CN114394225A - 一种复合翼无人机垂直尾翼 - Google Patents

一种复合翼无人机垂直尾翼 Download PDF

Info

Publication number
CN114394225A
CN114394225A CN202210110789.0A CN202210110789A CN114394225A CN 114394225 A CN114394225 A CN 114394225A CN 202210110789 A CN202210110789 A CN 202210110789A CN 114394225 A CN114394225 A CN 114394225A
Authority
CN
China
Prior art keywords
plug
unmanned aerial
aerial vehicle
vertical tail
wing
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.)
Granted
Application number
CN202210110789.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114394225B (zh
Inventor
田瑜
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Autoflight Co Ltd
Original Assignee
Shanghai Autoflight Co Ltd
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Autoflight Co Ltd filed Critical Shanghai Autoflight Co Ltd
Priority to CN202210110789.0A priority Critical patent/CN114394225B/zh
Publication of CN114394225A publication Critical patent/CN114394225A/zh
Priority to EP23153179.9A priority patent/EP4219320A1/en
Priority to US18/161,084 priority patent/US11952151B2/en
Application granted granted Critical
Publication of CN114394225B publication Critical patent/CN114394225B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U60/00—Undercarriages
    • B64U60/50—Undercarriages with landing legs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/70—Constructional aspects of the UAV body
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/58—Arrangements or adaptations of shock-absorbers or springs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/17—Helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/80—Arrangement of on-board electronics, e.g. avionics systems or wiring
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/80—Arrangement of on-board electronics, e.g. avionics systems or wiring
    • B64U20/83—Electronic components structurally integrated with aircraft elements, e.g. circuit boards carrying loads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/40—Empennages, e.g. V-tails
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U40/00—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration
    • B64U40/10—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration for adjusting control surfaces or rotors
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01R—ELECTRICALLY-CONDUCTIVE CONNECTIONS; STRUCTURAL ASSOCIATIONS OF A PLURALITY OF MUTUALLY-INSULATED ELECTRICAL CONNECTING ELEMENTS; COUPLING DEVICES; CURRENT COLLECTORS
    • H01R13/00—Details of coupling devices of the kinds covered by groups H01R12/70 or H01R24/00 - H01R33/00
    • H01R13/46—Bases; Cases
    • H01R13/533—Bases, cases made for use in extreme conditions, e.g. high temperature, radiation, vibration, corrosive environment, pressure
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Vibration Dampers (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及无人机技术领域，公开一种复合翼无人机垂直尾翼，包括：本体、舵面部、旋翼部、减震件和电路快装组件，本体包括尾翼本体架和外壳。舵面部包括舵机和舵面，舵面与尾翼主的一端连接，用于操纵无人机方向偏转。舵机用于驱动舵面。减震件与下端板连接，减震件能吸收本体受到的冲击。电路快装组件包括插头、定位套和偏压件，定位套套设在所述插头的外周且与插头滑动连接，偏压件设置于插头和定位套之间，偏压件能吸收插头受到的冲击。当复合翼无人机降落时，减震件能够吸收复合翼无人机与地面刚性撞击产生的能量，且电路快装组件能保证复合翼无人机电气系统的连接可靠，进而保护复合翼无人机的机身以及内部的电子器件。

