WO2021134967A1 - 一种飞行器 - Google Patents

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WO2021134967A1
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tail
fuselage
aircraft
aircraft according
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PCT/CN2020/083512
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Inventor
胡海
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仿翼(北京)科技有限公司
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/40—Ornithopters
    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H27/00—Toy aircraft; Other flying toys
    • 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
    • B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
    • B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C33/00—Ornithopters
    • B64C33/02—Wings; Actuating mechanisms therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes

Definitions

  • the present disclosure relates to the technical field of bionic flight, in particular to an aircraft.
  • an aircraft provided by the present disclosure includes a fuselage module and a tail module, and further includes an adjustment structure, and the adjustment structure includes: at least two first adjustment portions disposed on the fuselage On one of the module and the tail module, at least one second adjustment part is provided on the other of the fuselage module and the tail module, and passes through the second adjustment part
  • the tail module is installed on the fuselage module, and the second adjusting part is matched with a different first adjusting part, the height of the tail module different.
  • the tail module and the fuselage module are detachably connected.
  • the tail module is plugged into the fuselage module.
  • the protective part is in the shape of a semi-annular tube, and the cross-section of the semi-annular tube is semicircular and extends in the axial direction.
  • the arc-shaped outer wall of the protection part is disposed toward the tail film.
  • FIG. 1 is a schematic structural diagram of the fuselage module and the tail module of an aircraft provided in an embodiment of the present disclosure
  • Figure 2 is a partial enlarged view of Figure 1;
  • FIG. 3 is a schematic diagram of the structure of the aircraft tail module shown in FIG. 1 mounted on the fuselage module;
  • the technical problem to be solved by the present disclosure is to overcome the shortcomings in the prior art that the flight attitude control ability of the aircraft is weak, so that the present disclosure provides a strong flight attitude control ability suitable for different speed requirements. Aircraft flying in different applications.
  • the adjusting structure includes at least two first adjusting parts and at least one second adjusting part.
  • the first adjusting part is arranged on one of the fuselage module 100 and the tail module 200
  • the second adjusting part is arranged on the fuselage.
  • the second adjusting part is adapted to cooperate with different first adjusting parts, so that the tail module 200 can be installed on the fuselage module 100 in an adjustable position, and When the second adjusting part is matched with a different first adjusting part, the height of the tail module 200 is different.
  • the first adjusting part includes two locking holes 102 symmetrically arranged, and the second adjusting part includes a protrusion 202 adapted to be locked into the locking hole 102.
  • the second adjustment portion is two locking holes 102 arranged oppositely, and the first adjustment is a protrusion 202 adapted to be locked into the locking hole 102.
  • the first adjusting part is provided on the fuselage module 100, and the number is, for example, three.
  • the first adjusting part further includes a slot structure 101, the slot structure 101 is arranged on the fuselage module 100, for example, obliquely upward, and two locking holes 102 are provided on opposite sides of the slot structure 101 On the wall, since the slot structure 101 is inclined upward, the locking holes 102 provided on the same side wall are located at different heights, and the heights of the first adjusting parts formed by the two opposite locking holes 102 are also different.
  • the second adjusting part is provided on the tail module 200.
  • the tail module 200 is provided with a pin structure 201 that is adapted to the slot structure 101, and the protrusions 202 are provided on both sides of the pin structure 201, when the pin When the structure 201 is inserted into the slot in the middle of the slot structure 101, the protrusion 202 on the pin structure 201 will be locked into the locking holes 102 of different groups according to the magnitude of the external force, and the height of the tail module 200 will also be different.
  • three sets of locking holes 102 (that is, three first adjusting parts) are provided, and the rightmost set of locking holes 102 is defined as the first set of locking holes.
  • Hole 102, the middle group of locking holes 102 is the second group of locking holes 102, the leftmost locking hole 102 is the third group of locking holes 102, when the protrusion 202 on the latch structure 201 is locked into the first group of locking holes 102
  • the height of the tail module 200 is the highest at this time, corresponding to the same flight height and the same flight power, due to the largest wind resistance, the flight speed is the lowest.
  • the position of the tail module 200 is the first gear position; when the latch structure 201 When the upper protrusion 202 is locked into the second set of locking holes 102, the position of the tail module 200 is in the second gear position, and the flying speed is higher than the flying speed in the first gear position; when the protrusion 202 on the latch structure 201 is locked in When in the third set of locking holes 102, the position of the tail module 200 is the third gear position, and the flight speed is higher than the flight speed in the second gear position.
