一种机臂组件和飞机的制作方法

[0001]
本实用新型涉及运输技术领域，具体涉及一种机臂组件和飞机。


背景技术：

[0002]
目前，各类飞行器得到迅速发展，例如，载人飞行器及大载重无人机等。其中，飞行器的机臂通常采用悬臂梁结构，且机臂为变截面结构，即机臂靠近机体部分的截面尺寸大，而靠近螺旋桨部分的截面尺寸小。
[0003]
在实现本实用新型过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：悬臂梁结构的机臂靠近机体的位置受力大容易损坏，且机臂在使用时操作复杂，同时变截面的机臂结构加工成本高。


技术实现要素：

[0004]
有鉴于此，本实用新型实施例提供一种机臂组件和飞机，以解决现有技术中悬臂梁结构的机臂靠近机身的位置受力大容易损坏，且机臂在使用时操作复杂，同时变截面的机臂结构加工成本高的问题。
[0005]
为实现上述目的，本实用新型实施例提供一种机臂组件，包括机架、支撑组件、悬臂和旋翼组件；所述悬臂的第一端与所述机架转动连接，所述悬臂的第二端与所述旋翼组件固定连接，所述支撑组件的两端分别与所述机架和所述悬臂转动连接；所述支撑组件的长度可调，调节所述支撑组件长度，可使所述悬臂的第一端绕所述机架转动。
[0006]
可选地，上述机臂组件中，所述支撑组件包括第一支撑件和第二支撑件；所述第一支撑件和所述第二支撑件相对位置可调，所述第一支撑件的第一端与所述机架转动连接，所述第二支撑件的第一端与所述悬臂转动连接。
[0007]
可选地，上述机臂组件中，所述第一支撑件可滑动地设置在所述第二支撑件内。
[0008]
可选地，上述机臂组件中，所述支撑组件还包括固定件，所述固定件固定设置在所述第一支撑件和所述第二支撑件之间，用于固定所述第一支撑件和所述第二支撑件。
[0009]
可选地，上述机臂组件中，所述第一支撑件上开设有第一定位孔和第二定位孔，且所述第一定位孔距所述第一支撑件第一端的距离小于所述第二定位孔距所述第一支撑件第一端的距离；所述第二支撑件上开设有第三定位孔和第四定位孔，且所述第三定位孔距所述第二支撑件第一端的距离小于所述第四定位孔距所述第二支撑件第一端的距离；所述第一定位孔与所述第三定位孔对齐后，所述固定件用于穿过所述第一定位孔与所述第三定位孔；所述第二定位孔和所述第四定位孔对齐后，所述固定件用于穿过所述第二定位孔和所述第四定位孔。
[0010]
可选地，上述机臂组件中，所述固定件为弹簧销。
[0011]
可选地，上述机臂组件中，还包括第一连接件，所述第一连接件的第一端与所述悬臂的第一端固定连接，所述第一连接件的第二端与所述机架转动连接。
[0012]
可选地，上述机臂组件中，还包括第二连接件，所述第二连接件固定设置在所述悬
臂上，所述支撑组件的一端与所述第二连接件转动连接。
[0013]
为实现上述目的，本实用新型实施例提供一种飞机，包括本实用新型实施例提供的机臂组件。
[0014]
可选地，上述飞机中，所述机架与所述飞机的机体固定连接；所述固定件穿过所述第一定位孔与所述第三定位孔时，所述机臂组件处于展开状态；所述固定件穿过所述第二定位孔和所述第四定位孔时，所述机臂组件处于折叠状态。
[0015]
根据本实用新型的技术方案，上述实用新型中的一个实施例具有如下优点或有益效果：支撑组件斜支撑在机架和悬臂之间，将悬臂从悬臂梁结构转变为类简支梁结构，使悬臂的受力得到优化，提高了悬臂的结构强度，能够满足对旋翼组件的支撑要求。支撑组件的长度可调，悬臂可随着支撑组件长度增加而抬高，随着支撑组件长度减小而下落。当本结构的机臂组件作为飞机的机臂时，其结构稳定不易损坏，同时其结构简单，便于加工制造，且易操作，能够快速实现机臂的展开和折叠。
[0016]
上述的非惯用的可选方式所具有的进一步效果将在下文中结合具体实施方式加以说明。
附图说明
[0017]
附图用于更好地理解本实用新型，不构成对本实用新型的不当限定。其中：
[0018]
图1是本实用新型一种机臂组件实施例的结构示意图；
[0019]
图2是本实用新型一种机臂组件实施例另一状态的结构示意图。
[0020]
其中，上述附图包括以下附图标记：
[0021]
1-机架，2-支撑件，21-第一支撑件，211-第一定位孔，212-第二定位孔，22-第二支撑件，221-第三定位孔，222-第四定位孔，23-固定件，3-悬臂，31-第一连接件，32-第二连接件，4-旋翼组件。
