CN110001927A - 一种舵片调节装置、舵机及其飞行器 - Google Patents
一种舵片调节装置、舵机及其飞行器 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110001927A CN110001927A CN201910253215.7A CN201910253215A CN110001927A CN 110001927 A CN110001927 A CN 110001927A CN 201910253215 A CN201910253215 A CN 201910253215A CN 110001927 A CN110001927 A CN 110001927A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- rudder piece
- rudderpost
- fixed plate
- rocker arm
- sliding block
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 title claims abstract description 62
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 90
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 10
- 238000003780 insertion Methods 0.000 claims description 7
- 230000037431 insertion Effects 0.000 claims description 7
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 12
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 description 7
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 6
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 6
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 4
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 4
- 210000002421 cell wall Anatomy 0.000 description 3
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- 241000282693 Cercopithecidae Species 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 241000083547 Columella Species 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000012549 training Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/40—Transmitting means with power amplification using fluid pressure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
本发明公开了一种舵片调节装置、舵机及其飞行器,包括直线式驱动机构、滑块、舵片摇臂、固定板、调节臂和舵轴,舵轴与固定板转动连接,舵片摇臂的一端与舵轴连接,舵片摇臂的另一端与滑块铰接,驱动机构驱动滑块进行往复移动,调节臂的一端与固定板的一侧铰接,调节臂的另一端与驱动装置的外壳连接。本发明不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量,并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上,通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中,滑块所需位置。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器领域,具体涉及一种舵片调节装置、舵机及其飞行器。
背景技术
飞行器是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间飞行的器械飞行物。舵机是飞行器上最重要的部件之一。在航天方面,舵机应用广泛,飞行器的姿态变换的俯仰、偏航、滚转运动都是靠舵机相互配合完成的。
舵机中,各个舵片由调节组件进行控制。调节组件控制舵片的转动角度,从而实现飞行器飞行方向的调整。当调节组件直接采用电机和齿轮进行舵片的舵轴旋转时,会由于齿轮传动产生噪音,不利于监控***采集飞行器的各个工况声音来分析飞行器的状态。在一定制造成本的前提下,齿轮噪音是齿轮式舵轴驱动装置无法避免的一个缺陷。
现有技术CN108286918A公开了一种多轴驱动的环形舵控装置。虽然此现有技术取消了齿轮传递,采用了电机、丝杆、拨叉和螺母这几个主要部件组成的调节组件,电机驱动丝杆转动,丝杆带动螺杆沿轴向移动,拨叉卡入螺母远离电机一侧的缺口中,拨叉与舵轴固定连接。这种驱动方式中,由于缺口为开放型,导致螺母只能向远离电机的一侧驱动拨叉,而无法回拉拨叉,导致舵轴只能朝一个方向旋转,无法反转,不能满足正反转舵轴的基本功能需求;同时,及时通过拨叉能实现舵轴两个方向的转动,但是拨叉与螺母这种配合方式中,当配合间隙过小,会产生动作锁死,无法顺利推动拨叉;当间隙过大,又会导致形程误差极大、舵轴转动位置无法及时调整,无法精准控制舵轴的旋转角度。
