CN214267937U - 一种等强度机臂及其多旋翼载人飞行器 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种等强度机臂及其多旋翼载人飞行器，所述等强度机臂包括机臂主体及分别设置于机臂主体的第一端和第二端的机身连接部及动力连接部，所述机臂主体的截面面积由第一端向第二端逐渐变小，所述机身连接部及动力连接部均为等截面结构，所述机臂主体基于等强度原则采用变截面设计，在不同的弯矩情况下计算出最佳的横截面，形成悬臂梁形式，在材料强度足够的情况下，合理减小机臂的截面面积，既有效保证机臂性能，又有效减小机臂尺寸、减轻机臂重量、节省机臂材料。

Description

一种等强度机臂及其多旋翼载人飞行器

技术领域

本申请涉及飞行技术领域，尤其涉及一种等强度机臂及其多旋翼载人飞行器。

背景技术

近几年来，多旋翼载人飞行器因其具有成本低、易操作、高灵活性和可超低空飞行等特点得到广泛使用，现有的多旋翼载人飞行器的机臂多呈圆管形，结构设计存在着诸多不足。一方面，这种等截面结构设计未考虑等强度原则，导致结构横截面上最大正应力不相等；另一方面，机臂整体尺寸过大，配合零件尺寸亦需要设计过大，导致整体重量偏高；此外，机臂整体尺寸过大，不仅占用空间，还导致机臂碳管材料利用率低，存在材料上的浪费。

发明内容

本申请旨在至少一定程度上解决上述技术问题之一。

本申请提供一种等强度机臂，包括：

机臂主体，所述机臂主体在其长度方向上具有相对的第一端和第二端，所述机臂主体的截面面积由第一端向第二端逐渐变小；

机身连接部，设置于所述机臂主体的第一端，用以连接飞行器机身；以及

动力连接部，设置于所述机臂主体的第二端，用以连接动力装置，

所述机身连接部及动力连接部均为等截面结构。

进一步地，所述等强度机臂的截面外轮廓呈椭圆形状。

进一步地，所述等强度机臂内部具有用以容置线束的容置腔。

进一步地，所述机臂主体与机身连接部及动力连接部的交界处的上顶点在同一直线上。

本申请还提供一种多旋翼载人飞行器，包括飞行器机身、与所述飞行器机身固定连接的多个机臂组件，以及设置于所述机臂组件上的动力装置，所述机臂组件包括机臂，所述机臂为如上任一项所述的等强度机臂。

进一步地，所述机臂组件还包括用以将所述机臂固定连接至飞行器机身上的机臂固定座，以及连接所述机臂及机臂固定座的机臂连接件，所述机臂通过可折叠固定结构可折叠的固定于飞行器机身上，该可折叠固定结构包括：

设置于所述机臂连接件上的第一固定部；

设置于所述机臂固定座上与第一固定部相对应的第二固定部；

在所述机臂处于使用状态时，通过所述第一固定部及第二固定部将机臂连接件与机臂固定座固定的第一紧固件；以及

在所述机臂向上折叠呈一定角度时，通过所述第一固定部及第二固定部卡紧固定机臂的支撑件。

进一步地，每个机臂组件均包括一短机臂及一长机臂，所述短机臂与长机臂之间呈角度为α的第一夹角连接于飞行器机身上；当所述多旋翼载人飞行器处于水平状态时，所述短机臂101的上顶面与水平面之间具有角度为β的第二夹角，所述长机臂102的上顶面与水平面之间具有角度为γ的第三夹角，所述第二夹角与第三夹角的角度不相等。

进一步地，设置于所述短机臂上的螺旋桨与设置于长机臂上的螺旋桨同时转动时二者之间的最小桨尖间距为80mm；及/或，第二夹角的角度β数值范围为0°～10°，第三夹角的角度γ数值范围为0°～10°。

进一步地，所述机臂组件共设置有四组，该四组机臂组件相对于所述飞行器机身前后对称且左右对称。

进一步地，所述动力装置包括驱动机构及与所述驱动机构相连接的螺旋桨，所述驱动机构为电机，所述机臂的椭圆长轴与电机轴的方向水平。

本申请的有益效果是：将机臂主体设计呈变截面结构，在材料强度足够的情况下，合理减小机臂的截面面积，既有效保证机臂性能，又有效减小机臂尺寸、减轻机臂重量、节省机臂材料；将机身连接部及动力连接部采用等截面设计，方便基础固定件的加工与安装；将机臂的外轮廓设置呈椭圆形，使机臂更能承受螺旋桨产生的力矩；同时，将机臂安装于飞行器机身上时设置呈可折叠式，有效节省飞行器的存储空间；于飞行器机身上对称设置多组机臂组件，使得飞行器的载重能力更强、飞行更平稳。

