">
[0001]
本实用新型涉及航空技术领域，尤其涉及一种机臂结构和飞行器。
背景技术：
[0002]
随着飞行器技术的不断进步与发展，且为了满足物流或载人等需求，对飞行器的载重要求越来越高。以无人机为例，大载重无人机成为一种行业趋势，但是现有无人机的载重量在160公斤以下，无法满足大载重的要求。
技术实现要素：
[0003]
有鉴于此，本实用新型实施例提供一种机臂结构和飞行器，能够解决现有飞行器无法满足大载重要求的问题。
[0004]
为实现上述目的，根据本实用新型实施例的一个方面，提供了一种机臂结构。
[0005]
本实用新型实施例的机臂结构包括：
[0006]
至少两个机臂，至少两个机臂包括：第一机臂和第二机臂，所述第一机臂和所述第二机臂的两端分别设置有至少一个旋翼组件，所述第一机臂上的所述旋翼组件的旋转轴方向朝向背离所述第二机臂的一侧，所述第二机臂上的所述旋翼组件的旋转轴方向朝向所述第一机臂的一侧；
[0007]
连接件，所述第一机臂通过所述连接件与所述第二机臂连接，所述连接件位于所述第一机臂和所述第二机臂两端的旋翼组件之间，所述连接件设置有用于容纳所述旋翼组件的桨叶的内凹部，所述内凹部的开口指向所述旋翼组件一侧。
[0008]
可选地，所述第一机臂和所述第二机臂中的至少一个呈u形结构。
[0009]
可选地，所述第一机臂上的旋翼组件位于所述第一机臂的远离所述第二机臂的一侧，所述第二机臂上的旋翼组件位于所述第二机臂的靠近所述第一机臂的一侧。
[0010]
可选地，所述连接件为轴对称结构。
[0011]
可选地，所述连接件包括：
[0012]
第一连接部，所述第一连接部的一端与所述第一机臂连接；
[0013]
至少一个第二连接部，所述第二连接部的一端与所述第一连接部的另一端连接，所述第二连接部的另一端与所述第二机臂连接，所述第一连接部的另一端的边界超出所述第二连接部的一端的边界，在所述第一连接部的另一端和所述第二连接部的一端的连接处形成所述内凹部。
[0014]
可选地，所述第一连接部呈u形杆状结构，所述第一连接部的开口指向所述第一机臂，所述第二连接部呈l形杆状结构。
[0015]
可选地，所述连接件包括：
[0016]
第三连接部，所述第三连接部的一端与所述第一机臂连接；所述第三连接部的另一端与所述内凹部的一端连接，所述内凹部的开口指向所述旋翼组件一侧；
[0017]
第四连接部，所述内凹部的另一端与所述第四连接部的一端连接，所述第四连接
部的另一端与所述第二机臂连接。
[0018]
可选地，所述第三连接部、所述内凹部和所述第四连接部均为杆状结构。
[0019]
为实现上述目的，根据本实用新型实施例的另一个方面，提供了一种飞行器。
[0020]
本实用新型实施例的飞行器包括如上所述的机臂结构。
[0021]
可选地，所述飞行器的机身具有一对称面，所述机臂结构位于所述对称面的两侧，所述旋翼组件的旋转轴平行于所述机身的对称面。
[0022]
上述实用新型中的一个实施例具有如下优点或有益效果：
[0023]
本实用新型实施例的机臂结构是通过连接件将第一机臂和第二机臂进行连接，可以实现共轴多旋翼的布局方式，并且可以缩短机臂的悬臂梁长度，进而优化了所述机臂的受力情况，使得所述机臂结构能够满足大载重的要求。
[0024]
上述的非惯用的可选方式所具有的进一步效果将在下文中结合具体实施方式加以说明。
附图说明
[0025]
附图用于更好地理解本实用新型，不构成对本实用新型的不当限定。其中：
[0026]
图1是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图之一；
[0027]
图2是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图之二；
[0028]
