CN206384134U - 一种一体式无人直升机尾梁结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种一体式无人直升机尾梁结构，包括一体成型的尾梁前段、尾梁中段、尾梁过渡段以及尾梁后段；尾梁前段是由左侧面、右侧面以及底部安装面构成的三面体结构；底部安装面由高位面、低位面以及弧形过渡面构成；弧形过渡面平滑连接在高位面和低位面之间；尾梁中段为连接在尾梁前段和尾梁过渡段之间的直空心管；尾梁过渡段为连接在尾梁中段和尾梁后段之间的平滑收缩空心管；尾梁后段为直空心管，并在直空心管的左侧面和右侧面上设有U形槽口。该尾梁结构同时满足了功能和结构强度的需求，节省了整体体积和重量；给传动等其他机构预留足够大的内部空间。

Description

一种一体式无人直升机尾梁结构

技术领域

本实用新型涉及一种直升机尾梁结构，尤其是一种一体式的无人直升机尾梁结构。

背景技术

无人直升机目前在民用领域应用广泛，比如农业植保、航拍、高空架线、管线巡检、救灾、安防等。在实际使用中，载荷成为影响使用效果的至关重要的因素。因此在无人直升机结构的设计中，保证机体结构强度的前提下，需要尽可能降低机体重量。

对于传统的单旋翼无人直升机，尾梁主要用来传递尾桨产生的反扭力，因此需要足够的结构强度。同时内部需要安放传动系统把动力传递至尾桨，因此需要一定的内部空间。同时基于气动和外形美观的考虑，尾梁外部形状最好设计成光滑连续的。

目前市面上的传统布局无人直升机，多采用简单的空心圆柱式尾管方案，有的外部固定蒙皮，从而使其美观并优化气动；有的直接放弃外部蒙皮。这种方案成本较低，但是需要尾管、尾管蒙皮、紧固件等，总重量较大。通常为了减重，尾管较细，内部空间有限，使得内部传动部件安放局促。此外，尾管长度较长，导致径向的刚度通常不足，通常需要斜向的尾管支撑来补充刚度。尾管支撑不仅进一步增加机体重量，同时加大了尾管蒙皮的设计难度。此外结构复杂度越高，更增大了机体的整体设计难度。

发明内容

本实用新型要解决的技术问题是现有的空心圆柱式尾管存在着结构复杂、重量大以及蒙皮容易破损等问题。

为了解决上述技术问题，本实用新型提供了一种一体式无人直升机尾梁结构，包括一体成型的尾梁前段、尾梁中段、尾梁过渡段以及尾梁后段；尾梁前段是由左侧面、右侧面以及底部安装面构成的三面体结构；底部安装面由高位面、低位面以及弧形过渡面构成；弧形过渡面平滑连接在高位面和低位面之间；尾梁中段为连接在尾梁前段和尾梁过渡段之间的直空心管，且尾梁中段的一端同时与左侧面、右侧面以及高位面连接，尾梁中段的另一端与尾梁过渡段相连接；尾梁过渡段为连接在尾梁中段和尾梁后段之间的平滑收缩空心管；尾梁后段为直空心管，并在直空心管的左侧面和右侧面上设有U形槽口。

采用左侧面、右侧面以及底部安装面构成的三面体结构，在安装时需要插入机体内的，既能够有利于与机体框架贴合固接，又能够增加前部的开口面积，有利于机身内部传动机构的设计和安装；采用高位面、低位面以及弧形过渡面构成底部安装面，既能够对机体框架的安装位置进行限位固定，又能够与机体框架相贴合，满足安装稳固性和可靠性的要求；采用尾梁过渡段能够满足尾梁中段尾梁前段至尾梁后段的衔接过渡，且经过尾梁过渡段的平滑收缩能够有效减小尾梁的体积，减小尾梁的重量；采用直空心管的尾梁后段方便尾桨尾旋翼传动及控制机构的安装；采用U形槽口能够方便尾桨机构的安装固定。

