CN103192984B - 一种适用于跨海空两栖无人机的v型尾翼装置 - Google Patents
一种适用于跨海空两栖无人机的v型尾翼装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103192984B CN103192984B CN201310086506.4A CN201310086506A CN103192984B CN 103192984 B CN103192984 B CN 103192984B CN 201310086506 A CN201310086506 A CN 201310086506A CN 103192984 B CN103192984 B CN 103192984B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- empennage
- steering wheel
- jig arm
- hole
- connecting rod
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Landscapes
- Steering-Linkage Mechanisms And Four-Wheel Steering (AREA)
Abstract
本发明公开了一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，该V型尾翼装置包括有左平衡翼、右平衡翼、左控制舵、右控制舵、左舵脚、右舵脚、尾翼第一舵机、尾翼第二舵机、尾翼左连杆、尾翼右连杆、尾翼前支架、尾翼后支架、尾翼前连接架和尾翼后连接架；尾翼前支架、尾翼后支架、尾翼前连接架和尾翼后连接架相对平行放置，且尾翼左连杆与尾翼右连杆上安装有尾翼前支架、尾翼后支架、尾翼前连接架和尾翼后连接架。左舵脚安装在左控制舵上，右舵脚安装在右控制舵上，尾翼第一舵机安装在左平衡翼上，尾翼第二舵机安装在右平衡翼上。本发明尾翼控制舵的舵机均设计有密封壳，在水下航行时，舵机仍可正常工作，由水下螺旋桨提供前行的动力，通过调节V型尾翼控制舵的舵角，可实现无人机的上浮、下潜、转弯运动；另一方面在空中飞行时，通过调节控制舵的舵角实现无人机的爬升、俯冲、转弯运动。
Description
技术领域
本发明涉及一种无人机用的尾翼，更特别地说，是指一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置。
背景技术
无人机是无人驾驶航空器的简称，英文缩写为UAV（Unmanned AerialVehicle）。
无人机的设计最重要的要求是在机身系统达到足够坚固的情况下，尽可能更轻便。而各种任务载荷要求下的无人机留给运动传动机构的空间和质量配额都十分有限，要灵活并高效地将工程上基本的驱动运动，如高速转动，转变为有利的受控运动。基本的航空传动方式包括直接驱动、比例放大驱动、电力伺服驱动与液压伺服驱动等。
无人机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。机上无驾驶舱，但安装有自动驾驶仪、程序控制装置等设备。地面、舰艇上或母机遥控站人员通过雷达等设备，对其进行跟踪、定位、遥控、遥测和数字传输。可在无线电遥控下像普通飞机一样起飞或用助推火箭发射升空，也可由母机带到空中投放飞行。回收时，可用与普通飞机着陆过程一样的方式自动着陆，也可通过遥控用降落伞或拦网回收。可反覆使用多次。广泛用于空中侦察、监视、通信、反潜、电子干扰等。
国防工业出版社，2009年3月第1版第1次印刷，魏瑞轩、李学仁编著的《无人机系统及作战使用》一书，在第1章总论无人机系统中介绍了无人机系统的一般组成（第2页，图1-2所示）。其中，飞机系统包括有机体系统、推进系统、飞控系统和导航系统。
目前，应用于无人机上的尾翼一般有水平尾翼和垂直尾翼，水平尾翼一般有两个，结构较为复杂，加重整个机体的重量，而且也增加了尾翼部分的阻力。另一方面，传统无人机的尾翼控制舵舵面的驱动舵机未考虑水密封，在作业环境改变的情况下（空气环境到水体环境），舵机会因浸水或润湿而失效，从而阻碍了无人机在非结构化多变环境条件下的应用。
发明内容
本发明的目的是提供一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼，该V型尾翼与传统尾翼布局相比，减少了一个翼面，这样就简化了尾翼的结构，减轻整机的结构重量，V型尾翼的布局也减小了飞行过程中尾翼部分的阻力，而且V型尾翼的左右两个翼面同时起到水平尾翼和垂直尾翼的作用，使跨海空两栖无人机一方面在空中飞行时，通过调节控制舵的舵角实现无人机的爬升、俯冲、转弯运动；另一方面两控制舵的驱动舵机均设计有密封壳，在水下航行时，舵机仍可正常工作，由水下螺旋桨提供前行的动力，再通过调节控制舵的舵角，可实现无人机的上浮、下潜、转弯运动。
本发明的一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，其包括有左平衡翼（3A）、右平衡翼（3B）、左控制舵（3C）、右控制舵（3D）、左舵脚（3E）、右舵脚（3F）、尾翼第一舵机（3G）、尾翼第二舵机（3H）、尾翼左连杆（3J）、尾翼右连杆（3K）、尾翼前支架（3L）、尾翼后支架（3M）、尾翼前连接架（3N）和尾翼后连接架（3P）；
左翼部分包括有左平衡翼（3A）和左控制舵（3C），左平衡翼（3A）与左控制舵（3C）通过左合页（3A1）安装在一起；左平衡翼（3A）安装在尾翼前支架（3L）和尾翼后支架（3M）上，尾翼第一舵机（3G）安装在左平衡翼（3A）上，左舵角（3E）安装在左控制舵（3C）上；
右翼部分包括有右平衡翼（3B）和右控制舵（3D），右平衡翼（3B）与右控制舵（3D）通过右合页（3B1）安装在一起；右平衡翼（3B）安装在尾翼前支架（3L）和尾翼后支架（3M）上，尾翼第二舵机（3H）安装在右平衡翼（3B）上，右舵角（3F）安装在右控制舵（3D）上；
尾翼前支架（3L）上设有左夹臂（3L1）、右夹臂（3L2）和第一支撑体（3L5）；
左夹臂（3L1）的板面上设有尾翼第一通孔（3L12）、尾翼第二通孔（3L13）；
左夹臂（3L1）的上端设有第一夹缝（3L11），该第一夹缝（3L11）用于夹持住左平衡翼（3A）的根部；
