CN115912743B - 一种集成化无人飞行器电机、无人飞行器及控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种集成化无人飞行器电机、无人飞行器及控制系统，属于无人飞行器驱动装置技术领域，解决了集成化无人飞行器电机内部主承力结构和无人飞行器主承力结构失效、缺少状态风险监控、不利于飞行安全的技术问题。本发明的集成化无人飞行器电机包括电机组件和电机安装座,电机组件包括电机转子和电机定子，电机转子、电机定子和电机安装座依次连接；电机安装座由塑胶材料注塑成型，电机安装座上设置有应力应变传感装置。本发明的集成化无人飞行器电机实现了轻量化设计和安全连接，解决了无人飞行器主承力结构缺少状态风险监控的技术问题，提高了无人飞行器飞行安全性。

Description

一种集成化无人飞行器电机、无人飞行器及控制系统

技术领域

本发明涉及无人飞行器驱动装置技术领域，具体涉及一种集成化无人飞行器电机、无人飞行器及控制系统。

背景技术

目前，无人飞行器的应用范围越来越广泛，具体应用领域涉及能源勘测、电力巡检、公安消防，应急管理等领域。

无人飞行器通常都包括多个机臂组件和安装于机臂组件上的动力系统，动力系统功能决定了无人飞行器的飞行性能。

无人飞行器的动力系统包括螺旋桨(桨叶组件)、电机和控制系统。电机通常需要通过电机安装座将其固定在机臂组件上，以此来保证正常带动螺旋桨为无人飞行器提供飞行动力。

传统的无人飞行器电机存下如下缺点：

1、传统的电机安装座多采用铝合金材料，导致重量重，振动剧烈；传统的电机安装座结构复杂，导致加工难度大，制造成本高。

2、传统的电机没有考虑主承力结构件的健康监控，不利于无人飞行器的生命周期和健康周期的管理。

在无人飞行器电机研发过程中，需要从设计角度解决上述技术问题。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种集成化无人飞行器电机、无人机飞行器及控制系统，用以解决集成化无人飞行器电机内部主承力结构和无人飞行器主承力结构失效、缺少状态风险监控、不利于飞行安全的技术问题。

本发明通过如下技术方案实现：

一种集成化无人飞行器电机，包括电机组件和电机安装座，所述电机组件包括电机转子和电机定子，所述电机转子、电机定子和电机安装座依次连接；所述电机安装座由塑胶材料注塑成型，所述电机安装座上设置有应力应变传感装置。

进一步的，所述电机安装座包括安装座电机安装部和安装座机臂组件连接部；所述安装座机臂组件连接部设置在安装座电机安装部背离负载的一侧。

进一步的，所述安装座电机安装部为盘状结构，包括安装座电机安装孔、安装座散热部和安装座电机三相出线孔；所述安装座电机安装部上对称设置有多组所述安装座电机安装孔。

进一步的，所述安装座电机安装部上设置有第一应力应变传感装置和/或第二应力应变传感装置。

进一步的，所述安装座机臂组件连接部上设置有电机座机臂组件定位部和机臂组件安装部。

进一步的，所述电机座机臂组件定位部为圆柱体，所述圆柱体设置有贯通的安装座机臂组件连接部内孔，所述圆柱体外侧均布有多条电机座藏胶槽。

进一步的，所述电机转子包括依次连接的电机轴、电机头盖、防尘网、永磁体和磁轭。

进一步的，所述电机轴包括一体成型的T型头部和T型杆部。

进一步的，所述T型杆部靠近T型头部的部分滚花或厘士，所述T型杆部远离T型头部的部分设置为光轴，所述T型杆部的端部设置有电机轴螺纹孔。

进一步的，所述电机轴与电机头盖在所述T型杆部的滚花或厘士处胶连。

进一步的，所述集成化无人飞行器电机还包括定转子连接单元；所述定转子连接单元包括定转子连接螺丝，所述定转子连接单元连接所述电机转子和所述电机定子。

进一步的，所述电机定子包括绕组、定子铁芯、定子座、第一轴承和第二轴承。

进一步的，所述定子座上设置有轴承内定位面，所述轴承内定位面上设置有定子座内藏胶槽,所述定子座外圆柱面上设置有定子座外藏胶槽。

一种无人飞行器，包括所述的集成化无人飞行器电机，还包括机臂组件、机身和桨叶组件。

进一步的，所述的无人飞行器还包括控制系统，所述控制系统包括飞控单元和传感组件；所述传感组件包括机臂应力应变传感装置和所述应力应变传感装置

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

1、本发明的电机安装座采用非金属的塑胶材料，能够注塑一次成形，一是解决了传统采用的铝合金电机安装座材料成本高、机加工工艺复杂、制造成本和时间成本高的问题；二是解决了电机大重量了的问题，实现了电机轻量化,在相同负载载荷的情况，提高了无人飞行器的有效载荷，有利于提高无人飞行器的有效飞行时长；三是塑性材料具备减震性能，可有效增强无人飞行器零部件的抗疲劳性，有助于提高无人机的使用寿命，提高无人飞行器的安全性及可靠性。

