CN106143886A - 一种可解体式多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可解体式多旋翼飞行器，飞行器包括多个相对独立的模块化结构，模块化结构之间通过连接机构进行连接，在受外力情况下可主动分离。各个模块相互分离后，每一个模块将单独承受外力的冲击，对飞行器整体的冲击力也就被分解成几个分别作用于模块上的冲击力，这就避免了整体冲击力集中作于飞行器的局部，从而导致该部分受力太大，造成该部分损伤较大的情况。另外，各个模块相互分离后，每一个模块只承受作用于本模块的外力的冲击，不再承受其他模块惯性力的冲击，也就减少了该模块的损伤程度，从而降低了飞行器的维修成本、减少了损失、提高了使用寿命，进而也降低了多旋翼飞行器的使用成本，提高了使用效率。

Description

一种可解体式多旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及无人飞行器领域，尤其涉及一种可解体式多旋翼飞行器。

背景技术

多旋翼飞行器是一种结构简单、可垂直起降的无人飞行器，具有体积小、重量轻、费用低、操作灵活和安全性高的特点，可携带各种任务设备进行作业，在民用和工程等领域应用越来越多，广泛应用于农业、航拍、监测、搜救、运输、资源勘查等方面。

但是，目前广泛使用的多旋翼飞行器多是由动力电池、机身、任务负载等部件组成，相互之间通过连接机构连接成一个紧密的整体，这种一体化结构设计有其弊端，这种整体式的多旋翼飞行器在飞行过程中，若发生意外坠落或受到外力冲击，多旋翼飞行器将遭受巨大冲击，从而导致多旋翼飞行器自身以及所携带的设备受损，因而会造成较大的经济损失，同时，多旋翼飞行器从空中坠落后，也有可能会对地面的人员以及其他设备造成损害。现有技术中，为解决该问题，部分操作人员在多旋翼飞行器上添加降落伞装置，对多旋翼飞行器进行保护，但是在实际操作过程中，由于降落伞打开需要一定的时间，如果多旋翼飞行器在低空飞行时发生故障，多旋翼飞行器会因为降落伞未及时开启而发生坠落现象。因此，在现有技术中，还未见有一种成熟的、切实可行的装置或方法对飞行中特别是低空飞行的多旋翼飞行器进行保护。

发明内容

本发明的目的是解决上述现有技术中存在的不足，提供一种对飞行时特别是低空飞行时发生故障或受到外力冲击的多旋翼飞行器快速、可靠地进行保护，使多旋翼飞行器在受到外力冲击时能减少外力对多旋翼飞行器损伤的可解体式多旋翼飞行器。

为实现上述目的，本发明提供了一种可解体式多旋翼飞行器，该飞行器包括多个相对独立的模块化结构，所述模块化结构之间通过连接机构进行连接，在受外力情况下可主动分离。

优选地，所述模块化结构包括机体模块，在受外力情况下，其他所述模块化结构与所述机体模块分离。

优选地，所述模块化结构还包括动能模块；

所述机体模块的上表面设置有托板，托板上面有至少一个凹槽，凹槽内设有触头；

所述动能模块设有第一凸块，第一凸块上设有孔洞，第一凸块和凹槽可配合，当第一凸块插入所述凹槽时，触头插入孔洞，接通所述动能模块内的供电电路，可实现所述动能模块对所述机体模块的供电。

进一步优选地，所述托板的上表面还设置有至少一个底座，底座一边侧面设有第二凸块；

所述动能模块的侧面还设有至少一个第一卡槽，所述底座上的第二凸块可与所述第一卡槽进行卡接。

进一步优选地，所述模块化结构还包括任务负载模块；

所述机体模块的下表面设有多个任务负载挂点；

所述任务负载模块设有一侧端部能够悬挂在所述任务负载挂点上的挂件，所述任务负载模块可通过所述挂件悬挂在所述任务负载挂点上。

进一步优选地，所述模块化结构还包括附属任务负载模块；

所述机体模块的前部的至少一个支撑杆上设有第二卡槽的结构；

所述附属任务负载模块通过所述第二卡槽与所述机体模块相连。

进一步优选地，所述动能模块是电池。

进一步优选地，所述任务负载模块是农药水箱，所述附属任务负载模块是喷洒管。

进一步优选地，所述挂件任务负载挂点为V字形沟槽，所述挂件为螺钉。

进一步优选地，所述螺钉采用塑料材质。

本发明提供的多旋翼飞行器包括多个相对独立的模块化结构，所述模块化结构之间通过连接机构进行连接组成多旋翼飞行器，当多旋翼飞行器在发生意外坠落或受到外力冲击时，各个独立的模块能相互分离卸载，从而减少外力冲击对多旋翼飞行器整体的损伤，降低了维修成本、减少了损失、提高了使用寿命，从而降低了多旋翼飞行器的使用成本，提高了使用效率。

