CN109250067B - 快拆机翼和无人飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种快拆机翼和无人飞行器。快拆机翼包括第一机翼模块和第二机翼模块，第一机翼模块内设置有沿机翼长度方向延伸的主梁，主梁上设置有至少两个限位通道，至少两个限位通道沿机翼长度方向以预设间距分布；第二机翼模块上设置有沿机翼长度方向插入主梁的内腔中的插接梁，插接梁设置有与至少两个限位通道一一对应的至少两个限位孔；快拆机翼还包括限位模块，限位模块包括与限位通道一一对应的至少两个限位部；至少两个限位部具有分别从限位通道插入限位孔的锁止位置和脱出限位孔的快拆位置。至少两个限位部与限位通道配合，以限制快拆机翼发生翻转，同时将力矩转移至主梁上，避免机翼连接处受到力和力矩的作用，提高快拆机翼的可靠性。

Description

快拆机翼和无人飞行器

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种快拆机翼和无人飞行器。

背景技术

随着无人飞行器行业的崛起，无人飞行器在各行各业都得到了广泛的应用。

现有技术中，由于固定翼稳定性且结构强度相比于旋翼，具有较大的优势，无人机行业中采用固定翼的飞行器越来越多，无人机固定翼飞行器也得到越来越多人的青睐。但是因无人机固定翼飞行器体积很大，翼展很长，导致飞行器的包装和运输很不方便，给运输过程带来了很大困难。在实际操作过程中，对于旋翼飞行器，通常采用的方法是将旋翼从飞行器上拆卸下来进行运输；使用时再将旋翼装回飞行器上。而这一方法对于固定翼的飞并不适用。因此对于固定翼飞行器，通常会把固定翼，即飞行器的机翼分为两段。不使用飞行器时，将机翼拆开存放；当需要使用飞行器时，将机翼重新组装起来，形成一个完整机翼。目前采用的组装方式一般是用螺栓组装结合，将机翼组装好后拧上螺栓和螺母进行固定，该方法在每次拆装时都需要拧螺栓螺母，导致拆装不方便，降低了拆装速度和效率。另外，还有采用五金搭扣锁进行紧固的方法，在机翼的外表面设置搭扣锁，组装完成后扣上锁扣即可完成紧固。该方法存在的问题是，搭扣锁裸露在机翼外表面，会增大机翼表面阻力，同时影响机翼外观。

另外，采用上述组装方式，还存在另一个问题，就是两段机翼之间存在弯矩。例如外侧机翼由于自身重力相对内侧机翼发生向下翻转，或是在飞行过程中由于升力过大发生向上翻转。两种情况均造成机翼连接处承受较大的弯矩，影响机翼连接固定的可靠性。

发明内容

为了解决上述背景技术提出的固定翼飞行器的机翼发生翻转造成机翼连接处承受较大弯矩的问题，本发明提供了一种快拆机翼和无人飞行器。

根据本发明的一个方面，提供一种快拆机翼，包括第一机翼模块和第二机翼模块，第一机翼模块内设置有沿机翼长度方向延伸的主梁，主梁上设置有至少两个限位通道，至少两个限位通道沿机翼长度方向以预设间距分布；第二机翼模块上设置有沿机翼长度方向插入主梁的内腔中的插接梁，插接梁设置有与至少两个限位通道一一对应的至少两个限位孔；

快拆机翼还包括限位模块，限位模块包括与限位通道一一对应的至少两个限位部；至少两个限位部具有分别从限位通道插入限位孔的锁止位置和脱出限位孔的快拆位置。

优选地，插接梁为非回转体，主梁的内腔形状与插接梁的形状对应。

优选地，限位模块还包括操作部，操作部与至少两个限位部固定连接，操作部延伸至第一机翼模块的外部。

优选地，限位通道和限位孔均为两个；限位模块包括两个限位销，两个限位销的第一端形成两个限位部；两个限位销的第二端延伸至第一机翼模块的外部形成操作部。

优选地，操作部还包括连接把手，连接把手连接两个限位销的第二端。

优选地，限位通道包括向第一机翼模块侧壁方向延伸的两个平行的第一管道，主梁对应第一管道设置有两个穿孔，两个限位销的第一端由穿孔贯穿主梁；限位通道还包括设置在第一机翼模块的侧壁上，并与两个第一管道一一对应的两个平行的第二管道，第二管道由第一机翼模块的侧壁向第一管道延伸，第二管道在第一机翼模块的侧壁上形成限位销入口。