2、本发明的电机安装座上集成设置有多个应力应变传感装置，通过飞控中心的数据传输、数据处理和电子指令传输，能够实现无人飞行器主承力结构件的生命周期管理，通过对无人飞行器主承力结构件健康监控，能有效提高无人飞行器的可靠性，能实现用尽原则基础上的飞行风险预防。

上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为本发明的集成化无人飞行器电机主视图；

图2为本发明的集成化无人飞行器电机整体结构爆炸图；

图3为图1中A-A向剖视图；

图4为本发明的电机转子三维结构示意图；

图5为本发明的电机头盖结构示意图；

图6为本发明的防尘网结构示意图；

图7为本发明的磁轭结构示意图；

图8为本发明的电机定子结构示意图；

图9为本发明的定子座结构示意图；

图10为本发明的电机安装座整体结构示意图一；

图11为本发明的电机安装座整体结构示意图二；

图12为本发明的电机安装座整体结构示意图三；

图13为本发明的电机安装座与机臂组件连接主视图；

图14为图11的左视图；

图15为包括本发明集成化无人飞行器电机的无人飞行器示意图；

图16为图15的局部结构示意图；

图17为集成化无人飞行器电机控制系统示意图；

图18为图17中的机械结构部分仰视图。

附图标记：

1.电机；11.电机转子；111.电机轴；112.电机头盖；1121.电机头盖本体；1122.永磁体定位齿；1123.永磁体定位槽；1124.防尘网锁固部；1125.防尘盖；1126.加强筋；1127.开放式散热部；1128.电机轴安装部；1129.负载安装部；113.防尘网；114.永磁体；115.磁轭；1151.磁轭外定位面；1152.磁轭内定位面；1153.磁轭藏胶槽；12.电机定子；121.绕组；122.定子铁芯；123.第一轴承；124.定子座；1241.轴承安装柱面；1242.轴承内定位面；1243.定子座内藏胶槽；1244.定子座外藏胶槽；1245.定子座安装部；125.第二轴承；13.电机安装座；13-1.第一应力应变片；13-2.第二应力应变片；131.安装座电机安装部；1311.安装座电机安装孔；1312.安装座散热部；1313.安装座电机三相出线孔；132.安装座机臂组件连接部；1321.电机座机臂组件定位部；1322.电机座藏胶槽；1323.机臂组件限位块；1324.机臂组件安装部；1325.机臂组件输出端限位面；14.定转子连接单元；141.定转子连接螺丝；142.定转子连接紧固垫片；143.定转子连接轴用卡环；144.定转子连接垫片；2.机臂组件；21.机臂组件定位卡槽；22.机臂组件安装卡槽；23.夹持抱箍；24.第三应力应变片；3.机身；31.机身本体；32.飞控板；33.金属屏蔽罩；34.驱动器功率模块；35.机身机臂组件安装部；36.机身软导线；37.滤波磁环；4.桨叶组件；100.飞控中心；200.控制终端。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

结合图1-图18，更具体地描述本发明的技术方案。

实施例1

一种集成化无人飞行器电机。

如图1所示，本发明的集成化无人飞行器电机包括电机组件和电机安装座13；电机组件包括电机转子11和电机定子12；电机转子11、电机定子12和电机安装座13依次连接；电机转子11和电机定子12之间通过定转子连接单元14连接同时胶连，电机安装座13通过紧固件连接电机定子12。

如图2和图4所示，电机转子11包括依次连接的电机轴111、电机头盖112、防尘网113、永磁体114和磁轭115。

如图3所示，电机轴111为包括T型头部和T型杆部。

电机轴111的T型头部限位在电机头盖112负载一侧的端面上，电机轴111的T型杆部插入电机头盖112和电机定子12的中心孔；电机轴111的T型杆部底端设置有安装用螺孔。优选的，电机轴111材料为不锈钢。

优选的，电机轴111的T型杆部的上部滚花或厘士，并以滚花或厘士部分穿过电机头盖112的电机轴安装部1128，电机轴的型杆部下部的光杆处与电机头盖112紧配合。

优选的，电机轴111的T型杆部的上部滚花或厘士处与电机轴安装部1128连接处胶连，并加热固化，能够防止电机轴松脱，保证连接紧固，有利于提高集成化无人飞行器电机使用的安全性。

