尾翼结构及具有其的无人机的制作方法

本发明涉及飞行器领域，具体而言，涉及一种尾翼结构及具有其的无人机。

背景技术：

目前，飞行器的尾部机构，大致分布以下几部分：

1、水平尾翼

简称平尾，为飞行器提供纵向平衡、稳定和操控的舵面。一般左、右对称布置在飞行器的尾部，为飞行器提供俯仰力矩，使飞行器能够实现爬升、降落等动作。

2、垂直尾翼

简称垂危，起保持飞行器的航向平衡、稳定和操纵作用。一般布置在飞行器尾部轴线的上部，为飞行器提供偏航力矩，使飞行器能够修正飞行的航线。

3、“V”型尾翼

由左、右两个翼面组成，像是固定在机身尾部带大上反角的平尾。“V”型尾翼兼有垂尾和平尾的功能。翼面可分为固定的安定面和铰接的舵面两部分，也可做成全动型式。

呈V形的两个尾面在俯视和侧视方向都有一定的投影面积，所以能同时起纵向(俯仰)和航向稳定作用。当两边舵面作相同方向偏转时，起到升降舵作用；分别作不同方向偏转(差动)时，则起方向舵作用。

在民用无人机领域，在尾部设计方面基本有以下几类：

1、倒“T”型尾部

飞行器的水平尾翼和垂直尾翼的底部相连，形成倒“T”形状。这种属于最常规的尾部布局，制造简单，但水平尾翼较容易受到主翼影响(尤其是在大迎角爬升阶段)。

2、“T”型尾部

飞行器的水平尾翼和垂直尾翼的顶部相连，形成“T”型。这种尾部布局，水平尾翼的高置不易受到主翼的气流影响，因此，这种飞行器的尾部气动性能比较好，但制造复杂，重量较大。

3、倒“V”型尾翼

这种尾翼设计，主要基于“V”型尾翼的设计原理，其气动原理与“V”型尾翼相同。通过两个尾翼舵面联动，实现飞行器的俯仰控制和偏航修正，而且这种设计，较一般“T”型或倒“T”型设计，阻力较小。

然而，这种尾部设计，一旦出现单个尾翼舵面故障，整个飞行器的尾部机构就几乎失去功能，从而造成飞行器的失控坠毁。

目前的民用无人机的尾部机构，主要的缺点在于：

1、尾部机构受飞行器的飞行性能影响，气动性能效率偏低，而且在一些飞行姿态(如爬升阶段)下，尾部机构的气流流线容易发散，形成湍流，导致飞行器尾部机构的气动效率降低，甚至会使尾部机构失速。

2、尾部机构的安全冗余不足，若尾翼舵面发生故障，尾部机构几乎完全失去功能。

技术实现要素：

本发明的主要目的在于提供一种尾翼结构及具有其的无人机，以解决现有技术中的尾翼结构的气动效率较低的问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种尾翼结构，包括水平尾翼和垂直尾翼，垂直尾翼为两个，两个垂直尾翼相对于水平尾翼的中心对称线对称地设置在水平尾翼的两端；其中，垂直尾翼相对于水平尾翼倾斜设置。

进一步地，垂直尾翼的一端与水平尾翼连接，垂直尾翼的另一端朝向远离水平尾翼的方向向上延伸。

进一步地，垂直尾翼与水平尾翼之间的夹角为100度至150度。

进一步地，尾翼结构还包括升降舵，升降舵可摆动地安装在水平尾翼的上表面。

进一步地，升降舵为多个，多个升降舵沿水平尾翼的延伸方向间隔布置。

进一步地，升降舵为两个，两个升降舵相对于水平尾翼的中心对称线对称地设置在水平尾翼上。

进一步地，尾翼结构还包括升降舵驱动机构，升降舵驱动机构与升降舵驱动连接，以驱动升降舵以水平尾翼的延伸方向为轴向摆动。

进一步地，尾翼结构还包括方向舵，方向舵可摆动地安装在垂直尾翼的上表面。

进一步地，尾翼结构还包括方向舵驱动机构，方向舵驱动机构与方向舵驱动连接，以驱动方向舵以垂直尾翼的延伸方向为轴向摆动。

根据本发明的另一方面，提供了一种无人机，包括机身、尾翼结构以及连接机身和尾翼结构的尾管，尾翼结构为上述的尾翼结构。

本发明中的尾翼结构包括两个垂直尾翼，垂直尾翼对称地设置在水平尾翼的两端，且垂直尾翼相对于水平尾翼倾斜设置，这样，在大迎角飞行状态下，尾翼结构的气流流线相对稳定，无明显的失速现象，进而使该尾翼结构具有足够的控制力矩来稳定飞行器的俯仰姿态，解决了现有技术中的尾翼结构的气动性能效率较低的问题。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了根据本发明的尾翼结构的实施例的结构示意图；

图2示出了图1中的尾翼结构的主视图；

图3示出了图1中的尾翼结构使飞行器处于爬升动作时的状态图；

图4示出了图1中的尾翼结构使飞行器处于俯冲动作时的状态图；

图5示出了图1中的尾翼结构使飞行器处于左偏航修正时的状态图；以及

图6示出了图1中的尾翼结构使飞行器处于右偏航修正时的状态图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

10、水平尾翼；20、垂直尾翼；30、升降舵；40、方向舵；50、尾管。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

