一种起落架和倾转控制机构以及飞行器的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，更具体地，涉及一种起落架和倾转控制机构以及飞行器。

背景技术

在航天领域，垂直起降无人机是一种具有垂直起降功能的固定翼飞机，布局多采用旋翼动力加前进动力的组合形式，或具备倾转动力的固定翼飞机。

现有的垂直起降无人机由于不需要滑跑起飞，所以多采用固定式简易起落架或具备倾转功能的起落架。采用简易起落架的固定翼飞机，其起落架无法收起，在飞机平飞过程中增大了飞机的迎风面积，增大了固定翼飞机的前飞阻力，增大了飞机飞行过程中的能量损耗，降低了固定翼飞机的机动性能。具备倾转起落架的倾转飞机，其倾转起落架跟随倾转构件一同倾转，多采用竖直的简单结构，例如图1中所示。在飞机降落接触地面时，起落架会起到支撑作用，起落架承受的力的方向可能会与竖直方向存在一定夹角，这个力会产生一个绕着转轴的力矩，这个力矩就会对倾转构件产生额外的负载，增加倾转机构发生损坏甚至失效风险，降低了飞机的可靠性。

因此，有必要提供一种起落架的新技术方案。

技术实现要素：

本发明的一个目的是提供一种起落架的新技术方案。

根据本发明的第一方面，提供了一种起落架，包括起落架主体和延伸部，所述起落架主体的一端为用于着陆的支撑脚，所述起落架主体远离所述支撑脚的另一端与所述延伸部连接，所述延伸部与所述起落架主体之间具有夹角，所述延伸部上远离所述起落架主体的一端设置有用于与飞行器转动连接的转动部和用于限位起落架转动的第一限位面，所述转动部位于所述第一限位面与所述起落架主体之间，所述第一限位面被配置为能够与其他外部结构相抵，阻碍所述起落架围绕所述转动部转动。

可选地，所述起落架主体和延伸部均为板状结构，所述起落架的转动方向与板面重合。

可选地，所述起落架上设置有逃料孔或逃料凹槽。

根据本发明的另一个方面，本发明还提供一种倾转控制机构，包括转轴支架和上述的起落架，所述转轴支架用于固定设置在飞行器上且与所述起落架通过转动部转动连接，所述转轴支架在所述第一限位面的运动轨迹上对应设置有限位部，当所述起落架的支撑脚相对于转轴支架转动至第一预设位置时，所述第一限位面与所述限位部相抵。

可选地，所述延伸部在远离所述起落架主体的一端上固定设置有底座，所述底座用于安装飞行器的动力机构，所述动力机构提供的动力方向与所述起落架支撑脚的延伸方向相反。

可选地，还包括用于与飞行器的机翼固定连接的转动轴，所述起落架通过转动部与所述转动轴固定连接，所述转动轴与所述转轴支架转动连接。

可选地，所述延伸部在朝向所述支撑脚的方向上设置有第二限位面，当所述支撑脚相对于转轴支架转动至第二预设位置时，所述第二限位面与所述限位部相抵。

可选地，所述第一限位面和第二限位面限位所述起落架相对于所述转轴支架在0°-90°范围内转动。

可选地，所述转轴支架包括支臂，所述转轴支架通过所述支臂固定在飞行器上，所述支撑脚的一侧为第三限位面，所述支臂位于所述支撑脚的转动轨迹上，当所述支撑脚相对于转轴支架转动至第二预设位置时，所述第三限位面与所述支臂相抵。

根据本发明的另一个方面，本发明还提供一种飞行器，包括上述的倾转控制机构。

根据本公开的一个实施例，本发明能够减少倾转机构受到支撑飞行器时的反作用力的冲击而可能损坏甚至失效的风险，提高了结构的稳定性和可靠性。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

被结合在说明书中并构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同其说明一起用于解释本发明的原理。

图1是现有技术中一种无人机的结构示意图。

图2是本发明一种具体实施方式的机构示意图。

图3是本发明另一种具体实施方式的结构爆炸示意图。

图4是本发明又一种具体实施方式的结构爆炸示意图。

图5是本发明一种具体实施方式的顺时针转动效果示意图。

图6是本发明一种具体实施方式的转动状态示意图。

图7是本发明一种具体实施方式的逆时针转动效果示意图。

图8是本发明一种具体实施方式的一种使用效果状态示意图。

图9是本发明一种具体实施方式的另一种使用效果状态示意图。

图中：1起落架，10起落架主体，101支撑脚，11延伸部，12转动部，13第一限位面，14第二限位面，15第三限位面，16逃料孔，17逃料凹槽，18底座，19装配孔，2转轴支架，21限位部，22第一连接件，23第二连接件，24支臂，25限位孔，3转动轴，4飞行器，41前翼，42机身，43动力机构，44固定翼。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。

