CN106915434A - 飞行器的机臂 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器的机臂，所述机臂安装于飞行器骨架的根部的宽度小于所述机臂的自由端的宽度；所述机臂的根部安装有加强片；所述加强片包括相互垂直且一体成型的第一加强壁和第二加强壁；所述第二加强壁开设槽口。本发明通过在机臂的根部安装加强片，进而增加了机臂的根部的抗弯折能力，使得机臂在承受较大的应力时不会对机臂的根部造成损坏，第一加强壁和第二加强壁相互垂直使得对机臂根部的加强作用达到最大化，由于第二加强壁上槽口的开设，也为机臂覆盖板在机臂的根部的安装提供了便利。

Description

飞行器的机臂

技术领域

本发明涉及飞行器制造技术，特别涉及一种飞行器的机臂。

背景技术

目前，飞行器或无人机已经越来越广泛地应用于社会生活中，对于人难以到达的地方进行近距离观测，或者进行高空俯拍，进而为观测、拍摄提供了便利。

现有的飞行器往往由飞行器机身和从飞行器机身向外侧四周伸展出的机臂构成，机臂的外端部安装电机和螺旋桨，进而驱动飞行器的飞行，飞行器的下部还设置有脚架，以便于飞行器的着陆。

但是，现有的飞行器中，所伸展出的机臂和脚架都是与机身呈固定连接的方式，在使用之余，臂展较大使得飞行器对存放空间的较高要求，同时出于飞行器自身需要减重的考虑，飞行器中各个部分的结构也设计的相对简洁，因此，臂展较大也导致了存放不当所导致的易于折损的危险。

因此，设计一种在不使用时便于存放的飞行器便成为了一个重要的研究方向。同时为了实现这种飞行器，诸如飞行器的骨架机构、能够实现飞行器机臂的展开和回收的飞行器的机臂锁紧驱动机构、飞行器的机臂以及能够实现飞行器脚架的展开和回收的飞行器的脚架驱动机构等等，均需要进行新的开发。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种飞行器的机臂，以增加机臂根部的抗弯折能力。

本发明的技术方案是这样实现的：

一种飞行器的机臂，所述机臂安装于飞行器骨架的根部的宽度小于所述机臂的自由端的宽度；

所述机臂的根部安装有加强片。

进一步，所述加强片包括一体成型的第一加强壁和第二加强壁；

所述第一加强壁设置于第二加强壁背离所述机臂的自由端的一侧。

进一步，所述第一加强壁和第二加强壁相互垂直。

进一步，所述第二加强壁开设槽口；

机臂覆盖板通过卡钩卡接于所述槽口，以固定于所述机臂。

进一步，所述机臂的自由端安装有电机。

进一步，所述机臂的根部通过机臂基座安装于飞行器的骨架机构。

进一步，所述机臂基座开设有机臂安装孔，所述机臂通过所述机臂安装孔安装于所述机臂基座，并以所述机臂安装孔的轴心为轴进行伸展和回收。

从上述方案可以看出，本发明的飞行器的机臂，通过在机臂的根部安装加强片，进而增加了机臂的根部的抗弯折能力，使得机臂在承受较大的应力时不会对机臂的根部造成损坏，第一加强壁和第二加强壁相互垂直使得对机臂根部的加强作用达到最大化，由于槽口的开设，也为机臂覆盖板在机臂的根部的安装提供了便利。