Description

一种复合翼无人机垂直尾翼
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种复合翼无人机垂直尾翼。
背景技术
无人驾驶飞机简称无人机，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。现有技术中的无人机主要分为固定翼无人机、多旋翼无人机和复合翼无人机。在实际运用中，固定翼无人机和多旋翼无人机各有千秋。固定翼无人机具有续航时间长、高空飞行的特点，广泛应用在测绘、地质、石油、农林等行业。而多旋翼无人机能够垂直起降、定空悬停，主要适用于低空、低速、有垂直起降和悬停要求的作业类型。
随着无人机技术的高速发展，无人机的功能愈发完善，已经深度融合到了各行业的实际作业中，但是，无人机应用场景的复杂化也对无人机的性能提出了更高的挑战。现阶段，因为复合翼无人机兼顾垂直起降能力以及长航时飞行的优点，所以复合翼无人机逐渐成为无人机领域的焦点。
复合翼无人机虽然兼具了固定翼无人机和多旋翼无人机的优点，但同时也出现了结构冗余，由此产生了诸多问题。本领域公知的是无人机对重量十分敏感，复合翼无人机通常具备固定翼和多个旋翼，使得无人机机体相较于普通多旋翼无人机多出了两条机臂，同时也增加无人机结构重量。现有技术中的复合翼飞机降落时，采用多旋翼垂直降落，在接近地面一定高度时，会自动停桨，让复合翼无人机自由落体，复合翼无人机本身自重较大且受地面刚性撞击，复合翼无人机结构及电子器件吸收过多冲击能，导致复合翼无人机寿命大大降低。
发明内容
基于以上所述，本发明的目的在于提供一种复合翼无人机垂直尾翼，该垂直尾翼能够吸收飞机降落的冲击能，并且具有拓展性，起到保护飞机的作用，增强复合翼无人机的可靠性和使用寿命。
为达上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种复合翼无人机垂直尾翼，
本体，本体包括尾翼本体架和外壳，外壳包裹在尾翼本体架的外侧；尾翼本体架包括下端板和上端板；
舵面部，舵面部包括舵机和舵面，舵面与本体第一方向上的一端连接，舵机与舵面连接并构造为能够驱动舵面；
减震件，减震件与下端板连接，减震件构造为能吸收本体受到的冲击；
电路快装组件，设置于本体上，电路快装组件包括插头、定位套和偏压件，定位套套设在所述插头的外周且与插头滑动连接，偏压件设置于插头和定位套之间，偏压件被构造成能吸收插头受到的冲击。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，减震件包括减震器和抱箍，减震器完全或部分被包裹在外壳内，抱箍套接在减震器的外侧，并与外壳连接。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，减震器为双筒式减震器，包括外筒和内筒，外筒被包裹在外壳内，外筒的一端与下端板连接，外筒的另一端与抱箍连接。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，减震件还包括缓冲脚，缓冲脚包括缓冲板和连接架，缓冲板远离减震器的一端为弧面；连接架与减震器远离下端板的一端铰接，连接架上设有多组不同孔径的装配孔，装配孔用于安装拓展结构。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，缓冲脚还包括限位销，限位销与一组装配孔插接，用于限制缓冲脚的摆动角度。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，插头包括插头壳体、端盖和偏压件，插头壳体的周向外侧与定位套连接；插头壳体包括开口端，开口端与端盖的周向外壁滑动连接；偏压件的一端与插头壳体连接，偏压件的另一端与端盖连接；端盖设有接插口，接插口与尾翼电缆电连接。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，端盖设有至少两个接插口。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，多个接插口的类型各不相同。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，开口端设有限位凸起，端盖的周向设有滑槽，限位凸起与滑槽滑动连接。
作为一种复合翼无人机垂直尾翼的可选方案，还包括旋翼部，旋翼部与上端板连接，旋翼部包括旋翼桨和驱动电机，驱动电机与旋翼桨连接并构造为能够驱动旋翼桨。