优选地，限位模块还包括弹性件，弹性件位于第一管道和第二管道之间，并套设在限位销上；限位销上设置有可拆卸的抵顶块，抵顶块位于第一管道和弹性件之间；弹性件的两端分别抵接在抵顶块和第二管道上，以驱动限位销复位至锁止位置，限位销克服弹性件的弹力脱出限位孔。

优选地，第一机翼模块包括上蒙皮和下蒙皮，上蒙皮和下蒙皮构成容置腔；第一机翼模块还包括封闭容置腔的端壁，容置腔内还设置有与端壁平行的加强肋片，主梁由端壁延伸至加强肋片；主梁的内腔在端壁上形成有插接梁的配合入口。

优选地，加强肋片至少有两个，沿第一机翼模块的机翼长度方向间隔分布。

优选地，第一机翼模块内还设置有与主梁平行的副梁。

优选地，第二机翼模块上固定设置有至少一个定位销，端壁上设置有与定位轴一一对应的至少一个定位孔。

优选地，限位通道和限位孔均为两个；限位模块包括两个限位销，两个限位销的第一端形成两个限位部，两个限位销的第二端通过连接杆固定连接；操作部包括操作杆，操作杆的第一端与连接杆连接，操作杆的第二端延伸至第一机翼模块的外部。

根据本发明的另一方面，提供一种无人飞行器，无人飞行器包括主机体，主机体上设置有上述任一项的快拆机翼，第一机翼模块固定连接在主机体上。

根据本发明的技术方案，将大型无人机的机翼分为两部分，第一机翼模块和第二机翼模块，安装机翼时，第二机翼模块的插接梁插入第一机翼模块的主梁，限位销模块的限位部由限位通道穿过限位孔进入锁止位置，锁定第一机翼模块和第二机翼模块，完成机翼安装。拆解机翼时，限位部克服由限位通道脱出限位孔进入快拆位置，第二机翼模块从第一机翼模块上拔出，完成拆解。通过限位通道与限位销模块的配合，可以保证机翼安装的可靠性，同时使机翼的拆解更加便捷。另一方面，通过设置至少两个限位部与限位通道配合，以限制第二机翼模块发生上下翻转，同时限位部将弯矩转移至主梁上，由主梁和第一机翼模块承受力和弯矩的作用，避免机翼连接处受到力和弯矩的作用，提高第一机翼模块和第二机翼模块连接的可靠性。

附图说明

图1为本发明实施例一提供的快拆机翼组装完成结构图；

图2为本发明实施例一提供的插接梁的放大结构图；

图3为本发明实施例一提供的快拆机翼的组成完成的半剖视图；

图4为本发明实施例一提供的快拆机翼的结构爆炸图；

图5为图4中A处的放大图；

图6为本发明实施例一提供的限位模块的组装完成结构图；

图7为本发明实施例二提供的限位模块的结构图。

图中，10、第一机翼模块；101、上蒙皮；102、下蒙皮；11、主梁；111、配合入口；12、副梁；131、第一管道；132、第二管道；133、限位销入口；14、定位孔；151、端壁；152、加强肋片；20、第二机翼模块；21、插接梁；211、限位孔；22、定位销；30、限位模块；31、限位销；311、抵顶块；32、连接把手；321、连接杆；322、操作杆；33、弹性件。

具体实施方式

为了解决背景技术中提出的技术问题，本申请的发明人想到设置至少两个限位部进行限位，以将机翼连接处的弯矩转移至机翼主体上，降低机翼连接处的弯矩。为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步地详细描述。

实施例一

如图1、图2、图3、图4和图5所示，本实施例提供的快拆机翼，包括第一机翼模块10和第二机翼模块20，第一机翼模块10内设置有沿机翼长度方向延伸的主梁11，主梁11是第一机翼模块10的主骨架，可以是圆形或矩形等形状，用以支撑第一机翼模块10，增大强度。第二机翼模块20上设置有沿机翼长度方向插入主梁11的内腔中的插接梁21，以使第二机翼模块20完成与第一机翼模块10的配合。