附图说明

图1为本发明的飞行器实施例中收纳机臂和脚架后的结构示意图；

图2为本发明的飞行器实施例中展开机臂和脚架后的结构示意图；

图3为图2所示的结构去除周壁和底盖后的结构示意图；

图4为本发明实施例中的骨架机构结构示意图；

图5为本发明实施例中的第一骨架体的结构示意图。

图6A为本发明实施例中的第二骨架体的立体结构；

图6B为本发明实施例中的第二骨架体的俯视结构；

图6C为本发明实施例中的第二骨架体的仰视结构；

图7A为本发明实施例中的第三骨架体的立体结构；

图7B为本发明实施例中的第三骨架体的俯视结构；

图7C为本发明实施例中的第三骨架体的仰视结构；

图8为本发明实施例中的骨架机构安装脚架驱动机构后的结构示意图；

图9A为本发明实施例中的第四骨架体的立体结构；

图9B为本发明实施例中的第四骨架体的俯视结构；

图9C为本发明实施例中的第四骨架体的仰视结构；

图10A为本发明实施例中的机臂解锁驱动机构的结构剖视图；

图10B为图10A中区域A的结构放大图；

图11为本发明实施例中的机臂解锁驱动机构的转盘结构立体图；

图12为本发明实施例中的机臂解锁驱动机构的转盘结构仰视图；

图13为本发明实施例中的衔接环的立体结构视图；

图14为本发明实施例中的衔接环的俯视结构视图；

图15为本发明实施例中的机臂的立体结构示意图；

图16为本发明实施例中的机臂的剖视图；

图17为图16中区域B的结构放大图；

图18为本发明实施例中的飞行器的脚架驱动机构结构示意图。

图19为本发明实施例中的飞行器的脚架结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明作进一步详细说明。

本发明实施例提供了一种可收纳机臂和脚架的飞行器。该飞行器在使用时将机臂和脚架展开以执行飞行操作和降落支撑，在不使用时将机臂和脚架收纳于机臂的外壳内，并且整个外壳连同机臂和脚架收纳后所曝露于外的机臂覆盖板和脚架覆盖板共同形成椭球状，进而起到了在不使用飞行器时对飞行器内部设备和机臂、脚架的保护，也便于对收纳机臂和脚架后的飞行器的放置，节省飞行器的放置空间。

本发明中，具体收纳机臂和脚架后的飞行器的实施例如图1所示，图2示出了机臂和脚架展开后的飞行器实施例结构，图3示出了图2将外壳的周壁和底盖去除后的飞行器实施例结构。需要说明的是，图2和图3仅示出展开一个机臂和一个脚架的结构，实际中，是将所有的机臂和脚架展开以使用。

同时参见图1至图3所示，本发明实施例的飞行器包括骨架1、外壳2、机臂3、脚架4、机臂覆盖板31和脚架覆盖板41。

其中，所述外壳2固定安装于所述骨架1，所述外壳2具有呈闭合曲面形状的外包络面，并且所述外壳2开设有第一开口槽21和第二开口槽22。所述机臂13在所述第一开口槽21处转动安装于所述骨架1，所述机臂13具有从所述第一开口槽21伸展至所述外壳2以外或者回收至所述外壳2以内的第一自由度。所述脚架4在所述第二开口槽22处转动安装于所述骨架1，所述脚架4具有从所述第二开口槽22伸展至所述外壳2以外或者回收至所述外壳2以内的第二自由度。

并且，所述机臂覆盖板31固定安装在所述机臂3背向所述外壳2内部的一侧，并且所述机臂覆盖板31具有可在所述机臂3回收至所述外壳2以内时沿所述外包络面封闭所述第一开口槽21的形状。所述脚架覆盖板41固定安装在所述脚架4背向所述外壳2内部的一侧，并且所述脚架覆盖板41具有可在所述脚架4回收至所述外壳2以内时沿所述外包络面封闭所述第二开口槽22的形状。

当所述机3臂和脚架4回收至所述外壳2以内时，所述机臂覆盖板31的外曲面和脚架覆盖板41的外曲面与所述外壳2的外曲面拼合形成闭合曲面的壳体。其中，所述闭合曲面形状为椭球状，该种形状能够获得在不使用飞行器时对飞行器内部设备和机臂、脚架的保护的效果，也便于对收纳机臂和脚架后的飞行器的放置，节省飞行器的放置空间，另外，该种形状还能够降低飞行器在侧向方向上受到的气流冲击，从而降低侧翻的发生概率。

本发明实施例中，所述机臂3和所述脚架4均以相对于所述椭球状的长轴(如图1、图2、图3中的虚线轴Z)的角度变化实现它们的伸展和回收。

继续参照图1、图2、图3所示，本发明实施例中，所述机臂3在所述骨架1的安装位置与所述脚架4在所述骨架1的安装位置布置在所述椭球状的长轴方向上的相反两侧。如图2、图3所示中，机臂3在骨架1的安装位置布置在虚线轴Z的上方部分，而脚架4在骨架1的安装位置布置在虚线轴Z的下方部分。也就是说，机臂3在骨架1的安装位置布置在椭球状的飞行器的上部，而脚架4在骨架1的安装位置布置在椭球状的飞行器的下部。另外，飞行器的重心在所述椭球状的长轴方向上的位置更靠近脚架4在骨架1的安装位置，即，飞行器的重心在所述椭球状的长轴方向上相对远离机臂3在骨架1的安装位置，以降低飞行器侧翻的概率。

