專利名稱：一種微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及微型撲翼飛機，是一種微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)。
背景技術(shù)：
微型撲翼飛機是近年來新興的一個技術(shù)領(lǐng)域，通常定義為各向尺寸不超過150mm，重量為10～100g。它具有氣動效率高，機動靈活，應(yīng)用范圍廣，執(zhí)行任務(wù)時隱蔽性強的特點，因此有很高的軍事和民用應(yīng)用價值。
目前微型撲翼飛機操縱中最常用的是安裝于飛機尾部的升降舵和方向舵，通過舵機控制方向舵和升降舵的偏角，以實現(xiàn)撲翼飛機的轉(zhuǎn)彎和俯仰。
由于現(xiàn)有撲翼飛機的機翼在飛行過程中不停的上下?lián)鋭?，不能安裝副翼，因此也就不能通過反向偏轉(zhuǎn)左、右副翼來產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)操縱力矩，以實現(xiàn)飛機的滾轉(zhuǎn)操縱。

發(fā)明內(nèi)容為克服現(xiàn)有技術(shù)不能實現(xiàn)撲翼飛機滾轉(zhuǎn)操作的不足，本發(fā)明提出一種在飛行過程中通過分別控制左、右機翼迎角，實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱的操縱機構(gòu)。
一般來說，對于具有相同氣動特性的左、右機翼，當來流速度相同時，迎角相同，左、右機翼產(chǎn)生的升力相等；當迎角不同時，迎角大的機翼產(chǎn)生的升力大，迎角小的機翼成生的升力小。由此特性可以得到一種方案，就是在撲翼飛機飛行過程中，通過改變左、右機翼的迎角，來使左、右機翼產(chǎn)生升力差，從而產(chǎn)生飛機滾轉(zhuǎn)操作所需的操縱力矩。
根據(jù)上述原理，本發(fā)明提出的操縱機構(gòu)包括機身、機翼、撲動機構(gòu)、機翼后支架、控制舵機、拉桿，其中撲動機構(gòu)安裝在機身的前端，位于撲動機構(gòu)兩側(cè)的搖臂分別與機身兩邊的機翼前主梁活動連接，使兩側(cè)機翼均能夠繞各自前主梁的軸線產(chǎn)生俯仰運動。在機身的中部安裝有機翼后支架，后支架支桿的兩端分別位于機身兩側(cè)，并且在該支桿的兩端有球形鉸鏈，作為機翼后緣支撐點。分別位于機翼內(nèi)側(cè)的根部翼肋一端與機翼前主梁固連在一起，另一端通過球形鉸鏈與后支架活動連接在一起?？刂贫鏅C的搖臂通過連桿與后支架連接在一起。
本發(fā)明中，使用彈性材料制作機翼的翼肋，并在翼肋上覆蓋具有彈性的聚酯薄膜構(gòu)成的。
連接在一起的機身和撲動機構(gòu)搖臂、機翼、后支架共同構(gòu)成一套空間擺桿機構(gòu)。當機翼后支架向左擺動一定角度，形成了后支架左端低、右端高，此時，后支架左端通過球形鉸鏈，帶動左機翼根部的翼肋，繞左機翼前主梁軸線向下擺動一定的角度，右機翼根部的翼肋，繞右機翼前主梁軸線向上擺動一定的角度，進而分別帶動左、右機翼通過各自的前主梁繞撲動機構(gòu)搖臂上的機翼安裝孔軸線對稱轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)左右機翼做相對于各自前主梁的俯仰運動，最終實現(xiàn)左機翼迎角增大、右機翼迎角減小。反之，當機翼后支架向右擺動時，實現(xiàn)右機翼迎角增大、左機翼迎角減小。
由于本發(fā)明采用的技術(shù)方案，可以控制左機翼和右機翼對稱反向偏轉(zhuǎn)，造成兩側(cè)機翼迎角的差異，進而造成左右機翼升力差，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)操縱力矩，最終實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱。本發(fā)明克服了撲翼飛機不能安裝副翼，因而不能實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱的缺陷，具有機構(gòu)簡單、操縱容易、可靠性強的優(yōu)點。


