一种旋翼迎角可变化的扑翼机构的制作方法

[0001]
本发明涉及飞行器技术领域，更具体的说是涉及一种旋翼迎角可变化的扑翼机构。


背景技术：

[0002]
目前，自然界中能够飞行的昆虫、鸟类、蝙蝠均采用扑翼飞行，具有高机动性和低能耗的特点。扑翼飞行器是有别于固定翼飞行器、旋翼飞行器的飞行器，它是采用昆虫、鸟类、蝙蝠飞行方式的飞行器，在军用、民用方面用途广泛，已有多种扑翼飞行器实现了飞行。
[0003]
但是，由于鸟类的飞行动作比较复杂。现有技术中多，多数是简单的模仿鸟类翅膀的上下摆动没有像鸟类一样有翅膀的伸缩，也不能独立的控制左右翅膀，所以飞行效率低且机动能力相当有限。因此，有必要提供一种结构简单、飞行效率高且机动性能好的扑翼飞行器。
[0004]
因此，如何提供一种结构简单，飞行效率高的扑翼机构是本领域技术人员亟需解决的问题。


技术实现要素：

[0005]
本发明旨在至少在一定程度上解决现有技术中的上述技术问题之一。
[0006]
有鉴于此，本发明提供了一种旋翼迎角可变化的扑翼机构，在扑翼飞行的前提下，以旋翼为翼，带动旋翼进行扑动，结构简单，进一步提升了飞行效率。
[0007]
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种旋翼迎角可变化的扑翼机构，包括：电机、驱动组件、连接组件和旋翼机构；所述电机输出轴连接所述驱动组件；所述驱动组件包括驱动盘、第一连杆和第二连杆；所述电机主轴与所述驱动盘一侧面固定连接，所述第一连杆一端固定在所述驱动盘的另一侧面，另一端与所述第二连杆的一端铰接；所述连接组件包括第三连杆和第四连杆；所述第三连杆一端与机身固定连接，另一端通过万向节与所述第四连杆一端铰接，所述第二连杆的另一端与所述第四连杆固定；所述旋翼机构包括安装轴和旋翼叶片；所述安装轴与所述第四连杆和机身所在平面垂直，并固定在所述第四连杆的另一端，所述旋翼叶片与所述安装轴转动连接。
[0008]
经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种旋翼迎角可变化的扑翼机构，电机带动驱动盘转动，并带动第一连杆随驱动盘转动；第二连杆一端与第一连杆转动连接；另一端与第四连杆固定，可通过第一连杆拉动第二连杆和第四连杆，由于第四连杆与第二连杆固定连接，第二连杆在第一连杆拉动下其角度出现周期性变化，使机翼像翅膀一样扑动，并通过安装旋翼，使扑翼与旋翼相结合，在运动过程中提供更大的升力，提高飞行效率。
[0009]
优选地，在上述的一种旋翼迎角可变化的扑翼机构中，所述第二连杆为电动推杆，
并安装电源；采用此方案能在升力系数最大值的范围内，进一步增加的迎角，从而进一步提升升力。
[0010]
优选地，在上述的一种旋翼迎角可变化的扑翼机构中，所述安装轴上套设轴承，所述旋翼叶片与所述轴承固定连接；采用此方案为增加机翼飞行升力的一个优选实施方式。
[0011]
优选地，在上述的一种旋翼迎角可变化的扑翼机构中，所述旋翼叶片设置有多片，且多片旋翼叶片以所述安装轴轴线为中心呈顺时针或逆时针阵列分布；采用此方案可实现翼片旋转时前缘转动方向一致，可在完整的扑动过程中保持旋翼翼片旋转方向不变，始终提供升力，提升飞行效率。
[0012]
优选地，在上述的一种旋翼迎角可变化的扑翼机构中，所述旋翼叶片对称翼型；此方案为为增加机翼飞行升力的一个优选实施方式。
[0013]
优选地，在上述的一种旋翼迎角可变化的扑翼机构中，所述电机采用伺服电机或舵机；采用此方案便于飞机机翼动作频率的控制和调节，安全性更高。
[0014]
优选地，在上述的一种旋翼迎角可变化的扑翼机构中，所述驱动组件采用碳纤维复合材料制成；采用此方案能在保证驱动组件强度的同时，降低自身的重量，更便于飞行。
[0015]
优选地，在上述的一种旋翼迎角可变化的扑翼机构中，所述连接组件采用碳纤维复合材料制成；采用此方案能在保证驱动组件强度的同时，降低自身的重量，更便于飞行。
[0016]
优选地，在上述的一种旋翼迎角可变化的扑翼机构中，所述旋翼机构采用碳纤维复合材料制成；采用此方案能在保证驱动组件强度的同时，降低自身的重量，更便于飞行。
附图说明
[0017]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
[0018]
图1附图为本发明的结构示意图；图2附图为本发明另一个实施例的结构示意图；图3附图为本发明下扑过程受力分析图；图4附图为本发明回升过程受力分析图。
具体实施方式
[0019]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0020]
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