本发明中，所述椭球状在靠近所述机臂3在所述骨架1的安装位置处具有第一短轴长度，所述椭球状在靠近所述脚架4在所述骨架1的安装位置处具有第二短轴长度，并且，所述第一短轴长度大于所述第二短轴长度。即，本发明中，椭球状的飞行器呈上大下小的形状，顶部的弧度小于底部弧度，该形状为尖部朝下的蛋形，进而所述机臂3的安装位置所处截面的面积大于所述脚架4的安装位置所处截面的面积。

本发明中，所述机臂3和所述第一开口槽21的数量、以及所述脚架4和所述第二开口槽22的数量均为多个。多个机臂2与多个脚架3在环绕所述椭球状的长轴的方向上交替布置，并且，多个第一开口槽21与多个第二槽口22在环绕所述椭球状的长轴的方向上交替布置。进一步地，多个机臂3、多个脚架4、多个第一开口槽21、以及多个第二槽口22均在环绕所述椭球状的长轴的方向上等角分布。进一步地，所述机臂3的数量与所述脚架4的数量相同，所述第一开口槽21的数量与所述第一开口槽21的数量相同。进一步，本发明实施例中，机臂3、脚架4、第一开口槽21以及第二开口槽22的数量均为四个。

继续参见图1、图2和图3所示，所述外壳2包括顶盖23、衔接环24、周壁25和底盖26。其中，所述周壁25具有上开口和下开口，所述顶盖23通过所述衔接环24与所述周壁25在所述上开口处拼合，所述底盖26与所述周壁25在所述下开口处拼合，并且，所述第一开口槽21和所述第二开口槽22开设于所述周壁25。

本发明实施例中，所述底盖26包括可开闭的盖板(图中未示出)。该盖板用于暴露安装于外壳2内的飞行器中的云台。

本发明实施例中，所述飞行器还包括有控制组件和电池。其中，所述骨架1为中空结构，具有容纳所述控制组件和电池的容纳空间，所述电池和控制组件均安装于所述骨架的容纳空间中。另外，所述机臂3远离其骨架安装端的另一端安装有带有螺旋桨(图中未示出)的电机5。所述控制组件电连接于所述电机以控制所述螺旋桨的旋转。所述电池用于向所述控制组件以及电机进行供电。当所述机臂3处于展开状态时，电机5朝向下，进而驱动其上的螺旋桨的转动，产生向下的推力，进而推动所述飞行器的上升和飞行。

本发明的飞行器在使用时将机臂和脚架展开以执行飞行操作和降落支撑，在不使用时将机臂和脚架收纳于机臂的外壳内，并且整个外壳连同机臂和脚架收纳后所曝露于外的机臂覆盖板和脚架覆盖板共同形成椭球状，进而起到了在不使用飞行器时对飞行器内部设备和机臂、脚架的保护，也便于对收纳机臂和脚架后的飞行器的放置，节省飞行器的放置空间。

图4示出了本发明的飞行器中所使用的骨架机构的结构。该骨架机构包括第一骨架体11、第二骨架体12、第三骨架体13和第四骨架体14，由所述第一骨架体11、第二骨架体12、第三骨架体13和第四骨架体14共同构成了所述骨架1。

图5示出了本发明的骨架机构中的第一骨架体11的结构示意图。如图5所示，所述第一骨架体11具有中空腔体111、并具有环绕所述中空腔体111的侧壁112，并且，所述侧壁112形成有靠近所述第一骨架体11的顶面的机臂安装座113。所述机臂安装座113包括形成在所述第一骨架体11的所述侧壁112的多个第一凸块1131，所述第一凸块1131形成有用于固定机臂基座32的第一安装孔1132，所述机臂基座32通过穿设于第一安装孔1132的固定件固定于所述机臂安装座113，进而所述机臂基座32通过所述机臂安装座113安装于飞行器的骨架机构。所述机臂基座32开设有机臂安装孔，机臂3通过所述机臂安装孔安装于所述机臂基座32，并以所述机臂安装孔的轴心为轴进行伸展和回收。需要说明的是，图5中，仅用符号标注出了其中一个侧壁112的机臂安装座113、第一凸块1131和第一安装孔1132，其它侧壁112也具有相同的结构。本发明实施例中，所述固定件例如螺栓或者铆钉。

