CN109070989A - 可折叠无人飞行器 - Google Patents

Abstract

提供用于无人飞行器(UAV)(100)的臂(104)在飞行形态和紧凑形态之间进行转换的系统和方法。臂可以具有多个可折叠部分(104‑11、104‑12、104‑21、104‑22、104‑31、104‑32、104‑41和104‑42)，它们可移动地彼此连接。臂(104)可以在飞行形态中远离UAV(100)的中心体(101)延伸并且可以朝向中心体折叠，使得每个可折叠部分(104‑11、104‑12、104‑21、104‑22、104‑31、104‑32、104‑41和104‑42)可平行于UAV(100)的中心体(101)的相应侧面。

Description

可折叠无人飞行器

背景技术

诸如无人地面载运工具、飞行器、水面载运工具、水下载运工具和航天器等的无人载运工具，已经被开发用于广泛的用途，包括监测、搜索、救援操作、勘探和其他领域。在一些情况下，无人载运工具可以装备有配置为在操作期间收集数据的搭载物。搭载物可以经由提供搭载物在一个或多个自由度上的移动的载体连接到无人载运工具。例如，无人飞行器(UAV)可以配备有包括用于航拍的成像装置(例如，照相机)的搭载物。云台可以充当用于将成像装置连接到UAV的载体。UAV的设计涉及多种因素的权衡，包括但不限于车辆尺寸、重量、便携性、搭载物能力、能量消耗和成本。

发明内容

需要具有改进的移动性，便携性和形状因素的无人飞行器(UAV)。根据本发明的一个方面，UAV可以包括多个可折叠臂。每个可折叠臂可以被配置成在飞行形态和紧凑形态之间转换。在一些情况下，每个臂可以包括多个可折叠部分，当臂处于飞行形态时，所述多个可折叠部分远离中心体延伸。当臂处于紧凑形态时，每个臂中的多个可折叠部分可朝向中心体的相应侧面折叠。取决于臂的状态/配置，可以提供具有飞行形态或紧凑形态的UAV。例如，当臂被折叠成紧凑形态时，UAV也可以处于紧凑形态，其中UAV不处于飞行状态中(或不能飞行)。相反，当臂远离中心体延伸并且从紧凑形态转换为飞行形态时，UAV可以类似地转换成飞行形态，其中UAV能够飞行。在某些情况下，可以在将UAV转换为飞行形态时向无人机提供动力，以使UAV处于操作状态。在一些情况下，臂可以设置成在紧凑形态和飞行形态之间具有各种折叠状态。

根据本发明的一个方面，一种无人飞行器(UAV)包括具有多个侧面的中心体。该UAV还包括多个能够从中心体延伸的臂，其中所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分。多个臂中的每一个被配置为在(1)每个臂中的多个可折叠部分远离中心体延伸的飞行形态和(2)每个臂中的多个可折叠部分是朝着中心体的相应侧面折叠使得多个可折叠部分基本彼此平行的紧凑形态之间转换。

本发明的其他方面可以涉及一种组装无人飞行器(UAV)的方法。该方法包括提供UAV的中心体。该方法还包括将多个臂连接到中心体，其中所述多个臂中的每一个臂能够从中心体延伸并包括多个可折叠部分，从而组装UAV。多个臂中的每一个被配置为在(1)每个臂中的多个可折叠部分远离中心体延伸的飞行形态和(2)每个臂中的多个可折叠部分是朝着中心体的相应侧面折叠使得多个可折叠部分基本彼此平行的紧凑形态之间转换。

根据本发明的另一方面可提供一种套件。该套件包括配置成附接到无人飞行器(UAV)的中心体的多个臂，所述多个臂中的每一个臂包括多个可折叠部分，其中所述多个臂配置成可从中心体延伸。所述套件还包括用于组装所述UAV的说明，使得当根据所述说明组装所述UAV时，所述组装好的UAV的特征在于：所述多个臂中的每一个当被附接到所述中心体时被配置成在(1)每个臂中的多个可折叠部分远离中心体延伸的飞行形态和(2)每个臂中的多个可折叠部分向着中心体的相应侧面折叠使得多个可折叠部分基本彼此平行的紧凑形态之间转换。

根据本发明的另一方面，一种无人飞行器(UAV)包括中心体。所述UAV还包括从所述中心体延伸的多个臂，其中所述多个臂中的每个臂被配置成支撑一个或多个推进单元，并且包括多个可折叠部分，所述多个可折叠部分配置成使用链条机构相对于彼此旋转。链条机构配置成使得每个臂在(1)多个可折叠部分远离彼此延伸的飞行形态和(2)多个可折叠部分基本彼此平行折叠的紧凑形态之间转换。

本发明的其他方面可以涉及一种组装无人飞行器(UAV)的方法。该方法包括提供UAV的中心体。该方法还包括将多个臂附接到中心体，其中所述多个臂中的每一个被配置为支撑一个或多个推进单元，并且包括多个可折叠部分，所述多个可折叠部分被配置为使用链条机构相对于彼此旋转。链条机构配置成使得每个臂在(1)多个可折叠部分远离彼此延伸的飞行形态和(2)多个可折叠部分基本彼此平行折叠的紧凑形态之间转换。

可以根据本发明的另一方面提供一种套件。该套件包括构造成附接到无人飞行器(UAV)的中心体的多个臂，其中所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分，所述多个可折叠部分配置成使用链条机构相对于彼此旋转。所述套件还包括用于组装所述UAV的说明，使得当所述UAV根据所述说明进行组装时，所述组装的UAV的特征在于：所述链条机构被配置为使得每个臂在(1)多个可折叠部分彼此远离地延伸的飞行形态和(2)多个可折叠部分基本彼此平行地折叠的紧凑形态之间转换。

根据本发明的一个方面，一种无人飞行器(UAV)包括中心体。UAV还包括多个臂，所述臂可使用一个或多个致动器从中心体延伸，其中所述多个臂中的每一个被配置为支撑一个或多个推进单元。所述多个臂中的每一个被配置为经由连杆机构连接到每个致动器，其中每个致动器被配置为在(1)处于飞行形态中的第一死点位置和(2)处于紧凑形态中的第二死点位置之间致动所述连杆机构，所述第一死点位置用于当所述臂远离所述中心体延伸时固定所述臂，并且所述第二死点位置用于当所述臂基本平行于所述中心体折叠时固定所述臂。

本发明的其他方面可涉及一种组装无人飞行器(UAV)的方法。该方法包括提供UAV的中心体。该方法还包括将多个臂附接到中心体，其中多个臂可使用一个或多个致动器从中心体延伸，并且多个臂中的每一个被配置为支撑一个或多个推进单元。所述多个臂中的每一个被配置为经由连杆机构连接到每个致动器，其中每个致动器被配置为在(1)处于飞行形态中的第一死点位置和(2)处于紧凑形态中的第二死点位置之间致动所述连杆机构，所述第一死点位置用于当所述臂远离所述中心体延伸时固定所述臂，并且所述第二死点位置用于当所述臂基本平行于所述中心体折叠时固定所述臂。

根据本发明的另一个方面可以提供一种套件。所述套件包括配置成附接到无人飞行器(UAV)的中心体的多个臂，其中所述多个臂可使用一个或多个致动器从所述中心体延伸并且所述多个臂中的每一个被配置为支撑一个或多个推进单元。所述套件还包括用于组装所述UAV的说明，使得当根据所述说明组装所述UAV时，所组装的UAV的特征在于：其中所述多个臂中的每一个被配置为经由连杆机构连接到每个致动器，其中每个致动器被配置为在(1)处于飞行形态中的第一死点位置和(2)处于紧凑形态中的第二死点位置之间致动所述连杆机构，所述第一死点位置用于当所述臂远离所述中心体延伸时固定所述臂，并且所述第二死点位置用于当所述臂基本平行于所述中心体折叠时固定所述臂。

根据本发明的一个方面，一种无人飞行器(UAV)包括中心体。该UAV还包括可从中心体延伸的多个臂。所述多个臂中的每个臂配置成支撑一个或多个承载一个或多个旋翼叶片的推进单元。每个臂包括多个可折叠部分和设置在至少一个可折叠部分上的引导构件。所述引导构件配置成当所述臂从(1)所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸的飞行形态转换为(2)所述多个可折叠部分基本彼此平行地折叠的紧凑形态时引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得当所述臂处于紧凑形态时，所述一个或多个旋翼叶片基本上平行于所述多个可折叠部分。

本发明的其他方面可以涉及一种组装无人飞行器(UAV)的方法。该方法包括提供UAV的中心体。该方法还包括将多个臂附接到中心体，其中所述多个臂中的每个臂被配置为支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元，并且所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分。该方法还包括将引导构件设置在至少一个可折叠部分上，从而组装UAV。所述引导构件构造成当所述臂从(1)所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸的飞行形态转换为(2)所述多个可折叠部分基本彼此平行地折叠的紧凑形态时引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得当所述臂处于紧凑形态时，所述一个或多个旋翼叶片基本上平行于所述多个可折叠部分。

根据本发明的另一方面可以提供一种套件。该套件包括配置成附接到无人飞行器(UAV)的中心体的多个臂。所述多个臂中的每个臂配置成支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元。每个臂包括多个可折叠部分和设置在至少一个可折叠部分上的引导构件。该套件还包括用于组装所述UAV的说明，使得当根据说明组装所述UAV时，所述组装的UAV的特征在于：所述引导构件被配置成当所述臂从(1)所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸的飞行形态转换为(2)所述多个可折叠部分基本彼此平行地折叠的紧凑形态时引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得当所述臂处于紧凑形态时，所述一个或多个旋翼叶片基本上平行于所述多个可折叠部分。

通过阅读说明书、权利要求书和附图，本发明的其他目的和特征将变得显而易见。

参考引用

本说明书中提及的所有出版物、专利和专利申请通过引用并入本文，其程度如同每个单独的出版物、专利或专利申请被具体地和单独地指出以通过引用并入。

附图说明

本发明的新颖特征在所附权利要求中具体阐述。通过参考以下详细描述以及附图，将会更好地理解本发明的特征和优点，所述详细描述阐述了利用本发明原理的示例性实施例，其中：

图1示出了根据本发明实施例的无人飞行器(UAV)的示意图，图中示出了它的臂在飞行形态和紧凑形态之间转换；

图2示出了根据本发明实施例的其臂处于飞行形态的UAV的示意图；

图3示出了根据本发明实施例的具有致动机构的臂的示意图；

图4示出了根据本发明实施例的图3所示致动机构的放大图；

图5示出了根据本发明实施例的图3所示臂的示意性俯视图；

图6示出了根据本发明实施例的图3所示臂的示意性侧视图；

图7示出了根据本发明实施例的用于使臂能够折叠和伸展的致动机构的示意图；

图8示出了根据本发明实施例的具有链条机构的臂的示意图；

图9示出了根据本发明实施例的其臂完全折叠成紧凑形态的图2所示UAV的示意图；

图10示出了根据本发明实施例的图9所示UAV的示意性侧视图；

图11示出了根据本发明实施例的UAV的具有布置在其上的引导构件的臂的示意图；

图12示出了根据本发明实施例的UAV的借助于引导构件折叠的臂的示意图。

图13示出了根据本发明实施例的用于组装UAV的方法的流程图。

图14示出了根据本发明另一实施例的用于组装UAV的方法的流程图。

图15示出了根据本发明又一实施例的用于组装UAV的方法的流程图。

图16示出了根据本发明再一实施例的用于组装UAV的方法的流程图。

图17示出了根据本发明实施例的可移动物体；和

图18是根据本发明实施例的用于控制可移动物体的系统的框图。

具体实施方式

本文提供了用于改善例如无人飞行器(UAV)的飞行器的便携性、运输、形状因素和存储的系统、装置和方法。在一些实施例中，飞行器可以包括多个臂，每个臂可以具有多个可折叠部分。每个臂可以被配置成通过折叠或展开每个臂内的可折叠部分而在飞行形态与紧凑形态之间转换。例如，臂的多个可折叠部分可朝着UAV的中心体折叠，使得臂处于紧凑形态。当多个臂处于紧凑形态时，UAV可以不在飞行状态或可以处于非操作状态(例如，UAV可以断电)。相反，臂的多个可折叠部分可以远离中心体地伸展，使得臂处于飞行形态。当臂处于飞行形态时，UAV可以能够飞行或可以处于操作状态(例如，UAV可以被通电)。紧凑形态可以改善UAV的便携性、运输、形状因素和存储。例如，UAV的中心体周围的空间可以用于在例如臂或推进单元的可折叠部分不使用时存储或接收一个或多个可折叠部分。

根据本发明实施例的飞行器可以提供具有飞行形态或紧凑形态，这取决于臂的状态/配置。例如，飞行器可以具有(1)飞行形态，其中飞行器处于臂展开的使用状态或操作状态中，以及(2)紧凑形态，其中飞行器处于臂折叠的未被使用或非操作状态。紧凑形态可以便于飞行器的运输、携带或存储。在一些情况下，紧凑形态可以减小飞行器的尺寸或体积，使得飞行器可以在乘用车中运输，放入使用者的口袋中，钩挂在背包上，或者仅由使用者用手携带，从而提高飞行器的移动性。当飞行器处于紧凑形态时，飞行器可占用较少的空间。在某些情况下，这可以优化飞行器的大规模停放、堆叠和存储。

另外，本文描述的系统、装置和方法可以便于飞行器在其紧凑形态和飞行形态之间的平滑转换，而不需要用户的手动干预。例如，飞行器的臂的多个可折叠部分可以使用致动机构自动地或半自动地伸展或缩回。致动机构可以包括能够以一个或多个自由度来致动臂的一个或多个部分的一个或多个马达。

本发明的各种实施例可以涉及诸如无人飞行器(UAV)的飞行器。在本发明的一个方面中，UAV可以包括具有多个臂的中心体。多个臂中的每一个可以从中心体延伸并且包括多个可折叠部分。多个臂中的每一个可以被构造成在(1)飞行形态和(2)紧凑形态之间转换，其中在飞行形态中，每个臂中的多个可折叠部分远离中心体地伸展，在紧凑形态中，每个臂中的多个可折叠部分朝着中心体的相应侧折叠，使得多个可折叠部分基本上彼此平行。

在一些实施例中，所述多个臂中的每一个都以相同的方向朝向中心体的相应侧折叠。例如，相同的方向可以是相对于中心体的顺时针方向或相对于中心体的逆时针方向。在一些情况下，每个臂中的多个可折叠部分在飞行形态中彼此共线。此外，每个臂中的多个可折叠部分可以配置为在紧凑形态中相对于中心体处于相同高度。

在一些实施例中，每个臂可以包括近端和远端，并且多个可折叠部分可以在近端和远端之间可移动地彼此连接。在一些情况下，多个臂中的每一个被配置成可旋转地连接到中心体。例如，每个臂可以配置成经由平行于UAV的偏航轴线的轴枢转地联接到中心体。在一些实施方式中，轴可由可将臂连接到UAV的中心体的致动机构提供。

在一些实施例中，多个臂中的每一个配置成可通过致动机构从中心体延伸，致动机构可配置成包括一个或多个致动器，特别是一个或多个马达。在一些情况下，多个臂中的每一个被配置为经由连杆机构连接到每个致动器。因此，每个致动器配置成致动连杆机构，以将臂在(1)飞行形态中的第一死点位置与(2)紧凑形态中的第二死点之间固定。

在一些实施例中，所述多个臂中的每一个被配置为支撑一个或多个承载一个或多个旋翼叶片的推进单元，并且引导构件可以设置在所述多个可折叠部分中的至少一个上以当臂从飞行形态转换到紧凑形态时引导一个或多个旋翼叶片的旋转。在一些情况下，一个或多个旋翼叶片可以被配置成在紧凑形态中基本上平行于多个可折叠部分，从而进一步减小UAV在紧凑形态中的空间或体积。

以下将参照附图详细描述本发明的实施例。

图1示出了根据本发明的实施例的其臂在飞行形态和紧凑形态之间转换的无人飞行器(UAV)的示意图。本文对UAV的任何描述都可以适用于任何类型的可移动物体，反之亦然。可移动物体可以是具有一个或多个可移动臂、机翼、延伸部分和/或推进单元的机动车辆或船只。