此外,现有技术CN106976550A公开了一种飞行器燃气舵与空气舵联动机构。此现有技术同样取消了齿轮传递,舵片的调节组件包括依次铰接的丝杠螺母、动作杆、凸轮,丝杠螺母与丝杠配合,舵片与凸轮螺纹连接,凸轮与燃气舵支座螺纹连接,燃气舵支座固定在外罩上。虽然此连杆式调节组件较齿轮驱动、拨叉驱动来说,既具备极低的传动噪音,又能保证传动的稳定性,不会产生形成误差等不利因素。但是此连杆机构式调节组件的传动链过长,传动链过长不仅会增大传动误差,且还会增大舵片驱动装置的体积和重力,无法顺利地在飞行上发展这种连杆式驱动机构。
发明内容
本发明的目的在于:提供了一种舵片调节装置、舵机及其飞行器,解决了现有的用于舵片的连杆机构式驱动组件的传动链过长,导致传动误差增大,驱动机构的体积和重力也增大的问题。
现有技术中的连杆机构中,如果直接取消连接丝杠螺母和凸轮的动作杆,将丝杠螺母直接与凸轮铰接,此时由于驱动电机相对于凸轮的旋转中心来说,是固定的,此时丝杆螺母有且只有一个位置,满足丝杆螺母既位于丝杆上,又与凸轮铰接;此时丝杆螺母无法移动,同时凸轮也无法绕自己的旋转中心转动。由于这样去掉一根连杆的虽然能起到减小体积和重力的目的,但是却无法移动丝杆螺母、转动舵轴,因此需要随着丝杆螺母的移动同步调整电机位置,从而使丝杆螺母作为驱动件能在与凸轮铰接的同时,还能沿着丝杆移动。为了满足上述要求,则需额外设置一个电机来调整驱动电机的位置,这反而将连杆机构式驱动机构整体结构的复杂度增加、体积增加、重力增加,与最开始要解决的技术问题背道而驰。
而本发明所设计的用于飞行器舵片的调节装置,在取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆的基础上,突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在支撑舵轴的部件,即固定板上,而固定板固定在飞行器的外壳上,驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动。具体地,当丝杆驱动滑块移动,由于舵片摇臂仅能绕着舵轴的轴线转动,同时滑块需要沿着丝杆轴向移动,因此滑块在丝杆的驱动下与摇臂一起绕舵轴转动的同时,滑块在舵片摇臂的导向下使直线式驱动机构绕着驱动机构与固定板之间的铰接部位的轴线转动,以使驱动机构的输出端不断调整,以匹配滑块的转动,从而使滑块的运动方式为平面运动:滑块相对驱动机构来说为直线运动,滑块相对于舵片摇臂来说为绕着舵片摇臂的旋转轴线,即舵轴的轴线转动。
本发明采用的技术方案如下:
一种舵片调节装置,包括直线式驱动机构、滑块、舵片摇臂、固定板、调节臂和舵轴,所述舵轴与固定板转动连接,所述舵片摇臂的一端与舵轴连接,舵片摇臂的另一端与滑块铰接,所述驱动机构驱动滑块进行往复移动,所述调节臂的一端与固定板的一侧铰接,调节臂的另一端与驱动装置的外壳连接,且所述铰接的轴线均平行于舵轴的轴线,滑块在垂直于舵轴的轴线的平面内移动。
直线式驱动机构包括但不限于线性电机、伺服电机与丝杆的组合以及气压缸、液压缸这种工作缸等。本发明中,所设计的飞行器的推力、升力装置可以采用涵道风扇、螺旋桨装置或者上述两者的组合等现有的飞行器动力装置,本发明直接将现有的飞行器动力装置拿来使用即可。
本发明使用时,整***于飞行器的舵机的内壳中,舵片根部的连接块穿过舵机壳后与舵轴连接,固定板固定在舵机壳内壁上。当需要正向转动舵片时,启动驱动机构,以使滑块相对于驱动机构的驱动方向进行正向直线移动,此时舵片摇臂在滑块的推动下绕舵轴转动,同时驱动机构绕着其与固定板之间铰接部位的轴线转动,以匹配滑块绕着舵轴转动时所需的位置调整;当需要反向转动舵片时,启动驱动机构,以使滑块沿着驱动机构的驱动方向反向直线移动,此时舵片摇臂在滑块的推动下绕舵轴反向转动,同时驱动机构绕着其与固定板之间铰接部位的轴线转动,以匹配滑块绕着舵轴转动时所需的位置调整。
综上,本发明所设计的舵片调节装置不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量,并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上,通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中,滑块所需位置,无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整。
一种舵机,包括舵机舱壳和多个舵片组件,所述舵片组件包括舵片以及固定在舵机舱壳内部的舵片调节装置,所述舵片的根部穿过舵机舱壳后与舵片调节装置连接,所述舵片调节装置为权利要求1-8中任一项所述的调节装置,所述固定板的一侧与舵机舱壳固定连接,舵轴上远离舵机舱壳轴线的一端与舵片的根部连接,舵轴的另一端与舵片摇臂的一端连接。
本发明所设计的舵机不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量,并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上,通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中,滑块所需位置,无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整,提高了舵机的稳定性、降低了舵机的重量。
一种飞行器,包括飞行器本体,所述飞行器本体包括依次连接的头罩、电池仓、前翼舱、控制仓和舵机,所述舵机为权利要求8或9所述的舵机,舵机中的舵机舱壳与控制仓连接。
本发明所设计的飞行器不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量,并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上,通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中,滑块所需位置,无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整,降低了飞行器整体的重量,并提高了飞行器整体的性能。
由于采用了本技术方案,本发明的有益效果是:
1.本发明舵片调节装置,不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量,并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上,通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中,滑块所需位置,无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整;
2.本发明一种舵机,提高了舵机的稳定性、降低了舵机的重量;
3.本发明舵片调节装置,降低了飞行器整体的重量,并提高了飞行器整体的性能;
4.本发明用于飞行器舵片的调节装置,方槽为通槽,是为了降低其加工成本;如若直接将其加工成横截面形状与采集端的横截面的形状尺寸一致的方形凹槽时,当飞行器体积较小,对应的舵片摇臂体积也较小,而在其上加工一个更小的凹槽及其不方便,这增加了加工成本;而将其设置成通槽,则仅需通过多次直线走刀即可加工出一个通槽,便于方槽这个结构的加工,降低了生产成本。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案,下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍,应当理解,以下附图仅示出了本发明的某些实施例,因此不应被看作是对范围的限定,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他相关的附图,本说明书附图中的各个部件的比例关系不代表实际选材设计时的比例关系,其仅仅为结构或者位置的示意图,其中:
图1是本发明的结构示意图;
图2是本发明的俯视图;
图3是沿图2中A-A的剖视图;
图4是本发明与舵片连接的结构示意图;
图5是本发明含舵片的***图;
图6是本发明俯视是初始状态示意图;
图7是图6中舵片正向转动的位置示意图;
图8是图6中舵片反向转动的位置示意图;
图9是舵机的结构示意图;
图10是图9取消舵机舱壳的结构示意图;
图11是固定环的结构示意图;
图12是飞行器的结构示意图。
附图中标号说明:
1-滑块,2-舵片摇臂,3-固定板,4-调整臂,5-舵轴,6-固定块,7-通槽,8-螺纹孔,9- 螺钉A,10-伺服电机,11-丝杆,12-防脱挡块,13-螺钉B,14-电机座,15-套筒,16-销钉,17-挡圈,18-环形槽,19-电位计,20-电位计座,21-螺钉C,22-螺钉D,23-方槽,24-采集端,25-让位孔,26-铰接轴,27-轴承A,28-连接块,29-螺钉E,30-舵片,31-限位螺纹段, 32-光滑段,33-非圆孔,34-限位螺母,35-角接触球轴承,36-输出轴,37-舵轴孔,38-轴承 B,39-臂铰接孔,40-销孔,41-安装孔,42-舵机舱壳,43-固定环,44-飞行器本体,45-头罩,46-电池仓,47-前翼舱,48-控制仓。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白,以下结合附图及实施例,对本发明进行进一步详细说明。应当理解,此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明,并不用于限定本发明,即所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。本发明中的用于描述的上、下、左、右等方位词仅是相对于图示结构进行说明,不作为实际使用时的必须限定。
因此,以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围,而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例,本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。
本说明书中公开的所有特征,或公开的所有方法或过程中的步骤,除了互相排斥的特征和/或步骤以外,均可以以任何方式组合。
实施例1
下面结合图1至图8对一种舵片调节装置作详细说明。
如图1-图8所示,本发明用于飞行器舵片的调节装置,包括直线式驱动机构、滑块1、舵片摇臂2、固定板3、调节臂4和舵轴5,所述舵轴5与固定板3转动连接,所述舵片摇臂2的一端与舵轴5连接,舵片摇臂2的另一端与滑块1铰接,所述驱动机构驱动滑块1 进行往复移动,所述调节臂4的一端与固定板3的一侧铰接,调节臂4的另一端与驱动装置的外壳连接,且所述铰接的轴线均平行于舵轴5的轴线,滑块1在垂直于舵轴5的轴线的平面内移动。
直线式驱动机构包括但不限于线性电机、伺服电机与丝杆的组合以及气压缸、液压缸这种工作缸等。
本发明使用时,整***于飞行器的舵机的内壳中,舵片根部的连接块穿过舵机壳后与舵轴5连接,固定板3固定在舵机壳内壁上。当需要正向转动舵片时,启动驱动机构,以使滑块1相对于驱动机构的驱动方向进行正向直线移动,此时滑块向远离驱动机构的一侧移动,舵片摇臂在滑块1的推动下绕舵轴5转动,同时在舵片摇臂2的拉动下驱动机构绕着其与固定板3之间铰接部位的轴线转动,以匹配滑块1绕着舵轴5转动时所需的位置调整,如图7所示;当需要反向转动舵片时,启动驱动机构,以使滑块1沿着驱动机构的驱动方向反向直线移动,此时滑块向靠近驱动机构的一侧移动,舵片摇臂在滑块1的推动下绕舵轴5反向转动,同时在舵片摇臂2的拉动下驱动机构绕着其与固定板3之间铰接部位的轴线转动,以匹配滑块1绕着舵轴5转动时所需的位置调整,如图8所示。
综上,本发明不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量,并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上,通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中,滑块所需位置,无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整。