主梁11上设置有至少两个限位通道，该至少两个限位通道沿机翼长度方向以预设间距分布，例如相邻两个限位通道之间间距50mm设置在主梁11上。限位通道可以与主梁11相互垂直布置，并与主梁11的内腔连通。插接梁21上设置有与至少两个限位通道一一对应的至少两个限位孔211，当插接梁21插入主梁11的内腔，限位孔211与限位通道连通。快拆机翼还包括限位模块30，限位模块30包括与限位通道一一对应的至少两个限位部。当插接梁21插入主梁11中，限位部从限位通道中插入限位孔211进入锁止位置，以防止插接梁21从主梁11的内腔中脱出，实现对第二机翼模块20的限位作用。设置限位通道和限位孔211，以及与其相互配合的限位部，可以防止插接梁21脱出主梁11的内腔，提高第一机翼模块10和第二机翼模块20的配合稳定性。当限位部沿限位通道脱出限位孔211，限位部进入快拆位置，此时插接梁21可以从主梁11的内腔中拔出，完成第二机翼模块20的拆解。也即至少两个限位部具有分别从限位通道插入限位孔211的锁止位置和脱出限位孔211的快拆位置。

在本实施例中，设置至少两个限位部相比于只设置一个限位部，可以将第二机翼模块20由于上下翻转而产生的力矩，转移至第一机翼模块10上，避免对机翼的配合平面处造成挤压或破坏。具体为，只设置一个限位部对第二机翼模块进行限位，则第二机翼模块20在限位部处存在一个用于支撑的支点。另外，第二机翼模块20与第一机翼模块10在配合平面处存在接触，相当于此处存在另一个支点。当第二机翼模块20由于重力或升力的作用，相对第一机翼模块10发生上下翻转时，重力或升力在上述两个支点上产生力矩作用，使得配合平面处受到较大的力矩的作用。如此，则需要加大配合平面处的强度，以保证第一机翼模块10和第二机翼模块20的可靠度。这就增加了第一机翼模块10的设计和制造难度。而设置至少两个限位部进行限位，使第二机翼模块20在第一机翼模块10的内腔中存在至少两个支点。第二机翼模块20由重力或升力产生的力矩作用在限位部处的支点上，从而第一机翼模块10和第二机翼模块20的配合平面处不受到力矩的作用。另外，限位部通过限位通道与主梁11相互接触，限位部受到的力矩作用将转移至主梁11上，从而由第一机翼模块10整体承受该力矩作用，避免第一机翼模块10与第二机翼模块20的配合平面处受到较大的力和力矩的作用，提高第一机翼模块10和第二机翼模块20的配合可靠性。

在本实施例中，将机翼分为两个部分，并通过限位模块30实现两部分机翼的安装配合，使快拆机翼的安装和拆解更加简单便捷，提高快拆机翼的拆装速度和效率。同时，使用主梁11和插接梁21配合，可以提高快拆机翼的稳定性。另一方面，通过设置至少两个限位部与限位通道配合，以限制第二机翼模块20发生上下翻转，同时限位部将机翼连接处的弯矩转移至主梁11上，由主梁11和第一机翼模块10承受力和弯矩的作用，降低机翼连接处的受力和弯矩，提高第一机翼模块10和第二机翼模块20连接固定的可靠性。

为了防止插接梁21相对主梁11发生左右转动，以进一步提高第一机翼模块10和第二机翼模块20的配合稳定性，优选地，插接梁21为非回转体，主梁11的内腔形状与插接梁21的形状对应，即主梁11的内腔为非回转的孔结构。例如，插接梁21采用矩形截面的梁结构，主梁11的内腔也为相对应的矩形截面的孔结构；或是插接梁21采用菱形截面的梁结构，主梁11的内腔也对应为菱形截面的孔结构。采用非回转体的梁结构和孔结构配合，可以限制插接梁21的自由度，使插接梁21只具有一个自由度，即沿机翼长度方向移动，从而提高第一机翼模块10和第二机翼模块20的配合稳定性。具体可以是，插接梁21采用工字钢或矩形截面的梁结构，主梁11采用中空的结构钢，两个侧壁向内凹陷，与主梁11的顶壁和底壁构成矩形截面的内腔，形成类似工字钢的结构。插接梁21插入内腔中，与主梁11相互配合。主梁11侧壁内凹的中空结构可以减轻主梁11的重量，进而减轻第一机翼模块10的重量，同时还可以增大主梁11的强度，提高支撑力。

