专利名称：一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种无人机用的机翼的驱动装置，更特别地说，是指一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置。
背景技术：
无人机是无人驾驶航空器的简称,英文缩写为UAV(Unmanned Aerial Vehicle)。无人机的设计最重要的要求是在机身系统达到足够坚固的情况下，尽可能更轻便。而各种任务载荷要求下的无人机留给运动传动机构的空间和质量配额都十分有限，要灵活并高效地将工程上基本的驱动运动，如高速转动，转变为有利的受控运动。基本的航空传动方式包括直接驱动、比例放大驱动、电力伺服驱动与液压伺服驱动等。无人机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。机上无驾驶舱，但安装有自动驾驶仪、程序控制装置等设备。地面、舰艇上或母机遥控站人员通过雷达等设备，对其进行跟踪、定位、遥控、遥测和数字传输。可在无线电遥控下像普通飞机一样起飞或用助推火箭发射升空，也可由母机带到空中投放飞行。回收时，可用与普通飞机着陆过程一样的方式自动着陆，也可通过遥控用降落伞或拦网回收。可反覆使用多次。广泛用于空中侦察、监视、通信、反潜、电子干扰等。国防工业出版社，2009年3月第I版第I次印刷，魏瑞轩、李学仁编著的《无人机系统及作战使用》一书，在第I章总论无人机系统中介绍了无人机系统的一般组成(第2页，图1-2所示)。其中， 飞机系统包括有机体系统、推进系统、飞控系统和导航系统。目前的无人机的机翼一般为固定式结构，后掠角一般不可调，不能根据具体的应用环境(水下或空中)对机翼进行收拢和展开以适应环境要求，而且具有折叠翼功能的无人机折叠翼的驱动装置也多采用电机或液压驱动，驱动装置的结构较为复杂，增加了整体结构重量。
发明内容
为了使无人机能够适应水空环境下的飞行，本发明设计了一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置。该装置可根据水空不同作业环境调整机翼的后掠角，控制机翼的收拢和展开，提高无人机在不同流体介质环境汇总的适应性。当在空中飞行时，折叠装置控制机翼展开，减小机翼后掠角，有利于产生升力完成空中作业；当在水下环境航行时，折叠装置控制机翼收拢，增大机翼后掠角，减小前行运动的阻力，利于水下航行。该装置利用高压气瓶提供气源，通过作动筒提供机翼驱动组件的驱动力，实现左右机翼的收拢和展开功能。另一方面通过改变控气换向阀来控制气流的流向，可改变气瓶中高压气体进入作动筒的方向，实现作动筒推杆的运动方向的改变，驱动左右翼驱动组件的收拢和展开，从而完成左右机翼的收拢和展开。本发明的一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其变机翼后掠角的气动式折叠装置包括有折叠翼支撑体(10)、左翼驱动组件(8)、右翼驱动组件(9)和收拢展开转换组件(11)；折叠翼支撑体(10)包括有上支撑横板(10A)、下支撑横板(10B)、第一支撑立柱(10C)、第二支撑立柱(10D)、第三支撑立柱(10E)、第四支撑立柱(10F)、第五支撑立柱(10G)、第六支撑立柱(10H)、第七支撑立柱(101 )、第八支撑立柱(10J);其中，第五支撑立柱(10G)、第六支撑立柱(10H)、第七支撑立柱(101)和第八支撑立柱(IOJ)的结构相同，且呈四边形布局在上支撑横板(10A)与下支撑横板(10B)之间；其中，第一支撑立柱(10C)、第二支撑立柱(10D)、第三支撑立柱(IOE)和第四支撑立柱(IOF)的结构相同，且呈四边形布局在上支撑横板(IOA)与下支撑横板(IOB)之间；左翼驱动组件(8)包括有左转臂(8A)、左上轴套(8B)、左下轴套(8C)、左自锁件(8D)、左转轴(8E)、左深沟球轴承(8F)、左作动筒连杆(8G)、左限位块(8H)和左限位柱(8了);左深沟球轴承(8 )套接在左转轴(8E)的轴承段(8E1)上，左深沟球轴承(8F)安装在左转臂(8A)的左轴承腔(8A4)内，左转轴(8E)的上端安装在上轴套(8B)的左轴孔(8B3)中，左转轴(SE)的下端安装在下轴套(SC)的左轴孔(8C3)中，上轴套(SB)的下凹凸卡齿(8B2)与左转臂(8A)的上凹凸 卡齿(8A31)啮合，下轴套(8C)的上凹凸卡齿(8C2)与左转臂(8A)的下凹凸卡齿(8A32)啮合，左限位柱(8J)穿过上轴套(8B)的限位孔(8B12)后安装在左限位块(8H)的GI通孔(8H1)中，左限位块(8H)安装在上支撑板(IOA)的底部，左自锁套(8D3 )的底板(8D32 )安装在上支撑板(10A)的上部，左锁轴(8D1)安装在左自锁套(8D3 )的内部，且左锁轴(8D1)的一端安装在上轴套(8B)的GG通孔(8B11)内，左锁轴销(8D2)的一端穿过滑槽(8D31)和GH通孔(8D11)。