CN208882098U - 快拆机翼和无人飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种快拆机翼和无人飞行器。快拆机翼包括第一机翼模块和第二机翼模块，第一机翼模块内设置有空心管，空心管上设置有沿径向延伸且贯通空心管的限位通道。第二机翼模块上设置有与空心管配合的安装轴，安装轴上对应限位通道设置有限位孔。快拆机翼还包括限位销和弹性件，限位销设置在限位通道中，且限位销的第一端延伸到第一机翼模块的外部；限位销具有克服弹性件弹力向外拔出的快拆位置和被弹性件驱动复位的锁止位置。将快拆机翼分为两部分可以有效减小机翼的翼展和占用空间，方便存放和运输无人飞行器。弹性件与限位销配合可以保证机翼安装的可靠性，同时使快拆机翼的拆解更加便捷。

Description

快拆机翼和无人飞行器

技术领域

本实用新型涉及无人机技术领域，尤其涉及一种快拆机翼和无人飞行器。

背景技术

随着无人飞行器行业的崛起，无人飞行器在各行各业都得到了广泛的应用。

现有技术中，由于固定翼稳定性且结构强度相比于旋翼，具有较大的优势，无人机行业中采用固定翼的飞行器越来越多，无人机固定翼飞行器也得到越来越多人的青睐。但是因无人机固定翼飞行器体积很大，翼展很长，导致飞行器的包装和运输很不方便，给运输过程带来了很大困难。在实际操作过程中，对于旋翼飞行器，通常采用的方法是将旋翼从飞行器上拆卸下来进行运输；使用时再将旋翼装回飞行器上。而这一方法对于固定翼的飞并不适用。因此对于固定翼飞行器，通常会把固定翼，即飞行器的机翼分为两段。不使用飞行器时，将机翼拆开存放；当需要使用飞行器时，将机翼重新组装起来，形成一个完整机翼。目前采用的组装方式一般是用螺栓组装结合，将机翼组装好后拧上螺栓和螺母进行固定，该方法在每次拆装时都需要拧螺栓螺母，导致拆装不方便，降低拆装速度和效率。另外，还有采用五金搭扣锁进行紧固的方法，在机翼的外表面设置搭扣锁，组装完成后扣上锁扣即可完成紧固。该方法存在的问题是，搭扣锁裸露在机翼外表面，会增大机翼表面阻力，同时影响机翼外观。

实用新型内容

为了解决上述背景技术提出的固定翼飞行器的机翼体积大翼展长导致包装和运输困难的问题，本实用新型提供了一种快拆机翼和无人飞行器。

根据本实用新型的一个方面，提供一种快拆机翼，包括第一机翼模块和第二机翼模块，第一机翼模块内设置有空心管，空心管上设置有沿径向延伸且贯通空心管的限位通道；第二机翼模块上设置有与空心管配合的安装轴；安装轴上对应限位通道设置有限位孔；快拆机翼还包括限位销和弹性件，限位销设置为从限位通道中穿过限位孔，且限位销的第一端延伸到第一机翼模块的外部；限位销具有克服弹性件弹力向外拔出的快拆位置和被弹性件驱动复位的锁止位置。

优选地，限位通道包括向第一机翼模块侧壁方向延伸的第一管道，空心管在第一管道连接的位置处对应设置有穿孔，限位销的第二端由穿孔贯穿空心管；限位通道还包括设置在第一机翼模块的侧壁上，并对应第一管道设置的第二管道，第二管道由第一机翼模块的侧壁向第一管道延伸，第二管道在第一机翼模块的侧壁上形成有限位销入口。

优选地，弹性件位于第一管道和第二管道之间，并套设在限位销上；限位销上设置有可拆卸的抵顶块，抵顶块位于第一管道和弹性件之间；弹性件抵顶在抵顶块上，以驱动限位销复位至锁止位置。

