CN208439421U - 飞行器起落架和飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种飞行器起落架，该飞行器起落架包括支架、多个支杆以及多个旋转驱动机构，其中支架具有多个支架端部，多个旋转驱动机构的第一端分别与多个支架端部连接，且与所述第一端相对的第二端分别与多个支杆连接，以驱动多个支杆相对于支架转动，实现多个支杆的收放。本实用新型还提供了一种飞行器。

Description

飞行器起落架和飞行器

技术领域

本公开涉及飞行器领域，更具体地，涉及一种飞行器起落架和飞行器。

背景技术

随着科学技术的发展，飞行器的应用范围越来越广泛，尤其可应用于民用领域、工业领域及物流领域。

现有技术中，为了便于飞行器在地面滑行，通常会为飞行器设置起落架，以对飞行器本体起到支撑作用。

在实现本实用新型构思的过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：现有的飞行器起落架通常设置有多组，每一组分别与飞行器的一个机翼固定连接，因此在需要对飞行器的起落架进行安装或拆卸的情况下，则需要逐个的安装拆卸，这无疑会使得装卸过程繁杂、耗时较长。

实用新型内容

有鉴于此，本实用新型提供了一种便于装卸的飞行器起落架和飞行器。

在本公开的一个方面提供了一种飞行器起落架，该飞行器起落架包括支架、多个支杆以及多个旋转驱动机构。其中，支架具有多个支架端部，多个旋转驱动机构的第一端分别与多个支架端部连接，与所述第一端相对的第二端分别与多个支杆连接，从而能够驱动多个支杆相对于支架转动，实现多个支杆的收放。

根据本公开的实施例，上述支架包括多个延伸架和多个连接杆，其中，每一个延伸架包括一个或多个端部以作为一个或多个支架端部，多个连接杆用于连接多个延伸架，以使多个延伸架与多个连接杆整体形成所述支架。

根据本公开的实施例，上述每一个延伸架包括两个端部，该延伸架的与两个端部相对的一端为闭合结构，且该闭合结构突出于两个端部所在的水平面，用于与飞行器本体连接。

根据本公开的实施例，上述多个旋转驱动机构中的至少一个旋转驱动机构包括基座、摇臂和丝杆传动机构。其中，基座具有相对设置的一组通孔，该一组通孔穿设有一转轴；摇臂具有一贯孔，上述转轴经由该贯孔穿设于所述一组通孔，以连接摇臂与基座，且摇臂的一端与多个支杆中的一个支杆连接；丝杆传动机构用于驱动摇臂以转轴转动，从而带动与该摇臂连接的支杆相对于支架在转动。

根据本公开的实施例，上述丝杆传动机构包括电机、丝杆和螺母。其中，电机具有一输出轴，丝杆的一端与电机的输出轴连接，以在电机的带动下绕其中心轴转动，螺母包括套设于丝杆上并与丝杆的螺纹传动连接的螺母本体，以及在垂直于丝杆的长度方向向两侧延伸的固定杆，上述的基座在沿丝杆的长度方向设有水平相对的两个滑动槽，固定杆的两端分别穿设于两个滑动槽，且上述摇臂在与连接于支杆的一端相对的另一端延伸有两个凸耳，该两个凸耳分别夹设于固定杆上螺母本体与两个滑动槽之间的位置。因此，在丝杆绕其中心轴转动的情况下，螺母能够沿丝杆的长度方向移动，以使得固定杆在两个滑动槽中滑动，推动摇臂以转轴转动。

根据本公开的实施例，上述两个滑动槽在垂直于丝杆且垂直于固定杆的方向的尺寸与固定杆的尺寸相匹配。

根据本公开的实施例，上述多个旋转驱动机构中的至少一个旋转驱动机构包括舵机，该舵机包括舵机本体和输出轴。舵机本体与上述支架连接，输出轴与上述支杆连接，以驱动支杆相对于支架转动。