右翼驱动组件(9)包括有右转臂(9A)、右上轴套(9B)、右下轴套(9C)、右自锁件(9D )、右转轴(9E )、右深沟球轴承(9F)、右作动筒连杆(9G)、右限位块9H和右限位柱(9J);右深沟球轴承(9F)套接在右转轴(9E)的轴承段(9E1)上，右深沟球轴承(9F)安装在右转臂(9A)的右轴承腔(9A4)内，右转轴(9E)的上端安装在上轴套(9B)的右轴孔(9B3)中，右转轴(9E)的下端安装在下轴套(9C)的右轴孔(9C3)中，上轴套(9B)的下凹凸卡齿(9B2)与右转臂(9A)的上凹凸卡齿(9A31)啮合，下轴套(9C)的上凹凸卡齿(9C2)与右转臂(9A)的下凹凸卡齿(9A32)啮合，右限位柱(9J)穿过上轴套(9B)的限位孔(9B12)后安装在右限位块(9H)的GGI通孔(9H1)中，右限位块(9H)安装在上支撑板(IOA)的底部，右自锁套(9D3 )的底板(9D32 )安装在上支撑板(10A)的上部，右锁轴(9D1)安装在右自锁套(9D3 )的内部，且右锁轴(9D1)的一端安装在上轴套(9B)的GGG通孔(9B11)内，右锁轴销(9D2)的一端穿过滑槽(9D31)和GGH通孔(9D11)。收拢展开转换组件(11)包括有高压气瓶(11G)、第一作动筒(111)、第二作动筒
(112)、第三作动筒(113)、第四作动筒(114)、第一换向阀(11C)、第二换向阀(11D)、换向舵机(11A)、第一 Y形软管(11H)、第二 Y形软管(11J)、第三Y形软管(11K)、第四Y形软管(IlL)和第五Y形软管(IlM)；第一Y 形软管(IlH)上设有 AA 接口(11H1)、AB 接口(11H2)、AC 接口(11H3);所述AA接口( I IHl)与高压气瓶(IlG)的气瓶排气D(IlGl)连接；所述AB接口( 11H2)与第一换向阀(11C)的AA导气口( I ICl)连接；所述AC接口( 11H3)与第二换向阀(IID)的BA导气口(IlDl)连接。第二 Y 形软管(IlJ)上设有 BA 接口(11J1)、BB 接口(11J2)、BC 接口(11J3);所述BA接口(IlJl)与第一换向阀(IlC)的AB导气口(11C2)连接；所述BB接口(11J2)与第一作动筒(111)的CB导气口( 11 Ib )连接；所述BC接口( 11J3 )与第二作动筒(112 )的DA导气口(112b)连接。第三Y形软管(IlK)上设有CA接口(11K1)、CB接口(11K2)、CC接口(11K3);所述CA接口(IlKl)与第二换向阀(IlD)的BB导气口(11D2)连接；所述CB接口(11K2)与第三作动筒(113)的EB导气口(113b)连接；所述CC接口( 11K3)与第四作动筒
(114)的？8导气口(11仙)连接。第四￥形软管(1比)上设有04接口(111^1)、08接口(1比2)、DC接口(11L3);所述DA接口(IlLl)与第一换向阀(IlC)的AC导气口( 11C3)连接；所述DB接口(11L2)与第一作动筒(111)的CA导气口(Illa)连接；所述DC接口( 11L3)与第二作动筒(112)的DA导气口(112a)连接。第五Y形软管(11M)上设有EA接口( IlMl)、EB接口(11M2)、EC 接口(11M3);所述 EA 接口( IlMl)与第二换向阀(11D)的 BC 导气口(11D3)连接；所述EB接口(11M2)与第三作动筒(113)的EA导气口(113a)连接；所述EC接口(11M3)与第四作动筒(114)的FA导气口(114a)连接。上支撑横板(10A)的左端设有AB通孔(10A2)、AF通孔(10A4)、AH通孔(10A6);上支撑横板(IOA)的右端设有AA通孔(IOAl )、AE通孔(10A3)、AG通孔(10A5)；AB通孔(10A2)用于放置左翼驱动组件(8)的左转轴(8E)的一端，左转轴(8E)的另一端置于下支撑横板(IOB)的AD通孔(10B2)内。AF通孔(10A4)用于左锁轴(8D1)穿过，所述左锁轴(8D1)通过左锁轴销(8D2)安装在左自锁套(8D3 )中，所述左自锁套(8D3 )的底板(8D32 )安装在上支撑横板(IOA)的左端的上板面上。 AH通孔(10A6)用于左限位柱(8J)穿过，穿过AH通孔(10A6)的左限位柱(8J)的端部置于左上轴套(8B)的限位孔(8B12)中。