本實用新型涉及一種飛行器，尤其涉及一種減震飛行器。

背景技術：

多軸飛行器采用的減震系統(tǒng)通常圍繞起落架進行優(yōu)化改良，所以起落架成為多軸飛行器下降緩沖的重中之重，一旦起落架損壞，飛行器即喪失緩沖功能，從而導致飛行器下降過程中部件損壞。且多軸飛行器重心較高，不利于平穩(wěn)、靈活的飛行。

中國專利申請201310009815.1公開了一種位于四角塔式安裝架結構上的旋翼飛行器減振系統(tǒng)，該減振系統(tǒng)包括有位于每個角落處的四角塔式安裝架結構組件上的隔振器。四個隔振器的組合使用，兩個位于傳動裝置的前端，以及兩個位于傳動裝置的后端，共同有效地隔離了主旋翼的垂直剪力，俯仰力矩，以及誘發(fā)振動的滾轉(zhuǎn)力矩。由于力矩能在每一個隔振器處被分解為兩個相對的豎直振動，因此每一組相對的隔振器都能有效地抵抗力矩振動。

中國專利申請201310423557.1公開了一種二軸飛行器伸縮式機翼。具體說，是能在高山、峽谷等復雜地域起降的小型飛行器上的伸縮式機翼。它包括呈豎向布置的機身，機身重心中部后側(cè)固定有翼罩，所述翼罩左右兩端均有出口，其內(nèi)腔的中心有蝸輪箱，蝸輪箱的左右兩側(cè)均有伸縮翼，所述伸縮翼與所述出口間呈滑動配合。所述兩伸縮翼的外端下邊均有矩形缺口，所述矩形缺口內(nèi)均有翼塊。蝸輪箱內(nèi)有蝸輪蝸桿機構等，通過蝸輪蝸桿機構等實現(xiàn)伸縮翼的伸縮和翼塊角度的調(diào)節(jié)。

國際申請2004-07-29 PCT/US2004/024431公開了一種方法和裝置,用于自動控制傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的飛行,同時飛行器處于飛行中,所述飛行至少部分由旋翼產(chǎn)生。該方法和裝置用于響應縱向速度控制信號自動傾斜發(fā)動機艙,從而產(chǎn)生縱向推力矢量分量用于控制飛行器的縱向速度。同時,周期旋轉(zhuǎn)斜盤控制器被自動促動,從而將機身保持在希望的俯仰姿態(tài)。該方法和裝置還用于響應橫向速度控制信號自動促動每個旋翼的周期旋轉(zhuǎn)斜盤控制器,從而產(chǎn)生橫向推力矢量分量用于控制飛行器的橫向速度。同時,每個旋翼的共同旋轉(zhuǎn)斜盤控制器被促動,從而將機身保持在希望的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)。該方法和裝置通過傾斜發(fā)動機艙產(chǎn)生的差異縱向推力實現(xiàn)偏航控制。

上述現(xiàn)有技術的不足之處在于多軸飛行器重心較高，受自然因素影響較大，穩(wěn)定性較差、靈活性不足；為實現(xiàn)垂直起降整體結構復雜，配件損壞時更換困難；且緩沖系統(tǒng)單一，不能減輕飛行器飛行及升降過程中機身自重引起的內(nèi)應力沖擊。

技術實現(xiàn)要素：

本實用新型的目的在于：針對上述存在的問題，提供可以減輕機身內(nèi)應力沖擊、設計簡單、結構緊湊、靈活性好的飛行器。

為此，本實用新型的減震飛行器包括機身和動力裝置，其中，機身包括上機身和下機身；上機身和下機身通過緩沖裝置連接；動力裝置安裝在上機身。

由此可見，設置在上機身和下機身之間的緩沖裝置可有效消減起降及飛行時機身的內(nèi)應力沖擊，還可減少機身重量對飛行平穩(wěn)性的干擾，同時降低飛行器中心，提高飛行穩(wěn)定性和安全可靠性。

進一步的，緩沖裝置包括固定在上機身的上固定架、固定在下機身的下固定架、以及分別與上固定架和下固定架連接的減震單元。減震單元通過專用的固定架進行安裝連接，緩沖可靠性高。

進一步的，減震單元為空心的減震球，減震球的中部呈鼓狀，兩端部分別設置有第一鎖定部和第二鎖定部。中空的中部呈鼓狀的減震球在緩沖行程結束后憑借自身的彈性可以進一步防止過度擠壓。優(yōu)選的，減震球由橡膠制成。

