飞行器尾部总成的制作方法

本实用新型涉及飞行器领域，具体涉及飞行器尾部总成。

背景技术：

飞行器是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间飞行的器械飞行物。舵机是飞行器上最重要的部件之一。在航天方面，舵机应用广泛，飞行器的姿态变换的俯仰、偏航、滚转运动都是靠舵机相互配合完成的。

飞行器的尾部总成是由控制飞行器飞行方向的舵片和提供飞行器飞行动力的涵道风扇组成的集成式装置。飞行器的上升、前行由涵道风扇进行提供或者辅助。现有的涵道风扇通过抱箍固定在飞行器尾部的舵机舱壳上。先将抱箍与涵道风扇连接，再将抱箍固定在飞行器上时，由于涵道风扇为圆柱形，其与舱壳之间的空间小，不利于抱箍固定在舱壳上；而先将抱箍一侧固定在舱壳上，再固定涵道风扇时，则会由于固定涵道风扇时，在抱箍与舱壳之间连接部位生产应力损伤。

飞行器的俯、仰、左、右方向的调整均靠飞行器尾部的舵片进行调节。各个舵片由调节组件进行控制。调节组件控制舵片的转动角度，从而实现飞行器飞行方向的调整。当调节组件直接采用电机和齿轮进行舵片的舵轴旋转时，会由于齿轮传动产生噪音，不利于监控系统采集飞行器的各个工况声音来分析飞行器的状态。在一定制造成本的前提下，齿轮噪音是齿轮式舵轴驱动装置无法避免的一个缺陷。

现有技术cn108286918a公开了一种多轴驱动的环形舵控装置。虽然此现有技术取消了齿轮传递，采用了电机、丝杆、拨叉和螺母这几个主要部件组成的调节组件，电机驱动丝杆转动，丝杆带动螺杆沿轴向移动，拨叉卡入螺母远离电机一侧的缺口中，拨叉与舵轴固定连接。这种驱动方式中，由于缺口为开放型，导致螺母只能向远离电机的一侧驱动拨叉，而无法回拉拨叉，导致舵轴只能朝一个方向旋转，无法反转，不能满足正反转舵轴的基本功能需求；同时，及时通过拨叉能实现舵轴两个方向的转动，但是拨叉与螺母这种配合方式中，当配合间隙过小，会产生动作锁死，无法顺利推动拨叉；当间隙过大，又会导致形程误差极大、舵轴转动位置无法及时调整，无法精准控制舵轴的旋转角度。

此外，现有技术cn106976550a公开了一种飞行器燃气舵与空气舵联动机构。此现有技术同样取消了齿轮传递，舵片的调节组件包括依次铰接的丝杠螺母、动作杆、凸轮，丝杠螺母与丝杠配合，舵片与凸轮螺纹连接，凸轮与燃气舵支座螺纹连接，燃气舵支座固定在外罩上。虽然此连杆式调节组件较齿轮驱动、拨叉驱动来说，既具备极低的传动噪音，又能保证传动的稳定性，不会产生形成误差等不利因素。但是此连杆机构式调节组件的传动链过长，传动链过长不仅会增大传动误差，且还会增大舵片驱动装置的体积和重力，无法顺利地在飞行上发展这种连杆式驱动机构。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于：提供了飞行器尾部总成，解决了现有的舵机的传动链过长、导致传动误差增大、其自身的重力也增大的问题，以及涵道风扇安装不方便的问题。

在现有的舵机所采用的连杆机构中，如果直接取消连接丝杠螺母和凸轮的动作杆，将丝杠螺母直接与凸轮铰接，此时由于驱动电机相对于凸轮的旋转中心来说，是固定的，此时丝杆螺母有且只有一个位置，满足丝杆螺母既位于丝杆上，又与凸轮铰接；此时丝杆螺母无法移动，同时凸轮也无法绕自己的旋转中心转动。由于这样去掉一根连杆的虽然能起到减小体积和重力的目的，但是却无法移动丝杆螺母、转动舵轴，因此需要随着丝杆螺母的移动同步调整电机位置，从而使丝杆螺母作为驱动件能在与凸轮铰接的同时，还能沿着丝杆移动。为了满足上述要求，则需额外设置一个电机来调整驱动电机的位置，这反而将连杆机构式驱动机构整体结构的复杂度增加、体积增加、重力增加，与最开始要解决的技术问题背道而驰。

