CN117302580A - 一种载重式无人机结构 - Google Patents

Abstract

本申请涉及无人机技术领域，尤其是涉及一种载重式无人机结构，包括第一机壳，所述第一机壳的一侧安装有第二机壳，所述第一机壳的形状大小与第二机壳的形状大小相一致，所述第二机壳背离第一机壳的一侧设有载重件，所述第一机壳与第二机壳之间形成空腔，所述第一机壳的周侧设置有连接碳管，所述连接碳管的外侧设置有旋翼管，所述旋翼管的外侧设有用于连接连接碳管与旋翼管的外连接件，所述旋翼管上设有旋翼组件。

Description

一种载重式无人机结构

技术领域

本申请涉及无人机技术领域，尤其是涉及一种载重式无人机结构。

背景技术

无人驾驶飞机简称“无人机”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。无人机按应用领域可分为军用与民用。军用方面，无人机分为侦察机和靶机。民用无人机在航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输、灾难救援、观察野生动物、监控传染病、测绘、新闻报道、电力巡检、救灾、影视拍摄等领域应用广泛。

无人机在飞行时，无人机上的动力部分与旋翼会产生旋转力矩传递到机体上，当无人机应用在运输方面时，通常需要在无人机的机体底部加装载重的结构，使得无人机的重心位置发生变化，导致飞行时产生额外的扭力，而目前大多无人机的机身由多个零部件相互连接组成，且结构复杂，受到扭力时容易导致将扭力分散传递到各个零部件上，使得各个零部件连接位置松动不稳定，抗扭性能差，影响使用。

发明内容

为了提高无人机的抗扭性能，本申请提供一种载重式无人机结构。

本申请提供的一种载重式无人机结构，采用如下的技术方案：

一种载重式无人机结构，包括第一机壳，所述第一机壳的一侧安装有第二机壳，所述第一机壳的形状大小与第二机壳的形状大小相一致，所述第二机壳背离第一机壳的一侧设有载重件，所述第一机壳与第二机壳之间形成空腔，所述第一机壳的周侧设置有连接碳管，所述连接碳管的外侧设置有旋翼管，所述旋翼管的外侧设有用于连接连接碳管与旋翼管的外连接件，所述旋翼管上设有旋翼组件。

通过采用上述技术方案，使得无人机的机体部分可由形状相同的第一机壳与第二机壳组合形成，使得第一机壳与第二机壳相互对称，降低无人机的结构复杂性，结构简单牢固，使无人机的抗扭性能提高，减少飞行受力时发生松动的情况。

可选的，所述第一机壳的周侧一体式设置有第一延伸壳，所述连接碳管设置在第一延伸壳远离第一机壳的一端，所述第二机壳的周侧一体式设有第二延伸壳，所述第二延伸壳与第一延伸壳相插接，所述第二延伸壳与连接碳管相连接。

通过采用上述技术方案，第二延伸壳可与第一延伸壳形成传递扭力的结构，旋翼组件通过连接碳管将扭力传递到第二延伸壳可与第一延伸壳上，再传递到第一机壳与第二机壳上，可减少扭力对第一机壳与第二机壳的干扰，减少第一机壳与第二机壳形成的机体产生大扭矩和振动的情况，提高抗扭性能。

可选的，所述第一延伸壳的形状大小与第二延伸壳的形状大小相一致。

通过采用上述技术方案，可使第一延伸壳与第二延伸壳相互对称，传递扭力时第一延伸壳与第二延伸壳受力均匀，使结构保持稳定。

可选的，所述第二机壳的内侧连接有延伸直架与安装架，所述延伸直架的端部抵接在第一机壳的内壁与第二机壳的内壁，所述安装架与延伸直架相卡接，所述安装架的端部抵接在第一延伸壳的内壁与第二延伸壳的内壁。