  • the latch structure 201 is pushed or pulled forcefully so that the latch structure 201 is locked into the required locking hole 102.
  • more gears can be set according to the length of the latch structure 201, so that the aircraft can be used in more occasions.
  • Figures 3 and 4 show the structural schematic diagram when the tail module is in the third gear position.
  • the first adjusting part may be provided on the tail module 200.
  • the first adjusting part further includes, for example, a pin structure 201 that is adapted to the slot structure 101.
  • the pin structure 201 is provided on the tail module 200, and multiple sets of protrusions 202 are provided on opposite sides of the pin structure 201.
  • the axes of each set of protrusions 202 coincide, and each set of protrusions 202 forms a first adjusting portion; the second adjusting portion is provided on the fuselage module 100, specifically a set of locking holes 102 provided on the fuselage module 100 .
  • the first adjusting portion is a plurality of through holes provided on the pin structure 201 or multiple sets of blind holes provided on both side walls of the pin structure 201, each set of blind holes includes two, and The axes of the two blind holes coincide, and the second adjustment portion is a set of protrusions 202 provided on the fuselage module 100, and the set of protrusions 202 are arranged oppositely.
  • the first adjusting portion is provided on the fuselage module 100, and is a plurality of sets of protrusions 202 provided on the two side walls of the slot structure 101, and each set of protrusions 202 are arranged opposite to each other.
  • the adjusting part is a through hole provided on the plug structure 201 or a group of blind holes provided on both side walls of the plug structure 201. In these embodiments, the height of the tail module 200 can be adjusted, and the installation position of the tail module 200 can be locked.
  • the fuselage module 100 and the tail module 200 are detachably connected.
  • the fuselage module 100 and the tail module 200 are detachably connected by plugging.
  • a through hole may be provided on the bolt structure 201, and the fuselage module 100 and the tail module 200 may be connected by bolts.
  • the slot structure 101 In order to facilitate the insertion of the pin structure 201 into the slot structure 101 and adjust the position in the slot structure 101, the slot structure 101 only has two opposite side walls with locking holes 102 on the side walls, so that the pin structure 201 When inserted into the slot structure 101, the two side walls can be opened outwards and have a certain degree of flexibility.
  • the form of the sidewall of the slot structure 101 is not specifically limited.
  • the empennage module 200 includes a empennage bracket, a support rod 205, and a empennage film 206.
  • the empennage support has two symmetrically arranged two connecting pipes; at least two supporting rods 205 are provided, and one connecting pipe is connected respectively; the empennage film 206 connects the two supporting rods 205.
  • the tail film 206 is connected to the two support rods 205 by bonding.
  • the support rod 205 is a carbon rod, and this design can reduce the weight of the aircraft, thereby increasing the flight duration of the aircraft.
  • the connecting pipe includes a pipe body 203 and a protection part 204 provided on the pipe body 203.
  • the protection part 204 is arc-shaped and tubular, and the arc-shaped tube here is understood to mean that the cross-section of the protection part 204 is arc-shaped and extends in the axial direction.
  • the protection part 204 has certain elasticity.
  • the support rod 205 is bent and deformed by an external force, the protection part 204 deforms with the support rod 205, which can prevent the end of the connecting pipe from supporting The rod 205 causes a shearing force, thereby protecting the support rod 205 from being broken easily and prolonging its life.
  • the protection part 204 is in the shape of a half-ring tube, and the cross-section of the protection part is semicircular and extends in the axial direction.
  • the included angle formed by the axes of the two connecting pipes 207 is between 75° and 95°, including 75° and 95°. In one embodiment, as shown in FIG. 6, the included angle formed by the axes of the two connecting pipes 207 is between 80° and 90°, including 80° and 90°.
  • the inventor has calculated the structural design of the tail module combined with the principles of flight dynamics and supplemented by a large number of flight tests, and found that the angle between the axes of the two connecting pipes 207 is the maximum at 85°. Optimal angle, or a deviation of 5° from top to bottom, this angle setting can ensure the smooth flight of the aircraft.
  • the tail module can be installed on the fuselage module in an adjustable position through the cooperation of the second adjusting part with the different first adjusting parts, and the second adjusting part is different from the first adjusting part.
  • the adjustment part is matched, the height of the tail module is different, so that the wind resistance of the tail module is different when the aircraft is flying, and the flying attitude of the aircraft is different.
