CN111114753B - 一种无动力源剪刀式折叠翼面及其展开方法、飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种无动力源剪刀式折叠翼面及其展开方法、飞行器，属于飞行器设计技术领域，旨在简化折叠翼面结构，提高翼面展开速度和稳定性。折叠翼面的第一翼面具有第一质心，该第一质心相对于沿第一翼面长度方向经过转轴中心的轴线偏移预定距离；第二翼面具有第二质心，该第二质心相对于沿第二翼面长度方向且经过转轴中心的轴线偏移预定距离，使得上翼面与下翼面处于折叠状态时，第一质心与第二质心基本对称地布置在沿两翼面长度方向经过转轴中心的轴线两侧。本发明充分利用发射初段的过载力，具有结构简单、重量轻的特点。

Description

一种无动力源剪刀式折叠翼面及其展开方法、飞行器
技术领域
本发明涉及飞行器设计技术领域，具体而言，涉及一种无动力源剪刀式折叠翼面。
背景技术
筒(箱)式发射折叠翼飞行器，例如无人机、飞弹等，由于具有体积小、便于携带、可操作性强的优点，已经成为各机构的研发热点。
筒(箱)式发射无人机的关键技术之一是折叠翼展开锁定机构：要求折叠翼出筒(箱)后在展开锁定机构的作用下要可靠、迅速、同步展开，并在展开到位后，可靠锁定；同时，要求展开锁定机构安装间隙小，装配刚度高，且要求运动界面之间摩擦阻力小。
专利文献1公开了一种折叠翼机构。图1(a)示出了该折叠翼的上翼组件5和下翼组件6处于展开状态时的结构，图1(b)示出了该折叠翼处于折叠状态时的结构。上翼组件5一端和下翼组件6一端之间设置扭簧，当折叠翼处于折叠状态时候，扭簧处于压缩状态，并能提供足够让折叠翼完全展开的动力；当折叠翼完全展开时候，扭簧仍处于压缩状态或刚好恢复常态，使折叠翼不至于在风阻或者其它较小外界阻力的作用下发生折叠动作。
专利文献1：CN110588953A；
然而，上述折叠翼机构结构复杂，生产制造难度较大，维护性能较差，可靠性偏低。同时，整个折叠展开机构的重量及所有的安装空间尺寸偏大，不适合产品轻量化设计的要求。
发明内容
本发明旨在提供一种折叠翼面及该折叠翼面的展开方法，以简化折叠翼面结构，提高翼面展开操作的速度和稳定性。
根据本发明的第一方面，一种剪刀式折叠翼面，包括上下层叠安装在转轴上的第一翼面和第二翼面，所述第一翼面和第二翼面可绕转轴在折叠状态与展开状态之间旋转；第一翼面具有第一质心，该第一质心相对于沿第一翼面长度方向经过转轴中心的轴线偏移预定距离；第二翼面具有第二质心，该第二质心相对于沿第二翼面长度方向且经过转轴中心的轴线偏移预定距离，使得上翼面与下翼面处于折叠状态时，第一质心与第二质心基本对称地布置在沿两翼面长度方向经过转轴中心的轴线两侧。
根据该第一方面，进一步的，所述偏移距离满足如下条件：翼面发射出筒后，依靠发射初段加速度，借助翼面质心与转轴之间的偏移距离形成的沿单个翼面展开方向的转矩，大于该翼面展开过程中其相对运动部件之间产生的摩擦力矩之和。
根据该第一方面，进一步地，所述第一翼面、第二翼面的一端分别具有形成轴孔的轴套，轴套中安装轴承与转轴可旋转地连接。
根据该第一方面，进一步地，所述第一翼面、第二翼面之间还设有一翼间挡板。
根据该第一方面，进一步地，第一翼面与第二翼面相对的一侧形成有第一环形凹槽，所述翼间挡板基本位于该第一环形凹槽中；进一步地，该翼间挡板与第二翼面相对的一侧形成有第二环形凹槽，第二翼面轴套的至少部分进入该第二环形凹槽。
根据该第一方面，进一步地，还包括锁定机构，该锁定机构包括第一锁定机构和第二锁定机构，第一锁定机构用于在第一翼面展开到极限位置时，将该第一翼面与折叠翼面安装体之间相对锁定；第二锁定机构用于用于在第二翼面展开到极限位置时，将第二翼面与第一翼面之间相对锁定。
根据本发明的第二方面，一种飞行器，其特征在于，该飞行器包括根据第一方面任一项所述的剪刀式折叠翼面。
根据本发明的第三方面，一种剪刀式折叠翼面展开方法，该剪刀式折叠翼面包括上下层叠安装在转轴上的第一翼面和第二翼面，该方法包括：在翼面折叠状态时，通过发射筒内壁形成的包络面进行限位；翼面发射出筒后，翼面折叠状态的限位被解除，翼面处于自由状态，依靠发射初段存在的加速度，借助翼面质心与转轴之间的偏心距离，形成沿翼面展开方向的转矩，使两翼面分别向相反方向展开。
