一种载荷集成的温湿度检测无人机的制作方法

1.本发明涉及飞行器领域，特别是涉及一种载荷集成的温湿度检测无人机。


背景技术：

2.随着技术的发展，随着人类探索、认知海洋的步伐越来越大，海洋气象探测技术成为当前海洋工程技术领域的研究热点，由于无人直升机具有体积小、重量轻、舰载部署要求低等特点，成为了海洋气象探测船探测海洋气象环境的较好手段；为了满足海洋气象探测的要求，在探测时需要在无人直升机上安装各类用于探测的气象监测载荷。
3.为了满足部分气象参数的探测要求，需要在机身内设置温湿度传感器；以往为了保证温湿度传感器的固定稳定，需要将温湿度传感器安装于机身内的骨架上，然而机身内部存在驱动电机和控制器等发热源，在航行过程当中机身内部容易形成热环流，导致温湿度传感器升温，影响其探测精度。


技术实现要素：

4.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，本发明提出一种载荷集成的温湿度检测无人机，能够保证温湿度监测装置安装稳定的同时，提高探测精度。
5.本发明的载荷集成的温湿度检测无人机，包括：机身；骨架，设置在机身内；驱动主轴，转动设置在骨架上，驱动主轴沿上下方向延伸；驱动装置，设置在骨架上，驱动装置用于驱动驱动主轴转动；第一桨毂组件，设置在驱动主轴上端，第一桨毂组件用于安装旋翼，第一桨毂组件能够在驱动主轴的带动下与旋翼一同旋转；温湿度传感器，温湿度传感器的固定端与骨架连接，温湿度传感器的探测端位于机身下侧。
6.应用上述载荷集成的温湿度检测无人机，在实际使用当中，温湿度传感器的固定端直接安装于骨架上，保证了其固定的稳定性；另外由于温湿度传感器的探测端位于机身下侧，在飞行过程当中，机身内部形成的热环流被机身阻挡，其热量对温湿度传感器的影响较小，使得温湿度传感器能够较为精准的探测环境温度，提高探测精度。
7.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
8.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：
9.图1为本发明实施例中飞行器的轴测图；
10.图2为图1中a处的放大图；
11.图3为图1中飞行器的剖视图；
12.图4为图3中a处的放大图；；
13.图5为图3中b处的放大图；
14.图6为图1中飞行器拆除机身后的侧视图；
15.图7为图6中飞行器拆除机身后部位位置的放大图；
16.图8为图6中飞行器起落架及周围部分的侧视图；
17.图9为图6中飞行器起落架及周围部分的后视图；
18.图10为图9中部分零部件的轴测图；
19.图11为起降平台的俯视图；
20.图12为图11中a-a向剖视图的局部放大图；
21.图13为图3中温湿度传感器及其固定部分的一些结构的示意图；
22.图14为图9中第二电台组件及其固定部分的一些结构的示意图；
23.上述附图包含以下附图标记。
[0024][0025]
具体实施方式
[0026]
下面详细描述本发明的实施例，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。
[0027]
在本发明的描述中，需要理解的是，涉及到方位描述，例如上、下、前、后、左、右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。
[0028]
在本发明的描述中，若干的含义是一个或者多个，多个的含义是两个及两个以上，大于、小于、超过等理解为不包括本数，以上、以下、以内等理解为包括本数。如果有描述到第一、第二只是用于区分技术特征为目的，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或者隐含指明所指示的技术特征的先后关系。
[0029]
本发明的描述中，除非另有明确的限定，设置、安装、连接等词语应做广义理解，所属技术领域技术人员可以结合技术方案的具体内容合理确定上述词语在本发明中的具体含义。
[0030]
参照图1至图10，本实施例公开了一种无人直升机，其采用电池供电，电机驱动的方式，能够搭载各种用于探测的设备，本实施例所称的飞行器即为上述无人直升机。
[0031]
在本实施例当中，对无人直升机方位的描述参考对航空器方位的通用描述方式，即从机尾指向机头的方向为前，当观察者站在前方观察机体时左手边为机体左侧，当观察者站在前方观察机体所看到的上侧即为机体上侧。
[0032]
