CN213502875U - 一种飞机控制舵安装结构及电动飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及电动飞机技术领域，特别涉及一种飞机控制舵安装结构及电动飞机，包括：机身翼板和控制舵，所述控制舵具有与所述机身翼板匹配的控制舵梁，所述控制舵梁的侧面设有第一接头；所述机身翼板上具有与所述控制舵梁匹配的翼板后梁，所述翼板后梁上设有第二接头；所述第一接头与所述第二接头可转动连接。本申请实施例所述的飞机控制舵安装结构，分别在机身翼板和控制舵上设置第一接头和第二接头，第一接头和第二接头直接连接，无须设计其他连接结构或零件，减少零部件数量，降低成本，同时降低了组装难度，极大的简化了装配工艺。

Description

一种飞机控制舵安装结构及电动飞机

技术领域

本实用新型涉及电动飞机技术领域，特别涉及一种飞机控制舵安装结构及电动飞机。

背景技术

电动飞机采用动力电池系统及电机系统代替内燃机动力，它工作时不会产生的废气，不排放尾气污染。纯电动飞机噪声和振动水平非常低，乘坐舒适性好，是名副其实的环境友好飞机。此外，电动飞机的安全性也比较高，不会发生爆炸和燃料泄漏的危险；纯电动飞机具有结构简单、操作使用简便、维修性好、经济性好的特点。在设计上总体布局灵活，可采用最佳布局和创新布局；可设计出具有超常性能的飞机，满足特殊用途需要。

电动飞机水平尾翼上设计有升降舵面，飞行过程中通过控制运转升降舵产生升降力矩，从而控制电动飞机实现爬升和俯冲动作。目前小型飞机升降舵安装结构主要有两种：一种是通过在舵面和平尾中安装三组连接接头，通过工装实现舵面与平尾的对接，并使用螺栓螺母进行锁定；另一种是平尾与舵面一侧连接处铺贴玻璃布，依靠固化后玻璃布的变形实现舵面的偏转。

当前的两种方案相比较，第一种零件数量多，并且螺栓连接接头需要使用相关工具，升降舵安装需要在舵面上开多个安装口盖，以便进行安装和维护，降低了工艺效率，口盖会影响舵机舵面的强度刚度；第二种方案柔性转轴容易造成在不同截面处舵面偏转角度偏差，当舵面的展长较大时仅依靠机械结构很难实现偏转角度的精准控制，并且当舵面大角度偏转时，容易造成玻璃钢转轴受损、分层。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是现有的电动飞机方向控制舵与机身翼板之间连接结构复杂、不便于组装的问题。

为解决上述技术问题，第一方面，本申请实施例公开了一种飞机控制舵安装结构，包括：机身翼板和控制舵，

所述控制舵具有与所述机身翼板匹配的控制舵梁，所述控制舵梁的侧面设有第一接头；

所述机身翼板上具有与所述控制舵梁匹配的翼板后梁，所述翼板后梁上设有第二接头；

所述第一接头与所述第二接头可转动连接。

进一步的，所述控制舵梁上设有连接部，所述第一接头设置在所述连接部上。

进一步的，所述控制舵梁上设有两个连接部，两个所述连接部分别设置在所述控制舵的两端。

进一步的，所述控制舵梁上设有多个连接部，多个所述连接部均匀设置在所述控制舵梁上。

进一步的，多个所述第一接头的轴心所在的直线平行。

进一步的，所述连接部的边沿设有连接竖板，所述连接竖板通过缘条固定在所述控制舵梁上。

进一步的，所述第一接头为连接销，所述第二接头为连接孔。

进一步的，所述第一接头与所述第二接头之间设有衬套。

进一步的，所述控制舵包括以下至少之一：副翼、升降舵翼、方向舵。

第二方面，本申请实施例公开了一种电动飞机，包括如上所述的飞机控制舵安装结构。

采用上述技术方案，本申请实施例所述的飞机控制舵安装结构及电动飞机具有如下有益效果：

本申请实施例所述的飞机控制舵安装结构，分别在机身翼板和控制舵上设置第一接头和第二接头，第一接头和第二接头直接连接，无须设计其他连接结构或零件，减少零部件数量，降低成本，同时降低了组装难度，极大的简化了装配工艺。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请一个实施例的飞机控制舵安装结构爆炸结构示意图；

