多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機的制作方法

本發明涉及一種小型無人機，具體涉及一種多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機，屬于無人機技術領域。

背景技術：

無人機的動力系統用來為無人機的飛行提供推力，是無人機設計制造中十分重要的一部分。因為起降場所、續航時間、巡航半徑、搭載的任務載荷等不同，無人機可能需要更換不同的動力系統。

然而，一般的小型無人機的動力系統是與機體固聯在一起的，很難在同一個無人機機體平臺上實現多種適應場景、多種動力組合模式的應用，導致無人機的通用性和平臺性較低。

若使用特定的機型來完成特定的任務，則存在占用成本高、占用空間大、運輸困難等問題。

技術實現要素：

為解決現有技術的不足，本發明的目的在于提供一種多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機。

為了實現上述目標，本發明采用如下的技術方案：

一種多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機，包括：機身(10)、左機翼(20)、右機翼(30)和尾翼(40)，尾翼(40)與機身(10)螺紋連接，其特征在于，還包括：主動力模組A(50)、主動力模組B(60)、副動力模組A(70)、副動力模組B(80)和機尾塑形模組C(90)，其中：

前述主動力模組A(50)具有一個電調(523)和一個電機(501)，其中，前述電機(501)位于最前端，并且輸出軸指向無人機的前方，螺旋槳(526)安裝在電機(501)的輸出軸上，

前述主動力模組B(60)具有兩個電調(601)和兩個電機(602)，其中，前述兩個電機(602)分別位于最前端和最后端，并且輸出軸指向無人機的上方，螺旋槳(603)安裝在電機(602)的輸出軸上，

前述主動力模組A(50)或主動力模組B(60)對稱的設置在機身(10)的左右兩側，并且與機身(10)螺紋連接，左機翼(20)和右機翼(30)分別設置在主動力模組A(50)或主動力模組B(60)的外側，并且與主動力模組A(50)或主動力模組B(60)螺紋連接，或者，左機翼(20)與機身(10)之間、右機翼(30)與機身(10)之間均不設置主動力模組A(50)或主動力模組B(60)，左機翼(20)和右機翼(30)直接與機身(10)螺紋連接；

前述副動力模組A(70)具有一個電調(705)和一個無刷電機(710)，其中，前述無刷電機(710)位于中部，并且輸出軸指向無人機的上方，螺旋槳(713)安裝在無刷電機(710)的輸出軸上，

前述副動力模組B(80)具有一個電調(802)和一個無刷電機(806)，其中，前述無刷電機(806)位于最后端，并且輸出軸指向無人機的后方，螺旋槳(804)安裝在無刷電機(806)的輸出軸上，

前述機尾塑形模組C(90)具有一個電調，不具有無刷電機，

前述副動力模組A(70)、副動力模組B(80)或機尾塑形模組C(90)通過預緊連接螺釘固定安裝在機身(10)的末端。

前述的一種多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機，其特征在于，前述主動力模組A(50)還具有：支撐組件和機翼連接組件，其中：

前述支撐組件包括：上整流罩(505)、右肋板(506)、軸承(507)、限位塊(508)、第一線槽(509)、第二線槽(510)、舵機(511)、舵機架(512)、搖臂(513)、連桿(514)、左肋板(515)和下整流罩(516)，前述限位塊(508)通過螺絲與左肋板(515)和右肋板(506)固定連接，前述軸承(507)分別壓入左肋板(515)和右肋板(506)的槽中，前述連桿(514)安裝在搖臂(513)上，前述搖臂(513)安裝在舵機(511)的輸出軸上，前述舵機(511)通過螺絲固定安裝在舵機架(512)上，前述第一線槽(509)連接在第二線槽(510)上，前述第二線槽(510)連接在舵機架(512)上，前述舵機架(512)與左肋板(515)和右肋板(506)通過螺絲固定連接，前述上整流罩(505)和下整流罩(516)通過螺絲固定連接在左肋板(515)和右肋板(506)上；

前述機翼連接組件包括：上整流罩(517)、機翼連接框(518)、后整流罩(519)和下整流罩(520)，上整流罩(517)、下整流罩(520)和后整流罩(519)分別通過螺絲固定安裝在機翼連接框(518)的上面、下面和后端；

