CN106178532A - 飞行器精确控制方位仪 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种飞行器精确控制方位仪，包括连接杆、集成控制器和变向执行装置；本发明的转向单元采用长、短两段相互连接的变向执行装置拉杆代替单拉杆，两段拉杆相互平行，两端分别与变向执行装置和集成控制器连接，这种分段式的拉杆减少现有技术单拉杆两端的受力，同时也减小了以单拉杆连接过长导致的两端受力过重，减少单拉杆过长，当其受力过重而产生的变形，从而更能有效地控制飞行器的转向。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器领域，尤指一种飞行器精确控制方位仪。
背景技术
一般飞行器转向组件中的变向执行装置拉杆是由拉杆连接，因变向执行装置拉杆在连接集成控制器和变向执行装置之间，由于长度长导致刚度不够，再加之拉杆两端负载大，这将使拉杆产生变形，并且由整条拉杆拉动集成控制器时，由于拉杆的变形造成拉杆与集成控制器之间角度不垂直，影响飞行器在飞行过程中的转向，不能精确控制飞行器的转向。
有鉴于此，提供一种能够更平稳地控制飞行器转向的组件视为必要。
发明内容
基于现有技术的不足，本发明的主要目的在于提供一种能够使拉杆不会产生变形、进而增加飞行器飞行方向精确度的转向机构。
为了达到上述目的，本发明提供了一种飞行器精确控制方位仪，包括连接杆、集成控制器和变向执行装置，集成控制器和变向执行装置分别安装于连接杆两端，所述连接杆包括至少单变向执行装置拉杆，两两变向执行装置拉杆之间相连接，相互水平或处在同一直线上；所述集成控制器包括两个尾翼、两个尾翼转向杆、尾翼轴和尾翼控制摆杆，尾翼转向杆夹紧尾翼，尾翼转向杆安装在尾翼轴上并与其相垂直；通过所述尾翼控制摆杆连接所述变向执行装置拉杆和尾翼轴。
变向执行装置拉杆为两段，其长短不一，为长变向执行装置拉杆和短变向执行装置拉杆。两两变向执行装置拉杆之间通过变向执行装置线夹连接。集成控制器包括两个尾翼、两个尾翼转向杆以及尾翼轴，尾翼转向杆夹紧尾翼，尾翼转向杆安装在尾翼轴上并与其相垂直。
与现有技术相比，本发明的转向单元采用长、短两段相互连接的变向执行装置拉杆代替单拉杆，两段拉杆相互平行，两端分别与变向执行装置和集成控制器连接，这种分段式的拉杆减少现有技术单拉杆两端的受力，同时也减小了以单拉杆连接过长导致的两端受力过重，减少单拉杆过长，当其受力过重而产生的变形，从而更能有效地控制飞行器的转向。
为使本发明更加容易理解，下面将结合附图进一步阐述本发明一种飞行器精确控制方位仪的具体实施例。
附图说明
图1为本发明飞行器精确控制方位仪的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明做进一步的描述。
参照图1所示，本发明尾转向组件100安装于飞行器的末端，用于控制飞行器的转向。其包括集成控制器1、变向执行装置2和连接杆3，集成控制器1和变向执行装置2分别安装于连接杆3两端，通过变向执行装置2操控集成控制器的工作。
连接杆3包括至少单变向执行装置拉杆，在本实施例中，连接杆3包括了两个长短不一的变向执行装置拉杆，分别为长变向执行装置拉杆31和短变向执行装置拉杆32。连接杆3还包括变向执行装置线夹33，变向执行装置线夹33由固定环330和连接臂331组成，固定环330套在飞行器的尾管上，变向执行装置拉杆通过螺钉固定在变向执行装置线夹33上，变向执行装置拉杆之间相互水平或处在同一直线上，长变向执行装置拉杆31与集成控制器1连接，套在集成控制器1的圆球（未标示）上，短变向执行装置拉杆32与变向执行装置2连接，套在变向执行装置的牙箱摆杆（未标示）上。
集成控制器1包括两个尾翼10、尾翼转向杆11、尾翼轴12、尾翼控制摆杆13、尾部变向单元14、尾部连接棒15、尾部连接板16和尾轴接头17。尾翼转向杆11固定在尾轴接头17上，尾轴接头17则固定在尾翼轴12上，通过尾翼转向杆11将左右两个尾翼10夹紧固定。尾翼控制摆杆13由一可曲折的L形摆杆构成，其一端通过螺钉固定在长变向执行装置拉杆31上，另一端套在尾部变向单元14的圆球上。尾部变向单元14呈圆台状，其套在尾翼轴12上，可以在尾翼轴12上往复挪动, 尾部变向单元内固定有轴承、铜套和尾部连接板。尾部连接板16以圆柱销固定尾部连接棒15，尾部连接棒15的末端装在尾翼转向杆11上，使得尾部连接棒15可曲折摆动，并带动尾翼10与尾翼轴12做同步转动。这样，所述尾翼轴12贯穿尾部变向单元14、尾部连接棒15以及尾翼转向杆11的尾轴接头17；通过尾翼轴12和尾部连接棒15将尾翼10固定，并控制尾翼10的作动；通过可曲折的尾翼控制摆杆13将集成控制器1安装在长变向执行装置拉杆31上，由此，通过变向执行装置拉杆的拉动使其达到了尾翼转向的目的。
