CN114750929A - 无人机副翼结构件及无人机 - Google Patents

无人机副翼结构件及无人机 Download PDF

Info

Publication number
CN114750929A
CN114750929A CN202210445021.9A CN202210445021A CN114750929A CN 114750929 A CN114750929 A CN 114750929A CN 202210445021 A CN202210445021 A CN 202210445021A CN 114750929 A CN114750929 A CN 114750929A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aileron
bushing
unmanned aerial
aerial vehicle
axis
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.)
Pending
Application number
CN202210445021.9A
Other languages
English (en)
Inventor
王红梅
孙亚东
高杨
林会杰
王刚
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.)
Beijing Northern Sky Long Hawk Uav Technology Co ltd
Original Assignee
Beijing Northern Sky Long Hawk Uav Technology 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 Beijing Northern Sky Long Hawk Uav Technology Co ltd filed Critical Beijing Northern Sky Long Hawk Uav Technology Co ltd
Priority to CN202210445021.9A priority Critical patent/CN114750929A/zh
Publication of CN114750929A publication Critical patent/CN114750929A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02—Mounting or supporting thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C2009/005—Ailerons

Abstract

本发明公开了一种无人机副翼结构件及无人机。该无人机副翼结构件包括：结构主体，结构主体与无人机的副翼连接；第一衬套，设置在轴线结构主体的操纵耳片的连接件内，用于连接轴线副翼的操纵拉杆；第二衬套，与轴线第一衬套平行设置在轴线结构主体的操纵耳片的连接件内，用于连接轴线副翼的悬挂接头；其中，轴线第一衬套的轴线、轴线第二衬套的轴线和轴线结构主体的轴线平行。通过本发明，解决了相关技术中无人机副翼的前缘毕室传力路线不直接，配重铅增重的问题。

