用于飞行器的机架及飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种用于飞行器的机架及飞行器。

背景技术：

因飞行器具有机动灵活、反应快速、无人飞行、操作要求低等优点，引起了多方关注，并在农业、勘探等多个领域得到应用。

飞行器通常包括机身、与机身相连的多个机臂(可以是四个、六个、八个或者更多)、设置在每个机臂上用于驱动该飞行器飞行的动力装置、以及用于控制该飞行器的控制系统。

飞行器作业过程中负载较大，多飞行器的机臂与机身连接强度要求高，相关技术中，机臂与机身之间的装配结构复杂、繁琐。

技术实现要素：

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种用于飞行器的机架，所述用于飞行器的机架具有结构简单、装配方便的优点。

本发明还提出一种飞行器，所述飞行器包括上述所述的用于飞行器的机架。

根据本发明实施例的用于飞行器的机架，包括：机身；固定组件，所述固定组件设于所述机身，所述固定组件包括沿第一方向间隔设置的固定框和紧固框，所述固定框具有两个沿第二方向间隔设置的第一装配槽，每个所述第一装配槽适于放置一个所述飞行器的第一机臂，所述紧固框包括两个沿第二方向间隔设置的第二装配槽，每个所述第二装配槽适于放置一个所述飞行器的第二机臂，所述第一方向和所述第二方向垂直。

根据本发明实施例的用于飞行器的机架，通过在机身沿第一方向间隔设置固定框和紧固框，飞行器的两个第一机臂可以放置于第一装配槽内，飞行器的两个第二机臂可以放置于第二装配槽内。由此，简化了机架，使飞行器的结构布局更加紧凑合理，而且，便于飞行器机臂的拆装。

根据本发明的一些实施例，所述固定框关于第一轴线对称，所述紧固框关于第二轴线对称，所述第一轴线与所述第二轴线位于同一直线上。

在本发明的一些实施例中，其中一个所述第一装配槽的延伸方向与其中另一个所述第一装配槽的延伸方向之间的夹角为α，满足：65°≤α≤75°。

根据本发明的一些实施例，其中一个所述第二装配槽的延伸方向与其中另一个所述第二装配槽的延伸方向之间的夹角为β，满足：105°≤β≤115°。

在本发明的一些实施例中，还包括：多个夹持部，多个所述夹持部中的部分与所述固定框配合以固定所述第一机臂，多个所述夹持部中的其余部分与所述紧固框配合以固定所述第二机臂。

根据本发明的一些实施例，所述固定框包括：第一连接部；和两个第一固定部，两个所述第一固定部分别连接于所述第一连接部的两端，每个所述第一固定部均设有所述第一装配槽。

在本发明的一些实施例中，所述紧固框包括：第二连接部；和两个第二固定部，两个所述第二固定部分别连接于所述第二连接部的两端，每个所述第二固定部均设有所述第二装配槽。

根据本发明的一些实施例，所述机身包括：顶板；和底板，所述底板与所述顶板间隔设置，所述固定组件位于所述顶板与所述底板之间。

在本发明的一些实施例中，所述顶板、所述底板、所述固定框以及所述紧固框共同限定出用于放置转接电路板组件的安装空间，所述顶板设有与所述安装空间连通的中心孔。

根据本发明的一些实施例，所述固定组件和所述机身中的一个设有导向柱，另一个设有与所述导向柱相适配导向孔。

根据本发明实施例的飞行器，包括：机架，所述机架为上述所述的用于飞行器的机架。

根据本发明实施例的飞行器，通过在机身沿第一方向间隔设置固定框和紧固框，飞行器的两个第一机臂可以放置于第一装配槽内，飞行器的两个第二机臂可以放置于第二装配槽内。由此，简化了机架，使飞行器的结构布局更加紧凑合理，而且，便于飞行器机臂的拆装。

根据本发明的一些实施例，还包括：紧固件，所述紧固件设有第一固定槽；配合件，所述配合件与所述紧固件可拆卸地连接，所述配合件设有第二固定槽，所述第一固定槽与所述第二固定槽共同限定出用于固定所述第一机臂的夹持空间。

在本发明的一些实施例中，所述紧固件包括：基部，所述基部与所述机身连接；卡持部，所述卡持部与所述基部连接，所述卡持部的远离所述基部的端面朝向所述基部凹陷以形成所述第一固定槽。

根据本发明的一些实施例，每个所述第一机臂和每个所述第二机臂均设有动力组件，四个所述动力组件的中心分别位于矩形的四个顶点处。

本发明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，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/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是根据本发明实施例的飞行器的结构示意图；