其中，参考图1至图10，本实施例第一方面的气象检测载荷的旋翼安装结构，包括：机身100；骨架111，设置在机身100内；驱动主轴1015，转动设置在骨架111上，驱动主轴1015沿上下方向延伸，驱动主轴1015为空心轴；驱动装置，设置在骨架111上，驱动装置用于驱动驱动主轴1015转动；第一桨毂组件，设置在驱动主轴1015上端，第一桨毂组件用于安装旋翼，第一桨毂组件能够在驱动主轴1015的带动下与旋翼一同旋转；气象监测载荷，与第一桨毂组件的顶端可拆卸连接，气象监测载荷的线缆穿过驱动主轴1015并与控制装置1111连接。
[0033]
应用上述装置，，在使用时，可以将包括电台或气象站等各种载荷安装在载荷安装部上；由飞行器携带载荷进入探测区域进行探测，由于电台或气象站等各种载荷安装在飞行器最高位置，能够获得尽可能大的探测范围，保证探测效果；其中，气象监测载荷的线缆穿过驱动主轴1015后进入机体内连接控制装置1111，使得在飞行过程当中，气象监测载荷能够与机体以及其载荷进行电力传输与通讯，无需在载荷内部独立设置电源与通信装置，减小了载荷布置难度。
[0034]
其中，安装于第一桨毂组件的气象监测载荷主要有两种，一种是图1所示的第一电台组件101，其包括一个长波电台和一个短波电台，一种是一体式气象站，其长度较长。
[0035]
如图3至图5所示，飞行器还包括固定连杆104，固定连杆104穿过驱动主轴1015与第一桨毂组件，固定连杆104的下端与骨架111固定连接，固定连杆104的上端设置有顶端安装部1041，气象监测载荷与顶端安装部1041可拆卸连接，固定连杆104空心设置，气象监测载荷的线缆穿过固定连杆104；其中，由于固定连杆104的下端与骨架111固定，因此顶端安装部1041与机身100相对固定且顶端安装部1041与第一桨毂组件相对转动配合，在飞行过程当中保证了气象监测载荷的稳定性，提高了探测精度；在使用时，各种气象监测载荷下端均设置有第一套筒1010，安装时将第一套筒1010套设于顶端安装部1041上即可。
[0036]
如图4所示，顶端安装部1041开设有容纳腔，容纳腔与固定连杆104的空心腔连通，容纳腔用于放置线缆接头；其中，容纳腔当中放置有可拆卸的线缆插头，线缆插头连接的线缆穿过固定杆进入机身100内部，连接对应的控制装置1111，当需要更换载荷时，只需将第一套筒1010从顶端安装部1041上取下，并断开线缆插头，即可安装新的气象监测载荷；无需打开机身100拆装机身100内部的线路；另一方面固定连杆104能够保护线束，防止线束与驱动主轴1015摩擦导致线束磨损。
[0037]
如图4、图5所示，述顶端安装部1041设置有限位凸起，当气象监测载荷套设在顶端安装部1041上时，限位凸起用于为气象监测载荷提供限位；其中，限位凸起位于顶端安装部1041下边缘的外周，当第一套筒1010套设在顶端安装部1041上时，限位凸起能够阻挡第一套筒1010向下移动，保证第一套筒1010与顶端安装部1041相对位置的稳定。
[0038]
如图4所示，顶端安装部1041下端设置有一个限位螺母1115，限位螺母1115与顶端安装部1041采用螺纹配合的方式连接，其中限位螺母1115能够限制顶端安装部1041的上下位置，起到了轴向限位的作用；另外，由于限位螺母1115的轴向限位作用，固定连杆104可以不用承受顶端安装部1041的轴向载荷，仅需承担使得顶端安装部1041与机身100相对固定的扭矩；因此固定连杆104可以采用轻质空心材料制作，降低结构重量；实际上在本实施例当中，顶端安装部1041和轻质的固定连杆104采用胶水固定的方式。
[0039]
其中，顶端安装部1041上设置有螺钉固定部，气象监测载荷上开设有固定孔，当气象监测载荷套设在顶端安装部1041上时，紧固螺钉能够穿过固定孔并与螺钉固定部固定；具体地，固定孔开设在第一套筒1010侧壁并贯穿第一套筒1010，当第一套筒1010套设在顶端安装部1041上时，可以将紧固螺钉穿过固定孔并固定在螺钉固定部上，保证了整个气象监测载荷与顶端安装部1041固定的稳定。
[0040]
为了达到更好的稳定效果，螺钉固定部有3个，三个螺钉固定部沿固定连杆104的周向均布；具体地，第一套筒1010的侧壁开设有3个固定孔，顶端安装部1041上对应设置有3个螺钉固定部，当第一套筒1010套设在顶端安装部1041上时，可以将3个紧固螺钉分别插入3个固定孔并与3个螺钉固定部固定，起到更好的固定效果。
[0041]
如图4所示，容纳腔的直径大于固定连杆104的空心腔的直径；具体地，从顶端安装部1041的容纳腔到固定连杆104的空腔部分有一个缩口设置，当线缆穿过固定连杆104的空腔进入机身100内部时，该缩口能够挡住线缆插头，防止线缆插头拔下后滑入固定连杆104，造成现场拆装气象监测载荷的不便。
[0042]
如图4所示，飞行器还包括连接轴承1053，连接轴承1053的内圈套设与固定连杆104上，连接轴承1053的外圈与驱动主轴1015固定；其中，第一桨毂组件上端固定设置有第二连接件1052，固定连杆104穿过第二连接件1052，连接轴承1053的内圈套设与固定连杆104上，连接轴承1053的外圈与第二连接件1052固定，而第二连接件1052与第一桨毂组件及驱动主轴1015固定；因此在驱动主轴1015转动过程当中能够有效保证固定连杆104的稳定，避免固定连杆104与驱动主轴1015发生干涉；其中，连接轴承1053优选采用深沟球轴承，且连接轴承1053有一堆，安装时采用一对深沟球轴承反装的方式，使得减少固定连杆104上端的径向晃动，提高结构稳定性。
[0043]
如图5所示，固定连杆104的下端与骨架111可拆卸连接；其中，骨架111上设置有锁定件106，锁定件106上设置有锁紧螺钉，将固定连杆104的下端插入锁定件106并拧紧锁紧
螺钉即可将固定连杆104的下端与骨架111固定；而将锁紧螺钉拧松即可将固定连杆104拆出进行更换；提高了维护便利性。
[0044]
如图1至图10，本实施例第一方面的适于多任务切换的气象检测无人机，包括：机身100；骨架111，设置在机身100内；驱动主轴1015，转动设置在骨架111上，驱动主轴1015沿上下方向延伸；驱动装置，设置在骨架111上，驱动装置用于驱动驱动主轴1015转动；第一桨毂组件，设置在驱动主轴1015上端，第一桨毂组件用于安装旋翼，第一桨毂组件能够在驱动主轴1015的带动下与旋翼一同旋转；顶端安装部1041，设置在第一桨毂组件上端，顶端安装部1041与第一桨毂组件转动连接，第一桨毂组件与骨架111固定连接；气象监测载荷，与载荷安装部可拆卸连接。
[0045]
应用上述装置，在使用时，可以将包括电台或气象站等各种载荷安装在载荷安装部上；由飞行器携带载荷进入探测区域进行探测，由于电台或气象站等各种载荷安装在飞行器最高位置，能够获得尽可能大的探测范围，保证探测效果，同时由于载荷安装部相对于机身100固定，不会随着桨毂一同旋转，能够有效保证电台或气象站等各种载荷安装和的稳定性，减少桨毂和旋翼转动对于探测的影响；同时，当需要更换载荷时，只需要将当前气象监测载荷从载荷安装部上拆下，然后更换气象监测载荷即可，无需拆装机体结构。
[0046]
如图4所示，飞行器还包括：连接组件，固定设置在第一桨毂组件上端；连接轴承1053，连接连接组件与顶端安装部1041；其中，连接组件用于固定连接轴承1053和顶端安装部1041之间的相对位置，确保第一桨毂组件和驱动主轴1015的转动不会影响顶端安装部1041。
[0047]
具体地，连接组件包括：第一连接件1051，固定连接于第一桨毂组件上端；第二连接件1052，固定连接于第一连接件1051上端，连接轴承1053与第二连接件1052连接，第二连接件1052与第一连接件1051可拆卸连接；其中，第一连接件1051连接于第一桨毂组件顶端，第二连接件1052连接与第一连接件1051上端。
[0048]
如图4、图5所示飞行器还包括固定连杆104，驱动主轴1015空心设置，固定连杆104位于驱动主轴1015内侧，固定连杆104的上端与顶端安装部1041固定连接，固定连杆104的下端与骨架111固定连接；其中，连接轴承1053的外圈与第二连接件1052固定，而连接轴承1053的内圈与固定连杆104固定；其中，顶端安装部1041与第二连接件1052之间具有间隙，也即第二连接件1052的顶端与顶端安装部1041的底端之间具有间隙，能够防止第二连接件1052与顶端安装部1041之间发生剐蹭。
[0049]
为了便于安装连接轴承1053，第一连接件1051与桨毂组件可拆卸连接；具体地，第一连接件1051与第一桨毂组件通过螺钉固定等方式可拆卸连接，第二连接件1052与第一连接件1051通过螺纹配合或者螺钉配合等方式可拆卸连接；而连接轴承1053通过轴承保持架安装于第二安装件和固定连杆104之间。
[0050]
参考图1至图5，驱动装置包括：第一驱动电机1012，设置在骨架111上；主动齿轮，与第一驱动电机1012驱动连接；从动齿轮1014，与主动齿轮啮合，从动齿轮1014与驱动主轴1015同轴固定连接；其中，第一驱动电机1012输出的动力，经过主动齿轮和从动齿轮1014这对齿轮组的变速后传递给驱动主轴1015；如图5从动齿轮1014固定套设在驱动主轴1015上，主动齿轮和第一驱动电机1012位于驱动主轴1015前侧。
