CN218258714U

CN218258714U - 飞行器

Info

Publication number: CN218258714U
Application number: CN202222011279.6U
Authority: CN
Inventors: 刘以奋; 吴博; 左川露; 杨健; 张翔
Original assignee: SZ DJI Technology Co Ltd
Current assignee: SZ DJI Technology Co Ltd
Priority date: 2022-07-29
Filing date: 2022-07-29
Publication date: 2023-01-10
Anticipated expiration: 2032-07-29

Abstract

本申请实施例提出了一种飞行器，包括中心体；两个机臂组件，分别设于所述中心体的相对两侧，所述机臂组件设有靠近所述中心体的近端部和远离所述中心体的远端部；用于移动所述飞行器的动力装置，所述动力装置包括分别安装在两个所述机臂组件上的第一旋翼动力组件；避障模块；以及驱动机构，与两个所述机臂组件机械耦合；其中，在所述飞行器处于飞行状态时，所述驱动机构能够驱动两个所述机臂组件相对于所述中心体运动，以使所述远端部稳定地保持于第一高度位置以及第二高度位置；两个所述机臂组件的第一旋翼动力组件在所述远端部处于第一高度位置时的间距，小于在所述远端部处于第二高度位置时的间距。

Description

飞行器

技术领域

本申请涉及航拍技术领域，尤其涉及一种飞行器。

背景技术

在航拍领域中，微、小型飞行器特别适合在近地面环境(如室内、城区和丛林等)中执行摄影、监视、侦察等任务，具有广阔的军用和民用前景。微、小型飞行器可以装配功能性负载，如用于搜集环境数据的传感器，又如用于拍摄的相机模块等。

飞行器搭载相机模块可以用于取景或者进入难以进入的环境进行拍摄以实现救援等功能。

实用新型内容

在本申请的第一方面，提供了一种能够提供较大作业空间的飞行器，包括：

中心体；

两个机臂组件，分别设于所述中心体的相对两侧，所述机臂组件设有靠近所述中心体的近端部和远离所述中心体的远端部；

用于移动所述飞行器的动力装置，所述动力装置包括分别安装在两个所述机臂组件上的第一旋翼动力组件；

避障模块，所述避障模块设于所述中心体、机臂组件、所述动力装置至少其中之一；以及

驱动机构，与两个所述机臂组件机械耦合；

其中，在所述飞行器处于飞行状态时，所述驱动机构能够驱动两个所述机臂组件相对于所述中心体运动，以使所述远端部稳定地保持于第一高度位置以及第二高度位置，所述第二高度位置与所述第一高度位置不同；

两个所述机臂组件的第一旋翼动力组件在所述远端部处于第一高度位置时的间距，小于在所述远端部处于第二高度位置时的间距。

在本申请的第二方面，提供了一种提供较大作业空间的飞行器，包括：

中心体；

用于移动所述飞行器的动力装置，设于所述机臂组件；

驱动机构，与两个所述机臂组件机械耦合；

当所述远端部在所述第一高度位置和所述第二高度位置之间转动时，所述中心体的纵轴线与所述动力装置的横滚轴之间的夹角发生变化。

在本申请的第三方面，提供了一种能够变形的飞行器，包括：

中心体；

两个机臂组件，分别设于所述中心体的相对两侧，所述机臂组件包括连杆和横杆，所述连杆一端与所述中心体可转动连接，另一端与所述横杆连接；

用于移动所述飞行器的动力装置，设于所述横杆；

驱动机构，与两个所述机臂组件机械耦合；

其中，在所述飞行器处于飞行状态时，所述驱动机构能够驱动两个所述机臂组件相对于所述中心体运动；

所述机臂组件被配置为绕所述中心体上的旋转轴线转动，所述横杆与对应的所述旋转轴线非平行设置。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请一实施例提供的飞行器在远端部处于第一高度位置时的立体结构图；

图2是图1所示飞行器的侧视图；

图3是图1所示飞行器的俯视图；

图4是本申请一实施例提供的飞行器在远端部处于第二高度位置时的立体结构图；

图5是图4所示飞行器的侧视图；

图6是图4所示飞行器的俯视图；

图7是本申请实施例的横杆的转动轨迹图；

图8是本申请另一实施例提供的飞行器在远端部处于第一高度位置时的侧视图；

图9是本申请实施例提供的控制模块与检测模块之间的原理框图；

图10是本申请实施例提供的飞行器的结构示意图，其中隐藏了中心体的局部壳体，示意出内部散热结构；

图11是本申请实施例提供的机臂组件的结构示意图；

图12是图11的A处局部放大图；

图13是本申请实施例提供的第二球铰结构的爆炸图；

图14是本申请实施例提供的飞行器的视觉传感器分布图一；

图15是本申请实施例提供的飞行器的视觉传感器分布图二；

图16是本申请实施例提供的视觉支架的结构示意图；

图17是图16所示视觉支架的爆炸图；

图18是本申请实施例提供的FPV拍摄组件的结构示意图；

图19是图18所示FPV拍摄组件的爆炸图一；

图20是图18所示FPV拍摄组件的爆炸图二；

图21是图18所示FPV拍摄组件的装配示意图；

图22是本申请实施例提供的散热装置的爆炸图一；

图23是本申请实施例提供的散热装置的爆炸图二；

图24是图22和图23所示散热装置中第一散热结构的结构示意图；

图25是图24所示第一散热结构(无第一盖板)的结构示意图；

图26是图22和图23所示散热装置中第二散热结构的示意图；

图27是图26所示第二散热结构(无第二盖板)的结构示意图；

图28是本申请另一实施例提供的飞行器在远端部处于第一高度位置时的俯视图；

图29是图28所示飞行器在远端部处于第二高度位置时的俯视图；

图30是本申请另一实施例提供的飞行器在远端部处于第一高度位置时的立体结构示意图；

图31是图30所示飞行器在远端部处于第二高度位置时的立体结构示意图；

图32是本申请另一实施例提供的飞行器在远端部处于第一高度位置时的立体结构示意图；

图33是图32所示飞行器在远端部处于第二高度位置时的立体结构示意图。

附图标记说明：

10、中心体；11、驱动机构；111、舵机，112、丝杆，113、螺母连杆机构，12、旋转轴线；13、核心板；14、进风口；15、容纳口；16、安装位；

20、负载组件；21、云台机构；211、俯仰轴电机；212、横滚轴电机； 213、偏航轴电机；22、拍摄模块；

30、机臂组件；31、连杆；32、横杆；331、第一机臂组件；332、第二机臂组件；34、辅支臂；35、第一球铰结构；351、第一球头；36、第二球铰结构；361、第二球头；362、拉杆连接件；3621、第一组件；36211、第一阶梯部；36212、插槽；3622、第二组件；36221、第二阶梯部；36222、挡边；36223、插入部；37、近端部；38、远端部；39、脚架；

