CN218662354U - 一种多旋翼航空器的下机体组件及多旋翼航空器 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种多旋翼航空器的下机体组件，包括下机体外壳以及固定在所述下机体外壳内部的受力骨架；所述受力骨架包括多个用于与机臂连接的角铝件以及与所述角铝件相连的受力梁；所述受力骨架还包括多个连接梁，所述连接梁的两端分别固定在两个所述受力梁上，所述受力梁和/或所述连接梁由碳钎维材料制成。本实用新型提供还提供一种多旋翼航空器，包括上述多旋翼航空器的下机体组件以及固定安装在所述下机体组件上的机臂、座舱和起落架。本实用新型提供的多旋翼航空器的下机体组件中的受力骨架小，分件少，重量轻，还能很好地承受住了机臂、起落架和座舱传递到下机体的载荷。

Description

一种多旋翼航空器的下机体组件及多旋翼航空器

技术领域

本实用新型涉及航空器技术领域，尤其涉及一种多旋翼航空器的下机体组件及多旋翼航空器。

背景技术

对于一个多旋翼类型的航空器，它的机臂、起落架、动力电池、电机控制器及其他设备大多数都固定在下机体上的，所以就对下机体的强度和刚度有着较高的需求，同时也需兼顾着内部设备的空间布置和安装。现行的很多多旋翼类型的航空器为了机体能承受住机臂和起落架传递都来的载荷，会将受力骨架设计的很大，且分件很多，在一些连接的部位使用大量的金属件，增加了机体的负载和内部设备布置安装的难度。

实用新型内容

本实用新型的特征和优点在下文的描述中部分地陈述，或者可从该描述显而易见，或者可通过实践本实用新型而学习。

为克服现有技术的问题，本实用新型提供一种多旋翼航空器的下机体组件，包括下机体外壳以及固定在所述下机体外壳内部的受力骨架；所述受力骨架包括多个用于与机臂连接的角铝件以及与所述角铝件相连的受力梁；所述受力骨架还包括多个连接梁，所述连接梁的两端分别固定在两个所述受力梁上，所述受力梁和/或所述连接梁由碳钎维材料制成。

在本实用新型的一个实施例中，所述受力梁包括与所述下机体外壳的长度方向一致的第一受力梁以及与所述下机体外壳的宽度方向一致的第二受力梁。

在本实用新型的一个实施例中，所述受力骨架还包括加强板，所述加强板与所述第一受力梁及所述下机体外壳固定连接。

在本实用新型的一个实施例中，所述加强板包括第一加强板与第二加强板，所述第一加强板与第二加强板分别设置在所述第二受力梁的两侧。

在本实用新型的一个实施例中，所述加强板上设有凸台，用于安装电机控制器。

在本实用新型的一个实施例中，所述连接梁包括第一连接梁与第二连接梁，所述第一连接梁的两端固定在所述第一受力梁上，所述第二连接梁与所述第一连接梁相交并固定连接在一起。

在本实用新型的一个实施例中，所述连接梁的底部固定连接在所述下机体外壳的底面上。

在本实用新型的一个实施例中，所述受力骨架还包括多个支撑固定件，固定在所述受力梁上，所述支撑固定件用于与座舱相连。

本实用新型还提供一种多旋翼航空器，包括本申请提供的多旋翼航空器的下机体组件以及固定安装在所述下机体组件上的机臂、座舱和起落架。

在本实用新型的一个实施例中，所述起落架安装在所述多旋翼航空器的下机体组件中第二受力梁的正下方。

本实用新型提供一种多旋翼航空器的下机体组件及多旋翼航空器，通过受力骨架承载了下机体受到的绝大部分的载荷；受力梁搭配着连接梁让下机体内部的空间布置十分整齐可靠；将受力梁和/或所述连接梁采用碳钎维材料制成，进而保证了结构强度的同时也降低整机重量。

通过阅读说明书，本领域普通技术人员将更好地了解这些技术方案的特征和内容。

附图说明

下面通过参考附图并结合实例具体地描述本实用新型，本实用新型的优点和实现方式将会更加明显，其中附图所示内容仅用于对本实用新型的解释说明，而不构成对本实用新型的任何意义上的限制，在附图中：