[0051]
如图3、图6所示，飞行器还包括第一变距机构1011，第一变距机构1011用于调节第
一桨毂组件上的旋翼的迎角；其中，第一变距机构1011的相关结构可以参考现有技术当中已有的直升机旋翼变距机构的设计，其具有3个第一舵机1013，能够调整第一变距机构1011沿多个自由度调节各旋翼的迎角，提高变距调节的自由度。
[0052]
如图1所示，机身100的侧面设置有动力电池组件200，动力电池组件200与机身100可拆卸连接；其中，机身100一侧设置有电池卡环，动力电池组件200能够通过电池卡环与机身100可拆卸连接，电池卡环的相关结构可以参考cn210592451u等相关现有技术；当动力电池电量不足时，可以将动力电池从电池卡环上拆下并充电，同时换上满电的动力电池，有效减少了整个飞行器的补能时间，提高了出勤效率；其中，机身100的左右两侧都设置有动力电池组件200。
[0053]
如图6至图10，本实施例第一方面的载荷集成的辐射检测无人机，包括：机身100；骨架111，设置在机身100内；起落架110，设置在机身100下方，起落架110与骨架111固定连接；第一安装架1104，设置在起落架110底端；第二电台组件1105，吊装于第一安装架1104下端；延伸组件，设置在起落架110下端，延伸组件的下端面低于第二电台组件1105的最低点。
[0054]
应用上述结构，在飞行器执行探测任务时，可以将第二电台组件1105吊装于第一安装架1104底端；由于第一安装架1104位于整个机体的底端，此时第二电台组件1105位于整个机体最底端的位置，能够获得尽可能大的信号接收范围，保证探测效果；另一方面，当飞行器降落后，延伸组件能够在起落架110与起降平台201之间形成支撑，使得第二电台组件1105不会与起降平台201发生撞击，减少了电台损坏风险。
[0055]
如图1所示，第二电台组件1105的最低点和延伸部的最低点之间的距离为a1，在整个飞行过程当中，a1始终保持大于0的状态。
[0056]
如图9所示，起落架110有两个，两个起落架110分别位于骨架111的左右两侧，第一安装架1104的两端分别连接于两个起落架110的底部；具体地，第一安装架1104为一根横梁状的杆件，其两端分别架设在两个起落架110底部的位置，第二电台组件1105安装在第一安装架1104中间的位置，保证了第二电台组件1105的位置尽量位于整个机体的最低位置。
[0057]
第二电台组件1105也由一个长波电台和一个短波电台组成，不同的是第一电台组件101安装于整个机体顶端，而第二电台组件1105安装于整个机体的底端；因此为了保证探测效果，需要将第一电台组件101安装于机体顶端而将第二电台组件1105安装在机体底端。
[0058]
如图14所示，本实施例当中，机体还包括能够调节整个第二电台组件1105左右位置的电台调整机构，通过对第二电台组件1105左右位置的调整，在飞行过程当中能够调节机体重心的位置，增强机体的稳定性；其中，电台调整机构设置在起落架110或者第一安装架1104上且电台调整机构受到机体的控制装置1111的控制，能够左右移动第二电台组件1105，起到调节整个机体的重心位置的作用；其中，电台调整机构能够通过多种方式调节第二电台组件1105的左右位置，例如通过电机带动齿轮齿条机构，或者通过直线电机带动第二电台组件1105左右移动等；在图14当中，电台调整机构包括调节电机310、调节丝杆320和调节螺母330，其中调节丝杆320与起落架110转动连接且调节丝杆320的轴向沿机体的左右方向，调节电机310用于驱动调节丝杆320转动，调节螺母330与调节丝杆320螺纹配合且第二电台组件1105设置在调节螺母330上，此时调节电机310通过控制调节丝杆320转动，即可带动调节螺母330和第二电台组件1105左右移动。
[0059]
其中，为了保证调节螺母330左右运动的稳定，起落架110上还设置有调节轨道
340，调节轨道340与调节螺母330滑动配合，且调节轨道340的延伸方向也为机体的左右方向即与调节丝杆320的轴向平行；在图14当中，调节螺母330有两个，分别用于安装第二电台组件1105的长波电台和短波电台。
[0060]
如图8所示，第一安装架1104的两端分别与两个起落架110的底部可拆卸连接；具体地，第一安装架1104两端通过紧固螺钉和紧固件安装在两个起落架110的底部，在需要时可以将第一安装架1104从起落架110上拆下。
[0061]