40、散热装置；41、第一散热结构；411、第一支架；4111、第一区域； 4112、第二区域；4113、腔体；412、第一风机；4121、第一风机的出风口； 413、第一盖板；414、第一进风风道；415、第一出风风道；4151、第一散热筋条；42、第二散热结构；421、第二支架；4211、第三区域；4212、第四区域；422、第二风机；4221、第二风机的出风口；423、第二盖板；424、第二进风风道；425、第二出风风道；4251、第二散热筋条；4252、第二出风风道的出风口；

50、FPV拍摄组件；51、安装支架；511、第一端部；5111、驱动安装槽；512、第二端部；5121、安装孔；5122、导向入口；513、容纳腔；514、第一开口；515、第二开口；52、FPV模块；521、主体部；522、突出部； 523、轴端；53、驱动元件；54、轴承；55、盖体；

61、第一双目；611、第一前端视觉传感器；612、第二前端视觉传感器； 62、第二双目；621、第一后端视觉传感器；622、第二后端视觉传感器；63、第三双目；64、第四双目；65、视觉支架；651、固定架；652、压件；6521、悬臂结构；

70、动力装置；71、第一旋翼动力组件；72、第二旋翼动力组件；73、螺旋桨；74、电机；75、电机座；751、安装部；

80、控制模块；

90、检测模块；91、霍尔板；92、磁环。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

需要说明的是，在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”仅用于方便描述不同的部件，而不能理解为指示或暗示顺序关系、相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。

需要说明的是，本申请的动力装置的俯仰轴由动力装的一侧通向另一侧，如由左侧通向右侧，或者右侧通向左侧；偏航轴由动力装置的上方通向下方，或者下方通向上方；横滚轴，由动力装置的前部通向后部，或者后部通向前部。其中，俯仰轴、偏航轴以及横滚轴两两相互正交。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请。

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

在航拍领域中，微、小型飞行器特别适合在近地面环境(如室内、城区和丛林等)中执行摄影、监视、侦察等任务，具有广阔的军用和民用前景。微、小型飞行器可以装配功能性负载，如用于搜集环境数据的传感器，又如用于拍摄的相机模块等。现有的飞行器中，存在负载组件工作时被动力装置等遮挡，影响操作的问题。

本申请实施例提供的飞行器能够有效增大负载组件的操作空间，请参照图1至图6，该飞行器包括中心体10、驱动机构11、用于移动飞行器的动力装置70、两个机臂组件30和避障模块。避障模块设于中心体10、机臂组件 30、动力装置70至少其中之一。两个机臂组件30分别设于中心体10的相对两侧。机臂组件30设有靠近中心体10的近端部37和远离中心体10的远端部38。动力装置70包括分别安装在两个机臂组件30上的第一旋翼动力组件71。驱动机构11与两个机臂组件30机械耦合，其中，在飞行器处于飞行状态时，驱动机构11能够驱动两个机臂组件30相对于中心体10运动，以使远端部38稳定地保持于第一高度位置(如图1至图3所示)以及第二高度位置(如图4至图6所示)，也即，远端部38处于预设转动行程的一端的第一高度位置和另一端的第二高度位置。第二高度位置与第一高度位置不同。两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71在远端部38处于第一高度位置时的间距S1(如图3所示)，小于在远端部38处于第二高度位置时的间距S2(如图6所示)。

本申请实施例中，机臂组件30在预设的转动行程中转动，实现飞行器的变形，当飞行器上设置负载组件20时，可以为负载组件20(通常设于中心体10)而增加功能空间。如，当远端部38在距离负载组件20较远的位置时，负载组件20可以围绕自身的方式作业，示例性地，当负载组件20为影像设备时，其可以绕云台的偏航轴方向环向转动拍摄而无遮挡。当负载组件 20为擦玻璃组件或者是喷头组件或者是消毒组件等时，可以为负载组件20 环向作业提供操作空间。当远端部38在距离负载组件20较近的位置时，也即将机臂组件30在高度方向上拉近，减少机臂组件30上旋翼动力组件进入负载组件20作业范围的几率，使得负载组件20上下方向作业可以具有更大的操作空间。示例性地，当负载组件20为影像设备时，其可以绕云台俯仰轴方向拍摄，由于拍摄模块22的FOV是由镜头向外辐射，距离拍摄模块22较远的旋翼动力组件更容易进入FOV，将距离拉近时，更能避免旋翼动力组件进入FOV。对于上下转动的擦玻璃组件和上下转动喷洒的喷头组件来说，原理相同。需要说明的是，本申请的负载组件20不限于上述举例，本领域技术人员根据实际需要将具有某些功能的负载组件20安装于中心体10，譬如，传感器，发射器，工具，仪器，操纵器，或其他功能装置等。另外，本申请所述的飞行器可以独立于负载组件20单独存在，也可以包含负载组件 20存在。

进一步地，在机臂组件30上下变形过程中，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71的横向间距进一步发生变化，如将横向间距加大，使得负载组件20与第一旋翼动力组件71之间间距加大，从而进一步增加负载组件20 的功能空间或操作空间。需要说明的是，本申请实施例中，第二高度位置既可以指代距离负载组件20较远的高度位置，也可以指代距离负载组件20较近的高度位置；同理，第一高度位置也是如此。不管是远端部38在距离负载组件20较近的高度位置还是较远的高度位置，此时将旋翼动力组件的横向间距增大，都可以增大负载组件20上下方向作业空间。

在本申请实施例中，中心体10设有用于安装负载组件20的安装位16。在动力装置70的偏航轴方向上，第二高度位置较之于第一高度位置靠近负载组件20。也即是，在距离负载组件20较近的高度位置时，第一旋翼动力组件71的横向间距增大，可以进一步地确保负载组件20向上或向下作业时的操作空间增大。当负载组件20需要上下方向作业时，可以将远端部38拉近，在该构型下，进一步扩大横向间距，有利于增大操作空间。当然，这并不排除远端部38在较远的高度位置时，本领域技术人员也可将第一旋翼动力组件71的横向间距拉大，因为，在此构型下，如果也需要上下方向作业的话，也同样能够增大操作空间。

本申请还提供另一种飞行器，包括：中心体10，被配置为用于连接负载组件20，两个机臂组件30，分别设于中心体10的相对两侧，机臂组件30 设有靠近中心体10的近端部37和远离中心体10的远端部38；用于移动飞行器的动力装置70，动力装置70包括安装在两个机臂组件30上的第一旋翼动力组件71；驱动机构11，与两个机臂组件30机械耦合；其中，在飞行器处于飞行状态时，驱动机构11能够驱动两个机臂组件30相对于中心体10 运动，以使远端部38稳定地保持于第一高度位置以及第二高度位置。第一高度位置位于负载组件20的上方，在动力装置70的偏航轴方向上，第二高度位置较之于第一高度位置靠近于负载组件20。