附图说明

图1为本申请的等强度机臂的立体结构示意图。

图2为本申请的等强度机臂的主视视角的结构示意图。

图3为本申请的等强度机臂的力矩结构示意图。

图4为本申请的多旋翼载人飞行器的立体结构示意图。

图5为本申请的多旋翼载人飞行器的俯视视角的结构示意图。

图6为本申请的机臂组件与动力装置连接状态的立体结构示意图。

图7为本申请的多旋翼载人飞行器的主视视角的结构示意图。

图8为本申请的多旋翼载人飞行器的右视视角的结构示意图。

具体实施方式

下面详细描述本申请的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度低于第二特征。

下面通过具体实施方式结合附图对本申请作进一步详细说明。

请参考图1～3，本申请提供一种用于多旋翼载人飞行器的等强度机臂，该等强度机臂包括机臂主体11、机身连接部12及动力连接部13。

所述机臂主体11在其长度方向上具有相对的第一端111和第二端112；所述机身连接部12设置于机臂主体11的第一端111，用以连接飞行器机身20；所述动力连接部13设置于机臂主体11的第二端112，用以连接动力装置30。所述等强度机臂的截面外轮廓设置呈椭圆形状，且内部设置有用以容置线束的容置腔113。

如图1、图2所示，本申请中，所述机臂主体11的截面面积由第一端111向第二端112逐渐变小；同时，所述机身连接部12及动力连接部13均为等截面结构。为进一步确保机臂的强度，并保持其外观的美观性，本实施例中，所述机臂主体11与机身连接部12及动力连接部13的交界处的上顶点在同一直线上。可以理解的，作为其他的实施方式，所述机臂主体11与机身连接部12及动力连接部13的过渡方式也可根据实际情况进行设置，如将所述机臂主体11设置呈椭圆锥台形状，且使机臂主体11的中轴线与机身连接部12及动力连接部13的中轴线位于同一直线上。

请参考图3，由力矩M＝L×F可知，弯矩只与受力F及机臂的长度有关，减小机臂的截面面积并不会使机臂的长度即力臂L减小，故本申请中将所述机臂主体11的截面面积由第一端111向第二端112逐渐减小形成变截面结构，可以在达到同等强度的情况下，有效减轻机臂的重量，并节省材料。同时，通过情况下，所述机身连接部12通过机臂连接件15与飞行器机身20安装固定，所述动力连接部13通过动力安装座16与动力装置30安装固定，为便于作为基础固定件的机臂连接件15及动力安装座16的加工，也为了实现不同长度机臂的模具共用，故将所述机身连接部12及动力连接部13设置呈与基础固定件样式吻合的等截面结构。

如图1所示，本实施例中，所述等强度机臂优选采用高强度的碳管制成椭圆形管状结构，由于飞行器在飞行过程中横向和垂向受力不同，且所述等强度机臂主要承受垂向载荷，故在具体实施时，将本申请的所述等强度机臂的截面外轮廓设置呈椭圆形状，且椭圆长轴与电机轴的方向水平，这种椭圆形状的机臂相较于传统的圆柱形状机臂，更能承受螺旋桨产生的力矩。

将所述等强度机臂直接设置呈管状结构，一方面可以减小所述等强度机臂的整体重量，另一方面管状结构的中空部位可直接用作容置腔113，将飞行器机身20的线束由该容置腔113的机身连接端直接伸入至动力连接端，所述容置腔113的动力连接端的横截面小于机身连接端的横截面积，方便飞行器的线束从横截面大的一端进入，再从横截面小的一端与动力机构连接，横截面小的一端还可以对线束起到集束和收紧的作用，使线束不易晃动，增加线束的稳定性。

请参考图5～8，本申请同时还提供一种具有等强度机臂的多旋翼载人飞行器，包括飞行器机身20、与所述飞行器机身20固定连接的多个机臂组件10，以及设置于所述机臂组件10上的动力装置30。