如图8、图9所示，延伸组件包括设置在起落架110底端的电磁铁组件1101，电磁铁组件1101能够吸附起降平台201，电磁铁组件1101的底面低于第二电台组件1105的最低点；当整个飞行器降落在起降平台201上时，可以控制电磁铁组件1101通过磁力吸附在起降平台201上，保证飞行器降落的稳定；其中，电磁铁组件1101和起落架110底部之间还设置有缓冲组件，能够有效缓冲当电磁铁与起降平台201吸合时对整个机体造成的冲击。
[0062]
如图8、图9所示，每个起落架110底部的前后两侧均设置有延伸组件；具体地，每个起落架110的底部的前后两侧均设置有缓冲组件，每个缓冲组件下方均设置有一个电磁铁组件1101，两个起落架110共计设置有4个缓冲组件和电磁铁组件1101。
[0063]
如图2，图7所示，飞行器还包括：还包括：第二驱动电机1023，设置在机身100后部；第二桨毂组件，与第二驱动电机1023驱动连接，第二桨毂组件用于安装尾桨；参考无人直升机的相关机构，第二驱动电机1023带动第二桨毂组件转动，用于平衡旋翼转动带来的反转扭矩。
[0064]
其中，为了便于调节整个尾桨部分的推力，飞行器后侧还设置有第二变距机构1022，用于调节尾桨的迎角；如图2、图7所示，第二舵机1020通过连杆1021拉动曲柄，调节第二变距机构1022的变距盘的位置，以此来调节整个尾桨部分的推力；在此，第二变距机构1022的变距调节仅有一个第二舵机1020调节。
[0065]
如图2、图3所示，机身100尾部还设置有第一散热器1024，其表面设置有散热筋条，在飞行过程当中能够带动第二驱动电机1023发出的热量，为第二驱动电机1023散热；同时，机身100后侧还设置有通信天线103，用于进行vhf等频段的通讯；机身100位于通信天线103后侧的位置还设有电控散热装置，用于为第二驱动电机1023的电控模块进行散热。
[0066]
如图3、图5所示，本实施例第一方面的载荷集成的温湿度检测无人机，包括：机身100；骨架111，设置在机身100内；驱动主轴1015，转动设置在骨架111上，驱动主轴1015沿上下方向延伸；驱动装置，设置在骨架111上，驱动装置用于驱动驱动主轴1015转动；第一桨毂组件，设置在驱动主轴1015上端，第一桨毂组件用于安装旋翼，第一桨毂组件能够在驱动主轴1015的带动下与旋翼一同旋转；温湿度传感器1112，温湿度传感器1112的固定端与骨架111连接，温湿度传感器1112的探测端位于机身100下侧。
[0067]
应用上述温湿度监测装置安装结构，在实际使用当中，温湿度传感器1112的固定端直接安装于骨架111上，保证了其固定的稳定性；另外由于温湿度传感器1112的探测端位于机身100下侧，在飞行过程当中，机身100内部形成的热环流被机身100阻挡，其热量对温湿度传感器1112的影响较小，使得温湿度传感器1112能够较为精准的探测环境温度，提高探测精度。
[0068]
如图3所示，机身100下腹部具有斜向下后方延伸的部分，温湿度传感器1112在该部分以下也沿着斜向下后方延伸，最大限度减少对于气动性能的破坏。
[0069]
如图6所示，温湿度传感器1112的固定端与骨架111可拆卸连接；具体地，骨架111下方连接有一个连接锁紧件，其通过螺钉等紧固件进行锁紧，当需要拆卸温湿度传感器1112时，只需将连接锁紧件的紧固件拧松，即可将温湿度传感器1112取下。
[0070]
如图6所示，为了保护温湿度传感器1112的探测端，温湿度传感器1112的探测端套设有保护罩1113；其中保护罩1113优选为橡胶等软质材料制作，套设于温湿度传感器1112的探测端，起到保护作用；其中保护罩1113后端还设置有一个紧固环，可以通过紧固螺钉将紧固环锁紧在温湿度传感器1112表面，在拆卸保护罩1113时将紧固螺钉拧松即可，实现保护罩1113与温湿度传感器1112探测端的可拆卸连接。
[0071]
如图13所示，在本实施例当中，骨架111上设置有一个转动机构，转动机构受到机体的控制装置1111的控制，转动机构能够带动连接锁紧件转动，使得整个温湿度传感器1112围绕左右方向的轴线转动，通过温湿度传感器1112的转动能够改变整个机体的重心位置，起到在降落时稳定姿态的作用；其中转动机构可以采用如图13所示的调节舵机301，此时连接锁紧件即为图13所示的夹持机构302，其设置在调节舵机301的曲柄上，调节舵机301能够驱动曲柄，带动夹持机构302和温湿度传感器1112绕左右方向的轴线转动；当然转动机构也可以采用其他方式，例如电机带动曲柄连杆1021机构等。
