CN108569395A - 具有管道结构的无人驾驶飞行器 - Google Patents

Abstract

公开了一种无人驾驶飞行器。无人驾驶飞行器包括构造成固定马达的框架。无人驾驶飞行器还包括构造成包围框架的壳体。壳体包括对应于壳体的上表面的顶部网状物和覆盖壳体的底表面的一部分的底部网状物。壳体还包括联接到顶部网状物和底部网状物的中间部分。壳体还包括穿透顶部网状物、底部网状物和中间部分中的每一个的多个管道区域。马达和连接到马达并用于旋转的螺旋桨定位在管道区域内。

Description

具有管道结构的无人驾驶飞行器

技术领域

以下示例性实施例涉及无人驾驶飞行器(UAV)，并且更具体地涉及具 有管道结构的UAV。

背景技术

目前，已经开发并提供了可以飞行并拍摄照片和视频(包括图像和音频) 的UAV。UAV可以包括无人机。

UAV可以在远程控制器的控制下手动起飞、着陆和飞行。此外，UAV 可以在没有远程控制器的控制的情况下独立自动飞行。

用户的安全事故可能由飞行UAV的螺旋桨发生。为了防止安全事故的 发生，当UAV增加防护装置时，UAV的飞行性能可能由于重量增加而恶化。

根据本公开的实施例的UAV可以包括作为用于防止用户的安全事故的 保护装置的管道结构。管道结构可以是用于增强飞行性能和用于用户安全性 的结构。

发明内容

鉴于上述问题提出了本公开并且提供了一种具有用于增强飞行性能同 时防止安全事故的管道结构的UAV。

根据本公开的一个方面，UAV包括：具有上表面、下表面和侧表面的壳 体，其中，当壳体的高度被限定为从上表面的一部分到下表面的相应部分的 最短长度时，壳体的高度从壳体的中心朝向壳体的边缘减小，并且从壳体的 中心到壳体的边缘的上表面的第一斜率小于从壳体的中心到壳体的边缘的 下表面的第二斜率；从上表面到下表面形成并且从上表面的顶部看时对称地 设置的多个通孔，其中每个通孔包括入口、喉部分和扩散器，其中喉部分与 上表面而不是下表面相邻，入口具有从上表面朝向喉部分缩小的直径，并且扩散器具有从喉部分朝向下部增大的直径；多个螺旋桨，每个螺旋桨定位于 所述通孔中的一个通孔内的喉部分或喉部分的周围处，并且被构造成围绕垂 直于由喉部分限定的表面的轴旋转；多个马达，每个马达定位在通孔中的任 何一个通孔内的扩散器内并分别构造成操作螺旋桨；以及定位在壳体内并被 构造成控制马达的控制电路。

根据本公开的另一个方面，UAV包括：构造成固定马达的框架；以及壳 体，所述壳体构造成包围所述框架，其中所述壳体包括与其上表面相对应的 顶部网状物，覆盖其底部表面的一部分的底部网状物，以及联接到顶部盖和 底部盖的中间部分，壳体具有穿透顶部网状物、底部网状物和中间部分中的 每一个的多个管道区域，并且马达和连接至马达并用于旋转的螺旋桨定位于 管道区域内。

在进行下面的详细描述之前，阐述本专利文件中使用的某些单词和短语 的定义可能是有利的：术语“包括”及其衍生词意味着包括但不限于；术语“或” 是包含的，指和/或；短语“与…相关联”和“与之相关联”以及其衍生词可以意 味着包括、包括在…内、与…互连、包含、包含在…内、连接到或与…、联 接到或与…联接、可与…通信、与…配合、交错、并置、接近于、束缚到或 与…束缚、具有、具有…的特性等；并且术语“控制器”是指控制至少一个操 作的任何设备、系统或其一部分，这样的设备可以以硬件、固件或软件或者 至少两个的一些组合来实现。应当注意，与任何特定控制器相关联的功能可 以是集中式的或分布式的，无论是本地的还是远程的。

而且，下面描述的各种功能可以由一个或多个计算机程序来实现或支持， 每个计算机程序均由计算机可读程序代码形成并体现在计算机可读介质中。 术语“应用程序”和“程序”是指适于在合适的计算机可读程序中实现的一个或 多个计算机程序、软件组件、指令集、过程、功能、对象、类、实例、相关 数据或其一部分。短语“计算机可读程序代码”包括任何类型的计算机代码， 包括源代码、目标代码和可执行代码。短语“计算机可读介质”包括能够被计 算机访问的任何类型的介质，诸如只读存储器(ROM)、随机存取存储器 (RAM)、硬盘驱动器、光盘(CD)、数字视频光盘(DVD)或任何其他类 型的存储器。“非暂时性”计算机可读介质排除传输暂时性电信号或其他信号 的有线、无线、光学或其他通信链路。非临时性计算机可读介质包括数据可 以被永久存储的介质和数据可以被存储并且随后被重写的介质，诸如可重写 光盘或可擦除存储器设备。

在本专利文献中提供了某些词和短语的定义，本领域普通技术人员应当 理解，在许多情况下(如果不是大多数情况)，这样的定义适用于这样定义 的词和短语的先前以及未来的使用。

附图说明

为了更全面地了解本公开及其优点，现在结合附图参考以下描述，其中 相同的附图标记表示相同的部分：

图1A和1B示出了根据本公开的实施例的UAV；

图2示出了根据本公开的实施例的UAV的构成元件；

图3示出了根据本公开的实施例的UAV的俯视平面图；

图4A至4E示出了根据本公开的实施例的UAV的管道区域；

图5示出了根据本公开的实施例的UAV的声学吸收件；

图6A和6B示出了根据本公开的实施例的UAV的电池组的安装和分离；

图7示出了根据本公开的实施例的UAV的印制板组件(PBA)和支架 的图；

图8示出了根据本公开的实施例的UAV的框架；

图9示出了根据本公开的实施例的UAV的相机单元；并且

图10示出了根据本公开的实施例的UAV的传感器单元。

具体实施方式

以下讨论的图1A至10以及用于描述本专利文件中的本公开的原理的各 种实施例仅作为说明，而不应以任何方式解释为限制本公开的范围。本领域 技术人员将理解，本公开的原理可以在任何适当布置的系统或装置中实现。

在下文中，将参照附图详细描述本公开的实施例。此外，将参照附图详 细描述生产和使用根据本公开的UAV的方法。在每个附图中提出的相同附 图标记表示执行基本上相同的功能的组件或构成元件。