而本实用新型所设计的飞行器尾部总成，在取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆的基础上，突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维，创新性地将驱动机构铰接式固定在支撑舵轴的部件，即固定板上，而固定板固定在飞行器的外壳上，驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动。具体地，当丝杆驱动滑块移动，由于舵片摇臂仅能绕着舵轴的轴线转动，同时滑块需要沿着丝杆轴向移动，因此滑块在丝杆的驱动下与摇臂一起绕舵轴转动的同时，滑块在舵片摇臂的导向下使直线式驱动机构绕着驱动机构与固定板之间的铰接部位的轴线转动，以使驱动机构的输出端不断调整，以匹配滑块的转动，从而使滑块的运动方式为平面运动：滑块相对驱动机构来说为直线运动，滑块相对于舵片摇臂来说为绕着舵片摇臂的旋转轴线，即舵轴的轴线转动。

本实用新型采用的技术方案如下：

飞行器尾部总成，包括用于飞行器的尾部组件，所述尾部组件包括舵机舱壳、多个舵片组件以及安装在舵机舱壳外侧的多个涵道风扇装置，所述舵片组件包括舵片以及固定在舵机舱壳内部的舵片调节装置，所述舵片的根部穿过舵机舱壳后与舵片调节装置连接，所述舵片调节装置包括直线式驱动机构、滑块、舵片摇臂、固定板、调整臂和舵轴，所述固定板的一侧与舵机舱壳固定连接，所述舵轴与固定板转动连接，舵轴上远离舵机舱壳轴线的一端与舵片的根部连接，舵轴的另一端与舵片摇臂的一端连接，舵片摇臂的另一端与滑块铰接，所述驱动机构驱动滑块进行往复移动，所述调整臂的一端与固定板的一侧铰接，调整臂的另一端与驱动装置的外壳连接，且所述铰接的轴线均平行于舵轴的轴线，滑块在垂直于舵轴的轴线的平面内移动；

所述涵道风扇装置包括涵道风扇和固定组件，所述固定组件包括依次连接的弧形板、涵道连接柱和底座，所述涵道风扇位于弧形板的内凹面，并通过紧固螺栓与弧形板连接，所述涵道连接柱的两端分别与弧形板的外凸面以及底座连接，所述底座通过连接螺栓固定在舵机舱壳上。

直线式驱动机构包括但不限于线性电机、伺服电机与丝杆的组合以及气压缸、液压缸这种工作缸等。

涵道风扇的安装步骤如下：

s1、将底座通过连接螺栓固定在舵机舱壳上，且弧形板的轴线平行于舵机舱壳的轴线；

s2、将涵道风扇放置在弧形板的内凹面上，且涵道风扇的轴线平行于弧形板的轴线，优选地涵道风扇的涵道的外径与弧形板内凹面的内径一致；

s3、通过紧固螺栓将弧形板和涵道风扇连接起来。

涵道风扇的安装步骤还可以为s2、s3、s1这个顺序。

通过设置固定组件将涵道风扇固定在舵机舱壳上，一是通过涵道连接柱的设置增大了涵道风扇与舵机舱壳的间距，从而增大了涵道风扇与舵机舱壳之间的空间，以便于将固定组件与舵机舱壳连接，可以方便、无空间限制地使用相关工具，拧紧连接螺栓；二是，涵道风扇无需通过涵道外壁上的支耳来固定，涵道为一个外壁光滑的筒结构，简化了涵道的结构和生产工艺，同时也无需使用抱箍这类通过周向锁紧实现轴向紧固的稳定性差的连接件。

