多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机的制作方法

本发明涉及一种小型无人机，具体涉及一种多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机，属于无人机技术领域。

背景技术：

无人机的动力系统用来为无人机的飞行提供推力，是无人机设计制造中十分重要的一部分。因为起降场所、续航时间、巡航半径、搭载的任务载荷等不同，无人机可能需要更换不同的动力系统。

然而，一般的小型无人机的动力系统是与机体固联在一起的，很难在同一个无人机机体平台上实现多种适应场景、多种动力组合模式的应用，导致无人机的通用性和平台性较低。

若使用特定的机型来完成特定的任务，则存在占用成本高、占用空间大、运输困难等问题。

技术实现要素：

为解决现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机。

为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：

一种多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机，包括：机身(10)、左机翼(20)、右机翼(30)和尾翼(40)，尾翼(40)与机身(10)螺纹连接，其特征在于，还包括：主动力模组A(50)、主动力模组B(60)、副动力模组A(70)、副动力模组B(80)和机尾塑形模组C(90)，其中：

前述主动力模组A(50)具有一个电调(523)和一个电机(501)，其中，前述电机(501)位于最前端，并且输出轴指向无人机的前方，螺旋桨(526)安装在电机(501)的输出轴上，

前述主动力模组B(60)具有两个电调(601)和两个电机(602)，其中，前述两个电机(602)分别位于最前端和最后端，并且输出轴指向无人机的上方，螺旋桨(603)安装在电机(602)的输出轴上，

前述主动力模组A(50)或主动力模组B(60)对称的设置在机身(10)的左右两侧，并且与机身(10)螺纹连接，左机翼(20)和右机翼(30)分别设置在主动力模组A(50)或主动力模组B(60)的外侧，并且与主动力模组A(50)或主动力模组B(60)螺纹连接，或者，左机翼(20)与机身(10)之间、右机翼(30)与机身(10)之间均不设置主动力模组A(50)或主动力模组B(60)，左机翼(20)和右机翼(30)直接与机身(10)螺纹连接；

前述副动力模组A(70)具有一个电调(705)和一个无刷电机(710)，其中，前述无刷电机(710)位于中部，并且输出轴指向无人机的上方，螺旋桨(713)安装在无刷电机(710)的输出轴上，

前述副动力模组B(80)具有一个电调(802)和一个无刷电机(806)，其中，前述无刷电机(806)位于最后端，并且输出轴指向无人机的后方，螺旋桨(804)安装在无刷电机(806)的输出轴上，

前述机尾塑形模组C(90)具有一个电调，不具有无刷电机，

前述副动力模组A(70)、副动力模组B(80)或机尾塑形模组C(90)通过预紧连接螺钉固定安装在机身(10)的末端。

前述的一种多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机，其特征在于，前述主动力模组A(50)还具有：支撑组件和机翼连接组件，其中：

前述支撑组件包括：上整流罩(505)、右肋板(506)、轴承(507)、限位块(508)、第一线槽(509)、第二线槽(510)、舵机(511)、舵机架(512)、摇臂(513)、连杆(514)、左肋板(515)和下整流罩(516)，前述限位块(508)通过螺丝与左肋板(515)和右肋板(506)固定连接，前述轴承(507)分别压入左肋板(515)和右肋板(506)的槽中，前述连杆(514)安装在摇臂(513)上，前述摇臂(513)安装在舵机(511)的输出轴上，前述舵机(511)通过螺丝固定安装在舵机架(512)上，前述第一线槽(509)连接在第二线槽(510)上，前述第二线槽(510)连接在舵机架(512)上，前述舵机架(512)与左肋板(515)和右肋板(506)通过螺丝固定连接，前述上整流罩(505)和下整流罩(516)通过螺丝固定连接在左肋板(515)和右肋板(506)上；

前述机翼连接组件包括：上整流罩(517)、机翼连接框(518)、后整流罩(519)和下整流罩(520)，上整流罩(517)、下整流罩(520)和后整流罩(519)分别通过螺丝固定安装在机翼连接框(518)的上面、下面和后端；

