一种翼身连接结构及包含翼身连接结构的无人机的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，特别是涉及一种适用于固定翼无人机机翼与机身之间连接的一种翼身连接结构及包含翼身连接结构的无人机。

背景技术：

固定翼无人机机翼一般都设计成相对机身左右对称的独立分部件，在转场和运输时可以拆卸，作战或使用时又能与机身进行组装；因此安全可靠的机翼与机身连接锁紧方式是非常必要的。着无人机技术的高速发展，用户对于无人机的使用体验要求也越来越高，例如，无人机机翼和机身的拆装效率。

现有的技术中，通过锁销和安装座的分离实现机翼和机身的分离，安装座安装在机翼翼根端肋上，锁销上安装有压簧，锁销上部贯穿安装座，压簧置于安装座与锁销形成的空腔内，销轴置于锁销上开设有的螺纹孔内，拉环安装在锁销上部开设有的一通孔内，可在机体外部进行机翼与机身的连接锁紧和拆解。或者，结构包括机身固定座以及机翼连接座，机身固定座具有与机翼连接座对接的机身对接面，机翼连接座具有与机身对接的机翼对接面，机身对接面具有锁紧旋钮，机翼对接面具有卡柱，卡柱嵌入锁紧旋钮时，机身对接面与机翼对接面抵接，卡柱的前端具有朝侧边弯折延伸的卡钩，锁紧旋钮内具有防止卡钩向外移动的对接滑块，实现机身与机翼之间的连接，对接滑块移动，卡柱脱离锁紧旋钮，实现机翼与机身之间的拆卸。

然而，在某些特定工况，如无人机天钩回收过程中，机翼机身连接结构需承受来自绳系对其展向的冲击载荷，即翼身连接结构的轴向拉伸载荷和扭转载荷。这时上述连接技术可能无法承受这种瞬时的高过载，会造成回收失败等不可估量的后果。

技术实现要素：

本发明公开了一种翼身连接结构及包含翼身连接结构的无人机，以解决现有技术的上述问题或其他潜在问题中的任意问题。

为了解决上述问题，本发明的技术方案是：一种翼身连接结构，所述翼身连接结构包括：翼身连接单元、插接锁紧单元和消隙单元；

所述翼身连接单元，用于机身和机翼初步固定，以及机身和机翼之间的作用力的传递；

所述插接锁紧单元，用于实现机身和机翼的快速连接，限制机翼展向的自由度；

所述消隙单元，用于提供预紧载荷和消除机构间隙作用，避免受发动机周期转动和气动载荷的变化产生振动。

其中，所述翼身连接单元分别插入机身内的承力结构上和机翼内的承力结构上，所述插接锁紧单元4设置在机身和机翼之间，所述消隙单元设置在所述插接锁紧单元4上。

进一步，所述插接锁紧单元4包括第一安装座、插销、锁紧旋钮和第二安装座，

其中，所述第一安装座镙接在机身的承力结构上，第二安装座对称镙接在机翼的承力结构上，

所述第一安装座上设有锁紧旋钮安装孔、第一插销孔和消隙单元安装孔，且所述插销孔一端与所述锁紧旋钮安装孔连通，所述消隙单元安装孔与所述锁紧旋钮安装孔连通；

所述锁紧旋钮活动设置在所述锁紧旋钮安装孔内，且所述锁紧旋钮上设有插销锁紧口；

所述第二安装座上设有第二插销孔；

所述插销一端插入所述第二插销孔，并与第二插销孔侧壁连接，另一端插入所述第一插销孔内，端部通过锁紧旋钮锁紧；

所述消隙单元设置在所述消隙单元安装孔内。

进一步，所述消隙机构包括压簧和滚珠，所述滚珠设置在所述消隙单元安装孔内，通过所述压簧压住所述滚珠。

进一步，所述第一安装座包括第一固定部，第一延长部、第一加强部和第一主体，

其中，所述延长部设置在所述第一固定部的一端，所述第一主体设置在所述第一固定部上，所述第一加强部设置在所述第一延长部上，且所述加强部一端与所述第一主体固接，所述第一主体上设有所述锁紧旋钮安装孔、第一插销孔和消隙单元安装孔。

