本發(fā)明屬于無人飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體來說是一種兩翼可同步同軸同面變后掠角的無人飛行器變翼機構(gòu)。

背景技術(shù)：

某些無人飛行器要求存儲和發(fā)射的占用空間必須較小，這就要求其機翼在起飛前必須處于完全折疊狀態(tài)。起飛后，需要兩翼快速地展開以提供升力。為了使飛行器能夠在飛行過程中實時地改變氣動外形，飛行器的變后掠機構(gòu)要能夠?qū)崿F(xiàn)無級調(diào)節(jié)和位置保持功能，即后掠角要能夠保持在工作范圍內(nèi)的任意角度位置。

縱觀飛行器的發(fā)展歷史，變后掠的變體方式是最常用也是最成功的變體方式，從上世紀30年代開始，就展開了對變后掠飛行器的研究，在上世紀60～70年代，傳統(tǒng)的變后掠方式逐漸趨于成熟。從機構(gòu)原理看，目前主要有以下幾種變后掠機構(gòu)方案：滑塊搖桿機構(gòu)、曲柄搖桿機構(gòu)、雙滑塊機構(gòu)、轉(zhuǎn)動導(dǎo)桿機構(gòu)。

滑塊搖桿機構(gòu)通過將滑塊在導(dǎo)軌上的直線運動轉(zhuǎn)換為兩側(cè)連桿的同步擺動,可以有效實現(xiàn)變后掠翼的同步變體要求,巧妙設(shè)計壓力角,還能起到放大作用。曲柄搖桿機構(gòu)由曲柄的轉(zhuǎn)動帶動兩側(cè)機翼的轉(zhuǎn)動，有單曲柄雙搖桿形式和雙曲柄雙搖桿形式，一般情況下，較難實現(xiàn)兩側(cè)機翼的精確同步轉(zhuǎn)動，且需要的驅(qū)動力矩較大，在小型仿生撲翼無人機上應(yīng)用較多。雙滑塊機構(gòu)利用兩個滑塊在指定滑軌上的直線運動，帶動機翼進行轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)后掠角的變化。轉(zhuǎn)動導(dǎo)桿機構(gòu)以導(dǎo)桿上的滑塊為主動件，利用滑塊的直線運動帶動機翼上的導(dǎo)桿轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)后掠角的變化，該機構(gòu)自身不能保證兩側(cè)機翼后掠角的同步變化，需要其它輔助手段實現(xiàn)同步，例如控制兩側(cè)驅(qū)動器同步運動。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是為了解決上述問題，設(shè)計一種更實用的兩翼可同步同軸同面變后掠角的結(jié)構(gòu)。本發(fā)明在研究變后掠翼結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)之上，根據(jù)變后掠翼結(jié)構(gòu)設(shè)計的“三同”原則，即“同步”、“同軸”、“同面”原則，其中“同步”原則是指左右機翼在后掠角變化過程中保持同步，保證飛行器為面對稱結(jié)構(gòu)，使左右兩側(cè)受到的氣動力相同，從而能夠保證橫側(cè)向的穩(wěn)定性；“同軸”原則是指左右機翼變后掠的轉(zhuǎn)軸為同一軸，可以保證左右機翼在完全后掠折疊的情況下，能夠?qū)崿F(xiàn)兩側(cè)機翼的上下重疊放置，從而縮小存儲空間；“同面”原則是指穩(wěn)定飛行狀態(tài)下，保證左右機翼處于相同平面內(nèi)，沒有上下位置差，從而避免飛行器由于不對稱側(cè)向氣動力引發(fā)的滾轉(zhuǎn)和偏航運動。

本發(fā)明提供的一種兩翼可同步同軸同面變后掠角的無人飛行器變翼機構(gòu)，包括上支撐板、下支撐板、轉(zhuǎn)軸、右機翼支架、左機翼支架、彈簧、凸塊、限位鉤、齒條A和齒條B。所述的轉(zhuǎn)軸上由下到上連接下支撐板、左機翼支架、右機翼支架和上支撐板，所述的上支撐板和下支撐板與轉(zhuǎn)軸之間過盈配合連接，所述右機翼支架和左機翼支架均套在轉(zhuǎn)軸上，可以繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)軸上與右機翼支架連接的部分的直徑為A，與左機翼支架連接的部分的直徑為B，直徑A小于直徑B，兩段轉(zhuǎn)軸之間形成軸肩。所述右機翼支架上表面由上支撐板限定，下表面由軸肩限定。在所述左機翼支架和下支撐板之間設(shè)置有一個彈簧，彈簧套在轉(zhuǎn)軸上。

所述左機翼支架和右機翼支架的根部設(shè)置有半圓齒輪結(jié)構(gòu)，所述半圓齒輪結(jié)構(gòu)分別與齒條A和齒條B嚙合，所述齒條A和齒條B的前端共同固連在一齒條固定架上，齒條固定架由外力驅(qū)動帶動齒條A和齒條B保持前后同步運動，進而齒條A和齒條B的直線運動傳動給左機翼支架和右機翼支架的轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)左右機翼的同步展開或折疊。

