CN107097936A - 无人机副翼驱动结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及机翼领域，公开了无人机副翼驱动结构，包括机体、副翼、用于带动所述副翼摆动的连杆机构以及驱动所述连杆机构运动的伺服器；所述连杆机构分别与所述副翼和所述伺服器连接；所述机体包括机身和机翼，所述机翼和所述机身连接，所述副翼布置在所述机翼上；所述驱动结构位于所述机体内部；由于没有增加无人机的迎风面积，所以解决了相比于将驱动结构布置在无人机外部而言迎风阻力大的问题，又由于驱动结构没有外露，无人机外壳对驱动结构起到了良好的保护作用，因此本驱动结构也不容易损害，同时，驱动结构采用刚性强和效率高的连杆机构来驱动副翼，使得驱动的精准度更高。

Description

无人机副翼驱动结构
技术领域
本发明涉及机翼领域，特别涉及无人机副翼驱动结构。
背景技术
无人机副翼位于机翼的下端部，为控制无人机飞行路线的重要部件。
目前，在无人机的舵面(副翼舵面、升降舵舵面、方向舵舵面、襟翼舵面)控制中，通过在舵面上安装铰链用于连接各舵面和其载体，通常连接处两侧要避空且需要做得很薄，才能正常转动。在舵面上安装舵角，舵机则安装在舵面主体或机身中，通过舵机和拉杆带动舵面摆动。
现有技术中，传统舵面的控制有使飞机阻力增加，舵面摇臂、舵角容易断裂，舵面和机翼连接处容易出现缝隙、断裂或损坏后更换不方便，破坏了机翼的气动外形及强度等缺点；此方式对飞机的气动效率、机械传动效率、外观、结构影响较大。
发明内容
本发明的目的在于提供无人机副翼驱动结构，旨在解决现有技术中无人机副翼的驱动结构容易出现故障、阻碍无人机整体飞行效果的问题。
本发明是这样实现的，无人机副翼驱动结构，所述驱动结构包括机体、副翼、用于带动所述副翼摆动的连杆机构以及驱动所述连杆机构运动的伺服器；所述连杆机构分别与所述副翼和所述伺服器连接；所述机体包括机身和机翼，所述机翼和所述机身连接，所述副翼布置在所述机翼上；所述驱动结构位于所述机体内部。
进一步的，所述连杆机构包括平面四杆机构，所述平面四杆机构包括第一中间杆、与所述伺服器连接的第一摆杆以及带动所述副翼摆动的第二摆杆，所述第一中间杆的两端分别与所述第一摆杆和所述第二摆杆铰接。
进一步的，所述连杆机构还包括带动副翼摆动的转杆机构，所述转杆机构的一端与所述第二摆杆连接，其另一端与所述副翼连接。
进一步的，所述伺服器和所述平面四杆机构位于机身内部，所述转杆机构横向穿过机身内部和机翼内部。
进一步的，所述转杆机构的一端与所述第二摆杆垂直固定连接。
进一步的，所述转杆机构包括转杆件、不少于两个的转杆定位件和套于所述转杆上的转杆套，所有所述转杆定位件中分别形成有转杆圆孔，所有所述转杆套分别对应布置在所述转杆圆孔中；所述转杆定位件固定在所述无人机内部。
进一步的，所述转杆件包括位于机身内的第一转杆和位于机翼内的第二转杆，所述第一转杆与所述第二摆杆固定连接，所述转杆机构还包括连接所述第一转杆和第二转杆的联轴件，所述第一转杆和第二转杆在所述机身和机翼对接处利用所述连轴件连接。
进一步的，所述转杆件为矩形钢管，所述转杆套形成有转杆套孔，所述第一转杆孔、第二转杆孔、转杆套孔均为与转杆配合的矩形孔；所述联轴销和所述联轴孔的截面均呈矩形。
进一步的，所述转杆机构还包括用于摆动所述副翼的摆翼板件，所述摆翼件套于第二转杆的端部；所述摆翼板件形成有与所述副翼连接的摆翼板。。
与现有技术相比，本发明提供的无人机副翼驱动结构通过将驱动副翼摆动的驱动结构布置在无人机内部，由于没有增加无人机的迎风面积，所以解决了相比于将驱动结构布置在无人机外部而言迎风阻力大的问题，又由于驱动结构没有外露，无人机外壳对驱动结构起到了良好的保护作用，因此本驱动结构也不容易损害。同时，驱动结构采用刚性强和效率高的连杆机构来驱动副翼，使得驱动的精准度更高。
附图说明
图1是本发明实施例提供的无人机副翼驱动结构及无人机部分元件的爆炸示意图；
图2是本发明实施例提供的无人机副翼驱动结构及副翼的组合示意图；
图3是本发明实施例提供的转杆机构的爆炸示意图。
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仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本实施例的附图中相同或相似的标号对应相同或相似的部件；在本发明的描述中，需要理解的是，若有术语“上”、“下”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此附图中描述位置关系的用语仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。
以下结合具体实施例对本发明的实现进行详细的描述。
参照图1-3所示，为本发明提供较佳实施例。
无人机副翼驱动结构用于驱动无人机机翼200上的副翼400进行摆动，从而实现控制无人机的飞行效果。其驱动结构包括用于带动副翼400摆动的连杆机构和驱动连杆机构运动的伺服器310，其中连杆机构分别与副翼400和伺服器310连接，以实现伺服器310驱动连杆机构运动，进而使连杆机构带动副翼400摆动的效果。无人机包括机身100、机翼200和副翼400，机翼200和机身100连接，副翼400布置在机翼200的后端部，驱动结构位于无人机内部，由机身100的外壳完全覆盖驱动结构。
本实施例提供的无人机副翼400驱动结构通过将驱动副翼400摆动的驱动结构布置在无人机内部，由于没有增加无人机的迎风面积，所以解决了相比于将驱动结构布置在无人机外部而言迎风阻力大的问题，又由于驱动结构没有外露，无人机外壳对驱动结构起到了良好的保护作用，因此本驱动结构也不容易损害。同时，驱动结构采用刚性强和效率高的连杆机构来驱动副翼400，使得驱动的精准度更高。
在本实施例中,连杆机构包括有平面四杆机构320，而平面四杆机构320又包括与伺服器310连接的第一摆杆321、带动副翼400摆动的第二摆杆324和第一中间杆，第一中间杆的两端分别与第一摆杆321和第二摆杆324铰接，这样伺服器310对平面四杆机构320中的第一摆杆321进行驱动后，第一摆杆321带动中间杆运动，中间杆带动第二摆杆324摆动，随后由第二摆杆324带动副翼400摆动，这样的由平面四杆机构320驱动副翼400摆动的驱动方式，结构十分简单，制造过程也非常简便。在具体情况中，第二摆杆324即可以直接与副翼连接从而带动副翼摆动，也可以在摆杆和第二摆杆324之间增加其他结构。