传统的电机头盖112为封闭式设计，致使电机1的绕组121散热不良，使得复杂飞行环境下的无人飞行器的电机1过热，轻则影响电机1效率，重则导致无人飞行器安全性事故；另外，传统的电机头盖112还有设计离心风扇结构以降低绕组121温度，但是，风扇的设置不但增加了电机头盖121的复杂度，造成制造工艺复杂、加工成本提升，且由于增加了电机1的重量，从而影响了无人飞行器的有效载重。

如图5所示，具体的，电机头盖112设计为盘型、开放式结构，主体结构为电机头盖本体1121。电机头盖本体1121包括中间环部和外围环部以及中间环部与外围环部之间设置有加强筋1126。

具体的，电机头盖本体1121的中间环部设置有电机轴安装部1128；电机轴安装部1128具体为通孔，用于电机轴111通过。

在安装状态下，在电机轴安装部1128外围，于电机头盖本体1121中间环部的背离负载安装面一侧，同心集成设置有凸起的环台结构的防尘盖1125。防尘盖1125能够防止异物进入到轴承，避免轴承受损，从而提高集成化无人飞行器电机使用寿命。

电机头盖本体1121中间环部的外围圆周均布有多个防尘网锁固部1124。防尘网锁固部1124具体为多个均布在电机头盖112上的螺纹孔，用于通过紧固件将防尘网113固连在电机头盖112上。防尘网锁固部1124具体位于防尘盖1125的外围。

加强筋1126呈“山”字型设置。本实施例1优选的，有4组“山”字型结构的加强筋1126均布在中间环部和外围环部之间。“山”字型结构的加强筋1126能够有利于提高电机头盖强度，同时，相邻的加强筋1126之间形成镂空空间，形成多个开放式散热部1127，用于电机绕组散热。开放式散热部1127的设置，有利于提高绕组的散热，避免电机1炸机，影响集成化无人飞行器电机的使用寿命。具体的，在安装状态下，电机头盖本体1121的外围环部向背离负载安装面一侧均布设置有多个永磁体定位齿1122，多个永磁体定位齿1122形成环台，相邻永磁体定位齿1122之间形成永磁体定位槽1123。永磁体定位齿1122和永磁体定位槽1123用于插接永磁体114，有利于电机头盖112与永磁体114紧密连接且不发生周向位移。

如图6所示的防尘网113设置在电机头盖本体1121背离负载安装面上，防尘网113设置有中心孔，防尘网113的中心孔径不大于防尘网锁固部1124环台外径；防尘网113中心孔定位在防尘盖1125的环台外柱面；防尘网113中心孔周边圆周均布有多个防尘网安装孔。防尘网安装孔与防尘网锁固部1124对应设置，用于紧固件穿过并锁紧在防尘网锁固部1124的螺纹孔内。防尘网113的外径不大于永磁体定位齿1122形成环台的内圆，使得防尘网113容易安装定位在电机头盖本体1121内。

可选的，防尘网113一方面通过紧固件锁固在电机头盖112上，还可以以胶粘方式固定在电机头盖背离负载安装面处，还可以同时使用紧固件锁固与胶粘的方式。

优选的，本实施例1将防尘网113装配在电机头盖112时，首先，将胶水均匀涂覆在电机头盖112的内部加强筋1126处，然后，通过紧固件穿过防尘网安装孔锁紧在防尘网锁固部1124内，胶水固化后即可进行后续安装。以紧固件锁固与胶粘两种方式将防尘网113紧固连接在电机头盖112上，可确保防尘网113安装紧固、不脱离，同时不会因网状结构受飞行气动影响而变形。

可选的，电机头盖112内的防尘网113安装处可以是平面，也可以是L型安装面。

本实施例优选的，电机头盖112内的防尘网113安装处为平面。

如图6所示，防尘网113上在圆周和径向上均布有多个防尘孔。

优选的，防尘孔直径小于1.0mm，在防尘网113装配在电机头盖112时，首先使用胶水均匀涂覆在电机头盖112的内部加强筋处，固化后保障防尘网与电机头盖脱离。

优选的，本实施例1的防尘网113材料为钢材，以保障防尘网113的机械强度。

如图5所示，电机头盖本体1121的电机轴安装部1128外围圆周布设有多个负载安装部1129。负载安装部1129为通孔或螺孔结构。本实施例1优选的负载安装部1129为圆周均布在电机头盖本体1121的螺孔。

具体的，负载安装部1129均布或对称分布在电机轴安装部1128外围圆周，负载通过负载安装部1129紧固在电机头盖112上。

优选的，电机头盖112材料为塑胶或铝合金。

进一步优选的，本实施例1电机头盖112选用铝合金6061-T6，以增强电机头盖112的结构强度。

如图7所示，磁轭115为一端向内带有环台的环套结构，内部套接永磁体114。

如图7和图3所示，磁轭115轴向上的环台内端面为磁轭内定位面1152，用于定位内部套接的永磁体114的一个轴向端面；磁轭115上与环台相对的另一个端面为磁轭外定位面1151，用于定位在电机头盖本体1121的背离负载的轴向阶梯轴端面处。磁轭115套设在电机头盖112上，与电机头盖112过盈配合。