图3是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图之三；
[0029]
图4是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图之四；
[0030]
图5是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图之五；
[0031]
图6是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图之六；
[0032]
图7是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图之七；
[0033]
图8是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图之八。
具体实施方式
[0034]
以下结合附图对本实用新型的示范性实施例做出说明，其中包括本实用新型实施例的各种细节以助于理解，应当将它们认为仅仅是示范性的。因此，本领域普通技术人员应当认识到，可以对这里描述的实施例做出各种改变和修改，而不会背离本实用新型的范围和精神。同样，为了清楚和简明，以下的描述中省略了对公知功能和结构的描述。
[0035]
对现有技术方案和产品进行分析可以发现，现有用于载人的飞行器多为多旋翼机型。为了使得现有飞行器能够满足大载重的要求，可以对飞行器的轴数以及旋翼桨等方面进行改进。但是，在现有的“螺旋桨平铺”的布局形式下，由于轴距和轴数均与桨径之间有制约关系，单纯地增加轴数和桨径难以实现增加飞行器载重的目的。同时，轴数和桨径过大，会使得轴距过大，这使得飞行器的机体尺寸过大，最终使得机臂的受力情况进一步地恶化。
[0036]
由于共轴多旋翼的布局方式在增大轴数和桨径时不会过大增大飞行器的机体尺寸，可以将共轴多旋翼的布局方式用于解决现有飞行器无法满足大载重要求的问题。但是共轴多旋翼的飞行器会存在其他一些问题，如机臂的悬臂梁长度过长，从而导致机臂的受力较大；或者当位于下层的旋翼组件向下布置时，要避免旋翼组件打地或者与起落架碰撞等影响，需要将起落架设置的高一些，这都会增加飞行器的自重。
[0037]
为了改善现有技术所存在的不足，本实用新型实施例提出了一种机臂结构，可以将该机臂结构用于载人或载物的飞行器上，飞行器可以为飞机或无人机等。图1至图8是本实用新型实施例的机臂结构的结构示意图，如图1至图8所示，该机臂结构包括：至少两个机臂1和连接件2；其中，所述第一机臂11和所述第二机臂12的两端分别设置有至少一个旋翼组件5，所述第一机臂11上的所述旋翼组件5的旋转轴方向朝向背离所述第二机臂12的一侧，所述第二机臂12上的所述旋翼组件5的旋转轴方向朝向所述第一机臂11的一侧；所述第一机臂11通过所述连接件2与所述第二机臂12连接，所述连接件2位于所述第一机臂11和所述第二机臂12两端的旋翼组件5之间，所述连接件2设置有用于容纳所述旋翼组件5的桨叶的内凹部21，所述内凹部21的开口指向所述旋翼组件5一侧。
[0038]
需要说明的是，图1至图8所示的为机臂结构包括两个机臂时的情形，本实用新型实施例并不仅限于图1至图8所示的情形。例如：至少两个机臂1包括：第一机臂11、第二机臂12和第三机臂，所述第一机臂11通过所述连接件2与所述第二机臂12的一端连接，所述第二机臂12的另一端通过所述连接件2与所述第三机臂连接，所述第一机臂11、第二机臂12和第三机臂可以并列设置。
[0039]
在一些实施方式中，所述旋翼组件5的旋转轴、所述第一机臂11和第二机臂12位于同一平面内。需要解释的是，所述旋翼组件5的旋转轴方向可以理解为每个所述旋翼组件5的旋转轴对应的纵向升力方向，其中图1所示的箭头方向即为所述旋翼组件5的旋转轴方向。参见图1，所述第一机臂11上的旋翼组件5的旋转轴方向朝向所述第一机臂11的背离所述第二机臂12的一侧，所述第二机臂12上的旋翼组件5的旋转轴方向朝向所述第一机臂11一侧。例如，所述第一机臂11和所述第二机臂12可以平行设置，所述旋翼组件5的旋转轴可以垂直于所述第一机臂11和所述第二机臂12。
[0040]
在一些实施方式中，所述第一机臂11位于所述第二机臂12的上方，即所述第一机臂11和所述第二机臂12分别位于不同层，可以将位于不同层的所述第一机臂11和所述第二机臂12通过所述连接件2进行连接，为了缩短所述第一机臂11和所述第二机臂12的悬臂梁长度，可以将所述连接件2分别与所述第一机臂11和所述第二机臂12的连接位置尽量靠近所述旋翼组件5一侧，此时所述连接件2和所述旋翼组件5之间会产生干涉问题。
[0041]
为了防止所述连接件2和所述旋翼组件5之间产生干涉，可以在所述连接件2上设置内凹部21，即所述内凹部21用于防止所述旋翼组件5与所述连接件2之间产生干涉。这样，通过所述连接件2可以将所述第一机臂11和所述第二机臂12进行连接，可以实现共轴多旋翼的布局方式，并且可以缩短机臂1的悬臂梁长度，进而优化了所述第一机臂11和所述第二机臂12的受力情况，使得所述机臂结构能够满足大载重的要求，最终解决现有飞行器无法满足大载重要求的问题。
[0042]
可以理解的是，所述内凹部21用于为所述旋翼组件5提供内凹的容纳空间，即通过所述内凹部21可以形成“用于包纳旋翼桨尖部分的空间”，通过所述内凹部21可以避免所述连接件2与所述旋翼组件5产生干涉，可以使得所述连接件2分别与所述第一机臂11和所述第二机臂12的连接位置尽量靠近所述旋翼组件5一侧。继续参见图2，l1为现有飞行器的机臂1的悬臂梁长度，l2为所述机臂结构的悬臂梁长度，l1＞l2，由此可以看出，通过所述连接件2能够缩短所述第一机臂11和所述第二机臂12的悬臂梁长度，进而可以优化所述第一机臂11和所述第二机臂12的受力情况。也就是说，该机臂结构在增加飞行器的轴数和桨径的
同时，不会过大增加所述第一机臂11和所述第二机臂12的悬臂梁长度，有利于优化所述第一机臂11和所述第二机臂12的受力，同时也有利于控制飞行器的机体尺寸，避免机体过大以及结构自重过大。
[0043]
需要说明的是，所述内凹部21与所述旋翼组件5对应设置，所述内凹部21的设置位置可以根据所述旋翼组件5的设置位置以及布局方式确定。其中，可以将所述旋翼组件5向下设置或向上设置，其中所述第一机臂11上的旋翼组件5向上设置是指所述第一机臂11上的旋翼组件5位于所述第一机臂11的远离所述第二机臂12的一侧。所述第二机臂12上的旋翼组件5向上设置是指所述第二机臂12上的旋翼组件5位于所述第二机臂12的靠近所述第一机臂11的一侧。所述第一机臂11上的旋翼组件5向下设置是指所述第一机臂11上的旋翼组件5位于靠近所述第二机臂12一侧，所述第二机臂12上的旋翼组件5向下设置是指所述第二机臂12上的旋翼组件5位于远离所述第二机臂12一侧。所述旋翼组件5的布局方式可以单旋翼或共轴多旋翼等方式。
[0044]
例如：所述第一机臂11和所述第二机臂12的两端分别设置有一个旋翼组件5，所有的旋翼组件5均向上设置，所述第一机臂11位于所述第二机臂12的上方，设置在所述第二机臂12上的旋翼组件5会与所述连接件2产生干涉，此时可以将所述内凹部21设置在所述连接件2的靠近所述第二机臂12一侧处，如图1至图8所示。或者，每个所述机臂1的两端分别设置有一个旋翼组件5，所有的旋翼组件5均向下设置，所述第一机臂11位于所述第二机臂12的上方，设置在所述第一机臂11上的旋翼组件5会与所述连接件2产生干涉，可以将所述内凹部21设置在所述连接件2的靠近所述第一机臂11一侧处。
[0045]