如图1所示，UAV100可以包括具有多个侧面102的中心体101。UAV还可以包括多个从中心体延伸的臂104。中心体可以对应于UAV的机架、壳体或机身。中心体可以具有任何形状和尺寸以适应各种设计要求、环境、领域等。例如，中心体可以是六边形、八边形或十边形，以满足不同或特定的设计要求。在一些实施例中，中心体可以是规则形状或不规则形状。例如，中心体的形状可以是矩形、棱柱形、球形、椭圆形等。在一些实施例中，可以在中心体的每一侧面处布置空腔、隔室等，使得每个臂(1)在紧凑形态中容纳在空腔中并且(2)在飞行形态中从空腔中伸出。

如图1所示的中心体可以在其中封装一个或多个电气部件。例如，飞行控制单元，一个或多个导航单元(例如全球定位系统单元)，通信单元(例如，有线或无线通信单元)，各种传感器和/或功率单元(例如，可再充电电池)可以设置在中心体内。

如图所示，中心体或UAV的质心可以用点O表示。UAV的横滚轴线(沿X轴线)、俯仰轴线(沿Y轴线)和偏航轴线(沿Z轴线，未示出)可相对于点O定义。UAV可被构造成在飞行期间相对于横滚轴线、俯仰轴线和偏航轴线中的一个或多个旋转。

在图1的示例中，中心体可具有第一侧面102-1、与第一侧面相对的第二侧面102-2、第三侧面102-3和与第三侧面相对的第四侧面102-4。

多个臂104可配置成可从UAV的中心体延伸。在一些实施例中，每个臂可以从中心体的对应侧伸出并且可以朝着中心体的相应侧折叠。每个臂可以包括近端、远端和多个可折叠部分，所述多个可折叠部分在近端和远端之间可移动地彼此连接。如图所示，臂的近端可以经由第一连接机构(例如所示的106-1、106-2、106-3和106-4)可旋转地连接到中心体。如图所示，臂的远端可连接到或配置成支撑一个或多个推进单元，例如所示的110-1、110-2、110-3和110-4。如图所示，每个推进单元可以包括一个或多个旋翼叶片，例如所示的112-1、112-2、112-3和112-4。如所描绘的，每个臂可以包括多个可折叠部分，例如所示的104-11、104-12、104-21、104-22、104-31、104-32、104-41和104-42，其中两个可折叠部分可以形成或构成一个臂。包括臂的近端的可折叠部分可以被称为臂的近端部分。类似地，包括臂的远端的可折叠部分可以被称为臂的远端部分。例如，在图1的部分A的左上角所示的臂中，可折叠部分104-11是近端部分，并且可折叠部分104-12是远端部分。类似地，在一些实施例中，包括臂的近端的可折叠部分可以被称为第一可折叠部分，并且如果臂包括N个可折叠部分，则包括该臂的远端的可折叠部分可以被称为第N可折叠部分。例如，如图所示，当臂包括总共两个可折叠部分时，可折叠部分104-11是第一可折叠部分，并且可折叠部分104-12是第二可折叠部分。

臂可以是可以分成多个部分并用于将推进单元连接到中心体的任何框架构件、连接构件、安装臂、连接臂、扭转臂、细长臂、支撑框架等。臂可以具有任何形状，并且不必限于线性形状。例如，臂可以形成为具有规则形状(例如，圆柱形，矩形块，圆形或矩形板等)或任何不规则形状。在一些实施方式中，如本文所述的UAV的臂可以实施为从中心体横向延伸的管或杆。例如，UAV的臂可以是空心管或实心管，其可以由金属、塑料或复合材料形成。替代地，UAV的臂可以由轻质材料制成。例如，UAV的臂可以由碳纤维形成。可以预期臂的任何尺寸(例如，长度、宽度、厚度、直径、周长或面积)。

尽管在本文中被图示为具有四个臂，但是UAV可以为了不同目的而具有任何数量的臂。例如，可以基于一个或多个因素来选择或确定臂的数量，例如，UAV的中心体的形状、尺寸或重量，飞行环境，具有支撑搭载物的载体的搭载物的重量或尺寸，由UAV执行的任务或其任何组合。例如，对于如图1中示意性示出的具有正方形形状的中心体可以有四个臂，对于六边形的中心体具有六个臂，对于八边形的中心体具有八个臂，等等。此外，考虑到搭载物的重量，操作员或使用者可以选择具有更多臂的UAV以用于重的搭载物，或者选择具有更少臂的UAV以用于相对较轻的搭载物。

在一些实施方式中，多个臂可以在中心体的周边或外周上均匀地间隔开。在那些情况下，臂可以从UAV的中心体延伸，使得每个臂与中心体之间形成的角度对于飞行形态中的每个臂是相同的。特别地，当臂处于飞行形态时，臂与中心体之间形成的角度可以是(90+180/N)度，其中N表示臂的数量。例如，如果四个臂如图所示布置，则臂与中心体之间的角度可以是(90+180/4)，即135度。类似地，如果布置六个臂，那么臂和中心体之间的角度可以是(90+180/6)，即120度。同样，如果布置八个臂，则臂与中心体之间的角度可以是(90+180/8)，即112.5度。可以设想臂的任何类型的结构(二维或三维)。

UAV的臂可以具有圆形横截面。替代地，UAV的臂可以具有正方形或矩形横截面。此外，UAV的臂可以具有椭圆形横截面。可以考虑到臂的任何适当的横截面。

在一些实施例中，多个臂中的每一个可以被配置成可旋转地连接到中心体。在一些实施方式中，每个臂被配置成经由轴枢转地联接到中心体。轴可以平行于UAV的偏航轴线。在一些实施方式中，多个臂中的每一个被配置为使用致动机构中的一个或多个致动器从中心体延伸。在这种情况下，每个臂可以经由连杆机构连接到每个致动器。在一些实施例中，每个致动器可配置成致动连杆机构，以将臂固定在(1)飞行形态中的第一死点位置与(2)紧凑形态中的第二死点位置之间。当臂处于飞行形态时，当连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第一角度设置时，可以形成第一死点位置。当臂处于紧凑形态时，当连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第二角度设置时，可以形成第二死点位置。

在一些实施例中，每个臂可以被构造成支撑一个或多个承载一个或多个旋翼叶片的推进单元。引导构件(例如图11中的引导构件1110)可以设置在多个可折叠部分中的至少一个上，用于随着臂从飞行形态转换为紧凑形态而引导一个或多个旋翼叶片的旋转。一个或多个旋翼叶片可以平行于中心体的相应侧面，以使UAV处于紧凑形态时所占据的空间最小化。

每个臂中的多个可折叠部分可以经由各种连接机构可移动地彼此连接。在一些实施例中，两个相邻的可折叠部分可以可旋转地彼此连接。例如，在一些实施方式中，两个相邻的可折叠部分可以经由至少一个铰链可旋转地彼此连接。在一些实施方式中，两个相邻的可折叠部分可以可滑动地彼此连接。例如，两个相邻的可折叠部分中的一个可以被配置成部分地或全部地伸缩到两个相邻的可折叠部分中的另一个中。在一些实施例中，多个可折叠部分可以被配置成使用第二连接机构相对于彼此旋转，诸如在108-1、108-2、108-3和108-4处所示的那些。

在一些实施例中，第二连接机构可以包括参照图8进一步详细描述的链条机构。在一些情况下，链条机构可以被配置为每个臂在(1)多个可折叠部分远离彼此延伸的飞行形态和(2)多个可折叠部分基本上彼此平行地折叠的紧凑形态之间转换。在一些实施方式中，链条机构可以包括多个顺序连接的链条单元。在一些其他实施方式中，链条机构可以包括牵引链条或多连杆机构。在一些实施方式中，链条机构可以包括从由缆线、链条、带或弹簧组成的组中选择的至少一个。

臂的长度(例如，多个可折叠部分的长度)和旋翼叶片可以基于UAV的中心体的对应侧的形状和长度来配置。例如，可以确定可折叠部分的长度，使得当UAV处于其紧凑形态(例如，图1的部分C中所示)时UAV具有比其飞行形态(例如，如图1的部分A所示)时减小的体积或空间。在一些实施例中，包括近端的可折叠部分的长度可以大于包括远端的可折叠部分的长度。例如，(第一)可折叠部分104-11的长度可以大于(第二)可折叠部分104-12的长度。在一些实施方式中，包括臂的近端的可折叠部分的长度可以是包括臂的远端的可折叠部分的长度的大约两倍。

在一些实施例中，包括臂的近端的可折叠部分的长度可以基本上等于或小于中心体的相应侧面的长度。例如，第一可折叠部分104-11的长度可以等于或小于中心体的相应侧面102-3的长度。在一些实施例中，为了进一步减小在紧凑形态中的UAV所占据的空间，包括臂的近端的可折叠部分的长度可以被配置为基本上等于螺旋桨的展开长度。如图1所示，展开长度可以是相对展开并支撑在臂的远端处的两个旋翼叶片的长度。在一些实施方式中，包括臂的远端的可折叠部分的长度可以等于旋翼叶片的长度。

在一些实施例中，臂的至少一个可折叠部分可以包括沿其纵向轴线的中空腔体，使得臂的可移动地连接到至少一个可折叠部分的另一个可折叠部分可以(1)当所述臂处于紧凑形态中时容纳在中空腔体中，并且(2)当所述臂处于飞行形态中时伸出该中空腔体。

臂的可折叠部分各自可以由轻质材料制成以减少UAV的重量。例如，臂的可折叠部分可以由碳纤维复合材料制成，例如碳纤维增强塑料。减轻的重量可以使UAV的飞行时间更长。

如本文所述的推进单元可以允许UAV在空中移动，例如上升，下降或加速。在一些实施例中，一个或多个推进单元可以连接到臂的远端，并且可以使得UAV能够围绕大约一个或更多，两个或更多，三个或更多，四个或更多，五个或更多，六个或更多的自由度移动。在一些情况下，UAV可以围绕大约一个、两个，三个或更多个旋转轴线旋转。旋转轴线可以彼此正交并且可以在整个UAV飞行过程中保持彼此正交。旋转轴线可以包括俯仰轴线、横滚轴线和/或偏航轴线。

推进单元可以允许UAV沿着一个或多个维度移动。例如，由于推进单元的一个或更多个旋翼产生的升力，UAV可以能够向上移动。在一些情况下，基于由推进单元提供的推力或升力，UAV可以能够沿着Z轴(其可以相对于UAV方向向上)，X轴和/或Y轴(这可以是横向的)。UAV可以能够沿着彼此垂直的一个、两个或三个轴线移动。例如，UAV可以沿着偏航轴线、横滚轴线或俯仰轴线中的一个或多个移动。

当UAV是多旋翼飞行器时，推进单元可以包括多个旋翼。多个旋翼可以是能够旋转以为UAV产生升力。旋翼可以允许UAV起飞和/或垂直着陆或在空中自由移动。在一些实施例中，旋翼可以以相同的速率旋转和/或可以为UAV产生相同量的升力或推力。在一些实施例中，旋翼可以按不同的速率随意地旋转，这可以产生不同量的升力或推力和/或允许UAV旋转。在一些情况下，可以在UAV上提供一个，两个，三个，四个，五个，六个，七个，八个，九个，十个或更多个旋翼。这些旋翼可以布置成使得它们的旋转轴线彼此平行。在一些情况下，这些旋翼可以具有相对于彼此的呈任意角度的旋转轴线，从而可影响UAV的运动。

可以维持和/或调节到推进单元的输出，使得可以相应地控制UAV的垂直位置和/或速度。例如，增加UAV的一个或多个旋翼的旋转速度可以有助于使UAV增加高度或以更快的速度增加高度，或者增加旋翼的推力。相反，降低UAV的一个或多个旋翼的旋转速度可以有助于使UAV降低高度，以更快的速率降低高度或降低一个或多个旋翼的推力。当UAV起飞时，提供给推进单元的输出可能会从之前的降落状态增加。当UAV着陆时，提供给推进单元的输出可以从其先前的飞行状态降低。UAV可以被配置成以基本垂直的方式起飞和/或着陆。

UAV的高度和UAV的一个或多个旋翼的旋转速度可以影响UAV的横向移动。例如，UAV可以沿特定方向倾斜以沿该方向移动，并且UAV的旋翼的速度可以影响横向运动的速度和/或运动的轨迹。UAV的横向位置和/或速度可以通过改变或维持UAV的一个或多个旋翼的旋转速度来控制。

一组旋翼叶片经由一个或多个旋翼头组件安装到推进单元的一个或多个旋翼并由其支撑。旋翼头组件可以通过适当的附接机构(例如连接杆)固定到相应的旋翼轴。在一些情况下，旋翼叶片可以固定地连接到旋翼头组件。在一些其他情况下，旋翼叶片可以可拆卸地连接到旋翼头组件。例如，旋翼叶片可以通过螺纹连接件、锁定连接件或夹紧连接件而安装到旋翼。旋翼叶片可以以任何合适的方式可折叠或可缩回，以便在展开之前保持收起位置。另外，旋翼叶片可以由诸如碳纤维的适当的轻质且耐用的材料制成。在一些实施例中，旋翼叶片可以是螺旋桨叶片。

如图1的部分A所示，UAV及其臂处于飞行形态。每个臂104的近端可以经由连接机构106可移动地联接到中心体101，并且每个臂的远端可以联接到推进单元110。每个臂可以包括多个可折叠部分，诸如第一可折叠部分(或近端部分)和第二可折叠部分(或远端部分)，第一可折叠部分和第二可折叠部分可以经由第二连接机构108彼此可移动地连接。替代地，第一可折叠部分和第二可折叠部分可以经由诸如紧固件、致动元件、接头、铰链、螺栓、螺钉等的任何合适的联接机构彼此连接。在一些实施例中，第二连接机构可以包括链条机构，该链条机构包括一个或多个弹性元件，诸如牵引链条。每个弹性元件可以被配置为(1)当臂向着中心体的相应侧面可逆地折叠时使第二可折叠部分自动地朝第一可折叠部分缩回或折叠(如图1的部分B所示)，和(2)使得第二可折叠部分远离中心体的相应侧面展开或延伸(如图1的部分D所示)。

在图1的部分A中，当臂处于飞行形态时，每个臂中的多个可折叠部分远离中心体延伸。如前所述，臂的远离中心体的展开或延伸可通过与链条机构相连的致动机构来实现。例如，在一些实施例中，臂的第一可折叠部分可被驱动以在臂的致动(展开)期间从中心体的相应侧面延伸。此外，致动机构还可以使链条机构将第二可折叠部分延伸离开第一可折叠部分，如图1的部分D中示意性示出的。在一些情况下，当在第一可折叠部分和第二可折叠部分之间形成的第一变化角度达到第一预期度并且在第一可折叠部分和第二可折叠部分之间形成的第二变化角度达到第二预期度时，展开操作可以停止，并且此时，每个臂以及因此UAV可能处于飞行形态中。第一预期度和第二预期度可以部分地基于UAV的臂的形状和/或数量来选择或确定。例如，在一些实施例中，对于具有正方形中心体和四个臂的UAV，第一预期度可以是135度。替代地，对于具有六边形形状和六个臂的UAV，第一预期度可以是120度。在一些实施例中，第二预期度可以是180度，使得第一可折叠部分和第二可折叠部分可以彼此共线。

当UAV处于飞行形态时，UAV可以准备开始使用或者可以准备开始操作。例如，使用者可以直接或经由遥控器间接指令UAV起飞和执行各种各样的任务，包括但不限于数据收集，航空摄影，监视，搜索和救援操作，探索，等等。对于航空摄影，可以将一个或多个成像捕捉装置(例如照相机)直接或经由载体间接安装到UAV。本文的载体可以包括云台，云台可以支持并允许照相机沿不同的方向或围绕一个或多个不同的轴线旋转，诸如横滚轴线，偏航轴线和俯仰轴线。

图1的部分B示意性地示出了从飞行形态到紧凑形态的中间或过渡配置。如部分B所示，UAV的每个臂都朝向UAV的相应侧面折叠。这可以自动或半自动的方式发生。例如，基于初始设置，一旦飞行任务完成且UAV的操作可以停止，UAV可以自动折叠臂。在某些情况下，UAV上的电池电量耗尽到阈值以下时，UAV可自动折叠臂并准备着陆。在一些情况下，经由遥控器操作UAV的用户可以向遥控器输入命令，以指令UAV在着陆时折叠它的臂。在一些实施例中，用户可以经由显示在遥控器的触摸屏上的用户界面来指令UAV在着陆时折叠它的臂。