舵片的正、反转角度为α,α的取值为10°~45°,优选地为25°。
实施例2
本实施例是对舵轴5与固定板3转动连接做出具体地实施说明。
如图3所示,本发明中,舵轴5与固定板3转动连接通过下述方案实现:在固定板3上设置有舵轴孔37,在舵轴孔37的上、下两端均安装有轴承B38,所述轴承B38优选地为深沟球轴承,其内径与舵轴5过盈配合,其外径与舵轴孔37过盈配合。
在舵轴孔37包括小径孔以及位于小径孔上、下两端的大径孔,轴承B38分别各卡入一个大径孔中,并与大径孔的孔壁过盈配合。
本发明中各个部位的转动连接,主要采用轴孔配合的方式,轴孔配合中,对应的设置有轴承,降低摩擦系数。
实施例3
本实施例是对舵轴5上安装舵片的结构进行具体地实施说明。
如图1-图4所示,本发明中在所述舵轴5的顶部设置有固定块6,所述固定块6的底部与舵轴5连接,其顶部设置有安装通槽7,在安装通槽的槽底设置有多个螺纹孔8。
舵片根部的连接块28***安装通槽7中,并通过螺钉E29固定在通槽7中。
通过安装通7来固定舵片30,以便于通过螺钉E来实现连接块28的固定的同时,还能通过安装通槽7两侧槽壁来对连接块28进行限位,以减小舵片受力时,螺钉E所承受的剪切力,提高调解装置的使用寿命。
优选地,连接块28为T形块,其中间竖直部位与舵片30的根部连接,螺钉E29有四个,两两一组对称地分布在连接块28的两侧,螺钉E29穿过T形块底部的水平段后与螺纹孔8螺纹连接。
优选地,所述舵片摇臂2位于舵轴5的底部,舵轴5的底端贯穿固定板3后与舵片摇臂2连接,且舵片摇臂2通过螺钉A9与舵轴5的底部连接。
由于舵轴5的顶部需要和舵片连接,且为了便于拆装本发明,优选地将舵片摇臂2设置在舵轴5的底部,并通过螺钉A9与舵轴5连接。
舵轴5与固定块6一体成型,因此图3的剖视图中没有展示出其之间的接触面所在的投影线。
实施例4
本实施例是对本发明在实际应用的关于舵轴5的旋转角度的监控做出实施说明。
如图5所示,本发明中,在所述舵片摇臂2的底部设置有角传感器组件,在舵片摇臂2 的底部设置有方槽23,所述角传感器组件包括电位计19、电位计座20和螺钉C21和螺钉D22,所述螺钉C21将电位计19固定在电位计座20上,所述螺钉D22将电位计座20固定在固定板3上,所述电位计19的轴线与舵轴5的轴线重合,电位计19的采集端24为方轴,其穿过电位计座20上的让位孔25后***方槽23中。
优选地,所述方槽23为通槽,其两侧槽壁均与采集端24接触。
电位计是典型的接触式绝对型角传感器,有一个在电阻膜上的滑动触点,由外部作用,使接触点位置改变从而改变电阻膜上下电阻的比率,实现输出端电压随外部位置变化。电位计由电子元件和游标组成,游标可在元件表面滑动,分直线滑动型和旋转型。前者用于检测直线位移,后者用于检测角度、倾斜角等。电位计的输出端接入飞行器的控制器。当需要转动舵片时,给控制器输入一个旋转角度的指令,控制器根据指令启动驱动机构,以使驱动机构工作,并使舵轴带动舵片转动;电位计的采集端24随着摇臂2的转动而转动,并将采集到的信号发送给控制器。
本发明中,电位计的游标采用旋转型游标,游标即为采集端24,其为方轴、扁平轴等非圆结构。当采集端为方轴时,其一对相对侧壁分别与方槽23的两个槽壁接触。
电位计19的型号优选为BOURNS的3590S-2-102L。电位计19与飞行器的控制器连接方式可以采用有线连接、无线连接等方式。
电位计19的设置能更加进准地获得转轴3的转动角度。
方槽23为通槽,是为了降低其加工成本。如若直接将其加工成横截面形状与采集端24 的横截面的形状尺寸一致的方形凹槽时,当飞行器体积较小,对应的舵片摇臂体积也较小,而在其上加工一个更小的凹槽及其不方便,这增加了加工成本;而将其设置成通槽,则仅需通过多次直线走刀即可加工出一个通槽,便于方槽23这个结构的加工,降低了生产成本。
实施例5
本实施例是对驱动机构的第一种实施方式做出说明。
如图1-图5所示,本发明中,所述驱动机构包括伺服电机10和丝杆11,所述伺服电机 10的输出轴与丝杆11的一端连接,所述丝杆11与滑块1螺纹连接,所述调节臂4与电机10的外壳连接。
当需要滑块向远离伺服电机10的一端移动时,启动伺服电机10,其输出轴带动丝杆 11转动,从而使滑块1沿着丝杆11的轴向移动;当需要滑块1向伺服电机10移动时,启动伺服电机10,其输出轴带动丝杆11反向转动,从而使滑块1沿着丝杆11的轴向移动。
伺服电机10将工作信号实时反馈到飞行器的控制中心。伺服电机10的输出轴可以直接与丝杆11连接,也可以通过连轴器、万向节等与丝杆11连接。
进一步地,在所述丝杆11上远离伺服电机10的一端设置有防脱挡块12。
防脱挡块12防止滑块1从丝杆11上远离伺服电机10的一端脱出。
实施例6
本实施例是对实施例5中丝杆11与伺服电机的输出轴的连接做出具体的实施说明。
如图5所示,本发明中,在所述伺服电机10和丝杆11之间设置有连接组件,所述连接组件包括电机座14、套筒15和螺钉B13,所述丝杆11上靠近伺服电机10的一端***套筒15中,并与套筒15转动连接,所述螺钉B13依次穿过套筒15的外缘、电机座14后与伺服电机10的外壳螺纹连接,所述伺服电机10的输出轴穿过电机座14后***与丝杆11 连接,所述调节臂4与电机座14连接。
具体地,在电机座14上靠近套筒15的一侧设置有安装槽,套筒15上靠近电机座14的一侧的外缘外凸成固定盘,所述固定盘***安装槽中;沿丝杆11的轴线,从靠近伺服电机10到远离电机10的方向,丝杆的外壁依次为限位螺纹段31、光滑段32和与滑块1配合的驱动螺纹段,其限位螺纹段31以及光滑段32均位于套筒15中,限位螺纹段31与限位螺母34配合,在光滑段32上套设有两个角接触球轴承35,丝杆11通过角接触球轴承35 与套筒15形成转动副,具体地,角接触球轴承35的内径与光滑段32过盈配合,角接触球轴承35的外径与套筒15的内径过盈配合。
在丝杆11上靠近伺服电机10的一端设置有与伺服电机输出轴配合的非圆孔33,期其横截面的形状尺寸与伺服电机的输出轴36的横截面的形状尺寸一致。优选地非圆孔33为半圆孔。
优选地,调节臂4与电机座14一体成型。
实施例7
本实施例是对驱动机构的第二种实施方式做出说明。