通过采用上述技术方案，延伸直架与安装架可在第一机壳与第二机壳内形成稳定的抗扭结构，抵消旋翼组件传递的扭力，提高第一机壳与第二机壳的稳定性。

可选的，所述延伸直架的侧壁与第二机壳的内壁存在间隙，所述安装架的侧壁与第二机壳的内壁存在间隙。

通过采用上述技术方案，间隙可使延伸直架与第二机壳之间具有碰撞或弯折缓冲空间，同时使安装架与第二机壳之间具有碰撞或弯折缓冲空间，减少第二机壳出现损坏的情况。

可选的，所述延伸直架的侧壁插接有延伸支撑架，所述安装架与延伸支撑架相卡接，所述延伸支撑架插入连接碳管内，所述延伸支撑架与连接碳管的内侧相抵接，所述延伸支撑架位于第一延伸壳与第二延伸壳之间。

通过采用上述技术方案，

可选的，所述第二机壳背离第一机壳的一侧设有起落架，所述起落架的端部设有外倾部。

通过采用上述技术方案，在无人机需要着陆时，起落架可先与着陆面接触，提高无人机的着陆稳定性。

可选的，所述旋翼组件包括旋翼支架、转动电机与螺旋桨，所述旋翼支架与旋翼管相连接，所述转动电机设置在旋翼支架的端部，所述螺旋桨安装在转动电机的驱动端。

通过采用上述技术方案，需要起飞时，令转动电机驱使螺旋桨旋转，使无人机整体产生向上的升力，从而进行起飞。

可选的，所述旋翼支架呈分叉状，所述旋翼支架的端部设置有环架管，所述环架管的两端分别连接在旋翼支架分叉的端部，相邻所述旋翼支架之间设置有环架臂，所述环架臂的端部与旋翼支架的端部相连接，所述环架管与环架臂形成环状框架。

通过采用上述技术方案，环架管与环架臂形成的框架可作为无人机的机体外部抗扭框架，对旋翼支架形成稳定的支撑，转动电机与旋翼产生的一部分扭力传递到第一机壳与第二机壳，另一部分传递到环状框架上，从而提高无人机整体结构的抗扭性能。

可选的，所述环架臂的端部设置有内埋件，所述旋翼支架的端部设有连接部，所述环架臂的端部设置有用于连接内埋件与连接部的锁定件。

通过采用上述技术方案，锁定件可将内埋件与连接部相互连接，提高环状框架的稳定性。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

1.使得无人机的机体部分可由形状相同的第一机壳与第二机壳组合形成，使得第一机壳与第二机壳相互对称，降低无人机的结构复杂性，结构简单牢固，使无人机的抗扭性能提高，减少飞行受力时发生松动的情况；

2.第二延伸壳可与第一延伸壳形成传递扭力的结构，旋翼组件通过连接碳管将扭力传递到第二延伸壳可与第一延伸壳上，再传递到第一机壳与第二机壳上，可减少扭力对第一机壳与第二机壳的干扰，减少第一机壳与第二机壳形成的机体产生大扭矩和振动的情况，提高抗扭性能；

3.第一延伸壳与第二延伸壳相互对称，传递扭力时第一延伸壳与第二延伸壳受力均匀，使结构保持稳定。

附图说明

图1是本申请实施例中的整体结构示意图。

图2是本申请实施例中第一机壳与第二机壳的结构拆解图。

图3是本申请实施例中连接碳管的局部剖视图。

图4是本申请实施例中延伸直架与第二机壳的结构拆解图。

图5是本申请实施例中延伸直架与安装架的结构拆解图。

图6是本申请实施例中环架臂与安装座的结构拆解图。

附图标记说明：

1、第一机壳；11、第一延伸壳；2、第二机壳；21、第二延伸壳；22、条形插板；23、延伸插片；3、连接碳管；31、内连接件；32、外连接件；33、条形插口；4、旋翼管；5、延伸直架；51、第一卡接口；52、安装架；521、第二卡接口；522、第四卡接口；53、连接螺栓；54、角码；55、延伸支撑架；56、第三卡接口；6、电池包；61、起落架；62、外倾部；63、固定架；64、载重箱；7、旋翼支架；71、转动电机；72、螺旋桨；73、安装座；731、连接部；74、环架管；75、环架臂；76、内埋件；77、锁定件。

