WO2022198608A1 - 飞行器 - Google Patents
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- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
- B64U20/80—Arrangement of on-board electronics, e.g. avionics systems or wiring
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- B64U30/29—Constructional aspects of rotors or rotor supports; Arrangements thereof
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Definitions
- the embodiments of the present application relate to the field of aircraft, and in particular, to an aircraft including a gimbal.
- the aircraft generally builds a pan-tilt camera to achieve stable drone aerial photography.
- the gimbal is generally mounted on the lower end of the aircraft, which can quickly and stably drive the sensors mounted on the gimbal to sense the environment around the aircraft.
- the sensor cannot realize omnidirectional sensing of the space around the fuselage.
- embodiments of the present application provide an aircraft.
- One aspect of the embodiments of the present application provides an aircraft, including:
- a pan/tilt head for carrying a sensor assembly includes a first shaft mechanism for adjusting the attitude angle of the sensor assembly, the first shaft mechanism includes a shaft arm, a first shaft disposed at both ends of the shaft arm a coupling part, a second coupling part and a third coupling part disposed in the middle part of the shaft arm; the first coupling part is mechanically coupled with the sensor assembly; and
- the third coupling part is rotatably connected with the body, so that the first rotating shaft mechanism can drive the sensor assembly and the function assembly to rotate around the body.
- an aircraft including:
- a pan/tilt head for carrying sensor components and functional components includes a first pivot mechanism for adjusting the attitude angle of the sensor module, the first pivot mechanism includes a pivot arm, a pivot arm disposed on the pivot arm A first coupling part, a second coupling part at both ends, and a third coupling part arranged in the middle part of the shaft arm; the first coupling part is mechanically coupled with the sensor assembly, and the second coupling part is with the functional assembly mechanical coupling;
- the third coupling part is rotatably connected with the body, so that the first rotating shaft mechanism can drive the sensor assembly and the function assembly to rotate around the body.
- the above-mentioned aircraft design the gimbal to rotate around the fuselage, which greatly expands the range of motion of the sensors mounted on the gimbal and increases the detection range of the sensor components of the sensor. .
- Fig. 1 is the schematic diagram of the aircraft shown in the present invention.
- FIG. 2 is a sectional view of an aircraft head of the present invention
- Fig. 3 is the top view of the aircraft head of the present invention.
- FIG. 4 is a schematic diagram of the retracted state of the aircraft arm of the present invention.
- FIG. 5 is a side view of the deployed state of the aircraft arm of the present invention.
- a first feature "on” or “under” a second feature may be in direct contact between the first and second features, or the first and second features indirectly through an intermediary touch.
- the first feature being “above”, “over” and “above” the second feature may mean that the first feature is directly above or obliquely above the second feature, or simply means that the first feature is level higher than the second feature.
- the first feature being “below”, “below” and “below” the second feature may mean that the first feature is directly below or obliquely below the second feature, or simply means that the first feature has a lower level than the second feature.
- Embodiments of the present invention provide an aircraft 100 including: a fuselage 110 and a gimbal 130 .
- the gimbal 130 includes a first rotating shaft mechanism 130a, which can drive the carried sensor assembly 150 and the functional assembly 170 to rotate around the body 110, thereby expanding the sensing range of the sensor assembly.
- FIG. 1 is a schematic diagram of an aircraft according to the present invention.
- an embodiment of the present application provides an aircraft 100 including a fuselage 110 , a power assembly 120 , a gimbal 130 , and a sensor assembly 150 .
- Power assembly 120 is used to provide flight power for aircraft 100 .
- there may be multiple power assemblies 120 which are respectively disposed around the fuselage 110 .
- the power assemblies 120 may be an even number, eg, 2, 4, 6, 8, etc.; or, the power assemblies 120 may be an odd number, eg, 1, 3, 5, etc. .
- FIG. 2 is a cross-sectional view of an aircraft gimbal according to the present invention. Please refer to FIG. 2 .
- the gimbal 130 includes a first rotating shaft mechanism 130 a.
- the first rotating shaft mechanism 130a is used to adjust the attitude angle of the sensor assembly 150 .
- the first rotating shaft mechanism 130 a includes a shaft arm 131 , a first coupling portion 133 , a second coupling portion 135 , and a second coupling portion 135 .
- the first coupling portion 133 and the second coupling portion 135 are disposed on both ends of the shaft arm 131
- the third coupling portion 137 is disposed in the middle of the shaft arm 131 .
- the first coupling portion 133 is mechanically coupled with the sensor assembly 150 .
- the first coupling portion 133 is detachably connected to the sensor assembly 150 .
- the first coupling part 133 is provided with a threaded connector
- the sensor assembly 150 is provided with a screw hole
- the sensor assembly 150 and the first coupling part are detachably connected by screwing the threaded connector with the screw hole
- the first coupling portion 133 is provided with an engaging portion
- the sensor assembly 150 is provided with a matching portion, and the engaging portion is engaged with the matching portion, so as to connect the sensor assembly 150 with the matching portion.
- the first coupling parts 133 are detachably connected.
- the functional component 170 is mechanically coupled with the second coupling portion 135 .
- the second coupling portion 135 is detachably connected to the functional component 170 .
- the second coupling part 135 is provided with a threaded connector
- the functional component 170 is provided with a screw hole
- the functional component 170 and the first coupling part 133 are detachable by screwing the threaded connector with the screw hole
- the second coupling portion 135 is provided with an engaging portion
- the functional component 170 is provided with a matching portion, through which the engaging portion is engaged with the matching portion, so as to connect the functional component 170 with the matching portion.
- the second coupling portion 135 is detachably connected.
- the third coupling portion 137 can be rotatably connected to the body 110 , so that the first shaft mechanism 130 a can drive the sensor component 150 and the functional component 170 to rotate around the body 110 .
