CN218368264U - 机身框架和具有其的飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种机身框架和具有其的飞行器，机身框架包括：底部框架；侧部支撑结构，底部框架的左右两侧中的至少一侧设有侧部支撑结构，侧部支撑结构包括前立柱和后立柱，前立柱和后立柱在前后方向上间隔开，且前立柱和后立柱的下端均与底部框架连接。根据本实用新型的机身框架，通过设置底部框架，并在底部框架的左右两侧中的至少一侧设置侧部支撑结构，提高了机身框架的结构强度和稳定性。并且，侧部支撑结构包括在前后方向上间隔开的前立柱和后立柱，通过前立柱和后立柱的下端与底部框架连接，使机身框架结构简单、组装方便，能够对传力路径进行有效的分解，为传力需求提供有效支撑，增强机身框架的稳定性。

Description

机身框架和具有其的飞行器

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，尤其是涉及一种机身框架和具有其的飞行器。

背景技术

由于近几年来无刷电机及锂电池的大力发展，多旋翼飞行器得到了快速发展和广泛应用。而当前多旋翼飞行器的机身结构设计存在结构复杂、组装困难和结构强度不高的问题，难以应用于几百公斤级的大载重多旋翼飞行器。

实用新型内容

本实用新型旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本实用新型提出一种机身框架，所述机身框架结构简单、组装方便，提高了结构强度和稳定性。

根据本实用新型实施例的机身框架包括：底部框架和侧部支撑结构。所述底部框架的左右两侧中的至少一侧设有所述侧部支撑结构，所述侧部支撑结构包括前立柱和后立柱，所述前立柱和所述后立柱在前后方向上间隔开，且所述前立柱和所述后立柱的下端均与所述底部框架连接。

根据本实用新型实施例的机身框架，通过设置底部框架，并在底部框架的左右两侧中的至少一侧设置侧部支撑结构，提高了机身框架的结构强度和稳定性。并且，侧部支撑结构包括在前后方向上间隔开的前立柱和后立柱，通过前立柱和后立柱的下端与底部框架连接，使机身框架结构简单、组装方便，能够对传力路径进行有效的分解，为传力需求提供有效支撑，增强机身框架的稳定性。

另外，根据本实用新型的机身框架，还可以具有如下附加的技术特征：

在一些实施例中，机身框架还包括：连接板，所述前立柱和所述后立柱均通过一个所述连接板与所述底部框架连接。

在一些实施例中，机身框架还包括：地板，所述地板设于所述底部框架的上方；地板横梁，所述地板横梁设于所述地板的上方。

在一些实施例中，所述地板横梁为工字梁。

在一些实施例中，机身框架还包括：起落架，所述起落架与所述底部框架连接，且设于所述底部框架下方，所述起落架包括：连接梁，所述连接梁与所述底部框架连接，所述连接梁长度方向的两端分别向下弯折；支撑梁，所述连接梁长度方向的两端分别连接一个所述支撑梁。

在一些实施例中，机身框架还包括：上板，所述上板与所述底部框架连接；下板，所述下板位于所述上板下方且与所述上板连接，所述上板和所述下板之间限定出安装孔，所述连接梁穿设于所述安装孔。

在一些实施例中，所述上板和所述下板分别为沿所述连接梁长度方向间隔开的多个。

在一些实施例中，所述连接梁为圆形管梁。

在一些实施例中，所述底部框架包括在左右方向上间隔开的第一纵梁和第二纵梁，所述侧部支撑结构与所述第一纵梁或所述第二纵梁连接，所述第一纵梁和所述第二纵梁为工字梁。

在一些实施例中，所述前立柱和所述后立柱为口字型结构。

在一些实施例中，所述机身框架为航空铝件。

本实用新型还提供了一种具有上述实施例的飞行器。

根据本实用新型实施例的飞行器，通过设有上述实施例的机身框架，结构简单、组装方便，能够对传力路径进行有效的分解，为传力需求提供有效支撑，提高了飞行器的结构强度和稳定性。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

本实用新型的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是根据本实用新型实施例的机身框架的立体图；

图2是根据本实用新型实施例的机身框架的右视图；

图3是根据本实用新型实施例的机身框架的爆炸图。

附图标记：

100、机身框架；

1、底部框架；11、第一纵梁；12、第二纵梁；13、第三纵梁；14、第一横梁；15、第二横梁；16、第一板；17、第二板；18、第三板；19、第四板；

2、侧部支撑结构；21、前立柱；22、后立柱；

3、连接板；31、第一安装口；

4、地板；

5、地板横梁；

6、起落架；61、连接梁；62、支撑梁；63、连接件；

7、上板；

8、下板。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示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一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是通信；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