诸如“第一”和“第二”之类的术语用于描述各种构成元件，并且构成元件 不受这些术语的限制。该术语可以用于区分一个构成元件与另一个构成元件。 例如，在本公开的范围内，第一构成元件可以被称为第二构成元件。此外， 第二构成元件可以被称为第一构成元件。术语“和/或”包括多个描述的元件的 组合或多个描述元件中的任何一个元件。

本申请中使用的术语用于描述示例性实施例，并不旨在限制本公开。除 非上下文另有明确指示，否则以单数使用的词语包括复数，复数包括单数。 此外，在本申请中，术语“包括”或“具有”表示在说明书中描述的特征、数字， 步骤、操作、元件、部件或其组合的存在，并且不排除存在或添加至少另一 特征、数字、步骤、操作、元件、部件或其组合。在每个附图中提出的相同 附图标记表示执行基本上相同的功能的构件。

图1A和1B示出了根据本公开的示例性实施例的UAV。

参考图1A和1B，在UAV 100的前表面100a处，可以考虑视角来定位 相机150。例如，相机150可以定位在UAV 100的底表面100d(参见图1B) 或UAV 100的前表面100a的下端。可替代地，UAV 100还可以包括使用传 感器(未示出)来与UAV的移动(例如，飞行)分离地保持相机150的预 设角度(或预设方向)的万向节(未示出)。

UAV 100可以包括包围框架105(参见图2)、一个或多个马达172以及 与马达172的数量对应的螺旋桨173的壳体101。在UAV 100的中心区域100e 处，可以定位印刷电路板(PCB)(或主板)119(参见图7)。此外，电池(或 电池组)195可定位成面对定位于UAV 100的中心区域100e处的PCB 119。 包括安装的处理器111(参见图7)的PCB 119或PCB可以被称为控制电路。

壳体101可以包围并保护UAV 100的马达172和螺旋桨173。

壳体101可以容纳框架105、联接到框架105的一个或多个马达172以 及与马达172的数量对应的螺旋桨173，并且具有与螺旋桨173的数量对应 的开口101a。此外，UAV 100可以包括框架105、马达172和螺旋桨173， 而没有壳体101。

壳体101可以包括顶部网状物101a、底部网状物101b和中间部分101c， 中间部分101c可以联接到顶部网状物101a和底部网状物101b中的每一个。 顶部网状物101a的上表面可以被实现为壳体101的上表面的一部分或全部。 底部网状物101b的下表面可以被实施为壳体101的下表面的一部分或全部。 中间部分101c的侧表面可以被实现为壳体101的侧表面的一部分或全部。

壳体101的每个部分的材料可以不同。顶部网状物101a的材料和底部 网状物101b的材料可以包括木材、轻金属、聚碳酸酯(PC)、聚丙烯(PP)、 丙烯腈丁二烯苯乙烯(ABS)树脂或聚酰胺(PA)。中间部分101c的材料可 以包括发泡聚丙烯(EPP)，可发性聚苯乙烯(EPS)或用于泡沫加工的胶乳。 壳体101的材料是一个例子，本公开不限于此。

UAV 100可具有一个或多个(例如2,3,4,6,8或更多)螺旋桨173。UAV 100 可以具有对应于螺旋桨173的数量的马达172。

在UAV 100的顶部100c处，可以定位用于防止碰撞的接近传感器166。

在本公开的示例性实施例中，作为示例描述了具有四个螺旋桨和马达的 UAV100，但是本公开不限于此。

UAV 100还可以包括保护开口101a内的螺旋桨173的防护件174。防护 件174可以包括定位于螺旋桨173的上部的顶部防护件174a和位于开口101a 内的定位于螺旋桨173的下部的底部防护件174b。可替代地，防护件174 可以仅包括定位于开口101a内的螺旋桨173的上部的顶部防护件174a。顶 部防护件174a可以被包括在顶部网状物101a中。顶部防护件174a可以被 包括在壳体101的上表面中。底部防护件174b可以被包括在底部网状物101b中。底部防护件174b可以被包括在壳体101的下表面中。

图1B示出了UAV 100的底表面100d。在UAV 100的底表面100d处， 可以定位用于维持在当前位置悬停的光流传感器160。光流传感器160可以 包括超声波传感器167。添加有相机165的超声波传感器167可以被称为光 流传感器160。

在UAV 100的底表面100d处，可以定位能够闪烁(或打开/关闭)以与 UAV 100的状态(例如，飞行、旋转和错误)相对应的发光二极管(LED) 151。LED 151可以定位成与中心区域100e相邻(例如，在电池195的安装 位置的外边缘处)。

在UAV 100的底表面100d处，可以定位起落架156。当UAV 100通常 着陆地面时，UAV 100中首先接触地面的部分可以被称为起落架156。起落 架156可以与底部网状物101b一体地形成，或者可以联接到单独的结构。 在本公开的另一个示例性实施例中，相机可以安装在UAV 100的底表面100d 处。相机可以与万向节一起安装在UAV 100的底表面100d处。

图2示出了根据本公开的示例性实施例的UAV的构成元件。图3示出 了根据本公开的示例性实施例的UAV的俯视平面图。

图2和3示出了UAV 100的壳体101或101a，101b和101c以及框架 105或105a至105e。

UAV 100可以包括管道区域102和框架105。在UAV 100中，管道区域 102可以是产生UAV 100的升力的区域。可替代地，在UAV 100中，管道区 域102可以是产生UAV 100的推力的区域。

管道区域102可以穿透壳体101。管道区域102可以穿透壳体101a至 101c中的每一个。管道区域102可以被称为通孔。

管道区域102可以不与框架105重叠。可替代地，除了臂(或2-臂)105c 之外，管道区域102可以不与其余框架105重叠。管道区域102可以基于框 架杆105b对称地定位。管道区域102可以基于框架臂105c对称地定位。

管道区域102将在下面详细描述。

在UAV 100中，PCB119、相机150、传感器160、马达172、螺旋桨173 和电池195可以定位在框架105处。构成元件119至195可以联接(或固定) 到UAV 100的框架105。

框架105可以包括PCB 119和电池195定位于其中的中心区域(或支架) 105a，从中心区域105a沿两侧方向(例如+/-y轴方向)延伸并且联接到相 机150和光流传感器160的的多个杆105b，以及固定马达172的多个臂(例 如，2-臂形式)105c。2-臂105c结构可以抵消发生在相邻马达172中的振动， 以防止框架105扭曲。

多个马达172各自可以定位在多个杆105b的两侧(例如，左侧，右侧) 处。定位于多个杆105b的一侧(例如，左侧)的多个马达172的旋转方向 可以是不同的(例如，一个右偏航(yaw right)，另一个左偏航)。

