[發明專利]尾坐式飛行器的變體尾撐機構以及變體尾撐方法

有效

• 申請號: 201510944163.X
• 申請日: 2015-12-16
• 公開（公告）號: CN105366038A
• 公開（公告）日: 2016-03-02
• 發明（設計）人: 唐偉;宋筆鋒;楊文青;付鵬;薛棟;鐘京洋;年鵬;梁少然;翁啟凡
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64C25/00
• 分類號: B64C25/00;B64C29/00
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務所 11337
• 代理人: 席小東

技術領域

本發明涉及一種尾撐機構，具體涉及一種尾坐式飛行器的變體尾撐機構以及 變體尾撐方法。

背景技術

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，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察和定點投 放物品的能力。這些由垂直起降和懸停技術帶來的常規飛行器望塵莫及的能力 引發了全球范圍內的火熱研究，包括軍方與企業，例如谷歌一直研發的無人機 快遞功能。

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注，尾 坐式飛行器可以方便的通過操縱舵面偏轉實現起飛、巡航到降落的過程，以及 實現巡航到懸停的姿態轉換。

尾坐式飛行器需要機尾著地，為不損傷尾翼，傳統方式為：需要在機身外 部增加只具有支撐功能的撐桿等結構，例如，中國專利公開號102133926A，公 開日2011年7月27日，發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。

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 等支撐結構，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，當飛行器通過支撐結構降落到地面時，僅 僅通過支撐結構支撐飛機全部重量，再通過尾翼將支撐結構受力傳給機身，因 此尾翼受力較大，需要加強尾翼結構，從而使尾翼具有較重的重量，進一步降 低了飛行效率。

發明內容

針對現有技術存在的缺陷，本發明提供一種尾坐式飛行器的變體尾撐機構 以及變體尾撐方法，可有效解決上述問題。

本發明采用的技術方案如下：

本發明提供一種尾坐式飛行器的變體尾撐機構，包括機尾變體結構(10) 以及機尾變體驅動機構(20)；

其中，所述機尾變體結構(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；

所述機尾變體驅動機構(20)設置于所述機尾變體結構(10)的內腔中， 包括電機(21)、減速齒輪組(22)、絲杠(23)、內螺紋套筒(24)、第1驅動桿 組(25)、第2驅動桿組(26)、第3驅動桿組(27)和第4驅動桿組(28)；

其中，所述電機(21)固定安裝于機身的內部；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齒輪套設固定到所述電機(21)的 輸出軸；所述第2齒輪套設固定到所述絲杠(23)的一端；當所述電機(21)啟 動后，通過所述減速齒輪組(22)帶動所述絲杠(23)進行同步轉動；并且， 所述絲杠(23)與所述機身的軸線同軸；

所述內螺紋套筒(24)套設于所述絲杠(23)的外部，所述內螺紋套筒(24) 和所述絲杠(23)組成為絲桿螺母副，當所述絲杠(23)轉動時，驅動所述內 螺紋套筒(24)沿所述絲杠(23)的軸向進行往復升降運動；