CN219277819U - 航空器骨架及航空器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空器骨架及航空器，第一连接架、第二连接架、第三连接架、第四连接架、第一纵梁和第二纵梁首尾相接以形成回字形结构，构成了航空器机身的骨架，各连接架上设置的机臂连接部用于安装垂直起降航空器的机臂，机臂是航空器的主要受力结构之一，因此该骨架能够承受各机臂传递而来的载荷，无需传统的机身框架和蒙皮承受载荷，降低了对机身框架和蒙皮的材料要求，实现机身的减重。

Description

航空器骨架及航空器

技术领域

本实用新型涉及航空器结构技术领域，尤其涉及一种航空器骨架及航空器。

背景技术

无人驾驶航空器的机身是航空器的主要部件之一，其为航空器结构的基体，不仅用于固定、支撑航空器的其他部件，还需承受其他部件传递而来的载荷。现有的航空器机身采用蒙皮和框架构成，框架形成了航空器机身的外轮廓（类似汽车领域的承载式车身），蒙皮粘接在框架之上，蒙皮和框架共同承受航空器飞行时所受的载荷。而为了确保蒙皮和框架的抗扭刚度，导致框架和蒙皮的重量较大，不利于提升航空器的航程。

实用新型内容

为了克服现有技术的不足，本实用新型的目的在于提供一种航空器骨架，以解决目前的航空器机身结构过重的问题。

本实用新型的目的采用如下技术方案实现：

一种航空器骨架，包括第一连接架、第二连接架、第三连接架、第四连接架、第一纵梁和第二纵梁；

所述第一连接架设有第一机臂连接部，所述第二连接架设有第二机臂连接部，所述第三连接架设有第三机臂连接部，所述第四连接架设有第四机臂连接部；

所述第一纵梁具有第一首端和第一尾端，所述第二纵梁具有第二首端和第二尾端，所述第一连接架的两端分别连接于所述第一首端和所述第二连接架的一端，所述第二连接架的另一端连接于所述第二首端，所述第三连接架的两端分别连接于所述第一尾端和所述第四连接架的一端，所述第四连接架的另一端连接于所述第二尾端，以形成回字形结构。

在某些可选地实施例中，所述第一连接架设有第一连接件和第二连接件，所述第一连接件设有第一安装孔，所述第二连接件设有第二安装孔；所述第二连接架设有第三连接件和第四连接件，所述第三连接件上设有第三安装孔；所述第一首端穿设于所述第一安装孔，所述第四连接件穿设于所述第二安装孔，所述第二首端穿设于所述第三安装孔。

在某些可选地实施例中，所述第三连接架设有第五连接件和第六连接件，所述第五连接件设有第四安装孔，所述第六连接件设有第五安装孔；所述第四连接架设有第七连接件和第八连接件，所述第八连接件上设有第六安装孔；所述第一尾端穿设于所述第四安装孔，所述第七连接件穿设于所述第五安装孔，所述第二尾端穿设于所述第六安装孔。

在某些可选地实施例中，所述第一连接架还设有第五机臂连接部，所述第二连接架还设有第六机臂连接部，所述第三连接架还设有第七机臂连接部，所述第四连接架还设有第八机臂连接部；所述第一机臂连接部和第五机臂连接部倾斜设置，所述第二机臂连接部和第六机臂连接部倾斜设置，所述第三机臂连接部和第七机臂连接部倾斜设置，所述第四机臂连接部和第八机臂连接部倾斜设置。

在某些可选地实施例中，所述第一机臂连接部、第二机臂连接部、第三机臂连接部、第四机臂连接部、第五机臂连接部、第六机臂连接部、第七机臂连接部和第八机臂连接部上均设有机臂连接器，所述机臂连接器上设有多个并列设置的铰接孔。

在某些可选地实施例中，所述第一连接件和第二连接件之间的夹角为钝角，所述第三连接件和第四连接件之间的夹角为钝角。

在某些可选地实施例中，所述第五连接件和第六连接件之间的夹角为钝角，所述第七连接件和第八连接件之间的夹角为钝角。

在某些可选地实施例中，所述第一纵梁具有第一外侧壁和第一内侧壁，所述第二纵梁具有第二外侧壁和第二内侧壁，所述第一内侧壁和第二内侧壁相对设置，所述第一外侧壁和第二外侧壁相背设置；