附圖1為微型飛機滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖；附圖2為微型飛機滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)裝配關(guān)系的分解圖；附圖3為當左機翼迎角大于右機翼迎角時各部件的運動狀況的后視圖；附圖4為當左機翼迎角大于右機翼迎角時各部件的運動狀況的左視圖；附圖5為當左機翼迎角大于右機翼迎角時各部件的運動狀況的軸測圖。
圖中1.機身2.左機翼 3.右機翼 4.左翼前主梁5.右翼前主梁6.撲動機構(gòu)7.左搖臂 8.右搖臂 9.機翼彈性鉤10.根肋11.控制舵機 12.舵機搖臂 13.拉桿 14.后支架 15.后支架軸16.球鉸鏈 17.安裝槽 18.彈性球套 19.球頭 20.機身安裝孔21.機翼安裝孔具體實施方式
本實施例是一架常規(guī)布局的微型撲翼飛機，包括機身1、機翼、機翼撲動機構(gòu)6、用以支撐機翼的后支架14和控制舵機11。在實施過程中撲動機構(gòu)6位于機身1的前端，其上表面和縱向截面均呈T字形上表面面板的前端分別向兩側(cè)伸出一段懸臂梁，形成了撲動機構(gòu)的左搖臂7和右搖臂8，并且在左搖臂7和右搖臂8的端面均有與機翼前主梁裝配的內(nèi)孔21；面板下表面是與面板同為整體的立板，該立板與面板呈T字形；面板內(nèi)表面中心線上有機身安裝孔20。
機身1的前端有安裝銷，通過該安裝銷使機身1的前端面與撲動機構(gòu)6固定貼合在一起；機身1的背部開有安裝后支架14的安裝槽17。
機翼位于機身1上方，在機身兩側(cè)分為左機翼2和右機翼3。機翼的前主梁亦分為左翼前主梁4和右翼前主梁5，前主梁靠近機身1的一端長于機翼的寬度，形成安裝銷，該安裝銷的直徑略小于位于左搖臂7和右搖臂8端面的機翼前主梁安裝孔內(nèi)徑，使安裝銷能夠在安裝孔內(nèi)做周向轉(zhuǎn)動，而不能做徑向移動，進而使左機翼2和右機翼3可以分別繞各自的前主梁軸線轉(zhuǎn)動。
當機翼后支架14繞后支架軸15運動時，會帶動左右機翼向機身靠近，由于機身、撲動機構(gòu)搖臂、機翼、機翼后支架構(gòu)成的空間擺桿機構(gòu)缺少一個機翼前主梁與驅(qū)動機構(gòu)搖臂之間的轉(zhuǎn)動自由度，機翼的剛性會阻止機翼后支架左右擺動，造成機構(gòu)運動障礙。為了避免以上不利情況發(fā)生，左右機翼由具有彈性的碳纖維桿做成翼肋，并在翼肋上覆蓋具有彈性的聚酯薄膜構(gòu)成，機翼可以發(fā)生不影響其氣動性能的少許變形。依靠機翼結(jié)構(gòu)的少量彈性變形就可以克服因缺少一個轉(zhuǎn)動自由度而帶來的機構(gòu)運動障礙。
后支架14為條形，其中心處有支架軸15，后支架14與支架軸15之間為動配合；位于左機翼2一側(cè)的后支架桿的側(cè)面有拉桿13的安裝孔；后支架桿的兩端分別固定有一個用塑料制成的、有內(nèi)孔和有圓形開口的彈性球套18，將球頭19嵌入彈性球套18內(nèi)，二者共同構(gòu)成球形鉸鏈16。由于彈性球套的內(nèi)徑稍大于球頭外徑，球套開口的直徑小于球頭外徑，球頭可以在彈性球套內(nèi)向上和下、向左和右靈活擺動一定的角度，但不會脫出球套的限制。
控制舵機11包括了舵機搖臂12和拉桿13。舵機搖臂12一端與舵機11連接，另一端上有用于與拉桿13連接的孔；拉桿13的兩端有小軸，分別用于同后支架14和舵機搖臂12連接。
