一种适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构

1.本发明涉及变体无人机折叠机翼折展机构，尤其涉及一种适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构。


背景技术：

2.近年来随着科技不断进步，各领域对于无人机的研究不断深入。其中，综合了固定翼飞行器长续航优势和旋翼飞行器垂直起降优势的混合翼飞行器成为现在研究的焦点。垂直起降变体无人机是一种通过机翼折展和姿态变换实现动力换向的无人机，其中，机翼折展机构是重要机构之一。现有技术中，折展机构多存在展开后锁定不可靠，结构复杂，体积较大，可承受载荷较小等缺点。


技术实现要素：

3.发明目的：本发明旨在提供一种适用于垂直起降飞行器的短行程、大载荷且能够自锁的机翼折展机构。
4.技术方案：本发明所述适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，包括机身外壳、方向舵、旋翼、机翼和折展执行机构；所述机翼包括翼梁和翼肋；
5.所述折展执行机构包括圆柱键、x形升降构件、连杆、螺杆、旋转驱动电机、底座连接构件和弯曲连杆；
6.所述x形升降构件有对称分布的四个凹槽，通过圆柱键与弯曲连杆形成同轴配合，可以相对转动；所述的x形升降构件中心开有螺纹孔，与螺杆形成螺旋配合；
7.所述连杆两端设有圆柱孔，通过圆柱键销分别与底座连接构件和翼梁形成同轴配合；底座连接构件固定在机身上，连杆和弯曲连杆相对转动；
8.所述弯曲连杆与翼梁焊接；
9.所述螺杆由旋转驱动电机驱动，通过与x形升降构件的螺旋配合，将螺杆的旋转运动转变为x形升降构件沿机身水平面法线方向的平动，从而驱动弯曲连杆转动，弯曲连杆再带动翼梁转动，实现机翼的折展。
10.进一步的，所述螺杆和x形升降构件所形成的螺旋配合具有自锁效果。
11.为保证x形升降构件沿y轴的位移y实现从0到x形升降构件对应的升降行程h，连杆与y轴负方向的夹角γ应位于y轴右侧，所述折展执行机构，底座连接构件与螺杆沿x方向的距离为d为：
12.d＝a+b*sin(β)+c*sin(γ)
13.其中，a为x形升降构件沿x轴方向的长度，b为弯曲连杆前半段长度，c为连杆长度，β为弯曲连杆前半段与y轴负方向的夹角，γ为连杆与y轴负方向的夹角；且满足以下关系：c＞b，β＞0
°
，γ＞0
°
，β＞γ。为使连杆受到的扭矩较小，应使弯曲连杆对其与连杆相连的圆柱键的合力作用线与连杆的夹角尽量小，对应地，即令γ在不影响机构整体工作的情况下尽量小；x形升降构件沿x轴方向的长度a，弯曲连杆前半段长度b，和连杆长度c三个长度参
数应保证折展执行机构的整体质量不大于200g。
14.进一步的，当x形升降构件沿y轴正方向匀速运动时，折叠角α与x形升降构件沿y轴的位移y关系如下：
[0015][0016]
其中，折叠角α为翼梁与y轴正方向的夹角；h为x形升降构件在y轴方向位移为0时与底座连接件的y方向距离。
[0017]
进一步的，所述翼梁与y轴正方向的夹角为折叠角α，当α＝0
°
时，此时机翼处于完全折叠收起状态；旋转驱动电机驱动x形升降构件沿机身水平面法线方向远离机身水平面运动，通过圆柱键带动弯曲连杆和翼梁转动，α角随之增大；当0
°
＜α＜90
°
时，此时机翼处于折展过程中；当α＝90
°
时，此时机翼处于完全展开状态，当机翼处于完全展开状态后，旋转驱动电机停止驱动，x形升降构件与螺杆因螺旋配合形成自锁，x形升降构件固定，同时弯曲连杆和翼梁也固定，保证了机翼展开后的稳定性。
[0018]
进一步的，所述折展执行机构由7系铝合金制得。
[0019]
有益效果：本发明与现有技术相比，其显著优点是：1、当旋转驱动电机停止工作时，x型升降构件自锁，相对于螺杆不再运动，保证了机翼折叠或展开后的稳定性；2、结构简单，零件少，重量轻，体积小，可承受的机翼载荷大。
附图说明
[0020]
图1为本发明的结构示意图；
[0021]
图2为折展执行机构的结构示意图；
[0022]
图3为展执行机构的工作示意图；
[0023]
图4为折展执行机构的结构简图；
[0024]
图5为实施例中底座连接件的结构示意图；
[0025]
图6为实施例中x形升降构件的结构示意图；
[0026]
图7为实施例中圆柱键销的结构示意图；
[0027]
图8为实施例中连杆的结构示意图；
[0028]
图9为实施例中弯曲连杆的结构示意图。
具体实施方式
[0029]
下面结合附图对本发明作进一步说明。
[0030]
本发明所述适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，包括机身外壳101、方向舵102、旋翼103、机翼和折展执行机构；所述机翼包括翼梁301和翼肋302；
[0031]
适用于垂直起降飞行器的折展执行机构，包括圆柱键201、x形升降构件202、连杆203、螺杆204、旋转驱动电机205、底座连接构件206和弯曲连杆207。
[0032]
其中，x形升降构件202有对称分布的四个凹槽，通过圆柱键201与弯曲连杆207形成同轴配合，可以相对转动，x形升降构件202中心开有螺纹孔，与螺杆204形成螺旋配合，连杆203两端设有圆柱孔，其上端通过圆柱键201与弯曲连杆207形成同轴配合，可以相对转动，其下端通过圆柱键201与底座连接构件206形成同轴配合，可以相对转动，底座连接构件
206固定在机身上，机身下部带有旋转驱动电机205，旋转驱动电机205可以驱动螺杆204转动，弯曲连杆207与翼梁301相连，进而带动机翼的展开和折叠。
[0033]
螺杆204与x形升降构件202所形成的螺旋配合具有自锁效果。
[0034]
圆柱键201上附有销，与其配合的连杆203、x形升降构件202设有尺寸相匹配的限位槽。
[0035]
所述折展执行机构，底座连接构件206与螺杆204沿x方向的距离为d为：
[0036]
d＝a+b*sin(β)+c*sin(γ)
[0037]
其中，a为x形升降构件(202)沿x轴方向的长度，b为弯曲连杆(207)前半段长度，c为连杆(203)长度，β为弯曲连杆(207)前半段与y轴负方向的夹角，γ为连杆(203)与y轴负方向的夹角；且满足以下关系：c＞b，β＞0
°
，γ＞0
°
，β＞γ。
[0038]
当x形升降构件202沿y轴正方向匀速运动时，折叠角α与x形升降构件202沿y轴的位移y关系如下：
[0039][0040]
其中，折叠角α为翼梁(301)与y轴正方向的夹角；h为x形升降构件(202)在y轴方向位移为0时与底座连接件(206)的y方向距离。
[0041]
所述翼梁301与y轴正方向的夹角为折叠角α，当α＝0
°
时，定义机翼处于完全折叠收起状态；当0
°
＜α＜90
°
时，定义机翼处于折展过程中；当α＝90
°
时，定义机翼处于完全展开状态，当机翼处于完全展开状态后，旋转驱动电机205停止驱动，x形升降构件202与螺杆204因螺旋配合形成自锁，x形升降构件202固定，同时弯曲连杆207和翼梁301也固定。
[0042]
当弯曲连杆207与机翼连接端处于水平位置时，机翼处于完全展开锁止状态，此时x形升降构件202对应的升降行程达到最大，当弯曲连杆207与机翼连接端处于竖直位置时，机翼处于完全折叠状态，此时x形升降构件202对应的升降行程达到最小，x形升降构件202的升降行程可在最小升降行程与最大升降行程之间调节，可对应机翼不同程度的折展状态。
[0043]
具体地，折叠机翼展开工作过程：无人机未发射时，折叠机翼处于完全折叠状态，x形升降构件202的升降行程处于最小值，即图3中纵坐标y＝0处，外部控制器发出机翼展开指令，旋转驱动电机205随之开始工作，带动螺杆204正向快速转动，从而带动与螺杆204螺旋配合的x形升降构件202向上移动，进而使与x形升降构件202通过圆柱键201形成同轴配合的弯曲连杆207随之沿折叠角α减小的方向转动，从而带动机翼的展开，与弯曲连杆207通过圆柱键201形成同轴配合的连杆203随弯曲连杆207的转动而转动，连杆203下端通过圆柱键201与底座连接构件206连接，底座连接构件206与机身相连，起到固定作用，当x形升降构件202的升降行程达到最大，即对应纵坐标y＝h时，旋转驱动电机205停止驱动，x形升降构件202与螺杆204因螺旋配合形成自锁，x形升降构件202固定，与x形升降构件202通过圆柱键201形成同轴配合的弯曲连杆207固定，机翼展开角度固定并达到完全展开锁止状态。
[0044]
折叠机翼折叠工作过程：折叠机翼初始处于完全展开锁止状态，此时x形升降构件202的升降行程处于最大值，即图3中纵坐标y＝h处，外部控制器发出机翼折叠指令，旋转驱动电机205开始工作，带动螺杆204反方向快速转动，从而带动与螺杆204螺旋配合的x形升降构件202向下移动，进而使与x形升降构件202通过圆柱键201形成同轴配合的弯曲连杆
207随之沿α角增大的方向转动，带动机翼的折叠，当x形升降构件202的升降行程达到最小，即对应纵坐标y＝0时，旋转驱动电机205停止驱动，x形升降构件202固定，与x形升降构件202通过圆柱键201形成同轴配合的弯曲连杆207固定，机翼展开角度固定并达到完全折叠状态。
[0045]
特别地，本发明实例使用的主要零件的具体尺寸如图4、图5、图6和图7所示，单位为毫米，且折展机构部分所使用的材料均为铝合金7050-t73510；经过仿真计算，在单个机翼载荷为100n时，机构可以正常工作；即本机构实现了在质量不大于200g，体积不大于128mm*45mm*60mm的情况下，承受较大的机翼载荷。

技术特征：
1.一种适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，其特征在于，包括机身外壳(101)、方向舵(102)、旋翼(103)、机翼和折展执行机构；所述机翼包括翼梁(301)和翼肋(302)；所述折展执行机构包括圆柱键(201)、x形升降构件(202)、连杆(203)、螺杆(204)、旋转驱动电机(205)、底座连接构件(206)和弯曲连杆(207)；所述x形升降构件(202)有对称分布的四个凹槽，通过圆柱键(201)与弯曲连杆(207)形成同轴配合，可以相对转动；所述的x形升降构件(202)中心开有螺纹孔，与螺杆(204)形成螺旋配合；所述连杆(203)两端设有圆柱孔，通过圆柱键销(201)分别与底座连接构件(206)和翼梁(301)形成同轴配合；底座连接构件固定在机身(101)上，连杆(203)和弯曲连杆(207)相对转动；所述弯曲连杆(207)与翼梁(301)焊接；所述螺杆(204)由旋转驱动电机(205)驱动，通过与x形升降构件(202)的螺旋配合，将螺杆的旋转运动转变为x形升降构件(202)沿机身水平面(1011)法线方向的平动，从而驱动弯曲连杆(207)转动，弯曲连杆(207)再带动翼梁(301)转动，实现机翼的折展。2.根据权利要求1所述适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，其特征在于，所述螺杆(204)和x形升降构件(202)所形成的螺旋配合具有自锁效果。3.根据权利要求1所述适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，其特征在于，所述折展执行机构，底座连接构件(206)与螺杆(204)沿x方向的距离为d为：d＝a+b*sin(β)+c*sin(γ)其中，a为x形升降构件(202)沿x轴方向的长度，b为弯曲连杆(207)前半段长度，c为连杆(203)长度，β为弯曲连杆(207)前半段与y轴负方向的夹角，γ为连杆(203)与y轴负方向的夹角；且满足以下关系：c＞b，β＞0
°
，γ＞0
°
，β＞γ。4.根据权利要求3所述适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，其特征在于，当x形升降构件(202)沿y轴正方向匀速运动时，折叠角α与x形升降构件(202)沿y轴的位移y关系如下：其中，折叠角α为翼梁(301)与y轴正方向的夹角；h为x形升降构件(202)在y轴方向位移为0时与底座连接件(206)的y方向距离。5.根据权利要求1-4所述适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，其特征在于，所述翼梁(301)与y轴正方向的夹角为折叠角α，当α＝0
°
时，此时机翼处于完全折叠收起状态；当0
°
＜a＜90
°
时，此时机翼处于折展过程中；当α＝90
°
时，此时机翼处于完全展开状态，当机翼处于完全展开状态后，旋转驱动电机(205)停止驱动，x形升降构件(202)与螺杆(204)因螺旋配合形成自锁，x形升降构件(202)固定，同时弯曲连杆(207)和翼梁(301)也固定。6.根据权利要求1-4所述适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，其特征在于，所述折展执行机构由7系铝合金制得。

技术总结
本发明公开了一种适用于垂直起降飞行器的机翼折展机构，该折展机构包括X形升降构件、圆柱键、连杆、螺杆、旋转驱动电机、底座连接构件和弯曲连杆；X形升降构件与螺杆构成螺旋配合，螺杆的转动可以带动X形升降构件平动；X形升降构件上对称地设有4个凹槽，通过圆柱键与4个弯曲连杆构成同轴配合，可相对转动；弯曲连杆上设有通孔，通过圆柱键与连杆构成同轴配合，可相对转动；连杆两端设有同孔，通过圆柱键分别与弯曲连杆和底座连接件构成同轴配合，相对转动；底座连接件固连在机身上；本申请具有机翼展开后可自锁，整体结构简单，体积小，可承受载荷大等优点。受载荷大等优点。受载荷大等优点。


技术研发人员：汪紫清 董晨宇 徐亮 王政陽 陈柏屹
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.01.31
技术公布日：2023/4/28