如图7所示，磁轭115内圆面具有磁轭藏胶槽1153。优选的，磁轭藏胶槽1153为螺纹状，用于胶粘连接永磁体114的外侧面，能有效预防永磁体114脱落。

本实施例1的磁轭15材料为钢材。

结合图2和图7所示，永磁体114为弧板结构。多个永磁体114均布在磁轭115内圆面处，并与磁轭115内圆面相切.

同时，永磁体114安装在电机头盖112内的永磁体定位槽1123内。永磁体114的两侧面与永磁体定位槽1123的两侧面通过胶粘连接；该设计能进一步有效预防永磁体114脱落。

如图3和图8所示，集成化无人飞行器电机的电机定子12包括绕组121、定子铁芯122、定子座124、第一轴承123和第二轴承125。绕组121缠绕在定子铁芯122上，定子铁芯122套设在定子座124上，定子铁芯122内圆面与定子座124外圆面胶连并固化；定子座124上设有轴承内腔，轴承内腔安装有第一轴承123和第二轴承125，第一轴承123外圆和第二轴承125外圆通过胶粘方式紧配合与定子座124连接。

如图9所示，定子座124中心孔中部设置有轴台，电机轴111通过定子座124轴台处的中心孔。

优选的，电机轴111的T型杆部的下部光杆处贯穿连接第一轴承123和第二轴承125的中心孔，连接配合选用H8/h7，以保证安装过程中电机轴111能以较小的间隙顺利穿过第一轴承123和第二轴承125的中心孔，且不产生配合误差。

定子座124中心孔中部轴台的2个端面为轴承内定位面1242，轴台两侧的内孔柱面为轴承安装柱面1241。第一轴承123和第二轴承125分设在定子座124中心孔内的轴台两侧，通过分别通过轴承内定位面1242进行轴承外圈的轴向限位，并通过轴承安装柱面1241进行径向限位。

其中，第一轴承123设置在接近负载的方向，第一轴承123的内圈由防尘盖1125端面限位。

其中，第二轴承125设置在远离负载的方向，第二轴承125的内圈由定转子连接单元14限位。

如图2和图3所示，定转子连接单元14包括依次设置的定转子连接螺丝141、定转子连接紧固垫片142、定转子连接轴用卡环143和定转子连接垫片144组成。定转子连接垫片144压合在第二轴承125的内圈上，定转子连接螺丝141依次穿过定转子连接紧固垫片142、定转子连接轴用卡环143和定转子连接垫片144，并螺接在电机轴111底端的螺孔内，从而通过限定第二轴承125内圈的轴向位置，将第二轴承125、定子座124、第一轴承123、电机头盖112和电机轴111紧固连接。定转子连接单元14的设置能够预防电机旋转时松脱致使电机转子飞出。其中定转子连接轴用卡环143能够二次保护电机转子11不松脱飞出。

优选的，定子座124还设置定子座内藏胶槽1243和定子座外藏胶槽1244。

如图9所示，定子座外藏胶槽1244设置在定子座124本体外圆柱侧面上，用于胶连定子铁芯122的内壁并固化，使得定子座124与定子铁芯122以及缠绕在定子铁芯122上的绕组121之间的位置相对稳定，从而保证电机定子12整体结构的稳定性。

如图9所示，定子座内藏胶槽1243设置在两侧的轴承安装柱面1241上，用于胶连第一轴承123和第二轴承125的外圈外侧壁；由于电机轴111的T型杆部上滚花或厘士，也能够容纳胶水，成为藏胶部，因此，电机轴111的T型杆部可以胶连第一轴承123和第二轴承125的内圈内侧壁。定子座124和电机轴111对第一轴承123和第二轴承125的胶连、固化并做预紧设计，能够进一步减少第一轴承123和第二轴承125的轴向有隙，降低集成化无人飞行器电机旋转产生的振动。

定子座124远离负载端设置有定子座安装部1245。

如图9所示，本实施例1的定子座安装部1245设置在定子座124本体上背离负载端处。定子座安装部1245为4个为对称或圆周均布设置的带有安装孔的轴台，轴台上设置有定子座安装孔，用于通过紧固件螺接电机安装座13。

优选的，定子座安装部1245的4个安装孔为定子座安装螺孔，两两对称设置。

本实施例1的集成化无人飞行器电机还包括电机安装座13。

传统的电机安装座结构复杂，当电机需要进行清洗维护或者发生故障需要维修更换时，须将电机安装座连同电机整体从机臂组件上拆下或者需要拆下电机安装座上连接的其它零部件才能卸下电机。拆装过程繁琐，不利于快速作业，维护成本高。

