一种火星多旋翼飞行器机身箱体结构

1.本发明属于旋翼式火星飞行器技术领域，特别是涉及一种火星多旋翼飞行器机身箱体结构。


背景技术：

2.火星探测对拓展人类的生存空间、探索生命的起源具有重要意义。目前的主要火星探测方式为火星车探测。
3.鉴于目前火星车尚未具备大范围视觉探测、着陆区域未知地形三维地图构建及自主路径规划等功能，利用火星飞行器的局部探测能力，可定点观测火星漫游车难以到达的区域，从而提高火星探测任务效率。
4.火星表面恶劣环境，现有旋翼飞行器的机身无法在火星表面使用。


技术实现要素：

5.本发明目的是为了解决现有旋翼飞行器的机身无法在火星表面使用的问题，提出了一种火星多旋翼飞行器机身箱体结构。
6.本发明是通过以下技术方案实现的，本发明提出一种火星多旋翼飞行器机身箱体结构，所述机身箱体结构包括外壳、隔热壳和内部装置三层结构；所述外壳用于阻止火星表面灰尘进入箱体内部，影响电控系统及其他内部装置工作，并且提供太阳能电池玻片、旋翼臂杆和飞行器轮腿的安装接口；所述隔热壳用于阻止火星表面环境和箱体内部热量交换，为电控系统和其他内部装置提供适宜的工作温度；所述内部装置为飞行器提供动力和控制信号。
7.进一步地，所述外壳包括：外壳主侧板1、外壳斜侧板2、太阳能电池板连接架11、外壳顶板12、外壳底板16、底部加强板17和135
°
角件18；
8.外壳主侧板1和外壳斜侧板2均为4个，彼此间隔排列，相邻外壳主侧板1和外壳斜侧板2之间在顶部和底部安装2个135
°
角件18，彼此通过螺栓连接；外壳主侧板1顶部中心预留孔位，用于安装旋翼臂杆；外壳顶板12和外壳底板16分别安装于顶部和底部，与135
°
角件18通过螺栓连接；太阳能电池板连接架11安装在外壳顶板12外侧中心位置，与外壳顶板12通过螺栓连接，用于安装太阳能电池玻片；底部加强板17安装于外壳底板16外侧，与内部三面角件9通过螺栓连接。
9.进一步地，所述隔热壳包括：隔热侧板3、电池底板6和隔热顶板13；
10.隔热侧板3为4个，彼此之间间隔内部隔板10排列；隔热侧板3夹持于旋翼臂杆固定角件19和外壳主侧板1之间；电池底板6夹持于三面角件9和外壳底板16之间，与三面角件9通过过渡配合卡紧；隔热顶板13夹持于三面角件9和外壳顶板16之间，与三面角件9通过过渡配合卡紧。
11.进一步地，所述内部装置包括：电控板4、电池下隔板5、电池7、90
°
角件8、三面角件9、内部隔板10、电池顶板14、电池上隔板15和旋翼臂杆固定角件19；
12.内部隔板10为4个，分别垂直布置于外壳主侧板1内侧中心；每个内部隔板10与外壳主侧板1通过上下各2个三面角件9螺栓连接；内部隔板10靠近外壳主侧板1一边中间位置两侧对称安装2个旋翼臂杆固定角件19，内部隔板10与旋翼臂杆固定角件19通过螺纹连接；内部隔板10远离外壳主侧板1一边上下两端各对称安装两个三面角件9，用于卡紧隔热顶板13和电池底板6；电控板4为4个，安装在相邻两旋翼臂杆固定角件19之间，通过螺栓连接；电池下隔板5与内部隔板10通过8个90
°
角件8螺栓连接，电池下隔板5的4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板10；电池上隔板15与内部隔板10通过8个90
°
角件8螺栓连接，电池上隔板15的4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板10；电池顶板14的4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板10；电池7为15个，安装在电池上隔板15、电池下隔板5和电池底板6对应槽孔内。
13.本发明的有益效果为：
14.1、本发明结构设计科学合理，通过各种角件连接各层壳体和其他内部结构。各层壳体采用轻量化设计，降低机身自重并提高飞行器带载能力。各种角件采用碳纤维材料，保证强度的同时能够降低机身自重，进一步提高飞行器带载能力。
15.2、本发明考虑了不同尺寸的飞行器外部结构，为太阳能电池玻片、旋翼臂杆和飞行器轮腿预留模块化接口，能够适应多种任务需要。
附图说明
16.图1为本发明所述的火星多旋翼飞行器机身箱体结构的三维结构轴侧视图。
17.图2为本发明所述的火星多旋翼飞行器机身箱体结构的三维结构正视图。
18.图3为本发明所述的火星多旋翼飞行器机身箱体结构的三维结构下视图。
19.图4为本发明所述的火星多旋翼飞行器机身箱体结构的三维结构轴沿a-a处的剖面视图。
20.图5为本发明所述的火星多旋翼飞行器机身箱体结构的三维结构轴沿b-b处的剖面视图。
21.图6为本发明所述的火星多旋翼飞行器机身箱体结构的三维结构轴沿c-c处的剖面视图。
具体实施方式
22.下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