前述电机(501)通过电机座(502)安装在支撑组件的前端，机翼连接组件通过螺丝固定安装在支撑组件的后端，电调(523)通过螺丝固定安装在支撑组件的左肋板(515)和右肋板(506)上。

前述的一种多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机，其特征在于，前述主动力模组B(60)还具有：前支撑组件、后支撑组件和机翼连接组件，其中：

前述前支撑组件包括：左肋板(605)、右肋板(604)、上整流罩(606)和下整流罩(607)，前述左肋板(605)和右肋板(604)一左一右对称设置，电调(601)通过电调座(11)安装在左肋板(605)和右肋板(604)之间，电调座(11)上盖有电调安装板(612)，上整流罩(606)安装在左肋板(605)和右肋板(604)的上面，下整流罩(607)安装在左肋板(605)和右肋板(604)的下面，电机(602)通过电机固定座(610)安装在左肋板(605)和右肋板(604)之间；

前述后支撑组件的结构与前支撑组件的结构完全相同；

前述机翼连接组件包括：机翼连接框(608)和中间整流罩(609)，中间整流罩(609)安装在机翼连接框(608)的上面和下面；

前述前支撑组件和后支撑组件分别通过螺丝固定安装在机翼连接组件的前端和后端。

前述的一种多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机，其特征在于，前述副动力模组A(70)还具有：前主框(701)、后主框712、右支撑框(715)、左支撑框(716)、电调安装座(717)、舵机(702)、舵盘(714)、电机安装转轴(707)、连杆(709)、电机安装座(708)、机尾右蒙皮(704)和机尾左蒙皮(718)，前主框(701)、后主框712、右支撑框(715)、左支撑框(716)和电调安装座(717)通过螺丝连接在一起，并组装成一个框架，电调(705)安装在电调安装座(717)上，无刷电机(710)的输入线焊接在电调(705)的输出端上，舵机(702)和舵盘(714)配套设置，并且在前主框(701)和后主框712上各设置一套，无刷电机(710)、电机安装转轴(707)和连杆(709)分别通过螺丝固定安装在电机安装座(708)上，电机安装座(708)通过螺丝固定安装在前主框(701)和后主框712上，连杆(709)与舵盘(714)连接，机尾右蒙皮(704)和机尾左蒙皮(718)一左一右设置，并且分别通过预紧连接螺钉(703)连接在前主框(701)和后主框712上。

前述的一种多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机，其特征在于，前述副动力模组B(80)还具有：前主框(810)、后主框(805)、右支撑框(803)、左支撑框(807)、电调安装座(808)、机尾右蒙皮(801)和机尾左蒙皮(809)，前主框(810)、后主框(805)、右支撑框(803)、左支撑框(807)和电调安装座(808)通过螺丝连接在一起，并组装成一个框架，电调(802)安装在电调安装座(808)上，无刷电机(806)通过螺丝固定安装在后主框(805)上，并且输入线焊接在电调(802)的输出端上，机尾右蒙皮(801)和机尾左蒙皮(809)一左一右设置，并且分别通过预紧连接螺钉连接在前主框(810)和后主框(805)上。

前述的一种多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机，其特征在于，前述机尾塑形模组C(90)还具有：前主框(903)、后主框(905)、右支撑框(904)、左支撑框(906)、电调安装座(907)、机尾右蒙皮(902)和机尾左蒙皮(908)，前主框(903)、后主框(905)、右支撑框(904)、左支撑框(906)和电调安装座(907)通过螺丝连接在一起，并组装成一个框架，电调安装在电调安装座(907)上，机尾右蒙皮(902)和机尾左蒙皮(908)一左一右设置，并且分别通过预紧连接螺钉(901)连接在前主框(903)和后主框(905)上。