AA通孔(10A1)用于放置右翼驱动组件(9)的右转轴(9E)的一端，右转轴(9E)的另一端置于下支撑横板(10B)的AC通孔(10B1)内。AE通孔(10A3 )用于右锁轴(9D1)穿过，所述右锁轴(9D1)通过右锁轴销(9D2 )安装在右自锁套(9D3)中，所述右自锁套(9D3)的底板(9D32)安装在上支撑横板(IOA)的右端的上板面上。AG通孔(10A5)用于右限位柱(9J)穿过，穿过AH通孔(10A6)的右限位柱(9J)的端部置于右上轴套(9B)的限位孔(9B12)中。下支撑横板(IOB)的两端设有AC通孔(10B1)和AD通孔(10B2)；所述AC通孔(10B1)用于放置左翼驱动组件(8)的左转轴(SE)的另一端；所述AD通孔(10B2)用于放置右翼驱动组件(9)的右转轴(9E)的另一端。左翼驱动组件(8)中的左自锁件(8D)的左自锁轴(8D1)，在左自锁舵机(8K)提供的动力条件下的运动关系为:左转臂(8A)的转动带动左上轴套(SB)转动，当左上轴套(SB)转动到极限位置，左自锁舵机(8K)向下转动，带动其摆臂(8K1)向下摆动，摆臂(8K1)的摆动通过左锁轴销(8D2)将运动传递到左锁轴(8D1 )，使左锁轴(8D1)向下运动，进入GG通孔(8B11)内，限制左上轴套(8B)转动，从而限制左转臂(8A)转动，实现其自锁。右翼驱动组件(9)中的右自锁件(9D)的右自锁轴(9D1)，在右自锁舵机(9K)提供的动力条件下的运动关系为:右转臂(9A)的转动带动右上轴套(9B)转动，当上轴套转动到极限位置，右自锁舵机(9K)向下转动，带动其摆臂(9K1)向下摆动，摆臂(9K1)的摆动通过右锁轴销(9D2 )将运动传递到右锁轴(9DI)，使右锁轴(9DI)向下运动，进入GG通孔(9B11)内，限制右上轴套(9B)转动，从而限制右转臂(9A)转动，实现其自锁。本发明设计的变机翼后掠角的气动式折叠装置的优点在于:①采用气动装置作为机翼驱动组件展开和收拢的驱动源，提高了驱动装置的响应速度，驱动执行机构选择气动式作动筒，在减轻结构重量的同时，也简化了执行机构的设计，而且，驱动用的高压气源容易获得，降低了能源消耗的成本。②该变机翼后掠角的气动式折叠装置通过航空舵机控制换向阀，改变高压气体对作动筒的作用方向，使作动筒推杆的推出或拉回，通过作动筒驱动机翼驱动组件运动，实现机翼的展开和收拢，换向方式简单可靠。③左右机翼驱动组件分别设有限位孔和限位柱，通过限位柱在限位孔两极限位置的布置，可对机翼驱动组件收拢和展开后的位置进行限定，从而确定了机翼折叠和展开的程度。，④左右翼驱动组件分别设有自锁结构，当左右翼驱动组件到达收拢或展开的位置(限位结构确定)时， 可将自锁轴插入自锁通孔来固定机翼驱动组件的位置，从而更可靠地保持机翼收拢和展开的位置。
图1是一种跨海空两栖无人机的外部俯视结构图。图1A是一种跨海空两栖无人机的架梁组件、机翼与气动式折叠装置的装配图。图2是本发明变机翼后掠角的气动式折叠装置的结构图。图3是本发明折叠支撑体与左右翼驱动组件的装配图。图3A是本发明折叠支撑体与左右翼驱动组件的装配的另一视角图。图4是本发明折叠支撑体的结构图。图5是本发明收拢展开转换组件的结构图。
图5A是第一 Y型软管的结构图。
图5B是第二 Y型软管的结构图。
图5C是第三Y型软管的结构图。
图是第四Y型软管的结构图。
图5E是第五Y型软管的结构图。图6是本发明左翼驱动组件的结构图。图6A是本发明左翼驱动组件的分解图。图6B是本发明左翼驱动组件中左转臂的结构图。图6C是本发明左翼驱动组件中左转臂的另一视角结构图。图7是本发明右翼驱动组件的结构图。图7A是本发明右翼驱动组件的分解图。图7B是本发明右翼驱动组件中右转臂的结构图。图7C是本发明右翼驱动组件中右转臂的另一视角结构图。
权利要求
1.一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其特征在于:变机翼后掠角的气动式折叠装置包括有折叠翼支撑体(10)、左翼驱动组件(8)、右翼驱动组件(9)和收拢展开转换组件(11)； 折叠翼支撑体(10)包括有上支撑横板(10A)、下支撑横板(10B)、第一支撑立柱(10C)、第二支撑立柱(10D)、第三支撑立柱(10E)、第四支撑立柱(10F)、第五支撑立柱(10G)、第六支撑立柱(10H)、第七支撑立柱(101)、第八支撑立柱(IOJ);其中，第五支撑立柱(10G)、第六支撑立柱(10H)、第七支撑立柱(101)和第八支撑立柱(IOJ)的结构相同，且呈四边形布局在上支撑横板(10A)与下支撑横板(10B)之间；其中，第一支撑立柱(10C)、第二支撑立柱(10D)、第三支撑立柱(IOE)和第四支撑立柱(IOF)的结构相同，且呈四边形布局在上支撑横板(IOA)与下支撑横板(IOB)之间； 