在一些实施例中，当UAV下降到预定高度以下时，可以发生过渡配置。在这种情况下，UAV的推进单元可保持操作，螺旋桨仍可旋转以提升UAV，但速度相对较低。随着UAV继续下降并最终降落在地面或任何给定位置，UAV可进入紧凑形态，如图1的部分C所示。在一些实施例中，该过渡配置可以只要UAV完全着陆于地面就发生或在UAV完全着陆于地面之后发生。换句话说，将UAV折叠成紧凑形态也可以在UAV着陆于地面上或任何给定位置后开始。在这种情况下，折叠操作可以在推进单元不旋转的情况下进行。

第一可折叠部分和第二可折叠部分的旋转可以处于相同的方向或不同的方向。如图1的部分B所示，第一可折叠部分的旋转方向相对于中心体为顺时针方向，第二可折叠部分的旋转方向相对于中心体为逆时针方向。然而，在一些实施例中，第一可折叠部分的旋转方向可以相对于中心体为逆时针方向，并且第二可折叠部分的旋转方向可以相对于中心体为顺时针方向。第一可折叠部分和第二可折叠部分的旋转轴线可以平行于中心体的偏航轴线。

如图1的部分C所示，在臂向中心体的相应侧面折叠之后，臂和UAV转换成紧凑形态。当处于紧凑形态时，每个臂可以基本平行于UAV的相应侧面。例如，当臂处于紧凑形态时，每个臂的多个可折叠部分可以基本彼此平行(例如，第一可折叠部分可以平行于第二可折叠部分)。在一些实施例中，由臂的远端支撑的螺旋桨或旋翼叶片可以平行于臂并因此也平行于UAV的相应侧面，这进一步减小了UAV占用的覆盖区域和空间。

在一些实施例中，除了平行于UAV的相应侧面之外，每个臂可以被接收或接纳到UAV的中心体中。例如，腔体、隔室等可以布置在UAV的每一侧或边缘处。腔体或隔室可以被配置(例如，尺寸被设计成)成部分地或完全地接纳该臂。通过这种方式，臂可以被包围在中心体内而不是暴露出来，这可以保护臂在运输UAV期间免受可能的损害。紧凑形态还减少了UAV的覆盖区域，并使UAV能够轻松携带。

例如，当处于紧凑形态时，UAV可以容易地由人例如使用单手、或者放置在口袋或背包中携带。在一些情况下，折叠的UAV的尺寸或体积可以与手机的尺寸或体积相似。相应地，本发明的各种实施例允许改善UAV的移动性和便携性。此外，UAV的制造商、提供商或供应商可以包装和存储大量的具有可折叠臂的UAV，因为当UAV处于紧凑形态时，所占用的空间显著减少。

图1的部分D示意性地示出了从紧凑形态到飞行形态的另一个中间或过渡配置。D部分所示的过渡配置可以被认为是与B部分所示的过程相反的过程。从D部分可以看出，UAV的每个臂都从UAV的相应一侧伸出。特别地，第一可折叠部分可以通过致动机构相对于中心体沿逆时针方向的致动而旋转，并且第二可折叠部分可以通过耦合有链条机构的拉动作用的致动机构的致动而相对于中心体沿顺时针方向旋转。

部分D中所示的过渡配置可以由操作UAV的用户来实现。例如，用户可以按下UAV上特别是在中心体上的控制按钮，以启动用于飞行任务的臂的延伸。相反，用户可以经由用户界面点击显示在遥控器的触摸屏上的控制按钮来启动展开操作。在收到启动指令后，UAV可自动从中心体展开或伸出臂。展开操作可以继续，直到第一可折叠部分和中心体的相应侧面之间的第一角度以及第二可折叠部分和第一可折叠部分之间的第二角度分别达到给定或预期度。例如，对于具有正方形形状的中心体，第一角度可以大致为135度，第二角度可以大致为180度，如图1的部分A所示，使得第一可折叠部分和第二可折叠部分彼此共线。当第一可折叠部分和第二可折叠部分分别旋转到给定程度时，每个臂可以处于飞行形态，使得UAV可以准备好例如用于实际飞行的使用或操作。

应当理解，根据本发明的各种实施例，臂的折叠或展开操作可以根据不同的用户偏好来设置或配置。例如，折叠操作可以在UAV降落之前、期间或之后开始。在某些情况下，展开操作可以在飞行任务启动后立即开始。在一些情况下，折叠和展开操作可以由UAV的操作者控制，例如通过按压设置在遥控器上或中心体上的一个或多个控制按钮，或者通过触摸在遥控器的显示屏上示出或在一个单独遥控器的屏幕上显示的一个或多个图形接口盒。

除了具有主要部件，例如图1中示出的中心体、臂和推进单元，UAV可以具有一个或多个传感器，该传感器内置在中心体中或安装在中心体上，或者布置在一个或多个臂上或内部，例如在第一可折叠部分和第二可折叠部分内或在第一可折叠部分和第二可折叠部分上。在一些情况下，UAV可以包括一个或多个视觉传感器，例如用于图像捕捉、图像识别和/或障碍避免的图像传感器。例如，图像传感器可以是单目照相机，双目照相机，立体视觉照相机，雷达、声纳或红外照相机。UAV可以进一步包括能够确定UAV位置的其他传感器，例如全球定位系统(GPS)传感器，可以用作惯性测量单元(IMU)的一部分或独立于惯性测量单元(IMU)的惯性传感器(例如，加速度计，陀螺仪，磁力计)，激光雷达，超声波传感器，声学传感器，WiFi传感器等。

在一些实施例中，UAV可具有机载传感器，其可直接从环境收集信息而无需与UAV外接的部件通信以获取额外的信息或处理。例如，直接在环境中收集数据的传感器可以是视觉或音频传感器。另外地或替代地，UAV可以具有机载传感器，但UAV上的传感器可以与UAV外接的一个或多个部件进行通信以收集关于环境的数据。传感器可以包括GPS传感器或与另一个装置(例如卫星，塔，路由器，服务器或其他外接装置)通信的另一个传感器。

作为另一个示例，一些传感器可以生成绝对测量数据，该绝对测量数据根据全局坐标系(例如，由GPS传感器提供的位置数据，由罗盘或磁力计提供的高度数据)提供，而其他传感器可以生成根据局部坐标系提供的相对测量数据(例如，由陀螺仪提供的相对角速度；由加速度计提供的相对平移加速度；由视觉传感器提供的相对高度信息；由超声波传感器、激光雷达、或飞行时间相机提供的相对距离信息)。

本文中关于UAV的任何描述可应用于任何类型的可移动物体。UAV的描述可以适用于任何类型的无人可移动物体(例如，其可以穿过空气、陆地、水或空间)。UAV能够响应来自遥控器的命令。遥控器可以没有物理连接到UAV，但可以从远程与UAV无线通信。在一些情况下，UAV可以能够自主或半自主地操作。

UAV可以能够遵循关于臂的折叠或展开操作的一组预编程指令。在一些情况下，UAV可以通过响应来自遥控器的一个或多个命令而半自动地操作，否则自主动地操作。例如，来自遥控器的一个或多个命令可以根据一个或多个参数启动UAV的一系列自动或半自动动作。一个或多个命令可以被格式化或编程以指令UAV在UAV飞行之前延伸可折叠臂，或者在UAV飞行之后缩回可折叠臂。根据本发明的各种实施例的可折叠臂的延伸和缩回可以自动地或半自动地实施，而无需手动折叠或展开臂。

如之前在图1中所描述的，UAV可以处于飞行形态或紧凑形态。UAV处于飞行形态时可以有较大的尺寸，并且处于紧凑形态下式可以有相对较小的尺寸。与紧凑形态相比，UAV的覆盖区域在飞行形态中可以更大。当UAV在紧凑形态和飞行形态之间转换时，UAV的高度或厚度可以改变或可以不改变。

图2示出了根据本发明实施例的UAV 200在其臂处于飞行形态时的示意图。很明显，UAV200可以类似于图1中的UAV100进行操作。因此，参考图1的UAV100的任何描述也可以适用于图2中的UAV200。

如图2所示，UAV 200可以包括具有多个侧面202(例如202-1、202-2、202-3和202-4)的中心体201以及多个臂204，每个臂可以包括多个的可折叠部分，例如204-11、204-12、204-21、204-22、204-31、204-32、204-41和204-42。类似于之前参考图1所讨论的，每个臂可以包括一对可折叠部分，例如第一可折叠部分(例如204-11、204-21、204-31和204-41)和第二可折叠部分(例如204-12、204-22、204-32和204-42)。如图所示，第一可折叠部分可以包括经由第一连接机构206(例如所示的206-1、206-2、206-3和206-4)连接到中心体的臂的近端。如图所示，第二可折叠部分可以包括连接到并被配置为支撑推进单元212(例如所示的212-1、212-2、212-3和212-4)的臂的远端。第一可折叠部分和第二可折叠部分可以经由第二连接机构208可移动地彼此连接，第二连接机构208可以包括两个部分，例如(208-12、208-14)，(208-22、208-24)，(208-32、208-34)和(208-42、208-44)。在一些实施例中，第一连接机构可以包括致动机构，例如图4所示的206-10。第二连接机构可以包括链条机构，例如图4至图5所示的206-15。致动机构和链条机构可共同影响臂在飞行形态和紧凑形态之间转换。

如图2所示，UAV200的每个臂完全展开并远离中心体延伸，使得臂和UAV处于飞行形态。在一些实施例中，飞行形态可以由与致动机构与链条机构的致动而产生。接下来参考图3至5详细描述致动机构和链条机构的操作。

图3示出了根据本发明实施例的具有致动机构的臂的示意图。

如前所述，致动机构206-10的致动可使得UAV的每个臂朝着中心体的相应侧面折叠，使得第一可折叠部分和第二可折叠部分彼此平行，由此将臂转换成例如图5所示的紧凑形态。相反，致动机构的反向致动可使得UAV的每个臂远离中心体的相应侧面延伸，从而将臂转换成飞行形态。在一些实施例中，第二可折叠部分可以远离第一可折叠部分旋转，使得第一可折叠部分和第二可折叠部分彼此共线，例如如图3所示。

图4示出了根据本发明实施例的图3所示第一连接机构的放大图。应该理解，关于第一连接机构及其组成部件的以下描述仅用于说明性目的，并且鉴于本发明实施例提供的教导，任何其他技术实施方式也可以被预期。

如在图4中示意性地示出的那样，第一连接机构206-1可以包括多个组件和机构，其可以包括致动机构206-10、固定基座206-11、支撑部件206-12、链条机构206-15的一部分、包括摆动组件206-13和摆动连接件206-14的连杆机构，摆动组件和摆动连接件在接头206-16处可移动地彼此连接。

在一些实施例中，包括致动机构的第一连接机构可以首先与臂连接(例如，连接到臂的第一可折叠部分)，然后可拆卸地连接到中心体。在一些其他实施例中，包括致动机构的第一连接机构可以初始地附接到中心体，并且臂(例如，臂的第一可折叠部分)然后可以附接到第一连接机构。

在一些实施例中，第一连接机构的多个组件和机构可以彼此连接并且作为整体组装以然后连接到中心体和臂(例如，连接到臂的第一可折叠部分)。因此，根据本发明实施例的第一连接机构可以允许用户容易地组装UAV用于使用，并且简单地拆卸UAV用于运输或存储。

致动机构可包括用于致动或驱动具有多个可折叠部分的臂的一个或多个致动器，以(1)在飞行形态中远离UAV的中心体延伸，以及(2)在紧凑形态中朝着UAV的中心体折叠或缩回。在一些实施例中，致动机构可以包括一个或多个马达，例如伺服马达，用于致动伺服摆锤，以根据例如UAV在空中飞行或准备着陆时的操作来驱动臂展开或折叠，该摆锤可以是摆动组件的特定形式。在一些实施例中，当伺服马达旋转时，其扭矩可直接传递到伺服摆锤以驱动臂横向延伸或缩回。另外或替代地，伺服马达可以通过扭矩联接机构附接到伺服摆锤。在一些实施方式中，致动机构可以包括固定到固定基座的异轴大扭矩伺服系统，所述固定基座可以通过任何合适的联接机构(例如螺钉，夹子，紧固件或其他机械连接机构)连接到中心体。可以将异轴大扭矩伺服系统的输出连接到摆动组件上，用于驱动摆臂横向折叠或展开。例如，当臂由异轴大扭矩伺服系统致动以从飞行形态转换到紧凑形态时，第一可折叠部分可沿顺时针方向朝向中心体旋转，并且第二可折叠部分可以沿逆时针方向朝着第一可折叠部分旋转，使得该臂平行于中心体的相应侧面折叠，如图5和8所示。

如图4所示，支撑部件的一端可以与第一可折叠部分固定连接，而支撑部件的另一端可以通过铰接结构或机构与固定基座可旋转地连接。铰接结构或机构可允许第一可折叠部分围绕固定基座以预定度枢转，例如对于具有正方形形状的中心体为大约135度，对于具有六边形形状的中心体为大约120度，以及具有八边形形状的中心体约为112.5度。在一些实施例中，配合部分，例如图5中的206-17，可以布置在支撑部件或中心体上。止动件，例如图5中的206-16，可以布置在每个臂上，使得当止动件和配合部分在飞行形态中彼此配合时，每个臂相对于UAV的偏航轴线的振动可以最小化，例如图3和4所示的那样。

如示意性示出的，作为连杆机构的组成部件的摆动组件的一端可以在第一接头206-18处铰接地连接到固定基座。铰接端可以被可旋转地固定到致动机构的输出轴上，例如，可以是致动机构的特定形式的异轴大扭矩伺服系统的旋转轴。可以包括伺服摆锤的摆动组件可以围绕所述异轴大扭矩伺服系统的旋转轴枢转。相应地，可以经由摆动连接件将由异轴大扭矩伺服系统产生的扭矩从伺服摆锤转移到臂的第一可折叠部分，该摆动连接件可以在第二接头206-19处经由支撑部件铰接地连接到臂并且可以在第三接头206-16处铰接地连接到摆动组件。以这种方式，臂的第一可折叠部分(例如第一可折叠部分204-11)可以相对于中心体或固定基座横向旋转。

如上所述使用摆动组件和摆动连接件作为用于说明目的的示例的连杆机构可以由诸如致动机构206-10的一个或多个致动器致动以在第一死点位置和第二个死点位置之间转换。当连杆机构处于如图4中示意性示出的第一死点位置时，臂可以固定在飞行形态中。相反，当连杆机构处于第二死点位置时，如图5中示意性所示，臂可以固定在紧凑形态。

在一些实施例中，当臂处于飞行形态中时，并且连杆机构中的至少两个连接杆(例如摆动组件和摆动连接件)相对于彼此以第一角度(例如，如图4所示的“α”)设置时，可以形成第一死点位置。在一些情况下，第一角度可以是钝角。例如，第一角度可以大于约90度，100度，110度，120度，130度，140度，150度，160度，170度，小于大约180度或它们之间的任意值。在一些实施例中，当臂处于紧凑形态时，并且所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第二角度(例如，如图5所示的“β”)布置时，可以形成所述第二死点位置。在一些情况下，第二角度是锐角。例如，第二角度可以大于约0度，10度，20度，30度，40度，50度，60度，70度，80度，小于约90度或其间的任意值。应注意的是，在第一死点位置和第二死点位置已经形成的时刻，摆动组件和摆动连接件可以相对于彼此保持静止。因此，可以改善臂在外部引起的运动或振动的情况下保持刚性的能力，从而提高UAV的稳定性。

如前所述，连杆机构可以具有两个端部，例如第一端和第二端。连杆机构的第一端可以可旋转地连接到臂，并且连杆机构的第二端可以可旋转地连接到一个或多个致动器，诸如上述的致动机构。在一些实施例中，连杆机构的第一端可以可旋转地连接到臂的第一可折叠部分(例如，包括臂的近端的可折叠部分)。尽管示意性地示出为具有两个连接杆，但是在一些实施例中，连杆机构可以包括双连杆机构和四连杆机构中的至少一个。

在一些进一步的实施例中，连杆机构可以包括用于连接至一个或多个致动器(例如上述致动机构)的第一接头(例如，第一接头206-18)和用于连接到臂的第二接头(例如第二接头206-19)。当连杆机构在第一死点位置和第二死点位置之间被致动时，第一接头和第二接头之间的距离可以改变。在一些实施例中，当连杆机构处于第一死点位置时，第一接头和第二接头之间的距离可以基本上等于连杆机构的长度。在一些实施例中，当连杆机构处于第二死点位置时，第一接头和第二接头之间的距离可以小于连杆机构的任何一个连接杆的长度。

取决于连杆机构是处于第一死点位置还是处于第二死点位置，每个臂的多个可折叠部分可以具有不同的配置。例如，当连杆机构处于第一死点位置时，多个可折叠部分可以远离中心体延伸。另外，当连杆机构处于第二死点位置时，多个可折叠部分可以基本彼此平行地折叠。