左夹臂（3L1）的下端与第一支撑体（3L5）的左端接合处为第一开口通孔（3L3），该第一开口通孔（3L3）用于放置尾翼左连杆（3J）的后端；
右夹臂（3L2）的板面上设有尾翼第三通孔（3L22）、尾翼第四通孔（3L23）；
右夹臂（3L2）的上端设有第二夹缝（3L21），该第二夹缝（3L21）用于夹持住右平衡翼（3B）的根部；
右夹臂（3L2）的下端与第一支撑体（3L5）的右端接合处为第二开口通孔（3L4），该第二开口通孔（3L4）用于放置尾翼右连杆（3K）的后端；
尾翼后支架（3M）上设有左夹臂（3M1）、右夹臂（3M2）和第二支撑体（3M5）；
左夹臂（3M1）的板面上设有尾翼第五通孔（3M12）、尾翼第六通孔（3M13）；
左夹臂（3M1）的上端设有第三夹缝（3M11），该第三夹缝（3M11）用于夹持住左平衡翼（3A）的根部；
左夹臂（3M1）的下端与第二支撑体（3M5）的左端接合处为第三开口通孔（3M3），该第三开口通孔（3M3）用于放置尾翼左连杆（3J）的后端；
右夹臂（3M2）的板面上设有尾翼第七通孔（3M22）、尾翼第八通孔（3M23）；
右夹臂（3M2）的上端设有第四夹缝（3M21），该第四夹缝（3M21）用于夹持住右平衡翼（3B）的根部；
右夹臂（3M2）的下端与第二支撑体（3M5）的右端接合处为第四开口通孔（3M4），该第四开口通孔（3M4）用于放置尾翼右连杆（3K）的后端；
尾翼前连接架（3N）上设有第一左8字形夹臂（3N1）、第一右8字形夹臂（3N2）、连接体（3N3）；
连接体（3N3）置于左8字形夹臂（3N1）与右8字形夹臂（3N2）的内侧之间；
左8字形夹臂（3N1）的上方是第五开口通孔（3N11），左8字形夹臂（3N1）的下方是第六开口通孔（3N12），第五开口通孔（3N11）与第六开口通孔（3N12）之间是开口夹持体（3N13），开口夹持体（3N13）上设有尾翼第九通孔（3N14）；
所述的第五开口通孔（3N11）用于放置尾翼左连杆（3J）的前端；
所述的第六开口通孔（3N12）用于放置架梁组件（6）中的第二支撑杆（6B）的后端；
所述的尾翼第九通孔（3N14）用于CI螺钉穿过，穿过后的CI螺钉与CII螺母配合实现将尾翼左连杆（3J）和架梁组件（6）中的第二支撑杆（6B）夹紧在尾翼前连接架（3N）上；
右8字形夹臂（3N2）的上方是第七开口通孔（3N21），右8字形夹臂（3N2）的下方是第八开口通孔（3N22），第七开口通孔（3N21）与第八开口通孔（3N22）之间是开口夹持体（3N23），开口夹持体（3N23）上设有尾翼第十通孔（3N24）；
所述的第七开口通孔（3N21）用于放置尾翼右连杆（3K）的前端；
所述的第八开口通孔（3N22）用于放置架梁组件（6）中的第一支撑杆（6A）的后端；
所述的尾翼第十通孔（3N24）用于CJ螺钉穿过，穿过后的CJ螺钉与CJJ螺母配合实现将尾翼右连杆（3K）和架梁组件（6）中的第一支撑杆（6A）夹紧在尾翼前连接架（3N）上；
尾翼后连接架（3P）上设有第二左8字形夹臂（3P1）、第二右8字形夹臂（3P2）、连接体（3P3）；
连接体（3P3）置于左8字形夹臂（3P1）与右8字形夹臂（3P2）的内侧之间；
左8字形夹臂（3P1）的上方是第九开口通孔（3P11），左8字形夹臂（3P1）的下方是第十开口通孔（3P12），第九开口通孔（3P11）与第十开口通孔（3P12）之间是开口夹持体（3P13），开口夹持体（3P13）上设有尾翼第十一通孔（3P14）；
所述的第九开口通孔（3P11）用于放置尾翼左连杆（3J）的前端；
所述的第十开口通孔（3P12）用于放置架梁组件（6）中的第二支撑杆（6B）的后端；
所述的尾翼第十一通孔（3P14）用于CK螺钉穿过，穿过后的CK螺钉与CKK螺母配合实现将尾翼左连杆（3J）和架梁组件（6）中的第二支撑杆（6B）夹紧在尾翼后连接架（3P）上；
右8字形夹臂（3P2）的上方是第十一开口通孔（3P21），右8字形夹臂（3P2）的下方是第十二开口通孔（3P22），第十一开口通孔（3P21）与第十二开口通孔（3P22）之间是开口夹持体（3P23），开口夹持体（3P23）上设有尾翼第十二通孔（3P24）；
所述的第十一开口通孔（3P21）用于放置尾翼右连杆（3K）的前端；
所述的第十二开口通孔（3P22）用于放置架梁组件（6）中的第一支撑杆（6A）的后端；
所述的尾翼第十二通孔（3P24）用于CL螺钉穿过，穿过后的CL螺钉与CLL螺母配合实现将尾翼右连杆（3K）和架梁组件（6）中的第一支撑杆6A夹紧在尾翼后连接架（3P）上；
所述平衡翼与控制舵的连接关系为：左控制舵（3C）通过左合页（3A1）安装在左平衡翼（3A）上，左平衡翼（3A）的舵机安装孔（3A2）内安装有尾翼第一舵机（3G），左平衡翼（3A）的根部（3A3）安装在尾翼前支架（3L）的左夹臂（3L1）的第一夹缝（3L11）和尾翼后支架（3M）的左夹臂（3M1）的第三夹缝（3M11）中；右控制舵（3D）通过右合页（3B1）安装在右平衡翼（3B）上，右平衡翼（3B）的舵机安装孔（3B2）内安装有尾翼第二舵机（3H），右平衡翼（3B）的根部（3B3）安装在尾翼前支架（3L）的右夹臂（3L2）的第二夹缝（3L21）和尾翼后支架（3M）的右夹臂（3M2）的第四夹缝（3M21）中；
所述舵机与舵脚的连接关系为：尾翼第一舵机（3G）的摆臂（3G1）与舵机第一连杆（3G2）的一端通过销钉连接，舵机第一连杆（3G2）的另一端与舵机第二连杆（3G3）的一端通过销钉连接，舵机第二连杆（3G3）的另一端与左舵脚（3E）通过销钉连接，左舵脚（3E）安装在左控制舵（3C）上；尾翼第二舵机（3H）的摆臂（3H1）与舵机第三连杆（3H2）的一端通过销钉连接，舵机第三连杆（3H2）的另一端与舵机第四连杆（3H3）的一端通过销钉连接，舵机第四连杆（3H3）的另一端与右舵脚（3F）通过销钉连接，右舵脚（3F）安装在右控制舵（3D）上。
本发明设计的V型尾翼的优点在于：该V型尾翼减少了一个翼面，简化了尾翼的结构，减轻整机的结构重量，V型尾翼的布局也减小了飞行过程中尾翼部分的阻力，而且V型尾翼的左右两个翼面同时起到水平尾翼和垂直尾翼的作用两控制舵的驱动。尾翼控制舵的舵机均设计有密封壳，在水下航行时，舵机仍可正常工作，，由水下螺旋桨提供前行的动力，通过调节V型尾翼控制舵的舵角，可实现无人机的上浮、下潜、转弯运动；另一方面在空中飞行时，通过调节控制舵的舵角实现无人机的爬升、俯冲、转弯运动。
