一种飞行器机体及其旋翼飞行器的制作方法

[0001]
本实用新型涉及飞行器设计领域，尤其是指一种飞行器机体及其旋翼飞行器。


背景技术：

[0002]
目前，共轴双桨多旋翼是多旋翼飞行器的一种，其特点是可以实现垂直起降，共轴双桨多旋翼与其他多旋翼的结构相比，具有体积小等特点。研发人员为了进一步提高共轴双旋翼飞行器的升力以实现重量比较大物品的承载，因此需要增加旋翼的长度，上旋翼和下旋翼之间的距离也要相应的增加。另外，更重要的是增加上旋翼和下旋翼长度，以及两者之间距离之后在提供了大升力的同时，对飞行器机体的强度要求也随之提高，现有技术中对飞行器机体的强度提高时必然增加飞行器机体的尺寸，但增加尺寸的飞行器机体会同时使自重增加，导致共轴双旋翼飞行器的载重量降低，因此同样尺寸的共轴双桨，上下两个浆的距离影响的是效率，亦即距离越大，浆的效率越高，同样功率输入下，输出的拉力越大；距离越小，则相反。所以，本设计是实现飞行器螺旋桨效率与重量和强度的平衡。
[0003]
所以发明人发现现有技术中至少存在如下问题，在提升共轴双旋翼飞行器升力后，对于大型的共轴双桨多旋翼飞行器，现有技术不能很好的平衡(或者同时满足)效率、强度和自重的设计要求。


技术实现要素：

[0004]
本申请提供了一种飞行器机体，其目的在于在调整共轴双桨多旋翼的旋翼之间距离时，如果采用现有技术中增加电机尺寸的方法，必然导致整体重量大幅提高，进而导致螺旋桨效率与重量和强度无法平衡，本申请采用桁架机身的方式，在保证强度的前提下降低了自重，从而有助于解决对于大型的共轴双桨多旋翼飞行器，现有技术不能很好的平衡(或者同时满足)效率、强度和自重设计要求的技术问题。
[0005]
所述飞行器机体包括桁架机身和至少一根旋翼安装梁，所述旋翼安装梁连接在所述桁架机身上；
[0006]
所述旋翼安装梁的两端用于分别安装第一电机和第二电机以使所述第一电机和所述第二电机驱动分别配套安装的第一旋翼和第二旋翼形成共轴双旋翼。在一实施例中，所述桁架机身包括主体桁架和分别对称设置于所述主体桁架两侧的两个侧翼连接桁架；
[0007]
所述侧翼连接桁架一侧的连接端与所述主体桁架连接，所述侧翼连接桁架(12)另一侧的前端和后端分别连接竖向设置的所述旋翼安装梁。
[0008]
在一实施例中，所述侧翼连接桁架包括侧撑和侧梁；
[0009]
所述侧撑的一端作为所述连接端与所述主体桁架连接，所述侧撑的另一端与所述侧梁中部连接，所述侧梁的长度方向沿所述主体桁架前后向设置形成所述前端和所述后端，且所述前端和所述后端分别连接有所述旋翼安装梁。
[0010]
在一实施例中，所述侧撑包括四根斜撑，每根所述斜撑的一端与所述主体桁架连接，且另一端与所述侧梁连接，四根所述斜撑围合成棱台形桁架结构。
[0011]
在一实施例中，所述侧梁包括第一横梁和第二横梁；
[0012]
所述第一横梁与所述第二横梁沿所述主体桁架的前后方向设置，且所述第一横梁设置于所述第二横梁上方，所述第一横梁与所述第二横梁的前端和后端分别连接所述旋翼安装梁。
[0013]
在一实施例中，四根所述斜撑其中两根与所述第一横梁连接且位于另外两根所述斜撑上方，另外两根所述斜撑与所述第二横梁连接。
[0014]
在一实施例中，所述侧撑还包括至少一根加强支撑；
[0015]
其中一根所述加强支撑的一端与所述斜撑的中部连接，且另一端与所述旋翼安装梁连接。
[0016]
在一实施例中，所述主体桁架具有空腔，所述空腔用于盛放电池和/或飞控系统。
[0017]
在一实施例中，所述旋翼安装梁的两端为法兰结构以用于安装所述第一电机和所述第二电机。
[0018]