具体实施方式
[0022]
以下结合附图对本实用新型的示范性实施例做出说明，其中包括本实用新型实施例的各种细节以助于理解，应当将它们认为仅仅是示范性的。因此，本领域普通技术人员应当认识到，可以对这里描述的实施例做出各种改变和修改，而不会背离本实用新型的范围和精神。同样，为了清楚和简明，以下的描述中省略了对公知功能和结构的描述。
[0023]
如图1和图2所示，本实用新型实施例提供的一种机臂组件，包括机架1、支撑组件2、悬臂3和旋翼组件4；悬臂3的第一端与机架1转动连接，悬臂3的第二端与旋翼组件4固定连接，支撑组件2的两端分别与机架1和悬臂3转动连接；支撑组件2的长度可调，调节支撑组件2长度，可使悬臂3的第一端绕机架1转动。
[0024]
在上述实施例中，旋翼组件4为安装在悬臂3末端的部件，旋翼组件4是飞机飞行的动力源，包括电机、电调及螺旋桨等。支撑组件2斜支撑在机架1和悬臂3之间，将悬臂3从悬臂梁结构转变为类简支梁结构，使悬臂3的受力得到优化，提高了悬臂3的结构强度，能够满足对旋翼组件4的支撑要求。支撑组件2的长度可调，悬臂3可随着支撑组件2长度增加而抬高，随着支撑组件2长度减小而下落。
[0025]
其中，支撑组件2长度可调的方式有多种，例如，支撑组件2可以是能够自动伸缩的
机构或者是可调节长度的结构等。另外，为了使本机臂组件结构更加稳定，悬臂3的第一端与机架1转动连接，支撑组件2的两端分别与机架1和悬臂3转动连接，此处各部件之间的转动连接采用铰接形式。
[0026]
为了使支撑组件2便于加工制造且方便调节长度，如图1和图2所示，在本实用新型一个实施例中，支撑组件2包括第一支撑件21和第二支撑件22；第一支撑件21和第二支撑件22相对位置可调，第一支撑件21的第一端与机架1转动连接，第二支撑件22的第一端与悬臂3转动连接。
[0027]
其中，将支撑组件2设计为由第一支撑件21和第二支撑件22组成，且通过使第一支撑件21和第二支撑件22之间的相对位置可调来实现支撑组件2长度调节，其结构简单，便于加工制造，节省成本。另外，第一支撑件21和第二支撑件22相对位置可调的方式有多种，为了使支撑组件2长度调节更加稳定且方便，在本实用新型一个实施例中，第一支撑件21可滑动地设置在第二支撑件22内。
[0028]
为了使支撑组件2长度调节后的结构更加稳定，如图1所示，在本实用新型一个实施例中，支撑组件2还包括固定件23，固定件23固定设置在第一支撑件21和第二支撑件22之间，用于固定第一支撑件21和第二支撑件22。
[0029]
其中，当支撑组件2长度调节完成后，固定件23可使支撑组件2的长度保持不变，进而使悬臂3能够稳固地工作。当需要调整悬臂3的位置时，解除固定件23对第一支撑件21和第二支撑件22之间的约束，调节第一支撑件21和第二支撑件22相对位置，使支撑组件2长度发生变化，进而实现悬臂3位置调整。
[0030]
为了更加准确地调节支撑组件2的长度，如图1和图2所示，在本实用新型一个实施例中，第一支撑件21和第二支撑件22上分别开设有多个定位孔，通过将第一支撑件21和第二支撑件22上不同的定位孔对齐来调节第一支撑件21和第二支撑件22之间的相对位置，进而来调节支撑组件2的长度。调节完成后可将固定件23分别穿过第一支撑件21和第二支撑件22上的定位孔来使第一支撑件21和第二支撑件22的相对位置固定不变，需要再次调节支撑组件2的长度时，可将固定件23从第一支撑件21和第二支撑件22上的定位孔中拔出来进行调节。
[0031]
在本实用新型优选的一个实施例中，如图1和图2所示，第一支撑件21上开设有第一定位孔211和第二定位孔212，且第一定位孔211距第一支撑件21第一端的距离小于第二定位孔212距第一支撑件21第一端的距离；第二支撑件22上开设有第三定位孔221和第四定位孔222，且第三定位孔221距第二支撑件22第一端的距离小于第四定位孔222距第二支撑件22第一端的距离；第一定位孔211与第三定位孔221对齐后，固定件23用于穿过第一定位孔211与第三定位孔221；第二定位孔212和第四定位孔222对齐后，固定件23用于穿过第二定位孔212和第四定位孔222。
[0032]