图2为申请一个实施例的控制舵结构示意图；

图3为申请一个实施例的连接部结构示意图；

图4为申请一个实施例的第一接头与第二接头配合结构示意图；

图5为申请一个实施例的控制舵尾端第一接头与第二接头配合结构示意图；

以下对附图作补充说明：

1-机身翼板；101-翼板后梁；102-第二接头；103-螺栓；2-控制舵；201-控制舵梁；202-第一接头；203-连接部；204-连接竖板；205-缘条；206-衬套；207-端肋。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

此处所称的“一个实施例”或“实施例”是指可包含于本申请至少一个实现方式中的特定特征、结构或特性。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“顶”、“底”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申请和简化描述，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申请的限制。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或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含的包括一个或者更多个该特征。而且，术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

飞机的控制舵包括副翼、升降舵翼、方向舵，飞机在飞行过程中依靠控制舵翻转、升降、转向等。目前中小型飞机控制舵连接方式普遍存在连接结构复杂、连接零件较多，或者装配复杂等问题。

如图1所示，本申请实施例公开了一种飞机控制舵安装结构，包括：机身翼板1和控制舵2，控制舵2具有与机身翼板1匹配的控制舵梁201，控制舵梁201的侧面设有第一接头202；机身翼板1上具有与控制舵梁201匹配的翼板后梁101，翼板后梁101上设有第二接头102；第一接头202与第二接头102可转动连接。

本申请实施例所述的飞机控制舵安装结构，分别在机身翼板1和控制舵2上设置第一接头202和第二接头102，第一接头202和第二接头102直接连接，无须设计其他连接结构或零件，减少零部件数量，降低成本，同时降低了组装难度，极大的简化了装配工艺。

如图1所示，本申请实施例中，控制舵2为泡沫夹心板材材质，控制舵2的前侧区域为控制舵梁201，控制舵梁201的侧面设有第一接头202，可选的，第一接头202的数量至少为两个。第一接头202与控制舵梁201采用抽芯铆钉连接，也可以采用粘接或焊接等方式连接。机身翼板1的后侧为翼板后梁101，翼板后梁101上设置有第二接头102，第二接头102与控制舵梁201采用抽芯铆钉连接，也可以采用粘接或焊接等方式连接，第二接头102与第一接头202的数量相同。第一接头202与第二接接头采用可转动的连接方式连接，如孔与轴的连接方式。

控制舵梁201上设有连接部203，第一接头202设置在连接部203上。

本申请实施例中，如图2所示，连接部203为设置在控制舵梁201边沿的凸起和/或缺口，相应地，翼板后梁101在相应位置设有与之匹配的缺口或凸起。第一接头202和第二接头102分别设置在对应的连接部203上。

控制舵梁201上设有两个连接部203，两个连接部203分别设置在控制舵2的两端。

本申请实施例中，两个连接部203分别设置在控制舵梁201两端的舵面端肋207上，两个舵面端肋207平行，两个第一接头202分别设置在两个舵面端肋207上。两个第一接头202的中心共轴，可选的，两个第一接头202的中心在同一直线上；可选的，两个第一接头202的中心在一对平行线上。

在一些实施例中，如图2所示，为保证控制舵2与机身翼板1的连接强度，控制舵梁201上可以设置多个连接部203，如三个连接部203，其中两个连接部203设置在控制舵梁201两端的舵面端肋207上，另一个连接部203可以设置在控制舵梁201上的任意位置，优选的，设置在控制舵梁201的中间位置。控制舵梁201上还可以设置更多个连接部203，优选的，多个连接部203均匀设置在控制舵梁201上。需要说明的是，无论控制舵梁201上设有多少个连接部203，设置在多个连接部203上的第一接头202，其中心都需要保持中心线共轴。

连接部203的边沿设有连接竖板204，连接竖板204通过缘条205固定在控制舵梁201上。

本申请实施例中，如图3所示，连接部203的边沿设有用于连接第一接头202的连接竖板204，连接竖板204具有上下两个折弯面，折弯面分别通过两个缘条205固定在控制舵梁201上。第一接头202通过抽芯铆钉与连接竖板204连接。

第一接头202为连接销，第二接头102为连接孔。

本申请实施例中，如图4和图5所示，第一连接头和第二连接头为相互匹配的连接销与连接孔的组合。在一些实施例中，第一接头202可以为连接孔，第二接头102为连接销。当控制舵梁201上设置多个第一接头202时，多个第一接头202可以同时为连接销或连接孔，也可以部分为连接销，另外一部分为连接孔。

第一接头202与第二接头102之间设有衬套206。

本申请实施例中，如图3和图4所示，衬套206能够调整第一接头202与第二接头102之间的间隙，同时起到保护轴销的作用。可选的，衬套206的材质为硬质塑料或轻质金属材质。