在本实施例中，连杆机构还包括带动副翼400摆动的转杆机构330，转杆机构330的一端与第二摆杆324连接，其另一端与副翼400连接，通过添加转杆机构330，转杆机构330的转动来带动副翼400进行摆动的方式使得连杆机构对副翼400的转角控制更加稳定，同时也给予了平面四杆机构320的安装位置的更多的可能性，方便连杆机构在无人机内部的位置的布局。为了将驱动结构尽可能多的重量转移到机身100内部，使无人机的重心更加稳定。在本实施例中，设置为伺服器310和平面四杆机构320位于无人机机身100内部，转杆机构330横向穿过无人机机身100内部和机翼200内部布置，转杆机构330的一端与平面四杆机构320连接，另一端与副翼400连接。这样，驱动结构的主体部件位于机身100内部，使得驱动结构的重心最大程度朝机身100内部偏移，增强了无人机整体飞行时的稳定性。
具体的，转杆机构330的一端与第二摆杆324垂直固定连接。因此平面四杆机构320的转动将带动转杆进行转动。
转杆机构330包括转杆件、不少于两个的转杆定位件332和套于转杆件上的转杆套335，转杆套335数量等于转杆定位件332数量，所有转杆定位件332中分别形成有转杆圆孔，所有转杆套335分别对应布置在转杆圆孔中；转杆定位件332固定在无人机内部。
在安装时，先将转杆套335套于转杆件上，然后将转杆套335设置于固定在无人机内部的转杆定位件332的转杆圆孔中，具体的，转杆套335可以与转杆定位件呈间隙配合，方便转杆件的转动，转杆定位件332对转杆件的自由度进行了限制，仅保留了其沿转杆件轴向的移动和转动的自由度。
在某些情形下，需要对无人机的机翼200进行拆下维修或保养等，但由于转杆件横穿过机身和机翼，因此，转杆件会对无人机机身100和机翼200的拆分带来阻碍。为了便于无人机机身100和机翼200的拆装，在本实施例中，转杆件包括位于机身100内的第一转杆331和位于机翼200内的第二转杆336，第一转杆331与第二摆杆324固定连接，转杆机构330还包括连接第一转杆331和第二转杆336的联轴件，第一转杆331和第二转杆336在机身100和机翼200对接处利用1连轴件连接。
即转杆件在机身100和机翼200交界处断开，分成第一转杆331和第二转杆336，然后用联轴件将第一转杆331和第二转杆336进行连接，因此，这样的布置使得在需要对机翼200进行拆装时，不会受到转杆件的限制，在拆卸时，可以将第一转杆331和第二转杆336分离，在安装时，再用联轴件将第一转杆331和第二转杆336连接。
具体的，联轴件包括套于第一转杆331端部的孔套333和套于第二转杆336端部的插销套334，孔套333的一端形成有与第一转杆331配合的第一转杆331孔，孔套333的另一端形成有联轴孔；插销套334的一端形成有与第二转杆336配合的第二转杆336孔，插销套334的另一端形成有与连轴孔配合的联轴销。
为了使转杆件的扭矩传递的效率最大化，转杆件设置为为矩形钢管，转杆套335形成有转杆套335孔，第一转杆331孔、第二转杆336孔、转杆套335孔均为与转杆配合的矩形孔；联轴销和联轴孔的截面均呈矩形，这样，转杆在转动时不会出现空转的现象，使得扭矩的传递更加的稳定。
转杆机构330还包括用于摆动副翼400的摆翼板件，摆翼件套于第二转杆336的与联轴件相对的端部；摆翼板件形成有与副翼400连接的摆翼板，第二转杆336的转动将带动摆翼板转动，而摆翼板与副翼400连接，所以摆翼板的摆动将带动副翼400进行摆动。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述驱动结构包括机体、副翼、用于带动所述副翼摆动的连杆机构以及驱动所述连杆机构运动的伺服器；所述连杆机构分别与所述副翼和所述伺服器连接；所述机体包括机身和机翼，所述机翼和所述机身连接，所述副翼布置在所述机翼上；所述驱动结构位于所述机体内部。
2.如权利要求1所述的无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述连杆机构包括平面四杆机构，所述平面四杆机构包括第一中间杆、与所述伺服器连接的第一摆杆以及带动所述副翼摆动的第二摆杆，所述第一中间杆的两端分别与所述第一摆杆和所述第二摆杆铰接。
3.如权利要求2所述的无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述连杆机构还包括带动副翼摆动的转杆机构，所述转杆机构的一端与所述第二摆杆连接，其另一端与所述副翼连接。
4.如权利要求3所述的无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述伺服器和所述平面四杆机构位于机身内部，所述转杆机构横向穿过机身内部和机翼内部。
5.如权利要求4所述的无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述转杆机构的一端与所述第二摆杆垂直固定连接。
6.如权利要求5或4所述的无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述转杆机构包括转杆件、不少于两个的转杆定位件和套于所述转杆上的转杆套，所有所述转杆定位件中分别形成有转杆圆孔，所有所述转杆套分别对应布置在所述转杆圆孔中；所述转杆定位件固定在所述无人机内部。
7.如权利要求6所述的无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述转杆件包括位于机身内的第一转杆和位于机翼内的第二转杆，所述第一转杆与所述第二摆杆固定连接，所述转杆机构还包括连接所述第一转杆和第二转杆的联轴件，所述第一转杆和第二转杆在所述机身和机翼对接处利用所述连轴件连接。
8.如权利要求7所述的无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述转杆件为矩形钢管，所述转杆套形成有转杆套孔，所述转杆套孔为与转杆配合的矩形孔。
9.如权利要求8所述的无人机副翼驱动结构，其特征在于，所述转杆机构还包括用于摆动所述副翼的摆翼板件，所述摆翼件套于第二转杆的端部；所述摆翼板件形成有与所述副翼连接的摆翼板。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108100235A (zh) * 2017-11-22 2018-06-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟翼位置控制机构
CN108750103A (zh) * 2018-06-14 2018-11-06 广东伟力智能科技有限公司 一种可实现垂直定高飞行及水平定高飞行的飞行器

