第三边缘131a对接，第二边缘121b与第四边缘131b对接，其中，在靠近第一边缘
121a和第三边缘131a处，以及在靠近第二边缘121b和第四边缘131b处均设有装配槽101和装配部102的配合结构。
150.在一些实施例中，涵道内圈121和涵道外圈131中的一者设有导向孔103，涵道内圈121和涵道外圈131中的另一者设有导向柱104，导向柱104穿设于导向孔103内。
151.在一些实施例中，涵道内圈121和涵道外圈131中的一者设有第一卡扣部105，涵道内圈121和涵道外圈131中的另一者设有第二卡扣部106，第一卡扣部105与第二卡扣部106卡接。
152.在一些实施例中，涵道10设有第一定位部14，第一定位部14用于与涵道飞行器100的机身20的第二定位部配合，以使涵道飞行器100的机身20能够定位安装于涵道10。
153.在一些实施例中，第一定位部14的数量为三个，三个第一定位部14在涵道10上呈三角形排布。
154.在一些实施例中，第一涵道结构12和第二涵道结构13均为硬质件。
155.在一些实施例中，涵道内圈121和涵道外圈131均为塑胶件。
156.在一些实施例中，涵道单体11具有中轴线s，涵道单体11的纵截面形状为翼型，翼型的中弧线l朝向中轴线s凸出。
157.在一些实施例中，涵道单体11具有唇口11a和扩散口11b，气体从唇口11a进入涵道孔111并从扩散口11b扩散出去，唇口11a的口径在远离扩散口11b的方向上逐渐增大。
158.在一些实施例中，扩散口11b的口径在远离唇口11a的方向上逐渐增大。
159.在一些实施例中，唇口11a靠近机身20位置的扩散角小于唇口11a远离机身20位置的扩散角。
160.在一些实施例中，唇口11a靠近机身20位置的扩散角大致为零。
161.在一些实施例中，涵道单体11包括进风端11c和出风端11d，涵道单体11的外径从进风端11c朝向出风端11d逐渐减小。
162.在一些实施例中，动力组件30包括螺旋桨31，涵道孔111的内壁与螺旋桨31的间距为0.75mm
±
0.1mm。
163.在一些实施例中，涵道10设有天线组件70。
164.在一些实施例中，天线组件70内置于涵道10内部，或者天线组件70附着于涵道10的外壁面。
165.在一些实施例中，天线组件70包括至少两个天线71，至少两个天线71之间相互不平行。
166.在一些实施例中，天线组件70包括四个天线71，四个天线71以相邻两个天线71的最大辐射方向相垂直的方式分布于涵道10。
167.在一些实施例中，天线71为共形微带贴片天线71。
168.在一些实施例中，天线71采用模内注塑或者激光直接成型技术或者激光化学活化金属镀技术成型于涵道10。
169.在一些实施例中，涵道10包括四个涵道单体11，涵道单体11设有涵道孔111，每个涵道单体11的外侧壁设有一个天线71。
170.在一些实施例中，天线组件70包括两个天线71，两个天线71分别设于涵道10相对的两侧，每个天线71与涵道飞行器100的偏航轴y呈夹角设置。
171.在一些实施例中，两个天线71呈八字形设置。
172.在一些实施例中，涵道10包括顶侧和底侧，机身20安装于涵道10的顶侧，两个天线71设于涵道10的底侧。
173.在一些实施例中，涵道10的底侧设有脚架15，天线71容置于脚架15内部。
174.在一些实施例中，涵道10包括涵道本体10a和盖板10b，涵道本体10a设有敞口的走线通道10c，机身20与天线71的连线排布于走线通道10c，盖板10b与涵道本体10a可拆卸连接，盖板10b用于封盖敞口。
175.在一些实施例中，每个天线71与涵道10的偏航轴y的夹角为α，其中，15
°
≤α≤30
°
。
176.在一些实施例中，两个天线71分布于涵道飞行器100的横滚轴z的两侧。
177.在一些实施例中，两个天线71在涵道10的横滚轴z方向上的投影相对于涵道飞行器100的偏航轴y对称设置。
178.在一些实施例中，两个天线71在涵道10的俯仰轴x方向的投影呈交错设置。
179.在一些实施例中，两个天线71在涵道10的俯仰轴x方向的投影的夹角为β，其中，40
°
≤β≤60
°
。
180.在一些实施例中，两个天线71在涵道飞行器100的俯仰轴x方向的投影相对于涵道飞行器100的偏航轴y对称设置。
181.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种多旋翼涵道飞行器，其特征在于，包括：涵道，包括至少两个涵道单体，所述涵道单体具有涵道孔；机身，与所述涵道连接；动力组件，与所述机身连接，所述动力组件至少部分位于所述涵道孔内，所述动力组件与所述涵道配合提供气动升力；其中，所述涵道单体至少部分为中空结构。2.