CN104787298B - 飞行器 - Google Patents
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Abstract
一种飞行器，包括机身以及设置于所述机身内的感测组件和支撑件，所述机身包括主壳体。所述主壳体包括底壁以及与所述底壁相连的侧壁，所述侧壁与所述底壁共同围成收容空间。所述感测组件和支撑件收容于所述收容空间内，所述支撑件连接于所述底壁上，所述感测组件设置于所述支撑件上且与所述侧壁之间具有间隙。所述飞行器将采用支撑件将所述感测组件设置于机身的底壁上并使所述感测组件与机身的侧壁保持间隙，能够有效减少或者消除所述感测组件受到的平行于所述底壁方向的震动。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种用于具有感测组件的飞行器。
背景技术
感测组件，如惯性测量单元（Inertial Measurement Unit，IMU），为飞行器的重要元件，用于感知飞行器的飞行姿态、方位以及其他环境信息。现有飞行器一般将所述感测组件直接固定飞行器的机身壳体上，然而，由于飞行器在飞行过程中会因为电机、螺旋桨的转动及/或遭遇气流而产生震动，这种震动会通过所述机身特体传递至所述感测组件，从而影响所述感测组件的感知精度，进一步影响所述飞行器的正常任务的执行，严重者则会造成所述感测组件的损毁。
发明内容
有鉴于此，有必要提供一种能够有效减少感测组件遭受的震动的飞行器。
一种飞行器，包括机身以及设置于所述机身内的感测组件和支撑件，所述机身包括主壳体。所述主壳体包括底壁以及与所述底壁相连的侧壁，所述侧壁与所述底壁共同围成收容空间。所述感测组件和支撑件收容于所述收容空间内，所述支撑件连接于所述底壁上，所述感测组件设置于所述支撑件上且与所述侧壁之间具有间隙。
进一步地，所述飞行器还包括减震件，所述减震件设置于所述感测组件与所述支撑件之间。
进一步地，所述减震件包括减震隔层，所述减震隔层，所述支撑件包括顶板以及与所述顶板连接的侧板，所述顶板包括朝向所述感测组件的顶面，所述减震隔层设置于所述顶面上。
进一步地，所述感测组件包括连接件，所述连接件将所述感测组件连接于所述支撑件上，所述减震件包括第一减震垫，所述第一减震垫套设于对应的所述连接件上并设置于所述感测组件与所述支撑件之间。
进一步地，所述感测组件包括连接件，所述连接件将所述感测组件连接于所述支撑件上，所述减震件包括对应于所述连接件的第二减震垫，所述第二减震垫套设对应的所述连接件上并设置于所述感测组件背离所述支撑件的一侧表面上。
进一步地，所述感测组件包括安装板及固定于所述安装板上的感测元件，所述安装板与所述支撑件连接。
进一步地，所述感测元件为惯性测量单元。
进一步地，所述惯性测量单元中设置有减震元件。
进一步地，所述底壁上开设有第一连接孔，所述支撑件上开设有对应于所述第一连接孔的第二连接孔，所述支撑件与所述底壁之间通过所述第一连接孔与所述第二连接孔的配合相互连接。
进一步地，所述飞行器为具有旋翼组件的旋翼飞行器，所述机身包括多个支臂壳体，所述支臂壳体设置于所述主壳体周围，用于支撑所述飞行器的旋翼组件。
相对于现有技术，所述飞行器将采用支撑件将所述感测组件设置于机身的底壁上并使所述感测组件与机身的侧壁保持间隙，能够有效减少或者消除所述感测组件受到的平行于所述底壁方向的震动。
附图说明
图1是本发明实施方式的飞行器的立体分解图。
图2是图1的飞行器的另一角度视图。
图3及图4是图1的飞行器的组装示意图。
主要元件符号说明
| 飞行器 | 100 |
| 机身 | 10 |
| 主壳体 | 11 |
| 底壁 | 111 |
| 第一连接孔 | 1111 |
| 侧壁 | 112 |
| 收容空间 | 113 |
| 支臂壳体 | 12 |
| 着陆架 | 13 |
| 惯性测量单元组件 | 20 |