附图说明
图1是跨海空两栖无人机的外部俯视结构图。
图2是本发明V型尾翼的结构图。
图2A是本发明V型尾翼的另一视角结构图。
图3是本发明V型尾翼中的左平衡翼与左控制舵部分的结构图。
图4是本发明V型尾翼中的右平衡翼与右控制舵部分的结构图。
图5是本发明V型尾翼中的尾翼第一舵机与左舵脚部分的结构图。
图6是本发明V型尾翼中的尾翼第二舵机与右舵脚部分的结构图。
图7是本发明V型尾翼中的尾翼前支架的结构图。
图8是本发明V型尾翼中的尾翼后支架的结构图。
图9是本发明V型尾翼中的尾翼前连接架的结构图。
图10是本发明V型尾翼中的尾翼后连接架的结构图。
图11是本发明V型尾翼与架梁支撑组件的装配示意图。
图12是本发明爬升、俯冲、左转、右转的控制原理图。
| 3．V型尾翼组件 | 3A.左平衡翼 | 3A1.左合页 |
| 3A2.舵机安装孔 | 3A3.根部 | 3B.右平衡翼 |
| 3B1.右合页 | 3B2.舵机安装孔 | 3B3.根部 |
| 3C.左控制舵 | 3D.右控制舵 | 3E.左舵脚 |
| 3F.右舵脚 | 3G.尾翼第一舵机 | 3G1.摆臂 |
| 3G2.舵机第一连杆 | 3G3.舵机第二连杆 | 3H.尾翼第二舵机 |
| 3H1.摆臂 | 3H2.舵机第三连杆 | 3H3.舵机第四连杆 |
| 3J.尾翼左连杆 | 3K.尾翼右连杆 | 3L.尾翼前支架 |
| 3L1.左夹臂 | 3L11.第一夹缝 | 3L12.尾翼第一通孔 |
| 3L13.尾翼第二通孔 | 3L2.右夹臂 | 3L21.第二夹缝 |
| 3L22.尾翼第三通孔 | 3L23.尾翼第四通孔 | 3L3.第一开口通孔 |
| 3L4.第二开口通孔 | 3L5.第一支撑体 | 3M.尾翼后支架 |
| 3M1.左夹臂 | 3M11.第三夹缝 | 3M12.尾翼第五通孔 |
| 3M13.尾翼第六通孔 | 3M2.右夹臂 | 3M21.第四夹缝 |
| 3M22.尾翼第七通孔 | 3M23.尾翼第八通孔 | 3M3.第三开口通孔 |
| 3M4.第四开口通孔 | 3M5.第二支撑体 | 3N.尾翼前连接架 |
| 3N1.第一左8字形夹臂 | 3N11.第五开口通孔 | 3N12.第六开口通孔 |
| 3N13.开口夹持体 | 3N14.尾翼第九通孔 | 3N2.第一右8字形夹臂 |
| 3N21.第七开口通孔 | 3N22.第八开口通孔 | 3N23.开口夹持体 |
| 3N24.尾翼第十通孔 | 3N3.连接体 | 3P.尾翼后连接架 |
| 3P1.第二左8字形夹臂 | 3P11.第九开口通孔 | 3P12.第十开口通孔 |
| 3P13.开口夹持体 | 3P14.尾翼第十一通孔 | 3P2.第二右8字形夹臂 |
| 3P21.第十一开口通孔 | 3P22.第十二开口通孔 | 3P23.开口夹持体 |
| 3P24.尾翼第十二通孔 | 3P3.连接体 | 1.共轴反桨组件 |
| 2.水下推进组件 | 4.左翼组件 | 5.右翼组件 |
| 6.架梁组件 | 7.水空气囊竖起组件 | 8.左翼驱动组件 |
| 9.右翼驱动组件 | 10.折叠翼支撑体 | 11.收拢展开转换组件 |
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。
一种适用于跨海空两栖无人机的俯视结构如图1所示，该无人机包括有共轴反桨组件1、水下推进组件2、V型尾翼组件3（下文也称为V型尾翼装置）、左翼组件4、右翼组件5、架梁组件6、水空气囊竖起组件7、左翼驱动组件8、右翼驱动组件9、折叠翼支撑体10和收拢展开转换组件11；
其中，左翼组件4、左翼驱动组件8、右翼组件5、右翼驱动组件9和折叠翼支撑体10构成无人机的可折叠机翼部分；
其中，左翼组件4与右翼组件5的结构相同，且以机身中心轴线对称安装；
其中，左翼驱动组件8与右翼驱动组件9的结构相同，且以机身中心轴线对称安装在折叠翼支撑体10上。
在本发明中，V型尾翼装置的具体结构如图2～图11所示，一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，其包括有左平衡翼3A、右平衡翼3B、左控制舵3C、右控制舵3D、左舵脚3E、右舵脚3F、尾翼第一舵机3G、尾翼第二舵机3H、尾翼左连杆3J、尾翼右连杆3K、尾翼前支架3L、尾翼后支架3M、尾翼前连接架3N和尾翼后连接架3P；
其中，左平衡翼3A与右平衡翼3B的结构相同；
其中，左控制舵3C与右控制舵3D的结构相同；
其中，左舵脚3E与右舵脚3F的结构相同；
其中，尾翼左连杆3J与尾翼右连杆3K的结构相同；
其中，尾翼前支架3L与尾翼后支架3M的结构相同；
其中，尾翼前连接架3N与尾翼后连接架3P的结构相同。
（一）左翼部分
参见图2、图2A、图3所示，左翼部分包括有左平衡翼3A和左控制舵3C，左平衡翼3A与左控制舵3C通过左合页3A1安装在一起。
参见图3所示，左平衡翼3A安装在尾翼前支架3L和尾翼后支架3M上，尾翼第一舵机3G安装在左平衡翼3A上，左舵角3E安装在左控制舵3C上。
（二）右翼部分
参见图2、图2A、图4所示，右翼部分包括有右平衡翼3B和右控制舵3D，右平衡翼3B与右控制舵3D通过右合页3B1安装在一起。
参见图4所示，右平衡翼3B安装在尾翼前支架3L和尾翼后支架3M上，尾翼第二舵机3H安装在右平衡翼3B上，右舵角3F安装在右控制舵3D上。
（三）尾翼前支架3L
参见图2、图2A、图7所示，尾翼前支架3L为一体成型结构件。尾翼前支架3L上设有左夹臂3L1、右夹臂3L2和第一支撑体3L5；
左夹臂3L1的板面上设有尾翼第一通孔3L12、尾翼第二通孔3L13；
该尾翼第一通孔3L12用于CA螺钉（图中未示出）穿过，穿过的CA螺钉与CAA螺母（图中未示出）配合实现将左平衡翼3A固定在左夹臂3L1的上端；
该尾翼第二通孔3L13用于CB螺钉（图中未示出）穿过，穿过的CB螺钉与CBB螺母（图中未示出）配合实现将尾翼左连杆3J的后端固定在左夹臂3L1的下端；
左夹臂3L1的上端设有第一夹缝3L11，该第一夹缝3L11用于夹持住左平衡翼3A的根部；