继续参见图1至图8，在上述实施例的基础上，所述机臂结构还包括：电机座3，所述电机座3的一端与所述旋翼组件5连接，所述电机座3的另一端分别与所述第一机臂11和所述第二机臂12连接。需要说明的是，所述电机座3可以以直接连接方式或间接连接方式与所述第一机臂11和所述第二机臂12连接。当所述电机座3与所述第一机臂11和所述第二机臂12直接连接时，所述电机座3可以通过螺纹或焊接等方式与所述第一机臂11和所述第二机臂12直接连接；当所述电机座3与所述第一机臂11和所述第二机臂12间接连接时，所述机臂结构还包括：管夹4，所述电机座3的另一端通过所述管夹4与所述第一机臂11和所述第二机臂12连接，通过所述管夹4可以便于将所述电机座3固定在所述第一机臂11和所述第二机臂12上。
[0046]
需要说明的是，所述连接件2可以进一步通过焊接、螺栓连接或铆接等方式与所述第一机臂11和所述第二机臂12连接，以上有关所述连接件2分别与所述第一机臂11和所述第二机臂12的连接方式的描述只是示例并非限定，可以理解的是，本实用新型实施例并不具体限定所述连接件2分别与所述第一机臂11和所述第二机臂12的连接方式。
[0047]
在飞行器的降落过程中，所述旋翼组件5会与地面或者起落架产生干涉。为了解决以上干涉问题，可以增加所述旋翼组件5的高度，同时还可以调整所述旋翼组件5的安装方式以及机臂1的结构，例如：将所述第一机臂11和所述第二机臂12中的至少一个设置为u形结构，并将所述旋翼组件5向上设置，来避免旋翼组件5对起落架设计产生影响。其中可以通过多种实施方式来增加所述旋翼组件5的高度，接下来以其中两种优选的实施方式进行示例性说明。
[0048]
方式一：通过调整电机座3的高度来调整所述旋翼组件5的高度。例如：参见图1至
图8，可以通过调整上下两层的电机座3的高度来调节上下两层的旋翼组件5之间的距离。
[0049]
方式二：通过调整所述机臂1的结构来调整所述旋翼组件5的高度。例如：参见图4、图5、图7和图8，可以将所述第一机臂11和所述第二机臂12中的至少一个设置为u形结构或凹形结构，当所述第一机臂11和所述第二机臂12均为u形结构时，可以将所述第一机臂11和所述第二机臂12的开口朝向同一方向。为了避免在降落的过程中位于下侧的所述旋翼组件5与地面产生干涉，可以将位于下方的所述第二机臂12设置为u形结构。
[0050]
继续参见图4、图5、图7和图8，为了避免产生应力集中，可以采用两端带弧形的“凹形结构”或u形结构来实现，进而缩短所述第一机臂11和所述第二机臂12之间的距离，进而减小飞行器的机体尺寸。
[0051]
方式三：调整所述旋翼组件5的设置方式，所述旋翼组件5的设置方式可以分为向上设置和向下设置。通过将旋翼组件5向上设置，可以增加所述旋翼组件5的高度。例如：为了避免位于下层的旋翼组件5与地面或起落架产生干涉，可以将位于下层的旋翼组件5或所有的旋翼组件5向上设置。
[0052]
需要强调的是，可以将方式一、方式二和方式三单独使用，或者可以将方式一、方式二和方式三进行结合使用。优选地，可以将方式一、方式二和方式三结合使用。例如：继续参见图4、图5、图7和图8，可以将所有旋翼组件5向上设置，并将所述第一机臂11和所述第二机臂12均设置为u形结构，来避免或减小旋翼组件5对起落架的影响，有利于优化起落架的结构尺寸。
[0053]
需要说明的是，以上有关提高所述旋翼组件5高度的实施方式的描述只是示例并非限定，可以理解的是，本实用新型实施例并不仅限于以上三种实施方式。
[0054]
在本实用新型实施例中，所述连接件2的作用是将位于不同层的所述第一机臂11和所述第二机臂12进行连接，并缩短所述第一机臂11和所述第二机臂12的悬臂梁长度。所述连接件2可以有多种实施方式可以实现以上作用，接下来以其中两种优选的实施方式进行示例性说明。
