本發(fā)明涉及多旋翼飛行器領(lǐng)域，特別涉及一種多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)。

背景技術(shù)：

多旋翼飛行器以其卓越的穩(wěn)定性和優(yōu)良的可控性越來越受到關(guān)注，在航空拍攝、空中監(jiān)視等多種應(yīng)用領(lǐng)域中日益占據(jù)重要的地位。

雖然多旋翼飛行器具有很多優(yōu)點，但現(xiàn)有的多旋翼飛行器由于旋翼數(shù)量較多，以機身為中心向外輻狀安裝的、用于旋翼支撐的支撐臂數(shù)量眾多，導(dǎo)致多旋翼飛行器體積較大，給飛行器的制造、運輸、攜帶和儲存等帶來諸多不便。

采用折疊方式對多旋翼飛行器進行改造可以有效解決其體積問題，現(xiàn)有技術(shù)中有采用C形或U形卡槽進行折疊限位的方案，其在折疊時利用卡槽結(jié)構(gòu)靜變形進行限位，使用時容易產(chǎn)生疲勞失效，影響使用壽命；有采用拆卸螺釘或插拔式結(jié)構(gòu)進行限位的方案，折疊操作復(fù)雜且可靠性較差。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是為了克服上述問題，提供一種多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)，用于多旋翼飛行器的旋翼臂折疊操作。

為達到上述目的，本發(fā)明采用的方法是：包括凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸、按壓限位板、彈簧、機身連接殼、機身連接限位件和旋翼臂。

所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸兩端與機身連接限位件一端的孔鉸接并穿過機身連接殼側(cè)邊上的孔，與所述的旋翼臂固定連接。其中段位置處沿周向按一定角度依次設(shè)置有一個凸輪式結(jié)構(gòu)和一個棘輪式結(jié)構(gòu)。

所述的按壓限位板為近似L形的折彎板結(jié)構(gòu)，其上側(cè)邊安裝在所述的機身連接限位件一端的滑槽內(nèi)，底部開有用于與所述的彈簧一端連接的盲孔，上端穿過所述的機身連接殼上部的孔，中間開有槽，且該槽結(jié)構(gòu)由L形折彎板的上部豎直板延伸到下部水平板上。

所述的彈簧安裝在機身連接殼內(nèi)部孔內(nèi)的支撐桿上，另一端插入所述的按壓限位板底部的盲孔內(nèi)。所述的彈簧在旋翼臂折疊前后以及折疊過程中一直處于壓縮狀態(tài)。

所述的機身連接殼為殼體結(jié)構(gòu)，與飛行器機身固定連接，其側(cè)邊開有允許所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸端部穿過的通孔，殼上部開有允許所述的按壓限位板上端穿過的通孔，其殼內(nèi)底部還設(shè)有盲孔，該盲孔內(nèi)設(shè)有突起支撐桿，用于安裝所述的彈簧。

所述的機身連接限位件一端與飛行器機身固定連接，另一端設(shè)有與所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸鉸接配合的通孔和與按壓限位板配合的滑槽結(jié)構(gòu)。

所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸的凸輪式結(jié)構(gòu)的左右兩個側(cè)面在折疊前后分別與所述的按壓限位板槽的下部端面和水平板的端面接觸配合，其棘輪式結(jié)構(gòu)的一個側(cè)面在折疊前與所述的機身連接限位件的上表面接觸配合。

作為本發(fā)明的優(yōu)選，所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸的凸輪式結(jié)構(gòu)側(cè)邊內(nèi)傾，與外弧當(dāng)?shù)胤ň€呈5°至30°的小銳角，所述的按壓限位板的水平板的端面底端向上內(nèi)傾，在折疊后所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸的凸輪式結(jié)構(gòu)的右側(cè)邊與所述的按壓限位板的水平板端面形成面接觸或楔形壓緊配合。

有益效果：

本發(fā)明技術(shù)方案相比傳統(tǒng)方案，在旋轉(zhuǎn)軸上采用凸輪式結(jié)構(gòu)和棘輪式結(jié)構(gòu)的混合設(shè)計，能夠進行精確的周向限位。此外，限位機構(gòu)采用面接觸和楔形壓緊配合的方式可以容忍加工制造的誤差并增強限位效果。本方案通過一鍵按壓式設(shè)計對多旋翼飛行器的旋翼臂進行快速的折疊，整體機構(gòu)制造簡單、操作便捷，具有良好的可靠性并提高了疲勞壽命。

附圖說明

圖1為多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)未折疊狀態(tài)下的正面示意圖；

圖2為按壓限位板的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為機身連接殼的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4為機身連接限位件的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5為多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)折疊過程中的背面示意圖；

圖6為多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)折疊過程中的正面示意圖；

圖7為多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)折疊后的正面示意圖；

圖8為旋翼臂折疊后凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸和按壓限位板的接觸結(jié)構(gòu)示意圖。