[0072]
在本实施例当中，温湿度传感器1112的转动以及第二电台组件1105的左右移动相互独立且均收到机体的控制装置1111的控制，在飞行过程当中，控制装置1111能够根据飞行情况，调节温湿度传感器1112和/或第二电台组件1105的位置，使得整个机体的重心位置能够沿多个方向改变，更好的控制整个机体的飞行姿态。
[0073]
如图6所示，温湿度传感器1112的固定端与骨架111连接的位置位于驱动主轴1015的后侧；其中，第一驱动电机1012位于驱动主轴1015前侧，温湿度传感器1112的固定端位于驱动主轴1015后侧；在飞行过程当中，旋翼会产生较大的向下气流，将第一驱动电机1012的热量向下吹走；如将温湿度传感器1112的固定端设置在驱动主轴1015前侧，携带大量热量的向下气流会吹至温湿度传感器1112表面，影响温湿度传感器1112的检测精度，对检测结果造成影响。
[0074]
如图8至图10，本实施例第一方面的载荷集成的气体分析无人机，包括：机身100；骨架111，设置在机身100内；起落架110，设置在机身100下方，起落架110与骨架111固定连接，起落架110内侧开设有容纳空间；第二安装架，设置在起落架110上，安装架位于容纳空间当中；气体分析装置，连接于第二安装架下侧，气体分析仪1107位于容纳空间当中，气体分析装置的下端高于降落部。
[0075]
应用上述载荷集成的气体分析无人机，在实际使用当中，可以将气体分析装置安装在第二安装架上，由于第二安装架固定在起落架110上，在飞行过程当中，气体分析装置整体位于机身100下方，相对于将气体分析装置安装于机身100侧方的方式，在风速较大时能够有效减少对于机体施加的偏转力矩，有效降低机体失控的可能，降低飞行安全。
[0076]
如图8、图9所示，起落架110有两个，两个起落架110分别位于骨架111的左右两侧，第二安装架同时连接两个起落架110，两个起落架110之间形成有容纳空间；在本实施例中，无人直升机优选采用固定式起落架110，起落架110不可收放，因此两个起落架110之间能够形成一个容纳空间，用于容纳气体分析装置等载荷。
[0077]
如图8所示，起落架110包括：延伸部，连接骨架111，延伸部从与骨架111连接的位
置斜向下延伸；底部，连接于延伸部的底端，底部沿水平方向延伸，底部低于气体分析装置；第二安装架连接两个起落架110的延伸部；具体地，一个起落架110包括两个分别设置在前后两侧的延伸部，前侧的延伸部向下并向前倾斜延伸，后侧的延伸部向下并向后倾斜延伸，两个延伸部的底端连接水平延伸的底部；此时第二安装架与两个起落架110的共计四个延伸部连接，使得起落架110能够有效负担整个第二安装架上的载荷。
[0078]
如图8至图10，第二安装架包括：两个第一横梁1103，第一横梁1103的左右两端分别连接一个起落架110的延伸部，两个第一横梁1103分为位于起落架110的前后两侧；纵梁1102，纵梁1102的前后两端分别连接两个第一横梁1103；气体分析装置吊装与纵梁1102下方；其中纵梁1102有两个，两个纵梁1102沿左右方向间隔分布，气体分析装置吊装于两个纵梁1102下方；通过纵梁1102和第一横梁1103的共同作用，气体分析装置的载荷均匀分布于两个起落架110的四个延伸部上，提高了气体分析装置装载的稳定性。
[0079]
如6至图10所示，为了充分利用两个起落架110之间的容纳空间，可以在两个第一纵梁1102上方设置第一基板，在第一基板上放置部分载荷；具体地，第一基板上放置的载荷包括但不限于：大气压力计1109、数据采集装置1110以及用于大气压力计1109和数据采集装置1110等部分的独立供电装置等；其中，为了保护第一基板上的各个元件，纵梁1102上还设置有箱体1106，第一基板上包括大气压力计1109和数据采集装置1110在内的各个部分均位于箱体1106当中，箱体1106可以采用泡沫塑料等轻质材料制作。
[0080]
具体地，为了便于维护第一基板上的各个部分，箱体1106与纵梁1102可拆卸连接；如图10所示，两根纵梁1102位于第一基板前后两侧的位置均设置有固定连接件，将箱体1106安装到位后可以通过紧固螺钉穿过箱体1106并固定在固定连接件上，实现箱体1106与纵梁1102的可拆卸连接。
[0081]
如图10所示，纵梁1102后侧设置有第二基板，第二基板上设置有控制装置1111和下视摄像头1108；其中下视摄像头1108用于在无人直升机降落过程当中，捕捉红外信号发生器210发出的红外信号，使得机体降落到指定位置；值得注意的是，在整个无人直升机当中，在机身100内侧和外侧分布有多个控制装置1111，分别用于控制无人直升机的各个部分。