裝配時利用機身1前端的安裝銷，將機身的前端面與撲動機構(gòu)6固定貼合在一起；將左機翼2和右機翼3分別通過前主梁上的安裝銷和位于撲動機構(gòu)搖臂7和8上的機翼安裝孔與撲動機構(gòu)連6接在一起，并且由于安裝銷的直徑略小于機翼前主梁安裝孔的內(nèi)徑，使安裝銷能夠在安裝孔內(nèi)做周向轉(zhuǎn)動，進而帶動左機翼2和右機翼3分別通過各自的前主梁轉(zhuǎn)動。
由于機翼在飛行過程中是上下?lián)鋭拥?，為防止機翼在運動中脫離撲動機構(gòu)6的搖臂，在左機翼前主梁4和右機翼前主梁5靠近機身1處分別固定有一個細鋼絲做成的彈性鉤9，在撲動機構(gòu)左搖臂7和右搖臂8接近機翼一端的上表面分別有一個小孔，安裝機翼時，將機翼前主梁一端的安裝銷分別插入位于撲動機構(gòu)搖臂端面的安裝孔內(nèi)，同時將彈性鉤9的鉤尖扣入搖臂上的小孔中，以避免機翼在撲動時從撲動機構(gòu)搖臂上脫出。
后支架14與機身1共軸線，將支架軸15的兩端用結(jié)構(gòu)膠粘接在位于后機身上緣的安裝槽17內(nèi)，并使后支架14可繞機身1上的軸15左右轉(zhuǎn)動。
控制舵機11固定安裝在機翼后支架正下方的機身左側(cè)面，并使舵機搖臂13與機翼后支架14處于同一垂直平面上。拉桿12分別與舵機搖臂13和后支架桿上的拉桿連接孔相連接，從而將后支架14和舵機搖臂連接起來，使后支架14、舵機搖臂12、機身1、拉桿13構(gòu)成一套聯(lián)動機構(gòu)。該連桿機構(gòu)的運動過程是當控制舵機11接收到控制型號而驅(qū)動舵機搖臂12向下擺動一定角度時，舵機搖臂12通過拉桿13帶動后支架14向左轉(zhuǎn)動相應(yīng)的角度，從而使后支架桿右端高、左端低。相反當舵機搖臂12向上擺動一定角度時，舵機搖臂12通過拉桿13帶動后支架14向右擺動相應(yīng)的角度，從而使后支架桿左端高、右端低。
當完成上述實施過程后，撲動機構(gòu)6的左搖臂7和右搖臂8、機翼、后支架14、機身1之間構(gòu)成了一套空間擺桿機構(gòu)，具體應(yīng)用時的操縱過程如下當需要微型撲翼飛機向左滾轉(zhuǎn)時，控制舵機11根據(jù)接收到的控制信號后，驅(qū)動舵機搖臂12向下擺動一定的角度，并通過拉桿13帶動后支架14向左轉(zhuǎn)動相應(yīng)的角度，使后支架桿右端高、左端低。
后支架桿通過降低的左端上的球形鉸鏈16帶動左機翼7的根肋10繞左翼前主梁4的軸線向下擺動一定的角度，進而帶動整個左機翼2通過左翼前主梁4繞左搖臂上7的機翼安裝孔軸線向下轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)左機翼2做相對于左翼前主梁4的上仰運動，使左機翼2迎角增大，并且升力增大。
后支架桿通過抬高的右端上的球形鉸鏈16帶動右機翼3的根肋10繞右翼前主梁5的軸線向上擺動一定的角度，進而帶動整個右機翼3通過右翼前主梁5繞右搖臂8的機翼安裝孔軸線向上轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)右機翼3做相對于右翼前主梁5的下俯運動，使右機翼3迎角減小，并且升力減小。
當左機翼2的升力大于右機翼3的升力時，產(chǎn)生了使微型撲翼飛機向右滾轉(zhuǎn)所需的操縱力矩。
操縱微型撲翼飛機向左滾轉(zhuǎn)的方法也同上述過程，只是操縱方向與上述過程相反。
權(quán)利要求
1.一種微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)，包括機身(1)、機翼、撲動機構(gòu)(6)、機翼后支架(14)、控制舵機(11)，其特征在于撲動機構(gòu)(6)安裝在機身(1)的前端，位于撲動機構(gòu)兩側(cè)(6)的搖臂分別與機身兩邊的機翼前主梁活動連接；機翼后支架(14)安裝在機身(1)的中部，后支架支桿的兩端位于機身(1)的兩側(cè)，并且在支桿的兩端分別有球形鉸鏈(16)；分別位于機翼內(nèi)側(cè)的根肋(10)的一端與機翼前主梁固連在一起，另一端通過球形鉸鏈(16)與后支架(14)活動連接在一起；舵機搖臂(12)通過拉桿(13)與后支架(14)連接在一起。