根据本发明的第四方面，一种剪刀式折叠翼面展开方法，该剪刀式折叠翼面包括上下层叠安装在转轴上的第一翼面和第二翼面，该方法包括：在待发射状态，第一翼面与第二翼面之间具有一初始展开角度，并通过发射筒内壁形成的包络面进行限位；翼面发射出筒后，翼面折叠状态的限位被解除，翼面处于自由状态，依靠发射初段存在的加速度，借助翼面质心与转轴之间的偏心距离，形成沿翼面展开方向的转矩，使两翼面分别向相反方向展开。
根据该第四方面，进一步地，通过一弹性元件沿展开方向向两两翼面施加预定弹性力，以使两翼面保持所述初始展开角度的情况下，被发射筒内壁形成的包络面进行限位；优选地，翼面出筒后，弹性元件不再对两翼面施加作用力。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
(1)本发明充分利用发射初段的过载力，克服了采用机械动力源等提供展开动力源的翼面机构结构复杂、可靠性低的不足，翼面展开速度快，且展开动作平稳。
(2)本发明由于无需动力源及对应的传动机构，因此通用性好，整个翼面的重量及安装空间大幅降低。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明仅用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
在附图中：
图1为现有的折叠翼机构展开及折叠状态下的外部结构示意图；
图2为根据本发明的具有折叠翼面的飞行器结构示意图；
图3为根据本发明第一实施例的折叠翼面结构示意图；
图4为折叠翼面的转轴结构示意图；
图5为折叠翼面的一个翼面外部结构示意图；
图6为根据本发明第二实施例的折叠翼面结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，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。
以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动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。
图2示出一种具有折叠翼面的飞行器100的结构示意图，该飞行器100 例如可以是采用筒(箱)式发射器发射的无人机、火箭、飞弹等。需要说明的是，本发明中“上”、“下”与折叠翼面安装在飞行器100的位置有关，以下实施例均以折叠翼面安装在飞行器底面的情况进行说明。本领域技术人员可以理解，在另外的应用里，折叠翼面也有可能安装在飞行器背面，此时，“上”、“下”关系与以下描述相反。
如图2所示，该飞行器100的尾部底面设有转轴5，上翼面7、下翼面 1上下层叠地安装在该转轴5上，并可分别绕该转轴在预定角度范围内旋转，以实现上下翼面的折叠与展开。例如，当飞行器贮存或安装在发射筒中待发射时，所述上下翼面处于重合或接近重合状态，即折叠状态，如图3、图 4所示；当飞行器100被发射飞行过程中，上下翼面分别向远离对方的方向，绕转轴5向外旋转至最大转角状态，即展开状态，类似图1(a)所示状态。
优选地，上翼面7、下翼面1具有大致相同的形状，使得当两翼面处于折叠状态时，沿两翼面长度方向经过转轴5中心的轴线基本重合。
此外，通常情况下，当折叠翼面处于展开状态时，上下翼面分别由一锁定机构进行锁定，使上下翼面沿所述转轴5的旋转运动被锁定，即上下翼面相对所述转轴5固定。
图3示出了根据本发明第一实施例的折叠翼面处于折叠状态时的结构示意图。如图3所示，上翼面7具有第一质心O1，该第一质心O1相对于沿上翼面7长度方向经过转轴5中心的轴线偏移预定距离；下翼面1具有第二质心O2，该第二质心O2相对于沿下翼面1长度方向且经过转轴5中心的轴线偏移预定距离，使得上翼面7与下翼面1处于折叠状态时，第一质心O1与第二质心O2基本对称地布置在沿两翼面长度方向经过转轴5中心的轴线两侧。