本发明中,驱动机构为气压缸,其活塞杆末端与滑块1连接,其缸体与调节臂连接。
实施例8
本实施例是对滑块1与舵片摇臂之间的转动连接做出具体地实施说明。
如图5所示,本发明中,在所述滑块上设置有铰接轴26,在舵片摇臂2上设置有与铰接轴26配合的安装孔41,在安装孔中设置有轴承A27,所述轴承A27的内圈、外圈分别与铰接轴26和安装孔过盈配合。
轴承A27优选地为深沟球轴承。
实施例9
本实施例是对调节臂4与销钉16的铰接做出具体地实施说明。
如图5所示,本发明中,所述调节臂4通过销钉16与固定板3铰接,所述销钉16的杆部末端依次穿过固定板3和调节臂4,在销钉16的侧壁上靠近杆部末端的一侧设置有环形槽18,在环形槽18中卡设有挡圈17。
在固定板3上设置有臂铰接孔39,在调节臂4上设置有销孔40,销钉37依次臂铰接孔39和销孔40后与挡圈17卡接。
实施例10
在实施例1-实施例6以及实施例8、实施例9的基础上,本发明的装配方法如下:
S1电机及丝杠的装配
S1.1将滑块1装在丝杠11上,与丝杆11的驱动螺纹段螺纹连接;
S1.2将丝杆11上设置有限位螺纹段的一端从套筒15的筒底***套筒15中,并将角接触轴承35装到丝杠11的光滑段32,将限位螺母装到丝杠限位螺纹段,丝杠11轴线与套筒15轴线重合,丝杠通过角接触轴承35与套筒15之间实现转动连接;
S1.3将伺服电机10、电机座14和套筒15依次接触,伺服电机10的输出轴穿过电机座 10后***套筒15中,并***丝杆11端面上的非圆孔33中,保证扭矩传输;
S1.4用螺钉B13依次穿过套筒15的外缘、电机座14后与伺服电机10的外壳螺纹连接,
S2舵片摇臂2和固定板3的装配
S2.1将轴承B装配到舵轴5上,然后轴承B外壁装配到固定板3上的舵轴孔37内;
S2.2将舵片摇臂2的一端通过螺钉A9固定到舵轴5下端;
S2.3将电位计座20通过螺钉C21固定到固定板3上,将电位计19通过螺钉D22固定到电位计座20上,保证电位计19的方轴24卡入舵片摇臂2的方槽23内,且方轴24与舵轴5同轴;
S3伺服电机10与固定板3之间的装配
S3.1销钉16依次穿过固定板3上的臂铰接孔和调节臂4上的小孔40,以使调节臂4与固定板3之间为铰接;
S3.2将深沟球轴承A27装配到滑块1上的铰接轴26上,然后将轴承A27外壁装入舵机摇臂2上的安装孔41上,以使舵片摇臂2的一端通过轴承A27与滑块1上的铰接轴26 转动连接;
S3.3在3.1与3.2装配时互相调节,直到将伺服电机10固定到理想位置后,将挡圈17 安装到销钉16的环形槽18上;
S4将连接块28上远离舵片30的一端***安装通槽7中,并通过螺钉E29将连接块28固定在安装通槽中;
装配工具:十字螺丝刀、卡簧钳、活动扳手等。
下面结合图1-图11,对一种舵机进行详细说明。
实施例11
本实施例是对舵机做出实施说明。
如图1-图11所示,本发明一种飞行器用舵机,包括舵机舱壳42和多个舵片组件,所述舵片组件包括舵片30以及固定在舵机舱壳42内部的舵片调节装置,所述舵片30的根部穿过舵机舱壳42后与舵片调节装置连接,所述舵片调节装置包括直线式驱动机构、滑块1、舵片摇臂2、固定板3、调整臂4和舵轴5,所述固定板3的一侧与舵机舱壳42固定连接,所述舵轴5与固定板3转动连接,舵轴5上远离舵机舱壳42轴线的一端与舵片30的根部连接,舵轴5的另一端与舵片摇臂2的一端连接,舵片摇臂2的另一端与滑块1铰接,所述驱动机构驱动滑块1进行往复移动,所述调整臂4的一端与固定板3的一侧铰接,调整臂4的另一端与驱动装置的外壳连接,且所述铰接的轴线均平行于舵轴5的轴线,滑块1 的移动方向垂直于舵轴5的轴线。
直线式驱动机构包括但不限于线性电机、伺服电机与丝杆的组合以及气压缸、液压缸这种工作缸等。
当需要正向转动舵片时,启动驱动机构,以使滑块1相对于驱动机构的驱动方向进行正向直线移动,此时滑块向远离驱动机构的一侧移动,舵片摇臂在滑块1的推动下绕舵轴5 转动,同时在舵片摇臂2的拉动下驱动机构绕着其与固定板3之间铰接部位的轴线转动,以匹配滑块1绕着舵轴5转动时所需的位置调整,如图7所示;当需要反向转动舵片时,启动驱动机构,以使滑块1沿着驱动机构的驱动方向反向直线移动,此时滑块向靠近驱动机构的一侧移动,舵片摇臂在滑块1的推动下绕舵轴5反向转动,同时在舵片摇臂2的拉动下驱动机构绕着其与固定板3之间铰接部位的轴线转动,以匹配滑块1绕着舵轴5转动时所需的位置调整,如图8所示。
综上,本发明所设计的舵机中,不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量,并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上,通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中,滑块所需位置,无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整,以使舵机的性能更稳定、角度调节更精准、重量下降。
实施例12
本实施例是对调节装置与舵机舱壳42之间的固定结构做出进一步地实施说明。
如图所示,本发明中,在所述舵机舱壳42的内腔中设置有固定环43,所述固定环43的轴线与舵机舱壳42的轴线重合,其外壁通过紧固件与舵机舱壳42连接,所述固定板3 上远离调整臂4的一侧与舵机舱壳42固定连接。
固定环43与固定板3一体成型。
实施例13
本实施例是对舵片组件的实施数量做出说明。
如图9-图10所示,所述舵片组件有三个,并沿舵机舱壳42的轴线,即飞行器飞行方向中心对称。
实施例14
针对于驱动机构为伺服电机和丝杆11时,舵机的装配方法如下:
S1、电机及丝杠的装配:
S1.1、将滑块1装在丝杠11上,与丝杆11的驱动螺纹段螺纹连接;
S1.2、将丝杆11上设置有限位螺纹段的一端从套筒15的筒底***套筒15中,并将角接触轴承35、装到丝杠11的光滑段32,将限位螺母装到丝杠限位螺纹段,丝杠11轴线与套筒15轴线重合,丝杠通过角接触轴承35与套筒15之间实现转动连接;
S1.3、将伺服电机10、电机座14和套筒15依次接触,伺服电机10的输出轴穿过电机座10后***套筒15中,并***丝杆11端面上的非圆孔33中,保证扭矩传输;
