一種飛行器方向操控機構的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種小型飛行器。具體說，是能在高山或峽谷之類的狹小復雜地形條件下起降的小型飛行器上的螺旋槳俯仰角調節機構。適用于小型飛行器左、右、上、下各個方向的控制。
【背景技術】
[0002]中國ZL2013104235571號專利公開了一種可在復雜地形起降的小型飛行器，這種小型飛行器包括主架、兩個涵道、橫向擺翼、縱向擺翼、方向控制機構、發動機和支架，所述兩涵道的軸線相平行。所述涵道內腔的中心有軸座，軸座內有槳軸且二者間呈可旋轉狀配合。槳軸上端有螺旋槳，所述兩涵道的外壁間借助連接架相連。所述主架連接在連接架的底部，主架的前側有座椅。所述發動機的輸出軸借助第一傳動機構與兩槳軸相連。所述方向控制機構處于主架上，方向控制機構借助第二傳動機構分別與橫向擺翼和縱向擺翼相連。其中，方向控制機構位于兩個螺旋槳下方，使得方向控制機構中的縱向舵板和橫向舵板均位于螺旋槳旋轉平面之下。由于方向控制機構中的縱向舵板和橫向舵板均位于螺旋槳旋轉平面之下，飛行器飛行時，其螺旋槳下方的氣流作用在舵板上，用以改變飛行器的姿態，從而控制飛行器的飛行方向。由于改變飛行器姿態是靠螺旋槳下方的氣流作用在舵板上來實現，這樣，作用在舵板上的氣流會消耗一部分功率。經理論計算和試驗驗證，由于舵板的阻擋，會使飛行器的功率降低10%以上。由此可見，采用上述方向控制機構的小型飛行器的功率損耗較大，有效升力小。
【發明內容】
[0003]本發明要解決的問題是提供一種飛行器方向操控機構。采用這種調節機構，可降低小型飛彳丁器的功率損耗，提尚有效升力。
[0004]本發明要解決的以上問題由以下技術方案實現:
本發明的飛行器方向操控機構包括主梁和螺旋槳，其特點是主梁為空心圓管，其內腔中間有調節螺桿。調節螺桿的兩端均有外螺紋且均旋擰有螺母，兩螺母的旋轉方向相反。調節螺桿兩端均有半軸管，半軸管里端呈可旋轉狀套在相應螺母上。與調節螺桿兩端相應的主梁下壁上有弧形孔，與弧形孔相應的主梁下方均有電動缸及旋轉力臂，電動缸的伸縮軸與旋轉力臂下端相連，旋轉力臂上端穿過相應弧形孔后與半軸管相固連，從而由電動缸的伸縮軸及旋轉力臂帶動半軸管可沿主梁的圓周方向旋轉一個角度。所述螺旋槳有兩個，它們分別連接在兩個半軸管的外端，且使螺旋槳的槳軸與半軸管的軸向相垂直。所述槳軸的上端均連有帶輪，兩帶輪間連有傳動帶。
[0005]本發明的進一步改進方案是，主梁與半軸管間有尼龍套。其中的尼龍套由兩個中間套和兩個端套組成。
[0006]本發明的進一步改進方案是，所述半軸管包括連接套和管體，管體的里端與相應連接套的外端固定在一起。
[0007]本發明的進一步改進方案是，與弧形孔對應的半軸管管壁上有徑向孔，旋轉力臂上端穿入并固定在相應徑向孔內。
[0008]本發明的更進一步改進方案是，兩個旋轉力臂外側的主梁上有固定套，兩個固定套的下側面借助支架連接在飛行器的機身頂部。由上述方案可以看出，由于主梁為空心圓筒管，其內腔中間有調節螺桿。調節螺桿的兩端均有外螺紋且均旋擰有螺母，兩螺母的旋轉方向相反。調節螺桿兩端均有半軸管，半軸管里端呈可旋轉狀套在相應螺母上。與調節螺桿兩端相應的主梁下壁上有弧形孔，與弧形孔相應的主梁下方均有電動缸及旋轉力臂，電動缸的伸縮軸與旋轉力臂下端相連，旋轉力臂上端穿過相應弧形孔后與半軸管相固連，從而由電動缸的伸縮軸及旋轉力臂帶動半軸管可沿主梁的圓周方向旋轉一個角度;所述螺旋槳有兩個，它們分別連接在兩個半軸的外端，且是螺旋槳的槳軸與半軸的軸向相垂直;所述槳軸的上端均連有帶輪，兩帶輪間連有傳動帶。
[0009]飛行器飛行過程中，通過電動缸、旋轉力臂可帶動半軸管繞調節螺桿兩端的螺母旋轉一個角度，進而帶動連接在槳軸下端的螺旋槳進行俯仰調節。通過改變螺旋槳旋轉平面的俯仰角度，達到控制飛行器飛行方向的目的。與【背景技術】相比，不需橫向擺翼和縱向擺翼，省去了操縱橫向擺翼和縱向擺翼的舵板。由于省去了舵板，避免了螺旋槳下方的氣流作用在舵板上而對飛行器功率的消耗，提高了飛行器的有效升力。
【附圖說明】
[0010]圖1是本發明的飛行器飛行方向操控機構結構示意圖；
圖2是圖1的I處放大不意圖；
圖3是圖1的J處放大示意圖。
【具體實施方式】
[0011]如圖1所示，本發明的飛行器飛行方向操控機構包括主梁15、兩個螺旋槳I。所述主梁15為空心圓管，其內腔中間設置有調節螺桿24。調節螺桿24的兩端均加工有外螺紋且均旋擰有螺母22，兩螺母22的旋轉方向相反。調節螺桿24兩端均設置有半軸管，半軸管里端呈可旋轉狀套在相應螺母22上。與調節螺桿24兩端相應的主梁15下壁上均加工有弧形孔，與弧形孔相應的主梁15下方均設置有電動缸27及旋轉力臂20，電動缸27的伸縮軸與旋轉力臂20下端相連，旋轉力臂20上端穿過相應弧形孔后與相應半軸管相固連，從而由電動缸27的伸縮軸及旋轉力臂20帶動半軸管可沿主梁15的圓周方向旋轉一個角度。與弧形孔對應的半軸管管壁上均加工有徑向孔，旋轉力臂20上端穿入并固定在相應徑向孔內。
[0012]兩個半軸管的外端均連有軸承座6，軸承座6的軸向與主梁15垂直，使得軸承座6的軸向呈豎直布置。兩軸承座6內均安裝有槳軸2，槳軸2與相應軸承座6的軸向間和圓周方向間分別呈定配合和動配合。兩個槳軸2的上端均安裝有帶輪12，兩帶輪12間連有傳動帶16。所述槳軸2下端均連有螺旋槳I。
[0013]其中，在主梁15與半軸管間安裝有尼龍套。所述尼龍套由兩個中間套18和兩個端套14組成。
[0014]所述半軸管包括連接套19和管體13，管體13的里端與相應連接套19的外端固定在一起。
[0015]所述軸承座6—側連有橫向圓管，橫向圓管套接在相應半軸管的外端上。軸承座6的上段內徑和下段內徑均大于其中間段內徑，使得中間段與上段和下段間均有臺階。軸承座6內的那部分槳軸2上段直徑和下端直徑均大于其中間段，使得槳軸2中間段與上段和下段間均形成有臺階，兩臺階之間的中間段上設置有擋圈8。軸承座6和槳軸2的上部臺階以上之間安裝有上軸承9，軸承座6和槳軸2的下部臺階以下之間設置安裝有下軸承5，上軸承9的內圈與所述擋圈8上端相抵，下軸承5上端與所述擋圈8下端相抵。其中，所述上軸承9是圓錐滾子軸承，所述下軸承5是推力球軸承。
[0016]軸承座6上端連有上端蓋10，軸承座6下端連有下端蓋3。并在軸承座6上端與上端蓋10間安裝有第一密封圈11，軸承座6下端與下端蓋3間有第二密封圈4。
[0017]為便于與飛行器的機身28相連，在兩個旋轉力臂20外側的主梁15上均固定有固定套17，兩個固定套17的下側面借助支架29連接在飛行器的機身28頂部。
飛行器飛行過程中，通過電動缸27、旋轉力臂20可帶動半軸管繞調節螺桿24旋轉一個角度，進而帶動連接在槳軸2下端的螺旋槳I進行俯仰調節。通過改變螺旋槳I旋轉平面的俯仰角度，實現了飛行器飛行方向控制。
【主權項】
1.一種飛行器方向操控機構，包括主梁(15)和螺旋槳(I)，其特征在于主梁(15)為空心圓管，其內腔中間有調節螺桿(24);調節螺桿(24)的兩端均有外螺紋且均旋擰有螺母(22)，兩螺母(22)的旋轉方向相反;調節螺桿(24)兩端均有半軸管，半軸管里端呈可旋轉狀套在相應螺母(22)上；與調節螺桿(24)兩端相應的主梁(15)下壁上有弧形孔，與弧形孔相應的主梁(15)下方均有電動缸(27)及旋轉力臂(20)，電動缸(27)的伸縮軸與旋轉力臂(20)下端相連，旋轉力臂(20)上端穿過相應弧形孔后與半軸管相固連，從而由電動缸(27)的伸縮軸及旋轉力臂(20)帶動半軸管可沿主梁(15)的圓周方向旋轉一個角度;所述螺旋槳(I)有兩個，它們分別連接在兩個半軸管的外端，且使螺旋槳(I)的槳軸(2)與半軸管的軸向相垂直；所述槳軸(2)的上端均連有帶輪(12)，兩帶輪(12)間連有傳動帶(16)。2.根據權利要求1所述的飛行器方向操控機構，其特征在于主梁(15)與半軸管間有尼龍套。3.根據權利要求2所述的飛行器方向操控機構，其特征在于所述尼龍套由兩個中間套(18)和兩個端套(14)組成。4.根據權利要求1所述的飛行器方向操控機構，其特征在于所述半軸管包括連接套(19)和管體(13)，管體(13)的里端與相應連接套(19)的外端固定在一起。5.根據權利要求1所述的飛行器方向操控機構，其特征在于與弧形孔對應的半軸管管壁上有徑向孔，旋轉力臂(20)上端穿入并固定在相應徑向孔內。6.根據權利要求1?5中任一項所述的飛行器方向操控機構，其特征在于兩個旋轉力臂(20)外側的主梁(15)上有固定套(17)，兩個固定套(17)的下側面借助支架(29)連接在飛行器的機身(28)頂部。
【專利摘要】本發明公開一種飛行器方向操控機構。它包括主梁和螺旋槳，其特點是主梁為空心圓管，其內腔中間有調節螺桿。調節螺桿的兩端均有螺母，兩螺母的旋轉方向相反。調節螺桿兩端均有半軸管，半軸管里端呈可旋轉狀套在相應螺母上。與調節螺桿兩端相應的主梁下壁上有弧形孔，主梁下方均有電動缸及旋轉力臂，電動缸的伸縮軸與旋轉力臂下端相連，旋轉力臂上端穿過相應弧形孔后與半軸管相固連。所述螺旋槳分別連接在兩個半軸管的外端。所述槳軸的上端均連有帶輪，兩帶輪間連有傳動帶。采用這種調節機構，可降低飛行器的功率損耗，提高有效升力。適用于小型飛行器左、右、上、下各個方向的控制。
【IPC分類】B64C27/52, B64C27/22
【公開號】CN105711828
【申請號】CN201610077948
【發明人】楊國社
【申請人】楊國社