一种用于油动无人机的悬臂支架的制作方法

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，特别涉及一种用于油动无人机的悬臂支架。

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。另外，现有油动无人机基本上没有考虑发动机内置情况下的散热问题，往往只能依靠加大机身开口的方式进行被动散热，导致油动无人机的噪音很大，同时由于没有有效的散热设计很容易导致整个机身被加热形成巨大而醒目的红外目标，极易被发现和击落。

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。尤其是该现有技术的承载框由金属制成，自重太大，与承载框形成为一体的悬臂支撑结构不适于减轻结构重量。并且由于承载框竖直放置，悬臂支撑结构的接合面与承力面重合，对强度的影响很大，相关结构容易疲劳损坏。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种用于油动无人机的悬臂支架，以减少或避免前面所提到的问题。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种用于油动无人机的悬臂支架，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，所述悬臂通过悬臂支架支撑在机身的机身支架上，其中：所述悬臂支架包括固定安装在所述机身支架上方的底座、覆盖所述底座的上端并与所述底座配合夹持所述悬臂的盖板以及设置在所述底座和盖板之间的垫片。

优选地，所述底座的上端形成有与所述悬臂的表面配合的第一柱状凹口，所述盖板形成有与所述悬臂的表面配合的第二柱状凹口，所述悬臂被夹持在所述第一柱状凹口和第二柱状凹口之间。

优选地，所述第一柱状凹口的侧边分别形成有第一固定凸缘和第二固定凸缘；所述第二柱状凹口的侧边对应于所述第一柱状凹口分别形成有第三固定凸缘和第四固定凸缘；所述第一固定凸缘和第三固定凸缘之间形成第一结合表面；所述第二固定凸缘和第四固定凸缘之间形成第二结合表面；所述第一结合表面和第二结合表面形成有一个150～170度的夹角α。

优选地，所述底座形成有从所述第一柱状凹口的两侧向下延伸成闭合结构的板状框架，所述板状框架具有与所述机身支架相配合的底部平板。

优选地，所述机身支架包括两个对称于纵向对称轴线设置的碳纤维主梁；所述板状框架的底部平板安装于所述碳纤维主梁的上表面。

优选地，所述机身支架为全对称结构，且具有垂直于所述纵向对称轴线的横向对称轴线；所述机身支架具有两个对称于所述横向对称轴线设置的悬臂承载肋板；所述悬臂支架设置在所述碳纤维主梁与悬臂承载肋板的连接点位处。

优选地，所述板状框架从所述第一柱状凹口的两侧向下延伸成侧视为三角形的闭合结构。

优选地，所述板状框架内部形成有从所述第一柱状凹口的下部延伸至所述底部平板的纵向加强肋。

本申请的机身支架为全碳结构，重量更轻，金属制成的悬臂支架可以省掉大结构的承载框架，可以以较轻的结构重量承担更大的力，重量轻但是强度更好，不易疲劳损坏。另外，本申请由于无需承载框架，因而可以将悬臂支架支撑在机身支架的上方，因而在悬臂支架的竖直位置不会出现结合面，避免了在主要受力点位置设置接合面的问题，受力过程中悬臂上下位移不至于太大，降低了构件疲劳的风险。

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一个具体实施例的油动无人机的机体结构示意图；

图4显示的是根据本发明的另一个具体实施例的用于油动无人机的悬臂支架的分解示意图；

图5显示的是图4所示悬臂支架的侧视图。

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可以结合全碳结构的机身支架设置更轻的悬臂支架，其连接结构避开主要位移路径，可以以较轻的结构重量承担更大的力，重量轻但是强度更好，不易疲劳损坏。

具体来说，本发明的悬臂支架是在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一个具体实施例的油动无人机的机体结构示意图。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。

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(图中未示出)。由于武器发射筒8中挂载的火箭弹等重量很大，因此将挂载架设置在与发动机99的支撑点位相同的位置，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。

下面参照附图4-5详细说明本申请的悬臂支架31的具体结构，其中，图4显示的是根据本发明的另一个具体实施例的用于油动无人机的悬臂支架的分解示意图；图5显示的是图4所示悬臂支架的侧视图。

如图所示，本申请的悬臂支架31包括固定安装在机身支架20上方的底座311、覆盖底座311的上端并与底座311配合夹持悬臂3的盖板312以及设置在底座311和盖板312之间的垫片313，图示具体实施例中，垫片313的数量为两个，其可以由橡胶制成。本申请的悬臂支架31整体上优选为金属制成，特别优选为钛合金制成。

具体来说，底座311的上端形成有与悬臂3的表面配合的第一柱状凹口314，盖板312形成有与悬臂3的表面配合的第二柱状凹口315，悬臂3被夹持在第一柱状凹口314和第二柱状凹口315之间。

进一步地，第一柱状凹口314的侧边分别形成有第一固定凸缘316和第二固定凸缘317；第二柱状凹口315的侧边对应于第一柱状凹口314分别形成有第三固定凸缘318和第四固定凸缘319；第一固定凸缘316和第三固定凸缘318之间形成第一结合表面；第二固定凸缘317和第四固定凸缘319之间形成第二结合表面；第一结合表面和第二结合表面形成有一个150～170度的夹角α。

即，本申请的悬臂支架是用于将悬臂支撑在机身支架上的构件，属于承力较大的部件。由于本申请的机身支架为全碳结构，通过机身支架集中承受重载容易出现裂痕，因而本申请提供了固定在机身支架上的金属制成的悬臂支架。与现有技术不同的是，本申请的悬臂支架是独立的承力部件，与机身支架材质不同，因而可以独立设置更轻的悬臂支架，可以省掉大结构的承载框架，可以以较轻的结构重量承担更大的力，重量轻但是强度更好，不易疲劳损坏。另一方面，本申请由于无需承载框架，因而可以将悬臂支架支撑在机身支架的上方，因而在悬臂支架的竖直位置不会出现结合面，避免了在主要受力点位置设置接合面的问题，受力过程中悬臂上下位移不至于太大，降低了构件疲劳的风险。另外，本申请的两个结合表面设置了夹角，因而两个接合面不会在同样的方向发生位移，避免了两个接合面平行导致水平位移过大的问题，加之前述已经去掉了现有的竖直接合面，因而本申请的设计形式可以避开主要的位移路径，进一步降低了构件疲劳的风险。

进一步地，底座311形成有从第一柱状凹口314的两侧向下延伸成闭合结构的板状框架320，板状框架320具有与机身支架20相配合的底部平板321。具体来说，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；板状框架320的底部平板321安装于碳纤维主梁201的上表面。也就是，本申请的底座具有闭合结构的板状框架，在主要受力方向的惯性矩都很大，同时框架结构可以设置大量的减轻孔结构，可以在主受力方向保证足够的强度，同时可以大大减轻结构重量。

另外，正如前述，机身支架20为全对称结构，且具有垂直于纵向对称轴线6的横向对称轴线10；机身支架20具有两个对称于横向对称轴线10设置的悬臂承载肋板204；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。

优选地，板状框架320从第一柱状凹口314的两侧向下延伸成侧视为三角形的闭合结构。由于底部平板321安装在碳纤维主梁201的上表面，因而三角形的闭合结构可以便于增大底部平板321的长度，使得其与碳纤维主梁201的接触面积更大，连接更加牢固，可以获得更好的结构强度。

另外，为了加强强度，可以优选板状框架320内部形成从第一柱状凹口314的下部延伸至底部平板321的纵向加强肋322。

综上所述，本申请的机身支架为全碳结构，重量更轻，金属制成的悬臂支架可以省掉大结构的承载框架，可以以较轻的结构重量承担更大的力，重量轻但是强度更好，不易疲劳损坏。另外，本申请由于无需承载框架，因而可以将悬臂支架支撑在机身支架的上方，因而在悬臂支架的竖直位置不会出现结合面，避免了在主要受力点位置设置接合面的问题，受力过程中悬臂上下位移不至于太大，降低了构件疲劳的风险。

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。