前述電機(501)通過電機座(502)安裝在支撐組件的前端，機翼連接組件通過螺絲固定安裝在支撐組件的后端，電調(523)通過螺絲固定安裝在支撐組件的左肋板(515)和右肋板(506)上。

前述的一種多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機，其特征在于，前述主動力模組B(60)還具有：前支撐組件、后支撐組件和機翼連接組件，其中：

前述前支撐組件包括：左肋板(605)、右肋板(604)、上整流罩(606)和下整流罩(607)，前述左肋板(605)和右肋板(604)一左一右對稱設置，電調(601)通過電調座(11)安裝在左肋板(605)和右肋板(604)之間，電調座(11)上蓋有電調安裝板(612)，上整流罩(606)安裝在左肋板(605)和右肋板(604)的上面，下整流罩(607)安裝在左肋板(605)和右肋板(604)的下面，電機(602)通過電機固定座(610)安裝在左肋板(605)和右肋板(604)之間；

前述后支撐組件的結構與前支撐組件的結構完全相同；

前述機翼連接組件包括：機翼連接框(608)和中間整流罩(609)，中間整流罩(609)安裝在機翼連接框(608)的上面和下面；

前述前支撐組件和后支撐組件分別通過螺絲固定安裝在機翼連接組件的前端和后端。

前述的一種多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機，其特征在于，前述副動力模組A(70)還具有：前主框(701)、后主框712、右支撐框(715)、左支撐框(716)、電調安裝座(717)、舵機(702)、舵盤(714)、電機安裝轉軸(707)、連桿(709)、電機安裝座(708)、機尾右蒙皮(704)和機尾左蒙皮(718)，前主框(701)、后主框712、右支撐框(715)、左支撐框(716)和電調安裝座(717)通過螺絲連接在一起，并組裝成一個框架，電調(705)安裝在電調安裝座(717)上，無刷電機(710)的輸入線焊接在電調(705)的輸出端上，舵機(702)和舵盤(714)配套設置，并且在前主框(701)和后主框712上各設置一套，無刷電機(710)、電機安裝轉軸(707)和連桿(709)分別通過螺絲固定安裝在電機安裝座(708)上，電機安裝座(708)通過螺絲固定安裝在前主框(701)和后主框712上，連桿(709)與舵盤(714)連接，機尾右蒙皮(704)和機尾左蒙皮(718)一左一右設置，并且分別通過預緊連接螺釘(703)連接在前主框(701)和后主框712上。

前述的一種多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機，其特征在于，前述副動力模組B(80)還具有：前主框(810)、后主框(805)、右支撐框(803)、左支撐框(807)、電調安裝座(808)、機尾右蒙皮(801)和機尾左蒙皮(809)，前主框(810)、后主框(805)、右支撐框(803)、左支撐框(807)和電調安裝座(808)通過螺絲連接在一起，并組裝成一個框架，電調(802)安裝在電調安裝座(808)上，無刷電機(806)通過螺絲固定安裝在后主框(805)上，并且輸入線焊接在電調(802)的輸出端上，機尾右蒙皮(801)和機尾左蒙皮(809)一左一右設置，并且分別通過預緊連接螺釘連接在前主框(810)和后主框(805)上。

前述的一種多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機，其特征在于，前述機尾塑形模組C(90)還具有：前主框(903)、后主框(905)、右支撐框(904)、左支撐框(906)、電調安裝座(907)、機尾右蒙皮(902)和機尾左蒙皮(908)，前主框(903)、后主框(905)、右支撐框(904)、左支撐框(906)和電調安裝座(907)通過螺絲連接在一起，并組裝成一個框架，電調安裝在電調安裝座(907)上，機尾右蒙皮(902)和機尾左蒙皮(908)一左一右設置，并且分別通過預緊連接螺釘(901)連接在前主框(903)和后主框(905)上。