本实施例提供了一种尾翼结构，请参考图1至图6，该尾翼结构包括水平尾翼10和垂直尾翼20，垂直尾翼20为两个，两个垂直尾翼20相对于水平尾翼10的中心对称线对称地设置在水平尾翼10的两端；其中，垂直尾翼20相对于水平尾翼10倾斜设置。

本实施例中的尾翼结构包括两个垂直尾翼20，垂直尾翼20对称地设置在水平尾翼10的两端，且垂直尾翼20相对于水平尾翼10倾斜设置，这样，在大迎角飞行状态下，尾翼结构的气流流线相对稳定，无明显的失速现象，进而使该尾翼结构具有足够的控制力矩来稳定飞行器的俯仰姿态，解决了现有技术中的尾翼结构的气动性能效率较低的问题。

在本实施例中，如图2所示，垂直尾翼20的一端与水平尾翼10连接，垂直尾翼20的另一端朝向远离水平尾翼10的方向向上延伸。

在本实施例中，垂直尾翼20与水平尾翼10之间的夹角为100度至150度。优选地，垂直尾翼20与水平尾翼10之间的夹角为135度。

在本实施例中，如图1所示，尾翼结构还包括升降舵30，升降舵30可摆动地安装在水平尾翼10的上表面。优选地，升降舵30相对于水平尾翼10上下摆动。

在本实施例中，如图1所示，升降舵30为多个，多个升降舵30沿水平尾翼10的延伸方向间隔布置。

具体地，升降舵30为两个，两个升降舵30相对于水平尾翼10的中心对称线对称地设置在水平尾翼10上。

为了实现对升降舵30的驱动，尾翼结构还包括升降舵驱动机构，升降舵驱动机构与升降舵30驱动连接，以驱动升降舵30以水平尾翼10的延伸方向为轴向摆动。

优选地，尾翼结构包括多个升降舵驱动机构，升降舵驱动机构与升降舵30一一对应地设置，每个升降舵驱动机构驱动一个升降舵30。

在本实施例中，如图1所示，尾翼结构还包括方向舵40，方向舵40可摆动地安装在垂直尾翼20的上表面。优选地，方向舵40相对于垂直尾翼20左右摆动。

在本实施例中，尾翼结构还包括方向舵驱动机构，方向舵驱动机构与方向舵40驱动连接，以驱动方向舵40以垂直尾翼20的延伸方向为轴向摆动。

由图1可以看出，每个垂直尾翼20上均设置有方向舵40，且没有方向舵40均由与其各自对应的方向舵驱动机构驱动。

本实施例还提供了一种无人机，包括机身、尾翼结构以及连接机身和尾翼结构的尾管50，尾翼结构为上述的尾翼结构。

尾翼结构主要由水平尾翼、左尾翼和右尾翼三部分组成。左、右尾翼与水平尾翼之间均形成135度夹角的构型。飞行器通过控制左、右尾翼舵面和两个水平尾翼舵面，实现俯仰控制和偏航控制。

本尾翼结构是通过动作控制飞行器俯仰运动和偏航运动的。

首先，当左、右尾翼的舵面(方向舵)与水平尾翼的舵面(升降舵)同上、同下运动时，飞行器的尾部机构产生俯仰力矩，从而控制飞行器进行俯仰运动。

如图3所示，此时飞行器的尾部机构产生一个抬头力矩，从而使飞行器能够进行爬升动作。

如图4所示，此时飞行器的尾部机构产生一个低头力矩，从而使飞行器能够进行俯冲动作。

如图5所示，此时飞行器的尾部机构产生一个左偏航力矩，从而使飞行器能够进行左偏航修正。

本实施例中的尾翼结构在气动设计方面也比传统布局的尾翼具有优势。

如图6所示，本实施例中的尾翼结构在14度迎角的情况下，尾部机构的气流流线相对稳定，未出现明显的气流分离情况，这意味着此尾部设计在大迎角的情况下，仍能够对飞机产生足够的控制力矩，以确保飞机能够正常飞行。

传统无人飞行器的尾部机构，在飞行器处于爬升阶段的时候，容易受到主翼的下洗气流影响，造成飞行器的俯仰控制力不足。

本实施例中的尾翼结构可以保证飞行器在大迎角爬升的情况下，尾部依然能够提供稳定足够的俯仰控制力矩。

传统无人飞行器的尾部机构，在飞行器出现水平尾翼(或垂直尾翼)故障后，基本上就对飞行器失去了舵面控制(俯仰舵面控制，偏航舵面控制)，这样的安全性非常低。

本实施例中的尾翼结构可以保证飞行器在失去舵面控制后，仍能依靠其他舵面的联动控制飞行器的飞行姿态，保证飞行器后续的安全迫降。

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：

1、本实施例中的尾翼结构的气动效率高，不易收到主翼或机身的气流影响。

在大迎角飞行器状态下，尾部机构的气流流线相对稳定，无明显失速现象。这样，尾部机构对飞行器依旧有足够的控制力矩，来稳定飞行器的俯仰姿态。

2、本实施例中的尾翼结构工作冗余度高，在任意单个舵面无法正常工作的情况下，飞行器可以依靠其他舵面，实现对飞行器的俯仰力矩控制。

因此，这样设计可以提高飞行器的安全性，保证飞行器的飞行安全。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。