飞行翼单元的制作方法

1.本发明属于无人机技术领域，具体涉及一种飞行翼单元。


背景技术：

2.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行器，在测绘、航拍、农业、快递运输、灾难救援等等领域有着广泛的应用，目前，无人机技术正在飞速的发展。
3.随着无人机技术高速发展与无人机技术的广泛应用，人们对无人机的使用需求越来越多、越来越高，其中，对无人机使用的最迫切的需求是高航时、高续航、高强度。尤其在垂直起降的无人机领域，现有的无人机中机翼都是安装在垂起杆的顶部，并通过螺纹连接件进行连接，这种连接情况，在实际飞行的时候，可能会在空气阻力的作用下使得连接处松动，进而导致无人机损坏；并且机翼与垂起杆重合的部分结构出现了重复，增大了无人机的自重，增加了能耗，降低了续航。


技术实现要素：

4.本发明实施例提供一种飞行翼单元，旨在简化垂起杆与机翼之间的连接结构，提高整体强度；降低无人机总重，降低能耗，延长续航。
5.为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：提供一种飞行翼单元，包括
6.机翼蒙皮、第一蒙皮、第二蒙皮以及第三蒙皮，所述机翼蒙皮围合形成机翼；
7.所述第二蒙皮与所述机翼蒙皮一体成型，所述第二蒙皮的前后两端分别形成对接端口；
8.所述第一蒙皮的后端与所述第二蒙皮前端的所述对接端口对接；
9.所述第三蒙皮的前端与所述第二蒙皮后端的所述对接端口对接，所述第一蒙皮、所述第二蒙皮以及所述第三蒙皮围合形成垂起杆。
10.在一种可能的实现方式中，所述第一蒙皮或所述第三蒙皮的顶部设有安装位，所述安装位的顶面形成安装平台，用于与其他机翼连接。
11.在一种可能的实现方式中，所述垂起杆的底部或顶部设有多个第一垂起驱动器。
12.一些实施例中，所述第三蒙皮的尾端还设有尾撑，所述尾撑包括尾撑蒙皮，所述尾撑蒙皮与所述第三蒙皮一体成型。
13.一些实施例中，所述尾撑的顶部设有第二垂起驱动器。
14.一些实施例中，所述第一垂起驱动器设于所述垂起杆的底部，所述垂起杆的底部设有用于固定所述第一垂起驱动器的固定外壳，所述固定外壳的内腔为上小下大的锥形，用于实现所述第一垂起驱动器的自动定心。
15.在一种可能的实现方式中，所述垂起杆内形成有第一空腔，所述第一空腔内从前往后设有多个第一支撑架，所述第一支撑架的外缘抵接于所述第一空腔的内壁。
16.一些实施例中，所述第一支撑架上设有第一过孔，所述第一空腔内还设有依次贯
穿多个所述第一过孔的第一支撑梁，所述第一支撑梁的首端和尾端分别固接于所述第一支撑架。
17.在一种可能的实现方式中，所述机翼内形成有第二空腔，所述第二空腔内沿第二预设路径设有多个第二支撑架，所述第二支撑架的外缘抵接于所述第二空腔的内壁，所述第二预设路径垂直于上下方向和前后方向。
18.一些实施例中，所述第二空腔内还设有依次贯穿多个所述第二支撑架的第二支撑梁，所述第二支撑梁的长轴沿所述第二预设路径分布。
19.本技术实施例中，与现有技术相比，本发明飞行翼单元，其中机翼和垂起杆中的第二蒙皮采用一体结构，通过多个蒙皮的组装形成整体，减少了连接处，提高整体性，增强整体强度；还避免了机翼在安装的时候叠装在垂起杆的顶部造成结构重复，本实施例中垂起杆中的第二蒙皮与机翼的蒙皮共用，有效降低无人机的自重，进而减少飞行时的能耗，提高续航时长。
附图说明
20.图1为本发明实施例提供的飞行翼单元的主视结构示意图一(从机身的顶部往下的视角)；
21.图2为沿图1中a-a线的剖视结构示意图；
22.图3为图2中b部的放大结构示意图；
23.图4为本发明实施例提供的飞行翼单元的立体结构示意图；