图2是根据本发明实施例的飞行器的局部结构示意图；

图3是根据本发明实施例的飞行器的局部结构示意图；

图4是图3中圈示的a部分的局部结构放大图；

图5是根据本发明实施例的顶板的结构示意图；

图6是根据本发明实施例的底板的结构示意图；

图7是根据本发明实施例的固定框的结构示意图；

图8是根据本发明实施例的固定框的结构示意图；

图9是根据本发明实施例的紧固框的结构示意图；

图10是根据本发明实施例的紧固框的结构示意图；

图11是根据本发明实施例的固定框的结构示意图；

图12是根据本发明实施例的机臂与套环、固定套组合的结构示意图；

图13是根据本发明实施例的套环的结构示意图；

图14是根据本发明实施例的套环的结构示意图；

图15是根据本发明实施例的套环的结构示意图；

图16是根据本发明实施例的夹持部的结构示意图；

图17是根据本发明实施例的紧固件的结构示意图；

图18是根据本发明实施例的配合件的结构示意图；

图19是根据本发明实施例的固定套的结构示意图。

附图标记：

飞行器100，

机身10，底板11，导向孔110，中心穿孔111，顶板12，避让孔121，中心孔122，安装框13，固定架131，基板1311，延伸板1312，安装架132，端板1321，侧板1322，隔梁133，第一装载空间134，第二装载空间135，起落架14，

固定组件20，固定框210，第一连接部211，第一固定部212，第一装配槽2120，装配凸块2121，第一配合槽21211，止抵凸起2122，台阶面2123，第一装配孔21230，导向槽2124，减重槽2125，导向柱2126，紧固框220，第二连接部221，第二固定部222，第二装配槽2220，

夹持部30，第二配合槽310，紧固部320，容纳槽321，第二装配孔321，导向部330，主体部350，

套环40，凸耳401，第三装配孔4010，第一圆弧段410，第二圆弧段420，第一平面段430，第二平面段440，过渡段450，填充槽460，套孔470，加强段480，

紧固件50，基部510，卡持部520，第一固定槽521，缓冲槽5211，固定凸块522，第一固定孔5221，

配合件60，第二固定槽610，第二固定孔620，

固定套70，限位凸起710，

储液容器810，电池820，

机臂90，第一机臂901，第二机臂902，动力组件910，杆体920。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述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，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“长度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“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发明和简化描述，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发明的限制。此外，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。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面参考图1-图19描述根据本发明实施例的用于飞行器100的机架及飞行器100。

如图1、图3、图7-图10所示，根据本发明实施例的用于飞行器100的机架，机架包括：机身10和固定组件20。

具体而言，如图3、图7-图10所示，固定组件20设于机身10，固定组件20包括沿第一方向间隔设置的固定框210和紧固框220，固定框210具有两个沿第二方向间隔设置的第一装配槽2120，每个第一装配槽2120适于放置一个飞行器100的第一机臂901，紧固框220包括两个沿第二方向间隔设置的第二装配槽2220，每个第二装配槽2220适于放置一个飞行器100的第二机臂902，第一方向和第二方向垂直。

需要说明的是，文中所述的“第一方向”可以理解为图3中所示的飞行器100的前后方向，“第二方向”可以理解为图3中所示的飞行器100的左右方向。“第一机臂901”可以理解为飞行器100的靠近后侧的后机臂，“第二机臂902”可以理解为飞行器100的靠近前侧的前机臂。

如图3所示，固定框210和紧固框220沿前后方向间隔设置，固定框210设有两个用于放置第一机臂901的第一装配槽2120，紧固框220设有两个用于放置第二机臂902的第二装配槽2220。

根据本发明实施例的用于飞行器100的机架，通过在机身10沿第一方向间隔设置固定框210和紧固框220，飞行器100的两个第一机臂901可以放置于第一装配槽2120内，飞行器100的两个第二机臂902可以放置于第二装配槽2220内。由此，简化了机架，使飞行器100的结构布局更加紧凑合理，而且，便于飞行器100机臂90的拆装。

根据本发明的一些实施例，如图7和图8所示，固定框210可以关于第一轴线对称。也就是说，固定框210可以设置为轴对称结构，由此，便于固定框210的加工制造，而且，有利于提高飞行器100运行时的平稳性和可靠性。如图9和图10所示，紧固框220关于第二轴线对称，也就是说，紧固框220可以设置为轴对称结构，由此，便于紧固框220的加工制造，而且，有利于提高飞行器100运行时的平稳性和可靠性。

第一轴线与第二轴线位于同一直线上。也就是说，固定框210和紧固框220固定于机身10上时，固定框210和紧固框220的对称轴可以位于同一直线上。由此，可以使飞行器100的结构对称平稳，有利于提高飞行器100运行时的平稳性和可靠性。

在本发明的一些实施例中，如图7所示，其中一个第一装配槽2120的延伸方向与其中另一个第一装配槽2120的延伸方向之间的夹角为α，满足：65°≤α≤75°。经过实验验证，当两个第一装配槽2120的中心线之间的夹角α满足：65°≤α≤75°时，可以提高飞行器100飞行的稳定性和平稳性。例如，两个第一装配槽2120的中心线之间的夹角α可以为70°。

根据本发明的一些实施例，如图9所示，其中一个第二装配槽2220的延伸方向与其中另一个第二装配槽2220的延伸方向之间的夹角为β，满足：105°≤β≤115°。经过实验验证，当两个第二装配槽2220的中心线之间的夹角β满足：105°≤β≤115°时，可以提高飞行器100飞行的稳定性和平稳性。例如，两个第二装配槽2220的中心线之间的夹角β可以为110°。

在本发明的一些实施例中，如图4和图16所示，机架还可以包括：多个夹持部30，多个夹持部30中的部分与固定框210配合以固定第一机臂901，多个夹持部30中的其余部分与紧固框220配合以固定第二机臂902。