  • the aircraft can be adjusted by adjusting the installation position of the tail module.
  • the flight attitude is strong, and the ability to control the flight attitude is strong.
  • the empennage module is detachably connected to the fuselage module.
  • the damaged empennage module can be removed from the fuselage, and the The new tail module is installed on the fuselage to extend the life of the aircraft.
  • the tail module is plugged into the fuselage module, and the connection between the tail module and the fuselage module is simple and convenient.
  • the first adjustment part further includes a slot structure, and the slot structure is provided with a slot structure inclined upward on the fuselage module, and the two locks The holes are provided on the opposite side walls of the slot structure;
  • the second adjusting part further includes a pin structure adapted to the slot structure, and the pin structure (201) is provided on the tail module (200). ), the protrusions are provided on both sides of the latch structure, and the slot structure arranged obliquely upward can adjust the height of the tail module simply by adjusting the position of the latch structure in the slot structure, and can ensure The flight elevation angle of the aircraft remains unchanged.
  • the angle between the axes of the two connecting pipes is between 75° and 95°, which can ensure the aircraft to fly smoothly.
  • the connecting tube includes a tube body and a protection part provided on the tube body, the protection part is arc-shaped and the cross-section of the arc-shaped tube is arc-shaped , And extend along the axial direction, the protection part has certain elasticity.
  • the protection part deforms with the support rod, which can prevent the end of the connecting pipe from causing shearing force on the support rod, thereby protecting the support The rod is not easy to be broken, extending the life.
  • the arc-shaped outer wall of the protection portion is set toward the tail film. Normally, when the tail module is held by hand, an external force is applied to the support rod toward the side of the tail film Therefore, the arc-shaped outer wall of the protection part is arranged toward the tail film, so that the protection part deforms to one side of the tail film along with the support rod, so that the protection support rod is not easy to be broken, and the service life is extended.

