一種微型撲翼飛行器的分離式倒v型尾翼操縱機(jī)構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種微型撲翼飛行器的分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)，包括機(jī)體架、右尾舵機(jī)、右尾舵機(jī)搖臂、右連桿、右鉸鏈、右尾舵、右尾舵搖臂、左尾舵、左尾舵搖臂、左連桿、左鉸鏈、左尾舵機(jī)搖臂、左尾舵機(jī)、左倒V型支架、右倒V型支架；機(jī)體架上兩側(cè)分別安裝有左倒V型支架、右倒V型支架，分別通過左鉸鏈、右鉸鏈連接左尾舵、右尾舵，左倒V型支架上安裝有左尾舵機(jī)，左尾舵機(jī)搖臂一端連接左尾舵機(jī)，另一端連接左連桿，左連桿的另一端連接左尾舵搖臂，右倒V型支架上安裝有右尾舵機(jī)，右尾舵機(jī)搖臂一端連接右尾舵機(jī)，另一端連接右連桿，右連桿的另一端連接右尾舵搖臂。本發(fā)明具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性強(qiáng)、操縱效率高等優(yōu)點(diǎn)。
【專利說明】一種微型撲翼飛行器的分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于微型撲翼飛行器【技術(shù)領(lǐng)域】，是一種新型的微型撲翼飛行器尾翼操縱機(jī)構(gòu)。

【背景技術(shù)】
[0002]微型撲翼飛行器是一種模仿動物飛行的新型飛行器。與固定翼和旋翼飛行器相t匕，撲翼的主要特點(diǎn)是可以將舉升、懸停和推進(jìn)功能集成于一體，無需螺旋槳或噴氣裝置，可以用很小的能量進(jìn)行長距離飛行，同時具有很強(qiáng)的機(jī)動性和靈活性，更適于執(zhí)行軍事偵察任務(wù)。
[0003]鳥類、昆蟲、蝙蝠、以及遠(yuǎn)古的翼龍是能夠進(jìn)行動力飛行的四大類生物。氣動外形上，鳥類屬于有尾撲翼布局，昆蟲、蝙蝠和翼龍屬于無尾撲翼布局。從飛行仿生學(xué)角度來看，目前能夠真正實(shí)現(xiàn)飛行的微型撲翼飛行器主要分為仿鳥型、仿昆蟲型兩種。仿昆蟲型的撲翼飛行器主要通過雙翼的復(fù)雜運(yùn)動或四翼中兩翼的迎角變化實(shí)現(xiàn)飛行操縱。仿鳥型撲翼飛行器主要通過以下三種機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)飛行操縱:一、采用與常規(guī)固定翼飛行器相同的倒T型尾翼或正V型尾翼實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航操縱。二、采用單片式似鳥尾翼,通過推拉和扭轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航操縱。三、通過改變左右撲翼薄膜翼根段后緣的高度，使左右撲翼安裝角變化，實(shí)現(xiàn)偏航操縱；通過改變撲動速度，操縱撲翼飛行器高度變化。在現(xiàn)有仿鳥型撲翼飛行器的三種飛行操縱機(jī)構(gòu)中，第一種采用與常規(guī)固定翼相同的尾翼結(jié)構(gòu)，由于撲翼飛行器的飛行速度一般低于常規(guī)固定翼飛行器，所以這種尾翼往往舵效不夠，特別在撲翼飛行器飛行的低速段難以操縱飛機(jī)，其中的正V型尾翼，由于左右舵面距離較近，同樣不能提供足夠的橫向力矩；第二種采用單片式似鳥尾翼，這是一種仿生設(shè)計，能夠較好的進(jìn)行撲翼飛行器的俯仰和偏航操縱，但由于單片式的似鳥尾翼基本上是剛性的，不能做到像真實(shí)鳥類一樣靈活改變羽毛角度，所以仍然無法實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制，只能笨拙的飛行；第三種采用改變左右撲翼安裝角的方式實(shí)現(xiàn)偏航，撲動速度改變高度，這也是市面上多數(shù)玩具撲翼飛行器的操縱方式，但