本发明的有益之处在于：

(1)本发明的无人机，具有多种动力组合模式，可以在同一个无人机机体平台上实现多种适应场景，大幅提高了无人机的通用性和平台性；

(2)本发明的无人机，各模组均采用模块化的设计，不仅提高了转场作业性能，而且极大的方便了无人机的运输、维护、保养和调试，使用起来极为便利和经济。

附图说明

图1(a)是主动力模组A的爆炸图；

图1(b)是主动力模组A即将组装完毕的结构示意图；

图1(c)是主动力模组A组装完毕的结构示意图；

图2(a)是主动力模组B的爆炸图；

图2(b)是主动力模组B组装完毕的结构示意图；

图3(a)是副动力模组A的爆炸图；

图3(b)是副动力模组A即将组装完毕的结构示意图；

图3(c)是副动力模组A组装完毕的结构示意图；

图4(a)是副动力模组B的爆炸图；

图4(b)是副动力模组B组装完毕的结构示意图；

图5(a)是机尾塑形模组C的爆炸图；

图5(b)是机尾塑形模组C组装完毕的结构示意图；

图6是单动力尾推式滑跑起飞无人机的结构示意图；

图7是多动力复合式垂直起降无人机的结构示意图；

图8是双动力前拉式滑跑起飞无人机的结构示意图；

图9是垂直起降倾转旋翼无人机的结构示意图。

图中附图标记的含义：

10-机身，20-左机翼，30-右机翼，40-尾翼；

50-主动力模组A，

501-电机，502-电机座，503-卡簧，504-转轴，505-上整流罩，506-右肋板，507-轴承，508-限位块，509-第一线槽，510-第二线槽，511-舵机，512-舵机架，513-摇臂，514-连杆，515-左肋板，516-下整流罩，517-上整流罩，518-机翼连接框，519-后整流罩，520-下整流罩，521-电调安装板，522-上层导热硅胶，523-电调，524-下层导热硅胶，525-电调盖，526-螺旋桨；

60-主动力模组B，

601-电调，602-电机，603-螺旋桨，604-右肋板，605-左肋板，606-上整流罩，607-下整流罩，608-机翼连接框，609-中间整流罩，610-电机固定座，611-电调座，612-电调安装板，613-上导热硅胶，614-下导热硅胶；

70-副动力模组A，

701-前主框，702-舵机，703-预紧连接螺钉，704-机尾右蒙皮，705-电调，706-轴承，707-电机安装转轴，708-电机安装座，709-连杆，710-无刷电机，711-连接镶块，712-后主框，713-螺旋桨，714-舵盘，715-右支撑框，716-左支撑框，717-电调安装座，718-机尾左蒙皮；

80-副动力模组B，

801-前主框，802-电调，803-右支撑框，804-螺旋桨，805-后主框，806-无刷电机，807-左支撑框，808-电调安装座，809-机尾左蒙皮，810-前主框；

90-机尾塑形模组C，

901-预紧连接螺钉，902-机尾右蒙皮，903-前主框，904-右支撑框，905-后主框，906-左支撑框，907-电调安装座，908-机尾左蒙皮。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作具体的介绍。

参照图6、图7、图8和图9，本发明的多动力组合更换适应不同起降方式不同任务载荷的无人机，包括：机身10、左机翼20、右机翼30和尾翼40，其中，尾翼40与机身10螺纹连接。此外，还包括：主动力模组A50、主动力模组B60、副动力模组A70、副动力模组B80和机尾塑形模组C90，选择使用不同的主动力模组A50、主动力模组B60、副动力模组A70、副动力模组B80和机尾塑形模组C90，可以形成多种动力组合模式，从而使得本发明的无人机可以适应多种场景。

主动力模组A50、主动力模组B60均安装在左机翼20与机身10之间和右机翼30与机身10之间。当然，根据实际情况的需要，左机翼20与机身10之间、右机翼30与机身10之间可以不设置主动力模组A50或主动力模组B60，而是令左机翼20和右机翼30直接与机身10螺纹连接，如图6所示。

下面详细介绍主动力模组A50、主动力模组B60、副动力模组A70、副动力模组B80和机尾塑形模组C90的结构。

一、主动力模组A

参照图1(a)、图1(b)和图1(c)，主动力模组A50具有一个电调523和一个电机501，电机501位于最前端，并且输出轴指向无人机的前方，螺旋桨526安装在电机501的输出轴上。此外，主动力模组A50还具有：支撑组件和机翼连接组件。

