CN217805227U - 一种eVTOL飞机电机臂连接结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种eVTOL飞机电机臂连接结构，包括连接件和连接板，所述连接件包括前部连接件和后部连接件，所述前部连接件通过紧固件连接机翼和前电机臂，所述后部连接件通过紧固件连接机翼和后电机臂，所述前部连接件和后部连接件之间通过紧固件连接有连接板，所述连接板横跨机翼。本装置维护成本低：相比机翼，电机臂受到损伤更换的概率更大，在电机臂和机翼之间设计了电机臂连接结构这个过渡段，当电机臂到寿命后，仅需要单个更换部件，而不需要更换成本更大的机翼，降低维护成本。

Description

一种eVTOL飞机电机臂连接结构

技术领域

本实用新型涉及航空设备技术领域，具体涉及一种eVTOL飞机电机臂连接结构。

背景技术

eVTOL(Electric Vertical Takeoff and Landing)电动垂直起降飞行器开发吸引了包括航空航天企业、汽车行业、运输行业、政府、军方以及学术界的广泛关注。eVTOL未来潜在应用涉及城市客运、区域客运、货运、个人飞行器、紧急医疗服务等多种场景模式。美国垂直飞行协会认为，eVTOL技术是自75年前直升机诞生以来航空业最重要的技术变革之一，可能比涡轮发动机的出现更具有革命性。根据该协会在线发布的“世界电动垂直起降(eVTOL)飞行器目录”显示，目前全球从事eVTOL开发的项目已经多达到了260余项。使用电动力推进系统代替内燃机动力，从而获得了很多优点和独特品质。最突出的优点是节能环保，效率高能耗低，同时实现接近零排放，噪声和振动水平很低，乘坐舒适性好，是名符其实的环境友好飞机。此外，还具有安全可靠(不会发生爆炸和燃料泄漏)、结构简单、操作使用简便、维修性好/费用低、经济性好等特点。在设计上也有很多优势:总体布局灵活，可采用最佳布局和非常规/创新布局；可设计出具有超常性能的飞机，满足特殊用途需求等。

eVTOL飞机在布局上和传统固定翼飞机有明显的区别，需要电机臂连接电机，然后把电机连接在eVTOL飞机的机体结构上，而电机臂与机翼、尾翼结构上直接连接。然而电机臂与机翼、尾翼结构直接连接的方式存在以下不足：在更换电机臂时需要更换机翼，维护成本高；机翼与电机臂直接连接会加大机翼和电机臂的制造难度；电机臂的安装精度不易把控。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种eVTOL飞机电机臂连接结构，以解决背景技术中提到的问题。为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种eVTOL飞机电机臂连接结构，包括连接件和连接板，所述连接件包括前部连接件和后部连接件，所述前部连接件通过紧固件连接机翼和前电机臂，所述后部连接件通过紧固件连接机翼和后电机臂，所述前部连接件和后部连接件之间通过紧固件连接有连接板，所述连接板横跨机翼；

所述前部连接件和后部连接件结构相同，均包括上蒙皮、下蒙皮和骨架，所述上蒙皮和下蒙皮上下对齐，采用胶粘剂和紧固件连接骨架，所述上蒙皮和下蒙皮于中间位置进行胶接。

优选地，所述骨架包括机翼连接件、电机臂连接件和纵梁，所述纵梁一端与电机臂连接件采用紧固件连接，另一端与机翼连接件和机翼连接，所述机翼连接件通过紧固件与机翼和连接板连接，所述电机臂连接件与电机臂采用紧固件连接。