具体实施方式

以下结合附图1-6对本申请作进一步详细说明。

本申请实施例公开一种载重式无人机结构。

参照图1与图2，一种载重式无人机结构，包括第一机壳1，第一机壳1呈椭圆壳状，第一机壳1的一侧安装有第二机壳2，第一机壳1背离第二机壳2的一侧通过设置螺栓与第二机壳2相互固定，第二机壳2呈椭圆壳状，第一机壳1的形状大小与第二机壳2的形状大小相一致，第一机壳1背离第二机壳2的一侧为呈平面状，第一机壳1上相邻的侧壁之间均通过曲面过渡，第二机壳2背离第一机壳1的一侧呈平面状，第二机壳2上相邻的侧壁之间均通过曲面过渡，第二机壳2背离第一机壳1的一侧设有载重件，第一机壳1与第二机壳2之间形成空腔，空腔内设置有电子元件，电子元件安装在第二机壳2的内壁，第一机壳1的周侧设置有连接碳管3，连接碳管3为碳纤维管，参照图2与图3，连接碳管3的内侧设置有内连接件31，内连接件31呈环状，内连接件31由铝合金制成，内连接件31的外壁与连接碳管3的内壁胶接固定，连接碳管3的外侧套设有旋翼管4，连接碳管3远离第一机壳1的一端插入旋翼管4内，旋翼管4的外侧壁设有用于连接连接碳管3与旋翼管4的外连接件32，外连接件32为螺栓，外连接件32的螺纹部分穿过旋翼管4与连接碳管3，内连接件31的外壁开设有螺纹孔，外连接件32与内连接件31的外壁螺纹连接，参照图1与图2，旋翼管4上设有旋翼组件，旋翼组件可带动第一机壳1、第二机壳2、连接碳管3与旋翼管4飞行。

无人机的机体部分由形状相一致的第一机壳1与第二机壳2两部分组成，可降低结构复杂性，受力时不易松动，旋翼组件上转速不对称时产生的扭力通过连接碳管3与旋翼管4传递到第一机壳1与第二机壳2上，由于第一机壳1与第二机壳2结构相一致，可使第一机壳1与第二机壳2对受到的扭力均匀分摊，且传递的扭力集中到第一机壳1与第二机壳2上，降低无人机的受力复杂度，提高无人机的整体稳定性，因此第一机壳1与第二机壳2组合形成无人机的中心机体部分后，可提高无人机的抗扭性能，且形状相一致的第一机壳1与第二机壳2可一模成型，成型后可直接拼接安装，降低生产成本，且第一机壳1通过连接碳管3与旋翼管4连接旋翼组件，可进一步降低结构复杂性与受力复杂度，连接碳管3与旋翼管4均为管状结构，且连接碳管3与内连接件31均具备高强度与质量轻的特点，可进一步降低无人机整体的重量，降低生产成本，第一机壳1与第二机壳2的椭圆形结构可在飞行过程中减少受到的空气阻力，提高飞行顺畅性。