這種方式不但不能有效的實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱，甚至連俯仰操縱也難以實(shí)現(xiàn)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有微型撲翼飛行器機(jī)動和敏捷性較弱的現(xiàn)狀，改善微型撲翼飛行器的飛行性能，提高操縱效率，發(fā)明基于對鳥類腳蹼的仿生設(shè)計，提出一種操縱效率高、結(jié)構(gòu)簡單、可靠性強(qiáng)的微型撲翼飛行器分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)。
[0005]在鳥類群體中，有一些長有大型腳蹼的水棲鳥類。經(jīng)過大量觀察，科學(xué)家發(fā)現(xiàn)在飛行中這些鳥類會將腳蹼展開作為飛行操縱面使用，這些鳥類中以海鸚最為出名。而分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)正是一種基于海鸚腳蹼的仿生設(shè)計，放大后的“腳蹼”式尾翼較大的提高了微型撲翼飛行器的機(jī)動和敏捷性。試驗(yàn)型微型撲翼飛行器在換裝分離式倒V型尾翼后，能夠進(jìn)行筋斗和橫滾機(jī)動，極大的提高了飛行性能。
[0006]一種微型撲翼飛行器的分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)，包括機(jī)體架、右尾舵機(jī)、右尾舵機(jī)搖臂、右連桿、右鉸鏈、右尾舵、右尾舵搖臂、左尾舵、左尾舵搖臂、左連桿、左鉸鏈、左尾舵機(jī)搖臂、左尾舵機(jī)、左倒V型支架、右倒V型支架；機(jī)體架上兩側(cè)分別安裝有左倒V型支架、右倒V型支架，左倒V型支架、右倒V型支架分別通過左鉸鏈、右鉸鏈連接左尾舵、右尾舵，左尾舵和右尾舵之間設(shè)有距離，使整個尾舵的展長達(dá)到全機(jī)翼展的1/3以上；左倒V型支架上安裝有左尾舵機(jī)，左尾舵機(jī)搖臂一端連接左尾舵機(jī)，另一端連接左連桿，左連桿的另一端連接左尾舵搖臂，右倒V型支架上安裝有右尾舵機(jī)，右尾舵機(jī)搖臂一端連接右尾舵機(jī)，另一端連接右連桿，右連桿的另一端連接右尾舵搖臂。
[0007]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于:
[0008](I)對飛行器操縱效率高，可有效提升微型撲翼飛行器的橫向控制性能；
[0009](2)飛行器機(jī)動敏捷性強(qiáng)，可以進(jìn)行普通微型撲翼飛行器難以實(shí)施的橫滾、筋斗等動作；
[0010](3)結(jié)構(gòu)簡單、可靠性強(qiáng)。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0011]圖1是微型撲翼飛行器的分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)示意圖；
[0012]圖2分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)安裝示意圖；
[0013]圖3倒V型尾翼角度、位置示意圖；
[0014]圖4俯仰?呆縱不意圖；
[0015]圖5橫航向操縱示意圖；
[0016]圖中:
[0017]1.機(jī)體架；2.右尾舵機(jī)；3.右尾舵機(jī)搖臂；
[0018]4.右連桿；5.右鉸鏈；6.右尾舵；
[0019]7.右尾舵搖臂；8.左尾舵；9.左尾舵搖臂；
[0020]10.左連桿；11.左鉸鏈；12.左尾舵機(jī)搖臂；
[0021]13.左尾舵機(jī)；14.左倒V型支架；15.右倒V型支架

【具體實(shí)施方式】
[0022]下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。