下面参考附图描述根据本实用新型实施例的机身框架100。

如图1所示，根据本实用新型实施例的机身框架100包括底部框架1和侧部支撑结构2。具体地，参考附图1和附图2所示，底部框架1位于机身框架100的底部，用于支撑其他结构，保证机身框架100结构的稳定性。底部框架1的左右两侧中的至少一侧设有侧部支撑结构2，例如，在图1所示的示例中，底部框架1的左右两侧均设有侧部支撑结构2。侧部支撑结构2包括前立柱21和后立柱22，前立柱21和后立柱22大体沿竖直方向延伸，前立柱21和后立柱22在前后方向上间隔开，且前立柱21和后立柱22的下端均与底部框架1连接，保证前立柱21和后立柱22固定的可靠性。前立柱21和后立柱22可以用于支撑其他部件例如乘员舱等，同时侧部支撑结构2能够为机身框架100上下端的传力需求提供有效的支撑，并能通过前立柱21和后立柱22对传力路径进行有效分解。本申请的机身框架100结构简单、组装方便，可靠性高。

在一个具体示例中，参考附图1所示，底部框架1的左右两侧皆设有侧部支撑结构2，即底部框架1的左侧设有在前后方向上间隔开的前立柱21和后立柱22，底部框架1的右侧也有在前后方向上间隔开的前立柱21和后立柱22，底部框架1左右两侧的前立柱21在前后方向上位于同一位置，底部框架1左右两侧的后立柱22在前后方向上位于同一位置，使得机身框架100的左右两侧形成为对称结构，使得机身框架100的左侧和右侧都能为传力提供有效的支撑，并且可以对传力路径进行有效分解，且机身框架100两侧受力更加均匀。

根据本实用新型实施例的机身框架100，通过设置底部框架1，并在底部框架1的左右两侧中的至少一侧设置侧部支撑结构2，提高了机身框架100的结构强度和稳定性。并且，侧部支撑结构2包括在前后方向上间隔开的前立柱21和后立柱22，通过前立柱21和后立柱22的下端与底部框架1连接，使机身框架100结构简单、组装方便，能够对传力路径进行有效的分解，为传力需求提供有效支撑，增强机身框架100的稳定性。

在本实用新型的一些实施例中，如附图1所示，机身框架100还包括连接板3，连接板3有多个，连接板3的下侧通过第一紧固件固定在底部框架1上。在一个具体示例中，第一紧固件可以为托板螺母，可以将螺母提前安装在底部框架1上，在安装螺栓时便无需再用工具固定螺母，从而降低机身框架100的组装难度，提高装配效率。

进一步地，参考附图1和附图3所示，连接板3共有4个，前立柱21和后立柱22均通过一个连接板3与底部框架1连接，连接板3的上侧有第一安装口31，第一安装口31可以为口字型开口，供前立柱21或后立柱22插入其中从而将前立柱21或后立柱22垂直固定在底部框架1上。优选地，前立柱21和后立柱22与连接板3之间还可以采用航空抽芯铆钉或EA9396 AERO常温固化胶或两者的组合进行连接。由此，可以通过连接板3将前立柱21和后立柱22间接地与底部框架1连接。

抽芯铆钉是一类单面铆接用的铆钉，由专用的铆枪拉动，使铆体膨胀起到铆接作用，适用于不便采用普通铆钉的铆接场合，降低了前立柱21和后立柱22与连接板3之间的连接难度。EA9396 AERO常温固化胶是一种低粘度、室温固化的粘合剂体系，在-67℉至350℉(-55℃至177℃)的温度下具有出色的强度性能，具有优良的耐化学性、可变粘度和机械性能，可以保障前立柱21和后立柱22与连接板3之间连接的稳固。

可选地，连接板3上可以有多个口字型开口，供机身框架100的其他部分插入并与底部框架1间接地连接固定。在一个具体示例中，参考附图1和附图3所示，机身框架100前部的两个连接板3有两处口字型开口，即除了连接板3上侧之外，连接板3朝向机身框架100里侧的一侧也有口字型开口，可供机身框架100里侧的部件例如地板横梁5插入并间接与底部框架1固定。

在本实用新型的一些实施例中，机身框架100还包括地板4和地板横梁5。参考附图1所示，地板4设于底部框架1的上方，地板4通过铆接方式与底部框架1连接，从而固定在底部框架1上。地板4可以用于支撑设于底部框架1上方的部件例如乘员舱等。