涵道风扇和驱动机构的动力来源均可来源于飞行器的动力总成。

当需要正向转动舵片时，启动驱动机构，以使滑块相对于驱动机构的驱动方向进行正向直线移动，此时舵片摇臂在滑块的推动下绕舵轴转动，同时驱动机构绕着其与固定板之间铰接部位的轴线转动，以匹配滑块绕着舵轴转动时所需的位置调整；当需要反向转动舵片时，启动驱动机构，以使滑块沿着驱动机构的驱动方向反向直线移动，此时舵片摇臂在滑块的推动下绕舵轴反向转动，同时驱动机构绕着其与固定板之间铰接部位的轴线转动，以匹配滑块绕着舵轴转动时所需的位置调整。

综上，本实用新型不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量，并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维，创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上，通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中，滑块所需位置，无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整，提高了舵机的稳定性、降低了舵机的重量；同时通过更改涵道风扇装置中用于涵道风扇的固定组件的结构，提高了涵道风扇的装配便利性，降低了本实用新型的装配成本。

由于采用了本技术方案，本实用新型的有益效果是：

1.本实用新型飞行器尾部总成，不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量，并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维，创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上，通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中，滑块所需位置，无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整；

2.本实用新型飞行器尾部总成，方槽为通槽，是为了降低其加工成本；如若直接将其加工成横截面形状与采集端的横截面的形状尺寸一致的方形凹槽时，当飞行器体积较小，对应的舵片摇臂体积也较小，而在其上加工一个更小的凹槽及其不方便，这增加了加工成本；而将其设置成通槽，则仅需通过多次直线走刀即可加工出一个通槽，便于方槽这个结构的加工，降低了生产成本；

3.本实用新型飞行器尾部总成，通过设置固定组件将涵道风扇固定在舵机舱壳上，一是通过涵道连接柱的设置增大了涵道风扇与舵机舱壳的间距，从而增大了涵道风扇与舵机舱壳之间的空间，以便于将固定组件与舵机舱壳连接，可以方便、无空间限制地使用相关工具，拧紧连接螺栓；二是，涵道风扇无需通过涵道外壁上的支耳来固定，涵道为一个外壁光滑的筒结构，简化了涵道的结构和生产工艺，同时也无需使用抱箍这类通过周向锁紧实现轴向紧固的稳定性差的连接件。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本实用新型的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图，本说明书附图中的各个部件的比例关系不代表实际选材设计时的比例关系，其仅仅为结构或者位置的示意图，其中：

图1是本实用新型的结构示意图；

图2是去掉舵机舱壳后的结构示意图；

图3是固定环的结构示意图；

图4是调节组件的结构示意图；

图5是调节组件的俯视图；

图6是沿图5中a-a的剖视图；

图7是舵片组件的结构示意图；

图8是舵片组件的爆炸图；

图9是舵片初始状态示意图；

图10是图9中舵片正向转动的位置示意图；

图11是图9中舵片反向转动的位置示意图；

图12是涵道风扇装置的结构示意图；

图13是固定组件的结构示意图；

图14是固定组件的主视图；

图15是涵道连接柱的横截面结构示意图。

附图中标号说明：

1-滑块，2-舵片摇臂，3-固定板，4-调整臂，5-舵轴，6-固定块，7-通槽，8-螺纹孔，9-螺钉a，10-伺服电机，11-丝杆，12-防脱挡块，13-螺钉b，14-电机座，15-套筒，16-销钉，17-挡圈，18-环形槽，19-电位计，20-电位计座，21-螺钉c，22-螺钉d，23-方槽，24-采集端，25-让位孔，26-铰接轴，27-轴承a，28-连接块，29-螺钉e，30-舵片，31-限位螺纹段，32-光滑段，33-非圆孔，34-限位螺母，35-角接触球轴承，36-输出轴，37-舵轴孔，38-轴承b，39-臂铰接孔，40-销孔，41-安装孔，42-舵机舱壳，43-固定环，49-弧形板，50-轻量孔，51-穿线孔，52-锁定孔，53-涵道连接柱，54-底座，55-螺栓孔，56-销钉孔，57-匹配槽，58-涵道风扇，59-第一涵道，60-第二涵道，61-外螺纹环，62-锥形环。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型，即所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本实用新型实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。本实用新型中的用于描述的上、下、左、右等方位词仅是相对于图示结构进行说明，不作为实际使用时的必须限定。