所述第一外侧壁和第一内侧壁之间的距离由所述第一纵梁的顶面至底面方向逐渐减小；

所述第二外侧壁和第二内侧壁之间的距离由所述第二纵梁的顶面至底面方向逐渐减小。

在某些可选地实施例中，所述第一纵梁包括相连接且倾斜设置的第一梁段和第二梁段，所述第一梁段的端部为所述第一首端，所述第二梁段的端部为所述第一尾端；所述第二纵梁包括相连接且倾斜设置的第三梁段和第四梁段，所述第三梁段的端部为所述第二首端，所述第四梁段的端部为所述第二尾端。

为了解决相同的技术问题，本实用新型还提供了一种航空器，包括如上述的航空器骨架。

相比现有技术，本实用新型的有益效果在于：

第一连接架、第二连接架、第三连接架、第四连接架、第一纵梁和第二纵梁首尾相接以形成回字形结构，构成了航空器机身的骨架，各连接架上设置的机臂连接部用于安装垂直起降航空器的机臂，机臂是航空器的主要受力结构之一，因此该骨架能够承受各机臂传递而来的载荷，无需传统的机身框架和蒙皮承受载荷，降低了对机身框架和蒙皮的材料要求，实现机身的减重。

附图说明

图1为实用新型的航空器骨架的整体结构示意图之一；

图2为实用新型的航空器骨架的俯视示意图；

图3为实用新型的航空器骨架的整体结构示意图之二；

图4为实用新型的航空器骨架的爆炸示意图；

图中：10、第一连接架；11、第一机臂连接部；12、第一连接件；13、第二连接件；14、第五机臂连接部；20、第二连接架；21、第二机臂连接部；22、第三连接件；23、第四连接件；24、第六机臂连接部；30、第三连接架；31、第三机臂连接部；32、第五连接件；33、第六连接件；34、第七机臂连接部；40、第四连接架；41、第四机臂连接部；42、第七连接件；43、第八连接件；44、第八机臂连接部；50、第一纵梁；51、第一外侧壁；52、第一内侧壁；53、第一梁段；54、第二梁段；60、第二纵梁；61、第二外侧壁；62、第二内侧壁；63、第三梁段；64、第四梁段；70、机臂连接器。

具体实施方式

为了便于理解本实用新型，下面将参照相关附图对本实用新型进行更全面的描述。附图中给出了本实用新型的较佳的实施例。但是，本实用新型可以用许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施例。相反地，提供这些实施例的目的是使对本实用新型的公开内容的理解更加透彻全面。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的。

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实用新型的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本实用新型的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本实用新型。本文所使用的术语“及/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。

实施例1

结合图1至图4所示，示意性地显示了本实用新型的航空器骨架，包括第一连接架10、第二连接架20、第三连接架30、第四连接架40、第一纵梁50和第二纵梁60。其中，第一连接架10、第二连接架20、第三连接架30和第四连接架40均呈L形。

第一纵梁50具有第一首端和第一尾端，第二纵梁60具有第二首端和第二尾端，第一连接架10的两端分别连接于第一首端和第二连接架20的一端，第二连接架20的另一端连接于第二首端，第三连接架30的两端分别连接于第一尾端和第四连接架40的一端，第四连接架40的另一端连接于第二尾端，以形成回字形结构，该回字形结构的骨架的上方可承载航空器的座舱，航空器的座舱的框架仅用于承受自身及其内部的人/货物所传来的载荷。

第一连接架10设有第一机臂连接部11，第二连接架20设有第二机臂连接部21，第三连接架30设有第三机臂连接部31，第四连接架40设有第四机臂连接部41，各个机臂连接部分别连接一个机臂，机臂的端部设置有驱动电机及桨叶，机臂是航空器的主要受力结构之一，因此该骨架能够承受各机臂传递而来的载荷，无需传统的机身框架和蒙皮承受载荷，降低了对机身框架和蒙皮的材料要求，实现机身的减重。