24.图5为本发明实施例提供的飞行翼单元的主视结构示意图二(机翼内部、第一蒙皮及第二蒙皮的内部结构)；
25.图6为本发明实施例采用的第一支撑架的结构示意图(从机身的机头向机尾的视角)；
26.图7为本发明实施例采用的第二支撑架结构示意图(沿机身的横向视角)；
27.图8为本发明实施例提供的飞行翼单元在机身上的位置示意图。
28.附图标记说明：
29.10-机翼；11-机翼蒙皮；13-第二支撑架；14-第二支撑梁；15-第二减重孔；16-第二过孔；17-第二卡接位；
30.20-垂起杆；21-第一蒙皮；22-第二蒙皮；23-第三蒙皮；25-安装位；26-固定外壳；27-第一支撑架；271-第一过孔；28-第一支撑梁；29-第一减重孔；
31.30-第一垂起驱动器；31-电机主体；32-桨叶；
32.40-尾撑；
33.50-第二垂起驱动器。
具体实施方式
34.为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
35.本技术中，术语“前”是指向机头的方向，术语“后”是指向机尾的方向。
36.请一并参阅图1至图8，现对本发明提供的飞行翼单元进行说明。所述飞行翼单元，包括机翼蒙皮11、第一蒙皮21、第二蒙皮22以及第三蒙皮23，机翼蒙皮11围合形成机翼10，第二蒙皮22与机翼蒙皮11一体成型，第二蒙皮22的前后两端分别形成对接端口；第一蒙皮21的后端与第二蒙皮21前端的对接端口对接；第三蒙皮23的前端与第二蒙皮22后端的对接端口对接，第一蒙皮21、第二蒙皮22以及第三蒙皮23围合形成垂起杆。
37.作为举例，机翼蒙皮11由上下分布的两个片体拼接而行，则对应的第二蒙皮22也均由上下分布的两个片体拼接而成。机翼蒙皮11中位于上方的片体隆起部形成第二蒙皮22中位于上方的第一部；机翼蒙皮11中位于下方的蒙皮对应于第二蒙皮22中的第一部的下方部分形成第二蒙皮22的位于下方的第二部。
38.本实施例提供的飞行翼单元，对应安装形式有：机翼蒙皮11围合形成机翼10，并且与机翼蒙皮11一体成型的第二蒙皮22组成垂起杆的其中一部分，然后再将第一蒙皮21和第三蒙皮23对接在第二蒙皮22前后两端的对接开口上即完成组装。组装完成后将本实施例飞行翼单元安装至机身进行使用。
39.需要说明的是，垂起杆20的长度需要适应于无人机中垂起驱动器的分布，垂起驱动器的分布需要与机身的重心以及机翼10的位置满足一定关系。因此，第一蒙皮21的长度和第三蒙皮23的长度以能满足垂起驱动器的设置为准，例如：
40.(1)一个机翼的时候，第一蒙皮21的长度与第三蒙皮23的长度大致相同；
41.(2)参阅图4，两个机翼的时候，第一蒙皮21的长度较短，第三蒙皮23的长度较长。
42.与现有技术相比，本发明飞行翼单元，其中机翼10和垂起杆20中的第二蒙皮22采用一体结构，通过多个蒙皮的组装形成整体，减少了螺纹连接件的使用，简化连接处，提高整体性，增强整体强度；还避免了机翼10在安装的时候叠装在垂起杆20的顶部造成结构重复，本实施例中垂起杆20中的第二蒙皮22与机翼10的蒙皮共用，有效降低无人机的自重，进而减少飞行时的能耗，提高续航时长。
43.在一些实施例中，上述第一蒙皮21或第三蒙皮23的一种改进可以采用如图1至图5所示结构。第一蒙皮21与机翼蒙皮11一体成型，第三蒙皮23与机翼蒙皮11可拆卸连接；或，第一蒙皮21与机翼蒙皮11可拆卸连接，第三蒙皮23与机翼蒙皮11一体成型。当机身上设有两组机翼的时候，即前翼和后翼，当前翼与第二蒙皮22一体成型，则后翼需要安装在第三蒙皮23上，第三蒙皮23的长度需要大于第一蒙皮21的长度，第一蒙皮21的长度较短，与机翼蒙皮11一体成型方便制造，第三蒙皮23与机翼蒙皮11可拆卸连接，方便安装；当后翼与第二蒙皮22一体成型的时候，同理。
