CN104776141B - 减震支架及应用该减震支架的飞行设备 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种惯性测量单元的减震支架及应用该惯性测量单元的减震支架的飞行设备，所述飞行设备包括机身、感测模组和减震支架，所述机身包括至少一个分支悬臂及对应设置于所述分支悬臂处的至少一固定部，所述惯性测量单元的减震支架包括主体部及从所述主体部延伸形成的至少一个延伸部，所述主体部用于承载物体，所述延伸部作为固定部位，所述惯性测量单元的减震支架的延伸部与对应的固定部连接，所述感测模组通所述惯性测量单元的减震支架连接于所述机身；其中，所述延伸部的数目为多个，且在所述主体部边缘对称分布。所述飞行设备通过所述惯性测量单元的减震支架增强所述机飞行设备的强度，并达到减震、抗震的目的。
Description
技术领域
本发明涉及一种减震支架及应用该减震支架的飞行设备。
背景技术
在现有的飞行设备的设计中，一般通过在机身壳体侧壁长塑胶柱，通过打螺丝的方式将安装板固定于塑胶柱上面以固定安装板。然而，这种方式会导致电机转动时会作为振动源带动壳体一起震动，而侧壁由于比较薄弱，在壳体震动的同时会带动塑胶柱、安装板一起震动，并且由于结构属于悬臂式，会变相增大震动，这会导致飞行设备在进行高速航向飞行时，处于急停、急转弯等状态时，感测元件检测到的加速度会达到测量量程的最大值，而且飞行设备在实际飞行过程中，飞行器外壳的震动会使得感测元件检测到“错误”的信息，进而导致飞行器计算出“错误”的飞行姿态，大大影响到飞行器的安全性能。同时，一旦在飞行过程中遇到碰撞外物的情况，感测元件会检测到加速度出现较大变化，会对应进行一个比较大的反馈动作，导致出现飞行不稳的状况，而且可能会导致飞行器系统运算异常而失去控制，对飞行器造成损伤或者飞行器失去控制对周围环境造成损伤。
发明内容
鉴于上述状况，有必要提供一种具备减震功效的减震支架。
另，还有必要提供一种应用该减震支架的飞行设备。
一种惯性测量单元的减震支架，包括主体部及从所述主体部延 伸形成的至少一个延伸部，所述主体部用于承载惯性测量单元，所述延伸部作为固定部位并用于连接至飞行设备的机身，以使所述惯性测量单元能够通过所述延伸部装设于所述机身上；其中，所述延伸部的数目为多个，且在所述主体部边缘对称分布。
一种飞行设备，包括机身、感测模组和惯性测量单元的减震支架，所述机身包括至少一个分支悬臂及对应设置于所述分支悬臂处的至少一固定部，所述惯性测量单元的减震支架包括主体部及从所述主体部延伸形成的至少一个延伸部，所述主体部用于承载物体，所述延伸部作为固定部位，所述惯性测量单元的减震支架的延伸部与对应的固定部连接，所述感测模组通所述惯性测量单元的减震支架连接于所述机身。
本发明实施方式的飞行设备通过在机身设置至少一固定部，并将所述惯性测量单元的减震支架通过所述固定部固定于所述机身上，并将所述感测模组通过所述惯性测量单元的减震支架连接于所述机身上，从而加强了所述机身的机构强度，减少了由于震动导致的机身的形变，而且保证所述飞行设备的震动不易传递到所述减震支架上的感测模组上，从而起到减震、抗震的目的。
附图说明
图1为本发明的飞行设备与减震支架的分解示意图。
图2为图1中II部分的放大示意图。
图3为图1所示的飞行设备的部分装备示意图。
主要元件符号说明
如下具体实施方式将结合上述附图进一步说明本发明。
具体实施方式
请参阅图1，本发明实施方式提供一种飞行设备100，包括机身10、至少一电机30、减震支架50和感测模组70，所述至少一电机30安装在所述机身10上，所述减震支架50设置在所述机身 10上且与所述电机30间隔设置，所述感测模组70固定在所述减震支架50上。