参照图1与图2，第一机壳1的周侧一体式设置有第一延伸壳11，第一延伸壳11沿直线方向延伸，第一延伸壳11的设置数量为四个，四个第一延伸壳11呈“X”状分布在第一机壳1的外周侧，第一延伸壳11与第一机壳1连接处的厚度大于第一机壳1的厚度，连接碳管3设置在第一延伸壳11远离第一机壳1的一端，第二机壳2的周侧一体式设有第二延伸壳21，第二延伸壳21沿直线方向延伸，第二延伸壳21的设置数量为四个，四个第二延伸壳21呈“X”状分布在第二机壳2的外周侧，第二延伸壳21与第二机壳2连接处的厚度大于第二机壳2的厚度，第二延伸壳21与第一延伸壳11相插接，第二延伸壳21靠近第一延伸壳11的一侧设有条形插板22，条形插板22固定在第二延伸壳21的内壁，条形插板22插入第一延伸壳11内，条形插板22的侧壁与第一延伸壳11的内壁相抵接，第二延伸壳21与第一延伸壳11形成具有管状空腔的直管，第二延伸壳21与第一延伸壳11形成直管的管状空腔连通到第一机壳1与第二机壳2所形成的空腔，第二延伸壳21远离第二机壳2的一端与连接碳管3相插接，连接碳管3远离旋翼管4的一端插入第二延伸壳21与第一延伸壳11形成的直管内，连接碳管3远离旋翼管4的一端开设有条形插口33，条形插板22插入条形插口33内，连接碳管3与第一延伸壳11的内壁胶接固定，第二延伸壳21的内壁与连接碳管3胶接固定。

第一机壳1与第一延伸壳11一体式设置，第二机壳2与第二延伸壳21一体式设置，减少机体部分额外的连接部731件，可一模成型，减少结构复杂度，由于第一延伸壳11与第二延伸壳21均呈“X”状分布在第一机壳1与第二机壳2的外周侧，使得第一机壳1与第二机壳2共同形成承受扭力的部分，旋翼组件上产生的扭矩通过连接碳管3、第一延伸壳11与第二延伸管传递到第一机壳1与第二延伸壳21上，形成集中受力，降低无人机整体的受力复杂性，第一延伸壳11与第一机壳1连接处的厚度大于第一机壳1的厚度、且第二延伸壳21与第二机壳2连接处的厚度大于第二机壳2的厚度可增加第一机壳1与第二机壳2扭力承受度，从而提高无人机飞行时的稳定性。

第一延伸壳11的形状大小与第二延伸壳21的形状大小相一致，第一机壳1与第二机壳2呈对称设置，第一机壳1与第二机壳2呈上下排列设置，第二机壳2的内壁连接有延伸插片23，延伸插片23插入第一机壳1内，第一延伸壳11与第二延伸壳21呈对称设置，可使得第一机壳1与第二机壳2形成的壳体的抗扭特性增加。

参照图2与图4，第二机壳2的内侧连接有延伸直架5与安装架52，延伸直架5与安装架52的侧壁均设置有连接螺栓53与角码54，延伸直架5与安装架52均通过连接螺栓53与角码54连接在第二机壳2远离第一机壳1的一侧内壁，延伸直架5与安装架52均呈直板状，延伸直架5的板面与安装架52的板面均垂直于第一机壳1背离第二机壳2的一侧，延伸直架5的数量为两个，安装架52的数量为两个，延伸直架5呈对称设置，延伸直架5与第二机壳2弧度最小的圆弧侧相靠近，安装架52呈对称设置，安装架52与第二机壳2弧度最大的圆弧侧相靠近，延伸直架5的延伸方向与安装架52的延伸方向相互垂直，延伸直架5与安装架52围设成矩形框架，电子元件位于矩形框架内，延伸直架5的两端均抵接在第一机壳1的内壁与第二机壳2的内壁，延伸直架5的两端抵接在第一机壳1内壁与第一延伸壳11内壁的连接处，延伸直架5的两端抵接在第二机壳2内壁与第二延伸壳21内壁的连接处，安装架52与延伸直架5相卡接，参照图4与图5，延伸直架5靠近第一机壳1的一侧开设有用于供安装架52插入的第一卡接口51，安装架52靠近第二机壳2的一侧开设有用于供延伸直架5插入的第二卡接口521，安装架52的两端均抵接在第一延伸壳11的内壁与第二延伸壳21的内壁。