- the pan/tilt 130 may be used to carry the functional components 170 .
- the third coupling portion 137 may be rotatably connected to the body 110 through the second shaft mechanism 110a.
- the second shaft mechanism 110a can be mechanically coupled with the motor rotor of the body 110 to drive the second transfer mechanism 110a to rotate, thereby driving the first shaft mechanism 130a to rotate;
- the rotor is fixedly connected, so that the second shaft mechanism 110a rotates with the rotation of the rotor; alternatively, the second shaft mechanism 110a is connected to the motor through a transmission mechanism (for example, a gear, a worm gear, a worm, etc.)
- the outer rotor is connected, so that the outer rotor can drive the second shaft mechanism 110a to rotate through the transmission mechanism.
- the second pivot mechanism 110 a may extend along the pitch axis direction or the roll axis direction of the aircraft 100 .
- the functional component 170 is also used as a counterweight. During the rotation process, the moment generated by the weight of the functional component 170 is substantially equal to the moment generated by the weight of the sensor component 150, so that the functional component 170 and the The sensor assembly 150 can keep the body 110 stable during the rotation.
- the functional assembly 170 can be used to rotate together with the sensor assembly 150 to stabilize the center of gravity of the aircraft 100; alternatively, the center of gravity of the functional assembly 170, the center of gravity of the sensor assembly 150 and the center of gravity of the fuselage 110 can be substantially in the same line; alternatively, the functional assembly
- the distance from the center of gravity of the fuselage 170 to the center of gravity of the fuselage 110 is substantially the same as the distance from the center of gravity of the sensor assembly 150 to the center of gravity of the fuselage 110 ;
- the sensor assembly 150 may include at least one of a camera, a radar, an ultrasonic sensor, a TOF sensor.
- the shaft arm 131 of the first shaft mechanism 130a may be a hollow structure.
- the third coupling part 137 may be a ring structure.
- the plane where the annular structure is located is substantially perpendicular to the second rotating shaft mechanism 110a.
- the inner wall of the annular structure is provided with threads, and the coupling between the second rotating shaft mechanism 110a and the annular structure is also provided with threads, so that the second rotating shaft mechanism 110a is threadedly coupled with the annular structure; or, the annular structure is provided with an engaging portion , the second rotating shaft mechanism 110a is provided with a matching portion, and the engaging portion is engaged with the matching portion, so as to connect the second rotating shaft mechanism 110a and the ring detachably.
- the second rotating shaft mechanism 110a is provided with an annular structure which may be an electric slip ring, and the shaft arm 131 is rotatably connected to the body 110 through the electric slip ring.
- the aircraft 100 may further include a power supply assembly, and the electrical components of the fuselage 110 are electrically connected to the sensor assembly 150 and/or the functional assembly 170 through an electric slip ring for supplying power to the sensor assembly 150 and/or the functional assembly 170 .
- the power supply component of the fuselage 110 is connected to the sensor component 150 and/or the functional component 170 through several wires passing through the electric slip ring and the hollow structure, so that the sensor component 150 and/or the functional component 170 can be provided with electrical energy.
- the third coupling part 137 may be a square, triangular or other shape.
- the third coupling portion 137 is provided with an engaging portion, and the outer surface of the coupling portion of the third coupling portion 137 of the second shaft mechanism 110a has the same shape as the inner surface of the engaging portion of the third coupling portion and is provided with a matching portion.
- the matching parts are engaged with each other, so as to detachably connect the second rotating shaft mechanism 110a with the ring.
- Sensor assembly 150 and/or functional assembly 170 may be powered using its own power source.
- a battery is provided inside the sensor component 150, and the sensor component 150 and/or the functional component 170 are powered by the battery; or, a battery is provided inside the functional component 170, and the sensor component 150 and/or the functional component 170 are powered by the battery; or, Both the sensor component 150 and the functional component 170 are provided with batteries for power supply.
- the functional component 170 includes at least one of an image transmission component, a flight control component, a navigation component, and a power supply component.
- the shaft arm 131 of the first rotating shaft mechanism 130a is a hollow structure and includes a cavity inside.
- the functional component 170 is communicatively connected to the sensor component 150 through one or more communication lines through the cavity to enable the functional component 170 to communicate with the sensor component 150; or the functional component 170 and the sensor component 150 may be wirelessly connected way (for example: WIFI, Bluetooth, infrared, etc.) to communicate.
- the functional component 170 and the sensor component 150 can establish a communication connection with each other through the wireless communication modules provided in each, and communicate with each other.
- the functional component 170 may include an ESC component.
- FIG. 3 is a top view of the aircraft gimbal of the present invention.
- the gimbal 130 may further include a third axis of rotation mechanism 130b, so that the sensor assembly 135 may rotate along a mechanism different from the first axis of rotation. direction of rotation.
- one end of the third rotating shaft mechanism 130b is rotatably connected to the first coupling portion 133 of the first rotating shaft mechanism 130a, and the sensor assembly 150 is fixedly connected to the other end of the third rotating shaft mechanism 130b, so that the sensor assembly 150 can move along the deflection of the head 130.
- the flight axis is rotated, or the sensor assembly 150 is rotated along the roll axis of the pan/tilt head 130 .
- one end of the third shaft mechanism 130b is mechanically coupled with the functional component 170 .
- the other end of the third shaft mechanism 130b is rotatably connected with the first shaft mechanism 130a.
- the third rotating shaft mechanism 130b can be fixedly connected with the motor rotor disposed on the first coupling portion 133 so that the third rotating shaft mechanism 130b can rotate with the rotation of the motor rotor; or the third rotating shaft mechanism 130b can pass through a transmission mechanism It is connected with the outer rotor of the motor arranged on the first coupling part 133, so that the motor drives the third rotating shaft mechanism 130b to rotate when it rotates.
- the third shaft mechanism 130b is detachably connected to the functional component 170 .
- one end of the third shaft mechanism 130b is provided with a threaded connector
- the functional component 170 is provided with a threaded hole
- the functional component 170 and the third rotary shaft mechanism 130b are detachable by screwing the threaded connector with the threaded hole.
- one end of the third shaft mechanism 130b is provided with an engaging portion
- the functional component 170 is provided with a matching portion, through which the engaging portion is engaged with the matching portion, so as to connect the functional component 170 It is detachably connected with the third rotating shaft mechanism 130b.
- FIG. 4 is a schematic diagram of the retracted state of the aircraft arms of the present invention.
- the aircraft 100 includes an arm 113 , and the arm 113 is rotatably connected to the fuselage 110 , so that the arm 113 can be retracted and unfolded relative to the fuselage 110 .
- the number of arms 113 may be even, for example, 2, 4, 6, 8, etc.; or, the number of arms 113 may be odd, for example, 1, 3, 5 Wait.
- the arms 113 are used to carry the power assemblies 120 that provide flight power for the aircraft 100 .
- the numbers of the arms 113 and the power assemblies 120 can be in one-to-one correspondence, and each arm 113 can carry one power assembly 120 .
- the power assembly 120 may include a propeller 121 and a motor 123 for driving the propeller 121 to rotate.
- the number of power assemblies 120 corresponds to the number of propellers 121 one-to-one, and each power assembly 120 includes one propeller 121 .
- the number of propellers 121 is in one-to-one correspondence with the number of motors 123 , and each propeller 121 is driven by a corresponding motor 123 .
- the motors 123 are regularly arranged at specific positions.
- the motors 123 on the arms 113 are basically arranged in a straight line; or, when the multiple arms 113 are in the folded state, the motors 123 on the same side of the fuselage 110
- the motors 123 on the arms 113 face the same direction; alternatively, the motors 123 on the plurality of arms 113 located on opposite sides of the fuselage 110 face opposite; or when the arms 113 are in the retracted state, the power components 120 on the arms 113 is located below the fuselage 110; or, when the multiple arms 113 are in the folded state, the power assemblies 120 on the multiple arms 113 are basically arranged in a straight line; Polygon and other shapes, the power assemblies 120 on the multiple arms 113 are stacked into corresponding cylindrical shapes such as cylindrical, square, polygonal, etc.; or, when the multiple arms 113 are in the unfolded state
- FIG. 5 is a side view of the deployed state of the aircraft arm of the present invention.
- the height of the power assembly 120 on one side of the fuselage 110 relative to the fuselage 110 is greater than the height of the power assembly 120 on the other opposite side relative to the fuselage 110 .
- the height of the two power assemblies 120 close to the machine head relative to the machine body 110 is greater than the height of the two power assemblies 120 close to the machine head relative to the height of the machine body 110 due to the different heights at which the machine arm 113 is installed on the fuselage 110 or the length of the machine arm 113 The heights of the two power assemblies at the tail relative to the fuselage 110 ;
- the plurality of arms 113a are rotatably connected to the fuselage 110 through the fourth hinge mechanism 113a, so that the arms 113a can rotate relative to the fuselage 110, so that the arms 113 can be in the unfolded and retracted states.
- the position of the fourth pivot mechanism 113a in a part of the arms 113 relative to the fuselage 110 is higher than the position of the fourth pivot mechanism 113a in the other part of the arms 113 relative to the fuselage 110 .
- the installation positions of the plurality of fourth rotating shafts on the fuselage are different, for example: when the arms 113 are in the unfolded state, the fourth rotating shaft mechanisms 113a of the plurality of arms 113 on one side of the fuselage 110 are opposite to each other. It is arranged symmetrically with respect to the pitch axis or the roll axis of the aircraft 100 .
- the axes of the fourth pivot mechanisms 113 a of the plurality of arms 113 are inclined relative to the pitch axis or the roll axis of the aircraft 100 ; or, the axes of the fourth pivot mechanisms 113 a of the plurality of arms 113 are inclined relative to the fuselage 110 Set down.
- the power assembly 120 further includes a paddle protection cover 125 , and the paddle protection cover 125 is fixedly connected with the aircraft arm 113 .
- the number of power assemblies 120 is in one-to-one correspondence with the number of paddle guards 125 , for example, each power assembly 120 is surrounded by a corresponding paddle guard 125 .
- the paddle guards 125 of the power assemblies 120 on the plurality of arms 113 have a regular shape when the plurality of arms 113 are in the stowed state.
- the paddle protective covers 125 of the power assemblies 120 on the plurality of aircraft arms 113 are basically arranged in a straight line;
- the paddle protection covers 125 of the power assemblies 120 on the plurality of arms 113 are stacked in a cylindrical shape.
- the shape of the paddle protection cover 125 can also be a square, a polygon, etc.
- the paddle protection covers 125 of the power assemblies 120 on the multiple arms 113 are stacked into a square cylinder, a polygonal cylinder, etc. barrel shape.
- aircraft 100 also includes a locking mechanism.
- a locking mechanism is fixedly connected to the body 110 for locking the arms 113 in the deployed state, and/or locking the arms 113 in the retracted state.
- the locking mechanism is provided with an engaging portion on the side of the fuselage 110, and a fitting portion on the side of the arm 113. When the arm 113 is in the unfolded state, the fitting portion abuts against the engaging portion, so that the arm 113 in the unfolded state is in contact with the engaging portion.
- the locking mechanism is provided with magnetic parts on both the side of the fuselage 110 and the arm 113, when the arm 113 is in the unfolded state, the magnetic parts on both sides abut and mutually Attraction, so that the arm 113 in the unfolded state cannot be rotated.
- the shaft arm 131 of the first pivot mechanism 130a is disposed substantially horizontally with respect to the body 110; and/or when the plurality of arms 113 are in the folded state, the function The assembly 170 and the sensor assembly 150 are respectively located on opposite sides of the fuselage 110 ; and/or when the multiple arms 113 are in a retracted state, the functional assembly 170 and the sensor 150 assembly are respectively located in the nose and tail directions of the fuselage 110 .
- the pivot arm 131 of the first pivot mechanism 130 a is blocked by the power assembly 120 to a predetermined angle, so that it is difficult for the power assembly 120 to continue to rotate toward the top of the fuselage 110 .
- the position of the power assembly 120 is on the rotating plane of the sensor assembly 150 and the functional assembly 170 due to the retracted arms 113 , so that the sensor assembly 150 and the functional assembly 170 are rotated. Assembly 170 cannot be rotated freely.
- first and second are only used for descriptive purposes, and should not be construed as indicating or implying relative importance or implying the number of indicated technical features. Thus, features defined as “first”, “second” may expressly or implicitly include at least one of said features. In the description of the present invention, “plurality” means at least two, such as two, three, unless expressly and specifically defined otherwise.
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Abstract
一种飞行器（100），包括：机身（110）；云台（130），用于承载传感器组件（150），云台（130）包括用于调节传感器组件（150）的姿态角的第一转轴机构（130a），第一转轴机构（130a）包括轴臂（131）、设置于轴臂（131）的两端的第一耦合部（133）、第二耦合部（135）以及设置于轴臂中部的第三耦合部（137）；第一耦合部（133）与传感器组件（150）机械耦合；以及功能组件（170），与第二耦合部（135）机械耦合；其中，第三耦合部（137）与机身（110）可转动连接，以使第一转轴机构（130a）能够带动传感器组件（150）及功能组件（170）围绕机身（110）转动。相较于传统的飞行器，上述飞行器极大地增加了云台的活动范围，从而扩大了传感器组件的探测范围。
Description
本申请实施例涉及飞行器领域，尤其涉及一种包含云台的飞行器。
飞行器一般通过搭建云台相机以实现画面稳定的无人机航拍。而云台一般搭载在飞行器下端，可以快速、稳定地驱动搭载在云台上的传感器对飞行器周边的环境进行感测。但是由于机身的遮挡，以及云台有限的活动范围，导致传感器的无法实现对机身周围空间的全向感测。
发明内容
针对现有技术中的上述缺陷，本申请实施例提供一种飞行器。
本申请实施例一方面提供一种飞行器，包括：
机身；
云台，用于承载传感器组件，所述云台包括用于调节所述传感器组件的姿态角的第一转轴机构，所述第一转轴机构包括轴臂、设置于所述轴臂的两端的第一耦合部、第二耦合部以及设置于所述轴臂中部的第三耦合部；所述第一耦合部与所述传感器组件机械耦合；以及
功能组件，与所述第二耦合部机械耦合；
其中，所述第三耦合部与所述机身可转动连接，以使所述第一转轴机构能够带动所述传感器组件及所述功能组件围绕所述机身转动。
本申请实施例另一方面提供一种飞行器，包括：
机身；
云台，用于承载传感器组件及功能组件，所述云台包括用于调节所述传感器组件的姿态角的第一转轴机构，所述第一转轴机构包括轴臂、设置于所述轴臂的两端的第一耦合部、第二耦合部以及设置于所述轴臂中部的第三耦合部；所述第一耦合部与所述传感器组件机械耦合，所述第二耦合部与所述功能组件机械耦合；
其中，所述第三耦合部与所述机身可转动连接，以使所述第一转轴机构能够带动所述传感器组件及所述功能组件围绕所述机身转动。
相较于传统的搭载有云台飞行器，上述飞行器将云台设计为围绕机身旋转，从而极大地扩展了云台上所搭载的传感器的活动范围，并增大了传感器的传感器组件的探测范围。
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明所示飞行器示意图；
图2为本发明飞行器云台剖视图；
图3为本发明飞行器云台俯视图；
图4为本发明飞行器机臂收拢状态示意图；
图5为本发明飞行器机臂展开状态的侧视图。
以下结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。附图中相同或类似的标号自始至终表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。
另外，下面结合附图描述的本发明的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明的实施方式，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
在本说明书的描述中，参考术语“某些实施方式”、“一个实施方式”、“一些实施方式”、“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发明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。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
本发明的实施方式提供一种飞行器100，包括：机身110、云台130。云台130包括第一转轴机构130a，能够带动所承载的传感器组件150及功能组件170围绕机身110转动，从而扩大了传感器组件的感测范围。
图1为本发明所示飞行器示意图，参见图1，本申请的一实施例提供一种飞行器100，包括机身110、动力组件120以及云台130、传感器组件150。动力组件120用于为飞行器100提供飞行动力。
在一些实施例中，动力组件120可以是多个，分别设置于机身110周围。
在一些实施例中，动力组件120可以是偶数个，例如，2个，4个、6个、8个等；或者，动力组件120可以是奇数个，例如，1个，3个，5个等。
图2为本发明飞行器云台剖视图，请参见图2，云台130包括第一转轴机构130a。第一转轴机构130a用于调节传感器组件150的姿态角。
结合图1及图2：
第一转轴机构130a包括轴臂131、第一耦合部133、第二耦合部135、以及第二耦合部135。第一耦合部133、第二耦合部135设置于轴臂131两端，第三耦合部137设置于轴臂131中部。
第一耦合部133与传感器组件150机械耦合。在其中一个实施例中，第一耦合部133与传感器组件150可拆卸连接。例如，第一耦合部133设有螺纹连接件，所述传感器组件150设有螺孔，通过螺纹连接件与螺孔相螺合，将所述传感器组件150与所述第一耦合部可拆卸连接起来；或者，第一耦合部133设有卡合部，所述传感器组件150设有配合部，通过所述卡合部与所述配合部相卡合，以将所述传感器组件150与所述第一耦合部133可拆卸连接起来。
在一些实施例中，功能组件170与第二耦合部135机械耦合。在其中一个实施例中，第二耦合部135与功能组件170可拆卸连接。例如，第二耦合部135设有螺纹连接件，所述功能组件170设有螺孔，通过螺纹连接件与螺孔相螺合，将所述功能组件170与所述第一耦合部133可拆卸连接起来；或者，第二耦合部135设有卡合部，所述功能组件170设有配合部，通过所述卡合部与所述配合部相卡合，以将所述功能组件170与所述第二耦合部135可拆卸连接起来。
在一些实施例中，第三耦合部137可与机身110可转动连接，可使第一转轴机构130a能够带动传感器组件150及功能组件170围绕机身110转动。
在一些实施例中，云台130可用于承载功能组件170。
在一些实施例中，第三耦合部137可通过第二转轴机构110a与机身110可转动连接。例如，第二转轴机构110a可与机身110的电机转子机械耦合，用以驱动第二转载机构110a转动，从而带动第一转轴机构130a转动；或者，第二转轴机构110a与机身110的电机的转子固定连接，从而使第二转轴机构110a随着转子的转动而转动；或者，第二转轴机构110a通过一传动机构通过一传动机构(例如：齿轮、蜗轮、蜗杆等)与所述电机的外转子连接，从而使所述外转子可以通过传动机构带动所述第二转轴机构110a转动。
在一些实施例中，第二转轴机构110a可沿飞行器100的俯仰轴方向或横滚轴方向延伸。
在一些实施例中，功能组件170还作为配重件使用，在转动的过程中，由功能组件170的重量产生的力矩与有传感器组件150的重量而产生的力矩基本相等，使得功能组件170及传感器组件150在转动的过程中可以保持机身110的稳定。例如：功能组件170可用于与传感器组件150一同转动，以稳定飞行器100的重心；或者，功能组件170的重心、传感器组件150的重心以及机身110的重心可基本处于同一直线；或者，功能组件170的重心到机身110的重心的距离与传感器组件150的重心到机身110的重心的距离基本相等；或者，功能组件170的重量与传感器组件150的重量基本相同。传感器组件150可以包括相机、雷达、超声波传感器、TOF传感器中的至少一个。
在一些实施例中，第一转轴机构130a的轴臂131可以是空心结构。第三耦合部137可以是环状结构。环状结构所在的平面与第二转轴机构110a基本垂直。环状结构的内壁设有螺纹，第二转轴机构110a机构与环状结构耦合处也设有螺纹，从而使得第二转轴机构110a与环状结构螺纹耦合；或者，环状结构设有卡合部，第二转轴机构110a设有配合部，通过卡合部与配合部相卡合，以将第二转轴机构110a与环状可拆卸连接起来。第二转轴机构110a设有环状结构可以是电滑环，轴臂131通过电滑环与机身110可转动连接。
在一些实施例中，飞行器100还可以包括电源组件，机身110的电气部件通过电滑环与传感器组件150和/或功能组件170电连接，用于为传感器组件150和/或功能组件170供电。例如：机身110的电源组件通过若干条穿过电滑环及空心结构的导线，与传感器组件150和/或功能组件170连接，从而可以为传感器组件150和/或功能组件170提供电能。
在一些实施例中，第三耦合部137可以是方形、三角形等形状的结构。第三耦合部137设有卡合部，第二转轴机构110a第三耦合部137耦合处的外表面与第三耦合部卡和部的内表面形状一致并且设有配合部，通过卡合部与配合部相卡合，以将第二转轴机构110a与环状可拆卸连接。传感器组件150和/或功能组件170可使用自身的电 源供电。例如，传感器组件150内部设置有电池，通过电池为传感器组件150和/或功能组件170供电；或者，功能组件170内部设置有电池，通过电池为传感器组件150和/或功能组件170供电；或者，传感器组件150及功能组件170的内部均设置有电池为各自供电。功能组件170包括图传组件、飞行控制组件、导航组件、电源组件中的至少一个。
在一些实施例中，其中第一转轴机构130a的轴臂131为空心结构，内部包括一腔体。在一些实施例中，功能组件170通过经过腔体的一条或多条通信线与传感器组件150通信连接，以使功能组件170与传感器组件150能够通信；或者功能组件170与传感器组件150可通过无线方式(例如：WIFI、蓝牙、红外等)进行通信。例如：功能组件170与传感器组件150可通过各自内部设置的无线通信模块相互间建立通信连接，并进行通信。
在一些实施例中，传感器组件150与功能组件170之间不需要通信。例如：功能组件170可以包括电调组件。
图3为本发明飞行器云台俯视图，结合图1-图3，在一些实施例中，云台130还可包括第三转轴机构130b，用于使传感器组件135可以沿不同于第一转轴机构旋转的方向转动。例如：第三转轴机构130b的一端与第一转轴机构130a的第一耦合部133转动连接，传感器组件150与第三转轴机构130b的另一端固定连接，以使传感器组件150沿云台130的偏航轴转动，或者使传感器组件150沿云台130的横滚轴转动。
在一些实施例中，第三转轴机构130b的一端与功能组件170机械耦合。第三转轴机构130b的另一端与第一转轴机构130a转动连接。例如，第三转轴机构130b可与设置在第一耦合部133的电机转子固定连接用以使第三转轴机构130b可以随着电机的转子转动而转动；或者第三转轴机构130b可通过一传动机构与设置在第一耦合部133的电机外转子相连，以使得电机在转动时带动所述第三转轴机构130b转动。
在一些实施例中，第三转轴机构130b与功能组件170可拆卸连接。例如：第三转轴机构130b的一端设有螺纹连接件，所述功能组件170设有螺孔，通过螺纹连接件与螺孔相螺合，将所述功能组件170与第三转轴机构130b可拆卸连接起来；或者，第三转轴机构130b的一端设有卡合部，所述功能组件170设有配合部，通过所述卡合部与所述配合部相卡合，以将所述功能组件170与所述第三转轴机构130b可拆卸连接起来。
图4为本发明飞行器机臂收拢状态示意图。
在一些实施例中，结合图1及图4其中飞行器100包括机臂113，机臂113与机身110可转动连接，以使机臂113可以相对于机身110收拢和展开。
在一些实施例中，机臂113可以是偶数个，例如，2个，4个、6个、8个等；或者，机臂113也可以为奇数个，例如，1个，3个，5个等。
在一些实施例中，机臂113用于承载为飞行器100提供飞行动力的动力组件120。机臂113与动力组件120的数量可一一对应，每个机臂113可承载一个动力组件120。动力组件120可包括螺旋桨121以及驱动螺旋桨121转动的电机123。
在一些实施例中，动力组件120的数量与螺旋桨121的数量一一对应，每个动力组件120均包括一个螺旋桨121。螺旋桨121的数量与电机123的数量一一对应，每个螺旋桨121都由一个对应的电机123驱动。
在一些实施例中，当多个机臂113处于收拢状态时，电机123呈规则排布在特定位置。例如，当多个机臂113处于收拢状态时，机臂113上的电机123基本排列成一条直线；或者，当多个机臂113处于收拢状态时，位于机身110的同一侧的多个机臂113上的电机123朝向相同；或者，位于机身110的相对两侧的多个机臂113上的电机123朝向相反；或者当机臂113处于收拢状态时，机臂113上的动力组件120位于机身110的下方；或者，当多个机臂113处于收拢状态时，多个机臂113上的动力组件120基本排列成一条直线；或者，当动力组件120的外形为圆饼、方形、多边形等形状，多个机臂113上的动力组件120堆叠为圆筒形、方筒形、多边筒行等相应的筒形状；或者，当多个机臂113处于展开状态时，多个机臂113上的动力组件120分布在机身110的周围。
图5为本发明飞行器机臂展开状态的侧视图。
在一些实施例中，当机臂113处于展开状态时，机身110的其中一侧的动力组件120相对于机身110的高度，大于另外一相对侧的动力组件120相对于机身110的高度。例如，当机臂113处于展开状态时，因机臂113安装在机身110的高度不同或者机臂113长短的不同而使得靠近机头的两个动力组件120相对于机身110的高度大于靠近机尾的两个动力组件相对于机身110的高度；或者，靠近机尾的两个动力组件120相对于机身110的高度大于靠近机头的两个动力组件相对于机身110的高度。
在一些实施例中，多个机臂113a通过第四转轴机构113a与机身110可转动连接，使得机臂113a可相对于机身110转动，从而使得机臂113可处于展开和收拢状态。当机臂113处于展开状态时，其中一部分机臂113中的第四转轴机构113a相对于机身110的位置，高于另外一部分机臂113中的第四转轴机构113a相对于机身110的位置。
在一些实施例中，多个第四转轴在机身上的安装位置不同，例如：当机臂113处于展开状态时，位于机身110一侧的多个机臂113的第四转轴机构113a相对于飞行器100的俯仰轴或横滚轴对称设置。或者，多个机臂113的第四转轴机构113a的轴线相对于飞行器100的俯仰轴或横滚轴倾斜设置；或者，多个机臂113的第四转轴机构113a的轴线相对于机身110倾斜向下设置。
在一些实施例中，如图4所示，动力组件120还包括桨保护罩125，桨保护罩125与机臂113固定连接。动力组件120的数量与桨保护罩125的数量一一对应，例如，每个动力组件120对应围设有一个桨叶保护罩125。
在一些实施例中，当多个机臂113处于收拢状态时，多个机臂113上的动力组件120的桨保护罩125呈规则形状。例如，当多个机臂113处于收拢状态时，多个机臂113上的动力组件120的桨保护罩125基本排列成一条直线；或者，桨保护罩125的外形为圆环形状，当多个机臂113处于收拢状态时，多个机臂113上的动力组件120的桨保护罩125堆叠为圆筒形。桨保护罩125的外形也可以是方形、多边形等形状，当多个机臂113处于收拢状态时，多个机臂113上的动力组件120的桨保护罩125堆叠为方筒、多边筒等相应的筒形状。
在一些实施例中，飞行器100还包括锁定机构。例如，锁定机构与机身110固定连接，用于将机臂113锁定在展开状态，和/或将机臂113锁定在收拢状态。例如锁定机构在机身110侧设置有卡合部，在机臂113侧设置有配合部，当机臂113处于展开状态时，配合部与卡合部抵接，使得处于展开状态的机臂113不能转动，从而起到固定机臂的作用；或者，锁定机构在机身110侧和机臂113侧均设置有磁性件，当机臂113处于展开状态时，两侧的磁性件抵接并相互吸引，使得处于展开状态的机臂113不能转动。
在一些实施例中，当多个机臂113处于收拢状态时，第一转轴机构130a的轴臂131相对于机身110基本水平设置；和/或当多个机臂113处于收拢状态时，功能组件170以及传感器组件150分别位于机身110的相对两侧；和/或当多个机臂113处于收拢状态时，功能组件170以及传感器150组件分别位于机身110的机头以及机尾方向。
在一些实施例中，当多个机臂113处于收拢状态时，第一转轴机构130a的轴臂131被动力组件120阻挡至预设角度，从而使得动力组件120难以继续朝向机身110顶部转动。如图4所示，当多个机臂113处于收拢状态时，因机臂113收拢而使得动力组件120的位置处于传感器组件150及功能组件170的转动的平面上，从而使得传感器组件150及功能组件170无法随意转动。
在本说明书的描述中，参考术语“某些实施方式”、“一个实施方式”、“一些实施方式”、“示意性实施方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”的描述意指结合所述实施方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施方式或示例中以合适的方式结合。
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至少一个所述特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个，除非另有明确具体的限定。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。
Claims (68)
- 一种飞行器，包括：机身；云台，用于承载传感器组件，所述云台包括用于调节所述传感器组件的姿态角的第一转轴机构，所述第一转轴机构包括轴臂、设置于所述轴臂的两端的第一耦合部、第二耦合部以及设置于所述轴臂中部的第三耦合部；所述第一耦合部与所述传感器组件机械耦合；以及功能组件，与所述第二耦合部机械耦合；其中，所述第三耦合部与所述机身可转动连接，以使所述第一转轴机构能够带动所述传感器组件及所述功能组件围绕所述机身转动。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中，所述第三耦合部通过第二转轴机构与所述机身可转动连接。
- 如权利要求2所述的飞行器，其中，所述第二转轴机构沿所述飞行器的俯仰轴方向或横滚轴方向延伸。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述功能组件的重心、所述传感器组件的重心以及所述机身的重心基本处于同一直线。
- 如权利要求4所述的飞行器，其中所述功能组件的重心到所述机身的重心的距离与所述传感器组件的重心到所述机身的重心的距离基本相等。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述功能组件的重量与所述传感器组件的重量基本相同。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述传感器组件包括相机、雷达、超声波传感器中的至少一个。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述飞行器还包括电源组件，所述第三耦合部为环状结构，所述第一转轴机构的轴臂为空心结构。
- 如权利要求8所述的飞行器，其中所述环状结构所在的平面与所述第二转轴机构基本垂直。
- 如权利要求9所述的飞行器，其中所述环状结构为电滑环，所述轴臂通过所述电滑环与所述机身可转动连接。
- 如权利要求10所述的飞行器，其中所述机身的电气部件通过所述电滑环与所述传感器组件或/及所述功能组件电连接。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述功能组件包括图传组件、飞行控制组件、导航组件、电源组件中的至少一个。
- 如权利要求12所述的飞行器，其中所述第一转轴机构的轴臂为空心结构，内部包括一腔体，所述功能组件经由所述腔体走线，与所述传感器组件通信连接。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述功能组件包括电调组件。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述云台还包括第三转轴机构，所述第三转轴机构的一端与所述第一转轴机构的第一耦合部机械耦合，所述传感器组件与所述第三转轴机构的另一端机械耦合，以使所述传感器组件沿所述云台的偏航轴转动。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述云台还包括第三转轴机构，所述第三转轴机构的一端与所述第一转轴机构的第一耦合部机械耦合，所述传感器组件与所述第三转轴机构的另一端机械耦合，以使所述传感器组件沿所述云台的横滚轴转动。
- 如权利要求1所述的飞行器，其中所述飞行器包括多个机臂，所述机臂与机身可转动连接，以使所述机臂具有收拢状态和展开状态；所述机臂用于承载为所述飞行器提供飞行动力的动力组件。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，所述动力组件包括螺旋桨以及驱动所述螺旋桨转动的电机，所述机臂处于收拢状态时，多个所述机臂上的电机基本排列成一条直线。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，位于所述机身的同一侧的多个所述机臂上的电机朝向相同。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，位于所述机身的相对两侧的多个所述机臂上的电机朝向相反。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，多个所述机臂上的动力组件均位于所述机身的下方。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，多个所述机臂上的动力组件基本排列成一条直线。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，当所述动力组件的外形为圆饼形状，多个所述机臂上的动力组件堆叠为圆筒形。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于展开状态时，多个所述机臂上的动力组件分布在所述机身的周围。
- 如权利要求24所述的飞行器，其中，所述机身的其中一侧的动力组件相对于所述机身的高度，大于另外一相对侧的动力组件相对于所述机身的高度。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，多个所述机臂通过第四转轴机构与所述机身可转动连接，其中一部分所述机臂中的转轴机构相对于所述机身的位置，高于另外一部分所述机臂中的第四转轴机构相对于所述机身的位置；和/或，位于所述机身一侧的多个所述机臂的所述第四转轴机构相对于所述飞行器的俯仰轴或横滚轴对称设置；和/或，多个所述机臂的第四转轴机构的轴线相对于所述飞行器的俯仰轴或横滚轴倾斜设置；和/或，多个所述机臂的第四转轴机构的轴线相对于所述机身倾斜向下设置。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，所述动力组件还包括桨保护罩，所述桨保护罩与所述机臂固定连接，且每个所述动力组件对应围设有一个桨叶保护罩。
- 如权利要求27所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，多个所述机臂上的动力组件的所述桨保护罩基本排列成一条直线。
- 如权利要求28所述的飞行器，其中，所述桨保护罩的外形为圆环形状，多个所述机臂上的动力组件的将保护罩堆叠为圆筒形。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，所述飞行器还包括锁定机构，所述锁定机构与所述机身机械耦合，所述锁定机构用于将所述机臂锁定在所述展开状态。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢时，所述第一转轴机构的轴臂相对于所述机身基本水平设置。
- 如权利要求31所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢时，所述功能组件以及所述传感器组件分别位于所述机身的相对两侧。
- 如权利要求32所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，所述功能组件以及所述传感器组件分别位于所述机身的机头以及机尾方向。
- 如权利要求17所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，所述第一转轴机构的轴臂被所述动力组件阻挡至预设角度而难以继续朝向所述机身顶部转动。
- 一种飞行器，包括：机身；云台，用于承载传感器组件及功能组件，所述云台包括用于调节所述传感器组件的姿态角的第一转轴机构，所述第一转轴机构包括轴臂、设置于所述轴臂的两端的第一耦合部、第二耦合部以及设置于所述轴臂中部的第三耦合部；所述第一耦合部与所述传感器组件机械耦合，所述第二耦合部与所述功能组件机械耦合；其中，所述第三耦合部与所述机身可转动连接，以使所述第一转轴机构能够带动所述传感器组件及所述功能组件围绕所述机身转动。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中，所述第三耦合部通过第二转轴机构与所述机身可转动连接。
- 如权利要求36所述的飞行器，其中，所述第二转轴机构沿所述飞行器的俯仰轴方向或横滚轴方向延伸。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述功能组件的重心、所述传感器组件的重心以及所述机身的重心基本处于同一直线。
- 如权利要求38所述的飞行器，其中所述功能组件的重心到所述机身的重心的距离与所述传感器组件的重心到所述机身的重心的距离基本相等。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述功能组件的重量与所述传感器组件的重量基本相同。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述传感器组件包括相机、雷达、超声波传感器中的至少一个。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述飞行器还包括电源组件，所述第三耦合部为环状结构，所述第一转轴机构的轴臂为空心结构。
- 如权利要求42所述的飞行器，其中所述环状结构所在的平面与所述第二转轴机构基本垂直。
- 如权利要求43所述的飞行器，其中所述环状结构为电滑环，所述轴臂通过所述电滑环与所述机身可转动连接。
- 如权利要求44所述的飞行器，其中所述机身的电气部件通过所述电滑环与所述传感器组件或/及所述功能组件电连接。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述功能组件包括图传组件、飞行控制组件、导航组件中的至少一个，所述功能组件与所述传感器组件通信连接。
- 如权利要求46所述的飞行器，其中所述功能组件包括电调组件。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述第一转轴机构的轴臂为空心结构，内部包括一腔体，所述功能组件经由所述腔体走线，与所述传感器组件信号连接。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述云台还包括第三转轴机构，所述第三转轴机构的一端与所述第一转轴机构的第一耦合部机械耦合，所述传感器组件与所述第三转轴机构的另一端机械耦合，以使所述传感器组件沿所述云台的偏航轴转动。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述云台还包括第三转轴机构，所述第三转轴机构的一端与所述第一转轴机构的第一耦合部机械耦合，所述传感器组件与所述第三转轴机构的另一端机械耦合，以使所述传感器组件沿所述云台的横滚轴转动。
- 如权利要求35所述的飞行器，其中所述飞行器包括多个机臂，所述机臂与机身可转动连接，以使所述机臂具有收拢状态和展开状态；所述机臂用于承载为所述飞行器提供飞行动力的动力组件。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，所述动力组件包括螺旋桨以及驱动所述螺旋桨转动的电机，所述机臂处于收拢状态时，多个所述机臂上的电机基本排列成一条直线。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，位于所述机身的同一侧的多个所述机臂上的电机朝向相同。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，位于所述机身的相对两侧的多个所述机臂上的电机朝向相反。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，多个所述机臂上的动力组件均位于所述机身的下方。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，多个所述机臂上的动力组件基本排列成一条直线。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，当所述动力组件的外形为圆饼形状，多个所述机臂上的动力组件堆叠为圆筒形。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于展开状态时，多个所述机臂上的动力组件分布在所述机身的周围。
- 如权利要求55所述的飞行器，其中，所述机身的其中一侧的动力组件相对于所述机身的高度，大于另外一相对侧的动力组件相对于所述机身的高度。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，多个所述机臂通过第四转轴机构与所述机身可转动连接，其中一部分所述机臂中的转轴机构相对于所述机身的位置，高于另外一部分所述机臂中的第四转轴机构相对于所述机身的位置；和/或，位于所述机身一侧的多个所述机臂的所述第四转轴机构相对于所述飞行器的俯仰轴或横滚轴对称设置；和/或，多个所述机臂的第四转轴机构的轴线相对于所述飞行器的俯仰轴或横滚轴倾斜设置；和/或，多个所述机臂的第四转轴机构的轴线相对于所述机身倾斜向下设置。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，所述动力组件还包括桨保护罩，所述桨保护罩与所述机臂固定连接，且每个所述动力组件对应围设有一个桨叶保护罩。
- 如权利要求61所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，多个所述机臂上的动力组件的所述桨保护罩基本排列成一条直线。
- 如权利要求62所述的飞行器，其中，所述桨保护罩的外形为圆环形状，多个所述机臂上的动力组件的将保护罩堆叠为圆筒形。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，所述飞行器还包括锁定机构，所述锁定机构与所述机身机械耦合，所述锁定机构用于将所述机臂锁定在所述展开状态。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢时，所述第一转轴机构的轴臂相对于所述机身基本水平设置。
- 如权利要求65所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢时，所述功能组件以及所述传感器组件分别位于所述机身的相对两侧。
- 如权利要求66所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，所述功能组件以及所述传感器组件分别位于所述机身的机头以及机尾方向。
- 如权利要求51所述的飞行器，其中，当多个所述机臂处于收拢状态时，所述第一转轴机构的轴臂被所述动力组件阻挡至预设角度而难以继续朝向所述机身顶部转动。
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