以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

本发明提供的一种起落架，如图2-7中所示的，所述起落架1包括起落架主体10和延伸部11。所述起落架主体10的一端为用于着陆的支撑脚101。所述起落架主体10远离所述支撑脚101的另一端与所述延伸部11连接，所述延伸部11与所述起落架主体10之间具有夹角，形成l形或近似l形的形状。所述延伸部11远离所述起落架主体10的一端上设置有转动部12，所述转动部12用于与飞行器转动连接，使得所述起落架1能够相对于飞行器转动至收起和打开。所述延伸部11上远离所述起落架主体10的一端上还设置有用于限位起落架1转动的第一限位面13，即所述延伸部11上远离所述起落架主体10与延伸部11连接的一端的侧面。本领域技术人员根据需要设定起落架1相对于飞行器的转动位置，在起落架1转动至预设位置时，设置其他部件与第一限位面13相抵，就能够阻碍所述起落架1围绕所述转动部12转动，例如图5中所示的，在第一限位面13的顺时针转动轨迹上设置其他部件，当第一限位面13转动至与该其他部件相抵时，就能够阻碍所述起落架1继续进行顺时针转动。所述转动部12位于所述第一限位面13与所述侧面之间。当所述起落架1用于着陆或者着陆后支撑所述飞行器时，由延伸部11上的力臂予以传导，起落架1受到的支撑飞行器时的作用力是带动第一限位面31与所述其他部件相抵的力，通过第一限位面31与其他部件之间的应力作用予以抵消，使得起落架1能够对飞行器进行稳固的支撑；另一方面，所述起落架1是在转动部11上受到转动力的作用才能够转动，转动力通常是由驱动设备和驱动传动结构产生，通过本发明的设置，能够减少或者消除起落架1受到的支撑飞行器时的反作用力通过转动部12反向传递至驱动设备和驱动传动结构上的力，也就能够减少驱动设备和驱动传动结构上的负载，由第一限位面31与其他部件之间的应力作用予以抵消，减少其受到支撑飞行器时的反作用力的冲击而可能损坏甚至失效的风险，提高了飞行器整体结构的稳定性和可靠性。

可选地，所述延伸部11与所述起落架主体10之间具有夹角大于或者等于90°；或者在一些其他的实施例中，所述延伸部11与所述起落架主体10之间的夹角小于90°也是可以的，只要起落架1受到的支撑飞行器时的作用力是带动第一限位面31与所述其他部件相抵的力，能够通过第一限位面31与其他部件之间的应力作用予以抵消即可，本申请对角度范围并不限制。

可选地，如图2中所示的，所述起落架主体10和延伸部11均为板状结构，所述起落架1的转动方向与板面相重合，能够提高所述起落架1整体的结构强度，减少材料的应用，减轻其重量。

可选地，如图2中所示的，所述转动部12为设置在所述板面上的转动孔，使得所述起落架1的转动方向与板面相重合。在其他的具体实施方式中，也可以不是转动孔，而是圆形凹槽或者是转动连接轴等其他结构，本申请对此并不限制。

可选地，如图2中所示的，所述起落架1上设置有逃料孔16或逃料凹槽17，在保证其强度符合要求的情况下，尽可能的减轻其重量，提高飞行器的续航能力。

根据本发明的另一个方面，本发明还提供一种倾转控制机构，如图3-7中所示的，包括转轴支架2和上述起落架1。所述转轴支架2用于固定设置在飞行器上。所述转轴支架2与所述起落架1通过转动部12转动连接，使得起落架1与飞行器转动连接。所述转轴支架2在所述第一限位面13的运动轨迹上对应设置有限位部21，当所述支撑脚101相对于转轴支架2转动至第一预设位置时，所述第一限位面13与所述限位部21相抵，阻碍起落架1继续转动。所述第一预设位置通常为所述飞行器使用起落架1着落时或者支撑飞行器时的位置。所述转轴支架2或者所述限位部21即所述其他部件。