Description

无人机副翼结构件及无人机
技术领域
本发明涉及无人机领域，具体涉及一种无人机副翼结构件及无人机。
背景技术
近年来，长航时无人机(Unmanned Aerial Vehicle，简称为UAV或无人机)已成为最具发展潜力的机种之一，其航时长、用途广、性价比高、载荷和武器种类丰富。利用其挂载的光电载荷、制导武器、合成孔径雷达、通信侦察等设备，长航时无人机可在反恐作战、巡逻侦察、矿物质探测、森林防火、海洋监测等领域开展工作。
区别于通常消费级的无人飞行器(Drone)，长航时无人机通常飞行在5000m以上，时长在24小时以上并且需要挂载更重载荷。因此，长航时无人机在机体材料、动力系统、飞控系统、通信系统等各方面都需要采用更高精尖技术。另外，长航时无人机多采用薄翼型机翼，转轴靠近前缘，使得重心大幅后移，为了使结构配平，一般在机翼前缘单独设计配平铅，结构重量比较大。
发明内容
本发明提供了一种无人机副翼结构件及无人机，用于解决相关技术中无人机副翼的前缘毕室传力路线不直接，配重铅增重的问题。
根据本发明的一个方面，提供了一种无人机副翼结构件，包括：结构主体，所述结构主体与无人机的副翼连接；第一衬套，设置在所述结构主体的操纵耳片的连接件内，用于连接所述副翼的操纵拉杆；第二衬套，与所述第一衬套平行设置在所述结构主体的操纵耳片的连接件内，用于连接所述副翼的悬挂接头；其中，所述第一衬套的轴线、所述第二衬套的轴线和所述结构主体的轴线平行。
优选地，上述无人机副翼结构件还包括：加强筋，设置在所述结构主体上，使所述操纵耳片的部分组成盒式结构。
优选地，上述无人机副翼结构件还包括：蒙皮，与所述结构主体相连接。
优选地，上述无人机副翼结构件还包括：维护口盖，设置在所述结构主体上。
优选地，上述无人机副翼结构件还包括：所述结构主体包括下陷部分，所述下陷部分用于装配连接所述维护口盖和所述蒙皮。
优选地，上述无人机副翼结构件还包括：端肋，设置在所述无人机副翼结构件的两侧，与所述结构主体和所述蒙皮相连接。
优选地，所述第一衬套和所述第二衬套为圆环形结构，与所述结构主体的操作耳片的螺栓孔过盈配合。
优选地，所述结构主体为一体式结构。
根据本发明的又一个方面，还提供了一种无人机，包括根据上述的无人机副翼结构件。
本发明通过设置结构主体、第一衬套和第二衬套，且第一衬套的轴线、第二衬套的轴线与结构主体的轴线平行，使得传力路线直接，且高效，解决了相关技术中无人机副翼的前缘毕室传力路线不直接，配重铅增重的问题。
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，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是根据本发明实施例的无人机副翼结构件的示意图；
图2是根据本发明实施例的衬套的示意图；
图3是根据本发明实施例的下陷部分的示意图；
图4是根据本发明实施例的无人机副翼结构件的示意图；
图5是根据本发明实施例的无人机的示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
本实施例提供了一种无人机副翼结构件，包括：结构主体1，结构主体与无人机的副翼连接；第一衬套21，设置在结构主体的操纵耳片的连接件内，用于连接副翼的操纵拉杆7；第二衬套22，与第一衬套平行设置在结构主体的操纵耳片的连接件内，用于连接副翼的悬挂接头6；其中，第一衬套的轴线、第二衬套的轴线与结构主体的轴线平行。
相关技术中，副翼转动时的扭矩主要靠前缘毕室承受，前缘毕室由前梁、加强肋及蒙皮组成，零件较多且安装于梁上的操纵接头打断了传力路线，使得效率降低。另外，无人机领域多采用薄翼型，转轴靠近前缘，使得重心大幅后移，为了使结构配平，多在前缘单独设计配平铅，结构重量牺牲较大。
通过该优选实施例，设置结构主体、第一衬套和第二衬套，且第一衬套的轴线、第二衬套的轴线与结构主体的轴线平行，使得传力路线直接，且高效，解决了相关技术中无人机副翼的前缘毕室传力路线不直接，配重铅增重的问题。另一方面，衬套压入结构主体的操纵耳片螺栓孔内。该融合式结构使得传力路线更为直接，零件数量减少了86％，装配更为简单。
作为一个较优的实施方式，结构主体还可以包括：加强筋8，设置在结构主体上，使操纵耳片的部分组成盒式结构。该优选实施例达到了加强结构主体的结构刚度的效果。
作为另一个较优的实施方式，该无人机副翼结构件还可以包括：蒙皮3，与结构主体1相连接。
优选地，上述无人机副翼结构件还包括：维护口盖4，设置在结构主体上。
优选地，结构主体包括下陷部分8，如图3斜线部分所示，该下陷部分用于装配连接维护口盖和蒙皮。
优选地，上述无人机副翼结构件还包括：端肋5，设置在无人机副翼结构件的两侧，与结构主体和蒙皮相连接。该优选实施例可以提高该结构件的结构强度。
优选地，第一衬套和第二衬套为圆环形结构，与结构主体的操作耳片的螺栓孔过盈配合。比较优的，该衬套可以采用青铜机加制造，通过过盈配合压入结构主体的操纵耳片螺栓孔内，以保护操纵耳片螺栓孔内侧因长时间大应力集中导致的磨损。
优选地，结构主体为一体式结构。该优选实施例中的结构主体结构强度刚度大，传力路线直接高效，零件数量减少了86％，降低成本。
在本实施例中，结构主体融合了副翼前梁、加强肋、蒙皮和操纵接头，为铝合金机加一体式结构，结构强度高，刚度大，传力路线直接高效；设置操纵耳片分别与悬挂接头及操纵拉杆连接以实现副翼的悬挂及操纵，设置下陷作为维护口盖及蒙皮的连接区，融合式结构使得零件数量减少了86％，装配制造更为简单，成本降低。
实施例1
本实施例提供一种无人机副翼结构件，如图1、图2、图3所示，该结构件包括：结构主体1及衬套2组成。结构主体1融合了副翼前梁、加强肋、蒙皮和操纵接头，为铝合金机加一体式结构，结构主体1设置操纵耳片分别与悬挂接头7及操纵拉杆7连接，以实现副翼的悬挂及操纵。两端设置加强筋(见图2、图3)，使操纵耳片局部组成盒式结构，加强了结构刚度。结构主体1设置下陷(图2、图3斜线部分)作为维护口盖4及蒙皮3的装配连接区(见图4)，结构强度高，刚度大，传力路线直接高效；融合式结构使得零件数量减少了86％，装配制造更为简单，成本降低。衬套采用青铜机加制造，为圆环形结构，通过过盈配合压入结构主体的操纵耳片螺栓孔内，以保护操纵耳片螺栓孔内侧因长时间大应力集中导致的磨损。
本发明还提供了一种无人机。该无人机可以包括上述实施例及其优选实施方式中描述的无人机副翼结构件。如图所示，该无人机包括上述的无人机副翼结构件51，无人机副翼结构件的结构如上所示，在此不再赘述。
通过上述实施例及其优选实施方式，采用方案，实现了如下技术效果：
(1)副翼悬挂操纵接头和前梁融合式结构(本申请中无人机副翼结构件)简单，强度高、刚度好、传力路线直接高效。
(2)副翼悬挂操纵接头和前梁融合式结构(本申请中无人机副翼结构件)使副翼重心前移，只需要少量的配重铅即可完成配平，有效减少结构重量。
(3)副翼悬挂操纵接头和前梁融合式结构减少零件数量86％，装配制造简单，成本降低。
需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (9)