左夹臂3L1的下端与第一支撑体3L5的左端接合处为第一开口通孔3L3，该第一开口通孔3L3用于放置尾翼左连杆3J的后端，置入第一开口通孔3L3内的尾翼左连杆3J通过在尾翼第二通孔3L13中放置CB螺钉与CBB螺母的配合实现将尾翼左连杆3J安装在尾翼前支架3L上；
右夹臂3L2的板面上设有尾翼第三通孔3L22、尾翼第四通孔3L23；
该尾翼第三通孔3L22用于CC螺钉（图中未示出）穿过，穿过的CC螺钉与CCC螺母（图中未示出）配合实现将右平衡翼3B固定在右夹臂3L2的上端；
该尾翼第四通孔3L23用于CD螺钉（图中未示出）穿过，穿过的CD螺钉与CDD螺母（图中未示出）配合实现将尾翼右连杆3K的后端固定在右夹臂3L2的下端；
右夹臂3L2的上端设有第二夹缝3L21，该第二夹缝3L21用于夹持住右平衡翼3B的根部；
右夹臂3L2的下端与第一支撑体3L5的右端接合处为第二开口通孔3L4，该第二开口通孔3L4用于放置尾翼右连杆3K的后端，置入第二开口通孔3L4内的尾翼右连杆3K通过在尾翼第四通孔3L23中放置CD螺钉与CDD螺母的配合实现将尾翼右连杆3K安装在尾翼前支架3L上。
在本发明中，螺钉与螺母的连接方式为常规技术，本领域的技术人员能够知悉它与所需安装件的连接方式。
（四）尾翼后支架3M
参见图2、图2A、图8所示，尾翼后支架3M为一体成型结构件。尾翼后支架3M上设有左夹臂3M1、右夹臂3M2和第二支撑体3M5；
左夹臂3M1的板面上设有尾翼第五通孔3M12、尾翼第六通孔3M13；
该尾翼第五通孔3M12用于CE螺钉（图中未示出）穿过，穿过的CE螺钉与CEE螺母（图中未示出）配合实现将左平衡翼3A固定在左夹臂3M1的上端；
该尾翼第六通孔3M13用于CF螺钉（图中未示出）穿过，穿过的CF螺钉与CFF螺母（图中未示出）配合实现将尾翼左连杆3J的后端固定在左夹臂3M1的下端；
左夹臂3M1的上端设有第三夹缝3M11，该第三夹缝3M11用于夹持住左平衡翼3A的根部；
左夹臂3M1的下端与第二支撑体3M5的左端接合处为第三开口通孔3M3，该第三开口通孔3M3用于放置尾翼左连杆3J的后端，置入第三开口通孔3M3内的尾翼左连杆3J通过在尾翼第六通孔3M13中放置CF螺钉与CFF螺母的配合实现将尾翼左连杆3J安装在尾翼后支架3M上；
右夹臂3M2的板面上设有尾翼第七通孔3M22、尾翼第八通孔3M23；
该尾翼第八通孔3M22用于CG螺钉（图中未示出）穿过，穿过的CG螺钉与CGG螺母（图中未示出）配合实现将右平衡翼3B固定在右夹臂3M2的上端；
该尾翼第八通孔3M23用于CH螺钉（图中未示出）穿过，穿过的CH螺钉与CHH螺母（图中未示出）配合实现将尾翼右连杆3K的后端固定在右夹臂3M2的下端；
右夹臂3M2的上端设有第四夹缝3M21，该第四夹缝3M21用于夹持住右平衡翼3B的根部；
右夹臂3M2的下端与第二支撑体3M5的右端接合处为第四开口通孔3M4，该第四开口通孔3M4用于放置尾翼右连杆3K的后端，置入第四开口通孔3M4内的尾翼右连杆3K通过在尾翼第八通孔3M23中放置CH螺钉与CHH螺母的配合实现将尾翼右连杆3K安装在尾翼后支架3M上。
在本发明中，螺钉与螺母的连接方式为常规技术，本领域的技术人员能够知悉它与所需安装件的连接方式。
（五）尾翼前连接支架3N
参见图2、图2A、图9所示，尾翼前连接架3N为一体成型结构件。尾翼前连接架3N上设有第一左8字形夹臂3N1、第一右8字形夹臂3N2、连接体3N3；
连接体3N3置于左8字形夹臂3N1与右8字形夹臂3N2的内侧之间；
左8字形夹臂3N1的上方是第五开口通孔3N11，左8字形夹臂3N1的下方是第六开口通孔3N12，第五开口通孔3N11与第六开口通孔3N12之间是开口夹持体3N13，开口夹持体3N13上设有尾翼第九通孔3N14；
所述的第五开口通孔3N11用于放置尾翼左连杆3J的前端；
所述的第六开口通孔3N12用于放置架梁组件6中的第二支撑杆6B的后端；
所述的尾翼第九通孔3N14用于CI螺钉（图中未示出）穿过，穿过后的CI螺钉与CII螺母配合实现将尾翼左连杆3J和架梁组件6中的第二支撑杆6B夹紧在尾翼前连接架3N上；
右8字形夹臂3N2的上方是第七开口通孔3N21，右8字形夹臂3N2的下方是第八开口通孔3N22，第七开口通孔3N21与第八开口通孔3N22之间是开口夹持体3N23，开口夹持体3N23上设有尾翼第十通孔3N24；
所述的第七开口通孔3N21用于放置尾翼右连杆3K的前端；
所述的第八开口通孔3N22用于放置架梁组件6中的第一支撑杆6A的后端；
所述的尾翼第十通孔3N24用于CJ螺钉（图中未示出）穿过，穿过后的CJ螺钉与CJJ螺母配合实现将尾翼右连杆3K和架梁组件6中的第一支撑杆6A夹紧在尾翼前连接架3N上。
（六）尾翼后连接支架3P
参见图2、图2A、图10所示，尾翼后连接架3P为一体成型结构件。尾翼后连接架3P上设有第二左8字形夹臂3P1、第二右8字形夹臂3P2、连接体3P3；
连接体3P3置于左8字形夹臂3P1与右8字形夹臂3P2的内侧之间；
左8字形夹臂3P1的上方是第九开口通孔3P11，左8字形夹臂3P1的下方是第十开口通孔3P12，第九开口通孔3P11与第十开口通孔3P12之间是开口夹持体3P13，开口夹持体3P13上设有尾翼第十一通孔3P14；
所述的第九开口通孔3P11用于放置尾翼左连杆3J的前端；
所述的第十开口通孔3P12用于放置架梁组件6中的第二支撑杆6B的后端；
所述的尾翼第十一通孔3P14用于CK螺钉（图中未示出）穿过，穿过后的CK螺钉与CKK螺母配合实现将尾翼左连杆3J和架梁组件6中的第二支撑杆6B夹紧在尾翼后连接架3P上；
右8字形夹臂3P2的上方是第十一开口通孔3P21，右8字形夹臂3P2的下方是第十二开口通孔3P22，第十一开口通孔3P21与第十二开口通孔3P22之间是开口夹持体3P23，开口夹持体3P23上设有尾翼第十二通孔3P24；
所述的第十一开口通孔3P21用于放置尾翼右连杆3K的前端；
所述的第十二开口通孔3P22用于放置架梁组件6中的第一支撑杆6A的后端；
所述的尾翼第十二通孔3P24用于CL螺钉（图中未示出）穿过，穿过后的CL螺钉与CLL螺母配合实现将尾翼右连杆3K和架梁组件6中的第一支撑杆6A夹紧在尾翼后连接架3P上。
（七）平衡翼与控制舵的连接关系为：