如权利要求1所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述涵道包括第一涵道结构和第二涵道结构，所述第一涵道结构和所述第二涵道结构组装后形成所述涵道；和/或，所述涵道设有第一定位部，所述机身设有第二定位部，所述机身通过所述第一定位部和所述第二定位部的配合定位安装于所述涵道；和/或，所述多旋翼涵道飞行器还包括减震机构、云台和摄像装置，所述减震机构与所述机身连接，所述云台与所述减震机构连接，所述摄像装置与所述云台连接，其中，所述减震机构位于所述摄像装置的下方；和/或，所述机身包括机身主体和机臂，所述机臂连接所述机身主体和所述动力组件，其中，所述机臂包括第一支撑臂和第二支撑臂，所述第一支撑臂和所述第二支撑臂由所述机身主体向外延伸并连接，以使所述第一支撑臂、所述第二支撑臂和部分所述机身主体共同围合呈三角形，所述动力组件安装于所述第一支撑臂与所述第二支撑臂的连接处；和/或，所述涵道单体具有中轴线，所述涵道单体的纵截面形状为翼型，所述翼型的中弧线朝向所述中轴线凸出；和/或，所述涵道单体具有唇口和扩散口，气体从所述唇口进入所述涵道孔并从所述扩散口扩散出去，所述唇口的口径在远离所述扩散口的方向上逐渐增大；和/或，所述涵道单体包括进风端和出风端，所述涵道单体的外径从所述进风端朝向所述出风端逐渐减小；和/或，所述动力组件包括螺旋桨，所述涵道孔的内壁与所述螺旋桨的间距为0.75mm
±
0.1mm；和/或，所述多旋翼涵道飞行器还包括设于所述涵道的天线组件。3.如权利要求2所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述至少两个涵道单体形成周围环绕分布结构，相邻的两个所述涵道单体相互连接，至少两个所述涵道单体的连接处设有第一加强结构；和/或，所述第一涵道结构包括至少两个涵道内圈，所述涵道内圈形成所述涵道单体的内侧壁，所述第二涵道结构包括至少两个涵道外圈，所述涵道外圈形成所述涵道单体的外侧壁，所述涵道内圈和所述涵道外圈组装形成所述涵道单体；和/或，所述第一定位部的数量为三个，三个所述第一定位部在所述涵道上呈三角形排布；和/或，所述减震机构包括连接件和减震件，所述连接件与所述云台连接，所述减震件连接所述连接件和所述机身；和/或，所述第一涵道结构和所述第二涵道结构均为硬质件；和/或，所述扩散口的口径在远离所述唇口的方向上逐渐增大；和/或，所述天线组件内置于所述涵道内部，或者所述天线组件附着于所述涵道的外壁面；和/
或，所述天线组件包括至少两个天线，所述至少两个天线之间相互不平行；和/或，所述唇口靠近所述机身位置的扩散角小于所述唇口远离所述机身位置的扩散角；和/或，所述唇口靠近所述机身位置的扩散角大致为零。4.如权利要求3所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述涵道包括脚架，所述第一加强结构靠近所述脚架设置；和/或，所述第一加强结构包括加强筋和嵌入槽，所述加强筋设于所述第一涵道结构和所述第二涵道结构中的一者，所述嵌入槽设于所述第一涵道结构和所述第二涵道结构中的另一者，其中，所述加强筋嵌于所述嵌入槽；和/或，所述涵道的底侧设有脚架，所述天线容置于所述脚架内部。5.如权利要求4所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述嵌入槽内设有粘接剂，所述加强筋通过所述粘接剂与所述嵌入槽的内侧壁粘接固定；和/或，所述涵道包括涵道本体和盖板，所述涵道本体设有敞口的走线通道，所述机身与所述天线的连线排布于所述走线通道，所述盖板与所述涵道本体可拆卸连接，所述盖板用于封盖所述敞口。6.如权利要求3所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述至少两个涵道内圈形成周围环绕分布结构，每个所述涵道内圈为环形封闭结构，所述第一涵道结构还包括第二加强结构，所述第二加强结构位于所述周围环绕分布结构的中间并与至少两个所述涵道内圈连接；和/或，所述至少两个涵道内圈形成周围环绕分布结构，每个所述涵道内圈为环形封闭结构，所述第一涵道结构还包括第三加强结构，所述第三加强结构位于所述周围环绕分布结构的边缘并连接相邻的两个所述涵道内圈；和/或，所述至少两个涵道外圈形成周围环绕分布结构，每个所述涵道外圈为弧形结构，相邻的两个涵道外圈的端部相互连接；和/或，所述涵道内圈和所述涵道外圈中的一者设有装配槽，所述涵道内圈和所述涵道外圈中的另一者设有装配部，所述装配部嵌于所述装配槽内；和/或，所述涵道内圈和所述涵道外圈中的一者设有导向孔，所述涵道内圈和所述涵道外圈中的另一者设有导向柱，所述导向柱穿设于所述导向孔内；和/或，所述涵道内圈和所述涵道外圈中的一者设有第一卡扣部，所述涵道内圈和所述涵道外圈中的另一者设有第二卡扣部，所述第一卡扣部与所述第二卡扣部卡接。7.如权利要求6所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述第二加强结构与所述涵道内圈一体成型，或者所述第二加强结构与所述涵道内圈可拆卸连接；和/或，所述第二加强结构设有镂空结构；和/或，所述第二加强结构与所述涵道内圈围合形成凹腔，所述凹腔用于收容所述多旋翼涵道飞行器的航电模块和/或电源模块；和/或，所述涵道包括脚架，所述第三加强结构设于所述脚架处；和/或，所述第三加强结构与所述涵道内圈一体成型，或者所述第三加强结构与所述涵道内圈可拆卸连接；和/或，