作为本实用新型的进一步限定方案，尾梁中段的顶面与尾梁过渡段的顶面呈过渡性弯折，且弯折角度在175°~165°之间。采用过渡性弯折能够起到较大的结构强度。

作为本实用新型的进一步限定方案，在左侧面和右侧面上设有侧面安装孔。采用侧面安装孔方便侧面安装固定。

作为本实用新型的进一步限定方案，在低位面上设有底面安装孔。采用底面安装孔能够方便底面安装固定。

作为本实用新型的进一步限定方案，尾梁后段的左侧面和右侧面上设有尾端安装孔。采用尾端安装孔能够方便尾旋翼传动及控制机构安装固定。

作为本实用新型的进一步限定方案，高位面、尾梁中段的底面、尾梁过渡段的底面以及尾梁后段的底面均位于同一平面上。该设计能够确保尾梁的直线度，确保尾梁的整体结构强度。

作为本实用新型的进一步限定方案，左侧面和右侧面的上边缘为弧形边。

作为本实用新型的进一步限定方案，尾梁后段的底面、左侧面以及右侧面内壁均为平面。采用平面设置有利于尾旋翼传动及控制机构的安装。

作为本实用新型的进一步限定方案，在尾梁中段和尾梁过渡段的内壁上设有环向和轴向相互交错的加强筋。采用加强筋既可以与尾梁用同样的碳纤维符合材料一体成型，也可以做成金属件（如铝、钢等），在尾梁成型前预埋，固化成型后即可。这样增加加强筋后可以适当降低一体化尾梁的整体厚度，进一步减轻重量。

作为本实用新型的进一步限定方案，在尾梁后段顶面的内壁上设有横梁，横梁连接尾梁后段的左侧面和右侧面内壁。采用横梁来弥补顶部开口的强度缺失，横梁可以用铝或碳纤复合材料等。

本实用新型的有益效果在于：（1）采用左侧面、右侧面以及底部安装面构成的三面体结构，在安装时需要插入机体内的，既能够有利于与机体框架贴合固接，又能够增加前部的开口面积，有利于机身内部传动机构的设计和安装；（2）采用高位面、低位面以及弧形过渡面构成底部安装面，既能够对机体框架的安装位置进行限位固定，又能够与机体框架相贴合，满足安装稳固性和可靠性的要求；（3）采用尾梁过渡段能够满足尾梁中段尾梁前段至尾梁后段的衔接过渡，且经过尾梁过渡段的平滑收缩能够有效减小尾梁的体积，减小尾梁的重量；（4）采用直空心管的尾梁后段方便尾梁后段的尾旋翼传动及控制机构的安装；（5）采用U形槽口能够方便尾桨机构的安装固定。

附图说明

图1为本实用新型的立体结构示意图一；

图2为本实用新型的立体结构示意图二；

图3为本实用新型的右视结构示意图。

图中:1、尾梁前段，2、尾梁中段，3、尾梁过渡段，4、尾梁后段，5、左侧面，6、高位面，7、右侧面，8、低位面，9、弧形过渡面，10、底面安装孔，11、侧面安装孔，12、弧形边，13、U形槽口，14、尾端安装孔。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型技术方案进行详细说明，但是本实用新型的保护范围不局限于所述实施例。

本实用新型以机头方向为前，机尾方向为后进行说明。

如图1-3所示，本实用新型公开的一体式无人直升机尾梁结构，包括一体成型的尾梁前段1、尾梁中段2、尾梁过渡段3以及尾梁后段4。

其中，尾梁前段1是由左侧面5、右侧面7以及底部安装面构成的三面体结构；底部安装面由高位面6、低位面8以及弧形过渡面9构成；弧形过渡面9平滑连接在高位面6和低位面8之间；尾梁中段2为连接在尾梁前段1和尾梁过渡段3之间的直空心管，且尾梁中段2的一端同时与左侧面5、右侧面7以及高位面6连接，尾梁中段2的另一端与尾梁过渡段3相连接；尾梁过渡段3为连接在尾梁中段2和尾梁后段4之间的平滑收缩空心管；尾梁后段4为直空心管，并在直空心管的左侧面和右侧面上设有U形槽口13；尾梁中段2的顶面与尾梁过渡段3的顶面呈过渡性弯折，且弯折角度在175°~165°之间，优选为170°；在左侧面5和右侧面7上设有侧面安装孔11；在低位面8上设有底面安装孔10；尾梁后段4的左侧面和右侧面上设有尾端安装孔14；高位面6、尾梁中段2的底面、尾梁过渡段3的底面以及尾梁后段4的底面均位于同一平面上；左侧面5和右侧面7的上边缘为弧形边12；尾梁后段4的底面、左侧面以及右侧面内壁均为平面。

为了进一步增强结构强度，在尾梁中段2和尾梁过渡段3的内壁上设有环向和轴向相互交错的加强筋。采用加强筋既可以与尾梁用同样的碳纤维符合材料一体成型，也可以做成金属件（如铝、钢等），在尾梁成型前预埋，固化成型后即可。这样增加加强筋后可以适当降低一体化尾梁的整体厚度，进一步减轻重量。在尾梁后段4顶面的内壁上设有横梁，横梁连接尾梁后段4的左侧面和右侧面内壁。采用横梁来弥补顶部开口的强度缺失，横梁可以用铝或碳纤复合材料等。

