机臂和飞行器的制作方法

[0001]
本实用新型涉及航空技术领域，尤其涉及一种机臂和飞行器。


背景技术：

[0002]
随着无人机技术的不断进步与发展，且为了满足物流等需求，大载重无人机成为一种行业趋势。大载重无人机的机臂为悬臂梁结构，由于机臂的抗弯截面系数小，使得现有无人机无法满足大载重的要求。


技术实现要素：

[0003]
有鉴于此，本实用新型实施例提供一种机臂和飞行器，能够解决现有无人机的机臂的抗弯截面系数小的问题。
[0004]
为实现上述目的，根据本实用新型实施例的一个方面，提供了一种机臂。
[0005]
本实用新型实施例的机臂包括：
[0006]
机臂本体，所述机臂本体用于一端与机身连接，另一端与旋翼组件连接；
[0007]
加强结构，所述加强结构为中空结构，所述加强结构套装在所述机臂本体的外部，所述加强结构位于所述机臂本体的靠近机身一侧。
[0008]
可选地，所述加强结构为变截面结构，所述加强结构靠近机身一侧的截面尺寸大于远离机身一侧的截面尺寸。
[0009]
可选地，所述机臂还包括：
[0010]
至少一个内衬，所述机臂本体为中空结构，所述内衬置于所述机臂本体的中空结构中，所述内衬分别与所述加强结构和所述机臂本体连接。
[0011]
可选地，所述机臂至少包括：
[0012]
第一内衬，所述第一内衬分别与所述加强结构和所述机臂本体连接，所述第一内衬位于所述机臂本体的靠近机身一侧；
[0013]
第二内衬，所述第二内衬分别与所述加强结构和所述机臂本体连接，所述第二内衬位于所述机臂本体的远离机身一侧且位于所述机臂本体和所述加强结构的交界处。
[0014]
可选地，所述内衬设置有第一安装孔，所述机臂本体设置第二安装孔，所述加强结构设置第三安装孔，所述内衬通过所述第一安装孔、所述第二安装孔、所述第三安装孔和紧固件分别与所述机臂本体和所述加强结构连接。
[0015]
可选地，所述内衬为环形结构。
[0016]
可选地，在所述环形结构的内侧设置凸台，所述第一安装孔贯穿所述内衬和所述凸台。
[0017]
可选地，当所述加强结构的外轮廓为曲面时，所述加强结构上与所述紧固件的接触处设置有用于安装所述紧固件的平面。
[0018]
可选地，所述机臂还包括：
[0019]
胶层，所述胶层位于所述加强结构和所述机臂本体之间，所述加强结构通过所述
胶层与所述机臂本体粘接。
[0020]
为实现上述目的，根据本实用新型实施例的另一个方面，提供了一种飞行器。
[0021]
本实用新型实施例的飞行器包括如上所述的机臂。
[0022]
上述实用新型中的一个实施例具有如下优点或有益效果：
[0023]
在本实用新型实施例中，通过在所述机臂本体的外部套装所述加强结构，该加强结构可以起到加强肋的作用，可以对机臂本体进行结构加强，可以提升所述机臂本体的抗弯截面系数，并且可以提升机臂本体根部的抗压能力和抗切能力，最终使得现有的无人机的机臂能够满足大载重要求。
[0024]
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
[0025]
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：
[0026]
图1是本实用新型实施例的机臂的结构示意图之一；
[0027]
图2是本实用新型实施例的机臂的结构示意图之二；
[0028]
图3是本实用新型实施例的机臂的力学示意图之一；
[0029]
图4是本实用新型实施例的机臂的力学示意图之二；
[0030]
图5是本实用新型实施例的第一内衬的结构示意图。
具体实施方式
[0031]
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。
[0032]
为了提升机臂的抗弯截面系数，本实用新型实施例提供了一种机臂1，可以将所述机臂1应用至飞机或无人机等领域。图1和图2是本实用新型实施例的机臂1的结构示意图，如图1和图2所示，该机臂1包括：机臂本体11以及加强结构12，所述机臂本体11的一端与机身(图中未示出)连接，所述机臂本体11的另一端通过电机座2与旋翼组件3连接；所述加强结构12为中空结构，所述加强结构12套装在所述机臂本体11的外部，所述加强结构12位于所述机臂本体11的靠近机身一侧。