44.需要说明的是，一体成型即例如机翼蒙皮11通过拉伸成型过程中，做出对应于第一蒙皮21的造型，从而在生产完毕后形成机翼蒙皮11和第一蒙皮21整体。第三蒙皮23与机翼蒙皮11一体成型的情况下同理。
45.在一些实施例中，上述第一蒙皮21或第三蒙皮23的一种改进可以采用如图1至图5所示结构。参见图1至图5，第一蒙皮21或第三蒙皮23的顶部设有安装位25，安装位25的顶面形成有安装平台，用于与其他机翼10连接。当无人机中对应设有前翼和后翼两组飞行翼的时候：(1)当前翼与第二蒙皮22一体成型，则后翼需要安装在第三蒙皮23上，安装位25则设置在第三蒙皮23上。(2)后翼与第二蒙皮22一体成型，则后翼需要安装在第一蒙皮21上，安装位25则设置在第一蒙皮21上。
46.通过设置安装平台，使得安装位25处形成安装平面，方便在前翼或后翼安装的时候平稳放置，进而保证安装精度。
47.作为前翼和后翼安装的一种替换实施方式：后翼可以与第三蒙皮23以对接的方式可拆卸连接。
48.在一些实施例中，上述飞行翼单元的一种改进实施方式可以采用如图1至图5所示结构。参见图1至图5，垂起杆20的底部或顶部设有多个第一垂起驱动器30。通过合理布局第一垂起驱动器30从而满足无人机的升力需求；尤其是当第一垂起驱动器30设置在垂起杆20底部的时候，可以对机翼10进行避让，进而第一垂起驱动器30的布置不需要考虑机翼10的位置，使得安装比较紧凑，对应可适应减少垂起杆20的整体长度，进而降低无人机的总重，降低飞行能耗，从而延长飞行时长。
49.在一些实施例中，上述第二端部的一种改进实施方式可以采用如图1至图5所示结构。参见图1至图5，第三蒙皮23的尾端还设有尾撑40，尾撑40包括尾撑蒙皮，尾撑蒙皮与第三蒙皮23一体成型。现有尾撑40都是安装在机身的尾部，通过将尾撑40设置在垂起杆20的尾部，从而起到垂起杆20和尾撑40共用的效果，增加无人机横向的控制面积，提高稳定性；并且尾撑蒙皮与第三蒙皮23一体成型，提高垂起杆20与尾撑40的整体性，增强结构强度。
50.具体地，第三蒙皮23包括沿第一预设路径分布的第一片体和第二片体，第一预设路径垂直于上下方向和前后方向，第一片体的后端一体形成有第三片体，第二片体的后端一体形成有第四片体，第三片体和第四片体围合形成尾撑40。
51.第一预设路径即机身中的横向(机身的前后方向为纵向)。
52.本实施例中，术语“垂直”不代表完全垂直，大致垂直即可。
53.在实际组装的时候，第一片体和第二片体进行组装，第一片体和第二片体围合形成第三蒙皮23和尾撑40，进而将两部分组装在一起。方便安装，简化安装过程，还能保证垂起杆20以及尾撑40的整体性，增强结构强度。
54.作为垂起杆20与尾撑40的一种替换连接形式：垂起杆20与尾撑40可用对接的形式进行连接(与对接端口的对接形式相同)。
55.在一些实施例中，上述飞行翼单元的一种改进实施方式可以采用如图1至图5所示结构。参见图1至图5，尾撑40的顶部设有第二垂起驱动器50。其中第一垂起驱动器30的数量和第二垂起驱动器50的数量总和以满足无人机所需的升力为主，过少无人机无法满足升起，过多则导致成本的增加。通过第一垂起驱动器30和第二垂起驱动器50的均匀分布，可满足无人机的稳定起落，优化飞行效果。
56.具体实施时，第一垂起驱动器30和第二垂起驱动器50的安装形式有两种：(1)第一垂起驱动器30安装在垂起杆20的顶部，第二垂起驱动器50安装在尾撑40的顶部；(2)第一垂起驱动器30安装在垂起杆20的底部，第二垂起驱动器50安装在尾撑的顶部。