左翼驱动组件(8 )包括有左转臂(8A)、左上轴套(8B)、左下轴套(8C)、左自锁件(8D)、左转轴(8E)、左深沟球轴承(8F)、左作动筒连杆(8G)、左限位块(8H)和左限位柱(8J);左深沟球轴承(8F)套接在左转轴(8E)的轴承段(8E1)上，左深沟球轴承(8F)安装在左转臂(8A)的左轴承腔(8A4)内，左转轴(8E)的上端安装在上轴套(8B)的左轴孔(8B3)中，左转轴(8E)的下端安装在下轴套(SC)的左轴孔(8C3)中，上轴套(SB)的下凹凸卡齿(8B2)与左转臂(8A)的上凹凸卡齿(8A31)啮合，下轴套(8C)的上凹凸卡齿(8C2)与左转臂(8A)的下凹凸卡齿(8A32)啮合，左限位柱(8J)穿过上轴套(8B)的限位孔(8B12)后安装在左限位块(8H)的GI通孔(8H1)中，左限位块(8H)安装在上支撑板(IOA)的底部，左自锁套(8D3)的底板(8D32 )安装在上支撑板(10A)的上部，左锁轴(8D1)安装在左自锁套(8D3 )的内部，且左锁轴(8D1)的一端安装在上轴套(8B)的GG通孔(8B11)内，左锁轴销(8D2)的一端穿过滑槽(8D31)和GH通孔(8 D11)； 右翼驱动组件(9)包括有右转臂(9A)、右上轴套(9B)、右下轴套(9C)、右自锁件(9D)、右转轴(9E )、右深沟球轴承(9F)、右作动筒连杆(9G)、右限位块9H和右限位柱(9J);右深沟球轴承(9F)套接在右转轴(9E)的轴承段(9E1)上，右深沟球轴承(9F)安装在右转臂(9A)的右轴承腔(9A4)内，右转轴(9E)的上端安装在上轴套(9B)的右轴孔(9B3 )中，右转轴(9E)的下端安装在下轴套(9C)的右轴孔(9C3)中，上轴套(9B)的下凹凸卡齿(9B2)与右转臂(9A)的上凹凸卡齿(9A31)啮合，下轴套(9C)的上凹凸卡齿(9C2)与右转臂(9A)的下凹凸卡齿(9A32)啮合，右限位柱(9J)穿过上轴套(9B)的限位孔(9B12)后安装在右限位块(9H)的GGI通孔(9H1)中，右限位块(9H)安装在上支撑板(IOA)的底部，右自锁套(9D3)的底板(9D32 )安装在上支撑板(10A)的上部，右锁轴(9D1)安装在右自锁套(9D3 )的内部，且右锁轴(9D1)的一端安装在上轴套(9B)的GGG通孔(9B11)内，右锁轴销(9D2)的一端穿过滑槽(9D31)和 GGH 通孔(9D11)； 收拢展开转换组件(11)包括有高压气瓶(11G)、第一作动筒(111)、第二作动筒(112)、第三作动筒(113)、第四作动筒(114)、第一换向阀(11C)、第二换向阀(11D)、换向舵机(1认)、第一￥形软管(1110、第二￥形软管(111)、第三￥形软管(1110、第四￥形软管(1比)和第五Y形软管(IlM)； 第一 Y 形软管(IlH)上设有 AA 接口(11H1)、AB 接口(11H2)、AC 接口(11H3);所述 AA接口( I IHl)与高压气瓶(IlG)的气瓶排气D(IlGl)连接；所述AB接口( 11H2)与第一换向阀(IlC)的AA导气口(IlCl)连接；所述AC接口(11H3)与第二换向阀(IlD)的BA导气口(IlDl)连接；第二 Y 形软管(IlJ)上设有 BA 接口(11J1)、BB 接口(11J2)、BC 接口(11J3);所述BA接口(IlJl)与第一换向阀(IlC)的AB导气口(11C2)连接；所述BB接口(11J2)与第一作动筒(111)的CB导气口( 11 Ib )连接；所述BC接口( 11J3 )与第二作动筒(112 )的DA导气口(112b)连接；第三Y形软管(IlK)上设有CA接口(11K1)、CB接口(11K2)、CC接口(11K3);所述CA接口( IlKl)与第二换向阀(IID)的BB导气口( 11D2)连接；所述CB接口(11K2)与第三作动筒(113)的EB导气口(113b)连接；所述CC接口(11K3)与第四作动筒(114)的FB导气口(114b)连接；第四Y形软管(IlL)上设有DA接口(11L1)、DB接口(11L2)、DC接口(11L3);所述DA接口(IlLl)与第一换向阀(IlC)的AC导气口( 11C3)连接；所述DB接口(11L2)与第一作动筒(111)的CA导气口(Illa)连接；所述DC接口( 11L3)与第二作动筒(112)的DA导气口(112a)连接；第五Y形软管(IlM)上设有EA接口( IlMl )、EB接口(11M2)、EC 接口(11M3);所述 EA 