需要说明的是，结合图7和图16所示，每个固定框210包括两个第一固定部212，每个第一固定部212可以与夹持部30配合固定一根第一机臂901，即每个固定框210与夹持部30配合可以固定两根第一机臂901。由此，可以使机架的结构得到简化，而且便于机架的装配。

结合图3、图9和图16所示，另一部分夹持部30可以与紧固框220可拆卸地连接，每个紧固框220包括两个第二固定部222，每个第二固定部222可以与夹持部30配合固定一根第二机臂902，即每个紧固框220与夹持部30配合可以固定两根第二机臂902。由此，可以使机架的结构得到简化，而且便于机架的装配。

根据本发明的一些实施例，如图7所示，固定框210可以包括：第一连接部211和两个第一固定部212，两个第一固定部212分别连接于第一连接部211的两端，每个第一固定部212均设有第一装配槽2120。由此，可以利用两个第一固定部212固定飞行器100的两个第一机臂901，结构简单、拆装方便。

根据本发明的一些实施例，如图7所示，每个第一固定部212均设有敞开的第一装配槽2120，由此，第一机臂901可以伸入第一装配槽2120内，以便于第一机臂901的固定装配。第一装配槽2120的底壁设有装配凸块2121，装配凸块2121上设有第一配合槽21211。如图7和图8所示，装配凸块2121的上端面被构造为弧面形的第一配合槽21211，以便于配合夹持第一机臂901。

结合图7和图12所示，第一机臂901的固定端可以伸入第一装配2120内，当第一机臂901伸入第一装配槽2120内后，第一机臂901的外周壁与第一配合槽21211的内壁面贴合，以固定第一机臂901。

在本发明的一些实施例中，如图7和图8所示。每个第一装配槽2120内设有两个装配凸块2121，两个装配凸块2121沿第一装配槽2120的长度方向间隔设置。可以理解的是，通过在每个第一装配槽2120内设置两个装配凸块2121，每个装配凸块2121具有一个第一配合槽21211。当第一机臂901伸入对应的第一装配槽2120内后，每个第一装配槽2120内具有间隔设置的两个第一配合槽21211夹持固定第一机臂901，由此，可以提高第一机臂901固定的牢固性和稳定性。

根据本发明的一些实施例，如图7所示，第一固定部212可以设有朝向装配槽2120内延伸的止抵凸起2122，止抵凸起2122位于装配槽2120的远离第一机臂901的自由端的一端，止抵凸起2122与第一机臂901止抵配合。由此，止抵凸起2122可以与第一机臂901配合以对第一机臂901进行限位固定，使第一机臂901伸入至第一装配槽2120内后，可以预停留至预定的位置，以便于对第一机臂901进行固定。

如图7所示，每个第一装配槽2120内沿前后方向间隔设有两个装配凸块2121，其中，位于前侧(如图7中所示的前后方向)的装配凸块2121设有凸出于第一配合槽21211配合面的止抵凸起2122。当第一机臂901伸入对应的第一装配槽2120内后，止抵凸起2122可以与第一机臂901相抵，以将第一机臂901预固定至预定的装配位置。由此，提高了第一机臂901装配的便利性。可以理解的是，止抵凸起2122的设置位置并非局限于上述设置，例如，止抵凸起2122还可以设于装配槽2120的内周壁上，只要实现止抵凸起2122与机臂90止抵配合，以将机臂90预固定至固定的装配位置即可。

在本发明的一些实施例中，如图7所示，第一装配槽2120的侧壁设有台阶面2123，台阶面2123沿第一装配槽2120的长度方向延伸，台阶面2123上设有第一装配孔21230，夹持部30上设有与第一装配孔21230相适配的第二装配孔321。由此，便于夹持部30与固定框210之间的固定装配。例如，在装配夹持部30和固定框210时，可以将第一装配孔21230与对应的第二装配孔321对齐，利用螺纹紧固件将夹持部30固定与固定框210固定。由此，提高了夹持部30与固定框210之间装配的牢固性和可靠性，而且，便于夹持部30与固定框210之间的拆装。

如图7所示，第一装配槽2120可以被构造为阶梯槽，第一装配槽2120侧壁上的台阶面2123沿前后方向延伸，台阶面2123靠近第一配合槽21211的位置处设有第一装配孔21230。相应地，如图16所示，夹持部30的端部设有与第一装配孔21230相适配的第二装配孔321。由此，便于夹持部30与固定框210之间的固定装配。

根据本发明的一些实施例，如图7所示，第一装配槽2120的侧壁上设有导向槽2124，导向槽2124沿第一装配槽2120的深度方向延伸(即图7中所示的上下方向)。导向槽2124的上端与第一装配槽2120的敞开口连通，结合图16所示，夹持部30上设有与导向槽2124相适配的导向部330。由此，在装配夹持部30和固定框210时，导向部330可以插入对应的导向槽2124内，并沿导向槽2124由上向下移动。当夹持部30的端部与台阶面2123相抵后，利用螺纹紧固件穿过第一装配孔21230和第二装配孔321固定连接夹持部30和固定框210。由此，便于夹持部30的定位装配。

