本发明专利技术公开了一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，该V型尾翼装置包括有左平衡翼、右平衡翼、左控制舵、右控制舵、左舵脚、右舵脚、尾翼第一舵机、尾翼第二舵机、尾翼左连杆、尾翼右连杆、尾翼前支架、尾翼后支架、尾翼前连接架和尾翼后连接架；尾翼前支架、尾翼后支架、尾翼前连接架和尾翼后连接架相对平行放置，且尾翼左连杆与尾翼右连杆上安装有尾翼前支架、尾翼后支架、尾翼前连接架和尾翼后连接架。左舵脚安装在左控制舵上，右舵脚安装在右控制舵上，尾翼第一舵机安装在左平衡翼上，尾翼第二舵机安装在右平衡翼上。本发明专利技术尾翼控制舵的舵机均设计有密封壳，在水下航行时，舵机仍可正常工作，由水下螺旋桨提供前行的动力，通过调节V型尾翼控制舵的舵角，可实现无人机的上浮、下潜、转弯运动；另一方面在空中飞行时，通过调节控制舵的舵角实现无人机的爬升、俯冲、转弯运动。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种无人机用的尾翼，更特别地说，是指一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置。
技术介绍
无人机是无人驾驶航空器的简称,英文缩写为UAV (Unmanned Aerial Vehicle)。无人机的设计最重要的要求是在机身系统达到足够坚固的情况下，尽可能更轻便。而各种任务载荷要求下的无人机留给运动传动机构的空间和质量配额都十分有限，要灵活并高效地将工程上基本的驱动运动，如高速转动，转变为有利的受控运动。基本的航空传动方式包括直接驱动、比例放大驱动、电力伺服驱动与液压伺服驱动等。无人机是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。机上无驾驶舱，但安装有自动驾驶仪、程序控制装置等设备。地面、舰艇上或母机遥控站人员通过雷达等设备，对其进行跟踪、定位、遥控、遥测和数字传输。可在无线电遥控下像普通飞机一样起飞或用助推火箭发射升空，也可由母机带到空中投放飞行。回收时，可用与普通飞机着陆过程一样的方式自动着陆，也可通过遥控用降落伞或拦网回收。可反覆使用多次。广泛用于空中侦察、监视、通信、反潜、电子干扰等。国防工业出版社，2009年3月第I版第I次印刷，魏瑞轩、李学仁编著的《无人机系统及作战使用》一书，在第I章总论无人机系统中介绍了无人机系统的一般组成(第2页，图1-2所示)。其中，飞机系统包括有机体系统、推进系统、飞控系统和导航系统。目前，应用于无人机上的尾翼一般有水平尾翼和垂直尾翼，水平尾翼一般有两个，结构较为复杂，加重整个机体的重量，而且也增加了尾翼部分的阻力。另一方面，传统无人机的尾翼控制舵舵面的驱动舵机未考虑水密封，在作业环境改变的情况下(空气环境到水体环境)，舵机会因浸水或润湿而失效，从而阻碍了无人机在非结构化多变环境条件下的应用。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼，该V型尾翼与传统尾翼布局相比，减少了一个翼面，这样就简化了尾翼的结构，减轻整机的结构重量，V型尾翼的布局也减小了飞行过程中尾翼部分的阻力，而且V型尾翼的左右两个翼面同时起到水平尾翼和垂直尾翼的作用，使跨海空两栖无人机一方面在空中飞行时，通过调节控制舵的舵角实现无人机的爬升、俯冲、转弯运动；另一方面两控制舵的驱动舵机均设计有密封壳，在水下航行时，舵机仍可正常工作，由水下螺旋桨提供前行的动力，再通过调节控制舵的舵角，可实现无人机的上浮、下潜、转弯运动。本专利技术的一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，其包括有左平衡翼(3A)、右平衡翼(3B)、左控制舵(3C)、右控制舵(3D)、左舵脚(3E)、右舵脚(3F)、尾翼第一舵机(3G)、尾翼第二舵机(3H)、尾翼左连杆(3J)、尾翼右连杆(3K)、尾翼前支架(3L)、尾翼后支架(3M)、尾翼前连接架(3N)和尾翼后连接架(3P)；左翼部分包括有左平衡翼(3A)和左控制舵(3C)，左平衡翼(3A)与左控制舵(3C)通过左合页(3A1)安装在一起；左平衡翼(3A)安装在尾翼前支架(3L)和尾翼后支架(3M)上，尾翼第一舵机(3G)安装在左平衡翼(3A)上，左舵角(3E)安装在左控制舵(3C)上；右翼部分包括有右平衡翼(3B)和右控制舵(3D)，右平衡翼(3B)与右控制舵(3D)通过右合页(3B1)安装在一起；右平衡翼(3B)安装在尾翼前支架(3L)和尾翼后支架(3M)上，尾翼第二舵机(3H)安装在右平衡翼(3B)上，右舵角(3F)安装在右控制舵(3D)上；尾翼前支架(3L)上设有左夹臂(3L1)、右夹臂(3L2)和第一支撑体(3L5)；左夹臂(3L1)的板面上设有尾翼第一通孔(3L12)、尾翼第二通孔(3L13)；左夹臂(3L1)的上端设有第一夹缝(3L11 )，该第一夹缝(3L11)用于夹持住左平衡翼(3A)的根部；左夹臂(3L1)的下端与第一支撑体(3L5)的左端接合处为第一开口通孔(3L3)，该第一开口通孔(3L3)用于放置尾翼左连杆(3J)的后端；右夹臂(3L2)的板面上设有尾翼第三通孔(3L22)、尾翼第四通孔(3L23)；右夹臂(3L2 )的上端设有第二夹缝(3L21)，该第二夹缝(3L21)用于夹持住右平衡翼(3B)的根部；右夹臂(3L2)的下端与第一支撑体(3L5)的右端接合处为第二开口通孔(3L4)，该第二开口通孔(3L4)用于放置尾翼右连杆(3K)的后端；尾翼后支架(3M)上设有左夹臂(3M1)、右夹臂(3M2)和第二支撑体(3M5)；左夹臂(3M1)的板面上设有尾翼第五通孔(3M12)、尾翼第六通孔(3M13)；左夹臂(3M1)的上端设有第三夹缝(3M11)，该第三夹缝(3M11)用于夹持住左平衡翼(3A)的根部； 左夹臂(3M1)的下端与第二支撑体(3M5 )的左端接合处为第三开口通孔(3M3 )，该第三开口通孔(3M3)用于放置尾翼左连杆(3J)的后端；右夹臂(3M2)的板面上设有尾翼第七通孔(3M22)、尾翼第八通孔(3M23)；右夹臂(3M2)的上端设有第四夹缝(3M21)，该第四夹缝(3M21)用于夹持住右平衡翼(3B)的根部；右夹臂(3M2 )的下端与第二支撑体(3M5 )的右端接合处为第四开口通孔(3M4 )，该第四开口通孔(3M4 )用于放置尾翼右连杆(3K)的后端；尾翼前连接架(3N)上设有第一左8字形夹臂(3N1)、第一右8字形夹臂(3N2)、连接体(3N3)；连接体(3N3)置于左8字形夹臂(3N1)与右8字形夹臂(3N2)的内侧之间；左8字形夹臂(3N1)的上方是第五开口通孔(3N11)，左8字形夹臂(3N1)的下方是第六开口通孔(3N12)，第五开口通孔(3N11)与第六开口通孔(3N12)之间是开口夹持体(3N13)，开口夹持体(3N13)上设有尾翼第九通孔(3N14)；所述的第五开口通孔(3N11)用于放置尾翼左连杆(3J)的前端；所述的第六开口通孔(3N12 )用于放置架梁组件(6 )中的第二支撑杆(6B )的后端；所述的尾翼第九通孔(3N14)用于Cl螺钉穿过，穿过后的Cl螺钉与CII螺母配合实现将尾翼左连杆(3J)和架梁组件(6)中的第二支撑杆(6B)夹紧在尾翼前连接架(3N)上；右8字形夹臂(3N2)的上方是第七开口通孔(3N21)，右8字形夹臂(3N2)的下方是第八开口通孔(3N22)，第七开口通孔(3N21)与第八开口通孔(3N22)之间是开口夹持体(3N23)，开口夹持体(3N23)上设有尾翼第十通孔(3N24)；所述的第七开口通孔(3N21)用于放置尾翼右连杆(3K)的前端；所述的第八开口通孔(3N22 )用于放置架梁组件(6 )中的第一支撑杆(6A)的后端；所述的尾翼第十通孔(3N24)用于CJ螺钉穿过，穿过后的CJ螺钉与CJJ螺母配合实现将尾翼右连杆(3K)和架梁组件(6)中的第一支撑杆(6A)夹紧在尾翼前连接架(3N)上；尾翼后连接架(3P)上设有第二左8字形夹臂(3P1)、第二右8字形夹臂(3P2)、连接体(3P3)；连接体(3P3)置于左8字形夹臂(3P1)与右8字形夹臂(3P2)的内侧之间；左8字形夹臂(3P1)的上方是第九开口通孔(3P11)，左8字形夹臂(3P1)的下方是第十开口通孔(3P12)，第九开口通孔(3P11)与第十开口通孔(3P12)之间是开本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种适用于跨海空两栖无人机的V型尾翼装置，其特征在于：V型尾翼装置包括有左平衡翼（3A）、右平衡翼（3B）、左控制舵（3C）、右控制舵（3D）、左舵脚（3E）、右舵脚（3F）、尾翼第一舵机（3G）、尾翼第二舵机（3H）、尾翼左连杆（3J）、尾翼右连杆（3K）、尾翼前支架（3L）、尾翼后支架（3M）、尾翼前连接架（3N）和尾翼后连接架（3P）；左翼部分包括有左平