23.如图1至图6所示，本发明提出一种火星多旋翼飞行器机身箱体结构，所述机身箱体结构包括外壳、隔热壳和内部装置三层结构；所述外壳用于阻止火星表面灰尘进入箱体内部，影响电控系统及其他内部装置工作，并且提供太阳能电池玻片、旋翼臂杆和飞行器轮腿的安装接口；所述隔热壳用于阻止火星表面环境和箱体内部热量交换，为电控系统和其他内部装置提供适宜的工作温度；所述内部装置为飞行器提供动力和控制信号。
24.所述外壳包括：外壳主侧板1、外壳斜侧板2、太阳能电池板连接架11、外壳顶板12、外壳底板16、底部加强板17和135
°
角件18；
25.外壳主侧板1和外壳斜侧板2均为4个，彼此间隔排列，相邻外壳主侧板1和外壳斜侧板2之间在顶部和底部安装2个135
°
角件18，彼此通过螺栓连接；外壳主侧板1顶部中心预留孔位，用于安装旋翼臂杆；外壳顶板12和外壳底板16分别安装于顶部和底部，与135
°
角件18通过螺栓连接；太阳能电池板连接架11安装在外壳顶板12外侧中心位置，与外壳顶板12通过螺栓连接，用于安装太阳能电池玻片；底部加强板17安装于外壳底板16外侧，与内部三面角件9通过螺栓连接。
26.所述隔热壳包括：隔热侧板3、电池底板6和隔热顶板13；
27.隔热侧板3为4个，彼此之间间隔内部隔板10排列；隔热侧板3夹持于旋翼臂杆固定角件19和外壳主侧板1之间；电池底板6夹持于三面角件9和外壳底板16之间，与三面角件9通过过渡配合卡紧；隔热顶板13夹持于三面角件9和外壳顶板16之间，与三面角件9通过过渡配合卡紧。
28.所述内部装置包括：电控板4、电池下隔板5、电池7、90
°
角件8、三面角件9、内部隔板10、电池顶板14、电池上隔板15和旋翼臂杆固定角件19；
29.内部隔板10为4个，分别垂直布置于外壳主侧板1内侧中心；每个内部隔板10与外壳主侧板1通过上下各2个三面角件9螺栓连接；内部隔板10靠近外壳主侧板1一边中间位置两侧对称安装2个旋翼臂杆固定角件19，内部隔板10与旋翼臂杆固定角件19通过螺纹连接；内部隔板10远离外壳主侧板1一边上下两端各对称安装两个三面角件9，用于卡紧隔热顶板13和电池底板6；电控板4为4个，安装在相邻两旋翼臂杆固定角件19之间，通过螺栓连接；电池下隔板5与内部隔板10通过8个90
°
角件8螺栓连接，电池下隔板5的4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板10；电池上隔板15与内部隔板10通过8个90
°
角件8螺栓连接，电池上隔板15的4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板10；电池顶板14的4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板10；电池7为15个，安装在电池上隔板15、电池下隔板5和电池底板6对应槽孔内。
30.实施例
31.如图1至图6所示，本发明采用以下具体方式实施：
32.本发明提出一种火星多旋翼飞行器机身与内部布置结构，包括：外壳主侧板1、外壳斜侧板2、隔热侧板3、电控板4、电池下隔板5、电池底板6、电池7、90
°
角件8、三面角件9、内部隔板10、太阳能电池板连接架11、外壳顶板12、隔热顶板13、电池顶板14、电池上隔板15、外壳底板16、底部加强板17、135
°
角件18和旋翼臂杆固定角件19。
33.内部隔板10为4个，每个内部隔板10两面四角位置处采用螺栓连接三面角件9共6个，其中卡槽上方顶角不安装三面角件9。每个内部隔板10两面卡槽位置处采用螺栓连接90
°
角件8共4个。每个内部隔板10外边小孔位置处采用螺栓连接安装2个旋翼臂杆固定角件19。
34.分别将电池上隔板15和电池下隔板5卡入4个内部隔板10的卡槽内，并通过螺栓连接与卡槽附近的90
°
角件8锁紧形成隔板组合。
35.将隔板组合下部的三面角件9共16个嵌入电池底板6对应槽孔内。
36.将15个电池7插入隔板组合对应孔位，底部嵌入电池底板6对应槽孔内。
37.将4个电控板4分别安装在隔板组合中相邻旋翼臂杆固定角件19上，采用螺栓连接。
38.分别将4个隔热侧板3卡入电控板4两侧角件之间，然后将4个外壳主侧板1的孔位
对准隔板组合中三面角件9的孔位，并通过螺栓连接。每个外壳主侧板1外侧均可安装1组旋翼臂杆。
39.相邻两外壳主侧板1上下两端通过135
°
角件18螺栓连接。
40.将4个外壳斜侧板2的孔位对准4组上下两135
°
角件18的孔位，并采用螺栓连接。
41.电池7上方盖上电池顶板14，然后将8个三面角件9安装在内部隔板10空余孔位上，采用螺栓连接。
42.将隔热顶板13孔为对准隔板组合上方16个三面角件9并嵌入。
43.机身箱体结构上方盖上外壳顶板12，下方盖上外壳底板16，分别与内部三面角件9通过螺栓连接。
44.外壳顶板12外侧中心处通过螺栓连接安装太阳能电池板连接架11。太阳能电池板连接架11可以安装1片太阳能电池玻片。
45.外壳底板16外侧通过螺栓连接底部加强板17。底部加强板17可以安装4组飞行器轮腿。
46.以上对本发明所提出的一种火星多旋翼飞行器机身箱体结构进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

技术特征：
1.一种火星多旋翼飞行器机身箱体结构，其特征在于：所述机身箱体结构包括外壳、隔热壳和内部装置三层结构；所述外壳用于阻止火星表面灰尘进入箱体内部，影响电控系统及其他内部装置工作，并且提供太阳能电池玻片、旋翼臂杆和飞行器轮腿的安装接口；所述隔热壳用于阻止火星表面环境和箱体内部热量交换，为电控系统和其他内部装置提供适宜的工作温度；所述内部装置为飞行器提供动力和控制信号。2.根据权利要求1所述的机身箱体结构，其特征在于，所述外壳包括：外壳主侧板(1)、外壳斜侧板(2)、太阳能电池板连接架(11)、外壳顶板(12)、外壳底板(16)、底部加强板(17)和135
°
角件(18)；外壳主侧板(1)和外壳斜侧板(2)均为4个，彼此间隔排列，相邻外壳主侧板(1)和外壳斜侧板(2)之间在顶部和底部安装2个135
°
角件(18)，彼此通过螺栓连接；外壳主侧板(1)顶部中心预留孔位，用于安装旋翼臂杆；外壳顶板(12)和外壳底板(16)分别安装于顶部和底部，与135
°
角件(18)通过螺栓连接；太阳能电池板连接架(11)安装在外壳顶板(12)外侧中心位置，与外壳顶板(12)通过螺栓连接，用于安装太阳能电池玻片；底部加强板(17)安装于外壳底板(16)外侧，与内部三面角件(9)通过螺栓连接。3.根据权利要求1所述的机身箱体结构，其特征在于，所述隔热壳包括：隔热侧板(3)、电池底板(6)和隔热顶板(13)；隔热侧板(3)为4个，彼此之间间隔内部隔板(10)排列；隔热侧板(3)夹持于旋翼臂杆固定角件(19)和外壳主侧板(1)之间；电池底板(6)夹持于三面角件(9)和外壳底板(16)之间，与三面角件(9)通过过渡配合卡紧；隔热顶板(13)夹持于三面角件(9)和外壳顶板(16)之间，与三面角件(9)通过过渡配合卡紧。4.根据权利要求1所述的机身箱体结构，其特征在于，所述内部装置包括：电控板(4)、电池下隔板(5)、电池(7)、90
°
角件(8)、三面角件(9)、内部隔板(10)、电池顶板(14)、电池上隔板(15)和旋翼臂杆固定角件(19)；内部隔板(10)为4个，分别垂直布置于外壳主侧板(1)内侧中心；每个内部隔板(10)与外壳主侧板(1)通过上下各2个三面角件(9)螺栓连接；内部隔板(10)靠近外壳主侧板(1)一边中间位置两侧对称安装2个旋翼臂杆固定角件(19)，内部隔板(10)与旋翼臂杆固定角件(19)通过螺纹连接；内部隔板(10)远离外壳主侧板(1)一边上下两端各对称安装两个三面角件(9)，用于卡紧隔热顶板(13)和电池底板(6)；电控板(4)为4个，安装在相邻两旋翼臂杆固定角件(19)之间，通过螺栓连接；电池下隔板(5)与内部隔板(10)通过8个90
°
角件(8)螺栓连接，电池下隔板(5)4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板(10)；电池上隔板(15)与内部隔板(10)通过8个90
°
角件(8)螺栓连接，电池上隔板(15)4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板(10)；电池顶板(14)4个顶角通过卡槽嵌入内部隔板(10)；电池(7)为15个，安装在电池上隔板(15)、电池下隔板(5)和电池底板(6)对应槽孔内。

技术总结
本发明提出一种火星多旋翼飞行器机身箱体结构。本发明涉及旋翼式火星飞行器领域，具体的是一种火星多旋翼飞行器机身与内部布置结构，包括外壳、隔热壳和其他内部结构。所述外壳包裹于隔热壳外部，顶部中心安装太阳能电池板连接架，其他内部结构安装于隔热壳内部。本发明提供了一种飞行器箱体的结构方案，能够在火星环境下保护飞行器电控元件及电池。火星环境下保护飞行器电控元件及电池。火星环境下保护飞行器电控元件及电池。


技术研发人员：全齐全 吴元旭 朱凯杰 董雅超 唐德威 蔡皓 吴奇 邓宗全
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：2023.02.27
技术公布日：2023/5/24