CN109050891A - 多旋翼无人飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明一种无人飞行器，包括：壳体，所述壳体包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室；一个或者多个设置于所述腔室内并用于控制所述无人飞行器运行的电子元件；其中，所述一个或多个电子元件包括制动器、用于控制所述致动器的电子调速模块以及与所述电子调速模块电连接的飞行控制模块；其中所述电子调速模块与所述飞行控制模块之间能够双向传输信号。

Description

多旋翼无人飞行器

交叉引用

本申请要求2012年11月15日申请的中国专利申请201220604396.7，现为中国专利CN203127141的优先权，及2012年12月13日申请的中国专利申请201220686731.2，现为中国专利CN 203047531的优先权。以上两件申请在此均以参考方式引入。

背景技术

近年来，无人飞行器已经广泛应用于各种领域，例如，航空拍摄或者监控、科研、地质勘测、遥感等。一般地，所述无人飞行器携带有各种用于控制所述无人飞行器运行的不同方面的电子元件。同时，所述无人飞行器有时同样需要携带一个或者多个用于导航、监控或者遥感的传感器。然而，这些传感器中的一些的运行可能受到所述电子元件的干扰，进而降低了所述无人飞行器的可靠性。

此外，所述无人飞行器一般需要组装、配置或者校准，从而正常运行。当所述组装、配置或者校准是由未经训练的使用者来完成时，使用者配置失误或者组装失误可能导致所述无人飞行器出现故障或者损坏。因此，需要一种具有更好可靠性的无人飞行器，以解决上述问题。

发明内容

用于提供改进的无人飞行器的方法和设备。本发明的一方面，提供一种无人飞行器。所述无人飞行器包括壳体，所述壳体包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室；一个或者多个设置于所述腔室内并用于控制所述无人飞行器运行的电子元件；以及位于所述壳体外部的传感器，所述传感器的运行易受所述一个或者多个电子元件的干扰。

本发明的另一方面，提供一种无人飞行器(无人飞行器)。所述无人飞行器包括一个或者多个预先配置的电子元件，所述电子元件由生产商在使用者使用所述无人飞行器前预先进行配置，所述一个或者多个电子元件包括至少一个飞行控制模块或者一个电子调速(ESC)模块；以及传感器，所述传感器位于所述无人飞行器上，处于与所述一个或者多个预先配置的电子元件相分离的位置，所述传感器的运行易受所述一个或者多个预配置的电子元件的干扰。

本发明的另一方面，提供一种无人飞行器。所述无人飞行器包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件；以及传感器，所述传感器位于延伸件上，所述延伸件从所述一个或者多个电子元件延伸，所述传感器的运行易受所述一个或者多个电子元件的干扰。

本发明的另一个方面，提供一种无人飞行器。所述无人飞行器包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件；以及传感器，所述传感器位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm且最多0.5m的位置处，所述传感器的运行易受所述一个或者多个电子元件的干扰。

本发明的另一个方面，提供一种无人飞行器。所述无人飞行器包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，所述一个或者多个电子元件包括GPS接收器；以及传感器，所述传感器包括至少一个磁力计，所述磁力计位于所述无人飞行器上，处于与所述一个或者多个预先配置的电子元件相分离的位置，所述磁力计的运行易受所述一个或者多个电子元件的干扰。

一些实施方式中，所述传感器位于延伸件上，且远离所述腔室，所述延伸件从所述壳体延伸。所述延伸件包括一个支撑件，所述支撑件用于在所述无人飞行器不飞行时支撑所述无人飞行器的全部或者部分重量。所述支撑件可以包括着陆架。可替换地，所述传感器可以直接设置于所述壳体的外表面上。所述无人飞行器可以包括一个或者多个旋翼，且所述传感器设置于所述一个或者多个旋翼下方。

一些实施方式中，所述传感器与所述一个或者多个电子元件之间的最小距离至少约为3厘米。一些实施方式中，所述传感器与所述一个或者多个电子元件之间的最小距离至多为0.5米。

一些实施方式中，至少一个所述电子元件由所述无人飞行器的生产商进行预先配置。所述至少一个预先配置的电子元件用于形成电子单元，所述电子单元对控制所述无人飞行器的运行是必要且足够的。所述电子单元可以包括飞行控制模块、GPS接收器或者电子调速(ESC)模块中的至少一个。

一些实施方式中，所述传感器用于测量磁场。所述传感器包括磁力计。所述磁力计包括指南针。一些实施方式中，所述干扰可以包括磁干扰或者电磁干扰。一些实施方式中，所述一个或者多个电子元件包括GPS接收器或者致动器组件，所述致动器组件包括一个旋转叶片以及一个用于驱动所述旋转叶片的致动器。一些实施方式中，所述一个或者多个电子元件包括至少三个致动器组件。

一些实施方式中，所述壳体包括传导性的屏蔽材料。所述壳体包括上壳体件以及下壳体件，所述上壳体件以及所述下壳体件可移除地相互连接以形成所述腔室。所述壳体包括与一个或者多个分支壳体件相连的主壳体件，所述主壳体件形成主腔室且所述一个或者多个分支壳体件形成对应的一个或者多个分支腔室。一些实施方式中，所述一个或者多个电子元件中的至少一个位于所述主腔室内。位于所述主腔室内的所述至少一个电子元件可以包括电源、飞行控制模块、惯性测量单元(IMU)或者GPS接收器中的至少一个。一些实施方式中，所述一个或者多个电子元件中的至少一个位于所述一个或者多个分支腔室的一个内。所述至少一个电子元件包括电子调速(ESC)模块或者致动器，所述电子元件位于所述一个或者多个分支腔室中的一个内。一些实施方式中，所述一个或者多个分支壳体件分别对应所述无人飞行器的一个或者多个旋翼。所述一个或者多个分支壳体件中的至少一个可移除地连接于所述主壳体件上。

本发明的另一个方面，提供一种降低易被自无人飞行器的一个或者多个电子元件所干扰的传感器所遭受的干扰的方法，所述方法包括提供一个上述的无人飞行器，以降低所述干扰。

本发明的另一个方面，提供一种用于组装无人飞行器的套件。所述套件包括(a)一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，及/或所述无人飞行器的一个或者多个旋转叶片；以及(b)说明书，所述说明书包括供所述无人飞行器的使用者组装磁力计和(a)中所述元件的信息，使得当组装完成后，所述无人飞行器具有如下特征，包括：(1)(i)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内，及(ii)所述磁力计位于所述壳体外部；或者(2)(i)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内，及(ii)所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处；或者(3)(i)用于控制所述无人飞行器运行的所述一个或者多个电子元件，及/或所述无人飞行器的一个或者多个旋转叶片，及(ii)位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm以及至多0.5m处的磁力计。

本发明的另一个方面，提供一种用于组装无人飞行器的套件。所述套件包括(a)磁力计；以及(b)说明书，所述说明书包括供所述无人飞行器的使用者组装所述磁力计和一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件的信息，使得当组装完成后，所述无人飞行器具有如下特征，包括：(1)(i)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内，及(ii)所述磁力计位于所述壳体外部；或者(2)(i)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内，及(ii)所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处；或者(3)(i)用于控制所述无人飞行器运行的所述一个或者多个电子元件，及/或一个或者多个所述无人飞行器的旋转叶片，及(ii)位于距离所述一个或者多个电子元件至少3cm以及至多0.5m处的磁力计。