在本发明的一些实施例中，如图7和图8所示，第一装配槽2120的底壁和侧壁中的至少一个设有减重槽2125。也就是说，可以在第一装配槽2120的底壁设置减重槽2125，也可以在第一装配槽2120的侧壁设置减重槽2125，还可以是在第一装配槽2120的底壁和侧壁上均设置减重槽2125。减重槽2125可以沿厚度方向贯穿第一装配槽2120对应的底壁或侧壁。可以理解的是，通过设置减重槽2125，可以节省固定框210的材料用量，降低固定框210的生产成本。而且，可以减轻飞行器100的整体重量，从而可以降低飞行器100的飞行能耗。

在本发明的一些实施例中，如图12-图15所示，机架还可以包括：套环40，套环40套设于机臂90的固定端，套环40夹持于装配空间内。需要说明的是，当第一机臂901伸入第一装配槽2120内时，套环40可以被夹持于第一配合槽21211和第二配合槽310限定出的装配空间内，从而可以提高机臂90固定的牢固性和可靠性。

如图14和图15所示，套环40的内周壁上可以设有填充槽460，在装配套环40和机臂90时，可以在机臂90的外周壁或填充槽460内注入胶水，以将套环40牢固、可靠地固定于机臂90上。

根据本发明的一些实施例，如图13-图15所示，套环40的外周壁设有凸耳401，凸耳401设有用于固定的第三装配孔4010，夹持部30设有与凸耳401相适配的容纳槽321。需要说明的是，结合图7、图12-图16所示，当需要装配机臂90时，首先可以将套环40装配至机臂90的固定端，随后将装有套环40的第一机臂901伸入至对应的第一装配槽2120内，将装有套环40的第二机臂902伸入至对应的第二装配槽2220内。机臂90上的套环40与限位凸起710止抵限位，使机臂90停留至预定位置。

此时，套环40上的第三装配孔4010与台阶面2123上的第一装配孔21230相对。随后，将夹持部30通过导向部330与导向槽2124之间的配合，使夹持部30移动至预定位置，此时，第一装配孔21230、第二装配孔321和第三装配孔4010均相对。随后，利用螺纹紧固件穿过第二装配孔321、第三装配孔4010和第一装配孔21230实现机臂90的固定装配。

在本发明的一些实施例中，如图13和图14所示，套环40的外壁面包括依次连接的第一圆弧段410、第一平面段430、第二圆弧段420和第二平面段440，第一平面段430和第二平面段440中的至少一个设有凸耳401。相应地，结合图7和图16所示，第一配合槽21211和第二配合槽310限定出的装配空间的内周壁被构造为与套环40的外壁面相适配的形状。由此，可以提高套环40与固定框210闭合夹持部30之间的配合的牢固性和可靠性。而且，通过设置第一平面段430和第二平面段440，可以有效防止套环40在装配空间内发生相对转动，提高了套环40固定的牢固性和可靠性。

根据本发明的一些实施例，如图13和图14所示，外壁面还可以包括：过渡段450，第一圆弧段410与第一平面段430和第二平面段440之间、第二圆弧段420与第一平面段430和第二平面段440之间均设有过渡段450。相应地，结合图7和图16所示，第一配合槽21211和第二配合槽310限定出的装配空间的内周壁被构造为与套环40的外壁面相适配的形状。通过设置过渡段450，可以进一步提高套环40固定的牢固性和可靠性。过渡段450可以为一个或多个依次连接的平面，由此，便于第一圆弧段410与第一平面段430和第二平面段440之间、第二圆弧段420与第一平面段430和第二平面段440之间的设计加工。

在本发明的一些实施例中，如图15所示，套环40上可以设有沿轴向方向延伸的加强段480。由此，可以增大套环40与机臂90的配合长度，从而进一步提高了机臂90与套环40之间固定的牢固性和可靠性。

在本发明的一些实施例中，如图9所示，紧固框220可以包括：第二连接部221和两个第二固定部222，两个第二固定部222分别连接于第二连接部221的两端，每个第二固定部222均设有第二装配槽2220。第二固定部222与第一固定部212的形状相同，在此不再赘述。由此，可以利用两个第二固定部222固定飞行器100的两个第二机臂902，从而可以使飞行器100的结构更加紧凑、合理，而且便于飞行器100的机臂的拆装。

根据本发明的一些实施例，如图1、图4-图6所示，机身10可以包括：顶板12和底板11，底板11与顶板12间隔设置，固定组件20位于顶板12与底板11之间。结合图1、图4-图6所示，固定组件20设于底板11，顶板12间隔设于底板11的上方，顶板12的与第一配合槽21211相对的位置处设有避让孔121。

需要说明的是，结合图5和图16所示，避让孔121可以设置为与夹持部30相适配的形状。避让孔121沿顶板12的厚度方向贯通顶板12。结合图4-图7以及图16所示，固定组件20设于顶板12与底板11之间，顶板12的与第一配合槽21211相对的位置处设有避让孔121，夹持部30可以穿过对应的避让孔121与固定组件20进行装配和拆卸，由此，提高了夹持部30与固定组件20拆装的便利性，从而提高了机臂90的固定效率。