优选地，所述前部连接件和后部连接件的上蒙皮、下蒙皮的面与纵梁胶接，所述纵梁对上蒙皮和下蒙皮进行支撑。

优选地，所述纵梁设有两个，且平行分布。

优选地，所述紧固件为螺栓、螺母、托班螺母、铆钉中一种。

优选地，所述电机臂连接件与电机臂采用托板螺母和螺栓可拆卸连接。

优选地，所述连接板采用铝合金或碳纤维复合材料，所述上蒙皮和下蒙皮采用碳纤维复合材料，所述骨架采用铝合金。

本实用新型的技术效果和优点：维护成本低：相比机翼，电机臂受到损伤更换的概率更大，在电机臂和机翼之间设计了电机臂连接结构这个过渡段，当电机臂到寿命后，仅需要单个更换部件，而不需要更换成本更大的机翼，降低维护成本；工艺性好：电机臂和机翼的连接处曲率最大，结构最复杂，采用电机臂连接结构降低了机翼和电机臂的制造难度；精度较高：电机臂和机翼总装时，可以通过电机臂连接结构对电机臂的公差进行调整，确保电机臂的位置准确；受力较好：电机臂的受力沿着电机臂轴线，机翼受力沿着机翼的展向，电机臂连接结构的连接板与机翼的蒙皮互相贯通，使其两个受力没有交联，降低连接区域的受力复杂度。

附图说明

图1为本实用新型在eVTOL飞机上位置示意图；

图2为本实用新型在eVTOL飞机上的爆炸图；

图3为本实用新型的爆炸图；

图4为本实用新型的连接件的爆炸图；

图5为本实用新型的骨架轴测图；

图6为本本实用新型的连接件横向剖视图；

图7为本实用新型与机翼连接处的剖视图；

图8为本实用新型与电机臂连接处的剖视图。

图中，1.电机臂连接结构；11.连接件；111.下蒙皮；112.骨架； 113.上蒙皮；1121.机翼连接件；1122.电机臂连接件；1123.纵梁；12. 连接板；13.紧固件；2.电机臂；3.机翼。

具体实施方式

为了使本实用新型的实现技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本实用新型，在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接或是机械连接，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，可以两个元件内部的连通。

实施例

如图1、图2所示，电机臂连接结构1安装在机翼3与电机臂2 过渡的区域，此处区域的曲率较大，一端与机翼3连接，另外一端与电机臂2连接，把电机臂2的受力传递到机翼3上，保证了机翼3的上下蒙皮的完整性，使机翼3的受力连续。同时将曲率较大的零件分割的比较小，降低了制造的难度。电机臂2和机翼3在eVTOL飞机飞行过程中，机翼3的结构受损的概率较低，电机臂2的受损概率较大，当需要更换电机臂2时，仅需要安装新的电机臂2，当电机臂2 与电机臂连接结构1之间连接损坏时，也仅需要更换电机臂连接结构1，不用更换机翼3，降低维护成本。

如图3所示，电机臂连接结构1包括连接件11、连接板12、紧固件13，连接件11把电机臂2和机翼3连接，传递大部分的力到机翼3上，连接件11包括前部连接件和后部连接件两个独立的部分，前部连接件通过紧固件13连接机翼3和电机臂2中的前电机臂，后部连接件通过紧固件13连接机翼3和电机臂2中的后电机臂，前部连接件和后部连接件之间通过紧固件连接有连接板12，连接板12横跨机翼3，可以保持此处区域的气动外形，降低飞行阻力，同时让前后电机臂传递过来的力，一部分在连接板12上自平衡。紧固件13为螺栓、螺母、托班螺母、铆钉等，在电机臂连接结构1中根据受力形式、安装通路、维修通路选择不同的类型的紧固件13安装。紧固件13把电机臂连接结构1和机翼3、电机臂2连接到一起。连接板12可以采用铝合金、碳纤维复合材料制造而成，优选的采用碳纤维复合材料。

如图4所示，连接件11包括上蒙皮113、下蒙皮111、骨架112，上蒙皮113和下蒙皮111采用碳纤维复合材料制造，可以成型出曲率较大的零件，上蒙皮113和下蒙皮111在中间的位置胶接，其中下蒙皮111在连接区设计了一个下陷，让上蒙皮113和下蒙皮111之间可以搭接，传递结构的一部分力。骨架112作为主传力部件传递电机臂连接结构1的主要受力，上蒙皮113、下蒙皮111与骨架112间采用胶粘剂连接，同时部分需要增强的区域采用紧固件13连接。