优选地，弹性件为弹簧。

优选地，限位销的第一端设置有止挡部，止挡部的直径大于限位销入口的直径。

优选地，止挡部上设置有拉环或者止挡部为拉环。

优选地，第一机翼模块上还设置有定位管，第二机翼模块上设置有与定位管一一对应的定位轴。

优选地，定位管至少有两个。

优选地，第一机翼模块包括上蒙皮和下蒙皮，上蒙皮和下蒙皮构成容置腔；第一机翼模块还包括封闭容置腔的端壁，容置腔内还设置有与端壁平行的加强筋，空心管由端壁延伸至加强筋，且在端壁上形成有配合入口。

根据本实用新型的另一方面，提供一种无人飞行器，无人飞行器包括主机体，主机体上设置有上述任一项的快拆机翼，第一机翼模块固定连接在主机体上。

根据本实用新型的技术方案，将大型无人机的机翼分为两部分，第一机翼模块和第二机翼模块，安装机翼时，第二机翼模块的安装轴插入第一机翼模块的空心管，弹性件驱动限位销由限位通道穿过限位孔进入锁止位置，锁定第一机翼模块和第二机翼模块，完成机翼安装。拆解机翼时，限位销克服弹性件的弹力由限位通道退出限位孔进入快拆位置，第二机翼模块从第一机翼模块上拔出，完成拆解。通过弹性件与限位销的配合，可以保证机翼安装的可靠性，同时使机翼的拆解更加便捷。在不使用无人飞行器时，将机翼拆解为两部分可以有效减小机翼的翼展和占用空间，方便存放和运输无人飞行器。

附图说明

图1为本实用新型实施例提供的快拆机翼组装完成结构图；

图2为本实用新型实施例提供的快拆机翼的爆炸图；

图3为图2中A处的放大图；

图4为本实用新型实施例提供的快拆机翼的限位销和弹性件装配完成结构图。

具体实施方式

为了解决背景技术中提出的技术问题，本申请的发明人想到将大型机翼分为两个部分，在使用时两部分相互配合并利用连接装置进行固定，不使用时拆除连接装置，将两部分机翼分开，方便存放或运输。为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本实用新型的实施方式作进一步地详细描述。

如图1、图2、图3和图4所示，本实用新型的快拆机翼，包括第一机翼模块10和第二机翼模块20，第一机翼模块10和第二机翼模块20组装配合，形成一个完整的机翼。为了保证第一机翼模块10和第二机翼模块20具有一定的配合精度，在第一机翼模块10内设置空心管13，第二机翼模块20上设置有与空心管13配合的安装轴21。组装机翼时，将安装轴21插入空心管13中，完成第一机翼模块10和第二机翼模块20的组装。将快拆机翼分为两部分可以有效减小机翼的翼展和占用空间，方便存放和运输无人飞行器。

为了保证空心管13和安装轴21的配合具有一定的稳定性，防止安装轴21脱出空心管13，提高快拆机翼的可靠性，设置限位机构对空心轴21进行限位，使安装轴21固定在空心管13中。在空心管13上设置沿径向延伸且贯通空心管13的限位通道，安装轴21上对应限位通道设置限位孔211。安装轴21与空心管13装配完成后，限位孔211与限位通道连通。快拆机翼还包括限位销30和弹性件32，两者均设置在第一机翼模块10内。具体地，限位销30设置在限位通道中，具有克服弹性件32弹力向外拔出的快拆位置和被弹性件32驱动复位的锁止位置。在锁止位置，弹性件32向限位销30提供弹性力，驱动限位销30从限位通道中穿过限位孔211，从而限制安装轴21的轴向位移。此时安装轴21相对空心管13固定且无法移动，可以保证第一机翼模块10和第二机翼模块20的稳定配合，提高快拆机翼的可靠性。在快拆位置，限位销30克服弹性件32的弹力，沿限位通道移动退出限位孔211，从而解除对安装轴21的轴向位移的限制，安装轴21即可从空心管13中拔出，第一机翼模块10和第二机翼模块20分离，完成快拆机翼的拆解。设置弹性件32和限位销30进行配合，弹性件32向限位销30提供可靠的弹力，驱动限位销30稳定在锁止位置，进一步提高快拆机翼组装的可靠性。另外，用户只需克服弹性件32的弹力使限位销30退回快拆位置，拔出安装轴21即可完成快拆机翼的拆解，简单快捷，提高了快拆机翼的拆装速度和效率。