进一步，所述第二安装座包括第二固定部，第二延长部和第二主体；

其中，所述第一主体为圆柱形，水平设置在所述第二固定部上，所述第二延长部的一端与所述固定部固接；

圆柱形的所述第一主体上设有第二插销孔，所述第二插销孔内壁上设有连接螺纹。

进一步，所述插销包括球形固定部、预紧力部和连接固定部，

其中，所述球形固定部的一端通过过渡段与所述预紧力部的一端固接，所述预紧力部的另一端与所述连接固定部固接，

所述连接固定部的侧壁上设有连接螺纹。

进一步，所述第二延长部包括第二延长主体、第二延长加强筋和延长固定部，

其中，所述第二延长主体一端所述第一主体固接，另一端所述延长固定部固接，所述延长固定部上设有固定孔，

至少一个第二延长加强筋设置在所述第二延长主体的端面上。

进一步，所述第二延长主体与所述机翼的翼梁之间的夹角不大于5°。

进一步，所述翼身连接单元包括矩形导引部、锥面承载部和矩形固定部；

其中，2个所述锥面承载部设置在所述矩形固定部两端，并与所述矩形固定部固接，

2个所述矩形导引部分别与2个所述锥面承载部另一端固接，

所述矩形固定部的横截面与2个所述锥面承载部端部的横截面相同。

一种无人机，所述无人机包括机身和机翼，所述机身和机翼之间采用上述的翼身连接结构连接。

本发明的有益效果是：由于采用上述技术方案，本发明具有结构简单，可实现进行快速拆装或无工具拆装，减少了展开撤收准备时间，能更好的应对突发任务；在某些特定回收场景内对无人机机体连接高强度的要求同样满足设计和使用要求，同时解决了常规无人机安装繁琐，可靠性差的问题，解决了定点回收如天钩回收等无人机连接结构复杂的问题，解决了机体的无标准件连接问题。

附图说明

图1为本发明的一种翼身连接结构在固定翼飞行器的布置示意图。

图2为本发明一种翼身连接结构的结构示意图。

图3为图1中的i号放大示意图。

图4为图3拆卸后即机翼机身分离后的状态图。

图5为图3的爆炸图。

图6为图1的ⅱ号放大图。

图7为本发明一种翼身连接结构的插销的结构示意图。

图中：

1.机身，2.机翼，3.翼身连接单元，4.插接锁紧单元，4-1.第一安装座，4-2.锁紧旋钮，4-3.插销，4-31.球形固定部,4-32.预紧力部,4-33.连接固定部,4-44.连接螺纹，4-4.第二安装座，4-5.锁紧旋钮安装孔，4-6第一插销孔,4-7消隙单元安装孔，5.消隙单元。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明的技术方案做进一步说明。

如图2所示，本发明一种翼身连接结构，所述翼身连接结构包括：翼身连接单,3、插接锁紧单元4和消隙单元5；

所述翼身连接单元3，用于机身和机翼初步固定，以及机身和机翼之间的作用力的传递；

所述插接锁紧单元4，用于实现机身和机翼的快速连接，限制机翼展向的自由度；

所述消隙单元5，用于提供预紧载荷和消除机构间隙作用，避免受发动机周期转动和气动载荷的变化产生振动。

其中，所述翼身连接单元3分别插入机身1内的承力结构上和机翼2内的承力结构上，所述插接锁紧单元4设置在机身1和机翼2之间，所述消隙单元5设置在所述插接锁紧单元4上。

所述插接锁紧单元4包括第一安装座4-1、插销4-3、锁紧旋钮4-2和第二安装座4-4，

其中，所述第一安装座4-1镙接在机身1的承力结构上，第二安装座4-4对称镙接在机翼2的承力结构上，

所述第一安装座4-1上设有锁紧旋钮安装孔4-5、第一插销孔4-6和消隙单元安装孔4-7，且所述第一插销孔4-6一端与所述锁紧旋钮安装孔4-5连通，所述消隙单元安装孔4-6与所述锁紧旋钮安装孔4-5连通；

所述锁紧旋钮4-2活动设置在所述锁紧旋钮安装孔4-5内，且所述锁紧旋钮4-2上设有插销锁紧口4-7；

所述第二安装座4-4上设有第二插销孔4-8；

所述插销4-3一端插入所述第二插销孔4-8，并与第二插销孔4-8侧壁连接，另一端插入所述第一插销孔4-6内，插销4-3的端部通过锁紧旋钮4-2锁紧；

所述消隙单元5设置在所述消隙单元安装孔4-7内。

所述消隙机构5包括压簧5-1和滚珠5-2，所述滚珠5-2设置在所述消隙单元安装孔4-7内，通过所述压簧5-1压住所述滚珠5-2。

所述第一安装座4-1包括第一固定部4-11，第一延长部4-12、第一加强部4-13和第一主体4-14，

其中，所述延长部4-12设置在所述第一固定部4-11的一端，所述主体4-14设置在所述第一固定部4-11上，所述第一加强部4-13设置在所述第一延长部4-12，且所述第一加强部4-13一端与所述第一主体4-14固接，所述第一主体4-13上设有所述锁紧旋钮4-2安装孔、第一插销孔4-6和消隙单元5安装孔。

所述第二安装座4-4包括第二固定部4-41，第二延长部4-42和第二主体4-45；

其中，所述第二主体4-45为圆柱形，水平设置在所述第二固定部4-41上，所述第二延长部4-42的一端与所述第二固定部4-41固接；

圆柱形的所述第二主体4-45上设有第二插销孔4-6，所述第二插销孔4-6内壁上设有连接螺纹(图上未显示)，如2-图5所示。

所述插销4-3包括球形固定部4-31、预紧力部4-32和连接固定部4-33，

其中，所述球形固定部4-31的一端通过过渡段与所述预紧力部4-32的一端固接，所述预紧力部4-32的另一端与所述连接固定部4-33固接，

所述连接固定部4-33的侧壁上设有连接螺纹4-34，如图7所示。

所述第二延长部4-42包括第二延长主体4-21、第二延长加强筋4-43和延长固定部4-44，

其中，所述第二延长主体4-21一端与所述第二主体4-41固接，另一端与所述延长固定部4-44固接，所述延长固定部4-44上设有固定孔，

至少一个第二延长加强筋4-43设置在所述第二延长主体4-42的端面上。

所述第二延长部4-42与所述机翼2的翼梁之间的夹角不大于5°，第二延长部4-42与机翼翼梁相交位置作为确定第二延长部4-42的长度参考。

所述翼身连接单元3包括矩形导引部3-3、锥面承载部3-2和矩形固定部3-1；

其中，2个所述锥面承载部3-2设置在所述矩形固定部3-1两端，并与所述矩形固定部3-1固接，

2个所述矩形导引部3-2分别与2个所述锥面承载部3-2另一端固接，

所述矩形固定部3-2的横截面与2个所述锥面承载部端部3-2的横截面相同，如图5所示。

一种无人机，所述无人机包括机身和机翼，所述机身和机翼之间采用上述的翼身连接结构连接。

实施例：

一种翼身连接结构,包括第一安装座、插销、锁紧旋钮、消隙单元、第二安装座、翼身连单元。第一安装座镙接在机身内的承力结构上，第二安装座镙接在机翼内的承力结构上；插销固定在第二安装座上，考虑到生产和装配工艺原因将插销和第二安装座设计为分体结构，翼身连单元可单独取下。锁紧旋钮在第一安装座内可旋转，可在机身外部手动控制锁紧旋钮旋转动作。旋转至固定位置，消隙单元会卡住锁紧旋钮，使插销与卡槽锁紧，进而将机翼与机身连接。

第一安装座安装在机身或内翼的承力结构上，将第一安装座开孔位置朝向外侧，插销安装在外翼或机翼的承力结构上，将插销端部朝向外侧，插销端部和第一安装座开孔不需配合，锁紧旋钮为一圆柱型结构，圆柱外侧开有腰圆孔，锁紧旋钮可安装在第一安装座内部，并可绕圆柱中心轴做旋转运动，可在第一安装座上设计机械限位，限制锁紧旋钮的转动角度。锁紧旋钮的腰圆孔与插销端部需有一定配合。第一安装座上设计有球形或圆柱型凹槽，消隙单元端部为球形顶珠，该处相互配合。

工作时，先将翼身连单元安装至机身1或机翼2一侧，将安装有插销的机翼或外翼，对接至安装有第一安装座的内翼或机身上，同时对接翼身连单元3使将插销端部通过第一安装座开孔插入锁紧旋钮腰圆孔内，旋转锁紧旋钮，使安装有插销的机翼或外翼与机身或内翼无法脱离，旋转锁紧旋钮至一定角度后，消隙单元5端部球形顶珠弹入第一安装座3球形或圆柱形凹槽内，防止松动。

消隙单元5由压簧和滚珠组成，其中，压簧为根据消隙机构的安装载荷、工作载荷和刚度要求设计出来，滚珠头部具有耐磨性。消隙单元5起到提供预紧载荷和消除机构间隙作用。飞行过程中，无人机受发动机周期转动和气动载荷的变化等产生振动，消隙单元5可以保证该连接结构中的锁紧旋钮5不会被振动影响造成转动，从而使插销脱离出去，造成机翼脱离的故障。

翼身连接单元3包括矩形导引部、锥面承载部和矩形固定部；

其中，2个所述锥面承载部设置在所述矩形固定部两端，并与所述矩形固定部固接，

2个所述矩形导引部分别与2个所述锥面承载部另一端固接，

所述矩形固定部的横截面与2个所述锥面承载部端部的横截面相同。

翼身连接单元3用于分别插入机身1内的承力结构上和机翼2内的承力结构上；锥形结构可保证在机身1和机翼2安装到位后消除装配间隙，保证传力可靠。

相同的结构一个对接分离面设置两套，一套在机翼主梁传力路线上(图3)，一套在机翼副梁传力路线上图4。在无人机飞行时，翼根处扭矩由两套在各自传力路线的结构承担；而机翼的大部分弯矩由翼身连单元4承担。

在无人机天钩回收时，将沿展向载荷通过翼梁传递至对接结构上，转化为插销端部和锁紧旋钮的拉伸载荷，插销端部和锁紧旋钮为球面接触，可以极大降低应力分布水平，承受天钩回收时无人机的所受回收载荷。

以上所述仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此。任何熟悉本技术的技术人员在本发明批露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围内。