PCB 119可以定位在支架105a的至少两个表面中。PCB 119可以仅设置 在支架105a的一个表面处。在示例性实施例中，支架105a可以是六面体(例 如，不具有六面体的两个表面(+/-z轴方向))。考虑到UAV 100的重量平 衡，PCB 119可以设置在支架105a处。

相机150可以联接到从中心区域105a延伸的一个杆105b的一端。相机 150可以通过处理器111的控制来拍摄静态图片或运动图片(参见图7)。相 机150可以包括提供拍摄所需光量的辅助光源(例如，闪光灯(未示出))。

为了获得在视频数据中没有模糊的清晰视频数据，UAV 100可以包括附 接到相机150的万向节(未示出)。万向节可以是例如3轴万向节。万向节 可以包括用于调节相机150的角度的一个或多个马达(未示出)。万向节可 以进一步包括对应于相机驱动和/或马达旋转的单独的传感器(未示出)。

UAV 100可以使用相机150拍摄用户脸部。处理器111(参见图7)可 以控制识别用户脸部以拍摄用户脸部。

LED 151可以通过处理器111的控制改变颜色，闪烁，或者可以打开或 关闭以对应于UAV 100的状态(例如，电源开/关，飞行，障碍物，内部错 误或电池电量低)。在UAV 100的前表面100a、后表面100b和/或底表面100d 处，可以定位一个或多个LED 180。

传感器160可以联接到从中心区域105a延伸的另一个杆105b的一端。

传感器160可以检测UAV 100的飞行状态和/或周围环境。传感器160 可以检测对应于UAV 100和/或周围环境的物理量。传感器160可以将检测 到的物理量转换为电信号并将该电信号输出至PCB 119的传感器处理器111。

传感器160可以包括测量UAV 100的加速度的加速度传感器161(参见 图9)，检测UAV 100的磁北方向的磁力计(未示出)，检测UAV 100的旋转 角速度的陀螺仪传感器163(参见图9)，检测UAV 100的当前高度的气压计 (未图示)，光流传感器160，接近传感器166和/或超声波传感器167。

位置信息接收器(未示出)可以周期性地接收来自地球轨道中的多个卫 星(未示出)的信号(例如，卫星的轨道信息，卫星的时间信息和导航消息)。 位置信息接收器可以定位于UAV 100的顶部100c处。位置信息接收器可以 定位于UAV 100的顶部100c的中心区域100e处。

UAV 100可以使用从多个卫星接收的信号来计算每个卫星(未示出)和 UAV 100的位置，并且使用发送/接收时间差计算距离。UAV 100可以通过 三角测量计算UAV 100的当前位置、当前时间、高度和移动速度中的每一个。 UAV 100可以使用位置信息接收器来计算当前位置、当前时间、高度和移动 速度中的每一个。

UAV 100可使用计算的位置或移动速度来校正(例如，悬停模式或返回 到起飞位置的自动返回模式)位置。

UAV 100可使用位置信息接收器和光流传感器160(具有相机和超声波 传感器)来维持(例如悬停)当前位置(或从远程控制器(未示出)接收的 预设位置))。例如，当使用光流传感器160飞行时，UAV 100可以限制由于 外部影响(风，雪或雨)或内部控制(马达控制)的错误的运动(或旋转) 以维持当前位置和高度。

处理器111可以使用传感器160来计算UAV 100的飞行状态。UAV 100 的飞行状态可以包括旋转状态和平移状态。旋转状态可能意味着偏航，俯仰 和滚转。旋转状态可以由加速度传感器161、磁力计162和/或陀螺仪传感器163检测。

平移状态可以表示经度，纬度，高度和速度。平移状态可以由位置信息 接收器和气压计检测。

UAV 100可以使用计算的飞行状态飞行。处理器111可输出用于驱动驱 动器的脉宽调制(PWM)信号以对应于所计算的飞行状态。

驱动器可以包括电子速度控制器(未示出并且在下文中称为“ESC”)、马 达172和螺旋桨173。驱动器可以使UAV 100起飞、着陆或飞行以对应于从 处理器111接收的PWM信号。

ESC可以控制(例如，改变)马达172的旋转速度。根据接收到的PWM 信号，ESC可以控制(例如，加速，减速，停止，旋转或反向旋转)马达 172。ESC可以控制一个马达172或多个(例如2,3,4或更多个)马达。

ESC可以安装在UAV 100的PCB 119中，或者可以定位在主板119和 马达172之间。

ESC可将电池195的DC电力转换成AC电力并将AC电力供应到马达 172。可替代地，处理器111可以使用电源单元(未示出)将电池195的DC 电力转换成AC电力，并向马达172供应AC电力。

马达172可以由ESC驱动(例如，旋转，停止，加速或减速)。马达172 可以定位在从UAV 100的支架(或中心区域)105a延伸的2-臂105c的联接 区域处。马达172可以包括无刷DC马达(BLDC马达)。

当UAV 100是四旋翼飞行器时，UAV 100可具有四个马达172。四个马 达172a至172d中的两个马达(例如，172a，172c)可以顺时针旋转。其余 的两个马达(例如，172b，172d)可以逆时针旋转。马达172的旋转方向可 以被改变为对应于应用到UAV 100的马达172的数量。

联接到马达172的轴的螺旋桨173可以根据马达172的轴的旋转方向旋 转。UAV100可以通过旋转螺旋桨173飞行。根据马达172和螺旋桨173的 旋转，UAV 100可以悬停，右偏航，左偏航，下俯仰，上俯仰，左滚转，右 滚转，向上移动和向下移动。可替代地，UAV 100可通过马达172和螺旋桨 173旋转以对应于遥控器10的飞行控制信息来悬停，右偏航，左偏航，下俯 仰，上俯仰，左滚转，右滚转，向上移动和向下移动。

扬声器(未示出)可以通过处理器111的控制输出对应于UAV 100的状 态(例如，电源开/关，飞行，障碍物，内部错误或电池电量低)的声音。在UAV 100的前表面100a、后表面100b和/或底表面100d上，可以定位一个 或多个扬声器。

安装在PCB 119a至119c中的处理器111(参见图7)还可以包括存储 用于控制UAV100的控制程序的只读存储器(ROM)112和用作飞行控制信 息、飞行信息、从UAV 100外部接收到的拍摄数据或与UAV 100的飞行相 对应的各种工作(例如，传送、赛跑或农药杀虫喷雾)的存储区域的随机存 取存储器(RAM)113。

