本發(fā)明涉及飛行器制造技術(shù)，特別涉及一種飛行器的機臂。

背景技術(shù)：

目前，飛行器或無人機已經(jīng)越來越廣泛地應用于社會生活中，對于人難以到達的地方進行近距離觀測，或者進行高空俯拍，進而為觀測、拍攝提供了便利。

現(xiàn)有的飛行器往往由飛行器機身和從飛行器機身向外側(cè)四周伸展出的機臂構(gòu)成，機臂的外端部安裝電機和螺旋槳，進而驅(qū)動飛行器的飛行，飛行器的下部還設置有腳架，以便于飛行器的著陸。

但是，現(xiàn)有的飛行器中，所伸展出的機臂和腳架都是與機身呈固定連接的方式，在使用之余，臂展較大使得飛行器對存放空間的較高要求，同時出于飛行器自身需要減重的考慮，飛行器中各個部分的結(jié)構(gòu)也設計的相對簡潔，因此，臂展較大也導致了存放不當所導致的易于折損的危險。

因此，設計一種在不使用時便于存放的飛行器便成為了一個重要的研究方向。同時為了實現(xiàn)這種飛行器，諸如飛行器的骨架機構(gòu)、能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器機臂的展開和回收的飛行器的機臂鎖緊驅(qū)動機構(gòu)、飛行器的機臂以及能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器腳架的展開和回收的飛行器的腳架驅(qū)動機構(gòu)等等，均需要進行新的開發(fā)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

有鑒于此，本發(fā)明提供一種飛行器的機臂，以增加機臂根部的抗彎折能力。

本發(fā)明的技術(shù)方案是這樣實現(xiàn)的：

一種飛行器的機臂，所述機臂安裝于飛行器骨架的根部的寬度小于所述機臂的自由端的寬度；

所述機臂的根部安裝有加強片。

進一步，所述加強片包括一體成型的第一加強壁和第二加強壁；

所述第一加強壁設置于第二加強壁背離所述機臂的自由端的一側(cè)。

進一步，所述第一加強壁和第二加強壁相互垂直。

進一步，所述第二加強壁開設槽口；

機臂覆蓋板通過卡鉤卡接于所述槽口，以固定于所述機臂。

進一步，所述機臂的自由端安裝有電機。

進一步，所述機臂的根部通過機臂基座安裝于飛行器的骨架機構(gòu)。

進一步，所述機臂基座開設有機臂安裝孔，所述機臂通過所述機臂安裝孔安裝于所述機臂基座，并以所述機臂安裝孔的軸心為軸進行伸展和回收。

從上述方案可以看出，本發(fā)明的飛行器的機臂，通過在機臂的根部安裝加強片，進而增加了機臂的根部的抗彎折能力，使得機臂在承受較大的應力時不會對機臂的根部造成損壞，第一加強壁和第二加強壁相互垂直使得對機臂根部的加強作用達到最大化，由于槽口的開設，也為機臂覆蓋板在機臂的根部的安裝提供了便利。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的飛行器實施例中收納機臂和腳架后的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明的飛行器實施例中展開機臂和腳架后的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為圖2所示的結(jié)構(gòu)去除周壁和底蓋后的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4為本發(fā)明實施例中的骨架機構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5為本發(fā)明實施例中的第一骨架體的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖6a為本發(fā)明實施例中的第二骨架體的立體結(jié)構(gòu)；

圖6b為本發(fā)明實施例中的第二骨架體的俯視結(jié)構(gòu)；

圖6c為本發(fā)明實施例中的第二骨架體的仰視結(jié)構(gòu)；

圖7a為本發(fā)明實施例中的第三骨架體的立體結(jié)構(gòu)；

圖7b為本發(fā)明實施例中的第三骨架體的俯視結(jié)構(gòu)；

圖7c為本發(fā)明實施例中的第三骨架體的仰視結(jié)構(gòu)；

圖8為本發(fā)明實施例中的骨架機構(gòu)安裝腳架驅(qū)動機構(gòu)后的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖9a為本發(fā)明實施例中的第四骨架體的立體結(jié)構(gòu)；

