阅读说明：本技术 一种复合材料无人机粘接结构及其粘接方法 (Composite material unmanned aerial vehicle bonding structure and bonding method thereof ) 是由 徐忠海 蔡朝灿 赫晓东 王荣国 杨帆 刘文博 于 2021-09-24 设计创作，主要内容包括：一种复合材料无人机粘接结构及其粘接方法,涉及一种粘接结构及其粘接方法。本发明解决了现有的无人机机身与机翼的连接处由于受力复杂,存在胶接处易断裂的问题。本发明的机身和机翼相对布置,机翼与机身之间插接,且通过结构胶胶接固定。方法：步骤一：对机身的连接部和机翼的连接部进行清洗；步骤二：先在机翼的连接部上涂覆有一层结构胶,将碳纤维增强复合层粘贴在结构胶上,再在碳纤维增强复合层上涂覆一层结构胶,静置20秒-40秒；步骤三：将机翼插装在机身上；步骤四：待机身与机翼的胶接处连接牢固后,在漏斗形的大端和倒漏斗形的大端贴附有纤维增强复合层,至此,完成了机身与机翼的连接。本发明用于无人机粘接。(A composite material unmanned aerial vehicle bonding structure and a bonding method thereof relate to a bonding structure and a bonding method thereof. The invention solves the problem that the joint of the fuselage and the wing of the existing unmanned aerial vehicle is easy to break due to complex stress. The fuselage and the wings of the aircraft are oppositely arranged, and the wings are inserted into the fuselage and are fixed by structural adhesive. The method comprises the following steps: the method comprises the following steps: cleaning the connecting part of the fuselage and the connecting part of the wing; step two: coating a layer of structural adhesive on a connecting part of the wing, pasting the carbon fiber reinforced composite layer on the structural adhesive, coating a layer of structural adhesive on the carbon fiber reinforced composite layer, and standing for 20-40 seconds; step three: inserting the wings on the fuselage; step four: after the glue joint of the fuselage and the wing is firmly connected, fiber reinforced composite layers are attached to the funnel-shaped large end and the inverted funnel-shaped large end, so that the connection of the fuselage and the wing is completed. The invention is used for bonding the unmanned aerial vehicle.)

一种复合材料无人机粘接结构及其粘接方法

技术领域

本发明涉及一种粘接结构及其粘接方法，具体涉及一种复合材料无人机粘接结构及其粘接方法，属于复合材料无人机制作领域。

背景技术

随着无人机应用领域的不断增加，根据使用者对无人机使用性能需求的不同，直接影响了无人机的制作工艺和无人机的结构。而目前的无人机机身与机翼之间的连接方式，也因其不同的使用性能需求不同，例如：有的机身与机翼之间需要采用插接的方式，有的需要胶接，有的则需要一体成形等等。

对于采用胶粘连接方式时，现有技术是将机身与机翼的连接部分别制成锥形，然后进行胶粘，虽然该方式避免了螺栓连接时占用机身内部空间的问题，但是由于无人机在飞行过程中会产生抖动、振动，由于机身与机翼连接处受力复杂，存在胶接处易断裂的问题。

综上所述，现有的无人机机身与机翼的连接处由于受力复杂，存在胶接处易断裂的问题。

发明内容

本发明为了解决现有的无人机机身与机翼的连接处由于受力复杂，存在胶接处易断裂的问题。进而提供了一种复合材料无人机粘接结构及其粘接方法。

本发明的技术方案是一种复合材料无人机粘接结构，它包括机身和机翼，它还包括结构胶，机身和机翼相对布置，机翼与机身之间插接，且通过带有碳纤维增强复合层的结构胶胶接固定；机身的连接部由上至下依次设有上过渡凸台、第一插接凸块、第二插接凸块、机身连接件和下过渡凸台，第一插接凸块和第二插接凸块之间设有机身插接槽；机翼的连接部由上至下依次设有上浮动让位凸台、机翼连接件、第三插接凸块和下浮动让位凸台，第三插接凸块和下浮动让位凸台之间设有机翼插接槽；其中，机身连接件插接在机翼插接槽内，机翼连接件插接在机身插接槽内，机身上的第一插接凸块、第二插接凸块与机翼上的第三插接凸块和下浮动让位凸台之间凹凸插接配合。

本发明还提供了一种粘接方法，它包括以下步骤：

步骤一：对机身的连接部和机翼的连接部进行清洗；

步骤二：先在机翼的连接部上涂覆有一层结构胶，将碳纤维增强复合层粘贴在结构胶上，再在碳纤维增强复合层上涂覆一层结构胶，静置20秒-40秒；

步骤三：将机翼插装在机身1上；

插装过程中，将机翼在机身内往复滑动，待结构胶产生粘性后固定不动；

步骤四：待机身与机翼的胶接处连接牢固后，在漏斗形的大端和倒漏斗形的大端贴附有纤维增强复合层，至此，完成了机身与机翼的连接。

本发明与现有技术相比具有以下改进效果：

1、本发明的机身与机翼之间连接采用了胶接与插接相结合的方式进行连接，此种连接方式相比于传统的胶接，能够有效的避免和减少机翼开裂的问题，因为本发明机翼2与机身1之间的缝隙为2-10mm，该缝隙中填充满了结构胶，该结构胶具有一定柔性，该柔性能够起到对机翼在振动和抖动时产生的变形量。

2、本发明采用的插接结构，能够防止机翼与机身掉落，保证了无人机飞行过程中的安全性能。

3、本发明的粘接方法简单，而且在结构胶之间还填充了碳纤维增强复合层，该碳纤维增强复合层是通过褶皱的形式进行粘接的，因此，能够增加连接强度，而且该复合层夹在机翼插接槽2-5和机身插接槽1-6内，更加保证了整个机翼与机身之间的连接强度。

附图说明

图1是机翼安装在机身上的结构示意图。图2是机翼与机身连接处的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1至图2说明本实施方式，本实施方式的一种复合材料无人机粘接结构，它包括机身1和机翼2，它还包括结构胶3，机身1和机翼2相对布置，机翼2与机身1之间插接，且通过带有碳纤维增强复合层的结构胶3胶接固定；机身1的连接部由上至下依次设有上过渡凸台1-1、第一插接凸块1-2、第二插接凸块1-3、机身连接件1-4和下过渡凸台1-5，第一插接凸块1-2和第二插接凸块1-3之间设有机身插接槽1-6；机翼2的连接部由上至下依次设有上浮动让位凸台2-1、机翼连接件2-2、第三插接凸块2-3和下浮动让位凸台2-4，第三插接凸块2-3和下浮动让位凸台2-4之间设有机翼插接槽2-5；其中，机身连接件1-4插接在机翼插接槽2-5内，机翼连接件2-2插接在机身插接槽1-6内，机身1上的第一插接凸块1-2、第二插接凸块1-3与机翼2上的第三插接凸块2-3和下浮动让位凸台2-4之间凹凸插接配合。

具体实施方式二：结合图2说明本实施方式，本实施方式的上过渡凸台1-1与上浮动让位凸台2-1之间的缝隙形成漏斗形。如此设置，便于漏斗大端在受到机翼上下抖动或者振动时能够提供足够的柔性力。其它组成和连接关系与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：结合图2说明本实施方式，本实施方式的下过渡凸台1-5与下浮动让位凸台2-4之间的缝隙形成倒漏斗形。如此设置，便于漏斗大端在受到机翼上下抖动或者振动时能够提供足够的柔性力。其它组成和连接关系与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：结合图2说明本实施方式，本实施方式的机翼2与机身1之间的缝隙为2-10mm。如此设置，便于提供足够的柔性力，同时能够将碳纤维增强复合层融入。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二或三相同。

具体实施方式五：结合图2说明本实施方式，本实施方式的机身连接件1-4和机翼连接件2-2的端部均为“T”字形连接件。如此设置，便于提高连接强度，同时还能够防止机身和机翼之间脱落；其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三或四相同。

具体实施方式六：结合图2说明本实施方式，本实施方式还包括纤维增强复合层4，纤维增强复合层4分别安装在漏斗形的大端和倒漏斗形的大端。如此设置，防止结构层长期使用后，造成老化和连接强度低的问题。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四或五相同。

具体实施方式七：结合图2说明本实施方式，本实施方式的机身1与机翼2连接部的上部和下部之间的距离渐增。如此设置，为机翼在振动和抖动过程中提供足够的弯曲变形空间。其它组成和连接关系与具体实施方式一至六中任意一项相同。

具体实施方式八：结合图2说明本实施方式，本实施方式的粘接方法，它包括以下步骤：

步骤一：对机身1的连接部和机翼2的连接部进行清洗；

步骤二：先在机翼2的连接部上涂覆有一层结构胶3，将碳纤维增强复合层粘贴在结构胶3上，再在碳纤维增强复合层上涂覆一层结构胶3，静置20秒-40秒；

步骤三：将机翼2插装在机身1上；

插装过程中，将机翼2在机身1内往复滑动，待结构胶3产生粘性后固定不动；

步骤四：待机身1与机翼2的胶接处连接牢固后，在漏斗形的大端和倒漏斗形的大端贴附有纤维增强复合层4，至此，完成了机身1与机翼2的连接。

具体实施方式九：结合图2说明本实施方式，本实施方式的碳纤维增强复合层以褶皱的形式粘贴在结构胶3上。如此设置，便于提高连接强度。其它组成和连接关系与具体实施方式一至八中任意一项相同。

本实施方式中所采用的碳纤维增强复合材料为纤维布层，能够起到纤维增强力学性能的作用。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。