继续参照图5所示，第一骨架体11的主体为多个侧壁112围绕形成的中空的长筒型，并且所述多个侧壁112的宽度相等使得所述第一骨架体1的主体的横截面呈正多边形。所述第一骨架体11的顶面也可以作为除第四骨架体14的外壳安装座141(用于安装外壳2的底盖26、以及周壁25的下部)之外的另一个外壳安装点(可用于安装外壳2的衔接环24、以及周壁25的上部)。所述第一骨架体11的侧壁112为镂空结构，进而可减小第一骨架体11的重量。

继续参照图4所示，所述第二骨架体12连接在所述第一骨架体11的底面、并覆盖所述中空腔体111在所述第一骨架体11的底面的开口。

图6A示出了第二骨架体12的立体结构，图6B示出了第二骨架体12的俯视结构，图6C示出了第二骨架体12仰视结构。如图6A、图6B、图6C，并同时参见图5所示，所述第二骨架体12具有朝向所述第一骨架体11的顶面和背向所述第一骨架体11的底面。其中，所述第二骨架体12的顶面固定于所述第一骨架体11的底面。所述第一骨架体11的多个侧壁112和所述第二骨架体12共同围绕形成飞行器电控设备的容纳腔。所述第二骨架体12的底面具有多个凸柱122。

如图5、图6A、图6B所示，所述第一骨架体11的侧壁112形成有与所述第一骨架体11的底面平齐的多个第二凸块114，所述第二凸块114在与所述第一骨架体11的底面平齐的表面形成有第二安装孔115，所述第二骨架体12的顶面具有对应所述第二安装孔115的第三安装孔121，所述第二骨架体12通过穿设于所述第二安装孔115和所述第三安装孔121的第一连接件连接在所述第一骨架体11的底面。

继续参照图4所示，所述第三骨架体13连接在所述第二骨架体12的底面，并且，所述第三骨架体13的侧缘形成有脚架安装座131。图7A示出了第三骨架体13的立体结构，图7B示出了第三骨架体13的俯视结构，图7C示出了第三骨架体13仰视结构。所述第三骨架体13的顶面具有可容纳所述凸柱122的套筒133，所述第三骨架体13将所述凸柱122固定在所述套筒133内的第二连接件连接在所述第二骨架体112的底面，即利用第二连接件将所述凸柱122固定在所述套筒133内，进而将所述第三骨架体13连接在所述第二骨架体112的底面。

如图7A、图7B所示，所述脚架安装座131包括形成在所述第三骨架体13的侧缘的凹口1311、以及在凹口1311处形成的用于固定脚架4以及脚架驱动机构42的安装柱1312。图8示出了安装脚架驱动机构42后的骨架机构结构。

本发明实施例中，所述凸柱122和套筒133均留有较高的高度，使得所述第三骨架体13连接在所述第二骨架体112后，所述第三骨架体13和所述第二骨架体112之间留有较大的空间以满足脚架驱动机构42的安装。

继续参照图4所示，所述第四骨架体14连接在所述第三骨架体13的底面，并且，所述第四骨架体14的侧缘形成有外壳安装座141，外壳安装座141用于安装外壳2的底盖26、以及周壁25的下部，外壳安装座141的数量例如四个，分布例如是在环绕飞行器的椭球状的长轴的方向上等角分布。图9A示出了第四骨架体14的立体结构，图9B示出了第四骨架体14的俯视结构，图9C示出了第四骨架体14仰视结构。

结合图7C、图9A、图9B、图9C所示，所述第三骨架体13的底面进一步形成有云台安装座132，并且，所述第四骨架体14进一步形成有暴露所述云台安装座132的开口区域142。结合图7C和图9B所示，所述第三骨架体13的底面具有凸台134，所述第四骨架体14的顶面具有对应所述凸台134的第四安装孔143，所述第四骨架体14通过穿设于所述第四安装孔143并固定于所述凸台134的第三连接件连接在所述第三骨架体13的底面。

本发明实施例中，所述侧壁112的数量、所述机臂安装座113的数量、所述脚架安装座131的数量、所述外壳安装座141的数量相等，进一步，所述侧壁112的数量为四个、所述机臂安装座113的数量为四个、所述脚架安装座131的数量为四个、所述外壳安装座141的数量为四个。

本发明的飞行器中所使用的骨架机构的结构实现了将机臂、脚架、飞行器中控制器件、以及飞行器外壳的整合，使之形成一个统一的整体，本发明的骨架机构还实现了对飞行器中控制器件的保护，并且当机臂和脚架回收至外壳以内时，可靠近骨架机构，进而缩小了飞行器所占用的空间，在飞行器不使用的情况下，可使得缩小占用空间的飞行器避免由于意外导致的例如机臂、脚架的折损。

图10A示出了本发明中的机臂解锁驱动机构的结构剖视图，图10B示出了为图10A中区域A的结构，该剖视图展示机臂13的展开状态。如图10A、10B所示，所述飞行器1包括机臂3、以及机臂锁紧机构33，所述机臂锁紧机构33具有可在所述机臂3伸展时对所述机臂3实施锁止和解锁的伸缩自由度。其中，图10A、10B中的实线的机臂锁紧机构33示出了机臂锁紧机构33伸出以锁止所述机臂3时的状态，虚线的机臂锁紧机构33示出了机臂锁紧机构33缩回以解锁所述机臂3时的状态。

如图10A、图10B所示，所述机臂解锁驱动机构34包括拨扣341和转盘342。图11所示为所述转盘342的立体形状，图12为所述转盘342的仰视结构。所述机臂解锁驱动机构34中，所述拨扣341从所述机臂锁紧机构33凸起。所述转盘342位于所述机臂锁紧机构33形成所述拨扣341的一侧，并且，所述转盘342朝向所述机臂锁紧机构33的表面具有接触所述拨扣341的凸缘3421。其中，所述机臂锁紧机构33沿所述转盘342的径向方向伸缩(如图10B中箭头方向所示)，所述凸缘3421在所述转盘34的旋转方向上以单调变化的曲率半径延伸(如图11、图12所示)、以通过调节所述拨扣341在所述径向方向上的位置驱动所述机臂锁紧机构33对所述机臂3进行解锁。

同时参见图4、图5、图10A和图10B所示，所述机臂锁紧机构33安装于所述机臂基座32。

本发明实施例中，所述机臂锁紧机构33在所述径向方向接收回位弹性力，所述回位弹性力驱动机臂锁紧机构33向锁止所述机臂3的位置移动，并且，所述凸缘3421在抵抗与所述回位弹性力的一侧接触所述拨扣341，如图10A、图10B所示。进一步地，所述回位弹性力的方向朝向所述飞行器的外壳2的外部，所述凸缘3421在所述拨扣341靠近所述外壳2的外部的一侧接触所述拨扣341，回位弹性力可由设置于所述径向方向的弹簧施加于所述机臂锁紧机构33实现。如上述关于飞行器的说明，以及图1、图2所示，所述飞行器进一步包括外壳2，所述外壳2具有供所述机臂3通过摆动伸展至所述外壳2以外或者回收至所述外壳2以内的第一开口槽21。所述外壳2包括周壁25、以及可相对于所述周壁25旋转的顶盖23，所述第一开口槽21开设于所述周壁25，所述机臂锁紧机构33固定在对应所述第一开口槽21的位置处，所述转盘342固定在所述顶盖23之内。在一个具体实施例中，转盘342可固定于顶盖23，进而可通过旋转顶盖23以实现转盘342的旋转。

图13示出了衔接环24的立体结构，图14示出了衔接环24的俯视结构。同时参见图1、图2，由于所述顶盖23通过所述衔接环24与所述周壁25在所述上开口处拼合，因此固定于顶盖23的转盘342的凸缘3421将穿过衔接环24而接触所述拨扣341。本发明实施例中，在所述衔接环24中设置限位口241，将凸缘3421穿过所述限位口241，进而可限制转盘342的过度旋转，保证拨扣341不会脱离凸缘3421。

本发明实施例的机臂解锁驱动机构中，在转盘的旋转方向上设置单调变化的曲率半径延伸的凸缘，由所述凸缘接触所述拨扣，进而在转动所述转盘时，由于凸缘在转盘的旋转方向上的单调变化的曲率半径，凸缘将推动所述拨扣，从而由所述拨扣带动臂锁紧机构的移动，从而实现机臂的解锁。本发明实施例的机臂解锁驱动机构结构简单，并且实现了与整个椭球状飞行器整体结构的融合，仅仅通过旋转顶盖即可实现机臂的解锁。

图15示出了飞行器1的机臂3的结构，如图15所示，本发明实施例中，所述机臂3安装于飞行器骨架1的根部36的宽度小于所述机臂3的自由端35的宽度，这种设计一方面可减小外壳2的开口槽的宽度，另一方面也具有线条美观的效果。本发明实施例中，自由端35较宽的原因是在自由端35处安装电机5，需要预留电机5的安装空间。由于电机5的重量的影响，在安装电机5后，展开的机臂3将对其根部36产生较大的应力。因此，参照图16的机臂截面示意图所示，本发明实施例中，在所述机臂3的根部36安装有加强片37。