1、支撑组件

参照图1(a)、图1(b)和图1(c)，支撑组件包括：上整流罩505、右肋板506、轴承507、限位块508、第一线槽509、第二线槽510、舵机511、舵机架512、摇臂513、连杆514、左肋板515和下整流罩516。

限位块508通过螺丝与左肋板515和右肋板506固定连接；

轴承507分别压入左肋板515和右肋板506的槽中；

连杆514安装在摇臂513上，摇臂513安装在舵机511的输出轴上，舵机511通过螺丝固定安装在舵机架512上；

第一线槽509连接在第二线槽510上，第二线槽510连接在舵机架512上，舵机架512与左肋板515和右肋板506通过螺丝固定连接；

上整流罩505和下整流罩516通过螺丝固定连接在左肋板515和右肋板506上。

2、机翼连接组件

参照图1(a)、图1(b)和图1(c)，机翼连接组件包括：上整流罩517、机翼连接框518、后整流罩519和下整流罩520。

上整流罩517、下整流罩520和后整流罩519分别通过螺丝固定安装在机翼连接框518的上面、下面和后端。

电机501通过螺丝固定安装于电机座502内，电机座502的外壁上设置有卡簧503和转轴504，其中，卡簧503能够卡在转轴504上，转轴504能够插入支撑组件的前端的轴承507中；机翼连接组件通过螺丝固定安装在支撑组件的后端；电调523放置在电调盖525和电调安装板521共同构成的电调安装空间内，电调523的上下两侧分别设置有上层导热硅胶522和下层导热硅胶524，电调盖525通过螺丝固定安装在支撑组件的左肋板515和右肋板506上。

主动力模组A50的安装方式：

参照图8和图9，主动力模组A50对称的设置在机身10的左右两侧，并且与机身10螺纹连接，左机翼20和右机翼30分别设置在主动力模组A50的外侧，并且与主动力模组A50螺纹连接。

二、主动力模组B

参照图2(a)和图2(b)，主动力模组B60具有两个电调601和两个电机602，其中，该两个电机602分别位于最前端和最后端，并且输出轴指向无人机的上方，螺旋桨603安装在电机602的输出轴上。此外，主动力模组B60还具有：前支撑组件、后支撑组件和机翼连接组件。

1、前支撑组件

参照图2(a)和图2(b)，前支撑组件包括：左肋板605、右肋板604、上整流罩606和下整流罩607。

左肋板605和右肋板604一左一右对称设置，电调601通过电调座611并借助螺丝固定安装在左肋板605和右肋板604之间，电调601的上面放置有上导热硅胶613、下面放置有下导热硅胶614，电调座611上盖有电调安装板612，上整流罩606通过螺丝固定安装在左肋板605和右肋板604的上面，下整流罩607通过螺丝固定安装在左肋板605和右肋板604的下面。

电机602通过电机固定座610并借助固定螺栓固定安装在左肋板605和右肋板604之间。

2、后支撑组件

参照图2(a)和图2(b)，后支撑组件的结构与前支撑组件的结构完全相同，不再赘述。

3、机翼连接组件

参照图2(a)和图2(b)，机翼连接组件包括：机翼连接框608和中间整流罩609。

中间整流罩609通过螺丝固定安装在机翼连接框608的上面和下面。

参照图2(a)和图2(b)，前支撑组件和后支撑组件分别通过螺丝固定安装在机翼连接组件的前端和后端。

主动力模组B60的安装方式：

参照图7，主动力模组B60对称的设置在机身10的左右两侧，并且与机身10螺纹连接，左机翼20和右机翼30分别设置在主动力模组B60的外侧，并且与主动力模组B60螺纹连接。

三、副动力模组A

参照图3(a)、图3(b)和图3(c)，副动力模组A70具有一个电调705和一个无刷电机710，其中，无刷电机710位于中部，并且输出轴指向无人机的上方，螺旋桨713安装在无刷电机710的输出轴上。此外，副动力模组A70还具有：前主框701、后主框712、右支撑框715、左支撑框716、电调安装座717、舵机702、舵盘714、电机安装转轴707、连杆709、电机安装座708、机尾右蒙皮704和机尾左蒙皮718。