如图6所示，所述机臂组件10包括如上所述的等强度机臂、用以将所述等强度机臂固定连接至飞行器机身20上的机臂固定座14，以及连接所述等强度机臂及机臂固定座14的机臂连接件15，所述机臂为如上所述的等强度机臂，所述等强度机臂通过可折叠固定结构可折叠的固定于飞行器机身20上。具体地，本实施例中，所述机臂连接件15上设置有内轮廓与等强度机臂的机身连接部12的外轮廓相吻合的连接筒，所述等强度机臂的机身连接部12套入该连接筒内并通过第二紧固件固定。所述机臂连接件15铰接在机臂固定座14上，所述机臂连接件15上设置有第一固定部，所述机臂固定座14上对应于第一固定部设置有第二固定部，当所述等强度机臂处于使用状态时，所述第一固定部及第二固定部通过第一紧固件将机臂连接件15与机臂固定座14固定，当所述等强度机臂需折叠时，取下该第一紧固件，并将所述等强度机臂向上折叠至一定角度，再通过一支撑件卡紧固定即可。采用可折叠固定结构安装所述等强度机臂能有效节省飞行器的存储空间，同时，上述可折叠固定结构使用起来方便快捷。在具体实施时，所述第一紧固件与支撑件可为同一结构，所述第一固定部及第二固定部可设置为固定安装孔，也可以设置为现有的任意一种可实现二者配合固定的连接结构。

本申请中，所述等强度机臂优选设置为四的倍数个，如4个、8个、16个等，实际实施时，可根据对飞行器的载重及稳定性要求进行相应的调整。

所述动力装置30通过动力安装座16固定安装于所述等强度机臂的动力连接部13，所述动力装置30包括驱动机构31以及与驱动机构31相连接的螺旋桨32。本申请实施例中，所述驱动机构31为电机。

请继续参考图6，本实施例中，每个机臂组件10均包括一短机臂101及一长机臂102，所述短机臂101与长机臂102均为本申请所述的等强度机臂，二者仅在长度上存在差异。所述短机臂101与长机臂102连接于机臂固定座14上，且所述短机臂101与长机臂102之间具有角度为α的第一夹角。在具体实施时，该第一夹角的角度α需根据所述短机臂101和长机臂102各自的长度以及设置于短机臂101上的螺旋桨32的直径和长机臂102上的螺旋桨32的直径来进行确定，以所述短机臂101上的螺旋桨32和长机臂102上的螺旋桨32同时转动时不产生碰撞为最低标准，考虑到气动影响和整机的尺寸，本申请中，所述短机臂101上的螺旋桨32和长机臂102上的螺旋桨32同时转动时二者之间的最小桨尖间距为80mm。

本实施例中，所述短机臂101上设置有由上下两个螺旋桨32构成的第一螺旋桨组，所述长机臂102上对应设置有由两个螺旋桨32构成的第二螺旋桨组。通过配合设置呈一定角度固定的短机臂101及长机臂102，通过调整所述短机臂101及长机臂102上电机的转速，即可控制飞行器的俯仰、滚转、偏离等；当所述短机臂101及长机臂102上的螺旋桨32均产生相同的水平分力时，飞行器可以实现悬停或者垂直上升等动作；当所述短机臂101及长机臂102上的螺旋桨32产生不同的水平分力时，不需要飞行器做太大的姿态变化即可实现向前加速、向上爬升、左右偏航等动作，提高用户在飞行器内乘坐时的舒适感。

如图4、图5所示，本申请中，所述机臂组件10共设置有四组，该四组机臂组件10相对于所述飞行器机身20前后对称且左右对称设置。具体地讲，本实施例中，所述机臂共计八个，其中四个所述短机臂101分别对称设置于飞行器机身20的前后两侧，另四个所述长机臂102则分别对称设置于飞行器机身20的左右两侧。

请参考图7、图8，为利于飞行，所述短机臂101及长机臂102均相对于水平面倾斜设置，即：当所述飞行器处于水平状态时，所述短机臂101的上顶面与水平面之间具有角度为β的第二夹角，该第二夹角的角度β优选数值范围为0°～10°；所述长机臂102的上顶面与水平面之间具有角度为γ的第三夹角，该第三夹角的角度γ优选数值范围为0°～10°，由于所述短机臂101与长机臂102存在长度差，为保证所述短机臂101上的电机与长机臂102上的电机在同一个水平面上，所述第二夹角与第三夹角的角度不相等。