S1.4、用螺钉B13依次穿过套筒15的外缘、电机座14后与伺服电机10的外壳螺纹连接,
S2、舵片摇臂2和固定板3的装配:
S2.1、将轴承B装配到舵轴5上,然后轴承B外壁装配到固定板3上的舵轴孔37内;
S2.2、将舵片摇臂2的一端通过螺钉A9固定到舵轴5下端;
S2.3、将电位计座20通过螺钉C21固定到固定板3上,将电位计19通过螺钉D22固定到电位计座20上,保证电位计19的方轴24卡入舵片摇臂2的方槽23内,且方轴24与舵轴5同轴;
S3、伺服电机10与固定板3之间的装配:
S3.1、销钉16依次穿过固定板3上的臂铰接孔和调节臂4上的小孔40,以使调节臂4与固定板3之间为铰接;
S3.2、将深沟球轴承A27装配到滑块1上的铰接轴26上,然后将轴承A27外壁装入舵机摇臂2上的安装孔41上,以使舵片摇臂2的一端通过轴承A27与滑块1上的铰接轴 26转动连接;
S3.3、在S3.1与S3.2装配时互相调节,直到将伺服电机10固定到理想位置后,将挡圈17安装到销钉16的环形槽18上;
S4、重复步骤S1~S3,装配好其余两个舵片调节装置;
S5、将固定环43放入舵机舱壳42中,并用螺钉将固定环43与舵机舱壳42固定连接,且使各个通槽7分别各与一个舵机舱壳42上的舵片安装通孔相对;
S6、将连接块28上远离舵片30的一端穿过舵机舱壳42上的一个通孔后***安装通槽 7中,并通过螺钉E29将连接块28固定在安装通槽中;
S7、重复步骤S6,装配好其余两个舵片。
装配工具:十字螺丝刀、卡簧钳、活动扳手等。
实施例15
本实施例是在图1-图12的基础上,对飞行器做出实施说明。
如图1-图12所示,本发明航空飞行器,包括飞行器本体44,所述飞行器本体44包括依次连接的头罩45、电池仓46、前翼舱47、控制仓48和舵机,所述舵机包括与控制仓48 连接的舵机舱壳42和多个舵片组件,所述舵片组件包括舵片30以及固定在舵机舱壳42内部的舵片调节装置,所述舵片30的根部穿过舵机舱壳42后与舵片调节装置连接,所述舵片调节装置包括直线式驱动机构、滑块1、舵片摇臂2、固定板3、调整臂4和舵轴5,所述固定板3的一侧与舵机舱壳42固定连接,所述舵轴5与固定板3转动连接,舵轴5上远离舵机舱壳42轴线的一端与舵片30的根部连接,舵轴5的另一端与舵片摇臂2的一端连接,舵片摇臂2的另一端与滑块1铰接,所述驱动机构驱动滑块1进行往复移动,所述调整臂4的一端与固定板3的一侧铰接,调整臂4的另一端与驱动装置的外壳连接,且所述铰接的轴线均平行于舵轴5的轴线,滑块1的移动方向垂直于舵轴5的轴线。
直线式驱动机构包括但不限于线性电机、伺服电机与丝杆的组合以及气压缸、液压缸这种工作缸等。
当需要正向转动舵片时,启动驱动机构,以使滑块1相对于驱动机构的驱动方向进行正向直线移动,此时滑块向远离驱动机构的一侧移动,舵片摇臂在滑块1的推动下绕舵轴5 转动,同时在舵片摇臂2的拉动下驱动机构绕着其与固定板3之间铰接部位的轴线转动,以匹配滑块1绕着舵轴5转动时所需的位置调整,如图10所示;当需要反向转动舵片时,启动驱动机构,以使滑块1沿着驱动机构的驱动方向反向直线移动,此时滑块向靠近驱动机构的一侧移动,舵片摇臂在滑块1的推动下绕舵轴5反向转动,同时在舵片摇臂2的拉动下驱动机构绕着其与固定板3之间铰接部位的轴线转动,以匹配滑块1绕着舵轴5转动时所需的位置调整,如图11所示。
综上,本发明所设计的舵机中,不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量,并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维,创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上,通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中,滑块所需位置,无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整,以使舵机的性能更稳定、角度调节更精准、重量下降,降低了飞行器整体的重量,并提高了飞行器整体的性能。
以上所述,仅为本发明的优选实施方式,但本发明的保护范围并不局限于此,任何熟悉本领域的技术人员在本发明所揭露的技术范围内,可不经过创造性劳动想到的变化或替换,都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此,本发明的保护范围应该以权利要求书所限定的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种舵片调节装置,其特征在于:包括直线式驱动机构、滑块(1)、舵片摇臂(2)、固定板(3)、调节臂(4)和舵轴(5),所述舵轴(5)与固定板(3)转动连接,所述舵片摇臂(2)的一端与舵轴(5)连接,舵片摇臂(2)的另一端与滑块(1)铰接,所述驱动机构驱动滑块(1)进行往复移动,所述调节臂(4)的一端与固定板(3)的一侧铰接,调节臂(4)的另一端与驱动装置的外壳连接,且所述铰接的轴线均平行于舵轴(5)的轴线,滑块(1)在垂直于舵轴(5)的轴线的平面内移动。
2.根据权利要求1所述的一种舵片调节装置,其特征在于:在所述舵轴(5)的顶部设置有固定块(6),所述固定块(6)的底部与舵轴(5)连接,其顶部设置有安装通槽(7),在安装通槽(7)的槽底设置有多个螺纹孔(8)。
3.根据权利要求1所述的一种舵片调节装置,其特征在于:所述舵片摇臂(2)位于舵轴(5)的底部,舵轴(5)的底端贯穿固定板(3)后与舵片摇臂(2)连接,且舵片摇臂(2)通过螺钉A(9)与舵轴(5)的底部连接。
4.根据权利要求3所述的一种舵片调节装置,其特征在于:在所述舵片摇臂(2)的底部设置有角传感器组件,在舵片摇臂(2)的底部设置有方槽(23),所述角传感器组件包括电位计(19)、电位计座(20)和螺钉C(21)和螺钉D(22),所述螺钉C(21)将电位计(19)固定在电位计座(20)上,所述螺钉D(22)将电位计座(20)固定在固定板(3)上,所述电位计(19)的轴线与舵轴(5)的轴线重合,电位计(19)的采集端(24)为方轴,其穿过电位计座(20)上的让位孔(25)后***方槽(23)中。