本发明的另一个方面，提供一种用于组装无人飞行器的套件。所述套件包括(a)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室；(b)预先设置于所述腔室内部并用于控制所述无人飞行器运行的一个或者多个电子元件；(c)磁力计，所述磁力计的运行易受所述一个或者多个电子元件的干扰；(d)用于组装所述无人飞行器的说明书，使得当所述无人飞行器依照所述说明书组装完成后，所述组装后的无人飞行器具有如下特征：(1)所述磁力计位于所述壳体的外部；或者(2)所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处；或者(3)所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至多0.5m处。

一些实施方式中，所述套件进一步包括具有内表面及外表面的壳体，所述内表面形成腔室，且所述一个或者多个电子元件位于所述腔室内。一些实施方式中，所述套件进一步包括具有内表面及外表面的壳体，所述内表面形成腔室，且所述磁力计位于所述腔室内。

一些实施方式中，所述套件进一步包括可附着于所述壳体上的延伸件，且所述组装后的无人飞行器进一步具有如下特征：所述延伸件附着于所述壳体的外表面上并远离所述腔室延伸，且所述磁力计位于所述延伸件上。

基于本发明的另一个方面，提供一种用于组装无人飞行器的方法，包括依照套件中的说明书组装所述无人飞行器，所述套件包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，及/或一个或者多个所述无人飞行器的旋转叶片，其中组装完成后的所述无人飞行器具有如下特征，包括：(1)(i)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内，及(ii)所述磁力计位于所述壳体外部；或者(2)(i)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内，及(ii)所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处；或者(3)(i)用于控制所述无人飞行器运行的所述一个或者多个电子元件，及/或所述无人飞行器的一个或者多个旋转叶片，及(ii)位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm以及至多0.5m处的磁力计。

基于本发明的另一个方面，提供一种用于组装无人飞行器的方法，包括：依照说明书将所述磁力计整合于所述无人飞行器上，以组装所述无人飞行器，所述说明书包括在含有磁力计的套件内，其中组装完成后的所述无人飞行器具有如下特征，包括：(1)(i)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内，及(ii)所述磁力计位于所述壳体外部；或者(2)(i)壳体，包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内，及(ii)所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处；或者(3)(i)用于控制所述无人飞行器运行的所述一个或者多个电子元件，及/或所述无人飞行器的一个或者多个旋转叶片，及(ii)位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm以及至多0.5m处的磁力计。

一些实施方式中，依照所述说明书的步骤包括连接所述一个或者多个旋转叶片至所述一个或者多个电子元件，且所述步骤进一步包括将所述磁力计置于所述无人飞行器上使所述磁力计不受来自所述一个或者多个电子元件的显著的电磁干扰。

援引加入

本说明书中提及的所有出版物、专利和专利申请均通过引用并入本文，如同每一个单独的出版物、专利或专利申请均被明确且分别地指明通过引用并入本文。

附图说明

本发明的新颖性特征已阐明于随附的权利要求中。下面将参考以下应用本发明原理的示例性实施方式的详细描述以及以下附图获得对本发明特征以及有益效果的更佳的理解。

图1为多旋翼无人飞行器(无人飞行器)的一实施方式不包括旋转叶片的示意图。

图2为图1的多旋翼无人飞行器不包括所述壳体的顶部的俯视图，以显示内部元件。

图3为图1的多旋翼无人飞行器另一视图。

图4为多旋翼无人飞行器的一实施方式的支撑件的示意图。

图5为无人飞行器的一实施方式的示意图，所述无人飞行器具有用于连接传感器的延伸件。

图6a至6c为无人飞行器的一些实施方式的示意图，所述无人飞行器具有用于连接传感器的延伸件。

图7a至7c为无人飞行器的一些实施方式的示意图，其中传感器位于所述无人飞行器的本体的外表面或者内表面上。

图8a至8b为无人飞行器的又一些实施方式的示意图，展示了传感器位于所述无人飞行器的本体外表面或者内表面上的更多实例。

具体实施方式

本发明提供用于改善无人飞行器的可靠性的方法及设备。一方面，特定机载传感所遭受的干扰被减少。所述干扰可为由机载电子元件导致的。所述干扰可以包括电磁干扰、磁干扰等。所述运行易受干扰影响或者对所述干扰敏感的机载传感器可以是被用作测量磁场的传感器，例如磁力计、指南针等。为了减少这种“易受干扰”的传感器所遭受的干扰，所述产生干扰的电子元件可以设置于无人飞行器的腔室内部，所述腔室由所述无人飞行器的本体的内表面形成。所述易受干扰的一个或者多个传感器可以设置于所述腔室的外部。一些实施方式中，所述传感器可以设置于所述无人飞行器的延伸件上。所述延伸件可以包括所述无人飞行器的支撑件，如着陆架。在其他的一些实施方式中，所述传感器可以直接设置于所述无人飞行器的外表面或者内表面上但与所述电子元件分离。益处在于，所述产生干扰的电子元件与所述易受干扰的传感器的分离减少了所述传感器所遭受的干扰，因此改善了所述传感器以及所述无人飞行器的可靠性。

依据本发明的另一个方面，所述无人飞行器的可靠性可以通过减少使用者导致的元件的配置失误或者组装失误而进一步改善。一些或者全部电子元件可以由所述无人飞行器的生产商预先配置、预先连接或者预先组装。同样地，要求较少的使用者组装或者配置或者无需使用者组装或者配置以保证无人飞行器正常运行。另外，因为所述元件是由有经验的工人预先配置的，因此配置失误的可能性被进一步降低。

在不同的实施方式中，此处所描述的无人飞行器可以包括不同类型、尺寸、形状及配置的无人飞行器。如，所述无人飞行器可以包括多旋翼飞机，如直升机、四轴飞行器、六轴飞行器、八轴飞行器等。此外，所述无人飞行器可以有广泛的应用，例如遥感，航空监控，油、气及矿物勘测及生产，运输，科研，航空拍摄或者录像，制图，灾难报告，搜索及救援，制图，电力巡线等。

不同的实施方式中，无人飞行器可以由机载控制器或者处理器自主控制、由远端装置遥控(如地面站或者手持式遥控装置)、或者以二者结合的方式控制。一些实施方式中，所述无人飞行器可以用于通过载件携带负载装置，例如相机或者录像机。所述负载装置可以用于捕获周围环境的图像、收集样本、或者执行其他任务。

如本文所使用到的，所述用语“上”、“下”、“竖直”、“水平”及其他类似的位置说明用语用于在所述无人飞行器的正常运行模式下作为其参考，且不应构成限定。纵观整体描述，四轴飞行器(具有四旋翼的直升机)作为无人飞行器仅为说明性目的。应当认识到，本文所描述的技术也可以用于其他类型的无人飞行器，例如六轴飞行器或八轴飞行器。