本申请还提供了一种旋翼飞行器，所述旋翼飞行器包括所述飞行器机体；
[0019]
每根所述旋翼安装梁的两端分别设置所述第一电机和所述第二电机，且所述第一电机和所述电机驱动分别配套安装的第一旋翼和第二旋翼形成共轴双旋翼。
[0020]
如上可见，基于上述实施例，通过桁架机身平衡所述飞行器机体强度和自重的设计要求并连接所述旋翼安装梁，所述旋翼安装梁用于安装第一电机和第二电机，以及配套安装的第一旋翼和第二旋翼形成共轴双旋翼。综上所述，本申请的技术方案有助于解决现有技术中共轴双旋翼飞行器机体无法平衡机体强度和自重双重设计要求的技术问题。
附图说明
[0021]
图1为本实用新型共轴双旋翼飞行器前视图的结构示意图；
[0022]
图2为本实用新型飞行器机体整体结构示意图；
[0023]
图3为本实用新型飞行器机体整体后视图的结构示意图；
[0024]
图4为本实用新型主体桁架和侧翼连接桁架连接结构的局部结构示意图；
[0025]
图5为本实用新型主体桁架结构示意图。
[0026]
标记说明：
[0027]
1 桁架机身
[0028]
11 主体桁架
[0029]
111 起落架
[0030]
112 空腔
[0031]
113 电池
[0032]
114 飞控系统
[0033]
12 侧翼连接桁架
[0034]
121 侧撑
[0035]
1211 斜撑
[0036]
1212 加强支撑
[0037]
1213 第一加强筋
[0038]
1214 第二加强筋
[0039]
122 侧梁
[0040]
1221 第一横梁
[0041]
1222 第二横梁
[0042]
2 旋翼安装梁
[0043]
31 第一电机
[0044]
32 第二电机
[0045]
41 第一旋翼
[0046]
42 第二旋翼
具体实施方式
[0047]
申请人发现现有技术中的共轴双旋翼飞行器以省略设计尾翼，并且可以垂直起降等优点在各个领域得到广泛应用，如巡检、摄影、勘测、监视、植保以及物流等领域，随着市场对飞行器设计要求进一步提高，比如提高飞行器的升力等要求。共轴双旋翼飞行器升力增加最简单有效的方法可以通过增长共轴双翼飞行器的上旋翼和下旋翼长度实现，但是由于共轴双旋翼飞行器的所述上旋翼和所述下旋翼之间存在气流相互干扰的问题，因此在增长所述上旋翼和所述下旋翼长度的过程中，所述上旋翼和所述下旋翼之间的距离也需要同时增长，通过上述的方法虽然可以提升所述共轴双旋翼飞行器的升力，但是所述上旋翼和所述下旋翼在增大升力的同时，也对飞行器机体施加更大的扭矩，在上述的技术应用场景下，飞行器机体为了可以承受增加的扭矩会增加材料的厚度或者其他增强强度的结构，但是这种设计方法会导致飞行器机体的重量也会随之增大，进而使飞行器的载重量下降。研发人员至今还未寻找到一种可以平衡飞行器机体强度和自身重量的技术方案以应用于通过增加所述上旋翼和所述下旋翼长度的设计方法中。
[0048]
在本申请的一些实施例中，图1为本实用新型共轴双旋翼飞行器前视图的结构示意图。如图1所示，r
p
可以理解为所述上旋翼和所述下旋翼的长度，h可以连接为所述上旋翼和所述下旋翼之间的距离，我们增长r
p
以及h的长度以提高共轴双旋翼飞行器的升力，本申请提供了一种飞行器机体，所述飞行器机体包括桁架机身1和旋翼安装梁2，以设计飞行器机体的结构。桁架机身1采用的桁架结构可以平衡飞行器机体的强度和自身重量。旋翼安装梁的两端用于安装被驱动装置驱动的所述上旋翼和所述下旋翼以应用于共轴双翼飞行器。
[0049]
为使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本实用新型进一步详细说明。
[0050]