5.根据权利要求1所述的一种舵片调节装置,其特征在于:所述驱动机构包括伺服电机(10)和丝杆(11),所述伺服电机(10)的输出轴与丝杆(11)的一端连接,所述丝杆(11)与滑块(1)螺纹连接,所述调节臂(4)与电机(10)的外壳连接。
6.根据权利要求5所述的一种舵片调节装置,其特征在于:在所述伺服电机(10)和丝杆(11)之间设置有连接组件,所述连接组件包括电机座(14)、套筒(15)和螺钉B(13),所述丝杆(11)上靠近伺服电机(10)的一端***套筒(15)中,并与套筒(15)转动连接,所述螺钉B(13)依次穿过套筒(15)的外缘、电机座(14)后与伺服电机(10)的外壳螺纹连接,所述伺服电机(10)的输出轴穿过电机座(14)后***与丝杆(11)连接,所述调节臂(4)与电机座(14)连接。
7.根据权利要求1-6中任一项所述的一种舵片调节装置,其特征在于:所述调节臂(4)通过销钉(16)与固定板(3)铰接,所述销钉(16)的杆部末端依次穿过固定板(3)和调节臂(4),在销钉(16)的侧壁上靠近杆部末端的一侧设置有环形槽(18),在环形槽(18)中卡设有挡圈(17)。
8.基于权利要求1-7中任一项所述的一种舵机,包括舵机舱壳(42)和多个舵片组件,所述舵片组件包括舵片(30)以及固定在舵机舱壳(42)内部的舵片调节装置,所述舵片(30)的根部穿过舵机舱壳(42)后与舵片调节装置连接,其特征在于:所述舵片调节装置为权利要求1-8中任一项所述的调节装置,所述固定板(3)的一侧与舵机舱壳(42)固定连接,舵轴(5)上远离舵机舱壳(42)轴线的一端与舵片(30)的根部连接,舵轴(5)的另一端与舵片摇臂(2)的一端连接。
9.根据权利要求8所述的一种舵机,其特征在于:在所述舵机舱壳(42)的内腔中设置有固定环(43),所述固定环(43)的轴线与舵机舱壳(42)的轴线重合,其外壁通过紧固件与舵机舱壳(42)连接,所述固定板(3)上远离调整臂(4)的一侧与舵机舱壳(42)固定连接。
10.基于权利要求8或9所述的一种飞行器,包括飞行器本体(44),所述飞行器本体(44)包括依次连接的头罩(45)、电池仓(46)、前翼舱(47)、控制仓(48)和舵机,其特征在于:所述舵机为权利要求8或9所述的舵机,舵机中的舵机舱壳(42)与控制仓(48)连接。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201910253215.7A CN110001927B (zh) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | 一种舵片调节装置、舵机及其飞行器 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201910253215.7A CN110001927B (zh) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | 一种舵片调节装置、舵机及其飞行器 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN110001927A true CN110001927A (zh) | 2019-07-12 |
CN110001927B CN110001927B (zh) | 2023-11-10 |
Family
ID=67168995
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201910253215.7A Active CN110001927B (zh) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | 一种舵片调节装置、舵机及其飞行器 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN110001927B (zh) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110455132A (zh) * | 2019-08-30 | 2019-11-15 | 贵州航天控制技术有限公司 | 一种小型整体式组合控制机构 |
CN111717371A (zh) * | 2020-05-29 | 2020-09-29 | 四川航天燎原科技有限公司 | 一种高负载低摩擦消隙式飞行器舵机 |
CN112173072A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种高速直升机舵面操纵机构 |
CN113212736A (zh) * | 2021-04-26 | 2021-08-06 | 北京航天控制仪器研究所 | 一种薄型大减速比微小型电动舵机*** |
CN113280689A (zh) * | 2021-06-16 | 2021-08-20 | 重庆航天工业有限公司 | 一种舵*** |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4009549A1 (de) * | 1990-03-24 | 1991-09-26 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Ruderantrieb |
CN202987496U (zh) * | 2012-12-03 | 2013-06-12 | 中国航天科工集团第六研究院二一○所 | 高精度舵传动机构 |
CN106976550A (zh) * | 2017-03-09 | 2017-07-25 | 南京理工大学 | 一种飞行器燃气舵与空气舵联动机构 |
CN108286918A (zh) * | 2017-12-29 | 2018-07-17 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种多轴驱动的环形舵控装置 |