所述涵道包括脚架，所述脚架设于相邻两个所述涵道外圈的连接处；和/或，所述装配槽内设有粘接剂，所述装配部通过所述粘接剂与所述装配槽的内侧壁粘接固定；和/或，所述装配部在其厚度方向上的一侧或两侧设有定位凸台；和/或，所述涵道内圈包括第一边缘和与所述第一边缘相对的第二边缘，所述涵道外圈包括第三边缘和与所述第三边缘相对的第四边缘，所述第一边缘与所述第三边缘对接，所述第二边缘与所述第四边缘对接；其中，在靠近所述第一边缘和所述第三边缘处，以及在靠近所述第二边缘和所述第四边缘处均设有所述装配槽和所述装配部的配合结构。8.如权利要求7所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述涵道内圈设有连通所述凹腔的通风口；和/或，所述脚架与所述涵道外圈一体成型。9.如权利要求3所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述减震件为减震球，数量为三个，所述三个减震球呈三角形排布；和/或，所述云台包括云台支架和电机，所述电机安装于所述云台支架并与所述摄像装置连接，其中，所述云台支架与所述连接件一体成型；和/或，所述云台支架相对于所述连接件倾斜预设角度以避免遮挡所述摄像装置的视野。10.如权利要求9所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述电机用于驱动所述摄像装置进行俯仰动作，所述连接件朝向所述多旋翼涵道飞行器前进方向的一侧设有避让缺口，所述避让缺口使得所述连接件在所述摄像装置俯视到极限位置时避开所述摄像装置的视野，以避免对所述摄像装置的视野形成遮挡。11.如权利要求10所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述连接件包括：第一延伸部；第二延伸部，与所述第一延伸部呈v字形设置；所述第一延伸部和所述第二延伸部围合形成所述避让缺口。12.如权利要求3所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述天线组件包括四个天线，所述四个天线以相邻两个天线的最大辐射方向相垂直的方式分布于所述涵道。13.如权利要求12所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述天线为共形微带贴片天线；和/或，所述天线采用模内注塑或者激光直接成型技术或者激光化学活化金属镀技术成型于所述涵道；和/或，所述涵道包括四个涵道单体，所述涵道单体设有所述涵道孔，每个所述涵道单体的外侧壁设有一个所述天线。14.如权利要求3所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述天线组件包括两个天线，所述两个天线分别设于所述涵道相对的两侧，每个所述天线与所述多旋翼涵道飞行器的偏航轴呈夹角设置。15.如权利要求14所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述两个天线呈八字形设置；和/或，所述涵道包括顶侧和底侧，所述机身安装于所述涵道的顶侧，所述两个天线设于所述涵道的底侧；和/或，
每个所述天线与所述多旋翼涵道飞行器的偏航轴的夹角为α，15
°
≤α≤30
°
；和/或，所述两个天线分布于所述多旋翼涵道飞行器的横滚轴的两侧；和/或，所述两个天线在所述多旋翼涵道飞行器的横滚轴方向上的投影相对于所述多旋翼涵道飞行器的偏航轴对称设置；和/或，所述两个天线在所述多旋翼涵道飞行器的俯仰轴方向的投影呈交错设置。16.如权利要求15所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述两个天线在所述多旋翼涵道飞行器的俯仰轴方向的投影的夹角为β，其中，40
°
≤β≤60
°
。17.如权利要求16所述的多旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述两个天线在所述多旋翼涵道飞行器的俯仰轴方向的投影相对于所述多旋翼涵道飞行器的偏航轴对称设置。

技术总结
一种多旋翼涵道飞行器(100)，其包括涵道(10)、机身(20)和动力组件(30)，涵道(10)包括至少两个涵道单体(11)，涵道单体(11)具有涵道孔(111)，机身(20)与涵道(10)连接，动力组件(30)与机身(20)连接，动力组件(30)至少部分位于涵道孔(111)内，动力组件(30)与涵道(10)配合提供气动升力，其中，涵道单体(11)至少部分为中空结构。提出的多旋翼涵道飞行器(100)，可以有效降低涵道(10)的重量，提高系统的力效，以延长续航时间。以延长续航时间。以延长续航时间。


技术研发人员：李昂 马超 李齐 张威 陈晓宇 徐振华 李栋 陈宜清
受保护的技术使用者：深圳市大疆创新科技有限公司
技术研发日：2022.08.22
技术公布日：2023/4/19