一种油动无人机的机身承载结构的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种多旋翼的油动无人机，特别涉及一种油动无人机的机身承载结构。

背景技术：

无人驾驶飞机简称“无人机”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。无人机按应用领域，可分为军用与民用。军用方面，无人机分为侦察机和靶机。民用无人机在航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输、灾难救援、观察野生动物、监控传染病、测绘、新闻报道、电力巡检、救灾、影视拍摄等领域应用广泛。

现有多旋翼无人机通常为电动无人机。多旋翼电动无人机的结构简单易于制造，电机重量轻、转动平稳，动力系统易于标准化，因而整机相对而言易于操控，且飞行噪音低，在短航程民用领域发展较为活跃。然而由于电池的能量密度远远低于燃油，电动无人机受到电池的限制，航程较短，载荷水平较低，无法应用于军用大载荷侦察和攻击领域。而现有长航程的燃油无人机通常采用固定翼结构，起飞降落受到机场的限制，无法悬停，造价高，操控繁琐，使用的灵活机动性不够。

cn106697278a公开了一种直驱式油动定转速变桨距多旋翼无人机，包括机身、动力系统、起落架和航电系统，所述的机身为全复材的一体化机身，所述的动力系统由发动机系统、变桨距系统、供油系统和旋翼系统组成。上述现有技术的油动无人机的六个旋翼等角度间隔地围绕机体设置，导致机体上搭载的应用载荷只能设置于机体正下方，且由于各方向都受到旋翼的阻挡，搭载的载荷只能向下开展作业，无法向斜上方发射武器或者进行观测，存在荷载水平低，结构布局不合理，难以发挥无人机的控制及安全优势的缺陷，限制了旋翼无人飞机在军事及监测领域的发展应用。

cn205998123u公开了一种立式布局燃油动力四旋翼飞行平台，其组成包括机架、动力系统、导航与控制系统、电气系统和任务平台。四个相同的机臂两两对接在连接有起落架的硬壳式机身上组成机架；动力系统设置在每个机臂的末端，为飞行平台提供动力和能源；导航和控制系统感知和控制飞行平台的姿态、高度和位置；电气系统具有充电、供电和指示功能；任务平台用于安装不同的任务设备。该现有技术的油动无人机设置了四台独立的发动机，相邻旋翼相互之间的气流干扰难以排解，加大发动机的间距会进一步加大体积和重量。

上述现有技术的油动无人机，每个悬臂上均配置一台油动发动机，裸露的发动机加上旋翼的噪音，导致无人机几乎没法在城市空域使用，军用环境下使用也没有什么隐蔽性。cn106184754a公开了一种多旋翼无人机，该无人机通过设置在机身内部的两轴输出的油动发动机对前后两对旋翼进行驱动，但是其采用的特制油动发动机的技术不成熟，发动机的输出功率有限，无法应用于大载荷的武装无人机。其传动结构特殊，无法采用现有成熟的大马力油动发动机驱动无人机。而且其采用的全对称机体结构，无法在较大范围的机身上灵活设置载荷，重心位置集中于一点，载荷布局受到极大的限制。

为解决上述现有技术的缺陷，本申请的申请人在之前申请的中国专利申请201711089304.x中，公开了一种油动无人机的载荷配置结构，包括一对主承载框，主承载框的前后各设置有一个第一承载框和第二承载框，第一承载框的前方设置一个机头承载框，第二承载框的后方设置一个机尾承载框，所述两个主承载框、第一承载框、第二承载框、机头承载框以及机尾承载框通过四根主支撑杆连接为一体。该现有技术的上述载荷配置结构通过多个承载框和四根平行于对称轴线的纵向主支撑杆围绕形成了一个支撑空间，可以在其中设置传动结构，用以对传动结构的各种运动部件提供保护，并通过该支撑空间将各种载荷与传动结构分隔开来，使得载荷可以更加灵活的配置而无需考虑传动结构的影响。

该现有技术有效克服了现有技术的缺陷，但是仍然存在改进的余地。尤其是需要进一步提高结构强度，抗扭性能，同时减轻结构重量，降低阻力。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种油动无人机的机身承载结构，以减少或避免前面所提到的问题。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种油动无人机的机身承载结构，所述油动无人机包括机身、起落架以及安装在所述油动无人机的机身内部的发动机，所述机身具有一个纵向对称轴线，所述油动无人机的机头和机尾各设置有两个对称于所述纵向对称轴线布置的悬臂，每个所述悬臂均支撑有一个旋翼，其中：所述油动无人机的机身承载结构包括一个全对称结构的机身支架，所述机身支架具有垂直于所述纵向对称轴线的横向对称轴线；所述机身支架包括两个对称于所述纵向对称轴线设置的碳纤维主梁，两个对称于所述横向对称轴线设置的发动机承载肋板，两个对称于所述横向对称轴线设置的起落架承载肋板，两个对称于所述横向对称轴线设置的悬臂承载肋板以及两个对称于所述横向对称轴线设置的末端承载肋板；所述发动机承载肋板、起落架承载肋板、悬臂承载肋板以及末端承载肋板从所述机身支架的对称中心沿所述纵向对称轴线的两侧依次排列。

优选地，所述碳纤维主梁的横截面为工字形，所述碳纤维主梁的横截面从所述机身支架的对称中心沿所述纵向对称轴线的两侧逐渐减小。

优选地，所述发动机承载肋板、起落架承载肋板、悬臂承载肋板以及末端承载肋板的端部设置有与所述碳纤维主梁固定连接的加强支撑板。

优选地，两个所述发动机承载肋板与两个所述碳纤维主梁连接的四个点位分别设置有支撑所述发动机的四个脚架。

优选地，两个所述碳纤维主梁上位于所述四个脚架的安装点位的下方设置有挂载武器发射筒的挂载架。

优选地，所述悬臂固定连接在所述碳纤维主梁上的悬臂支架上，所述悬臂支架设置在所述碳纤维主梁与所述悬臂承载肋板的连接点位处。

优选地，所述起落架设置在所述碳纤维主梁下方的机身蒙皮的外侧，并由所述起落架承载肋板传递所述起落架的受力。

优选地，两个所述起落架承载肋板上方分别设置有一个油箱支撑框架。

优选地，两个所述末端承载肋板可任意设置为机头或者机尾位置的承载结构。

优选地，所述两个油箱支撑框架的上端均连接有向所述机身的外侧伸出的承载臂，所述承载臂的下方设置有斜支撑臂，所述斜支撑臂的下端设置在两个所述末端承载肋板与所述碳纤维主梁连接位置处。

本申请的机身承载结构可以通过全对称结构的全碳机身支架，并通过更低高度的腹板结构获得足够的抗扭性能和强度，同时可以剔除现有的金属构件，大大减轻结构重量。并可以获得更低的机身高度，降低风阻，减少蒙皮面积，具有优异的减重效果。

附图说明

以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，

图1显示的是根据本发明的一个具体实施例的油动无人机的立体结构示意图；

图2显示的图1所示油动无人机的部分结构去除后的结构示意图；

图3显示的是根据本申请的另一个具体实施例的油动无人机的机身内部结构示意图；

图4显示的是根据本申请的一个具体实施例的油动无人机的机体结构示意图；

图5显示的是图4所示机体结构基础上的机身承载结构示意图；

图6为图5所示机身承载结构的分解透视图。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

正如背景技术所述，本发明针对现有技术中国专利申请201711089304.x中公开的油动无人机的载荷配置结构的不足，提出了一种改进结构，以使该现有技术的无人机具备更高的结构强度、抗扭性能，同时可以获得更轻的结构重量，而且外形更加简洁，可以进一步降低外形阻力。

具体来说，本发明的油动无人机的机身承载结构是在201711089304.x的载荷配置结构的基础上提出的进一步地改进，本申请全文引用该现有技术，本领域技术人员可以基于该现有技术公开的内容理解有关油动无人机的其它结构。如图1-2所示，其中，图1显示的是根据本发明的一个具体实施例的油动无人机的立体结构示意图；图2显示的图1所示油动无人机的部分结构去除后的结构示意图。

参见图1-2，与现有技术相同，本申请的油动无人机同样包括机身1、起落架2、四个悬臂3以及四个旋翼5，机身1连接四个悬臂3，每个悬臂3均支撑有一个相同直径的旋翼5。机身1为左右对称结构的长条形，机身1具有一个纵向对称轴线6，机身1总体上呈长条形平行于所述对称轴线6设置。无人机的机头和机尾各设置有两个对称于所述对称轴线6布置的旋翼5。机身1下方设置有光电吊舱7和武器发射筒8等载荷。机身1大体上为长条状的梭形结构，机头和机尾的宽度缩窄，中部宽度最大便于设置发动机99。机身1的前端设置有可挂载光电吊舱7的吊舱挂载结构，机身1的下方设置有可挂载武器发射筒8的挂载架。每个旋翼5均围绕设置有一个形状相同的圆环形的导流罩4。

下面参照图3-6进一步详细说明本申请的机身承载结构的具体特点，其中，图3显示的是根据本申请的另一个具体实施例的油动无人机的机身内部结构示意图；图4显示的是根据本申请的一个具体实施例的油动无人机的机体结构示意图；图5显示的是图4所示机体结构基础上的机身承载结构示意图；图6为图5所示机身承载结构的分解透视图。

如图，正如前述，本申请的油动无人机包括机身1、起落架2以及安装在油动无人机的机身1内部的发动机99，机身1具有一个纵向对称轴线6，油动无人机的机头和机尾各设置有两个对称于对称轴线6布置的悬臂3，每个悬臂3均支撑有一个旋翼5。

在图示具体实施例中，本申请的油动无人机的机身承载结构包括一个全对称结构的机身支架20，机身支架20具有垂直于纵向对称轴线6的横向对称轴线10。亦即，本申请的机身支架20，相对于纵向对称轴线6是左右对称的，相对于横向对称轴线10也是对称的。这样的结构设置的好处是显而易见的，即组装完成的机身支架20可以不分前后方向进行使用，可以如图5所示的那样左前右后进行使用，也可以相反，可以大大减轻安装压力，提高安装效率。

进一步地，机身支架20包括两个对称于纵向对称轴线6设置的碳纤维主梁201，两个对称于横向对称轴线10设置的发动机承载肋板202，两个对称于横向对称轴线10设置的起落架承载肋板203，两个对称于横向对称轴线10设置的悬臂承载肋板204以及两个对称于横向对称轴线10设置的末端承载肋板205；发动机承载肋板202、起落架承载肋板203、悬臂承载肋板204以及末端承载肋板205从机身支架20的对称中心沿纵向对称轴线6的两侧依次排列。在本实施例中，机身支架20是全对称结构的全碳结构部件，相对现有技术来说，碳纤维主梁201和各个肋板202、203、204、205均采用碳纤维复合材料制成，结构重量轻，减重效果明显。现有技术只有杆状结构部件采用碳纤维复合材料，各个框架结构由于抗扭需要，不得不采用金属制成，结构重量较大。在一个具体实施例中，为了提高抗扭性能，本申请的碳纤维主梁201的横截面为工字形，各个肋板202、203、204、205也采用了盒形结构，可以大大增强机身支架20的惯性矩，提高了结构的抗扭性能，同时全碳的薄壁结构重量更轻，强度更大。

在一个优选实施例中，碳纤维主梁201的横截面从机身支架20的对称中心沿纵向对称轴线6的两侧逐渐减小，以此可以获得更加均衡的等强度结构，可以更进一步获得更加优异的减重效果，并保持设计强度。

本申请的上述机身承载结构通过全对称结构的全碳机身支架，可以通过更低高度的腹板结构获得足够的抗扭性能和强度，同时可以剔除现有的金属构件，大大减轻结构重量。更低高度的腹板结构可以获得更低的机身高度，降低风阻，减少蒙皮面积，具有优异的减重效果。另外，更低高度的机身支架，可以将各种部件设置于机身支架的上方，便于安装检修。

进一步地，如图所示，发动机承载肋板202、起落架承载肋板203、悬臂承载肋板204以及末端承载肋板205的端部设置有与碳纤维主梁201固定连接的加强支撑板206。每个加强支撑板206均为全碳结构的盒形件，可以通过薄壁结构保持相当的抗扭性能，而且无需担心增加过多的结构重量。

另外，在一个具体实施例中，两个发动机承载肋板202与两个碳纤维主梁201连接的四个点位分别设置有支撑发动机99的四个脚架991。也就是对整个机身结构来说，发动机99是最重的单个部件，优选将发动机99设置在机身支架20的中心位置，而且是碳纤维主梁201的横截面最大的位置，并且还进一步将脚架991设置在发动机承载肋板202与两个碳纤维主梁201连接的四个点位，以获得更大的支撑强度。

在本申请的又一个具体实施例中，两个碳纤维主梁201上位于四个脚架991的安装点位的下方设置有挂载武器发射筒8的挂载架81。由于武器发射筒8中挂载的火箭弹等重量很大，因此将挂载架81设置在与发动机99的支撑点位相同的位置，可以利用同一处位置设置加强支撑板206，避免在更多位置分别设置加强结构浪费空间和增加重量。

在本申请的另一个具体实施例中，悬臂3固定连接在碳纤维主梁201上的悬臂支架31上，悬臂支架31设置在碳纤维主梁201与悬臂承载肋板204的连接点位处。

在本申请的再一个具体实施例中，起落架2设置在碳纤维主梁201下方的机身蒙皮的外侧，并由起落架承载肋板203传递起落架2的受力。

另外，同样利用两个起落架承载肋板203的加强结构，可以在起落架承载肋板203的上方分别设置有一个油箱支撑框架207，用以支撑两个重量平衡的油箱。

另外，正如前述，由于本申请的机身支架20采用的全对称结构，因此两个末端承载肋板205可任意设置为机头或者机尾位置的承载结构，可以在机身支架20上安装机身载荷的时候，不分前后方向，提高了操作的便利性。

进一步地，两个油箱支撑框架207的上端均连接有向机身1的外侧伸出的承载臂208，承载臂208的下方设置有斜支撑臂209，斜支撑臂209的下端设置在两个末端承载肋板205与碳纤维主梁201连接位置处，如图所示。

综上所述，本申请的机身承载结构可以通过全对称结构的全碳机身支架，并通过更低高度的腹板结构获得足够的抗扭性能和强度，同时可以剔除现有的金属构件，大大减轻结构重量。并可以获得更低的机身高度，降低风阻，减少蒙皮面积，具有优异的减重效果。

本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。