進一步的，緩沖裝置還包括輔助板，輔助板設置在上固定架的上側(cè)，下固定架設置在上固定架的下側(cè)，輔助板通過固定柱與下固定架連接，輔助板與第一鎖定部連接，上固定架與第二鎖定部連接。

采用上述連接方式飛行器起飛階段減震球的第一鎖定部受到輔助板向下的壓力和第二鎖定部受到上固定架向上的拉力，從而壓縮減震球起到壓縮緩沖的效果，防止飛行器內(nèi)的部件突然受力導致的損壞。

飛行器下降階段由于慣性作用，減震球整體下降，下降到一定階段（即緩沖限定范圍），減震球第一鎖定部受到輔助板向下的壓力和第二鎖定部受到上固定架向上的拉力，從而壓縮減震球起到壓縮緩沖的效果。又由于下固定架位于上固定架下方，下降過程中受力即使超出緩沖值范圍，第二鎖定部具有彈性，碰撞下固定架達到部分緩沖效果，且下固定架也起到預防減震球受力過大從上固定架和輔助板中脫位的危險。

進一步的，緩沖裝置還包括輔助板，輔助板設置在下固定架的下側(cè)，上固定架設置在下固定架的上側(cè)，上固定架通過固定柱與輔助板連接，下固定架與第一鎖定部連接；輔助板與第二鎖定部連接。

采用上述連接方式飛行器起飛階段減震球的第一鎖定部受到下固定架向下的壓力和第二鎖定部受到輔助板向上的拉力，從而壓縮減震球起到壓縮緩沖的效果，防止飛行器內(nèi)的部件突然受力導致的損壞。

飛行器下降階段由于慣性作用，上機身整體下降，下降到一定階段（即緩沖限定范圍），減震球的第一鎖定部受到下固定架向上的拉力和第二鎖定部受到輔助板向下的拉力，從而拉伸減震球起到拉伸緩沖的效果。又由于上固定架位于下固定架上方，下降過程中受力即使超出緩沖值范圍，第一鎖定部具有彈性，碰撞上固定架達到部分緩沖效果，且上固定架也起到預防減震球受力過大從下固定架和輔助板中脫位的危險。

進一步的，緩沖裝置還包括輔助板，輔助板設置在下固定架的下側(cè)，上固定架設置在下固定架的上側(cè)，上固定架通過固定柱與輔助板連接，上固定架固與第一鎖定部連接；下固定架與第二鎖定部連接。

本實用新型中，采用上述連接方式飛行器起飛階段減震球的第一鎖定部受到上固定架向上的拉力和第二鎖定部受到下固定架向下的拉力，從而拉伸減震球起到拉伸緩沖的效果，防止飛行器內(nèi)的部件突然受力導致的損壞。又由于輔助板位于下固定架下方，上升過程中受力即使超出緩沖值范圍，第二鎖定部具有彈性，碰撞輔助板達到部分緩沖效果，且輔助板也起到預防減震球受力過大從下固定架和上固定架中脫位的危險。

飛行器下降階段由于慣性作用，上機身整體下降，下降到一定階段（即緩沖限定范圍），減震球的第一鎖定部受到上固定架向下的壓力和第二鎖定部受到下固定架向上的推力，從而壓縮減震球起到壓縮緩沖的效果。

進一步的，緩沖裝置還包括輔助板，輔助板設置在上固定架的上側(cè)，下固定架設置在上固定架的下側(cè)，輔助板通過固定柱與下固定架連接，上固定架與第一鎖定部連接，下固定架與第二鎖定部連接。

本實用新型中，采用上述連接方式飛行器起飛階段減震球的第一鎖定部受到上固定架向上的拉力和第二鎖定部受到下固定架向下的拉力，從而拉伸減震球起到拉伸緩沖的效果，防止飛行器內(nèi)的部件突然受力導致的損壞。又由于輔助板位于上固定架上方，上升過程中受力即使超出緩沖值范圍，第一鎖定部具有彈性，碰撞輔助板達到部分緩沖效果，且輔助板也起到預防減震球受力過大從下固定架和上固定架中脫位的危險。

飛行器下降階段由于慣性作用，上機身整體下降，下降到一定階段（即緩沖限定范圍），減震球的第一鎖定部受到上固定架向下的壓力和第二鎖定部受到下固定架向上的推力，從而壓縮減震球起到壓縮緩沖的效果。