本發明的有益之處在于：

(1)本發明的無人機，具有多種動力組合模式，可以在同一個無人機機體平臺上實現多種適應場景，大幅提高了無人機的通用性和平臺性；

(2)本發明的無人機，各模組均采用模塊化的設計，不僅提高了轉場作業性能，而且極大的方便了無人機的運輸、維護、保養和調試，使用起來極為便利和經濟。

附圖說明

圖1(a)是主動力模組A的爆炸圖；

圖1(b)是主動力模組A即將組裝完畢的結構示意圖；

圖1(c)是主動力模組A組裝完畢的結構示意圖；

圖2(a)是主動力模組B的爆炸圖；

圖2(b)是主動力模組B組裝完畢的結構示意圖；

圖3(a)是副動力模組A的爆炸圖；

圖3(b)是副動力模組A即將組裝完畢的結構示意圖；

圖3(c)是副動力模組A組裝完畢的結構示意圖；

圖4(a)是副動力模組B的爆炸圖；

圖4(b)是副動力模組B組裝完畢的結構示意圖；

圖5(a)是機尾塑形模組C的爆炸圖；

圖5(b)是機尾塑形模組C組裝完畢的結構示意圖；

圖6是單動力尾推式滑跑起飛無人機的結構示意圖；

圖7是多動力復合式垂直起降無人機的結構示意圖；

圖8是雙動力前拉式滑跑起飛無人機的結構示意圖；

圖9是垂直起降傾轉旋翼無人機的結構示意圖。

圖中附圖標記的含義：

10-機身，20-左機翼，30-右機翼，40-尾翼；

50-主動力模組A，

501-電機，502-電機座，503-卡簧，504-轉軸，505-上整流罩，506-右肋板，507-軸承，508-限位塊，509-第一線槽，510-第二線槽，511-舵機，512-舵機架，513-搖臂，514-連桿，515-左肋板，516-下整流罩，517-上整流罩，518-機翼連接框，519-后整流罩，520-下整流罩，521-電調安裝板，522-上層導熱硅膠，523-電調，524-下層導熱硅膠，525-電調蓋，526-螺旋槳；

60-主動力模組B，

601-電調，602-電機，603-螺旋槳，604-右肋板，605-左肋板，606-上整流罩，607-下整流罩，608-機翼連接框，609-中間整流罩，610-電機固定座，611-電調座，612-電調安裝板，613-上導熱硅膠，614-下導熱硅膠；

70-副動力模組A，

701-前主框，702-舵機，703-預緊連接螺釘，704-機尾右蒙皮，705-電調，706-軸承，707-電機安裝轉軸，708-電機安裝座，709-連桿，710-無刷電機，711-連接鑲塊，712-后主框，713-螺旋槳，714-舵盤，715-右支撐框，716-左支撐框，717-電調安裝座，718-機尾左蒙皮；

80-副動力模組B，

801-前主框，802-電調，803-右支撐框，804-螺旋槳，805-后主框，806-無刷電機，807-左支撐框，808-電調安裝座，809-機尾左蒙皮，810-前主框；

90-機尾塑形模組C，

901-預緊連接螺釘，902-機尾右蒙皮，903-前主框，904-右支撐框，905-后主框，906-左支撐框，907-電調安裝座，908-機尾左蒙皮。

具體實施方式

以下結合附圖和具體實施例對本發明作具體的介紹。

參照圖6、圖7、圖8和圖9，本發明的多動力組合更換適應不同起降方式不同任務載荷的無人機，包括：機身10、左機翼20、右機翼30和尾翼40，其中，尾翼40與機身10螺紋連接。此外，還包括：主動力模組A50、主動力模組B60、副動力模組A70、副動力模組B80和機尾塑形模組C90，選擇使用不同的主動力模組A50、主動力模組B60、副動力模組A70、副動力模組B80和機尾塑形模組C90，可以形成多種動力組合模式，從而使得本發明的無人機可以適應多種場景。

主動力模組A50、主動力模組B60均安裝在左機翼20與機身10之間和右機翼30與機身10之間。當然，根據實際情況的需要，左機翼20與機身10之間、右機翼30與機身10之間可以不設置主動力模組A50或主動力模組B60，而是令左機翼20和右機翼30直接與機身10螺紋連接，如圖6所示。

下面詳細介紹主動力模組A50、主動力模組B60、副動力模組A70、副動力模組B80和機尾塑形模組C90的結構。

一、主動力模組A

參照圖1(a)、圖1(b)和圖1(c)，主動力模組A50具有一個電調523和一個電機501，電機501位于最前端，并且輸出軸指向無人機的前方，螺旋槳526安裝在電機501的輸出軸上。此外，主動力模組A50還具有：支撐組件和機翼連接組件。

1、支撐組件

參照圖1(a)、圖1(b)和圖1(c)，支撐組件包括：上整流罩505、右肋板506、軸承507、限位塊508、第一線槽509、第二線槽510、舵機511、舵機架512、搖臂513、連桿514、左肋板515和下整流罩516。