圖9b為本發(fā)明實施例中的第四骨架體的俯視結(jié)構(gòu)；

圖9c為本發(fā)明實施例中的第四骨架體的仰視結(jié)構(gòu)；

圖10a為本發(fā)明實施例中的機臂解鎖驅(qū)動機構(gòu)的結(jié)構(gòu)剖視圖；

圖10b為圖10a中區(qū)域a的結(jié)構(gòu)放大圖；

圖11為本發(fā)明實施例中的機臂解鎖驅(qū)動機構(gòu)的轉(zhuǎn)盤結(jié)構(gòu)立體圖；

圖12為本發(fā)明實施例中的機臂解鎖驅(qū)動機構(gòu)的轉(zhuǎn)盤結(jié)構(gòu)仰視圖；

圖13為本發(fā)明實施例中的銜接環(huán)的立體結(jié)構(gòu)視圖；

圖14為本發(fā)明實施例中的銜接環(huán)的俯視結(jié)構(gòu)視圖；

圖15為本發(fā)明實施例中的機臂的立體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖16為本發(fā)明實施例中的機臂的剖視圖；

圖17為圖16中區(qū)域b的結(jié)構(gòu)放大圖；

圖18為本發(fā)明實施例中的飛行器的腳架驅(qū)動機構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖。

圖19為本發(fā)明實施例中的飛行器的腳架結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實施方式

為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下參照附圖并舉實施例，對本發(fā)明作進一步詳細說明。

本發(fā)明實施例提供了一種可收納機臂和腳架的飛行器。該飛行器在使用時將機臂和腳架展開以執(zhí)行飛行操作和降落支撐，在不使用時將機臂和腳架收納于機臂的外殼內(nèi)，并且整個外殼連同機臂和腳架收納后所曝露于外的機臂覆蓋板和腳架覆蓋板共同形成橢球狀，進而起到了在不使用飛行器時對飛行器內(nèi)部設備和機臂、腳架的保護，也便于對收納機臂和腳架后的飛行器的放置，節(jié)省飛行器的放置空間。

本發(fā)明中，具體收納機臂和腳架后的飛行器的實施例如圖1所示，圖2示出了機臂和腳架展開后的飛行器實施例結(jié)構(gòu)，圖3示出了圖2將外殼的周壁和底蓋去除后的飛行器實施例結(jié)構(gòu)。需要說明的是，圖2和圖3僅示出展開一個機臂和一個腳架的結(jié)構(gòu)，實際中，是將所有的機臂和腳架展開以使用。

同時參見圖1至圖3所示，本發(fā)明實施例的飛行器包括骨架1、外殼2、機臂3、腳架4、機臂覆蓋板31和腳架覆蓋板41。

其中，所述外殼2固定安裝于所述骨架1，所述外殼2具有呈閉合曲面形狀的外包絡面，并且所述外殼2開設有第一開口槽21和第二開口槽22。所述機臂13在所述第一開口槽21處轉(zhuǎn)動安裝于所述骨架1，所述機臂13具有從所述第一開口槽21伸展至所述外殼2以外或者回收至所述外殼2以內(nèi)的第一自由度。所述腳架4在所述第二開口槽22處轉(zhuǎn)動安裝于所述骨架1，所述腳架4具有從所述第二開口槽22伸展至所述外殼2以外或者回收至所述外殼2以內(nèi)的第二自由度。

并且，所述機臂覆蓋板31固定安裝在所述機臂3背向所述外殼2內(nèi)部的一側(cè)，并且所述機臂覆蓋板31具有可在所述機臂3回收至所述外殼2以內(nèi)時沿所述外包絡面封閉所述第一開口槽21的形狀。所述腳架覆蓋板41固定安裝在所述腳架4背向所述外殼2內(nèi)部的一側(cè)，并且所述腳架覆蓋板41具有可在所述腳架4回收至所述外殼2以內(nèi)時沿所述外包絡面封閉所述第二開口槽22的形狀。

當所述機3臂和腳架4回收至所述外殼2以內(nèi)時，所述機臂覆蓋板31的外曲面和腳架覆蓋板41的外曲面與所述外殼2的外曲面拼合形成閉合曲面的殼體。其中，所述閉合曲面形狀為橢球狀，該種形狀能夠獲得在不使用飛行器時對飛行器內(nèi)部設備和機臂、腳架的保護的效果，也便于對收納機臂和腳架后的飛行器的放置，節(jié)省飛行器的放置空間，另外，該種形狀還能夠降低飛行器在側(cè)向方向上受到的氣流沖擊，從而降低側(cè)翻的發(fā)生概率。

本發(fā)明實施例中，所述機臂3和所述腳架4均以相對于所述橢球狀的長軸(如圖1、圖2、圖3中的虛線軸z)的角度變化實現(xiàn)它們的伸展和回收。

繼續(xù)參照圖1、圖2、圖3所示，本發(fā)明實施例中，所述機臂3在所述骨架1的安裝位置與所述腳架4在所述骨架1的安裝位置布置在所述橢球狀的長軸方向上的相反兩側(cè)。如圖2、圖3所示中，機臂3在骨架1的安裝位置布置在虛線軸z的上方部分，而腳架4在骨架1的安裝位置布置在虛線軸z的下方部分。也就是說，機臂3在骨架1的安裝位置布置在橢球狀的飛行器的上部，而腳架4在骨架1的安裝位置布置在橢球狀的飛行器的下部。另外，飛行器的重心在所述橢球狀的長軸方向上的位置更靠近腳架4在骨架1的安裝位置，即，飛行器的重心在所述橢球狀的長軸方向上相對遠離機臂3在骨架1的安裝位置，以降低飛行器側(cè)翻的概率。

本發(fā)明中，所述橢球狀在靠近所述機臂3在所述骨架1的安裝位置處具有第一短軸長度，所述橢球狀在靠近所述腳架4在所述骨架1的安裝位置處具有第二短軸長度，并且，所述第一短軸長度大于所述第二短軸長度。即，本發(fā)明中，橢球狀的飛行器呈上大下小的形狀，頂部的弧度小于底部弧度，該形狀為尖部朝下的蛋形，進而所述機臂3的安裝位置所處截面的面積大于所述腳架4的安裝位置所處截面的面積。

本發(fā)明中，所述機臂3和所述第一開口槽21的數(shù)量、以及所述腳架4和所述第二開口槽22的數(shù)量均為多個。多個機臂2與多個腳架3在環(huán)繞所述橢球狀的長軸的方向上交替布置，并且，多個第一開口槽21與多個第二槽口22在環(huán)繞所述橢球狀的長軸的方向上交替布置。進一步地，多個機臂3、多個腳架4、多個第一開口槽21、以及多個第二槽口22均在環(huán)繞所述橢球狀的長軸的方向上等角分布。進一步地，所述機臂3的數(shù)量與所述腳架4的數(shù)量相同，所述第一開口槽21的數(shù)量與所述第一開口槽21的數(shù)量相同。進一步，本發(fā)明實施例中，機臂3、腳架4、第一開口槽21以及第二開口槽22的數(shù)量均為四個。

繼續(xù)參見圖1、圖2和圖3所示，所述外殼2包括頂蓋23、銜接環(huán)24、周壁25和底蓋26。其中，所述周壁25具有上開口和下開口，所述頂蓋23通過所述銜接環(huán)24與所述周壁25在所述上開口處拼合，所述底蓋26與所述周壁25在所述下開口處拼合，并且，所述第一開口槽21和所述第二開口槽22開設于所述周壁25。

本發(fā)明實施例中，所述底蓋26包括可開閉的蓋板(圖中未示出)。該蓋板用于暴露安裝于外殼2內(nèi)的飛行器中的云臺。

本發(fā)明實施例中，所述飛行器還包括有控制組件和電池。其中，所述骨架1為中空結(jié)構(gòu)，具有容納所述控制組件和電池的容納空間，所述電池和控制組件均安裝于所述骨架的容納空間中。另外，所述機臂3遠離其骨架安裝端的另一端安裝有帶有螺旋槳(圖中未示出)的電機5。所述控制組件電連接于所述電機以控制所述螺旋槳的旋轉(zhuǎn)。所述電池用于向所述控制組件以及電機進行供電。當所述機臂3處于展開狀態(tài)時，電機5朝向下，進而驅(qū)動其上的螺旋槳的轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生向下的推力，進而推動所述飛行器的上升和飛行。

本發(fā)明的飛行器在使用時將機臂和腳架展開以執(zhí)行飛行操作和降落支撐，在不使用時將機臂和腳架收納于機臂的外殼內(nèi)，并且整個外殼連同機臂和腳架收納后所曝露于外的機臂覆蓋板和腳架覆蓋板共同形成橢球狀，進而起到了在不使用飛行器時對飛行器內(nèi)部設備和機臂、腳架的保護，也便于對收納機臂和腳架后的飛行器的放置，節(jié)省飛行器的放置空間。

圖4示出了本發(fā)明的飛行器中所使用的骨架機構(gòu)的結(jié)構(gòu)。該骨架機構(gòu)包括第一骨架體11、第二骨架體12、第三骨架體13和第四骨架體14，由所述第一骨架體11、第二骨架體12、第三骨架體13和第四骨架體14共同構(gòu)成了所述骨架1。

圖5示出了本發(fā)明的骨架機構(gòu)中的第一骨架體11的結(jié)構(gòu)示意圖。如圖5所示，所述第一骨架體11具有中空腔體111、并具有環(huán)繞所述中空腔體111的側(cè)壁112，并且，所述側(cè)壁112形成有靠近所述第一骨架體11的頂面的機臂安裝座113。所述機臂安裝座113包括形成在所述第一骨架體11的所述側(cè)壁112的多個第一凸塊1131，所述第一凸塊1131形成有用于固定機臂基座32的第一安裝孔1132，所述機臂基座32通過穿設于第一安裝孔1132的固定件固定于所述機臂安裝座113，進而所述機臂基座32通過所述機臂安裝座113安裝于飛行器的骨架機構(gòu)。所述機臂基座32開設有機臂安裝孔，機臂3通過所述機臂安裝孔安裝于所述機臂基座32，并以所述機臂安裝孔的軸心為軸進行伸展和回收。需要說明的是，圖5中，僅用符號標注出了其中一個側(cè)壁112的機臂安裝座113、第一凸塊1131和第一安裝孔1132，其它側(cè)壁112也具有相同的結(jié)構(gòu)。本發(fā)明實施例中，所述固定件例如螺栓或者鉚釘。

繼續(xù)參照圖5所示，第一骨架體11的主體為多個側(cè)壁112圍繞形成的中空的長筒型，并且所述多個側(cè)壁112的寬度相等使得所述第一骨架體1的主體的橫截面呈正多邊形。所述第一骨架體11的頂面也可以作為除第四骨架體14的外殼安裝座141(用于安裝外殼2的底蓋26、以及周壁25的下部)之外的另一個外殼安裝點(可用于安裝外殼2的銜接環(huán)24、以及周壁25的上部)。所述第一骨架體11的側(cè)壁112為鏤空結(jié)構(gòu)，進而可減小第一骨架體11的重量。

繼續(xù)參照圖4所示，所述第二骨架體12連接在所述第一骨架體11的底面、并覆蓋所述中空腔體111在所述第一骨架體11的底面的開口。

圖6a示出了第二骨架體12的立體結(jié)構(gòu)，圖6b示出了第二骨架體12的俯視結(jié)構(gòu)，圖6c示出了第二骨架體12仰視結(jié)構(gòu)。如圖6a、圖6b、圖6c，并同時參見圖5所示，所述第二骨架體12具有朝向所述第一骨架體11的頂面和背向所述第一骨架體11的底面。其中，所述第二骨架體12的頂面固定于所述第一骨架體11的底面。所述第一骨架體11的多個側(cè)壁112和所述第二骨架體12共同圍繞形成飛行器電控設備的容納腔。所述第二骨架體12的底面具有多個凸柱122。

如圖5、圖6a、圖6b所示，所述第一骨架體11的側(cè)壁112形成有與所述第一骨架體11的底面平齊的多個第二凸塊114，所述第二凸塊114在與所述第一骨架體11的底面平齊的表面形成有第二安裝孔115，所述第二骨架體12的頂面具有對應所述第二安裝孔115的第三安裝孔121，所述第二骨架體12通過穿設于所述第二安裝孔115和所述第三安裝孔121的第一連接件連接在所述第一骨架體11的底面。

繼續(xù)參照圖4所示，所述第三骨架體13連接在所述第二骨架體12的底面，并且，所述第三骨架體13的側(cè)緣形成有腳架安裝座131。圖7a示出了第三骨架體13的立體結(jié)構(gòu)，圖7b示出了第三骨架體13的俯視結(jié)構(gòu)，圖7c示出了第三骨架體13仰視結(jié)構(gòu)。所述第三骨架體13的頂面具有可容納所述凸柱122的套筒133，所述第三骨架體13將所述凸柱122固定在所述套筒133內(nèi)的第二連接件連接在所述第二骨架體112的底面，即利用第二連接件將所述凸柱122固定在所述套筒133內(nèi)，進而將所述第三骨架體13連接在所述第二骨架體112的底面。

如圖7a、圖7b所示，所述腳架安裝座131包括形成在所述第三骨架體13的側(cè)緣的凹口1311、以及在凹口1311處形成的用于固定腳架4以及腳架驅(qū)動機構(gòu)42的安裝柱1312。圖8示出了安裝腳架驅(qū)動機構(gòu)42后的骨架機構(gòu)結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明實施例中，所述凸柱122和套筒133均留有較高的高度，使得所述第三骨架體13連接在所述第二骨架體112后，所述第三骨架體13和所述第二骨架體112之間留有較大的空間以滿足腳架驅(qū)動機構(gòu)42的安裝。

繼續(xù)參照圖4所示，所述第四骨架體14連接在所述第三骨架體13的底面，并且，所述第四骨架體14的側(cè)緣形成有外殼安裝座141，外殼安裝座141用于安裝外殼2的底蓋26、以及周壁25的下部，外殼安裝座141的數(shù)量例如四個，分布例如是在環(huán)繞飛行器的橢球狀的長軸的方向上等角分布。圖9a示出了第四骨架體14的立體結(jié)構(gòu)，圖9b示出了第四骨架體14的俯視結(jié)構(gòu)，圖9c示出了第四骨架體14仰視結(jié)構(gòu)。

結(jié)合圖7c、圖9a、圖9b、圖9c所示，所述第三骨架體13的底面進一步形成有云臺安裝座132，并且，所述第四骨架體14進一步形成有暴露所述云臺安裝座132的開口區(qū)域142。結(jié)合圖7c和圖9b所示，所述第三骨架體13的底面具有凸臺134，所述第四骨架體14的頂面具有對應所述凸臺134的第四安裝孔143，所述第四骨架體14通過穿設于所述第四安裝孔143并固定于所述凸臺134的第三連接件連接在所述第三骨架體13的底面。

本發(fā)明實施例中，所述側(cè)壁112的數(shù)量、所述機臂安裝座113的數(shù)量、所述腳架安裝座131的數(shù)量、所述外殼安裝座141的數(shù)量相等，進一步，所述側(cè)壁112的數(shù)量為四個、所述機臂安裝座113的數(shù)量為四個、所述腳架安裝座131的數(shù)量為四個、所述外殼安裝座141的數(shù)量為四個。

本發(fā)明的飛行器中所使用的骨架機構(gòu)的結(jié)構(gòu)實現(xiàn)了將機臂、腳架、飛行器中控制器件、以及飛行器外殼的整合，使之形成一個統(tǒng)一的整體，本發(fā)明的骨架機構(gòu)還實現(xiàn)了對飛行器中控制器件的保護，并且當機臂和腳架回收至外殼以內(nèi)時，可靠近骨架機構(gòu)，進而縮小了飛行器所占用的空間，在飛行器不使用的情況下，可使得縮小占用空間的飛行器避免由于意外導致的例如機臂、腳架的折損。

圖10a示出了本發(fā)明中的機臂解鎖驅(qū)動機構(gòu)的結(jié)構(gòu)剖視圖，圖10b示出了為圖10a中區(qū)域a的結(jié)構(gòu)，該剖視圖展示機臂13的展開狀態(tài)。如圖10a、10b所示，所述飛行器1包括機臂3、以及機臂鎖緊機構(gòu)33，所述機臂鎖緊機構(gòu)33具有可在所述機臂3伸展時對所述機臂3實施鎖止和解鎖的伸縮自由度。其中，圖10a、10b中的實線的機臂鎖緊機構(gòu)33示出了機臂鎖緊機構(gòu)33伸出以鎖止所述機臂3時的狀態(tài)，虛線的機臂鎖緊機構(gòu)33示出了機臂鎖緊機構(gòu)33縮回以解鎖所述機臂3時的狀態(tài)。

如圖10a、圖10b所示，所述機臂解鎖驅(qū)動機構(gòu)34包括撥扣341和轉(zhuǎn)盤342。圖11所示為所述轉(zhuǎn)盤342的立體形狀，圖12為所述轉(zhuǎn)盤342的仰視結(jié)構(gòu)。所述機臂解鎖驅(qū)動機構(gòu)34中，所述撥扣341從所述機臂鎖緊機構(gòu)33凸起。所述轉(zhuǎn)盤342位于所述機臂鎖緊機構(gòu)33形成所述撥扣341的一側(cè)，并且，所述轉(zhuǎn)盤342朝向所述機臂鎖緊機構(gòu)33的表面具有接觸所述撥扣341的凸緣3421。其中，所述機臂鎖緊機構(gòu)33沿所述轉(zhuǎn)盤342的徑向方向伸縮(如圖10b中箭頭方向所示)，所述凸緣3421在所述轉(zhuǎn)盤34的旋轉(zhuǎn)方向上以單調(diào)變化的曲率半徑延伸(如圖11、圖12所示)、以通過調(diào)節(jié)所述撥扣341在所述徑向方向上的位置驅(qū)動所述機臂鎖緊機構(gòu)33對所述機臂3進行解鎖。

同時參見圖4、圖5、圖10a和圖10b所示，所述機臂鎖緊機構(gòu)33安裝于所述機臂基座32。

本發(fā)明實施例中，所述機臂鎖緊機構(gòu)33在所述徑向方向接收回位彈性力，所述回位彈性力驅(qū)動機臂鎖緊機構(gòu)33向鎖止所述機臂3的位置移動，并且，所述凸緣3421在抵抗與所述回位彈性力的一側(cè)接觸所述撥扣341，如圖10a、圖10b所示。進一步地，所述回位彈性力的方向朝向所述飛行器的外殼2的外部，所述凸緣3421在所述撥扣341靠近所述外殼2的外部的一側(cè)接觸所述撥扣341，回位彈性力可由設置于所述徑向方向的彈簧施加于所述機臂鎖緊機構(gòu)33實現(xiàn)。如上述關(guān)于飛行器的說明，以及圖1、圖2所示，所述飛行器進一步包括外殼2，所述外殼2具有供所述機臂3通過擺動伸展至所述外殼2以外或者回收至所述外殼2以內(nèi)的第一開口槽21。所述外殼2包括周壁25、以及可相對于所述周壁25旋轉(zhuǎn)的頂蓋23，所述第一開口槽21開設于所述周壁25，所述機臂鎖緊機構(gòu)33固定在對應所述第一開口槽21的位置處，所述轉(zhuǎn)盤342固定在所述頂蓋23之內(nèi)。在一個具體實施例中，轉(zhuǎn)盤342可固定于頂蓋23，進而可通過旋轉(zhuǎn)頂蓋23以實現(xiàn)轉(zhuǎn)盤342的旋轉(zhuǎn)。

圖13示出了銜接環(huán)24的立體結(jié)構(gòu)，圖14示出了銜接環(huán)24的俯視結(jié)構(gòu)。同時參見圖1、圖2，由于所述頂蓋23通過所述銜接環(huán)24與所述周壁25在所述上開口處拼合，因此固定于頂蓋23的轉(zhuǎn)盤342的凸緣3421將穿過銜接環(huán)24而接觸所述撥扣341。本發(fā)明實施例中，在所述銜接環(huán)24中設置限位口241，將凸緣3421穿過所述限位口241，進而可限制轉(zhuǎn)盤342的過度旋轉(zhuǎn)，保證撥扣341不會脫離凸緣3421。

本發(fā)明實施例的機臂解鎖驅(qū)動機構(gòu)中，在轉(zhuǎn)盤的旋轉(zhuǎn)方向上設置單調(diào)變化的曲率半徑延伸的凸緣，由所述凸緣接觸所述撥扣，進而在轉(zhuǎn)動所述轉(zhuǎn)盤時，由于凸緣在轉(zhuǎn)盤的旋轉(zhuǎn)方向上的單調(diào)變化的曲率半徑，凸緣將推動所述撥扣，從而由所述撥扣帶動臂鎖緊機構(gòu)的移動，從而實現(xiàn)機臂的解鎖。本發(fā)明實施例的機臂解鎖驅(qū)動機構(gòu)結(jié)構(gòu)簡單，并且實現(xiàn)了與整個橢球狀飛行器整體結(jié)構(gòu)的融合，僅僅通過旋轉(zhuǎn)頂蓋即可實現(xiàn)機臂的解鎖。

圖15示出了飛行器1的機臂3的結(jié)構(gòu)，如圖15所示，本發(fā)明實施例中，所述機臂3安裝于飛行器骨架1的根部36的寬度小于所述機臂3的自由端35的寬度，這種設計一方面可減小外殼2的開口槽的寬度，另一方面也具有線條美觀的效果。本發(fā)明實施例中，自由端35較寬的原因是在自由端35處安裝電機5，需要預留電機5的安裝空間。由于電機5的重量的影響，在安裝電機5后，展開的機臂3將對其根部36產(chǎn)生較大的應力。因此，參照圖16的機臂截面示意圖所示，本發(fā)明實施例中，在所述機臂3的根部36安裝有加強片37。

圖17為圖16中區(qū)域b的結(jié)構(gòu)放大圖，如圖17所示，所述加強片37包括相互垂直且一體成型的第一加強壁371和第二加強壁372。其中，所述第一加強壁371設置于第二加強壁372背離所述機臂3的自由端35的一側(cè)，并且第一加強壁371與第二加強壁371之間相互垂直。另外，所述第二加強壁372開設槽口。所述機臂覆蓋板31通過卡鉤311卡接于所述槽口，以固定于所述機臂3。

同時參見圖2、圖3、圖4、圖15、圖16和圖17所示，所述機臂3的根部36通過機臂基座32安裝于飛行器的骨架機構(gòu)。所述機臂基座32開設有機臂安裝孔，所述機臂3通過所述機臂安裝孔安裝于所述機臂基座32，并以所述機臂安裝孔的軸心為軸進行伸展和回收。

本發(fā)明實施例的飛行器的機臂通過在機臂的根部安裝加強片，進而增加了機臂的根部的抗彎折能力，使得機臂在承受較大的應力時不會對機臂的根部造成損壞，第一加強壁和第二加強壁相互垂直使得對機臂根部的加強作用達到最大化，由于槽口的開設，也為機臂覆蓋板31在機臂的根部的安裝提供了便利。

圖18示出了本發(fā)明中的飛行器的腳架驅(qū)動機構(gòu)。該腳架驅(qū)動機構(gòu)42包括舵機421和齒輪組422。其中，所述舵機421通過腳架安裝座131固定于飛行器的骨架1。所述齒輪組422安裝于舵機421的機軸和飛行器腳架轉(zhuǎn)軸43之間，以在所述舵機421的作用下控制所述腳架4的伸展和回收。

其中，所述齒輪組422包括第一傳動齒輪4221和第二傳動齒輪4222。所述第一傳動齒輪4221安裝于所述舵機421的機軸，以隨所述舵機421的機軸的旋轉(zhuǎn)而旋轉(zhuǎn)。所述第二傳動齒輪4222安裝于飛行器腳架轉(zhuǎn)軸43，并且所述第二傳動齒輪4222與所述第一傳動齒輪4221相嚙合，在所述第一傳動齒輪4221旋轉(zhuǎn)時帶動所述第二傳動齒輪4222的旋轉(zhuǎn)，進而控制所述腳架4的伸展和回收。

圖19為本發(fā)明中的腳架42的結(jié)構(gòu)示意圖，如圖19并參照圖18所示，所述飛行器腳架轉(zhuǎn)軸43開設有限位面431，所述第二傳動齒輪4222通過所述限位面431以限制其與所述飛行器腳架轉(zhuǎn)軸43之間的相對轉(zhuǎn)動，進而使得所述腳架4能夠隨所述第二傳動齒輪4222的旋轉(zhuǎn)而伸展和回收。

其中，可參見圖7a、圖7b所示，所述腳架安裝座131包括用于固定腳架4和腳架驅(qū)動機構(gòu)42的安裝柱1312。所述舵機421固定于所述安裝柱1312。所述飛行器腳架轉(zhuǎn)軸43通過腳架轉(zhuǎn)軸安裝件安裝于所述安裝柱1312。

本發(fā)明中的飛行器的腳架驅(qū)動機構(gòu)中，由于舵機在停止旋轉(zhuǎn)時保持轉(zhuǎn)軸所處位置不變，進而導致了腳架展開和回收角度的確定，本發(fā)明實施例利用舵機和齒輪組的傳動實現(xiàn)對腳架伸展和回收的精準控制，當舵機停止旋轉(zhuǎn)時確保了飛行器的腳架在受到一定外力作用時會受到舵機的影響而不會強迫展開和回收。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明保護的范圍之內(nèi)。