CN108791810B - 一种机翼倾转控制机构以及飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种机翼倾转控制机构以及飞行器。所述机翼倾转控制机构包括：转动轴，用于与机翼固定连接并带动机翼转动；转轴支架，用于固定设置在飞行器上，与所述转动轴转动连接，在与所述转动轴转动连接的位置设置有限位部；限位件，与所述转动轴固定连接，在所述限位件上设置有与所述限位部相对应的第一限位面和第二限位面，随着所述转动轴的转动，第一限位面或第二限位面分别能够与所述限位部相抵，所述转动轴继续被施加转动力，使第一限位面或第二限位面与所述限位部持续相抵。本发明的一个技术效果在于本发明能够稳固的限位机翼相对于机身的位置，不存在限位虚位，保证飞行器的飞行品质。
Description
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，更具体地，涉及一种机翼倾转控制机构以及飞行器。
背景技术
无人机是无人驾驶飞机的简称，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。因其成本低，效率较高，无人员伤亡风险，生存能力强，机动性能好，使用方便等优点，目前广泛应用于各个行业领域，例如军事、影视等行业。
在航天领域，无人机设置前翼可以将水平稳定面放在主翼前面。可使主翼上方产生涡流，可提高失速攻角。而可动的前翼除了用以产生涡流外，还用于改善飞行过程中安定性骤降的问题，同时也可减少配平阻力。无人机机翼的倾转机构中的机翼、动力方向、倾转起落架的倾转位置多驱动设备或/和驱动传动机构的旋转角度决定，为了保证机翼、动力方向固定在某一角度工作，例如水平状态(平飞状态)，起飞或降落状态(竖直状态)，倾转机构的驱动设备或/和驱动传动机构必须保持在这个特定位置，如图1中所示的无人机，因此对倾转控制机构提出了较高的控制精度要求。但在现有技术中，驱动设备或/和驱动传动机构，例如舵机或者控制机翼转动的减速机，其传动齿轮等部件配合时存在一定的间隙，因此在机翼和倾转动力倾转到某一角度时，整个倾转机构依然可以在这个间隙造成的虚位中转动，影响无人机的飞行品质。
因此，有必要提供一种改进的机翼倾转控制机构。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种机翼倾转控制机构的新技术方案。
根据本发明的第一方面，提供了一种机翼倾转控制机构，包括：
转动轴，用于与机翼固定连接并带动机翼转动；
转轴支架，用于固定设置在飞行器上，与所述转动轴转动连接，在与所述转动轴转动连接的位置设置有限位部；
限位件，与所述转动轴固定连接，在所述限位件上设置有与所述限位部相对应的第一限位面和第二限位面，随着所述转动轴的转动，第一限位面或第二限位面分别能够与所述限位部相抵，所述第一限位面和第二限位面限位所述转动轴在一个角度范围内转动；
当第一限位面或第二限位面与所述限位部相抵时，所述转动轴继续被施加转动力，使第一限位面或第二限位面与所述限位部持续相抵。
可选地，所述第一限位面和第二限位面限位所述转动轴的转动角度范围为0°-90°。
可选地，所述限位件上设置有用于安装动力机构的底座，所述底座随着所述转动轴转动，当所述第一限位面或第二限位面与所述限位部相抵时，所述动力机构能够相对于飞行器分别提供向上或向前的拉力。
可选地，所述限位件上还设置有起落架，所述起落架随着所述转动轴转动，当所述拉力的方向相对于飞行器向前时，所述起落架相对于飞行器被收起，当所述拉力的方向相对于飞行器向上时，所述起落架相对于飞行器被打开。
可选地，所述限位件包括有延伸部，所述底座和起落架分别与所述延伸部上相对的两端连接且错位设置，所述延伸部靠近所述底座的一端与所述转动轴固定连接。
可选地，所述底座、延伸部和起落架一体成型。
可选地，所述转轴支架包括有支臂，所述转轴支架通过所述支臂固定在飞行器上，所述支臂位于所述起落架的转动轨迹上，当所述拉力的方向相对于飞行器向前时，所述起落架与所述支臂相抵。