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Abstract

一种飞行器，包括机身模组（100）和尾翼模组（200），还包括调节结构，调节结构包括：至少两个第一调节部，设于机身模组和尾翼模组两者其中之一上，至少一个第二调节部，设于机身模组和尾翼模组两者其中另一上，第二调节部适于与不同的第一调节部配合，以使尾翼模组位置可调的安装在机身模组上，且第二调节部与不同的第一调节部配合时，尾翼模组的高度不同。该飞行器可以通过调整尾翼模组的安装位置，从而调整飞行器的飞行姿态，对飞行姿态控制能力较强。

Description

一种飞行器 技术领域
本公开涉及仿生飞行技术领域，具体涉及一种飞行器。
背景技术
扑翼飞行器是指像鸟—样通过机翼主动运动产生升力和前行力的飞行器，靠机翼拍打空气的反力作为升力及前行力，因此对扑翼飞行器的总重量要求比较苛刻，重量越轻，能耗就越低，相应的飞行时间就更长，飞行效果也更好。因此在限制重量之下，目前的扑翼飞行器尾翼大多数是用轻质材料(纸、塑料膜、布)做成。这些轻质材料往往强度不够，比较容易损坏。由于目前的扑翼飞行器机身和尾翼固定为一体的，当尾翼损坏时，整个机器就不能正常使用了，从而影响扑翼飞行器的寿命。
而且，现有的尾翼的安装位置不可调整，其相对于机身的高度是固定的。当尾翼相对机身的高度不能变的情况下，扑翼飞行器的飞行姿态控制能力(包括起降控制、飞行速度控制、转向控制等等)就比较弱，进而导致应用场合也会比较窄，比如，飞行速度快的飞行器只适用户外等大空间的场合，飞行速度慢的飞行器只适用于室内等小空间场合。
发明内容
基于此，本公开提供一种飞行姿态控制能力较强、适于在多个对速度要求不同的应用场合飞行的飞行器。
在本公开的一方面，本公开提供的一种飞行器，包括机身模组和尾翼模组，还包括调节结构，所述调节结构包括：至少两个第一调节部，设于所述机身模组和所述尾翼模组两者其中之一上，至少一个第二调节部，设于所述机身模组和所述尾翼模组两者其中另一上，通过所述第二调节部与所述第一调节部配合，所述尾翼模组安装在所述机身模组上，且所述第二调节部与不同的所述第一调节部配合时，所述尾翼模组的高度不同。
在一个实施例中，所述尾翼模组与所述机身模组可拆卸连接。
在一个实施例中，所述尾翼模组与所述机身模组插接。
在一个实施例中，所述第一调节部包括对称设置的两个锁定孔，所述第 二调节部包括适于卡入所述锁定孔内的凸起。
在一个实施例中，所述第一调节部还包括插槽结构，所述插槽结构在所述机身模组上倾斜向上设置，所述两个锁定孔设在插槽结构的相对的侧壁上。所述第二调节部还包括与所述插槽结构相适配的插销结构，所述插销结构设置在所述尾翼模组上，所述凸起设在所述插销结构的两侧。
在一个实施例中，所述尾翼模组包括：尾翼支架，具有对称设置的两个连接管；支撑杆，至少设有两个，分别连接一个所述连接管；尾翼薄膜，连接两个所述支撑杆。
在一个实施例中，两个所述连接管的轴线的夹角在75°至95°之间。
在一个实施例中，所述连接管包括管本体及设于所述管本体上的保护部，所述保护部呈弧形管状，所述弧形管状的横截面为弧形，并且沿轴向方向延伸。
在一个实施例中，所述保护部呈半环管状，所述半环管状的横截面为半圆形，并且沿轴向方向延伸。
在一个实施例中，所述保护部的弧形外壁朝向所述尾翼薄膜设置。
在一个实施例中，所述插槽结构的相对的两个所述侧壁的顶端和/或底端之间具有间隙。
附图说明
为了更清楚地说明本公开具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本公开的一些实施方式，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为本公开的实施例中提供的飞行器的机身模组与尾翼模组分离的结构示意图；
图2为图1所示的局部放大图；
图3为图1所示的飞行器的尾翼模组安装在机身模组上的结构示意图；
图4为图3的局部放大图；
图5为图1的尾翼模组的结构示意图；
图6为图3的飞行器的尾翼模组的俯视图。
附图标记说明：
100-机身模组；101-插槽结构；102-锁定孔；200-尾翼模组；201-插销结构；202-凸起；203-管本体；204-保护部；205-支撑杆；206-尾翼薄膜。
具体实施方式
下面将结合附图对本公开的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本公开的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本公开中的实施例，本领域普通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，都属于本公开保护的范围。
在本公开的描述中，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公开和简化描述，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公开的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。同样，“一个”、“一”或者“该”等类似词语也不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。