另一方面，为了用户便于操作限位部，以使限位部在快拆位置和锁止位置之间切换，优选地，限位模块30还包括操作部，操作部与至少两个限位部固定连接，用户通过操作部控制限位部的移动，以改变限位部的位置。具体可以是，将操作部延伸至第一机翼模块的外部，用户即可任意操纵操作部，简化了限位部的控制操作，提高了操作的灵活性。可以在第一机翼模块10的侧壁上对应操作部设置相应的孔结构，操作部从该孔结构中延伸至外部，并在第一机翼模块10内与限位部固定连接。

第一机翼模块10包括上蒙皮101和下蒙皮102，上蒙皮101和下蒙皮102相互配合，装配完成后内部构成容置腔。在容置腔的端面，设置有端壁151，端壁151与上蒙皮101和下蒙皮102配合封闭容置腔。主梁11设置在容置腔内，底壁和顶壁分别与上蒙皮101和下蒙皮102接触，形成有效的高度支撑。容置腔内还设置有与端壁151平行的加强肋片152，加强肋片152的长度可以等于第一机翼模块10的宽度，以对第一机翼模块10形成有效地横向支撑，在强度要求不高的地方，可以减小加强肋片152的长度。加强肋片152至少设置两个，具体数量可以根据第一机翼模块10的长度进行设置。每隔预设距离设置一个加强肋片152，或在强度要求高的地方设置。主梁11由端壁151延伸至加强肋片152，或与第一机翼模块10的长度保持一致。加强肋片152除了可以支撑第一机翼模块10，也对主梁11具有支撑作用。主梁11的内腔在端壁151上形成有插接梁21的配合入口111，以使插接梁21通过配合入口111插入主梁11的内腔，完成第二机翼模块20与第一机翼模块10配合。

为了进一步增强第一机翼模块10的横向支撑强度，优选地，第一机翼模块10内还设置有与主梁11平行的副梁12，副梁12可以采用矩形或圆形截面的梁结构。加强肋片152横向支撑副梁12和主梁11，以及第一机翼模块10的侧壁。副梁12、主梁11与加强肋片152构成第一机翼模块10的骨架，以提高第一机翼模块10的强度。需要说明的是，为了减轻第一机翼模块10的重量，可以在端壁151和加强肋片152上进行镂空设计。例如，在不承受弯矩或力的作用的部位设置孔结构，减轻端壁151和加强肋片152的重量。当然，也可以在主梁11和副梁12上进行镂空设计。

在本实施例中，第二机翼模块20上固定设置有至少一个定位销22，端壁151上设置有与定位销22一一对应的至少一个定位孔14。可以设置定位销22的长度长于插接梁21的长度，装配第二机翼模块20时只需将定位销22对准定位孔14，向内推进，插接梁21即可准确插入主梁11的内腔，提高装配精度，避免直接使用插接梁21定位造成插接梁21磕碰损毁，影响配合精度。对于体积较小的快拆机翼，分别对应设置一个定位销22和一个定位孔14即可，而对于体积较大的快拆机翼，可以设置两个或以上的定位销22和对应的定位孔14，设置两个定位销22和两个定位孔14配合，第二机翼模块20被限制为只有一个自由度，即沿定位销22的轴向移动，可以避免发生转动，进一步提高与第一机翼模块10的配合精度，使快拆机翼的安装更加简捷，提高装配效率。

需要说明的是，由于第一机翼模块10内部为空腔，可以对应定位孔14设置定位轴套，定位轴套从端壁151上向第一机翼模块10内部延伸至一定长度。设置定位轴套，可以使定位销22沿预设方向运动，防止定位销22在移动的过程中发生偏移。

在本实施例中，将限位通道和限位孔211均设置为两个，限位模块30对应设置为包括两个限位销31，两个限位销31的第一端形成两个限位部，可以通过限位通道穿过限位孔211进行限位作用，两个限位销31的第二端延伸至第一机翼模块10的外部形成操作部。用户可以在限位销31的第二端上施加作用力，例如推或拉限位销31的第二端，移动限位销31，使限位销31的第一端在快拆位置和锁止位置之间切换，方便进行快拆机翼的拆装。