圖1至圖8中所示， 1、凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸，2、按壓限位板，21、按壓限位板底部盲孔，22、按壓限位板中間槽，3、彈簧，4、機身連接殼，41、機身連接殼側(cè)邊通孔，42、機身連接殼上邊通孔，43、機身連接殼底部盲孔，44、機身連接殼突起支撐桿，5、機身連接限位件，51、機身連接限位件通孔，52、機身連接限位件滑槽，6、旋翼臂。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和具體實施例，進一步闡明本發(fā)明，本實施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進行實施，應(yīng)理解這些實施例僅用于說明本發(fā)明而不用于限制本發(fā)明的范圍。

實施例1：

如圖1和圖5所示分別為多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)未折疊狀態(tài)下的正面和折疊過程中的背面示意圖。本實施例公開的多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)主要包括凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1、按壓限位板2、彈簧3、機身連接殼4、機身連接限位件5和旋翼臂6。如圖2至圖4所示分別為按壓限位板2、機身連接殼4和機身連接限位件5的結(jié)構(gòu)示意圖。

所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1兩端與機身連接限位件5一端的孔51鉸接并穿過機身連接殼4側(cè)邊上的孔41，與所述的旋翼臂6固定連接。其中段位置處沿周向按一定角度依次設(shè)置有一個凸輪式結(jié)構(gòu)和一個棘輪式結(jié)構(gòu)。

所述的按壓限位板2為近似L形的折彎板結(jié)構(gòu)，其上側(cè)邊安裝在所述的機身連接限位件5一端的滑槽52內(nèi)，底部開有用于與所述的彈簧3一端連接的盲孔21，上端穿過所述的機身連接殼4上部的孔42，中間開有槽22，且該槽結(jié)構(gòu)由L形折彎板的上部豎直板延伸到下部水平板上。

所述的彈簧3安裝在機身連接殼4內(nèi)部孔43內(nèi)的支撐桿44上，另一端插入所述的按壓限位板2底部的盲孔21內(nèi)。所述的彈簧3在旋翼臂6折疊前后以及折疊過程中一直處于壓縮狀態(tài)。

所述的機身連接殼4為殼體結(jié)構(gòu)，與飛行器機身固定連接，其側(cè)邊開有允許所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1端部穿過的通孔41，殼上部開有允許所述的按壓限位板2上端穿過的通孔42，其殼內(nèi)底部還設(shè)有盲孔43，該盲孔內(nèi)設(shè)有突起支撐桿44，用于安裝所述的彈簧3。

所述的機身連接限位件5一端與飛行器機身固定連接，另一端設(shè)有與所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1鉸接配合的通孔51和與按壓限位板2配合的滑槽52結(jié)構(gòu)。

所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1的凸輪式結(jié)構(gòu)的左右兩個側(cè)面在折疊前后分別與所述的按壓限位板槽2的下部端面和水平板的端面接觸配合，其棘輪式結(jié)構(gòu)的一個側(cè)面在折疊前與所述的機身連接限位件5的上表面接觸配合。

如圖6所示為本實施例公開的多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)折疊過程中的正面示意圖，其特征在于：所述的按壓限位板2在外力的按壓作用下向下運動一個小位移，使所述的彈簧3從初始壓縮狀態(tài)進一步壓縮，所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1沿順時針方向旋轉(zhuǎn)，其凸輪式結(jié)構(gòu)的外弧面與所述的按壓限位板2的水平板上表面接觸，所述的旋翼臂6在凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1的帶動下旋轉(zhuǎn)，進行折疊運動。

如圖7所示為本實施例公開的多旋翼飛行器旋翼臂折疊機構(gòu)折疊后的正面示意圖，其特征在于：所述的按壓限位板2在彈簧3的作用下與凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1壓緊接觸，所述的旋翼臂6在所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1的帶動下到達預(yù)設(shè)的折疊位置。

如圖8所示為本實施的旋翼臂折疊后凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸和按壓限位板的接觸結(jié)構(gòu)示意圖，所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1的凸輪式結(jié)構(gòu)側(cè)邊內(nèi)傾，與外弧當(dāng)?shù)胤ň€呈5°至30°的小銳角α，所述的按壓限位板2的水平板的端面底端向上內(nèi)傾，所述的凸棘輪旋轉(zhuǎn)軸1的凸輪式結(jié)構(gòu)的右側(cè)邊與所述的按壓限位板2的水平板端面形成面接觸或楔形壓緊配合。

本發(fā)明方案所公開的技術(shù)手段不僅限于上述技術(shù)手段所公開的技術(shù)手段，還包括由以上技術(shù)特征任意組合所組成的技術(shù)方案。以上所述是本發(fā)明的具體實施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也視為本發(fā)明的保護范圍。