接口(IlMl)与第二换向阀(IlD)的 BC 导气口(11D3)连接；所述EB接口( 11M2)与第三作动筒(113)的EA导气口( 113a)连接；所述EC接口( 11M3)与第四作动筒(114)的FA导气口(114a)连接； 上支撑横板(IOA)的左端设有AB通孔(10A2)、AF通孔(10A4)、AH通孔(10A6);上支撑横板(10A)的右端设有AA通孔(IOAl )、AE通孔(10A3 )、AG通孔(10A5)；AB通孔(10A2 )用于放置左翼驱动组件(8)的左转轴(8E)的一端，左转轴(8E)的另一端置于下支撑横板(IOB)的AD通孔(10B2 )内；AF通孔(10A4 )用于左锁轴(8DI)穿过，所述左锁轴(8DI)通过左锁轴销(8D2)安装在左自锁套(8D3)中，所述左自锁套(8D3)的底板(8D32)安装在上支撑横板(IOA)的左端的上板面上；AH通孔(10A6)用于左限位柱(8J)穿过，穿过AH通孔(10A6)的左限位柱(8J)的端部置于左上轴套(SB)的限位孔(8B12)中；AA通孔(10A1)用于放置右翼驱动组件(9)的右转轴(9E)的一端，右转轴(9E)的另一端置于下支撑横板(IOB)的AC通孔(IOBI)内；AE通孔(10A3 )用于右锁轴(9DI)穿过，所述右锁轴(9DI)通过右锁轴销(9D2 )安装在右自锁套(9D3)中，所述右自锁套(9D3)的底板(9D32)安装在上支撑横板(IOA)的右端的上板面上；AG通孔(10A5)用于右限位柱(9J)穿过，穿过AH通孔(10A6)的右限位柱(9J)的端部置于右上轴套(9 B)的限位孔(9B12)中； 下支撑横板(10B)的两端设有AC通孔(IOBl)和AD通孔(10B2);所述AC通孔(IOBl)用于放置左翼驱动组件(8)的左转轴(SE)的另一端；所述AD通孔(10B2)用于放置右翼驱动组件(9)的右转轴(9E)的另一端。
2.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其特征在于:左转臂(8A)上设有左第一支撑臂(8A1)、左第二支撑臂(8A2)、左支撑体(8A3)； 所述左第一支撑臂(8A1)上设有GA通孔(8A12)、GB通孔(8A13)、GE通孔(8A11);GA通孔(8A12 )用于放置第二碳纤维杆(4G)的一端，置入GA通孔(8A12 )内的第二碳纤维杆(4G)的一端通过在GB通孔(8A13)和GE通孔(8A11)中放置销柱实现连接；所述左第二支撑臂(8A2)上设有GC通孔(8A22)、⑶通孔(8A23)、GF通孔(8A21) ;GC通孔(8A22)用于放置第一碳纤维杆(4F)的一端,置入GC通孔(8A22)内的第一碳纤维杆(4F)的一端通过在⑶通孔(8A23)和GF通孔(8A21)中放置销柱实现连接；左支撑体(8A3)的上方设有上凹凸卡齿(8A31)，左支撑体(8A3)的下方设有下凹凸卡齿(8A32)，所述的上凹凸卡齿(8A31)与左上轴套(SB)上的下凹凸卡齿(8B2)啮合，所述的下凹凸卡齿(8A32)与左下轴套(SC)上的上凹凸卡齿(8C2 )啮合；左转臂(8A)的中心设有左轴承腔(8A4 )，所述的左轴承腔(8A4 )用于放置左深沟球轴承(8F)，左深沟球轴承(8F)套接在左转轴(8E)的轴承段(8E1)上； 左上轴套(8B)的中心是左轴孔(8B3)，该左轴孔(8B3)用于放置左转轴(8E)的上端；左上轴套(8B)的一端为圆盘(8B1)，该圆盘(8B1)上设有限位孔(8B11)、展开自锁盲孔(8B12)、收拢自锁盲孔(8B13);左上轴套(SB)的另一端为下凹凸卡齿(8B2)，该下凹凸卡齿(8B2)与左转臂(8A)的上凹凸卡齿(8A31)啮合； 所述限位孔(8B11)的一端为展开限位端(8Blla)，所述限位孔(8B11)的另一端为收拢限位端(SBllb);所述限位孔(8B11)用于放置左限位柱(8J)，该左限位柱(8J)在限位孔(8B11)中滑动，当左限 位柱(8J)滑动至展开限位端(SBlla)时，左翼组件(4)到达展开的极限位置，此时左锁轴(8D1)插入到展开自锁盲孔(8B12)中，通过左锁轴(8D1)锁定左翼组件(4)的展开位置；当左限位柱(8J)滑动至收拢限位端(SBllb)时，左翼组件(4)到达收拢的极限位置，此时左锁轴(8D1)插入到收拢自锁盲孔(8B13)中，通过左锁轴(8D1)锁定左翼组件(4)的收拢位置； 左下轴套(8C)的中心是左轴孔(8C3)，该左轴孔(8C3)用于放置左转轴(8E)的下端；左下轴套(8C)的一端为圆盘(8C1);左下轴套(SC)的另一端为上凹凸卡齿(8C2)，该上凹凸卡齿(8C2)与左转臂8A的下凹凸卡齿(8A32)啮合； 左自锁件(8D)包括有左锁轴(8D1)、左锁轴销(8D2)和左自锁套(8D3);所述的左锁轴(8D1)上设有GH通孔(8D11)，该GH通孔(8D11)用于左锁轴销(8D2)穿过；所述的左自锁套(8D3 )的立柱(8D33 )上设有滑槽(8D31)，该滑槽(8D31)用于左锁轴销(8D2 )滑动，立柱(8D33 )的一端端部是底板(8D32 )，该底板(8D32 )安装在上支撑板(10A)的AF通孔(10A4)处，且通过螺钉固定。