为了进一步增加限位销31的操作便捷性，优选地，操作部还包括连接把手32，连接把手32连接两个限位销31的第二端，使两个限位销31可以同步动作。连接把手31和限位销31组成U型，可以方便用户的抓握。例如，用户抓紧连接把手32向外拉拔，两个限位销31被带动同时向第一机翼模块10外运动，使第一端脱出限位孔211；抓紧连接把手32向内推动，两个限位销31同时向第一机翼模块10内推进，插入限位孔211。设置连接把手32，可以简化限位销31的操作控制，使用户更容易操作限位销31。

具体地，如图5所示，限位通道包括向第一机翼模块10侧壁方向延伸的两个平行的第一管道131，和设置在第一机翼模块10的侧壁上，并与两个第一管道131一一对应的两个平行的第二管道132。第二管道132由第一机翼模块10的侧壁向第一管道131延伸，第二管道132在第一机翼模块10的侧壁上形成限位销入口133，限位销31的第一端由限位销入口133进入限位通道中。主梁11对应第一管道131连接的位置处对应设置有两个穿孔，两个限位销31的第一端可以由穿孔贯穿主梁11相对两侧的侧壁。限位销31的第一端从第一管道131中进入穿孔，并穿过穿孔贯穿主梁11。限位销入口133的孔径和主梁11上的穿孔的孔径应与限位销31的轴径保持一致，以支撑限位销31。第一管道131和第二管道132的孔径应略大于限位销31的轴径，以方便限位销31移动，快速在快拆位置和锁止位置切换。当然，限位销31可以设置成锥形体，限位通道对应的设置成锥形通道，即限位通道的孔径由限位销入口133开始，顺着限位通道的轴线方向逐渐减小，限位销31的轴径也顺着轴线方向也逐渐减小。这样可以进一步提高限位销31与限位通道配合的严密性，同时限位销31也可以更加容易地在限位通道中移动。

第一管道131和第二管道132之间为断开的形态，中间具有一定的容纳空间。为了使限位模块30的操作更加简便，优选地，限位模块30还包括弹性件33，弹性件33位于第一管道131和第二管道132之间，并套设在限位销31上，以向限位销31提供弹力，使限位销31在预设方向上依靠弹力实现自动复位。具体地，限位销31上设置有可拆卸的抵顶块311，抵顶块311位于第一管道131和弹性件33之间。弹性件33的两端分别抵接在抵顶块311和第二管道132上，以驱动限位销31复位至锁止位置。同时，限位销31需要克服弹性件33的弹力脱出限位孔211，从而进入快拆位置。具体的，如图6所示，抵顶块311位于第一管道131和弹性件33之间，弹性件33抵顶在抵顶块311上，通过抵顶块311向限位销31提供弹力。抵顶块311可以是螺栓，弹性件33选用弹簧，限位销31的相应位置上对应设置有螺纹孔，螺栓与螺纹孔通过螺纹配合，从而将抵顶块311安装在限位销31上或从限位销31上拆卸下来。安装时先将抵顶块311从限位销31上拆下，并将弹性件33固定在预设的位置上。限位销31从限位销入口133插入，穿设在限位通道和弹性件33中，此时螺纹孔位于弹性件33和第一管道131之间。将抵顶块311安装至限位销31上，从而完成弹性件33和限位销31的抵接安装。设置可拆卸的抵顶块311，可以在弹簧失效后，及时进行更换，保证快拆机翼安装的可靠性。

为保证弹性件33具有一定弹力，以驱动限位销31处于锁止位置，弹性件33的初始长度需要大于或等于第一管道131和第二管道132之间的距离。在安装完成后，弹性件33即被抵顶块311和第二管道132压缩，从而具有一定的弹力。另外，弹性件33的轴径需与第二管道132的壁厚进行配合，即弹性件33的内径要小于第二管道132的外径，以使弹性件33能够抵顶在第二管道132的端面上，抵顶块311可以对弹性件33进行有效压缩。当然，也可以在弹性件33和第二管道132之间，以及弹性件33和抵顶块311之间分别装上弹性垫片，以使弹性件33具有有效的支撑点，充分发挥弹力的抵顶作用。