图2为本实用新型飞行器机体整体结构示意图。如图2所示，在一实施例中，本申请提供了一种飞行器机体，所述飞行器机体包括桁架机身1和至少一根旋翼安装梁2，旋翼安装梁2连接桁架机身1上；
[0051]
旋翼安装梁2的两端用于分别安装第一电机31和第二电机32以使第一电机31和第二电机32驱动分别配合安装的第一旋翼41和第二旋翼42形成共轴双旋翼。
[0052]
在本实施例中提供了一种所述飞行器机体的具体结构，所述飞行器机体包括桁架机身1，桁架机身1的桁架结构具有重量轻、强度高等优点，可以同时满足所述飞行器机体在自身重量和强度上的设计要求，共轴双旋翼由于不用设计尾翼，因此只需要旋翼安装梁2的两端安装第一电机31和第二电机32并驱动配合安装的第一旋翼41和第二旋翼42即可。需要
指出的是第一旋翼41和第二旋翼42也可以通过一个电机驱动以实现反向旋转。旋翼安装梁2的最少数量为一根，并可以竖向设置于桁架机身1的顶部，也可以设计多根旋翼安装梁2。优选地，旋翼安装梁2竖向设置。当旋翼安装梁2竖向设置时，第一旋翼41和第二旋翼42可以理解为上述的所述上旋翼和所述下旋翼。另外当所述飞行器机体具有复数根旋翼安装梁2的具体布局方式，将旋翼安装梁2分布布局在桁架机身1的周围，我们可以理解为布局在矩形的四个顶角位置如图1和图2中所示，或者位于桁架机身1几何中心等距的位置上，相当于按圆形周圈排布在桁架机身1的周围，旋翼安装梁2都可以通过焊接等工艺连接在桁架机身1上，每根旋翼安装梁2可以竖向连接在桁架机身1上。
[0053]
在一实施例中，桁架机身1包括主体桁架11和分别对称设置于主体桁架11两侧的两个侧翼连接桁架12；
[0054]
侧翼连接桁架12一侧的连接端与主体桁架11连接，侧翼连接桁架12另一侧的前端和后端分别连接竖向设置的旋翼安装梁2。在本实施例中提供了一种桁架机身1的具体结构，桁架机身1包括主体桁架11和侧翼连接桁架12，为了保证主体桁架11左右两侧重量的平衡，桁架机身1两侧对称镜像设置侧翼连接桁架12。其中，主体桁架11也可以采用左右对称结构，侧翼连接桁架12另一侧的所述前端和所述后端各连接有旋翼安装梁2，由于左右均设置有侧翼连接桁架12，以此供给四个旋翼安装梁2。另外，主体桁架11底部设置有起落架111，用于飞行器机体的降落。
[0055]
图3为本实用新型飞行器机体整体后视图的结构示意图，图4为本实用新型主体桁架和侧翼连接桁架连接结构的局部结构示意图。如图3和图4所示，在一实施例中，侧翼连接桁架12包括侧撑121和侧梁122；
[0056]
侧撑121的一端作为所述连接端与主体桁架11连接，侧撑121的另一端与侧梁122中部连接，侧梁122的长度方向沿主体桁架11前后向设置形成所述前端和所述后端，且所述前端和所述后端分别连接有旋翼安装梁2。
[0057]
在本实施例中提供了一种侧翼连接桁架12的具体结构，侧撑121同样采用桁架结构，其一端与侧梁122连接，并沿主体桁架11连接一侧的外侧延伸。侧梁122则沿主体桁架11的前后方向设置并连接旋翼安装梁2。
[0058]
在一实施例中，侧撑121包括四根斜撑1211，每根斜撑1211的一端与主体桁架11连接，且另一端与侧梁122连接，四根斜撑1211围合成棱台形桁架结构。
[0059]
在本实施例中提供了一种侧撑121的具体结构，四根斜撑1211作为所述棱台桁架结构的侧棱。
[0060]
在一实施例中，侧梁122包括第一横梁1221和第二横梁1222；
[0061]
第一横梁1221与第二横梁1222沿主体桁架11前后方向设置，且第一横梁1221设置于第二横梁1222上方，第一横梁1221与第二横梁1222的前端和后端分别连接旋翼安装梁2。