在本公开的描述中，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公开中的具体含义。
此外，下面所描述的本公开不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
如上所述，本公开要解决的技术问题在于克服现有技术中的飞行器的飞行姿态控制能力较弱的缺陷，从而本公开提供一种飞行姿态控制能力较强适于在多个对速度要求不同的应用场合飞行的飞行器。
如图1所示，在本公开的一个实施例中，提供一种飞行器。在一个实施 例中，所述飞行器为扑翼飞行器。该飞行器包括机身模组100、尾翼模组200、调节结构，其中尾翼模组200安装在机身模组100上，调节结构用于调节尾翼模组200在机身模组100上的安装位置。
调节结构包括至少两个第一调节部、至少一个第二调节部，其中第一调节部设于机身模组100和尾翼模组200两者其中之一上，第二调节部设于机身模组100和尾翼模组200两者其中另一上，第二调节部适于与不同的第一调节部配合，以使尾翼模组200位置可调的安装在机身模组100上，且第二调节部与不同的第一调节部配合时，尾翼模组200的高度不同。
在本公开的一个实施例中，如图2所示，第一调节部包括对称设置的两个锁定孔102，第二调节部包括适于卡入锁定孔102内的凸起202。在另一实施例中，第二调节部为相对设置的两个锁定孔102，第一调节为适于卡入锁定孔102内的凸起202。
在一个实施例中，第一调节部设在机身模组100上，数量例如为三个。在一实施例中，第一调节部还包括插槽结构101，所述插槽结构101在机身模组100上例如倾斜向上设置，两个锁定孔102设在插槽结构101的相对的侧壁上，由于插槽结构101为倾斜向上，因此设在同一个侧壁上的锁定孔102位于不同的高度上，每两个相对设置的锁定孔102形成的第一调节部的高度也就不同；第二调节部设在尾翼模组200上，具体的，尾翼模组200上设有与插槽结构101相适配的插销结构201，凸起202设在插销结构201的两侧，当插销结构201插入插槽结构101中间的插槽内时，插销结构201上的凸起202会根据外力的大小而卡入不同组的锁定孔102中，尾翼模组200的高度也就不同。
在本公开的一个实施例中，如图2至4所示，例如设置了三组锁定孔102(即三个第一调节部)，定义最右侧的一组锁定孔102为第一组锁定孔102，中间的一组锁定孔102为第二组锁定孔102，最左侧的锁定孔102为第三组锁定孔102，当插销结构201上的凸起202卡入第一组锁定孔102中时，此时尾翼模组200的高度最高，对应同一飞行高度、同一飞行功率时，由于受到的风阻最大，飞行速度最低，此时尾翼模组200的位置为一档位置；当插销结构201上的凸起202卡入第二组锁定孔102中时，尾翼模组200的位置为二档位置，飞行速度比一档位置时的飞行速度高；当插销结构201上的凸起202卡入第三组锁定孔102中时，尾翼模组200的位置为三档位置，飞行 速度比二档位置时的飞行速度高。当需要调整尾翼模组200的位置时，用力推动或拉动插销结构201，使插销结构201卡入到所需的锁定孔102中。在其他实施例中，可以根据插销结构201的长度设置更多档位，以使该飞行器能运用到更多的场合中。图3和图4示出了尾翼模组位于三档位置时的结构示意图。
在其他一些实施例中，第一调节部可以设在尾翼模组200上。具体地，第一调节部还包括例如与插槽结构101相适配的插销结构201，插销结构201设置在尾翼模组200上，插销结构201的相对的两侧设有多组凸起202，每组凸起202的轴线重合，每组凸起202形成一个第一调节部；第二调节部设在机身模组100上，具体为设在机身模组100上的一组锁定孔102。在另一些实施例中，第一调节部为设在插销结构201上的多个通孔或多组设在插销结构201的两侧壁上的盲孔，每一组盲孔包括两个，且该两个盲孔的轴线重合，第二调节部为设在机身模组100上的一组凸起202，该组凸起202相对设置。在又一些实施例中，第一调节部设在机身模组100上，为设在插槽结构101的两个侧壁上多组凸起202，每一组凸起202相对设置，第二调节部为设在插销结构201上的一个通孔或一组设在插销结构201两侧壁上的盲孔。这些实施例均能实现调整尾翼模组200的高度，且能对尾翼模组200的安装位置进行锁定。
在一些实施例中，机身模组100与尾翼模组200可拆卸连接。当尾翼模组200损坏时，可将损坏的尾翼模组200从机身模组100上拆卸下来，并将新的尾翼模组200安装到机身上，以此来延长飞行器的使用寿命。本实施例中机身模组100与尾翼模组200通过插接的方式实现可拆卸连接。在其他实施例中，可在插销结构201上设置通孔，通过螺栓连接机身模组100和尾翼模组200。
为便于将插销结构201插入插槽结构101内，并在插槽结构101内调整位置，插槽结构101仅具有侧壁上设有锁定孔102的两个相对的侧壁，以使插销结构201插入插槽结构101时两侧壁可向外张开，具有一定弹性。在其他实施例中，对插槽结构101的侧壁的形式不做具体限定。
如图5所示，尾翼模组200包括尾翼支架、支撑杆205、尾翼薄膜206。尾翼支架具有两个对称设置的两个连接管；支撑杆205至少设有两个，分别连接一个连接管；尾翼薄膜206连接两个支撑杆205。在一个实施例中，尾翼 薄膜206通过粘接的方式连在两个支撑杆205上。