图1所示为多旋翼无人飞行器的一个实施方式不包括旋转叶片的示意图。如图所示，所述无人飞行器包括具有内表面以及内表面的中空本体部10。此处所使用的所述用语“本体”可以由用语“壳体”替换。所述本体部的所述内表面围成位于所述本体部内部的腔室(如图2中的13所示)。如后文参考图2的进一步详细描述，用于控制所述无人飞行器运行的不同方面的一个或者多个电子元件可设置于所述腔室内。此处所使用的所述用语“电子元件”涉及任何提供、使用或者传输电流的元件。此类电子元件可以包括能量源(如电池)、飞行控制或者导航模块、GPS模块(如GPS接收器或者收发器)、惯性测量单元(IMU)模块、通信模块(如无线收发器)、用于控制致动器(如电机)的电子调速(ESC)模块、致动器(如用于驱动所述无人飞行器的旋转叶片或者旋翼的电机)、电线及连接器等。一些实施方式中，所述电子元件中的一些可以设置于一个集成电子单元上，例如电路板或者模块上。一个或者多个电子单元可以设置于所述腔室内部。在使用时，本文所述的电子元件可能对所述无人飞行器的其他元件(如磁力计)产生干扰(如电磁干扰)。一些实施方式中，所述干扰可能是由含铁材料或者静磁源引起的。例如，所述电子元件可能包括磁铁，所述磁铁产生磁场，从而导致磁干扰。

如图1所展示的，所述无人飞行器的所述本体部10包括主壳体件11以及一个或者多个分支壳体件12。所述主壳体件的所述内表面可以形成主腔室(如图2中113所示)。每一个所述分支壳体件12，呈中空臂形状或者其他合适的形状，可以形成分支腔室(如图2中123所示)。当所述主壳体件与一个或者多个分支壳体件相连接时，所述主腔室及所述一个或者多个分支腔室可以共同形成一个一体的腔室(如图2中13所示)。

所述分支壳体件12可以以“X”或者星形排布方式与所述主壳体件11相连。具体地，所述主壳体件11可以设置于所述X或者星形排布的中心，而所述分支壳体件12可以以对称的或者不对称的方式分布于所述主壳体件11的周围。一些实施方式中，此种星形排布可以使设置于所述壳体的腔室内的电子元件之间的电连接，如设置于中部的飞行控制模块与分别设置于分支腔室内的单个ESC模块之间的电连接，变得高效。或者，设置于中部的能量源(如电池)与用于驱动多旋翼无人飞行器的旋翼的致动器(如电机)之间的电连接。其他实施方式中，所述壳体及/或所述无人飞行器的壳体内的腔室可以具有与此处所描述的星形不同的形状。例如，所述壳体及/或所述壳体内的腔室可形成大致球形、椭圆形、或者圆柱形或任合其他的形状。

在一个典型的实施方式中，所述分支壳体件12的数量与所述无人飞行器的旋翼或者致动器组件的数量相等。一个致动器组件(如图2中2所示)可以包括一个旋翼或者旋转叶片(如图2中21所示)及一个用于驱动所述旋转叶片的致动器(如图2中22所示)。例如，图1所展示的四旋翼四轴飞行器可以包括四个分支壳体件12，每一个分支壳体件12对应于所述四个旋翼或者四个致动器组件中的一个。在所展示的实施方式中，所述无人飞行器包括四个分支，每一个分支对应于一个致动器组件2。意即，所述无人飞行器包括四个致动器组件2。在不同的实施方式中，所述分支的数量及/或排布可能与此处所展示的不同。例如，一些实施方式中，所述分支壳体件及/或旋翼或者致动器组件的数量可能多于或少于此处展示的数量。例如，六旋翼无人飞行器可以包括六个旋翼或者致动器组件及六个对应的分支壳体件。八旋翼无人飞行器可以包括八个旋翼或者致动器组件及六个对应的分支壳体件。在可替换的实施方式中，所述分支壳体件的数量可能与所述无人飞行器的旋翼或者致动器组件的数量不对应。例如，所述分支壳体件的数量可能多于或者少于所述致动器组件数量。在不同的实施方式中，所述分支、致动器组件及致动器的数量可以依据实际境况的需求而调整。为保证所述无人飞行器在运行期间的稳定性，典型的多旋翼无人飞行器应具有不少于三个旋翼。

一些实施方式中，所述分支壳体件12可为可移除地连接于所述主壳体件11上。例如，可以通过整体地旋转所述分支壳体件12，而将每一个分支壳体件12连接至所述主壳体件11及/或从所述主壳体件11脱离。一些实施方式中，所述分支壳体件12可相对于所述主壳体件11是可折叠的，从而如方便所述无人飞行器的储存及/或运输。这种实施方式中，所述分支壳体件12可以从折叠位置展开及/或重新连接于所述主壳体件上，以使所述无人飞行器可再度被使用。

一些实施方式中，所述主壳体件11可以包括上主壳体件111以及对应的下主壳体件112，所述上主壳体件111以及所述下主壳体件112共同形成所述主腔室(如图2中113所示)。每一个所述分支壳体件12可以包括上分支壳体件121以及对应的下分支壳体件122，所述上分支壳体件121以及所述下分支壳体件122共同形成所述分支腔室(如图2中123所示)。所述分支壳体件12的上分支壳体件121可以具有安装或者定位结构120，例如槽或者开口，以安装所述致动器组件(如图2中2所示)的所述致动器22。

一些实施方式中，所述上分支壳体件121以及所述上主壳体件111形成上本体部15，且所述下分支壳体件122以及所述下主壳体件112形成所述下本体部(如图3中16所示)。所述本体部10可以被认为是所述上本体部15及所述下本体部16的组合。一些实施方式中，所述上本体部15以及所述下本体部15可为可移除地连接以形成所述本体部10。例如，在组装所述本体部10时，所述上本体部及所述下本体部可以通过紧固件，例如螺杆、螺钉、带扣、夹具、扣件、锁闩、钩、钉子、销、带子、绳索等，可移除地连接。所述可移除的连接可以便于所述无人飞行器的维修保养。当需要维修保养时，所述上本体部可从所述下本体部上移除，以允许直接观察及维修所述本体部的内部元件。另一实施方式中，所述上本体部以及所述下本体部可以以焊接或者其他方式永久地连接在一起。

不同的实施方式中，任何单独或组合形成所述无人飞行器的壳体的元件可以采用任何合适的技术制造，例如射出成型、增材制造(3D打印)技术等。例如，所述上主壳体件、下主壳体件、上分支壳体件及下分支壳体件中的每一个可以单独制造并以焊接、紧固或者其他方式结合以形成整个壳体。又例如，一个或者多个所述上分支壳体件及所述上主壳体件可以整体制造为一体件(如形成所述上本体部)；另一方面，一个或者所述下分支壳体件及所述下主壳体件可以整体制造为另一个一体件(如形成所述下本体部)。而后，所述两个一体件可以结合(通过焊接、紧固件等)在一起以形成所述无人飞行器的本体部。再例如，所述上主壳体件以及所述下主壳体件可以整体制造为一体件(如形成所述主壳体件)；另一方面，每一个所述分支壳体件，所述上分支壳体件及所述下分支壳体件可以整体制造为一体件(如形成一个分支壳体件)。所述主壳体件及所述分支壳体件而后可以通过焊接、紧固件等结合在一起。再例如，所述无人飞行器的整个壳体可以一体制造，例如，通过射出成型或者增材制造技术。

如图1所展示的，所述无人飞行器可选地包括一个或者多个附着于或者可附着于所述本体部10上的支撑件4。在所述无人飞行器不飞行时，所述支撑件4可以用于支撑所述无人飞行器的全部或者部分重量。支撑件的一个实例可以包括着陆架，以便于所述无人飞行器的着陆。本文所述的此种支撑件同样可以用于支撑易受所述无人飞行器的电子元件干扰的传感器。