可选地，所述转轴支架上设置有第一连接件和第二连接件，所述转动轴穿过所述第一连接件和第二连接件与所述转轴支架转动连接，所述限位部和所述限位件设置在所述第一连接件和第二连接件之间。
可选地，还包括舵机，所述舵机与所述转动轴传动连接，驱动所述转动轴转动。
根据本发明的另一个方面，还提供一种飞行器，包括上述的机翼倾转控制机构。
根据本公开的一个实施例，本发明能够稳固的限位机翼相对于机身的位置，不存在限位虚位，保证飞行器的飞行品质。
通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
被结合在说明书中并构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同其说明一起用于解释本发明的原理。
图1是现有技术中一种无人机的结构示意图。
图2是本发明一种具体实施方式的示意图。
图3是图2中A处的局部放大示意图。
图4是本发明一种具体实施方式的结构***示意图。
图5是本发明一种具体实施方式的局部结构***示意图。
图6是本发明一种具体实施方式的顺时针转动效果示意图。
图7是本发明一种具体实施方式的转动状态示意图。
图8是本发明一种具体实施方式的逆时针转动效果示意图。
图9是本发明一种具体实施方式的一种使用效果状态示意图。
图10是本发明一种具体实施方式的另一种使用效果状态示意图。
图中：1转动轴，2转轴支架，21限位部，22第一连接件，23第二连接件，24支臂，25限位孔，3限位件，31第一限位面，32第二限位面，33底座，34起落架，35延伸部，36转动孔，37装配孔，38逃料孔，39逃料凹槽，4飞行器，41前翼，42机身，43动力机构，44固定翼。
具体实施方式
现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。
以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。
对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
本发明提供的一种机翼倾转控制机构，如图2-8中所示的，包括转动轴1、转轴支架2和限位件3。所述转动轴1能够转动，能够与飞行器的机翼固定连接，在转动时带动机翼转动，使得机翼能够倾转。所述转轴支架2能够固定设置在飞行器上。所述转轴支架2与所述转动轴1转动连接，为转动轴1的转动提供支撑。所述转轴支架2在与所述转动轴1转动连接的位置处设置有限位部21。所述限位件3与所述转动轴1固定连接，随着所述转动轴1的转动而转动。
在所述限位件3上设置有与所述限位部21相对应的第一限位面31和第二限位面32。随着所述转动轴1的转动，第一限位面31或第二限位面32分别能够与所述限位部21相抵，即所述限位部21设置在所述第一限位面31和第二限位面32的转动轨迹上，阻碍所述转动轴1继续转动，限位所述转动轴1，也就能够限位机翼相对于机身的位置。例如图6-8中所示的，当限位件3顺时针转动时，第一限位面31能够与所述限位部21相抵，阻碍所述转动轴1继续顺时针转动；当限位件3逆时针转动时，第二限位面32能够与所述限位部21相抵，阻碍所述转动轴1继续逆时针转动，通过与限位部21相配合，所述第一限位面31和第二限位面32能限位所述转动轴1在一定的角度范围内转动，限位机翼相对于机身具有两个预设位置。
当第一限位面31或第二限位面32与所述限位部21相抵时，所述转动轴1继续被施加转动力，使第一限位面31或第二限位面32与所述限位部21持续相抵，通过转动力的施加以及限位部21在相抵时提供的反作用力的夹合作用，能够稳固的限位转动轴1，不存在限位虚位，进一步的，也就能够稳固的限位住机翼相对于机身的位置。通过调整限位部21、第一限位面31和第二限位面32的位置配合关系，能够调整转动轴1的转动角度的范围，使得转动轴1能够转动到所需要的位置。通过调整转动轴1继续被施加的转动力的大小，能够调整转动轴1被限位的稳固程度，一般情况下，达到机翼在限位位置上不会受到外力影响而发生偏离限位位置，保证飞行过程中机翼的稳定性即可，过大的转动力会造成额外的能源浪费，降低飞行器的续航里程。
