CN113148103A - 一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，包括上骨架、左电机、左电机座、右电机、右电机座、左小碳管、右小碳管、左翼梢小翼、右翼梢小翼、第1下骨架、第2下骨架、第3下骨架和第4下骨架。本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，通过给微小型柔性固定翼飞行器加装轻质、刚度较高的碳骨架，既克服微型柔性固定翼飞行器变形严重的缺点，同时具有可快速拆卸组装的优点。本发明主要应用于采用双腹鳍大后掠三角翼布局的柔性材料微型飞行器。

Description

一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架

技术领域

本发明属于微型柔性无人飞行器技术领域，具体涉及一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架。

背景技术

目前，无人机行业正在迅速发展，形形色色的无人飞行器不断涌现出来，其中，一些无人飞行器是基于柔性材料的飞行器，如：微小型扑翼飞行器，微小型柔性固定翼飞行器。微小型扑翼飞行器的典型代表包括：加州理工学院的“Micro Bat”，弗罗里达大学的柔性机翼微小型飞行器，哈佛大学的“RoboBee”，代尔夫特技术大学的“DelFy Explorer”。但是，以上微小型扑翼飞行器有着难以克服的缺点：机械扑动诱导产生结构疲劳断裂，气动特性的强非线性导致控制操纵困难。

与微小型扑翼飞行器相比，另一种微小型柔性固定翼飞行器有着天然优势，具有如下优点：对结构疲劳特性的要求大幅降低，气动非线性效应大幅降低，大幅降低结构重量提高有效载荷重量，柔性材料可折叠方便携带。但是，柔性材料的应用导致飞行器变形较为严重，带来一些气动弹性问题，如机翼的扭转扩大，机翼颤振等。其次，变形还会导致整个飞行器的飞行稳定性品质下降。

现有技术中，为解决柔性材料变形的问题，采用刚度较大的材料，然而，对于微小型柔性固定翼飞行器来说，刚度较大的材料与柔性材料的优点背道而驰，具有较大的使用局限性。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，包括上骨架(1)、左电机(2.1)、左电机座(2.2)、右电机(2.3)、右电机座(2.4)、左小碳管(3.1)、右小碳管(3.2)、左翼梢小翼(4.1)、右翼梢小翼(4.2)、第1下骨架(5)、第2下骨架(6)、第3下骨架(7)和第4下骨架(8)；

柔性飞行器(9)为双腹鳍大后掠三角翼布局的柔性材料微型飞行器，包括柔性飞行器本体(9.1)以及位于所述柔性飞行器本体(9.1)背面的左腹鳍(9.2)和右腹鳍(9.3)；

所述上骨架(1)作为主承力部件，为左右对称结构，所述上骨架(1)在不同位置开设多个第一预留安装孔(B1)；所述上骨架(1)包括外轮廓上骨架(1.1)，所述外轮廓上骨架(1.1)的内部具有多个加强骨架(1.2)，所述外轮廓上骨架(1.1)的尾部对称延伸出左电机支架(1.3)和右电机支架(1.4)；其中，所述左电机支架(1.3)和所述右电机支架(1.4)均为L形支架，包括纵向支架杆(A1)和从所述纵向支架杆(A1)的末端引出的横向支架杆(A2)；

所述左电机(2.1)与所述左电机座(2.2)固定连接后，将所述左电机座(2.2)通过榫槽连接方式，安装到所述左电机支架(1.3)的纵向支架杆(A1)的上面；

所述右电机(2.3)与所述右电机座(2.4)固定连接后，将所述右电机座(2.4)通过榫槽连接方式，安装到所述右电机支架(1.4)的纵向支架杆(A1)的上面；

所述第1下骨架(5)、所述第2下骨架(6)、所述第3下骨架(7)和所述第4下骨架(8)形成的整体称为下骨架单元；所述下骨架单元不参与全机的传力，主要用于固定支撑柔性材料；所述下骨架单元的外轮廓形状，与所述上骨架(1)的外轮廓形状相同；所述下骨架单元在对应位置开设多个第二预留安装孔(B2)；

将所述柔性飞行器(9)放置于所述上骨架(1)和所述下骨架单元之间；采用第一连接件(10A)，过盈配合穿过所述上骨架(1)的第一预留安装孔(B1)、所述柔性飞行器(9)的对应位置以及所述下骨架单元的第二预留安装孔(B2)，进而实现所述上骨架(1)、所述柔性飞行器(9)和所述下骨架单元的组装；

