H型尾翼及应用其的无人机的制作方法

h型尾翼及应用其的无人机
技术领域
1.本实用新型涉及无人机技术领域，尤其涉及一种h型尾翼及应用其的无人机。


背景技术：

2.无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“uav”，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，或由车载计算机完全或间歇地自主地操作。
3.在对申请人原有机型进行改进的过程中，申请人发现：u型尾翼的原无人机系统存在尾部颤振速度低的问题。


技术实现要素：

4.(一)要解决的技术问题
5.有鉴于此，本实用新型期望解决上述技术问题。
6.(二)技术方案
7.为了实现如上目的，根据本实用新型的第一个方面，提供了一种h型尾翼，包括：分别设置于左右两侧的左垂尾和右垂尾；以及，连接于左垂尾和右垂尾两者中部的平尾；左垂尾和右垂尾均包括：垂尾本体；以及，铰接于垂尾本体后方的方向舵；平尾包括：平尾本体；以及，铰接于平尾本体后方的升降舵；其中，平尾本体的后部两侧开设有提供方向舵内侧偏转空间的三角形缺口。
8.在本实用新型的一些实施例中，三角形缺口的尖端起始于垂尾本体与平尾本体的交界处，三角形缺口的斜边与垂尾本体的垂尾弦线所成的夹角介于15
°
～20
°
之间。
9.在本实用新型的一些实施例中，升降舵包括：左升降舵和右升降舵；平尾本体的后部对称开设有左升降舵、右升降舵的安装空间，其中，安装空间与对应侧三角形缺口之间的第一平尾本体宽度c1满足c1≥c/20，两安装空间之间的第二平尾本体宽度d1满足：d1＜d/10，其中，c为平尾弦长；d为平尾展宽。
10.在本实用新型的一些实施例中，平尾的平尾安装角介于-2
°
～-5
°
之间，其中，平尾安装角中，以平尾尾缘下偏为正，上偏为负。
11.在本实用新型的一些实施例中，垂尾本体的外倾角为0
°
，方向舵的旋转角度范围为-20
°
～+20
°
，其中，在方向舵的旋转角度中，以顺时针旋转为正，逆时针旋转为负。
12.在本实用新型的一些实施例中，垂尾本体包括：垂尾框架；包裹于垂尾框架外侧的垂尾蒙皮；平尾本体包括：平尾框架；包括于平尾框架外侧的平尾蒙皮；其中，平尾框架和垂尾框架通过连接套件相互连接，垂尾蒙皮和平尾蒙皮之间的间隙采用整流罩遮挡，整流罩通过托板螺母连接在相应蒙皮上。
13.在本实用新型的一些实施例中，连接套件包括：平尾接头和垂尾接头；平尾接头包括：固定于平尾框架上的平尾固定部；以及，与平尾固定部连接的套筒部，套筒部上形成贯穿的套筒；垂尾接头包括：固定于垂尾框架上的垂尾固定部；以及，与垂尾固定部连接的销轴；其中，销轴自下而上穿过套筒，顶部通过螺母锁紧，从而将平尾固定于垂尾上。
14.为了实现如上目的，根据本实用新型的第一个方面，提供了一种无人机，包括：机身；左翼和右翼，分别连接于机身的左右两侧，两者分别向后延伸出尾撑杆；如上的h型尾翼，左垂尾和右垂尾的垂尾本体分别套接固定于相应的尾撑杆上。
15.在本实用新型的一些实施例中，尾撑杆在相应机翼上沿自身轴线旋转的角度为可调整可锁定设置。
16.在本实用新型的一些实施例中，左翼和右翼均包括：翼本体；以及连接于翼本体远端的翼尖小翼；其中，翼尖小翼的翼型为机翼翼型，翼尖小翼的端部弦长、展向长、高、端部后移的比例介于1:4.5:4:6～1:5.5:5:7之间。
17.(三)有益效果
18.(1)采用h型尾翼，平尾连接于两垂尾两者中部，平尾本体的后部两侧开设有提供方向舵内侧偏转空间的三角形缺口。其中，h型尾翼会改变尾段的固有模态振型和频率，减少尾部颤振的情况，提高无人机的颤振速度；其次，三角形缺口为方向舵的偏转提供了充分空间。
19.(2)通过设置三角形缺口的起始位置和角度、与升降舵安装空间的距离等参数，平衡了平尾的气动性能和机械性能，方向舵旋转角度范围可以满足无人机性能的要求，同时尽可能地降低了三角形缺口的引入对无人机性能的影响。