[0033]
可以理解的是，所述机臂本体11可以等效为悬臂梁结构，所述机臂本体11的靠近机身一侧即为所述机臂本体11的根部，在所述机臂本体11的根部设置加强结构12，所述加强结构12可以覆盖在至少部分的所述机臂本体11的外部。该加强结构12可以起到加强肋的作用，可以对机臂本体11进行结构加强，可以提升所述机臂本体11的抗弯截面系数，还可以提升机臂本体11根部的抗压能力和抗切能力，来优化机臂本体11的受力情况，最终使得现有的无人机的机臂1能够满足大载重要求。
[0034]
将所述机臂1应用至无人机领域为例，机臂1的受力情况可以简化为一悬臂梁结构，所述机臂1靠近机身一侧的弯矩大，所需的抗弯截面系数大。另外，无人机的机臂1多采用碳纤维制成，机臂1虽然具有很高的抗拉强度，但是其抗压强度和抗剪强度较差，机臂1根
部的受力状况严峻，机臂1除了受压应力和拉应力之外，机臂1还受剪切应力(弯曲切应力和扭转切应力)。为了改善机臂1的受力状况，可以将所述机臂1设置为变截面结构，但是开模成本较高。
[0035]
为了保证所述机臂1有变截面的特点且为了节约开模成本，可以进一步将所述加强结构12设置为变截面结构，来使得所述机臂1能够达到不同位置可以承受不同强度的要求。进一步地，可以将所述加强结构12靠近机身一侧的截面尺寸设置为大于远离机身一侧的截面尺寸，也就是将所述加强结构12靠近所述机臂本体11的根部位置的截面尺寸设置为大于远离所述机臂本体11的根部位置的截面尺寸，来增加所述机臂1根部的结构强度，使得机臂1具有变截面的特点，并且可以减轻机臂1的重量，同时可以避免重新开模具，从而节约成本。
[0036]
图3和图4所示的为将所述加强结构12应用至机臂1的力学示意图，所述机臂1的结构可以简化为图3所示的悬臂梁结构，通过将所述加强结构12安装至机臂1的靠近机身的一侧，这样可以将图3所示的悬臂梁结构等效为图4所示的外伸梁。将图3和图4对比可以看出，在未使用所述加强结构12的悬臂梁的长度为l1，使用该加强装置1后的悬臂梁的长度为l2，且l1＞l2，即通过所述加强结构12可以缩短悬臂梁的长度，可以改善所述机臂1的受力情况。
[0037]
为了减轻机臂1的整体重量，可以将所述机臂本体11设置为中空结构。为了提高中空的所述机臂本体11的结构强度，可以在所述机臂本体11的中空结构中设置至少一个内衬13，所述内衬13的作用是提高所述机臂本体11的结构强度以及所述机臂本体11与所述加强结构12的连接强度。进一步地，可以根据实际需要确定所述内衬13的设置位置，例如：为了增加所述机臂本体11与所述加强结构12之间的连接强度，可以在所述机臂本体11和所述加强结构12的交界处设置一个内衬13，所述加强结构12在所述机臂本体11的正投影与所述内衬13在所述机臂本体11的正投影部分重合，所述内衬13的一端超出所述加强结构12的边界；或者，为了增加所述机臂本体11根部的结构强度，可以在所述机臂本体11的靠近机身一侧设置一个内衬13。
[0038]
继续参见图1和图5，为了便于对所述内衬13进行固定，可以在所述内衬13上设置第一安装孔133，所述第一安装孔133可以为圆形、长圆形或矩形等形状的通孔。例如：参见图5，所述第一安装孔133可以为圆形通孔。对应地，所述机臂本体11对应设置第二安装孔(图中未示出)，所述加强结构12对应设置第三安装孔(图中未示出)，将所述第一安装孔133、所述第二安装孔和所述第三安装孔对准，并通过紧固件135将所述机臂本体11、所述加强结构12以及所述内衬13进行固定。其中，所述紧固件135可以为螺栓、螺钉或铆钉等。
[0039]
需要说明的是，可以根据实际需要在所述内衬13上设置一个或多个所述第一安装孔133，所述第一安装孔133、所述第二安装孔和所述第三安装孔的数量一致。例如：参见图5，所述内衬13上设置有两个圆形的第一安装孔133，两个圆形的第一安装孔133相对设置。对应地，所述第二安装孔和所述第三安装孔均为与所述第一安装孔133对应设置的两个圆形的通孔。需要说明的是，以上有关所述第一安装孔133、所述第二安装孔和所述第三安装孔的数量和设置位置的描述只是示例并非限定。
[0040]