[0082]
如图8、图9所示，本实施例第一方面的飞行器固定装置，包括：机身100；骨架111，设置在机身100内；起落架110，设置在机身100下方；电磁铁组件1101，设置在起落架110下方，当飞行器降落在船体的起降平台201上时，电磁铁组件1101能够吸附在起降平台201上。
[0083]
应用上述飞行器固定装置，在飞行器降落时，可以控制电磁铁组件1101，使得电磁铁组件1101与吸附平台之间产生吸附力，将起落架110连同整个机身100固定在起降平台201上；当船体发生剧烈颠簸时，能够使得飞行器平稳的固定在降落平台上，有效降低由于船体颠簸带来的飞行器倾覆的发生概率，提高降落成成功率。
[0084]
在本实施例当中，电磁铁组件1101可以在两个时段起到作用，一个是在机体降落过程当中，当机体快要降落到起降平台201上时，可以控制电磁铁组件1101吸住起降平台201，使得机体平稳落起降平台201上；另一个是在船舶航行过程当中，可以控制电磁铁组件1101持续吸附起降平台201，使得整个机体与起降平台201固定，有效减少由于船舶颠簸导致的机体倾覆的事故发生。
[0085]
如图11、图12所示，本实施例第二方面，给出了一种飞行器起降引导装置，包括；基
座，设置在船体上；起降平台201，设置在基座上，起降平台201用于飞行器降落及停放；信号发生装置，设置在下沉平台203上侧，信号发生装置的顶端低于起降平台201，信号发生装置用于发射引导飞行器的信号。
[0086]
应用上述飞行器起降引导装置，在飞行器降落过程当中，信号发生装置能够发射降落引导信号，飞行器上设置的信号捕捉装置能够捕捉到降落引导信号，从而控制飞行器平稳降落到起降平台201上，有效提高降落安全性；由于信号发生装置顶端低于起降平台201，在引导飞机降落的同时能够有效保证起降平台201的平整，进一步提高降落安全性。
[0087]
其中，信号捕捉装置能够用于发射引导无人直升机降落的信号，当无人直升机上设置的信号接收装置接收到降落信号时，能够引导无人直升机降落在起降平台201上；起降平台201由铁磁性材料制成，起落架110上设置的电磁铁组件1101能够通过吸力吸引起降平台201，使得整个无人直升机的机体固定在起降平台201上。
[0088]
如图12所示，基座包括型材骨架202，起降平台201设置在型材骨架202上；具体地，基座包括一个由型材构成的安装架，整个起降平台201铺设在整个安装架上；安装架固定在船体上。
[0089]
如图12所示，飞行器起降引导装置还包括下沉平台203，下沉平台203吊装于起降平台201下方，信号发生装置设置在下沉平台203上；其中，信号发生器放置在下沉平台203上，其顶端低于起降平台201的工作平面，无人直升机降落后起落架110不会与信号发生器接触，减少了机体降落不平稳发生倾覆的可能。
[0090]
如图11所示，为了信号发生装置能够将降落信号顺利发出，起降平台201位于下沉平台203上方的位置开设有镂空部；也即起降平台201位于下沉平台203和信号发生装置上方的位置没有遮挡，信号发生装置发出的信号能够顺利向上传播。
[0091]
如图12所示，为了便于维护信号发生装置起降平台201上设置有磁吸装置，磁吸装置能够通过磁力固定信号发生装置；在此，磁吸装置能够将信号发生装置固定在下沉平台203上，当需要维护信号发生装置时也便于将信号发生装置从下沉平台203上拆下。
[0092]
如图12所示，下沉平台203上设置有下沉螺钉204，下沉螺钉204连接起降平台201和下沉平台203。
[0093]
其中，下沉螺钉204有多个，多个下沉螺钉204分布于起降平台201的四周；具体地，下沉平台203上分布有4个下沉螺钉204，分布于起降平台201的四周，保证了下沉平台203相对于起降平台201的稳定性。
[0094]
如图12所示，信号发生装置包括设置在下沉平台203上的红外信号发生器210，红外信号发生器210能够发射用于引导飞行器降落的红外信号；其中，信号发生装置能够向上发出红外信号，在飞行器降落过程当中下视摄像头1108能够捕捉到红外信号，从而引导机体降落，使得机体准确的降落到起降平台201上。
[0095]
具体地，红外信号发生器210包括：壳体；红外信号发生模块，设置在壳体内部，红外信号发生模块用于对外发射红外信号；供电模组，设置在壳体内部，供电模组用于为红外信号发生模块供电。
[0096]
