尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种尾撑机构，具体涉及一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法。
【背景技术】
[0002]垂直起降能力和定点悬停能力是如今飞行器特别重视和追逐的目标，尤其在小型和微型无人飞行器中更为明显。垂直起降能力可以使飞行器不再受起飞和降落场地状况的限制，悬停功能更是使飞行器具有了定点凝视监察和定点投放物品的能力。这些由垂直起降和悬停技术带来的常规飞行器望尘莫及的能力引发了全球范围内的火热研究，包括军方与企业，例如谷歌一直研发的无人机快递功能。
[0003]尾坐式起飞的飞行器作为垂直起降飞行器中最为常见的一种备受关注，尾坐式飞行器可以方便的通过操纵舵面偏转实现起飞、巡航到降落的过程，以及实现巡航到悬停的姿态转换。
[0004]尾坐式飞行器需要机尾着地，为不损伤尾翼，传统方式为:需要在机身外部增加只具有支撑功能的撑杆等结构，例如，中国专利公开号102133926A，公开日2011年7月27日，发明名称为一种尾坐式垂直起降无人飞行器，该申请公开了一种通过尾翼翼梢位置安装起落架的尾坐式垂直起降无人飞行器。
[0005]上述方式存在的主要问题为:由于需要在机身外部额外增加撑杆或起落架等支撑结构，一方面，增加了飞行器的死重，并且增加了巡航时的飞行阻力，影响了飞行器巡航性能；另一方面，当飞行器通过支撑结构降落到地面时，仅仅通过支撑结构支撑飞机全部重量，再通过尾翼将支撑结构受力传给机身，因此尾翼受力较大，需要加强尾翼结构，从而使尾翼具有较重的重量，进一步降低了飞行效率。
【发明内容】
[0006]针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法，可有效解决上述问题。
[0007]本发明采用的技术方案如下:
[0008]本发明提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构，包括机尾变体结构(10)以及机尾变体驱动机构(20)；
[0009]其中，所述机尾变体结构(10)包括第1蒙板(11)、第2蒙板(12)、第3蒙板(13)和第4蒙板(14);所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)均为由机身的尾端沿机身轴线向后延伸出的蒙板，并且，所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)均与所述机身铰接；
[0010]所述机尾变体驱动机构(20)设置于所述机尾变体结构(10)的内腔中，包括电机(21)、减速齿轮组(22)、丝杠(23)、内螺纹套筒(24)、第1驱动杆组(25)、第2驱动杆组
(26)、第3驱动杆组(27)和第4驱动杆组(28);
[0011]其中，所述电机(21)固定安装于机身的内部；所述减速齿轮组(22)包括啮合的第1齿轮和第2齿轮，并且，所述第1齿轮套设固定到所述电机(21)的输出轴；所述第2齿轮套设固定到所述丝杠(23)的一端；当所述电机(21)启动后，通过所述减速齿轮组(22)带动所述丝杠(23)进行同步转动；并且，所述丝杠(23)与所述机身的轴线同轴；
[0012]所述内螺纹套筒(24)套设于所述丝杠(23)的外部，所述内螺纹套筒(24)和所述丝杠(23)组成为丝杆螺母副，当所述丝杠(23)转动时，驱动所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向进行往复升降运动；
[0013]所述内螺纹套筒(24)的四周呈中心对称设置所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28);所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28)的一端均与所述内螺纹套筒(24)的外壁铰接，另一端分别与所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)铰接，当所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向下降移动时，同时驱动所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)相对于机身向外转动，实现将机尾结构打开变体为支撑结构的功能；而当所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向上升移动时，同时驱动所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)相对于机身向内转动，并且第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)的侧壁相互紧密接触形成筒状结构，实现将支撑结构闭合变体为常规机尾结构的功能。
[0014]优选的，所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28)的结构均相同。
[0015]优选的，对于所述第1驱动杆组(25)，包括:连杆(25-1)和控制摇杆(25_2);所述连杆(25-1)的一端铰接到所述内螺纹套筒(24)的外壁，所述连杆(25-1)的另一端铰接到所述第1蒙板(11)的A位置点；所述连杆(25-1)靠近所述第1蒙板(11)的一端开设有滑槽(25-3);所述控制摇杆(25-2)的一端铰接到所述第1蒙板(11)的B位置点，所述控制摇杆(25-2)的另一端固定安装有滑销(25-4)，所述滑销(25-4)置于所述滑槽(25_3)中，可沿所述滑槽(25-3)滑动。
[0016]优选的，所述丝杆螺母副还包括轴承(29);所述丝杠(23)的一端套设所述第2齿轮；所述丝杠(23)的主体具有外螺纹；在第2齿轮和外螺纹之间设置有与丝杠同轴的圆柱台阶凹槽；所述圆柱台阶凹槽外套设固定所述轴承(29)的内圈。
[0017]优选的，所述轴承(29)为可同时承受径向力和轴向力的角接触球轴承；所述轴承
(29)的外圈与机身固定连接。
[0018]优选的，用于与所述内螺纹套筒(24)螺纹连接的丝杆外螺纹的螺纹升角小于螺纹的当量摩擦角，使所述丝杆螺母副具有自锁功能。
[0019]优选的，所述机尾变体结构(10)的外壁固定安装有尾翼，飞机尾翼沿垂直于机身轴线和蒙板方向固连在机尾变体结构(10)上。
[0020]本发明还提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑方法，包括以下步骤:
[0021]步骤1，当尾坐式飞行器需要降落或悬停时，驱动电机(21)转动，电机(21)通过减速齿轮组(22)带动丝杠(23)进行同步转动；再通过螺纹连接，将丝杠(23)的转动转换为内螺纹套筒(24)沿丝杠轴线的平动，并且，移动方向为远离机身方向；
[0022]步骤2，当内螺纹套筒(24)移动时，内螺纹套筒(24)作为曲柄滑块机构中的滑块，推动连杆动作，再由连杆同时驱动各个蒙板相对于机身向外转动；同时，在连杆动作时，每个驱动杆组的控制摇杆所安装的滑销在滑槽中向顶端移动，当电机停止转动时，滑销到达滑槽顶端；在连杆和控制摇杆的双重作用下，实现将各个蒙板打开，打开状态的蒙板组成支撑结构，可支撑飞行器，由此实现将机尾结构打开变体为支撑结构的功能；
[0023]步骤3，驱动电机(21)反向转动，使内螺纹套筒(24)沿丝杠轴线向机身方向平动时，可完成各个蒙板闭合的动作，闭合后的蒙板组成机尾结构，保证飞行器高效巡航，由此实现将支撑结构闭合变体为常规机尾结构的功能。
[0024]优选的，当蒙板打开，机尾变体结构(10)变体为支撑结构时，支撑结构对飞行器进行支撑时的传力路线为:
[0025]支撑力分解为三路；第一支路支撑力通过充当曲柄部件的各个蒙板向上传递到机身前端，最终传递到机身梁框；第二路支撑力通过控制摇杆传给连杆；第三路支撑力直接传给连杆；然后，连杆将所受到的支撑力通过机尾变体驱动机构直接传给机身梁框，控制摇杆与部分蒙板和连杆组成三角形稳定结构，提高了传力的可靠性。
[0026]本发明提供的尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法具有以下优点:
[0027]本发明同时具有操纵飞行器和地面上支撑飞行器两种功能，使飞行器通过本身部件支撑飞行器，且不影响飞行器巡航性能，还具有结构紧凑有效、可靠性高和重量轻的优点，提高了飞行器在巡航和悬停状态的气动效率，适合于尾坐式飞行器的着地支撑以及悬停定点投放任