如图5所示，可以铰接地连接第一可折叠部分和第二可折叠部分的第二连接机构208可以包括第一铰接基座208-12和第二铰接基座208-14，第一铰接基座208-12和第二铰接基座208-14在接头208-18处彼此铰接连接。链条机构206-15的第一端可以经由第一铰接基座附接到第二可折叠部分。链条机构的第二端可以使用例如铰接连接经由固定基座附接到中心体。第一铰接基座可以固定地连接到第二可折叠部分，并且第二铰接基座可以固定地连接到第一可折叠部分。上述固定连接可以使用例如机械可调紧固件、粘合剂或一个或多个配合连接件、快速释放机构、钩状件或它们的任何适当组合来实现。第一可折叠部分和第二可折叠部分经由接头208-18彼此铰接连接。

在一些实施例中，链条机构可以包括多个顺序连接的链条单元。另外地或替代地，链条机构可以包括牵引链条或多连杆机构。在一些实施方式中，牵引链条可以是缆线牵引链条，用于驱动一个或多个推进单元的动力缆线经过该缆线牵引链条，例如如图8中示意性地示出的。在一些实施方式中，多连杆机构可以包括多个连杆机构，所述多个连杆机构依次可旋转地彼此连接。每个连杆机构的旋转轴线可以基本垂直于连杆机构的纵向轴线。

在一些实施例中，每个臂中的多个可折叠部分可包括一个或多个中空可折叠部分，使得链条机构可穿过中空可折叠部分。

在操作中，当臂开始从紧凑形态(例如，在图1的部分C和图5中示出)转换为飞行形态(例如，在图1的部分A和图3中示出)时，链条机构可拉动或推动臂的第二可折叠部分以相对于第一可折叠部分沿第一方向旋转，直到第一可折叠部分和第二可折叠部分两者达到预定角度或彼此共线。类似地，当臂开始从飞行形态转换为紧凑形态时，链条机构可牵拉或拉动第二可折叠部分以相对于第一可折叠部分沿第二方向旋转，直到第一可折叠部分和第二可折叠部分两者基本上彼此平行。

在一些实施例中，第一方向可以相对于中心体为逆时针方向，并且第二方向可以相对于中心体为顺时针方向。相反，第一方向可以相对于中心体为顺时针方向，第二方向可以相对于中心体为逆时针方向。在一些情况下，第二可折叠部分可以经由链条机构折叠到它可以紧密地抵靠第一可折叠部分的程度，由此进一步减小UAV所占用的空间。

在一些实施例中，代替使用上述链条机构或除使用上述链条机构之外，滑轮结构或弹簧结构可布置成牵拉或拉动第二可折叠部分以相对于第一可折叠部分打开或关闭。另外，链条机构可以由弹性带或皮带制成，其可以提供用于沿相反方向拉动第二可折叠部分的弹性。

在一些实施例中，臂的第一可折叠部分可以是中空的，使得链条机构可以穿过第一可折叠部分并且固定地连接到第二可折叠部分。链条机构可驱动第二可折叠部分相对于第一可折叠部分旋转。在一些情况下，链条机构可以穿过并离开第一可折叠部分，使得当臂处于紧凑形态时，链条机构的一部分以弯曲方式暴露在第一可折叠部分之外，例如在图5中的206-15处示意性示出。在一些情况下，当臂处于紧凑形态时暴露在外部的链条机构的该部分可以当臂转换为飞行形态时在第二可折叠部分内被接收和拉直。

在一些实施例中，为了提高该连接的强度，第一限位件208-16可以布置在第一可折叠部分的第一端上，并且第二限位件208-17可以布置在第二可折叠部分的第二端上。第一端和第二端可以彼此相邻，并且可以使用第一限位件和第二限位件在飞行形态中相互配合或接合。例如，第一限位件和第二限位件可以彼此抵靠，从而在所述飞行形态中限制第一可折叠部分和第二可折叠部分的(相对)移动，例如当两个部分彼此共线时。在一些实施方式中，第一限位件和第二限位件可以布置成在飞行形态时相对于UAV的偏航轴线竖直地堆叠。替代地或附加地，第一限位件和第二限位件可以布置成在处于飞行形态时相对于UAV的偏航轴线水平堆叠。

第二可折叠部分的第一端可以连接到马达。马达的轴可以驱动螺旋桨(例如，图3和图5中的212-1)旋转，从而提供升力以使UAV飞行。推进系统或单元(例如，上述无刷马达)中的布线可以通过第一和第二可折叠部分以连接到相应的单元或系统(例如，飞行控制系统或电子速度控制单元(ESC))。飞行控制系统或ESC可以被配置为改变一个或多个马达的速度。

螺旋桨可以枢转地联接到马达(例如无刷马达)的输出轴，，并且可以与马达一起工作以驱动旋翼叶片旋转，使得UAV可以被推动以沿着一个或更多方向运动或加速，或者沿着的一个或更多个旋转轴线旋转，例如沿着俯仰轴线、偏航轴线和/或横滚轴线。

形成在本文其他地方描述的铰接连接中的接头可以是铰链，球窝或滑动接头。在一些情况下，该接头可以包括螺纹连接件，销连接件，磁性连接件，法兰连接件或可以实现每个臂中的第一可折叠部分和第二可折叠部分的相对运动的任何其他形式的机械连接件。在一些实施例中，接头可以是中空的或具有一个或多个内部通道或空腔。

在一些实施例中，诸如各种传感器之类的一个或多个传感装置或组件(图中未示出)可以被安装或内设或嵌入到臂中，并且用于感测臂的折叠位置。在一些情况下，传感器可以感测第一可折叠部分和第二可折叠部分的位置(或相对于合适的参考位置的相对位置)，并且将感测到的位置数据传输到UAV上的控制器。基于感测到的位置数据，当达到一个或多个预定位置时，控制器可以指令一个或多个驱动单元(例如，如本文其他地方所述的致动机构)停止驱动。预定位置可包括例如(i)两个可折叠部分在紧凑形态中彼此平行，(ii)两个可折叠部分在飞行形态中彼此共线，(iii)第一死点位置形成在飞行形态中的，或者(iv)第二死点位置形成在紧凑形态。在一些实施方式中，当传感器感测或检测到臂的多个部分被折叠并且共线或者达到第一死点位置时，传感器然后可以经由触发器开关或限位开关将第一信号传输到致动机构指示致动机构停止致动或驱动。类似地，当传感器感测到臂的多个部分几乎彼此平行并且到达第二死点位置时，传感器可以向致动机构传送第二信号以停止驱动。因此，臂的折叠和展开可以使用传感器和致动机构自动执行，而不需要用户手动折叠或展开UAV的臂。

图6示出了根据本发明的一个实施例的如图3所示臂的示意性侧视图。臂的长杆(例如，第一可折叠部分204-11)和短杆(例如第二可折叠部分204-12)在接头处经由铰接的连接件彼此可移动地连接。臂的近端(例如，长杆邻近中心体的一端)可以经由诸如致动机构206-10的致动机构联接到UAV的中心体(未示出)。臂的远端(例如，短杆的远离中心体的一端)可支撑一个或多个推进单元(例如推进单元212-1)，其中一对旋翼叶片由马达支撑。旋翼叶片的旋转可以提供用于提升UAV悬停在空中的推力。根据本发明的实施例的臂的多个可折叠部分可以根据它们的尺寸、数量、体积等进行定制，并且可以独立于中心体来制造和组装。例如，臂的第一可折叠部分和第二可折叠部分可以拆卸并包装在盒子中，然后在现场与中心体重新组装。通过这种方式，UAV制造商、提供商或用户很容易维护、改变、更换或修理损坏的或有故障的臂。

图7示出了根据本发明实施例的致动机构(例如，致动机构206-10)使得臂折叠和延伸的示意图。

如在图7的部分A中示意性地示出的，致动机构可以实施为伺服马达，其可以包括一个或多个马达(例如马达701)，以及一个或多个齿轮系。电动马达可以具有承载马达齿轮703的输出轴702。马达齿轮可以适于旋转地驱动与公共轴705同心的可旋转装置或齿轮，例如齿轮704和齿轮706。齿轮704在被由来自马达齿轮的输出轴驱动后，可以适于旋转地驱动齿轮706以经由轴705旋转。齿轮706的旋转可以导致齿轮707相应地旋转。输出轴708可被驱动以旋转并致动其他构件、部件等。，输出轴可以经由铰接的连接件与连杆机构(例如摆动组件，例如如206-13所示)连接。最终输出轴的旋转可以驱动摆动组件从中心体的相应侧面横向地来回移动，使得第一死点位置和第二死点位置可以分别在飞行形态中和紧凑件配置中形成。

图7的部分B示意性地图示了致动机构的可变的旋转方向。如部分B所示，马达的输出轴可以逆时针方向旋转。由于运动的传递，输出轴可以由于中间齿轮(诸如齿轮706)的顺时针旋转而被驱动为沿逆时针方向旋转。应该理解的是，旋转的开始方向可以被设置和配置为顺时针或逆时针方向。此外，齿轮的齿数或致动机构的动力可以基于臂的移动距离、折叠速度或展开速度而预先确定或设定。例如，当需要高速度用于折叠或延伸臂时，应该施加具有相对较高功率的致动机构以为齿轮(或在一些实施方式中为驱动轮)提供更多能量，使得包括多个可折叠部分的臂可以更快地折叠或展开。替代地，当需要臂精确折叠时，可以使用具有小直径的驱动齿轮，从而可以精确地控制臂围绕诸如UAV的偏航轴线的旋转轴线的运动。

图8示出了根据本发明实施例的具有链条机构的臂的示意图。

图8的部分A是处于飞行形态的单臂204的剖视图，即从中心体(未示出)完全伸出。如图所示，链条机构的第一端(例如，示出为206-15a)经由第一铰接基座208-12附接到第二可折叠部分204-12。如图所示，链条机构的第二端(例如，示出为206-15b)经由固定基座联接到中心体。该联接可以使用铰接的连接件来实现。如前所述，在图8的部分A所示的飞行形态中，如图8所示，为了进一步将第一可折叠部分和第二可折叠部分相对于彼此固定，链条机构可以沿着朝向链条机构的第二端的方向施加张紧力，如箭头801所示。当转换成紧凑形态，如图8的部分B所示，链条机构可以为臂的第二可折叠部分施加推力(如箭头802所示)。当臂的第一可折叠部分向中心体的相应侧面折叠时，第二可折叠部分可以围绕接头(例如，接头208-18)逐渐朝向第一可折叠部分旋转。在转换成图8的部分C所示的紧凑形态时，臂的第一可折叠部分和第二可折叠部分，旋翼叶片和中心体的相应侧面(未示出)可以彼此平行。在一些实施例中，链条机构可继续提供如箭头803所示的推力，以确保在连杆机构现在处于第二死点位置时第一可折叠部分和第二可折叠部分保持恒定。通过链条机构继续提供推力可以有助于进一步保持臂相对于中心体的稳定性。

在一些实施例中，链条机构可包括多个顺序连接的链条单元，链条单元可根据臂的第一可折叠部分和第二可折叠部分的长度、所需的推力、所需的张紧力或类似的因素组装在一起。在一些实施例中，链条机构可以包括牵引链条或多连杆机构。在一些实施方式中，牵引链条可以是缆线牵引链条，用于为一个或多个推进单元供电的动力缆线通过该缆线牵引链条。在一些实施方式中，多连杆机构可以包括多个连杆机构，这些连杆机构依次可旋转地彼此连接。每个连杆机构的旋转轴线可以基本垂直于连杆机构的纵向轴线。

链条机构可穿过具有中空体的一个或多个可折叠部分并可在其中滑动。在一些实施例中，链条机构的长度在滑动期间可以是恒定的或不变的。此外，在一些实施例中，链条机构可以穿过第二可折叠部分并从其中穿出，并且例如当臂处于如图8的部分C所示的紧凑形态时链条机构的一部分可以以弯曲方式暴露在第二可折叠部分之外。当臂处于如图8的部分A所示的飞行形态时，链条机构的暴露部分可以在第二可折叠部分内被接收和拉直。通过致动链条机构，第二可折叠部分可以相对于第一可折叠部分旋转。例如，当臂处于飞行形态时，第二可折叠部分可以远离第一可折叠部分旋转，并且当臂处于紧凑形态时可以朝向第一可折叠部分旋转。

图9示出了根据本发明的一个实施例的图2所示UAV的示意图，其中在紧凑形态中其臂完全折叠。如图9所示，四个臂已经在邻近中心体的相应侧面折叠。每个臂的第一可折叠部分可以平行于中心体的相应侧面折叠，并且每个臂的第二可折叠部分可以平行于第一可折叠部分折叠并因此平行于相应侧面。替代地或另外地，旋翼叶片也可以平行于第一可折叠部分和相应的侧面，由此进一步减小UAV在紧凑形态中占据的空间。旋翼叶片的展开长度可以等于或小于第一可折叠部分或相应侧面的长度。

图10示出了紧凑形态中的图9所示的UAV 200的示意性侧视图。如图10所示，UAV的中心体的厚度可以与臂的厚度相同。此外，折叠后的旋翼叶片可以处于与中心体相同的高度。相应地，紧凑形态中的UAV的体积可以进一步减小。如前所述，在一些实施例中，一个或多个空腔或隔室可以布置在中心体的周边上或周围，或者在中心体内。因此，紧凑形态中的UAV可以具有箱形形状，这有助于携带或运输UAV。

如前所述，引导构件可以设置或布置在多个可折叠部分中的至少一个上。引导构件可以协助一个或多个旋翼叶片停止旋转就位。接下来参照图11详细描述引导构件。

图11示出了根据本发明实施例的UAV的臂的示意图，该UAV的臂具有布置在其上的引导构件。

如图11所示，引导构件1110可以包括三个部分，例如第一部分1112、第二部分1116和布置在其间用于连接第一部分和第二部分的连接部分1114。第二部分可以使用任何合适的联接装置经由连接部分连接到第一部分。例如，可以使用粘合剂将这些部分固定在一起。在一些实施例中，这些部分可以一体形成。第一部分可以固定地或可拆卸地安装在臂的第一可折叠部分上。这可以使用例如一个或多个紧固件来实现，所述紧固件例如是钉子、螺钉、螺栓、夹子、带等。在一些实施方式中，每个臂可以设置有用于接收引导构件的凹槽或凹部。当臂将要进入紧凑形态时，使用者可以使用引导构件来引导旋翼叶片的旋转。如果引导构件可用，则使用者可以将具有突起的引导构件插入到凹陷中，使得它们彼此紧密联接。替代地，使用者可以将具有外螺纹的引导构件拧入具有内螺纹的凹部中，使得它们彼此螺纹接合。为了与旋翼叶片配合，引导构件和第二部分可以包括弧形凹面，使得随着臂从飞行形态转换为紧凑形态，旋翼叶片的远端可以滑入和滑出弧形凹部。在一些实施例中，旋翼叶片的展开长度可以等于第一可折叠部分的长度。

在一些实施例中，引导构件可以相对于旋翼叶片的旋翼毂而定位。在一些情况下，当臂处于紧凑形态时，引导构件可以抵靠旋翼毂定位。在一些实施例中，当臂处于紧凑形态时，引导构件可以抵靠旋翼叶片的端部。引导构件可以由包括例如钛、钛合金、结构泡沫或碳纤维的任何轻质材料制成。

图12示出了根据本发明的实施例的借助于引导构件折叠的UAV的臂的示意图。如图12所示的引导构件可以类似于图11中所示的引导构件。因此，以上对图11的引导构件的任何描述也可以适用于图12的引导构件。

如图12的部分A所示，类似于图3至图6中所示臂的臂即将进入紧凑形态，其中每个可折叠部分平行于中心体(未示出)的相应侧面。取决于旋翼叶片与引导构件的临时接触点或线路，可以出现不同的过渡情况，如图12的部分B、C和D中示意性示出的。例如，旋翼叶片的远端可以与引导构件例如在引导构件的任一侧处接触，如示意性地并分别在图12的部分B和D中示出。

另外，旋翼叶片的远端可以首先滑入引导构件的开放中心处的空腔中或者与引导构件的开放中心处的空腔碰撞，并且然后当臂进一步向相应侧折叠时，滑动离开空腔。当臂向中心体的相应侧面进一步折叠时，旋翼叶片可向前旋转，直到旋翼叶片、第一可折叠部分和第二可折叠部分都平行于UAV的中心体的相应侧面，如图12的部分E中示意性示出。