一些实施方式中，所述无人飞行器包括一个或者多个收容结构，以容纳所述无人飞行器的一些或者全部元件，如一些本文所述的电子元件。所述收容结构可以与所述壳体相连或者是与所述壳体一体的一部分。所述收容结构可以设置在所述本体的外表面或者所述腔室内。例如，一个收容机构可以由所述本体部的内或者外表面的结构形成。一实施方式中，所述收容结构可以形成除所述主体腔室之外的一个额外的收容腔室。另一实施方式中，所述收容结构可以由所述主体腔室的内表面上的内部结构形成。一实施方式中，所述收容结构全部设置于所述腔室内部。另一实施方式中，所述收容机构中的一些设置于所述腔室外。所述收容机构可以包括槽、格、架、或者其他类似的结构，以收容所述无人飞行器的不同元件。例如，所述收容结构可以包括一个位于由所述无人飞行器的本体形成的腔室的内表面上的槽，所述槽可以用于容纳电路模块、电池、ESC模块等。一些实施方式中，所述无人飞行器可以不包括除了由所述无人飞行器的壳体所形成的所述腔室外的任何额外的收容机构。一些其它实施方式中，一些或者全部所述电子元件可以不使用收容结构而直接附着于或者连接于所述无人飞行器上。

所述本体部及/或收容机构可以包括开口，所述开口用于置入或者取出元件。例如，所述开口可以使使用者从所述本体部的腔室或者所述收容结构内取出所述电池进行再充电并用于在充电后将所述电池放回。所述开口可选地具有与所述本体部铰接的盖或者遮蔽件。所述盖可以通过例如扣件、带扣、带子等被关闭，以保护设置在其内的元件。

图2依据一实施方式示出了图1中的多旋翼无人飞行器不包括所述壳体的顶部的俯视图，以显示内部元件。如前所述，为避免或者减少对易受干扰的传感器，例如磁力计(如指南针)的干扰，所述无人飞行器的一个或者多个产生干扰的电子元件可以与所述易受干扰的传感器分开设置。一实施方式中，所述电子元件设置于如参考图1所述的由所述无人飞行器的壳体的内表面形成的所述腔室13内，而所述传感器设置于所述壳体外。此外，壳体可以提供对所述电子元件的保护并增强了所述无人飞行器的强度及刚度，使其易于运输及储存。另一实施方式中，所述传感器同样设置于所述壳体内但与所述电子元件分开。

本文所使用的所述用语“电子元件”涉及任何提供、使用或者传输电流的元件。不同的实施方式中，所述一个或者多个电子元件可以用于控制所述无人飞行器运行的不同方面。此类电子元件可以包括能量源(如电池)、飞行控制或者导航模块、GPS模块(如GPS接收器或者收发器)、惯性测量单元(IMU)模块、通信模块(如无线收发器)、用于控制致动器(如电机)的电子调速(ESC)模块、致动器(如用于驱动所述无人飞行器的旋转叶片或者旋翼的电机)、用于电连接所述电子元件的连接件(如电线及连接器)等。不同的实施方式中，所述无人飞行器的一些或者全部电子单元可以设置于所述壳体内部。

一些实施方式中，上述的电子元件中的一些可以设置于一个或者多个电路模块3上。每一个电路模块可以包括一个或者多个电子元件。例如，如图2所示，所述电路模块3可以包括主飞行控制模块33，所述主飞行控制模块33包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器的关键运行的处理器(例如通过现场可编程门阵列(FPGA)执行)。又例如，同一个或者不同的电路模块同样可以包括用于测量所述无人飞行器的速度、方向及重力的IMU模块。所述IMU模块可以包括一个或者多个加速度计及/或陀螺仪。另一实例中，同一个或者不同的电路模块同样可以包括用于与遥控装置进行远程通信的通信模块31。例如，所述通信模块可以包括无线(如无线电)收发器。所述通信模块31可以具有一个或者多个按钮311及与所述代码按钮隔开的对应的指示灯312。所述按钮以及所述指示灯可以便于所述无人飞行器与所述遥控装置之间的通信。例如，所述按钮可以用于调整所述无人飞行器所使用的频段，及所述指示灯可以用于指示所述无人飞行器与所述遥控装置之间信道的建立成功及/或失败。

所述飞行控制模块33通常为所述无人飞行器的关键部件或者“大脑”。例如，所述飞行控制模块33可以基于从视觉传感器(如相机)、IMU、GPS接收器及/或其他传感器获得的数据估算所述无人飞行器当前的速度、方向及/或位置，以执行线路规划、向致动器提供控制信号以实现航行控制等。另一实例中，所述飞行控制模块可以基于远程接收到的控制信号发出控制信号以调整所述无人飞行器的状态。

一些实施方式中，设置在所述腔室内的所述电子元件可以包括GPS接收器。传统上，一个GPS接收器通常与一个磁力计共置。但是，当所述GPS接收器及磁力计靠近其他电子元件设置时，所述磁力计的运行可能受到来自其他电子元件的干扰。一些实施方式中，所述磁力计的运行同样可能受到来自所述GPS接收器的干扰。因此，在本发明的一个优选实施方式中，所述GPS接收器与所述磁力计相分开，因此所述GPS接收器设置于所述无人飞行器的壳体的内部且所述磁力设置于所述壳体的外部。在可替换的实施方式中，所述GPS接收器及所述磁力计可以均设置于所述壳体的内部或者外部，但所述GPS接收器与所述磁力计之间具有最小间距。一实施方式中，所述最小间距大约为3厘米(3cm)。其他实施方式中，所述最小间距可以小于或者大于3cm。

一些实施方式中，设置于所述腔室内的所述电子元件可以包括一个或者多个电子调速(ESC)模块34。电子调速模块可以用于控制所述致动器22的运行。所述致动器22可以为所述致动器组件2的一部分并用于驱动所述无人飞行器的旋转叶片或者旋翼21。一些实施方式中，所述ESC模块可以一方面与所述飞行控制模块33电连接，另一方面与一个致动器22电连接。所述飞行控制模块33可以为所述ESC模块34提供控制信号，所述ESC模块34再依次向与其电连接的所述致动器22提供致动器信号以驱动对应的旋转叶片21。一些实施方式中，所述致动器及/或所述ESC模块34同样可以向所述飞行控制模块33提供反馈信号。在一个典型的实施方式中，所述ESC模块的数量与所述无人飞行器的旋翼致动器的数量相等。例如，一个四旋翼无人飞行器具有四个ESC模块。在一可替换的实施方式中，所述ESC模块的数量可以与所述旋翼致动的数量不同(如多于或者少于)。一些实施方式中，所述ESC模块是可选的。一些实施方式中，作为对所述ESC模块的替代或者补充，可以采用其他类型的致动器控制模块以控制所述致动器的运行。

一些实施方式中，所述无人飞行器还包括用于电耦接或者电连接所述无人飞行器的不同电子元件的一个或者多个连接件。所述连接件可以包括用于在元件之间传输能量、数据或者控制信号的电线、电缆等。例如，所述连接件可以用于电连接1)能量源与致动器组件；2)电路模块与ESC模块；3)ESC模与致动器；4)通信模块与电路模块等。一些实施方式中，所述连接件的末端具有可插拔连接器，以利于所述连接件相对所述电子元件的插拔。

