一种飞行器的制作方法

本公开涉及仓储物流领域，更具体地，涉及一种飞行器。

背景技术：

随着飞行技术的发展，飞行器被越来越多地应用于各个领域，飞行器例如可以是固定翼无人机，固定翼无人机一般在尾部设置有尾翼，可以增强飞行的稳定性，尾翼可以用来控制无人机的俯仰、偏航和倾斜以改变飞行姿态，尾翼上一般设置有舵面结构，可以通过舵面结构的转动来控制无人机的升降和方向。

在实现本公开构思的过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：

现有技术中，固定翼无人机上控制舵面结构转动的方式一般是将舵角以螺钉或粘接的方式固定在舵面结构的翼面上，然后再通过连接杆连接到舵机上进行控制。这种结构需要在舵面结构的翼面上开孔并添加多种突出的连接结构，突出在翼面上的舵角、连接杆和舵机部分在飞行过程中会产生很大的阻力，并且各部分连接用到的螺钉等都会增加重量，并且还很不美观，此外，每次拆卸和安装尾翼时舵机和飞控的电源控制线都要进行拆卸和安装，多次拆卸和安装很容易造成电源线接头损坏。

技术实现要素：

有鉴于此，本公开提供了一种飞行器，包括机身、尾翼和驱动机构，其中：所述尾翼上设置有舵面结构；所述驱动机构包括动力装置和摇臂，所述动力装置用于驱使所述摇臂摆动；所述摇臂与所述舵面结构的第一端面相连接，用于带动所述舵面结构摆动，其中，所述第一端面为舵面结构上面向机身一侧的端面。

根据本公开的实施例，所述舵面结构上面向机身一侧的端面设置有安装孔，用于容置所述摇臂，所述安装孔与所述摇臂的形状相配合。

根据本公开的实施例，所述动力装置设置于所述机身内，所述摇臂位于所述机身外部，插接于所述舵面结构的安装孔中。

根据本公开的实施例，所述驱动机构还包括连接杆，用于连接所述动力装置和所述摇臂；所述舵面结构与所述机身之间具有间隙；在所述摇臂与所述舵面结构相连接的状态下，所述连接杆穿过机身，并至少部分位于所述间隙中。

根据本公开的实施例，所述摇臂与连接杆固定连接；所述摇臂所在平面与所述连接杆相垂直。

根据本公开的实施例，所述尾翼面向机身一侧的端面设置有插接杆；所述机身的相对位置上设置有用于容置所述插接杆的插孔，所述插接杆和插孔用于将所述尾翼同定于所述机身上。

根据本公开的实施例，所述尾翼与所述舵面结构通过转动机构连接，所述舵面结构能够通过所述转动机构相对于所述尾翼转动。

根据本公开的实施例，所述摇臂能够带动所述舵面结构相对于基准位置向第一方向转动90度，以及相对于基准位置向第二方向转动90度，其中，所述第二方向为所述第一方向的反方向。

根据本公开的实施例，所述尾翼包括水平尾翼或者垂直尾翼；在所述尾翼为水平尾翼的情况下，所述舵面结构为升降舵；在所述尾翼为垂直尾翼的情况下，所述舵面结构为方向舵。

根据本公开的实施例，所述飞行器还包括控制器，用于接收转动指令，并依据转动指令控制所述动力装置运转，进而带动所述舵面结构转至相应角度。

根据本公开的实施例，可以至少部分地解决现有技术中在舵面结构的翼面上开孔并添加多种突出的连接结构，增大了飞行阻力和重量问题，并因此可以实现从侧面带动舵面结构转动，不需要在舵面的表面设置额外的部件，使得外观更为美观，且减小了飞行阻力的技术效果。

附图说明

通过以下参照附图对本公开实施例的描述，本公开的上述以及其他目的、特征和优点将更为清楚，在附图中：

图1示意性示出了根据本公开实施例的飞行器的整体结构示意图；

图2示意性示出了根据本公开实施例的飞行器的尾部结构示意图；

图3示意性示出了根据本公开实施例的尾翼和舵面结构的立体结构示意图；

图4示意性示出了根据本公开实施例的尾翼和舵面结构另一角度的立体结构示意图；

图5示意性示出了根据本公开实施例的驱动机构的示意图；

图6示意性示出了根据本公开实施例的驱动机构的另一角度的示意图；

图7示意性示出了根据本公开实施例的驱动机构与舵面结构相连接的示意图；

图8示意性示出了根据本公开另一实施例的尾翼和舵面结构的立体结构示意图；

图9示意性示出了根据本公开实施例的飞行器尾部的立体结构示意图。

具体实施方式

以下，将参照附图来描述本公开的实施例。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本公开的范围。在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本公开实施例的全面理解。然而，明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本公开的概念。

