一种双段扑翼飞行器机架的制作方法

[0001]
本发明涉及一种扑翼机构，尤其是一种双段扑翼飞行器机架。


背景技术：

[0002]
双段扑翼飞行器是一种仿生飞行机器人，相对于单端扑翼飞行器，在扑动过程中，双段扑翼飞行器能在上扑阶段折叠翅膀，下扑阶段伸展翅膀，具有飞行效率高、噪音小，外形仿生性强等特点，有着广阔的发展前景。
[0003]
但是，在双段扑翼飞行器中，由于上扑阶段折叠和下扑阶段伸展翅膀，翅膀上下扑动的受力差距明显和上扑下扑动的扑动速率不同所带来的冲击载荷会使得机身抖动明显。双段扑翼飞行器相对于固定翼飞行器飞行速率低，因此操纵舵的舵效相对较弱，并且由于扑翼飞行器机身明显的抖动和机身刚度不足，尤其对飞行器尾部的升降舵和方向舵的控制力影响大。
[0004]
在申请号为cn110481774a中，机身后半部分仅由一根主梁支承，刚度较弱，尾部抗挠和抗扭转能力弱。在飞行过程中，由于扑击运动形成抖动，在惯性力作用下使尾部发生形变；同时抖动使尾舵所受风阻变化较大，极大影响了舵效。


