本發(fā)明涉及飛行器技術領域，特別是涉及一種多旋翼飛行器。

背景技術：

旋翼類飛行器，由于具有良好的機動性和操縱性，在各個領域中都有著廣泛的應用。由于電池驅動的旋翼類無人飛行器，受到電池容量的限制，續(xù)航時間普遍較短，限制了該類飛行器的應用。采用油動發(fā)動機或者增大旋翼尺寸，都會對機體結構帶來較大振動，目前結構形式上采用單桿支撐的多旋翼飛行器已無法滿足實際的應用需求，需要一種結構布局更加高效的多旋翼飛行器。

技術實現(xiàn)要素：

為了克服上述現(xiàn)有技術的不足，減少由于結構變化帶來的不利影響，提高旋翼類飛行器的續(xù)航性能。本發(fā)明提出了一種多旋翼飛行器，能夠保證機體強度及剛度能夠滿足性能要求，解決了大尺寸旋翼與油動發(fā)動機難以在單桿支撐結構中應用的難題。同時機體結構采用模塊化設計制造工藝，具備分解包裝運輸，現(xiàn)場快速組裝的功能。

本發(fā)明采用以下任一技術方案。

一種多旋翼飛行器,包括起落架，中框，與中框連接的n個外伸架以及位于各個外伸架上的動力端頭，其特征在于，所述中框包括正n邊形頂面和正n邊形底面以及連接頂面的邊和底面的頂點的三角形側面，所述n為4、6、8等偶數(shù)。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，所述三角形側面為等腰三角形或等邊三角形。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，旋翼個數(shù)為4個、6個、8個等偶數(shù)個。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，所述外伸架的橫截面從側面開始往外逐漸減小直至端面。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，所述外伸架具有一個或多個三角形隔框，所述側面、所述隔框和所述端面相互成相似三角形。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，相鄰的所述側面、所述隔框和所述端面之間通過主桿和斜桿連接。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，所述動力端頭安裝于所述端面上。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，所述外伸架與所述中框，所述外伸架與所述動力端頭之間采用螺栓或者快拆結構連接。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，所述外伸架與所述中框采用金屬或碳纖維復合材料制成。

根據(jù)上述任一技術方案，其特征在于，所述斜桿的兩個連接接頭是焊接接頭、金屬接頭或者碳纖維一體化接頭。

在一個更為具體的技術方案中，提供了一種多旋翼飛行器，由起落架、中框、多個與中框連接的外伸架以及位于各個外伸架上的動力端頭組成。外伸架采用等強度準則設計，截面為三角形，并從側面與中框連接處開始，截面不斷減小至端面，側面用于連接中框，端面用于連接動力端頭。根據(jù)外伸架的長度，外伸架內(nèi)部具備一個或者多個隔框，相鄰的端面、隔框和側面之間由斜桿和主桿連接。外伸架的數(shù)量根據(jù)動力端頭數(shù)量而定，可以為4個、6個、8個等偶數(shù)個。中框外形根據(jù)外伸架的數(shù)量相應修改，用于組合多個外伸架，由正多邊形頂面和正多邊形底面以及連接頂面的邊和底面的頂點的三角形側面組成。起落架安裝于外伸架下部，一般與外伸架及中框均有連接。外伸架與中框間采用螺栓或者快拆結構連接，可以實現(xiàn)快速拆裝的功能。

本發(fā)明帶來的有益效果包括以下一項或多項：

1、新的結構設計與目前廣泛采用的多旋翼單桿外伸支架不同， 截面根據(jù)等強度設計準則設計，比剛度和比強度都更高，有效的提高了結構的承載效率，且其結構適用于復合材料成型或者金屬焊接，適用于不同的加工制造方法。

2、為大尺寸多旋翼設計提供了一種結構設計方法，當旋翼尺寸增加，現(xiàn)有單桿外伸方案無法解決結構承載及振動問題時，本發(fā)明提供了一種有效可靠的解決方案。

3、機體結構采用模塊化設計，便于飛行器的拆裝及轉運，通用化的結構形式可以適用于4、6、8旋翼等多旋翼飛行器的設計中，且外伸架可以在不同機型間相互替換使用。

附圖說明

下面結合附圖和具體實施方式對本發(fā)明作進一步詳細說明。

圖1表示本發(fā)明多旋翼飛行器的一種實例示意圖

圖2表示本發(fā)明多旋翼飛行器機體結構的示意圖

圖3表示本發(fā)明多旋翼飛行器機體結構的側向示意圖

圖4表示本發(fā)明多旋翼飛行器外伸架的正視和俯視示意圖

圖5表示本發(fā)明多旋翼飛行器中框的示意圖

圖1中：1、起落架，2、中框，3、外伸架，4、動力端頭。

圖4中：31、端面，32、斜桿，33、連接接頭，34、隔框，35、主桿，36、側面。

具體實施方式

下面結合附圖對本發(fā)明進行說明，所描述的優(yōu)選實施例僅用于說明和解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

如圖1-圖3所示，本發(fā)明由起落架1、中框2、多個與中框2連接的外伸架3以及位于各個外伸架3上的動力端頭4組成。外伸架3的數(shù)量根據(jù)動力端頭4數(shù)量而定，可以為4個、6個、8個等偶數(shù)個。

如圖4所示，外伸架3采用等強度準則設計，截面為三角形，并從側面36與中框2連接處開始，截面不斷減小至端面31，側面36用于連接中框2，端面31用于連接動力端頭4。根據(jù)外伸架3的長度， 外伸架3內(nèi)部具備一個或者多個隔框34，相鄰的端面31、隔框34和側面36之間由斜桿32和主桿35連接。

如圖5所示，中框2外形根據(jù)外伸架3的數(shù)量相應修改，用于組合多個外伸架3，由正多邊形頂面和正多邊形底面以及連接頂面的邊和底面的頂點的三角形側面組成。

上述的起落架1安裝于外伸架3下部，一般與外伸架3及中框2均有連接。

上述的外伸架3與中框2、外伸架3與動力端頭4之間采用螺栓或者快拆結構連接，可以實現(xiàn)快速拆裝的功能。

上述的外伸架3與中框2采用金屬或碳纖維復合材料加工制作而成。

尤其的，當機體結構采用金屬材料時，外伸架3的端面31、斜桿32、隔框34、主桿35、側面36之間的連接接頭33為焊接接頭。

尤其的，當機體結構采用碳纖維復合材料時，外伸架3內(nèi)部斜桿32、隔框34、主桿35采用碳纖維復合材料制作，端面31、側面36根據(jù)受力情況可選擇碳纖維復合材料或者金屬材料，連接接頭33為金屬接頭或者碳纖維一體化接頭。

發(fā)明人從飛行器的初始方案設計到后期驗證試驗開展了大量的創(chuàng)造性工作。在前期的試制過程中，發(fā)明人發(fā)現(xiàn)單桿支撐的多旋翼結構形式，在更換了油動發(fā)動機后，由于發(fā)動機與旋翼的振動，出現(xiàn)了單桿失效折斷的情況，單桿方案無法滿足使用要求，如果要增加旋翼的尺寸，單桿的承載能力會進一步下降。通過采用金屬材料完成上述方案的實施，可以在相同機體結構重量的情況下，載重量比單桿支撐結構提高47％，而采用全碳纖維復合材料制作的機體，載重量可以提高85％以上。外伸架采用三角形截面，增加了承載面積，提高了結構承載剛度，能夠滿足結構振動要求。外伸架采用等強度準則設計，外伸架長度可以根據(jù)旋翼尺寸適當增加，同時不會降低機體結構的承載能力，機體結構可拓展。