图13示出了根据本发明实施例的用于组装UAV的方法的流程图。

如图13所示，在1302处，该方法可以包括提供UAV的中心体。然后在1304处，该方法可以进一步包括将多个臂附接到中心体，其中所述多个臂中的每一个可以从中心体延伸并且包括多个可折叠部分，由此组装UAV，其中多个臂中的每一个可以被构造成在(1)每个臂中的多个可折叠部分远离中心体延伸的飞行形态和(2)每个臂中的多个可折叠部分朝向中心体的相应侧面折叠使得多个可折叠部分基本彼此平行的紧凑形态之间转换。

图14示出了根据本发明另一实施例的用于组装UAV的方法的流程图。

如图14所示，在1402处，该方法可以包括提供UAV的中心体。此外，在1404处，该方法可以包括将多个臂附接到中心体，其中所述多个臂中的每一个可以被配置为支撑一个或多个推进单元并且包括多个可折叠部分，该多个可折叠部分被配置为使用链条机构相对于彼此旋转，其中所述链条机构被构造成使得每个臂在(1)所述多个可折叠部分远离彼此延伸的飞行形态和(2)所述多个可折叠部分基本上彼此平行地折叠的紧凑形态之间转换。

图15示出了根据本发明的另一实施例的用于组装UAV的方法的流程图。

如图15所示，在1502处，该方法可以包括提供UAV的中心体。此外，在1504处，该方法包括将多个臂附接到中心体，其中多个臂可以使用一个或多个致动器从中心体延伸，并且多个臂中的每一个可以被配置为支撑一个或多个推进单元，其中所述多个臂中的每一个被配置为经由连杆机构连接到每个致动器，其中每个致动器被配置为在(1)处于飞行形态中的第一死点位置和(2)处于紧凑形态中的第二死点位置之间致动连杆机构，所述第一死点位置用于当臂远离中心体延伸时固定臂，所示第二死点位置用于当臂基本平行于所述中心体地折叠时固定臂。

图16示出了根据本发明的又一个实施例的用于组装UAV的方法的流程图。

如图16所示，在1602处，该方法可以包括提供UAV的中心体。在1604处，该方法还可以包括将多个臂连接到中心体，其中所述多个臂中的每个臂可以被配置为支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元，并且包括多个可折叠部分。在1606处，该方法还可以包括将引导构件设置在至少一个可折叠部分上，由此组装UAV。当臂从(1)多个可折叠部分从中心体延伸的飞行形态转换到(2)多个可折叠部分基本彼此平行地折叠的紧凑形态时，本文中的引导构件可配置成引导一个或多个旋翼叶片的旋转，使得当所述臂处于紧凑形态时，所述一个或多个旋翼叶片基本上平行于所述多个可折叠部分。

应该注意的是，先前在图13至16中描述的方法用户说明书性目的，并且可以结合前面在图1-12中所描述的一个或多个实施例。另外，可以提供对应于各个方法的组装套件。

如本文所述的套件可由用户组装。该套件可以是“自己动手”(DIY)套件。套件可以包括多个臂，所述多个臂包括一个或多个可折叠部分，诸如之前讨论的第一可折叠部分和第二可折叠部分。该套件还可以包括用于连接第一和第二可折叠部分并将臂连接到UAV的中心体的一个或多个接头。该套件可以包括用于构建一种或多种类型UAV的说明。该套件可以包括用于使用者组装组件的说明，使得当由使用者组装时，该UAV具有中心体和从中心体延伸的多个臂。使用者可以选择改变臂的数量。组装好的UAV也可以具有多个旋翼，每个旋翼连接到一个或多个接头部分。

在一些实施例中，套件可以包括用于组装UAV的说明，使得当根据说明组装UAV时，所得到的UAV可以被表征为具有如前所述的特征。例如，所得到的UAV可以具有多个臂，每个臂可以具有多个可折叠部分，这些部分可以在紧凑形态中彼此平行地折叠。类似地，所得的UAV可具有一个或多个致动机构或链条机构以实现臂相对于中心体的折叠或展开。此外，所得到的UAV可以包括一个或多个引导构件，以便在臂转换成紧凑形态时促进停止旋翼叶片。

在一些情况下，用户可将臂或UAV从飞行形态(也称为伸出状态)转换为紧凑形态(也称为压缩状态)。例如，用户可以手动移动多个可折叠部分以将臂和因此的UAV从飞行形态转换为紧凑形态。用户可以或不可以在飞行形态或紧凑形态中解锁臂。在一些情况下，根据本发明的实施例的UAV可以在飞行形态与紧凑形态之间自动转换，而无需用户的任何人工介入。例如，响应于提供命令以实现转换的电子信号，UAV可以从飞行形态转换为紧凑形态。电子信号可以从机载系统或UAV外接系统上传输。这种转换可以在不需要用户的任何手动干预的情况下发生。例如，设置在臂或中心体上的一个或多个致动机构可响应信号并实现UAV的转换。同样，UAV可以从紧凑形态转换为飞行形态。在一些实施例中，UAV可被锁定到飞行形态和紧凑形态之一。在某些情况下，可以在一个地区部署多个UAV以便于管理。

当UAV处于飞行形态中时，UAV可以被通电和/或被指示飞行。在某些情况下，UAV在转换成其飞行形态后即会开启。例如，如果用户手动调节UAV的臂，可以需要保持UAV关闭以防止在用户调节臂时旋翼打开。在一些情况下，UAV可以能够检测UAV是否尚未锁定到飞行形态中，并且可以即使UAV通电也防止推进单元操作，直到确定UAV处于飞行形态中。

当UAV处于紧凑形态时，或者当UAV正在飞行形态和紧凑形态之间转换时，可以防止UAV的推进单元操作。这是一项安全功能，其可以帮助防止UAV用户受伤。类似地，它可以防止用户在UAV处于紧凑形态时意外打开UAV，这可能会导致UAV损坏或对旁观者造成伤害。只有当UAV处于飞行形态时，UAV才能够飞行。当UAV着陆而不在飞行中时，UAV可以在配置之间进行转换。在一些情况下，UAV可以在转换为飞行形态之前接通电源。例如，如果UAV响应信号自动转换，则可以启动UAV以接收信号并进行转换。

当UAV处于飞行形态时，UAV可起飞并飞行。一旦UAV在空中，UAV可以收集有关其环境的信息。UAV可以与远程终端(例如由用户操作的远程控制器)通信。远程终端可以为UAV飞行提供信号以传递产品和/或收集信息。

图17示出了根据本发明实施例的可移动物体1700。尽管可移动物体1700被描述为飞行器，但是这种描述并非意在限制，而是可以使用任何合适类型的可移动物体，如前所述。本领域技术人员将会理解，本文在飞行器系统的上下文中描述的任何实施例可以应用于任何合适的可移动物体(例如，UAV)。在一些情况下，可以在可移动物体1700上提供搭载物1704而不需要载体1704。可移动物体1700可以包括推进机构或单元1706，感测系统1708和通信系统1710。

推进机构1706可以包括旋翼，螺旋桨，叶片，发动机，马达，轮子，轴，磁体或喷嘴中的一个或多个。可移动物体可以具有一个或多个，两个或更多个，三个或更多个，或四个或更多个推进机构。推进机构可以都是同一类型的。替代地，一个或多个推进机构可以是不同类型的推进机构。推进机构1706可以使用任何合适的装置(例如本文其他地方所述的支撑元件(例如，驱动轴))安装在可移动物体1700上。推进机构1706可以安装在可移动物体1700的任何适当部分上，例如在其顶部、底部、前部、后部、侧面或其合适的组合上。

在一些实施例中，推进机构1706可以使得可移动物体1700能够从表面或地面垂直地起飞或者在表面上垂直地着陆，而不需要可移动物体1700的任何水平移动(例如，没有沿着跑道向下行进)。可选地，推进机构1706可以是可操作的，以允许可移动物体1700在指定位置和/或方向悬停在空气中。一个或多个推进机构1706可独立于其他推进机构进行控制。替代地，推进机构1706可以配置为同时被控制。

例如，可移动物体1700可以具有多个水平取向的旋翼，其可以向可移动物体提供升力和/或推力。多个水平定向的旋翼可以被致动以向可移动物体1700提供竖直起飞、垂直着陆和悬停能力。在一些实施例中，一个或多个水平定向的旋翼可以沿顺时针方向旋转，而一个或多个水平旋翼可以沿逆时针方向旋转。例如，顺时针旋翼的数量可以等于逆时针旋翼的数量。每个水平定向的旋翼的旋转速率可以单独地改变，以控制每个旋翼产生的升力和/或推力，并由此调节可移动物体1700的空间布置、速度和/或加速度(例如，关于多达三自由度的平移和多达三自由度的旋转)。

感测系统1708可以包括一个或多个传感器，其可以感测可移动物体1700的空间布置、速度和/或加速度(例如，关于多达三自由度的平移和多达三自由度的旋转)。一个或多个传感器可以包括全球定位系统(GPS)传感器，运动传感器，惯性传感器，接近传感器或图像传感器。由感测系统1708提供的感测数据可用于控制可移动物体1700的空间布置、速度和/或取向(例如，使用合适的处理单元和/或控制模块，如下所述)。

替代地，感测系统1708可用于提供关于可移动物体周围的环境的数据，例如天气状况、与潜在障碍物的接近度、地理特征的位置、人造结构的位置等。在一些实施例中，本文中的感测系统可以能够提供关于由搭载物稳定组件支撑并与恒力组件连接的搭载物的位置的数据。因此，通过驱动一个或多个驱动单元的操作，搭载物连同搭载物稳定组件可返回预期位置。

通信系统1710经由无线信号1716实现与具有通信系统1714的终端1712的通信。通信系统1710和1714可以包括适用于无线通信的任何数量的发射器、接收器和/或收发器。通信可以是单向通信，使得数据可以仅在一个方向上传输。例如，单向通信可以仅涉及可移动物体1700将数据传输到终端1712，或者反之亦然。数据可以从通信系统1710的一个或多个发射机发送到通信系统1712的一个或多个接收机，反之亦然。

替代地，通信可以是双向通信，使得数据可以在可移动物体1700与终端1712之间的两个方向上传输。双向通信可以涉及将数据从通信系统1710的一个或多个发射机发送到通信系统1714的一个或多个接收机，反之亦然。在一些实施例中，关于臂的多个可折叠部分的移动的数据也可以由通信系统1710传输到终端1712。因此，终端用户可以能够通过控制连接到中心体的一个或多个致动机构来控制可折叠部分相对于中心体的横向运动。

在一些实施例中，终端1712可以向可移动物体1700、载体1702和搭载物1704中的一个或多个提供控制数据，并从可移动物体1700、载体1702和搭载物1704中的一个或多个接收信息(例如可移动物体、载体或搭载物的位置和/或运动信息；由搭载物感测的数据，例如由搭载物相机捕捉的图像数据)。在一些情况下，来自终端的控制数据可以包括用于可移动物体、载体和/或搭载物的相对位置、移动、致动或控制的指令。

例如，控制数据可以导致可移动物体的位置和/或取向的修改(例如，经由推进机构1706的控制)，或者搭载物相对于可移动物体的移动(例如经由载体1702的控制)。来自终端的控制数据可以导致对搭载物的控制，例如控制相机或其他图像捕捉装置的操作(例如，拍摄静止或移动图片，放大或缩小，打开或关闭，切换成像模式，改变图像分辨率，改变焦距，改变景深，改变曝光时间，改变观看角度或视野)。在一些情况下，来自可移动物体、载体和/或搭载物的通信可以包括来自一个或多个传感器(例如，感测系统1708或搭载物1704)的信息。通信可以包括来自一个或多个不同类型的传感器(例如，GPS传感器，运动传感器，惯性传感器，接近传感器或图像传感器)的感测信息。这样的信息可以涉及可移动物体、载体和/或搭载物的位置(例如，位置，取向)、移动或加速。来自搭载物的这种信息可以包括由搭载物捕捉的数据或搭载物的感测状态。由终端1712发送的所提供的控制数据可以被配置为控制可移动物体1700、载体17002或搭载物1704中的一个或多个的状态。替代地或组合地，载体1702和搭载物1704也可以各自包括通信模块，其被配置为与终端1712进行通信，使得终端可以独立地与可移动物体1700、载体1702和搭载物1704中的每一个进行通信并对其进行控制。

在一些实施例中，可移动物体1700可以被配置为除了终端1712之外还与另一个远程装置通信，或者与代替终端1712的另一个远程装置通信。终端1712还可以被配置为与另一个远程装置以及可移动物体1700通信。例如，可移动物体1700和/或终端1712可以与另一可移动物体或另一可移动物体的载体或搭载物通信。当需要时，远程装置可以是第二终端或其他计算装置(例如，计算机，膝上型计算机，平板电脑，智能手机或其他移动装置)。远程装置可以被配置为向可移动物体1700发送数据，从可移动物体1700接收数据，向终端1712发送数据，和/或从终端1712接收数据。可选地，远程装置可以连接到因特网或其他电信网络，使得从可移动物体1700和/或终端1712接收的数据可以被上传到网站或服务器。

图18是根据实施例的用于控制可移动物体的系统1800的框图。系统1800可以与本文公开的系统、装置和方法的任何合适的实施例组合使用。系统1800可以包括感测模块1802，处理单元1804，非暂时性计算机可读介质1806，控制模块1808和通信模块1810。

感测模块1802可以利用以不同方式收集与可移动物体有关的信息的不同类型的传感器。不同类型的传感器可以感测来自不同来源的信号或不同类型的信号。例如，传感器可以包括惯性传感器，GPS传感器，接近传感器(例如激光雷达)或视觉/图像传感器(例如照相机)。感测模块1802可以可操作地联接到具有多个处理器的处理单元1804。在一些实施例中，感测模块可以可操作地联接到传输模块1812(例如，Wi-Fi图像传输模块)，传输模块1812被配置为将感测数据直接传输到合适的外部装置或系统。例如，传输模块1812可以用于将由感测模块1802的照相机捕捉的图像传输到远程终端。替代地，传输模块可以用于将臂相对于UAV的中心体的位置(其可以被认为是可移动物体的特定形式)传输到远程终端，使得用户能够控制臂相对于UAV中心体的折叠或展开。

处理单元1804可以具有一个或多个处理器，诸如可编程处理器(例如，中央处理单元(CPU))。处理单元1804可以可操作地耦合到非暂时性计算机可读介质1806。非暂时性计算机可读介质1806可以存储可由处理单元1804执行以执行一个或多个步骤的逻辑、代码和/或程序指令。非暂时性计算机可读介质可以包括一个或多个存储器单元(例如，可移动介质或外部存储器，例如SD卡或随机存取存储器(RAM))。在一些实施例中，来自感测模块1802的数据可以被直接传送并存储在非暂时性计算机可读介质1806的存储器单元内。非暂时性计算机可读介质1806的存储器单元可以存储由处理单元1804可执行的以执行本文描述的方法的任何合适的实施例的逻辑、代码和/或程序指令。举例来说，处理单元1804可被配置为执行使处理单元1804的一个或多个处理器分析由感测模块产生的感测数据的指令。存储器单元可存储来自感测模块的感测数据以由处理单元1804处理。在一些实施例中，非暂时性计算机可读介质1806的存储器单元可用以存储由处理单元1804产生的处理结果。

在一些实施例中，处理单元1804可以可操作地耦合到配置成控制可移动物体的状态的控制模块1808。例如，控制模块1808可以被配置成控制可移动物体的推进机构以相对于六个自由度调节可移动物体的空间布置、速度和/或加速度。替代地或组合地，控制模块1808可以控制载体、搭载物或感测模块的状态中的一个或多个。根据本发明的实施例，控制模块1808还能够控制一个或多个致动机构的旋转或致动，使得多个可折叠部分相对于UAV的中心体(一个可移动物体的实施例)可以被控制为具有不同的起始时间、停止时间，用于折叠或展开操作的速度等。

处理单元1804可以可操作地耦合到通信模块1810，通信模块1810被配置为从一个或多个外部装置(例如，终端，显示装置或其他遥控器)发送和/或接收数据。可以使用任何合适的通信手段，例如有线通信或无线通信。例如，通信模块1810可以利用局域网(LAN')，广域网(WAN)，红外线，无线电，WiFi，点对点(P2P)网络，电信网络，云通信等中的一个或多个。可选地，可以使用中继站，诸如塔，卫星或移动站。无线通信可以是接近度相关的或接近度无关的。在一些实施例中，通信可以需要或可以不需要视距。通信模块1810可以发送和/或接收来自感测模块1802的感测数据、处理单元1804产生的处理结果、预定控制数据、来自终端或遥控器的用户命令等中的一个或多个。