根据本公开的实施例，上述多个旋转驱动机构中的每一个旋转驱动机构能够驱动与其连接的支杆转动0°～180°。

本公开的另一个方面提供了一种飞行器，该飞行器包括飞行器本体以及上述的飞行器起落架，该飞行器起落架的支架与飞行器本体可拆卸地连接。

根据本公开的实施例，上述飞行器包括多旋翼无人机。

根据本公开的实施例，至少可以部分地解决现有的飞行器起落架装卸过程繁杂，耗时较长的缺陷，并因此实现起落架的快速装卸并提高起落架的安装精度。

附图说明

通过以下参照附图对本公开实施例的描述，本公开的上述以及其他目的、特征和优点将更为清楚，在附图中：

图1A～图1B示意性示出了根据本公开实施例的飞行器起落架和飞行器的应用场景图。

图2示意性示出了根据本公开实施例的飞行器起落架的结构示意图；

图3A～图3B示意性示出了根据本公开实施例的飞行器起落架中支架的结构示意图；

图4A示意性示出了根据本公开实施例的旋转驱动机构的整体结构示意图；

图4B示意性示出了根据本公开实施例的旋转驱动机构的爆炸图。

具体实施方式

以下，将参照附图来描述本公开的实施例。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本公开的范围。在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本公开实施例的全面理解。然而，明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本公开的概念。

在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本公开。在此使用的术语“包括”、“包含”等表明了所述特征、步骤、操作和/或部件的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、步骤、操作或部件。

在此使用的所有术语(包括技术和科学术语)具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与本说明书的上下文相一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。

本公开的实施例提供了一种飞行器起落架，该飞行器起落架包括支架、多个支杆和多个旋转驱动结构。其中，支架具有多个支架端部，多个旋转驱动机构的第一端分别与多个支架端部连接，该多个旋转驱动机构的与第一端相对的第二端分别与多个支杆连接，以驱动多个支杆相对于支架转动，实现多个支杆的收放。

图1A～图1B示意性示出了根据本公开实施例的飞行器起落架和飞行器的应用场景图。需要注意的是，图1所示仅为可以应用本公开实施例的飞行器起落架和飞行器的示例，以帮助本领域技术人员理解本公开的技术内容，但并不意味着本公开实施例不可以应用于其他应用场景中。

如图1A～图1B所示，根据该实施例的应用场景中包括飞行器10。

该飞行器10例如可以是具有控制系统的飞机、直升机、无人机或飞艇等。

根据本公开的实施例，该飞行器10例如可以为无人机，具体例如可以为固定翼无人机或多旋翼无人机，参考图1A～图1B中以多旋翼无人机作为示例，但可以理解的是，本公开并不限定该飞行器10的具体类型。

该飞行器10包括飞行器本体100和飞行器起落架200。该飞行器起落架200设置于该飞行器本体100的底端。该飞行器起落架200用于在飞行器10起飞降落或地面(水面)滑行时支撑飞行器本体100。

现有技术中，飞行器起落架往往是由多个起落组件构成的，每个起落组件分别设置于飞行器的机翼/旋翼上，则在安装或拆卸时，需要将该多个起落组件逐个安装或拆卸，且在安装时，需要保证该多个起落组件的安装精度维持一致，这无疑会使得该飞行器起落架的装卸过程繁杂且需要耗费工作人员的较长时间。

如图1A～图1B所示，本公开实施例的飞行器起落架200作为一个整体与飞行器本体100可拆卸地连接，而并非现有技术中的多个起落组件分别连接的结构，从而可以在需要将该飞行器10包装以方便携带时，很便捷的将该飞行器起落架200自该飞行器本体100上拆卸下来，而在需要使用该飞行器10时，将该飞行器起落架200直接作为整体连接于该飞行器本体100的底端即可，因此至少可以部分的解决现有技术中装卸过程繁杂且耗时较长的缺陷。

根据本公开的实施例，该飞行器起落架200可以为可收放的结构，以在该飞行器10需要起飞降落或需要在地面(水面)滑行时，处于如1A所示的释放状态，而在该飞行器10飞行时，或者该飞行器本体100的底部载货或者携带固定飞行器进行发射时，处于如图1B所示的收回状态，从而避免该飞行器起落架200占用飞行器本体100的底部空间，并因此避免飞行器起落架200为飞行器的飞行带来的额外阻力。

可以理解的是，图1中的飞行器类型及飞行器起落架的结构仅仅是示意性的，根据具体需求，可以设置有任意类型的飞行器及任意结构的飞行器起落架。

图2示意性示出了根据本公开实施例的飞行器起落架的结构示意图。

如图2所示，本公开实施例的飞行器起落架200包括支架210、多个支杆220以及多个旋转驱动机构230。

其中，该支架210具有多个支架端部2111，该每一个支架端部2111连接于一个旋转驱动机构230的第一端2311。根据本公开的实施例，该支架210例如可以与飞行器本体100可拆卸地连接，以对飞行器本体100起到支撑作用。

根据本公开的实施例，支架210例如可以为一体成型结构，或者由多个分支结构拼接形成后与飞行器本体连接，本公开对此不作限定，本领域技术人员可根据实际需求选择合适的支架结构。

根据本公开的实施例，支架端部2111例如可以通过管夹与旋转驱动机构230的第一端2311连接，具体地，该管夹的弧形部分用于夹设该支架端部2111，管夹的扁平部分则通过螺钉、螺栓等方式与旋转驱动机构230的第一端2311连接。可以理解的是，上述支架端部2111的旋转驱动机构230的连接方式仅作为示例以利于理解本公开，本公开对此不作限定。

其中，该多个旋转驱动机构230的与第一端2311相对的第二端2321分别与多个支杆220连接，用于驱动多个支杆220相对于支架210转动，从而实现该多个支杆的收放。

根据本公开的实施例，旋转驱动机构230的第二端2321与支杆220的连接例如可以为通过法兰插接。可以理解的是，上述旋转驱动机构230与支杆220的连接方式仅作为示例以利于理解本公开，本公开对此不作限定，例如该两者还可通过螺钉、螺栓等方式连接。

根据本公开的实施例，该多个支杆220相对于支架210的转动角度例如可以为0°～180°，以保证该多个支杆能够收放。具体地，该支杆220相对于支架210的转动角度为0°时，该支杆220例如可以处于参考图2所示的竖直放置的释放状态，该支杆220相对于支架210的转动角度为90°时，该支杆220例如可以处于参考图1B所示的水平放置的收回状态，可以理解的是，参考图1B中该支杆220处于收回状态时长度的延伸方向仅作为示例以利于理解本公开，本公开对此不作限定，只要保证该支杆220处于收回状态时长度的延伸方向平行于飞行器本体100的底部即可。

本公开实施例的飞行器起落架，由于整体可通过支架与飞行器连接，相较于现有技术中通过多个起落组件分别与飞行器机翼连接的方式，可以提高该飞行器起落架装卸的便捷性，且可保证该飞行器起落架的安装精度。

图3A～图3B示意性示出了根据本公开实施例的飞行器起落架中支架的结构示意图。

如图3A所示，本公开实施例的支架210例如可以为多个分支结构拼接形成，该支架210例如可包括多个延伸架211和多个连接杆212。

其中，每一个延伸架211包括一个或多个端部，该一个或多个端部即为支架210的一个或多个支架端部2111。多个连接杆212则用于连接多个延伸架211，以使得该多个连接杆212与多个延伸架211整体形成支架210。

根据本公开的实施例，该多个连接杆212例如可以通过骑马卡和法兰与延伸架211连接，具体地，骑马卡用于套设延伸架211，法兰用于插接连接杆212，该骑马卡与法兰之间可通过螺钉、螺栓等方式连接，从而使得连接杆212与延伸架211连接。可以理解的是，上述连接杆212与延伸架211的连接方式仅作为示例以利于理解本公开，且连接杆212与延伸架211的连接位置可以为延伸架211的任意位置，本公开对该连接方式及连接位置不作限定。

根据本公开的实施例，该延伸架211的形状例如可以类似于U型、C型或W型，本公开对该延伸架的具体形状不作限定，只要该延伸架具有端部，且与该端部相对的一端为闭合结构，并以该闭合结构作为与飞行器本体100的连接部位即可。

根据本公开的实施例，如图3B所示，延伸架211整体例如可以为类似于U型的结构，则该延伸架211可以包括有两个端部2111，而与该端部2111相对的一端2112为闭合结构。

根据本公开的实施例，如图3B所示，该延伸架211自闭合结构向端部2111的延伸结构例如可以类似于L型或弧形等结构，以保证该闭合结构可以突出于两个端部2111所在的水平面，从而利于与飞行器本体100的连接。可以理解的是，上述延伸架211的具体结构仅作为示例以利于理解本公开，本公开对此不作限定，只要使得该延伸架211能够便于与飞行器本体100可拆卸地连接即可。

图4A示意性示出了根据本公开实施例的旋转驱动机构的整体结构示意图，图4B示意性示出了根据本公开实施例的旋转驱动机构的爆炸图。

如图4A～图4B所示，本公开实施例的旋转驱动机构230例如可包括基座231、摇臂232以及丝杆传动机构233。

其中，基座231例如可具有相对设置的一组通孔2312，该一组通孔2312例如可穿设有转轴，相应地，摇臂232具有贯孔2322。根据本公开的实施例，如图4A所示，该基座231的顶端例如可以为该整个旋转驱动机构230的所述第一端2311。

根据本公开的实施例，如图4A所示，在基座、摇臂及丝杆传动机构组装形成旋转驱动机构时，该贯孔2322与通孔2312的位置相对应，则所述转轴可同时穿设于贯孔2322与两个通孔2312，以使得摇臂232与基座231连接。根据本公开的实施例，在基座231与摇臂232处于连接状态时，摇臂232的部分结构可以内置于基座231的容置空间。

其中，摇臂232的一端与支杆220连接，具体地，该摇臂232与支杆220连接的一端即为旋转驱动结构230的第二端2321。该摇臂232的与连接于支杆220的一端2321相对的另一端与丝杆传动机构233连接，以使该摇臂232在丝杆传动机构233的驱动下绕所述转轴转动，从而带动支杆220相对于支架210转动。

根据本公开的实施例，摇臂232与支杆220连接的一端2321例如可以通过螺钉、螺栓等方式连接，但本公开对比不作限定，例如该摇臂与支杆还可以通过法兰插接。

如图4B所示，该丝杆传动机构233例如可包括电机2331、丝杆2332和螺母2333。

其中，电机2331具有一输出轴，丝杆2332的一端与电机2331的输出轴连接，以使得丝杆2332在电机2331的带动下绕其中心轴转动。

根据本公开的实施例，该电机2331的输出轴外表面例如可具有螺纹，相应地，丝杆2332内表面具有相匹配的螺纹，从而使得该丝杆2332与电机2331的输出轴螺纹连接。可以理解的是，本公开不限定该电机与丝杆的连接方式，例如，该丝杆2332还可通过转轴器与电机2331传动连接，以使得该丝杆在电机的驱动下转动。

根据本公开的实施例，该电机2331例如可以具有配套使用的控制器，以控制该电机的驱动时机，实现该飞行器起落架中支杆的自动收放。例如，在该飞行器为无人机时，该电机具体可通过以下方式驱动：在无人机起飞后，无人机飞控可响应于用户在地面对控制终端的操作，控制电机控制器驱动电机。可以理解的是，上述电机的驱动时机的设定仅作为示例以利于理解本公开，本公开对此不作限定。例如，还可在该飞行器起飞后，在准备释放载货或发射飞行器携带的固定无人机之前，通过控制该电机的控制器来启动电机。

其中，螺母2333包括套设于丝杆2332上并与丝杆的螺纹传动连接的螺母本体2333-1，以及在垂直于丝杆的方向向两侧延伸的固定杆2333-2。

根据本公开的实施例，如图4A～图4B所示，基座231在沿丝杆2332的长度方向可以设有水平相对的两个滑动槽2313，摇臂232在与连接于支杆220的一端2321相对的另一端延伸有两个凸耳2323。如图4A所示，在丝杆传动机构、基座和摇臂连接形成旋转驱动机构时，固定杆2333-2的两端分别穿设于该两个滑动槽2313中，相应地，两个凸耳2323分别夹设于固定杆2333-2上螺母本体2333-1与两个滑动槽2313之间的位置。

根据上述结构，在丝杆2332绕其中心轴转动的情况下，螺母2333能够沿丝杆的长度方向移动，即通过该丝杆螺母可将电机的旋转运动转换为螺母的直线运动，因此螺母2333的固定杆2333-2可以在滑动槽2313中滑动，同时由于摇臂的两个凸耳2323夹设在该固定杆2333-2上，且摇臂232的运动受到与基座231连接的转轴的限制，该摇臂232即可在固定杆2333-2的推动下以所述转轴为中心转动，从而带动与其连接的支杆转动。

根据本公开的实施例，滑动槽2313在垂直于丝杆2332的长度方向且垂直于固定杆2333-2的延伸方向的尺寸，例如可以与固定杆2333-2的尺寸相匹配，以使得在螺母沿丝杆的长度方向移动时，避免由于飞行器飞行的驱动力或阻力导致的该固定杆2333-2在滑动槽中晃动的情况，从而可保证支杆的稳定收放。

综上可知，本公开实施例的旋转驱动机构，可使得该飞行器起落架的支杆自动收放，以避免在飞行器飞行中该起落架的释放状态对飞行状态的影响，且可有效降低飞行阻力；再者，通过该飞行器起落架中支架的自动收放，可以避免起落架占用飞行器底部的过多空间，并因此利于飞行器释放货物或发射携带的固定翼无人机。

可以理解的是，本公开的飞行器起落架中的旋转驱动机构并不仅限于上述参考图4A～图4B描述的结构，只要是能够实现支杆收放的驱动机构均可。例如，该旋转驱动机构还可以为舵机，该舵机包括舵机本体与输出轴，舵机本体用于与支架210连接，输出轴用于与支杆220连接，以在该舵机工作时，通过该输出轴的旋转带动支杆220相对于支架210转动。

基于上述的飞行器起落架，本公开还提出一种飞行器，该飞行器包括飞行器本体及参考图2～参考图4B描述的飞行器起落架，且该飞行器起落架的支架与飞行器本体可拆卸地连接。

根据本公开的实施例，该飞行器例如可以为参考图1A～图1B描述的飞行器10，在此不再赘述。

本领域技术人员可以理解，本公开的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合或/或结合，即使这样的组合或结合没有明确记载于本公开中。特别地，在不脱离本公开精神和教导的情况下，本公开的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合。所有这些组合和/或结合均落入本公开的范围。

尽管已经参照本公开的特定示例性实施例示出并描述了本公开，但是本领域技术人员应该理解，在不背离所附权利要求及其等同物限定的本公开的精神和范围的情况下，可以对本公开进行形式和细节上的多种改变。因此，本公开的范围不应该限于上述实施例，而是应该不仅由所附权利要求来进行确定，还由所附权利要求的等同物来进行限定。

Claims (10)

1.一种飞行器起落架(200)，其特征在于，包括：

支架(210)，其具有多个支架端部(2111)；

多个支杆(220)；以及

多个旋转驱动机构(230)，所述多个旋转驱动机构(230)的第一端(2311)分别与所述多个支架端部(2111)连接，与所述第一端(2311)相对的第二端(2321)分别与所述多个支杆(220)连接，以驱动所述多个支杆(220)相对于所述支架(210)转动，实现所述多个支杆(220)的收放。

2.根据权利要求1所述的飞行器起落架(200)，其特征在于，所述支架(210)包括：

多个延伸架(211)，每一个延伸架(211)包括一个或多个端部以作为一个或多个支架端部(2111)；以及

多个连接杆(212)，用于连接所述多个延伸架(211)，以使所述多个延伸架(211)与所述多个连接杆(212)整体形成所述支架(210)。

3.根据权利要求2所述的飞行器起落架(200)，其特征在于，每一个延伸架(211)包括两个端部，该延伸架(211)的与所述两个端部相对的一端(2112)为闭合结构，且该闭合结构突出于所述两个端部所在的水平面，用于与飞行器本体连接。

4.根据权利要求1所述的飞行器起落架(200)，其特征在于，所述多个旋转驱动机构(230)中的至少一个旋转驱动机构包括：

基座(231)，具有相对设置的一组通孔(2312)，该一组通孔(2312)穿设有一转轴；

摇臂(232)，具有一贯孔(2322)，所述转轴经由所述贯孔(2322)穿设于所述一组通孔(2312)，以连接所述摇臂(232)与所述基座(231)，且所述摇臂(232)的一端与所述多个支杆(220)中的一个支杆连接；以及

丝杆传动机构(233)，用于驱动所述摇臂(232)以所述转轴转动，从而带动与所述摇臂(232)连接的支杆(220)相对于所述支架(210)转动。

5.根据权利要求4所述的飞行器起落架(200)，其特征在于：

所述丝杆传动机构(233)包括：

电机(2331)，具有一输出轴；

丝杆(2332)，其一端与所述电机(2331)的输出轴连接，以在电机(2331)的带动下绕其中心轴转动；以及

螺母(2333)，包括套设于所述丝杆(2332)上并与所述丝杆(2332)的螺纹传动连接的螺母本体(2333-1)，以及在垂直于所述丝杆(2332)的长度方向向两侧延伸的固定杆(2333-2)；

所述基座(231)在沿丝杆(2332)的长度方向设有水平相对的两个滑动槽(2313)，所述固定杆(2333-2)的两端分别穿设于所述两个滑动槽(2313)；

所述摇臂(232)在与连接于支杆(220)的一端相对的另一端延伸有两个凸耳(2323)，该两个凸耳(2323)分别夹设于所述固定杆(2333-2)上所述螺母本体(2333-1)与所述两个滑动槽(2313)之间的位置，

其中，在所述丝杆(2332)绕其中心轴转动的情况下，所述螺母(2333)能够沿所述丝杆(2332)的长度方向移动，以使得所述固定杆(2333-2)在所述两个滑动槽(2313)中滑动，推动所述摇臂(232)以所述转轴转动。

6.根据权利要求5所述的飞行器起落架(200)，其特征在于，所述两个滑动槽(2313)在垂直于所述丝杆(2332)且垂直于所述固定杆(2333-2)的方向的尺寸与所述固定杆(2333-2)的尺寸相匹配。

7.根据权利要求1所述的飞行器起落架(200)，其特征在于，所述多个旋转驱动机构(230)中的至少一个旋转驱动机构包括舵机，该舵机包括：

舵机本体，与所述支架(210)连接；以及

输出轴，与所述多个支杆(220)中的一个支杆连接，以驱动与所述输出轴连接的支杆(220)相对于所述支架(210)转动。

8.根据权利要求1所述的飞行器起落架(200)，其特征在于，所述多个旋转驱动机构(230)中的每一个旋转驱动机构能够驱动与其连接的支杆(220)转动0°～180°。

9.一种飞行器(10)，其特征在于，包括：

飞行器本体(100)；以及

权利要求1～8中任一项所述的飞行器起落架(200)，该飞行器起落架(200)的支架(210)与所述飞行器本体(100)可拆卸地连接。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器(10)包括多旋翼无人机。