图10示出了本发明的电机安装座13结构。本发明的电机安装座13包括安装座电机安装部131和安装座机臂组件连接部132。安装座电机安装部131为圆盘状结构，安装座机臂组件连接部132设置在安装座电机安装部131的背离负载的一侧，二者一体成型。

优选的，电机安装座13选用塑胶材料，使用注塑一体成型技术制造。

进一步优选的，本实施例1的电机安装座13塑胶材料选择为玻纤和碳纤维复合集成塑胶。

相比于铝金属材料，塑胶材料的电机安装座13密度更低，能够保证在设计强度不变情况下，明显降低电机安装座13的重量，从而提高无人飞行器的有效载荷，实现轻量化设计。同时，电机安装座13采用注塑成型加工工艺，避免了采用机加工方式所导致的加工耗时、工艺复杂、成本高的缺陷，有利于提高加工效率。

如图11和图12所示，安装座电机安装部131盘状结构。安装座电机安装部131接近负载面为盘型内侧，呈凹型；安装座电机安装部131背离负载面为盘型外侧，呈凸型。安装座机臂组件连接部132一体成型在安装座电机安装部131凸型侧面。

具体的，安装座电机安装部131的盘状结构中心位置设置有多个安装座电机安装孔1311，用于紧固件通过其中，并螺接在与安装座电机安装孔1311位置对应的定子座安装螺孔中，将电机安装座13与电机定子12紧固连接。该连接结构能够使得电机安装座13拆、装便捷，便于电机组件的维修。

优选的，实施例1的安装座电机安装部1311设置4个安装座电机安装孔，4个安装座电机安装孔两两对称设置，以便以均衡连接力连接定子座124。

本发明的电机安装座13与定子座124之间通过对称设置的安装位进行紧固连接，且位于机臂组件2外侧，不仅连接力均衡，从而有利于无人飞行器整体结构稳定性，而且方便电机安装座13与电机定子12间的安装和拆卸，便于对电机1的维护。

具体的，安装座电机安装部131的盘状结构边沿处局部设置有安装座散热部1312，安装座散热部1312为周向均布的多个长条状、呈径向设置的安装座散热通孔，从而在集成化无人飞行器电机背离负载方向也能够对电机定子12进行有效散热。

优选的，电机安装座13上设置有2处安装座散热部1312，2处安装座散热部1312以安装座机臂组件连接部132的中分面为对称中心，径向对称设置。

进一步优选的，每一处的安装座散热部1312设置在90°的范围内，安装座散热通孔的数量在10-15个范围内。

安装座散热部1312上的安装座散热通孔上安装座防尘网。安装座防尘网为金属网或尼龙网

优选的，安装座防尘网为尼龙网。

本发明的电机安装座13与电机定子12之间、电机定子12与电机转子11之间，通过紧固件连接并进一步胶连，使得个零部件间无缝隙连接，取得了减振的技术效果，提高无人飞行器的安全性及可靠性。

本发明的电机1在绕组121的两侧均设置有散热结构，且散热结构处设置有防尘网，能在安全的前提下充分解决绕组121散热问题，保证了电机1工作的安全性，可防止无人飞行器炸机。

如图12所示，安装座电机安装部131的盘状结构底盘边沿处还设置有安装座电机三相出线孔1313，用于集成化无人飞行器电机内、外线缆的集束的通过。

具体的，安装座电机三相出线孔1313对称中心设置在2处安装座散热部1312的对称中分面上，并正对安装座机臂组件连接部132的出口端，使得从空心的套管结构的机臂组件2内部线缆与电机1连接路径最短。

优选的，安装座电机三相出线孔1313安装密封胶套，密封胶套包裹电机三相线线缆，可避免电机三相线破损引起电机1烧毁，从而提高无人飞行器的飞行安全性。

如图10和图11所示，安装座机臂组件连接部132设置在安装座电机安装部131的盘状结构背离负载一侧的中部，安装座机臂组件连接部132为凸台结构，安装座机臂组件连接部132凸台上设置有一面开放的半圆柱孔，半圆柱孔的孔底为机臂组件输出端限位面1325，半圆柱孔的轴线位于2处安装座散热部1312的中分面上。

机臂组件输出端限位面1325位于背离安装座电机三相出线孔1313的一侧。在机臂组件输出端限位面1325上向背离安装座电机三相出线孔1313的方向上设置有圆柱体，该圆柱体用于机臂组件2插接其外，定义该圆柱体为电机座机臂组件定位部1321。