图17为图16中区域B的结构放大图，如图17所示，所述加强片37包括相互垂直且一体成型的第一加强壁371和第二加强壁372。其中，所述第一加强壁371设置于第二加强壁372背离所述机臂3的自由端35的一侧，并且第一加强壁371与第二加强壁371之间相互垂直。另外，所述第二加强壁372开设槽口。所述机臂覆盖板31通过卡钩311卡接于所述槽口，以固定于所述机臂3。

同时参见图2、图3、图4、图15、图16和图17所示，所述机臂3的根部36通过机臂基座32安装于飞行器的骨架机构。所述机臂基座32开设有机臂安装孔，所述机臂3通过所述机臂安装孔安装于所述机臂基座32，并以所述机臂安装孔的轴心为轴进行伸展和回收。

本发明实施例的飞行器的机臂通过在机臂的根部安装加强片，进而增加了机臂的根部的抗弯折能力，使得机臂在承受较大的应力时不会对机臂的根部造成损坏，第一加强壁和第二加强壁相互垂直使得对机臂根部的加强作用达到最大化，由于槽口的开设，也为机臂覆盖板31在机臂的根部的安装提供了便利。

图18示出了本发明中的飞行器的脚架驱动机构。该脚架驱动机构42包括舵机421和齿轮组422。其中，所述舵机421通过脚架安装座131固定于飞行器的骨架1。所述齿轮组422安装于舵机421的机轴和飞行器脚架转轴43之间，以在所述舵机421的作用下控制所述脚架4的伸展和回收。

其中，所述齿轮组422包括第一传动齿轮4221和第二传动齿轮4222。所述第一传动齿轮4221安装于所述舵机421的机轴，以随所述舵机421的机轴的旋转而旋转。所述第二传动齿轮4222安装于飞行器脚架转轴43，并且所述第二传动齿轮4222与所述第一传动齿轮4221相啮合，在所述第一传动齿轮4221旋转时带动所述第二传动齿轮4222的旋转，进而控制所述脚架4的伸展和回收。

图19为本发明中的脚架42的结构示意图，如图19并参照图18所示，所述飞行器脚架转轴43开设有限位面431，所述第二传动齿轮4222通过所述限位面431以限制其与所述飞行器脚架转轴43之间的相对转动，进而使得所述脚架4能够随所述第二传动齿轮4222的旋转而伸展和回收。

其中，可参见图7A、图7B所示，所述脚架安装座131包括用于固定脚架4和脚架驱动机构42的安装柱1312。所述舵机421固定于所述安装柱1312。所述飞行器脚架转轴43通过脚架转轴安装件安装于所述安装柱1312。

本发明中的飞行器的脚架驱动机构中，由于舵机在停止旋转时保持转轴所处位置不变，进而导致了脚架展开和回收角度的确定，本发明实施例利用舵机和齿轮组的传动实现对脚架伸展和回收的精准控制，当舵机停止旋转时确保了飞行器的脚架在受到一定外力作用时会受到舵机的影响而不会强迫展开和回收。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (7)

1.一种飞行器的机臂，其特征在于：

所述机臂安装于飞行器骨架的根部的宽度小于所述机臂的自由端的宽度；

所述机臂的根部安装有加强片。

2.根据权利要求1所述的飞行器的机臂，其特征在于：

所述加强片包括一体成型的第一加强壁和第二加强壁；

所述第一加强壁设置于第二加强壁背离所述机臂的自由端的一侧。

3.根据权利要求2所述的飞行器的机臂，其特征在于：

所述第一加强壁和第二加强壁相互垂直。

4.根据权利要求2所述的飞行器的机臂，其特征在于：

所述第二加强壁开设槽口；

机臂覆盖板通过卡钩卡接于所述槽口，以固定于所述机臂。

5.根据权利要求1至4任一项所述的飞行器的机臂，其特征在于：

所述机臂的自由端安装有电机。

6.根据权利要求1至4任一项所述的飞行器的机臂，其特征在于，所述机臂的根部通过机臂基座安装于飞行器的骨架机构。

7.根据权利要求6所述的飞行器的机臂，其特征在于，所述机臂基座开设有机臂安装孔，所述机臂通过所述机臂安装孔安装于所述机臂基座，并以所述机臂安装孔的轴心为轴进行伸展和回收。