控制舵2包括以下至少之一：副翼、升降舵翼、方向舵。

本申请实施例所述的安装结构适用于副翼、升降舵翼、方向舵的安装，当控制舵2为副翼时，与之匹配的机身翼板1为机翼；当控制舵2为升降舵时，与之匹配的机身翼板1为水平尾翼；当控制舵2为方向舵时，与之匹配的机身翼板1为垂直尾翼。

本申请实施例还公开了一种电动飞机，包括如上所述的飞机控制舵安装结构。

本申请实施例中，以升降舵为例对控制舵2和机身翼板1连接过程进行说明。如图1所示，本申请实施例中，水平尾翼上设有两个升降舵。每个升降舵梁上设有三个连接部203，第一接头202为连接销，第二接头102为连接孔。如图4和图5所示，首先，将三个第一接头202同轴度分别安装在两个舵面端肋207上和升降舵梁中间上，第一接头202使用抽芯铆钉固定。然后，将三个第二接头102同轴度分别安装在水平尾翼上，第二接头102使用抽芯铆钉固定。接着，先将设置在升降舵内侧的第一接头202与水平尾翼上的第二接头102连接，然后再连接设置在中间的一组接头，接着将设置在最外侧端部的一组接头连接。如图5所示，最后，在水平尾翼后梁的最外侧端部安装用于调距的螺栓103，通过调整螺栓103的旋入长度来调节升降舵梁与水平尾翼后梁的相对位置，校正升降舵轴心位置，以保证整体精度。升降舵绕三组接头的同心轴转动，满足运转并提供升降力矩的要求。两个舵面完全对称，因此安装方式相同。本申请实施例为双升降舵电动飞机的升降舵安装结构，但每个升降舵都是单独安装的，因此本申请同样适用于单升降舵电动飞机以及多升降舵电动飞机的安装。

本申请实施例中，第一接头202和第二接头102是精度很高的机加件，并且其中两组安装在控制舵2的端肋207两侧，空间开敞，便于安装，易于保证控制舵2轴线的精度。在电动飞机中，控制舵2与机身翼板1之间的缝隙较小，本申请采用多组接头插接的方式，不需要使用螺栓103，避免装配时工具可达性的顾虑。此外，本申请零件数目较少，生产安装简单，极大的简化了装配工艺，降低了安装难度。同时由于本申请的安装结构不需要在控制舵2上开口盖，保持了控制舵2的完整性，提高了舵面刚度性能。

以上所述仅为本申请的较佳实施例，并不用以限制本申请，凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机控制舵安装结构，其特征在于，包括：机身翼板(1)和控制舵(2)，

所述控制舵(2)具有与所述机身翼板(1)匹配的控制舵梁(201)，所述控制舵梁(201)的侧面设有第一接头(202)；

所述机身翼板(1)上具有与所述控制舵梁(201)匹配的翼板后梁(101)，所述翼板后梁(101)上设有第二接头(102)；

所述第一接头(202)与所述第二接头(102)可转动连接。

2.根据权利要求1所述的飞机控制舵安装结构，其特征在于，所述控制舵梁(201)上设有连接部(203)，所述第一接头(202)设置在所述连接部(203)上。

3.根据权利要求2所述的飞机控制舵安装结构，其特征在于，所述控制舵梁(201)上设有两个连接部(203)，两个所述连接部(203)分别设置在所述控制舵(2)的两端。

4.根据权利要求2所述的飞机控制舵安装结构，其特征在于，所述控制舵梁(201)上设有多个连接部(203)，多个所述连接部(203)均匀设置在所述控制舵梁(201)上。

5.根据权利要求4所述的飞机控制舵安装结构，其特征在于，多个所述第一接头(202)的轴心所在的直线平行。

6.根据权利要求3或5所述的飞机控制舵安装结构，其特征在于，所述连接部(203)的边沿设有连接竖板(204)，所述连接竖板(204)通过缘条(205)固定在所述控制舵梁(201)上。

7.根据权利要求6所述的飞机控制舵安装结构，其特征在于，所述第一接头(202)为连接销，所述第二接头(102)为连接孔。

8.根据权利要求7所述的飞机控制舵安装结构，其特征在于，所述第一接头(202)与所述第二接头(102)之间设有衬套(206)。

9.根据权利要求1所述的飞机控制舵安装结构，其特征在于，所述控制舵(2)包括以下至少之一：副翼、升降舵翼、方向舵。

10.一种电动飞机，其特征在于，包括权利要求1-9任一项所述的飞机控制舵安装结构。

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