尾坐式飛行器的變體尾撐機構(gòu)以及變體尾撐方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種尾撐機構(gòu)，具體涉及一種尾坐式飛行器的變體尾撐機構(gòu)以及變體尾撐方法。
【背景技術(shù)】
[0002]垂直起降能力和定點懸停能力是如今飛行器特別重視和追逐的目標(biāo)，尤其在小型和微型無人飛行器中更為明顯。垂直起降能力可以使飛行器不再受起飛和降落場地狀況的限制，懸停功能更是使飛行器具有了定點凝視監(jiān)察和定點投放物品的能力。這些由垂直起降和懸停技術(shù)帶來的常規(guī)飛行器望塵莫及的能力引發(fā)了全球范圍內(nèi)的火熱研究，包括軍方與企業(yè)，例如谷歌一直研發(fā)的無人機快遞功能。
[0003]尾坐式起飛的飛行器作為垂直起降飛行器中最為常見的一種備受關(guān)注，尾坐式飛行器可以方便的通過操縱舵面偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)起飛、巡航到降落的過程，以及實現(xiàn)巡航到懸停的姿態(tài)轉(zhuǎn)換。
[0004]尾坐式飛行器需要機尾著地，為不損傷尾翼，傳統(tǒng)方式為:需要在機身外部增加只具有支撐功能的撐桿等結(jié)構(gòu)，例如，中國專利公開號102133926A，公開日2011年7月27日，發(fā)明名稱為一種尾坐式垂直起降無人飛行器，該申請公開了一種通過尾翼翼梢位置安裝起落架的尾坐式垂直起降無人飛行器。
[0005]上述方式存在的主要問題為:由于需要在機身外部額外增加撐桿或起落架等支撐結(jié)構(gòu)，一方面，增加了飛行器的死重，并且增加了巡航時的飛行阻力，影響了飛行器巡航性能；另一方面，當(dāng)飛行器通過支撐結(jié)構(gòu)降落到地面時，僅僅通過支撐結(jié)構(gòu)支撐飛機全部重量，再通過尾翼將支撐結(jié)構(gòu)受力傳給機身，因此尾翼受力較大，需要加強尾翼結(jié)構(gòu)，從而使尾翼具有較重的重量，進一步降低了飛行效率。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]針對現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種尾坐式飛行器的變體尾撐機構(gòu)以及變體尾撐方法，可有效解決上述問題。
[0007]本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下:
[0008]本發(fā)明提供一種尾坐式飛行器的變體尾撐機構(gòu)，包括機尾變體結(jié)構(gòu)(10)以及機尾變體驅(qū)動機構(gòu)(20)；
[0009]其中，所述機尾變體結(jié)構(gòu)(10)包括第1蒙板(11)、第2蒙板(12)、第3蒙板(13)和第4蒙板(14);所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)均為由機身的尾端沿機身軸線向后延伸出的蒙板，并且，所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)均與所述機身鉸接；
[0010]所述機尾變體驅(qū)動機構(gòu)(20)設(shè)置于所述機尾變體結(jié)構(gòu)(10)的內(nèi)腔中，包括電機(21)、減速齒輪組(22)、絲杠(23)、內(nèi)螺紋套筒(24)、第1驅(qū)動桿組(25)、第2驅(qū)動桿組
(26)、第3驅(qū)動桿組(27)和第4驅(qū)動桿組(28);
[0011]其中，所述電機(21)固定安裝于機身的內(nèi)部；所述減速齒輪組(22)包括嚙合的第1齒輪和第2齒輪，并且，所述第1齒輪套設(shè)固定到所述電機(21)的輸出軸；所述第2齒輪套設(shè)固定到所述絲杠(23)的一端；當(dāng)所述電機(21)啟動后，通過所述減速齒輪組(22)帶動所述絲杠(23)進行同步轉(zhuǎn)動；并且，所述絲杠(23)與所述機身的軸線同軸；
[0012]所述內(nèi)螺紋套筒(24)套設(shè)于所述絲杠(23)的外部，所述內(nèi)螺紋套筒(24)和所述絲杠(23)組成為絲桿螺母副，當(dāng)所述絲杠(23)轉(zhuǎn)動時，驅(qū)動所述內(nèi)螺紋套筒(24)沿所述絲杠(23)的軸向進行往復(fù)升降運動；
[0013]所述內(nèi)螺紋套筒(24)的四周呈中心對稱設(shè)置所述第1驅(qū)動桿組(25)、所述第2驅(qū)動桿組(26)、所述第3驅(qū)動桿組(27)和所述第4驅(qū)動桿組(28);所述第1驅(qū)動桿組(25)、所述第2驅(qū)動桿組(26)、所述第3驅(qū)動桿組(27)和所述第4驅(qū)動桿組(28)的一端均與所述內(nèi)螺紋套筒(24)的外壁鉸接，另一端分別與所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)鉸接，當(dāng)所述內(nèi)螺紋套筒(24)沿所述絲杠(23)的軸向下降移動時，同時驅(qū)動所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)相對于機身向外轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