在本发明中，通过两段长、短变向执行装置拉杆一前一后连接变向执行装置和集成控制器，其尾翼转向的弧度得到很好的控制，同时也减小了以单拉杆连接过长导致的两端受力过重，拉杆变形而影响方向的控制。
以上所揭露的仅为本发明的优选实施例而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，因此依本发明申请专利范围所作的等同变化，仍属本发明所涵盖的范围。
Claims (5)
1.一种飞行器精确控制方位仪，其特征在于：包括连接杆、集成控制器和变向执行装置，集成控制器和变向执行装置分别安装于连接杆两端，所述连接杆包括至少单变向执行装置拉杆，两两变向执行装置拉杆之间相连接，相互水平或处在同一直线上；所述集成控制器包括两个尾翼、两个尾翼转向杆、尾翼轴和尾翼控制摆杆，尾翼转向杆夹紧尾翼，尾翼转向杆安装在尾翼轴上并与其相垂直；通过所述尾翼控制摆杆连接所述变向执行装置拉杆和尾翼轴。
2.如权利要求1所述的飞行器精确控制方位仪，其特征在于：所述集成控制器还进一步包括尾部变向单元，所述尾部变向单元套在尾翼轴上，尾翼控制摆杆的一端插入该尾部变向单元中。
3.如权利要求2所述的飞行器精确控制方位仪，其特征在于：所述集成控制器还进一步包括尾部连接板和尾部连接棒，通过尾部连接板将两两尾部连接棒活动地组合在一起，尾部连接棒可绕尾部连接板转动。
4.如权利要求3所述的飞行器精确控制方位仪，其特征在于：所述集成控制器还进一步包括安装在尾翼转向杆上的尾轴接头，所述尾翼轴贯穿尾部变向单元、尾部连接棒以及尾轴接头。
5.如权利要求1所述的飞行器精确控制方位仪，其特征在于：所述两两变向执行装置拉杆之间通过变向执行装置线夹连接。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510230809.8A CN106178532A (zh) | 2015-05-08 | 2015-05-08 | 飞行器精确控制方位仪 |
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| CN201510230809.8A CN106178532A (zh) | 2015-05-08 | 2015-05-08 | 飞行器精确控制方位仪 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
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| CN106178532A true CN106178532A (zh) | 2016-12-07 |
Family
ID=57459650
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510230809.8A Pending CN106178532A (zh) | 2015-05-08 | 2015-05-08 | 飞行器精确控制方位仪 |
Country Status (1)
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| CN (1) | CN106178532A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106628122A (zh) * | 2015-10-31 | 2017-05-10 | 马铿杰 | 飞行器精确控制方位仪 |
| CN106669181A (zh) * | 2015-11-05 | 2017-05-17 | 郑华耀 | 飞行器精确控制方位仪 |
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2015
- 2015-05-08 CN CN201510230809.8A patent/CN106178532A/zh active Pending
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|---|---|---|---|---|
| CN106628122A (zh) * | 2015-10-31 | 2017-05-10 | 马铿杰 | 飞行器精确控制方位仪 |
| CN106669181A (zh) * | 2015-11-05 | 2017-05-17 | 郑华耀 | 飞行器精确控制方位仪 |
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Legal Events
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| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20161207 |