CN112105555A - 具有易碎机架结构的uav - Google Patents

Abstract

一种用于机架的机械接合器包括接合器芯以及第一盖和第二盖。接合器芯具有第一侧和第二侧，第一侧具有被成形以保持第一结构构件的第一托架，第二侧具有被成形以保持第二结构构件的第二托架。第一盖被成形以与第一侧配合并将第一结构构件夹到第一托架中。接合器芯包括第一孔，该第一孔用于使第一机械紧固件延伸穿过并跨过第一托架并将第一盖固定到接合器芯。第二盖被成形以与第二侧配合并将第一结构构件夹到第二托架中。第二盖包括第二孔，该第二孔用于不同于第一机械紧固件的第二机械紧固件以将第二盖固定到接合器芯。

Description

具有易碎机架结构的UAV

技术领域

本公开总体上涉及无人飞行器，并且特别地但非排他地涉及无人飞行器的机架。

背景技术

无人运载工具，其也可以被称为自主运载工具，是能够在没有实际存在的人类操作者的情况下行驶的运载工具。无人运载工具可以在遥控模式、自主模式或部分自主模式下操作。

当无人运载工具以遥控模式操作时，位于远程位置的飞行员或驾驶员可以通过经由无线链路发送到无人运载工具的命令来控制无人运载工具。当无人运载工具以自主模式操作时，无人运载工具通常基于预编程的导航航路点、动态自动化系统或这些的组合来移动。此外，一些无人运载工具能够以遥控模式和自主模式两者来操作，并且在一些情况下可以同时进行。例如，作为示例，远程飞行员或驾驶员可能希望在手动执行另一任务(诸如操作用于拾取物体的机械系统)时将导航交给自主系统。

存在用于各种不同环境的各种类型的无人运载工具。例如，存在用于在空中、在地面上、水下和在太空中操作的无人运载工具。一般地，无人飞行器(UAV)变得越来越受欢迎。它们在诸如郊区和城市地区的人口稠密地区的使用意味着在安全措施和部件上的设计越来越重要。

发明内容

附图说明

本发明的非限制性和非穷举性的实施方式参考以下附图被描述，其中，贯穿各个视图，相同的附图标记表示相同的部分，除非另外指明。在适当的地方，并非必须标记元件的所有实例以免使附图混乱。附图不一定按比例绘制，而是将重点放在说明所描述的原理上。

图1A是根据本公开的一实施方式的具有易碎机架结构以在发生碰撞时使链接的结构之间的动能解耦的无人飞行器(UAV)的透视图图示。

图1B是根据本公开的一实施方式的UAV的底侧的平面图图示。

图2是根据本公开的一实施方式的具有集成的易碎机架结构以在发生碰撞时使链接的结构之间的动能解耦的UAV的机架的透视图图示。

图3A和图3B是根据本公开的一实施方式的具有易碎设计的翼梁-吊杆接合器的透视图图示，该易碎设计在发生碰撞时使链接的结构之间的动能解耦。

图3C是根据本公开的一实施方式的翼梁-吊杆接合器的分解视图图示。

图3D、3E和3F分别是根据本公开的一实施方式的翼梁-吊杆接合器的俯视图、仰视图和侧视图图示。

图3G是根据本公开的一实施方式的翼梁-吊杆接合器的剖视图。

具体实施方式

这里描述了用于具有易碎设计的结构接合器的操作的系统、装置和方法的实施方式，该易碎设计在发生阈值幅度的碰撞时使链接的结构之间的动能优先地解耦。在以下描述中，阐述了许多具体细节以提供对实施方式的透彻理解。然而，相关领域的技术人员将认识到，这里描述的技术可以在没有一个或更多个具体细节的情况下，或者在利用其他方法、部件、材料等的情况下被实践。在其他情况下，众所周知的结构、材料或操作未被详细示出或描述，以避免混淆某些方面。

在整个说明书中对“一个实施方式”或“一实施方式”的引用是指结合该实施方式描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施方式中。因此，在整个说明书中的各处，短语“在一个实施方式中”或“在一实施方式中”的出现并不一定都指同一实施方式。此外，在一个或更多个实施方式中，特定特征、结构或特性可以以任何合适的方式组合。