在本公开的一个实施例中，支撑杆205为碳杆，这样设计可减轻飞行器的重量，从而增加飞行器的飞行持续时长。
进一步参考图5，连接管包括管本体203及设于管本体203上的保护部204。在一个实施例中，保护部204呈弧形管状，这里的弧形管状理解为保护部204的横截面呈弧形，并且沿轴向方向延伸。通过将保护部204设成弧形管状，使得该保护部204具有一定的弹性，在支撑杆205受到外力发生弯曲形变时，保护部204随支撑杆205变形，能够避免连接管的端部对支撑杆205造成剪切力，从而保护支撑杆205不易被折断，延长寿命。
在一个实施例中，保护部204呈半环管状，保护部的横截面为半圆形，并且沿轴向方向延伸。
通常情况下，尾翼模组200在被握持时，外力会对支撑杆205施加朝向尾翼薄膜206的一侧的外力，因此，在本公开的一个实施例中，将保护部204的弧形外壁朝向尾翼薄膜206设置，这样使保护部204随支撑杆205向尾翼薄膜206的一侧变形，从而保护支撑杆205不易被折断，延长寿命。
在一个实施例中，两个连接管207的轴线形成的夹角在75°至95°之间，包括75°和95°。在一个实施例中，如图6所示，两个连接管207的轴线形成的夹角在80°至90°之间，包括80°和90°。
发明人根据本公开的一些实施例对于尾翼模组的结构设计结合飞行动力学原理的计算再辅之以大量的飞行试验，发现两个连接管207的轴线之间的夹角在85°为最佳角度，或者上下5°的偏差，这样的角度设置能够确保飞行器平稳飞行。
本公开实施例的技术方案，至少具有如下优点：
1.本公开一实施例提供的飞行器，通过第二调节部与不同的第一调节部配合，使尾翼模组位置可调地安装在机身模组上，第二调节部与不同的第一调节部配合时，尾翼模组的高度不同，从而使飞行器在飞行时，尾翼模组受到的风阻不同，进而使飞行器的飞行姿态不同，该飞行器可以通过调整尾翼模组的安装位置，从而调整飞行器的飞行姿态，对飞行姿态控制能力较强。
2.本公开一实施例提供的飞行器，所述尾翼模组与所述机身模组可拆卸连接，当尾翼模组损坏时，可将损坏的尾翼模组从机身上拆卸下来，并将新的尾翼模组安装到机身上，以此来延长飞行器的使用寿命。
3.本公开一实施例提供的飞行器，所述尾翼模组与所述机身模组插接，尾翼模组与机身模组的连接方式简单方便。
4.本公开一实施例提供的飞行器，所述第一调节部还包括插槽结构，所述插槽结构在所述机身模组上设有倾斜向上的插槽结构，所述两个锁定孔设在插槽结构的相对的侧壁上；所述第二调节部还包括与所述插槽结构相适配的插销结构，所述插销结构(201)设置在所述尾翼模组(200)上，所述凸起设在所述插销结构的两侧，倾斜向上设置的插槽结构，可简单的通过调整插销结构在插槽结构中的位置来调整尾翼模组的高度，并且能保证该飞行器的飞行仰角不变。
5.本公开一实施例提供的飞行器，所述尾翼模组包括：尾翼支架，具有两个连接管；支撑杆，设有两个，分别插设在对应的所述连接管中；尾翼薄膜，连接两个所述支撑杆，支撑尾翼薄膜的支撑杆与尾翼支架连接方式简单方便。
6.本公开一实施例提供的飞行器，两个所述连接管的轴线的夹角在75°至95°之间，能够确保飞行器飞行平稳。
7.本公开一实施例提供的飞行器，所述连接管包括管本体及设于所述管本体上的保护部，所述保护部呈弧形管状，所述弧形管状的横截面为弧形，并且沿轴向方向延伸，保护部具有一定的弹性，在支撑杆受到外力发生弯曲形变时，保护部随支撑杆变形，能够避免连接管的端部对支撑杆造成剪切力，从而保护支撑杆不易被折断，延长寿命。
8.本公开一实施例提供的飞行器，所述保护部的弧形外壁朝向所述尾翼薄膜设置，通常情况下，手拿尾翼模组时，会对支撑杆施加朝向尾翼薄膜的一侧的外力，因此将保护部的弧形外壁朝向尾翼薄膜设置，使保护部随支撑杆向尾翼薄膜的一侧变形，从而保护支撑杆不易被折断，延长寿命。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本公开创造的保护范围之中。
本申请要求于2020年01月05日递交的中国专利申请第202020017123.7号的优先权，在此全文引用上述中国专利申请公开的内容以作为本申请的一部分。

Claims (11)

  1. 一种飞行器，包括机身模组(100)、尾翼模组(200)和调节结构，所述调节结构包括：
    至少两个第一调节部，设于所述机身模组(100)和所述尾翼模组(200)两者其中之一上，
    至少一个第二调节部，设于所述机身模组(100)和所述尾翼模组(200)两者其中另一上，通过所述第二调节部与所述第一调节部配合，所述尾翼模组(200)安装在所述机身模组(100)上，且所述第二调节部与不同的所述第一调节部配合时，所述尾翼模组(200)的高度不同。
  2. 根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述尾翼模组(200)与所述机身模组(100)可拆卸连接。
  3. 根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述尾翼模组(200)与所述机身模组(100)插接。
  4. 根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述第一调节部包括对称设置的两个锁定孔(102)，所述第二调节部包括适于卡入所述锁定孔(102)内的凸起(202)。
  5. 根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述第一调节部还包括插槽结构(101)，所述插槽结构(101)在所述机身模组(100)上倾斜向上设置，所述两个锁定孔(102)设在插槽结构(101)的相对的侧壁上。