具体地，结合图1、图3和图4，第一连接架10设有第一连接件12和第二连接件13，第一连接件12设有第一安装孔，第二连接件13设有第二安装孔。第二连接架20设有第三连接件22和第四连接件23，第三连接件22上设有第三安装孔。第一首端穿设于第一安装孔，第四连接件23穿设于第二安装孔，第二首端穿设于第三安装孔，第一首端和第一安装孔通过结构胶粘接，第四连接件23和第二安装孔通过结构胶粘接，第二首端和第三安装孔通过结构胶粘接，以实现第一连接架10、第二连接架20、第一纵梁50和第二纵梁60的稳固连接。同样的，第三连接架30设有第五连接件32和第六连接件33，第五连接件32设有第四安装孔，第六连接件33设有第五安装孔。第四连接架40设有第七连接件42和第八连接件43，第八连接件43上设有第六安装孔。第一尾端穿设于第四安装孔，第七连接件42穿设于第五安装孔，第二尾端穿设于第六安装孔；第一尾端和第四安装孔通过结构胶粘接，第七连接件42和第五安装孔通过结构胶粘接，第二尾端和第六安装孔通过结构胶粘接，以实现第三连接架30、第四连接架40、第一纵梁50和第二纵梁60的稳固连接。

在某些可选的实施例中，航空器可以是八轴飞行器，即航空器具有八个机臂，因此，第一连接架10还设有第五机臂连接部14，第二连接架20还设有第六机臂连接部24，第三连接架30还设有第七机臂连接部34，第四连接架40还设有第八机臂连接部44。第一机臂连接部11和第五机臂连接部14倾斜设置，第二机臂连接部21和第六机臂连接部24倾斜设置，第三机臂连接部31和第七机臂连接部34倾斜设置，第四机臂连接部41和第八机臂连接部44倾斜设置。进一步的，第一机臂连接部11、第二机臂连接部21、第三机臂连接部31、第四机臂连接部41、第五机臂连接部14、第六机臂连接部24、第七机臂连接部34和第八机臂连接部44上均设有机臂连接器70，机臂连接器70上设有多个并列设置的铰接孔，铰接孔通过转轴转动连接于机臂，可实现机臂相对机臂连接器70转动，以便于将机臂翻折收纳，减小航空器在运输状态下的臂展。

第一纵梁50具有第一外侧壁51和第一内侧壁52，第二纵梁60具有第二外侧壁61和第二内侧壁62，第一内侧壁52和第二内侧壁62相对设置，第一外侧壁51和第二外侧壁61相背设置。第一外侧壁51和第一内侧壁52之间的距离由第一纵梁50的顶面至底面方向逐渐减小，第二外侧壁61和第二内侧壁62之间的距离由第二纵梁60的顶面至底面方向逐渐减小，该结构的第一纵梁50和第二纵梁60在满足结构刚度、强度的情况下，可适应航空器的外形结构布局，正是因为该航空器骨架一般设置于航空器座舱的下方，因此骨架在竖直方向上的截面面积应由上至下逐渐减小，因而第一纵梁50和第二纵梁60的结构得以与整个航空器的气动外形相匹配。

如图2，为了在保持骨架的外轮廓结构的前提下扩大骨架内侧的可容置设备的体积，第一连接件12和第二连接件13之间的夹角为钝角，第三连接件22和第四连接件23之间的夹角为钝角；第五连接件32和第六连接件33之间的夹角为钝角，第七连接件42和第八连接件43之间的夹角为钝角。同时，第一纵梁50包括相连接且倾斜设置的第一梁段53和第二梁段54，第一梁段53的端部为第一首端，第二梁段54的端部为第一尾端。第二纵梁60包括相连接且倾斜设置的第三梁段63和第四梁段64，第三梁段63的端部为第二首端，第四梁段64的端部为第二尾端，由此，第一纵梁50和第二纵梁60均具备外扩的结构，第一纵梁50和第二纵梁60之间可容纳更多的航空器配套电气设备。

实施例2

为了解决相同的技术问题，本实施例提供了一种航空器，包括如实施例1所述的航空器骨架。

综上所述，第一连接架10、第二连接架20、第三连接架30、第四连接架40、第一纵梁50和第二纵梁60首尾相接以形成回字形结构，构成了航空器机身的骨架，各连接架上设置的机臂连接部用于安装垂直起降航空器的机臂，机臂是航空器的主要受力结构之一，因此该骨架能够承受各机臂传递而来的载荷，无需传统的机身框架和蒙皮承受载荷，降低了对机身框架和蒙皮的材料要求，实现机身的减重。