图1为本实用新型实施例的多旋翼航空器的下机体组件的结构示意图。

图2为本实用新型实施例的多旋翼航空器的结构示意图。

11-第一受力梁，12-第二受力梁，13-角铝件，14-第一加强板，15-第二加强板，16-凸台，17、18-支撑固定件，21-第一连接梁，22-第二连接梁，30-下机体外壳，50-下机体组件，60-座舱，70-机臂，80-起落架。

具体实施方式

在本实用新型的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“内”、“外”、“顶部”、“底部”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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

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“相连”、“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；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。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实用新型中的具体含义。

为了便于理解本申请，下面将参照相关附图对本申请进行更全面的描述。附图中给出了本申请的较佳实施方式。但是，本申请可以以许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施方式。相反地，提供这些实施方式的目的是使对本申请的公开内容理解的更加透彻全面。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施方式的目的，不是旨在于限制本申请。

如图1所示，本实用新型提供一种多旋翼航空器的下机体组件，包括下机体外壳30以及固定在下机体外壳内部的受力骨架。受力骨架包括多个角铝件13、受力梁、连接梁。其中，受力梁包括与下机体外壳的长度方向一致的第一受力梁11以及与下机体外壳的宽度方向一致的第二受力梁12，角铝件12固定在第一受力梁11与第二受力梁12的交接处。连接梁包括两端固定在第一受力梁11上的第一连接梁21以及与第一连接梁相交并固定连接在一起的第二连接梁22。

本实施例中，第一受力梁11与第二受力梁12均为2根，在具体实施时，第一受力梁11与第二受力梁12可以通过结构胶粘接固定在下机体外壳的内部，第一受力梁11与第二受力梁12的端部为铝合金材质的角铝件13，一个角铝件13可以同时与第一受力梁11的端部及第二受力梁12的端部相连。第一受力梁11与第二受力梁12可以采用碳纤维材料制成，从而在保证结构强度的同时降低整机重量。

上述第二受力梁12将下机体外壳的内部空间沿长度方向分成了前、中、后三个区域，其中中间区域的空间最大且齐整；第一连接梁21和第二连接梁22就设置在此区域。

在具体实施时，第一连接梁21可以平行于第二横梁12设置，且第一连接梁21可以根据中间区域的大小设置多根。第一连接梁21的两端及底部均设有翻边，两端的翻边用结构胶搭接在第一受力梁11的内侧面，底部的翻边可以通过结构胶与下机体外壳的底面粘接在一起。

第二连接梁22与第一连接梁21垂直，第二连接梁22可以由多段子梁组成，每段子梁的两端分别固定连接在相邻的第一连接梁11上。每段子梁的两端及底部均设有翻边，两端的翻边用结构胶搭接在第一连接梁21的侧面，底部的翻边可以通过结构胶与下机体外壳的底面粘接在一起。在本申请的另一实施例中，第二连接梁22与第一连接梁21具有相互配合的缺口，使两者可以垂直交叉固定在一起，此时，第二连接梁22的两端分别固定连接在第一根及最后一根第二连接梁22上。在具体实施时，第二连接梁22的两端及底部均设有翻边，两端的翻边用结构胶搭接在第一连接梁21的侧面，底部的翻边可以通过结构胶与下机体外壳的底面粘接在一起。

本实施例中，连接梁可以由碳钎维材料制成，第一连接梁21和第二连接梁22将下机体外壳的内部空间的中间区域分成了若干个小隔间，每个隔间里都可以安装动力电池模组(图中未显示)等设备，从而有序合理可靠地对机体内部设备进行布置安装。上述第一连接梁21和第二连接梁22同时也加强了下机体组件的强度和刚度，使得中部的大平面不再过于单薄。

由于受力骨架需要承载了下机体受到的绝大部分的载荷，因此，为了进一步增加下机体组件前后区域的强度，本实施例中，受力骨架还包括加强板14、15，加强板14、15与第二受力梁12及下机体外壳固定连接。

在具体实施时，加强板包括第一加强板14与第二加强板15，第一加强板14与第二加强板15分别设置在第二受力梁12的两侧。其中，第一加强板14位于第二受力梁12与下机体外壳端部之间，第二加强板15的两个侧边分别与第二受力梁12及与第二受力梁12相邻的第一连接梁11固定连接，第二加强板15的两个端部则与下机体外壳的内侧壁相连。在加强板上还设有凸台16，凸台16的下面铆接了托板螺母，电机控制器就安装在凸台16的上方。凸台16可以设置第一加强板14上，也可以设置在第二加强板15上，在此不做限制。可见，底部的加强板既是下机体的底面的加强结构，也是电机控制器的安装平面。