在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本公开。在此使用的术语“包括”、“包含”等表明了所述特征、操作和/或部件的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、操作或部件。

在此使用的所有术语(包括技术和科学术语)具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与本说明书的上下文相一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。

在使用类似于“a、b和c等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有a、b和c中至少一个的装置”应包括但不限于单独具有a、单独具有b、单独具有c、具有a和b、具有a和c、具有b和c、和/或具有a、b、c的装置等)。在使用类似于“a、b或c等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有a、b或c中至少一个的装置”应包括但不限于单独具有a、单独具有b、单独具有c、具有a和b、具有a和c、具有b和c、和/或具有a、b、c的装置等)。

本公开的实施例提供了一种飞行器，包括机身、尾翼和驱动机构，其中：所述尾翼上设置有舵面结构；所述驱动机构包括动力装置和摇臂，所述动力装置用于驱使所述摇臂摆动；所述摇臂与所述舵面结构的第一端面相连接，用于带动所述舵面结构摆动，其中，所述第一端面为舵面结构上面向机身一侧的端面。

本公开实施例提供的飞行器，将动力装置和控制杆连接于舵面的内侧，即舵面面向机身一侧的端面上，并通过摇臂带动舵面转动，这样，可以至少部分地解决现有技术中在舵面结构的翼面上开孔并添加多种突出的连接结构，增大了飞行阻力和重量问题，并因此可以实现从侧面带动舵面结构转动，而不需要在舵面的表面设置额外的部件，使得外观更为美观，且减小了飞行阻力的技术效果。

图1示意性示出了根据本公开实施例的飞行器100的整体结构示意图。

图2示意性示出了根据本公开实施例的飞行器100的尾部结构示意图。

如图1和图2所示，本公开实施例提供的飞行器100，包括机身110、尾翼120和驱动机构，其中：尾翼120上设置有舵面结构130；驱动机构包括动力装置141和摇臂142，动力装置141用于驱使摇臂142摆动；摇臂142与舵面结构130的第一端面相连接，用于带动舵面结构130摆动，其中，第一端面为舵面结构130上面向机身一侧的端面。

根据本公开的实施例，尾翼120与舵面结构130通过转动机构连接，舵面结构130能够通过转动机构相对于尾翼120转动。

图3示意性示出了根据本公开实施例的尾翼120和舵面结构130的立体结构示意图。

如图1至图3所示，尾翼120固定于机身120上，舵面结构130连接于尾翼120的后侧边缘，并且可相对于尾翼120向第一方向a或向第二方向b摆动，具体地，舵面结构130与尾翼可以是以铰链的方式连接，也可以是在舵面结构上沿其长度方向上穿设铁丝，并将铁丝两端固定于尾翼120上，当然，也可以是以其他的转动连接结构相连接。尾翼120可以是指飞行器的水平尾翼。

舵面结构130包括翼面131和端面，翼面131为舵面结构130上感受气流作用的表面，即图2所示的舵面结构130的前表面或后表面，端面为舵面结构130上面向机身一侧和背离机身一侧的表面，即图2所示的舵面结构130的左右表面，为本公开实施例的第一端面132即为舵面结构130上面向机身一侧的端面。

驱动机构的动力装置141例如可以是舵机，舵机的输出轴直接或间接的连接于摇臂142上，能够驱动摇臂142转动，摇臂142连接于舵面结构130的第一端面132上，摇臂142转动过程中可以带动舵面结构130共同转动，从而实现舵面结构130角度的改变。

根据本公开的实施例，将动力装置和控制杆连接于舵面的内侧，即舵面面向机身一侧的端面上，并通过摇臂带动舵面转动，不用将连接零件安装在舵面结构的翼面上，在外观看去无突出的部分，进而减少飞行阻力，外观美观。另外此种安装方法省去了许多螺丝等连接零部件，减轻了重量。

图4示意性示出了根据本公开实施例的尾翼120和舵面结构130另一角度的立体结构示意图。

图5示意性示出了根据本公开实施例的驱动机构140的示意图。

图6示意性示出了根据本公开实施例的驱动机构140的另一角度的示意图。

图7示意性示出了根据本公开实施例的驱动机构与舵面结构相连接的示意图。

如图4至图7所示，根据本公开的实施例，舵面结构130上面向机身一侧的端面132设置有安装孔1321，用于容置摇臂142，安装孔1321与摇臂142的形状相配合。

具体地，舵机的输出轴直接或间接的连接于摇臂142的表面，摇臂142表面与舵机输出轴可以是相垂直的关系，摇臂142例如可以呈楔形。在舵机运转过程中，其输出轴可以带动摇臂142沿顺时针或逆时针方向转动。

