CN215622659U - 一种飞行器舵面控制结构及飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种飞行器舵面控制结构及飞行器，包括：舵机、摇臂、舵面、舵角、连杆第一夹头和第二夹头，所述舵机固定设置在飞行器机体上，所述舵机的输出轴与所述摇臂连接，所述舵面铰接与所述飞行器机体上，所述舵面与所述舵角固定连接，所述连杆的第一端通过第一夹头与所述摇臂可转动连接，所述连杆的第二端通过第二夹头与所述舵角可转动连接，所述连杆能够在所述舵机的驱动力下带动所述舵面相对于所述飞行器机体转动。本实用新型的的飞行器舵面控制结构在实现舵面偏转功能的同时能够对转动方向进行限制，降低舵面虚位，保证舵机控制信号的及时响应，提高舵机对舵面的控制精度，进而提高飞行器的飞行品质。

Description

一种飞行器舵面控制结构及飞行器

技术领域

本实用新型涉及飞行器零部件领域，具体涉及一种飞行器舵面控制结构及飞行器。

背景技术

飞行器舵面在飞行器飞行过程中，通过偏转来改变舵面上的空气动力，从而实现飞行器在飞行过程中的俯仰、偏航、滚转等机动动作，以实现飞行器的飞行航线和起降。

舵面偏转需要额外的驱动力和驱动机构来实现，考虑到飞行状态以及制造加工的公差，舵面和机体之间留有一定的间隙，供舵面转动。现有技术中，驱动舵面的结构一般有四连杆机构或钢丝拉索结构。其中，传统四连杆机构通过舵机驱动摇臂转动，通过连杆拉动舵角，舵角和舵面直接相连，从而带动舵面偏转产生空气动力。为了解决加工公差问题，连杆与舵角、摇臂的连接方式多采用球头连接，通过球头的转动，从而消除加工时的公差，但球头可以在多个方向转动，会导致舵面控制结构装配完成后，舵面的虚位较大，影响舵面的精确控制，进而影响飞行品质，特别是飞行器上装载有高精密仪器设备时，影响仪器设备的工作精度。另外，球头由于需要转动，内部的金属球和外部结构之间留有间隙，在长时间飞行受力后，非常容易脱出，进而导致舵面无法偏转，影响飞行器的飞行安全。

综上所述，有必要设计一种飞行器舵面控制结构及飞行器，对现有情况作出改善。

实用新型内容

本实用新型的目的是针对上述现有技术存在的技术问题，提供一种飞行器舵面控制结构及飞行器，本实用新型的飞行器舵面控制结构，连杆与摇臂、舵角采用夹头连接，通过夹头保证舵面控制结构在转动平面内转动，实现舵面偏转的功能，同时限制另外两个方向的偏移和转动，保证舵面控制结构装配完成后的间隙较小，确保舵面基本没有虚位，保证舵机控制信号的及时响应，提高舵面控制精度，进而提高飞行器的飞行品质；且所述夹头和摇臂、所述夹头和舵角均通过螺栓连接，使得夹头不容易脱落，提高飞行器的飞行安全。

为了解决背景技术中的技术问题，本实用新型采用的技术方案是：提供一种飞行器舵面控制结构，所述飞行器舵面控制结构包括：舵机、摇臂、舵面、舵角和连杆，

所述舵机固定设置在所述飞行器机体上，所述舵机的输出轴与所述摇臂连接，

所述舵面铰接与飞行器机体上，所述舵面与所述舵角固定连接，

所述连杆的第一端通过第一夹头与所述摇臂可转动连接，所述连杆的第二端通过第二夹头与所述舵角可转动连接，所述连杆能够在所述舵机的驱动力下带动所述舵面相对于所述飞行器机体转动。

采用上述结构，连杆与摇臂、舵角采用夹头连接，通过夹头保证舵面控制结构在转动平面内转动，实现舵面偏转的功能，同时夹头转动方向受到限制，能够保证舵面控制结构装配完成后的间隙较小，确保舵面基本没有虚位，保证舵机控制信号的及时响应，提高舵面控制精度，进而提高飞行器的飞行品质。