因此，以下对在附图中提供的本实用新型的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本实用新型的范围，而是仅仅表示本实用新型的选定实施例。基于本实用新型的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

下面结合图1至图15对本实用新型作详细说明。

实施例1

如图1-图15所示，本实用新型飞行器尾部总成，包括用于飞行器的尾部组件，所述尾部组件包括舵机舱壳42、多个舵片组件以及安装在舵机舱壳42外侧的多个涵道风扇装置，所述舵片组件包括舵片30以及固定在舵机舱壳42内部的舵片调节装置，所述舵片30的根部穿过舵机舱壳42后与舵片调节装置连接，所述舵片调节装置包括直线式驱动机构、滑块1、舵片摇臂2、固定板3、调整臂4和舵轴5，所述固定板3的一侧与舵机舱壳42固定连接，所述舵轴5与固定板3转动连接，舵轴5上远离舵机舱壳42轴线的一端与舵片30的根部连接，舵轴5的另一端与舵片摇臂2的一端连接，舵片摇臂2的另一端与滑块1铰接，所述驱动机构驱动滑块1进行往复移动，所述调整臂4的一端与固定板3的一侧铰接，调整臂4的另一端与驱动装置的外壳连接，且所述铰接的轴线均平行于舵轴5的轴线，滑块1在垂直于舵轴5的轴线的平面内移动；

所述涵道风扇装置包括涵道风扇58和固定组件，所述固定组件包括依次连接的弧形板49、涵道连接柱53和底座54，所述涵道风扇58位于弧形板49的内凹面，并通过紧固螺栓与弧形板49连接，所述涵道连接柱53的两端分别与弧形板49的外凸面以及底座54连接，所述底座54通过连接螺栓固定在舵机舱壳42上。

直线式驱动机构包括但不限于线性电机、伺服电机与丝杆的组合以及气压缸、液压缸这种工作缸等。

涵道风扇58的安装步骤如下：

s1、将底座54通过连接螺栓固定在舵机舱壳42上，且弧形板49的轴线平行于舵机舱壳42的轴线；

s2、将涵道风扇58放置在弧形板49的内凹面上，且涵道风扇58的轴线平行于弧形板49的轴线，优选地涵道风扇58的涵道的外径与弧形板49内凹面的内径一致；

s3、通过紧固螺栓将弧形板49和涵道风扇58连接起来。

涵道风扇58的安装步骤还可以为s2、s3、s1这个顺序。

通过设置固定组件将涵道风扇58固定在舵机舱壳上，一是通过涵道连接柱53的设置增大了涵道风扇58与舵机舱壳的间距，从而增大了涵道风扇与舵机舱壳之间的空间，以便于将固定组件与舵机舱壳连接，可以方便、无空间限制地使用相关工具，拧紧连接螺栓；二是，涵道风扇无需通过涵道外壁上的支耳来固定，涵道为一个外壁光滑的筒结构，简化了涵道的结构和生产工艺，同时也无需使用抱箍这类通过周向锁紧实现轴向紧固的稳定性差的连接件。

涵道风扇和驱动机构的动力来源均可来源于飞行器的动力总成。

当需要正向转动舵片时，启动驱动机构，以使滑块1相对于驱动机构的驱动方向进行正向直线移动，此时滑块向远离驱动机构的一侧移动，舵片摇臂在滑块1的推动下绕舵轴5转动，同时在舵片摇臂2的拉动下驱动机构绕着其与固定板3之间铰接部位的轴线转动，以匹配滑块1绕着舵轴5转动时所需的位置调整，如图10所示；当需要反向转动舵片时，启动驱动机构，以使滑块1沿着驱动机构的驱动方向反向直线移动，此时滑块向靠近驱动机构的一侧移动，舵片摇臂在滑块1的推动下绕舵轴5反向转动，同时在舵片摇臂2的拉动下驱动机构绕着其与固定板3之间铰接部位的轴线转动，以匹配滑块1绕着舵轴5转动时所需的位置调整，如图11所示。

综上，本实用新型所设计的舵机中，不仅取消了现有的连杆式调节组件中一根连杆、简化了调节组件的结构、减小了调节组件的重量，并突破了传统的将直线式驱动机构固定在部件上的惯性思维，创新性地将驱动机构铰接式固定在固定板上，通过使驱动机构能绕其与固定板之间的铰接轴线转动来匹配各个舵片摇臂的转动位置中，滑块所需位置，无需增加其他驱动装置来解决电机的位置的匹配性调整，以使舵机的性能更稳定、角度调节更精准、重量下降；同时通过更改涵道风扇装置中用于涵道风扇的固定组件的结构，提高了涵道风扇的装配便利性，降低了本实用新型的装配成本。

舵片的正、反转角度为α，α的取值为10°～45°，优选地为25°。

实施例2

本实施例是对舵轴5与固定板3转动连接做出具体地实施说明。

如图3所示，本实用新型中，舵轴5与固定板3转动连接通过下述方案实现：在固定板3上设置有舵轴孔37，在舵轴孔37的上、下两端均安装有轴承b38，所述轴承b38优选地为深沟球轴承，其内径与舵轴5过盈配合，其外径与舵轴孔37过盈配合。

在舵轴孔37包括小径孔以及位于小径孔上、下两端的大径孔，轴承b38分别各卡入一个大径孔中，并与大径孔的孔壁过盈配合。

本实用新型中各个部位的转动连接，主要采用轴孔配合的方式，轴孔配合中，对应的设置有轴承，降低摩擦系数。

实施例3

本实施例是对舵轴5上安装舵片的结构进行具体地实施说明。

如图4-图7所示，本实用新型中，在所述舵轴5上远离舵机舱壳42轴线的一端设置有固定块6，所述固定块6的底部与舵轴5连接，其顶部设置有通槽7，在通槽的槽底设置有多个螺纹孔8，在舵片30的根部设置有t形块28，所述t形块28的中间竖直段的末端与舵片30连接，t形块28的水平段插入通槽7中，并通过多个螺钉e29固定在舵轴5顶部，所述螺钉e29穿过水平段后与分别各与一个螺纹孔8螺纹连接。

通过安装通7来固定舵片30，以便于通过螺钉e来实现连接块28的固定的同时，还能通过安装通槽7两侧槽壁来对连接块28进行限位，以减小舵片受力时，螺钉e所承受的剪切力，提高调解装置的使用寿命。

优选地，螺钉e29有四个，两两一组对称地分布在连接块28的两侧，螺钉e29穿过t形块底部的水平段后与螺纹孔8螺纹连接。

优选地，舵片摇臂2通过螺钉a9与舵轴5的底部，即靠近舵机舱壳42轴线的一侧连接。

由于舵轴5的顶部需要和舵片连接，且为了便于拆装本实用新型，优选地将舵片摇臂2设置在舵轴5的底部，并通过螺钉a9与舵轴5连接。

舵轴5与固定块6一体成型，因此图3的剖视图中没有展示出其之间的接触面所在的投影线。

实施例4

本实施例是对本实用新型在实际应用的关于舵轴5的旋转角度的监控做出实施说明。

如图8所示，本实用新型中，在所述舵片摇臂2远离舵轴5的一侧设置有角传感器组件，在舵片摇臂2上远离舵轴5的侧面上设置有方槽23，所述角传感器组件包括电位计19、电位计座20和螺钉c21和螺钉d22，所述螺钉c21将电位计19固定在电位计座20上，所述螺钉d22将电位计座20固定在固定板3上，所述电位计19的轴线与舵轴5的轴线重合，电位计19的采集端24为方轴，其穿过电位计座20上的让位孔25后插入方槽23中。