飞行器具有第一工作模式和第二工作模式，第一工作模式和第二工作模式可根据用户选择进行切换；当飞行器处于第一工作模式时，远端部38位于第一高度位置，使得负载组件20至少在动力装置70的桨平面处于水平状态时，能够无遮挡地绕竖直方向环向转动作业；当飞行器处于第二工作模式时，远端部38位于第二高度位置，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71 的间距较之于第一高度位置时增大，使得负载组件20至少在动力装置的桨平面处于水平状态时，能够无遮挡上、下作业。

在本申请实施例中，当远端部38位于第一高度位置时，由于距离负载组件20较远，使得负载组件20在绕竖直方向转动都不会受干扰。当远端部 38位于第二高度位置时，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71的间距较之于第一高度位置时增大，可以根据实际需要设定该间距，从而使得负载组件20上下作业时不会受干扰。

在本申请实施例中，负载组件20包括云台机构21，云台机构21被配置为用于驱动拍摄模块22转动以调节拍摄角度。

在本申请实施例中，当远端部38位于第一高度位置时，由于距离负载组件20较远，使得负载组件20在绕竖直方向(云台机构21的偏航轴)转动360°都不会拍摄中心体10和动力装置70，能够实现360°转yaw(偏航轴)工作模式。发明人发现，此时如果想让拍摄模块22向上拍摄或者中心体10大姿态前飞水平拍摄时，会被动力装置70的螺旋桨73所遮挡部分视野，因此，发明人创新性地设计机臂组件30进行变形运动，使得远端部38 转动至第二高度位置时，将动力装置70与负载组件20的竖直方向间距拉近，使得拍摄模块22向上拍摄时，减少螺旋桨73进入拍摄模块22的FOV(Field of View，视场角)的概率。并且进一步地，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71的间距较之于第一高度位置时增大，可以根据实际需要设定该间距，从而使得拍摄模块22向上拍摄时的FOV与螺旋桨73错开，实现拍摄模块22无遮挡的仰拍模式，可以充分地拍摄天空。并且负载组件20与螺旋桨73之间也不会产生机械干涉，保证旋转的桨叶不会打到拍摄模块22。

总结来说，本申请实施例中，采用机臂组件30变形的方式，使得负载组件20既具有360°转yaw拍摄模式，又具有仰拍模式，在两种拍摄模式下，都能够实现无遮挡，解决了无人飞行器长久以来的拍摄被遮挡的问题，能够大大地提升拍摄质量。

在本申请实施例中，负载组件20设于中心体10的前端(机头)位置，并且位于中心体10的下方，在其他实施例中，负载组件20也可设于后侧机尾处，或者中心体10的上方。可以根据需要将负载组件20设于中心体10 的任何位置。下面本申请主要以负载组件20设于中心体10的机头、下方位置举例说明其具体实现方式，但是本申请的具体保护范围不以此作为限制，本领域技术人员可以根据实际需要调整负载组件20的位置，并适应性调整机臂组件30的设置方式。

在本申请实施例中，如图10所示，云台机构21包括由中心体10到拍摄模块22依次设置的偏航轴电机213、横滚轴电机212以及俯仰轴电机211，横滚轴电机212的轴线相对于俯仰轴电机211的轴线或偏航轴电机213的轴线倾斜设置，且横滚轴电机212的轴线在朝向拍摄模块22的方向逐渐远离中心体10，从而使得拍摄模块22能够向上拍摄更多的角度。

请继续参阅图1至图6，在本申请实施例中，动力装置70还包括分别安装在两个机臂组件30上的第二旋翼动力组件72，第一旋翼动力组件71和第二旋翼动力组件72分别设于机臂组件30的两端(指的是沿着动力装置的横滚轴方向的两端)，形成至少是四旋翼飞行器，能够适应于各种速度及各种飞行航路的飞行状况。

其中，在动力装置70的横滚轴方向上，第一旋翼动力组件71靠近于中心体10上用于安装负载组件20的安装位16，也即第一旋翼动力组件71靠近于负载组件20，从而保证距离负载组件20较近的第一旋翼动力组件71在变形的过程中，其横向间距能够适应性调整，减少甚至消除对负载组件20 的影响。

在本申请实施例中，安装位16位于中心体10的下侧，也即负载组件20 安设于所述中心体10的下侧。第一高度位置对应于中心体10的上方，第二高度位置对应于中心体10的下方。需要说明的是，上方包括中心体10的上侧或者中心体10以上的部位，下方包括中心体10的下侧或者中心体10以下的部位。另外安装位16位于中心体10的前侧，也即负载组件20设于中心体10的前侧部位。

在其他实施例中，负载组件20也可设于中心体10的后侧机尾处，或者中心体10的上方。可以根据需要将负载组件20设于中心体10的任何位置。下面本申请主要以负载组件20设于中心体10的前侧机头、下方位置举例说明其具体实现方式，但是本申请的具体保护范围不以此作为限制，本领域技术人员可以根据实际需要调整负载组件20的位置，并适应性调整机臂组件 30的设置方式。

在本申请实施例中，如图2和图3所示，当远端部38处于第一高度位置时，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71之间的间距等于第二旋翼动力组件72之间的间距，用以形成对称式的旋翼动力结构。

如图5和图6所示，当远端部38处于第二高度位置时，两个机臂组件 30的第一旋翼动力组件71之间的间距S2大于第二旋翼动力组件72之间的间距S3。也即是说，机臂组件30在由第一高度位置转向第二高度位置时，第一旋翼动力组件71之间的间距增大，第二旋翼动力组件72之间的间距减小，使得机臂组件30具有类似于绕偏航轴的转动，即可实现第一旋翼动力组件71间距的增大，结构设计巧妙，结构简单。

在另一实施例中，当远端部38处于第二高度位置时，两个机臂组件30 的第一旋翼动力组件71之间的间距也可以等于第二旋翼动力组件72之间的间距，也即，两个机臂组件30的四个旋翼组件构成平行或近似平行的状态。请参阅图28和图29，当远端部38处于第一高度位置时，两个机臂组件30 的第一旋翼动力组件71之间的间距S1等于第二旋翼动力组件72之间的间距；当远端部38处于第二高度位置时，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71之间的间距S2也可以等于第二旋翼动力组件72之间的间距。其中， S2大于S1。

需要说明的是，在其他实施例中，如图30所示，当远端部38处于第一高度位置时，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71之间的间距可大于第二旋翼动力组件72之间的间距，也即两边的机臂组件30呈八字形；如图31 所示，当远端部38处于第二高度位置时，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71之间的间距也可以等于第二旋翼动力组件72之间的间距，也即，两个机臂组件30构成平行或近似平行的状态。

又或者在其他实施例中，如图32所示，当远端部38处于第一高度位置时，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71之间的间距可大于第二旋翼动力组件72之间的间距，也即两边的机臂组件30呈八字形；如图33所示，当远端部38处于第二高度位置时，两个机臂组件30的第一旋翼动力组件71 之间的间距也可以大于第二旋翼动力组件72之间的间距，也即，两个机臂组件30也构成八字形。