采用本发明的技术方案，能够高精度的控制机翼倾转机构的工作角度，保证飞行器的飞行品质。消除现有的机翼倾转机构在限位机翼的工作位置时所具有的虚位，使得机翼在飞行过程中，不会因为虚位的存在而发生晃动，影响飞行品质和飞行的稳定性。
可选地，所述第一限位面31和第二限位面32限位所述转动轴1的转动角度范围为0°-90°，那么如图6-8中所示的，当第一限位面31与限位部21相抵，转动轴1的角度为0°，限位机翼相对于机身的位置为垂直时，转动轴1逆时针转动90°，第二限位面32就与所述限位部21相抵，机翼相对于机身的位置就为水平。本领域技术人员可以理解，所述第一限位面31和第二限位面32限位所述转动轴1的转动角度范围也可以为其他的角度范围，例如0°-60°，0°-120°等，本申请对此并不限制，本领域技术人员可以根据飞行器的实际功能需要进行选择。
可选地，如图2-8中所示的，所述限位件3上设置有用于安装动力机构43的底座33。所述动力机构43可以包括电机和螺旋桨叶，电机带动螺旋桨叶旋转，提供拉力，电机可以被固定安装在所述底座33上。所述底座33随着所述转动轴1的转动而转动，当所述第一限位面31与所述限位部21相抵时，所述动力机构43相对于飞行器提供向上的拉力；当所述第二限位面32与所述限位部21相抵时，所述动力机构43相对于飞行器提供向前的拉力，使得动力机构43既能够为飞行器的垂直上升提供动力，还能够为飞行器的正常飞行提供动力，实现飞行器的垂直起飞和飞行功能。本领域技术人员可以理解，当动力机构43相对于飞行器提供向上的拉力，且拉力小于飞行器的自重时，还能够实现飞行器的垂直降落功能。
可选地，如图2-8中所示的，所述限位件3上还设置有起落架34。所述起落架34可以是支杆等能够在飞行器起落时支撑飞行器的结构。所述起落架34的设置方向与所述动力机构43提供的拉力方向相反。所述起落架34能够随着所述转动轴1的转动而转动，当所述拉力的方向相对于飞行器向前时，所述起落架34相对于飞行器被收起，即起落架相对于机身平行或者近似平行，降低飞行器飞行时的阻力，起到了整流的作用；当所述拉力的方向相对于飞行器向上时，所述起落架34相对于飞行器被打开，即起落架相对于机身垂直或者近似垂直，在飞行器着落时，能够支撑飞行器降落，进一步的，关闭动力机构43后，也能够继续支撑飞行器。再通过设置起落架34相对于机身的角度，使得起落架34支撑飞行器时传递的的作用力是带动限位件上的第一限位面31与所述限位部21相抵的力，能够通过第一限位面31与限位部21之间的应力作用予以抵消，减少对转动轴1的负载，防止转动轴1受力发生转动，使得起落架34能够对飞行器进行稳固的支撑，减少倾转控制机构失效的风险。
可选地，如图2-8中所示的，所述限位件3包括有延伸部35，所述底座33和起落架34分别与延伸部35上相对的两端连接，且所述底座33和起落架34错位设置，所述延伸部35靠近所述底座33的一端与所述转动轴1固定连接，使得起落架34的转动轨迹不会与转轴支架2发生相互阻碍，避让开了转轴支架2；又能使得起落架34在支撑飞行器时与延伸部35形成L形的力矩，将作用力尽可能的直接传递至第一限位面31与限位部21之间，使得起落架34能够对飞行器进行稳固的支撑，减少了发生支撑失效的风险。
可选地，所述底座33、延伸部35和起落架34一体成型，减少了倾转控制机构上的零件数量，提高了其整体强度，又能保证各个部件动作时的一致性，提高了倾转控制机构的整体稳定性和可靠性。所述底座33、延伸部35和起落架34可以是通过注塑一体成型，也可以是通过金属注射一体成型，还可以是通过其他材料一体成型，或者是采用复合材料成型而成，都是可以的，本申请对此并不限制。
可选地，如图2-8中所示的，所述延伸部35和起落架34可以为板状结构，转动方向与板面相重合，提高其结构的强度。所述延伸部35和起落架34上可以通过设置逃料孔38和逃料凹槽39，在保证其强度符合要求的情况下，尽可能的减轻其重量，提高飞行器的续航能力。