進一步的，身整體為上小下大的錐體。有利于降低飛行器重心，使整機重心位于機身的中下部，有利于提高飛行器飛行的穩(wěn)定性。

進一步的，下機身下側(cè)還設置有緩沖腳架。通過機身和緩沖腳架的逐級緩沖，增強飛行器降落時的減震效果，有效消除振動沖擊。

進一步的，第一鎖定部和第二鎖定部為溝槽，減震球通過溝槽卡接在相應的上固定架、下固定架或輔助板的孔內(nèi)。結構簡單，易于安裝。

進一步的，減震飛行器包括兩個緩沖裝置，分別安裝在機身寬度方向的兩側(cè)，每個緩沖裝置包括最少兩個沿機身長度方向布置的減震單元。機身兩側(cè)可以受到均衡的減震保護，機身結構強度高，壽命長。

進一步的，減震飛行器包括兩個緩沖裝置，分別安裝在機身寬度方向的兩側(cè)，每個緩沖裝置包括最少三個不共線布置的減震單元。三個不共線布置的減震單元，可以提高機身的水平剪切強度，較均勻的消除各向沖擊。

進一步的，減震飛行器還包括安裝在機身內(nèi)的固定架和傳動機構；固定架包括左固定和右固定架；傳動機構包括第一傳動機構和第二傳動機構；動力裝置包括左動力單元和右動力單元；左動力單元的驅(qū)動軸和右動力單元的驅(qū)動軸與豎直方向的夾角相等，且在3°至8°之間；左動力單元的驅(qū)動軸和右動力單元的驅(qū)動軸延長線的交點在機身的上方。旋翼產(chǎn)生的氣流支承跨度大，有利于飛行器更平穩(wěn)的飛行。

附圖說明

本實用新型將通過例子并參照附圖的方式說明，其中：

圖1為本實用新型實施例1的整體示意圖；

圖2為本實用新型實施例1的內(nèi)部結構示意圖；

圖3為本實用新型實施例1另一角度的內(nèi)部結構示意圖；

圖4為本實用新型實施例1動力裝置去除外殼后的內(nèi)部結構示意圖；

圖5為本實用新型實施例1中緩沖裝置的結構示意圖；

圖6為圖5中緩沖裝置的另一種實施方式的結構示意圖；

圖7為圖5中緩沖裝置的另一種實施方式的結構示意圖；

圖8為圖5中緩沖裝置的另一種實施方式的結構示意圖；

圖9為本實用新型實施例1中的機身與緩沖裝置的結構示意圖；

圖10 為本實用新型實施例2中的機身與緩沖裝置的結構示意圖；

圖11為本實用新型實施例3中的機身與緩沖裝置的結構示意圖；

圖12為本實用新型實施例4中的機身與緩沖裝置的結構示意圖；

圖13為本實用新型實施例5結構示意圖；

圖14為本實用新型實施例6結構示意圖。

具體實施方式

本說明書中公開的所有特征，或公開的所有方法或過程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。

本說明書（包括任何附加權利要求、摘要）中公開的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個特征只是一系列等效或類似特征中的一個例子而已。

實施例1

如圖1、圖2所示，本實施例的飛行器包括：機身1、動力裝置2、固定架3、第一傳動機構4和第二傳動機構5；優(yōu)選地，第一傳動機構4和第二傳動機構5關于機身1對稱設置。在機身1上包括上機身102和下機身103，上機身102與下機身103通過緩沖裝置6相互連接，機身1整體呈上小下大的錐形。

進一步的，機身1上還設置有為飛行器提供動力的電源106、控制動力裝置2轉(zhuǎn)速的電調(diào)107以及控制飛行器飛行的飛控板108。

在上機身102一側(cè)安裝有攝像頭104；在下機身103底部安裝有緩沖腳架105，緩沖腳架105具有緩沖功能，在下機身103底部中央位置還設置有一攝像頭（圖中未顯示），降落時，可用于獲取飛行器底部的景象。固定架3包括左固定架301和右固定架302，它們分別固定架機身1內(nèi)的左右兩側(cè)，第一傳動機構4通過左固定架301布設在機身1內(nèi)，第二傳動機構5通過右固定架302布設在機身1內(nèi)。

如圖1、圖4所示，動力裝置2包括左動力單元201和右動力單元202，左動力單元201和右動力單元202處于豎直狀態(tài)。左動力單元201與右動力單元202沿機身1的寬度方向分布于機身1的兩側(cè)（機身的高度大于機身的寬度，機身的長度大于機身的寬度，機身的高度與機身寬度的比值大于1:4），且安裝位置處于機身1上端，有利于降低飛行器飛行時所受空氣阻力、同時降低了飛行器重心，提高了飛行器的穩(wěn)定性。