处理器111可以控制UAV 100的操作(例如，起飞，着陆，飞行，悬停) 以及UAV 100的内部构成元件110至190之间的信号流并且执行处理数据的 功能。处理器111可以控制从电池195到内部构成元件120至185的电力供 应。

处理器111还可以包括传感器处理器115(参见图7)，其使用从UAV 100 的一个或多个传感器接收的模拟数据(或数字数据)来确定(或计算)UAV 100的飞行状态或周围环境。

处理器111还可以包括控制UAV 100与外部之间的通信的通信处理器 120(参见图7并且在下文中，可以被称为“通信单元”)。

处理器111可以控制通信单元120，相机150，位置信息接收器(未示 出)，传感器160，驱动器，扬声器(未示出)以及存储单元(未示出)。

在本公开的示例性实施例中，“UAV 100的控制器”可以包括处理器111， ROM 112和RAM 113。“UAV 100的控制器”可以包括处理器111，传感器处 理器115，ROM 112和RAM113。可替代地，“UAV 100的控制器”可以指处 理器(或飞行处理器111)。

安装在PCB 119a至119c中的通信单元120(参见图7)可以通过处理 器111的控制使用至少一个天线通过通信网络连接到外部。通信单元120可 以通过处理器111的控制将UAV 100的飞行信息和拍摄数据发送到外部。可 替代地，通信单元可以通过处理器111的控制从外部(远程控制器或服务器) 接收飞行控制信息。

通信单元120可以包括无线局域网(LAN)通信单元(未示出)，短程 通信单元(未示出)或移动通信单元(未示出)。

通信单元120可以被实现为一个或多个通信芯片。

存储单元(未示出)可以通过处理器111的控制来存储信号或数据输入/输出以对应于构成元件110至195的操作。存储单元可以存储用于控制处理 器111或UAV 100的控制程序。

存储单元可存储从外部(或远程控制器或服务器)接收的飞行控制信息 (例如，飞行，停止，旋转，悬停)，从传感器160接收的电信号，UAV 100 的飞行信息(例如，位置，速度，电池剩余量)，相机150的控制信息或者 由相机150拍摄的视频数据(包括图像或音频)。

在本公开的示例性实施例中，术语“存储单元”可以包括安装在UAV 100 中的存储单元，ROM，RAM或存储卡(例如，微型SD卡(未示出))。存 储单元可以包括非易失性存储器，易失性存储器或固态驱动器(SSD)。

作为PCB 119之一的PCB 119c(参见图7)的电源单元190(参见图7) 可以通过处理器111的控制将电池195的电力供应给UAV 100的构成元件 110至190。电源单元190可以通过处理器111的控制对至少一个电池195 进行充电。可替代地，处理器111可以使用电源单元190将电池195的DC 电力转换为AC电力，以向每个马达172供应AC电力。

本领域普通技术人员可以容易地理解，图1A至图3的UAV 100的至少 一个构成元件可以被添加(例如，添加万向节)，移除(例如，扬声器)， 或者改变以与UAV 100的性能对应。

图4A至4E示出了根据本公开的示例性实施例的UAV的管道区域。

图4A至4E示出了管道区域102的横截面。管道区域102可以包括第 一横截面102-1和第二横截面102'-1，该第一横截面102-1定位在中心区域 105a的方向上(该中心区域105a是UAV 100的电池195的安装位置)，该 第二横截面102’-1基于马达172与第一横截面102-1相对设置。

通过螺旋桨173的旋转而喷射(或吸入)空气的管道区域102的第一横 截面(或称为“第一内壁”)102-1可以被分成三个区域。管道区域102的第 一横截面102-1可以被分成例如从顶部网状物101a延续(或形成在顶部网状 物101a中)的成圆形状的入口102a，从入口102a在UAV 100的底部方向 上延续以形成在中心部分101c处的直线形状的喉部(或喉部分)102b，以 及从喉部102b在UAV 100的底部网状物101b的方向上延续的直线形状的扩 散器102c’。

管道区域102的第二横截面(或称为“第二内壁”)102’-1可以被分成三 个区域。管道区域102的第二横截面102’-1可以被分成例如从顶部网状物101a延续(或形成在顶部网状物101a中)的成圆形状的入口102a’，从入口 102a在UAV 100的底部方向上延续以形成在中心部分101c中的直线形状的 喉部102b’，以及从喉部102b在UAV 100的底部方向上延续的直线形状的 扩散器102c’。

入口102a是空气的进口(或吸入)区域并且可以是成圆区域。入口102a 可以具有喇叭口形状。在喇叭口形状的入口102a的进口处，湍流的影响可 以减小。由于湍流的影响减小，因此大量空气可以进入喇叭口形状的入口 102a的进口中。

在入口102a中，通过伯努利原理，流速增加并且压力降低。根据成圆 表面的曲率，入口102a的直径可以改变(例如，直径可以减小)。入口102a 可以包括成圆表面的起点102a1和终点102a2。入口102a可以在顶部网状物 101a中形成(加工或成形)。

喉部102b可以是从入口102a的终点102a2开始的直线区域。可替代地， 喉部102b可从入口102a的终点102a2延续。喉部102b的直径可以从入口 102a的终点102a2减小(或可以连续减小)。可替代地，通过模具处理，喉 部102b可以具有从入口102a的终点102a2的梯度。

扩散器102c可以是从喉部102b的终点102b2的直线区域。在扩散器102c 中，与入口102a相比，流速可以减小并且压力可以增加。扩散器102c可以 从喉部102b的终点102b2延续。扩散器102c的直径可以从喉部102b的终 点102b2增加(或可以连续增加)。

在管道区域102中，当第一横截面102-1的入口102a的起点102a1与第 二横截面102’-1的入口102a'的起点102a1’之间的高度差小(例如，平坦) 时，飞行性能可以得到改善。例如，很多空气可以进入(或吸入)喇叭口形 状的入口102a。此外，由于进入很多空气，电池195的消耗量可以减少。

顶部网状物101a的曲率R1可以不同于底部网状物101b的曲率R2。底 部网状物101b的曲率R2可以大于顶部网状物101a的曲率R1。曲率R1可 以表示顶部网状物101a的弯曲水平。曲率R2可以表示底部网状物101b的 弯曲水平。大曲率R2可以意味着比曲率R1大的弯曲水平。在根据本示例 性实施例的UAV 100中，底部网状物101b的曲率R2可以大于顶部网状物 101a的曲率R1。在本公开的示例性实施例中，其中底部网状物101b的曲率 R2大于顶部网状物101a的曲率R1的UAV 100的飞行性能(例如，空气吸 入量增加并且这有利于升力发生)可以被增强。