在本发明中，平衡翼与控制舵的连接关系为：左控制舵3C通过左合页3A1安装在左平衡翼3A上，左平衡翼3A的舵机安装孔3A2内安装有尾翼第一舵机3G，左平衡翼3A的根部3A3安装在尾翼前支架3L的左夹臂3L1的第一夹缝3L11和尾翼后支架3M的左夹臂3M1的第三夹缝3M11中；右控制舵3D通过右合页3B1安装在右平衡翼3B上，右平衡翼3B的舵机安装孔3B2内安装有尾翼第二舵机3H，右平衡翼3B的根部3B3安装在尾翼前支架3L的右夹臂3L2的第二夹缝3L21和尾翼后支架3M的右夹臂3M2的第四夹缝3M21中。
（八）舵机与舵脚的连接关系为：
在本发明中，舵机与舵脚的连接关系为：尾翼第一舵机3G的摆臂3G1与舵机第一连杆3G2的一端通过销钉连接，舵机第一连杆3G2的另一端与舵机第二连杆3G3的一端通过销钉连接，舵机第二连杆3G3的另一端与左舵脚3E通过销钉连接，左舵脚3E安装在左控制舵3C上。尾翼第二舵机3H的摆臂3H1与舵机第三连杆3H2的一端通过销钉连接，舵机第三连杆3H2的另一端与舵机第四连杆3H3的一端通过销钉连接，舵机第四连杆3H3的另一端与右舵脚3F通过销钉连接，右舵脚3F安装在右控制舵3D上。
本发明设计的V型尾翼组件3，在尾翼第一舵机3G和尾翼第二舵机3H提供的动力条件下的运动关系如下：
左翼部分的运动关系：
尾翼第一舵机3G旋转时，带动尾翼第一舵机3G的摆臂3G1绕舵机轴摆动，摆臂3G1的摆动带动舵机第一连杆3G2运动，舵机第一连杆3G2的运动带动舵机第二连杆3G3运动，舵机第二连杆3G3的运动带动舵脚3E运动，舵脚3E带动左控制舵3C绕与左平衡翼3A的绞合线旋转，实现左控制舵3C舵角的调节。
右翼部分的运动关系：
尾翼第二舵机3H旋转时，带动尾翼第二舵机3H的摆臂3H1绕舵机轴摆动，摆臂3H1的摆动带动舵机第三连杆3H2运动，舵机第三连杆3H2的运动带动舵机第四连杆3H3运动，舵机第四连杆3H3的运动带动舵脚3F运动，舵脚3F带动右控制舵3D绕与右平衡翼3B的绞合线旋转，实现右控制舵3D舵角的调节。
在本发明中，V型尾翼左右控制舵工作状态的描述如下：
爬升、俯冲、左转、右转的控制原理如图12所示。在图中，左控制舵3C与左平衡翼3A的绞合线的延长线记为OcB，左控制舵的边线平行线记为OcA，当左控制舵向上运动时，运动的转角记为上左舵角θc，当左控制舵向下运动时，运动的转角记为下左舵角δc，同理，右控制舵3D与右平衡翼3B的绞合线的延长线记为OdD，右控制舵的边线平行线记为OdC，当右控制舵向上运动时，运动的转角记为上右舵角θd，当右控制舵向下运动时，运动的转角记为下右舵角δd。无人机在进行爬升时，V型尾翼的上左舵角θc等于上右舵角θd（θc＝θd），无人机在进行俯冲时，V型尾翼的下左舵角δc等于下右舵角δd（δc＝δd）。无人机在进行左转弯时，下左舵角δc等于上右舵角θd（δc＝θd），无人机在进行右转弯时，下右舵角δd等于上左舵角θc（δd＝θc）。
当无人机向前平飞时，V型尾翼左右两控制舵的舵角都为零（即θc＝θd＝δc＝δd＝0），此时V型尾翼不产生控制力矩。
当无人机准备右转弯时，尾翼第一舵机3G控制左控制舵3C向上运动，使上左舵角为θc，这样作用在左控制舵3C舵面上的空气产生向右偏航的力矩和向上的俯仰力矩，同时尾翼第二舵机3H控制右控制舵3D向下运动相同角度，使右下舵角δd＝θc，这样作用在右控制舵3D舵面上的空气产生向右偏航的力矩和向下俯仰的力矩，由于δd＝θc，左右两控制舵舵面产生的俯仰力矩相互抵消，偏航力矩叠加在一起从而产生了向右转弯的总偏航力矩。
同理，当无人机准备左转弯时，尾翼第一舵机3G控制左控制舵3C向下运动，使下左舵角为δc，这样作用在左控制舵3C舵面上的空气产生向左偏航的力矩和向下的俯仰力矩，同时尾翼第二舵机3H控制右控制舵3D向上运动相同角度，使右上舵角θd＝δc，这样作用在右控制舵3D舵面上的空气产生向左偏航的力矩和向上俯仰的力矩，由于θd＝δc，左右两控制舵舵面产生的俯仰力矩相互抵消，偏航力矩叠加在一起从而产生了向左转弯的总偏航力矩。
同理，当无人机爬升时，尾翼第一舵机3G控制左控制舵3C向上运动，使上左舵角为θc，这样作用在左控制舵3C舵面上的空气产生向右偏航的力矩和向上的俯仰力矩，同时尾翼第二舵机3H控制右控制舵3D向上运动相同角度，使上右舵角θd＝θc，这样作用在右控制舵3D舵面上的空气产生向左偏航的力矩和向上俯仰的力矩，由于θd＝θc，左右两控制舵舵面产生的偏航力矩相互抵消，两向上的俯仰力矩叠加在一起作用在无人机上，使无人机迎角增大，升力增加，实现爬升。
同理，当无人机俯冲时，尾翼第一舵机3G控制左控制舵3C向下运动，使下左舵角为δc，这样作用在左控制舵3C舵面上的空气产生向左偏航的力矩和向下的俯仰力矩，同时尾翼第二舵机3H控制右控制3D向下运动相同角度，使下右舵角δd＝δc，这样作用在右控制舵3D舵面上的空气产生向右偏航的力矩和向下俯仰的力矩，由于δd＝δc，左右两控制舵的舵面产生的偏航力矩相互抵消，两向下的俯仰力矩叠加在一起作用在无人机上，使无人机的迎角减小，升力减小，实现俯冲。
Claims (4)
1.一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，其特征在于：V型尾翼装置包括有左平衡翼(3A)、右平衡翼(3B)、左控制舵(3C)、右控制舵(3D)、左舵脚(3E)、右舵脚(3F)、尾翼第一舵机(3G)、尾翼第二舵机(3H)、尾翼左连杆(3J)、尾翼右连杆(3K)、尾翼前支架(3L)、尾翼后支架(3M)、尾翼前连接架(3N)和尾翼后连接架(3P)；
左翼部分包括有左平衡翼(3A)和左控制舵(3C)，左平衡翼(3A)与左控制舵(3C)通过左合页(3A1)安装在一起；左平衡翼(3A)安装在尾翼前支架(3L)和尾翼后支架(3M)上，尾翼第一舵机(3G)安装在左平衡翼(3A)上，左舵角(3E)安装在左控制舵(3C)上；
右翼部分包括有右平衡翼(3B)和右控制舵(3D)，右平衡翼(3B)与右控制舵(3D)通过右合页(3B1)安装在一起；右平衡翼(3B)安装在尾翼前支架(3L)和尾翼后支架(3M)上，尾翼第二舵机(3H)安装在右平衡翼(3B)上，右舵角(3F)安装在右控制舵(3D)上；
尾翼前支架(3L)上设有左夹臂(3L1)、右夹臂(3L2)和第一支撑体(3L5)；
左夹臂(3L1)的板面上设有尾翼第一通孔(3L12)、尾翼第二通孔(3L13)；
左夹臂(3L1)的上端设有第一夹缝(3L11)，该第一夹缝(3L11)用于夹持住左平衡翼(3A)的根部；