附图说明

图1是本发明实施例提供的一种可解体式多旋翼飞行器的前视图；

图2是图1可解体式多旋翼飞行器的俯视图；

图3是图1可解体式多旋翼飞行器的侧视图；

图4是题1可解体式多旋翼飞行器的斜视图；

图5是图1可解体式多旋翼飞行器各模块化结构分离状态的斜视图；

图6是动能模块的斜视图；

图7是机体模块上表面的托板图；

图8是托板的局部放大图；

图9是任务负载模块和任务负载挂点的前视图；

图10是任务负载挂点的放大图；

图11是附属任务负载和第二卡槽的局部放大图；

具体实施方式

为使本发明实施例的技术方案以及优点表达的更清楚，下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

图1是本发明实施例提供的一种可解体式多旋翼飞行器的前视图，图2是图1可解体式多旋翼飞行器的俯视图，图3是图1可解体式多旋翼飞行器的侧视图，图4是图1可解体式多旋翼飞行器的斜视图，图5是图1可解体式多旋翼飞行器各模块结构分离状态的斜视图，结合图1、图2、图3、图4和图5所示，可解体式多旋翼飞行器包括多个相对独立的模块化结构，所述模块化结构之间通过连接机构进行连接。在一个例子中，可解体式多旋翼飞行器包括动能模块1、机体模块2、任务负载模块3，在另一个例子中，可解体式多旋翼飞行器还包括附属任务负载模块4。

图6是动能模块的斜视图，由图6所示，动能模块1的底部左右两侧对称分布四个向外突出的第一凸块11，每个凸块上对称分布两个孔洞111，左右两侧面靠近底部的中间位置各有一个第一卡槽12，正面和背面的两侧靠近底部位置各有一个第一卡槽，共6个卡槽。

图7是机体模块上表面的托板图，图8是托板的局部放大图，由图7和图8所示，机体模块2的上表面设有托板21，所述托板21的上面的左右两侧靠近外部的位置对称分布共四个凹槽211，每个凹槽211里面对称分布两个触头2111，在凹槽211的附近设置有三角斜坡底座212，所述三角斜坡底座212一边侧面上部有一个第二凸块2121，所述三角斜坡底座212对称分布在凹槽211附近，共六个三角斜坡底座。

第一凸块11和凹槽211可配合使用，当第一凸块11插入所述凹槽211时，触头2111插入孔洞111中，接通所述动能模块1内的供电电路，可实现所述动能模块1对所述机体模块2的供电，且触头2111有很大的摩擦力，能加固动能模块1与机体模块2的连接。

第二凸块2121和第一卡槽12可配合使用，当第一凸块11插入所述凹槽211中时，同时，第二凸块2121与第一卡槽12进行卡接，进一步的加固了动能模块1与机体模块2的连接。

当飞行器在飞行过程中，飞行器受到外力的剧烈冲击时，飞行器会剧烈的晃动，动能模块1与机体模块2之间会产生剧烈的振动，此时动能模块1与机体模块2会断开连接，动能模块1会从机体模块2的上表面的托板21上脱落，从而与机体模块2分离。

图9是任务负载模块和任务负载挂点的前视图，图10是任务负载挂点的放大图，由图9和图10所示，所述任务负载挂点22为V字形沟槽，在机体模块2下表面的左右两侧对称分布，所述任务负载模块3的上表面有一侧端部为半圆形的螺钉31，所述螺钉31对称分布在所述任务负载模块3的上表面，其中，螺钉31可以选择塑料材质。当执行作业任务时，所述任务负载模块3通过螺钉31的半圆形端部卡在V字形沟槽22中的方式，悬挂在机体模块2上。当飞行器在飞行过程中，受到外力的剧烈冲击时，飞行器会剧烈晃动，螺钉31会(沿飞机的前后方向)从V字形沟槽22中滑落，任务负载模块3与机体模块2分离。在剧烈晃动的过程中，任务负载模块3会对螺钉31产生巨大的冲击力，若冲击力大于螺钉31的断裂强度，螺钉31会断裂，当螺钉31全部断裂时，任务负载模块3失去与任务负载挂点22的连接，会从机体模块2下表面的任务负载挂点22上脱落，从而与机体模块2分离。或是上述两种情况(螺钉从V字形沟槽中滑落和螺钉断裂)同时发生，使得任务负载模块3与机体模块2分离。

图11是本发明实施例提供的附属任务负载和第二卡槽的局部放大图，由图1和图11所述，机体模块2的前部的两个支撑杆上设有第二卡槽23，用来放置附属任务负载模块4。当飞行器在飞行过程中，受到外力的剧烈冲击时，飞行器会剧烈晃动，附属任务负载4和第二卡槽23之间会发生剧烈振动，会使附属任务负载模块4从第二卡槽23内脱落下来，从而与机体模块2分离。或是任务负载模块3从机体模块2上滑落和/或脱落时撞击到位于其前面的附属任务负载4，使得附属任务模块4从第二卡槽23内脱落，从而与机体模块2分离。或是上述两种情况(剧烈振动和撞击)同时发生，使得附属任务模块4与机体模块2分离。