这里所述的实施方式描述了用于以“易碎的”方式将机架结构彼此固定的机械接合器和技术，该易碎的方式允许这些结构在发生碰撞时出现故障，从而以受控的故障模式使链接的结构之间的动能解耦。机械结构设计为在指定位置以指定方式断裂，以控制碰撞动能导向的位置。这些机械接合器非常适合用于飞行器，诸如无人飞行器(UAV)。UAV是指能够在没有实际存在的人类飞行员的情况下执行一些功能的任何自主或半自主运载工具。UAV可以采用各种各样的形式，诸如固定机翼飞机。

UAV具有用作骨架或框架的结构元件以在运行期间承载负载力，其他元件安装到该结构元件。这样的结构元件的示例包括翼梁、吊杆等。这些元件应当坚固而轻质。为了在强度和重量之间实现平衡，这些结构元件通常是由诸如金属(例如，铝)、玻璃纤维、碳纤维(例如，缠绕碳纤维管的细丝)等的材料制成的中空(例如，管状)构件。

因此，这里描述的实施方式考虑了机械接合器，该机械接合器在撞击时断裂并且将机身的高质量部件与伸长的机械结构分离。这种分离防止在灾难性撞击时，机身的动能和减速力沿吊杆或杆向下引导。高质量部件与伸长的高强度的和纤细的机架部件的这种分离提高了安全性，并减少了在UAV坠落时的财产损失。代替将碰撞的能量引导到吊杆的末端，机身的碰撞能量在机身(其是宽而钝的物体)本身的碰撞中被消散。在各种各样的实施方式中，机身是模块化的，并且各个部分还与易碎的机械接合器接合，该易碎的机械接合器被设计成在撞击时断裂，进一步消散了碰撞能量。

图1A和图1B示出了根据本公开的一实施方式的飞行器100。飞行器100的所示实施方式是垂直起降(VTOL)无人飞行器(UAV)，其包括分别用于提供水平推进和垂直推进的分离的推进单元106和112。飞行器100是固定机翼飞行器，顾名思义，它具有机翼组件102，该机翼组件102可以基于机翼形状产生升力，并且当通过推进单元106被水平推进时产生运载工具的向前空速。图1A是飞行器100的透视俯视图图示，而图1B是飞行器100的底侧平面图。

UAV 100的所示实施方式包括机身104。在一个实施方式中，机身104是模块化的，并且包括电池模块、航空电子模块和任务有效载荷模块。这些模块是彼此可分离的并且可彼此机械固定以连续形成机身或UAV主体的至少一部分。

电池模块包括用于容纳一个或更多个电池的腔，所述一个或更多个电池用于为飞行器100供电。航空电子设备模块容纳飞行器100的飞行控制电路，该飞行控制电路可以包括处理器和存储器、通信电子设备和天线(例如，蜂窝收发器、wifi收发器等)以及各种传感器(例如，全球定位传感器、惯性测量单元(IMU)、磁罗盘等)。任务有效载荷模块容纳与飞行器100的任务相关的设备。例如，任务有效载荷模块可以包括用于保持和释放外部附接的有效载荷的有效载荷致动器。在另一实施方式中，任务有效载荷模块可以包括用于携带照相机/传感器设备(例如照相机、透镜、雷达、激光雷达、污染监测传感器、天气监测传感器等)的照相机/传感器设备支架。

UAV 100的所示实施方式还包括定位在机翼组件102上的水平推进单元106，水平推进单元106可以每个包括用于推进UAV 100的电机、轴、电机座架和推进器。UAV 100的所示实施方式包括固定到机翼组件102的两个吊杆组件110。在一个实施方式中，机翼组件102包括设置在机翼组件102的机翼翼片内的机翼翼梁203(见图2)。机翼翼梁203可以是沿着机翼翼片的内部长度延伸的中空结构构件(例如，管状杆)并提供主要结构构件，该主要结构构件将机翼组件102连接到机身104，并且吊杆组件110安装到该主要结构构件。

吊杆组件110的所示实施方式每个包括：吊杆壳体111，吊杆214(见图2)设置在该吊杆壳体111中；垂直推进单元112；印刷电路板113；以及稳定器108。在所示实施方式中，吊杆214也是中空结构构件(例如，管状杆)，该中空结构构件提供机翼翼梁103和垂直推进单元112安装到其的主要结构支撑。吊杆214也被称为“吊杆承载件”，因为它们承载吊杆组件110上的负载力。垂直推进单元112可以每个包括电机、轴、电机座架和推进器，用于提供垂直推进。垂直推进单元112可以在UAV 100正在下降(例如到达递送位置)或上升(例如在递送之后)的悬停模式期间使用。UAV 100可以包括稳定器108(或安定翼)，以在飞行期间稳定UAV的偏航(左转或右转)。在一些实施方式中，UAV 100可以被配置成用作滑翔机。为此，UAV100可以关闭其推进单元的电源并滑行一段时间。

在飞行期间，UAV 100可以通过控制其俯仰、侧倾、偏航和/或高度来控制其运动的方向和/或速度。例如，稳定器108可以包括用于控制UAV的偏航的一个或更多个方向舵108a，机翼组件102可以包括用于控制UAV的俯仰的升降舵和/或用于控制UAV的侧倾的副翼102a。作为另一示例，同时增加或减小所有推进器的速度可以分别导致UAV 100增大或减小其高度。

示出的固定机翼飞行器的许多变化是可能的。例如，具有更多机翼(例如，具有四个机翼的“x-机翼”构造)的飞行器也是可能的。尽管图1A和图1B示出了一个机翼组件102、两个吊杆组件110、两个水平推进单元106、以及每个吊杆组件110有六个垂直推进单元112，但是应理解，可以以更多或更少的这些部件来实现飞行器100的其它变型。

应理解，这里对“无人”飞行器或UAV的引用可以等同地应用于自主和半自主飞行器。在完全自主的实施方式中，飞行器的所有功能是自动化的；例如，通过实时计算机功能进行预编程或控制，该实时计算机功能响应来自各种传感器和/或预定信息的输入。在半自主的实施方式中，飞行器的一些功能可以由人类操作者控制，而其它功能自主地执行。此外，在一些实施方式中，UAV可以配置为允许远程操作者接管原本可由UAV自主控制的功能。此外，给定类型的功能可以在一个抽象级别上被远程控制，而在另一抽象级别上自主执行。例如，远程操作者可以控制针对UAV的高级导航决策，诸如指定UAV应从一个位置行进到另一位置(例如，从郊区的仓库到附近城市的递送地址)，而UAV的导航系统自主控制更精细程度的导航决策，诸如在两个位置之间采取的特定路线、用于实现该路线的特定飞行控制以及在导航路线时避开障碍物等。

图2是根据本公开的一实施方式的UAV 100的结构机架200(也称为“结构H-框架”或“H-框架”)的透视图图示。H-框架200包括机翼翼梁203和吊杆214。在一些实施方式中，机翼翼梁203和吊杆214可以由碳纤维、硬塑料、铝、轻金属合金等制成。机翼翼梁203和吊杆214与翼梁-吊杆接合器216机械地连接。翼梁-吊杆接合器216是将机翼翼梁103以“易碎”设计夹紧到吊杆214的机械接合器。机翼翼梁203可以包括用于安装水平推进单元106的预钻孔218，吊杆承载件214可以包括用于安装垂直推进单元112的预钻孔(被电机座架220隐藏)。在所示的实施方式中，机身104用夹到机翼翼梁203上的翼梁接合器235可移除地附接到H-框架。

如上所述，机械接合器216和/或235可以是易碎结构，其被设计成在发生灾难性撞击或坠落时断开以使链接的结构之间的动能解耦。通过从吊杆214和/或机翼翼梁203转移走撞击能量，这种受控的故障模式在UAV 100坠落时提高了安全性并减少了财产损失。在一个实施方式中，机械紧固件240(其在结构上将后部航空电子设备模块接合到中部任务有效载荷模块)被选择和/或设计以在撞击机身104时切断或以其他方式故障。在一个实施方式中，机械紧固件245(其在结构上将中部任务有效载荷模块接合到前部电池模块)也被选择和/或设计以在撞击机身104时切断或以其他方式故障。在一个实施方式中，机械紧固件240和245是塑料紧固件(例如，尼龙、聚醚醚酮等)。

图3A-3G示出了根据本公开的一实施方式的具有易碎设计以在发生碰撞时使链接的结构之间的动能解耦的翼梁-吊杆接合器300的各种视图。翼梁-吊杆接合器300是图2所示的机械接合器216的一种可能的实施方式。图3A和图3B是透视图图示，图3C是分解视图图示，图3D、3E和3F分别是俯视图、仰视图和侧视图图示，并且图3G是整个翼梁-吊杆接合器300的剖视图。参考图3C，翼梁-吊杆接合器300的所示实施方式包括接合器芯305、翼梁盖310、吊杆盖315、翼梁紧固件320、防旋转销325、吊杆紧固件330和翼梁-盖紧固件335。接合器芯305的所示实施方式包括翼梁托架340、吊杆托架345、孔350和凹陷355(见图3G)。翼梁盖310的所示实施方式包括翼梁托架360、孔361和紧固件孔365。吊杆盖315的所示实施方式包括吊杆托架370、销孔375和孔380。

翼梁-吊杆接合器300是将机架200的结构构件彼此固定的机械支架或接合器。特别地，翼梁-吊杆接合器300以足够的强度和刚度将吊杆214之一固定到机翼翼梁203，以承受在UAV 100的正常操作期间产生的线性力、剪切力和扭转力。接合器芯305的所示实施方式在其下侧包括吊杆托架345，该吊杆托架345顺应吊杆214之一并夹在其周围以将其牢固地保持在适当位置。类似地，接合器芯305在其上侧(与其下侧相反)还包括翼梁托架340，该翼梁托架340顺应机翼翼梁203并夹在其周围以将其牢固地保持在适当位置。虽然图3A-3G将接合器芯305、翼梁盖310和吊杆盖315示出为三个不同且可分离的部件，但是在其他实施方式中，这些部件可以被模制为具有狭缝的单个连续部件，该狭缝允许机翼翼梁或吊杆构件插入其相应的托架中并夹紧机翼翼梁或吊杆构件。在一个实施方式中，接合器芯305、翼梁盖310和吊杆盖315由玻璃填充尼龙制成。可以使用其他材料。

在一个实施方式中，翼梁紧固件320是金属紧固件(例如，螺栓和螺母)其穿过接合器芯305中的孔350(图3G)、穿过机翼翼梁203中的孔(未示出)、跨过翼梁托架340且穿过翼梁盖310延伸。翼梁紧固件320不延伸穿过吊杆盖315或吊杆214。翼梁紧固件320的头部凹入到吊杆托架345中(例如，见图3G中的凹陷355)，从而不会在物理上干扰将吊杆214安置在吊杆托架345中。翼梁紧固件320用于将翼梁盖310机械固定到接合器芯305，但也防止翼梁203在翼梁托架340内的移动或旋转。翼梁盖310还包括翼梁托架360，其围绕翼梁203顶部并且与四个翼梁盖紧固件335(例如，金属螺钉)一起夹到接合器芯305的顶侧。

吊杆盖315的所示实施方式包括与接合器芯305中的吊杆托架345配合的吊杆托架370，其共同顺应给定吊杆214的剖面形状。吊杆盖315通过四个吊杆紧固件330固定到接合器芯305，所述四个吊杆紧固件330用于将吊杆214夹在吊杆盖315和接合器芯305之间。此外，吊杆盖315包括孔375，防旋转销325通过孔375插入吊杆214中，以防止吊杆214在吊杆托架345内的旋转运动。在一个实施方式中，防旋转销325是塑料螺钉(例如，尼龙)，其通过螺纹孔375拧入吊杆214中。在一个实施方式中，孔375是非螺纹孔，并且防旋转销325通过粘合剂固定在适当位置。在又一实施方式中，防旋转销325是模制到吊杆盖315中的销或凸台。在又一些实施方式中，防旋转销325可以一直穿过吊杆214和翼梁203延伸以代替翼梁紧固件320。在一些实施方式中，由于制造公差，在吊杆盖315的顺应吊杆214并与吊杆214配合的内表面(即，吊杆盖315上的吊杆托架370)上也施加粘合剂层(例如，氰基丙烯酸酯等)，以保持精确的旋转位置而不会晃荡。然而，在这些实施方式中，粘合剂不被施加到接合器芯305上的吊杆托架345上。将吊杆214结合到吊杆盖315而未结合到接合器芯305控制了故障模式，以使吊杆盖315和吊杆214与翼梁-吊杆接合器300的其余部分及机翼翼梁203分离。

翼梁-吊杆接合器300包括多个“易碎的”设计特征，在发生撞击一个或两个吊杆214的端部的碰撞时，所述多个“易碎的”设计特征允许机翼翼梁203(以及因此机身104)从吊杆214分离。第一特征包括将防止吊杆214在吊杆托架345内的旋转的销结构(即，防旋转销325)与防止机翼翼梁203在翼梁托架340内的旋转的销结构(即，翼梁紧固件320)隔离。与翼梁紧固件320相比，可使防旋转销325使用强度较小/不同的材料。在发生碰撞时，防旋转销325在翼梁紧固件320故障之前就剪断。

第二特征包括与翼梁盖紧固件335和/或翼梁紧固件320相比，使用较小剪切强度的机械紧固件来实现吊杆紧固件330。例如，四个吊杆紧固件330中的每个由具有比翼梁紧固件320小的剪切强度的材料制成，翼梁紧固件320将机翼翼梁203固定到翼梁托架340中。结果，吊杆紧固件330被选择以在吊杆碰撞时故障(例如，剪切或拉伸破坏)，从而释放了吊杆盖315在吊杆214上的抓握。该释放防止与机翼翼梁203和机身104相关的惯性被传递到吊杆214的末端。在一个实施方式中，吊杆紧固件330是塑料螺钉。用于吊杆紧固件330的一种合适的塑料是聚醚醚酮(PEEK)。也可以使用其他类型的塑料或材料(例如，铝)。

附加的易碎特征可以集成到翼梁-吊杆接合器300中。例如，接合器芯305可以设计为具有集成故障点的易碎连接件本身，以允许接合器芯305在撞击时断裂，这与吊杆盖315的分离相反。

本发明的所示实施方式的以上描述，包括摘要中描述的内容，不旨在穷举或将本发明限制为所公开的精确形式。虽然这里出于说明目的描述了本发明的特定实施方式和示例，但是相关领域的技术人员将认识到，在本发明的范围内可以进行各种修改。

可以根据以上详细描述对本发明进行这些修改。在所附权利要求中使用的术语不应被解释为将本发明限制为说明书中公开的特定实施方式。而是，本发明的范围将完全由所附权利要求确定，所附权利要求将根据权利要求解释的既定原则来解释。

Claims (21)

1.一种用于机架的机械接合器，包括：

接合器芯，具有第一侧和第二侧，所述第一侧具有被成形以保持第一结构构件的第一托架，所述第二侧具有被成形以保持第二结构构件的第二托架；

第一盖，被成形以与所述接合器芯的所述第一侧配合并将所述第一结构构件夹到所述第一托架中，其中所述接合器芯包括第一孔，所述第一孔用于使第一机械紧固件延伸穿过并跨过所述第一托架以将所述第一盖固定到所述接合器芯；以及

第二盖，被成形以与所述接合器芯的所述第二侧配合并将所述第一结构构件夹到所述第二托架中，其中所述第二盖包括第二孔，所述第二孔用于不同于所述第一机械紧固件的第二机械紧固件以将所述第二盖固定到所述接合器芯。