在又一实施例中，如图1至图6所示，飞行器包括中心体10；两个机臂组件30，分别设于中心体10的相对两侧，机臂组件30设有与所述中心体10连接的近端部37和远离中心体10的远端部38；用于移动飞行器的动力装置70，设于所述机臂组件30；避障模块，所述避障模块设于中心体10、机臂组件30、动力装置70至少其中之一；以及驱动机构11，与两个机臂组件30机械耦合。其中，在飞行器处于飞行状态时，驱动机构11能够驱动两个机臂组件30相对于中心体10运动，以使远端部38稳定地保持于第一高度位置以及第二高度位置，所述第二高度位置与所述第一高度位置不同。

当远端部38在第一高度位置和第二高度位置之间转动时，也即机臂组件30转动的过程中，中心体10的纵轴线与动力装置70的横滚轴之间的夹角发生变化，使得中心体10的纵轴线相对于动力装置70的横滚轴平行(如图2所示)或者倾斜(如图5所示)，从而改变中心体10上负载组件20相对于动力装置70的位置，进而调整负载组件20的操作空间。并且调整中心体10相对于动力装置70的角度，可以使得飞行器飞行时具有更小的空气阻力，达到更快的速度。需要说明的是，本实施例可单独存在，也可结合本申请其他实施例的特征而共同组合。

具体地，如图2所示，当远端部38处于第一高度位置时，中心体10的纵轴线平行或近似平行(如两者之间夹角在±5°范围内)于动力装置70的横滚轴。

如图5所示，当远端部38处于第二高度位置时，中心体10的纵轴线相对于动力装置70的横滚轴倾斜，且中心体10上被配置为用于连接负载组件 20的一端高于另一端。具体表现在此种形态下，当动力装置70的桨平面平行于水平面(各旋翼动力组件的转轴的中心点连线形成的平面)时，中心体 10靠近负载组件20的一端高于中心体10远离负载组件20的一端。这样设置的目的是用于将负载组件20向上抬起，使得在动力装置70的偏航轴方向上，相机的光心靠近于第一旋翼动力组件71，也即飞行器会带着负载组件 20向后倾斜一定角度，进而使得飞行器悬停时，负载组件20可以相对于水平面向上多转一定角度，从而增加了操作空间。并且，向上抬起的负载组件 20与第一旋翼动力组件71之间的间距更近，能够进一步减少或者消除动力装置70对负载组件20的操作干涉。

另外，倾斜的中心体10，使得飞行器在低头前飞时，中心体10沿着由前往后的方向向下倾斜，具有相对较小的迎风面积，前飞时空气阻力更小，可以达到更快的速度。

需要说明的是，为了方便陈述本申请的工作原理，将选择以动力装置70 的桨平面处于水平状态时的形态进行阐述，而事实上，动力装置70处于何种姿态状态，如前倾、后倾、左倾、右倾等，都不影响本申请技术原理和技术效果的实现。

本申请所提到的当远端部38位于第二高度位置时，中心体10的纵轴线相对于动力装置70的横滚轴倾斜，具体表现为：横滚轴平行或近似平行于水平面，中心体10的纵轴线相当于水平面倾斜设置，中心体10呈现抬头状态；或，横滚轴相对于水平面倾斜设置，中心体10相平行或近似平行水平面；或，横滚轴相对于水平面倾斜设置，中心体10的纵轴线相当于水平面倾斜设置。为了获得较好的功能空间，一般可以控制飞行器的姿态使得动力装置70的横滚轴为水平状态，中心体10呈现抬头状态。

在本申请实施例中，当远端部38位于第二高度位置时，中心体10的纵轴线与动力装置70的横滚轴之间的夹角α可以为0°到90°之间的任意夹角，例如，可以为18°、19°、20°、25°等等，能够实现更好的无遮挡拍摄效果。例如，可以将该夹角设置为20°，也即在飞行器处于悬停状态时，中心体10后仰20°，进而带动负载组件20整体后仰20°。本领域技术人员可以根据实际需要，将该夹角设置为其他角度。

另外，在另一实施例中，如图8所示，当远端部38位于第一高度位置时，也可设置为：中心体10的纵轴线相对于动力装置70的横滚轴倾斜，且中心体10被配置为连接负载组件20的一端低于另一端。也即，当动力装置的桨平面平行于水平面时，中心体10靠近负载组件20的一端低于中心体10 远离负载组件20的一端。这样使得负载组件20具有更低的位置，能够进一步防止动力装置70对负载组件20的干涉。需要说明的是，中心体10的纵轴线与动力装置70的横滚轴之间的相对关系可根据实际需要(实际飞机姿态)去进行设定，不局限于本申请所举例。也即，当远端部38位于第一高度位置时，中心体10的纵轴线相对于动力装置70的横滚轴倾斜或平行；当远端部38位于第二高度位置时，中心体10的纵轴线相对于动力装置70的横滚轴倾斜或平行均可。中心体10状态(相对于动力装置70的横滚轴是否倾斜)和机臂组件30的状态(是呈八字形还是平行状态)可以任意组合。

需要再次说明的是，在描述本申请的效果时，一般会采用动力装置70 的桨平面平行于水平面进行相应介绍，而事实上，本申请实施例可以适用于动力装置70的任何状态。

具体地，在本申请实施例中，如图1至图6所示，机臂组件30包括连杆31和横杆32，连杆31一端与中心体10可转动连接，另一端与横杆32连接。横杆32的两端分别为第一端和第二端，第一旋翼动力组件71设于第一端，或者，第一旋翼动力组件71设于横杆32且靠近于第一端。具体如图3 和图6所示，两个机臂组件30的横杆32的第一端在远端部38处于第一高度位置时的间距，小于在远端部38处于第二高度位置时的间距。

需要说明的是，基于本申请实施例机臂组件30的设计，近端部37可以为连杆31与中心体10连接的部位，远端部38可以为横杆32。本领域技术人员可以根据实际需要设置相应的机架结构，如可以不设置横杆32，直接设置连杆31，连杆31上设置旋翼动力组件等，此时的近端部37和远端部38 则根据实际情况进行选择。

进一步地，当远端部38处于第一高度位置时，两个机臂组件30的横杆 32平行或近似平行。当远端部38处于第二高度位置时，两个机臂组件30的横杆32的第一端之间的间距大于第二端之间的间距，从而为负载组件20增加操作空间。

当远端部38处于第二高度位置时，中心体10的纵轴线相对于两个机臂组件30的横杆32形成的平面倾斜，且中心体10上用于连接负载组件20的一端高于另一端。这样设置的目的是用于将负载组件20向上抬起，使得在动力装置70的偏航轴方向上，相机的光心靠近于第一旋翼动力组件71，也即飞行器会带着负载组件20向后倾斜一定角度，进而使得飞行器悬停时，负载组件20可以相对于水平面向上多转一定角度，从而增加了操作空间。并且，向上抬起的负载组件20与第一旋翼动力组件71之间的间距更近，能够进一步减少或者消除动力装置70对负载组件20的操作干涉。

当远端部38处于第一高度位置时，中心体10的纵轴线平行或近似平行 (两者之间夹角在±5°范围内)于横杆32。

在本申请实施例中，如图7所示，机臂组件30被配置为绕中心体10上的旋转轴线12转动，横杆32与对应的旋转轴线12非平行设置，从而使得机臂组件30转动时，两横杆32之间的相对状态发生改变，从而实现飞行器的变形。如在第一高度位置时，两个横杆32之间处于平行状态，如在第二高度位置时，两个横杆32处于八字形状态；或者是在第一高度位置时，两个横杆32之间处于八字形状态，如在第二高度位置时，两个横杆32之间处于平行状态；或者是在第一高度位置时，两横杆32之间处于八字形状态，在第二高度位置时，两个横杆32之间也处于八字形状态。需要说明的是，图7示意的是横杆32在第一高度位置和第二高度位置的转动轨迹。

进一步地，横杆32的第一端到对应的旋转轴线12的垂直距离L1大于第二端到对应的旋转轴线12的垂直距离L2。请继续参阅图7，当所示横杆 32在第一高度位置和第二高度位置之间进行转动时，由于较之于第二端更加靠近负载组件20的第一端(本实施例可以理解为前端)到旋转轴线12的间距大于远离负载组件20的第二端(本实施例可以理解为后端)到旋转轴线 12的间距，使得横杆32在绕旋转轴线12转动时，横杆32前端转动轨迹的曲率半径大于后端转动轨迹的曲率半径，则前端转动轨迹的曲率小于后端转动轨迹的曲率，因此后端的弯曲程度大于前端的弯曲程度，因此，当横杆32 转动到第二高度位置时，后端较之于前端，弯曲程度更大、更加靠近中心体 10，呈现出前端张开而后端靠近的效果。并且，此时，两个横杆32前端之间的间距较之于在第一高度位置时的间距增大。另外，在机臂组件30转动一定角度时，横杆32前端转动的行程大于后端转动的行程，使得横杆32相对于中心体10具有一定的俯仰方向的倾斜角度。

由上可知，在本申请实施例中，仅通过驱动机构11在驱动机臂组件30 上下转动的过程中，即可实现机臂组件30的变形：既实现了在第二高度位置时(也即机臂组件30在下)两个横杆32呈八字形岔开，又实现了在第二高度位置时中心体10抬头后仰的效果。本申请实施例结构设计巧妙，结构简单，可靠性高。

具体地，如图5所示，旋转轴线12相对于动力装置70的俯仰轴、偏航轴以及横滚轴均倾斜设置，使得机臂组件30在上下转动的过程中，同时也具有绕偏航轴方向的转动分量，也具有绕俯仰轴方向的转动分量。进一步地，旋转轴线12沿着远离负载组件20的方向，向中心体10的外侧以及中心体 10的上侧倾斜，从而使得横杆32的前端到旋转轴线12的垂直距离，大于横杆32的后端到旋转轴线12的垂直距离。

需要说明的是，在其他实施例中，也可增设另一驱动机构，该另一驱动机构被配置为用于在驱动机构11驱动机臂组件30转动的过程中，驱动机臂组件30绕动力装置70的偏航轴转动，使得横杆32与负载组件20在俯仰轴方向的间距(横向间距)发生变化。又或者再增设再一驱动机构，该再一驱动机构被配置为用于在驱动机构11驱动机臂组件30转动的过程中，驱动中心体10绕动力装置70俯仰轴转动，使得中心体10的纵轴线相对于动力装置70的横滚轴平行或倾斜设置。

在本申请实施例中，飞行器还包括用于控制飞行器姿态的控制模块80，控制模块80被配置为能够在机臂组件30转动的过程中调整飞行器的姿态。控制模块80通过控制各个螺旋桨73，从而调整飞行器的姿态。由于在驱动机构11驱动机臂组件30上下转动的过程中，会使得动力装置70的桨平面 (各旋翼动力组件的转轴的中心点连线形成的平面)的角度发生变化，影响飞行器的飞行姿态。例如，当机臂组件30向下时，桨平面与竖直方向存在夹角，桨平面向前倾斜，导致飞行器突然前飞，并持续加速；或者会在一定时间后恢复悬停并保持在之前的悬停点附近。上述情况均会影响飞行安全和飞行体验。因此，需要控制模块80实时地调整桨平面的角度，从而控制飞行器的姿态。也即，在机臂组件30变形的过程中，桨平面变化一定角度后，控制模块80控制各个旋翼动力组件螺旋桨73的转速来调整桨平面，从而补偿因机臂组件30变形带来的桨平面的变化，使得桨平面最终位于用户操控的角度，如悬停平行于水平面的角度，或者是前飞具有一定的前倾角度等。由上可知，本申请实施例中机臂组件30的变形运动，是驱动机构11驱动机臂组件30上下转动和控制模块80控制桨平面使得飞行器变化的两个运动的叠加。需要说明的是，在机臂组件30不变形的时候，也同样通过该控制模块80来控制飞行器的飞行姿态，或者也可设置另一控制模块来控制飞行器的飞行姿态。

进一步地，飞行器还包括检测模块90，检测模块90与控制模块80电性连接。检测模块90被配置为用于检测中心体10的纵轴线与动力装置70的横滚轴之间的夹角信息，控制模块80用于实时接收夹角信息从而调整飞行器的姿态。

具体地，在本申请实施例中，如图11和图12所示，检测模块90包括霍尔传感器。具体地，霍尔传感器包括相配合的磁环92和霍尔板91，磁环 92设于机臂组件30且被配置为与机臂组件30同步转动，霍尔板91设于中心体10。采用霍尔传感器检测机臂组件30的转动角度，从而得出中心体10 的纵轴线相对于动力装置70的横滚轴的夹角。霍尔传感器检测精度高，可靠性好。

在其他实施例中，检测模块90还可以设置为包括设于中心体10上的第一惯性测量单元和设于机臂组件30的第二惯性测量单元，控制模块80被配置为比较第一惯性测量单元和第二惯性测量单元的检测结果，从而获得中心体10的纵轴线与动力装置70的横滚轴之间的夹角信息。

在又一实施例中，还可以通过舵机111确定其转动的圈数，从而确定丝杆112移动的间距，进而确定螺母连杆机构113的转动角度。具体地，如图 10所示，驱动机构11包括舵机111、丝杆112和螺母连杆机构113，螺母连杆机构113与丝杆112螺纹配合且与连杆31连接，舵机111被配置为驱动丝杆112转动，丝杆112转动以带动螺母连杆机构113沿着丝杆112的轴向往复移动，进而带动机臂组件30转动，检测模块90用于检测舵机111转动的圈数，从而获得中心体10的纵轴线与动力装置70的横滚轴之间的夹角信息。需要说明的是，此时的检测模块90可以是舵机内置的检测模块90；也可以是舵机以外的检测模块90。另外，本申请的驱动机构11可以参照现有技术进行具体结构设计，不在此赘述。

此外，在本申请实施例中，控制模块80还被配置为能够在机臂组件30 转动时，控制飞行器移动从而使得负载组件20上的功能模块，例如拍摄模块22保持不动，从而保证相机拍摄画面不变。需要说明的是，如果用户操作飞行器，使得飞行器前飞或者后退等，则负载组件20也会跟随中心体10 移动。只是在用户不操作(也称打杆)飞行器时，可以保证负载组件20不动。

在又一实施例中，还提供一飞行器，包括两个机臂组件30，分别设于中心体10的相对两侧；机臂组件30包括连杆31、辅支臂34和横杆32，连杆 31一端与中心体10可转动连接，另一端与横杆32连接，辅支臂34一端通过第一球铰结构35与中心体10可转动连接，另一端通过第二球铰结构36 与横杆32可转动连接；还包括用于移动飞行器的动力装置70，设于横杆32；驱动机构11，与两个机臂组件30机械耦合，用于驱动两个机臂组件30相对于中心体10运动。通过第一球铰结构35和第二球铰结构36来连接辅支臂 34，使得机臂组件30在转动的时候，机臂组件30具有较大的自由度。需要说明的是，本实施例可单独存在，也可和本申请其他实施例进行任意组合存在。

在本申请实施例中，第一球铰结构35包括第一球头351，第一球头351 嵌入中心体10，并在中心体10上转动。

在本申请实施例中，如图11和图13所示，第二球铰结构36包括第二球头361和拉杆连接件362，拉杆连接件362一端与第二球头361嵌套连接，另一端与横杆32连接。辅支臂34的端部连接第二球头361。由此，连杆31、辅支臂34、拉杆连接件362以及中心体10相应部分形成平行四边形或类平行四边形。第一球头351与中心体10之间以及第二球头361和拉杆连接件 362之间均可采用注塑成型工艺制成。

具体地，拉杆连接件362包括第一组件3621和第二组件3622，第一组件3621的一端与第二球头361嵌套连接，另一端与横杆32连接，第二组件 3622套设于第一组件3621外并与第一组件3621锁紧于横杆32。

进一步地，第一组件3621用于从横杆32的一侧包裹部分横杆32，第二组件3622用于从横杆32的另一侧包裹横杆32且套设于第一组件3621外，第一组件3621和第二组件3622通过紧固件连接锁紧于横杆32。采用上述的第二组件3622抱紧第一组件3621的方式，能够使得拉杆连接件362与横杆 32之间固定更加紧固。

进一步地，第一组件3621的外壁设有第一阶梯部36211，第二组件3622 的内壁设有第二阶梯部36221，第一阶梯部36211和第二阶梯部36221相配合用于在第一组件3621被锁紧时对第一组件3621进行周向限位。

进一步地，第二组件3622设有挡边36222，挡边36222设于第二组件 3622的一端，挡边36222用于第一组件3621被抱紧时对第一组件3621进行轴向限位。

进一步地，挡边36222设有插入部36223，第一组件3621设有插槽36212，在第一组件3621和第二组件3622被锁紧时，插入部36223插入插槽36212。需要说明的是，也可在挡边36222设置插槽36212，在第一组件3621设置插入部36223。

在本申请实施例中，辅支臂34与第一球铰结构35螺纹连接；和/或，辅支臂34与第二球铰结构36螺纹连接，使得辅支臂34安装简便。具体地，辅支臂34与第一球头351螺纹连接；和/或，辅支臂34与第二球头361螺纹连接。需要说明的是，本领域技术人员可以采用其他的方式来实现辅支臂34 与球铰结构的固定，如粘接，焊接等。

进一步地，第一球头351和/或第二球头361还设有定位孔，定位孔用于配合外部工具来定位第一球头351或第二球头361，从而通过旋转辅支臂34，即可将辅支臂34拆卸。其中的定位孔可以为六角孔等其他孔。

在本申请实施例中，如图14和15所示，在又一实施例中，飞行器包括中心体10；机臂组件30，分别设于中心体10的相对两侧；动力装置70，设于两侧的机臂组件30上；驱动机构11，与两个机臂组件30机械耦合，用于驱动两个机臂组件30相对于中心体10运动；以及避障模块，所述避障模块包括第一视觉传感器和第二视觉传感器，

中心体10两侧的机臂组件30分别为第一机臂组件331和第二机臂组件 332。第一视觉传感器设于第一机臂组件331或者设于第一机臂组件331上的动力装置上，第二视觉传感器设于第二机臂组件332或者设于第二机臂组件332上的动力装置上，第一视觉传感器和第二视觉传感器配合形成双目结构。在机臂组件30或者动力装置70上设置视觉传感器，可以充分利用机臂组件30或者动力装置70的空间，减少对中心体10的占用。并且，将视觉传感器设于机臂组件30上或者动力装置70，随着机臂组件30变形的过程中，双目结构的基线也增大，使得视觉传感器能够观测更远。需要说明的是，本实施例可单独存在，也可和本申请的其他实施例组合存在，本领域技术人员可以根据实际需要进行相应的组合。

如图14所示，第一视觉传感器包括对应于第一机臂组件331的前端的第一前端视觉传感器611，第二视觉传感器包括对应于第二机臂组件332的前端的第二前端视觉传感器612，第一前端视觉传感器611和第二前端视觉传感器612构成第一双目61；和/或，第一视觉传感器包括对应于第一机臂组件331的后端的第一后端视觉传感器621，第二视觉传感器包括对应于第二机臂组件332的后端的第二后端视觉传感器622，第一后端视觉传感器621 和第二后端视觉传感器622构成第二双目62。需要说明的是，第一双目61 和第二双目62并非必须同时存在。第一视觉传感器可仅包括第一前端视觉传感器611，或仅包括第一后端视觉传感器621，或者是指代第一前端视觉传感器611和第一后端视觉传感器621。第二视觉传感器可仅包括第二前端视觉传感器612，或仅包括第二后端视觉传感器622，或者是指代第二前端视觉传感器612和第二后端视觉传感器622。

在本申请实施例中，第一双目61的FOV覆盖中心体10的前方和外侧；和/或，第二双目62的FOV覆盖中心体10的后方和外侧。本申请实施例中的第一双目61和第二双目62形成了前、后、左、右方向的避障功能，为飞行器提供水平全向感知能力。

在本申请实施例中，各第一旋翼动力组件71和各第二旋翼动力组件72 均包括螺旋桨73和用于驱动螺旋桨73转动的动力源，第一视觉传感器和第二视觉传感器分别设于对应的旋翼动力组件的动力源上。

具体地，请结合图10和图15，动力源包括用于驱动螺旋桨73转动的电机74以及用于安装电机74的电机座75，电机座75设于机臂组件30，第一视觉传感器和第二视觉传感器分别设于对应的电机座75，也即，各个视觉传感器设于对应的电机座75。电机座75可以为金属材质，具有较好的抗变形能力，视觉传感器安装于电机座75，能够提升视觉传感器的可靠性。需要说明的是，也可将视觉传感器设于电机74，例如，电机74的外壳也同样具有较好的抗变形能力。

进一步地，请参阅图15，机臂组件30还包括脚架39，脚架39连接于电机座75的下侧，电机座75向脚架39的方向延伸有安装部751，第一视觉传感器和第二视觉传感器设于对应的安装部751，也即，各个视觉传感器设于对应的安装部751，能够拉长与螺旋桨73之间的间距，减少或者消除螺旋桨73对视觉传感器的干涉。其中，安装部751与脚架39连接；或，脚架39 围绕安装部751且邻接安装部751，也即，脚架39设置凹口，安装部751伸入该凹口内。需要说明的是，各个视觉传感器也可设于对应的机臂组件30 的任意位置。

如图14和图15所示，在本申请实施例中，避障模块还包括位于中心体 10顶部的第三双目63和/或位于中心体10底部的第四双目64。从而实现上、下方向的避障功能。

第三双目63和/或第四双目64各分别通过视觉支架65安装于中心体10，视觉支架65设有悬臂结构6521，悬臂结构6521与中心体10连接，以将第三双目63和/或第四双目64固定于中心体10。进一步地，悬臂结构6521设有连接孔，连接孔用于与紧固件配合以将第三双目63和/或第四双目64固定于中心体10。通过在视觉支架65上设置一体的悬臂结构6521，使得在将第三双目63和/或第四双目64安装于中心体10时，能够达到泄力的作用，使得视觉支架65受力均匀；同时悬臂结构6521具有一定的高度，不易变形，能够形成有效定位，并且一体的悬臂6521能够提升装配效率。

在本申请实施例中，视觉支架65包括视觉传感器的固定架651以及用于固定连接器(连接器用于将视觉传感器连接核心板13)的压件652(可以为钣金件)，压件652或者固定架651设有悬臂结构6521。

在本申请实施例中，如图15、图18至图21所示，飞行器还包括设于中心体10的FPV拍摄组件50。当负载组件20为相机拍摄组件时，在相机拍摄组件拍向中心体10的一侧时，FPV拍摄组件50能够被配置为拍摄中心体 10的另一侧。例如，当相机拍摄组件拍摄中心体10的后方时，可以通过FPV 模块52来拍摄中心体10前方，从而方便用户判断前方飞行环境，操控飞行器，提升飞行安全性能。

在本申请实施例中，FPV拍摄组件50包括安装支架51、FPV模块52 和驱动元件53。FPV模块52的一端设有轴端523，另一端与驱动元件53连接，驱动元件53用于驱动FPV模块52转动。安装支架51设有第一端部511 和第二端部512，第一端部511用于安装驱动元件53，第二端部512用于安装轴端523。安装支架51为整体件，用于保证FPV模块52两端的同轴度，避免因装配误差而影响FPV模块52两端的精度，从而使得FPV模块52转动调节更加精准。在本申请实施例中，驱动元件53为电机，在其他实施例中也可为波轮、摇柄等驱动结构。需要说明的是，本申请实施例的FPV拍摄组件50可单独存在，也可依附于飞行器存在。

在本申请实施例中，FPV模块52被配置为绕动力装置70的俯仰轴转动，也即，驱动元件53用于驱动FPV模块52进行绕动力装置70的俯仰轴转动，也可根据实际需要设置为绕动力装置70的偏航轴或者横滚轴转动。在本申请实施例中，FPV拍摄组件50包括FPV模块52，从而使得用户具有第一人称视角，在其他实施例中，FPV模块52也可替换为其他相机模块。

进一步地，安装支架51设有位于第一端部511和第二端部512之间的容纳腔，第一端部511设有用于容纳至少部分驱动元件53的驱动安装槽5111，第二端部512设有用于与轴端523配合的安装孔5121和位于安装孔5121的径向的导向入口5122；当FPV模块52装入容纳腔时，轴端523沿着导向入口5122插入到安装孔5121，驱动元件53位于驱动安装槽5111的外侧且正对驱动安装槽5111，当向驱动安装槽5111的方向移动FPV模块52时，驱动元件53至少部分进入驱动安装槽5111，轴端523可转动地固定于安装孔 5121。上述设计方便FPV模块52便于安装到整体件式的安装支架51内。

进一步地，轴端523通过轴承54固定于第二端部512，从而减少轴端 523转动时的摩擦力，使得FPV模块52转动调节拍摄角度时更加顺滑。

如图18所示，FPV模块52包括主体部521和设于主体部521的突出部 522；安装支架51设有面向中心体10的外侧的第一开口514和与第一开口相对的第二开口515；第一开口514沿着驱动元件53转轴方向的尺寸与突出部522沿着驱动元件53转轴方向的尺寸相适配。第一开口514在垂直于驱动元件53的转轴方向的尺寸大于突出部522的竖向尺寸，使得FPV模块52 能够在第一开口514内转动。FPV模块52被配置为能够从第二开口515装入容纳腔，可按照图21所示的箭头K1的方向装入安装支架51，并且突出部522伸出于第一开口514。

在本申请实施例中，当FPV模块52插入安装支架51时，突出部522背向第一开口514，如图21所示；当驱动元件53就位于驱动安装槽5111时，也即，在按照K1方向将FPV模块52插入安装支架51后，再按照K2方向移动FPV模块52，使得驱动元件53就位于驱动安装槽5111，之后再按照 K3方向转动突出部522，使得突出部522从第一开口514中转出。由于在FPV模块52安装到位时，突出部522的两侧分别与第一端部511和第二端部512接触，而如果想要拆卸FPV模块52，由于两侧第一端部511和第二端部512的限制，无法轴向移动FPV模块52，因此需要将FPV模块52转动至突出部522朝向第二开口515的方向，此时轴向移动FPV模块52时，突出部522不受限制，可以实现FPV模块52的拆卸。同理安装FPV模块52 时，也需要在突出部522背向第一开口514(沿着第二开口所在方向)的时候插入FPV模块52，驱动元件53到位后再转动FPV模块52，使得突出部 522转出于第一开口。

在本申请实施例中，如图19和图20所示(图19和图20是FPV拍摄组件从两个不同方向的爆炸图)，FPV拍摄组件50还包括盖体55，盖体55用于在FPV模块52安装到位后封闭第二开口515。