需要说明的是，限位通道可以省略第二管道132的设置，只需要在第一机翼模块10的侧壁上对应设置限位销入口133，弹簧的两端分别抵接在第一机翼模块10的侧壁和抵顶块311上，实现驱动限位销31的功能。此时第一管道131限制限位销31的移动方向，以使限位销31能够准确穿进穿孔和限位孔211中。当然，限位通道也可以省略第一管道131的设置，只需在主梁11上设置对应的穿孔即可。抵顶块311设置在主梁11的穿孔和弹簧之间，弹簧的两端分别抵接在第二管道132和抵顶块311上，实现驱动限位销31的功能。此时第二管道132限制限位销31的移动方向，以使限位销31能够准确穿进穿孔和限位孔211中。

限位销31和弹性件33安装完成后，弹性件33抵顶在抵顶块311上，通过弹力的作用使限位销31贯穿主梁11，限位销31位于锁止位置。也就是说，限位销31不受外力作用时，位于锁止位置。当需要安装第二机翼模块20时，在连接把手32上施加作用力，将限位销31向外拉出，以使限位销31的第一端退至第一管道131内，位于快拆位置。弹性件33被抵顶块311压缩，产生弹力，反向作用在抵顶块311上。此时将插接梁21插入主梁11中，并撤销作用在连接把手32上的作用力，限位销31即可在弹力的驱动下穿过限位孔211和主梁11，复位至锁止位置，将插接梁21锁定在主梁11内。若需要拆卸第二机翼模块20时，同样在连接把手32上施加作用力，向外拉出限位销31使其进入快拆位置。此时拔出插接梁21并撤销连接把手32上的作用力，限位销31在弹力的作用下复位至锁止位置，即可完成第二机翼模块20的拆卸，简单快捷。

实施例二

在本实施例中，如图7所示，限位通道和限位孔211也均为两个，对应的限位模块30的结构不同于实施例一的限位模块30的结构。具体地，限位模块30限位模块30包括两个限位销31，两个限位销31的第一端形成两个限位部，两个限位销31的第二端通过连接杆321固定连接。操作部包括操作杆322，操作杆322的第一端与连接杆321连接，操作杆322的第二端延伸至第一机翼模块10的外部。也即，本实施例中的操作部是与限位销31平行的操作杆322，用户抓握操作杆322，以移动限位销31。连接杆321可以位于第一机翼模块10内部，也可以位于第一机翼模块10的外部。优选地，可以将连接杆321设置在第一机翼模块10的内部，限位通道对应的设置与限位销31一一对应的两个平行的第一管道131即可，弹性件33的两端分别抵接在连接杆321和抵顶块311上，实现限位模块30的自动复位功能。第一机翼模块10的侧壁上对应操作杆322设置通孔，以使操作杆322穿过通孔延伸至第一机翼模块10的外部，便于用户操作。当然，限位通道也可以省略第一管道131的设置，在主梁11上设置穿孔即可，限位销31穿入穿孔中实现限位功能。

本实施例中，除上述结构不同于实施例一外，其余结构均相同，具体参见实施一，此处不再赘述。

根据本发明的另一方面，提供一种无人飞行器，无人飞行器包括主机体，主机体上设置有上述实施例一或实施例二所示的快拆机翼。快拆机翼的第一机翼模块10固定连接在主机体上，第二机翼模块20通过与主梁11配合的插接梁21组装置第一机翼模块10上。无人飞行器不使用时，将第二机翼模块20拆下，减小无人飞行器的体积和占用空间，方便存放或运输。需要需用无人飞行器时，再将第二机翼模块2020装上使用，简单快捷，方便操作。通过设置两个限位部，以限制第二机翼模块20的上下翻转。同时，两个限位部将机翼模块连接处的弯矩转移至主梁11上，由主梁11和第一机翼模块10承受力和弯矩的作用，降低限位部以及机翼连接处的受力和弯矩，提高第一机翼模块10和第二机翼模块20连接的可靠性。

综上所述，本发明的快拆机翼分为两部分，第一机翼模块和第二机翼模块，两者通过主梁和插接梁实现安装配合，并由限位模块的至少两个限位部实现限位固定。通过设置至少两个限位部与限位通道配合，以限制第二机翼模块发生上下翻转，同时限位部将弯矩转移至主梁上，由主梁和第一机翼模块承受力和弯矩的作用，降低限位部以及机翼连接处的受力和弯矩，提高第一机翼模块和第二机翼模块连接的可靠性。另外，通过操作部移动限位部，以使限位部在快拆位置和锁紧位置之间切换，以实现快拆机翼的拆解和安装，使快拆机翼的组装和拆解更加方便快捷。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，在本发明的上述教导下，本领域技术人员可以在上述实施例的基础上进行其他的改进或变形。本领域技术人员应该明白，上述的具体描述只是更好的解释本发明的目的，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种快拆机翼，包括第一机翼模块和第二机翼模块，其特征在于，