进一步地，所述舵机根据控制信号驱动输出轴，所述摇臂在所述输出轴的驱动下摇动，并通过所述连杆带动所述舵面相对于所述飞行器机体转动。

进一步地，所述第一夹头包括套筒部和位于套筒部一端的夹爪部，

所述套筒部具有用于使所述连杆穿过的通孔，所述通孔内形成有内螺纹，所述连杆的第一端形成有外螺纹，所述第一夹头的套筒部与所述连杆的第一端通过螺纹连接；

所述夹爪部包括相对设置的两个夹板，所述摇臂位于所述两个夹板中间，所述两个夹板上相对设置有第一螺栓过孔，所述摇臂上设置有与所述第一螺栓过孔相对应的第二螺栓过孔，螺栓穿过所述第一螺栓过孔和所述第二螺栓过孔并与螺母固定连接，所述摇臂与所述夹爪部可转动连接。

进一步地，所述摇臂上的所述第二螺栓过孔的数量为多个，多个所述第二螺栓过孔沿所述摇臂的长度方向间隔分布，方便实际装配后，根据驱动传动比，调整连接孔位，提升适用性。

进一步地，所述第二夹头包括套筒部和位于套筒部一端的夹爪部，

所述套筒部具有用于使所述连杆穿过的通孔，所述通孔内形成有内螺纹，所述连杆的第二端形成有外螺纹，所述第二夹头的套筒部与所述连杆的第二端通过螺纹连接；

所述夹爪部包括相对设置的两个夹板，所述舵角位于所述两个夹板中间，所述两个夹板上相对设置有所述第一螺栓过孔，所述舵角上设置有与所述第一螺栓过孔相对应的第三螺栓过孔，螺栓穿过所述第一螺栓过孔和所述第三螺栓过孔并与螺母固定连接，所述舵角与所述夹爪部可转动连接。

进一步地，所述第二螺栓过孔的直径大于所述螺栓的直径，所述第二螺栓过孔与所述螺栓之间为间隙配合，保证所述摇臂能够绕着所述螺栓转动，从而实现摇臂与第一夹头的相对转动。

进一步地，所述第三螺栓过孔的直径大于所述螺栓的直径，所述第三螺栓过孔与所述螺栓之间为间隙配合，保证所述舵角能够绕着所述螺栓转动，从而实现舵角与第二夹头之间的相对转动。

进一步地，当所述螺栓穿过所述第二螺栓过孔或第三螺栓过孔时，所述第二螺栓过孔的内壁或所述第三螺栓过孔的内壁与所述螺栓外壁之间的最大距离为0.05mm-0.15mm，保证摇臂与第一夹头、舵角与第二夹头之间相对转动的同时，确保舵面的虚位较小。

进一步地，所述螺栓的直径大于所述第一螺栓过孔的直径，所述第一螺栓过孔与所述螺栓之间为过盈配合，保证螺栓和夹头之间紧密配合。

进一步地，所述第一夹头的所述两个夹板与所述摇臂之间具有间隙，方便所述摇臂与第一夹头之间的相对转动，并防止夹板与所述摇臂之间摩擦，导致所述飞行器舵面控制结构因为摩擦力变大，超出舵机的使用限制，造成舵机损坏，进而影响飞行安全。

进一步地，所述二夹头的所述两个夹板与所述舵角之间具有间隙，方便所述舵角与第二夹头之间的相对转动，并防止夹板与所述舵角之间摩擦，导致所述飞行器舵面控制结构因为摩擦力变大，超出舵机的使用限制，造成舵机损坏，进而影响飞行安全。

采用上述结构，所述第一夹头和摇臂、所述第二夹头和舵角均通过螺栓、螺母配合连接，第一夹头、第二夹头与连杆均通过螺纹连接，连接可靠，使得夹头不容易脱落，提高飞行器的飞行安全；整个结构为外露结构，目视可检，当有损伤时，可以及时更换，方便检查，确保飞行器的安全性，且结构采用机械螺纹连接，安装、拆卸便捷，维护时间短，维护成本较低。

进一步地，所述螺栓包括螺纹段和光杆段，所述螺纹段位于所述螺栓的两端，所述光杆段位于所述螺栓的中部，当所述螺栓穿过所述两个夹板上的所述第一螺栓过孔时，所述螺纹段位于所述两个夹板的外侧，所述光杆段位于所述两个夹板的内侧。采用上述结构，在拧紧螺母时，不会把夹头夹死，确保第一夹头和摇臂、第二夹头和舵角间的转动，且螺纹在螺栓端部，避开夹头，螺栓与夹头、摇臂和舵角配合的区域均为光杆，防止螺栓上的螺纹在夹头内部损伤夹头及螺栓过孔而导致连接强度降低。