所述上骨架(1)的左后部组装所述左翼梢小翼(4.1)，方式为：所述左翼梢小翼(4.1)具有左底部基座；所述左底部基座开设第三预留安装孔(B3)；采用第二连接件(10B)，过盈配合穿过所述左底部基座的第三预留安装孔(B3)、所述上骨架(1)在对应位置的第一预留安装孔(B1)、所述柔性飞行器(9)的对应位置以及所述下骨架单元在对应位置的第二预留安装孔(B2)，进而实现所述左翼梢小翼(4.1)与所述上骨架(1)左后部的可拆卸安装；

所述上骨架(1)的右后部组装所述右翼梢小翼(4.2)；所述右翼梢小翼(4.2)与所述上骨架(1)的组装方式，与所述左翼梢小翼(4.1)与所述上骨架(1)的组装方式相同；

所述上骨架(1)的左电机支架(1.3)的横向支架杆(A2)，开设第四预留安装孔(B4)，左小碳管(3.1)与所述上骨架(1)所在平面垂直设置；所述左小碳管(3.1)穿过所述第四预留安装孔(B4)和所述柔性飞行器(9)的对应位置后，插入柔性飞行器(9)的左腹鳍(9.2)的尾部，进而增加左腹鳍(9.2)的刚度，防止飞行时左腹鳍(9.2)产生大变形；

所述右小碳管(3.2)与所述左小碳管(3.1)对称安装，组装方式相同。

优选的，所述上骨架(1)的展向长度为242.25mm，后掠角为55°，所述左翼梢小翼(4.1)和所述右翼梢小翼(4.2)的上反角为60°；

所述左电机支架(1.3)和所述右电机支架(1.4)的中心轴间距60mm，电机安装角为5.5°。

优选的，所述上骨架(1)为1mm厚的一体碳纤维结构，以保证传力路线的完整，承受全机的载荷；

所述下骨架单元不承担传力，采用0.3mm厚的碳纤维结构，只用于固定支撑柔性材料。

本发明提供的一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架具有以下优点：

本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，通过给微小型柔性固定翼飞行器加装轻质、刚度较高的碳骨架，既克服微型柔性固定翼飞行器变形严重的缺点，同时具有可快速拆卸组装的优点。本发明主要应用于采用双腹鳍大后掠三角翼布局的柔性材料微型飞行器。

附图说明

图1为本发明提供的可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架的尺寸标注示意图；

图2为本发明提供的可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架的立体示意图；

图3为本发明提供的可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架的俯视图；

图4为本发明提供的可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架的仰视图；

图5为本发明提供的可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架的正视图；

图6为本发明提供的可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架的侧视图；

图7为本发明提供的电机和上骨架的组装示意图；

图8为本发明提供的下骨架单元的示意图；

图9为本发明提供的柔性飞行器的示意图；

图10为本发明提供的微型无人飞行器骨架在步骤1时的组装示意图；

图11为本发明提供的微型无人飞行器骨架在步骤2时的组装示意图；

图12为本发明提供的微型无人飞行器骨架在步骤3时的组装示意图；

图13为本发明提供的微型无人飞行器骨架和柔性飞行器组装完成的顶部视角的立体示意图；

图14为本发明提供的微型无人飞行器骨架和柔性飞行器组装完成的底部视角的立体示意图；

图15为传统三角翼类飞行器的表面压力云图；

图16为传统三角翼类飞行器的空间截面压力云图；

图17为本发明提供的微型无人飞行器骨架的骨架弯矩内力图；

图18为本发明提供的微型无人飞行器骨架的骨架位移变形图。

其中：

1-上骨架；1.1-外轮廓上骨架；1.2-加强骨架；1.3-左电机支架；1.4-右电机支架；A1-纵向支架杆；A2-横向支架杆；

2.1-左电机；2.2-左电机座；2.3-右电机；2.4-右电机座；

3.1-左小碳管；3.2-右小碳管；

4.1-左翼梢小翼；4.2-右翼梢小翼；

5-第1下骨架；6-第2下骨架；7-第3下骨架；8-第4下骨架；

9-柔性飞行器；9.1-柔性飞行器本体；9.2-左腹鳍；9.3-右腹鳍；

B1-第一预留安装孔；B2-第二预留安装孔；B3-第三预留安装孔；B4-第四预留安装孔；

10A-第一连接件；10B-第二连接件。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，通过给微小型柔性固定翼飞行器加装轻质、刚度较高的碳骨架，既克服微型柔性固定翼飞行器变形严重的缺点，同时具有可快速拆卸组装的优点。本发明主要应用于采用双腹鳍大后掠三角翼布局的柔性材料微型飞行器。