技术实现要素：

[0005]
针对上述现有技术中存在的缺陷，本发明提出一种结构简单，可靠性高的双段扑翼飞行器机架。本发明的结构可以提升现有双段扑翼飞行器的舵面控制力，保证其机身刚度，减小尾部形变，增强其灵活度，拓宽其应用场景。
[0006]
本发明解决其技术问题所采用的具体方案是：
[0007]
一种双段扑翼飞行器机架，包括机架中板、机架后板、机架撑板、电装模组、上骨架、下骨架、尾舵模组、机架尾板；
[0008]
所述上骨架相对机架对称安装，所述下骨架位于机架对称面内，且位于所述上骨架下方；所述的上骨架和下骨架为碳纤维骨架；所述机架中板、所述机架后板、所述机架撑板、所述机架尾板的板面相互平行，且均固定于上骨架和下骨架上；所述的电装模组和尾舵模组均固定于上骨架上；所述的电装模组位于机架中部，用于飞行器电源管理以及飞行动力与舵面操纵控制；所述的尾舵模组位于机架尾部，用于升降舵与方向舵作动。
[0009]
上述技术方案中，进一步地，所述电装模组包括：电装安装板、wifi模块、gps模块、遥控接收机、电源管理模块、飞行控制器；
[0010]
所述gps模块固定安装于所述电装安装板前端；
[0011]
所述电源管理模块和所述wifi模块分别位于所述电装安装板两侧；
[0012]
所述飞行控制器固定于所述电装安装板中心，与上骨架所在的平面相互平行；
[0013]
所述遥控接收机位于所述飞行控制器上方。
[0014]
进一步地，所述尾舵模组包括：尾舵安装板、舵机、尾舵偏航转动板、升降方向舵、尾舵升降转动板；所述舵机固定安装于尾舵安装板上；
[0015]
所述尾舵升降转动板对称固定于所述升降方向舵前端；所述尾舵升降转动板下端通过球头铰链与所述舵机相连；所述尾舵升降转动板上端与所述尾舵偏航转动板铰接，所述尾舵升降转动板能绕尾舵偏航转动板转动；
[0016]
所述尾舵偏航转动板前部与所述机架尾板铰接，所述尾舵偏航转动板能绕铰接点转动；
[0017]
所述飞行控制器控制所述舵机转动，拉动球头铰链，使尾舵升降转动板与升降方向舵分别绕其铰接点转动，实现升降舵和方向舵作动。
[0018]
进一步地，所述上骨架包括两根碳纤维骨架，所述下骨架包括一根碳纤维骨架，所有碳纤维骨架的轴心相互不平行，且上骨架的两根碳纤维骨架形成的平面垂直于机身对称面。
[0019]
进一步地，所述电装安装板前端通过自锁式尼龙扎带固定于所述机架撑板上，限制所述电装安装板相对于机架前后运动；电装安装板两侧通过自锁式尼龙扎带与上骨架固定，保证所述飞行控制器与所述上骨架在同一平面。
[0020]
进一步地，所述尾舵安装板两侧通过自锁式尼龙扎带与所述上骨架固定。
[0021]
进一步地，所述机架中板、所述机架后板、所述机架撑板、所述上骨架、所述下骨架、所述机架尾板、所述电装安装板、所述尾舵安装板、所述尾舵升降转动板为碳纤板加工制品；所述尾舵偏航转动板为高硬度铝机加工制品，所述的高硬度铝为7075铝合金。
[0022]
本发明的有益效果在于：
[0023]
本发明的双段扑翼飞行器机架，结构简单，装配便捷，通过三根碳纤维骨架连接各机架板，在增重不明显的前提下，提升机身尾部刚度，减小了扑翼飞行器尾部在飞行过程中的形变，提升飞行器尾舵控制力，增强飞行器灵活性。
[0024]
本发明的双段扑翼飞行器机架，三根碳纤维骨架轴心不相互平行，在初步装配过程中，能限制各机架板移动范围，减轻进一步调试各机架板位置的难度。两根上骨架所在平面垂直于机身对称面，为飞控和尾部舵机提供了稳定的安装平面，且方便安装定位。
附图说明
[0025]
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。附图是示意性的，不应理解为对本发明进行任何限制，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，可以根据这些附图获得其他的附图。其中：
[0026]
图1是本发明的双段扑翼飞行器机架应用示意图；
[0027]
图2是本发明的双段扑翼飞行器机架结构示意图；
[0028]
图3是本发明的双段扑翼飞行器机架的右视图；
[0029]
图4是本发明的双段扑翼飞行器机架的俯视图；
[0030]
图5是电装模组装配示意图；
[0031]
图6是尾舵模组装配示意图；
[0032]
图7是本发明的双段扑翼飞行器机架尾板受扭矩位移图；
[0033]
图8是单根主梁对比机架受尾板扭矩位移图；
[0034]
图9是本发明的双段扑翼飞行器机架尾板受压力位移图；
[0035]
图10是单根主梁对比机架尾板受压力位移图；
[0036]
其中，1.机架中板；2.机架后板；3.机架撑板；4.电装模组；5.上骨架；6.下骨架；7.尾舵模组；8.机架尾板；401.电装安装板；402wifi模块；403.gps模块；404.遥控接收机；405.电源管理模块；406.飞行控制器；701.尾舵安装板；702.舵机；703.尾舵偏航转动板；704.升降方向舵；705.尾舵升降转动板。
具体实施方式
[0037]
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0038]
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
[0039]
一种双段扑翼飞行器机架，包括机架中板1、机架后板2、机架撑板3、电装模组4、上骨架5、下骨架6、尾舵模组7、机架尾板8。
[0040]
如图2所示，所述上骨架5相对机架对称安装，所述下骨架6在机架对称面内，且位于所述上骨架5下方。
[0041]
如图5所示，所述电装模组4包括：电装安装板401、wifi模块402、gps模块403、遥控接收机404、电源管理模块405、飞行控制器406；所述gps模块403固定安装于所述电装安装板401前端；所述电源管理模块405和所述wifi模块402分别位于所述电装安装板401两侧；所述飞行控制器406固定于所述电装安装板401中心；所述遥控接收机404位于所述飞行控制器406上方。
[0042]
如图6所示，所述尾舵模组7包括：尾舵安装板701、舵机702、尾舵偏航转动板703、升降方向舵704、尾舵升降转动板705；所述舵机702安装于尾舵安装板701对应的安装孔内固定；所述尾舵升降转动板705对称固定于所述升降方向舵704前端；所述尾舵偏航转动板703前部孔与所述机架尾板8铰接，所述尾舵偏航转动板703能绕前部孔转动；所述尾舵升降转动板705最上部孔与所述尾舵偏航转动板703水平向孔铰接，所述尾舵升降转动板705能绕其最上部孔转动；所述机架中板1、所述机架后板2、所述机架撑板3、所述机架尾板8的板面相互平行，且由粘合剂固定在两根所述上骨架5和一根所述下骨架6上。
[0043]
所述电装模组4位于机架中部，如图3所示，通过所述电装安装板401安装于两根所述上骨架5所在的平面上，所述电装安装板401前端靠近所述机架撑板3。
[0044]
如图4所示，所述电装安装板401前端与所述机架撑板3上的横条通过自锁式尼龙扎带固定，限制了所述电装安装板401相对于机架前后运动；所述电装安装板401两侧通过自锁式尼龙扎带与两根所述上骨架5固定，保证所述飞行控制器406与两根所述上骨架5在同一平面。
[0045]
所述尾舵模组7位于机架尾部；所述尾舵安装板701两侧通过自锁式尼龙扎带与两根所述上骨架5固定，将所述舵机702相对机架尾部固定；所述尾舵升降转动板705下方孔通过球头铰链分别与所述舵机702相连。通过所述飞行控制器406控制所述舵机702转动，拉动球头铰链，使尾舵升降转动板705与升降方向舵704分别绕其铰接点转动，实现升降舵和方向舵作动。
[0046]
所述机架中板1、所述机架后板2、所述机架撑板3、所述上骨架5、所述下骨架6、所述机架尾板8、所述电装安装板401、所述尾舵安装板701、所述尾舵升降转动板705为碳纤板加工制品；所述尾舵偏航转动板703为高硬度铝机加工制品，所述的高硬度铝为7075铝合金。
[0047]
受力分析如图7-10所示，对本发明的双段扑翼飞行器机架使用solidworks软件建模，将机架后板2固定，分别在机架尾板8上加载扭矩和压力进行有限元分析。
[0048]
加载扭矩：所述机架后板2固定，在所述机架尾板8外侧圆周上加载扭矩0.1n*m，如图7，本发明的双段扑翼飞行器机架最大位移在尾部，为9.497*10-2
mm。对比只采用单根主梁，如图8，在相同加载情况下，机架尾部最大位移为4.057mm。
[0049]
加载压力：所述机架后板2固定，在所述机架尾板8中间横杆上表面加载压力5n，如图9，本发明的双段扑翼飞行器机架最大位移在尾部，为1.116mm。对比只采用单根主梁，如图10，在相同加载情况下，机架尾部最大位移为2.139*101mm。
[0050]
因此在相同载荷下，本发明的双段扑翼飞行器机架采用的三主梁设计尾部整体刚度明显优于采用单根主梁的设计。

起点商标作为专业知识产权交易平台，可以帮助大家解决很多问题，如果大家想要了解更多知产交易信息请点击 【在线咨询】或添加微信 【19522093243】与客服一对一沟通，为大家解决相关问题。

此文章来源于网络,如有侵权,请联系删除