本实用新型的尾梁前段1、尾梁中段2、尾梁过渡段3以及尾梁后段4为一个整体空心异型管部件，采用碳纤维复合材料一次成型。尾梁前段1的顶面挖空，三面体结构有利于与机体框架贴合固接，尾梁前部侧面有若干用于螺栓紧固的侧面安装孔11，也可以使用粘接方式将尾梁前部外侧的三个平面固定在机身框架上，尾梁前段1的顶面挖空增加前部开口面积，有利于尾桨传动机构的设计和安装，尾梁前部藏于机体中，外观不可见。

尾梁过渡段3为平滑过渡的空心管，从与机身框架相接部位过渡缩小到尾桨机构安装部位，尾梁过渡段3的中部与无人直升机外壳相连，是整体一部分，具体造型设计可以依据外形进行调整。

尾梁后段4为尾桨机构安装部位，尾梁后段4的内侧从尾梁过渡段3逐渐过渡为左平面、底平面以及右平面三个平面，有利于尾旋翼传动及控制机构的安装，后部的左、右、底三个平面有若干用于螺栓紧固用的尾端安装孔14，用于固定尾旋翼传动及控制机构，尾梁后部的外侧依据整体造型设计进行调整，保持与中部和机身外壳的一致性。

本实用新型的尾梁的设计关键在于：用一个一体成型的无人直升机尾梁结构代替了原本可能用到的蒙皮、尾管、尾管支撑等，同时拥有结构支撑、外观造型、外部蒙皮优化气动等功能；安装或固接部位设计成平面，利于安装定位；采用碳纤维复合材料，类锥管造型，确保足够的强度和刚度；省去了尾管支撑，降低了结构的复杂度和整体重量；该一体式无人直升机尾梁结构同时满足了功能和结构强度的需求，节省了整体体积和重量；给传动等其他机构预留足够大的内部空间。

如上所述，尽管参照特定的优选实施例已经表示和表述了本实用新型，但其不得解释为对本实用新型自身的限制。在不脱离所附权利要求定义的本实用新型的精神和范围前提下，可对其在形式上和细节上作出各种变化。

Claims (10)

1.一种一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：包括一体成型的尾梁前段（1）、尾梁中段（2）、尾梁过渡段（3）以及尾梁后段（4）；尾梁前段（1）是由左侧面（5）、右侧面（7）以及底部安装面构成的三面体结构；底部安装面由高位面（6）、低位面（8）以及弧形过渡面（9）构成；弧形过渡面（9）平滑连接在高位面（6）和低位面（8）之间；尾梁中段（2）为连接在尾梁前段（1）和尾梁过渡段（3）之间的直空心管，且尾梁中段（2）的一端同时与左侧面（5）、右侧面（7）以及高位面（6）连接，尾梁中段（2）的另一端与尾梁过渡段（3）相连接；尾梁过渡段（3）为连接在尾梁中段（2）和尾梁后段（4）之间的平滑收缩空心管；尾梁后段（4）为直空心管，并在直空心管的左侧面和右侧面上设有U形槽口（13）。

2.根据权利要求1所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：尾梁中段（2）的顶面与尾梁过渡段（3）的顶面呈过渡性弯折，且弯折角度在175°~165°之间。

3.根据权利要求1或2所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：在左侧面（5）和右侧面（7）上设有侧面安装孔（11）。

4.根据权利要求1或2所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：在低位面（8）上设有底面安装孔（10）。

5.根据权利要求1或2所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：尾梁后段（4）的左侧面和右侧面上设有尾端安装孔（14）。

6.根据权利要求1或2所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：高位面（6）、尾梁中段（2）的底面、尾梁过渡段（3）的底面以及尾梁后段（4）的底面均位于同一平面上。

7.根据权利要求1或2所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：左侧面（5）和右侧面（7）的上边缘为弧形边（12）。

8.根据权利要求1或2所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：尾梁后段（4）的底面、左侧面以及右侧面内壁均为平面。

9.根据权利要求1或2所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：在尾梁中段（2）和尾梁过渡段（3）的内壁上设有环向和轴向相互交错的加强筋。

10.根据权利要求1或2所述的一体式无人直升机尾梁结构，其特征在于：在尾梁后段（4）顶面的内壁上设有横梁，横梁连接尾梁后段（4）的左侧面和右侧面内壁。