电机座机臂组件定位部1321的圆柱体设置有安装座机臂组件连接部内孔，安装座机臂组件连接部内孔为贯通孔，以利于机臂组件2套管内的线缆连通如安装座电机三相出线孔1313。

如图11所示，机臂组件安装部1324与安装座机臂组件连接部132凸台上的半圆柱孔同轴，二者半径差大于套管结构的机臂组件2的壁厚，以便于机臂组件2能够插接在电机座机臂组件定位部1321的外侧面。

优选的，在机臂组件输出端限位面1325上设置有机臂组件限位块1323，机臂组件限位块1323向心连接在机臂组件安装部1324外侧。机臂组件2的机臂组件输出端的套管壁端面开有对应机臂组件限位块1323尺寸的轴向槽口，定义该槽口为机臂组件定位卡槽21。

机臂组件定位卡槽21的设置能限制机臂组件2相对于集成化无人飞行器电机的周向位置，在机臂组件输出端限位面1325能够限制机臂组件2相对于集成化无人飞行器电机的轴向位置。该设计能确保机臂组件2和集成化无人飞行器电机的位置关系，保证结构的稳定性，利于无人飞行器飞行性能最优化。

优选的，电机座机臂组件定位部1321外侧均布有多条电机座藏胶槽1322。

如图11所示，本实施例1优选的，电机座藏胶槽1322为周向均布的轴向槽。电机座藏胶槽1322用于胶连套接在电机座机臂组件定位部1321外侧的机臂组件2，防止电机1从机臂组件2上脱落。

为稳固连接电机1和机臂组件2，在安装座机臂组件连接部132的凸台结构上端面上，向外侧对称设置有机臂组件安装部1324。

如图10和图11所示，本实施例1的机臂组件安装部1324用于连接机臂组件2。

具体的，机臂组件安装部1324包括4个圆柱轴台，圆柱轴台上设置有电机座机臂组件安装孔。4个圆柱轴台两两对称，均设置在安装座机臂组件连接部132的凸台结构上，。

根据紧固件的不同，电机座机臂组件安装孔可以是过孔，也可以是螺孔。当机臂组件插接在电机座机臂组件定位部1321上后，需要通过卡带或抱箍之类的机械结构紧固在电机座机臂组件安装孔，以固连限位机臂组件2于电机安装座13上。

如图13所示，本实施例1设置有多个夹持抱箍23。夹持抱箍23为两端带有安装耳板的半环结构，夹持抱箍23卡固在机臂组件2上，两端带有过孔的安装耳板设置在一对机臂组件安装部1324的圆柱轴台，通过紧固件将机臂组件2固定连接在安装座机臂组件连接部132上，实现机臂组件2与电机1的连接。本实施例1优选设置有2个夹持抱箍23。

优选的，本实施例1通过胶粘和夹持抱箍23双重连接方式，将机臂组件2紧固连接在电机安装座13上，防止电机1从机臂组件2上脱落，确保无人飞行器的飞行安全。

本实施例1的机臂组件2与电机安装座13的连接方式，解决了传统的电机安装座与机臂组件用铆钉连接的复杂工艺，克服了铆接工艺不利于维修时的快速拆卸、影响维修速度的问题。

电机安装座13内还集成或安装有无人飞行器电机控制系统的应力应变传感装置，电机安装座13内至少设置有一处应力应变传感装置。应力应变传感装置采集数据应力应变数据，并发送给无人飞行器的飞控中心100，飞控中心100可以通过应力应变数据判断电机安装座13以及通过电机安装座13传递来的电机定子12和电机转子11的振动情况，据此对无人飞行器主承力结构件的健康状况进行监控和评估，提前预判无人飞行器电机的疲劳极限时刻，使得飞控中心100能控制无人飞行器于最佳时刻提前返航维修。应力应变传感装置的设置，能够实现无人飞行器健康管理，有效提高无人飞行器的飞行安全性并使得飞行时间最大化，有利于节约成本。

可选的，在电机安装座13的输出端限位面1325上设置第一应力应变传感装置13-1，或在安装座电机安装部131的面向负载的一侧的端面上设置第二应力应变传感装置13-2，以采集电机安装座13自身的应力应变以及电机转子11与电机定子12振动传递到电机安装座13引起的电机安装座13的应力应变，并将电机安装座13的应力应变数据传送给飞控中心100，由飞控中心100判定电机1的主承力结构的强度变化。

优选的，本实施例1同时安装第一应力应变传感装置13-1和第二应力应变传感装置13-2，以便于排出其中任何一个应力应变传感装置的失效，同时可以通过2个应力应变传感装置所采集的数据互校，验证应力应变传感装置所传输数据的真实有效性。