[0021]
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等
术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接 ；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0022]
请参阅附图1-2为本发明的一种旋翼迎角可变化的升力机构，包括：电机10、驱动组件、连接组件和旋翼机构；电机输出轴连接驱动组件；驱动组件包括驱动盘11、第一连杆12和第二连杆13；电机10主轴与驱动盘11一侧面固定连接，第一连杆12一端固定在驱动盘11的另一侧面，另一端与第二连杆13的一端铰接；连接组件包括第三连杆14和第四连杆15；第三连杆14一端与机身固定连接，另一端通过万向节与第四连杆15一端铰接，第二连杆13的另一端与第四连杆15固定；旋翼机构包括安装轴16和旋翼叶片17；安装轴16与第四连杆15和机身所在平面垂直，并固定在第四连杆15的另一端，旋翼叶片17与安装轴16转动连接。
[0023]
本发明的原理为：舵机或伺服电机的输出轴带动驱动盘11作圆周运动转动，并带动第一连杆12随驱动盘11运动；由于第二连杆13一端与第一连杆12转动连接，第二连杆13在第一连杆12拉动下与其角度和位置发生周期性变化，并且第四连杆15与第二连杆13固定连接，旋翼叶片17通过安装轴16与第四连杆15固定连接，第四连杆15与第三连杆14通过万向节连接，第三连杆14固定在机身上，在舵机的带动下旋翼翼片17实现角度周期性变化并完成扑飞的动作；同时，旋翼叶片17在下扑和回升的过程中作同向转动，始终为飞行提供升力。
[0024]
参阅付图3-4，为本发明实施例机翼受力分析图；以旋翼翼片17在最高点位置为起始点进行受力分析，本发明需安装在设有助跑装置的飞行器上使用，首先助跑装置启动使机翼前缘具备向前的速度v0，舵机开始转动；在机翼自最高点向最低点的下扑运动过程中；机翼向下方扑动，使旋翼翼片具备向下的速度v1，产生斜向下的合速度v
合
，并产生与v
合
垂直的升力f
升
，f
升
的分力方向朝向机翼上方，在速度v0不变的情况下；机翼在最高点至最低点的下扑速度在进行逐渐增加后逐渐降低，可得出f
升
先逐渐增加然后逐渐减少，但始终存在；在机翼自最低点向最高点的回升运动过程中；使旋翼翼片具备向上的速度v1，产生斜向上的合速度v
合
，并产生与v
合
垂直的升力f
升
，f
升
的分力方向朝向机翼上方，在速度v0不变的情况下；机翼在最低点至最高点的回声速度在进行逐渐增加后逐渐降低，可得出f
升
先逐渐增加然后逐渐减少，但始终存在；因此，在机翼的整个运动过程中始终产生升力，保证飞机的飞行。
[0025]
在本发明的一些实施例中，第二连杆13为电动推杆，并安装电源。
[0026]
具体的，电动推杆包括电机、齿轮组、丝杠组件、推杆、推杆壳体；电源、电机、齿轮组、丝杠组件、推杆均安装在推杆壳体内，所述电机通过齿轮组连接所述丝杠组件的丝杠，丝杠组件的丝杠螺母与推杆一端连接，推杆另一端与第四连杆15连接，通过带动丝杠旋转，使丝杠组件的丝杠螺母座往复移动，将电机转动转变为线性移动，以实现在机翼运动过程中改变翼片的迎角，从而达到提升升力的效果。
[0027]
具体地，安装轴16上套设轴承，旋翼叶片17与轴承固定连接。
[0028]
具体地，旋翼叶片17设置有多片，且多片旋翼叶片17以安装轴16轴线为中心呈顺时针或逆时针阵列分布。
[0029]
更具体地，旋翼叶片17对称翼型。
[0030]
在本发明的另一些实施例中，，电机10采用伺服电机或舵机。
[0031]
具体地，驱动组件采用碳纤维复合材料制成。
[0032]
具体地，连接组件采用碳纤维复合材料制成。
[0033]
更具体地，旋翼机构采用碳纤维复合材料制成。
[0034]
具体的，上述非对称异型型号为：ah79-100b、ah79-100c、be6356、或be8356。
[0035]
具体的，上述对称异型型号为：naca0012或naca0016。
[0036]
在该实施例中，旋翼自做低点至最高点回升时，电动推杆伸长；在旋翼自最低点向最高点的回升运动过程中；电动推杆伸长，进一步增大了旋翼的迎角，使旋翼翼片迎角在升力系数的最大值的范围内变大，遵循机翼迎角在升力系数的最大值之前，升力随迎角的增大而增大的规律，进一步增加了旋翼在会回升过程中的升力，进一步强化飞行机构的飞行能力。
[0037]
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
[0038]
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。