本申请中，所述机臂主体11基于等强度原则采用变截面设计，在不同的弯矩情况下计算出最佳的横截面，形成悬臂梁形式，在材料强度足够的情况下，合理减小机臂的截面面积，既有效保证机臂性能，又有效减小机臂尺寸、减轻机臂重量、节省机臂材料；将所述机身连接部12及动力连接部13采用等截面设计，方便基础固定件的加工与安装；将所述机臂外轮廓设置呈椭圆形，使机臂更能承受螺旋桨32产生的力矩。同时，采用可折叠式结构将所述机臂安装于飞行器机身20上，有效节省飞行器的存储空间；于所述飞行器机身20上对称设置多组机臂组件10，使得飞行器的载重能力更强、飞行更平稳。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施方式”、“一些实施方式”、“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上内容是结合具体的实施方式对本申请所作的进一步详细说明，不能认定本申请的具体实施只局限于这些说明。对于本申请所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换。

Claims (10)

1.一种等强度机臂，其特征在于，包括：

机臂主体，所述机臂主体在其长度方向上具有相对的第一端和第二端，所述机臂主体的截面面积由第一端向第二端逐渐变小；

机身连接部，设置于所述机臂主体的第一端，用以连接飞行器机身；以及

动力连接部，设置于所述机臂主体的第二端，用以连接动力装置，

所述机身连接部及动力连接部均为等截面结构。

2.如权利要求1所述的等强度机臂，其特征在于，所述等强度机臂的截面外轮廓呈椭圆形状。

3.如权利要求1所述的等强度机臂，其特征在于，所述等强度机臂内部具有用以容置线束的容置腔。

4.如权利要求1～3中任一项所述的等强度机臂，其特征在于，所述机臂主体与机身连接部及动力连接部的交界处的上顶点在同一直线上。

5.一种多旋翼载人飞行器，其特征在于，包括飞行器机身、与所述飞行器机身固定连接的多个机臂组件，以及设置于所述机臂组件上的动力装置，所述机臂组件包括机臂，所述机臂为如权利要求1～4中任一项所述的等强度机臂。

6.如权利要求5所述的多旋翼载人飞行器，其特征在于，所述机臂组件还包括用以将所述机臂固定连接至飞行器机身上的机臂固定座，以及连接所述机臂及机臂固定座的机臂连接件，所述机臂通过可折叠固定结构可折叠的固定于飞行器机身上，该可折叠固定结构包括：

设置于所述机臂连接件上的第一固定部；

设置于所述机臂固定座上与第一固定部相对应的第二固定部；

在所述机臂处于使用状态时，通过所述第一固定部及第二固定部将机臂连接件与机臂固定座固定的第一紧固件；以及

在所述机臂向上折叠呈一定角度时，通过所述第一固定部及第二固定部卡紧固定机臂的支撑件。

7.如权利要求5所述的多旋翼载人飞行器，其特征在于，每个机臂组件均包括一短机臂及一长机臂，所述短机臂与长机臂之间呈角度为α的第一夹角连接于飞行器机身上；当所述多旋翼载人飞行器处于水平状态时，所述短机臂101的上顶面与水平面之间具有角度为β的第二夹角，所述长机臂102的上顶面与水平面之间具有角度为γ的第三夹角，所述第二夹角与第三夹角的角度不相等。

8.如权利要求7所述的多旋翼载人飞行器，其特征在于，设置于所述短机臂上的螺旋桨与设置于长机臂上的螺旋桨同时转动时二者之间的最小桨尖间距为80mm；及/或，第二夹角的角度β数值范围为0°～10°，第三夹角的角度γ数值范围为0°～10°。

9.如权利要求5～8中任一项所述的多旋翼载人飞行器，其特征在于，所述机臂组件共设置有四组，该四组机臂组件相对于所述飞行器机身前后对称且左右对称。

10.如权利要求5～8中任一项所述的多旋翼载人飞行器，其特征在于，所述动力装置包括驱动机构及与所述驱动机构相连接的螺旋桨，所述驱动机构为电机，所述机臂的椭圆长轴与电机轴的方向水平。

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