即，当多旋翼飞行器在飞行过程中，受到外力的剧烈冲击时，动能模块1，任务负载模块3和附属任务模块4会从机体模块2上脱落，与机体模块2分离，各个模块相互分离后，每一个模块将单独承受外力的冲击，对飞行器整体的冲击力也就被分解成几个分别作用于模块上的冲击力，这就避免了整体冲击力集中作于飞行器的局部，从而导致该部分受力太大，造成该部分损伤较大的情况。

另外，各个模块相互分离后，每一个模块只承受作用于本模块的外力的冲击，不再承受其他模块惯性力的冲击，也就减少了该模块的损伤程度。

本发明实施例提供的可解体式多旋翼飞行器可广泛应用于民用和工程等领域，在特点场所下执行相应的作业任务，如在农业方面的应用，给农作物进行喷洒农药，此时，动能模块就是电池，任务负载模块就是农药水箱，而附属任务模块就是喷洒农药的喷洒管。农药水箱与喷洒管之间通过输送管连接。

当飞行器在执行喷洒农药的作业任务时，若受到外力的剧烈冲击，此时，飞行器会失去平衡，剧烈晃动，电池与机体模块会断开连接，电池从机体模块的托板上脱落，从而与机体模块分离。

同时，因飞行器剧烈晃动，农药水箱上的螺钉会(沿飞机的前后方向)从V字形沟槽中滑落，且，飞行器在剧烈晃动的过程中，农药水箱会对螺钉产生巨大的冲击力，若冲击力大于螺钉的断裂强度，螺钉会断裂，当螺钉全部断裂时，农药水箱失去与任务负载挂点的连接，会从机体模块下表面的任务负载挂点上脱落，从而与机体模块分离。或是上述两种情况(螺钉从V字形沟槽中滑落和螺钉断裂)同时发生，使得农药水箱与机体模块分离。

同时，因飞行器剧烈晃动，喷水管和第二卡槽之间会发生剧烈振动，会使喷洒管从第二卡槽内脱落下来，从而与机体模块分离。或是，农药水箱从机体模块上滑落和/或脱落时撞击到位于其前面的喷洒管，使得喷洒管从第二卡槽内脱落，从而与机体模块分离。或是上述两种情况(剧烈振动和撞击)同时发生，使得喷洒管与机体模块分离。

以上各个模块之间的分离可能同时进行，也可能不同时进行。

各个模块相互分离后，每一个模块将单独承受外力的冲击，对飞行器整体的冲击力也就被分解成几个分别作用于模块上的冲击力，这就避免了整体冲击力集中作于飞行器的局部，从而导致该部分受力太大，造成该部分损伤较大的情况。且，各个模块相互分离后，每一个模块只承受作用于本模块的外力的冲击，不再承受其他模块惯性力的冲击，也就减少了该模块的损伤程度。从而降低了飞行器的维修成本、减少了损失、提高了使用寿命，进而也降低了多旋翼飞行器的使用成本，提高了使用效率。

专业人员应该还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的飞行器的各个模块之间的连接机构以及分离方式，专业技术人员可以更改各个模块之间的连接机构的形式及分离方式，来对多旋翼飞行器进行保护。也可以将该可解体式多旋翼飞行器应用于其他农业、航拍、监测、搜救、运输、资源勘查等方面

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述飞行器包括多个相对独立的模块化结构，所述模块化结构之间通过连接机构进行连接，在受外力情况下可主动分离。

2.根据权利要求1所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述模块化结构包括机体模块，在受外力情况下，其他所述模块化结构与所述机体模块分离。

3.根据权利要求2所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述模块化结构还包括动能模块；

所述机体模块的上表面设置有托板，托板上面有至少一个凹槽，凹槽内设有触头；

所述动能模块设有第一凸块，第一凸块上设有孔洞，第一凸块和凹槽可配合，当第一凸块插入所述凹槽时，触头插入孔洞，接通所述动能模块内的供电电路，可实现所述动能模块对所述机体模块的供电。

4.根据权利要求2或3所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述托板的上表面还设置有至少一个底座，底座一边侧面设有第二凸块；

所述动能模块的侧面还设有至少一个第一卡槽，所述底座上的第二凸块可与所述第一卡槽进行卡接。

5.根据权利要求2所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述模块化结构还包括任务负载模块；

所述机体模块的下表面设有多个任务负载挂点；

所述任务负载模块设有一侧端部能够悬挂在所述任务负载挂点上的挂件，所述任务负载模块可通过所述挂件悬挂在所述任务负载挂点上。

6.根据权利要求5所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述模块化结构还包括附属任务负载模块；

所述机体模块的前部的至少一个支撑杆上设有第二卡槽的结构；

所述附属任务负载模块通过所述第二卡槽与所述机体模块相连。

7.根据权利要求3或4所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述动能模块是电池。

8.根据权利要求6所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述任务负载模块是农药水箱，所述附属任务负载模块是喷洒管。

9.根据权利要求5所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述挂件任务负载挂点为V字形沟槽，所述挂件为螺钉。

10.根据权利要求9所述的可解体式多旋翼飞行器，其特征在于，所述螺钉采用塑料材质。