系统1800的部件可以以任何合适的配置来布置。例如，系统1800的一个或多个部件可以位于可移动物体、载体、搭载物、终端、感测系统或与上述一个或多个部件通信的附加外部装置上。另外，虽然图18描绘了单个处理单元1804和单个非暂时性计算机可读介质1806，但本领域技术人员将会理解，这不意图是限制性的，并且系统1800可以包括多个处理单元和/或非暂时性计算机可读介质。在一些实施例中，多个处理单元和/或非暂时性计算机可读介质中的一个或多个可以位于不同位置，例如位于可移动物体、载体、搭载物、终端、感测模块、与上述一个或多个部件通信的附加外部装置或其适当的组合上，使得由系统1800执行的处理和/或存储功能的任何合适的方面可以在一个或多个上述位置处发生。

本文中的载体的任何描述可以适用于如所描述的稳定装置或任何其他类型的载体。

虽然本文已经示出和描述了本发明的优选实施例，但是对于本领域技术人员来说显而易见的是，这样的实施例仅作为示例提供。在不偏离本发明的情况下，本领域技术人员现在将想到许多变化，改变和替换。应该理解的是，可以在实践本发明时采用在此描述的本发明实施例的各种替代方案。意图是以下权利要求限定本发明的范围，并且由此涵盖这些权利要求范围内的方法和结构及其等同例。

Claims (270)

1.一种无人飞行器(UAV)，所述无人飞行器包括：

中心体，所述中心体具有多个侧面；和

多个臂，所述多个臂能够从所述中心体延伸，其中所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分，

其中所述多个臂中的每个臂被配置为在(1)飞行形态和(2)紧凑形态之间转换，其中，在所述飞行形态中，每个臂中的所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸；并且在所述紧凑形态中，每个臂中的所述多个可折叠部分朝着所述中心体的相应侧面折叠，使得所述多个可折叠部分基本彼此平行。

2.根据权利要求1所述的无人飞行器，其中，所述多个臂中的每个臂沿相同方向朝向所述中心体的相应侧面折叠。

3.根据权利要求2所述的无人飞行器，其中，所述相同方向为相对于所述中心体的顺时针方向或逆时针方向。

4.根据权利要求2所述的无人飞行器，其中，当所述多个臂处于所述紧凑形态时，不多于一个的臂向所述中心体的每一侧面折叠。

5.根据权利要求1所述的无人飞行器，其中，每个臂中的所述多个可折叠部分在所述飞行形态中彼此共线。

6.根据权利要求1所述的无人飞行器，其中，每个臂中的所述多个可折叠部分被配置成在所述紧凑形态中相对于所述中心体处于相同高度。

7.根据权利要求1所述的无人飞行器，其中，每个臂包括近端和远端，并且所述多个可折叠部分在所述近端和所述远端之间能够移动地彼此连接。

8.根据权利要求7所述的无人飞行器，其中，两个相邻的可折叠部分可转动地彼此连接。

9.根据权利要求8所述的无人飞行器，其中，所述两个相邻的可折叠部分经由至少一个铰链可转动地彼此连接。

10.根据权利要求7所述的无人飞行器，其中，两个相邻的可折叠部分被配置成能够滑动地彼此连接。

11.根据权利要求10所述的无人飞行器，其中，所述两个相邻的可折叠部分中的一个被配置为部分地或全部地伸缩到所述两个相邻的可折叠部分中的另一个中。

12.根据权利要求7所述的无人飞行器，其中，所述多个可折叠部分被配置成使用致动机构相对于彼此旋转。

13.根据权利要求12所述的无人飞行器，其中，所述致动机构包括从包括缆线、链条、带或弹簧的组中选择的至少一个。

14.根据权利要求7所述的无人飞行器，其中，每个臂的所述近端经由一个或多个致动器能够移动地连接到所述中心体。

15.根据权利要求7所述的无人飞行器，其中，每个臂的所述远端被配置为支撑一个或多个推进单元。

16.根据权利要求7所述的无人飞行器，其中，包括所述近端的可折叠部分的长度被配置为大于包括所述远端的可折叠部分的长度。

17.根据权利要求16所述的无人飞行器，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度基本上是包括所述远端的所述可折叠部分的长度的两倍。

18.根据权利要求16所述的无人飞行器，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度基本上等于或小于所述中心体的相应侧面的长度。

19.根据权利要求16所述的无人飞行器，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度基本上等于螺旋桨的展开长度。

20.根据权利要求7所述的无人飞行器，其中，所述多个臂中的每个臂被配置为可转动地连接到所述中心体。

21.根据权利要求20所述的无人飞行器，其中，在每个臂上布置有止动件，并且在所述中心体上布置有配合部，所述配合部被配置成与所述止动件配合，从而当所述臂处于所述飞行形态时使得每个臂相对于偏航轴线的振动最小化。

22.根据权利要求20所述的无人飞行器，其中，每个臂被配置为，经由平行于所述无人飞行器的偏航轴线的轴，枢转地联接到所述中心体。

23.根据权利要求1所述的无人飞行器，其中，所述多个臂中的每个臂被配置为通过一个或多个致动器能够从所述中心体延伸。

24.根据权利要求23所述的无人飞行器，其中，每个臂被配置为经由连杆机构连接到每个致动器。

25.根据权利要求24所述的无人飞行器，其中，每个致动器被配置成致动所述连杆机构，以用于使所述臂固定在(1)所述飞行形态中的第一死点位置与(2)所述紧凑形态中的第二死点位置之间。

26.根据权利要求25所述的无人飞行器，其中，当所述臂处于所述飞行形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第一角度设置时，形成所述第一死点位置。

27.根据权利要求25所述的无人飞行器，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第二角度设置时，形成所述第二死点位置。

28.根据权利要求1所述的无人飞行器，其中，每个臂被配置为支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元，并且引导构件被设置在所述多个可折叠部分中的至少一个上，以用于引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转。

29.根据权利要求28所述的无人飞行器，其中，所述引导构件被配置成当所述臂从所述飞行形态转换到所述紧凑形态时引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得所述一个或多个旋翼叶片基本平行于处于所述紧凑形态中的多个可折叠部分。

30.根据权利要求1所述的无人飞行器，其中，至少一个可折叠部分包括沿其纵向轴线的中空腔体，使得(1)当所述臂处于紧凑形态时，能够移动地连接到所述至少一个可折叠部分的另一个可折叠部分被容纳在所述中空腔体中并且(2)当所述臂处于飞行形态时，能够移动地连接到所述至少一个可折叠部分的另一个可折叠部分延伸出所述中空腔体。

31.根据权利要求1所述的无人飞行器，其中，在所述中心体的每一侧面布置有中空腔体，使得每个臂(1)处于所述紧凑形态时被容纳在所述中空腔体中，并且(2)处于所述飞行形态时从所述中空腔体延伸出。

32.一种组装无人飞行器(UAV)的方法，所述方法包括：

提供所述无人飞行器的中心体；和

将多个臂附接到所述中心体，其中所述多个臂中的每个臂都能够从所述中心体延伸并且包括多个可折叠部分，从而组装所述无人飞行器，

其中所述多个臂中的每个臂被配置为在(1)飞行形态和(2)紧凑形态之间转换，其中，在所述飞行形态中，每个臂中的所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸；并且其中，在所述紧凑形态中，每个臂中的所述多个可折叠部分朝向所述中心体的相应侧面折叠，使得所述多个可折叠部分基本彼此平行。

33.根据权利要求32所述的方法，其中，所述多个臂中的每个臂沿相同方向朝向所述中心体的相应侧面折叠。

34.根据权利要求33所述的方法，其中，所述相同方向是顺时针方向或逆时针方向。

35.根据权利要求33所述的方法，其中，当所述多个臂处于所述紧凑形态时，在所述中心体的每个侧面上不多于一个的臂被折叠。

36.根据权利要求32所述的方法，其中，每个臂中的所述多个可折叠部分在所述飞行形态中被折叠成彼此共线。

37.根据权利要求32所述的方法，其中，每个臂中的所述多个可折叠部分被配置成在所述紧凑形态中相对于所述中心体处于相同高度。

38.根据权利要求32所述的方法，其中，每个臂包括近端和远端，并且所述方法还包括在所述近端和所述远端之间将所述多个可折叠部分能够移动地彼此连接。

39.根据权利要求38所述的方法，其中，能够移动地连接所述多个可折叠部分包括使两个相邻可折叠部分可转动地彼此连接。

40.根据权利要求39所述的方法，其中，可转动地连接两个相邻的可折叠部分包括经由至少一个铰链将两个相邻的可折叠部分可转动地彼此连接。

41.根据权利要求38所述的方法，其中，将所述多个可折叠部分能够移动地彼此连接包括将两个相邻的可折叠部分能够滑动地彼此连接。

42.根据权利要求41所述的方法，其中，能够滑动地连接两个相邻的可折叠部分包括将所述两个相邻的可折叠部分中的一个部分地或完全地伸缩到所述两个相邻的可折叠部分中的另一个中。

43.根据权利要求38所述的方法，其中，所述多个可折叠部分被配置为使用致动机构相对于彼此旋转。

44.根据权利要求43所述的方法，其中，所述致动机构包括从包括缆线，链条，带或弹簧的组中选择的至少一个。

45.根据权利要求38所述的方法，还包括经由一个或多个致动器能够移动地将每个臂的近端连接到中心体。

46.根据权利要求38所述的方法，还包括配置每个臂的远端以支撑一个或多个推进单元。

47.根据权利要求38所述的方法，还包括将包括所述近端的可折叠部分的长度配置成大于包括所述远端的可折叠部分的长度。

48.根据权利要求47所述的方法，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度大致是包括所述远端的所述可折叠部分的长度的两倍。

49.根据权利要求47所述的方法，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度基本上等于或小于所述中心体的相应侧面的长度。

50.根据权利要求47所述的方法，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度基本上等于螺旋桨的展开长度。

51.根据权利要求38所述的方法，还包括将所述多个臂中的每个臂配置成可转动地连接到所述中心体。

52.根据权利要求51所述的方法，还包括在每个臂上布置止动件，并且在所述中心体上布置配合部分以与所述止动件配合，从而当所述臂处于所述飞行形态时使每个臂相对于偏航轴线的振动最小化。

53.根据权利要求51所述的方法，还包括将每个臂配置为，经由平行于所述无人飞行器的偏航轴线的轴，枢转地联接到所述中心体。

54.根据权利要求32所述的方法，其中，所述多个臂中的每一个被配置成通过一个或多个致动器能够从所述中心体延伸出。

55.根据权利要求54所述的方法，还包括配置每个臂以经由连杆机构连接到每个致动器。

56.根据权利要求55所述的方法，进一步包括配置每个致动器以致动所述连杆机构，以用于使所述臂固定在(1)所述飞行形态中的第一死点位置与(2)所述紧凑形态中的第二死点位置之间。

57.根据权利要求56所述的方法，还包括：当所述臂处于所述飞行形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第一角度设置时，形成所述第一死点位置。

58.根据权利要求56所述的方法，还包括：当所述臂处于所述紧凑形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第二角度设置时，形成所述第二死点位置。

59.根据权利要求32所述的方法，还包括：

配置每个臂以支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元；和

在多个可折叠部分中的至少一个上设置引导构件，以用于引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转。

60.根据权利要求59所述的方法，还包括当所述臂从所述飞行形态转换到所述紧凑形态时，配置所述引导构件以引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得所述一个或多个旋翼叶片基本平行于处于所述紧凑形态中的多个可折叠部分。

61.根据权利要求32所述的方法，其中，至少一个可折叠部分包括沿其纵向轴线的中空腔体，使得(1)当所述臂处于所述紧凑形态中时，能够移动地连接至所述至少一个可折叠部分的另一可折叠部分被容纳在所述中空腔体中，并且(2)当所述臂处于所述飞行形态中时，能够移动地连接至所述至少一个可折叠部分的另一可折叠部分延伸出所述中空腔体。

62.根据权利要求32所述的方法，其中，所述中心体的每个侧面包括中空腔体，使得每个臂(1)在处于所述紧凑形态时被容纳在所述中空腔体中，并且(2)在处于所述飞行形态时延伸出所述中空腔体。

63.一种套件，包括：

多个臂，所述多个臂被配置成附接到无人飞行器(UAV)的中心体，所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分，其中所述多个臂被配置成能够从所述中心体延伸；和

用于组装所述无人飞行器的说明，使得当所述无人飞行器根据所述说明组装时，所述组装的无人飞行器的特征在于：

当所述多个臂中的每个臂连接到所述中心体时，所述多个臂中的每个臂被配置为在(1)飞行形态和(2)紧凑形态之间转换，在飞行形态中，每个臂中的所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸，在紧凑形态中，每个臂中的所述多个可折叠部分朝向所述中心体的相应侧面折叠以使得所述多个可折叠部分基本上彼此平行。

64.根据权利要求63所述的套件，其中，所述多个臂中的每个臂都沿相同方向朝向所述中心体的相应侧面折叠。

65.根据权利要求64所述的套件，其中，所述相同方向相对于所述中心体是顺时针方向或逆时针方向。

66.根据权利要求64所述的套件，其中，当所述多个臂处于所述紧凑形态时，不多于一个的臂向所述中心体的每一侧面折叠。

67.根据权利要求63所述的套件，其中，每个臂中的所述多个可折叠部分在所述飞行形态中彼此共线。

68.根据权利要求63所述的套件，其中，每个臂中的所述多个可折叠部分被配置成在所述紧凑形态中相对于所述中心体处于相同高度。

69.根据权利要求63所述的套件，其中，每个臂包括近端和远端，并且所述多个可折叠部分在近端和远端之间能够移动地彼此连接。

70.根据权利要求69所述的套件，其中，两个相邻的可折叠部分可转动地彼此连接。

71.根据权利要求70所述的套件，其中，所述两个相邻的可折叠部分经由至少一个铰链可转动地彼此连接。

72.根据权利要求69所述的套件，其中，两个相邻的可折叠部分被配置能够滑动地彼此连接。

73.根据权利要求72所述的套件，其中，所述两个相邻的可折叠部分中的一个被配置为部分地或全部地伸缩到所述两个相邻的可折叠部分中的另一个中。

74.根据权利要求69所述的套件，其中，所述多个可折叠部分被配置成使用致动机构相对于彼此旋转。

75.根据权利要求74所述的套件，其中，所述致动机构包括从包括缆线，链条，带或弹簧的组中选择的至少一个。

76.根据权利要求69所述的套件，其中，每个臂的近端经由一个或多个致动器能够移动地连接到所述中心体。

77.根据权利要求69所述的套件，其中，每个臂的远端被配置成支撑一个或多个推进单元。

78.根据权利要求69所述的套件，其中，包括所述近端的可折叠部分的长度配置成大于包括所述远端的可折叠部分的长度。

79.根据权利要求78所述的套件，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度基本上是包括所述远端的所述可折叠部分的长度的两倍。

80.根据权利要求78所述的套件，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度基本上等于或小于所述中心体的相应侧面的长度。

81.根据权利要求78所述的套件，其中，包括所述近端的所述可折叠部分的长度基本上等于螺旋桨的展开长度。

82.根据权利要求69所述的套件，其中，所述多个臂中的每个臂被配置成可转动地连接到所述中心体。

83.根据权利要求82所述的套件，其中，在每个臂上布置止动件，并且配置成与所述止动件配合的配合部分布置在所述中心体上，从而当所述臂处于所述飞行形态中时使得每个臂相对于偏航轴线的振动最小化。

84.根据权利要求82所述的套件，其中，每个臂配置成经由平行于所述无人飞行器的偏航轴线的轴枢转地联接到所述中心体。

85.根据权利要求63所述的套件，其中，所述多个臂中的每一个被配置成通过一个或多个致动器从所述中心体延伸出。

86.根据权利要求85所述的套件，其中，每个臂被配置为经由连杆机构连接到每个致动器。

87.根据权利要求86所述的套件，其中，每个致动器被配置成致动所述连杆机构，以用于使所述臂固定在(1)处于所述飞行形态中的第一死点位置和(2)处于所述紧凑形态中的第二死点位置之间。

88.根据权利要求87所述的套件，其中，当所述臂处于所述飞行形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第一角度设置时，形成所述第一死点位置。

89.根据权利要求87所述的套件，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第二角度设置时，形成所述第二死点位置。