左夹臂(3L1)的下端与第一支撑体(3L5)的左端接合处为第一开口通孔(3L3)，该第一开口通孔(3L3)用于放置尾翼左连杆(3J)的后端；
右夹臂(3L2)的板面上设有尾翼第三通孔(3L22)、尾翼第四通孔(3L23)；
右夹臂(3L2)的上端设有第二夹缝(3L21)，该第二夹缝(3L21)用于夹持住右平衡翼(3B)的根部；
右夹臂(3L2)的下端与第一支撑体(3L5)的右端接合处为第二开口通孔(3L4)，该第二开口通孔(3L4)用于放置尾翼右连杆(3K)的后端；
尾翼后支架(3M)上设有左夹臂(3M1)、右夹臂(3M2)和第二支撑体(3M5)；
左夹臂(3M1)的板面上设有尾翼第五通孔(3M12)、尾翼第六通孔(3M13)；
左夹臂(3M1)的上端设有第三夹缝(3M11)，该第三夹缝(3M11)用于夹持住左平衡翼(3A)的根部；
左夹臂(3M1)的下端与第二支撑体(3M5)的左端接合处为第三开口通孔(3M3)，该第三开口通孔(3M3)用于放置尾翼左连杆(3J)的后端；
右夹臂(3M2)的板面上设有尾翼第七通孔(3M22)、尾翼第八通孔(3M23)；
右夹臂(3M2)的上端设有第四夹缝(3M21)，该第四夹缝(3M21)用于夹持住右平衡翼(3B)的根部；
右夹臂(3M2)的下端与第二支撑体(3M5)的右端接合处为第四开口通孔(3M4)，该第四开口通孔(3M4)用于放置尾翼右连杆(3K)的后端；
尾翼前连接架(3N)上设有第一左8字形夹臂(3N1)、第一右8字形夹臂(3N2)、连接体(3N3)；
连接体(3N3)置于左8字形夹臂(3N1)与右8字形夹臂(3N2)的内侧之间；
左8字形夹臂(3N1)的上方是第五开口通孔(3N11)，左8字形夹臂(3N1)的下方是第六开口通孔(3N12)，第五开口通孔(3N11)与第六开口通孔(3N12)之间是开口夹持体(3N13)，开口夹持体(3N13)上设有尾翼第九通孔(3N14)；
所述的第五开口通孔(3N11)用于放置尾翼左连杆(3J)的前端；
所述的第六开口通孔(3N12)用于放置架梁组件(6)中的第二支撑杆(6B)的后端；
所述的尾翼第九通孔(3N14)用于CI螺钉穿过，穿过后的CI螺钉与CII螺母配合实现将尾翼左连杆(3J)和架梁组件(6)中的第二支撑杆(6B)夹紧在尾翼前连接架(3N)上；
右8字形夹臂(3N2)的上方是第七开口通孔(3N21)，右8字形夹臂(3N2)的下方是第八开口通孔(3N22)，第七开口通孔(3N21)与第八开口通孔(3N22)之间是开口夹持体(3N23)，开口夹持体(3N23)上设有尾翼第十通孔(3N24)；
所述的第七开口通孔(3N21)用于放置尾翼右连杆(3K)的前端；
所述的第八开口通孔(3N22)用于放置架梁组件(6)中的第一支撑杆(6A)的后端；
所述的尾翼第十通孔(3N24)用于CJ螺钉穿过，穿过后的CJ螺钉与CJJ螺母配合实现将尾翼右连杆(3K)和架梁组件(6)中的第一支撑杆(6A)夹紧在尾翼前连接架(3N)上；
尾翼后连接架(3P)上设有第二左8字形夹臂(3P1)、第二右8字形夹臂(3P2)、连接体(3P3)；
连接体(3P3)置于左8字形夹臂(3P1)与右8字形夹臂(3P2)的内侧之间；
左8字形夹臂(3P1)的上方是第九开口通孔(3P11)，左8字形夹臂(3P1)的下方是第十开口通孔(3P12)，第九开口通孔(3P11)与第十开口通孔(3P12)之间是开口夹持体(3P13)，开口夹持体(3P13)上设有尾翼第十一通孔(3P14)；
所述的第九开口通孔(3P11)用于放置尾翼左连杆(3J)的前端；
所述的第十开口通孔(3P12)用于放置架梁组件(6)中的第二支撑杆(6B)的后端；
所述的尾翼第十一通孔(3P14)用于CK螺钉穿过，穿过后的CK螺钉与CKK螺母配合实现将尾翼左连杆(3J)和架梁组件(6)中的第二支撑杆(6B)夹紧在尾翼后连接架(3P)上；
右8字形夹臂(3P2)的上方是第十一开口通孔(3P21)，右8字形夹臂(3P2)的下方是第十二开口通孔(3P22)，第十一开口通孔(3P21)与第十二开口通孔(3P22)之间是开口夹持体(3P23)，开口夹持体(3P23)上设有尾翼第十二通孔(3P24)；
所述的第十一开口通孔(3P21)用于放置尾翼右连杆(3K)的前端；
所述的第十二开口通孔(3P22)用于放置架梁组件(6)中的第一支撑杆(6A)的后端；
所述的尾翼第十二通孔(3P24)用于CL螺钉穿过，穿过后的CL螺钉与CLL螺母配合实现将尾翼右连杆(3K)和架梁组件(6)中的第一支撑杆6A夹紧在尾翼后连接架(3P)上；
所述平衡翼与控制舵的连接关系为：左控制舵(3C)通过左合页(3A1)安装在左平衡翼(3A)上，左平衡翼(3A)的舵机安装孔(3A2)内安装有尾翼第一舵机(3G)，左平衡翼(3A)的根部(3A3)安装在尾翼前支架(3L)的左夹臂(3L1)的第一夹缝(3L11)和尾翼后支架(3M)的左夹臂(3M1)的第三夹缝(3M11)中；右控制舵(3D)通过右合页(3B1)安装在右平衡翼(3B)上，右平衡翼(3B)的舵机安装孔(3B2)内安装有尾翼第二舵机(3H)，右平衡翼(3B)的根部(3B3)安装在尾翼前支架(3L)的右夹臂(3L2)的第二夹缝(3L21)和尾翼后支架(3M)的右夹臂(3M2)的第四夹缝(3M21)中；
所述舵机与舵脚的连接关系为：尾翼第一舵机(3G)的摆臂(3G1)与舵机第一连杆(3G2)的一端通过销钉连接，舵机第一连杆(3G2)的另一端与舵机第二连杆(3G3)的一端通过销钉连接，舵机第二连杆(3G3)的另一端与左舵脚(3E)通过销钉连接，左舵脚(3E)安装在左控制舵(3C)上；尾翼第二舵机(3H)的摆臂(3H1)与舵机第三连杆(3H2)的一端通过销钉连接，舵机第三连杆(3H2)的另一端与舵机第四连杆(3H3)的一端通过销钉连接，舵机第四连杆(3H3)的另一端与右舵脚(3F)通过销钉连接，右舵脚(3F)安装在右控制舵(3D)上。
2.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，其特征在于：在尾翼第一舵机(3G)和尾翼第二舵机(3H)提供的动力条件下的运动关系如下：
左翼部分的运动关系：