进一步地，所述连杆第一端的所述螺纹段的长度小于所述第一夹头套筒部所在的一端与所述摇臂之间的距离，所述连杆第二端的所述螺纹段的长度小于所述第二夹头套筒部所在的一端与所述舵角之间的距离。防止在装配时，由于螺纹拧入过多，使连杆端头与摇臂、舵角运动干涉，转动到一定位置时，整个舵面控制结构卡死，丧失功能。

本实用新型还提供了一种飞行器，所述飞行器包括上述的飞行器舵面控制结构。

本实用新型提供的飞行器舵面控制结构及飞行器，由舵机、摇臂、舵面、舵角、夹头和连杆组成，通过舵机作为动力源，驱动摇臂、夹头、连杆和舵角运动，从而带动舵面偏转，实现舵面控制的功能，结构虚位较小，控制精度高，进而提升飞行器的飞行品质；且所述夹头和摇臂、所述夹头和舵角均通过螺栓连接，使得夹头不容易脱落，提高飞行器的飞行安全；整个结构为外露结构，目视可检，当有损伤时，可以及时更换，方便检查，且安装、拆卸便捷，维护时间短，维护成本较低。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型的技术方案，下面将对实施例或现有技术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实用新型的一些实施例，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它附图。

图1是本实用新型实施例中的飞行器舵面控制结构的结构示意图；

图2是本实用新型实施例中的夹头的结构示意图；

图3是本实用新型实施例中的飞行器舵面控制结构安装到飞行器上的装配示意图；

其中，图中附图标记对应为：1-舵机，2-摇臂，21-第二螺栓过孔，3-第一夹头，31-套筒部，311-通孔，32-夹爪部，321-夹板，322-第一螺栓过孔，4-连杆，5-第二夹头，6-舵角，7-螺栓，8-舵面，9-机体。

具体实施方式

下面将结合附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

实施例：

本实用新型提供了一种飞行器舵面控制结构，如图1所示，所述飞行器舵面控制结构包括：舵机1、摇臂2、舵面8、舵角6和连杆4，所述舵机1固定设置在所述飞行器机体9上，所述舵机1的输出轴与所述摇臂2连接，所述舵面8铰接与飞行器机体9上，所述舵面8与所述舵角6固定连接，所述连杆4的第一端通过第一夹头3与所述摇臂2可转动连接，所述连杆4的第二端通过第二夹头5与所述舵角6可转动连接，所述连杆4能够在所述舵机1的驱动力下带动所述舵面8相对于所述飞行器机体9转动。较佳地，所述舵机1根据控制信号驱动输出轴，所述摇臂2在所述输出轴的驱动下摇动，并通过所述连杆4带动所述舵面8相对于所述飞行器机体9转动。

舵机1作为飞行器舵面控制结构的动力源，固定在飞行器机体9上，飞行器飞行过程中，当需要改变飞行姿态时，飞控计算机发送偏转的控制信号给舵机1，舵机1驱动摇臂2偏转，摇臂2一端采用齿轮结构与舵机1相连，另一端通过夹头与连杆4相连，连杆4通过另一夹头与舵角6连接，从而将舵机1的驱动力传递到舵面8，实现舵面8偏转。其中，连杆4与摇臂2、舵角6采用夹头连接，通过夹头保证舵面控制结构在转动平面内转动，实现舵面8偏转的功能，同时夹头转动方向受到限制，能够保证舵面控制结构装配完成后的间隙较小，确保舵面8基本没有虚位，保证舵机1控制信号的及时响应，提高舵面控制精度，进而提高飞行器的飞行品质。

本实施例中，如图1和图2所示，所述第一夹头3和所述第二夹头5的结构相同，较佳地，夹头为金属材质，优选的材料为铝合金7050。其中，所述第一夹头3包括套筒部31和位于套筒部31一端的夹爪部32，所述套筒部31具有用于使所述连杆4穿过的通孔311，所述通孔311内形成有内螺纹，所述连杆4的第一端形成有外螺纹，所述第一夹头3的套筒部31与所述连杆4的第一端通过螺纹连接；所述夹爪部32包括相对设置的两个夹板321，所述摇臂2位于所述两个夹板321中间，所述两个夹板321上相对设置有第一螺栓过孔322，所述摇臂2上设置有与所述第一螺栓过孔322相对应的第二螺栓过孔21，螺栓7穿过所述第一螺栓过孔322和所述第二螺栓过孔21并与螺母固定连接，所述螺栓7的直径大于所述第一螺栓过孔322的直径，即所述第一螺栓过孔322与所述螺栓7之间为过盈配合，保证螺栓7和夹头之间紧密配合，所述第二螺栓过孔21的直径大于所述螺栓7的直径，即所述第二螺栓过孔21与所述螺栓7之间为间隙配合，保证所述摇臂2能够绕着所述螺栓7转动，所述摇臂2与所述夹爪部32可转动连接，从而实现摇臂2与第一夹头3的相对转动。