优选地，所述方槽23为通槽，其两侧槽壁均与采集端24接触。

电位计是典型的接触式绝对型角传感器，有一个在电阻膜上的滑动触点，由外部作用，使接触点位置改变从而改变电阻膜上下电阻的比率，实现输出端电压随外部位置变化。电位计由电子元件和游标组成，游标可在元件表面滑动，分直线滑动型和旋转型。前者用于检测直线位移，后者用于检测角度、倾斜角等。电位计的输出端接入飞行器的控制器。当需要转动舵片时，给控制器输入一个旋转角度的指令，控制器根据指令启动驱动机构，以使驱动机构工作，并使舵轴带动舵片转动；电位计的采集端24随着摇臂2的转动而转动，并将采集到的信号发送给控制器。

本实用新型中，电位计的游标采用旋转型游标，游标即为采集端24，其为方轴、扁平轴等非圆结构。当采集端为方轴时，其一对相对侧壁分别与方槽23的两个槽壁接触。

电位计19的型号优选为bourns的3590s-2-102l。电位计19与飞行器的控制器连接方式可以采用有线连接、无线连接等方式。

电位计19的设置能更加进准地获得转轴3的转动角度。

方槽23为通槽，是为了降低其加工成本。如若直接将其加工成横截面形状与采集端24的横截面的形状尺寸一致的方形凹槽时，当飞行器体积较小，对应的舵片摇臂体积也较小，而在其上加工一个更小的凹槽及其不方便，这增加了加工成本；而将其设置成通槽，则仅需通过多次直线走刀即可加工出一个通槽，便于方槽23这个结构的加工，降低了生产成本。

实施例5

本实施例是对驱动机构的第一种实施方式做出说明。

如图4-图9所示，本实用新型中，所述驱动机构包括伺服电机10和丝杆11，所述伺服电机10的输出轴与丝杆11的一端连接，所述丝杆11与滑块1螺纹连接，所述调整臂4与电机10的外壳连接。

当需要滑块向远离伺服电机10的一端移动时，启动伺服电机10，其输出轴带动丝杆11转动，从而使滑块1沿着丝杆11的轴向移动；当需要滑块1向伺服电机10移动时，启动伺服电机10，其输出轴带动丝杆11反向转动，从而使滑块1沿着丝杆11的轴向移动。

伺服电机10将工作信号实时反馈到飞行器的控制中心。伺服电机10的输出轴可以直接与丝杆11连接，也可以通过连轴器、万向节等与丝杆11连接。

进一步地，在所述丝杆11上远离伺服电机10的一端设置有防脱挡块12。

防脱挡块12防止滑块1从丝杆11上远离伺服电机10的一端脱出。

实施例6

本实施例是对实施例5中丝杆11与伺服电机的输出轴的连接做出具体的实施说明。

如图8所示，本实用新型中，在所述伺服电机10和丝杆11之间设置有连接组件，所述连接组件包括电机座14、套筒15和螺钉b13，所述丝杆11上靠近伺服电机10的一端插入套筒15中，并与套筒15转动连接，所述螺钉b13依次穿过套筒15的外缘、电机座14后与伺服电机10的外壳螺纹连接，所述伺服电机10的输出轴穿过电机座14后插入与丝杆11连接，所述调整臂4与电机座14连接。

具体地，在电机座14上靠近套筒15的一侧设置有安装槽，套筒15上靠近电机座14的一侧的外缘外凸成固定盘，所述固定盘插入安装槽中；沿丝杆11的轴线，从靠近伺服电机10到远离电机10的方向，丝杆的外壁依次为限位螺纹段31、光滑段32和与滑块1配合的驱动螺纹段，其限位螺纹段31以及光滑段32均位于套筒15中，限位螺纹段31与限位螺母34配合，在光滑段32上套设有两个角接触球轴承35，丝杆11通过角接触球轴承35与套筒15形成转动副，具体地，角接触球轴承35的内径与光滑段32过盈配合，角接触球轴承35的外径与套筒15的内径过盈配合。

在丝杆11上靠近伺服电机10的一端设置有与伺服电机输出轴配合的非圆孔33，期其横截面的形状尺寸与伺服电机的输出轴36的横截面的形状尺寸一致。优选地非圆孔33为半圆孔。

优选地，调整臂4与电机座14一体成型。

实施例7

本实施例是对驱动机构的第二种实施方式做出说明。

本实用新型中，驱动机构为气压缸，其活塞杆末端与滑块1连接，其缸体与调整臂连接。

实施例8

本实施例是对滑块1与舵片摇臂之间的转动连接做出具体地实施说明。

如图8所示，本实用新型中，在所述滑块上设置有铰接轴26，在舵片摇臂2上设置有与铰接轴26配合的安装孔41，在安装孔中设置有轴承a27，所述轴承a27的内圈、外圈分别与铰接轴26和安装孔过盈配合。

轴承a27优选地为深沟球轴承。

实施例9

本实施例是对调整臂4与销钉16的铰接做出具体地实施说明。

如图8所示，本实用新型中，所述调整臂4通过销钉16与固定板3铰接，所述销钉16的杆部末端依次穿过固定板3和调整臂4，在销钉16的侧壁上靠近杆部末端的一侧设置有环形槽18，在环形槽18中卡设有挡圈17。

在固定板3上设置有臂铰接孔39，在调整臂4上设置有销孔40，销钉37依次臂铰接孔39和销孔40后与挡圈17卡接。

实施例10

本实施例是对调节装置与舵机舱壳42之间的固定结构做出进一步地实施说明。

如图所示，本实用新型中，在所述舵机舱壳42的内腔中设置有固定环43，所述固定环43的轴线与舵机舱壳42的轴线重合，其外壁通过紧固件与舵机舱壳42连接，所述固定板3上远离调整臂4的一侧与舵机舱壳42固定连接。

固定环43与固定板3一体成型。

实施例11

本实施例是对舵片组件的实施数量做出说明。

如图1-图2所示，所述舵片组件有三个，并沿舵机舱壳42的轴线，即飞行器飞行方向中心对称。

实施例12

针对于驱动机构为伺服电机和丝杆11时，本实用新型中关于舵片调节装置的装配方法如下：

s1、电机及丝杠的装配：

s1.1、将滑块1装在丝杠11上，与丝杆11的驱动螺纹段螺纹连接；

s1.2、将丝杆11上设置有限位螺纹段的一端从套筒15的筒底插入套筒15中，并将角接触轴承35、装到丝杠11的光滑段32，将限位螺母装到丝杠限位螺纹段，丝杠11轴线与套筒15轴线重合，丝杠通过角接触轴承35与套筒15之间实现转动连接；

s1.3、将伺服电机10、电机座14和套筒15依次接触，伺服电机10的输出轴穿过电机座10后插入套筒15中，并插入丝杆11端面上的非圆孔33中，保证扭矩传输；

s1.4、用螺钉b13依次穿过套筒15的外缘、电机座14后与伺服电机10的外壳螺纹连接，

s2、舵片摇臂2和固定板3的装配：

s2.1、将轴承b装配到舵轴5上，然后轴承b外壁装配到固定板3上的舵轴孔37内；

s2.2、将舵片摇臂2的一端通过螺钉a9固定到舵轴5下端；

s2.3、将电位计座20通过螺钉c21固定到固定板3上，将电位计19通过螺钉d22固定到电位计座20上，保证电位计19的方轴24卡入舵片摇臂2的方槽23内，且方轴24与舵轴5同轴；