1.一种无人机副翼结构件，其特征在于，包括：
结构主体，所述结构主体与无人机的副翼连接；
第一衬套，设置在所述结构主体的操纵耳片的连接件内，用于连接所述副翼的操纵拉杆；
第二衬套，与所述第一衬套平行设置在所述结构主体的操纵耳片的连接件内，用于连接所述副翼的悬挂接头；
其中，所述第一衬套的轴线、所述第二衬套的轴线和所述结构主体的轴线平行。
2.根据权利要求1所述的一种无人机副翼结构件，其特征在于，还包括：
加强筋，设置在所述结构主体上，使所述操纵耳片的部分组成盒式结构。
3.根据权利要求1所述的一种无人机副翼结构件，其特征在于，还包括：
蒙皮，与所述结构主体相连接。
4.根据权利要求1所述的一种无人机副翼结构件，其特征在于，还包括：
维护口盖，设置在所述结构主体上。
5.根据权利要求3或4所述的一种无人机副翼结构件，其特征在于，还包括：
所述结构主体包括下陷部分，所述下陷部分用于装配连接所述维护口盖和所述蒙皮。
6.根据权利要求3所述的一种无人机副翼结构件，其特征在于，还包括：
端肋，设置在所述无人机副翼结构件的两侧，与所述结构主体和所述蒙皮相连接。
7.根据权利要求1至4或6中任一项所述的一种无人机副翼结构件，其特征在于，
所述第一衬套和所述第二衬套为圆环形结构，与所述结构主体的操作耳片的螺栓孔过盈配合。
8.根据权利要求1至4或6中任一项所述的一种无人机副翼结构件，其特征在于，
所述结构主体为一体式结构。
9.一种无人机，其特征在于，包括根据权利要求1至8中任一项所述的无人机副翼结构件。
CN202210445021.9A 2022-04-26 2022-04-26 无人机副翼结构件及无人机 Pending CN114750929A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210445021.9A CN114750929A (zh) 2022-04-26 2022-04-26 无人机副翼结构件及无人机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210445021.9A CN114750929A (zh) 2022-04-26 2022-04-26 无人机副翼结构件及无人机

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114750929A true CN114750929A (zh) 2022-07-15

Family

ID=82333017

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210445021.9A Pending CN114750929A (zh) 2022-04-26 2022-04-26 无人机副翼结构件及无人机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114750929A (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020125369A1 (en) * 2000-10-26 2002-09-12 Jerome Milliere Device and mechanism for transmission of radial forces between the central and end regions of this device
JP2014012467A (ja) * 2012-07-04 2014-01-23 Japan Aircraft Mfg Co Ltd 航空機用部材
CN107697270A (zh) * 2017-09-29 2018-02-16 南京航空航天大学 可拆装副翼安装结构
CN211685582U (zh) * 2020-01-21 2020-10-16 深圳市荣力航空工业有限公司 空心铝挤压机翼及无人机
CN112550674A (zh) * 2020-12-16 2021-03-26 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 舵面传动机构及无人机
CN112606998A (zh) * 2020-12-29 2021-04-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机副翼复合材料整体接头
CN214776518U (zh) * 2021-05-26 2021-11-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机副翼铰接接头结构

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020125369A1 (en) * 2000-10-26 2002-09-12 Jerome Milliere Device and mechanism for transmission of radial forces between the central and end regions of this device
JP2014012467A (ja) * 2012-07-04 2014-01-23 Japan Aircraft Mfg Co Ltd 航空機用部材
CN107697270A (zh) * 2017-09-29 2018-02-16 南京航空航天大学 可拆装副翼安装结构
CN211685582U (zh) * 2020-01-21 2020-10-16 深圳市荣力航空工业有限公司 空心铝挤压机翼及无人机
CN112550674A (zh) * 2020-12-16 2021-03-26 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 舵面传动机构及无人机
CN112606998A (zh) * 2020-12-29 2021-04-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机副翼复合材料整体接头
CN214776518U (zh) * 2021-05-26 2021-11-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机副翼铰接接头结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107416183B (zh) 一种飞机机翼的翼梁连接结构
US20160375738A1 (en) Independent Suspension System and Crane Having Same
US6889965B2 (en) Opposing conical preloaded elastomeric bearing assembly
DE112009003757T5 (de) Radantriebsvorrichtung
US4028002A (en) Rotor blade retention system
US6695583B2 (en) Snubber-vibration damper system for a bearingless main rotor
CA2854317C (en) Rotor system of a rotary wing aircraft
US10556676B2 (en) Hybrid yoke
CN108082449B (zh) 一种大型飞机舵面悬挂结构
EP0596046B1 (en) Ducted tail rotor for rotary wing aircraft providing torque reaction and yaw attitude control
CN114750929A (zh) 无人机副翼结构件及无人机
CN112478182A (zh) 一种用于飞行器的全复合材料轻质燃料箱壳体
CN205602087U (zh) 无人机机身及无人机
CN110979657A (zh) 基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶
US11040771B2 (en) Rotor hub
US11952106B2 (en) Rotary actuated spoiler configuration
CN112550674A (zh) 舵面传动机构及无人机
CN208715470U (zh) 一种探测无人机
US10144497B2 (en) Hat section door frame with integral gussets
US10597143B2 (en) Low moment rotor hub
CN109835479A (zh) 桨轴与桨毂一体化的尾桨轴
CN205446505U (zh) 一种减震关节及具有其的涡桨发动机隔震组件
CN112550669B (zh) 一种跷跷板式无轴承尾桨毂及直升机尾桨
CN108162683A (zh) 用于商用车的螺钉式轮毂制动盘总成
CN215285245U (zh) 用于无人机的舵机安装结构及无人机

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