在本实施例中，如图1所示，限位销30的第一端延伸到第一机翼模块10的外部，用户可以在限位销30的第一端上施加作用力，例如推或拉限位销30的第一端，使限位销30可以克服弹性件32的弹力。也即，用户可以在限位销30的第一端上操作，使限位销30在快拆位置和锁止位置之间切换，进行快拆机翼的拆装。

第一机翼模块10包括上蒙皮11和下蒙皮12，上蒙皮11和下蒙皮12相互配合，装配完成后内部形成空腔，构成第一机翼模块10的容置腔。第一机翼模块10还包括封闭容置腔的端壁16，如图3所示，端壁16设置在第一机翼模块10的配合面上，用于连接上蒙皮11和下蒙皮12并形成有效封闭。在容置腔内还设置有与端壁16平行的加强筋17，空心管13由端壁16延伸至加强筋17，在端壁16上形成配合入口，以便于安装轴21的安装。加强筋17和端壁16支撑空心管13的两端，保证空心管13的稳定，同时也有效的提高了空心管13的强度。需要说明的是，为了减轻第一机翼模块10的重量，可以在端壁16和加强筋17上进行镂空设计。

为了防止第二机翼模块20相对第一机翼模块10发生转动，优选地，如图3所示，在第一机翼模块10上还设置有定位管14，第二机翼模块20上设置有与定位管14一一对应的定位轴22。定位管14在端壁16上形成有定位入口，定位轴22从定位入口插入，装配在定位管14中，可以限制第二机翼模块20无法绕安装轴21的轴线转动，保证第二机翼模块20安装时方向正确，与第一机翼模块10配合形成完整的快拆机翼。同时，设置定位管14和定位轴22还可以保证安装轴21的限位孔211与限位通道连通，限位销30可以准确穿过安装轴21和空心管13，充分发挥限位作用。定位管14可以设置一个也可以设置两个，定位轴22也相应地设置一个或两个。若设置一个定位管14，定位管14与安装轴21共同作用，限制第二机翼模块20的转动，此时安装轴21和空心管13承受第二机翼模块20的轴向力矩的作用。设置两个定位管14，由两个定位管14限制第二机翼模块20的转动，定位轴22和定位管14承受第二机翼模块20大部分的轴向力矩，降低了安装轴21和空心管13的轴向力矩作用，可以提高安装轴21和空心管13的可靠性。优选地，定位管14至少设置两个，定位管14的管径可以设置成不相等的情况，以便于在安装时进行区分。可以想见的是，定位管14和定位轴22的数量也可以根据快拆机翼的横截面大小选定，本实用新型不做具体要求。

在本实施例中，如图3和图4所示，限位通道包括向第一机翼模块10侧壁方向延伸的第一管道151，和设置在第一机翼模块10的侧壁上的第二管道152。第二管道152与第一管道151对应，并由第一机翼模块10的侧壁向第一管道151延伸。第二管道152在第一机翼模块10的侧壁上形成有限位销入口，限位销30的第二端由限位销入口进入限位通道中。空心管13在第一管道151连接的位置处对应设置有穿孔，该穿孔沿限位销30的移动路径贯穿空心管13相对两侧的管壁。限位销30的第二端从第一管道151中进入穿孔，并穿过穿孔贯穿空心管13。限位销入口的孔径和空心管13上的穿孔的孔径应与限位销30的轴径保持一致，以支撑限位销30。第一管道151和第二管道152的孔径应略大于限位销30的轴径，以方便限位销30移动，快速在快拆位置和锁止位置切换。当然，限位销30可以设置成锥形体，限位通道对应的设置成锥形通道，即限位通道的孔径由限位销入口开始，顺着限位通道的轴线方向逐渐减小，限位销30的轴径从第一端开始，顺着轴线方向也逐渐减小。这样可以进一步提高限位销30与限位通道的配合严密性，同时限位销30也可以更加容易地在限位通道中移动。