同時左動力單元201和右動力單元202為變總矩螺旋槳7，變總矩螺旋槳7包括舵機701、一端與舵機701輸出軸連接的連桿702、與連桿702另一端連接的搖桿703、與搖桿703鉸接的滑動推桿704、與滑動推桿連接的搖臂705，搖臂705上安裝有螺旋槳。為了加強變總矩螺旋槳7的穩(wěn)定性，其底部還加裝有加強桿706。

如圖1、圖3所示，第一傳動機構4包括左機臂401、左轉(zhuǎn)軸402和左舵機403；左轉(zhuǎn)軸402的右端通過軸承依次與機身1、左固定架301連接；左轉(zhuǎn)軸402的左端與左機臂401一端螺栓連接，左機臂401另一端連接左動力單元201；左舵機403固接在左固定架301內(nèi)，其輸出軸上安裝有齒輪；左轉(zhuǎn)軸403的右端還設置有通過鍵槽與其固接的齒輪盤404，齒輪盤404與左舵機403的輸出軸上的齒輪嚙合。齒輪盤404與舵機403的輸出軸位于左固定架301的同一側(cè)。

通過左傳動機構4的操作，能使左動力單元201在正負45°的區(qū)間傾轉(zhuǎn)。

通過齒輪傳動的方式改變傳統(tǒng)的二軸飛行器連桿傳動，該傳動方式設計簡單，在結構上更緊湊、工作可靠、傳動平穩(wěn)、效率高、壽命長、能保證恒定的傳動比、節(jié)省了空間，提高了飛行器的安全性與可靠性。

第二傳動機構5包括右機臂501、右轉(zhuǎn)軸502和右舵機503；右轉(zhuǎn)軸502的左端通過軸承依次與機身1、右固定架302連接；右轉(zhuǎn)軸502的右端與右機臂501一端螺栓連接，右機臂501另一端連接右動力單元202；右舵機503固接在右固定架302內(nèi)，其輸出軸上安裝有齒輪；右轉(zhuǎn)軸502的左端還設置有通過鍵槽與其固接的齒輪盤504，所述齒輪盤504與右舵機503的輸出軸上的齒輪嚙合。齒輪盤504與舵機503的輸出軸位于右固定架302的同一側(cè)。

通過右傳動機構5的操作，能使右動力單元202在正負45°的區(qū)間傾轉(zhuǎn)。

第一傳動機構4與第二動機構5均是獨立工作的部件，根據(jù)飛行需求可單獨控制第一傳動機構4或第二傳動機構5，分別使左動力單元201或右動力單元202傾轉(zhuǎn)；還可以同時控制第一傳動機構4與第二傳動機構5，使左動力單元201與右動力單元202同時傾轉(zhuǎn)。

優(yōu)選的，左動力單元201與右動力單元202處于豎直方向時，飛行器工作效率最高。

如圖5、圖6、圖7和圖8所示，緩沖裝置6包括設置在上機身103上的上固定架601、設置在下機身103上的下固定架602、輔助板603以及減震單元608。

減震單元608分布在機身1內(nèi)的左右兩側(cè)，其是≧1個的減震球604組成。該減震單元608由1個或2個減震球604組成；圖6中示出的減震單元608有4個減震球604組成。

減震球604為從中部開始沿軸向向上下兩側(cè)收縮的球體狀減震部件，在減震球604上下兩側(cè)端部分別設置第一鎖定部605和第二鎖定部606。設置鎖定件使減震球604與上固定架601、下固定架602、輔助板603連接更緊固。

如圖9所示，上固定架601固接在上機身102上，其與減震球604的第二鎖定部606連接；輔助板603與上鎖頂部605連接，其通過固定柱607穿過上固定架601與下固定架602連接；下固定架602固接在下機身103上，其位于上固定架601的下方。

飛行器起飛階段減震球604的第一鎖定部605受到輔助板603向下的壓力和第二鎖定部606受到上固定架601向上的拉力，從而壓縮減震球604起到壓縮緩沖的效果，防止飛行器內(nèi)的部件突然受力導致的損壞。

飛行器下降階段由于慣性作用，減震球603整體下降，下降到一定階段（即緩沖限定范圍），減震球603第一鎖定部605受到輔助板603向下的壓力和第二鎖定部606受到上固定架601向上的拉力，從而壓縮減震球604起到壓縮緩沖的效果。又由于下固定架602位于上固定架601下方，下降過程中受力即使超出緩沖值范圍，第二鎖定部606具有彈性，碰撞下固定架602達到部分緩沖效果，且下固定架602也起到預防減震球604受力過大從上固定架601和輔助板603中脫位的危險。