以上所述仅为本实用新型的实施例，并非因此限制本实用新型的专利范围，凡是利用本实用新型说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本实用新型的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种航空器骨架，其特征在于，包括第一连接架、第二连接架、第三连接架、第四连接架、第一纵梁和第二纵梁；

所述第一连接架设有第一机臂连接部，所述第二连接架设有第二机臂连接部，所述第三连接架设有第三机臂连接部，所述第四连接架设有第四机臂连接部；

所述第一纵梁具有第一首端和第一尾端，所述第二纵梁具有第二首端和第二尾端，所述第一连接架的两端分别连接于所述第一首端和所述第二连接架的一端，所述第二连接架的另一端连接于所述第二首端，所述第三连接架的两端分别连接于所述第一尾端和所述第四连接架的一端，所述第四连接架的另一端连接于所述第二尾端，以形成回字形结构。

2.根据权利要求1所述的航空器骨架，其特征在于，所述第一连接架设有第一连接件和第二连接件，所述第一连接件设有第一安装孔，所述第二连接件设有第二安装孔；所述第二连接架设有第三连接件和第四连接件，所述第三连接件上设有第三安装孔；所述第一首端穿设于所述第一安装孔，所述第四连接件穿设于所述第二安装孔，所述第二首端穿设于所述第三安装孔。

3.根据权利要求1所述的航空器骨架，其特征在于，所述第三连接架设有第五连接件和第六连接件，所述第五连接件设有第四安装孔，所述第六连接件设有第五安装孔；所述第四连接架设有第七连接件和第八连接件，所述第八连接件上设有第六安装孔；所述第一尾端穿设于所述第四安装孔，所述第七连接件穿设于所述第五安装孔，所述第二尾端穿设于所述第六安装孔。

4.根据权利要求1所述的航空器骨架，其特征在于，所述第一连接架还设有第五机臂连接部，所述第二连接架还设有第六机臂连接部，所述第三连接架还设有第七机臂连接部，所述第四连接架还设有第八机臂连接部；所述第一机臂连接部和第五机臂连接部倾斜设置，所述第二机臂连接部和第六机臂连接部倾斜设置，所述第三机臂连接部和第七机臂连接部倾斜设置，所述第四机臂连接部和第八机臂连接部倾斜设置。

5.根据权利要求4所述的航空器骨架，其特征在于，所述第一机臂连接部、第二机臂连接部、第三机臂连接部、第四机臂连接部、第五机臂连接部、第六机臂连接部、第七机臂连接部和第八机臂连接部上均设有机臂连接器，所述机臂连接器上设有多个并列设置的铰接孔。

6.根据权利要求2所述的航空器骨架，其特征在于，所述第一连接件和第二连接件之间的夹角为钝角，所述第三连接件和第四连接件之间的夹角为钝角。

7.根据权利要求3所述的航空器骨架，其特征在于，所述第五连接件和第六连接件之间的夹角为钝角，所述第七连接件和第八连接件之间的夹角为钝角。

8.根据权利要求1所述的航空器骨架，其特征在于，所述第一纵梁具有第一外侧壁和第一内侧壁，所述第二纵梁具有第二外侧壁和第二内侧壁，所述第一内侧壁和第二内侧壁相对设置，所述第一外侧壁和第二外侧壁相背设置；

所述第一外侧壁和第一内侧壁之间的距离由所述第一纵梁的顶面至底面方向逐渐减小；

所述第二外侧壁和第二内侧壁之间的距离由所述第二纵梁的顶面至底面方向逐渐减小。

9.根据权利要求1所述的航空器骨架，其特征在于，所述第一纵梁包括相连接且倾斜设置的第一梁段和第二梁段，所述第一梁段的端部为所述第一首端，所述第二梁段的端部为所述第一尾端；所述第二纵梁包括相连接且倾斜设置的第三梁段和第四梁段，所述第三梁段的端部为所述第二首端，所述第四梁段的端部为所述第二尾端。

10.一种航空器，其特征在于，包括如权利要求1至9任一项所述的航空器骨架。

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