本发明的有益效果为：
本发明提供一种复合翼无人机垂直尾翼，包括本体、舵面部、旋翼部、减震件和电路快装组件。本体包括尾翼本体架和外壳，尾翼本体架保障尾翼的结构强度，外壳包裹在尾翼本体架的外侧形成流线型外壳，提升尾翼的动力学性能。电路快装组件设置于本体上，实现复合翼无人机电气系统柔性连接。尾翼本体架包括下端板和上端板，下端板用于连接减震件，是减震承力板，上端板用于承载旋翼部。舵面部包括舵机和舵面，舵面与本体第一方向上的一端连接，舵机与舵面连接并构造为能够驱动舵面。减震件与下端板连接，减震件构造为能吸收本体受到的冲击。电路快装组件包括插头、定位套和偏压件，定位套套设在所述插头的外周且与插头滑动连接，偏压件设置于插头和定位套之间，偏压件被构造成能吸收插头受到的冲击。当复合翼无人机降落时，减震件能够吸收复合翼无人机与地面刚性撞击产生的能量，且电路快装组件能保证复合翼无人机电气系统的连接可靠，进而保护复合翼无人机的机身以及内部的电子器件，增强复合翼无人机的可靠性和使用寿命。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据本发明实施例的内容和这些附图获得其他的附图。
图1是本发明具体实施方式提供的复合翼无人机垂直尾翼的结构示意图；
图2是本发明具体实施方式提供的减震件的结构示意图；
图3是本发明具体实施方式提供的的缓冲脚安装滚轮后的结构示意图；
图4是本发明具体实施方式提供的电路快装组件的结构示意图。
图中：
1、本体；11、尾翼本体架；111、下端板；112、上端板；12、外壳；
2、舵面部；21、舵机；22、舵面；
3、旋翼部；31、旋翼桨；32、驱动电机；
4、减震件；41、减震器；411、外筒；412、内筒；42、抱箍；43、缓冲脚；431、缓冲板；432、连接架；4321、装配孔；433、限位销；
5、电路快装组件；51、插头；511、插头壳体；5111、开口端；5112、限位凸起；512、端盖；5121、接插口；5122、滑槽；513、偏压件；52、定位套；53、定位插槽。
具体实施方式
为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例的技术方案作进一步的详细描述，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。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做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1是本发明具体实施方式提供的复合翼无人机垂直尾翼的结构示意图，如图1所示，本实施方式提供一种复合翼无人机垂直尾翼，包括本体1、舵面部2、旋翼部3、减震件4和电路快装组件5，本体1包括尾翼本体架11和外壳12，外壳12包裹在尾翼本体架11的外侧，形成流线型外壳，提升尾翼的动力学性能。优选地，尾翼本体架11和外壳12均为碳纤维材料，以实现尾翼轻量化。进一步优选地，尾翼本体架11上均设有镂空孔，进一步减轻尾翼重量。
舵面部2包括舵机21和舵面22，舵面22与本体1第一方向上的一端连接，舵面22能绕第二方向轴线摆动，用于操纵无人机方向偏转，舵机21与舵面22连接并构造为能够驱动舵面22。
旋翼部3包括旋翼桨31和驱动电机32，旋翼桨31使无人机能够垂直起降，旋翼桨31与本体1第二方向上的一端连接，驱动电机32与旋翼桨31连接并构造为能够驱动旋翼桨31。可选地，第一方向和第二方向垂直。具体地，在本实施例中，第一方向为复合翼无人机垂直尾翼的长度方向，第二方向为复合翼无人机垂直尾翼的高度方向。
减震件4与本体1远离旋翼部3的一端连接，减震件4构造为能吸收本体1受到的冲击。
电路快装组件5设置于本体1上，电路快装组件5包括插头51、定位套52和偏压件513，定位套52套设在所述插头51的外周且与插头51滑动连接，偏压件513设置于插头51和定位套52之间，偏压件513被构造成能吸收插头51受到的冲击。
当复合翼无人机降落时，减震件4能够吸收复合翼无人机与地面刚性撞击产生的能量，且电路快装组件5能保证复合翼无人机电气系统的连接可靠，保护复合翼无人机的机身以及内部的电子器件，增强复合翼无人机的可靠性和使用寿命。
