飞行器动力组件的制作方法

1.本实用新型属于无人机技术领域，具体涉及一种飞行器动力组件。


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。其中尾翼是安装在飞机尾部的一种装置，可以增强飞行的稳定性。现有无人机中的尾撑通常安装在机身的尾部，该种结构在航测(即飞行测试)的时候存在稳定性差的问题。


技术实现要素：

4.本实用新型实施例提供一种飞行器动力组件，旨在增强无人机飞行过程中的航测稳定性。
5.为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：提供一种飞行器动力组件，包括：
6.垂起杆，用于沿机身的前后方向设置，并与机翼连接；
7.尾撑，设于所述垂起杆的尾部；
8.垂起驱动器，包括设于所述垂起杆的第一桨叶组，和设于所述尾撑的第二桨叶组。
9.在一种可能的实现方式中，所述第一桨叶组设于所述垂起杆的底部，所述第二桨叶组设于所述尾撑的顶部。
10.一些实施例中，所述垂起杆的底部设有用于固定所述第一桨叶组的固定外壳，所述固定外壳的内腔为上小下大的锥形，用于实现所述第一桨叶组的自动定心。
11.在一种可能的实现方式中，所述垂起杆上设有安装位，所述安装位的顶面形成有用于与机翼连接的安装平台。
12.在一种可能的实现方式中，所述垂起杆包括横向分布的第一蒙皮和第二蒙皮，所述第一蒙皮的尾端一体成型有第三蒙皮，所述第二蒙皮的尾端一体成型有第四蒙皮，所述第三蒙皮和所述第四蒙皮围合形成所述尾撑。
13.在一种可能的实现方式中，所述尾撑的底部向下延伸形成支撑部。
14.在一种可能的实现方式中，所述垂起杆内形成有空腔，所述空腔内从前往后设有多个支撑架，所述支撑架的外缘抵接于所述空腔的内壁。
15.一些实施例中，所述支撑架上设有减重孔。
16.一些实施例中，所述支撑架上设有过孔，所述空腔内还设有依次贯穿多个所述过孔的支撑梁，所述支撑梁的首端和尾端分别固接于所述支撑架。
17.一些实施例中，所述支撑架上设有减重孔，所述减重孔处于所述过孔的外周。
18.本技术实施例中，与现有技术相比，机身上沿其中心轴线为对称轴，本实施例飞行器动力组件分别设于机身横向的两侧；则机身上对应安装有两个垂起杆，每个垂起杆的尾部设有一个尾撑。不同于现有直接将尾撑安装在机身的尾部，本技术中将尾撑安装在垂起杆的尾部，进而在对无人机进行飞行工作的时候，两个尾撑之间的控制间距增大，进而保证无人机具有足够的航行稳定性。
附图说明
19.图1为本实用新型实施例提供的飞行器动力组件的主视结构示意图(从机身的顶部朝下看视角)；
20.图2为沿图1中a-a线的剖视结构示意图；
21.图3为图2中b部放大结构示意图；
22.图4为本实用新型实施例提供的飞行器动力组件的立体结构示意图；
23.图5为本实用新型实施例采用的支撑架的主视结构示意图(机身纵向视角)。
24.附图标记说明：
25.10-垂起杆；11-固定外壳；12-安装位；13-第一蒙皮；14-第二蒙皮；15-支撑架；16-减重孔；17-过孔；18-支撑梁；
26.20-尾撑；21-第三蒙皮；22-第四蒙皮；23-支撑部；
27.30-垂起驱动器；31-第一桨叶组；32-第二桨叶组；33-电机主体；34-桨叶。
具体实施方式
28.为了使本实用新型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，对本实用新型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实用新型，并不用于限定本实用新型。
29.请一并参阅图1至图5，现对本实用新型提供的飞行器动力组件进行说明。所述飞行器动力组件，包括垂起杆10、尾撑20以及垂起驱动器30，垂起杆10用于沿机身的前后方向设置，并与机翼连接；尾撑20设于垂起杆10的尾部；垂起驱动器30包括设于垂起杆10的第一桨叶组31，和设于尾撑20的第二桨叶组32。
30.本实施例提供的飞行器动力组件，与现有技术相比，机身上沿其中心轴线为对称轴，本实施例飞行器动力组件分别设于机身横向的两侧；则机身上对应安装有两个垂起杆10，每个垂起杆10的尾部设有一个尾撑20。不同于现有直接将尾撑20安装在机身的尾部，本技术中将尾撑20安装在垂起杆10的尾部，进而在对无人机进行飞行工作的时候，两个尾撑20之间的控制间距增大，进而保证无人机具有足够的航行稳定性。
31.本实施例中，术语“纵向”为机身的机头至机尾的方向，则术语“横向”为垂直于纵向的方向。并且本实施例中的沿横向并不是平行于横向，大致沿横向分布即可。
32.在一些实施例中，上述垂起驱动器30可以采用如图1、图2及图4所示结构。参见图1、图2及图4，第一桨叶组31设于垂起杆10的底部，第二桨叶组32设于尾撑20的顶部。第一桨叶组31的数量和第二桨叶组32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降过程，过多则导致成本的增加。通过第一桨叶组31和第二桨叶组32的合理分布，可满足无人机的稳定垂直起落，优化飞行效果。
33.并且第一桨叶组31位于垂起杆10的底部，第二桨叶组32位于尾撑20的顶部，由于垂起杆10上还需要与机翼连接，将第一桨叶组31设于垂起杆10的底部，可对机翼进行避让(即第一桨叶组31的转动面与机翼所在区域没有交叠)，进而第一桨叶组31的布置不需要考虑机翼的位置，使得安装比较紧凑，对应可适当减少垂起杆10的整体长度，降低无人机的总重，降低飞机能耗。
34.在一些实施例中，上述第一桨叶组31的一种具体安装方式可以采用如图3所示结构。参见图3，垂起杆10的底部设有用于固定第一桨叶组31的固定外壳11，固定外壳11的内腔为上小下大的锥形，用于实现第一桨叶组31的自动定心。