继续参见图1，所述机臂本体11可以通过胶层14等粘性材料与所述加强结构12进行粘接，即所述胶层14的作用是将机臂本体11和所述加强结构12进行粘接，可以使得所述
机臂本体11和所述加强结构12之间的连接更加可靠，可以保证所述机臂本体11和所述加强结构12之间不出现空隙。为了进一步增加所述机臂本体11与所述加强结构12的连接强度，可以通过所述第二安装孔、所述第三安装孔以及紧固件135，将所述机臂本体11和所述加强结构12进行固定，其中所述紧固件135可以为螺钉或铆钉等。
[0041]
继续参见图1，为了进一步地提高所述机臂1的结构强度，本实用新型实施例的机臂1还包括：第一内衬131和第二内衬132，所述第一内衬131和所述第二内衬132均与所述加强结构12和所述机臂本体11连接，所述第一内衬131位于所述机臂本体11的靠近机身一侧，所述第二内衬132位于所述机臂本体11的远离机身一侧且位于所述机臂本体11和所述加强结构12的交界处，所述第二内衬132的一端超出所述加强结构12的边界，来优化所述机臂的受力情况。
[0042]
在一些实施方式中，所述第一内衬131与所述第二内衬132的结构类似。所述第一内衬131和所述第二内衬132均为环形结构，所述第二内衬132在所述机臂本体11的正投影与所述加强结构12在所述机臂本体11的正投影部分重合，可以理解的是，所述第二内衬132的一端超出所述加强结构12的边界，且所述第二内衬132超出所述加强结构12边界的长度越长，越有利于提高所述机臂1的结构强度。
[0043]
继续参见图1、图2和图5，所述第一内衬131和所述第二内衬132均为圆形环状结构，所述机臂本体11和所述加强结构12均为中空的圆柱形管状结构。由于所述第一内衬131和所述第二内衬132的环形结构内侧为曲面，所述加强结构12的外轮廓也为曲面，为了便于对紧固件135进行固定，可以在所述加强结构12上与所述紧固件135的接触处设置用于安装所述紧固件135的平面121，参见图2所示。同时，在所述内衬的环形结构的内侧设置凸台134，所述第一安装孔133贯穿所述内衬和所述凸台134，参见图5所示。
[0044]
在一些实施方式中，为了保证加强结构12不同位置处的受力强度不同，所述加强结构12可以为变截面的管状结构，即所述加强结构12在不同位置的管径是不同的。所述加强结构12可以选用铝合金或钛合金等金属材质，除此之外，所述加强结构12还可以选用碳纤维等非金属材质。由于钛合金的密度比铝合金的密度要高，而且钛合金的工艺性差，所述加强结构12的材质优先选用铝合金或铝等。需要说明的是，以上有关所述加强结构12的材质以及结构的描述只是示例并非限定。
[0045]
继续参见图1和图2，所述机臂本体11为不变直径的圆柱形管状结构，在机臂本体11的靠近机身一侧设置加强结构12，所述加强结构12为变直径的圆柱形管状结构，所述加强结构12的内径与所述机臂本体11的外径相适应，所述加强结构12的靠近机身一侧的外径大于所述加强结构12的远离机身一侧的外径。所述机臂本体11和所述加强结构12之间设置胶层14，并通过所述紧固件135对所述机臂本体11和所述加强结构12进行固定，来增加所述机臂本体11与所述加强结构12之间的连接强度。为了优化机臂本体11的受力情况，所述第二内衬132的一端需要伸出所述加强结构12的边界。
[0046]
另外，本实用新型实施例还提供了一种飞行器，该飞行器可以为无人机或飞机等。该飞行器具体可以包括如图1至图2所示的机臂1。除此之外，继续参见图2，所述飞行器还包括：电机座2以及旋翼组件3，所述机臂1的一端与机身(图中未示出)连接，所述机臂1的另一端与所述电机座2的一端连接，所述电机座2的另一端与所述旋翼组件3连接。所述旋翼组件3包括：电机、电调(可选)和螺旋桨等。
[0047]
在本实用新型实施例中，该飞行器的机臂1上设置有加强结构12，通过加强结构12可以提升机臂的抗弯截面系数，可以优化机臂的受力情况，最终使得该飞行器可以满足大载重的要求。
[0048]
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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