在所述的左機翼支架的齒輪上設(shè)置有凸塊，所述的下支撐板上設(shè)有倒“L”形限位鉤，機翼完全后掠狀態(tài)時所述限位鉤鉤住凸塊，固定住左機翼支架的垂直位置，當機翼展開狀態(tài)時所述凸塊脫離限位鉤的束縛，使左機翼支架可以在垂直方向上下運動。

本發(fā)明的優(yōu)點在于：

(1)實現(xiàn)飛行器機翼的折疊存放，減少存放空間，并可實現(xiàn)筒裝。

(2)實現(xiàn)飛行器發(fā)射階段機翼迅速展開，能夠快速建立升力，有效防止飛行器掉高甚至墜毀情況的發(fā)生。

(3)實現(xiàn)飛行器兩翼變化始終同步、同軸，在發(fā)射后迅速達到兩翼同面，盡可能的減少橫側(cè)向的干擾偏轉(zhuǎn)力矩，便于控制。

(4)實現(xiàn)飛行器后掠角在一定范圍內(nèi)的無級變化與保持。

附圖說明

圖1：本發(fā)明中兩翼可同步同軸同面變后掠角的無人飛行器變翼機構(gòu)整體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2：本發(fā)明中變翼機構(gòu)兩翼疊放時各部分位置關(guān)系示意圖。

圖3：本發(fā)明中變翼機構(gòu)兩翼展開時各部分位置關(guān)系示意圖。

圖中：

1.上支撐板； 2.下支撐板； 3.轉(zhuǎn)軸； 4.右機翼支架； 5.左機翼支架；

6.彈簧； 7.凸塊； 8.限位鉤； 9.齒條A； 10.齒條B；

11.齒條固定架；

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進行詳細說明。

為了減少變翼無人飛行器存放空間，在無人機發(fā)射前實現(xiàn)左右機翼完全后掠且上下疊放是必要的。在折疊狀態(tài)下，左右機翼應(yīng)上下錯位放置，在展開狀態(tài)下為了保持左右機翼在同一平面，為了遵循“同步、同軸、同面”原則，則必須要使疊放時的下側(cè)機翼實現(xiàn)升降運動。因而本發(fā)明設(shè)計特殊的左右機翼上下疊放結(jié)構(gòu)與驅(qū)動結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)機翼的快速升降運動，以及保證機翼展開時左右機翼同面。

本發(fā)明提供一種兩翼可同步同軸同面變后掠角的無人飛行器變翼機構(gòu)，為了實現(xiàn)兩側(cè)機翼從不同面到同面的運動，設(shè)計左側(cè)機翼是可以上下運動的，右側(cè)機翼上下方向是固定不動的。兩機翼分別由螺栓固定安裝在左機翼支架5和右機翼支架4上，當機翼完全后掠時，左側(cè)機翼隨左機翼支架5下移處于最底部，由下支撐板2支撐，這時左側(cè)機翼的上表面與右側(cè)機翼的下表面處于同一平面，使得兩側(cè)機翼可以重疊放置而不干涉。當機翼打開到后掠角6.6°后，左側(cè)機翼上升，使得左右機翼處于同一平面內(nèi)。

如圖1所示，所述的無人飛行器變翼機構(gòu)包括上支撐板1、下支撐板2、轉(zhuǎn)軸3、右機翼支架4、左機翼支架5、彈簧6、凸塊7、限位鉤8、齒條A9、齒條B10。

定義當無人機機身與地面保持水平放置時由地面指向天空的方向為垂直方向，即此時轉(zhuǎn)軸3的軸向為垂直方向。所述的右機翼支架4和左機翼支架5一端分別通過螺栓與右機翼、左機翼固連，另一端套裝在轉(zhuǎn)軸3上，可以繞轉(zhuǎn)軸3轉(zhuǎn)動，定義右機翼支架4和左機翼支架5在垂直方向的尺寸為其厚度。所述右機翼支架4和左機翼支架5靠近轉(zhuǎn)軸3一端均為半圓齒輪結(jié)構(gòu)，半圓中心處均開有貫穿右機翼支架4和左機翼支架5的中心孔，而右機翼支架4和左機翼支架5的厚度均小于機翼最大厚度。所述上支撐板1上有螺栓孔，通過螺栓與無人機機體固連，上支撐板1和下支撐板2的間距大于右機翼支架4與左機翼支架5厚度之和。上支撐板1和下支撐板2均為近似為矩形的薄板結(jié)構(gòu)，其矩形形狀的幾何中心處均開有貫穿上支撐板1、下支撐板2的中心孔，轉(zhuǎn)軸3穿過上支撐板1和下支撐板2的中心孔，與上支撐板1和下支撐板2通過過盈配合固連。右機翼支架4和左機翼支架5均設(shè)有開孔，用于將右機翼支架4和左機翼支架5套裝在轉(zhuǎn)軸3上，并且右機翼支架4上，左機翼支架5在下，都可以繞轉(zhuǎn)軸3轉(zhuǎn)動，但其中左機翼支架5可以上下運動，而轉(zhuǎn)軸3上套裝右機翼支架4部分的直徑為A，套裝左機翼支架5部分的直徑為B，直徑A小于直徑B，兩段之間形成軸肩。右機翼支架4上方由上支撐板1限位，下方由轉(zhuǎn)軸3軸肩限位，故右機翼支架4上下方向是固定不動的，只能旋轉(zhuǎn)。左機翼支架5與下支撐板2之間有一彈簧6套在轉(zhuǎn)軸3上，如圖3。當機翼完全后掠(即左右機翼上下疊放)時，左機翼支架5向下處于最底部，將彈簧6壓縮至極限狀態(tài)，并由此限位，這時左側(cè)機翼的上表面與右側(cè)機翼的下表面處于同一平面，兩側(cè)機翼上下疊放而不干涉，如圖2所示(為方便觀察，隱藏了上支撐板1)，在左右機翼上下疊放狀態(tài)，左側(cè)機翼上方由右側(cè)機翼限位，彈簧6處于壓縮狀態(tài)。當飛行器起飛或發(fā)射后，兩側(cè)機翼開始同步展開，當兩側(cè)機翼展開6.6°后，左機翼支架5由彈簧6推動上升，最終達到左機翼支架5上端頂住右機翼支架4下端的狀態(tài)，由于設(shè)計中左機翼支架5與左機翼的連接點高出左機翼支架5所在平面一個機翼厚度的距離，所以此時左右機翼達到同一平面，如圖3所示。