實施例2

本實施例2與實施例1的不同之處在于：緩沖裝置6連接方式的不同。

如圖10所示，下固定架602固接在下機身103上，其與減震球604的第一鎖定部605連接；輔助板603與下鎖頂部606連接，其通過固定柱607穿過下固定架602與上固定架601連接；上固定架601固接在上機身102上，其位于下固定架602的上方。

飛行器起飛階段減震球604的第一鎖定部605受到下固定架602向下的壓力和第二鎖定部606受到輔助板603向上的拉力，從而壓縮減震球604起到壓縮緩沖的效果，防止飛行器內(nèi)的部件突然受力導致的損壞。

飛行器下降階段由于慣性作用，上機身102整體下降，下降到一定階段（即緩沖限定范圍），減震球604的第一鎖定部605受到下固定架602向上的拉力和第二鎖定部606受到輔助板603向下的拉力，從而拉伸減震球604起到拉伸緩沖的效果。又由于上固定架601位于下固定架602上方，下降過程中受力即使超出緩沖值范圍，第一鎖定部605具有彈性，碰撞上固定架601達到部分緩沖效果，且上固定架601也起到預防減震球604受力過大從下固定架602和輔助板603中脫位的危險。

實施例3

本實施例3與實施例1的不同之處在于：緩沖裝置6連接方式的不同。

如圖11所示，上固定架601固接在上機身102上，其與減震球604的第一鎖定部605連接；下固定架602固接在下機身103上，其與第二鎖定部606連接；輔助板603位于下固定架602的下方，其通過固定柱607穿過下固定架602與上固定架601連接。

飛行器起飛階段減震球604的第一鎖定部605受到上固定架601向上的拉力和第二鎖定部606受到下固定架602向下的拉力，從而拉伸減震球604起到拉伸緩沖的效果，防止飛行器內(nèi)的部件突然受力導致的損壞。又由于輔助板603位于下固定架602下方，上升過程中受力即使超出緩沖值范圍，第二鎖定部606具有彈性，碰撞輔助板603達到部分緩沖效果，且輔助板603也起到預防減震球604受力過大從下固定架602和上固定架601中脫位的危險。

飛行器下降階段由于慣性作用，上機身102整體下降，下降到一定階段（即緩沖限定范圍），減震球604第一鎖定部605受到上固定架601向下的壓力和第二鎖定部606受到下固定架602向上的推力，從而壓縮減震球604起到壓縮緩沖的效果。

實施例4

實施例4與實施例1的不同之處在于：緩沖裝置6連接方式的不同。

如圖12所示，上固定架601固接在上機身102上，其與減震球604的第一鎖定部605連接；下固定架602固接在下機身103上，其與第二鎖定部606連接；輔助板603位于上固定架601的上方，通過固定柱607穿過上固定架601與下固定架602連接。

飛行器起飛階段減震球604的第一鎖定部605受到上固定601板向上的拉力和第二鎖定部606受到下固定架602向下的拉力，從而拉伸減震球604起到拉伸緩沖的效果，防止飛行器內(nèi)的部件突然受力導致的損壞。又由于輔助板603位于上固定架601上方，上升過程中受力即使超出緩沖值范圍，第一鎖定部605具有彈性，碰撞輔助板603達到部分緩沖效果，且輔助板603也起到預防減震球604受力過大從下固定架602和上固定架601中脫位的危險。

飛行器下降階段由于慣性作用，上機身102整體下降，下降到一定階段（即緩沖限定范圍），減震球604的第一鎖定部605受到上固定架601向下的壓力和第二鎖定部606受到下固定架602向上的推力，從而壓縮減震球604起到壓縮緩沖的效果。

實施例5

如圖13所示，動力單元為正裝，其中左動力單元201的驅(qū)動軸211與豎直方向的夾角為3°，右動力單元202的驅(qū)動軸222與豎直方向的夾角為3°。左動力單元201的驅(qū)動軸212和右動力單元202的驅(qū)動軸222延長線的交點在機身的上方。

實施例6

如圖14所示，動力單元反裝，其中左動力單元201的驅(qū)動軸211與豎直方向的夾角為8°，右動力單元202的驅(qū)動軸222與豎直方向的夾角為8°。

左動力單元201的驅(qū)動軸212和右動力單元202的驅(qū)動軸222延長線的交點在機身的上方。

本實用新型并不局限于前述的具體實施方式。本實用新型擴展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。