尾翼第一舵机(3G)旋转时，带动尾翼第一舵机(3G)的摆臂(3G1)绕舵机轴摆动，摆臂(3G1)的摆动带动舵机第一连杆(3G2)运动，舵机第一连杆(3G2)的运动带动舵机第二连杆(3G3)运动，舵机第二连杆(3G3)的运动带动左舵脚(3E)运动，左舵脚(3E)带动左控制舵(3C)绕与左平衡翼(3A)的绞合线旋转，实现左控制舵(3C)舵角的调节；
右翼部分的运动关系：
尾翼第二舵机(3H)旋转时，带动尾翼第二舵机(3H)的摆臂(3H1)绕舵机轴摆动，摆臂(3H1)的摆动带动舵机第三连杆(3H2)运动，舵机第三连杆(3H2)的运动带动舵机第四连杆(3H3)运动，舵机第四连杆(3H3)的运动带动右舵脚(3F)运动，右舵脚(3F)带动右控制舵(3D)绕与右平衡翼(3B)的绞合线旋转，实现右控制舵(3D)舵角的调节。
3.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，其特征在于：V型尾翼左右控制舵工作状态的描述为：左控制舵(3C)与左平衡翼(3A)的绞合线的延长线记为OcB，左控制舵的边线平行线记为OcA，当左控制舵向上运动时，运动的转角记为上左舵角θc，当左控制舵向下运动时，运动的转角记为下左舵角δc，同理，右控制舵(3D)与右平衡翼(3B)的绞合线的延长线记为OdD，右控制舵的边线平行线记为OdC，当右控制舵向上运动时，运动的转角记为上右舵角θd，当右控制舵向下运动时，运动的转角记为下右舵角δd；
无人机在进行爬升时，V型尾翼的上左舵角θc等于上右舵角θd，无人机在进行俯冲时，V型尾翼的下左舵角δc等于下右舵角δd；无人机在进行左转弯时，下左舵角δc等于上右舵角θd，无人机在进行右转弯时，下右舵角δd等于上左舵角θc。
4.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，其特征在于：当无人机向前平飞时，V型尾翼左右两控制舵的舵角都为零，即θc＝θd＝δc＝δd＝0，此时V型尾翼不产生控制力矩。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201310086506.4A CN103192984B (zh) | 2013-03-19 | 2013-03-19 | 一种适用于跨海空两栖无人机的v型尾翼装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201310086506.4A CN103192984B (zh) | 2013-03-19 | 2013-03-19 | 一种适用于跨海空两栖无人机的v型尾翼装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN103192984A CN103192984A (zh) | 2013-07-10 |
| CN103192984B true CN103192984B (zh) | 2015-01-21 |
Family
ID=48715842
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201310086506.4A Expired - Fee Related CN103192984B (zh) | 2013-03-19 | 2013-03-19 | 一种适用于跨海空两栖无人机的v型尾翼装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN103192984B (zh) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104608917A (zh) * | 2015-01-28 | 2015-05-13 | 梧州晟裕科技有限公司 | 一种固定翼无人飞行器的尾翼结构 |
| CN105667764A (zh) * | 2016-03-07 | 2016-06-15 | 邓冠柔 | 一种旋转尾翼式变体飞行器 |
| CN105836124A (zh) * | 2016-03-21 | 2016-08-10 | 北京航空航天大学 | 一种无人驾驶潜水飞行器 |
| CN110481776B (zh) * | 2019-10-17 | 2020-01-14 | 北京航空航天大学 | 一种无尾扑翼飞行器的扑翼机构 |
| CN111994262B (zh) * | 2020-07-16 | 2022-09-02 | 北京航空航天大学 | 一种适用于变体垂直起降无人机的作动机构 |
| CN112093032B (zh) * | 2020-11-05 | 2021-02-09 | 成都云鼎智控科技有限公司 | 无人飞行器飞行控制系统及涵道风扇安装与电传接口模块 |
| CN112093033B (zh) * | 2020-11-05 | 2021-02-09 | 成都云鼎智控科技有限公司 | 无人飞行器飞行控制系统 |
| CN112027064B (zh) * | 2020-11-06 | 2021-07-30 | 成都云鼎智控科技有限公司 | 无人飞行器飞行控制系统及舵机定位模块 |
| CN112373685B (zh) * | 2020-11-23 | 2023-01-03 | 北京海利天梦科技有限公司 | 一种v型尾翼无人机 |
| CN112193422B (zh) * | 2020-11-27 | 2021-04-20 | 成都云鼎智控科技有限公司 | 无人飞行器舵片驱动电机的温控保护系统 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001008777A1 (fr) * | 1999-08-02 | 2001-02-08 | Yu Tian | Avion telecommande electrique |
| RU2334651C1 (ru) * | 2006-12-26 | 2008-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А.Лавочкина" | Малоразмерный беспилотный летательный аппарат (варианты) |
| CN102490903A (zh) * | 2010-03-16 | 2012-06-13 | 北京航空航天大学 | 一种小型多用途无人机 |