為了實現(xiàn)左側(cè)機翼快速的上下運動，采用驅(qū)動結(jié)構(gòu)簡單、可靠、反應(yīng)速度快的彈簧6直接驅(qū)動左機翼支架5向上移動。彈簧6安裝在中間轉(zhuǎn)軸3，直接頂住左機翼支架5。因彈簧6始終向上推左機翼支架5，為更好的儲存彈簧能量，使用一個限位鉤8，來擋住左機翼支架5的齒輪上的凸塊7。當機翼旋開始旋轉(zhuǎn)超過6.6°，齒輪上的凸塊7脫離限位鉤8的束縛，彈簧6快速將左機翼推至與右機翼同面的位置。彈簧6推動左機翼支架5上升的具體過程如下：左機翼支架5齒輪上有一凸塊7，下支撐板2上有一限位鉤8，如圖1所示。當兩側(cè)機翼完全后掠時，限位鉤8擋住左機翼支架5齒輪上的凸塊7，使凸塊7不能向上運動，進而左機翼支架5亦不能向上運動。兩側(cè)機翼在展開過程中同步轉(zhuǎn)動，兩側(cè)機翼從完全后掠狀態(tài)開始展開，在兩側(cè)機翼旋轉(zhuǎn)角度為6.6°之前，左側(cè)機翼不發(fā)生上下運動，其下方由下支撐板2限位，上方由限位鉤8擋住凸塊7的方式限位。當兩側(cè)機翼旋轉(zhuǎn)超過6.6°時，左機翼支架5齒輪上的凸塊7脫離限位鉤8的束縛，彈簧6快速將左機翼支架5向上推至左側(cè)機翼與右側(cè)機翼同面的位置。

所述凸塊7與限位鉤8的具體結(jié)構(gòu)和布置如下：凸塊7為圓柱體，其底面垂直于水平面，其中一底面伸出一螺栓，固連在左機翼支架5的側(cè)面，凸塊7底面直徑為左機翼支架5厚度的三分之二。限位鉤8為倒L形，其中“L”的頂端與下支撐板2固定連接，這樣，“L”的橫向部分就形成了一個擋鉤。限位鉤8與凸塊7的相對位置關(guān)系為：在兩翼完全后掠時凸塊7恰好卡入限位鉤8的“L”形中，其中“L”的縱向部分長度與凸塊7底面直徑相同，此時凸塊7被限位鉤8卡住，不能向上移動。而當兩翼由完全后掠開始旋轉(zhuǎn)6.6°后，凸塊7隨著左機翼支架5旋轉(zhuǎn)到限位鉤8的“L”形包絡(luò)之外，此時凸塊7即脫離限位鉤8的束縛，可以向上移動。

右機翼支架4和左機翼支架5的半圓齒輪分別與齒條A9、齒條B10嚙合。齒條A9和齒條B10相互平行并在前端共同固連在一齒條固定架11上，齒條固定架11由外力驅(qū)動(可由電機或其他外部裝置驅(qū)動)帶動齒條A9和齒條B10保持前后同步運動。通過此結(jié)構(gòu)，可以實現(xiàn)兩翼后掠角在0～90°范圍內(nèi)的無級變化，且兩側(cè)機翼轉(zhuǎn)動嚴格同步。

由于左側(cè)機翼需要實現(xiàn)升降運動，因此需要其驅(qū)動齒條B10具有較大的寬度，從而使得左機翼支架5在上下位置都能夠與齒條B10保持嚙合。

本發(fā)明未詳細描述內(nèi)容為本領(lǐng)域技術(shù)人員公知技術(shù)。