一种多旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种多旋翼飞行器。

背景技术：

旋翼类飞行器，由于具有良好的机动性和操纵性，在各个领域中都有着广泛的应用。由于电池驱动的旋翼类无人飞行器，受到电池容量的限制，续航时间普遍较短，限制了该类飞行器的应用。采用油动发动机或者增大旋翼尺寸，都会对机体结构带来较大振动，目前结构形式上采用单杆支撑的多旋翼飞行器已无法满足实际的应用需求，需要一种结构布局更加高效的多旋翼飞行器。

技术实现要素：

为了克服上述现有技术的不足，减少由于结构变化带来的不利影响，提高旋翼类飞行器的续航性能。本发明提出了一种多旋翼飞行器，能够保证机体强度及刚度能够满足性能要求，解决了大尺寸旋翼与油动发动机难以在单杆支撑结构中应用的难题。同时机体结构采用模块化设计制造工艺，具备分解包装运输，现场快速组装的功能。

本发明采用以下任一技术方案。

一种多旋翼飞行器,包括起落架，中框，与中框连接的n个外伸架以及位于各个外伸架上的动力端头，其特征在于，所述中框包括正n边形顶面和正n边形底面以及连接顶面的边和底面的顶点的三角形侧面，所述n为4、6、8等偶数。

根据上述任一技术方案，其特征在于，所述三角形侧面为等腰三角形或等边三角形。

根据上述任一技术方案，其特征在于，旋翼个数为4个、6个、8个等偶数个。

根据上述任一技术方案，其特征在于，所述外伸架的横截面从侧面开始往外逐渐减小直至端面。

根据上述任一技术方案，其特征在于，所述外伸架具有一个或多个三角形隔框，所述侧面、所述隔框和所述端面相互成相似三角形。

根据上述任一技术方案，其特征在于，相邻的所述侧面、所述隔框和所述端面之间通过主杆和斜杆连接。

根据上述任一技术方案，其特征在于，所述动力端头安装于所述端面上。

根据上述任一技术方案，其特征在于，所述外伸架与所述中框，所述外伸架与所述动力端头之间采用螺栓或者快拆结构连接。

根据上述任一技术方案，其特征在于，所述外伸架与所述中框采用金属或碳纤维复合材料制成。

根据上述任一技术方案，其特征在于，所述斜杆的两个连接接头是焊接接头、金属接头或者碳纤维一体化接头。

在一个更为具体的技术方案中，提供了一种多旋翼飞行器，由起落架、中框、多个与中框连接的外伸架以及位于各个外伸架上的动力端头组成。外伸架采用等强度准则设计，截面为三角形，并从侧面与中框连接处开始，截面不断减小至端面，侧面用于连接中框，端面用于连接动力端头。根据外伸架的长度，外伸架内部具备一个或者多个隔框，相邻的端面、隔框和侧面之间由斜杆和主杆连接。外伸架的数量根据动力端头数量而定，可以为4个、6个、8个等偶数个。中框外形根据外伸架的数量相应修改，用于组合多个外伸架，由正多边形顶面和正多边形底面以及连接顶面的边和底面的顶点的三角形侧面组成。起落架安装于外伸架下部，一般与外伸架及中框均有连接。外伸架与中框间采用螺栓或者快拆结构连接，可以实现快速拆装的功能。

本发明带来的有益效果包括以下一项或多项：

1、新的结构设计与目前广泛采用的多旋翼单杆外伸支架不同， 截面根据等强度设计准则设计，比刚度和比强度都更高，有效的提高了结构的承载效率，且其结构适用于复合材料成型或者金属焊接，适用于不同的加工制造方法。

2、为大尺寸多旋翼设计提供了一种结构设计方法，当旋翼尺寸增加，现有单杆外伸方案无法解决结构承载及振动问题时，本发明提供了一种有效可靠的解决方案。

3、机体结构采用模块化设计，便于飞行器的拆装及转运，通用化的结构形式可以适用于4、6、8旋翼等多旋翼飞行器的设计中，且外伸架可以在不同机型间相互替换使用。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。

图1表示本发明多旋翼飞行器的一种实例示意图

图2表示本发明多旋翼飞行器机体结构的示意图

图3表示本发明多旋翼飞行器机体结构的侧向示意图

图4表示本发明多旋翼飞行器外伸架的正视和俯视示意图

图5表示本发明多旋翼飞行器中框的示意图

图1中：1、起落架，2、中框，3、外伸架，4、动力端头。

图4中：31、端面，32、斜杆，33、连接接头，34、隔框，35、主杆，36、侧面。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行说明，所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1-图3所示，本发明由起落架1、中框2、多个与中框2连接的外伸架3以及位于各个外伸架3上的动力端头4组成。外伸架3的数量根据动力端头4数量而定，可以为4个、6个、8个等偶数个。

如图4所示，外伸架3采用等强度准则设计，截面为三角形，并从侧面36与中框2连接处开始，截面不断减小至端面31，侧面36用于连接中框2，端面31用于连接动力端头4。根据外伸架3的长度， 外伸架3内部具备一个或者多个隔框34，相邻的端面31、隔框34和侧面36之间由斜杆32和主杆35连接。

如图5所示，中框2外形根据外伸架3的数量相应修改，用于组合多个外伸架3，由正多边形顶面和正多边形底面以及连接顶面的边和底面的顶点的三角形侧面组成。

上述的起落架1安装于外伸架3下部，一般与外伸架3及中框2均有连接。

上述的外伸架3与中框2、外伸架3与动力端头4之间采用螺栓或者快拆结构连接，可以实现快速拆装的功能。

上述的外伸架3与中框2采用金属或碳纤维复合材料加工制作而成。

尤其的，当机体结构采用金属材料时，外伸架3的端面31、斜杆32、隔框34、主杆35、侧面36之间的连接接头33为焊接接头。

尤其的，当机体结构采用碳纤维复合材料时，外伸架3内部斜杆32、隔框34、主杆35采用碳纤维复合材料制作，端面31、侧面36根据受力情况可选择碳纤维复合材料或者金属材料，连接接头33为金属接头或者碳纤维一体化接头。

发明人从飞行器的初始方案设计到后期验证试验开展了大量的创造性工作。在前期的试制过程中，发明人发现单杆支撑的多旋翼结构形式，在更换了油动发动机后，由于发动机与旋翼的振动，出现了单杆失效折断的情况，单杆方案无法满足使用要求，如果要增加旋翼的尺寸，单杆的承载能力会进一步下降。通过采用金属材料完成上述方案的实施，可以在相同机体结构重量的情况下，载重量比单杆支撑结构提高47％，而采用全碳纤维复合材料制作的机体，载重量可以提高85％以上。外伸架采用三角形截面，增加了承载面积，提高了结构承载刚度，能够满足结构振动要求。外伸架采用等强度准则设计，外伸架长度可以根据旋翼尺寸适当增加，同时不会降低机体结构的承载能力，机体结构可拓展。