舵面结构130第一端面上的安装孔1321形状和大小与摇臂142向匹配，摇臂142可以插入安装孔1321中，与舵面结构130固定连接在一起。摇臂142在舵机的驱动下发生转动时，可以带动舵面结构130共同转动。

根据本公开的实施例，利用摇臂142与安装孔插接的形式将舵面结构连接于驱动机构上，结构简单且方便安装和拆卸。

根据本公开的实施例，动力装置141设置于机身内，摇臂142位于机身外部，插接于舵面结构的安装孔1321中。

具体地，动力装置141可以设置于机身尾部的腔体内，具体可以设置于靠近舵面结构130的机身区域内，动力装置141的输出轴穿过机身壁向舵面结构130的方向延伸，其端部连接摇臂142，摇臂插接于舵面结构的安装孔1321中。

根据本公开的实施例，直接将舵机安装到机身内部，可以防止拆卸尾翼时舵机和飞控中心的连接线的拆卸。

根据本公开的实施例，驱动机构还包括连接杆143，用于连接动力装置141和摇臂142；舵面结构130与机身110之间具有间隙；在摇臂142与舵面结构130相连接的状态下，连接杆143穿过机身壁面，并至少部分位于间隙中。

根据本公开的实施例，摇臂142与连接杆143固定连接；摇臂142平面与连接杆143相垂直。

具体地，如图5和图6所示，在舵机和摇臂142之间可以连接有连接杆，连接杆一端与舵机的输出轴连接，另一端与摇臂142连接，相当于将舵机的输出轴延长。

如图2所示，舵面结构的第一端面与机身之间具有间隙，将动力装置141安装于机身内部，伸出连接杆，将摇臂142插接入舵面结构130内，仅留部分连接杆在间隙中，没有其他冗余零件对飞行的干扰。

图8示意性示出了根据本公开另一实施例的尾翼120和舵面结构130的立体结构示意图。

如图8所示，根据本公开的实施例，尾翼120面向机身一侧的端面设置有插接杆121；机身110的相对位置上设置有用于容置插接杆121的插孔，插接杆121和插孔用于将尾翼120固定于机身110上。

具体地，在安装尾翼的过程中，可以将尾翼的插接杆121插入机身的插孔中，同时，摇臂也会插接入舵面结构的安装孔1321中。可以在机身内部通过螺丝等紧固件将插接杆121固定，这样可以同时实现尾翼与机身、摇臂和舵面结构的快速安装和拆卸。

根据本公开的实施例，摇臂能够带动舵面结构相对于基准位置向第一方向转动90度，以及相对于基准位置向第二方向转动90度，其中，第二方向为所述第一方向的反方向。

具体地，基准位置可以是指舵面结构130与尾翼120处于同一平面的位置，参考图3或图4中舵面结构130所处的位置。在需要转向或升降时，舵机可以带动舵面结构向上转动90度范围，或者向下转动90度范围。

图9示意性示出了根据本公开实施例的飞行器100尾部的立体结构示意图。

如图9所示，根据本公开的实施例，尾翼120可以是水平尾翼150或者垂直尾翼160；在尾翼为水平尾翼150的情况下，舵面结构为升降舵170；在尾翼为垂直尾翼160的情况下，舵面结构为方向舵180。

具体地，上述尾翼和舵面结构可以用于水平尾翼150和垂直尾翼160，水平尾翼150上设置的为升降舵170，垂直尾翼160上设置的为方向舵180。

根据本公开的实施例，飞行器还包括控制器，用于接收转动指令，并依据转动指令控制动力装置运转，进而带动舵面结构转至相应角度。

具体地，控制器再接收到转向或者升降指令时，控制舵机正转或反转，将舵面结构130调整到相应的角度。

本领域技术人员可以理解，本公开的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合，即使这样的组合或结合没有明确记载于本公开中。特别地，在不脱离本公开精神和教导的情况下，本公开的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合。所有这些组合和/或结合均落入本公开的范围。

以上对本公开的实施例进行了描述。但是，这些实施例仅仅是为了说明的目的，而并非为了限制本公开的范围。尽管在以上分别描述了各实施例，但是这并不意味着各个实施例中的措施不能有利地结合使用。本公开的范围由所附权利要求及其等同物限定。不脱离本公开的范围，本领域技术人员可以做出多种替代和修改，这些替代和修改都应落在本公开的范围之内。