首先定义本说明书使用的三维机体坐标系，定义飞行器机头端点为坐标原点，飞行器对称平面为XOZ平面，OX轴平行于飞行器的纵向中心线并指向机尾，OY轴垂直于XOZ平面并指向飞行器右侧，OZ轴位于对称平面指向下方，构成右手系。

本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，主要设计构思为：

微型无人飞行器骨架主要由两层碳纤维骨架组成，分别为上骨架1和下骨架单元，柔性飞行器9在两层骨架之间。其中，上骨架1的碳纤维骨架厚度较大，作为主承力部件；下骨架单元的碳纤维骨架较薄，基本不参与全机的传力，主要起一个固定支撑柔性飞行器9的作用。两层骨架通过小型轻质尼龙钉连接，尼龙钉与骨架之间是过盈配合。柔性飞行器9的两个腹鳍是由柔性材料构成，关于XOZ平面对称，为了防止飞行时腹鳍产生大变形，在微型无人飞行器骨架尾部，垂直于骨架增加一根小碳管，插入腹鳍的尾部，以增加腹鳍的刚度。

微型无人飞行器骨架的两侧翼尖安装可拆卸的翼梢小翼，翼梢小翼通过一个底部基座与微型无人飞行器骨架相连，微型无人飞行器骨架与底部基座还是通过小型轻质尼龙钉连接，尼龙钉与微型无人飞行器骨架、底座之间是过盈配合。

飞行器的动力系统由两差动电机构成，两差动电机安装在飞行器的尾部，关于XOZ平面对称。电机与电机底座固连，电机底座与微型无人飞行器骨架通过榫槽连接，实现过盈配合。

本发明使用轻质、刚度较好的碳板材料进行骨架制作，增大了柔性飞行器9的刚度，使柔性飞行器9变形减小，从而提高柔性飞行器9的飞行稳定性和品质，在一定程度上克服了气动弹性问题。

下面结合附图具体说明：

本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，参考图1-图6，包括上骨架1、左电机2.1、左电机座2.2、右电机2.3、右电机座2.4、左小碳管3.1、右小碳管3.2、左翼梢小翼4.1、右翼梢小翼4.2、第1下骨架5、第2下骨架6、第3下骨架7和第4下骨架8；

参考图9，柔性飞行器9为双腹鳍大后掠三角翼布局的柔性材料微型飞行器，包括柔性飞行器本体9.1以及位于柔性飞行器本体9.1背面的左腹鳍9.2和右腹鳍9.3；

上骨架1作为主承力部件，为左右对称结构，上骨架1在不同位置开设多个第一预留安装孔B1；参考图7，上骨架1包括外轮廓上骨架1.1，外轮廓上骨架1.1的内部具有多个加强骨架1.2，外轮廓上骨架1.1的尾部对称延伸出左电机支架1.3和右电机支架1.4；其中，左电机支架1.3和右电机支架1.4均为L形支架，包括纵向支架杆A1和从纵向支架杆A1的末端引出的横向支架杆A2；

左电机2.1与左电机座2.2固定连接后，将左电机座2.2通过榫槽连接方式，安装到左电机支架1.3的纵向支架杆A1的上面；

右电机2.3与右电机座2.4固定连接后，将右电机座2.4通过榫槽连接方式，安装到右电机支架1.4的纵向支架杆A1的上面；

参考图8，第1下骨架5、第2下骨架6、第3下骨架7和第4下骨架8形成的整体称为下骨架单元；下骨架单元不参与全机的传力，主要用于固定支撑柔性材料；下骨架单元的外轮廓形状，与上骨架1的外轮廓形状相同；下骨架单元在对应位置开设多个第二预留安装孔B2；

参考图11，将柔性飞行器9放置于上骨架1和下骨架单元之间；采用第一连接件10A，过盈配合穿过上骨架1的第一预留安装孔B1、柔性飞行器9的对应位置以及下骨架单元的第二预留安装孔B2，进而实现上骨架1、柔性飞行器9和下骨架单元的组装；

参考图12，上骨架1的左后部组装左翼梢小翼4.1，方式为：左翼梢小翼4.1具有左底部基座；左底部基座开设第三预留安装孔B3；采用第二连接件10B，过盈配合穿过左底部基座的第三预留安装孔B3、上骨架1在对应位置的第一预留安装孔B1、柔性飞行器9的对应位置以及下骨架单元在对应位置的第二预留安装孔B2，进而实现左翼梢小翼4.1与上骨架1左后部的可拆卸安装；