衡翼（3A）和左控制舵（3C），左平衡翼（3A）与左控制舵（3C）通过左合页（3A1）安装在一起；左平衡翼（3A）安装在尾翼前支架（3L）和尾翼后支架（3M）上，尾翼第一舵机（3G）安装在左平衡翼（3A）上，左舵角（3E）安装在左控制舵（3C）上；右翼部分包括有右平衡翼（3B）和右控制舵（3D），右平衡翼（3B）与右控制舵（3D）通过右合页（3B1）安装在一起；右平衡翼（3B）安装在尾翼前支架（3L）和尾翼后支架（3M）上，尾翼第二舵机（3H）安装在右平衡翼（3B）上，右舵角（3F）安装在右控制舵（3D）上；尾翼前支架（3L）上设有左夹臂（3L1）、右夹臂（3L2）和第一支撑体（3L5）；左夹臂（3L1）的板面上设有尾翼第一通孔（3L12）、尾翼第二通孔（3L13）；左夹臂（3L1）的上端设有第一夹缝（3L11），该第一夹缝（3L11）用于夹持住左平衡翼（3A）的根部；左夹臂（3L1）的下端与第一支撑体（3L5）的左端接合处为第一开口通孔（3L3），该第一开口通孔（3L3）用于放置尾翼左连杆（3J）的后端；右夹臂（3L2）的板面上设有尾翼第三通孔（3L22）、尾翼第四通孔（3L23）；右夹臂（3L2）的上端设有第二夹缝（3L21），该第二夹缝（3L21）用于夹持住右平衡翼（3B）的根部；右夹臂（3L2）的下端与第一支撑体（3L5）的右端接合处为第二开口通孔（3L4），该第二开口通孔（3L4）用于放置尾翼右连杆（3K）的后端；尾翼后支架（3M）上设有左夹臂（3M1）、右夹臂（3M2）和第二支撑体（3M5）；左夹臂（3M1）的板面上设有尾翼第五通孔（3M12）、尾翼第六通孔（3M13）；左夹臂（3M1）的上端设有第三夹缝（3M11），该第三夹缝（3M11）用于夹持住左平衡翼（3A）的根部；左夹臂（3M1）的下端与第二支撑体（3M5）的左端接合处为第三开口通孔（3M3），该第三开口通孔（3M3）用于放置尾翼左连杆（3J）的后端；右夹臂（3M2）的板面上设有尾翼第七通孔（3M22）、尾翼第八通孔（3M23）；右夹臂（3M2）的上端设有第四夹缝（3M21），该第四夹缝（3M21）用于夹持住右平衡翼（3B）的根部；右夹臂（3M2）的下端与第二支撑体（3M5）的右端接合处为第四开口通孔（3M4），该第四开口通孔（3M4）用于放置尾翼右连杆（3K）的后端；尾翼前连接架（3N）上设有第一左8字形夹臂（3N1）、第一右8字形夹臂（3N2）、连接体（3N3）；连接体（3N3）置于左8字形夹臂（3N1）与右8字形夹臂（3N2）的内侧之间；左8字形夹臂（3N1）的上方是第五开口通孔（3N11），左8字形夹臂（3N1）的下方是第六开口通孔（3N12），第五开口通孔（3N11）与第六开口通孔（3N12）之间是开口夹持体（3N13），开口夹持体（3N13）上设有尾翼第九通孔（3N14）；所述的第五开口通孔（3N11）用于放置尾翼左连杆（3J）的前端；所述的第六开口通孔（3N12）用于放置架梁组件（6）中的第二支撑杆（6B）的后端；所述的尾翼第九通孔（3N14）用于CI螺钉穿过，穿过后的CI螺钉与CII螺母配合实现将尾翼左连杆（3J）和架梁组件（6）中的第二支撑杆（6B）夹紧在尾翼前连接架（3N）上；右8字形夹臂（3N2）的上方是第七开口通孔（3N21），右8字形夹臂（3N2）的下方是第八开口通孔（3N22），第七开口通孔（3N21）与第八开口通孔（3N22）之间是开口夹持体（3N23），开口夹持体（3N23）上设有尾翼第十通孔（3N24）；所述的第七开口通孔（3N21）用于放置尾翼右连杆（3K）的前端；所述的第八开口通孔（3N22）用于放置架梁组件（6）中的第一支撑杆（6A）的后端；所述的尾翼第十通孔（3N24）用于CJ螺钉穿过，穿过后的CJ螺钉与CJJ螺母配合实现将尾翼右连杆（3K）和架梁组件（6）中的第一支撑杆（6A）夹紧在尾翼前连接架（3N）上；尾翼后连接架（3P）上设有第二左8字形夹臂（3P1）、第二右8字形夹臂（3P2）、连接体（3P3）；连接体（3P3）置于左8字形夹臂（3P1）与右8字形夹臂（...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：王田苗，杨兴帮，梁建宏，吴海亮，曾庆儒，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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