第一管道151和第二管道152之间为断开的形态，中间具有一定的容纳空间。弹性件32设置在该容纳空间内，即弹性件32位于第一管道151和第二管道152之间，并套设在限位销30上。即限位销30从限位销入口插入第二管道152，向前移动穿设在弹性件32内，进而进入第一管道151内贯穿空心管13。限位销30上设置有可拆卸的抵顶块33，抵顶块33与弹性件32相互配合，以驱动限位销30复位至锁止位置。具体为，抵顶块33位于第一管道151和弹性件32之间，弹性件32抵顶在抵顶块33上，通过在抵顶块33向限位销30提供弹力。抵顶块33可以是螺栓，限位销30的相应位置上对应设置有螺纹孔301，螺栓与螺纹孔301通过螺纹配合，从而将抵顶块33安装在限位销30上或从限位销30上拆卸下来。安装时先将抵顶块33从限位销30上拆下，并将弹性件32固定在预设的位置上。限位销30从限位销入口插入，穿设在限位通道和弹性件32中，使螺纹孔301位于弹性件32和第一管道151之间，再将抵顶块33安装至限位销30上，从而完成弹性件32和限位销30的安装。设置可拆卸的抵顶块33，可以在弹簧失效后，及时进行更换，保证快拆机翼安装的可靠性。

为保证弹性件32具有一定弹力，以驱动限位销30处于锁止位置，弹性件32的初始长度需要大于或等于第一管道151和第二管道152之间的距离。在安装完成后，弹性件32即被抵顶块33和第二管道152压缩，从而具有一定的弹力。另外，弹性件32的轴径需与第二管道152的壁厚进行配合，即弹性件32的内径要小于第二管道152的外径，以使弹性件32能够抵顶在第二管道152的端面上，抵顶块33可以对弹性件32进行有效压缩。当然，也可以在弹性件32和第二管道152之间，以及弹性件32和抵顶块33之间分别装上弹性垫片，如图3所示，以使弹性件32具有有效的支撑点，充分发挥弹力的抵顶作用。优选地，弹性件32可以选用弹簧，或者是其他可以因为发生形变而产生一定弹力的机构。根据弹簧的劲度系数，可以精确地算出一定变形量下弹簧具有的弹力，用户可以根据自己的具体需求选用合适的劲度系数，从而方便快拆机翼的安装，提高安装速度和效率。

限位销30和弹性件32安装完成后，弹性件32抵顶在抵顶块33上，通过弹力的作用使限位销30贯穿空心管13，限位销30位于锁止位置。也就是说，限位销30不受外力作用时，位于锁止位置。当需要安装第二机翼模块20时，在限位销30的第一端上施加作用力，将限位销30向外拉出，以使限位销30的第二端退至第一管道151内，位于快拆位置。弹性件32被抵顶块33压缩至第二管道152，产生弹力，反向作用在抵顶块33上。此时将安装轴21插入空心管13中，并撤销作用在限位销30的第一端上的作用力，限位销30即可在弹力的驱动下穿过限位孔211和空心管13，复位至锁止位置，将安装轴21锁定在空心管13内。若需要拆卸第二机翼模块20时，同样在限位销30的第一端上施加作用力，向外拉出限位销30使其进入快拆位置。此时拔出安装轴21并撤销限位销30上的作用力，即可完成第二机翼模块20的拆卸，简单快捷。

为了方便在限位销30的第一端施加作用力，优选地，在限位销30的第一端设置止挡部31，止挡部31的直径大于限位销入口的直径。限位销30处于锁止位置时，止挡部31被阻挡在限位销入口处，用户可以通过向止挡部31施加作用力。可以将止挡部31设置成六边形或其他便于施加力的形状，方便用户的操作。具体可以为，将止挡部31设置为拉环的形状，或者在止挡部31上设置便于操作的拉环。