前主框701、后主框712、右支撑框715、左支撑框716和电调安装座717通过螺丝连接在一起，并组装成一个框架；

电调705安装在电调安装座717上，无刷电机710的输入线焊接在电调705的输出端上；

舵机702和舵盘714配套设置，并且在前主框701和后主框712上各设置一套；

无刷电机710、电机安装转轴707和连杆709分别通过螺丝固定安装在电机安装座708上，电机安装座708通过螺丝固定安装在前主框701和后主框712上，连杆709与舵盘714连接，电机安装转轴707上预压有轴承706；

机尾右蒙皮704和机尾左蒙皮718一左一右设置，并且分别通过预紧连接螺钉703连接在前主框701和后主框712上。

机尾右蒙皮704和机尾左蒙皮718上均形成有限位槽，限位槽的形状与连接镶块711相适应，机尾右蒙皮704和机尾左蒙皮718通过连接镶块711进行紧固。

副动力模组A70的安装方式：

参照图9，副动力模组A70通过预紧连接螺钉固定安装在机身10的末端。

四、副动力模组B

参照图4(a)和图4(b)，副动力模组B80具有一个电调802和一个无刷电机806，其中，无刷电机806位于最后端，并且输出轴指向无人机的后方，螺旋桨804安装在无刷电机806的输出轴上。此外，副动力模组B80还具有：前主框810、后主框805、右支撑框803、左支撑框807、电调安装座808、机尾右蒙皮801和机尾左蒙皮809。

前主框810、后主框805、右支撑框803、左支撑框807和电调安装座808通过螺丝连接在一起，并组装成一个框架；

电调802安装在电调安装座808上，无刷电机806通过螺丝固定安装在后主框805上，并且输入线焊接在电调802的输出端上；

机尾右蒙皮801和机尾左蒙皮809一左一右设置，并且分别通过预紧连接螺钉连接在前主框810和后主框805上。

副动力模组B80的安装方式：

参照图6和图7，副动力模组B80通过预紧连接螺钉固定安装在机身10的末端。

五、机尾塑形模组C

参照图5(a)和图5(b)，机尾塑形模组C90具有：前主框903、后主框905、右支撑框904、左支撑框906、电调安装座907、电调(未图示)、机尾右蒙皮902和机尾左蒙皮908，不具有无刷电机。

前主框903、后主框905、右支撑框904、左支撑框906和电调安装座907通过螺丝连接在一起，并组装成一个框架；

电调安装在电调安装座907上；

机尾右蒙皮902和机尾左蒙皮908一左一右设置，并且分别通过预紧连接螺钉901连接在前主框903和后主框905上。

机尾塑形模组C90的安装方式：

参照图8，机尾塑形模组C90通过预紧连接螺钉固定安装在机身10的末端。

选择使用不同的主动力模组A50、主动力模组B60、副动力模组A70、副动力模组B80和机尾塑形模组C90，可以形成多种动力组合模式，例如：

(一)、单动力尾推式滑跑起飞无人机模式：仅在机身10的末端通过预紧连接螺钉固定安装副动力模组B80，左机翼20与机身10之间、右机翼30与机身10之间均不设置主动力模组，如图6所示；

(二)、多动力复合式垂直起降无人机模式：在机身10的末端通过预紧连接螺钉固定安装副动力模组B80，左机翼20与机身10之间、右机翼30与机身10之间均安装主动力模组B60，如图7所示；

(三)、双动力前拉式滑跑起飞无人机模式：在机身10的末端通过预紧连接螺钉固定安装机尾塑形模组C90，左机翼20与机身10之间、右机翼30与机身10之间均安装主动力模组A50，如图8所示；

(四)、垂直起降倾转旋翼无人机模式：在机身10的末端通过预紧连接螺钉固定安装副动力模组A70，左机翼20与机身10之间、右机翼30与机身10之间均安装主动力模组A50，如图8所示。

由此可见，通过选择使用不同的主动力模组A、主动力模组B、副动力模组A、副动力模组B和机尾塑形模组C，本发明的无人机可以形成多种动力组合模式，从而使得其可以适应多种场景，通用性和平台性得到了大幅提高。

需要说明的是，上述实施例不以任何形式限制本发明，凡采用等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。