延伸直架5与安装架52形成的框架可在第一机壳1与第二机壳2内形成抗扭闭环结构，抵消旋翼组件传递的扭力，同时充分利用第一机壳1与第二机壳2之间的空间，对第一机壳1与第二机壳2组成的机体起到支撑作用，使第一机壳1与第二机壳2不易出现变形或解体，提高稳定性，延伸直架5抵接在厚度增加的各个连接处进一步提高延伸直架5与安装架52形成框架的整体牢固性，第一延伸壳11与第二延伸壳21向第一机壳1与第二机壳2传递的扭力在延伸直架5与安装架52的共同支撑下可得到有效的抵消。

参照图2与图4，延伸直架5背离第一机壳1的一侧与第二机壳2的内壁存在间隙，延伸直架5背离第二机壳2的一侧与第一机壳1远离第二机壳2的一侧内壁相抵接，安装架52背离第一机壳1的一侧与第二机壳2的内壁存在间隙，安装架52背离第二机壳2的一侧与第一机壳1远离第二机壳2的一侧内壁相抵接。

延伸直架5与安装架52抵接在第一机壳1的内壁可对第一机壳1进行自内向外、自下向上的稳定支撑，使第一机壳1不易向下凹陷变形，延伸直架5与第二机壳2的内壁存在间隙可减少延伸直架5与第二机壳2内壁的硬性接触，使延伸直架5与第二机壳2之间具有碰撞或弯折缓冲空间，减少在扭力或振动作用下延伸直架5与第二机壳2受到的影响，对第二机壳2进行保护，安装架52与第二机壳2的内壁存在的间隙同理。

参照图2与图4，延伸直架5的侧壁插接有延伸支撑架55，延伸支撑架55的插接方向分别倾斜于延伸直架5的延伸方向以及安装架52的延伸方向，延伸支撑架55的设置数量为四个，延伸支撑架55呈直板状，延伸支撑架55的板面与第一机壳1背离第二机壳2的一侧相垂直，延伸支撑架55的延伸方向与第一延伸壳11的延伸方向相一致，四个延伸支撑架55呈“X”状分布，安装架52与延伸支撑架55相卡接，参照图4与图5，延伸支撑架55靠近第一机壳1的一侧开设有用于供安装架52插入的第三卡接口56，安装架52靠近第二机壳2的一侧开设有用于供延伸支撑架55插入的第四卡接口522，延伸支撑架55远离延伸直架5的一端插入连接碳管3内，延伸支撑架55与连接碳管3的内侧相抵接，延伸支撑架55位于第一延伸壳11与第二延伸壳21之间，延伸支撑架55与第一延伸壳11的内壁之间存在间隙，延伸支撑架55与第二延伸壳21的内壁之间存在间隙。

延伸支撑架55可使第一机壳1、第二机壳2、第一延伸壳11与第二延伸壳21形成受力集中的整体机壳，旋翼组件产生的扭力通过旋翼管4与连接碳管3传递到第一延伸壳11与第二延伸壳21后，延伸支撑架55可将一部分扭力传递到延伸直架5的侧壁以进行抵消，同时延伸支撑架55可对第一延伸壳11与第二延伸壳21提供支撑，使无人机的整体结构稳定，具有良好的抗扭性。

延伸直架5、安装架52与延伸支撑架55共同形成三角形框架，延伸直架5、安装架52与延伸支撑架55之间形成三角形柱状空隙。

使延伸直架5、安装架52与延伸支撑架55在第一机壳1与第二机壳2的内部形成稳定且难以被破坏的三角形骨架结构，使机体的抗扭性能得到提升。

延伸直架5的侧壁、安装架52的侧壁与延伸支撑架55的侧壁均开设有通孔，在提高抗扭性能的同时对无人机整体起到减重的作用。

参照图1与图2，第二机壳2背离第一机壳1的一侧设置有能源组件，能源组件包括电池包6与安装在电池包6内部的电池模组，电池包6靠近第二机壳2的一侧与第二机壳2背离第一机壳1的一侧相抵接，电池包6呈矩形块状，电池模组与旋翼组件电连接，载重件可拆卸式安装在电池包6远离第二机壳2的一侧，连接螺栓53远离角码54的一端与电池包6靠近第二机壳2的一侧螺纹连接。