限位塊508通過螺絲與左肋板515和右肋板506固定連接；

軸承507分別壓入左肋板515和右肋板506的槽中；

連桿514安裝在搖臂513上，搖臂513安裝在舵機511的輸出軸上，舵機511通過螺絲固定安裝在舵機架512上；

第一線槽509連接在第二線槽510上，第二線槽510連接在舵機架512上，舵機架512與左肋板515和右肋板506通過螺絲固定連接；

上整流罩505和下整流罩516通過螺絲固定連接在左肋板515和右肋板506上。

2、機翼連接組件

參照圖1(a)、圖1(b)和圖1(c)，機翼連接組件包括：上整流罩517、機翼連接框518、后整流罩519和下整流罩520。

上整流罩517、下整流罩520和后整流罩519分別通過螺絲固定安裝在機翼連接框518的上面、下面和后端。

電機501通過螺絲固定安裝于電機座502內，電機座502的外壁上設置有卡簧503和轉軸504，其中，卡簧503能夠卡在轉軸504上，轉軸504能夠插入支撐組件的前端的軸承507中；機翼連接組件通過螺絲固定安裝在支撐組件的后端；電調523放置在電調蓋525和電調安裝板521共同構成的電調安裝空間內，電調523的上下兩側分別設置有上層導熱硅膠522和下層導熱硅膠524，電調蓋525通過螺絲固定安裝在支撐組件的左肋板515和右肋板506上。

主動力模組A50的安裝方式：

參照圖8和圖9，主動力模組A50對稱的設置在機身10的左右兩側，并且與機身10螺紋連接，左機翼20和右機翼30分別設置在主動力模組A50的外側，并且與主動力模組A50螺紋連接。

二、主動力模組B

參照圖2(a)和圖2(b)，主動力模組B60具有兩個電調601和兩個電機602，其中，該兩個電機602分別位于最前端和最后端，并且輸出軸指向無人機的上方，螺旋槳603安裝在電機602的輸出軸上。此外，主動力模組B60還具有：前支撐組件、后支撐組件和機翼連接組件。

1、前支撐組件

參照圖2(a)和圖2(b)，前支撐組件包括：左肋板605、右肋板604、上整流罩606和下整流罩607。

左肋板605和右肋板604一左一右對稱設置，電調601通過電調座611并借助螺絲固定安裝在左肋板605和右肋板604之間，電調601的上面放置有上導熱硅膠613、下面放置有下導熱硅膠614，電調座611上蓋有電調安裝板612，上整流罩606通過螺絲固定安裝在左肋板605和右肋板604的上面，下整流罩607通過螺絲固定安裝在左肋板605和右肋板604的下面。

電機602通過電機固定座610并借助固定螺栓固定安裝在左肋板605和右肋板604之間。

2、后支撐組件

參照圖2(a)和圖2(b)，后支撐組件的結構與前支撐組件的結構完全相同，不再贅述。

3、機翼連接組件

參照圖2(a)和圖2(b)，機翼連接組件包括：機翼連接框608和中間整流罩609。

中間整流罩609通過螺絲固定安裝在機翼連接框608的上面和下面。

參照圖2(a)和圖2(b)，前支撐組件和后支撐組件分別通過螺絲固定安裝在機翼連接組件的前端和后端。

主動力模組B60的安裝方式：

參照圖7，主動力模組B60對稱的設置在機身10的左右兩側，并且與機身10螺紋連接，左機翼20和右機翼30分別設置在主動力模組B60的外側，并且與主動力模組B60螺紋連接。

三、副動力模組A

參照圖3(a)、圖3(b)和圖3(c)，副動力模組A70具有一個電調705和一個無刷電機710，其中，無刷電機710位于中部，并且輸出軸指向無人機的上方，螺旋槳713安裝在無刷電機710的輸出軸上。此外，副動力模組A70還具有：前主框701、后主框712、右支撐框715、左支撐框716、電調安裝座717、舵機702、舵盤714、電機安裝轉軸707、連桿709、電機安裝座708、機尾右蒙皮704和機尾左蒙皮718。