20.(3)垂尾接头改为销轴形式，连接在垂尾框架上；平尾接头改为套筒形式，仍旧连接在平尾框架上，装配时平尾从上向下进行安装，安装后用螺母锁紧，既方便又牢固，降低了制造和安装维护成本，提高了系统可靠性。
21.(4)在无人机中，为了弥补h型尾翼和三角形缺口的引入所带来的气动性能的降低，在机翼上增加了翼尖小翼，从模拟仿真结果来看，翼尖小翼的增加有利于无人机气动性能和稳定性的提升。
附图说明
22.图1为本实用新型实施例无人机的立体图。
23.图2a、图2b、图2c分别为图1所示无人机的主视图、左视图和右视图。
24.图3为图1所示无人机中h型尾翼的放大图。
25.图4为图1所示无人机中h型尾翼的立体图。
26.图5a、图5b分别为图4所示h型尾翼中平尾接头和垂尾接头的立体图。
27.图5c为图4所示h型尾翼中平尾、垂尾连接部的放大图。
28.图6为图1所示无人机中机翼末端的立体图。
29.图7a和图7b分别为现有技术u型尾翼与采用h型尾翼，未增加翼尖小翼时无人机的升阻比和滚转稳定性的对比图。
30.图8a和图8b分别为采用h型尾翼并增加翼尖小翼后的图1所示无人机的升阻比和滚转稳定性的对比图。
具体实施方式
31.本实用新型在u型尾翼无人机系统的基础上进行改进，提出了一种h型尾翼以及应用其的无人机，以解决尾部震颤的问题。
32.为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文结合具体实施方式，并参照附图，对本实用新型进一步详细说明。
33.在本实用新型的一个示例性实施例中，提供了一种无人机。图1为本实用新型实施例无人机的立体图。图2a、图2b、图2c分别为图1所示无人机的主视图、左视图和右视图。如图1、图2a～图2c所示，本实施例无人机包括：机身200；左翼210和右翼320，分别连接于机身的左右两侧，两者分别向后延伸出尾撑杆331；h型尾翼100，左垂尾和右垂尾的垂尾本体分别套接固定于相应的尾撑杆331上；其中，左翼和右翼均包括：翼本体311；以及连接于所翼本体远端的翼尖小翼312。
34.本领域技术人员应当理解，如上的h型尾翼和翼尖小翼可以独立于无人机整体单独制造、销售和使用，同样在本实用新型的保护范围之内。
35.以下分别对本实施例无人机的各个组成部分进行详细描述。
36.图3为图1所示无人机中h型尾翼的放大图。图4为图1所示无人机中h型尾翼的立体图。如图1和图3、图4所示，h型尾翼包括：分别设置于左右两侧的左垂尾110和右垂尾120；以及，连接于所述左垂尾和右垂尾两者中部的平尾130。
37.其中，左垂尾和右垂尾均包括：垂尾本体111；以及，铰接于垂尾本体后方的方向舵112；平尾130包括：平尾本体131；以及，铰接于平尾本体后方的两块升降舵；所述平尾本体的后部两侧开设有提供方向舵内侧偏转空间的三角形缺口g。
38.本实施例中，采用h型尾翼，平尾连接于左垂尾和右垂尾两者中部，平尾本体的后部两侧开设有提供方向舵内侧偏转空间的三角形缺口。在这种情况下，首先减少该无人机发生尾部颤振的情况，提高无人机的颤振速度；其次，还为方向舵的偏转提供了充分空间。
39.本实用新型中，在h型尾翼中，平尾垂尾之间存在间隙，因此在平尾和垂尾之间增加整流罩，遮挡间隙和连接接头。整流罩采用复材制作，厚度0.5mm，用托板螺母连接在蒙皮上。
40.本实用新型中，三角形缺口的尖端起始于所述垂尾本体与平尾本体的交界处，三角形缺口的斜边与垂尾本体的垂尾弦线所成的夹角α介于15
°
～20
°
之间。在本实施例中，a＝15
°
。仿真实验证明，方向舵旋转角度范围可以满足无人机性能的要求。
41.本实用新型中，升降舵包括：左升降舵132和右升降舵133；平尾本体的后部对称开设有所述左升降舵、右升降舵的安装空间，其中，安装空间与对应侧三角形缺口之间的第一平尾本体宽度c1满足c1≥c/20，两安装空间之间的第二平尾本体宽度d1满足：d1＜d/10，其中，c为平尾弦长；d为平尾展宽。
42.本领域技术人员根据上述说明可知，本实施例通过设置三角形缺口的起始位置和角度、与升降舵安装空间的距离等参数，平衡了平尾的气动性能和机械性能，方向舵旋转角度范围可以满足无人机性能的要求，同时尽可能地降低了三角形缺口的引入对无人机气动和机械性能的影响。
43.如图4所示，本实用新型中，平尾安装角β介于-2
°
～-5
°
之间，其中，平尾安装角为平尾弦线与基准x轴所成的角度，此处的基准x轴为机体坐标系下的x轴。平尾安装角以平尾尾缘下偏为正，上偏为负。本实施例中，平尾安装角β＝-3.5
°
。
44.本实施例中，垂尾本体的外倾角为0
°
，所述方向舵的旋转角度范围为-20
°
～+20
°
，其中，在方向舵的旋转角度中，以顺时针旋转为正，逆时针旋转为负。
45.本实用新型中，垂尾本体111包括：垂尾框架；包裹于垂尾框架外侧的垂尾蒙皮；平尾本体包括：平尾框架；包括于平尾框架外侧的平尾蒙皮；所述平尾框架和垂尾框架通过连接套件相互连接。垂尾蒙皮和平尾蒙皮之间的间隙采用整流罩遮挡，所述整流罩通过托板螺母连接在相应蒙皮上。
46.其中，连接套件包括：平尾接头141和垂尾接头142。图5a、图5b分别为图4所示h型尾翼中平尾接头和垂尾接头的立体图。图5c为图4所示h型尾翼中平尾、垂尾连接部的放大图。
47.如图5a所示，平尾接头141包括：固定于所述平尾框架上的平尾固定部；以及，与平尾固定部连接的套筒部，套筒部上形成贯穿的套筒。如图5b所示，垂尾接头142包括：固定于所述垂尾框架上的垂尾固定部；以及，与垂尾固定部连接的销轴。平尾接头和垂尾接头均为金属机加制造。
48.如图1和图5c所示，在装配过程中，垂翼本体绕尾撑杆331中轴旋转20
°
安装固定，将垂尾安装于尾撑杆上。销轴自下而上穿过套筒，顶部通过螺母锁紧，在平尾框架和垂尾框架上覆盖蒙皮，在垂尾和平尾之间的间隙覆盖整流罩，将平尾固定于垂尾上，从而完成整个h型尾翼的安装。
49.需要特别说明的是，本实施例中，尾撑杆331在相应机翼上沿自身轴线旋转的角度为可调整可锁定设置。换句话说，可通过尾撑杆331沿其自身轴线旋转来改变垂尾的外倾角，进而达到调整气动性能的目的。
50.通过上述说明可知，本实施例中，垂尾接头改为销轴形式，连接在垂尾框架上；平尾接头改为套筒形式，仍旧连接在平尾框架上，装配时平尾从上向下进行安装，安装后用螺母锁紧，既方便又牢固，降低了制造和安装维护成本，提高了系统可靠性。
51.图7a和图7b分别为现有技术u型尾翼与采用h型尾翼，未增加翼尖小翼无人机时升阻比和滚转稳定性的对比图。图7a中，升力系数cy为升力与参考面积的比值，升阻比k为升力与阻力比值。图7b中，侧滑角beta为机体对侧面与来流速度的夹角，滚转力矩系数mx为滚转力矩与参考面积和展长的乘积的比值。
52.如图7a所示，采用h型尾翼相比u型尾翼，升阻比有所下降。如图7b所示，采用h型尾翼相比u型尾翼，滚转稳定性也有所下降。为了提升无人机的升阻比和滚转稳定性，本实施例中，在机翼上增加了翼尖小翼。
53.图6为图1所示无人机中机翼末端的立体图。请参照图1和图6，所述左翼和右翼均包括：翼本体311；以及连接于所述翼本体远端的翼尖小翼312；其中，所述的翼型为机翼翼型，翼尖小翼的端部弦长c、展向长y、高z、端部后移x的比例介于1:4.5:4:6～1:5.5:5:7之间。
54.图8a和图8b分别为采用h型尾翼并增加翼尖小翼后的图1所示无人机的升阻比和滚转稳定性的对比图。其中的参数同图7a和图7b的说明。如图8a所示，无人机系统的升阻比提高。如图8b所示，无人机的滚转稳定性提高。
55.此外，通过仿真计算，尾翼改型后升降舵和方向舵的舵效变化很小，动力对改型后的无人机系统的影响也较小。
56.进一步地，对无人机系统尾段原始方案和两种高置平尾方案构建了鱼刺有限元模型，并采用zaero软件对u型尾翼和本实施例方案进行了颤振计算评估，结果发现：本实施例
会改变尾段的固有模态振型和频率，从仿真模拟的结果来看，本实施例与采用u型尾翼的原有机型相比颤振速度有很明显地提高，且满足相应标准的要求。
57.通过上述仿真和评估结果可知，本实施例通过增加了翼尖小翼，提高改型后无人机的气动性能和稳定性。通过模拟仿真，翼尖小翼的增加有升阻比和稳定性的提升。
58.在本实用新型的第二个示例性实施例中，提供了一种h型尾翼。该h型尾翼即为上述实施例无人机中的h型尾翼，本实施例h型尾翼的相关特征和相应的有益效果已经在上述实施例中进行了详细说明，此处不再赘述。
59.至此，已经结合附图对本实用新型实施例进行了详细描述。依据以上描述，本领域技术人员应当对本实用新型有了清楚的认识。
60.综上所述，本实用新型提供一种h型尾翼及应用其的无人机，其通过对平尾和垂尾的改进，结合在原机翼上增加翼尖小翼，在解决尾部颤振问题的情况下，保持甚至提升了无人机的升阻比和稳定性，具有良好的应用前景。
61.需要说明的是，对于某些实现方式，如果其并非本实用新型的关键内容，且为所属技术领域中普通技术人员所熟知，则在附图或说明书正文中并未对其进行详细说明，此时可参照相关现有技术进行理解。
62.可以理解的是，提供如上实施例的目的仅是使得本实用新型满足法律要求，而本实用新型可以用许多不同形式实现，而不应被解释为限于此处所阐述的实施例。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单的更改或替换。
63.还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“内”、“外”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本实用新型的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。并且，图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本实用新型实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。
64.在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“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，或一体的连接；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，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。
65.除非明确指明为相反之意，本实用新型的说明书及权利要求中的数值参数可以是近似值，能够根据通过本实用新型的内容改变。具体而言，所有记载于说明书及权利要求中表示组成的含量、反应条件等的数字，应理解为在所有情况中是受到“约”的用语所修饰，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中
±
10％的变化、在一些实施例中
±
5％的变化、在一些实施例中
±
1％的变化、在一些实施例中
±
0.5％的变化。
66.再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件或步骤之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件或步骤。
67.类似地，应当理解，为了精简本实用新型并帮助理解各个实用新型方面中的一个或多个，在上面对本实用新型的示例性实施例的描述中，本实用新型的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图，或者对其的描述中。然而，并不应将该实用新型的方法解释成反映如下意图：所要求保护的本实用新型需要比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的
特征。更确切地说，如权利要求书所反映的那样，各个实用新型方面在于少于前面单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本实用新型的单独实施例。
68.以上所述的具体实施例，对本实用新型的目的、技术方案和有益效果进行了详细说明，应理解的是，以上所述仅为本实用新型的具体实施例而已，并不用于限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

技术特征：
1.一种h型尾翼，其特征在于，包括：分别设置于左右两侧的左垂尾和右垂尾；以及，连接于所述左垂尾和右垂尾两者中部的平尾；所述左垂尾和右垂尾均包括：垂尾本体；以及，铰接于垂尾本体后方的方向舵；所述平尾包括：平尾本体；以及，铰接于平尾本体后方的升降舵；其中，所述平尾本体的后部两侧开设有提供方向舵内侧偏转空间的三角形缺口。2.根据权利要求1所述的h型尾翼，其特征在于，所述三角形缺口的尖端起始于所述垂尾本体与平尾本体的交界处，所述三角形缺口的斜边与所述垂尾本体的垂尾弦线所成的夹角介于15
°
～20
°
之间。3.根据权利要求1所述的h型尾翼，其特征在于，所述升降舵包括：左升降舵和右升降舵；所述平尾本体的后部对称开设有所述左升降舵和右升降舵的安装空间，其中，安装空间与对应侧三角形缺口之间的第一平尾本体宽度c1满足c1≥c/20，两安装空间之间的第二平尾本体宽度d1满足：d1＜d/10，其中，c为平尾弦长；d为平尾展宽。4.根据权利要求1所述的h型尾翼，其特征在于，所述平尾的平尾安装角介于-2
°
～-5
°
之间，其中，所述平尾安装角中，以平尾尾缘下偏为正，上偏为负。5.根据权利要求1所述的h型尾翼，其特征在于，所述垂尾本体的外倾角为0
°
，所述方向舵的旋转角度范围为-20
°
～+20
°
，其中，在方向舵的旋转角度中，以顺时针旋转为正，逆时针旋转为负。6.根据权利要求1所述的h型尾翼，其特征在于，所述垂尾本体包括：垂尾框架；包裹于所述垂尾框架外侧的垂尾蒙皮；所述平尾本体包括：平尾框架；包括于所述平尾框架外侧的平尾蒙皮；其中，所述平尾框架和垂尾框架通过连接套件相互连接，所述垂尾蒙皮和平尾蒙皮之间的间隙采用整流罩遮挡，所述整流罩通过托板螺母连接在相应蒙皮上。7.根据权利要求6所述的h型尾翼，其特征在于，所述连接套件包括：平尾接头和垂尾接头；所述平尾接头包括：固定于所述平尾框架上的平尾固定部；以及，与所述平尾固定部连接的套筒部，所述套筒部上形成贯穿的套筒；所述垂尾接头包括：固定于所述垂尾框架上的垂尾固定部；以及，与所述垂尾固定部连接的销轴；其中，所述销轴自下而上穿过所述套筒，顶部通过螺母锁紧，从而将平尾固定于垂尾上。8.一种无人机，其特征在于，包括：机身；左翼和右翼，分别连接于所述机身的左右两侧，两者分别向后延伸出尾撑杆；如权利要求1至7中任一项所述的h型尾翼，所述左垂尾和右垂尾的垂尾本体分别套接固定于相应的尾撑杆上。9.根据权利要求8所述的无人机，其特征在于，所述尾撑杆在相应机翼上沿自身轴线旋转的角度为可调整可锁定设置。10.根据权利要求8所述的无人机，其特征在于，所述左翼和右翼均包括：
翼本体；以及连接于所述翼本体远端的翼尖小翼；其中，所述翼尖小翼的翼型为机翼翼型，翼尖小翼的端部弦长、展向长、高、端部后移的比例介于1:4.5:4:6～1:5.5:5:7之间。

技术总结
本实用新型提供了一种H型尾翼及应用其的无人机。该H型尾翼包括：分别设置于左右两侧的左垂尾和右垂尾；以及，连接于左垂尾和右垂尾两者中部的平尾；左垂尾和右垂尾均包括：垂尾本体；以及，铰接于垂尾本体后方的方向舵；平尾包括：平尾本体；以及，铰接于平尾本体后方的升降舵；其中，平尾本体的后部两侧开设有提供方向舵内侧偏转空间的三角形缺口。本实用新型中，H型尾翼会改变尾段的固有模态振型和频率，减少尾部颤振的情况，提高无人机的颤振速度；三角形缺口为方向舵的偏转提供了充分的空间。三角形缺口为方向舵的偏转提供了充分的空间。三角形缺口为方向舵的偏转提供了充分的空间。


技术研发人员：姚要要 宋立辉 吴骏雄 翟盛 于怿男
受保护的技术使用者：北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司
技术研发日：2022.12.15
技术公布日：2023/5/16