如前文参考图1所述，无人飞行器的腔室可以为任意合适的形状。不同的实施方式中，不同的电子元件的位置可以基于所述无人飞行器的设计及规划而确定。一优选的实施方式中，所述无人飞行器的腔室包括主腔室113以及多个分支腔室123，每一个分支腔室123对应于一个致动器组件2。一些实施方式中，所述电子元件中的一些可以位于所述主腔室内部，而另一些可以位于所述分支腔室内部。其他的实施方式中，所有所述电子元件可以位于所述腔室的一个部分(如所述主腔室或者所述分支腔室)。一实施方式中，所述关键控制元件，例如所述飞行控制模块及所述能量源(如电池)，可以位于所述主腔室内，而被控制元件，例如所述ESC模块及所述致动器组件，位于对应的分支腔室内。这种排布方式提供了所述中央位置的元件与由所述中央位置的元件提供能量及/或者控制信号的元件之间电连接的有效规划，并且易于所述无人飞行器空间优化及小型化。

一实施方式中，所述ESC模块34可以设置于一个分支壳体件内并位于所述致动器下方。例如，所述ESC模块34可以设置于所述下分支壳体件122内并位于所述分支腔室123内。所述ESC模块34在所述分支壳体件123内的设置有利于所述ESC模块34与所述致动器22之间的电连接。可替换的实施方式中，至少一个所述ESC模块可以位于所述主腔室内而非一个分支腔室内。

一些实施方式中，由所述ESC模块控制的所述致动器组件2可以至少部分地位于一个分支腔室内部。所述致动器组件2可以包括与所述分支壳体件12连接的致动器22及与所述致动器22连接的旋转叶片21。如图1所展示的，所述致动器2的一部分至少部分地从所述腔室内延伸出，以可旋转地连接旋转叶片或者旋翼(如图2中21所示)。例如，所述致动器可以包括一个与所述旋转叶片可旋转地连接的转轴221。所述致动器22可以包括电机、机械致动器、液压致动器、气动致动器等。电机可以包括磁性电机、静电式电机或者压电电机。例如，一实施方式中，所述致动器包括无刷直流电机。所述致动器组件2可以固定地或者可移除地与所述分支壳体件12连接。一些实施方式中，所述无人飞行器具有至少三个致动器组件，以确保所述无人飞行器运行期间的稳定性。

一些实施方式中，上述电子元件中的一些或者全部是由所述无人飞行器的生产商预先配置的、预先组装的或者预先连接的。这些实施方式中，所述无人飞行器的运行不需要或者很少需要使用者组装及/或校准，使得所述无人飞行器能够开箱即可处于准备飞行状态。所述对元件的预先配置不仅可以通过降低技术门槛提升用户体验，而且能够减少由使用者配置失误导致的错误及意外事故。一些实施方式中，这些被预先配置的或者预先组装的元件可以包括所述飞行控制模块、GPS模块、或者本文所论及的任何电子元件、或者以上的任意组合。一些实施方式中，一个或者多个电子元件可以被预先配置、预先连接或者预先组装为一个电子单元(如一个电路模块)。所述电子单元对控制所述无人飞行器的运行而言是必要且足够的。一些实施方式中，所述预先配置的元件不需要额外的使用者配置，以开箱即可正常运行。其他的实施方式中，可能是需要一定数量的使用者配置或组装。

一实施方式中，所述电子元件中的至少两个可以由所述无人飞行器的生产商预先连接，以减少所述无人飞行器在可以使用之前所需的使用者组装。例如所述电路模块及所述ESC模块之间的电连接可以由所述生产商预先连接，从而所述使用者在购买所述无人飞行器后无需连接所述两个模块。所述预先配置、预先连接或者预先组装同样可以简化所述无人飞行器的设计。例如，不是所有的连接件可能需要使用可插拔连接器：所述连接件中的一些可以由生产商通过焊接方式预先连接于元件上，以此改善这种连接的可靠性。即使使用了可插拔连接器，这种连接也可以在工厂组装阶段由经过训练的专业人员，如技术工人正确完成，从而减少连接松动及/或连接错误的风险并进一步改善所述无人飞行器的可靠性。

图3依据一实施方式展示了图1-2中的所述多旋翼无人飞行器的另一视图。所展示所述无人飞行器显示了易受干扰的传感器7(如磁力计)在所述无人飞行器外部的设置，此设置以减少由如参考图2所述的无人飞行器的一个或者多个电子元件对所述传感器的干扰。

不同的实施方式中，所述易受干扰的传感器7包括一个运行易受所述机载电子元件导致的干扰影响的传感器。所述干扰可以包括电磁或者磁干扰。所述干扰可能是由所述电子元件中的电流或者磁铁造成的。所述易受干扰的传感器7可以包括磁力计。磁力计可以包括标量及/或矢量磁力计。一实施方式中，所述磁力计包括指南针。一优选的实施方式中，所述易受干扰的传感器包括磁力计但不包括GPS接收器。可替换的实施方式中，所述易受干扰的传感器7包括GPS接收器以及磁力计。应当认识到，所述一个易受干扰的传感器用于说明的目的，所述无人飞行器可以携带多于一个易受干扰的传感器且本文所述的干扰减少技术可用于任何或者所有易受干扰的传感器。

如前所述，为避免来自所述无人飞行器的电子元件的干扰并改善所述无人飞行器的可靠性，所述易受干扰的传感器与易产生此类干扰的所述电子元件相距一段距离而设置。一些实施方式中，所有对所述易受干扰的传感器产生干扰的电子元件远离所述传感器而设置。其他实施方式中，所述产生干扰的电子元件中只有一些远离所述传感器而设置。

一些实施方式中，如参考图1-2所论及的，所述产生干扰的电子元件位于所述无人飞行器的本体部的腔室内，而所述易受干扰的传感器位于所述本体的腔室外。一些实施方式中，所述传感器位于延伸件上，所述延伸件从所述壳体延伸。一些实施方式中，所述延伸件可以包括一个支撑件，所述支撑件用于在所述无人飞行器不飞行时支撑所述无人飞行器的全部或者部分重量。例如，所述支撑件可以包括如图3所示的着陆架4。一可选的实施方式中，所述无人飞行器不包括架子或者类似的结构，因此当所述无人飞行器被放置于指定的表面上时，所述下主壳体的外表面直接接触所述表面。一些实施方式中，所述传感器可以设于所述腔室外并位于所述壳体的外表面上。一些实施方式的更详细的描述将结合图5-8进行介绍。

一些实施方式中，无论所述传感器或者所述电子元件位于何处，所述传感器与所述电子元件之间最小距离被设置为不大于一个预设的阈值。例如，一实施方式中，所述电子元件及所述传感器可以均位于所述壳体内或者均位于所述壳体外，但所述最小距离至少约为3cm。一些实施方式中，所述最小距离可以小于3cm。如在此所使用的，传感器与多个电子元件之间的所述最小距离为所述传感器与所述多个电子元件中的任意一个之间的距离中的最小值。所述最大距离按照类似的规则确定。例如，如果一个飞行控制模块、一个ESC模块以及一个致动器位于距离一个磁力计4cm、7cm及8cm的位置，则所述磁力计与所述电子元件组之间的最小距离为4cm，且最大距离为8cm。一些实施方式中，所述易受干扰的传感器与任意一个所述产生干扰的电子元件之间的最大距离同样被设置为不大于一个预设的阈值，例如，0.5米(0.5m)。其他的实施方式中，所述最大距离可以大于0.5m。不同的实施方式中，所述最小及/或最大距离的所述阈值可以至少部分基于所述无人飞行器的形状及/或尺寸、所述产生干扰的电子元件的特性及所述易受干扰的传感器的特性而确定。