2.如權(quán)利要求1所述微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)，其特征在于撲動機構(gòu)(6)位于機身(1)前端，其左搖臂(7)和右搖臂(8)分別位于機身(1)兩側(cè)；在左搖臂(7)和右搖臂(8)外端面上有用于安裝機翼前主梁的安裝孔(21)；在撲動機構(gòu)(6)面板的內(nèi)表面有用于與機身(1)連接的安裝孔(20)。
3.如權(quán)利要求1所述微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)，其特征在于兩側(cè)機翼前主梁靠近機身1的一端有機翼安裝銷，該安裝銷的直徑略小于位于左搖臂7和右搖臂8端面的機翼前主梁安裝孔(21)的內(nèi)徑，并通過該安裝銷將左機翼(2)和右機翼(3)分別與撲動機構(gòu)的左搖臂(4)和右搖臂(5)連接在一起。
4.如權(quán)利要求1所述微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)，其特征在于用彈性材料制作的翼肋(10)分別位于左機翼(2)和右機翼(3)的內(nèi)側(cè)，并且一端分別與左翼前主梁(4)和右翼前主梁(5)連接，另一端分別通過球形鉸鏈(16)與機翼后支架(14)連接。
5.如權(quán)利要求1所述微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)，其特征在于后支架(14)通過支架軸(15)安裝在機身(1)上，并與機身(1)共軸線、與支架軸(15)之間為動配合。
6.如權(quán)利要求1所述微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)，其特征在于控制舵機(11)固定安裝在后支架(14)正下方機身的一側(cè)，并使舵機搖臂(12)與后支架(14)處于同一垂直平面上；拉桿(13)分別與舵機搖臂(1)和后支架(14)相連接。
7.如權(quán)利要求1所述微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)，其特征在于連接機翼與撲動機構(gòu)搖臂時，在左翼前主梁(4)和右翼前主梁(5)靠近機身(1)處分別固定有一個彈性鉤(9)，在左搖臂(7)和右搖臂(8)接近機翼一端的上表面分別有一小孔，并將彈性鉤(9)的鉤尖扣入搖臂上的小孔中。
全文摘要
本發(fā)明涉及微型撲翼飛機的滾轉(zhuǎn)操縱機構(gòu)。本發(fā)明將位撲動機構(gòu)(6)的搖臂(7、8)分別與機翼前主梁(4、5)活動連接，機翼(2、3)的根肋(10)一端與機翼前主梁固連，另一端通過球形鉸鏈(16)與后支架(14)活動連接；控制舵機(11)的搖臂(7、8)通過拉桿(13)與后支架連接在一起，使機身(1)和撲動機構(gòu)搖臂(7、8)、機翼(2、3)、后支架(14)構(gòu)成一套空間擺桿機構(gòu)，當舵機搖臂(12)擺動一定的角度時，拉桿(13)帶動后支架(14)和根肋(10)作相應(yīng)的運動，進而帶動機翼(2、3)產(chǎn)生俯仰運動，使一側(cè)機翼迎角增大，另一側(cè)機翼迎角減小，形成升力差，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)操縱力矩，具有機構(gòu)簡單、易操縱、可靠性強的特點。
文檔編號B64C33/02GK101041382SQ20061004194
公開日2007年9月26日 申請日期2006年3月20日 優(yōu)先權(quán)日2006年3月20日
發(fā)明者邵立民, 楊淑利, 熊超, 宋筆鋒, 袁昌盛 申請人:西北工業(yè)大學(xué)