上骨架1的右后部组装右翼梢小翼4.2；右翼梢小翼4.2与上骨架1的组装方式，与左翼梢小翼4.1与上骨架1的组装方式相同；

上骨架1的左电机支架1.3的横向支架杆A2，开设第四预留安装孔B4，左小碳管3.1与上骨架1所在平面垂直设置；左小碳管3.1穿过第四预留安装孔B4和柔性飞行器9的对应位置后，插入柔性飞行器9的左腹鳍9.2的尾部，进而增加左腹鳍9.2的刚度，防止飞行时左腹鳍9.2产生大变形；

右小碳管3.2与左小碳管3.1对称安装，组装方式相同。

下面介绍一个具体实施例：

如附图1所示，此图为本发明的关键尺寸标注示意图。图中显示，为了适应飞行器本身，上骨架1的展向长度为242.25mm，后掠角为55°，上骨架1为1mm厚的一体碳纤维结构，以保证传力路线的完整，承受全机的载荷；

下骨架单元不承担传力，采用0.3mm厚的碳纤维结构，只用于固定支撑柔性材料。

骨架的左翼梢小翼4.1和右翼梢小翼4.2的上反角为60°；

对于动力系统来说，左电机支架1.3和右电机支架1.4的中心轴间距60mm，电机安装角为5.5°。

如附图2所示，此图为本发明的立体示意图，骨架所在坐标系和上下面的方向如图所示。上骨架1为1mm厚的一体碳纤维结构，以保证传力路线的完整，承受全机的载荷。因为柔性飞行器9双腹鳍的存在，所以下骨架单元被分为四部分，分别为第1下骨架5、第2下骨架6、第3下骨架7和第4下骨架8，如附图3所示。下骨架单元不承担传力，厚度为0.3mm，只起到将柔性飞行器9和上骨架连接在一起的作用。第一连接件10A采用短尼龙钉，其直径比骨架上的第一预留安装孔B1、第二预留安装孔B2直径稍大，插到上骨架和下骨架单元的预留安装孔内，可以实现过盈配合。

因为飞行器是柔性飞行器9，所以在飞行中，腹鳍变形严重，横航向稳定性会大幅度减低。为此，在腹鳍尾部插入细的碳纤维管，即：左小碳管3.1和右小碳管3.2，从而使腹鳍刚度变大，变形减小，横航向稳定性品质会保持的比较好。

如附图2所示，电机及电机底座固连在一起成为一体，从而方便电机固定安装在主骨架上，其中，电机底座为3D打印制作而成，可以根据电机的安装角设计一定的倾斜角，如附图6所示。电机线通过可插拔的接头与飞行器的控制模块连接。

如附图5所示，在骨架两侧加装两个翼梢小翼，即：左翼梢小翼4.1和右翼梢小翼4.2，以增加横航向稳定性。翼梢小翼的翼面与小翼的底座固连，从而方便小翼与骨架的连接，长尼龙钉的直径比小翼底座和骨架上的安装孔稍大，插入到预留安装孔中，可以实现过盈配合。其中，小翼底座也是由3D打印制作而成，也可以根据小翼的上反程度，设计一定的转折角。

如附图10-图12所示，为骨架的快速组装步骤示意图。步骤1，通过榫槽连接，将电机及电机座与上骨架连接，实现过盈配合；步骤2，将柔性飞行器放在上骨架和下骨架单元之间，采用短尼龙钉将三个部件连接起来，实现过盈配合；步骤3，采用长尼龙钉将两个翼梢小翼与主骨架相连，连接实现过盈配合，同时，将小碳管插入腹鳍中，以增加腹鳍的刚度。如图13和图14所示，为最后组装完成的示意图。因此，整个组装过程简单快速，可以满足战场上的快速响应要求。

如附图15和图16所示，图15为传统三角翼类飞行器的表面压力云图。图16为传统三角翼类飞行器的空间截面压力云图。从图15和图16可以看出，三角翼的两侧前缘会拖出两个前缘涡，导致靠近上表面翼尖处具有较大的负压和较大的气动力，翼尖气动力越大意味着飞行器承受的弯矩越大。这种气动力分布就是造成飞行器变形严重的根本原因。

将气动力分布插值到设计骨架上，进行结构力学分析，结果如图17和图18所示。其中，图17为骨架所承受的弯矩内力图，其中①和②为微型无人飞行器骨架的两个主梁，可以看出两个主梁承受了较大的弯矩，内力分布较为合理。图18为骨架的z向变形量示意图，可以看出两个主梁虽然承受较大弯矩，但是主承力结构的z向基本没有变形，两侧翼尖有所变形，但与不增加骨架的柔性材料机翼相比，本发明变形量较小，在可接受范围内。