根据本发明的第一实施例，在翼面折叠状态时，将折叠翼面依靠发射筒(箱)的侧壁形成的包络面进行限位。翼面出筒(箱)后，翼面折叠状态的限位被解除，翼面处于自由状态。由于发射初段存在预定大小的加速度，例如7.5g，借助翼面质心与转轴之间的偏心距离，形成沿翼面展开方向的转矩，该转矩大于翼面展开过程中其相对运动部件(例如翼面与转轴、轴承滚子与轴承圈等)之间产生的摩擦力矩之和，使得两翼面分别在该转矩的作用下，克服摩擦阻力向相反方向展开。同时，该转矩随着翼面展开角度增加而不断增大，直至翼面展开到位被锁定。
根据本发明的一个示例，所述质心相对所述轴线偏移的距离不小于 5mm，例如为5～8mm。
图4示出了根据本发明第一实施例的转轴结构。如图4所示，上翼面7、下翼面1可旋转地安装在转轴上，以使上翼面7、下翼面1可以处于折叠状态和展开状态。锁定机构用于在上翼面7、下翼面1展开到极限位置时，将上翼面7、下翼面1相对转轴锁定。
上翼面7、下翼面1的一端分别具有形成轴孔的轴套，轴套中安装轴承 6与转轴5可旋转地连接。所述轴套内壁中间位置设有挡环，挡环将轴套分为上轴套和下轴套，上、下轴套中分别安装一轴承6。可选地，所述轴承6 为圆锥滚子轴承。本发明通过采用圆锥滚子轴承结构，降低了气动力造成的阻碍力矩，有利于翼面顺利展开到位。
上翼面7、下翼面1之间还设有一翼间挡板8，该翼间挡板8与转轴5 采用小间隙配合，并通过键槽结构相对转轴5周向定位。本发明利用翼间挡板8实现上下翼面本体之间、下翼面与飞行器本体之间均存在预留间隙，避免在翼面展开过程中受气动力作用变形接触，而产生摩擦力矩。
上翼面7与下翼面1相对的一侧形成有环形凹槽16，翼间挡板8基本位于该凹槽中，从而降低了折叠翼面的整体高度。进一步地，翼间挡板8 与下翼面1相对的一侧形成有环形凹槽，下翼面1的至少部分轴套进入该环形凹槽，从而进一步降低了折叠翼面的整体高度。
转轴5一端固定设有安装板11，用于将折叠翼面固定在飞行器100本体上。如图4所示，该安装板11设置在转轴5的上翼面7侧。
转轴5为阶梯轴，上翼面7的轴承上端面抵靠在转轴阶梯上，下翼面1 的轴承下端面通过压板3以及定位块4实现轴向限位。
本发明通过上下翼面、圆锥滚子轴承、压板、翼间挡板的匹配连接，能够实现上下翼面的可靠固定及灵活转动。
锁定机构包括第一锁定机构和第二锁定机构。
第一锁定机构用于在上翼面7展开到极限位置时，将上翼面7与飞行器100本体之间相对锁定。根据本发明的实施例，该第一锁定机构设置在安装板11与上翼面7之间，并相对安装板11固定。该第一锁定机构包括锁定销座9以及安装在该锁定销座9中的第一弹簧销10，锁定销座9相对安装板11固定，弹簧销10可在该锁定销座9中沿转轴径向移动。上翼面7的轴套上设有与所述弹簧销10配合的第一锁定孔，当上翼面7展开到极限位置时，第一弹簧销10进入该第一锁定孔，将上翼面7锁定。
参照图5，第二锁定机构用于用于在下翼面1展开到极限位置时，将下翼面1与上翼面7之间相对锁定。根据本发明的实施例，该第二锁定机构包括设置下翼面1与上翼面7两者之一上的第二弹簧销12，以及对应设置在下翼面1与上翼面7两者另一个上的第二锁定孔，当下翼面1展开到极限位置时，第二弹簧销进入该第二锁定孔，将下翼面1锁定。
图5示例性地表示了一个翼面的结构。该翼面上设有翼面副翼13、副翼舵机14以及舵机电缆及其护板15。转轴5为空心轴，舵机电缆穿过空心轴进入飞行器100本体中，与飞行器100电缆进行对接。采用上述结构，可以避免副翼舵机电缆在某些情况下被助推器燃气流烧伤。
根据本发明的第一实施例，本发明通过将上翼面7和下翼面1的自身展向质心沿翼面后缘方向相对转轴偏移预定距离，可以在发射初段过载力的作用下，产生足够的过载力矩帮助翼面展开到位。与现有技术相比，不仅简化了折叠翼面整体结构，翼面展开速度快，且翼面展开过程中的运动平稳。
图6示出了根据本发明第二实施例的折叠翼面安装在发射筒(箱)200 内待发射状态示意图。如图6所示，在该待发射状态，上翼面7和下翼面1 未完全重叠，而是具有一初始展开角度，例如两翼面分别向展开方向相对飞行器经过转轴的中心轴线旋转相同角度。该初始展开角度可以根据实际需要选择为1-2度。
