一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的制作方法

本发明涉及一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置，是一种用于解决轻小型固定翼无人机多载荷兼容性的模块化内连接电气接口装置，满足同一轻小型固定翼无人机平台对不同类型载荷的快速更换需求，实现载荷分系统完全模块化设计，可兼容多种载荷类型，包括可见光相机、热红外相机和高光谱/多光谱相机，实现不同应用场景下对多种载荷的快速更换作业，属于飞机载荷连接电气技术领域。

背景技术：

无人机任务载荷是无人机系统的重要组成部分，无人机平台通过搭载各种载荷来实现其航飞任务。上世纪90年代，无人机的主要任务载荷是用于侦查的光电任务载荷；随着无人机技术与应用的快速发展，携带载荷类型趋于多元化。目前，无人机携带的任务载荷主要包括可见光相机、热红外相机、高光谱/多光谱相机、机载lidar、应急器具等。随着无人机技术进步，轻小型无人机发展迅速，应用领域越来越广泛，对轻小型无人机的载荷兼容性要求也越来越高。目前无人机平台的载荷电气连接方式，大多采用走线直接连接的方式，其缺点在于装配时不容易保证装配质量，并造成飞机平台只能搭载单种载荷类型，要想更换其他载荷需要整体更换飞机平台，或将载荷固定装置及电气连接线拆除重新进行电气走线和固定安装，所需时间较长，且多数需要借助安装工具，载荷电气连接操作人员需要具备较高的专业知识，不利于无人机载荷的快速更换，是影响和限制无人机推广应用的主要瓶颈之一。因此，发明用于解决轻小型固定翼无人机多载荷兼容性的模块化内连接电气接口装置十分必要，对于无人机技术推广应用具有重要意义。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置，以更好保证轻小型固定翼无人机载荷安装精度且多载荷快速装卸的载荷电气连接装置，克服现有飞机载荷连接装置存在的连接错位、拆装不便、载荷兼容性差的缺点，具有良好的安装调节及多载荷快速拆装能力。

本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置，包括：机身头框1、载荷罩安装框11以及载荷电气连接弹片，其中载荷电气连接弹片分为机身方向载荷电气连接弹片和机头方向载荷电气连接弹片；

其中，机身头框用于与无人机机身前部连接，该机身头框开有若干个腔，利用pcb技术设计三组触点式电气接口板，分别放置机身方向载荷电气连接弹片；同时该机身头框开有三个旋转卡槽，该旋转卡槽包括旋转卡槽小端和旋转卡槽大端；

其中，载荷罩安装框用于与载荷罩连接，该载荷罩安装框开有若干个腔，利用pcb技术设计三组触点式电气接口板，分别放置机头方向载荷电气连接弹片；同时该载荷罩安装框安装有内六角螺栓、压簧和压簧帽；

其中，机身方向载荷电气连接弹片上均设置有弹针(每个机身方向载荷电气连接弹片上纵向方向的两弹针为一组，共三组)，机头方向载荷电气连接弹片均设有触点片，每组弹针与对应触点片配合连接；

其中，所述的内六角螺栓与载荷罩安装框的距离可自由调节，压簧将压簧帽向外挤压，通过内六角螺栓紧连到机身头框上，进而使载荷电气控制通过弹针和触电片紧密相连。

优选地，内六角螺栓的螺栓头卡入到机身头框的旋转卡槽内，螺栓头与机身头框的旋转卡槽间歇配合。

优选地，内六角螺栓与载荷罩安装框的距离可自由调节，通过压簧的压缩，压簧帽与内六角螺栓的螺栓头间隙在1mm以上。

优选地，压簧的弹力可调，且压力在50g以上。

优选地，压簧的压力需大于载荷重量过载的2g过载以上。

优选地，为了满足大多数载荷的电气要求，触点片的导线宽度要求达到1mm以上，覆铜厚度0.035mm，满足单根导线可载电流2.3a。

优选地，为了匹配机身头框与载荷罩安装框的高度，弹针的高度在4mm以上且不超过6mm。

与现有技术相比，本发明的特点和技术优势体现在：利用飞机载荷连接装置，通过螺栓头与旋转卡槽的配合贴合触点板的使用形式，设计了一种新的无人机载荷便携式内连接电气接口，不但可以实现多载荷快速更换，同时使得飞机内部电气布局更加清晰明朗，不容易出现错误；飞机载荷连接装置的载荷连接内六角螺栓的螺栓头与载荷罩安装框距离，可以通过螺纹更灵活更有效地调节，从而实现载荷连接的配合间隙调节，可以配合电气连接的弹针与触点片的间距调节使用，提高电气连接接口的可靠性，使飞机载荷连接装置可调节程度大大提高。使用时将载荷连接内六角螺栓的螺栓头卡进机身头框的卡槽大端内，载荷头向机身方向推进一段距离，再向旋转卡槽方向旋转一定角度，将载荷连接内六角螺栓的螺栓头卡进机身头框的卡槽限位台阶内，不但完成了飞机载荷的机械结构安装，同时完成了载荷部分与机身平台的电气连接，并且不需借助拆装工具，大大缩短飞机载荷安装时间，实现飞机载荷的精确、可靠连接与快速装卸的目标功能。

附图说明

图1是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的机身头框的二维剖示图。

图2是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的载荷罩安装框的二维剖示图。

图3a、b是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的载荷电气连接结构第一部分(机身方向载荷电气连接弹片、机头方向载荷电气连接弹片)的二维剖示图。

图4a、b是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的载荷电气连接结构第二部分(机身方向载荷电气连接弹片、机头方向载荷电气连接弹片)的二维剖示图。

图5a、b是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的载荷电气连接结构第三部分(机身方向载荷电气连接弹片、机头方向载荷电气连接弹片)的二维剖示图。

图6是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的内六角螺栓与压簧压簧帽结构剖视图。

图7是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置整体装配图。

图中符号说明如下：

1机身头框，2、3、4机身方向载荷电气连接弹片

5旋转卡槽小端，6旋转卡槽大端，

7、8、9机头方向载荷电气连接弹片，10内六角螺栓，

11载荷罩安装框，12压簧，

13压簧帽

p1、p2、p3、p4、p5、p6、p7、p8、p9弹针(纵向方向的两弹针为一组)，

p1’、p2’、p3’、p4’、p5’、p6’、p7’、p8’、p9’触点片，

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的技术方案做进一步的说明。

本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置，如图7所示，包括：机身头框、载荷罩安装框以及载荷电气连接弹片，其中载荷电气连接弹片分为机身方向载荷电气连接弹片和机头方向载荷电气连接弹片；

其中，机身头框1(如图1所示)用于与无人机机身前部连接，该机身头框开有三个腔，利用pcb技术设计三组触点式电气接口板，分别放置机身方向载荷电气连接弹片2、3、4；同时该机身头框1开有三个旋转卡槽，该旋转卡槽包括旋转卡槽小端5和旋转卡槽大端6；

其中，载荷罩安装框11(如图2所示)用于与载荷罩连接，该载荷罩安装框开有三个腔，利用pcb技术设计三组触点式电气接口板，分别放置机头方向载荷电气连接弹片7、8、9；同时该载荷罩安装框11安装有内六角螺栓10、压簧12和压簧帽13(如图6)；所述的内六角螺栓与载荷罩安装框的距离可自由调节，压簧将压簧帽向外挤压，通过内六角螺栓紧连到机身头框上，进而使载荷电气控制通过弹针和触电片紧密相连。

其中，机身方向载荷电气连接弹片2、3、4上均设置有弹针p1、p2、p3、p4、p5、p6、p7、p8、p9(每个机身方向载荷电气连接弹片上纵向方向的两弹针为一组，共三组)，机头方向载荷电气连接弹片7、8、9上均设有触点片p1’、p2’、p3’、p4’、p5’、p6’、p7’、p8’、p9’，每组弹针通过与对应触点片配合连接，形成载荷电气连接结构；本发明实施例共形成三组载荷电气连接结构，如图3、4、5。

图3a、b是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的载荷电气连接结构第一部分的二维剖示图，其中，机身方向载荷电气连接弹片2上的弹针p1、p2、p3(纵向方向的两弹针为一组)与机头方向载荷电气连接弹片7上的触点片p1’、p2’、p3’对应配合连接。

图4是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的载荷电气连接结构第二部分的二维剖示图，其中，机身方向载荷电气连接弹片3上的弹针p4、p5、p6(纵向方向的两弹针为一组)与机头方向载荷电气连接弹片8上的触点片p4’、p5’、p6’对应配合连接。

图5是本发明提供的一种轻小型固定翼无人机载荷模块化内连接电气接口装置的载荷电气连接结构第三部分的二维剖示图，其中，机身方向载荷电气连接弹片4上的弹针(纵向方向的两弹针为一组)p7、p8、p9(纵向方向的两弹针为一组)与机头方向载荷电气连接弹片9上的触点片p7’、p8’、p9’对应配合连接。

安装时，将内六角螺栓10的螺栓头卡入机身头框1的旋转卡槽大端6处，向内推动一段距离，然后向机身头框1的旋转卡槽小端5方向旋转一定角度直到旋转卡槽小端5的末端限位处，内六角螺栓10通过压簧12的弹力将压簧帽13压缩紧贴到机身头框1的旋转卡槽外侧，内六角螺栓10的螺钉头在机身头框1的旋转卡槽的内侧，实现载荷与载荷罩安装框11的卡紧连接。同时，弹针p1、弹针p2、弹针p3、弹针p4、弹针p5、弹针p6、弹针p7、弹针p8、弹针p9与对应触点片p1’、触点片p2’、触点片p3’、触点片p4’、触点片p5’、触点片p6’、触点片p7’、触点片p8’、触点片p9’连接，电气连接接口定义见下表1，图像通过网络接口(或其他接口)弹针p3、弹针p4、弹针p5、弹针p6与机身其余电气结构相连接，飞机平台的上行遥控数据及载荷平台的下行遥测数据通过rs-232通讯或其它通信接口弹针p7、弹针p8与机身内部电气结构相连接。利用该种方法，针对不同类型的载荷可搭配同一飞机平台，在更换不同类型载荷或进行载荷修复时，可以直接卸下载荷部分，实现模块化设计，实现载荷模块与飞机整体平台的全独立设计，另外，在飞行过程中，若载荷出现故障，并不影响飞机平台的其余飞行作业的进行。

表1

拆卸时，将机身头框1向载荷罩安装框11方向推进一段距离，使内六角螺栓10压缩一定距离，将内六角螺栓10的螺钉头推出机身头框1的旋转卡槽限位，再向机身头框1的旋转卡槽大端6处旋转一定角度，使内六角螺栓10的螺钉头从的旋转卡槽中脱出，实现载荷与机身的分离而无需任何辅助工具，同时不需要任何工具实现载荷电气系统的下电、上电、更换操作。

优选地，内六角螺栓的螺栓头卡入到机身头框的旋转卡槽内，螺栓头与机身头框的旋转卡槽间歇配合。

优选地，内六角螺栓与载荷罩安装框的距离可自由调节，通过压簧的压缩，压簧帽与内六角螺栓的螺栓头间隙在1mm以上。

优选地，压簧的弹力可调，且压力在50g以上。

优选地，压簧的压力需大于载荷重量过载的2g过载以上。

优选地，为了满足大多数载荷的电气要求，触点片的导线宽度要求达到1mm以上，覆铜厚度0.035mm，满足单根导线可载电流2.3a。

优选地，为了匹配机身头框与载荷罩安装框的高度，弹针的高度在4mm以上且不超过6mm。

以上结合附图详细说明了本发明，但是本领域普通技术人员应当知道，说明书仅是用于解释权利要求书。但本发明的保护范围并不局限于说明书。任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明批露的技术范围内，可轻易想到的变化或者替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。