一些实施方式中，所述无人飞行器可以没有如图1-3所展示的壳体。这种实施方式中，所述产生干扰的电子元件及所述易受干扰的传感器的分开设置足以减少所述易受干扰的传感器遭受的干扰。例如，一实施方式中，所述易受干扰的传感器与任意一个产生干扰的电子元件之间的距离不小于3cm且不大于0.5m。

不同的实施方式，额外的干扰减少方法可以与本文所描述的技术联合使用。此类方法可以包括使用电容器、滤波器、屏蔽等。例如，一实施方式中，所述本体部的内表面及/或外表面可以由传导性的屏蔽材料制成，以进一步较少所述电子元件导致的干扰。

一些实施方式中，如图3所展示的，所述无人飞行器可以通过载件5携带负载装置6。所述载件5可以与所述无人飞行器连接并用于连接所述负载装置6。不同的实施方式中，所述负载装置6及/或所述载件5的运行可以由机载控制模块(如电路模块)、控装置或者二者的组合控制。

一些实施方式中，所述主壳体或者所述分支壳体上可以设置指示光源(图未示)。一实施方式中，所述光源可以设置于所述分支壳体上的开口或者窗口位置，如靠近所述无人飞行器的下部(远离所述旋翼)。所述开口或者窗口可以由窗帘覆盖，所述窗帘采用透明或者半透明材料制成，以便来自所述指示光源的至少部分光线穿过。一优选的实施方式中，所述指示光源包括发光二极管(LED)灯，其具有高亮度、低能耗、长使用寿命及运输便利性。其他可替换的实施方式中，所述指示光源、窗口以及窗帘可以设置于所述主壳体上。

依据一实施方式，图4展示了一对可以用于附着易受干扰的传感器的着陆架。所述着陆架4可以与图3中所展示的那些类似。如上所述，当所述无人飞行器不飞行时，所述着陆架可用于支撑所述无人飞行器的全部或者部分重量。一实施方式中，所述无人飞行器具有两个与所述无人飞行器本体相连并相互间隔合适距离的、结构相似的支架。不同的实施方式中，所述无人飞行器可以包括一个、两个、三个或者更多支架。所述支架可以以任意合适的配置方式附着于所述壳体的底部(与所述旋翼相对的一侧)，以支撑所述本体部的重量。所述支架同样可以为设置于支架之间的任意的负载装置(例如相机或者摄像机)提供保护。采用所述无人飞行器的如着陆架这样的既有结构的优点在于，不需要再在所述无人飞行器上增加额外的结构来增加所述无人飞行器的易受干扰的传感器与产生干扰的电子元件之间的距离，以此减少的所述无人飞行器的重量及成本同时改善所述无人飞行器的美感。

如所揭示一些实施方式中，所述无人飞行器可以包括第一支架41以及第二支架42。所述易受干扰的传感器可以位于所述第一支架41或者所述第二支架42上。因为所述第一支架以及所述第二支架具有相似的结构，下文只描述所述第一支架41。所述第一支架41可以包括具有两个大致竖直的支撑部411，所述支撑部由大致水平的连接部412相连。使用时，一个易受干扰的传感器7可以连接所述支撑部411中的一个并且远离所述干扰源。例如，所述传感器7可以靠近所述支撑部的一端设置并且远离所述干扰源。其他实施方式中，所述传感器7可以设置于所述第一支架41上的与此处所描述的不同的部分上。一些实施方式中，每一个支撑部411可以具有一个附着界面413，所述附着界面413可用于将所述支撑部并进而将所述支架附着于所述无人飞行器上。所述附着界面413可以包括一个或者多个开口414。此类开口可以用于允许及保护连接所述易受干扰的传感器及所述无人飞行器的类似所述电路模块的其他元件的电线通过。

依据一些实施方式，图5-8展示了易受干扰的传感器以及产生干扰的电子元件的配置实例。

如此处所述，在一些实施方式中，所述产生干扰的电子元件可以位于所述无人飞行器本体的腔室内，且所述易受干扰的传感器可以位于所述腔室外面并设于所述延伸件上，所述延伸件从远离所述腔室延伸。图5-6展示了这种实施方式。请参阅图5，所述无人飞行器的本体502内可以装入一个或者多个产生干扰的电子元件(图未示)。延伸件504的一端可以附着于所述无人飞行器的本体部502的外表面。易受干扰的传感器506可以连接于所述延伸件504上靠近所述延伸件504的远离所述腔室的另一端的部位，因此所述易受干扰的传感器506与所述产生干扰的电子元件之间具有一段距离。所述传感器506可以通过紧固件、胶水、焊接或者任意其他合适的方法与所述延伸件504(可移除地或者永久性地)连接。不同的实施方式中，所述延伸件504可以包括柱、钩、平台、槽或者任意合适的其他结构。应当认识到，一些实施方式中，所述易受干扰的传感器可以通过诸如有线或者无线连接与所述产生干扰的电子元件可操作地相连。这种连接在图5-8中无需描绘。一实施方式中，所述延伸件可以包括一个中空腔室，所述中空腔室允许连接所述传感器与所述无人飞行器的其他元件的导线通过(图未示)。

图6a展示了图5中所示的无人飞行器的侧视图。如图所示，所述无人飞行器的本体部602的内表面形成腔室。产生干扰的电子元件608、610及612可以设置于所述腔室内。产生干扰的电子元件同样可以包括一个或者多个电连接一些其他电子元件的连接件614。所述产生干扰的电子元件可以包括本文所描述的任意元件，例如电路模块、飞行控制模块、GPS接收器、电源、ESC模块、致动器或者致动器组件等。可以理解的是，不同的实施方式中，可以采用比图示更多或者更少的产生干扰的电子元件。延伸件604附着于所述无人飞行器的本体的上部外表面上并远离所述腔室延伸。易受干扰的传感器606可以与所述延伸件604(可移除地或者永久性地)连接。一典型的实施方式中，所述易受干扰的传感器606位于所述延伸件604上远离所述腔室的部位，例如靠近不与所述无人飞行器的本体的外表面相接的末端。

以上所述实例所示的所述延伸件附着于所述无人飞行器本体的上部。其他实施方式中，所述延伸件可以附着于所述外表面上的其他位置。图6b-c展示了一些这类实施方式。一些实施方式中，如图6b所示，所述延伸件604可以附着于所述本体的下部并远离所述腔室延伸。其他一些实施方式中，如图6c所示，所述延伸件604可以附着于所述本体的侧部并远离所述腔室延伸。其他实施方式中，所述延伸件可以附着于此处未揭示的其他位置上。一些实施方式中，一个无人飞行器可以采用多于一个易受干扰的传感器。这类实施方式中，所述传感器可以位于如此处所示的一个或者多个延伸件上。一些实施方式中，多个延伸件可以附着于所述无人飞行器本体的外表面的不同部分上。