| 感测元件 | 21 |
| 安装板 | 22 |
| 第一表面 | 221 |
| 第二表面 | 222 |
| 第一通孔 | 223 |
| 支撑件 | 23 |
| 顶板 | 231 |
| 顶面 | 2311 |
| 连接柱 | 2312 |
| 内螺纹孔 | 2312a |
| 侧板 | 232 |
| 连接片 | 233 |
| 第二连接孔 | 2331 |
| 减震件 | 24 |
| 减震隔层 | 241 |
| 第一减震垫 | 242 |
| 第二通孔 | 2421 |
| 第二减震垫 | 243 |
| 第三通孔 | 2431 |
| 连接件 | 25 |
| 杆部 | 251 |
| 帽部 | 252 |
| 旋翼组件 | 30 |
| 胶体 | 40 |
如下具体实施方式将结合上述附图进一步说明本发明。
具体实施方式
请参阅图1及图2，本发明实施方式所述的飞行器100包括机身10、感测组件20、支撑件23以及减震件24。
所述机身10为所述飞行器100的承载部件，所述机身10外表面及/或内部用于承载所述飞行器100的功能模块，所述功能模块可以包括但不限于所述惯性测量单元（图未示）、影像获取模块（图未示）、旋翼组件30、高度传感器（图未示）、温度传感器（图未示）等。
所述机身10包括主壳体11、支臂壳体12以及着陆架13。所述主壳体11以及所述支臂壳体12均采用上下两部分相互扣合的结构，图中仅显示所述主壳体11以及所述支臂壳体12的下半部分。本实施方式中，所述主壳体11与所述支臂壳体12为一体成型结构，可以理解，在其他的实施方式中，所述主壳体11与所述支臂壳体12可以采用可拆卸方式相互连接，例如螺纹连接、卡合连接、焊接、铆接、胶合连接等。
所述主壳体11包括底壁111以及与所述底壁相连的侧壁112。所述底壁111用于连接并承载所述感测组件20。所述底壁111与图中坐标系的X、Y轴所在的平面平行。所述底壁111上开设有用于连接所述感测组件20的第一连接孔1111。所述侧壁112围绕所述底壁111而设置，所述侧壁112与所述底壁111共同围成一用于收容所述感测组件20的收容空间113。
所述支臂壳体12用于支撑所述旋翼组件30。本实施方式中，所述飞行器100为四旋翼飞行器，因此所述支臂壳体12的数量为四个。可以理解，依据不同需求，所述支臂壳体12的数量可以依据所述飞行器100的类型的不同而作不同的变化，例如，六个、八个、十二个等，甚至，在所述飞行器100为非旋翼飞行器的情况下，所述支臂壳体12也可以省略。
所述着陆架13用于在所述飞行器100降落时支撑所述飞行器100。本实施方式中，所述着陆架13的数量为两个，且每一个所述着陆架大致呈”U”形。
所述感测组件20包括感测元件21以及安装板22。所述感测元件21为所述感测组件20的核心部件，其内可以包括加速度传感器、陀螺仪（图未标示）及/或或其他用于感知所述飞行器周围环境参数的传感器。本实施方式中，所述感测元件21为惯性测量单元。所述感测元件21电连接地设置于所述安装板22上。所述安装板22用于将所述感测组件与外部元件（图未示）电连接。所述安装板22包括第一表面221以及与所述第一表面221相背的第二表面222，所述感测元件21设置于所述第一表面221上。所述安装板22上开设有多个贯穿所述第一表面221以及所述第二表面222的第一通孔223。本实施方式中，所述第一通孔223的数量为四个。
所述支撑件23用于将所述感测组件20支撑于所述机身10的所述底壁111上。所述支撑件23包括顶板231以及与所述顶板231相连的侧板232。所述顶板231包括一个朝向所述安装板22的顶面2311，所述顶面2311上设置有多个对应于所述第一通孔223的连接柱2312。所述连接柱2312凸设于所述顶面2311上。每一个所述连接柱2312开设有一个内螺纹孔2312a，所述内螺纹孔2312a的轴向大致垂直于所述顶面2311。本实施方式中，每一个所述连接柱2312大致呈中空圆柱状。可以理解，每一个所述连接柱2312也可以为的中空椭圆柱状、中空棱柱状等，而且，多个所述连接柱2312的形状可以相同也可以不同。所述支撑件23也可以用弹性材料制成，以达到缓冲减震的效果，此时可省去减震件24。当然也可在支撑件23为弹性材料时，仍使用减震件24，通过多个减震结构配合减震。