其中，红外信号发生器210还包括开关组件，开关组设置在壳体上，开关组件与红外信号发生模块电连接；关于红外信号发生器210的具体结构，可以参考cn217932034u。
[0097]
值得注意的是，在本实施例当中，本实施例第一方面给出的各种结构和装置，都可
以汇总在一个无人直升机上，成为一个具有各个方面特点的无人直升机。
[0098]
上面结合附图对本发明实施例作了详细说明，但是本发明不限于上述实施例，在所属技术领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。

技术特征：
1.一种载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，包括：机身(100)；骨架(111)，设置在所述机身(100)内；驱动主轴(1015)，转动设置在所述骨架(111)上，所述驱动主轴(1015)沿上下方向延伸；驱动装置，设置在所述骨架(111)上，所述驱动装置用于驱动所述驱动主轴(1015)转动；第一桨毂组件，设置在所述驱动主轴(1015)上端，所述第一桨毂组件用于安装旋翼，所述第一桨毂组件能够在所述驱动主轴(1015)的带动下与所述旋翼一同旋转；温湿度传感器(1112)，所述温湿度传感器(1112)的固定端与所述骨架(111)连接，所述温湿度传感器(1112)的探测端位于所述机身(100)下侧。2.根据权利要求1所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，所述温湿度传感器(1112)的固定端与所述骨架(111)可拆卸连接。3.根据权利要求1所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，所述温湿度传感器(1112)的探测端套设有保护罩(1113)。4.根据权利要求3所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，所述保护罩(1113)与所述温湿度传感器(1112)的探测端可拆卸连接。5.根据权利要求1所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，所述温湿度传感器(1112)的固定端与所述骨架(111)连接的位置位于所述驱动主轴(1015)的后侧。6.根据权利要求5所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，所述驱动装置包括：第一驱动电机(1012)，设置在所述骨架(111)上；主动齿轮，与所述第一驱动电机(1012)驱动连接；从动齿轮(1014)，与所述主动齿轮啮合，所述从动齿轮(1014)与所述驱动主轴(1015)同轴固定连接。7.根据权利要求6所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，所述第一驱动电机(1012)位于所述驱动主轴(1015)的前侧。8.根据权利要求6所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，还包括第一变距机构(1011)，所述第一变距机构(1011)用于调节所述第一桨毂组件上的旋翼的迎角。9.根据权利要求8所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，还包括：第二驱动电机(1023)，设置在所述机身(100)后部；第二桨毂组件，与所述第二驱动电机(1023)驱动连接，所述第二桨毂组件用于安装尾桨。10.根据权利要求9所述的载荷集成的温湿度检测无人机，其特征在于，还包括设置在所述机身(100)上的第二变距结构，所述第二变距结构用于调整所述尾桨的迎角。

技术总结
本发明公开了一种载荷集成的温湿度检测无人机，包括：机身；骨架，设置在机身内；驱动主轴，转动设置在骨架上，驱动主轴沿上下方向延伸；驱动装置，设置在骨架上，驱动装置用于驱动驱动主轴转动；第一桨毂组件，设置在驱动主轴上端，第一桨毂组件用于安装旋翼，第一桨毂组件能够在驱动主轴的带动下与旋翼一同旋转；温湿度传感器，温湿度传感器的固定端与骨架连接，温湿度传感器的探测端位于机身下侧；应用上述无人机能够保证温湿度监测装置安装稳定的同时，提高探测精度。提高探测精度。提高探测精度。


技术研发人员：张小波 周海涛 杨清华 韩博 马玉婷 林桂江 李钊 钟娅 刘长炜 张功
受保护的技术使用者：珠海紫燕无人飞行器有限公司
技术研发日：2023.04.06
技术公布日：2023/6/27