2.根据权利要求1所述的机械接合器，其中所述第一机械紧固件不延伸穿过所述第二盖。

3.根据权利要求2所述的机械接合器，其中所述第一机械紧固件的头部凹入到所述接合器芯的所述第二托架中，从而不物理地干扰所述第二结构构件安置到所述第二托架中。

4.根据权利要求1所述的机械接合器，其中固定所述第二盖的所述第二机械紧固件每个具有比穿过并跨过所述第一托架的所述第一机械紧固件小的剪切或拉伸强度。

5.根据权利要求4所述的机械接合器，其中所述第二机械紧固件包括四个塑料螺钉，所述四个塑料螺钉拧入所述接合器芯的所述第二侧。

6.根据权利要求4所述的机械接合器，其中所述第一机械紧固件包括金属机械紧固件，并且所述金属机械紧固件包括螺母和螺栓。

7.根据权利要求1所述的机械接合器，还包括：

防旋转销，穿过所述第二盖延伸到所述第二结构构件中，以防止所述第二结构构件在所述第二托架内的旋转。

8.根据权利要求7所述的机械接合器，其中所述防旋转销包括尼龙螺钉。

9.根据权利要求7所述的机械接合器，还包括：

粘合剂层，施加到所述第二盖的顺应所述第二结构构件并与所述第二结构构件配合的内表面，以将所述第二结构构件粘附到所述第二盖。

10.根据权利要求1所述的机械接合器，其中所述接合器芯、所述第一盖和所述第二盖由玻璃填充尼龙制成，并且所述第一结构构件和所述第二结构构件每个包括中空管状杆。

11.一种无人飞行器(UAV)，包括：

包括机翼翼梁的机翼组件；

吊杆组件，包括吊杆和固定到所述吊杆的多个电机座架；以及

用于将所述机翼翼梁机械地固定到所述吊杆的翼梁-吊杆接合器，所述翼梁-吊杆接合器包括：

接合器芯，具有第一侧和第二侧，所述第一侧具有被成形以保持所述机翼翼梁的翼梁托架，所述第二侧具有被成形以保持所述吊杆的吊杆托架；

翼梁盖，被成形以与所述接合器芯的所述第一侧配合并将所述机翼翼梁夹到所述翼梁托架中，其中翼梁紧固件延伸穿过所述机翼翼梁并将所述翼梁盖固定到所述接合器芯；以及

吊杆盖，被成形以与所述接合器芯的所述第二侧配合并将所述吊杆夹到所述吊杆托架中，其中不同于所述翼梁紧固件的第二机械紧固件将所述吊杆盖固定到所述接合器芯。

12.根据权利要求11所述的无人飞行器，其中所述翼梁紧固件是不延伸穿过所述吊杆盖的机械紧固件。

13.根据权利要求12所述的无人飞行器，其中所述翼梁紧固件的头部凹入到所述接合器芯的所述吊杆托架中，从而不物理地干扰所述吊杆安置到所述吊杆托架中。

14.根据权利要求11所述的无人飞行器，其中所述第二机械紧固件每个具有比所述翼梁紧固件小的剪切或拉伸强度。

15.根据权利要求14所述的无人飞行器，其中所述第二机械紧固件包括四个塑料螺钉，所述四个塑料螺钉拧入所述接合器芯的所述第二侧。

16.根据权利要求14所述的无人飞行器，其中所述翼梁紧固件包括金属机械紧固件，并且所述金属机械紧固件包括螺母和螺栓。

17.根据权利要求11所述的无人飞行器，还包括：

防旋转销，穿过所述吊杆盖延伸到所述吊杆中，以防止所述吊杆在所述吊杆托架内的旋转。

18.根据权利要求17所述的无人飞行器，其中所述防旋转销包括尼龙螺钉。

19.根据权利要求17所述的无人飞行器，还包括：

粘合剂层，施加到所述吊杆盖的顺应所述吊杆并与所述吊杆配合的内表面，以将所述吊杆粘附到所述吊杆盖。

20.根据权利要求11所述的无人飞行器，其中所述接合器芯、所述翼梁盖和所述吊杆盖由玻璃填充尼龙制成，并且所述机翼翼梁和所述吊杆每个包括中空管状杆。

21.根据权利要求11所述的无人飞行器，还包括固定到所述机翼翼梁的模块化机身，所述模块化机身包括：

第一部分，用第二接合器固定到所述机翼翼梁，所述第二接合器夹到所述机翼翼梁上，其中所述第二接合器被第一塑料螺钉夹紧，所述第一塑料螺钉被选择为在所述模块化机身的碰撞撞击时故障；以及

连接到所述第一部分的一个或更多个其他部分，其中所述一个或更多个其他部分在固定在一起的连接点处用第二塑料螺钉固定到所述第一部分，所述第二塑料螺钉被选择为在所述模块化机身的碰撞撞击时故障。

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