如图5所示，骨架112包括机翼连接件1121、电机臂连接件1122、纵梁1123，机翼连接件1121通过紧固件13与机翼3和连接板12连接，方便拆卸和更换。电机臂连接件1122与电机臂2采用紧固件13 连接，把电机臂2的受力传递到电机臂连接结构1上；纵梁1123作为纵向传力件，同时对上蒙皮113和下蒙皮111进行支撑。机翼连接件1121、电机臂连接件1122、纵梁1123均采用铝合金机加而成，优选的材料为7050，优选的热处理状态为T7451，纵梁1123一端与电机臂连接件1121采用紧固件13连接，另一端与机翼连接件1121连接的同时，也与机翼3的大梁相连，把力传递到机翼3。

如图6所示，连接件11的上蒙皮113、下蒙皮111在中间胶接后，上下两个面与纵梁1123胶接，纵梁1123对上蒙皮113和下蒙皮 111进行支撑，为了提高传力效率，两根纵梁1123平行分布尽量往中间布置，增加纵梁1123的高度，在最中间的位置设计一根纵梁1123也可以，但本实例优选的设计成两根，当一根损伤上，另外一根可以继续受力，提高安全性。

如图7所示，机翼3的结构与连接板12结构内部有空腔，连接板12传递电机臂连接结构1前后传来的纵向力，机翼结构传递机翼的展向力，两者路径均有不同的零件传力，降低连接区域受力的复杂性。

如图8所示，电机臂连接结构1的电机臂连接件1122与电机臂 2通过紧固件13(托板螺母和螺栓)连接，方便单面拆卸，当需要维护电机臂2时，拧下螺栓即可以完成拆卸，维护性较好。

最后应说明的是：以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种eVTOL飞机电机臂连接结构，包括连接件和连接板，其特征在于：所述连接件包括前部连接件和后部连接件，所述前部连接件通过紧固件连接机翼和前电机臂，所述后部连接件通过紧固件连接机翼和后电机臂，所述前部连接件和后部连接件之间通过紧固件连接有连接板，所述连接板横跨机翼；

所述前部连接件和后部连接件结构相同，均包括上蒙皮、下蒙皮和骨架，所述上蒙皮和下蒙皮上下对齐，采用胶粘剂和紧固件连接骨架，所述上蒙皮和下蒙皮于中间位置进行胶接。

2.根据权利要求1所述的一种eVTOL飞机电机臂连接结构，其特征在于：所述骨架包括机翼连接件、电机臂连接件和纵梁，所述纵梁一端与电机臂连接件采用紧固件连接，另一端与机翼连接件和机翼连接，所述机翼连接件通过紧固件与机翼和连接板连接，所述电机臂连接件与电机臂采用紧固件连接。

3.根据权利要求2所述的一种eVTOL飞机电机臂连接结构，其特征在于：所述前部连接件和后部连接件的上蒙皮、下蒙皮的面与纵梁胶接，所述纵梁对上蒙皮和下蒙皮进行支撑。

4.根据权利要求2所述的一种eVTOL飞机电机臂连接结构，其特征在于：所述纵梁设有两个，且平行分布。

5.根据权利要求2所述的一种eVTOL飞机电机臂连接结构，其特征在于：所述紧固件为螺栓、螺母、托班螺母、铆钉中的一种。

6.根据权利要求5所述的一种eVTOL飞机电机臂连接结构，其特征在于：所述电机臂连接件与电机臂采用托板螺母和螺栓可拆卸连接。

7.根据权利要求1所述的一种eVTOL飞机电机臂连接结构，其特征在于：所述连接板采用铝合金或碳纤维复合材料，所述上蒙皮和下蒙皮采用碳纤维复合材料，所述骨架采用铝合金。

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