进一步地，为保持两翼面在发射筒(箱)中被稳定限位，两翼面之间设有弹性元件，该弹性元件沿展开方向向两两翼面施加预定弹性力，以使两翼面保持所述初始展开角度的情况下，被发射筒(箱)的侧壁形成的包络面进行限位。优选地，翼面出筒(箱)后，弹性元件不再对两翼面施加作用力。
可选地，如图4所示，所述弹性元件(未示出)可以设置在上翼面7 的环形凹槽16中。
翼面出筒(箱)后，翼面折叠状态的限位被解除，翼面处于自由状态。由于发射初段存在预定大小的加速度，例如7.5g，借助翼面质心与转轴之间的偏心距离，形成沿翼面展开方向的转矩，同时由于两翼面之间具有初始展开角度，所形成的转矩更大，因此相对于第一实施例，可以使两翼面更快速地展开。同时，该转矩随着翼面展开角度增加而不断增大，直至翼面展开到位被锁定。
本发明通过翼面质心与转轴的预置展向偏差，借助发射初段的过载力实现翼面的展开，从而不需要设置弹簧等驱动动力源，简化的翼面折叠展开机构，降低翼面整体重量，提高了折叠机构的可靠性。
以上所述仅为本发明的示例性实施例，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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种剪刀式折叠翼面，包括上下层叠安装在转轴上的第一翼面和第二翼面，所述第一翼面和第二翼面可绕转轴在折叠状态与展开状态之间旋转；其特征在于，第一翼面具有第一质心，该第一质心相对于沿第一翼面长度方向经过转轴中心的轴线偏移预定距离；第二翼面具有第二质心，该第二质心相对于沿第二翼面长度方向且经过转轴中心的轴线偏移预定距离，使得上翼面与下翼面处于折叠状态时，第一质心与第二质心对称地布置在沿两翼面长度方向经过转轴中心的轴线两侧；
所述偏移距离满足如下条件：翼面发射出筒后，依靠发射初段加速度，借助翼面质心与转轴之间的偏移距离形成的沿单个翼面展开方向的转矩，大于该翼面展开过程中其相对运动部件之间产生的摩擦力矩之和。
2.根据权利要求1所述的剪刀式折叠翼面，其特征在于，所述第一翼面、第二翼面的一端分别具有形成轴孔的轴套，轴套中安装轴承与转轴可旋转地连接。
3.根据权利要求2所述的剪刀式折叠翼面，其特征在于，所述第一翼面、第二翼面之间还设有一翼间挡板。
4.根据权利要求3所述的剪刀式折叠翼面，其特征在于，第一翼面与第二翼面相对的一侧形成有第一环形凹槽，所述翼间挡板位于该第一环形凹槽中；该翼间挡板与第二翼面相对的一侧形成有第二环形凹槽，第二翼面轴套至少部分进入该第二环形凹槽。
5.根据权利要求1所述的剪刀式折叠翼面，其特征在于，还包括锁定机构，该锁定机构包括第一锁定机构和第二锁定机构，第一锁定机构用于在第一翼面展开到极限位置时，将该第一翼面与折叠翼面安装体之间相对锁定；第二锁定机构用于在第二翼面展开到极限位置时，将第二翼面与第一翼面之间相对锁定。
6.一种飞行器，其特征在于，该飞行器包括根据权利要求1-5任一项所述的剪刀式折叠翼面。
7.一种如权利要求1-5任一项所述的剪刀式折叠翼面的展开方法，其特征在于，该方法包括：在翼面折叠状态时，通过发射筒内壁形成的包络面进行限位；翼面发射出筒后，翼面折叠状态的限位被解除，翼面处于自由状态，依靠发射初段存在的加速度，借助翼面质心与转轴之间的偏心距离，形成沿翼面展开方向的转矩，使两翼面分别向相反方向展开。
8.一种如权利要求1-5任一项所述的剪刀式折叠翼面的展开方法，其特征在于，该方法包括：在待发射状态，第一翼面与第二翼面之间具有一初始展开角度，并通过发射筒内壁形成的包络面进行限位；翼面发射出筒后，翼面折叠状态的限位被解除，翼面处于自由状态，依靠发射初段存在的加速度，借助翼面质心与转轴之间的偏心距离，形成沿翼面展开方向的转矩，使两翼面分别向相反方向展开。
9.根据权利要求8所述的剪刀式折叠翼面展开方法，其特征在于，通过一弹性元件沿展开方向向两翼面施加预定弹性力，以使两翼面保持所述初始展开角度的情况下，被发射筒内壁形成的包络面进行限位。
10.根据权利要求9所述的剪刀式折叠翼面展开方法，其特征在于，翼面出筒后，弹性元件不再对两翼面施加作用力。
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