本实施例中，较佳地，所述摇臂2上的所述第二螺栓过孔21的数量为多个，多个所述第二螺栓过孔21沿所述摇臂2的长度方向间隔分布，方便实际装配后，根据驱动传动比，调整连接孔位，提升适用性。在可能的实施方式中，可根据实际受力情况选择所述摇臂2的材质，受力较小的摇臂2可以采用塑料材质，受力较大的摇臂2采用金属材质，优选金属材质为铝合金。

所述第二夹头5包括套筒部31和位于套筒部31一端的夹爪部32，所述套筒部31具有用于使所述连杆4穿过的通孔311，所述通孔311内形成有内螺纹，所述连杆4的第二端形成有外螺纹，所述第二夹头5的套筒部31与所述连杆4的第二端通过螺纹连接；所述夹爪部32包括相对设置的两个夹板321，所述舵角6位于所述两个夹板321中间，所述两个夹板321上相对设置有所述第一螺栓过孔322，所述舵角6上设置有与所述第一螺栓过孔322相对应的第三螺栓过孔，螺栓7穿过所述第一螺栓过孔322和所述第三螺栓过孔并与螺母固定连接，所述螺栓7的直径大于所述第一螺栓过孔322的直径，即所述第一螺栓过孔322与所述螺栓7之间为过盈配合，保证螺栓7和夹头之间紧密配合，所述第三螺栓过孔的直径大于所述螺栓7的直径，即所述第三螺栓过孔与所述螺栓7之间为间隙配合，保证所述舵角6能够绕着所述螺栓7转动，所述舵角6与所述夹爪部32可转动连接，从而实现舵角6与第二夹头5之间的相对转动。

采用上述结构，所述第一夹头3和摇臂2、所述第二夹头5和舵角6均通过螺栓7、螺母配合连接，第一夹头3、第二夹头5与连杆4均通过螺纹连接，连接可靠，使得夹头不容易脱落，提高飞行器的飞行安全；整个结构为外露结构，目视可检，当有损伤时，可以及时更换，方便检查，确保飞行器的安全性，且结构采用机械螺纹连接，安装、拆卸便捷，维护时间短，维护成本较低。在其他可能的实施方式中，所述第一夹头3和摇臂2、所述第二夹头5和舵角6的连接结构也可以采用金属管结构，通过在金属管两端压接，确保连接，但与螺栓7、螺母连接结构相比，此连接结构金属管塑性变形后，无法方便拆卸，当需要拆卸时，就需要破坏金属管，维护难度较大。

在可能的实施方式中，当所述螺栓7穿过所述第二螺栓过孔21或第三螺栓过孔时，所述第二螺栓过孔21的内壁或所述第三螺栓过孔的内壁与所述螺栓7外壁之间的最大距离为0.1mm-0.2mm，保证摇臂2与第一夹头3、舵角6与第二夹头5之间相对转动的同时，确保舵面8的虚位较小。较佳地，本实施例中，所述第二螺栓过孔21的内壁或所述第三螺栓过孔内壁与所述螺栓7外壁之间的最大距离为0.1mm，在其他可能的实施方式中，所述第二螺栓过孔21的内壁或所述第三螺栓过孔内壁与所述螺栓7外壁之间的最大距离也可以为0.15mm或0.2mm。

在可能的实施方式中，所述第一夹头3的所述两个夹板321与所述摇臂2之间具有间隙，所述间隙的尺寸为0.3-0.5mm，方便所述摇臂2与第一夹头3之间的相对转动，并防止夹板321与所述摇臂2之间摩擦，导致所述飞行器舵面控制结构因为摩擦力变大，超出舵机1的使用限制，造成舵机1损坏，进而影响飞行安全。较佳地，本实施例中，所述第一夹头3的所述两个夹板321与所述摇臂2之间的间隙为0.4mm，在其他可能的实施方式中，所述第一夹头3的所述两个夹板321与所述摇臂2之间的间隙也可以为0.3mm或0.5mm。