35.需要说明的是，第一桨叶组31包括电机主体33和与电机主体33的输出轴连接的桨叶34，第二桨叶组32与第一桨叶组31的结构相同。只不过安装的时候，第一桨叶组31中的电机主体33在上，桨叶34在下；第二桨叶组32中的电机主体33在下，桨叶34在上。
36.第一桨叶组31中的电机主体33外形为适应固定外壳11内腔形状的圆锥形，在安装的时候，由于第一桨叶组31安装在垂起杆10的底部，不能依靠其自重实现定心，如果固定外壳11的内腔为圆柱形，为了使第一桨叶组31上电机主体33的输出轴处于竖直状态，需要频繁调整，安装麻烦；一旦安装后第一桨叶组31歪斜，在带动桨叶34旋转的时候，桨叶34的转动面不是水平面，导致无人机起落过程不稳；通过将固定外壳11的内腔设置为圆锥形，进而在安装的时候，其内壁可以对第一桨叶组31的电机主体33实现导向作用，方便实现第一桨叶组31的自动定心，也就能保证第一桨叶组31的桨叶34转动面为水平面，提高无人机的稳定性，防止晃动发生飞行事故。
37.在一些实施例中，上述垂起杆10的一种改进实施方式可以采用如图1、图2及图4所示结构。参见图1、图2及图4，垂起杆10上设有安装位12，安装位12的顶面形成有用于与机翼连接的安装平台。当无人机只有一组机翼的时候，安装位12也设有一个；当无人机设有前翼和后翼的时候，安装位12也对应设有两个。
38.通过设置安装位12，安装位12的顶面形成安装平台，方便在机翼安装的时候平稳放置，进而保证安装精度。
39.在一些实施例中，上述垂起杆10与尾撑20的一种具体实施方式可以采用如图1及图4所示结构。参见图1及图4，垂起杆10包括横向分布的第一蒙皮13和第二蒙皮14，第一蒙皮13的尾端一体成型有第三蒙皮21，第二蒙皮14的尾端一体成型有第四蒙皮22，第三蒙皮21和第四蒙皮22围合形成尾撑20。在进行第一蒙皮13和第二蒙皮14对接组装的时候，由于第三蒙皮21与第一蒙皮13一体，第四蒙皮22与第二蒙皮14一体，则垂起杆10组装完成的同时，也完成了尾撑20的组装，相比于现有先组装垂起杆10，再组装尾撑20，最后将垂起杆10与尾撑20进行安装，本结构不仅简化了安装过程，更提供了尾撑20与垂起杆10之间的整体性，增强结构强度。
40.在一些实施例中，上述尾撑20的一种改进实施方式可以采用如图2及图4所示结构。参见图2及图4，尾撑20的底部向下延伸形成支撑部23。现有通常将支撑安装在机身的底部，本实施例由于尾撑20设置在垂起杆10的尾部，当垂起杆10的长度较长的时候，飞机降落后尾撑20可辅助机身底部的支撑也起到支撑效果。并且尾撑20的底部低于垂起杆10的高度，在无人机飞行发生转弯侧滑的时候还能增加稳定性。
41.具体地，支撑部23上套设有缓冲垫。缓冲垫可为橡胶构件，进而防止支撑部23磨损
影响尾撑20的外表面平滑程度。
42.在一些实施例中，上述垂起杆10的一种改进实施方式可以采用如图2所示结构。参见图2，垂起杆10内形成有空腔，空腔内从前往后设有多个支撑架15，支撑架15的外缘抵接于空腔内壁。因为垂起杆10上需要与机翼连接，还需要安装第一桨叶组31和尾撑20，通过在内部设有支撑架15，支撑架15在空腔的内壁提供支撑，防止垂起杆10在高空环境中由于气压等情况凹陷、折断等，提高结构强度，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。
43.支撑架15的可选实施方式为：支撑架15为板状结构，支撑架15的板面垂直于无人机的前后方向(也可称为纵向)，即支撑架15的板面为对应位置垂起杆10的断面形状。
44.需要说明的是，垂起杆10由第一蒙皮13和第二蒙皮14组成，第一蒙皮13和第二蒙皮14围合形成空腔，在第一蒙皮13和第二蒙皮14本身结构强度足够的情况下，可不安装支撑架15。
45.在一些实施例中，上述支撑架15的一种改进实施方式可以采用如图5所示结构。参见图5，支撑架15上设有减重孔16。通过设置减重孔16，保障垂起杆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。
46.在一些实施例中，上述垂起杆10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，支撑架15上设有过孔17，空腔内还设有依次贯穿多个过孔17的支撑梁18，支撑梁18的首端和尾端分别固接于支撑架15。在支撑架15的基础上安装支撑梁18，支撑架15用于在垂起杆10的周向增强其结构强度，支撑梁18可在垂起杆10的长度方向上增强其结构强度。
47.具体地，支撑梁18处于空腔内的中心位置，支撑架15的数量可为两个及以上。当支撑架15只有两个的时候，两个支撑架15分别处于支撑梁18的首端和尾端；当支撑梁18超过两个的时候，其中两个支撑架15处于支撑梁18的首端和尾端，其余支撑架15均布于首端和尾端的支撑架15之间。
48.同理，在第一蒙皮13和第二蒙皮14组成的垂起杆10强度足够的情况下，也可以不安装支撑梁18。
49.本实施例中，当不安装支撑梁18的情况下，过孔17可作为减重孔16使用，以降低无人机的总重。
50.在一些实施例中，上述支撑架15的一种替换实施方式可以采用如图5所示结构。参见图5，支撑架15上设有减重孔16，减重孔16处于过孔17的外周。通过设置减重孔16，过孔17供支撑梁18的安装，减重孔16可绕过孔17的轴线均匀分布在其外周，保障垂起杆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。
51.以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