电池包6与电池模组可代替多块电池组在进行串联或并联后再使用的情况，简化结构，更换时将电池包6与电池模组整体进行拆装更换即可，提高拆装便捷性，飞行时延伸直架5与安装架52抵抗扭力的同时，可通过连接螺栓53与角码54将拉力传递到电池包6上，使无人机的受力与传力集中，维持无人机的整体稳定性。

第二机壳2背离第一机壳1的一侧设有起落架61，起落架61安装在电池包6远离第二机壳2的一侧，起落架61远离电池包6的一端设有向靠近第二机壳2方向倾斜的外倾部62，外倾部62的倾斜角度为9°。

起落架61与外倾部62可提高无人机的着陆稳定性，外倾部62可减少无人机在着陆时受到的冲击力。

参照图1与图5，载重件为固定架63与载重箱64，固定架63安装在电池包6远离第二机壳2的一侧，载重箱64安装在固定架63远离电池包6的一侧，需要搭载货物时，可将货物放入载重箱64内，进行运输。

参照图1与图2，旋翼组件包括旋翼支架7、转动电机71与螺旋桨72，旋翼支架7与旋翼管4远离连接碳管3的一端固定连接，转动电机71设置在旋翼支架7的端部，螺旋桨72安装在转动电机71的驱动端，转动电机71可驱使螺旋桨72旋转，螺旋桨72的旋转轴线与第一机壳1背离第二机壳2的一侧相垂直。

需要起飞时，令转动电机71驱使螺旋桨72旋转，使无人机整体产生向上的升力，从而进行起飞，通过调整各个螺旋桨72的转速，来实现上升、下降、前进、后退、转向等动作，各个螺旋桨72的转速不对称时，所产生的反扭矩通过旋翼支架7、旋翼臂与连接碳管3向第一机壳1、第二机壳2、第一延伸壳11、第二延伸壳21、延伸直架5、安装架52与延伸支撑架55传递。

旋翼支架7的设置数量为四个，旋翼支架7呈V型分叉状，旋翼支架7与旋翼臂形成Y型架状结构，同一个旋翼支架7上配备三个转动电机71，旋翼支架7的分叉点与远离分叉点的两个端部均设有安装座73，转动电机71安装在安装座73上，旋翼支架7远离分叉点的一端设置有环架管74，环架管74呈弧型管状，环架管74的数量为四个，环架管74的两端分别连接在旋翼支架7远离分叉点的两个安装座73上，相邻旋翼支架7之间设置有环架臂75，环架臂75呈弧形管状，环架臂75的数量为四个，环架臂75沿第一机壳1的中点呈圆周分布，环架臂75的两端分别与相邻两个安装座73背离环架管74的一侧相连接，环架管74与环架臂75以及安装座73形成圆环状框架。

环架管74、环架臂75与安装座73可形成具备抗扭性能的闭环外框架结构，转动电机71运作时产生的反扭矩通过旋翼支架7、环架管74与环架臂75传递到圆环状框架上，使圆环状框架整体受力，从而通过闭环框架结构将扭力互相抵消，提高结构的稳定性。

参照图1与图6，环架臂75的两端插接有内埋件76，内埋件76与环架臂75相胶接，内埋件76远离环架臂75的一端呈半圆柱块状，安装座73背离环架管74的一侧设有连接部731，连接部731呈半圆柱块状，连接部731的形状大小均与内埋件76远离环架臂75一端的形状大小相适配，内埋件76与连接部731共同形成弧型圆柱体，环架臂75的端部设置有用于连接内埋件76与连接部731的锁定件77，锁定件77为螺栓，锁定件77的螺纹部分穿过内埋件76，锁定件77的螺纹部分与连接部731螺纹连接。