一些实施方式中，所述延伸件可以附着于所述本体部的内表面上。此实施方式中，所述延伸件同样可以附着于或者不附着于所述本体部的外表面上。例如，一实施方式中，所述延伸件可以穿过并与所述本体部的内表面及外表面接触。其他实施方式中，所述延伸件可以不与所述外表面接触，而只附着于所述本体部的内表面上并远离所述腔室延伸(如，穿过所述无人飞行器的主体部上的开口并不与所述开口接触)。

一些实施方式中，作为对使用延伸件的替换或者补充，所述易受干扰的传感器可以直接附着于所述无人飞行器的本体的内或者外表面上并且远离所述产生干扰的电子元件。依据一些实施方式，图7a-c展示了所述无人飞行器沿与所述旋翼所形成的平面大致正交的平面的侧部视图。这些图中，所述本体702、易受干扰的传感器706以及所述产生干扰的电子元件708、710、712及714可以与参照图6所述的本体602、易受干扰的传感器606以及所述产生干扰的电子元件608、610、612及614相似。但是，图7a-c中，所述易受干扰的传感器709不使用延伸件而直接设置于所述无人飞行器本体的内或者外表面上。一些实施方式中，如图7a所展示的，易受干扰的传感器706可以直接设置于与所述旋转叶片相同一侧的内表面(或者腔室的上部内表面)上并远离各种产生干扰的电子元件。一些实施方式中，如图7b所示，易受干扰的传感器706可以直接设置于所述腔室外与所述旋转叶片相同一侧的外表面(或者上部外部面)上。一些实施方式中，如图7c所示，易受干扰的传感器706可以直接设置于与所述旋转叶片相对一侧的外表面(或者下部外部面)上并远离所述电子元件。一些实施方式中(图未示)，所述易受干扰的传感器可以直接设置于与所述旋转叶片相对一侧的内表面(或者下部内部面)上并远离所述电子元件。

图8a-b展示了其他一些实施方式的俯视图，其中所述易受干扰的传感器直接附着于所述无人飞行器的内或者外表面上。但是，与图7a-c显示的实施方式不同的是，所示为沿与所述无人飞行器的旋翼所形成的平面大致平行的平面的视图。如图所示，所述本体802、易受干扰的传感器806及所述产生干扰的电子元件808、810、812及814可以与参阅图7a-c所述的本体702、易受干扰的传感器706以及所述产生干扰的电子元件708、710、712及714相似。一些实施方式中，如图8a所示，所述传感器706沿所述无人飞行器的本体部的一侧内表面设置。其他一些实施方式中，如图8b所展示的，所述传感器706沿所述无人飞行器的本体部的一侧外表面设置。

一些实施方式中，所述传感器可以通过紧固件(如，带子、金属丝)、胶水、焊接等附着于所述无人飞行器的本体的内或者外表面上。其他一些实施方式中，所述传感器可以通过诸如槽、格子等收容结构保持于此类表面上。一些实施方式中，所述传感器可以不使用任何紧固件或者收容结构而仅放置于此类表面。一些实施方式中，多于一个易受干扰的传感器可以采用或者不采用延伸件而附着于所述无人飞行器的所述本体的不同位置。例如，一实施方式中，所述传感器中的一些可以通过延伸件附着于所述本体部上，而另外一些则直接附着于所述无人飞行器本体的内或者外表面上。

不同的实施方式中，所述易受干扰的传感器遭受的干扰可以通过场方向偏差及/或所述磁干扰的场强测量得到。这种干扰的级别可以通过分别比较所述电子元件通电及断电时所述传感器的读数获得。当所述传感器的位置改变时，所述干扰的级别，即通电以及断电时读数的差异，可以变化。特别地，当所述传感器与所述电子元件之间的距离增加时，所述干扰的级别降低。例如，所述干扰产生的方向偏差及/或所述磁干扰场强可以减弱。例如，当所述传感器及所述电子元件分别设置于所述无人飞行器的本体的外部及内部时，所述磁力计遭受的磁场方向偏差可以比当位于所述无人飞行器的本体内部时所遭受的磁场方向偏差少一定阈值。所述阈值可以约为15度、10度、5度等。另一实例中，当所述传感器及所述电子元件分别设置于所述无人飞行器的本体的外部及内部时，所述磁力计遭受的磁场强度可以比当位于所述无人飞行器的本体内部时所遭受的磁场强度少一定阈值。所述阈值可以约为0.5高斯、10高斯、5高斯等。

不同的实施方式中，本发明可以应用于不同尺寸、维度及/或配置的无人飞行器。例如，一实施方式中，本发明可以应用于多旋翼无人飞行器，其中所述多旋翼无人飞行器的相对的旋翼的转轴之间的距离不超过一定的阈值。所述阈值可以约为5米、4米、3米、2米、1米等。举例而言，相对的旋翼的转轴之间的距离的值可以为350毫米、450毫米、800毫米、900毫米、900毫米等。

一些实施方式中，所述无人飞行器可以具有足够容纳乘员在其内部或者上面的尺寸及/或维度。可替换地，所述无人飞行器尺寸及/或维度可以小于能够容纳乘员在其内部或者上的尺寸及/或维度。一些实施方式中，所述无人飞行器的体积可以小于5cm x 5cm x3cm。一些情形下，所述无人飞行器的最大维度(如，长度、宽度、高度、直径、对角线)可以不大于5m。例如，相对的旋翼的转轴之间的距离不大于5m。一些实施方式中，所述无人飞行器的占地面积可以参照所述无人飞行器的横截面积。一些情形下，所述无人飞行器的重量不大于1000kg。一些实施方式中，无人飞行器相对所述载荷(包括负载及/或载件)较小。一些实例中，无人飞行器的重量与载荷的重量比值可以大于、小于或者等于1:1。一些实例中，无人飞行器的重量与负载的重量比值可以大于、小于或者等于1:1。可替换地，载件的重量及负载的重量比可以大于、小于或者等于1:1。一些实施方式中，所述无人飞行器具有低能耗。例如，所述无人飞行器的能耗可以低于2w/h。一些情形下，所述载件具有低能耗。例如，所述载件的能耗可以低于2w/h。

不同的实施方式中，可以采用一种用于无人飞行器的套件。一些实施方式中，所述套件包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，及/或一个或者多个所述无人飞行器的旋翼电机。所述套件还可以包括说明书，所述说明书包括用于所述无人飞行器的使用者组装磁力计和上述电子元件的信息。一实施方式中，依据所述说明书组装的无人飞行器具有以下特征：包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成一个腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内部，且所述磁力计位于所述壳体外部。另一实施方式中，依据所述说明书组装的无人飞行器具有以下特征：包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内部，且所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处。另一实施方式中，依据所述说明书组装的无人飞行器具有以下特征：包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，及/或一个或者多个所述无人飞行器的旋转叶片，以及位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm并且最多0.5m处的磁力计。

一些实施方式中，用于组装所述无人飞行器的所述套件包括磁力计；及说明书，所述说明书包括用于所述无人飞行器的使用者组装所述磁力计和一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件的信息。一实施方式中，依据所述说明书组装的无人飞行器以具以下特征：包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内部，且所述磁力计位于所述壳体外部。一另外的实施方式中，依据所述说明书组装的无人飞行器具有以下特征：包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成一个腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内部，且所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处。另一实施方式中，依据所述说明书组装的无人飞行器具有以下特征：包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，及/或一个或者多个所述无人飞行器的旋转叶片，以及位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm并且最多0.5m处的磁力计。