CN109094771A (zh) * | 2018-09-14 | 2018-12-28 | 上海航天控制技术研究所 | 一种滑槽式内联动导向机构 |
CN109383761A (zh) * | 2018-11-14 | 2019-02-26 | 中国空空导弹研究院 | 一种一体化渐开线摇臂电动舵机 |
CN209795814U (zh) * | 2019-03-29 | 2019-12-17 | 成都云鼎智控科技有限公司 | 用于飞行器舵片的调节装置 |
-
2019
- 2019-03-29 CN CN201910253215.7A patent/CN110001927B/zh active Active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4009549A1 (de) * | 1990-03-24 | 1991-09-26 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Ruderantrieb |
CN202987496U (zh) * | 2012-12-03 | 2013-06-12 | 中国航天科工集团第六研究院二一○所 | 高精度舵传动机构 |
CN106976550A (zh) * | 2017-03-09 | 2017-07-25 | 南京理工大学 | 一种飞行器燃气舵与空气舵联动机构 |
CN108286918A (zh) * | 2017-12-29 | 2018-07-17 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种多轴驱动的环形舵控装置 |
CN109094771A (zh) * | 2018-09-14 | 2018-12-28 | 上海航天控制技术研究所 | 一种滑槽式内联动导向机构 |
CN109383761A (zh) * | 2018-11-14 | 2019-02-26 | 中国空空导弹研究院 | 一种一体化渐开线摇臂电动舵机 |
CN209795814U (zh) * | 2019-03-29 | 2019-12-17 | 成都云鼎智控科技有限公司 | 用于飞行器舵片的调节装置 |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110455132A (zh) * | 2019-08-30 | 2019-11-15 | 贵州航天控制技术有限公司 | 一种小型整体式组合控制机构 |
CN111717371A (zh) * | 2020-05-29 | 2020-09-29 | 四川航天燎原科技有限公司 | 一种高负载低摩擦消隙式飞行器舵机 |
CN112173072A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种高速直升机舵面操纵机构 |
CN113212736A (zh) * | 2021-04-26 | 2021-08-06 | 北京航天控制仪器研究所 | 一种薄型大减速比微小型电动舵机*** |
CN113212736B (zh) * | 2021-04-26 | 2024-02-09 | 北京航天控制仪器研究所 | 一种薄型大减速比微小型电动舵机*** |
CN113280689A (zh) * | 2021-06-16 | 2021-08-20 | 重庆航天工业有限公司 | 一种舵*** |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN110001927B (zh) | 2023-11-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110001927A (zh) | 一种舵片调节装置、舵机及其飞行器 | |
CN109941426A (zh) | 飞行器尾部总成 | |
CN209795815U (zh) | 一种飞行器用舵机 | |
CN108557070B (zh) | 一种小型共轴双旋翼飞行器 | |
CN109916239A (zh) | 一种射击训练用靶机 | |
CN104828245A (zh) | 飞行器 | |
CN103661926A (zh) | 变螺距装置和应用该装置的旋翼套件及多旋翼飞行器 | |
CN110553579B (zh) | 基于空间四连杆的电动舵机及舵输出轴的角度测量方法 | |
CN109305346A (zh) | 一种无人机飞行器 | |
WO2021008310A1 (zh) | 振翅航行器 | |
CN109018333B (zh) | 一种倾转装置及倾转旋翼直升机 | |
CN112009681B (zh) | 一种拍动角平均位置可调的仿生拍动翼微型飞行器及其飞行控制方法 | |
CN109263886A (zh) | 一种多旋翼飞行器 | |
CN206968964U (zh) | 一种无人机尾翼舵面直驱控制装置 | |
CN112340002A (zh) | 无人机 | |
CN209795812U (zh) | 航空飞行器 | |
CN203623961U (zh) | 变螺距装置和应用该装置的旋翼套件及多旋翼飞行器 | |
CN209795814U (zh) | 用于飞行器舵片的调节装置 | |
CN204871598U (zh) | 飞行器 | |
CN112429223A (zh) | 一种直翼式仿生扑翼飞行机器人 | |
CN113306713B (zh) | 基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机 | |
CN207274974U (zh) | 一种倾转旋翼的飞行吊舱 | |
CN209802201U (zh) | 一种射击训练用靶机 | |
CN210258811U (zh) | 一种无人机主翼与外翼的旋转固定结构 | |
CN114735211A (zh) | 一种可变形柔性变形翼飞行器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |