一种小型尾翼同步折叠机构的制作方法

本发明涉及一种小型尾翼同步折叠机构，属于航空无人机领域。

背景技术：

目前小型无人机发展迅速，其应用领域已扩展到军事、科研、民用等广泛领域。传统无人机无法折叠，体积庞大且不易携带。如设计成可拆卸结构，在使用过程中会带来繁琐的拆装工作，且耗时费力。因此翼面折叠可以缩小无人机体积，方便运输，易于携带，使用方便。

针对小型筒射折叠翼无人机，现有技术条件下的折叠翼技术主要针对机翼结构，尾翼不折叠或小幅度折叠，且尾翼折叠技术存在展开过程不同步，锁定方式不可靠等问题。

例如申请案201510394898.x，申请日2015年7月8号。该申请案公开了一种小型筒式发射无人机。垂尾置于机身尾部左右对称布置，通过垂尾展开锁紧机构与机身连接。展开状态时，左右垂尾分别依照其展开锁紧机构中轴线为轴心顺时针展开，展开到位时由垂尾挡块进行限位。该申请案中左右垂尾展开过程并不同步，造成失稳，不可靠。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题为：克服现有技术的不足，提出了一种小型尾翼同步折叠机构，可使尾翼折叠90°，缩小机体尺寸。

本发明采用的技术方案为：

一种小型尾翼同步折叠机构，包括：尾翼、尾翼衬套、尾翼套管和扭簧；其中尾翼又包括尾翼主体以及位于尾翼主体端部且垂直于尾翼主体的尾翼接头；

机身上对称设置有尾翼衬套的安装孔，尾翼衬套固定安装在对应安装孔上，尾翼接头穿过尾翼衬套且伸入尾翼套管内部，与尾翼套管固定连接；

扭簧套在尾翼套管上，一端连接尾翼衬套与机身固定连接处的螺栓上，另一端连接尾翼套管与尾翼接头固定连接处的螺栓；

尾翼衬套和尾翼套管上设置有相对应的限位凸台，配合使用使得尾翼展开后限位，尾翼绕尾翼套管转动，实现尾翼的同步折叠。

所述尾翼接头为圆柱状。

所述尾翼衬套包括底板和立柱，底板固定在机身上，立柱垂直于底板且立柱顶部设有限位凸台，立柱中空，用于尾翼接头从中穿过。

所述尾翼接头的直径小于立柱的通孔直径，配合公差为f6/h7。

尾翼套管为金属刚性圆管，端部设置有限位凸台，用于与尾翼衬套上的凸台相配合。

扭簧的两端接头相互垂直，扭簧处于收缩状态时，其内径大于尾翼套管的外径。

尾翼处于折叠状态时，其方向与机身航向一致，尾翼处于展开状态时，其与机身垂直。

当尾翼折叠时，扭簧收缩储能；当尾翼展开时，尾翼在扭簧弹力的驱动下展开，展开到位后，通过尾翼套管和尾翼衬套上的限位凸台配合限位，此时扭簧依然对尾翼施加作用力。

一种折叠翼无人机，该无人机的尾翼采用所述的小型尾翼同步折叠机构实现。

一种折叠翼无人机发射系统，包括发射筒和折叠翼无人机，折叠翼无人机未发射时储存与发射筒内，其尾翼折叠，贴合于机身，尾翼折叠采用所述的小型尾翼同步折叠机构实现。

本发明与现有技术相比带来的有益效果为：

(1)解决了筒射无人机垂尾折叠的问题，筒射无人机尾翼旋转折叠，大幅缩小无人机折叠尺寸。利用扭簧驱动展开，限位凸台固定的方式，组装流程简单，结构效率高，展开可靠，定位准确。

(2)结构简单，重量轻，具有重复利用性，适用于中小无人机结构。

(3)尾翼折叠技术展开过程同步，锁定方式可靠，这样的设计使得展开过程中不会导致如现有技术的失稳，非常可靠。

附图说明

图1为尾翼衬套；

图2为机身示意图；

图3为尾翼套管；

图4为扭簧；

图5为尾翼；

图6为尾翼装配示意图

图7为扭簧装配示意图

图8为折叠状态图，其中，(a)为尾翼折叠状态图，(b)为无人机在发射筒中的状态图，(c)为折叠状态下限位凸台位置示意图。

图9为展开状态图，其中，(a)为尾翼展开状态图，(b)为展开状态下限位凸台位置示意图。

具体实施方式

如图1～9所示，本发明针对现有技术条件下的折叠翼技术主要针对机翼结构，尾翼不折叠或小幅度折叠的问题，提出了一种小型尾翼同步折叠机构，包括：尾翼1、尾翼衬套2、尾翼套管3和扭簧4；其中尾翼1又包括尾翼主体11以及位于尾翼主体11端部且垂直于尾翼主体11的尾翼接头12；

机身上对称设置有尾翼衬套2的安装孔，尾翼衬套2固定安装在对应安装孔上，尾翼接头12穿过尾翼衬套2且伸入尾翼套管3内部，与尾翼套管3固定连接；

扭簧4套在尾翼套管3上，一端连接尾翼衬套2与机身固定连接处的螺栓上，另一端连接尾翼套管3与尾翼接头12固定连接处的螺栓；

尾翼衬套2和尾翼套管3上设置有相对应的限位凸台，配合使用使得尾翼1展开后限位，尾翼1绕尾翼套管3转动，实现尾翼1的同步折叠。

如图1、2所示，尾翼衬套2包括底板21和立柱22，底板21固定在机身上，立柱52垂直于底板21且立柱22顶部设有限位凸台，立柱22中空，用于尾翼接头12从中穿过。

如图5所示，本发明中尾翼接头12为圆柱状，且为铝合金材质，保证刚性。尾翼接头12的直径小于立柱22的通孔直径，配合公差为f6/h7。

如图3所示，尾翼套管3为金属刚性圆管，端部设置有限位凸台，用于与尾翼衬套2上的凸台相配合。

如图4所示，扭簧4的两端接头相互垂直，扭簧4处于收缩状态时，其内径大于尾翼套管3的外径。

尾翼1处于折叠状态时，其方向与机身航向一致，尾翼1处于展开状态时，其与机身垂直。当尾翼1折叠时，扭簧4收缩储能；当尾翼1展开时，尾翼1在扭簧4弹力的驱动下展开，展开到位后，通过尾翼套管3和尾翼衬套2上的限位凸台配合限位，此时扭簧4依然对尾翼1施加作用力。

基于上述折叠机构，本发明还提出了一种折叠翼无人机，该无人机的尾翼采用所述的小型尾翼同步折叠机构实现。

更进一步的，本发明还提出一种折叠翼无人机发射系统，包括发射筒和折叠翼无人机，折叠翼无人机未发射时储存与发射筒内，其尾翼折叠，贴合于机身，尾翼折叠采用所述的小型尾翼同步折叠机构实现。

本发明的原理是：

利用尾翼衬套(图1)与尾翼套管(图3)的限位凸台，限制尾翼的展开角度。尾翼与尾翼套管为一体，机身与尾翼衬套为一体。

当尾翼折叠时，尾翼与尾翼套管向前旋转90°，扭簧收缩储能。机身与衬套保持不动，此时尾翼衬套与尾翼套管的限位凸台互不接触，相互夹角为90°。

当尾翼展开时，扭簧释放能量，尾翼与尾翼套管向后旋转，机身与衬套保持不动。尾翼衬套与尾翼套管的限位凸台旋转90°后相互撞击停止，即尾翼展开90°后停止，展开完毕。

本发明的实现具体：

首先，尾翼衬套(图1)与机身(图2)用螺钉连接；

其次，尾翼(图5)下部的接头由机身外侧插入机身上的尾翼衬套，并插入机身内部的尾翼套管，尾翼(图5)与尾翼套管(图3)用销钉连接为一体，如图6所示；

最后，扭簧(图4)的一端套入衬套安装螺钉，另一端套入销钉，如图7所示。注意扭簧需要在上一步中预先套入衬套。

如图8(a)所示，当尾翼处于折叠状态时，尾翼与尾翼套管同时向前旋转90°，扭簧收紧；如图8(b)所示，尾翼部件装入发射筒内，由筒壁限制尾翼角度，保持折叠状态不展开。如图8(c)所示，此时尾翼套管与尾翼衬套的限位凸台互不接触，夹角为90°。

如图9(a)所示，当尾翼展开时，机身由发射筒内射出。发射筒对尾翼的限制消失，在扭簧回复力的驱动下，尾翼向后旋转。如图9(b)所示，尾翼衬套与尾翼套管的限位凸台旋转90°后相互撞击停止，尾翼展开完毕。

某型无人机在使用该折叠机构后，机体尺寸缩小9％；发射筒直径由180mm缩小到120mm；且发射后尾翼展开到位迅速。无人机在飞行过程中，尾翼只受到向后的气动力，限位凸台可以很好的将尾翼固定。解决了筒射无人机垂尾折叠的问题，筒射无人机尾翼旋转折叠，大幅缩小无人机折叠尺寸。利用扭簧驱动展开，限位凸台固定的方式，组装流程简单，结构效率高，展开可靠，定位准确。同时，本实施例给出的尾翼折叠技术展开过程同步，锁定方式可靠，这样的设计使得展开过程中不会导致如现有技术的失稳，非常可靠。