为利用座舱的自重抵消一部分机臂传递给受力骨架的的扭矩，本实施例在受力骨架的前、中、后部的上面布置了六个支撑固定件17、18，用于与座舱的连接。更具体地，在第二受力梁12两端的上表面分别设置2个支撑固定件17，在第一受力梁18的上表面的合适位置设置一个支撑固定件18。

如图2所示，本实用新型还提供一种多旋翼航空器，包括上述任一实施例提供的多旋翼航空器的下机体组件50以及固定安装在下机体组件50上的机臂70、座舱60和起落架80。

起落架80安装在多旋翼航空器的下机体组件50中第二受力梁12的正下方，从而防止过载降落时起落架顶穿下机体底部。机臂安装在受力骨架的四个角铝件上，受力骨架的第一受力梁与第二受力梁承受了所有机臂传递过来的载荷。

本实用新型提供的多旋翼航空器的下机体组件及多旋翼航空器，将机臂安装在与受力梁连接的角铝件上，利用受力骨架的受力梁承受了几乎所有机臂传递过来的载荷，通过连接梁的设置进一步保证了受力骨架的结构强度，此外，还在受力骨架的前、中、后部的上面布置了六个与座舱的连接的支撑固定件，利用座舱的自重抵消一部分机臂传递给回字形受力骨架的的扭矩。本实用新型提供的多旋翼航空器的下机体组件中的受力骨架小，分件少，重量轻，还能很好地承受住了机臂、起落架和座舱传递到下机体的载荷。

以上参照附图说明了本实用新型的优选实施例，本领域技术人员不脱离本实用新型的范围和实质，可以有多种变型方案实现本实用新型。举例而言，作为一个实施例的部分示出或描述的特征可用于另一实施例以得到又一实施例。以上仅为本实用新型较佳可行的实施例而已，并非因此局限本实用新型的权利范围，凡运用本实用新型说明书及附图内容所作的等效变化，均包含于本实用新型的权利范围之内。

Claims (10)

1.一种多旋翼航空器的下机体组件，其特征在于，包括下机体外壳以及固定在所述下机体外壳内部的受力骨架；所述受力骨架包括多个用于与机臂连接的角铝件以及与所述角铝件相连的受力梁；所述受力骨架还包括多个连接梁，所述连接梁的两端分别固定在两个所述受力梁上，所述受力梁和/或所述连接梁由碳钎维材料制成。

2.根据权利要求1所述的多旋翼航空器的下机体组件，其特征在于，所述受力梁包括与所述下机体外壳的长度方向一致的第一受力梁以及与所述下机体外壳的宽度方向一致的第二受力梁。

3.根据权利要求2所述的多旋翼航空器的下机体组件，其特征在于，所述受力骨架还包括加强板，所述加强板与所述第二受力梁及所述下机体外壳固定连接。

4.根据权利要求3所述的多旋翼航空器的下机体组件，其特征在于，所述加强板包括第一加强板与第二加强板，所述第一加强板与第二加强板分别设置在所述第二受力梁的两侧。

5.根据权利要求3所述的多旋翼航空器的下机体组件，其特征在于，所述加强板上设有凸台，用于安装电机控制器。

6.根据权利要求2所述的多旋翼航空器的下机体组件，其特征在于，所述连接梁包括第一连接梁与第二连接梁，所述第一连接梁的两端固定在所述第一受力梁上，所述第二连接梁与所述第一连接梁相交并固定连接在一起。

7.根据权利要求1所述的多旋翼航空器的下机体组件，其特征在于，所述连接梁的底部固定连接在所述下机体外壳的底面上。

8.根据权利要求1所述的多旋翼航空器的下机体组件，其特征在于，所述受力骨架还包括多个支撑固定件，固定在所述受力梁上，所述支撑固定件用于与座舱相连。

9.一种多旋翼航空器，其特征在于，包括如权利要求1至8任一所述的多旋翼航空器的下机体组件以及固定安装在所述下机体组件上的机臂、座舱和起落架。

10.根据权利要求9所述的多旋翼航空器，其特征在于，所述起落架安装在所述多旋翼航空器的下机体组件中第二受力梁的正下方。

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