在本发明的一些实施例中，如图2和图3所示，顶板12、底板11、固定框210以及紧固框220共同限定出用于放置转接电路板组件的安装空间。也就是说，飞行器100的转接电路板组件可以设于由顶板12、底板11、固定框210以及紧固框220共同限定出的安装空间内，由此，可以提高飞行器100各部件布局的合理性，而且，便于转接电路板组件与其他电子部件之间的连接。

如图2、图3和图5所示，顶板12设有与安装空间连通的中心孔122。由此，便于转接电路板组件的拆装，而且，便于转接电路板组件与其他电子部件之间的连接。

在本发明的一些实施例中，如图1、图3和图11所示，机身10还可以包括：安装框13，安装框13的一端夹设于顶板12与底板11之间。需要说明的是，飞行器100上可以设有储液容器810、电池820等部件，通过设置固定框210，便于飞行器100上储液容器810、电池820等部件的装配。

如图11所示，安装框13包括：固定架131、安装架132和隔梁133。

其中，固定架131用于安装储液容器810，储液容器810可以装载药液或水等液体，以实现飞行器100喷洒药液和浇灌的功能。如图11所示，固定架131包括基板1311和两块延伸板1312，其中一块延伸板1312与基板1311的一端连接，另一块延伸板1312与基板1311的另一端连接。

安装架132用于安装电池820，电池820可以为飞行器100的飞行提供能量。如图11所示，安装架132包括端板1321和两块侧板1322，其中一块侧板1322与端板1321的一端、两个延伸板1312中的一个均连接，其中另一块侧板1322与端板1321的另一端、两个延伸板1312中的另一个均连接。

如图13所示，隔梁133连接于两块侧板1322之间。由此，可以将安装框13分割为第一装载空间134和第二装载空间135，储液容器810可以设于第一装载空间134内，电池820可以设于第二装载空间135内。由此，可以避免储液容器810和电池820之间发生相互干涉，提高了储液容器810和电池820固定的牢固性和可靠性。

基板1311和延伸板1312中的至少一个与固定组件20连接。也就是说，可以将基板1311与固定组件20连接；也可以将延伸板1312与固定组件20连接；或者，将基板1311和延伸板1312均与固定组件20连接。由此，可以提高固定组件20固定的牢固性和可靠性。

根据本发明的一些实施例，结合图4和图7所示，第一连接部211与安装框13连接。例如，第一连接部211可以被设置为板状，第一连接部211与安装框13之间可以利用螺纹紧固件固定连接。由此，可以提高第一连接部211与安装框13之间固定的牢固性和可靠性，而且便于第一连接部211与安装框13之间的固定装配和拆卸。

结合图7、图8和图11所示，固定框210的轮廓与安装框13的轮廓相适配。在装配固定框210和安装框13时，使第一连接部211与基板1311相对并通过螺纹紧固件连接，两个第一固定部212分别与两个延伸板1312相对并通过螺纹紧固件连接。由此，提高了固定框210与安装框13之间固定的牢固性和可靠性，而且，便于固定框210与安装框13之间的装配和拆卸。

根据本发明的一些实施例，固定组件20和机身10中的一个设有导向柱2126，另一个设有与导向柱2126相适配导向孔110。也就是说，可以在固定组件20上设置导向柱2126，在机身10上设置与导向柱2126相适配的导向孔110；也可以在固定组件20上设置导向孔110，在机身10上设置与导向孔110相适配的导向柱2126。由此，通过导向柱2126与导向孔110之间的配合，便于固定组件20与机身10之间的对齐装配。

结合图5-图8所示，第一装配槽2120的顶壁和底壁均设有导向柱2126，相应地，在顶板12和底板11上均设有与导向柱2126相适配的导向孔110。由此，通过导向柱2126与导向孔110之间的配合，便于固定组件20与机身10之间的定位装配。

根据本发明实施例的飞行器100，飞行器100包括：机架，机架为上述所述的用于飞行器100的机架。

根据本发明实施例的飞行器100，通过在机身10沿第一方向间隔设置固定框210和紧固框220，飞行器100的两个第一机臂901可以放置于第一装配槽2120内，飞行器100的两个第二机臂902可以放置于第二装配槽2220内。由此，简化了机架，使飞行器100的结构布局更加紧凑合理，而且，便于飞行器100机臂90的拆装。

根据本发明的一些实施例，飞行器100还包括：紧固件50和配合件60，配合件60与紧固件50可拆卸地连接，如图17所示，紧固件50设有第一固定槽521。相应地，如图18所示，配合件60设有第二固定槽610，第一固定槽521与第二固定槽610共同限定出用于固定第一机臂901的夹持空间。由此，第一机臂901可以通过紧固件50和配合件60被进一步固定夹持，从而进一步提高了第一机臂901固定的牢固性和可靠性。

在本发明的一些实施例中，如图17所示，紧固件50包括：基部510和卡持部520，基部510与机身10连接，卡持部520与基部510连接，卡持部520的远离基部510的端面朝向基部510凹陷以形成第一固定槽521。如图17所示，第一固定槽521可以被构造为半圆形弧面，由此，便于第一固定槽521与第一机臂901的配合固定。

在本发明的一些实施例中，如图17所示，卡持部520与基部510之间可以具有圆角。这里所述的“卡持部520与基部510之间具有圆角”可以理解为卡持部520与基部510的延伸方向并非平行设置，例如，基部510与卡持部520之间的具有一定的夹角。如夹持部30可以朝向远离固定组件20的方向延伸。由此，便于紧固件50与机身10之间的固定装配，减小紧固件50与其他部件之间的结构干涉。而且，可以增大紧固件50与固定组件20之间的距离，增大了第一机臂901被固定段的长度，提高了机臂90固定的牢固性和可靠性。

根据本发明的一些实施例，如图17和图18所示，卡持部520设有固定凸块522，固定凸块522上设有第一固定孔5221，配合件60上设有与第一固定孔5221相适配的第二固定孔620。由此，便于紧固件50与配合件60之间的固定装配。如图17所示，第一固定槽521的两端具有固定凸块522，固定凸块522上设有第一固定孔5221。相应地，如图18所示，配合件60上设有与第一固定孔5221相适配的第二固定孔620。由此，可以利用螺纹紧固件穿过第一固定孔5221和第二固定孔620，使紧固件50和配合件60方便、可靠地装配至一起。

在本发明的一些实施例中，如图17所示，第一固定槽521的内周壁局部向内凹陷以形成缓冲槽5211。需要说明的是，通过设置缓冲槽5211，可以提高紧固件50的弹性形变能力。例如，第一机臂901的外径可以略大于夹持空间的内径，当第一机臂901装配至第一固定槽521和第二固定槽610限定出的夹持空间内时，第一机臂901对第一固定槽521和第二固定槽610的内周壁产生径向的扩充力，缓冲槽5211在扩充力的作用下被打开至较大开口，以分解转化第一固定槽521和第二固定槽610内周壁上的扩充力，而且，可以将第一机臂901紧紧裹紧于夹持空间内。

另外，当第一机臂901受到碰撞时，第一机臂901与第一固定槽521和第二固定槽610内壁上的作用力也可以传递分散至缓冲槽5211，从而可以避免第一机臂901受力而折断，提高了第一机臂901的安全性和使用寿命。

根据本发明的一些实施例，如图17所示，缓冲槽5211可以位于第一固定槽521的中部。由此，有利于提高紧固件50的结构稳定性，而且，有利于提高飞行器100飞行的平稳性。另外，将缓冲槽5211设于第一固定槽521的中部，便于缓冲槽5211的加工制造，从而可以提高紧固件50的生产效率，降低紧固件50的生产成本。

在本发明的一些实施例中，如图17所示，缓冲槽5211可以沿卡持部520的厚度方向贯通卡持部520。由此，可以提高紧固件50的弹性形变能力和柔性，当飞行器100发生碰撞时，可以有效避免紧固件50发生刚性断裂。

根据本发明的一些实施例，缓冲槽5211可以为多个，且多个缓冲槽5211沿卡持部520的长度方向(即图17中所示的上下方向)间隔开。可以理解的是，通过沿上下方向间隔设置多个缓冲槽5211，可以进一步提高紧固件50的柔性和弹性形变能力，从而进一步提高了飞行器100的结构牢固性。

在本发明的一些实施例中，缓冲槽5211的底面为平面或弧形面。也就是说，缓冲槽5211的底面可以被设置为平面，由此，便于缓冲槽5211的加工制造，从而可以提高紧固件50的生产效率，降低紧固件50的生产成本。缓冲槽5211的底面也可以设置为弧形面，由此，可以提高缓冲槽5211底面的结构强度。

根据本发明的一些实施例，如图13和图19所示，飞行器100还可以包括：固定套70，固定套70套设于机臂90，固定套70夹持于夹持空间内。需要说明的是，当机臂90与紧固件50和配合将装配时，固定套70夹持于机臂90的外周壁与夹持空间的内周壁之间。由此，可以提高机臂90固定的牢固性和可靠性。

例如，固定套70可以利用胶水固定至机臂90的外周壁上。由此，可以提高固定套70与机臂90之间的装配效率和装配的可靠性。

在本发明的一些实施例中，如图13和图19所示，固定套70的外周壁上设有限位凸起710，例如，限位凸起710可以是凸出于固定套70外周壁且沿固定套70的周向方向设置的环形限位凸起710，由此，便于限位凸起710的加工制造。

紧固件50和配合件60中的至少一个上设有与限位凸起710相适配的限位环槽。也就是说，可以在紧固件50上设置与限位凸起710相适配的限位环槽，也可以在配合件60上设置与限位凸起710相适配的限位环槽。当然，限位环槽还可以是由紧固件50和配合件60共同限定出。通过限位凸起710与限位环槽之间的止抵配合，可以有效避免机臂90发生轴向移动，提高了机臂90固定的牢固性和稳定性。

根据本发明的一些实施例，如图1-图3所示，每个第一机臂901和每个第二机臂902均设有动力组件910，四个动力组件910的中心分别位于矩形的四个顶点处。可以理解的是，动力组件910可以为飞行器100的飞行提供动力。如图1-图3所示，飞行器100具有两个第一机臂901和两个第二机臂902，每个第一机臂901和每个第二机臂902上均设有动力组件910，四个动力组件910的中心依次连接可以构造为矩形。由此，可以提高飞行器100运行的平稳性和可靠性。

下面参照图1-图19以一个具体的实施例详细描述根据本发明实施例的飞行器100。值得理解的是，下述描述仅是示例性描述，而不是对本发明的具体限制。

如图1-图3所示，飞行器100可以是无人机。飞行器100可以用于农耕产业中对农作物进行农药喷洒或者水分喷灌等作业活动。当然，飞行器100也可以用于森林火灾中灭火液的喷洒、航拍摄影、电力巡检、环境监测、森林防火和灾情巡查等其他领域。

参照图1-图3，飞行器100包括：机身10、机臂90、起落架14、动力组件910、储液容器810、电池820、电调模块以及控制模块(电控设备)。机臂90分布于机身10的周围并与机身10固定连接。机臂90包括靠近飞行器100后侧的第一机臂901和靠近飞行器100前侧的第二机臂902。起落架14固定于机身10下方以保证飞行器100起飞和着陆的稳定性，动力组件910固定于机臂90远离机身10的端部，动力组件910为飞行器100飞行提供升力，储液容器810搭载于机身10上用于盛装待喷洒或者待运输的物品，电池820固定于机身10上以为飞行器100的动力组件910提供动力，电调模块以及控制模块固定于机身10上，用于控制飞行器100的飞行姿势。

参照图1-图3、图5和图6所示，机身10包括顶板12、底板11和安装框13，其中，顶板12与底板11用于承载所述电调模块以及控制模块等，储液容器810和电池820适于固定于安装框13内。

参照图5和图6，顶板12上开设有多个过孔、避让孔121以及导向孔110，顶板12的中心处还开设有中心孔122，底板11上开设有多个过孔和导向孔110。底板11的中心处开设有与顶板12上中心孔122相对的中心穿孔111。

参照图3和图4，固定组件20用于连接机臂90，且固定组件20包括固定框210和紧固框220。

参照图7和图8，固定框210包括两个第一固定部212以及连接于两个第一固定部212的第一连接部211，每一第一固定部212大致形成为长方体状，且具有相对设置的顶面和底面、第一侧面和第二侧面以及前端面和后端面。

如图7所示，每一第一固定部212上开设有用于连接第一机臂901的第一装配槽2120。具体而言，第一装配槽2120隔断第一固定部212的顶面，并贯穿其前端面和后端面，且第一装配槽2120形成为阶梯槽。第一装配槽2120两侧的阶梯面形成为平行于底面的台阶面2123。第一装配槽2120的前后两端形成有装配凸块2121，装配凸块2121具有一朝向顶面的第一配合槽21211，第一配合槽21211两端与第一装配槽2120的侧壁相连接。靠近前端面的装配凸块2121的第一配合槽21211上设置有止抵凸起2122。进一步地，与装配凸块2121对应的两台阶面2123上设置有用于固定第一机臂901的第一装配孔21230，第一装配孔21230两侧的第一装配槽2120侧壁上开设有垂直于台阶面2123的导向槽2124。

进一步地，第一固定部212的顶面上设置有与顶板12上过孔相对应的螺纹孔，第一固定部212的底面上开设有与底板11上过孔相对应的螺纹孔。第一固定部212的顶面和底面上还分别设置有导向柱2126。

第一固定部212的侧壁和底壁上还开设有减重槽2125，减重槽2125的设置可以减轻固定框210的重量，并增加第一固定部212的弹性变形性能，进而增加第一固定部212的连接稳定性。

参照图7，第一连接部211连接于两个第一固定部212的第一侧面之间，并且两个第一固定部212之间形成为70°夹角。

参照图9和图10，紧固框220包括两第二固定部222以及连接于两第二固定部222的第二连接部221，第二固定部222与第一固定部212结构类似，此处不再赘述，第二连接部221连接于两第二固定部222之间。且两第二固定部222之间形成为110°夹角。

组装时，将固定框210和紧固框220分别放置于底板11上，其中，固定框210放置于底板11后端，并使得第一固定部212的底面上的导向柱2126配合在底板11的导向孔110上，紧固件50穿过底板11的多个过孔固定于与底板11上过孔相对应的第一固定部212的底面上的螺纹孔上，以将底板11与固定框210固定连接。同理，紧固框220固定方式与固定框210相同。

再将顶板12放置于固定框210和紧固框220上方使得第一固定部212的顶面的导向柱2126配合在顶板12的导向孔110上，紧固件50穿过顶板12上的过孔与第一固定部212的顶面上设置的螺纹孔连接，以将顶板12与固定框210固定连接。同理，将顶板12也通过紧固件50与紧固框220固定。

参照图11，安装框13包括固定架131、连接于固定架131的安装架132、连接于安装架132的隔梁133。其中，固定架131、安装架132以及隔梁133可以一体成型。具体而言，固定架131设置于顶板12和底板11之间并与固定框210连接，其中，固定架131包括基板1311及自基板1311相对的两侧倾斜地延伸出的两延伸板1312，基板1311与第一连接部211连接，两延伸板1312大致呈v形设置，每一延伸板1312通过紧固件50与第一固定部212连接。安装架132包括相对的两侧板1322及连接于两侧板1322的端板1321。端板1321连接于两侧板1322远离机身10的一端，每一侧板1322的远离端板1321的一端连接于对应的延伸板1312。

如图11所示，安装框13限定出装载空间，隔梁133连接于两侧板1322之间将装载空间间隔分成第一装载空间134和第二装载空间135。储液容器810可以安装于第一装载空间134，电池820可以安装于第二装载空间135。

参照图12-图15并结合图3，机臂90包括四个，每个机臂90包括一个呈圆柱形的中空杆体920。该杆体920是采用碳纤维材料包裹的铝合金管，该杆体920还可以是采用塑胶制成的塑胶管或者碳纤维材料制成的碳管。该杆体920包括相对设置的自由端及固定端，杆体920的固定端连接于在机身10的固定组件20上，杆体920的自由端安装有对应的动力组件910，具体地，杆体920的一端通过夹持组件固定在固定组件20上，其中，夹持组件包括套环40和夹持部30。如图12所示，套环40可以外套于杆体920的外周壁。

参照图13和图14，套环40具有相背的外壁面及内壁面，套环40的内壁面限定出连接套孔470，套孔470与杆体920外壁面可以通过胶水粘合固定。套环40的外壁面包括依次连接的第一圆弧段410、第一平面段430、第二圆弧段420和第二平面段440，每个平面段和每个圆弧段之间均设有过渡段450，每个过渡段450可以由多个小平面组成，过渡段450也可以由圆弧面组成。

如图13和图14所示，进一步地，套环40上还设置有凸耳401，具体地，凸耳401包括相对设置的两个，两凸耳401分别设于两平面段上，且凸耳401形成为垂直于平面段的平板状，两个凸耳401上分别设有在厚度方向上贯穿其的第三装配孔4010。

参照图16，夹持部30包括两个紧固部320以及连接于两个紧固部320之间的主体部350，主体部350包括相对的顶面和底面，顶面上设有若干减重凹槽，以减轻夹持部30的质量，底面包括凹面向下的第二配合槽310，每个紧固部320的下端设有容纳槽321，容纳槽321的底壁设有第二装配孔321。

夹持部30为一体成型件，也就是说，夹持部30的紧固部320之间的主体部350由一体加工制造而成，从而不仅使得夹持部30的生产制造工艺简单，并且使得夹持部30的紧固部320和主体部350之间的连接强度较高，由此可以提高夹持机构的可靠性，飞行器100的机臂90和机身之间的连接更加牢固。

每个机臂90包括两个套环40和两个夹持部30。杆体920通过两个套环40和两个夹持部30连接于机身10的固定组件20上。具体而言，两个第一机臂901分别固定于两第一固定部212上，另外两个第二机臂902固定于两第二固定部222上。

参照图17和图18，机架还包括紧固件50和配合件60，紧固件50和配合件60可以为尼龙加玻纤材料。紧固件50通过螺钉等连接件固定在机身10的安装框13上，配合件60的两端分别通过连接件固定在紧固件50上，第一机臂901夹持在紧固件50和配合件60之间。

如图17所示，紧固件50包括基部510和卡持部520，基部510固定连接在机身10的固定架131上，卡持部520设在基部510上。其中，紧固件50的基部510的一侧面通过螺钉等连接件固定在机身10的固定架131上，紧固件50的基部510的底面固定在机身10的底板11上。

如图18所示，卡持部520与基部510之间具有夹角，卡持部520的远离基部510的表面向内凹陷形成第一固定槽521，卡持部520上还开设有隔断第一固定槽521的缓冲槽5211。配合件60形成为弧形条且两端分别固定在卡持部520的两端，配合件60的朝向紧固件50的表面向内凹陷形成第二固定槽610，机臂90卡持在该第一固定槽521和该第二固定槽610之间。

下面以其中一个机臂90来说明装拆过程，其他机臂90的装拆过程则与此相同。请一并参阅图1-3及图12，组装时，使用点胶工具(图未示)向杆体920上需要安装套环40的外圆周面上点胶，再将两个套环40套设在该杆体920外圆周面上，从而使该套环40胶合固定在该杆体920的固定端。

将装设有套环40的杆体920固定端穿过第一固定部212上的第一装配槽2120，直至杆体920或套环40的端面止抵于止抵凸起2122的端面，此时，套环40其中第二圆弧段420可以与装配凸块2121的第一配合槽21211配合，套环40的第一平面段430和第二平面段440下半部分分别配合于第一装配槽2120的侧壁。

将夹持部30沿顶板12上的避让孔121穿入第一固定部212的第一装配槽2120，此时，夹持部30在第一装配槽2120侧壁上的导向槽2124的导向下，使得主体部350底面的第二配合槽310与套环40的第一圆弧段410配合。紧固部320的平面段与套环40的第一平面段430和第二平面段440的上半部分配合，同时每个紧固部320的顶壁上均设有第二装配孔321与两台阶面2123上的第一装配孔21230对齐，并且使得凸耳401的配合在容纳槽321内。

当需要拆卸机臂90时，只需要取出夹持部30即可将机臂90拆卸下来，无需拆卸机身10、方便机臂90的更换及保养。

由此，通过在机身10沿第一方向间隔设置固定框210和紧固框220，飞行器100的两个第一机臂901可以放置于第一装配槽2120内，飞行器100的两个第二机臂902可以放置于第二装配槽2220内。由此，简化了机架，使飞行器100的结构布局更加紧凑合理，而且，便于飞行器100机臂90的拆装。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“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一定指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何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明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，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。