3.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其特征在于:右转臂(9A)上设有右第一支撑臂(9A1)、右第二支撑臂(9A2)、右支撑体(9A3)； 所述右第一支撑臂(9A1)上设有GGA通孔(9A12)、GGB通孔(9A13)、GGE通孔(9A11)；GGA通孔(9A12)用于放置第四碳纤维杆(5G)的一端，置入GGA通孔(9A12)内的第四碳纤维杆(5G)的一端通过在GGB通孔(9A13)和GGE通孔(9A11)中放置销柱实现连接；所述右第二支撑臂(9A2 )上设有 GGC 通孔(9A22 )、GGD 通孔(9A23 )、GGF 通孔(9A21)；GGC 通孔(9A22 )用于放置第三碳纤维杆(5F)的一端，置入GGC通孔(9A22)内的第三碳纤维杆(5F)的一端通过在GGD通孔(9A23)和GGF通孔(9A21)中放置销柱实现连接； 右支撑体(9A3)的上方设有上凹凸卡齿(9A31)，右支撑体(9A3)的下方设有下凹凸卡齿(9A32)，所述的上凹凸卡齿(9A31)与右上轴套(9B)上的下凹凸卡齿(9B2)啮合，所述的下凹凸卡齿(9A32)与右下轴套(9C)上的上凹凸卡齿(9C2)啮合； 右转臂(9A)的中心设有右轴承腔(9A4)，所述的右轴承腔(9A4)用于放置右深沟球轴承(9F)，右深沟球轴承(9F)套接在右转轴(9E)的轴承段(9E1)上； 右上轴套(9B)的中心是右轴孔(9B3)，该右轴孔(9B3)用于放置右转轴(9E)的上端；右上轴套(9B)的一端为圆盘(9B1)，该圆盘(9B1)上设有限位孔(9B11)、展开自锁盲孔(9B12)、收拢自锁盲孔(9B13);右上轴套(9B)的另一端为下凹凸卡齿(9B2)，该下凹凸卡齿(9B2)与右转臂(9A)的上凹凸卡齿(9A31)啮合；所述限位孔(9B11)的一端为展开限位端(9Blla)，所述限位孔(9B11)的另一端为收拢限位端(9Bllb);所述限位孔(9B11)用于放置右限位柱(9J)，该右限位柱(9J)在限位孔(9B11)中滑动，当右限位柱(9J)滑动至展开限位端(9Blla)时，右翼组件(5)到达展开的极限位置，此时右锁轴(9D1)插入到展开自锁盲孔(9B12)中，通过右锁轴(9D1)锁定右翼组件(5)的展开位置；当右限位柱(9J)滑动至收拢限位端(9Bllb)时，右翼组件(5)到达收拢的极限位置，此时右锁轴(9D1)插入到收拢自锁盲孔(9B13)中，通过右锁轴(9D1)锁定右翼组件(5)的收拢位置； 右下轴套(9C)的中心是右轴孔(9C3)，该右轴孔(9C3)用于放置右转轴(9E)的下端；右下轴套(9C)的一端为圆盘(9C1);右下轴套(9C)的另一端为上凹凸卡齿(9C2)，该上凹凸卡齿(9C2)与右转臂(9A)的下凹凸卡齿(9A32)啮合； 右自锁件(9D)包括有右锁轴(9D1)、右锁轴销(9D2)和右自锁套(9D3);所述的右锁轴(9DI)上设有GGH通孔(9D11)，该GGH通孔(9D11)用于右锁轴销(9D2 )穿过；所述的右自锁套(9D3 )的立柱(9D33 )上设有滑槽(9D31)，该滑槽(9D31)用于右锁轴销(9D2 )滑动，立柱(9D33 )的一端端部是底板(9D32 )，该底板(9D32 )安装在上支撑板(10A)的AE通孔(10B3 )处，且通过螺钉固定。
4.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其特征在于:换向舵机(IIA)的输出轴的轴线记为(11A2 )，摇臂(I IAl)绕轴线(11A2)作顺时针方向转动，记为 第一连杆(IlB)的推程，摇臂(I IAl)绕轴线(11A2)作逆时针方向转动，记为第一连杆(IlB)的拉程； 换向舵机(11A)的摇臂(I IAl)处于初始位时，第一换向阀(11C)和第二换向阀(11D)为闭气状态，第一换向阀(IlC)的AA导气口(IlCl)与AB导气口(11C2)和AC导气口(11C3)都不导通，第二换向阀(IlD)的BA导气口(IlDl)与BB导气口(11D2)和BC导气口(11D3)都不导通； 