所述机身10为壳体结构，其包括至少一分支悬臂11、至少一电机安装部111、至少一固定部113和至少一卡持部115。每一电机安装部111安装于对应一分支悬臂11上用于安装所述电机30，每一所述固定部113设置于对应一所述分支悬臂11上且与对应所述电机安装部111间隔设置。所述固定部113进一步设置于所述壳体的底部，所述减震支架50安装于所述固定部113上且与所述机身10的侧壁之间保持一定间隙。每一所述卡持部115临近一对应所述固定部113设置，用于安装所述减震支架50。
请结合参阅图2，在本实施例中，每一所述固定部113包括固定柱1131和台阶面1133。所述固定柱1131为圆形凸柱结构，所述台阶面1133由所述固定柱1131背离对应所述电机安装部111的一侧延伸形成。
所述至少一电机30用于驱动所述飞行设备100运动。在本实施例中，所述电机30的数量为四个，且每一所述电机30安装于一所述电机安装部111上。具体地，所述电机30可为马达等。
所述减震支架50将所述感测模组70连接于所述机身10上。在本实施例中，所述减震支架50为一中部具有开口的大致“H”型结构。所述减震支架50包括主体部51和从所述主体部51延伸形成的至少一延伸部53，所述主体部51用于承载物体，所述延伸部53作为固定部位。具体地，所述主体部51用于承载所述感测模组70，所述延伸部53用于将所述减震支架50固定在所述机身10上。
在本实施例中，所述主体部51位置开设一开口511。所述主体部51上位于所述开口511两侧的位置对应开设至少一通孔513，所述机身10的至少一卡持部115穿过所述通孔513以将所述减震支 架50固定在所述机身10上。在本实施例中，所述至少一延伸部53与所述主体部51一体设置，可以理解，在其他实施例中，所述延伸部53与所述主体部51也可以为分体式结构，并通过其他机械方式，如铰接、粘贴等方式固定连接。所述至少一延伸部53的数量为多个，多个所述延伸部53在所述主体部51的边缘对称分布。本实施方式中，所述延伸部53数目为四个，当然也可以为三个、两个、五个等其他数目。本实施方式中，所述延伸部53的数目和所述机身10的分支悬臂11的数目一致，均为四个。可以理解，所述减震支架50也可以包括两个延伸部53，并延伸位于所述机身10上对称的两个分支悬臂11中。
每一所述延伸部53远离所述主体部51的位置开有一固定孔531，以与所述机身10的固定部113配合从而将所述减震支架50安装在所述机身10上。在本实施例中，每一固定孔531大致呈钥匙孔形状。所述固定孔531包括第一配合孔5311和第二配合孔5312。所述第一配合孔5311大致为圆形，所述第二配合孔5312由所述第一配合孔5311的一端延伸而出，所述第二配合孔5312大致为长条形，所述第一配合孔5311和所述第二配合孔5312用于在连接时限制被连接件在多个方向的移动。如第一配合孔5311和第二配合孔5312配合限制被连接件相对所述减震支架50的移动及转动。当所述固定孔531安装在所述固定部113上时，所述固定柱1131穿过所述第一配合孔5311，所述台阶面1133穿过所述第二配合孔5312。
可以理解，所述减震支架50和所述固定孔531的形状也不限于上述形状，可根据需要设置其他具有稳定强度之形状结构。另，所述延伸部53上也可以设置其他连接结构，如机械卡扣等，或可以通过粘结等方式与固定部113连接。
所述感测模组70包括安装板71、感测元件73和至少一固定件75。所述安装板71与所述减震支架50连接。具体地，所述安装板71的两侧开设至少一安装孔711，每一所述安装孔711与所述减震支架50上的每一所述通孔513相对应，每一所述固定件75穿过所述安装孔711与所述通孔513以固定在所述卡持部115上。在本实施例中，所述感测元件73为惯性测量单元以测量所述飞行设备100的加速度。本实施方式中，安装板71为电路板，可以理解，也可以设置单独的电路板，而安装板71主要用于承载元件。
可以理解，所述感测模组70也可通过其他方式固定在所述减震支架50上，仅需保证所述感测模组70与所述减震支架50紧密连接即可。所述感测元件73也可以为超声波、红外线、摄像头等其他可感测信号的装置。且感测元件73也可以直接固定到减震支架50上。