具体地，在本实施例中，尾翼本体架11横、纵交叉保证尾翼的结构强度。尾翼本体架11包括下端板111和上端板112，下端板111的一侧与本体1远离旋翼部3的一端连接。下端板111是垂直尾翼与地面接触时的主要承力结构。上端板112位于下端板111的对侧，并与本体1连接，上端板112用于承载旋翼部3。优选地，旋翼部3与上端板112连接，减震件4与下端板111连接。
图2是本发明具体实施方式提供的减震件的结构示意图，参照图2，减震件4包括减震器41，下端板111的另一侧与减震器41连接，减震器41的减震方向为第二方向。优选地，减震器41与下端板111铰接，防止连接处因应力集中而更容易出现疲劳受损。
具体地，在本实施例中，减震器41为双筒式减震器，包括外筒411、套接在外筒411内侧的内筒412、内部的活塞以及弹性元件。压力介质为油或氮气等。以油介质为例，示例性的进行说明，在受到外力作用时，减震器41中的弹性元件受压缩，外筒411和内筒412相互靠近，此时减震器41内活塞向下移动。活塞下腔室的容积减少，油压升高，油液流经流通阀流到活塞上面的上腔室。此时，活塞杆占据上腔室的部分空间，所以上腔室增加的容积小于下腔室减小的容积，于是油液会推开压缩阀，流回贮油缸。相反地，减震器41在复位时，减震器41受拉伸。这时减震器41的活塞反向移动。活塞上腔室油压升高，流通阀关闭，上腔室内的油液推开伸张阀流入下腔室，实现减震后复位。
于其他实施例中，根据实际需要，减震器41也可采用单筒式减震器或采用多种减震器的组合。
在装配时，减震器41完全或部分被包裹在外壳12内，以减小减震器41的空气阻力。作为一种优选的技术方案，将减震器41的外筒411包裹在外壳12内，外筒411的一端与下端板111铰接。减震件4包括还包括抱箍42，抱箍42套接在减震器41的外侧且与外筒411的另一端连接，具体地，抱箍42套接在外筒411远离下端板111的一端的外侧，并与外壳12连接，从而对外筒411进行定位，限制外筒411的摆动。
继续参照图2，减震件4还包括缓冲脚43，缓冲脚43包括缓冲板431和连接架432。连接架432与减震器41远离下端板111的一端铰接，使尾翼触地过程中，即使尾翼整体不是正对底面，缓冲脚43也能旋转至正对地面的位置。优选地，缓冲板431远离减震器41的一端为弧面。
作为一种优选地技术方案，连接架432上设有多组不同孔径的装配孔4321，缓冲脚43还包括限位销433，限位销433与一组装配孔4321插接，用于限制缓冲脚43的摆动角度。装配孔4321还可用于安装拓展结构。示例性地指出，如图3所示，装配孔4321可用于装配滚轮结构或者其他可移动结构，使复合翼无人机在能够地面上移动。
图4是本发明具体实施方式提供的电路快装组件的结构示意图，如图4所示，插头51包括插头壳体511和端盖512，插头壳体511的周向外侧与定位套52连接，插头壳体511包括开口端5111，开口端5111与端盖512的周向外壁滑动连接。进一步地，开口端5111设有限位凸起5112，端盖512的周向设有滑槽5122，限位凸起5112与滑槽5122滑动连接。优选地，滑槽5122沿限位凸起5112的滑动方向的两端设置有限位部，限位凸起5112和限位部保证端盖512至少部分与插头壳体511连接，防止其滑出插头壳体511。端盖512设有接插口5121，接插口5121与尾翼电缆电连接，尾翼电缆背向接插口5121的一端与舵机21和/或驱动电机32电连接。优选地，端盖512设有至少两个接插口5121。进一步优选地，多个接插口5121的类型各不相同。
进一步具体地，偏压件513的一端与端盖512连接，偏压件513的另一端与插头壳体511连接，以使端盖512能够相对插头壳体511反复移动。偏压件513对现有的刚性连接进行优化，实现了柔性连接。当震动较大时，通常会出现电气系统连接失效或受损，偏压件513能够吸收震动的能量，保证电气系统的可靠连接。
作为一种电路快装组件的优选技术方案，电路快装组件5还包括定位插槽53，插头51和定位套52之间设有定位插槽53，与插头51配合使用的第二插头或插座包括限位插板，限位插板由第二插头的一端沿第二插头的轴向向外延伸，限位插板被配置为能与定位插槽53插接。示例性的指出，定位插槽53为弧形插槽，限位插板为与定位插槽53的形状相适应的插板，当限位插板对准定位插槽53时，即可实现插头51和第二插头的快速定位。
注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。其中，术语“第一位置”和“第二位置”为两个不同的位置。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