换向舵机(IlA)的摇臂(IlAl)逆时针摆动，通过第一连杆(11B)、第二连杆IlF将第一换向阀(IlC)的推杆、第二换向阀(IlD)的推杆拉至拉程终点，此时，第一换向阀(IlC)的AA导气口(IlCl)与AC导气口(11C3)导通，且AA导气口( IlCl)通过第一 Y形软管(11H)与气瓶(IlG)的气瓶导气口(IlGl)导通，AC导气口(11C3)通过第四Y形软管(IlL)与第一作动筒(111)的CA导气口(Illa)和第二作动筒(112)的DA导气口(112a)导通；从而将高压气瓶(11G)中的高压气体导入第一作动筒(111)与第二作动筒(112)中，致使第一作动筒(111)的推杆与第二作动筒(112)的推杆拉回；同理可得，第二换向阀(IlD)的BA导气口(IlDl)与BC导气口(11D3)导通，且BA导气口(IlDl)通过第一 Y形软管(11H)与气瓶(IlG)的气瓶导气口( 11G1)导通，BC导气口( 11D3)通过第五Y形软管(IlM)与第三作动筒(113)的EA导气口(113a)和第四作动筒(114)的FA导气口(114a)导通；从而将高压气瓶(IlG)中的高压气体导入第三作动筒(113)与第四作动筒(114)中，致使第三作动筒(113)的推杆与第四作动筒(114)的推杆拉回； 换向舵机(IlA)的摇臂(IlAl)顺时针摆动，通过第一连杆(11B)、第二连杆(IlF)将第一换向阀(11C)的推杆、第二换向阀(11D)的推杆推至推程终点，此时，第一换向阀(11C)的AA导气口( I ICl)与AB导气口( 11C2)导通，且AA导气口( I ICl)通过第一 Y形软管(11H)与气瓶(IlG)的气瓶导气口(IlGl)导通，AB导气口(11C2)通过第二 Y形软管(IlJ)与第一作动筒(111)的CB导气D(Illb)和第二作动筒(112 )的DB导气口( 112b )导通；从而将高压气瓶(11G)中的高压气体导入第一作动筒(111)与第二作动筒(112)中，致使第一作动筒(111)的推杆与第二作动筒(112)的推杆推出；同理可得，第二换向阀(IlD)的BA导气口(IlDl)与BB导气口(11D2)导通，且BA导气口(IlDl)通过第一 Y形软管(11H)与气瓶(IlG)的气瓶导气口( 11G1)导通，BB导气口( 11D2)通过第三Y形软管(IlK)与第三作动筒(113)的EB导气口( 113b)和第四作动筒(114)的FB导气口( 114b)导通；从而将高压气瓶(IlG)中的高压气体导入第三作动筒(113)与第四作动筒(114)中，致使第三作动筒(113)的推杆与第四作动筒(114)的推杆推出。
5.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其特征在于:左翼驱动组件(8)，在收拢展开转换组件(11)的第一作动筒(111)、第二作动筒(112)提供驱动源条件下的运动关系为:第一作动筒(111)、第二作动筒(112)的推杆通过左作动筒连接杆(8G)推动左转臂(8A)的左第二支撑臂(8A2)运动，左第二支撑臂(8A2)的运动带动左转臂(8A)绕左转轴(8E)旋转，实现左折叠翼的收拢和展开； 右翼驱动组件(9)，在收拢展开转换组件(11)的第三作动筒(113)、第四作动筒(114)提供驱动源条件下的运动关系为:第三作动筒(113)、第四作动筒(114)的推杆通过右作动筒连接杆(9G)推动右转臂(9A)的右第二支撑臂(9A2)运动，右第二支撑臂(9A2)的运动带动右转臂(9A)绕右转轴(9E)旋转，实现右折叠翼的收拢和展开。
6.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其特征在于:左翼驱动组件(8)中的左自锁件(8D)的左自锁轴(8D1)，在左自锁舵机(8K)提供的动力条件下的运动关系为:左转臂(8A)的转动带动左上轴套(8B)转动，当左上轴套(8B)转动到极限位置，左自锁舵机(8K)向下转动，带动其摆臂(8K1)向下摆动，摆臂(8K1)的摆动通过 左锁轴销(8D2)将运动传递到左锁轴(8D1 )，使左锁轴(8D1)向下运动，进AGG通孔(8B11)内，限制左上轴套(8B)转动，从而限制左转臂(8A)转动，实现其自锁； 右翼驱动组件(9 )中的右自锁件(9D )的右自锁轴(9DI)，在右自锁舵机(9K)提供的动力条件下的运动关系为:右转臂(9A)的转动带动右上轴套(9B)转动，当上轴套转动到极限位置，右自锁舵机(9K)向下转动，带动其摆臂(9K1)向下摆动，摆臂(9K1)的摆动通过右锁轴销(9D2 )将运动传递到右锁轴(9DI)，使右锁轴(9DI)向下运动，进入GG通孔(9B11)内，限制右上轴套(9B)转动，从而限制右转臂(9A)转动，实现其自锁。