可以理解，所述感测模组70与所述减震支架50之间可设置减震层以缓冲震动，具体地，所述减震层可为具有一定压缩比的泡棉、塑胶或其他减震材料。
请结合参阅图3，组装所述飞行设备100时，先将所述至少一电机30安装在所述机身10的至少一电机安装部111上，再将所述减震支架50对准所述固定部113和卡持部115嵌套安装在所述机身10的分支悬臂11上，最后将所述感测模组70通过所述固定件75固定在所述减震支架50上即可。
本发明的飞行设备100在机身10上设置至少一固定部，并将所述减震支架50通过所述固定部安装于所述机身10上，再将所述感测模组70设置在该减震支架50上，从而增强了所述飞行设备100的整体机构强度，防止所述电机30震动时导致所述机身10的形变。而且，由于所述电机30安装在所述机身10的电机安装部111 上，所述减震支架50与所述电机30间隔设置，从而使得所述电机30震动传递时不被放大，从而起到良好的减震、隔震作用，使得所述飞行设备100始终能保持一个稳定的飞行姿态。
另外，本领域技术人员还可在本发明精神内做其它变化，当然，这些依据本发明精神所做的变化，都应包含在本发明所要求保护的范围内。
Claims (11)
1.一种惯性测量单元的减震支架，其特征在于：所述惯性测量单元的减震支架包括主体部及从所述主体部大致水平延伸形成的至少一个延伸部，所述主体部用于承载惯性测量单元，所述延伸部作为固定部位并用于连接至飞行设备的机身，以使所述惯性测量单元能够通过所述延伸部装设于所述机身上；其中，所述延伸部的数目为多个，且在所述主体部边缘对称分布，所述延伸部远离主体部的部位开设有固定孔，所述固定孔包括第一配合孔和第二配合孔，所述第一配合孔和第二配合孔分别用于在连接时限制被连接件在多个方向的移动。
2.如权利要求1所述的惯性测量单元的减震支架，其特征在于：所述惯性测量单元的减震支架大致为H形结构。
3.如权利要求1所述的惯性测量单元的减震支架，其特征在于：所述主体部开设有开口。
4.一种飞行设备，其特征在于：所述飞行设备包括机身、感测模组和如权利要求1-3中任意一项所述的惯性测量单元的减震支架，所述机身包括至少一个分支悬臂及对应设置于所述分支悬臂处的至少一固定部，所述惯性测量单元的减震支架的延伸部与对应的固定部连接，所述感测模组通过所述惯性测量单元的减震支架连接于所述机身。
5.如权利要求4所述的飞行设备，其特征在于：所述分支悬臂处还设置有电机安装部，每一所述电机安装部与对应的所述固定部间隔设置，所述飞行设备包括至少一电机，所述电机安装在所述电机安装部上，所述惯性测量单元的减震支架的延伸部安装在所述固定部上并 与所述电机间隔设置。
6.如权利要求4所述的飞行设备，其特征在于：所述机身为壳体结构，所述固定部设置于所述壳体的底部，所述惯性测量单元的减震支架安装于所述固定部且与所述机身的侧壁之间具有间隙。
7.如权利要求4中所述的飞行设备，其特征在于：所述固定部与所述惯性测量单元的减震支架的延伸部上的固定孔配合以连接所述惯性测量单元的减震支架和所述机身。
8.如权利要求4所述的飞行设备，其特征在于：所述固定部包括固定柱和由所述固定柱延伸形成的台阶面，所述固定柱穿过所述固定孔的第一配合孔，所述台阶面穿过所述固定孔的第二配合孔。
9.如权利要求4所述的飞行设备，其特征在于：所述机身包括至少一卡持部，每一所述卡持部临近一所述固定部设置，所述卡持部穿过所述惯性测量单元的减震支架的主体部。
10.如权利要求4所述的飞行设备，其特征在于：所述感测模组包括安装板和感测元件，所述安装板与所述惯性测量单元的减震支架连接。
11.如权利要求4所述的飞行设备，其特征在于：所述惯性测量单元的减震支架和所述感测模组之间设置减震隔层。
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