Claims (10)

1.一种复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，
本体(1)，所述本体(1)包括尾翼本体架(11)和外壳(12)，所述外壳(12)包裹在所述尾翼本体架(11)的外侧；所述尾翼本体架(11)包括下端板(111)和上端板(112)；
舵面部(2)，所述舵面部(2)包括舵机(21)和舵面(22)，所述舵面(22)与所述本体(1)第一方向上的一端连接，所述舵机(21)与所述舵面(22)连接并构造为能够驱动所述舵面(22)；
减震件(4)，所述减震件(4)与所述下端板(111)连接，所述减震件(4)构造为能吸收所述本体(1)受到的冲击；
电路快装组件(5)，设置于所述本体(1)上，所述电路快装组件(5)包括插头(51)、定位套(52)和偏压件(513)，所述定位套(52)套设在所述插头(51)的外周且与所述插头(51)滑动连接，所述偏压件(513)设置于所述插头(51)和所述定位套(52)之间，所述偏压件(513)被构造成能吸收所述插头(51)受到的冲击。
2.根据权利要求1所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，所述减震件(4)包括减震器(41)和抱箍(42)，所述减震器(41)完全或部分被包裹在所述外壳(12)内，所述抱箍(42)套接在所述减震器(41)的外侧，并与所述外壳(12)连接。
3.根据权利要求2所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，所述减震器(41)为双筒式减震器，包括外筒(411)和内筒(412)，所述外筒(411)被包裹在所述外壳(12)内，所述外筒(411)的一端与所述下端板(111)连接，所述外筒(411)的另一端与所述抱箍(42)连接。
4.根据权利要求3所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，所述减震件(4)还包括缓冲脚(43)，所述缓冲脚(43)包括缓冲板(431)和连接架(432)，所述缓冲板(431)远离所述减震器(41)的一端为弧面；所述连接架(432)与所述减震器(41)远离所述下端板(111)的一端铰接，所述连接架(432)上设有多组不同孔径的装配孔(4321)，所述装配孔(4321)用于安装拓展结构。
5.根据权利要求4所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，所述缓冲脚(43)还包括限位销(433)，所述限位销(433)与一组所述装配孔(4321)插接，用于限制所述缓冲脚(43)的摆动角度。
6.根据权利要求1所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，所述插头(51)包括插头壳体(511)、端盖(512)和偏压件(513)，所述插头壳体(511)的周向外侧与所述定位套(52)连接；所述插头壳体(511)包括开口端(5111)，所述开口端(5111)与所述端盖(512)的周向外壁滑动连接；所述偏压件(513)的一端与所述插头壳体(511)连接，所述偏压件(513)的另一端与所述端盖(512)连接；所述端盖(512)设有接插口(5121)，所述接插口(5121)与尾翼电缆电连接。
7.根据权利要求6所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，所述端盖(512)设有至少两个所述接插口(5121)。
8.根据权利要求7所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，多个所述接插口(5121)的类型各不相同。
9.根据权利要求6所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，所述开口端(5111)设有限位凸起(5112)，所述端盖(512)的周向设有滑槽(5122)，所述限位凸起(5112)与所述滑槽(5122)滑动连接。
10.根据权利要求1至9任一项所述的复合翼无人机垂直尾翼，其特征在于，还包括旋翼部(3)，所述旋翼部(3)与所述上端板(112)连接，所述旋翼部(3)包括旋翼桨(31)和驱动电机(32)，所述驱动电机(32)与所述旋翼桨(31)连接并构造为能够驱动所述旋翼桨(31)。
CN202210110789.0A 2022-01-29 2022-01-29 一种复合翼无人机垂直尾翼 Active CN114394225B (zh)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210110789.0A CN114394225B (zh) 2022-01-29 2022-01-29 一种复合翼无人机垂直尾翼
EP23153179.9A EP4219320A1 (en) 2022-01-29 2023-01-25 A vertical tail of a composite-wing uav
US18/161,084 US11952151B2 (en) 2022-01-29 2023-01-29 Vertical tail for a composite-wing UAV