在可能的实施方式中，所述二夹头的所述两个夹板321与所述舵角6之间具有间隙，所述间隙的尺寸为0.3-0.5mm，方便所述舵角6与第二夹头5之间的相对转动，并防止夹板321与所述舵角6之间摩擦，导致所述飞行器舵面控制结构因为摩擦力变大，超出舵机1的使用限制，造成舵机1损坏，进而影响飞行安全。较佳地，所述第二夹头5的所述两个夹板321与所述舵角6之间的间隙为0.4mm，在其他可能的实施方式中，第二夹头5的所述两个夹板321与所述舵角6之间的间隙也可以为0.3mm或0.5mm。

在可能的实施方式中，所述螺栓7包括螺纹段和光杆段，所述螺纹段位于所述螺栓7的两端，所述光杆段位于所述螺栓7的中部，当所述螺栓7穿过所述两个夹板321上的所述第一螺栓过孔322时，所述螺纹段位于所述两个夹板321的外侧，所述光杆段位于所述两个夹板321的内侧。采用上述结构，在拧紧螺母时，不会把夹头夹死，确保第一夹头3和摇臂2、第二夹头5和舵角6间的转动，且螺纹在螺栓7端部，避开夹头，螺栓7与夹头、摇臂2和舵角6配合的区域均为光杆，防止螺栓7上的螺纹在夹头内部损伤夹头及螺栓过孔而导致连接强度降低。较佳地，所述螺母为自锁螺母，在飞行器飞行过程中不松动，螺栓7、螺母连接强度高，安全可靠。

在可能的实施方式中，所述连杆4第一端的所述螺纹段的长度小于所述第一夹头3套筒部31所在的一端与所述摇臂2之间的距离，所述连杆4第二端的所述螺纹段的长度小于所述第二夹头5套筒部31所在的一端与所述舵角6之间的距离。防止在装配时，由于螺纹拧入过多，使连杆4端头与摇臂2、舵角6运动干涉，转动到一定位置时，整个舵面控制结构卡死，丧失功能。

本实用新型实施例还提供了一种飞行器，所述飞行器包括上述的飞行器舵面控制结构。所述飞行器舵面控制结构安装在所述飞行器机体9上，安装过程为：取舵机1和摇臂2，把摇臂2安装到舵机1上；把连杆4的两端分别拧入第一夹头3和第二夹头5的套筒部31，并涂上螺纹胶防松；把舵机1固定安装到机体9上；把舵角6固定安装到舵面8上；把两端带夹头的连杆4，通过螺栓7和螺母分别固定在摇臂2和舵角6上，具体为第一夹头3与摇臂2连接，第二夹头5与舵角6连接，确保安装精度。至此所述飞行器舵面控制结构安装到飞行器机体9和舵面8上，完成安装。

所述飞行器舵面控制结构的使用过程为：飞行器起飞后，当需要偏转舵面8时，首先飞控计算机发送偏转的控制信号给舵机1，舵机1驱动输出轴带动摇臂2转动，摇臂2的力通过螺栓7传递到第一夹头3上，第一夹头3将力传递给连杆4，连杆4继续把力传递到另外一端的第二夹头5上，第二夹头5通过螺栓7再传递到舵角6上，进而驱动舵面8运动，完成飞行器需要的舵面偏转。

本实用新型提供的飞行器舵面控制结构及飞行器，由舵机、摇臂、舵面、舵角、夹头和连杆组成，通过舵机作为动力源，驱动摇臂、夹头、连杆和舵角运动，从而带动舵面偏转，实现舵面控制的功能，结构虚位较小，控制精度高，进而提升飞行器的飞行品质；且所述夹头和摇臂、所述夹头和舵角均通过螺栓连接，使得夹头不容易脱落，提高飞行器的飞行安全；整个结构为外露结构，目视可检，当有损伤时，可以及时更换，方便检查，且安装、拆卸便捷，维护时间短，维护成本较低。

以上所揭露的仅为本实用新型的几种较佳实施例而已，当然不能以此来限定本实用新型之权利范围，因此依本实用新型权利要求所作的等同变化，仍属本实用新型所涵盖的范围。

Claims (10)