进一步地，参考附图1所示，地板横梁5设于地板4的上方，用于加强地板4的结构强度。其中，地板横梁5有多个，地板横梁5沿左右方向延伸，多个地板横梁5在前后方向上间隔开，地板横梁5通过铆接方式与底部框架1连接。在一个具体示例中，如图1所示，地板横梁5在地板4的前后方向上间隔设置有3个，能够在不同的位置分别对地板4进行加固，增强地板4的稳固性。

在本实用新型的进一步的实施例中，参考附图1所示，地板横梁5为工字梁，可以提升机身框架100的扭转刚度并且省料省工省时，从而有利于飞行器的轻量化设计和生产制造成本的降低，并且可以保证机身框架100的结构强度。

在本实用新型的一些实施例中，机身框架100还包括起落架6，起落架6与底部框架1连接，且设于底部框架1下方。起落架6可以支撑整个飞行器的部分，可以承受飞行器在地面停放和着陆时的重力，承受、消耗和吸收飞行器在着陆时的撞击和颠簸能量，在飞行器安全起降过程中担负着极其重要的使命。

进一步地，起落架6包括连接梁61和支撑梁62。参考附图1和附图3所示，连接梁61与底部框架1连接，连接梁61在左右方向上延伸，连接梁61长度方向(参考附图1所示的左右方向)的两端分别向下弯折。连接梁61的弯折采用拉弯成形工艺形成弓形梁结构。拉弯成形工艺回弹量较小，能消除初始扭曲，并且可以防止腹板失稳起皱，使残余应力小或不存在。

更进一步地，连接梁61长度方向的两端分别连接一个支撑梁62，支撑梁62沿前后方向延伸。在一个具体示例中，参考附图1和附图2所示，连接梁61为两个，两个连接梁61在前后方向上间隔设置，位于左侧的支撑梁62与两个连接梁61的左端连接，位于右侧的支撑梁62与两个连接梁61的右端连接。支撑梁62与连接梁61之间通过连接件63连接固定，从而能够将支撑梁62间接固定于底部框架1上，并且支撑梁62作为机身框架100最下端与地面相接触的部分，承担了整个飞行器的重量，为飞行器提供支撑。

在本实用新型的进一步的实施例中，参考附图3所示，机身框架100还包括：上板7和下板8。上板7和下板8均采用机加工方式，减小研发周期，降低生产成本。上板7与底部框架1连接，具体地，可以采用第二紧固件将上板7固定于底部框架1的下侧。在一个具体示例中，第二紧固件可以是航空抽芯铆钉，也可以是别的紧固件，此处不做限制。

进一步地，参考附图1所示，下板8位于上板7下方且与上板7连接，具体地，可以采用第二紧固件将下板8固定于上板7的下侧。在一个具体示例中，第二紧固件可以是航空抽芯铆钉，也可以是别的紧固件，此处不做限制。上板7和下板8之间限定出安装孔，连接梁61穿设于安装孔，第二紧固件使上板7与下板8压紧连接梁61使连接梁61在上板7与下板8内不出现晃动。

可选地，上板7和下板8之间还设有缓冲垫，缓冲垫设于连接梁61的外周壁和安装孔的内周壁之间，用于在飞行器着陆时或受到波动时为连接梁61提供缓冲作用，使其保持平稳。

在本实用新型的更进一步的实施例中，上板7和下板8分别为沿连接梁61长度方向间隔开的多个。在一个具体示例中，一个连接梁61的长度方向上间隔设有两个上板7和两个下板8，两个上板7与两个下板8一一对应连接，分别从连接梁61长度方向的两端将连接梁61固定在底部框架1上。

在本实用新型的进一步的实施例中，参考附图3所示，连接梁61为圆形管梁，圆形管梁本身承载能力较大，并且实用性强，使得连接梁61能够更好地承载乘员、电池包及机身框架100自身的重量，为机身框架100提供支撑，提高机身框架100的稳定性。

在本实用新型的一些实施例中，参考附图1所示，底部框架1包括在左右方向上间隔开的第一纵梁11和第二纵梁12，第一纵梁11与第二纵梁12平行。侧部支撑结构2与第一纵梁11或第二纵梁12连接，即第一纵梁11或第二纵梁12在长度方向(参考附图2所示的前后方向)上间隔设有前立柱21和后立柱22，从而能够对传力路径进行有效分解，并对机身框架100提供有效支撑。

进一步地，参考附图1和附图2所示，第一纵梁11和第二纵梁12为工字梁。第一纵梁11和第二纵梁12包括第一板16、第二板17和第三板18，第一板16和第二板17在上下方向上平行且间隔开，并且第一板16和第二板17的宽度、长度和高度皆一致，第一板16位于第二板17的上方，第三板18位于第一板16和第二板17之间且上下两端分别与第一板16和第二板17连接。当工字梁受弯时，第一板16受压，第二板17受拉，中间基本不受力，最大的应力作用在工字梁的第一板16和第二板17上，故将第一板16和第二板17做成翼板，中间尽量挖空，即减小第三板18的厚度，让第一纵梁11和第二纵梁12减轻重量，又可以不影响抗力。工字梁设计的第一纵梁11和第二纵梁12可以提升底部框架1的扭转刚度并且省料省工省时，从而有利于飞行器的轻量化设计和生产制造成本的降低。

更进一步地，参考附图1所示，第一纵梁11和第二纵梁12上还包括多个第四板19，多个第四板19在第一纵梁11和第二纵梁12的长度方向上间隔分布，第四板19沿第一纵梁11和第二纵梁12的高度方向延伸，并与第一纵梁11和第二纵梁12的第一板16和第二板17止抵。第四板19的高度与第三板18一致，长度与第一板16和第二板17的宽度一致，使其沿高度方向的两端能够与第一板16和第二板17贴合，从而增加第一纵梁11和第二纵梁12的支撑能力，增强底部框架1的稳定性。

可选地，参考附图1所示，底部框架1还包括第一横梁14、第二横梁15和第三纵梁13。第一横梁14和第二横梁15平行且间隔开，第一横梁14和第二横梁15的左端与第一纵梁11的两端止抵，第一横梁14和第二横梁15的右端与第二纵梁12的两端止抵，由此形成四个方向封闭的底部框架1，能够在四个方向上对机身框架100提供支撑，具有一定的防护缓冲作用。第三纵梁13与第一纵梁11和第二纵梁12平行且位于第一纵梁11和第二纵梁12的对称轴上，由此可以将底部框架1划分为两个空间。

在本实用新型的一些实施例中，如附图3所示，前立柱21和后立柱22为口字型结构，在一定程度上增加了前立柱21和后立柱22的厚度和强度，在提高侧部支撑结构2安全性能的基础上，尽可能小的增加了机身框架100的重量，有利于飞行器的轻量化设计和生产制造成本的降低。

在本实用新型的一些实施例中，机身框架100为航空铝件，相较于现有技术中的钢制机身框架，本申请采用的高性能航空铝材有效实现了飞行器重量的降低，进而提升飞行器的飞行里程；相较于现有技术中的碳纤维机身框架，本申请有效的缩减了样件的制造周期，并且大大降低了开发成本。

下面参考图1至图3描述根据本实用新型一个具体实施例的机身框架100。

具体地，如图1至图3所示，机身框架100包括：底部框架1、侧部支撑结构2、连接板3、地板4、地板横梁5、起落架6、上板7和下板8。底部框架1位于机身框架100的底部，用于支撑其他结构，保证机身框架结构的稳定性。底部框架1包括在左右方向上间隔开的第一纵梁11和第二纵梁12，第一纵梁11与第二纵梁12平行，第一纵梁11和第二纵梁12为工字梁，可以提升底部框架1的扭转刚度并且省料省工省时，从而有利于飞行器的轻量化设计和生产制造成本的降低。第一纵梁11和第二纵梁12中的至少一侧设有侧部支撑结构2，侧部支撑结构2包括前立柱21和后立柱22，前立柱21和后立柱22大体沿竖直方向延伸，前立柱21和后立柱22在前后方向上间隔开，且前立柱21和后立柱22的下端均与底部框架1连接，保证前立柱21和后立柱22固定的可靠性。前立柱21和后立柱22可以用于支撑其他部件例如乘员舱等，同时侧部支撑结构2能够为机身框架100上下端的传力需求提供有效的支撑，并能通过前立柱21和后立柱22对传力路径进行有效分解。前立柱21和后立柱22均通过一个连接板3与底部框架1连接。连接板3的上侧有第一安装口31，第一安装口31可以为口字型开口，供前立柱21或后立柱22插入其中从而将前立柱21或后立柱22垂直固定在底部框架1上。

进一步地，地板4设于底部框架1的上方，地板4可以用于支撑设于底部框架1上方的部件例如乘员舱等。3个地板横梁5间隔的设于地板4的上方，用于加强地板4的结构强度。地板横梁5在地板4的前后方向上间隔设置有3个，能够在不同的位置分别对地板4进行加固，增强地板4的稳固性，进而固定机身框架100。地板横梁5为工字梁，可以提升机身框架100的扭转刚度并且省料省工省时，从而有利于飞行器的轻量化设计和生产制造成本的降低，并且可以保证机身框架100的结构强度。

更进一步地，起落架6与底部框架1连接，且设于底部框架1下方，可以承受飞行器在地面停放和着陆时的重力，承受、消耗和吸收飞行器在着陆时的撞击和颠簸能量。起落架6包括：连接梁61和支撑梁62。连接梁61与底部框架1连接，连接梁61在左右方向上延伸，连接梁61长度方向的两端分别向下弯折。连接梁61长度方向的两端分别连接一个支撑梁62，支撑梁62沿前后方向延伸，支撑梁62作为机身框架100最下端与地面相接触的部分，承担了整个飞行器的重量，为飞行器提供支撑。

再进一步地，上板7与底部框架1连接，下板8位于上板7下方且与上板7连接，上板7和下板8之间限定出安装孔，连接梁61穿设于安装孔使连接梁61间接连接在底部框架1上。

另外，连接梁61为圆形管梁，使得连接梁61能够更好地承载乘员、电池包及机身框架100自身的重量，为机身框架100提供支撑，提高机身框架100的稳定性。前立柱21和后立柱22为口字型结构，在一定程度上增加了前立柱21和后立柱22的厚度和强度，在提高侧部支撑结构2安全性能的基础上，尽可能小的增加了机身框架100的重量，有利于飞行器的轻量化设计和生产制造成本的降低。

此外，机身框架100为航空铝件，有效实现了飞行器重量的降低，进而提升飞行器的飞行里程，有效的缩减了样件的制造周期，并且大大降低了开发成本。

本实用新型还提出一种具有上述实施例的机身框架100的飞行器。

根据本实用新型实施例的飞行器，通过设有上述实施例的机身框架100，结构简单、组装方便，能够对传力路径进行有效的分解，为传力需求提供有效支撑，提高了飞行器的结构强度和稳定性。

根据本实用新型实施例的机身框架100及飞行器的其他构成以及操作对于本领域普通技术人员而言都是已知的，这里不再详细描述。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种机身框架，其特征在于，包括：

底部框架(1)；

侧部支撑结构(2)，所述底部框架(1)的左右两侧中的至少一侧设有所述侧部支撑结构(2)，所述侧部支撑结构(2)包括前立柱(21)和后立柱(22)，所述前立柱(21)和所述后立柱(22)在前后方向上间隔开，且所述前立柱(21)和所述后立柱(22)的下端均与所述底部框架(1)连接。

2.根据权利要求1所述的机身框架，其特征在于，还包括：

连接板(3)，所述前立柱(21)和所述后立柱(22)均通过一个所述连接板(3)与所述底部框架(1)连接。

3.根据权利要求1所述的机身框架，其特征在于，还包括：

地板(4)，所述地板(4)设于所述底部框架(1)的上方；

地板横梁(5)，所述地板横梁(5)设于所述地板(4)的上方。

4.根据权利要求3所述的机身框架，其特征在于，所述地板横梁(5)为工字梁。

5.根据权利要求1所述的机身框架，其特征在于，还包括：起落架(6)，所述起落架(6)与所述底部框架(1)连接，且设于所述底部框架(1)下方，所述起落架(6)包括：

连接梁(61)，所述连接梁(61)与所述底部框架(1)连接，所述连接梁(61)长度方向的两端分别向下弯折；

支撑梁(62)，所述连接梁(61)长度方向的两端分别连接一个所述支撑梁(62)。

6.根据权利要求5所述的机身框架，其特征在于，还包括：

上板(7)，所述上板(7)与所述底部框架(1)连接；

下板(8)，所述下板(8)位于所述上板(7)下方且与所述上板(7)连接，所述上板(7)和所述下板(8)之间限定出安装孔，所述连接梁(61)穿设于所述安装孔。

7.根据权利要求6所述的机身框架，其特征在于，所述上板(7)和所述下板(8)分别为沿所述连接梁(61)长度方向间隔开的多个。

8.根据权利要求1所述的机身框架，其特征在于，所述底部框架(1)包括在左右方向上间隔开的第一纵梁(11)和第二纵梁(12)，所述侧部支撑结构(2)与所述第一纵梁(11)或所述第二纵梁(12)连接，所述第一纵梁(11)和所述第二纵梁(12)为工字梁。

9.根据权利要求1所述的机身框架，其特征在于，所述前立柱(21)和所述后立柱(22)为口字型结构。

10.一种飞行器，其特征在于，包括根据权利要求1-9中任一项所述的机身框架(100)。

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