s3、伺服电机10与固定板3之间的装配：

s3.1、销钉16依次穿过固定板3上的臂铰接孔和调节臂4上的小孔40，以使调节臂4与固定板3之间为铰接；

s3.2、将深沟球轴承a27装配到滑块1上的铰接轴26上，然后将轴承a27外壁装入舵机摇臂2上的安装孔41上，以使舵片摇臂2的一端通过轴承a27与滑块1上的铰接轴26转动连接；

s3.3、在s3.1与s3.2装配时互相调节，直到将伺服电机10固定到理想位置后，将挡圈17安装到销钉16的环形槽18上；

s4、重复步骤s1～s3，装配好其余两个舵片调节装置；

s5、将固定环43放入舵机舱壳42中，并用螺钉将固定环43与舵机舱壳42固定连接，且使各个通槽7分别各与一个舵机舱壳42上的舵片安装通孔相对；

s6、将连接块28上远离舵片30的一端穿过舵机舱壳42上的一个通孔后插入安装通槽7中，并通过螺钉e29将连接块28固定在安装通槽中；

s7、重复步骤s6，装配好其余两个舵片。

装配工具：十字螺丝刀、卡簧钳、活动扳手等。

实施例13

本实施例是对涵道连接柱的结构做出具体实施说明。

所述涵道连接柱53的横截面为naca0012翼型截面，且其长轴平行于舵机舱壳42的轴线，其长轴上靠近前行方向的一端外凸成尖端，如图15所示。

涵道连接柱53靠近前行方向的一侧外凸成尖端，既在使涵道连接柱53具有足够横截面、足够强度的基础上，还能减小风阻，利于采用了本实用新型所设计的尾部总成的飞行器飞行。

实施例14

本实施例是对涵道连接柱53做出进一步地实施说明。

本实用新型中，在所述涵道连接柱53上设置有穿线孔51，所述穿线孔51的底部贯穿底座54后与舵机舱壳42连通。

给涵道风扇供电的电线一端与涵道风扇的驱动电机电连接，另一端穿过穿线孔51后位于舵机舱壳内部，并延伸到飞行器的控制中心，与控制中心电连接。

实施例15

本实施例是对弧形板49做出进一步地实施说明。

在弧形板49上设置有多个轻量孔50，所述轻量孔50分为两组，沿弧形板49的轴线对称分布，每组轻量孔中均包含6个轻量孔，轻量孔为矩形孔，且直角处倒圆角。

在弧形板49上设置有供紧固螺栓穿过的锁定孔59。

优选地，弧形板49所对的圆心角β为130°如图14所示。

实施例16

本实施例是对底座54的固定做出进一步地实施说明。

底座54上靠近飞行器上方的一侧设置有两个销钉孔56以及位于销钉孔56之间的螺栓孔55；底座54的另一侧设置有三个螺栓孔55。销钉孔56的设置是便于底座54通过销钉进行定位，螺栓孔的设置是便于连接螺栓穿过。

实施例17

本实施例是对涵道风扇58与弧形板之间的匹配做出进一步地实施说明。

涵道风扇的涵道包括第一涵道59、第二涵道60以及将第一涵道59和第二涵道60螺纹连接起来的外螺纹环61，在涵道的进风端设置有与第一涵道59连接的锥形环62，由于外螺纹环61的外径大于第一涵道59、第二涵道60，因此弧形板49的内径与第二涵道60的外径一致，且在弧形板49上靠近飞行方向的一侧沿着周向设置有匹配槽，匹配槽槽底的直径与外螺纹环61的外径一致，且外螺纹环61的外壁内切于匹配槽57的槽底，第二涵道60的的外壁内切于弧形板49的内凹面，锥形环62位于弧形板外侧。

以上所述，仅为本实用新型的优选实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本实用新型所揭露的技术范围内，可不经过创造性劳动想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应该以权利要求书所限定的保护范围为准。