[0062]
本实施例中提供了一种侧梁122的具体结构，第一横梁1221与第二横梁1222均沿主体桁架11的前后方向设置，第一横梁1221位于第二横梁1222上方，且第一横梁1221与第二横梁1222的两端分别连接在旋翼安装梁2的上部和下部，第一横梁1221和第二横梁1222形成的所在平面可以作为所述棱台桁架结构的其中一个底面。第一横梁1221与第二横梁1222之间还可以设置复数根第一加强筋1223，第一加强筋1223的两端分别连接在第一横梁1221与第二横梁1222上。优选地，第一横梁1221和第二横梁1222上下平行设置，且两者形成
的所在平面垂直于地面，并作为所述棱台桁架结构的其中一个底面，为了确保侧梁122连接在侧撑121后使飞行器机身的前后重量对称，第一横梁1221和第二横梁1222相对于主体桁架11的前后也处于对称镜像设置。
[0063]
在一实施例中，四根斜撑1211其中两根与第一横梁1221连接且位于另外两根斜撑1211上方，另外两根斜撑1211与所述第二横梁1222连接。
[0064]
在本实施例中提供了一种斜撑1211，以及第一横梁1221和第二横梁1222的具体连接方式，以使第一横梁1221和第二横梁1222所在平面形成所述棱台形桁架结构的底面。需要指出的是主体桁架11的侧面可以作为所述棱台形桁架的另一底面。
[0065]
在一实施例中，侧撑121还包括至少一根加强支撑1212；
[0066]
其中一根加强支撑1212的一端与斜撑1211的中部连接，且另一端与旋翼安装梁2连接。
[0067]
在本实施例中提供了一种包括加强支撑1212的侧撑121具体结构。加强支撑1212的目的在于形成图1左侧虚线的三角结构，利用所述三角结构的稳定性以增加侧撑121与侧梁122的连接强度。另外，为了确保机身整体的重量平衡，加强支撑1212可以为四根，四根加强支撑1212的一端分别与四根斜撑1211连接并且沿主体桁架11的前后对称设置，加强支撑1212可以与水平形成夹角成散射形态与临近的旋翼安装梁2连接。还需要指出的是加强支撑1212之间可以连接有第二加强筋1213，加强支撑1212分别与第一横梁1221和第二横梁1222之间连接有第三加强筋1214。
[0068]
图5为本实用新型主体桁架结构示意图。如图1和图5所示，在一实施例中，主体桁架11具有空腔112，空腔112用于盛放电池113和/或飞控系统114。
[0069]
在本实施例中提供了一种具有空腔111的主体桁架11的具体结构。其中的空腔111可以其中盛放电池113和/或飞控系统114。
[0070]
在一实施例中，旋翼安装梁2的两端为法兰结构以用于安装第一电机31和第二电机32。
[0071]
本申请提供了一种旋翼安装梁2两端的具体结构，即所述法兰结构。所述法兰结构用于连接第一电机31和第二电机32上的对接法兰以实现安装。第一电机31和第二电机32与所述上旋翼以及所述下旋翼的安装是本领域技术人员都可以轻易实现，在此就不再赘述了。
[0072]
本申请还提供了一种旋翼飞行器，所述旋翼飞行器包括所述飞行器机体；
[0073]
每根旋翼安装梁2的两端分别设置第一电机31和第二电机32，且第一电机31和电机驱动32分别配套安装的第一旋翼41和第二旋翼42形成共轴双旋翼。
[0074]
以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型保护的范围之内。

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