实施例2

一种带有集成化电机的无人飞行器。

本实施例2的带有集成化电机的无人飞行器所使用的电机为实施例1的集成化无人飞行器电机。

如图15和图16所示，本实施例2的无人飞行器包括电机1、机臂组件2、机身3和桨叶组件4。

本实施例2的机身3为正方体或长方体结构，机身3的4个顶点分别连接有1个机臂组件2，每个机臂组件2套接有1个电机1。

机臂组件2整体为套管结构，套管结构的一端为与机身3连接的机臂组件输入端，另一端为与电机1相连的机臂组件输出端。

机臂组件输出端通过夹持抱箍23由紧固件连接电机1，具体连接在机臂组件安装部1324上。

如图13所示，在机臂组件输出端端口设置有与可卡入机臂组件限位块1323机构对应的机臂组件定位卡槽21；在机臂组件输出端处的外壁面上设置有至少1个机臂组件安装卡槽22，用于限位夹持抱箍23，以便更更稳定地将电机1和机臂组件2固定连接。

优选的，长方体结构的机身3上4个机臂组件2的轴线所在平面平行于机身3长方体的主基准平面。

如图13、图14和图18所示，本实施例2优选的，电机1的电机安装座13相对于机身3长方体的主基准平面有安装斜角，斜角范围3°-8°，用以提高无人飞行器Yaw方向的力矩，以便于无人飞行器迅速改变飞行方向，提高灵活机动性。

进一步优选的，本实施例2电机安装座13相对于机身3长方体的主基准平面的安装斜角为5°。

传统的电机底部集成了驱动器，容易产生电磁干扰，影响各传感装置的数据采集的真实性以及飞控电子指令的传输，影响无人飞行器的飞行安全。

如图16所示，本实施例2的无人飞行器的机身3的主体结构为机身本体31，机身本体31为长方体结构，机身本体31设置有机身内腔，机身内腔布设有航电设备，航电设备中包括驱动器功率模块34。

机身本体31的长方体结构主基准平面上设置有飞控板32,飞控板32与航电设备集成设置。飞控板32的两侧对称设置有金属屏蔽罩33，航电设备的驱动器功率模块34(如MOS管)具体位于金属屏蔽罩33下的机身内腔中。金属屏蔽罩33能够保护驱动器功率模块34免受外界的电磁干扰，保证数据传输存真和电子指令顺利下达。

机身本体31的长方体结构的4个侧棱边处分别设置有1个机身机臂组件安装部35，机臂组件安装部35外侧端设置有与机臂组件2输入端结构匹配的安装口。机臂组件2的机臂组件输入端能够插入机臂组件安装部35的安装口，并通过紧固件连接。

滤波磁环37为圆管状结构，设置在机臂组件2的内腔中以及机身本体31的内腔中。

机身软导线36穿过机臂组件2的内腔，一端连接机身本体31的内腔中的驱动器功率模块34，另一端穿过安装座电机三相出线孔1313连接电机组件。

在机臂组件2的内腔和机身本体31的内腔中，机身软导线36缠绕在滤波磁环37的圆管外。

滤波磁环37的作用是增加抗干扰能力，解决无人飞行器内部大电流引起的信号电磁干扰以及无人飞行器在复杂电磁环境下数据传输和电子指令的下达收到干扰的问题，以避免飞行事故的发生。

本实施例3的每个电机组件1处连接有桨叶组件4。桨叶组件4上设置有桨叶组件紧固部，桨叶组件紧固部上设置有与负载安装部1129的螺孔对应的过孔结构。本实施例3的桨叶组件4通过紧固件固接在电机头盖112上。

由于电机安装座13相对于机身3长方体的主基准平面有5°的安装斜角，当桨叶旋转时，4个桨叶组件4能产生机身3基准平面的两个方向的水平分力，使得无人飞行器能够在机身3基准平面内快速调整飞行方向，做到无人飞行器飞行过程机动灵活。

实施例3

一种无人飞行器控制系统。

如图17所示，本实施例3的无人飞行器控制系统包括飞控单元和传感组件。其中，传感组件包括实施例1中的第一应力应变传感装置13-1和第二应力应变传感装置13-2。飞控单元包括无人飞行器内的飞控中心100和地面上设置的控制终端200。

本实施例3的飞控中心100设置在无人飞行器的机身3上，通过有线和/或无线的方式接收传感组件采集的数据，并将数据无线传输给地面的控制终端200，控制终端200通过接收到的数据进行监测和判断，控制终端200根据判断结果向无人飞行器的飞控中心100传输电子指令，飞控中心100执行电子指令以控制无人飞行器的飞行状态。

本实施例3的传感组件还包括温度传感器、速度传感器和机臂应力应变传感装置。温度传感器集成在绕组121处，速度传感器集成在电机轴111处，机臂应力应变传感装置设置在机臂组件2的内部和/或外部。