| WO2012101645A1 (en) * | 2011-01-30 | 2012-08-02 | Elbit Systems Ltd. | Dynamic limitation of monoblock flight control surfaces inclinations during stall susceptibility conditions |
| CN202429346U (zh) * | 2011-11-30 | 2012-09-12 | 中国南方航空工业(集团)有限公司 | 小型无人机的尾翼 |
| CN102765482A (zh) * | 2011-05-03 | 2012-11-07 | 昊翔电能运动科技(昆山)有限公司 | 一体化v型尾翼飞机用操纵系统 |
-
2013
- 2013-03-19 CN CN201310086506.4A patent/CN103192984B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001008777A1 (fr) * | 1999-08-02 | 2001-02-08 | Yu Tian | Avion telecommande electrique |
| RU2334651C1 (ru) * | 2006-12-26 | 2008-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А.Лавочкина" | Малоразмерный беспилотный летательный аппарат (варианты) |
| CN102490903A (zh) * | 2010-03-16 | 2012-06-13 | 北京航空航天大学 | 一种小型多用途无人机 |
| WO2012101645A1 (en) * | 2011-01-30 | 2012-08-02 | Elbit Systems Ltd. | Dynamic limitation of monoblock flight control surfaces inclinations during stall susceptibility conditions |
| CN102765482A (zh) * | 2011-05-03 | 2012-11-07 | 昊翔电能运动科技(昆山)有限公司 | 一体化v型尾翼飞机用操纵系统 |
| CN202429346U (zh) * | 2011-11-30 | 2012-09-12 | 中国南方航空工业(集团)有限公司 | 小型无人机的尾翼 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN103192984A (zh) | 2013-07-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103192984B (zh) | 一种适用于跨海空两栖无人机的v型尾翼装置 | |
| Chambers | Modeling Flight NASA Latest Version: The role of dynamically scale Free Flight Models in support of NASA aerospace programs. | |
| US5086993A (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
| US4204656A (en) | Airship control system | |
| CN103171756B (zh) | 一种适用于跨海空两栖无人机的无翼肋快速注水排水机翼 | |
| CN105730676B (zh) | 一种飞行器 | |
| CN104364154A (zh) | 飞行器,优选无人驾驶的飞行器 | |
| CN105151292A (zh) | 分布式矢量推进系统 | |
| CN111315655A (zh) | 用于空中、水上、陆上或太空交通工具的三个复合翼的组件 | |
| CN103204237B (zh) | 一种适用于跨海空两栖无人机的空中推进装置 | |
| CN103204232B (zh) | 一种适用于跨海空两栖无人机的气囊竖起与水下推进装置 | |
| USRE36487E (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
| CN104648656A (zh) | 垂直起降无人机增升控制装置及其控制方法 | |
| Hitchens | The encyclopedia of aerodynamics | |
| CN2820701Y (zh) | 一种轻型无人驾驶飞艇 | |
| US5918832A (en) | Wing design using a high-lift center section, augmented by all-moving wing tips and tails | |
| CN204056287U (zh) | 一种自主飞行无主动力无人机 | |
| US20190270355A1 (en) | Multi-Modal Flying Airplane and Underwater Glider | |
| Boschma | Modern aviation applications for cycloidal propulsion | |
| CN107097949A (zh) | 一种垂直起降固定翼无人机 | |
| CN201849273U (zh) | 四栖喷气式直升潜水飞艇 | |
| CN205113714U (zh) | 一种空中水下两用无人航行器装置 | |
| CN103863561A (zh) | 一种机翼可折叠式垂直起降无人机 | |
| CN205524934U (zh) | 一种飞行器 | |
| CN205293058U (zh) | 一种方便搭载大尺寸载荷设备的固定翼无人机 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20150121 Termination date: 20180319 |