一些实施方式中，用于组装所述无人飞行器的所述套件可以包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成腔室；预先设置于所述腔室内并用于控制所述无人飞行器运行的一个或者多个电子元件；磁力计，所述磁力计的运行易受所述一个或多个电子元件的干扰；以及用于组装所述无人飞行器的说明书。一实施方式中，当所述UAV无人飞行器依据所述说明书组装完成后，组装完成的所述UAV无人飞行器具有如下特征：所述磁力计位于所述外壳壳体的外部。另一实施方式中，组装完成的所述UAV无人飞行器具有如下特征：所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处。另一实施方式中，组装完成的所述UAV无人飞行器具有如下特征：所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm并且最多0.5m处。

一些实施方式中，用于组装所述无人飞行器的所述套件可以进一步包括能够附着于所述腔室的外表面的延伸件，且组装完成的所述无人飞行器进一步具有如下特征：所述延伸件附着于所述壳体的外表面上且所述磁力计位于所述延伸件上。

依据本发明的另一方面，提供用于组装无人飞行器的方法。一些实施方式中，组装无人飞行器的方法可以包括依照提供于套件内的说明书组装所述无人飞行器。所述套件包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，及/或一个或者多个所述无人飞行器的旋转叶片。一实施方式中，当组装完成后，所述无人飞行器具有如下特征：包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内部，且所述磁力计位于所述壳体外部。另一实施方式中，当组装完成后，所述无人飞行器具有以下特征：包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内部，且所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处。另一实施方式中，当组装完成后，所述无人飞行器具有以下特征：包括一个或者多个用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，及/或一个或者多个所述无人飞行器的旋转叶片，以及位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm并且最多0.5m处的磁力计。

一些实施方式中，组装无人飞行器的方法可以包括依照说明书将磁力计整合于所述无人飞行器上，以组装所述无人飞行器，所述说明书包括在含有磁力计的套件内。一实施方式中，当组装完成后，所述无人飞行器具有如下特征：包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内部，且所述磁力计位于所述壳体外部。另一实施方式中，当组装完成后，所述无人飞行器具有以下特征：包括具有外表面以及内表面的壳体，所述内表面形成腔室，所述一个或者多个电子元件设置于所述腔室内部，且所述磁力计位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm处。另一实施方式中，当组装完成后，所述无人飞行器具有以下特征：包括一个或者多个适用于控制所述无人飞行器运行的电子元件，及/或一个或者多个所述无人飞行器的旋转叶片，以及位于距所述一个或者多个电子元件至少3cm并且最多0.5m处的磁力计。

一些实施方式中，依照说明书的步骤包括将一个或者多个旋转叶片连接至一个或者多个所述电子元件，以使其相互电连接。一些实施方式中，所述步骤进一步包括将所述磁力计置于所述无人飞行器的一个位置处，在该位置处，所述磁力计不遭受来自所述一个或者多个电子元件的显著的电磁干扰。

虽然本文已经图示并描述了本发明的优选实施方式，显然，对本领域技术人员而言，以上实施方式仅为示例性目的。本领域的普通技术人员在不脱离本发明精神的情况下，可以做出变化、改变以及替换。应当理解，对本发明的以上实施方式的不同选择替换均可用于本发明的实践中。后附权利要求主张了本发明的专利保护范围，本发明的方法、结构以及等同替换均落入所述权利要求的范围内。

Claims (21)

1.一种无人飞行器，包括：

壳体，所述壳体包括外表面以及内表面，所述内表面形成腔室；

一个或者多个设置于所述腔室内并用于控制所述无人飞行器运行的电子元件；

其中，所述一个或多个电子元件包括制动器、用于控制所述致动器的电子调速模块以及与所述电子调速模块电连接的飞行控制模块；

其中所述电子调速模块与所述飞行控制模块之间能够双向传输信号。

2.如权利要求1所述的无人飞行器，所述无人飞行器还包括传感器，所述传感器位于所述壳体外部，所述传感器的运行易受所述一个或者多个电子元件的干扰；其中所述传感器位于延伸件上，且远离所述腔室，所述延伸件附着于所述壳体上，且从所述壳体延伸。

3.如权利要求1或2所述的无人飞行器，其中所述延伸件包括支撑件，所述支撑件用于当所述无人飞行器不飞行时支撑所述无人飞行器的全部或者部分重量。

4.如权利要求3所述的无人飞行器，其中所述支撑件包括着陆架。

5.如权利要求2所述的无人飞行器，其中所述传感器直接设置于所述壳体的外表面上。

6.如权利要求2、4或者5所述的无人飞行器，其中所述无人飞行器包括一个或多个旋翼，且所述传感器设置于所述一个或多个旋翼下方；或者

所述传感器与所述一个或者多个电子元件之间的最小距离至少为3厘米；或者

所述传感器与所述一个或者多个电子元件之间的最小距离至多为0.5米。

7.如权利要求2、4或者5所述的无人飞行器，其中至少一个所述电子元件由所述无人飞行器的生产商预先配置。

8.如权利要求7所述的无人飞行器，其中所述至少一个预先配置的电子元件用于形成电子单元，所述电子单元对控制所述无人飞行器的运行是必要且足够的。

9.如权利要求8所述的无人飞行器，其中所述电子单元包括飞行控制模块、GPS接收器或者电子调速模块中的至少一个。

10.如权利要求2所述的无人飞行器，其中所述传感器用于测量磁场。

11.如权利要求2所述的无人飞行器，其中所述传感器包括磁力计，所述磁力计设置于所述延伸件上，以减少来自于所述一个或者多个电子元件的干扰。

12.如权利要求11所述的无人飞行器，其中所述磁力计包括指南针。

13.如权利要求1所述的无人飞行器，其中所述干扰包括磁干扰或者电磁干扰；或者

所述一个或者多个电子元件还包括GPS接收器。

14.如权利要求1所述的无人飞行器，其中所述一个或者多个电子元件还包括GPS接收器；或者

所述壳体包括传导性的屏蔽材料；或者

其中所述壳体包括上壳体件以及下壳体件，所述上壳体件以及所述下壳体件可移除地相互连接以形成所述腔室。

15.如权利要求1所述的无人飞行器，其中所述一个或者多个电子元件包括致动器组件，所述致动器组件包括旋翼旋转叶片以及用于驱动所述旋转叶片的致动器。

16.如权利要求15所述的无人飞行器，其中所述一个或者多个电子元件包括至少三个致动器组件。

17.如权利要求1所述的无人飞行器，其中所述壳体包括与一个或多个分支壳体件相连的主壳体件，所述主壳体件形成主腔室且所述一个或多个分支壳体件形成对应的一个或多个分支腔室。

18.如权利要求17所述的无人飞行器，其中所述一个或者多个电子元件中的至少一个位于所述主腔室内。

19.如权利要求18所述的无人飞行器，其中位于所述主腔室内的所述至少一个电子元件包括电源、飞行控制模块、惯性测量单元或者GPS接收器中的至少一个。

20.如权利要求17所述的无人飞行器，其中所述一个或者多个电子元件中的至少一个位于所述一个或者多个分支腔室的一个内；或者

其中所述一个或者多个分支壳体件分别对应所述无人飞行器的一个或者多个旋翼；或者

所述一个或者多个分支壳体件中的至少一个可移除地连接于所述主壳体件上。

21.如权利要求18所述的无人飞行器，其中所述电子元件位于所述一个或者多个分支腔室中的一个内。