根据本实用新型的另一方面，提供一种无人飞行器，无人飞行器包括主机体，主机体上设置有上述的快拆机翼。快拆机翼的第一机翼模块10固定连接在主机体上，第二机翼模块20通过与空心管13配合的安装轴21组装置第一机翼模块10上。无人飞行器不使用时，将第二机翼模块20拆下，减小无人飞行器的体积和占用空间，方便存放或运输。需要需用无人飞行器时，再将第二机翼模块20装上使用，简单快捷，方便操作。

综上所述，本实用新型的快拆机翼分为两部分，第一机翼模块和第二机翼模块，安装机翼时，第二机翼模块的安装轴插入第一机翼模块的空心管，弹性件驱动限位销由限位通道穿过限位孔进入锁止位置，锁定第一机翼模块和第二机翼模块，完成机翼安装；拆解机翼时，限位销克服弹性件的弹力由限位通道退出限位孔进入快拆位置，第二机翼模块从第一机翼模块上拔出，完成拆解。通过弹性件与限位销的配合，可以保证机翼安装的可靠性，同时使机翼的拆解更加便捷。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，在本实用新型的上述教导下，本领域技术人员可以在上述实施例的基础上进行其他的改进或变形。本领域技术人员应该明白，上述的具体描述只是更好的解释本实用新型的目的，本实用新型的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种快拆机翼，包括第一机翼模块和第二机翼模块，其特征在于，

所述第一机翼模块内设置有空心管，所述空心管上设置有沿径向延伸且贯通所述空心管的限位通道；

所述第二机翼模块上设置有与所述空心管配合的安装轴；所述安装轴上对应所述限位通道设置有限位孔；

所述快拆机翼还包括限位销和弹性件，所述限位销设置为从所述限位通道中穿过所述限位孔，且所述限位销的第一端延伸到所述第一机翼模块的外部；

所述限位销具有克服所述弹性件弹力向外拔出的快拆位置和被所述弹性件驱动复位的锁止位置。

2.根据权利要求1所述的快拆机翼，其特征在于，

所述限位通道包括向所述第一机翼模块侧壁方向延伸的第一管道，所述空心管在所述第一管道连接的位置处对应设置有穿孔，所述限位销的第二端由所述穿孔贯穿所述空心管；

所述限位通道还包括设置在所述第一机翼模块的侧壁上，并对应所述第一管道设置的第二管道，所述第二管道由所述第一机翼模块的侧壁向所述第一管道延伸，所述第二管道在所述第一机翼模块的侧壁上形成有限位销入口。

3.根据权利要求2所述的快拆机翼，其特征在于，

所述弹性件位于所述第一管道和第二管道之间，并套设在所述限位销上；

所述限位销上设置有可拆卸的抵顶块，所述抵顶块位于所述第一管道和所述弹性件之间；

所述弹性件抵顶在所述抵顶块上，以驱动所述限位销复位至所述锁止位置。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的快拆机翼，其特征在于，

所述弹性件为弹簧。

5.根据权利要求2所述的快拆机翼，其特征在于，

所述限位销的第一端设置有止挡部，所述止挡部的直径大于所述限位销入口的直径。

6.根据权利要求5所述的快拆机翼，其特征在于，

所述止挡部上设置有拉环或者所述止挡部为拉环。

7.根据权利要求1所述的快拆机翼，其特征在于，

所述第一机翼模块上还设置有定位管，所述第二机翼模块上设置有与所述定位管一一对应的定位轴。

8.根据权利要求7所述的快拆机翼，其特征在于，

所述定位管至少有两个。

9.根据权利要求1所述的快拆机翼，其特征在于,

所述第一机翼模块包括上蒙皮和下蒙皮，所述上蒙皮和下蒙皮构成容置腔；所述第一机翼模块还包括封闭所述容置腔的端壁，所述容置腔内还设置有与所述端壁平行的加强筋，所述空心管由所述端壁延伸至所述加强筋，且在所述端壁上形成有配合入口。

10.一种无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器包括主机体，

所述主机体上设置有权利要求1至9任一项所述的快拆机翼，所述第一机翼模块固定连接在所述主机体上。