前主框701、后主框712、右支撐框715、左支撐框716和電調安裝座717通過螺絲連接在一起，并組裝成一個框架；

電調705安裝在電調安裝座717上，無刷電機710的輸入線焊接在電調705的輸出端上；

舵機702和舵盤714配套設置，并且在前主框701和后主框712上各設置一套；

無刷電機710、電機安裝轉軸707和連桿709分別通過螺絲固定安裝在電機安裝座708上，電機安裝座708通過螺絲固定安裝在前主框701和后主框712上，連桿709與舵盤714連接，電機安裝轉軸707上預壓有軸承706；

機尾右蒙皮704和機尾左蒙皮718一左一右設置，并且分別通過預緊連接螺釘703連接在前主框701和后主框712上。

機尾右蒙皮704和機尾左蒙皮718上均形成有限位槽，限位槽的形狀與連接鑲塊711相適應，機尾右蒙皮704和機尾左蒙皮718通過連接鑲塊711進行緊固。

副動力模組A70的安裝方式：

參照圖9，副動力模組A70通過預緊連接螺釘固定安裝在機身10的末端。

四、副動力模組B

參照圖4(a)和圖4(b)，副動力模組B80具有一個電調802和一個無刷電機806，其中，無刷電機806位于最后端，并且輸出軸指向無人機的后方，螺旋槳804安裝在無刷電機806的輸出軸上。此外，副動力模組B80還具有：前主框810、后主框805、右支撐框803、左支撐框807、電調安裝座808、機尾右蒙皮801和機尾左蒙皮809。

前主框810、后主框805、右支撐框803、左支撐框807和電調安裝座808通過螺絲連接在一起，并組裝成一個框架；

電調802安裝在電調安裝座808上，無刷電機806通過螺絲固定安裝在后主框805上，并且輸入線焊接在電調802的輸出端上；

機尾右蒙皮801和機尾左蒙皮809一左一右設置，并且分別通過預緊連接螺釘連接在前主框810和后主框805上。

副動力模組B80的安裝方式：

參照圖6和圖7，副動力模組B80通過預緊連接螺釘固定安裝在機身10的末端。

五、機尾塑形模組C

參照圖5(a)和圖5(b)，機尾塑形模組C90具有：前主框903、后主框905、右支撐框904、左支撐框906、電調安裝座907、電調(未圖示)、機尾右蒙皮902和機尾左蒙皮908，不具有無刷電機。

前主框903、后主框905、右支撐框904、左支撐框906和電調安裝座907通過螺絲連接在一起，并組裝成一個框架；

電調安裝在電調安裝座907上；

機尾右蒙皮902和機尾左蒙皮908一左一右設置，并且分別通過預緊連接螺釘901連接在前主框903和后主框905上。

機尾塑形模組C90的安裝方式：

參照圖8，機尾塑形模組C90通過預緊連接螺釘固定安裝在機身10的末端。

選擇使用不同的主動力模組A50、主動力模組B60、副動力模組A70、副動力模組B80和機尾塑形模組C90，可以形成多種動力組合模式，例如：

(一)、單動力尾推式滑跑起飛無人機模式：僅在機身10的末端通過預緊連接螺釘固定安裝副動力模組B80，左機翼20與機身10之間、右機翼30與機身10之間均不設置主動力模組，如圖6所示；

(二)、多動力復合式垂直起降無人機模式：在機身10的末端通過預緊連接螺釘固定安裝副動力模組B80，左機翼20與機身10之間、右機翼30與機身10之間均安裝主動力模組B60，如圖7所示；

(三)、雙動力前拉式滑跑起飛無人機模式：在機身10的末端通過預緊連接螺釘固定安裝機尾塑形模組C90，左機翼20與機身10之間、右機翼30與機身10之間均安裝主動力模組A50，如圖8所示；

(四)、垂直起降傾轉旋翼無人機模式：在機身10的末端通過預緊連接螺釘固定安裝副動力模組A70，左機翼20與機身10之間、右機翼30與機身10之間均安裝主動力模組A50，如圖8所示。

由此可見，通過選擇使用不同的主動力模組A、主動力模組B、副動力模組A、副動力模組B和機尾塑形模組C，本發明的無人機可以形成多種動力組合模式，從而使得其可以適應多種場景，通用性和平臺性得到了大幅提高。

需要說明的是，上述實施例不以任何形式限制本發明，凡采用等同替換或等效變換的方式所獲得的技術方案，均落在本發明的保護范圍內。