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210110789.0A CN114394225B (zh) 2022-01-29 2022-01-29 一种复合翼无人机垂直尾翼

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114394225A true CN114394225A (zh) 2022-04-26
CN114394225B CN114394225B (zh) 2023-11-28

Family

ID=81232406

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210110789.0A Active CN114394225B (zh) 2022-01-29 2022-01-29 一种复合翼无人机垂直尾翼

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11952151B2 (zh)
EP (1) EP4219320A1 (zh)
CN (1) CN114394225B (zh)

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080003840A1 (en) * 2004-09-17 2008-01-03 Thales Plug Connector Having Electric and Optical Contacts
US20120071019A1 (en) * 2010-09-21 2012-03-22 Fujitsu Limited Connection device
CN104071332A (zh) * 2013-08-07 2014-10-01 中科宇图天下科技有限公司 无人机后三点导向装置及应用该装置的方法
US20160039515A1 (en) * 2014-08-07 2016-02-11 Bell Helicopter Textron Inc. Tail Spar Spring
US20170088291A1 (en) * 2015-03-05 2017-03-30 Thomas Norman Hesse Gyroscopic Orbiter with Vertical Takeoff and Vertical Landing Capabilities
CN108382564A (zh) * 2018-03-27 2018-08-10 山西迪奥普科技有限公司 一种无人机机翼与尾翼的快拆快装结构装置及方法
CN109018305A (zh) * 2018-08-15 2018-12-18 晨龙飞机（荆门）有限公司 一种迅速调转飞机飞行方向的方向舵
US20210339860A1 (en) * 2020-04-30 2021-11-04 Volansi, Inc. Modular fixed vtol with line replaceable units
CN214930565U (zh) * 2021-04-30 2021-11-30 复旦大学 一种机翼减震装置及固定翼无人机
CN215205411U (zh) * 2021-06-25 2021-12-17 中飞(珠海)通用航空有限公司 一种垂直起降油动无人机

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4990099A (en) * 1989-09-18 1991-02-05 High Voltage Engineering Corp. Keyed electrical connector with main and auxiliary electrical contacts
US10569868B2 (en) * 2013-04-02 2020-02-25 Hood Technology Corporation Multicopter-assisted system and method for launching and retrieving a fixed-wing aircraft
CN108879130A (zh) * 2017-05-09 2018-11-23 昊翔电能运动科技(昆山)有限公司 电连接结构、尾杆快拆结构及其无人飞行器
US10472058B2 (en) * 2018-01-29 2019-11-12 Shanghai Autoflight Co., Ltd. VTOL aircraft with step-up overlapping propellers
DE102018104122A1 (de) * 2018-02-23 2019-08-29 Airbus Operations Gmbh Verbundstrukturelement
EP3708492B1 (en) * 2019-03-15 2022-10-26 Shanghai Autoflight Co., Ltd. Vtol aircraft with step-up overlapping propellers
GB201905857D0 (en) * 2019-04-26 2019-06-12 Airbus Operations Gmbh Aerostructure assembly
US11332238B2 (en) * 2020-03-22 2022-05-17 Aurora Flight Sciences Corporation Energy absorbing landing gear system for a vertical landing apparatus and method of using the same
US11254423B2 (en) * 2020-04-30 2022-02-22 Textron Innovations Inc. Damping landing gear systems for vtol aircraft
US11479352B2 (en) * 2020-05-20 2022-10-25 Textron Innovations Inc. Tailsitting biplane aircraft having a coaxial rotor system
US11673662B1 (en) * 2022-01-05 2023-06-13 Textron Innovations Inc. Telescoping tail assemblies for use on aircraft