可选地，如图2-8中所示的，所述转轴支架2包括有支臂24，所述支臂24可以被固定设置在飞行器上，所述转轴支架2通过所述支臂24固定在飞行器上，所述支臂24位于所述起落架34的转动轨迹上，当所述拉力的方向相对于飞行器向前时，所述起落架34与所述支臂24相抵，对转动轴1还能够进行辅助限位，提高结构的稳定性。同时，当支臂24的设置方向是与飞行器的前进方向平行时，所述起落架34与所述支臂24相抵，能够使得起落架34与所述支臂24更加贴近，减少飞行器飞行时的阻力。
可选地，如图2-8中所示的，所述转轴支架2上设置有第一连接件22和第二连接件23，所述转动轴1穿过所述第一连接件22和第二连接件23与所述转轴支架2转动连接，所述限位部21和所述限位件3设置在所述第一连接件22和第二连接件23之间，通过所述第一连接件22和第二连接件23对限位件3的夹合保护，能够保证倾转控制机构上转动连接位置的可靠性，减少失效的风险。
可选地，如图2-8中所示的，所述第一连接件22和第二连接件23设置在所述转轴支架2的一端的端面上。所述限位部21即所述第一连接件22和第二连接件23之间的端面。
可选地，如图2-8中所示的，所述限位部21朝向所述转动轴1的方向，相对于飞行器朝向所述飞行器机身42的前方。所述第一限位面31和第二限位面32为限位件3上沿着转动方向上的相邻的两个侧边，所述底座33设置在第一限位面31相邻的另一条侧边上，与第二限位面32相对。所述起落架34与所述第二限位面32设置在所述限位件3的同一条侧边上。
可选地，如图2-8中所示的，所述限位件3上可以设置有转动孔36，通过转动孔36套设在所述转动轴1上，可以通过螺丝进行固定，也可以通过设置限位槽和相配合的凸起部进行限位固定，或者是所述转动孔36为非圆形孔，转动轴1上在与限位件3结合的位置设置相对应的形状结构进行契合，也是可以的，还可以是通过其他的方式进行固定，本申请对此并不限制。
可选地，如图2-8中所示的，所述限位件3上在转动连接的位置沿着转动方向设置有若干个装配孔37，转轴支架2上也相应的设置有一个或多个限位孔25，在装配一些其他部件时，如能够驱动转动轴1转动的传动结构等，需要在特定的角度内进行安装，将对应角度的装配孔37与限位孔25对齐，卡入限位销等，防止其发生转动，就能够进行操作，能够减少在装配时的人工投入，节省人力。
可选地，如图2-8中所示的，所述第一限位面31和第二限位面32为限位件3上沿着转动方向上的相邻的两个侧边，两个侧边之间弧形过度，就能够有效的避让开限位部21，不影响转动轴1的转动。两个侧边之间的夹角也就可以是转动轴1的最大转动角度。
可选地，所述倾转控制机构还包括舵机等驱动设备，所述舵机与所述转动轴1传动连接，驱动所述转动轴1转动，为转动轴1的转动提供转动力。使用本发明的倾转控制机构，能够有效的降低对驱动设备的精度控制要求，降低驱动设备和驱动传动结构的成本，提高了驱动设备和驱动传动结构的可靠性。也减少了在着陆时，支撑的反作用力对驱动设备和驱动传动结构的影响，降低了舵机的负载，保护了驱动设备和驱动传动结构，防止其发生损伤，提高了整个***的可靠性。
可选地，本发明应用于飞行器上时，对称的两套倾转控制机构可以共用同一根转动轴1，保证机翼倾转的一致性。飞行器的对称关系作为现有技术，在此不再赘述。
使用本发明的倾转控制机构，能够有效的消除倾转控制机构的虚位，高精度的控制倾转控制机构的工作角度。减少了驱动设备和驱动传动结构的驱动精度要求；也减少了驱动设备和驱动传动结构受外力应向而发生失效的风险。
根据本发明的另一个方面，还提供一种飞行器，如图9-10中所示的，包括上述的机翼倾转控制机构。所述飞行器包括无人机等飞行装置。
可选地，所述转轴支架2通过支臂24固定在所述飞行器上，飞行器具有固定翼44，支臂24固定在固定翼44上，转轴支架2固定在所述支臂24的一端。在其他的具体实施方式中，所述转轴支架2和支臂24也可以是一体成型的。