1.一种飞行器舵面控制结构，其特征在于，包括：舵机(1)、摇臂(2)、舵面(8)、舵角(6)、连杆(4)、第一夹头(3)和第二夹头(5)，

所述舵机(1)固定设置在飞行器机体上，所述舵机(1)的输出轴与所述摇臂(2)连接，

所述舵面(8)铰接与所述飞行器机体上，所述舵面(8)与所述舵角(6)固定连接，

所述连杆(4)的第一端通过所述第一夹头(3)与所述摇臂(2)可转动连接，所述连杆(4)的第二端通过所述第二夹头(5)与所述舵角(6)可转动连接，所述连杆(4)能够在所述舵机(1)的驱动力下带动所述舵面(8)相对于所述飞行器机体转动。

2.根据权利要求1所述的飞行器舵面控制结构，其特征在于：所述第一夹头(3)包括套筒部(31)和位于套筒部(31)一端的夹爪部(32)，

所述套筒部(31)具有用于使所述连杆(4)穿过的通孔(311)，所述通孔(311)内形成有内螺纹，所述连杆(4)的第一端形成有外螺纹，所述第一夹头(3)的套筒部(31)与所述连杆(4)的第一端通过螺纹连接；

所述夹爪部(32)包括相对设置的两个夹板(321)，所述摇臂(2)位于所述两个夹板(321)中间，所述两个夹板(321)上相对设置有第一螺栓过孔(322)，所述摇臂(2)上设置有与所述第一螺栓过孔(322)相对应的第二螺栓过孔(21)，螺栓穿过所述第一螺栓过孔(322)和所述第二螺栓过孔(21)并与螺母固定连接，所述摇臂(2)与所述夹爪部(32)可转动连接。

3.根据权利要求2所述的飞行器舵面控制结构，其特征在于：所述摇臂(2)上的所述第二螺栓过孔(21)的数量为多个，多个所述第二螺栓过孔(21)沿所述摇臂(2)的长度方向间隔分布。

4.根据权利要求2所述的飞行器舵面控制结构，其特征在于：所述第二夹头(5)包括套筒部(31)和位于套筒部(31)一端的夹爪部(32)，

所述套筒部(31)具有用于使所述连杆(4)穿过的通孔(311)，所述通孔(311)内形成有内螺纹，所述连杆(4)的第二端形成有外螺纹，所述第二夹头(5)的套筒部(31)与所述连杆(4)的第二端通过螺纹连接；

所述夹爪部(32)包括相对设置的两个夹板(321)，所述舵角(6)位于所述两个夹板(321)中间，所述两个夹板(321)上相对设置有所述第一螺栓过孔(322)，所述舵角(6)上设置有与所述第一螺栓过孔(322)相对应的第三螺栓过孔，螺栓穿过所述第一螺栓过孔(322)和所述第三螺栓过孔并与螺母固定连接，所述舵角(6)与所述夹爪部(32)可转动连接。

5.根据权利要求4所述的飞行器舵面控制结构，其特征在于：所述第二螺栓过孔(21)和所述第三螺栓过孔的直径大于所述螺栓的直径。

6.根据权利要求4所述的飞行器舵面控制结构，其特征在于：所述螺栓的直径大于所述第一螺栓过孔(322)的直径，所述第一螺栓过孔(322)与所述螺栓之间为过盈配合。

7.根据权利要求4所述的飞行器舵面控制结构，其特征在于：所述第一夹头(3)的所述两个夹板(321)与所述摇臂(2)之间具有间隙，所述第二夹头(5)的所述两个夹板(321)与所述舵角(6)之间具有间隙。

8.根据权利要求4所述的飞行器舵面控制结构，其特征在于：所述螺栓包括螺纹段和光杆段，所述螺纹段位于所述螺栓的两端，所述光杆段位于所述螺栓的中部，当所述螺栓穿过所述两个夹板(321)上的所述第一螺栓过孔(322)时，所述螺纹段位于所述两个夹板(321)的外侧，所述光杆段位于所述两个夹板(321)的内侧。

9.根据权利要求8所述的飞行器舵面控制结构，其特征在于：所述连杆(4)第一端的所述螺纹段的长度小于所述第一夹头(3)套筒部(31)所在的一端与所述摇臂(2)之间的距离，所述连杆(4)第二端的所述螺纹段的长度小于所述第二夹头(5)套筒部(31)所在的一端与所述舵角(6)之间的距离。

10.一种飞行器，其特征在于：所述飞行器包括上述权利要求1-9任一项所述的飞行器舵面控制结构。

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