90.根据权利要求63所述的套件，其中，每个臂被配置成支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元，并且引导构件设置在所述多个可折叠部分中的至少一个上，以用于引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转。

91.根据权利要求90所述的套件，其中，所述引导构件被配置成在所述臂从所述飞行形态转换到所述紧凑形态时引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得所述一个或多个旋翼叶片基本平行于处于所述紧凑形态中的多个可折叠部分。

92.根据权利要求63所述的套件，其中，至少一个可折叠部分包括沿着其纵向轴线的中空腔体，使得(1)当所述臂处于所述紧凑形态中时，能够移动地连接到所述至少一个可折叠部分的另一个可折叠部分被容纳在所述中空腔体中，并且(2)当所述臂处于所述飞行形态中时，能够移动地连接到所述至少一个可折叠部分的另一个可折叠部分延伸出所述中空腔体。

93.根据权利要求63所述的套件，其中，在所述中心体的每一侧面处布置有中空腔体，使得每个臂(1)在处于所述紧凑形态中时被容纳在所述中空腔体中，并且(2)在处于所述飞行形态中时从所述中空腔体延伸出。

94.一种无人飞行器(UAV)，包括：

中心体；和

多个臂，所述多个臂能够从所述中心体延伸，其中所述多个臂中的每个臂被配置为支撑一个或多个推进单元，并且包括多个可折叠部分，所述多个可折叠部分被配置为使用链条机构相对于彼此旋转，

其中所述链条机构被配置为使每个臂在(1)飞行形态和(2)紧凑形态之间转换，在所述飞行形态中，所述多个可折叠部分远离彼此延伸，在所述紧凑形态中，所述多个可折叠部分基本上彼此平行地折叠。

95.根据权利要求94所述的无人飞行器，其中，所述链条机构包括多个顺序连接的链条单元。

96.根据权利要求94所述的无人飞行器，其中，所述链条机构包括牵引链条或多连杆机构。

97.根据权利要求96所述的无人飞行器，其中，所述牵引链条是缆线牵引链条，用于驱动所述一个或多个推进单元的动力缆线通过所述缆线牵引链条。

98.根据权利要求96所述的无人飞行器，其中，所述多连杆机构包括多个连杆机构，所述多个连杆机构依次可转动地彼此连接，并且每个连杆机构的旋转轴线大致垂直于所述连杆机构的纵向轴线。

99.根据权利要求94所述的无人飞行器，其中，所述多个可折叠部分包括所述链条机构从其中穿过的一个或多个中空可折叠部分。

100.根据权利要求99所述的无人飞行器，其中，所述链条机构被配置成在所述一个或多个中空可折叠部分内滑动。

101.根据权利要求100所述的无人飞行器，其中，所述链条机构的长度在所述滑动期间不变。

102.根据权利要求99所述的无人飞行器，其中，所述多个可折叠部分包括第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且所述第一可折叠部分是中空的，使得所述链条机构穿过所述第一可折叠部分并且之后与所述第一可折叠部分固定连接从而驱动第二可折叠部分相对于第一可折叠部分旋转。

103.根据权利要求102所述的无人飞行器，其中，当所述臂处于所述紧凑形态中时，所述链条机构的至少一部分从所述第二可折叠部分出来并以弯曲方式暴露在所述第二可折叠部分的外部。

104.根据权利要求103所述的无人飞行器，其中，当所述第二可折叠部分处于所述飞行形态时，所述链条机构的所述至少一部分在所述第二可折叠部分内被接收和拉直。

105.根据权利要求94所述的无人飞行器，其中，所述链条机构的第一端连接到所述中心体，并且所述链条机构的第二端连接到包括所述臂的远端的可折叠部分。

106.根据权利要求105所述的无人飞行器，其中，所述链条机构的所述第一端和所述中心体处于铰接连接。

107.根据权利要求105所述的无人飞行器，其中，所述链条机构的所述第二端和包括所述臂的所述远端的所述可折叠部分处于铰接连接。

108.根据权利要求94所述的无人飞行器，其中，每个臂包括近端和远端，并且所述多个可折叠部分在所述近端和所述远端之间能够移动地彼此连接。

109.根据权利要求108所述的无人飞行器，其中，所述链条机构的所述第一端和所述中心体处于铰接连接。

110.根据权利要求108所述的无人飞行器，其中，所述链条机构的所述第二端和包括所述臂的所述远端的所述可折叠部分处于铰接连接。

111.根据权利要求108所述的无人飞行器，其中，所述多个可折叠部分被配置为使用所述链条机构围绕一个或多个铰链相对于彼此旋转。

112.根据权利要求111所述的无人飞行器，其中，所述多个可折叠部分包括至少第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且其中所述第二可折叠部分被配置成在所述链条机构致动时相对于所述第一可折叠部分旋转。

113.根据权利要求112所述的无人飞行器，其中，所述第二可折叠部分被配置为(1)当所述臂从所述飞行形态转换为所述紧凑形态时朝所述第一可折叠部分旋转，并且(2)当所述臂从所述紧凑形态转换为所述飞行形态时远离所述第一可折叠部分延伸。

114.根据权利要求112所述的无人飞行器，其中，所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分被配置成在所述飞行形态中彼此共线。

115.根据权利要求94所述的无人飞行器，其中，每个臂包括远端和近端，所述近端经由一个或多个致动器能够移动地连接到所述中心体。

116.根据权利要求115所述的无人飞行器，其中，所述链条机构由所述一个或多个致动器驱动，以使得每个臂在所述飞行形态和所述紧凑形态之间转换。

117.根据权利要求116所述的无人飞行器，其中，所述一个或多个致动器包括伺服机构。

118.一种组装无人飞行器(UAV)的方法，包括：

提供无人飞行器的中心体；和

将多个臂连接到所述中心体，其中所述多个臂中的每个臂被配置为支撑一个或多个推进单元，并且包括多个可折叠部分，所述多个可折叠部分被配置为使用链条机构相对于彼此旋转，

其中所述链条机构被配置为将每个臂在(1)飞行形态和(2)紧凑形态之间转换，在飞行形态中，所述多个可折叠部分远离彼此延伸，在紧凑形态中，所述多个可折叠部分基本上彼此平行地折叠。

119.根据权利要求118所述的方法，其中，所述链条机构包括多个顺序连接的链条单元。

120.根据权利要求118所述的方法，其中，所述链条机构包括牵引链条或多连杆机构。

121.根据权利要求120所述的方法，其中，所述牵引链条是缆线牵引链条，用于驱动所述一个或多个推进单元的动力缆线通过所述缆线牵引链条。

122.根据权利要求120所述的方法，其中，所述多连杆机构包括多个连杆机构，所述多个连杆机构依次可转动地连接，并且每个连杆机构的旋转轴线大致垂直于所述连杆机构的纵向轴线。

123.根据权利要求118所述的方法，其中，所述多个可折叠部分包括所述链条机构从其中穿过的一个或多个中空可折叠部分。

124.根据权利要求123所述的方法，其中，所述链条机构被配置成在所述一个或多个中空可折叠部分内滑动。

125.根据权利要求124所述的方法，其中，所述链条机构的长度在所述滑动期间不变。

126.根据权利要求123所述的方法，其中，所述多个可折叠部分包括第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且所述第一可折叠部分是中空的，使得所述链条机构穿过所述第一可折叠部分并随后固定地连接到所述第二可折叠部分，从而驱动所述第二可折叠部分相对于所述第一可折叠部分转动。

127.根据权利要求126所述的方法，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述链条机构的至少一部分从所述第一可折叠部分出来并且以弯曲方式暴露在所述第一可折叠部分的外部。

128.根据权利要求127所述的方法，其中，当所述第二可折叠部分处于所述飞行形态中时，所述链条机构的所述至少一部分在所述第二可折叠部分内被接收和拉直。

129.根据权利要求118所述的方法，其中，所述链条机构的第一端连接到所述中心体，并且所述链条机构的第二端连接到包括所述臂的远端的可折叠部分。

130.根据权利要求129所述的方法，其中，所述链条机构的所述第一端和所述中心体处于铰接连接。

131.根据权利要求129所述的方法，其中，所述链条机构的所述第二端和包括所述臂的所述远端的所述可折叠部分处于铰接连接。

132.根据权利要求118所述的方法，其中，每个臂包括近端和远端，并且所述多个可折叠部分在所述近端和所述远端之间能够移动地彼此连接。

133.根据权利要求132所述的方法，其中，所述链条机构的所述第一端和所述中心体处于铰接连接。

134.根据权利要求132所述的方法，其中，所述链条机构的所述第二端和包括所述臂的远端的所述可折叠部分处于铰接连接。

135.根据权利要求132所述的方法，其中，所述多个可折叠部分被配置成使用所述链条机构围绕一个或多个铰链相对于彼此旋转。

136.根据权利要求135所述的方法，其中，所述多个可折叠部分包括至少第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且其中所述第二可折叠部分被配置成在所述链条机构致动时相对于所述第一可折叠部分旋转。

137.根据权利要求136所述的方法，其中，所述第二可折叠部分被配置成(1)当所述臂从所述飞行形态转换为所述紧凑形态时朝所述第一可折叠部分旋转并且(2)当所述臂从所述紧凑形态转换为所述飞行形态时远离所述第一可折叠部分延伸。

138.根据权利要求136所述的方法，其中，所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分被配置成在所述飞行形态中彼此共线。

139.根据权利要求118所述的方法，其中，每个臂包括远端和近端，所述近端经由一个或多个致动器能够移动地连接到所述中心体。

140.根据权利要求139所述的方法，其中，所述链条机构由所述一个或多个致动器驱动，以使得每个臂在所述飞行形态和所述紧凑形态之间转换。

141.根据权利要求140所述的方法，其中，所述一个或多个致动器包括伺服机构。

142.一种套件，包括：

多个臂，所述多个臂被配置成附接到无人飞行器(UAV)的中心体，其中所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分，所述多个可折叠部分被配置为使用链条机构相对于彼此旋转；和

用于组装所述无人飞行器的说明，使得当所述无人飞行器根据所述说明组装时，所述组装的无人飞行器的特征在于：

所述链条机构被配置成使得每个臂在(1)飞行形态和(2)紧凑形态之间转换，在飞行形态中，所述多个可折叠部分远离彼此延伸，在紧凑形态中，所述多个可折叠部分基本上彼此平行折叠。

143.根据权利要求142所述的套件，其中，所述链条机构包括多个顺序连接的链条单元。

144.根据权利要求142所述的套件，其中，所述链条机构包括牵引链条或多连杆机构。

145.根据权利要求144所述的套件，其中，所述牵引链条是缆线牵引链条，用于驱动所述一个或多个推进单元的动力缆线通过所述缆线牵引链条。

146.根据权利要求144所述的套件，其中，所述多连杆机构包括多个连杆机构，所述多个连杆机构依次可转动地连接，并且每个连杆机构的旋转轴线大致垂直于所述连杆机构的纵向轴线。

147.根据权利要求142所述的套件，其中，所述多个可折叠部分包括所述链条机构从其中穿过的一个或多个中空可折叠部分。

148.根据权利要求147所述的套件，其中，所述链条机构被配置成在所述一个或多个中空可折叠部分内滑动。

149.根据权利要求148所述的套件，其中，所述链条机构的长度在所述滑动期间不变。

150.根据权利要求147所述的套件，其中，所述多个可折叠部分包括第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且所述第二可折叠部分是中空的，使得所述链条机构穿过所述第一可折叠部分并且之后与所述第二可折叠部分固定连接从而驱动所述第二可折叠部分相对于所述第一可折叠部分转动。

151.根据权利要求150所述的套件，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述链条机构的至少一部分从所述第二可折叠部分出来并且以弯曲方式暴露在所述第二可折叠部分的外部。

152.根据权利要求151所述的套件，其中，当所述第二可折叠部分处于所述飞行形态中时，所述链条机构的所述至少一部分在所述第二可折叠部分内被接收和拉直。

153.根据权利要求142所述的套件，其中，所述链条机构的第一端连接到所述中心体，并且所述链条机构的第二端连接到包括所述臂的远端的可折叠部分。

154.根据权利要求153所述的套件，其中，所述链条机构的所述第一端和所述中心体处于铰接连接。

155.根据权利要求153所述的套件，其中，所述链条机构的所述第二端和包括所述臂的远端的所述可折叠部分处于铰接连接。

156.根据权利要求142所述的套件，其中，每个臂包括近端和远端，并且所述多个可折叠部分在所述近端和所述远端之间能够移动地彼此连接。

157.根据权利要求156所述的套件，其中，所述链条机构的所述第一端和所述中心体处于铰接连接。

158.根据权利要求156所述的套件，其中，所述链条机构的所述第二端和包括所述臂的所述远端的所述可折叠部分处于铰接连接。

159.根据权利要求156所述的套件，其中，所述多个可折叠部分被配置成使用所述链条机构围绕一个或多个铰链相对于彼此旋转。

160.根据权利要求159所述的套件，其中，所述多个可折叠部分包括至少第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且其中所述第二可折叠部分被配置成在所述链条机构致动时相对于所述第一可折叠部分旋转。

161.根据权利要求160所述的套件，其中，所述第二可折叠部分被配置成(1)当所述臂从所述飞行形态转换为所述紧凑形态时朝所述第一可折叠部分旋转，并且(2)当所述臂从所述紧凑形态转换为所述飞行形态时远离所述第一可折叠部分延伸。

162.根据权利要求160所述的套件，其中，所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分被配置成在所述飞行形态中彼此共线。

163.根据权利要求142所述的套件，其中，每个臂包括远端和近端，所述近端经由一个或多个致动器能够移动地连接到所述中心体。

164.根据权利要求163所述的套件，其中，所述链条机构由所述一个或多个致动器驱动，以使得每个臂在所述飞行形态和所述紧凑形态之间转换。

165.根据权利要求164所述的套件，其中，所述一个或多个致动器包括伺服机构。

166.一种无人飞行器(UAV)，包括：

中心体；和

多个臂，所述多个臂使用一个或多个致动器从所述中心体延伸，其中所述多个臂中的每个臂被配置为支撑一个或多个推进单元，

其中，所述多个臂中的每个臂被配置为经由连杆机构连接到每个致动器，其中每个致动器被配置成在(1)第一死点位置和(2)第二死点位置之间致动所述连杆机构，所述第一死点位置用于当所述臂在飞行形态中远离所述中心体延伸时，固定所述臂，并且所述第二死点位置用于当所述臂在紧凑形态中基本平行于所述中心体折叠时，固定所述臂。

167.根据权利要求166所述的无人飞行器，其中，当所述臂处于所述飞行形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第一角度设置时，形成所述第一死点位置。

168.根据权利要求167所述的无人飞行器，其中，所述第一角度是钝角。

169.根据权利要求166所述的无人飞行器，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第二角度设置时，形成所述第二死点位置。

170.根据权利要求169所述的无人飞行器，其中所述第二角度是锐角。

171.根据权利要求166所述的无人飞行器，其中，一个或多个致动器包括一个或多个马达。

172.根据权利要求166所述的无人飞行器，其中，所述连杆机构包括双连杆机构和四连杆机构中的至少一个。

173.根据权利要求166所述的无人飞行器，其中，所述连杆机构的第一端可转动地连接到所述臂，并且所述连杆机构的第二端可转动地连接到一个或多个致动器。

174.根据权利要求173所述的无人飞行器，其中，所述连杆机构的所述第一端可转动地连接到包括所述臂的近端的可折叠部分。

175.根据权利要求173所述的无人飞行器，其中，所述一个或多个致动器布置在所述中心体上。

176.根据权利要求173所述的无人飞行器，其中，所述一个或多个致动器被配置为驱动所述连杆机构的连接到所述一个或多个致动器的一个或多个连接杆。

177.根据权利要求166所述的无人飞行器，其中，所述连杆机构包括用于连接到所述臂的第一接头和用于连接到所述一个或多个致动器的第二接头，并且其中所述第一接头和所述第二接头之间的距离随着所述连杆机构在第一死点位置和第二死点位置之间被致动而变化。

178.根据权利要求177所述的无人飞行器，其中，当所述连杆机构处于所述第一死点位置时，所述第一接头和所述第二接头之间的距离基本上等于所述连杆机构的长度。

179.根据权利要求177所述的无人飞行器，其中，在所述第二死点位置处，所述第一接头和所述第二接头之间的距离小于所述连杆机构的任何一个连接杆的长度。

180.根据权利要求166所述的无人飞行器，其中，所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分。

181.根据权利要求180所述的无人飞行器，其中，当所述连杆机构处于所述第一死点位置时，所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸。