可选地，如图9-10中所示的，所述转动轴1与所述飞行器的前翼41固定连接，实现前翼41的倾转。
虽然已经通过例子对本发明的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上例子仅是为了进行说明，而不是为了限制本发明的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本发明的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改。本发明的范围由所附权利要求来限定。
Claims (10)
1.一种机翼倾转控制机构，包括：
转动轴，用于与机翼固定连接并带动机翼转动；
转轴支架，用于固定设置在飞行器上，与所述转动轴转动连接，在与所述转动轴转动连接的位置设置有限位部；
其特征在于，还包括：
限位件，与所述转动轴固定连接，在所述限位件上设置有与所述限位部相对应的第一限位面和第二限位面，随着所述转动轴的转动，第一限位面或第二限位面分别能够与所述限位部相抵，所述第一限位面和第二限位面限位所述转动轴在一个角度范围内转动；
当第一限位面或第二限位面与所述限位部相抵时，所述转动轴继续被施加转动力，使第一限位面或第二限位面与所述限位部持续相抵。
2.根据权利要求1所述的机翼倾转控制机构，其特征在于，所述第一限位面和第二限位面限位所述转动轴的转动角度范围为0°-90°。
3.根据权利要求1所述的机翼倾转控制机构，其特征在于，所述限位件上设置有用于安装动力机构的底座，所述底座随着所述转动轴转动，当所述第一限位面或第二限位面与所述限位部相抵时，所述动力机构能够相对于飞行器分别提供向上或向前的拉力。
4.根据权利要求3所述的机翼倾转控制机构，其特征在于，所述限位件上还设置有起落架，所述起落架随着所述转动轴转动，当所述拉力的方向相对于飞行器向前时，所述起落架相对于飞行器被收起，当所述拉力的方向相对于飞行器向上时，所述起落架相对于飞行器被打开。
5.根据权利要求4所述的机翼倾转控制机构，其特征在于，所述限位件包括有延伸部，所述底座和起落架分别与所述延伸部上相对的两端连接且错位设置，所述延伸部靠近所述底座的一端与所述转动轴固定连接。
6.根据权利要求5所述的机翼倾转控制机构，其特征在于，所述底座、延伸部和起落架一体成型。
7.根据权利要求4所述的机翼倾转控制机构，其特征在于，所述转轴支架包括有支臂，所述转轴支架通过所述支臂固定在飞行器上，所述支臂位于所述起落架的转动轨迹上，当所述拉力的方向相对于飞行器向前时，所述起落架与所述支臂相抵。
8.根据权利要求1所述的机翼倾转控制机构，其特征在于，所述转轴支架上设置有第一连接件和第二连接件，所述转动轴穿过所述第一连接件和第二连接件与所述转轴支架转动连接，所述限位部和所述限位件设置在所述第一连接件和第二连接件之间。
9.根据权利要求1所述的机翼倾转控制机构，其特征在于，还包括舵机，所述舵机与所述转动轴传动连接，驱动所述转动轴转动。
10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1-9任一所述的机翼倾转控制机构。
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Denomination of invention: A wing tilt control mechanism and aircraft Effective date of registration: 20231219 Granted publication date: 20200825 Pledgee: Shanghai Rural Commercial Bank Co.,Ltd. Qingpu sub branch Pledgor: Goertek Robotics Co.,Ltd. Registration number: Y2023310000887 |
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