所述第一机翼模块内设置有沿机翼长度方向延伸的主梁，所述主梁上设置有两个限位通道，所述两个限位通道沿所述机翼长度方向以预设间距分布；

所述第二机翼模块上设置有沿所述机翼长度方向插入所述主梁的内腔中的插接梁，所述插接梁设置有与所述两个限位通道一一对应的两个限位孔；

所述快拆机翼还包括限位模块，所述限位模块包括与所述限位通道一一对应的两个限位部；

所述两个限位部具有分别从所述限位通道插入所述限位孔的锁止位置和脱出所述限位孔的快拆位置；

所述限位模块还包括操作部，所述操作部与所述两个限位部固定连接，所述操作部延伸至所述第一机翼模块的外部；

所述限位通道和所述限位孔均为两个；

所述限位模块包括两个限位销，所述两个限位销的第一端形成所述两个限位部；

所述两个限位销的第二端延伸至所述第一机翼模块的外部形成所述操作部；

所述限位通道包括向所述第一机翼模块侧壁方向延伸的两个平行的第一管道，所述主梁对应所述第一管道设置有两个穿孔，所述两个限位销的第一端由所述穿孔贯穿所述主梁；

所述限位通道还包括设置在所述第一机翼模块的侧壁上，并与所述两个第一管道一一对应的两个平行的第二管道，所述第二管道由所述第一机翼模块的侧壁向所述第一管道延伸，所述第二管道在所述第一机翼模块的侧壁上形成限位销入口；

所述限位模块还包括弹性件，所述弹性件位于所述第一管道和第二管道之间，并套设在所述限位销上；

所述限位销上设置有可拆卸的抵顶块，所述抵顶块位于所述第一管道和所述弹性件之间；

所述弹性件的两端分别抵接在所述抵顶块和所述第二管道上，以驱动所述限位销复位至所述锁止位置，所述限位销克服所述弹性件的弹力脱出所述限位孔；

所述限位销设置成锥形体，所述限位通道对应设置成锥形通道。

2.根据权利要求1所述的快拆机翼，其特征在于，

所述插接梁为非回转体，所述主梁的内腔形状与所述插接梁的形状对应。

3.根据权利要求1所述的快拆机翼，其特征在于，

所述操作部还包括连接把手，所述连接把手连接所述两个限位销的第二端。

4.根据权利要求1所述的快拆机翼，其特征在于，

所述第一机翼模块包括上蒙皮和下蒙皮，所述上蒙皮和下蒙皮构成容置腔；所述第一机翼模块还包括封闭所述容置腔的端壁，所述容置腔内还设置有与所述端壁平行的加强肋片，所述主梁由所述端壁延伸至所述加强肋片；

所述主梁的内腔在所述端壁上形成有所述插接梁的配合入口。

5.根据权利要求4所述的快拆机翼，其特征在于，

所述加强肋片至少有两个，沿所述第一机翼模块的机翼长度方向间隔分布。

6.根据权利要求4所述的快拆机翼，其特征在于,

所述第一机翼模块内还设置有与所述主梁平行的副梁。

7.根据权利要求4所述的快拆机翼，其特征在于，

所述第二机翼模块上固定设置有至少一个定位销，所述端壁上设置有与所述定位销一一对应的至少一个定位孔。

8.根据权利要求1所述的快拆机翼，其特征在于，

所述限位通道和所述限位孔均为两个；

所述限位模块包括两个限位销，所述两个限位销的第一端形成所述两个限位部，所述两个限位销的第二端通过连接杆固定连接；

所述操作部包括操作杆，所述操作杆的第一端与所述连接杆连接，所述操作杆的第二端延伸至所述第一机翼模块的外部。

9.一种无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器包括主机体，

所述主机体上设置有权利要求1至8任一项所述的快拆机翼，所述第一机翼模块固定连接在所述主机体上。

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