其中，当第一定位孔211与第三定位孔221对齐后，支撑组件2长度最短，悬臂3的位置处于相对较低的状态，即处于落下状态。当第二定位孔212和第四定位孔222对齐后，支撑组件2长度最大，悬臂3的位置处于相对较高的状态，即处于抬起状态。同时，可以通过设置第一定位孔211、第二定位孔212、第三定位孔221和第四定位孔222的具体位置来控制支撑组件2的长度调节范围，进而控制悬臂3的转动范围。另外，为了更好地起到固定作用，在本实用新型一个实施例中，固定件23选用弹簧销。
[0033]
为了使本机臂组件结构更加稳固且便于安装，如图1所示，在本实用新型一个实施例中，还包括第一连接件31和第二连接件32，第一连接件31的第一端与悬臂3的第一端固定连接，第一连接件31的第二端与机架1转动连接；第二连接件32固定设置在悬臂3上，支撑组件2的一端与第二连接件32转动连接。其中，各部件之间的转动连接采用铰接方式。
[0034]
本实用新型实施例提供了一种飞机，包括本实用新型实施例提供的机臂组件。
[0035]
如图1和图2所示，本实用新型实施例提供的飞机中，机架1与飞机的机体固定连接；固定件23穿过第一定位孔211与第三定位孔221时，机臂组件处于展开状态；固定件23穿过第二定位孔212和第四定位孔222时，机臂组件处于折叠状态。
[0036]
其中，当本机臂组件作为飞机的机臂来使用时，通过设置斜支撑的支撑组件2，使悬臂3的受力得到优化，提高了悬臂3的结构强度。同时，悬臂3的结构可选性很多，悬臂3可采用等截面的管状结构，此结构能够满足机臂对结构强度要求，与现有的变截面机臂相比，其便于加工制造，降低了生产成本。需要说明的是，机臂组件通过机架1固定安装在飞机的机体上，在实际使用过程中，机架1可以是机体的一部分，即悬臂3和支撑组件2直接与飞机的机体连接。另外，通过调整固定件23、第一定位孔211、第二定位孔212、第三定位孔221和第四定位孔222能够实现支撑组件2的长度调节，而调节支撑组件2的长度可快速实现机臂组件的展开和折叠，当固定件23穿过对齐后的第一定位孔211与第三定位孔221时，如图1所示，机臂组件处于展开状态，此时飞机可以进行飞行工作，当固定件23穿过对齐后的第二定位孔212和第四定位孔222时，如图2所示，机臂组件处于折叠状态，此时飞机完成飞行工作。这里可以通过设置第一定位孔211、第二定位孔212、第三定位孔221和第四定位孔222的具体位置来控制支撑组件2的长度调节范围，从而控制机臂组件的展开和折叠的范围，进而来满足飞机的飞行要求和机臂的折叠要求。
[0037]
下面以本机臂组件作为飞机的机臂为例，说明本实用新型实施例提供的一种机臂组件的使用过程。
[0038]
如图1和图2所示，本实施例中机架1作为飞机机体的一部分，在使用本机臂组件前，首先将悬臂3的第一端和第一支撑件21的第一端分别铰接到飞机的机体上，来完成机臂组件的安装。当固定件23穿过对齐后的第一定位孔211与第三定位孔221时，机臂组件处于展开状态，如图1所示，此时飞机可以进行飞行工作。当飞机工作完成后，需要将机臂组件折叠起来时，将固定件23从第一定位孔211和第三定位孔221中拔出，调节第一支撑件21和第二支撑件22之间的相对位置，使第二定位孔212和第四定位孔222对齐，同时悬臂3上抬，将固定件23插入对齐后的第二定位孔212和第四定位孔222中，这样完成了机臂组件的折叠收起，如图2所示，机臂组件处于折叠状态。本结构的机臂组件作为飞机的机臂时，其结构稳定不易损坏，同时其结构简单，便于加工制造，且易操作，能够快速实现机臂的展开和折叠。
[0039]
由此可见，本实用新型实施例提供的机臂组件中，支撑组件2斜支撑在机架1和悬臂3之间，将悬臂3从悬臂梁结构转变为类简支梁结构，使悬臂3的受力得到优化，提高了悬臂3的结构强度，能够满足对旋翼组件4的支撑要求。支撑组件2的长度可调，悬臂3可随着支撑组件2长度增加而抬高，随着支撑组件2长度减小而下落。当本结构的机臂组件作为飞机的机臂时，其结构稳定不易损坏，同时其结构简单，便于加工制造，且易操作，能够快速实现机臂的展开和折叠。
[0040]
上述具体实施方式，并不构成对本实用新型保护范围的限制。本领域技术人员应
该明白的是，取决于设计要求和其他因素，可以发生各种各样的修改、组合、子组合和替代。任何在本实用新型的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型保护范围之内。

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