其中，温度传感器用于监测电机内环境的温度变化。

其中，转速传感器选用磁性编码器。

其中，机臂组件2上可设置1个或多个机臂应力应变传感装置。

具体的，机臂组件2上分散设置有多个机臂组件应力应变传感装置，用于采集机臂挥舞产生的振动数据(机臂挥舞产生的振动数据由桨叶组件4的桨叶旋转所引起),并提供给飞控单元来判断机臂组件2的主承力结构的当前强度以及机臂组件2是否会脱落。

可选的，多个机臂组件应力应变传感装置可设置在机臂组件输入端和/或机臂组件输出端和/或机臂组件中部的任何位置，设置位置可以是机臂组件2内腔壁面上和/或机臂组件2外侧壁面上，用以采集机臂组件2的应力应变数据。

优选的，本实施例2的机臂组件2上的应力应变传感装置设置在机臂组件2内腔壁面上，以减少外界环境可能造成应力应变传感装置采集到无效数据。

具体的，由于机臂组件2为长臂件，远离机身1的机臂组件输出端连接有电机1和桨叶组件4，且电机1还带动桨叶组件4旋转，使得机臂组件2的机臂组件输入端承受较大扭矩和振动载荷，机臂组件2易于在机臂组件输入端处断裂。

因此，优选的，将机臂应力应变传感装置设置在机臂组件输入端，以采集机臂组件2上的最大应力应变。

进一步优选的，机臂应力应变传感装置具体设置在机臂组件输入端与机身机臂组件安装部35连接处，并位于机臂组件2内腔壁面上。

以上，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。同时，凡搭载了本装置的设备，以扩大应用领域并产生复合的技术效果，都属于本方法发明保护的范围。

Claims (8)

1.一种集成化无人飞行器电机，其特征在于，包括电机组件和电机安装座（13），所述电机组件包括电机转子（11）和电机定子（12），所述电机转子（11）、电机定子（12）和电机安装座（13）依次连接；

所述电机安装座（13）由塑胶材料注塑成型，所述电机安装座（13）包括安装座电机安装部（131）和安装座机臂组件连接部（132），所述安装座机臂组件连接部（132）设置在所述安装座电机安装部（131）的背离负载一侧的中部，所述安装座机臂组件连接部（132）上设置有一面开放的半圆柱孔，所述半圆柱孔的孔底为机臂组件输出端限位面（1325）；所述安装座电机安装部（131）上设置有第一应力应变传感装置（13-1）和第二应力应变传感装置（13-2），所述第一应力应变传感装置（13-1）设置在所述机臂组件输出端限位面（1325）上，所述第二应力应变传感装置（13-2）设置在所述安装座电机安装部（131）的面向负载的一侧的端面上；所述第一应力应变传感装置（13-1）和所述第二应力应变传感装置（13-2）用于获取所述电机安装座（13）自身的应力应变以及电机转子（11）与电机定子（12）的振动传递到所述电机安装座（13）引起的所述电机安装座（13）的应力应变数据，进而协助实现集成化无人飞行器的健康管理。

2.根据权利要求1所述的集成化无人飞行器电机，其特征在于，所述安装座电机安装部（131）为盘状结构，包括安装座电机安装孔（1311）、安装座散热部（1312）和安装座电机三相出线孔（1313）；所述电机安装部（131）上对称设置有多组安装座电机安装孔（1311）。

3.根据权利要求1所述的集成化无人飞行器电机，其特征在于，所述安装座机臂组件连接部（132）上设置有电机座机臂组件定位部（1321）、机臂组件安装部（1324）。

4.根据权利要求3所述的集成化无人飞行器电机，其特征在于，所述电机座机臂组件定位部（1321）为圆柱体，所述电机座机臂组件定位部（1321）的圆柱体设置有贯通的安装座机臂组件连接部内孔，所述电机座机臂组件定位部（1321）的圆柱体外侧均布有多条电机座藏胶槽（1322）。

5.根据权利要求1-4任一项所述的集成化无人飞行器电机，其特征在于，所述电机转子（11）包括依次连接的电机轴（111）、电机头盖（112）、防尘网（113）、永磁体（114）和磁轭（115）。

6.根据权利要求5所述的集成化无人飞行器电机，其特征在于，所述电机轴（111）包括一体成型的T型头部和T型杆部；所述T型杆部的端部设置有电机轴螺纹孔。

7.一种无人飞行器，其特征在于，包括据权利要求1-6任一项所述的集成化无人飞行器电机，还包括机臂组件（2）、机身（3）和桨叶组件（4）。

8.根据权利要求7所述的无人飞行器，其特征在于，还包括控制系统，所述控制系统包括飞控单元和传感组件；所述传感组件包括机臂应力应变传感装置、所述第一应力应变传感装置和所述第二应力应变传感装置。