所述侧板232大致垂于所述顶面2311连接于所述顶板231的一侧。每一个所述侧板232远离所述顶板231的一端设置一个连接片233。所述连接片233大致垂直于对应的侧板232凸出于对应的侧板的外侧表面。所述连接片233开设有对应于所述第一连接孔1111的第二连接孔2331。
所述减震件24用于减少或者消除所述感测组件20所受到的非预期的震动。所述减震件24包括减震隔层241、第一减震垫242以及第二减震垫243。所述减震隔层241、第一减震垫242以及所述第二减震垫243采用柔软弹性材料制成，具体地，所述柔软弹性材料可以为泡棉、泡沫、硅胶、橡胶等，例如PU泡棉、EPE泡棉、XPE泡棉、EPP泡棉、IXPE泡棉、PORON泡棉、CR泡棉、EVA泡棉、架桥PE泡棉、SBR泡棉、EPDM泡棉、硅胶为甲基乙烯基硅橡胶、甲基苯基乙烯基硅橡胶、氟硅橡胶、腈硅橡胶等。所述减震隔层241、所述第一减震垫242以及所述第二减震垫243的材料选择依据不同需求而定，例如依据所述飞行器100所遭受的震动源的震动频率以及震动幅度选择合适的减震材料。本实施方式中，所述减震隔层241的材料为泡棉、所述第一减震垫242以及所述第二减震垫243的材料为硅胶。
所述减震隔层241用于分割所述安装板22以及所述支撑件23，避免所述安装板22直接与所述支撑件23相接触。本实施方式中，所述减震隔层241大致呈方框形。可以理解，在其他的实施方式，所述减震隔层可以为圆环状、方形板状、椭圆板状、多边形板状等。另外，所述减震隔层241也可以有多个相互分离的部分组成。本实施方式中，所述减震隔层241通过胶体40粘设于所述支撑件23的所述顶面2311上。
所述第一减震垫242以及所述第二减震垫243均对应于所述第一通孔223而设置。其中，第一减震垫242对应所述第一通孔223设置于所述安装板22的第二表面222侧，所述第二减震垫243对应所述第一通孔223设置于所述安装板22的第一表面221侧。每一个所述第一减震垫242开设有一个第二通孔2421，每一个所述第二减震垫243开设有一个第三通孔2431。本实施方式中，所述第一减震垫242以及所述第二减震垫243均呈中空圆柱状，可以理解，每一个所述第一减震垫242及所述第二减震垫243也可以为的中空椭圆柱状、中空棱柱状等，而且，多个所述第一减震垫242及/或第二减震垫243的形状可以相同也可以不同。
所述连接件25用于将所述安装板22固定连接于所述支撑件23上。本实施方式中，所述连接件25为螺栓，其包括杆部251以及位于所述杆部251一端的帽部252。所述杆部251上设有与所述内螺纹孔2312a相适配的外螺纹（未标示），所述杆部251的直径小于所述第一减震垫242以及所述第二减震垫243的内径，且所述帽部252的直径大于所述第二减震垫243的直径。
请一并参阅图3及图4，组装时，所述减震隔层241通过所述胶体40设置于所述支撑件23的所述顶面2311上；所述支撑件23与所述底壁111之间通过所述第一连接孔1111以及所述第二连接孔2331的相互配合进行连接，具体地，可以采用螺栓件（图未示）分别穿过第二连接孔2331及对应的第一连接孔1111将所述支撑件23与所述底壁111相互连接；所述连接件25穿过对应的第二减震垫243的第三通孔2431、第一通孔223以及第一减震垫242的第二通孔2421与对应的连接柱2312螺纹连接，以将所述安装板22连接于所述支撑件23上，同时使得所述第一减震垫242位于对应所述连接柱2312与所述安装板22的第二表面222之间，所述第二减震垫243位于对应的所述帽部252与所述安装板22的第一表面221之间，且所述安装板22不与所述侧壁112产生接触，即所述安装板与所述侧壁112之间具有间隙；所述减震隔层241位于所述支撑件23的所述顶面2311与所述安装板22的第二表面222之间。