57.需要说明的是，参阅图8，第一垂起驱动器30a、b、c，a’、b’、c’；第二垂起驱动器50d、d’；其中a-d’连线与d-a’连线交叉于点
①
，b-c’连线与c-b’连线交叉于点
②
，点
①
和点
②
重合，且均是机身的重心。
58.在一些实施例中，第一垂起驱动器30的一种具体安装方式可以采用如图3所示结构。参见图3，第一垂起驱动器30设于垂起杆20的底部，垂起杆20的底部设有用于固定第一垂起驱动器30的固定外壳26，固定外壳26的内腔为上小下大的锥形，用于实现第一垂起驱
动器30的自动定心。
59.需要说明的是，第一垂起驱动器30包括电机主体31和与电机主体31的输出轴连接的桨叶32。第二垂起驱动器50与第一垂起驱动器30的结构相同。只不过安装的时候第二垂起驱动器50中的电机主体31在下，桨叶32在上；第一垂起驱动器30安装的时候电机主体31在上，桨叶32在下。
60.第一垂起驱动器30的电机外形为适应固定外壳26内腔形状的圆锥形，在安装的时候，由于第一垂起驱动器30安装在垂起杆20的底部，不能依靠其自重实现自动定心，如果固定外壳36的内腔为圆柱形，为了使得第一垂起驱动器30上电机主体31的输出轴处于竖直状态，需要频繁调整，安装麻烦；一旦安装后第一垂起驱动器30歪斜，在带动桨叶32旋转的时候，桨叶32的转动面不是水平面，导致无人机起飞以及下落的时候飞行姿态不稳；通过将固定外壳26的内腔设置为锥形，进而在安装的时候其内壁可以对第一垂起驱动器30实现导向作用，方便实现第一垂起驱动器30的自动定心，也就能保证第一垂起驱动器30的桨叶32转动面为水平面，提高无人机飞行姿态的稳定性，防止晃动发生飞行事故。
61.在一些实施例中，上述垂22起杆的一种改进实施方式可以采用如图2及图5所示结构。参见图2及图5，垂起杆20内形成有第一空腔，第一空腔内从前往后设有多个第一支撑架27，第一支撑架27的外缘抵接于第一空腔的内壁。因为垂起杆20上需要安装机翼10、尾撑40、第一垂起驱动器30等结构，通过在内部设置第一支撑架27，第一支撑架27在第一空腔的内壁提供支撑，防止垂起杆20在高空环境中由于气压等情况凹陷等，提高其结构强度，进而在高空飞行的时候，能够承受空气阻力，并且满足一定的载荷。
62.第一支撑架27的可选实施方式为：第一支撑架27为板状结构，第一支撑架27的板面垂直于无人机的前后方向(也可称为纵向)，即第一支撑架27的板面为对应位置垂起杆20的断面形状。
63.需要说明的是，垂起杆20由第一蒙皮21、第二蒙皮22和第三蒙皮23组成，第一蒙皮21、第二蒙皮22和第三蒙皮23各位围合形成单独的空腔，其单独的空腔组合形成第一空腔，在第一蒙皮21、第二蒙皮22和第三蒙皮23中的任意一个本身强度足够的情况下，也可以不安装第一支撑架27。
64.在一些实施例中，上述垂起杆20的一种改进实施方式可以采用如图2及图5所示结构。参见图2及图5，第一支撑架27上设有第一过孔271，第一支撑架27内还设有依次贯穿多个第一过孔271的第一支撑梁28，第一支撑梁28的首端和尾端分别固接于第一支撑架27上。在第一支撑架27的基础上安装第一支撑梁28，第一支撑梁28可在垂起杆20的长度方向上增强其结构强度。
65.具体地，第一支撑梁28处于第一空腔内的中心位置，第一支撑架27的数量可为两个及以上。当第一支撑架27只有两个的时候，两个第一支撑架27分别处于第一支撑梁28的首端和尾端；当第一支撑架27超过两个的时候，其中两个第一支撑架27处于第一支撑梁28的首端和尾端，其余第一支撑架27均布于首端和尾端的两个第一支撑架27之间。
66.同理，在第一蒙皮21、第二蒙皮22和第三蒙皮23组成的垂起杆20强度足够的情况下，也可以不安装第一支撑梁28。
67.在一些实施例中，上述第一支撑架27的一种改进实施方式可以采用如图6所示结构。参见图6，第一支撑架27上设有第一减重孔29。通过设置第一减重孔29，保障垂起杆20整
体强度的同时，降低无人机的总重，进而降低能耗，延长飞行时间。
68.举例以下两种可选情况：
69.(1)第一支撑架27单独设置在垂起杆20的第一空腔内，因为不能只考虑垂起杆20的强度，还需要考虑整体无人机的总重，因此在第一支撑架27上开设第一减重孔29，其中第一过孔271可作为第一减重孔29使用。
70.(2)第一支撑架27和第一支撑梁28共同安装在垂起杆20的第一空腔内，由于第一支撑架27上的第一过孔271贯穿有第一支撑梁28，此时第一减重孔29位于第一过孔271的周围，进而实现减重。
71.在一些实施例中，上述机翼10的一种改进实施方式可以采用如图5所示结构。参见图5，机翼10内形成有第二空腔，第二空腔内沿第二预设路径设有多个第二支撑架13，第二支撑架13的外缘抵接于第二空腔的内壁，第二预设路径垂直于上下方向和前后方向。第二预设路径即上述的横向路径。
72.机翼10的作用主要是提供升力，与尾撑40一起保证飞机具有良好的稳定性，由于机翼10内部为第二空腔，通过设置第二支撑架13，可在第二空腔的内部提供支撑，防止在高空环境中由于气压等情况发生凹陷导致无人机坠落。
73.可选的，第二支撑架13为板状结构，第二支撑架13的板面垂直于横向路径，第二支撑架13的板面即为对应位置的机翼10处的断面形状。
74.具体地，参阅图5，由于第二空腔和第一空腔是连通的，第二空腔和第一空腔的交叉处形成第三空腔，第三空腔的四周可以由两个第一支撑架27和两个第二支撑架13围合形成，从而保障机翼10和垂起杆20重叠处的强度。
75.在一些实施例中，上述机翼10的一种改进实施方式可以采用如图5所示结构。参见图5，第二空腔内还设有依次穿过多个第二支撑架13的第二支撑梁14，第二支撑梁14的长轴沿第二预设路径分布。第二支撑架13主要在纵向上稳固机翼10，第二支撑梁14则在横向上稳固机翼10，提高机翼10的结构强度。
76.具体地，第二支撑架13上可设有供第二支撑梁14穿过的第二过孔16，也可以开设有向上开口的第二卡接位17，从而与第二支撑梁14卡接配合。
77.需要说明的是，机翼10由机翼蒙皮11围合形成，在机翼蒙皮11强度可以满足需求的情况下，可以不设置第二支撑架13和/或第二支撑梁14。
78.当第一支撑梁28和第二支撑梁14均安装的情况下，第二支撑梁14需要贯穿第一空腔，则需要经过第二空腔，第二支撑梁14上需要具有能使第一支撑梁28穿过的通孔。
79.在一些实施例中，上述第二支撑架13的一种改进实施方式可以采用如图7所示结构。参见图7，第二支撑架13上设有第二减重孔15。通过设置第二减重孔15，保障机翼10整体强度的同时，降低无人机的总重，进而降低能耗，延长飞行时间。
80.举例以下两种可选情况：
81.(1)第二支撑架13单独设置在机翼10的第二空腔内，因为不能只考虑机翼10的强度，还需要考虑整体无人机的总重，因此在第二支撑架13上开设第二减重孔15，其中第二过孔16或第二卡接位17可作为第二减重孔15使用。
82.(2)第二支撑架13和第二支撑梁14共同安装在机翼10的第二空腔内，由于第二支撑架13上的第二过孔16或第二卡接位17安装有第二支撑梁14，此时第一减重孔29在第二过
孔16或第二卡接位17的周围均布于第二支撑架13上，进而实现减重。
83.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。