[0023]飛行器的滾轉(zhuǎn)一般來說靠大幅度改變機(jī)體左右升力差來實(shí)現(xiàn)；對于微型撲翼飛行器來講，由于撲翼是動部件，在其上安裝或改裝大幅度改變升力差的機(jī)構(gòu)是困難的；而在撲翼機(jī)后部左右兩端靜部件處安裝兩個舵面機(jī)構(gòu)是很容易實(shí)現(xiàn)的，只要這兩個舵面距離縱軸足夠遠(yuǎn)，在將其推拉到不同角度時，便可為飛行器帶來強(qiáng)烈的橫航向力矩；而且兩個舵面同時推或同時拉動作，又可起到升降舵的作用操縱飛行器的俯仰；并且，如果將這兩個舵面布置成正V或倒V布局，還可以提高飛行器的航行安定性，改善航向操縱性。
[0024]根據(jù)上述原理，本發(fā)明是一種微型撲翼飛行器的分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)，如圖1、圖2所示，包括機(jī)體架1、右尾舵機(jī)2、右尾舵機(jī)搖臂3、右連桿4、右鉸鏈5、右尾舵6、右尾舵搖臂7、左尾舵8、左尾舵搖臂9、左連桿I O、左鉸鏈11、左尾舵機(jī)搖臂12、左尾舵機(jī)13、左倒V型支架14、右倒V型支架15。
[0025]機(jī)體架I上安裝有左倒V型支架14、右倒V型支架15，從機(jī)身前方觀察，左倒V型支架14和右倒V型支架15呈“ Λ ”型布置，與水平面角度均呈30度，如圖3所示；左倒V型支架14、右倒V型支架15分別通過左鉸鏈11、右鉸鏈5連接左尾舵8、右尾舵6，左尾舵8和右尾舵6分開足夠的距離，保證整個尾舵的展長達(dá)到全機(jī)翼展的1/3以上，以保證橫向操縱時有足夠的滾轉(zhuǎn)力矩，如圖3所示。
[0026]左倒V型支架14上安裝有左尾舵機(jī)13，左尾舵機(jī)搖臂12 —端連接左尾舵機(jī)13，另一端連接左連桿10，左連桿10的另一端連接左尾舵搖臂9，右倒V型支架15上安裝有右尾舵機(jī)2，右尾舵機(jī)搖臂3 —端連接右尾舵機(jī)2，另一端連接右連桿4，右連桿4的另一端連接右尾舵搖臂7。
[0027]左尾舵機(jī)13和右尾舵機(jī)2的動作將分別帶動左尾舵8和右尾舵6上偏或下偏；左鉸鏈11、右鉸鏈5對左尾舵8、右尾舵6和左倒V型支架14、右倒V型支架15的連接穩(wěn)固且靈活，左尾舵8和右尾舵6在左尾舵機(jī)13和右尾舵機(jī)2的推拉下能夠自如轉(zhuǎn)動，左尾舵機(jī)13和右尾舵機(jī)2保留足夠的偏轉(zhuǎn)動作角度，保證左尾舵8、右尾舵6上下偏轉(zhuǎn)角度都大于30度，可在橫向操縱時保證飛行器有足夠的滾轉(zhuǎn)力矩。
[0028]左尾舵機(jī)13和右尾舵機(jī)2處于中立位置(指未進(jìn)行順時針旋轉(zhuǎn)也未進(jìn)行逆時針旋轉(zhuǎn)的中間狀態(tài))時，左尾舵8和右尾舵6均處于上偏10度到15度的位置，以保證在無操縱時飛行器的飛行處于配平狀態(tài)。
[0029]注:機(jī)體架I上同時安裝有動力機(jī)構(gòu)、減速機(jī)構(gòu)、遙控設(shè)備、電源、左右主翼等部件來實(shí)現(xiàn)撲翼飛行器的可控飛行，由于這些部件與本發(fā)明中所述操縱機(jī)構(gòu)無關(guān)，所以在結(jié)構(gòu)介紹和附圖中將其省略。
[0030]裝配時:
[0031]將左尾舵機(jī)13膠結(jié)在左倒V型支架14相應(yīng)槽內(nèi)，將右尾舵機(jī)2膠結(jié)在右倒V型支架15相應(yīng)槽內(nèi)；將左尾舵搖臂9膠結(jié)在左尾舵8相應(yīng)槽內(nèi)，將右尾舵搖臂3膠結(jié)在右尾舵6相應(yīng)槽內(nèi)。
[0032]用左鉸鏈11將左倒V型支架14和左尾舵8銷接在一起；用右鉸鏈5將右倒V型支架15和右尾舵6銷接在一起。
[0033]將左連桿10的一端插入左尾舵搖臂9的孔中，將左連桿10的另一端插入左尾舵機(jī)搖臂12的孔中，將左尾舵機(jī)搖臂12壓緊在左尾舵機(jī)13上，將右連桿4的一端插入右尾舵搖臂7的孔中，將右連桿4的另一端插入右尾舵機(jī)搖臂3的孔中，將右尾舵機(jī)搖臂3壓緊在右尾舵機(jī)2上。