当从第一横截面102-1的入口开始点102a1在第二截面方向上延伸的假 想线与从第一截面102-1的入口开始点102a1连接第二横截面102’-1的入口 开始点102a1’的假想线之间的角度β1小时，可以改善飞行性能(例如，额 外的升力发生)。当角度β1接近0°时，可以增强飞行性能。角度β1可以是 例如0°至5°。基于UAV 100的高度，由于角度β1的高度差可以是0％至25％。

从第一横截面102-1的扩散器末端位置102c1在第二截面方向上延伸的 假想线与从第一截面102-1的扩散器末端位置102c1连接第二横截面102’-1 的扩散器末端位置102c1’的假想线之间的角度β2可以不同于角度β1。优选 的是，角度β2大于角度β1。角度β2可以是例如5°至15°。基于UAV 100 的高度，由于角度β2的高度差可以是25％至85％。

当比较具有不同角度(β1≠β2)的壳体101的重量和具有相同角度(β1＝β2) 的壳体的重量时，具有不同角度(β1≠β2)的壳体101的重量可能更轻。与 具有相同角度(β1＝β2)的壳体的重量相比，具有不同角度(β1≠β2)的壳体 101的重量可以减少8％至15％。

在具有不同角度(β1≠β2)的壳体101中，边缘区域101e(例如，管道 区域102中的第二横截面102'-1的外部区域)的重量减小降低了UAV 100 的惯性以改善UAV 100的飞行性能(或额外的升力发生)。

在具有不同角度(β1≠β2)的壳体101中，边缘区域101e的重量减小可 以大于PCB119的邻近区域101f的重量减小。在具有不同角度(β1≠β2)的 壳体101中，边缘区域101e的重量减小可以降低UAV 100的惯性，以改善 UAV 100的飞行控制(或姿态控制)。

壳体101的重量减小甚至可以对UAV 100的整个重量产生影响。通过减 小壳体101的重量可以提高UAV 100的飞行性能(例如，额外的升力发生) 或飞行控制(或姿态控制)。

UAV 100可以起飞(或悬停)并快速移动。从惯性距的角度来看，为了 移动UAV100，需要UAV 100的姿势变化(例如，倾斜)。例如，为了向前 移动UAV 100，UAV 100可以首先倾斜到前侧。可替代地，为了将UAV 100 移动到左侧，UAV 100可以首先倾斜到左侧。

与具有小惯性矩(或者具有不同角度(β1≠β2)的壳体101)的UAV的 姿势改变相比，具有大惯性矩(或者具有相同角度(β1＝β2)的壳体101) 的UAV的姿势改变可能需要更大的推力(或更多的移动时间)。

从惯性距的角度来看，在具有不同角度(β1≠β2)的壳体101中，边缘 区域101e的重量减小可以改善UAV 100的飞行性能(例如，额外的升力发 生)或飞行控制(或姿势控制)。

UAV 100可通过具有不同角度(β1≠β2)的壳体101通过边缘区域101e 的重量减小(或最小化)来提高升力和移动性。此外，UAV 100可以通过具 有不同角度(β1≠β2)的壳体101通过边缘区域101e的重量减小(或最小化) 来防止推力损失以改善推力比。

在管道区域102中，每个区域102a至102c的直径可以不同。在第一横 截面102-1的入口102a的开始位置102a1与第二横截面102’-1的入口102a’ 的开始位置102a1’之间的直径D2和第一横截面102-1的入口102a的末端位 置102a2与第二横截面102’-1的入口102a’的末端位置102a2’之间的直径D1 的比率(或直径比率)可以是1.15至1.3。足够的空气可以进入入口102a 以对应于入口102a的直径比率D2/D1。

第一横截面102-1的喉部102b的末端位置102b2与第二横截面102’-1 的喉部102b’的末端位置102b2’之间的直径D3可以小于第一横截面102-1 的入口102a的末端位置102a2与第二横截面102’-1的入口102a’的末端位置 102a2’之间的直径D1。第一横截面102-1的喉部102b的末端位置102b2与 第二横截面102’-1的喉部102b’的末端位置102b2’之间的直径D3可以小于 第一横截面102-1的入口102a的开始位置102a1与第二横截面102’-1的入 口102a’的开始位置102a1’之间的直径D2。

第一横截面102-1的扩散器102c的末端位置102c2与第二横截面102’-1 的扩散器102c’的末端位置102c2’之间的直径D4可以小于或等于第一横截面 102-1的入口102a的末端位置102a2与第二横截面102’-1的入口102a’的末 端位置102a2’之间的直径D1。第一横截面102-1的扩散器102c的末端位置 102c2与第二横截面102’-1的扩散器102c’的末端位置102c2’之间的直径D4 可以小于第一横截面102-1的入口102a的开始位置102a1与第二横截面 102’-1的入口102a’的开始位置102a1’之间的直径D2。第一横截面102-1的 扩散器102c的末端位置102c2与第二横截面102’-1的扩散器102c’的末端位 置102c2’之间的直径D4可以大于第一横截面102-1的喉部102b的末端位置 102b2与第二横截面102’-1的喉部102b’的末端位置102b2’之间的直径D3。

在扩散器102c中，可以通过截面结构确保额外的升力。通过螺旋桨173 的空气的流速可以减速并且其压力可以增加以推动周围空气(升力发生)。 由扩散器102c的倾斜横截面(例如，直径增加)增加的压力(例如额外升 力发生)可以提升UAV 100。在扩散器102c处，因为空气可能不会流过快 速倾斜的扩散器102c的表面，所以空气可能从表面分离。当空气从扩散器 102c的表面分离时，可能不会发生额外的升力。

对于额外升力，从第一横截面102-1的扩散器102c的开始位置102c1 连接第一横截面102-1的扩散器102c的末端位置102c2的假想线与从第一横 截面102-1的扩散器102c的开始位置102c1延伸的假想线之间的角度α可以 是3°至5°。

在第一横截面102-1的入口102a处，末端位置102a2可对应(或关联) 螺旋桨(例如，173a)的位置。在第一横截面102-1的入口102a处的末端位 置102a2和第二横截面102’-1的入口102a’处的末端位置102a2’与螺旋桨 173a的尖端173a1之间可存在间隙d1。