182.根据权利要求180所述的无人飞行器，其中，当所述连杆机构处于所述第二死点位置时，所述多个可折叠部分基本上彼此平行地折叠。

183.根据权利要求180所述的无人飞行器，其中，所述多个可折叠部分包括第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且所述第一可折叠部分被配置成连接至所述连杆机构，并且所述第二可折叠部分被配置成支撑所述一个或多个推进单元。

184.根据权利要求183所述的无人飞行器，其中，所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分被配置为使用致动机构相对于彼此旋转。

185.根据权利要求184所述的无人飞行器，其中，所述致动机构包括从包括缆线，链条，带或弹簧的组中选择的至少一个。

186.一种组装无人飞行器(UAV)的方法，包括：

提供无人飞行器的中心体；和

将多个臂附接到所述中心体，其中所述多个臂使用一个或多个致动器从所述中心体延伸出，并且所述多个臂中的每个臂被配置为支撑一个或多个推进单元，

其中，所述多个臂中的每个臂被配置为经由连杆机构连接到每个致动器，其中每个致动器被配置为在(1)第一死点位置和(2)第二死点位置之间致动所述连杆机构，其中，所述第一死点位置用于当所述臂在飞行形态中远离所述中心体延伸时，固定所述臂，所述第二死点位置用于当所述臂在紧凑形态中基本平行于所述中心体折叠时固定所述臂。

187.根据权利要求186所述的方法，还包括当所述臂处于所述飞行形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第一角度设置时，形成所述第一死点位置。

188.根据权利要求187所述的方法，其中，所述第一角度是钝角。

189.根据权利要求186所述的方法，还包括当所述臂处于所述紧凑形态中时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第二角度设置时，形成所述第二死点位置。

190.根据权利要求189所述的方法，其中，所述第二角度是锐角。

191.根据权利要求186所述的方法，其中，一个或多个致动器包括一个或多个马达。

192.根据权利要求186所述的方法，其中，所述连杆机构包括双连杆机构和四连杆机构中的至少一个。

193.根据权利要求186所述的方法，还包括将所述连杆机构的第一端可转动地连接到所述臂，并且将所述连杆机构的所述第二端可转动地连接到一个或多个致动器。

194.根据权利要求193所述的方法，其中，所述连杆机构的所述第一端可转动地连接到包括所述臂的近端的可折叠部分。

195.根据权利要求193所述的方法，其中，所述一个或多个致动器布置在所述中心体上。

196.根据权利要求193所述的方法，还包括配置所述一个或多个致动器以驱动所述连杆机构的连接到所述一个或多个致动器的一个或多个连接杆。

197.根据权利要求186所述的方法，其中，所述连杆机构包括用于连接到所述臂的第一接头和用于连接到所述一个或多个致动器的第二接头，并且其中所述第一接头和所述第二接头之间的距离随着所述连杆机构在第一死点位置和第二死点位置之间被致动而变化。

198.根据权利要求197所述的方法，其中，当所述连杆机构处于所述第一死点位置时，所述第一接头与所述第二接头之间的距离基本上等于所述连杆机构的长度。

199.根据权利要求197所述的方法，其中，在所述第二死点位置处，所述第一接头和所述第二接头之间的距离小于所述连杆机构的任何一个连接杆的长度。

200.根据权利要求186所述的方法，其中，所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分。

201.根据权利要求200所述的方法，其中，当所述连杆机构处于所述第一死点位置时，所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸。

202.根据权利要求200所述的方法，其中，当所述连杆机构处于所述第二死点位置时，所述多个可折叠部分基本上彼此平行地折叠。

203.根据权利要求200所述的方法，其中，所述多个可折叠部分包括第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且所述第一可折叠部分配置成连接至所述连杆机构，并且所述第二可折叠部分配置成支撑所述一个或多个推进单元。

204.根据权利要求203所述的方法，其中，所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分被配置成使用致动机构相对于彼此旋转。

205.根据权利要求204所述的方法，其中所述致动机构包括从包括缆线，链条，带或弹簧的组中选择的至少一个。

206.一种套件，包括：

多个臂，所述多个臂被配置成附接到无人飞行器(UAV)的中心体，其中所述多个臂使用一个或多个致动器从所述中心体延伸，并且所述多个臂中的每个臂被配置为支撑一个或多个推进单元；和

用于组装所述无人飞行器的说明，使得当所述无人飞行器根据所述说明组装时，所述组装的无人飞行器的特征在于：

其中，所述多个臂中的每个臂被配置为经由连杆机构连接到每个致动器，其中每个致动器被配置为在(1)第一死点位置和(2)第二死点位置之间致动所述连杆机构，所述第一死点位置用于当所述臂在所述飞行形态中远离所述中心体延伸时，固定所述臂，并且所述第二死点位置用于当所述臂在所述紧凑形态中基本平行于所述中心体折叠时，固定所述臂。

207.根据权利要求206所述的套件，其中，当所述臂处于所述飞行形态中时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第一角度设置时，形成所述第一死点位置。

208.根据权利要求207所述的套件，其中，所述第一角度是钝角。

209.根据权利要求206所述的套件，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，当所述连杆机构中的至少两个连接杆相对于彼此以第二角度设置时，形成所述第二死点位置。

210.根据权利要求209所述的套件，其中，所述第二角度是锐角。

211.根据权利要求206所述的套件，其中，一个或多个致动器包括一个或多个马达。

212.根据权利要求206所述的套件，其中，所述连杆机构包括双连杆机构和四连杆机构中的至少一个。

213.根据权利要求206所述的套件，其中，所述连杆机构的第一端可转动地连接到所述臂，并且所述连杆机构的第二端可转动地连接到一个或多个致动器。

214.根据权利要求213所述的套件，其中，所述连杆机构的所述第一端可转动地连接到包括所述臂的近端的可折叠部分。

215.根据权利要求213所述的套件，其中所述一个或多个致动器布置在所述中心体上。

216.根据权利要求213所述的套件，其中，所述一个或多个致动器被配置成驱动所述连杆机构的连接到所述一个或多个致动器的一个或多个连接杆。

217.根据权利要求206所述的套件，其中，所述连杆机构包括用于连接到所述臂的第一接头和用于连接到所述一个或多个致动器的第二接头，并且其中所述第一接头和所述第二接头之间的距离随着所述连杆机构在第一死点位置和第二死点位置之间被致动而变化。

218.根据权利要求217所述的套件，其中，当所述连杆机构处于所述第一死点位置时，所述第一接头和所述第二接头之间的距离基本上等于所述连杆机构的长度。

219.根据权利要求217所述的套件，其中，在所述第二死点位置处，所述第一接头和所述第二接头之间的距离小于所述连杆机构的任何一个连接杆的长度。

220.根据权利要求206所述的套件，其中，所述多个臂中的每个臂包括多个可折叠部分。

221.根据权利要求220所述的套件，其中，当所述连杆机构处于所述第一死点位置时，所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸。

222.根据权利要求220所述的套件，其中，当所述连杆机构处于所述第二死点位置时，所述多个可折叠部分基本彼此平行地折叠。

223.根据权利要求220所述的套件，其中，所述多个可折叠部分包括第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且所述第一可折叠部分被配置成连接至所述连杆机构，并且所述第二可折叠部分被配置成支撑所述一个或多个推进单元。

224.根据权利要求223所述的套件，其中，所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分被配置成使用致动机构相对于彼此旋转。

225.根据权利要求224所述的套件，其中所述致动机构包括从包括缆线，链条，带或弹簧的组中选择的至少一个。

226.一种无人飞行器(UAV)，包括：

中心体；和

多个臂，所述多个臂从所述中心体延伸，其中所述多个臂中的每个臂被配置成支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元，其中每个臂包括多个可折叠部分和设置在至少一个可折叠部分上的引导构件，

其中所述引导构件被配置成：当所述臂从(1)所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸的飞行形态转换到(2)所述多个可折叠部分基本彼此平行地折叠的紧凑形态时，引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得当所述臂处于所述紧凑形态时，所述一个或多个旋翼叶片基本上平行于所述多个可折叠部分。

227.根据权利要求226所述的无人飞行器，其中，所述一个或多个旋翼叶片基本平行于所述中心体的相应侧面被折叠。

228.根据权利要求226所述的无人飞行器，其中，所述多个可折叠部分包括至少第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且其中所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分能够移动地彼此连接。

229.根据权利要求228所述的无人飞行器，其中，所述第一可折叠部分被配置成连接到所述中心体，并且所述第二可折叠部分被配置成支撑一个或多个旋翼叶片。

230.根据权利要求228所述的无人飞行器，其中，所述引导构件设置在所述第一可折叠部分上，并随着所述臂从所述飞行形态转换到所述紧凑形态而临时接触所述旋翼叶片的远端。

231.根据权利要求230所述的无人飞行器，其中，所述旋翼叶片在取决于所述引导构件和所述旋翼叶片的临时接触端的方向上旋转，直到其基本平行于所述第一可折叠部分。

232.根据权利要求230所述的无人飞行器，其中，所述引导构件包括弧形凹部，使得当所述臂从所述飞行形态转换为所述紧凑形态时，所述旋翼叶片的所述远端滑入并随后滑出所述弧形凹部。

233.根据权利要求228所述的无人飞行器，其中，所述旋翼叶片的展开长度基本上等于所述第一可折叠部分的长度。

234.根据权利要求233所述的无人飞行器，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述旋翼叶片基本上平行于所述第一可折叠部分。

235.根据权利要求228所述的无人飞行器，其中，所述引导构件定位成对应于所述旋翼叶片的旋翼毂。

236.根据权利要求235所述的无人飞行器，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述引导构件抵靠所述旋翼毂定位。

237.根据权利要求228所述的无人飞行器，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述引导构件抵靠所述旋翼叶片的端部。

238.根据权利要求228所述的无人飞行器，其中，第一限位件布置在所述第一可折叠部分的第一端上，并且第二限位件布置在所述第二可折叠部分的第二端上，所述第一端和所述第二端彼此相邻，其中所述第一限位件和所述第二限位件彼此抵靠以在所述飞行形态中限制第一可折叠部分和第二可折叠部分的运动。

239.根据权利要求238所述的无人飞行器，其中，所述第一限位件和所述第二限位件被布置成相对于所述无人飞行器的偏航轴线竖直地堆叠。

240.根据权利要求238所述的无人飞行器，其中，所述第一限位件和所述第二限位件被布置成相对于所述无人飞行器的偏航轴线水平地堆叠。

241.一种组装无人飞行器(UAV)的方法，包括：

提供无人飞行器的中心体；和

将多个臂附接到所述中心体，其中所述多个臂中的每个臂被配置成支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元，并且包括多个可折叠部分；和

在至少一个可折叠部分上设置引导构件，从而组装无人飞行器，

其中，所述引导构件被配置成：当所述臂从(1)所述多个可折叠部分远离所述中心体延伸的飞行形态转换为(2)所述多个可折叠部分基本彼此平行地折叠的紧凑形态时，引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得当所述臂处于所述紧凑形态时，所述一个或多个旋翼叶片基本上平行于所述多个可折叠部分。

242.根据权利要求241所述的方法，还包括将所述一个或多个旋翼叶片折叠成基本平行于所述中心体的相应侧面。

243.根据权利要求241所述的方法，其中，所述多个可折叠部分包括至少第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且其中所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分能够移动地彼此连接。

244.根据权利要求243所述的方法，还包括将所述第一可折叠部分连接到所述中心体，并且配置所述第二可折叠部分以支撑一个或多个旋翼叶片。

245.根据权利要求243所述的方法，其中，当所述臂从所述飞行形态转换为所述紧凑形态时，所述引导构件设置在所述第一可折叠部分上并临时接触所述旋翼叶片的远端。

246.根据权利要求245所述的方法，其中，所述旋翼叶片在取决于所述引导构件和所述旋翼叶片的临时接触端的方向上旋转，直到其基本平行于所述第一可折叠部分。

247.根据权利要求245所述的方法，其中，所述引导构件包括弧形凹部，使得当所述臂从所述飞行形态转换为所述紧凑形态时，所述旋翼叶片的所述远端滑入并随后滑出所述弧形凹部。

248.根据权利要求243所述的方法，其中，所述旋翼叶片的展开长度基本上等于所述第一可折叠部分的长度。

249.根据权利要求248所述的方法，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述旋翼叶片基本平行于所述第一可折叠部分。

250.根据权利要求243所述的方法，其中，所述引导构件定位成对应于所述旋翼叶片的旋翼毂。

251.根据权利要求250所述的方法，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述引导构件抵靠所述旋翼毂定位。

252.根据权利要求243所述的方法，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述引导构件抵靠所述旋翼叶片的端部。

253.根据权利要求243所述的方法，其中，第一限位件被布置在所述第一可折叠部分的第一端上，并且第二限位件被布置在所述第二可折叠部分的第二端上，所述第一端和所述第二端彼此相邻，其中第一限位件和第二限位件彼此抵靠以在所述飞行形态中限制第一可折叠部分和第二可折叠部分的运动。

254.根据权利要求253所述的方法，其中，所述第一限位件和所述第二限位件被布置成相对于所述无人飞行器的偏航轴线竖直地堆叠。

255.根据权利要求253所述的方法，其中所述第一限位件和所述第二限位件被布置成相对于所述无人飞行器的偏航轴线水平地堆叠。

256.一种套件，包括：

多个臂，所述多个臂被配置成附接到无人飞行器(UAV)的中心体，其中所述多个臂中的每个臂被配置成支撑承载一个或多个旋翼叶片的一个或多个推进单元，其中每个臂包括多个可折叠部分和设置在至少一个可折叠部分上的引导构件；

用于组装所述无人飞行器的说明，使得当所述无人飞行器根据所述说明组装时，所述组装的无人飞行器的特征在于：

所述引导构件被配置成当所述臂从(1)所述多个可折叠部分远离中心体延伸的飞行形态转换为(2)所述多个可折叠部分基本彼此平行地折叠的紧凑形态时，引导所述一个或多个旋翼叶片的旋转，使得当所述臂处于紧凑形态时，所述一个或多个旋翼叶片基本平行于所述多个可折叠部分。

257.根据权利要求256所述的套件，其中，所述一个或多个旋翼叶片基本平行于所述中心体的相应侧面被折叠。

258.根据权利要求256所述的套件，其中，所述多个可折叠部分包括至少第一可折叠部分和第二可折叠部分，并且其中所述第一可折叠部分和所述第二可折叠部分能够移动地彼此连接。

259.根据权利要求258所述的套件，其中，所述第一可折叠部分被配置成连接至所述中心体，并且所述第二可折叠部分被配置成支撑一个或多个旋翼叶片。

260.根据权利要求258所述的套件，其中，所述引导构件被设置在所述第一可折叠部分上，并随着所述臂从所述飞行形态转换为所述紧凑形态而临时接触所述旋翼叶片的远端。

261.根据权利要求260所述的套件，其中，所述旋翼叶片在取决于所述引导构件和所述旋翼叶片的临时接触端的方向上旋转，直到其基本平行于所述第一可折叠部分。

262.根据权利要求260所述的套件，其中，所述引导构件包括弧形凹部，使得当所述臂从所述飞行形态转换为所述紧凑形态时，所述旋翼叶片的所述远端滑入并且然后滑出所述弧形凹部。

263.根据权利要求258所述的套件，其中，所述旋翼叶片的展开长度基本上等于所述第一可折叠部分的长度。

264.根据权利要求263所述的套件，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述旋翼叶片基本平行于所述第一可折叠部分。

265.根据权利要求258所述的套件，其中，所述引导构件定位成对应于所述旋翼叶片的旋翼毂。

266.根据权利要求265所述的套件，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述引导构件抵靠所述旋翼毂定位。

267.根据权利要求258所述的套件，其中，当所述臂处于所述紧凑形态时，所述引导构件抵靠所述旋翼叶片的端部。

268.根据权利要求258所述的套件，其中，第一限位件布被置在所述第一可折叠部分的第一端上，并且第二限位件被布置在所述第二可折叠部分的第二端上，所述第一端和所述第二端彼此相邻，其中第一限位件和第二限位件彼此抵靠以在所述飞行形态中限制第一可折叠部分和第二可折叠部分的运动。

269.根据权利要求268所述的套件，其中，所述第一限位件和所述第二限位件被布置成相对于所述无人飞行器的偏航轴线竖直地堆叠。

270.根据权利要求268所述的套件，其中，所述第一限位件和所述第二限位件被布置成相对于所述无人飞行器的偏航轴线水平地堆叠。