[0034]當(dāng)完成上述實(shí)施過程后，具體應(yīng)用時操縱過程如下:
[0035]左尾舵機(jī)13順時針動作一定角度，右尾舵機(jī)2逆時針動作同樣角度，受前向來流作用，左尾舵8、右尾舵6上分別產(chǎn)生2個大小相同的向下的氣動力F，飛行器整體受到抬頭力矩M的作用抬頭；左尾舵機(jī)13逆時針動作一定角度，右尾舵機(jī)2順時針動作同樣角度，受前向來流作用，左尾舵8、右尾舵6上分別產(chǎn)生2個大小相同的向上的氣動力F，飛行器整體受到低頭力矩M的作用低頭,如圖4所示。
[0036]左尾舵機(jī)13順時針小幅度動作一定角度，右尾舵機(jī)2順時針動作同樣角度，受前向來流作用，左尾舵8上產(chǎn)生向上的較小的氣動力F，右尾舵6上產(chǎn)生向下的較小的氣動力F，飛行器整體受到左偏航力矩M的作用左偏航；左尾舵機(jī)13逆時針小幅度動作一定角度，右尾舵機(jī)2逆時針動作同樣角度，受前向來流作用，左尾舵8上產(chǎn)生向下的較小的氣動力F，右尾舵6上產(chǎn)生向上的較小的氣動力F，飛行器整體受到右偏航力矩M的作用右偏航，如圖5所示。
[0037]左尾舵機(jī)13順時針大幅度動作一定角度，右尾舵機(jī)2順時針動作同樣角度，受前向來流作用，左尾舵8上產(chǎn)生向上的較大的氣動力F，右尾舵6上產(chǎn)生向下的較大的氣動力F，飛行器整體受到左滾轉(zhuǎn)力矩M的作用左滾轉(zhuǎn)；左尾舵機(jī)13逆時針大幅度動作一定角度，右尾舵機(jī)2逆時針動作同樣角度，受前向來流作用，左尾舵8上產(chǎn)生向下的較大的氣動力F，右尾舵6上產(chǎn)生向上的較大的氣動力F，飛行器整體受到右滾轉(zhuǎn)力矩M的作用飛行器右滾轉(zhuǎn)，如圖5所示。
【權(quán)利要求】
1.一種微型撲翼飛行器的分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)，包括機(jī)體架、右尾舵機(jī)、右尾舵機(jī)搖臂、右連桿、右鉸鏈、右尾舵、右尾舵搖臂、左尾舵、左尾舵搖臂、左連桿、左鉸鏈、左尾舵機(jī)搖臂、左尾舵機(jī)、左倒V型支架、右倒V型支架；機(jī)體架上兩側(cè)分別安裝有左倒V型支架、右倒V型支架，左倒V型支架、右倒V型支架分別通過左鉸鏈、右鉸鏈連接左尾舵、右尾舵，左尾舵和右尾舵之間設(shè)有距離，使整個尾舵的展長達(dá)到全機(jī)翼展的1/3以上；左倒V型支架上安裝有左尾舵機(jī)，左尾舵機(jī)搖臂一端連接左尾舵機(jī)，另一端連接左連桿，左連桿的另一端連接左尾舵搖臂，右倒V型支架上安裝有右尾舵機(jī)，右尾舵機(jī)搖臂一端連接右尾舵機(jī)，另一端連接右連桿，右連桿的另一端連接右尾舵搖臂。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種微型撲翼飛行器的分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)，所述的左倒V型支架、右倒V型支架與水平面角度均呈30度。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種微型撲翼飛行器的分離式倒V型尾翼操縱機(jī)構(gòu)，所述的左尾舵機(jī)和右尾舵機(jī)處于中立位置時,左尾舵和右尾舵均上偏10度到15度。
【文檔編號】B64C33/02GK104260883SQ201410503538
【公開日】2015年1月7日 申請日期:2014年9月26日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月26日
【發(fā)明者】向錦武, 孫毅, 李道春, 甄沖, 范新 申請人:北京航空航天大學(xué)