当螺旋桨173旋转时，螺旋桨尖端173a1可以以一角速度向上(例如+z 轴方向)移动(或可以改变)。螺旋桨尖端173a1和喉部102b之间的间隙可 以通过改变螺旋桨尖端173a1而增加。UAV 100的飞行性能可能由于改变的 螺旋桨尖端173a1和喉部102b之间的间隙而恶化。

改变的螺旋桨尖端173a1可以定位成低于第一横截面102-1的入口102a 处的末端位置102a2。可替代地，增加的螺旋桨尖端173a1可定位成低于第 二横截面102’-1的入口102a’处的末端位置102a2’。间隙d1可以是2mm以 上。间隙d1可以是1.7㎜至3.5㎜。

在第一横截面102-1的入口末端位置102a2处，可以根据顶部网状物 101a和中间部分101c的联接来形成分型线。第一横截面102-1的分型线可 以定位于比螺旋桨尖端173a1更远的上部(例如+z轴方向)。在第二横截面 102’-1的入口末端位置102a2’处，可以根据顶部网状物101a和中间部分101c 的联接来形成分型线。第二横截面102’-1的分型线可以定位于比螺旋桨尖端 173a1更远的上部(例如，+z轴方向)。

在第一横截面102-1的入口末端位置102a2处，顶部网状物101a和中间 部分101c可以与使得能够平滑地进行气流流动的台阶(例如，其中顶部网 状物101a而不是中间部分101c在螺旋桨173的方向上突出的方法)联接， 而不是与使空气流动紊乱的反向台阶(下降)(例如，其中中间部分101c而 不是顶部网状物101a在螺旋桨173的方向上突出的方法)联接。

在第二横截面102’-1的入口末端位置102a’2处，顶部网状物101a和中 间部分101c可以与使得能够平滑地进行气流流动的台阶(例如，其中顶部 网状物101a而不是中间部分101c在螺旋桨173的方向上突出的方法)联接， 而不是与使空气流动紊乱的反向台阶(下降)(例如，其中中间部分101c而 不是顶部网状物101a在螺旋桨173的方向上突出的方法)联接。

第一横截面102-1的入口102a的高度l1可以大于第二横截面102’-1的 入口102a’的高度l1’。第一横截面102-1的喉部102b的高度l2可以与第二 横截面102’-1的喉部102b’的高度l2’基本相同(例如，+/-1mm或更小的差 值)。第一横截面102-1的扩散器102c的高度l3可以大于第二横截面102’-1 的扩散器102c’的高度l3’。

管道区域102的横截面(第一横截面102-1和第二横截面102’-1)结构 可以是增强UAV 100的飞行性能的结构。可替代地，管道区域102的横截面 (第一横截面102-1和第二横截面102’-1)结构可以是能够防止用户的安全 事故(例如，用户与螺旋桨173接触)的结构。

第二横截面102’-1的入口102a’，喉部102b’和扩散器102c’基本类似于 第一横截面102-1的入口102a，喉部102b和扩散器102c；因此，其详细描 述将被省略。

图5示出了根据本公开的示例性实施例的UAV的声学吸收件。

参考图5，壳体101可以包括顶部网状物101a，底部网状物101b和中 间部分101c。顶部网状物101a，底部网状物101b和中间部分101c可以彼 此分离。构成壳体101a至101c的材料可以彼此不同。具有能够降低湍流影 响的曲率R1的顶部网状物101a可以由能够执行精确处理的材料制成。具有 比曲率R1大的曲率的底部网状物101b可以由能够执行精确处理的材料制成。 例如，顶部网状物101a和底部网状物101b的材料可以包括木材，轻金属，聚碳酸酯(PC)，聚丙烯(PP)，丙烯腈丁二烯苯乙烯(ABS)树脂或聚酰胺 (PA)。

与顶部网状物101a和底部网状物101b不同，中间部分101c可以由用 于减少电池消耗量的轻质材料以及用于保护框架105和内部构成元件的冲击 吸收材料制成。例如，中间部分101c的材料可以包括发泡聚丙烯(EPP)， 可发性聚苯乙烯(EPS)或具有低比重并且可以执行泡沫加工的胶乳。此外， 考虑到可生产的最小厚度，中间部分101c的材料可以包括注射树脂。

壳体101的材料是示例，并且本公开不限于此。

作为中间部分101c的材料之一的EPP可以是具有吸音功能的多孔材料。 为了降低UAV 100的驱动器的噪音，可以将单独的声学吸收件103添加到壳 体101。声学吸收件103的材料可以包括泡沫聚氨酯(或海绵)。

声学吸收件103可被添加到管道区域102。当具有厚度的声学吸收件103 联接(或附接)到管道区域102时，声学吸收件103联接(或附接)到其上 的管道区域的直径可不同于在声学吸收件103被联接(或附接)之前管道区 域102的每个直径D1到D4。声学吸收件103的内表面103a可对应于管道 区域102的第一横截面102-1和第二横截面102’-1。声学吸收件103的外表 面103b可对应于管道区域102的第一横截面102-1和第二横截面102’-1。

图6A和6B示出了根据本公开的示例性实施例的UAV的电池组的安装 和分离。

参考图6A和6B，电池195可以联接到UAV 100的中心区域100e或者 可以与UAV 100的中心区域100e分开。电池195可以联接到UAV 100的中 心区域100e的开口100e’，或者可以与UAV 100的中心区域100e的开口100e’ 分开。考虑到UAV 100的重量平衡，电池195可以联接到中心区域100e。 考虑到UAV 100中的管道区域102和电池195的干扰，电池195可以联接到 中心区域100e。可替代地，考虑到来自UAV 100的简单(或一触式)替换， 电池195可以联接到中心区域100e。

电池195可以包括电池组195a，弹性钩195b，弹簧195c和盖子195d。 电池组195a的上端表面可以在外部暴露(或可以与外部空气接触)。在电池 组195a的上端部分，可以安装电源按钮195a1。在电池组195a的下端部分， 可以定位弹性钩195b、弹簧195c和盖195d。盖195d的一个表面可以在外 部暴露(或可以与外部空气接触)。

盖195d可以通过接收的外力(参见图6B)和弹簧195c的弹性(参见 图6B)执行线性运动(例如，+/-z轴方向)，弹簧195c的弹性是对外力的 反作用力。通过盖195d的线性运动在电池组195a的中心轴方向上移动的弹 性钩195b可以将电池组195a从支架105a释放。当外力持续提供到盖195d 时，从支架105a释放的电池195可以向上移动(例如，+z轴方向)。