[0055]
其中，所述连接件2可以为一体式结构或分体式结构。当所述连接件2为一体结构，可以通过3d打印、铸造、注塑或模压成型等方式制成；当所述连接件2为分体结构，所述连接件2的各个部分可以通过焊接或螺栓连接等方式制成。其中可以根据所述连接件2的具体材质确定所述连接件2的加工工艺。同时，为了进一步保证所述第一机臂11和所述第二机臂12的受力均衡，可以将所述连接件2设置为轴对称结构。
[0056]
方式一：
[0057]
继续参见图1至图5，所述连接件2还包括：第一连接部22和至少一个第二连接部23，所述第一连接部22的一端与所述第一机臂11连接；所述第二连接部23的一端与所述第一连接部22的另一端连接，所述第二连接部23的另一端与所述第二机臂12连接，所述第一连接部22的另一端的边界超出所述第二连接部23的一端的边界，使得所述第一连接部22的另一端与所述第二连接部23的一端的连接处形成内凹结构，即内凹部21。
[0058]
继续参见图1至图5，进一步地，所述第一连接部22呈u形杆状结构，所述第一连接部22的开口指向所述第一机臂11；所述第二连接部23呈l形杆状结构，所述第二连接部23的数量为至少两个。例如：所述第二连接部23的数量可以为两个，两个呈l形结构的所述第二连接部23背对设置。
[0059]
方式二：
[0060]
继续参见图6至图8，所述连接件2还包括：第三连接部24和第四连接部25，所述第三连接部24的一端与所述第一机臂11连接；所述第三连接部24的另一端与所述内凹部21的一端连接，所述内凹部21的开口指向所述旋翼组件5一侧；所述内凹部21的另一端与所述第四连接部25的一端连接，所述第四连接部25的另一端与所述第二机臂12连接。
[0061]
在本实用新型实施例中，所述第三连接部24、所述内凹部21和所述第四连接部25均为杆状结构，由所述第三连接部24、所述内凹部21和所述第四连接部25共同形成“凹”形结构。可以理解的是，所述内凹部21为u形杆状结构，所述内凹部21的开口指向所述旋翼组件5一侧。
[0062]
同时，本实用新型实施例还提供了一种飞行器，所述飞行器包括如图1至图8所示的机臂结构，所述飞行器的机身具有一对称面，所述机身的轴线位于所述机身的对称面上，所述旋翼组件5的旋转轴垂直于所述机身的轴线且平行于所述机身的对称面。该飞行器可以用于载人或载物等，该飞行器可以为飞机或无人机等。需要说明的是，以上有关飞行器具体种类的描述只是示例并非限定，本实用新型实施例中并不具体限定所述飞行器的具体种类。
[0063]
需要说明的是，所述机臂结构位于所述飞行器的机身两侧，所述第一机臂11和第二机臂12所在平面可以与所述机身的对称面平行或与所述机身的对称面设置有预设夹角。以上有关所述第一机臂11和第二机臂12的设置位置的描述只是示例并非限定，可以理解的是，在本实用新型实施例中并不具体限定所述第一机臂11和所述第二机臂12的设置位置。
[0064]
根据本实用新型实施例的技术方案，可以实现共轴多旋翼的布局方式，并且可以缩短所述第一机臂11和所述第二机臂12的悬臂梁长度，进而优化了所述第一机臂11和所述第二机臂12的受力情况，使得所述机臂结构能够满足大载重的要求，最终解决现有飞行器无法满足大载重要求的问题。
[0065]
上述具体实施方式，并不构成对本实用新型保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，取决于设计要求和其他因素，可以发生各种各样的修改、组合、子组合和替代。任何在本实用新型的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型保护范围之内。
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