  6. 根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述第二调节部还包括与所述插槽结构(101)相适配的插销结构(201)，所述插销结构(201)设置在所述尾翼模组(200)上，所述凸起(202)设在所述插销结构(201)的两侧。
  7. 根据权利要求1-6中任一项所述的飞行器，其中，所述尾翼模组(200)包括：
    尾翼支架，具有对称设置的两个连接管(207)；
    支撑杆(205)，至少设有两个，分别连接一个所述连接管；
    尾翼薄膜(206)，连接两个所述支撑杆(205)。
  8. 根据权利要求7所述的飞行器，其中，两个所述连接管的轴线的夹角在75°至95°之间。
  9. 根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述连接管包括管本体(203) 及设于所述管本体(203)上的保护部(204)，所述保护部(204)呈弧形管状，所述弧形管状的横截面为弧形，并且沿轴向方向延伸。
  10. 根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述保护部(204)呈半环管状，所述半环管状的横截面为半圆形，并且沿轴向方向延伸。
  11. 根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述保护部(204)的弧形外壁朝向所述尾翼薄膜(206)设置。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04262996A (ja) * 1991-02-18 1992-09-18 Shin Meiwa Ind Co Ltd ロケットモータを具えた無人飛行体
JP3008346B1 (ja) * 1998-08-18 2000-02-14 京商株式会社 ヘリコプター玩具のテールパイプ支持構造
CN1750860A (zh) * 2003-02-21 2006-03-22 纽罗斯株式会社 可确保实现快速稳定转向的遥控飞机尾翼结构
KR20110084718A (ko) * 2010-01-18 2011-07-26 (주)엠코플래닛 유희용 로봇새의 날개 회동구조
CN202620711U (zh) * 2011-11-16 2012-12-26 欧嘉伟 一种玩具直升机机身组件
CN104494826A (zh) * 2014-12-15 2015-04-08 佛山市神风航空科技有限公司 一种单发旋转平拍类扑翼飞行器
US20160009389A1 (en) * 2013-02-21 2016-01-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Ornithopter
CN105905297A (zh) * 2016-04-15 2016-08-31 中国地质大学（武汉） 仿生自适应扑翼飞行器
CN106347660A (zh) * 2016-09-29 2017-01-25 中国地质大学（武汉） 纳米自发电型仿生扑翼飞行器
CN106904272A (zh) * 2017-02-23 2017-06-30 哈尔滨工业大学深圳研究生院 一种尾翼可摆动的扑翼机器人飞行控制装置及方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04262996A (ja) * 1991-02-18 1992-09-18 Shin Meiwa Ind Co Ltd ロケットモータを具えた無人飛行体
JP3008346B1 (ja) * 1998-08-18 2000-02-14 京商株式会社 ヘリコプター玩具のテールパイプ支持構造
CN1750860A (zh) * 2003-02-21 2006-03-22 纽罗斯株式会社 可确保实现快速稳定转向的遥控飞机尾翼结构
KR20110084718A (ko) * 2010-01-18 2011-07-26 (주)엠코플래닛 유희용 로봇새의 날개 회동구조
CN202620711U (zh) * 2011-11-16 2012-12-26 欧嘉伟 一种玩具直升机机身组件
US20160009389A1 (en) * 2013-02-21 2016-01-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Ornithopter
CN104494826A (zh) * 2014-12-15 2015-04-08 佛山市神风航空科技有限公司 一种单发旋转平拍类扑翼飞行器
CN105905297A (zh) * 2016-04-15 2016-08-31 中国地质大学（武汉） 仿生自适应扑翼飞行器
CN106347660A (zh) * 2016-09-29 2017-01-25 中国地质大学（武汉） 纳米自发电型仿生扑翼飞行器
CN106904272A (zh) * 2017-02-23 2017-06-30 哈尔滨工业大学深圳研究生院 一种尾翼可摆动的扑翼机器人飞行控制装置及方法

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