当外力从盖195d移除时，盖195d可以通过弹簧195c的弹性返回(例 如，-z轴方向)。

图7示出了根据本公开的示例性实施例的UAV的印制板组件(PBA) 和支架。

参考图7，PCB 119a至119c可以(通过包括螺钉或粘合剂的紧固构件) 联接至位于UAV 100的中心区域100e处的支架105a。

多个构成元件(例如，处理器，传感器处理器，通信处理器，电阻器和 电容器)可以安装在PCB 119a至119c中。布置在图7的PCB 119a至119c 处的多个构成元件的位置是示例，本公开不限于此(例如，安装在PCB 119b 中的通信处理器120可以安装在PCB 119a中)。PCB 119可以联接到支架 105a的四个表面中的至少一个表面。

考虑到UAV 100中的重量平衡，可以确定联接到支架105a的PCB的数 量。考虑到UAV 100中的重量平衡，可以确定联接到支架105a的多个(或 一个)PCB的位置(例如，+x轴方向、+y轴方向、-x轴方向或+x轴方向 以及-x轴方向或-y轴方向的各种组合是可行的)。考虑到UAV 100中的重量 平衡，可以确定联接到支架105a的多个(或一个)PCB的重量。考虑到UAV 100中的重量平衡，联接到支架105a的多个PCB的重量可以不同。

考虑到UAV 100中的重量平衡，可以确定联接到支架105a的多个(或 一个)PCB的尺寸(例如，水平长度x垂直长度)。考虑到UAV 100中的重 量平衡，联接到支架105a的多个PCB中的每一个的尺寸可以不同。

在支架105a的顶部，可以定位存储卡(例如，包括诸如微型SD卡和 SD卡之类的外部存储器)的插槽105a1。当安装电池195时，存储卡插槽 105a1可以被电池195覆盖(或可以不被暴露)。

图8示出了根据本公开的示例性实施例的UAV的框架。图9示出了根 据本公开的示例性实施例的UAV的相机单元。图10示出了根据本公开的示 例性实施例的UAV的传感器单元。

图8至10示出了UAV 100的框架105或105a至105e。UAV 100的框 架105包括支架105a和处理器111，并且联接到支架105a的电路板119，联 接到杆105b的一端(例如，相机固定装置105d)的相机150，联接到杆105b 的另一端(例如，传感器固定装置105e)的传感器160，固定到2-臂105c 的马达172，联接到马达172的轴的螺旋桨173以及联接到支架105a的内侧 的电池195可以定位在框架105处。构成元件105a至195各自可以联接(或 可以固定)至UAV 100的框架105。

相机150可以通过阻尼器151连接到定位于杆105b的一端的U形相机 固定装置105d的两端。相机150可以联接到连接到阻尼器151的每个支架 152。在马达172中产生的高频振动可以由阻尼器151抵消。在马达172中 产生的高频振动可以由阻尼器151抵消；因此，其仅一部分(或最小部分) 可被传送到相机150。

与飞行控制(或飞行性能)相对应的多个传感器161至167可以联接(或 固定)到UAV 100的框架105。可替代地，与飞行控制(或飞行性能)相对 应的多个传感器161至167中的一些可以联接(或固定)至UAV 100的壳体 101。

传感器161至167可以在不影响UAV 100的马达172和/或螺旋桨173 中发生的振动(或噪声)的位置处被联接。多个传感器161至167中的一些 传感器(加速度传感器161和陀螺仪传感器163)可以联接(或固定)至相 机150的阻尼器151。传感器(传感器161至167以外的其他传感器(例如 磁力计))也可以联接(固定)至相机150的阻尼器151。

多个传感器161至167中的一些传感器(光流传感器160或超声波传感 器167)可以联接(或固定)至光流传感器160的相机阻尼器169。一些传 感器(光流传感器160或超声波传感器167)可以定位成与UAV 100的地面 (例如-z轴方向)相对。此外，为了防止与天花板或房间的墙壁碰撞，接近 传感器166可以定位成与UAV 100的大气(例如+z轴方向)相对。

除了传感器160、166和167之外的另外的传感器(例如，检测当前高 度的气压计)可以联接(或固定)到光流传感器160的相机阻尼器169。

根据示例性实施例的UAV包括：包括上表面、下表面和侧表面的壳体， 其中，当壳体的高度被限定为从上表面的一部分到下表面的相应部分的最短 长度时，壳体的高度从壳体的中心朝向壳体的边缘减小，并且从壳体的中心 到壳体的边缘的上表面的第一斜率小于从壳体的中心到壳体的边缘的下表 面的第二斜率；从上表面到下表面形成并且从上表面的顶部看时对称地设置 的多个通孔，其中每个通孔包括入口、喉部分和扩散器，其中喉部分与上表 面而不是下表面相邻，入口具有从上表面朝向喉部分缩小的直径，并且扩散器具有从喉部分朝向下部增大的直径；多个螺旋桨，每个螺旋桨定位于所述 通孔中的一个通孔内的喉部分或喉部分的周围处，并且被构造成围绕垂直于 由喉部分限定的表面的轴旋转；多个马达，每个马达定位在通孔中的任何一 个通孔内的扩散器内并分别构造成操作螺旋桨；以及定位在壳体内并被构造 成控制马达的控制电路。

在示例性实施例中，UAV还可以包括在上表面处覆盖多个通孔的第一防 护件和在下表面处覆盖通孔的第二防护件。

在示例性实施例中，UAV还可以包括从上表面可分离地插到壳体中心的 电池。

在示例性实施例中，每个通孔可以包括由泡沫材料制成的内壁。

在示例性实施例中，泡沫材料可以包括发泡聚丙烯(EPP)，可发性聚苯 乙烯(EPS)和胶乳中的至少一种。

在示例性实施例中，上表面的入口直径与喉部分直径的比率可以在1.15 和1.30之间的范围内。

在示例性实施例中，第一斜率可以在0°和5°之间的范围内，并且第二斜 率可以在5°和15°之间的范围内。

根据示例性实施例的UAV包括：构造成固定马达的框架；以及壳体， 所述壳体构造成包围所述框架，其中所述壳体包括与其上表面相对应的顶部 网状物，覆盖其底部表面的一部分的底部网状物，以及联接到顶部盖和底部 盖的中间部分，壳体具有穿透顶部网状物、底部网状物和中间部分中的每一 个的多个管道区域，并且马达和连接至马达并用于旋转的螺旋桨定位于管道 区域内。

在示例性实施例中，管道区域可以基于框架对称地定位。

在示例性实施例中，在管道区域中，螺旋桨的尖端可以定位在中间部分 处。

在示例性实施例中，管道区域可以被划分成喇叭口形入口，在入口中在 UAV的底表面方向上延续的喉部，以及在喉部中在UAV的底表面方向上延 续的扩散器，其中入口可以形成在顶部网状物中。