在所述飞行器100工作时，所述底壁111不会放大平行于X、Y轴所在平面的震动，由于所述安装板22通过所述支撑件23设置于所述底壁111上且不与所述侧壁112接触，故能够有效减少或者消除所述安装板22及所述安装板22上的感测组件20的感测元件21遭受的平行于X、Y轴所在平面的震动；另外通过所述减震件24，能够减少或者消除所述安装板22所述遭受的平行于Z轴方向的震动，而且，所述第一减震垫242以及所述第二减震垫243能够减少或者消除所述安装板22与所述支撑件23之间的机械连接所导致的震动的传递。
可以理解，所述第一连接孔1111与所述第二连接孔2331并非必需的，所述底壁111及所述支撑件23之间也可以采用焊接、铆接、卡合等方式相互连接。
可以理解，所述第一通孔223、所述第一减震垫242、所述第二减震垫243以及所述连接柱2312的数量可以视实际需求而作不同的变化。
可以理解，所述着陆架13的数量及形状可以变化，甚至所述着陆架13可以省略，而以所述底壁111作为所述飞行器降落时的支撑。
可以理解的是，本领域技术人员还可在本发明精神内做其它变化等用在本发明的设计，只要其不偏离本发明的技术效果均可。这些依据本发明精神所做的变化，都应包含在本发明所要求保护的范围之内。
Claims (8)
1.一种飞行器，其特征在于包括机身以及设置于所述机身内的感测组件和支撑件，所述机身包括主壳体，所述主壳体包括底壁以及与所述底壁相连的侧壁，所述侧壁与所述底壁共同围成收容空间，所述感测组件和支撑件收容于所述收容空间内，所述支撑件连接于所述底壁上，所述感测组件包括安装板及固定于所述安装板上的感测元件，感测元件电连接地设置于所述安装板，所述安装板与所述支撑件连接，所述安装板通过支撑件设置于所述底壁上且不与所述侧壁接触；
所述飞行器还包括减震件，所述减震件设置于所述感测组件与所述支撑件之间。
2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述减震件包括减震隔层，所述支撑件包括顶板以及与所述顶板连接的侧板，所述顶板包括朝向所述感测组件的顶面，所述减震隔层设置于所述顶面上。
3.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述感测组件包括连接件，所述连接件将所述感测组件连接于所述支撑件上，所述减震件包括第一减震垫，所述第一减震垫套设于对应的所述连接件上并设置于所述感测组件与所述支撑件之间。
4.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述感测组件包括连接件，所述连接件将所述感测组件连接于所述支撑件上，所述减震件包括对应于所述连接件的第二减震垫，所述第二减震垫套设于对应的所述连接件上并设置于所述感测组件背离所述支撑件的一侧表面上。
5.如权利要求1至4中任意一项所述的飞行器，其特征在于：所述感测元件为惯性测量单元。
6.如权利要求5所述的飞行器，其特征在于：所述惯性测量单元中设置有减震元件。
7.如权利要求1所述飞行器，其特征在于：所述底壁上开设有第一连接孔，所述支撑件上开设有对应于所述第一连接孔的第二连接孔，所述支撑件与所述底壁之间通过所述第一连接孔与所述第二连接孔的配合相互连接。
8.如权利要求1所述飞行器，其特征在于：所述飞行器为具有旋翼组件的旋翼飞行器，所述机身包括多个支臂壳体，所述支臂壳体设置于所述主壳体周围，用于支撑所述飞行器的旋翼组件。
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