可选地，如图3-7中所示的，所述延伸部11在远离所述支撑脚101的方向上固定设置有底座18。所述底座18用于安装飞行器的动力机构43。所述动力机构43可以包括电机和螺旋桨叶，电机带动螺旋桨叶旋转，提供拉力，电机可以被固定安装在所述底座18上。所述动力机构43提供的动力方向与所述支撑脚101的方向相反，所述底座18随着所述起落架1的转动而转动，当所述动力机构43相对于飞行器提供向上的拉力时，所述支撑脚101相对于飞行器向下，能够用于着落，即起落架1被打开；当所述动力机构43相对于飞行器提供向前的拉力，所述支撑脚101相对于飞行器向后，即起落架1被收起，能够减少飞行器在飞行时的阻力，起到了整流的作用。而且因为延伸部11的设置，能够使得即使转轴支架2位于起落架1的转动轨迹上，也能够使得起落架1避让开转轴支架2，不会发生相互阻碍的情况。进一步的，所述底座18设置在所述延伸部11在远离所述起落架主体10的一端，使得动力机构43所提供的动力能够直接的作用在转动部12处，让动力的作用更加直接，从而避免形成动力传递的l形力矩，提高动力的传递效率。

可选地，所述底座18和起落架1一体成型，减少了倾转控制机构上的零件数量，提高了其整体强度，又能保证各个部件倾转动作时的一致性，提高了倾转控制机构的整体稳定性和可靠性。所述底座18和起落架1可以是通过注塑一体成型，也可以是通过金属注射一体成型，还可以是通过其他材料一体成型，或者是采用复合材料成型而成，都是可以的，本申请对此并不限制。

可选地，如图3-7中所示的，所述倾转控制机构还包括用于与飞行器的机翼固定连接的转动轴3，所述转动轴1能够转动，在转动时带动机翼转动，使得机翼能够倾转。所述起落架1通过转动部12与所述转动轴3固定连接，所述转动轴3与所述转轴支架2转动连接，即所述起落架1通过所述转动轴3与所述转轴支架2转动连接。所述固定连接可以通过螺丝进行固定，也可以通过设置限位槽和相配合的凸起部进行限位固定，或者是所述转动部12为非圆形孔，转动轴3上在与转动部12结合的位置设置相对应的形状结构进行契合，也是可以的，还可以是通过其他的方式进行固定，本申请对此并不限制。

可选地，如图2-7中所示的，所述延伸部11在朝向所述支撑脚101的方向上设置有第二限位面14，当所述支撑脚101相对于转轴支架2转动至第二预设位置时，所述第二限位面14与所述限位部21相抵。所述第二预设位置通常为所述起落架1相对于飞行器被收起的位置。通过所述第二限位面14与所述限位部21相抵，还能够限位所述动力机构43相对于飞行器提供向前的拉力，保证飞行器的正常工作。

在所述起落架1上设置有第一限位面13和第二限位面14。随着所述转动轴3的转动，第一限位面13或第二限位面14分别能够与所述限位部21相抵，即所述限位部21设置在所述第一限位面13和第二限位面14的转动轨迹上，阻碍所述转动轴3继续转动，限位所述转动轴3，也就能够限位机翼相对于机身的位置。例如图5-7中所示的，当起落架1顺时针转动时，第一限位面13能够与所述限位部21相抵，阻碍所述转动轴3继续顺时针转动；当起落架1逆时针转动时，第二限位面14能够与所述限位部21相抵，阻碍所述转动轴3继续逆时针转动，通过与限位部21相配合，所述第一限位面13和第二限位面14能限位所述转动轴1在一定的角度范围内转动，限位机翼相对于机身具有两个预设位置。进一步的，在设置有底座18的具体实施方式中，也能够限位动力机构43提供的拉力相对于机身的方向。

可选地，当第一限位面13或第二限位面14与所述限位部21相抵时，所述转动轴3继续被施加转动力，使第一限位面13或第二限位面14与所述限位部21持续相抵，通过转动力的施加以及限位部21在相抵时提供的反作用力的夹合作用，能够稳固的限位转动轴3，不存在限位虚位，进一步的，也就能够稳固的限位住机翼相对于机身的位置。通过调整限位部21、第一限位面13和第二限位面14的位置配合关系，能够调整转动轴3的转动角度的范围，使得转动轴3能够转动到所需要的位置。通过调整转动轴3继续被施加的转动力的大小，能够调整转动轴3被限位的稳固程度，一般情况下，达到机翼在限位位置上不会受到外力影响而发生偏离限位位置，保证飞行过程中机翼的稳定性即可，过大的转动力会造成额外的能源浪费，降低飞行器的续航里程。

可选地，所述第一限位面13和第二限位面14限位所述起落架1相对于所述转轴支架2在0°-90°范围内转动，即相对于飞行器在0°-90°范围内转动。那么如图5-7中所示的，当第一限位面13与限位部21相抵，转动轴3的角度为0°，限位机翼相对于机身的位置为垂直时，转动轴3逆时针转动90°，第二限位面14就与所述限位部21相抵，机翼相对于机身的位置就为水平。本领域技术人员可以理解，所述第一限位面13和第二限位面14限位所述转动轴1的转动角度范围也可以为其他的角度范围，例如0°-60°，0°-120°等，本申请对此并不限制，本领域技术人员可以根据飞行器的实际功能需要进行选择。

可选地，如图2-7中所示的，所述第一限位面13和第二限位面14为起落架1上沿着转动方向上的相邻的两个侧边，两个侧边之间弧形过度，就能够有效的避让开限位部21，不影响转动轴3的转动。两个侧边之间的夹角也就可以是转动轴1的最大转动角度。

可选地，如图2-7中所示的，所述转轴支架2包括支臂24，所述转轴支架2通过所述支臂24固定在飞行器上。所述支撑脚101的侧面设置有第三限位面15。所述第三限位面15朝向所述转轴支架2，所述支臂24位于所述支撑脚101的转动轨迹上，当所述支撑脚101相对于转轴支架2转动至第二预设位置时，所述第三限位面15与所述支臂24相抵。第一限位面13与第三限位面15相配合也能够达到第一限位面13与第二限位面14的限位效果。进一步的，第一限位面13、第二限位面14和第三限位面15也可以同时设置，提高起落架1的限位效果，本申请对此并不限制。

可选地，如图2-3中所示的，所述转轴支架2上设置有第一连接件22和第二连接件23，所述转动轴3穿过所述第一连接件22和第二连接件23与所述转轴支架2转动连接，所述限位部21和所述起落架1设置在所述第一连接件22和第二连接件23之间，通过所述第一连接件22和第二连接件23对起落架1的夹合保护，能够保证倾转控制机构上转动连接位置的可靠性，减少失效的风险。

可选地，如图2-3中所示的，所述第一连接件22和第二连接件23设置在所述转轴支架2的一端的端面上。所述限位部21即所述第一连接件22和第二连接件23之间的端面。

可选地，如图2-7中所示的，所述限位部21朝向所述转动轴1的方向，相对于飞行器朝向所述飞行器的机身42的前方。所述第一限位面13和第二限位面14为起落架1上沿着转动方向上的相邻的两个侧边，所述底座18设置在第一限位面13相邻的另一条侧边上，与第二限位面14相对。

可选地，如图2-7中所示的，所述起落架1上在转动连接的位置沿着转动方向设置有若干个装配孔19，转轴支架2上也相应的设置有一个或多个限位孔25，在装配一些其他部件时，例如能够驱动转动轴3转动的传动结构等，需要在特定的角度内进行安装，将对应角度的装配孔19与限位孔25对齐，卡入限位销等，防止其发生转动，就能够进行操作，能够减少在装配时的人工投入，节省人力。

可选地，所述倾转控制机构还包括舵机等驱动设备，所述舵机与所述转动轴3传动连接，驱动所述转动轴3转动，为转动轴3的转动提供转动力。使用本发明的倾转控制机构，能够有效的降低对驱动设备的精度控制要求，降低驱动设备和驱动传动结构的成本，提高了驱动设备和驱动传动结构的可靠性。也减少了在着陆时，支撑的反作用力对驱动设备和驱动传动结构的影响，降低了舵机的负载，保护了精密的驱动设备和驱动传动结构，防止其发生损伤，提高了整个系统的可靠性。

可选地，本发明应用于飞行器上时，对称的两套倾转控制机构可以共用同一根转动轴3，保证机翼倾转的一致性。飞行器的对称关系作为现有技术，在此不再赘述。

根据本发明的另一个方面，还提供一种飞行器，如图8-9中所示的，包括上述的倾转控制机构。所述飞行器包括无人机等飞行装置。

可选地，所述转轴支架2通过支臂24固定在所述飞行器上，飞行器具有固定翼44，支臂24固定在固定翼44上，转轴支架2固定在所述支臂24的一端。在其他的具体实施方式中，所述转轴支架2和支臂24也可以是一体成型的。

可选地，如图8-9中所示的，所述转动轴3与所述飞行器的前翼41固定连接，实现前翼41的倾转。

虽然已经通过例子对本发明的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上例子仅是为了进行说明，而不是为了限制本发明的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本发明的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改。本发明的范围由所附权利要求来限定。