在示例性实施例中，入口的直径可根据成圆表面而改变。

在示例性实施例中，喉部的直径可从喉部的开始位置线性地减小。

在示例性实施例中，扩散器的直径可以从扩散器的开始位置线性地增加。

在示例性实施例中，顶部网状物的曲率可以不同于底部网状物的曲率。

在示例性实施例中，框架可以包括：中心区域，从中心区域在两个方向 上延伸的多个杆，和从中心区域延伸的2-臂，其中管道区域的横截面可以包 括与中心区域相邻的第一横截面；以及在中心区域中比第一横截面更远的第 二横截面，并且其中第一横截面的扩散器的长度可以大于第二横截面的扩散 器的长度。

在示例性实施例中，第一横截面的入口的长度可以大于第二横截面的入 口的长度。

在示例性实施例中，在中心区域处，电池可被安装，并且电池的上表面 和底表面的一部分可暴露于外部。

在示例性实施例中，UAV可以包括通过阻尼器连接到定位于多个杆中的 一个杆的一端处的固定装置的相机，其中至少一个传感器可以联接到阻尼器。

在示例性实施例中，UAV可以包括在多个杆中的一个杆的一端处在地面 方向上定位的传感器。

根据本公开的示例性实施例，UAV可以防止用户接触定位于壳体内的螺 旋桨。

此外，UAV可以防止用户接触定位于穿透壳体的管道区域内的螺旋桨。

此外，UAV可以通过穿透壳体的管道区域的截面结构来增强升力。

此外，UAV可以通过壳体的上表面曲率和另一个壳体的下表面曲率来增 强飞行性能。

此外，UAV可以通过壳体的上表面曲率和另一壳体的下表面曲率来减小 壳体重量。

此外，UAV可以在其中心区域处安装电池。

此外，UAV可具有与安装在其中心区域中的电池相邻定位的PCB。

此外，UAV可以通过穿透壳体的管道区域的喇叭口形入口增强升力。

尽管已经用各种实施例描述了本公开，但是可以向本领域技术人员提出 各种改变和修改。意图是本公开涵盖落入所附权利要求的范围内的这样的改 变和修改。

Claims (15)

1.一种无人驾驶飞行器，包括：

壳体，其包括上表面、下表面和侧表面，其中，当壳体的高度被限定为从上表面的一部分到下表面的相应部分的最短长度时，壳体的高度从壳体的中心朝向壳体的边缘减小，并且从壳体的中心到壳体的边缘的上表面的第一斜率小于从壳体的中心到壳体的边缘的下表面的第二斜率；

多个通孔，其从上表面到下表面形成并且当从上表面的顶部看时对称地设置，其中，每个通孔包括入口、喉部分和扩散器，其中，喉部分与上表面相邻，入口包括从上表面朝向喉部分缩小的直径，并且扩散器包括从喉部分朝向下部增大的直径；

多个螺旋桨，每个螺旋桨顶位于通孔中的一个通孔内的喉部分或喉部分的周围处，并且被构造成围绕垂直于由喉部分限定的表面的轴旋转；

多个马达，每个马达定位在通孔中的任何一个通孔内的扩散器内并分别构造成操作螺旋桨；以及

控制电路，其定位在壳体内并被构造成控制马达。

2.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器，还包括在上表面处覆盖多个通孔的第一防护件和在下表面处覆盖通孔的第二防护件。

3.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器，还包括从上表面可分离地插到壳体中心的电池。

4.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器，其中，每个通孔包括由泡沫材料制成的内壁，并且

其中，所述泡沫材料包括发泡聚丙烯(EPP)、可发性聚苯乙烯(EPS)或胶乳中的至少一种。

5.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器，其中，所述上表面的入口的直径与所述喉部分的直径的比率在1.15和1.30之间的范围内，并且

其中，所述第一斜率在0°和5°之间的范围内，并且所述第二斜率在5°和15°之间的范围内。

6.一种无人驾驶飞行器，包括：

框架，其被构造成固定马达；以及

壳体，其被构造成包围所述框架，

其中，所述壳体包括与其上表面相对应的顶部网状物、覆盖其底部表面的一部分的底部网状物、以及联接到顶部网状物和底部网状物的中间部分，

其中，所述壳体包括穿透顶部网状物、底部网状物和中间部分中的每一个的多个管道区域，并且

其中，所述马达和连接至所述马达并用于旋转的螺旋桨位于管道区域内。

7.根据权利要求6所述的无人驾驶飞行器，其中，所述多个管道区域基于框架对称地定位，并且

其中，在管道区域中的每一个中，螺旋桨的尖端定位于中间部分处。

8.根据权利要求6所述的无人驾驶飞行器，其中，管道区域中的每一个被划分成喇叭口形入口、在入口中在无人驾驶飞行器的底表面方向上延续的喉部、以及在喉部中在无人驾驶飞行器的底表面方向上延续的扩散器，

其中，所述入口形成在顶部网状物中。

9.根据权利要求8所述的无人驾驶飞行器，其中，所述入口的直径根据成圆表面而改变，

其中，所述喉部的直径从喉部的开始位置线性地减小，并且

其中，所述扩散器的直径从扩散器的开始位置线性地增加。

10.根据权利要求8所述的无人驾驶飞行器，其中，所述顶部网状物的曲率不同于所述底部网状物的曲率。

11.根据权利要求8所述的无人驾驶飞行器，其中，所述框架包括：中心区域、从中心区域在两个方向上延伸的多个杆、和从中心区域延伸的2-臂，

其中，管道区域中的每一个的横截面包括：

与中心区域相邻的第一横截面；以及

在中心区域中比第一横截面更远的第二横截面，并且

其中，第一横截面的扩散器的长度大于第二横截面的扩散器的长度。

12.根据权利要求11所述的无人驾驶飞行器，其中，第一横截面的入口的长度大于第二横截面的入口的长度。

13.根据权利要求11所述的无人驾驶飞行器，其中，在中心区域处，电池被安装，并且

电池的上表面和底表面的一部分暴露于外部。

14.根据权利要求11所述的无人驾驶飞行器，还包括通过阻尼器连接到定位于多个杆中的一个杆的一端处的固定装置的相机，

其中，至少一个传感器联接到阻尼器。

15.根据权利要求11所述的无人驾驶飞行器，还包括在多个杆中的一个杆的一端处在地面方向上定位的传感器。