可通过拆出锁定件77，从而可将环架臂75拆下，再将外连接件32拆出，从而将旋翼管4与旋翼支架7拆出，在搬运时可减少占用空间，便于搬运。

本申请实施例一种载重式无人机结构的实施原理为：无人机的机体部分可由形状相同的第一机壳1与第二机壳2组合形成，使得第一机壳1与第二机壳2相互对称，降低无人机的结构复杂性，结构简单牢固，使无人机的抗扭性能提高。

以上均为本申请的较佳实施例，本实施例仅是对本申请作出的解释，并非依次限制本申请的保护范围，故：凡依本申请的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种载重式无人机结构，其特征在于，包括第一机壳（1），所述第一机壳（1）的一侧安装有第二机壳（2），所述第一机壳（1）的形状大小与第二机壳（2）的形状大小相一致，所述第二机壳（2）背离第一机壳（1）的一侧设有载重件，所述第一机壳（1）与第二机壳（2）之间形成空腔，所述第一机壳（1）的周侧设置有连接碳管（3），所述连接碳管（3）的外侧设置有旋翼管（4），所述旋翼管（4）的外侧设有用于连接连接碳管（3）与旋翼管（4）的外连接件（32），所述旋翼管（4）上设有旋翼组件。

2.根据权利要求1所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述第一机壳（1）的周侧一体式设置有第一延伸壳（11），所述连接碳管（3）设置在第一延伸壳（11）远离第一机壳（1）的一端，所述第二机壳（2）的周侧一体式设有第二延伸壳（21），所述第二延伸壳（21）与第一延伸壳（11）相插接，所述第二延伸壳（21）与连接碳管（3）相连接。

3.根据权利要求2所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述第一延伸壳（11）的形状大小与第二延伸壳（21）的形状大小相一致。

4.根据权利要求2所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述第二机壳（2）的内侧连接有延伸直架（5）与安装架（52），所述延伸直架（5）的端部抵接在第一机壳（1）的内壁与第二机壳（2）的内壁，所述安装架（52）与延伸直架（5）相卡接，所述安装架（52）的端部抵接在第一延伸壳（11）的内壁与第二延伸壳（21）的内壁。

5.根据权利要求4所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述延伸直架（5）的侧壁与第二机壳（2）的内壁存在间隙，所述安装架（52）的侧壁与第二机壳（2）的内壁存在间隙。

6.根据权利要求4所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述延伸直架（5）的侧壁插接有延伸支撑架（55），所述安装架（52）与延伸支撑架（55）相卡接，所述延伸支撑架（55）插入连接碳管（3）内，所述延伸支撑架（55）与连接碳管（3）的内侧相抵接，所述延伸支撑架（55）位于第一延伸壳（11）与第二延伸壳（21）之间。

7.根据权利要求1所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述第二机壳（2）背离第一机壳（1）的一侧设有起落架（61），所述起落架（61）的端部设有外倾部（62）。

8.根据权利要求1所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述旋翼组件包括旋翼支架（7）、转动电机（71）与螺旋桨（72），所述旋翼支架（7）与旋翼管（4）相连接，所述转动电机（71）设置在旋翼支架（7）的端部，所述螺旋桨（72）安装在转动电机（71）的驱动端。

9.根据权利要求8所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述旋翼支架（7）呈分叉状，所述旋翼支架（7）的端部设置有环架管（74），所述环架管（74）的两端分别连接在旋翼支架（7）分叉的端部，相邻所述旋翼支架（7）之间设置有环架臂（75），所述环架臂（75）的端部与旋翼支架（7）的端部相连接，所述环架管（74）与环架臂（75）形成环状框架。

10.根据权利要求9所述的一种载重式无人机结构，其特征在于，所述环架臂（75）的端部设置有内埋件（76），所述旋翼支架（7）的端部设有连接部（731），所述环架臂（75）的端部设置有用于连接内埋件（76）与连接部（731）的锁定件（77）。