在本申请实施例中，负载组件20位于中心体10的下侧，FPV拍摄组件 50位于中心体10的上侧，FPV拍摄组件50向下拍摄时，FPV模块52的FOV 与负载组件20错开或仅部分重叠，从而减少或消除负载组件20对FPV拍摄组件50的遮挡。

在本申请实施例中，中心体10设有容纳口15，请参照图10，容纳口 15位于中心体10的机头部位。FPV拍摄组件50安设于容纳口15，安装支架51与容纳口15周围的侧壁对接，且安装支架51与容纳口15周围的侧壁平齐或平滑过渡，将FPV拍摄组件50装入容纳口15内，结构紧凑，并且使得飞行器具有较好的外观。

在本申请实施例中，如图10和图22至图27所示，图22和图23是两个不同方向的散热装置40的爆炸图，飞行器还包括设于中心体10的散热装置40，散热装置40包括第一散热结构41和第二散热结构42，第一散热结构41被配置为用于对中心体10的核心板13的一侧进行散热，第二散热结构42用于对核心板13的另一侧进行散热。通过第一散热结构41和第二散热结构42对核心板13两侧进行散热，能够有效的将核心板13两侧电子元器件的热量带走，从而提升散热效率。

进一步地，第一散热结构41和第二散热结构42之间形成容纳核心板13 的腔体4113，将核心板13夹设于其中，能够有效提升散热效率，并且使得结构紧凑。

具体地，第一散热结构41设有腔体4113，核心板13设于腔体4113，第二散热结构42设于腔体4113且盖设于核心板13。

在本申请实施例中，如图24和图25所示，第一散热结构41包括第一风机412和第一出风风道415，第一风机412的进风口与位于中心体10的进风口14连通形成第一进风风道414，第一风机的出风口4121与第一出风风道415连通，第一进风风道414与第一出风风道415相隔离；和/或，如图 26和图27所示，第二散热结构42包括第二风机422和第二出风风道425，第二风机422的进风口与位于中心体10的进风口14连通形成第二进风风道 424，第二风机的出风口4221与第二出风风道425连通，第二进风风道424 和第二出风风道425相隔离。

在本申请实施例中，如图10所示，第一出风风道415和第二出风风道 425的出风方向偏离负载组件20，防止导出的热风吹向负载组件20。

第一出风风道415的出风口(附图未标识)和第二出风风道425的出风口4255均朝向中心体10的下方设置，从而将带有热量的气流从中心体10 下方导出。

在本申请实施例中，如图22和图2所示，第一散热结构41还包括第一支架411和第一盖板413，第一支架411背离核心板13的一侧包括第一区域 4111和第二区域4112，第一风机412设于第一区域4111，第一盖板413盖设于第二区域4112配合形成第一出风风道415；和/或，第二散热结构42还包括第二支架421和第二盖板423，第二支架421背离核心板13的一侧包括第三区域4211和第四区域4212，第二风机422设于第三区域4211，第二盖板423改设于第四区域4212以配合形成第二出风风道425。

第一出风风道415设有第一散热筋条4151；第二出风风道425设有第二散热筋条4251，有利于提升散热效率。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种飞行器，其特征在于，包括：

中心体；

避障模块，所述避障模块设于所述中心体、所述机臂组件、所述动力装置至少其中之一；以及

驱动机构，与两个所述机臂组件机械耦合；

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在所述机臂组件转动的过程中，所述中心体的纵轴线与所述动力装置的横滚轴之间的夹角发生变化。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，当所述远端部处于所述第二高度位置时，所述中心体的纵轴线相对于所述动力装置的横滚轴倾斜，且所述中心体上被配置为用于连接负载组件的一端高于另一端。

4.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，当所述远端部处于所述第一高度位置时，所述中心体的纵轴线平行或近似平行于所述动力装置的横滚轴。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述动力装置包括分别安装在两个所述机臂组件上的第二旋翼动力组件，所述第一旋翼动力组件和所述第二旋翼动力组件分别设于所述机臂组件的两端，在所述动力装置的横滚轴方向上，所述第一旋翼动力组件靠近于所述中心体上用于安装负载组件的安装位。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，当所述远端部处于所述第二高度位置时，两个机臂组件的第一旋翼动力组件之间的间距大于第二旋翼动力组件之间的间距。

7.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，当所述远端部处于所述第一高度位置时，两个机臂组件的第一旋翼动力组件之间的间距等于第二旋翼动力组件之间的间距。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机臂组件包括连杆和横杆，所述连杆一端与所述中心体可转动连接，另一端与所述横杆连接；

所述横杆的两端分别为第一端和第二端，所述第一旋翼动力组件设于所述第一端，或者，所述第一旋翼动力组件设于所述横杆且靠近于所述第一端；

两个所述机臂组件的横杆的第一端在所述远端部处于第一高度位置时的间距，小于在所述远端部处于第二高度位置时的间距。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，当所述远端部处于所述第二高度位置时，两个所述机臂组件的横杆的第一端之间的间距大于第二端之间的间距。

10.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，当所述远端部处于所述第一高度位置时，两个所述机臂组件的横杆平行或近似平行。

11.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，当所述远端部处于所述第二高度位置时，所述中心体的纵轴线相对于两个所述机臂组件的横杆形成的平面倾斜，且所述中心体上用于连接负载组件的一端高于另一端。

12.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，当所述远端部处于所述第一高度位置时，所述中心体的纵轴线平行或近似平行于所述横杆。

13.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述机臂组件被配置为绕所述中心体上的旋转轴线转动，所述横杆与对应的所述旋转轴线非平行设置。

14.根据权利要求13所述的飞行器，其特征在于，所述第一端到对应的所述旋转轴线的垂直距离大于所述第二端到对应的所述旋转轴线的垂直距离。

15.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述中心体设有用于安装负载组件的安装位，在所述动力装置的偏航轴方向上，所述第二高度位置较之于所述第一高度位置靠近所述负载组件；和/或，在所述动力装置的横滚轴方向上，所述第一旋翼动力组件靠近于所述负载组件设置。

16.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述中心体设有用于安装负载组件的安装位，所述安装位位于所述中心体的下侧；和/或，所述安装位设于所述中心体的前端。

17.根据权利要求1、15或16所述的飞行器，其特征在于，所述第一高度位置对应于所述中心体的上方，所述第二高度位置对应于所述中心体的下方。

18.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，还包括用于控制所述飞行器姿态的控制模块，所述控制模块被配置为能够在所述机臂组件转动的过程中调整所述飞行器的姿态。

19.一种飞行器，其特征在于，包括：

中心体；

用于移动所述飞行器的动力装置，设于所述机臂组件；

驱动机构，与两个所述机臂组件机械耦合；

20.一种飞行器，其特征在于，包括：

中心体；

用于移动所述飞行器的动力装置，设于所述横杆；

驱动机构，与两个所述机臂组件机械耦合；