7.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其特征在于:收拢展开转换组件(11)在换向舵机(IlA)提供的动力条件下的运动关系如下: 当第一换向阀(IlC)和第二换向阀(IlD)处于初始状态时，即阀体处于闭气状态，此时，第一换向阀(IlC)的AA导气口(IlCl)与AB导气口(11C2)和AC导气口(11C3)都不导通，第二换向阀(IlD)的BA导气口( 11D1)与BB导气口( 11D2)和BC导气口( 11D3)都不导通，则换向舵机(11A)的摆臂(I IAl)处于初始位置； 当换向舵机(IlA)转动时，带动摇臂(IlAl)摆动,摇臂(IlAl)的摆动带动第一连杆(IlB)运动，第一连杆(11B)的运动带动第二连杆(11F)移动，第二连杆(IlF )与第一换向阀(IIC)和第二换向阀(IID)的推杆固连，从而带动推杆在阀体内移动实现换向。
8.根据权利要求1所述的一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其特征在于:收拢展开转换组件(11)、左翼驱动组件(8)、右翼驱动组件(9)在实现机翼的收拢和展开时的工作模式是通过换向舵机(IlA)控制第一换向阀(IlC)和第二换向阀(IlD)的气流方向实现的； 机翼的展开过程:换向舵机(IlA)的摇臂(IlAl)顺时针摆动使换向阀的推杆推至推程终点，此时高压气瓶中的高压气体第一方面顺次经气瓶导气口( IlGl)、AA导气口( IlCl)、AB导气口(11C2)、CB导气口(Illb)进入第一作动筒(111);第二方面顺次经气瓶导气口(11G1)、AA 导气口(11C1)、AB 导气口(11C2)、DB 导气口(112b)进入第二作动筒(112) ’第三方面顺次经气瓶导气口(11G1)、BA导气口(11D1)、BB导气口(11D2)、EB导气口(113b)进入第三作动筒(113);第四方面顺次经气瓶导气口(11G1)、BA导气口(11D1)、BB导气口(11D2)、FB导气口(114b)进入第四作动筒(114);高压气体迅速进入四个作动筒的气腔内，将作动筒的推杆推出，这样就将推杆的平动运动转换为左右转臂的转动运动，此种情况左右转臂向外旋转，使机翼展开，展开的机翼达到展开极限位置时，且限位柱到达展开限位端，由自锁舵机使锁轴插入展开自锁盲孔中，对转臂进行自锁固定，防止无人机飞行过程中折叠角度发生变化影响飞行性能； 机翼的收拢过程:换向舵机(11A)的摇臂(IlAl)逆时针摆动使换向阀的推杆拉至拉程终点，此时高压气瓶中的高压气体第一方面顺次经气瓶导气口( IlGl)、AA导气口( IlCl)、AC导气口(11C3)、CA导气口(Illa)进入第一作动筒(111);第二方面顺次经气瓶导气口(11G1)、AA 导气口(11C1)、AC 导气口(11C3)、DA 导气口( 112a)进入第二作动筒(112);第三方面顺次经气瓶导气口(11G1)、BA导气口(11D1)、BC导气口(11D3)、EA导气口(113a)进入第三作动筒(113);第四方面顺次经气瓶导气口(11G1)、BA导气口(11D1)、BC导气口(11D3)、FA导气口(114a)进入第四作动筒(114);高压气体迅速进入四个作动筒的气腔内，将作动筒的推杆拉回，这样就将推杆的平动运动转换为左右转臂的转动运动，此种情况左右转臂向内旋转，使机翼收拢，收拢的机翼达到收拢极限位置时，且限位柱到达收拢限位端，由自锁舵机使锁轴插入收拢自锁盲孔中，对转臂进行自锁固定，防止无人机在水下航行过程中折叠角度发生变化影响 水下航行性能。
全文摘要
本发明公开了一种适用于跨海空两栖无人机的变机翼后掠角的气动式折叠装置，其包括有折叠翼支撑体、左翼驱动组件、右翼驱动组件和收拢展开转换组件；左翼驱动组件与右翼驱动组件对称安装在折叠翼支撑体的两端，收拢展开转换组件安装在架梁组件的固定板上。左右翼驱动组件分别设有自锁结构，当翼驱动组件到达收拢或展开的位置时，可将自锁轴插入自锁通孔来固定机翼驱动组件的位置，从而更可靠地保持机翼收拢和展开的位置。本发明装置可根据水空不同作业环境调整机翼的后掠角，控制机翼的收拢和展开，提高无人机在不同流体介质环境汇总的适应性。
文档编号B64C3/56GK103224021SQ20131008723
公开日2013年7月31日 申请日期2013年3月19日 优先权日2013年3月19日
发明者杨兴帮, 王田苗, 梁建宏, 吴海亮, 姚国才 申请人:北京航空航天大学