)將機尾結(jié)構(gòu)打開變體為支撐結(jié)構(gòu)的功能；而當(dāng)所述內(nèi)螺紋套筒(24)沿所述絲杠(23)的軸向上升移動時，同時驅(qū)動所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)相對于機身向內(nèi)轉(zhuǎn)動，并且第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)的側(cè)壁相互緊密接觸形成筒狀結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)將支撐結(jié)構(gòu)閉合變體為常規(guī)機尾結(jié)構(gòu)的功能。
[0014]優(yōu)選的，所述第1驅(qū)動桿組(25)、所述第2驅(qū)動桿組(26)、所述第3驅(qū)動桿組(27)和所述第4驅(qū)動桿組(28)的結(jié)構(gòu)均相同。
[0015]優(yōu)選的，對于所述第1驅(qū)動桿組(25)，包括:連桿(25-1)和控制搖桿(25_2);所述連桿(25-1)的一端鉸接到所述內(nèi)螺紋套筒(24)的外壁，所述連桿(25-1)的另一端鉸接到所述第1蒙板(11)的A位置點；所述連桿(25-1)靠近所述第1蒙板(11)的一端開設(shè)有滑槽(25-3);所述控制搖桿(25-2)的一端鉸接到所述第1蒙板(11)的B位置點，所述控制搖桿(25-2)的另一端固定安裝有滑銷(25-4)，所述滑銷(25-4)置于所述滑槽(25_3)中，可沿所述滑槽(25-3)滑動。
[0016]優(yōu)選的，所述絲桿螺母副還包括軸承(29);所述絲杠(23)的一端套設(shè)所述第2齒輪；所述絲杠(23)的主體具有外螺紋；在第2齒輪和外螺紋之間設(shè)置有與絲杠同軸的圓柱臺階凹槽；所述圓柱臺階凹槽外套設(shè)固定所述軸承(29)的內(nèi)圈。
[0017]優(yōu)選的，所述軸承(29)為可同時承受徑向力和軸向力的角接觸球軸承；所述軸承
(29)的外圈與機身固定連接。
[0018]優(yōu)選的，用于與所述內(nèi)螺紋套筒(24)螺紋連接的絲桿外螺紋的螺紋升角小于螺紋的當(dāng)量摩擦角，使所述絲桿螺母副具有自鎖功能。
[0019]優(yōu)選的，所述機尾變體結(jié)構(gòu)(10)的外壁固定安裝有尾翼，飛機尾翼沿垂直于機身軸線和蒙板方向固連在機尾變體結(jié)構(gòu)(10)上。
[0020]本發(fā)明還提供一種尾坐式飛行器的變體尾撐方法，包括以下步驟:
[0021]步驟1，當(dāng)尾坐式飛行器需要降落或懸停時，驅(qū)動電機(21)轉(zhuǎn)動，電機(21)通過減速齒輪組(22)帶動絲杠(23)進行同步轉(zhuǎn)動；再通過螺紋連接，將絲杠(23)的轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)換為內(nèi)螺紋套筒(24)沿絲杠軸線的平動，并且，移動方向為遠離機身方向；
[0022]步驟2，當(dāng)內(nèi)螺紋套筒(24)移動時，內(nèi)螺紋套筒(24)作為曲柄滑塊機構(gòu)中的滑塊，推動連桿動作，再由連桿同時驅(qū)動各個蒙板相對于機身向外轉(zhuǎn)動；同時，在連桿動作時，每個驅(qū)動桿組的控制搖桿所安裝的滑銷在滑槽中向頂端移動，當(dāng)電機停止轉(zhuǎn)動時，滑銷到達滑槽頂端；在連桿和控制搖桿的雙重作用下，實現(xiàn)將各個蒙板打開，打開狀態(tài)的蒙板組成支撐結(jié)構(gòu)，可支撐飛行器，由此實現(xiàn)將機尾結(jié)構(gòu)打開變體為支撐結(jié)構(gòu)的功能；
[0023]步驟3，驅(qū)動電機(21)反向轉(zhuǎn)動，使內(nèi)螺紋套筒(24)沿絲杠軸線向機身方向平動時，可完成各個蒙板閉合的動作，閉合后的蒙板組成機尾結(jié)構(gòu)，保證飛行器高效巡航，由此實現(xiàn)將支撐結(jié)構(gòu)閉合變體為常規(guī)機尾結(jié)構(gòu)的功能。
[0024]優(yōu)選的，當(dāng)蒙板打開，機尾變體結(jié)構(gòu)(10)變體為支撐結(jié)構(gòu)時，支撐結(jié)構(gòu)對飛行器進行支撐時的傳力路線為:
[0025]支撐力分解為三路；第一支路支撐力通過充當(dāng)曲柄部件的各個蒙板向上傳遞到機身前端，最終傳遞到機身梁框；第二路支撐力通過控制搖桿傳給連桿；第三路支撐力直接傳給連桿；然后，連桿將所受到的支撐力通過機尾變體驅(qū)動機構(gòu)直接傳給機身梁框，控制搖桿與部分蒙板和連桿組成三角形穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，提高了傳力的可靠性。
[0026]本發(fā)明提供的尾坐式飛行器的變體尾撐機構(gòu)以及變體尾撐方法具有以下優(yōu)點:
[0027]本發(fā)明同時具有操縱飛行器和地面上支撐飛行器兩種功能，使飛行器通過本身部件支撐飛行器，且不影響飛行器巡航性能，還具有結(jié)構(gòu)緊湊有效、可靠性高和重量輕的優(yōu)點，提高了飛行器在巡航和懸停狀態(tài)的氣動效率，適合于尾坐式飛行器的著地支撐以及懸停定點投放任