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH598990A5 (en) * 1975-12-23 1978-05-12 Herbert Gsponer Control linkage for aircraft flaps
US6467733B1 (en) * 2001-11-28 2002-10-22 Northrop Grumman Corporation Aerodynamic control surface system
CN105292443A (zh) * 2015-11-27 2016-02-03 深圳飞马机器人科技有限公司 一种机翼副翼驱动结构
CN105775106A (zh) * 2014-12-16 2016-07-20 常州市华奥泡塑新材料有限公司 无尾翼无人机
CN206939057U (zh) * 2017-05-05 2018-01-30 深圳市中航电科技有限公司 无人机副翼驱动结构

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH598990A5 (en) * 1975-12-23 1978-05-12 Herbert Gsponer Control linkage for aircraft flaps
US6467733B1 (en) * 2001-11-28 2002-10-22 Northrop Grumman Corporation Aerodynamic control surface system
CN105775106A (zh) * 2014-12-16 2016-07-20 常州市华奥泡塑新材料有限公司 无尾翼无人机
CN105292443A (zh) * 2015-11-27 2016-02-03 深圳飞马机器人科技有限公司 一种机翼副翼驱动结构
CN206939057U (zh) * 2017-05-05 2018-01-30 深圳市中航电科技有限公司 无人机副翼驱动结构

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108100235A (zh) * 2017-11-22 2018-06-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟翼位置控制机构
CN108750103A (zh) * 2018-06-14 2018-11-06 广东伟力智能科技有限公司 一种可实现垂直定高飞行及水平定高飞行的飞行器

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