技术特征：
1.一种飞行器动力组件，其特征在于，包括：垂起杆，用于沿机身的前后方向设置，并与机翼连接；尾撑，设于所述垂起杆的尾部；以及垂起驱动器，包括设于所述垂起杆的第一桨叶组，和设于所述尾撑的第二桨叶组。2.如权利要求1所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述第一桨叶组设于所述垂起杆的底部，所述第二桨叶组设于所述尾撑的顶部。3.如权利要求2所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述垂起杆的底部设有用于固定所述第一桨叶组的固定外壳，所述固定外壳的内腔为上小下大的锥形，用于实现所述第一桨叶组的自动定心。4.如权利要求1所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述垂起杆上设有安装位，所述安装位的顶面形成有用于与机翼连接的安装平台。5.如权利要求1所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述垂起杆包括横向分布的第一蒙皮和第二蒙皮，所述第一蒙皮的尾端一体成型有第三蒙皮，所述第二蒙皮的尾端一体成型有第四蒙皮，所述第三蒙皮和所述第四蒙皮围合形成所述尾撑。6.如权利要求1或5所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述尾撑的底部向下延伸形成支撑部。7.如权利要求1所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述垂起杆内形成有空腔，所述空腔内从前往后设有多个支撑架，所述支撑架的外缘抵接于所述空腔的内壁。8.如权利要求7所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述支撑架上设有减重孔。9.如权利要求7所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述支撑架上设有过孔，所述空腔内还设有依次贯穿多个所述过孔的支撑梁，所述支撑梁的首端和尾端分别固接于所述支撑架。10.如权利要求9所述的飞行器动力组件，其特征在于，所述支撑架上设有减重孔，所述减重孔处于所述过孔的外周。

技术总结
本实用新型提供了一种飞行器动力组件，所述飞行器动力组件包括垂起杆、尾撑以及垂起驱动器，所述垂起杆用于沿机身的前后方向设置，并与机翼连接；所述尾撑设于所述垂起杆的尾部；所述垂起驱动器包括设于所述垂起杆的第一桨叶组，和设于所述尾撑的第二桨叶组。本实用新型提供的飞行器动力组件将尾撑安装在垂起杆的尾部，进而在对无人机进行飞行工作的时候，两个尾撑之间的控制间距增大，进而保证无人机具有足够的航行稳定性。人机具有足够的航行稳定性。人机具有足够的航行稳定性。


技术研发人员：张江涛 管峰华 李兴艳 王鹏
受保护的技术使用者：河北悟科智能科技有限责任公司
技术研发日：2021.11.23
技术公布日：2022/5/25