由此可见，本发明通过骨架的增设，有效增大了整个飞行器的刚度，从而抑制了飞行器的大变形，能够克服大变形带来的不良效应。同时具有可快速拆卸组装的优点。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，其特征在于，包括上骨架(1)、左电机(2.1)、左电机座(2.2)、右电机(2.3)、右电机座(2.4)、左小碳管(3.1)、右小碳管(3.2)、左翼梢小翼(4.1)、右翼梢小翼(4.2)、第1下骨架(5)、第2下骨架(6)、第3下骨架(7)和第4下骨架(8)；

柔性飞行器(9)为双腹鳍大后掠三角翼布局的柔性材料微型飞行器，包括柔性飞行器本体(9.1)以及位于所述柔性飞行器本体(9.1)背面的左腹鳍(9.2)和右腹鳍(9.3)；

所述上骨架(1)作为主承力部件，为左右对称结构，所述上骨架(1)在不同位置开设多个第一预留安装孔(B1)；所述上骨架(1)包括外轮廓上骨架(1.1)，所述外轮廓上骨架(1.1)的内部具有多个加强骨架(1.2)，所述外轮廓上骨架(1.1)的尾部对称延伸出左电机支架(1.3)和右电机支架(1.4)；其中，所述左电机支架(1.3)和所述右电机支架(1.4)均为L形支架，包括纵向支架杆(A1)和从所述纵向支架杆(A1)的末端引出的横向支架杆(A2)；

所述左电机(2.1)与所述左电机座(2.2)固定连接后，将所述左电机座(2.2)通过榫槽连接方式，安装到所述左电机支架(1.3)的纵向支架杆(A1)的上面；

所述右电机(2.3)与所述右电机座(2.4)固定连接后，将所述右电机座(2.4)通过榫槽连接方式，安装到所述右电机支架(1.4)的纵向支架杆(A1)的上面；

所述第1下骨架(5)、所述第2下骨架(6)、所述第3下骨架(7)和所述第4下骨架(8)形成的整体称为下骨架单元；所述下骨架单元不参与全机的传力，主要用于固定支撑柔性材料；所述下骨架单元的外轮廓形状，与所述上骨架(1)的外轮廓形状相同；所述下骨架单元在对应位置开设多个第二预留安装孔(B2)；

将所述柔性飞行器(9)放置于所述上骨架(1)和所述下骨架单元之间；采用第一连接件(10A)，过盈配合穿过所述上骨架(1)的第一预留安装孔(B1)、所述柔性飞行器(9)的对应位置以及所述下骨架单元的第二预留安装孔(B2)，进而实现所述上骨架(1)、所述柔性飞行器(9)和所述下骨架单元的组装；

所述上骨架(1)的左后部组装所述左翼梢小翼(4.1)，方式为：所述左翼梢小翼(4.1)具有左底部基座；所述左底部基座开设第三预留安装孔(B3)；采用第二连接件(10B)，过盈配合穿过所述左底部基座的第三预留安装孔(B3)、所述上骨架(1)在对应位置的第一预留安装孔(B1)、所述柔性飞行器(9)的对应位置以及所述下骨架单元在对应位置的第二预留安装孔(B2)，进而实现所述左翼梢小翼(4.1)与所述上骨架(1)左后部的可拆卸安装；

所述上骨架(1)的右后部组装所述右翼梢小翼(4.2)；所述右翼梢小翼(4.2)与所述上骨架(1)的组装方式，与所述左翼梢小翼(4.1)与所述上骨架(1)的组装方式相同；

所述上骨架(1)的左电机支架(1.3)的横向支架杆(A2)，开设第四预留安装孔(B4)，左小碳管(3.1)与所述上骨架(1)所在平面垂直设置；所述左小碳管(3.1)穿过所述第四预留安装孔(B4)和所述柔性飞行器(9)的对应位置后，插入柔性飞行器(9)的左腹鳍(9.2)的尾部，进而增加左腹鳍(9.2)的刚度，防止飞行时左腹鳍(9.2)产生大变形；

所述右小碳管(3.2)与所述左小碳管(3.1)对称安装，组装方式相同。

2.根据权利要求1所述的一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，其特征在于，所述上骨架(1)的展向长度为242.25mm，后掠角为55°，所述左翼梢小翼(4.1)和所述右翼梢小翼(4.2)的上反角为60°；

所述左电机支架(1.3)和所述右电机支架(1.4)的中心轴间距60mm，电机安装角为5.5°。

3.根据权利要求1所述的一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，其特征在于，所述上骨架(1)为1mm厚的一体碳纤维结构，以保证传力路线的完整，承受全机的载荷；

所述下骨架单元不承担传力，采用0.3mm厚的碳纤维结构，只用于固定支撑柔性材料。

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