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080003840A1 (en) * 2004-09-17 2008-01-03 Thales Plug Connector Having Electric and Optical Contacts
US20120071019A1 (en) * 2010-09-21 2012-03-22 Fujitsu Limited Connection device
CN104071332A (zh) * 2013-08-07 2014-10-01 中科宇图天下科技有限公司 无人机后三点导向装置及应用该装置的方法
US20160039515A1 (en) * 2014-08-07 2016-02-11 Bell Helicopter Textron Inc. Tail Spar Spring
US20170088291A1 (en) * 2015-03-05 2017-03-30 Thomas Norman Hesse Gyroscopic Orbiter with Vertical Takeoff and Vertical Landing Capabilities
CN108382564A (zh) * 2018-03-27 2018-08-10 山西迪奥普科技有限公司 一种无人机机翼与尾翼的快拆快装结构装置及方法
CN109018305A (zh) * 2018-08-15 2018-12-18 晨龙飞机（荆门）有限公司 一种迅速调转飞机飞行方向的方向舵
US20210339860A1 (en) * 2020-04-30 2021-11-04 Volansi, Inc. Modular fixed vtol with line replaceable units
CN214930565U (zh) * 2021-04-30 2021-11-30 复旦大学 一种机翼减震装置及固定翼无人机
CN215205411U (zh) * 2021-06-25 2021-12-17 中飞(珠海)通用航空有限公司 一种垂直起降油动无人机

Also Published As

Publication number Publication date
US11952151B2 (en) 2024-04-09
EP4219320A1 (en) 2023-08-02
US20230242283A1 (en) 2023-08-03
CN114394225B (zh) 2023-11-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110877716B (zh) 一种固定翼式无人机基于齿条传动的弹性支撑起落架
US20130105621A1 (en) Pylon mounting system with vibration isolation
CN202414168U (zh) 一种能有效消除共振的多用途无人直升机
CN114394225A (zh) 一种复合翼无人机垂直尾翼
CN216861810U (zh) 一种垂直尾翼及无人机
CN109250071B (zh) 一种交叉双旋翼无人直升机桨毂
CN112607007A (zh) 一种减震起落架及多旋翼无人机
CN210592414U (zh) 一种无人机减震型起落架
RU2702462C1 (ru) Гибридный квадрокоптер
CN115384765B (zh) 旋翼无人机驱动装置及其装配方法
CN110884644A (zh) 一种防剧烈晃动的无人机用降落结构
CN214729761U (zh) 一种无人机强制降落减震机构
CN115743520A (zh) 一种节能防风式固定翼无人机
CN113212744A (zh) 一种具有防护装置的垂直起降固定翼无人机
CN215323264U (zh) 一种无人直升机
CN218198810U (zh) 一种具有缓冲机构的无人机
CN213443079U (zh) 一种防冲击的勘探无人机
CN213862656U (zh) 复合式四旋翼无人机减震支架
CN220743387U (zh) 一种尾翼机构及无人机
CN214729628U (zh) 一种减震起落架及多旋翼无人机
CN216580989U (zh) 一种电机减震的无人机机架
CN219406948U (zh) 一种无人机飞行防撞结构
CN212921975U (zh) 设有可折叠无人机支承件的无人机
CN219584497U (zh) 一种无人机的起落装置及其无人机
CN109823511B (zh) 一种具有横向自动增稳功能的可变机翼结构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant